前言：都知道美国和北极熊是冤家，不过美国军事和国家安全发射的主力――宇宙神5火箭却戏剧性用上了苏联基因的RD-180发动机！然而近来美国又试图摒弃这款发动机，这究竟是怎么回事？本集就来谈一谈RD-180的故事。
从20世纪80年代末到90年代初这段时期是美国太空飞行特别坎坷的时代。航天飞机一度如日中天，几乎垄断所有发射业务，留下几款50年代洲际导弹发展而来、性能低下的运载火箭做搭档。直到1986年1月，“挑战者”号航天飞机凌空爆炸，4月18日接踵而至的大力神34D火箭发射KH-11失败，几乎遭遇了航天休克——所有军事发射都停止了将近一年；同时伴随着欧洲阿里安运载火箭的成熟，美国担心商业太空发射市场可能会随之转移。另外1991年苏联的垮台导致美国国防预算下降，各种军事项目合并。
上述形势的发展导致新型运载火箭的需求迫切！既需要为军队提供有保障的空间，也需要能确保美国在商业发射上的霸主地位，而且还要具备足够的成本竞争力，把当时LEO（近地轨道）高达1.1～2.2万美元／公斤的发射价格降下来。
一、昔日冷战冤家携手合作
对于解体后的俄罗斯，是继续对抗还是合作？事实上，苏联几十年在航天的投入为俄罗斯留下了丰厚的航天技术储备，同时解体后紧张局势缓和，在美国运载火箭上使用俄罗斯火箭发动机是可行的，甚至是可取的，美国的政策和法规在20世纪90年代初被放宽，以便用他山之石发展下一代美国太空技术，并帮助保持俄罗斯火箭科学家的就业和生存，防止导弹技术扩散到“流氓”国家。
美俄政府之间签订贸易协定鼓励两国在航天发射市场上的合作，而且1994年，国防部根据国会要求完成的空间发射现代化计划中，空军太空司令部副指挥官托马斯·莫尔曼（Moorman）中将也特别建议美国需要探索创新和外国来源的技术，并适时与之合作，实现在有限预算下最大收益。
在各项预研工作铺垫后，接下来关于项目和资金的事情便是水到渠成！1994年8月，克林顿总统签署国家空间运输政策（NSTC-4），指示国防部主持发展和更新现有系统为方向的一次性运载火箭计划，也就是后续的EELV（渐进一次性运载火箭，Evolved Expendable Launch Vehicle ）项目，平滑过渡，逐步取代宇宙神（Atlas），德尔他（Delta）和大力神（Titan）昂贵陈旧的运载火箭，使其成本较现有火箭降低25％～50％ ，并提高可靠性、简化操作和缩短发射周期，继续保持在航天技术领域的领先地位。
各航天军工企业纷纷行动！通用动力空间系统部门之前就着手其宇宙神2轻型到中型运载火箭的升级，这个升级旨在降低成本并提高宇宙神2的性能，使其在不断变化的全球商业发射市场中更具竞争力。内部的决策也建议与俄罗斯火箭发动机生产商动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）合作，以现有的四推力室的RD-170火箭发动机为基础，开发出一种新型液体燃料发动机。这种新型双推力室发动机，几乎是半个RD-170，被称为RD-180。
因此以现有的四推力室RD-170火箭发动机为基础，开发新型双推力室发动机完全可行。1995年通用动力空间系统部门辗转被并入洛克希德·马丁公司（下简称洛马），新公司继续计划打算升级宇宙神火箭，前来投标的有三个单位，一是动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）RD-180，二是俄罗斯倒爷阿罗杰特（Aerojet）稍加改造的NK-33，以及洛克达因（Rocketdyne）的MA-5A。
虽然RD-180还在设计阶段，但背水一战的俄罗斯对其给予强有力的支持。1995年10月俄罗斯航天局和国防部甚至联合致信洛马公司力挺RD 180。相比之下，NK33虽然价格实惠，但娘胎里留有病根，而且推力偏低，双机并联方式可靠性差，性能处于劣势。而洛克达提交的MA-5A，老方一贴，自然不会入眼，其因心不在焉的原因留到下篇讲。
