接著推導(dǎo)了噴氣速度的決定因素，前面說了，噴氣速度越大，則推力越大，速度越快。決定噴氣速度的因素有很多，但可以用于控制的因素主要是燃燒終了時的溫度，以及燃?xì)獾钠骄肿恿?/strong>。溫度越高，分子量越小，噴氣速度大。

不過二者有時會矛盾——要提高溫度，就要增加氧化劑，也就會增加分子量。

噴氣速度在噴管出口達(dá)到超聲速，但在燃燒終了的階段，速度會下降到低于聲速。

聲速的定義是：氣體中不均勻性或干擾在介質(zhì)中的傳播速度。這不僅僅是指人的耳朵聽到的聲音速度，還包括頻率超出聽覺范圍以外的氣體波動傳播速度。

要保證燃燒終了的速度，有必要關(guān)注噴管的形狀。

使用拉瓦爾噴管，就是通過改變空氣截面來改變氣流速度——對于亞聲速氣流縮小截面，來增加其速度；對于超聲速氣流，就需要增大截面，才能進(jìn)一步提升速度。

火箭發(fā)動機(jī)最重要的性能參數(shù)之一是比沖。所謂比沖就是比推力，相當(dāng)于火箭發(fā)動機(jī)每秒消耗1公斤的推進(jìn)劑所發(fā)生的推力。當(dāng)然，比沖越大，效率就越高。

比沖在很大程度上決定于推進(jìn)劑的類型。給定了推進(jìn)劑，又取決于推進(jìn)劑的安裝和工作過程組織。

第三是火箭發(fā)動機(jī)的技術(shù)實現(xiàn)。

技術(shù)可實現(xiàn)主要在于推進(jìn)劑的選擇和制造。使用得最多的燃料有酒精、煤油、氨基有機(jī)化合物和液氫。液氧+煤油組合應(yīng)用較廣，液氫+液氧的推力大。

V2火箭發(fā)動機(jī)采用的就是液氧+酒精，使用球形燃燒室，平均工作時間為70秒。通過錢老的分析，發(fā)現(xiàn)這種發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵設(shè)計是冷卻裝置。為了保證燃燒室的穩(wěn)定和堅固，必須用冷卻裝置把高溫部分和低溫部分隔絕開來。

V2發(fā)動機(jī)采用了內(nèi)冷卻和外冷卻，內(nèi)冷卻是酒精從噴管下部的特定短管進(jìn)入到冷卻夾套，以酒精蒸發(fā)的方式冷卻夾套；外冷卻采用薄膜冷卻——把燃料、氧化劑和惰性氣體通過管道噴入燃燒室內(nèi)壁，產(chǎn)生一層薄膜，隔絕高溫區(qū)和內(nèi)壁。

點(diǎn)火采用火焰筒點(diǎn)火方式，以電火花引燃火藥裝置點(diǎn)火。

H1型火箭發(fā)動機(jī)是美國當(dāng)年的北美航空公司制造的，地面推力可達(dá)85噸，工作時間可達(dá)120秒，總重635公斤。發(fā)動機(jī)用于土星計劃的一級火箭。燃料采用的是液氧+煤油。其燃燒室的冷卻采用的是循環(huán)冷卻——有專門的冷卻液在固定冷卻管中循環(huán)流動，冷卻液就是煤油。燃燒室溫度高達(dá)3100度，但煤油溫度不會超過37度。

燃料推進(jìn)采用渦輪加壓，點(diǎn)火采用的是自燃液體點(diǎn)火。點(diǎn)火后由渦輪傳動把燃料送入燃燒室。

改進(jìn)版本是F1型火箭發(fā)動機(jī)，推力可達(dá)680噸。

火箭發(fā)動機(jī)的設(shè)計思路有意思：先確定推進(jìn)劑，根據(jù)推進(jìn)劑的燃燒特性和推力特性，再確定發(fā)動機(jī)燃燒室、噴管、喉部的材料、尺寸，然后再進(jìn)行燃燒室實驗。

燃燒室實驗是發(fā)動機(jī)設(shè)計的最關(guān)鍵部分，主要是確定發(fā)動機(jī)燃燒穩(wěn)定性能，可以決定前面及后面的一系列設(shè)計。

