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松鼠的空天随笔

 
 
 

日志

 
 

龙老对日本运载火箭的简评  

2010-04-21 20:53:59|  分类: Space |  标签: |举报 |字号 订阅

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班门弄斧写了点东西,算是发表下自己的看法

记:运载火箭的水平直接决定着一国的太空控制能力和战略打击能力,本次请龙院士谈谈对日本火箭的看法。
  龙乐豪:运载火箭方面,现在美俄还是领先,其后是欧空局,日本应算第二阵营中的领先者,其后是中国。如单项排名,俄罗斯发动机水平是最高的,比如它的高压补燃液氧煤油发动机水平相当高,氢氧发动机也不错。但运载火箭的综合能力方面,美国要强于俄火箭。日本运载火箭的单项技术和美俄差不多,但规模还不及。
对于俄罗斯发动机水平最高的言论,不敢苟同。苏联时代有RD-0120分级燃烧循环氢氧发动机和RD-170高压补燃液氧煤油发动机这样的巅峰之作,RD-0120可以和SSME相比,但是美国还有世界上单室推力/推力最大的RS-68氢氧发动机,还有高性能的J-2系列上面级氢氧发动机,这些是苏-俄所不及的。上面级发动机,俄罗斯长期没有将高比冲的氢氧发动机投入使用,也没有开发成功过膨胀循环的氢氧发动机,即使略过美国的RL-10系列,对比欧日中的上面级发动机都有所不及。质子火箭GTO运力不足,和没有使用氢氧发动机直接相关;如果说苏-俄选择了高压补燃液氧煤油发动机的使用,那么美国走的是大推力固体助推器的道路。单就发动机上说,苏联RD-0120比美国SSME晚了很多年,苏联-俄罗斯总体水平还是差一些的。
至于日本,LE-7/7A是分级燃烧循环氢氧发动机不假,但是比冲比SSME/RD-0120差一大截,推力也只是这两者的1/2左右,其燃烧室压力和欧空局Vulcain2发动机差不多,仅仅是具有分级燃烧/staged combustion的特征,单项技术对比美俄差距还是很大的。至于高压补燃液氧煤油发动机,JAXA没有技术储备,液氧煤油发动机倒是有过美国雷神火箭的发动机转让;2250KN推力的固体助推器,谈不上如何高难。JAXA发动机技术比我国强是显而易见的,但是要说和美俄比,差距还很大。

