#火箭##发动机##太空#
在人类制造的所有机器之中，运载火箭可能是运转起来最震撼人心的。当火箭发动机点燃后，瞬间喷发出炽热的火焰，同时发出雷霆万钧般震耳欲聋的巨响，方圆数千米之内的大地都随之震颤，然后冲腾起巨大的烟雾，总之是一系列极端的感官刺激。平地蹿起的火箭驾着那团火焰直插云霄，当它逐渐划过天际最终消失在视野中时，仿佛神话中太阳神阿波罗出行时乘坐的战车。自百万年前人类开始学会如何用火，除却用核反应点燃的火，火箭发动机大概就是玩火的极致了。一般而言，火箭发动机分为液体和固体两大类型，固体火箭相对简单，可以看做一个 大号的炮仗，液体火箭则是非常复杂的机器，它开启了人类的航天时代。
分级燃烧循环到底是一种什么样的工作方式？ 它的技术特点和难点究竟在什么地方？本章将全面地讨论分级燃烧循环。本章还将涉及一些旷日持久的争论，一个是高压补燃煤油机和氢氧机孰优孰劣，另一个是美国和苏联的液体火箭发动机技术谁更领先。对于普通读者来说，这些争论似乎更有趣一些，但脱开技术其实根本无从谈起。由于美国在20世纪90年 代初引进了苏联的RD-180高压补燃煤油机，而苏联也研制出了与航天飞机主发动机(SSME )相匹敌的RD-0120，多年以来很多人一直认为在液体火箭发动机方面苏联领先于美国。由于中国通过引逬俄罗斯的RD-120,也进入到高压补燃煤油机的行列中，许多人在争论中往往带上 了主观情绪。诚然，以RD-170系列和NK-33 为代表的高压补燃煤油机的确是精华之作， 但从液体火箭发动机的整体技术水平而言美国并不弱于苏联，即便是分级循环，美国的起步也非常早。
原理与起源：分级循环横空出世
燃气发生器循环要将室压做高存在难以克服的困难，随着室压的提升比冲损失会更大，最终抵消室压提升带来的好处。推力由 20吨提高到100吨，室压从5兆帕提高到9兆帕比冲损失还只有0.8%到1.7%。，当室压提高到十几甚至几十兆帕，损失就会变得十分巨大。在涡轮废气排放的情况下，如果推力室采用液-液燃烧，室压最大只能做到80~85个大气 压，换算下来不到10兆帕。但如果参照喷气发动机加力燃烧室（后燃器）的工作方式， 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，这意味着能够达到23.3-25.3兆帕。 这是因为涡轮废气已经是气态的了，推力室内可以形成更高效的气-液燃烧，如果推进剂补入前能够充分汽化，形成汽-汽燃烧， 效果还要更好。这就是分级燃烧循环的基本工作原理，即燃气发生器变成了预燃器进行 一次燃烧，涡轮后废气补入推进剂后进行二次燃烧。
第二部分中我们曾经谈到过推进剂混合比这个重要参数，也了解到燃气发生器循环是一种开式循环，燃气发生器的低混合比会拖累发动机混合比，因为燃气发生器的混合比要比推力室低。从混合比角度来理解，分级燃烧循环的优势也十分明显。由于涡轮废气被注入推力室，所有推进剂最终都要通过主燃烧室，循环也由开式变为闭式，预燃室就不会像燃气发生器一样拖累发动机混合比，不会有推进剂被浪费掉，这对于发动机的比冲也是有很大好处的。这里需要补充强调的是，不能以有无直接外排的涡轮废气排放管来判断分级燃烧循环，因为利用涡轮废气对喷管延伸段进行气膜冷却的机型中，涡轮废气并未进入到主燃烧室中，不可能起到分级燃烧的作用，混合比同样也是会有损失 的。所以，涡轮废气直接外排的必然不是分级燃烧循环，但涡轮废气不直接外排的未必是分级燃烧循环。
在国内文献中，分级燃烧循环常被约定俗成地称为高压补燃发动机，这种说法其实有些问题。第一，分级燃烧循环未必高压， 只是由于结构复杂往往导致发动机增重，对于小推力发动机来说不一定合算，因此技术上倾向于向大推力、大室压、高比冲方向发展，造成绝大多数分级燃烧循环机型都是高室压。第二，分级燃烧循环既可做成补燃方案，也可做成补氧方案，这构成了分级燃烧循环的两大基本流派，国内文献统称为补燃多有不妥。补燃和补氧方案的区别在于预燃室的工作方式，工程上通常用余氧系数a来表示，a是预燃室混合比和推进剂理论最佳混合比的比值。补燃循环预燃室是富氧燃烧，即高a；补氧循环预燃室是富燃燃烧， 即低a。无论是哪种方案，主燃烧室内都至少是气-液燃烧，其中的气就是指预燃室的 燃气，这正是实现推力室高压工作的关键所在。如果采用液氢燃料，只要在冷却夹套中将其全部汽化，甚至还可以在主燃烧室内形成气-气燃烧。
