烃类推进剂航天动力技术进展与展望未来的探析论文
推进剂又称推进药，有规律地燃烧释放出能量，产生气体，推送火箭和导弹的火药。一些火箭设计的推进剂来自非化学能源或甚至是来自外部的能源。例如水火箭使用压缩气体，一般是空气，迫使水从火箭喷出。以下是小编今天为大家精心准备的：烃类推进剂航天动力技术进展与展望未来的探析相关论文。内容仅供参考，欢迎阅读!
烃类推进剂航天动力技术进展与展望未来的探析全文如下：
【摘要】：为研究烃类推进剂航天动力技术在中国的后续发展和未来应用方向,对比分析煤油、甲烷和丙烷等典型烃类推进剂的物理化学性质和应用特性,简要介绍烃类推进剂航天动力在一次性运载火箭、可重复使用运载器、高性能上面级推进、无毒空间推进和吸气式推进领域的发展动态及应用状况。当前国内外航天动力系统的发展和应用情况表明,以液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机为代表的烃类推进剂航天动力将引领未来高性能低成本航天推进系统的发展趋势,依照中国液氧/烃火箭发动机的研制进展和技术水平,以其为核心的新型动力体系在中国未来的天地往返、载人登月和深空探测等多任务适应性方面具有良好应用前景。
【关键词】： 液体火箭发动机 航天推进 液氧煤油 烃类 推进剂
引言
2011年12月发布的《2011年中国的航天》白皮书明确指出，中国将加强航天运输系统建设，发展新一代运载火箭和运载火箭上面级，开展重型运载火箭专项论证和关键技术预先研究，从而不断提升进入空间的能力。2012 - 2016年，中国航天将实现“长征五号”、“长征六号”和“长征七号”运载火箭首飞，其中液氧/烃火箭发动机在我国新一代无毒、无污染运载火箭的芯级、助推级和上面级动力系统中占据重要地位。此外，大推力液氧/烃火箭发动机也是我国未来载人登月、深空探测用重型运载火箭的核心动力之一，以液氧/烃火箭发动机为主动力的航天推进体系己初现曙光。
目前，煤油等烃类燃料广泛应用于涡扇、涡喷、涡轴和冲压发动机等航空领域。与此同时，高性能、低成本、无毒和安全可靠的特点也使烃类推进剂在航天推进领域得到了广泛关注和应用，如美国的宇宙神-5 ( Atlas-J)、德尔塔-2 ( Delta-2)、猎鹰- 9 ( Falcon-9)、安塔瑞斯(Antares)和俄罗斯的联盟号(Soyuz)、安加拉(Angara)系列运载火箭的芯级和助推级动力都采用了液氧/烃推进剂组合。
为理清烃类推进剂航天动力技术在中国的后续发展和未来应用方向，本文分析了典型烃类推进剂的物理化学性质和应用特性，回顾了烃类航天动力在一次性运载火箭、可重复使用运载器、上面级、空间推进和吸气式推进领域的技术进展和应用现状，并对以液氧煤油火箭发动机为代表的烃类航天动力在中国的未来应用进行了展望。
1典型烃类推进剂的特性
推进剂特性是决定发动机和运载器性能的关键因素之一。推进剂组合(尤其是燃料)的选择不仅要权衡推进剂性能、经济因素、物理化学性质、点火及燃烧特性等与发动机自身相关因素，还需要综合考虑推进剂对运载器有效载荷、结构质量以及使用维护费用的影响。
液体火箭发动机常用的烃类燃料主要有乙醇(酒精)、丙烷、煤油和甲烷等，典型烃类燃料的物理化学性质，液氧/烃推进剂组合的理论真空比冲 (为便于对比，同时给出了液氢的物理化学性质和理论比冲)。与液氢相比，烃类燃料的缺点是比冲和再生冷却能力相对较低，并且容易积碳和结焦。另一方面，液氧/烃推进剂组合具有来源广泛、成本低廉、组合密度高、比冲性能高、无毒环保和耐储存性好等诸多优势。