  欧空局的“阿丽亚娜” —5起飞重量700多吨,规模比H-2B大。H-2B的地球同步转移轨道(近地点200千米,远地点36000千米,轨道倾角一般28.5°)运载能力是 8吨,低轨道(近地点200千米,远地点400~500千米,轨道倾角40°左右)运载能力是16~17吨。低轨道速度增量较小,一般7.8千米/秒左 右。同步转移轨道的速度增量要达到10千米/秒左右,因此运载能力要小一些。中国的运载火箭里最强的是“长征”-3号乙 (CZ-3B),地球同步转移轨道运载能力是5.5吨,低轨道最大运载能力是12吨的样子,所以日本的比我们强。俄罗斯的地球同步转移轨道运载能力也就是八九吨,因为它地理纬度高,吃亏了。如果俄罗斯火箭拿到同样纬度发射,也能有十吨多的同步转移轨道运载能力。美国火箭的这个数值已达到11~12吨左右, “阿丽亚娜”-5已达到12吨。这是因为“阿丽亚娜”-5是在圭亚那发射,北纬4°,占了些便宜。美国佛罗里达纬度在28°左右,与西昌差不多。“长征”-5同步转移轨道运载力将达14吨左右。
质子火箭的GTO运载能力只有6.1吨,这是目前俄罗斯GTO轨道运力最大的火箭了,这还是使用了新的Breeze-M可重复启动上面级的结果,早期的质子火箭GTO运力只有5吨。LEO高达20吨的质子火箭,GTO运力这么差,固然有纬度影响,但是上面级比冲太低也是重要的原因,质子拿到低纬度也到不了十多吨GTO运载能力。
  记:这是否算入了文昌的纬度?
  龙:文昌的纬度接近20°,占的便宜不太。而且文昌纬度最低海拔也低了,这也要吃亏。火箭在发射开始阶段如果能减少两千米上升距离还是能省点劲。西昌海拔1800米,比文昌高很多。
  记:日本的火箭比中国的优势在哪?
  龙:H-2B的规模比“长征”系列大。“长征”系列起飞重量最大的为570多吨,是载人的长-2F。但运载能力最大的是长-3B。长-2F为什么起飞 重量大?因为它的芯级一、二级燃料都是四氧化二氮/偏二甲肼,密度大,每立方米约700~800千克。而长3B的芯级二级以上都是液氢液氧,密度很小,每 方米只有70千克左右,所以起飞重量只有540吨左右。长一3B高轨道运载力是5.5吨,低轨道12吨,长2F低轨道运载能力是8吨左右,跟日本人的 16吨比还是小了。日本的传统是芯级液氢液氧加固体助推,我们的传统是助推和芯一级都采用四氧化二氮/偏二甲肼。我国新一代运载火箭成功应用后,运载火箭上就不用这种燃料了。卫星上可能还用,但量不大。四氧化二氮,偏二甲肼在生产时有毒。如果发射时出事,未经充分燃烧也会污染环境。我们下一步也要搞固体助推器,因为固体火箭相应简单些。当初我们没搞固体助推,当时我们这方面技术能力差一点,而液体技术的条件要相对具备一些。日本搞固体主要是为转化成导弹。
  日本H-2B火箭直径达到5.2米,而“长征”系列只有3.35米。从3米多扩大到5米多是很大的技术差距,需要全新的工艺、装备。制造5米直径储箱 的工作母机、厂房都要重来。日本固体助推器水平也比我们强,我们的没这么大。固体火箭扩大后会遇到装药、粘结工艺、燃烧稳定性、壳体制造等问题。
  记:固体火箭的壳体与液体火箭有何区别?
  龙:液体火箭的壳体都较薄。如果箱子做得很笨重,运载能力就小。固体装药密度很大,体积很小,壳体很硬,过去是钢的,现在用玻璃钢、碳纤维等。液体火箭的壳体一般用铝合金,没有用钢的。液体会晃动,横向载荷比固体火箭要大,所以壳体用复合材料比较少。固体火箭装药都上百吨,用铝合金做壳体强度不够。
  记:日本H-2系列的助推器布置方案繁多,还有不对称布置的。
  龙:这是推力组合计算的结果。助推器越少越好,多了增加故障几率。我国固体火箭用于导弹的水平也不低,但比较小。其实日本固体火箭水平仍算低的,美国航天飞机固体助推器的推力达上千吨。
  记:它推力大是因为它体积大。
  龙:但这种大体积别国做不了。美国航天飞机固体助推器分4~5节,是一次点火,每节之间燃烧传递技术要求很高。
  记:助推器和芯级是否同步点火?
  龙:多数是同时点火。有个别情况是助推器先点,等火箭升到一定高度芯级再点。起飞推力不是越大越好。对于载人火箭,起飞过载值都要小于5g。对于无人火箭,推力太大轴向载荷就大,芯级内较薄的加强筋箱体就容易被破坏。
  记:H-2的助推器与“阿丽亚娜”-5的类似,采用2个较细长的助推器。而H-2 A和、H-2B都与“长征”系列类似,采用众多矮小的助推器。
  龙:助推器与芯级的连接处一般要在芯级的箱间段,因为这段强度较强,而箱壁一般只有一点几毫米,无法受力。所以助推器的连接处透露出箱间段位置,助推器的高度实际上决定于火箭的总体设计。芯级箱间段如果处于较高位置。助推器就要做得细高。如果将直径从2.25米减到1.8米,我们国家也没有现成的 1.8米直径箱段的工装模具。
  记:H-2A和H-2B的助推器都用了支杆结构。
  龙:这是为分离用的,我们不用这种结构,是用分离火箭将助推器侧吹推开。
  记:以前“长征”火箭的箱间段用杆系结构,现在发达国家似乎都不用了,其实这本应是最有效的结构。
  龙:杆系结构很轻,另外上面的火箭点火后,排焰正好能从这里排出。我们仍在用这种结构,只是载人的长2F不用。长-2F的级间段是包着的:外面设计了 一些窟窿。这也不仅是为美观,只是设计师们的一种观点。他们当时可能觉得美国的火箭都没用杆系结构。我们为何不可?
  记:H-2B的芯级第三级明显变细,是什么原因?
  龙:“长征”火箭也有这种设计。芯级第三级我们也叫做末级或顶级,它的重量与有效载荷是一比一的关系。也就是说这一段结构重量如果增加1千克,有效载 、荷就得减少1千克。所以要把芯级第三级做得细一些,这样死重就小一些,相对,有效载荷就大些。而下面的芯级一、二级如果也变细,燃料就不够了。而且,芯级二级的结构重量如果增加100千克,可能相当于有效载荷减小十几千克,芯级一级的这方面影响更小一些,只有芯级三级与有效载荷是一比一的关系,它减重对有效载荷贡献最大。至于其它型号未将芯级三级变细,是因为它们的运载能力够了,不需要那么大,H-2B是5米多直径,结构重量太大。所以规模大的火箭常用这种设计
  有时想把芯级末段直径做小也不行。当载荷物的体积已经很大时,如果再减小芯级三级的直径,就会形成大脑袋细脖子的状况。那样在变细脖子处会产生涡流, 压力脉动会产生附加载荷。载荷一大,结构又要加强,就会形成恶性循环。所以要有恰当比例,设计上有个选择。
这个龙老是说反了。
上面级燃料多一些,总冲大一些的话,有效载荷可以更大,壳体死重的增加抵消不了推进剂增加的效果,通过上面级增大直径增加推进剂可以加强运载能力,
如美国Ares I火箭,就有一个比第一级5段式RSRB粗的多的上面级,不过火箭设计上未必有这种需求。
就规模来说,Ares I运力比长征5最大构型差不多,美国Ares V火箭,是世界上运力最大的火箭,上面级就和芯级一样是10米直径。上面级直径如何和火箭规模大小无关,和具体设计有关。H-IIB其实是可以通过换大推力氢氧发动机或是增加LE-5B发动机数量,增加直径和推进剂质量来增加运载能力的


