RL10系列氫氧發動機技術革新及啟示

陳士強，黑艷穎， 朱平平，王浩蘇，張青松

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

0 引言

航天是國家綜合國力的重要體現。60多年來，中國航天先后取得了以“兩彈一星”、載人航天、北斗導航、探月及深空探測等為代表的技術成果，正加速由航天大國向航天強國邁進。

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。運載發展，總體牽引，動力先行。先進氫氧末級是運載火箭技術水平的重要標志之一，高可靠、高性能、強擴展性的10 t級推力膨脹循環氫氧發動機是重中之重。

本文系統研究了膨脹循環氫氧發動機的典型代表——美國RL10系列發動機的技術革新歷程，總結經驗、凝練啟示、提出建議，以期進一步牽引我國膨脹循環氫氧發動機技術發展，支撐面向未來的氫氧末級火箭論證和研制工作。

1 RL10發動機的技術革新

1.1 發展歷程簡介

RL10系列發動機是世界上第一款氫氧火箭發動機，因使用液氫的半人馬座(Centaur)項目上馬應運而生，承包商為普惠公司。1958年10月開始原型機研制，代號XRL-115；1959年進行首次熱試車；1963年11月27日飛行成功；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)。目前，RL10系列發動機仍在服役的型號包括RL10A-4-2、RL10C-1和RL10B-2三型(見圖1)，分別用于宇宙神-半人馬座和Delta 4二子級。美國后續多款大中型運載火箭均選擇了RL10系列發動機作為末級主動力，包括由NASA主導的SLS探索上面級、由ULA主導的Vulcan和由Orbit ATK主導的OmegA等。

(a) RL10A-4-2

(b) RL10C-1

(c) RL10B-2圖1 目前在役的三型RL10系列發動機Fig.1 Three on flight derivative engines of RL10

在60多年的發展歷程中，RL10發動機的性能先后在宇宙神-半人馬座、土星、大力神-半人馬座、航天飛機-半人馬座、Delta系列等運載火箭總體牽引下持續改進，RL10發動機比沖從422 s提高到465.5 s,推力從6.67 t增加到11.23 t,工作時間從430 s延長到700 s，完成了超400次飛行、15 000次熱試車、230萬秒工作時長，可靠性指標超過0.999。結合發動機可靠性提升的內在驅動，RL10發動機不斷推動氫氧推進技術的革新，持續提供高性能、高可靠的氫氧末級主動力解決方案。

1.2 系統基本原理

RL10最早期的概念設計基于傳統的燃氣發生器循環，需要增設獨立的發生器驅動渦輪泵。普惠公司在RL10研制之前曾為美國空軍的“Suntan計劃”(氫氧高空偵察機)研制氫氧渦輪噴氣發動機，代號“304”。該型發動機首次采用了膨脹循環，即液氫進入渦輪前先流過燃燒室側壁管路，吸熱汽化后膨脹提供渦輪做功能量的同時冷卻燃燒室壁面，既解決了燃燒室冷卻和渦輪做功問題又減少了系統組件數量。RL10原型機繼承了304發動機的技術成果，從燃氣發生器循環轉而采用了膨脹循環，如圖2所示。

圖2 RL10發動機主流路示意圖Fig.2 Inner fluid cycle of RL10 engine

自此往后，RL10發動機所有衍生型號始終保持“單渦輪+齒輪箱+雙泵”的膨脹循環方案，充分體現了盡量減少高溫組件對提高可靠性的重要意義以及膨脹循環在低溫末級主動力選擇方面的顯著優勢：系統簡潔，綜合性能指標均衡，推力、比沖適宜，研制難度居中，起動階段泵入口壓力需求顯著低于補燃循環(分級燃燒，系統壓力高)，多次起動可靠性優于燃氣發生器循環(只有推力室需要多次點火，而燃氣發生器循環需要發生器和推力室兩處點火)。受此影響，后續研制先進氫氧末級發動機普遍優選膨脹循環，如歐洲的Vinci、日本的LE-5B、俄羅斯的RD-0146等。

