超级军网为什么我国的长征火箭没有固体助推器
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/26 11:03:12
发现到目前，我国的长2、长3的助推器全是液体的，而国外的助推器多是固体的。
为什么我们没有固体的呢，是没有能力搞固体助推器还是其他原因？谁来说说固体和液体助推器的优缺点？
发现到目前，我国的长2、长3的助推器全是液体的，而国外的助推器多是固体的。
为什么我们没有固体的呢，是没有能力搞固体助推器还是其他原因？谁来说说固体和液体助推器的优缺点？
毛子也没有啊
肯定有能力啊，不能DF系列怎么搞啊，可能是路线不同，需要不同吧
大的还搞不了
小的又不屑
小的又不屑
长二捆是我国第一种带助推器的火箭.当年它的开发时间仅有18个月.技术力量本来就不强,还要解决捆绑助推器后产生的大量新问题.所以助推器仍然沿用液体方案,使用和芯一级一样的发动机.
根据小步快跑的方针,长2F\3B\3C都从长二捆继承了原有的助推器格局,至多是稍有改良.
如果不出意外,在CZ-2F/H也就是发射天宫-1的火箭上,将使用固体助推器,同时芯级改用液氧煤油.
根据小步快跑的方针,长2F\3B\3C都从长二捆继承了原有的助推器格局,至多是稍有改良.
如果不出意外,在CZ-2F/H也就是发射天宫-1的火箭上,将使用固体助推器,同时芯级改用液氧煤油.
研制大型固体助推器需要另外投资铺摊子,液体助推器可实现发动机通用,既可用于芯级又可用于助推器,降低了研制成本.
SaturnV 发表于 2009-9-18 17:02 
GEM这个级别的还真不一定能看得上
这个效能比现在长征系列的液体助推差了不少
而CZ-2，3系列的第一级工作时间又不是太长不能学德尔塔4那样分两批点火
这样的东西还真不是太合适
GEM这个级别的还真不一定能看得上
这个效能比现在长征系列的液体助推差了不少
而CZ-2，3系列的第一级工作时间又不是太长不能学德尔塔4那样分两批点火
这样的东西还真不是太合适
miliamlau 发表于 2009-9-18 17:14
CZ-2F/H的构型已经很明确了，没有固推。1个3.35米芯级捆4个2.25米助推器，一共6台YF100发动机。
CZ-2F/H的构型已经很明确了，没有固推。1个3.35米芯级捆4个2.25米助推器，一共6台YF100发动机。
小的固体助推器看不上，大的固体助推器又太重（液体火箭运空壳子，固体得连壳带装料一起运），不适合火车运。
美国的大固推自重都是好几百吨，是用船运的。
美国的大固推自重都是好几百吨，是用船运的。
不会是经济原因吧，TB毕竟不是美帝，银子不多。
推力大小都得看技术水准。火箭也是系列，怎么可能会看不上小推力一说。先进就好东西，
推力再大但不先进也是狗屎一坨。运输问题就不是问题。是工业问题。
我这种菜鸟水平都知道。上面的老大些，怎么搞的。
推力再大但不先进也是狗屎一坨。运输问题就不是问题。是工业问题。
我这种菜鸟水平都知道。上面的老大些，怎么搞的。
推力大小都得看技术水准。火箭也是系列，怎么可能会看不上小推力一说。先进就好东西，
推力再大但不先进也是狗屎一坨。运输问题就不是问题。是工业问题。
我这种菜鸟水平都知道。上面的老大些，怎么搞的。
人就是江湖 发表于 2009-9-18 18:37
楼上果然是菜鸟，固体火箭助推器的唯一优势就是推力大，结构重量比和发动机比冲等重要性能跟液体火箭助推器相比差远了。美国航天飞机固体助推器够牛比吧？除了1200吨推力举世无双外，可是590吨总重就包括88吨壳体废重，地面比冲237秒，真空比冲269秒，这些方面连现在最差的液体火箭都不如。
推力大小都得看技术水准。火箭也是系列，怎么可能会看不上小推力一说。先进就好东西，
推力再大但不先进也是狗屎一坨。运输问题就不是问题。是工业问题。
我这种菜鸟水平都知道。上面的老大些，怎么搞的。
