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发动机是火箭的心脏船舶配件，循环方式决定了“心脏”的结构
作者注：
为了方便动画制作，本文所示的发动机增压方式为COPV增压。 均采用锥形喷嘴。 钟形喷嘴的工作原理相同。
本文使用循环方法动画而来，这里是原文链接：
挤压周期
挤压循环可以说是最简单的发动机方法。 推进剂受到高压气体的挤压，进入没有涡轮泵的发动机的燃烧室。
挤压循环的主要优点是避免了涡轮泵的复杂结构，可以显着降低发动机的制造成本和复杂性。 但其缺点也很明显：由于火箭油箱内会产生高压，将推进剂“压”入发动机燃烧室，因此给出的压力必须在火箭油箱能够承受的压力范围内，从而限制了COPV（复合材料缠绕压力容器）或自增压产生的压力量。 这也导致，一般来说，除了燃烧室压力之外，挤压循环发动机的推力小于具有相似尺寸的泵循环发动机的推力。
挤压循环简化示意图
不过，这种火箭发动机非常轻、简单且易于制造，非常适合缺乏经验的开发小型火箭的开发人员。 采用挤压循环方式最著名的火箭发动机是AJ-10-118K，它是Delta 2的第二级发动机。虽然它在同循环方式的真空发动机中性能领先，但RS-核心第一级使用的27(A)较差，第二级相对于整个火箭来说“太小”，导致Delta 2的运输能力不是很高。
德尔塔 2 2 级
气体发生器循环
气体发生器循环是指使用少量推进剂驱动涡轮的火箭发动机循环，涡轮驱动氧化剂泵和燃料泵。
开式循环发动机工况图 [轴：轴， ：涡轮， ：燃气发生器，泵：泵， ：主燃烧室]
当气体发生器循环发动机启动时，COPV已经对燃油箱加压（辅助方式有很多，包括电启动、吹气启动等），部分燃料和氧化剂流入气体发生器，然后点火装置启动。 气体发生器点火成功后，主要燃料已进入燃烧室，发动机的动力系统已准备就绪，只剩下点火了。 燃烧室点火装置立即启动（也可以使用发射台点火装置，两者没有太多异同，后面不再赘述），从而形成初步推力。 这个循环逐渐达到100%推力船舶配件，可控阀等部件开始工作，限制燃料和氧化剂进入预燃室，然后发动机推力就可以在有限的范围内调节。
气体发生器循环可以说是最简单的泵循环，也用于大多数私人航天火箭发动机。 例如下面4个例子：
系列发动机
的 F-1 系列发动机
蓝箭航天天雀一十二号（TQ-12）液氧甲烷发动机
星际荣耀焦点一号（JD-1）液氧甲烷发动机
但气体发生器循环有一个致命的缺点——比冲低于其他具有类似性能指标和“尺寸”的发动机。 这是因为驱动涡轮机需要少量的推进剂在气体发生器中燃烧，并且大多数涡轮机无法承受长时间不冷却的有效燃烧。 因此，“低效”燃烧必须在气体发生器中进行。 也就是说，燃料和氧化剂偏离最佳燃烧混合比来达到冷却的目的，但这也导致本应高于分级燃烧循环的气体发生器循环比冲突然下降。
例如，与美国9 Block.5运载火箭第一级使用的NK-15和苏联N-1运载火箭第一级使用的NK-15相比，海平面比冲为15秒更低，真空比冲甚至更低20秒。
