液氧煤油和液氧甲烷，你选哪个？｜洞穴之外

2023-07-27 12:07

■ 编者按

2023年7月12日，朱雀二号运载火箭在我国酒泉卫星发射中心发射成功，这是全球第一枚成功发射的液氧甲烷发动机运载火箭。很多人都感兴趣液氧甲烷到底有什么好处？航天专家“”洞穴之外2019年的这篇文章，其实就是对此最全面最深入的解读，风云之声特此向大家推荐。

■ 引子

SpaceX和蓝色起源带火了液氧甲烷发动机，当前国内很多新兴商业火箭公司，也选择了液氧甲烷作为推进剂。一边是历史悠久的液氧煤油，一边是航天新贵及其新的选择，选哪个好？

如果以创新之名，甲烷发动机更容易获取关注，更容易被大家记住，或更容易立项。我们不说这个角度，仅仅从技术角度，选哪个好

作为以技术解读为乐的公众号，对此问题关注已久。但几经调研，发现难以回答，迟迟无法下笔。

当然，笔者可以写写比较，某方面煤油好，某方面甲烷好，综合比较下来各有利弊；或者，液氧甲烷是新东西，新东西会有成长期，当前我们就要鼓励百花齐放。

这些都很对，但本号追求文不可无观点，观点不可无论据。综合的观点，其实就是没有观点！好观点应该是鲜明的。只有综合的处理方法，而不应有综合的观点。

六神磊磊有篇《比阶层固化更坑爹的是智商固化》，大致意思是仅有绝对正确的观点，不会结合实际，不会与时俱进的，其实就是一种智商固化。想想也是，各有利弊是绝对正确的观点，百花齐放是绝对正确的观点？但咱们能不能更深入一层？什么情况下利、什么情况下弊？能不能稍作区分？百花齐放，牡丹、海棠、玉兰该怎么布局？今年主打海棠还是玉兰？

当然，一落到具体问题上，就复杂咯。第一技术上，工程的东西，很多时候无所谓好坏，只要原理正确，没有什么干不成，只有干还是没干，干得快还是干得慢，干得顺畅还是干得磕磕绊绊的区别，硬要比很难比。第二人情上，虚的事情大的事情随便评价，反正大事也不是具体某个人的选择，或一时半会谁也不好判断，但比较具体的事情，尤其是切实在干的事情，理念和理解不同时，是最容易产生意见冲突的，是最容易遭骂的。

前阵子和一位高参开会，高参说，要有观点，而且有围绕这个观点的逻辑链条，哪怕观点是错的，也好过没有观点。

诚以为然，先抛观点：当前笔者选液氧煤油！读者不同意观点开骂没关系，但笔者更希望您骂逻辑链条（本文写得的确不太好，笔者怎么都处理不好）。

本文分为如下几个部分:

推进剂使用历史---历史属于液氧煤油
动力系统角度分析---动力爱甲烷
火箭总体角度分析---总体用煤油
选择和发展---每一代人的长征路

推进剂使用历史

1903年，莱特兄弟的第一架飞机摇摇晃晃地飞上了天空，沙皇统治下的圣彼得堡，一位叫齐奥尔科夫斯基的教师，在《科学评论》上发表了《利用喷气工具研究宇宙空间》一文，在这篇文章中提出了齐奥尔科夫斯基定律。这篇文章还提出了关于火箭推进和推进剂选择的观点：