乙醇易挥发，易与空气形成爆炸性混合物，使用安全性较差。液氧/乙醇组合在比冲和密度上都不具有明显优势，在主火箭发动机上的研究自20世纪60年代就己停止。
液氧/过冷丙烷在20世纪90年代曾一度被认为是一种很有前途的液氧/烃推进剂组合，但丙烷密度高于空气，爆炸容积百分数相对较低，作为液体火箭发动机燃料大规模应用存在较大危险，且没有明显的性能和技术优势，目前多应用于小型航天器的微推进系统中。
火箭煤油是一种典型的包含有不同烃类成分的火箭发动机燃料，密度高且使用安全性最好，但再生冷却能力相对较低，其结焦极限温度最低，在富燃燃烧时也存在积碳问题。鉴于此，苏联和中国在液氧煤油发动机中使用极低含硫量的煤油、冷却通道内人为设置粗糙度、控制推进剂初始温度、燃烧室设置内冷却环带并在内壁喷涂高温隔热涂层，从而突破了由煤油冷却性能和结焦所带来的燃烧室压力限制，采用富氧预燃室避开了积碳问题，进而实现了高压富氧补燃循环模式，将高比冲和高组合密度的优势进一步突显了出来。
采用高能合成煤油(Syntin煤油)是提高火箭发动机性能的有效措施。Syntin煤油的化学分子式为C1016，具有张力环结构和四种同分异构体。与火箭煤油相比，Syntin煤油的冰点较低，满足空间低温工作要求;相同条件下的动力黏度小，流动性能更优;相同温度下的密度和饱和蒸汽压稍高;传热性能与火箭煤油相当，安全性可控;材料相容性好，存储性能稳定，但张力环结构和热稳定性限制其作为冷却剂时温度必须低于394℃。
在同等的约束和设计条件下，液氧煤油发动机的理论真空比冲比液氧甲烷发动机低约100 m/s，但密度比冲却高出16.4%，维护使用也更方便。此外，液氧/Syntin煤油的理论真空比冲比液氧/火箭煤油相应值高出80~150 m/s，典型的如RD 58S火箭发动机的真空比冲高达3541 m/s，液氧/高能合成煤油应用于上面级发动机时更具发展潜力。
由于高压富氧补燃循环和燃气发生器循环模式均适用于液氧/煤油推进剂，故液氧煤油发动机可以作为一次性运载火箭和可重复使用运载器的芯级、助推器以及无毒上面级的主动力。迄今为止，苏联/俄罗斯和美国己成功研制了多种具有重要历史意义的液氧煤油发动机，典型的有土星-5运载火箭的F-1燃气发生器循环发动机、N-1运载火箭的NK - 33补燃循环发动机以及天顶/能源号火箭的RD-170补燃循环发动机，其中地面推力7295 kN的RD-170高压补燃循环发动机在一定程度上成为液氧煤油火箭发动机技术水平的标杆。
液氧/液态甲烷(或液化天然气)推进剂组合是近三十年来的研究热点之一。甲烷是单碳原子的低密度碳氢化合物，兼具氢和煤油的部分优点。液态甲烷属于低温推进剂，优点是比热高、豁度小、结焦极限温度高，基本无结焦和积碳问题，是目前仅次于液氢的再生冷却剂或膨胀循环冷却剂。液态甲烷的缺点在于密度较小、饱和蒸汽压高，致使密度比冲偏小且燃料泵的抗汽蚀性能不易保证。液态甲烷经过再生冷却后己接近气态，液氧/甲烷组织气液喷雾燃烧时燃烧效率高、燃烧稳定性好，燃气发生器效率也以甲烷最高。因此，富燃补燃循环、膨胀循环以及燃气发生器循环模式都将适用于液氧/甲烷推进剂组合。
液氧甲烷发动机的密度比冲偏低，其综合性能也略低于高性能的补燃循环液氧煤油发动机，液氧甲烷发动机作为芯级或助推级毫无优势。作为高空发动机，由于其性能远低于液氢液氧发动机，因而也不能替代后者，迄今为止还没有液氧甲烷发动机型号得到实际应用和飞行试验验证。另一方面，液态/甲烷组合在烃类燃料中比冲最高，重复使用时无需清洗，液氧甲烷可重复使用火箭发动机被认为是比较有发展和应用前景的可重复使用运载器动力。由于液氧和液态甲烷的沸点分别为-183℃和-162℃，均接近空间温度，便于空间长期贮存，贮箱间无需特殊的绝热结构，故液氧甲烷发动机也可作为未来高性能的无毒通用型上面级发动机或空间飞行器动力系统的主要发展方向之一。
