对长征5大火箭的动力模组的思惑与分析

在文字展开之前，首先解释一个名词：比冲
比冲是用来衡量燃料产生推力的能力的，比冲的表述可以用秒，牛·秒/千克等等，
如果用秒做单位，可以理解为单位燃料产生单位推力时能够持续的时间 液氧煤油大约在300s，液氢大约在420s
铯，锂等离子推进约在8000-25000s。这个描述不严密，但比较容易理解。

目前CZ5的发动机试验都已经结束，分别在未来火箭动力2个主要方向上有所突破。
这两个方向是液氧煤油与氢氧发动机。

北京11所液氧甲烷发动机目前世界领先。但是这种发动机前途不明，还要看以后的突破程度。目前来看比液氧煤油和氢氧毫无优势。
虽然目前推力上与国外差距比较大，但这两型发动机的意义是：我们掌握了现代大推力氢氧和液氧煤油发动机的基本构造和设计原理。在此基础上进一步提 高推力难度就小很多，因为与现代大推力发动机有很高的相似性。或者说可以看作同一代的不同兄弟。比如在目前120吨级的液氧煤油的基础上稍加改进，即 可开发出180吨级的发动机，而在120吨级液氧煤油的基础上作改造设计有可以比较容易地衍生出100吨级氢氧发动机。(60年代我国基于老一代 的液氧煤油发动机曾成功做过类似的改造工作)

根据目前的计划，CZ5火箭采用5米芯级2台组氢氧发动机，3.35米2台组煤油模组，以及2.25米单台组煤油模组
也就是说CZ5火箭的中心圆柱体下面，有目前的四个喷嘴变为两个喷嘴。捆绑的部分根据需要可以采用3.35米模组的助推器带2个喷嘴或者2.25米模组助推器带一个喷嘴。

这样CZ5的最大推力下的模块组合是：50 X 2 + (120 X 2) X 4 = 1060 吨

笔者的困惑的地方是5米的芯级为什么不采用推力更大，可以做得更细小的3.35液氧煤油发动机模组，而采用质量密度低(燃料体积大)，推力小一半的氢氧呢发动机呢？不过在比较了液氧煤油和氢氧发动的特点之后似乎找到了答案。

首要原因是：氢氧发动机的比冲很高，特别适合于真空航行。也就是用较小的质量产生更多的推力。
这样的发动机在进行未来登月时作上面级是不可或缺的。这大概就是谷超豪院士反复强调的，我们必须坚持做好50吨级氢氧发动机5米芯级模组的原因所在吧。我 国的氢氧发动机推力小，绝不适合作助推器，只能做入轨段或真空短的推力。而液氧煤油因为比冲低不适合做末端动力。真空中体积大小没关系，关键质量要小，喷 射速度要高，才能飞得更远，这样氢氧是最经济的选择。

第二.在真空环境下，氢氧发动机的低温特性比液氧煤油发动机具备燃料更容易长期存储，更可靠的低温反复启动能力。氢氧发动机燃烧后没有污染，不结焦。是深层 太空旅行的最理想动力。

第三.从战略决策的角度来看，如果不积极的使用氢氧发动机，氢氧发动机就有可能被慢慢冷遇，得不到充分的发展，从而对我国未来的深空探索造成障 碍。建国以来因为类似的原因夭折的重大项目不在少数。

第四.从未来10年我国对火箭的动力需求来看，1000吨级的火箭恰好满足需要，足够，但不过剩。CZ5火箭近地轨道将全部采用2级入轨。可靠性 由目前火箭0.95进一步提升到0.98，整体载人系统的可靠性将达到5个9以上。
CZ5的近地轨道(LEO)能力25吨，地球同步轨道(GTO)能力10吨，超过目前所有国家 的常态火箭运载能力。所以就目前计划来看不需要1400吨级的火箭，对目前的10年规划来说能力过剩，登月的话又远远不够。

届时我国下一代氢氧发动机200吨级，液氧煤油600吨级将华丽登场，构成3000吨级的登月火箭。这种火箭与美俄曾经的举行火箭相比具有一级发 动机数量大幅减少(标8，增强12台，美国30多，旧苏联50多(四次发射全部失败))，具有极低的成本，极高的可靠性的特点。

有一点是值得称道的，我国的火箭计划脚踏实地，又紧密贴近国家长远的发展规划，在技术进步，实用性，可靠性方面同步发展，未来的登月绝不是美苏那 样不惜成本和代价的冷战竞争。可以相信我们的登月将是经济和技术上可重复执行的理性计划。

所有跟帖： 

• 也看过CZ-5的分析贴 -ych2000- ♀ (119 bytes) () 06/24/2012 postreply 22:03:34

• 你这人材真该回国效力啊 -wahaha_0- ♂ (0 bytes) () 06/25/2012 postreply 04:55:05

• 老兄写的好，长见识！ -笔架山- ♂ (0 bytes) () 06/25/2012 postreply 11:08:51