張小平 周亞強 嚴(yán) 偉

(1.陜西藍(lán)箭航天技術(shù)有限公司, 西安 710100; 2.中國載人航天工程辦公室, 北京 100034;3.藍(lán)箭航天空天科技股份有限公司, 北京 100176)

1 引言

火箭發(fā)動機是航天活動的基礎(chǔ),在一定程度上決定著導(dǎo)彈武器、運載火箭、衛(wèi)星和各種航天器的特性,是實現(xiàn)廉價、快捷及大規(guī)模進(jìn)入太空的必要條件。

20 世紀(jì)80 年代之前,各國火箭發(fā)動機的研制均以導(dǎo)彈武器和一次性使用運載火箭為應(yīng)用目標(biāo),推進(jìn)劑主要包括液氧/煤油、液氧/液氫、四氧化二氮/偏二甲肼和固體推進(jìn)劑等。 20 世紀(jì)80年代以來,美國和蘇聯(lián)以太空產(chǎn)業(yè)化為目標(biāo),開始研制可重復(fù)使用火箭發(fā)動機,研制成功了SSME等發(fā)動機。 但由于技術(shù)水平和頂層設(shè)計等問題,第一代可重復(fù)使用發(fā)動機和火箭并沒有達(dá)到大幅度降低成本的目的[1-2]。 進(jìn)入21 世紀(jì),SpaceX 公司以可重復(fù)使用的梅林液氧煤油發(fā)動機和獵鷹9火箭大幅度降低了發(fā)射成本,取得了人類航天史上前所未有的成就。 然而,液氧煤油發(fā)動機再次使用前,內(nèi)腔的煤油和積碳需要清除,維護(hù)工作較為復(fù)雜,不利于重復(fù)使用,同時發(fā)動機使用壽命偏短,比沖性能偏低,存在諸多不足。

隨著液化天然氣(Liquefied Natural Gas,LNG)的大規(guī)模使用,來源廣泛、成本低廉的甲烷成為火箭發(fā)動機可供選擇的推進(jìn)劑。 甲烷熱值高,液氧甲烷發(fā)動機的比沖性能具有一定優(yōu)勢;液氧與甲烷均為低溫介質(zhì),再次使用前可自然蒸發(fā)排出,富燃燃燒基本無積碳,大幅減少了液氧甲烷發(fā)動機的維護(hù)工作,可快速再次發(fā)射。 經(jīng)國內(nèi)外各航天動力研發(fā)機構(gòu)研究,對于重復(fù)使用運載火箭,液氧甲烷發(fā)動機是最佳選擇和發(fā)展方向[3-4]。 目前,美國SpaceX 公司、Blue Origin 公司以及歐洲、俄羅斯研制的新型發(fā)動機均采用了液氧甲烷推進(jìn)劑,美國2 家公司已完成發(fā)動機研制。 20 世紀(jì)80 年代后期,中國開展了液氧甲烷發(fā)動機的探索性研究;2005 年以來,進(jìn)行了液氧甲烷發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)研究工作[5-6];2017 年以來,中國多家民營航天企業(yè)開展了液氧甲烷發(fā)動機研制。

本文總結(jié)國內(nèi)外液氧甲烷發(fā)動機研制情況,分析不同組分LNG 對發(fā)動機的影響,指出液氧甲烷發(fā)動機的發(fā)展方向和需要解決的關(guān)鍵技術(shù),提出研制大推力重復(fù)使用液氧甲烷全流量補燃循環(huán)發(fā)動機的建議,可為相關(guān)研究提供借鑒。

2 國外液氧甲烷發(fā)動機發(fā)展情況

1931 年,德國試驗了世界上第一臺液氧甲烷發(fā)動機,開創(chuàng)了液氧甲烷發(fā)動機探索研究的先河。但是,在此后的幾十年間,運載火箭以一次性使用為主,主要采用四氧化二氮/偏二甲肼、液氧煤油、液氧液氫等推進(jìn)劑,液氧甲烷發(fā)動機的優(yōu)勢沒有得到發(fā)揮。 隨著可重復(fù)使用需求的凸顯和液化天然氣的應(yīng)用,液氧甲烷發(fā)動機逐漸成為各國新一代航天主動力研究的重點和熱點[7-9]。

