第303章 欲善火箭事，先利发动机
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（*省流：要搞采用甲烷燃料的全流量分级燃烧循环发动机）
把制定第一版“蔚蓝贡献制度”的工作扔给小萌，邱睿继续研究起了火箭发动机图纸。
在张俊峰他们的带领下，蚱蜢火箭上的那台梅林1A型发动机的测绘工作已经完成。
刚好有了这阵子的缓冲，邱睿也吸收掉了脑海中的相关知识，算是在火箭发动机方面有了点水平。
因此再看这套图纸时，说实话，他已经有些看不上这种开放循环的发动机了。
并产生了一点，想要大刀阔斧改变设计的冲动。
在介绍邱睿的想法前，先简单聊聊火箭发动机的工作原理。
火箭是干嘛的？
说白了，就是带着人或货物上天的玩意。
它不像飞机，能靠气动性布局，让空气把自己抬起来。
这玩意本质上，是自己把自己抬起来的，肯定比飞机要费劲多了。
而地心引力到底有多难摆脱？
这么说吧，一枚火箭，90%的重量都在推进剂上。
迄今为止，唯一把人送到月球上的阿波罗计划中，土星五号火箭的起飞重量3000吨，有效载荷只有45吨。
尤其是一级火箭，2290吨里，有2160吨都是液氧煤油，燃料占比高达94.32%，摆脱地心引力的难度可见一斑。
所以火箭想上天，唯一的办法就是在一瞬间，喷出更多的推进剂。
发动机喷的越多、越快，也就越好。
当然，火箭太重了，光喷不行，还得点燃这些推进剂，让气体进一步膨胀才能获得最大推力。
那想要燃烧，光有燃料可不够，还需要大量的氧气。
飞机和汽车发动机需要的氧气，可以通过撞风获得，但火箭不行。
这玩意太能喷了，燃料密度又太大，靠撞风捕获的那点儿氧气根本不够用。
因此火箭就必须自己携带“氧气”，也就是氧化剂。
最常见的氧化剂是液态氧，其他的还有诸如四氧化二氮以及双氧水啥的。
至此，火箭的结构就很清晰了，一个燃料罐，一个氧化剂罐，通过两根管子连接到燃烧室。
然后点燃，芜湖起飞。
是不是看着挺简单的？
问题：我他妈来啦！
刚刚说过，推进剂不仅要喷的快，量还要足够大。
想让火箭成功上天，光靠推进剂自己释放可不行。
于是科学家们想到了两种解决办法。
一种是给推进剂罐子加压，让里面的液态燃料与氧化剂，能更快的输送到燃烧室里去。
但这么做有一个弊端，那就是加压会使风险变大，因此罐子必须加厚，不然容易压爆了。
而罐子厚了，重量也就上来了，所以得不偿失，pass！
另一种方法，就是给推进剂输送管加个泵，让它快点儿往外抽燃料。
这个泵的动力从哪来呢？
聪明的科学家一拍大腿，这不是有燃料和氧化剂嘛！
咱们单独在旁边搞个小燃烧室，然后从两根主管道上分出一小部分氧化剂进来。
再在小燃烧室上加一个涡轮，用点燃小部分燃料生成的气流推动。
涡轮连着同轴的两个泵，两个泵又分别位于两根主管道内。
这样一启动，涡轮泵组合体就会全速泵出燃料和液氧。
这种结构的火箭发动机，就是所谓的“开放式循环发动机”。
好处是设计简单，稳定性高，制造成本低。
缺陷是小燃烧室，也叫“燃气发生器”内，因为不参与推进系统，有部分燃料被浪费了。
另外就是，在燃气发生器内发生的燃烧，叫“富燃燃烧”，也就是燃料比氧多的燃烧，因此燃烧非常不充分，会产生大量废气。
这些含有未完全燃烧燃料的废气，会由一根排气筒排到发动机外。
点燃的效果就是，主喷口呼呼冒火，排气筒冒黑烟。
这也就是梅林发动机会漏油的根本性原因。
而之所以采用富燃燃烧，主要是因为完全燃烧温度太高，高达两三千度。
一般材料的涡轮别说扛，能直接被吹化了。
那为啥不换一种材料？
答曰：有，但不适合造涡轮，否则转速上不去。
所以你看，这就是个水多了加面，面多了掺水的循环，最后都是要看怎么找到一个平衡点才好。
虽然开放式循环发动机非常稳定，但火箭这种高端货，还是要追求下极致效率。
如果有办法，把没有完全燃烧的富燃气体接回主燃烧室内，效率是不是就又提高了？
答案自然是可以的，但有个问题。
开放式循环发动机的燃料，主要是煤油。
这玩意不完全燃烧，会产生结焦颗粒，很容易堵住喷口。
然后就是，轰隆！
秒变大炮仗。
而如果让煤油燃料富氧燃烧，涡轮又扛不住。
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。
所以想要改进成封闭式循环，就得换燃料。
于是乎，采用液氢液氧的封闭式循环发动机，应运而生。
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”。
早期老米的航天飞机用的就是这种发动机。
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。
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。
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。
另外，氢的密度太低，有可能从细小的缝隙中泄漏出去。
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。
为此，科学家和工程师们，不得不设计一个复杂的密封装置。
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。
逼逼了这么多，终于轮到邱睿的构思了。
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。
