宇宙神五号

富氧分级燃烧循环的思路是：让预燃室在极度富氧的条件下燃烧一小部分燃料，产生大量高温高压的含氧燃气去推动涡轮，然后把这股燃气全部送进主燃烧室继续烧。

好处是显而易见的：

• 推进剂一克不浪费（相比燃气发生器循环白扔约 3%）；
• 涡轮工质是氧化性燃气，密度大，同样功率下涡轮可以做得更小；
• 富燃分级燃烧（RS-25 那条路）会在管路里析出积碳，煤油尤其严重；富氧则没有这个问题，这正是煤油机选择富氧、氢氧机选择富燃的根本原因。

难在哪？**500 °C 以上的高压纯氧燃气会点燃金属本身。**镍基高温合金在这种环境里不是被「腐蚀」，而是直接燃烧——一旦局部起火，火焰会顺着管路一路烧穿整台发动机。西方在 1960–70 年代做过尝试，结论是「工程上不可行」，于是美国的煤油机路线停在了燃气发生器（F-1、梅林）。

苏联人的解法是材料学而非结构设计：在所有接触富氧燃气的表面做扩散涂层与搪瓷保护层，加上极其严格的清洁度控制（任何有机残留都是火种）。这套工艺没有捷径，是几十年试验积累的结果。

于是出现了 1990 年代那一幕：美国工程师到希姆基（Khimki）参观时，普遍不相信 RD-170 的公开参数是真的，直到亲眼看到试车。买 RD-180 不是省钱，是买一段美国当时无法用金钱在短期内复现的工艺经验。

后续的验证是：美国真正做出可用的富氧分级燃烧煤油机，是 2010 年代的 BE-4（其实是甲烷）与 AR1；从立项到首飞用了近十年。国会 2015 年划下的截止线，几乎正好是这个研制周期。

Atlas V 芯级上只有三个固推安装位，间隔并不是 120°。要装 1、2、3、4、5 枚时，分别用不同的位置组合，其中 1 枚、3 枚、5 枚的构型在气动与推力上都是不对称的。

正常的设计直觉是：非对称推力会产生持续的滚转与偏航力矩，必须避免。Atlas V 反其道而行，理由是一笔具体的账：

• 对称方案的代价：要让 1–5 枚都对称，芯级上至少需要 5 个（甚至更多）安装位与配套的传力结构。这些结构在只装 1 枚固推时全是死重，而 401（无固推）构型是飞得最多的一档。
• 非对称方案的代价：RD-180 需要持续偏转来配平。它的摆动能力本来就是为姿态控制准备的，用掉一部分权限去配平并不需要新增硬件；损失的是一点点余弦效率（推力矢量偏离轴线时，轴向分量按 $\cos\theta$ 打折），量级在 1% 以下。

结论是把问题从结构域移到控制域：结构上省下的是每一次飞行都要背的质量，控制上付出的是可以用软件解决的偏转角。

这个交换还有一个前提：RD-180 是单台大推力发动机，摆动权限充裕。如果一级是多台小发动机并联（如猎鹰 9 号），配平非对称推力的难度会大得多，这个设计就不成立了。

气球贮箱（balloon tank）是 1950 年代 Atlas 导弹的发明：贮箱蒙皮薄到 0.25–0.5 mm，本身没有加强桁条也没有框，全靠内部增压维持形状与承载能力。不加压时，箱体会在自重下瘪掉——早期 Atlas 停在厂房里必须一直接着氮气瓶。

它的收益是极致的结构效率。半人马座的干质比接近 1:20（2.25 t 干重装 20.8 t 推进剂），这个数字在今天仍属顶尖，而它是 1962 年的设计。

为什么一级放弃了、上面级留着？因为两者的载荷环境完全不同：

气球箱只擅长承受均匀轴压。一旦有集中载荷（固推捆绑点）或大弯矩（跨声速抖振），薄蒙皮会局部失稳。Atlas V 要支持 0–5 枚固推的模块化，就必须放弃气球箱。

半人马座的工作环境恰恰相反：它在整流罩里被保护着穿过大气层，工作时周围是真空，除了自身推力几乎没有别的载荷。在这种环境里，气球箱是最优解，而且六十年来没有出现过更优解——这是为什么火神号也继续用它（Centaur V，直径放大到 5.4 m）。

顺带一提：氢的密度只有 71 kg/m³，上面级的贮箱体积很大而质量很轻，结构质量在总干重里占比高。因此上面级正是结构效率收益最大的地方——省下的每一公斤干重，几乎等量地转化成载荷。