火箭发动机,人类玩火的极致（五） RD-170火箭发动机诞生,至今难以被超越
前面已经讨论了美国先进的氢氧火箭发动机，美国人利用其先进的工艺实现了膨胀循环方案，但是苏联则在分级燃烧循环方面大放异彩，后者研制的高压补燃煤油发动机与前者研制的氢氧发动机孰优孰劣，一直备受争论。由于美国在20世纪90年代初引进苏联的RD-180高压补燃煤油机，而苏联也研制出自己的RD-0120氢氧发动机，所以关于苏联的液体火箭技术是否真的领先美国，争议不断。不过，如果抛开技术那么争论就无从谈起。
美国人虽然研制出来氢氧发动机，但是在复杂的分级燃烧发动机技术上一直踟蹰不前。相反，以目的为导向的苏联人，利用其系统工程长处，成功地突破分级燃烧循环技术，发展出基于此技术的多种型号发动机。
分级燃烧循环发动机到目前为止仍然是一项非常先进的技术，但其历史已经非常长了。苏联功勋火箭发动机设计师阿列克谢﹒米哈伊洛维奇﹒伊萨耶夫在1949年首次提出了这种循环方式，而当时的苏联甚至没有搞定燃气发生器循环，提出概念和原理容易，但是工程实现就要困难的多。
格鲁什科（这位苏联的大佬级人物就不用过多介绍了）最初在120吨的RD-110发动机进行了分级燃烧试验，该发动机是R-3火箭（前文已经介绍苏联的R系列火箭）的动力。尽管R-3不算成功，但是基于R-3的捆绑火箭方案最终成为了R-7。
RD-110火箭发动机，相比RD-100与RD-101,其推力室外形设计改动很大，而且喷管设计更加美观
RD-110发动机是在R-1火箭的RD-100和R-2火箭的RD-101基础上研制的，此三种发动机可以算作是德国V-2火箭发动机的直系后代。RD-110发动机保留了双氧水涡轮泵（在介绍德国V-2一文中已经介绍双氧水涡轮泵），但其采用液氧/煤油推进剂。为什么可以将RD-110归类为分级燃烧循环？因为已有的资料显示，当时格鲁什科很可能采用单组元分解补氧方案，也就是将双氧水催化分解气体发生器改造成“预燃室”（没有燃烧过程，实际上是双氧水分解），而关键是将“预燃室”双氧水分解后的氧气补入推力室，没有直接排放。所以，RD-110可以理解为三种推进剂，两种氧化剂（双氧水和液氧）和一种燃料（煤油）。
分级燃烧循环方案
火箭推力室（燃烧室+喷管）的室压是火箭性能的一个重要参考指标，在涡轮废气排放的情况下，如果推力室采用液—液燃烧（燃料和氧化剂都是液体），室压最大只能做到80-5个大气压。如果将涡轮废气导入推力室中补充推进剂进行二次燃烧，则有可能将室压提高到230-250个大气压。因为涡轮废气已经是气态，推力室内可以形成高效的气—液燃烧，如果推进剂注入推力室前能够充分汽化，形成气—气燃烧，效果更好。这就是分级燃烧的基本原理，即燃气发生器变成了“预燃室”进行一次燃烧，涡轮后废气补入推进剂后进行二次燃烧。
分级燃烧循环既可以做成补燃方案，也可以做成补氧方案，这构成了分级燃烧的两大基本流派。前者是将部分燃料和全部氧气引入预燃室进行富氧燃烧（氧气充足），之后废气驱动涡轮，在全部注入燃烧室。后者将是全部的燃料和部分氧气引入预燃室（燃料充足），废气驱动涡轮后，再注入燃烧室。
蓝色为燃料贮箱，绿色为液氧贮箱左图补氧方案（全部燃料流经预燃室），右图补燃方案（全部液氧流经预燃室），二者的燃料泵和液氧泵与涡轮都采用同轴设计
无论是补燃的方案还是补氧方案，推力室内都至少是气—液燃烧，其中气就是指预燃室的燃气（废气），这正是实现推力室高压工作的关键所在。如果采用液氢为燃料，只要液氢在火箭发动机推力室外壁吸热汽化，再注入推力室，还可以形成气—气燃烧。
