RL10系列氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)革新及啟示

陳士強(qiáng)，黑艷穎， 朱平平，王浩蘇，張青松

(北京宇航系統(tǒng)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(xiàn)。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(dǎo)航、探月及深空探測等為代表的技術(shù)成果，正加速由航天大國向航天強(qiáng)國邁進(jìn)。

運(yùn)載火箭技術(shù)水平是國家航天能力的基礎(chǔ)，動(dòng)力系統(tǒng)很大程度上決定了運(yùn)載火箭的總體性能。運(yùn)載發(fā)展，總體牽引，動(dòng)力先行。先進(jìn)氫氧末級(jí)是運(yùn)載火箭技術(shù)水平的重要標(biāo)志之一，高可靠、高性能、強(qiáng)擴(kuò)展性的10 t級(jí)推力膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)是重中之重。

本文系統(tǒng)研究了膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的典型代表——美國RL10系列發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)革新歷程，總結(jié)經(jīng)驗(yàn)、凝練啟示、提出建議，以期進(jìn)一步牽引我國膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展，支撐面向未來的氫氧末級(jí)火箭論證和研制工作。

1 RL10發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)革新

1.1 發(fā)展歷程簡介

RL10系列發(fā)動(dòng)機(jī)是世界上第一款氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，因使用液氫的半人馬座(Centaur)項(xiàng)目上馬應(yīng)運(yùn)而生，承包商為普惠公司。1958年10月開始原型機(jī)研制，代號(hào)XRL-115；1959年進(jìn)行首次熱試車；1963年11月27日飛行成功；共經(jīng)歷3個(gè)子系列(RL10A、RL10B、RL10C),約25種型號(hào)(包含部分預(yù)研型號(hào)和階段性技術(shù)狀態(tài)固化型號(hào))。目前，RL10系列發(fā)動(dòng)機(jī)仍在服役的型號(hào)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(jí)。美國后續(xù)多款大中型運(yùn)載火箭均選擇了RL10系列發(fā)動(dòng)機(jī)作為末級(jí)主動(dòng)力，包括由NASA主導(dǎo)的SLS探索上面級(jí)、由ULA主導(dǎo)的Vulcan和由Orbit ATK主導(dǎo)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(fā)動(dòng)機(jī)Fig.1 Three on flight derivative engines of RL10

在60多年的發(fā)展歷程中，RL10發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)-半人馬座、Delta系列等運(yùn)載火箭總體牽引下持續(xù)改進(jìn)，RL10發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)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(shí)長，可靠性指標(biāo)超過0.999。結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性提升的內(nèi)在驅(qū)動(dòng)，RL10發(fā)動(dòng)機(jī)不斷推動(dòng)氫氧推進(jìn)技術(shù)的革新，持續(xù)提供高性能、高可靠的氫氧末級(jí)主動(dòng)力解決方案。

1.2 系統(tǒng)基本原理

RL10最早期的概念設(shè)計(jì)基于傳統(tǒng)的燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)，需要增設(shè)獨(dú)立的發(fā)生器驅(qū)動(dòng)渦輪泵。普惠公司在RL10研制之前曾為美國空軍的“Suntan計(jì)劃”(氫氧高空偵察機(jī))研制氫氧渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，代號(hào)“304”。該型發(fā)動(dòng)機(jī)首次采用了膨脹循環(huán)，即液氫進(jìn)入渦輪前先流過燃燒室側(cè)壁管路，吸熱汽化后膨脹提供渦輪做功能量的同時(shí)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(tǒng)組件數(shù)量。RL10原型機(jī)繼承了304發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)成果，從燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)轉(zhuǎn)而采用了膨脹循環(huán)，如圖2所示。

圖2 RL10發(fā)動(dòng)機(jī)主流路示意圖Fig.2 Inner fluid cycle of RL10 engine

自此往后，RL10發(fā)動(dòng)機(jī)所有衍生型號(hào)始終保持“單渦輪+齒輪箱+雙泵”的膨脹循環(huán)方案，充分體現(xiàn)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(huán)在低溫末級(jí)主動(dòng)力選擇方面的顯著優(yōu)勢：系統(tǒng)簡潔，綜合性能指標(biāo)均衡，推力、比沖適宜，研制難度居中，起動(dòng)階段泵入口壓力需求顯著低于補(bǔ)燃循環(huán)(分級(jí)燃燒，系統(tǒng)壓力高)，多次起動(dòng)可靠性優(yōu)于燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)(只有推力室需要多次點(diǎn)火，而燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)需要發(fā)生器和推力室兩處點(diǎn)火)。受此影響，后續(xù)研制先進(jìn)氫氧末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)普遍優(yōu)選膨脹循環(huán)，如歐洲的Vinci、日本的LE-5B、俄羅斯的RD-0146等。

1.3 技術(shù)演進(jìn)路線

在RL10發(fā)動(dòng)機(jī)60多年的技術(shù)演進(jìn)過程中，先后形成了以RL10A、RL10B和RL10C為代表的3個(gè)子系列，同時(shí)發(fā)展出了地面起動(dòng)、深度節(jié)流等多種衍生改進(jìn)型，如圖3所示。

