超级军网世无英雄遂使阿里安四系列火箭竖子成名——再谈火箭运力 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 01:16:39
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阿里安四系列很成功，但同样模块化的五系列就一般了。
最好的组合式模块化火箭方案就是芯级与助推级都尽可能使用同一种发动机，而阿里安五并不是这样的产物。
RS-27
Credit - Boeing / Rocketdyne
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Engine Model: RS-27. Manufacturer Name: RS-27. Designer: Rocketdyne. Developed in: 1971. Propellants: Lox/Kerosene. Thrust(vac): 1,023.000 kN (229,979 lbf). Thrust(sl): 915.500 kN (205,813 lbf). Isp: 295 sec. Isp (sea level): 264 sec. Burn time: 274 sec. Mass Engine: 1,027 kg (2,264 lb). Diameter: 1.07 m (3.51 ft). Length: 3.63 m (11.90 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 49.00 bar. Area Ratio: 8.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.25. Thrust to Weight Ratio: 102.39. Country: USA. Status: Out of production. First Flight: 1972. Last Flight: 1990. Flown: 108.
The RS - 27 powerplant comprises an RS2701A/B main engine, and twin LR101 - NA - 11 verniers. Introduced in 1974 on the McDonnell Douglas' Delta 2000 series launcher it replaced the MB - 3 as the main system for that launcher. It completed it's Delta service on the 6000 model in 1992. and continues in service as part of the Atlas MA- 5A powerplant. Application: Delta 6000 series. First Flown: January 18th, 1974 on Delta 100/Skynet 2A. Flown: 107 Delta plus 8 Atlas to the end of 1993. Mounting: gimballed-mounted for pitch/yaw control with gimballed verniers for roll control. Engine Cycle: gas generator. Oxidizer: liquid oxygen at 250 kg/sec. Fuel: RP-1 hydrocarbon at 111 kg/sec. Mixture Ratio: 2.245:1. Oxidizer Turbopump: 1900 kW, 6784 rpm (7085 rpm at altitude), 70 atm discharge Pressure: Fuel Turbopump: 1289 kW, 70 atm discharge Pressure. Thrust: 971 kN sea level/1023 kN vacuum. Thrust Chamber Length: 219 cm (234 cm). Thrust Chamber Materials: 347 CRES austenitic stainless steel. Thrust Chamber Cooling: regenerative, two passes of fuel through 292 tubes. Combustion Chamber Pressure: 48 atm at injector end. Combustion Chamber Temperature: 3315 Celsius. Combustion Chamber Materials: 347 CRES austenitic stainless steel. Combustion Chamber Cooling: same as thrust chamber. Combustion Chamber Ignition: hypergolic fluid cartridge enclosed in burst diaphragms. Verniers: each LR101-NA-11 at 21.8 kg mass, 4.63/5.30 kN sea level/vac thrust, 209/246 sec sea level/vac Isp, 1.8 mixture ratio, 5.6 expansion ratio(9.8 cm exit diameter), 283 sec burn time. Designed for booster applications. Gas generator, pump-fed.
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Engine Model: RS-27A. Manufacturer Name: RS-27A. Designer: Rocketdyne. Developed in: 1987. Propellants: Lox/Kerosene. Thrust(vac): 1,054.200 kN (236,994 lbf). Thrust(sl): 890.100 kN (200,102 lbf). Isp: 302 sec. Isp (sea level): 255 sec. Burn time: 274 sec. Mass Engine: 1,091 kg (2,405 lb). Diameter: 1.07 m (3.51 ft). Length: 3.78 m (12.40 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 49.00 bar. Area Ratio: 12.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.25. Thrust to Weight Ratio: 102.47. Country: USA. First Flight: 1989. Last Flight: 2000. Flown: 20.
