观焰识猛禽（Raptor）二

　　原创土星V号来源航天爱好者
　　在看了上篇观焰识猛禽（Raptor）讲述猛禽引擎的文章中，有人看完后去找了下资料说唉，RD180这个燃料和氧气的质量比例不对啊，火箭引擎根本不是什么完全燃烧，你这是在胡说。嗯，很好，看来得再写一期！
　　这我其实应该先更正一下用词不严谨，现实中火箭引擎的完全燃烧其实指的是用光氧气的燃烧，及尽可能达到氧气全部变成水蒸气和二氧化碳的燃烧，并非严格化学意义上的正好同时用完燃料和氧气的燃烧。因此为方便区分，文中将称呼后者为化学计量燃烧。
　　举例而言1个分子的甲烷需要2个分子的氧气才能完成化学计量燃烧，甲烷的摩尔质量是16。04，氧气的摩尔质量是32，也就是16克的甲烷需要32264克的氧气，16：64简化一下就是燃料液氧的质量比例是1比4，每用1克燃料需要4克液氧。按照马斯克在推特上所说的星舰推进剂质量比为0。22比0。78，因此可预估猛禽引擎的甲烷液氧比例大概在1比3。54左右，换言之便是液氧带少了甲烷带多了。
　　猛禽引擎并非特例，几乎所有的火箭引擎都是多燃料少液氧的质量搭配。RP1和液氧的化学计量燃烧比例为3。48，实际上梅林1D的比例是2。36，F1引擎的为2。26，RD170的比例为2。62，RD180的比例为2。72。液氢和液氧的化学计量燃烧比例为8，但绝大多数氢氧引擎的比例都是5，RS25的比例略高是6。也就是实际上火箭引擎追求的完全燃烧，是指的尽最大可能用尽所有的氧气让其变成二氧化碳和水蒸气释放能量，而不是恰好按照化学计量比例用完。比例越高意味着有更多的氧气供燃料使用，燃料利用率也就越高。
　　RS25液氧和燃料混合比例（mixtureratio6。03：1）
　　这时候肯定就有人会问，既然有那么多燃料无法燃烧，那干嘛还要带着增加重量呢，按照化学计量比例少带点燃料或者多带点液氧不好吗？像几乎所有工程学问题一样，当考虑到实际使用中的各种情况时，事情便变得复杂了许多。
　　首当其冲的便是燃料和液氧提纯的问题。再先进的技术也不可能确保没有任何杂质，如果恰好携带正常比例那么任何杂质都会导致比例错误，因此不如多带一种液体确保其能用完。氧会对金属造成氧化腐蚀，相比携带更多液氧显然携带更多燃料更安全合适。更为关键的是火箭引擎燃烧室和一般汽车的活塞缸最大的区别是燃烧室为一个极度高温高压的环境，RS25的主燃烧室温度甚至能达到3300C，高过铁的沸点100多度。
　　RS25引擎各处工作时温度，主燃烧室内为6000F
　　因此主燃烧室必须进行主动降温不然温度便足矣烧毁引擎本身，这当然可以用专门的冷却剂来，但多增加一套复杂液体管线不说还增加引擎重量，既然已经带了燃料和低温液氧那直接拿它们来降温不就行了？降温肯定首选比热容好的液体这样单位质量下能带走更多的热量，氧气恰好在这方面非常差哪怕到3300C也只有约1。276kJ（kgK），煤油大约在2。01，甲烷在4。7而氢气最好有18。91。所以往燃烧室中填入过量燃料实际上起到的是降温作用，事实上很多火箭引擎都有采用类似概念的喷口降温设计，让燃料先环绕引擎喷口再进入预燃室的再生冷却方式，给承受火焰灼烧的引擎喷口降温。
　　（此图为NSF网站出品，仅供参考）
　　猛禽引擎采用的也是再生冷却的方式，液体甲烷（红色）先经过喷嘴给喷嘴降温然后再流入位于左边的富燃料预燃室。给主燃烧室添加过量燃料，没有氧气无法燃烧的剩余燃料会像冷却剂一样吸收燃烧室的热量变成高温气体喷射出去，既达到降温目的的同时还能提供额外推力。值得一提的是火焰的颜色并不会因为过量燃料而发生改变，因为氢气、甲烷和煤油气化都是无色的气体，虽然高温燃料理论上会和外界大气中的氧气不完全燃烧进而产生黄色火焰，但由于大气只含有约五分之一的氧气且越高越稀薄，是不足以产生常见的引擎尾焰耀眼黄色光芒的。
　　到这里估计就有人会问了，既然所有火箭引擎都往主燃烧室添加了过量的燃料，为啥还说RD180是富氧的引擎呢？其实引擎是富氧还是富燃料看的是预燃室的混合而不是主燃烧室的混合，比如同样采用富氧循环的NK33预燃室混合比例是59，每1克RP1要对应59克液氧远超理论化学计量比16倍，等部分燃烧的氧气到主燃烧室和液体燃料混合时比例才降低到2。6。富燃料循环的RS25预燃室混合比例是0。14，等部分燃烧的氢气到主燃烧室和液氧混合时比例才升到6。
