液体火箭发动机循环【航天科普1】
发动机是火箭的心脏，而循环方式决定了“心脏”的结构
作者注：
本文章为了方便动图制作，所以所展示的发动机加压方式均为COPV加压，使用的全部是锥形喷管，钟形喷管工作方式与之同理
本文章使用了来自Everyday Astronaut的循环方式动图，在此附上原文链接：https://everydayastronaut.com/raptor-engine
挤压循环
挤压循环可以说是最简单的发动机方法。推进剂受高压气体挤压，进入发动机的燃烧室，发动机也没有涡轮泵。
挤压循环最主要的优点是避开了结构复杂的涡轮泵，可以大幅降低发动机的制造成本和复杂程度。但其缺点也很明显：由于在火箭储箱内产生高压将推进剂“压”入发动机燃烧室，所以给予的压力必须在火箭储箱承受的压力范围内，因此限制了COPV（Composite Overwrapped Pressure Vessel，复合材料缠绕压力容器）或自加压产生的压力大小。这也导致，在一般情况下，挤压循环发动机的推力要比除燃烧室压力外，大小与其他各项指标类似的泵循环发动机的推力更小。
但这种火箭发动机十分轻便简单，易于制造，非常适合经验不足而正在研发小型火箭的研发商。使用挤压循环的最著名的火箭发动机就是AJ-10-118K了，也就是Delta 2的二级发动机。它虽然是同循环方式的真空发动机中性能的佼佼者，但由于芯一级使用的RS-27(A)性能较差,再加上二级相对整箭来讲"过小”，导致Delta 2的运力并不算高。
燃气发生器循环
燃气发生器循环指的是使用少量推进剂驱动涡轮，从而驱动氧化剂泵和燃料泵的火箭发动机循环方式。
在燃气发生器循环发动机启动时，COPV早已向燃料罐进行加压（这里有很多辅助方式，包括电动启动、吹气启动等等），部分燃料和氧化剂流入燃气发生器，这时点火装置启动。在燃气发生器点火成功后，主体燃料早已进入燃烧室，发动机的动力系统已经准备就绪，只剩点火。燃烧室点火装置随即启动，（也可以使用发射台点火装置，两者并无太大异同，往后不再赘述）从而形成初步推力。以此循环，从而渐渐达到100%推力，可控阀门等部件开始工作，限制燃料与氧化剂流入预燃室，然后可以在限定范围内调节发动机推力了。
燃气发生器循环可以说是最简单的泵循环,其也被大多数私人航天企业的火箭发动机所使用。例如以下4个例子:
但燃气发生器循环有个致命的缺点——比冲要比其他性能指标和“个头"大小相似的发动机要低。这是因为驱动涡轮需要让少量推进剂在燃气发生器中燃烧，而大部分涡轮不能长时间承受无冷却情况下的高效燃烧。所以必须让燃气发生器中进行"低效”燃烧。也就是说,让燃料和氧化剂偏离最佳燃烧混合比,从而达到降温的目的,但这也使本应比分级燃烧循环更高的燃气发生器循环的比冲骤然下降。
例如美国SpaceX Falcon 9 Block.5一级使用的Merlin 1D++和苏联N-1运载火箭一级使用的NK-15相比，海平面比冲低了15s，真空比冲甚至低了20s。
