每次看星舰（Starship）发射视频时，我都有一个疑问。
超重型助推器下方的33台发动机喷出的火焰，色泽呈现出一种特别清澈透明的橙色。
印象中以前看过的猎鹰9号或土星5号发动机火焰，颜色要浑浊且偏黄一些。查阅资料后发现，每当提到猛禽（Raptor）发动机，总会关联到“混合比”和“全流量发动机”这些陌生的术语。
起初我以为只要多加氧气就能增强火力，但深入研究后才发现，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变量。
混合比（O/F比）为何能撼动发动机设计？
混合比是氧化剂流量除以燃料流量的值。
假设氧气为1，燃烧等量的燃料，混合比即为1。问题在于，化学计量比并不等同于性能最优的燃烧点。
国内一项研究针对使用过氧化氢和煤油的小型双组元推进剂发动机进行了混合比从3.8到11.0的燃烧试验，结果显示燃烧效率在混合比5~6区间最优，超出该区间则呈下降趋势。
而在另一项关于甲烷/液氧发动机喷注器的实验中，结果则略有不同，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。
这意味着根据推进剂组合的不同，混合比对性能的敏感度也各不相同。
看到这里，或许会觉得“那只要通过实验找到最佳点不就行了吗？”，但一旦进入实际的发动机设计阶段，问题就会变得极其复杂。
比冲峰值与实际设计点并不重合
决定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，其中对特征速度影响最大的因素是燃烧室压力和混合比。比冲随混合比变化通常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）一级和二级使用的75吨级发动机就是典型案例。
据韩国航空宇宙研究院资料显示，该燃烧室的比冲峰值混合比在2.5~2.6左右，但考虑到燃烧室冷却，最终选定为2.45。这款使用液氧和煤油的发动机设计为推进剂流量243.6kg/s、燃烧室压力6.0MPa、目标特征速度1730m/s，即在明知最优解的情况下主动避开了它。原因很简单：提高混合比虽然能提升燃烧温度从而增加比冲，但燃烧室壁面承受的热负荷也会随之增加。事实上，其他国产75吨级燃烧室的解析资料也指出，随着混合比增加，燃烧气体温度上升，不利于燃烧室冷却，且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被设定为更低的值。
这需要在性能与寿命之间寻找平衡点，而这不单是调整一个数字的问题，它直接决定了发动机能承受多少次循环以及能否重复使用，这一点比想象中更有趣。
调节推力时，混合比也会捣乱
即使在设计点确定了混合比，工作还没结束。
发射过程中，如果通过调节推力控制阀来改变发动机功率，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推力水平改变时，燃气发生器的推进剂混合比会随之变化，这种变化会导致气体温度波动，进而造成涡轮叶片损伤或比冲下降。因此，他们专门开发了名为“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，这种结构上的妥协让我理解了为什么开发全流量发动机如此困难。
普通的燃气发生器循环只需一个稳定器即可，但全流量发动机在调节推力时，两个独立的预燃室需要同时处理各自波动的混合比。由于涡轮泵有两套，混合比控制回路也有两套，即便只是调节节流，也需要极其精密且复杂的实时控制。
混合比决定了发动机循环本身
如果再深入一步，混合比的问题并不局限于燃烧室内，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流，在独立的燃烧室（燃气发生器）内燃烧，利用产生的燃气驱动涡轮泵，最后直接排放到大气中。
世界号的75吨发动机和SpaceX的梅林（Merlin）发动机均采用此方式，结构简单且开发周期短，但由于驱动涡轮的推进剂无法进入主燃烧室，在比冲上会有所损失。
为了减少这种损失，诞生了分级燃烧循环。将驱动涡轮后的废气不直接排放，而是重新压入主燃烧室。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，冷战时期美国和苏联分别选择了不同的方向。
美国在航天飞机主发动机（SSME）上采用了富燃方案；
而苏联在RD-263或RD-0233等洲际弹道导弹发动机上，从1970年代起就实战部署了富氧分级燃烧方案。
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，而美国则长期避开了这一方向。