人就是江湖 发表于 2009-9-18 18:37
楼上果然是菜鸟，固体火箭助推器的唯一优势就是推力大，结构重量比和发动机比冲等重要性能跟液体火箭助推器相比差远了。美国航天飞机固体助推器够牛比吧？除了1200吨推力举世无双外，可是590吨总重就包括88吨壳体废重，地面比冲237秒，真空比冲269秒，这些方面连现在最差的液体火箭都不如。
DFH 发表于 2009-9-18 19:51
小固体火箭用于军工和移动发射卫星。所以先进的小推力固体火箭具有现实意义。
小固体火箭用于军工和移动发射卫星。所以先进的小推力固体火箭具有现实意义。
人就是江湖 发表于 2009-9-18 19:57
导弹上用的固体火箭发动机和助推用的固体火箭发动机有很多区别的，不能通用
目前也没看到有移动发射卫星的需求
导弹上用的固体火箭发动机和助推用的固体火箭发动机有很多区别的，不能通用
目前也没看到有移动发射卫星的需求
纸飞机 发表于 2009-9-18 20:11
啊，不能通用啊，我还以为是一样的技术原理。:D :handshake 献丑了:D
啊，不能通用啊，我还以为是一样的技术原理。:D :handshake 献丑了:D
推进剂太贵了
居然比液氢还贵
在液氢都被某些人极力否定的中国，还想上固推？
居然比液氢还贵
在液氢都被某些人极力否定的中国，还想上固推？
液氢可比现在长征用的燃料要便宜
不是不屑
土鳖对航天的投入其实少的可怜
现役的三种主力运载火箭 哪一个不是九死一生
土鳖对航天的投入其实少的可怜
现役的三种主力运载火箭 哪一个不是九死一生
长二捆当初是画了一个草稿就跑出去推销 有发射意向才开始研制 资金和用时都很少 正儿八经研制助推器就更谈不上了
DFH 发表于 2009-9-18 19:51
难道固体助推器除了推力大就没有什么其他的优点了吗，液体助推器实现不了大推力吗，一定要用固体的？
难道固体助推器除了推力大就没有什么其他的优点了吗，液体助推器实现不了大推力吗，一定要用固体的？
李药师 发表于 2009-9-18 21:19
真的？看来我们有时也很牛啊
真的？看来我们有时也很牛啊
糊涂得人 发表于 2009-9-19 09:08
液体火箭发动机是通过涡轮泵将燃料和氧化剂压入燃烧室，燃气高速喷出产生推力的，发动机推力越大，需要的涡轮泵与燃烧室也越大，现在还做不出太大的涡轮泵，而且大尺寸燃烧室容易产生不稳定燃烧，这些都是大推力液体火箭发动机发展的困难所在。现有推力最大的单一燃烧室结构的发动机是美国土星5号火箭的F-1，推力680吨，现有推力最大的多燃烧室结构的液体火箭发动机是俄罗斯的RD-170，推力740吨。此后没有发展出更大推力的液体火箭发动机。固体火箭发动机无需涡轮泵，可以通过分段制造增加药柱长度的方式提高推力，所以推力可以达到上千吨。
液体火箭发动机是通过涡轮泵将燃料和氧化剂压入燃烧室，燃气高速喷出产生推力的，发动机推力越大，需要的涡轮泵与燃烧室也越大，现在还做不出太大的涡轮泵，而且大尺寸燃烧室容易产生不稳定燃烧，这些都是大推力液体火箭发动机发展的困难所在。现有推力最大的单一燃烧室结构的发动机是美国土星5号火箭的F-1，推力680吨，现有推力最大的多燃烧室结构的液体火箭发动机是俄罗斯的RD-170，推力740吨。此后没有发展出更大推力的液体火箭发动机。固体火箭发动机无需涡轮泵，可以通过分段制造增加药柱长度的方式提高推力，所以推力可以达到上千吨。
达到目的就行，无所谓用哪种技术。:handshake
超级中华帝国 发表于 2009-9-19 09:36
草图都不是，而是效果图......
某人的绘画才能在关键时刻起到了关键作用，当然讲故事的能力更是起到了关键作用。
不得不说这个确实很可以啊。
没长二捆，就没神剑，可以说那个年代，那一代人真的给我们留下了很多宝贵的遗产，要知道为了长二捆是死了人的。
草图都不是，而是效果图......