除上述的乙醇、丙烷、煤油和甲烷之外，高张力四环庚烷(Quadricyclane，分子式C7H8)也是一种备选烃类推进剂。四环庚烷在常温下的密度为0.982g /cm³，高于火箭煤油和Syntin煤油。但四环庚烷含有张力环，且闪点较低，故热稳定性较差，作主动冷却剂时存在一定的结焦和积碳，其潜在应用是取代偏二甲肼形成毒性相对较小的四氧化二氮/四环庚烷自燃推进剂组合。
综上，液氧/烃类是液体火箭发动机推进剂组合的主力，以液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机为代表的液氧/烃动力有望成为航天运输系统的主要发展目标。对于一次性使用火箭发动机，由于工作时间短暂，应在综合考虑研制难度、生产成本的前提下追求高比冲性能，富氧补燃循环液氧煤油发动机和富燃补燃循环液氧甲烷发动机的比冲高、气液喷雾燃烧稳定性好，结构尺寸、涡轮泵功率及推力室冷却套压力适中，具有一定优势。对于可重复使用发动机，需要多次和长时间工作，低室压的富燃补燃循环液氧甲烷发动机、低室压的富氧补燃循环液氧煤油发动机以及系统压力较低的燃气发生器循环液氧甲烷发动机则更为适宜。
2烃类推进剂航天动力的技术进展与应用
进入21世纪以来，美国、俄罗斯、欧洲等国家和地区竞相开发太空和临近空间等战略高地，重新调整了航天发展战略，加大了对天地往返、深空探测和临近空间开发的支持力度，烃类推进剂航天动力及运载器将在其中扮演重要角色。
2. 1液氧/烃发动机在一次性运载火箭中的应用
液氧/煤油推进剂组合在俄罗斯和美国的运载火箭的芯级和助推级动力中得到了广泛应用。
2.1.1俄罗斯
苏联/俄罗斯的液体火箭发动机技术在世界范围内首屈一指，液氧煤油火箭发动机在苏联/俄罗斯著名的联盟号、N-1、能源号和天顶号运载火箭的芯级、助推器以及质子号运载火箭上面级动力中是绝对主力。
苏联在20世纪50年代研制了RD-107 /108液氧煤油发动机，并将其应用于联盟号火箭，目前仍然承担着为国际空间站运送人和物的发射任务。苏联在载人登月竞赛中研制的N-1火箭的动力全部为补燃循环液氧煤油发动机，第一级为30台NK -33发动机，第二级为8台NK-43发动机，第三级为4台NK - 39发动机，附属于L-3登月系统的第四、第五级动力分别为1台NK-31和1台RD- 58M发动机。能源号重型火箭的助推级为四台RD-170高压补燃液氧煤油发动机，天顶号运载火箭第一级采用4台RD-171发动机，第二级采用RD-120发动机。 1995年，俄罗斯开始研制安加拉(Angara)系列火箭，第一级和助推器的核心是单推力室的RD-191发动机，部分构型的第二级采用补燃循环液氧煤油发动机RD-0124 Ao 2009年，俄罗斯曾决定研制新的俄罗斯主要运载火箭Rus -M，芯级和助推器均计划采用双推力室的RD -180液氧煤油补燃发动机，RD-180发动机由一台涡轮泵供应两台推力室，燃烧室最大压力超过25.7 MPa，海平面推力3829 kN，推力调节范围47%~100% 0 2013年12月，俄罗斯成功发射了新的轻型Soyuz-2. 1 V运载火箭，第一级使用单推力室的NK-33发动机，第二级采用RD -0124发动机，后续计划由RD-193发动机(RD-191改进)来接替NK-33发动机。