1.3 技術演進路線

在RL10發動機60多年的技術演進過程中，先后形成了以RL10A、RL10B和RL10C為代表的3個子系列，同時發展出了地面起動、深度節流等多種衍生改進型，如圖3所示。

圖3 RL10發動機型譜(主要衍生型號)Fig.3 The road map of RL10 and derivative engines

1.3.1 RL10A系列

RL10系列發動機前40年(1958—1998年)的技術發展主要圍繞用于半人馬座系列氫氧末級的RL10A子系列開展，如圖4所示。首款飛行產品RL10A-1用于半人馬座A，膨脹比40、比沖422 s，6.67 t的推力受限于繼承了304發動機的離心式氫渦輪泵基礎。

圖4 半人馬座系列氫氧末級Fig.4 The Centaur upper stage family

RL10A-3是RL10A-1的接續型號，采用了快開式冷卻閥以更好地控制關機過渡過程并改善氧泵的抽吸能力，優化了渦輪泵設計。半人馬座B和土星I的S-IV級使用了該型發動機(土星I版本被命名為RL10A-3S)。在外觀上，RL10A-3幾乎與RL10A-1無法區分，但比沖提高5 s，達到427 s。

RL10A-3-1的推出延續著對更高比沖的追求，應用需求來自于冷戰背景下NASA行星探測任務有效載荷質量的日益增加。噴注器的改進使燃燒效率得以提高，并減少了穩態推進劑消耗量(得益于渦輪泵密封改進和齒輪箱冷卻流量需求降低)，比沖提高到431 s；推力室幾何尺寸、室壓和推力無明顯調整。

RL10A-3-3首次對推力室幾何尺寸進行了較大調整，減小喉部直徑的同時保持推力室入口和出口直徑不變，膨脹比達到了57，另外對燃料泵葉輪和渦輪進行重新設計以提高效率。伴隨著推力室壓力的提高，比沖增加到442 s。RL10A-3-3A是RL10A-3的最終飛行改進型。在該版本中，喉部直徑再次縮小，膨脹比達到61，推力室壓力進一步增加，RL10A推力首次大幅提升達到了7.34 t，應用于宇宙神-半人馬座火箭。

RL10A系列的第二次重大升級體現在RL10A-4發動機上，其直接驅動力為美國航天商業化后直面大量商業訂單及高密度發射需求，宇宙神-半人馬座的性能亟待提升，新一代的宇宙神基礎級代號為“宇宙神2A”(Atlas IIA)。隨著推力室的優化，渦輪泵的改進以及延伸噴管的增加，真空推力從7.34 t升級到9.25 t。在RL10A-3-3A中已經實現的燃燒室和主噴嘴幾何形狀變化得以保留，喉部采用了鍍銀工藝，調整了推力室內壁面的基本形狀；重新設計氧泵并修改了渦輪泵的部分其他細節；提高了推進劑流量和推力室壓力，相關組件為適應系統工作壓力升高也同步進行了重新設計；最后增加了一段延伸輻射冷卻的鈮噴管，使膨脹比達到84(受雙機構型布局限制，未能實現更高膨脹比指標)；第一批發動機于1991年6月交付，用于宇宙神-半人馬座和大力神-半人馬座。

RL10A-4的第一種衍生型——RL10A-4-1應用于宇宙神3A/3B，由于基礎級采用俄制RD-180發動機具備了更大推力和推力調節能力，半人馬座采用單臺RL10發動機成為可能。RL10A-4-1重新設計了噴注器，進一步提升了性能，并利用組件的綜合優化設計實現了9.92 t的推力，以滿足宇宙神3A-半人馬座的單發需求，1995年1月飛行成功。同時，RL10A-4-1采用了直接電點火(Direct Spark Ignition，DSI)和起飛前低溫氦冷卻技術，獲得了更高的可靠性和綜合性能。