The RS - 27A powerplant comprises an RS2701B main engine, and twin LR101 - NA - 11 verniers. Introduced in 1990 on the McDonnell Douglas' Delta 7000 series launcher it replaced the RS-27 as the main system for that launcher. It continues in service as part of the Atlas MA- 5A powerplant. Application: Delta 7000 series. First Flown: 1990. Flown: 14 Delta plus 8 Atlas to the end of 1993. Mounting: gimballed-mounted for pitch/yaw control with gimballed verniers for roll control. Engine Cycle: gas generator. Oxidizer: liquid oxygen at 250 kg/sec. Fuel: RP-1 hydrocarbon at 111 kg/sec. Mixture Ratio: 2.245:1. Oxidizer Turbopump: 1900 kW, 6784 rpm (7085 rpm at altitude), 70 atm discharge Pressure: Fuel Turbopump: 1289 kW, 70 atm discharge Pressure. Thrust: 890 kN sea level/1054.2 kN vacuum. Thrust Chamber Length: 234 cm. Thrust Chamber Materials: 347 CRES austenitic stainless steel. Thrust Chamber Cooling: regenerative, two passes of fuel through 292 tubes. Combustion Chamber Pressure: 48 atm at injector end. Combustion Chamber Temperature: 3315 Celsius. Combustion Chamber Materials: 347 CRES austenitic stainless steel. Combustion Chamber Cooling: same as thrust chamber. Combustion Chamber Ignition: hypergolic fluid cartridge enclosed in burst diaphragms. Burn Time: 274 sec. Verniers: each LR101-NA-11 at 21.8 kg mass, 4.63/5.30 kN sea level/vac thrust, 209/246 sec sea level/vac Isp, 1.8 mixture ratio, 5.6 expansion ratio(9.8 cm exit diameter), 283 sec burn time. Designed for booster applications. Gas generator, pump-fed. Two vernier engines provide roll control.
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Engine Model: RS-27C. Designer: Rocketdyne. Propellants: Lox/Kerosene. Thrust(vac): 1,054.200 kN (236,994 lbf). Thrust(sl): 890.100 kN (200,102 lbf). Isp: 302 sec. Isp (sea level): 255 sec. Burn time: 265 sec. Mass Engine: 1,091 kg (2,405 lb). Diameter: 2.44 m (8.00 ft). Length: 3.78 m (12.40 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 48.00 bar. Area Ratio: 12.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.25. Thrust to Weight Ratio: 98.53. Country: USA. First Flight: 1990. Last Flight: 2006. Flown: 107.
RS27煤油发动机推力90吨，比中国的YF肼类发动机要好得多，而且早在1971年就已经出世。如果用于研制RS27版本的“美国长二与长二捆，长三捆火箭”，同欧洲的阿里安四火箭抢商业发射市场的活是大有钱途的。后来波音公司也研制了德尔塔3火箭，只可惜出世得太晚了，阿里安四火箭已经座大，商业品牌已经在世界确立，德尔塔3也无力挑战了。
Credit - Boeing / Rocketdyne
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Engine Model: RS-27. Manufacturer Name: RS-27. Designer: Rocketdyne. Developed in: 1971. Propellants: Lox/Kerosene. Thrust(vac): 1,023.000 kN (229,979 lbf). Thrust(sl): 915.500 kN (205,813 lbf). Isp: 295 sec. Isp (sea level): 264 sec. Burn time: 274 sec. Mass Engine: 1,027 kg (2,264 lb). Diameter: 1.07 m (3.51 ft). Length: 3.63 m (11.90 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 49.00 bar. Area Ratio: 8.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.25. Thrust to Weight Ratio: 102.39. Country: USA. Status: Out of production. First Flight: 1972. Last Flight: 1990. Flown: 108.