注:假设开式循环的燃气发生器中燃料与氧化剂达到了最佳混合比，燃烧室、燃气发生器的压力等数据相同，那么燃气发生器中会产生可观的推力,在驱动涡轮从而带动推进剂泵的同时提供推力，这要明显比分级燃烧循环中预燃室的燃烧只给涡轮和推进剂的流速加速要高效的多。也就是说,在其他条件均相同时，如果燃气发生器循环中的燃气发生器内的推进剂按照靠近最佳混合比的混合比和与主燃烧室相同的压力下进行燃烧，那么就"相当于"把涡轮放到了主燃烧室内。但由于涡轮使用的合金无法在无冷却的情况下长时间承受这种高温高压，所以目前所有燃气发生器循环的火箭发动机的燃气发生器内的燃烧都是大幅偏离最佳混合比，且压力不高。这就直接造成了-部分推进剂没有使用就被排放掉,既降低了发动机的比冲,也间接影响了火箭的储罐设计增加了火箭的“死重”。因为偏离最佳混合比代表着火箭需要多带一些氧化剂/燃料直接在燃气发生器排放掉。这些“多”(这里的“多”指的是虽然多余却必不可少)的推进剂也间接增加了火箭的起飞质量,只不过这些重量在飞行时不断被“抛掉”罢了。
但这并不代表燃气发生器循环没有优点。
虽然燃气发生器产生的废气"拖垮”了整台发动机的比冲,但是这些"废气”并不是毫无用处。虽然燃气发生器内的燃烧严重偏离最佳混合比,但是其也会产生一定的推力,这就可以在燃气发生器废气喷口处做一些"手脚”,让废气排放喷口的末端具有TVC ( Trust Vector Control，推力矢量控制)能力，这也使类似Delta IV Medium这种只有一台发动机，没有控制翼和偏置引擎的运载火箭拥有了控制滚转的能力，从此和螺旋升天说"拜拜”。
其次，燃气发生器内由于大幅偏离最佳混合比导致的不充分燃烧，致使废气温度相对较低,这并不是什么坏消息,这些废气还可以用来冷却发动机,典型的案例就是F-1发动机和Merlin 1DVac++的喷管气膜冷却，利用这些较低温的废气来冷却喷管,达到充分利用这些废气的目的。
燃气发生器循环是目前使用十分广泛的火箭发动机循环方式的其中之一，一般来讲，使用燃气发生器循环的火箭发动机制造相对其他的泵循环火箭发动机更加简单、便宜。马斯克甚至曾在Twitter.上说,使用燃气发生器循环的Merlin发动机的制造成本甚至可以低到大约100w美元。
电泵循环
电泵循环这类发动机完美解决了挤压循环发动机燃烧室室压过低的问题,使其推力相对更高。但致命的缺点就是：增加了死重。
众所周知，火箭的干质对火箭运送的有效载荷质量是直接相关联的。火箭的一级每减少约6kg的质量，火箭的LEO运载能力就会增加约1kg (具体情况需要看火箭的构型、一级的燃烧时间与指标、是否可回收等等，但除SSTO外，其他的火箭/多级空射火箭等均无法达到1:1的比值) ；而末级每减少1kg的不变干质量(此不变干质量不包括飞行过程中丢掉的质量) ,就会使火箭在任何可到达的轨道上增加1kg的有效载荷。
但电泵挤压循环火箭发动机却"反其道而行之”。
大家都知道，驱动燃气发生器循环的方式是消耗一小部分推进剂。而有人就要说了:“既然电泵循环省去了这些推进剂,不应该是强化了火箭的性能吗?"
实则不然。燃气发生器循环发动机需要使用小部分推进剂来驱动涡轮,从而带动推进剂泵的运转。而电泵循环发动机需要电来驱动推进剂泵,但普通火箭根本就没有那么多电量供发动机的电机使用，所以必须额外附带高密度电池供发动机的电机使用。但现在的电池死重大，能量密度对于火箭来讲还是太小，且电量多少对电池质量的大小影响不大,所以导致“电泵火箭越大越拉跨" ,这也可能是Rocket Lab迟迟没有推出新的大型火箭的原因之一罢。
Rocket Lab为了解决这一难题，想出了一个办法:二级半路丢电池。也就是说，电子号运载火箭的二级把电池分成了一些电池模块,其中有两个模块在发动机旁外置且添加分离机构。电子号的二级会先使用这两个电池模块的电量，用完后,切换至内部电池模组用电,两个电池模块分离，从而达到减少死重的目的。
