# 星际航行概论 **来源**：pdf/星际航行概论.pdf（319页扫描版） **作者**：钱学森（科学出版社，1963年2月第1版） **页数**：319 **提取方式**：OCR（_ocr_pdf.py / RapidOCR） **OCR日期**：2026-08-20 **校对状态**：🌱 未校对（原书为 1963 年繁体/简体混排，OCR 存在少量形近误识，如「介貂→介绍」「运戴→运载」「聞题→问题」） **世界线**：[OTL] **备注**：中国第一部系统论述星际航行的经典专著。内容含：运载火箭动力系统/设计与制造/飞行轨道/控制系统设计/星际航行通讯与防辐射/飞船再入大气层/星际飞船设计/未来展望 --- 无论 际航 学森著 科学出版社 内容簡介 本书对星际航行技术的各个方面作了初步的介貂，包括运戴火箭的动 力系統、运截火箭的設計及制造过程、运戴火箭及星际飞船的飞行轨道、控 制亲統的設计原则及設计过程、星际航行中的通計船题及防辐射郡题、解决 飞船再人大气昙的設計原理、星际飞船的設計間题。 本书最后将对星际航 行的进一步发展做一展擎. 本书对将投人星际航行技术工作的工程技术及研究人超入的作 用，使他彻了解各填工作在整体中的位置。对一般具有高等学校理工水平 的護者，本书对他説明星际航行肯定是現实的，但是星际航行技术是复杂 的，实現星际航行是一琪艰臣的工作。 星际航行概论 学森 科学出版社出版 北京书刊版业艺业新前证第61号 中[淘科学院印刷广印刷 新华书店总經售 1963 年 2 月箭 书号：2675 享数：341,000 1963年2月第-沃即别 本 : 787× 1092 1/18 (5) 0001--3,000 印张:17 1/3 插：1 定价：3.10元 苏联东方二号”宇宙飞船 （安装到运八箭上以前，在进行地面测武及调整） 长远以来人彻有在宇街空間飞行的愿望，由于現代科学技术的发展，这一理想已 在逐步实现，星际航行将是科学技术在二世后牟叶中最突出的成就， 現在领先 苏联 征服太空的是社会主义国家苏联，这使至世界进步的人們特别感到欢欣鼓舞， 人民正在运用他的智慧，通过辛勤的劳动，为开創星际航行事业建立千古不灭的功 勋！与此相比,美帝国主义者在这方面的表現显得十分低陋，腐朽了的社会制度注定 了他在这方面的追赶将是一場混乱的挣扎· 今天是东风压倒西风的时代，苏联在星 美国的厦次失败，不正是毛主席这一英明断的又一个例证 际航行中的輝煌成就， 媽？我們满怀着对社会主义、共产主义的美好未来的信心，相信带镇人类进入星际和 宇宙空間的，将来和現在一一样，将是在伟大的馬克思列宁主义指引下觉醒了的人民。 写这本书是为了至面地介貂星际航行技术，而主要的对象是近代力学工作者。 著者試图达到两个目的：第一，想設明实現星际航行的各个技术题，从而一方面使 投入到这些单个聞题作研究的科学技术工作者能了解每一个聞题在至部二作中的意 义；而另一方面也是要設明星际航行技术的高度粽合性，它几乎包括了所有現代科学 技术的最新成就，象近代力学，原子能、特种材料、高能燃料，无綫电电子学、計算技 术、自动控制理、精密机械、太空医学等。 星际航行的更进一一步发展不但将对上述 这些科学技术提出新的、更高的要求，而且还会对另外一些到現在还未发生联系的 学科，象植物学、动物学、生物物理、生态学、遗传学、地学等提出研究题，使这些 学科也得到以前未有的推动力，并向新的方向发展，一句，星际航行是祖和促进 现代科学技术的力量；星际航行可以广泛地带动各阴科学前进。 在本书里，著者想明的第二点是星际航行实践的复杂性和艰互性。 星际航行 事业的每一个部，研究、設計、試、制造、发射、通都需要一个庞大的粗戳，都需 要一个千万名科学家、設計师、工程师、技师、技术、工人和其它人景粗成的队伍。 这些部进行工作所需要的設备在质上要求最高的，在量上也多；因此，没有一个强 大和各方面成套的工业，没有一支多种学科和人数众多的科学技术队伍，就不可能設 想奎面地开展星际航行工作。自然，星际航行技术并不神秘，分析起来也不过是一般 自然规律的具体应用，星际航行技术的基础也还是众所周知的基础学科数学、物理、 化学等. 星际航行概 高水平的集中裘現，不是輕而易举的。 为了达到以目的，本书的叙述想尽量具体，引用一些具体設計或計算数字作为 显然，在这方面有一定的限制，在书中较多地引用公开的美国技术餐料，有些 例证。 著者營对弓引用的餐料作过鉴别，希望里面没有什么證 还是美国倚未实現的設計。 不正确的东西，但在这点上或至书的其它方面如有ｌ，悬请護者彻指正， 如上所述，本书的主要者将是近代力学工作者，因此在耕解各个题的深度 匕有所重：对力学方面的間题如动力、勒道、气动力加热等就写得深一些，而力学 原理却有意地得比较簡略对非力学的間題如控制及寻航系統、通就系統、原子能 发动机、电源、电火箭发动机等，为了把原理耕清楚，多费了些章节，但耕得不太深，只 介貂了概况。 在写这本书的过程中，雷見輝同志和显果同志會辛勤劳动，帮助著者整理书 稿、繪制插图；也可以説如果没有他們的努力，这书是写不成的。著者在此護对他們 轰示聂心的感 1962年4月 序·· 、第一章 星际航行与宁電航行 1.1 火箭技术的卓期 51.2 現代的火箭技术 10 5 1.3 太阳· 51.4 地球的周围环境 11 第一、第二、第三宇审速度 16 51.5 51.6齐奥尔科夫斯基公式 21 51.7 帆星世界的宇宙航行· 22 S1.8 阿克来公式 25 第二章 火箭发动机原理 30 星际航行的动力 $2.1 30 5 2.2 固体推进剂火箭发动机工作原理 31 32 52.3液体推进剂火箭发动机二工作原理 5 2.4 推力的計算·· 35 噗气速度的計算 52.5 37 5 2.6 實管的形状 43 推力亲数 48 $ 2.7 # 52.8 比冲 ·.. 50 $2.9 更准确的計算 • 51 火箭发动机的技术实现 第三章 54 $3.11 液体推进剂的性能··· 54 液体推进剂的选择 $ 3.2 57 儿种液体火箭发动机· 3.3 59 53.4 液体火箭发动机的設計过程 67 发动机試車台 $3.5 :74 固体推进剂及固体火箭发动机的发展 $3.6 77 79 固体火箭发动机的設計間題 33.7 82 $3.8 固体火箭发动机的发展前景 新型火箭发动机--固液型发动机，· 85 5 3.9 S3.10发动机推力方向的調节·. 87 运载火箭的技术实現 92 92 54.1 4 多叛运戴火箭的极数 星际航行概 $4.2 2 运戴灭箭的实例· 96 54.3构重量、糙构比· .....101 $4.43 运戴火箭的設计过程 .....104 54.5 星际航行場 .....108 “第五章 运戴火箭从地面起飞的勒道間题 ...116 $5.1 发射人造行星或月球火箭的勒道与发射人造卫星的道 ....116 $5.2近地面的超飞道· ..-.118 55.3点在向心弓力場中的运动 ..-.122 圆道上卫星的周期 $5.41 ...127 55.5 发射卫星的最佳献道 +*+--127 、第六章 星际航行的轨道 ....133 56.1 太阳的重力場 -*-133 56.2 太阳中的椭軌道· ...--134 56.3 实例·. +.--138 56.4 在中心力場中的低推力軌道· ....140 56.5低推力星际航道 +*+148 56.6 光帆· .....149 第七章 原子能火箭发动机 ....151 57.1原子能· .-.151 $7.2原子火箭发动机 .....152 57.3 电火箭的設計原理 **+157 57.4 电火箭发动机的类型 *..--164 57.5原子火箭与电火箭的比较· .-*·167 57.6 氛火箭发动机 .--169 第八章 制导调题題 ..-170 58.1 制导 ·. +**--170 +-*+170 8.2 发射人造地球卫星的道所要求的精确度 58.3 3星际飞行道所需要的精确度 +**+·176 $8.4 控制的概率 -.179 8.5 星际航行的制导間题 .-.181 58.6运载火箭的制导采統,初制导采統 ....185 38.7 .-*--186 制导系統的設計···· ，第九章 星际航行中的通认間題 .....189 $9.1 星际航行中通訓工作的重要意义· ..189 59.2 星际航行中通凯系統的有效功率 ..-.191 多9.3星际航行通計中的噪声 .-193 59.4 信息率 ....196 59.5 量子效应 +.-200 ix 59.6星际通靓的設备要求 *--201 $9.7地面接收天綫 ++..+.-203 59.8卫星式通中谜站采梳 *.**.204 59.9电磁波传播間題· .....206 $9.10光波通 ..*.210 第章 再大气层 ....211 510.1人造卫星或星际飞船的降落間题· *-**--211 多10.2再人大气层的道分析 ***212 510.3两种再入軌道·· .-..-218 510.4防热設計. .-*.-221 510.5防热設計的原则· .-**+229 $10.6 星际飞行動道中的应用· +*-*-231 第十一章 防辐射 ...233 511.1防辐射間题· .-..-233 511.2光子对物质的作用·· **.·233 511.3电子对物质的作用··· .....237 511.4α粒子、质子以及重原子核碳、氮、氧对物盾的诈用· +-.-239 511.5 中子对物质的作用·· ....240 $11.6 4 辐射对人体的作用···· ...-.241 $11.7 辐射剂量·· *....242 511.8 宇哺射綫. .-*-246 511.9地球辐射带及太阳耀斑爆发的辐射·· +...·247 5 11.10 中子的防护 ....-249 $ 11.11 辐射对器材的破坏作用· -*·+250 第十二章 飞船的設計计題 +++•252 5 12.1 超真和失重··· .....252 512.2 超重对人的影响·· ++**-253 512.3 失重对人的影响·* +**--255 512.4飞船船輪的設計要求· ......258 $ 12.5 星际航行中人的生活条件 +.....260 多12.6氧气及水分的供应· •*+**-264 $12.7长旅程星际飞船中的生态学采· .*-267 $ 12.8 E 防微陨石及通过小行星带·· ......269 $ 12.9 飞船的定尚系統····· -...·270 飞船中的电源 第十三章 -.·273 513.1星际飞船中的能源. .-*..273 513.2化学电池···· +*.·275 $13.3太阳光电池··· .-...278 行概 星际航 $13.4 汽輪发电机 ....-283 热电偶发电器···· 13.5 .***285 $13.6 热电子发电机···· *.....288 电磁流体发电机·· $ 13.7 +***291 星际航行进一步发展的几个題 第十四章 ...--293 514.1卫星式星际航行站··. *....293 514.2运戴火箭的海面发射 ...*296 *.·***-297 运戴火箭的回收···· 14.3 飞机用作运戴工具·· 514.4 ..-.+300 *.--303 $14.5 3 运戴飞机的动力系統····· 第一章　 星际航行与宇宙航行 1.1火箭技术的早期 現代征星际航行与学宙航行上飞翘取得的巨大成就是人类几千年来創造性劳动 我們的祖先很早就有了·飞到天去 的籍晶，它关系纠入类长远以来的理想和实践。 葡为实現这些幻想开辟出 的理想，給我侧留下了如象嫦娥奔用等多美丽的幻想， 条道路的前先是我国的劳动人民我国劳动人民是火箭的发明者：早在宋寞宗咸牛 年（公儿1000年）唐福献应用火箭原理制成战筝武器（图1.1），南后于逐传到 图1.1 明天启元年（1621年茅元仪所著备志”上所画的火筋 到十八世，英国人侵略印度时，即度人运用了火箭武 外国，为其他国家所掌握， 器，予进犯者巨大的威胁．从此才迫使英国人开始注意研究火箭武器，并在儿年之 ）政进 得到了一定程度的发展。 当时英国人康格雷 (William Congreve 1772--1814) 了商体火箭的性能，他的火箭之重量为十余公厅到二十公斤，射程达2一3公里，但是 所以于被后来进一步发展的准确度很高的火炮所代替，虽然如 催确度仍国很差 此，这些人箭的原理确成了近代火箭技术的最初基础。 此后，一到十九世記未二十世记初，火箭技术才又重新蓬勃地发展超来。近代 的火箭技术和星际航行的发展首先应当提到的是伟大的俄国和苏联科学家齐奥尔科 LIMOJKOBCKH 1857一1935）．他一生中从事了利 （KOHCTaHTHH DHyapHOBHY 夫斯基 在他的翘典著作中，对火箭飞行的思想进行了深 火箭技术进行星际航行的研究， 是他首先提出了使用液体推进剂来获得比火药和炸药更高的能量的倡 刻的谕证 曦，这个倡只翘过了短短三十年的时就实现了， 齐奥尔科夫斯基大略地策到 现代火箭的眞实籍构，并述了关于液氢-液氧作为推进剂用于火箭的可能性。此外 在他以后的一些作中，指了用新的燃料（原子核分解的能量）来作为实箭的动力 星际航行概 并且具体地蘭明了用火箭进行星际飞行的条件，火箭由地面起飞的条件，人造地球卫 星及实現飞向其他行星所必設置中間站的思想 齐奥尔科夫斯基不仅奠定了星际航行的理基础，而且还提出了多的技术建 羲，如他建使用燃气来控制火箭，关于用泵来强制送推进剂到燃烧室中的必要 性，以及用仪器来自动控制火箭等，都对現代火箭和星际航行的发展起了互大作用， 餐本主义国家中对近代火箭技术研究得最早的是戈达德 (Robert H. Goddard). 他在1910年左右开始进行这方面工作，三 主要是进行了計多实工作，并在后来創造 出了几种供气象研究用的液体火箭．1 但他的貢献与伟大的学者齐奥尔科夫斯基比较 起来确小得多。 眞正的近代火箭的出现是在第二世界大战时的法西斯德国。它們企图征服世 界，从而試和制造了計多火箭，并且在大战的末期使用了火箭武器，但是并没能因 此而挽回已翘注定了的失；而在这些火箭之中V-2火箭可算是最典型的近代火箭 （見图1.2，1.3），其主要性能見表1.1. V-2火箭的成功实际上是把齐奥尔科夫斯基 图 1.2 V-2火箭发射时的状说 第一章 星际航行与学角航行 (弹头) 12 13 14 10 15 16 35 19 20 -37 21 22 23 34 24 25 26 30 33. 28 29 32 31 V-2火箭的糙构图 图1.3 2———电动机；3----噗咀舱；→——发动 1一一一接向玺汽舵的链条传动装翼； 机输送酒精的导管；5空气瓶；6—后框；7——淄精伺服活明；8—- 10一由酒精箱通向头部（炸部分）的导管； 灰箭的肾架； 9----控制仪器； 12——带导的导管；13-—-中央信管；14-——电爆管； 11-一带信管的头部； 16-—氮气瓶；17——前框：18——陀螺仪； 15-—--胶台板框； 19-酒 20一向涡输泵联动装置输送酒精的导管； 21—液氧注人口; 精流出; 22--.-波效管； 25-一装过锰钾的小 23--—-~过氧化氮箱；24—---·发动机架；1 箱（后面是蒸汽发生器）；26-—-液氧分配器；27——~冷却用酒精的导管；28— 酒精出口；29--蛇机；30-—尾翼(4个)；31——燃气舵(4个); ；32———空 气舵(+个); 33-一燃烧室租尾實管： 35-—控制 34涡輪泵联动装置； 舱；36.·--酒精箱；3 37.-液氧箱. 星际航行概 V-2火箭的主要数据 表1.1 单位 数据 980 公厅 炸药量（硝酸及三硝基甲苯之混合物） 公斤 1,750 发动机支承架 涡輪泵系 450 燃烧室 550 火筋之重量分配 附件 300 公斤 酒精十液氧 8,750 200 供給涡輪用的辅助燃料 公斤 公斤 火箭之总重量 12, 980 总推力 27.2 最大高度 公里 80 火箭的性能 最大速度 公里/秘 1.500 射程 公里 300 以下 虽然在現在看来，它的籍构已翘过时了，但是它仍作为計多現代 的理变成了現实。 其原因在于：1）起飞情况：为地面静止垂直超飞，起飞速度低，系由自 火箭的蓝本. 动控制装置取得稳定；‘不用起飞滑軌，从而免去火箭构受到軌道的撞击。 2）采用 液体推进剂（液氧和75%酒精）．3）朵用燃气舵控制 4）朵用涡輪泵送推进剂， 从而大大地降低了糙构重量。 因此，V-2火箭所获得的最速度大大增加，射程可 达300公里之远，是火箭技术进入一个新时代的标志。 現代的火箭技术 $ 1.2 3 第二次世界大战以后，火箭技术及星际航行得到了迅速的发展 以苏联为代表 苏联在星际航行及火箭技术 的現代火箭技术正在以更快的速度进入一个新的阶段。 上在全世界已翘遥遥先了．她在1957年10月4日成功地发射了世界_上第一个人 造地球卫星,从此打开了人类历史的新元一一星际航行的时代。 随后苏联文多灰 成功地发射了适应于星际航行研究的更董、更好的人造卫星和月球火箭；第一次揭开 了月球背面的秘密，使地球上的物体第一飞向太阳系成为太阳系的行星，并且地球 上第一颗訪間金星的火箭带着苏雉埃的标記离开了地球（表 1.2）．苏联的科学家、 工程师和工人們在成功地一次又一次把生物送上了天空，取得了計多宝貴的餐料之 后，于1961年4月12日“东方一号”卫星式飞船就把苏联第-个宇宙航行---加 加林少校带到了外层空間，巡地球一周后，安然地返回地球，从而第-次实現了人 随郎在“东方一号”卫星式飞船发射成功四个月之居，苏联第二 类飞向太空的理想 星际航行与宇镇航行 苏联宇宙航行季托夫地球十七周后安全返回地 ，苏联宇街航行曼加 最后般可控 最后一叛可 ,在世界上第一次实現了生 世界上第-一个人造太阳系行星，议器重量316.3公斤 最后·一殺的模型安全降落，降落点差不超出两公里 带有小狗“莱伊卡”,地球上的生物第一次飞人宇宙 物完成宇宙飞行后安全返回地面的試龄 了月球背面的秘密。 肚界上第一个考察太阳采行星淤火箭 控制，自动行皇际站量278.5公斤 世界上第--个到达月球表面的火箭。 带有試生物，当天安全返画地面 带有試生物，当天安全返回地面 林地球-周后安奎返回地面 出界上第一个裁人的字宙飞船， 世界上第-·个人造地球卫星 带有小狗“松鼠”和“小箭”， 制，仪器重量302公片 世界上第一个宇宙飞船 世界上第次揭乎了 人造童型地球卫星 苏联卫尾、宇简火箭、运裁火箭和宇宙飞船一表（到1961年为止） 1553公斤（不带推进剂的最后一羧重量） 1472公斤（不带推进剂的最后一重最） 1511公斤（不带推进剂的最后-叛重 行星际站重643.5公斤 508.3公斤（卫星重景） 1427公斤（星重量） （12，500以上的射程） 83.6公斤（卫星重量 （12,500以上的射程） （12,500公里射程 （13,000公里射程） 4540公斤 4725公斤 4700公斤 6483公斤 4563公斤 4600公厅 4695斤 4725公斤 1360年7月5月及7月7# 1960年1月20日与 1960年5月15日 1961年2月12日 1958年3月15月 1961年9月13日 1959年9月12日 1959年1月2日 1961年3月9日 1961年9月17# 1959年10月4 表1.2 12 1957年10月 1957年11月 1960年12月 1960年8月 1961年2月 1961年4月 1961年3月 发射 1961 年 8 第-一个戴人的卫星式飞船 第二个载人的卫星式飞船 南金星发射的宇街火箭 第一个人造地球卫星 第三个人造地球卫星 第二个人造地球卫星 第四个人造地球卫星 第三个卫星式飞船 第四个卫星式飞船 第一个卫星式飞船 第五个卫星式飞船 第二个卫星式飞船 第一个字宙水箭 第三个宇留火箭 太平洋火筋 太4洋火 太平洋火箭 星际航行概 个宇铺航行季托夫少校駕了“东方二号”卫星式飞船，在外层空間地球平安地 运行了十七个圈之后胜利地回到地球 由此可見，苏联在火箭技术和星际航行已翘遥遥先，并且以飞快的速度 发展着，她是現代火箭技术的标尺。 这是苏联人民对征服宇宙空聞給予人类的无可 这一切都設明了社会主义制度的无比优越性！ 比拟的亘大貢献. 反过来我們看看帝国主义的头子→一美国，它在星际航行及火箭技术上的情 况；过去美国一真为自己是世界上第一强国，科学技术上是头等的，但是自从1957 年10月4日苏联成功地发射了第一颗人造地球卫星之后，就彻底揭穿了老虎的画 皮，从此就越来越看出它与苏联的差距与日俱增。1 但是美帝国主义是不甘失敢的，它 为了挽回在外层空間竞赛中的对劣势而不断吹嘘，大力增加火箭技术和星际航行 这一点很明显，它是无如何也追不上的， 研究的人力、物力和财力，以图赶上苏联。 因为在苏联发射成功第-个人造卫星之后四个月之久美国才发射了一个人造卫星， 其重量只及苏联第一个人造卫星的1/5左右。阝 随后美国又陆发射了計多次人造卫 星，但是道到現在所发射的人造卫星当中最大的一颗重量才只及苏联的重型人造地 球卫星重量的1/4，而大多数的确只有一百多公斤重，其中也还有很多次是失败的。 但是美国为了箱短与苏联在火箭技术和星际航行上越来越大的差距，因而匆忙地 备一次截人火箭的弹道飞行，以达到所“首先把人送到空間”的聋人听聞的目的，这 就是它目前所进行的两大計划中的“水星”計划产生的原因。 为了更加明瞭美国現在火箭技术和星际航行的現状以及今后的发展起見，这里 介貂美国在这方面的两填最主要的計划： (一）“水星”計划 在1961年4月12日苏联宇宙航行曼加加林少校乘坐“东方-号”卫星式飞船， 第一次实現了人类飞向太空的理想的23天后，美国才冒着极大的危险，用“水星”容 器装了飞行谢泼德；用“紅石”火箭送了天空，作了一次近乎直上直下的飞行，最 后掉到大西洋中几乎丧命， 因此説明了美国不但没有实現它所谓的“首先把人送到 空聞”的企图，而相反地却設明了它在这方面的水平比苏联差得更多了。 1961年9月13日，美国发出报导，它把一艘截有机器人的“水星”字宙飞船送 了轨道，在地球一周之后，借助于降落伞的帮助无捐地掉在大西洋中捞回大陆。 公里. 这次試驗的成功促进了美国进入宇宙間方面的努力， 这是它第一次把 晟际航行与字街航行 第… 美国的戴人飞船工作（到1961年底为止） 表1.3 时間 試自的 所用火箭 直径 长度 发射重量 推力(吨) (米) (吨） (米) “紅石” 把人送到200公里高 34 19.2 1.78 18.1 1961年上年 （呼程火箭） 300公里远，失7分钟 把"80公斤重的“水星” “宇宙神” 24.7 3.05 110 1961年下年 2X 68+35.2 座翰送上卫星就道 言十在近期中美国的戴人“飞行将使用同样的“阿特拉斯”火箭 “水星”座射大勒道，了 作为动力。 美国虽然拟定了似以乎可行的“水星”計划，也进行了試驗，但是要真正完成裁人飞 就“水星”座輪而言，总重量只有980公厅，因此要在这睿器寸 行还有着很大的距离，京 .給钳航行附設完蓄的保护装置和急救設备是不可能的，显然用“水星，座舱来作 戴人飞行是十分置险的。 自美国在掌握火箭技术方面还存在着不少間题，很难有 百分之百的把握使一一切試都正常而摧确地进行。 (二）“土星”計划 土星是前美国在設計中的推力最大的多级火箭（見表1.4）. 他佣企图通过 -十星”計划来实現在火箭的运载能力上的一个根本的飞跃，以改变现有的技术地位， 其自的在于利用“土星"这一多发动机租合成的三级火箭， 箱短与苏联之的差距 把重量为20吨的人造地球卫星到200300公里高度的卫星軌道上去．火箭的总 长度为 55 米,直径为 5一6 米 C-1士星"运载火箭 表1.4 火箭殺数 朵用发动机数量 柔用发动机类型 单个发动机推力（吨） 每叛总推力（吨） 85 11-1（煤油-液氧） 680 I.R-115(液類-液氧） 9.1 36.4 LR-115 1'6 18.2 这一計划看来是较可观的，但是，由于火箭的第一級用了八个发动机翘合而成， 因而将在技术产生一些复杂的間题，可靠性也就因此变得很差了. 而按計划三级 火箭在1963年才可以应用；在1961年10月27日进行了第一次带有第二、第三级假 模型的試射，可見要全面完成整个計划还是后几年的事。 但最近研究的籍果指出： 便用（一1“星”运戴火箭也难实现背尼迪所吹的把美国人途上月球的計划，所以 际 332, 488 300, 000 , 393, 000 太阳 5700 247.7年 0.249 1.004年 H, He, 39.46 CH: 2, H2, He,CHi, H2, He,CH,H2,He,CH,He,He,CHt 164.8年 1.006年 15.8小时 0.52(?) 600°0 50, 000 海王星 30.071 201 17.26 .55 22. I NHs,H2() 1.012年 84.02年 10.7小时 184.5 0.45(?) 000'1s 天F星 0.047 19.191 .38 20.95 14. NH,H2O NHs,aO 1.035年 29.46年 10.2小时 , 100 0.056 9.539 .66 0.42 115, 95.3 .85年 9.9小时 1.092年 139, 760 5.203 0.048 2.64 0.44 N2, A,CO2, H2(X?),O2() 0.1080 24.6小时 .524 0.093 B0'289 779.9日 ,620 24.15 球* 476 27.3日 /81. 29. HO, ((?H20),A,COa 365 .256 日 地球 N2, O2. .000 12, 700 0.017 0.5(?) (6)09 11 金星! 0.8136 12, 400 0.723 200'0 224.7 .15 .95 .59 to 34. 10. .0543 15.88 日 126'28 水星 0.206 .387 88.0日 ,000 0.07 410 foc 道对黄道的倾斜角 脱离速度(公里/秒） 离太阳的平均距离 大气粗分（比例依 最高表面溢度(℃) 期期 旋孽周期 表面重力常数比 轨道的儒心率ε 履量(地球=1) 密度(水=1.0) 体积(地球=1) 平均勒道速度 数率 面径(公里) 环镜地球的轨道 天交符 （天文单位） (地球=1) (公里/秒) 幽星剧 次递降) 合周 序号 080 星际航行与字葡航行 —0,U260 cos 2§[米][秒]-²,$二 度)。 其谢离等于149，457,000公里。月球到地球的下均源离为384,000）？ 就道对黄道的倾斜角：表示各行星的运行轨道平面与黄道之交約（黄道：即地球运行轨道的平） （（0）质量：以地球之虞量为1来度量其他的行星地球的重量为（5.9765士0.004)×1021吨 0时軌道为凰形 = 9.8060 表面重力常数比：以地球表面的重力常数为1（地球表面罩力加速度g： 中的8参数；当8= 航道速度：为各行星在軌道上太阳公搏的4均發速度 （18）反照率：为被行星反射的光之总量与入射光总量之比 表面溫度：天文学方法測得的各行星之裘面溫度 （1）天文符号：通常用这些符号来代替各行星的名称 （2）天交位暨：以从地球到太阳的均距离！ 4）旋樽周期：为各行星自转周所需的时間 以地球之体积为「来度量其他行星 （17）卫虐数：行星所具有的卫星数量 轨道的蕴心率：即椭凰方程 太阳系资料的明 1.5的附注 （）体积： （15） 区别 星际航行概 10 美国又在設計推力更大的C一5“士星”运载火箭；这个火箭的第一级将拥有五台推力 为680吨的F一1发动机，总推力为3,400吨，此外，他們也在考虑推力更大的“新星” 运戴火箭，它的第一級有八台F-1发动机，总推力为 5,440 吨 51.3太阳 要掌握和发展火箭技术和作星际航行；来給科学研究提供更多的餐料，首先应当 在表 1.5 对太阳系的情况有所了解, 表1.5即刻出了有关太阳系的一些行星餐料 可以看出，九个行星显然可以分为两类：地球、水星、 中的行星是按距太阳远近而排。 金星和火星是一类，可能复王星也属于这一类；它侧都比较小，密度比较大，是岩石 而木星、土星、天王星及海王星是另一类；它都比鞍大、密度比较小，称为大 性的. 行星。 大行星的空气中有及甲烷，因此整个星球一定包含大量的氢。 从前也有人 提出这样的聞題：如果大行星的粗分主要是氢，邢么郎使是固态的氢其密度也远比水 小得多，而整个星球的密度又怎能象表1.5所示，接近或大于水呢? 近代固体物理的 以木星为例，如果我們假設木星的固体部分至是氢粗成的，一 研究解决了这个間题， 点重元素都没有，那么在木星大气下的固体星面是固体氢；这样由木星的强大重力的 作用下，在固体星面下3,000公里处的压力是800,000大气压． 固体氢在这样高的压 力下密度大約是0.4，但是实际上在这样的高压下固体氢产生相变，变成象碱金属锂、 钠、钾那样构的金属氧，可压缩性提高了，因此密度跳升到0.9；这样一直到木星的 中心都是金属氮，而在中心的压力为31,500,000大气压，则金属氢的密度为3.66，故 （实际上有几条带） 从天文上观察到在火星轨道与木星勒道之間有一小行星带 它的体积比一般行星小得多，但又大于一般的流星； 估計約有44,000个小行星。 因此这样一以万計的小行星分布在这片 大的道径几公里，小的簡直是块大石头 地带，对于我們将来发射宇宙火箭或宇宙飞船到火星以外的行星将带来很大的困难。 因为这些小行星为数太多，碰上了会招致毁灭对小行星的进一步研究，搞清楚它 的运动规律，对将来的星际航行是有重天意义的 太阳系九个行星中好些都有卫星（鬼表1.6），而且最多的是木星有十二个卫星， 如，月球是地球的卫星，它离地球只有 这些卫星对于将来作芋铺航行都非常有用，售 380,000公里，特别值得指出的是月球上的脱离速度只有2.42公里/秒，火箭很容易 对木星而言它的叶 二个卫星中的木卫二、木卫三、木卫四比鞍大，与月球体积差不多，它离木星的距离 11 星际航行与字街航行 第章 表1.6 太阳行星的卫星 行星周期 离开行星的平均 真径（公里） 卫星 发现年 距离（公） 3,470 27.32 可用作航行站 384,000 月球 远古 地球 16(?) 0.42 9.320 1877 8(?) 1.26 23,500 1877 160 0.50 182,000 1892 木星 3,700 1.77 可用作航行站 420,000 1610 3,220 3.55 可用作航行站 1610 671,000 5,150 可用作航行站 7.15 1610 1.069,000 5,150 16.69 可用作航行站 1610 1,881,000 160 250.62 190手 11,400,000 卫六 50 259.7 11,710,000 1905 24 260.5 138 11,750,000 木卫八 30 615 1951 21,000,000 木卫九 692.5 1938 22,500,000 木卫 56 23,460,000 1908 738.9 23,920,000 745.0 1914 595 1789 185,000 0.94 土星 740 1789 238, 000 1.36 可用作航行站 1,210 1684 294, 200 1.89 可用作航行站 土卫 2.74 1,450 1684 376,400 可用作航行站 1,850 1672 525,000 4.52 可用作航行站 4,150 1655 15.94 1,220,000 可用作航行站 土卫六 482 1848 1, 480,000 21.28 019'1 1671 79.33 3,554,000 320 550 1898 12,900,000 土卫九 1905 数据不可靠 240(?) 130, 000 1.41 1948 天E星 天卫--- 800 192,000 1851 2.52 天卫 640 4.14 1851 269,000 437,500 1787 8.71 1,610 天过园 586,000 1787 13.46 1,450 天卫f 4,820 1846 354,000 5.88 海F星 海1卫-- 730 320 1949 8, 000,000 海王卫 分别为42万公里、67万公里、107万公里，可以作为星际航行站。 S1.4 地球的周围环境 为了作星际航行我們必需首先离开球表面，而一且离开地球表面之后我們就 行概 星际航 12 在标准情况下， 需要飞翘包围地球的大气层，因此我們需要了解地球大气层的情况， 大气在海面的密度是1.2255×10-3克/厘米3，在海面的压力是1.01325×10°达因/ 由地面向上，密度、压力和温度都将降低，而在豹10公里的上 厘米2,而温度是15℃. 空，进人同温层，人气温度降到5，再往上有-一个区域温度基本不变，在同温 这个变化在图1.4中表示出来， 层以上，温度又有几个变化，而再往上温度皮而增加。 可見在三十公里的高度，大气压 而在标准情况下的大气密度、压力及温度見表1.7. 力只有海面压力的百分之一 200 180 160 在海平面以上的高度,公里 140 1 20 100 80 60 40 20 300350400 450 250 200 150 50100 -100 -50 温度℃ 大气温度随高度的变化 图1.4 一到几十公里以至一百公里，大气的租分是基本上不变的，但在三十公里左右 在100到140公里高我們遇到第一个电离 有一层臭氧层，那儿臭氧的浓度比鞍大。 再往上是第二个电离层（F 层（E层），那儿电离度比它上下邻近区域的电离度高。 层），实际上F层在夏季日間又分为F1层及F²层；F1层高約200公里，F2层高約 10-0 0克/厘米 10 10-4 102 10141 350 300 150. 200 250 100 高度，公里 根据火箭和人造卫星測出的密度日变化（100--350公里） 图1.5 第一章 星际航行与宇宙航行 13 大气在这样的高度处密度早已降到很小；具体数据見图1.5及图 250一400公里. 1.6. 所以在一百公里的高空，大气密度約只有地面的百万分之；而飞行时的空气 阻力是与密度成比例的，所以我們可以設在一百公里以上的高空，空气阻力是很小 的，远远小于地球重力的影响。 10-13 p克/厘米3 10-14 10~5 91-01 2-01 700 300 800 900 、400 500 600 高度,公 根据火箭和人造卫星測出的密度日变化（300一800公里） 图1.6 以上的一些知戳是人們在发射人造地球卫星以前就知道了的， 自从人造地球卫 星发射后,我們对周围的环境有了新的发现：首先是苏联的尔诺夫(C.H。BepHOB) 而后美国的范艾伦（J．A．Van Allen）阐明了内、外辐射带的存在．’ 它榈是由地球磁 場所捕获的带电粒子所粗成；围地球形成丙、外两个带（图1.7），在两磁极地区是 带圈的空心处，是地球不被辐射带所包围的两个“窗后” 由于地球磁极与地理极卉 极光区 图1.7地球的内外辐射带 星际 行概 14 空气参数与拔海高度的关系表（p为压力，Pβ为密度，T为艳对温度；下标0为海面情况） 表1.7 h (米) h(米) Po Po od 8,200 1.000 1.000 1.000 0.336 0.402 200 0.976 0.980 8,400 0.327 0.393 400 0.953 0.960 8,600 0.317 0.383 600 0.930 0.940 8,800 0.308 0.374 800 0.921 0.907 9,000 0.299 0.365 1.104 1,000 0.885 0.902 9,200 1.010 0.291 0.356 1,200 0.863 0.884 9, 400 0.282 0.347 1,400 0.842 0.866 9,600 0.339 0.274 1,600 0.821 0.848 9,800 0.266 0.330 1,800 0.800 0.831 10,000 0.258 0.323 1.118 2,000 0.780 0.813 1.021 10,200 0.250 0.314 2,200 0.761 0.796 10, 400 0.243 0.306 2,400 0.742 0.779 10,600 0.235 0.298 2,600 0.723 0.763 10,800 0.228 0.290 0.705 2,800 0.747 11,000 0.221 0.282 1.133 3,000 0.687 0.731 11,200 1.032 0.241 0.274 3,200 0.670 0.715 11,400 0.207 0.266 3,400 0.653 0.700 11,600 0.201 0.258 3,600 0.636 0.685 11,800 0.195 0.251 3,800 0.619 0.670 12, 000 0.189 0.243 1.133 4,000 0.603 0.655 12,200 1.043 0.183 0.236 4,200 0.587 0.641 12,400 0.178 0.229 4,400 0.572 0.627 12,600 0.172 0.222 4, 600 0.557 0.613 12,800 0.167 0.215 4,800 0.600 0.542 13,000 0.162 0.208 1.133 5,000 0.527 13,200 0.586 0.157 1.054 0.202 5,200 0.513 0.573 13, 400 0.152 0.195 5, 400 0.499 0.560 13,600 0.148 0.189 5,600 0.486 0.548 13,800 0.143 0.183 5,800 0.535 0.473 14, 000 0.139 0.177 1.133 0. 460 6.000 14,200 0.523 0.172 1.066 0.135 6,200 0.448 0.511 0.130 14, 400 0.167 6, 400 0. 435 0.499 14, 600 0.126 0.162 6,600 0. 423 0.487 14,800 0.122 0.157 6,800 15,000 0.412 0.476 0.118 0.152 1.133 7,000 0.400 0. 465 15,200 1.078 0.114 0.148 7,200 0.389 15, 400 0.454 0.111 0.143 7,400 0.378 0.443 15,600 0.107 0.139 7, 600 0.367 0.433 15,800 0.104 0.134 0. 422 7,800 0.356 16,000 0.101 0.130 1.133 8,000 0.346 0.412 16,200 1.091 0.126 0.980 × 10-1 星际航行与宇航行 第章 15 表 1.7 h(米) h(米) od po od 16,400 0.0950 36,000 0.00487 0.122 0.00573 1.084 16,600 37,000 0.0923 0.00423 1.071 0.118 0.00485 38,000 0.00369 16,800 0.0895 0.115 0.00413 1.058 17,000 0.0867 39,000 0.00322 0.00352 1.046 0.111 1.133 17,200 0.0841 40,000 0.108 0.00283 0.00302 1.034 17,400 0.0815 41,000 0.105 1.022 0.00249 0.00260 17,600 0.0790 42,000 0.101 0.00219 1.011 0.00224 17,800 0.0766 43,000 1.000 0.0980 0.00194 0.00194 18,000 44, 000 0.07-12 0.00172 0.999 0.0952 1.133 0.00168 19,000 0.0635 45,000 0.00153 0.0814 1.133 0.979 0.00147 20, 000 0.0543 46,000 0.00136 0.0697 1.133 0.969 0.00128 21,000 47,000 0.0465 0.0594 1.130 0.00122 0.960 0.00112 22,000 48,000 0.0398 0.0507 0.00109 1.128 0.951 0.000984 23, 000 0.0341 49,000 0.0432 1.125 0.000977 0.942 0.000866 24,010 50,000 0.0299 0.000878 0.0369 1.123 9.933 0.000764 23,000 0.0251 55,000 0.0316 0.000508 1.121 0.963 0.000473 26,000 0.0216 0.0270 60,000 0.000284 0.997 1.118 0.000282 27,000 0.0185 65,000 0.0231 1.116 0.000152 1.034 0.000163 28,000 0.0159 70,000 0.0198 1.075 1.114 0.0000774 0.0000895 29, 000 0.0137 75,000 0.0169 0.0000372 1.112 1. 122 0.0000468 30, 000 0.0118 0.0145 80,000 1.109 0.0000167 1.176 0.0000229 31,000 0. 0102 1.107 0.0125 85,000 0.00000721 1.176 0.00000990 32,000 0.00876 0.0107 1.105 90,000 1.176 0.00000310 0.00000429 33,000 0.00756 95,000 1.102 0.00919 1.176 0.00000134 0.00000185 34,000 0.00652 0.00790 1.100 1.176 100,000 0.00000058 80000000 35,000 0.00563 1.098 0.00679 注：海下面的压力二760毫米水銀柱 密度Po0.125公斤秒²/米4 温度 To = 288°K 不重舍，而向一边，所以辐射带也是偏向一边的；在地球赤道平面上内辐射带的下 限在大西洋地区只有600公里高，而在太平洋西部地区却有1600公里高 上限約 内辐射带的粒子为厦子，质子能量达10°电子伏;粒子流的強度为103 6000公里高. 质子/厘米2/秒/球面度 由于质子的能量大，对生物及人有危害；实际上一般卫星式 戴人飞船不应飞越三百公里以上，超过三百公里飞过大西洋地区时粒子浓度已翘足 以引起危险。 在地球赤道不面上，外辐射带离地球中心从20,000公里到60,000公 里；而在55°到70°的高度，外辐射带下降到300公里至1500公里. 外辐射带的 粒子是电子；能量比2×10+电子伏大的粒子流强度是109电子/厘米/秒/球面度。 星际航行概 另一-粗电子能量为10°电子伏，强度是105电子/厘米/秒/球面度。 外辐射带的粒 子能量较低，防护的聞題也就比较容易解决。 内、外辐射带的发設明我們对地球固围环境的了解还在不断深人；为了星际航 行，我佣必需更进步研究这些辐射带，搞清楚它的构及可能的变化规律。也因 为有了地球固围輪射书的启发，人最近用了射电天文的方法发现木星周围約32 万公望的上空（約4.5倍木星华径），也有极強的辐射带，强度为地球的101+倍！ 这可 能会阻让降落到木星表面上去，葡必需利用在辐射带外的木星的卫星，即木卫二 及四作为星际航行者的落脚点。 第一、第二、第三宇宙速腹 1.5 了解太阳系的大致情况以后，我們可以对如何作星际航行进行分析和計算．首 先來看星际航行对动力的要求是什么？在这个間題上齐奥尔科夫斯基作出了重大的 真献，他提出了第一幸铺速度、第二宇甫速度及第三宇宙速度的概念，并对·色作了 精确的計算，这个言算我彻将在这节里關明， 我們的計算将假設地球是鳳球形的，地 球围优太阳的鱿道也是凰的. 这样做自然不是十分精 确，但实际上地球形状是接近于球形，地球轨道也是 1gr 接近忆形，所以这样假設所导致的误差是很小的， 万有弓力定律指出：任何两个物体之間要相互吸 R. 引，其引的大小和两个物体量的乘积成正比，和距 离的卒方茂反比， 我們就应用方有弓力定律来对物体 地球的旋运动进行分析和計算 假設：为地球表面的引力常数；R为地球的牟 图1.8 物体撬地球的运动 径，R=6371公里；为物体地球旋的速度；r 为物体地球的旋博牛径；M为地球的质量；m为物体的质量。不 在地球装面上物体的 重量是地球对这物体的吸引力称为重力，郎 Mm mg -- R2 (1.1) R2 其中G为万有引力常数，G=（6.670±0.005）×10-8【达因［米克】-2 在离 地球鳳心？道地球旋博的引力为g： 17 星际航行与字莆航行 第-章 h(1.1) R2 Gg 所以 grg 因此，作用在物体的力F为 F = mgr mg ，所以 单位质量的弓l力，即m=1的F为g (R) 2 gR () - VR( (R)12 (1.2) 公式（1.2）説明了越大越小，即离地球越远地球对物体的引力越小，因此旋 博的速度也就越小 卫星的旋博周期T是： 2π T(r) 1/2 gR 也就是 (1.3) T(） 2元 由公式（1.3）看出旋搏周期同样是距离的函数，距离越远（郎r越大）周期越长； 一方面是因为旋牛径增加了，另一方面是因为？增加引力变小，旋速度降低，所 以引超了旋孽周期的增加， 指物体地球旋，其旋樽牟径等于地球的牛径，这时卫星 第一宇宙速度V 所具有的旋搏速度叫第一宇宙速度。 V，由不使卫星落地，而文能自由地地球运聘 根据公式（1.2)可以得出： 所的能量来决定， 星际航行概 18 (R) V(R) gR 由此可以信针算出第一宁速度为 (1.4) 9.81. × 6,371,000 = 7,10 米/秒 7.91 公里/秒, Vi VgR - V 旋博居期为： 3/ 2 T(R) 2 也就是 7,910. (1.5) 5,070 秒 = 84.5 分. T(R) 2元 9.81 苏联的卫星是在离地面200到300公里的：人气层里运搏，速度約比8公里/秒略 小剧期比84.5分长，般接近90分 如果卫星的旋周期为24小时（24小时一1+40分），其轨道与赤道同心同面 这时卫星离地而的高度可以如下计算： 即在地球上着卫星是不动的 2/3 1..440 6.63. 84.5 r ==: 6.63R . h r — R 6.63R --- R 5.63R 35,840公里 地球的内辐射带是在离地面600到 这种高度的軌道是在地球列射带的范围内。 6000公里之間，而外辐射带是在离地球中心从20,000公里到60,000公里。 是指从地球表面发射个能永远离开地球引力場的物体所 第二宇宙速度V2 因比从地球表面飞到无 需的速度，这里我彻不考虑牵气的阻力，只計算引力的作用， 功等子从地球到无限远 限远处物体对引力場所做的功等于在发射时所具有的动能。 由于二f（）力是距离的函数，故必镇在R到α的范围内 处的距离乘以作用力， 进行积分，对于单位盾的卫星所做的功等于： R2 dr gR2 gr. 所以 Vä gR, 也就是 V² V2gR V1V 2 7.91 × V2 ！1.18 公里/秒. (1.6) t: 星际船行与宇甫航行 发射高勒道卫星所需的总能量：即从地球发射到？道纤巍地球旋所護的能 对单位质量而喜：从 量等从地提到道所做的功，加卫星在勒道的动能，人 地面提到？敷道所做的功为： R? (1一) dr - gR2 - gR 而动能1.2）式給敢如果总能量以相当速度V的动能来代表，那么 gR SR 12 2gR 所以 (1.7) 对应于把卫星发射到T（）==24小时=1440分的道上去所须的能量的速度为： /1 -- 0.0754 = 0.961V2 0.961 × 11.18 = 10.74 公里/秒. 这个速度要求翘是第哺速度的96.1%：所以发射高勒道的了星将比发射低勒 而还际，在我侧以后的耕解中会藿到，发射24小时周期的门星比 道的门星要难 发射宇宙火箭更难更复杂些 即是在充分 指物体脱离太阳系力場所需的最小速度 第三字宙速度V 的利用了地球秘太阳旋博所真有的能量的情况 下，再增加一部分量就可以使其脱离太阳的弓！ ，因为地球太阳旋博的实际撇凰勒道与眞形 道差别很小，为了推学簡化超見，假設地球太 周时，因为各行星相之 阳旋博的轨道是凰的， 問的吸引力比起太阳的吸引力来小得多，因此可 以忽骼，敢只考感阳对地球的引力作用 假設：M。为太阳的原量；M为地球的质量； 图1.9 物体在太阳系中的运动 星际航行概 20 那么类似公式（1.1）可以 球表面的引力常数；g为太阳对地球表面上的引力常数， 写出， go - G 由公式(1.1） R2 所以 (1.8) （1.8）式的引力常数在 邢那么在地球勒道上太阳对每单位质量的弓引力为g 計算勒道速度及脱离引力場速度和以前計算第一宇宙速度及第二宇铺速度的g 样，起同样的作用，所以地球太阳的速度（卫星的速度一样計算)为： R) Vor --- V s go 而单位厦量物体脱离太阳系的引力所需具备的速度为： Voa - V2goR 单位量的物体脱离太阳系的引力，利用了地球所具有的速度，物体脱离地球轨道 的方向与地球太阳旋搏的方向相同时，还需增加的速度为： RY.R (1.9) Vo. -- Vo 这个速度增量所代表的动能，对单位质量来設是 (Vo - Vor) (1.10) 但这并不是設从地球表面发射一单位质量就只需要这么多动能，因为从地球表面出 发，首先得克服地球的引力場,而后剩下来的能量才是（1.10)式所出的动能. 克服 地球引力場的动能是gR，所以从地球表面发射脱离太阳系的最小速度是（不計空气 阻力）V3而 2(04 -- "04) 所以利用（1.9)和(1.10)式我有： 21 星防航行与宇街航行 Mo . 2% Vi - + 2gR .F(V2 -- 1)! ← 2gR 2g + 2gR ().R(1- 2g ÷ 2gR Mo 2gR^1+ 所以 Mo V3 = V231 W 6,371 (0.2929)2) 1 + 332,000 X 11.18 149,500,000 (1.11) 一16.63公里/秒 在以匕的計算里，我們必镇注意,重点是放在最小的脱离太阳系速度这一念上。我 們体現这个概念从两方面作：第一我們是充分的利用了地球在道上公的速度，使 宙火箭对太阳运动的方向同地球公转运动的方向一致，任何其他学宙火箭的方向 会增大速度的要求. 第二，我們使宙火箭一开始就加足速度到V3，而不是先只加 到第二宇宙速度V2，等字宙火箭脱离了地球引力場之后，已翘对地球没有相对速度 了，然后再加速到它能离开太阳系。 如果这样作，分两段加速，那么所加的速度总和 就不是V3，而是 V2十（V一Vo）了． 总和自然大于V3．所以从加速的观点看間 我們要看到在地球表面附近加速， 题，一一鼓足气比分两段好．为什么有这个区别呢？手 火箭喷气留在势能低的地方，而在脱离地球引1力場后加速，火箭嗔气将留在势能高的 地方。从能量的角度来看后者自然不利 51.6齐奥尔科夫斯基公式 齐奥尔科夫斯基公式是在理想情况下，即在没有考虑空气阻力和地心引力的影 因火箭增加的动量等于火箭噗射出的气体动量，而其 响下，建立起动量守恼方程式。 符号相反,如設：M为瞬时量；c为噗气速度；M(1)为开始飞行的质量；M(2)为了 时的量；V为飞行整了时所具有的速度：dv为速度增量（图1.10），那么 dM de) m. dy 图 1.10 水箭在龙外力作用下的运动 dM Mdv -- cdM : M1)到M(）及И=0 到V之間积分即得： (2) (m(2) dM M() -- In M M(2) 所以 M(1) (1.12) M(2) 从齐奥尔科天斯基公式，可以計算！火箭在定的速度下所携带的推进剂，及其 M(1) 越小 当喷气速度 ！秸构重量之比例，从公式看到，气速度℃越大厦量比 M(2) M(1) 即质量比天，也就是起飞 下降时，厦量比 因是指数函数的关系而增加得很快 M(2) 量远远大于火箭停北工作时的质量。 我佣知道，两个质量之華等了火箭推进剂的 质量，所以质量比大就等于説推进剂量增加了，而整了时达到高速的盾量小了，也 所以我彻要从各方而取措施使其射 就是有效食截减小了，两者对我們都不利 速度增加，以求得质量比的诚少，这个題我将在第三意中群地就解 $17帆星世界的芋留航行 现在看起来，应用現代所知道的技术，使用化学燃料、原子反应堆、多级火箭精构 的設計等可以使速度达到每秒几十公里，这正是第-、第二、第三宇宙速度的数量极： 当然这需要我們做很多艰考的工作，但它 因面，在太阳系内的旅行是可以办得到的， 在太阳系果的旅行实际上是行星之關的航行，为了明研起見呼做星际航 是可能的。 行。 到最近的一个恼星纟人馬 从表1.8可以看到太阳系的牛径豹为40亿公里 幽α星的距离，却有40万亿公里，即4.3光年（-一光年等于以光的速度30万公里/秒 而太阳系离我谢所在的星际系银河系的 走-年的距离），是太阳系半径的一万倍。「 心为7,000秒差距（1秒差距等于3.259光年！3.08×1013公里=308,000亿公里）， 邻近的星 表 1.8 星距 (Mo= 1) ('k) (1 oy) 序号 惬星名称 （光年） 1.0 1.0 5.700 1.25 4.3 0.65 0.38 5,150 4,950 0.99 1.58 3,230 0.045 牛人马星座α星 4,500 0.38 6.0 0.12 Barnard 星 7.7 0.25 3,100 0.032 Wolf 359 7.9 0.25 0.36 0.039 3,100 3,100 0.042 Luyten 726-8 3,200 8.2 0.351 0.44 Lalande 21185 8.7 2.35 0.98 1.53 8,600 0.030 9,000 天狼星 9.3 0.38 3,000 0.12 Rass 154 2,900 0.36 0.077 10.3 Ross 248 0.77 4,200 0.89 10.8 10 波江星座8星 0.38 11 10.9 3,000 0.11 Ross 128 0.52 12 3,600 3,200 0.71 0.63 11.1 0.81 天星± 61 13 11.2 0.38 2,900 0.084 Luyten 789-6 0.64 6,700 7,500 1.74 11.3 1.8 14 0.007 南河三(小大星座α)星 15 11.4 3,950 0.65 1.01 印第安星座&星 16 2,300 3,400 11.6 0.19 0.41 0.41 0.28 Z 2398 3,200 17 11.7 0.40 3,100 0.44 0.49 0.12 Groonbridge 34 5,400 18 11.8 0.57 1.1 鲸魚星座星 19 3,200 11.9 0.44 0.28 {{} Lacaille 9352 20 12.4 0.40 0.17 3,350 BD + 5° 1668 21 12.8 0.83 3,200 0.48 Iaraille 8760 22 13.0 3,200 0.52 D.24 Kapteyn 星 3,000 23 0.40 0.11 0.38 3,100 13.1 0.19 Kruger 60 24 3,000 0.38 ** 13.1 0.14 ** Ross 614 ** 25 0.38 3,000 13.4 0.22 B1)-12° 4523 Van Maanen 星 26 7,000 13.8 0.009 >0.11 3,100 27 0.36 0.091 3,100 0.36 14.6 0.091 Wolf 424 28 3,600 0.50 0.65 14.7 Groorrbridge 1618 29 0.42 0.40 4,300 14.9 CL -- 37° 15492 30 0.40 15.3 0.26 4,800 C)- 46° 11540 0.40 3,300 15.4 0.28 BD+20° 2+65 32 0.38 15.6 3,200 0.15 CD- 44°11909 33 15.6 0.42 0.34 3,400 CD -- 49° 13515 15.8 0.33 0.42 34 3,400 A0e 17415-6 0.38 35 3,200 Ross 780 15.8 0.15 0. 44 36 15.9 0.40 3, 400 Lalande 25372 0.7 16.0 8,000 37 0.058 CC 658 0.38 3.200 5,900 0.17 D.83 0.85 1.3 4,400 0.059 16.3 波江星座星 3,700 1.04 0.81 0.65 16.4 4,800 39 0.84 蛇:天星座 70 2.2 牛郎星 9.100 16.5 40 1.23 16.5 0.38 3,100 0.23 11 BI) → 43° 4305 0.15 16.6 0.40 3,400 42 AC -→ 79° 3888 ＊一—骨不見的件星; **一—---用5米值径的望远镜观察的。 “际航行概 24 即22,800光年；距离银河系的边緣約6,000秒差距，即19,600光年；银河系的半径为 比太阳到最近的恼星又大了一万倍，而河系又不 13,000 秒差距，,郎 42,400 光年. 在总宇宙中，在总星系中現在所能观測得到的約 过是宇宙中亿方个星系中的一个， 为1,000 百万秒差距，郎银河系半径的約十万倍 （包含太阳在 据现在天文观所知，在离太阳1.7光年的近邻地区有42颗恼星 丙，見表 1.8）. 但实际上星的数目不止于此，因为有不少星实质上是双星或者三星。 在銀河系中，双星多星据估計占星的1/5，如最近的牟人馬星座α星，实际上是距离 它实际上 很近的三颗星 A，B，C．再如离我們8.7光年的天狼星，是一颗很亮的星。 是双星，A星表面温度很高光色发蓝，是紫外很强的星；而B星直径只有0.03R 但其质量大，密度也大，温度又高，这种星叫白矮星。 更为特例的白矮星，如离我們 是地球质量的36,000倍，这颗星基本上由原子核成，而电子层外壳已被挤破了，每 立方厘米有半吨重。 而出太阳系的近邻，恼星世界的奇观就更多了， 例如双星中的巨人，天鹅星座 V380星，是一对高温发蓝光的互星，它以12.43天的周期相互围着转，其距离为 一个半径为太阳牟径的29 0.611×10°公里（只有地球到太阳距离的一牟还不到). 倍等于0.201× 10°公里，盾量为太阳的 43.7倍，另一个牛径为太阳半径的8倍即 在这个双星附近的行星，将在天空中看見 0.056 × 108 公里，质量为太阳的 15.6倍 两个太阳。要設互星，要以猎后座α星（郎参宿四)为代表，它离我們有300 光年，是 色的星，而且是一颗有脉动的星；牛径从最小为太阳牛径的330倍到最人为太 阳牟径的460 倍，最小半径也是地球到太阳距离的 1.54倍． 另一个更大的星是武仙 座的α星（RasAlgethi），它也是紅星,离我有 800 光年,半径为太阳牟径的800 倍。 周围有大量气体的所行星星 此外还有一些不稳定的星，如变星、新星、超新星， 云”佛耳夫-拉叶或W型星等 白矮星中的冠軍是一題离我約一百光年，在金牛星 座离昂星团不远的白矮星，它的直径只有月球的一半，而密度却为每立方厘米200 所以整个宇電是很大的，它包括了无数个星系，而银河星系是其中之一个，太阳 系则只是銀河系的一小部分。 如果用現在我們能达到的每秒几十公里的速度，就是 故现在人类能飞行 到最近的几題惬星附近去也得几万年，这种旅行是不可設想的。 的范围是整个宇宙的很小一部分，所以設宇宙航行的可能性国前还很难頂料，还只是 我們的一个理想，自前还没有具体实現它的途径 因此近20到30年的任务是发展 星际航行与宇街航行 太阳系航行技术，或者是行星际航行，簡称为星际航行，要窦破太阳系的范，进六 大铺，必頂大大地增加航行速度，直到接近光的速度，# 但那将产生一系刻完全新的 题，例如：牛頔力学的规律不够准确了，要用相对力学的规律去計算轨道；現有的 燃料也不足以达到所需要的速度，必镇制造出新的超极燃料。！ 此外栏芋铺航行技术 里，也一定包括一些我現在还无法想到的間題， $1.8阿克来公式 到其他恼星去的間题也是速度間題，必须非常接近光速，这样高的速度不能用齐 奥尔科夫斯基公式来計算，必用相对力学来计算 根据这样的計算，到牛人馬座 α星（見表1.8）时，設想宇铺飞船最高速度为0.80倍光速，确啃气速度为光速的0.6 倍。用二級火箭（每一极的质量比6.24），級用来加速火箭到0.80倍光速，一級作 刹惠之用。 最大加速为2,000厘米/秒2（約2g），邢么加速和减速对飞船中的人来計 各为一年，等速飞行一段对飞船中的人来是2.5年，共需4.5年．至 到天狼星去（8.7 光年）用多极火箭，用等加速度2,000厘米/秒2，及等减速度2,000厘米/秒2，最大速度 加速及减速对飞船上的人来説各为0.8年， 0.94倍光速，喷气速度仍为0.6倍光速。 值走用2.5年，共需4.2年， 这里看超来好象不合理：到比较远的天痕星反而只需要 较短的时間；其实这是因为除了速度有所增加以外，还有一个特殊的相对效果,在 高速运动中的宇飞船上，时間的进程要比相对静北比的地方慢，在飞船中的人感到的 时聞是短一些 由这两个例子看到，用低速进行宇宙航行是很难想象的，郎是在0.8倍光速下， 飞行所需的时間也还要几年；而要使气速度达到光速的0.6倍，就必须使推进剂在 燃烧后放出足够的能量，使其相关联的质量为推进剂原来质量的20%（相关联的 量是指：变成动能的那部分质量占推进剂原来质量的百分数。 当喷气速度等于光 速时，相关联的质量就为100%） 而現在最强的推进剂是氢的聚变，其相关联的质 量不到百分之-，喷气速度为光速的5%；宇宙航行的要求远远超过了现有燃料所能 达到的程度。所以要实現恼星际航行，还有待于将来制出超高能的核子燃料，来得到 接近于光的速度。 这里我們不准备介貂这种相对力学計算的全部，但只介貂相当于齐奥尔科夫 斯基公式的阿克来（J.Ackeret）公式，且指出两者的差别. 如果火箭相对于发射 点的速度是，向前为正的方向；相对于火箭的噗气速度为 w,向后为正的方向;那么 根据相对的定律，在固定于发射点的坐标中，實气速度 u'为（图1.11）： 星际航行概 26 dm .Ww dm' 图 1.11 火箭在无外力作用下的相对力学計算 (1.13) 其中c为光速（c=29.97929±0.00008万公里/秒）；M为静质量；M'为动质量； dm 为喷气的静质量；dm'为喷气的动质量，则 M* dm' - 从而可以写出能量守恼方程式，郎总能的一部分变成气的能量： Mc2 dm : c2 (1.14) 0. 12 而动量守恼方程式为： dm(-- w) (1.15) 0. 利用公式(1.13)得： =1 1 - .2 : 4. 27 第一章 星际航行与宇甫航行 12 因此 12 由此(1.14)和(1.15)式可写成: .2 dM t- M dm 1/2 3/2 vdM Mdv + Mv 1/2 1/2 3/2 dm. 1/2 (1- 消去dm郎得： vdM -+ Mdv dM + M IV 1- 运算籍果得： dM (%) (1-岁) 2w 1+- 如果火箭的初始静质量是 M(1),发动机作用停止时的静质量是M(2);初始速度0, 了速度为V，积分后得阿克来公式： 2w M(n) (1.16) (2)W 星际航行概 28 为了比较阿克来公式和齐奥尔科夫斯基公式，我們对公武（1.16）可进步加以 整理，即 M(1) M(2) 现在我們展开对数函数： - In ( In () ()... 1 -+ 所以 )=+()+()+1 +(+)+)°- ] M(1) M(2) 的幕极数展开，那么 我将上式第二个指数函数作为 [( M() M(2) 18 [()]·[ 3() (1.17) 162 -→0时，也就是当火箭速度远远比光速小的时候,公式（1.17)中 这个公式指出：当 也就是説， 整个大括弧的值等于1，所以阿克来公式就簡化为齐奥尔科夫斯基公式。 公式（1.17）指出，从齐奥尔科夫斯基公 齐奥尔科夫斯基公式是阿克来公式的特例. 当火箭速度很高时，用齐奥尔科 式到阿克来公式的修正，永远是正的，即是加大的， 夫斯基公式計算会得出过小质量比。 惬星际飞行要求飞行速度必须非常接近光速，因此一个主要的要求是喷气速度 也必镇达到牛倍光速以上，不然质量比太大。 例如：以今天比较有希望的能源，氛聚 变成氨，或受控制的热核反应： 6D→2He(7.1兆电子伏）十 2P（17.7兆电子伏） +2n（16.55兆电子伏）+ 1.8兆电子伏， 中子n将很快地从反应气体中逸出，其所携带的16.55兆电子伏的能量不能用来加 算这个能量的70%有效,变成 热,故为6个氛原子所产生的热能为26.6兆电子伏, 29 星际航行与宇宙航行 第一章 但就是这个看来非常 动能，那么嗔气速度为15,000 公里/秒，比冲1.5 × 10秒， 就是有了这样的噗气速度，要达到 大的气速度也只是光速的5%，郎0.05倍光速。克 飞行速度为0.80倍光速，其所必需的质量比为： 用齐奥尔科夫斯基公式計算 M(1) 16 - 0.0889 X 10°; 0.8/0.05 M(2) 而用阿克来公式計算 10 M(1) 1 -← 0.802x0.05c 1.8 = 34.8 X 10° 1 0.80 M(2) 0.2 以上計算説明了，在火箭速度接近光速时，齐奥尔科夫斯基公式是很不准确的。 者就是用我們在今天看来是最强的氛聚变能源，要达到80%光速，总质量比要达到 34.8亿。这是不可設想的大的虞量比，所以就是用今天看来是最强的能源，也解决不 了宇宙航行的間題 因此宇钜航行不同于星际航行，星际航行是現实的，而宇宙航行 但是我們有信心在社会主义制度下，解放了的人們不 还只不过是一个伟大的理想 但能够象今天那样领导着人类进入星际航行的时代，而且也将实現宇宙航行. 千方年来在地球表面的活动，从地球表面来研究自然，創造了进入行星际空聞的条 件那么即将到来的星际航行时代，人在太阳系中研究自然，一定会給科学技术带来 一个圣新的境界，使科学技术达到以前不能达到的水车，使芋宙航行能够变为現实。 因此星际航行会铪芋宙航行开辟道路！ 第二章．火箭发动机原理 $ 2.1 星际航行的动力 星际航行对速度的要求已翘在上一章中得到了設明。 当一物体围地球旋搏， 就需要7.91公里/秒的速度，这样高的速度，想用現代的航空发动机在大气层中是不 可能达到的。 首先，由于地球表面存在着几十公里厚的大气层，飞行器要以这样高的 速度在稠密的大气中飞行，必然要受到互大的大气阻力. 一则使飞行器需要很大的 力量来克服这一阻力；再则在这样高的速度下，空气与飞行器表面强烈摩擦而产生高 热使飞行器烧毁. 因此，在大气层中所能达到的高速度是很有限的。 但是，我知 道，正如$1.4中所耕的，地球表面的大气，随离地面的高度的增加而密度逐衡减小 据測得：离地面30公里高处，大气的密度只及地面上大气密度的約1/100，如果离地 面60公里时，则只及約1/10,000，再往上就更加稀薄了，到100公里的高空，大气密 度只有地面密度的 1/1,000,000 左右．日 因此，一般設来在太空中就儿乎没有空气的阻 力存在，就是速度很大也不会有多大的阻力，这对于作星际航行来説是十分有利的条 件．然而，由于太空中几近于真空，而航空用的喷气发动机则正是用空气中的氧作氧 化剂，没有空气也就没有氧，因此一般空气喷气发动机是不能直接地用在星际航行工 的. 火箭发动机则是一很理想的星际航行的发动机， 因为它本身已翘同时带有燃料 和氧化剂，所以它不仅在大气中可以工作，而且在没有空气存在的太空中也同样可以 工作。火箭燃烧室中产生的高温、高压气体，利用直接反作用的原理，这些气体以 高速實出，从而推动火箭。 火箭发动机 30 还有另外一一个特点是：它的推力之大小 29 与周围介质有关。 实际上火箭发动机 推力，吨 28 在高空的推力比在地面的推力要高大約 21 20%，这是由于地面的大气压力比高空 26 推力大小 的大气压力高得多的原故。 25 10 15 25 20 30 高度，公里 与发动机所处高度的关系可由图2.1了 图 2.1V-2 火箭的推力与高度的关系 解. 第二章 火箭发动机原理 31 由上述可見，火箭发动机是現代最适合于星际航行的发动机，越是在空气稀薄的 地方飞行，则它越能发出更大的推力和更高的速度，在这里还需要設明一点：現在要 作星际航行，要具有高的速度脱离地球引力飞向其他行星，首先得从地球表面起飞， 从静止状态逐撕加到需要的速度。 火箭发射时第一步就要以较低的速度通过大气 层；这样一来空气嘴气发动机就有可能作为多极火箭之第一极发动机，因为它可以充 分地利用空气作为氧化剂，而无需在火箭第一极中带上这相当重的一部分氧化剂，从 而可以大大减少第一級的重量，这对发射多极灭箭有很大的好处 但是用空气喷气 发动机及火箭发动机的运载系統，将比钝火箭发动机系窥复杂，造价更高． 象現在的 运载火箭那样，一灰使用以后就扔掉是太浪费，所以又必需考虑在完成了加速任务之 后，把空的运载系統再安至地降落到地球表面上来，也就是“回收”运载系統. 这在技 术上就比在的运戴火箭要求更高，今天还没能实现， $ 2.2 固体推进剂火箭发动机工作原理 因此一般又可簡称之为固体火箭发动机或固体发动机 体火满来作为推进剂。日 固体火箭发动机的特点： (1) 最大的优点是籍构单。 个主要部分：燃烧室、管、药柱及药柱支承装置， 因此，固体火箭发动机广泛地应用 到各种火箭弹上，特别是尺寸较小的火箭上 （2）容易使用,操作可靠,可长期存放。1 固体火箭发动机的推进剂可事先制成药 16 12 14 13 图2.2 4--燃气通道； 5——安装耳2 个)；6----包复层；7——特殊螺絲；8--环形紧塞具； ；9—一曉管的石 10——管；11——噗管盖；12——保险装置； 13—螺絲封阴环；14—燃烧 衬管；1 壁；15-—推进剂药包外复层；1 16--存时垂值支持； 17一点火器. 星际航行概 32 柱装于燃烧室中，长期存放，如需要时立即可以使用，使用起来也很簡便 由于使用 的推进剂是固体，因此在发动机工作过程中就不需要专明的推进剂供应和調节系統， 由于没有泵、履明管路等，因而使发动机工作时较为可靠。 現在来證一證固体火箭发动机的起动方法及工作状况：起动点火是十分簡单的， 一般用在药柱中空处加入一一临时小火药包，用电火花使之引燃后，再借小药包去点 药柱燃烧店产生高温高压气体，翘过药柱及燃烧室空隙进入喷管膨胀 燃整个药柱 排出而产生推力， 因为固体推进剂不能用控制流量方法来进行調节控制，是靠摧进 剂的燃烧面来控制燃烧速度，从而控制火箭的推力，所以固体药柱的形状及推进剂本 身的反应速度是控制燃烧速度的关键 S2.3液体推进剂火箭发动机工作原理 液体推进剂火箭发动机亦可簡称为液体火箭发动机或液体发动机. 它与固体火 箭发动机的最大不同之点就是所用的推进剂是液体状态。 