The RS - 27 powerplant comprises an RS2701A/B main engine, and twin LR101 - NA - 11 verniers. Introduced in 1974 on the McDonnell Douglas' Delta 2000 series launcher it replaced the MB - 3 as the main system for that launcher. It completed it's Delta service on the 6000 model in 1992. and continues in service as part of the Atlas MA- 5A powerplant. Application: Delta 6000 series. First Flown: January 18th, 1974 on Delta 100/Skynet 2A. Flown: 107 Delta plus 8 Atlas to the end of 1993. Mounting: gimballed-mounted for pitch/yaw control with gimballed verniers for roll control. Engine Cycle: gas generator. Oxidizer: liquid oxygen at 250 kg/sec. Fuel: RP-1 hydrocarbon at 111 kg/sec. Mixture Ratio: 2.245:1. Oxidizer Turbopump: 1900 kW, 6784 rpm (7085 rpm at altitude), 70 atm discharge Pressure: Fuel Turbopump: 1289 kW, 70 atm discharge Pressure. Thrust: 971 kN sea level/1023 kN vacuum. Thrust Chamber Length: 219 cm (234 cm). Thrust Chamber Materials: 347 CRES austenitic stainless steel. Thrust Chamber Cooling: regenerative, two passes of fuel through 292 tubes. Combustion Chamber Pressure: 48 atm at injector end. Combustion Chamber Temperature: 3315 Celsius. Combustion Chamber Materials: 347 CRES austenitic stainless steel. Combustion Chamber Cooling: same as thrust chamber. Combustion Chamber Ignition: hypergolic fluid cartridge enclosed in burst diaphragms. Verniers: each LR101-NA-11 at 21.8 kg mass, 4.63/5.30 kN sea level/vac thrust, 209/246 sec sea level/vac Isp, 1.8 mixture ratio, 5.6 expansion ratio(9.8 cm exit diameter), 283 sec burn time. Designed for booster applications. Gas generator, pump-fed.
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Engine Model: RS-27A. Manufacturer Name: RS-27A. Designer: Rocketdyne. Developed in: 1987. Propellants: Lox/Kerosene. Thrust(vac): 1,054.200 kN (236,994 lbf). Thrust(sl): 890.100 kN (200,102 lbf). Isp: 302 sec. Isp (sea level): 255 sec. Burn time: 274 sec. Mass Engine: 1,091 kg (2,405 lb). Diameter: 1.07 m (3.51 ft). Length: 3.78 m (12.40 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 49.00 bar. Area Ratio: 12.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.25. Thrust to Weight Ratio: 102.47. Country: USA. First Flight: 1989. Last Flight: 2000. Flown: 20.
The RS - 27A powerplant comprises an RS2701B main engine, and twin LR101 - NA - 11 verniers. Introduced in 1990 on the McDonnell Douglas' Delta 7000 series launcher it replaced the RS-27 as the main system for that launcher. It continues in service as part of the Atlas MA- 5A powerplant. Application: Delta 7000 series. First Flown: 1990. Flown: 14 Delta plus 8 Atlas to the end of 1993. Mounting: gimballed-mounted for pitch/yaw control with gimballed verniers for roll control. Engine Cycle: gas generator. Oxidizer: liquid oxygen at 250 kg/sec. Fuel: RP-1 hydrocarbon at 111 kg/sec. Mixture Ratio: 2.245:1. Oxidizer Turbopump: 1900 kW, 6784 rpm (7085 rpm at altitude), 70 atm discharge Pressure: Fuel Turbopump: 1289 kW, 70 atm discharge Pressure. Thrust: 890 kN sea level/1054.2 kN vacuum. Thrust Chamber Length: 234 cm. Thrust Chamber Materials: 347 CRES austenitic stainless steel. Thrust Chamber Cooling: regenerative, two passes of fuel through 292 tubes. Combustion Chamber Pressure: 48 atm at injector end. Combustion Chamber Temperature: 3315 Celsius. Combustion Chamber Materials: 347 CRES austenitic stainless steel. Combustion Chamber Cooling: same as thrust chamber. Combustion Chamber Ignition: hypergolic fluid cartridge enclosed in burst diaphragms. Burn Time: 274 sec. Verniers: each LR101-NA-11 at 21.8 kg mass, 4.63/5.30 kN sea level/vac thrust, 209/246 sec sea level/vac Isp, 1.8 mixture ratio, 5.6 expansion ratio(9.8 cm exit diameter), 283 sec burn time. Designed for booster applications. Gas generator, pump-fed. Two vernier engines provide roll control.
