俗話說水往低處流，而類似的，只要是流體，不管是液體還是氣體，自由流動的話都只能是從壓強高的地方往壓強的地方流。當(dāng)然，水也能從低往高處流，比如用個水泵來抽的話。同樣，在火箭發(fā)動機里面，也可以用渦輪泵來實現(xiàn)讓燃料/氧化劑從低壓流向高壓，或者說實現(xiàn)增壓過程。

　　比如上圖中，1（燃料箱）-〉2（泵前）和3（泵后）-〉4（熱交換器）-〉5（渦輪前）-〉6（渦輪后）-〉7（主燃燒室）-〉8（噴管）的過程中，壓強都是逐步降低的，只有在2-〉3的過程中，渦輪泵把液態(tài)氫的壓強大大提高。另外，燃燒室和噴管的氣體壓強越高，發(fā)動機的比沖就越高。如果沒有這個渦輪泵的話，儲存罐就得承受很大的內(nèi)部壓強，那樣，安全性差，結(jié)構(gòu)重量也大。因此除了結(jié)構(gòu)簡單、推力小、比沖也低的擠壓循環(huán)(Pressure Fed Cycle)外，渦輪泵是液體火箭發(fā)動機中不可缺少的核心部分。

　　不管怎么樣，能量守恒定律總是要遵守的。渦輪泵實現(xiàn)了從2-〉3的增壓，實際上也就是增加了燃料/氧化劑的能量。這些能量不可能憑空變出來，因此要靠驅(qū)動渦輪的燃料（或者燃氣）5-〉6提供，相對應(yīng)的，5-〉6的過程中，燃料的壓強下降，溫度也下降了。

　　而驅(qū)動渦輪的燃料（或燃氣）的能量也不能無中生有，火箭發(fā)動機的所有能量來源歸根到底都是靠燃料和氧化劑發(fā)生燃燒反應(yīng)，把化學(xué)能轉(zhuǎn)化為熱能。那么驅(qū)動渦輪的氣體的能量只能從燃燒反應(yīng)中獲得。在分級燃燒循環(huán)(Staged Combustion Cycle)和燃氣發(fā)生器循環(huán)(Gas-Generator Cycle)中，是靠預(yù)燃燒器產(chǎn)生的熱燃氣來驅(qū)動渦輪，等于是直接利用預(yù)燃燒器的燃燒熱。而膨脹循環(huán)中，并沒有預(yù)燃燒器這個部件，而是利用主燃燒室和噴管的高溫，讓燃料在熱交換器中吸收燃燒熱。比如使用液氫的時候，液氫在熱交換器中吸收熱量后氣化為氣體，并且受熱膨脹，然后被用來驅(qū)動渦輪。

　　相較于其他循環(huán)方式，膨脹循環(huán)的優(yōu)點是很明顯的：

　　1．        結(jié)構(gòu)簡單可靠。膨脹循環(huán)省掉了預(yù)燃燒器這個部件，大大簡化了發(fā)動機構(gòu)造，因此提高了可靠性。

　　2．        因為沒有使用預(yù)燃燒器，驅(qū)動渦輪的是純粹的燃料，沒有燃燒生成的水蒸氣，因此在低溫下可能出現(xiàn)的結(jié)冰問題（渦輪泵一邊是可以高到上千度的酷熱，一邊是可以低到零下二百度的極冷）也不存在。這樣一來，膨脹循環(huán)的多次點火性能好，符合上面級的要求。

　　3．        因為直接使用受熱膨脹后的燃料氣體驅(qū)動渦輪，因此溫度比燃氣發(fā)生器循環(huán)和分級燃燒循環(huán)中一般使用的富燃燃氣（蘇聯(lián)的煤油機中更是用危險的富氧燃氣）低得多，比如日本JAXA的LE-5B的渦輪前溫度只有428K，也就是攝氏150多度，連一般鍋爐的級別都不到，對一般的火箭發(fā)動機的渦輪泵來說簡直可以說是很涼爽了。這樣一來，渦輪泵的設(shè)計難度減小，可靠性則提高了很多。這樣一來，可重復(fù)使用的難度也得以降低。

　　4．        因為沒有預(yù)燃燒，使用含碳燃料的時候很頭痛的富燃燃氣的積碳問題也就不存在了。因此，采用膨脹循環(huán)的液氫/液氧發(fā)動機很容易改成液態(tài)甲烷/液氧發(fā)動機。液氫的沸點溫度太低，比固態(tài)氧的熔點都低。而甲烷的沸點則和液氧相近，相比之下比液氫方便很多。

