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从坎星到地球

作为一个土生土长的小绿人，我们经常会学习到一些在地球不适用的宇宙常识。

1. 谬误：大力出奇迹

事实：实际上，高推重比有两个主要弊端：由于空气动力，这有可能会撕裂你的飞船（或使其失控），而且如此之高的推重比会使你遭受极大的质量损耗。第三大弊端（被锁死在高推力而且无法节流）在谬误 2 中提到了。现实生活中，运载火箭大多都有一个推力极低、燃烧时间极长的上面级。比方说，现代一次性运载火箭（EELV），拥有燃烧时间 10~20 分钟，点火推重比小于 0.2 的上面级！一堆"弱鸡"引擎（以 KSP 标准来看）应该足以满足大多数上面级的需要，甚至有可能一个就够了！请记住，引擎越轻，分级就越轻，干质比就越高，就越能反映在 Δv 上。在飞行的前 30 秒左右，也许到前一两分钟，推重比是很重要的；在这段时间里，推重比越高越好，因为同样的原因，推重比越晚越不重要： 高推重比降低了重力损耗，但大部分重力损耗发生在飞行的前一分钟，特别是前几秒钟。对于近地轨道来说，几乎最好的配置是一些小型（30 秒 燃烧时间）捆绑式固推、一个能烧 3 分钟的一级和一个能烧 6 分钟的二级。如果你发现你的引擎越加越多，那你就该考虑把整个设计推倒重来了。

2. 谬误：火箭引擎都能节流到 0.1%

事实：实际上，火箭引擎很少有能节流的。被设计用来着陆的引擎（像 LMDE）可以，这叫做深节流 (deep throttling)，而且 LMDE 最多可以节流到 10% 。一些现代的一级引擎也可以，目的是减轻乘员组的 G 力负载（这叫浅节流 (shallow throttling)，即节流到 70% 左右）。RS-25 航天飞机主发动机 (SSME) 就是后者的一个例子。除了这些以外，引擎都不能节流，通过提前关闭一些发动机来控制 G 力负载。

3. 谬误：火箭必须在受空气阻力时节流，才能达到最佳飞行状态¹

事实：实际上，出于减轻飞行器负载和压力的考虑，现实中的火箭会在最大动压点 (Max-Q) 时节流。这个问题在 KSP 宇宙里拟真程度不够高，所以并不令人担忧，而且如果不在 Max-Q 处节流，火箭的效率会更高。节流的另一个原因是为了载荷的安全降低最大 G 值，特别当你的载荷是柔弱的人类的时候。对于目标是入轨的运载火箭，最佳的节流方式是数学家们所讲的"砰砰"控制（启停式控制）（节流阀要么开满，要么全关）。这对原版 KSP 也适用，在坎星，你也最好一直用 100% 节流阀，因此最高效的飞行方式（不考虑 G 值）永远是节流阀全开。由于 1.00 版本以前的 KSP 大气异常浓厚（"浓汤大气"），而且没有正确模拟马赫数增加时的阻力效应，所以一直都有这种说法。在 KSP 1.00 版本以后，由于大气层的改动，发射到低坎星轨道 (LKO) 的 Δv 需求从大约 4,500 m/s 降到了 3300 m/s。旧版本的大气层中，需要节流降速，以及"先往上飞，再往右飞"的上升方式（下文会提到）。虽然旧版大气层已经在 2015 年 4 月被删，但由于谷歌搜索结果的影响，这种说法依然存在。

4. 谬误：火箭引擎都能无限次地重启

事实：实际上，重启引擎是一个棘手的问题，需要合适的条件，即使这样，大多数引擎的重启次数也是有限的。像是自由落体导致推进剂从燃料管上飘走等等问题会让事情变得更加复杂。为了解决这个问题，运载火箭会使用一些叫做"沉底发动机"的小引擎来让推进剂沉底。航天器则通常使用 RCS 来达成这个目的。推进剂沉底以后，引擎就能够点火；大多数一级引擎只有一个点火装置（通常由外部设备提供），但一些上面级引擎会有多个点火装置。挤压循环式超燃引擎（译者注：大多是肼燃料毒发）由于其简洁性——既不需要点燃推进剂，又不需要让涡轮泵旋转，实际上具有无限次点火功能。事实上，这就是 RCS 的全貌：一套小型超燃（或是催化单推进剂，或是冷气体）挤压循环发动机。

