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导读
介绍液体火箭发动机的书籍很多，萨顿的《火箭发动机基础》和休泽尔的《液体火箭发动机现代工程设计》是经典之作，它们阐述了对发动机设计指标要求的实现过程，但这些指标要求又是怎么被提出来的呢？
对“电子号”火箭的进一步分析
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在《新型发动机循环---让商业航天变得更容易》一文中，对“电子号”火箭和卢瑟福发动机进行了研判，并对火箭运载能力给出如下推测：一是现有电池水平比表格所列高出不少，电池重量没有估算的那么多；二是对比先锋号火箭参数，电子号火箭以电池重量为代价换取了发动机比冲和发动机研制的简单，的确达到了标称的运载能力；三是电子号所报的运载能力虚高，是考虑了后续电池改进后的运载能力，理由是以150kg的运载能力，却只发射3个总重约13kg的立方星，不符合常理。
写完这段后一直耿耿于怀，希望能做稍微多一点的计算以减少推测，向“文不可无观点，观点不可无论据”的定位靠近。
火箭飞行的齐奥尔科夫斯基公式
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火箭是什么？
火箭是将地面各种物体推上太空的东西。
齐奥尔科夫斯基公式与单级入轨
康斯坦丁·爱德华多维奇·齐奥尔科夫斯基(Tsiolkovski，Konstantin Eduardovich， 1857.9.17～1935.9.19，苏联科学家，现代航天学和火箭理论的奠基人)，在他的论文《用火箭推进器探索宇宙》，给出了没有空气阻力和地球引力影响下喷气推进后获得速度的公式。
其中Δv为速度增量，Isp为发动机比冲，M0为初始质量，M1为消耗推进剂后的末质量。
对于火箭来说，目前火箭结构系数一般为0.1，1t的子级结构质量为100kg，也即100kg结构可装载900kg推进剂。如采用氢氧推进剂，比冲达到4000m/s以上，则速度增量可达到9.2km/s，已经大于7.9km/s的第一宇宙速度。
但是，如果考虑地球引力和阻力损失（1.3~2km/s，《星际航行概论》），最终速度最多只能达到7km/s，比起第一宇宙速度仍差了一些。
设速度损失为2km/s，则入轨需要速度为9.9km/s，为具备运载能力，在不同比冲下对结构系数要求见下表
多级入轨与火箭最大级数
随着技术发展，发动机比冲增大，或者结构效率提高后，后续必将出现单级入轨的运载火箭。目前的运载火箭采用多级入轨技术以达到所需的速度。其公式为
与单级入轨公式相比，其主要区别在速度为多次累积而成。随着级数增加，对末速度能起到多大效果呢？
假设火箭重量100吨(90吨为燃料)，卫星重量为2吨，所有子级的重量比上一级重量减半，而结构系数均为0.1，则可计算不同级数时喷气推进产生的速度增量见下图所示
因此，随着级数增大，对运载能力的好处递减。如果进一步考虑火箭规模越小结构效率越低，级数到一定程度后，对运载能力不仅没有贡献，还会降低运载能力。目前火箭中级数最多的米诺陶5的五级。
弹道计算
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计算程序网页
请将页面拉到最后，选择“阅读原文”。
对先锋号火箭弹道的仿真验证
“先锋号”运载火箭为3级运载火箭，一、二子级为液体推进级，三子级为固体级。箭体呈细长形，细长比约为19.25，结构质量比约为0.127。箭体全长21.95m，最大直径1.14m，起飞质量10.2t，起飞推力120.13kN，推重比1.2，到达500km圆轨道的运载能力为25kg。
一子级发动机，级长13.41m，直径1.14m，起飞质量8t，结构质量850kg，推进剂质量7.15t，结构质量比0.106。引擎为1台X-405液体发动机，采用液氧和煤油作为推进剂，地面总推力120.13kN，比冲2471N·s/kg，工作时间145s。
二子级发动机，级长5.79m，直径0.81m，起飞质量1.975t，结构质量400kg，推进剂质量1.575t，结构质量比0.203。引擎为1台AJ10-37液体发动机，采用白色发烟硝酸和偏二甲肼作为推进剂，真空推力33.34kN，比冲2618N·s/kg，工作时间112s。
三子级发动机，级长1.52m，直径0.46m，起飞质量200kg，结构质量25kg，推进剂质量175kg，结构质量比0.125。引擎为1台X-242固体发动机，采用钾—高氯酸盐混合物作为推进剂，真空推力11.77kN，比冲2256N·s/kg，工作时间35s。
整流罩长度2.14m，最大直径为0.81m，结构质量15kg。
程序输出结果与资料接近
弹道结果（不会弹道优化，程序角肯定不是最优，就当拿推进剂剩余量、大气阻力抵扣吧）
----------推进剂剩余量(kg)----------

149.30       27.71        0.62
----------分离时刻(s) 起飞质量(t)----------
 0.000     144.000     194.000     265.500     574.000
