火箭发动机混合比：为何不将氧气含量加到最大？

每次看星舰（Starship）的发射视频，我都有一个疑问。

那就是超级重型助推器下方的33台发动机喷出的火焰，呈现出一种格外清澈透明的橙色。

我记得以前看到的猎鹰9号或土星五号发动机火焰，似乎更偏向浑浊的黄色。查阅资料后发现，每次提到猛禽发动机，总会关联到“混合比”和“全流量补燃发动机”这两个陌生的名字。

起初我以为只要多加点氧气火力就会变猛，但深入研究后发现，这不仅是简单的燃料配比问题，更是决定发动机整体结构的关键变量。

混合比（O/F比）为何会左右发动机设计？

混合比是氧化剂流量与燃料流量的比值。

如果氧气为1，燃烧对应量的燃料，混合比即为1。但问题在于，性能最优点并非总是出现在化学计量比完全吻合的点上。

国内一项研究对使用过氧化氢和煤油的小型双组元发动机进行了混合比从3.8到11.0的燃烧测试，结果显示燃烧效率在混合比5~6区间表现最好，超出该区间则呈下降趋势。

而在针对甲烷/液氧发动机喷注器的另一项实验中，结果略有不同，据称在测试的整个混合比区间内，均保持了90%以上的高燃烧效率。

这说明根据推进剂组合的不同，混合比对性能影响的敏感度也各不相同。

看到这里，你可能会想：“那直接通过实验找出最佳点不就行了吗？”但一旦进入实际的发动机设计，事情就变得复杂了。

比冲最高点与实际设计点并不相同

表征火箭发动机性能的比冲（Isp）由特征速度与喷管推力系数的乘积决定。对特征速度影响最大的因素是燃烧室压力和混合比，且针对混合比，它呈现出在特定值达到最大值的形态。然而，有些发动机并不会直接采用那个最大值点。

“世界号”（Nuri）运载火箭第一、二级使用的75吨级发动机就是典型案例。

查阅韩国航空宇宙研究院（KARI）的资料可知，该燃烧室的比冲最大值出现在混合比2.5~2.6左右，但考虑到燃烧室冷却，最终选定为2.45。这款使用液氧/煤油的发动机设计参数为：推进剂流量243.6kg/s，燃烧室压力6.0MPa，目标特征速度1730m/s。明知最优解却刻意避开，原因很简单：提高混合比虽然有利于提升燃烧气体温度从而提高比冲，但燃烧室壁面需要承受的热负荷也会随之增加。事实上，其他国产75吨级燃烧室的分析资料也指出，随混合比增加，燃烧气体温度升高，对燃烧室冷却不利；且由于部分燃料流量需用于薄膜冷却，因此能实现最大比冲的公称混合比实际上会取较低值。

这需要在性能与生存力之间不断寻找妥协点。这不仅仅是调整一个数字的问题，更决定了发动机能承受多少次使用以及能否实现重复利用，这一点比想象中更有趣。

调节推力时，混合比也会捣乱

即使在设计点上调整好了混合比，事情还没完。

发射过程中，如果通过推力控制阀调节发动机输出，燃气发生器内的混合比也会随之波动。

根据韩国航空宇宙研究院推进控制组的研究，推力调节阀动作导致发动机推力水平变化时，燃气发生器的推进剂混合比也会发生变化，这种变化会导致燃气温度波动，进而引起涡轮叶片损伤或比冲降低。因此，他们甚至专门开发了名为“混合比稳定器”的装置来抑制这种波动。为了调节推力，混合比却跟着乱跳，为了控制混合比，又不得不增加零件。此时，我终于感觉到为什么全流量补燃发动机的开发如此困难了。

燃气发生器只需要一个稳定器来控制混合比波动，但全流量补燃发动机则需要两台独立的预燃室，每当推力变化时，必须分别控制它们在不同混合比下同时波动的情况。这意味着涡轮泵有两套，混合比控制回路也有两套，即便是简单的节流也需要极其精密的实时控制。

混合比决定了发动机循环本身

如果再深入一步，混合比问题不仅限于燃烧室内，它甚至决定了驱动涡轮泵的方式。

最简单的方式是燃气发生器循环。将部分燃料和氧化剂分离，在单独的燃烧室（燃气发生器）中燃烧，利用产生的燃气驱动涡轮泵，最后直接排入大气。

“世界号”75吨发动机和SpaceX的梅林（Merlin）发动机均采用此方式。其结构简单、开发周期短，但缺点是用于驱动涡轮的推进剂无法进入主燃烧室，导致比冲有所损失。

为了减少这种损失，出现了分级燃烧循环（补燃循环）。它不丢弃涡轮排出的废气，而是将其重新压入主燃烧室。但问题在于，仅靠一个预燃室，只能稳定实现“富燃”或“富氧”状态中的一种。