  记:日本火箭的发动机水平如何?
  龙:氢氧发动机水平比我们高,它当初是买美国的。即使和我们用同样的液氢液氧燃料,它的推力和比推力也要比我们更大。我们的氢氧发动机应该说也达到了国际先进水平,但综合性能比日本差。日本氢氧发动机的比推力在450秒左右,我们的在440秒左右。差一秒,运载能力可能就差了一百千克。再如同样一个5 米直径的储箱,它做得可能就轻,就精细。每处细节差一点,它打同样的轨道,运载力就比我们多一些。衡量火箭水平的一个最综合指标是有效载荷系数,就是送到预定轨道的最大运载能力与起飞重量之比。 H-2有效载荷系数曾世界第一,但当时太追求单项性能,不可靠。现在日、美的火箭不大追求有效载荷系数,工程要实用化要可靠要廉价要占领市场,水平都差不多,不太在乎运载能力高一点低一点。对客户来讲,有效载荷系数不是主要参照值。
日本氢氧发动机比我国水平高不假,不过它并不是买美国的,日本氢氧发动机的源头是LE-5燃气发生器循环氢氧发动机,随后派生出部分流量膨胀循环的LE-5A和LE-5B。在LE-5完成前后,启动H-II火箭研制时,开始LE-7大推力分级燃烧的氢氧发动机的研制日本的N-I,N-II和H-I火箭第一级的MB-3-3发动机固然是引进美国发动机技术,但是氢氧发动机还是自己研制的,龙老可能是把MB-3-3和氢氧机搞混了
  记:保温材料上,中日是否有差距?
  龙:保温材料与发动机无关,属于火箭总体范畴。这方面我们与美、欧水平相当,日本是跟随美国的路子。这层保温材料约几十毫米,是喷涂的。这种发泡材料 喷涂后会涨起来,因此要再加工,把多余部分打平,外面再加上加固与密封层。欧洲“阿丽亚娜”火箭保温层不是这种方式。
  日本主要在总体规模、发动机、材料、工艺等方面超过我们。电气系统、控制系统方面我们进步很快,我认为不比它差。
  记:临轨技术中日对比怎么样?
  龙:精度控制都差不多。从需求讲,运载火箭不一定精度特别高。卫星发射上去后,和地面跟踪测量系统是个大回路,入轨精度差一点可以通过这个回路修正。 我国入轨精度世界一流。而其它国家的运载火箭要比它们自己的战略导弹控制精度低一些。现在没必要再用入轨精度来衡量一国的火箭水平。日本的跟踪测控技术也 不差,而且它如果需要在国外进行地面跟踪测控,可以采用国际大合作。而别人对跟我们合作有顾虑。
  日本的探月水平也比我们高,上世纪90年代时就接近过月球。那时它的运载火箭能力其实不如我们。这次的“月亮女神”甩了三颗星上去,构思比较巧妙。至于战略导弹能力,日本一旦搞起来,我估计不要太多时间。经验上日本可能不如我们,但单项技术一旦突破,形成工业化的能力要比我们快。

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