典型的霍尔推进器的工作原理如图1．2所示。交叉电磁场捕获从阴极发射的电子，电子绕磁力线旋转并在放电区内作角向漂移，此角向漂移的电子电流称为霍尔电流。而角向漂移是交叉的径向磁场与轴向电场作用的结果(即霍尔效应)。这便是霍尔推进器得名的原因。角向漂移电子与通过阳极进入环形放电室的推进剂分子发生碰撞后电离，形成等离子体，其中离子在电磁场的作用下沿轴向加速，并高速喷出，从而产生推力 。磁场产生的电场将带电离子进行加速，形成等离子体射流，以此推动飞船前进。这个方法将为长期任务提供更高效安全的推进系统。除了用于小行星任务，新的推进系统也将应用于在火星建立基地、向太空发射大量货物等任务中。

20年1月14日，航天科技集团六院801所研制的我国首款20千瓦大功率霍尔推力器成功完成点火试验，点火时间累计达8小时，点火次数超过30次。该推力器的成功研发，实现了我国霍尔电推力器推力从毫牛级向牛级的跨越。
试验过程中，推力器点火可靠，运行平稳，工作参数稳定，实测推力1牛，比冲3068秒，效率大于70%，性能指标达到国际先进水平。
据悉，该推力器在设计中采用了空心阴极中置、磁屏蔽长寿命等新技术；研制中先后攻克大电流空心阴极、轻质小型化加速器、高效热管理、高压大功率稳定放电等关键技术，具有推力大、比冲高、工作寿命长、可靠性高等特点，可为大型GEO（地球静止轨道）卫星、中型/重型全电推平台、深空探测器、地球轨道空间运输平台、太空摆渡车等航天器的轨道机动转移，在轨位保和姿态控制等任务提供高效动力支撑。
总的来说就是用在太空中卫星变轨，调整姿态吧，1n的力量在地球上没用，在太空中却是大有所为。
发布于 2020-01-14
作者：知乎用户
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作者：浪子
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这么说吧，一般来说，卫星变轨与姿态控制调节靠的是火箭发动机产生的推力，对大多数卫星（或深空探测器）来说主要是用化学推进剂燃料的燃烧并通过喷管的膨胀对外做功产生推力，也就是化学能向动能的转换。而霍尔推力器是一种电推进装置，也就是将从外部（太阳能帆板）获取的电能转变成动能的一种发动机。
霍尔推力器属于庞大的电推力器家族中的一员，当然这个家族成员里还包括：离子推力器、电弧推力器、脉冲等离子体推力器、胶体推力器、电喷推力器、MPD、VASIMIR、螺旋波推力器、射频等离子体推力器、电阻加热推力器、阿尔法粒子推力器和无工质推力器（个人感觉这比较玄乎，西工大好像在做这方面的东西，据说推力是通过宇宙空间中的背景微波辐射进入到推力器谐振腔，通过反射共振放大产生。几年前，德国某研究机构据说是做出来，并测到了推力，不过感觉很可能是实验误差，因为它的工作原理明显的违反力学定律 ps：若这种推力器真的能成功，绝对是太空探测中的一次全新的革命，超越旅行者好绝对不是幻想~~）。
在这些众多推力器当中以前苏联A. I. Morzov为代表的霍尔推力器和美国Kaufuman为代表的离子推力器发展最为成熟，技术应用也最广。自从1972年前苏联的第一台霍尔推力器升空以来，霍尔推力器也发展出了很多的变种，像与Morozov同时代的阳极层推力器、随后针对小功率领域研发的圆柱形霍尔推力器、多还嵌套式等等。