某人的绘画才能在关键时刻起到了关键作用，当然讲故事的能力更是起到了关键作用。
不得不说这个确实很可以啊。
没长二捆，就没神剑，可以说那个年代，那一代人真的给我们留下了很多宝贵的遗产，要知道为了长二捆是死了人的。
纸飞机 发表于 2009-9-18 21:14
液氢成本高的原因主要是国内目前仍然在采用高耗能的电解法，实际上氢可以和石化工业一体化。液氢的沸点非常低，除杂质比较容易，因为没等氢气液化，其他液体就已经液化甚至固话了。炼化一体化装置中引入氢气生产，还能够利用热电联产方式产生的动力。即使仍然采用电解工艺，余热蒸馏也可以提供供电解的纯水，比采用电渗析、反渗透等工艺简单成熟。
我以前就建议过，把南海的天然气直接通到文昌登陆，然后建一套炼化热电水汽气一体化装置，一方面给整个基地供热供电，另外还可以提供液氢、液氧、液氮等多种工业气体，外加一大堆有用的副产品。
液氢成本高的原因主要是国内目前仍然在采用高耗能的电解法，实际上氢可以和石化工业一体化。液氢的沸点非常低，除杂质比较容易，因为没等氢气液化，其他液体就已经液化甚至固话了。炼化一体化装置中引入氢气生产，还能够利用热电联产方式产生的动力。即使仍然采用电解工艺，余热蒸馏也可以提供供电解的纯水，比采用电渗析、反渗透等工艺简单成熟。
我以前就建议过，把南海的天然气直接通到文昌登陆，然后建一套炼化热电水汽气一体化装置，一方面给整个基地供热供电，另外还可以提供液氢、液氧、液氮等多种工业气体，外加一大堆有用的副产品。
dark_knight 发表于 2009-9-19 20:21
现在国内好像也是用石油/天然气或者水煤气法的多了
其实比起合成氨工业，航天工业消耗的那点液氢实在不算什么
海南产天然气？没怎么听说过呀
现在国内好像也是用石油/天然气或者水煤气法的多了
其实比起合成氨工业，航天工业消耗的那点液氢实在不算什么
海南产天然气？没怎么听说过呀
SaturnV 发表于 2009-9-19 21:30
百度一下Image Resize
然后按要求安装
之后用右键就能调整大小
百度一下Image Resize
然后按要求安装
之后用右键就能调整大小
SaturnV 发表于 2009-9-19 21:30
这是系统设定，和我放行不放行无关，普通会员最大附件是少将的343KB，如果级别高一些自然就可以发较大的图片。但毕竟服务器性能有限，连我也只能传1M的附件，一些更大的图还是得用网络相册+外链的方式发送。
这是系统设定，和我放行不放行无关，普通会员最大附件是少将的343KB，如果级别高一些自然就可以发较大的图片。但毕竟服务器性能有限，连我也只能传1M的附件，一些更大的图还是得用网络相册+外链的方式发送。
纸飞机 发表于 2009-9-19 21:39
绿色版不用安装。
绿色版不用安装。
个人建议用相册比较好，有些大图缩减了之后就损失了价值。外链的相册里，巴巴变感觉还行。
试验下自己相册里的大图和动态图。
试验下自己相册里的大图和动态图。
图片太大的话可以用
http://imgur.com的相册
不需要注册就能用
http://imgur.com的相册
不需要注册就能用
我都给过名字了，自己去百度一下，很多的
安装非常简单呀，把那个DLL文件拷贝到指定的文件夹里就是了
然后右键点击图片，就有调整大小的选项了
PS，版主同志，你贴的图我看不到
安装非常简单呀，把那个DLL文件拷贝到指定的文件夹里就是了
然后右键点击图片，就有调整大小的选项了
PS，版主同志，你贴的图我看不到
纸飞机 发表于 2009-9-19 21:26
我说的是南海不是海南，要是南海没有天然气，FF还会跳得那么厉害吗？
我说的是南海不是海南，要是南海没有天然气，FF还会跳得那么厉害吗？
倒，看错字了
不过在海南搞大型的石化设备，国家未必会批
毕竟市场比较小
不过在海南搞大型的石化设备，国家未必会批
毕竟市场比较小
SaturnV 发表于 2009-9-19 22:00
你是不是干了什么坏事呀,金钱都是负数, 给你汇成正数好了. 要钱也是系统设定了,我这里没设置要钱下载.