有时推进剂是单一的；如 硝基甲烷（CH3NO2），郎称其为单元液体推进剂 但是更多的情况是分别以氧化剂 及燃料盱放于火箭携带的氧化剂及燃料盱箱中，即称其为双元液体推进剂， 正由于 这一点給液体火箭发动机带来了其他群多不同于固体火箭发动机的特点. 这些特点 是：增加了推进剂在火箭发动机中的存和翰送系統，工作过程中推进剂用量的調节 控制系統，燃烧室的冷却系統 近几年来，由于液体推进剂的使用，使火箭发动机的 工作时間大大增长，推力大大增加，从而有可能把互大的人造卫星、宙火箭及飞船 虽然由于用了液体推进剂，使得发动机系統复杂化，各种部 送到定的勒道上去， 件設备增多，但是大推力的液体火箭发动机的秸构重量仍得到相应地降低， 目前般的液体火箭发动机燃烧室，压力都在30个大气压以上，并且液体推进 剂在进行燃烧之前必须进行充分的雾化，这一过程主要是靠氧化剂及燃料通过嘴 达到雾化的目的．而在喷嘴的雾化过程中,就要产生約为几个大气压以上的压力降； 再加上系中的管路明等阻力失，液体推进剂进大翰送系統之前，最低限度应保 持有十几个大气压的压头，方才能使推进剂箱中的燃料和氧化剂能在发动机工作 时給子正常地供应 因此对液体火箭发动机而膏，正常的供应推进剂是保证发动机 正常工作的关键 接照目前液体火箭发动机推进剂的翰送形式大致可分为两类： (1）挤压式 液体火箭发动机的推进剂是借助于高压气体的压力，作用在推进剂液面上，使推 第…章 火箭发动机原理 33 图2.3即为挤压 进剂翘过管路聞門，嘴，然后进入燃烧室燃烧，故称之为挤压式 从图中可以看出，发动机本身除了带有燃料及氧化剂 式液体火箭发动机的示意图。 箱之外，还带有高压气罐，内盱有高压惰性气体。 高压气体翘过减压，使压力 降低到所需要的压力以后，分别进人燃料及氧化剂盱箱，去挤压燃料和氧化剂，使之 輪送到燃烧室中进行燃烧，产生的高温高压气体翘嘎管膨胀以高速排出，从而产生 反作用力推动整个火箭前进 12 19 20 21 16 13 14 10 17 18 15 图2.3 气压式翰送系统液体火箭发动机 3-—-活塞；4——-高压活阴膜片；5——气体减压器; 2———启动火药; 1高压气罐； 10燃料集液管； 11一-燃料箱；12—一給氧化剂箱輪气体 集液管的弹性慧接管： 的导管；13-一-氧化剂集液管的弹性悬接管； 15-氧化剂箱; 14一一氧化剂集液管； 16-膜盒；17-燃料和氧化剂管路_上的膜片；18-节流活; 19—控制节流活 阴的伺服活塞； 20-—发动机头部；2 21-燃烧室. 由于挤压推进剂需要高压气体，而且推进剂箱也需要承受一定的高压，因此随 着送推进剂的压力增高，推进剂的量增加（即为了增大发动机的推力或增长发动 机的工作时間），都必然导致高压气罐及推进剂箱重量的增加，因而就增加了发动 机的籍构重量，相应地也就会降低火箭的有效载荷， 所以挤压式翰送系統的液体火 箭发动机显然不宜于作得过大 这种发动机由于它靠高压气体挤压翰送推进剂，它 除了系統中有調节明乏外没有动部分，因而系統较簡单，工作较可靠，一一般推力 较小的发动机朵用这种形式还是具有优越性的 挤压式所用的高压气体是有选择性的。 首先一点，所选择的工作气体应当对于 燃料和氧化剂均是惰性的；如对于硝酸和煤油为粗合的推进剂均可以用高压空气。 其次，对于发射火箭而言，不仅要考气体与推进剂之間不发生作用，而且还应当同 时考虑到气体的重量。 因此一般用惰性气体氨最为理想，因为它正备了与一般 推进剂不起任何作用的稳定性和重量輕（分子量为4，不到空气的1/7)的特点。 (2)涡輪泵式 涡輪泵式的鞭系統通常用于推力大和工作时聞长的火箭发动机，对于这类火 星际航行概 34 箭，涡輪泵式翰送比其他任何类型的系統更輕 系统的重量实质上与发动机的工作 时間长短无关 发动机工作时是用气涡輪值接带动高转速的离心泵将推进剂粗分分别由箱中 抽出，然后压大燃烧室中雾化、混合和燃烧， 涡輪的动力来源通常取自蒸汽或燃气， 在下面分别进行闻述： 蒸汽涡翰 渴輪所用的蒸汽是由发动机本身附属的蒸汽发生器来供給．通常是 朵用过氧化氧 （H202，浓度 80%以_上） KMnO4 - 在特設的装有催化剂 （过锰酸钾 过锰酸钠 NaMnO4 或过锰酸钙 15 Ca(MnO4)2）的气体发生器中分 18 解而得400℃的高压水蒸汽和氧 的混合气体来吹动涡輪。为了产 生蒸汽，由发动机本身带有一过 氧化氢盱箱和为送过氧化氢去蒸 汽发生器的高压气瓶。 这种形式 的输送系以V-2发动机最典型 12. （見图 2.4） 可以看出，这种类型的发动 机，虽然柔用了涡輪泵的輪送系 統，但是仍保留着一部分挤压系 統，如果发动机推力增加，特别是 工作时聞增长时，挤压部分的重 量必然会增加，因而送系統的 重量还拜不能与发动机的工作时 聞完至无关， 燃气涡输 这种涡輪的工盾 图 2.4V-2火箭发动机原理示意图 来源是直接从泵的出口抽出一定 ；3-——喰嘴 1一管；2一一用于冷却的燃料的翰送系統； 比例的燃料及氧化剂，在一辅助 ；4—燃烧室；5—通往嘴鲶的液氧导管； 的小燃烧室中进行燃烧，产生約 7—通往却外套的燃料导管；8—高压 燃料主活朋； 气瓶； 10——减压器; 9一催化剂箱； 11反应器; 为600--700℃的高压燃气去 12- 13-一氧化剂主活明; 14-—燃料泵; 一过氧化氮箱； 动涡輪聘动，从而带动泵运转。 16——氧化剂泵；17——向涡輪送蒸气的导 15—-涡輪；J 管；18- -发动机停革时向泵回抽燃料的导管. 一般火箭发动机推进剂的正常燃 第二章 35 火箭发动机原理 烧温度都在3000℃左右，这样高温的气体作为涡輪的工质是不行的，因为温度太高 会使涡輪的机件变形或烧毁；所以在这辅助燃烧室中采取貨氧燃烧，使燃气温度都控 制在 1,000℃ 以下. 这种涡輪所消耗的推进剂-般約为整个发动机消耗的推进剂总 量的 2 3%. 燃气涡輪的起动是靠辅助燃烧室中装临时火药包，它燃烧产生燃气推 动涡輪来带动泵运；侯泵送出推进剂之后，就可直接供应一定比例的推进剂到辅助 燃烧室中燃烧，产生燃气而維持涡翰泵糍糖正常的工作 这种形式的翰送系統比蒸 汽涡輪泵更进了一步，它不再有挤压式部分，因此发动机重量得到了进一步减輕，而 且其重量不再随发动机工作时聞的增长而增加了。 由于朵用了泵式輪送，因此从推进剂箱一直到泵入口的設备都不再要求承受 高压. 虽然增加了涡翰、泵及其他附属設备，但这些部分在現代技术条件下已翘可 因此，朵用涡輪式系窥在現代火箭发动机中，特别是推力大、 以做得輕而可靠， 工作时聞长的液体火箭发动机中，具有其他形式火箭发动机不可及的优越性。 但也 有时当籍合其他方面考虑間题时，挤压式送亦有可能用在大型液体火箭发动机上。 例如美国就會翘設計过种叫“宇宙（“Cosmos"）的推力为2730 吨的第一級运载火 箭，用液氢、液氧作推进剂,就考虑朵用挤压式翰送系統。 其原因在于挤压式翰送系 統中的各个設备：高压气罐、推进剂箱等虽然比较重，但确也很坚固籍实， 当这一 极火箭的发动机工作束后，就可能利用高压气罐及液氢箱中残存的氢气充起一 只大氢气球，发动机借氧气球之浮力缓羧下降，使发动机盱箱和高压气罐安全着陆， 从而回收再行利用；想这样来降低每次发射在运戴火箭制造方面的费用 32.4推力的計算 火箭燃烧室中的气流可以作为是定常的一雉流动，郎在燃烧室或喷管的任一截 面上燃气的速度和压力都不随时聞而改变，任一横截面上各点的流速相等，且沿管 的轴向流动（图2.5） 我們所要求的推力，就是所 氧化剂箱 有作用在发动机包括燃烧室和嘴 管内璧上的力的轴向合力（郎指 发动机轴向×方向的合力）．什 燃料箱 因为我們所要計算的 么是内壁？ 图2.5 計算推力时的控制面 是力与喷气动量之聞的关系，我 們也就要尽量使动量的計算簡单些，这在固体发动机間题不大，推进剂是存放在燃烧 星际航行概 36 对液体发动机， 室里的，只要我把坐标固定在火箭上，就不会有什么推进剂的动量。 推进剂是从推进剂箱开始流动的，到了燃烧室的曦嘴，流速可以较天，我們不应該完 至全忽略在實嘴处推进剂的动量 这个看来较戚贿的間題，可以用这样的办法来除去： 我們把内壁从燃烧室翘过喷嘴，推进剂导管，一直扩展到推进剂箱，内壁也包括推进 剂箱的内壁，那么确实没有物虞流出这样的内璧面，計算动量时只有一个动量，實 气的动量，1 作用在内壁的压力为，在闪璧取小块面积dAi，故作用在这-小块面 积上的力为pdA;. 因为整个发动机是对称的，推力必然是輪向的，我們只要算压力 在向（α）方间的分力就行了，如果a是“法间即垂直于dAi，而从内壁向外）与x 椰所形成的角，那么轴向分力是pd.4cosα。 整个内壁的向方为pdA:cosα沿整个 内壁的积分： pcosadA: : 因此反过来内壁作用在推进剂及燃气七的力应与此力大小相等而方向相反，即为 P cos αdA;. 这里对于推进剂及燃气流动时与燃烧室内壁产生的摩擦力忽略不計，因为它們比起 压力P来要小得多,还不到1%。 計算到这里，我們的内壁面还是开放 的，在管的出口处是开着的。 为了計算 气的动量，我們必须把推进剂和燃气包 起来，加匕一个管出门截面就封阴了 如果在喷管出口截面上的气体压力是p 图 2.6 压力作用分布图 那么作用在气体上的方向的力是A。 其中A。表示嘴出口截面的面积（图2.6）. 因此对子整个发动机封朗面而，作用在 推进剂及气体_上的轴向合应为 pcosdA: + PAe 由牛頔第二定律（动量定律）知道，作用在气体上的力应当等于每秒气体所得到的 动量，郎 pcosadl; + peA. -- m(-- w). 式中：m是每秒钟的燃气质量流率；u是燃气从嘴口出的速度， 这单气速度取 ，是由于排气方向与选择的轴向相反。1式移填得 .:.A ... 火箭发动机原理 第二章 37 (2.1) pcosadA; - pee + tnw. 如果发动机没有开动，那么作用在发动机内壁上的压力为外界大气静压Pa. 这时我 可见推力T是及a之差的果,即（p一a）作用在内壁上的 們自然設推力是零. x方向合力，也就是： pcosadA; - T - pa)cos adA; Pcos adA;. J内 内璧 内壁 我知道在一一封期面上作用相等的压力，则作用力是平衡的，在任何方向上的合力 为雾，故得出 PecosαdA; + (- pa)A。 - 0, 内璧 式中第二项力。取负值是因为压在喷口截面上的大气压力向封朋面内（我假定的是 压力向外为正）上式移填得： (2.2) PacosadA; =- PaA.; 所以 T - (2.3) pcosadAi -- paAe. 内瑟 将(2.1)式带入上式得 T -- rnw + (pe -- pa)Ae. (2.4) 此式即为所求的推力公式 我們在以上的計算中，实际上是假設发动机中的整个过程是定常的，即不随时間 而变化。 不然动量的計算就不会那么簡单，不能光計算-一个喷气动量而不計算推进 剂及燃气在发动机内部流动速度随时聞的变化 而在火箭发动机中的实燃烧过程 并不是十分稳定的，存在着不同程度的振. 但是出于这些不稳定过程所带来的佩 差，比起整个流出的动量确是很小，因此完至可以假定流动是定常的，接用此推力 公式来計算也还是足够准确的 但是推力公式（2.4）也还没有能真正解决設計中的計算鼠题，它没有把哦管的几 何尺寸、燃烧室的压力、燃气的性厦等与推力联系超来，从而不能用来計算发动机的 尺寸. 我将进行具体分析和計算 $ 2.5 實气速度的計算 在第一章里已翘谈到在星际航行中希望火箭的喷气速度越高越好，佰如何来提 星际航行概 38 高气速度，要改进那些因素，这就需要从以下的計算中加以設明： 根据热力学第一定律，如果q是每单位质量气体所吸收的热（用机械功单位来計 算）；E是单位量的内能；力为压力；V为单位质量的容积，那么 dq dE + pdV = dE -+ d(pV) - Vdp (2.5) d(E + pV) -- Vdp dH Vdp. 其中 H 二E +pV称为恰．焰也是物厦热力函数之,只要温度 T、压力 p、容积V 三者之中的两者給定了,就决定了的数值. 我們利用焰这-一热力函数的原因是它 与流速的关系最簡单。 这我們即将看到，为了把火箭发动机内速度的变化与恰的变 化联系起来，我們就得出計算火箭气速度的公式， 动量定理指出：气体的质量m 乘以速度w称为动量mw，如果没有任何力作用于气流，则根据运动第二定律动量不 当气体沿变截面管子流动时，气 变。 体的速度和压力都要变化，也就是説： 每单位时聞动量的变化等于作用力， +dp w + dw 即压力的作用， A+dA 我佣参看图2.7，分析-股气流在 dp+d 两个相距^x的截面之間的流动， 为每秒的流量；dw是速度增量，所以 i【（w＋dw）w］是两个截面之間 根据牛颠第二 的每秒钟动量的增加。 定律，每秒钟动量的增加必须等于作 图 2.7 汽流在管中的流动 这力有儿个 用在气体上的力的总和。 部分:第一是左方截面的力～A;第二是右方截面的力一（p十p)（A十 dA);第三 是侧面的力·dA。如果略去二次量不計,那么三者之和为Adp，所以 rndw - -- Adp. 而m 二 pAw，其中β是密度，郎单位容积的质量等于1/V；从而 pAwdw = - Adp, (2.6) dp - - Vdp. wdw = - 把（2.6式代入（2.5）式可得： (1w) dq - dH + wdw - d(H) + d 2:4 第二章 39 火箭发动机原理 由于火箭发动机的嘴管内气流速度很大，气体与管壁接触的时間很短，在大型 的发动机里約为0.001秒，而且大部分气体不靠近管壁流动，故气体传給壁的热量 很少，与气体的总热量相比一般小于2%，可以忽略．） 所以在火箭发动机質管里的气 体膨胀过程,可以为是与管壁浚有热交換的情况下进行的,故dq二0，则 p + Hp 所以在这种翘热流动情况下 (2.7) 么公式（2.7）的意思是：在每一个气流的截面，其气体的动能与之和不变。 这个公 式只要流动是定常的就成立。 它可以应用到理想气体，也可以应用到非理想气体。 至于为什么只有在定常情下才成立，其理由和上节中所設的一→样 如果wc，H.为燃烧室燃烧了时的气体速度和焰；we，H。为管出口的速度 及焰，则 w + H==w+ He. 一般燃气在燃烧整了时的速度，即进人喷管时的速度c，远远小于噗气的速度，所以 可以认为 wc二 0、因此 所以 w. - 2(H。- H.). (2.8) 公式(2.8)没有作理想气体的假設,故具有般性，对于般的气体可以应用 为了便于进一步計算，我們将首先对理想气体进行計算，于是作如下的假設： （1）燃烧生成物在整个发动机内其成分是均勾不变的. （2）因为燃烧温度很高（2200--3300℃），燃气的情况远在它們临界区以外，所 以性质与理想气体很相近，遵循理想气体定律，并且假設定容比热和定压比热都是常 数，对这种理想气体来説 pV RT, (2.9) 那么依照公式(2.5）当V不变的时候，郎当dV二0时 (04) -() 星际航行概 40 其吨下标V是指容积不变 正是定容比热的定义，即在容积不变的条件下， dE 单位质量的气体，每提高温度-一度所需的热量（机械单位），所以 Cv．而 我們如!象通常那样,把内能的标定点放在韬对度，即当 T =0°K 时，EO，那 么由于假設Cv是常数,故 E - CvT. (2.10) 当 p不变的时候，dp 0，故公式（2.5)給出 dH dT 其中下标力是指压力不变. 正是定压比热的定义，即在压力不变的条件下， OT HP 每单位质量气体，每提高一度温度所需的热量（机械单位），所以 而油于 Cp. dT 假設C是常数 (2.11) H - CpT: d(E + pV) dE HP dE Cp -- Cv dT .LP dT dT .LP 所以依照理想气体的物态方程（2.9)得 (2.12) Cp- Cv= R. 其实公式（2.12）的推导拌没有弓引用比热不变的假設，所以它对于变比热的理想气体 也是正确的两个比热的比一般叫做热指数， Cp k. (2.13) 所以弓入理想气体定律后，燃气的烩等于定压比热莱以温度 H. CpT H. CpT.. 公式(2.7)变成： 2CpT(1- e V2Cp(Tc- T。) (2.14) 第二章 火箭发动机原理 41 现在的题題是：温度比 如荷把 严格説来，气体在管中流动，对管壁有些擦，摩擦把机 过程是可以作为超热的。 械能变成热能，所以气体除了膨胀作功之外，还得对擦作功， 但另一~方面又吸收 摩擦所生的热，这是气体内部所生的热，不是管壁上传进来的。 但是由于擦力很 小，这些效果在嗔管的整个过程中不占重要部分，可以略去不計。 所以整个过程不 但没有外部加热，也没有内部加热 不計摩擦效果的理想超热过程称为等摘过程。 等熵就是说在过程中炳没有变化， C ad(RT) + pdV 0 = dE + pdv = CvdT + pdV Apd + (dpA + Apd) k 1 或写作 AP - dp (2.15) 0 k 积分后即得： pVk 常数. (2.16) 因此如果-下标1及2代表等过程中的两点,其压力及容积分别为1，V1；β2，V2;那 P1 : (2.17) P2 如果代入物态方程（2.9） (2.18) 于是公式(2.14)变成 2C,T。[1 -() (2.19) We 因为 kCy (Cp - Cv) Cp kCv Cp Cv 星际航行概 42 而如果是燃气的平均分子量，那么气体常数 其中R是普适常数（为一公厅克分子任何一种气体或任何一一种气体混合物的通用气 体常数）。以功的单位表示： R = 8.314 × 10°尔格/克分子·度 一8.31焦耳/克分子·度 一848公斤·米/公斤克分子·度； 以热量单位表示： R = 1.986大卡/公斤克分子·度。 那么公式（2.19)可以写作 k -- 1 2k (2.20) T. 1 - We Vk -- 1w 此式即为理想管喷出速度的計算公式 当在真空的条件下，郎出口压力p。=0，气速度达到最大值，这时气体的温度 及焰降低到 k +- 1 () T. T. 也就是分子不规则运动的能量至部变成气流有粗織运动的动能，嗔出速度达到最大 值 wmax的計算公式为 - V2C,T。 - (2.21) max : Vh- 1 m 所以 k-1 (2.22) marA 而实际上，射流速度不可能达到最大值，因为喷管出口的压力及温度的降低永远 是有限值.但是我假仍希望，出口压力。越小燃烧室压力p。越高越好，郎使比值p。/p。 这可以从提高燃烧室压力来降低比值，但固体火箭发动机燃烧室压力有 越小越好， 限制，压力太高，籍构重量会增大，推进剂燃烧速度也会太大，所以一般在35到45 而液体火箭发动机燃烧室的压力，受涡輪泵及构重量的限制，一般在 个大气压 第二章 火箭发动机原理 43 40到70个大气压 故一一般比值力/。的变化范围为 所以想从提高 70 10 60 ( pe 填的值来增加喷气速度是有限的， 另外可从 Vk-1 值取决于气体的构翘成和温度，它随温度的上升而下降．对于单原子气体而言，具 有最大的值，k = 1.67，对双原子气体可由在低温下的 1.4 到高温下的 1.28 之聞变 化。多原子气体值更小，一般高温气体尺=1.25到1.3之間变化. 因此尺值的变化 范围不大,所以值的变化对喷气速度的影响也很小。 要想提高喷气速度主要依賴 于提高燃烧整了时的温度T和降低燃气的平均分子量，即使T/弧的比值提高由 于提高温度和降低分子量有时是互相矛盾的，如以液氧液氧发动机为例，当想提高燃 烧温度时，可以增加氧量使其在接近于水的粗分，郎二个氢原子、一个氧原子的条件 下燃烧，但这时因为氧的分子量大，由于氧的增加使其燃气混合物的平均分子量跟随 增加了,反而不好．故受到两者的限制，只能是取使总的效果 T/弧之比值增加的 办法来提高喷气速度．一般是取选择推进剂使其T。上升，而不要使燃气的平均分子 量增加．其秸果使其射速度增加。 s2.6喷管的形状 由于射速度很高，一般在喷管出口达到了超声速，而在燃烧怒了时的速度一一般 是低于声速，郎亚声速。 所声速是指：气体中不 均匀性或于扰在介厦中的传播速度。二 不仅仅指人的 p+dp 耳朵能感觉到的波动如声音，而且也包括類率已超 +dv p +dp 过听觉范围以外的气体波动，其声速的数学表示式 可以作如下的推导 由于不动的气体受到冲击后，气体被压，波以 的速度从左向右传播．为了把它变成一个定常化 的聞題，使其不随时而变化，故使我們跟随波一起 IA 以速度移动，我們站在波上来看，对于单位面积而 图2.8 在气体中干扰的传播 言可以写出： 表示了物质不灭的关系，流进AA面的盾量等于流出的量（看图 2.8），浸有消失也没有璀积 1 : pu - 1 : (p + dp)(du + v). 略去二微分填 星际航行概 44 vdp --- pdu - 0. 动量方程 动量的变化等于压力的作用， 对于单位面积而言 (p -i- dp)( + du)²- p· [p 一 (p+ dp)]) 展开得： vdp + 2pudv =- -- dp, dp + 2vdp + 2pvdv -- dp, 也就是 - vadp + 2v(vdp + pdv) = dp. 以速精方程的籍果代人则得： - dp=dp, 所以 dp dp 我們所計算的速度，实际就是一个小的压力变化的传播速度，即声速a，所以 dp (2.23) 因为气休在迅速地压箱和膨胀时，气体来不及热交换，所以波传播的气体压过程为 那么根据(2.15)式 超热等炳过程。 dp - dp dp RP dp 根据状态方程=oRT，所以 kpRT VKRT - (2.24) 公式（2.24）与实龄很符合，説明了气体中的声速与压力和密度的对值无关，而与它 們的比值有关，郎与温度有关 但是如何能够使燃烧怒了的燃气速度达到声速，甚至超过声速呢？ 这单应用了 几何管，即拉瓦尔噗管，可以使亚声速气流变成超声速气流， 其作用原理分析如 下：这里同样假設为理想气体，同时是稳定的一雜气体流动，即空間每一一点的气体参 数如速度、压力、温度、密度，不随时聞而变。 速度为一常数等于轴心的速度，忽略了 第二章 火箭发动机原理 变截面而产生的向心和离心的径向流动。 医此流量方程为 (2.25) pwA 常数 取对数 In（pwA） In（常数）; Inp+lnw+lnAin(常数) 徽分得： dp + dA dw 重新排刻后得： dA dp dp. dp dw dw dp 因为 wdw 一 - 而馬赫数为 M 所以 dA dw dp dw dw dp dp (1 - -)mp dp dA dw (M² -- 1). (2.26) 从方程（2.26）可以看出，拉瓦尔喷管完至是由于截面的变化而引起的速度变化，浚 有热量变化，与外界也没有热及机械功的交換，也没有摩擦的存在，故叫做几何噗 当气流加速时： dA <0（收縮)郎对亚声速气流一般縮小截面就可提高速度； dA 0喉部截面; 1>0(扩散)即对超声速的气流，要想增加速度必扩大截面。 星际航行概 46 应該注薏到：在喉部截面附近，气流对管横截面的变化是十分敏感的，例如由 M = 0.9变到M = 1产生 10%的速度变化,而截面积的变化则为 1%;但从 M=0.95 到 M = 1 则截面积只要变 0.25%． 所以，由于这个原因要在道管里保持相当长的一 而在喷管最窄处的气体速 段临界状态是极难的，必须要收箱与扩张两部分来粗成。 度恰等于声速即M-1. 由以上分析看来，我們在超声速喷管中要达到最大的速度就要求气体完至膨胀 到p。0．这时依照公式（2.25）管出口截面积会无限的增加，也就增加了管的 因此，最大速度 wmax 是不可能达到的，不能够单钝的追求最大速度， 尺寸及重量 必须与发动机喷管的合理尺寸及重量联系起来考虑。 而火箭发动机管的几何尺 寸，取决于喉部截面和出口截面之面积比，因此我們要对膨胀比进行計算 *，w*分别为喷管 設：Pe，we，A。分别为喷管出口处的压力、速度、面积；p*，A*, 喉部截面的密度、面积、速度；Pc，Tc，pc分别为燃烧室的压力、温度、密度。 厦量守方程郎公式（2.25）得到 A* - AeWepe* Ae A* 而根据公式（2.22） max R- 1 We == max 所以 K- 1 R-- 1 () A* 如果我們为燃烧室的压力是相应于w。一0时的压力，又是理想气体，那么燃烧室 出口与喉部截面处的能量恼守方程可写成 *2 + *H 'H *2 CpT。= CpT*-+ 第二章 火箭发动机原理 47 *2 所以 喉部截面的速度等于声速孔 CpTc= C,T* + 用CpT。除以_上方程得 CpT 1.pR P". Pe Pc T. Pc k-1 巴. Pe [ (些)] =- k-1 k- 1 所以 R1 (2.27) R+1 (2.28) k-1 把以上两个籍果代入面积比的公式则得 (e) Pe 或簡化成 k- 1 k-i (2.29) Vk+1 A* k二1 公式（2.29）对于一个不变的热指数而言，仅与面积比有关。 公式也可以用来 Pe Px. 求出 A* Px 此公式也可以应用在管的亚声速和超声速部分， 求出其他的参数。 艳热方程用 星际航行概 48 因此我們可以用公式（2.29）来确定管至长上气流参数的变化， 如果在一定的燃烧 室条件下，管喉部的尺寸不变，外界压力也不变，根据群細計算的籍果，最大的推力 是发生在。=p。（p。为周围大气的压力）时,其面积比郎膨胀比为 A. k -- 1 (2.30) K- 1 Vk+1 r-1 $2.7推力系数 上一节的計算明确了发动机的一个董要的相对尺寸膨胀比，但是还浸有能給出 計算韬对尺寸的公式 給出这样的公式就是本节的自的 这个公式就是推力系数 CT的公式，其定义为 (2.31) CT = PcA* 它的用处是：在知道了推力的要求之后，决定了燃烧室压力P，就能用CT倒算噗管 喉部的尺寸，燃烧室和整个管的尺寸也就依此而定。 由公式（2.4），我們得到： T peAew + Ae(pe -- pa); P.Aew. + pe pa . Ae CT Ped* PeA* [· 2CT。1-( k-1 Pe Pa Pc Ae Pe:.2kR + Po - a Pc Pc 2k Ae 1-() Pe + pe a Ae ↓--2k + Pe - Pa! Pc 公式(2.29)代人上式得： k -- 1 Pe -- Pa CT = Vk+1A k -- 11 第二章 火箭发动机原理 49 k-1 2k k--_ 1] (2.32) k-1 CT: Pe 公式（2.32）是在理想气体及喷管中无热交换郎等熵情况下，所得的推力系数的理 計算公式。图2.9及图2.10給出了推力系数在一定的韬热指数下,不同的面积比、压 力比的情说下变化的理輪計算秸果， 我們看到推力系数CT一般是介于1与2之間 的数值，也就是説，推力要比燃烧室压力力。与管喉部截面之乘积大些，但不会大太 多．这是一一个值得記住的重要关系。 2.0 1.8 1.6 50.0 1.2 最大推力系数糖 1.0 0.8 0.6 40 80100 60 10 20 面积比E=A/A 图2.9 推力系数CT与面积比ε的关系曲糍（k一1.20） 从图2.9及图2.10可看出，在固定的压力比力c/P时，有一个最好的膨胀比，郎推 当气体出口压力（外界大气压力)时，产生膨胀不 力系数为最大的那一个点。 当。。时,即喷管出 足的情况，郎出口截面积A。还不够大，喷出后仍糍膨胀。 口压力低于周围的大气压力，产生过膨胀，在发动机的流量一定的情况下，选择推力 系数 CT最大即 P. P。时的膨胀比,得到一个最大的有效喷气速度。 当过膨胀太大时，气流和喷管壁发生分离，管中未被气体充满，喷管尾端就有 情况和我們在上段計算所假設的不一样，实际推力系数并不是那 一部分未被利用 星际航行概 50 2.0 1.8 p/ p= 80 最大值1.964 二 1.6 1.2 最大糕力系数粒 1.0 0.8 0.6 810 20 40 60 80 100 面积比E= Ae/ A* 图2.10 推力系数CT与面积比8的关系曲綫（k 二 1.30) 么小，但总比。一。的情况要小。 因此运截火箭的管一般設計的条件是：在地面 时使 pe< pas在高空时 pa降低,使 pe>pa. 不是光适应高空情况，而是使管在地 面时发生气流分离，在高空时产生膨胀不足，这样做也可以使喷管短小些，节省一些 重量. 当推力系数CT定了之后，我佣就可以从設計所需要的推力及选定的燃烧室压 力。来确定管喉部的尺寸， 8比冲 $ 2.8 比冲I，是火箭发动机最重要的性能参量之一一，也叫比推力. 它相当于火箭发动 机每秒消耗一公斤推进剂（包括燃料和氧化剂）所发出的推力T，如果G（公斤/秒）为 发动机推进剂的重量流量；（米/秒)为有效气速度，是把速度推力和静压力推力 在計算上一起来的一个相当速度，那么 推力（公斤） (秒). I, - (2.33) 推进剂的消耗量（公斤/秒） mg 按照公式（2.4） T tmwe + Ae(pe - pa); 所以 A. (pe - pa); Gg 51 第二章 火箭发动机原理 也就是 A. (pe -- pa) : (2.34) I, W+ (2.35) p. =- Pay 从公式（2.33）看到为获得一定推力，当比冲越大时，前所需要消耗的推进剂就越少， 故比冲越大越好， 比冲在很大程度上取决于推进剂的种类，而对于每一种推进剂来 説，它取决于燃烧室丙工作过程粗戳的质量。 因比冲大致与喷气速度成正比，所以 通常可以用气速度的大小来設明一发动机和推进剂的优劣，液体发动机的有效喷 气速度一般为2200--2700米/秒，比冲I。=220到270秒；固体发动机的有效喷气 速度没有液体发动机那么高，一一般在 2400 米/秒以下,比冲I.約为240 秒。 以上計算为燃烧室比冲，而发动机比冲应把翰送推进剂所消耗的能量或者推进 剂加进去，如涡輪泵的小燃烧室消耗2一3%推进剂使总的比冲降低2一3%。 52.9更准确的計算 从整个計算来看，都是在理想条件下进行的。 即假設没有热交换没有摩擦存在 的等熵过程，燃气遵循着理想气体定律，定压比热C，是一个不变的数值。 而实际上 气的温度也跟随下降，故认为C，不变是不对的，必用变比热的方法具体計算C 的变化。另一方面因压力和温度的变化,喷管内的化学平衡也跟随变化,所以燃气成 分也变化了。 自然的趋势是倾向于平衡，但要看在当时的温度和压力下倾向于平衡 的速度大小 由于气速度很大，变化的时聞很短，是否能达到平衡由具体情况而 計算。另一个是平衡法,郎在每一个截面在当时的温度和压力下,反应都是处于平衡 状态这套計算虽复杂但已较成熟，用电子計算机已可以解决。图 图 2.11 及图 2.12是 假設P。三0用液氧煤油发动机所作的計算籍果。我們看出有一一个最佳的混合比，郎 氧化剂重量与燃料重量之比，在那儿比冲最大 但另一方面比冲与混合比的关系也 并不是一个急剧变化的关系，在最佳混合比附近，即使混合比有些偏差对比冲的影响 也不大 实际过程是在两种情况之間，那么是不是就可以記为实际的比冲或推力系数就 眞是介乎理計算的冻秸流与平衡流之聞昵？ 这里我們必镇看到在以前各节的理 星际航行概 52 320 300 此280 260 1.5 1.7 2.1 2.5 2.9 3.3 3.7 混合比 图 2.11 当Ae/ Ar 5.49；Pc = 42.2大气压；pa 0时用 1P-4煤油及液氧为推进剂的火箭发动机的实及理性能 一··平衡流計算值；一一冻糙流計算值；—实驗值. 370 350 比冲， 330 310 290 2. 1.9 1.7 1.5 2.3 2.7 1.9 3.1 3.5 混合比 当 Ae/ A 二 48.39；pc = 42.2大气压；pa = 0时用 图2.12 JP-4煤油及液氧为推进剂的火箭发动机的实及理性能 一*·平衡流针算值; 一一一一冻糙流計算值； 实验值。 計算中，我們引入了各种簡化假設，以上所靓的改进并没有把所有这些缺点都改正， 而其中由于气流与管摩擦及冷却喷管所引超的效果是主要的. 秸果是冻糙流及 平衡流之平均值还比实驗果大些；一般实比冲是理比冲的下均数值的92%至 火箭发动机原理 第二章 53 95%，而实的推力系数为理推力系数平均值的95%至97%： 这还没有把涡输 泵所耗费的工质計算在内，如果計算在内，将再把比冲降低2一3%，则至发动机的实 际比冲一般为理平均值的90一93%。 只要知道这些差别，用电子計算机算出来的 冻秸流和平衡流数据，仍然是选择各种推进剂和頂測新发动机設計性能的重要根据。 我們在这里也必须説：我在上面所説的气速度或比冲的理計算，与有些书 （特别是旧的火箭技术书)中的理計算是毫无相同之处的。 那些不正确的計算中， 没有考虑燃烧的化学衡，也没有考虑喷管的艳热膨胀过程，而只是把在測定热值的 仪器中燃料在标准条件下所产生的热作为推进剂的能量，算出每单位质量推进剂的 能量；又設这能量至全部转化为动能，而用动能公式去求喷气速度，这 这种理噗气速度 和由此而計算出来的比冲比较,我們所設的正确計算要高得多，一般多出40一50%， 是完至不可靠的. 如果在热力学数据不足的条件下,要想对一种新的推进剂粗合作 一个初步估算，那也必须把在測定热值的仪器中量出每单位质量推进剂的热量乘上 1/2，即假設只有-牛的热能变成动能，从这来計算喷气速度及比冲。 但即使这样作 也是很不准确的，只是一个估算。 第三章火箭发动机的技术实现 $ 3.1 液体推进剂的性能 推进剂是火箭发动机的能源及工质，它由燃料和氧化剂粗成. 液体推进剂是指 所用的燃料和氧化剂为液体，固体推进剂是指所用的燃料和氧化剂为固体。 液体推进剂-一般有单元推进剂和双元推进剂， 而三完推进剂的使用还末成功。 单元推进剂是指本身含有燃料和氧化剂；它可以是几种化合物的混合物（如HO2与 C2HOH混合），也可以是一种化今物（如硝基甲烷）。 其特征在平常条件下是稳定 的，在加热和加压时便分解产生热的气体。 因为只有一个粗分，所以辙送系窥较簡 单。 但是单元推进剂也可以看作是一一种液体炸药，总有些不稳定，比较危险，而且比 另外是双元推避剂，指燃料利氧化剂在燃烧室前不混合， 冲较小,所以不常用。 是前使用最成功的推进剂，它分自燃和非自燃两类推进剂，用双元推进剂时要 考虑如何选定混合比，使其具有最大的比冲量， 推进剂的性能与液体火箭发动机的性能及籍构有密切的关系，应选择良好的推 进剂，使火箭在最小的重量时，能达到规定的飞行高度和射程；同时还应慈保证火箭 在不同条件下工作的可靠性。在下面我們将刻举一些液体火箭发动机推进剂在一定 条件的理計算值（各种推进剂的物理化学性质可参看表3.14及表3.15）. 其理計算的条件是：（1）燃烧室压力β二70.308天气压；（2）曦管出口的压 力等于大气压。1.0335大气压；（3）燃烧在最佳混合比下进行．混合比是指氧化 剂与燃料的重量比，即与单位重量燃料混仓的氧化剂的重量。所最佳混合比是指： 理翰上能得到最大比冲时的混合比．最高比冲取决于燃烧室温度和燃气平均分子量 的比值的最大值。有时宁愿稍降低一些燃气温度，而仍倾向于减少燃气下均分子量， 来提高比冲。 表3.1給出的是推进剂的理算性能，表上所写出比冲乘密度填的意义如下： 比冲 × 密度兰 公斤/秒 升/秒 可称为体积比冲，它表示了比冲与推进剂盱箱的尺的关系。 如果单从高比冲出发 不与推进剂的密度粽合考虑，有时就可能出現虽然推进剂的比冲高，但因密度很低， t :: 装3.1 密度比冲 密，度 比冲* 氧化剂与燃 氧化剂 (公斤? (秒) （克/厘米3） 料的童量比 升/秒) 291 354 1.21 1.35 343 288 1.19 2.17 甲肼 335 286 2.59 1.17 偏二甲胖 341 282 2.74 1.21 儒二甲耕及二乙三胺混合物 352 278 1.27 2.85 二乙三胺 296 2.95 318 1.08 Bs Hg 357 1.52 1.28 紅发烟硝酸 345 272 1.27 3.15 351 268 3.26 1.31 二甲肼及二乙三胺混合物 2. 40 1.30 364 280 最大密度的发烟 硝酸 355 278 1.28 2.93 儒二甲肼， 364 275 2.98 1.32 偏二甲耕及二.乙三胺混合物** 376 1.39 3.14 二三胺 294 2.80 336 1.14 Bs Hg 290 2.20 341 1.18 混合氮氧化物，含 15%NO 及 85% 288 2.64 332 1.16 偏二甲肼 N204 286 2.90 342 1.20 偏二甲肼及二乙兰胺混合物 15-1 302 1.07 3.06 322 B, Hg 2.00 1.25 356 285 H=0z,98% 2.00 311 312 0.996 Bs Hg 294 1.85 331 1.13 煜代硼烷 290 1.18 2.20 341 甲肼 2.64 1.16 332 288 偏二甲胖 292 436 2.79 1.49 CIF: 283 2.96 404 1.43 甲肼 279 2.97 382 1.37 偏二甲 275 2.95 388 1.41 偏二甲肼及二乙三胺混含物 267 393 1.47 2.93 二艺三胺 7.1 288 1.47 423 B Hg 3.28 398 289 1.38 甲肼 70 CFa + ClOsF 3.70 386 288 1.34 65 455 3.35 1.86 244 BrF 415 235 3.60 1.77 3.68 392 1.70 231 二甲肼 3.68 404 220 1.84 二乙三胺 489 11.45 1.99 Bs Ho 329 1.27 260 B:H9 0.789 N2H4 燃烧室压力pc=70.308大气压;排气压力pe二pa工1.0335大气压。 这是含60%的偏二甲和40%二乙三胺的混合物，是美国在发射“探险者”时用来代替酒精的燃料。 星际·航 亢行概 56 使推进剂的箱很人，增加了火箭的重量，其最整的合效果不会很好。所以体积比 冲是一个設計的参考值， 也就是要求把比冲和密度一起考虑来选择推进剂， 从表3.1我們可以看到，所列出的都是适应于存的理想推进剂。 都分别真有 比冲高、体积密度大、适于应用各种材料、燃烧稳定、自燃（-一些用HO2的推进剂粗合 除外液态温度范围寬、粘度低、具有化学稳定性、传热性较好蒸汽压低、具有热稳定 性的特征等 另外几个突出点是：从比冲来看-一般的推进剂粗合都在270一280秒 左右，而硼烷B,H，不在那一种氧化剂里燃烧其比冲都是最高的，甚至超过300秒。 还可看到氟化漠BrF，与燃料粗合的比冲较低，但是它的密度尤其是体积比冲是最 高． 表中最后--粗推进剂与一般的推进剂不同，它是以肼 N2H4 作为氧化剂，,而燃料 是硼烷BsH；它佣粗合燃烧是形成氮化硼和氢。 氢降低了燃气的平均分子量，使其 比冲很高。 这是用氮作氧化元素的一种新型推进剂 用液化气为氧化剂的液体推进剂的「算性能 表3.2 比•冲* (秒) 燃烧溢度** 氧化剂 ('K) 冻糙流 平衡流 286 300 3,672 煤油 RP-1 285 294 NH: 3,089 295 310 3,574 301 313 3,400 02 287 274 3.389 乙醇，92.5% 388 391 2,997 295 289 3,350 二乙三胺 363 334 N2Ha 357 330 4,542 398 3,869 F2 H2 352 5,500 382 Li (估計) 322 330 3,500 二乙三胺 311 332 4,431 357 326 306 325 NH: 四氟化肼N2F4 316 286 二甲 277 297 IP-4 相应于苯衡流比冲的燃烧温度。 它假都用液化气体作氧化剂，因为它 表 3.2 是另一类推进剂的理計算性能。 們的临界温度都低于室温，所以不能长期盱放在没有特殊隔热措施的箱中。 也就 第三章 57 火箭发动机的技术实現 是不能放在运载火箭丙，必须在发射时临时加注。其实不但是临时加注，而且当火 进剂箱中的发耗，这就給发射过程带来了一些困难。 但是这类推进剂的比冲一 般比在表3.1中所刻出的一类推进剂要高，所以低温氧化剂的推进剂是星际航行运 戴火箭的主要推进剂， 液体推进剂的选择 $ 3.2 选择推进剂对于火箭发动机的設計及工作性能有很密切的关系，从工程技术上 面看，选择推进剂要考虑很多方面的因素。但是在星际航行里，对于最低几极的运截 火箭而言，选择推进剂最主要的指标是推进剂在发动机燃烧室中燃烧时要具有最大 但其他的因素是仍然存在甚至在一定时期超决定 的比冲；而其他的因素是次要的. 性的作用,然而总是去努力解决其他次要的因素，以求最整能取得最大的比冲。这里 的道理可以从齐奥尔科夫斯基公式看出：比冲增加也郎是增加了喷气速度，在一定最 整速度的要求下可以降低质量比M(1)/M(2)，降低了运戴火箭的起飞重量，这是非常 有利的。但是高比冲非是唯一考虑的因素，因此除了主要指标以外,还应兹考虑下 刻几点： 魔触性要小甚至没有脑触性 如果选择了具有腐触性的推进剂，一则是使其必 须选择质量高、价賣而重的不綉材料，因而增加了发动机的成本、重量和制造上的 困难,同时由于腐触性的存在而使发动机工作不稳定。例如：管路、聞門和离心泵的 轴承如果被腐触，会使供应調节統失灵，这就破坏了发动机的正常工作。 如：当 喷嘴的孔被腐触后，使其喷孔变形，尺寸变化,改变了推进剂的流量和混合比，不能 保证发动机正常安全的运行， 所以要求腐触性愈小愈好,没有腐触性更好， 如果腐 触性所带来的題不能解决，那怕是比冲再高的推进剂也无法使用。如液氟F2是一 个氧化性強、燃烧比冲高的良好氧化剂，但是因为它的腐触性很大，目前还浚有完至 解决抗氟的腐触性的間题，所以还不能在实际上使用。 如果在液体火箭发动机中，使用对人有毒的推进剂时，就 没有毒性和极小毒性 使这种液体火箭发动机的使用很困难。如液氟，从劳动保护的角度来看，空气中最大 允計的含量为二百万分之一，多了就中毒。 另外过氟酸酰氟CIO,F在空气中允舒的 浓度为百万分之三到百万分之四十， B,H，也有毒，在空气中的允計浓度百 五硼烷 万分之儿的范围内。儒二甲肼（CH3)2N·NH2也有毒。由于不能保证对不出任何 事故，而在大推力的发动机試里，如果一出事故就是上吨的推进剂流出；当它具有 星际航行概 强強烈的毒性时，所产生的后果是极其严重的，至会发生人身事故， 所以，在使用有 毒的推进剂时，一定要有了严密的安全保护措施后才能使用。 而且在使用时必须严 格遵舒各种安全技术规程来进行工作。 当然毒性不是翘对不能解决的聞题，但是在 没有完善的防护、急救及治疗措施之前，是不能大量使用的。 要有現实性 新的推进剂的使用，必须在使用前要充分的掌握它的各种性能，熟 悉它的使用条件。 如对一定的推进剂要用什么型式的嘴最好，它的盱存及运情 况如何等等性能都需要有一定时間来熟悉，不断积累一整套实践翘， 对于个設 計工程师来設，只有这样他才能够使用它来进行設計。 推进剂的生产能力及生产成本間题 实际上是推进剂的餐源是否丰富，以及推 如果各种性能都很好，而来源不丰富， 进剂的生产工艺过程是否翘济合理的間题， 又不能大量生产，其生产成本又高，这样的情况，再好性能的推进剂也不能大量使用。 例如：五硼烷B,H，就是这个原因浸有被利用。园 因为火箭发动机的推进剂消耗是大量 的，所以必须考虑产量和成本間題， 总的来，对推进剂的要求主要指标是具有高的比冲量，但在一定情况下还应考 虑其他的因素；如从使用观点出发，应要求无腐触、无毒、物理性质稳定、冰点低（郎能 适应在寒冷条件下的飞行）、比重大、蒸汽压低等等要求．如从簡化发动机的籍构以 或者是推进剂其中之任一粗元的比热要大，冷却效果好．粘度要小，使鞭送系統的阻 力小。从燃烧起动来着，燃烧速度要快，点火时聞要短，燃烧时不发生有害的振动等 等，这些要求在具体使用时，在得到高比冲的情况下，粽合平衡其他的因素来选定发 动机的推进剂。 目前使用最多的燃料有四种：乙醇（酒精）、煤油、胺基有机化合物和液氢， 其中 液氢是不适于存，准备时要不断地加注的一类型燃料．从实用的观点来看，液氧及 煤油粗合推进剂应用较广；因为液氧及煤油的来源鞍广、生产量大、成本低、无毒而 比冲也较高。但是对于大推力的发动机而言，倾向于使用液氢及液氧粗合推进剂，因 为液氧是含有100%的氧化元素，氧化力強．故在近代氧化剂中，由氧粗合的推进剂 热值最高．所以液氮及液氧粗合推进剂的燃烧性能很好，比冲高而燃烧室温度不高， 这是因为燃气的平均分子量小的原故，同时氮和氧无毒性、无腐触性，而来源较广 氧可以由分离空气而得，氮是化工生产的大量中間产品（如合成氨），由液化后就可得 液。这些生产过程及翘都是比成熟的．所以应用液氢及液氧粗合推进剂愈来 愈显得重要了，缺点是氢的比重小，它所需的箱尺寸要大，使其重量增加了，另一一 5: 2 第三章 灭箭发动机的技术实現 59 方面液氢的温度很低（沸点是一252.7℃），选择箱材料带来了困难。 所以使用 液氧、液氧粗合的推进剂必须要解决超低温技术的間题題。 但这是可以解决的。 表3.1刻出的其他推进剂的粗合，其使用的可能性还是很大的。 当在推力不大： 而且要求在高空点火的发动机上，即可在第二級或第三級使用。 因为表 3.1所刻出 这种推进剂尤其是在高空更加显示出它的优越性。 如美国的第一級火箭发动机“雷 神”是使用液氧及煤油，“宇宙神”也是使用液氧及煤油。而第二級是使用的紅发烟硝 酸粗合的自燃推进剂 S3.3儿种液体火箭发动机 为了对液体火箭发动机的籍构及其工作性能有具体的了解和概念，因此在这里 我举出下面几种液体火箭发动机为例子 (1）V~2液体火筋发动机 V-2液体火箭发动机的工作性能参数参看表3.3，其燃烧室秸构見图3.1. 它的 动力装置是比典型的，是早期使用液氧及酒精粗合推进剂和具有大推力的液体火 箭发动机．用了球形燃烧室（見图3.1）；球形燃烧室的优点是在相同的燃烧室表面 积下，可以有较大的燃烧室容积并且重量輕而強度高，燃烧室壁由薄板焊接而成 表 3.3 V-2灭箭的发动机性能 地面推力 27.2 吨 地面比冲 218 秒 燃烧室重 550 公斤 涡输泵系统重 450公斤 涡輪：每分钟数 5,000 在5000孽/分时的功率 675 馬力 工作压力 21 大气压 背压 1.1 大气压 燕汽流量 1.68 公厅/秒 平均工作时間 70 秒 总的可能工作时間 100 秒 液氧泵：在5000搏/分时的排量 75公斤/秒 功率 320馬力 出口压力 24 大气压 酒精泵：在5000/分时的排量 50公斤/秒 功率 355 馬力 出口压力 25大气压 星际書航行概 60 10 12 13 图3.1 V-2火箭发动机燃烧室粘构 1—前室；2-—导管；3,4,5,6——外却油孔; 7酒精入口； 8--一将推力传弹体的承力接头； 9一一液氧主活門; 10，11，12，13-一一补助冷却带。 球形．由于镧的传热性不好,故燃烧室同时朵用了内冷却和外冷却。 丙冷却是酒精 进入嘴外冷却是朵用了薄膜冷却的方法。 所薄膜冷却是将少量的燃料、氧化 剂或惰性液体（V-2是用酒精），从上腔流人輪送管道翘过10、11、12、13用低速 61 第三章 火箭发动机的技术实現 ：在燃烧室闪壁上形成一层薄膜，使内壁与燃烧室内高温区域隔超，并通过酒精的 蒸发吸收热量，使燃烧室内壁的温度降低到酒精的沸点以下．外冷却的孔共五排，其 中第二排孔4，因在起动时氧化剂易进入，故在起动前用貼上，或者用易熔金属填 这只要求保持1一2 塞住，以避免氧化剂进入后与酒精接触，而在冷却夹套里燃烧， 秒的时間，使其氧化剂不进入就行了。 当发动机起动后，由于酒精泵开始工作，压力 升高后立刻就把吹掉了，如果用易熔金属，当燃烧室的温度不断升高后，金属就被 另外，为了加强冷却，使燃烧室头部最边上一圈的 熔化面被吹跑了，酒精即可入。 喷头在富燃料情况下工作，这样可以降低靠近燃烧室内壁的燃气温度，从而也就降低 了内壁所承受的温度， 圈6个 采用前室的目的是为了安置更多的推进剂喷嘴，每个前室設有从中进人 的液氧和从周围进入的酒精實嘴（包 液氧入口 含有值射式和离心式喷嘴）。 V-2 + 吹动涡翰輪搏动的工作气体是蒸汽；蒸 传爆管 汽由HO2在高锰酸钠NaMnO,催化 剂的作用下，在燃气发生器里分解而 A向俯视图 传爆管位置 它的点火装置是采用了火焰筒点 火的方式，如图3.2、因 因为发动机的流 安装盘 量很大易吹灭，故就采用了焰火点火 装置；由支架、安装盘和传爆管粗成。 酒精入口 在起 是固定在发射台上,可以旋斡. 动前将点火装置放入燃烧室中，将传 爆管中的火药用电火花点燃，这时在 支架 燃烧室丙旋博，噗出的火焰将燃烧室 丙加温至2,000℃左右，这样推进剂 图3.2 V-2灭筋发动机的点火装置 进入燃烧室后，即可点火燃烧，遂渐地 当火箭起飞以后点火装置仍留在地面。 增加推力，达到所要求的负荷，兰 （2）H-1型液体火箭发动机 H-1型液体火箭发动机，是由美国“北美航空公司Rocketdyne分公司”制造．单 星际航行概 62 台发动机已翘試成功，但实际使用时将把八台发动机联合起来作为“士星”計划的 一級运载火箭，这目前尚在試阶段．单台发动机的主要数据見表3.4。 H-1型发动机的主要数据 表3.4 85 吨 地面推力 255 秒 海牛面比冲 推进剂 液氧及 RP-1 型煤油 120 秒 工作时間 8:1 管膨胀比 2,550 米/秒 管出门气体速度 2.750℃ 燃烧室温度 635 公斤 总空罩 2,438 发动机的长度 1,524 最大觉度（包括涡輪泵） 馬力 3,000 涡輪功率 32,000/分 涡輪速 4.88:1 减速齿輪箱传动比 約 0.45 秒 泵加速所需时間 12,000 升/分 液氧泵流量 -181℃ 液氧泵工作溫度 8,000 升/分 煤油泵流量 56--70 大气压 煤油泵出口压力 134公斤/公斤 单位重量推力 燃烧室、燃气发生器、自燃点火剂容器、涡 H-1型液体火箭发动机的主要部件有 燃料一O -5 10 液氧--O汇 H-1 发动机的系梳图 图 3.3 1——推力室；2-——涡輪；3——泵；4——燃气发生器；5— 7煤油和添加剂混合器； 6—一涡輪排气管; 涡输起动器； 8-液氧主活阴；9-一常平座; 10--…煤油主活. 第兰章 火箭发动机的技术实現 63 輪泵、火药超动器、控制活明等。其流程原理見图3.3，其外形見图3.4. 燃烧室粗件由燃烧室、注器和液氧汇流器等儿部分粗成. 燃烧室由計多楔形 断面的镍管排刻在芯轴上，然后經钎焊而成， 管子外部用镧带箍紧。 为了适应热交 换特性和燃烧室外形的要求，镍管的断面形状在各处也不完全相同。 在燃烧室顶端 的断面近似于形，往下到管喉部断面形状变窄而且变高，这时冷却剂流速最大， 最高热交换速度达98卡/厘米2·秒. 再往下交逐衡变麓，在管出口处达到极限， 燃烧室深用了再生冷却，所谓的再生冷却是指冷却剂在固定的冷却道里流动，冷却液 图3.4 86吨推力发动机的外形； 右面的是 H-1 发动机，左面的是其前身 S-3D 发动机. H-1 发动机比 S-3D发动机改进得更紧凑，更簡单可肇。 际航行概 所吸收的热量没有浪费，而是增加了推进剂在进入喷嘴前的能量，这就叫再生冷却。 人部分用液体推进剂的火箭发动机都荣用这种冷却方式， 由于管的传热效果很 好，所以浚有辅助冷却。 H-1型发动机里是用煤油作为冷却剂. 煤油从燃烧室 部鋼制的环形分配歧管进来，沿着镍管向下流到喷管口的环形流歧管，然后回头流 到燃烧室頂部的环形汇流歧管，最后从注器进人燃烧室，翘过这一循环，虽然燃烧 室温度高达3,100℃，但煤油的温度升高不会超过37℃. 燃烧室头部有計多重迭的 带加强，带上焊有安装其他部件用的法兰盘和装配件， 管輪廓为钟形，外部也有若干个鋼环箍紧。 燃烧室部有个平板型的注器，上面有一一系刻同心的环形管道，其中液氧管 道与煤油管道相聞配置，管上有多斜孔嘴，两种液体喷出后，互相撞击形成均匀 混合的雾，发动机朵用三乙基铅Al(C2Hs)3自燃液体点火. 点火用的自燃液体导 管与主煤油管隔开，自燃液体从喷注器最外层的一个环形管上的喷嘴出。 涡輪泵粗包括一个两級的涡輪,两台离心泵和一个齿輪箱．其数据見表3.4。涡 輪用火药动器起动以后，再由燃气发生器供給动力（燃气发生器是使用发动机的推 进剂，采用富燃料混合比燃烧,控制温度在650℃以下）。由于涡翰泵起动后，使煤油 具有一定的压力，从液氧主活明进人，翘过一系列刻传动机构，接通了液氧管， 与此同 时，煤油进人三乙基鍋的容器内．三乙基受压后推开一薄膜活門，进人注器，从 喷注器最外圈的喷嘴喷人燃烧室， 在燃烧室里三乙基鍋与液氧混合立郎着火，形成 涡輪加速，燃料主活明被推开，大量煤油进入燃烧室，开始猛 空心的锥形火焰， 燃气发生器工作 火药起动器工作 熄火信号 燃料生 液氧主 活門关 起动信导 点火燃料流 燃料主 液氧主 活門关 85吨 推力 活門开 0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0 1.1 1.2 1.3 1.4 0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.91.0 时間，秒 图3.5 H-l 发动机的工作·持性曲綫 第兰章 65 火箭发动机的装术实现 烈的燃烧，这时发动机起动过程完成，逐渐达到正常运．起动过程及停火过程冕图 3.5。我注意到整个超动时間只有一秒钟，从而可以体会到采用自动起动系統及自 动程序控制的必要. 如果H-1型发动机在高空工作时，推力将增加到97吨，而比冲 上升到290秒，比冲和推力随高度的变化可参竟图3.6 97吨 比冲 290 秒 推力 85吨 255 秒 12 24 18 30 36 42 48 高度，公里 图3.6 H一1型火箭发动机的推力及比冲与高度的关系 （3）F-1型液体火箭发动机 F-1型发动机的主要数据 表 3.5 推力 680 吨 比冲 推进剂 液氧-R-1煤油 推进剂流量： 液氧 約2吨/秒 RP-1 煤油 約1吨/秒 1米 燃烧室直径 3 米 赣管出口道径 3.4 米 全长 涡輪泵外径 1.2 米 1.5 米 涡輪泵全长 1.14 吨 涡輪泵量 60,000 马力 涡輪源功率 6.8 吨 总空量 单位重量推力 100公厅公斤 星际航行概 99 图 3.7 F-1 型发动机的外形 注：里面的是F-1 的原尺寸模型,外面的是 H-1 发动机 3.7），,准备代替8个H-1型发动机，作为土星”計划里的第一級运戴火箭。3 現只是在 試車，計划在1963年可以实际使用，其主要数据見表3.5。可以看出，F-1型发动机 单位重量的推力比H-1型小，即发动机相对地比较重；另外涡輪的功率比起H-1型 发动机的涡輪功率按推力放大还高， 从这两点事实估計燃烧室的压力有所增加，从 而比冲也必然相应的增加了，· 它的点火系統与H一1型发动机相同,朵用了三乙基 自燃燃料点火。 （4）LR-115型液体火箭发动机 LR-115型液体火箭发动机由美国“普拉特-惠特氏”公司为“土星”計划的第二 级、第三級生产的实性发动机。 表3.6 LR-115型发动机的部分数据 眞空中的推力 6.8 吨 比冲 420 秒 管膨胀比 40:1 燃烧室压力 21公斤/厘米 燃烧室温度 3,080℃ 第三章 灭箭发动机的技术实現 67 发动机燃烧室采用了液态氢的再生式冷却，与H-1型发动机不同的是它只有分 配和汇流两个环形歧管，喷管底部有迥流歧管。 其流程原理見图3.8，这样使每一 条管道都是一个完整的通路。 发动机动时，一253℃低 温的液氢从燃料管入，通过二 极液氧泵和两个溢流活2和3， 将离心泵頂先冷却，然后进人分 配支管，流到燃烧室壁的冷却管 道。 这时液完全蒸发，温度上 升到一190℃.液氧变成气氢后， 已足以使涡輪动，涡輪带动同 I.R-115发动机的.工作原理图 图3.8 触的液氢泵，同时通过齿輪带动 1液氢泵; 2，3-—溢流活明; 4——涡輪; 液氧泵. 气氢从涡輪排出，被引 5-液氧泵; 7-—-分流管; 6一調节活; 8节流活朋 八燃烧室，与液氧同时从注器 出。电点火以后，随着燃烧的进行，燃烧温度升高，涡輪的功率增加，直到发动机达 到额定的推力为止。这时液氧以超过临界压力（即12.8大气压)的压力进入燃烧室壁 的冷却管道，进行超临界压力下的冷却，通过燃烧室璧后的温度由液态的一253℃ 升高到气态的一60℃. 发动机的涡輪泵粗有一个两級的涡輪， 另因液氧密度很低，为0.07克/厘米3，故 采用了二級离心泵;液氧用单級离心泵，外加一套齿輪联动装置整个涡輪泵粗密封 在一个制的壳体内。 齿輪和鼬承利用液氢冷却，不需要潤滑剂。 发动机有一个高 效率的电点火的設备，能够在空中給发动机点火 因为 LR-115 型发动机在大气 层以外工作，所以发动机試应在眞空中进行．此系統的特点没有燃气发生器，直 接用气吹动涡輪，故使系統比较簡单。发动机的外形見图3.9. 33.4液体火箭发动机的設计过程 液体火箭发动机是根据它的用途及所选择的推进剂来进行設計的，可以分为下 刻步加以設明： 初步設計 () (1) 当选择了推进剂后，就可以用热化学計算来选定燃烧室的压力力。和推进剂 际航行 68 图 3.9 LR-115型发动机的外形 的混合比。 (2) 衣 在选定了的燃烧室压力和推进剂混合比的条件下，用热化学計算算出比冲 量、燃烧室气体的温度、喷出燃气的平均分子量和比热比。 （3）决定发动机的尺寸：由发动机的用途就可以知道飞行的高度。女 如果认为是 完至膨胀的，则管出口的压力等于外界压力，即p。一pa，比值p。/p。也就知道。 69 第三章 灭筋发动机的技术实現 这样可以由膨胀比的公式算出喷管出口面积与喉部面积的比值A/4： 然后根据图 2.8，由已知的力c/P和A/4，选择一个推力系数，而比热比数值由热化学計算算出， 再根据已知的推力（由用途决定的）、燃烧室压力。和推力系数CT，由C= Apc 可算出管喉部的韬对尺于，因而管出口的面积也就决定了。， 然后从燃烧时間（也就是推进剂在燃烧室停留的时間，包括推进剂的撞发、活化 和完至全燃烧的时間）的概念出发，在决定了燃烧室形状之后，来計算燃烧室的尺寸。 由于对于一定的推进剂，在一定的混合比下，燃烧温度随压力变化很小，因此可以献 所以在燃烧室里的气体密度只与压力成正比p。αpc. 而流量 为燃烧室温度不变， 等于面积乘以当地的速度和密度,对于燃烧室的截面而言流量 pcwcA。α pwcAc.而 对于管喉部，因为速度不变，永远等于声速，其流量β*A*αPcA*（因为喷管亚声 速部分压力虽有变化，但是在燃烧温度不变的情况下，β＊αβ），所以可写成 PcWcA。-- 常(1)PeAcWc p*A* = 常(2)PcA*。 根据速性方程：在任何截面上没有流量的增减，所以燃烧室的流量应与候部流 量相等。所以 常(1)PcAcw。一 常(2)bcA* 因此 We : PcA。 常(1) A. 如果1为燃烧室的长度，V。为燃烧室容积（假設燃烧室为凰筒形），在燃烧室停留 的时間t为 IAc 818 (3.7) A* Ac L＊是燃烧室体积除以喉部面积， 因此，推进剂在燃烧室停留的时間与L＊成正比。 称为征长度， 因为它只考虑到喉部截面积，而没有考虑其他的因案，故只能适用于 指定的推进剂和一种型式的发动机的嘴，而且在混合比和燃烧室压力变化范围都 不大的情况下牙适用。L*的定值是由实驗得来，它体现現了一定的燃烧效率，当嚏嘴 变了L* 也变了，但是作为工程設計师在对一定推进剂和一定型式的喷嘴的設計参 数，它还是很有用的。下表列举对部分推进剂所习用的特征长度（其条件是燃烧室压 星际航行概 70 力为p。一 21大气压左右）。 特征长度乙* 表 3.7 L* (米) 1.152.0 硝酸及苯胺 液氧及煤油 1.5--2.5 硝酸及煤油 2.0-3.0 2.5-3.0 液氧及酒精 硝基甲烷 >4.88 2.99 液氧及柴油 对大推力发动机而言，一般献为燃烧室长度与直径之比值为1，郎燃烧室直径与 长度相等，则燃烧室尺寸很容易算出： 已知的喉候部截面积选定特征长度L*，。可决定，同时燃烧室直径和长度也就定 我們还可以从另外一个角度来看，設d*是喉部直径，如果 Id. Act L*- *3 *2 因此 所以 173 如果d。之比和燃烧室压力不变时，特征长度L*也一定时，我們知道推力T是同 d*2 成正比,所以 ds(T) 由这推导設明了，推力愈大时d/a*比值愈小，燃烧室的值径愈接近于喉部值径. 照这样记，如果一个推力为6吨的燃烧室dc/d*是2.5，那么当推力放大到600吨， d./d*就降低到1.16；郎燃烧室与管相对比显得小了；这确是大推力发动机的一 第三章 71 火箭发动机的技术实現 个趋势， (二)燃烧室試 燃烧室試驗实盾上是燃烧稳定性的試驗. 火箭发动机的燃烧稳定性的含义是： 在运行中燃烧室工作比较车稳，没有剧烈到震破发动机的振动或爆炸， 这当然不是 設发动机没有任何振动，火箭发动机在实际运中是有强烈的振动及噪声，在机体上 常常量出一百到几百的加速度 但这还不足以破坏发动机，所以仍然看成是正常 保证燃烧的稳定是近代火箭技术发展中的重要間題之一，也是发动机設計的第 影响燃烧不稳定的因素很多，不单是燃烧室的构、嘴和推进剂的特性,而 一关. 且包含了推进剂辙送系統的动力特性。 不稳定性大致可分为两类：第一类为动力装 置的低频振（包括推进剂导管），在40一一400赫．第二类是高频振（約在1000 赫以上）．低振一般发生在燃烧室压力较低的情况下，用加高燃烧室压力的办法 就可以解决，所以比较容易处理， 而高頔振盜与嘴嘴的排刻和推进剂的雾化及燃烧 有关，比较难解决。 由于目前在燃烧稳定方面没有一个成熟的理，尽管有一系列 的理著作，但所提供的方法在相当程度上还不能满足实际的需要， 所以在設計发 动机燃烧室的过程中，主要依靠多次反复的实，从翘驗上来掌握燃烧稳定間题，为 設計提供餐料和数据， 首先是在初步設計已翘决定燃烧室尺寸的基础上，进行燃烧 室試。做一个相同尺寸，但截去管超声速部分的燃烧室模型；因为管喉部截面 以后是超声速气流，它的不稳定干扰的传播速度小于气流的速度，所以当不稳定千扰 还没有来得及传向燃烧室的时候，气流早已喷到发动机的外面了，故喷管超声速部分 的变化对燃烧室工作没有影响，而只是对推力有影响。 故在做燃烧室的燃烧稳定試 时，可以截掉管超声速部分。但是要測量推力时，一定得把管至部加，燃烧 稳定試驗用的燃烧室模型也不加冷却夹套，因为燃烧时聞很短，大約1一2秒，如果燃 烧是不稳定时，在 1一2 秒钟内一定会出現。 因此在初步燃烧稳定試时可不加冷 却，而不会使燃烧室烧坏。这样在能达到試目的的情况下，可以减少增加了冷却夹 套而带来的試驗設备的复杂性。 燃烧稳定与嗔嘴的設計很有关系，如實嘴孔的排刻形式以及相互位置和喷孔 的尺寸大小等，所以在这阶段主要是改变嘴嘴的形式及影响嘴工作过程的各种因 素，来达到燃烧稳定。 由于没有成熟的理，完至是依靠翘来达到燃烧稳定，所以 这是一个极其复杂的过程， 但是达到了燃烧室模型試驗的燃烧稳定，这才只是第一 这时就可以得到賣嘴的形式及嘴的性能参数；如啃嘴压力降，混合比，燃烧室 星际航行概 72 压力等。 然后根据这些肯定了的数据重新来定发动机的其他参数，就可以正式的开 始发动机的設計， (三) 翰送調节系統的試巅（涡输泵試驗） 燃烧室模型試决定了泵的压力及流量，这时就可以开始发动机輪送系統的設 計。 （1）泵的設計和試驗 一一般认为最适用于在火箭发动机中压送推进剂的是离心泵，因为它对于大流量 和高压力的情况是最有效，就重量和容积而也是最翘济的。若流量小，推力小于2 吨的小火箭，也可以使用其他型式的泵,如瓣泵、齿輪泵。 泵的設計是根据火箭发动机的推力、有效排气速度，推进剂的密度和混合比来决 定泵的流量. 根据燃烧室的压力和在活門、管路和噗注器中的水力捐失来确定泵的 排出压力．而泵的进口压力的选择与“气”和推进剂的箱重有密切关系。 因为如 果在流体通道中，当某一点的压力低于流体在此点的蒸汽压时，就会产生蒸汽泡，使 流体中出現了充满蒸汽的空隙，这种現象叫“气触”，由于进口压力低，离心泵“气触” 由于“气触"而引起了泵的流量变化不定，使发动机的工作不正 多坐发生在泵入口， 常，所以在离心泵里是不允計有“气触”现象的，因 因此要选择合适的泵的进口压力，使 它一方面不发生“气触”現象，另一方面推进剂盱箱不会因为压力太高而使箱子重量 增加太多离心泵的設計理現在还不是很准确的，所以要进行泵的实；由于火箭 发动机的泵功率很大（大概每-一吨推力涡輪泵的功率为20100馬力），故試設备 也是相当庞大的。 在作泵的試时，工质一般用水，試驗秸果可以很准确地換算到实 用推进剂分 (2) 调书器的试赖 与泵的設計試驗同时进行的是調节器的試，也就是阴試. 因为火箭发动 机的起动时聞很短；只有一秒钟左右. 在这样短的时聞里要完成大流量高压力的 明开关，如果用人工进行节是很难想象的，必须用自动調节控制系統．火 火箭发动机 活明的一般設計是较容易的，但群釉設計例如空隙間題，座的材料、开启延迟时 間等的設計是不容易的！ 由于火箭发动机中任何一个聞明的失灵常常会导致火箭发 动机工作的破坏，甚至会引超火箭发动机本身的毁坏 所以火箭发动机的履萌必 有明确而严格的检方法。推进剂阴的泄漏，聞明不照规定时开关，都会带来不 良的影响, 所以在装配前必严格检龄两种性能：一种是用座和門垫片处 第三章 火筋发动机的技术实現 73 是否发生泄漏，男一一种是动作是否准确敏捷。 因为推进剂的作用压力高，翘过的流量大，而履明动作所需的力量也要大，所以 是用操气压和液压系統的办法来操作推进剂明。其实质是一种放大动力的操 办法． 不然要用很笨重的控制机械来操作，这在火箭发动机上是不允計的 （3）燃气发生器的設計及試 在燃气发生器中推进剂起化学变化产生燃气，用所生成的燃气来推动涡輪. 用涡輪来带动泵运搏，不断的供給燃烧室推进剂，以保证火箭发动机的稳定燃烧。由 于气体太热会損坏涡輪机的叶片、管以及叶輪，所以要求燃气发生器所产生的气体 比火箭发动机燃烧室中的燃气温度要低得多 如在H-1型发动机单，燃气发生器里 的温度只有650℃。 主要用調节燃料和氧化剂比例的方法来达到調节温度的目的。 但是什么样的比例最好要翘过实来决定，例如：液氧煤油燃烧，当煤油多了燃烧就 不完至，容易产生焦化，使其在燃气里有可能含有没有燃烧的碳粒，这在发动机里是 不允計的，所以必镇要进行燃气发生器的試， (4) 涡輪泵的試驗 一般来設涡輪的設計在理上和实际上巨比较成熟，只要給定燃气以后就可以 进行浥輪的設計，而且可以不进行单独的涡輪試， 故可以在进行了泵，調节器和燃 气发生器的試殿以后，就直接进行涡輪泵粗試。 由于不需要外加能源，由燃气发生 器自己供給涡輪的能量，就可使涡輪泵粗用眞实的推进剂粗分进行眞实的液体火箭 所以在这一阶段的实設备反而变单了。 发动机翰迭系窥的試驗．月 (四)发动机試車 在进行涡輪泵粗合試的同时，应把燃烧室及管的样机制出来，而且这时可以 然后进一步来考燃烧 是香稳定、燃烧时长短和燃烧效率的高低。 当这一一步实龄达到設計要求时就可以 与涡輪泵粗合联合在一起进行整个发动机的試龄，对以前各阶段的試驗进行粽合性 的考， 如果試驗的糙果发动机工作过程稳定，各部分工作情况良好，达到了发动机 的設計指标，可以认为发动机設計完成，能够提供作为飞行器的发动机使用．在高空 使用的发动机还应該在高空模拟試車台上进行高空模拟試驗。 (五)推力的調节 由于液体火箭发动机二仁作时所产生的推力很可能不是設計时的推力，而在一定 星际航行概 74 范围内有偏差，这就要求作推力調节推力調节有很多种办法，如可用改变燃烧室压 力或者改变燃烧室推进剂的流量等方法来調节推力．·在使用涡翰輪泵的发动机中，推 进剂供給量的改变靠增减涡輪泵速的方法来实現， 这时由于两泵間博速的相互协 調，从而保证推进剂混舍比不变， 由扩涡輪泵博速变化，推进剂流量也变，燃烧室压 力也跟随变化。 也就可以达到推力調节的目的了。改变輪泵的数则是通过調节 燃气发生器内的压力来实現 从以的設計試制过程来看，設計一个新的火箭发动机不是件輕而易举的工 作，而是一填艰苣复杂的工作，它需要投入大量的人力、物力，翘过较长期的努力才 能設計出一个新的发动机。 据估計：設計个新的发动机。最少要准备报废40个发 动机。日 时聞不是几个月而是几年；由翘得出是2.5年．其物质力量的消耗更大,例 如F一1 型发动机来設，它的涡輪泵功率为6 万馬力，或約 4 万。 如果設試制成发动 机要报废40个发动机，那就象报废40座4万的动力站，即四十个4万旺的火力发 电設备 从本节所懿到的发动机設計試制过程看来，整个工作量是相当大的， 其主要的 原因是自前还没有一个完整成熟的燃烧理，設計試韬大部分只能依靠实践来进 行，若能提出一个完整成熟的燃烧理，这将是一个很大的貢献。 这也是有关科学技 术工作者的一项光荣而艰亘的任务。 $ 3.5 发动机試重台 試車台是进行整个发动机試的設备， 为了使我們对試台有个初步的概 念，在这里首先介貂一下美国“十星第一极运戴火箭試車台（图3.10）. 試台的高 度从地面至桥式起重机导的高度为56.4米，火箭发动机的支承台离地面22.5米， 管离地面 20 米。火焰偏流槽深地下9 米，管离槽底約30 米. 火熔偏流槽是 因为发动机的火焰很长（就发亮部分来看，估計有40米长）而設置的， 火熔偏流槽便 火焰搏弯，这样可以降低試車台的高度和火箭支承台离地面的高度. 火焰偏流槽設 火焰倒流到发动机底部的办法，确定数干个冷却水孔的位置 試車台的水器在火 箭点火时能以每分钟150米3的流量向偏流槽供应冷却水来消火 試車台的桥式 重机的超重量为100吨，它的任务是与另一个辅助起重机一趣把試驗的火箭发动机 装上試車台. 另一-个更大推力的試車台是現在为F-1型发动机所准备的，将来可以試推力为 75 第三章 火箭发动机的技术实現 15米 --15 米 起重机 起重量为100吨） 升降机 “土星” 第一毅 55米 一支撑平台 活动平台 22.5米 电赞连接 火焰佩流槽 和装备室 -9米 隧道人口 电缆隧道 A-A部图 图3.10 “士星”第一殺发动机試重台 2,700 吨的液体发动机. ：上层架秸构是为了安置推进剂箱和发动机的支架，这个 秸构是用螺栓連到台面的鋼底板；前鋼底板又通过高强度鋼索与台的底座相連，镧索 有预应力以免試重时架受推力作用时变形过大 台的底座是～大块約12,000立方 米的混凝土,高約38 米;在台面上的开口（为发动机火焰)尺寸是 20 米×9米，在台 的关键点有計多应变仪以測量发动机試車时的动态食戴。 台的后方有一条約6米觉 的沟，沟中是各种管道。 沟后是座两层混凝土墙秸构的准备車間、設备、部件储 备室及量毅路接室。 这个建筑物的頂与台面相齐，祺 測量信号通过一条約240米 长的电窥管到試車台的控制及量記录室。 电覆管中有600对覆路，为了消防灭火 及試車时冷却火焰流槽，有个1,500 吨水的池．为了初步阶段試F-1型发动机² 安了个284 米3/分排量的高压水泵；从泵到台有－条直径为 1.37米的水管;泵的功 率为6000為力 这些大型試革台（图3.11）的控制及測量記录室也是很复杂的，不亚于一个大发 电站的控制室，图3.12計我略見其大概 76 星际航行概 图3：11 大型发动机武車台 图3.12大型发动机赋车台的控制及油量記录室 火箭发动机的技术实現 第三章 $ 3.6 固体推进剂及固体火箭发动机的发展 人翎在开始运用火箭时就柔用了固体推进剂。 