格鲁什科设计局对于“能源”号火箭助推级发动机设计始于1973年上半年，当时初步研究主要集中在基本布局上，鉴于格鲁什科的团队在设计多腔发动机方面拥有丰富的经验，在设计局内部会议上，格鲁什科选择了4推力室、液氧/煤油、推力大于500吨的方案，发动机采用模块化设计，以便能够在未来开发出各种推力的衍生版本，成为未来苏联新一代运载火箭的核心。苏联政府于1976年2月17日正式对能源号火箭立项，作为航天器和武器系统的综合计划的一部分，要求可复用易翻新等一系列高标准要求。时任动力机械科研生产联合体总设计师的格鲁什科提出了4种高性能的四推力室RD-170发动机方案进行研究，海平面推力达到740吨。
液体火箭发动机的喷管排气速度（比冲）直接和喷管入口总压相关，因此研究人员竭力提升燃烧室室压，目的就在于提高比冲并使推力室的结构紧凑。RD-170的室压达到了惊人的24.5MPa，然而提高燃烧室室压存在巨大的技术挑战，一是泵送推进剂的涡轮泵要非常给力，一般来说，推进剂泵出口压力需要达到室压的两倍左右；二是燃烧室压力的提高使得燃烧室热流密度增加，需要用多种冷却技术化解这冰火两重天。
要提升涡轮泵的功率，用于驱动的工质质量尽可能大，温度在涡轮承受范围内尽可能高。在驱动涡轮泵的循环方式选择上，普遍采用的燃气发生器循环由于涡轮排气作为废气直接排放，能量未充分利用，此类“开式循环”效率有损失，一般会使得发动机比冲下降1%～5%，且随着室压提升到某个临界值会得不偿失――推力室比冲的增加不足以补偿驱动涡轮的能量开销，室压只能维持在4～15Mpa，燃气发生器循环的巅峰之作，阿里安HM60的室压也就11.6MPa。作为高性能液体火箭发动机，RD-170采用了分级燃烧循环，也叫高压补燃循环。
分级燃烧的思路是把一种推进剂的组元的全部流量和另一种推进剂组元的部分或全部流量输送到预燃室进行不充分燃烧，产生的高流量低温燃气用来驱动涡轮，完成之后再喷入燃烧室进行第二次燃烧，驱动涡轮的燃气和热量都通过燃烧室参加第二次燃烧，基本无损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”，是双组元液体推进剂火箭发动机的动力循环进化过程中的重要里程碑。其中，将两种推进剂组元的全部流量输送到预燃室进行燃烧的循环特称为全流量分级燃烧循环，详见《从传奇的苏联RD-270毒发谈全流量分级燃烧循环》。
是选择氧化剂过量的不完全燃烧（富氧），还是燃料过量的不完全燃烧（富燃）？明眼人会立刻放弃富氧燃烧，因为高温富氧燃气具有强氧化性和腐蚀性，很容易把燃气发生器和涡轮系统中的金属结构烧穿，因此世界上大部分火箭使用的都是富燃燃气驱动的涡轮泵。
然而对于液氧/煤油发动机来说，煤油如果没有充分燃烧，容易在涡轮、燃气导管等内壁上结焦或积碳，甚至堵塞燃烧室喷嘴，两害相权取其轻，设计人员只能选择富氧分级燃烧。
在具体工程实践上，RD-170发动机研制难度相当大，设计师吸收了同为富氧分级燃烧的大毒发RD-253的研制经验。在发动机开始研制前，从1974年到1977年花费三年时间进行技术验证试验，在总共346次热试车中积累了19685秒的技术验证试验数据，以确定点火、起动和关机程序，并对喷注器喷嘴设计、材料和在高温高压富氧环境下的保护涂层及能允许发动机多次使用的构件进行试验和验证，扫清技术障碍，才终于成就了这款有着诸多亮点的液氧/煤油发动机，并与RD-0120（详见《帝国的余辉—苏联能源号火箭主发动机RD-0120简介》）一起，在高性能液氧/煤油与液氢液氧发动机研制上两开花！
图1.RD-170发动机
而同时期，美国也投入了不少力量攻坚富氧分级燃烧技术，但对于抗富氧燃气腐蚀材料、涂层等研究中没有突破进展，重心只能转移到富燃分级燃烧的氢氧机和固体燃料火箭发动机上了。
（一）独具创新的预燃室设计
RD-170发动机高压涡轮泵是苏联特色的同轴泵，单级涡轮同轴驱动氧化剂泵和燃料泵，同时给四个喷注器和推力室泵送，非常紧凑。对于RD-170发动机来说，分级燃烧动作分为四步：
