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接着推导了喷气速度的决定因素，前面说了，喷气速度越大，则推力越大，速度越快。决定喷气速度的因素有很多，但可以用于控制的因素主要是燃烧终了时的温度，以及燃气的平均分子量。温度越高，分子量越小，喷气速度大。 不过二者有时会矛盾——要提高温度，就要增加氧化剂，也就会增加分子量。 喷气速度在喷管出口达到超声速，但在燃烧终了的阶段，速度会下降到低于声速。 声速的定义是：气体中不均匀性或干扰在介质中的传播速度。这不仅仅是指人的耳朵听到的声音速度，还包括频率超出听觉范围以外的气体波动传播速度。 要保证燃烧终了的速度，有必要关注喷管的形状。 使用拉瓦尔喷管，就是通过改变空气截面来改变气流速度——对于亚声速气流缩小截面，来增加其速度；对于超声速气流，就需要增大截面，才能进一步提升速度。 火箭发动机最重要的性能参数之一是比冲。所谓比冲就是比推力，相当于火箭发动机每秒消耗1公斤的推进剂所发生的推力。当然，比冲越大，效率就越高。 比冲在很大程度上决定于推进剂的类型。给定了推进剂，又取决于推进剂的安装和工作过程组织。 第三是火箭发动机的技术实现。 技术可实现主要在于推进剂的选择和制造。使用得最多的燃料有酒精、煤油、氨基有机化合物和液氢。液氧+煤油组合应用较广，液氢+液氧的推力大。 V2火箭发动机采用的就是液氧+酒精，使用球形燃烧室，平均工作时间为70秒。通过钱老的分析，发现这种发动机的关键设计是冷却装置。为了保证燃烧室的稳定和坚固，必须用冷却装置把高温部分和低温部分隔绝开来。 V2发动机采用了内冷却和外冷却，内冷却是酒精从喷管下部的特定短管进入到冷却夹套，以酒精蒸发的方式冷却夹套；外冷却采用薄膜冷却——把燃料、氧化剂和惰性气体通过管道喷入燃烧室内壁，产生一层薄膜，隔绝高温区和内壁。 点火采用火焰筒点火方式，以电火花引燃火药装置点火。 H1型火箭发动机是美国当年的北美航空公司制造的，地面推力可达85吨，工作时间可达120秒，总重635公斤。发动机用于土星计划的一级火箭。燃料采用的是液氧+煤油。其燃烧室的冷却采用的是循环冷却——有专门的冷却液在固定冷却管中循环流动，冷却液就是煤油。燃烧室温度高达3100度，但煤油温度不会超过37度。 燃料推进采用涡轮加压，点火采用的是自燃液体点火。点火后由涡轮传动把燃料送入燃烧室。 改进版本是F1型火箭发动机，推力可达680吨。 火箭发动机的设计思路有意思：先确定推进剂，根据推进剂的燃烧特性和推力特性，再确定发动机燃烧室、喷管、喉部的材料、尺寸，然后再进行燃烧室实验。 燃烧室实验是发动机设计的最关键部分，主要是确定发动机燃烧稳定性能，可以决定前面及后面的一系列设计。 钱老指出，目前尚没有一个关于燃烧稳定性的成熟理论，所以，燃烧室的实验只能是反复实验，从经验上来加以掌握——包括喷嘴尺寸、喷嘴排列、雾化程度等等数据，均是经验数据。 一旦有了燃烧稳定性的性能参数，就要根据这些数据，倒回去重新修订前面各部件的设计。 再根据燃烧稳定性参数，接下去设计输送调节系统——就是涡轮泵组。涡轮决定了对燃料的输送，直接关系到燃烧稳定性，要根据燃烧稳定的需要，实现燃料的加压和输送。这里面又牵涉到整个涡轮泵组的系统设计。 接着就是发动机试车，就相当于是模拟试用了。 设计一个新的火箭发动机，至少要准备报废40个发动机，时间平均在2.5年以上。 固体燃料发动机的设计也遵循同样的思路，只是最关键的部分在药柱的设计和布局上。 还有新型的固液型发动机，这种发动机试图结合固体和液体发动机的优点——主要燃料采用固体，氧化剂采用液体，通过控制氧化剂的量来达到控制发动机工作的目的。 控制火箭推力方向的方法主要是两种，其一是燃气舵，名字就能联想到，即在喷口设置舵片，强制喷出气流改变方向；其二是直接改变喷气方向，即直接让燃烧室带喷嘴转动改变方向。 第四是运载火箭的技术实现。 钱老又做了一个演算，按照现有的化学推进剂性质来测算推力。火箭的最终速度取决于喷气速度和火箭最初与最终质量之比，目前能获得的最大喷气速度为3公里/秒左右，最好的液氧+液氢推进剂，勉强可到4公里/秒。 按照现有火箭结构，最初与最终质量之比也不会超过10，所以，用齐奥尔科夫斯基公式计算出来，现有化学推进剂的火箭最终速度为9公里/秒，考虑地球引力和空气阻力，这个速度也就7公里/秒。 所以，单靠一级火箭，达不到第一宇宙速度。 这就是运载火箭必须采用多级火箭作为动力的原因。 多级火箭的难度在于控制系统复杂，控制系统越复杂，则可靠性会降低。 值得一提的是，钱老提到，他所阅读的英美技术文献中，有很多是用数学的变分法来求得多级火箭的最佳级数值。 他认为这是没有什么实用价值的，因为多级火箭问题是一个复杂的系统性问题，需要综合考虑的因素实在太多了，一定是长期的工程实践，经验与数据的积累。
