航天水平技术在一定的程度上也代表了国家军事方面的发展力，从上个世纪开始，许多国家都在大力发展航天事业，那么世界上最大的火箭发动机是什么呢?下面是小编推荐的火箭发动机相关内容，欢迎阅读参考!
世界上最大的火箭发动机
RD-170火箭发动机是人类有史以来研制的推力最大的多燃烧室液体火箭发动机。这款拥有4个燃烧室，1台涡轮泵和2个预燃室的发动机的海平面最大推力为740吨。很多人想要比较土星5号火箭的F-1火箭发动机(有关F-1火箭发动机，详见小火箭微信公众号文章《F-1:史上最强的单燃烧室液体火箭发动机》)与苏联的RD-170火箭发动机。
F-1是世界上推力最强的单燃烧室发动机，而RD-170则是世界上推力最强的多燃烧室发动机。它们的主要性能的对比情况如下：
可见，RD-170火箭发动机比F-1火箭发动机重16.8%。其海平面推力比F-1火箭发动机大8.8%，真空比冲高11.2%。从燃烧室压力的角度来看，RD-170令F-1难以望其项背，RD-170的室压是F-1的3.5倍。关于燃烧室压力的问题，小火箭在下文将会详细论述。
RD-170发动机项目的由来
每一款大型发动机的背后，通常都会有一个巨大的项目需求，这个项目或是承载了一个国家的梦想，或是准备突破多年以来的技术局限。RD-170火箭发动机的背后，当然也少不了大型项目的支撑。
没有任何一个神奇的装备不是由一项国家项目撑起来的，如果不够的话，那就来两个。
RD-170火箭发动机的研发，得益于两个项目：天顶号火箭和能源号火箭。
苏联在1970年代开始了一个野心勃勃的大型运载火箭系列计划，准备以同一款大推力火箭发动机为基础，发展多种发动机型号和运载火箭型号。这个计划进行地比较顺利。实际上，天顶号火箭是苏联解体前发展出来的技术含量最高的一款火箭。上图为正由轨道运载器运到发射台的一枚天顶号火箭。注意，火箭尾部的四个大喷管属于同一台RD-170发动机。
负责这个火箭项目的设计局值得一说。天顶号是由导弹设计大师米哈伊尔·库兹米奇·杨格尔牵头成立的南方设计局的项目。虽然该设计局(苏联内部代号586设计局，或者按某些地方的习惯，叫做586所)在接手天顶号火箭项目的时候，所长杨格尔已经去世5年了，但是他的副手完全有能力把设计局撑起来。
这个人便是杨格尔的学生、副手：弗拉基米尔·乌特金。他是包括SS-18撒旦洲际弹道导弹在内的多款导弹的总设计师。其脱密后，被后人尊为苏联导弹“教父”。
乌特金提出了天顶号火箭的最大技术特点：火箭具有环境友好性，且具备超强的载荷能力，还要让发射工序实现完全无人化。火箭被机械装置自动吊装在发射台上并连上地面控制管线，其后在发射准备、点火或因发射任务取消而须从发射台上撤下时都不需要进行手动操作，从而大大减少了因发射事故导致人员伤亡的可能性。此外，天顶号的发射台不包含任何在发射时有可能被烧毁的设备，因此在一次发射完成5小时之后，就可以再次进行发射。
而这样的总体要求，需要一台高可靠性、可多次重复启动进行试验、使用液氧煤油燃料的大推力火箭发动机。
由于屡次发射失败和美国率先登月，苏联政府于1974年5月取消了原本为苏联登月计划开发的N-1重型运载火箭。作为替代品，苏联于取消N-1的同时开始了对能源号火箭的方案论证工作，以便为实现未来的空间开发计划打下基础。图为搭载暴风雪号航天飞机模型的能源号运载火箭模型。