5. 谬误：要向上加速飞到远地点，然向右加速入轨

事实：实际上，许多运载火箭都是通过一次点火升入停泊轨道的，停顿只会在切分分级时发生。虽然在使用新的空气动力学模型以后，"先往上飞，再往右飞"的情况在 KSP 中不再像以前一样常见了，但单单是星球的大小（相比它的大气层高度来说）就意味着大多数上升都会是两次点火：进行重力转向来建立远地点，然后在远地点消耗数百 m/s Δv 来入轨。大多数运载火箭不仅不会在远地点点火然后滑行（只有朱诺一号/朱诺二号等早期运载火箭才这么办，因为它们使用了快速燃烧的固推），而且在到达远地点以后还会继续保持燃烧。事实上，最有效的上升方式可能是升到比所需轨道高度更高的高度，然后再下降，并一直燃烧，在达到轨道速度（和所需高度）的瞬间抵消垂直速度²。许多具有氢氧上面级的长燃烧时间现代运载火箭都采用这种办法，土星五号也是。这是因为，与采用这种长燃烧时间（同时意味着高干质比）的上面级能够多获得的 Δv 相比，转向损失显得微乎其微。不过，即使你经过远地点后不入轨，你也有可能没时间（或者没有一个可以重启的引擎）来滑行和长时间点火入轨了。³大多数"重力转向"只能在一个 7 到 12 分钟的上升过程中占到前 3 分钟左右。剩下的时间里包括进行俯仰机动来控制远地点（和到达远地点的时间），或者如果需要入轨的话，就是俯仰来控制远地点下降率并建立最终所需的近地点。哦，还有一点要注意：你在上升过程中的"远地点"最终会成为入轨后的近地点。到达远地点以后，只靠 RCS 推进应该就够把停泊轨道圆化到所需轨道了。

6. 谬误：各种液体燃料都一样

事实：实际上，火箭推进剂是一堆书籍和消耗数十万小时来研究的科目。每一种推进剂的混合都是经过精心挑选的，这样可以确定它性能如何，以及是不是与飞行任务兼容。液氧-煤油 (Kerelox) 和液氢-液氧 (Hydrolox)，以及各种稳定推进剂（译者注：Sotreable Propellants，又叫存储推进剂，一般由氧化剂和燃料构成）是化学火箭发动机最常用的三种混合推进剂，它们各有优缺点。大多数参考设计中的核热火箭 (Nuclear-Thermal Rockets, NTR) 使用液氢作为推进剂，但也可以用其他的，比如氨、甲烷和水。约翰·D·克拉克 (John D. Clark) 所著的《点火！》(Ignition!) 一书中使用生动有趣的形式介绍了火箭燃料学的历史。从这个角度来看，现代液氧煤油燃料的密度大约是 1 kg/L，能够在真空中产生约 350s 的比冲，而（核热火箭所使用的）液氢密度大约是其 1/14 (0.07085 kg/L)，在核热火箭中可提供高达 1000s 的比冲。液氢-液氧的密度仅为液氧-煤油的 1/2.84，能够在真空中提供高约 460s 的比冲。而超燃稳定推进剂的优势在于它们不会"沸腾"，因为它们在室温下是液体（稳定），而且在相互接触时会燃烧（超燃）。它们的密度通常更大（远远大于 2 kg/L），但性能却要低得多⁴。

7. 谬误：火箭引擎和燃料箱都很重

事实：实际上，火箭引擎的推重比非常非常高（最高超过 150:1)。至于燃料箱，火箭分级中最大干质比记录保持者可能是大力神 D ：湿重（燃料装载后重量）113 吨，干重（无燃料重量）2.347 吨。这个干重不仅仅包括空燃料箱的重量，还包括引擎、制导装置、增压器和火箭分级所需要的其他一切东西。不过，这个谬误只存在于 KSP 的液体发动机和燃料箱上：KSP 的固推干重是比较合理的（有点高，但在合理范围内）；核热发动机的质量也很准确；但传统的液体发动机和燃料箱干重表现得非常糟糕（太重了，比正常的重 3 到 8 倍）。

