重复使用天地往返运输系统动力技术发展研究

2019-03-07谭永华杜飞平

载人航天 2019年1期

谭永华，李平，杜飞平*

(1. 航天推进技术研究院，西安 710100； 2. 西安航天动力研究所，西安 710100)

1 引言

近年来，随着航天运输领域的快速发展，世界各航天大国逐步开展了航天运输系统的升级换代，并推动运输系统向重复使用方向发展[1-2]。20世纪60年代以来，以美国为代表的世界航天强国开展了重复使用天地往返运输系统的研究与探索，取得了阶段性的成果。特别是2013年以来，美国SpaceX和蓝源公司分别实现了猎鹰9[3]和新谢波德[4]的垂直起降回收和重复使用，初步验证了子级重复使用技术，掀起了重复使用技术的研究热潮。俄罗斯[5]、欧洲[6]、日本[7]等也开展了相关的研究。为实现自由进出空间、高效利用空间的目标，我国提出了天地往返运输系统的发展战略，其中先进重复使用动力技术是实现运输系统重复使用的核心之一[8]。

2 国外重复使用动力研发现状

重复使用天地往返运输系统可分为多种类型。按重复使用程度分为部分重复使用和完全重复使用，按入轨级数分为单级入轨(SSTO)和两级入轨(TSTO)，按起降模式分为垂直起降、水平起降和垂直起飞/水平降落，按外形分为带翼构型(翼身融合体、升力体、乘波体)和火箭构型等。若按动力形式划分，重复使用动力可分为火箭动力和组合循环动力。对于现阶段重复使用天地往返运输系统而言，火箭动力技术成熟度高，经适应性改进后，已经在国外应用于重复使用运载器[9]。

组合循环动力是以液体火箭发动机、冲压发动机、涡轮发动机等基本动力形式为基础，由两种或两种以上动力组合而成。如火箭基组合循环发动机(RBCC)、涡轮基组合循环发动机(TBCC)、空气涡轮火箭发动机(ATR)以及复合预冷组合发动机(SABRE)等。组合循环动力可综合不同推进方式的优点，具有比冲高、工作范围宽以及一体化集成设计等特点[10]，可为飞行器在更广空域内飞行提供更优的动力性能，因此逐渐成为研究的重点方向，但由于技术成熟度低，需突破的关键技术多，近期难以工程实现，可作为远期前景规划动力。

2.1 重复使用火箭动力发展

2.1.1 美国

美国在重复使用天地往返运输系统方面，开展研究时间最早，投入的经费最多，而且具有良好的持续性，取得了丰硕的研究成果，代表了世界重复使用天地往返运输系统的先进水平[11]，其发展阶段可总结如图1所示。

图1 美国重复使用天地往返运输系统的发展阶段Fig.1 The development stages of reusable space transportation system in the United States

20世纪60～70年代是重复使用运载器探索阶段，概念得以提出[12]，还提出了飞往近地轨道、可重复使用的天地往返运输系统的设想[13]，实施X-15[14]、X-20[15]等飞行试验计划以及水星[16]、双子星[17]、阿波罗[18]等载人飞船，为航天飞机的研制积累了经验。

20世纪70～80年代是航天飞机的研制与应用阶段。美国从20世纪60年代末开始进行航天飞机的方案论证，1972年正式批准立项[19]。1981年4月12日，哥伦比亚号航天飞机首飞成功，实现了运载器的部分重复使用，拉开了重复使用天地往返运输系统的应用序幕[20]。航天飞机主发动机是世界上第一款实现重复使用工程应用的液体火箭发动机，其单台飞行次数最多8次[21]。发动机实物和性能参数分别如图2和表1所示。

图2 航天飞机及其主发动机[21]Fig.2 Space Shuttle and its main engine[21]

Table1Performanceparametersofspaceshuttlemainengine[22]

性能参数SSME推进剂液氧/液氢循环方式富燃补燃真空推力/kN2090真空比冲/s452.5推力室室压/MPa20.5推力调节范围50%～109%设计重复使用次数55