当时的计划是，能源号运载火箭的助推器采用4枚天顶号火箭的第一级火箭。(实际上，天顶号和能源号的火箭发动机略有不同，用于能源号火箭的是RD-170原装版本，用于天顶号火箭的是增设了双向伺服机构的版本，叫做RD-171。不过，除伺服机构的作动方向的区别外，两款火箭发动机在其他地方是相同的。)上图左侧为能源号运载火箭的助推器，右侧为天顶号的第一级火箭。
RD-170的总体设计
RD-170发动机有4个燃烧室，1台涡轮泵和2个预燃室。其中涡轮泵是单级的，整个涡轮泵系统还包括有1台氧化剂泵，1台两级燃料泵，整个系统连接了低压的燃料泵和氧化剂泵，并使推进剂增压，以防止涡轮泵形成空穴现象。
RD-170火箭发动机管路阀门系统示意图。注意，淡黄色的为煤油管路，淡青色的为液氧管路。红色的部分，表示滚烫滚烫的。
上图中央的红色罐罐中的黑色，为主涡轮轴。从上到下的4个黑色涡轮，依次为：主涡轮泵、氧化剂泵、主燃料泵和主启动泵。
中央的红色罐罐两侧各自伸出一个耳朵，那就是RD-170的2个富氧预燃室了。一部分燃料在预燃室中进行燃烧，带动涡轮泵转动。而涡轮泵转起来之后，燃料和氧化剂就能够迅速流动了。
如果整枚RD-170发动机是一颗心脏的话，这部分管路的作用就类似于冠状动脉。
为什么要用2个预燃室?用1个不是能够减少不少重量么?
让任意一名合格的火箭设计师来看，也是有这个愿望的。只是，RD-170的煤油燃料的秒流量为1.5吨。这么大的流量挤到一个小小的预燃室里，是会出问题的。他们只好采用2个预燃室。这是提高可靠性的一个设计。谁让火箭总师乌特金一直强调可靠性呢。
小火箭觉得，没个参照物好像没法说明RD-170的动力有多强劲。还是用参照物来对比一下吧。且不说RD-170喷口的那740吨的力量了，只说涡轮泵吧。
RD-170的涡轮泵功率为25.7万马力，相当于2.57个铁臂阿童木。
25.7万马力换算成功率，约为192兆瓦。有这样一艘叫做亚马尔的破冰船，是核动力的，排水量23455吨。上面有2座核反应堆，驱动2台汽轮机，带动6台发电机。这些发电机的总输出功率为55.3兆瓦。RD-170的一台涡轮泵的功率相当于这样一艘核动力破冰船的3.47倍。
说到涡轮泵，小火箭一定要多说几句。RD-170能够产生如此强悍的推力，这与她的涡轮泵的巧妙设计非常有关系。
从上世纪60年代开始，美国和苏联的工程师们都发现，火箭发动机的涡轮泵如果一直依赖一个涡轮的话，很难再有性能上大幅提升的潜力了。于是他们各自发明了一些新的涡轮泵结构。
比如，苏联的引射式的多喷嘴泵从60年代开始，就有了很好的效果。其实，如果剖开现役的“质子”火箭的话，依然能够看到这种设计。
RD-170采用的则是更为先进的叶片式预压涡轮泵。预压泵的应用可以让发动机降低对火箭贮箱的压力要求。通过对涡轮叶栅和诱导轮的设计，让主涡轮泵在转速、扬程和效率方面有更好的表现。这种设计在以RD-170为代表的苏联风格的液氧煤油发动机和以航天飞机主发动机为代表的液氢液氧发动机上都能找到，可谓是殊途同归。同时，要注意到苏联人的设计不仅仅是傻大粗笨的，实际上是有不少精巧的地方的。从管路设计的角度来说，RD-170赢了F-1发动机一局。
RD-170为什么要采用4个喷管，而不用1个大喷管?