有趣的是，冷战时期的美国和苏联分别选择了不同的方向。

美国选择了像航天飞机主发动机（SSME）那样的富燃方向；

苏联则从20世纪70年代起，就在RD-263或RD-0233等洲际弹道导弹发动机中实战部署了富氧分级燃烧方式。

苏联率先掌握了在富氧高温高压环境下不让涡轮叶片烧毁的材料技术，而据称美国长期以来一直避免这种方向。

全流量补燃发动机——将两者彻底燃烧的构想

那么，如果同时使用富燃和富氧会怎样？这就是**全流量补燃循环（full-flow staged combustion cycle, FFSC）**的起点。它设置两个预燃室，一个燃烧大部分氧化剂和部分燃料，以富氧燃气驱动氧化剂涡轮泵；另一个燃烧大部分燃料和部分氧化剂，以富燃燃气驱动燃料涡轮泵。没有被浪费的流量，全部推进剂在做完涡轮功后才会进入主燃烧室。

这种方式的优点在于，实现相同涡轮功率所需的燃气温度更低。

NASA的全流量发动机演示项目资料显示，由于全部推进剂都在预燃室中燃烧，相比传统分级燃烧循环，可用于驱动涡轮的质量流量更大。得益于这种功率余量，可以降低涡轮温度，从而延长对于重复使用发动机至关重要的涡轮寿命。

此外，如果让富氧燃气仅接触氧化剂涡轮，富燃燃气仅接触燃料涡轮，甚至可以省去泵与涡轮之间复杂的推进剂密封装置。从结构上减少了不同相态流体混合的风险。

概念提出60年，为何现在才飞行？

全流量补燃发动机的概念其实并不新鲜。

苏联火箭设计师瓦连京·格鲁什科（Valentin Glushko）团队自1962年起开发的RD-270已经是全流量分级燃烧循环发动机。该发动机使用硝酸/偏二甲肼作为推进剂，真空推力达6,713kN，真空比冲322秒，燃烧室压力26.1MPa，是为苏联计划中的大型运载火箭UR-700开发的。然而，随着1969年美国率先登月，苏联的相关火箭计划被取消，RD-270的开发也随之中断。这并非因为技术不足，而是因为失去了承载它的火箭。

美国方面，20世纪90年代，NASA与空军研究实验室联合进行了集成动力头演示器（IPD）项目。

这款使用液氢/液氧，配备富氧和富氢双预燃室的演示发动机，目标是保持飞行中发动机的冷却并提高系统效率。它可产生约250,000磅级推力，设计目标是重复使用200次。2006年7月，在原计划26次测试中完成了21次，并达到了100%输出阶段。但此后，政策决策者未能分配后续开发完整发动机所需的预算，最终未能完成整机设计。虽然技术验证和实验都成功了，却因资金中断而停止。

最终，实际飞上蓝天的首台全流量补燃发动机称号落在了SpaceX的猛禽发动机身上。

通过星舰试飞，它获得了全球首台实现实际飞行全流量分级燃烧循环发动机的记录。它使用深冷液甲烷和液氧，以猛禽V2为例，海平面推力2.26MN，比冲327秒；真空推力2.53MN，比冲380秒。从概念首次进入实战设计算起，到真正飞行，花费了60多年。

这种延迟的核心似乎在于材料和精密控制。

在富氧超高温环境下防止金属燃烧，在富燃环境下防止积碳并保持长久耐用，以及让这两个独立的预燃室/涡轮泵回路以毫秒为单位精确匹配流量运行。可以说，将苏联完成的富氧一半技术与美国完成的富燃一半技术合二为一，耗费了半个世纪。

全流量补燃、燃气发生器、富氧分级燃烧循环在实际发动机数据上的对比如下。

火箭发动机循环代表性规格对比

| 发动机 | 循环 | 混合比 | 真空比冲 | 开发状态 |

| — | — | — | — | — |

全流量似乎并非总是终极答案

整理到这里，全流量补燃发动机看起来像是一个终极解决方案，但事实似乎并非如此。

由于需要两套预燃室和涡轮泵，且必须精密匹配运行，开发难度和零件数量大幅增加。从RD-270到猛禽，成功案例仅此一例，足以说明其复杂性。

观察“世界号”的开发过程，也能理解为何并非所有运载火箭都追求全流量方案。

韩国航空宇宙研究院仅75吨级发动机就制造了17台，进行了152次、总计1万5091秒的燃烧测试。在预算和进度固定的中型运载火箭开发中，通过成熟的燃气发生器循环积累可靠性是合理的选择。反观SpaceX，既然有将数十台发动机集群并重复使用数百次的目标，那么承担60年的技术风险，采用从根本上消除涡轮寿命和密封问题的全流量方式，也就有了足够的诱因。

未来，大型重复使用发动机是否会全部向全流量循环收敛，还是会根据用途继续分化，目前尚不清楚。

但了解了“混合比”这个数字竟与燃烧室冷却、涡轮材质、发动机整体循环选择环环相扣后，下次再看发射视频时，观察火焰颜色的眼光想必会有些不同。

参考资料