中美火箭發動機技術的差距？

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我國的能力前沿貌似是在四氧化二氮/偏二甲肼300噸，液氧煤油130噸，氫氧70噸的水準。看新聞說是目前的研究目標是液氧煤油400+噸，氫氧200+噸。

美國目前的能力前沿應該是SLS的1600噸的水平（PBAN/APCP），同時早在上世紀60年代就達到了液氧煤油700噸的水平。

相比另一個工業明珠 -- 戰機用渦扇引擎的差距，中美兩國在火箭發動機上的差距貌似也太大了點兒。有何歷史成因？技術瓶頸在哪兒？對逐漸縮小差距，有何計劃？

另，固體聚合物對比氫氧，有何優劣？

關於中美火箭發動機的技術差距，這事說來就有點多了。。。。。我之前在航天跟航空啥區別，為啥中國火箭發動機這麼牛逼，飛機弱的不行？ - 知乎這個問題底下扯過兩句，今天我把之前那點東西豐富一下

火箭發動機要比較的話還是得查歷史了，畢竟美帝都不用毒發了（笑）

土鱉的常溫發動機里大推力的就是YF-20系列，從東風5用到長征火箭，亂七八糟一大坨改進型，目前為止最大推力的YF-21B，推力735.5kN，比沖260s，主要好在穩定，給長徵用了這麼多年都懶得改了。美帝的毒發嘛。。。。貌似就是大力神II型上面用了用，剩下的小傢伙我懶得查了_(:з」∠)_

大力神2號使用的LR-87火箭發動機，主要使用的不是UDMH+NTO組合，他們用的是混肼-50+NTO，推力733kN，海平面比沖256s，在常溫毒發方面中美其實差不太多，主要是這東西對於美帝來說太毒了不想發展果斷拐氫氧了，對於土鱉來說這東西本來就可以穩定工作了也沒富裕經費去魔改這亂七八糟的了，定型了老老實實去用就是了。。。。。。

低溫發動機里的氫氧機美帝到目前為止冠絕全球，不論是SSME還是RS68，推力大得嚇人。SSME真空推力2279kN，比沖452.3s，RS-68A海平面推力3137kN，比沖412s，這倆貨都是上世紀九十年代就出現了的存在，到現在暴打全球無壓力。土鱉的氫氧機我都不太想拿出來了，YF-77真空推力700kN，比沖430s，基本就是美帝發動機推力的零頭，這還是咱們目前最大的氫氧機了，結果長5首飛的時候芯一級也就是YF77的預冷還出問題差點取消。

關於液氧煤油機，美帝現在是犯懶直接買毛子貨來用（RD180和NK33），自己的F-1啥的都扔了不玩兒了，主要還是當年美帝煤油機走了些許彎路，當年美帝因為煤油結焦問題直接把室壓限制在了7MPa左右，高了很容易就boom。。。。但是老毛子依託巴庫油田中極為優質的低含硫量煤油，壓力高了不結焦，最終把室壓做到了24.5MPa（RD170），老美趁著蘇聯解體直接就開始用毛髮了，自己的發動機全扔去吃灰，對於土鱉來講，煤油機真正要去追趕的還是老毛子，他們在煤油上的建樹太強了。。。

對於固體發動機嘛，有這麼個說法，具體為何我也不清楚，叫藍星固體三傑：中美法，中國的固體推進器多數都在火箭軍的導彈身上，就沒見過幾個民用的貨，也就這兩年冒出來個東風改的快舟，具體什麼水平，因為保密原因我也不知道。。。。。不過在火箭這方面固體發動機的研製難度比液體低很多，主要就是因為固體發動機結構實在是太簡單了，一根筒子裡面精密鑄造好葯柱就行，相比起液發的各個子系統來說簡單的多。當然缺點也是不容忽視的，比如比沖非常的低，拿到真空環境去點火比沖還是低，提升空間小，但是這貨可以很輕鬆的做到很大推力，所以美帝經常用固體燃料當起飛級的助推器來用，土鱉的液發助推器更像是一級的補充而不是單純的助推器。

看到了這麼大的差距，咱們需要的是什麼？在翻閱了幾篇公開文獻之後，大體上如果要研製新型大推力氫氧發動機需要的差不多是以下幾點：

1. 新材料研製：

我國下一代氫氧發動機初步定為為燃氣發生器循環的200噸級氫氧發動機，在這種級別上，其燃燒室壓力高、熱流大，內壁熱防護問題非常嚴峻，燃燒室內壁的裂紋破壞可以毀了整個發動機。SSME，RS-68，Vulcain和YF-77在多次熱試驗後燃燒室內壁喉部和上游收斂段均出現過不同程度的裂紋。為了解決這個問題，國外採用了疲勞性更好的內壁材料——銀鋯銅，在熱試驗循環試驗中使用這種材料的內壁熱試循環壽命顯著高於土鱉使用鋯銅材料內壁的YF-77，目前這種材料的應用瓶頸在於它的製備、銑槽式擴散焊和款快速電鑄鎳研究等需要攻關。

