液体火箭主发动机技术现状与发展建议

运载火箭对主发动机的要求包括大推力、高比冲、高推重比、高可靠、低成本等。这些要求高且相互矛盾的指标，决定了发动机以用尽材料极限性能的极端参数运行，在较小结构空间实现高水平能量剧烈释放与转化的工作特点。如RD-191发动机涡轮泵功率密度达120 kW/kg、泵最高出口压力接近80 MPa；RD-0146发动机涡轮转速达123 kr/min；航天飞机主发动机（Space Shuttle Main Engine, SSME）109%工况燃烧室燃气压力22.6 MPa、温度3600 K、流量密度达3230 kg/(s·m2)、喷管喉部热流密度164 MW/m2、出口流速3948 m/s。如此高极值的工况参数，以及极短的起动时间（一般小于3 s），是其他所有热力机械都无法比拟的。

由于前述工作特性，加之日益复杂的环境剖面和任务剖面，液体火箭主发动机呈现独特的技术特点，具体包括如下几点。

（1）工作过程机理复杂，有效预示和控制难度大。发动机过渡过程系统冲击振荡、组件多场耦合（如燃烧不稳定、流致振动等）、柔性转子次同步振动等问题历史上曾多次导致发动机故障，并需花费很大代价去解决（如F-1、J-2等发动机高频不稳定燃烧，SSME、LE-7、YF-75等氢氧发动机次同步振动）。但至今机理尚未完全明确，设计仿真方法亦不成熟，导致对试验依赖强，发生故障解决改进困难。特别是对于大推力发动机，与尺度效应相关的燃烧稳定性、涡轮泵轴向力平衡、转子稳定性等问题将更为突出。

（2）载荷环境复杂恶劣，结构强度和疲劳问题突出。发动机载荷环境复杂恶劣，主要表现为：①运行载荷极端，包括高极值转速、压力、热流、温度、起动过程热冲击（可超过3000 K/s）等。②动态载荷多源宽频高量值，由燃烧组件振荡燃烧、涡轮泵周期旋转流体脉动及流体激振、供应系统流体脉动和冲击等产生的激励载荷在从低频到高频范围都有较高能量（如某发动机起动过程燃气发生器最大压力脉动冲击达20 MPa、振动冲击达5000 g；额定工况推力室、涡轮泵0~10 kHz振动均方根达500 g）。③载荷传递复杂、多场耦合作用显著。

发动机高推重比要求结构轻质化，复杂恶劣的载荷环境使发动机强度和疲劳寿命存在裕度低、不确定性强、失效模式复杂等突出问题。

（3）系统和结构复杂度高，制造和使用维护难度大。发动机高性能、高推重比通过极致的气液系统、紧凑的总体布局、高比强度材料应用、组件轻质化和集成化为设计等实现，导致发动机系统和结构的高复杂度，给制造和使用带来很大难度，主要表现为：①在组件加工方面，部分特种制造技术难度大（如极端尺度精密成型或加工、难加工材料高效去余量、特种焊接和涂镀层制备等）；工序工艺过程对结构材料性能影响难以测试评估。②在总装总测方面，组件精密对接、装配一致性保证、装配状态（多余物、装配误差、应力等）检测等难度大。③在使用维护方面，发动机接口少、环境和条件受限，快速检测处理、状态评估、维修维护难度大。

2.1  发展历程

液体火箭主发动机发端于战略导弹的应用，之后在以运载火箭为主的航天运输系统牵引下得到广泛发展。其发展历程大致可分为4个阶段。

1）1950—1971年，政治军事竞争驱动下的发动机发展阶段

美苏军备竞赛和太空争霸，发展了一系列弹道导弹及由其衍生的运载火箭，并研制了登月火箭。在此背景下，液体火箭主发动机全面发展，研产种类和数量庞大，性能较低，不重视成本。推进剂以有毒可贮存推进剂、液氧煤油为主，后发展了液氧液氢。循环方式以燃气发生器循环为主，后发展出高性能的补燃循环和膨胀循环。