需要指出的是，在上述两种分级燃烧循环中，全部燃料（高a）或全部氧化剂（低 a）都全部进入预燃室，这样做的原因是避免主燃烧室出现复杂的液-气-液燃烧，否则将使主燃烧室头部进一步复杂，对稳定燃烧带来不利影响，并増加技术风险。当然，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，最经典的液氧/煤油高压补燃发动机RD-170系列就采用了这一设计，四个推力室的RD-170/171有两个预燃室，而双推力室的RD-180和单推力室的RD-191则简化为一个。如果要采用煤油作为燃料，富氧补燃要优于富燃补氧，因为预燃室导出的燃气燃烧充分，含碳量可以控制在非常少的水平上，这样就最大限度地避免了出现积碳问题。对于设计上要求复用的发动机非常有利。对于氢氧发动机来说不存在积碳问题，两种工作方式都可以采用，但采用富燃补氧可以控制预燃室工作温度。
低a分级燃烧
高a分级燃烧
单组元燃料分解分级燃烧
尽管分级循环发动机到目前为止仍然是一项非常先进的技术，但其历史实际上已经非常长了。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(Alexei Mikhailovich Isaev, 1908—1971) , 1949年首次提出了这种循环方式，而当时苏联甚至还没搞定燃气发生器循环，但提出概念和原理容易，工程实现就要困难得多。格鲁什科最初在120吨级推力的RD-110进行分级燃烧循环试验，RD-110是科罗廖夫R-3火箭的动力。 尽管R-3最终没有演化成能够服役的弹道导弹，但是它在苏联导弹和宇航史上却具有非常重要的地位，因为基于R-3的捆绑火箭方案最终成为了R-7，这主要归功于功勋设计师 米哈伊尔-克拉夫迪耶维奇-季崔诺拉沃夫 ( Mikhail Klavdievich Tikhonravov, 1900— 1974) 。
RD-110在R-1的 RD-100和R-2的RD-101基础上研制的，和后两者一样都是V-2 39型发动机的直系后代，RD-110保留了39型发动机的双氧水涡轮泵，但采用液氧/煤油推进剂(请回忆一下第一部分我们曾经涉及过双氧水和双氧水火箭)。笔者推测，当时格鲁什科试验的分级燃烧循环很可能是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为“预燃室”(其实并没有燃烧过程)，并用双氧水分解的产物对推力室补充氧气。这种构型的发动机也可以理解为一种三组元推进剂，带有两种氧化剂和一种燃料，除了用于和燃料配伍的主氧化剂，另一种氧化剂的典型选择是过氧化氢。其实单组元分解可以补氧也可以补燃，例如利用偏二甲肼(UDMH)的热分解生成气。
单组元催化分解发动机
很可能有人会问，既然单组元催化分解补燃发动机结/构如此简单，什么没有看到其在 运载火箭上的应用成果呢？这完全是由这种循环方式的固有缺陷所造成的。传统上单组元气体发生器只需要驱动涡轮泵，因此其消耗量是比较有限的，催化分解的产物相应比较少，而其中含有的余氧也比较少。同样以过氧化氢催化分解为例，1千克纯过氧化氢的催化分解只能生成0.47千克的氧气，这意味着大部分分解产物都是水蒸气。而且在实际使用过程中不会使用纯过氧化氢，这样获得的氧气就会更少一些。这些余氧注入到推力室中， 能够带来的补氧量就有所不足，因此在性能上增益不甚明显。当然，为了提高余氧注入量，理论上完全可以增大单组元推进剂进入预燃室的流量，但是大型催化分解预燃室在设计和制造上有许多困难，而且随着单组元推进剂贮箱尺寸的增大，也会使火箭结构有额外的增重。
近年来，过氧化氢与自燃燃料配伍的双组元发动机渐有东山再起的迹象，被看做是有毒可贮存推进剂的一种理想替代，而单组元催化补燃循环方案却被看做是一条死胡同。尽管如此，当年大搞双氧水/煤油发动机的英国，在苏联已经开始发展分级燃烧循环的情况下，只差一步也没能搞出单组元催化补燃循环。如果揣测一下技术上的原因，笔者认为大型催化分解预燃室可能是一个重要问题。英国从美国引逬了 “雷神” 中程导弹的技术，又在此基础上发展了 “蓝带”中程导弹，通过仿制基本掌握了液氧/煤油发动机技术，发展单组元催化分解补燃循环的第一个条件可以认为具备了。但在双氧水火箭的巅峰之作“黑箭”上，“伽玛” 8发动机采用的是多机并联的方案，英 国人不仅没有突破大型推力室，在提高双氧水催化器能力的课题上同样无能为力，在 这种情况下要搞出大型催化分解预燃室显然没有可能。