圖3 RL10發(fā)動(dòng)機(jī)型譜(主要衍生型號(hào))Fig.3 The road map of RL10 and derivative engines

1.3.1 RL10A系列

RL10系列發(fā)動(dòng)機(jī)前40年(1958—1998年)的技術(shù)發(fā)展主要圍繞用于半人馬座系列氫氧末級(jí)的RL10A子系列開展，如圖4所示。首款飛行產(chǎn)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(fā)動(dòng)機(jī)的離心式氫渦輪泵基礎(chǔ)。

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

RL10A-3是RL10A-1的接續(xù)型號(hào)，采用了快開式冷卻閥以更好地控制關(guān)機(jī)過渡過程并改善氧泵的抽吸能力，優(yōu)化了渦輪泵設(shè)計(jì)。半人馬座B和土星I的S-IV級(jí)使用了該型發(fā)動(dòng)機(jī)(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(qū)分，但比沖提高5 s，達(dá)到427 s。

RL10A-3-1的推出延續(xù)著對更高比沖的追求，應(yīng)用需求來自于冷戰(zhàn)背景下NASA行星探測任務(wù)有效載荷質(zhì)量的日益增加。噴注器的改進(jìn)使燃燒效率得以提高，并減少了穩(wěn)態(tài)推進(jìn)劑消耗量(得益于渦輪泵密封改進(jìn)和齒輪箱冷卻流量需求降低)，比沖提高到431 s；推力室?guī)缀纬叽?、室壓和推力無明顯調(diào)整。

RL10A-3-3首次對推力室?guī)缀纬叽邕M(jìn)行了較大調(diào)整，減小喉部直徑的同時(shí)保持推力室入口和出口直徑不變，膨脹比達(dá)到了57，另外對燃料泵葉輪和渦輪進(jìn)行重新設(shè)計(jì)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(jìn)型。在該版本中，喉部直徑再次縮小，膨脹比達(dá)到61，推力室壓力進(jìn)一步增加，RL10A推力首次大幅提升達(dá)到了7.34 t，應(yīng)用于宇宙神-半人馬座火箭。

RL10A系列的第二次重大升級(jí)體現(xiàn)在RL10A-4發(fā)動(dòng)機(jī)上，其直接驅(qū)動(dòng)力為美國航天商業(yè)化后直面大量商業(yè)訂單及高密度發(fā)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(chǔ)級(jí)代號(hào)為“宇宙神2A”(Atlas IIA)。隨著推力室的優(yōu)化，渦輪泵的改進(jìn)以及延伸噴管的增加，真空推力從7.34 t升級(jí)到9.25 t。在RL10A-3-3A中已經(jīng)實(shí)現(xiàn)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(diào)整了推力室內(nèi)壁面的基本形狀；重新設(shè)計(jì)氧泵并修改了渦輪泵的部分其他細(xì)節(jié)；提高了推進(jìn)劑流量和推力室壓力，相關(guān)組件為適應(yīng)系統(tǒng)工作壓力升高也同步進(jìn)行了重新設(shè)計(jì)；最后增加了一段延伸輻射冷卻的鈮噴管，使膨脹比達(dá)到84(受雙機(jī)構(gòu)型布局限制，未能實(shí)現(xiàn)更高膨脹比指標(biāo))；第一批發(fā)動(dòng)機(jī)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(yīng)用于宇宙神3A/3B，由于基礎(chǔ)級(jí)采用俄制RD-180發(fā)動(dòng)機(jī)具備了更大推力和推力調(diào)節(jié)能力，半人馬座采用單臺(tái)RL10發(fā)動(dòng)機(jī)成為可能。RL10A-4-1重新設(shè)計(jì)了噴注器，進(jìn)一步提升了性能，并利用組件的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了9.92 t的推力，以滿足宇宙神3A-半人馬座的單發(fā)需求，1995年1月飛行成功。同時(shí)，RL10A-4-1采用了直接電點(diǎn)火(Direct Spark Ignition，DSI)和起飛前低溫氦冷卻技術(shù)，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(fā)動(dòng)機(jī)，因美國空軍漸進(jìn)一次性運(yùn)載火箭計(jì)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(jīng)濟(jì)、更安全的發(fā)射服務(wù)。RL10A-4-2繼承了RL10A-4-1的優(yōu)點(diǎn)，射前對液氫、液氧泵采用低溫氦冷卻，基礎(chǔ)級(jí)飛行階段對氫渦輪泵進(jìn)行循環(huán)預(yù)冷，這兩項(xiàng)操作都減少了發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)前預(yù)冷所需的推進(jìn)劑消耗量以及與基礎(chǔ)級(jí)分離后的等待時(shí)間，提高了性能。RL10A-4-2發(fā)動(dòng)機(jī)的第二項(xiàng)改進(jìn)是增加了一個(gè)獨(dú)立的電動(dòng)氣閥，可以獨(dú)立控制氧泵前閥(Oxidizer Flow Control Valve,OFCV)，使發(fā)動(dòng)機(jī)在第二次或第三次起動(dòng)前可進(jìn)行小流量預(yù)冷以提高火箭性能。RL10A-4-2最重要的改進(jìn)是采用冗余直接電點(diǎn)火系統(tǒng)(Dual Direct Spark Ignition，DDSI)。DDSI是一種完全冗余的電子點(diǎn)火系統(tǒng)，滿足宇宙神5對單機(jī)和系統(tǒng)更為嚴(yán)苛環(huán)境要求。宇宙神5助推級(jí)的液氧煤油芯級(jí)(俄制RD-180發(fā)動(dòng)機(jī))+固體助推器構(gòu)型使得級(jí)間段具有足夠的空間安裝RL10A-4-2發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)前執(zhí)行展開動(dòng)作，而宇宙神5火箭消除了這項(xiàng)飛行過程的成敗型關(guān)鍵單點(diǎn)動(dòng)作。RL10A-4-2發(fā)動(dòng)機(jī)伺服機(jī)構(gòu)也從原有成熟的液壓伺服升級(jí)為機(jī)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(jí)換代密不可分。