美国研制的典型常规推进剂发动机有LR-87-AJ-11、LR-91-AJ-11（Titan）；典型液氧煤油发动机有MB-3、RS-27/27A（Thor与Delta），F-1（Saturn-5）；典型液氧液氢发动机有J-2（Saturn-5）、膨胀循环RL-10（Saturn-1/1B）。苏联研制的典型常规推进剂发动机有RD-216M（Kosmos-3M），富氧补燃RD-253、RD-0210（Proton）；典型液氧煤油发动机有RD-107/108、RD-0110（Soyuz），富氧补燃NK-33/43、RD-58M（N-1）；典型氢氧发动机有富燃补燃D-57（N-1）。法国研制了Viking V发动机（Ariane-1/2/3/4）。

中国研制了YF-20/24发动机，支撑CZ-2/3/4系列常规运载火箭的发展。

2）1972—1993年，民用航天驱动下的无毒高性能发动机发展阶段

运载火箭脱离弹道导弹影响独立发展，典型特征是无毒化（液氧煤油、液氧液氢）、高性能（补燃循环、膨胀循环）、基础级大推力，同时开展了重复使用的探索（SSME、RD-170、RD-0120）和工程应用（SSME）。

美国的富燃补燃SSME（航天飞机）、苏联的富氧补燃RD-170/171M（Energia、Zenit）、RD-120（Zenit）、富燃补燃RD-0120（Energia）、欧洲的HM-7/7B（Ariane-1/2/3/4）、Vulcain（Ariane-5）、日本的LE-5（燃气发生器循环）/5A（膨胀循环）、富燃补燃LE-7（H-2）、中国的YF-75（CZ-3）均研制于这一时期，推动了民用航天的蓬勃发展。

3）1994—2009年，高可靠、低成本、型谱化一次性火箭驱动下的发动机发展阶段

国际发射市场蓬勃发展，而航天飞机经济性和安全性未达预期，高可靠、低成本、型谱化的一次性火箭成为发展重点。发动机研制不再过于追求性能，高可靠、低成本、推进系统模块化成为重要因素。各国发动机的研制和改进均围绕这一思路进行。

1994年，美国提出渐进一次性运载火箭（EELV）计划，选定Delta-4和Atlas-5为主力运载火箭系列实现火箭换代，自研了燃气发生器循环液氧液氢发动机RS-68，委托俄罗斯研制了富氧补燃液氧煤油发动机RD-180（衍生自RD-170）。

同年，俄罗斯开始研发Angara系列新一代运载火箭，以取代其现有大多数火箭。为此研制了富氧补燃液氧煤油发动机RD-191（衍生自RD-170/180）和RD-0124，以构建通用基础级和上面级模块。

欧洲研制了Ariane-5系列火箭替换Ariane-1/2/3/4，将Vulcain改进为Vulcain-2。日本研制了H-2A火箭替换H-2，将LE-5A、LE-7分别改进为LE-5B和LE-7A。

中国研制了新一代系列运载火箭，提高运载能力，并实现对有毒火箭的逐步替换。研制了液氧煤油YF-100、YF-115，液氧液氢YF-77、YF-75D 4型发动机，构建了3种直径6种推进模块，掌握了液氧煤油补燃循环和液氧液氢膨胀循环技术，达到国际先进水平。

4）2010年至今，航天商业化驱动下的低成本或重复使用发动机发展阶段

在航天商业化和太空经济化的背景下，运载火箭向最小成本一次性火箭和部分或全部可重复使用火箭方向发展。

一次性火箭方面，日本为降低成本，提高可靠性，研制了膨胀循环液氧液氢发动机LE-9，替换LE-7A作为下一代H-3火箭基础级；欧洲为下一代Ariane-6火箭研制了膨胀循环液氧液氢发动机Vinci，补齐上面级短板，并降低成本。

重复使用火箭方面，美国SpaceX公司研制的液氧煤油发动机Merlin-1D，9台并联用于Falcon- 9火箭一子级，已实现回收复用；研制的全流量补燃液氧甲烷发动机Raptor，用于Super Heavy-Starship运输系统，实现两级完全重复使用目标。Blue Origin公司研制的富氧补燃液氧甲烷发动机BE-4，用于New Glenn火箭和美国联合发射联盟（ULA）下一代Vulcan火箭，均一子级回收复用。