在早期多采用黑色火药作为推进 剂（比冲为50-一140秒）；这种火药能量小，因此不能使火箭得到较大的推力和较高的 直到后来化学二业进一一步发展，发明了无烟火药后才逐衡使火箭的推力增加， 速度，Ⅱ 射程加大 固体推进剂的比冲比起液体推进剂来設要低，特别是比较老的双基药类固体推 进剂的比冲一-般在200 秒以下， 表3.8刻出了一些比冲较高的固体推进剂的一些性 表 3.8 固体推进剂性能 在70.5天气 在70.5大气 燃速压力指数 推进剂成分 压下的比冲 压下的燃速 (n) （克/厘米"） (秒) (厘米/秒) 过氯酸铵（氧化剂） 250 0.236 1.186 1.75 聚丁二烯（粘猫剂） 粉（加成剂） 过氯酸铵（氧化剂） 238 0.577 1.72 聚胺基酸酯（粘糙剂） 219 1.142 0.61** 浇緯式双基药 1.55 216* 挤压式双基药 1.170 0.0*** 1.58 在88.46大气压下。 在56.3-116大气压下. 在63.3-84.5大气压下. 我可以由表3.1的一些液体推进剂的性能数据，比较出液体推进剂的比冲- 般高于固体推进剂，而密度确比固体推进剂为低 近年来由于固体火箭的发展，而 提出了計多有希望的固体推进剂 它侧的比冲则可达250秒以上；如用过氯酸硝酰 （NO2ClO4）及过氯酸鲤（LiCIO4）作氧化剂，以固体硼烷（B1oH14）作燃料，则其比冲可 达到280300秒（70大气压的条件下）. 所以高比冲的固体推进剂是大有发 展前途的, 但是，在十多年前，一则由于固体推进剂的比冲低，而更主要的是由于采用双基 药柱多孔燃烧的固体发动机籍构，使发动机的籍构重量比高达40一60%，而后起的 液体火箭发动机的籍构重量比仅为10%左右，因此，尽管固体发动机较簡单、可靠， 使用方便，但确由于籍构重量太大而限制了它的发展，以至于在十多年前曾翘认为 星际航行村 78 固体火箭没有什么发展前途，而儿乎趋于停 固体发动机的精构重量之所以大是 工作（固体发动机燃烧室一般浸有冷却系統）．日 由于燃烧室壁要承受儿十个大气压和 作，这样一来就大大地增加了整个发动机的重量。 但是，1945年后在固体发动机的 設計中引了一一个新的設計原理，从而使已翘被記为没有什么发展前途的固体火箭 发动机重新与液体火箭发动机展开竞争 这个新的設計原理的实质是把原来双基药压型药柱的多孔燃烧改为混合分的 固体推进剂；把它浇在燃烧室内，朵用闪孔燃烧。 这种方法的优点，首先在于利用 固体推进剂本身作一隔热物，使燃烧壳壁完至与高温的燃烧气体隔开，因而燃烧室本 身就在通常温度下进行工作，它所承受的负荷只有燃烧室的压力实际上药柱本身也 承受了一部分压力）． 由于这一改革使得燃烧室壳壁的厚度大大减小，而且可以考虑 朵用常温的高强度（强度为200公斤/毫米²，比重为7.9）和輕盾材料钛合金（比重 （比重为2）. 为 4.7）、玻璃镧 这样就使固体火箭发动机的构重量立郎降到药柱重 量的10%以下，这是固体发动机的一很大飞跃，使有可能制造出秸构重量輕、推力 大、工作时长的固体发动机，用于星际航行。 其次采用浇镌法代替原来的挤压法， 这种药柱成型的方法的改进，也为制成大型固体火箭发动机提供了必要条件，使制造 时不再受設备尺寸的限制，而几乎可以做出任意大的固体药柱 由于固体火箭发动 机的設計有了这一改进，发展才有了远大的前途；因此美国也就开始研究制造大型的 固体火箭发动机（見表3.9），1 1961年8月他假試了一种推力230吨，燃烧时 87秒的大型固体发动机，药柱重为80吨. 这种大推力固体发动机就可以用来作 为运载火箭的第一級动力，它具有成本比低、設計制造时間比较短的优点． 例如美 国現在計划把液体推进剂的二级火箭“大力神II（用四氧化二氮N2O4为氧化剂，肼 N2H4和偏二甲肼（CH3)2N·NH²的等重混合物为燃料，級推力195 吨，二級推力 美国計划試制大型固体火箭 表3.9 推力 药..重 燃烧时間 壳体尺寸 （吨） (吨) (秒) (吨) 直径×长度（米） 455 20 36.3 4.55 911 90 327 360 4.57X18.8 1,090 72 314 3.81X27.4 2,270 6.10 X 4,550 6.10X32.6 第三章 79 火箭发动机的技术实現 45.4吨）为基础，两旁各二-个推力为409-614吨固体火箭，燃烧时聞約100 秒，形成三极人力神III”运载火箭；第一級为固体的，总推力818一1228吨，第二毅 和第三极是原来的“大力神I”的第一級和第二級 固体火筋发动机的設間 $3.7 同液体火箭发动机比，固体火箭发动机的設計是比较簡单的， 通常大多数的 設計参数是根据已定的推力及发动机的二工作时間确定的. 其中最主要的間题是确定 柔用推进剂和提出药柱的燃烧方式。 在要求燃烧时間短的大推力发动机中，通常宋 用燃烧速度大的推进剂，而对发动机工作时聞较长，则用燃烧速度较低的推进剂， 这是一般的常规，但拜不是唯一的原则， (一)药柱設計 药柱形状的选择是决定燃烧方式，控制燃烧室压力的重要手段， 黏柱形状是根 以前是采用面燃烧药柱， 据药柱的性能及发动机对推力、压力的要求而有所不同。 这种形状的药柱燃烧时，使燃烧室壳壁严重地受热，同 也称为非限制性燃烧式药柱 时由于药柱最后的剩余碎片很多而造成大量能量的損失，而图3.13中所示各形状药 柱是采用浇法成型的内孔燃烧式药柱 这种药柱燃烧时燃烧室的壳壁就不再受高 热，所以可以做成重量輕的燃烧室。 图3.13 固体药柱的各种型状 (二）燃烧稳定性 燃烧的稳定性表現在燃烧室中的現象一一压力是否稳定，影响燃烧室压力变化 的有两个主要因素：首先，我們知道，固体推进剂的燃烧速度是直接受推进剂本身的 物理化学性能所决定的；而作用在燃烧面上的压力、燃烧环境的温度及燃烧麦面气体 流动情况都对推进剂的燃烧速度产生不同程度的影响。在一般的固体发动机中,由实 星际航行概 80 驗得出了固体药柱燃烧的速度与作用在燃烧面的压力（即燃烧室压力）的灰方 成正比：r ～p"；n值对-般固体推进剂而言在 0.4--0.8 之間. 燃烧速度一般在1 厘米/秒左右。 而燃烧案压力的大小是由燃烧产生的燃气量的多少而定．在大多数固体发动机中 都要求推力保持平稳，即要求保持燃烧室的压力平稳。 当一个固体药柱的长度一定 时，燃烧速度和燃烧压力都不变化，只有要求燃烧面积保持恼定才有可能达到（其 他产生高類振温燃烧的不稳定在后面讨） 但是熟柱的燃烧面通常只能在設計时 确定下来，制造成型后使用时就只能視其自己 发展变化 因而設計燃烧药柱的型面是控制燃 图3.14中即 烧室稳定的一个很重要的間题 残留 管状药柱 星形空心药柱 可看出各种形状的药柱燃烧时聞与压力和推力 設明了以可以通过药柱形面的設 的变化情况。 計大致地控制燃烧的变化过程， 图中的虚表 时間 时間 时间 示不同燃烧时間的药柱形面．星形空心柱的 图3.14 固体药柱的燃烧过程 周边在燃烧过程中基本上保持不变，因此，单位 时間所燃烧掉的燃料的体积（燃烧掉推进剂的量）不变，故产生的燃气量也就不变， 从而保证了压力与推力的恼定 固体发动机的工作时聞很容易从燃烧速度和药柱的厚度求得，即等于 ;t为 药柱厚度，为燃烧速度. 面所懿到的只是一般燃烧室压力及推力按照发动机的用途来保持稳定。 是，在固体火箭发动机燃烧室中的燃烧也和其他液体发动机一样，还有着其他一些原 因影响燃烧的不稳定性， 因此，即便确定好燃烧形面，在燃烧过程中仍会出现压力的 突变, 这些导致燃烧不稳定的原因是燃烧室中的高频振燃烧，而产生压力高睾。 这种不稳定燃烧具有强烈的破坏性，但是其产生的原因目前倘未获得确切的解释，同 时要消除它也是较困难的；需要通过試殿，改变推进剂的粗分，改进燃烧室药柱設計 等来达到自的， （三）幕 药柱的工艺間题 无烟硝化甘油火药一毅称为双基灭药，是一种硝化籽離和硝化甘油添加剂和增 塑剂的胶合物，这种推进剂的制造工艺已翘很完善了。 制造方法是把配好的药粉适 当加热或借液态胶合剂的作用，在强力水压机上的制模中挤压成型，成型之后取出 第三章 81 火箭发动机的技术实 挤压的作用有助于火药的凝 阴汗再装大制造好的固体发动机燃烧室中，以餐使用。 但是，挤压成型时，药柱的大小及重量都要受到水压机的能力 固，增加药柱的强度， 和尺寸的限制。近十多年来采用了新的比冲较高的推进剂，柔用浇成型工艺，而 这种混合分的固体药柱 克服了挤压成型的缺点，不再受設备能力和尺寸的限制， 是由氧化剂、燃料（橡胶状的粘糙剂)和加成剂（鍋粉等），以一→定比例混合而成，在这 些粗合汗！（見表3.10），对一般氧化剂而言都为粉末状，这里是用燃料作粘合剂，因此 必须保有足够的燃料才能保证药柱的强度。 加成剂的作用在于增加燃烧产物的温 推进剂粗分的钝度和固体颗粒度的大小及其均匀度， 度，也能对燃烧起稳定作用 直接影响到制造出来的药柱的性能，必须严格控制。 如表3.11 是对过氯酸铵钝度的 药柱的制造过程是把这些粗分以一定比例混合均句之后，适当加热使粘籍剂 要求。 熔融，混合物变成糊状再瓷到预先創造好的燃烧室中，等到药柱凝籍成固体后再把 制内孔形的阳模取出，郎可运去盱藏或使用， 这种方法不但簡单而更重要的是可以 用来制造几乎任意尺寸的药柱 麦3.10 有金属加成物的固体推进剂性能 比冲（秒） 比冲(秒) 67.5% 过氯骏铵 68% 过氣酸铵 248 22.5%燃料粘糙剂 254 17.5%燃料粘糙剂 10%鍋粉 15% 粉 67.5% 过氯酸铵 63.75%过氯铵 253 243 22.5%燃料粘糙剂 21.25% 燃料粘剂 15%鍋粉 10%镁粉 72%过氯酸铵 71.25% 过酸铵 241 18%燃料黏猎剂 23.75%燃料粘糙剂 252 10%鍋粉 5% 硼粉 仙是，固体推进剂药柱不管取那一种成型方法，都会碰到药柱在制造过程中或 制造好后产生細小的裂紋，这些裂效往往是肉眼所看不兒的，而它对发动机的危害 由于裂紋的存在而造成药柱燃烧时大量粉碎，以致发生爆炸，因此必 也是十分大的. 这些裂产生的原因，一般主要有两个方面：第一，因为目前所用 真消除这些裂教， 的租合式固体推进剂均系两种主要成分在粘籍剂的作用下机械混合在一起，膨胀系 数一一，故在温度变化时易产生裂；第二，药柱的暴露面与空气中的氧接触而使之 解决这一聞題的办法通常用加抗老剂， 发生变化，在运翰过程中受振而发生裂 黏桂制好后存放在惰性气体中盱存，在运輪中防振动、碰撞 星际航行概 82 过氣酸铵的纯度规格 表 3.11 最大含量（%） 最小含量（%） 0.10 非水溶物 0.25 硫酸化的灰 0.15 氯酸盐（以NaClO：計） 0.20 化盐（以NHCI計计） 0.20 硫酸盐（以（NH)2SO4 計) 0.04 漠酸盐（以NaBrO：計） 0.04 非碱金属 0.02 水分 中性 对甲基橙贰剂的反应 99.0 过氯酸铵 其次,药柱内部产生松孔，这种現象在双基药中存在，而在粗合式药柱中更加严 租合式药柱的各种成分对温度和振 产生气泡；其二是温度变化时药柱产生热应力. 动的反应不同，因而产生松孔。这种松孔的危害性与裂紋相同，也是在制造过程中必 镇設法克服的因素， (四)喷管材料 当我們确定了发动机的推力、压力等参数，选好剂之后，郎可开始管的設計 但是，对火箭发动机的 工作．設計的要求及过程与液体火箭发动机相同,在此从略．1 實管而言，是在2500℃以上的燃气中工作，这对于液体火箭发动机来設，因为有冷却 夹套比较容易解决管的材料題。对固体发动机的喷管则没有冷却系統，确又要 解决这个間题时一般 在这样高的温度下工作，因而喷管的材料就成了一个大間題。 因为一般固体发动机的工作时较短，而 是朵用石墨衬在金属喷管壁上以耐高温。 衬石墨管形式見图2.2. 石墨一般能耐较高的温度，是可行的，社 53.8固体火箭发动机的发展前景 前面已翘了固体火箭发动机，由于引入了新的設計原理，制造工艺上采取了新 特别是在大型火箭发动 的措施，而使得固体火箭发动机又重新迅速地发展起来了， 打算用这种方法来解决大型固体发动机的制 机的設計和制造方面提出了新的构想。 造、运翰等一系刘間题，从而使固体推进剂在火箭技术中的应用方面成为液体推进剂 的重要竞争者。 83 第三章 火箭发动机的技术实 这种想法的中心闪容之一是設計一分段加工、制造和运的装配式天型固体火 箭。在前面柱制取工艺中翘提到过浇法存在着的一个严重缺点，药柱可能产 生裂紋，这对大型药柱的遵浇，则更难以保证浇质量。 更难办的是巨大的单个 药柱的运翰和存都不方便，更不安至，因此提出了分段制造的建諾 朵用这一建諾 就可克服单个药柱所带来的一系刻困难。分段制造不仅在制造上可以更好的保证虞 量，而且現代的技术对制造值径为3米、长3米的分段药柱并不困难，而其重量也不 大，能满足运和存条件的要求， 还值得指出一点，由于把一个巨大的整个药柱分 成数段后，如果其一段摄坏，弃不使得其他各段报废。 图3.15a 图3.156 图3.15c 图3.15ab，c分段装配巨型固体发动机的塑料模型 第三童 图3.15a是装配式的人型固体火箭的各粗合段， 图3.15b麦示所建的天型固 体火箭发动机的结构．图3.15c是一-大型的三級固体火箭的总装模型 男一个心内容是用带锥孔的形柱，这是固体发动机上艺中的一个新恩 由于朵用这种形式的药柱，可以增大装药容积系数和避免过分的浸触燃烧。因 想。 为对子接近實管的柱内孔流过的燃气量比七面其他部分闪孔中流过的多，而锥形 通道则正达到了使内孔中气体流动速度趋于一一致，特别是使接近管处的内孔中流 速不会过高，这样就降低了接近ｏ管部分药柱的剧烈漫触燃烧，保证了药柱燃烧的均 句性，符合于恼定燃烧室压力和燃料至部燃尽的要求。 还应指出一点，由于采用了 孔型药柱，給了制造加工上带来了方便，也更有效地保证了药柱的质量。 因为丙内孔是 锥状的，在药柱浇好后，取出制孔阳模时，只需要把阳模移动儿毫米就可以离药 因此，既簡化了制造工艺过程和寶 柱，这样就使孔表面受摄伤的可能性降低到最小 用，交提高了制造的可靠程度， $ 3.9 新型火箭发动机--固液型发动机 我們知道，火箭发动机对于推进剂性能的要求是多方面的，其中又以考比冲为 漫主要的条件．但是其他一些条件在一定情况下往往也会翘着很大影响或起着决定 如推进剂的密度，当发动机的推进剂盱箱童量影响整个发动机的籍构重 性的作用， 在3.1中到了推进剂的容积比冲， 量天时，它就成了一个不可輕视的要素了， 一般的液体推 时間，相应的减少了发动机的籍构比，而增大了火箭的有效戴荷 进剂的密度小，固体推进剂密度大（見表3.1及表3.8）. 因此要想增大火箭的有效戴 荷。…·污面就要力求提高推避剂的比冲，另一方面则要寻找高密度的推进剂 然而它的密 且前求查，固体推进剂的比冲星然提高了，但还是不及液体推进剂，多 液体推进剂有 度大，故有条件降低火箭的籍构重量来弥补因比冲较小带来的缺点。 它独特之处，就是液体发动机的推力很容易利用調节推进剂的流量来控制，也活用子 多次起动。 而这里所要介貂的新型式的固液火箭发动机，则儿乎策备了固体和液体 发动机的优点。 固液火箭发动机通常是把燃料作成固体混合物浇在燃烧室内，发动机工作时 将液体氧化剂六药柱的燃烧孔而燃烧。 表3.12耳介貂了儿种以固体燃料与液 体氧化剂为粗合的固液推进剂， 通常之所以柔用氧化剂为液体、燃料为固体是由于 般的液体燃料的密度比液体氧化剂密度小 因此，朵用这和租合时可以提高推进 星际航行概． 86 剂的平均密度 但是这个原则并不是超对的， 表3.13中的数据就是以液体燃料和 混合推进剂（pe=70.308大气压，pa 二pe=1.0335大气压） 表3.12 理比冲 (秒) 密度比冲（公斤/升/秒） 固体燃料 液体氧化剂 海平面 海子面 鍋聚乙烯 349 99%H202 409 294 435 372 295 345 99%1202 氮化鲤 431 鐵化鲤镁 372 99%H2(2 363 313 328 334 383 286 金属鲤 99%H202 表 3.13 新的固体氧化剂过氯酸硝酰NO2CIO4的理比冲 (pc = 70.308大气压，pa = pe二 1.0335大气压) 使用NO2CIO4作氧化剂时的比冲 使用NHCIO作氧化剂时的比冲 液体燃料 (秒) (秒) 287 349 340 346 Be H2 305 302 AIH: 285 302 B.H. 295 265 N2H. 259 289 二甲肼 276 258 CaN2 278 252 CH. 如使用固体过氯酸硝酰 固体氧化剂为祖合的推进剂，比冲也是相当高的。 NO2CIO: 作氧化剂和液氢为燃料的粗合，其比冲可达349秒。由表3.1及表3.12中可以看出， 固液推进剂的密度比冲比一般液体推进剂的密度比冲要高，言 说明了固液型推进剂租 合具有比固体推进剂高的比冲，而密度高于一般的液体推进剂， 因此，这种合的推 进剂用了-火箭发动机是很有前途的， 除了上迹固液发动机在使用推进剂方面存在的优点外，它还在控制等方面具有 液体发动机的优点。 我們都知道，固体发动机所存在的一个大缺点是它的燃烧过程 无法很好控制調节，而液体发动机则可以由調节推进剂的流量来控制发动机的起动、 固液发动机则具有这可調节的特点，即是調节液体粗元 停車、燃烧室的压力和推力．国 的流量来控制燃烧过程，試型的固液发动机已实現了2.5毫米/秒的低药柱燃烧速 度，比表3.8所列钝固体推进剂的燃烧速度小多了．它也适用于多次启动的場合，其 次，这个液体粗元也可以用来作为燃烧室和喷管的冷却剂，同样可以进一步降低发动 机的构重量，也不必再寻找耐高温的管材料 87 第三章 火箭发动机的技术实現 发动机推力方向的調节 $ 3.10 发动机推力方向的調节是关系到整个火箭是否能按照正确的勒道飞行的重要 在炮中射出的弹头是按照一定的弹道运动的，弹头的方向是靠膛的来复綫 而运载火箭在起飞时速 -般航空飞行器是靠空气舵的作用来調整航向， 的作用。 度太低，空气舵没有足够的控制力；在高空时又因空气稀薄，空气舵也没有足够的控 制力，因此必需靠另一些新的方式来調整航向，这就是借助于調节推力方向来达到目 的。目前推力方向的調节可分为如下几种类型： 这种方法比簡单，因此，在最早期的V-2火箭上就朵用了燃气舵来控制．图 性。 3.16中表明了由燃气舵片与燃气射 方向成角度时所产生的作用力示意 图。其中力矩M是作用在火箭上使火箭 重心产生博动，从而改变了火箭的飞 行方向．这种控制方法的最大缺点是对 发动机的推力失很大；例如，对V-2火 箭的燃气舵来説，当0时，四个舵片 产生的总推力捐失达460公厅，而当舵 图3.16 发动机膜气气流中的燃气 燃气舵存 片聘动角度时失还要增大。 因此，片的 在的另一个間题是舵片处在喷出温度达2,500℃以上的燃气中工作. 近年来有人 材料必是耐高温，否就会被烧毁而失去作用．片通常柔用石墨 这种玻璃作为管蒙皮和燃气舵的效果 研究朵用含硼硬玻璃制成玻璃的燃气舵 特别好，因为在温度很高时它的表面才变为浓稠的液体，随郎吸收大量热量而蒸发； 因此，这种燃气的烧触是相当慢的 而本身向闪部传热确很少， 改变气方尚 这种方法的一种是用机械带动整个发动机（不包括推进剂箱），一定点旋转 以使发动机的排气方向偏离火箭綫方向（即火箭原来运行方向）（見图3.17），由于 气方向的改变，而作用在火箭上推力方向也改变，火箭也随之改变方向，采用这种 星际 航行 .36(0--27℃) 23.05(-- 50℃) （卡/克分子℃） 26.74(25℃) 29.71(50℃) 25.5[(0℃) 13.948（沸） （液）12.99（沸 (液)0.384(50℃) .249*(25℃) 0.909*(45°℃) (液)0.175(25℃) (0,0)×066 l 1.156(25℃) (液)0.148(50℃) 0.819(50℃) 粘度 (厘泊) (液)0.219(0) .798(0%) 0.257(沸) 0.190(沸 氧化剂的某些物理化学性能 (液)1.700(-50℃) .551*(25℃) .515*(45℃) 5(--- 100℃) .4422(25') 液)1.413(25℃) .593*(0℃) 液)1.287(50℃) 液)1.518(0℃) （克/厘米"） （液)1.144(沸 （液）1.51（沸） 临界压力 （大气压） 53.00 表3.14 临界溢度 .17 129. 457 52到－60 219.62 435 218. 冰点 沸点（℃) .14 -46.8 74±1 188. 50. I10, 98% 红发烟硝酸 （四氟化肼） （过氯藍氟） 18010 h'n 89 火箭发动机的技术实現 第三章 （空气中最大群含量） （每周40小时工作） (9-01x) 40 （千·长/克分子） 0.1065熔 熔解热 2.987(冰） 0.1220 （千卡/克分子） )2.0±2.1 (液)-2.874 液)－44.780 液）－3.109 .62 生成热 (25℃) (25℃) (液)－8. 25℃ （熔） （沸） （千卡/克分子） 12.334(25℃) 汽化热 3.5(25℃) .564沸） 1.630(沸） 11.260（沸 4.6(沸 12.9961ogT°K +4.6055 × 10T-3 裘3.14 3155 0.00648T IN():; 84.6% N204 13. 4% 1120 2. 0% 11 258 10.81 419. .2365 + 对应成份 iogP（毫米汞杜）=7.08718 6.9643 .46862 402 0.00265(25℃) 0.06675(80℃) 0.522(45℃) 0.180(25) 11.98(25℃) 21.91(50℃) （P毫米汞柱） logP（厘米汞柱） log P 44. 5760 log P（大气压） P-毫米汞柱 760 紅发烟硝酸 Hr02, 98% （氟化朋） 过氯酰氟） "h'n C10:F F（氟 氧化 星际航行概 90 发动机是由一个电动机 方法！需使发动机鞭动很小的角即可，因此推力失很小 秸构虽比较复杂，但是它适用下发动机长时間 或液压元件带动，使它可以任意専动， 『作的要，此为燃气所不及。 改变发动机气方向的办法用在固体发动机上则由固体发动机整个燃烧室较 天，而且装有推进剂，因而可以想象其重 量比液体发动机燃烧室要大得多，故不 可能用和液体发动机同样转动整个发 P cos & 动机的方向来調节推力方向。对固体发 sin8 动机则采用了可以改变方向的万向障 管（图3.18) 前面所述的两种改变推力方向的方 图3.17 摆动发动机 法是一直到现在所用的办法，如V一2 火箭用燃气舵，而“十星”火箭是用摇摆发动机（摇动八个H-1发动机的外图四个） 最近叉有另一个創，建戳从燃烧室中弓【出一部分高压燃气，引到对称布置在賢管膨 胀部分（超声速部分）；侧壁的四个孔，孔的开是可控制的． 如果孔是关閑的，那就 浚有燃气引管侧壁，气流正常，推力方向与管轴向相同。如果一个孔开了，高 压燃气从管壁进大實管，引起气流中的斜激波（图3.19），喷气方向就变了，推力 这个方 利用四个孔的开，我就能改变发动机推力到任意方向。 方向也就变了 法如能实現，将是一一个比较輕的設計，因为它没有燃气舵或摇摆发动机那样笨童的元 件及机构。 气流 推力 方向 图3.18 图3.19 用斜激波变气方向 固体发动机的方问活动磺管 第三章 91 火箭发动机的技术实现 （每天工作八 每天工作八 充计含量 0.5--0.1 (9-01×） （估計计） 0.01 0.01 小时） （千卡/克 熔解热 .025 1.-t8 分子) .491 351 .68 -11.869 (千-卡/克分子) |生成热 9.600(沸(液)±12.05 （气）+15.02 .04 .74 液)+12. (25) (25℃） 25℃ (25℃) (25℃ 液)+7。 (25) - ( 5.581(沸）（液) （液） 汽化热 (千-卡/克 (25℃) (25℃) 分子) (25℃) 0.829 9.648 6.871 19.36(25℃) [3.759( - 3℃) 18.458(47℃) 32.25(25℃) (0.0653(25℃) 10.469(27℃) 蒸汽压 0.526(70℃) 36.12(25) 0.279(25) 0.474(25℃) (大气压） 5℃) 0.157(0℃) 燃料的某些物理化学性 .026 30 62 23.72(25℃) 0.4卡/克℃ （卡/克分子 比热 44.3(0℃) (23) (0 19.0(- 55℃) 0.210(25℃) 0.78(25℃) 0.280(0℃) 0.3(25℃) (液)0.169 136 0.9(25℃) 粘度 1.0(0℃) 0.4(0℃) (0.05 (0.0) 0.549(25℃) 0.623(25℃) (液)0.6386 .5629 6029 0.644(0℃) 0.570(0℃) （克/厘米3） 密度 1.0(25℃) 液)0.80 (23℃) 938 0. 0 表 3.15 （大气压） 临界温度临界压力 227 沸点（℃)冰点(℃) 1- 46.75 64.46 .76 -77. 60.60 44. CHaN2H: AI(BH)s （甲肼） BsHg "HN RP-1 运载火箭的技术实现 第四章 $ 4.1 3 多极运戴火箭的极数 我知道，实現星际航行的重要条件之一，是必须具有足够大的动力，使飞行器 具有足够高的速度，由地球的表面飞向太空， 也就是在第一章已計过的，如果要发射 人造地球卫星，必须具有第-一宇宙速度（7.91公里/秒）；发射宇笛火箭（郎人造太阳 行星），必镇具有第二宇甫速度（11.18公里/秒）：要脱离太阳系引力場，必镇具有第 三宙速度（16.63公里/秒）。 在現代科学技术的成果中間，能够满足要求的只有火 箭发动机. 但是，要用行么样的火箭发动机才能达到这样高的速度呢？ ）为了回答这 个間题我們用齐奥尔科夫斯基公式来进步分析和讨. 这里为了分析間题簡化起 見，忽略了地球引力和空气阻力的影响 为火箭超飞时与燃烧了时的量比；V为燃烧了时火箭所具有的速 M2 度；为有效气速度。那么 M1 (4.1) V cln M2 M2 由公式（4.1）我們看到，在不 考虑外力作用的情况下，火箭的最 公里/秒 10 速度（也就是最大速度）V是与 喷气速度 火箭的喷气速度以及火箭质量比 4公里/秒 火筋箭格速,公里/秒 Mi/M2的对数成正比，其变化规律 3公/秒 可参看图4.1. 也就是設：在一定 的推进剂重量之下，火箭本身的重 2公里/秒 量（郁籍构重量）越小越好，以便使 M/M2增加，获得最天的火箭飞行 的整速度V. 公式告了我們，最 大的火箭速度与燃烧过程的时間 10 12 或推进剂的韬对董量无关，只和推 火箭質摄比 进剂的重量与火箭的构重量之比 图4.1 火筋最整速度及實气速度与盾量比的关系 93 第四 运戴火箭的技术实現 例有关. 因此，我可以从提高燃气的實气速度和增大起飞量与最悠质量之比这 而燃气實气速度的提高是受推进剂性能的限制， 两个方面来提高火箭的最速度， 与推进剂燃烧过程所产生的温度和燃气的平均分子量有关，1 假如我谢利用自前的一 些化学推进剂，所能够获得的最大實气速度只在2.5公里/秒到3公里/秒左右，前一 章已就明，月前就为较好的液氧及液氢、液氟及液氢推进剂粗合，也只能达到4公里！ 秒左右。 若考虑到火箭可能的秸构，火箭最初与最整之质量比不可能大于10，按照 所以， 以上根据，代人齐奥尔科夫斯基公式算出的火箭最整的速度約为9公里/秒。 如果考虑了地球的弓力及空气的阻力損失，最整速度最多只能达7公里/秒，这比起 第一→速度也还差一些 这也就説明了，用自前的化学推进剂的能量，用单极火箭 是不能够进行星际航行， 当然随着科学技术的发展，我倒也可以考虑利用原子反应 作热源，以液态氢作射二作介质，就有可能把噗气速度增加2一3倍 但这交跟 随着带来了系刻必须要解决的技术题，如耐高温材料、传热等間題。 所以在自前 的星际航行里，运载火箭不是单极，而是用多級运载火箭。 有效餐截 另外，我們也可以从提高火箭最初与最整时质量比方面 来看；因为虞量比是以对数出現在公式里，而数值的对数的增 加比算数的增加要慢得多，所以盾量比的增加对火箭的最整 第三般 速度的影响较小，同时,对于一定的推进剂的重量，质量比是 受籍构材料的限制，不能无限制的提高，而要提高量比，一 个比较現实的方法就是柔用多极运戴火箭。 第二般 火箭粗合而成的.在超飞前形成一个飞行的整体。 每一級是 一个独立的工作单位，其内装有自己使用的推进剂及发动机 的切送控制系梳. 当第一级（也叫做最低一級)火箭发动 机开始工作时，整个火箭粗合便起飞了， 当第一級火箭的推 进剂燃烧完以后，使整个火箭粗合达到了一定的速度， 这时 第一般 第一极火箭完成了它担食的任务以后，便自动的脱离火箭租 合系窥，同时第二叛火箭发动机自动点火开始工作，在第一- 极加速的基础上使火箭粗合系統进一步的加速， 这样继下 去，每一极在完成了它所担食的任务以后，就自动的脱离整个 图 4.2 三毅火箭示意图 系統，直重复到带有有效负裁的最后级火箭发动机点火 1--发动机; 2一-盱箱及 时为上，则多級运载火箭最产生的速度为各級火箭产生的 其他构；3—有效貢。 凰际航行概 94 如果为n級箭，最整的速度为 速度总和， (4.2) 其中V，为i极在刚刚整让燃烧时所与被推进的极的速度增量V，与該级的有 如果ci为i級的有效噗气速度，M）、M）为i級点火 效气速度和质量比有关， 时及燃烧整了时的火箭质量，它佣不但包括讠极本身的质量，而且也包括了讠极以上 的各极质量和有效负戴，那么 M0) (4.3) V= cln 从以上的分析来看，目前在星际航行里的运载火箭肯定是多极的运载火箭，不是 单极运载火箭，我們可以看出，应用多級运载火箭真有很多的优点，同时也存在着一 些缺点： 首先一个优点是：由于多級运载火箭的每一极，根据它所担食的任务能够独立的 进行工作。 而被摔掉的一級火箭，其本身具有一定的重量（主要是籍构重量如 极运戴火箭系統， 推进剂箱、发动机及控制送系統等的重量），这部分重量是不需要将它加速到运行 就道的速度，这样就节省了把不需要加速的那部分重量加速所需的动力，因而减少了 由于多极运裁火箭有随时丢掉不需要 推进剂的消耗，提高了运戴火箭的設計效果， 的重量的特性，因而在运载火箭工作的过程中，能够不断的减少飞行重量，使其获得 良好的加速性能，逐步达到较高的飞行速度。 第二个优点是：由于多级运载火箭每一极工作的独立性，每一极…作的高度范围 如第一一級一般是从地面到70公里左右的高度飞行，而第二級在70公里 是不同的, 因此,就可以相应于不同的飞行高度，采用不同形式的发动机，更 以上的高空飞行。 好的适应于这一极发动机的二作条件. 例如，可以根据高度的不同，天气压力不同， 用不同的管的膨胀比。七 也可以在各級使用不同的推进剂，如在高空点火困难，就 可以采用高比冲的自燃推进剂租合。：为了减少最后儿的重量和簡化精构，案用不 同的設計方案；如在最低几极，因为推力大，推进剂的流量大，这时就可以用涡輪泵 租合的送供应系統；而在最后几极，推力小，推进剂的流量也小其推进剂的箱尺 于也小，故可以考虑使用挤压式的辙途供应系統更为适宜。 同时也可以考虑在最后 几极使用固体推进剂的发动机，使发动机的籍构更进一步的簡化，构重量降低。这 样我們就可以在相应的飞行高度及其飞行条件下，从更多方面来选择不同的設計方 第四章 运戳火箭的技术現 95 案，設計出较好的发动机，也就提高了飞行性能及設計效果。 多极运载火箭的第三个优点是：朵用了多级火箭以后，对每一极的推力大小、工 作时間等可以灵活的选择，以适应于火箭质量不断减小、勒道倾斜度不断增加的变 也就能从一个与发射勉道的要求相适应的加速度，来选择每一级火箭的最初加 速度。 多极运戴火箭的第四个优点：由于一級一极的运戴火箭，当它的推进剂燃烧了 就被摔掉，开动新的級的发动机，加速度可以調整一次，不至于一上升，这对于在 星际航行里截人的火箭是很有利的。 运载火箭起飞时的推力必需大于重量，一般为 重量的1.25到1.5倍；但是它随着推进剂的逐渐消耗，火箭质量的减小，其加速度也 跟随上升；另一方面由于飞行高度的增加，火箭的推力也微有增加。 所以质量逐减 小，推力逐渐七升，这两个因素使得火箭的加速度越来越大，由开始不到一个（重 力加速度)逐的_L升到第-级熄火时的加速度5-6g. 如果不朵用多极火箭，而朵 用单級火箭时，其加速度随着推进剂的减少而增大到使人受不了的情况 (般 加速度在56个g时人还能适应） 使用多极运载火箭就可以解决加速度过天的間 题，因为多級运载火箭的每一极的推力不同，我們可以在設計上来控制最大的加速度 值。 当第一級工作加速度达到5一6g，使其熄火被摔掉，第二极开始工作，i 而第二级 的推力比第-般小得多,故其加速度值就从56g下降到1g左右。然后又随着第二 极推进剂的减少，加速度又逐渐的增加，增加到我們所要求的最大加速度后，第二級 熄火第三极开始工作 这样下去，整个加速度随时間的变化是成一锯齿形曲綫 变化. 所以多般运戴火箭就可以避免在飞行过程中現过大的加速度，为人类进行 星际航行开群辟了道路， 虽然多极运誠火箭有这样多的优点，但是，是否火箭的极数越多越好呢？ 是否可 以无限的增加火箭的数来获得无限高的速度呢？ 在回答这間題时，我必镇要看 到多般运载火箭还有它的缺点，使我們不能无限制的来增加它的极数。 首先一个缺点：随着火箭級数的增加，必然带来整个多級火箭粗合系統的复杂 化；如控制调题，殺数越多越复杂。 当每一极落时，由于质量、角慢量的改变，使 整个多极火箭粗舍的动力学性质改变了，控制系統里的些参数也必须跟随着改变。 每一-级脱落时都要引起这些改变，而这些改变都要由控制系統来进行自动地調整。 因此，随着級数的增加，这些整会变得相当复杂。 第二个缺点是：由于多级运戴火箭构和控制的复杂性，不单是給設計带来了更 多的困难，而更重要的是使多級运戴火箭工作的可靠性降低了。随着級数的增加，系 行概 星际航 96 使火箭的性能都很好，但因其可靠性差，邢那 統就越复杂，其丁作的可靠性就越低 所以在多极火箭的設計里，1作的可靠性是相当重要的 也不是一个好的設十，月 总的看来：在目前的情况下，要实現星际航行，不用多級运载火箭是不可能的。 自前一般的情况是：要发射低軌道卫星（几 但是极数要选择恰当，要适可而 百公里高的勒道），使用普通的化学推进剂时，用級或三級运载火箭就可以了，要 发射高勒道卫星或者达到第二宇铺速度时，級数相应的增加为三級或四极运载火箭。 所以整个設計，一一方面要满足发射勒道的要求，籍合已翘掌握的发动机，要求多級。 但是一定要与多极运戴火箭的复杂性及可靠性秸合起来，尽量使級数少。 两方面必 頂統一起来考虑，不能片面的强調多級， $ 4.2 运戴火箭的实例 由于餐料 为了給我們个概念，有较具体的来了解,該举些运截火箭为实例. 的限制，下面就介貂-一些美国的多极运载火箭的情况（表4.1）．表里“侦察兵"多级火 美国現有的和即将有的运载火箭 表4.1 有效瓷荷(公斤)*** 最大直径 长**(米) 每殺推力*（吨）和推进剂 第二宇 到550公 到土星和 (米) 宙速度 里高勒道 金星附近 46.7 固体） 第二毅 28.1 68 19.8 “值察兵” 1.0 6.2 第三毅 第四毅 1.3 68.0 第一毅 （液氧及煤油） 第二毅 6.8 13 “婚I" 2.7 6.8 23.5 第三毅 固体 1..8 （最大） 第四锨 固体 0.7 第一毅 68.0 液氧及煤油 2.4 227 第二殺 28.0 3.5自烟硝酸及偏二甲肼 雷神-Delta 第三毅 6.8 固体 74.8 第一級 液氧皮煤油 726 2.4 26.2 雷神-Agena B" 6.8烟硝酸及儒二甲肼 第二毅 166.5 第一級 液氧及煤油 第二毅 3.05 2270 36.3 30.0 “宇宙神-Agena B" 340 液氧及煤油 6.8红烟硝酸及篇二甲肝 第三级 第-一殺 166.5 液氧及煤油 3.05 36.3 3856 第二殺 32.0 680 “宇宙种-华人馬座” 液氧及煤油 1134 13.6 液氧及液氢 在悔面的推力. 不計有效载的长度。 有效餐戳有时包含最后-一秘火箭的糙构重量在内。 97 第四章 运戳火箭的技术实現 箭至部是使朋固体推进剂，它可以作为小载的运载火箭，如进行仪器的高空探測时 用。而“婚神I"多級运载火箭的效率低,現在不使用了。 “雷神一Delta"是“雷神”中程 弹道式导弹作为第一极,第二极是“Delta”；由于“雷神"比较成熟可靠，所以用得较多。 “宇宙神一Agena”和"宇 而“雷神-Agena B”的第二級是另-一个叫“Agena B"的火箭。 “字宙神”是洲际弹道火箭，它是一个一級牛的火箭,其一級半的意思是指：有三个发 动机，中一个小的发动机，其推力为36.3吨，而两旁各→个大的发动机，其推力为 84 吨. 这三个发动机在起飞时同时点火. 当工作了100多秒以后，两旁推力为 84 吨的发动机熄火后自动的脱落，而中間一个小的发动机仍糙工作。 所以它是同 时点火就不能称为二极，同时又因两个发动机熄火后一个仍谜了作，也不能称为一 性，所以制成至部在地面点火，使其超动可靠。但由于整个火箭还有些間题，所以“宇 “±星”C-2 图4.3 图4.4 “土星”C-1 ② S-3; ③ S-4; ④ S-5; ③ 有效资载. D s-1; ③ S-5; ② S-4; 有效瓷戴。 S-1; 星际航行概 宙神”多級火箭自前用得很少。 現在发展的牢人馬座”笨用了两个在上一章中所計 的LR-115 液氧及液氢发动机,使“宇宙神-牛人馬座"运戴火箭比“宇宙神-Agena B" 运戴火箭的性能有所提高，但是現在还在試中， 象在第一章中所耕的，美国自前努力发展的是“士星"运戴火箭。 它一共有三个 方案：三极的C-1型（图 4.3），四极的C-2 型（图 4.4)和五級的C-3型 粗成这些型 号的各級实际共有五种 S1，S2，S3，S4及 Ss，它的尺寸及性能見表 4.2．Ss实际_上 表 4.2 粗成“士星运戳火箭的冬极 S2 Si S? S5 C-1 型中的用途 第一叛 第二般 第三殺 C-2 型中的用途 第二毅 第四极 C-3 型中的用途 第一殺 第二殺 第三殺 第五殺 值径 (米) ~6.7 5.5~5.6 3.05 (米) 25.0. 28.6 15.25 16.20 发动机数和型号 8 × H-1 2 × 12** 4 × 12* 2 × LR115 4 X LR115 推进剂 RP-1 煤油及液氧 液氧及液氧 液氢及液氧 液氧及液氧 液氧及液氧 4X90.7=-362.82×90.7-181.44×7.94-31.76****2×7.94=13.60 推力 (吨) 8×85.4683*** 可能安装6台J2发动机 可能安装4台12发动机 推力预計可增到8×113.4=907.2吨 推力预計可增到4×9.07=36.28吨 就是上面所耕的“半人馬座”的改进型 由这些极所粗成的三个“士星”方案的性能 表4.3；可見如果“土星”运载火箭一且实现，它的运载量将是可观的. C-3方案预計 还可以将截人飞船送达月球，在月球上安至着陆，然后返回地球 表 4.3 “土星”运戴火箭的方案 C-1 C-2 C-3 各級型号 's + s + + is S + Sa + S+ S + Ss 全　长　 (米) 56.5 65- -70 起飞重量 (吨) 550580 計划第一次发射时間 1963-1964年 1965--1967年 有效貢截(公斤） 将卫星送人480公里高的轨道 9,980 20, 400 25,000 将飞行器送人燒月球后面的勒道 5,440 戴人飞船 将火箭途人行星际轨道 4,080 7,700 将卫星送入24小时的轨道 2,040 4,080 向月球作安全着陆 1,090 2,270 土星”的第一級S1（見图4.5）是三个方案通用的，可与不同面几級及不同有 图4.5 “王星”火箫第一一般的籍构群图 3-—外围液氧箱；4--外围煤油箱；5——焊縫；6-——隔 2一一外围煤油箱； 1一中央液氧箱； 框；7-—一箱底；8-一外围推进剂箱的定位构件; ：9一一中央液氧箱的定位构件; 10-一加強肋； 16- 中央盱籍的加注和瀚出接头；17—一液氧瀚出歧管；18— 19———波紋管; 煤油瀚出歧管; 高压气瓶；21一一-推进剂箱的清洗和通风管； 22-液氧泵；23-液氧输出活阴；24--燃料泵; 25——一潤滑油和添加剂存器；26——涡輪；27——火药起动器； 28-涡輪排气管； 29. 燃料 迥流管； 30—吸气器；31———热交换器； 32-涡輪泵安装架； 33- 34——内圈 外圈发动机； 35——常平推力座；36---燃烧室保护套； 发动机； ‘37——-液压常平作动筒； 38 镀金腐热板； 39—软质密封层; 40—蛛网形架； 41回收系统容器； 42—联籍杆; 43--第二殺火箭的 承座；44-—回收采統的反向火箭； ；45—一涡輪燃气发生器。 行概 星际航 100 整个火箭的量心位置、博动惯量、气压力分布以及勒道上 效鱼载粗成不周的粗合， 而設計的重点 加速度等都随粗合的不同而改变，第一极的設計必须适应这些要求， 放在籍构强度.上，据設安垒系数比一般大型灭箭高20%，由了强度播加，从而使运截 第一极飞行时的控制精确度要求不高，这是方面 火箭可以回收，以便多次使用， 因为柔用8台发动机拌联，推力可能有参差，很难精确地控制，而另一方面第一极的 第一级长25 主要任务是把上面各送出稠密的大气层，也不要求很高的控制精度。 米，面径約6.7米，工作时聞为120秒，在30公里的高空熄火脱离，这时火箭的速度 約1.5公里/秒，第一极一共有九个并列的推进剂箱，一个央筒和外围的八个圆 外围简有四个 筒。中央鳳筒是液氧箱,长15.2米,直径 2.7米,壁厚6.35毫米. 外围液氣籍写 液氧箱,四个煤油箱,两者相間配置;圆筒直径1.78米，壁厚 2.3 毫米， 各液氧精之閣和鑫煤油箱之間 中央液氧箱等长，煤油箱比液氧箱稍短，长14.9米， 第一级的八台发动机配置成内外两圈（图4.6）：内圈四台固定在携力架 用管連通。 的中央圆筒上，发动机轴綫与火箭轴成3°角，以便每台发动机的推力接近地通过 董心，外圈的四台发动机每台有两个液压机控制，可作各方向的摆动；径向最人摆角 在正常位置，发动机轴与火箭成6’角，使每台发动机 为 10，向为 ± 7° 的推力接近地通过重心八台发动机在同一电信号的控制下，成对分批点火，以避免 由于推力然增加而产生強烈的囊动；点火灰序是由内至外，时間間隔豹0.4秒，点 同样，关也是成对分批进 火后，在将近3秒钟内火箭的推力便达680吨的顏定值。 图4.6 *星火箭第一极动机的配适 101 第四章 运戴火箭韵技术实現 行的，不过时間隔较小，为0.2秒，前第一級已进行过一次試射 在这里特别应该指出的是：我佣在很多英美的文献中，看着到了数学！的变分法 来求得多极运载火箭的最佳极数值 我們认为这是脱离实际的，没有多天的实用价 值。因为，在設言十火箭时，有很多方面的間題和限制，必须要考虑进去．例如：发动机 产生，最快估計要二年牢的时聞；我們不能等待这样长的时間来設計多級运载火 箭，而只能根据现实可能利用的，并見是目前所具有比较好的发动机来进行設計．另 外如推进剂的选择也是如此， ·-种新的推进剂的使用也是一件不容易的事情，也需 要一定长的时去积累翘驗，熟悉性能等等。 这些間題已在章中加以开明，任它們 当然，多极火箭的最佳設計方案是存在的，它是 不是用数学計算的方法所能解决的 在估計了切条件以后，来比较到底使用多小少级，每一极使用几个发动机较好。哪些 型式的发动机粗合起来工作性能最好等等，进行一系列的全面比较分析以后，把可能 性利現实性籍合起来，最后得出一一个最佳的方案。 因为各方案参数的变化是不遵霾 的，不能够用数学的变分法来求得最佳方案。 糙构重量、秸构比 $ 4.3 由$4.1的叙述，我佣可以看到，在多极火箭的設計，降低籍构重量对提高設 計效果和增加火箭飞行的速度等方面，都有很重要的作用，所以不断地改进設計，不 断地降低秸构童量是我彻努力的目标，因此，我們要进一步来研究糙构重量，找出降 为了給我們一个数值上的概念，首先举一个設計师鞍现实 低籍构量的努力方向 的估計数据的例子，如果用匹級火箭把一个较大的而且能回到地球来的卫星送到 1，600公里高的道上去，卫星有翼，能用滑翔的办法回到地球来， 根据現有的技 术，第一极是使用液氧及煤油推进剂粗合，第二、三、四极是使用液氧及液氧的推进剂 粗合。第四推进剂量很少，是因为前三級已翘加足了速度，雨第四级主要是超拉 軌道的作用。箕数据如『： 表4.4 多极运火箭的例 有效蛋载重量 第毅 第四毅 第三殺 (公斤） 657 21,340 69,500 218,000 推进剂重(公厂) 207 糙构重量 (公厅) 8,000 3,180 21,400 8.690 点火重量（公厅) 9,554 34,074 350,974 111,574 9.35% 7.2% 6.1% 星冈 际航 102 第四级七带的有效鱼戴的重量共8,690公斤，其分布如下： 3,640公斤 秸构重量 455公斤 发动机（返回用的火箭） 2,730公斤 必要的設备 455公斤 航行及他們的养（14天） 1,410公斤 其他科学仪器設备 总」 8,690 公斤 表中的糙构比是指每一极的糙构重量（不包括有效载或二…·极）与兹极点火时，包 括-~級和有效食载在丙的重量之比，也就是 不包括有效鱼截或-一极的籍构重量 秸构比二 点火重量 从表4.4可看到，籍构重量随着极数往二而减少，而籍构比是增加的 糙构重量的粗成 (1)§ 发动机的秸构重量 但是现代的液体发动机，每1吨推力只要有不到10公斤的重量，即推力与发 动机。1 动机的重量之比为 100/1以上。 (2）齐 V-2火箭之所以很重，主要是它的液氧酒精箱和外壳是各 秸构及箱体 在液氧箱与 自独立的，形成双层秸构，割装液氧酒精的箱体是一单独用鍋制的箱， 现在不考虑用双层秸 外壳之聞，还用玻璃棉隔热，故这样的糙构就使重量增加了。 也就是説道接在外壳丙内装推进剂，这样就省 构，而是推进剂箱体本身就是火箭外壳 当然因此而带来了另外的間題，液氧因无隔热层而产生发、霜等間 掉层重量 同时还可以考虑用充气薄壳秸构来减少籍构重量； 题,但可以用另外的办法来解决，1 充气是为了增加其整个籍构的刚度，使其更加稳定。一般充气的压力在 2-一3个大气 总的来説就是 压就可以了，如“宇宙神多极火箭就是用很薄的不锈钢板焊接而成， 要从設計、材料及籍构各方面来想办法最大限度的减小其构重量 ，它有 (3) 由于多极运载火箭是一个复杂的粗合系統。 控制系統的喆构重量 个极复杂的控制系統来对整个火箭各系統部件的工作过程进行自动控制，因此其控 虽然它們每一个元件都是非常小，其重量与总重量比起来是非 制元件是相当多的。 常輕的。但是由于数量很多,所以每一个元件的重量那怕是减少一克,其总的效果也 第四章 运戴火箭的技术实現 103 是相当可观的，因此不能忽略这些小元件的重量 所以我佣在設計时不能够以公厅 来計算减少量，而应以克来計算其减少量， 也就是設，那怕是减少一克的重量，牟 体設計人翼也要尽最大的努力来做到 (4) 控制执行元件的重量 如燃气舵的机，是一个用油压系統来推动工作 以上几部分为籍构重量的正要粗成部分，其他还包括了一些尺寸，重量、大小不 同的元件，我彻在設計过程中也要尽可能地来减少这些租成部分的重量， 这是我们 所有参加火箭設計的每一·个二作人必须努力的方向．不但要看到大件設备的重量 减少，更重要的要看到千万个小零件的重量减少，有人对大型火箭作过估計，其重量 分布如下： 元件重在2.5公斤以下的占总的籍构重的 46.1% 完件重在2.5一5公斤之間的占总的籍构重的 13.2 % 元件重在5一12.5公斤之間的卢总的籍构重的 8.1% 元件重在12.5公斤以上占总的籍构重的 32.6 % 所以在火箭的設計里决不能忽視小部件的重量，在小部件上郎使减少一点重量也能 积少成多，对减少籍构重量是相当重要的 而我們主要控制的指标不是艳对的籍构 重量，而是相对的糙构重量，郎籍构重量的百分比；减少百分比是非常大的一件事情， 总希望构比（郎秸构重量与起飞重量之比)愈小愈好 那么秸构比到底是以什么参数来决定的呢？我們把上面所的各填籍构重量分 别来看，首先对液体火箭来説，发动机的重量是与推力成比例的；而因为构及箱体 主要是承受发动机的推力作用，所以如果忽略推进剂密度大小所引起箱体大小的影 响，那么构及箱体的重量也是与推力成比例的；执行元件也主要是为了改变推力的 方向，所以执行元件的重量也与推力成比例。 只有控制系統的重量不与推力成比例， 但控制系統的重量不算太大 所以我佣可以説秸构比大致是推力的函数 但是对液 体运载火箭来，推力一般为点火重量的1.25至1.5倍，所以推力这个参数可以用点 火重量来代表，而説籍构比是点火重量的函数。图4.7就表达这样的关系。 从图4.7看出，火箭的点火重量增大，糙构比就降低，这是因为大火箭可以設計 得更加精致,图上也标上了四个火箭的具体数据,即V-2、“雷神”、“宇宙神"和“大力 神”；V-2火箭是老設計,籍构比自然大，不能代表現代火箭技术， 图 4.7 中的曲綫是 一个粘算性质的曲綫，估計得保守些就用最上面一条曲綫，而估計得较理想些就用最 下面一条曲。 我們认为用中間一条曲綫较为适宜。 但是，图 4.7的关系不是一成 星际航行概 104 0.25 0.20 0.15 籍构比 0.10 大力种 两种钻計 0.05 可用构比 字宙神 0.01 200 150 100 50 10 点火重量,响 图4.7 灭火箭精构比与点火重量的关系 不变的，随着新材料的发現，出現了新的工艺，可設計出新型的构形式，而这三者的 密切合是可以降低其糙构比，改变秸构比的曲总之，运载火箭的机体重量的减 輕是材料研究工作者、材料生产者、度研究工作者、糙构設計师、工艺师、制造工人 的集体創造，他們都对最后的成果有貢献 $ 4.4 运裁火箭的設計过程 在这一节里，将对运载火箭的設計过程作一般性的概述;如何从依据提出的火箭 研究和使用的要求，通过一系刘的設計和試，最后設計和制成可供实际运用的火 箭，使護者对过程的主要阶段有所了解,初步掌握設計的主要要求和原则。 现代火箭系統总起来可分为三大部分：火箭构，发动机和控制系統。不 在設計火 但是，它之間是相互影响、相互关联着的。因 箭时这三个部分是各自分别进行的 来平衡各个設計部分之开所产生的題， 火箭的設計工作也和其他事物的发展规律-样，是一个不断发展的連过程。 但是，在发展过程中又有它固有的不同的发展阶段 这种設計是具有高度的严格性 第四章 运戳火箭的技术实 105 因为，火箭是用于星际航行上，因而必镇保证它的可靠性，并能十分精确 和严密性 地执行它的任务，这种要求实质上就是要求整个火箭上的干方个零件和部件都必镇 要达到这样高的要求，如果不按照严格的步麋进 非常可靠，而直是精确地相互合，马 行設計、制造和試驗，各个部期不能严密地配合协調整个工作，则必然使整个庞大的 設計工作混乱不堪，而最后不但不能得到頂期的效果，而反会导致整个工作的失敢， 造成时聞、人力、物力和财力上的互大失 通常运截火箭的設計工作可以分为如下儿个阶段： 第一阶段 設計方案的初步选择 火箭的性能都是出它的用途和任务而定。 設計时所用的发动机、籍构、控制系 統以及籍构的材料可以不同，但所設計出的火箭都可满足所提出的任务的需要，·然 而，所設計出的火箭的尺寸、加工工艺、技术条件、可靠性、准确性及成本等却可能产 生很大的差别，甚至会影响到設計的具体实現。 因此，設計方案的选择必须是慎重 的，一一般都用多方案比较的办法，从最初提出的十几种或更多的方案中进行比较和 选择。 这种选择既要照顾到設計出的火箭的高度可靠性和实用性，而且也要考虑到 現实性和可能性；即是要考虑到目前国家的科学水平和生产水平以及科学研究新成 方案的选择是通过专明的总体构設計部明，翘过全面的比较之后方能 果的运用， 从这些方案中确定出儿个比较好的方案，以作为进一步定案的基础 第二阶段 方案的确定 面已翘提出的几个比较好的方案，还只是由总体設計部根据任务要求的初 而要最后定案，就必须协同发动机和控制系的設計部明再进一步商比 步选择 较，最后共同提出一个最佳方案；这个方案也可能是几个方案中的一个，也可能是吸 取这儿个方案的优点重新提出个更好、更切金实际的方案。 这一步工作是十分重要的 因为，我們所提出的方案都必须根据已有的发动机 和控制系統，加以适当的修改后，来祖成方案的基础，「 而不能以至新的、还没有研究、 或正在研究而没成功的发动机和控制系統来作为基础。 要研究出一新型的发动机和 控制系統需要很长的时臀，同时由于还没研究成功，也无法舱火箭設計提供准确而可 因此，在确定方案时必须吸取发动机及控制系統設計部明的意見，看看他 靠的数据 是否能够按照方案的要求，按时提供可靠的发动机和控制系統，以及从他彻本身設 計的角度出发对于火箭构設計的要求是什么。 当大家取得一致意見之后，火箭設 行概銀 星际航 901 的方案郎可就此而定。 这时总体設計部也就可以向秸构設計，发动机及控制系 統設計计部时提出初步設計的要求， 各部明接受此任务之后就可以开始初步設計、研 制及試殿工作 第三阶段 初步設計 初步設計是方案的进一步具体化。它把方案中所提出的任务要求和必要的参数 进行具体的計算，对秸构的布置进行研究，拌核重量的不衡和修正等， 因此，初步 設計是一填翻致的工作，它主要分成三个部分进行：籍构設計、发动机設計和控制系 統設計．糙构設計的工作内容是进行具体的总体設計和部件設計，群地选择材料 和籍构型式，并最后对整个火箭設計进行总平衡，提出各部分的群翘参数，向发动机 和控制系梳設計部期提出具体的設計参数和設計任务书。 发动机設計部明在这个期聞的工作内容及程序已翘在第三章有关部分中作了系 統的述。 控制系統的初步設計内容及过程将在以后的章节中述 第四阶段 工艺設计 这一阶段的工作是在初步籍构設計工作的基础上，进行更进一步計算和設計一 工艺設計.前面已翘认过，降低火箭的秸构重量是火箭設計中具有极其重大意义的工 作。因此，工艺設与初步設計之不同点是要精确地設計出整个火箭的籍构，每个 件及部件，仔細研究零件或部件的形状、尺寸、强度和重量。总之，目的在于設計出籍 构强度高，工作可靠而又要挖去任何多余的重量 虽然設計是十分精确的，但是，由 于人們設計技术水平有限，对材料性能掌握不够，对一些新的部件或零件設計的翘 不足等原因，而使单钝由理上設計出来的东西不一定能符合实际情况，这些新的 件或部件的强度、重量和可靠性并不一定都恰如其分，日 因此，必须对这些没有把握 的件或部件加工生产，进行模拟尺寸或至尺寸的各种試，以鉴定其性能、强度，拜 对設計不合理的地方加以改进，最后达到至部零件工作可靠而籍构重量又达到最輕 的要求。只有当这一步完至通过时才能算火箭籍构的工艺設計基本上完成。 与此同时，其他两个部阴·也根据总体設計所提的有关参数和設計任务书，对发动 机及控制系梳分别进行相应的修改和試驗，最后提出一套完整的符合于所設計火箭 要求的发动机系統和控制系統， 在这过程中，由于对原来的发动机及控制系統有了改进，而使所提供出的部件的 性能有所变化，-一般説变化不会大 所以总体設計最后还需根据各部朋的最后設 2. 第四章 107 运戴火箭的技术实現 計籍果作一次方案性的調整，把有关各方面的修正数据吸取到最后的技术設計中，这 样才算最后設計出整个运载火箭，拿出整套可供样机制造的图， 在这一阶段进行中，由于完成了整个火箭的設計，因此，就可以考虑火箭制造出 来后，所需进行的一系列刻試及所必须的地面設备，把地面設备設計任务书提供有关 部期設计和建設， 这些設备主要包括：測試系統、地面控制系统、运起重設备、推进 剂的加注系梳、发射、观測等設备以及其他的附属設备。 第五阶段 样机的生产和地面試車 当发动机和控制系統的研制工作接近完成时，就可以进行样机的生产。 由于所 設計出来的火箭是翘过了各个部件的各种武驗，性能比较可靠， 但是，为了保证生产 出的样机箕正达到設計要求，还必须生产一定数量的样机来进行各方面的試。首 先，样机的地面試，这同样是一件十分复杂的工作，它分为如下几个步来进行： 破坏强度試嫩 破坏強度試驗亦称为静力試。言 試的目的是考核火箭的秸构 所应当承受的静力荷，看看它的强度是否能全面地满足設計的要求， 很显然，秸构 的各个部件或件的强度已翘翘过部件实可以满足要求；但是，装配成一一个整体之 后，由于受到其他部件的影响，因而可能所承受的鱼荷有变化，以致使部件破坏。在 强度試中这种调題会大量出現，但因有了以前几个阶段的严密工作，所产生的各填 题不会太严重，只需对个别部件加以修改后郎可达到要求。 水平測試 破坏强度試驗完成之后，就可以进行包括发动机及控制系梳在内的 总装配. 装配完成之后就在装配广丙进行水平測試（因-一般火箭的总装工作都是水 装配) 由于原来的秸构、发动机及控制系統本身就十分复杂，现在要装到一起 协調工作，因此也就更加复杂了，水平測試的目的是要把装配好的火箭，以模拟靓号 翰大測試其各个部件的工作情况是否正常、协。 装配过程中各部件相互之間以及 一些偶然因素的影响都会导至系統的失灵。 因此，必进行精的測試，修改和調 整,直到一切故障完至消除，才能籍束水平測試工作，而进人垂測試工作 垂真献和全机赋车 水平測試完成后，説明整个系統总装配正确无，并且各 部分运搏正常协調 这时可将火箭运往全机試車台，将它垂直固定在試車架上准 备作点火試，但是，在点火之前还必须作垂值測試，即进行和水平試相同的測試 和一些其他特殊的测試。 只有垂值測試通过后才能作全机地面点火試车， 垂直試 的目的在于水平测試后火箭又翘过运输，娶立和固定等过程，不免受到一些振动，并 且在由水卒变为垂值位置时，整个系統受力状况有了变化，因此可能产生局部失灵， 际航 108 通过垂直測試即可及时发现这些题，以便修补和調馨， 从火箭設計制造到现在，直是进行钝部件試驗和模拟試， 虽然以前的計多 試驗都是十分严格和周密的，但是发动机、挖制系統、籍构部件等并没有受到点火試 苣的考殿「 因此，全机試重则是进大了一一个近似实的， 道測試秸束后，可 按照所要模拟的条件，进行正式点火試車（对高空火箭可在模拟高空条件下作点火試 ）由于火箭系統非常复杂、精細、設計要求很高，而发动机在工作时和火箭实际飞 行时，振动是十分剧烈的，！ 因此，这一步模拟外界条件的試重是必不可少的，它可以 确切的鉴定整个系窥工作的可靠性，为飞行試打下可靠的基础，如果发現题，也 可以在发射前进行必要的修正 第六阶段 通过以前一系刘实而使整个火箭的可靠程度得到了献寞的考驗。 但是，最整 的自的还是要真正进行发射， 火箭在飞行时不但有振动、摆动等間题影响火箭各部 分运过程，而且还有火箭的稳定、弹道控制、气象条件、各級之間的熄火脱离、点火 的合等分复杂的間題，也影响着馨个系統， 这个题远非地面試重及模拟試殿 所能够至部解决的 对于多級运载火箭的飞行試，也是分成若干步进行的。 首先是第一級火箭加 上一个假的第二极火箭（重量、形状、尺寸同第二级，但不带第二级的发动机），进行飞 行試，看两极之間配合情况是否正常然后才进行第一、二级联合飞行試驗，余此 类推。只有这样逐步进行試都成功之后，才能作整个火箭的飞行試，最后提供出 可靠的、性能符合要求的运载火箭，予以发射人造卫星和星际航行使用. 苏联屡灾 向太洋中部放射火箭就是这种飞行武，每一次的試是标志着苏联在星际航行 用的运载火箭方面又有了新的发展，在作新运裁火箭的最居調整工作， 从运载火箭的整个設計过程充分地明了这套技术是十分复杂而严密的，要求 也是很严格的。 因此，从事这项工作的人必须是用严肃认眞的态度来对待，任何輕浮 草率都对整个工作带来不可估量的撮失 S4.5星际航行場 星际航行場是个范围相当大，設备也非常复杂的粽合性的試驗場和发射場， 因为火箭的研究不单在发射前需要进行多精确、全面的測試和試，而且在发射时 及发射后更需要大量的辅助設备；如測試、控制、导航、观察和記录的电学、光学、无綫 “北极星”发射系統 “紅石一丘辟特”发射系統 “潘兴”发射系統 发报区 三军港口设备 液氧工厂 “雷神"发射系統 大西洋 21 “民兵”发射系 比例尺1,000米 制导站 第三接 超高推力区域 燃料盱存区 卡稠拉尔角試場 滑道 制导站 工业区 “水星”发射系统 图 4.8 快制 （“宇宙"“天力神"） 中控 洲际导弹区域 第二接收站 香蕉河 “土星”发射系統 高推力区域 星际航行概 110 电雷达、通就等設备。 因此，没有这样复杂的星际航行場就无法进行发射試驗工作或 至少是不能很好地进行这些工作， 星际航行場的設备远比航空用的飞机場复杂得 多，現在世界上最完备、最先进的星际航行場是苏联的拜科努尔星际航行場. 它位 于哈克加盟共和国的中部，大約东翘66度和北48度，是一片广調的原野， 加加 林和季托夫两位宇宙航行最就在这里起飞。 为了引用具体餐料設明题，我們在下面介貂个美国的发射場. 图4.8即为 美国当前最大的火箭及导弹試和发射場 -一卡钠雉拉尔角（CapeCanaveral）靶場. 它位于美国南部弗罗里达州的一个牛岛上，东面是大西洋，南面是加勒比海。 射程向 东南可伸延长达8,000公里，并且这里水、陆交通极为方便，便于运翰. 气候条件良 好，晴天很多，便于观察祭和全年試。 图中白色方块表示末来的发射台,深色轰示现有和正在施工中的发射台，（I）部 分是高推力区，将有6一7个推力为454一900吨的发射台，以供大型軍事卫星和空間 飞行器試驗使用， “土星火箭发射台也包括在内，（I）部分为洲际导弹区域，其中 設。此外,还包括有其他一些用于中程及洲际导弹的发射台。（ （II）部分是将来要建 的超高推力区域， 这个区域主要用来发射大型人造卫星和月球火箭，其中将包括推 力为 1,350一1,800 吨的发射台一个，2,300 吨发射台二个，4,540 吨发射台一个．在 （III）部分的南边还有“民兵”“雷神”“紅石”“潘兴""和北极星”等导弹发射場。此 外，靶場还包括了为发射服务的測試、控制、制导、通凱、跟踪系、推进剂仓虚、液氧 工厂广、工业区（主要是修配厂、办公楼等）、海港及飞机場等附属設备。 在大西洋中沿 导弹发射路还有十多个岛屿上設有观察站以及十余艘船只作为流动观測站和从事 弹着点的調查、打捞二作 总之整个靶場是一个十分复杂、庞大的系統，这里不能群 細一一介貂，只能以“士星发射区及其一些主要設备为例作重点介貂 发射［ 这里我們以“士星"发射区为例（图4.9）来概述发射区的主要設备。 、“土星”发射 区是建設在卡維拉尔角靶場的高推力区内（見图4.8），推力为454一900吨，共有 两处34及37号发射場。区中的主要部分分如下： 用鋼筋混凝土筑成（12.8米見方8.2米高），台下有倒V”形的火焰儒 发射台 流槽，以备火箭起飞大量燃气顺槽排出，以及发射台地下室（图4.10）。 塔高93米,凳39.6米,重2,800吨， 装配及工作塔 工作塔是一-桥式鋼秸构架. 运戴火箭的技术实現 第四章 111 13 12 10 图 4.9 “土星”火箭筋发射区 6—液氧存設备；7-～发射这；8—-塔；9——发射台; 存設备； 10——发射作塔；11----附属建筑；12—-高压設备； 13——发射控制中心. 塔上有40一60吨超重机、升降机，并在每隔一定距离有一层二作台，以使工作人装 塔底有輪子，使塔可以0.45一12米/分的速度在固定的軌道上移动．火 配工作方便。 箭的竖立和各級的接，各填检查、測試工作都借助于此塔来完成。 在发射前,塔 直在火箭附近工作,开始发射时把塔开离火箭，以便发射火箭（图4.11)。 用来支持电覆及导管，安装有液氮冷却箱、冷冻机、地面液压装置等設备： 塔高达72米，底面积2.2米²，塔頂断面面积0.93 以便进行加注、供电和測試工作 米²，离塔底8米起，每隔6.1 米有一层工作台． 塔上有一架载重为910公斤的升降 頂部有起重量为1.36吨的起重机，以备装卸 机，为升降工作人及小型工具之用 此塔是固定在发射台旁不动 因为它一直到发射前一秒钟还在进 导管、电镜等用。』 行自动加注推进剂的工作，而且地面控制还需用电途乱号入机体。 塔室号接裁站 主要是由操韧室来的測試控制、号电集合、分配到镜塔 星际航行概 112 图4.10 “七星”火筋发射台 图4.11 “士星”火箭装配塔 上去. 发射台地下室 它包括如下主要設备：工频交流动的发电机；发射台靓号接 綫站，为整个发射台（包括塔讯号接經站在内）与操室的总接綫站；推进系統继电 器粗；点火系統；控制系統谜电器粗；加注系窥,液氧在火箭箱中不断发而捐失， 因此在发射前要不断进行补充，这一系統即为进行液氧补充的自动控制系統；断电器 操纵室 它是发射控制中心，建筑在离发射台300 米的地方，,是一个眞拱形的混 高 11 米,径 47 米,壁厚为 2.5 米，上面铺了一层 3 米厚的砂子,以 凝地堡建筑 保证工作人眞及仪器的安全，在发射准备完毕时，場内人都得离开或进入操室 操率是发射时的中枢，装有通、控制設备及通风設备，有3,000条导通到发射 台凯号接站（图4.12）。 包括有垂直测試台；值流、交流指示台；推进系統台：二、三 操纵宝的控制系梳 級台；飞行控制柜；測量及遥測柜；推进剂加注柜；程序控制柜；制导系統測試柜：二、 这些都是用来对火箭发射、制导及測試的測量、操韧、記录的台和柜， 三极测試柜 第四章 运戴火箭的技术实現 113 15 19 20 22 “土星”火筋发射操楸室 图 4.12 运裁火箭顶部管优； 2一一运载火箭底部管織；3——一塔室号接綫站；4—一燃料加注柜； 5—推进系統糍电柜；6——点火控制柜；7—配电柜；8——控制采统电器柜；9----发射 台訓号接綫站； 10——发电机; 11-305米长的电通道； 12一一操认室計号接綫站； 13——二、三級測赋柜; 14-一二、三叛控制台；15．一制导系統測試柜; 16一程序仪轰框； 17——飞行控制柜; 18推进采统和电路控制台； 19—推进剂加注柜; 20—~遥測柜; 21一交,直流功率測量台；22試指台. 它們的电源、号綫、通靓綫都汇集到操室号接站，再由这里发至发射台記号 接站至各部分 液氧盱箱及加注系 液氧盱箱，为发射場的液氧盱存的盱存容器，直径为 12 米,容量473米朵用眞空套的隔热法热 液氧的蒸发量为0.2%由一个自行 加压的热交换器保持箱的内压为2.7大气压（表压） 液氧加注系統包括一台加注第一級火箭的排量为9,450升/分，压头为122米的 离心泵；一条长为225米,直径200毫米的无隔热管。一台加注第二及第三极用的 排量为3,785升/分，压头为183米的离心泵；一条径为150毫米的不隔热鍋管. 一次加注以后，由于火箭推进剂箱中液氧产生蒸发而失，需要进行补充加注。补 充加注設备包括：容量为49,200升、工作压力为14大气压的夹层眞空隔热容器，液 氧靠容器的压力来輪送；一个气动活及直径分别为75毫米（一級用）、50毫米（二 极用）、25毫米（三級用)的隔热导管, 气动活用由液面高度控制器及加注計算机控 制． 第二及第三級液氧的液面高度（即液氧装量）必须严格控制，直到火箭离开塔 臂为止 液红箱及输送系统 这是为了加注“土星”运戴火箭上几級燃料用的．現在还 星际航行概 114 没有具体餐料。 煤油盱箱及翰送系統 煤油是存于两个容积为114,000升的圆筒形隔热箱 防护墙靠发射台面堆有很厚的泥士： 中隔热箱放在5米高的防护墙包围中， 以加强防火 煤油加注系統有排量3,785升/分、工作压力为12大气压的离心泵二台，排量为 2,270升/分的循环泵和排量为2,270升/分的过滤器粗成过滤系統，以便进行定期过 滤及加注时过滤 侯加满之后再 火箭箱中，其液面由煤油加注計算机控制，拌翘常測定煤油比重 用引射器将管道中多余的煤油吸出。 加注計算机则計算出煤油加注量，拌相应地調 节加注液氧量到适合的混合比所需量， 煤油加注前必镇过滤和除去水分，以保持钝 净. 高压气站 是供应整个发射場以純净的高压氮气，用于清洗、置換、压送物料等， 以下是 在星际航行发射中，除了发射区之外还必须有一套很复杂的辅助設备。 这些設备的簡单介， (二）言 計时系統 一般用压电晶体，用 精密計时是准确量火箭位置和性能的一填基本要求， 一标准率每隔1/100，1/50，1/10秒发出号,其时間的基准点是以火箭离开发射 台算起。火箭娶立在发射台上与台面接触点上有一号接点,当火箭一离开台面（即 离开接触点），则此时馬上发出一电号传豁計时系統，以此时为零点开始記时。 时号由計时系統分别发铪各測量、观察、記录站，以用共同的时間坐标。 个 64 千赫的钟類率可在长时内保持差在百方分之一以内的稳定性 (三)雷达系統 发射場及靶場沿途各站均采用雷达系統来跟踪火箭的飞行，它可以跟踪儿百公 里外的目标，角度的測量度可达百万分之三十四， (四） 无粒电位测速系統 这个系統即为連波系統，它朵用了多普勒原理进行測速和比相位的方法定位 当从发射机发射出波計号，火箭接到此号后进行倍，而后再送回地面，由 安装在精确測量过的基綫上的地面接收机，接收原始号拜将其进行倍琐，然后把倍 第四章 运戴灭箭的技术实現 115 賴后的原始就号和火箭上送回的输入信号进行差拍，则可測定出火箭飞行的准确方 位及速度。 -卡稚拉尔角靶場所用的“阿”（Azusa） 連波跟踪系統，即为此原理的設 备，其定位的准确度尚达百方分之三十四， (五)光測統 光測系統在火箭飞行的最初期几百公里以内及最整期时对火箭进行跟踪摄影。 借助于附設的跟踪翘仪来記录火箭的图象、方位角及仰角等。 在发射場上还設有 多固定摄影机，用以記录发射时火箭的状况以及記录飞行后期的測量和操熟数据。 高精度的弹道摄影机是用来摄取夜发射和整程阶段的寻弹，記录下安設在寻弹上 的强光对于星迹背景的图象，以提供精确的空間位置数据，其准确度可达五万分之 最后应当指出的是整个星际航行場的系統是十分复杂，設备也十分庞大，这里只 能粗略地介貂其中一一些主要部分。 眞正要設計、建設和掌握这样一套系梳是需要耗 费大量的人力、物力、財力，要我們付出艰苦的劳动 第五章运戴火箭从地面起飞的軌道間题 发射人造行星或月球火箭的轨道与发射人造卫星的鱿道 $ 5.1 設計运载火箭从地面起飞到卫星勒道或其他勒道的飞行勒道是一个十分重要的 这里我們将把火箭离地面较近的勒道和灭箭离地球表面较远的道分开来考 虑，它們都是指同一火箭从地面起飞-直到最后送入卫星勒道或其他勒道的連飞 区分这两个阶段的主要原因在于：火箭在飞行勒道上所承受的 行过程的两个阶段。 自然条件不同，因而对火箭动力的要求也不同。离地面较近的一段轨道是指火箭离 开地面的一段飞行勒道，这一阶段，火箭是在推力作用下运行，所以邮做士动段；飞 了稠密的大气层，发动机熄火时火箭到达离地面約为100公里的高空，离发射点的水 平距离在200公里左右，因此，这段勒道上的运动，应当考虑推力、地球引力和空气阻 由于火箭上升的高度与地球牛径比较起来很小，因此，重力随高度而产生 力的作用， 的变化完至可以忽略，火箭的水平位移也只有很小一段距离，地球表面曲率的影响 紧接着火箭熄火后的是自 也是非常微小的，所以这里我們也可以不考虑它的影响， 由飞行段，也称为被动飞行段 这时火箭不再有推力的作用，而是利用火箭已翘具 这段勒道上的运动所要考虑和忽略的題正好和主动飞行段 有的能量作慎性飞行， 首先，火箭是从100公里高空按一→定的勒道自由飞行到预定的卫星勒道或其 相反。 他勒道上去 因此，高度变化则为几百公里到几千公里以至更大的范围。 这样大的 高度变化,相对于地球牛径而言就不再是很小了，因而由于高度的变化而引起的地球 引力的变化就十分可观了．所以在这一段运动中必须考虑重力变化的影响。其次是 火箭在自由飞行中不但高度不断增加，而且其水距离也在变化，一般火箭在这段的 水不位移在几千公里以上；在这样大的距离上地球表面不能再看作是平面了，故必须 考虑到地球表面曲率对火箭运动的影响，第三是在100公里以上的高空中空气已經 变得十分稀薄了。