航天是可行的，航天可以用、也只能用火箭推进实现。某些液体推进剂具有所需要的能量，液氢是一种好燃料，液氧是一种好氧化剂，这一对将成为接近于理想的推进剂组合。

在齐奥尔科夫斯基后续的文章中，他讨论了其它可能使用的火箭燃料，如甲烷、乙烯、苯、甲醇、乙醇、松节油、汽油、煤油等。

尽管他不停地写文章，但真正动手的是罗伯特.戈达德。

戈达德用的是液氧和汽油，他用的混合比是1.3~1.4，比冲仅有170秒，但好处是燃烧温度低，发动机容易制造。

德国人赫尔曼·奥伯特也在做火箭，他原想用甲烷作为燃料，但甲烷在德国很难得到（同样是在德国，因为没有氦气，齐柏林飞艇在一片火焰中化为了灰烬），所以首先使用了液氧和汽油。后续约翰尼斯.温克勒采纳了奥伯特的想法，1930年他点燃了一个用液氧、甲烷的发动机，这项工作没有什么特别的结果，因为甲烷的能量特性仅比汽油稍高一点，然而它的处理和使用却很困难，没有人认为继续对甲烷做实验有什么好处。

1932年，德国人克劳斯·里迪尔也点火了一台发动机，这次氧化剂仍是液氧，但燃料变成了酒精水溶液，能量特性虽然比汽油低，但火焰温度低，发动机冷却容易解决，部件工作时间更长。这也是后来V-4导弹的燃料。

在美国，航空领域煤油得到了发展。第一种选定的燃料是JP-1，它是一种窄馏分含烷烃多的煤油，但美国可利用现有设备和原油生产出这种产品的精炼厂不多。第二种是JP-3，它的来源广泛，但馏分比较多，改进的JP-4是第一个被大家承认的技术规格，是波音707、F111等飞机使用的燃料。

美国真正的第一代短程导弹雷神和丘比特，燃烧的就是液氧和JP-4煤油，它的性能比酒精好。但麻烦的是，飞机发动机更多关心单位热值，JP-4规格中不限制高百分含量的烯烃，用在火箭发动机时，冷却管路内路会聚合成焦油状物质，导致燃烧流阻增大，发动机因此自毁。与此同时，在气体发生器中亦产生焦油、积碳和其他各种沉积物，妨碍了正常工作。虽然是符合技术规格的产品，但没有两桶的组分是一样的（还有JP-4内细菌的繁殖，会产生淤泥）。

最后，一些权威人士就JP-4的规格不一问题进行了座谈会。JP-4规格粗糙，供应不成问题，但对于导弹这种小批量又重要的产品来说，规格和产品来源这种借口大可不必认真对待。因此，1957年1月，颁布了RP-1煤油军用规格，规定冰点为-40℃，烯烃最大含量不超过1%，芳烃不超过5%。出产质量比标准会更好一点，它相当于碳原子数为12的煤油，其H/C在1.95~2.00之间，含有大约41%的直链或支链烷烃，56%环烷烃，3%芳烃，不含烯烃。

美国第一代洲际导弹宇宙神和大力神I选择了RP-1，土星V的F-1发动机也选择了液氧和RP-1煤油。

也就是，历史属于液氧煤油。

动力系统角度

物理性能：将液氧和常用燃料的主要物理性能列于下表。

表推进剂物理性能

	液氧	液氢	煤油	甲烷
分子量	32	2.016	163	16.042
冰点(℃)	-218.41	-259.21	-40	-182.5
沸点(℃)	-182.99	-252.89	145~274	-161
密度(g/cm3)	1.14(沸点)	0.071(沸点)	0.836(15℃)	0.424(沸点)
粘度(Pa.s)	196(沸点)	13.4(沸点)	1000(0℃)	117.2(沸点)
饱和蒸汽压(MPa)	0.00013(沸点)	0.101(沸点)	0.005506(20℃)	0.1045(沸点)
临界压力(MPa)	4.92	1.25	2.17	4.63
临界温度(℃)	-118.38	-240.15	403.2	-82.1
闪点(℃)	/	/	43	/
自燃温度(℃)	/	574	240	540
爆炸极限浓度(%)	/	4~75	1~8	5~15
价格(元/kg) 粗估，可能不准	2	300	10	5(LNG)