霍尔推力器是怎么工作的呢？其实推力器主要包括两大组成部分：加速器和阴极。阴极是用来产生电子（跟我们老式电视机里的CRT阴极射线管作用类似），里面有一个加热源不断使材料受热激发，电子获得的能量超过材料表面的逸出功就会“跑出来”。加速器是推力器真正起作用和工作的部分，里面有一个环状的陶瓷放电通道，“燃料”，也就是一些惰性气体，像氙气会通过一个金属的阳极环流进放电通道里。在这个时候，阳极与阴极间会施加放电电压，形成一个电场，先前从阴极里面发射出来的电子就会往阳极，也就是放电通道里跑，电子从电场中获得能量就会与通道里的“燃料——氙气”碰撞，并把这些原子电离变成等离子体态（物质的第四态）。但是，电离了之后，即便有电场，有带正电荷的离子还是不能产生推力，因为这些等离子体没有约束，一个电脉冲之后放电就停止了，电流不可持续。怎么办？
就像刚才说的，加速器里面有一些导磁材料和电磁线圈，它们是用来产生磁场的，用磁场来约束电子，让电子在通道里停留时间延长，电离更充分，这样放电就可持续。（未完待续）
发布于 2017-12-11赞同 8添加评论分享收藏喜欢匿名用户2 人赞同了该回答同问，并加问：
中国开发的这个霍尔推力器和美国开发的离子推力器原理上有啥区别？发布于 2016-01-11

够硬核，赞一下。

感谢转载，离子发动机定能为人类探测火星做出贡献。

猛禽发动机
SpaceX的猛禽是目前最强的火箭发动机吗？36氪的朋友们 · 2019-07-01费尽周折造这么一个疯狂的发动机值吗？
编者按： 本文及视频原载“每日航天员”专栏；翻译：给虫； 校对：ScarletKaze；译稿自公众号航天爱好者，36氪经授权转载。
本文为下方视频的文字版，你可以选择看视频或看文章
SpaceX(以下简称太空叉)最新的猛禽发动机是一款以甲烷为燃料的全流量分级燃烧循环发动机(Full Flow Staged Combustion Cycle Engine, 以下简称FFSCC)，其开发难度非常之大，以至于从未有过同类发动机上天。
而火箭发动机这个话题可谓极其复杂深奥，所以为了介绍猛禽发动机，我打算过一遍当前几款火箭发动机的循环方式，然后让它们和猛禽发动机做对比，这些发动机包括太空叉当前主力梅林发动机，航天飞机主发动机RS-25发动机，Atlas V一级的RD-180发动机，蓝色起源的BE-4发动机和土星五号一级的F-1发动机。
Starhopper和猛禽发动机
而这还不够，因为太空叉不但使用了一种近乎疯狂的发动机循环方式，还要使用液态甲烷作为燃料，而这也是运载火箭中前无古人的举措。所以我们还要介绍液态甲烷作为火箭燃料时其独有的特性，并且最终明白太空叉为猛禽发动机选择甲烷燃料的原因。
所以我们还将剖析其他所有发动机循环方式，让你知道FFSCC到底是什么意思，如何运转，对比其他循环方式有何优劣。
所以希望在看完这篇文章后，大家能明白为何猛禽发动机如此特别，猛禽发动机对比其他发动机如何，为何它使用甲烷作为燃料，也希望大家自己能想通猛禽发动机是不是最强火箭发动机。
事先说一下，这篇文章篇幅很长，但如果你和我一样一直关注猛禽发动机的各种传闻，又想去深入了解一下猛禽发动机，但又不知道从何查起……那我建议你先收藏再看。
而我在这个科目上已经身经百战见得多了，所以我有一个很好的基础来让大家完全了解猛禽发动机……骗你的，其实是所有火箭发动机。
正常的火箭发动机示意图
又或许你和我一样，曾注视着上面那张图表几个小时结果每次脑子都要爆炸了却还没看出个门道。所以为了防止各位脑子爆炸，我将它们高度简化了有关火箭发动机循环方式的部分，希望能让大家更好地理解其概念。
高度简化版本
首先给大家补习一些物理知识……但我们要事无巨细地深入讲很多本质上的细节。希望到这篇文章的最后，读者能掌握火箭发动机的工作原理，了解不同种类的液体燃料火箭发动机，以及懂得甲烷是很好的燃料选择的原因，并明白猛禽发动机是如何打败其他种类热门发动机的。
火箭基本就是一个大燃料罐里面装着很多燃料，燃料罐的菊花有个东西能把燃料超快的喷射出去，更简单的说，燃料喷射的速度越快越好。