錢老指出，目前尚沒有一個關(guān)于燃燒穩(wěn)定性的成熟理論，所以，燃燒室的實驗只能是反復(fù)實驗，從經(jīng)驗上來加以掌握——包括噴嘴尺寸、噴嘴排列、霧化程度等等數(shù)據(jù)，均是經(jīng)驗數(shù)據(jù)。

一旦有了燃燒穩(wěn)定性的性能參數(shù)，就要根據(jù)這些數(shù)據(jù)，倒回去重新修訂前面各部件的設(shè)計。

再根據(jù)燃燒穩(wěn)定性參數(shù)，接下去設(shè)計輸送調(diào)節(jié)系統(tǒng)——就是渦輪泵組。渦輪決定了對燃料的輸送，直接關(guān)系到燃燒穩(wěn)定性，要根據(jù)燃燒穩(wěn)定的需要，實現(xiàn)燃料的加壓和輸送。這里面又牽涉到整個渦輪泵組的系統(tǒng)設(shè)計。

接著就是發(fā)動機(jī)試車，就相當(dāng)于是模擬試用了。

設(shè)計一個新的火箭發(fā)動機(jī)，至少要準(zhǔn)備報廢40個發(fā)動機(jī)，時間平均在2.5年以上。

固體燃料發(fā)動機(jī)的設(shè)計也遵循同樣的思路，只是最關(guān)鍵的部分在藥柱的設(shè)計和布局上。

還有新型的固液型發(fā)動機(jī)，這種發(fā)動機(jī)試圖結(jié)合固體和液體發(fā)動機(jī)的優(yōu)點(diǎn)——主要燃料采用固體，氧化劑采用液體，通過控制氧化劑的量來達(dá)到控制發(fā)動機(jī)工作的目的。

控制火箭推力方向的方法主要是兩種，其一是燃?xì)舛?，名字就能?lián)想到，即在噴口設(shè)置舵片，強(qiáng)制噴出氣流改變方向；其二是直接改變噴氣方向，即直接讓燃燒室?guī)娮燹D(zhuǎn)動改變方向。

第四是運(yùn)載火箭的技術(shù)實現(xiàn)。

錢老又做了一個演算，按照現(xiàn)有的化學(xué)推進(jìn)劑性質(zhì)來測算推力?；鸺淖罱K速度取決于噴氣速度和火箭最初與最終質(zhì)量之比，目前能獲得的最大噴氣速度為3公里/秒左右，最好的液氧+液氫推進(jìn)劑，勉強(qiáng)可到4公里/秒。

按照現(xiàn)有火箭結(jié)構(gòu)，最初與最終質(zhì)量之比也不會超過10，所以，用齊奧爾科夫斯基公式計算出來，現(xiàn)有化學(xué)推進(jìn)劑的火箭最終速度為9公里/秒，考慮地球引力和空氣阻力，這個速度也就7公里/秒。

所以，單靠一級火箭，達(dá)不到第一宇宙速度。

這就是運(yùn)載火箭必須采用多級火箭作為動力的原因。

多級火箭的難度在于控制系統(tǒng)復(fù)雜，控制系統(tǒng)越復(fù)雜，則可靠性會降低。

值得一提的是，錢老提到，他所閱讀的英美技術(shù)文獻(xiàn)中，有很多是用數(shù)學(xué)的變分法來求得多級火箭的最佳級數(shù)值。

他認(rèn)為這是沒有什么實用價值的，因為多級火箭問題是一個復(fù)雜的系統(tǒng)性問題，需要綜合考慮的因素實在太多了，一定是長期的工程實踐，經(jīng)驗與數(shù)據(jù)的積累。

2021年隨筆胡克的《我是怎樣設(shè)計航空發(fā)動機(jī)的》中提到，航空發(fā)動機(jī)的設(shè)計也同樣是摸索和積累的過程，經(jīng)驗、實驗數(shù)據(jù)積累，比什么都重要。而這也是何以此類工程耗費(fèi)巨大的原因所在。

錢老以他見過的土星運(yùn)載火箭為例。土星的三個系列分別為三級、四級和五級。整個火箭的重心、轉(zhuǎn)動慣量、空氣壓力分布以及軌道加速度等，都隨著級數(shù)的組合而改變。

一般來說，第一級火箭是通用的?；鸺L25米，工作時間120秒，有9個推進(jìn)劑箱（油箱），一個中央桶，8個外圍桶，一共8臺發(fā)動機(jī)。點(diǎn)火后，3秒內(nèi)可達(dá)到680噸推力的設(shè)計值。