2.1 美國

美國前期致力于支持液氧甲烷的點火、傳熱、燃燒及積碳等基礎(chǔ)技術(shù)和小推力發(fā)動機研究[10-11]。 在NASA 支持下洛克達(dá)因、XCOR 及ATK 等公司進(jìn)行了登月飛船上升級和獵戶座飛船反作用控制系統(tǒng)的液氧甲烷發(fā)動機研究,并進(jìn)行了多次熱試車。 2010 年后,SpaceX 公司和Blue Origin 公司致力于可重復(fù)使用液氧甲烷發(fā)動機研制,分別完成了猛禽(Raptor)發(fā)動機和BE-4 發(fā)動機研制[12]。

猛禽液氧甲烷發(fā)動機采用全流量補燃循環(huán),海平面推力為2000 kN,燃燒室壓力達(dá)到30 MPa,海平面比沖為3273 m/s,結(jié)構(gòu)質(zhì)量為1500 kg,是目前世界上技術(shù)水平最高的液體火箭發(fā)動機[3,12]。 猛禽發(fā)動機系統(tǒng)圖見圖1。

圖1 Raptor 發(fā)動機系統(tǒng)原理圖Fig.1 Schematic of the Raptor engine system

2009 年,SpaceX 公司提出下一代發(fā)動機的研制設(shè)想,比較了液氧煤油、液氧液氫和液氧甲烷等推進(jìn)劑組合。 2012 年,考慮到甲烷有利于發(fā)動機重復(fù)使用、性能更高、火星上可能能夠制備等因素,決定采用液氧甲烷推進(jìn)劑。 2014—2015 年,在NASA 的支持下,在斯坦尼斯E-2 試驗臺進(jìn)行了主噴注器試驗富氧預(yù)燃室試驗。 2016 年,SpaceX 在McGregor 建設(shè)了試車臺,進(jìn)行了發(fā)動機點火試車;同年美國空軍決定支持該發(fā)動機研制項目,SpaceX 可以獲得6730 萬美元,并根據(jù)進(jìn)度可以再得到6130 萬美元。 2019 年,發(fā)動機安裝在火箭上進(jìn)行了跳躍測試,開始了飛行試驗。 同時,SpaceX 公司快速迭代,2022 年研制了改進(jìn)型猛禽2 發(fā)動機。 由于發(fā)動機技術(shù)難度大,2022 年披露曾爆炸過30 多臺產(chǎn)品,燒毀了50 多臺推力室。

BE-4 液氧甲烷發(fā)動機采用富氧補燃循環(huán)系統(tǒng),推力為2400 kN,燃燒室壓力達(dá)到13.4 MPa,海平面比沖為3038 m/s[12]。 BE-4 發(fā)動機模型見圖2。 2011 年,Blue Origin 公司開始發(fā)動機研發(fā)。2014 年,United Launch Alliance 決定其新型運載火箭Vulcan 采用BE-4 發(fā)動機,以取代俄羅斯的RD-180 發(fā)動機[3,13]。 2015 年,進(jìn)行了閥門、渦輪泵、噴注器、預(yù)燃室和推力室試驗。 2016 年,美國空軍向ULA 提供2.02 億美元研制資金。 2017年,完成了發(fā)動機整機低工況試車。 同年6 月,Blue Origin 建造了新的工廠和試驗設(shè)施。 2019年,開始進(jìn)行額定推力試車。 2020 年,開始向ULA 交付發(fā)動機。

圖2 BE-4 發(fā)動機模型[3]Fig.2 Model of the BE-4 engine[3]

2.2 俄羅斯

俄羅斯的幾家液體火箭發(fā)動機設(shè)計局開展了不同推力的液氧甲烷發(fā)動機研究[14-15]。 能源機械聯(lián)合體提出了推力覆蓋10 N～2000 kN 的多種液氧甲烷發(fā)動機方案,提出使用RD-169、RD-182 及RD-185 發(fā)動機的Riksha 系列運載火箭方案,并在1995 年設(shè)計了推力1000 N 的發(fā)動機,進(jìn)行了試車。 從1994 年開始,化學(xué)自動化設(shè)計局將RD-0110 液氧煤油發(fā)動機和RD-56 液氧液氫發(fā)動機改制為液氧甲烷發(fā)動機,在1997年后進(jìn)行了多次試車。 熱過程研究所提出了推力覆蓋50～2400 kN 的多種發(fā)動機方案,進(jìn)行了大量基礎(chǔ)研究。 同時,俄羅斯的幾家設(shè)計局積極輸出技術(shù),與歐洲、日本、韓國進(jìn)行了多項液氧甲烷發(fā)動機技術(shù)的合作。 目前,俄羅斯正在研制推力200 噸級的RD-0162 液氧甲烷發(fā)動機,計劃2030 年前后投入使用,但由于國家投入經(jīng)費較少,項目進(jìn)展緩慢[12]。