在RD-110开展试验几乎十年之后的20世纪50年代末，伊萨耶夫的助手梅尼科夫 (Melnikov )才以分级燃烧循环原理为基 础，为科罗廖夫的“闪电”(Molniya )运载火箭(与“联盟”同属于R-7家族)研制了S1.5400 (11D33 )上面级发动机。虽然S1.5400只是一款小型发动机，但当时分级燃烧发动机所需的技术基础已经具备，因此采用这一复杂循环方式的发动机开始集中出现。几乎与梅尼科夫硏制S1.5400同时，尼古拉-迪米特里耶维奇-库茨涅佐夫(Nikolai Dmitriyevich Kuznetso, 1911—1995)开始为科罗廖夫的“全球导弹1号”(GR-1 )研制 NK-9闭循环发动机，后来库茨涅佐夫以NK-9为基础，引入分级循环方式研制了NK-15/NK- 15V发动机，并成为科罗廖夫设计局N-1巨型登月火箭的第一级和第二级的动力。而切洛梅与科罗廖夫竞争GR-1的UR-500洲际导弹，以及在此基础上发展的“质子”运载火箭则采用了格鲁什科的肼基分级燃烧发动机 RD-253作为起飞级动力。
由于缺乏低温上面级发动机，苏联只能用分级燃烧循环来提升上面级的性能。除了稍晚出现的NK-15V，谢苗•阿里耶维奇•科斯洛夫(Semyon Ariyevich Kosberg, 1903—1965 )领导的化学自动化设计局(KBKhA,或者CADB )还研制出了 “质子”第二级的RD-0210/211, RD-0211派生出的RD-0213则被用做第三级主发动机。“质子”第二级的推进剂利用系统非常特别，并联的四台发动机中三台是RD-0210, —台是 RD-0211。它们的设计基本相同，真空推力都是582.1千牛，但RD-0211除了提供推力，还要为贮箱提供增压气体。非常令人扼腕的是， 科斯伯格这位社会主义劳动英雄称号和列宁奖章获得者，不幸于1965年1月3日逝世，没有能够看到自己设计的发动机升空。虽然科斯伯格的名气没有科罗廖夫大，但也属于苏 联功勋航天工程师行列，他的逝世同样也是无可挽回的重大损失。如果有科斯伯格在，恐怕RD_0110和RD2213不会一直用那么久。
由于N-1的基本设计存在缺陷，因此在科罗廖夫死后，接替他的米申一直致力于提升其能力。但米申显然不具备科罗廖夫这样大师级的能力，他只能采取简单提升推力的方法来改善性能，这催生出了NK-33/43,它 们分别对应的是NK-15和NK-15V。NK-15/15V 存在一个固有缺陷，其氧泵在高速运转时会出现剧烈振动，为此被迫限制涡轮泵的工作参数，从而影响了发动机的推力和可靠性。 为了解决这个问题，在NK-15/15V的氧泵上安装了一个平衡块，结果NK-33/43氧泵可以输出114%的功率，为了适应涡轮工况减小了涡轮泵导向器的叶片角度，并采取了聚四氟乙 烯材料来减小摩擦，如此简单的一个设计改动就使推力提高了3吨，100%额定海平面推力可达154吨。为提高可靠性并延长工作时 间，NK-33/43还采取了多项新的密封措施， 特别是为了提高N-1的运力，NK-43要求能两次启动，在涡轮轴的密封上釆取了氮气吹除技术，不过其技术先进性低于氦气吹除技术。
在N-1被放弃之前，NK-33/43已经开始试车，剩下的那批发动机多年以后又从库房里掏了出来，用于和美国的发动机合作。在 N-1被放弃之后，库茨涅佐夫设计局仍不想放弃NK-33/43, 20世纪70年代中期建议将之用于对“质子”火箭的运力提升，切洛梅设计局对此同样十分感兴趣，提出了UR-500MK 方案。该方案第一级采用6台NK-33并联，第二级则采用单台NK -43, 1000吨级方案LEO运力将超过30吨，600吨级方案LEO运力也有15吨。与UR-500传统型号相比，UR-500MK的主要优势是推进剂没有毒性，同时使低轨道运力向下延伸。但是UR-500MK与釆用RD-171的“天顶”有竞争关系，两者的设计理念也差不多，后者也是全高压补燃方案。理论上，UR-500MK可以利用现有的“质子”生产线，但“天顶”也同样可以和“能源”共线生产，最后切洛梅的赫鲁尼切夫工厂和库茨涅佐夫设计局还是败下了阵来。
另一方面，苏联在载人登月计划失败后对航天系统进行了大*，1974年，科罗廖夫设计局和格鲁什科设计局合并成了能源科研与生产联合体(NPO Energia )，简称能源联合体或者能源设计局，并由格鲁什科担任领导。吸取了过往研究的经验和教训， 特别是N-1登月火箭的惨痛失败，1976年开始，能源联合体开始研制新一代高压补燃煤油机，并计划将其用于新一代模块化运载火箭系列上，前者就是RD-170/171（RD-170为单摆，RD-171为双摆），后者就是“能源” / “天顶”。在60年代，格鲁什科曾经领导过另一种大推力分级燃烧发动机 RD-270，它和RD-170相比第一位数字不同， 根据格鲁什科设计局的编号方式，首位数字1是指液氧/煤油机，首位数字2是指肼基发动 机。RD-270的最大特点是拥有26兆帕的超高室压，但这款发动机在60年代结束前就停止了研制，整个研制过程也遭遇了许多困难， RD-170则有意避免了RD-270所遭遇的问题。