中国开展了500 t级液氧煤油发动机YF-130和200 t级液氧液氢发动机YF-90研制，支撑重型火箭发展。同时，开展了液氧煤油、液氧甲烷重复使用发动机研制，并规划了重复使用火箭。

表1和表2分别为国内外典型基础级和上面级液体火箭主发动机技术参数和应用情况。图1~图5分别为各国典型液体火箭主发动机。

表1  典型基础级液体火箭主发动机技术参数和应用情况

表2  典型上面级液体火箭主发动机技术参数和应用情况

图1  美国主要液体火箭主发动机

图2  苏联/俄罗斯主要液体火箭主发动机

 图3  欧洲主要液体火箭主发动机

图4  日本主要液体火箭主发动机

图5  中国主要液体火箭主发动机

2.2  发展趋势研判

从航天运输系统液体火箭主发动机的发展情况来看，有如下趋势。

（1）一次性高可靠低成本运载火箭和重复使用火箭将是长期并行发展的2条主线，发动机的研制和改进均应围绕其展开。

（2）一次性运载火箭的优选动力配置是大推力液氧煤油（富氧补燃）或液氧液氢基础级与高性能液氧液氢上面级（膨胀循环）的组合。

（3）重复使用火箭可选用液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机，后者有后处理简单的优势。

（4）持续改进现役发动机，不断提升性能和可靠性，拓展功能和应用场景，降低运行成本。

（5）新型发动机研制要均衡性能、可靠性和成本等指标，面向主力箭径形成通用推进系统模块，构建系列化火箭型谱，实现全谱段载荷覆盖，并兼顾重复使用能力。

液体火箭主发动机发展经验总结和未来发展需求分析表明，制约发动机技术和应用水平，对发动机研制有重大影响的关键技术问题主要包括推力深度调节、燃烧稳定性控制、复杂流动控制、结构疲劳可靠性评估与寿命控制、先进材料与制造、故障诊断与健康管理6个方面。

3.1  推力深度调节技术

3.1.1 背景与挑战

发动机推力深度调节是运载火箭优化飞行程序，提升运力的有效途径，也是重复使用火箭实现垂直回收的必要手段。如Angara-A5芯级发动机RD-191推力调节范围为27%~105%，Super Heavy-Starship主发动机Raptor推力调节范围为20%~100%。

发动机推力深度调节时，系统和组件经历复杂非稳态过渡过程转至低工况，并以大范围偏离额定点参数运行，导致系统稳定性、组件适应性等问题突出。如RL10A-1发动机推力下调时，推力室发生低频不稳定燃烧，通过在液氧中喷注0.4%的氦提高喷注压降抑制解决。

3.1.2 研究方向

1）全推力工况性能预示与控制

包括推力调节全工况特性及系统稳定性仿真、燃烧组件低工况稳定燃烧与可靠冷却、涡轮泵大范围轴向力平衡与转子稳定性控制、调节元件宽工况高精度调节等。

2）高精度推力调节策略及控制律

包括控制变量选取及控制回路设计、高精度推力调节算法、推力-混合比多变量协同控制等。

3.2  未来任务设想

3.2.1 背景与挑战

燃烧不稳定危害大、机理复杂、试验观测和仿真预示困难，一直以来都是发动机研制的难点。美国为解决F-1发动机推力室不稳定燃烧问题，历时4年，用108种喷注器进行了1332次全尺寸推力室试验。苏联通过77个燃气发生器132次热试，考核58种混合头部，才确定RD-170发动机燃气发生器头部方案。

先进发动机的发展趋向使燃烧稳定性控制面临新的挑战。一方面，不稳定燃烧发生可能性变高。大推力高性能增加了高频不稳定燃烧发生概率；推力深度调节增加了低频不稳定燃烧发生概率。另一方面，常规控制措施对于宽工况的适用性尚待检验。