这主要是当初苏联对大喷管液氧煤油发动机的燃烧不稳定性问题没有十足的把握进行解决。从这个角度上来看，美国人的F-1火箭发动机扳回一局。(美国人在3年时间里，做了2000多次试验，把炸药放到燃烧室中，人为制造不稳定，掌握了燃烧的部分规律，通过改进喷注盘设计和其他结构，解决了燃烧不稳定的问题。)
我们可以通过喷注盘的设计来看，美国风格和苏联风格的不同：
这是F-1火箭发动机的喷注盘。如果你把这个喷注器看做是一个靶标的话，不看靶心部分，最靠近靶心部分的有孔的那一圈，钻了18个孔，用来喷射煤油。往外一圈，可以看到两两一组，共9组的18个孔，用来喷射液态氧。再往外，能看到两两一组，共9组的18个孔，用来喷射煤油。以此类推，喷注盘的每一圈孔都是煤油喷射孔和液氧喷射孔交替排布的。小孔的直径比例经过2000多次试验后，有了明确的规格：最内圈的若定义为标准1的话，往外一圈为1.627，再往外一圈为2.217，再往外一圈为2.739。详见小火箭的微信公众号文章《F-1:史上最强的单燃烧室液体火箭发动机》。
这是RD-170火箭发动机的喷注盘。其设计风格与F-1火箭发动机不同。首先，从喷注孔直径上来看，没有像F-1火箭发动机那样有大小不同的分布。其次，从喷注孔的平面布局上，较为简单。除中心孔外，内圈6孔，然后是12孔，依次类推。外环分为5圈，并被高出的隔板平均分为6个大区。每个大区由内向外的孔数为4、5、6、7、8。
采用4个喷管，万一推力启动不同步，大小不一致怎么办?
这个问题的确存在。对于采用富氧补燃循环的RD-170发动机而言，煤油喷射进入燃烧室的瞬间即为推力室点火时刻。让4个燃烧室同步启动的关键在于让煤油同时进入这4个燃烧室。另外，大喷管外侧的冷却套的压降的不同或者阻滞程度的不同会带来额外的时间差，这个也要考虑在内。
因此，RD-170的4个燃烧室的管路设计是很讲究的，要尽量保证燃料的流经距离一致(考验设计师立体几何水平的时候到了)。另外，还要摸透管路内对燃料的阻滞效应的大小。
不过，虽然RD-170的喷管尺寸比F-1的小很多(想要看5台F-1火箭发动机组成的土星5号火箭的大小，详见小火箭的微信公众号文章《土星5号：最高最重推力最大的火箭》)，但是小火箭始终认为RD-170的喷管内型面的设计是非常美的。
鉴于RD-170的彩色照片不多，小火箭特意用了些时间计算了RD-170喷管的内流场，算是增添一些色彩吧。
RD-170喷管内速度场计算。(by 邢强博士 2016年5月25日至31日凌晨)。实际气流速度比我算的这个要快一些，但分布情况类似。从轴向来说，离喷注盘越远，气流速度越快;从径向来说，离对称轴越近，气流速度越快。
这喷管是不是很美?引用朱自清的话“像亭亭的舞女的裙”。
RD-170漂亮的拉瓦尔喷管设计。蓝色为亚声速流，过了喷管的收敛颈部之后，就是一路超声速了。
在这里说一下拉瓦尔喷管，这个瑞典工程师在1883年发明的管子为什么要先收敛后扩张呢?
要想掌握火箭发动机的原理，或者能够对火箭及其发动机的总体设计进行分析，不学习一点方程是不行的。这个方程是喷管内流动方程，是由欧拉方程、气体状态方程与连续性气体假设得来的。
式子里面，c为气体流动速度，x为气体到喷流起始点的距离，A为喷管截面积，M表示气体流速马赫数。
因为c、x、A在这里恒为正值，所以气体流动速度的变化方向就只和马赫数以及喷管形状有关了。
当气流为亚声速的时候，M<1，这时候，只有当 dA/dx小于0的时候，也就是喷管越来越窄的时候，气流流过才会加速。
而当气流加速到超声速的时候，M>1，此时， 需要 dA/dx大于0，气流的流速才能继续增加。
这是一枚RD-107火箭发动机(用在传说中的R-7火箭上)，其中一个喷管被剖开了。可以看到内部的拉瓦尔喷管构造。
为什么RD-170的比冲要比F-1的高?
