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RD-270是苏联于20世纪60年代研制的一款超重型单室液体火箭发动机， 计划用于UR-700和UR-900等重型运载火箭的一级。该发动机可以算是冷战航天竞赛中技术激进主义的象征——它以全流量循环、超高压燃烧和极致推重比，试图用“简单粗暴”的推力弥补苏联在系统整合上的短板。尽管其研发因政治原因终止，但其技术指标在当时堪称巅峰，成为全流量分级燃烧循环技术的先驱，其技术遗产仍深刻影响着现代火箭发动机的发展方向，尤其是全流量循环路线的复兴。
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一、研发背景与目标
RD-270的研发始于1962年6月26日，由OKB-456（后更名为动力机械科研生产联合体）负责，目标是打造一款推力达500吨的发动机，以满足拟议中的重型UR-700和UR-900火箭的一级以及N1火箭的需求。至1963年1月，研发目标提升至600吨推力，以满足UR-700火箭（近地轨道运力150吨）的需求。
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二、技术参数与性能
推力： 海平面推力高达639公吨（6272kN），是苏联单室发动机中的最高推力纪录。
推进剂： 使用偏二甲基肼（UDMH）和四氧化二氮（N₂O₄）作为推进剂，这两种推进剂自燃且常温可储存，两者接触后自燃，但剧毒。
循环方式： 采用全流量分级燃烧循环（全球首个实用化设计），这是当时最先进的火箭发动机循环方式之一。通过两个预燃室分别产生富氧和富燃燃气，驱动涡轮泵后再进入主燃烧室燃烧，几乎不浪费任何能量。对比同期RD-253（富氧分级循环），RD-270的循环方式更复杂但效率潜力更高。
比冲： 海平面比冲达到301秒（对应等效排气速度2.95 km/s），真空比冲322秒。显著优于同期美国F-1发动机（海平面比冲263秒，真空比冲301秒）。
燃烧室压力： 腔室压力高达26MPa（约261 bar），是设想过的最高压力之一，通过全流分级燃烧循环实现。这一指标超越同期所有发动机，逼近现代发动机水平（如SpaceX猛禽室压330 bar）。
结构尺寸： 采用单燃烧室+超大喷管设计，发动机长度4.85米，直径3.30米，重量4470kg（另有说法为干重3,370 kg），推重比高达153.24（另有说法为203，已远超同代产品）。喷管扩张比60-62，喉部面积0.143 m²，长度约3.8米。
喷管与矢量控制： 单喷管设计，推力矢量控制范围±12°（项目R-56），对于UR-700火箭系列为±8°。
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三、与同期发动机对比
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注：RD-270的推重比和室压碾压同期所有发动机，但因未实际发射，其可靠性未被验证。
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四、研发 过程与试验
目标与启动（1962年）： 最初设计推力500吨，1963年提升至600吨级。
样机制造： 1967年完成样机制造，并进行了多次地面试验点火，验证了26 MPa超高压燃烧稳定性。
试验点火： 在1967-1969年期间，使用适合在海平面工作的喷嘴较短的实验发动机进行了27次试验点火，总共使用22台发动机，其中3台发动机进行了两次测试，一台进行了3次测试。
技术难题： 试验过程中遇到了高频振动等难以解决的问题，导致测试进度举步维艰。尽管投入了大批研究力量进行体系验证和数学建模，但问题仍未得到彻底解决。
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五、项目终止 与后续影响
项目终止： 1969年7月21日，美国成功登月后，苏联高层对登月计划的态度发生变化。三天后，根据通用机械工程部的指示，暂停了RD-270火箭发动机的研发。1970年12月，UR-700项目（包括RD-270火箭发动机的开发）各项工作最终停止。
深层原因：
UR-700火箭与N1登月火箭存在竞争，后者获得政治支持；
推进剂剧毒（偏二甲肼/四氧化二氮）及衍生型RD-270M使用戊硼烷（毒性更强）引发安全性质疑；
1970年12月正式终止研发，样机封存。
后续影响： RD-270的研发经验和技术被用于后续的RD-170、RD-180、RD-191等发动机的研发中。这些发动机在苏联/俄罗斯的航天任务中发挥了重要作用。
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六、技术遗产与历史意义
1. 全流量循环的奠基者： RD-270首次实现全流量分级燃烧循环的工程化，为50年后SpaceX猛禽发动机（液氧甲烷全流量循环）提供技术参考。
2. 推动高压燃烧技术： 26 MPa室压纪录保持至21世纪初，影响后续苏联/俄罗斯高压发动机（如RD-180）的设计。
3. 冷战航天竞争的缩影： 象征苏联试图通过暴力推力（9台RD-270并联达5,760吨推力）抗衡美国土星五号，但因技术整合与政治决策失败而夭折。