全流量分级燃烧火箭发动机

一台泵，配一个燃烧室

燃烧室里是约 300 巴的燃气，相当于三千米深海底的压力。推进剂要比它压力更高才进得去。

按本页的模型，这台发动机每秒吃进约 690 千克推进剂：约 150 千克甲烷、540 千克液氧。甲烷泵把甲烷压到约 910 巴，氧泵把液氧压到约 830 巴。

两台涡轮泵合计约 90 兆瓦，接近一艘大型邮轮的全部动力，却装在两个一米来长的壳体里。

室压 300 bar · 推进剂 ≈ 690 kg/s · 泵功率 ≈ 90 MW（本页模型）

推力来自压力

燃气在喉部达到声速，在钟形喷管里膨胀加速，离开时约每秒 3.3 千米。

推力等于室压乘喉部面积，再乘一个只取决于喷管形状和燃气的系数：F = CF · pc · At。室压翻倍，同一个喉部推力也几乎翻倍。

模型在海平面给出约 2.25 兆牛，即约 230 吨力；比冲约 334 秒。SpaceX 公布猛禽 2 为 230 吨力，猛禽 3 为 280 吨力（公司说法）。

F = CF · pc · At · Isp = F / (ṁ g0) · 2.25 MN · 334 s（模型，海平面）

五种供给方式

挤压式：用高压气体把推进剂从贮箱压出去，没有泵。贮箱要比燃烧室压力还高，所以室压只有十几巴。

燃气发生器：烧掉一小股推进剂驱动涡轮，废气直接排掉。F-1 和梅林都是这样，室压约 70 到 100 巴。排掉的那股推进剂不产生多少推力。

分级燃烧：涡轮的废气不排掉，送进主燃烧室接着烧。俄罗斯的 RD-180 用一个富氧预燃室，约 257 巴；航天飞机主发动机 RS-25 用富燃预燃室，约 206 巴。

全流量分级燃烧：两个预燃室，一个富燃、一个富氧，全部推进剂都流过涡轮。

模型给出的可达室压：挤压 ≈ 16 · 燃气发生器 ≈ 190 · 富燃分级 ≈ 240 · 富氧分级 ≈ 250 · 全流量 ≈ 360 bar

全部流量都过涡轮

全部甲烷加一点氧，在富燃预燃室里烧成约 600 °C 的富甲烷燃气，驱动甲烷泵的涡轮。

全部液氧加一点甲烷，在富氧预燃室里烧成约 400 °C 的富氧燃气，驱动氧泵的涡轮。两股燃气都进主燃烧室，在那里才真正烧完。

流过涡轮的燃气多，每千克要做的功就少，燃气就可以冷一些。只用一个富燃预燃室时，同样 300 巴需要约 1040 °C 的燃气（模型）。

涡轮进口：富燃 ≈ 870 K · 富氧 ≈ 670 K（全流量）｜单个富燃预燃室 ≈ 1310 K（模型，300 bar）

剖开来看

从喷管到推力板：再生冷却的钟形喷管，铜合金内衬的燃烧室和喉部，主喷注器，轴线上的氧涡轮泵，旁边的富氧预燃室，上方的甲烷涡轮泵和它顶上的富燃预燃室。

剖面刷成红色，是博物馆剖面模型的习惯。管路、阀门和线束的走向按循环画出，不是真机的图纸。

涡轮泵与预燃室的布置是示意；喉径 0.23 m、喷管出口 1.34 m 按猛禽级尺寸

两根轴，两种燃气

每台涡轮泵是一根轴：一头是涡轮，一头是泵叶轮和诱导轮。涡轮做的功正好等于泵吸收的功，这是整台发动机的功率平衡。

涡轮把燃气从约 720 巴降到约 360 巴，进喷注器。泵的出口要高过涡轮进口，所以室压每加一巴，泵要多压两三巴。

氧泵的涡轮里流的是富氧燃气，甲烷泵的涡轮里流的是富甲烷燃气。每根轴只碰一种推进剂，就不需要在同一根轴上隔开氧和甲烷的密封。

甲烷侧 ≈ 40 MW · 氧侧 ≈ 49 MW · 涡轮压比 2（模型）

气体对气体

主喷注器面上是一圈圈同轴喷嘴。从两个预燃室来的都已经是燃气，富氧燃气走中间，富甲烷燃气走外圈。

气体和气体混合，比液滴蒸发再混合快得多，燃烧更完全，也更稳定。

富氧燃气从轴线上的涡轮直下；富甲烷燃气经热气管进外圈集气环

比铜的熔点还热

燃烧室里约 3770 K，约 3500 °C。内衬是铜合金，熔点约 1085 °C。

内衬背面铣出一圈细槽，冷甲烷从喷管中部的集液环进入，沿着槽一路流到燃烧室顶部，把热量带走，再去预燃室。这叫再生冷却：带走的热没有浪费，回到了推进剂里。

剖面上能看到三层：铜衬、冷却槽之间的肋、外面的钢制外套。

Tc ≈ 3770 K（模型）· 铜约 1085 °C 熔化 · 冷却剂：甲烷

海平面喷管，真空喷管

喷管出口面积与喉部面积之比叫膨胀比。海平面型约 34，出口直径约 1.34 米，燃气离开时压力约等于海平面气压。

真空型的喷管大得多，膨胀比约 80（非官方数字），在真空里多出十几秒比冲。拿到海平面点火，燃气在出口前就会被大气压过度压缩、从壁面脱开，侧向载荷可能毁掉喷管。

本页模型：海平面型在真空中约 355 秒，真空型约 371 秒。SpaceX 说海平面型真空比冲约 350 秒，真空型约 380 秒（公司说法）。

ε 34 → 出口 1.34 m · ε 80 → 2.06 m · 出口压力 pe 与大气压 pa

为什么是甲烷

煤油在富燃燃气里会结焦积碳，堵住涡轮和管路，所以煤油发动机很难走富燃分级。NASA 的试验里，液氧/甲烷燃气发生器在所有测试混合比下都没有积碳。

甲烷沸点 111.7 K，与液氧的 90.2 K 接近，两个贮箱可以共用一块隔板。它比液氢密得多（约 422 千克每立方米），贮箱小。

甲烷还可以在火星上用二氧化碳和水造出来（萨巴蒂尔反应），这是 SpaceX 选它的理由之一。

液态甲烷 422 kg/m³ · 111.7 K ｜ 液氧 1141 kg/m³ · 90.2 K（NIST）

六十年才飞起来

苏联格鲁什科设计局的 RD-270 是第一台全流量发动机，用偏二甲肼和四氧化二氮，室压约 261 巴。1967 到 1969 年做了 22 台、点火 27 次，随着 UR-700 登月火箭停下，从未飞行。

2006 年，Rocketdyne 和 Aerojet 为 NASA 和美国空军做的集成动力头演示机（IPD，液氢液氧，约 1.1 兆牛）在斯坦尼斯达到满功率。

SpaceX 的猛禽 2019 年 2 月报出 268.9 巴，2020 年 8 月 330 巴。2024 年公布：猛禽 1 到 3，海平面推力 185、230、280 吨力，发动机质量 2080、1630、1525 千克（公司说法）。

RD-270（1967–69）→ IPD（2006）→ 猛禽 1 / 2 / 3（2019–）

拆开来看

各部件沿发动机的轴线拉开。指针停在哪一部分上，那部分就被单独托出来，标出名字。