2. 高溫合金、鈦合金等高承壓複雜殼體精密成形

根據論文中得到的信息，新型氫氧機的噴管面積比為80，出口直徑3300mm，軸向長度4000mm，可以說是目前世界上結構尺寸最大的氫氧機噴管（見圖）。

計劃借鑒國外氫氧機噴管設計經驗，採用輕質鈦合金再生冷卻段和超大尺寸渦輪排氣冷卻單臂金屬段，但是這麼大一個噴管，之前都沒造過，製造難度可想而知。

3. 大尺寸渦輪轉子及軸系零件高質量製造：

渦輪轉子工作溫度 600℃，泵端為液氫液氧超低溫，並受發動機多次啟動熱衝擊，工作轉速達 3 萬轉以上，轉子工作壽命要達到 3000s 以上，渦輪轉子整體製造精度高，葉片加工複雜。高溫合金渦輪轉子直徑尺寸加大，轉子工作受力環境更為苛刻，保證渦輪轉子鍛坯組織與性能的一致穩定性至關重要，大尺寸轉子鍛造工藝難度加大。同時要研究轉子及其軸系相關複雜精密零件成形、精密加工、特種塗層、裝配試驗等技術。

除此之外還有很多難點亟待突破，比如應用在發動機中的低溫高速重載軸承，低溫狀態下的低泄漏密封等等

造成這麼大差距的原因很複雜，歷史原因和現實原因都挺多的，政治類原因不是很懂，但是歸根結底，在那個「軍隊要忍耐」的時代里，航天系統這半個軍隊體系也跟著「忍耐」去了，加上蘇聯解體之後美國對土鱉花式禁運，長3乙首發失敗之後又開始不讓各位小弟用土鱉火箭打衛星結果沒錢賺，軍隊極度膨脹期需要的火箭發動機也不是那麼尖端，於是乎航天就沒錢發展了，這兩年才有一點改觀，但是大家也都看到了，知乎上的航天人，我現實中見到的航天人，他們的付出與收穫比還是不平衡。。。。。。說到底，TMD沒錢啊！！！！！！

2017/11/12更新

關於火箭用煤油的含硫量我感覺還是需要補充一點東西進來，硫這個東西在火箭發動機里不光會導致結焦，還會跟噴管內壁的銅反應，對性能產生一定影響，所以這玩意是萬萬不能要的。美國的燃料煤油（RP-1）含硫量大約在0.014‰（質量比），毛子的RG-1煤油的含硫量比RP-1低了21%，只有0.011‰（質量比），這還是美帝多年改進工藝的成果，60年代的RP-1跟現在RP-1怕是含硫量差的不少。。。。如果誰有早期RP-1含硫量的數據請務必給在下科普一下，實在是太難找了

ref: 楊寶娥, 梁克明. 俄羅斯煤油與 RP-1 煤油對比試驗研究[J]. 火箭推進, 1996 (5): 22-31.

參考文獻

NEWELL J, RAJAGOPAL K. Integrated structural risk-based approach for design and analysis ofcombustion chamber liners[C]//28th Joint Propulsion Conference and Exhibit. 1992: 3418.

劉欣, 王國慶, 李曙光, 等. 重型運載火箭關鍵製造技術發展展望[J]. 航天製造技術, 2013, 1: 1-6.

鄭大勇, 陶瑞峰, 張璽, 等. 大推力氫氧發動機關鍵技術及解決途徑[J]. 火箭推進, 2014, 40(2): 22-27.

邢強. RD-170：世界上推力最大的液體火箭發動機http://mp.weixin.qq.com/s/FBl4oWYfG4gCCNMw1DZy_g

傳統技術和應用領域因為美帝的先發優勢，有差距很正常吧。

在tbcc.rbcc.預冷衝壓和爆震發動機上面有機會彎道超車，各國都是新手，先發優勢就沒那麼大了。

幾個發動機單位在西安，呼和浩特，沒那麼好吸引留住人才

主要差錢。
中國的尖端技術基本來自於59式的魔改。
美國的尖端技術基本都來自於idf研發。

這倆差了好幾萬英尺呢，當然差距是一個天上一個地下。

火箭發動機更加看循環方式下的比沖
舉個例子土星5的660噸的燃氣發生器循環的F-1技術難度遠遠低於中國在預研的分級燃燒的500噸YF-460煤油機

拿預研的對比人家現在用的，你怎麼知道人家沒有預研呢

如果在美國網站上發一個類似的帖子，會有人提醒不要泄密嗎？

土星五號....

其實，我們國家的深度氫燃燒技術已經開始測試，只是現階段有幾個工程問題還需要突破，現階段，最關鍵的是：深度氫燃燒的的發動機必須要在2萬米高空開機，否則會對人員和設備造成不可逆的傷害。
但是要把300多噸的發動機和附屬設備送到那個高度是很難的。
還有一個問題是，這個發動機要能夠長期循環使用的，但是現在的材料頂多讓這個發動機開機幾十秒，這是軍方無法忍受的。
現在西安的幾個研究所和東北的幾個做材料的研究院正在公關這一些問題。

攤手~

中日火箭發動機技術的差距比這個問題有意義多~

和第一名差距挺大的，不過也沒什麼喪氣的，之前欠下的債正在還！

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