8. 谬误：动量轮法力无边，只要一装上，航天器就能随便转动

事实：实际上，航天器姿态一般是通过万向推力 (gimbaled thrust) 和反作用力控制推进器 (Reaction Control Thrusters) 来调整的。动量轮调整航天器姿态的能力有限，特别是在有一定推力的情况下。最终，它们必须通过 RCS 来"向下旋转"。动量轮通常用于需要很精细的控制、所需扭矩较低的场合，比如保持国际空间站 (ISS) 以正确方向面对地球，或者用来保持望远镜的姿态。

9. 谬误：轨道交会很容易，从任何轨道开始都行

事实：实际上，轨道交会是很难做到准确的，尤其是从非赤道发射场开始的时候。虽然火箭确实可以携带足够多的推进剂，从轨道倾角大相径庭（差距超过1°！）的轨道平面上进行坎星式交会对接，但这会导致你用相同的火箭情况下，只能送更少的载荷进入轨道。不这样做的原因是，每次发射都需要花费数百万美元/卢布/欧元，因此发射提供商和他们的客户都希望尽可能少花钱送更多的载荷上天。

为了高效地交会，首先必须等到目标轨道位于发射场正上方时，发射到目标的相同轨道平面。现实中，少量的冗余 Δv 会被用来在发射的一开始转动"狗腿"，把上升路径移动到正确的轨道平面上。航天飞机有足够的冗余来在十分钟的窗口期内发射，并仍然能上升到目标轨道。上升阶段的早期，水平速度较低，转向损失较小，因此可以这样做。

其次，上升的有效载荷通常被发射到稍落后目标、稍低于目标的轨道。这被称为"追赶者轨道" (chaser orbit)。这样做也是为了提高效率，因为它比上升到更高的"领跑者轨道" (leader orbit) 消耗的 Δv 更少。之后，追逐者航天器经过一段路程来追赶目标，慢慢调整轨道，来低速靠近目标航天器，这也是为了提高效率。如果发生意外，低速接近对于双方来说都更安全，而且这也比直接"发射然后交会"更容易、更安全。

10. 谬误：热盾就是热盾，应付任何再入/大气减速都够了，而且越薄越好

事实：实际上，再入大气是极度危险的，低轨再入和地月转移载入/行星际转移再入之间的热负荷和峰值热通量可能差出好几个数量级。低轨再入级的热盾很可能承受不住高轨再入/地月转移再入。并且由于外层大气的不可预测性，航天器要么采用推进减速，要么一次性从太空再入，而不使用大气减速（在 KSP 中很常见）。许多早期载人舱（以及其他的再入航天器）只适用于低轨再入，没法从更快的再入中幸存下来。如果你的热盾没有标明是设计用于月球再入（或者如果它是载人舱的一部分，而这个载人舱不是设计用于月球再入），你将无法用它在一次月球再入中幸存。虽然较缓的再入能将峰值热通量压低，但没办法把总热负荷降低。实际上，如果你的热盾能承受较高的峰值热通量，较陡的再入可能会比较安全（假设你的乘员组（如果有）能承受较高的 G 值）。早期的返回舱大多是"散热"型设计：它们再入速度极高，峰值热通量较高，但总热负荷较低；它们只需要坚持到大气加热结束，然后把吸收的热量给辐射/对流出去。水星-红石号虽然加装了烧蚀防护罩，但也采用了这种模式：从低地球轨道出发，执行弹道再入，能产生 9G 的峰值 G 值，这说明总热负荷相当低。升力再入则是另一个极端：它的总热负荷要比弹道再入高得多，峰值热通量却低得多；这使得热盾能够随时间推移将热量辐射掉（不过，在 STS⁵ 之外的情况下，需要借助烧蚀防护）你需要执行哪种再入（或者你不能执行哪种再入），取决于你的返回舱设计。

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