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Engine Model: RS-27C. Designer: Rocketdyne. Propellants: Lox/Kerosene. Thrust(vac): 1,054.200 kN (236,994 lbf). Thrust(sl): 890.100 kN (200,102 lbf). Isp: 302 sec. Isp (sea level): 255 sec. Burn time: 265 sec. Mass Engine: 1,091 kg (2,405 lb). Diameter: 2.44 m (8.00 ft). Length: 3.78 m (12.40 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 48.00 bar. Area Ratio: 12.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.25. Thrust to Weight Ratio: 98.53. Country: USA. First Flight: 1990. Last Flight: 2006. Flown: 107.
RS27煤油发动机推力90吨，比中国的YF肼类发动机要好得多，而且早在1971年就已经出世。如果用于研制RS27版本的“美国长二与长二捆，长三捆火箭”，同欧洲的阿里安四火箭抢商业发射市场的活是大有钱途的。后来波音公司也研制了德尔塔3火箭，只可惜出世得太晚了，阿里安四火箭已经座大，商业品牌已经在世界确立，德尔塔3也无力挑战了。
阿里安-4火箭的成功，源于以下原因：
1、1986年“挑战者”号的爆炸，使美国在民用航天发射上彻底哑火（盖因nasa为了保住航天飞机项目的预算，让一切政府发射项目都由其承揽，结果崩盘了，如果不是空军留了一手，早早买了些大力神火箭，连关键的军事卫星都要开天窗;P ），在这青黄不接的关键时期，阿里安横空出世，7年49颗卫星，使这个航天发射市场的后来者一举成为霸主，运气实在太好（实际上，“挑战者”号事件深刻改变了此后20年的世界航天格局）
2、阿里安-4的运载能力安排得恰到好处，对于80年代到2000年的主流通信卫星，恰好能一次发射一个大型的或者两个中小型的。
3、阿里安-4优秀的发射成功率，得到了实践检验。
1、1986年“挑战者”号的爆炸，使美国在民用航天发射上彻底哑火（盖因nasa为了保住航天飞机项目的预算，让一切政府发射项目都由其承揽，结果崩盘了，如果不是空军留了一手，早早买了些大力神火箭，连关键的军事卫星都要开天窗;P ），在这青黄不接的关键时期，阿里安横空出世，7年49颗卫星，使这个航天发射市场的后来者一举成为霸主，运气实在太好（实际上，“挑战者”号事件深刻改变了此后20年的世界航天格局）
2、阿里安-4的运载能力安排得恰到好处，对于80年代到2000年的主流通信卫星，恰好能一次发射一个大型的或者两个中小型的。
3、阿里安-4优秀的发射成功率，得到了实践检验。
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大力神四火箭的最终停产就在于洛马公司无法撑握占大力神四火箭总成本价额巨大的700吨级固体助推器的生产。由于大力神四火箭的上游产业链不受洛马公司控制，大力神四火箭生产成本始终难以下降下来，最终结果就只能一刀砍了。
印度的GSLV mk3好像就是模仿的大力神4，用两个大固助，这样一来印度如何控制火箭成本。
不知印度生产大型固体助推器要多少钱，但美国无论是洛马还是波音现在都放弃了使用重型固体助推器，如果大力神四火箭的重型固推价格“足够便宜”洛马，波音断然不会放弃现成的700吨固体助推器不用而独立生产“通用芯级助推器”。
事实上中国，美国，欧洲与俄罗斯都生产过肼类发动机火箭，但价格如大力神四火箭这样昂贵的还真是全球“独此一家”。至于印度，其实它们以印度版本的阿里安四肼类发动机如中国那样搞一款“印度版本的长二捆火箭”恐怕更为合适。
事实上中国，美国，欧洲与俄罗斯都生产过肼类发动机火箭，但价格如大力神四火箭这样昂贵的还真是全球“独此一家”。至于印度，其实它们以印度版本的阿里安四肼类发动机如中国那样搞一款“印度版本的长二捆火箭”恐怕更为合适。
LR87推力为单台120吨，搞错数据，不好意思
有数据说明大型固体助推器就比相同级别的液体助推器贵吗？
原帖由 G6-52L 于 2008-11-18 15:57 发表
阿里安-4火箭的成功，源于以下原因：
1、1986年“挑战者”号的爆炸，使美国在民用航天发射上彻底哑火（盖因nasa为了保住航天飞机项目的预算，让一切政府发射项目都由其承揽，结果崩盘了，如果不是空军留了一手，早早 ...
