小时候，当我仰望星空，我看到了漫天的星辰，他们是离我如此的遥远和飘渺，以星空作为诗作的浪漫派诗人在历朝历代都大有人在，可见人们的梦想永远充满了浪漫和激情。你看见嫦娥在月亮上翩翩起舞了吗？你看见牛郎织女相会于鹊桥了吗？为了实现人类的飞天梦想，人们通过自己的双手和智慧，实现了人类航天技术的飞跃，像一曲梦幻变奏曲从技术狂热到经济务实，开启了航天新时代。
早期的航天人，想法是相当浪漫的，在他们眼里，其实土星5这个古老的怪物也不算什么的，大家可以看看NASA在阿波罗时期设想的火星探险用的火箭和切洛梅同志的UR-700，是怎样的巨无霸。在火箭发动机领域，则是陷入“指标狂热”，一味地追求高指标：更大的推力、更高的效率（比冲）。在这个过程中，人类研制出了像F-1、SSME、RD170、RD0120这样传世的精品，为辉煌的宇航事业打下了坚实的基础。随着冷战的结束，像阿波罗这种一次发射烧掉大半条核动力超级航母的活动，再不会有了，宏伟的“星球大战”这样的超级航天计划也被束之高阁。人类的航天活动，呈现出前所未有的现实和功利。于是，从纸面的指标来看，人类的航天技术，比起30年前是落后多了，甚至产生了“30多年前可以登月，现在反而不行了。可见登月是假的”这样的荒谬论调。
这真是一曲有趣的变奏曲，高潮时乐曲戛然而止，显得那么得不真实，让你怀疑前面高潮的真实性。真的如此么？显然是不可能的，人类社会总在向前发展，奴隶社会虽然远远没有原始社会公平公正，但确是人类的巨大进步。
人类的航天技术已经成熟，所以就更加客观冷静，更加实际，开始用理性的眼光来考察火箭和火箭发动机：指标是干什么的？还不是为了实现用途？为了指标而指标，为了先进而先进，是毫无疑义和极其愚蠢的。所以，在新一代火箭的方案上，各国都把经济性、安全性和环保性作为最重要的三项要求，不再追求先进技术和高指标，尽量采用成熟的技术，这方面的代表，就是EELV系列的宇宙神5和德尔他4，前者是“充分继承”与“博采众长”的典范，后者则是“合理规划”与“厚积薄发”楷模。
长期以来，人们发现一个规律，就是在基础原理取得突破之前，越是接近指标极限，前进就越是困难，花费就越大，常常会多花一倍开销，只将指标提高了百分之几。今天最高比冲的实用型火箭发动机，波音公司的RL-10B-2，虽然在循环方式（完全膨胀），推进剂类型（氢/氧）、喷管设计（大面积比、可伸缩的碳/碳材料喷管）三个主要方面都采取了最有利于提高比冲的措施，比冲仍然只达到了466.5秒，比起它的直系老祖宗，1958年开发的RL-10只提高了10秒多，可见提高比冲之艰难。
半个世纪以来，为了提高航天运载的效率，人们在提高火箭发动机比冲方面作了很多努力，但是收效不大。想大幅度提高火箭的比冲，不外乎三种方法（其实都让上面提到的RL-10B-2做到极致了）：更强的推进剂、更好的循环方式、更大的喷管面积比。但是经过长期的摸索，上述三条路线，都是困难重重：目前比冲最高的实用型推进剂组合是液氢/液氧，其实人类试验过的更强的推进剂还有很多：更强的燃料有金属铍、非金属硼，铝氢化物、硼氢化物等，更强的氧化剂有氟气、氟氧化物、氯氧化物等等。这些东西，在相似的燃烧压力、喷管面积比下可以将比冲提高到500秒以上。但是有高中化学知识的人，都能看出这些东西都是集剧毒、强腐蚀、不稳定于一身的威猛药品，而且价格比传统燃料高出2个数量级，反应产物也大多剧毒，是无论如何也难以实际应用的，除非愿意将发射场做成一次性的。最强的化学推进剂组合是什么呢？是臭氧/金属铍/氟气三组元推进剂，三个组分都是剧毒，但是谁敢用？有趣的是，世界上还真有氢/氟发动机，譬如前苏联的RD-301，用于上面级（谁敢用在第一级？）实际比冲只有381秒，完全没有发挥氟的巨大威力嘛，还不如氢氧。美国的RL-10也做过多次氢/氟循环的试验，结论是只需要小小改动，就可以改烧氢/氟推进剂。但这些方案最终都没有付诸实施。
在循环方式改进方面，常见的循环方案也就4种：膨胀、分级燃烧、抽气、燃气发生器，前两者为闭式，后两者为开式。其中膨胀循环的效率自然最高了，完全膨胀循环氢氧发动机的比冲是最高的，谁也不要与之相比，但是这种发动机推力小，只适用做上面级。日本开发了独特的LE-5部分膨胀循环氢氧发动机，可以提高推力，但仍然不足以做第一级。抽气循环很少用，效率最低。于是竞争就在分级燃烧循环与燃气发生器循环之间展开了。