俄罗斯在研发新型运载火箭的同时，也将液氧煤油火箭发动机产品和技术出口至其它国家和地区。RD-180和NK - 33发动机出口至美国，安加拉火箭的通用型火箭模块(URM)和RD-191发动机应用于韩国罗老号(Naro)火箭，韩国也计划在KSLV - 2运载火箭的第一级和第二级采用75吨级燃气发生器循环液氧煤油火箭发动机。
2. 1. 2美国
在载人航天和载人登月竞赛期间，美国研发了诸如H-1,F-1和RS-27等多种燃气发生器循环液氧煤油火箭发动机。近年来，为大幅降低航天发射成本并提高运载器的可靠性，美国提出了多项航天发展规划，部分己取得实质性进展。
1)改进型一次性运载火箭及其液氧/烃发动机
2009~ 2013年美国航天发射任务的统计，美国后续大型空间载荷将主要由改进型一次性运载火箭(EELV)计划下的宇宙神-5和德尔塔-4运载火箭负责发射。宇宙神-5的第一级采用RD一180高压补燃循环液氧煤油发动机，可靠性高且价格相对低廉，商业发射领域的订单更多，己然成为美国后续航天发射的主力。由于RD-180发动机的地面推力较大，因此未来的宇宙神-5系列火箭将逐渐演变为单级构型，即以最少的级数和级间分离获得最高的可靠性。
2)商业轨道运输服务计划及其液氧/烃发动机
目前获得美国商业轨道运输服务(CommercialOrbital Transportation Services COTS)计划合同是空间探索技术公司(SpaceX)的猎鹰-9 ( Falcon-9)火箭和轨道科学公司(Orbital Sciences CorporationOSC)的金牛座-2 ( Taurus-2)/安塔瑞斯(Antares)火箭。
原始的猎鹰-9火箭第一级采用了9台灰背焦-1 C ( Merlin-1C)燃气发生器循环液氧煤油火箭发动机，第二级采用一台高空型灰背焦发动机。SpaceX公司为改进型猎鹰-9火箭研制的Merlin-1D发动机的海平面和真空推力分别为654 kN和716 kN，海平面和真空比冲分别为2765 m / s和3050 m/s，改写了当前燃气发生器循环液氧煤油发动机比冲性能的最高水平。安塔瑞斯的第一级采用2台美国航空喷气(Aerojet )公司的AJ - 26发动机，其原型即为NK -33液氧煤油发动机，其真空推重比高达136. 66 。
3)新型重型火箭论证中的液氧/烃发动机
美国国家航空航天局(NASA)在航天发射系统( Space Launch System } SLS)重型运载火箭方案论证过程中对比了固体助推和大推力液氧煤油助推方案的优劣，前者有航天飞机技术做基础，后者性能高、易维护、零基础设计上更有成本优势，但需要重新研发液氧煤油发动机并新建相关基础设施。后续SLS火箭的助推级Block II还将根据性能需求、运营成本和发射频率在两者之间进行选择，改进后的推力约800吨的F-1B液氧煤油发动机就是有力竞争者之一。
2. 2液氧/烃发动机在可重复使用运载器中的应用
可重复使用运载器是降低发射成本和应对高密度发射的有效途径，可重复使用飞行器及其动力技术己成为国外商业航天发射研发的重点，国外公司正在为未来商业航天发射开发真正意义上能够重复使用的液体火箭发动机。
2008年3月，XCOR公司宣布研制一种火箭助推的两座太空船“山猫”( Lynx)，将主要用于私人太空游。助推火箭拟采用循环往复活塞泵增压的液氧煤油发动机XR-SI418，其推力为11. 12~12. 9 kN利用煤油对推力室进行再生冷却。由于采用了三循环往复活塞泵，XR –SI418要比采用传统涡轮泵的火箭发动机更为简单、成本也更低廉，发动机的相关试验己于2008年12月启动，XCOR公司也在考虑将液氧/甲烷作为其推进剂。