航天飞机计划通过高频率发射和提高可重复使用次数来降低发射费用，但由于航天飞机存在技术方案不尽合理、重复使用能力远低于预期的55次、维护成本和周期居高不下(5亿美元)、安全性和可靠性存在风险等问题，最终于2011年退役[23]，但其主发动机在美国重型运载火箭SLS上得到重新应用。

20世纪80～90年代是单级入轨运载器的兴起与随后的沉寂阶段。在航天飞机技术成功的鼓舞下，美国提出了更加先进的基于吸气式火箭组合动力的水平起降空天飞机发展计划，如国家空天飞机计划(NASP/X-30)[24]。空天飞机属于单级入轨完全重复使用运载器，技术难度远超当时的技术水平，尤其是超燃发动机技术迟迟得不到突破，这些计划无法如期实现，而且投资庞大，最终于90年代下马。

在火箭动力方面，麦道公司设计的三角快帆试验机(DC-X)是世界上第1个以火箭发动机为动力、垂直起降的完全重复使用运载器(图3)，采用了4台膨胀循环液氧液氢发动机RL10 A-5(海平面推力60 kN，调节范围30%～100%，可重复使用20次)[22]。在麦道公司进行的12次DC-X以及改进型DC-XA的飞行试验中，单级火箭系统垂直起降、快速飞回和地面简化保障技术得到了验证[25]。

图3 DC-X运载器及其RL10 A-5液氢液氧发动机[25]Fig.3 DC-X launch vehicle and its RL10 A-5 liquid oxygen and hydrogen engine[25]

洛克希德·马丁公司设计的X-33完全重复使用运载器是垂直起飞、水平降落的升力体方案，即冒险星(Venture Star)方案的试验机[26]，采用RS-2200液氧液氢气动塞式喷管发动机(图4)，共进行了73次全尺寸试车，累计试车时间达到4000 s[27]。2001年，由于轻质量液氢贮箱等关键技术无法突破，X-33计划取消，RS-2200发动机研制随之停止。

图4 X-33运载器及其RS-2200液氢液氧发动机[26-27]Fig.4 X-33 launch vehicle and its RS-2200 liquid oxygen/hydrogen engine[26-27]

20世纪90年代以后，由于单级入轨方案涉及大量的先进技术，技术风险高，资金投入多，实施非常困难，美国因此提出了重复使用天地往返运输系统的验证项目，主要是基于火箭动力发展助推级和轨道级部分重复使用的两级入轨飞行器，如X-37B、RBS、XS-1等[28]。同时美国私营公司也加入该研究领域，探索性地开展了技术研究，并取得了突出成果。

太空探索技术公司(SpaceX)以Merlin 1系列发动机为动力，继DC-X[25]、K-1[29]之后再次提出火箭外形的重复使用运载器方案，成功实现猎鹰9火箭多次陆地垂直起降以及海上平台回收(图5)，成为世界上第一个回收火箭并再利用的商业航天公司[30]，成功证明了火箭外形的箭体也能实现完整回收。与带翼构型/水平着陆相比，火箭构型/垂直起降充分继承了现有一次性火箭的技术基础，无需新研复杂外形的翼舵等机构，也无需增加复杂的防热结构，着陆时不需要几千米长的跑道，因此火箭及其发动机的研制成本较低，具有广阔的商业应用前景[31]。

图5 猎鹰9火箭及其Merlin 1D液氧煤油发动机[31]Fig.5 Falcon 9 launch vehicle and its Merlin 1D liquid oxygen/kerosene engine[31]

为满足后续行星际重复使用运输系统ITS的要求，SpaceX公司正在研制Raptor液氧甲烷发动机，采用全流量补燃循环方式，海平面推力1700 kN，海平面比冲330 s，目前已完成缩比推力发动机的整机热试车(图6)[32]。Merlin 1D液氧煤油发动机和Raptor液氧甲烷发动机的性能参数如表2所示。

图6 重复使用运输系统ITS及其Raptor液氧甲烷发动机[32]Fig.6 Reusable transportation system ITS and its Raptor liquid oxygen/methane engine[32]

Table2PerformanceparametersofMerlin-1DandRaptorEngine[31-32]