分级燃烧循环中还有一种更为复杂的方案设计，即全流量分级燃烧循环，采用这种方案是将富燃和富氧两种预燃室集成在一台发动机上。两种预燃室都只有部分燃料和氧化剂通过，产生的两股燃气分别驱动燃料泵和氧化剂泵，最后全部引入推力室进行二次燃烧，形成更为剧烈的气—气燃烧。这种发动机的氧化剂泵和燃料泵分别由单独的预燃室驱动，这降低了密封要求。而在单独的富氧补燃或富燃补氧的机型上就要采取特殊的密封技术，防止燃料和氧气在涡轮中接触爆炸。
全流量分级燃烧循环，富燃预燃室的燃气驱动燃料泵，富氧预燃室的燃气驱动氧化剂泵，两股燃气最终注入推力室
采用煤油作为燃料，富氧补燃方案（预燃室氧气充足）要优于富燃补氧方案（预燃室燃料太多），因为预燃室氧气充分，燃气充分燃烧，含碳量可以控制在非常少的水平上，这样就最大程度上避免了积碳问题。不过如果以液氢为燃料就不存在积碳问题（燃料中没有碳物质），两种方案都可以采用，但采用富燃补氧可以控制预燃室的工作温度，因为氢多氧少，多余的氢本身温度低，可以给预燃室降温。
倔强的质子运载火箭研发之初问题频发
在RD-110开展试验几乎十年之后的20世纪50年代末，苏联的这一复杂循环发动机才开始集中出现。尤其在苏联的“质子号”、“N-1”、以及“能源号”运载火箭上，其基础级动力都采用以分级燃烧循环的火箭发动机。
在上个世纪50年代末，质子号几乎与R-7同时提出，都是计划用于洲际导弹的运载器，在设计之初质子号并没有打算当做运载火箭来研发，但是最终还是没有竞争过R-7。但是苏联人没有放弃质子号火箭，虽然一直问题频发，直到1977年才勉强通过验收。
质子系列火箭的第一级采用6台RD-253发动机，该发动机以偏二甲肼（剧毒）/四氧化二氮为推进剂，是第一种成功的大单室富氧分级燃烧发动机。RD-253实际上有三个燃气发生器，其中一个当做预燃室使用，其排气驱动涡轮后要注入推力室中。另外两个燃气发生器分别生成富氧燃气和富燃燃气，分别用于燃料贮箱和氧化剂贮箱的增压，从而满足涡轮泵入口压力的要求，消除主泵前后压差过大而产生气蚀（高空中，推进剂被增压后沉底，压入主泵）。
RD-253火箭发动机
质子火箭尾部第一级的一周鼓起来的部分不是助推器，而是偏二甲肼推进剂贮箱，这些贮箱与火箭的“芯级”连在一起，所以看起来像捆了6台推助器，实际上就是芯级发动机
质子火箭第一级四周鼓起来的是6个偏二甲肼（UDMH）贮箱，“芯级”部分是一个巨大的四氧化二氮（N2O4）贮箱
按照RD-253的设计逻辑，如果将富氧燃气发生器和富燃燃气发生器中的排气驱动涡轮，之后再将废气注入燃烧室，就可以替代原来的单预燃室，这不就是全流量分级燃烧循环的概念吗？RD-270就是基于此概念设计的，但是研制工作由于种种原因，还是半途而废。
RD-270发动机是在RD-253技术基础上发展而来的，采用全流量分级燃烧循环，属于该类型的最大肼基发动机，推力强悍，原本计划用于“N-1”火箭的动力，但是由于推进剂具有毒性，没被科罗廖夫采用。而且其研制工作被苏联摇摆不定的航天战略耽误，后来的试车工作又受到工艺问题的严重困扰
“N-1”运载火箭的失败苏联人心中永远的痛
“N-1”火箭是苏联人心中的伤痛，本来背负着苏联人的“登月梦想”，但是没能如愿。“N-1”火箭刚提出来的时候计划使用RD-270发动机作为动力，但是被科罗廖夫拒绝（当然有资料显示，由于内部矛盾，科罗廖夫这样的选择掺杂了个人主观情绪）。因为RD-270虽然推力强大，但是使用其使用偏二甲肼/四氧化二氮作为推进剂，虽然这种常温推进剂能够可靠工作，但是偏二甲肼是剧毒燃料，从未来更大推力火箭发动机的需求看，液氧/煤油发动机才是趋势。