宇宙神5使用了RL10A-4-2發動機，因美國空軍漸進一次性運載火箭計劃(EELV，2019年3月1日美國空軍將其更名為NSSL)需求而來，其核心是為空軍提供更高效、更經濟、更安全的發射服務。RL10A-4-2繼承了RL10A-4-1的優點，射前對液氫、液氧泵采用低溫氦冷卻，基礎級飛行階段對氫渦輪泵進行循環預冷，這兩項操作都減少了發動機起動前預冷所需的推進劑消耗量以及與基礎級分離后的等待時間，提高了性能。RL10A-4-2發動機的第二項改進是增加了一個獨立的電動氣閥，可以獨立控制氧泵前閥(Oxidizer Flow Control Valve,OFCV)，使發動機在第二次或第三次起動前可進行小流量預冷以提高火箭性能。RL10A-4-2最重要的改進是采用冗余直接電點火系統(Dual Direct Spark Ignition，DDSI)。DDSI是一種完全冗余的電子點火系統，滿足宇宙神5對單機和系統更為嚴苛環境要求。宇宙神5助推級的液氧煤油芯級(俄制RD-180發動機)+固體助推器構型使得級間段具有足夠的空間安裝RL10A-4-2發動機固定的延伸噴管。宇宙神2和3使用的是可展開的延伸噴管，必須在RL10起動前執行展開動作，而宇宙神5火箭消除了這項飛行過程的成敗型關鍵單點動作。RL10A-4-2發動機伺服機構也從原有成熟的液壓伺服升級為機電伺服(Electro-mechanical Actuator,EMA)。

1.3.2 RL10B系列

RL10B子系列的研制與Delta系列火箭(如圖5所示)的升級換代密不可分。

(a) Delta 3

(b) Delta 4系列圖5 Delta系列運載火箭Fig.5 The Delta rocket family

為滿足日益增長的商業衛星發射市場需求，保持Delta系列運載火箭的競爭能力，1995年年初，麥克唐納·道格拉斯公司(現已并入波音公司)開始研制Delta 3火箭用以銜接Delta 2和Delta 4。Delta 3火箭是美國第一個完全由私營企業投資研制的運載火箭，基于成本方面的考慮，一改過去Delta系列火箭的三級結構，而采用二級結構，二級首次采用單臺RL10B-2發動機，需要通過推力提升盡可能彌補發動機數量由2臺減少為1臺帶來的運載能力損失。

RL10B-2的改進是在RL10A-4發動機渦輪泵系統重新設計后的基礎上推力提高20%，達到11.23 t。推力提升的具體措施主要包括噴管膨脹比提升和渦輪泵能力挖潛。由于采用三段式碳-碳可展開延伸噴管，發動機膨脹比由84提高至285，混合比從5.5提高至5.88，比沖提高了約15 s，達到465.5 s，是目前已飛行化學火箭發動機實現的最高比沖。

在美國空軍EELV飛行計劃的支持下，Delta 4系列運載火箭繼承了相關設計狀態，并進一步推動了RL10B-2的部分性能優化。

1.3.3 RL10C系列

RL10C子系列的研制融合了宇宙神的RL10A-4和Delta 4的RL10B-2的優勢，進一步提升發動機性能。

新型發動機RL10C-1于2014年完成首飛，其顯著特點是配置了碳-碳延伸噴管、混合比控制單元、DDSI等。RL10C的渦輪泵與RL10A系列相同，但采用了RL10B系列的推力室。

RL10C-2發動機繼承了RL10C-1的所有改進，同時具備3段式可展開式延伸噴管，優化了發動機管路以改善起動時序，完善了閥門設計，對變速齒輪和密封進行了適當調整，具備主動混合比控制能力，進一步系統性提高了發動機的可靠性。目前正在研制的RL10C-3發動機計劃用于SLS火箭EUS上面級(Exploration Upper Stage)，在系統可靠性方面將進一步提升。

1.3.4 專項研究

1.3.4.1 可重復使用驗證機RL10A-5

1991年，麥克唐納·道格拉斯公司提出被稱為“垂直起降(VTVL)先鋒”的單級入軌重復使用火箭DC-X。RL10發動機以其高可靠性被DC-X選為主動力。RL10可重復使用型發動機代號RL10A-5，不僅提供飛行動力、可重復使用而且推力需要從100%降低到30%，火箭升空后在某一預定高度滑行，然后成功著陸。