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！
这种发动机同样有两个小燃烧室，分别带动两个涡轮。
乍一看和RS-25没啥区别，实际则不然。
两个小燃烧室，一个是富燃燃烧，另一个则是富氧燃烧。
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。
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。
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。
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。
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。
当然，这条技术路线也不是邱睿想出来的。
大老苏的Rd-270发动机，采用的就是这种结构。
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。
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。
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。
遵循前世老马的解决思路，邱睿决定索性把燃料也换了。
从液氢，换成液态甲烷。
这么做的好处多多，简单举几个方面。
首先是“比冲”。
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。
总之知道比冲越高越好就完了。
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。
然后是燃料的燃烧温度，燃烧温度越低，对发动机就越好。
煤油燃烧温度3397度，甲烷3277度，液氢2797度。
接下来是燃料沸点。
煤油210多度，比水还要高。
液氢零下253度，接近绝对零度。
这俩玩意都需要考虑极为严格的隔热和保温措施。
至于甲烷，沸点在零下162度，和液氧非常接近。
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。
最后，也是最重要的一点，价格。
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。
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。
不搞不行！
（*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）
（*省流：要搞采用甲烷燃料的全流量分级燃烧循环发动机）
把制定第一版“蔚蓝贡献制度”的工作扔给小萌，邱睿继续研究起了火箭发动机图纸。
在张俊峰他们的带领下，蚱蜢火箭上的那台梅林1A型发动机的测绘工作已经完成。
刚好有了这阵子的缓冲，邱睿也吸收掉了脑海中的相关知识，算是在火箭发动机方面有了点水平。
因此再看这套图纸时，说实话，他已经有些看不上这种开放循环的发动机了。
并产生了一点，想要大刀阔斧改变设计的冲动。
在介绍邱睿的想法前，先简单聊聊火箭发动机的工作原理。
火箭是干嘛的？
说白了，就是带着人或货物上天的玩意。
它不像飞机，能靠气动性布局，让空气把自己抬起来。
这玩意本质上，是自己把自己抬起来的，肯定比飞机要费劲多了。
而地心引力到底有多难摆脱？
这么说吧，一枚火箭，90%的重量都在推进剂上。
迄今为止，唯一把人送到月球上的阿波罗计划中，土星五号火箭的起飞重量3000吨，有效载荷只有45吨。
尤其是一级火箭，2290吨里，有2160吨都是液氧煤油，燃料占比高达94.32%，摆脱地心引力的难度可见一斑。
所以火箭想上天，唯一的办法就是在一瞬间，喷出更多的推进剂。
发动机喷的越多、越快，也就越好。
当然，火箭太重了，光喷不行，还得点燃这些推进剂，让气体进一步膨胀才能获得最大推力。
那想要燃烧，光有燃料可不够，还需要大量的氧气。
飞机和汽车发动机需要的氧气，可以通过撞风获得，但火箭不行。
这玩意太能喷了，燃料密度又太大，靠撞风捕获的那点儿氧气根本不够用。
因此火箭就必须自己携带“氧气”，也就是氧化剂。
最常见的氧化剂是液态氧，其他的还有诸如四氧化二氮以及双氧水啥的。
至此，火箭的结构就很清晰了，一个燃料罐，一个氧化剂罐，通过两根管子连接到燃烧室。
然后点燃，芜湖起飞。
是不是看着挺简单的？
问题：我他妈来啦！
刚刚说过，推进剂不仅要喷的快，量还要足够大。
想让火箭成功上天，光靠推进剂自己释放可不行。
于是科学家们想到了两种解决办法。
一种是给推进剂罐子加压，让里面的液态燃料与氧化剂，能更快的输送到燃烧室里去。
但这么做有一个弊端，那就是加压会使风险变大，因此罐子必须加厚，不然容易压爆了。
而罐子厚了，重量也就上来了，所以得不偿失，pass！
另一种方法，就是给推进剂输送管加个泵，让它快点儿往外抽燃料。
这个泵的动力从哪来呢？
聪明的科学家一拍大腿，这不是有燃料和氧化剂嘛！
咱们单独在旁边搞个小燃烧室，然后从两根主管道上分出一小部分氧化剂进来。
再在小燃烧室上加一个涡轮，用点燃小部分燃料生成的气流推动。
涡轮连着同轴的两个泵，两个泵又分别位于两根主管道内。
这样一启动，涡轮泵组合体就会全速泵出燃料和液氧。