科罗廖夫转而向库茨涅佐夫设计局寻求帮助，在“N-1”火箭第一级安装多达30台NK-15发动机，该发动机引入分级燃烧的循环方式。不过，如此多的发动机组合在一起致使“N-1”的可靠性非常低，虽然NK-15的设计在60年代属于非常先进的水平，但是推力还是不够。NK-15也存在设计缺陷，例如涡轮的震动问题。
这张图片是“N-1”火箭的底部，看起来很“疯狂”，“N-1”在第一级总共安装多达30台NK-15发动机，这就造成了了很多设计上的问题，成功的可能性大大降低
人类有史以来最大的多燃烧室发动机RD-170诞生
苏联人的登月计划失败，“N-1”重型运载火箭下马，不过新立项的“能源号”重型运载火箭成为了苏联工程师又一个奋斗的方向。同时，当时的苏联人希望研制一款大推力火箭发动机，使用液氧/煤油作为推进剂，可以多次重复启动，并以此能发展多种发动机类型和运载火箭型号。RD-170作为人类有史以来研制的推力最大的多燃烧室火箭发动机也就此诞生，为“能源号”运载火箭提供动力。
RD-170火箭发动机，采用富氧补燃方案
RD-170拥有四个燃烧室，一台涡轮泵和两个预燃室，海平面推力740吨。在当时的技术条件下，苏联人对大喷管液氧煤油发动机的燃烧不稳定问题没能很好解决，所以RD-170采用了四个喷管，而不是一个大喷管。
采用四个喷管，需要解决推力启动同步问题。对于富氧补燃循环的RD-170发动机而言，煤油注入燃烧室瞬间点火，让四个燃烧室同步启动，关键在于煤油同时进入燃烧室，因此，RD-170的四个燃烧室的管路设计很讲究，尽量保证燃料流经管线的距离一致。
当然，分级燃烧循环中的全部燃料或液氧进入预燃室，这意味着预燃室需要较大的体积，为了简化设计，可以将单个预燃室拆开成几个，RD-170系列就采用了这一设计，设置了两个预燃室。
RD-170的结构简图，为了方便理解，图上只画出了两个推力室，而RD-170实际上有四个。RD-170的一个判断依据是对置的双预燃室，它们驱动单台同轴涡轮泵。在主泵之前，煤油系统和液氧系统各有一个涡轮预压泵，其中煤油预压泵的工质来自一级燃料泵后高压煤油，然后排入燃料预压泵后的主流中，液氧预压泵的工质来自预燃室后的富氧燃气，然后排入氧化剂预压泵后的主流中，驱动液氧预压泵的燃气预先经过冷却，冷却工质是贮瓶浸泡在液氧中的低温氦，加温后的氦还可以用于推进剂贮箱增压
RD-170发动机工作状态彩图，淡黄色为煤油管路，淡青色为液氧管路，红色部分，表示工质温度很高。图中央的红色腔室中的黑色为主涡轮轴，由上而下有4个黑色涡轮，分别是：主涡轮泵、氧化剂泵、主燃料泵和主启动泵。2个预燃室是富氧预燃室
“能源号”运载火箭搭载苏联的暴风雪航天飞机该火箭的助推器采用了RD-170作为动力，并且火箭采用了芯级两侧/四周捆绑推助器的总体布局，芯级是四台RD-0120氢氧发动机（此方案为基本型）。除此之外，芯级也可以是一台RD-0120氢氧发动机（此方案为M型，用于与质子运载火箭竞争）
结束语
RD-170是苏联高压补燃煤油机最具代表性作品，尽管它采用四推力室设计，但是总推力超过了“土星V”的F-1发动机，成为有史以来投入使用推力最大的发动机。
世事难料，苏联解体后，美国人直接从俄罗斯购买了大推力高压补燃液氧煤油发动机，进行了大量的技术测试，补上自己的技术缺陷。而基于RD-170演化出的RD-180也远渡重洋，成为了美国宇宙神系列火箭的动力。
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