中國運載火箭液體動力系統發展方向研究

陳士強，黃 輝，張青松，秦旭東，容 易

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

0 引言

運載火箭技術水平是國家航天能力的基礎，動力系統很大程度上決定了運載火箭的總體性能。運載火箭液體動力系統一般包括發動機和增壓輸送系統。運載發展,動力先行；動力發展,總體牽引。放眼世界運載火箭發展大勢，未來焦點將從“滿足當前任務急需”轉化為“形成長遠競爭優勢”，發展模式將從“能力的迫切提高”升級為“效率的極致追求”，協作分工將從“逐級責權劃分”轉化為“基于一體化的合作共贏”，國家重大工程、快速進出空間、商業航天等都對航天動力技術發展提出了迫切需求[1]。

面對新的國際形勢和行業發展態勢，有必要系統梳理我國運載火箭發展方向及對液體動力系統的發展需求，研究運載火箭液體動力系統總體發展規劃，做好頂層牽引，整合資源和力量，實現重點方向的有序突破，全力支撐航天強國建設。

1 國外運載火箭液體動力系統發展態勢

運載火箭技術的不斷發展推動著液體動力系統的技術進步，經過近百年的發展，液體動力系統從發動機到增壓輸送，性能不斷提高,門類逐步豐富,使用維護性日益友好。隨著一次性運載火箭的理念升級、重復使用運載火箭的大放異彩以及深空探測浪潮的再次襲來，世界范圍內運載火箭動力系統呈現出新的、更為深刻的發展態勢。

1.1 液體火箭發動機

1.1.1 美國

美國作為傳統航天強國，在液體火箭發動機領域始終保持著領先水平。自20世紀70年代起，美國主流運載火箭逐步選擇了“固體助推器+氫氧發動機”的基礎級主動力模式，包括Space Shuttle的SSME、Delta 4的RS-68和正在研制的SLS的RS-25系列，基礎級國產液氧煤油發動機僅存Merlin-1D+(海平面推力86t)一型；SpaceX和Blue Origin兩家私營公司目前正在研發各自的高壓補燃液氧甲烷發動機——Raptor和BE-4，傳統發動機制造商Aerojet Rocketdyne也正努力在高壓補燃液氧煤油發動機AR-1的研制上取得突破[2]。美國主流在役及在研液體火箭發動機及主要性能參數見圖1、表1。

RL10系列發動機是世界上第一款氫氧發動機，也是美國唯一一款通用型氫氧末級發動機，1958年開始原型機研制。經過60多年的持續改進，共經歷3個子系列(RL10A、RL10B、RL10C)，約25種型號(包含部分預研型號和階段性技術狀態固化型號)，比沖從422s提高到465.5s，推力從6.7t增加到11.2t，工作時間從430s延長到700s，先后應用于Atlas-Centaur、Saturn、Titan-Centaur、Space Shuttle-Centaur、Delta系列等運載火箭，并被美國后續多款大中型運載火箭選為末級主動力，包括SLS探索上面級(Exploration Upper Stage)、Vulcan-Centaur和OmegA[3-5]。

J-2系列發動機是美國另一款經典的氫氧發動機，基本型J-2于20世紀60年代研制成功，真空推力104t,比沖425s，應用于Saturn V火箭S-II和S-IVB模塊；改進型J-2S推力提高15%，比沖達到436s。為滿足“星座計劃”需求，J-2X應運而生，真空推力133t，比沖448s，并曾被選作SLS探索上面級主發動機。

BE-4AR-1Merlin-1D+SSMERL10C-1F-1RL10B-2J-2X

圖1 美國主流在役及在研液體火箭發動機圖鑒

Fig.1 Main liquid rocket engines of USA

表1 美國主流在役及在研液體火箭發動機主要性能參數

注1：(V)表示真空參數，后文同。

注2：“推力等級”劃分原則(后文同)：0～15t歸為“10t級”，16t～25t歸為“20t級”，26t～35t歸為“30t級”，36t～65t歸為“50t級”，66t～149t歸為“100t級”，150t～300t歸為“200t級”，301t～600t歸為“400t級”，601t～900t歸為“800t級”，901t以上歸為“1000t級”。