(a) Delta 3

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

為滿足日益增長的商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射市場需求，保持Delta系列運(yùn)載火箭的競爭能力，1995年年初，麥克唐納·道格拉斯公司(現(xiàn)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(gè)完全由私營企業(yè)投資研制的運(yùn)載火箭，基于成本方面的考慮，一改過去Delta系列火箭的三級(jí)結(jié)構(gòu)，而采用二級(jí)結(jié)構(gòu)，二級(jí)首次采用單臺(tái)RL10B-2發(fā)動(dòng)機(jī)，需要通過推力提升盡可能彌補(bǔ)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量由2臺(tái)減少為1臺(tái)帶來的運(yùn)載能力損失。

RL10B-2的改進(jìn)是在RL10A-4發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵系統(tǒng)重新設(shè)計(jì)后的基礎(chǔ)上推力提高20%，達(dá)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(fā)動(dòng)機(jī)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(dá)到465.5 s，是目前已飛行化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)的最高比沖。

在美國空軍EELV飛行計(jì)劃的支持下，Delta 4系列運(yùn)載火箭繼承了相關(guān)設(shè)計(jì)狀態(tài)，并進(jìn)一步推動(dòng)了RL10B-2的部分性能優(yōu)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(yōu)勢，進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

新型發(fā)動(dòng)機(jī)RL10C-1于2014年完成首飛，其顯著特點(diǎn)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(fā)動(dòng)機(jī)繼承了RL10C-1的所有改進(jìn)，同時(shí)具備3段式可展開式延伸噴管，優(yōu)化了發(fā)動(dòng)機(jī)管路以改善起動(dòng)時(shí)序，完善了閥門設(shè)計(jì)，對變速齒輪和密封進(jìn)行了適當(dāng)調(diào)整，具備主動(dòng)混合比控制能力，進(jìn)一步系統(tǒng)性提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性。目前正在研制的RL10C-3發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃用于SLS火箭EUS上面級(jí)(Exploration Upper Stage)，在系統(tǒng)可靠性方面將進(jìn)一步提升。

1.3.4 專項(xiàng)研究

1.3.4.1 可重復(fù)使用驗(yàn)證機(jī)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(jí)入軌重復(fù)使用火箭DC-X。RL10發(fā)動(dòng)機(jī)以其高可靠性被DC-X選為主動(dòng)力。RL10可重復(fù)使用型發(fā)動(dòng)機(jī)代號(hào)RL10A-5，不僅提供飛行動(dòng)力、可重復(fù)使用而且推力需要從100%降低到30%，火箭升空后在某一預(yù)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(yīng)海平面工作重新設(shè)計(jì)了發(fā)動(dòng)機(jī)噴管；為滿足火箭變推力要求重新設(shè)計(jì)了燃燒室,增強(qiáng)了換熱能力,增設(shè)了推力調(diào)節(jié)閥上的機(jī)電調(diào)節(jié)器以及氧化劑流量調(diào)節(jié)閥。1993年8月，DC-X和RL10A-5發(fā)動(dòng)機(jī)完成了12次發(fā)射中的首次發(fā)射。

DC-X研制和飛行過程中，RL10A-5發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)異性能證明了該發(fā)動(dòng)機(jī)在助推級(jí)工作和進(jìn)行較低的維護(hù)即可重復(fù)使用的能力，考核了發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命。根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)累計(jì)，單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)共完成了48次飛行，飛行時(shí)間近5 000 s。4臺(tái)參加過飛行的發(fā)動(dòng)機(jī)共進(jìn)行了125次點(diǎn)火，累計(jì)工作時(shí)間11 146 s。

