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Apr 27, 2026
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火箭,发动机,卢驭龙,火箭,發動機,盧馭龍
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卢驭龙
火箭
发动机
流体力学
甲烷
液氧
双氧水
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🧲科学好文
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前置知识学习：
首先是火箭发动机推力
问题一：50KN 等于几吨？
直接给你结论：
50 kN ≈ 5.1 吨（推力）
换算逻辑很简单，本质是用到重力关系：
F=mg
- 1 吨质量 ≈ 1000 kg
- 重力加速度 g ≈ 9.8 N/kg
- 所以 1 吨重 ≈ 9.8 kN
那么
m = F/g =50000N / 9.8N/Kg =5102.04081633 ≈ 5.1吨
因此：
为5.1吨
来自：Chatgpt
其次是发动机尾焰长度
问题二：火箭发动机喷口速度是50KN，一般尾焰是几米？
你这里应该是 50 kN 推力，不是“喷口速度”。
尾焰长度没有固定值，但可以粗略估：
50 kN 级液体火箭发动机：
环境 | 可见尾焰大概长度 |
地面大气中 | 约 1–5 米 |
高空/真空中 | 可膨胀到 数米到十几米以上 |
富燃料、煤油/甲烷发动机 | 可能更亮、更长 |
液氢液氧发动机 | 尾焰可能很淡，不一定明显 |
关键不是推力本身，而是：
喷口直径、喷气速度、燃料种类、混合比、燃烧是否完全、喷管膨胀比、外界气压。
举例说，50 kN 级别属于小型/中小型发动机，地面试车时如果是煤油液氧或甲烷液氧，肉眼看到的主尾焰通常可能在 2–4 米左右，但火焰外围热羽流可能更长。真空中喷流会扩散得很大，看起来可能远超这个长度。
再者是再生冷却系统：
问题三：再生冷却系统是什么？
再生冷却系统（Regenerative Cooling）不是“高级选配”，而是现代火箭发动机的生存机制。没有它，大多数液体火箭喷管几秒内就会被烧穿。
一句话讲清楚
用推进剂在进入燃烧室前，先沿着燃烧室/喷管壁流动，把热量带走，同时把推进剂预热。
它长什么样（结构直观理解）
英语学习：
1.第一张图
Injector Shell注入器外壳 noun phrase
Kerosene Injector煤油注入器 noun phrase
Hydrogen Peroxide 双氧水（过氧化氢）noun phrase
Decomposition Gas分解气体（某种物质在高温或催化作用下“分解”，生成的气体） noun phrase
Kerosene Inlet 煤油入口 noun phrase
Coolant Outlet冷却剂出口noun phrase
Coolant Outlet冷却剂入口noun phrase
Thrust Chamber推力室noun phrase
Injection Panel注射面板noun phrase
Regenerative Cooling Channel再生冷却通道noun phrase
2.第二张图
Coolant toward injector or turbopump冷却剂流向喷油器或涡轮泵noun phrase
Coolant冷却剂n
Thrust Chamber推力室noun phrase
AA section剖面图AA noun phrase
3.第三张图
Example WJM Channel 实例WJM通道noun phrase
可以把它理解成：
- 发动机壁 ≈ 被烧的“锅”
- 推进剂 ≈ 流动的“冷却水”
- 壁里面有很多细小通道（冷却通道）
推进剂先走这些通道 → 吸热 → 再进入燃烧室燃烧
工作过程（你可以这样记）
- 低温推进剂（比如液氧、煤油、液氢）从储箱出来
- 先进入喷管/燃烧室壁内部的冷却通道
- 吸收上千℃热量（壁面温度可达 2000–3000°C）
- 被加热后的推进剂进入喷注器
- 燃烧 → 产生推力
👉 等于是“先当冷却液，再当燃料”
为什么必须这样做（核心价值）
不绕弯子，三点最关键：
1️⃣ 防止烧穿