从表格中可以看出：

甲烷的沸点为-161℃，为低温推进剂，且接近于液氧；
甲烷比热高、粘度低，没有热分解问题，适合用作再生冷却剂。此外，甲烷发动机可以采用膨胀循环方式，这是煤油不具备的；
甲烷的密度约为煤油一半；
甲烷的饱和蒸汽压比煤油高；
烃类燃料中，使用安全性最好的是煤油，甲烷分子量较小，更易产生泄露和扩散。

结焦：美国在上世纪80年代进行的烃类燃料电传热试验、结焦极限温度试验、碳沉积试验和材料相容性试验表明：

甲烷的结焦温度为978℃，煤油为589℃。甲烷最不容易结焦；
在涡轮模拟条件下，甲烷不存在碳沉积，煤油存在碳沉积；
当甲烷中硫含量大于1ppm时，对铜内壁材料有明显腐蚀。

由于甲烷结焦温度高，在对喷管夹层再生冷却时，允许更高温度，因此推进剂身部设计相对简单，重复使用寿命更高。

这里笔者怀疑一个问题，就是甲烷有没有可能结焦？当发动机关机时，燃料阀门关闭，但喷管仍是热的，此时残留喷管夹套和头部的甲烷在高温下，会不会形成一定的结焦？

积炭：烃类燃料燃气普遍有积碳，积碳对燃气产物用作涡轮工质不利。美国进行过烃类燃料的碳沉积研究，混合比为0.2~0.6，燃烧室压力为50~120MPa。当燃气发生器温度为1220K时，液氧甲烷燃气含碳量是液氧煤油的16%。甲烷分子中只含一个碳原子，只有在温度超过1470K时才出现裂解，因此甲烷积碳很少，在发生器工作温度400~900℃范围内甲烷富燃燃烧产物不会出现明显的积碳，更利于多次重复使用。

那么历史上液氧煤油发动机涡轮前燃气参数怎样呢？美国的MB-3、F-1为燃气发生器循环，为避免效率大幅损失，燃气温度选择为919K和1061K。前苏联的RD-120为分级燃烧发动机，采用富氧预燃室，可能高温富氧对材料要求极高，同时闭式循环预燃室会再次燃烧，因此燃气温度反而最低，为735K。

表典型发动机燃气发生器参数

	MB-3	F-1	RD-120
压力(MPa)	3.78	6.76	31.85
燃气温度(K)	919	1061	735
混合比	0.325	0.416	53.84
氧化剂流量(kg)	1.73	22.24	173.35
燃料流量(kg)	5.375	53.46	3.22

点火性能：

表点火能量

	液氧液氢	液氧煤油	液氧甲烷
点火能量(kJ/mol)	235	7361	830

液氧甲烷发动机点火能量比煤油低一个数量级，用电火花即可高可靠点火，而液氧煤油发动机点火启动困难。

为解决此问题，V-2、雷神、丘比特选择的都是点火药启动，但可靠性不高，1957年贝尔航空公司采用性能更好的三乙基铝点火栓来启动液氧/JP-4发动机。这种技术在后续液氧煤油发动机上得到广泛应用。采用一个装有15%三乙基铝和85%三乙基硼混合物的密封腔，将其放入燃料管路中，启动时一经压碎就与液氧发生自燃反应。

发动机重复使用性能：

在发动机重复使用方面，液氧煤油发动机较为复杂，需要从各种泄出口排放掉内腔剩余煤油，并进行长时间吹除，此外，对于发动机内部积碳，需要进行吹除、氟利昂清理等，是一件比较费力的工作。液氧煤油发动机重复使用前清洗必不可少，后续的技术方向是发动机不拆下箭过程的清洗。