3.2.2 研究方向

1）喷注雾化燃烧及响应机理精细化研究

包括喷嘴、隔板、流量分区等方案及结构参数对燃烧稳定性影响规律，推进剂超临界喷注雾化及燃烧特性，低喷注压降高效雾化燃烧，燃烧组织及能量释放控制等。

2）不稳定燃烧解析模型及控制方法

通过深化对线性模型、非线性模型2类理论分析方法研究，利用试验结果不断修正模型，提升预示精度。同时，结合试验数据建立半物理仿真模型，发展半定量化预测方法。

3）不稳定燃烧试验及测试技术

针对同类型发动机统筹建立雾化混合、喷注器动力学、喷注器和燃烧室声学、低压燃烧模拟、缩尺高压燃烧模拟等试验体系。利用粒子图像速度场仪（Particle Image Velocimetry, PIV）和平面激光诱导荧光测量系统（Planar Laser Induced Fluorescence, PLIF）等先进光学测试技术对雾化混合燃烧过程进行观测分析，利用高频压力脉动和机械振动传感器对燃烧室脉动振动特性进行测试分析，为发展完备的理论—预测—试验体系提供验证平台。

3.3  复杂流动控制技术

3.3.1 背景与挑战

包括涡轮泵、自动器、管路等在内的发动机供应系统流态复杂，高压高流密强湍流、多尺度、多工况、两相等特征显著，使得仿真精度低、试验相似度差，且易诱发系统振荡和流体激振，造成系统不稳定、中频不稳定燃烧、涡轮泵轴向力大、转子共振、组件振动大等问题，严重制约发动机性能及可靠性的提升。SSME、LE-7和Vulcain发动机均发生过旋转空化引起泵同步或超同步振动过大问题。

如何优化流场、降低流动扰动量，始终是发动机研制关注的重点，但是也面临严峻挑战。包括：①多源多尺度多场耦合等导致通过仿真获得激励源扰动特性和结构响应特性困难。②地面模拟验证困难，一定程度上导致相关问题长期机理不清、改进措施有效性得不到充分验证。

3.3.2 研究方向

1）非定常流动精细化研究

开展激励源非定常流动精细化仿真和测试研究。数值仿真需在数值格式、物理模型、边界条件等方面进一步提高；测试分析则需在边界条件和传播特性识别等方面进一步加强。

2）三维流固耦合计算方法

针对燃气系统声固耦合、涡轮泵旋转空化激振、动静干涉激振、间隙密封激振等典型问题建立耦合计算方法。在此基础上，逐步发展为考虑全系统全耦合的流体激振分析方法。

3）流体激励—结构响应—安全评价多维度工程分析方法

发展复杂流动及其影响问题的多维度工程快速分析方法，建立流动与激振幅值间的对应关系，并通过宏观试验结果进行验证，为流动优化控制及结构安全评估提供重要支撑。

3.4  结构疲劳可靠性评估与寿命控制技术

3.4.1 背景与挑战

一次性使用发动机，高静载基础上叠加强振动导致的高周疲劳破坏是最主要的疲劳失效模式。而对于可重复使用发动机，反复起动关机与变工况过程还将引起低周疲劳损伤及高低周复合疲劳损伤，对于热端部件还将产生热疲劳损伤、蠕变损伤以及疲劳—蠕变耦合损伤等。

结构疲劳可靠性评估与寿命控制面临的挑战包括：载荷谱复杂难辨识，材料疲劳特性等基础数据匮乏，疲劳可靠性验证试验子样小，疲劳寿命对材料工艺散差敏感，多学科多失效模式耦合并存，准确合理的疲劳寿命评估方法不完善等。

3.4.2 研究方向

1）疲劳载荷谱和结构材料疲劳性能研究

针对疲劳关键件寿命评估和试验验证需求，研究与服役过程匹配的载荷谱和与疲劳失效模式匹配的疲劳载荷谱。同时开展关键件结构材料疲劳性能试验研究，特别是焊缝、接头等薄弱环节。

2）疲劳可靠性评估方法研究

结合发动机疲劳载荷谱与疲劳性能数据，针对不同部组件的疲劳失效模式特征，发展针对性的疲劳可靠性评估方法，实现多学科耦合、多失效模式并存的疲劳可靠性评估。

3）实时在线寿命耗损计算方法研究

综合先进测试技术与大数据方法，发展系统仿真—流热载荷仿真—结构疲劳可靠性仿真的联合仿真技术，建立发动机寿命可靠性限制关键件的实时在线损伤累积、寿命耗损评估算法，为发动机低成本、高可靠寿命控制提供技术支撑。