1、全部液氧在两台富氧预燃室和极少量煤油燃烧燃烧，产生高温富氧燃气（初期设计仅有一个预燃室，但由于推进剂流量实在太大，改为两台）；
2、两股高温富氧燃气以1.758吨/秒的流量驱动泵涡轮；
3、涡轮带动燃料泵和氧化剂泵，使氧泵出口压力达到60.2MPa，增压的液氧泵入预燃室进行第一次燃烧；煤油泵出口压力达到50.6MPa，整体轴功率达到18.64万千瓦，单台RD-170的泵就相当于一艘尼米兹航母的推进功率；
4、驱动涡轮的富氧燃气送到高室压的主燃烧室进行第二次燃烧，俗称“高压补燃”。
图2.双预燃室驱动单涡轮同轴泵
分级燃烧的预燃室中，推进剂比例极度失调，而在大于30的混合比下不易实现可靠的点火和燃烧。RD-170设定的氧化剂和燃料的比例达到了54.3，液氧需要在极低混合比下稳定的燃烧，又不能烧的太旺，以免超过涡轮能够忍受的燃气温度极限，笔者认为RD-170系列的预燃室设计是其亮点之一。
先看预燃室的结构，从涡轮泵出的液氧压力已经非常之大，因此RD-170的预燃室被设计成为更耐压的球形。顶部为预燃室喷注器，布满喷嘴，产生的高温燃气喷入泵体，燃烧室壁为双层结构，液氧在环形夹层中流动吸热并排放至泵体。
图3.被设计成圆壳耐压的预燃室
为了实现高混合比下的稳定燃烧，苏联科学家和工程师巧妙的设计了两级燃烧的喷嘴，其原则是“混合，要拼命的混合！烧，要像样的烧！降温，要降到合适的温度！”。这些看似简单的研发方向，需要有见识的技术领军人指明方向。
下图中Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ三个横截面中可以发现大量采用切向孔式离心喷嘴，煤油和约25%液氧高速注入切向孔，在离心力驱使下旋转撞击，液体碎裂雾化，液氧/煤油充分混合，在第一区（用红字1标注）猛烈而稳定燃烧，温度高达2000℃。
图4.两区燃烧的预燃室喷嘴
由于第一区燃烧的温度太高，甚至超过了目前最先进的航空发动机涡轮前温度，因此需要继续处理，剩余的液氧（冷却腔室壁的小流量除外）通过位于喷注器标注为13的液氧通道进入第二混合区（用红字2标注），与来自第一混合区的高温燃气混合，将气体冷却至温度约500℃，这样低的燃气温度不仅给涡轮创造了良好的工作条件，不易发生氧对金属的侵蚀。该设计确保可靠的点火和建立燃烧，同时燃气的问题温度又不高于涡轮忍受的极限。
从另一角度来看，该预燃室的每一个喷嘴内部都建立了独立的燃烧，化整为零，每个喷嘴都是个迷你燃烧室，避免了一般燃气发生器的推进剂能量集中在单个腔室释放产生的自振荡过程，从而改善了稳定性，整体燃烧效率达到100%，排气温度均匀，燃气压力达到53.5MPa。调节预燃室的煤油流量进而调整燃烧混合比，燃气可以在190到600°C很宽的温度范围调节，可以在30%～105%范围内调节发动机推力。
由于液氧和煤油两种推进剂的密度差异不是太大，RD-170的液氧和煤油涡轮泵集成在同一根轴上，其中氧泵叶轮直接装在涡轮轴上, 煤油泵叶轮装在另一根轴上，均为诱导轮-离心轮叶片，两轴通过弹性轴用花键联接。
图5.RD-170的涡轮泵总成
得益于新开发的轴承技术，涡轮轴以13870rpm的速度高速旋转，并承受高负荷和振动。为了避免主涡轮泵高速旋转下产生汽蚀问题，RD-170通过在泵前设置预压泵，减小发动机对推进剂组元贮箱的增压要求。
其中富氧燃气驱动涡轮之后的小部分排气，被用来驱动一个叶片式氧预压泵。氧预压泵的涡轮叶片布置在诱导轮的叶尖上（围带式，下图可见涡轮细小的冲击式涡轮叶片），并通过焊接方式把涡轮动叶栅轮毂和诱导轮叶片连成一体。另外，这股排气流经一个热交换器，放出的热量用于汽化液氧，用于氧贮箱的自生增压。
图6.氧预压泵总成和叶轮
煤油预压泵由煤油主泵分流一部分高压煤油驱动一级叶轮。由于预燃室压力较大，在涡轮泵末端特别设置了给高压预燃室供给的煤油泵，压力甚至达到81MPa，见图5右侧。
图7.煤油预压泵
（二）克服声学震动