RD-170釆用了双富氧预燃室结合单泵四推力室结构的设计，从外形上来看与大单室设计的RD-270迥然不同，却与经典的 RD-107/108非常相似。RD-107/108当年釆用单泵四室设计主要是碰到了不稳定燃烧，这使很多人相信RD-170釆取类似设计是出于相同原因，这种说法其实大谬而不然，后面将会从技术上加以剖析。RD-170/171研制相对比较顺利。从1980年8月开始整机热试车，到1985年4月双摆型号RD-171执行首次“天顶” 2任务。前后历时不到5年。作为“天顶” 2第二级动力，在研制RD-170/171的同时，能源设计局还平行硏制了另一种高压补燃煤油机RD-120。它们日后都发扬光大，RD-170/171演化出了单预燃室、单泵双室和单泵单室的RD-180和RD-191，分别成为“宇宙神” III/V 和“安加拉”系列的动力；RD-120则进化为中国的YF-100，将成为新一代“长征”系列的动力。能源设计局也成为高压补燃煤油机 研制经验最丰富、实力最强的单位。
美国的探索
说到这里问题就出来了，美国那边在干什么呢？著名航天史学家萨顿承认，美国了解分级燃烧循环的原理要晚于苏联。即使在西方，对于分级燃烧循环探索欧洲也要早于美国。联邦德国的MBB公司早在1956年就开始硏制分级燃烧循环液氣/煤油发动机，这款实验发动机就具有低推力、低室压的特点， 推力只有5吨级，室压还不到10兆帕，这导致其比冲很低，地面比冲仅有306秒，一些资料上说，这是世界上第一种分级燃烧发动机，这是和RD-253比出来的，但由于苏联有RD-H0为基础的试验机，这种说法应该是不正确的。而且在此后多年，MBB一直都在对这种发动机进行改逬，而此时苏联已经首先实现在肼基大推力发动机上实现了分级燃烧循环的突破，MBB开始搞分级燃烧循环肼基发动机已经是1967年的事情了，室压终于提高到 20.58兆帕，而且推力室采用了耐高温的铜合金材料，但推力仍然只有10吨。
20世纪50年代末60年代初，美国也独立形成了分级燃烧循环的概念，而且技术水平起点相当不低。这项研究与阿罗捷特直接相关，因为那里有航天史上另一位伟大的工程师鲁迪-贝切尔（Rudi Beichel），他也是冯-布劳恩从佩内明德带到美国的德国工程师。 在阿罗捷特，贝切尔参与了 “波马克”导弾的研制，后来又参与到“阿贝尔星”上面级的研制，他还促使阿罗捷特以“大力神” I发动机为基础研制氢氧低温发动机。在40年代末，阿罗捷特已经将小型实验发动机的室压提高到2500 psi （约17.2兆帕），而直到50年代后期，大型发动机室压还只有1000 psi左右（约7兆帕）。为了探索高室压发动机的技 术，I960年7月，贝切尔领导开展了 “大型非常规液体火箭发动机和运载火箭设计研究” （DSLULPREV）的特别计划，该计划为期5个月，任务是探索高室压、高可靠、低成本发动机的可行性。其中包括了热力学核火箭方案和分级燃烧循环方案。
阿罗捷特在美国第一次给出分级燃烧循环的定义：燃气发生器驱动涡轮泵，并将涡轮排气注入主推力室。在分级燃烧循环方案方面，阿罗捷特团队指出，如果能够将室压提高到308 psi,并采用单级入轨设计，从卡纳维拉尔角发射，有可能将300海里轨道的运载系数提高到1/15。这还不是最夸张的，阿罗捷特认为，分级燃烧氢氧机采用单泵单室设计推力可以达到2400万磅，而当时正在研制的F-1发动机也不过就是150万磅级，两者竟然相差了 16倍！足见当时的技术狂想的疯狂程度。当然，无论是空军还是NASA都不会相信 如此的大跃进，换到当时东方某大国可能会有立项的可能。阿罗捷特的高层也被上述参数给吓得不轻，既然空军和NASA都不愿意掏钱，自己也就知难而退了。不过，空军认为阿罗捷特的概念研究多少还有点可取之处，在贝切尔的游说下，空军研究实验室（AFRL ） 给了阿罗健特两份小合同，用以验证分级燃烧循环的技术可行性。
在AFRL的支持下，阿罗捷特的贝切尔团队实施了代号“雨云”的研究，目标是针对各种不同用途的运载火箭和弹道导弹设计先进发动机，这些方案包括各种涡轮泵和推力室布局，以及关于提高室压、有效利用高室压优点的动力循环研究。关于为什么这个研究项 目代号要叫“雨云”已不可考，根据笔者的妄自揣测，从天而降的雨当然是液态的，飘浮 在空气中的云则可看做气态，似乎“雨云”是在暗示气-液燃烧。这回阿罗捷特没有再考虑氢氧机，也没有像苏联人那样搞高压补燃煤油机，而是直接从肼基推进剂入手，硏制用于第一级的大推力发动机。为了达到所需的推力，阿罗捷特采用了单泵多推力室布局，涡 轮泵位于推力室中央，通过分级燃烧循环达到21兆帕的室压。阿罗捷特提出这种方案并不奇怪，因为“大力神” I啲LR-87/89发动机使用的也是可贮存推进剂（四氧化二氮和混肼50）。