正解。
合适的时间，合适的运力，合适的价格，优良的表现，商业成功的保证。
Titan IV固然昂贵，AtlasV和DeltaIV也不见得便宜多少
宇宙神和德尔塔的RS68和RD180成本不低，它们主要的优势就是多组合的重型模式，这样摊下来的成本才低
哈哈,拜读[:a15:]
空间站的舱段也不见得就是越大越好，和平号上还有些舱段是联盟发射的。
大力神4本身就是个应急的产物，即没有代表美国的火箭水平，也没代表火箭发展的方向，拿它当例子不合适。
阿－4的成功主要还是因为缺乏竞争者，当时米帝大概是没想到卫星发射还有这么大市场，毛子则因为政治原因。
联盟其实和阿－4是一个级别的，要当时没这个政治问题，阿－4根本没有抬头的机会
阿－5的情况就比较糟糕了，现在要不是欧洲内部顶它，估计早就出局了
以米帝和毛子的技术储备，就算其他国家能靠着运气偶然领先，他们也马上能把优势扳回来，所以想在火箭技术上取得优势进而取得市场优势基本是不可能的。
唯一的路线是最大程度的实现通用化，以此来尽可能的降低成本，靠着低成本优势来取得市场
大力神4本身就是个应急的产物，即没有代表美国的火箭水平，也没代表火箭发展的方向，拿它当例子不合适。
阿－4的成功主要还是因为缺乏竞争者，当时米帝大概是没想到卫星发射还有这么大市场，毛子则因为政治原因。
联盟其实和阿－4是一个级别的，要当时没这个政治问题，阿－4根本没有抬头的机会
阿－5的情况就比较糟糕了，现在要不是欧洲内部顶它，估计早就出局了
以米帝和毛子的技术储备，就算其他国家能靠着运气偶然领先，他们也马上能把优势扳回来，所以想在火箭技术上取得优势进而取得市场优势基本是不可能的。
唯一的路线是最大程度的实现通用化，以此来尽可能的降低成本，靠着低成本优势来取得市场
未来火箭的生存之路就是要走系列化，模块化之路。事实上大力神四火箭所用的700吨级固体助推器本身就已经相当程度上“特化”了，或者说其并不具有与其它类型火箭之间实现最“经济”通用共享的能力。因此未来火箭最佳的发展思路就是如今天中国的长二捆火箭那样，主芯级与助推级都只使用同一种火箭发动机，力求简化火箭的动力组合源，努力增加单一品种火箭发动机的年产量，由此最大程度增加维持火箭发动机与火箭模块生产线运行的“经济边际效益”。
这也是我一直以来都坚决反对利用50吨YF77氢氧发动机研制长五5米直径火箭主芯级的核心原因。理由很简单，只使中国未来每年能够发射4发长五5米直径火箭，所需要的YF77的产量也不过是每年8台而已，但却要仅仅为了生产这8台发动机单独维持一条氢氧发动机的生产线，经济边际效益之低可想如知。
这也是我一直以来都坚决反对利用50吨YF77氢氧发动机研制长五5米直径火箭主芯级的核心原因。理由很简单，只使中国未来每年能够发射4发长五5米直径火箭，所需要的YF77的产量也不过是每年8台而已，但却要仅仅为了生产这8台发动机单独维持一条氢氧发动机的生产线，经济边际效益之低可想如知。
事实上美国的战神火箭之所以要搞得今天如此复杂，也与美国政府无法下定决心抛弃ATK公司生产的航天飞机级巨型固体助推器有极大关系。我在分析洛马与波音公司的原始巨型火箭构想时发现这两个空间巨头没有一个存在“必须要借助ATK公司的航天飞机级固体助推器”才能够生产巨型火箭的先决条件。也就是说只使美国没有航天飞机级固体助推器，洛马，波音也能够为美国政府载人重返月球工程提供巨型运载火箭。而且这样做在经济上也许更为合算，因为这样能够减少维持一条巨型固体助推器生产线的运营成本，而普惠公司的RD180生产线与洛克达因公司的RS68发动机生产线只使没有战神火箭计划也同样能够依靠阿特拉斯五与德尔塔四火箭的运营而存在下去。
原帖由 高凉陈君CT 于 2008-11-19 09:30 发表
未来火箭的生存之路就是要走系列化，模块化之路。事实上大力神四火箭所用的700吨级固体助推器本身就已经相当程度上“特化”了，或者说其并不具有与其它类型火箭之间实现最“经济”通用共享的能力。因此未来火箭最佳的 ...