燃烧室温度远超金属熔点（可到 3000K+），没有冷却直接报废。
2️⃣ 提高效率
推进剂被预热 → 更容易汽化 → 燃烧更充分 → 比冲更高
3️⃣ 结构更轻
不用厚重耐热材料 → 可以做更薄 → 减重（这对火箭极其关键）
和其他冷却方式对比（别搞混）
常见几种：
冷却方式 | 原理 | 特点 |
再生冷却（主流） | 推进剂带走热量 | 高效、复杂 |
膜冷却（Film Cooling） | 在壁面喷一层燃料保护膜 | 简单但效率低 |
烧蚀冷却（Ablative） | 材料自己烧掉带走热量 | 一次性（导弹常用） |
👉 现实中通常组合使用（比如再生 + 膜冷却）
现实中的典型例子
- SpaceX Merlin Engine（煤油）
- RS-25（液氢）
这些发动机的喷管壁内部，全是密密麻麻的冷却通道。
给你一个工程直觉（很重要）
你现在可以这样理解：
火箭发动机不是“耐烧材料做的”，而是“靠流动的推进剂不断带走热量才能活下来”。
这点很多人一开始都会误解。
来自：Chatgpt
最后是分解气体（Decomposition Gas）
问题四：Decomposition Gas是什么？
Decomposition Gas（分解气体），说白了就是：
某种物质在高温或催化作用下“分解”，生成的气体。
不是燃烧产物，而是**“没点火就自己裂解出来的气体”**。
🔥 在火箭/推进系统里的含义（重点）
在推进领域，它通常指：
👉 单组元推进剂分解后产生的高温气体
比如最经典的：
- Hydrogen Peroxide（过氧化氢）
- Hydrazine（肼）
这些东西经过催化剂后，会发生分解：
- 过氧化氢 → 水蒸气 + 氧气 + 热量
- 肼 → 氮气 + 氢气 + 氨气 + 热量
👉 这些生成的气体就是 Decomposition Gas
🧪 举个直观例子
拿肼来说：
- 你把它喷到催化剂床上
- 不需要点火
- 它自己就“炸开”分解
- 产生高温高压气体
这些气体直接从喷管喷出 → 产生推力
🧠 和“燃烧气体”的区别（容易混）
你要区分两个概念：
类型 | 来源 | 是否需要点火 |
Decomposition Gas | 化学分解 | ❌ 不需要 |
Combustion Gas（燃烧气体） | 燃料+氧化剂燃烧 | ✅ 需要 |
👉 分解 = “自己裂”
👉 燃烧 = “跟别人反应”
🚀 实际应用场景
这种气体常见于：
- 单组元推进系统（卫星姿控发动机）
- 小推力调整喷口（RCS）
- 火箭涡轮泵驱动（气体发生器）
例如：
- Reaction Control System
- Apollo Service Module RCS
⚠️ 一个工程直觉（很重要）
分解气体的特点是：
- 响应快（不用点火）
- 结构简单
- 但效率一般（比冲低）
所以：
👉 “简单可靠的小推力”用它👉 “高性能主发动机”一般不用它
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下面开始正文
有人迫不及待的跑出来说什么“辐射冷却”？
姿态发动机大部分都用辐射冷却，但那东西只工作几秒，推力几百牛顿。。。。谁敢用在主发动机？
你这样的胡扯，难道不怕人笑话？
恰巧，本人下面那个NASA的图中就有辐射冷却的，已经烧红了，如果不是材料牛，普通低碳钢早就达到蠕变强度极限而崩溃了。。。。
请先学习基础材料学，再来知乎
ps:根据你们这些人的状态，参考上一波那个“翔”航天，你们的寿命在1.5～2年间，背后的导演忽悠不到钱就该撤了
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终于有人来“和稀泥”来了，可下面这些硬伤你是怎么能甩给视频制作？
尤其是机械部分，连基本部件都漏洞百出，连所谓“涡轮”泵和燃料管路没链接这样无法正常解释的问题都在回避。。
最新发现：人家删视频，抹去了一切曾经存在痕迹
以下是全文汇总，也算是本题目回答的结题。
1）喷口排气速度貌似非常低，宣称是50KN，可尾焰不到10米就发散了，且在视频中可以看到喷口出的气流都不稳定，经常出现“欠膨胀”，估计燃烧室内压力不足且燃烧稳定性不佳
后续从火焰长度和卡车的比例看，火焰长度不会超过5米，本人太高估这个据称是“发动机”的东西了。。。。
2）所谓“涡轮泵”按装到位后，管路是悬空的，如果敢说这是主燃烧室实验用的是挤压循环或者外部泵，那么燃料管路是怎么接上去的