但当时在运载火箭上，美国对阿罗捷特的硏究成果并没有多大的需求，事实上阿罗捷特已经被老对手洛克达因，甚至新崛起的普惠所压制。此前，美国已经启动了150万磅级推力的巨型燃气发生器循环煤油机，它就是后来助推“土星” V起飞的神器F-1，除了 “大力神” II以外，其他运载火箭基本是煤油机唱主角。在上面级方面，美国在搞了一阵常温上面级之后，在低温上面级领域取得了突破，并研制出RL10这样的膨胀循环经典机型，其性能十分优异，基本技术居然够用数十年时间。看上分级燃烧循环的倒还是美国空 军，当时美国刚刚开始部署“民兵”洲际导弹，尚未最终走上全固体的洲际导弹发展道 路。液体的“大力神” II采用可贮存推进剂，但可贮存推进剂不仅有毒，而且在固有性能 上也偏弱。如果美国空军继续要发展和装备液体重型洲际导弹，分级燃烧循环正好可以弥补可贮存推进剂的先天不足。
贝切尔的年轻团队很快就遇到了问题，贝切尔团队原本计划采用管束式推力室，材料选择因康镍合金。为了达到高室压推力室的冷却要求，钎焊在一起的合金管束被做得非常细，这一设计被称为“通心粉管”。但在热试验中推力室还是烧坏了，这使贝切尔团队只能采取其他措施。贝切尔拿出了他在佩内明德时期开发的发汗冷却技术(在 第一部分曾有介绍)，但是采用了改进后的光刻微孔工艺，这体现了当时美国异常强大的工业基础。为此贝切尔得到了罗伯 特•昆茨(Robert Kuntz)、理查德•拉波 茨(Richard LaBotz)、莱昂纳德•舒尔曼 (Leonard Schoenman )的帮助。在试验中，发汗冷却推力室表现远好于预期，证明这项技术的潜力。但是也许是因为发汗冷却的效果太好了，导致贝切尔不信任薄片焊接概念，这一概念其实已经站在了通道壁技术的门外了。而苏联人率先突破了通道壁技术,为其发展高压补燃煤油机创造了条件 (参见后文)。
★美国的分级燃烧循环之父: 鲁迪.贝切尔
1913 年8 月19日，鲁迪•贝切尔出生在德国名城海德堡，值得一提的是，他的工程师资格是利用工作之余的时间考取的。1937年，时年24岁的贝切尔在卡尔斯鲁厄州立大学获得了机械工程硕士学位。30年代末，贝切尔作为一名普通工程师，其主要工作是研制制氢设备，因为德国是贫油国， 要生产合成汽油和柴油，必须要有加氢设备。正是这一工作经验，使贝切尔日后进入了航天领域。对德国来说，合成燃料生产是生命线，战争爆发后贝切尔两次被免征兵役，但过一过二不过三，贝切尔最终还是被征召入了德国国防军，而且还被派往了惨烈的苏联前线。在那里，贝切尔亲眼见识了喀秋莎火箭炮的威力，这也是他第一次见到火 箭。贝切尔甚至差一点就被“斯大林管风 琴”要了命，一发火箭弹曾经在他的散兵坑附近爆炸。随着冯-布劳恩在佩内明德的秘密工程越搞越大，贝切尔凭借自己的工程经 验终于被召回了德国，当然他的命也的确大到能等到这天。
在佩内明德，贝切尔为研制V-2立下了汗马功劳。他一开始负责优化液氧换热系统，然后又负责优化双氧水换热系统，他还消除了涡轮泵的匹配问题，为此差点在现场故障诊断中被炸死。贝切尔还参与了V-2推力室再生冷却结构的设计和改进，从再生冷却夹套一直到发汗冷却技术。由于这些卓越 的工作，贝切尔在来到佩内明德仅6个月之后就得到了提升，而他的许多同事从战前就 跟随冯•布劳恩了。此外，贝切尔还参与了对于不稳定燃烧的探索，这使其成为最早深 入研究这一课题的火箭工程师之一。毫无疑问，像这样重要的成员，冯•布劳恩是肯定要将其带到美国的。从白沙靶场到红石兵工，贝切尔都是冯•布劳恩的主力干将。 1952年他被允许保留在红石兵工厂的工作, 加盟阿罗捷特。1956年，贝切尔成为阿罗捷 特的正式员工，此时他也已加入了美国国籍。在阿罗捷特他得到了冯-卡门的赏识， 这为其在公司内平步青云创造了条件。
1962年，爱德华兹空军基地开展了一项名为“部件合成方案”(ICP)的研制和测试计划，目的是验证一批新技术应用于液体火箭发动机的可行性。我们知道.苏联在单泵多推力室发动机方面研制经验十分丰富，自伊萨耶夫建议格鲁什科将RD-107/108从单泵单室方案改为单泵四室方案，后来又有了多款发动机采用单泵四室方案。而ICP的验证发动机更为惊人，其采用的是单泵八室方案， 8个再生冷却推力室围绕着一台涡轮泵，燃料泵和氧化剂泵分别位于其两侧。ICP采用有毒可贮存推进剂四氧化二氮/混肼50,这也是“大力神” II洲际导弹的推进剂方案。更重要的是，ICP采用了典型的高压补燃循环方案， 设计推力3467千牛，推力室室压达到了20兆帕，其预燃室采用富氧燃烧，为涡轮提供温度高达648.9℃的燃气。然而，ICP技术并未过关，虽然燃烧稳定性、液膜冷却等技术得到了攻克，但涡轮泵出现了严重烧蚀，这导致ICP未能达成全部计划目标。
