那如果你不想浪费所有高压燃料呢？毕竟你为了降温都选择富燃了，那不就是有更多的未燃烧的燃料被浪费了吗？能不能干脆把热的废气用管子怼回主燃烧室？那么欢迎来到闭式循环的课堂！
闭式循环，或者叫分级循环，使用原本会直接排出的废气和主燃烧室连接起来从而提升压力、提高发动机效率。
所以我们把梅林发动机拿出来，把循环“关闭”起来，拿起排气管，直接怼进主燃烧室！大功告成？
拉倒吧！我们让一大堆煤烟糊死了所有喷注器，你可甭想上天了！

煤烟堵塞了喷注器，结果就是原地爆炸
但这有几种解决办法，我们看看苏联是怎么解决的。他们造的第一个能用的闭式循环发动机是N-1登月火箭的NK-15发动机(校注：原文如此，但世界第一型闭式循环发动机应该是科罗廖夫设计局研制的S1.5400液氧煤油发动机，GRAU代码为11D33，1960年就随闪电号运载火箭完成了首飞，而NK-15的首飞时间是1969年)，它们之后升级成了NK-33，随后衍生出很多种型号，包括至今仍在Atlas V火箭上使用的RD-180(校注：严格来说RD-180和NK-15/33是不同设计局的产品，系统结构布局差别很大，不能简单地认为是衍生关系)。
NK-15和NK-33和梅林发动机一样都是以煤油为燃料，但又因为结焦的问题不能让预燃室富燃运行，所以如果你想造一种以煤油为燃料的闭式循环发动机就只能让预燃室富氧运行，轻而易举不是吗？那你就是把高温高压的气态氧灌了进去，几乎会把精密的、低容错的涡轮叶片吹成一锅粥。
美国认为这样做是不可能的，他们基本上是放弃尝试了，他们认为不存在某种合金可以承受如此恶劣的条件，他们也不相信苏联会造出如此高效、大推力的煤油发动机。直到苏联解体以后，美国工程师才见到了那些发动机，并对其进行第一手测试。但毛子当年真的很努力，他们真的把可以承受预燃室内富氧的恶劣条件的特种合金造出来了。
在闭式循环发动机中，你不是使用一部分燃料和一部分氧化剂在预燃室内燃烧并驱动涡轮，而是把所有的氧化剂或者燃料以过量的形式通过涡轮。所以对于富氧循环来说，所有氧气都会经过预燃室，然后把特定量的燃料输往预燃室。你只需要给涡轮刚好足够的燃料来驱动燃料泵，从而给预燃室和主燃烧室提供正确的压力，以此产生正确的功率，把火箭送进太空。

回到富氧预燃室上，热的气态氧全部进入主燃烧室，遇到了液体燃料后发生爆炸，得到了一个完整高效的燃烧过程，不浪费一滴燃料！
再看“小本本”：燃烧室压力不能高于泵压力，所以燃料泵弱小无助的外表下却承受着巨大的负担。
所以如果你以为美国就那样坐视不管，让苏联人拿走所有闭式循环的荣耀，那你就错了。美国的确多花了点时间，但他们最终还是造出来了闭式循环发动机，但它和富氧循环非常不同，美国研发的闭式循环发动机的预燃室是富燃的……等下，说好的富燃预燃室的废气有过多的煤烟会导致结焦、毁掉一切东西吗？
如果你使用的是煤油等高碳含量燃料的话，那的确会发生结焦。所以美国用了另一种不同的燃料——氢。OK，我们现在避免了让高温高压气态氧冲击那些宝贝机器，但我们又遇到新麻烦了。

液氢的密度远远小于煤油和液氧，以至于需要非常巨大燃料泵才能准确地将氢送往燃烧室，与之相比，煤油和液氧的密度接近、混合比接近，可以用同一个预燃室驱动一根轴

为此，Rocketdyne（洛克达因，美国大推力液体火箭发动机的最强公司，这公司近几年比较失意。详见：美国航天动力格局变化剖析——从AR-1发动机落选“火神”一级主动力竞标引起的思考）的工程师为航天飞机研发了RS-25发动机。他们意识到氢和氧的两个泵区别非常大，可能需要两个不同的预燃室，一个驱动氢泵一个驱动氧泵——他们的确这样做了。