长五的芯级其实相当于第二级，它一直工作到卫星入轨，这有什么不好。不用氢氧，火箭的运载系数就低，火箭更笨重。
原帖由 SaturnV 于 2008-11-18 21:13 发表
有一点需要指出，R-7、N-1的结构布局之所以高度“特化”(譬如：N-1的85°锥形体结构、R-7的锥形助推器)来源于德国火箭专家格罗特鲁普。很明显，科罗廖夫的火箭仍然沿用了德国专家的设计思想，这一点在R-7、N-1上都有 ...
你还是少提德国科学家吧，没有必要天天讲月月讲，讲多了也有些贫了
原帖由 高凉陈君CT 于 2008-11-19 09:46 发表
事实上美国的战神火箭之所以要搞得今天如此复杂，也与美国政府无法下定决心抛弃ATK公司生产的航天飞机级巨型固体助推器有极大关系。我在分析洛马与波音公司的原始巨型火箭构想时发现这两个空间巨头没有一个存在“必须 ...
Atlas V和Delta IV不仅运力不够，而且安全系数也不能令NASA满意，相互之间的对比分析是有很多的
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中国长二F火箭主芯级与助推器一共用8台发动机也不存在安生系数低的问题，也一样用于发射神舟载人飞船。NASA当年为应对阿波罗工程所开发的土星一火箭，芯级就用8台发动机，也一样很安全。事实上目前世界发射频繁最高的联盟火箭芯级与助推级就同时用了5台发动机，当年执世界空间发射市场牛耳的阿里安四火箭主芯级与助推级所用的发动机数量也不少。
当然火箭发动机数量过多也不好，如苏联的N1火箭那样，但以人类目前的技术水平，火箭主芯级与助推级同时使用10台发动机也一样能够保证得了火箭拥有足够的安全系数。
因此NASA认为阿特拉斯五与德尔塔四火箭用于发射星座载人飞船推力不足与安全系数不够是安全站不住脚的，大不了洛马与波音公司就开发四芯版的阿特拉斯五与德尔塔四火箭，这样LEO运载能力将一举突破30吨，而再继续升级改进的空间更为广阔容易。
这可要比今天NASA捧着ATK的那一根航天飞机级固体助推器“死啃，死钻牛角尖”要轻松经济得多了。
当然火箭发动机数量过多也不好，如苏联的N1火箭那样，但以人类目前的技术水平，火箭主芯级与助推级同时使用10台发动机也一样能够保证得了火箭拥有足够的安全系数。
因此NASA认为阿特拉斯五与德尔塔四火箭用于发射星座载人飞船推力不足与安全系数不够是安全站不住脚的，大不了洛马与波音公司就开发四芯版的阿特拉斯五与德尔塔四火箭，这样LEO运载能力将一举突破30吨，而再继续升级改进的空间更为广阔容易。
这可要比今天NASA捧着ATK的那一根航天飞机级固体助推器“死啃，死钻牛角尖”要轻松经济得多了。
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原帖由 dark_knight 于 2008-11-19 09:55 发表
Atlas V和Delta IV不仅运力不够，而且安全系数也不能令NASA满意，相互之间的对比分析是有很多的
没记错的话，这两种火箭还没失手过，何以见得不安全？
原帖由 SaturnV 于 2008-11-19 13:21 发表
你也别把“巨型固推”完全否定。就以大力神4为例，如果没有巨型固推，那大力神4芯级的LEO运力就太可怜了。如果没有巨型固推，航天飞机根本无法离开地面。虽然固推的造价比相同推力的液发昂贵，但考虑到巨型固推可以 ...
