开放式循环发动机的燃料，主要是煤油。</p>
这玩意不完全燃烧，会产生结焦颗粒，很容易堵住喷口。</p>
然后就是，轰隆！</p>
秒变大炮仗。</p>
而如果让煤油燃料富氧燃烧，涡轮又扛不住。</p>
大老苏曾经想过办法，用超高耐热合金，硬扛高温，但事实证明效果不咋地。</p>
所以想要改进成封闭式循环，就得换燃料。</p>
于是乎，采用液氢液氧的封闭式循环发动机，应运而生。</p>
NASA大名鼎鼎的RS-25发动机就是这种结构，学名叫“分级燃烧循环液氢液氧发动机”。</p>
早期老米的航天飞机用的就是这种发动机。</p>
RS-25有两个小燃烧室，驱动不同功率的涡轮泵，分别抽取液氢和液氧。</p>
但因为全都采用富燃，工作环境堪忧，涡轮性能几乎被压缩到了极致。</p>
这就是它不适合作为可回收火箭发动机的原因，因为就算能回收，这俩涡轮机组也废废了，维护与更换成本太高了。</p>
另外，氢的密度太低，有可能从细小的缝隙中泄漏出去。</p>
一旦富燃的氢通过涡轮机的泵轴，泄漏到了液氧中，结局只能又是一片灿烂的烟火。</p>
为此，科学家和工程师们，不得不设计一个复杂的密封装置。</p>
所以即便RS-25有着非常高的燃烧效率，但距离极致还有一定差距。</p>
逼逼了这么多，终于轮到邱睿的构思了。</p>
他既不想用会漏油的开放循环，也不想搞不适合回收的封闭式液氢液氧。</p>
而是想要一步到位，直接上最高难度——全流量分级燃烧循环发动机！</p>
这种发动机同样有两个小燃烧室，分别带动两个涡轮。</p>
乍一看和RS-25没啥区别，实际则不然。</p>
两个小燃烧室，一个是富燃燃烧，另一个则是富氧燃烧。</p>
富燃的带动燃料泵，富氧的带动液氧泵，再将废气同推进剂，一起注入主燃烧室内点燃。</p>
关键点就在这里了，这种结构下，不再有从推进剂罐直接连通到主燃烧室的管道。</p>
因而所有的燃料和氧化剂，都会通过两个小燃烧室，参与极度富燃与极度富氧反应中，可以让涡轮以更低的温度、更低的压力工作，大大提升了涡轮组件的寿命。</p>
而且即便是富燃的燃料通过泵轴泄漏，也只会遇到更多的燃料，也就不需要精密的密封装置了。</p>
所以就理论设计而言，这种结构下的火箭发动机，其热力学循环效率是最高的。</p>
当然，这条技术路线也不是邱睿想出来的。</p>
大老苏的RD-270发动机，采用的就是这种结构。</p>
不过那玩意用的两种推进剂是四氧化二氮和偏二甲腓，是出了名的“毒发”，始终也能下测试台。</p>
没能搞成功的原因不在于推进剂有毒，而是当年的技术不达标。</p>
全流量分级燃烧循环，虽然把小燃烧室的温度给降了下来，但是这玩意技术难度高，稳定性贼差，很难长时间有效输出。</p>
遵循前世老马的解决思路，邱睿决定索性把燃料也换了。</p>
从液氢，换成液态甲烷。</p>
这么做的好处多多，简单举几个方面。</p>
首先是“比冲”。</p>
衡量火箭发动机效率的标准是“比冲”，即单位时间内消耗单位推进剂所产生的推力。</p>
总之知道比冲越高越好就完了。</p>
虽然理想的甲烷发动机，比冲为459秒，比理想液氢发动机的532秒要低，但比煤油发动机的370秒可高了不少。</p>
然后是燃料的燃烧温度，燃烧温度越低，对发动机就越好。</p>
煤油燃烧温度3397度，甲烷3277度，液氢2797度。</p>
接下来是燃料沸点。</p>
煤油210多度，比水还要高。</p>
液氢零下253度，接近绝对零度。</p>
这俩玩意都需要考虑极为严格的隔热和保温措施。</p>
至于甲烷，沸点在零下162度，和液氧非常接近。</p>
因此甲烷罐和液氧罐，可以使用共底储箱，从而大大减轻火箭的重量。</p>
最后，也是最重要的一点，价格。</p>
都不说液氢，就是和火箭用的煤油一比，甲烷都跟不要钱似的。</p>
综上所述，无论怎么看，采用甲烷燃料的全流量分级燃烧循环发动机都必须要搞。</p>
不搞不行！</p>
（*注：我这章写的好像有些自嗨了，没啥剧情，大家全当是个过渡章节好了）</p>
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