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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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