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(qiáng)高的地方往壓強(qiáng)的地方流。當(dāng)然，水也能從低往高處流，比如用個(gè)水泵來抽的話。同樣，在火箭發(fā)動機(jī)里面，也可以用渦輪泵來實(shí)現(xiàn)讓燃料/氧化劑從低壓流向高壓，或者說實(shí)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(qiáng)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(qiáng)大大提高。另外，燃燒室和噴管的氣體壓強(qiáng)越高，發(fā)動機(jī)的比沖就越高。如果沒有這個(gè)渦輪泵的話，儲存罐就得承受很大的內(nèi)部壓強(qiáng)，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(jī)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(shí)現(xiàn)了從2-〉3的增壓，實(shí)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?xì)猓?-〉6提供，相對應(yīng)的，5-〉6的過程中，燃料的壓強(qiáng)下降，溫度也下降了。

　　而驅(qū)動渦輪的燃料（或燃?xì)猓┑哪芰恳膊荒軣o中生有，火箭發(fā)動機(jī)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?xì)獍l(fā)生器循環(huán)(Gas-Generator Cycle)中，是靠預(yù)燃燒器產(chǎn)生的熱燃?xì)鈦眚?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(gè)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(shí)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(diǎn)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(gè)部件，大大簡化了發(fā)動機(jī)構(gòu)造，因此提高了可靠性。

　　2．        因?yàn)闆]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(diǎn)火性能好，符合上面級的要求。

　　3．        因?yàn)橹苯邮褂檬軣崤蛎浐蟮娜剂蠚怏w驅(qū)動渦輪，因此溫度比燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)和分級燃燒循環(huán)中一般使用的富燃燃?xì)猓ㄌK聯(lián)的煤油機(jī)中更是用危險(xiǎn)的富氧燃?xì)猓┑偷枚?，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(jī)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(jì)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?yàn)闆]有預(yù)燃燒，使用含碳燃料的時(shí)候很頭痛的富燃燃?xì)獾姆e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(jī)很容易改成液態(tài)甲烷/液氧發(fā)動機(jī)。液氫的沸點(diǎn)溫度太低，比固態(tài)氧的熔點(diǎn)都低。而甲烷的沸點(diǎn)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(fèi)，因此可以實(shí)現(xiàn)盡可能高的利用率。相應(yīng)的，美國設(shè)計(jì)的使用閉式膨脹循環(huán)的RL-10B-2是已投入實(shí)用的火箭發(fā)動機(jī)中比沖最高的，真空比沖達(dá)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(diǎn)也很明顯，就是一般來說，推力不夠大。這個(gè)毛病同樣也要?dú)w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(qiáng)。使用預(yù)燃燒器的時(shí)候，忽略熱傳導(dǎo)的散失的話，可以說高溫燃?xì)馕樟怂腥紵裏幔芍^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(shí)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?xì)庾唿c(diǎn)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(qiáng)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(jī)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(diǎn)，并且想搞出更大推力的膨脹循環(huán)的發(fā)動機(jī)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(gè)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(jìn)行燃燒，因此壓強(qiáng)必須比主燃燒室的壓強(qiáng)高。考慮到一般來說，為了提高推力和比沖，主燃燒室的壓強(qiáng)是唯恐不夠高，10M Pa（相當(dāng)于100個(gè)大氣壓）的壓強(qiáng)是家常便飯，那么渦輪后的壓強(qiáng)就不可能低。

　　對應(yīng)的辦法就是改用開式循環(huán)。例如燃?xì)獍l(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(qiáng)最多就是一個(gè)大氣壓0.1M Pa。那么渦輪后壓強(qiáng)也可以很低，和主燃燒室的壓強(qiáng)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(gè)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(diǎn)就很明顯（類似于燃?xì)獍l(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(diǎn)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(yùn)含的燃燒熱都損失了，從而效率降低，損失了比沖。

　　而優(yōu)點(diǎn)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(qiáng)都可以減小一些，可靠性也增強(qiáng)了。顯然，價(jià)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(jī)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(jìn)型，實(shí)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(jī)真空推力也就是十多噸，燃燒室壓強(qiáng)只有40個(gè)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(gè)基礎(chǔ)上，日本計(jì)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(dá)到140噸，燃燒室壓強(qiáng)增加到3倍，接近120個(gè)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(jìn)入燃燒室。

　　液氫和液氧各用一個(gè)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(jìn)行混合是為了提高燃燒前的溫度，達(dá)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(jìn)。因?yàn)闅涞姆悬c(diǎn)太低，導(dǎo)致有時(shí)候燃燒室的氧噴嘴被凍結(jié)。這個(gè)混合加熱可以消除這種問題。當(dāng)然，如果使用的是沸點(diǎn)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(jì)思路。

　　象這個(gè)原理圖所示，德國方案中也采用了兩個(gè)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(gè)泵，而不是日本方案中的同一股氫氣先后驅(qū)動兩個(gè)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(jìn)行加熱膨脹。這樣一來，有利于進(jìn)一步提高渦輪驅(qū)動氫氣流的壓強(qiáng)，從而加大渦輪泵的驅(qū)動能力。渦輪廢氣則從單獨(dú)的噴口排出。

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

　　下圖則是發(fā)動機(jī)的計(jì)算模型，包含了各部分的參數(shù)。

　　因?yàn)槟繕?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(qiáng)只有60多個(gè)大氣壓，遠(yuǎn)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(gè)發(fā)動機(jī)中的最高壓強(qiáng)值。渦輪前壓強(qiáng)為8.311M Pa，溫度只有攝氏230多度，渦輪后壓強(qiáng)降到只有0.3M Pa，也就是大概3個(gè)大氣壓，溫度低于水的沸點(diǎn)。這樣一來，渦輪泵的難度就可以大大降低，重復(fù)使用時(shí)的安全性比較可靠。

　　德國方案的設(shè)計(jì)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(dá)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(jī)的阿麗亞娜改進(jìn)型火箭。第一級使用改進(jìn)后的阿麗亞娜5的芯級，捆綁使用了兩個(gè)可重復(fù)使用的助推器，每個(gè)助推器安裝兩臺推力220噸的SE-21D。預(yù)計(jì)整個(gè)系統(tǒng)的同步軌道運(yùn)載能力將超過12噸。