虽然火箭已翘具有相当高的飞行速度，但是所产生的阻力拜不大， 因此空气阻力的影响可以不考患 如果是发射人造行星或打中月球的火箭，勒道的 划分也只有这两段；自然，在离开地球重力場的时候，我又应考虑到太阳重力場 的影响，那么将在下一章里群翘設明. 初听起来令人感到奇怪的是：发射人造地球卫星的勒道比这还复杂；在一段主动 第五章 运戴火箭从地面起飞的献灌間 117 就道和··段皇飞行或被动勒道之后还得再加上一小段主动段，也就是两个动段 之聞加上个被动段 这就是設，火箭从地面发射时，在第-段就加足了它飞行时所 需要的大部分能最，然后火箭发动机停正工作，让推力为零 这时火箭靠本身的惯性 再一次点火，最后加速使火箭进入所要到达的勒道上 为什么搞得这样复杂呢？能 不能一口气加速而不用中的自由飞行段? 当然可以， 但是我谢要考虑到卫星勒道 至少有几百公里高，将来还会发射更高的卫星，而这样来安排发射勒道的主要的是 要在满足勒道的要求的前提下，使火箭动能的消耗最小。 因为，在离地球表面附近的 地方加速，使火箭的噗气留在势能低的地方，这样所消耗的能量比把气留在离地面 较远的势能高的地方所消耗的能量要小．所以最翘济的安排是使所有的火箭喷气都 留在势能低的地方，也就是不分两段加速 但是在100公里以下的一一段加速不能满 足进入100公里以上卫星勒道的要求. 为了使火箭能进入所要求的运行軌道。所以 在它进入勒道之前必须再給它一个较小的速度增量，使卫星进入我們所要求的运行 勒道；不然火箭在没进一步加速时，就在惯性及重力作用下继窥沿椭圆勒道而掉入空 气层被烧毁．所以，安排道时尽可能将能量加在低能位处，而另一方面也不能把发 动机的推力加到过于大，以致在50公里以下的低空就达到接近第-一宇街速度，因为 在稠密的人气层里速度太大，剧因飞行器与空气擦生热使表面温度变得很高，这 对飞行器是不利的， 而且空气阻力随运动速度的增加而成方次的增加，如当速度在 200米/秒以下，阻力与速度的方成正比，当速度在400一600米/秒时，空气的阻力 与速度的三次方成正比。古 故低空就达到高速度，阻力失太大，这样也不上算．其实 单一主动段的卫星勒道在实践中还会出現另个题：即勒道上加速度变化必需小， 那就要求火箭极数增加或使发动机的推力能在大范围内調节，但是两者都带来非常 困难的技术間题. 所以,存在着相丘矛盾的因素，应当把它窥一一来考虑，安排一 个合理实用的发射勒道， 总的来看，安排发射勒道的第一段是选择一个合适的速度、尽量短的推力作用时 ，使其在阻力最小的情况下加足飞行所需的大部分能量。 然后停重，使推力为 雾，火箭依靠惯性在地球引力的作用下沿椭凰軌道作自由飞行，一直飞到卫星勒道相 切的一点，即椭鳳勒道的远地点时；火箭再一次点灭稍計增加速度使它进入运行勒 道。这样安排的发射勒道的能量消耗量小而又能满足道的要求。 轨道的路綫見图 5.1，对这样形式的道我佣将在后面計算和讨。 当然这不是唯一可能的勒道，也 可以不要自由飞行段，但这将使能量或推进剂的消耗量加大，所以不为星际航行工程 星际航行概 118 卫星轨道 加速段 自由飞行段 加速段 地球 图 5.1 发射卫星的合理勒道 师所取。 $ 5.2 令近地面的起飞道 运戴火箭从地面起飞到熄火这一一段的飞行状况的分析在图5.2中表明：設为 火箭在勒道上飞行的切向速度；为火箭飞行方向与水平綫的夹角；M为火箭瞬时质 量；Mg为火箭重力；Mn为重力的向心分力，M，二Mgcos；D为火箭飞行时所受的 力；ä为推力与火箭运行方向的夹角；℃为火箭发动机 的有效排气速度. 因此，我們可以得出火箭沿勒道切 向运动方程为 dv dM cos 8 M? (5.1) -gsin-c dt dt dM 式中 是指火箭由于喷出气体而产生的质量变化。 dt dM dM 为负值,喷气流量为一 由于虞量是减少的，故 dt 地[球 又令：s为火箭沿勒道运动的距离；R为軌道的曲 率牟径；因此,勒道的曲率为 故火箭飞行的 图 5.2 超飞勒道上火箭受力图 ds 向心加速度很容易得出 do ds do sp p ds 因此.火箭的径向运动方程为 sin 8 dM (5.2) gcoso - c dt dt R : 第五章 运戴火箭从地面飞的助道帮霆 119 运动方程描述了火箭在离地面近时的勒道上的运动状况 但是，应当指出的 是一般发射火箭时，郎二 t一0时，説明火箭是垂直起飞的。 这时如果摧力 也是垂直向.，则二0，火箭对勒道不倾斜，那么L=0；所以从公式（5.2）看出 0，郎0保持在90°，火箭将继直往_上飞. 要想使轨道倾斜，必镇使θ≠ dt 改变角的方法在实际飞行过程中有多种；如在第三章中所的推力方向調节的 各种方法，就是当火箭垂飞行定高度后，借助于程序控制的作用，使舵机調节推 力的方向与火箭飞行方向成一一很小的角，即可在一段时間闪使0角改变到給定值， 然后再利用地球引力的作用按照方程（5.1）及（5.2)航行。 火箭飞行方向改变的速度 （θ角改变的速度），是依設計要求及发射的軌道要求而定。 因此，当知道角与时 的关系时，我們就可以利用此运动方程来計算飞行在轨道上的火箭任何时刻的速 但是,题的困难在于θ角不能頂先确定，它与又有关系。所以 度、方向和高度. 一般必须用数字积分来解此方程，而无其他簡便的办法。 这里对数字积分不去追 述，只作一簡略的估計，使大家有一粗略的数量念。 我們将(5.1)式变化一下得出 dM dt -- g sindt -- c coso dy - 我知道，由于火箭发动机产生的推力很大，只需使推力方向改变一很小的角，即 可改变火箭的飞行方向。 因此,可以把 cosä一 1，其所引超的差是很小的。我們 对上式进行积分得 dM dt - g - np sin Odt - c 10 所以 Mo sinOdt + c in dt - g (5.3) M, 10 Mo 从方程中可以看出最后--頂cIn 就是方程（1.8）齐奥尔科夫斯基公式， 这是因为 齐奥尔科尖斯基公式没有考虑空气阻力捐耗和重力作用的損耗的緣故。 对于多級运载火箭而言，根据齐奥尔科夫斯基公式得出，当第一极火箭的推进剂 烧尽后火箭速度为 Vr ci ln 其中c1为第一級发动机的有效气速度；M)为第--级火箭点火时至火箭的质量， 星阝 际航 120 M1)为第-一級火箭熄火时的至火箭质量. 当第二级灭箭的推进剂烧尽后，火箭的速 度为附加以速度 V2 -- C2 In M(2) 其中c2为第二级发动机的有效气速度；M2为第二级火箭点火时至火箭的量； M2为第二級火箭熄火时的全火箭质量。 余此类推，以后每一级火箭速度都得到类 似增加， M2) +...+ cnln C2 ln Ci In n ciln M(2) Mtr) i=1 如果每級火箭的排气速度都相等（c1一C2 n二 c），那么 M8 (2) Mgn) v- c ln M(2) M(1) M(r) 因此，由于方程（5.3）只与齐奥尔科夫斯基公式差阻力及重力所引起耗的两项，对 多极运戴火箭而言，应当有下面的关系 sinOdt + ci ln. + c2ln : M(1) M(2) M(n) (5.4) 式中为熄火时火箭真有的速度。 显然，公式中由于推力作用所产生的速度，即齐奥尔科夫斯基速度，只要我知 道各填排气速度及各級火箭在点火时及熄火时的质量即！可計算出来 因而，間题只 要把其他两填所捐耗速度的大小估計出来，就可算出在主动飞行阶毅未了火箭所具 有的速度。 現在我們来空气阻力所产生的速度耗。“火箭的起飞过程是一个由静止变 到运动，由低速飞行逐增加速度变为高速飞行．因此，开始时虽然是在稠密的大气 层飞行，但火箭速度是很低的。 而后火箭速度逐加快，高度不断增加，大气的密 度也随高度的增加而越来越稀薄。天 那么，在考虑火箭飞行在大气中所受的阻力时，既 要考虑到火箭速度的变化，也要考虑到空气密度的变化。 可以着出低速物体在稠密 的大气中运动和较高速的物体在稀薄的大气中运动，所受的空气阻力不会太大。 外，我知道，空气阻力的大小与物体的横截面面积的大小成正比，而物体的质量又 与它的体积成正比，这对于火箭而言也不例外， 郎应与火 因此，阻力耗填中的 箭横截面面积与火箭的体积之比成正比关系。 这一事实設明了，如果火箭的形状相 第五章 121 运戴火箭从地面起飞的道間題 似，面积是长度的本方关系，体积是长度的立方关系，则它佣的比值为 設明火 长度 箭越大其截面积与体积之比就越小，阻力也就越小。 这样进一步設明了从地面起飞 的火箭，由于空气阻力造成的速度耗不会很大 这一頂在实际計算的秸果确是 如此。 其次是估計地球引力作用所引起的 速度耗 为了簡便起，我们用一 0,弧度 典型的火箭飞行过程来證明这个调题， 假設：运戴火箭从起飞到熄火整个过程 共飞行160秒，其中 0-7秒为垂直飞 行，郎保持 二；7至87秒为改变方向 180 80 120 140 160 60 100 20 40 图5.3 火箭飞行角度与推力作用 作軌道飞行,郎使θ角从“ 等速递减到 时間的关系示例 的角度不变的方向飞行，見图5.3. 87至160秒为保持～元 因此，方程（5.4）的重力耗项可以从时聞为0秒积分到160秒区聞来求得由于 重力作用而产生的速度耗，記 160 160 87 sinOdt g sinodt + g sinodt + g sin Odt 87 C160 87 sin Odt + g dt dt sin sin 87 87 dt (160 - 87)g sin 0 元/6 dt 73 g+g sin 0do -f 87 7 73 17g+g cOs- cos = 7g + 66.1g → 36.5g = 109.6g = 1,074 米/秒. 因此，可以将在这一段上飞行时重力作用所引起的速度捐耗大約估計为1,200米/秒。 再加上考虑到由于空气阻力所带来的摄耗，根据計多計算，这两项捐耗的总和为 sinθdt 三 1,300 米/秒～2,000 米/秒。 dt 10 -般估計时可取两项損耗之和为1,500米/秒。 星际航行概 122 从这两部分捐耗来看重力的作用是十分重要的。 从公式中看出，如果熄火时火 箭所具有的飞行方向与水平方向成的θ角越小，而重力場所引起的速度摄耗也越小， 即是使勒道尽量平行于地面，对我們取得更高的速度是有利的，因而这是个十分重要 的設計指导思想 $ 5.3 質点在向心引力場中的运动 假設：中心引力是由个质量很大的质点所产生的，而运动的质点的质量确比它 小得多；因此，中心厦点所受运动盾点的引力很小，以至計可忽略不計。 实际上火箭 或卫星的运动就是这种运动。 因此，火箭所受地球 的中心引力的中心应与地球的中心“0”点重合，所 以我用图5.4簡单地描述质点在中心引力的作用 下“0”点运动的状况 前面我們已翘提到了，火箭从主动飞行变成自 图5.4 质点統中心力場的运动 由飞行，是从火箭熄火开始。 設此时的时聞为；火 箭所具有的速度，即熄火速度为；盾点至中心的距离为ro；质点运动方向与径向的 交角为α，因此，按照万有引力定律，盾量为m的质点此时所受的向心引力为 为常数. （认为地球是鳳球形），则质点所受的向心力为 如果质点是地球运动时 ，则得 mg (R) 所以常数 μ? gR². (5.5) 因此，我很容易由向心力求得质点在，处所具有的势能为 交由子火箭 在自由飞行中无推力作用，同时在高空，其空气阻力可以忽略不計，因此它的飞行是 一个保守系窥的运动,是整个系統所具有的能量总和(动能及势能)保持不变。 且盾点速度的平方是径向速度方和切向速度平方之和，亦郎 (r- 123 第五章 运戴火箭从地面起飞的轨道間題 所以，我們得出单位盾量所具有的总 能量为： (r)) (5.6) ro 此外，大家都知道，质点此时是作性飞行，作用在盾点上的力只有向心力；而向 心力是一径向力，它不可能改变点运动的角动量。 因此，此时质点的角动量也应当 所以我們得出： 是守恼的、月 (5.7) 常数 = roo sin α。 dt dt 利用微分关系和（5.6）式我得到 dr = dr . de dr t Voro sinα (5.8) dt 再将(5.7)和(5.8)式代入(5.6)式则得： Vere sin? α Vore sin' α do 所以 Vere sin? 2 μt2 % -- Vor? sin? Vr sin?α 2 μ 2 μ? Vo dr Voru sina 故得出 Voro sin α d0 -- 2.2 2μ3 2μ? Vore sin Vo 因为 Vore sin α Voro sin a 所以 星际航行概 124 Vo?o sin α d -- 2μ sir Voro Voro sin x Voro sin α 所以，可以把上面的公式換写为： Vor sin d Vuro sin aα do -- Voro sin a (% - 2μ2 Voro sin α. To 因此可以对上式进行积分得到： 显然，这种形式就是反余弦函数的微分形式。 Voro sin α Vorn sin a 0 arc cos 2μ re sin? 式中。为积分常量。上式进行变換后即得： Voro sin α Voro sin α cos(0 ) - r sin? α To 通过以上的运算我們最后得出点距弓力中心的距离为： Voro sin α - 2μ cos(0 -- 0u) Vhre sin'a Voro sin α 或写作下式 ver sin? α (5.9) 2μ2 Vor sin α cos(0 0) Vr sin' α 此即为用极坐标表示的椭闻方程，我彻可以把公式（5.9）与在极坐标中闻曲綫方程 作比较，就可以更清楚的看出，方程（5.9）说明了人造卫星的勒道是一凰锥曲，并且 是以地球的中心为它的一个焦点。 我佣知道，在极坐标中鳳罐曲綫方程有如（5.10） 式的形式，其中力（通径)和为常数,而ε代表鳳雒曲綫的佩偏心率： 第五章 123 运戳火箭从地面起飞的道間題 (5.10) 1 + scos(0 - 0) 如果ε<1，则r在0的所有值丙都是一有限值，这时凰锥曲为一个椭形 = 0 = 常数,椭鳳就变成一个圆形 s 1，则当（0）=π时1 十 cos（0一%）趋近于，趋近于 8. 这时 圖锥曲綫就成为一一个抛物綫。 ≥1，则鳳曲綫就成为双曲 把方程（5.与（5.9对比后，我們就得到其对应的值为： Vor sin? Voro sin a Vor sin’α Viro sin? (5.11) 由公式（5.11）看出，火箭所运行的轨道是椭鳳、抛物綫或双曲綫，皆决定于初速V是 2μ 2μ 而如果我們利用公式（5.5）及公式（1.6），则 小于、等于或大于 正是第 二宇笛速度 V2.所以当 Vo< V2，因 TD 一个双曲綫轨道；后两种情况火箭都将飞往无限远处。但是，地球卫星的运载火箭，其 速度必然小于第二宇速度V2，只能是地球旋，也就是設不可能大于第二宇宙 速度，只能是 下面我們将对椭凰形 勒消进一步进行計算 椭凰形轨道的近地点r2是指距离地球中心最近的 由（5.9)式可以看出，当(一0) 一点,即”为最小值。 0,cos( 一）= 1时,1 + scos(0一%）为最大, 则为最小,故 r2 1+s 同时，从这里也就指出了积分常数的意义，即0.是 图5.5 椭鳳卫星轨道 星际航行翰 126 在轨道近地点在极坐标中的角坐标，它就是近地点的0值（見图5.5）。 椭凰形道的远地点r1是指距离地球中心最远一点的位置，也就是为最大的 点郎当 0 一 =，cos(0 ） ～ 1时，1 → cos( ） 最小，就 为最大值，所以 如果，椭圆形道的华长轴用a表示，牛短轴用b6表示，则 2p 2a =r1 → r2 p 所以 由公式（5.11)得到 (2μ一%) (5.12) Ver sin? α Viré sin α 2μ? Ver sin? 簡化后得 (5.13) To (5.13)式指出：半长径α的数值是与α角无关的,而只是ro及的函数，即不同的α 角会形成不同的椭凰道，但所有这些勒道的牛长径都是相同的，数值等于5.12)式 所铪出的（冕图5.5)．因为 1 ? 所以 2 μu2 Voro sin α b = Vo TO Voro sin α (5.14) 矢径扫过的面积为一一三角形的面积，其值为：三角形面积二 X底X高一 第五章 运戴火箭从地面起飞的鱿道周題 127 依照（5.6）式应为常数 也就是設，质点在有心力的作用下，它对力作用中心的关径 在等时間内扫出来的面积是相等的，郎“面积速度”是守的，其值为 Voro sin α, S5.4椭圆道上卫星的周期 我們可从节所的题出发来計算椭鳳勒道上卫星的周期。 这时是在高案 飞行，可以忽略空气阻力及其他力的作用，只考虑重力的作用，而重力为心力，故 动量矩是守恼的，所以卫星在椭軌道上运行的周期T为： 椭凰的面积 Tab T - 每秒对心扫出来的面积 Vro sin α 3/2 2πμ ra2-/1 2πa 3/2 Vor'o sin α 所以 3/2 (5.15) VgR? 我从公式(5.15)看到：周期的长短与α角无关，只要ro及确定了，周期也就定了 不同的α角，即的方向会造成不同的椭凰勒道，但是,在每一个勒道上的周期是相 同的，这也就設明，如果发射火箭的速度控制得很准确，当发射角郎发射方向稍微有 偏差，不改变其卫星的运行周期 現在設近地点离地球表面的高度为h2，则r2R十h2；远地点离地球表面的高 度为 h1，剧ri二R 十h1其中R为地球的牟径,则 2a h1 -→ h² + 2R- 所以 hi + hz + R. 其軒道的周期T为 3/2 R(hi +h2 3/2 2Ta 13/2 h + h2 T - 2元 84.5( 1 + (分). (5.16) Vgr? 2R 2R 5.5 发射卫星的最佳轨道 我們在$5.1节里已翘説明了发射人造地球卫星的勒道最好分成三段，一段是离 星际航行概 128 地球表面很近的（的一一百公里的范围的主动段，然后是一段自由飞行的被动段，最后 在自由飞行的椭鳳勒道将与卫星的鳳形軌道相切时，再加一小段主动段，使卫星进入 勒道（如图5.1） 而椭鳳勒道是运载火机上升的勒道，所以椭凰与卫星航道相切 的那一点一定是椭凰勒道的远地点， 因此，椭鳳勒道的远地点，卫星凰形轨道的车 径为：: 2..2 Vare sin? (5.17) sn 我們可以应用质点在有心力場作用下，角动量守恼的这一事实，来計算远地点的速度， 也即是到达远地点时的速度乘上远地点离地心的距离？*等于最初速度的角动量。 所以 =- Voro sinα, Voro sin d 而相应于在卫星的眞形勒道上的旋转速度为*其值为 1/2 gR 因此火箭最后要进入卫星勒道所要增加的速度为： Voro sin α 这里，由于高空空气稀薄，其空气阻力可以忽略：另外在最后加速时其航行勒道基本 上是与地球表面平行，即与重力垂值，所以最后加速段可以看成是在完至没有捐耗的 条件下进行的， 根据以上发射道的速度安排，所有各极运戴火箭用齐奥尔科夫斯基公式計算 得出的速度√，应是及达到所必有的速度捐耗，再加以上所計算的第 段的速度增量，即 Voro sin α V+所有的速度摄耗十 (5.18) i=1 但是，我在具体安排时，如何才能使√为最低呢？ 为了回答这个間題，我可以作 如下的分析和讨： 由公式（5.18）我可以看到，在至部变数里，^*是我們所选择的眞形卫星勒道 129 第五章 运戴火箭人地面超飞的轨道間题 的道径，它是由我們发射卫星的目的来决定的；它与轨道的选择无关，在計算中是一 r是可以由我們給定，一般第段总要飞出大气层以外，r为100公里 个不变值。 我可以为它是一个不变的数值,或者变化很小可以忽略．另外所 左右的高度 所以在以上条件下，我們就可以来 有的捐耗在第一段飞行中变化也不大可以忽略。 选择速度 及 o 与r之聞的夹角α 角的关系,使其达到总的速度值V为最小 从公式(5.17)可以得到 1 r sin? 2一%) 22 - Vord sintα Voro *2..4 2μ 2μ2 Vore sin? *2 TO 所以 vo - 2μ2 Voro sinα - Voro sinα - 2μ (5.19) Vorn sinα 从公式（5.18）看出：要使总的速度为最小值，实际_就是 为最小值， 因此将公式（5.19）代入公式（5.18）得出： (5.20) v — 2μ 而(5.20)中 2μ2 证（5.20）式等于最小值时，就可以满足使总速度值为最小， % 常数才为最小。但是，不可能 为常数,所以只有当 为最大值时,- V 无限制的增加，它存在一个极限值， 而且这个极限值的求出，不能用一般使微分等于 零的方法，因为当“增加还没有达到使其微分等于琴的时候，間題本身的含义就限 根据公式（5.19），加大时， 制了增加。，其的增加主要是受角的限制。 sinα= 1时，sinα已达其最大值，也就是 vo 已达到 sinα 也不断加大,但当 α = 它可能的最人值了，让最人值用v*来表示，期从公式（5.19)可得到： sin α = 1 - 星际航行概 130 *2 *2 2μ 2r 1+r *2 Vo'ro ro 所以 2()) (5.21) (+) ro 把方程（5.21）代入没有加辑耗的用齐奥尔科夫斯基公式計算出的速度增量为（其 sinα == 1): v* ro sin α (AV)*-- + vo Vo (5.22) if 因此，对于多运载火箭用齐奥尔科夫斯基公式計算出来的所需要的总速度的最小 值为: M) = 摄耗+（△V)*= 損耗+ ci ln 摄耗+＋gR (5.23) 其中gR 为半径为→*的勒道上卫星的速度值. 因为α二 所以自由飞行段的开始正好在近地点，而远地点是在近地点与地 球中心的連綫上，也就是与卫星軌道相切的那一点。 这种形式的勒道特点是：第一加 速段与第二加速段之聞的距离是很远的，即自由飞行段相当长。 按照这个最小动力 实际上发射勒道的选择要受一些因素的限制，如道的 要求的发射轨道如图5.6 精确度，以及为了使发射勒道不超出国士或自已控制的地区，有时宁愿多消耗一些能 第五章 运戴火箭从地面起飞的鱿道間题 131 量而不用自由飞行段较长的軌道；也就是説，根据实际需要和可能选择消耗能量最 小的軌道。但我们的計算明了好的发射勒道总是在两个主动段之聞加一段比较长 的自由飞行段 卫星轨道 自由飞行段 远地点 近地点 加速段 加速段 发射卫星的“最优”轨道 图5.6 为了給我們一个概念，下面对周期为24小时的卫星勒道所需要的速度进行具体 6,371 + 100 6,471 公里. T = 24 小时, - 6.63R R -- 1.016R, 6,371. 6.53 1/2 (AV)* gR V2 (6.53 - 1) = 7.91 V6.63 V7.53 1.414 ×'5.53= 11.81 公里/秒。 - 7.91 2.574 2.746 而在第一主动段怒了时的实际速度是 1.414 7.91 X X 6.53 X V6.63 2.746 一10.35公里/秒， 星际航行概 132 所以,在远地点附近，第二主动段所增加的速度 二 11.81一 10.35 二 1.46公里/秒。 我們注意到（△V）*是11.81公里/秒，比第二宇宙速度V211.18公里/秒还大 些，而我在$1.5.节中所計算的24小时卫星的理想发射速度，只有10.74公里/ 秒，这設明实际可行的发射勒道与理想的差别， 再举个例r* 7,000 公里，也就是发射低轨道卫星，ro= 6,471公里， 1/ 2 (△V)* VgR 1/2 371 .000 7.91 .000 6,471 7,000 6,471 1.414 8.16公里/秒， X 0.082 7.91 X 0.954l 1 - V2.082 在第一主动段怒了时实际速度是 1.414 X 1.082 = 7.91 X 0.954 X 1.444 ro 7.98 公里/秒. 所以，在远地点附近第二主动段所增加的速度为： 8.16 一 7.98 二 0.16 公里/秒. 我看到第二主动段的速度增量比第一主动段的速度增量小得多，这确实做到 了把主要加速运动留在100公里高度以下，从而取得了较高的效率。 另一方面由于是多級运戴火箭而且分两段加速，到了一定的时候在高需要再 欠点火，所以增加了系統的复杂性。这是我們为了提高发射效率、降低动力要求所 付出的代价， 第六章星际航行的軌道 $6.1太阳的重力場 上一章单已翘細地了盾点在中心力場中的运动，拜且依据这个原理具体 这里我們将研究飞船脱离了地球引！力后， 述了火箭在地球引！力場作用下的运动。 在太阳引力場中作星际間的飞行，在太阳引力作用“下的运动和在地球引力作用下的 运动，其基本原理都是一样的，因为它們都是服从子万有引力定律，都是在心力場 的作用下的运动。 因此，在蔚飞船在太阳引力作用下的运动时，完至可以运用上一 章里所耕的物体在中心力場作用"下运动的基本关系。 在第五章中我們得出的地球向心力常数为u一gR. 当考物体太阳运动 时，则需对此常数加以修正。从万有引力定律得知，距离太阳为r远的物体太阳运 动时，其单位质量物体所受的向心力为go R2 这里很容易导出二 为太阳的车径， 因此得出 Ro). g RQ Mo R2 () go 所以太阳的向心力常数为 Mo R?. (6.1) 这样一来，我就可以运用第五章的基本公式来計算飞船在太阳引力場中的运动 在这里我們可以先計算一下，要离开地球中心多远，太阳的重力場才会同地球的 因为地球距太阳約 1.495 × 108 公里；Mo/M == 332,488. 重力場相等量？ 如果这个 距离是d，那么 R2 Mo (1.495 X 108)2 d 1.495 X 103 = 260,000 公里. 332.488 星际航行 行概銀 134 如果我們把月球的作用也算上，那么，一个星际飞船一且离开地球四十多方公里，就 基本上脱离了地球、月球的重力作用，它的运动就主要为太阳重力場所控制了 太阳系中的椭圆鱿道 $ 6.2 这里要讨的轨道，就是要将飞船从地球勒道上送到其他行星的勒道上去的最 經济的道，即所 Hohmann 式勒道（据説是首先油 Walter Hohmann 提出）. 在这 节里我們将叙述这类勒道和其所需的火箭动力 大家都知道，太阳周围的各个行星的运动轨道都是以太阳为一个焦点的近于 形的椭眞轨道，并且它們的勒道平面基本上在同一平面上. 因此，我們可以把这些行 星的道看作闻形,而且所有轨道都处在一共同平面上,这样就使調题簡化了。图6.1 表示飞船从地球勒道到外层行星勒道聞的航道。 在上一章里我們已翘证明：从离地 面一定高度的一点到另一个较高的形卫星道最省动力的勒道，是以起始高度为 近地点，以要求卫星达到的勒道高度为远地点的椭凰勒道， 这一秸果可以应用到星 际勒道間題上来，不过近地点应是近日点，远地点应是远日点，也就是設,到比地球距 太阳更远的行星上去的最佳轨道，应是外切于地球勒道、内切于行星勒道，并以太阳 远日点 太阳 近日点 地球轨道 行星轨道 图6.1 星际飞船在地球鱿道和外医行星勒道間的航道 星际航行的軌道 第六章 这个勒道的近日 这就是所讀 Hohmann 式星际飞行勒道, 为一个焦点的椭凰勒道 点正好在地球軌道上，远日点则在行星道二 飞船脱离地球引力之后，虽然与地球没有相对速度了，但是它仍然同地球一起在 为了使它脱离地球勒道沿图6.1的椭鳳軌道运动，飞 地球的勒道附近太阳运动. 船原来所具有的能量是不够的，还需要加給一一定的速度或者是当它脱离地球引力場 时还剩余一部分速度，使它刚好沿椭鳳勒道自由飞行，到达椭勒道的远日点；即是 此时又必须給飞船加一定的能量，使它达到 到达椭凰与外图行星勒道相切的一点。 如果这时我俐不再給它加这一点力量，那么，它 进入行星轨道所应具有的轨道速度， 将由于能量不足不能进入行星勒道，而沿椭凰轨道的另一弧孤长向近日点运动，然后 这里我可以看出，要从地球 重复运行在这椭凰轨道上成为太阳的一颗人造行星， 勒道上发射宇审飞船到其他行星上法，也需要把道分成为两个加速段当中夹一个 当然,如果要求短航行时聞，还可以采用其他的勒 很长的自由飞行段来达到自的。 道。但是这样的軌道要求飞船具有更高的速度，目前火箭技术所能达到的水乎，还只 能朵取这种翘济的办法，用 Hohmann 式或近似于 Hohmann 式的"飞行道．苏 联在,1961年初发射的金星火箭，就用了一条比最小动力勒道需时少的勒道，即 多花了一些动力，但箱短了飞行时間。 这里我們只設明了向地球以外的行星发射星际飞船所笨取的最现实最翘济的勒 这个题很簡 道，而对靠近太阳的圈行星：金星和水星，用什么样的勒道发射呢？ 但是发射方向却正好相反，也就是 单，正好与向外圈行星发射飞船的椭闻勒道相同。 ，要从地球勒道上使飞船进人远日点与地球道相切，近日点与金星或水星勒道相 这就必须首先使飞船减速，使它进大椭勒道，然后等飞船到达与行 切的椭凰轨道。 星道相切的一点时，又一次使飞船减速，使它再次减少能量而进人内圈行星轨道。 上面对从地球道上向其他行星发射星际飞船的勒道进行了群和地描述，現在 由第五章里我谢有椭鳳方程 我们再来作进一步的計算 (6.2) 1 + εcos(0- 0) r1为椭的远日点的距离；r2为椭的近日点的距离（見图6.1）． 我得出 求解即得到椭圆的儒心萃为 r1+ r2 星际航行概 136 所以 2Vrir2 設α为椭凰长轴，b为椭鳳短轴，则 T2 1 2 所以，椭鳳面积为 (6.3) 1 - s2 由方程（5.15）得出质点椭鳳运动的周期为 3/2 3/2 (6.4) T - 2元 2元 由（6.3）及（6.4）式，依据质点中1心力运动时半径扫过的面积不变及运搏周期不变的 原理得出 椭凰面积 172 二常数， 面积速度 (6.5) ·周期 T2 自由飞行段 太阳 加滤段 加速段 近日点 远日点 地球軌道 行星乾道 图 6.2 lohnan武行星际航道 137 第六章 星际航行的献道 这样我們就可以得出沿阅道运动的飞船，在近日点及远日点的速度 設*为地球的轨道速度；2为飞船沿椭圆軌道运动时在近日点上所具有的轨道 速度；v*为行星的道速度；U为飞船沿椭圆軌道飞行到达远日点时具有的速度（见 图 6.2). 因此由（（.5）式可以得出 172 面积速度 722 所以飞船在凰轨道上远日点及近日点的速度可求得 (6.6) Vi - lto r+12 (6.7) V2 -- 1to 前面已翘对飞船进大椭轨道时要加速的道理进行了説明，这个速度增量令它 为AV2，剧 (ri AV2 =-.V2 - V2 11o 2r1 2r1 (6.8) r1 + 2 同理，飞船由椭凰軌道进入行星轨道所需增加的速度为△ 2r2 2r2 (6.9) 2r1 十 r2;所以, 由(6.8)式看出2r1 >U,設明△V2是正的;郎是説 r 要使在地球軌道上的飞船进太向外圈行发射的椭凰勒道时需要加速。同理由（6.9） 272 式得知2r²< r1十 r2，所以|1- 公也是正的，飞船由圆 >0，設明 轨道进入外圈行星勒道时也要加速。 因此，我們很睿易得出从地球勒道向丙圈的金 星和水星轨道发射飞船时情况正好相反，即由地球轨道进人椭鳳勒道时要减速，面再 由凰勒道进人内圈行星轨道时也要减速 因此，我們就可以来計算由地球勒道向其他行星勒道发射星际飞船所需的速度 星际航行概 138 总增量 2r2 2r1 1 →- r2 或写作 2r2 2r1 (6.10) + r2 地球勒道飞向其他行星勒道，从起飞到怒点所走过的路程正好是椭鳳勒道的 尘;因此,得出飞船的航期是个周期,郎 3/2 3/2 ri 3/2 3/2 2π Mo Mo 2R 2R 3/2 84.5 (分)。 (6.11) T* Mo 2R 际上是适合于任意两个行星乾道之聞的椭眞轨道上飞船的計算 实例 $ 6.3 我們以从地球发射一星际飞船到木星为例，来说明有关的具体間題 r²= 1.49457 × 10°公里；r1一 5.203r2；Mo/M = 332,488；故由前面的公式算得 = 7.91 × 3.764 29.80 公里/秒； v* == 13.06 公里/秒; 10.406 8.82 公里/秒；△V1 5.64 公里/秒, AV2 = 6.203 这里只是計算了沿椭鳳轨道飞行时，飞船所需的速度增量。 但是，我們知道，飞 向其他行星去的飞船首先还得从地球表面上开始，因此需要把从地面起飞的过程和 沿 Hohmann 轨道飞行联系到一起来考虑. 下面就来計算用两种不同的方案把飞船 从地球送到木星。 第一方案，飞船从地球表面道接起飞,是朵用飞船在离地面较近的勒道上,就使 它具有脱离地球引力場的速度，并还剩余一定速度，使飞船直接进入椭鳳道飞向木 星勒道。到了椭凰勒道与木星軌道相切的位置时再飞船加一点速度,使它进入木星 第六章 星际航行的斯道 139 耽道。实际上也就是把飞船从地球面到木星轨道的整个飞行过程分为两段加速当 中一段很长的自由飞行 因此，我們可以算出飞船在第一加速段所应具有的能量 所以，第一加速段飞船所应具有的速度增量 V + (△v2)2 = V11.182 + 8.822 - 14.23 公里/秒. 从而算出整个过程中飞船所需加的速度为 V △v → △v1 = 14.23 → 5.64 = 19.87 公里/秒 第二方案：首先从地球表面发射一人造卫星． 然后，再从人造卫星沿同样的椭凰 轨道向木星发射飞船；即是将整个航道分为两个大的阶段，先用第五章里的发射卫 星的方法发射卫星，再用近似于Hohmann勒道的办法从卫星上发射飞船去木星。 因此，我们可以算得整个过程飞船所需的能量的总和为 V Vi+ V - Vi + (Au2)2 + Ai 7.91 + V11.182 - 7.912 + 8.822 + 5.64 = 25.40 公里/秒。 从这两个方案的籍果很明显地着出：第二种办法比第一种办法所需要的能量要 大得多。主要是由于第一种方案发动机的排气大部分有低能位，而后一种方案则需要 把相当一部分气体排在能位高的卫星軌道上。 我們知道苏联所发射的金星火箭就是 既然这种办法费能量，那么为什么不采取从地球表面值接发 从卫星道上发射的 射的办法呢？其原因在于第二种办法虽然耗费的能量多，但是人造卫星停留时間可 以很长，因此能把人造卫星的勒道参数測量得很准，而且也有时聞利用这些測得的参 数来在地面計算好发射星际火箭的时刻和火箭推力的作用方向，拜执行这个发射程 序．总之，从卫星道上发射宇笛飞船容易取得精确的描准，因而大大地增强了可靠 性和飞行勒道的精确性。相反，第一一种方法对动力的要求虽然低些，但因为没有人造 卫星这一个隙来进行道的精确測量及描准，不容易控制得很准，发射不可靠，当 然，在解决了更多級火箭的精确控制間题題后，朵用直接发射的办法是可以实現的。 飞向土星的星际飞船的航期可以由（6.11）式求得 6.203 X 1.49457 X 108) 3/2 84.5 12.742 332.488 二 1,438,000 分 1,000 天. 这里由于飞船从地面起飞段在整个勒道飞行中只占很小一部分，因此計算它的航期 星际航行概 140 时就只考虑到沿Hohmann勒道飞行的时聞， 由上面的算着出朵用Hohmann勒道发射星际飞船，比起其他勒道而膏，在能 量要少得多．但是，从时間上来設确相当长，由地球飞向木星就得三年的时間。如 果我們有更有效的推进系統，火箭的速度能达到更高，那么是可以用其他形式的轨 道，以至用抛物綫或双曲軌道．但我們知道，火箭向行星飞行时还要受到地球轨道 速度的影响，如果火箭具有的速度太小就使飞行不可能是道綫或近于綫飞行。因 此要飞行时間大大短，火箭必需具有更高的速度，比如50公里/秒的速度．在今天 火箭发动机性能所能达到的条件下，星际飞行还只能采用20公里/秒以下的速度，也 就是用 Hohmann 式或近于 Hohmann 式的勒道. 最后还要指出一种用来发射太阳探測器最省能量（接近太阳的自动站）的办法。 有人建将火箭以稍低于第三宇钳速度向外圈发射，使火箭最后到达太阳引力場的 由于这时它太阳的勒道速度很小了，因此只要将这个速度抵消， 边沿撬太阳运行。 它就会受太阳的引力而自动向太阳中心掉．但是，这样作虽然所需要的能量很小，而 要求控制高度精确，因为在抵消它具有太阳的速度时要恰到好处；抵消过多了它 就会向相反的方向太阳搏，抵消不够它也会以剩下的速度太阳转，而不能一直掉 因此,要在这样远的距离上，使它瞄准要去的行星，那就更加困难了．要 向太阳. 实现这种方案还是一个十分困难而文复杂的过程，有待今后科学进一步的发展来解 $6.4在中心力場中的低推力軌道 低推力的勒道是基于这样一一种設想：由于考虑到从卫星勒道上起飞有計多好处， 例如象前面所的，从卫星軌道上起飞，比从地球表面上起飞其控制的精确度可以提 高，故計多星际航行勒道都是从地球卫星的勒道上开始。 在卫星道上地球对卫星 的引力始是存在的，因为卫星既地球旋，当然有加速度，而且这个加速度刚好 等于地球引力所产生的加速度，同时在人造地球卫星中的物体也随着卫星地球旋 専，它的加速度也正是地球引力所产生的加速度。 因而在卫星内部就不需要用任何 力来托着物体，这时物体处于失重状态，虽然它没有重量了，但是同样受地球引力的 作用。从这里也可以看出，物体的重量虽然起源于地球的引力，但它和地球引力并不 是一回事，这我們应有明确的概念， 因此有人就考虑，可以利用失重这一个事实，用 很小的加速度从卫星軌道上发射飞船；而且就建，在星际航行中可以采用低推力的 勒道，用推力小而比冲非常高的电火箭系窥（我們将要在下一章中耕解）这就給軌道 星际航行的軌道 141 第六章 -g以至 提叫了另一方面的聞题，研究加速度小到 g 的鱿道。 但是要能 10,000 1,000 使用这样小的加速度，必须付出一定的代价；而且随着加速度的逐减少，所付出的 代价越来越大，这我可以从以后的分析計算中着到 所以我不能为在卫星勒 道上，在已翘失重的情况，就没有件么董力耗，那是不正确的 实际上，虽然在卫星 轨道上感觉不到重力的作用，但是卫星 井没有脱离地球引力場，也象$5.2中耕 飞船勒道 的一样，仍然有重力摄耗，因而对低推力 道是要付出定的代价，下面我們可 以对从卫星上起飞的道，低加速度 道进行具体的計算来加以说明．由于 卫星赖道 推力是一直作用在飞行器上，因而飞行 地球 勒道不再是一一个椭摄形而是一螺旋形的 轨道。 图6.3 从卫星就道上起飞 这里設g*为在卫星勒道上的重力 看图 6.3). 这里我佣可以利用牛顿定 其 Fr，Fe值在飞行的过程中是可以变化的。 律,对于单位质量的飞行器写出下刻两个运动方程，作为我考虑間題的基础。其飞 行器运动的径向加速度为 d'r (6.12) Fr dt? (6.13) r2 rFe dt 根据以前的計算籍果，我們知道用径向推力方向其能量的消耗比较大，效果是不 好的，而最好的推力方向也不是軌道的韧方向，而是与軌道的切綫方向成某一个合 但是周向推力与最好推力方问所需质量比的差别不大，故这里只考虑周 适的角度。 向的推力，使其題簡化，同时所得秸果与最佳推力方向的果相近， 这里为了計算 上的方便我們朵用了下列无量網变数的形式*。 我们在这里可以指出的是：在力学的計算中，为了使其計算簡化，一般常用变数无量網化的方法进行計 算，这样可以使其計算的形式簡化：同时由于所有的变数都没有量網，計算起来既方便又不会因为量網不 所以无量網变数的方法是一个常用而可行的方法，至手挑选什么样的基本量網，要根据 統-而出鳍。」 每·个具体間题分析得出，使其无量網化后計算变得更簡单， 星际航行概 142 对长度的无量網变数为 (6.14) 这里’为对于任何时間，飞行勒道离地球中心的距离；而*为当一0时，飞行勒 道距离地球中心的距离，也就是起飞的卫星勒道牟径， 对时間的无量網变数为 (6.15) dt t，故dt = dt 或 dt : 0角本身就是一个无量網的变数，故不需要进行无量網的变化 由于只案用周向推 力,故其F，0，而 (6.16) Fo vg* 这里F本身就是一个加速度，而的大小就代表了这个加速度的大小 于是把以 上的无量变数代入（6.12）式就得到 dt? 也就是 dp (6.17) dt? 把各无量網变数代入（6.13）式，得到 = rg'pv. dT (6.18) vp. ip 根据下刻三个初始条件其方程（6.17)可以作如下的变換；其初始条件为 (1) 当T = O, (6.19) （2）当二0，β.一1时,郎在卫星軌道上飞船的速度，它是切于軌道的，也就 是说没有径向速度，故 0; (6.20) （3）当=0，β= 1，而且其速度郎卫星速度为V 143 第六章 星际航行的献道 本: 因此 (6.21) （4）当初始条件（1）、（3)代人（6.17)式则得 (6.22) 如果将（6.17)式乘以3，则得 dt? dt d2 dt d? 1/2 dT? dT 代入（6.18)式可得 172 (6.23) vp. dt2 式是以β为变数、T为自变数的三次非性常微分方程，（6.19）、（6.20）及 (6.23) (6.22) 当p（）定了之后，就可以把（6.18）式一 式是定解所必需的三个初始条件 而（6,21)式则决定了积分常数，求解的原理就是这样。 次积分得出周向分速度0 dt 但要解出这方程式，必须要用较复杂的数值积分的方法，对于如何进行数值积分运 算，这里不准备介 随着飞行的进行，当一 时，对于单位盾量飞船它所具有的动能为 而单位质量飞船所具有的势能为 *2 对于单位质量能量的总和为 OP * 如果我們要求加速段的了，也即是二时，不但有足够的能量（动能）来克服 }-t 星际航行概 144 地球弓力而脱离地球弓引力場，而且要求在脱离地球引力場之后，还要有一定的速度 設加速怒了时的 情况用下标“1”来代表，则 代大以上的无量稠的变数后，上式可变成 dp *2 ** gr 即当T 一 （ = ）时,描写加速了时的无量網的方程为 p:() dp (6.24) dT 从微分方程和边界条件，首先把β及P 作为T的函数定下,那么（6.24）式实际上 dt 就是計算每一指定星际航行任务（郎指定 ㎡)的无量網动力加速时間 T1．知道了T1就 能算出t，也就是发动机作用的时間，是飞船設計的一个重要参数 在这里我們将設”二常数，即推力随质量M的变化而变化，但保持一定的比例。 此外我們为了計算簡单，先設”较大，然后从果来推√，郎加速度较小时的情况。 因为V大,加速度相应的大，其加速段不会很长,故很接近于1，就可以用β一1代 入方程（6.23），因而使（6.23)式簡化，就可以利用初始条件和整了时的条件将（6.23)式 进行下刘近似积分， 1/2 (6.25) dr2 dt 随（6.25）式积分就得到 1/2 Ci+ vt. dp + 1 C + 2CiVT + ² dt? d'p 二 0，所以Ci= l， 利用初始条件（4），当T 一 0， dt2 (6.26) dt2 再将（6.26）式积分得到 dt 145 星际航行的鱿道 第六章 dp 0；代入上式就得到C2=0，则 应用初始条（2），当T =0 za = dp 1. (6.27) dt 最后将（6.27）式积分后得 12 利用初始条件(1)得到C3= 1，故 (6.28) 12 从（6.28)式可以看出，当T很小时，即时間很短的时候，P是很趋近于1，故明以1 把（6.28)式所得秸果代人方程（6.18），得 的近似分是合理的．扌 do 12 积分后为 do C4→ VT+ dt 12 60 利用初始条件(2)得到C4二 1，所以 do (6.20) dt 12 60 把已翘求得的p平方后得 (6.30) 18 144 dp 相乘郎得 把已知的p与 ip ((0.31) 36 36 对于加速了时， == t的方程(6.24)乘以pi，得 pi() pi() - 2p1 --= 0in2 dp 也就是 - 2pr pin² (6.32) P1 将（6.29），（6.30)及（6.31)式的籍果代人（6.32)式，得 Zwt + ++{++ 36 36 12 星际航行概 146 2++ VTI 12 60 I vi+1v + (6.33) 18 144 (6.33）式就是对于加速了用近似积分求解出的方程。 但在进一步計算之前， 我們来研究"下T1的实际意义，特别是它与质量比的关系。設为有效气速度； Mu为t =t时的质量；M为t=t时的质量；对于单位质量的推力有下刻关系 dM i - Fo. dt 因 F= vg*,所以 dM vg dt 进行无量網化后为 dM dt. vg 在T 由 O到T1 及Mo到 Mi 之进行积分，得 M. ** cin r*g*tiv; 所以 Mo (6.34) M1 这里对于一一定的推进剂， 的值是一定的,而· 实际上是卫星在勒道上的 ** 速度对于目前的化学火箭， 在0.35到0.55之間；对于我們在下-一章要耕的 ** gr 在1 到1.25之間;面对于所电火箭(下章), 原子火箭， 可以达到20. 求“* in M1 的指标，,所以 二 T1. 将这个关系代入（6.33）式，即得 ++(1+n) 36 36 5)-2+（ 60 n21 - (6.35) 18 144 第六章 星际航行的斯道 147 用（6.35）式在給定的 及 n 值的情况下求n值。 实际上由于我在一开始时所引{ 为因 入的簡化假設，p三1，（6.35）式的精确度用不到以 为因子的填，只有以 因此，作为n及’的函数可以展开成下刻形式，而只算到 子的填才是确实的， 为因子的填 (6.36) 填集合可得 V2+ n²1. (6.37) (1→)一2，郎 项集合，得 12)1 (0)5 (0) + 2(1 + (0))n(1) + 2(1 + (0) 12 60 (0)3 n2 12 解出㎡(1)得 13 13 (1) (0)8 (6.38) 2(1 + )/3 15 90 我們先用（6.37)式算出㎡），然后再用（6.38）式算㎡(1)；那么，（6.35）式最后得出 n．由（6.38）式可以看出：当n0,即只要求加速所需的能量能克服地球引力就够 了，这时根据（6.37）及（6.38）式可得 n(1)(0) = + 0.002349. 当’>√0.10的情况下,我的計算是足够精确的，而且也显示出：当从很大即 0.10，在 n 0 时，n 的数值从 0.414 增加到0.437. 当 < √0.10 对于～ V0.10 时，以_上的計算铪出，n～0.649，但这是不太准的. 我們 g时,其 在这里只給出計算的籍果如图6.4. 从曲綫可以看出，当加速度降低为 相应的量比邦不要增加很多，也就是如前所，当加速度大于二8，所付出的代价 是不大的，而比一再的下降时，其盾量比的增加就很快。 例如： 当 n 0， ”10-3时，？个就几乎是大推力时的两倍，也就是説如果气速度不变，量比的 星际航行概 148 对数是大推力时的两倍；而对数的两倍就是設一10-3时的量比将为大推力时 量比的平方． 这也就是説用小推力时，我必须付出代价，如果我們不能增加气速 度，那么我們不应使小于0.10. 2.2 2.0 n 1.35 1.8 n - 1.04 1.6 1.4 0.695 n ( 1.2 n 0.462 1.0 0.955 n-0 0.8 0.755 0.6 0.575 0.488 0.414 0.4 10-5 10-4 10-3 10-2 10 10-1 102 图 6.41 n，V，n之間的关系 如果我們可以在降低推力的同时，大大提高喷气速度，象下一章所将要耕的电火 箭发动机，如当,"10-3时，气速度的数值比大推力的化学推进剂火箭发动 机或原子火箭发动机要大两倍以上，那么"的增加将被℃的增加所超过，质量比反而 可以降低，这情况就不同了，用低推力的电火箭发动机就有真实的好处， 这我们将在 下一章中作更多的設明。 $ 6.5 低推力星际航道 現在我們回到眞实时聞t，計算一下用小推力从低的地球卫星勒道起飞所要的 时聞。 如果v= 10-，n =0.462，郎脱离地球引力場之后还有 3.66公里/秒的速度， 以便进人达到其他行星上去的勒道，那么依照图6.4，一1.14，这也就是設T1 1.14 6,371,000 但是依照（6.15）式，t 1.14 × 104. X 1.14 X 10-t 9.81 星际航行的軌道 第六章 149 104 = 9.19 × 10° 秒 106 天. 由此可用这样小的推力，加速段的时人大地延 长了，成为整个星际航行的一个不能忽略的部分；而勒道也成为一条旋得很紧的螺旋 覆，如图6.5. 地球 卫星轨道 图 6.5 低摧力火箭的趣飞道 我們也可以用上节（6.4）的果来計算当星际飞船在航行的整端，要降落到一 个星球的卫星勒道上去的情况。 这不过把加速度变成减速，图6.4仍然可以用，只是 在从无量網参数换到真实参数时,必需用星球的g*和^*。 从上面的实例可以看出来，用低推力时，我們难于分脱离地球卫星勒道的加速 段，行星际飞行段以及到达星球附近的飞行段，三段都相互联接来了．整个勒道的 計算比较大推力的軌道的計算要复杂，它本身还是个在研究中的题， 光帆 $ 6.6 从小推力勒道得到启发，有人建講可以利用光压来产生很小的加速度。 这也可 以推动星际飞船，这就是用“光帆”的星际帆船． 光帆是没有量消耗的，它是靠光压 来产生推力，光压的大小我們可以对地球附近的情况作如下簡略的計算来记明。 由于在地球附近正照的太阳光的强度为1.3/米，若i为每平方米面积L每 秒光子质量流量，c为光速（3× 1010厘米/秒）， 际航行概 150 1.3 × 1000 × 10²尔格/米2/秒 = πc² 在正照时，光压最天，因为有大射和反射，故光压是2ic，所以 2 X 1.3 × 1010 =0.866达因/米²， 2mc 3 × 10lu 公斤的推力；如果飞行器是100公斤，则其 即做大小为1000米的帆可产生約 1000 有人仔地計算过，这样的帆船，如果首 加速度为 g，豹相当于 10 100,000 因此，如 先用大推力火箭送出地球重力場，那么大約要一年时間就能到达火星地区， 但是这只 果不考虑籍构上的聞题，单钝从勒道朋题来考虑，光帆是可以行得通的。 是个理的想法,还有很多东西不楚；例如，要把帆做得很薄、很輕，其糙构强度 就很低，容易被太空里存在的流、陨石等击穿而被破坏环，故利用光帆的现实性还得 进一步研究 第七章 原子能火箭发动机 57.1原子能 我們知道，使用化学能的推进剂最大可能达到的噗气速度在4公里/秒左右，这 与星际航行所要求的速度比是小了些，因此人总是想办法来加天气速度，由 于原子能的发现及其利用，很早就提出在火箭发动机上利用原子能，以取得更高的 气速度. 但实际上要等到原子反应堆和原子能工业的实现和发展，有条件来 在星际航行中利用核能燃料这个极重要的题，在火箭技术中利用原子能的一个办 法就是原子火箭发动机。 星然自前原子火箭发动机并没有实际应用，还只是在不能 飞行的模型試重阶段，其实現还有待于解决一一系刘的技术間题題，1 但是，由于原子火箭 发动机能創造更高的飞行速度，与日前的化学推进剂火箭发动机相比具有独特的优 点，所以原子火箭发动机肯定是火箭发动机糍发展的方向。 我們知道，在核的变过程中要放出互大的能量，而核的搏变包括有重核的裂变 及輕核的聚变, 裂变是指重原子核在具有一定速度的中子冲击下，被分裂为具有中 等原子量的新元素，并产生·定数量的自由中子，它可以谜覆去冲击未分裂的重原子 核。伴随裂变的过程产生大量的能量，郎放出核的籍合能，这种核分裂現象称为核裂 变。核裂变可以根据引起裂变的中子速度的不同而分为慢中子（或称热中子，其能量 小于0.1电子伏*）、快中子（其能量大于0.1百万电子伏）以及高能粒子所引的核裂 变．另一一种类型的核反应是核的聚变，也就是二个輕原子核在被加速使之具有一定 的能量之后相撞击可以合成一个重的原子核，同样可以放出大量的能量，以及产生 一定数量的中子。如果将輕原子量的反应物加热到极高的温度（約1亿度）使核具 有很大的热动能，这时核之聞彼此碰撞就可以发生核聚变，这就呼做热核反应，看来 要广泛的利用热核反应，必须要获得可控制的高温才行，而目前还没有找出很好实現 可控热核皮应的办法，故今后仍将是翩努力創造条件来利用热核反应的能量。現 在人已翘能够控制核分裂反应的过程，所以下面我們将介貂利用核裂变能量的原 子火箭发动机 电子伏为核子物理学中最产泛朵用的单位，一个电子伏等于电子通过一伏电位差的电場后所得到的能 量，即电子电荷。 星际航 152 月前使用的基本裂变物质是235（U235）和利用反应堆生产出来的轴233（U233） 及239（Pu239). 235是从天然轴分离出来的，而天然是从矿石里取得．天 然铀是铀的三种同位的混合物，其中1含U23899.282%，U2350.712%，U23+0.006%. 而只有U235才能满足动力技术要求的裂变物虞，能进行自行保持的键式分裂反应；也 就是能在不断的放出能量的同时，产生一定数量的中子，翩覆去冲击未分裂的原子 但是由于U235的含量较少，天然不能直接的用于动力装置中，必须把U235提 核。 出，而这是一个相当复杂和昂貴的工艺过程 原子能工业的发展开辟了泛使用核 裂变能量的原料来源，故目前可以提供大规模使用的核裂变原料，除了从天然轴分离 出i U 135 以外,还有 U233,Pu239.Pu239 是 是从在反应堆中用U235裂变产生的中子,被U238吸 是从在反应堆中的中子被鈺（Th232）吸收翘二 而 U233 是 收后經过二β蜕变而得到。 次β蜕变而得；在自然界里的盱量比轴还多。 原子火箭发动机之所以能創造出比普通的化学推进剂火箭发动机更高的實气速 度，主要是在核变化的过程中放出的能量远远超过化学推进剂燃烧过程中所放出的 能量。因一-般的燃烧反应无非是元素糙合中的变化，所以只是在原子的电子层里有 变化，而原子核内部的秸构没有任何变化，但在核裂变里，原子核本身构发生了变 化，使一个重原子核形成两个中等原子的新原子核，同时放出大量能量及一定数量的 中子. 这种籍构的变化必然引起相应的电子层或原子核秸构上的变化，但电子与 为1兆电子伏，差一百万倍，所以一般单位质量化学推进剂的燃烧反应放出的能量如 果为1个单位，那么单位质量核裂变物质能放出的能量为100万个单位，也即单位质 量核裂变的能量等于单位质量化学变化放出能量的10°倍。 所以这样高的能量被放 出来，可以使火箭发动机的性能有飞跃的提高。 $ 7.2 原子火箭发动机 关于原子火箭发动机如何来利用核裂变的能量，可以柔用不同的方案，現在的科 学技术还不能实現直接利用核裂变的方案，这里只介貂一个较成熟的工作过程，在不 郎在反应堆进行可調节的核子链式分裂反应，放出大量 久的将来就能实現的方案。 的能量，并随之将原子能变成了热能，产生很高的温度，而用惰性的工作介通过反 应堆，吸收和带走反应堆的热量，然后工质进入喷管，将热能变成實气的动能，以高速 喷出。 图7.1是一个原子火箭发动机的簡图，它是用液氢作为工作介质。 其流程是用 原子能火箭发动机 第七章 153 液氢泵“7”将盱箱的液氢翘管“9打六冷却夹套 “3”，其流询如图，与$3.3所述 在氢涡 LR一115液氮液氧火箭发动机燃烧室相同． 然后气氧从管“4”进入氮輪， 輪里进行局部膨胀，压力有下降后，进 反应堆“1” 氮吸收了反应堆的热 量温度大大升高，然后进人管进行 膨胀，将热能搏变成动能以高速度 出其氢涡輪所发出的功率是作为液 氢泵的能源 原子火箭发动机的主要部分为原 子皮应堆，为了对原子反应堆有粗略 的了解，这里对反应堆的一般工作情 况仅作簡略的介貂：反应堆主要由发 生裂变反应的活性区粗成，而活性区 是由含有释热元件的大量工艺管道所 构成，它們按定的方式配置一般释 热元件有芯及包壳，芯由核子燃料粗 成，用包壳来保护芯（壳可以用吸收中 子弱的金属如、镁、等做，翘不能 用吸收中子強的硼做成） 使其不被流 經释热元件的工作介盾所腐触，赶防 让芯中的放射性分裂碎片进入工作介 图7.1 原子火箭发动机 质里：在释热元件与工艺管道之間形 2一一控制棒； 1反应堆; 3氮冷却套； 成一个工作介质的通道，以便导出热 4一—一来自冷却套的气氢； 5-—氮涡翰；6——氮 当然释热元件可以做成凰柱形、 7———液氢泵；8-来自液 量. 涡輪排气入反应堆； 氮箱的导管；9高压液氢导管至冷却套. 为了提高 U235 棒形、弧板形及管形. 和Pu239等核裂变物盾的原子核俘获中子的几率，故可以在各工艺管道之間放人分子 量小、中子散射力强而中子吸收率弱的减速剂，来减低核裂变过程中产生的中子速 度，如石墨或铍（实际上是使用氧化铍）。对于快速中子的反应堆就不用减速剂，其尺 寸也可以减小。这种反应堆的秸构及操粼比较复杂，需要更高的技术水平。 反应堆中还設有补偿棒，它是由吸收子性能很强的材料做成，作用是吸收裂变 所放出的中子，以降低反应的强度 当补偿棒至部插入反应堆时，吸收中子很多,裂 星际航行概 154 变速鎖反应不能进行，反应璀就停止工作。 把棒抽出到一定程度，反应堆就起动了 随着反应堆二作的进行补偿榛就从活性区内逐衡的提出，反应堆的調节在于保持所 給定的功率或按需要改变这功率的大小，故般設有可改变反应堆反应率的調节棒， 多做成眞形，可以用吸收中子强的镉、硼、碳化硼或硼做成，此外，也在反应堆中設 有当发生事故时能迅速停止原子核反应的安全棒. 总之，設計反应堆最主要的要求 是尽可能的选择应用吸收中子能力较弱的材料，这样可以减少中子的无故損失。 发动机工作介质选择的依据是使其气速度达到最大值，也就是工作介质的温 度或反应堆的温度要高，工作介质的分子量要小 虽然理上核裂变反应可以获得 非常高的温度，但实际上能承受的温度是受反应堆糙构材料及核裂变燃料本身强度 因此，除了尽可能高的温度外，选择低分子量的工作介质就具有重要的意 所限制， 义而普通氢的分子量最低，它是可以获得最大的气速度，而且价廉易得．可是氧 用作工质最大的缺点是比重很小，必需用较大的推进剂箱，但这不是不可克服的困 难。 对于用氢作为工作介虞的原子火箭发动机性能的理計算籍果表7.1. 計算 的条件如下： (1)F 刚翘过反应堆时的压力pc100大气压，而管出口压力等于大气压力， 都等于，郎 (2）日 由于氢在高温下的分离和复合反应进行非常迅速，故可以近似的认为在 管内是平衡流动，用平衡法計算； （3）其推进剂的消耗主要是指氢的消耗,因为核燃料的单位质量的能量很高，其 质量的消耗与工消耗相比是相当小，以致可以忽略。 表7.1 用氧作工质的原子火箭发动机性能 T(°K) T(℃) We(米/秒) (1. 秒) 3,886 3,613 12,100 1,233 3,330 10,860 3,057 1,107 2,780 979 2,507 9,600 2,220 835 1,947 8,380 714 1,667 7,000 1,394 当然,实际上P。≠0，此外还有$2.9中所設的理計算与眞实情况的差别,故可 能均比冲为表7.1上所刻出的数据的約85%；所以要取得800秒以的比冲，反应 155 原子能火箭发动机 第七章 金属本身 能不能达到这样高的温度？ 堆加热后的氮气温度要高于2500℃. 是不行的，它的熔点太低，約在1000℃左右，只能用它們的化合物，熔点在2000℃ 以上的及化合物的性质刻在表7.2中，从表中的数据可以看出，要使反应堆的固 表 7.2 铀及环化合物的熔点及密度 熔点() 其他性质 密度(克/厘米3） 化食物 10.96 2750 一直到熔点是在氧中稳定的 2650 14.32 2470 11.68 UC没有UC稳定；两者导热采数都比较高 13.63 2370 >2000 US 4.37 2000 在 500℃ 以上对氮起反应 UBeis Put2 2240 11.46 14.2 PuN 13.6 PuC Pu2C3 12.7 2200 到800秒以上是颇不容易的。 即是要取得800秒的比冲，那也得天大地改进反应 堆释热元件的設計，使热能很有效地从固体的物质传到气体的工质， 这样，也計我們 将不得不放弃上面所説的释热元件的包壳，而释热元件本身也将由多孔介质所做成； 证氢气从釉孔中通过，增加固气的接触面积，降低固体到气体的温差，以尽量提高工 这样做的缺点是，部分裂变后的放射性物质将由气散发在空中。 质的温度， 为了我們对原子火箭发动机所能达到的性能有所了解，因而举出下刻两个計算 例子（見表7.3）：其計算条件为慢中子反应堆（郎热中子反应堆），比冲I，一746秒， 发射低轨道卫星，以氢作工作介质，用石墨作减速剂，从表7.3可以看出下列几点· 首先是原子能燃料中的U235 含量愈高，火箭愈輕。 实际上含U235白 的浓度是相当 小的，大部分为减速剂及其他物质的重量。 其次是反应堆的工作必须在临界尺寸下进行，临界尺寸是指在一定的形状和尺 于下进行運質裂变反应，其中子的泄漏减少到使裂变后产生的中子数量与裂变前所 具有的中子数量相等，这样才能使核分裂反应成为自动保持的皮应。 但在临界尺寸 的反应堆中,所含的裂变燃料较多,拜不会在一次使用中就“烧"完. 可从表7.3所举 两个运载火箭的例子上看出，送一灰卫星只用掉1.21%或0.368%，是原有核燃料 的很少一部分 故原子火箭发动机必须考虑为能回收的系梳，即应設有回地时所用 的翅膀，这样使其秸构重量比化学推进剂火箭发动机就有所增加， 一般化学推进剂 、航 156 原子运戴火箭 表 7.3 的滚度 U233 /U238 --- 1/ 10 U285 /U288 = 1 4.86 3.82 反应堆的道径（米） 2.43 反应堆的长度（米) 1.91 30.5 14.85 反应堆活性物质的重量（吨 所含U285的重量（公斤） 54.5 86.5 1.528 3.172 液氢的流量（吨/秒）· 1,138 2,364 推力（吨· 1.59 0.765 皮应雄的热功率（亿斑 683 火箭的起飞重量（其重量为推力的60%）（吨）· 1, 420 546 1,134 所携带的液氧重量（其重量为推力的48%吨） 11.83X71 液氧圆筒箱尺寸（其长度为值径的6倍）直径×长度）米） 15.10x90.7 358 358 推力作用时开（秒··· 0.661 0.318 每次发射“烧”掉的U28重量（公斤） 137 286 秸构及有效餐戴重（吨） 170* 102.5** 糙构重（吨 23.6 11.38 其中除反应雄以外的发动机糙构重景（吨） 76.27 115.9 不带发动机的秸构重量（吨） 116 34.5 卫星重量（吨） 其糙构比按12%計算而得。 其糙构比按15%計算而得. 除反应堆以外的发动机糙构重量与化学火箭应該相当，故朵用了化学火箭的糙构重：推 力 二 1:100 的比例来計算。 火箭的籍构重量为起飞重量的5%，而原子火箭发动机取为12%或15%。 另外，原子火箭发动机的有效负载是比大的，从表7.3上看占起飞重量的 8%或5%左右，而-一般化学推进剂火箭的有效鱼戴是起飞重量的1%，就是以多4.3 的例子来看，用了液氧和液氢发动机互型运载火箭，也只有2.44%. 原子运戴火箭发动机比较庞大，如何发射是将来要考虑的關题，但估計可以放在 海面上来发射，因为工作介质为氢，其比重比水輕很多，这样内装大量液氢的整个火 箭发动机易暨立在水中 当然以上考虑的方案并不一定是最好的。 因为是用的慢中子裂变，反应堆的尺 关于如何使反应堆在大功率的情况下， 寸比用快中子裂变所需反应堆的尺寸要大。 使反应堆外形尺寸尽量的小，反应堆重量尽可能的輕，在使用上具有很高的可靠性等 等一系列的技术間題有待于进一步的研究和解决。 但总的看起来，原子火箭发动机 由于应用了高能的核子燃料，可以获得很高的比冲，比化学火箭有一个飞跃的提高。 也因为比冲的成倍增长，原子运载火箭的級数可以少，放卫星只要单极，并且可以多 原子能火箭发动机 第七章 157 灰使用。此外其籍构较簡单，有效负载也戟人，这些特点都对星际航行是有利的，自 然原子火箭发动机是受反应堆的温度限制，如果反应堆的温度能进一步的提高时，就 可以更有效地来利用核能量，提高喷气速度。此外，如果把燃烧室的压力力。降低，即 把通过反应堆后的压力降低，那就能在同一一温度下增加的离解度，使工质的分子量 降低也可以提高喷气速度， 因此也有人提出，原子运火箭在飞行了段之后，本身 重量因推进剂的消耗而降低了，推力降低一些也是可以的；也就是如果把氢的流量降 低一些，而使用同一一个喷管，就会使通过反应堆后的压力力。也跟随降低，从而可使比 冲提高，这是会有好处的，此外也有人想到原子火箭比冲之所以不能再提高，是由于 受反应堆固体物盾熔点的限制，因而工质温度不能再提高，所以如果我們用气态反 应堆，也就是把气态裂变物质混入工质，使裂变反应在气态中进行，邢就能大大提高温 度而不产生反应堆熔化的困难但是用气态皮应堆的間题是如何防止尚沫裂变的原 子随了质出发动机而散失，不能做到这点将滑耗过多的高价裂变物而使发动机 很不翘济，这些有关原子火箭发动机的具体設計間题都有待于今后进一步的研究。 有了原子火箭发动机，我們就能創造具有更高飞行速度的星际飞行器，就可以更 广泛地来选择星际航行的轨道，趾消耗的动能增加一些，而飞行的时間可相应的减 少。这对于星际航行来設是有利的，这是原子火箭发动机給星际航行带采的前景。 $7.3电火箭的設計原理 电火箭发动机与原子火箭发动机在形式上及性能上几乎完全不同，但是都是以 电火箭不是象原子火箭那样，道接利用核裂变产生的热 原子能作为发动机的能源。 量来加热推进工，而是利用这个热能加热气涡輪的工质，产生的高温、高压气体去 吹动涡輪、氵 涡輪再带动发电机，把机械能变为电能，然后利用电能来加速少量的推进 剂，使能量集中在这少量的工质上出，产生推力；工质以每秒几十公里至一百公里 或更高的速度喷出（-般化学火箭的排气速度只有3一4公里/秒，原子火箭的排气速 度也只能达到8一10公里/秒），其比冲可以达到几千以至上万秒。 着来这种发动机 具有很高的嘴气速度和比冲，用来作为火箭动力是比较理想的， 但是，間题样不就 这么簡单，因为这种发动机实际上等于把一个原子发电站和离子加速器搬到火箭上。 因此，整套設备的重量是比较大的，当我們要增加发动机的推力时，整个动力机械的 这样就限制了电火箭的推力只能在很低的水平上，这 秸构重量也要随着大大增加。 也正是与原子火箭及化学火箭性能的最大不同点，电火箭具有很高的比冲和馕气速 度，但推力确很小；构重量中相当大的一部分是动力机械的重量，而推进剂却占重 星际航行概 158 量的较小部分，化学火箭、原子火箭比冲及嗔气速度受到限制，但是推力却可以很 这样 天；因此，它的推进剂重量在火箭中则占有很重要的部分，籍构重量却很小。 一来，可以着出要想利用这三类火箭的任何一种，而想兼得高比冲和大推力是不可能 这单具体讨电火箭发动机的几个主要期題：設M为火箭推进剂的质量；为 如果以发动机推力不变計，则每秒推进剂的流量i为 发动机二［作时間， MF 如℃为實气速度，则电火箭发动机的排气功辫*为 Mfc? (7.1) 2t 同时可以得出推力为 MF (7.2) 排气功率与推力之比为 (7.3) 可以看出，当推力保持不变，增加排气速度时，发动机的排气功率必然随之增加。 因此，当我設計电 际上也就是要求发电站相应地增大，这样对我們来設是不利的，区 火箭时必须把对排气速度的选择和发电站的重量籍合起来考虑，以求得最优設計 如果我将火箭的总质量M.分成为推进剂量MF、动力机械质量Mp和籍构 及有效鱼载质量ML，即 (7.4) M Mr -→ Mp→ ML 因此，加速整了的质量 (7.5) M, M -- MF Mp - ML. 那么，用齐奥尔科大斯基公式得出火箭加速整了的速度为 Mr -+ Mp -+ ML (7.6) Vcln Mp -+ Mt. 可二；α是单位动 现将动力机械质量M，着作为与排气功率成正比关系，其比例系数为 排气功率L是排出气体动能所关联的功率，因为不是所有电能都能变成排气的动能，发电机的电功率也 就比排气功率还大些。 159 原子能火箭发动机 第七童 力机械虞量的排气功率（尔格/秒·克），邢么，由（7.1)式得出 Mec? (7.7) Mp = 2tα 代人(7.6)式得 3/4 (7.8) ML ME Mp + ML MFc? M. + Mo 2ta 2tα 而男一方面 M. M. Vic ME Mu --- MF Mp -+- M. 1- M. 所以 MF -- 1 -- Mo 代人(7.8)式 3/A ML Mo 2tx 因此得出 ML 2tα 3/A- (7.9) M. -Vc - 1) 2ta 这里我卿可以看：当α一定时，如果排气速度很小，自然 就变得很大，郎是設 ML 有效鱼戴相应地变小了。因 因此，太小不好。 反之如果很大，此时（7.9)式的分子趋近 于定值，而分母在一定℃值时却变得很小，实际上还是使得 ML 可見，排气速度℃在各种一定的值时都有一最优值，即是設此时既保证有效负戴最 大，而又具有较高的排气速度。如果我用現在看来最有希望的原子能发电站，其每 公斤发动机重产生的功率α 三0.318斑/公斤 一 0.318× 10°尔格/秒·克．当αt = 1015尔格/克（图7.2a）,则加速时間 t= 3.15× 10°秒,郎約为十年；αt = 1014尔格/克 （图 7.2b），刚加速时t三 1年 3.15 × 107秒；αt 1013尔格／克（图 7.2c），则加 速时間t約一个月。从这些图中可以看出，一定的αt值及一定的齐奥尔科夫斯基速 度（理.上火箭加速了达到的速度）,可以得出一条曲綫。 这些曲綫表明了排气速 Mo 而且也正和前面根据公式得出的果一样，各 之間的关系。 度与质量比 星际航行概 160 28 V=300公里/秒 at - 1015 24 V-250 20 V- 200 翼量比Mo/ML 16 12 V-150 V=150 800900 1,000 200300400500600700 100 气速度℃，公里/秒 36 /出这001A 32 at= 1014 28 08-4 翼量比,Mo/M, 20 16 12 09= ^ V- 40 V-20 20 40 60 喷气速度℃，公里/秒 30 at= 1013 25 V-20 V=15公里/秒 20 置量比,Mo/M 15 -30 10 10 V-5 60 40 180 200 80 100120 140 160 喷气速度℃·公里/秒 图 7.2a, b, c 电火箭的餐载与气速度的关系 原子能灭箭发动机 第七章 161 M. 都是增大的，5 显然我彻可以找出每条曲 伍筏在排气速度较大或较小时质量比 綫的最低点，这一点的质量比就是最优质量比 ，而排气速度也就是此条件下 的最优排气速度。 也可以从图中着出，如果√比较小，那么，可以在很觉的范围内选 择而不会有很大的影响。而当V增大时，则℃的选择就必镇很准确。 有人設想：既然发动机的功率在設計时已翘确定了，当发动机工作时它的排气 功率L也就保持恼定，又由（7.3）式得知发动机推力与挑排气速度成反比，那么是否可 以利用火箭飞行时变化推力来提高排气速度℃呢？ 这就是下面要的等加速度 什么是火箭的等加速度飞行？ 我們知道当火箭发动机工作时要不断把推进剂变 成高速气流出来生推力。 因此，火箭中盱备的推进剂量随发动机不断工作而耗 ，从而使得火箭的质量也就相应地减少。 如果，发动机的推力始整保持不变，期 火箭推力与厦量的比就会逐衡增加，也就是火箭的加速度不断增加，此为等推力的情 况。反之，如果随着火箭的质量的降低，相应的降低发动机的推力，使推力与火箭质 量比保持不变，也就是所“等加速过程”，当然，实际上的加速度还不一定是等加 速的，还得看着作用在火箭上的重力等有没有变化， 設Tu，M，分别为开始时火箭的推力和质量；T，M在分别为t时刻火箭的推力 因此，对于等加速度过程，火箭的加速度： 和虞量， To Mo 而由（7.1）及（7.2)式我佣有 T2 - m3c2 =- 2 rn == 2Lm - aM? tn( 所以 dM 2L dt T2 2Lm M2 M2 M2 dM dt 2 L 上式积分得 (7.10) Mt M. 2 L 式中理为推力作用时聞 星际航行概 162 由于是等加速度运动过程，我們可以求得“速度增量”*为 L = αMp: M, = ML + Mp: V - ati; 故（7.10)式可改写成 V2 M. MP ML + Mp tiα 也就是 Mp M. Mp - V2 ML tiα M. 