H3

靠「膨胀排放」这个变体，把涡轮从燃烧室的压力约束里解放出来。

先看纯膨胀循环（closed expander，如 RL10、Vinci）的死结：

液氢流过燃烧室与喷管的冷却夹套吸热气化，推动涡轮，然后全部进入燃烧室燃烧。因为氢最终要进燃烧室，涡轮出口的压力必须高于室压。这意味着涡轮的可用压比很小，要产生足够功率就必须加大流量或提高温升——而温升来自传热。

传热量正比于面积：

$Q \propto A_{\text{壁}} \propto D^2$

推力正比于喉部面积，也大致正比于 $D^2$，看起来匹配。但问题在于燃烧室的特征长度：推力增大时，室压和流量增加，壁面热流密度上升有限，而需要的涡轮功率上升很快。实际结果是纯膨胀循环的推力天花板在 200–300 kN。

膨胀排放循环（open / bleed expander）改了一处：驱动涡轮的那股氢，推完涡轮后直接排到舷外，不进燃烧室。

这一改的后果：

• 涡轮出口压力可以低到接近环境压力，可用压比从几倍变成几十倍；
• 同样的功率只需要少得多的流量与温升；
• 于是传热面积不再是瓶颈，推力上限被打开。

代价是排掉的那部分氢不产生推力。LE-9 排掉的约占燃料流量的百分之几，反映在比冲上是十几秒的损失。

**日本为什么能做成？**因为它在这条路线上积累了四十年：LE-5（1986）、LE-5A、LE-5B 全是膨胀排放循环，涡轮匹配、传热设计、启动时序的经验是连续的。LE-9 不是从零开始，是把一条走了四十年的路推到极限。

**它仍然很难。**2020 年的裂纹问题说明，即使循环本身简单，1,471 kN 的燃烧室依然会遇到燃烧不稳定与热疲劳——这些问题与循环无关，是「大推力」本身带来的。

改的东西很少，这本身就是结论。

2023 年 3 月 7 日的失败发生在第二级点火：一级正常工作并分离，但 LE-5B-3 没有点火。调查锁定在第二级的电气系统——具体是级间分离时产生的电气瞬态，触发了配电系统的保护动作，切断了发动机控制器的供电。

值得注意的是三点：

**1. 失败与 LE-9 无关。**整个项目最大的技术风险（新循环的大推力发动机）在首飞中工作完全正常。失败出在一个相对传统的子系统上。

**2. 根因无法唯一确定。**JAXA 的调查报告列出了三种可能的失效路径，无法通过遥测数据区分。于是修复方案是把三种可能全部堵上——这是航天故障处理的标准做法：当无法确定是哪一个原因时，就假设每一个都可能。

3. 改动集中在电气隔离与冗余上，没有触及推进系统或结构。第二次飞行（2024 年 2 月）就成功了，间隔不到一年。

**这次失败暴露的更深层问题是「继承的假象」。**LE-5B-3 与它的电气系统很大程度上继承自 H-IIA——那款零故障的发动机。但 H3 的一级、级间分离方式、供电架构都是新的，旧部件放进新环境，接口处的行为不再是「已验证」的。

这是航天项目里反复出现的模式：

• 阿丽亚娜 5 首飞失败（1996），原因是直接复用了阿丽亚娜 4 的惯性导航软件，而新火箭的飞行剖面超出了原软件的数值范围；
• 航天飞机的固推设计源自导弹传统，但在新的载荷环境下暴露了接缝问题。

「继承成熟部件」降低的是部件本身的风险，不降低集成的风险——而后者往往更大。