10.211       2.211         1.559       0.221         0.044
----------时刻(s) 重量(kg) 高度(km) 速度(m/s) 轨道倾角(°)----------
    0.000   10211.000        0.000          0.000      90.000
144.000     2211.000      58.208    1869.584      36.616
194.000     1559.254    114.781    2504.786      28.008
265.500      221.000     215.955    4497.063      24.140
269.924      221.000     224.027    4480.586      23.825
540.000      221.000     479.057    3947.343        1.397
542.848      206.144     479.307    4103.776        1.104
574.000        43.616     479.978    7605.549        0.220
对电子号火箭运载能力的分析
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一级发动机303s是地面比冲吗？发动机地面比冲比F-1高还是低？
Payload User’s Guide上给出一级起飞推力16.8kN，二级真空推力22.2kN。
Rocket Lab官网给出了一级起飞推力162kN(9台)，峰值推力192kN(9台)，比冲303s，二级比冲333s。存在疑问的是推力与手册不一致，另外一级比冲未标明真空还是地面比冲？
下图为Payload User’s Guide上给出的一级发动机布置图，对比箭体直径1.2m，可以量出发动机喷口直径约为0.2m。对比约6~7kg/s的推进剂流量，若比冲为地面，则换算真空比冲为
303+p0*A/dm=303+1e5*pi/4*0.2^2/9.8/7=349s
由于二级发动机在一级发动机基础上加长喷管后比冲才达到333s，因此一级的303s不是地面比冲，而是真空比冲。假设二级和一级流量相同，均为22.2e3/333/9.8=6.8027kg/s。此时换算一级发动机地面比冲为
303-p0*A/dm=303-1e5*pi/4*0.2^2/9.8/6.8027=255.88s
很是震惊，在没有分析之前，当时想当然地认为电泵循环的性能要高于燃气发生器循环，现在看起来这个比冲和F-1(265s)、Merlin略低，与MB-3相当。原因还在电池！
电池有多重？37kW是单台泵的功率密度还是两台泵的？
电子号小火箭的电池有多重，可能是很多人关心的问题。要驱动泵，对电池的功率密度和能量密度均有要求。功率密度是指在任意时刻将泵驱动起来所需的瞬时功率，单位为kW，能量密度是指泵长时间运行所需要的总能量，单位为kWh。就像电器的功率是100W，指的是功率密度，10小时总耗电1度，指的是能量密度。
功率密度代表的是能驱动泵的爆发力，能量密度是指长时间运行的耐久力。电泵循环中所需电池的重量为所需爆发力和耐久力的最大值，锂电池耐久力强但爆发力弱，电容则正好相反。
在《 新型发动机循环---让商业航天变得更容易》文中，通过对电池功率密度和能量密度的调研，认为如使用锂电池，则一台发动机74kW，从功率上至少需要74e3/315=235kg；一级发动机飞行时间120s，从能量上至少需要74e3*120/3600/115=21kg。在文中也提出了质疑，因为235kg太重。
那么电池到底多重吗？使用手册上给出了如下图。
图中二级尾部的两组电池组，从箭体1.2m直径可估计单个电池组尺寸约为40x30x20cm，以电池密度2.5kg/L计算，则二级电池2个电池组总重为4*3*2*2.5*2=120kg。
这与之前估算的235kg正好相差2倍，很难相信这些年锂电池功率密度提升了2倍，有没有可能是37kW的泵功率是两台泵的，而不是一台泵的呢？
查询了一下，目前国内文章转来转去来源已不可考，而维基百科上对于性能指向了这个链接以及这句话，注意蓝字和红字之间用的是句号，也就是，并没有直接证据表明单台泵的功率是37kW(50hp)。
http://aviationweek.com/space/rocket-lab-unveils-battery-powered-turbomachinery
Each Rutherford engine has two electric motors the size of a soda can, Beck says, one for each propellant. The small motors generate 50 hp while spinning at 40,000 rpm, “not a trivial problem,” he says. 
