推进剂与动力循环
煤油、液氢、甲烷、自燃推进剂各自适合什么场景？燃气发生器、分级燃烧、膨胀循环、电泵循环之间的取舍是什么？这是运载火箭设计中最富分歧的一组选择。
比冲不是唯一指标
火箭发动机最常被引用的指标是比冲（）：单位重量推进剂产生的冲量，单位是秒。它衡量的是「效率」。
但如果比冲是唯一指标，所有火箭都该烧液氢。现实中并非如此，因为还有三个同样重要的维度：
- 密度：决定贮箱体积，进而决定结构质量与气动阻力。工程上常用密度比冲 来综合衡量。
- 可操作性：常温还是低温？有毒吗？能长期贮存吗？加注要多久？
- 可复用性：燃烧洁净吗？会积碳吗？对涡轮和喷注器的寿命友好吗？
四种主流推进剂组合
| 组合 | 真空 | 密度 (kg/m³) | 密度比冲（相对） | 典型型号 |
|---|---|---|---|---|
| 液氢 / 液氧 (hydrolox) | 440–465 s | 360 | 1.00 | Delta IV、Ariane 5 芯级、Centaur |
| 煤油 / 液氧 (kerolox) | 310–360 s | 1030 | 2.15 | Falcon 9、Soyuz、长征七号 |
| 甲烷 / 液氧 (methalox) | 330–380 s | 830 | 1.85 | Raptor、BE-4、天鹊 TQ-12 |
| 自燃推进剂 (hypergolic) | 285–320 s | 1180 | 2.20 | 长征二号F、Proton、飞船姿控 |
| 固体 | 250–285 s | 1750 | 2.85 | Ariane 5 EAP、GEM 63XL、航天飞机 SRB |
（密度栏为推进剂组合的平均密度；密度比冲以氢氧为 1.00 归一化）
液氢的比冲无可匹敌，但密度只有 71 kg/m³——同样质量的推进剂，氢箱体积是煤油箱的 11 倍。它还需要 −253 °C 的深冷贮存、厚重的绝热层，并且氢分子极小、极易泄漏。氢是上面级的最优解，是一级的次优解。
煤油密度高、常温、便宜、基础设施成熟，是「够用且省心」的选择。它的问题在复用上：燃烧会产生积碳，涡轮和喷注器需要清洗检查。
甲烷是近十年的新宠。它的比冲介于煤油与氢之间，密度尚可，燃烧洁净无积碳，沸点（−162 °C）与液氧（−183 °C）接近便于共底设计，还可以在火星上用萨巴蒂尔反应就地生产。几乎所有 2015 年后立项的可回收火箭都选了甲烷。
自燃推进剂（四氧化二氮 + 偏二甲肼/肼类）的特点是一接触就自燃——不需要点火装置，可以常温长期贮存，可以反复启停。代价是剧毒、致癌、比冲偏低。今天它主要用在飞船姿控、上面级和需要长期待发的场合。
固体推进剂推力密度最高、结构最简单、可贮存数年，但比冲最低，而且点火后无法关机或节流。它是助推器的常见选择，也是所有载人火箭设计者的心结。
动力循环：涡轮的排气去了哪里
发动机需要把推进剂从贮箱压入高压燃烧室。这个泵需要功率，功率从哪来、废气到哪去，就定义了「循环」。
燃气发生器循环（开式）
一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，驱动涡轮，废气直接排到箭体外（或从喷管裙部排出）。
- 优点：涡轮回路与主燃烧室解耦，可以分别调试；结构相对简单；启动时序容易控制。
- 缺点：损失约 2–5% 的推进剂流量，比冲相应下降；排气可见（F-1 和 Merlin 起飞时喷管旁的黑烟就是它）。
- 代表：F-1、J-2、Merlin、Vulcain 2、RS-68、天鹊 TQ-12。