1.3.4.2 深度節(jié)流驗(yàn)證機(jī)CECE

通用擴(kuò)展低溫發(fā)動(dòng)機(jī)CECE(Common Extensible Cryogenic Engine)是NASA資助的首個(gè)面向未來深空探測試驗(yàn)項(xiàng)目，用于研究RL10發(fā)動(dòng)機(jī)深度節(jié)流技術(shù)，曾計(jì)劃用于月球探測低溫下降級(jí)。該項(xiàng)目從2006年4月持續(xù)到2010年4月，共開展了4輪47次測試，累計(jì)熱試車時(shí)間7 436 s。CECE在RL10A-4-2基礎(chǔ)上，通過對推進(jìn)劑的壓力、溫度、噴注器流量和推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)改進(jìn)，增設(shè)了變截面氣蝕管、氧化劑機(jī)電控制閥、渦輪機(jī)電旁通閥和推力機(jī)電調(diào)節(jié)閥，成功實(shí)現(xiàn)了推力范圍從104%到5.9%的節(jié)流(詳見圖6、圖7)。

圖6 RL10與CECE驗(yàn)證機(jī)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(jié)流狀態(tài)CECE真空熱試車圖像Fig.7 CECE hot fire test under different throttling level

CECE同時(shí)驗(yàn)證了RL10發(fā)動(dòng)機(jī)使用液氧-甲烷推進(jìn)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(xiàng)協(xié)議，通過消除RL10發(fā)動(dòng)機(jī)中潛在的引發(fā)飛行失敗的單點(diǎn)故障來提高飛行成功率，主要研究成果包括：

1)完善RL10發(fā)動(dòng)機(jī)的失效模式與影響分析(FMEA)；

2)基于FMEA的結(jié)果，建立了一個(gè)臨界項(xiàng)目清單(CIL)；

3)對所有地面設(shè)備運(yùn)行中的異常情況進(jìn)行徹底檢查，以改進(jìn)零件的故障水平和臨界率，提高組件和發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)水平；一旦出現(xiàn)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(fā)動(dòng)機(jī)單點(diǎn)失效，具體推薦措施主要包括：發(fā)射前冗余的冷卻單向閥、冗余的點(diǎn)火裝置、冗余電磁閥或冗余電磁線圈、冗余的進(jìn)口起動(dòng)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(diǎn)火的氧化劑供應(yīng)閥；

5)檢查辨識(shí)RL10發(fā)動(dòng)機(jī)所有的地面設(shè)備、發(fā)動(dòng)機(jī)與火箭的總裝技術(shù)中潛在的對發(fā)動(dòng)機(jī)造成危害的因素。

本項(xiàng)可靠性研究為RL10發(fā)動(dòng)機(jī)辨識(shí)薄弱環(huán)節(jié)、提高設(shè)計(jì)水平、消除單點(diǎn)環(huán)境和保障飛行成功率提供了重要支撐，為后續(xù)發(fā)動(dòng)機(jī)研制可靠性提升提供了典范。

1.5 主要試驗(yàn)研究

1.5.1 真空環(huán)境工作可靠性試驗(yàn)

為充分考核用于改進(jìn)型半人馬座D-1A的RL10A-3-3發(fā)動(dòng)機(jī)真空環(huán)境適應(yīng)性、預(yù)冷時(shí)序優(yōu)化、二次起動(dòng)可靠性，NASA于1968年撥款在Plum Brook(NASA的下屬地面試驗(yàn)站)建造了宇航推進(jìn)研究試驗(yàn)臺(tái)B-2，如圖8所示。

圖8 NASA B-2推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)Fig.8 B-2 Space propulsion research facility of NASA

試驗(yàn)臺(tái)包括一個(gè)巨大的不銹鋼真空艙，直徑12 m，高17 m，足以將整個(gè)半人馬座放置在真空艙內(nèi)，加注液氫和液氧后進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火測試。B-2試驗(yàn)臺(tái)可以模擬161～201 km飛行高度的極端環(huán)境，并測試半人馬座在太空真空環(huán)境中發(fā)動(dòng)機(jī)的重啟能力。發(fā)動(dòng)機(jī)重啟問題受到特別關(guān)注，其中包括發(fā)動(dòng)機(jī)必要的“預(yù)冷”，用以確保液氫而不是氫氣進(jìn)入預(yù)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(shè)置了獨(dú)立的預(yù)壓泵)，并維持發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑入口的適當(dāng)壓力。B-2設(shè)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(yàn)臺(tái)的檢驗(yàn)測試開始于1969年10月。1970年12月18日，B-2試驗(yàn)臺(tái)首次成功進(jìn)行了半人馬座發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車。在B-2試驗(yàn)臺(tái)上對半人馬座發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)一步測試顯示，RL10可以通過增壓輸送系統(tǒng)保持穩(wěn)定工作，為后續(xù)取消輸送路上的預(yù)壓泵提供了重要試驗(yàn)依據(jù)。

1.5.2 載人飛行邊界摸底試驗(yàn)