1.1.2 俄羅斯(含蘇聯、烏克蘭)

俄羅斯在液體火箭發動機領域建樹卓著，尤其是在高壓補燃液氧煤油發動機研制和應用方面，其代表性的產品包括20世紀60年代用于N-1載人登月運載火箭的NK-33，70～80年代的RD-170和RD-120等。隨著世界政治格局的劇烈變化，俄羅斯一方面持續優化本國運載火箭的已有發動機，包括RD-107A、NK-33-1、RD-0124等；另一方面積極尋求國際合作推進新型發動機的研制，包括RD-180(俄美合作)和RD-191(俄韓合作)兩型產品[6]。目前俄羅斯通過高壓補燃技術的橫向牽引，形成單噴管RD-191、雙噴管RD-180和四噴管RD-170的系列化液氧煤油發動機，正在研制推力超過800t的世界最大推力“沙皇引擎”——RD-171MV，打造了基礎級200t級-400t級—800t級推力型譜。俄羅斯主流在役及在研液體火箭發動機和主要性能參數見圖2、表2。

RD-107RD-171RD-180RD-191RD-0124NK-33RD-120RD-0120

圖2 俄羅斯主流在役及在研液體火箭發動機圖鑒

Fig.2 Main liquid rocket engines of Russia

表2 俄羅斯主流在役及在研液體火箭發動機主要性能參數

蘇聯氫氧發動機的研究主要是在20世紀60～80年代研制了50t級的D-57、10t級的RD-56及200t級的RD-0120補燃發動機。之后俄羅斯液體火箭發動機發展以液氧煤油為主，僅在20世紀末才研制了一款10t級推力的RD-0146氫氧膨脹循環發動機，用于KVTK氫氧末級，目前尚未飛行。

1.1.3 歐洲

歐洲在歐盟的政治框架下堅持航天獨立自主、技術繼承的發展路線，目前在役和在研的僅4個型號。1975年，歐空局開始研制Ariane運載火箭，其三子級采用氫氧發動機HM-7，采用燃氣發生器循環系統。HM-7發動機用于Ariane1火箭后，逐漸改進，通過提高室壓、加大噴管面積比等手段挖潛，發展為HM-7B發動機，推力10t級。HM-7B用于Ariane 2、3、4和增強型Ariane 5E火箭的末級ESC-A。歐洲主流在役及在研液體火箭發動機及主要性能參數見圖3、表3。

HM-7BVulcain 2Vulcain 2.1Vinci

圖3 歐洲主流在役及在研液體火箭發動機圖鑒

Fig.3 Main liquid rocket engines of Europe

表3 歐洲主流在役及在研液體火箭發動機主要性能參數

Vulcain(火神)發動機是歐空局Ariane 5運載火箭芯級主發動機。為進一步提高運載能力并降低成本，歐空局研制了Ariane 5改進型火箭Ariane 5E，相應地對Vulcain發動機進行了改進，改進型代號為Vulcain 2，真空推力從117t提高到138t。2014年以來，歐空局對Vulcain 2發動機再次進行了適應性改進，將發動機成本減少了40%，生產周期減少30%。改進后的型號Vulcain 2.1計劃用于歐空局正在研制的Ariane 6火箭。

Vinci發動機是歐空局于1998年開始研制的先進末級發動機，原計劃用于改進型Ariane 5E火箭第二級ECB上，使Ariane 5火箭的地球同步轉移軌道(GTO)運力達到12t。由于研制進度、經費、市場需求等因素，Vinci發動機的研制進展緩慢，但目前也基本完成了研制。歐空局正在研制的Ariane 6火箭已采用該發動機作為末級[7]。與其他膨脹循環發動機相比，Vinci具有推力大、室壓高、性能高、技術先進等優點，真空推力達20t級。

1.1.4 日本

日本運載火箭也采用了“固體助推器+氫氧發動機”的主動力模式。LE-5是日本研制的第一臺氫氧發動機，用于H-1運載火箭的第二級。H-2運載火箭對上面級發動機的推力和比沖都提出了更高的要求，為此研制了LE-5的改進型——LE-5A，減小了質量的同時提高了可靠性。為進一步提高H-2火箭的性能并降低發射成本，日本研制了H-2A火箭，H-2A火箭的二級采用LE-5A的改進型LE-5B發動機，真空推力達到10t級。日本主流在役及在研液體火箭發動機及主要性能參數見圖4、表4。

