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。