再来估算一下泵后压力，发动机流量6.8kg/s左右，液氧煤油综合密度1.0kg/L左右，不考虑效率泵后压力仅能达到37/(6.8/1.0)~5MPa，对比F-1发动机泵后10~13MPa，燃烧室压力6.67MPa而言，电子号火箭的室压偏低，而比冲与F-1相当，正好与电泵循环无浪费，同等条件下性能高可相印证。
因此，由综合电池重量计算，以及泵后压力估计，作者认为37kW是一台发动机两台泵的总功率，而非之前说的一台！
我们也可以看出，当前电池的技术水平严重限制了电泵循环发动机性能，而造成此问题的原因是锂电池较低的功率密度，随着电池技术的提升（尤其是高能量密度超级电容），后续电子号小火箭运载能力仍有提升空间！
对电子号火箭弹道的仿真计算
Payload User’s Guide上的时序见下所示。
目前相关参数较少，凑了一下，假设一二级结构系数分别达到0.05、0.06(考虑到全面采用复合材料技术，系数取得极高，已经超出了几乎所有火箭），当有效载荷质量为37kg时，得到如下结果。
弹道结果（不会弹道优化，程序角肯定不是最优，就当拿推进剂剩余量、大气阻力抵扣吧）
----------推进剂剩余量(kg)----------
30.63        3.40
----------分离时刻(s) 起飞质量(t)----------
 0.000     152.000     183.000    3157.000
13.269       2.361       2.154       0.290
----特征点时刻(s) 重量(kg) 高度(km) 速度(m/s) 轨道倾角(°)---
  0.000 13269.380   0.000    0.000  90.000
  78.688 8451.775  11.168  398.811  66.085
 152.000 2361.269  69.233 1742.612  53.330
 159.000 2361.269  78.786 1689.261  52.037
 183.000 2154.004 109.931 1751.801  45.689
 457.000  290.068 283.026 7796.305   0.074
3157.000  290.066 500.875 7549.164  -0.000
由于二级推进剂消耗完毕后，箭体结构+电池+有效载荷一共仅290kg，因此电子号当前宣传的有效载荷150kg可能性不大。那后续具备可能吗？完全可能。以最近比较火的超级电容的例，从功率角度计算只需要37e3/5000=7.4kg，如其能量密度真的能到达报道所说的铅酸电池水平(50Wh/kg)，则一级单台需要量可降为37e3*120/3600/50=25kg，二级飞行时间稍长也仅需要60kg。一级减重800kg，二级减重60kg，综合后运载能力提升远大于100kg。
总结
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电泵循环对电池功率密度（爆发力）和能量密度（耐久力）提出了较高要求，基于现有电池技术发展水平分析表明：

1）电子号火箭发动机受当前锂电池功率密度严重制约，根据分析，作者认为一台发动机两台泵的总功率为37kW，而不是之前所有文章报道的各37kW；
2）由于电池功率密度限制，发动机室压较低（泵后5MPa），远低于F-1水平(10~13MPa)，导致比冲没有之前想象的那么高（地面比冲约255s），甚至比F-1发动机(265s)略低；
3）对电子号火箭进行弹道反算，按目前发动机性能和电池水平，电子号火箭500kmSSO轨道能力约为37kg。但随着后续电池技术进步，如果超级电容能量密度能到达报道所说的铅酸电池水平，电子号采用超级电容后，运载能力提升将远超100kg。
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背景简介：本文作者笔名洞穴之外，文章于2018年3月13日发表于微信公众号 理念世界的影子 （“电子号”火箭运载能力有150千克吗？），风云之声获授权转载。
责任编辑：孙远
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