当然，电泵的优点是显而易见的：更好的节流能力。使用电泵可以更好地控制推进剂流量，从而控制推力的大小，这对于VTVL来讲是非常友好的。但是，类似电子这种小火箭如果使用VTVL，那么对运力的损耗会非常大，但上面也提到了，“电泵火箭越大越拉跨”，两者互相矛盾，所以纯电泵火箭虽然有这个优势，但又被其劣势所“打垮”了。
电泵火箭的运作原理也非常简单，就是把燃气发生器换为了电机来带动推进剂泵，其他的地方没有什么本质的区别。
分级燃烧循环
在预燃室中进行第一次燃烧，再在主燃烧室中进行第二次燃烧，造就了分级燃烧循环发动机。
分级燃烧循环可以看作是燃气发生器循环的一个进阶衍生物，解决了燃气发生器循环推进剂利用率较低的问题（主要是指不再排放废气，提高了推进剂的使用率），这也使发动机的比冲有了一定幅度的上涨。但分级燃烧循环随之带来的就是复杂的结焦（富燃分级燃烧循环液氧煤油发动机）和气蚀（富氧分级燃烧循环发动机）问题，因为这两个问题而引发的事故也并不是没有。但解决这两个问题的办法有很多。其中解决前者的方法之一就是使用质量更好的煤油。苏联/俄罗斯大部分的发动机都必须使用RG-1燃料（煤油燃料的一种，其纯度要比RP-1高，硫含量更少），而用其他国家的煤油就“跑不动”，强行测试甚至会有爆炸的危险。而后者通常需要采用更强大的合金，来抵御少量燃料与液氧燃烧带来的超强氧化性。
但这分级燃烧循环并不是一点好处也没有。以富氧分级燃烧循环为例，由于使用了富氧预燃室，其预燃室涡轮温度会相对更低，温控难度也相对较小。
以富氧单涡轮分级燃烧循环举例。一般情况下，在点火前，储箱会加压至飞行压力（飞行压力指火箭在飞行的时候储箱内的压力，一般情况下储箱内压力波动不大），在发动机开始点火流程后，发动机打开阀门并启动，带动推进剂泵以输送推进剂（一部分发动机使用吹气启动，当然也有“自启动”等其他启动方法）。推进剂流入发动机（其实在大部分使用冷推进剂的火箭发射前的时候，小部分推进剂就已经流入发动机，对发动机进行预冷，预防突如其来的大量推进剂损坏发动机）。其中所有的氧化剂和少量燃料会流入预燃室，剩余大部分燃料会直接/间接流入主燃烧室，氧化剂在流经预燃室后，也将会到达主燃烧室，然后点火。
这其中最著名的例子就是以苏联/俄罗斯的RD-180为代表的富氧单涡轮分级燃烧循环，以美国的RS-25（Space Shuttle Main Engine，SSME）为代表的富燃双涡轮分级燃烧循环和美国BE-4为代表的富氧单涡轮分级燃烧循环了。
注:其实类似RS-25这样的氢氧发动机有一个非常严峻的难题:氢泵和氧泵的转速差过大。所以大部分单纯的同轴泵就无法满足这一条件，必须加个部件才能解决这个问题，没错，就是“变速箱”。它的工作原理与汽车变速箱类似，从而实现转速不同。当然，RS-25使用了另外一种方式来解决这个问题，就是双富燃预燃室。也就是说，在一个富燃预燃室的基础上，再增加一个富燃预燃室，分别驱动氢泵和氧泵，从而解决这个问题。当然了，解决泵转速差大问题的方法并不是只有这两个，比如RS-68就使用了双废气排放口驱动氢泵和氧泵的方法。
但氢氧分级燃烧循环发动机的困难不仅仅如此，还有最头疼的——燃料从泵里泄露。要知道，氢作为已知的相对分子质量最小的原子，泄露那是轻而易举，虽然看着无所谓，但在氢氧分级燃烧循环发动机的实际操作中，是一个十分致命的危险的因素。
除了氢气本身的缘故，最重要的是在涡轮泵这个地方常规的密封方法根本不能用，除了氢气本身的缘故，最重要的是在涡轮泵这个地方常规的密封方法根本不能用，火箭发动机涡轮泵转轴速度高达每分钟上万转，氢气就可以从转轴的缝隙中跑到氧泵里面去。但为什么一定是氢气泄露不是氧气泄露呢？因为涡轮部分的压力比泵的压力高，SSME的解决办法就是在可能泄露的地方注入比涡轮压力还高氦气，这样泄露方向就是氦气流向氢气和氧气部分。