1982年，NASA與美國空軍聯(lián)合起動(dòng)了航天飛機(jī)-半人馬座項(xiàng)目，為了適應(yīng)用戶的多任務(wù)需求，半人馬座在D-1A的基礎(chǔ)上進(jìn)行了大量改動(dòng)，推出了G(雙機(jī)，RL10A-3-3B)和G-Prime(單機(jī)，RL10A-3-3A)兩個(gè)構(gòu)型。半人馬座的改進(jìn)推動(dòng)了RL10發(fā)動(dòng)機(jī)的改進(jìn)，其指導(dǎo)原則是力求通過最小的改動(dòng)適應(yīng)新的半人馬座，主要工作包括：適應(yīng)航天飛機(jī)發(fā)射環(huán)境及流程，全新的地面操作接口，一套起動(dòng)時(shí)序適應(yīng)兩型半人馬座，新的發(fā)射平臺(tái)，兩種混合比，射前預(yù)冷流程調(diào)整，全新的基礎(chǔ)級(jí)接口形式，深空探測載荷提出的多次起動(dòng)需求。另外，為了滿足航天飛機(jī)載人飛行的安全性要求，RL10發(fā)動(dòng)機(jī)還需為滿足下列條件進(jìn)行適應(yīng)性優(yōu)化：航天飛機(jī)載人工程總體要求、有效載荷安全性規(guī)范、電子裝聯(lián)要求、污染物控制要求等。

RL10發(fā)動(dòng)機(jī)為此開展了大量邊界摸底試驗(yàn)研究(見表1)，優(yōu)化了起動(dòng)時(shí)序和起動(dòng)條件，最終以最小的硬件改動(dòng)滿足了任務(wù)要求，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)更為豐富的性能參數(shù)，包括預(yù)冷特性、水擊特性、振動(dòng)特性等。

表1 RL10發(fā)動(dòng)機(jī)開展的載人飛行邊界摸底試驗(yàn)Tab.1 Test items of RL10 for Space Shuttle/Centaur manned flight boundary

1.5.3 長時(shí)間滑行飛行拓展試驗(yàn)

RL10發(fā)動(dòng)機(jī)伴隨半人馬座在主任務(wù)結(jié)束后先后開展了3次長時(shí)間在軌滑行拓展試驗(yàn)，包括1974年12月10日的太陽神號(hào)發(fā)射任務(wù)(TC-2)后近7 h滑行拓展試驗(yàn)、1976年1月15日的太陽神2號(hào)發(fā)射任務(wù)(TC-5)后發(fā)動(dòng)機(jī)5次重新起動(dòng)試驗(yàn)和1978年11月13日的高能天文觀測臺(tái)二號(hào)發(fā)射任務(wù)(HEAO-2)后長時(shí)間滑行后姿態(tài)恢復(fù)能力和再次起動(dòng)能力拓展試驗(yàn)，充分考核了發(fā)動(dòng)機(jī)長時(shí)間滑行適應(yīng)性、短時(shí)間預(yù)冷技術(shù)方案、多次起動(dòng)可靠性、復(fù)雜姿態(tài)調(diào)整后起動(dòng)及姿態(tài)恢復(fù)能力。

TC-2拓展試驗(yàn)在星箭分離后首先進(jìn)行了1 h的滑行，而后RL10發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)了第3次空中點(diǎn)火，工作11 s后進(jìn)入下一個(gè)滑行期，期間開展了幾次180°的滾轉(zhuǎn)(稱為“熱機(jī)動(dòng)”，防止火箭的一側(cè)過熱)、主動(dòng)排氣和其他熱控操作；3 h后，RL10第4次起動(dòng)，穩(wěn)定工作了47 s；最后的滑行階段持續(xù)了將近27 min，并開展了預(yù)壓泵實(shí)驗(yàn)和過氧化氫耗盡實(shí)驗(yàn)，以確定預(yù)壓泵從嚴(yán)重的氣蝕狀態(tài)恢復(fù)的能力，為后續(xù)RL10發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(yàn)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(jìn)行前所未有的第5次重新起動(dòng)試驗(yàn)。驗(yàn)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(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)之間停留軌道持續(xù)5 h以上)以及滑行5 min后重起能力。

HEAO-2拓展試驗(yàn)在星箭分離后進(jìn)行了兩次拓展試驗(yàn)以驗(yàn)證長時(shí)間滑行后姿態(tài)恢復(fù)能力和再次起動(dòng)能力。第一次實(shí)驗(yàn)發(fā)生在飛行106 min，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)能夠在有效載荷分離之前將航天器旋轉(zhuǎn)至12(°)/s。第二次實(shí)驗(yàn)發(fā)生在飛行109 min，考核了329°俯仰和584°滾轉(zhuǎn)的嚴(yán)重翻滾箭體姿態(tài)恢復(fù)及發(fā)動(dòng)機(jī)重起能力。