LE-5BLE-7ALE-9

圖4 日本主流在役及在研液體火箭發動機圖鑒

Fig.4 Main liquid rocket engine figures of Japan

表4 日本主流在役及在研液體火箭發動機主要性能參數

LE-7發動機是H-2火箭基礎級主發動機，由日本宇宙開發事業集團于1984—1994年研制，發動機采用補燃循環，真空推力為110t。為降低成本，提高商業發射競爭能力，LE-7發動機的改進型LE-7A用于H-2A和H-2B，主要目標為簡化組件結構，使系統布局更加合理，減少零部件數量，簡化生產和檢測工藝等，同時發動機具有70%推力節流能力。

2006年，日本開始了下一代大推力氫氧發動機LE-9的研究。發動機采用開式膨脹循環方式，真空推力為150t。和LE-7相比，減少了部件數量，簡化了渦輪泵的設計，發動機結構更為簡單，大量采用機電一體式閥門，系統可靠性較高。LE-9發動機是在LE系列發動機已有技術基礎上研制的，計劃用作日本新型H-3火箭的芯一級主發動機，目前已完成樣機生產并成功開展多次熱試車[8]。

1.1.5 小結

結合世界航天大國及組織液體火箭發動機的發展態勢分析，可以得到如下啟示：

1)大推力液體火箭發動機是航天強國的重要標志，美國、俄羅斯均具備400t級及以上推力發動機的設計和生產能力，并且持續開展多款大推力新型發動機的研制工作。

2)各國主力運載火箭基礎級主動力模式和發動機技術具有明顯的繼承性和延續性，均在已有基礎上不斷改進完善，提升性能和可靠性，降低成本，簡化制造。美國、歐洲、日本主推“氫氧芯級+固體助推”，RS-68是對SSME基于低成本原則的繼承性創新改制，Vulcain系列發動機在保持發生器循環的基礎上不斷提高推力，降低成本，LE系列發動機從LE-5到LE-9性能持續提升；俄羅斯主推“全液體”，發動機以高壓補燃循環方式為主導，基于RD-170的成果逐步衍生出RD-180、RD-191、RD-171MV等多型產品，形成200t級、400t級、800t級推力的基礎級發動機型譜。

3)基礎級200t級推力成為當前各國發動機研制的重點和熱點，包括RD-191、LE-9、Raptor、BE-4、AR1等，循環方式上均采用高效率的補燃循環或膨脹循環；其原因在于基于200t級主動力，通過不同的模塊組合方案，可構建覆蓋不同軌道、不同運載能力需求的運載火箭系列，使用靈活，同時也降低了發動機研制成本和研制難度。

4)大推力氫氧發動機完全新研需要投入大量的人力、財力和物力，新研型號不宜過多，自RS-68后世界范圍內已近20年無新研產品，且RD-0120已經退役，以低成本為改進目標的RS-68也已列入退役規劃，僅SSME的改進型RS-25D/E碩果僅存，計劃用于SLS基礎級；10t級膨脹循環氫氧末級發動機是末級動力系統的重要發展方向，應集中精力持續改進、精益求精，美國RL10系列、俄羅斯RD-0146、歐洲HM-7B、日本LE-5B等均在此列。

5)液氧甲烷發動機是發展方向之一，但世界范圍內并未作為主動力開展大范圍工程研制，美國目前尚缺乏一款可用的200t級低成本液氧烴類發動機，結合自身國情及發展需求同步研制Raptor、BE-4兩型液氧甲烷發動機和一型液氧煤油發動機AR-1。

1.2 增壓輸送

1.2.1 盡量減少系統組件和外帶能源，提高工質貯存率和利用率

國外主流液氫液氧和液氧煤油低溫動力系統增壓方案和輸送方案分別如表5、表6所示。液氫、液氧優選自生增壓方案，系統簡潔，成本低廉，可靠性高；煤油、含雜質液氧等不具備自生增壓條件的推進劑，以及涉及長時間在軌滑行的模塊優選氦增壓方案，可充分利用氦氣密度低且安全性好、與推進劑不相溶的特點；對于氦需求量較大的模塊優選將氦氣瓶內置在低溫貯箱內部，通過降低溫度的方式提高貯存率。