RL10A-5于1992年8月完成熱試車；為適應海平面工作重新設計了發動機噴管；為滿足火箭變推力要求重新設計了燃燒室,增強了換熱能力,增設了推力調節閥上的機電調節器以及氧化劑流量調節閥。1993年8月，DC-X和RL10A-5發動機完成了12次發射中的首次發射。

DC-X研制和飛行過程中，RL10A-5發動機的優異性能證明了該發動機在助推級工作和進行較低的維護即可重復使用的能力，考核了發動機的壽命。根據試驗數據累計，單臺發動機共完成了48次飛行，飛行時間近5 000 s。4臺參加過飛行的發動機共進行了125次點火，累計工作時間11 146 s。

1.3.4.2 深度節流驗證機CECE

通用擴展低溫發動機CECE(Common Extensible Cryogenic Engine)是NASA資助的首個面向未來深空探測試驗項目，用于研究RL10發動機深度節流技術，曾計劃用于月球探測低溫下降級。該項目從2006年4月持續到2010年4月，共開展了4輪47次測試，累計熱試車時間7 436 s。CECE在RL10A-4-2基礎上，通過對推進劑的壓力、溫度、噴注器流量和推進劑供應系統改進，增設了變截面氣蝕管、氧化劑機電控制閥、渦輪機電旁通閥和推力機電調節閥，成功實現了推力范圍從104%到5.9%的節流(詳見圖6、圖7)。

圖6 RL10與CECE驗證機原理圖對比及CECE專屬組件Fig.6 Comparison of RL10 and CECE configurations showing CECE-unique components

圖7 不同節流狀態CECE真空熱試車圖像Fig.7 CECE hot fire test under different throttling level

CECE同時驗證了RL10發動機使用液氧-甲烷推進劑的可行性。

1.4 可靠性研究

1971年，NASA Lewis研究中心與普惠公司簽定了一項協議，通過消除RL10發動機中潛在的引發飛行失敗的單點故障來提高飛行成功率，主要研究成果包括：

1)完善RL10發動機的失效模式與影響分析(FMEA)；

2)基于FMEA的結果，建立了一個臨界項目清單(CIL)；

3)對所有地面設備運行中的異常情況進行徹底檢查，以改進零件的故障水平和臨界率，提高組件和發動機設計水平；一旦出現故障，可以減小對飛行的不利影響；

4)引入了冗余零組件，用以消除發動機單點失效，具體推薦措施主要包括：發射前冗余的冷卻單向閥、冗余的點火裝置、冗余電磁閥或冗余電磁線圈、冗余的進口起動閥、燃料主活門上的輔助套筒閥、冷卻單向閥上的輔助套筒閥、推力控制回流閥、冗余點火的氧化劑供應閥；

5)檢查辨識RL10發動機所有的地面設備、發動機與火箭的總裝技術中潛在的對發動機造成危害的因素。

本項可靠性研究為RL10發動機辨識薄弱環節、提高設計水平、消除單點環境和保障飛行成功率提供了重要支撐，為后續發動機研制可靠性提升提供了典范。

1.5 主要試驗研究

1.5.1 真空環境工作可靠性試驗

為充分考核用于改進型半人馬座D-1A的RL10A-3-3發動機真空環境適應性、預冷時序優化、二次起動可靠性，NASA于1968年撥款在Plum Brook(NASA的下屬地面試驗站)建造了宇航推進研究試驗臺B-2，如圖8所示。

圖8 NASA B-2推進系統試驗臺Fig.8 B-2 Space propulsion research facility of NASA

試驗臺包括一個巨大的不銹鋼真空艙，直徑12 m，高17 m，足以將整個半人馬座放置在真空艙內，加注液氫和液氧后進行發動機點火測試。B-2試驗臺可以模擬161～201 km飛行高度的極端環境，并測試半人馬座在太空真空環境中發動機的重啟能力。發動機重啟問題受到特別關注，其中包括發動機必要的“預冷”，用以確保液氫而不是氫氣進入預壓泵(半人馬座為了在較低的箱壓下滿足RL10泵入口壓力需求，在輸送路設置了獨立的預壓泵)，并維持發動機推進劑入口的適當壓力。B-2設施的液氮冷卻壁模擬了太空中-160 ℃的溫度，而石英燈熱模擬器可以模擬太陽的高溫。