2 對我國氫氧末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制啟示

2.1 總體頂層牽引是發(fā)動(dòng)機(jī)重大技術(shù)進(jìn)步和可靠性大幅提升的核心支撐

氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)是國家綜合國力的體現(xiàn)，其核心需求來源于國家頂層規(guī)劃，無論是科學(xué)探測、基礎(chǔ)服務(wù)還是國防應(yīng)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(tǒng)設(shè)計(jì)決定了具體的執(zhí)行方向，基于國家宏觀政策約束，圍繞國家能力構(gòu)建與提升的重大空間科學(xué)工程和預(yù)先研究項(xiàng)目的合理規(guī)劃是發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展的核心支撐。RL-10多次重大技術(shù)改進(jìn)和可靠性提升均來自總體牽引，主要體現(xiàn)為國家級(jí)的空間科學(xué)研究項(xiàng)目在性能需求、經(jīng)費(fèi)渠道、試驗(yàn)條件等多方面的具體支持，包括20世紀(jì)60～70年代持續(xù)開展的行星際探測任務(wù)及有效載荷質(zhì)量的不斷提高對高比沖和兩次起動(dòng)可靠性的持續(xù)需求，20世紀(jì)80～90年代地球同步軌道衛(wèi)星直接入軌對多次起動(dòng)預(yù)冷及點(diǎn)火可靠性的需求，航天飛機(jī)載人任務(wù)對安全性的苛刻需求——空軍對軍事有效載荷高可靠進(jìn)入太空能力的需求(EELV)，深空探測發(fā)動(dòng)機(jī)推力深度節(jié)流需求(CECE)等。

在技術(shù)層面，比沖的提高和可靠性的提升是對發(fā)動(dòng)機(jī)的通用技術(shù)需求，與火箭構(gòu)型關(guān)系較小，但需要投入大量的經(jīng)費(fèi)開展試驗(yàn)驗(yàn)證工作，完全依靠企業(yè)自身推進(jìn)實(shí)現(xiàn)難度較大；而推力、混合比、結(jié)構(gòu)布局(如大膨脹比噴管)等指標(biāo)與火箭總體耦合緊密，如發(fā)動(dòng)機(jī)自行改進(jìn)，會(huì)對總體造成嚴(yán)重影響，必須依靠頂層牽引。RL10發(fā)動(dòng)機(jī)在宇宙神、土星、大力神、Delta等火箭的多個(gè)型號(hào)中成功應(yīng)用，并且被后續(xù)多型在研火箭選為末級(jí)主動(dòng)力而不斷改進(jìn)，其傲人的產(chǎn)品質(zhì)量和飛行成功率得益于多總體牽引下批量化生產(chǎn)形成的“優(yōu)化設(shè)計(jì)-生產(chǎn)-試驗(yàn)考核-飛行”良性循環(huán)，在經(jīng)濟(jì)、技術(shù)兩個(gè)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(xù)發(fā)展的良好空間。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)宜采用分級(jí)技術(shù)管理：飛行產(chǎn)品全生命周期質(zhì)量嚴(yán)格管控，確保任務(wù)成功；試驗(yàn)產(chǎn)品堅(jiān)持技術(shù)發(fā)展導(dǎo)向，鼓勵(lì)大膽創(chuàng)新，不斷提升技術(shù)成熟度

在可以滿足任務(wù)需求和經(jīng)濟(jì)性的前提下，運(yùn)載火箭總體一般不希望發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)改進(jìn)，因?yàn)楦倪M(jìn)即風(fēng)險(xiǎn)，一旦考核驗(yàn)證不充分可能造成嚴(yán)重的飛行事故，從RL10A-3-3A到RL10A-4的改進(jìn)歷時(shí)17 a可見一斑。因此，對于交付飛行的發(fā)動(dòng)機(jī)必須嚴(yán)格控制技術(shù)狀態(tài)、基線和生產(chǎn)質(zhì)量，做到全生命周期管控，有力支撐飛行可靠性，確保任務(wù)成功和企業(yè)盈利。RL10發(fā)動(dòng)機(jī)自參與飛行任務(wù)以來，57年間僅出現(xiàn)過一次因發(fā)動(dòng)機(jī)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(wù)失敗)?？紤]到涉及的時(shí)間跨度之大、運(yùn)載火箭型號(hào)之廣、飛行次數(shù)之多，該記錄令人驚嘆不已，背后隱含的是RL10發(fā)動(dòng)機(jī)對于交付產(chǎn)品質(zhì)量的良好管控。

對于面向后續(xù)發(fā)展的技術(shù)改進(jìn)、專項(xiàng)提升等工作，如從RL10A-1到RL10A-4-2的技術(shù)跨越以及RL10A-3-3B、RL10A-5、CECE相關(guān)研究等，大力鼓勵(lì)并積極推進(jìn)對新技術(shù)的研究和發(fā)動(dòng)機(jī)邊界工況探索，激發(fā)創(chuàng)新，不斷提高技術(shù)成熟度和驗(yàn)證充分性，逐步消除用戶的疑慮，為新技術(shù)的最終飛行產(chǎn)品應(yīng)用提供了良好范式。