楼主没说错，固推固然可以迅速有效增加起飞推力，提高入轨质量。问题是固推不便宜啊，所以大力神4退役，德尔塔4和宇宙神5上马。
EELV的重型火箭走的方向是全液一级的，而不用大推力固推。前面那个成本图都可以看到，全液一级的德尔塔和宇宙神HLV对比带固体助推的单位成本大幅下降。
原帖由 纸飞机 于 2008-11-19 19:57 发表
没记错的话，这两种火箭还没失手过，何以见得不安全？
1986年之前人们认为航天飞机是非常安全的，2003年之前人们认为再也不会有灾难性的事件了……你对安全性的这种理解就是完全错误的
液体发动机一样有可重复使用的，固体价格肯定是高的。但液体发动机的研发成本可就贵了，尤其是那些大推力又高压补燃的，要是发射次数少，把研发成本加进去，那谁便宜可真难说了，再加上液体研发周期长，风险也大。所以说呢，要是国家搞工程，选择固体助推其实是很不错的方案。国家工程对价格不是那么敏感，又需要高可靠，还不能拖延时间。但到商业市场就是另外一回事了，至少目前来看，大推力固体在商业发射领域不受欢迎。
毛子设计R7的时候，大家对火箭的气动外形还不是很了解，所以想当然的搞了流线型。后来发现不流线其实也没什么关系，但生产线不方便再改了。
米帝是财大气粗，所以可以搞一套国家用的发射系统，搞两套商业用的发射系统
其他国家都不能学这个，包括毛子都是只有一套通用系统
毛子设计R7的时候，大家对火箭的气动外形还不是很了解，所以想当然的搞了流线型。后来发现不流线其实也没什么关系，但生产线不方便再改了。
米帝是财大气粗，所以可以搞一套国家用的发射系统，搞两套商业用的发射系统
其他国家都不能学这个，包括毛子都是只有一套通用系统
原帖由 dark_knight 于 2008-11-19 20:16 发表
1986年之前人们认为航天飞机是非常安全的，2003年之前人们认为再也不会有灾难性的事件了……你对安全性的这种理解就是完全错误的
德尔塔和宇宙神没有载人任务，过度追求成功率导致成本飙升没有必要，载货火箭系统设计上能够达到98%就不错了
如果需要载人，可以通过质量控制提高系统可靠性，就像我们改进长征2F一样。
在实现可靠性的方向上，德4和宇宙神5对比航天飞机有天然的优势：系统简单得多，没有复用要求。而RS68和RD180都是成熟可靠的动力，理论上要实现超过航天飞机的可靠性是可以的。
原帖由 纸飞机 于 2008-11-19 20:17 发表
液体发动机一样有可重复使用的，固体价格肯定是高的。但液体发动机的研发成本可就贵了，尤其是那些大推力又高压补燃的，要是发射次数少，把研发成本加进去，那谁便宜可真难说了，再加上液体研发周期长，风险也大。所 ...
固体火箭研发成本也不便宜，航天飞机现成的RSRB，为了Ares I使用从4段改成5段就花了30亿美元
原帖由 高凉陈君CT 于 2008-11-19 10:46 发表
二十世纪人类空间事业最重要的教训就是空间载具平台与火箭发动机研制得太多，太滥了，从土星，N1到能源，航天飞机。研制了就抛弃，抛弃了又研制新的。结果平白浪费了无数金钱与人力，物力；自阿波罗时代起，如果在这 ...
比喻的有道理!缝缝补补20年.目的是把卫星送上天,同运沙子是一样的道理,慎重选型,永志不移
原帖由 重剑无锋 于 2008-11-19 20:27 发表
德尔塔和宇宙神没有载人任务，过度追求成功率导致成本飙升没有必要，载货火箭系统设计上能够达到98%就不错了
如果需要载人，可以通过质量控制提高系统可靠性，就像我们改进长征2F一样。
在实现可靠性的方向 ...