高压气氢容易泄露到液氧泵中 引发爆炸
但使用两根独立的轴又带来了新问题，工程师把高温高压的氢气就放在了同一根轴驱动的液氧泵的隔壁，一旦那一部分氢气从预燃室泄漏到液氧泵，就会在液氧泵内引发大爆炸，后果很严重。氢又非常难储存，因为它密度太低、太轻了，会从细小缝隙中泄漏出去，到处乱飘。所以工程师们不得不为此设计一个复杂的密封装置放置氢泄漏。

这种密封方法叫吹气密封，实际中是用氦气加压的，使其成为压力最高的地方。即使密封泄漏，流出来的也是惰性的氦气。很精巧的方法，但你们要是注意到了图中液氧泵和氢泵的密封部分的不同，就可以看出工程师们为了防止氢泄漏花了多少时间精力了。想出这些设计的人简直是不是人。
现在我们讲完了双预燃室富燃的RS-25发动机，接下来看其简化的图表。我没费劲地把两个泵画成不一样的大小，因为我只想让大家关注流向，让其变得尽可能简单。

但请记住，RS-25发动机以富燃方式运转的两个预燃室，虽然看起来一样，却是驱动各自的泵。RS-25发动机几乎仍然是人类制造过的最好的发动机，有着较高的推重比和与之不符的高效率。（航天飞机退役后，RS-25继续在NASA的重型火箭SLS和波音的XS-1项目上使用，主页君注）
闭式循环提升了发动机的整体性能，有很大的优势，那还能有哪些改进呢？我们终于可以开始讲FFSCC（全流量分级燃烧循环）了，它基本上是组合了刚讲过的上述两种循环方式——两个预燃室，一个富燃运行、一个富氧运行。富燃预燃室驱动燃料泵，富氧预燃室驱动液氧泵。这意味着FFSCC需要研发出特种合金来克服富氧情况下的困难。

所以太空叉在自家工厂研发出了名为”SX500″的特种合金，根据马一龙所述，SX500可以承受800bar(80MPa)的高温富氧燃气。这可能是研发猛禽发动机过程中的最大障碍之一了。
幸运的是，富燃的预燃室只驱动燃料泵，所以如果高温富燃燃气从泵轴处泄漏，它也只会遇到更多的燃料，没啥大事，因此不需要那些非常非常精细的密封装置。FFSCC不太可能用煤油作燃料，因为富燃预燃室会有结焦的问题，而其他燃料仍可以使用这种设计，不过这个我们稍后再讲。
该系统的优势在于燃料和氧化剂在到达主燃烧室的时候都是气态，它们会更加充分的燃烧，可以达到更高的温度；还不需要上述提到的非常精密的密封系统，继续减少维护——这些对于仅需几次甚至不需要翻新就能多次重复使用的发动机来说肯定是很有利的。
最后，因为其本身流量的极大提高，或者说燃料会更快地射入预燃室，让涡轮可以以更低的温度、更低的压力工作，因为驱动涡轮泵所需的燃料氧化剂混合比大大减小。而你们这样想，在开式循环的预燃室中你只想用尽可能少的燃料和氧化剂，因为它们都浪费了，而你又想让它越热越好，因为那样才更有效率。

楼上图为全流量分级燃烧循环 对比 开式循环(燃气发生器循环)
但在FFSCC中，所有的燃料和所有的氧化剂都会经过预燃室，所以你想要多少燃料、氧化剂来驱动涡轮泵你就可以拿多少。也正因如此，你的两个预燃室会极度富燃与极度富氧，使得两边涡轮的温度大大降低，意味着可以大大提升涡轮泵组件的寿命。这还意味着在主燃烧室内的燃烧更多，预燃室内的燃烧更少。
现在到了牛逼的部分了，使用FFSCC的发动机，迄今为止只有三种！

RD-270
六十年代苏联研发了从未上过天的RD-270发动机；在21世纪初，Aerojet和Rocketdyne研发过一款“集成动力验证器”，最后连试车台都没撑过去。
想详细了解RD-270的可以阅读本号往期文章：
第三次FFSCC发动机的尝试就是太空叉的猛禽发动机了！当当当当！主角登场！没错，猛禽发动机是这种疯狂类型发动机的“唯三”之一，也是唯一一个把发动机试车台留下的发动机！希望老天保佑，让它成为第一个入轨的FFSCC发动 机吧。好吧，其实几乎任何和这个发动机有关的内容都是零的突破。
但这也意味着太空叉需要克服重重艰难险阻，不单单指富燃循环所遇到的困难，他们还要学会如何控制燃料流量以创造所有火箭从未达到过的燃烧室压强——300bar(30MPa)——最终打破了RD-180的265bar(26.5MPa)的纪录。这简直牛逼疯了！