你是不是干了什么坏事呀,金钱都是负数, 给你汇成正数好了. 要钱也是系统设定了,我这里没设置要钱下载.
SaturnV 发表于 2009-9-19 22:00
你大概是看错了下载地址，经常有哪种流氓的网站故意把要推广的软件下载地址放在醒目位置，而且就在目标软件的名称旁边，目标软件的下载地址反而不起眼。
现在已经给你汇了888超大币，应该是可以操作了。
你大概是看错了下载地址，经常有哪种流氓的网站故意把要推广的软件下载地址放在醒目位置，而且就在目标软件的名称旁边，目标软件的下载地址反而不起眼。
现在已经给你汇了888超大币，应该是可以操作了。
纸飞机 发表于 2009-9-19 22:07
当真看不见啊，我这里是能显示的。其他人呢？有看到的或者发现显示失败的吗？
当真看不见啊，我这里是能显示的。其他人呢？有看到的或者发现显示失败的吗？
饕餮天吃星 发表于 2009-9-19 23:44
我就看到两个红叉
我就看到两个红叉
SaturnV 发表于 2009-9-19 20:48
关于这个，我就说点自己的看法吧。东方红老大给的数据也不算是百度来的哈，毕竟很多sources都是这个680吨或者1500000lbs。 老兄你给的图截自NASA Saturn V Launch Vehicle Flight Evaluation Report-AS-510, Apollo 15 Mission October 28, 1971 MPR-SAT-FE-71-2，应该说大家的数字都是有出处的。
比如 NASA History http://history.nasa.gov/SP-4029/ ... craft_Key_Facts.htm
这里还有历次的推力参数。
F-1 Engine Facts
http://history.msfc.nasa.gov/sat ... ents/F-1_Engine.pdf
另外，从S-IC-3开始都是Boeing取代了MSFC进行制造，F-1有所更动，尽管主要体现在减重增载上面，但确实有出处指出增推了。而且也有消息说是实际推力和标称之间有差距。包括wiki都说了Measuring and making comparisons of rocket engine thrust is more complicated than first appears. Based on actual measurement the liftoff thrust of Apollo 15 was 7.823 million lbf (34.8 MN), which equates to an average F-1 thrust of 1.565 million lbf (6.962 MN), which is significantly more than the specified value.所以说，680吨也不单单是“摆渡”的数据，大体上就是差不多的级别，看着就行了。
至于9.1MN级别的F-1A，至少没进入实用，就不带它玩了。
关于这个，我就说点自己的看法吧。东方红老大给的数据也不算是百度来的哈，毕竟很多sources都是这个680吨或者1500000lbs。 老兄你给的图截自NASA Saturn V Launch Vehicle Flight Evaluation Report-AS-510, Apollo 15 Mission October 28, 1971 MPR-SAT-FE-71-2，应该说大家的数字都是有出处的。
比如 NASA History http://history.nasa.gov/SP-4029/ ... craft_Key_Facts.htm
这里还有历次的推力参数。
F-1 Engine Facts
http://history.msfc.nasa.gov/sat ... ents/F-1_Engine.pdf
另外，从S-IC-3开始都是Boeing取代了MSFC进行制造，F-1有所更动，尽管主要体现在减重增载上面，但确实有出处指出增推了。而且也有消息说是实际推力和标称之间有差距。包括wiki都说了Measuring and making comparisons of rocket engine thrust is more complicated than first appears. Based on actual measurement the liftoff thrust of Apollo 15 was 7.823 million lbf (34.8 MN), which equates to an average F-1 thrust of 1.565 million lbf (6.962 MN), which is significantly more than the specified value.所以说，680吨也不单单是“摆渡”的数据，大体上就是差不多的级别，看着就行了。
至于9.1MN级别的F-1A，至少没进入实用，就不带它玩了。
就是个额定推力和实际使用推力的问题。
超额定推力工作并不是什么在特殊情况下才采用的措施，实际上就是种常态。
Ares5起飞时其RS-68就是以108%的推力工作的。
超额定推力工作并不是什么在特殊情况下才采用的措施，实际上就是种常态。
Ares5起飞时其RS-68就是以108%的推力工作的。