2021年随笔胡克的《我是怎样设计航空发动机的》中提到，航空发动机的设计也同样是摸索和积累的过程，经验、实验数据积累，比什么都重要。而这也是何以此类工程耗费巨大的原因所在。 钱老以他见过的土星运载火箭为例。土星的三个系列分别为三级、四级和五级。整个火箭的重心、转动惯量、空气压力分布以及轨道加速度等，都随着级数的组合而改变。 一般来说，第一级火箭是通用的。火箭长25米，工作时间120秒，有9个推进剂箱（油箱），一个中央桶，8个外围桶，一共8台发动机。点火后，3秒内可达到680吨推力的设计值。 他没有更多的数据了。 结构重量即不含推进剂的火箭结构自重，加上推进剂重量，就是点火重量。结构重量与点火重量之比就是结构比，随着级数增加，越接近载荷的火箭级，结构比越大——就是推进剂占比越小。 这部分最后是钱老把他掌握的有关美国卡纳维拉尔角发射场的结构进行了简述，发射场的各部分，发射塔台，以及各种辅助功能部位等等。——之所以当年钱老回来会有障碍，当然就在此，不在于他知道多少理论，而在于他掌握了当时美国航天航空军工的诸多经验数据和模型，这才是宝贵的财富。换做今天的咱们，也一样不会让掌握了我国同样数据的人去他国搞建设。 第五是运载火箭从地面起飞的轨道。 火箭起飞后主要经历两个阶段，第一阶段是从地面点火升空，在推力下行进，是主动飞行阶段。到达100公里高空，水平距离为200公里左右时，进入第二阶段。 第二阶段是熄火自由飞行阶段，高度和水平距离都非常大，一直到达预定轨道附近，最后可能再进行一小段加速，把卫星送入轨道。每个阶段都因为重力、阻力发生巨大变化而需要考虑不同的因素来控制飞行姿态和推力。 在第一阶段也不是说推力越大越好，都要考虑到经济性，推力越大阻力当然就越大。 总的来看，就是要选择一个合适的推力和速度，尽量短的推力作用时间，在阻力最小的情况下加足飞行所需要的绝大部分能量，然后停车，让火箭依赖惯性，在重力作用下沿椭圆轨道做自由飞行，一直到与轨道相切的一点。 第二阶段飞行控制是一个难点，主要是要根据火箭推力、速度、阻力和姿态，来选择特定时间，把火箭从垂直状态调整为倾斜飞行轨道，直至最后与预定轨道相切。 钱老指出，这里只能采用微积分来测算。测算结果说明，如果熄火开始第二阶段自由飞行时，火箭的轨道方向与水平方向的夹角越小，则重力造成的损耗就越小，那么火箭进入自由飞行时段的速度就越大。 演算证明，从地面一定高度的点到另一个较高点最省力的轨道，是以起始高度为近地点，以要求卫星达到的高度为远地点的椭圆轨道。 钱老做了一个发射同步卫星的速度测算，第一阶段的高度如果是离地100公里，那么第一阶段结束时的速度是10.35公里/秒。按照卫星要达到同步所需的进入轨道速度为11.81公里/秒，那么在第二阶段自由飞行之后，火箭还需要再加速1.46公里/秒，才能把卫星送入同步轨道。 第六是星际航行的轨道。 火箭脱离地球引力之后，就进入了太阳的引力场。那么，从地球达到另一个行星的最佳路径，其实并不是我们简单想象的，对准那个行星一条直线飞过去。前面第五部分里，钱老已经推算证明，从一个较低点到一个较高点的最佳轨道，其实是以这两点为核心的椭圆轨道。 原因在于，在太空中，每个行星都在沿自己的轨道运动。大家都是在相互运动中的。 同样的，放到星际航行中，如果要从地球出发，到达一个比地球到太阳更远的行星，那么最佳的轨道路径应当是外切于地球轨道，内切于行星轨道，以太阳为椭圆一个焦点的椭圆轨道。 这个轨道叫霍曼星际飞行轨道。 |
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