之前说过猛禽发动机不能使用煤油燃料运行富燃预燃室，你可能会想那最合乎逻辑的燃料就当属氢了……可太空叉既没有选择煤油也没选择液氢，他们选择了液态甲烷！终于来到下一个话题了——为什么太空叉选择液态甲烷作为猛禽发动机的燃料？甲烷有哪些优于液氢或煤油的特性？
迄今为止还没有液态甲烷发动机进入轨道，所以它有哪些优点值得作为燃料呢？我们把甲烷和煤油、氢作下对比……我们把甲烷放在煤油和氢的中间，稍后你就会知道为什么要这样。
我们先看设计火箭一级时可能是最重要的因素——燃料的密度。燃料密度大，意味着同样质量的燃料，燃料罐可以更小更轻，更小的燃料罐就有更轻的火箭。

三种燃料属性对比
这是三种燃料的密度，单位是克每升(g/L)，就是说一升这样的燃料有多重，准确讲是质量是多少。
先说煤油，密度813g/L，是液氢的70g/L的11倍，而液态甲烷居中，422g/L。
要注意的是，煤油的813g/L的数值只是平均值，对于太空叉来说，他们会为猎鹰九号、重型猎鹰火箭的煤油降温以提高2-4%的密度，但历史上煤油的密度差不多就是813克每升。
所以从密度来讲，甲烷的性能在煤油和液氢的正中间，但除了密度还有很多要考虑的因素，我们还要考虑燃料燃烧量与氧化剂燃烧量的比值，也就是氧化剂-燃料混合比。
这里事情就有意思了，表格也会小有改变。火箭工程师们要计算的是燃料的质量以及相应的燃料罐的重量，所以他们不会让燃料处在完全理想的燃烧比，他们找到了一个合适的折中来平衡燃料罐体积、推力和比冲。
我们来看看工程师要面对的各种燃料氧化剂质量比：燃烧1克煤油需要消耗2.7克氧；燃烧1克氢需要6克氧；燃烧1克甲烷需要3.7克氧。这些数字可以稍微缩小之前密度带来的巨大差异。

我们将上述数据可视化，液氧密度为1,141g/L，比煤油稍微大一点，而两者燃烧质量比为2.7:1，所以每一升液氧可以供半升多一点的煤油燃烧。接下来是液氢，因为它的密度是煤油的1/11，你或许会以为需要11倍大的燃料罐，但工程师发现让液氧液氢以6:1的质量比燃烧是个很不错的权宜之计，结果就是每升液氧可以供2.7升的液氢燃烧，也就是说同样体积的液氧，液氢的燃料罐要比煤油的大五倍左右。

所以烧液氢的Delta IV火箭和烧煤油的猎鹰九号火箭对比一看，你会发现猎鹰九号燃料罐比液氧罐小很多，但Delta IV火箭是完全反过来，液氧罐比液氢罐小很多。
接下来说甲烷，这就有意思了，液氧密度是液态甲烷的2.7倍，而燃烧1克甲烷需要3.7克氧，每升液氧需要0.73升甲烷。也就是说，尽管煤油密度是甲烷的近两倍，同样的液氧，液态甲烷罐却只比煤油罐大40%，而液氢罐则是液态甲烷罐的3.7倍。所以考虑了燃料-氧化剂混合比后，甲烷燃料罐的体积比液氢更加接近煤油的燃料罐体积。
另一个所有火箭发动机都有的重要因素是效率，衡量标准是”比冲”(Isp)。你可以认为它有点像汽车的燃油经济性，比冲高类似于汽车每升燃油能跑得更远。理解比冲的最好办法是想象你有燃料和氧化剂共1千克，你的发动机能以9.8牛顿的力推进多少秒。发动机用那种质量的燃料能以那样大的力、推进越久，它的比冲就越高，也就能用同样多的燃料做更多的事。