小燃烧室，一个是富燃燃烧，另一个则是富氧燃烧。
富燃的带动燃料泵，富氧的带动液氧泵，再将废气同推进剂，一起注入主燃烧室内点燃。
关键点就在这里了，这种结构下，不再有从推进剂罐直接连通到主燃烧室的管道。
因而所有的燃料和氧化剂，都会通过两个小燃烧室，参与极度富燃与极度富氧反应中，可以让涡轮以更低的温度、更低的压力工作，大大提升了涡轮组件的寿命。
而且即便是富燃的燃料通过泵轴泄漏，也只会遇到更多的燃料，也就不需要精密的密封装置了。
所以就理论设计而言，这种结构下的火箭发动机，其热力学循环效率是最高的。
当然，这条技术路线也不是邱睿想出来的。
大老苏的rd-270发动机，采用的就是这种结构。
不过那玩意用的两种推进剂是四氧化二氮和偏二甲腓，是出了名的“毒发”，始终也能下测试台。
没能搞成功的原因不在于推进剂有毒，而是当年的技术不达标。
全流量分级燃烧循环，虽然把小燃烧室的温度给降了下来，但是这玩意技术难度高，稳定性贼差，很难长时间有效输出。
遵循前世老马的解决思路，邱睿决定索性把燃料也换了。
从液氢，换成液态甲烷。
这么做的好处多多，简单举几个方面。
首先是“比冲”。
衡量火箭发动机效率的标准是“比冲”，即单位时间内消耗单位推进剂所产生的推力。
总之知道比冲越高越好就完了。
虽然理想的甲烷发动机，比冲为459秒，比理想液氢发动机的532秒要低，但比煤油发动机的370秒可高了不少。
然后是燃料的燃烧温度，燃烧温度越低，对发动机就越好。
煤油燃烧温度3397度，甲烷3277度，液氢2797度。
接下来是燃料沸点。
煤油210多度，比水还要高。
液氢零下253度，接近绝对零度。
这俩玩意都需要考虑极为严格的隔热和保温措施。
至于甲烷，沸点在零下162度