结构与材料

结构系数：一个残酷的指标

火箭级的结构效率用结构系数衡量：

$\varepsilon = \frac{m_{struct}}{m_{struct} + m_{prop}}$

现代大型火箭级的 $\varepsilon$ 在 0.04–0.10 之间。也就是说，一个装满推进剂的火箭级里，只有 4–10% 是「东西」，其余全是燃料。Saturn V 的 S-II 级做到了约 0.08，Centaur 上面级做到了惊人的 0.09（含发动机），而它的贮箱本身只有约 0.03。

要理解这有多极端：一个装满水的易拉罐，铝壳质量占比约 5%——火箭贮箱的结构效率与易拉罐是同一个量级的。

贮箱的三种承力方案

1. 承压式（气球式贮箱）

贮箱壁极薄（Centaur 只有 0.5 mm 不锈钢），结构刚度完全靠内压提供。不加压时箱体会自行坍塌。

• 代表：Atlas（1957）、Centaur（1962 至今）、R-7。
• 优点：结构系数最低，可以做到 0.03 以下。
• 缺点：地面操作必须全程保压；不能承受空箱状态下的轴向载荷；任何穿孔都是灾难性的。

2. 半承力式（等张力 / 正交网格）

箱壁较厚，靠机械加工出的网格加强筋（isogrid / orthogrid）提供刚度，内压只是辅助。

• 代表：Saturn V 各级、Falcon 9、Vulcan、绝大多数现代火箭。
• 工艺：整块铝板铣削出三角形或方形网格，去掉 90% 以上的材料，再滚弯焊接成筒段。摩擦搅拌焊（FSW）是现代主流——它不熔化材料，避免了熔焊带来的强度损失。
• 优点：工艺成熟、可空箱操作、检修方便。

3. 内挂式（非承力贮箱）

贮箱悬挂在箭体蒙皮内部，自己不承受轴向载荷。

• 代表：V-2、早期的一些导弹。
• 缺点：多一套蒙皮就多一份质量，结构系数最差。
• 优点：制造与检修最简单——V-2 是在战时用非熟练劳动力大批量生产的，这个选择有它的道理。

共底贮箱：省下的和付出的

把液氧箱的底部和液氢箱的顶部合并成一层结构，就是共底贮箱（common bulkhead）。

• 省下：一层箱底的质量、两箱之间的级间段长度。Saturn V 的 S-II 用共底省了约 3.6 t 结构和 3 m 长度。
• 付出：共底两侧的温差极大（液氧 −183 °C，液氢 −253 °C，相差 70 °C），必须夹一层绝热材料（S-II 用的是酚醛蜂窝）。任何泄漏都会导致氢氧直接接触——这是最危险的失效模式之一。S-II 的共底是整个 Saturn V 研制中最难产的部分。

甲烷/液氧的温差只有 21 °C，共底设计因此简单得多——这也是甲烷相对氢的一个隐性优势。

材料选择：四个维度的拉锯

注意「比强度」这一列的误导性。 它只在室温、单次使用、纯拉伸载荷下有意义。一旦把温度范围、复用次数与可制造性加进来，排序会完全改变——这正是 SpaceX 在 2018 年放弃碳纤维、改用不锈钢时的论证核心：

• 304L 在液氧温度下强度提升约 50%（低温强化），碳纤维在深冷下则要面对树脂微裂纹与渗漏；
• 再入时迎风面达 1,300 °C 以上，钢到 800 °C 仍保有一半强度，隔热瓦可以做得更薄，而碳纤维必须靠厚重的隔热系统全面保护——这一进一出，钢的「重」被隔热系统的「轻」抵消了大半；
• 航天级碳纤维预浸料约 130 美元/kg 且需要大型热压罐，304L 钢卷约 3 美元/kg，可以在露天工棚里焊接；
• 钢可以焊、可以割、可以现场改；碳纤维模具一旦开好，改设计就要重新开模。

这不是「不锈钢比碳纤维好」，而是「在再入 + 复用 + 快速迭代这三个约束同时存在时，评价函数变了」。 对不需要再入的一次性上面级（如 Electron 的碳纤维箭体），碳纤维仍然是最优解。

热防护：三种哲学

1. 烧蚀：材料受热分解，带走热量并形成隔热的炭化层。用完即废。

   • 代表：阿波罗指令舱、Ariane 5 固体助推器喷管、RS-68 的喷管。
   • 完全一次性——这是它与复用的根本冲突。

2. 辐射冷却：用耐高温材料（铌合金、碳-碳）做成薄壁，靠向外辐射热量达到平衡。

   • 代表：Merlin 真空版的喷管延伸段、上面级发动机喷管。
   • 只在真空中有效（大气中对流换热会破坏平衡）。

3. 再生冷却：让推进剂（通常是燃料）在燃烧室壁的夹套中流过，带走热量后再进入燃烧室燃烧。热量没有被浪费，而是回到了系统里。

   • 代表：几乎所有液体火箭发动机的主燃烧室。
   • 膨胀循环更进一步——把这些热量直接用作涡轮的动力源。

对可复用飞行器，还有第四种：隔热瓦。航天飞机用 24,000 块硅基陶瓷瓦，每块形状不同、需人工粘贴，翻新成本极高。Starship 用约 18,000 块六边形陶瓷瓦，形状统一、机械固定在钢壳的销钉上——同一个思路，用「零件标准化」把翻新成本压下来。

载荷环境：结构要扛什么

火箭结构的设计载荷通常不是发动机推力，而是这几项的组合：

• 轴向压缩：最大动压（max-Q）附近与最大过载时刻，一级顶端承受整个上面结构的惯性载荷；
• 弯矩：气动攻角 + 风切变。这通常是设计的控制工况——所以火箭在跨声速段会主动做「零攻角」飞行并节流（Falcon 9 的 max-Q 节流）；
• 内压：贮箱增压，对承压式结构是有益的（提供刚度），对半承力结构是额外载荷；
• POGO 振荡：结构纵向模态与推进系统的自激耦合。Apollo 6 上二级两台发动机因此提前关机，Apollo 13 的二级中心机也因 POGO 提前关机。解决办法是在液氧管路上装蓄压器（充气腔），改变管路的声学特性以打断耦合；
• 着陆冲击（仅复用火箭）：这是一次性火箭完全不需要考虑的额外工况，也是回收硬件质量代价的主要来源。

小结

• 火箭贮箱的结构效率与易拉罐同量级，这是一切材料选择的背景。
• 承压式（气球箱）效率最高但操作最苛刻，半承力式是现代主流。
• 材料的「比强度」排序只在室温单次使用下成立；加入温度范围、复用与可制造性后排序会翻转。
• 热防护有烧蚀、辐射冷却、再生冷却三种哲学，前者与复用根本冲突。
• 结构的控制工况通常是 max-Q 时的弯矩，而不是推力。