3）点火前所谓“泵”在右侧，点火后，所谓的“泵”又转到左面，火焰熄灭，又回到了右面，证明这是多次场景拼接而成，没有连贯性的运行，考虑到总计20秒，也就是每个场景最多不到8～10秒的样子，完全没说服力
4）未见到发动机燃烧室和扩张段上部再生冷却注入装置，自称燃气发生器循环，有这个一个长的燃烧室，已经赶上日本JAXA膨胀循环的LE11了，问题是外形上看不出喷注器是什么形状，完全无法估计燃烧室实际尺寸。有人解释称“液膜冷却”，然而这么大的长度直径比例，所谓“液膜“能撑的住么
5）既没看到有燃气发生器独立燃气排出，也没看到燃气发生器喷管扩张段排出的设计，既然说是燃气发生器循环那么驱动泵的动力燃气流排到哪里去了。燃气发射器涡轮尾气排出来的可是仍然在燃烧中的气体（通常燃气发生器燃烧都不充分），可这视频里完全看不到，按照@浪客给的尾气喷管位置，在喷口出能看到燃烧室表面的环境反光，显然并没有燃气排出.有人说“甲烷机的燃气未必肉眼可见，现实是从不含碳的RS68到大量碳的merlin，以及纯甲烷的XCOR_XR-5M15，都看见燃气即使在大白天也能看到
6）完全没看到喷注盘外部结构，一根管路，直接插入所谓“发动机”正中央，并且发动机半边没看到任何承力结构，号称50KN的发动机，5吨的推力，不怕直接把管路弄断？
何况总是要接到火箭承力机构上的，承力基座在哪里？尤其是在发动机承力基座该出现的位置上直接插了根管路的情况下完全无法解释
7）“发动机”旁的还有旁边的2个瓶子，上面接的是气压表，明显不是液氧／液体甲烷燃料罐子。找到第二组罐子，依然是顶部管道。
8）有大量疑似金属高温碎屑喷出，不但开始阶段有，后面运转中也有，那么就排除了是通常发动机点火用火工品的可能，由于上面已经解释过了不可能有涡轮泵在运作，那么这些金属高温碎屑的来源就成了问题
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发现又有人来乱扯，那么我只好继续来打了！
憋了这么多天，反驳几乎都没到点子上前面有胡振宇，如今又来个卢驭龙，国内的投资行业早晚会被你们整的谁都不敢投
1）1.部分素材中尾焰“看起来不稳定”或“看起来发散”跟我们选择的冷却方式以及部分试验的任务设置有关，具体细节还暂时不方便多说。
同样是号称5吨，可怎么差距那么大,燃烧室排气速度不会骗人
2）2.有一部分素材在拍摄的时候因为试验流程的原因，涡轮泵管路的确没有连接，因为这些试验根本就不需要连接涡轮泵。在这些试验里我们使用的是外部高压推进剂供应系统。
要知道800吨的RD170，泵功率170 MW，仅仅等比计算再打个三折，这个泵就小不了，可你的泵在哪里？
3）4.你当然看不到再生冷却注入管路，你看得到才奇怪了呢。因为我们根本就没有在这款产品中使用再生冷却系统
merlin 1A使用烧蚀，不要装没看过
没有再生冷却系统的金属材料，在燃烧室超不过10秒,就烧红了。。。
有人说所谓液膜，可你搞的定么？
连高等数学／有限元／流体分析都没怎么学过的。。。。。
看看别人家的东西，不冷却会怎样
4）5
.燃气发生器排气是否可见跟燃气成分、温度、环境光线、观测角度等因素都有关。我们的燃气发生器排气还真的就是完全不可见的。这张非常早期的连接等效喉部的燃气发生器全流量试车视频截图就是直接证据，至于具体的试验细节和参数，对不起，我还没有被获准公布，但官网上应该会逐步更新。顺带一提，你口中的“燃气发射器涡轮尾气排出来的可是仍然在燃烧中的气体”这个观点是不正确的。事实是，在涡轮喷嘴环前燃烧就已经基本结束，否则轻则浪费推进剂，影响效率；重则会对涡轮叶片产生严重的烧蚀。但为什么有些照片里涡轮排气“看起来”在发光呢？原因有很多，如：排气速度过高以至于产生了激波串；排气温度过高以致于达到了废气中可燃成分的自燃点等等......在这里就不展开了
你是在以为所有人都学过化学么？哪个液氧基火箭是看不见的？
在涡轮喷嘴环前燃烧就已经基本结束？开什么玩笑，所有液氧火箭燃气发生器循环发动机的燃气发生器尾气最后都是燃料按照最佳燃烧比计算多于氧化剂，俄国人的分级循环发动机中的预燃器是氧过剩，可是你能搞定？
5）6.为什么喷注盘外部结构必须能够在任何角度都能被看见？你总不能直接在喷注盘位置上连个承力基座都没有！
6）7.不需要解释太多，因为你看到的本来就不是推进剂贮箱。那
车上就4个罐子，你看那这办，连推进剂贮箱都没有，那你车上还有什么动东西？
7）8.你说对了一半，那些飞溅物的确与点火系统有关，但这有任何问题吗？