不得不说，分级燃烧循环缔造出了众多性能优异的发动机——RD-170家族液氧煤油发动机，YF-100系列液氧煤油发动机，RS-25液氢液氧发动机等，这些发动机各有各的特色，在发动机的一些性能上也有一些领先的地方。
闭式膨胀循环
在闭式膨胀循环中，燃料燃烧前通常被主燃烧室甚至喷管的余热进行加热。当液态燃料通过在燃烧室壁里的冷却通道时，变成气态且体积大幅增加。这些气态燃料再推动涡轮泵转动。从而使推进剂高速进入推力室燃烧产生推力。钟罩形的发动机由于没有足够的喷嘴面积来加热燃料来驱动涡轮机，因此单纯的膨胀循环发动机的最高推力为300KN。膨胀循环发动机都必须使用低温燃料，例如液氢、甲烷、丙烷等，这些燃料可以轻易达到沸点。
开机时，首先让燃料流动，所有燃料流经喷管，然后驱动两个涡轮叶片，然后到燃烧室。（黄色管路）与此同时，氧化剂早已加速流入燃烧室，然后进行点火，这时温度急剧升高，导致包围在喷管外的管路内部燃料升温，燃料大量气化，体积膨胀，从而更快的驱动涡轮叶片，以此循环，达到最大推力。
开式膨胀循环
这种工作循环是传统膨胀循环的改进。排放循环中，只有一小部分推进剂用来驱动涡轮并抛弃，并没有注入燃烧室。排出涡轮废气使通过涡轮的气压降最大化，从而提高了涡轮泵的输出功率。但牺牲了发动机推力及效率。 著名的开式膨胀循环发动机就是日本的LE-9，把开式膨胀循环玩出了花，性能反而不差。
这与闭式膨胀循环唯一的不同就是，本应该进入燃烧室的小部分气态燃料却直接排出了。这样有什么好处吗？
涡轮泵压力绝对不会低于燃烧室压力。
这句话在这两种膨胀循环中就是完美的体现。 大家也都知道，液体总是由压强高的地方流向压强低的地方。而压差越大，液体流量、流速也就越大。反观闭式膨胀循环，气态燃料重新回到燃烧室，致使燃烧室的压力增加，这样涡轮泵与燃烧室的压差也便减小。而开式直接排到空气或真空中，增加了压差，燃料流速加快，反而导致涡轮泵压力稍有增加，导致开式膨胀循环的推力比闭式膨胀循环大得多。 开式膨胀循环虽然海平面比冲下降了10%，但推力大幅度提高，甚至适用于火箭的起飞级发动机。
闭式分体膨胀循环
这种循环是闭式循环的一种变体。增加了一条通向燃烧室的主管路，大部分燃料直接通往主燃烧室，少部分燃料参与膨胀，其他的原理与闭式膨胀循环相同。
这种发动机目前没有一家机构或公司尝试制造，甚至在NASA官网也仅仅只有一篇论文介绍这种循环。 但 以上三种膨胀循环都有一个致命问题：需要氮气泵吹气然后隔绝燃料驱动涡轮叶片和氧化剂泵，因为上面的RS-25也已经讲过，一根轴可能会要“命”（特别是大部分氢氧机使用膨胀循环的各种变体），所以需要隔绝以防爆炸。
闭式双体膨胀循环
闭式双体膨胀循环是闭式分体膨胀循环的一种变体，所有燃料驱动燃料涡轮叶片，一小部分氧化剂驱动氧化剂涡轮叶片，两者分工合作。
这样虽然没有比冲、推力的提升，但是解决了一个“上头”的问题：隔绝同轴的氧化剂和燃料。 目前也仅有一家公司使用这个循环——蓝色起源，蓝色起源在他们未来的着陆器“Blue Moon”和国家队Human Landing System上使用了闭式双体膨胀循环的BE-7液氢液氧发动机。
闭式双分体膨胀循环
这种循环就是闭式分体膨胀循环和闭式双体膨胀循环的结合体，即主燃料与主氧化剂直通燃烧室，又有部分燃料和氧化剂参与受热膨胀，驱动各自的涡轮泵。