表5 國外典型液氫液氧/液氧煤油低溫模塊增壓方案

表6 國外氫氧/液氧煤油低溫動力系統輸送方案

為進一步提高增壓工質的利用率，以Falcon 9為代表的運載火箭采用了一體化設計方案，氣體工質(圖5中心的8個氦氣瓶)可同時參與貯箱增壓、冷氣姿控、發動機起動吹除、冷氣分離等時序動作；箭上充氣、氣封、吹除等供配氣管路的功能合并與共用可以進一步減少組件數量及結構質量。

圖5 Falcon 9一級動力系統原理圖Fig.5 Falcon 9 booster stage prosulsion system scheme

輸送系統采用前箱“隧道匯總管+多通+分支管”方案可以大幅減小管路質量，多應用于液氧煤油模塊；由于氫氧模塊的深低溫特性和安全性風險，幾乎沒有采用隧道管的案例，前箱一般采用側壁(共底)或后底出流方案，經后箱外壁引至發動機對接口。

1.2.2 重視冗余設計，提高單機產品和系統可靠性

國外增壓輸送系統主要采取冗余措施提高可靠性，包括單機內部的冗余設計和系統級冗余設計，從單機和系統兩個維度有效降低單點故障的風險，如Apolo登月艙下降級推進系統超臨界氦增壓路多處閥門產品串并聯設計(圖6)；Saturn 5一級保險閥系統利用電控和機械保險閥互相冗余提高可靠性，其中一級燃箱利用增壓路電控保險閥和貯箱機械保險閥冗余，氧箱利用貯箱電控保險閥和機械安溢閥門實現冗余，電控閥門和機械閥門打開關閉壓力帶不同；在Ares 1二級加注系統采取了氣控和單向式加注閥串聯結構，提高發射關閉可靠性[6]。

圖6 Apolo登月艙下降級推進系統Fig.6 Descent propulsion system of Apolo Lunar Module

單機內部冗余的典型案例體現在閥門導向方面，如Moog公司低溫安溢閥(圖7)設計的碟片彈簧浮動導向、板簧浮動閥芯導向以及彈簧浮動閥芯導向，浮動閥芯結構不存在滑動摩擦，消除了由于摩擦產生多余物的風險，以及高低溫環境下由于膨脹系數不一致導向發生卡滯的風險，提高了閥門動作的可靠性，延長了閥門的使用壽命。

圖7 Moog公司低溫安溢閥結構圖Fig.7 Vent/Security valve scheme of Moog company

1.2.3 重視輕質、高效產品研制

減小單機質量是提高增壓輸送系統結構效率的重要舉措，包括新的設計理念、新材料的應用、新的工藝成型技術等。

Saturn 5、Zenith采用了液氧溫區金屬氣瓶減小結構質量，Falcon系列火箭升級為液氧溫區復合材料氣瓶，Ariane 5、Apolo登月艙采用超臨界氦增壓技術。美國ULA公司提出運載器流體集成系統(IVF)技術，將氫箱、氧箱蒸發出的氫氣、氧氣回收利用，通過內燃機發電，并帶動壓縮機貯存在氣瓶中，供增壓和姿控使用，有效提高結構效率，根據估算IVF技術應用到Vulcan-Centaur火箭，可以提高運載能力450kg，并延長在軌時間[9]。美國多型火箭采用了高集成度的排氣閥門(圖8)，機電一體化設計，尺寸小巧，質量小。H-2A火箭的研制中，減少零件和設備的種類，增加每個種類的使用數量，Ariane 4低溫末級大多數采用“貨架”產品，從而提高產品的研制和配套效率。

圖8 X-34使用的2.5in(1in=25.4mm)安溢閥Fig.8 The 2.5in vent valve of X-34

2 我國運載火箭動力系統重點發展方向

我國運載火箭已經形成小型、中型、大型、重型的系列化型譜規劃(圖9)[10]，實現運載能力的有效覆蓋，并凝練出可靠性、經濟性、先進性、適應性、融合性和帶動性6項發展原則。