又讨论偏了，这里没有在比较宇宙神、德尔塔与航天飞机的可靠性，而是在比较宇宙神、德尔塔与战神的可靠性
原帖由 dark_knight 于 2008-11-20 13:52 发表
又讨论偏了，这里没有在比较宇宙神、德尔塔与航天飞机的可靠性，而是在比较宇宙神、德尔塔与战神的可靠性
航天飞机是现在美国唯一的载人系统，战神系列主要的技术继承也来自于它。再加上德尔塔和战神V一级用的是一样的发动机。
这两款EELV上载人系统没有什么根本障碍吧。
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原帖由 重剑无锋 于 2008-11-20 15:42 发表
航天飞机是现在美国唯一的载人系统，战神系列主要的技术继承也来自于它。再加上德尔塔和战神V一级用的是一样的发动机。
这两款EELV上载人系统没有什么根本障碍吧。
是否存在根本障碍是可比不可比的问题，具有多少风险系数是选谁不选谁的问题
原帖由 重剑无锋 于 2008-11-20 15:42 发表
航天飞机是现在美国唯一的载人系统，战神系列主要的技术继承也来自于它。再加上德尔塔和战神V一级用的是一样的发动机。
这两款EELV上载人系统没有什么根本障碍吧。
Delta IV HLV只有三台RS-68，而Ares V前期设计是5台，现在已经增加到6台，外加两个大型固推。这意味着什么？意味着两个东西不能等量齐观。Ares V的风险系数主要关系到登月行动的成败，而Ares I则进一步关系到宇航员的性命。
而大力神四的停产落幕，除了重型固体助推器成本不菲原因外，芯级推不大而固推却太大（固体助推器太大本身就是一种“特化”，众多运力处于LEO6吨至15吨的区间大力神四火箭无能为力，而LEO30吨以上大力神四由于芯级直径与推力限制又无法捆绑得了4枚700吨级助推器）结果大大限制了大力神火箭的模块化组合潜力也是重要原因。
但洛马公司如果当年研制四芯版本的大力神四火箭，大力神运力区间的扩展余地可就要广阔得多了，而且大力神火箭所用的AEROJET公司的RL87肼类发动机顺应历史潮流，也可在今天改进为美国版本推力150吨的NK33煤油发动机。但大力神火箭的箭体却不必要大改变（如今天中国计划利用YF100煤油发动机改进长二F一样），这样大力神火箭的生产线与上下游部件供应商的利益都能够得到最大程度的维持。而大力神火箭的生产成本也会进一步下降，对于美国政府而言这也未尝不是一大好处。
但洛马公司如果当年研制四芯版本的大力神四火箭，大力神运力区间的扩展余地可就要广阔得多了，而且大力神火箭所用的AEROJET公司的RL87肼类发动机顺应历史潮流，也可在今天改进为美国版本推力150吨的NK33煤油发动机。但大力神火箭的箭体却不必要大改变（如今天中国计划利用YF100煤油发动机改进长二F一样），这样大力神火箭的生产线与上下游部件供应商的利益都能够得到最大程度的维持。而大力神火箭的生产成本也会进一步下降，对于美国政府而言这也未尝不是一大好处。
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原帖由 dark_knight 于 2008-11-20 17:01 发表
Delta IV HLV只有三台RS-68，而Ares V前期设计是5台，现在已经增加到6台，外加两个大型固推。这意味着什么？意味着两个东西不能等量齐观。Ares V的风险系数主要关系到登月行动的成败，而Ares I则进一步关系到宇航员 ...
本来你的意见是D4的可靠性不足嘛，又绕到到推力上干吗？
Delta IV HLV的对手是战神I，又不是战神V。
战神I那个竹竿设计难道是为了降低风险系数？5.5段SRB又不便宜。毫无疑问的是战神系列只是特殊的任务火箭，而EELV这两款是以降低发射成本为目标的主流火箭。
D IV HLV一样有些延伸设计，8米芯加2-4-6个5米径的组合，可以覆盖LEO30吨-120吨。当然，除了登月现在没有那么大的商用载荷，D IV也不必要发展这样的组合，但是说明其具备这样组合的能力。重点是，D IV能够在低成本的条件下实现这样的运力。