2.3 其他國家

2004 年,歐洲航天局啟動未來航天運載器預(yù)發(fā)展計劃,將液氧甲烷發(fā)動機作為研究的重點,以下一代可重復(fù)使用發(fā)動機和阿里安5 火箭替代發(fā)動機為目標(biāo),開展了多型液氧甲烷發(fā)動機研究[12,16],進(jìn)行了推進(jìn)劑性能試驗、噴注器設(shè)計與試驗、高壓推力室冷卻方式和冷卻結(jié)構(gòu)研究、推力室內(nèi)壁銅合金和耐高溫鍍層以及耐高溫復(fù)合材料等研究,對比了補燃循環(huán)和燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)的優(yōu)劣性,曾提出過伏爾加和烏拉爾液氧甲烷發(fā)動機研制計劃,2008 年金融危機后這些項目終止。

2015 年以來,空客賽峰運載器公司和法國空間研究中心開展了普羅米修斯(Prometheus)液氧甲烷發(fā)動機研制,該發(fā)動機推力為1000 kN。2016 年12 月,歐空局部長會議決定將該發(fā)動機納入未來運載器計劃(FLPP),預(yù)計投入8500 萬歐元,為歐洲運載器的長期發(fā)展做準(zhǔn)備,瞄準(zhǔn)2030 年左右的發(fā)射市場[12,17-18]。

為了降低發(fā)射成本,日本曾提出采用液氧甲烷發(fā)動機代替固體助推器的方案,對液氧甲烷發(fā)動機的燃燒性能、冷卻性能、高壓推力室進(jìn)行了研究[19-21],并改制了LE-7 發(fā)動機采用甲烷進(jìn)行了熱試車[22-24]。 日本空間工作委員會曾計劃研制推力100 kN 級的液氧甲烷上面級火箭發(fā)動機,并進(jìn)行了多次熱試車[25-26]。 但日本對航天的需求較少,因此在液氧甲烷發(fā)動機領(lǐng)域主要是一些關(guān)鍵技術(shù)的研究。

2.4 小結(jié)

進(jìn)入本世紀(jì)以來,可重復(fù)使用成為航天發(fā)展的主要方向,各國研制的新型發(fā)動機基本上均采用液氧甲烷推進(jìn)劑。 目前,SpaceX 公司的猛禽發(fā)動機和Blue Origin 公司的BE-4 發(fā)動機均已完成研制,開始交付飛行產(chǎn)品。 國外新型發(fā)動機中,猛禽發(fā)動機采用全流量補燃循環(huán),性能高,渦輪泵密封相對簡單,有利于重復(fù)使用,系統(tǒng)壓力高,創(chuàng)新技術(shù)多,處于液體火箭發(fā)動機技術(shù)領(lǐng)域的最高水平;BE-4 發(fā)動機和RD-0162 發(fā)動機采用富氧燃?xì)庋a燃循環(huán),性能較高,研制難度較大;歐洲的普羅米修斯發(fā)動機采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán),系統(tǒng)簡單,研制難度適中,性能偏低。 國外主要液氧甲烷發(fā)動機參數(shù)見表1。

表1 國外主要液氧甲烷發(fā)動機參數(shù)Table 1 Main LOX/methane engine abroad

3 中國液氧甲烷發(fā)動機發(fā)展情況

中國液氧甲烷發(fā)動機研究的歷史由來已久,幾家航天院所開展了多型基礎(chǔ)技術(shù)研究和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān),多家民營火箭公司進(jìn)行了發(fā)動機工程研制,取得了一定的成果。