性能参数Merlin-1DRaptor推进剂液氧/煤油液氧/甲烷循环方式发生器全流量补燃海平面推力/kN8451700海平面比冲/s288.5330推力室室压/MPa10.825推力调节范围40%～100%20%～100%起动次数3≥10

蓝源公司(Blue Origin)于2010年开始研制的BE-3液氢液氧发动机，首次完成了亚轨道垂直起降火箭助推级的安全着陆与定点回收(图7)[4]。2014年，蓝源公司开始研制BE-4液氧甲烷发动机，采用富氧补燃循环方式，海平面推力为2446.5 kN，海平面比冲为307 s，已完成整机热试车。为有利于重复使用，BE-4发动机并没有选择很高的燃烧室压力，仅为13.4 MPa，主要是为了改善组件工作环境，延长发动机的工作寿命[32]。

图7 New Shepard及其BE-3液氢液氧发动机[4]Fig.7 New Shepard and its BE-3 liquid oxygen/hydrogen engine[4]

BE-4液氧甲烷发动机拟用于火神(Vulcan)和新格伦(New Glenn)火箭。火神火箭将采用敏感模块自主返回技术(Sensible Modular Autonomous Return Technology，SMART)实现一子级发动机回收及重复使用，即在一、二级分离后，火箭一子级发动机将脱离一子级，并在充气式热防护罩的保护下再入大气层，然后依靠降落伞减速，最终由直升机在空中回收，如图8所示[33]。

最近，又有商业航天公司提出了重复使用火箭动力的创新方案，如火箭实验室(Rocket Lab)自主研发卢瑟福(Rutherford)发动机，利用高能蓄电池和电机驱动泵对推进剂进行增压，发动机主要部件采用3D打印技术，成功实现了电子火箭(Electron Rocket)的飞行[34]，如图9所示。

图8 火神火箭一子级回收及其BE-4液氧甲烷发动机[33]Fig.8 One -stage recovery of Vulcan rocket and its BE-4 liquid oxygen/methane engine[33]

图9 卢瑟福发动机及其电子火箭[34]Fig.9 Rutherford engine and its Electron rocket[34]

2.1.2 苏联/俄罗斯

苏联的暴风雪号航天飞机是典型早期重复使用运载器，其助推火箭——能源运载火箭可进行分段回收。暴风雪号航天飞机、能源号运载火箭的助推级RD-170液氧煤油发动机以及芯级RD-0120液氧液氢发动机如图10所示，其性能参数如表3所示[22]。RD-170发动机按重复使用设计，其组件使用寿命不小于50次，发动机重复使用次数为10次，单台发动机地面重复试车达到了19次[35]。RD-0120发动机的最大特点是采用了同轴涡轮泵，虽然达不到最佳功率特性，但是易于实现发动机可靠起动、稳定燃烧，同时具有较高的可靠性，累计试车时间达163 000 s[36]。俄罗斯在单级入轨可重复使用运载器研究中，还联合航空喷气公司(Aerojet)与NASA马歇尔飞行中心，以RD-0120发动机为基础进行了双组元与三组元发动机方案论证，并进行了三组元发动机的试验验证[37]。

继暴风雪号航天飞机之后，俄罗斯对未来天地往返运输系统提出了多种方案，如使用RD-191液氧煤油发动机的贝加尔号(Baikal)助推器[38]，垂直起飞、水平降落，设计重复使用25次，如图11所示；200 t级的RD-0162液氧甲烷发动机拟用于多用途空天系统(MRKS)等重复使用运载器[39]。

图10 暴风雪号航天飞机、RD-170以及RD-0120发动机[35-36]Fig.10 Buran Space Shuttle, RD-170 and RD-0120 engine[35-36]

Table3PerformanceparametersofRD-170andRD-0120Engine[22]

性能参数RD-170RD-0120推进剂液氧/煤油液氧/液氢循环方式富氧补燃富燃补燃真空推力/kN79041863真空比冲/s337455推力室室压/MPa24.520.6推力调节范围40%～100%25%～106%重复使用次数1010

图11 贝加尔号助推器及其RD-191液氧煤油发动机[38]Fig.11 Baikal booster and its RD-191 liquid oxygen/ kerosene engine[38]