新試驗臺的檢驗測試開始于1969年10月。1970年12月18日，B-2試驗臺首次成功進行了半人馬座發動機熱試車。在B-2試驗臺上對半人馬座發動機的進一步測試顯示，RL10可以通過增壓輸送系統保持穩定工作，為后續取消輸送路上的預壓泵提供了重要試驗依據。

1.5.2 載人飛行邊界摸底試驗

1982年，NASA與美國空軍聯合起動了航天飛機-半人馬座項目，為了適應用戶的多任務需求，半人馬座在D-1A的基礎上進行了大量改動，推出了G(雙機，RL10A-3-3B)和G-Prime(單機，RL10A-3-3A)兩個構型。半人馬座的改進推動了RL10發動機的改進，其指導原則是力求通過最小的改動適應新的半人馬座，主要工作包括：適應航天飛機發射環境及流程，全新的地面操作接口，一套起動時序適應兩型半人馬座，新的發射平臺，兩種混合比，射前預冷流程調整，全新的基礎級接口形式，深空探測載荷提出的多次起動需求。另外，為了滿足航天飛機載人飛行的安全性要求，RL10發動機還需為滿足下列條件進行適應性優化：航天飛機載人工程總體要求、有效載荷安全性規范、電子裝聯要求、污染物控制要求等。

RL10發動機為此開展了大量邊界摸底試驗研究(見表1)，優化了起動時序和起動條件，最終以最小的硬件改動滿足了任務要求，獲得了發動機更為豐富的性能參數，包括預冷特性、水擊特性、振動特性等。

表1 RL10發動機開展的載人飛行邊界摸底試驗Tab.1 Test items of RL10 for Space Shuttle/Centaur manned flight boundary

1.5.3 長時間滑行飛行拓展試驗

RL10發動機伴隨半人馬座在主任務結束后先后開展了3次長時間在軌滑行拓展試驗，包括1974年12月10日的太陽神號發射任務(TC-2)后近7 h滑行拓展試驗、1976年1月15日的太陽神2號發射任務(TC-5)后發動機5次重新起動試驗和1978年11月13日的高能天文觀測臺二號發射任務(HEAO-2)后長時間滑行后姿態恢復能力和再次起動能力拓展試驗，充分考核了發動機長時間滑行適應性、短時間預冷技術方案、多次起動可靠性、復雜姿態調整后起動及姿態恢復能力。

TC-2拓展試驗在星箭分離后首先進行了1 h的滑行，而后RL10發動機實現了第3次空中點火，工作11 s后進入下一個滑行期，期間開展了幾次180°的滾轉(稱為“熱機動”，防止火箭的一側過熱)、主動排氣和其他熱控操作；3 h后，RL10第4次起動，穩定工作了47 s；最后的滑行階段持續了將近27 min，并開展了預壓泵實驗和過氧化氫耗盡實驗，以確定預壓泵從嚴重的氣蝕狀態恢復的能力，為后續RL10發動機進一步降低泵入口壓力需求提供了重要的飛行子樣。

TC-5拓展試驗在星箭分離后剩下約1 814 kg燃料，如此可觀的燃料使RL10能夠進行前所未有的第5次重新起動試驗。驗證了RL10同步軌道直接入軌的高精度工作能力(在第二滑行段和第三次發動機起動之間停留軌道持續5 h以上)以及滑行5 min后重起能力。

HEAO-2拓展試驗在星箭分離后進行了兩次拓展試驗以驗證長時間滑行后姿態恢復能力和再次起動能力。第一次實驗發生在飛行106 min，驗證發動機能夠在有效載荷分離之前將航天器旋轉至12(°)/s。第二次實驗發生在飛行109 min，考核了329°俯仰和584°滾轉的嚴重翻滾箭體姿態恢復及發動機重起能力。