圖9 我國新一代長征系列運載火箭型譜Fig.9 The spectrum of new generation Long March rockets

基于我國運載火箭后續發展原則，結合國外運載火箭動力系統發展態勢，我國運載火箭液體動力系統可進一步提煉形成高可靠、低成本、高性能、易使用、強融合、重牽引等6個維度的發展需求，并從液體火箭發動機、增壓輸送指導具體重點發展方向的規劃。

2.1 液體火箭發動機

2.1.1 持續推進已有發動機的改進優化，基礎級著力構建100t級—200t級—400t級推力的高壓補燃液氧煤油發動機型譜

YF-20系列常規發動機的研制過程及成績表明,在已有成熟技術基礎上不斷改進完善和形成通用型產品對于我國液體火箭發動機的研制意義重大。我國已基于YF-100高壓補燃液氧煤油發動機為主動力構建了CZ-7、CZ-7A、CZ-8等中型運載火箭，并對發動機提出了包括泵后擺、降低泵入口壓力、優化使用維護性、提高推質比等在內的多項改進需求；對于新一代中型高軌火箭，如果二級改用YF-100(M)，GTO運載能力可提升2t(西昌發射場)/0.5t(文昌發射場)，同時一二級發動機統型，可降低成本，提升火箭競爭力。YF-100發動機的研制成功來之不易，可提升空間大且總體需求迫切，建議持續推進該型發動機改進優化，包括基礎級版本降低泵入口壓力，提高推質比，拓寬節流范圍，多次起動等性能提升和高空起動版本的研制，將其打造為后續又一款經典通用型發動機。

目前正在研制的重型運載火箭低軌運載能力達140t級，是航天強國建設的重要標志，其基礎級主動力采用大推力高壓補燃液氧煤油發動機。該型發動機海平面推力480t，采用共泵雙噴管整體布局，單噴管推力240t，已完成分級啟動、總體布局優化、大尺寸推力室、燃氣發生器-渦輪泵聯試和整機裝配等多項關鍵技術攻關，具備整機試車條件。基于已有技術基礎，結合國外發動機發展態勢，從發動機型譜構建維度考慮，我國可開展200t級高壓補燃液氧煤油發動機的工程研制。200t級發動機可直接借用480t級發動機推力室、燃氣搖擺裝置、燃料搖擺裝置以及部分自動器等，通用組件借用率近50%。通過該型發動機研制，形成我國100t級—200t級—400t級推力的基礎級發動機型譜，滿足小、中、大和重型運載火箭對基礎級動力的需求。一旦200t級高壓補燃循環液氧煤油發動機研制成功，還可以向下替換當前雙機構型YF-100，優化全箭的結構效率和布局。

2.1.2 以運載火箭頂層需求為牽引，立足國情開展高空起動型大推力氫氧發動機研制

液體火箭發動機的新研需要投入大量的財力和物力，各國均依據自身國情適當開展，氫氧發動機的新研尤其如此。我國運載火箭和液體火箭發動機的研制歷程表明，同一型火箭研發過程中不宜研制超過兩型全新的發動機，CZ-3新研了YF-73，CZ-3A新研了YF-75，CZ-5新研了YF-77并在YF-75基礎上該型形成了YF-75D，從而確保研制的經費、周期和技術風險可控[11]。我國以高壓補燃液氧煤油發動機為基礎級主動力形成了新一代長征系列運載火箭型譜，暫無基礎級大推力氫氧發動機的明確需求，而基于基礎級氫氧發動機構建的運載火箭較液氧煤油發動機在研制成本和應用成本方面也處于劣勢。

根據世界航天動力系統發展態勢，大推力氫氧發動機是航天強國的重要標志之一，美、俄均已具備200t級氫氧發動機的設計和制造能力。目前我國最大推力氫氧發動機YF-77海平面推力50t、真空推力70t，技術儲備較SSME、RD-0120、RS-68等高性能發動機仍存在一定差距，應以重型運載火箭研制為牽引，積極推進高空起動型大推力氫氧發動機研制和關鍵技術攻關工作，支撐航天強國建設。