準(zhǔn)則和規(guī)范是指導(dǎo)和約束設(shè)計(jì)、改進(jìn)及驗(yàn)證充分性的重要依據(jù)。NASA牽頭在20世紀(jì)70年代相繼出臺(tái)了運(yùn)載火箭領(lǐng)域的SP-8000系列標(biāo)準(zhǔn)；對于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能評(píng)估和試驗(yàn)驗(yàn)證，美國空軍于2017年出臺(tái)了SMC-S-025標(biāo)準(zhǔn)，用以指導(dǎo)全美液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)研制和試驗(yàn)工作。

2.3 技術(shù)改進(jìn)應(yīng)按需實(shí)施：組件級(jí)冗余措施和小幅改動(dòng)可以有效提升發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性，而性能參數(shù)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(jí)

發(fā)動(dòng)機(jī)所有技術(shù)改進(jìn)應(yīng)按需開展、分級(jí)實(shí)施。作為全箭最為關(guān)鍵的單機(jī)之一，發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性相關(guān)研究工作應(yīng)持續(xù)不斷地進(jìn)行，其中單獨(dú)的可靠性立項(xiàng)支持不可或缺。RL10發(fā)動(dòng)機(jī)通過NASA支持的可靠性專項(xiàng)工作開展了卓有成效的理論和試驗(yàn)研究，從測試覆蓋性、臨界工況、FMEA等方面對產(chǎn)品進(jìn)行了反復(fù)的審視和修改，為RL10高飛行成功率和故障適應(yīng)性提供了重要支撐?？煽啃蕴嵘木唧w項(xiàng)目一般不涉及發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)級(jí)調(diào)整，典型內(nèi)容包括采取冗余措施消除單點(diǎn)(組件內(nèi)部冗余、多組件系統(tǒng)級(jí)冗余等)、典型失效環(huán)節(jié)研究及使用工況約束、外系統(tǒng)干擾影響及抑制、邊界條件辨識(shí)及控制等。小幅且循序漸進(jìn)的改動(dòng)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(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)改進(jìn)涉及系統(tǒng)級(jí)調(diào)整，將會(huì)對核心組件進(jìn)行大幅改動(dòng)甚至是重新設(shè)計(jì)，如渦輪泵、推力室等，其工作量和改后的驗(yàn)證需求也更大，在周期和經(jīng)費(fèi)方面所需的支撐力量也必須更強(qiáng)，僅靠發(fā)動(dòng)機(jī)研制單位難以實(shí)現(xiàn)，需要項(xiàng)目總體或國家級(jí)專項(xiàng)支持。此類改動(dòng)需要明確的頂層任務(wù)需求牽引，就設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、試驗(yàn)等環(huán)節(jié)開展深入的論證策劃，制定嚴(yán)格的周期表和質(zhì)量管控措施，確保按期提供滿足總體需求的飛行產(chǎn)品，無異于新研一型發(fā)動(dòng)機(jī)。

2.4 充分的地面試驗(yàn)和測試是技術(shù)繼承、驗(yàn)證改進(jìn)、降低飛行風(fēng)險(xiǎn)的有效手段，試驗(yàn)帶來的周期與經(jīng)費(fèi)的壓力需要結(jié)合飛行風(fēng)險(xiǎn)綜合評(píng)估

RL10發(fā)動(dòng)機(jī)革新之路充分表明了在已有成熟技術(shù)基礎(chǔ)上不斷改進(jìn)是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)打造經(jīng)典的必由之路。繼承不等于照搬，必須根據(jù)新的需求和不同時(shí)代技術(shù)發(fā)展有所進(jìn)步；關(guān)于硬件的改動(dòng)必須慎重，考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)各部件間的強(qiáng)耦合特性，應(yīng)該改動(dòng)需要充分的試驗(yàn)考核(包括單機(jī)級(jí)和系統(tǒng)級(jí))。經(jīng)過多次試驗(yàn)沒問題后，產(chǎn)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(yàn)臺(tái)半人馬座整級(jí)真空試驗(yàn)、多次飛行拓展試驗(yàn)、航天飛機(jī)-半人馬座嚴(yán)苛的安全性試驗(yàn)等等。

試驗(yàn)產(chǎn)品的狀態(tài)和邊界對試驗(yàn)設(shè)計(jì)提出了較高的要求，由于是高空起動(dòng)，RL10發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)對經(jīng)費(fèi)的需求也是非?？捎^的。發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性始終是運(yùn)載火箭高風(fēng)險(xiǎn)的典型代表，與失利造成的經(jīng)濟(jì)損失及不可預(yù)估政策放大效應(yīng)相比，充分的地面試驗(yàn)尤為重要?；诮?jīng)濟(jì)性考慮，應(yīng)在滿足試驗(yàn)需求的前提下盡量降低花費(fèi)，如提高單臺(tái)產(chǎn)品的復(fù)用率、試驗(yàn)項(xiàng)目統(tǒng)籌策劃、試驗(yàn)工況優(yōu)化組合等。