闭式燃气发生器增压膨胀循环
这种循环方式是闭式循环的升级体，但不同点是，使用极少部分燃料和氧化剂给燃气发生器，燃气发生器燃烧的高温废气在热交换机中加热驱动涡轮泵的燃料，从而增加涡轮泵转速，从而提升推力。剩下的废气从喷管内壁排出，形成气膜冷却，降低喷管的温度。
抽气循环
这种循环的工作方式描述起来相当简单，其实就是从燃烧室抽取废气来驱动涡轮叶片，从而带动涡轮泵工作。当然这只是一个简化图，有一些细节没有标注。
这种循环方式减少了燃料的消耗，但排出燃烧室的废气变少，从而一定程度上减小了发动机推力，但这完全可以通过增大发动机体量等方式解决。
燃烧分接循环是世界上罕见的循环方式，这种循环方式仅有一家公司使用过——还是蓝色起源，这个发动机循环方式被蓝色起源用在新谢泼德亚轨道火箭的BE-3泵后摆发动机上。由于抽气循环出色的涡轮转速控制能力，BE-3发动机的节流范围也大大提高，为100%-20%。
全流量分级燃烧循环
全流量分级燃烧循环（Full flow staged combustion，FFSCC）是分级燃烧循环的一种衍生版本，分别通过一个富燃预燃室和一个富氧预燃室驱动大部分推进剂和大部分氧化剂，剩余少量推进剂通过管道互相交换，分别与另一端的燃料或氧化剂混合并燃烧，以驱动涡轮泵。这种设计下，涡轮的工作温度比分级燃烧循环更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室压可以更大，ti更大的比冲。目前这种采用循环的发动机是正在研制的集成动力验证器。
而截止目前，真正把这种循环的发动机送上天的只有一家公司——SpaceX。
可以看出与富燃分级燃烧循环相比，相差最大的就是取消了直通燃烧室的主氧化剂管道，反而所有燃料和氧化剂都要通过两个预燃室。
【1】富燃预燃室点火
富燃预燃室点火流程是这样的（图中所有阀门因空间问题都没有标识）：首先打开氦气阀门，高压氦气进入预燃室，此时并没有点火，高压氦气吹动燃料涡轮，燃料涡轮和轴带动的燃料泵高速旋转，燃料经过一个大流程进入预燃室。（这张图没有标识燃料泵和燃料走过的流程，但知道到达的是预燃室即可），与此同时，持续燃烧用的液氧开始进入燃烧室，这时点火用的液氧与甲烷的阀门打开，到达点火区，电火花启动，两者燃烧并且进入预燃室，引起稳定燃烧，形成“推力”，（这里的推力指的是推动涡轮叶片的力）并且氦气阀关闭，停止供应氦气。如果有需要节流，只需要限制甲烷和液氧的流量即可。但要注意的是，液氧供给的很少，所以只能和很少的甲烷燃烧，剩余的大量的甲烷继续流向主燃烧室。
【2】富氧预燃室点火
富氧预燃室点火流程是这样的（图中所有阀门因空间问题都没有标识）：首先打开氦气阀门，高压氦气进入预燃室，此时并没有点火，高压氦气吹动氧化剂涡轮，涡轮和轴带动的泵高速旋转，氧化剂直接进入预燃室。（这是与富燃预燃室不同的地方），与此同时，持续燃烧用的甲烷开始进入燃烧室，这时点火用的液氧与甲烷的阀门打开，到达点火区，电火花启动，两者燃烧并且进入预燃室，引起稳定燃烧，形成“推力”，（这里的推力指的是推动涡轮叶片的力）并且氦气阀关闭，停止供应氦气。如果有需要节流，只需要限制甲烷和液氧的流量即可。但要注意的是，甲烷供给的很少，所以只能和很少的液氧燃烧，剩余的液氧继续流向主燃烧室。
【3】主燃烧室点火
在主燃烧室会和以后，火花塞再次点火，这是大量的甲烷气体和氧气开始剧烈燃烧，形成稳定推力，点火顺利完成（猛禽是气气燃烧引擎）。