液体火箭发动机燃烧稳定性研究表明，燃烧室内的压力脉动，实际上是一种声学振动，苏联在40年代末，遇到了该问题时提出了时滞模型，而美国在1951年也得到了同样的结果，不过美国土星F1发动机为了为解决液氧/煤油液-液不稳定燃烧间题却大费周折, 耗资巨大，曾试验了14种喷注器型式和15种隔板结构, 花了三年时间, 试验2000多次，才消除了恼人的频率为500Hz的中频振荡。
对于RD-170来说，进入分级燃烧推力室的是一股富氧热燃气和煤油液体, 气-液燃烧对于解决燃烧不稳定带来很大的好处，但彻底解决这个问题，也采用了复杂的气液双组元喷嘴和隔板分区燃烧技术。
采用同心圆排列的同轴双组元内混合离心式喷嘴, 用长喷嘴组成一周六径隔板分区，这与美国的SSME一周五径的解决方案类似。短喷嘴缩进长度按燃气声波的长度设计, 为了减少高频振荡对发动机工况的影响，还引入了不同流量喷嘴做法，3种不同流速的喷嘴交替布置，流量差异进一步降低不稳定燃烧问题。
图8.分区燃烧、长短喷嘴和不同流速是RD-170喷注器的特点
（三）内外兼修，攻克煤油冷却推力室难题
高室压形成高热流密度，燃烧室内温度高达3500℃，基本可以融化各种结构材料，必须冷却。然而用于冷却的煤油冷却性能不好，在高温下化学稳定性差易结焦，因此推力室的冷却成为关键。
RD-170采用了内外兼修的冷却模式，推力室热流密度大的内壁上的铣槽结构采用螺旋铣槽结构形成外部再生冷却通道，增大了壁与冷却剂之间的传热系数，降低气壁温度，防止因局部燃气温度不均而造成冷却通道中的煤油过热、结焦甚至汽化，最终导致推力室局部烧蚀的情况；内冷却环带是满足分级燃烧液氧/煤油推力室冷却要求的重要辅助措施，对于局部高热流的喷管喉部，由于热流密度达到50MW / 平米，采用内部液膜冷却方式，设三道内冷却带，大约2％的煤油在内冷却带低速直喷推力室壁，在内壁面形成薄层液膜，降低高温燃气向壁面导热，保护室壁免受热通量的影响，重点防护，冷却效果比只采用边区喷嘴进行内冷却更好。
在具体制造上，再生冷却通道的夹层结构在生产上难度非常大，美国在液氢液氧SSME上采用铣槽式-电铸镍结构燃烧室、采用钎焊的管束式结构喷管，苏联则另辟蹊径！燃烧室和喷管内壁内壁材料采用导热性极好的铬青铜，外表面先铣出螺旋形的冷却槽道，之后在氩气加压的特制感应加热炉内与高强度耐热钢外壁进行扩散钎焊，形成复杂的再生冷却通道壁。燃烧室内表面接触高温燃气部分多层保护，先镀镍再镀铬！铬镀层热阻大且能抗燃气冲刷，即使铬镀层上出现了裂纹，燃气也不会接触到铜内壁。
图9.难得一见的RD-170推力室截面图
上图可清晰的看到燃烧室的截面上螺旋形冷却槽道切口，另外三条棕色为RD-170这种高室压液氧/煤油发动机特有的内冷却带。
从涡轮泵出来的煤油，首先进入入口下图标注为18的入口管路，兵分三路，一路救急先冷却喷管收敛段、喉部以及一部分扩张段，一部分煤油进入标注为19的管路，用于第二和第三冷却带，其余部分冷却喷管扩张段。几路汇聚后进入燃烧室进行最后的冷却及燃烧。
图10.RD-170推力室结构
（四）让发动机摇摆身轻如燕的泵后摆
重型火箭发射时需要拥强大的姿态调整能力，以消除气流、燃烧等带来的影响，确保火箭按照既定轨迹行进，因此喷管摆动形成矢量推力是必备技能，按照涡轮泵是否跟随伺服机构摆动分为泵后摆和泵前摆。泵前摆发动机涡轮泵和推力室等发动机组件一起摆动，优点是推进剂软管是低压的，易于摆动，缺点是摇摆总质量大，伺服机构功率需求大。而泵后摆与之恰恰相反。
对于RD-170来说，超大功率的涡轮泵重达1.7吨，4个推力室每个接近2吨，整个接近10吨质量的摆动，需要功率极大的伺服机构，因此RD-170采用的是泵后摆，4个推力室分别依靠万向节结构固定在推力架常平座上，巧妙的置于万向节内部的是大直径12层复合波纹燃气软管，柔性连接到各推力室上，节省了空间；高温、高压富氧燃气驱动完涡轮后兵分四路，通过该管流到推力室头部。此类波纹管承受几百摄氏度高温、几百个大气压和振动，内部还有嵌套的上下两个壳体，其内表面利用少量液氧冷却，其密封、冷却、强度支撑极为复杂。后续发射中，也出现过波纹管入口处控制不严格, 致使有机物（可能是油）进入，燃烧形成破裂导致的失败。