注：假设开式循环气体发生器中的燃料和氧化剂达到最佳混合比例，并且燃烧室和气体发生器的压力数据相同，那么气体发生器将产生相当大的推力，驱动涡轮液体火箭发动机控制，从而驱动推进力。 它同时向推进剂泵提供推力，这比分级燃烧循环中预燃室中仅加速涡轮和推进剂流速的燃烧效率明显更高。 也就是说，在其他条件相同的情况下，如果气体发生器循环中气体发生器内的推进剂以接近最佳混合比的混合比燃烧，并在与主燃烧室相同的压力下燃烧，那么“相当于“宇”将涡轮放置在主燃烧室中。然而，由于涡轮所用的合金在不冷却的情况下无法长时间承受如此高的温度和压力，因此目前所有带有气体发生器的火箭发动机在气体发生器中的燃烧循环次数大大偏离最佳混合比，且压力不变高，这直接导致部分推进剂未被利用而被排出，不仅降低了发动机的比冲，也间接影响了发动机的设计。火箭的储罐并增加了火箭的“自重”，因为偏离最佳混合比例意味着火箭需要携带更多的氧化剂/燃料并直接从气体发生器中排出。 这些“多”（这里的“多”是指多余但必不可少的）推进剂也间接增加了火箭的起飞质量，但这个重量在飞行过程中不断被“扔掉”。
但这并不意味着气体发生器循环没有优势。
虽然气体发生器产生的废气“拉低”了整个发动机的比冲，但这些“废气”也并非无用。 虽然气体发生器中的燃烧严重偏离最佳混合比，但也会产生一定的推力。 这可以让你对气体发生器的废气喷嘴进行一些“篡改”，使废气排放喷嘴的末端具有TVC（Trust，推力矢量控制）能力，这也赋予了像Delta IV这样的运载火箭，只有一台发动机，没有控制翼和偏置发动机，能够控制滚转，告别螺旋上升。
其次，由于气体发生器内最佳混合比偏差较大，导致燃烧不完全，导致废气温度较低。 这并不是坏消息。 这些废气还可用于冷却发动机。 一个典型的例子是F-1发动机。 而1DVac++的喷嘴气膜冷却就是利用这些温度较低的废气来冷却喷嘴，达到充分利用这些废气的目的。
气体发生器循环是应用最广泛的火箭发动机循环方法之一。 一般来说，使用气体发生器循环制造火箭发动机比其他泵循环火箭发动机更简单、更便宜。 马斯克甚至在.com上表示，使用燃气发电机循环的发动机的制造成本甚至可以低至约100万美元。
电动泵循环
电动泵循环发动机完美解决了挤压循环发动机燃烧室压力低的问题，使其推力相对较高。 但致命的缺点是：自重增加。
众所周知，火箭的干质量与火箭运输的有效载荷的质量直接相关。 火箭第一级质量每减少约6kg，火箭的LEO运载能力将增加约1kg（具体情况取决于火箭的配置、第一级燃烧时间和指标） 、是否可回收等，但除SSTO外，其他火箭/多级空射火箭无法达到1:1的比例）； 而末级每损失1公斤恒定干质量（这个恒定干质量不包括飞行过程中损失的质量），它就会为火箭在任何可达轨道上增加1公斤有效载荷。
但电动泵挤压循环火箭发动机“却恰恰相反”。
众所周知，驱动气体发生器循环的方式是消耗一小部分推进剂。 而有人就要说：“既然电泵循环省掉了这些推进剂，那不是应该增强火箭的性能吗？”
不是这种情况。 燃气发电机循环发动机使用少量推进剂来驱动涡轮，而涡轮又驱动推进剂泵。 电动泵循环发动机需要电力来驱动推进剂泵，但普通火箭根本没有那么大的动力为发动机电机提供动力，因此必须为发动机电机提供额外的高密度电池。 但现在的电池都很重，能量密度对于火箭来说还是太小，而且电量的多少对电池的质量影响不大。 因此，“电泵火箭越大，就越长”。 这也可能是由于实验室启动延迟所致。 新型大型火箭的原因之一。
视频20:22是电池组分离的时刻。
为了解决这个问题，Lab想出了一个办法：在二级中途失去电池。 也就是说，运载火箭的第二级将电池分成了多个电池模块，其中两个电池模块位于外部靠近发动机的位置，并增加了分离机构。 第二级电子信号将首先使用这两个电池模块的电力。 用完后会切换到内部电池模块供电使用，两个电池模块会分离，从而达到减轻自重的目的。