由于甲烷不容易结焦积碳，以及甲烷易挥发性，液氧甲烷发动机复用的处理相对简易，只需要对内腔进行吹除。

增压输送系统设计：

液氧甲烷发动机可采用甲烷蒸汽对燃箱进行自生增压，系统实现难度小，测试维护性好。

对于液氧煤油发动机，无法直接气化煤油对燃箱增压。发动机或燃气发生器的燃气虽然为富燃成分，但其中存在燃烧后的颗粒物，采用自生增压需要较大勇气。这种勇气，在需要作战使用方便得导弹时代可能还存在，譬如四氧化二氮/偏二甲肼，就用富燃燃气进行燃箱增压。而到了运载火箭时代，这种实战化驱动设计就渐渐少了，更多时候会选择气瓶增压。

从动力系统角度，比较多的环节对甲烷有利，如传热设计容易、增压设计容易、重复使用容易等，可以一言以概之，即“动力爱甲烷”。那么，从火箭总体角度呢？

火箭总体角度

可获得性和价格

目前液氧甲烷发动机可采用液化天然气（LNG）直接作为推进剂，其来源广泛，价格便宜。当然，后续真正用于飞行，可能会采用进一步提纯的LNG，来源会出现一定的收缩，价格也会有所提升。

理论上，任何原油都可以经过处理生产RP-1。但实际上，只有少数油田的油品才可以。再加上狭窄的市场，因此RP-1比LNG要贵（在美国LNG比RP-1贵）。但由于国内液氧煤油发动机的牵引，克拉玛依石化公司的新型火箭煤油，以及神华集团的鄂尔多斯百万吨级煤直接液化煤油，均已被发动机试车成功考核，其来源是有保证的。

价格上，煤油虽然稍贵，但对于600吨起飞重量导弹，需要煤油大约160吨，价格也仅160万元，比甲烷多80万元，仅占一发火箭亿元成本的不到1%，几乎可以忽略不计。

因此，从可获得性和价格角度，尽管甲烷更好，但这个好处几乎可以忽略。

火箭性能

在进行液氧甲烷评述时，大家的理由是比冲比液氧煤油高，密度比冲比液氧液氢高。此外，由于液氧甲烷温差小，共底贮箱绝热更容易实现。

全部与煤油比呢，虽然比冲高了，但存在如下不利因素：

甲烷为低温推进剂，需要更多的防热环节，增加了结构重量；

甲烷密度较低，需要更大的贮箱，增加了结构重量；

在同等直径下，同等起飞规模贮箱更长，在同等受力下箭体横向载荷增大，需要结构加强；

甲烷饱和蒸汽压更高，发动机需要更大的入口压力，贮箱要有更大的增压压力。

以上都抵消了比冲带来的好处，这些效果难以完全定量化评估，这里采用《表征火箭发动机性能用比冲还是密度比冲好？》一文的综合密度比冲统计公式进行简单计算，可以看到，在性能上液氧液氢是高性能的不二选择，尽管再难用，但因为极高性能，我们还是会用。但甲烷与煤油综合密度比冲相当，性能上没有吸引力。

表理论比冲比较(海平面，燃烧室压力7MPa)

	液氧液氢	液氧煤油	液氧甲烷
混合比	4.403	2.671	3.324
推力室理论比冲(m/s)	3818.00	2940.14	3033.44
推进剂综合密度	301	1035	818
综合密度比冲换算速度(m/s)	8017	7250	7255

表真空比冲比较(燃烧室压力7MPa，面积比40)

	液氧液氢	液氧煤油	液氧甲烷
混合比	4.727	2.755	3.414
推力室理论比冲(m/s)	4462.85	3508.18	3614.49
推进剂综合密度	314	1037	823
综合密度比冲换算速度(m/s)	9423	8653	8651

用于火星的推进剂来源

甲烷真正推上日程是因为马斯克及其Raptor发动机。马斯克问了一句，火星上有煤油吗？然后这个事情就有结论了。

为了响应1989年布什总统关于太空探索计划的号召，产生了《90天报告》，给出载人火星的预算为4500亿美元。载人登月的预算为400亿美元（《航天帝国被禁锢的脚步---苏联载人登月失败原因分析》），那时浪漫的肯尼迪总统说你们搞事，我来搞钱。现在面对着4500亿美元，国会震惊了，从此阻止了大部分人对载人火星飞行任务的认真考虑。