求解得 ML E Mp (7.11) M. Mo 2t10 ML 因此，要想增大火箭的有效食戴，就必增大质量比 为一定时，为了保 2tia M). M. 为最大，就必须求出 的最优比值 我佣将上式微分拜其等于 M. M. ，即可求得 MP MP M. 2t1α 0. 12 2t1α 求解得最优质量比 (7.12) 2tiα 2tiα M. 的最优比值 将_上式代人（7.11)式得 ML (7.13) 2ti0 因为 MF =- Mo -- (Mp + ML), 所以 MF ML Mp Mo M. 将（7.12）及（7.13）式代入_上式郎得最优比值 火箭所具有的无摄耗的速度增量：实际上它就是单位质量的推力a乘发动机作用总时間1 第七章 原子能火箭发动机 163 ME (7.14) 2t1α 显然，当勒道确定之后，我佣就可以根据勒道的要求定出参数 从而选择設計的 2tiα 最优值。 例如从卫星勒道上起飞的题，我們可以利用$6.4的籍果：令g*为所选勒道匕 同时我們有a vg*；t: 的重力常数；^*为所选勒道的牟径， T1，所以我們 求得 *2 ** 2.2 V2 a'ti (7.15) 2α 2tiα 2t1α 2α 2α g*g= 981 厘米/秒²；*三R= 637,100,000厘米；拜取α= 0.381/公斤 二 0.318 × 10°尔格/秒·克．所以由(7.15)式得 981V981 X 637,100,000 vn = 122vn: 2tiα 2 X 0.318 X 107 也就是 (7.16) - 11.04 Vvm 2tα 这里如果取n= 0.462，V 一 那么从图6.4中查得n = 1.04,所以得出 1,000 1.04 ) = (1 - 11.04, ( 1 - = 0.419. / 2t1α 1000. 因此，说明了电火箭的籍构及有效鱼载重量可以占整个火箭重量的很大一部分，也就 是说等加速度的电火箭的有效负戴重量可以高于一般的火箭发动机。 下面我們再作一个电火箭的实例計算来説明这一間題。 設：α= 0.318 × 107 尔格/秒·克； 3.15 × 107秒郎一年），所以t1α= 1014 尔格/克；√2tα= 141.4公里/秒、現以速度增量”= 10公里/秒及.V一 100 公 里/秒的两种电火箭分别以等推力及等加速过程計算，秸果刘于表7.4中。 这里我可以看出，推力誠然是很小，100吨的飞船其推力才几公斤至几儿十公 斤．当“速度增量"较低（V一10 公里/秒）时，等推力与等加速度的情况基本_没有 区别，也就是説，还表現不出等加速火箭在承载有效象载方面的优越性， 其原因在 火箭的初始质量与最质量之間相差不大，因而推力变化不大，排气速度增加得也很 小，故两种情况之間的差昇很小，还不足以表现出等加速度火箭的优越性。 而对速 BAri 星际航行概 164 等推力及等加速度星际飞船的比輕（都用“最优"設計） 表7.4 V=10公里/秒 V=100公里/秒 等加速度 等推力 等推力 等加速度 100 100 100 100 ML(吨) 86.5 86.5 5.8 8.6 Mp(吨) 6.5 6.5 23.6 20.7 7.0 7.0 M(吨) 70.6 70.7 M（吨) 29.4 93.0 93.0 29.3 ao(g) 3.18 x 10-5 3.18X10-4 1.8x10-4 3.00 X 10~5 at(g) 3.18X10-5 6. 4x 10-4 3.24X 10-5 3.18X10-4 135 131 41 82 co(公里/秒) 82 135 141 141 C公里/秒） 0.25 mo（克/秒) 7.63 0.22 2.25 0.67 0.21 m克/秒） 0.22 2.25 To（公斤） 3.00 3.24 32.4 18.7 Tt(公斤) 3.00 2.94 18.7 9.3 7.6 2.06 2.06 6.55 L(兆虱) 度增量"较高（V二100公里/秒）时，可看出等加速度火箭的构和有效象戴比等 这个数目已翘相当大了;依照前面多4.3中所給的籍构比，那 推力火箭要多2.8吨. 也可能等推力火箭就不可能有眞的有效负载，全部5.8吨都将是籍构重量，而“等加 因此，对于速度增量”大，也就是設盾量变化 速”火箭就可能有近三吨的有效载。 指出表上的数字只是理上的計算；实际上等加速度的星际飞行拜不一定有这样优 越，因为要随火箭的量变化来改变推力，而增加排气速度还不是件容易事。 S7.4电火箭发动机的类型 道流电弧加热式发动机 这是电火箭中最簡单、近期最易实現的一一种发动机（見 图 7.3). 它的工作原理是将原子能发电站发出的电能通入电孤室中放电，从而使少 量的工（如氢、氮等輕元素)的分子加热，在高温电孤作用下离解变成包括正、鱼离 这种方法目前还存在着几个主 子的高温等离子体，以很高的速度出而产生推力。 要間題。首先，这种方法的加热效率很低，因此,能量的利用效率不高；其次，由于用 高温电弧来加热工质，因而电孤室温度很高，郎便是采取冷却措施还不能不受到材料 强度的限制，加热温度不能提得太高，故这种发动机的排气速度限制在15公里/秒以 原子能火箭发动机 第七 165 推进剂入口 喉部 直流电源 排气 二喷管 稳流室 图7.3 电弧火箭发动机 静电加速式发动机（即所谓离子火箭发动机）（見图7.4） 这种发动机的工作原 理是仿效了物理学家們所用的静电加速器来加速离子的办法。这种办法的最大特点 是它可以把离子加速到接近光的速度， 也就是設，我們有可能通过这种办法得到非 常高的气速度。 静电加速式发动机是利用一种易于离解的元素如鲍或钾，在一小 电弧上加热离解，或使它加热成蒸汽，再通过热的絲而离解变成离子，其中所产 生的正离子则在静电場（离子枪)的作用下，加速到极高的速度向外嘴出。 这里应当 指出，只把正离子出是行不通的；因为原始了质是中性的，如果我們只将正离子噗 出，那么，发动机内必然产生食离子或电子积存的現象，负电与正电的吸引力作用， 就会降低曦气推力的作用， 因此，正离子被加速后刚要离开火箭口时，就要把恰 原子皮应堆 换热器 散热器 推進剂 正离 子源 发电机 电子源 O推力室 图7.4 离子火箭筋发动机 星际航行概 166 好量的电子加入出的正离子流中！，使其成为一一个电量相等的等离子体喷出. 样就保证了发动机翩正常进行二二作，既然静电加速的办法能使离子加速到近于光 速，而发动机中又不存在高温間題，因此发动机的排气速度也是可以无限制地提高， 以至接近于光速。 但是，调题的困难在于現代物理学家所能达到的离子源的强度很 如果要达到表7.4中的质量流率（0.22克/秒）的话，已翘比他佣现在所能达到 有限。 的水平要大千倍以上 因此，解决离子源的强度間题是实現离子火箭的极其重要 的关键間题， 此列对于如何使电子适量地、顺利地加大到質出的离子流中的間题也 还未完至解决 电磁流体式发动机 由于取得电磁流体的方法不同，因而这种发动机分为：低 温电弧及流电磁流体加速器粗成的一种，和电磁流体激波管（即脉冲式电磁流体加 速器）前者（見图7.5）是利用低温电弧使气体电离，然后通过加速导管，垂值于流向 阴极 导电气体 tttt 气体加速 电弧 阳极】 气体人口 图7.5 流电磁流体火筋发动机 气体入口一 推动电流 排气 电极 激波 排气 被加热的气体 图7.6 脉冲电磁流体火籁发动机 原子能火箭发动机 167 的磁場及垂值于流向的直流电相互作用，而产生加速力，使介质变成具有很高速度的 电离气体，喷出发动机。 这种方法所存在的调题是值流加速場的电极及管道的热摄 耗很人 所以使排气速度受到限制，只能在40公里/秒以下， 后者原是利用强电源 产生的每秒数干次的脉冲，在介质中产生激波，从而使介的分子电离和加速（見图 7.6). 这种办法很特殊，它要求排气速度必须在20公里/秒以上才能用 这种发动 机在发展过程将要遇到的主要困难是强脉冲电源的获得及电极間题 原子火箭与电火箭的比较 $ 7.5 J 电火箭发动机是一一种高比冲的火箭发动机。↑ 但是由于它的动力机械所占的重量 很大，推力受到限制，因此它适合于作小推力的发动机由于它可能承载比其他火筋 更多的有效象载，所以电火箭发动机的实現，对于星际航行有很大的作用，但是我們 也应看到电火箭发动机不管从基本理上，或是实技术上，都不及原子发动机成 熟，因而还需要等这些基本間题得到解决后，电火箭才能至面地实现。实际上这里也 不单是理调題，就其实設备而言，也是庞大而复杂的：因为除了它需要有一个几 千、以至上万斑的原子能发电站及其相应的附属和保护設备外，还需要有一套规模 巨大、而真空度又很高的眞空系統，来創造模拟眞实情况和电火箭所需要的特殊条 件。因此,在基本实設备浸有解决以前,也难于对它展开系窥而至面的研究。 电火箭及原子火箭发动机无是在比冲、排气速度和有效负戴上都比化学火箭 优越得多，这里就不再去进行比较，而单比较电火箭和原子火箭发动机之不同点。 从以上各节給子了我們一个很重要的概念，那就是原子火箭发动机是一高推力 类型的发动机，而电火箭发动机是一低推力类型的发动机， 前者虽然具有比化学 火箭更高的比冲，但却远不及电火箭所能达到的比冲，很显然，这两种类型完至不同 的发动机，各自具有独特的优点。！ 因此，当我們在星际航行中要求飞行时聞短时，可 以选择高推力的原子火箭；而飞行时聞较长或不受限制时，可以利用电火箭，因为在 这种情况下电火箭可以承载更多的有效负载。 現在我們来看一看，电灭箭与原子火箭分别由地球卫星道起飞到火星卫星勒 道，然后再由火星卫星勒道返回地球卫星勒道的情形。 由图7.7可以看出不管是高 推力火箭（原子火箭，图中为实綫）或是低推力火箭（电子火箭，图中为虚綫），当总推进 速度增量增加时航行时間都相应地短， 对原子火箭而菁，以沿 Hohmann 勒道的 航行时間最长（約520天），前要求的推进速度增量也最小。对电火箭，当加速度u越 小航行时間也就越长，同时我可以从两条曲綫对比看出电火箭所需达到的总速度 星际舫行概 168 增量要比原子火箭高得多，这正是由于电火箭的加速度比原子火箭小得多，而加速时 臀比原子火箭长得多的原故。一般原子火箭的加速过程占整个飞行过程中的很小 一部分，因此它很快就加到定的速度后按頂定的道一道保持比较高的速度飞 而电火箭因为加速，前一段飞行速度比较小，必镇直加速，达到较高的最 行。 大速度以筝取时間；然后在另一牢航程中又必须减速以免飞过火星而不与火星同步。 因此，它的飞行速度不是一直保持在 高推力 低推力 100 鞍高的速度下飞行，而是在加速之后紧 跟着又减速，正由于如此，动力耗自 90 4 × 104 电火箭的飞行勒道不是沿 然比较大 80 X 10- 70 3 = 2 × 10-4 原子火箭发动机；一一一一电火箭发动机 总速度增量,公里/秒 .50 60 10-4 40 50 有效负戴,吨 2,000 秒 30 40 20 30 10 ,000秒 20 HOHMANN HOHMANN航道 式航道 10 100 .200 600 300 400 800 500 700 总航行时間，日 100 200 300 400 500 700 600 800 图7.8 从地球卫星轨道到火星卫星道 总航行时朋，日 的双程航行，用原子火箭发动机及用电火 从地球卫星勒道到火星卫星 图7.7 箭发动机的比（飞船从地球卫星道起 就道的双程航行所需总速度墙量 飞的重量为100吨） Hohmann式轨道或其他更近的勒道飞行，而是对数螺旋綫轨道飞行，故它的道 也是十分长的， 我們再看图7.8，它表示了同样重量的火箭所承受的有效负载不同而引起航期的 差别。 可以看出，对于同一一火箭在相同的航行时聞里，比冲（原子火箭)或单位动力 机械发出的功率（电火箭）越高，则火箭所能承载的有效负载也就越大. 反之负戴相 同时航行时聞就可短．对原子火箭而言,沿Hohmann 轨道航行时其承载的有效复 载最重，而航期也最长。另外，我們拿目前为较有希望实現的原子火箭，其比冲为 1000秒的曲（实）和电火箭的单位动力机械盾量发出的功率为0.2204班/公斤的 曲綫（虚）来比较 当航期的为390天以下，如果两种火箭都荣取相同的航行时聞 时，那么原子火箭所能承载的有效负载比电火箭要大．而当航期超过390天以上时， 第七章 原子能火箭发动机 169 电火箭就显得慈来愈比原子火箭有利了， 此外，在表7.5中刻举了电火箭的几种其他方面的用途，其突出的特点为有效鱼 截比较，象从地球卫星勒道上起飞的136吨月球貨船，就能运100吨货，这使我仰 裁 7.5 电火箭在其他方面的用途及数据 齐奥尔科夫 功率 有效餐戴超飞重量 斯基速度 推力和重量比 (日) (吨) (斑廷) (吨) （公里/秒 5.0 4.9 0.4 5.4×10-6 卫墓道校正 50 72 由400公里高的軌道 6.0 4, 600 2.3X10-4 升到24小时卫星道 去月球52日：返回8日（重36 月球貨船 136 100 10.5 5,700 1.5 × 10-4 5.5 450 90 木星探測器 1.4× 10-4 160 太阳系外围探測器 2, 000 1.2× 10-1 更进一步理解到电火箭在某些实际运用中有它独特的优点所以在将来的星际航 行事业叶，原子火箭发动机和电火箭发动机各有用处：原子火以快見长，而电火箭 以截重見长， 57.6氛火箭发动机 氯火箭发动机的能源鼠題已翘在第一章里作了概迹，它是利用氢氮的同位素 氛进行聚变而生成氮、质子和中子，从而产生大量的能，推动火箭.估計氛聚变的比冲 可达1,500,000秒，排气速度为15,000公里/秒． 氛进行聚变反应所产生的氨氮和质子 就是温度达一亿度的等离子体，出发动机就产生推力；从直接产生推力这一一点来 看，它又象原子火箭发动机，也容易产生大推力．所以如果我們能够有效地控制这个 热核反应的，那么我們就可以設計出推力大、比冲高的氛火箭发动机。 所以氛火 箭发动机是最有希望的发动机，为电火箭、原子火箭发动机所不及. 可以断言，氛火 箭发动机的实現将使人类的星际航行进入一个新的时代，亻 但是这种火箭发动机的基 一受控热核反应可能还不会在短期内得到解决。 因此，今天的火箭技术研 究工作者仍然应該集中一定力量，去研究已翘有些基础的原子火箭发动机和电火箭 至于探清通向解决氛火箭发动机的道路，自前还是物理工作者的任务，但 发动机。 我深信随着科学技术的不断发展，这些日前看来还只是一个設想的调题，究会提 到工程技术的研究日程上来， 第八章制导題 $ 8.1 对于任何的机械設备，为了保证可靠而有效的工作，都需要根据实际工作的要求 以及机械的特性进行控制；只是对于各种不同性质和要求的机械，其控制的方法及精 确度的要求有所不 控制系統有自动化的和非自动化的，即是依靠人来进行控制 的系統, 显然,对于星际航行,控制也是不可缺少的一部分,而且它是一个非常复杂而 因此，星际航行中的控制技术也就发展成一明重要的科学域。 难的間題 在星 际航行果，控制就是制导，也就是控制加导航 这是要通过制导系統的工作来实現 订的飞行自的，同时要保证在飞行的过程中按頂订的对航道所要求的精确度进行工 作．在星际航行里的制导与普通的航空航海的导航又有所不同。一般的飞机及輪船 的控制，是使用了依靠人来进行操作的非自动化的系統。 它是由导航根据地图、观 測及仪器，如罗盘等的測量来制订出航向和方位，然后由导航告駕阐进行控 制。但是，在星际航行里应用这样个工作系統是行不通的；因为星际航行的特点是 在发射起飞加速过程中其所需的时間非常短，不可能导航有一定的时間去进行 另一方面对飞行精确度的要求比一般的飞机、翰船要高得多，如 观察、測量和計计算 果超出其所充的精确度，就可能引起整个飞行計划的失败 因此用普通人工操积 的非自动化系統进行控制就不够快，也不够精密，所以必须使用完全自动化的、高精 度的、把导航和控制合起来的系統才行，这就是在本章所要耕到的制导题 制导聞題包括了两个方面的内容：一方面是控制精确度的間题，也就是总体設計 师根据总体設計向制导系窥的設計者提出对控制的要求,对于不同的飞行目的、发射 方式及飞行勒道其控制的要求都是不同的。另一方面是根据已提出的要求如何来达 到的間題，也就是进行具体的制导系統的設計朋題， 下面我彻将分别对以上两方面 的間题进行分析和讨。 发射人造地球卫星的鱿道所要求的精确度 $ 8.2 当我們提出对发射人造地球卫星道精确度要求的时候，可以应用在第五章里 所耕到的关子計算飞行道的念和公式，来对飞行轨道进行分析。 我們知道，发射 第八章制导題 171 卫星的軌道可分为第一加速段、由飞行段、第二加速段及最后在所要求的勒道上进 行自由飞行， 根据以前有关叫心力場运动的算，最后的卫星献道公式为 (8.1) 1 + cos(0 - 0) 其中0一为近地点;而0一十元为远地 近地点 点．不 在这里，如果为发射人造卫星时的第 二加速段了，即推力作用了时的速度，其 00 数值必然小于第二字宙速度 vo< V2． 趾V 是半径为ro的鳳形轨道上卫星的运樽速， 卫星概道 地球 或者是r为半径的卫星运博速度，即 (8.2) 所以 () (8.3) 远地点 卫星轨道 图8.1 当 0，， r时把 （8.2）及（8.3）式的关系代（8.1）式中去,则得 r sin? α ru sin?α (8.4) 2μ — Vor sin? 2μ Ve sin ()2 -(). (8.5) 因此把初始条件代入（8.1）式，就得 () ro sin? α (8.6) 1 -← cos。 所以求得cosQ为 sin²α -- 1 (8.7) cos O, (e) sin²α2 -- 际航行概 172 其椭凰軌道的牛长径a，引1用(8.2)式后变成为 2μ— 也就是 (8.8) ()T 正如我們已翘在≤5.3中所指出的一样，也可以从（8.8)式看出：牟长径α只与 凰耽道的起始点与地心的距离 r和趣始速度有关，而与r与o之間的夹角α无 关。也就是当α变化了而椭闻軌道的长牛径不变，只是短牛径随α的变化而变,即椭 凰勒道的形状是变化了，从（8.1)式我們可以得出远地点离地心的距离为 () ro sin'α (8.9) 1s sin’a[2 -()] () 1 - 而近地点离地心的距离为 () ro sin' α (8.10) sina2-() () 現在我們来研究发射一一个凰形勒道卫星的条件。 显然在这种勒道上远地点r1 与近地点 r2应該相等，也就是必须使第二加速段了时的速度 o与以r为牟径的 卫星形耽道上的卫星运行的速度 V相等，郎" 1，以及使r。与o之間的夹角 从而r r²= ro. 但是实际上发射制导系統不可能百分之百的准确，会有 dvo α及为一很小 1+ 一α，和≠1而 而α 的认差量， 这就弓引起了轨道的变化，勒道不成为凰形，也就使远地点与近地点产生了 差别和偏离，其变化的关系可以从下面的計算看出。 这里由于α角对椭鳳道的尘 长径α没有影响，故只考虑因第二加速段整了时的速度变化对牛长径的影响。 根据 (8.8)式得 ()() () [2 -() 2 - 第八章制导題 173 *时武则变成为 ng (8.11) 对于因α及的变化而引起远地点的变化为下列两部分粗成，一部分是当α“ 单钝考虑V的变化而引I起的r1变化．这可以根据(8.9)式而得 () (8.12) [( 由于2> >1，而且在公式叶的平方根是取正的，所以可以把 一11，故(8.12)式变成 改写成 () [2-()T 1 - (or)' ro (8.13) =l时,从α二 一8α所引起r1的变化可从(8.9) 另部分是当 变化到α二 式得出 r(1 -- cos r sin? - r(1 + cosα) 1 -- cosα 1 sin? 所以 (8ri)" - ro{1 -+ cosα), (8.14) 因此，由α及的变化所引超r1的总变化为 代人，因其差别只是增加了一些二次微分填，而这些頭的数航很小可以忽略，故这 本应以 里只用 一1代入仍是正确的 星际航行 174 () 8r1 = (8r)"+ (8r)"- ruo + ro{1 cosα 2 ~ 2([2 -()] (≤) ·2()% 2 -- + roj1+ cos →8α)(1+ + ro sin dα. cos 所以 ori = rof 4(3m) (8.15) 8α? （8.15）式表达了速度有所增加及α角有所减小时的情况其中我要注意α是用孤 度来表示的， 从（8.15）式就可以計算在第二段加速了时，因速度及α有所变化而引1起的 为了使我假能具体的了解和应用起見，所以在下面我們对于高为250 献道变化 公里的人造地球卫星軌道所充計的精确度进行計算 地球的牛径为6,371公里，则 对于250公里高的勒道，根据实际的需要可以提出 ru - 250 + 6,371 = 6,621 公里. > 一个最大的远地点变化范围 如果是般载人的卫星式飞船，则最大允計的高度 or1. 不能超过300公里，因为300公里以上为内辐射带区域，这个区城对于人有较大的危 险性，必须要加以特殊的防护才能接近或进入这一区域（見第十一章）。另一方面勒道 也不能太低，因离地球表面越近，牵气的密度越大，其空气阻力也就越大。 同时因摩 擦生热使飞船易掉人大气层而被烧毁 所以对250公里高的卫星勒道其上下限最大 ｌ差范围该是士 50公里，r1≤ 土 50. 这也说明了差可以有正负两方向的限 为了計算簡单我們設变化为正差即8r1≤50公里，代入（8.15)式就变成 + 8α = 6,621 50 ≥8r1 = r} 4( 4(-" 50 4 X 6621 57.3 X 4 - α. (8.16) 0.001886 57.3 X 4 根据（8.16)式就可以求出250公里高的卫星轨道的最大差变化的范围，郎当α $N i4. 第八章制导閣題 175 0，（8.16）式变成 0.001886 速度的最天差变化为 X 100% 0.1886% . 同时当 0.001886 × 57.3 × 4 ≥ α，郎 8α ≤ 0.433° 1时最大允的角度认差范围为0.433° 也就是当 都有正食变化,有增加和减少的变化,故由(8.15)式，应該把 由于r18α, 赣差公式写为 50 ≥ 6,621 ±4 或把(8.16)式写为 (8.17) 0.001886 - 57.3 X 4 那么允計的護差范围就形成了一个平面区域，如图8.2所表示的范围。如果发射卫星 的制导系統能使在加速了的时候，速度差和角度差落在菱形这域之内，那么勒 道的偏差不超出士50公里，发射是成功的；如果速度差和角度差落在菱形区域 sa(度) 0.50 0.433 0.40 0.30 0.20 0.10 -0.20 0.15 -0.10 ~0.05 0.1886 0.10 0.1570.20 -0.1886 0.05 -0.10 -0.20 0.30 0.40. 0.433 -0.50 1 图 8.2 发射卫星的充計護差范围 星际航行概 176 所以我的計算为制 以外，那么勒道篇差将超出士50公里的范围，发射就不成功. 导系統规定了明确的控制范围。 如果要求圆形勒道的差比以上还要小时，即使"1的最大变化范围比士50公 里更小，就对速度和角度精确度的要求会更高 星际飞行道所需要的精确度 $ 8.3 在星际飞行中如果我用了Hoimann式的勒道，而且只考虑速度ｌ差的影 响，其所需要的精确度可作如下的計算。 从第六章中我們可以知道，当脱离了地球弓引力場以后在地球勒道附近的加速段 的速度增量为 2r1 (8.18) AV2 V2 Nri+ r2 其中*为地球在勒道_上运的速度；r2为地球到太阳的距离；1为所要到达的行星 当速度增量 △v2有个（△u2）变化时,则就引起了ri变化r1．其 到太阳的距离 变化关系从（8.18）式可求得（郎将（8.18）式微分） 28r1(r1 + r2) -- 2r1ri 20r1 (r1 + r2) (ri + r2)2 8(△v2) 2r1. 2r1 Vri+ r2 Vri+rz 所以 8(△V2) - v2 (8.19) (ri + r2)(ri + rz) 2r1 Vr1+ r2 这是在地球勒道上起飞的情况，由于速度差AV2）所引起的所要到达区域的 差，这作为第一种情况. 如果飞船在地球的低卫星軌道上起飞，郎第二种情况，所需的能量不同，因而控 制的精确度也不同。 这时所需的加速段的速度增量为 (AV)1 V(V2 -- V) + (Av2)2, 其中 V为第宇宙速度；V²为第二宇宙速度，日 因 V 2Vi. (AV)1 = V Vi + (Av2)2. (8.20) 当2有个变化（2）时,就会使（V)也有个变化(V)1 8(av)1 = Vvi + [av2 + 8(av2)]2 - V v +(av2)2. 第八章制导调體 177 将上式不方得 (Vvi + [Av2 + 8(Av2)j) 8(AV)+ VVi+(A2)2 18(av)1J2 + Vi+ (Au2)2 + 28(av)1Vvi + (Av2)2 - Vi + (Av2)2 + 2AV28(Av2) + [8(A02)]2. 略去微分平方项［22和［V]，则方程变成 (AV2)O(AV2) Vv2 + (Au2)2 也可以改写成 (AV)8 (AV2) (8.21) 8(Av2) VVi+ (a2)2 （8.21）式設明了从地球运的勒道_L起飞其速度增量的变化（A2）与从地球的低 卫星轨道上起飞的速度增量变化△V）的关系. 显然V比2）小,郎对 应于定的△V)速度认差，其效果是等于一个更大的△）的差，也就是相 应于一个更大的8（△v2）的8r差。 当飞船从地球表面超飞时其加速段所需的速度增 现在再来研究第三种情况。 量为 (av)2 Vv2 + (av2)2 当 2有一变化 8△2）时则引起（V)2的变化8(△V)2为 8(aV)2 = V V2 + [(u2) + 8(Au2)]2 -- VV2 + (v2)2 ; 和第二种起飞情况样处理，我們得到如下的相似籍果 8(av)2 - (AV2) (8.22) 8(Av2) VV2 + (Av2)2 （8.22）式表示出飞船从地球勒道_超飞的速度增量的变化与从地球表面上超飞的速 由V2>V所以一定速度差△V)2所引起的到达区域 度增量变化的相互关系。百 差r1，比同量的△V)差所引超的到达区域的差还要大 根据以上三种不同起飞情况，如果我們要发射一个星际飞船到火星的勒道上去， 朵用 Hohmann 勒道，来計算它所需要的精确度是多少? r2为地球到太阳的距离，等于1.49457亿公里。r1为火星到太阳的距离,郎r1 1.524r2。*为地球在轨道上运行的速度29.8公里/秒。 如果8(△）= 1米/秒,当 从地球勒道上起飞时，郎第一种情况，则可以用公式(8.19)作如下的計算 1 =- 29,800 X r2 + 1.524r2 2 X 1.524r2 V r2← 1.524r2 星际 航行概 178 1 - 29,800 2.524 × 1.49457 × 108 1.098 2.524 所以 1.098 X 2.524 X 2.524 X 1.49457 X 108 35,120 公里. 29,800 如果从地球的低卫星道上起飞到火星，郎第二种情兄，当速度ｌ差AV）1 米/秒时，可以用公式（8.18）及（8.21)进行如下計算 2r1. X 1.524 29.8 = 2.95 公里/秒, 2.524 (AV)8 A02 2.95 8(Av2) 2.86 V7.912 + 2.952 Vi+ (2v2)2 所以 8(Av2) = 2.868(△V)1 = 2.86 米/秒, 则引起的差为 8r1 2.86 × 35,120 100,500 公里. 这个数值相当于火星真径的15.1倍。 如果飞船从地球表面上起飞到火星，即第三种情况，当速度差为△V）2=1 米/秒时，可用（8.22）式計算得 8(av)2 A02 2.95 8(A02) 3.72 V2 × 7.912 + 2.952 VV2 + (Av2)2 Av2 3.728(AV)2 = 3.72 米/秒, 8r1 3.72 X 35,120 130,800 公里. 这个数值相当于火星直径的19.35倍。 从以上的計算中我們作进一步分析可以看到，如果飞船是从地球的低卫星勒道 起飞，所充計的速度ｌ差比飞船从地球軌道！超飞所充計的速度ｌ差要小，即要求 的精度要高；当飞船从地球表面上超飞时所充計的速度差，文比从地球低卫星勒道 上起飞所充計的速度差小，郎精度要求更高， 如以发射到火星上去的轨道要求为 例，当到达火星的差不充超过十万公里时，如果飞船从地球轨道上起飞，则速度 的精度要求是2.85米/秒；如果飞船是从地球的低卫星道上起飞时，则速度的精确 度要求是1米/秒；如果飞船从地球裘面上起飞，则速度精度的要求为0.765米/秒。 这就設明了所用的起飞位置不同，所需要的能量不同，其精确度的要求也就不同， 而且随着飞位置离地面的距离增加对其精确度的要求反而下降。反过来说要使控 制精确度的要求低一些，则可使加速段推迟一些，即离地表面远一一些，也就是在地球 引力場以外还要加速 这与前面第五章、第六章所耕的就发生了矛盾，郎从飞船动 41. 第八章 制导题 179 力系統及构来看，希望加速段离地表面越近越好，尽可能的使气排在势能低的地 方，这样能量的消耗就较济，故最好是一次加足能量就飞出，但是这样来安排使其 控制的精确度就相当高。所以从动力及糙构上考虑来选择轨道和从控制的精确度来 选择勒道是存在着矛盾的， 在实际的工作中，必须从总体的概念出发，考虑到各方面 能做到的最大可能性，来粽合平衡各种因素，最后决定出所用的方案，也就是总效 果鞍好的方案。 最后我彻再举一个例子，郎发射各种月球火箭所要求的精确度。 如火箭加速悠 了时的速度約为11公里/秒,对于不同发射自的控制精度的要求，可参看表8.1。 表8 8.1 充的速度差 速度同量護差 发射目的 (分) (米/秒) 打中月球，護差小于月球的坐径 30* ±25 要求可以实現 打中月球的中心差不超过400公里 1.5* 要求可以实现現 镜过月球而且回到地球附近指定的地区、 精度求太高，根据国前的 1.8* 9200 认差不超过1600公塑 技术水平还不可能达到， 58.4控制的概率 实际上认差的聞題还不单是速度差和角度差題，在一般情况下，把勒道 可作有三个自由度的质点运动来看，整个飞行轨道被加速了时的位置和速度所决 对于直角坐标,加速段了时的位置用（x1，y1，21）表示；加速段整了时的速度 定. 而8x1为停机（即加速了)时 x1坐标的差；y1为停机时y 用（，1，）表示。 坐标的ｌ差；8z1为停机时"1坐标的差 8为停机时 向分速度的差；为 停机时向分速度的差；1为停机时向分速度的差。 如果到达自的地时的 最大容計護差是M，那么对一个不动的目的，可以把差极限写作 M≥ l± oxi ± Boy ± C8zi ± D8xi ± Eoyi ± Fozl. (8.23) 对于一个动的目标,我們还得把由于发射时聞的差t考虑进去。 因此可以把ｌ差 极限写作： M≥±Ax±Boy±Co±Dox±Ey±Foz±G8 (8.24) 这两个公式中的 A，B，C，D，E，F，G都是常数，它是从自由飞行的动力学 計算中得到的。公式（8.23）或公式（8.24）就形成了对不动目标的六度空間坐标系統 行概瀚 星际航钅 180 （8x1，8y1，81，8x1，891，3z1）中的多面体，或者对动目标的-七度空聞坐标系統（81， 8y1，z18x1,y1821，0）中的多面体 这些多面体都是以坐标的原点为中心的， 而且也对原点形成对称。 这些空間中任何个点都代表加速段整了时的差情况。 我們的百的是使設計的制导系統，当控制到停机点时，代表ｌ差的点不超出以上所形 成的多面体的范围， 但是加速段了时的差情况是具有統計性质的，我不能说认差一定是多大： 我們只能設认差具有某种概率分布，以不动目标为例,其分布函数是P[8x1.y1，21, 1，y，8]．P分布函数的意义是: P[8x1, 8y1, 821, 8x1, 8y1, 821ld(8x1)d(8y1)d(8z1)d(8x1)d(8y1)d(82), 使差落在 8x 到 x+ d(x)、y到y+ d（y)、z到 +d(z)、到 x → d(8x)到y1 + d(8y)到 + d()范围内的概率 由此也就知 道，如果把一切情况都包括在，概率是1，郎 d(8x1)! d(8x1)) d(8y) d(821) d(8y1)/ d(821) 1. (8.25) 00 这样我們就能把制导系統的精度間題更真体化， 我們可以把概率分布函数P在上迹 多面体范围内进行积分，所得到的积分值一定比1小，因为这只代表差落在多面体 范围丙的情况，不是全部情况 差落在多面体内的概率，也就是发射成功的概率 具体来設如果总的积分值为0.9 时，即有90%的可能性这控制系統不超出无計的護差范翻，也就是設完成任务的 率为 90%。 另外，概率值是針对很多个现象的客性盾而膏，不是针对某些少数和 若概率为90%其含义是指重复地放很多很多个飞船，有90%的 个别的现象而。 成功可能性,而不是放10次飞船准有9灰会成功。但概率越高其成功的可能性就越 大。故我們要从各方面想办法来使控制系統的概率提高，这是我們工作的原则。 一般的情况是空間位置的影响较小，4，B，C的数值也较小,甚至空聞位置所引 起的差小到可以被忽略，三 这可以使处理間题较簡化 主要是速度差的影响， 至于概率分布函数本身的性虞,我們可以懿在一般情况下,概率分布是正则分布， 即如果光考虑8的效果，不考虑同时有其他差存在，那么P一 01V2元 但是間题的复杂性在于我們必需同时考虑多种差；而一般来説，差都是由于一个 制导系統所造成的，也就是由于制导系統中元件及部件本身性能上的限制所造成的， 因此几种差之开有关联， 例如及差之中的一部分都由于某-个加速度 表的差所造成的,那么和8之間就有关联．但在这里，我为了明原理,可 第八章制导 181 以暂时不管这个关联，我款为每一个差的发生是独立的，不互相牵制，那么概率 分布函数P为（对于不动目标) -() +(%) +() +() + (%) +()) (8.26) (√ 2元)10203040506 而其中1，02，03，04，のs，0。为常数，是制导系窥的各项差的均方差。 均方差 精度越高，均方差的数值就越小 精度越小，均方差 是制导系統精确度的表现。 把公式（8.26)在公式（8.23）所规定的区域内进行积分，我彻将得到发 的数值就越大。 射成功的概率P为 一() (8.27) P(M) - dn. -M 而其中。为发射总系統的均方護差，其計算公式为 = 40 + B2 + C3 + D + E3 + F%. (8.28) （8.27）式的积分数值可以在一般的数学表册中查到. 如果所得到的概率P值小,不 能达到控制的要求，这时可以减小均方差の1，2，···の。的数值，使减小，来达到 较高的概率值。 的設計者作为一个基本餐料；根据这个基本餐料和制导系統的差概率，可以算出航 行成功的率，如果航行成功的概率太低，那就要求制导系統設計者改进設計，提高 制导系統的精度， 58.5星际航行的制导間题 大家知道，在星际航行中，初发射时如果产生了无是速度或是方向上微小的 因此，单靠提 差,那么，翘过长距离的航行之后，所引起的不良后果确是十分巨大的， 高发射时的精确度来达到目的是十分困难的，这个情况在8.3中已翘看得很明白。 所以对真正到其他行星去旅行来，更实际而可靠的方法是朵用多段控制的导航办 法，使在整个飞行过程的各阶段中，能相应不断地对飞船所产生的勒道飞行誠差进行 修正，以提高航行准确度。 一般星际航行可以分为三个飞行阶段：发射阶段，是指飞船从地面发射起到进入 星际航行軌道为止的过程；接着就是第二阶段一一自由飞行阶段，这时飞船进入星际 这就是飞船要在这个阶段里完成使自已成为行星的卫星或在行星上降落的任务，所 以，人們针对这三个不同的阶段，把整个飞行过程的制导也相应地分成了：初制导（发 行概 星际航 182 射控制），中制导（中途控制)和未制导（点控制）三个部分， 发射控制的目的在于把星际飞船准确地送上星际航行勒道。 由于所朵取的发射 方法不同，因而控制过程及精度的要求也有所不同， 首先，我們讨运戴火箭从地面 起飞进入卫星轨道，或由地面起飞值接到月球或进入人造行星轨道。 这种发射过程 的精度要求-般不很高，約万分之一即可满足。 因为这种人造卫墨和月球火箭离地 球较近，故最所产生的差不会太大。对人造行星而言，虽然离地球较远，但由于只 需要将它发射出地球引力場太阳聘，而没有达到具体自标的要求，所以精度要求也 不太高. 这类火箭的发射控制需要最后一极真有制导系，以准确地控制火箭在进 入道时的速度和方向。 这里应当指出，这种发射过程一一般用无綫电系統控制， 但是如果当最后-級飞行距离已翘超出本国领土的无綫电控制范围时，则需要在最 后一級上使用實性或牛自动程序机构作为制导系統，使火箭自动地正确地进入勒道。 其次，柔取从地面先发射一人造卫星，然后再从卫星上发射运戴火箭把飞船送入 星际航道或其他轨道，采用这种发射方法实际上提高了初制导过程的精确度。 因为 采用前-一方法接发射时，火箭的整个初制导过程（即发射过程)比较短，只有几分钟， 而参数变化又很快；因此,对一些参数来不及測定，产生的微小差也无法修正。而 后一一种办法，当发射的卫星在轨道上运行时，我彻就有时将卫星的轨道参数測得很 准，而且这些参数变化得十分慢，可以給子充分的时間（几小时以上）来进行精确計算 因此,能够精确地定出从卫星上发射运载火箭的时聞和方位 和分析． 这样就修正 了从地面发射到卫星勒道-一个阶段所产生的偏差，从而提高了发射精确度. 从卫星 上发射出的运戴火箭，在飞船进入星际航行勒道前，自然还需要进行精确控制。这阶 段的控制实际上和从地面发射卫星的控制相同 从卫星勒道上发射星际飞船或行星火箭的办法在第七章中已翘提到了，它比道 接从表面发射要多耗费能量，但是，这种办法可以提高发射精确度，故在所用能源可 能达到这样大动力的情况下，往往朵取多费些能量来满足精确度的要求。 苏联 1961 年2月12日所发射的考察金星的宇宙火箭就是从重型人造卫星上发射的 火箭或星际飞船的自由飞行段比起飞或最阶段都要漫长得多， 因此，在这一 阶段中可以有足够的时聞来測定、計算和調整飞船的速度及方位，从而修正飞行勒 道。这种航行与航海和航空有所类似，可以朵取类似的导航原理和过程. 这种导航 对于戴人的行星际飞船比较适合，精度要求也可低些，因为有时来对勒道进行多次 183 第八章測导閣 这种制寻系統即所谓天文导航，以星象位置来确定飞船的方位（如用太阳利另 修正。 外一个或多个星作为基谁） 当出飞船的方位儒离軌道时，就可以用低推力火箭来 調整轨道对于无人的飞船剧必采取完至自动的机上制导和地面无綫电制导 在中制导过程中也可以用需达、太阳及星光的多普勒（Doppier） 系統来控制航行， 有人 效应来測定飞船的速度，特别是利用太阳光的多普勒效应是比现实可行的， 分析过，用现有的光学設备，如果測量时間为100秒，则精度可达1米/秒，多普勒效 应实际上就是物体相对于太阳运动过程中，所測出的太阳光的频率与静让时所测 的率不同，从而可得物体相对于太阳的运动速度，其原理如下： 設入为无相对运动时的频率；入2为相对光源运动时所測出的频率（当远离光源 邢么两 时測出率是降低的，反之是增高的）；为光源相对运动的速度；为光速。 頭之差，邮所讀多普勒勤频移为 (8.29) 当我們測出飞船相对于太阳运动的时，即太阳光的某一譜綫对其本来标准位置 的移动，我們就可以計算出飞船的飞行速度 (8.30) 当飞船到行星弓！力場附近时，即进人了行星地区，从这时起对飞船的控制要求与 中制导过程又有很大区别了，首先，从进入行星区域到在行星或行星的卫星上降落， 因而不可能有很多的时間来进行測量 其整个过程和发射阶段一样，是十分短促的， 和修正勒道，其次，这时要求控制的准确度必须很高，否则飞船就飞过了行星而成太 阳行星，或者因控制不好，而以过大的速度落到行星上去，使整个飞船損毁。显然， 如没有精确、及时的測量,控制系窥是不可能完成这填复杂而精确的任务。同时，大家 就拿从地球尚最近的行星发射飞船，当飞 都判知道，从球到行星的距离是相当远的。 船到达行星地区时，它与地球的距离就可以有1.5亿公里左右，如果我彻仍笨用地面 因为距离这样远，即是以光速前进的无綫电就号， 的无綫电控制来导航是行不通的。 往返飞船与地球之間也得1000秒钟之久，这当然就不可能及时地修正飞船所产生的 其灰，离这样远对行星及飞船和太阳系的一些其他参数，如行星真径等，也还不 偏差． 能測得很准；因此,以不准的数据来在地面上計算修正量，也是靠不住的。自前看来还 只能朵用有人駕的星际飞船或朵用在飞行器上直接測量的完全自动化操翘，能 星际航行概 184 解决末制导的間題。才有可能到达行星地区，显然,未制导过程在星际航行中是一个 十分重要的过程，人們要想去其他行星旅行，这是一个必须突破的关键 未制寻过程就是对飞船接近行星时的道进行測定和控制， 一般提出了下刻几 种办法.設为飞船与星心的距离；为对 飞船轨道 时間的分，也就是距离速度；θ为飞船对星 心极坐标的角速度；Φ为飞船星的角度; 公T为两次勒道参数測定的准确时間間隔（見 图 8.3). （1）測定飞船相对于星心的距离r，飞 对r一般柔用雷达測 行速度π和角速度0. 得；用无綫电波的多普勒频移測定；用 平台（陀螺仪)測定，以确定飞船飞行的方向。 当这些参数确定后就可以定出飞行的勒道， 与頂定勒道进行比较可对飞船进行勒道修 这种方法主要間题是θ不能測得十分准 确，因为陀螺仪本身在目前的技术条件下还 行星 不可能达到更高的精度。，因此，要求整个制 导系达到很高的精度还有困难。 图8.3 飞船接近行星区 (2）定 r及 rz2. 当飞船接近行星时，它的飞行速度是很高的，因此飞船 如果我們測得飞船的速度和与星面的距离，那么，就 飞向行星的勒道是双曲勒道 可以确定飞船的勒道，从而断定飞船的位置和运行方向。 。和同样是利用雷达与 这个方法的缺点是不能直接定道在空聞的方位 无綫电測得 (3) 測定 r1, 1; r2, P2; r3. P3. 对于距离可用蕾达測定，行星的角度可利用 观星的办法測得 当我們得三粗数据后，通过电子計算机計算可得出飞船的速 度和方位。 （4）測定r1，r2；P1，β2；At，郎是測定 t及 t两个准确时刻飞船与星面的距离 这样可准确地算出飞船的速度和方位。 和镌过行星的角度。这 r和中的定用雷达 和观星法，时开则用飞船上的精密记时系統記录測得 目前看来，具体朵用那一种測量和导航方案还需要进一步研究。 要根据飞船任 务的要求、精确度，蕾达功率、无綫电电源和重量等要求而定。 但一般认为第三种 方法精确度较差，因为測得的三翘数据在計算过程中出现一次差分及二次差分，其 第八章制导間題 185 中由于二次差分的差累积较大，因此影响了制导精确度， 有人建羲，把第四种方案的雷达測定改为光学測定，即測定由飞船上所看到的行 星的大小，来确定飞船所处的，用行星附近背景星象上的两个星与行星位置来确定 这种測定和导航方法可以使最后引起的差在几十公里以下。 因此，这个办法 看来是比鞍准确而交较現实的 8.6运载火箭的制导系統，初制导系統 初制导系窥，也就是发射中的运戴火箭制导系統，现在发展得比较完善，我将 在这节及下一节中讨这个題， 运戴火箭的制导工作可以由它内部的設备和机外的地面基地設备来执行。 两者 之間的联系用无綫电，郎用无綫电把修正飞行差的指令送到飞船上去，图8.4是一 当飞船飞行受到千扰时，地面的无綫电設备 个典型的无电制导系統原理示意图 即可測得飞船勒道参数（速度，方位）的变化，无綫电制导系統通过計计算、比较，再而飞 調整无裁电制导系梳可以分为三个主要部分。 船发出控制和調整的指令， (1) 測量系統（地面）：这种系統必镇能精确測量坐标系統中飞船的位置与速度 （用蕾达和用多普勒原理的无电定系統），測量系統将測得的数据通过号綫路 翰送給計算机 (2） 計算系窥：主要部分是电子計算机，它将来自量系統的数据进行迅速而 准确的計算，并且及时地与頂先計算的勒道进行比较，确定送向机上控制系统的无裁 电号，以便机上系去对飞船的勒道进行修正， 而它也急有在适当时候通过計算， 确定发出推力整止的就号，使机上发动机熄火的任务，由于要求整个过程进行得十分 停机信号 发动机 运戴火箭 制导计 运载火筋 方位稳定 运戴 推力方闸 无电 镇先計十 算机 接收机→应有方位 計算机→节执行元件→ 算轨道 火箭 （地面） (机上) (机上) (机上) (机上) 用陀螺仪 各种干扰 方位測定 (机上) 运载火箭的方 位及速測定 (地面） 用雷达或无接电 图8.4 无綫电制寻方块图 星际航行概 186 快而准确可靠，因此对于电子算机的要求也是很高的 首先是要求它有足够的 算速度（一般要求每秒計算几十万灰），其欠是要求具有高度的可靠性，这样才能保证 在发射运戴火箭的控制期間，計算不致发生错護， 不然，即便是量和控制系統十分 良好，也会因算错而造成整个发射工作的失败，现在发射用的算机大約要平均 正常运转1,000小时不出差错，也就是两灰差错之間的正常运时間为1,000小时， (3) # 控制系统（或自动駕融仪）：它是接受地面計算机发出的无綫电号，然后 与机上方位測定仪測得的数据进行比较，通知执行机构对火箭推力方进行控制，便 火箭的飞行勒道得到修正 我們可以只測位置，然后在計算机中进行对时間的微分，得到速度；也可以只速度， 在計算机中对时間积分，得到位置；也可以同时測位置，速度，一一般地設前两种方 法容易引大護差，没有第三种方法准， 測速度一般用多普勒频移 測位置可以用蕾 达，也可以用測电磁波的相位 除了上述的无綫电制导系統外，也还有忆性系統，它是利用測量加速度及其积分 的方法来判定飞船的速度和方位，这种實性系統本身包括几个加速度表，它們分别恼 定地保持頂先选定的方位，不受飞船运动的影响， 用来保持加速度装以恼定方位的 是陀螺台，陀螺平台是由高速旋博的陀螺孵子，固定在万向架上粗成，架上的加速 度表測出的加速度，过反馈系統回过来修正平台的儒移，从而保持恼定方位 慎性 系統的定原理是利用加速度表測得方向上飞船加速度进行积分；一次积分得出 飞船的飞行速度，二次积分则得出方位，这样就可以定出飞行軌道。 如果測得和計算 ·的籍果与正确的道发生偏差时，惯性系統即可发出指令，通知执行机构进行控制和 調节。 忆性制导系統的主要特点是它的整个制导系統是在机体上，除忆性量系統 外还包括有計算系梳和控制系統执行机构 （而对无电制导系統则最复杂部分在地 因此这是一套完至自备式的导航控制系窥 面上 實性系的加速度表及陀螺仪 的精度由于現代技术的限制还不可能达到十分高的水平，所以这个系統的測量控制 精度都较无綫电制导系窥差些 S8.7制导系統的設計 制导系統的設計也是有阶段性的，我在这里介每个阶段中的三要内容和工 作方法 方案比鞍 第八章制导間題 187 制导系統的設是根据秸构总体設計所确定的方案，对控制和导航部分提出的 要求进行具体作. 这项設計工作首先也必镇进行多方案比较；依据整个运戴火箭 新成就，而提出荐种可能的方案，由制导系統总体設計单位来选择；最后提出两、三 个比较好，又现实的方案，以供下一步定案作依据 定案及初步設計 上面所得出的几个比较好的方案，还只是一个初步的原则性的方案，拌没有进行 这填 很详釉的研究、分析和計算，定案和初步設計工作就是要来具体解决这一題。 工作是要将各方案中的各部件、元件进行精确度的算 翘过反复計算、比较和平 衡，就可确定这几个方案所能达到的精确度。 当計算出方案的精确度之后，就可以开 这一步工作也是要进行多方案比， 始孝虑各个系統、部件、元件的精度分布間題 因为总的稿度要求已翘确定了，不能降低，只能采取改进部件和零件的設計精度，样 使它們之开的精度分布得更合理，从而使整个方案最后达到总的精度要求， 这一步 工作是需要利用电子計算机进行多次計算和比较，才能最整提出一个可以足制导 当这步工作完成时，制寻系統总体設計部明也就可以提出各部分、 要求的制导系統。 各部件的精度要求。 但这时还必须再与各个部件系統設计部明共同商，以最后求 得既保证总的精度要求，而各个設計部分只要通过一定努力也能完成总体設計部 所提出来的設計任务。这时整个初步設計就完成了，而設計的方案也就最后确定。 技术設計 各个部分，部件設計部明，从制导系統总体設計部明接受了具体任务和設計要求 之后，即可展开具体的部件、元件和綫路系統的設計和实工作，这就是所谓技术設 各部分进行計算和設計后就可进行元件制造、試驗和部件或部分系統的安 阶段。 装工作。 其后对这些部分进行各种試，以检查和鉴定元件，部分和分系統的性能、 精确度等是否合乎要求，工作是否可靠。 这也是一反复設計、安装、試殿和修改的 过程，而試設备及試过程也都是十分复杂而精細的 翘过这一阶段的翘心亡作 与此同时，制导系統总体設計部的主要工作是根据整个方案所确定的設备、部 件、流程的要求，建立一套总体試設备， 这套設备包括整个系統要求的裁路、电源 和辅助設备等，在各部的成品还没完工之前，总体設計部的就开始利用适当的电子 計算机来代替系上将要用的新設計的电子計算机。 其他部分则采用模拟机来代替 星际航行概 188 对不金理的地方加以修改， 当寞实部件或电子計算机生产出来，并可提供使用时，则 最后 用这些部件或分系統逐步代替相应的模拟机，再反复进行試調整和修改， 值到所有能用实物的地方的模拟机，都逐衡被真正的相应的部分替換后，整个系梳就 这样再 变成和眞正飞行时的系（应指出的是运戴火箭本身还只能是模拟的）一样 糍發进行个制寻系的地面試，修改不合理的地方，排出故障，提高精确度和可 靠程度。 当翘过若于次試后，证明制导精度完全满足了整个运载火箭所提出的要 求，工作可靠性也达到了应有的程度，则技术設計二作就至部完成， 环境試驗 整个技术設計工作的完成，也只是整个系梳在静止的稳定的环境条件下能正 常二二作，初步满足了总体設的要求 但是，在不同的环境条件下是否也能正确、精 密地完成它的制导任务还是一个間题題 因此，环境試驗是对整个制导系統的一次十 試是模拟了不同的环境温度、湿度和振动等条件，鉴定整个系窥 分必要的考 在这些条件下是否还能保证总体設計的要求。由于有了以前的精翘的設計和試过 程，这一阶段試驗所出現的调題不会太大，一一般作一些局部設計的修改就行了。 翘过适当的修改和調整之后即可得出一套可供运载火箭使用的制导系統，送交 运载火箭的总装车聞，在总体构設师的顏导下和其他部門的配合下进行运载火 箭的总装 总装完成之后，即可按照第四章所耕的火箭总装后的各个試步聚进行 最后，值得指出的是制导系梳的設計不同于籍构和发动机設計.对后两种設計除 了要相应地进行一系列实外，相当大一部分工作是要靠理計算和理設計来解 决；因为这些設計可以利用現有的理来解决。而对制导系则不然，它的很多題 还不能利用理計算和設計来解决，因目前已有的計算和設計理还不成熟，故这部 分設計工作实际上大部分是具体試工作，在模拟計算机同电子計算机上作，通 因此，只有翘过若千次試才能得出一套眞正的部件或系 过实践来反复修正設計。 对于运载火箭的制导系統在没有正式飞行以前，在地面已翘进行了数以于計的 “試射”工作。 同时也可以看出制导系統的計算工作是十分繁多而要求也很高的，不 但需要各种各样的模拟計算机，而且还需要同一台大型电子数值計算机联合起来形 成一个庞大的复杂的算机系統。 因此，要进行这套系統的設計没有近代的計算技 术是不能設想的。所以，近代計算技术是設計星际航行制导系統的先决条件， 第九章是 星际航行中的通讯間题題 星际航行中通工作的重要意义 $ 9.1 大家知道，星际飞船便是在太阳系的各行星之間飞行，也比在地面匕的任何航 行的距离都远得多，因而通記間题也就更加困难、复杂而重要， 因为飞船在航行过程 中要不断地与地球上的基地联系，以便确定會已的方位和速度，听取地面基地的指令 和把得的数据和收集到的餐料及时而准确地送回基地。 同时飞船在太空航道中有 时也会出現各种故。这时也需要及时地与地球取得联系，以便校正，检查和排除故 障，地面上也可根据具体情况取有效措施。 星际航行中·日发生朋題其后果要比 地球上任何航行时严重得多；如果不能与地面保持可靠的联系，朵取有效措施，那么， 就有可能永远回不了地球. 因此，星际航行中的通乱工作显得特别重要 出了地球大气层后，太空中就变得近乎于韬对真空了，以一般速度飞行的星际飞 船在飞行中不会受到什么阻力. 但是，在这浩茫无际的太空中却充满着各种频率和 强度的电磁波。这些无规则的电磁波形成噪声，对通用的电磁波有干扰，影响星际 自前一般地面上的无綫电通就已翘发展到很高的水车，其通量 航行的通工作 是很巨大的；自然也有各种各样的千扰，但是通距离很短，更重要的是无发或 接收設备都在地面上，不受設备重量、能源以及其他一些間题的限制，而且可以适当 然而这些聞题却正是星际航行通試的大間题， 地解决 随着星际航行的要求和通 内容的要求不同，因而对通就能力、准确程度、能源及設备的尺和重量的要求也不 同．显然通距离越远，内容越复杂，要求越高，其設备的重量也越大，而設备的重 因此，这套通設备要比一般地面通設备要求高。 量还必须受到飞船重量的限制. 表9.1例举了苏联在所发射的人造卫星和宇街火箭所采用的一些通設备。， 以使我 們更清楚地看到，随着星际航行的发展，其通設备也相应地更加复杂而重要。可以 看出，金星火箭的通試系統要比表中其他各个通系統复杂，因为飞行的距离远，要 求也高；計划要在离开地球7,000万公里远还可以接收到靓号， 因此，火箭上带有相 当重的通电子設备、电源、抛物面定向天綫和鞭状天綫，以供接收和发送无綫电波。 不仅如此，地面上也相应地配备有庞天而复杂的发送和接收天綫及无綫电設备和辅 助設备，来与飞船取得密切联系，共间完成通試任务。 星际航行概 190 表9.1 苏联在尾际航行中所用的通靓設备 科学仪器及 发射功率 发射率 电昇源 能源重量 (虱) （兆赫） (公斤) 1)40.002 1)2.4米鞭状天綫4根 第一个 交替0.3秒 化学电池 人造卫星 2)20.005 2)2.9米鞭状天綫4根 1)40.002 1)2.4米鞭状天綫4根 第二个 交替0.3秒 化学电池 人造卫星 220.005 2)2.9米鞭状天綫4根 20.005 第三个 1鞭状天綫 1化学电池 968 1/4 人造卫星 2)管状天綫 （两套，一套备用） 2太阳能电池 1)19.9971 1)银锌电池 最后一級 2)19.995 2)氧汞电池 第一宇宙火箭 361.3 3)19.993容器 4）183.6轨道測量 3)四根天綫 1)20.003; 19.997 交 392 化学电池 替0.8-1.5秒;最 后--叛无綫电观測 2)19.993; 39.986 交 替 0.2-0.8 秒脉 第二宇宙火筋 冲，脉冲類率1士 0.15赫;在容器中， 发送科学瓷料 3)183.6轨道測量 最后一叛仪器及 1)39.986；交替 0.2- 1）化学电池 能源重156.5 0.8秒脉冲，脉冲顏 2）太阳能电池： 第三学宙火箭 四根天綫 行星际站重 率J.±0.15赫 每天发报2一 278.5总重 4小时 2)183.6轨道測量 435 1)15.7651 卫星式太空飞 电话 2)20.006 天綫同时能收发 船《东方号》 3)143.625 1)值径为2米抛物面 天綫（在接近金星 金星火筋 992.8 火箭重643.2 时才张开） 22.4米鞭状天綫 除了无綫电通乱系統的天綫及电子設备外，系統所用能源也是一个十分重要的 船工通用的电源则不但要考虑到电源供給能量的大小和种类，而且还必镇考到 电源本身的重量。 根据这些要求来看，目前飞船常用的电源是化学能电源和太阳 能电源,将来也可以采取很有希望的核裂变，即原子能源来供給电能。从表9.1可知， 凡是要求无綫电通系統工作时聞短（两日以下)的情况下多采用化学电池作为电源， 因为化学电池所能备的能量受电池重量限制，工作时过长则重量就会变得很大。 因为太阳光的能量可以不断地通过太阳能电池博换而得，所以工作时较长时则朵 只要有相应于通系統所需电能大小的設备，就可以长期取得能量， 用太阳能电池 第九章 星际航行中的通記間題 191 因此，太阳能电的重量只与功率大小有关而与工作时間长短无关。 如果将来要远 离太阳到太阳系的外圈行星去作星际航行，由于那里的阳光太弱，那么，太阳能电 也将为别的形式的能源所代替， 关于电源周题将在第十三章再群釉地厅述 星际航行中通系統的有效功率 $ 9.2 星际航行的通乱系統是由飞船上的无綫电接收和发送系梳与地面上的发送和接 收系統粗成的 要想在离地球很远的地方和地球取得可靠的联系，最重要的就是无 电系統要具有足够的发送能力和接收能力 这不单是要求有足够天的能源，而且 也要求无綫电設备具有高的电磁波的发送和接收效率，这里所指的发送能力就是指 設备的发送功率，不难理解,在一定条件下 At AR 增加发送功率就可以增加通讯量和通距 离，也就意味着要用较大的能源，更大、更 重的設备，以及更重、更复杂的温度控制設 接收 发送 备．这一切都导致飞船的戴重量大大地 图9.1 通系統 增加。 因此，当設計无綫电通系統时，就必须在保证不超出允計运载重量的情况下： 大总的发送功率和有效功率。 如果P?是接收机从天綫所接收到的功率；是天綫接收后把它变成电号的 效率；P是发送的号功率；nr是天綫把号变为电磁波的发出效率．{ 因此，可以 得出天綫发途出的有效功率为PrnT；而天綫接收到的有效功率为Pr/nR。 又分，发 送与接收天綫聞的距离为L；朵用电磁波波长为 光速 3 X 101u 电磁波率 其中 入的单位为厘米,類率 f的单位为赫；如果于二 1,000 兆赫，则^ = 30 厘米；Ar 为发送天面积；AR为接收天面积那么，依照电磁波传播的理，接收到的天綫 P R/R 功率与发送出的天功率之比，即 应是ARAT/>2L²,故得出接收功率与发送功 PTIT 率之比 PR NRARITAT (9.1) PT 12L2 就现代的設計水、制造工艺水平和材料而，所制造出的天綫一般0.6<<0.8。 上式只是对发送和接收天綫都是定向抛物面天綫而言 如果其中一个，例如发送天 星际航行概 192 發朵用无方尚性的偶极子天（鞭状天綫），那么，接收功率与发送功率之比变为 PR 3DRAR (9.2) PT 8元L2 由式中可以着出，比较簡单的偶极子天綫，其接收和发送功率之比与所用电磁波的 发送频率无关 同时由（9.1)式和（9.2）式相比较得知，（9.1）武比（9.2）式多－个 8π nTAT 的因子，而且我們知道，抛物面天綫的面积以平方米計，而在高類率区波 12 8元 TAT 》1，所以（9.1)式的功率比值比(9.2)式的功率比值大 长入为几厘米，故 得多，説明了有方向性天的效率高于无定向天綫的效率，因此，柔用定向天綫比无 定向天要好， 由上面所述，設明了有效发送功率决定于天綫的方向性，！ 因此，就必须注意两个 周題：一方面，虽然可以用星际飞船定向天綫来大量增加有效功率，这种天綫是控制 星际飞船飞行方位和通的先决条件，用以作为正常信息的传递但另一方面，一般 希望能在飞船上同时設有用以检查飞船中的故障和定向天失灵时而作为辅助通計 系統，来与地面基地取得联系的无定向天綫，以保证人及飞船的安至全。 星际飞船上的通設备只能在飞船重量上占一一个适当部分。 因此，无羲电电子 器件，发送和接收天的重量也只能在一已定的范围互相变动. 我們把通就系統的 总重量W分为两个部分：一定功率的发送能力PT所需要的电子設备及电源重量W， 和一定尺寸天所具有的重量 WT,邮 (9.3) W-W+WT 一般設設备的重量越大，其功率也应当越大。 但是在这里由于波长与效率成正 比，当波长越短时，电子发送設备的换效率就越低 这就是設不能将所有的能量都 变为电磁振温发送出去，还要剩下一部分能量，这部分能量变成了热能，使設备温度 升高. 为了使設备的温度保持正常就必镇进行冷却，所以需要增加冷却設备的重量 （星际飞船是朵用辐射冷却器）. 当然就会使整个設备的重量增加. 这样～些原因使 得发送功率P不与W成正比例，而与W乘积成正比例設明波长越短，则同一 发送机及电源重量能送到天綫的功率越小， 但是从接收信号的效果来看，不光是靠 送到天綫的功率PT，也要考虑这个功率是集中到多寬的发途波束，波束越窄，功率就 越集中，收到的靓号也就越强 如果发波束觉度0以弧度表示（見图9.2），天綫 径为D，则从天綫理及实践知道 第九章 193 属际航行中的通靓間 0.87 弧度. (9.4) 很小时，很小，这就相当于能量越加集中， 式中当 波束功萃密度与波束断面 D2 或成反比，即天的效果，或一般所天的增与 成正比. 但D2 与沃的 面积成正比 知天綫的面积与其重量成正比 故可得出天綫的增盒与天綫重量 WT 成正比。 Wr成正比，葡与2成反比，即天綫增盒与 发的总效果，是送到天綫的功率PI与天綫增盒之乘积，所以总效果与W人· 依据实际翘龄得出比例常数，籍果为 WWT瓦. PRL2 (9.5 发送效果二 45 NRAR 可以看出，当入一定时W与W 式中W和WI的量網为公厅；入的量網为米 的乘积为最大值时，发送效果为最大，这时候通 讯系統的設計最适合， 由（9.3）式可知，当通計 系統总董量一定时，W二常数；故求得，只有 当 W二Wr时，它們之乘积为最大值，此时的 图92 波束角 发送效果就最好．这一念对于我們在飞行器 的設計上是十分重要的，要求我們把总重量均等地分配于发射机設备及天覆之开，取 得乎衡而达到最佳效果。 从（9.5)式还可以看出，当发送频率越大（郎人越小），那么，发途效果可以越好,但 是实际上(9.5)式一般只能用到10,000 兆赫(郎入 3厘米)左右. 其原因有二： 方面由（9.4)式可知与6成正比,故入变小，0角也随之变小.如果0角太小时,则波 束太狭，不易对准接收天，而影响通凱效果；如果要描准，那又必须增加飞船上天綫 的定位装置，会加大重量。 另一一方面，因电源功率转换为高频号后功牵的效率将急 剧下降,所以 P～W"中的 n，当 小于 3厘米时就婴从以上所説的 n= 1增大， 那么情况就发生变化，（9.5）式不能代表事实了。 星际航行通記中的噪声 $ 9.3 一般对噪声的概念是各种類率掺杂的声音，但更科学的分析噪声会发现它不光 是频率杂，有各种率的振相混合，而且每一一个類率振蕴的相位也是不同的，无规 星际航行概 194 则的．我佣这里所指的噪声与此同类，只不过国常生活中指的噪声是声波噪声，而这 儿的噪声是指人們听不見的电磁波噪声和接收机内部由热运动所产生的噪声，在日 常生活中，我从翘知道，要克服噪声的干扰，就必頂拉开噪子，即加大发送功率。 要想代表一定試号的电磁波，在存在着噪声电磁波的空間传向接收天綫，就必须和规 则声波在有噪声的空間中传播一样,提高設号的发送能量来克服噪声的干扰。自然， 人們也在不断地研究和創造新的接收設备来降低噪声，以达到正确地完成通記任务： 而又可节省能量和設备，减輕設备的重量，提高星际航行效果 具体要知道通就所需要的功率，首先就要解决通受噪声的干扰間题。 那么我 彻来研究一下噪声的来源及其强度。 下面就分别对儿种噪声的影响进行關述 河系背景噪商 可見光波、热辐射波以及其他不可見无綫电波等实际上都是 不同率和强度的电磁波。 这些电磁波没有单一的率，对于我們通常通記用的电 磁波来説,就是噪声，它干扰着通过程。又 对任何物体而言，只要它有温度,那么，它就 会同时发射各种婿率的热辐射电磁波，这都是噪声。很明显，当我将天綫对向天空 时,就会收到各种率，不同強度的杂乱的电磁波. 这是因为天体背景上有計多星， 它彻都在不断地向外发射热辐射电磁波。 这种电磁波不单来源子发光的星，而也还 有計多不发光的星。它們发射的无綫电磁波，就是所银河背景噪声，它是影响星际 航行通就的个主要因素 如果接收天綫向着-一个黑体，黑体温度为T（°K），那么，在B赫類寬中噪声能量 N = KTB 1.380 × 10-23TB 瓦. (9.6) 文 = 1.380 × 10-23焦耳/°K. k 是玻耳兹蔓(Boltzmann)常数 黑体温度T是指：如果 天波束角θ正好对着一个物体，而且所包括的范围正好是物体的大小，此时如物体 温度为 Tb.则这时噪声温度T 二Tb，T。亦称等价黑体温度或有效黑体温度。 当天 对准地球时,有效黑体温度即为地球表面温度，約293°K；在厘米波区域，太阳的 T二 6,000°K；在米波区域（100 兆赫）,太阳的 T，= 106°K,故可以設在一般情况下 有效温度T是随电磁波的率而变的。 如果天“看到”的目标值径为&，波束夹角 仍为（見图9.3），0用（9.4)式計算，天与目标的距离为L；目标有效温度为Tb;如 果从目标外緣到0波束所看到的范围的环形面积内没有噪声，那么，天所“看到”的 范围内的有效黑体温度可用下式估計 T Tb (9.7) 193 第九章 星际航行中的通記阁題 实际情况要比这复杂得多，因为天空的任何个方间都有噪声存在，所以接收天不 字宙干扰的噪声源在天空分布是不均句的， 管对准任何方向都必然会有背景噪声， 最强的非热噪声源分布在靠近銀河系中心的天星座与人馬星座方向上。 10,000 1.000 温度,Ok 100 10 10 100 1.000 10.000 率，光赫/秒 图9.3 单个物体的燥声 图9.4 ①根据“热点”溢度計算的龈河温度；（ ②根据最低银河背景 ③天綫水下指向时的噪声温度；④天 溫度舒算的龈河温度； 綫垂值指向时的燥声溢度。 地球是被一层很厚的大气层所包围著．太阳或 地面大气散射及天綫环境噪声 银背景射向地球的光和其他电磁波，首先要翘过大气层才能到达地面， 当这些电 磁波通过大气时，一部分射到大气的分子或原子上，就产生散射作用而形成計多噪 声源，因而影响天的接收。 不仅如此，由于天綫建立在地面上，而地球表面及表面 的气体介质具有一定的温度（300°K左右），也不断地辐射电磁波，这些电磁波也会 对接收計号电磁波产生干扰，特别是飞船方位接近地平綫时定向天綫也要指向水车， 此时球表面的辐射电磁波的影响就更大， 由图9.4可以看出，当包含银背景，大 气散射及天綫受地面辐射的影响对于接收率高于1,000兆赫时，垂道指向天綫的 有效温度約为70~K，而水不指向天綫的有效温度则为200°K郎設明水指向受地 噪声影响大 接收机内部的热运动噪声 但是对整个接收系統来設还没有完解决關題 的影响 根据近代物理的观点来 行概 196 星际航 看，所有的物质的原子，包括荷电的离子，都处在热运动状态中， 自由电子的运动速 度，由于电子間及电子与原子、离子間的磁撞，其大小和方向都在不断地、无规刚地变 化着。 这些不规则热运动都不断改变着接收机的工作状态，从而使接收机在放大微 小的电号过程中受到干扰，这种干扰就是接收机本身的噪声 好于科学的发展和 科学家、設計师們的努力，对于接收及号放大設备都有了很大的改进，使系窥的有 效噪声温度不断下降，使得放大器系統几乎在韬对馨度的条件下工作（見表9.2．所 以为了降低接收系窥本身的噪声，我們可采 表9.2 各种微波接收机噪声温度 用参量放大器，量子放人器等，以降低接受器 噪声温度 微波接收机类型（米接收区） 1 30°K 以下). 内部的噪声温度（可减到 T(°K) 是，由于接收天綫在地面上受地面及大气散 2<1厘米 晶体混類器， 10,000 >5厘米 晶体混類器， 1,500 射噪声的影响,本身已有相当高的噪声温度， 行波管放大器， 2>5厘米 750 故效果不大(目前还不能降到50°K以下）。为 参量放大器， >5厘米 100 >5厘米 量子放大器， 了克服地面辐射及大气散射的影响，有人建 将来改进量子改大器 羲把接收天綫送出大气层外到高卫星轨道上 去，这样就可以避免地面环境噪声的影响，其效果十分明显。 如果在高空我們笨用 1,000-10,000 兆赫的微波，则可使天的有效温度降低到 1°K。 这时因朵用参量或 量子放大器就可大人地改善接收效果， 所以这种作法对星际航行的通就工作是很有 利的，从上所述的情况看来，接收系統的效果好坏不但与天綫所处的环境、位置有 关，而且与系統本身的性能有关，也就是与它的噪声温度有关。 由于接收系统是 个整体，要提高設备的效果，郎降低其噪声功率就必将各个部分籍合起来考虑。 也就是要求在設計时要把天綫，放大器和环境的噪声影响配合得很适当，才能提高整 个設备的总效果， 如果天綫由于受环境的影响而使其噪声温度较高，那么，我单方 面去追求降低接收机本身的噪声温度，收效是不大的．反之，我不考虑設备本身的 噪声影响，单純降低环境对接收的影响也是不必要的。对于自前还不能将较大的天 送到高卫星勒道的情况下，对于朵用地面的定向天綫水平指向时产生的噪声影响，可 以用一个簡便的办法来减少这一影响 这个办法是在天綫場的周围围上铁絲网来消 除水平方向上产生的噪声影响。在这样的措施下利用目前的接收設备可以使噪声温 度降到50°K左右，因而这时朵用量子放大器可以保证整个系梳有良好的接收效果。 $9.4信息率 信息率是信息的基本概念之一，所信息论就是消息传递的理， 它是近代 第九章 197 集际航行中的通认智題 通技术的理基础，也是研究消息在干扰存在时的传递规律。对于科学技术的各 个域，如无电通讯、有綫电通乱、雷达、自动控制及遥控制、計算机技术等都具 有很重要的意义，我們在这里将应用信息的果来研究星际航行中的通就間題 信息是通系統传递的对象。 这种变换过程在-一定程度上由所使用的通試路的特性来决 通就路送至接收机. 定。通常可分为三个步麋，第一步是将原始信息变换为电的量，第二步就进行碼， 最后进行調制，由专明的調制系統来完成，其調制的方法是通乱系統最显著的特征之 翘过以上三个过程之后，从发送机至通路的是一种反映信息的計号，而在 这样就完成了一次发送. 通认摄路的另一端由接收机将号还原为信息 其过程可 参誉图9.5 1号十干扰 信息 信息、 发者 接收机 发送机 收訓者 千扰源 通訓系統 图9.5 通系統方框图 由此看到，同一个信息用各种不同的通乱系統都可以传递 而只是在所要传递 的信息量与通就系統的通路容量相适应的情况下，传递效率才高。 所以通认系統 最主要的特征是信息的通过能力， 也就是该系在保证必的传递精确度的条件 下，单位时聞所能发送的信息数量，即我們所要研究的信息率。 那么到底用什么单位来計算信息量呢？ 要解决这个間題我们必需設明：信息是 一种选择，是这样不是那样，是自不是黑，是上不是下，是开不是关等。在一→个接一个 的选择之后，事物就确定了，也就是信息被表达出来了。每一个选择可以用一个二进 位数字表示，每一个二进位数字就名为比特（bit即 binarydigit），所以催息量是以比 特計的，而信息率为每秒的比特数，即比特/秒。 我們的聞題是：需要多大的功率来传递出一定的信息率？在前面我們靓过，生活 翘告新我，在噪声大的地方説话必须多用气力，所以我們的感性知是传递信息 在豹十 几年前建立的信息把人們长期以来的生活实践翘和电讯工程师的經驗总籍成为 一种理，得出信息通道慎魔B（赫）、接收到的功率PR、噪声功率N与优息率之間的 星际航行概 198 量的关系, 它可作为标准来比较各种不同的通系統实得信息率的大小。 得最好时的信息率。 也可以比较各种实际通試系統的好坏，并指出我离理想还有多远，将来还可以提高 多少 根据信息的分析，理想信息率I.应是 (9.8) I. B log2 其中I.