二十年来的远程火箭

何庆芝

近代武器行列里的“新兵”——远程弹道火箭，二十余年来，以跃进的速度向前发展，至今已经在发动机、壳体结构和控制系统三个方面获得了长足的进步，但从技术上讲，距离“完善”、“成熟”还很远。……

远程弹道火箭是在第二次世界大战期间诞生的。从1942年10月第一个远程弹道火箭《V－2》发射成功到现在，也不过二十几年。所以，在近代武器行列里，远程弹道火箭还是一个新兵。

二十几年来，科学工作者和工程师们，主要从三个方面不断提高火箭的性能：第一方面，改进火箭的动力装置——火箭发动机；第二方面，改进火箭的结构设计；第三方面，提高控制系统的准确度。到今天，火箭作为一种武器，它的射程已经可以超过一万公里；作为宇宙飞行器的运载工具，已经可以把数千公斤的飞船送上卫星轨道，或把上千公斤的行星际站送上围绕太阳运行的轨道。

下面我们就从这三个方面，谈一谈二十年间火箭技术的发展道路。

加强了火箭的“心脏”——发动机

火箭发动机是弹道火箭的心脏。火箭的主要性能，像射程的远近和有效载荷的重量等等，都和发动机的性能有着最密切的关系。在改进发动机方面，人们奋斗的主要目标，是提高发动机的比推力和总推力，同时也力图降低发动机的结构重量和制造成本。发动机的比推力，是指每秒钟燃烧一公斤推进剂*时，发动机所能产生的推力，这个数值希望越大越好。提高比推力大致有三条途径：第一，采用高能推进剂；第二，加大燃烧室的压力；第三，改进推力室(包括燃烧室、喷嘴、喷管等等)的构造设计。在这三条途径中，都有一系列需要作出很大努力才能克服的困难。例如，为了采用新的推进剂，例如采用煤油加液氧或液氢加液氧等，首先要掌握它们在燃烧室中燃烧的规律，找出推进剂稳定燃烧*的条件，也就是要弄清楚稳定燃烧和推进剂特性、燃烧室构造特点以及输送系统之间的关系。由于这个问题非常复杂，所以直到如今在理论上还没有完全解决，还在继续进行着大量的有关燃烧稳定性方面的理论研究和实验工作。目前在实际设计一台发动机时，还要依靠大量的试验结果，才能判定设计的合理性。又如，提高燃烧室压力虽然在一定范围内可以提高发动机的比推力，但是也引起一些新问题：燃烧室压力高了，燃气温度也增高，燃气传给推力室壳体的热量也随之增加，壳体的温度因而上升。由于壳体温度升高又会降低壳体承受载荷的能力，这些都促使设计师必须采用新的构造形式和冷却方法。

为了增大发动机的总推力，需要加大发动机的尺寸。但是由于燃烧室内燃烧现象的规律还没有完全掌握，所以目前尽管有了小推力发动机设计制造成功的经验，却并不能完全依此根据“相似的规律”进行大型发动机的设计工作。这里还需要进行艰巨复杂的理论研究和实验研究工作。

远程火箭发射时的情况

经过了二十年，特别是最近几年的努力，火箭发动机比之二十年前已经有了飞跃的进步：单个推力室发动机的总推力从25吨左右提高到100吨以上，比推力从210秒左右提高到300秒左右(比推力随着高度不同而不同，在地面时称海平面比推力，在真空时称真空比推力，这里指的是海平面比推力)；发动机的结构重量从每吨推力重30公斤降低到10公斤左右；发动机的结构也不断推陈出新，越来越适应于火箭提出的要求。

火箭的结构有了重大改进

二十多年来，在火箭壳体结构设计方面，获得了四个重要成就：一是可分离头部的采用；二是出现了受力式推进剂箱；三是重返大气层弹头防热构造的成功；四是多级火箭的实现。此外，在发展过程中，还不断采用了新材料和新工艺方法。

早期的火箭，弹头和主体连成一体，固不可分。可分离头部大约是在五十年代初期才采用的。由于采用了这种构造，头部和火箭主体在发动机关车后就相互分离，分离以后，火箭主体运载弹头的任务就算完成了，以后破坏与否，已经无关紧要。所以火箭主体就不必考虑在重返大气层时的表面高温和严重的受载情况，只要按照主动段*的受载情况设计就可以了。由于火箭在主动段飞行时受热和受力都比被动段小得多，所以火箭主体的结构重量(不包括弹头、推进剂的重量)可以大大减轻，有效地提高了火箭的射程。

在火箭发展的初期，由于多方面继承了飞机构造的特点，所以许多构造在以后看来并不尽合理。《V－2》火箭的推进剂箱就是一个例子。这个推进剂箱是一个薄壁圆筒形结构，只作为装推进剂的容器。同时，为了承受火箭在飞行中所受的外力，并使火箭具有光滑的外形，在外面又另罩上了一层加强的圆筒形外壳，这种推进剂箱是不参加火箭总体受力的，被称为悬挂式推进剂箱。在以后的发展中，取消了外面这层在结构上不必要的加强壳，把盛装推进剂的容器外表面与火箭主体的外表面合而为一，称之为受力式推进剂箱(见下页图)。后来又创造了在箱体内部充气，以便维持火箭外表面形状的“球胆”式结构，像现在美国《阿特拉斯》火箭就是采用这种结构的。这些构造形式的发展，使火箭结构重量显著降低。例如早期火箭结构重量在火箭总重量里(不包括弹头)所占的比重约为25%，目前已降低到8%左右。

