液氧 从梅林到猛禽，为何马斯克认为去火星必须用液氧甲烷发动机？( 二 )
你会发现火箭除了发动机就是燃料罐，液氧煤油火箭，煤油是个小罐子，液氧是个大罐子。到了氢氧火箭，液氢绝对是个超级大罐子，比液氧的罐子大五倍，这就是超低密度带来的问题，罐子太大，也就加大了结构重量。用甲烷的话，罐子比煤油大了40%，但是和液氧罐子大小差不多，比较平均。综合下来是划算的。
甲烷还有一个好处，液态甲烷的温度-161度，液氧是-183度。煤油是常温储存，不同的煤油凝固点不统一，大概也就零下40多度吧，液氢是-253度。反正液氧和煤油的温度差达到了-200度左右。液氢和液氧的温度也差了将近70度。也就是说，液氢会把液氧冻成大冰坨子，液氧也会把煤油给冻成固体，这俩燃料罐是尽量不要做成背靠背。要想减轻结构重量，做成共底储箱，难度相当大，起码要解决保温的问题。
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图：共底储箱
但是，液氧和甲烷的温度差不多，甲烷的冰点是-182度，比液氧的沸点-183度恰好高了一丝，没关系，这点温差稍微采取一些保温措施就能解决。这样，我们就可以把燃料罐做成一体的，中间加个隔板隔开，一边放液氧，一边放甲烷。这就是所谓的共底储箱。这就是液氧甲烷作为燃料带来的一个额外的好处。共底储箱变得比较省事儿。液氧煤油或者是氢氧要做共底储箱也不是不行，但是代价比较大。
那么，最关键的是液氧甲烷发动机的性能怎么样呢？发动机的一个非常重要的指标就是比冲。比冲的上限是由燃料决定的。理论极限，液氧煤油发动机是370，液氧甲烷是422，氢氧发动机是532。但是，实际上没有那么高，RD180是著名的液氧煤油发动机，海平面比冲也才311，真空比冲338。航天飞机的发动机是最出色的氢氧发动机，海平面比冲366，真空比冲才452。
可想而知，甲烷发动机的性能也就在氢氧发动机和液氧煤油发动机之间。不高不低，海平面比冲能有330多，也就能满足马斯克的需求。
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图：宇宙神5型火箭发射X37B的时候，二级火箭的尾焰扩散很快
我们这里补充说明一下，火箭发动机喷出去的燃气当然是越快速膨胀效率越高，这样热能才能充分转化成机械能。但是，在大气层之中，因为大气压的存在，所以喷出去的高温燃气无法彻底的扩散，还是被大气压给束缚住的。所以，比冲会低一点。你看火箭发射的时候，尾部的火焰都是常常的一条，那就是因为喷得快，扩散的慢，所以是一窄条。但是二级火箭发动机在真空里燃烧，尾焰就不是一长条了，而是一个大喇叭口。喷的快，横向扩散也很快，就成喇叭口了。所以，咱们看火箭发射还是要看门道。不能只看热闹。我还有视频节目专门介绍了不同火箭的不同尾焰，大家可以搜出来看看。
既然燃料选择了甲烷，工程师们发现，如今的世界上连一个成熟的甲烷发动机都没有。SpaceX只能靠自己设计了。
我们不得不再来稍微复习一下有关火箭发动机的基本知识。最开始，火箭发动机就是把燃料挤进燃烧室，一烧一喷就完了，跟喷灯差不多。但是，后来发现供不上这么多的燃料。布劳恩的办法是用双氧水催化分解，产生高温高压气体来吹动涡轮泵，把燃料供给燃烧室。这就是V2火箭采用的招数。
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图：电子号起飞重量只有10吨
这种设计需要使用额外的双氧水，太麻烦了，后来大家都不这么干。但是新西兰的电子号火箭也是采用了外置能源驱动燃料泵的技术，只是他们用的是锂电池+电动泵的办法，这个技术用在小型火箭发动机上还是可行的，电子号只有10吨，专门用来打小卫星，很轻，可以用降落伞回收，结构简单倒是真的。因为这个电动的泵和燃烧彻底没关系。其他的火箭发动机的燃料泵都是有复杂的关系的，所以才会这么麻烦。
再复杂一点的设计是膨胀循环，就是让燃料绕着喷口内壁转圈流动，用喷口给燃料加热，产生高温高压，然后推动一个燃料泵来往燃烧室里快速输送燃料，这就是所谓的膨胀循环。
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图：梅林发动机的燃气发生器废气排放口浓烟滚滚，大量燃料被白白浪费了
再进一步，用少量的燃料和氧化剂放到一个专门的燃烧室里去烧。然后用废气吹动涡轮泵，往燃烧室里输送燃料。这种就叫燃气发生器。猎鹰9号用的梅林发动机就是这种模式。要是燃料充分燃烧，温度能高达3000度，涡轮泵叶片根本受不了。为了降低温度，只能加大燃料的量，到那时氧气只给一点点，这样没有完全燃烧的燃料就会带走大量的热。不至于让温度太高，还在涡轮泵的耐受范围之内。但是，燃料不完全燃烧，实在是太浪费了，所以燃气发生器的比冲是不高的，耗油量大。这种模式也叫开式循环。
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