喷的越快越好
想做到此事最简单的办法是以很高的压力在燃料罐中储存燃料，然后在燃料罐一端放一个阀门，再放一个喷嘴来让燃料加速从而产生推力，搞定！没有多么厉害的泵，也没有多么复杂的系统，开个阀门，喷就完事了。
这种叫做挤压供应火箭发动机，有这么几种主要类型：冷气(cold gas)、单组元及双组元挤压供应式发动机。你会发现这些经常用在反作用控制系统上(Reaction Control Systems, RCS)，因为它们简单、可靠、反应迅速。

但挤压供应发动机有一个巨大的限制因素——燃料总是从高压流向低压，所以发动机的压强永远不能比燃料罐高。同时，为了保存高压燃料，你的燃料罐必须非常结实，导致其越来越厚，越来越重。来看看复合材料压力容器(Composite Overwrapped Pressure Vessels, COPV)，它们能够以超过10000PSI、700bar(70MPa)的压力储存气体。
提高压力，就要增加贮箱壁厚
即便如此，燃料管能容纳的燃料和压力仍然有限，当你想把载荷送进轨道的时候，这种方法也不会提高多少运力。所以聪明的火箭科学家们很快意识到，想让火箭尽可能的轻，那有一个办法——提高焓（这要是个90年代重金属乐队的名字就老***）。
INCREASE THE ENTHALPY, “提高焓”重金属乐队(纯属恶搞)
焓主要意义是体积、压强、温度之间的关系，燃烧室内更高的压强和温度等于更高的效率，而更多的质量从火箭喷出带来的是更高的推力。所以想要把更多燃料挤进发动机，你可以提高燃料罐的压强，或者干脆使用超大功率的泵把燃料挤进燃烧室，听起来第二个主意很不错。
但泵每秒会推动上百升燃料，需要很多……是需要非常极其相当多的能量才能驱动。所以假设我们有一个小火箭发动机，然后在右边放一个涡轮让泵转得飞快？同时你可以把火箭燃料的一部分化学能转换成动能从而驱动这些大功率的燃料泵。
欢迎来到涡轮泵与分级燃烧循环的课堂！但你还会遇到一些限制因素，比如燃料总是从高压流向低压，热量太高会熔化周围的东西怎么办……所以你要把这些都记在“小本本”上，在之后尝试榨干你的发动机的每一滴性能时经常检查它们。
而发动机也有很多种循环方式，但我只打算讲其中三种最常见的，或者至少是在了解猛禽发动机之前需要知道的三种最重要的循环方式。
我们要讲解的有：燃气发生器循环、部分流量分级燃烧循环以及最后的全流量分级燃烧循环。
先从燃气发生器循环，也叫开式循环开始讲起。这应该是液体燃料入轨级火箭发动机里最常见的循环方式，它肯定比挤压供应系统复杂，但至少闭式循环的那些发动机相比也还算简单。
现实的发动机是极其复杂的，图为F-1发动机
现在为方便大家理解我要极度简化它，在现实生活中，发动机上到处都有无数的阀门、线缆和细小的管路，有氦气为燃料罐增压，燃料会流经喷管、燃烧室来为其冷却，预燃室、燃烧室内还要有点火源……但我的目的是让其更加简化更易理解，所以大家知道我省略了很多东西就好。但从现在开始我们要关注这些发动机内的流动情况，从而掌握我要讲的概念。看这样的图明显更加轻松，不会一脸懵逼。
开式循环(燃气发生器循环)
燃气发生器循环(上图)通过一个涡轮泵把燃料和氧化剂泵入燃烧室。涡轮泵有几个主要部件：一个小型火箭发动机称为预燃室，涡轮通过轴给一或两个燃料泵提供动力，从而把燃料泵入燃烧室。
你或许听说过涡轮泵和预燃室的组合叫做动力包(Power Pack，老外的叫法，在中国一般叫“半系统”)，因为它真的就是给发动机提供动力的东西。在开式循环中，预燃室中燃烧过的燃料会直接排出，不提供任何显著的推力。这使得开式循环效率更低，因为驱动泵所使用的燃料和氧化剂基本全浪费了。