2.1.3 不斷追求高性能，集中力量打造末級氫氧發動機通用型產品

末級模塊對高比沖需求強烈，液氫液氧是目前運載火箭領域比沖最高的化學燃燒推進劑，各航天大國紛紛開展了先進氫氧末級發動機的研制并持續改進。YF-75D作為我國唯一一型膨脹循環氫氧發動機，充分繼承了YF-75(發生器循環)的成熟技術，推力達到10t級，在循環方式上提高了固有可靠性，具備更優秀的性能拓展空間和更靈活的任務剖面選擇。

根據迫切程度不同，火箭總體設計對YF-75D的性能提升需求包括3個維度：近期應持續提升可靠性，降低泵入口壓力，簡化發射場操作項目和測試流程，適應無人值守；中期應延長工作時間，進一步提高推力和比沖，適應小時級長期在軌和多次起動；遠期應提高推質比，拓展節流能力，具備噴管可延伸能力。

一方面，以航天強國建設為牽引構建基于YF-75D及后續可拓展能力的低溫氫氧末級模塊型譜，涵蓋地球同步軌道(GSO)直接入軌、低溫末級長時間在軌、大范圍軌道轉移、深空探測等多維度需求，牽引YF-75D的型譜發展。另一方面，建議對YF-75D可靠性提升和性能拓展進行跨型號的聯合牽引，分階段推動發動機的逐步改進，并從系統和組件兩個維度充分辨識設計、生產、試驗、使用維護等多維度潛在的風險和邊界約束。

為滿足新一代中型高軌火箭性能提升、重型運載火箭和大規模深空探測需求，結合國外末級氫氧發動機的發展態勢，有必要研制一款20t級推力的膨脹循環末級氫氧發動機，一方面可以滿足深空探測末級模塊大推力、高性能需求，另一方面可以替換已有YF-75D的雙機構型，提高結構效率和運載能力。

2.1.4 液氧甲烷發動機作為主動力開展工程立項研制的時機尚不成熟，可依托預先研究牽引百噸級大推力關鍵技術探索，作為已有發動機型譜的有益補充

我國已形成基于高壓補燃液氧煤油發動機的運載火箭型譜，涵蓋小型、中型、大型、重型運載火箭。液體火箭發動機研制周期長，投入人力物力大，以YF-100為代表的高壓補燃液氧煤油發動機目前尚處于累積工藝穩定性和飛行可靠性的關鍵時期，短期內不宜大范圍更換推進劑組合。目前,各航天大國僅美國SpaceX和Blue Origin兩家公司正在推進液氧甲烷發動機的工程研制和應用，其初衷在于構建本國200t級液氧烴類高壓補燃發動機能力，然而液氧甲烷并非唯一方案，液氧煤油發動機AR1也在同步開展研制；SpaceX發展Raptor發動機和BFR運載器的核心目標旨在載人太空旅行和星際探索，利用外星球的甲烷資源，其選擇不排除偶然性因素。

液氧甲烷發動機具備雙自生增壓能力，推進劑成本較低，理論比沖、點火特性、燃燒特性優于液氧煤油發動機，但作為基礎級不具備液氧煤油發動機的密度比沖優勢，作為末級發動機不具備氫氧發動機的高性能，且作為雙低溫推進劑發動機使用維護性(如預冷、吹除等)較差，與運載火箭追求極致性能的大原則有所出入。在推力調節方面，國內液氧煤油發動機已具備一定節流能力，推力調節涉及的系統功率平衡匹配、燃燒穩定性與振動、燃燒裝置換熱與冷卻、精度控制等關鍵技術對于任何一種推進劑組合發動機都難以輕易實現，液氧甲烷發動機并無明顯優勢。在烴類燃料結焦風險與重復使用方面，Merlin發動機已成功實現重復使用，YF-100具備不下臺后處理能力，甲烷雖然理論上結焦溫度更高，但工程應用中煤油也同樣具備良好的重復使用基礎。