众所周知，比冲是衡量一款火箭发动机效率的重要指标。比冲的定义为：火箭发动机单位重量推进剂产生的冲量，或单位重量流量的推进剂产生的推力。RD-170火箭发动机的真空比冲比F-1火箭发动机高11.2%。其主要原因是RD-170采用了先进的补燃循环工作方式。在小火箭的微信公众号文章《F-1:史上最强的单燃烧室液体火箭发动机》中，我提到了F-1火箭发动机采用燃气发生器循环方式。这种方式使得火箭发动机的推进剂组合密度较低，在产生大推力的同时，几乎不可避免地需要一个非常大的发动机尺寸。如今，更好的大推力液体火箭发动机的工作方式实际上是补燃循环。按照迄今为止，火箭工程师们对发动机的了解，补燃循环的比冲比燃气发生器的比冲要高10%左右。
另外，采用燃气发生器的工作方式的发动机，会因涡轮废气的排放损失1%以上的比冲，而且这种情况会随着燃烧室压力的增加而越发明显。采用了补燃循环的RD-170发动机则不用担心这些，可以把室压做得高高的，效率和性能提升明显。在这一点上，RD-170又胜过了F-1。当然，作为一款在1985年4月13日才首次实用的发动机来说，RD-170比在上世纪60年代就推动土星5号火箭的F-1发动机出现得晚，在技术上有所进步是可以理解的。
大部分关心火箭发动机设计的人都会有这个疑问：
为什么RD-170的室压可以这么高?
RD-170的比冲比F-1火箭发动机高11.2%可以理解，可是RD-170是怎样把燃烧室压力提升到了F-1火箭的3.5倍的水平的呢?苏联人在这方面的设计比美国人高明这么多么?
其实是美国人的技术标准把美国人自己给坑了。
翻阅上世纪60年代和70年代的美国人的火箭发动机技术标准，里面赫然有这样一条限制：采用液氧煤油燃料的液体火箭发动机，其燃烧室压力不得超过7MPa!
这是美国的工程技术人员从多年的试验数据中总结出来的一个结论，其中当然不乏一些血的教训。美国人发现，当燃烧室的压力过大时，煤油很容易在燃烧室内壁上结焦，之后便是不可逆转、难以控制的喷管损毁和发动机爆炸的事故。
在这样的技术标准限制下，推动土星5号火箭的F-1火箭发动机的燃烧室压力被定为7MPa，这已经是技术标准内的最高值了。可以说，F-1火箭发动机的设计人员严格地遵守了技术标准，而且同时做了提高发动机性能的最大努力。
那么问题又来了，既然美国人自己限制了燃烧室的压力以防止结焦现象的出现。那么，为什么苏联人的火箭发动机有这么高的燃烧室压力，却极少出现结焦和爆炸的情况呢?
这个问题的答案，需要我们把目光从火箭发动机的试车台和实验室绘制图纸的桌子上暂时挪开，到苏联广袤的土地上去寻找了!
曾经的苏联有着世界上最大的领土面积。
在这片土地下面，有着丰富的石油和天然气储存量。
而在里海西岸中部的那个向海里突出的尖尖角这里，有个叫做 阿塞拜疆 的地方。
早在公元前7世纪，这里就是拜火教的圣地。实际上，阿塞拜疆巴库油气田附近的苏拉汗尼神庙向来就是印度存放圣火之地。
1924年，阿塞拜疆比比海巴特港的人工岛上，建起了世界上第一口离岸石油钻井平台。这口油井的产量当年就达到了整个巴库地区的10%。
到了1941年，阿塞拜疆的油井的钻井深度就有了深达3400米的记录。
上世纪60年代，阿塞拜疆石油产业迅速复兴，尤其是里海石油的开采更是占到了阿塞拜疆的60%。以RD-170为代表的火箭发动机计划需要大量的煤油供应。在一定程度上促进了先进炼油技术的发展。图为摄于阿塞拜疆巴库的油田场景。
这块被拜火教信徒奉为圣地的地方，其出产的石油果然不同凡响。
苏联的高燃烧室压力的火箭发动机在点火测试的过程中，极少出现结焦的现象。首先要感谢的就是这片土地提供的原油。当然，苏联人包括美国人发现大型液氧煤油火箭发动机的结焦居然与原油有关的事实已经是很以后的事情了。可以说，苏联的火箭发动机设计师一直在享受着大自然给他们的恩赐。
阿塞拜疆的油辛烷值高，杂质少，而对于火箭发动机最关键的一点是：含硫量极低!