的单位为比特/秒；因为比特是二进位数字，所以其对数是以2为底数；B为 信息通路中的带寬（赫）；N为在觉B中的噪声功率（瓦）；PR为有用号的平均 功率接收到的功率（瓦） 公式指出信息率是号功率PR及噪声功率N之比的函 数，传递一一定信息率就要求当N大PR也得随着大，这完至符合我們的感性认識.公 式也表明信息率I。与通用的带觉度B成正比例，这就是说如果我們的通就只用 一个韬对单-的類率，那么频带魔度将等于，而信息率I。也将等于零，郎无法传递 信息 这是怎么一回事呢？我們想一想就会明白：如果光有一一个单一的频率，邢么就 号将是单調的連不断的振动，而且也没有振幅的变化，如图9.6a，我佣从日常的感 图9.6 无振幅变化和有振幅变化的电磁波 性記識就知道，这种单一音調，强弱不变的声音是没有内容的，是枯燥的，即是无信息 的．如果要振幅有变化，象图 9.6b那样,那么振动实际就不是韬对单一的频率，还有 如果類带霓度B越大，那么变化的可能性就越大，传递信息的 振幅起落的变化率， 这就是公式(9.8)的浅略解释．从公式（9.8)可以看到当增加频觉B， 能力也就越大. PR <1,那么对数部分 及号与噪声功率之比就可以提高信息通路的信息率．如果 1 -+ = 1.442 1n log2 可以展开，这时公式（9.8)就变成为 PR 比特/秒 I.二1.442B 第九章 199 星际航行中的通記題 由公式，（9.6)，N = 1.380 ×10-23TB（瓦）,期上式为 PRI (9.9) 比特/秒。 In=1.04 X 1023 其中P为接受功率，以瓦为单位；T为有效温度，以°K为单位 公式（9.8）只給出了-一个理想情况下的最大信息率 而实际的通計系的通計 量是低于最大信息率，其值取决于下面二个因素：一个是要传递的靓号是怎样放人信 息通路中去的，也就是朵用了什么样的調制系統， 如对无电通就可以朵用調幅，調 類及調相的系，也可以用其他更复杂的系統，而不同的調制系統，加人記号其传 递效萃是不同的。也就是設調制的方法决定了通乱系統的效率．另个因素为設号 七痛碼的間题題是一个如何利用原来信息的特性，尽量压要传递的信息量而又不失 这个可能性是存在的，因为自然的信息有或多或少的“废”郎不必要的信息。 所以实得信息量除了公式里已表出的基本限制因素以外，同的还受調制方式和碼 方法的限制 我們用最老式的調制方法即調幅法时，其真正的信息通路的信息率为理想情况 下的最大信息率的干分之一，当采用調频系統时，其真正的信息率为理想情况下的最 大信息的几十分之一。当采用新的反調類系統时其真正的信息率为最大信息率的 1/2~1/4. 所以当我们用现有最佳的调制系統，真正通认道的信息率为最大信息率 I。的約 1/3.5. 对于星际航行中的通系統还可以进一步研究，提高其信息率，使它 更加接近子理想情况下的最大信息率。 为了使我們明了各种不同的碼方法对通量的影响，我們在表9.3刻举出 三种无碼方法下的各种通乱工作所需的信息量 表9.3 各种通靓中所需要的典型信息（比特/秒） 綫性覆下” 直接传递 复杂碼 有色电 7 × 107 -4×107 ~ 108 黑自电魂 4 X107 2×107 ~ 105 - 106 传递言语 7 X104 -4× 108 ~108 电传具 2. 4 X 108 ~108 英語电报糯（每分钟20个字，每字27.5比特） 气象瓷料（溫度在 100℃范围内准到1℃) 0.1 -0.01 0.001 所值接传递就是不翘过把就号送調制系統山去 “綫性预下”是利用信 息中各单元之存在的内部联系，当掌握了信息传递有連性的规律时，就有可能顔 星际書航行# 200 先估計信息中的下一的元是什么，也就降低了真正新的信息量，从而压箱了信息量。 第三种方法是复杂的稿系統，是指頂知信息的統計性质，不光是象“綫性頂「” 那样估計信患的下一一单元，而是統观下文，根据上几个单元来估計下几个单元的情 况，这样如表9.3所示，其信息量可以更进一步压箱 s9.5量子效应 在无綫电通中的基本物理过程是一-个电磁波的传播过程。 而电磁波的传播是 电磁波量子以光速的运动过程 量子是一个很微小的能量粒子，它本身是具有統計 当号很弱而噪声很大时，就应特别注意量子效应对通的影响， 性质的. 量子效 当号很弱时量子数少，那么量子 应与一个单位频竟里所接收到的量子数有关 运动的窥計性质就显示出来了，发生实际接收量子数的不规则涨落（就如当一个容器 里的气体非常稀薄时，每单位容积中的分子数不多，那么由于分子热运动的統計性 ，瞬間单位容积中分子数有不规则涨落），这样就会造成混乱，其乱号的传递受到干 扰，即所量子效应的噪声或“量子噪声”为了不发生量子噪声，每赫寬的量子数 必须大于10. 設于为以赫为单位的电磁波的類萃。「 而每一个類率为f的量子所具有的能量为 hf，h为普期克量子常数 如果M为每秒的量子数，则接收到的功率应是每秒量子数 乘每个量子的能量： PR == Mhf - 6.62 X 10-34Mf 瓦. (9.10) 对通就所要求的是单位赫魔里的量子数为m >10,剧由(9.10)式得 PR APR × 1034 1034 1034 6.62 6.62 × 3 × 1010 6.62 由公式（9.6)） N X 1023 1 T. 1.380 所以 (PR)> - 0.6957 > 10. 这里 T。为有效温度，以K計；为波长，以厘米計 当有效温度低和波长很短时，就有产生量子效应的危险，故要在以上的限制条件 下来选择 入和T。的数值，以避免“量子噪声”的产生。 第九章 201 星际航行中的通讯間題 $ 9.6 星际通讯的設备要求 为了使我們对以上公式的应用有进一步的了解，因此举出下例进行具体的計算， 当接收和发送效率的乘积为nrn=0.5,在星际飞船上的发送天綫的直径为2米（这 与苏联发射的金星火箭上的天綫相同），接收天綫的直径为100米，波长入二10厘 米，率f二3,000 兆赫，发送与接收之聞的距离 L = 4 亿公里，发功率 PT= 1/4 瓦时，则 PTIRITARAT PR= L212 00 × / × z000'01 × / × $0 × /1 一 1.93 × 1018 瓦 102 × 42 × 1016 × 1010 如果 B 一 20赫,而 Tc三200°K，那么 因此 PR 1.93 X 10-18 35. 5.520 X 10-20 PR I。 == B log2 1.442 × 20 1n(1 + 35) == 28.84 × 3.58 = 103.2 比特/秒. 如果案用了現时最好的調制系，其实际的信息为： 103.2 =29.5比特/秒 3.5 3.5 根据表9.3这样大小的信息率是足够用来打电报。 我也可以用具体数享证公式 (9.10)的条件是被满足的,不会产生量子噪声。 由前知道，发送机、接收机及調制系統是星际通系統的构成部分。这些設备的 作用效果可以归在图9.7里。图9.7中表示出目前的星际通乱系統所能取得的， 或者至少可以見到的信息率作为至星际飞船的距离的函数繪出。 图9.7 中的曲綫 是假定相应于飞船天綫和飞船发送机之聞最合理的重量分配，以及假定在接收机中 使用了最好的参量放大器，还假定了接收机天綫面积和发射系統重量之間的几种租 合方法，这几种粗合方法代表了用于几种星际航行中的情形。图中的信息率为理想信 息率I．从这些曲中可以明显的看出,对低空飞行卫星和卫星式飞船来，可以传 递大量的信息 例如，在重量为4.54公厅的发送机和天系統中，就有可能从805 星际航行概 202 公里高空勒道的卫星上把电税照片传送到地面1值径为18.3米的天綫 以90.8公斤重的发送机、电源和天綫，在24小时的卫星勒道_匕，对地面上-一个值径 这是在近100路电靓中所包含的信 息、 10 1 (练糖統最) 1011 76米（地面按天接直径） 另一类間题是星际飞行及对月球的 1010 109 探測．以一个90.8公厅的系統，可以从 10 吨 108 储息率 Io.比特/秒 305 米 107 月球把电視照片或每秒10？比特的信息 105 4.54公斤 如果发送机一天綫系統只 发送到地面， 18.3 米 104 10 吨(糖播系统重无) 305米（空两接收天载道径） 90.8公斤 103 能有4.54公斤，则每秒的最大传率降 18.3 米 102 24小时卫星 低到1.0*比特. 如果用一个无方向性的 10 垦星阳 天綫，则一个4.54公斤的系統所能传递 10- 金火太 10- 的最大信息率就下降为每秒100比特 102 103 104 105 106 10? 109 109 10101011.10/2101310141015 10 距离，公里 第三类星际飞行是对金星和火星的 图 9.7 星际航行通乱系統的性能 一比特的信息；然而用一个90.8公斤重的系統，在地球与金星或火星之聞最短的距 离闪，其信息率达到每秒1,000～1,500比特的数量级. 如果信息是从一个围优着金 星或火星运搏的卫星上发出的，用一人90.8公斤的发送机，只要地面上应用直径为76 米的天，在火星整个勒道上都可以传递每秒100比特的信息 要在任何位置上，从 金星或火星的卫星上传递更多的信息,就必须有一个比这更好的通系統。例如，在 金星的最远位置上，以一个十吨重的最佳发送系統，对地面一个直径为304.8米的接 收天,每秒可传递5×10°比特的信息。 最困难的通要算是对星际探測体的通讯。 即使以一个10吨的传递系統和一 个直径为304.8米的地面接收天綫，也刚刚能对距离最近的星，人馬座的α星进行跟 在这样大的距离上信息率是很低的，每秒只有百分之一比特，而对振器稳 踪探測， 定性的要求又很高,約在 10~12 左右. 因此,严格説来,在目前的技术水平下,还不能 但有人这样設想，把接收天綫安置在一个围地球运搏的卫星上，此 进行这种飞行。 卫星的高度须使地球表面产生的热量对天綫中所接收到的能量影响很小，其量子放 大器固有的低噪声性能就可充分发出来。 如果这是可能的，则可以在飞船上用 10吨重的最佳发送系統，并在离地很高的卫星上設一个值径为304.8米的接收大天 綫，这就可以約为每秒一比特的信息率提供对于人馬星座的α星的信息，从这里可以 看出，在恼星际距离中进行通还存在着大量的間题，有待子今后翩研究来解决。 203 第九章 星际航行中的通靓郡護 59.7地面接收天 从上一节我們看到星际航行所需要的地面天綫是十分庞大的，建立这种大天綫 也就成为无綫电技术中的一个新而困难的間题，要决定地面接收天的类型,首先应 由于具有广大 决定工作的频率，同时必须使用能在较竟的频率范围内工作的天綫, 有效收集面积的多元的天綫,其频率是固定的，所以不好用，不如用对類率不敏感 而且由于要在很大的角度里跟踪星际飞船，而天体方向性是固定 的抛物面天綫 在适合于进行星 不变的，只有选择可以动的抛物面天綫才能满足各方面的要求。 地方，直 !Jodrell Bank J 际通記的天綫中，已知可以提供使用的、最大的天綫是在英国 径为 76 米的天。設备相当大，其重量在几千吨左右。抛物面是支在一个有两个垂 直支柱及一水平轴所构成的支架上（見图9.8），而支架可以沿地面的凰形轨道垂直 图9.8英国Jodrell Bank天粮 旋樽，同时抛物面还可以水平轴摆动，以这来对准发送的方向，而且保持高度的 实际上这样一个接收天綫的設备就是一个射电天文望远镜，其精确度的要 准确性。 求也是同样的，它也可以作星际飞船跟踪雷达的天綫 这种抛物面天一方面要大，而另一方面还要保证抛物面有很高的准确度，在任 何情况下变形小，这才能把电磁波收集起来，集中到焦点，送八电器（馈电器是速接 天綫与发送机或接收机之聞的电能传輪設备），不然增加天尺寸也不能收到应有的 星际航行概 204 效果；这就必须使籍构的实际变形保持在波长的十六分之一-以下，如果波长为30厘 米，天綫直径为200米时，最大允計变形为直径的1/10,000，郎抛物面的精度为万分 之，而且这种几何形状的精度，即便在各种温度变化及风力作用下也得保持，在不 太大的天，如英国76米道径的天綫还可以用加强籍构的办法来做到，但如果直径超 出100米，估計光是加强籍构就会使整个天綫更加笨童，从而带来了转向的困难．所 以100米值径以上的天綫，必须用自动作用的活动支撑，来对抛物面的形状作必要的 补偿及修正 这样一来，天綫本身就是一个非常复杂的巨型装置 这就好象盖一座 四十层的大楼，而又要大楼是自由上下左右地博动，并且在运动中及大气中自动地 整其外形，最大变形不超过2厘米，它簡道是一座庞大的精密机械 美国在西弗吉尼 亚州山区中建的天綫郎属这种类型，其天直径为180米，所使用的材料就有約2万 吨鋼和钻. 計划在1962 年建成。 从以上可以看出星际航行中的通技术是一阴复杂的科学镇域，它包括了无綫 电电子技术中最尖端的部明，需要很复杂高精度而且很庞大的設备。 同时也是星际 航行中不可缺少的一部分，它必将随着星际飞行的发展而发展，为星际航行提供更良 好的条件。 $9.8卫星式通中崧站系統 有人也想到利用人造卫星作为无电通的中谜站，因为现代的火箭技术有可 能把一个足以作为反射器的构，送人卫星道上去；也就是用人造卫星作为无毅电 号的反射器，那么就可以用很短的波长如10厘米的电磁波在更」一大的地面内进行 通（图9.9）．日 由于在接近地车綫附近，地球大气引起的传播异常現象对通靓有影 响，故柔用高勒道卫星较为好，另一个原因是因卫星在不断的运动，这样要提供几乎 不中断的传递号就成为不可能，要得到蓮传递，必须使用多个卫星作为中辩站。 所以最理想的是采用一个不动的卫星作为中辩站，因此也促使我們不采用低勒道卫 星，而采用高勒道卫星作为中站。 如果有了足够准确的导向設备以及調整轨道高 低和位置的长寿命的方法时，就有可能使用在周期为24小时的道上的“固定”中 站。这对于通是很有利的。 就自前而，认为卫星式无裁电通的中继站可能有 四种类型，其特点可参看表9.4. 所被动的中糍站，实际上就是一个电磁波的反 射器，把地面发送站的电磁波反射到地面接收站上。而主动式才是眞正的中瓣站，先 接收从地面发送站来的号，然后发射到地面的接收站上去。百 可以看出，主动型的中 糍站收发机有限定的作用范围和限定的類带霓度， 因此，只能同时用于有限数量的 第九章 203 星际航行中的通讯間麒 独立号，但主动型的中瓣站能量较集中，只要小的地面天，另一方面对于竟類 带的使用而言，大型沃綫和大发送机功率是有-一定优点. 当用被动型的中站时，只 能反射电磁波，可用的带冤几乎是无限的；它实际上为一性装置，能使用計多類 卫星反射器 卫星轨道 发报站 收报区域 地球 图9.9 利用人造卫星作无綫电通的中继站 率和不同功率,在計多不同收发点进行多路通設而不发生串话. 但它所露的地面天 綫较大，对于高勒道卫星中继站其天是固定的，因为方位要稳定，故其上面的設备 总的来看，卫星式的无綫电中群站是具有一一定的优点，但日前还有計 是相当的复杂. 多聞題简待研究,故还波有能建成一个卫星式无綫电通中谜站；但它的可能性是存 表 9.4 中站的形式 被动的（反射器） 生动的（接收后，再发送） 低軌道 最簡单的是一个面膜有金属的塑 戴有輕型微波发送設备和电源及低 料气球，值径約为30米 定性的天綫. （周期为1一3小时） （地面有：大型可樽向的天綫） （地面有：型可搏向的天綫） 高轨道 方位稳定的反射器（平面反射器） 载有重型微波发送設备及电源和高 度楚间性的天羧，方位稳定。 （周期为24小时） （地面有：特大的固定天綫） （地面有：固定中型或小型的天綫） 行概 206 在的，实現它只是一个时間早晚的間題 $ 9.9 F 电磁波传播間题 我在以上各节里还没有认到通計用电磁波在空开的传播題 传播間题有儿 个方面：如波的多普勒移，波由于传播中受介质的吸收而衰减，波的极化或极化角 受传播介质的作用而偏，电磁波与地球磁場的作用，以及波在传播介质中的折射。 在这里我們将只闻一下电磁波的折射题，因为这将影响通就的可能与否，是个比 敢重要的間題 1.4），在邢里存在着电子 所谓不同的电离层就是在每一层的中間出現一个电子浓 个电子/厘米3；F2层的值最大，約为1.8×10°个电子/厘米3. 因此为了把間题題个 化些，也可以略去翘节，把电离层 收报点 看作是一层，从約100公里高度 开始，电子浓度遂渐升，到 300 公里高度左右达到最高值，再高 电子浓度又下降，我們就来研究 这样一一个电离层模型对电磁波的 发报点 折射． 我們也将忽略切偏离球 形的影响，把地球看作是一个 球，簡化了的电离层是一个球形 壳，这样整个聞題就有了球对称 性，我們可以把聞題限制在包含 发报点、收报点及地心的平面中， 在这个平面中分析間题題 （見图 9.10). 图9.10 地球电离层的折射 命←为电磁波传播綫上任意 一点到地心的距离，α为传播与当地垂道方向的夹角，那么电磁波折射定律为 (9.11) rμ sinα rufo sin do. 下标0代表发报点的数值，而μ为折射指数。 如果电磁波率在20兆赫以上，则 μ2 = 1 - (fo/f)2. (9.12) 其中f为电磁波的频率，而为由电子浓度N（电子/厘米3）所計算出来的等离子体 :.9 星际航行中的通认間題 第九章 207 1 Ne2 (9.13) = 0.806 X 10°N. 4元? 8om 如果电子浓度为零,那么fo0， e为电子电荷，m为电子质量，su为眞空介电常数。 μ二 1,这样我們可以从公式(9.11)中推出 r sin α= rosinαo，那么如图 9.10所示，传 播是沿着值裁进行的，但在电离层中，电子浓度不等于，因此就有折射。 我們首先来看一下从地面发报的情况。 图中 总的情况可以用图9.11来表达， 图9.11 地面发报点，发出电磁波（比低類）被地球电离层折射的情况 1綫代表垂直发送，αg0,那么公式(9.11)得出α=0，郎无折射題。 2、3、4线 代表倾角逐减小时的情况，折射的影响也就逐明显。 如果发送方向的倾角再减 小，那就发生象5、6两綫的情况，电磁波束一出电离层，就很快地发散；这就是設即便 在地面发送站的波束很窄，出了电离层也会变寬，这就使記号减弱。主 这种减弱就号的 机制是由于电离层的折射，是我在以前各节中所没有耕到的。但如果不出电离层， 5、6、7三表示波束还是压窄的趋势，号还可以加强，这也是电离层折角的效果。 如果发送方向的倾角再减小，邢就产生7、8两綫的情况，靓号不能透过电离层；所以 对在电离层以上的人造卫星或卫星式飞船来耕，有-个与地面站通的最大距离，大 于这个距离就接不到就号，不能通計。 值得注意的是：8綫联系到地面收报的最近点 A，如果我再压低发报方向，地面收报点反而离发报点更远！ 如9綫 这也就指出 在-点 B,间附有三条綫通到发送点 0，两条直接綫 7及 9，-一条反射8。0到A 行概 星际航行 208 之間为地面无就号区，如果电磁波的率比较高，那么从公式（9.12)可以看出μ接近 于1，即折射作用弱，波不容易反射，在倾角还没能小到招致反射以前就可能先已翘 发生传播綫切于地球表面，如图9.12所示， 这也就限制了发报点与收报点之間的距 卫星 发报点 图9.12 地面发报点，发出电磁波（比较高類）被地球电离层折射的情克 如果发报点在电离层之上，那么情况就如图9.13所示。 这里也有一些能比较道 接穿透电离层的，如1、2、3、4. 但到了5、6、7等就受到更强的折射影响而散布 到地球表面广人区域，記号强度也就大大削弱. 所以虽説在发报点的地球阴影地区 也能收到号，但是号很弱．8、9、10綫代表跳去电离层的传播；而11綫为外切 电离层的方向，发报方向倾角再减小就不再与电离层起作用了。B点代表一个值得 注意的情况：在那儿可以有三条通向发报点：两条由电离层反射来的,而另- 綫是接通向发报点0．如果我們使用的频率较高，折射的作用就比较弱，那么就可 以出现如图9.14所示的情况,出现ABA”的无号区。 从以上的介貂可以看出电磁波传播是一个复杂的期题題， 就以折射，一方面 它使得讯号强度的計算复杂化，但另一面它也指出，如果我們使用不太高的频率，那 么就可以利用电离层折射来扩大通区域，从而减少地面站的数目。后·一点对地面 209 第九章 星际航行的通記語 发报点 10 图9.13 电离层上发报点，发出电磁波（比较低類）被地球电离层折射的情况 与人造地球卫星及卫星式飞船之聞的通訓来設，无其显得重要；这也说明为什么如表 9.1所示,苏联在这类星际飞行器上用的率不高，总之,电磁波传播聞题是星际航行 技术中的又一个要深入研究的間題，我在上面所説的还是用了簡化的球对称假設， 实际上地球上各地的电离层不是均勾的，这又引大了新的因素：但是另一面也要看到 解决間题的理和餐料是具备的，我們所要做的是利用近代計算技术进行大量的具 发报点 地球 电离层 电离层上发报点，发出电磁波（比高類）被地球电离层折射的情 图 9.14 星际航行概 210 体计算利分析 $9.10光波通記 从一般通就公式（9.1)中可以看出：如果我們箱短波长入，我就可以提高接收功 率与发迭功率之比，这就提高了通凱的效率。 或者从另外-个角度看,保持 A1/>²的 比，那么循短波长人就能减小抛物面发送天毅的尺寸，也就是在保持通乱效率的前 很短的、而相位又有规律的电磁波，然后再通过調制这种电磁波而把信息加上去. 般的单色光源，从波长来説是很短的，不到1微米，也就是不到3,000兆赫无綫电波 波长的十万分之一；但是它的相位是杂乱无章的，可以説完至是一种噪声，而且郎便 名义上是单色的，,实际上它的濒率范围还是太竟. 所以一般的光源虽説是一种波长 很短的电磁波，但拜不适于作远距离通用， 这种情况在近几年已有了变化，物理学家創制了光量子放大器，它能把一般光源 的那种杂乱无章、類带很寬的光浓集到一个很窄的频带内,而且产生出来的光束,具有 相位一致、方向一致、偏振一致的特点，也就是我彻得到真正象无綫电波那样的光波 束。例如用一类鳖光晶体（如紅宝石)为工质,就能制成这种光量子放大器，它能把本 来波长分布在800埃（1埃 二10-8厘米10-4微米)区域闪的光能浓集到波长分布 在 1/10 埃以丙,而波束度只有 1/10 度. 有了这样的光束就給星际通带来了完 全新的可能，开辟了高信息量、远距离通就的光輝前景， 在这种通就系統中，我們可 以直接利用太阳光作能源来激发光量子放天器， 根据这些設想来計算系統的性能， 发現我将不但能实现高信息量的太阳系中的星际航行通就，而且也有可能实現将 来的恼星际中的学笛航行通試， 自然，真正实现这种使用光量子放大器的通乱系統， 还需要作大量的研究工作，要更进一步压光束的竟度，要解决調制频率的聞题，要 解决加戴信息調制的間题題。 有人估計，这都将在近十年左右得到解决；那将是星际 航行通訓技术的一个大发展 第十章再大气层 s10.1人造卫星或星际飞船的隆落間题 但是随 在前面的章节中，主要是解决人造卫星或星际飞船的发射和运行题， 着星际航行技术的发展，进步的周题就是人飞船飞出地球大气层或到太阳系的 这样一来就給人們提出一个新間題，就是飞船如何在地球或其他星面 其他行星去 而也只有当降落間题从理和实际上得到解决之后，人們才能够乘上 上降落鼠題 飞船到地球之外去旅行。 显然，等到将来星际航行事业高度发展的时代，这些間題将 会变成和現代航空样寻常的事， 我們知道，不是卫星或星际飞船，都是以相当高的速度地球运动大約等于 （速度达第二字宙速度以上)接近地球或星球．为了 第一学速度)或以更高的速度 使飞船降落在地面上，必须减低它的运行速度；因为当它以等于或大于第一宇宙速度 飞行的时候，它是永远不会落到地面上来的． 在发射飞船时是一个加速过程，即是要 让飞船在运戴截火箭的推动下，由静山到运动，由低速到高速，最后达到飞行的目的。 而降落过程实际上是发射的逆过程，郎是要使高速飞行的飞船减速，最后降落在地面 很显然，我完至可以利用与飞船飞行方向相反的火箭沿着发射轨道及过程进 行减速，沿发射軌道逆向降落到地面上。 图10.1郎表明了超飞与回地的两个方向相 卫星轨道 加速段 卫星轨道 减速段 自由飞行段 百由飞行段 减速段 地球 地球 降落过程 趣飞过程 图10.1 用火箭推力制动的道 这里应当指出，如果飞船是在没有大气包围（或大气非常稀薄）的星面上降 反的勒道。这 落，如在月球上降落，这也是一个唯一可行的办法．但是对于有大气层的星球（如 地球，火星等）上降落，这确是一个原始的、而且十分不翘济的办法。 因为，要把一吨 重的卫星从地面加速到8公里/秒的速度，运载火箭的起飞重量約需100吨。所以 要使卫星沿飞路綫相反的方向，由卫星勒道降落到地面，要求的减速运载火箭之重 星际航行概 212 内此，很睿易羞出，当娶发射一地球卫星降落到 与卫星本身尊量戏比为1：100. 地球上，那么，降落到地面上的有效鱼载将为超飞时运载火箭总重量的1/10,000.显 然这种办法是十分不翘济的. 更好的办法则是利用地球表面天气层的空气阻力来使飞船减速，这种办法确实 是比前面的办法經济得多，它的减速过程是这样的：首先，訓卫星或接近地球的星际 飞船，用一小段推力，使它的勒道朝向大气层，这以后不再用火箭来减速，由于飞船以 一定速度在空气中飞行，而受到大气的阻力作用，使飞船逐渐减速，最后降落到地面 t.. 这样就可以节省大量的推进剂并大大地减輕发动机的重量，从面使降落单位质 鼻所需的运载重量大大降低，提高了星际航行的飞行效果，使得星际航行和返回地面 变得更加现实 然而，大气层对飞船的着陆还存在着不利的-面，那就是：由于卫星 或星际飞船进人大气层时速度很高，为大气中声速的25倍以上. 因此，空气对飞船 的头部形成激波和摩擦，产生高热，如果没有柔取特殊的措施，将使飞船烧毁。 但对 于这个間题，現在已翘有办法解决，我得将在$10.4节中闻。 所以这种利用空气阻 力来降落是完全可能的，这就是所再人大气层間题題。 $ 10.2 J 再大大气层的道分析 无按照什么方式使卫星或飞船降落到地面上，它們都是遵循质点在中心力場 中运动的原理，沿一定的轨道运动，在第六章里我们讨过了质点的运动，因此我假 有质点在极坐标中向原点力場的运动方程，径向及周向运动方程为 dr. (10.1) dt (10.2) rFe. dt 这里（蕙力)可以看作不变的，因为再入时受到大气阻力作用一段的勒道高度变化 只有百多公里，比超地球牛径来設太小了， 此外，我以为飞船在轨道上的速 度；Φ为飞行道与当地水平方向的夹角（如果对再入飞行，β为负值）；M为飞船 的盾量；D为飞船受到的空气阻力；L为升力（見图10.2．故得出单位质量飞船所受 的径向力为 [ L cos@ -- D sin ]; (10.3) 周向力为 (10.4) 213 第章再人大气 同时，我有飞船的径向飞行速度及周向飞行速度 (10.5) - v sinq; dt (10.6) u cos p. dt 卫星轨道 图 10.2 用大气制动的勒道 因此,（10.1）及（10.2)式可写成 -cos sinl: (10.7) dt sin + cosΦ (ru) 1 (10.8) dt 由空气动力学得知常用的阻力与升力关系为 -BhACD: (10.9) PACd - D : (台) (号) ACD ACD (10.10) 其中，β。为在高度为h（米）处的空气密度，而β。可以足够准确地表达为 :A为参考面 β*为地面的大气密度；β为常数(量網为[长度-1J)，β 7,000 积（一般用"飞船在飞行方向的横截面）；C为无量網阻力系数一般C～1） .e.: 星际航行概 21 4 用飞船质量除（10.9）式得 Bh (10.11) 2M CpA 为飞船距地球中心的距离，当 r二R 时,则grVi 代大无量網速度 为常数,而 L，D 的变化主要是依于 e-附 及 u （第一宇笛速度）；同时当升阻比 的变化，则(10.11)式可改写成 (gr )2p*-Bh (B)tiz, gr 2M CDA g(Br)zuz. (10.12) 式中人“一个新的变数 (B) (10.13) 2M CDA 从（10.12）式可以着得出来：D/M是量除阻力；其量網与加速度g相同；（β）是无 量網的，也是无量網的，所以乙是无量網的， 这样一来（10.7）及（10.8)式可以写成 如下形式 Vgrusin)= cos" 1+(βr)z s sos grucosp) - (Br)uz . dr sin 把这两个微分式展开，拜代入 grusin 得 (u sin ) ld Vgru sinp) sin gr usin Φ+1 Vgr'sin p- gr ucos gr cos@ dt 215 第十章再大气层 Vgr3 ucosp) (rucos Φ) dt dt gr Vgr u sin @ dp gr cos dt gr sinp dr cos at dt 所以（10.7）及（10.8）式最成为 gr 1 sin? - sin Φ vcos 甲 dt cos? -- 1→ (βr)z (10.14) gr sinΦ dv cos dt dt [sin ?+ cos ?]. —(βr)z (10.15) 将(10.14)式乘 sin Φ 与(10.15)式乘cosp,拜把乘积相加,得 Vgr sin cos'q sin3β + dt 所以 1 2 + 1) -(βr)z. Vgr sinq (10.16) dt 将(10.14)式乘 cosΦ 与(10.15)式乘 sinΦ,拌把乘积相减,得 - sin? cos sin?β cos Φ 2 cos3 - cos +(Br)z 所以 Vgr- 2 = cos(2 1) +(βr)z (10.17) 針对实际情况可以对（10.16）式进行适当的簡化. 由于再人空气轨道与当地水 平面的交角Φ一般很小（β<5°），因此，sinβ二0；又知之数值为 1.0 的数量級, N.. 星际航行概 216 所以(10.16)式中 sin Φ（一 十 1)很小,可以忽略;同时在一般情说下（βr)中的 近子地球牟径 R,故（βr)二 30,所以(10.16)式化为 Vgr --(Br)uz -30z. (10.18) dt 这里所得出的（10.17）及（10.18）式即为我们的基本公式。但是，为了計算方便起 由前面 見，我們将以为自变数，Z及中为未知数，来求得一普逼而簡便的关系式 得出的 (B) CDA 可知,其中 A，CD，β*是常数;M为飞船的量. 我铜在510.4中将会看到，为了防 热，飞船的质量会有些变化，但变化量比起飞船的原始质量来説，是很小的，因此可将 飞船的质量看作不变；同时前面已翘提到（βr）在一般情况下变化亦不大，而式中 及 -Bh 目 则由于飞船的速度及高度（郎大气密度）改变，而变化很大，那么，令 二常数， 2M C DA 故得出 Z Cuc-h: (10.19) 同时，飞船离地面的高度hR，而R为地球牟径，是个常数，所以 dr dh dv dr 所以,将（10.19)式对求-一阶微商,再用（10.18)式,得 dr dt dz dh Ce-βh -}- Cue-βh(--β) -ZB dv gr sinp ZB- (Br)1/2Z dt Vgr 217 第→章再人大气层 -f(Br)sin . (10.20) sinΦ，以（10.20)式再对元取=阶微商，再用（10.17)和（10.18)式.得 为了消去 dr + (βr)cos (p dv di2 dr 1 (Br) + (Br)±cos sin dt dt gru sin?@g? 1 (Br)2 -- (Br)Zg cosp(2 - 1) →- (Br)z + (βr)cosΦ -(Br)1/22Z 所以 Lcos q ccs (2 1) → (βr)z sir si 很小，可以忽略不計，式变为 由于Φ角很小，故 cos D cos @(2 .-- 1) + (Br)z (z -% (10.21) cos q. 这里得出了Z对的二阶微分方程，要解这个方程，就必须具有两个初始杀件， 由飞船的初始状态即可得出两个初始条件为：当0时，才开始进大大气层，速度 为初速"而空气阻力还很小，所以，二；时，ZZ三0；般情况下当飞船从卫 ； 0.995。所以由(10.20)式得 星軌道开始进大大气层的速度 i + (βr) sin P; = (Br) sin β: 30Pi. 再通过Z用（10.20)式确 β；为弧孤度。有了初始条件,就可以解此微分方程，求出乙. 定再入勒道与当地水平面的交角Φ，从而确定了再六道的参数。 通过解方程（10.21）就确定了Z（）的关系，其他的参数也可以計算；如减速 星际航行概 218 度的大小可按（10.18)式得出 (10.22) 同样(10.18)式也給出了飞船减速的时間 (vz)-1dv: 所以 (10.23) 27 DZ 以{推演的秸果，充分地显示了我們所用的变数不仅是无量網的，便于运算，而 更重要的是在于利用一个乙（）的关系，就概括了所有的再入軌道，代表了再入軌道 間题的正确相似律自 郎是設在方程中拜不出現具体的质量、阻力系数和面积，而只与 飞船的飞行速度，离地面的高度，道的角度有关；这样一来求出Z及讠的解，对于任 何飞船都是适用的， 因此，前面所作的一系列推演和无量網化是分有意义的， 体来證，（10.22)及（10.23)式表明：对某→类勒道来説，例如有升力（L/D一0）,初 始軌道倾角Φ；为一定值的軌道，最大减速度及总的阻力飞行段时聞都与卫星或飞船 的尺寸及重量无关，这是很有意义的籍果。 当然，尽管最大减速度对每一类勒道都是 一样的,都出现在--定的Z及值,但从（10.13)式看出，M/CDA参数越小时,相应的 也越小，即h越大 这就是説，量越是小，阻力系数或截面越大，最大减速度 出现的高度也就越高. 实际上这就是説，由于阻力相对地大，减速度自然也大；但也 就是因为减速度大，飞行速度比鞍快地变小了，这又使阻力变小，减速度也变小。这 两个相反作用的因素使最大减速度保持不变，只变最大减速度出现的高度 $10.3两种再入道 自前，以空气的阻力来减速的卫星或飞船可以用两种勒道：最簡单的办法是不 用升力的勒道，其灰是用升力的勒道。 不用升力的再入轨道 不用升力的再人勒道就是飞船在受大气阻力作用下不产生任何升力（L/D二 0）。而这种办法中最簡单的还是阻力系数CD也不变,即是在大气层的飞行过程中， 飞船的形状、参考面积都不发生变化。这种办法虽然簡单,但它所存在的間题也大。 首先，它在减速过程中的最大减速度大，而又无法进行調节，为了使最人减速度满足 , tr 219 第十章再大气层 人体的要求（郎超重的限制），需要将再人角限制到5°以下；实际_一般为一β：二 1°-~3°这样可使最大减速度控制在 8一14g 之間. 这样把再入角的幅度限制在很小 的范围也可使飞船不致过度受热。 但是，由于角度很小,如果控制得不当，Φ；成为一 正角，道不是倾入空气层，而是倾向空气层外，那么，飞船就很容易跳出大气层．因 此,对于制导的要求比较高。 如果仍然不利用升力的，可以用变阻力系数CD的办法. 即当再人开始时，由 于空气很稀薄，我們可以在一定的减速度下加大Φ角，来保证飞船不跳出大气层，同 时当飞船进入大气层时，则可以調节它的阻力系数来改变受热状况， 阻力系数 的調节主要是朵用調节飞船尾部的裙翅翘（見图10.3），郎是增大受阻力面积和改变形 图10.3 变阻力系数的設計 状。由于阻力系数的調节，因而可以避免减速度太大，一般可比上述办法的最大减速 度小50%，显然这种办法较为优越， 由于L/D0，即升力为零,所以（10.21)式可以簡化为 cos? (1) iz"-(z2'-号 (10.24) 方程虽被簡化了，但是仍然是个非綫性方程，要解这簡化后的方程（10.24)还是比较 困难的，必采用数值积分的方法来求解，表10.1即是用数值积分法求解得出的具体 数值。 根据（10.22)式代表减速度的大小，表10.1里带黑的是其最大值，也 就是最大减速度的代表值。 我們从表中可以看出最大减速度随着初始颂角 增加而加大，但总的减速时聞却因一Φ；的加大而减短 218 200 207 249 292 00 0.03396 00525] 0.04640 00259 01059 2164 .1264 770 .0928 .0220 .0594 2564 2684 2720 2630 883 1479 0478 590 1890 2460 1005 .0206 2740 0361 0053 8010 .1580 0026 0505 .1092 0990 270 0.466 .608 .885 .680 942 986 005 956 824 L-D 248 298 346 229 425 表10.1 03478 .00130 01399 .00267 0.00591 0.02062 1478 .0238 2332 2666 1138 2530 2470 2086 2724 .2226 .0794 .1800 2736 .1895 0467 2640 0.0479 0.1487 0.1009 0.00131 .00270 .00603 01457 0253 0378 0519 0.0934 .1970 .1421 389 533 257 824 . 460 209 .890 0.958 321 .681 600 ° 947 825 166 396l 468 442 448 341 429 493 504 421 537 411 0.00165|0.001635] 0.00058|0.000577 0.01315/0.01262 004670.00458 0.02266 0.03392 0.02062 0.0464 0.1148 2108 .2736 0.0798 .2648 .2228 0.1820 .2546 2680 .1898 0.1494 2352 .2480 2742 0479 .1487 .1009 0.0241 1435 0515 0.0939 0369 1991 260 0.463 .684 610 892 958 827 949 992 600 825 0.995 025] 第十章再大大气层 221 用升力的再入勒道 利用变阻力系数的方法虽比较好，但仍不及利用升力的办法， 这种献道是飞船 在大气层中飞行受到阻力的同时，相应地也产生一定比例的升力，从而可以降低最大 减速度（郎可以使一Φ；角小），飞船在大气中沿着一定軌道滑翔到地面。这种勉道， 如果 L/D =常数，一β 很小时，cosΦ一 1,那么,可以找到下面的解 1 —2 Z /(10.25) (Br) 满足于方程（10.21） 这种勒道虽然可以利用簡便办法求解，其减速度也较小，完至 能适应戴人飞船的需要， 但是，对于实际应用上确并不适合；原因在于老所需要的滑 行时間很长，从而延长了防热的时間，也增加了設計的困难。 自前看来鞍現实的办法 是用变升力的办法，这样既可短飞船的减速时間，减輕防热間題，又可保减速度 在适当的范圖， 这就是按照飞行的真体状说調节升力，如在开始进人大气层时，可以 使Φ角大些，少用或不用升力，即减速快些，而当大气密度增大，飞船速度又较高，加 热太剧烈，戒者减速度超过要求时，则可增加升力，从而使飞船的轨道上升些，降低 加热量及减速度，来适应飞船和人的要求. 这样既可保证使加热量保持较低的水平， 而减速度不超过人生理条件的要求，提高了飞船的飞行效果，又使人和飞船安全地滑 翔到地面 $10.4防热設計 飞船再入大气层的間题，方面是要考虑采崩再入大气层的勒道类型并进行計 左右)。{ 因此，如何才能使飞船再大大气层时，在这样高的温度下不被烧掉，萌能完整 的降落到地面，就是一个相当重要而必须解决的間題， 所以当我們了再八天气 层的轨道膏算以后，必对再入大气层时气流向飞船所传递的热流量，以及在这样高 的热流量下，对飞船的烧触防护要求进行分析和計算，从而寻找出解决飞船在高温下 不被烧掉的方法 首先我們对再人大气层时的热流量进行讨．根据流体力学里的能量关系，即 $2.5中的公式（2.7)和（2.11），我就可以得到下刻关系： Cp2T。"- Cp,2T'o + (10.26) 2 Jg -$-5-1 星际航行概 222 其中TK）为飞船头部的气流温度，郎气流的点温度；T。（K）为外层空气的温 度，也就是在距离地面一百公里高的大气温度，其数值約为440°K；J为热功当量，其 数值为426.85公斤·米/大卡；cb2为空气的定压比热，即每公斤空气温度升高一度 所吸收的热量，大卡/公斤·度。 計算的果表明点温度高达8,000-10,000°K 由于外层空气的温度1。相对于点温度而言是相当小的，可以忽略，这也就設明了 气流的点温度主要是由动能产生的．为了簡化計算可将（10.26)式改写成： (10.27) 2 Jgcp.2 代入速度的无量網形式,拜取r相当于飞船平均高度，約一6.45× 10°米，则 7550 gr (10.28) T.: 2 Jgcp.2 由于头部气流的温度近于10,000°K，而飞船本身的温度比气流温度低很多，它相 当于外层大气的温度T。，这样就产生了气流向飞船传递的热流量 在具体設明計算 热流量之前，我們必首先指出，由于一般飞船設計将采用较小的M/CDA这个参数， 那么按照10.2的分析，轨道上出现大热流量的地方与出现大减速度的地方一样是 Po vl 在高空。高空的密度比较小，气动力参数之一的雷諾数， 较小（其中1为参考 长度，如飞船长，“为空气粘度）．在雷諾数小的情况下，围飞船表面的气流是平稳 因此我在以下的热流量計算中，流动假設为层流。 的，做层流。 如果設 90s为最 大的热流量，,在头部点温度处的热流量,其单位为大卡/米2·秒；β为外层大气 的密度，公斤/米；见为飞船头部表面的曲率半径，单位为米，根据气动力学計算在 PoT。 T。成正比例 头部的热流量90与 其根号内的温度表示了温度对粘性系数 的影响。这是由于对于气体而言，当温度升高时其粘度上升，而导热系数也相应的增 加．这时其最大热流量可以代入（10.27)式得 (10.29) 利用了大气密度随距离地表面的高度而变化的关系，拜代入速度的无量網形式，就可 以进行下刻的变換，则 ()(B) 2M (gr)u2, 2M CDACR CDA 第章再人大气层 223 所以 (10.30) CDAR 将（10.30)式代入（10.29)式里，拌代入速度的无量網形式，因其中（βr）g为常数,所 以就得到下刻比例关系 (Z) (10.31) 9o.s VCDAR 其中M为飞船的量，换算成重量的关系，则（10.31)式变成 (UZ)2 (10.32) VCDAR 其中，A为气动力系数的参考飞船截面面积（米） 我們所的层流情说下，其热 流量的具体关系为 (10.33) 90ns 70.5 CDAR 由于飞船的其他部分因温度及曲率牛径不同，故其热流量也不同，因此对于飞船其他 部分的热流量为 (10.34) q = 70.5k CDAR (10.35) 是一个修正系数，它表示了局部热流量与最大热流量的比值， 由以上計算可以看出，气流温度高达一万度，因此就要求飞船所使用的材料能够 承受这样高的温度。 目前看来，还没有任何材料的熔点超过4000℃，因此不能承受 为了解决高温带来的困难，翘有人提出了一些办法，其中最原始 这样高的温度。 的想法是在飞船的表面有一层很厚的金属如铜，这一层金属在高温下允計它被熔化， 因熔化会吸收热量，从而吸走了传至飞船的热量，使飞船的本体不被烧掉，这就叫 但热沉式的方法，由于被热熔的金属易被气流吹掉，其吸收的热量不 热沉式的設計． 多，金属的消耗却很大，所以是不翘济的。 因此又有人提出烧触式的方法，也就是飞 船的表面层是用含有大量高分子物质的烧触材料构成，如含大量塑料的玻璃镧，其高 分子物在高温下吸收热量，温度上升达到它的分解温度T，就开始分解，同时在分 分解温度相对于飞船头部外层气流的温度是低得多，,所以 解的过程中吸收很多热 分解气体糍被加热，一直到使温度达到外层气流的温度为正 这些高分子物质的 分解气体，在飞船的表面就形成了一层气膜保护层，它吸收热量，保护了飞船不因高 星际航行概 224 这种方法随着离分子物质的分解逸出，使飞船的外形尺寸发 温被烧掉，見图10.4， 附面层 烧蚀面 Vb 图10.4 正常烧触的流动状态图 图 10.5 发散式却流动状态图 为加热厚度；V为飞船飞行速度. 附面层； ①激波； 一一飞船外层的多孔壁； ①一通过多孔壁冷却流体， 生了变化，它对于在不用升力，拜且用允計飞船外形变化的情说下，是一种较实际可 行的办法， 当进大大气层的速度更高，要控制加速度就要采用升力，不控制外形就不 行了，那么还可以用一种较好的办法，即发散式的冷却方法，「 它是用有多孔的材料作 为飞船的外层表面，而冷却液体就从这些孔被挤出，见图10.5。在这个过程中，液体吸 热达到蒸发温度，糍籍吸热并蒸发变成蒸汽，蒸汽的温度上升，一道达到外层气 体温度，最后进入外部气流。 这种办法的主要好处是在吸走了传向飞船的热量，同时 还保持了飞船面的形状和尺寸。 因此它是一种今后可以考虑的一一种较好的方案， 但前讨最多而较成熟的还是烧触式的方法 由于从我对烧触量或者冷却剂流 量的計算观点来看，烧触式和发散冷却式没有区别，因此可以一超来考虑，得出共同 使用的計算公式 当对再入飞行器的防热設計要求进行分析和計算的时候作了如下的簡化：（1）烧 触物及发散冷却剂的密度、热传导系数、比热以及烧触材料的分解热或者冷却剂的 汽化热保持为常数；（2)气流中混合气体的普朗特数Pr和史密特数Sc、烧触材 料或冷却剂汽化后的比热Cp1和在激波后面的空气比热℃p2保持为常数（实际是温 度的函数）；（3)烧触材料分解温度或冷却剂的汽化温度T，保持不变 （4）由烧触材 料的烧触所引超的外形变化，相对于传热計算是可以忽略的。另外，由于热的传导方 第十章再人大气层 225 向主要是在垂值于表面的方向，沿着表面的传热量很小，可以忽略。这一些简化假設 然会引人一些差，但其量不大，我們由此得到的公式仍然可以用于进行設計中的 計算。 dm 为单位时間单位面积的烧触量，或者冷却剂流量（公斤/米2.秒）；℃为烧 如果 dt 触材料在固态时的比热或液体发散冷却剂的比热（天卡/公斤·度）：L为烧触材料分解 时的吸热量或者液体冷却剂的汽化灌热； 为烧触材料分解气体或冷却剂汽化后气 体与外界空气混合后的比热(大卡/米2·度); 7是高空大气的温度，也就是烧触材料或 气体层 冷却剂原来的温度；T。为烧触材料的分解 温度或发散冷却剂的汽化温度;αT。一T。） 加热厚度 为保护层气体的有效温升 邢那么每公斤烧 固体保护层 触材料或冷却剂首先在分解前或汽化前吸 收 c（TαTα）大卡的热；然后汽化或分 飞船结构 解吸收大卡的热；最后温度升到織热，再 图 10.6 吸收αc（T。Ta）大卡,一共吸收 c(Ta 避点附近的气流 dmIcs(Ta- T）+L十αc（T。T。）大卡/公斤．而每平方米每秒吸收的热量为 dt Tα）+L+ αc（T。～Ta）,这个热量就等于空气传給的热qo参看图 10.6. 也可以 説，我們是用一股从表面向外的气流，把强大的热流量頂住，所以 dm (10.36) (c(T- T) + L + αc,(T Ta)} dt 4已翘由（10.34)式給出，那么（10.36)式就是計算防热材料消耗量的公式。 公式（10.36）中的α是取决于表面气流性质的一个数值，根据前面所的飞船再 人大气层时气流是层流，其α值可照下刻关系算： α=1-1 -0.6 pr (10.37) 以上关系为→近似的不变值，其中 Pr 为所普朗特数，即 Pru一 μwp,2/u; 为表面气体的导热系数；为表面气体的粘度系数；而²和以前一样为空气 的定压比热，对一般的气体来設Pr数等于0.7。 因此我假可以认为 星际航行概 226 0.587. α1 3 0.70.6 3 X 0.8075 而公式（10.36）中的平均比热，为 (10.38) (m -- 1)"4 + mi'42 - 4? 其中衫是表面保护层气流中烧触物质分解气体，或发散冷却剂汽化后气体的有效浓 度. 我很容易想到，浓度間題必然与气体 1.0 間的相互扩散有关，也就是外部空气扩散到 Pr = 0.6 0.8 表面气流中来，表面的烧触材料分解出来的 有效平均浓度 0.6 P, 1.6 气体、或发散冷却剂汽化后的气体，扩散到空 如果扩散系数是D12,而表面气体 气流中去. 0.4 的密度是βw,那么代表扩散的无量数是所 0.2 由上述的 Sc,即 Sc - 體史特数 PuD12 1.0 1.6 0.6 1.2 1.4. 0.4 0.8 推，可以着到一定是Sc的函数，而这个 图10.7 有效平均浓度w与Sc的变化关系图 关系确实是对的，,如图10.7所示， 为了計算更方便起，我們将把（10.36)式作一些变换，因为 dm -- dm dr (10.39) dt 代入关系（10.17)式得： dm dm dm = -gBuz (Br)z dt gr 所以 dm dm (10.40) (uz) di dt 27 将（10.40)式代入（10.36)式，则得 im dm (uz) dv 27 Ic(Ta- T)+ L + αc(T- Ta)) 由于烧触物的分解温度T。相对于飞船头部气流温度是相当小,所以 αc（T。一 Ta）中的Ta可以忽略，同时代人公式（10.28)可得 dm (10.41) (uz) 27 acp gr v2 Ic(Ta- T) + L) + Jg Cp.2 1 acp gr 除，则得 分子、分母同以 2 Cp2 Jg 227 第十章再人大气 acp gr go Cp.2 Jg dm (10.42) (Uz) [c,(T-T)+ L] 27 1 αcp gr 2 Cp.2 Jg 如果我引人一个新的参数入，郎 L+ c(TT)) c(Ta- T)+ L 7550 (10.43) αcp αcpgr 2 cp.2 Jg 则10.42)式变成 dm (R + 2)(Z)α &r Gp2 Jg 代入（10.34）式则得每平方米的烧触量或冷却剂用量为 A1 27 X 70.5kl dm CDAR αcp dv 7550 Cp.2 1-2 CDAR (1 - (10.44) 0.2521 而总的烧 （10.44）式为計算单位时間单位面积上的烧触量或者冷却剂流量的公式。 面也对速度从开始的到了的2范围内进行积分。 平均每平方米飞船受热气 冲刷的表面面积，在整个再人大气过程中的消耗量为㎡，郎 CDAR kids, 0.252 spuj = u acp V1 CDAR dv Io as) 0.252 X+ 2) Vuz αCp 50 b Cp.2 12 CDAR 0.252k11 αcp Cp.2 228 730 762 .750 770 202 0.707 715 0.608 580 .577 589 633 650 660 0.542 0.450 0.463 0. 482 .447 Iis' 319 0.305 364 337 302 各种再人軌道的防热参数 0.223 234 302 273 289 0.249 10.. 减速时間 307 79 最大 速度 00 再入初角 (。) 第十章再人大气层 229 或写作 CPAR -mi-o(i - n). (10.45) m == 0.25211 αcp Cp.2 其中 ds = 二 (10.46) RidS, Po+s (10.47) m1=0 di (10.48) dv Vuz 其中是个修正系数，如果Ⅱ1时，方程（10.45)就可以給出在飞船头部鞋点 处的烧触材料消耗。 而其他各部分消耗量的不同是根据防护层轰面上各部分热流量 故尺11是修正各部分烧触量或冷却剂流量的系数。 另外10.47)式指 的变化来修正： 出，当入二0，即没有潜热L=0时，这时公式就給出了最大消耗量的限制值，因此 增加入值是有利的。 m^=0 及 是軌道的函数,由(10.48)式給出了一个随变化的函 数入）,表示了由于L≠0 潜热的存在使其总消耗量减少的分数, 如果代入Z函数时，（10.47）及（10.48）式就可以积分。 以上公式和2的变化 范围，在最初的分析中没有应用一1的条件，而这里假設<1为值的变化上 其值为当开始加热时=0.995，其下限值与烧触物质的熔触温度或冷却剂在 因为气流的点温度下降到低于熔触温度时烧触将停止。 什么时候停止流出有关， 我彻所取的2一0.05，最后的最小速度为勒道速度的5%，这相应于气流的度等 于 93.4℃. 烧触材料的分解点，一般总比这个温度高；而且在这个温度下，即使不用 发散冷却剂,籍构强度也是足够的．所以从 = 0.995到元 0.05 是防热段;在这范 围以外,没有防热的必要。 根据以上分析計算，应用表10.1所給出的函数值，籍合不同类型的再入勒道，用 数值积分的方法計算出 m，n的数值,其計算籍果列于表 10.2 里。 防热設計的原 $ 10.5 从公式（10.44)和(10.46），以及表10.2中可以看到，为了减少烧触量或冷却剂流 星际航行概 230 量，必力求 CPAR 船的阻力系数或者是加大飞船头部的曲率牛径免，即用钝头来减少比值 CDAR/ 这与一般气动力 也就是要用增加阻力的方法来使消耗量降低， 从而降低耗量，， 的設計要求很不一一样：一般是要求减少阻力，而在这里是要增加阻力。 另一一方面也可以寻找-一种高分子材料，使这种材料分解气体的比热尽可能的大， Cp.2 用分解后气体或发散冷却剂汽化后气体的分子量较小的材料，对高分子材料来就 也就是因为这个原故，有人建用锂作发散冷却剂。 是增加分子中氮原子的比例. 但是烧触材料或发散冷却剂的选择还得同时考虑另一面的题，即如何提高潜热参 数入，本身表示了最大闪部保护层的热与最大外部保护层的热恰比值．当入上 从公式（10.43）来看，要提高入主要从提高烧触材料的 升时，防热消耗量可以降低， 分解热或发散冷却剂的汽化热L来努力。因为降低αc/cp，2和前面所設明的有矛盾； 而提高分解温度或汽化温度T。，必然要提高表面温度，这对烧触設計来説是不利的， 因为这使防热层下面的籍构温度也会增加，又需要加一层厚的隔热材料，也会增加重 量． 为了减少流向构本体的热量，使T。较低为好，其选用烧触物质时也要找导热 系数低的为好。一般情况高分子材料热解时的吸热量为200一300大卡/公斤．估計 最高可能达到1000大卡/公斤．而水的汽化潜热是比较大的，也不过为500大卡/公 L＋C（T。T。)一般是小于0.1,而經过努力也計可以达到 因此数值 7,550 所以减少烧触量起导作用的因素还是朵用增加阻力、采用钝头的方法 0.15左右. 最为有效 如果飞船 現举一例应用以上公式进行具体卫星式飞船的降落防热要求的計算，# 的重量W = 4,500公斤；飞船的阻力系数CD二 1；飞船的气动力参考截面面积A一 芒·32,郎径d=3米；飞船头部的曲率半径兒= 1.5米;再入角一Φ;一1°；升力 Cp.2 查得㎡== 2.73，二 0.337．将以_上数据代入公式(10.4)可得 12 4500 X 2.73(1 — 0.337) 7.99 公斤/米² m 0.252 X 0.85 X X 9 X 1.5 第十章再人大气层 231 如果飞船的面积S=40米²，则总的烧触量为 40 ×7.99 =319公斤. 因此烧触物质 的总重量仅为飞船重量的7.11%，其最大减速度为8g. 对于载人的飞船来設，这样 的减速度是允計的，这个設計也是可行的。 当利用了升力之后，最大减速度还可以大 大降低，但其烧触量或冷却剂用量会大大的增加，所以如在10.3中所設的最好是用 变升阻比 L/D 的方法, 星际飞行軌道中的应用 $ 10.6 从以上分析来看，不管从质量比以及从制动效率方面来看，充分利用了大气阻力 的方法，比用火箭来制动的方法优越得多，通过气动力学的分析，可以着出，主要是靠 增加阻力，而不是减少阻力，来降低烧触量或发散冷却剂的消耗量；而这个消耗量 不太大，远远小于用火箭制动所需要的重量，这就設明了这种方法把大气阻力这一个 本来不利的因素，一旦为我們了解和掌握，就可以充分地利用它,把它变成一个有利 因素. 因此，飞船回地控制高温的間題，目前已翘被人們掌握，所以当我們掌握了火箭 烧和发散冷却的方法之后,就可以应用它去解决更加困难的間题題；例如，以双曲綫 勒道的再入間题 当我从地球到火星利用 Hohmann 式轨道，把飞船发射到火星 勒道附近，位置在火星运动的前方，然后使飞船向，船头朝着跟上来的火星。 説火星在跟上来，因为星际飞船到达火星勒道时，如果不再用火箭推力加速，则速度 将小于火星的速度，所以飞船是被火星追上的，也就是飞船冲向火星（見图10.8）． 星际飞船航道 飞船 大气层 火星轨道 图10.8 利用行星大气制动法 图中1、1°，2、2'，3、3'，4、4’等表示同瞬間行星和飞船的位置. 于火星周围也存在大气,其成分为氮（N2)95.7%；氟（A)4.0%；二氧化碳(C02)0.3% 星面大气压力約等于0.1大气压， 因此如用第八章所的来制导控制到使双曲勒 道的近“星”点接触到火星大气，那么就可以利用火星的大气来减速，使飞船降落到火 这样就可以省去接近火星耽道时的第二加速段， 星上去 当从火星回到地球.上来 星际航行概 232 时，也同样可以深用类似办法 当然在这些更进一步的再大气层周题中，大在飞船头部的温度可能会更高， 在10,000℃以下，地球大汽的分子也只不过有分离，基本上没电离， 高于10,000℃ 因而气体还是不寻电的。在10,000℃以上大气分子中的氮和氧原子就开始电离，成 为带正电的离子和带负电的电子，正鱼 电相等，成为等离子体；这时介质也成为 导电体. 在15,000℃到20,000℃,电离 基本上达到100%，粗分中基本上不 电磁楼圈 再有中性的原子、分子。在这样情说下， 气流一r 激波 我彻就可以利用电磁流体力学的方法来 气体脱离表面区 控制热流量：我們在飞船头部里面用电 磁圈制造一个磁場（如图10.9所示的 偶极子式磁場），那么，磁力綫与寻电气 图10.9 电磁流体式防热状态图 离飞船头部，大人降低表面的气体密度， 这也可以降低热流量. 这就是电磁流体式的防热設計。 我們相，这种新的防热方 法和我彻在这章里已翘群翘介貂的烧触式及发散冷却式防热方法，将会使将来的星 际飞册不但能安全地通过人气层，而且能利用大气层来达到减少推进动力的要求，提 高星际航行的翘济效果， 防辐射 第十一章 $11.1防辐射間题 防輪射的間題就是研宪各种射，如α，β，射綫等所引起的生理破坏作用，以 及我們如何来防止这种破坏作用。 它对实現星际航行是相当重要的，而且也是目前 随着星际航行和火箭技术的发展，使我更加认 的技术知还不足以解决的題。 到防辐射比起人在飞行过程中的超重和失重显得更加重要更加追切，需要进一步 研究。苏联发射的人造地球卫星和宇宙火箭的翘也证实了这一点。由所得到的瓷 料可以认为：虽然超重和失重的題仍然需要更好的来解决，但对生物的主要危险是 学笛和芋街毅与地球磁場相互作用而产生的地球固围的辐射带这些辐射带伸展 到离地球表面高度从500公里到儿万公里，它的强度变化范围很大；其数值取决于地 球度、离地面的距离、太阳活动期、太阳爆发以及其他一些尚未關明的因素。因此， 在我計飞船本身的間题題以前，先来研究防辐射的間题題 这里所懿到的辐射是指放射性辐射，也就是包括所有的“基本粒子"的辐射。其 中有一部分“基本粒子”如π介子、超子等，由于它們存在的时間很短（最长的存在时 閣为10秒,最短的存在时聞为10-11 秒），从防辐射的角度来看,这些粒子对生物影 响的間题其重要性不大；它們只是在研究物质籍构时才是一个很重要的間題 因此， 我在这里主要是研究那些寿命长而稳定的粒子及辐射对物厦的作用二 不声的辐 射对物质的作用也有所不同，但总起来看，我可以把这些寿命长而稳定的“基本粒 子对物质分子的作用，分成四类分别加以讨， 第一类是光子对物质的作用，包括 了X射和射綫. 第二类是电子对物质的作用，包括了正电子e+和鱼电子e一对 物质的作用，第三类是α粒子（即2He"）、子（用“p"来代表)以及一些重原子核，如 碳、氮、氧等对物的作用 第四类是中子（用"n"来代表）对物质的作用. 下面我 将对每一一种类型的作用进行具体的履迹， $ 11.2 - 光子对物質的作用 光子不仅是具有能量而且是具有动量的粒子 它是一一种电磁波，波长较长的为 X射綫，较短的为射綫．所以光子对物质的作用实际上就是电磁波对物虞的作用， 垦际航行概 231 光与物质作用的过程中要损失能量，其能量携失的方式是在每作用中有若干光 子整个的丢失，而且射綫迁的光子数随着穿过物质的厚度而成指数式地减少，其变化 的规律随着光子的能量和吸收物凰的性质等的变化而变化，光子的能量大小用兆电 子伏来計算，我佣由第七章知道：1电子伏等于电子通过电势差为1伏的电場后所获 =1.6018×10-12 尔格;而 1兆电 得的能量， 因此，1电子伏等于 4.8022×10-19× 300 子伏等于 106电子伏 = 1.6018 × 10-6尔格. 当光子的能量小于1兆电子伏时就叫 做低能光子。 光了的能量在1兆电子伏左右时为寸能光子，而光子能量在几十到几 百兆电子伏时为高能光子。 虽然从以上数值看起来光子的能量很小，但由于能量是 集寸在非常小的质量上，所以运动速度还是很大的。 光子的运动速度就是电磁波在 空中传播的速度，郎光速c兰3 ×100厘米/秒。 如果光子的能量在以上所説的范 围内，那么它与原子核的作用不是主要的，可以忽略不計。这 这样光子与物质的作用基 本上可分为下面三种作用：第一一种作用是光电吸收，即单个光子被吸收物厦的原子吸 收后，从原子里的电子特别是外层电子中，打出一个电子来，其能量尊換是光子把它 的全部能量交給一个原子中的电子，而电子把一部分能量用来克服它写原子核的籍 合能，剩下的能量就作为电子运动所具有的动能，这就是光电吸收，也叫光电效应参 (看图 11.1) hv 因为光子的能量与它輪射的频率正比，其光子能量为 hv；z为普朗克常数.其数值 h =:6.6 × 10~27尔格秒；而I为电 子与原子核的粘合能，也就是原子的电离能（对一个原子而善）； 原子 E为被打出电子的动能，能量关系为 E hv -I (11.1) 由上看出光电吸收的果产生了一个电子e一，而原来的原 图 11.1 光电效应 子就变成带正电的离子，故这也是一个电离反应。 这种形式的 作用在光子能量低的时候是主导的。 是收变了光子原来的运动方向，发生这种作用的光子其能量一·般比发生光电吸收作 用要天。 当一个光子打到一个原子里，它除了交給原子里的一个电子克服籍盒能拜 具有一定的运动速度脆离原子核以外，还剩下来一部分能量形成一一个比人射光子能 量低、波长长而率低的光子，同时收变了运动方向（参看图11.2），而光子散射的方 尚不定，可以是任意的，总的要求是保持能量利动量守，至于电子和散射光子之間 .. 第叶一章防辐射 235 的能量分配，不能提出一个具体的数值，它們之聞存在着一个概率分布的函数关系， 当光子能量鞍低时，它的波长和原子大小差 其散射的类型与光子能量的天小有关。 不多，其散射是相干的，能量不变，这就是所谓湯姆孙散射。 当光子能量略大于电子 在原子呼的籍合能时，其散射是非相干的。 当光子能 量比电子在原子中的籍合能大很多时，可以把电子作 为自的的和静止的，这时的散射就是康普顿颠散射。 原子 在光子能量为1兆电子伏左右时，是起主导的效应。 康普頔散射的实质是射的散射是由于光子与散射物 质中的自由电子者与原子联系微弱的电子之間的弹 性磁撞而产生的现象；只有在光子的能量大天于电子的 图11.2 康尊顿散射 籍合能好儿倍时，才能观察到这个現象．例如,在 中发生散射的光子能量为0.05一15兆电子伏；在铅中发生散射的光子能量在0.50一5 兆电子伏。由于散射是产生了一个电子e-，把受裹击的原子变成一个带正电的离子， 故实际上仍是一电离作用。每一个作用都是产生一离子、电子对，而新形成的光子， 根据其能量的大小，还可能引起光电吸收或者各种散射， 第三种作用：当光子通过物质时，它所具有的能量大于形成电子对的静止质量所 关联的能量（2mc²1.022兆电子伏)时，光子在原子核或电子的庸伦場就能引起 电子对的产生，而原子核在形成了电子对以后，又回复到没有光 子作用的正常状态，所产生的正，负电子的总动能E，等于光子 能量减去与正食电子的静化质量相关的能量（参看图11.3）．其 动能为 原子 E - hv -- 2mec? (11.2) 其中：m。为电子的静质量；c为光速；这个效应在光子能量为1 兆电子伏左右就开始，当光子的能量愈大，这个效应就愈显著。 图 11.3 电子对的形成 当光子能量低于电子对的静质量相关的能量-1.022兆电子伏 时,就不能形成电子对。这个过程是在靠近原子核的場内发生。 这种形式只能是在 高能区里发生，并且是超主要的效应。 虽然，这种作用产生出来的正电子e+和电子 e一总的看不出有电离作用，但我們将在下一节中看到,实际上,电子下一阶段的作用 还是电子与物质发生的电离作用， 虽然，从光子形成电子对可以在原子核場，也可以 在电子場形成，但是必须遵守能量守恼和动量守定律，在没有媒介物（原子核或 电子等）存在的签聞，光子不能形成电子对，否则就不遵守动量守倾定律（这里我們不 : R*. 星际航 236 所以实际-在原子核附近形成电子对的概率，比在电子附近形成电子 群叙述） 对，以及当两个光子碰撞时形成电子对的概率都要大得多。 以上所到的三种作用，就是光子射物质里失掉光子本身的能量的三种形式。 当計算光子被物质吸收的程度时，我們可以认为：光子为-一束平行的而且是能量一致 因为射与物 的射綫；同时，射綫所通过的物质是由同一类原子（例如金属）所粗成， 盾的相互作用是按統計定律来計算，当相互作用发生时，光子或至部被吸收，或者失 去一一部分能量，而且改变其传播的方向，即从原来的传播方向上离开。因此射束在 通过物的过程中能量逐衡衰减，其衰减发生时的数量规律性是在某处射綫束強度 的减少与兹点的强度I成正比，与所通过物质的厚度x成正比，因此当通过物的厚 度为“时，还留在原来的传播方向的射綫束的强度为 (11.3) I Ioe-μx 其中：I为通过厚为x的物质以后的射強度，尔格/厘米秒；I。为原始射綫束的强 度，尔格/厘米秒；为吸收系数也叫衰减系数,其量網为长度一1．这是因为方次指数 始整应該是没有量網的值，而α为长度量網，所以u为长度一的量網。 除了采用吸收系数以外，常常还用光子的质量吸收系数，也叫质量衰减系数 μ（其中β是以克/厘米3来表示的物质密度）,其关系为： I Ioe (11.4) 其中：㎡为在射道路上每米2横截面上的吸收物质量；为吸收系数,其量網 从（11.4)式看到,要把入射强度I.减少到 为厘米/克. 质的盾量 ㎡ 二 μ/ p 为卫的物质厚度才能使射綫强度降低 对于各种物的质量吸收系数的理輪和 实驗数据可参看表11.1. 从表11.1看出：当上值越大,所需要的吸收物质厚度越小,其吸收效果越大。例 如铅虽然很重，但其吸收系数上很大,也就是降低射强度所需的重量反而少．比 另外，从表11.1看到，吸收光子的能力随着原子的重量增加而加強，同 钻要翘济。 防辐射 第于一章 237 时当光子能量增加时，吸收系数上氵 减少，故物的吸收能力就减弱。 不同吸收物质在不同光子能量时的质量吸收数/P，厘米/克 表11.1 光子能量 （兆电子伏） 0.1 0.167 0.160 0.342 5.29 0.15 0.149 0.182 0.133 1.84 0.2 0.136 0.120 0.138 0.895 0.3 0.118 0.106 0.103 0.335 0.4 0.106 0.0922 0.0918 0.208 0.5 0.0967 0.0840 0.0828 0.145 0.6 0.0894 0.0777 0.0761 0.114 0.8 0.0786 0.0682 0.0668 0.0837 1.0 0.0706 0.0614 0.0595 0.0683 1.5 0.0576 0.0300 0.0484 0.0514 2.0 0.0493 0.0431 0.0422 0.0451 3.0 0.0396 0.0353 0.0359 0.0410 4.0 0.0339 0.0310 0.0330 0.0416 5.0 0.0302 0.0284 0.0314 0.0430 6.0 0.0277 0.0266 0.0305 0.0455 8.0 0.0242 0.0243 0.0298 0.0471 10.0 0.0221 0.0232 0.0300 0.0503 S 11.3 电子对物質的作用 原子中的负电子起作用,变成一对能量約0.5兆电子伏的光子，而这一对光子再依照 前节所述的各种形式与物质起作用。鱼电子或称电子与物质的作用,基本上是电子 与吸收物中原子的电子云的散射作用。这种作用使运动着的带电粒子改变方问和 带电粒子能量失的情况随着它本身速度的大小而有所不同．在速度不 摄失能量，市 很大时，其失的能量主要是用于激发物质中的电子。 如果电子被激发到連能级 的区域就发生物质中分子或原子的电离。 当电子速度很大，以致接近于光速时,翘过 一个具有一定电荷的原子核附近时,电子受到原子核伦場的加速度后,就以放射出 光子的方式丢失它的能量,改变其本身的速度，这就是所的致辐射。由于一般在 星际空間没有高能量的电子，故这里我們只考虑电子能量在1一10兆电子伏左右的 电子对物质的作用。在这个能量范围，电子不能穿入原子核内与核超作用，故主要 的是与原子外层的电子云起散射作用 如果能量达到10亿到几十亿电子伏时就能 星际航行概 238 穿人核内，发生高能的核反应，由于电子与原子的糙合能不高，一般在几个到几十个 电子伏. 所以具有一定能量的电子易把原子中尤其是外层电子打掉，形成一对电子 和正离子（参看图11.4），发生与原子外层电子的散射作用，这个散射作用还可以糍 連鎖的进行，能量逐渐被消耗掉，同时形成越来越多的电子和 正离子 这里我主要的的是要計算电子e一在吸收物质里要走 多久其所具有的能量才被消耗掉，这时吸收物质所应有的厚度 原子 也叫射程，用R表示。由于是与电子的磁撞作用而发生散射，因 此决定的因素是每单位吸收物质睿积中的电子数，厂 原子是由厦 子、中子和电子粗成，电子数等于子数，而质子与中子也有一 图11.4 电子的散射 因此，每单位容积中的 个大致的比例，故一个原子的电子数与原子量有一定的比例。日 电子数与每单位睿积中的原子个数乘原子量成比例．但后者就是每单位容积中的物 虞质量，所以单位容积的电子数大与吸收物质的密度成正比例，故可以把射程与 实际上射程与单位平方厘米的质量毫克数 电子数的关系看成与物质密度的关系。 100 10 初始能量，兆电子伏 1.0 0.1 R = 412 T", n=1.265 - 0.0954 In To 的曲机 R=530To- 1.06 To>2.5的曲綫 0.01 1.0 10 0.1 100 1,000 10,000 电子射程，毫克/厘米2 图11.5 电子射程与初始能量的关系 第十章 防辐射 239 因此为了簡便，我假把射程R作为吸收电子全部能量所需物质的毫克/厘 成正比例， 所以当单位面积质量 来数，也就是不任何物质要有定的质量才能阻挡住电子， 越重时，它所需要的防护层厚度就越薄。 对于带电粒子进入吸收物后，由于散射使其能量捐失，而速度逐减低，最后 整于停止。其所通过的距离用下面的翘驗公式进行計算，可参看图11.5。 当电子的能量T。<2.5电子伏时,其計算公式为： (11.5) 当电子的能量T。二2.5光电子伏时，其計算公式为： (11.6) R = 530T -- 1.06. 公式（11.5)和(11.6)中的T。以兆电子伏計 s11.4 α粒子、質子以及重原了核碳、氮、氧对物質的作用 当α粒了、子（用“p"来代表）以及重原子核碳、氮、氧等粒子所具有的能量足够 大，能突破由于同性电荷相排斥的伦势垒时，就可以引起各种原子核反应。 