# 全流量分级燃烧火箭发动机

拉普拉斯的迷你世界 · 图版 F16 · 能源、航天与探测 · 宇宙

> 火箭发动机的难处不在点火，在泵：每秒几百千克液体要压进一个 300 巴的燃烧室。全流量分级燃烧让全部甲烷和全部氧气都先流过涡轮。这是一台按 SpaceX 猛禽的尺寸做的剖面模型，卧装在水平试车台上。

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- 更新于：2026-10-17

## 01 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）*

## 02 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）*

## 03 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*

## 04 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）*

## 05 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*

## 06 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）*

## 07 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*

## 08 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*

## 09 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*

## 10 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）*

## 11 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–）*

## 12 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。

## 13 试车台

推油门，改室压、混合比、膨胀比，换喷管和循环。推力、比冲、两台涡轮泵的功率和涡轮温度都按模型实时算出；超出温度上限的循环会标红。

**试一试**：把循环换成「富燃分级燃烧」，室压 300 bar 时涡轮要多热？为什么全流量能冷那么多？

## 模型省略了什么

这是一台按猛禽级尺寸做的通用全流量发动机，不是猛禽本身：涡轮泵、预燃室、阀门和管线的布置按循环示意。性能用理想火箭关系：燃烧温度、摩尔质量和特征速度来自 Cantera 按 NASA CEA 热力数据算出的平衡表；喷管用一个拟合的等效比热比；c\* 效率 0.98，喷管效率 0.985；过膨胀到出口压力低于大气压的 0.4 倍时判为分离（Summerfield 准则）。涡轮泵：泵效率 0.75，涡轮效率 0.8，所有分级燃烧的涡轮压比都取 2，预燃室燃气按完全燃烧、冻结组分计算；涡轮进口温度上限按富燃 1100 K、富氧 800 K 取；燃气发生器最多分走 3% 推进剂；挤压式贮箱最多 25 巴；喷注器压降取室压的 20%，冷却通道 25%。所有循环都按甲烷/液氧比较（F-1、RD-180 实际用煤油，RS-25 用液氢）。模型里的涡轮温度只是循环平衡给出的值，不是真机的数据，真机的预燃室温度和泵功率没有公开。转动画面大大放慢。

## 几个常见的误解

火箭不是靠燃气推着身后的空气前进：推力是燃气在燃烧室和喷管壁上的压力合力，在真空里一样有，还更大。「全流量」不是说推进剂全部在预燃室里烧完：预燃室只烧一点，燃气的大部分在主燃烧室里才烧完。室压高不是为了「烧得更猛」：同样大小的发动机，室压越高，推力越大，喷管可以做得更紧凑或膨胀得更充分。SpaceX 公布的 350 秒是海平面型发动机在真空中的比冲，不是在海平面上的。

## 常见问题

### 什么是全流量分级燃烧？

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。

见：[03 五种供给方式](https://world.lapla.si/zh/raptor/#cycles)

### 为什么不需要隔开两种推进剂的轴封？

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。

见：[06 两根轴，两种燃气](https://world.lapla.si/zh/raptor/#turbopumps)

### 燃烧室比铜的熔点还热，内衬怎么不熔化？

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。

见：[08 比铜的熔点还热](https://world.lapla.si/zh/raptor/#cooling)

### 为什么用甲烷，不用煤油？

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。

见：[10 为什么是甲烷](https://world.lapla.si/zh/raptor/#methane)

## 资料来源

1. [SpaceX（X，2024-08-03）：猛禽 3 推力、比冲、质量（公司说法）](https://x.com/SpaceX/status/1819772716339339664)
2. [SpaceX（X，2024-08-03）：猛禽 1 / 2 / 3 对比图（公司说法）](https://x.com/SpaceX/status/1819795288116330594)
3. [E. Musk（X，2019-09-09）：海平面型真空比冲约 350 秒，真空型约 380 秒（公司说法）](https://x.com/elonmusk/status/1171118891671490560)
4. [E. Musk（X，2020-08-17）：330 巴（公司说法）](https://x.com/elonmusk/status/1295498964205068289)
5. [E. Musk（X，2020-08-18）：最大约 225 吨、最小约 90 吨（公司说法）](https://x.com/elonmusk/status/1295553672454311941)
6. [Universe Today（2019-02）：268.9 巴，超过 RD-180](https://www.universetoday.com/141462/)
7. [Spaceflight Now（2026-05-12）：星舰 V3 的猛禽 3 飞行额定推力](https://spaceflightnow.com/2026/05/12/spacex-targets-may-19-for-debut-of-starship-super-heavy-version-3-launch-pad-2/)
8. [NASA MSFC（Betts）：Waking a Giant，F-1 发动机数据](https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20140011656/downloads/20140011656.pdf)
9. [Glavkosmos / NPO Energomash：RD-180](https://trade.glavkosmos.com/rd-180/)
10. [Pratt & Whitney：RD-180 数据单](https://spaceflightnow.com/atlas/ac204/020219rd180.html)
11. [L3Harris：RS-25 数据单（2024）](https://l3harris.com/sites/default/files/2024-07/l3harris-ar-rs-25-spec-sheet.pdf)
12. [lpre.de：RD-270](http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm)
13. [Sass 等（2004，NASA 斯坦尼斯）：IPD 氧涡轮泵试验](https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20040129712/downloads/20040129712.pdf)
14. [NASA / AFRL（2006）：IPD 达到满功率](https://www.nasa.gov/centers/stennis/news/newsreleases/2006/AFRL-06-087.html)
15. [Bossard 等（NASA）：液氧/甲烷燃气发生器的积碳试验](https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19900009152/downloads/19900009152.pdf)
16. [NIST Chemistry WebBook：甲烷饱和性质](https://webbook.nist.gov/cgi/fluid.cgi?ID=C74828&Type=SatP)
17. [NIST Chemistry WebBook：氧饱和性质](https://webbook.nist.gov/cgi/fluid.cgi?ID=C7782447&Type=SatP)
18. [NASA SP-125（Huzel、Huang）：液体火箭发动机设计](https://ntrs.nasa.gov/citations/19710019929)
19. [NACA Report 1135：可压缩流的方程、表和图](https://ntrs.nasa.gov/citations/19930091059)
20. [G. P. Sutton、O. Biblarz：Rocket Propulsion Elements（第 9 版，第 3 章，理想火箭）](https://www.wiley.com/en-us/Rocket+Propulsion+Elements%2C+9th+Edition-p-9781118753651)
21. [NASA CEA（化学平衡与应用）](https://www1.grc.nasa.gov/research-and-engineering/ceaweb/)
22. [Cantera](https://cantera.org)

## 数据

Combustion tables computed with Cantera (cantera.org, BSD licence) from NASA’s CEA thermodynamic data (McBride, Zehe & Gordon, NASA TP-2002-211556). The plume shader follows the exhaust plume of AirsupHQ/machine-skill (github.com/AirsupHQ/machine-skill), MIT licence, © 2026 Air Supply Technologies Inc.; the section caps come through the site’s turbofan plate from the same project. The engine model, the cycle model, the figures it gives and the words are the site’s own.

## 许可 CC BY-NC 4.0

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https://creativecommons.org/licenses/by-nc/4.0/deed.zh-hans

## 引用这幅图版

拉普拉斯的迷你世界，图版 F16《全流量分级燃烧火箭发动机》，https://world.lapla.si/zh/raptor/，CC BY-NC 4.0，2026-10-17 更新。