2 對我國氫氧末級發動機的研制啟示

2.1 總體頂層牽引是發動機重大技術進步和可靠性大幅提升的核心支撐

氫氧發動機是國家綜合國力的體現，其核心需求來源于國家頂層規劃，無論是科學探測、基礎服務還是國防應用，都具有顯著的全局性和不可替代性，必須自主可控。總體頂層的系統設計決定了具體的執行方向，基于國家宏觀政策約束，圍繞國家能力構建與提升的重大空間科學工程和預先研究項目的合理規劃是發動機技術發展的核心支撐。RL-10多次重大技術改進和可靠性提升均來自總體牽引，主要體現為國家級的空間科學研究項目在性能需求、經費渠道、試驗條件等多方面的具體支持，包括20世紀60～70年代持續開展的行星際探測任務及有效載荷質量的不斷提高對高比沖和兩次起動可靠性的持續需求，20世紀80～90年代地球同步軌道衛星直接入軌對多次起動預冷及點火可靠性的需求，航天飛機載人任務對安全性的苛刻需求——空軍對軍事有效載荷高可靠進入太空能力的需求(EELV)，深空探測發動機推力深度節流需求(CECE)等。

在技術層面，比沖的提高和可靠性的提升是對發動機的通用技術需求，與火箭構型關系較小，但需要投入大量的經費開展試驗驗證工作，完全依靠企業自身推進實現難度較大；而推力、混合比、結構布局(如大膨脹比噴管)等指標與火箭總體耦合緊密，如發動機自行改進，會對總體造成嚴重影響，必須依靠頂層牽引。RL10發動機在宇宙神、土星、大力神、Delta等火箭的多個型號中成功應用，并且被后續多型在研火箭選為末級主動力而不斷改進，其傲人的產品質量和飛行成功率得益于多總體牽引下批量化生產形成的“優化設計-生產-試驗考核-飛行”良性循環，在經濟、技術兩個維度為RL10注入了源源不斷的活力，深得用戶信賴，并贏得了持續發展的良好空間。

2.2 發動機宜采用分級技術管理：飛行產品全生命周期質量嚴格管控，確保任務成功；試驗產品堅持技術發展導向，鼓勵大膽創新，不斷提升技術成熟度

在可以滿足任務需求和經濟性的前提下，運載火箭總體一般不希望發動機技術改進，因為改進即風險，一旦考核驗證不充分可能造成嚴重的飛行事故，從RL10A-3-3A到RL10A-4的改進歷時17 a可見一斑。因此，對于交付飛行的發動機必須嚴格控制技術狀態、基線和生產質量，做到全生命周期管控，有力支撐飛行可靠性，確保任務成功和企業盈利。RL10發動機自參與飛行任務以來，57年間僅出現過一次因發動機自身故障造成的飛行失利(1999年5月5日，Delta 3首飛失敗后的第二次飛行，RL10B-2推力室異常造成任務失敗)。考慮到涉及的時間跨度之大、運載火箭型號之廣、飛行次數之多，該記錄令人驚嘆不已，背后隱含的是RL10發動機對于交付產品質量的良好管控。

對于面向后續發展的技術改進、專項提升等工作，如從RL10A-1到RL10A-4-2的技術跨越以及RL10A-3-3B、RL10A-5、CECE相關研究等，大力鼓勵并積極推進對新技術的研究和發動機邊界工況探索，激發創新，不斷提高技術成熟度和驗證充分性，逐步消除用戶的疑慮，為新技術的最終飛行產品應用提供了良好范式。

準則和規范是指導和約束設計、改進及驗證充分性的重要依據。NASA牽頭在20世紀70年代相繼出臺了運載火箭領域的SP-8000系列標準；對于液體火箭發動機性能評估和試驗驗證，美國空軍于2017年出臺了SMC-S-025標準，用以指導全美液體火箭發動機的相關研制和試驗工作。