如用虞 子从原子核打出-个中子，簡单表示为(,n)反应;或α粒子从原子核打出一个中子， 簡单表示为（α,n)反应.若能量再高时,可发生(α,2n）;（α,pn);(,2n);(,pn)等核反 应.但我考得更多的情况是粒子的能量不够大，不能够打入原子核以及不能引起 这些粒子的作用只能是电离作用，是与原子的外层电子云起作 如上所説的核反应。 用，郎通过一一遵串的碰撞把吸收物盾原子里的电子打出去，发生与电子的散射作用。 其能量消失的主要特点是：从粒子走过的路程来看，刚开始因速度高，这时与吸收物 的作用反而很弱，随着所走过的路程增加，其速度逐衡下降，这时因为能量较小速 度慢，运动着的正电粒子与物质中的电子吸引效果大，故与物质的作用反而强，这具 体要用量子力学来計算。日 由于这里考虑的粒子速度不天，与光速还差很远，故其計算 不考虑相对的修正， 計算的籍果可以用物的阻止本顏来表达。 如果每一个粒 dE 子在吸收物质中走过单位路程后所損失的能量为S· 而E为粒子的动能，则 dx dE 4"N 2m Z ln (11.7) dx 其中：e为粒子的电荷；为粒子所具有的速度；m。为电子质量；Z为吸收物质的原 子序数；V为吸收物虞每立方厘米中的电子数；为吸收物质的平均电离能。因为不 2E 考相对的修正,所以E二二 mu²，m 为粒子的质量,u2 以此代入（11.7） 星际航行概 240 式得阻止本镇S的計算公式为 mo.E) ?eNm Z ln (11.8) S 2元 14 m.E 从公式（11.8)中可以看到，质量m越大，电荷越大的粒子，其物质的阻止本镇就越 大。如果当粒子的动能相等时，对α粒子的阻止本比质子大,对碳、氮、氧的阻止 本镇将更大实际上阻止本中的能量消耗也主要是用来产生电离作用。阝 阻让本镇 S越大，每厘米路程的电离也就越大.公式（11.8）也表示出，当粒子的动能越小：S越 大；也就是粒子越接近其路程的点，电离能力就越强，造成的电子离子对也就越密。 这是质子、粒子以及其他原子核粒子的共同特点，所产生的电离密集在粒子路程的 点附近，这对生物作用具有重要的意义，这在以后将群細叙述。 $ 11.5 中子对物質的作用 中子是一个不带电荷的重基本粒子，其厦量約等于质子，比电子要重得多。它 和质子是成原子核的基本粒子。 根据中子所具有的能量不同分为慢中子，其能量 E<1千电子伏；中等速度的中子,其能量为1 第十一章防辐射 241 小。可对吸收物质翩引超应的作用，511.2所泷的光子作用 由于原子核相对于原子而蓄是相当小（原子直径为10-8厘米，而原子核直径为 厘米，即原子道径为原子核的十万倍），所以中子不易击 10-13 原子核，从而中子的穿透力很强，不易阻当。 另一方面不那 一种子对物作用时，原子核都要受到反冲作用，吸收了一 部分能量形成一-个带着电子运动的原子核，即是一个带电的离 原子 当子与原子核的作用为 子，本身交起比较密集的电离作用， 因此, ？吸收时，丫射綫放射出来以后，也间能引起电离作用。 中子的吸收 图11.7 ！吸收有很大的选择性，般作用的截面积小，但是，如果 吸收了→个中子能使原子核形成个更加稳定的原子核，那么，吸的面就 这在中子速度低的时候，即所谓热旺子， 天，作用容易发生，否则只能形成弹性散射， 运动速度等于分子运动的速度，在几百米/秒左右时，选择性特别明显；例如在反应堆 中用来吸收热中子的硼10（B"），它吸收热中子的能力特别強。 辐射对人体的作用 $ 11.6 1 前面的叙逃已翘給了我們一个念：这些射实际上都是光子和粒子流，它郁射 物体时是与物质的原子超不同的作用， 但是，这些作用最整所产生的效果是使物 质产生电离效应，原子产生了电离也就影响到物盾原有的秸构和性质，人体是由各 个器官、肢体等粗成，它的最基本的生命单位是胞。 就翘胞而，它也是各种元素 的原子以不同的籍构形式合成的整体 因此辐射綫对人体来同样会产生作用； 这些作用的籍果也是使和胞中的原子产生泡离效应，从而使原来的分子或知胞籍构 遭到破坏。 显然，由于胞的精构被破坏，和胞也就失去了原有的功能，也就是和胞 死亡。 当一·些重要部分受到严重的破坏环时，将会导致人的死 或部分就会失去它的功能， 此外，就是对胞的各部分来設，破坏作用也不是不分輕重的。大家知道,釉胞是 由一层翘胞膜包着的和胞核粗成，核闪有染色体，生物学和細胞学研究告我：染 色体是細胞中最重要的部分，它是支配整个細胞的生长、发育和分裂繁殖的中枢。当 翘胞中的翘成原子因受到辐射作用而电离，原子的籍构，郎分子也就改变了；那么 星际航行概 242 分了的原来秸构必然改变，翘胞的粗戳也就遭到破坏。 这个破坏作用对翘胞活动的 中枢染色体来説，尤其严重。 前面所提到的各种辐射粒子的能量拜不大，对于物理学家用来研究基本粒子是 不够的；但是，这个能量对于生物体中原子的电离作用确仍然是很强的，所超的作用 足以破坏生物的釉胞和机体，影响人們的健康 因此，研究这些辐射对人体各种租 戳、各种器官的伤是十分必要的。 人体細胞的值径为 10100 微米,而其中水分占了很大的比重。 因此,对整个人 体而言，其比重与水相近，只稍大于1.0，所以可以算得每个細胞的重量为10-9—10-6 克． 如果用以除体重，则可得出人体的胞 表11.2 人体的各部位外表皮的厚度 数大至为 1011--1014 个。『 商时，大家都知道， 外表皮厚度（微米） 人的整个驱体都是被一层皮肤包着，而皮肤 800 1400 外表皮是最外层，实 交分为外轰皮和眞皮， 前额及耳柔上部 36--40 际上它是层大約为70一200微米厚的大部 分已翘死亡的釉胞构成。 外表皮厚度随人体各个部位不同而异；轰11.2刻出了人体 各个部位外表皮的厚度。黑 在真皮愿中牙开始有血管，融經未 紧接外表皮的是眞皮。 梢等，再往里面才接触到肌肉、器宫等。 这样当人处在辐射区内，不同的辐射就会 穿入人体，而这些微粒在进入人体时，首先必须通过外表皮、皮，最后到达人体内 部。那么,我彻不难理解表皮对人体也起着一定程度的防护辐射的作用．特别是外表 皮，虽然大部分由死細胞粗成,但它对于辐射粒子仍然起吸收作用。因为它是已死去 的胞,郎便是原子因电离而破坏，对于人体确浚有任何影响，实际上人的外表皮也 就成了防Ⅱ辐射綫破坏的个天然防护层。 但是，值得指出的是，由于它比较薄，因 而?它虽然能吸收掉一部分射綫，但射强时还是会使人体内部受到破坏。 其灰是 对一些強穿透力的射綫（如中子等）它的防护作用确不大，还需要研究专明的防护設 备来阻挡这些射綫。 511.7辐射剂量 首先，我来看看辐射剂量的单位間题：是 最初对辐射剂量规定了一个基本单位， 做“伦琴"（Roentgen），一般簡称为“伦” 它的意义是对光子辐射而言，在每立方厘 米的物质中通人的光子能量使物质产生1.6×1012对离子、电子（即1.6×1012对离子、 电子/厘米3，或相当于1.6对离子、电子/微米）. 因此，給我們一个概念：在一个細胞 中，一伦的辐射綫能产生几千到几万对离子、电子，郎影响到翘胞中的几千到几万个 第十一章防射 243 分子的性质和秸构 然而由于这阴新科学一一辐射牛物学还很不成熟，故这个单位 也不是十分准确的。 因此，也有另外一个义：1伦相当于83尔格/克（1克物 因为实际 上产生一伦时，每克物质所吸收的能量，并不一定都为83尔格，也就是因吸收物盾不 同而异，表11.3中刘出的一些数据足以設明这个間题，因而取83尔格/克只是一个 代表性的数字，一一般也有取85 表 11.3 人体織中在--伦光了照射中所吸收的能量 尔格/克的. 为了使单位統一 人体翘辙 （千电子伏） 光子初始能量 超兒，1954年国际辐射学单位 部分 835 124 12 委会（InternationalCommis- 42尔格/克 89尔格/克 84尔格/克 肌肉 75尔格/克 94尔格/克 87尔格/克 sion on Radiological Units)确定 157尔格/克 245尔格/克 883尔格/克 以 100 尔格/克为 1 rad．但对 于X射綫、？射等以外的粒子也用rad表示是不很适当的。 因此就提出以想当于 伦的物理当量伦（rep），所物理当量伦是任何一种电离辐射所产生的剂量，在这样 的辐射作用下，一克物质所吸收的能量等于剂量为 1rad 的X射或射的剂量， 不过这时用rad表示的物理剂量和用物理当量伦(rep)表示的剂量相等对X射及 射綫（～3兆电子伏），其rep可以与伦等值看待,即 100 尔格/克相当于1rad = 1伦 1rep. (11.9) 間題的复杂性还不仅在于各种物质产生一伦所吸收的能量不同 （故单位只是一 个代表性的），而且也在于生物体内具有一定的修能力，所以当人体的釉胞受到辐 射綫的作用而使原子发生电离，生物粗織遭到破坏时，如果这种破坏程度不是太严 重，那么翘胞本身可以自行修补。其实对于人体的一些部分而言也是这样，当其中一 部分栅胞因电离效应而破坏，人体本身也有能力来修补，使之恢复常态，↑ 但是应当指 出，,这种修补须在不太严重的情况下才有可能。 对于各种釉胞或机体的修补能力也 各有所异，目前还研究得不十分清楚。 可是无如何我們在考虑辐射对人体的危害 不能簡单地只考虑它破坏的一方面,而不顾及到人体的雉修能力的一一方面。 一提到射綫，有人就联想到射綫对人的危害作用，似乎射对人很陌生，也似乎 射就是和危害連在一起。其实不然，人們是翘常处在射綫的照射之下的， 自然界 C14），钾（含有天然放射性同位素K4)和天然放 存在着的碳(含有天然放射性同位素 射性镭（Ra22），实际上它們也以微量存在在人体内，并不断地放射出射綫照射着人 体。此外天然矿物也有放射性物；宇宙射綫的很少一部分也通过大气层照射着人 体；在近代医学上常用各种射綫来照射人体，检查疾病和治疗病症，但对于这些健康 星际航行概 244 的人都能自然地适应，而毫不影响健康，当然人們对它也就毫无感觉。 这就設明了人 体是可以翘受一定量的射綫的照射而能完至正常生活。表11.4列举了日常生活中， 人所受到各种射綫照射的剂量，一般总来为400微rep/日。 既然人体可以承受一定量辐射剂 表 11.4 人在日常生活中受各种射綫的照射剂量 量，那么到底能受住多少剂量、在多 来源 微rep/日* 少时間丙被照射是一个十分重要的間 50 钾 40 人体的天 碳14 只有搞清楚了这个题，才能决 然放射性 20 （乎均分布） 定要取什么样的防护措施，来使人 400 在火成岩上 地面及水中 （当然这 佣能够长期正常地进行工作 200 在冲积层上 的丫辐射 150 海面上 里是指宇宙飞行和从事原子能及其他 宇宙 100 宇宙麓 放射性場合中的工作），也就是設人体 400 代表性的总和 有一→定的电离率的限制，在这个限制 微 rep/日=10-8×rep/日 之下，我們可以不必耽心它会对我們 带来什么危害，国际辐射保护委眞会（International Commission on Radiological Pro- 建用下列标准可以保证人体的安至（見表11.5）。并规定，对于在辐射照 tection) 射下进行工作的人，每周总剂量不得超过0.3rad，每天不得超过0.05rad（以每周 工作六天計算） 这个标是根据原 表11.5 光子对人体器官照射的安全剂量标准 子能工业的实际翘得，并不分 对造血器官眼， 0.05rad/日 0.3rad/周 生殖腺 准确；但是，就实际采用的秸果看来还 0.6rad/周 对皮肤 0.10rad/日 是保险的，也就是設在这样的剂量照 局部：对手、屑 射下，人体本身完至有能力来及时恢 1.5rad/周 0.25rad/日 膀、足及足跟、 头及甄 复被电离破坏的原子翘胞或机体。 上面所谈到的只是指光子辐射对人体产生的破坏环程度。然而由于各种辐射电离 的集中程度不同，同样能量的不同辐射綫所产生对生物的电离效应也就不同，也就是 説产生的破坏作用的程度不同，辐射电离集中程度越高，破环就越集中，破坏作用也 越大,就不容易修补。如质子、α粒子、原子核等重带电粒子，对物的电离效应主要 是发生在粒子射程的整了阶段，那么由于作用集中在一个很小的范围，在一个細胞或 部分細胞上，使細胞强烈地破坏，而不易修复，重则影响到整个机体。 所以对待物理 当量剂量相同，而最后对生物的破坏效果不同的粒子，我給予这个物理当量剂量加 表中的新单位 rem"是針对生物而言，之生物当量伦， 第十章防辐射 245 rem = 相对生物效应系数 × rad (11.10) 可看出，对于光子（×或丫射綫）及电子，它們的生物当量伦与物理当量伦是等值的； 而对质子、中子等，这个系数都大10，設明它們对生物的破坏作用要比光子及电子 强得多．因此，在辐射剂量标准时不应当髓地説多少伦，而应当采用生物当量伦 (rem). 各种射綫的剂量标准 麦11.6 每天的剂量 射綫种类 相对生物效 rad rep rem 应系数 0.050 X或射綫 0.050 0.050 0.050 电子 0.050 20 0.0025 0.050 热中子 0.010 0.050 （～0.025电子伏） 快中子 10 0.005 0.050 （～20兆电子伏） 20 慢中子 0.0025 0.050 （220兆电子伏） 10 0.005 0.050 这里应当指出，每日最大允計剂量0.05rem应該是指各种类型射剂量的总和， 因为剂量是迭加的，所以一个人不能在一天中受了0.05rem的射綫剂量，而又去受 0.05rem的其他射綫的剂量， 每天0.05 rem总剂量是长期連受辐射的安至限度。 这并不是設在某一一时期一 个人不能受超过这个安至剂量的辐射，过了就一定发生永久性的危害。 因为即使一 个人受了大量的放射性辐射,生理器富的某一方面受到了较大的破坏,但是只要以 后一个长时期不再受同样或类似的辐射剂量，那么人的天然修复能力是可以把 害弥补起来恢复健康的。 实际上在原子能工业的实践中，也有因事故而有人在短时 間受到100rem 以上的总剂量而活下去. 因此人的容計放射性辐射剂量题題是一一个 非常复杂的間题,决不是0.05 rem/口这样一个簡单数字所能概括的. 何祝我們也知 道吃合适的药会有助于人把辐射病治好,这又加上一个药物的因素， 因此我佣所 想知道的是：在一定医疗措施下，人所能忍受的最大辐射剂量过程，即在时間的进程 中受不同剂量率的可能性：象第一天受50rem，第二天、第三天以至第三1天受0.05 rem，而第三十一天又受100rem，第三-卜二天至第七十三天受0.05rem等等．我們的 聞題就在于，自前放射医学的水平还不能給出这个规律， 星际航行概 246 11 S11.8争宙射 从表11.4可知，人們在地面_上每天接受400微rep的宇宙射綫的照射。而实 际原始宇笛射綫比这个要强得多，这是由于地球被一层很厚的大气层所包围着，因 此当強烈的学笛射綫射向地球表面时，大部分被大气层所吸收，故到达地面上的宇 由于对宇電射綫的研究，特别 宙射綫已翘十分微弱了，人們完至翘受得住它的照射。日 是近几年来火箭及星际航行技术的不断发展，要求科学家們很好地去了解它的来源、 字甫射覆是来自太空的高能粒子流，从各个方向射向地球；其 成分及强度等間題， 中一部分来自太阳，特别是太阳耀斑爆发的各种粒子流无为强烈，有时能使原始芋铺 所原始宇宙射綫就是没有进入大气层（郎没有被大 射綫增强几于至几万倍以上。 气层所吸收），而只受地球磁場作用而发生偏的粒子流。 对于原始宇宙射綫的研 究，还是在火箭技术得到迅速发展的今天，于有了实驗的基础， 因为人过去一道生 活在地球表面上，生活在大气层的保护下，无法接触到原始学射綫，要想得到它首 先一步就是要飞出大气层。 自宇铺的各个方向上本来就是不均匀的，而更主要的是原始芋甫射綫虽然没受大气 的作用，但是确因它本身大部分是由无数的带电的粒子流，在地球磁場的作用下而发 生偏离现象，从而使得当度增高时，原始宇宙射綫的强度也随之增强。一般在度 55°以_最强，这样使得 表11.7 原始宇售綫的成分、强度及剂量 在地球的赤道地区只有 rad/日 粒子 粒子度 粒子带电数 那些能量大于140亿电 4460 4× 10-8 盾子 子伏的粒子能到达地 633 α粒子 2.3×10-3 面上。通过測定得知在 1.4×10-3 碳、氮、氧原子核 12 8.4 1.1×10-3 镁原·子核 高韓度上的原始宇铺綫 2.9 钙原子核 1.1 ×10-3 26 （郎地球大气层外分布 1.4 铁原子核 0.9X10-3 最强的宇宙射綫）的成 表中所粒子强度是指每小时流过一个截面面积为 分、强度及剂量刘于表11.7中， 1厘米2的鳳球的粒子数；‘为粒子带电数量。 如果我們让上表中的子的相对生物效应系数为5，而其他各种粒子的相对生 物效应系数为10，可以由表中数据算得地球大气层外的原始宇宙射綫的剂量为 0.088 rem／日．来这个数据比起规定的辐射剂量0.05rem/日大得不多．因此,载人 第十章防射 247 飞船只飞出地球大气层时，有飞船的外壳及防护服就完全可以使宇宙飞行最不受到 字审射綫的危售。 苏联不久前所发射的东方一号及二号载人飞船，就是利用飞船籍 构和宇宙航行服来防芋笛射. 但是，要作星际航行或长时聞处于大气层保扩之外，間题就变得复杂了，因为必 须考虑到太阳耀斑爆发所产生的强大的射綫的侵袭，这时的字宙所达到的强度远 不是一般飞船籍构或航行服所能解决閣题的， 此外，地球的辐射带也是妨碍我們进 行宇笛飞行的因素，下面就专附讨这个間題。 地球辐射带及太阳耀斑爆发的辐射 $ 11.9 1 在地球外，离西牛球地面高度豹为600公里（有时降至300公里）高度上，平行于 地球赤道平面有一个厚度豹为6,000公单，在距地心为20,000公里厚度为60,000公 里的两个环状輪射带,环着地球。前者称为内辐射带，后者称为外辐射带。对内辐 射带研究发現，它的最低高度在西牟球，这是因为地球磁場轴与地球自博并不重合 是成11.5°交角,而使辐射带偏近西牟球 地球内外辐射带是来自字甫的各种高能的带电微粒，为地球磁場磁力所捕获 而形成的，一个辐射带就是个辐射粒子区，这些粒子在磁場的作用下来回着磁力 （图11.8），而长期不能逃出。这些粒子带象一个环套在地球外面，环的轴是地 图11.8 地球辐射带丙粒子流 星际航行概 248 球的磁轴（見图 1.7）. 两外辐射带不但高度不同，而且它彻的强度及包舍的微粒也不同。内辐射带是大 量的带正电的质子粗成，它的粒子强度为45,200,000（单位同表11.7），粒子的能量达 可以看出它所具有的辐射强度要比普通的原始宇宙射綫高10,000 100万兆电子伏 倍。 根据計算得出，要挡住这样大能量的质子的穿透力，需要铅板的厚度为1厘米； 而-一平方米这样厚度的铅板重达114公斤，所以载人飞船要安至地通过这个区域其 防护設备的重量将会变得很大，自前看来要使人安至通过这个区域还有很大的困难。 外輪射带实际是由电子粗成，其强度比内辐射带小得多。 这些电子所具有的能 量不同,可以分为两类：一类是能量为 20 千电子伏及另一类为 1兆电子伏。对于具 有前一种能量的电子其射程为0.7毫克/厘米；对后者其射程达400毫克/厘米．对 于这两种强度的辐射，实际上利用飞船的籍构就可以解决防护题 虽然，目前我們还不能直接通过地球辐射带进入太空，但是还可以从别的道路 过辐射带进入太空， 前面已翘提出，丙、外辐射带只不过是两个套在地球赤道上 的环，因而完至可以从地球的两极方向上,浚有被辐射带封住的“窗口”飞出去，这样 就避免受辐射带的强烈的影响，同样可以到达更高的卫星勒道或作星际航行 （見图 11.9). 发射轨道 地球 8 地球牛半径 内辐 外辐射带 图11.9 镜过丙外辐射带的航行勒道 柔用上迹办法似乎只要飞船有了一般能抗铺射綫的防护設备，人們就可以飞 到堪他行星或长期地在高勒道卫星上工作了 其实不然，在出了地球的天气层保护 之后,除了有通常强度的宇宙射綫的作用外,还有前面所提到过的太阳耀斑爆发时,向 防辐射 249 第于章 地球辐射出的強烈的粒子流，这些粒子流将大大地增宇射綫的強度。 当太阳耀 斑发生大爆发时可以使宇宙射增强一万倍，其时間可以延好凡小时（这种爆发发 根据 生时以致地球上的短波无綫电通就会中断），要想防护或避开都是很困难的。 天交学上对太阳长期的观察和研究的籍果告诉我：这种大爆发大約間隔十一一年发 生一次，但是，这个规律只具有統計性，也就是説一般是十一年左右发生一次，而有时 也不定，大爆发的规律性自前还掌握得不够，当然如果人是在地球卫星勒道的飞 船上，当有发生大爆发现象时，可以立卸通知飞船降落到地面上，以避开大爆发。 对于星际航行来設，要是碰上了，就是要避开也来不及， 所以为了保证人的生命安 全，需要进一步掌握耀斑大爆发的规律，也要創制輕质的防护設备，此外，耀斑的小 爆发是翘常有的，爆发时能使宇笛射增强100倍，时长达几天之久：这种爆发 的规律性掌握得也还不够，而且由于是翘常性的，要避开也不容易。 为了避免遭到 它的照射，应当加强防护，也要进一步掌握太阳耀斑爆发的规律，不断从耀斑的艰測 作出耀斑爆发的预报，使飞船上的航行能及时取有效措施进行防护， s11.10中子的防护 我們知道中子的穿透能力是很强的，也就是它的射程远，而且中子与物质的原子 超作用后还要放出射綫，因而我們不但要防中子，也要防所产生的？射綫，题也 就复杂化了，防中子题的重要性一方面在于它不睿易防护，另一方面，只要有原子 反应堆，如原子火箭发动机或电火箭发动机用原子发电設备，那么反应堆运博时就产 生大量的中子 原子发动机将用在空气层中一一段高度上推动火箭，它产生的大量中子向外辐射， 而同时又受到大气的散射。 这时对飞船中的航行来説，中子不单从发动机方面射 来，而且从四面八方射来。为了防止发动机工作时宇航行不受中子辐射的侵害， 子流的穿透，防护室的最外层是一个通液氢的夹套，以减低中子的速度，使它变为热 中子（液氯还可以用去冷却停止推力后的反应堆），然后在靠夹套内层衬上硼10（BI0） 而在最里一一层则用重物质，如汞或铅来吸收当B10吸收中子后产生的 来吸中子， 丫射綫．如果用这个办法,在一个推力为500吨的原子火箭上，建立一个在发动机 作时可容三个航行用的防护室，其尺寸为1×2×2米3,那么，郎使以短期受总的 辐射剂量为100rem来設計，其防护室的重量也得10吨. 当然我現在也没有把握 星际航行 行概 250 次增加。 当然，地面上的原子能工业要进行安全防护已經翘解决了，但是地面用的办 法不受重量的限制如果要想飞上天去，那么，重量是一个很重要的矛盾。 目前看 来，由于我們在这方面的知識还远远不够，要解决星际飞船上对强辐射綫的防护还有 困难 总之，辐射是一个新間题，而辐射对人体影响的研究则是門新兴的科学，要解决 各种射毅对人体的作用，就是这些新兴的辐射医学、射生物学和生物物理学的重要 任务。 辐射对器材的破环作用 $ 11.11 放射性辐射对物质的作用已在$11.2至$11.5中闻明，总的設来是电离作用，但 电离了的原子与本来的原子在化学性质上有所不同，也就是設电离作用也实质上是 化学糙构的破坏作用。物质的化学构破坏了也就会改变物质的計多性质。这对人 的生理来設是如此，对飞船的器材来说也是如此；所以除了我們在上面所説的放射 生理及放射医学上的間题以外，也还 裘11.8 器材功能的辐射极限 有与星际飞船設計有关的放射材料学 辐射剂量极限(rep） 表 11.8 是各种器材的辐射剂 100 除聚氟塑料以外的电緣 因为是一般物质,不是生物, 量极限， 108 -般电动机 所以剂量单位应当用物理当量伦rep; 107 硅整流器 106 电解电容器 也就是器材能忍受的最大剂量，超过 105 晶体管 了这个限制器材就不能用了，完至失 10 照相胶片 去了它原有的功能。当然辐射对器 材的影响也与射或粒子的穿透能力有关，不能光用剂量作的指标；表11.8的数字 只是一个略的参考数字， 为了证一个元件或部件的可靠性，我还必需把元件 或部件进行眞实的环境試，也就是它在眞实的辐射条件及其他条件下进行运， 从实去測定它的使用寿命，并发现个元件或部件的薄弱环节，从而改进設計或 材料．这就是这新学科一一放射材料学的一个任务. 表11.8中还没有列出构材料在放射性辐射作用下的影响，而实际匕籍构材料 也会受辐射作用而变质。 变质的机理是：辐射的电离作用使固体材料的晶体中原子 排刻受到破坏，在原子完整的晶格中产生空穴，产生缺陷，这与材料冷加工的情况相 似，冷加工是通过机械作用来破坏晶体的。 而辐射对材料也象冷加工一样，其效果 为加大材料的断裂强度，但断裂时的延伸率降低了，也就是材料变脆了，秸构材料变 富射 第一章防 251 脆是不利的；在有振动的情况下，容易从局部的裂较而引！起破裂 此列，有些材料也 会因受到辐射对晶体的破坏而膨胀起来，这就弓起了外形的变化 如果在籍构設計 时没有考虑到这点,那也会造成不同材料的籍构各部分之間的失調；一部分要伸长， 另一部分不能伸长，也会引起破裂。 这些都是放射性辐射对飞船秸构所带来的新的 研究及設計题 第十二章 飞船的設计周题 $ 12.1 超重和失重 由于人的各种生理特性和要求，給星际飞船的設計提出来很多關题，：其中防辐 射的間题在第十一章中已翘耕了，而超重和失重的間题，虽然比起辐射题要容易 些，但它是存在的，还需要进一步来研究。所以，我在飞船設計間题之前，首先来 谈一下关子超重和失重的题， 在研究超重和失重以前，首先要明确物体的重量概念，手 我们主艰的重量概念，来 自于人的肌肉的一种感觉，是外界作用于物体上力的粽合的体现。例如，人在足够高 的卫星式飞船上地心作凰周运动，当运动的加速度正好与地球对人身体作用的重 力加速度相抵消时，尽管有重力的存在，并作用于运动的物体上，但实际上人感觉不 由此看 到重力的存在，这是因外力作用互相抵消的籍果，也就是人处于失重状态。 来，重量就是人运动的加速度与重力場所产生的重力加速度的向量差。 超重是指人的肌肉感觉出的重量比正常状态感觉的重量大，其增加的倍数就是 超重的倍数，而人在失重状态时，就感觉没有重量。对于超重和失重的状态，可以作 这里設a矢量为人体在空間运动的加速度；g矢量是考虑到太 如下的計算来判断。 阳和其他行星的总弓力势的空梯度， 如果不考虑其他星球的作用，对于地球的引 力势梯度其数值为 (R). (12.1) 当考虑到地球引力势的方向是向心时，其量表示为 (R)F. (12.2) go 其中：go为地球表面的引力常数；R为地球的牛径；为卫星式飞船地球中心旋 的牟径 如果考虑到太阳和其他星球的作用，则引力势就为空間梯度 物体与飞船 秸构接触点的合力与地球表面的重力常数之比，就是超重倍数n。所以 gia (12.3) 当n一0时,物体处于失重状态，当 n一0～1之間时，物体处子部分失重状态。这 飞船的設计閣題 第十二童 253 也就是超重和失重状态的过渡阶段。 当n二1时，物体没有超重，也没有失重。而是 处丁正常状态。 当n1时，物体就进超重状态，而n的数值大小，就表示出超重 程度的大小，当n越大时，其超重就越大。 卫星 下面我們将举例設明公式（12.3）的应用。 卫星勒进 首先我佣来看-一下人造卫星的运动；这时， 在卫星勒道上物体运动的加速度与地球引 力势的方向相同，数值相等，其矢量之差为 所以在卫星上的物体实际 故n二 0. 地球 上是处于失重状态，可以参看图12.1。其 图 12.1 卫星的失量 次着下火箭在垂值起飞瞬的状态，可 参看图12.2;这时，火箭运动的加速度为la」 一ago;而地球引力势由公式(12.1)可 得到，其值为go。这时，物体的超重为 go 当火箭在倾斜飞行时，如图12.3，其計算可以应用矢量差的办法，自 即用矢量CA段 的数值除以go就可得到物体的超重， 因此，公式（12.3）对于在任何飞行情况下，都可 以用来对超重和失重状态进行計算 12-8] 地球 图 12.3 火箭斜飞时的超重 图 12.2 火箭起飞时的超惠 512.2超重对人的影响 心脏好象是一个泵，由它 超重主要是对人的血液循环系統的正常工作有影响。 当人处于 超重状态时，在重力的作用下，就影响了血液的正常循环，使血液下随，产生血液过于 星际航行概書 254 集中的現象，这样，身体的其他部分在得不到新血的情况下，就会出現不正常的 生理现象,影响了人的生活和工作的能力．另一方面，人还具有在一定范围内的复原 能力，也就是当超重的程度还不够大，同时其作用时間还不够长，没有超过人的复原 能力时，人的各部分机能在超童作用籍束后，还可以恢复正常所以，人还是能承受一 定程度的超重，然而，超重对人的影响跟一个人的身体特点有关，即每个人能承受超 重的能力是有所不同的，但人对超重的适应能力是可以羟过逐渐訓炼略为提高。从 苏联卫星发射的动物試驗中还发現，在最大加速度作用期間，呼吸运动的賴率超过了 原来的颊率 2-3 倍。 可以认为，加速度影响了血液到肺的流动，也阻碍了血液的換 气，对呼吸的加快起了一定的作用 人在超重状态下的反应，一般可以分为清醒、昏迷及伤三个阶段。所清醒或 不满醒是指血液循环系窥是否能不断的供舱大脑适量的新鮮血液。而昏迷是超重 的影响在人的复原能力以内。其极限是人的翘織机能被破坏。当翘織机能被破坏时， 人就被捐伤， 这三个反应阶段的出現与加速度的大小和加速时聞的长短有密切的关 系；这可以計人坐在特制的离心机上进行測定，根据不同的旋搏牟径和旋聘速度，可 以得到下同的超重状态， 在这些不同的状态下，可以用各种仪器来測量人的不同的 其三个不同的反应阶段与加速度的大小和加速时間的关系可以参看图 生理反应. 12.4* 50 100 60 20 100 50 100 24 - 30 18 超重倍数（g） 图12.4 超重限制图 因各族人民的生理特点有所不同，其具体的关采也有所变化，故此图仅作参考。 第十二章 飞船的設计間題 255 图12.4 的不同直径的正形代表了不同的超重倍数，即 n =6，12，18，24, 30，36，42，48。其各种不同形状的图形，代表不同的超重时間和加速度，它相应于 超重对人的三种反应阶段。其中,臀形图形靠内的五圈，表示人处于清醒状态，当加速 时間为5，10，20，50，100 秒时与超重倍数的关系。而 而臀形图形靠外的四圈，表示人 处于昏迷阶段，当加速时間为5，15，50，100秒时与超重倍数的关系。而最外面的五 圈曲表示人处于伤阶段，当超重时聞为10，20，40，60，100.秒时与超重倍数的 四个正向的箭头表示超重的方向， 关系。l 人形的黑白表示血液的集中情况，而涂黑 部分表示血液的集中部分。 从图12.4可以看到-些变化趋势： 当加速的时間越短 时，可允計的超重倍数就越大。另一方面可以看到，个人承受超重的能力跟身体 的位置有很大的关系， 也就是設，一一个人仰着或俯卧着，对超重的反应和坐着时是不 一样的，即是超重对人的作用具有方问性。 这是因为人本身不是一个籍构均的眞 球，心脏的位置是一一定的，,同时与身体其他各部分的距离都不同， 但其血液循环作用 的方向是一定的，因而对人的作用力方向不同所引起的内部变化也不同,所以超重作 用真有方向性，图上指出人能承受最大加速度的方向是人车仰半队的方向，即人在这 个方向对于一定的加速时間所能承受的超重最大， 因为人脑的位置是靠头的后部， 故是牟仰式的姿势为好 这个籍可以从苏联的戴人飞船中朵用了半式的座椅得 到证明， 总的看起来，超重对人的影响不是一个严重的题。 因为，在运载火箭起飞阶 段，如果用多级火箭，其产生的最大加速度不到10g，而飞船再入大气层时当角度 不大,不用升力的情况,其产生的加速度在8一9g的范围，而朵用升力时还可以使加 速度小于8g，故般情况超重倍数在89之間。 如果我們选择最好的半仰式的 方向时，人是完至能够承受8一9倍超重，其可充的加速时聞不会小于100秒钟．而 实际上加速度最大的持时，一般不会超过100秒钟，所以，超重对人的影响目前 着来是不成間題的， 当然，在加速度很大时人是会感到不很舒服的. 翘过苏联二次 发射的戴人飞船实践的籍果，证明了人体能够忍受从胸到背、从背到胸、从左侧到右 、从右到左侧的较长时的超重。 失重对人的影响 $ 12.3 失重是人在星际航行中所遇到的又一个影响因素。日 由于地球引力的作用总是存 在的，在地球上不能創造出较长时的失重条件，因此，关于失重对人的机体影响的 性盾值到現在研究得不多。尤其是长时期的失重对于人在空間的定位能力，人的动 星际航行概 256 作的协調，对血液循环系統以及生理机能、生理状态的影响等，知道得更少． 这一切 都需要进一步全面的来研究 我侧知道，人是依靠前庭器官、視觉器官以及皮肤、肌肉、腱、关节、勒带的感受器 这三个系統来准确执行本身的机能，才能在空臀中定向，使动作严格协調 而前庭器 官是相当复杂的系統，它位于巅骨轴的迷路中，由位于三个平面上的三个半规管 和一个很敏感的耳石器官粗成。 借助于牛规管，人感受到加速度，而耳石器官首先对 重力变化发生反应 耳石器官位于几个牛规管的接处，它是一个腔，腔底布满敏感 的神翘翘胞 神翘胞上长着极細的毫毛，上面有碳酸和磷酸盐的一些小晶 体一耳石，浸在胶冻物质中 当头的位置或重力改变时，支撑耳石的毫毛弯向一 边，使耳石接触一边的神翘細胞，有神經脉冲从耳石器官传到中枢神經系統，根据收 到的信息人体在空的正确定向得以实現。 因此，前庭器官是定方向和定加速度的 系統。 而皮肤、肌肉、关节等感受器是一个重量的感觉系統， 当人处于失重状态时， 这两个系統都失去了应有的作用，只能使用視觉器官，虽然，視觉器官还具有一定的 定位能力，但总的定位系窥效能是降低了， 这里也説明了三个系梳是互为补充的。 这是题的一方面，而更主要的困难是因前庭器官与人的植物神翘系統是紧密相連 的，人的植物神翘系梳是調节如消化、心脏活动、血管伸、排汗等等之类的自动机 能的, 因此，前庭器官机能的变化可能引起上述各系統机能的重大变化，影响到人的 整个生理活动。 为了研究失重对人的机体影响，最初使用的方法是使人坐在具有强弹射力的 椅子上，当人被弹出后就可以造成1一2秒钟的失重，如，电梯突然下降时，也可以 造成1一2秒钟的輕微失重状态。 这种方法因失重作用持的时太短，不能提供有 价值的籍果，另外，有人还提出了給人穿上特殊的服装，把人放入比重等于人体比重 的液体中 这种方法可以模拟人在失重状态下皮肤、肌肉、腱、关节、勒带的感觉，也 是有意义的。这些实,提供了在接近失重状态的条件下，一部分神翘感受器的活动 自前，在飞机上作試驗，使失重的研究工作向前迈进了 已翘中断时机体机能的材料。 当快速飞机在一个快速俯冲之后立郎上升，并沿抛物綫路 一大步，可参考图12.5 飞行，其抛物的发射角为40°到50°，如果角度再增加，那么当飞机到达抛物綫顶 部时，飞行速度太低，飞机将不易控制， 在飞行时证发动机的推力刚好抵消空气阻 力的作用，同时調节攻角，使飞机的升力也等于而离心力会与重力平衡，所以飞行 是在失重状态下进行的。在这条件下,最大飞行速度的飞机可以造成40一60 秒的失 重，这也是目前在地球附近能模拟的最大限度的失重状态 第十二章 飞船的設計間題 257 这一类实的糙果查明，循环系統和呼吸系統的机能方面没有发生重大的变化， 失重对 脉搏和呼吸的频数和节律，动脉压力和心动电流图没有严重偏离标准状态。 视觉和听觉也没有显著的影响，静着眼睛进行空間定向和动作协調的能力也没有发 40 ~ 50° 失薰阶段 图 12.5 利用飞机莉造失重 这可以由受試者能够完成相当細小的动作，如可在記事上記录， 生很大的变化。 使用电报等得到证明，其主观的感觉与每个人的生理特点有密切的关系，如有的 人会感到恶心、头量，甚至失去定向能力，而有的人感觉自己很好， 同时还看到了，当 人們进行了多次失重試之后，对失重的适应性有所提高，这证明了对失重适应性的 锻是可能的。在飞机上所进行的实驗观察，因为时聞还是太短，只能证明短时聞的 失重对人是没有影响的 但是，星际飞行可能持覆的时聞不是儿十秒，而是几星期、 几个月，基至是几年。 因此，必镇对这个重要的题进行研究。 苏联两灰发射的 载人的卫星式飞船提供了有价值的研究果，尤·阿·加加林在失重状态中停留了 約一小时，在他身上没有发现任何特殊的不良后果， 他进餐、写字、进行必要的观察 都没有感到特殊的困难 这也就证明了：在失重状态时，虽然前庭器官和皮肤、关节 等已失去作用，但人体对失重是可以适应的， 人的視力可以帮助人对自己动作进行 必要的校正。 及字宙航行在长时期失重的条件下的工作能力。 其秸果证明了，失重并没有影响 宇宙航行实現一一切必需的本能的要求：如进飲食、大小便以至睡觉。 但是也不是完 至全没有题,在进軌道后特别是在刚入睡时,是不太安定的而且感到輕微的头量和 恶心。这是由于前庭器官在失重的影响下,受到不平常的刺激而引起的。但是，当宇 宙航行采取的初始的预备姿态和使头部不作任何剧烈活动时，以上現象就几乎至 部消失了，在睡眠之后有了相当程度的减輕，而在飞船返回地面，超重作用开始后就 至部消失了。总的看起来,格·斯·季托夫在长期处于失重状态下的情况良好,没 有发生任何病理上的疾患， 但是在前庭器官方面发現了某些变化，这些变化也没有 ++, : ++ + 垦际航行．概 258 影响到宇電航行具的工作能力。 但在今后的考察中必镇弄清楚，所发現的宇宙航行眞在前庭器官方面的反应，究 竟只是个人过于敏感的秸果，还是字宙航行在失重的条件下都会产生这种現象。 如果是一个普遍的現象，那么就有必要在飞船上制造人工重力，例，把飞船作成环 形，它在失重中旋转，見图12.6；如果每分钟搏N次，环的直径为D，那么在环中的 2元N 超重系数 n= ,如果，D 二50米，N一6/分,那么n兰1，人在环中就 2g0 60 如在地面上一样 而每分钟环才搏六圈，人的視 觉也不会招致头量 但这要使飞船的設計足够大 才行，当然实現这种具体人造重力的飞船还存在 很多技术土的困难所以从目前所有的試和考 察证明了失重题題不是象以前想象的那样严重。 但长时期的失重对人的影响果如何，还有待于 进一步研究。 另外，在超重状态和失重状态相互 变方面，从苏联多卫星发射的籍果，已可以得 出秸：人体忍受从超重到失重的变化过程，比忍 图 12.6 人工重力 受从失重到超重的变过程要容易得多。 飞船船輪的設言要求 $ 12.4 由前知道：各种大气条件、物理因素（如辐射等)以及飞行的各种因素（包括噪声、 振动、超重、失重等)对于仪器、設备以及人都有性质不同、程度不同的影响。 由此也 給飞船的設計提出了很多的要求，无其是对载人的飞船設計要求更高。 也就是設，人 生存的因素是飞船密封輪設計时考虑的重要原则， 密封不仅要保证人在飞行的条 件下生存，同时还要罹持较高的工作效能。 这里对飞船船輪的設計及要求作一簡略 的述 首先,船輪(郎駕座舱)应該是个对封閑的系統,郎是个密封輪．其外 表复有热保护层，可以防止它在稠密的大气层中下降时受到高温的影响 座輪壁上 有用耐热玻璃保护的窗，使星际航行眞在沿勒道飞行期，以及在下降时都可以进 行观測。，为了防止航行眼睛受到太阳光的伤害，在窗上設有在必要时关朗窗 的装置。为了保证航行舒适和安至的工作,在船舱壁設有两个快速开启的舱，以 便在必要时使用。不 在苏联东方号飞船中，航行是坐在船舱的特制座椅中， 座椅是 第二章 飞船的設计爵題 259 一整套系统和装置，它保证星际航行量可以长期居留于飞船座舱中，可以保证航行量 在必要时安全脱离飞船和降落到地球表面， 座椅中有专明装置，来保证当飞船起飞 和进入勒道期間发生事故时，使航行景能自动、安全地税离飞船和着陆，座椅中还带 有氮气储备和通风装置，保证穿着宇笛服的航行最的生活方便。 此外，东方号的烨椅 中还有收发两用的无电台，以及备的食物和最必需的用品，供航行在着陆后使 用在航行离开宓单独着陆时，座椅的降落伞系統，可以保证他稳定而平簇地降 落到地面或水面上。 如果降落到水面上，他还可以利用橡皮气艇；橡皮气艇在落到 另外宇宙服本身可以使航行贯在水中保持仰歇姿态。字街 水面的瞬間会动开展。 服的隔热和密封程度可以使航行鼻在冰水中呆上十二小时而没有不愉快的感觉。同 时，学甫服的头盔有一个带玻璃的窗，当船舱里空气压力或气体成分越出睿的标 焦限度，它就会皇动关上，也可以由人来开关， 因此，宇服及其各种系統，便使航行赢 基至在船舱密封出事时也可以操飞船 在东方号飞船船舱星，装有保证生命活动系統和操纵系統的設备，部分无电装 备，飞船航記事簿，航行貴通过窗进行肉眼观測的光学装置，在飞行时察航行 最用的电视摄象机， 航行量可以利用送话器、喉头送话器、电话和电动式揚声机，按 照自己的意愿打开任一元件，都可以同地面證随时联系。 苏联东方号飞船的船輪里还設有空气調节和压力調整設备，自动地雉持座輪内 的正常的气体成分、温度、压力及空气的相对湿度， 在必要时，航行最可以干与自动 装置的工作，降低或提高空气的温度、改变湿度和气体成分。 一般来設星际飞船船 檐空气的压力耀持在1个大气压为最好，最低的气压不能低于0.583大气压（这压力 相当于离地面4570米的高空压力）。空气的成分一般持在：氮（N²)75%，其变化范 围为 ±5%;氧(O2)25%,其变化范围为 ±5%；二氧化碳(CO2)的浓度低于0.5%；一 氧化碳(CO)的浓度最大不能超过0.005%. 船舱内的温度控制为20℃，变化范围为 土5.5℃;相对湿度为 35%,其变化范围为± 10%。 保证船輪内的气候条件是相当重 要的，因为人的机体只能够在周围环境稍稍偏离正常的条件下保持正常的生命活动。 当周围环境的气候要素有任何偏离正常参数的情说，都会在人的机体中造成额外的 生理鱼荷，降低了人对超重、失重以及从超重到失重和从失重到超重的过渡状态等等 的翘受能力， 为了持周围环境气候的基本参数接近于正常，故在飞船上設有空气 还原系統， 它一方面可以保证吸收人所排出的二氧化碳和水蒸汽，另一方面可以释 也呼吸所必需的足够量的氧气， 在东方号飞船中，这系統所释出的氧的量出学甫航 星际航行概 260 数值的情况时，用特制的敏感元件进行記录。 自动調整器接收它的讯号后，調整还 原器中相应的反应进行速度来控制气体成分， 空气还原装置除自动操认外，还有一 套于操枞装置，同样可以在必要时用来建立理想的船舱内空气的成分、相对湿度和温 度，温度的控制也同时設有一自动以及航行主动控制的設备 由于飞船在飞行的主动段和在飞船再入大气层时都可能产生强烈的噪声，其噪 声的强度超过了人能承受的范围， 因此，在設計飞船时必镇要考虑到噪声对人的影 响以及如何降低所产生的噪声的强度， 噪声的强度計量单位是分具，其具体关系如 T 20log (12.4) 0.0002 其中：T为噪声强度,以分具为单位；P。为噪声的声压，单位为达因/厘米²，0.0002达 因厘米为人的耳朵能听到的最弱的声音。实际上 是功率比。 而功率比 0.0002 的对数就为一具。1 具等于10 分具，故有（12.4)式的关系. 一般人的耳中噪声不应 达到135分具，而身体的其他部分所能承受的噪声也不应該超过150分具 超过这 范围人就会产生迷失方向、恶心、呕吐等現象．而在飞船及运载火箭起飞时，以及在再 入大气层时的噪声往往达到甚至超过此数值范围，因此就必须用隔声及吸声的飞船 壁．关于噪声对人体的影响，目前已翘掌握了充分的餐料，在飞船上只要設有严密的 隔音装置,就能使噪声大大降低，一般要求噪声的强度为40分具以下；这在实际的过程 中是可以达到要求的。因此，噪声对人們进行星际航行是浚有带来任何严重的困难。 除了以上的要求而外，其他还要求：振动率从100赫至500赫时，双振幅少于 0.01毫米；当振动率在1000赫以上以及在60赫以下，其双振幅少于0.0038毫米. 总的看来因飞船离发动机远，故振动的影响估計題是不大的。此外，船髂内应有 适度的光亮，而光中不应含有害人体生理的波长. 另外辐射強度应在0.05rem/日以 下。以上只是作了簡略的叙迹，当进行飞船的設計时，要考虑的具体間題会更多。 星际航行中人的生活条件 $ 12.5 人們要想较长时聞呆在飞船上（卫星軌道或星际航道上），那么解决人在飞船中 的生存条件間题就成了一个分重要的题了。 大家知道，人之所以能够在地球上 长期生存下去,是因为人們可以从自然界取得充足的日光、空气（特别是氧气）、水分、 食物以及其他东西。因此，也就不觉得这是一个十分严重的間題，然而对星际航行来 第十二章 261 飞船的設計間题 證，間题就显得释别突出，因为一个人每天所需要的氧、水分、食物等总共也不过几公 斤，对于时聞短（几天至一个月)的航行，自前看来完可以用从地球上起飞时就 带上这些东西，但是对于时聞更长（如一年或几年以上）的航行，要至部依靠起飞时所 携带的物品来解决，那么飞船的重量将因带有这些生活品而大大加重，从而影响到飞 船的航行效果，显然，采用这种办法来解决长期航行的間题是不行的，但也不是 就浚有办法了。关于这个間题将要在$12.7中详釉。 要解决人在星际航行中的生存間题，首先就应当了解人們生存的最基本、最必镇 的条件是什么？大家都有这样一个十分簡单的概念：如果人不吃东西，不喝水，用不 了多少天就会死去，而人不呼吸则儿分钟就会室息而死。因此設明空气、水和食物是 難持人們生存，活动的最基本最必须的条件，兰 当然这些基本条件在地球上是如此，而 在星际飞船上也同样是如此，我們在上节中已有所叙述，这里将計算得出的有关人 正常生活、活动及宇宙航行曼在星际飞行时所需消耗的物品及排出废物的一般性秸 果，刘于表 12.1及表 12.2中，从这两个表中我們可以看出,对于物质的消耗量，随人 其实也由于民族、体格等具体情况不同而异，表上没有能 的年龄、性别的不同而异。 包括这一点。但是也可以看出一般情况下个人在星际飞船上生活一天大概需要消 耗4.4公斤物质，其中氧占0.91公斤，水占2.59公斤，千食物占0.91公斤 但間题还在于单单是供了足够的氧、水和食物还不行，因为人生活在飞船的密 封輪中,容积是有限的,同时又由于人不断呼吸和出汗，而使空气中CO2及水蒸汽不 如果不把这些东西除去,那么，同样是影响人的生活，影响人的新陈代。 断增加。 因此，必覆不断地将人呼出和汗中蒸发的CO2及水分从空气中吸收掉，以保持空气的 正常成分，人吸入空气时主要是取得氧气，然后由血液将氧分配到至身各部，用来 与人体从食物中所取得的养分进行“燃烧”，产生能量供給全身各部分生活及活动的 人呼出时则是将废气排出，这里包括了吸入的氮气和由体内排出的二氧化碳 需要. 及一部分水分，其中最主要的是呼出体内“燃烧"后产生的二氧化碳。 从人們吃的东 西来看，实际上很大一部分都是碳水化合物，如象淀粉；而在碳水化合物的燃烧中，消 1 CO2. 所以,我 們可以看出人吸入拜消耗的氧气利呼出的二氧化碳是有一定关系的从国外生理学 上的研究得知一般人的所谓呼吸系数为 呼出 CO2克分子数 呼吸系数 F 0.8. 消耗02的克分子数 262 02.27[1.500.23|0.15 50|1.82|1.400.180.14 01.82|1.400.180.14 0.27'0.99|0.82'0.100.08 l0.29j1.04/0.86:0.10j0.09 0.291.04/0.860.100.09 |女男i女 这个表是根据平均每人需要3,000大卡/日和呼吸系数一0.8計算的，故得出每日总消耗量約4.4公斤；其中氧0.91公斤，水2.59公斤 排出水分的分布 排出水分的分布 排出量 (公斤/日) (公斤/日） 排出量（ 总水量 总水量 平均最低的代谢（基础新陈代） 每天正常工作状况下的代谢 二氧化碳 二氧化碳 (600) (CO2) 表12.2 .73 表12.1 消耗量 (公斤/日) 消耗量 (公斤/日) 干食物 F食物 .9081 .908 .14 04 (0H) (O"H) 59 (30) (30) . 908 0.908: 1442 1440 1344 2500 2400 2400 大卡/日 大-卡/日 1783 000: 3800 1641 年龄 年龄 263 飞船的設计間題 第十二章 tt 由此可見，由于人吃的东西样不完全都是碳水化合物，还有其他如脂肪、油类等物盾。 一部分氧用来和这些非碳元素“燃烧”，这样一来用掉的氧就不是至部产生二氧化碳， 这就是呼吸系数小子1的原因，人的呼吸系数实际上也是与民族习、吃的东西成 分不周而异。 .上述使我們知道了人的呼吸系数后，也就是知道了人每天所需要的氧量和呼出 的二鬣化碳的量。天 那么，可以用一些办法来吸收掉所产生的二氧化碳及水分，对于 短期的航行来説柔用化学吸收剂来吸收的办法较好。如果以每个人每天吸人氧气 为0.91公斤，呼吸系数为0.82的，就可以計算出他每天呼出二氧化碳为1.135公 所。 因此，也就可以計算出每人每日通过呼吸及出汗，发散在空气中的CO2及水分， 以及吸收掉这些东西需要的吸收剂的克数。这些数据刻于表12.3中，从表的数据 表12.3 吸收每人每日呼出及出汗散发在空气中的CO2及H2）所需的吸收剂克数 除 CO2 除 CO2 及水分 吸收剂 400 3235 Li 700 840 Li20 920 1,030 Mg() 1,335 Mg(OHD)2 1,050 1,250 Na，吸收后生成Na2COa 900 750 Na,吸收居生成 NaHCO + Na2CO: 1,450 1,290 Ca),吸收后生成 CaCO 970 775 CaO,吸收后生成 80%Ca(HCO)a 比较得出，应倾向于柔用Li2O或LiOH作吸收剂，因为这两种吸收剂的效果较好 （每吸收单位量的CO2及H2O用量较小）,而也较容易取得。吸收二氧化碳和水蒸汽 的方法很簡单，只要将座輪中的空气用通风机送到装有吸收剂的吸收器中，空气中的 CO2及H2O就会自动地与吸收剂起作用，而从空气中清除。 飞船船舱中的压力和温度的控制也是一个十分重要的間题.首先是如前节所述， 其次是舱闪的温度，人們一般生活在20℃左右 压力必须控制在一个大气压左右。 觉得最舒服，但是我知道飞船外部的温度变化是很大的，如在起飞时飞船通过不同 的大气层高度，这时就会遇到十80℃和一80℃以下的气温. 在太究中受太阳光照 射的一面可以高达100℃以上，而朝向黑的一面则可低到-100℃ 以下。 特别是 在飞船再人大气层时，由于空气的阻力而产生的高热，即便是有冷却或防热的措施， 也会达到好几百度以至1,000℃以的高温。 因此，如我們不对飞船的座舱笨取完 善的隔热措施，人在里面是无法生存的， 这些隔热措施当然可以朵用艳热材料来解 际航行概 264 决．苏联已翘解决了这方面的間题，东方一号及东方二号上天就是实际的例证。 是只隔了飞船外壁向内的传热还不行，因为人体由于活动以及体温高于环境温度 邮要向外散发出热量。这些热量也会使气温逐衡升高，那么还必镇对气温进行調节。 其調节的办法：如座中温度低了就可用太阳光能量来升高空气温度；如果温度高 冷却剂的过多热量最后由飞 了，则可以利用通风使空气翘过冷却器的办法来解决。 船表面阴凉部分的辐射器散太空。 s12.6 氧气及水分的供应 解决星际航行中生活物质的供应閣题是一个很关键的聞题。在这一节里主要計 短期的，即一两个月以下航行的供应。对这类供应由于时間较短，,故总合重量还并不 太大，最簡单的办法是至部都在起飞时带着。对食物来設，目前看来只有这种办法最 适合，而对氧和水来説还可以朵用一些更加节省重量的办法来解决，下面就分别叙 氧气的供应 首先，我们可以朵用目前已翘掌握了的成型的办法，就是利用現代航空所朵用的 液氧系統是将液态氧装在韬热的低温容器中带到飞船上，与液氧 液氧或气氧系统 容器联接的有加热器，使液氧加热气化，逐撕地补到空气中， 这种办法很簡单，但 其灰，籍合供水給航行的同时来供氧气。这种办法比较簡单，一一举两得．在起 飞时携带适量的过氧化氢（90%H202），利用过氧化氢在催化剂的作用下分解为氧和 水．用这种浓度的过氧化氢每生产50公斤氧气的同时可产生68公斤水。这个办法 的优点是：人們已翘能很好地掌握了反应及整个工艺过程，且知道如何来控制它， 因而是一可行的办法。 第三，合空气净化过程来供給氧气，前面已翘提到过，用化学吸收剂来吸收人 呼出的和散发出的二氧化碳和水蒸汽，那么，我們也可以用一种吸收剂，使它吸收 二氧化碳和水蒸汽及产生出氧气来供給人使用。 一种可能的化学药剂为超氧化钾 （KO2），它的反应过程为下列化学反应方程： (1) 4K0z →+ 2H20 -→ 4K0H + 302 ↑ : (2) 4KOH + 2CO2 -→ 2K2CO3 + 2H2O; (3) 4KOH + 4CO2 → 4KHCO3. 第二章 飞船的設計閣巅 265 从反应为程看出，皮应笨取（1）及（2）过程时，每产生3克分子的氧可以吸收2克分 比起前面提到的人的正常呼吸系 数为0.8左右来看，生产的氧过剩了。 但是，如果按照反应（1)及（3)的过程进行,邢 系数平衡, 因而有可能实际的反应过程是介于两者之間，即翘过第一步反应（1)反 应]后，一部分是按照（2)式反应，另一部分是按照（3)式进行,所以实际过程吸收CO2 后产生的氧量之間的关系，可以罹持呼吸系数为0.8左右. 这种办法把净化空气和 供氧秸合起来，因此可以省掉单一的供氧系統，从而可以减少設备的重量。 此外，还有人提曦利用这样一个事实，即人可以在100一425毫米汞柱的氧气分 压范围下生活，那么供氧的最簡单办法，可在起飞时把密封舱中空气的氧分压提高到 高限（425毫米汞柱），在航行过程中就不再供給氧气，航行逐衡消耗这些氧气。 根据計算，如果有6一7米3的容积，氧分压从425毫米汞柱降到100毫米汞柱时的氧 气量，就可以供一个人正常生存两个星期之久。看来这个办法十分簡单，但間题在于 人要较长期生活在高氧分压或低氧分压以及氧的分压变化又较大的情况下，又加上 人在空中失重对生理的影响,是否能够翘受得住或正常生活都值得进步研究。 水的供給 人体对水分的需要也和需要空气和食物一样重要，而且每天每人所需要的水量 也是很大的（約2.59公斤）. 对于人們短期离开地球完至可以一灰带足至部需要的 水量，但是时間长了，总重量太大就会显著地影响飞船的航行效果，为了解决这个閣 题，可以利用人体排出的废水进行净化处理后循环使用，这样就可以大大地减輕携带 重量。下面介貂五种办法可以用来作为解决星际飞行用水的途径。 第一种办法就是利用一般的蒸留原理，将人体排出的废水（尿等)在蒸留釜中用 电来加热、蒸留即可将水分和盐类的杂质分开，所得的蒸留水就可以供給人使用，这 种方法的主要缺点是用电量较大，因此需要带有沉重的化学电池或太阳能电池，从而 增加了飞船的重量。 第二种办法的蒸留部分完至和电能加热蒸留一样，所不同的是直接利用太阳辐 射热能，这种办法也有一个缺点，这就是水的沸点蔽低， 如果在一个天气压下蒸留， 那么必须将蒸出的温度较高的水蒸汽冷却到100℃以下才能凝成水，同时我們也 知道，星际飞船中的冷却办法是向黑暗空聞辐射散热，单位辐射散热面单位时間所能 星际航行概 266 散出的热量是与散热面艳对温度的四次方成正比，也就是温度越高，散热效果就越 好．但是如果不用高压蒸汽，要凝糙成水就需要降低温度才行，相应地就要求辐射面 的温度也低，那么就必须大大地增加辐射散热面，这样就使得散热系統很天，而重量 也相应地增加，对星际航行来也是不利的。如果用高压蒸留，那也会因整个系統的 强度要高，重量也不会輕。 第三种办法是用离子交換，人体排出的废水中实际上除去大部分是水外剩下的 当通过阳离子交換剂时，阳离子在交换剂作用下被 是盐类，也就是阳离子及阴离子。 吸收，而代之以氢离子，再一次翘过阴离子交换剂，阴离子又被吸收，而代之以氢氧离 子，就这样废水就成为可以再次飮用的清水了。 我們知道当含杂厦的水溶液被冷冻时，首先析出的是冰， 第四种办法是冰冻法，手 因此，可以利用这个办法将废水冰冻后把析出的冰取出，再翘过 而溶液则逐浓箱，日 适当处理就可以供应人們使用， 第五种办法是电渗析法。 这种办法实际上就是利用离子筛的膜，一种所阳膜 只证阳离子通过，另一一种所阴膜只阴离子通过。因此，如果我把两种膜交替安 排如图12.7，对每个淡化槽樽来，由于电极所造成的电势的作用，从一面的阴膜失去 浓液流出 淡化液流出 原液 源液 48! 电极 10 电极 10 图 12.7 电渗析法流程示意图 1-10 淡化槽；1^10″淤縮槽；αi 阴膜；ci 阳膜. 阴离子，从另一面的阳膜失去阳离子，水的盐分就减少了，依此連作用就能把水中 的一部分盐去掉，而盐就集中在其他剩下的一一部分水中。 废水也就因而脱盐成为可 以再次飲用的清水, 从以上五种办法比较来看，前面两种不及后三种优越，因为它的設备比后三种 267 第十二章 飞船的設计間題 要重得多。 因此后面三种办法加以具体化和完善化后，用在星际航行上来解决净水 循环間题比较現实 长旅程星际飞船中的生态学系 $ 12.7 前面所到的办法和柔取的措施，已翘基本上解决了短期离开地球的飞行。但 是，要到其他行星去所需要的时聞就长得多了，比如往返火星就得一年半左右，往返 星就得五年左右（都是沿 Hohmann 道飞行）， 这样长的时間，如果完全靠起飞时 全部带上这些生活用物，那么重量就很大了。 就单拿消耗的干食物、氧气和水来 看，每个人每年就得1600公斤，再加上处理净化空气所需的吸收剂，以及其他的生活 用品和存設备就更重了，必然严重地影响到飞船的飞行效果， 上节已翘提到水 可以再生循环使用，那么，其他东西当然也应当能够設法再生使用。 由表12.2 知道 每天每个人需要4.4公厅氧气、水和食物，而为了平衡見，每天每人大約也排出体 外4.4公厅废物，1 所以，只要找到一个办法能使这些东西都能再生，那么，人在星际 飞船上的生活瓷料就可以解决了，下面就来懿这个方法。 大家都知道，地球上实际是一个使人类、动物、植物、微生物以及非生物等按照一 定自然规律所粗成的有机的整体，或称生态学系窥。 我生活在地球上并没有靠另 外的星球給我們送来食物、水分和氧气。 但是自从地球上有生物以来就是正常地生 活着、发展着。这正是由于植物在它的叶緣素的帮助下,把动物等呼出的CO2与水分 在太阳光的作用下进行光合作用，制造有机物，放出氧气，这样就供給了人类及动物 而反过来人类和动物又給了植物以二氧化碳及肥料，当然这是一个 以食物和氧气 十分复杂的有机配合和平衡。因 因此，地球可看作是一个孤立系，它只是从阳光里取 得高温热能（可見光及紫外等），而问外辐射出低温热能（波长较长的紅外綫）。在 这个过程中地球上的各种生物之間，依照自己特有的自然规律相互依賴而生存，也就 是形成一个复杂的生态学系統， 从这一→概念出发，我佣完至可以把星际飞船当成一个孤立的小世界来看待，使飞 船按照一定规律和一定的平衡条件来安排人与生物間的循环，也就是与外界的交 我在飞船中培育 植物，它吸收人呼出的CO2及人体排出的无机盐、粪便等，利用植物的叶緣素在日光 照射下，为人制造食物和氧气。 如果能使飞船配合成一个恰当的平衡循环系統， 那么星际航行的生活餐料就得以鳳满解决，不再因时聞长短而影响到飞船的运载重 星际航行概 268 要造成这样--个孤立系統还有很多困难。 首先，在地球上人們可以利用大量的 但是，在飞船上于戴董有限，不无計也 七地来种植农作物、林木以及养殖性畜等。 不可能在工面摘大片土地来种植农作物，所以必须找到一种适合于飞船上培育的“作 物”也就是要有极高的生产度。 翘过研究和实证明，用在水中培育小球藻来 小球藻是-种低等水生植物，属于单細胞緣藻类， 生产食物，具有很高的生产强度。 是值径豹为3一5微米的緣色小球，由于它体内含有叶緣素，因而它們能够象其他各 种植物的叶緣素一样，充分地吸收人呼出的CO2和水，在日光作用下进行光合作用， 它对太阳光的利用率可达10%，而人所排出的粪便等废物，则可 生产食物和氧气， 有人发现一种高温品种的小球藻，在40℃时繁殖生长得最快（～～ 作小球藻的肥料 般的小球藻在25℃生长繁殖能力最强），据計算每个人有300厘米3的容积来培育这 种小球藻，就可以供給他正常生活所需的热量（3,000大卡/日）．因此，能够成功地利 用小球藻作为星际飞船上的食物，氧气的生产者，同时又是人体排出废物的处理者， 如果小球藻利用太阳光能的合效率为10%， 那么，这将是一个十分理想的办法。 即太阳光能中10%变为食物的热量，那么：由于地球附近太阳光能密度为1班/ 米²，每人每日需3,000大卡热量的粮食，可以利用約1.45米面积的正照日光就够了。 其次人对食物的籍要不是单一的，小球藻虽然具有高度的生产效率，而也有较 丰富的营养价值，但是人天天光吃小球藻行不行？ 是不是还要副食品？如果需要副 这都是待解决的聞题。 食品，副食品夜如何供給？ 第三是小球藻所生产的食物不单钝是酶类、蛋白质等人能吸收的东西，而也有 控制它产生的各种粗分的比例， 总之，人如果单純吃小球藻是否能长期在宇笛空 为生存还是一个十分值得研究的間题題 第四是这个小的孤立世界的稳定性間题。京 就是在地球上有时也会碰到一些意外 的情况（如天炙等），使某个地区的农作物受到失而暂时地失去平衡，但是地球很大： 受到影响而不平衡的地方可以自行調节或人为地調节，随后又可以稳定在一个正常 生活的基础上，在飞船也不免会碰到一些意外，那么，这时所产生的影响将会波及 到整个生态学系統，以致使整个系統失調，而造成某些东西供应不足，失去了应有的 平衡。比如一且因为某种原因小球藻的生产强度降低了，那么，人就不能得到充足的 食物和氧气而难于生荐。 因此，要使整个飞船的生态学系統骼保证稳定在一个固定 的水平上，这是个十分关键的間题。 有人也提出遗传变异对平衡的影响，即本来是平 衡的系统，但由于生物（如小球藻）一代一代传下去，总免不了有些性质上的变异，它 269 飞船的設计間題 第十二舜 的生产力、生效率或营养翘成不同了,那就会引超整个系統的不平衡。是不是要考 虑选种技术来控制这个系統？这也是要研究的間题. 最后还值得指出一点是小球藻本身在生长和繁殖的过程中要产生微量的一氧 化碳(CO). 量虽然微小，但是在飞船这一小小的空間里，长时聞逐撕积存也会变得 多超来，而最主要的間题在于一氧化碳对人有毒害性。月 所以，从舱排除一氧化碳 也是一个必须解决的間题， 这样一来又需要設置清除一一氧化碳的設备，由于一氧化 碳的清除又使得循环系統中小掉了物质（碳和氧），邢么，时一长就会使循环系統的 平衡遭到破坏，我們还得考虑如何把处理掉的东西变成有利于循环系統的物，使之 重新参加整个循环过程，从而使整个循环保持平衡状态 当然为了使循环系統平衡,增强人們的营养，增加食物花色，还可以进一步研究 寻找更好的办法，如可以考惠养动物或利用高生产强度的酵母来生产有营养的蛋白 虞等但是，这些还只是根据現有的綫索指出了一一些小体积、孤立的生态学系統中的 可能过程。1 要使这些过程变为现实，还有着計多工作要作， 这样一个新的間题，要由 产强度比地球上高得多的超級农业。 如果按以上的計算，在地球附近星际飞船上的 每个人可以靠1.45米2的太阳光过日子，而我們現在的农业是16亿亩地养6.5亿人 每人合1640米；那就是設星际航行中的农业生产的强度要比我們現在的农业生产 强度提高一一于多倍。国 因此，这是一明科学技术上的新镇域，它提出了比現代农业更深 更广的閣題，所以我們可以把这門新的科学称作“星际农业科学” 这也再次設明了 星际航行事业人大地促进了各明科学的发展，向它们提出了远远超过一般常规的、最 艰互的課題。 $12.8防微陨石及通过小行星带 穿过地球的大气层后，太空几乎变成了韬对眞空，但是飞船还会不断地受到外来 的髪击，这就是太空中存在的陨石和微陨石。 在太空中的尘埃中大块的（陨石）虽然 不多，但是小块（徽陨石)确不少。 大家不要以为它小就不害怕它，因为飞船在太空 中是以很快的速度向前飞行，迎面飞来的微陨石的相对速度就很大，撞到飞船的表面 上，仍然会引起很大的破环作用的。据計算得出重量为1微克的微陨石，它的速度可 达30一70公里/秒，这时它可以穿透1毫米厚的板．有人估計载人飞船壁为10毫 米的板或镁板，每三周就可能被穿透一次。 比1微克更小的微陨石并不能筹透这 样的飞船壁，而只能打毛飞船的表面，使表面变成象翘沙洗后一样．根据苏联发射的 星际航行概 270 火箭了解到的情况来看，宇空間的微陨石的分布并不是很均匀的，是随时間和地区 而变的，因此，要防止和它胤撞击是不很容易的，但是可以通过对它运动的规律性的 研究，还是有可能找到微陨石较少的区域和时刻的飞行轨道。 然而就是能作到这一 步也不能完至避免陨和微石的作用，还需要加强飞船的籍构强度。 为此可集取 双层壁构；对天型飞船可采用船舱分室的办法，来避免微陨石撞击而造成的不良后 果，以保证設备及人真的安至 在第一章里已翘介貂过了在火星与木星勒道之間有几层小行星带，它們大的有 44,000 个. 如果我們要到火星以外的行星上去旅行，那么，必镇通过这一小行星区 域. 这些小行星有着他們自己的道和速度着太阳运动，当然可以研究和掌握它 侧的规律,但是由于为数太多,要避开它們确实是一件困难的事情，不过这也并不是説 就根本无法越出这个区域到外圈的行星上去旅行。 当我們摸清了它們的运动规律， 再加上对飞船高度自动控制系統的掌握，飞船仍然能够象在海洋中的輪船过海底 的暗礁一样,过这些可能与飞船发生碰撞的小行星 512.9飞船的定向系統 飞船在太空中处于失重状态，因而确定它所处的位置和方向是一个很重要的間 题題。首先是无綫电通必定向，那就得知道飞船現有的方向．其次是确定飞船是否 按照正确的勒道方向飞行，第三是人在失重的情况下要确定所处的方位只能用眼睛 看时，也只能在知道飞船的方向后才能确定自己的正确位置， 如苏联的第一，二,三 颗人造卫星上就没有定向系統，而在向月球发射的火箭上就有定向系統。 这是因为 此时要求准确度高，如果不能随时确定方向就不能沿要去的目标准确飞去，去完成頂 定的任务， 要控制和調整飞船的方位,首先一步就是方位的測定。飞船方位的測定，目前看 来比较准确而可靠的方法是朵用观星或者艰太阳的办法，定太阳或事先选定的星 座所在的方位，即可确定出飞船本身所处的方位，从而計算出飞船現有方位与正确航 道的偏差，然后再用方位控制、調节系統进行調节。 这种測定必须是很精确的。 此，不宜朵用性定位系統陀螺仪来測定，国 因为飞船的航行时間一般都很长，这种測 量仪在长时聞运时就会产生漂移現象，就会影响到測量的准确度。此外，对于人造 卫星来説完至可以采用測地平綫的办法 （参見图12.8）. 当卫星镜地球一圈到明亮 区后測其切綫方位角的均值即确定了卫星的方位，这种办法可以用自动瞄准地平 綫；太空是冷的，热辐射的强度低，而地球的艳对温度約为300°K，有热辐射；冷热的 第十二章 飞船的設计題 271 卫星 卫星轨道 地球 图 12.8 潮地平粒及垂直接法 交界綫就是地平綫， 飞船的定向系統是一个新的控制周題，它有别于运载火箭的制导，它不是一个 类型的間题，大家知道，运戴火箭是在推力、重力和空气阻力作用下飞行的， 因此,对 它的控制力短的大小是与运载火箭本身重量、推力的大小相差不太多，也就是它的 控制力矩通常是以吨米来計算。 对在太空中皇由飞行的飞船（在卫星或飞向行星的 轨道上而言，期由子它们完全处于失重状态，能产生使飞船方向偏差和旋转的决不 是什么作用更大的力，而是极微小的作用力（这种力在运载火箭中也存在，但是由于 它佣比起其他的力来説太微小了，故看不出它們的作用），这种力通常只能用克或达 因来度量， 假設地球（或星)是眞球形的，那么，它对卫星勒道上飞船的引力应对称于地心： 并指向地心．这时如果飞船和它与地心的遵證完全重合（图12.9A），此时作用在 飞船上的引力力矩也是对称的，飞 船受力平衡不会发生聘动．但是当 飞船的触綫不和它与地心速綫重 合，有一微小的偏角（图12.9B），这 时作用在飞船上的引力力矩就不对 称于飞船的重心了，那么，飞船就会 重心向箭头所示方向旋．当然 这个力矩是十分微小的，但日足以 使飞船产生旋博，因为它是处在自 图 12.9 引力場梯度所引起的力矩 由飞行状态，没有什么别的更大的 外力对它起作用，有人計算出飞船在这种情况下由于引力的微小差异而产生的力矩 为 30 达因厘米/103 弧度，日 由于在高空仍然有一些空气而产生气动力的作用，对80 公里高空时气动力矩为10达因厘米，200公里高空时为10,000达因厘米， 此外，还 星际航行概 272 有由于地球磁場的作用，也因地球本身实际上是椭圆球形而产生的引力不对称，而使 飞船受到微小的力矩的作用；人在飞船中走动或东西的摆动也使得飞船的重心发生 极微小的变化．这些作用都会导致飞的方位发生变化， 使飞船产生儒移或旋转的力矩是非常微小的，那么，要控制利調整飞船的方位同 由于要求的作用力不到1克，而这个力却翘 样也只需要个很微小的力矩就行了 常要用它，看来柔用第章里所的低推力、高比冲的电火箭发动机来产生控制力很 适合．如果用一个功率为300瓦的电源的离子火箭发动机，它可以給出500达因的推 另一个办法是使用电动机带动个装在飞船上的飞輪参見图12.10.当飞輪向 某一方向动时，整个飞船的动量发生变化，但是飞船是一保守系統，动量是守恼的， 因此必须使整个飞船产生相应的儒转才能保持整 个飞船的动量不变，因而使飞船的方位得到調整。 由于飞船在三个方向上可以变动，所以用三个互 飞翰 相垂直的飞輪粗装在飞船上即可調节飞船在任何 飞船中用来調节方位的飞輪 方向上产生的儒差， 一般是用高转速的小飞翰，因为它的重量小，便 于超动和調节， 图12.10 用飞输来調节飞船的方位 自前看来，最适合的办法是将小火箭和飞輪 的控制方法联合使用。前者由于作用力矩较大，調节速度快，可以用作粗調；面后者 则作用力矩较小，便于用作精調 方位控制和調节的对象是比较庞大的飞船（至少有好几儿吨重），但是确又是十分 精細的系梳。 进行地面試殿时需要在一个专的密朗房間里，实驗时不得有任何空 气流动，因为即便是一很微小的空气流动所产生的力比起試的控制力来設就相当 大了. 这个房間里有一个由滚珠轴承支承着的完至平衡的試台，控制調节設备就 放在这个台上。房間的内壁必须不反光，象黑暗的太空一样；而在房頂及四壁又安上 飞船的定向系統就在这种特設条件下进行試 大小不同的光源，模拟太阳光和星光。 由此可見，飞船的方位控制是一用新东西，与运戴火箭的控制很不 殿，測定其性能， 相同，它是自动控制技术中的又一个新的部明。 飞船中的电源 第十三章 $ 13.1 星际飞船中的能源 前面的章节里所耕的人造卫星、行星际站和星际飞船，都要与地面保持一定的通 訓联系，用舊达、无綫电等測定自已的方位和速度，不断地进行方位和速度的調节。 特别是对载人的飞船来設，还 这些都要求供足够的能量来維持它假的正常工作。 要为人在飞船中制造适当的生活条件，这也需要能量。这些能量以采用电能最适合、 因此，星际航行中能源的間题是一个如何获得能源，以及将能量变成电能的 最方便。[ 自前看来电 間題。有人估計在各种类型的飞船上所需电能的情况列于表13.1中 各种飞行器对电能的需要量 表 13.1 飞行器类型 所消耗的电功率（虱） 10-² 至 5 无人的地球卫星 5×10-1 至 2×103 无人的行星际站 10* 至 106 有人的飞船 大于 3×105 有人的电发动机飞船 源的能源可以有下刘几种：： 它是利用物质在化学变 化学能 化学能源是我日常最熟悉、最常用的能源， 化过程中（郎“燃烧"过程)中产生出的能量；比如火力发电厂就是利用燃料（煤或油料 等)燃烧产生热能，水吸收热变成水蒸汽（或直接利用燃气），以推动涡輪带动发电机 但是，在飞船上所用的化学能其强度（即单位化学物质所产生的能量）要高得 发电： 这是由于飞船 多，而且使化学能变成电能的方式也与一般地面上的情况大有不同。 的运戴重量的限制，能源及其設备都应十分輕小，因而朵用的“燃料”是能量比较高 的;如氢一氧,其能量可达1.3 × 1011尔格/克。 太阳光 在星际航行中，飞船是在太空中航行，总是受太阳光的照射，而太阳光 就是在地球表面上，天气晴朗时正射在一平方米的平面上 是--个取之不尽的能源。 的太阳光有～廷的能量。