Garvey Spacecraft公司与加利福利亚大学正在联合开发可重复使用纳米卫星运载器(ReusableNanosat Launch Vehicles RNLV)，力求能够将10 kg有效载荷送入250 km的极地轨道。RNLV第一、二级均采用挤压式液氧稠化丙稀发动机，推力分别为29. 65 kN和1. 9 kN，燃烧室压力约为2 MPa和1 MPa，推力室冷却方式采用烧蚀冷却和辐射冷却，从而避开了丙稀再生冷却时的结焦问题。
2007年3月，美国空军选定安德鲁斯太空公司( Andrews space)协助其完成“完全可重复使用进入太空技术计划”( Fully-reusable Access to SpaceTechnologies ，FAST)，最终目标是开发一种可完全重复使用的天地往返飞行器。推进系统计划采用两台SpaceX公司Merlin-1或挑战太空公司(Challengespace)的Chase-10液氧煤油发动机。
SpaceX公司的猎鹰-9和猎鹰重型火箭在设计之初就考虑了运载器及其Merlin-1液氧煤油火箭发动机的部分或完全可重复使用。目前，SpaceX公司正在尝试利用“蚌锰”(Grasshopper)亚轨道可重复使用飞行器以实现猎鹰-9火箭第一级的可重复使用。2012年9月至2013年10月，第一代蚌锰飞行器己成功进行了8次垂直起降飞行试验，在第8次试验中利用火箭发动机反推力控制创造了744 m垂直降落的新纪录。
2. 3烃类推进剂在上面级/空间推进领域中的应用
苏联/俄罗斯为载人登月计划和商业发射任务研制了高性能的液氧煤油上面级发动机。以联盟号系列火箭为例，上面级有四推力室的燃气发生器循环RD-0110发动机、四推力室的补燃循环RD -0124发动机、单推力室的补燃循环RD-0154发动机和RD-161 /161P发动机，而N-1火箭的BlockD和质子号火箭的上面级则是RD -58/58M/58S系列发动机。除早期的RD-0110发动机和过氧化氢煤油发动机RD-161 P之外，上述其它上面级发动机的真空比冲均在3500-3600 m/s量级。
鉴于液氧/甲烷推进剂的特点和优势，俄罗斯自20世纪90年代起在己有的液氧煤油和液氢液氧发动机基础上探索性地研制了RD-183 / 185 / 190液氧甲烷(液化天然气)上面级发动机，计划用于“人力车”运载火箭的第二级和第三级，但至今未得到飞行验证。2000年前后，美国普惠公司开展了膨胀循环液氧甲烷发动机作为低成本上面级动力的方案论证工作。围绕美国重返月球计划，普惠公司就牵牛星月球着陆器下降级发动机采用液氧甲烷膨胀循环开展了参数估算，提出了发动机的具体方案NASA将RS -18发动机改造为月球着陆器上升级的挤压式液氧甲烷发动机，并开展了高空模拟试车和低温推进剂在月球表面的长期贮存模拟试验研究;NASA进行了月球着陆器液氧甲烷反作用控制系统的试验研究;猎户座飞船服务舱的主推进和姿控装置拟采用挤压式液氧甲烷发动机，反作用控制系统拟采用气氧甲烷发动机。