价格之所以这么高，是因为在到往火星的路上荒无人烟，需要自带补给，包括返回的推进剂，以及人喝的水、呼吸的氧气。

马斯克的前辈，火星学会创始人祖布林，举了一个例子，19世纪，英国海军花费巨大代价，去探索加拿大北极地区的西北航道，他们的舰队装载了煤炭和供给，但探险队与浮冰群斗争多年后，依旧被短缺逆转了形势，几乎全军覆没。与此同时，1903年（又是1903年）罗尔德.阿蒙森带领一支小型探险队却利用狗拉雪橇在北冰洋畅行无阻，采用土著的办法，他们喂饱了自己和狗队，轻装上阵，利用不大的花销，完成的探险成就就远远超过了海军舰队。

祖布林问，怎么得到氧气？怎么得到水？怎么返回地球？答案只有一个：在火星上，就得像火星人那样生活。

先发送一个返地飞行器(ERV, earth return vehicle)到火星，ERV的100kW核反应堆，通过一系列泵来吸取火星上CO₂大气（火星大气95%都是CO₂），然后与地球上搬来的氢反应，CO₂和H₂结合，将产生甲烷(CH4)和水，前者将供飞船作为火箭燃料。这称为甲烷化反应(methanation reaction)或萨巴蒂尔反应(Sabatier reaction)，这个反应为防热反应，在催化剂下会自发进行，再将水裂解成氢气和氧气，氧气贮存为火箭氧化剂，氢气则继续进入反应链用于产生更多甲烷和水。反应式如下：

甲烷化反应：4H₂+CO₂->CH₄+2H₂O

电解水：2H₂O->2H₂+O₂

合并为：4H₂+CO₂->CH₄+2H₂+O₂

相当于：2H₂+CO₂->CH₄+O₂

这个反应中，C和O原子来自火星大气，为无限量供应，H从地球上携带。这里面，4g氢可以产生16g甲烷，以及32g氧气。但这里液氧甲烷的混合比为2:1，离3.3~3.4的最佳混合比尚有一定差距。

可以直接裂解CO₂（2CO₂->2CO+O₂），它不用任何外在物质参与。但这个反应产出较低，而且会损坏催化材料。

因此，在祖布林的设计中，再增加一个分解反应或甲烷热裂解反应：

分解反应：CO₂+H₂->CO+H₂O

甲烷热裂解反应：CH4->C+2H2, CO2+C->2CO

这个反应是轻度吸热反应，不过要求温度低，用到了H，但H完全变成了H₂O，从而可以被裂解而没有损失。这时候，4g氢还是产生16g甲烷，而氧气其实来自火星中无限量供应得CO₂。作为推进剂时，按祖布林的配比为16*3.5=56g，这样甲烷和氧气一共72g。

祖布林进一步做了一套装置，来实现这一系列反应，这里就不详述了。在设计中，ERV总共送上去6吨氢，最后变出了6*72/4=108吨推进剂。

这也就是祖布林的设计，并写在了《赶往火星---红色星球定居计划》这本书里。在火星上，要像火星人那样生活，没有氧化剂，火星给我们造，没有燃料，火星给我们造。我们不再需要4500亿美元，而是550亿美元，就可以去火星上耍一圈，价格基本相当于当年去月球上耍一圈。