由于多方面原因，俄罗斯的重复使用火箭动力目前尚未实现工程应用。

2.1.3 欧洲&日本

20世纪90年代，为降低发射成本，欧空局考虑用液体助推级取代阿里安5火箭的固体助推级，因此和俄罗斯联合开展了VOLGA液氧甲烷发动机研究，采用补燃循环系统，设计重复使用50次，海平面推力2000 kN，海平面比冲310 s，作为未来可重复使用运载火箭一级动力，21世纪后处于停滞状态[32]。

2015年以来，空客赛峰运载器公司和法国空间研究中心开展了普罗米修斯(Prometheus)液氧甲烷发动机的研制计划[32]，如图12所示。2016年底，欧空局将其列为未来运载器筹备计划(FLPP)的重要组成部分，为其提供资金支持。该发动机将大量采用包括3D打印技术在内的新技术和新工艺[40]。

图12 欧洲普罗米修斯液氧甲烷发动机的研制计划[32]Fig.12 Development plan of European Prometheus liquid oxygen/ methane engine[32]

欧洲也有商业航天公司提出了重复使用火箭动力的创新方案，如零至无穷大(zero2infinity)公司利用气球将小型火箭“蓝星”(Bloostar)提升至25 km高度，成功实现海上回收，采用挤压式液氧甲烷发动机，3D打印制造，如图13所示[41]。

图13 Bloostar火箭及其挤压式液氧甲烷发动机[41]Fig.13 Bloostar rocket and its pressure-fed liquid oxygen/ methane engine[41]

20世纪90年代以来，日本提出了以LE-7 A液氧液氢发动机为核心技术的可重复使用运载器(HOPE)计划，对LE-7 A发动机热循环、涡轮泵振动技术等方面进行了大量的改进，但目前仍处于研究阶段[42]。

2.2 重复使用组合循环动力

20世纪80年代，基于航天飞机的成功研制经验，以及吸气式动力的进展，各国掀起了基于组合循环动力的天地往返运输系统研究高潮。美国提出国家空天飞机(NASP)计划及X-30单级入轨飞行器；德国提出桑格尔(Sanger)两级入轨运载器，其中一、二子级分别采用TBCC发动机和液体火箭发动机[43]。90年代初，由于技术水平无法支撑完全重复使用天地往返运输系统的研制，各国组合动力天地往返系统的研究计划相继终止，但其研究成果为后续的关键技术突破奠定了良好的基础。

近年来在组合循环动力方面，预冷组合循环动力被广泛进行研究，它在传统发动机前增设预冷装置，预先冷却压气机进口空气，从而提高进气密度以增大进气质量流量，进而增大推力，提高发动机性能，有效拓宽发动机工作范围，是未来宽速域、大空域天地往返运输系统的理想动力方案之一[44]。

预冷组合循环动力具有很大的发展优势和技术潜力。英国基于液化空气循环发动机(LACE)的研究基础(图14)，提出了一种吸气式火箭发动机RB545，用于HOTOL单级入轨空天飞机[45]。RB545发动机继承了LACE对来流空气预冷的设计思想，但放弃了对空气的液化，这样不仅回避了LACE发动机的诸如两相热交换、液态空气处理等技术难题，而且在比冲性能上具有更大的优势。

近年来，各航天大国继续研制了一系列带预冷装置的组合循环动力系统。例如日本研制的吸气式涡轮冲压膨胀循环(ATREX)发动机，如图15所示，利用液氢将来流温度最低降至160 K，可作为高超声速飞行器或两级入轨可往返式空天飞机的一级动力，能使飞行器从海平面静止状态推到30 km高空、Ma6的状态[46]。

美国MSE技术应用公司提出了射流预冷却TBCC发动机方案(MIPCC-TBCC)，传统涡轮发动机压气机前部加装液体喷射装置，通过在进气道内喷射冷却介质(多为液体，如水、液氧、氮氧化物或混合物)，有效降低压气机进口空气温度，如图16所示[47]。当高空高速飞行时，由于压气机进口水的注入及空气中氧含量的降低，为防止发动机熄火，通常需在压气机后注入氧化剂。