20 世紀(jì)80 年代中后期,以新一代火箭發(fā)動機為背景,開展了液氧/煤油、液氧/甲烷和液氧/丙烷推進(jìn)劑的比較研究,進(jìn)行了甲烷的傳熱試驗和燃燒試驗。 1990 年后決策研制液氧煤油發(fā)動機,液氧甲烷發(fā)動機的研究暫時停滯。

2005—2010 年期間,中國開展了液氧甲烷發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)研究工作。 西安航天動力研究所進(jìn)行了液氧甲烷發(fā)動機傳熱、燃燒、起動和系統(tǒng)方案等研究[27-29],進(jìn)行了10 噸級液氧甲烷發(fā)動機燃?xì)獍l(fā)生器和推力室試驗[30];北京航天動力研究所以YF-77 液氧液氫發(fā)動機為基礎(chǔ),改制出了液氧甲烷發(fā)動機原理樣機,并成功進(jìn)行了全系統(tǒng)試驗[31]。

2010—2015 年期間,以重復(fù)使用亞軌道飛行器為應(yīng)用背景,北京航天動力研究所進(jìn)一步開展了液氧甲烷發(fā)動機組件性能和長壽命、重復(fù)使用關(guān)鍵技術(shù)研究,完成了單臺發(fā)動機的多次試車考核。

同時期,以上面級發(fā)動機載人登月等項目為背景[32],北京航天動力研究所開展了液氧甲烷上面級發(fā)動機技術(shù)研究、多次起動變推力發(fā)動機技術(shù)研究,開展了甲烷推進(jìn)劑用于小型液氧甲烷發(fā)動機系統(tǒng)的可行性和方案性研究[33-34]。

2013 年,北京航天動力研究所開展了天地往返能力驗證飛行器OMS 和RCS 液氧/甲烷一體化方案的研究。 2017—2020 年,上海航天動力研究所成功進(jìn)行了液氧甲烷姿軌控推力室試驗,獲得了相關(guān)工作特性。

此外,北京航空航天大學(xué)針對2 噸推力液氧甲烷重復(fù)使用發(fā)動機進(jìn)行了結(jié)構(gòu)設(shè)計、壽命指標(biāo)分配方法等研究,以及相關(guān)噴嘴機理研究[35-36]。

在全流量補燃循環(huán)發(fā)動機領(lǐng)域,2010 年以來,西安航天動力研究所開展了推力200 噸級液氧甲烷發(fā)動機動力循環(huán)方式論證,近年來進(jìn)行了全流量補燃循環(huán)發(fā)動機研究論證[29],發(fā)動機海平面推力2000 kN。

2015 年以來,多家民營航天企業(yè)成立。 2017年底,藍(lán)箭航天開始研制真空推力80 t 和8 t 兩型液氧甲烷發(fā)動機[37]。 2020 年,完成了極限工況試車、極限邊界條件試車、搖擺試車、長程試車、過冷推進(jìn)劑試車等全面考核,試車過程如圖3所示。

圖3 藍(lán)箭航天80 噸和8 噸兩型發(fā)動機試車Fig.3 Landspace’s 80-ton and 8-ton engine test

2021 年,完成了火箭一級動力系統(tǒng)試車,完成了可靠性鑒定,其中8 t 發(fā)動機單機試車時間1萬秒、80 t 發(fā)動機單機長程試車11 次,交付了首飛火箭發(fā)動機產(chǎn)品。 與此同時,開始實施發(fā)動機改進(jìn)與提升工作。 80 t 發(fā)動機及其改進(jìn)型發(fā)動機主要性能參數(shù)見表2。

表2 藍(lán)箭航天發(fā)動機主要技術(shù)參數(shù)Table 2 Main technical parameters of engine

2021 年,藍(lán)箭航天啟動了200 噸級全流量補燃循環(huán)發(fā)動機論證與研究,初步確定了發(fā)動機技術(shù)參數(shù),海平面推力為2200 kN,真空推力為2366 kN,海平面比沖為3219 m/s,真空比沖為3461 m/s,混合比為3.6,燃燒室壓力為26 MPa,推力調(diào)節(jié)范圍為40%～120%,混合比調(diào)節(jié)范圍為±8%。