当然，电动泵的优点也很明显：节流能力更好。 使用电动泵可以更好地控制推进剂流量，从而控制推力，这对VTVL非常友好。 但像电子号这样的小型火箭如果采用VTVL，运输能力的损失将会非常大。 不过，正如上面所说，“电泵火箭越大，跨度就越长”。 两者是相互矛盾的，所以纯电动泵火箭虽然有这个优点，但却被它的缺点“打垮”。
卢瑟福 () 引擎的电子用途
电泵火箭的工作原理也非常简单。 它用电机代替气体发生器来驱动推进剂泵。 其他地方没有本质区别。
分级燃烧循环
第一次燃烧在预燃室中进行，第二次燃烧在主燃烧室中进行，形成分级燃烧循环发动机。
分级燃烧循环可以看作气体发生器循环的高级衍生，解决了气体发生器循环推进剂利用率低的问题（主要是指不再排放废气，提高推进剂利用率）。 这也在一定程度上增加了发动机的比冲。 然而，分级燃烧循环带来了复杂的结焦（富燃料分级燃烧循环液氧煤油发动机）和空化（富氧分级燃烧循环发动机）问题。 由这两个问题引发的事故并非没有。 但解决这两个问题的方法有很多。 解决前者的方法之一是使用质量更好的煤油。 苏联/俄罗斯的大部分发动机必须使用RG-1燃料（一种比RP-1纯度更高、硫含量更少的煤油燃料），但用其他国家的煤油“无法运转”。 测试过程中甚至存在爆炸的风险。 后者通常需要使用更强的合金来抵抗少量燃料和液氧燃烧引起的强氧化。
但这种分级燃烧循环并非没有好处。 以富氧分级燃烧循环为例，由于采用了富氧预燃室，预燃室涡轮温度会相对较低，温度控制难度也相对较小。
以富氧单涡轮分级燃烧循环为例。 一般情况下，点火前，油箱会被加压至飞行压力（飞行压力是指火箭飞行时油箱内的压力，一般情况下，油箱内的压力波动不大）。 发动机开始点火过程后，发动机打开气门启动，驱动推进剂泵输送推进剂（有些发动机是通过吹气启动的，当然也有“自启动”等其他启动方式）。 推进剂流入发动机（事实上，大多数使用冷推进剂的火箭在发射之前，已经有少量推进剂流入发动机，对发动机进行预冷，防止突然大量推进剂损坏发动机）。 所有氧化剂和少量燃料将流入预燃室，其余大部分燃料将直接/间接流入主燃烧室。 氧化剂流经预燃室后，也会到达主燃烧室然后点燃。
其中最著名的例子是以苏联/俄罗斯RD-180为代表的富氧单涡轮分级燃烧循环，以美国RS-25（Space Main，SSME）为代表的富燃料双涡轮分级燃烧循环，而美国BE-4则代表富氧单涡轮分级燃烧循环。
注：其实像RS-25这样的氢氧发动机有一个很严重的问题：氢泵和氧泵的转速差太大。 因此，大多数简单的同轴泵都无法满足这个条件，必须增加一个部件来解决这个问题。 是的，它就是“变速箱”。 其工作原理类似于汽车变速箱，可以实现不同的速度。 当然，RS-25采用了另一种方式来解决这个问题，那就是双富燃烧预燃室。 也就是说，在一个富油预燃室的基础上，再增加一个富油预燃室来分别驱动氢气泵和氧气泵，从而解决这个问题。 当然，这些并不是解决泵速差大问题的唯一两种方法。 例如，RS-68使用双排气口来驱动氢气泵和氧气泵。
但氢氧分级燃烧循环发动机的困难还不仅于此，最麻烦的还是泵的燃油泄漏。 要知道，氢作为已知相对分子质量最小的原子，很容易泄漏。 虽然看起来微不足道，但在氢氧分级燃烧循环发动机的实际运行中，却是一个非常致命和危险的因素。
RS-25氢封装置
除了氢气本身之外，最重要的是涡轮泵无法采用常规的密封方法。 除了氢气本身之外，最重要的是涡轮泵无法采用常规的密封方法。 火箭发动机涡轮泵的转轴转速高达每分钟数万转，氢气可以从转轴的缝隙流入氧气泵。 但为什么一定是氢气泄漏而不是氧气泄漏呢？ 由于涡轮部分的压力高于泵的压力，SSME的解决方案是将高于涡轮压力的氦气注入可能泄漏的区域，使泄漏的方向是氦气流向氢气和氧气部分。