　　5．        閉式膨脹循環(huán)中，所有燃燒過程都在主燃燒室中完成，燃料和氧化劑都不浪費，因此可以實現(xiàn)盡可能高的利用率。相應(yīng)的，美國設(shè)計的使用閉式膨脹循環(huán)的RL-10B-2是已投入實用的火箭發(fā)動機中比沖最高的，真空比沖達到462.3秒。（分級燃燒循環(huán)的SSME是452.5秒，RD-0120則是455秒）

　　但是，膨脹循環(huán)的弱點也很明顯，就是一般來說，推力不夠大。這個毛病同樣也要歸因于沒有預(yù)燃燒器。渦輪泵的能量來源要靠燃燒熱，渦輪前氣體能量越高，渦輪泵就越有勁，能輸送更多的燃料和氧化劑，而且能產(chǎn)生更高的壓強。使用預(yù)燃燒器的時候，忽略熱傳導(dǎo)的散失的話，可以說高溫燃氣吸收了所有燃燒熱，可謂勁道十足（當(dāng)然副作用就是溫度火燙）。而膨脹循環(huán)中，氣體只能靠熱交換器吸熱，效率和直接燃燒相比要低很多，帶來的結(jié)果就是驅(qū)動渦輪的時候能量不夠高，那么渦輪泵的驅(qū)動能力也就有限得很。何況從燃燒室到噴口，為了不損失推力，不可能像普通的熱交換器那樣讓高溫燃氣走點彎彎繞繞，因此吸熱只能說是雁過拔毛而已。

　　這樣一來，渦輪泵能驅(qū)動的燃料和氧化劑的流量受限制，壓強也受限制，當(dāng)然推力也就上不去。一般來說，推力超過十噸的膨脹循環(huán)就算推力很可觀的了，因此采用膨脹循環(huán)的火箭發(fā)動機都是中小推力，用于推力要求不高的上面級倒是正好。

　　但是總還是有人看中了膨脹循環(huán)的種種優(yōu)點，并且想搞出更大推力的膨脹循環(huán)的發(fā)動機來，讓它派更大用場，由此產(chǎn)生了開式膨脹循環(huán)。

　　開式膨脹循環(huán)的目標(biāo)很明確，就是為了在膨脹循環(huán)的基礎(chǔ)上增大推力，那么就要想辦法突破渦輪驅(qū)動能力不足的瓶頸，盡可能從驅(qū)動渦輪的氣體中多榨一些能量出來。渦輪能量來自于渦輪前后(5->6)的氣體能量差，因此提高渦輪前的氣壓，或者降低渦輪后的氣壓，都能多獲取能量。提高渦輪前氣壓的最直接的辦法就是提高熱交換器的效率。這個辦法不能說沒效果，但是雁過拔毛的效果總歸有限，再想提高難度很大。

　　另一條路則是降低渦輪后氣壓。然而在閉式循環(huán)中（無論是膨脹循環(huán)還是分級燃燒循環(huán)），渦輪后的氣體都要壓入主燃燒室中進行燃燒，因此壓強必須比主燃燒室的壓強高?？紤]到一般來說，為了提高推力和比沖，主燃燒室的壓強是唯恐不夠高，10M Pa（相當(dāng)于100個大氣壓）的壓強是家常便飯，那么渦輪后的壓強就不可能低。

　　對應(yīng)的辦法就是改用開式循環(huán)。例如燃氣發(fā)生器循環(huán)中，渦輪后氣體就不再送到主燃燒室，而是直接排放到外界。外界無非是從大氣海平面到真空，壓強最多就是一個大氣壓0.1M Pa。那么渦輪后壓強也可以很低，和主燃燒室的壓強比幾乎可以算是0。這樣，就可以把驅(qū)動渦輪的氣體的能量幾乎全部榨取出來。從這個思路出發(fā)，就產(chǎn)生了膨脹循環(huán)的變種——開式膨脹循環(huán)，分流一部分燃料經(jīng)過受熱膨脹后驅(qū)動渦輪，然后把這部分燃料直接排放到外界中。

　　那么，開式膨脹循環(huán)相較于膨脹循環(huán)的優(yōu)缺點就很明顯（類似于燃氣發(fā)生器循環(huán)和分級燃燒循環(huán)的比較，比如RS68相對于SSME），缺點是驅(qū)動渦輪的燃料沒有燃燒就直接排放掉了，等于說這些燃料中蘊含的燃燒熱都損失了，從而效率降低，損失了比沖。

　　而優(yōu)點也很明顯：由于渦輪能量增大，推力可以增加。而且各部分壓強都可以減小一些，可靠性也增強了。顯然，價錢也會便宜很多。

　　按德國論文所述，日本JAXA在開式膨脹循環(huán)上處于領(lǐng)先地位。到目前為止，世界上經(jīng)過飛行測試的開式膨脹循環(huán)的火箭發(fā)動機只有日本的LE-5A和LE-5B兩種，在H2和H2A火箭上得到了成功使用。