有一个小插曲，涡轮泵的启动过程本身有一个“先有鸡还是先有蛋”的问题，导致其启动很困难。因为驱动涡轮泵的预燃室需要高压燃料和氧化剂才能运行，所以预燃室需要涡轮泵转动才能让自己有完全可运行的压力状态，但涡轮泵又需要预燃室点火才能驱动自己，但预燃室又需要涡轮泵……这使得点燃燃气发生器循环发动机很需要技巧，有几种方法能够做到，但这就不是本篇文章的主题了。
回到涡轮泵上，记得压力总会从高处流向低处吧，所以涡轮泵压力要比燃烧室压力高，这意味着进入预燃室的管道是整个火箭发动机里压力最高的地方，其余“下游”部分与之相比都是低压。
注意梅林发动机预燃室废气管排出的黑烟（左侧）
但注意观察太空叉使用煤油和液氧作燃料的梅林发动机，注意预燃室废气管喷出的黑烟……为什么从那排出的尾气比火箭主燃烧室喷出的更黑呢？黑得几乎都看不见火焰了。
这是因为火箭燃料燃烧时可达到上千摄氏度，为了保证温度不会高到让涡轮乃至整个涡轮泵组件熔化，就要保证它的温度低到能够持续运转的程度。以最佳燃料、氧化剂比例运转会有最高的效率，会产生最多的能量，但也会产生极大的热量。
所以为了保证温度够低，你可以让预燃室内的燃烧比稍微低于最优比。要么燃料过量，也叫富燃；要么氧化剂过量，也叫富氧。以富燃方式运行煤油发动机会有很多未燃烧的燃料以煤烟的形式冒出，高压下不完全燃烧的碳原子会形成聚合物，这个过程称为结焦。煤烟会黏在所有其经过的表面，可以堵塞喷注器甚至直接损伤涡轮本身。
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
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。
闭式循环(富氧)
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。
液氧泵和煤油泵可以共用同一根轴
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。
航天飞机主发动机RS-25的两个预燃室 各自驱动两个泵
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。
氢气密封装置
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。
闭式循环(富燃)
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。

我们看看太空叉的终极计划——制造一款可多次、完全可复用的火箭，让人类尽可能廉价地定期往返月球和火星，这和平常的火箭目标可不太一样。
为了能多次、完全可复用，发动机必须无结焦；且需要简单的涡轮泵密封以达到低维护，还需要低预燃室温度。甲烷燃料全流量分级燃烧循环发动机听上去不错。
为了可靠性、冗余性、和制造上的考虑，配备多台发动机是个合理选择；为了让发动机尽可能小，推力尽可能大，燃烧室室压就要高。甲烷燃料全流量分级燃烧循环发动机听上去不错。
而对于行星际旅行来说，甲烷也更合理，因为其沸点可以让去火星这种长期飞行变为可能，而且你可以在火星上制取甲烷。所以对于行星际旅行，甲烷燃料全流量分级燃烧循环发动机听上去不错。
甲烷密度还算大，燃料罐体积可以说得过去，这同样有利于行星际旅行，可以减少很多死重。所以甲烷燃料全流量分级燃烧循环发动机听上去不错。
回到本文的标题上来——猛禽发动机是最强火箭发动机吗？其实你会发现火箭科学和所有东西一样都是一堆复杂东西的最终妥协罢了：
它是最有效率的发动机吗？不是。
它是推力最大的发动机吗？不是。
它是最便宜的发动机吗？可能不是。
它是可复用性最强的发动机吗？或许吧。