与燃气发生器循环相比，分级燃烧效率高、比冲大、污染小，是不争的事实。但是，相应的，研制难度大，投资高、风险大、机构体积重量大，反而降低了提高效率带来的好处。以燃气发生器的王者：F-1发动机与最强的分级燃烧发动机RD-170相比，后者的燃烧压力相当于前者的3倍，比冲也从260秒提高到303秒，而两者的发动机推重比，却发现只是从76提高到了78，极其有限。当然，由于火箭发动机推力极大，而自身重量占总重比例又极低，所以该指标对总体推进效率影响极其有限。但是，RD-170四个燃烧室、四个喷管的复杂构造带来研制成本、风险隐患的提高，却是极为可观的。同样，在氢氧发动机领域，古老的燃气循环发动机J-2的推重比达到67，远远超过俄国最好的分级燃烧氢氧机RD-0120的57.6。在研制投资方面，分级燃烧发动机的投入要大得多，需要更好的材料、更多的测试、更多的时间和金钱。巨大的RD-170发动机在1993年之前，试车达911次之多，SSME定型前总试车时间达到30.9万秒，这些每秒吞吃数百公斤燃料的巨兽，光试验烧掉的燃料，就要数以万吨计。欧洲在论证阿里安火箭的HM-60发动机的方案时，经过计算发现，如果投资增加13%以内，使用分级燃烧循环就是划算的，但是以当时的基础工艺、设备状况，上分级燃烧得增加投资30%，于是毅然选择了燃气循环方案。日本的H2火箭成本居高不下，竞争力差，很大原因就是采用了投资巨大的分级燃烧发动机。别的不谈，大推力分级燃烧发动机那巨大的燃烧压力就不是那么好处理的，简化版H-2：H-2A火箭的一个重要改进就是降低发动机的压力。同样，虽然有RD-170、RD-180在前，俄国搞缩小版的RD-191M依旧困难重重，直接导致“安加拉”运载火箭从1993年难产至今，到2010年也无法服役。
至于喷管上的文章，也是大有可做的，喷管面积比达到3000，普通发动机也可以达到500秒的比冲。但是，如此之大的喷管，火箭根本就塞不进去。现在的火箭和导弹为了增大喷管面积比，都采用可伸缩的喷管，但是尽管如此，也很难将面积比提高到100以上，遑论3000了。当然也可以用其它的技术，譬如美国在90年代的X-33试验的洛克达因公司XRS-2200线性气动塞式喷管发动机，喷管面积比达到173，在燃烧压力与SSME相比下降三分之一的情况下，真空比冲竟然相差无几。
由于提高比冲很困难，得不偿失，所以现在的火箭发动机研制的潮流是：将比冲指标持平，甚至降低一点，来换取在三性（经济、安全、环保）方面的显著提高，同时，充分利用先进的设计方法和生产技术，来降低成本和提高质量。美国现在与未来的主力火箭发动机：RS-68正是这方面的杰出代表。从指标上，是落后了很多，但是从其他方面看，则是巨大的进步：首先，运用先进计算机三维设计技术，RS-68大大降低了研制周期和研制费用，从设计到实验只有15个月，相当于SSME和J-2的三分之一，研制费用虽然没有公布，但是比起SSME的25亿美元和J-2的17亿美元，肯定是成倍减少。低廉的研制费用，使之在最重要的经济性上就占得先机。其次，尽可能的使用继承性的成熟技术，提高了可靠性，降低了费用；采用先进工艺，大幅度降低零部件数量和工时。以涡轮泵为例，与SSME相比，零件数由200个降低到30个。总零件数目只有SSME的7%，总工时由171000降低到8000，这是巨大的飞跃。第三，采用大量简化工艺，降低成本的工艺，燃烧室不采用电铸，喷管用烧蚀型，等等。与美国指标最高的分级燃烧发动机SSME相比，推力提高了50%，比冲只降低了15%不到，而这一切确是在主要工况显著降低下实现的（涡轮泵温度相当于SSME的62%，转速相当于60%，冷却量和压力只有50%和45%）。所以，RS-68是先进的设计理念、设计方法的集中体现，是当代火箭发动机的优秀代表。不但是德尔它4火箭的主力发动机，在美国“重返月球”的计划中，也成为承担当年土星5任务的“战神-5”巨型火箭的第一级主发动机。
我国下一代重型运载火箭长征5及其配套的120吨分级燃烧煤油-液氧发动机和燃气发生器循环50吨氢氧机的方案，早已确定，现在正在紧锣密鼓的实施之中。这种火箭意义极其重大，是未来20年我国航天的基石。应该说，这种无毒无污染火箭的设计，充分考虑到了未来太空应用的需求，并引进了先进的模块化、通用化的设计理念，是一个重大进步。
需要说明的是长征5号是一个系列火箭，系列中最大推力的火箭能够提高我国LEO和GTO轨道约3倍的运载能力（LEO25吨，GTO14吨）。网上有人说长征5号如果研制成功将作为我国载人登月飞船的运载工具，其实单看运载能力就知道这是不可能的了，长征5号其实是作为长征1号至4号火箭的替代产品而研发的，它的任务是完成未来20年我国各轨道卫星、载人飞船、空间站、深空探测等“常规工作”，全面替代技术落后的长征1号至4号火箭。
前面说了很多技术问题，你看到这里也许一头雾水，也许很有同感并明白了新时代航天领域的“奇怪”变化。在短短不到一个世纪的时间里，人类把自己送上了月球，利用航天科技造福了全人类，人们从对航天技术的疯狂追求到注重经济务实，新时代航天领域已经进入了崭新的高度，人类将进入普及大众的真正航天时代。中国航天人，他们无私奉献，他们勤奋务实，他们梦想依旧，迎头追赶航天技术强国的脚步从来就没有停止，也永远不会停止，为了全人类……