液氧甲烷發動機作為一型潛在的可用發動機，雖然作為主動力開展工程立項研制的時機尚不成熟，但世界范圍內相關研究工作并未停止，我國宜依托預先研究開展百噸級液氧甲烷發動機關鍵技術攻關，既是對該型發動機的技術積累，也可以作為已有大、中型運載火箭主動力的有益補充，并為后續星際探測做準備；商業航天領域的積極探索也為液氧甲烷發動機的研究注入了新的活力。

2.1.5 發動機亟待解決的關鍵技術應盡早開展攻關并務實推進，包括動力一體化設計、重復使用、快速測發、健康管理、深度推力調節等

動力一體化設計是實現動力系統乃至全箭綜合性能最優化的重要途徑。在已有研制模式下，包括發動機在內的動力系統各相關子系統(增壓輸送、加注及供配氣、動力測控等)之間分工界面較為剛性，研制力量分散、技術攻關不易形成合力，設計余量各自掌握而非全系統最優，通用型產品多點重復性投入不利于統一組織生產。面向后續發展，有必要積極推進動力一體化設計，從設計、生產、管理等維度融合發動機與相關子系統的研制工作。

發動機重復使用是支撐重復使用運載火箭未來發展和提高經濟性的核心技術之一，同時可以牽引相關的設計、生產、試驗、整修和評估技術水平的整體提升。目前,我國液體火箭發動機在重復使用領域尚未形成規范的設計方法、研制流程和評價體系，相關技術研究亟待突破。

發動機快速測發可以滿足當前我國運載火箭高密度發射，減少靶場測試項目，壓縮靶場周期的迫切需求；同時滿足后續重復使用發動機的高密度復飛需求，返回后需要盡快完成發動機狀態評估及維護工作，通過高頻次的飛行提高經濟效益。

發動機健康評估及管理技術是面向以發動機為主要研究對象的動力系統全生命周期健康狀態監測、健康風險評估、故障診斷及處理策略制定、動力整體優化方案論證技術，核心目標是提高動力系統的可靠性、任務適應性，降低成本。進一步可以細化為發動機在線健康監測及故障診斷技術、動力冗余技術和返回發動機健康評估技術。

發動機多次起動與深度推力調節的任務剖面包括上升段(第1次工作段)推力節流、回收段(第2次、第3次工作段)推力節流，推力節流需求與火箭構型相關。深度推力調節涉及系統功率平衡匹配、燃燒穩定性與振動、燃燒裝置換熱與冷卻、精度控制等關鍵技術需盡早攻關，并與總體單位保持密切溝通。

2.2 增壓輸送

2.2.1 低溫推進劑及氣體工質高效存貯、管理和利用需求迫切，系統提高結構效率

運載火箭的任務屬性決定了對結構效率存在極致的追求，必須充分利用箭上攜帶的所有氣液工質，減少結構件的規模、種類和質量，國外運載火箭在這方面的努力從未停止。我國目前在低溫推進劑和氣體工質的一體化貯存、管理和利用方面仍存在較大差距，開式增壓、常溫氦貯存、各系統獨立供氣等技術仍在主戰場服役。

對于增壓方案，液氫、液氧等具備自生增壓條件的推進劑優選閉式自生增壓方案；煤油、含雜質液氧等不具備自生增壓條件的推進劑，以及涉及長時間在軌滑行和多次起動的模塊優選氦增壓方案；對于氦需求量較大的模塊優選將氦氣瓶內置在低溫貯箱內部，等質量35MPa氦氣常溫狀態貯存容積需求是液氧溫區的2.4倍，是液氫溫區的4.6倍；基于多路冗余的“壓力傳感器+電磁閥”閉式增壓方案在增壓控制精度、系統可靠性、故障適應能力等方面相對傳統基于壓力信號器的增壓方案和開式增壓方案具有更好的適應性。