美国的煤油中，硫含量通常在50PPM，而苏联则盛产硫含量小于20PPM的高品质萘基油。图为阿塞拜疆油田向外输出石油的管线。
另外，西伯利亚地区出产的原油也有着不错的品质。纯净的煤油让苏联的火箭发动机即使在很高的燃烧室压力下，也较少出现结焦的现象。他们当然也就没有什么燃烧室压力不得超过7MPa的奇怪限制了。
后来，美国人发现了燃烧室煤油结焦的症结所在，甚至摸清楚了硫化亚铜等燃烧室内杂质的生成机理。然而，这已经为时已晚。上世纪70年代后，大部分美国的科研人员已经彻底放弃了高燃烧室压力的液氧煤油火箭发动机的研制，转而研发液氢液氧发动机了。(不过，这从客观上促进了航天飞机主发动机的出现，可谓是失之东隅，收之桑榆。)
英雄迟暮，RD-170差点随着那个帝国离去
1985年4月13日，第一枚天顶号运载火箭从拜科努尔航天发射场发射，虽然没有把模拟的有效载荷送入轨道，但是RD-171发动机工作正常。问题出在第二级的RD-120发动机上。1987年5月15日，苏联发射了第一枚能源号运载火箭。然而，到了1988年11月15日，随着能源号的最后一次发射，所有的大型航天项目都面临着被终结的命运。到了上世纪90年代初，这个红色帝国倒下的时候，RD-170系列也终于和苏联的火箭暂时告别了。
但是，那时候，RD-170发动机已经成功进行了618次发射，在累计69579秒的燃烧时间内，她证明了自己的可靠性。并且一次又一次地展示了世界上推力最大的液体火箭发动机的魅力。
后来，美国、俄罗斯、乌克兰和挪威的四家公司共同投资的海上发射公司成立了。天顶号火箭带着RD-170发动机一起，获得了新生。注意，上图的天顶号火箭的第一级的四个喷口，出自同一台RD-171发动机(RD-170发动机的伺服机构增强版本。)这枚起飞重量462吨的火箭由1台发动机托起。注意，带有浓厚的乌特金设计风格的火箭发射装置。
RD-180远渡重洋，为美国航天发射贡献力量
美国过早放弃了高燃烧室压力的大型液氧煤油火箭发动机的研究转而开始琢磨大推力的液氢液氧发动机。同时，美国在冷战时期储备了大量的大推力固体火箭发动机的产能，这使得即使没有RD-170那样的优秀的液氧煤油火箭发动机，美国人也能够靠液氢液氧发动机和大推力固体火箭发动机把航天飞机送上太空。
不过，液氧煤油发动机的这门课迟早是要补上的。只是，美国人找到了一个捷径，那就是，买。
苏联解体后，普惠积极运作，买来了RD-120液氧煤油发动机。而美国航空喷气公司则引进了苏联登月计划中设计的NK-33液氧煤油发动机。洛克希德·马丁公司看中了RD-170发动机，不过他们感觉用不上推力这么大的发动机，于是购买了100多台RD-180。虽然这有点趁火打劫的味道，不过至少让RD-170/RD-180的研发团队保留了下来。图为俄罗斯动力机械科研生产联合体的厂房内，一名工程师正在检查一台RD-180发动机。注意，厂房的墙上，有R-7弹道导弹和SS-18撒旦洲际弹道导弹的照片，默默诉说着曾经的那个帝国的荣耀。