点火系统不会一直工作。。。。
看来你只搞了气体打火机
以下是原文
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等等，此处有迷雾。。。
1）网站查到的有2个，
其中
“公司介绍”／“产品展示”全部为空
还有就是这个
的影片出处，一堆模型，没有有用的资料
2）下面就是网站上标识为“涡轮泵”，貌似少了不少东西
3）题目图片中喷口排气速度貌似非常低，宣称是50KN，可尾焰不到10米就发散了，且在视频中可以看到喷口出的气流都不稳定，经常出现“欠膨胀”，估计燃烧室内压力不足且燃烧稳定性不佳
更正：从火焰长度和卡车的比例看，火焰长度不会超过5米，本人太高估这个据称是“发动机”的东西了。。。。
4)就是各种视频中的疑问了
看图，以下按照视频时间顺序
有大量疑似金属高温碎屑喷出，不但开始阶段有，后面运转中也有，那么就排除了是通常发动机点火用火工品的可能
更奇妙的是，既没看到有燃气发生器独立燃气排出，也没看到燃气发生器喷管扩张段排出的设计，既然说是燃气发生器循环那么驱动泵的动力燃气流排到哪里去了？
通常发动机设计，燃气发生器是单独实验，然后总装到燃烧室上做发动机总体实验，可这图上完全看不出是哪类实验
另外吃惊的就是这火焰中迸发的金属碎屑。。。。。
学过机械材料学的应该都认识这东西
更奇怪的是，你一个燃气发生器循环，居然有这个一个长的燃烧室，已经赶上日本JAXA膨胀循环的LE11了，问题是
外形上看不出你喷注器是什么形状，完全无法估计燃烧室实际尺寸。。。
结论：别着急下结论，让子弹再飞一会。。。
补充1：
为了防止个别筒子看不清，局部放大图放上，要知道燃气发射器涡轮尾气排出来的可是仍然在燃烧中的气体（通常燃气发生器燃烧都不充分），可这视频里居然完全看不到，按照@浪客给粗的尾气喷管位置，居然在喷口出能看到燃烧室表面的环境反光。。。这不科学。。。
如果有人敢说这是主燃烧室实验用的是挤压循环或者外部泵，那么你这所谓“涡轮泵”按装到位后，你的燃料管路是怎么接上去的？
补充2
有人说“甲烷机的燃气未必肉眼可见，毕竟没有同类发动机试车的近距离照片“。。。
这可是大白天！注意，此发动机为燃烧室实验，外部泵供应燃料
补充3：
下面是见证奇迹的时刻
点火前所谓“泵”在右侧，然而管道居然疑似没连接。。。
这张看的更清楚，开什么玩笑，居然是悬空的！（高压液体管道从来没有直角拐弯）
我就不说为什么泵后居然还用的是金属软管，要知道泵后摆动的难度不是几个人能搞定的
点火后，所谓的“泵”又转到左面，除非有人故意将视频做了镜像反转，否则不可能
火焰熄灭，又回到了右面。。。。
PS：如果我是视频发布者一定会骂道：成也高清，败也高清！娘的连汗毛都看见了，男主角替身都不好当，看电影的居然会逐个帧看。。。。
补充4：
诡异的是，未见到发动机燃烧室和扩张段上部再生冷却注入装置，你是拿什么冷却发动机的
假如你有喷注盘的话，难道是直接从那里向发动机室夹层注入然后在扩张段底部排出？考虑过这的浪费多少么
假如是这样的话，正如上面一系列图显示的那样，喷出的东西，被燃烧气流冲击后反向向发动机上部冲击，然后居然没有被点燃，那么就不是甲烷燃料了，而是液氧。。。
在发动机室使用液氧做冷却，最近几年俄国人才敢想试试 ，你就不怕高温下氧气会把你的燃烧室氧化烧穿么
PS：再看了一遍视频，总算看明白了，周围的雾状气团，不是发动机出来的，而是后面燃料罐散发出来的空气被冷却后的水雾。。。也就是说，这货很可能没有再生冷却，不能长时间燃烧，从而导致视频实际上是多次点火录制后合成的。这一点可以从视频中所谓“泵”的位置先后变动过4次证明。。。
完了，这没法看了，到处都是坑
更多的请童子们自己去看吧，那个网站上嵌入了一段视频，使用firefox的video download helper能扒出来，逐个帧的看，也许还有新发现
补充5：
有些童子总是嚷嚷没见过甲烷燃烧，是真没见过？
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美国XCOR公司开始甲烷火箭发动机点火试验
日期：2007/01/17 字体：【大】【中】【小】
【据美国《太空参考》网站2007年1月16日报道】 美国XCOR宇航公司宣布，已
经成功完成了重3402千克的新型火箭发动机的一系列点火试验。试验是XCOR公司与阿连特技术（ATK）公司之间价值330万美元子合同的组成部分。这