这种结构的火箭发动机，就是所谓的“开放式循环发动机”。
好处是设计简单，稳定性高，制造成本低。
缺陷是小燃烧室，也叫“燃气发生器”内，因为不参与推进系统，有部分燃料被浪费了。
另外就是，在燃气发生器内发生的燃烧，叫“富燃燃烧”，也就是燃料比氧多的燃烧，因此燃烧非常不充分，会产生大量废气。
这些含有未完全燃烧燃料的废气，会由一根排气筒排到发动机外。
点燃的效果就是，主喷口呼呼冒火，排气筒冒黑烟。
这也就是梅林发动机会漏油的根本性原因。
而之所以采用富燃燃烧，主要是因为完全燃烧温度太高，高达两三千度。
一般材料的涡轮别说扛，能直接被吹化了。
那为啥不换一种材料？
答曰：有，但不适合造涡轮，否则转速上不去。
所以你看，这就是个水多了加面，面多了掺水的循环，最后都是要看怎么找到一个平衡点才好。
虽然开放式循环发动机非常稳定，但火箭这种高端货，还是要追求下极致效率。
如果有办法，把没有完全燃烧的富燃气体接回主燃烧室内，效率是不是就又提高了？
答案自然是可以的，但有个问题。
开放式循环发动机的燃料，主要是煤油。
这玩意不完全燃烧，会产生结焦颗粒，很容易堵住喷口。
然后就是，轰隆！
秒变大炮仗。
而如果让煤油燃料富氧燃烧，涡轮又扛不住。
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。
所以想要改进成封闭式循环，就得换燃料。
于是乎，采用液氢液氧的封闭式循环发动机，应运而生。
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”。
早期老米的航天飞机用的就是这种发动机。
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。
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。
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。
另外，氢的密度太低，有可能从细小的缝隙中泄漏出去。
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。
为此，科学家和工程师们，不得不设计一个复杂的密封装置。
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。
逼逼了这么多，终于轮到邱睿的构思了。
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。
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！
这种发动机同样有两个小燃烧室，分别带动两个涡轮。
乍一看和RS-25没啥区别，实际则不然。
两个小燃烧室，一个是富燃燃烧，另一个则是富氧燃烧。
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。
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。
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。
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。
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。
当然，这条技术路线也不是邱睿想出来的。
大老苏的Rd-270发动机，采用的就是这种结构。
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。
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。
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。
遵循前世老马的解决思路，邱睿决定索性把燃料也换了。
从液氢，换成液态甲烷。
这么做的好处多多，简单举几个方面。
首先是“比冲”。
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。
总之知道比冲越高越好就完了。
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。
然后是燃料的燃烧温度，燃烧温度越低，对发动机就越好。
煤油燃烧温度3397度，甲烷3277度，液氢2797度。
接下来是燃料沸点。
煤油210多度，比水还要高。
液氢零下253度，接近绝对零度。
这俩玩意都需要考虑极为严格的隔热和保温措施。
至于甲烷，沸点在零下162度，和液氧非常接近。
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。
最后，也是最重要的一点，价格。
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。
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。
不搞不行！
（*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）