它满足它的各项需求吗？太满足了，简直是量身打造的。
而且尽管它很复杂，但太空叉仍在飞快改进这款发动机。你要是知道过去十年太空叉把梅林发动机改成啥样了就会明白，我们现在看到的猛禽发动机还是太年轻，它未来只会变得越来越牛逼，这才是最可怕的。
所以总的来讲，对于这样的需求来说，猛禽发动机的确是最强的，它能实现太空叉Starship火箭的美好目标。对于其他需求来说，它是最好的吗？那就说不准了。也正因如此，火箭科学家、工程师们才每天都在做出那些疯狂的决定与妥协！

转载
1.猛禽发动机技术背后的美国深厚技术背景
20世纪航天技术的发展证明,航天活动的发生与发展是与液体火箭发动机紧密相连的,没有先进的液体火箭发动机就不可能有大规模的航天活动。
这一点可以参考我国的长征五号，因为火箭发动机技术不成熟，火箭推迟发射。
21世纪的到来,人类的大规模航天活动已经展现在我们眼前,在通向空间的道路上,液体火箭发动机仍将发挥巨大的作用。
在通天路上既需要低成本、高可靠的大推力液体火箭发动机作为大型运货火箭的动力装置,也需要高性能、重量轻的液体火箭发动机作为可重复使用天地往返火箭的动力装置。以低成本进入空间已成为各航天大国制定发展各种航天规划的主要指导思想。
像土星五号这样大推力且不可重复使用而导致高发射成本的火箭已经被认为要淘汰了。
美国、欧洲以及日本都在积极的充分利用和改进现有的液体火箭发动机,使之具有更高的可靠性以及更低的成本以满足时代的要求;同时重新研制低成本的一次性使用的大推力液体火箭发动机,并研制和开发可重复使用的先进液体火箭发动机。
其中美国在适应新时代需求的火箭发动机的研制上一骑绝尘遥遥领先其他国家，还开展了RS-2200液氧液氢气动塞式喷管发动机、RS-2100液氧液氢全流量补燃循环发动机研制，进行了RS-84、RS-76和TR-107液氧煤油补燃循环发动机、RS-83和COBRA液氧液氢补燃循环发动机研究。目前，美国SpaceX公司正在验证Merlin 1D液氧煤油发动机的重复使用能力，并且Raptor液氧甲烷发动机研制成功；同时美国蓝源公司研制成功BE-3液氧液氢发动机。
对美国来说，阿波罗计划后，NASA立刻开展了新一代可重复使用的航天器----航天飞机的研发，采用氢氧发动机，并在1971年7月将航天飞机的主发动机合同交给洛克达因公司（Rocketdyne）。洛克达因借鉴了很多J-2发动机的经验，使用了分级燃烧循环，两个富燃预燃室分别驱动氢泵和氧泵，两个预压泵增压消除气蚀，推力室压力达到20.5MPa，真空比冲达到452秒，节流范围为65～109%。洛克达因投入大量人力物力，在试车台烧了几万秒，混合比确定到千分位，6.02X，10年磨一剑，后续安全记录满分！当然价格也是惊人，单台5000多万美元。这台发动机便是SSME
1986年美国开始在现有SSME技术的基础上研制全流量补燃循环( Full Flow Stage Combustion Cycle FFSC)发动机，RS-2100被作者认为是SpaceX公司成功研制raptor猛禽火箭发动机的重要原因（SpaceX公司招聘了当年研制RS-2100的员工）。

RS-2100发动机的推进剂为液氢和液氧,其基本参数有:海平面混合比为6.9,海平面推力为2038.4kN,海平面比冲384s(3763.2m/s),海平面主燃烧室压力为22.4MPa,真空混合比为6.0,真空推力为2126.6kN,真空比冲为约450s(4410m/s),真空主燃烧室压力为20.4MPa。
结合RS-2100发动机系统,将全流量补燃循环发动机系统的工作原理介绍一下