對于輸送方案，大中型運載火箭液氧煤油模塊輸送系統前箱盡量“隧道匯總管+多通+分支管”方案，減少輸送管數量和規模；氫氧模塊的深低溫特性和安全性風險，前箱一般采用側壁(共底)或后底出流方案，經后箱外壁引至發動機對接口，應盡量采用小尺寸管路。對于重型運載火箭，輸送管路受限大尺寸帶來的空間布局、密封等方面的困難，一般采用獨立輸送方案，兼顧預冷回流管功能。同時應面向更長時間的深空探測需求，開展低溫推進劑微重力狀態管理和熱防護技術研究，IVF系統是重要的發展方向。過冷推進劑的應用一定程度上有助于優化射前流程，提高運載能力，以CZ-7為例，如果助推和芯一級采用85K過冷液氧，運載能力可以提升1.64%。

為進一步提高氣體工質的利用率，應通過“主路+電磁閥+分支路”的方案推進動力系統、分離系統的用氣一體化設計和統一管理，包括發動機、輔助動力、貯箱、氣瓶的充氣、增壓、氣封、吹除、排氣等供配氣管路盡量合并、共用；同時，進一步減少供配氣系統的組件種類和數量，降低研制成本和生產狀態的復雜度。

2.2.2 推進機電一體化產品的研制和應用，破解傳統氣動機械類產品的困局

氣動機械類產品(如閥門、減壓器等)憑借原理簡單可靠、研制及使用經驗豐富等優點，在我國運載火箭應用廣泛。但氣動機械類產品存在生產制造合格率較低，精度偏差易受溫度影響，多余物耐受能力差，流量調節精度低，可測試性不足等缺點。隨著電子電氣技術的發展，元器件水平不斷提升，尤其是大容量、輕化鋰電池的成功應用，使得箭上采用機電一體化產品成為可能。結合運載火箭頂層需求，除傳統的電磁閥外，比較關鍵的機電一體化產品主要包括電動排氣閥、電動調節閥和電動泵三類。

電動排氣閥可以通過電機與大口徑閥門組合，結合電氣系統對壓力信號的測量與辨識，實現箱壓精確、主動控制能力，減小閥門尺寸，較當前氣動機械類產品精度可提高約15%。

電動調節閥可以通過電機的轉速和定位功能實現流量調節的高精度控制和快速響應，是實現交叉增壓、交叉輸送和壓力與流量主動精確控制的重要單機產品。

電動泵是實現液氫循環預冷的重要單機，目前已經在美國半人馬座和我國CZ-5芯一級成功應用，節約了推進劑排放量，降低了射前地面液氫處理難度，同時對深空探測任務中節約發動機多次起動前預冷消耗量意義顯著。我國氫氧末級發動機單機二次起動前排放預冷消耗量均在50kg以上。適用于低溫氫氧末級的先進電動泵技術將顯著改善當前困境，為運載能力提升、地球靜止軌道(GEO)直接入軌和深空探測提供關鍵技術支撐。

2.2.3 降低單機質量，減少單機種類，形成基于產品化理念的單機型譜

增壓輸送系統的單機產品主要包括管路、閥門、氣瓶、蓄壓器及相關密封件、緊固件等，種類多、規格雜、系列化水平較低。

受軍工企業傳統科研生產模式的影響，以往研制主要依托型號牽引，產品通用化和型譜概念薄弱，在產品技術升級劃代方面缺乏系統規劃。對系統而言,缺乏共用平臺，系統研制效率不高；對單機而言,驗收要求不統一，產品更新換代困難。縮減單機產品類型和規格，推進通用化產品的研制和應用是降低研制成本、提高產品生產效率和一致性、提升系統可靠性的可選途徑。根據運載火箭頂層需求，建議增壓輸送系統單機可以按照手閥、單向閥、減壓器、排氣/安溢閥、加注/泄出閥、電磁閥、電動閥、氣瓶、蓄壓器、輸送管、增壓管、通用組件形成12大類型譜。

降低單機產品質量是提高增壓輸送系統結構效率的重要舉措，包括新的設計理念、新材料的應用、新的工藝成型技術等，重點包括消漩防塌過濾一體化裝置、設計工藝制造一體化、先進密封材料、輕質合金、3D打印增材制造等。

3 結論

本文系統梳理了國外運載火箭液體動力系統發展態勢，并據此初步提出我國運載火箭液體動力系統發展需求及重點發展方向規劃，從液體火箭發動機和增壓輸送兩個維度進行了詳細闡述，為我國運載火箭液體動力系統發展和航天強國建設提供參考。