他沒有更多的數(shù)據(jù)了。

結(jié)構(gòu)重量即不含推進(jìn)劑的火箭結(jié)構(gòu)自重，加上推進(jìn)劑重量，就是點(diǎn)火重量。結(jié)構(gòu)重量與點(diǎn)火重量之比就是結(jié)構(gòu)比，隨著級數(shù)增加，越接近載荷的火箭級，結(jié)構(gòu)比越大——就是推進(jìn)劑占比越小。

這部分最后是錢老把他掌握的有關(guān)美國卡納維拉爾角發(fā)射場的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了簡述，發(fā)射場的各部分，發(fā)射塔臺，以及各種輔助功能部位等等?！援?dāng)年錢老回來會有障礙，當(dāng)然就在此，不在于他知道多少理論，而在于他掌握了當(dāng)時美國航天航空軍工的諸多經(jīng)驗數(shù)據(jù)和模型，這才是寶貴的財富。換做今天的咱們，也一樣不會讓掌握了我國同樣數(shù)據(jù)的人去他國搞建設(shè)。

第五是運(yùn)載火箭從地面起飛的軌道。

火箭起飛后主要經(jīng)歷兩個階段，第一階段是從地面點(diǎn)火升空，在推力下行進(jìn)，是主動飛行階段。到達(dá)100公里高空，水平距離為200公里左右時，進(jìn)入第二階段。

第二階段是熄火自由飛行階段，高度和水平距離都非常大，一直到達(dá)預(yù)定軌道附近，最后可能再進(jìn)行一小段加速，把衛(wèi)星送入軌道。每個階段都因為重力、阻力發(fā)生巨大變化而需要考慮不同的因素來控制飛行姿態(tài)和推力。

在第一階段也不是說推力越大越好，都要考慮到經(jīng)濟(jì)性，推力越大阻力當(dāng)然就越大。

總的來看，就是要選擇一個合適的推力和速度，盡量短的推力作用時間，在阻力最小的情況下加足飛行所需要的絕大部分能量，然后停車，讓火箭依賴慣性，在重力作用下沿橢圓軌道做自由飛行，一直到與軌道相切的一點(diǎn)。

第二階段飛行控制是一個難點(diǎn)，主要是要根據(jù)火箭推力、速度、阻力和姿態(tài)，來選擇特定時間，把火箭從垂直狀態(tài)調(diào)整為傾斜飛行軌道，直至最后與預(yù)定軌道相切。

錢老指出，這里只能采用微積分來測算。測算結(jié)果說明，如果熄火開始第二階段自由飛行時，火箭的軌道方向與水平方向的夾角越小，則重力造成的損耗就越小，那么火箭進(jìn)入自由飛行時段的速度就越大。

演算證明，從地面一定高度的點(diǎn)到另一個較高點(diǎn)最省力的軌道，是以起始高度為近地點(diǎn)，以要求衛(wèi)星達(dá)到的高度為遠(yuǎn)地點(diǎn)的橢圓軌道。

錢老做了一個發(fā)射同步衛(wèi)星的速度測算，第一階段的高度如果是離地100公里，那么第一階段結(jié)束時的速度是10.35公里/秒。按照衛(wèi)星要達(dá)到同步所需的進(jìn)入軌道速度為11.81公里/秒，那么在第二階段自由飛行之后，火箭還需要再加速1.46公里/秒，才能把衛(wèi)星送入同步軌道。

第六是星際航行的軌道。

火箭脫離地球引力之后，就進(jìn)入了太陽的引力場。那么，從地球達(dá)到另一個行星的最佳路徑，其實并不是我們簡單想象的，對準(zhǔn)那個行星一條直線飛過去。前面第五部分里，錢老已經(jīng)推算證明，從一個較低點(diǎn)到一個較高點(diǎn)的最佳軌道，其實是以這兩點(diǎn)為核心的橢圓軌道。

原因在于，在太空中，每個行星都在沿自己的軌道運(yùn)動。大家都是在相互運(yùn)動中的。

同樣的，放到星際航行中，如果要從地球出發(fā)，到達(dá)一個比地球到太陽更遠(yuǎn)的行星，那么最佳的軌道路徑應(yīng)當(dāng)是外切于地球軌道，內(nèi)切于行星軌道，以太陽為橢圓一個焦點(diǎn)的橢圓軌道。

這個軌道叫霍曼星際飛行軌道。