膨胀循环
AI 摘要：膨胀循环是指液体火箭发动机利用燃料流经推力室冷却通道时吸收热量、相变为气态后驱动涡轮泵的动力循环方式，属于闭式循环。其核心特征是涡轮工质温度接近室温，对涡轮损害极小，发动机结构简单、可靠性高、启动平稳。膨胀循环的主要限制是推力受冷却面积约束，钟罩形发动机推力上限约300 kN。RL10和YF-75D是该循环的经典代表，广泛应用于运载火箭上面级。
一句话定义
膨胀循环是指双组元液体推进剂火箭发动机中，利用燃料在推力室冷却通道内吸收燃烧室余热、相变为气态后驱动涡轮泵，涡轮做功后的推进剂全部注入主燃烧室燃烧的动力循环方式，因涡轮工质来自推进剂受热膨胀，属于闭式循环-1-10。
概念边界：膨胀循环与燃气发生器循环的区别
膨胀循环与燃气发生器循环的根本区别在于涡轮工质的来源。燃气发生器循环设置一个独立的燃气发生器，燃烧少量推进剂产生高温燃气驱动涡轮，涡轮排气直接排出机外。膨胀循环不设燃气发生器，涡轮工质就是燃料本身——燃料流经推力室壁面的冷却通道时被加热气化，气态燃料的压力驱动涡轮泵，做功后的燃料全部进入主燃烧室参与燃烧-1-14。
这一区别带来两个关键工程后果。涡轮工作温度方面，膨胀循环的涡轮入口温度接近室温，对涡轮叶片的损害微乎其微；燃气发生器循环的涡轮则工作在数百摄氏度的高温燃气中-10。系统复杂度方面，膨胀循环取消了燃气发生器及其副系统，结构更简单、重量更低，但涡轮功率受限于冷却通道的传热量，推力存在固有上限-1-16。
| 对比项 | 膨胀循环 | 燃气发生器循环 |
|---|---|---|
| 涡轮工质来源 | 燃料经冷却通道加热气化 | 燃气发生器燃烧少量推进剂 |
| 涡轮入口温度 | 接近室温 | 数百摄氏度 |
| 涡轮排气去向 | 全部注入主燃烧室燃烧 | 直接排出机外 |
| 循环类型 | 闭式循环 | 开式循环 |
| 推力限制 | 受冷却面积约束，约300 kN | 无此固有约束 |
核心原理：冷却通道的热量回收
膨胀循环的核心是“冷却即做功”的热量回收路径。发动机工作时，燃料从储箱经泵增压后，全部流经推力室壁面内嵌的冷却通道。推力室燃烧产生的高温（通常超过3000 K）通过壁面传递给冷却通道中的低温燃料。燃料吸收热量后温度升高，液态燃料相变为气态，体积急剧膨胀，产生压力差。这股高压气态燃料随后进入涡轮，膨胀做功驱动涡轮旋转。涡轮与燃料泵和氧化剂泵同轴连接，带动两泵将推进剂持续送入推力室。涡轮做功后的气态燃料——此时温度已有所降低，但仍有足够的化学能——全部注入主燃烧室，与氧化剂混合燃烧-1-2。
整个过程没有额外推进剂损耗，所有燃料最终都在主燃烧室中释放化学能，因此膨胀循环也被称为“最优动力循环”-10。涡轮工质是燃料本身，其温度远低于燃气发生器循环的涡轮入口温度，涡轮不需要昂贵的耐高温合金和复杂的冷却设计。
钟罩形喷管的膨胀循环发动机存在推力上限，约为300 kN-1-16。原因是热量的获取依赖冷却通道的传热面积，而冷却通道的面积随发动机尺寸的平方增长，需要加热的燃料流量却随尺寸的立方增长。推力超过一定阈值后，喷管和燃烧室壁面提供的热量不足以将足够多的燃料气化以驱动涡轮。突破这一限制的方法是采用燃料分流技术，将一部分燃料绕过涡轮和冷却通道直接注入燃烧室，另一部分燃料继续驱动涡轮，从而在更高推力下维持涡轮功率平衡-1-16。
关键技术与参数
低温推进剂的选择是膨胀循环的固有要求。只有液氢、液态甲烷、液态丙烷等在常温下容易达到沸点的低温燃料才能在冷却通道中实现充分的气化。液氢的沸点约20 K，单位质量吸热能力极强，是膨胀循环最理想的工质-1-16。
