主题：煮酒论雄(34)：双熊会 -- 本嘉明

话说科罗廖夫因为自己的副手米辛做的发动机不给力，不得已去找格鲁什科。格鲁什科答应了，提出用肼基燃料，却当即被否定，科罗廖夫严厉要求必须用煤油。估计出于肼基燃料的固有自燃特点和剧毒性，科罗廖夫不放心。煤油不仅安全，还是各种火箭燃料里密度最高的，因此储罐可以做得比较小，煤油火箭更紧凑，在气动性能方面的优势无可比拟。但煤油也有坏处，高温下有严重的焦化积碳问题。俩人关上门大吵一架，终于谈不拢。科罗廖夫悻悻而去，逼着米辛搞30台发动机捆绑。

格鲁什科用肼基燃料的确是比较冒险，但有很好的理由。这时候冯布劳恩已经决定采纳基于燃气发生器开放式循环的F1发动机，而格鲁什科思考的是全流量分级闭循环发动机RD-270，不仅理论上领先一代，而且实验结果的确显著优于F1。RD-270的推力超过F1，其燃烧室压力更达到惊人的26兆帕，迄今首屈一指。F1的燃烧室压力不到7兆帕，猎鹰九用莫林1D，也是煤油燃气发生器发动机，室压6兆帕左右。美国航天飞机的氢氧发动机用分级补燃闭循环方式，室压不过20兆帕。

一般来说燃气压力高，温度也更高，这样喷射流速度才更高，反冲就越大。但高温高压燃气对燃烧室材料和制冷设计的要求也严格得多，美国人做到20兆帕就上不去了，而格鲁什科竟然在五十年前就已经解决了这个问题。困扰他的是高温高压条件下，肼基燃料的燃烧稳定性难于控制。这个时候冯布劳恩大获全功的消息传来，勃列日涅夫命令中止登月计划，将几个火箭设计局合并，由格鲁什科统一领导。

格鲁什科上任第一件事，就是把米辛打发去教书

此前米辛的30台发动机捆绑方案当然是不成的。找格鲁什科？格鲁什科还在跟科罗廖夫怄气，不肯搭理他。于是米辛去求科罗廖夫的老朋友库兹涅佐夫。这人好说话，干活也利索，很快拿出NK-33/43方案。这是基于分级补燃闭循环方式的液氧煤油发动机。库兹涅佐夫本来是搞航空发动机的，大概觉得分级补燃闭循环不够有挑战性，又增加了一个富氧循环。美国人搞分级补燃闭循环就费死了力气，这多出来的富氧循环更是美国人的理论禁区，所以当他们看到NK-33实物的时候，当真是目瞪口呆。

格鲁什科的新任务是为航天飞机设计发动机。科罗廖夫坚持用煤油的主张，这时候他不声不响地接受了，不再继续试验RD-270。一开始，格鲁什科打算综合NK-33和RD-270的优点，设计高压富氧分级补燃闭循环的液氧煤油发动机。NK-33的推力不足，室压“仅”14兆帕，很有提升空间。但是RD-270燃烧不稳定的老问题又冒出来了。格鲁什科的最终解决方案是把燃烧室一分为四，作为基本设计一直不变。今天的RD-170有四个喷管，室压达24兆帕，推力和比冲都超过土星五的F1。据说美国人后来看到的时候，第一反应是“你作弊!” 认为四个燃烧室应算四台发动机，F1仍是冠军

马斯克说过他“死也要死在火星上!” 大推力发动机是SpaceX的主要目标之一，几年来指标不断拔高。他的推进器副总名叫穆勒，上个月透露的最新指标是单台推力450吨，超过RD-180大约10%，以液氧甲烷为燃料，采用全流量分级闭循环方式。这当真是谁都没做过的新生事物。全流量分级闭循环发动机除了RD-270，只有美国的集成动力验证器，推力只有100吨左右，而且也是试验性质。如果不用RD-170的独特设计，甲烷作为燃料，其综合理论指标比煤油略好一些。但人家的成功就在旁边，你为什么还用甲烷？不能解决燃烧室高温烧穿问题，或者想彻底回避煤油的焦化积碳问题？不过在另一方面，全流量分级闭循环发动机在理论上更适合重复使用，而甲烷于助推级和上面级火箭都适用，符合马斯克以降低成本为目的的一阶优化标准：单一发动机设计，单一燃料类型。

但是的但是，以液氧煤油为燃料的上面级火箭发动机是早已面市的，这就是基于RD-170设计，推力小(80-90吨，其实一点不小)，但具备优异比冲的RD-120。1990年中国买了两台，在它的基础上设计定型了YF-100，推力120吨，成为长征五的主力发动机。RD-120的燃烧室压力为20兆帕，据说YF-100的室压为18兆帕。咱们花二十年时间，这一指标距格鲁什科四十年前做出的成就仍然很远...