全流量补燃循环将是液体火箭发动机输送系统方案的一个重要发展方向,是分级燃烧循环的进化产物分级燃烧循环(也称高压补燃循环)是一种闭式循环,它主要是将一种推进剂组元的全部流量和另一种推进剂组元的部分流量输送到预燃室中去燃烧,产生低温燃气来驱动涡轮,从涡轮排出的燃气含有可燃成分,故将其与剩余部分的推进剂喷入燃烧室中进行补燃。这种循环中涡轮工质的流量相当大,使涡轮的功率大大提高,因而允许选取很高的燃烧室压力以获得高性能。
虽然这种方案无外排能量损失,性能最高,但结构布局很复杂,通常用在高压大推力发动机系统上,因为高压大推力发动机使用开式循环方式容易造成较大的能量损失;相比另种闭式循环——膨胀循环,它不会受到燃烧室室压增高的限制。全流量补燃循环在分级燃烧循环基础上有所改进,所谓全流量可以这样理解:其所有流量的燃料和氧化剂经过泵以后全部进入预燃室;其中大部分流量的燃料和少部分流量的氧化剂输送到富燃预燃室中进行燃烧,产生富燃燃气用来驱动高压燃料涡轮;剩余的大部分流量的氧化剂和少部分流量燃料输送到富氧预燃室中进行燃烧,产生富氧燃气用来驱动氧化剂涡轮;然后从涡轮里排出的富燃燃气和富氧燃气喷入主燃烧室进行补燃这种全流量循环较一般分级循环涡轮工质流量更大,涡轮的功率进一步提高,使得在相同的涡轮驱动功率下,涡轮的工作温度就有所下降。
虽然全流量分级燃烧有很多好处但是全流量分级燃烧还是有他的技术难关的，难点主要集中在富氧预燃室。Katorgin等在AIAA文献中提到苏联/俄罗斯的液氧煤油分级燃烧的富氧预燃室的混合比为5.8，而FFSCC发动机气氢/ 液氧富氧预燃室混合比的经验范围为150~200 ，因此FFSCC发动机富氧预燃室技术难度更大。主要技术难点包括：
1）点火及火焰的维持困难: 富氧预燃室工作在偏离额定燃烧混合比较远的工况下，点火难度高，这使得火焰很难启动，难保持和难重启。启动时序控制不合理将进一步增加点火难度,导致点火失败。
2）氢氧质量相差悬殊，燃气均匀度难以保证：如果燃料流量的供给及点火等时序选择不合理，极易造成在预燃室内形成较低混合比的燃烧环境，产生高温燃气，烧蚀涡轮与燃气通道等部件。
3）要达到完全汽化：到达祸轮的然气若存在严重的热条纹(混合比条纹)，势必对叶片产生热应力,影响涡轮安全性，液氧在到达涡轮前须全部汽化。
4）燃气中氧气成分含量高，材料的氧化问题尤为突出。需要采用抗氧化材料（涉及重复使用，抗氧化涂层还不是最靠
因此,富氧预燃室一直是FFSCC技术的研究重点之一，迄今为止，苏联和俄罗斯方面已经解决了热氧的难题，当然这背后是几万秒试验的结果，理论上北极熊可以在重复使用的FFSCC发动机研制上有更好的基础，可惜苏联解体，现在的俄罗斯无心也无力！
刚才说道SSME设计目标是达到55次重复使用的能力，设计工作寿命为7.5小时（注意，不是7.5分钟），不过定目标是一回事，实际呢？很多重复使用的指标并未达标，
SSME 发动机实际寿命仅为设计值的1/10，在使用3 次以后就要进行大修和更换，检修费用也惊人！而FFSCC正是解决这些问题最有效的解决手段！
这么好的技术，为什么一开始美国没有用？笔者认为，洛克达因作为SSME的总承包商，虽然之前有燃气发生器循环的大作液氧煤油F1、液氢液氧J-2，但在70年代初，在液氧/烃类分级燃烧循环研究很少，因此针对FFSCC发动机富氧预燃室没有研发经验，况且SSME已经达到空军和NASA的性能要求，洛克达因由此并未在SSME上，两步并作一步，直接上FFSCC。
单级入轨（SSTO，Single-Stage-To-Orbit）可重复使用运载器(RLV，Reusable Launch Vehicle)项目，其目标是显着降低进入太空的成本，激发并培育新的空间服务，从而提高美国的经济竞争力。在这个背景下，从20世纪80年代起美国就开展了FFSCC发动机的研究。美国的Aerojet在1985在AJ23-144方案中预研了FFSCC技术，真空推力3.02MN，室压27.2MPa。