全流量发动机 —— 将两者全部燃烧的构想
那么，如果同时使用富燃和富氧会怎样？这就是**全流量分级燃烧循环（FFSC）**的起点。设置两个预燃室，一个燃烧大部分氧化剂和少量燃料，产生富氧燃气驱动氧化剂涡轮泵；另一个燃烧大部分燃料和少量氧化剂，产生富燃燃气驱动燃料涡轮泵。没有任何推进剂被浪费，所有推进剂在做功后最终都会进入主燃烧室。
之所以这样做效果更好，是因为在产生相同涡轮功率的情况下，可以降低气体温度。
NASA的全流量发动机演示项目资料显示，由于所有推进剂都在预燃室参与燃烧，相比传统分级燃烧循环，可用于驱动涡轮的质量流量更大，得益于这种冗余功率，可以降低涡轮温度，从而延长发动机重复使用寿命的关键——涡轮寿命。
此外，如果让富氧气体只接触氧化剂涡轮、富燃气体只接触燃料涡轮，甚至可以省去泵与涡轮之间复杂的推进剂密封装置。从结构上降低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？
全流量发动机的构思其实并不新鲜。
苏联火箭设计师瓦连京·格鲁什科团队自1962年起开发的RD-270已经是全流量分级燃烧循环发动机。该发动机采用四氧化二氮和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，是为苏联大型火箭UR-700开发的。然而，随着1969年美国率先登月，苏联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。
在美国方面，1990年代进入NASA与空军研究实验室联合进行的综合动力头演示器（IPD）项目。
这款演示发动机使用液氢和液氧，配备富氧和富氢双预燃室，目标是保持飞行中发动机冷却并提高系统效率。其设计推力约为250,000磅，可重复使用200次。在2006年7月计划的26次测试中完成了21次，并达到了100%功率水平。但随后，开发完整发动机所需的后续预算未获批准，整个发动机设计最终未能完成。这是典型的技术已验证、实验已成功，却因资金链断裂而止步的案例。
最终，首个真正飞行的全流量发动机称号属于SpaceX的猛禽发动机。
通过星舰试飞，它获得了世界首个成功实际飞行的全流量分级燃烧循环发动机的纪录。它使用深冷液态甲烷和液氧，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1962年首次进入实战设计概念，到真正飞行，历时超过60年。
延迟的核心归根结底在于材料与精密控制。
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，并让两个独立的预燃室与涡轮泵回路以毫秒为单位精确匹配流量。可以说，苏联解决了富氧的一半，美国解决了富燃的一半，将两者合二为一整整花费了半个世纪。
全流量分级燃烧、燃气发生器、富氧分级燃烧循环的实际发动机参数整理如下：
火箭发动机循环代表性参数对比
| 发动机 | 循环 | 混合比 | 真空比冲 | 开发状态 |
|---|---|---|---|---|
| 世界号75吨发动机 | 燃气发生器 | 2.45 | - | 实战运用中 |
| RD-263 (苏联) | 富氧分级燃烧 | 2.67 | 318秒 | 实战部署(退役) |
| IPD (美国) | 全流量分级燃烧 | - | - | 演示成功后停止开发 |
| RD-270 (苏联) | 全流量分级燃烧 | - | 322秒 | 开发取消 |
| 猛禽 V2 (SpaceX) | 全流量分级燃烧 | - | 380秒 | 实战飞行中 |
看来全流量也并非总是最优解
整理到这里，全流量发动机看似是终极答案，但事实并非如此。
由于需要两套预燃室和涡轮泵，且两者必须精密耦合，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，本身就说明了其复杂性。
回顾世界号的开发过程，也能理解为何并非所有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秒的燃烧试验。在预算和日程有限的中型火箭开发中，通过成熟的燃气发生器循环积累可靠性是更合理的选择。而SpaceX因为有着将数十台发动机集群、重复使用数百次的目标，才有动力去承担60年的风险，从根本上解决涡轮寿命和密封问题。
未来大型重复使用发动机是否会全部收敛于全流量，或者根据目的继续分化，目前尚不清楚。
但了解了“混合比”这个数字竟串联着从燃烧室冷却到涡轮材质、再到发动机整体循环选择的整个过程后，下次看发射视频时，观察火焰颜色的视角应该会变得不同吧。