3.5  先进材料与制造技术

3.5.1 背景与挑战

先进发动机的发展需要先进材料与制造技术的支撑。如苏联为RD-120、RD-170发动机研制了低温高强不锈钢、耐高温高压富氧燃气的镍基高温合金与抗氧化涂层等新材料新工艺，保障了发动机高技术指标的实现。但是，高强度难加工金属、复杂成型或加工工艺的应用也导致发动机生产周期和成本居高不下，已不能适应现役型号高密度发射、新研型号快速迭代的需求。

材料与制造技术发展面临的挑战包括：①发动机结构复杂度和载荷密度日益提升，对先进材料工艺的需求日益迫切，但同时要求成本低、效率高、稳定性好。②发动机研产量不断增长，传统固定工位、集中装配模式已无法适应，且总装总测各环节均有待提升自动化和智能化水平。

3.5.2 研究方向

1）轻质化、长寿命材料

包括超高强度钛合金、铝合金、钛铝合金、轻质铌合金、复合材料等轻质化材料的工程化应用；长寿命摩擦副材料、涂镀层等的发展应用等。

2）先进制造工艺

推动精密铸/锻/旋压、粉末冶金、先进可靠焊接、精密装配等制造技术的发展。推动增材制造技术的应用，充分发挥其简化工艺流程、支持复杂拓扑结构设计等方面的优势，提升制造效率和质量。

3）制造过程检测技术

开展制造过程原位在线检测技术研究，加强对原材料/铸件/锻件/焊缝、钎焊缝、复杂型面、喷注孔、多余物等的检测，并推动测试设备和测试过程的自动化，提升产品过程质量监控水平。

4）智能装配及检测技术

发展基于装配单元的发动机脉动装配模式，并利用先进测试建模仿真技术，开展实作模型构建、实作—几何模型比对、导管模型重建与虚拟装配、运动学仿真摆动干涉检查、有限元仿真装配应力分析等研究，形成覆盖“装配—测试—分析”的智能装配及检测体系，实现高效精准总装总测。

3.6  故障诊断与健康管理技术

3.6.1 背景与挑战

液体火箭主发动机是航天运载器故障多发部位。1957—2007年全球火箭失利统计显示，发动机故障约占51%。为提高航天运载器的可靠性、安全性和经济性，需对发动机运行情况进行有效的故障检测、隔离、预测和控制。Saturn-5、航天飞机、Falcon-9等曾多次检出发动机故障并实施动力重构，挽救了飞行任务。

故障诊断与健康管理技术发展面临的挑战包括：故障发展迅速，早期特征微弱难检测；系统复杂，故障仿真物理模型难以准确建立；故障模式多样，样本小，模拟试验难开展；工况多变，运行测试数据分布差异性大，检测信号强非平稳、强干扰；传感器测试可靠性和准确性有待提升等。

3.6.2 研究方向

1）早期微弱故障有效诊断技术

针对发动机多发典型故障，深化故障机理和特征参数研究，并发展测试参数强干扰微弱特征提取技术，实现发动机早期故障的有效诊断。

2）多源参数融合的健康管理技术

充分挖掘发动机多源物理信息的因果和映射关系，辨识健康管理有效信息源。开展缓、速变等多源参数融合的健康管理方法研究，为高准确率故障诊断与健康评估提供理论基础。

3）先进测试诊断技术

提高传感器可靠性与准确性，同时发展先进特种测试诊断技术，如基于微机电系统（Micro-Electro-Mechanical System, MEMS）的微型传感器、原位无损检测、光学诊断等，全面获取发动机运行信息。

经过60余年的发展，中国自主研制了75 t级YF-20、5 t级YF-40系列常规发动机，50 t级YF-77、8 t级YF-75、9 t级YF-75D系列液氧液氢发动机，120 t级YF-100、18 t级YF-115系列液氧煤油发动机，助推了CZ-2/3/4系列常规运载和CZ-5/6/7系列新一代运载火箭的发展，形成覆盖高中低轨道、小中大不同载荷需求的发射能力，支撑了载人航天、北斗导航、高分工程、月球和火星探测等国家重大航天工程的实施，奠定了中国航天大国的地位。