图15 ATREX发动机的总体方案[46]Fig.15 The overall scheme of ATREX engine[46]

图16 MIPCC发动机喷流冷却示意图[47]Fig.16 The jet cooling drawing of MIPCC engine[47]

英国在HOTOL空天飞机计划终止后，在其基础上，开展了佩刀(Synergetic Air-Breathing Rocket engine，SABRE)复合预冷发动机及云霄塔(SKYLON)单级入轨飞行器研究，如图17所示[33]。

图17 英国云霄塔单级入轨飞行器构型[33]Fig.17 The structures of British SKYLON single-stage orbiting vehicle[33]

SABRE发动机是通过使用液氢燃料来冷却闭式循环预冷器中的氦，从而快速降低入口处的空气温度；然后将吸入的空气用于燃烧，类似于常规飞机发动机，一旦氦离开预冷器，其就被预燃烧器中的产物进一步加热，可以为驱动涡轮机和液氢泵提供足够的能量[48]。发动机的结构组成如图18所示。

图18 佩刀发动机的结构组成[48]Fig.18 The structure composition of SABRE engine[48]

SABRE发动机包含涡轮发动机和火箭发动机两个工作模态。低空低速飞行时，涡轮发动机单独工作，沿飞行轨迹发动机推力逐渐达到最大；在25 km高空、Ma5时，开始模态转换，一旦脱离大气层，火箭发动机将单独工作。SABRE发动机具有低费用、高可靠、完全重复使用等特点[44]。目前英国反应发动机公司已对该发动机推力、空气流量、压气机增压比、预冷器工作范围等进行了优化，方案迭代到SABRE4阶段，提高了工程可实现性[49]。

3 重复使用动力的关键技术

重复使用动力的技术主要涉及发动机推力深度调节与多次起动技术、宽速域大空域组合循环动力技术、新概念推进与新型推进剂技术、发动机健康管理与寿命评估技术、重复使用发动机设计方法与准则研究、发动机先进材料和智能制造技术以及重复使用发动机热防护技术共7个具体技术领域。

3.1 发动机推力深度调节与多次起动技术

根据运载能力和返回方式，发动机需进行推力深度调节和多次起动，实现着陆飞行控制以及减速获得较优的再入返回热环境。发动机大范围变推力需要通过多个调节元件来实现，调节控制规律复杂, 同时喷注器、涡轮泵等关键组件也要具备低工况条件下可靠工作的能力，均需开展大量研究、试验工作。因此，为突破发动机大范围推力调节方案和多次起动技术研究，应建立非线性大范围推力调节模型，开展点火方案、起动关机时序和特性参数等对比研究，获得推力室和涡轮泵等核心组件的适应性，掌握发动机深度推力调节规律，实现起动、关机过程的品质优化。以我国目前的1200 kN液氧煤油高压补燃循环发动机为例，现阶段实现单机推力调节能力达50%～100%，确保发动机至少4次可靠起动的目标。通过以上途径建立的发动机深度变推力和多次起动系统如图19所示[50]。

图19 深度节流及多次起动液氧煤油发动机的系统组成[50]Fig.19 The system composition of deep throttle and multi-start liquid oxygen/ kerosene engine[50]

3.2 宽速域大空域组合循环动力技术

当飞行器达到Ma5时，进气滞止温度可达950℃，此时进气量将急剧减小，同时压缩空气所做的功也将急剧增大，对发动机性能造成较大的影响。而通过在发动机进气道加装预冷换热器/射流预冷装置可以降低进气温度，并在增大进气量的同时减小涡轮压气机的压缩功，对于扩展飞行器飞行包线以及提高发动机推重比有重要的意义。

预冷组合循环动力是宽速域大空域组合循环动力的理想方案之一，关键组成部分是预冷热交换系统，主要涉及空气、液氢、氦气三路循环，具有调节平衡参数多，热力学变化过程复杂的特点；采用第三流体循环技术，降低了方案难度，但氦气分子量小、定压比热大、声速大，因此流动换热和压缩膨胀过程控制难度高；需突破高效预冷换热与工艺技术，将1240 K来流空气冷却到400 K左右，冷热端温差大、换热功率高、预冷器结构工艺复杂。