图11. 大直径波纹燃气软管，是高性能液体火箭发动机研发难点
每个推力室由两个线性伺服作动器（下图红圈标识）驱动，可在两个方向摆动（俗称双摆），由高压煤油泵提供的动力驱动单个推力室，动作敏捷，单个推力室摆动幅度可以达到8度，提供强大的火箭姿控能力。
图12.红圈中绿色的为作动器，呈90度排列
泵后摆技术是重型运载火箭的核心技术，RD-170通过该技术实现了推力室泵后摇摆，使发动机体积缩小，减轻发动机结构重量，摇摆力矩下降、驱动机构功率要求降低，响应迅速，4个推力室的双摆特别适用于能源火箭的发射任务，像重达105吨、无主发动机的暴风雪号航天飞机会形成较大的单侧力矩，可以说基本上是四个助推级发动机RD-170调整推力、调整摆角“驮”上天！
图13.暴风雪号仅保留了轨道机动能力，上天全靠能源号
RD-170的技术简化版本RD-171用于天顶号火箭，单个推力室泵后摆方向仅保留了单个平面，不过4个推力室的单摆组合也可以满足俯仰、偏航和滚转三个方向的姿控，满足直上直下“顶”卫星上天的发射需要。
（五）可靠的点火启动
液氧和煤油接触通常也不能自燃，如果两种液体喷在一起，液氧的低温让煤油非常冷静，引起煤油的冷却并凝固，在这种情况下只能用初始点火热源的高温说服他们产生剧烈的化学反应。而三乙基铝是仅有的几种能与低温液氧接触即能燃烧的物质，所以它特别适合充当火箭发动机的点火剂。
三乙基铝常温下是无色无味的液体，对冲击和摩擦不敏感，与不锈钢和铝合金相处良好，但它和水或空气接触就发生剧烈的反应。由于燃烧产生的氧化铝是一种粘性固体，会堵塞细小的通道和孔，因此采用三乙基铝（13%）掺混 三乙基硼烷（87%）的配方，与液氧反应能够提供满意的点火延迟特性，同时产生残留物在可容忍的范围内，通常称为TEA- TEB点火剂。
TEA- TEB存储在燃烧室前燃料管路上的点火导管（starting ampoules）内，用膜片密封。由于三乙基铝/硼(TEA-TEB)和煤油互溶但不会反应，RD-170在启动时，用高压气体挤压煤油，驱动点火导管内的活塞顶破膜片，释放TEA-TEB并注入预燃室，和依靠火箭贮箱静压挤入的液氧自燃并剧烈反应，释放大量热量，随后注入的煤油建立预燃室稳定的燃烧，带动涡轮泵启动整个循环。另外四组点火导管分别负责4个推力室的点火，点火剂从喷注器的4个呈“ 井” 字形分布的点火口注入，由于推力室喷入富氧燃气, 点火相对容易的多。
（六）经受实战检验的出色性能和可靠性
RD-170发动机作为高性能液氧/煤油火箭发动机，干重9.75吨，海平面推力7259kN，真空推力8060 kN，海平面比冲309秒，真空比冲337秒，性能比其它同类液氧/煤油推进剂的发动机高10%，推力调节范围50%～100%！不仅成为苏联历史上最强大的火箭发动机，也曾经创下了多个世界第一，至今依旧是世界上单台推力最大的液体火箭发动机，用于能源火箭的助推级以及海射的天顶号火箭！性能毫不逊色的背后，是格鲁什科一开始就确定的高技术起点。
但其实RD-170的研发之路也是历尽艰难险阻，还差一点夭折，1982年6月的一次测试，由于多余物进入涡轮泵，大爆炸摧毁了唯一的试车台，研发进度被拖延，杂音四起，甚至有提出要用4台NK33替换RD-170。但是在一位老人的坚持下，也就是格鲁什科本人坚持不懈地努力下，RD-170项目终于修成正果，这是苏联强大的航天工业的基础实力的体现，也是格鲁什科留下的大师之作，动力机械科研生产联合体的首席设计师兰多夫斯基（Radovskiy）和他的团队也立下汗马功劳。
（未完待续）
我，一个孤独的行者（ 新浪微博ID：超超级Loveovergold），原文写于2019年8月，刊登在《海陆空天惯性世界》杂志2020年第3期，本文大家不用打赏，请多多支持《海陆空天惯性世界》杂志！
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