膨胀循环

膨胀机循环是双组元火箭发动机的动力循环。 在这个循环中，燃料用于冷却发动机的燃烧室，吸收热量并改变相位。 现在加热的气态燃料然后为驱动发动机燃料和氧化剂泵的涡轮提供动力，然后被注入燃烧室并燃烧。

由于必要的相变，膨胀机循环受方-立方定律的推力限制。 当钟形喷嘴按比例缩放时，用于加热燃料的喷嘴表面积随着半径的平方而增加，但要加热的燃料体积随着半径的立方而增加。 因此，超过大约 300 kN（70,000 lbf）的推力，不再有足够的喷嘴面积来加热足够的燃料来驱动涡轮机，从而驱动燃料泵。 使用旁路膨胀机循环可以实现更高的推力水平，其中一部分燃料绕过涡轮机和/或推力室冷却通道并直接进入主室喷射器。 非环形气塞发动机不受方-立方定律的限制，因为发动机的线性形状不是等距缩放的：燃料流量和喷嘴面积与发动机的宽度成线性比例。 所有膨胀机循环发动机都需要使用液态氢、液态甲烷或液态丙烷等容易达到沸点的低温燃料。

一些膨胀机循环发动机可能使用某种气体发生器来启动涡轮机并运行发动机，直到来自推力室和喷嘴裙的热量输入随着室压力的增加而增加。

膨胀机循环发动机的一些例子是 Aerojet Rocketdyne RL10 和用于未来 Ariane 6 的 Vinci 发动机。

该运行循环是对传统膨胀机循环的修改。 在排气（或开放）循环中，不是将所有加热的推进剂都通过涡轮机并将其送回燃烧，而是仅使用一小部分加热的推进剂来驱动涡轮机，然后放气，被排放 落水而不经过燃烧室。 另一部分被注入燃烧室。 通过降低背压和最大化通过涡轮的压降，排出涡轮排气允许更高的涡轮泵效率。 与标准膨胀机循环相比，这允许更高的发动机推力，但会通过倾倒涡轮机排气以降低效率为代价。

三菱 LE-5A 是世界上xxx台投入运行的膨胀机引气循环发动机。

与可以在全流量循环中分别对氧化剂和燃料实施分级燃烧的方式类似，膨胀机循环可以作为双膨胀机循环在两条单独的路径上实施。 在涡轮分子泵的涡轮和泵侧使用与液体化学性质相同的热气体消除了吹扫和一些故障模式的需要。 此外，当燃料和氧化剂的密度显着不同时，例如在 H2/LOX 情况下，最佳涡轮泵速度差异很大，以至于它们需要在燃料泵和氧化剂泵之间安装变速箱。 使用带有独立涡轮机的双膨胀机循环，消除了这种容易发生故障的设备。

双膨胀机循环可以通过在再生冷却系统上为燃料和氧化剂使用单独的部分，或者通过使用单一流体进行冷却和热交换器来沸腾第二种流体来实现。 例如，在xxx种情况下，您可以使用燃料冷却燃烧室，使用氧化剂冷却喷嘴。 在第二种情况下，您可以使用燃料来冷却整个发动机，并使用热交换器来煮沸氧化剂。

与其他设计相比，膨胀机循环具有许多优点：

低温在变成气态后，推进剂通常接近室温，对涡轮机造成的损坏很小或没有，从而使发动机可以重复使用。 相比之下，燃气发电机或多级燃烧发动机的涡轮机在高温下运行。耐受性在 RL10 的开发过程中，工程师们担心安装在油箱内部的绝缘泡沫可能会破裂并损坏发动机。

他们通过将松散的泡沫放入油箱并将其通过发动机来进行测试。 RL10 毫无问题地消化了它，性能也没有明显下降。 传统的气体发生器实际上是微型火箭发动机，具有隐含的所有复杂性。 即使阻塞气体发生器的一小部分也会导致热点，从而导致发动机剧烈损坏。 由于使用了更宽的燃料流动通道，因此将发动机钟罩用作“气体发生器”也使其非常能容忍燃料污染。固有的安全性由于钟罩式膨胀机循环发动机的推力有限，因此可以轻松设计为承受 它的xxx推力条件。