九州云箭進(jìn)行了10 噸級凌云和80 噸級龍云兩型液氧甲烷發(fā)動機研制,星際榮耀開展了15 噸級焦點一號液氧甲烷發(fā)動機研制,均取得了一定的進(jìn)展和成果。 其中,九州云箭的兩型發(fā)動機和星際榮耀的15 噸級發(fā)動機已進(jìn)行試車,取得了一定成果。 九州云箭80 噸級發(fā)動機試車見圖4。

圖4 九州云箭80 噸級發(fā)動機試車Fig.4 Jiuzhou Yunjian’s 80-ton engine test

4 火箭用LNG 研究與選擇

天然氣來源廣泛,包括自然形成和人工合成,其成分相差較大,甲烷含量一般在90%～99.8%,其余主要組分為乙烷、丙烷、氮氣以及微量的硫化物。 研究發(fā)現(xiàn),對發(fā)動機影響較大的因素包括硫含量和組分差異。

4.1 硫化合物的影響

天然氣中微量的硫化合物,對推力室銅內(nèi)壁、不銹鋼過濾網(wǎng)有腐蝕作用。 相關(guān)研究表明[38-40]:含硫量大于5 ppm 時,對銅內(nèi)壁有明顯腐蝕;硫含量低于1 ppm 時,對銅合金內(nèi)壁沒有腐蝕。

中國2020 年發(fā)布的液化天然氣國家標(biāo)準(zhǔn)[41]規(guī)定,總硫含量應(yīng)低于20 mg/m3(28 ppm),大于發(fā)動機的允許值。 然而,實際生產(chǎn)過程中,多家生產(chǎn)廠的指標(biāo)均小于1 ppm,可以滿足火箭發(fā)動機使用。 因此,在具體使用時需要檢測總硫含量,山東非金屬材料研究所研制了相關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)氣,可以滿足硫含量的檢測需求。

此外,民用天然氣中需添加臭味劑四氫噻吩(C4H8S),添加標(biāo)準(zhǔn)為20 mg/m3,由于該物質(zhì)含硫,在火箭用LNG 中應(yīng)禁止添加。

4.2 組分差異的影響

經(jīng)仿真計算和試車驗證,采用不同組分的LNG 發(fā)動機均可正常工作,對發(fā)動機性能影響如表3 所示。 可以發(fā)現(xiàn),不同組分的LNG 密度差異較大,對發(fā)動機混合比影響較大。 因此,在發(fā)動機實際應(yīng)用時需要嚴(yán)格控制LNG 的組分。

表3 LNG 組分對發(fā)動機性能的影響Table 3 Effects of LNG components on engine performance

4.3 火箭用LNG 選擇

國內(nèi)市場LNG 主要有進(jìn)口LNG 和利用管道氣、井口氣、煤制天然氣、焦?fàn)t氣制天然氣等生產(chǎn)的LNG。 海氣和管道氣產(chǎn)地多,組分差異較大而且不穩(wěn)定,不能滿足要求。

井口氣采用單一氣源液化,品質(zhì)一致性好。國內(nèi)井口氣主要分布于陜北、甘肅和內(nèi)蒙古,其中榆林金源天然氣有限公司的LNG 中甲烷含量為96%±0.3%,可以滿足要求。

煤制天然氣和焦?fàn)t氣制天然氣是以煤為原料形成,其甲烷含量為98.8%～99.6%,一致性好,能夠很好地滿足要求,可優(yōu)先選擇。

5 關(guān)鍵技術(shù)與發(fā)展方向

5.1 液氧甲烷發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)

重復(fù)使用液氧甲烷發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)如下:

1)大范圍推力調(diào)節(jié)技術(shù)。 用于運載火箭垂直回收,需突破高精度低溫調(diào)節(jié)器、低工況下組織燃燒、系統(tǒng)穩(wěn)定性等問題;

2)多次點火起動技術(shù)。 是運載火箭回收的關(guān)鍵,起動次數(shù)應(yīng)達(dá)到3～4 次,需解決高可靠點火、再次起動前內(nèi)腔推進(jìn)劑熱管理等問題;

3)高效穩(wěn)定燃燒技術(shù)。 解決燃?xì)獍l(fā)生器和推力室在不同工況下的燃燒穩(wěn)定性問題,重點突破液氧甲烷液液燃燒技術(shù);