2.3 技術改進應按需實施：組件級冗余措施和小幅改動可以有效提升發動機可靠性，而性能參數的大幅提升將伴隨著渦輪泵、推力室等核心部件的整體升級

發動機所有技術改進應按需開展、分級實施。作為全箭最為關鍵的單機之一，發動機可靠性相關研究工作應持續不斷地進行，其中單獨的可靠性立項支持不可或缺。RL10發動機通過NASA支持的可靠性專項工作開展了卓有成效的理論和試驗研究，從測試覆蓋性、臨界工況、FMEA等方面對產品進行了反復的審視和修改，為RL10高飛行成功率和故障適應性提供了重要支撐。可靠性提升的具體項目一般不涉及發動機的系統級調整，典型內容包括采取冗余措施消除單點(組件內部冗余、多組件系統級冗余等)、典型失效環節研究及使用工況約束、外系統干擾影響及抑制、邊界條件辨識及控制等。小幅且循序漸進的改動可以逐步累積可靠性，考核需求較低，也更容易被用戶接受。

一旦發動機的技術改進涉及系統級調整，將會對核心組件進行大幅改動甚至是重新設計，如渦輪泵、推力室等，其工作量和改后的驗證需求也更大，在周期和經費方面所需的支撐力量也必須更強，僅靠發動機研制單位難以實現，需要項目總體或國家級專項支持。此類改動需要明確的頂層任務需求牽引，就設計、生產、試驗等環節開展深入的論證策劃，制定嚴格的周期表和質量管控措施，確保按期提供滿足總體需求的飛行產品，無異于新研一型發動機。

2.4 充分的地面試驗和測試是技術繼承、驗證改進、降低飛行風險的有效手段，試驗帶來的周期與經費的壓力需要結合飛行風險綜合評估

RL10發動機革新之路充分表明了在已有成熟技術基礎上不斷改進是火箭發動機打造經典的必由之路。繼承不等于照搬，必須根據新的需求和不同時代技術發展有所進步；關于硬件的改動必須慎重，考慮到發動機各部件間的強耦合特性，應該改動需要充分的試驗考核(包括單機級和系統級)。經過多次試驗沒問題后，產品才可以交付飛行。這是RL10傲人飛行成功率的重要啟示，如B-2試驗臺半人馬座整級真空試驗、多次飛行拓展試驗、航天飛機-半人馬座嚴苛的安全性試驗等等。

試驗產品的狀態和邊界對試驗設計提出了較高的要求，由于是高空起動，RL10發動機的試驗對經費的需求也是非常可觀的。發動機可靠性始終是運載火箭高風險的典型代表，與失利造成的經濟損失及不可預估政策放大效應相比，充分的地面試驗尤為重要。基于經濟性考慮，應在滿足試驗需求的前提下盡量降低花費，如提高單臺產品的復用率、試驗項目統籌策劃、試驗工況優化組合等。

2.5 市場法則是促進發動機技術發展的重要輔助性力量

在國家頂層牽引的同時，基于市場法則的商業航天可以作為發動機技術優化和可靠性提高的輔助性力量，為發動機技術進步提供部分性能需求輸入和研制經費；利潤刺激、競爭需求和發動機研制單位自身發展的內在驅動可以支撐發動機持續開展技術優化和可靠性提高工作。

20世紀80年代初，NASA為確保重復使用運載器的標志性產品——航天飛機獲得足夠的飛行任務和政府補貼，不斷推進取消一次性運載火箭的計劃，RL10發動機幾近停產。1986年挑戰者號災難發生后，航天飛機領銜的可重復使用運載器對一次性運載火箭所構成的壓倒性優勢有所緩解，半人馬座攜帶RL10發動機重新回歸，共同迎來了商業航天時代。伴隨著通信衛星發射需求的劇增，以及來自歐洲阿里安4火箭的咄咄逼人態勢，降低成本、提高可靠性和發射成功率以獲得利潤和企業生存發展，成為所有火箭及發動機供應商的內在訴求。在宇宙神、大力神和Delta系列商業發射任務牽引下，RL10發動機獲得了重生，并得到了進一步改進和優化的必要支持。

我國商業航天的大幕已經開啟，在科學探索、衛星應用、航天運輸等領域均涌現出大量公司，雖然未來發展方向也仍在探索之中，但其終將成為一支重要航天力量的態勢已顯，“大航天時代”悄然降臨。如何將互聯網思維、商業法則引入傳統航天領域，支撐我國氫氧發動機的技術進步、拓展應用領域，值得進一步深入探討。