如果到了太空中，没有大气层的反射和散射作用，单位面积 因此,在星际航行中把太阳光的能量 上菌射太阳光的能量就更多了，达1.38廷/米2，日 博变成电能，供給飞船，将是一个好办法，在取得能源的过程中不消耗其他任何物质， 星际航行概 274 只要有足够的設备来把太阳光变成所需的电能就行了，因而整个能源的重量不会随 但是，值得指出的是太阳光不是在任何地方，在单位面积上 使用时間的增长而增加． 因为太阳光的强度是随与太阳的距离的平方成反比,所以， 都能产生同样多的能量. 当我們設計太阳能的换設备时，設备能力的大小必须顾及到这一一点，即使飞船在距 太阳最远的位置上，設备所搏换的太阳光能量也能满足飞船的需要. 裂变能（原子能） 这种能源的主要特点是可以产生较大功率，而且使用时間也 因为它实际上就是一套原子能发电站設备，每单位“燃料”所放出的能量很 较长。 大，比如235、239能放出的能量約为7.1×1017尔格/克（这是指“燃烧效率”为 100%时），也就是当其他条件都相同时，它的“燃料”消耗量只及化学能源的几百万 分之一一。实际上裂变燃料的燃烧效率”有时只有1%，就是这样，它所产生的能量也 有7.1× 1015尔格/克,其质量消耗量也只有化学能源的几万分之一。 因而从质量 耗的角度上来看大大优于化学能源，但又不及太阳能。它能产生大功率，能较长时期 地供应能量，而重量又不会增加太多的优点，所以有利于用在星际飞船，特别是用电 量大的飞船上 放射性物质 工面所耕的裂变能源用来作为飞船能源还存在一个缺点，就是用 在需要能量较小的飞船上不一定适合。 大家知道,裂变键鎖反应的形成首先必须要 求裂变堆具有一定的体积尺寸及重量，必需达到所临界尺寸（見第七章），也就是説 用它作为飞船的能源时，无飞船需要能量大小都至少要有一定重量及尺寸的反应 堆以及相应的設备；这样对要求能源较小的飞船来説就可能太重， 因此对于消耗能 量较小的飞船来設,除了利用化学能及太阳能外还可以利用这样一种能源，就是利用 放射出能量为0.23兆电子伏的β射綫（电子流）. 氧化在初始淨时的放射强度 折合成为功率是0.053瓦/克。：又如放射性元素卧210，它是通过下面的过程在反应 堆中从铋制得的： 郎用自然矿物冶炼得金属，把它放入原子反应堆中吸收中子，然后翘过β蜕变郎得 卧210放射出的α射是具有两种能量的粒子，即5.30兆电子伏和4.5兆 210. 电子伏,以及放射出能量为0.8兆电子伏的？射綫（光子）。 它的牟寿命为 138天，也 就是設对同样盾量的147和外210来説，单位时聞里卧210放射出的能量多。金 牛寿命是指一定量的放射性元素，当它的放射強度降低到初始強度一牛时所需的时聞。強度是随时增 长成指数函数下降。 第三章 飞船中的电源 275 210在净的初始状态时，放射强度所相应的功率为141瓦/克，这些放射元素放射 出的射綫（能量）可以通过适当的方式使之变成电能来使用，实际上这种能源适用子 用电量较小而使用时間又较长的飞船上 这种能源除了上述特点外，还有两个值得注意的間题：一是放射性元素一开始就 在不断地向外放射出能量，而无法控制，即是説不象其它的能源那样，需要能量时它 可供給，不需要时反应过程就可以停止，而不供給能量。而且这种能源的射綫強度是 随时聞成指数函数下降的，所以在設計能源时，必须考虑到在飞船最后完成任务时， 放射性元素所产生能量的強度也能满足飞船所需能量的要求，二是要考虑到能源所 放射出的射綫的防护間题，特别是在飞船起飞时能源的射綫最强，而这时发动机在工 作，振动也最強烈，所以对于射防設备的強度更需要很好考虑，以免防护設备受 振破裂发生危险， s13.2化学电池 人造地球卫星或星际飞船上利用化学能来供給电源，通常是朵用化学电池的方 化学电池是大家所熟悉的东西，它因所朵用作为原料的物质不同而产生的功率 式. 也有差异，表13.2中列出了目前已翘应用或将来有希望利用的各种化学电池，給出 了广芒所能产生能量大小的数据。 表13.2 各种化学电池性能的比较 現实容量 理论最大容量 电池种 （瓦时/公厅） 五时公厅 瓦时/米8 165 一硫酸 22 61 × 108 198 33 61 X 103 汞-一锌 220 88 244 X108 396 176 锌一氧化銀 244 X 103 660（包括气瓶） 氧一氧 3740 306×103（包括气瓶） 鯉氧 5280 表中的理最大容量是指电池物质进行完至化学变化，利用电化学理計算，得 出消耗单位物盾所能产生的最大能量，即是每公斤物反应后所产生的自由能的变 化。而現实容量则是指在实际条件下，郎温度为20℃，在24小时放电后，电池的电 压比初始电压降低20%时，实际得到的能量。 因为在实际放电过程中电极上有粉未 星际航行概 276 隔板、导和支架等重量考虑进去，因而現实容量大大降低了，其实化学电池的实际 如图13.1是银一锌电的性 容量也还与电池温度及放电的时間即放电的快慢有关. 能，其中横坐标为放电到电压下降20%的时。 可見放电愈快，睿量愈小；温度愈 低,容量也愈小，图13.2是完至密封的镍一电池的性能，也表示出同一情况。 1001 +2×10* 24 7× 10* 22 80 +6× 10* 20 26.6°C 26.6°C 5× 10* 18 瓦时/米3 瓦时/米3 瓦时1公斤 瓦时/公斤 26.6*C 601 4× 10* 16 +1 ×105 17.8°C 26.6'C +3×10* 14 -178°C 2×10* 12 40 +1×10* 10 4 6 10 20 4060 102 200 400 103 103 4 6'8 10 20 4060 10 200 400 放电时聞 放电的调 图13 1銀一锌电池的性能 图13.2 镍一镉电池的性能 还可以看出，銀一锌电池是比较好的电，而且已被实际应用。氮一氧电池更好 锂一氧电池和氢一氧电池属于同一类，称为“燃料”电 些,但目前还处于試阶段。 池；它同样是利用氧与氢和锂“燃烧而产生能量。 锂一氧电具有的理论最大容 量很高，但是目前还未研究成功，是否現 实容量也很高，还有待进一步证明， KOH 为了更清楚起見，我們把有发展前 02 H2 途的氧一氧电池作一单概述图13.3 电解液 凝粘器 凝粘器 为氢一氧电池的示意图， 正、鱼电极均 朵用活性炭或烧镍制成的多孔套，浸 阳极 阴极 在氢氧化钾电解液中．在多孔套中分别 通入氢气的成为阳极， 通入氢和氧气， 图 13.3 氢一氧电池 通入氧气的则成为阴极，氮和氧均透过 多孔套在电解液的作用下进行相应的化学反应，即分别在阳极和阴极上（实际上电极 本身对反应还起着催化作用)进行如下反应： 在阴极上 202 + 2H20 -+ 4e →2H02 + 20H- 在阳极上 H2 + 20H--→2H20 ← 2e, 3H2 ← 2H02 -→ 4H20 + 2e, 电池的总反应： 4H2 + 202 -→ 4H20. 第十三章 飞船中的电源 277 反应过程中产生的水蒸汽混在余的氢气和氧气中进凝秸器中，水被冷凝而收集 于下部的睿器中，剩余的氢气或氧气则在新补充进来的氢和氧的引射作用下，带人多 孔套中重新利用，氢和氧在电池中进行“燃烧”其产生的能量变成了电能，而从电池 的阴极和阳极引出导綫接上载就可作功了。 氧一氧“燃料”电池的概念，过去已有人想在地面上实現它，但是在地面上用 它的翘济性不好，因而就没有人瓣去研究它， 今天看来用在星际航行上确具有現 实意义，特别是能进一步减輕它的重量和缩小其体积之后，将是自前所用的化学电池 中最好的电池。 为了减輕氧一一氧电池的重量，有人采用提高压力和反应温度来提高 单位体积和重量所产生的功率 因为压力提高就加大了气体的密度，也就增加了反 提高压力的同时也可以相应提高反应温度，因而加快了反应速度。目前 应的强度。 已試驗过压力为30大气压，温度为200℃的条件。 据估計压力还可以增加到60大 气压，温度升高到240℃，这时电池重量可以大大减輕. 当不計气瓶重量，但包括必 要的控制設备时，如果电池为能产生0.5饪的系統，每产生1廷功率只需要10公 斤重量（即100芃/公斤）；如果系窥为产生50廷功率时，则为250/公斤。 这样一 来就比自前认为最好的银一一锌电池重量要輕好儿倍. 即便是算上气瓶的重量也要比 银一锌电好。 应当指出的是氢一氧电池在工作过程中要产生热量，因而必须考虑 到对电的温度加以調节和控制，以保持电池中反应稳定， 对于星际飞船上用的化学电池而言，还需要再耕耕蓄电池（又称二次电池）。 船用蓄电的主要作用是可以充电，当需用时它又可以把所盱蓄的电能放出来。 星际飞船上，特别是人造卫星上就利用它的这一一特点，来将飞船中当时用不了的电能 前面表13.2中所列举的铅一酸电池、镍一鳎电、銀一锌电池都可作为蓄电。但 是在失重的情况下物质之失去了重量比輕，蓄电池在充电时所产生的气体如何从 电解液中排除还是一个間題， 人发現，镍一镉电池有这样一个特点：当充电不太 快时，产生的气泡可以逐渐地溶解在电解液中。 因此，可以把电池封爾超来，不必 把气体排掉， 然而当充电慢时会降低蓄电池的容量，此时可能只达到2死时/公 从上看出，化学电还不能称为是一个很輕的电源，特别是不适于长期供电．从 苏联发射的卫星、行星际站等可以着出：当电池工作时間在两天（50小时）以下，就采 用了化学电池（银一锌电池），而时聞更长的则朵用了太阳光电池。 在下节我将聲 述太阳光电池 星际航行概 278 $13.3太阳光电池 太阳光电池实际上是利用华导体把大射的太阳光的能量直接变成为电能的設 备．因此，我們首先应当知道半导体是什么样的物质，然后再看看它如何将太阳光的 能量变为电能。 平常用以导电的金属和不导电的韬緣体的两者的导电能力相差极大，而导电的 能力介乎于这两者之間的很广泛的材料都属于半导体范围， 最常用的车导体有硅 （Si）、鳍（Ge）、硒（Se）这几种元素，以及多硫化物和其他化合物。 大家知道，金属之所以能导电是因为它具有計多自由电子，这些电子不被束 于固定的原子，而在金属体内作无章的运动。当接上电源时这些电子在电場的作用下 形成电流而导电. 緣体与牟导体则不同，它們当中的电子韬大多数都和一定的原 子联系着，即形成价键，当温度很低而又无外来的激发作用，那么，就几乎没有自由电 子存在了，但半导体又与韬緣体不同，它的电子在一定条件下容易脱离原子的束缚， 而成为自由电子，所以在一定条件下，牟导体能导电。自 既然导体、生导体和貂緣体之 的寻电与否决定于自由电子的多少和产生自由电子所需的条件，那么我应从它 們电子能級分布里去寻找原因：原子之聞的距离对电子能极的影响（見图13.4），把它 們区别开来．对于单个原子或者原子之間距离鞍远的原子，每个原子是独立的，每个 s-0 d-0 -0.1 3d 43 -0.2 3p 's=0 能量 E p=0 -0.3 3-0 3s -0.4 -0.5 -0.6 12 11 晶体 原子距离d（埃)-→ 图13.4A 金属钠的电子能位关采图 飞船中的电源 第叶三章 279 E (能量) 导带 禁带 原子距离d(埃) 晶体 原子 图13.4B 半导体的电子能位关系图 原子的电子也有一定层次分明的能皴，按照量子力学，从一个能极到另一个较高的能 极一定要吸收一定的能量。 而当原子之間距离箱短变成晶体状态时，原子之間有相 互的影响,本来单一的能极就变成具有一定幅度的能带,如图13.4A中所示．对金属 原子或导体而善，这些能带完全重迭，而所有原子的电子只占据了较低的能位，即整 个能带的低能位部分；在此以上紧接着有未被占据的空能位，电子很容易由于热运动 而跳到这些能位上去，变成自由电子；所以自由电子数量很多，形成良好的寻体，牟 导体则不然，如图13.4B中所示，能带不完至重迭而有一个空隙，称为禁带， 电子一 般占满了禁带下的能带，又不容易越过禁带，所以活动余地不大，它是处于低能带上， 邮所价电子带。 但也有少数电子受到了热激发，跳过禁带，到禁带上面的能带，郎 到导带中成为自由电子，牟导体在一定程度上变成寻体，当然，如果物质受到非常大 的压力，上百万大气压的压力，那么，原子間的距离进一步小,能带重迭的程度可以 进一步有所发展，一切物质都会具有完至重迭的、无間隙的能带，情况就和金属或导 体完至一样，物都成为导电体，这就是所物质第五态的超高压物质状态。 对一般半导体而言，它是由原子根据一定的点阵籍合而成的，原子与原子之聞是 靠共价键之作用籍合来，籍成这些键的电子就称为价电子。 具体来耕就是当两个 原子之間形成共价键时，每一个原子都要給出最外圈的一个电子，这两个电子就稳固 地聚集在两个原子之間把它联系超来。如果这个原子的外层有四个电子(郎四价), 星阝 280 际航行概 它就会粗成四对共价键（参見图13.5），无任何多余的电子，只有受到激发时共价键 才被破坏，而产生自电子；电子跑掉后这个键上就少了电子而空起来，这就称之为 空穴。 这个空穴同样也能被其他原子共价键上的电子所占据，那么，那个原子的键又 这样一来当一个中性的原子失去了一 出現了空穴. 个电子（即成为一个空穴)时就带正电， 因而空穴在 Si 电場的作用下不断由前面原子键上的电子所占据， 而前面原子上又出现了空穴，也就相当于空穴在电 Si 場作用下间着一定方向移动；它也和自由电子一样， 可以起导电的作用，具体对半导体来説可以具有两 Si Si 种不同的导电方式：电子导电和空穴导电。 由上述可知，牟导体在一般情况下电子都占满 图13.5 共价键示意图 了能位，为价电子（即形成完整的共价键），当它受到 激发时电子得到了足够的能量，跳过禁带到导带中，成为自由电子，同时还形成空穴。 所光电就是要找一个适当的半寻体，使它的电子接受大射的太阳光的光子能量 h>（h为普期克常数，为類率)后，电子具有足够跳过禁带的能量,那么，只要进一步 使这些具有更多能量电子和空穴的无章运动变成有规律的带电运动，就可以形成电 流，变成电能对外作功 怎样才能使这些无章运动着的电子和空穴成为有规律的带 电运动，就是下面要讨的题， 在钝净的硅或的晶体中，如果没有受到任何激发，温度也较低时，那么，所有的 键都是完整的，没有空穴，也没有多余的电子 当受到激发，即光照射下电子吸收了 光子的能量时，就会产生一定量的自由电子和相同数量的空穴 当将这些純净的晶 格上的一些硅原子为砷原子所代替，砷是五价元素，外围有五个电子，到了硅晶体内 只用掉四个电子，形成与邻近四个原子的键，这样就多余出一个电子。这个电子只受 到很弱的力束缚在砷原子的周围，在常温下原子的热运动已完至足以把这个电子释 放出来， 因此，用这个办法可以任意增加硅晶体中的自由电子 这样产生的自由电 子不破坏任何键，所以并不同时产生空穴。这 这种形式的牛导体主要靠电子导电，故 称为电子型半导体或n型车导体 反之，如果在净的硅晶体中渗入三价的硼（B）原子，那么，就得到有多余空穴 的牟寻体 个硅原子之開就留下了一个空位 在常温下足以使别的原子上的电子博移到这个空 第十三章 飞船中的电源 281 穴上去，也就是設空穴鞭移到相应的原子上去了。 空穴的数量也可以由渗大硼原子 的数量来决定。 这种靠空穴来导电的称为空穴导体或型半导体， 这两种不同类 型的牟导体籍合起来就可以构成使太阳光变成电能的最基本元件 当我翎将P型及n型牟导体密切地接到一块时，这时很自然地由于型上空穴 多而n型上的自由电子多，故电子必然要向力型方向扩散（参見图13.6），而与P型中 ++++++ 电子 图 13.6 p-n粘的形成过程 图 13.7 力-精电子及穴分布 原来的空穴籍合，成为带鱼电的晶体粗 成部分；原来n型部分也因失去电子而 修型 成为带正电的晶体。」 所以扩散的籍巢是 在力与n的交界面上电荷相互吸引而集 中，但是这些电荷都是与晶体粗成部分 的原子相秸合的，不是自由电荷，因此不 会跳过与n的交界面，这形成了如图 图13.8 p-n 糙的电势 13.7的情况，即所講b一n籍 这个籍能 阻碍电子或空穴过。 这是由于通过-n秸的电子或空穴都带电，依照同性相斥，异 性相吸的原理，一个电子如果要从n上向方向扩散（图13.7），那么，在n方面的 正电就要吸住电子，而力上的负电又要排斥电子 因此,当形成b-n秸后,电子不能 从n型方面到力型方面，空穴也不能从力型方面到n型方面。 我也可以从另外一个观点来看这个間题：由于有了如图13.7所示的电荷分布， 籍附近的电势分布就如图13.8所示，力型方面高而n型方面低。 所以电子（带鱼电） 不能从电势低的地方郎n方走向电势高的方；而空穴（带正电不能从P方走向n 方。但是当太阳光照射在这个半导体的一面时,如型面,那么由于光子打中了那些 原来是在力型中完整键上的电子，使它跳过禁带，成为自由电子，而同时也在力型中 产生同样数闫的空穴。 空穴穿不过p-n，但由于电势作用，电子自然穿过p-n籍。 如果我在-n板的两个电极上通上电路的，那么就能电子从n型方面通过外 部食荷的綫路到力型方面与空穴秸合，也就是在电路中产生电流，这样就把电子吸收 星际航行概 282 的太阳光的能量变成了电能。 要晶体中的电子能够从价电子带跳到导带就必镇具有一定的能量；对于光电池 来，就是要求光子給与电子的能量足以使它跳过禁带。因此，光的波长必须短于一 更长的光波因能量不足以使电子跳过禁带，就透过牟导体而不被吸 定数值才有效 收。波长更短时则能量过大，虽然同样也能使电子跳到导带去，但多余的这部分能量 拜不能变成电能而浪费掉了，！ 各种牟导体的禁带魔度是不同的，对于太阳光来設却 包括了各种波长的光， 如果所选择的牟导体的禁带觉度小，也就是激发电子跳到导 带的能量要得少，这样可以使更多的光子激发电子，这是好的一面；但是多光子的 能量都大于电子的激发能，所以被浪费掉了，如果选用禁带竟的车导体，这样对起激 发电子作用的光子的能量浪费少，但能激发电子的光子却变少了，也不太好．所以对 某一种光有个最好的波长值，按照这个波长值来找相应的半导体，使牟导体的禁带 寬度与它相适应，那么就可以更有效地使太阳光能变为电能， 如果我們近似地以太阳光为6,000°K的黑体辐射光波，那么最好的波长应該是 1.1微米（波长11,000 埃）. 这种波长的光子所真有的能量为1.13电子伏，而我們 知道车导体中硅晶体的禁带竟度为1.2电子伏，因此可以用硅晶体来作为太阳光电 他在太阳光下的工作效率只有14%，也就是在太空中直照太阳光只能产生1.38× 0.14 0.1932 /米的能量。 其原因在于硅电表面的反光使得太阳光被反射掉10 50%，对大面积电池来證还有接头及车导体内部电阻所引起的耗 半导体的温 度升高也是不利的，效率会随温度升高而降低：在100℃时，效率会降低为20℃时的 前面已翘提到了要将P型及n型车导体联接到一起，才能成为太阳光电池的半 导体基本元件 这种联接不是一般的机械地把两块不同的牛导体放在一起，而是采 首先是在硅中加入极少量的砷（As），使成为n型半导体，制 用其他的方法来处理 成道径为3厘米左右、长为20厘米左右的单晶，然后切成薄片。 把切片都放在氯化 硼（BC13）的气体中加热到熔点以下，使n型牛导体晶片的表面上渗上-层薄的硼，而 形成型牟导体 然后用酸把晶片上过多的力型一层浸触掉；这样再接上导綫和鱼 戴，在日光照射下就可以把日光变成电能（如图13.9所示） 光电池固然是可以把日光变成电能，但是要想多得到电能就需要增大光电池的 面积。因此，有人建柔用聚光的办法，用經质的聚光镜把光的强度加强儿倍．如果 这样不引起牟导体的温度上升的，就可以使单位面积的光电泄表面上的搏換强度 第十三章 飞船中的电源 283 提高好儿倍，从而有可能减輕整个光电池設备的重量。 就国前的技术水平来看，可以使每5公厅光电池重量产生1延电能，如果包括控 制（在阴影时用的搏换开关）、电綫及支架等，其总体重量要有25公斤才能搏换出1 延电能、 当作为卫星的能源时，还需要考虑卫星运行到地球阴影时，光电池不能发出 电能，所以需要加用蓄电池， 1微米 P层 +0.5毫米 n层 图13.9 图 13.10 太阳光电池的精构 太阳光电池 对每一一片牛导体来説，在日光照射下所产生的电能的电压只有0.3伏。 为了使 产生的电压能满足飞船的需要，可以采用一般电池所用的串联法（如图13.10）来提高 电压. 最后，还要指出太阳光电池实际运用在飞船上时必须注意的重要题：就是太 阳光电的表面是暴露在外面的，太空中的徽陨石以每秒几十公里的速度飞向飞船， 而车导体片又很薄（参見图13.9），很容易被微限石击穿而損坏，以至最后使光电池失 去作用，所以这是一个十分值得注意的關题。 此外，放射性辐射，如太阳耀斑的大爆 发，也对硅电池产生破坏作用。因为硅电池所能承受的最大辐射剂量为105一107伦： 如果总的辐射剂量比这要大，硅电就被破环而失去其效用。 因此，硅电池的防微陨 石利防强烈辐射的間題还有待进一一步解决， $13.4汽輪发电机 前面已到，当需要的电源功率较小时，可以用各种电池，而当需要的电源功 率较大时，就应考虑朵用体积小、重量輕以及效率高的电源系統 自前看来，技术 比较成熟、二L作比较可靠的动力系梳，就是汽輪发电机. 汽輪发电机的工作过程是：具有一-定温度、压力和速度的蒸汽，进人汽涡翰之后， 蒸汽发生膨胀，并作有效功，使其涡輪旋，带动发电机运，就可发出一定功率的电 来，为了使涡輪的尺寸小而重量輕，必需在涡輪流程部分造成高速气流，并使涡輪在 星际航行概 284 高搏速下工作。 为了使涡輪厂作可靠（主要是指涡輪的叶片而言），必镇架用在高温 下，具有较好机械性能和抗性能的合金来做导向器叶片和涡輪叶片，这些間题，从 国前的技术水平来看，是可以解决的。 这种发电机与前面介貂的化学电和太阳能电池供电系統比较，还有一个特点， 是它有高速旋着的机械部分，必然会給整个飞船带来振动和产生一定的动惯量， 这将給在失重情况下飞船进行定向、測量和調节控制系統的正常有效地工作带来一一 定的困难。 但是，这种发电系統的体积较小、重量较輕，而且技术工也为人們所掌 握，只要能解决振动和动實量的影响，看来确实是供应较大量电能的比较现实的系 統. 根据它所朵用的能源不同可以分为两种：一种是用化学燃料燃烧产生燃气推动 这种汽輪机系統是采用开路循环，也就是把膨胀作功后的废气排到太空中， 涡輪 所以它比较簡单。另一种是用原子反应堆作热源的凝冷式的阴路循环汽輪发电机系 化学能源的汽輪发电系統,通常采用过氧化氢（H2O2）为氧化剂，以耕（N2H4）为 燃料，燃烧后产生温度不太高的燃气，喷入涡輪中膨胀作功 由于在太空中工作，因 此燃气膨胀出口背压几乎是对真空 膨胀后的气体可以直接排入太空，用不着象 地面上一样要对排气进行冷却以降低背压， 因此，涡輪的效率比较高，重量也就可以 减輕。一般在不包括发电机重量在内时,功率为 1一10.馬力的系窥，工作时間为-一月 左右，产生每廷电能其設备重量約为15公斤。如果朵用能量更高的液氢一液氧为能 源的系統，那么总重量自然可以大大减小 这种供电系一般采用交流发电机，以便随着各种使用要求，用适当的变压器取 得各种电压并且发电机最好采用永久磁铁作磁极，这样就可以避免用电刷，因而避 同时我們知道，当发电机提高它的速时，就 免在高空气压低时有跳姚火花的危险。 可以相应地提高发电机的功率，或者是箱小发电机体积，降低它的重量，这对于用在 飞船上是有利的 如用二极发电机，电机频率为400赫，则发电机的博速可达24,000 博/分，如间样是二极发电机，当率提高到800赫时，其速可以提高到48000搏/ 这时发电机重量就更輕了，而发电机的效率为85%， 分. 大型用汽翰带动的发电 机，其重量一般为0.25一1公斤/廷， 为了把汽輪发电机系統作为电火箭发动机（第七章）的电源，也考虑用静电发 电机（直流发电机），以取得电压高的直流电鲁有人作过如下估計：在飞船的环 境,充分利用了高真空的有利条件，功率为 100,速为 10,000/分,电流为1 飞船中的电源 第十三章 283 安培，电压为100,000伏的发电机的重量只有10-20公斤，而体积只有0.03米3（郎 30 升) 对于更大容量或工作时长的汽輪发电机系統，朵用化学燃料作为能源是不 翘济的. 比较好的办法还是用裂变能作为热源 量，从而影响飞行效果巢。 因为它是一一个强 大的热源，可以大量供給系統以热能，所以发电的热效率在星际飞行的情况下不是一 用裂变能作为供热能源的汽輪机，工质是采用翩路循环， 也就是設，工质在皮 应堆中被加热汽化，压力和温度都相应升高，然后进入涡輪膨胀作功，月 膨胀后的气体 在太空飞行中，出現了一个重要間题就是散热題。 去冷凝后再送入反应堆加热 显然，在这种情况下，不能設想象地面热力发电站那样用水冷却，而只能朵取辐射散 热。大家知道，当辐射散热面的温度越高时，则散热量就越多. 那么，要减小散热器 的重量，就必须提高散热的温度，也就是要提高工质的冷却温度， 显然，如果用水作 为工是有困难的，因为水的冷凝温度很低（常压时为100℃），如果要提高水的冷凝 温度，就要相应提高冷凝压力，这样，为了加强設备的强度，必然会使重量增加， 目前 看来采用汞的蒸汽作为涡輪的工质是鞍好的，因为它有较高的冷凝温度，这样就可以 提高辐射散热面的温度，从而减小散热面，降低了汽輪发电机系統的重量。 这样一套 原子能发电技术是比较成熟的，可以解决飞船任何大功率电源的题， 有人估计，对 星际飞船来，一个两万旺的原子能涡輪发电装置約为70吨，或的0.3旺/公斤，也 就是我在第七章所引用的数字；其重量分布可参聞表13.3 表13.3 大型星际飞船用原子能涡翰发电装置的童量分布 各部國装置名称 公斤/班 反应堆（包括冷却管），20%热能变成电能 0.010 换热器 0.100 涡輪及压气机 0.500 辐射冷凝器 0.800 发电机 1.00 防放射性辐射屏散 1.00 总計 3.410 $ 13.5 热电偶发电器 从减少飞船发电系統的复杂程度和提高电源系統的总效率出发，应进一步地研 际航 行概 286 热电偶发电器就是 究和发展各种直接发电系統，也就是不通过机械能的发电系統。 实际上就是利用一般測温用的 接发电的电源系类型之，也叫做热电发电机. 热电偶原理，把两种不同导电性能的材料或金属，其一端接在一起作为热点，郎放在 高温热源里，温度为T1；这两支金属的另一端放在低温吸热区中,温度为T2两个冷 端之聞接上负荷，这就形成了→个迥路（参見图13.11） 根据热力学原理，上述热电偶发电器从热能博化为电能的效率？可以由下式計 算: T1 --- T2 (13.1) M + T1 式中 Ti + T2 02 1 +=(T1 + T2)，(13.2) M - 1 t ip1 - kzp2)2 . ipi kap,)2] α为热电势（伏/℃），即每度温差所产生的电势；1，2分别为热电偶两支的导热率 （瓦/厘米℃）；P1，P2为对应于两支金属的电阻率（欧姆· 厘米），是一个与导体材料有关的系数，随温度升高而增 加. 公式(13.1)是在以下的条件下才成立：第，我們忽 略了湯姆加热（即对一个均与导体，在具有温度梯度的 情况下，由于导电所吸收或放出的热）. 第二,1为一 支热电偶的长度；4为一支热电偶的截面积，那么，我們 T2 一 Pik2 (13.3) l1 A2 P2k1 图 13 1. 1. 热电偶电路 一般为了便于籍构設計，都使11一 12,而用改变两支热电 偶的截面积A1及A2来满足公式（13.3)。 第三，食载电阻与热电偶内部电阻的比例 等于M，公式（13.2)的数值.·如这个比值不等于M.热效率将比公式(13.1)所給的 值要小 从（13.1）式可以看出，要提高热电偶发电器的发电效率，可以从两个方面着手： T1 T2 -填的数值。 一个是提高卡諾循环的效率，即提高式中 很容易看出，只要 T+ 第三章 飞船中的电源 287 提高T1与72之差，就可以提高这数值，也就是説尽量提高热点温度T，和尽量降 低冷点温度 T2．吴 另一个是增人后一项的数值，实际上就是要增加M的数值，从公式 要提高M 的数值，就是要尽量提高热电偶的热电势，减小它的导热率及电阻率， 但是，我假 必须注意到,对金属来説k 和β 不能同时减少,因为按照Wiedmann-Franz规律得知， 金属的尺p是一一个常数。 对金属来懿，它之所以导电是因为它有自由电子，而金属寻 热也是自由电子作用的籍果，也就是金属的导电率越高（即电阻率越小），则它的导热 率也越大。 效率的提高。因此，用金属来作为热电偶发电器的效率实际上不到1%， 那么，如何 来解决这个矛盾呢？ 那就是用前面所計的车导体来作热电偶，可以达到提高导电能 力，而它的寻热率拜不随之增加 牟导体在通常情况下，它的导电和导热能力都不好： 要导热就需要靠大量的自 由电子，而牛寻体的导热却是依靠内部晶格的振动，因此它是一个翘热体。！ 被激发时产生电子和空穴，在电場的作用下向一定方向流动而导电：所以，牛导体被 激发而减小了电阻率，晶格的导热机理拌没有变化，因而当车导体受热而激发出电子 提高了导电性能时，并不增加导热率，从而使尺0值可以降低，提高了M值，也就是設 利用车导体作热电偶发电器可以进一一步提高发电器的效率。 车导体热电偶发电器的发电原理很单，实际上和：13.3所耕的太阳光电池 的坐导体一·样，利用一支型尘导体和一支型车导体的一 端接在-一起,作为热电偶的热接点（参冕图13.12）；而两支的 另一端用导接到鱼载上，这样就形成了一个迥路。扌 热接点 受热时（即热接点和冷接点产生温差时）也就相当于光电池中 牟寻体受到光的照射一样，电子吸收了热能而跳过禁带变 成自由电子和空穴时，则依照n型和力型牛导体的性质，电子 通过-n秸（热接点）由n型向型扩散，而空穴也向着相反 T2 的方向移动，这样在整个迥路上就形成了有规律的带电运动， 从而产生电能， 图1312 生导体热电偶 公式（13.1）的第一填代表了可逆循环的效率，亦即理 上可能达到的最高效率，第二填代表由于一些不可逆过程而使效率减小的倍数，这 一填要由与不可逆过程（例如，热导率和焦耳热等）有关的量来决定．这可以从下 面的实际例子説明：T2一の，如用车导体碲化（Bi2Te3)的n型和p型所翘成的 星际 288 热电耦,在 T² = 300°K时，0 = 0.173;故当 T 600K 时,其效率 n = 3.76%。 如 用牟导体碲化（PbTe）的n型和p型翘成的热电偶，其0=0.32，在同样的温度条 件下效率n一6.31%；这説明了用碲化铅作热电偶可以得到比用碲化秘为高的效率。 13.4 材料 p及n型碲化蟹 593 热端溫度（T1） 204℃ 冷端度（T2） 5虱 功率 最高效密时电压 2.8伏（直流） Po 210 2.03 欧姆 内部电阻 2.12欧姆 資载电阻 27 热电偶对数 12.」厘米 直径 14厘米 2.27公斤 ~5% 总效率 8000 五时 到第一个牛寿命的总功 3530五时/公斤 到第一个牛寿命的总功/重 SNAI11发电器3M1热电堆 图 13.13 2-弹簧；3-—超热材料。 散热器； 这种发电器所柔用的热源应尽可能消除机械运动，而裂变能源和放射性元素的 射綫源都以满足这个耍求。美国的所SNAP II（見图13.13），就是以Po2I为高 温热源，用3M-1型热电偶的热电发电器，其有关数据见表13.4．可以看出这一类电 池，虽然比较簡单，又无振动，而且人們对于热电偶的技术掌握比较成熟，在小功率时 但是，它的热效率不算高，功率也不太大，所以还不能算是一个很理想 比电池要好。 的道接发电办法。 热电子发电机 $ 13.6 进一一步改进利用原子反应堆的热能直接发电还有好几条道路。 現在着求，有两 种比有希望的办法，其中一种为热电子发电机。 其工作原理是利用金属及其他导 体中的自由电子，在物盾热运动的速度足够高时，电子就可以飞出固体表面，也朗 289 飞船中的电源 是电子所具有的动能足够使它作功以对抗金属的吸引力时，电子才能飞出导体表面。 电子离开导体裴面所真有的能量，就叫该金属的逸出功，也叫做功函数，「 而热电子发 电机就是应用高温金属表面发射的电子来产生电力的，这种装置和热电发电机装置 共同的特性，是它們的工作流体都为电子，所不同的是受热后的电子发射是进人一真 空容器邮，而不是象热电发电机是进不同导电性能的固体中 由于固体内部与外 部之間的电位差即功函数很高，所以热电子发电 机必须在高温下运行，其翰出电压"比相应的热 加热 散热 电发电机要高些，一般达0.5一3伏之間。 热电子发电机实际上就是一个二极管，其装 置如图13.14，电子是从雉持在温度为T1的阴极 阳极 阴极 板1发射，功函数为中（用电子伏为单位），而被 持在温度为 T2的阳极板 2 所接收,功函数为 Φ2 T2 T1 （以电子伏为单位）. 当阴极加上正电电压时，最 大的阴极每平方厘米发射的电流可由里查孙 （Richardson）公式給出： 图 13.14 二极管热电子发电机原理图 (13.4) I,= A{Tie-$/kTi 其中：I，为从金属热表面发射出来的电流密度，单位为安培/厘米²；A，为物盾常 数，对于钝金属在60一-200 之聞，对于氧化物和金属的合金4具有不同的数值；尺为 玻耳兹曼常数,其数值为1.38× 10-23焦耳/°K或0.863×10-4电子伏/K；T1为发 射电子的阴极表面温度（K）；T²为接收电子的阳极表面温度（°K）. 从方程（13.4） 可以着到发射的电流密度与温度是指数函数的关系。 所以，比较小的温度变化就可 公式（13.4)也可以表示出阳极的发射电流密度，但是， 以引起很大的电子发射变化。 由于选了足够低的温度T2，故阳极发射电子所产生的电流很小． 任何金属物盾加 热后都要放射出电子，其中部分物质表面发射热电子的性能可参看表13.5 各种物质表面的发射热电子性能 表13.5 中(伏) A（安培/厘米"/"K） Φ/R(°K) 60 4.52 52,400 2.63 30,500 含的（Th-W） 0.01 1.04 氧化銀、(BaO-SrO) 12,000 55 (Mo) 4.15 48,100 6.26 铂(Pt) 17,000 72,500 1380 5.03 镍（Ni) 58,300 60 4.07 47,200 （Ta） 星际航行概 290 热电子发电机阴极与阳极之履的电势分布可以用图 13.15 来表示. 其中V为外部食荷的电压；8为空电 空間电势就是在从阴极到阳极的空 荷所产生的电势. 間，由于电流而布满了电子，这些电子排斥其他电子从阴 我們可以 极或阳极发射出来，其效果等于个电势. 看到：由于空聞电荷垒的作用，眞正能从阴极到达阳极的 电子必须克服+中²十,V。中的电势，而具有这么大 能量的电子为总电流的e-(5+中a+Vo-→1)/7i倍，故阴极发射 阴极 阳极 图 13.15 二极管电势分布图 的电流密度为： I1--2 - AiTie-Φ/kT1 : e-(8+Φ2+Vo-Φ1)/kr1 (13.5) 而相类似的可以写出阳极发射的电流密度为： (13.6) I21 =- A,T2e-Φ2/kT2 · e- 所以净电流为： I。 -- Ii-2 - I2-1 = AiTie-—2/kT1 (13.7) 我看到电流I。与中1无关，初看起来这好象是一个出人意料的糙果，但我要 記住这里有个条件，即 + 中2 十 V。>中1. 当外部接头所捐耗的功率为P1时，则 有效功率为： (13.8) P. -- I.V, Pi. 从以上的公式可以看出：要得到较高的有效功率，必须使净电流I。加大，因此， 就要选择高功函数的金属作为阴极，而低功函数的金属作为阳极. 功率搏换效率王 要取决于材料的性能：如功函数中、电子发射常数A、电子发射率等以及設备的工作 温度。其工作的温度受到阴极材料熔点和蒸发度的限制。 因此，为了提高电子发射 是以金属或镍为基底，在 效率，目前看来比好的板极材料是做成氧化物阴极，自 表面涂一层碱土金属的氧化物，如氧化（BaO）、氧化鳃（SrO）及氧化钙（CaO）等， 这样的阴极就变成热电子发射相当丰富的源泉。 研究的籍果证明：氧化的发射性 能是其中最好的，而以氧化与碱士金属族的金属氧化物的混合物的发射性能更好。 因此，一般氧化物涂层几乎总是用氧化加氧化锶或者氧化锶加氧化钙做成。在制备 阴极时，用这些金属的碳酸盐（Ba，Sr)CO3或（Sr，Ca)CO3的細小晶粒，在一种粘 物质中形成悬浊液，然后涂敷在基底上，当阴极被加热时，碳酸盐就被分解成氧化物， 291 第十三章 飞船中的电源 而分解出的CO2由泵抽走,形成其眞空一般涂层的厚度在30一200微米 热电子发射在作为电真空管使用时，效率题不是很重要的因素，而在作为能源 的二极管中就应该考虑效率間题；虽然，效率不是功率搏換器的唯一参数，但也是重 要的参数之一，因为效率的高低接影响着热电子发电机的应用范围。其效率是指 所获得的鱼戴功率与总的热翰入的比值，而效率的高低与空电荷电势8有关，越 小越好，而要。小必须减少两个板极之間的距离，这样我佣就能在一定电流量下，减 少两极之間的电子数或总电荷，所以也就减少了. 如实驗型的热电子发射装置，所 使用的板极聞的距离为 y=0.001 厘米 10 微米，这时,当 T1=1540°K,T2=800°K, 用在阴极表面涂上一层、钙、鳃的氧化物的极,出电压V。一0.6伏,其热效率可 以达到約13%，而每平方厘米的阴极发射表面面积的功率約为0.6瓦，郎6旺/米 但是，要求电极之間距离这样小,在具体的工程設計上存在较大的困难．在工程 設計上希望电极之間的距离大些为好，但这样因为空間电荷垒的蓄积，会使設备的 效率降低. 为了克服这种限制，目前在 T2 研究过程中使用了下列的几种办法：第 辅助磁場 α一的磁力扰 一个办法是应用等离子二极管。就是在 T3 两板极間不完至是眞空，引入正离子以 中和空聞电荷中的电子排斥作用。通常 使用的蒸汽，当原子磁到热阴极板 时，就会离解，这时空間不但有电子，同 时还有绝的正离子存在，以中和了空間 磁三极管热电子发电机原理图 图 13.16 1-—发射板；2-——加速板；3——搜集板。 电荷的作用， 曾翘有人做过实驗，其粘 果两板极的距离可以提高到0.5厘米，其热效率可达的15%，因此，用引入正离子 的办法来提高板距和效率是比有效的。 第二个办法是使用辅助磁場来引导电子，加速电子从阴极到阳极，其作用可参看 图13.16.根据理分析的籍果，其效率可以达到.45%，功率可达到50旺/米2（阴极）。 $ 13.7 电磁流体发电机 电磁流体发电机也是值接将热能变成电能的另一种可能的方式。它是利用了导 电流体同磁場及电場的相互作用将流体的动能变成电能。 目前款为，利用电磁流体 发电装置是可以提供较丰富的电力它可以发出道流电也可以发出交流电。要获得 交流电能，可以柔用交变磁場或使用脉冲式的流体流动，以及在电极和磁場之保持 星际航行概 292 一定的相对运动。如果采用固定磁場，则就发出流电，工作流体是导电的气体；所 聲导电的气体是包含有一定数目的自由电子及数自相等的正离子的气体，它不同于 一般气体，是导电的。“一种最值接使气体变为导体的方法是加热，使气体电离，形成 正离子和自由电子但充分电离，气体所需要达到的温度一般在一方度以上，这样高 但是，当气体中加人很小浓度的 的温度已翘超过了当前所知材料所能承受的限度， 适加人的物质有碱金属如电 低电离电势的物质时，电导率便会有较大的增高： 离势为5.14电子伏）、钾（电离势为4.33电子伙）、（电离势为3.88电子伏）等.加 入了碱金属之后，气体可以在低于2000℃以下达到合适的电导率，这样就提高了电 磁流体发电机实际应用的可能性， 电磁流体发电机的工作过程是：首先是能量从热源中聘移到工作流体。热源可 以是化学燃料,也可以是核子反应堆,在可能时也可以使用太阳能。同时,流体内的部 分分子因高热而电离，然后流体的内能超热地变换为动能，它以超声速的热电离气体 过磁場，其磁場的方向是与气流垂直； 阴极 对于直流电机就是定向磁場，图13.17, 导电流体 磁力垂面于图面，方向是穿入面， 当气体穿过与气流接触的电极时，电极 間通过外食荷的电流就从上到下流过气 磁力綫 流，这样就产生了电磁作用力F。 根据 阳极 图13.17 直流电磁流体发电机原理图 左手定则，作用力F是减低气体的速度， 这也就是設把气体的动能变成通过外部戴的电能。电磁流体发电机的开路电压值 接与磁場密度、气体速度和电极間的距离成正比， 根据研究的精果，电磁流体发电机 的效率可以达到20%，而每立方米磁場体积的功率为200,000延 电磁流体发电机的主要二工作特点是排气温度高，在发电机的进出口的温度差要 尽可能小，才能保持气体的电导率， 老进入汽輪机和蒸汽动力装置中，其次一个特点是，为了保持有合理的設备长度。工 作压力不能太高；低压的气体容易电离，气体温度可以降低些，这使得解决材料的間 题变得容易解决了， 主要的題是电极的烧摄和腐触，因电极必须直接暴露在热气 流中，同时，因需要发射电子而不得冷却. 所以，对电磁流体发电机所使用的材料必 须进一一步研究，加以改进，使能更好的耐高温，并要考虑到突然的温度变化及与碱性 金属的化学作用．必须研究出新的制造与設計方法来制造耐久的陶器零件以替代一- 般金属制成的件．必须使电极能耐高温和化学侵触，同时必须是良好的导体 第十四章 星际航行进一一步发展的几个間题 卫星式星际航行站 $14.1 任何事物的开始总是比较簡陋的，只有在不断发展的过程中才逐渐完善，逐渐形 就以交通工具为例，第一次开动的火重并 成一整套复杂而又有机地秸舍着的体系。 没有什么火車站，也有什么加水，加煤的設备，更没有修配厂、管理机构和行信 飞机作为交 号．这些看来是铁路系統必需的粗成部分，实际上是逐渐发展起来的。 通工也是如此，在民用航空建立起来的初期，那里有什么今天我們所习惯看到的飞 机場、气象站、通就网，这些也都是后来逐步增加的，逐衡才形成今天庞大而复杂的 民用航空体系。星际航行事业也自然不会例外．尽管从表面上看来似乎今天的星际 航行工具象多級运戴火箭、星际飞船、星际航行場、发射場、通系統等，好象已經很 复杂了，伯如果比起将来的星际航行总体系，肯定会显得非常簡单,很簡陋.在这最后 一章里，我想认一谈将来星际航行体系中的可能成部分，证我們展望它的前景。 我們在第八章中已翘計到在人造地球卫星上发射星际飞船的好处：对制导系統 在人造地球卫星勒道上起飞的另个好处是：我們可以使用 的要求比较睿易满足。 低推力高比冲的电火箭发动机来推动星际飞船，从而取得更高的有效鱼，这在第六 章和第七章中都己认到 我可以把这个念更发展一步，证我佣在人造地球卫星 轨道七建立一个星际航行站，也就是一个巨型卫星， 从地球表面到这个卫星式星际 航行站有运裁火箭不断来往，把物餐和人送到星际航行站上去，也把人送回地 而。在星际航行站上，我們利用从地面上送来的部件来装配利整星际飞船，也可以 利用最后一极运载火箭的空壳改制星际飞船。就这样我們可以充分利用已翘送到卫 星耽道七的物质；而不象现在那样，运戴火箭的空壳放在轨道上不加利用，最后让它 最后一极运载火箭的空壳往往等于有效鱼载的重量，或瑟至大 随入大气层而烧毁。 于有效鱼裁的重量，所以利用卫星式星际航行站的改装能力，我們就能大大地提高实 际的有效鱼裁重量，也就是大大地提高运载的效率。 例如第七章表7.3中所耕的原 子火箭，起飞重量为683吨那个运载火箭，如果我們能利用空壳的50%，51.2吨， 那么实际的有效鱼戴就不光是原先的34.5吨，而是34.5吨加51.2吨，即85.7吨，提 高了148%. 星际航行概瀚 294 自然，能够制造、装配、調整和发射星际飞船的卫星式星际航行站不会太小，估計 也得干吨的重量，簡是一个太空中的岛屿，这样重的航行站，如果用一个非常庞 大的运载火箭把它一次送上勒道,是很不上算的，因此，它将是一部分、一部分地用较 小的运载火箭送上去，然后在勒道上装配起来，如果每次能送上50吨，那将要20次 的飞行才能送上去一千吨；所以建立一 可伸箱的支捍 个卫星式星际航行站本身也是填大工 出口盖 电源通话及 程。 不但如此，我們还得把每次送上去 空气管机 行动用喷气 的部件聚集在一处，这就要求发射的精 动力喷口 可脱去 要在太空中进行部件的租合，自 度高. 的手套 然还是要人来做，那将是史无前例的高 空作业！ 这交需要特殊的密阴工作服及 一套特殊工具（見图14.1）.卫星式星际 可脱去的 航行站既然比大，那我們就可以用第 特种工具 十二章图12.6那种設計，制造人重力 場，使工作人生活更加舒适。 星际航 行站也可以装上大型无綫电天綫，那就 外部滑行轨 可以象第九章所的邢样，避开地面热 辐射所产生的噪声干扰，从而提高通計 效率，星际航行站自然也有它自己的电 图 14.1 在卫星軌道上的工作人具 站、車、稚修部門，也可以在上面利用 晨的食物、水和氧气自給。 聞题是这样一个高效能的卫星式星际航行站选用什么高度。 自然高度不宜 低,低了大气的阻力将太大。但从我們現在对地球附近辐射带的了解，看来从300公 里高到6000公里高这一区域是不相宜的，那里有内辐射带的高能子，星际航行站 要多次通过这个区城会带来严重的防辐射題， 比6000公里高的卫星勒道虽然没 有多大防辐射的間题，但是勒道高度又太高了些，不容易把东西送上去；而且每次来 往都容易在中途碰到内辐射带，也会带来防辐射的間题， 所以从这个情况看来，将来 卫星式星际航行站的勒道高度应該比300公里略小，即刚刚在内辐射带下面，在这个 軌道的高度，一方面没有強烈的放射性辐射，比较安至；而另一方面也离地球表面比 但用这样低的軌道也带来另外的个間题：大气的密度还不够小， 较近，容易上下 第十四章 星际航行进一步发展的儿个鼠题 295 大气的阻力会使星际航行站逐渐下降。为了解决这个間题，我們必需在星际航行站 装上一架推力为儿克的小发动机来抵消大气的阻力；最合适的发动机将是离子火 箭发动机（见第-七章$7.4）。 估計离子火箭发动机的电源豹为几廷，看来可以用太阳 光为能源发电，或者直接从星际航行站的电站取电： 我佣也可以把抵消大气阻力的 措施同星际航行站的方位稳定系秸合起来考虑，用几个离子火箭发动机来形成一 个勒道及方位稳定的系統 当月球勘探工作做到一一定的程度，我佣就可以在月球上建立工业，从而能用月球 上的源来生产星际航行所必需的物餐。 到那时候，我們就可以充分利用月球重力 場小、容易超飞和降落的优点，把月球变成我們的星际航行站，作为我們在太阳系中 旅行的基地， 自然，月球离地球有兰十几万公里，地球月球之的交通必需搞好，这 可以用两种工具：一是戴人的往返火箭，为了不使旅行时間过长，将用大推力的化 学火箭发动机或原子火箭发动机， 另一种是运貨的火箭，飞行时間可以长些也无 ，将朵用小推力、高比冲的离子火箭发动机，以提高有效负载的比例（見第七章，表 7.3). 小推力的离子火箭是不能面接从地球表面起飞的，所以上儿节中所耕的人造 地球卫星式的星际航行站还是需要的，它主要是往返月球的站. 这就象我們現在要 坐火車，我要先步行到公共汽車站或电車站，坐公共汽車或电車到火車站，然后才 能坐火車旅行。将来的人造卫星式（轨道高度为約300公里）星际航行站就好象公共 汽車站或电車站；月球站才是太阳系的星际航行站，就好象今天的火車站。 以上所説的是在地球附近的卫星式星际航行站．火星和金星的情况同地球有些 相似，都有大气，所以将来我們也将因为同一一理由，在火星和金星附近建立火星或金 星的人造卫星式星际航行站。 在我們建立起卫星式星际航行站以后，是不是不往返地球和火星或金星之聞 力的离子火箭发动机，那就只有从卫星式星际航行站起飞和降落到卫星式星际航行 站才行。如果我們的星际飞船是用大推力的化学火箭，那么最好是利用地球、火星或 金星的大气阻力，象第十章510.6所設的那样，直接降落到地球、火星或金星的表面， 这样可以节省推进剂，提高运载效率，如果星际飞船用的是原子火箭发动机，道接降 落或者翘过中聞的卫星式星际航行站，何者较好,要看原子反应堆的重量。女 如果反应 堆比较重，直接降落固然可以省些推进剂（液氢），但以后如果再一次要用这个飞船， 又得把比重的反应堆速同飞船送回卫星式星际航行站上去，拜不一定合算 其实 同样的推也可以用在离子火箭式的星际飞船．离子火箭发动机系梳比原子火箭还 尾际航行概 296 重些，所以并不是不能直接降落到地球或星球表面，而是考虑到在下-灰飞行前还得 把它送回卫星勒道上去，所得不偿所失，不合算。 因此，策用什么航行过程也是一个 經济間题，一定要全面地考虑了星际航行体系的全面运情况以后，通盘筹划，才能 决定，星际航行的調度工作不会是一件簡单的事情。 $ 14.2 运戴火箭的海面发射 从我在第四章里所介貂的陆地星际航行站的情况可以看出，那是多么复杂的 发射运戴火箭无其是一件复杂而繁重的工作，当将来运载火箭重量和体 积增加了之后更是如此：庞大的空火箭，郎便童量不算太大，但体积却大到无法在铁 路上运，而在公路上运也会堵塞交通，很不方便；到了发射場娶超来又需要互大 的塔架，而塔架在发射的时刻又得移开；运戴火箭的下面几級，燃烧了后会掉回地 这一些麻烦如果改用水面或 面，因此为了避免掉入居民区又必需限制发射的方向。 海面发射就大部分解决了 箭，对一艘几千吨以至上万吨的船来説，在水中摆布它就不十分困难。么 发射場可以容 易地远离居民点，不需要构筑发射場地.而且勤务船只的疏散不象車那样会受到道 路的限制，故发射时比较安至；一且发生事故，造成的捐失也輕，而且海面活动范围 作用在火箭上，所以火箭籍构所受的应力比在地面要小；火箭越大，越重，这个特点表 現得越突出，在海上，运翰和整起工作几乎浚有长度的限制，更容易发射多极火箭。 当然也不是都是优点，没有缺点：海面发射运载火箭就得把火箭的大部分泡在海 水里，这就首先要把火箭的各部分密封超来，不計海水进入火箭本体。但象发动机喷 管口那些地方又得使点火后，火焰迅速冲破密封，以免发动机燃烧室的压力过大，海 水-一般对籍构的表面有腐触性，因此必加涂料或塑料包复层，而用塑料包复层的 如果液氧或液氧箱部分裸露而泡在水中，那又会在箱外 ，又得在发射的瞬脱去。 秸厚冰，大大增加火箭的起飞重量；所以在这样情况下又必需在液氧或液氧箱外部加 一个艳热套，在发射的瞬舞聞脱去，电綫也經不超海水的侵触，也要笨取防护措施，此 外，因为在娶起后火箭大部分是在水面以下，这就为检查和測試水面以下的各极及部 位造成困难，潜水眞也解决不了什么間题，因为如上所述，火箭对海水必需密封，不 能让廚水鼠打开密封这个題最难解决，将来可能把检查和測試工作頂先作好，娶 起后就不再要人值接去接触水中的部位。 如果运戴火箭是固体推进剂的火箭，那么火箭整体的比重较海水大，比重在1.0 "K 297 第四章 星防际航行进一步发展的儿个谢题 到 1.4 之間. 因此为了使火箭浮在水面，我就得在火箭的慎部安装輕材料做的 浮子，使火箭加上浮子后的平均比重稍小于海水，同时造成头輕尾重的形势，火箭就 能皇然直立于水叫。 皇然也可以不用浮子而 朋輕质材料制成的套子，套在火箭上部 （見图 14.2). 在海面发射火箭也要考虑波浪的作用：波 浪会使娶在水中的火箭摇摆。但是进一步的研 究就发現波浪的运动主要是在水面附近，在深 水中由波浪所引的水的运动是大大地减小 了，因此只要波浪不太大，波浪不会摆动火箭多 而在火箭一出水面，火箭本身的飞行稳定 装翼就会起正常作用，消除任何摆动。 另方 面，水中发射的机理比陆地上发射要复杂得多： 第一，火箭放在水里要受到个向上托的浮力， 这个效应有点象陆上发射时把火箭放在弹簧_七 那样，使火箭的初始加速度增大。 第二，在出 水的瞬，火箭表面附有一层水，增加了起飞重 水面发射时用的漂浮装置 图14.2 量，而且火箭在水中运动的阻力比空气中大；这 ——火筋本体；B—浮套；C—— 都有减小加速度的作用。 第三，发动机的燃气 浮圈；D→—～浮力心；E——重心; F水；G—底塞. 受到周围海水的阻碍，不能很痛快地排出；或者 下10米处，周围压力就是2大气压，而不是地面上的1大气压。 这就使得推力有些 减小[見公式（2.4），最后由于水的慢性，在不同深度，弹体七承受有大小不同的压 力，尾嘴管塞子上的压力最大，若点火后，實管塞子打开时間稍早，或燃烧室压力上 升不够快，水被推开后双会涌回来，可能造成燃烧室气的現象。 以上所説的間题都需要进一步研究拜考虑对策。 但是从现有的餐料来看，海面 成为通向星际空聞的港口。 $ 14.3 运戳火箭的回收 如果我們在将来建立起象$14.1中所靓的星际航行体系，那么从地球表面到卫 星际航行概 298 星式星际航行站之間的交通将是十分賴繁的；而也正是这一段飞行需要大推力的、价 格高的运载火箭，但分析每次飞行的成本，我們发現贵是贵在运戴火箭的发动机、 秸构和控制系統，也就是占起飞童量10%以下的那一部分空火箭；占起飞重量超大 部分的是推进剂，它却比较便宜车 每灰飞行实际耗的是比较便宜的推进剂，而比较 贵的空火箭却白白扔掉，在今天星际航行的初始試驗阶段，飞行次数很少，这样做还 可以，但将来也这样做就是浪费，所以我們应该想办法把空的运戴火箭收回来，多灰 使用。 这对庞大的第一极运戴火箭或装有贵重的原子反应堆的原子火箭尤其合算。 当然，收回来的空运戴火箭总会有些損坏，需要把它清洗和修补好，有些超过了它寿 命的部件和件要换上新的，然后整个火箭体系还要翘过試，驗证火箭的性能，这 和今天飞机在每灰飞行完毕后所进行的一串難修工作没有性盾上的差异 維修好 了的空火舒可以大保存，再用的时候加人推进剂及作好其他准备工作就能再次发 射. 当然，要从不能回收的运载火箭做到能回收的运载火箭也并不是一件簡单的事 情。首先我們必须把运载火箭的秸构加强些，使它能翘得起落地时，或落到水面时的 冲击，这也会增加-些秸构重量。 而更困难的题是如何使空火箭安全地减小速 度并落到地球表面上来，如果是第一一极运戴火箭，那么因为它的飞行速度不会很大， 还不会因为空气磨擦而产生过高的温度。 如果是第二一极运戴火箭，它再入空气层的 但是空火箭毕竟比较輕，空气阻力会较快 速度就比较大，籍构表面温度就会高一一些，1 地降低其速度，等落入稠密大气层时，速度已翘降低了，不致在下落过程中出現太高 的温度。最困难的是原子运戴火箭，因为它下落时的初速大，可以大到接近第一宇宙 速度，而且原子火箭装有原子反应堆，签火箭双比鞍重，会在下落过程中出現高温。 所以回收原子运戴火箭的間题看来必镇作为另一个题来处理，我們在以下将针对 化学推进剂的运戴火箭的回收略加蘭述 为了降低空火箭的速度我們容易想到的办法是利用航空降落，美国的“士星 运戴火箭就想用这个办法：这个第一级空火箭初始下降速度相当于四倍牟声速，但由 于空火筋体积很大，空气阻力比较大，另一方面空火箭质量较小，所以速度大，飞行 如果不用其他措施，速度所引起的空气阻 速度很快就降到相当于一至一倍半声速。 力将与重力相平衡，空火箭下落的速度将維持在这个数值。 为了进-步降低下落速 度，設十柔用了三项措施：第一是收藏在空火箭上的个小的带条粗成的降落伞，也 就是伞面由带条粗成，带条間的空隙可以过空气。它先打开，由于伞面可以部分地透 气，在高速气流中打开时的冲击较小。 这个伞把火箭下落速度从一至一一倍车声速降 第十四章 299 星际航行进一一形发展的几个周題 到0.7倍声速．拿 二项措施是带在火箭的三个直径为32米的大降落命伞，它佣在 述小带条伞打开之后，速度初步减少后再打开. 大降落伞于把空火箭下降速度减 到24至27米/秒。 但是这个速度还是太大，所以加上第三填措施：当空火箭降到 离地球轰面約30米附，开动几个固体推进剂的制动火箭（見图4.5），在制动火箭燃烧 了时，刚好接触地面或水面，而接触速度几乎是；接触冲击力很輕小空火箭的籍 构不致受震动而有摄伤， 船鸠把空火箭运回雄修基地 另一种类型的回收設計利用氢气球，这是秸合液氧液氧发动机的运载火箭而想 出来的办法。它用剩在液氢箱的氧来把带在空火箭的气球充上气，气球在地面时 的升力刚好略小于空火箭的重量，气球同空火箭缓缓下降到地面，也可以安全回收空 火箭．美国喷气通用公司所設計而尚 第一极运裁火 愉的有效载 未制造的“宇宙运载火箭就属于这一 液氧箱 种。它是一个起飞推力为 2,730 吨的 液氢液氧火箭（見图14.3），最大直径 为 11.3米，总长45.6 米．其特点是返 回到火箭发动机早期所用的挤压式翰 送推进剂的設，液氧箱是一个11 米径的大球，液氧箱也是一一个面径 的8米的球，用挤压式設計自然需要 45.6米 把推进剂箱作得坚固，以便承受高压， 从而籍构重量是159吨，比较重；但是 也就是这样，空火箭才翘得起回收过 程中不可避免的一些冲击，所以本来 液氨箱 落后的挤压式設計倒过来变成合理的 設計了。 “字”运载火箭是运载火箭 发动机 的第一級，当它燃烧了而脱落时的 重量是200吨。除了上述籍构重量外 还有液氧箱中余的16.3吨氧和液氧 11.3米 箱中残余的25 吨氮。 残余的氧可以 图14.3 美国ｏ气通用公司所提出的第-一极运 排除，残余的正好用来充气球， 戴火箭“字”，使用挤压式液氧及液氧推进剂 果用三个氢气球的，气球值径約为 統和倒膜管火箭发动机，推力为2，730贼 星际航行概 300 50 米. 上述两种回收运戴火箭的方法都比较簡单，有丰富的翘可餐参考，該是比较有 把握的办法；但我們也可以去探求更有效的回收方法， 有人因此想用各式各样的可 折迭的翼面，先藏在空火箭内部，当空火箭落到稠密大气层时再从火箭中弹出，迎风 张开，构成一个飞机样的东西；翼面产生升力，空火箭和翼面就滑翔到地面或水面。 这里的間题是如何設計非常輕的折迭翼，要打开翼面时冲击力小，而翼面完全张开的 时候得产生较天的升力， 翼面对滑行轨迹的相对方位也得有一定的控制，以便 节滑翔的道路和降低落地速度， 这一系列的周题都需要进-一步研究，是星际航行技 术对航空技术提出的課题 图14.4 帆式三角翼回收装置 现在在这类回收方法中有人提出用帆式三角翼（图14.4），翼面只有三根骨千，可 以用輕金属制成，臂于在头部籍在一．引 张开后，骨于之聞的塑料布就形成翼面。 s14.4飞机用作运戴工具 我們在前面已經提到回收原子运戴火箭的聞题 原子运载火箭的最大速度高， 約等于第一宇宙速度，而旦由于有了原子反应堆重量较大，所以用上节所設的儿个回 着来较好的方法是在火箭上装上固定的翼面，实际上成为火箭飞 收办法会鱼困难， :MF / 第四章 星防航行进一步发展的几个閣體 301 机，在有荷和推进剂（液氢）而从地面起飞的时候，整个火箭的重量很大，飞行速度 双不太大，固定翼面所产生的空气动力相对地较小；等到火箭接近卫星轨道或停火点 时，速度虽然很大，但高度也高，空气密度非常小，固定翼面所产生的空气动力也小， 翼面对飞行不会有多大的影响。 我可以举第七章表7.3的第一例来分析：火箭起 飞重量是1,420吨，回收时空火箭（遭原子反应堆在芮）重約200吨，：所以固定翼面 是为了200吨重的空火箭而設的，而不是按起飞重量設的，翼面比较小。但是空 原子火箭再入大气层的时候会象第-十章内所計的那样遇到高温，我必需有防热措 施，不让空火箭烧坏；这就要用第十章内所設的几种方法，为了持翼面空气动力 学所要求的正确形状，看来用第十章蘭明的发散冷却法行 图1.5 捕获有翼运戴火箭的方法 有翼的空火箭在飞回地面的时候是架滑翔机， 不能指定它准确地降落到一定的 但我們可以用另一架有动力的飞机作为空火箭的“拖翰”用牵引索把空 飞行場. 火箭捕获，拉到指定机場再降落， 捕获的方法可以柔用飞机空中加油的一套已翘成 熟的技术，从空火箭后方提佳它（图14.5）， 当然也还可以用另外一种办法，那就是在 有翼的原子火箭匕再装上一台航空用的涡輪气发动机，当空火箭滑翔到低空作低 速飞行时，开动涡輪噗气发动机，有了动力就可以较长时作机动飞行，飞向指定的 飞行場着陆 现在我們已翘引[入了飞机，把它作为星际航行的辅助工具。 其实航空技术还可 以进一步与星际航行技术相籍合：例如我郁可以把一一架装有气发动机的大飞机作 为第一叛运载工具，它载有一个第二级的火箭,第二級火箭上载有卫星式飞船。整个 系統从飞行場起飞，就象飞机一样，飞机爬到高空，开足噗气发动机作水平飞行，当速 度最大的时候，第二极的火箭脱离"飞机（图14.6），在已有的高度和速度上谜用火箭 302 图14.6代表的第二极火箭可能是不回收的， 推力升高和加速，以至进入卫星道。 或用降落伞、球等办法回收， 图14.6 无翼的第二级火箭从飞机王超飞 我当然也可以速第二极的火箭也作成为-一架滑翔机（图14.7），那么在进入卫 星勒道的一段主动飞行，第二級火箭是发动机在后，翼面（这时空气稀薄 还不起作 用)在前，如图14.7所示 当卫星飞船在卫星轨道上脱离第一级火箭以后，第二级火 图14.7·有翼的露二殺火箭从飞机超飞 箭准备返回地面的时候，首先要把第二极火箭調头，把火箭发动机調到飞行的前方， 翼面調到飞行的后方。 然后再开动火箭，仅开几秒，把飞行速度略微降低，空火箭 当空的第一极火箭再人大气层时翼面就起了应有的空气动力作用，减小 就会下降。 空气摩擦所产生的热流量；到达低空时，空火箭就是一般的滑翔机。 自然，上面所説的第二級火箭，其有效鱼荷也可以不是卫星式飞船，而是一支月 那就在第二极停火时，第三极火箭再起飞，如图14.8. 球火箭或金星火箭 图14.8 无翼的第三毅火箭从有翼的第二叛火箭上起飞 第十四章 星际航行进一步发展的几个間題 303 $ 14.5 运戴飞机的动力系統 在上一节中所耕的各种运载飞机是比较复杂的体系。 我郁应間：除了能够回 这里的一个关键間題是运载飞机的动力系統， 收以外，它椰的总經济价值到底如何？ 实际上也就是第一极运载飞机的动力系統關题；因为第二极必需在高空稀薄的大气 中产生推力，除了火箭发动机以外别无其他可用的大推力发动机。 但是第一极运载 飞机我可以用以空气作为氧化剂的各种发动机，象涡輪气发动机、冲压式喷气发 动机等．对这些发动机来，作为氧化剂的空气是接取之于飞机外的大气，并不要 运载飞机从地面携带，要飞机带的只是燃料，所以每单位推力所消耗的推进剂量比较 例如对涡輪气发动机来設，每公厅推力每小时耗油約一公 火箭发动机要小得多，1 斤，也就是每公斤推力每秒耗油1/3600公斤，也就是比冲量为3600秒。 冲压式发 动机耗油量略大些，每公斤推力每小时耗油量为2.5公斤，也就是比冲量为1440秒。 这些数值比起一般化学火箭的比冲300秒、最大400秒、甚至原子火箭发动机的800 秒，比冲都大得多，所以第一一級运戴工具如果改用了飞机，就可以大大节省推进剂， 因此运载飞机比运戴火箭效萃高，而且便于設計成多欠使用的体 从而輕重量。 自然，正象我們在以前已翘过的那样，燃料和推进剂比起秸构本身来説要便 100F 总的比较值,% 100 500 1000 发射次数 图 14.9 各种回收运载二工具的比较（軌道高度为390公里； 有效貢荷为9.07吨使用时聞为二年） A不回收的运载火箭；B-一用降落伞回收的运载火箭; C--一有翼的运载火箭；D-运载飞机. 星· 航行概 304 宜，复杂的运载飞机比运裁火箭要貴得多。 如果即使再次使用，而使用的灰数不大， 运载飞机的系統也是不上算的．育人估計过一篇总眠：对把約9吨卫星送入390公 里高的勒道而蓄，情况就如图14.9所示。 图中条的高度代表总费用，包括設备费和 三粗是两年闪发射1,000次. 每一一粗的第一条代表完至不回收的运载火箭系統，这 是比较的标准，条的高度作为100；第二条代表运火箭用降落全回收；第三条代表 运载火箭上有翼面，是火箭飞机，但动力仍然是火箭发动机；第四条代表用第一級运 戴飞机的系統，运戴飞机用睛气发动机，从图中看得出来，如果两年内发射500欠以 上，肯定用喷气飞机作为第一运戴工具是合算的．换句话説，在将来星际航行大发 展的时代，气飞机将代替火箭而作为第一級的运载工具。 运载飞机的动力該用涡輪喷气发动机呢？还是冲压式发动机？ 我知道涡輪 气发动机内部有燃气涡輪和空气压籍机，所以比较重。 但是涡輪气机在二倍车到 三倍声速以下，耗油量比冲压式发动机小；而且它在飞机静止时也能起动，发出推力。 相反，冲压式发动机内部没有燃气涡輪和空气压箱机，所以比较輕，但是在二倍半到 三倍声速以下它的耗油量比涡輪喷气机大；而且冲压式发动机在飞机静止时无推力， 一定要达到比高的飞行速度后才显示出它的威力．I 因此我們可以設涡輪嗔气发动 机是低飞行速度的发动机,而冲压式发动机是高空、高飞行速度的发动机。所以在将 来的运戴飞机上应該两种賣气发动机同时用，以涡輪喷气发动机起飞，当高度超过 10公里及飞行速度达到两倍声速以上时再把冲压式发动机开动，糍覆爬高和加速， 到极限，然后第二级火箭脱离第一級飞机起飞。 第一一毅飞机重量 重量 第二級火箭发射重量 离澤时間飞机的速度 图 14.10 第·級运载飞机的速度与第-运载 飞机重量的关采（卫星重量固定不变） 第十四章 305 星际航行进一步发展的儿个間题 自然，从第二级运载火箭来設，第一极运戴飞机爬得越高、加速到越高的速度就 越好。 但是那样会大大增加第一极飞机的食担，从而增加飞机的重量， 图 14.10 代 表分析籍果的趋势：固定第-一极和第二极分离时的高度，象25公里，横坐标是分离时 的速度；分离时速度大则第一极火箭重量减小 但是分离速度低时，因为第二級太 大，第一极的运戴飞机也得大，重量增加了分离速度过高，第二級火箭虽然比小， 但是对运戴飞机的要求过高，飞机重量也会增加。最好的分离速度是多少？ 这要看 多参数，而这些参数的具体数值現在还没有足够的依据来确定它彻；而且飞机設計 和材料的不断改进也一定会影响到最优分离速度的数值， 但从現有的餐料来看，这 个最优分离肯定会大于四倍声速；而大于四倍声速的飞行速度主要是靠冲压式发动 机来达到的。 这就給冲压式发动机的設計师和研究人提出了新的课题：因为現在 所习用的設計概念，由于秸构材料的限制，不能設計出飞行速度在四倍声速以上的冲 压式发动机；新题是研究和設計超高速的冲压式发动机，飞行速度为六倍、八倍声 速的冲压式发动机，这将牵涉到設計概念的改变和引用新型高能燃料。 例如有人提出利用勒道：在地球上高山地区依靠自然地形修一条几十公里长的上升 勒道，从山底通到山頂；在轨道上可以行車，車上放置着带翼的原子运戴火箭，所以 车是第一級运戴工具，把火箭先用车上自己的动力加速到超声速，这时也到达勒道 的頂端；就在这时候开动原子火箭发动机，作为第二級运戴工其的原子火箭就脱离勒 道上的,而谜爬高和加速。軌道和車当然是一个可以多使用的系統，而其优点 是車比飞机簡单些， 近年来由于研究高速运动的需要，制成并使用了計多高速勒道 車，車速可以达到几倍声速，所以在这方面已有套比较成熟的翘可以参考. 此外，也有人想：然从地球上把东西送上天去要用那么多能量，而大气层一值 延到很高的高度，那是不是可以在高空就地收人空气，而把空气液化，从中取得液 氮和液氧？液氧可以用作运载火箭的氧化剂，而液氮可以用作为电火箭发动机的工 作介质， 一种具体設計念是把原子能反应堆装在第一一級运戴飞机上，利用反应堆 当飞机爬到极限高度时，就在极限高度上作水不飞行， 的热代替气发动机的燃料 一面开始把吸人喷气发动机的一部分空气导入空气分留装置，利用原子反应堆的一 部分能量进行分留，取得液氧、液氮：液氧装人第二极运载火箭的液氧箱，液氮装人第 三极运火箭的液氮箱。 当箱体装满以后，第一级运载飞机的任务就算完成了。第 二级运载火箭就用在地面起飞时已翘带一的液氧和在高空装上的液氧为推进剂， 同第三級和有效食荷脱离飞机开始爬高和加速；第二二极液氢液氧运载火箭的任务是 星际航 306 进入卫星勒道， 当第二级火箭和其负荷进大卫星勒道后，第三极运戴火箭就可以脱 离第二火箭，第三极上有它自已的电源，这时启动电源，用在高空装上的液氮作工 作介盾，开动电孤火箭发动机，从卫星勒道上起飞。 我谢不难看出，这是一个非常复 杂的运载系窥，其总的翘济效果如何倚待进一步的研究，但这种想法是启人深思的。 从这一章所耕的儿个間题可以看着出一个情况：即星际航行发的现阶段虽然与 航空技术有很大的区别，設計概念上不一样，用的动力也不一样，但是将来星际航行 技术更进一步的发展会在运戴工具方面引用群多航空技术的成果；航空技术将被吸 收到星际航行技术中来. 世下牛叶科学技术的一个高肇。 Informationl lGeneral 书名= ：星际航行概论 作者= ss 号= 页数= 3 ０6 书名页 版权页 前言页 目录页 第一章 星际航行与宇宙航行 火箭技术的早期 1.1 现代的火箭技术 1.2 1.3 太阳系 地球的周围环境 1.4 1.5 第一、第二、第三宇宙速度 1.6 齐奥尔科夫斯基公式 1.7 恒星世界的宇宙航行 1.8 阿克来公式 第二章 火箭发动机原理 2.1 星际航行的动力 2.2 固体推进剂火箭发动机工作原理 液体推进剂火箭发动机工作原理 2.3 推力的计算 2.4 2.5 喷气速度的计算 2.6 喷管的形状 推力系数 2.7 比冲 2.8 2.9 更准确的计算 第三章 火箭发动机的技术实现 液体推进剂的性能 3.1 液体推进剂的选择 3.2 3.3 几种液体火箭发动机 液体火箭发动机的设计过程 3.4 发动机试车台 3.5 3.6 固体推进剂及固体火箭发动机的发展 固体火箭发动机的设计问题 3.7 3.8 固体火箭发动机的发展前景 3.9 新型火箭发动机一一固液型发动机 3.10 发动机推力方向的调节 第四章 运载火箭的技术实现 多级运载火箭的级数 4.1 4.2 运载火箭的实例 结构重量、结构比 4.3 运载火箭的设计过程 4.4 4.5 星际航行场 第五章 运载火箭从地面起飞的轨道问题 5.1 发射人造行星或月球火箭的轨道与发射人造卫星的轨道 邻近地面的起飞轨道 5.2 5.3 质点在向心引力场中的运动 5.4 椭圆轨道上卫星的周期 5.5 发射卫星的最佳轨道 第六章 星际航行的轨道 6.1 太阳的重力场 太阳系中的椭圆轨道 6.2 实例 6.3 6.4 在中心力场中的低推力轨道 低推力星际航道 6.5 6.6 光帆 第七章 原子能火箭发动机 原子能 7.1 原子火箭发动机 7.2 电火箭的设计原理 7.3 电火箭发动机的类型 7.4 原子火箭与电火箭的比较 7.5 7.6 氙火箭发动机 第八章 制导问题 制导 8.1 8.2 发射人造地球卫星的轨道所要求的精确度 8.3 星际飞行轨道所需要的精确度 8.4 控制的概率 星际航行的制导问题 8.5 8.6 运载火箭的制导系统，初制导系统 8.7 制导系统的设计 第九章 星际航行中的通讯问题 9.1 星际航行中通讯工作的重要意义 9.2 星际航行中通讯系统的有效功率 9.3 星际航行通讯中的噪声 信息率 9.4 9.5 量子效应 星际通讯的设备要求 地面接收天线 9.7 9.8 卫星式通讯中继站系统 9.9 电磁波传播问题 9.10 光波通讯 第十章 再入大气层 人造卫星或星际飞船的降落问题 10.1 再入大气层的轨道分析 10.2 0.3 两种再入轨道 防热设计 0.4 10.5 防热设计的原则 10.6 星际飞行轨道中的应用 防辐射 第十一章 防辐射问题 11.1 光子对物质的作用 11.2 11.3 电子对物质的作用 a 粒子、质子以及重原子核碳、氮、氧对物质的作用 11.4 11.5 中子对物质的作用 11.6 辐射对人体的作用 辐射剂量 11.7 11.8 宇宙射线 11.9 地球辐射带及太阳耀斑爆发的辐射 11.10 中子的防护 辐射对器材的破坏作用 11.11 第十二章 飞船的设计问题 2.1 超重和失重 12.2 超重对人的影响 12.3 失重对人的影响 飞船船舱的设计要求 2.4 2.5 星际航行中人的生活条件 12.6 氧气及水分的供应 2.7 长旅程星际飞船中的生态学系统 12.8 防微陨石及通过小行星带 12.9 飞船的定向系统 第十三章 飞船中的电源 3.1 星际飞船中的能源 化学电池 13.2 13.3 太阳光电池 3.4 汽轮发电机 13.5 热电偶发电器 13.6 热电子发电机 3.7 电磁流体发电机 第十四章 星际航行进一步发展的几个问题 14.1 卫星式星际航行站 14.2 运载火箭的海面发射 14.3 运载火箭的回收 飞机用作运载工具 14.4 14.5 运载飞机的动力系统 附录页