些试验支持NASA的先进研发计划，以获得应用于未来的液体甲烷火箭发动机技术。6个短期点火试验都已完成。
液体甲烷火箭发动机，又称5M15，使用液体甲烷和液氧作为推进剂。XCOR公司和ATK公司正在为NASA研发使用液氧和液体甲烷发动机（具有3402千克）的初始型号火箭。火箭的再冷却型发动机也将于2007年建造完成并进行试验。ATK公司将使用该型火箭发动机作为设计发动机样机的基
础，样机更加接近飞行质量。
这枚火箭的第一个发动机使用了一个散热槽，而没有任何冷却系统。试验将确定发动机的性能。试验结果将用于确定火箭发动机燃烧室的适当长度。（陈菲 许红英）
还有另外一个例子
阶段性结论：此视频为多次点火录像剪接而成，不是一次完整的试车过程，未见“涡轮泵”在工作，管路链接也很令人疑惑，并且没找到再生制冷的结构设计证明。如果没有更多材料，也只能分析到这里，毕竟这20多秒视频都是拼凑出来的
补充6：
某人又在和我矫情什么涡轮尾气是否能看见，哪个以液氧为氧化剂的涡轮尾气是看不见的？
包括下面RS68这样的纯氢氧发动机，完全不含碳原子，大白天的都看的见
merlin发动机总认识吧，从不含碳的RS68到大量碳的merlin，哪个看不见涡轮尾气？还是先把标识为“涡轮泵”的管道根本是悬空没接上的坑先填了吧
还有人把卡马克搬上来了，可人家是做了10年。。
就某人的这几个专业可都没学的能搞定燃烧室内气动力学模拟？别忘记卡马克此人的数学功底可是大多数人比不上的（3D底层的计算全靠数学堆）
补充7：
更奇怪的来了，一根管路，直接插入所谓“发动机”正中央，完全没看到喷注盘外部结构，并且发动机半边没看到任何承力结构，要知道你是是号称50KN的发动机，5吨的推力，这么做不怕直接把管路弄断？
何况你总是要接到火箭承力机构上的，你的承力基座在哪里？尤其是你在发动机承力基座该出现的位置上直接插了根管路。。。
还有旁边的2个瓶子，上面接的是气压表，明显不是燃料罐子，说好的液氧／液体甲烷在哪里？
终于找到第二组罐子了，依然是顶部管道。。。。。
下面扒人：
之前抓到的新闻
卢驭龙和新大主宰号火箭
貌似只能当作北航／南航的大三作业？
还有什么叫黑桃互动，就这个状态就敢在网站上挂出2018年发射轨道载荷？
好吧，我宁可相信金将军会选择改革开放。。。
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该文完，撒花🎉
下面是可以不看的的内容，关于马斯克的发动机的一些介绍！
马斯克（Elon Musk）的火箭来自 SpaceX，主要用两大类发动机：Merlin 和 Raptor。别混了，它们差别很大。
🚀 Merlin 发动机（主力老将）
7
👉 代表火箭：
- Falcon 9
- Falcon Heavy
👉 核心特点：
- 燃料：煤油（RP-1） + 液氧（LOX）
- 循环方式：开式循环（Gas Generator）
- 单台推力：约 845 kN（海平面）
👉 工程评价（直接说人话）：
- 成熟可靠 ✔️
- 成本低 ✔️
- 但性能上限一般 ❗
🚀 Raptor 发动机（新一代核心）
6
👉 代表火箭：
- Starship
👉 核心特点：
- 燃料：液甲烷（CH₄） + 液氧（LOX）
- 循环方式：全流量分级燃烧（Full Flow Staged Combustion）（目前最先进）
- 单台推力：约 2300 kN（Raptor 2）
👉 工程评价：
- 性能极高 ✔️
- 可重复使用能力强 ✔️
- 结构复杂、难度极高 ❗
🧠 关键对比（你要抓住本质）
项目 | Merlin | Raptor |
燃料 | 煤油 | 甲烷 |
技术代际 | 较传统 | 最先进 |
推力 | ~800 kN | ~2300 kN |
复杂度 | 低 | 很高 |
主要用途 | 现役主力 | 未来（星舰） |
⚠️ 给你一个关键理解（很多人没意识到）
马斯克其实走了两步：
1️⃣ 用 Merlin 打天下（赚钱、稳定发射）
2️⃣ 用 Raptor 冲未来（火星、完全复用）
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⚠️版权声明：
作者：yyy www
链接：https://www.zhihu.com/question/49108615/answer/114463893
来源：知乎
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