在发展一流宇航动力、支撑一流航天运输系统，建设航天强国的新历史节点下，立足国情，着眼未来，总结经验教训，把握演进规律，提出中国液体火箭主发动机发展建议。

1）现役升级改进，提升综合性能，打造精品

改进现役发动机是提升质量和可靠性，降低成本的直接手段。美国RL-10发动机自1958年研制至今，持续改进，先后用于Saturn、Atlas、Titan、Delta、SLS、Vulcan等火箭，推力由6.67 t提升至11.23 t，比冲由422 s提升至465.5 s，工作时间由430 s提升至700 s，完成超400次飞行、15000次试车、230万s飞行，可靠性超过0.999，已成为高性能上面级的典范。

中国YF-20系列发动机自研制以来，边飞边提升，已经走出一条持续改进、铸造精品的成功之路。后续应进一步实现运载火箭主发动机的无毒化升级换代，同时针对新一代系列运载火箭主发动机进行改进优化，提高综合性能，拓展能力，做精YF-100、YF-77基础级和YF-115、YF-75D末子级。

2）加快大推力高性能发动机研制，补齐差距

与世界航天强国相比，中国液体火箭主发动机的差距主要是基础级推力和综合性能偏低。大推力液氧煤油和液氧液氢发动机仅有120 t级YF-100和50 t级YF-77，推力及性能与RD-180/191液氧煤油发动机、SSME、RD-0120、RS-68、Vulcain、LE-7A液氧液氢发动机差距较大，已无法适应运载火箭精简构型、优化型谱、扩大能力覆盖的发展需求，更无法满足重型火箭的应用需求。为此，亟需加快大推力高性能发动机研制，补齐空缺，形成能力梯度，达到国际先进水平，这也是航天强国建设的重要标志。

3）统筹规划，协调推进重复使用发动机发展

根据重复使用技术特点和中国国情，统筹规划中国重复使用运载器发展路线，先期基于YF-100、YF-115发动机，开展重复使用火箭及发动机关键技术演示验证；同步规划重复使用火箭及动力发展，基于重复使用理念与准则开展可重复使用液氧煤油和液氧甲烷发动机研制。

4）完善基础理论体系，构建自主可控平台

液体发动机涉及结构强度、流动传热、喷雾燃烧、旋转机械、材料工艺、传感测试、控制诊断等多学科多专业，其技术水平的演进亦根植于相关基础理论研究的发展。建议制定长期的技术发展规划，并以专项计划形式牵引组织相关研究，以补短板、强基础、促创新、建体系为目标布局研究项目，研究成果形成自主可控的知识体系和软件平台，实现“工程问题解决，深层机理认识，系统理论建立，指导工程研制”的良性循环，保障液体发动机高水平快速发展。

5）推进研制模式转型和研究条件建设

在现役高密度发射、新研快速迭代的背景下，需加快数字化研发模式转型，以数据模型为虚拟载体进行并行研发，积极利用数字孪生等技术，逐渐形成设计仿真、工艺优化、制造生产、试验验证一体化能力。同时，有序推进基础研究和工程研制保障条件建设，重点包括系统级多学科仿真、燃烧观测、流态/载荷模拟等基础仿真试验条件，以及超高压燃烧、真实介质轴承/端面密封运转、千吨级试车台等大推力高性能发动机研制所急需的保障条件。

探索浩瀚宇宙需要坚实可靠的动力基石作保证，迎接世界航天发射领域的竞争需要深刻把握发动机研制规律，科学谋划、深耕细作。当前，中国航天已全面开启航天强国建设新征程，液体火箭发动机主动力技术需要锚定世界一流目标，聚焦大推力、高性能和重复使用等重点方向，突破关键核心技术，打造卓越动力产品，支撑中国重型运载火箭、载人月球探测、行星探测等重大工程任务实施，推动中国航天事业发展再上新台阶，为人类自由进出空间、科学认知空间、高效利用空间贡献先进可靠的中国动力。