RD-180是RD-170火箭发动机的燃烧室减半版本。RD-170有4个燃烧室，去掉2个后，便成了RD-180的雏形。不过，RD-180把RD-170的25MPa的燃烧室压力进一步提升到了25.7MPa，这使得燃烧室数量减半的RD-180的推力不是RD-170的一半，而是390.35吨，约为RD-170推力的52.8%。可以说，如果能源号火箭的项目没有戛然而止的话，RD-170，包括此后的RD-180的推力仍有进一步提升的可能。然而，历史是不容我们假设的。上图为俄罗斯动力机械科研生产联合体的厂房外景。RD-170的灵魂在这里游荡，注视着RD-180远渡重洋，为美国的火箭提供动力。
俄罗斯动力机械科研生产联合体的工程师和技术工人正在为美国的宇宙神运载火箭生产RD-180发动机。
RD-180主要用在美国宇宙神系列运载火箭上。搭配不同的固体助推器，该系列火箭可以提供8吨到29吨的近地轨道运载能力。上图的火箭示意图的底部视图的中间部分的两个圆圈，就是1台RD-180发动机的喷口。
1998年11月4日，一台RD-180发动机正在进行测试。然而，这里并不是RD-170系列和RD-180系列发动机所熟悉的老家：苏联航天工业科学实验中心的102号试验台。而是美国NASA的马歇尔航天中心试车台。在这里，土星5号的F-1火箭发动机进行过测试，航天飞机的主发动机进行过测试，如今，来自曾经的铁幕的另一端的苏联RD-180火箭发动机正在进行测试。熟悉的喷管外形，熟悉的火焰，只是，发动机外壳上的CCCP和红星，换成了洛克希德·马丁的标志。
这是一枚宇宙神III型运载火箭。她本来的名字叫做宇宙神IIA-R。后面的R代表Russian，表示采用了俄罗斯生产的火箭发动机。后来，为了淡化美国的这款火箭使用俄罗斯发动机的这个事实，火箭更名为宇宙神III。
RD-180在燃烧室压力方面，仍有继续提升的潜力。
快到文章末尾了，小火箭觉得有必要再说一下燃烧室压力的问题。
苏联人能够把压力调得这么高，一方面的确是超低硫含量的煤油帮了大忙。不过，后来他们发现了继续提升压力的方法。小火箭将我能想到的燃烧室压力提升的手段总结为5大因素，在这里写出来，以便大家交流。
第一，苏联有得天独厚的低硫含量的煤油。燃料好，结焦概率就会低。好的食材，对人和发动机，都很重要;
第二，苏联人的发动机内型面比美国人的粗糙。但是，这种粗糙是故意留下来的。想把内型面磨得像镜面一样，苏联人能够做到。但是，他们有几个数学很好的科学家，建议保留内型面一定的粗糙度。这样，高温气流能够在内壁附近形成湍流，可以让换热效率提升3倍以上;
第三，RD-170有巧妙的冷却环设计，可以形成超临界冷却液膜。这个可以由耶夫列夫方法推导进行验算;
第四，对高温合金和耐高温涂层的研究和成功应用，使得燃烧室本身有着超高的结构强度和热学性能;
第五，RD-170的加工工艺有独到之处。RD-170的设计团队分析了V-2火箭发动机(最大压力1.5MPa)的燃烧室结构，摸透了双层钢板套层结构，并彻底摒弃了那种过时的设计。他们分析了美国大力神导弹的发动机和F-1火箭发动机(最大压力为7MPa)的双锥管束加金属丝缠绕的结构，同时也回顾总结了苏联以前设计的发动机燃烧室结构。取长补短后，他们创造了升级版的铣槽加钎焊外壁的加工方法，使得燃烧室内壁的导热率大幅提升。
这些设计理念值得想要发展大推力液氧煤油火箭发动机的团队进行借鉴。而同时，小火箭也不得不为那个戛然而止的RD-170火箭发动机感到遗憾。
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