作为红色星球定居计划的拥趸，在马斯克描述的火星梦里，他大笔一挥，像火星人那样生活，用甲烷！

但是，距离这个梦的实现还很远很远，即使马斯克把他吹过的很多牛都实现了，这个牛，需要花费他毕生的精力。

登陆火星推进剂贮存

一种观点，认为地球附近使用煤油好，而星际探索，最好使用液氧-甲烷作为推进剂。这个观点本质上不错，但具体得看星际的平衡温度是多少。

宇宙背景温度为4K，在没有热源（如恒星）时是一个深冷的环境，在这个温度下，液氧-甲烷的确会更好一些，因为保持它们的温区所需能量更小。

但在太阳系内的天体或航天器，因为晒着太阳，感受到了一点点温暖。就像大家冬天，虽然地表温度很冷，但晒着太阳，接受着太阳的辐射，感觉也就并不是那么冷了。

太阳是总发热功率高达Q=3.86×10^26W，地球与太阳距离为1.5亿公里，即L=1.5×10^11m，因此在地球上每平方米面积上接受的太阳辐射功率为q=Q/A=Q/(4πL2)=1365W/m2。

图球体温度计算公式

对于地球上的理论球体，假设对热的吸收率和发射率都是1，则吸收热量等于发射热量。这里面，面向太阳的一面面积是圆面积，即πR^2，而球体整个辐射面积是求面积，即4πR^2，因此：

其中σ为Stefan-Boltzmann常数, 等于5.67×10^-8 W/m^2·K^4经计算在地球轨道上空，平衡温度为278.54K，即约5.4℃；而火星据太阳2.28亿公里，因此平衡温度为225.9K，即-47℃。

注：这里的温度是平衡温度，需要在航天器内部布满热管，保持太阳面和背阴面温度基本一致。

因此，对于火星而言，维持甲烷温度并不会比煤油更容易。而且还必须考虑到，一是航天器内电子元器件使用温度与煤油温区比较接近，二是对航天器加热比制冷容易得多，这也是当前为止，推进剂蒸发量控制一直是个难题的原因。

火箭回收

随着SpaceX回收利用的成熟，回收已成为运载火箭领域的显学，使用液氧甲烷的呼声也越来越高。

毋庸置疑，液氧甲烷重复使用理论上一定是比煤油好的。煤油发动机虽然每次清洗，但不可能洗得完美如初，它迟早会因为结焦积碳，变得不可使用。

但结焦未必是发动机的最短板，目前SpaceX业已证明液氧煤油发动机至少可使用6次以上，包括3次静态点火和3次飞行(此处多次启动计算为1次，另外不知回收后发动机是否拆下单独进行试车，因此未统计）。液氧煤油发动机的潜力仍未被全部挖掘。

奥立佛·温代尔·霍姆斯提出霍姆斯马车理论：车轴折断的同时车轮也刚好转到最后一圈损坏，马车的所有部件也同时寿终正寝。即该马车的所有部件没有哪个比另外的部件更脆弱或更耐久。这是一种充分均衡的状态，与其有联系的一个广为人知的理论就是“木桶原理”，木桶原理强调的是短板造成的前进阻碍，而霍姆斯马车某种程度上强调的是长板的浪费。

取发动机功率与质量之比，小型喷气航空发动机比汽车大34倍，但仅有火箭发动机的1/48。如果汽车发动机的功率质量比达到SSME水平，它的重量仅有1/4磅。火箭发动机能量的高度集中，让其使用寿命存在一定的限度。一台汽车发动机可以使用20年，一台航空发动机可以使用约1万小时，而一台航天发动机寿命仅可以用小时计。

图不同发动机功率与质量之比

以下摘自文章《大型液体火箭发动机的最新进展》：自1981年航天飞机首次飞行到1990年，SSME共经历37次飞行。其中，同一台发动机最多使用不超过10次。1986年以后，在原有设计上做了一些改进，以增加使用寿命为目标进行了集中试验，并于1990年6月完成。结果表明，除氧化剂低压泵及燃料和氧化剂高压泵以外，其它所有部件都具有相当于55次飞行（工作时间合计27000s）的使用寿命。高压泵使用寿命短是因为涡轮泵动翼寿命短和氧化剂涡轮泵轴承的过大磨损。Rockwell公司的奋斗目标是使SSME使用寿命达到10000s。NASA制造的发动机现在具有相当于55次飞行的使用寿命。其中，完成可以配套的更换部件---交替式涡轮泵（ATP）由Pratt and Whiteney公司制造。