　　Nk33的预燃室混合比例（preburnermixtureratio）高达59
　　RS25的预燃室则比例低到只有0。14
　　从主燃烧室的比例也能看出，使用相同燃料富氧循环的引擎普遍比例都高于2。5，而开式循环的梅林1D等则很少会超过2。5，这个意义上也可以理解为富氧指的是主燃烧室含氧量高因而得以利用的燃料也就更多。这也涉及另一个猛禽全流量循环在完全燃烧上的优势，由于不管是富氧还是富燃料都只有一边全部经过预燃室，只有一边提前气化所以在主燃烧室依然要混合一个液体和一个气体。全流量由于两边都全部经过预燃室，所以在主燃烧室混合的是两个高温气体，远比跨物态混合液体气体容易。同时全流量可设计成富氧涡轮泵氧比例极高，富燃料涡轮泵氧比例极低，减少预燃让两个涡轮泵都在相对低温的情况下工作，更多只是让液体气化，把燃烧的重任全部交给主燃烧室。这样一来延长涡轮泵寿命，减少维护方便多次复用，二来能把主燃烧室混合比例尽可能接近化学计量燃烧比例，尽可能少浪费甲烷。
　　有趣的是这恰好是猛禽引擎在做的一个优化，梅林1D（左一）的2。363。48为理论68，RD180（左二）的2。723。48为理论78，RS25（右二）的68为理论75，而猛禽引擎（右一）的3。544为理论的89，循环方式的进步让猛禽正向着理论最佳数值靠拢。
　　有谁能想过一个用词不谨慎还能引出这么多有趣的知识呢～这大概又完美展示了一遍工程学和理论数理化的区别～其实这都还没有涉及到许多火箭引擎上不太为人关注的工程问题，比如涡轮泵的密封问题，比如抗氧化合金材料问题，再比如很多人都会忽视的燃料密度问题。最后一个问题通过这张图能直观说明：
　　猎鹰9的燃料（红色）液氧罐（蓝色）的比例几乎和德尔塔IV的燃料（黄色）液氧罐（蓝色）的比例反了过来，这是因为液氢密度非常低每升只有71克，RP1的密度每升则有800克，液体甲烷的密度在这中间大约为每升422克。也就是采用液氢的火箭要造一个比RP1大的多的燃料储箱，在火箭整体设计上会增加重量，引擎性能的提升会被燃料罐的劣势抵消，整体来讲不一定划算。同样常会被忽视的液体沸点的问题，在1大气压下液氧的沸点在90K熔点在54。4K，RP1的沸点在423K熔点在233K，液氢的沸点在20。28K。也就是如果把液氧和RP1隔着同一个储罐罐底放在一起，RP1传递的热量会直接气化液氧然后自身凝固成固体煤油。液氢和液氧同样适用只不过这次是液氧气化液氢，然后凝固成固体氧气。解决的办法要不采用分开储罐，要不加压改变沸点熔点并采用特殊储箱隔热共底材料（一个有趣的事实是，自SpaceX创立至今，从来没涉及过不共底的贮箱，从猎鹰1到星舰，全是共底设计，主页君注），两种方式都会增加火箭的干重量降低运力。猎鹰9采用低温RP1，除了增加携带量外另一用处便是减少其向液氧传递热量。
　　甲烷在这方面有着一个得天独厚的优势，那便是其沸点（111。7K）和熔点（90。7K）都和液氧的数值接近，给马斯克在星舰提出时就确认采用共底储箱的一大自信，便是液体甲烷和液氧相互之间热量传递相对较小，能大幅度减少用在储罐加压和隔热共底材料上的质量，也方便在地火之间300余天宇宙飞行时储存。
　　到这里其实也能发现，猛禽引擎自始至终都是作为星舰整体设计的一部分和星舰一同研发的，颇有梅林1引擎和猎鹰9火箭同步改进完善的味道。在诸多性能指标上都普普通通的梅林1D，能打败欧洲俄罗斯乃至美国其他发射商，真正意义上把商业航天发射带回美国，靠的不止是复用，还是优化了推重比简化了火箭设计降低了成本提高了效率。外人或许会觉得SpaceX的成功之处在于回收火箭，实际上SpaceX真正的成功之处在于自始至终都贯彻着系统工程实用优先的原则，提前选择好了优化哪些舍弃哪些，只追求必要部分的最好，复用其实只是在实用优先下得出的最佳结论。
　　世界商业航天发射国家占比，黑色为美国
　　也难怪有人说猛禽便是火箭引擎界的马斯克，刚宣布时无人看好，也没有特别突出的单一指标，但只要在需要地方便毫不犹豫走到了最好，并成了现在全世界独一无二的存在。‘