在ICP结束后，AFRL启动了另一项预研项目，称为“先进技术方案” (ATP)，演示发动机称为ARES (意为“先进可贮存火箭发动机”)，同样也由阿罗捷特的贝切尔团队参与，但研究比ICP更进了一层，不再满足于多室并联方案，一步跨到单室方案上来。 演示发动机的设计推力达到445.2千牛，设计室压达到20兆帕。ARES用上了贝切尔团队开发的光刻发汗冷却推力室，冷却剂采用超临界四氧化二氮。ARES采用“大力神”发动机的预燃室和涡轮泵，但其增压比无法满足分级燃烧循环的要求，因此在其前部增加了活塞预增压泵。贝切尔团队当时对如何确保高室压条件下稳定燃烧还缺乏经验，因此直接借用了冲压发动机上已经采用的片状燃烧室，热试车显示这一设计表现还不错。1964年完成了ARES的测试，海平面比冲达到了 28449米/秒(290.3秒)，室压范围在140-281个大气压(14~28.5兆帕)，但这台发动机只能用于技术演示，完全不具备飞行试验的能 力。
由于ARES的技术演示获得了一定的成功，1965年6月，阿罗捷特正式获得了空军的型号研制合同，发动机的推力定位于45~56吨。和阿罗捷特用于“大力神”导弹的 LR87/89类似，新发动机也采取一机两型的设计思路：配备常规大膨胀比喷管后，单台或多台并联可以用于上面级；对于第一级可以采用24台并联方案，并配备环簇气动塞式喷管。从起飞重量来看，这种运载火箭定位于中间运力，主要用于发射重型军用载荷。采用有毒的肼基推进剂，可以降低对低温推进剂和大型固推的依赖，对于军用运载火箭来说是可以接受的。但这一计划开展还不到一年，就于1966年被取消了，推测原因很可能是气动塞式喷管还极不成熟。不过，高室压肼基发动机作为上面级动力，这在技术上没有什么太大的障碍。于是，空军又启动了代 号MIST的预研计划，目标是研制大节流范围的小型分级燃烧发动机。
MIST要求节流范围在10%~100%,最低 22.3千牛，最高222.6千牛，技术关键点在预 燃室的可变流量喷注器。实测中用一个喷注器进行了87次试验，持续时间在10秒到72秒 之间，实现了40.2~200千牛的变推力，虽然未能达到MIST的目标，但证明了相关技术的可行性。阿罗捷特原本在上面级发动机上介入很早，但随着普恵先进的RL10出现，阿罗捷特的常温和低温上面级技术都无法与之匹敌。常温分级燃烧循环上面级的最大潜在用途是军用小型航天飞机，但在其他方面并没有太大的发展空间，特别是在运载火箭方 面，可靠性拼不过固体上面级，性能拼不过膨胀循环的RL10，空军的“大力神”系列运 载火箭后来采用的正是这两种上面级，而且同期普惠也已提出了RL10的后继型RL20，这 是一款分级燃烧循环氢氧机，其性能远远超过了MIST。在这种情况下，尽管有空军支持，MIST还是没能转化为型号研究。
提到RL20不能不提到普恵20世纪60年代初在分级燃烧循环上的工作。1959—1960 年，普惠在开发RL10的同时启动了高室压发动机的研制，并完成了代号“三叉戟”(Trident)的发动机设计，同样也釆用肼基推进剂，其室压目标与ARES差不多。“三叉戟”停留在设计阶段，此后普恵开始硏制 RL20。RL20编号的含义就是20万磅推力，相对于RL10的最初设计目标要提高一倍。RL20的另一个名字是可复用太空运输发动机，在 X-20 Dynasoar之后美国开展了更多的航天飞机预研，RL10推力较低的先天不足逐步暴露出来，而RL20较大的推力则满足了一些概念设计的要求。在空军还在为选用哪种推进剂摇摆不定的时候，NASA则将方向集中到高性能氢氧机的研制上。NASA一方面对气动塞式发动机很感兴趣，另一方面又继续投资常规钟形喷管，于1964年提出了 “先进发动机设计研究-钟形”(AEDS-Bell)计划。在此之后，美国对于分级燃烧循环肼基发动机的研制基本告终。
对抗高温：通道壁结构与预燃室混合比
回过头来再来说苏式高压补燃煤油机。煤油机存在三大难题——结焦、腐蚀和积碳，它们与高温都有直接关系，结焦是碳氢燃料在高温下的特性，碳氢链会出现断裂，碳氢分子也会脱掉氢原子，前者是裂解反应，后者是脱氢反应。这两个反应都是吸热反应.环境温度越高进行得越快(正是由于这一特点，在高超音速吸气式航空发动机中还有妙用，这里先卖个关子）。对碳氢分子裂解和脱氢是石化工业最基础的化学反应， 烯烃工业依赖上述反应生产乙烯、丙烯、丁二烯三种重要的单体原料。如果裂解和脱氢程度过深就会造成结焦，反应装置就需要经常进行停车清焦，不利于高负荷连续生产。 结焦虽然也是一种积碳，但其危害更大，这是因为它们发生的部位不同，结焦发生在煤油再生冷却推力室的冷却通道内，由于冷却通道非常细小，即使出现轻微的结焦也会堵塞：一旦出现这种情况，推力室的冷却条件就会迅速恶化，局部失去有效冷却后很快将报废。