也就是，先结焦积碳不可用，还是发动机自身先坏，还是个未知数。在缺乏其它部件寿命试验数据的支撑下，简单断言液氧甲烷发动机不结焦更能重复使用。

易用性的选择

火箭发射是一个复杂的过程，发射场发射流程采用严格的倒计时。由于煤油的可贮存性，它可以在射前较长一段时间内加注好和准备好，在发射推迟时，也可放置较长时间，等待下一次倒计时。而甲烷由于挥发性，一般只能在发射前较短时间内加注，需进行一系列附加设计。

设计和生产时必须进行隔热，减少甲烷挥发，同时防止低温环境对箭上仪器设备的影响。曾发生低温环境导致仪器受损；

甲烷吸热挥发，因此需要设计贮箱放气环节避免超压，同时通过放气降低推进剂温度；

甲烷蒸发消耗，需要在射前进行补加，确保推进剂总量满足飞行要求。加注连接器要一直连接到箭上发射前自动脱落甚至零秒脱落。曾发生脱落故障推迟发射；

发动机点火时，为确保低温推进剂流过管路、涡轮泵时不沸腾，需提前对发动机进行预冷冷却。如发动机多次启动，每次启动前均需预冷。曾发生预冷故障导致发推迟发射或发动机启动失败；

后续商业航天在选择发射场时(后续专题聊商业航天发射场)，为争取更多得自由应尽量减少与发射阵地的接口，如取消发射塔架，直接起竖发射，此时需将排气、预冷等管路从一级走到尾部，增加了级间连接和分离环节，大大增加了系统设计复杂度。

这也是说，煤油更好用。

选择和发展

动力爱甲烷，总体用煤油。动力爱甲烷的理由很多基于优化；而总体用煤油的理由很多基于安全和风险。不同的需求决定了大家的选择，只是现在重复使用、探测火星等开启了新的方向，总体是否需要战略转向呢？

暂时看来条件并不充分。真正的产品、真正的名牌，都是时光积淀而成。中国航天、中国火箭今天辉煌的成就，数起来也不过是300发的积累。

在没有新的大量的数据支撑面前，目前的数据告诉我们，煤油仍属于地球，甲烷未必属于火星。有基础时，在没有数据支撑就贸然转向，可能导致基础的严重浪费；无没有基础时，虽然貌似两个都可选，因为传统工业只要原理可行终能成功，但只有在熟悉的环境才能事半功倍。

如果有一天，甲烷属于重复使用和火星被数据或事实证明了，对我们来说晚不晚？笔者认为不晚，因为这个证明不可能是一朝一夕之功，而是数十年的跨度。

是趋势，并不代表今天就得干，譬如星座，现在是趋势，但铱星星座干得太早，并没有得到好处。工程更强调持续推进，而不是时不我待。

一款火箭的寿命大约为20年，因为20年正好是一代人的周期。大大说过：每一代人有每一代人的长征路，每一代人都要走好自己的长征路。即使再经典的设计，没有人继承，也终将走向没落和失败，这也是俄罗斯近些年航天发射失败率超高的原因。因此，20年一个轮回，下一代人终究会重新设计属于它们那代人的火箭。

从下表看，美国的运载火箭比较好地符合这个周期，1996年，美国空军制定EELV计划时，就规划EELV要服役20年。笔者一直感叹这是不是美国系统工程强大的一个体系，并在后续专题探讨。