洛克达因在rs 2100发动机中还做出了一些改进
为了防止高压泵的气蚀,将引射泵作为预压泵来提升压力。液氧系统:液氧由预压泵流入高压氧化剂涡轮泵,从高压泵中流出的液氧通过氧化剂主阀门后分为三路:大部分流量的液氧进入富氧预燃室;
小部分流量的液氧通过富燃预燃室氧化剂阀门进入富燃预燃室;剩余小部分流量的液氧通过孔板进入热交换器,去氧化剂贮箱增压液氢系统:液氢由预压泵流入高压燃料涡轮泵,从高压泵中流出的液氢通过燃料主阀门后分为三路:一部分流量的液氢流向喷管喷口的冷却套中,沿喷管壁面向上冷却喷管至喉部,进入集液环流出,引回至混合器;另一部分流量的液氢流入喉部集液环,沿预燃室壁面向上冷却至预燃室头部,用其中一部分对燃料贮箱进行增压,剩余一部分引回至混合器;剩余部分流量的液氢通过cvv阀控制的直接引至混合器。
在混合器中混合后,大部分流量直接进入预燃室为燃烧做好准备,剩余一小部分通过富氧预燃室燃料阀门来控制,进入富氧预燃室。
在两个预燃室中燃烧后,富燃预燃室排出的燃气驱动燃料涡轮,之后直接进入主燃烧室:富氧预燃室排出的燃气驱动氧化剂涡轮,高温燃气经过热交换器,通过加热热交换器中少量的氧气到氧化剂贮箱去增压,直接进入主燃烧室,与富燃燃气混合进一步进行燃烧,之后由喷管排出产生推力对于全流量补燃循环发动机来说起动过程需要一个辅助系统。
例如:在RS-2100发动机上利用的是一个高压氧化剂涡轮泵的旋转起动装置,气体的旋转是通过喷入氦气而完成的。打开氦阀后,旋转最多可维持长达一秒钟。此处采用激光点火作为点火源。并且整个系统采用了电动机械制动器(EMA)扇形球状阀门,去除了液压制动器与气动制动器系统,从而减少了系统的重量提高了发动机的可操作性
另外洛克达因通过还以下操作为发动机进行减重
1、简化密封：液氧涡轮泵中用来分隔涡轮驱动气体与液氧的氦气吹除密封装置去除。
2、涡轮燃气温度降低，去掉SSME预燃室和燃气导管冷却结构，简化结构和降低重量
3、喷管修成矮胖，扩张比下降为60，减重修身。
重量由SSME的3527公斤出色的下降到2518公斤，发动机推质比由55：1增加到75：1！
1、采用了引射泵作为它的预压泵，取代了传统的旋转泵技术。引射泵的使用提高了系统的可靠性，降低了费用。
2、启动程序研制是分级燃烧发动机的关键。SSME采用自身贮箱推进剂的重力压头，无须辅助系统, 但是这种起动方法对如阀的位置等变动很敏感，SSME启动程序研制进行了37次试车, 研制周期超过8个月。
RS-2100设计了有辅助系统的启动起动方式，氧泵采用旋转启动（SPIN START），流量约为5KG/秒的氦气喷射涡轮，在氦气阀打开后1秒时到达最大值，加速氧泵启动，对抗启动过程中主燃烧室燃烧增加的背压。同时，用于同步两泵，降低混合比偏差。氦气旋转起动大约等于SSME密封吹除用氦气量的一半，重量还是净减少！
这项技术后续在J-2X使用。
但NASA于1996年7月2日却选择了洛克希德•马丁公司的X-33设计。
在单级入轨浪潮中FFSCC再一次投胎失败！
与此同时，美国空军在上世纪90年代启动的项目集成推力室头部验证计划（integrated powerhead demonstrator ，IPD) ，目标是研发可复用的的全流量分级燃烧循环发动机型号，洛克达因和阿罗杰特中标。后续由NASA和空军研究实验室 (AFRL)接手。2006年7月19日洛克达因宣布推力室头部满功率测试完成，但由于无后续发动机研发需求，这个项目也在2013年之后不了了之。