高室压推力室是分级燃烧循环的头号技术难题，它必须有足够的结构强度，又必须有良好的散热能力，对煤油机来说为避免结焦就更重要，这个目标并不容易达到。如果要推升推力室的室压，其工作温度也将随之提升，这就要求有更强的冷却能力，于是这成为横亘在高室压发动机之前的一大障碍。 美国人受传统观点桎梏，认为煤油作为冷却剂时室压不得超过7~10兆帕，所以不可能研制出髙性能液氧/煤油发动机。解决这一难题不仅需要从冷却剂入手，还需要从冷却结构入手，但美苏两国走上了完全不同的发展路线。在60年代那些试验机上，美国甚至采用了先进的光刻发汗冷却技术，发汗冷却能很好地应用在氢氧推逬剂上，也能适用于肼基推进剂，但却不适合用在煤油机上。由于液氢是非常优良的冷却剂，而美国在氢氧机上又非常有技术积淀，所以直接走上了分级燃烧循环的氢氧机。而苏联则有一个很好的解决方案，这就是伊萨耶夫提出的通道壁再生冷却结构。
V-2发动机推力室的再生冷却技术并不是同时代最先进的，作为分级燃烧循环概念的提出者，伊萨耶夫在1945年推出了U-1250实验发动机，该发动机推力室也有内外两层，但是在用材和结构上进行了大胆创新。 内壁是带有鳍片的耐热铜合金，而外壁采用高强度合金钢，内外壁用钎焊工艺焊接在一 起，这样就将两壁之间的空间分割成了大量垂直走向的散热通道，日后被称为通道壁结构。由于推力室壁形成了双层夹心结构，因此其拥有足够的结构强度来承受高室压和冷却介质的快速流动。通道壁结构经过几年的试验后表现岀了很大的潜力，1951年格鲁什科在研制采用液氧/煤油推进剂的实验发动机 ED-140时，就采用了伊萨耶夫进一步完善后的设计。其结果是，虽然ED-140的推力仅有7吨，但其室压达到了60大气压（6兆帕左右），比V-2的39型发动机的15个大气压（1.5 兆帕左右）高得多，而更大的室压意味着更高的比冲。
通道壁技术的优势此时还远远没有表现出来，苏联一开始并未意识到通道壁技术对于高室压的重要意义，但从20世纪50年代开始绝大多数液体火箭发动机型号，无论采用哪种推进剂、推力有多大，普遍都采用了通道壁技术，例如R-7经典的RD-107/108。管道壁和通道壁在外观上很容易分辨，管道壁可以看到大量焊接在一起的冷却剂管道，而通道壁的外部则是一层壳体。有的时候，人们喜欢谈论什么苏式风格、美式基因，如果苏联液体火箭发动机有什么苏式风格的话，那么通道壁当之无愧可以算是一个，只是闲聊中没有多少人能够正确说出这个技术要点。 肼基分级燃烧发动机对冷却的要求不及氢氧机和煤油机，但在RD-253上格鲁什科仍然应用了通道壁技术。与此相对应的是，美国普遍采用的是管道壁技术，直到其第一种服役的分级燃烧发动机SSME，才在主燃烧室上采用了通道壁结构，但喷管仍然是传统的管道壁结构，而且氢作为冷却剂没有煤油的结焦和腐蚀问题。
试验显示煤油的结焦极限在589℃，采用通道壁结构可以将壁温压至这一温度以下，这为提高煤油机室压铺平道路。但光有这项技术还是远远不够的，苏联在高压补燃煤油机上采用了许多配套技术，其中最主要的就是低硫煤油燃料。煤油是通过原油精炼而获得的燃料，就像柴油和燃料油一样，含硫量也是衡量其品质的重要指标。RP-1即1号火箭推进剂，是最常见的航天级煤油牌号，按照美军标MIL-R-25576，其含硫量要求 <30ppm，即质量分数50%，每吨煤油含硫不得超过50克，牌号更高的RP-2含硫量在1ppm以下。硫是通道壁的大敌，在高温下硫会腐蚀通道壁的铜合金内壁，为避免腐蚀可以镀金或铂，但这种工艺代价显然太高。另一个办法是进一步压低壁温，只要壁温不超过350巳采用含硫量小于50ppm的煤油，室压也能提高到25兆帕，这差不多是RD-170系列的室压水平了。
苏联虽然率先掌握了通道壁技术，但将壁温压低在350℃以下谈何容易，应对措施是使用含硫量更低的煤油。这是一个通过试验反复权衡的过程，最后选择将壁温控制在500℃以下，同时采用含硫量小于20ppm的煤油，并且釆用低温加注技术，一般控制在－20℃。美国拥有非常强大的炼油工业， 生产低硫煤油当然完全不成问题，但在通道壁技术的应用上落后于苏联，使其在高压补燃煤油机的门外徘徊不前。苏联解体后， 美国引进了同属RD-170家族的RD-180，通过试车证明精炼品质比较好的RP-1也能用于RD-180，尽管其含硫量要稍高一些。RD-170 系列目前可以使用三种煤油牌号：俄罗斯的RG-1火箭燃料和T-6喷气燃料，以及美国的RP-1，也可使用含硫量＜lppm的RP-2，但无此必要。它们的性能指标非常接近，在使用中唯一需要考虑的是加注密度，例如在室温下RP-1的最小密度是0.801克/升，而T-6的最大密度是0.841克/升，两者之间可能会因为温度而出现较大差异。