RL10发动机是膨胀循环最经典的代表。RL10是美国研制的第一种液氢燃料火箭发动机，1963年投入使用，原始型号真空推力66.7 kN，真空比冲433秒，干重仅135 kg-2-11。其工作原理为：全部液氢由氢泵加压进入燃烧室壁的冷却通道加热成气态氢，推动涡轮做功后进入燃烧室燃烧。涡轮与氢泵直接连接，通过减速齿轮驱动氧泵-2。RL10B-2是现行改进型号，真空推力110.1 kN，真空比冲462秒，喷管膨胀比250:1，干重301 kg，用于德尔塔四型运载火箭上面级-2-3。
YF-75D发动机是中国膨胀循环技术的代表性产品。该发动机采用闭式膨胀循环系统，应用于长征五号运载火箭芯二级，并通过了振动环境适应性考核-1。YF-75DA型号推力较YF-75D提升超过10%，用于长征八号甲火箭芯二级-1。中国25吨级闭式膨胀循环氢氧发动机已完成推力室挤压试验，具备多次起动和大范围变推力调节能力，推力达现役上面级发动机的3倍-1。
Vinci发动机是欧洲首款膨胀循环上面级发动机，用于阿丽亚娜6号运载火箭。其真空推力180 kN，真空比冲457秒，燃烧室压力6.08 MPa，具备最多5次重新点火能力-8-3。Vinci采用碳陶瓷可伸缩喷管，在收纳状态下长度仅2.3 m，展开后达4.2 m，喷管直径2.15 m-8。
适用与限制
膨胀循环适用于对可靠性、可重复启动和上面级操作灵活性有要求的场景。其涡轮工质温度低、启动平稳、结构简单，特别适合运载火箭上面级发动机-10。RL10自1963年服役以来，驱动了半人马座上面级、德尔塔四型上面级和宇宙神五号上面级等多种运载器-2-11。Vinci发动机为阿丽亚娜6号提供了最多5次点火能力，支持复杂的轨道转移任务-8。YF-75D用于长征五号芯二级，是中国现役运载火箭上面级的主力氢氧发动机-1。
膨胀循环的固有局限是推力受限。钟罩形发动机的单纯膨胀循环推力上限约300 kN，超过此值需要采用燃料分流或瓦形发动机方案-1-16。膨胀循环要求使用低温推进剂，液氢的极低密度（约71 kg/m³）和超低温贮存需求增加了系统复杂性。对于需要大推力芯级发动机的场景，分级燃烧循环或燃气发生器循环更为适用。膨胀循环的比冲优势主要体现在液氢燃料组合中，液氧/甲烷膨胀循环发动机的比冲优势不如氢氧组合显著。此外，膨胀循环发动机在启动阶段需要外部热源或燃气发生器辅助，直到燃烧室和喷管加热的燃料能够独立驱动涡轮-1-16。
常见问题 FAQ
膨胀循环为什么被称为“最优动力循环”？
“最优动力循环”的称谓源于膨胀循环的能量利用方式。涡轮工质是燃料本身，燃料在冷却通道中吸收的热量本来需要通过辐射或传导耗散掉，膨胀循环将其回收用于驱动涡轮泵，实现了废热的有效利用。涡轮排气全部注入主燃烧室，推进剂的化学能在主推力室中充分膨胀，没有开式循环的排气能量损失。整个过程没有额外推进剂消耗，也没有能量浪费，因此被称为“最优”-10。
膨胀循环发动机为什么推力做不大？
推力受限于冷却通道的传热能力。膨胀循环依赖燃料在冷却通道中吸收燃烧室余热来气化并驱动涡轮。随着发动机推力增大，燃烧室和喷管的表面积按尺寸的平方增长，而需要加热的燃料流量按尺寸的立方增长。当推力超过约300 kN时，冷却面积不再足以将足够多的燃料气化以维持涡轮功率。采用燃料分流技术可以让一部分燃料绕过涡轮直接进入燃烧室，从而在更高推力下维持系统平衡，但会增加系统复杂度-1-16。
RL10和Vinci都采用膨胀循环，它们的定位有什么不同？
RL10是膨胀循环的开创者，1963年投入使用，原始型号推力仅66.7 kN，比冲433秒，干重135 kg，主要用于半人马座和德尔塔四型上面级-2-11。Vinci是欧洲为阿丽亚娜6号研制的现代化膨胀循环发动机，推力180 kN，比冲457秒，具备最多5次重新点火能力，采用可伸缩喷管以适应上面级空间限制-8。两者的共同点是都利用液氢冷却推力室来驱动涡轮，区别在于Vinci的推力量级更大、点火次数更多、喷管设计更紧凑，适应了新一代运载火箭上面级对灵活性和操作效率的要求。