3 對我國氫氧末級發動機后續發展建議

我國先進氫氧末級發動機研制始于20世紀70年代，先后成功研制了用于CZ-3系列運載火箭的4 t級YF-73和8 t級YF-75；伴隨著我國新一代運載火箭CZ-5的研制，9 t級YF-75D氫氧發動機先后突破了膨脹循環發動機高空二次起動技術，大轉速、高效率、長壽命氫渦輪泵技術，低流阻、高換熱、長壽命推力室冷卻通道設計技術等一系列關鍵技術，首飛前連續無故障整機熱試車超過30 000 s，成功完成了嫦娥五號、天問一號等發射任務。

作為我國唯一一型膨脹循環氫氧發動機，YF-75D充分繼承了YF-75的成熟技術，同時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。結合RL10系列發動機的技術革新及相關啟示分析情況，本文初步形成對YF-75D發動機的3條發展建議。

3.1 加大專項支持力度

建議對YF-75D可靠性提升予以專項支持，從系統和單機兩個方向充分辨識設計、生產、試驗、使用維護等多維度潛在的風險和邊界約束，全面提高發動機可靠性；同時，對YF-75D系統及單機地面試驗能力建設進行支持，為發動機改進的充分性和性能提升驗證提供平臺；確保我國在航天運輸系統高性能氫氧末級的研發和應用領域保持并不斷擴大技術優勢，有效維護進出空間和利用空間能力，并為進一步的長時間在軌、深空探測及中長期發展規劃的實施儲備關鍵技術基礎。

3.2 加強總體頂層牽引

建議構建基于YF-75D及后續可拓展能力的低溫氫氧末級發展路線圖，涵蓋當前GTO及SSO主任務、GSO軌道直接入軌、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，統一明確各發展階段對發動機的技術要求，牽引YF-75D的發展，整合力量打造我國膨脹循環氫氧發動機的一款經典產品；面向未來，持續推動在飛型號低溫末級氫氧發動機由YF-75向YF-75D的系統性升級。

3.3 堅持交付改進并行

建議以低溫氫氧末級發展路線圖為牽引，形成以YF-75D為基本型的膨脹循環氫氧發動機型譜，滿足我國后續運載火箭低溫氫氧末級對主動力的需求；針對當前多型號飛行任務需求，爭取批量化訂貨、生產、抽檢，確保交付能力；在明確技術狀態基線、嚴格管控飛行產品質量的同時，積極尋求多方支持持續推進技術改進，在推力、比沖、推質比、混合比調節適應能力、多次起動、故障診斷等方面不斷挖潛、改進、驗證，逐步提升技術成熟度并推動工程應用；持續探索YF-75D應用的新空間。

3.4 堅持漸進式技術升級

建議從近期和遠期兩個階段開展YF-75D的漸進式技術升級。近期改進以優化使用維護性、提升新一代運載火箭綜合性能為目標，重點包括實現整機(含噴管延伸段)隨箭運輸、整合供氣種類和壓力、提升利用系統調節適應性、突破液氫閉式自生增壓技術、提升推質比，相關改進主要涉及小管路、閥門、機架、噴管等產品，對系統方案、可靠性不會造成本質性影響。遠期升級以滿足進一步提升我國空間和利用空間需求為目標，打造系列化的精品氫氧末級主發動機，主要包括提升推力以更好適應SSO軌道發射任務和單機版末級構型，研發可延伸噴管大幅提升比沖，攻關電點火技術實現多次起動，優化系統預冷和起動特性滿足長時間在軌滑行，相關改進主要涉及系統方案、渦輪泵、噴注器、推力室、主管路等核心組件，需要提高布局，長期攻關，不斷提升技術成熟度。

4 結論

RL10系列發動機作為世界上首款氫氧火箭發動機，在60多年的發展歷程中始終堅持技術革新。當前我國正在從航天大國向航天強國邁進，面對日益嚴峻的外部競爭態勢和內部發展需求，亟需從管理、技術等維度形成合力打造一款高可靠、高性能的氫氧末級主發動機。RL10的成功實踐了一條可行的高可靠飛行與高質量發展兼備的技術路線，可以為我國膨脹循環氫氧發動機的發展提供有益參考。