预冷组合循环动力的氦循环系统和热力循环过程分别如图20和21所示[51]。

图20 预冷组合循环动力的氦循环系统示意图[51]Fig.20 The schematic diagram of helium cycle system with pre-cooling combined cycle power[51]

图21 预冷组合循环动力的氦循环系统热力循环过程[51]Fig.21 The thermal cycle process of helium cycle system with pre-cooling combined cycle power[51]

图22 新型爆震燃烧发动机的原理与试车照片Fig.22 The principle and test picture of new detonation combustion engine

3.3 新概念推进与新型推进剂技术

随着人类探索空间的活动规模不断扩大，对重复使用运载器的飞行时间、载荷能力的要求不断提高，先进的新概念推进与新型推进剂技术一直是研究与探索的目标。目前发展的新概念推进主要有新型爆震燃烧发动机(图22)、电动泵推进以及核热发动机等；新型推进剂主要有高能推进剂、煤基煤油、致密化液氢以及乙炔氨等，能显著提高发动机比冲等性能，满足多次高可靠重复使用的要求。

3.4 发动机健康管理与寿命评估技术

根据统计，动力系统占航天发射故障率的51%，是制约运载器可靠性的瓶颈。因此，应开展发动机状态监控技术研究，辨识影响发动机寿命的主要影响因素，实时监控发动机及各组件的状态，确保工作可靠；进行发动机重复使用维护技术研究，采用智能化检测方法，制定发动机全寿命周期维护流程，确定发动机小修、中修以及大修的方案，综合评估发动机的健康状态；开展发动机智能减损控制技术研究，探索减损控制规律，减少关键零部组件的损伤增量，延长发动机工作寿命。

3.5 重复使用发动机设计方法与准则

与一次性发动机相比，重复使用发动机在性能、可靠性、安全性、维修性、成本、使用次数和寿命等有更高的要求。因此重复使用发动机设计方法与准则研究，是突破可重复使用推进技术的关键。针对发动机失效模式和机理，建立发动机重复使用全寿命周期模型和寿命预估模型形成重复使用设计方法，以及开展重复使用发动机的指标体系研究，形成发动机及核心组件的重复使用设计准则和设计流程。

3.6 发动机先进材料和智能制造技术

随着高密度发射常态化和重复使用动力的发展，传统的材料应用和制造方式逐渐无法适应新的需求，急需推动先进材料在发动机上的应用和开展发动机智能制造技术研究，革新研制模式。应积极引入碳纤维增强复合材料、耐高温抗氧化抗冲刷热防护材料等，减轻发动机的结构质量，提高工作可靠性；应用增材制造、智能装配等先进技术，提高复杂精密构件的设计、制造水平。如发动机喷注器采用增材制造技术，则无需进行喷嘴和喷注器盘之间异种金属材料的扩散钎焊连接，可以大幅减少中间工序和零部组件的数量，实现喷注器整体结构的一次成型，显著降低生产成本和加工复杂度，提高发动机的可靠性。

3.7 重复使用发动机热防护技术

对于重复使用发动机，大气再入减速时喷管尾焰反流严重，会对部件表面产生气动力、气动热作用，使部件产生结构应力、热应力，这些都会改变结构原有的应力分布，影响发动机的重复使用次数。应开展再入返回过程的发动机热环境仿真研究，对敏感组件进行热环境试验，进行气动力、气动热效应测量，确定热影响薄弱环节，制定发动机热防护方案。开展低密度防热复合材料的研究工作，如密度低于2 g/cm3的填料增强酚醛树脂、环氧树脂或有机硅弹性体等具有烧蚀防热功能的复合材料。

猎鹰9火箭一级回收时的热环境和某型发动机飞行热环境仿真结果分别如图23和24所示。

图23 猎鹰9火箭一级回收的热环境[9]Fig.23 The thermal environment of Falcon 9 rocket primary recovery[9]

图24 某型发动机飞行热环境仿真结果Fig.24 The simulation results of thermal environment for a certain type of engine