不得不说，分级燃烧循环造就了许多性能优异的发动机——RD-170系列液氧煤油发动机、YF-100系列液氧煤油发动机、RS-25液氢液氧发动机等。这些引擎中的每一个都有自己的特点。 特点，并且在某些发动机性能上也具有一些领先点。
闭式膨胀循环
在闭式膨胀循环中，燃料在燃烧前通常被来自主燃烧室甚至喷嘴的废热加热。 当液体燃料通过燃烧室壁中的冷却通道时，它变成气态并且体积显着增加。 然后，该气体燃料驱动涡轮泵旋转。 由此，推进剂高速进入推力室并燃烧产生推力。 钟形发动机没有足够的喷嘴面积来加热燃料来驱动涡轮，因此简单膨胀循环发动机的最大推力为300KN。 膨胀循环发动机必须使用低温燃料，如液氢、甲烷、丙烷等，很容易达到沸点。
闭式膨胀循环图
启动时，首先让燃油流动，所有燃油流过喷嘴，然后驱动两个涡轮叶片，然后到达燃烧室。 （黄管） 与此同时，氧化剂已经加速进入燃烧室，然后被点燃。 此时温度急剧升高，使喷嘴周围的管道内的燃油升温，燃油大量汽化、体积膨胀，从而使温度升高。 涡轮叶片被快速驱动以在该循环中获得最大推力。
开放式扩张循环
该工作循环是对传统膨胀循环的改进。 在排气循环中，只有一小部分推进剂用于驱动涡轮并被丢弃，并且不被喷射到燃烧室中。 排出涡轮机废气可以最大限度地提高涡轮机上的气压降，从而增加涡轮泵的功率输出。 但它牺牲了发动机推力和效率。 著名的开式膨胀循环发动机是日本的LE-9，它利用了开式膨胀循环的优势，性能也不错。
开式膨胀循环简化图
这与封闭式膨胀循环的唯一区别在于，应进入燃烧室的气体燃料的一小部分被直接排出。 这有什么好处吗？
涡轮泵压力永远不会低于燃烧室压力。
这句话在这两个扩展周期中得到了完美的体现。 大家也都知道，液体总是从压力高的地方流向压力低的地方。 压差越大，液体流量和流量越大。 另一方面，在闭式膨胀循环中，气态燃料返回燃烧室，导致燃烧室中的压力升高，从而涡轮泵与燃烧室之间的压差也减小。 开式直接排入空气或真空中，增大了压差，加快了燃油流速，进而引起涡轮泵压力略有增加，使开式膨胀循环的推力远大于即闭式膨胀循环。 虽然开式膨胀循环的海平面比冲降低了10%，但推力却大大增加，甚至适用于火箭的起飞级发动机。
闭式分体膨胀循环
该循环是闭环的变体。 燃烧室中增加了主管。 大部分燃料直接进入主燃烧室，小部分燃料参与膨胀。 其他原理与封闭式膨胀循环相同。
闭式分体膨胀循环
目前还没有组织或公司尝试制造这种发动机，甚至NASA官网上也只有一篇描述这一循环的论文。 但以上三个膨胀循环都有一个致命的问题：需要氮气泵吹空气，然后隔离燃料来驱动涡轮叶片和氧化剂泵，因为正如上面RS-25中提到的，一根轴可能会被“杀死”（特别是大多数氢氧机器使用膨胀循环的某些变化），因此需要隔热以防止爆炸。
闭式双体膨胀循环
封闭式双体膨胀循环是封闭式分体式膨胀循环的一种变体。 全部燃料驱动燃料涡轮叶片，小部分氧化剂驱动氧化剂涡轮叶片。 两人分工合作。
虽然比冲或推力没有任何改善，但它解决了一个“上”问题：隔离同轴氧化剂和燃料。 目前只有一家公司在使用这种循环——蓝色起源。 蓝色起源在他们未来的着陆器“”和国家队人类上使用了具有封闭双体膨胀循环的BE-7液氢和液氧发动机。
闭式双体膨胀循环
闭式双分体膨胀循环
该循环是闭式分体膨胀循环和闭式双膨胀循环的组合，即主要燃料和主要氧化剂直接进入燃烧室，部分燃料和氧化剂参与热膨胀以驱动它们的热膨胀。相应的涡轮泵。
闭式双分体膨胀循环
闭式气体发生器加压膨胀循环