包括通道壁技术和低硫煤油燃料在内， 苏联拥有一套完整的解决方案。在高导热铜合金内壁上增加隔热涂层或镀层；在冷却要求最高的喉部附近通道为斜槽，并且带有人工的粗糙度；设置三道内冷却环带，形成密实的内冷却液膜；煤油入口设在热量最大处。这些技术都是通过大量理论研究、型号设计和台架试车获得的，这种经验积累所蕴含的巨大价值是难以估量的。当我国通过引进、消化、吸收、再创新方法开发YF-100高压补燃煤油机的时候，必须要非常清醒地认识到我们其实不过是站在巨人的肩膀上才获得了高度，才有资格看得更远一些。尽管很多技术诀窍并未一并转让，但引进的毕竟是经过检验的服役型号，是非常完全的解决方案，因此首先避免了自主探索路线所面临的风险、某些文章渲染用了如何少的时间取得了何种突破，某些读者一看到此类文章就莫名兴奋起来都是不足取的。
在讨论完上面的问题之后，才能进一步来讨论积碳问题。积碳与结焦不同，它是由燃烧不充分带来的。如果能够有足够多的氧气，碳氢燃料是可以充分燃烧的，分解产物将只有二氧化碳和水。但如果缺乏足够的氧气，就可能出现不完全燃烧。生活中，当我们点燃蜡烛的时候，经常可以看见少量的黑烟，这其实就是不完全燃烧形成的碳颗粒混在烟气中，烟气越脏则燃烧越不充分。对于煤油机来说，为了保证涡轮有足够的寿命， 一般需要将燃气的温度控制在900K以下，这通常需要调整推进剂混合比来实现。如果采用富燃工作的燃气发生器或者预燃室，那么就需要采用非常低的混合比，这就会造成燃烧不充分和积碳。其实积碳对于发动机的正常工作影响不大，甚至由于一部分碳沉积在推力室和喷管的内壁上，还会形成具有保护作用的绝热层。但对于可复用发动机来说， 积碳会带来很多的麻烦。相信有汽车发动机积碳维修经验的朋友，对此可以很容易理解。
如果要一劳永逸地解决积碳问题，最好的办法是采用富氧燃气发生器或预燃室，在给足液氧的情况下将能够实现充分燃烧。对于燃气发生器循环来说，如果采用富氧燃气发生器，大量氧化剂将无谓地损耗在其中， 这会造成比冲变得很差，因此燃气发生器循环一般都采用富燃预燃室。对于分级燃烧发动机来说这却是可行的，因为剩余的氧化剂将随燃气一道注入推力室进行二次燃烧。按照很多人的惯常思维，如果采用了富氧预燃室就必然会面临高温问题，结论便是苏联天才的工程师们拥有美国所不具备的先进技术，于是这便成了美国造不出高压补燃煤油机的另一个理由。这个看似很合逻辑的说法其实连一半都没说对，根本原因在于对燃烧学所知甚少，苏式高压补燃煤油机的确采用富氧预燃室，但其燃气温度却未必非常高， 原因在于采用了很高的混合比。
本系列第一部分和第二部分都曾说过， 双组元推进剂中如果让其中一种推进剂过量，就可以充分降低燃气温度。还记得贮箱喷注增压的原理吗？还记得涡轮后废气增压贮箱吗？还记得理论最优的化学混合比吗？液氧/煤油只有27左右，而NK-33预燃室混合比高达57.6，推力接近的RD-120则达到53, 它们的燃气温度分别为628K和735K（ 355℃ 和462℃），推力大得多的RD-170也不过就是257℃~615℃这些显然不能算是非常高的温度，也都低于900K的燃气温度上限。SSME 氢泵预燃室工作温度在700℃以上，这比RD-170还要高出一块，比NK-33和RD-120更要高很多，其实面临更严峻的抗高温课题。 苏式高压补燃煤油机的上述设计给涡轮创造了良好的工作条件，而且实践表明在上述温度下也不易发生氧对金属的侵蚀。
在航空涡轮发动机领域，苏联由于整体技术水平相对偏低，在压气机工作效率提升困难的情况下，往往采用提高涡轮前温度的方法，以牺牲发动机寿命为代价强行改善性能，翻修周期较短是这些发动机的通病，著名的AL-31及其衍生型就是典型。如果苏联拥有傲世的神奇耐高温技术，在提高涡轮前温度的同时应该能保得住发动机寿命，但恰恰没有出现这种情况，现实正好相反。高压补燃煤油机也是一样，一方面需要用预燃室的高混合比来压低燃气温度，以便缓解涡轮所面对的热负荷；另一方面与工作时间达到数千小时的航空涡轮发动机不同，液体火箭发动机虽然工作环境更为严苛，但较短的工作时间在很大程度上降低了设计难度。这并不是说苏联的高压补燃煤油机不是出色的设 计，而是工程上正确的逻辑原本就该如此。