分级燃烧循环（闭式）
在预燃室中让推进剂以极不平衡的比例（富燃或富氧）燃烧，产生的燃气驱动涡轮后全部注入主燃烧室继续燃烧。没有推进剂被浪费。
- 优点：比冲比燃气发生器高 5–15 s；可以做到极高的室压（RD-180 为 257 bar）。
- 缺点：研制难度大幅上升。富氧分级燃烧（苏/俄传统）中，高温富氧燃气会腐蚀涡轮和管路，需要特殊的抗氧化涂层——这是苏联在冶金上领先几十年的地方。富燃分级燃烧（SSME）则面临积碳与涡轮温度问题。
- 代表：RD-180、RD-191、SSME、YF-100、BE-4。
全流量分级燃烧循环（FFSC）
燃料和氧化剂各有一个预燃室，一个富燃、一个富氧，两股燃气分别驱动各自的涡轮泵后全部进入主燃烧室。
- 优点：流经涡轮的是全部流量，同样功率下涡轮温度可以低几百度，寿命大幅延长（这对复用是决定性的）；没有跨介质密封问题；可深度节流。
- 缺点：两套预燃室、两套涡轮泵，是所有循环里研制难度最高的。
- 代表：Raptor（史上第一款投入飞行的 FFSC）。苏联的 RD-270 和美国的 IPD 都做过样机但从未上天。
膨胀循环
液氢（或甲烷）流经推力室壁的冷却夹套，吸热汽化后驱动涡轮，再送入燃烧室。热量本身就是动力源，不需要燃烧任何额外推进剂。
- 优点：结构最简单、最可靠、比冲高；没有燃气发生器、没有预燃室。
- 缺点：涡轮功率受换热面积限制，而换热面积随尺寸的平方增长、所需功率随体积的立方增长——所以膨胀循环有一个明确的推力上限（约 300 kN 量级）。只适合上面级。
- 代表：RL10（1962 年至今）、YF-75D、BE-3U、Vinci。
电泵循环
用电机驱动泵，电机由电池供电。
- 优点：删掉了发动机中最难的部分（涡轮、燃气发生器、预燃室）；推力控制精确快速；启动可靠；可以在飞行中抛掉耗尽的电池。
- 缺点：电池是纯死重；泵功率随推力线性增长，而电池能量密度固定，因此有明确的推力上限。
- 代表：Rutherford（Electron）——目前唯一投入轨道飞行的电泵发动机。
挤压式
不用泵，靠高压气体（通常是氦）把推进剂压进燃烧室。
- 优点：最简单，没有任何转动部件。
- 缺点：贮箱必须承受燃烧室压力，因此必须做得很厚很重；室压受限，比冲低。
- 代表：飞船姿控发动机、SuperDraco、Curie 上面级、阿波罗登月舱下降发动机。
一张选择表
| 你的约束 | 推荐组合 |
|---|---|
| 上面级、追求极致比冲 | 氢氧 + 膨胀循环 |
| 一级、追求成本与成熟度 | 煤油 + 燃气发生器 |
| 一级、追求复用寿命 | 甲烷 + 分级燃烧 |
| 需要长期待发或频繁启停 | 自燃推进剂 |
| 需要大起飞推力、研制预算有限 | 固体助推器 |
| 小型火箭、追求制造速度 | 煤油 + 电泵 |
| 姿控与小推力修正 | 自燃 / 单组元 + 挤压式 |
分层选择：同一枚火箭上的不同答案
最能体现这套权衡的，是那些在一二级用不同推进剂的火箭：
- Saturn V：一级煤油（要密度与推力），二三级氢氧（要比冲）。
- 长征五号：助推器煤油，芯级与二级氢氧。
- New Glenn：一级甲烷（要复用友好与密度），二级氢氧（要比冲）。
- Ariane 5 / Vulcan：固体助推（要起飞推力），氢氧或甲烷芯级，氢氧上面级。
共同的逻辑是：在大气层内，推力和密度比比冲重要；在真空中，比冲压倒一切。 每一枚火箭的推进剂组合，都是这条原则在特定的成本、工业基础与任务约束下的一个具体解。