4 中国重复使用动力技术发展

4.1 研究现状

21世纪初，我国开始进行重复使用动力基础技术研究，如长寿命热力组件研究、涡轮泵减振技术研究、重复使用自动器适应性研究以及状态监测和评估技术研究等，取得了较大的突破，为后续可重复使用动力的工程研制奠定了技术基础。

在运载火箭动力方面，目前，1200 kN高压补燃循环液氧煤油发动机已完成连续5次试车、单机累计试车时间超过10倍额定工作时间，发动机具有重复使用的潜力，如图25所示。

为进一步提高重复使用运载器的性能，我国提升了现役两型液氧煤油发动机(1200k N高压补燃循环液氧煤油发动机和180 kN高空起动补燃循环液氧煤油发动机)的性能，开展了1250 kN泵后摆液氧煤油发动机和二级状态、以及180 kN多次起动液氧煤油发动机的研制工作。

1250 kN泵后摆液氧煤油发动机及其二级状态是中国首型大推力高压补燃循环泵后摆发动机(图26)，以1200 kN液氧煤油发动机为基础，进行了推力提升、泵后摇摆、大面积比喷管、低入口压力起动、综合性能与可靠性提高等改进。只用了不到两年的时间，就已成功进行了500 s长程热试车。

图25 1200 kN高压补燃循环液氧煤油发动机Fig.25 1200 kN high pressure staged combustion LOX/kerosene rocket engine

图26 1250 kN泵后摆液氧煤油发动机及其二级状态Fig.26 The 1250 kN Post Pump Swing LOX/kerosene Engine and its Second-stage State engine

180 kN多次起动液氧煤油发动机以现有180 kN液氧煤油发动机为基础，改进发动机起动、点火等系统，具备多次起动能力，对火箭提高运载能力、拓宽发射任务具有重要的意义。

4.2 未来发展规划

我国的重复使用天地往返运输系统动力技术发展战略可分为近期——基于液氧煤油发动机的重复使用验证、中长期——基于新研动力的重复使用以及远期——基于组合循环动力的重复使用技术三个阶段。

4.2.1 近期——基于液氧煤油发动机的重复使用验证

在以液氧煤油发动机为动力的近期重复使用验证方面，基于1200 kN和180k N液氧煤油发动机的成熟平台，突破推力深度调节与多次起动、健康管理与寿命评估等关键技术，支撑以新一代运载火箭为基础的重复使用运载器飞行演示，实现落区可控、降低发射成本、推动重复使用技术发展的目标。

4.2.2 中长期——基于新研动力的重复使用

根据我国重复使用天地往返运输系统的发展战略，2030年完成火箭动力的两级入轨天地往返飞行器飞行试验，形成重复进出空间能力。可研制2000 kN全流量补燃循环液氧烃类发动机(图27)，作为我国2030年的天地往返运输系统主动力。

图27 2000 kN全流量补燃循环液氧烃类发动机及其系统组成方案Fig.27 The 2000 kN LOX/ methane full staged combustion cycle engine and its system composition

为满足重复使用动力的要求，该发动机采用全流量补燃循环，推力室为气—气燃烧，大范围变工况燃烧稳定性好；自带健康管理系统，具备故障诊断和智能减损功能；采用全自身增压方案，氧贮箱和燃料贮箱增压介质由发动机提供；发动机性能高，海平面比冲330 s，推力调节范围30%～100%，重复使用50次以上。

4.2.3 远期——基于组合循环动力的重复使用技术

根据中国天地往返运输系统的要求，开展重复使用组合循环发动机技术攻关、演示飞行，以两级入轨运载器为目标，2040年前实现工程应用。

我国已提出了预冷组合发动机的新型方案——PATR发动机[52]，如图28所示。PATR发动机主要由可调进气道、氦/空气预冷器、空气压气机、氦压气机、氢/氦换热器、氦空气涡轮、氦/氢涡轮、液氢泵、氢/氦涡轮、火箭发动机推力室、冲压燃烧室及相应的燃油控制系统等主要组件组成。发动机地面推力为500 kN，平均比冲不小于3500 s，工作高度在0～30 km以内。