这种循环方式是闭式循环的升级版，但不同的是，气体发生器使用了极少部分燃料和氧化剂。 气体发生器燃烧的高温废气在热交换器中加热驱动涡轮泵的燃料，从而增加涡轮的数量。 泵的速度，从而增加推力。 剩余废气从喷嘴内壁排出，形成气膜冷却，降低喷嘴温度。
闭式气体发生器加压膨胀循环
排气循环
该循环的工作方法描述起来非常简单。 它实际上是从燃烧室抽取废气来驱动涡轮叶片，从而带动涡轮泵工作。 当然，这只是一个简化的图，有些细节没有标注。
这种循环方式减少了燃油消耗，但从燃烧室排出的废气较少，从而在一定程度上降低了发动机推力，但这可以通过增加发动机机体来解决。
燃烧抽头循环是世界上罕见的循环方式。 这种循环方式目前只有一家公司使用过——蓝色起源。 Blue 在 New 亚轨道火箭的 BE-3 中使用了这种发动机循环方法。 将泵旋回到发动机上。 由于抽汽循环优异的涡轮转速控制能力，BE-3发动机的节流范围也大大增加，从100%到20%。
全流分级燃烧循环
全流分级燃烧循环（Full flow，FFSCC）是分级燃烧循环的衍生，它驱动大部分推进剂和大部分氧化剂通过富燃料预燃室和富氧预燃室，留下少量推进剂和氧化剂。推进剂的量。 它们通过管道相互交换，在另一端与燃料或氧化剂混合燃烧，驱动涡轮泵。 通过这种设计，涡轮机在比分级燃烧循环更低的温度下运行，从而延长了发动机寿命并提高了效率。 而且燃烧室压力可以更大，ti可以有更大的比冲。 这种基于循环的发动机目前正在开发作为集成动力演示器。
截至目前，真正将这种循环发动机送上天空的公司只有一家——。
全流分级燃烧循环
可见，与浓燃料分级燃烧循环相比，最大的区别是取消了直接通向燃烧室的主氧化剂管道。 相反，所有燃料和氧化剂必须通过两个预燃室。
发动机简化示意图
【1】富燃预燃室点火
富燃预燃室点火过程如下（由于空间问题，图中所有阀门均未标注）：首先打开氦气阀门，高压氦气进入预燃室。 此时没有点火，高压氦气吹动燃油涡轮。 ，由轴带动的燃油涡轮和燃油泵高速旋转，燃油经过一个大的过程进入预燃室。 （这张图没有标识燃油泵和燃油的流向，但你只能知道它到达了预燃室。）与此同时，持续燃烧的液氧开始进入燃烧室。 此时，用于点火的液氧和甲烷阀门打开，到达点火区液体火箭发动机控制，电火花开始。 两者燃烧后进入预燃室，引起稳定燃烧并形成“推力”（这里的推力是指推动涡轮叶片的力），氦阀关闭。 停止供应氦气。 如果需要节流，只需限制甲烷和液氧的流量即可。 但需要注意的是，液氧的供应量很小，因此只能与少量的甲烷一起燃烧，剩余的大量甲烷继续流向主燃烧室。
【2】富氧预燃室点火
富氧预燃室的点火过程如下（由于空间问题，图中所有阀门均未标注）：首先打开氦气阀门，高压氦气进入预燃室。 此时，没有点火，高压氦气吹动氧化剂涡轮。 ，涡轮和轴带动泵高速旋转，氧化剂直接进入预燃室。 （这与富燃烧预燃室不同）。 与此同时，用于连续燃烧的甲烷开始进入燃烧室。 此时，用于点火的液氧和甲烷阀门打开并到达点火区域。 电火花开始出现。 它燃烧并进入预燃室，引起稳定燃烧并形成“推力”（这里的推力是指推动涡轮叶片的力），氦气阀门关闭，停止氦气的供应。 如果需要节流，只需限制甲烷和液氧的流量即可。 但需要注意的是，甲烷的供应量很小，因此只能用少量液氧燃烧，剩余的液氧继续流向主燃烧室。
【3】主燃烧室点火
主燃烧室相遇后，火花塞再次点火。 这时大量的甲烷气体和氧气开始剧烈燃烧，形成稳定的推力，点火成功完成（猛禽是燃气燃烧发动机）。
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