近年来，高浓度过氧化氢/煤油推进剂组合在空间推进系统中的应用受到了关注，目的是替代现有的四氧化二氮/阱类推进剂组合。过氧化氢/煤油具有两种工作模式，过氧化氢分解产生高温氧气和过热水蒸汽，可作为单组元空间推进剂使用，而将其作为氧化剂与煤油或其它烃类燃料构成双组元推进剂时可获得更高的推力和比冲。俄罗斯的RD - 161 P发动机的真空比冲3129 m/s，可用于轨道机动和载人航天飞行的生命保障系统，执行空间推进任务时具有一定优势。美国Aerojet公司的过氧化氢煤油JP - 8火箭发动机也己成功应用于X-37A空天飞机，还曾计划应用于美国空军的空间机动飞行器(SMV)和NASA的X-37B空天飞机。 近十年来，氧化亚氮混合燃料(Nitrous OxideFuel Blend NOFB)在空间推进领域的应用前景备受关注。 NOFB多以氧化亚氮与乙烷、乙烯或乙炔等烃类燃料的混合物形式贮存，因此也称为混合单组元推进剂。当加热或催化分解NOFB时，氧化亚氮释热分解成富氧燃气，随之与燃料发生化学反应。与同为单组元推进剂的阱相比，NOFB的真空比冲高达3200 m / s以上，无毒低成本，耐存贮温度范围宽，材料相容性好，并可实现再生冷却、自增压及深度节流。NASA原计划于2013年在国际空间站开展400 N量级NOFBX发动机的空间性能测试，但至今未能实现。
除上述液氧/煤油、液氧/甲烷以及过氧化氢/煤油这类复杂的化学火箭发动机之外，烃类推进剂还可作为小型航天器微推进系统的冷气源，目前己得到实际应用的液化气推进剂是丁烷和丙烷。英国萨里卫星技术有限公司(Surrey Satellite TechnologyLtd ，SSTL)的首颗纳卫星SNAP - 1就采用了以丁烷为推进剂的冷气推进系统，该推进系统是目前世界上最小的推进系统，总质量仅450 g，推进剂丁烷质量32.6 g。1974年，英国的Miranda ( X - 4)技术试验卫星首次采用了液态丙烷的液化气推进技术，推力器推力为46 mN，比冲可达530·920 m / s，从而将整个微推进系统比冲提高到了440~679 m / s。
2. 4烃类燃料在冲压和组合发动机中的应用
对于飞行马赫数Ma 10以下的双模态冲压发动机和火箭基组合循环发动机，宜采用高密度的吸热型碳氢燃料。该类燃料既可通过自身的物理热沉吸热，又可以通过化学裂解吸收飞行器高温部位产生的热量，进而得到燃烧性能良好的小分子裂解产物，组织燃烧后为飞行器提供动力。
美国空军研究实验室与国防高级研究计划局联合研制的X -S1A飞行器的推进装置为一台JP - 7碳氢燃料的SJY61系列超燃冲压发动机。2010年5月26日，X -S1A验证机首飞过程中发动机密封失效，飞行器未加速至飞行马赫数6以上。在2013年5月的第四次飞行试验中，X -S1A飞行器超燃冲压发动机在18.3 km高度持续工作210 s，最大飞行马赫数Ma 5 . 1。 烃类燃料在吸气式组合循环发动机技术探索中同样占据重要地位。2010年，美国空军委托Astrox公司就两级入轨飞行器的不同构型进行了对比分析。研究结果表明，全系统结构尺寸和质量最优飞行器的第一级应当为可重复使用液氧煤油发动机，第二级则为液氧甲烷火箭基组合循环(Rocket BasedCombined Cycle}RBCC)发动机，这也为烃类燃料在美国组合发动机的应用指明了方向。
3烃类航天动力在中国的研制进展
3. 1液氧煤油火箭发动机技术进展
20世纪80年代后期，我国提出了发展液氧煤油火箭发动机的设想，随后便开展了高压补燃循环(分级燃烧循环)液氧煤油发动机关键技术攻关。目前，作为我国新一代运载火箭芯级和助推级主动力的YF-100液氧煤油发动机己研制成功，作为上面级主动力的18吨液氧煤油火箭发动机研制告捷，新一代运载火箭即将陆续迎来首飞。