表世界火箭服役期

国家	型号	首飞	退役	服役时间
美国	大力神2-GLV	1964	1966	3
美国	大力神-3	1969	1987	19
美国	大力神-3A~E	1964	1982	19
美国	雷神AD、DM、LV2F等	1958	1980	23
美国	宇宙神B、D	1958	1967	10
美国	宇宙神LV-3系列	1959	1989	31
美国	德尔塔-1、2、A、B等	1962	1972	11
美国	宇宙神1、2、2A、2AS	1990	2004	15
美国	宇宙神3A、3B	2000	2005	6
美国	航天飞机	1981	2011	31
美国	宇宙神5、德尔塔4	2002	预计2023	22
苏俄	东方号系列	1957	1991	35
苏俄	闪电号、上升号等	1960	1976	17
苏俄	联盟U、联盟FG	1973	/	>47
苏俄	宇宙号1、宇宙号3/3M	1962	2007	46
苏俄	质子号K、M	1968	/	>52
苏俄	天顶号2、2SLB、3SL、3SLB	1985	/	>35
欧洲	阿里安1	1979	1986	8
欧洲	阿里安2、3	1984	1989	6
欧洲	阿里安4	1988	2003	16
欧洲	阿里安5	1996	2025	30
日本	H1	1986	1992	7
日本	H2	1994	1999	6
日本	H2A、H2B	2001	/	>19

这里还有一个关键问题是，数据支撑或事实证明由谁给出？不能总由外部给出，然后倒逼，能不能由我们自己给出？又要怎么给出？

仅做单点技术攻关，最后难以形成整体，难以从全维度考核此项技术；

一上来就上型号，跨度又有点大，试错成本极高。

有没有一种比较好的方式或机制呢？笔者想象了如下的方法：

成立“运载火箭创新技术孵化团队”，给予高优先权，经费自由支配、技术自由发展，以技术储备为目的，以小火箭发射为手段，完成新技术和全维度考核的有效整合。具体要求为“五个一”：每年提供1千万经费，要求发射1枚入轨运载火箭，火箭起飞重量不超过10吨，使用不少于1项涉及全局的新技术，发射成功允许团队明年可执行1次小卫星发射任务。

这里的几个约束考虑如下：

一是1年1发能否做到？第一个1年有点难，可以设置2年缓冲期，从第3年开始，理论上应能做到。

二是1千万经费够不够？对于真正的火箭产品，1千万根本就不够花，但由于赋予了较高优先权，是具有搭车便利的，譬如借用其它型号典试品、进行搭载试验等，均可大幅节约经费。对于创新而言，经费不宜过多，多了就很难花到创新上了。少了能不被人关注，反而能更为自由地运用新技术。

三是10吨够不够入轨？肯定够，电子号火箭就10吨起飞规模，投掷能力达到200kg以上。重量不宜太重，太重了花钱多，同时由于重的更容易入轨，又相当于降低了对火箭研制和创新的要求。这里的10吨，正好和1千万互为约束。

四是不少于1项涉及全局的新技术是什么？新好界定，液氧甲烷是新，助推返回是新，但不新就不好界定了。改根防热电缆算新吗？也许算吧，但可能对火箭全局意义不大。对于此条，也许应该拟订一个更为明确的实施细则。

五是考核什么，奖励什么？奖励钱？奖励名？都不好，就奖励荣誉感吧。不以成功为考核因素，避免为了保成功只使用最成熟的技术。但也不能什么方向都不指。成功了就提供发射载荷的许可。火箭生来的目的就是发射载荷，而对不足和缺失的补齐和追求是人内心固有的，这个允许将使得人的使命得以圆满。此外，也不怕没有小卫星搭载，可以通过向商业卫星公司提供买一送一服务，相信会有人感兴趣。

■ 参考文献

J.D克拉克. 液体火箭推进剂史话[M]. 1986.
孙宏明. 液氧/甲烷发动机评述[J]. 火箭推进, 2006, 32(2):23-31.
禹天福, 李亚裕. 液氧/甲烷发动机的应用前景[J]. 航天制造技术, 2007(2).
罗伯特・祖布林等. 赶往火星:红色星球定居计划[M]. 科学出版社, 2012

文章于2019年4月16日发表于微信公众号理念世界的影子（洞穴之外|液氧煤油和液氧甲烷，你选哪个？），风云之声获授权转载。

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