我国液氧甲烷发动机技术发展
文/高玉闪张晓军邢理想武晓欣张航，西安航天动力研究所，中国航天
1、原样机验证阶段
进人21世纪，为了尽快突破和掌握液氧甲烷发动机研制的关键技术，西安航天动力研究所开展了液氧甲烷推进剂燃烧特性、稳定性和甲烷传热及结焦性能等技术研究工作。为进行运载器上面级和飞船主动力技术储备，为未来更大推力的液氧甲烷发动机提供技术支持，研究所开展了10吨级液氧甲烷发动机方案和试验研究，将10吨级发动机作为液氧甲烷关键技术的研究与验证平台。
10吨级液氧甲烷发动机的真空推力为100kN，为燃气发生器循环方案，主涡轮泵为同轴式结构，采用氨气起旋主涡轮泵的强迫起动方式，具备30%~100%变工况、重复使用能力，可兼顾火箭一级、二级的使用需求。2022年，研究所完成了首台产品2次整机热试，热试时长分别为5s和150s，突破了液氧甲烷发动机高品质点火、氮气强迫起动、推力室高效稳定燃烧、高性能涡轮泵等关键技术，充分验证了技术方案的可靠性，获得了可靠的液氧甲烷发动机点火起动方案、甲烷组件设计方法，验证了针对液氧甲烷双低温推进剂的系统静态仿真、起动仿真模型和方法，可拓展应用于后续推力高性能液氧甲烷发动机研制过程中。
北京航天动力研究所利用50吨级氢氧发动机的技术基础和研究平台，开展了60吨级液氧甲烷发动机关键技术攻关研究，完成了液氧甲烷发动机原理样机集成演示验证试验，如图3所示。2016年，60吨级液氧甲烷发动机先后进行了13次试车，验证了液氧甲烷发动机在可重复使用领域的能力和优势。在60吨级原理样机基础上，北京航天动力研究所开展了80吨级燃气发生器循环液氧甲烷发动机方案论证，并成功完成了发动机整机试车。2023年2月，80吨级液氧甲烷发动机长程热试取得圆满成功，验证了发动机的变推能力。
通过60吨级液氧甲烷发动机的研制，研究所突破了液氧甲烷发动机起动控制、燃烧、传热、组件重复使用等多项核心关键技术，验证了甲烷发动机的重复使用能力与优势，发动机重复使用时无需清洗，基本形成了燃气发生器循环液氧甲烷发动机的设计、制造和试验能力。
2、商航发展阶段
凭借原理样机验证阶段奠定的技术基础，“80吨级+10吨级”成为我国液氧甲烷火箭常见的发动机选型方案。在液氧甲烷发动机研制过程中，中国航天科技集团有限公司、中国航天科工集团有限公司、各民营航天公司均取得了重要进展。多款10吨级和80吨级液氧甲烷发动机在研，部分型号已成功进行整机热试。
在10吨级液氧甲烷发动机方面，除研究所的相关型号已完成整机热试外，航天科工火箭技术有限公司的“鸣凤”一号、蓝箭航天空间科技股份有限公司的“天鹊”11、北京星际荣耀空间科技股份有限公司的“焦点一号”、九州云箭(北京)空间科技有限公司的“凌云”发动机和北京宇航推进科技有限公司的“沧龙”二号也已通过了整机热试，部分型号已验证了多次起动、变推力、长程热试等技术。
在80吨级液氧甲烷发动机方面，除北京航天动力研究所的相关型号已完成整机热试外，蓝箭航天的“天鹊”12、九州云箭的“龙云”和宇航推进的“沧龙”一号也已通过了整机热试，科工火箭的“鸣凤”二号已总装出厂，星际荣耀的“焦点”二号已进行了燃气发生器热试。
各型10吨级和80吨级液氧甲烷发动机采用的起动方案、点火方案、总装方案、喷注器方案、密封方案等略有不同，但均采用燃气发生器循环方式。燃气发生器循环具有配置简单、成本低的优点，但室压一般在10MPa以内，难以满足大推力、高性能的使用需求。
3、全流量补燃循环发动机研制阶段
液氧甲烷发动机可采用的循环方式主要包括燃气发生器循环、膨胀循环、富氧补燃循环、富燃补燃循环和全流量补燃循环。在燃气发生器循环方案中，驱动涡轮的燃气排入推力室扩张段或直接排出;在膨胀循环方案中，驱动涡轮的介质为推力室冷却套后的甲烷气体。燃气发生器循环和膨胀循环方案涡轮功率小发动机室压低、比冲性能低。
在补燃循环方案中，驱动涡轮做功后的燃气进入推力室补燃，所有推进剂均经过推力室加速喷出产生推力，因此可达到更好的性能。全流量补燃循环发动机同时包含富氧燃气发生器和富燃燃气发生器，几乎全部的推进剂都进入燃气发生器燃烧产生燃气，富氧和富燃两路燃气驱动涡轮做功后进入推力室补燃。
与富氧补燃或富燃补燃循环相比，全流量补燃循环发动机中用于涡轮做功的介质流量大幅增加。在后样的推力(2000kN)燃烧室压力(25MPa)和组件特性下，全流量补燃循环方案中燃气发生器温度更低、单个涡轮泵功率更低，更易于实现高室压、高性能与重复使用需求之间的平衡。
全流量补燃循环发动机能够充分发挥液氧甲烷推进剂的性能优势，同时降低了涡轮入口燃气温度、改善了涡轮泵密封的工作环境，理论上能够有效提高产品的可靠性和重复使用性能。然而全流量补燃循环发动机存在系统配置复杂、总装集成化布局难度大、起动过程难控制、变工况耦合因素多等典型问题。
为支撑我国未来大型深空探测、火星登陆等任务需求，在富氧补燃循环液氧煤油发动机和富燃补燃循环氢氧发动机技术基础上，航天推进技术研究院(以下简称“研究院”)开展了200吨级全流量补燃循环液氧甲烷发动机研制工作。
200吨级全流量补燃循环液氧甲烷发动机海平面推力2000kN，目前研究院已完成发动机方案论证，成功完成了火炬点火器热试、燃气发生器缩尺件热试及推力室缩尺件热试考核，如图6一图8所示。在关键技术攻关过程中，研究院在液氧甲烷发动机点火技术、起动技术、稳定燃烧技术、传热特性、冷却技术等方面积累了大量经验。