作为我国新一代运载火箭无毒、无污染、高性能和高可靠性的核心动力装置，YF-100发动机是一种单推力室的高压补燃循环液氧煤油发动机，海平面推力约1200 kN，燃烧室压力约18 MPa，海平面比冲约2942 m / s。与俄罗斯先进的RD-170 / 180 /191液氧煤油发动机相比，YF-100发动机的比冲基本与之相当，但推力量级偏小。
我国120吨和18吨级液氧煤油火箭发动机均采用先进的高压富氧补燃动力循环模式，经过多年的探索和积累，例如富氧燃气的高压补燃技术，贮箱压头自身起动及化学点火技术，大范围推力和混合比调节技术，高压、大流量富氧预燃室技术，高压推力室的再生冷却技术，高性能、燃烧稳定性好的气/液喷注器技术，富氧燃气驱动、大流量、全进气、低压比和高效率涡轮技术，高扬程、高效率液氧泵和燃料泵等一系列关键技术得以突破，标志着我国己成为继俄罗斯之后第二个完全掌握高压补燃循环液氧煤油火箭发动机核心技术的国家。
3. 2液氧甲烷火箭发动机研究进展
我国于20世纪80年代开展了液氧甲烷发动机的预先研究工作，进行了液态甲烷的电传热试验和推力室点火试验，对比分析了甲烷和煤油、丙烷的燃烧稳定性、积碳、结焦以及冷却性能，并将绿色四氧化二氮和偏二甲阱常规发动机直接改为液氧甲烷发动机后进行了热试车，结果表明液氧/甲烷是一种很有发展前景的推进剂组合。
进入21世纪，我国启动了液氧甲烷发动机关键技术研究，提出了推力600 kN量级的燃气发生器循环液氧甲烷发动机方案，采用富燃燃气发生器、双涡轮并联甲烷/液氧涡轮泵，液态甲烷再生冷却推力室。2013年，600 kN级液氧甲烷发动机全系统试车取得成功，液氧甲烷喷注器缩尺试验研究、燃气发生器点火方案研究、燃气发生器低混合比液/液喷雾燃烧研究、涡轮泵适应性研究、液态甲烷与材料相容性试验研究取得了实质进展。
###4烃类航天动力在中国的发展展望
世界各国航天运输系统大多采取重型和大型与中型/小型运载火箭相结合、载人航天与商业发射相互兼容的发展思路，大推力液氧煤油助推加液氧煤油或液氢液氧芯级成为典型的火箭构型，涉及的火箭发动机类型少、数量少且推力大是未来主流运载火箭的典型构型特征和发展趋势。
在我国新一代的长征五号、六号和七号(CZ -5 /6 /7 )运载火箭中，CZ - 5低地球轨道(Low EarthOrbit LEO)运载能力可覆盖10~25吨，地球同步转移轨道(Geostationary Transfer Orbit } GTO)运载能力为6-14吨。与Atlas-5 , Delta-4和Ariane-5等运载能力相当的大型运载火箭相比[X33-34] CZ -5火箭涉及三种型号发动机，构型相对复杂，总体尺寸规模较大，GTO运载能力14吨的CZ-SE火箭的发动机数量更是多达12台。此外，中型运载火箭CZ-7也同样存在上述问题。显然，我国新一代运载火箭的芯级和助推级发动机推力量级偏小，既不利于火箭构型优化，也无法满足后续载人登月和深空探测等重大航天活动百吨级LEO运载能力的发射需求。
大推力液氧煤油发动机是我国未来重型运载火箭的核心动力，其衍生发动机也是未来CZ-5等火箭结构和运载能力优化的方向之一。我国重型运载火箭大推力液氧/烃发动机的推力需求范围为4000~7000 kN，其商业应用范围较窄。考虑到大推力发动机的使用成本、技术继承性、技术带动性以及运载项目对动力技术的牵引，宜在现有1200 kN级YF-100发动机基础上研制推力5000 kN量级的双推力室液氧煤油发动机，该发动机应采用高压富氧补燃循环、分级起动和泵后摇摆技术，且必须具备推力和混合比大范围调节的能力。