　　LE-5B是LE-5A的改進型，實際上除了推力有所提高外，其他指標(biāo)全都下降了，但是部件數(shù)減少很多，可靠性大大提高。從推力上來說，這兩種發(fā)動機真空推力也就是十多噸，燃燒室壓強只有40個大氣壓不到，比沖較高，氫氧混合比只有5.0，膨脹循環(huán)的好處體現(xiàn)在渦輪前氣溫可以說是相當(dāng)?shù)汀?/p>

　　在這個基礎(chǔ)上，日本計劃發(fā)展的LE-X可以說是全面提高。真空推力增大到十倍以上，達到140噸，燃燒室壓強增加到3倍，接近120個大氣壓，氫氧混合比也提高到5.9。比沖有所下降，但仍然有430秒。LE-X的推力已經(jīng)可以充當(dāng)火箭的第一級或者助推級。

　　上圖是LE-X的原理圖，和LE-5A/B相比變化不大。液氫只有一部分被分流到熱交換器中被加熱，加熱膨脹氣化后的氫氣被再次分流。氫氣一部分用來驅(qū)動渦輪，然后未經(jīng)燃燒直接排放到噴管中，另一部分則和未經(jīng)加熱的液氫混合后進入燃燒室。

　　液氫和液氧各用一個渦輪泵，加熱后的氫氣先驅(qū)動氫泵，然后再驅(qū)動氧泵。

　　需要燃燒的液氫和部分加熱后的氫氣進行混合是為了提高燃燒前的溫度，達到超臨界態(tài)。這是在LE-5A上遇到了燃燒不穩(wěn)定的現(xiàn)象后作出的改進。因為氫的沸點太低，導(dǎo)致有時候燃燒室的氧噴嘴被凍結(jié)。這個混合加熱可以消除這種問題。當(dāng)然，如果使用的是沸點和氧接近的甲烷作為燃料，這種氧噴嘴被凍結(jié)的問題就不會發(fā)生。

　　相比之下，德國方案（主要是型號SE-21D）采用了和JAXA有些區(qū)別的設(shè)計思路。

　　象這個原理圖所示，德國方案中也采用了兩個渦輪泵分別驅(qū)動液氫和液氧。但是加熱后的氫氣是分成兩部分分別驅(qū)動這兩個泵，而不是日本方案中的同一股氫氣先后驅(qū)動兩個泵。另外，氫泵分成前后兩級，第一級加壓后的一部分液氫分流后被第二級泵再次加壓，然后被送到熱交換器進行加熱膨脹。這樣一來，有利于進一步提高渦輪驅(qū)動氫氣流的壓強，從而加大渦輪泵的驅(qū)動能力。渦輪廢氣則從單獨的噴口排出。

　　和LE-X相似，在進入燃燒室前，也把一部分加熱后的氫氣導(dǎo)入，對氫進行了混合加熱。

　　下圖則是發(fā)動機的計算模型，包含了各部分的參數(shù)。

　　因為目標(biāo)是用于可重復(fù)使用的助推級，德國方案中的性能指標(biāo)并不是很高，比如燃燒室的壓強只有60多個大氣壓，遠低于LE-X。燃料的總混合比也只有4.87。導(dǎo)致的結(jié)果是真空比沖只有407秒，也大大低于LE-X（略低于RS-68的410秒）。

　　德國方案中，液氫經(jīng)過第一級泵后升壓到8.749M Pa，第二級泵則把分流出來的約1/6的氫升壓到12.11M Pa，這也是整個發(fā)動機中的最高壓強值。渦輪前壓強為8.311M Pa，溫度只有攝氏230多度，渦輪后壓強降到只有0.3M Pa，也就是大概3個大氣壓，溫度低于水的沸點。這樣一來，渦輪泵的難度就可以大大降低，重復(fù)使用時的安全性比較可靠。

　　德國方案的設(shè)計思路可能類似于RS-68，降低一些性能來換取大推力和高可靠性。方案中的推力對膨脹循環(huán)來說是空前的，達到了220噸，超過SSME，完全可以用作中等推力火箭的第一級和助推級。

　　這是德國方案設(shè)想的應(yīng)用開式膨脹循環(huán)液氫液氧發(fā)動機的阿麗亞娜改進型火箭。第一級使用改進后的阿麗亞娜5的芯級，捆綁使用了兩個可重復(fù)使用的助推器，每個助推器安裝兩臺推力220噸的SE-21D。預(yù)計整個系統(tǒng)的同步軌道運載能力將超過12噸。