火箭头部重返大气层的防热问题，是火箭射程不断增大中所遇到的最严重的问题之一，像洲际火箭的弹头从高空返回大气层时，速度在每秒七公里以上，弹头与空气摩擦，使紧靠弹头外表面的空气温度高达七八千度，为了使高速度进入稠密大气层的头部不致被高温烧毁，人们从头部外形、构造形式、防护材料和耐高温材料等方面作了很多工作。目前在远程火箭上广泛采用的“烧蚀式”(或称消融式)头部，已经基本上解决了这个问题。不过近几年来在烧蚀理论、结构设计和烧蚀材料性能的研究方面，还在进行着大量的工作。

发动机性能的提高和火箭结构重量的减轻都有一定的限度，所以单级火箭不能满足进一步提高射程和发射宇宙飞行器的要求，多级火箭便应运而生了。

尽管目前所用的多级火箭大多数是用比较成熟的单级火箭组成的，可是在发展过程中也要解决很多技术问题，象多级火箭的组合型式，级间的连接和分离，发动机的高空点火，火箭的控制等等。

“大脑”的准确度提高了

控制系统是火箭的大脑。火箭命中目标的准确度，或者运载火箭把宇宙飞行器送入轨道的准确度，都和控制系统有着密切的关系。最初弹道火箭上广泛采用惯性系统*，后来，由于控制准确度要求的不断提高，又趋向于采用无线电系统*。由于近代电子管和计算技术的进展，由于小型超小型电子管特别是半导体的制成，由于最近几年来电子仪器新装配技术的发展，无线电控制系统已经做得愈来愈轻巧，可靠性和准确度也愈来愈高了。例如，目前射程在10，000公里左右的弹道火箭的射程偏差，已经可以保证在两三公里以内，很多宇宙飞行器被准确地送上了轨道。这都和火箭采用了无线电控制系统分不开的。

V－2火箭构造示意图1－推力室2－涡轮泵3－液氧贮箱4－酒精贮箱5－控制仪器6－头部

最近几年来，在惯性控制系统方面也有了极大的进展，由于陀螺、加速计和其他元件的精确度不断提高，重量不断减轻，据说已经使得惯性系统的准确度接近无线电控制系统的准确度了。在这方面目前正在进行着大量有关陀螺，特别是新型陀螺结构的研究工作，以便使惯性系统有可能满足宇宙航行的要求。

离开“完善”、“成熟”还很远

作为一种武器，目前就弹道火箭的射程、弹头的重量和命中准确度而言，都差不多已经可以满足战术要求。但是总的说来，目前的火箭技术还有很多尚待克服的缺点，其中主要的是：成本太高；低温液体推进剂使用不方便；火箭的尺寸庞大，使用不方便，机动性差；发射场地暴露在地上，战时易于为敌方所摧毁；火箭系统的可靠性还不够高等等。

为了解决上述各问题，近年来在以下几方面做了很多工作。

一、研究用可贮存的液体燃料代替低温的氧化剂。例如有些火箭原来用液氧加煤油作推进剂，现在已经用可以长期贮存的四氧化二氮和偏二甲肼与肼做推进剂了。

二、研究高能的固体燃料，并在其中加入轻金属粉末，以提高比推力。由于固体燃料的性能不断改进，固体药柱工艺方法改善，近来已经制成推力达三四百吨、工作时间一百秒以上的固体燃料火箭发动机。随着发动机尺寸的增大，为了解决药柱制造和运输的问题，正在研究积木式药柱和锥孔式药柱。

固体燃料性能提高以后，燃气温度也随着提高，可以超过摄氏叁千度。这就带来了喷管的防热问题，特别是发动机工作时间加长，这个问题就更为严重。目前正在研究用“烧蚀法”*来解决喷管的防热问题，此外为了提高发动机的强度，降低结构重量，还广泛地采用了玻璃纤维丝缠绕式的燃烧室结构，有些结构的抗拉强度已经达到了每平方毫米300公斤。

三、发展“固液式”发动机。固体燃料发动机的优点是燃料密度高，使用方便；液体发动机的优点是可以调节推力，比推力较高，又可以冷却喷管。采用“固液式”发动机的目的，是要兼有二者的优点。

四、固体燃料火箭的发展，为小型化和机动化提供了条件。近年来在舰艇上使用的火箭发动机发展很快。舰上发射不仅提高了机动性，而且减少发射点受敌方攻击的可能性，并且还可以降低每发火箭的成本。

五、尽力提高火箭的可靠性。可靠性的问题无论从军用或从宇宙航行来看，都是不容忽视的。不可靠的武器，在战争史中是无用的武器；也不可能想像会有人愿意乘坐由不可靠的运载火箭所发射的宇宙飞船。

根据对火箭发射事故的分析表明；故障和事故的发生，约有80%来自控制系统和发动机系统。所以提高控制系统和发动机的可靠性，就有决定性的意义。除了通过地面的严格检验和试验提高每个元件的可靠以外，更重要是简化系统的结构，尽量减少其组成元件的数量。如果我们能把一个三级火箭完成的任务，改用二级火箭来完成，那么它的可靠性将会大为提高。

总之，二十余年来火箭技术虽然在以跃进的速度发展，但是距离“完善”、“成熟”还远得很。只有经过千千万万的科学技术工作者在各个领域内不断的努力，才有可能将这门技术推向更高峰。

受力式贮箱与悬挂式贮箱的比较

远程火箭头部可分离及命中准确度示意图