4)大功率渦輪泵總體技術(shù)。 解決全流量補燃循環(huán)發(fā)動機軸向力平衡與轉(zhuǎn)子動力學(xué)問題;

5)多組件動力學(xué)技術(shù)。 解決發(fā)動機推力室、渦輪泵和燃?xì)獍l(fā)生器多場耦合問題;

6)重復(fù)使用發(fā)動機壽命設(shè)計與評估技術(shù)。結(jié)合仿真計算與試驗驗證,制定相關(guān)準(zhǔn)則;

7)大尺寸高壓推力室制造與材料技術(shù)。 解決推力室內(nèi)外壁焊接,研發(fā)高溫高強高導(dǎo)熱材料;8)發(fā)動機及其組件試驗技術(shù)。

5.2 液氧甲烷發(fā)動機發(fā)展方向

液體火箭發(fā)動機的技術(shù)水平主要取決于動力循環(huán)方式。 大推力發(fā)動機的動力循環(huán)方式主要包括燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)、富氧補燃循環(huán)、富燃補燃循環(huán)和全流量補燃循環(huán)。

燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)發(fā)動機中,驅(qū)動渦輪的燃?xì)馀湃胪屏κ覕U張段或直接排出,渦輪泵功率小,推力室壓力一般在10 MPa 以下,對生產(chǎn)和試驗的要求較低,研制難度相對較低,但發(fā)動機比沖較低。

富氧補燃循環(huán)或富燃補燃循環(huán)發(fā)動機中,氧化劑或燃料的絕大部分與另一種組元的小部分燃燒,產(chǎn)生富氧或富燃的燃?xì)?燃?xì)怛?qū)動渦輪后進(jìn)入推力室,和另一種組元的其余部分在推力室燃燒。 推力室壓力可達(dá)到20 MPa 以上,發(fā)動機比沖比燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)高約10%,技術(shù)水平較高。

全流量補燃循環(huán)發(fā)動機中,2 種推進(jìn)劑的絕大部分流量分別與另一種推進(jìn)劑的一小部分流量燃燒,產(chǎn)生富燃和富氧的燃?xì)?分別驅(qū)動2 臺渦輪后進(jìn)入推力室燃燒。 主要優(yōu)點如下:

1)進(jìn)一步提高推力室壓力,可達(dá)到30 MPa左右,提高發(fā)動機比沖;

2)由富氧燃?xì)怛?qū)動氧化劑渦輪泵,富燃燃?xì)怛?qū)動燃料渦輪泵,避免了氧燃接觸,對渦輪泵密封的要求大幅度降低;

3)渦輪流量大幅增加,可以降低燃?xì)鉁囟取?/p>

后2 個優(yōu)點有利于提高發(fā)動機的使用壽命,因此,全流量補燃循環(huán)發(fā)動機更有利于重復(fù)使用。

中國在液氧甲烷發(fā)動機技術(shù)領(lǐng)域取得了一定成果。 但是,與猛禽發(fā)動機相比,中國整體技術(shù)差距較大;同時尚無明確的重復(fù)使用規(guī)劃,制約未來發(fā)展。 為此,建議如下:

1)根據(jù)大規(guī)模、廉價進(jìn)入太空的需求,制定大型重復(fù)使用運載火箭及其發(fā)動機發(fā)展戰(zhàn)略;

2)液氧甲烷全流量補燃發(fā)動機是重復(fù)使用航天動力的發(fā)展方向,制定發(fā)動機的發(fā)展規(guī)劃;

3)充分利用科研院所和民營公司的力量,支持同步開展研發(fā)工作。

6 結(jié)束語

液氧甲烷發(fā)動機具有再次使用前維修維護(hù)工作少、成本低、性能高等優(yōu)勢,是重復(fù)使用時代運載火箭的最佳選擇和發(fā)展方向。 美國SpaceX 公司研制的猛禽發(fā)動機采用液氧甲烷推進(jìn)劑和全流量補燃循環(huán)系統(tǒng),代表了目前世界先進(jìn)水平。

中國開展了液氧甲烷發(fā)動機基礎(chǔ)技術(shù)研究和工程研制,取得了一定成果,建議制定重復(fù)使用發(fā)動機的發(fā)展戰(zhàn)略,開展大推力液氧甲烷全流量補燃發(fā)動機研制。