虽然5000 kN级双推力室液氧煤油发动机有YF-100火箭发动机作为技术储备，但依然需要突破诸如大推力液体火箭发动机分级起动技术、高温高压富氧燃气摇摆软管技术、高效稳定燃烧技术、高室压大热流推力室冷却技术、高效的大功率涡轮泵技术、高精度大范围流量调节技术、密封和轴承技术、低温高压动密封技术以及大推力发动机的制造和试验等多项关键技术。为降低研制难度并实现液氧煤油发动机谱系化，应首先研制2400 kN级的单推力室液氧煤油发动机，以此优化CZ-5火箭构型，减少发动机数量并提高可靠性，然后结合推力室和涡轮泵两个技术验证平台最终研制成功5000 kN级双推力室液氧煤油火箭发动机。 高压补燃液氧煤油火箭发动机在我国载人和商业航天推进领域必将大有作为。120吨和18吨级液氧煤油火箭发动机在可重复使用和可靠性方面还存在提升空间，必须对其进行类似于YF-20系列或RD-107系列发动机的持续改进，不断提升可靠性并加大商业化应用验证，才能满足未来大/中型运载火箭载人航天和商业发射需求。
液氧/烃高性能上面级发动机、空间轨道转移发动机、登月下降级和上升级发动机是进一步提升我国载人航天技术水平和空间探测能力的动力保障。作为中小型运载火箭上面级动力和空间探测轨道转移动力的优选方案之一，空间可贮存的高性能补燃循环液氧煤油发动机还有待研究和发展，以RD -0154和RD -585发动机的系统方案和性能指标为基准，利用我国现有技术储备来研制该类火箭发动机是完全可行的。此外，空间可贮存的液氧甲烷、液氧煤油以及NOFB发动机应当作为载人登月下降级和上升级动力而开展研究和研制。
鉴于美国和苏联/俄罗斯在载人登月和深空探测计划中的经验和教训，登月下降级主发动机必须具备深度节流变推力、多次起动和推力室摇摆能力，为此NOFB发动机可采用挤压式供应系统，液氧/甲烷可考虑采用膨胀循环，而液氧/煤油则考虑采用泵压式供应系统、针栓式喷注器、可变面积流量调节阀、喷注压降和混合比分别调节方案、推力室的内外高效冷却方案。登月上升级主发动机的推力可固定，但必须具备多次起动能力和摇摆能力，推力室冷却方案也需要重点考虑。
烃类推进剂发动机是低成本进入空间和天地往返的现实需求，可重复使用的液氧甲烷和液氧煤油火箭发动机以及火箭基组合循环发动机技术应当得到应有的重视。对于液氧甲烷发动机，在燃气发生器循环、富燃补燃循环(部分/全部甲烷再生冷却)、富氧补燃循环、全流量补燃循环以及膨胀循环等循环模式中，不同推力量级和飞行任务的发动机采用何种动力循环模式是最先需要研究解决的问题。对于火箭基组合循环发动机，需要专门开展吸热型碳氢燃料配方优化及性能提升、碳氢燃料传热特性、碳氢燃料裂解和结焦特性及控制技术、碳氢燃料高温高压物性测量等基础研究。
5结束语
液氧/烃是未来高性能低成本航天运输系统推进剂组合的发展趋势，以高性能液氧煤油火箭发动机为核心的航天液体动力体系在航天推进多任务适应性方面具有良好的应用前景。
为构建并完善符合我国国情的航天动力体系，建议加快5000 kN级大推力液氧煤油发动机的型号研制，积极开展液氧高能合成煤油上面级发动机的方案论证和型号研制，提升空间探测用液氧甲烷、液氧煤油、过氧化氢煤油、NOFB单组元推进剂发动机的研制能力，提高适用于可重复使用运载器的液氧甲烷发动机和液氧煤油发动机的研制水平，增强微推进器的丙烷和丁烷推进系统的研究和应用能力，加强烃类燃料吸气式组合动力的认知水平和研制能力，力争实现航天液体推进技术的推进剂无毒化、循环方式多样化和推力系列化。
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