2.5 市場法則是促進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展的重要輔助性力量

在國家頂層牽引的同時(shí)，基于市場法則的商業(yè)航天可以作為發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)優(yōu)化和可靠性提高的輔助性力量，為發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)進(jìn)步提供部分性能需求輸入和研制經(jīng)費(fèi)；利潤刺激、競爭需求和發(fā)動(dòng)機(jī)研制單位自身發(fā)展的內(nèi)在驅(qū)動(dòng)可以支撐發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)開展技術(shù)優(yōu)化和可靠性提高工作。

20世紀(jì)80年代初，NASA為確保重復(fù)使用運(yùn)載器的標(biāo)志性產(chǎn)品——航天飛機(jī)獲得足夠的飛行任務(wù)和政府補(bǔ)貼，不斷推進(jìn)取消一次性運(yùn)載火箭的計(jì)劃，RL10發(fā)動(dòng)機(jī)幾近停產(chǎn)。1986年挑戰(zhàn)者號(hào)災(zāi)難發(fā)生后，航天飛機(jī)領(lǐng)銜的可重復(fù)使用運(yùn)載器對一次性運(yùn)載火箭所構(gòu)成的壓倒性優(yōu)勢有所緩解，半人馬座攜帶RL10發(fā)動(dòng)機(jī)重新回歸，共同迎來了商業(yè)航天時(shí)代。伴隨著通信衛(wèi)星發(fā)射需求的劇增，以及來自歐洲阿里安4火箭的咄咄逼人態(tài)勢，降低成本、提高可靠性和發(fā)射成功率以獲得利潤和企業(yè)生存發(fā)展，成為所有火箭及發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)商的內(nèi)在訴求。在宇宙神、大力神和Delta系列商業(yè)發(fā)射任務(wù)牽引下，RL10發(fā)動(dòng)機(jī)獲得了重生，并得到了進(jìn)一步改進(jìn)和優(yōu)化的必要支持。

我國商業(yè)航天的大幕已經(jīng)開啟，在科學(xué)探索、衛(wèi)星應(yīng)用、航天運(yùn)輸?shù)阮I(lǐng)域均涌現(xiàn)出大量公司，雖然未來發(fā)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(tài)勢已顯，“大航天時(shí)代”悄然降臨。如何將互聯(lián)網(wǎng)思維、商業(yè)法則引入傳統(tǒng)航天領(lǐng)域，支撐我國氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)進(jìn)步、拓展應(yīng)用領(lǐng)域，值得進(jìn)一步深入探討。

3 對我國氫氧末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)后續(xù)發(fā)展建議

我國先進(jìn)氫氧末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)研制始于20世紀(jì)70年代，先后成功研制了用于CZ-3系列運(yùn)載火箭的4 t級(jí)YF-73和8 t級(jí)YF-75；伴隨著我國新一代運(yùn)載火箭CZ-5的研制，9 t級(jí)YF-75D氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)先后突破了膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)高空二次起動(dòng)技術(shù)，大轉(zhuǎn)速、高效率、長壽命氫渦輪泵技術(shù)，低流阻、高換熱、長壽命推力室冷卻通道設(shè)計(jì)技術(shù)等一系列關(guān)鍵技術(shù)，首飛前連續(xù)無故障整機(jī)熱試車超過30 000 s，成功完成了嫦娥五號(hào)、天問一號(hào)等發(fā)射任務(wù)。

作為我國唯一一型膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，YF-75D充分繼承了YF-75的成熟技術(shù)，同時(shí)在循環(huán)方式上提高了固有可靠性，具備更優(yōu)秀的性能拓展空間和更靈活的任務(wù)剖面選擇。結(jié)合RL10系列發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)革新及相關(guān)啟示分析情況，本文初步形成對YF-75D發(fā)動(dòng)機(jī)的3條發(fā)展建議。

3.1 加大專項(xiàng)支持力度

建議對YF-75D可靠性提升予以專項(xiàng)支持，從系統(tǒng)和單機(jī)兩個(gè)方向充分辨識(shí)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、試驗(yàn)、使用維護(hù)等多維度潛在的風(fēng)險(xiǎn)和邊界約束，全面提高發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性；同時(shí)，對YF-75D系統(tǒng)及單機(jī)地面試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)進(jìn)行支持，為發(fā)動(dòng)機(jī)改進(jìn)的充分性和性能提升驗(yàn)證提供平臺(tái)；確保我國在航天運(yùn)輸系統(tǒng)高性能氫氧末級(jí)的研發(fā)和應(yīng)用領(lǐng)域保持并不斷擴(kuò)大技術(shù)優(yōu)勢，有效維護(hù)進(jìn)出空間和利用空間能力，并為進(jìn)一步的長時(shí)間在軌、深空探測及中長期發(fā)展規(guī)劃的實(shí)施儲(chǔ)備關(guān)鍵技術(shù)基礎(chǔ)。

3.2 加強(qiáng)總體頂層牽引

建議構(gòu)建基于YF-75D及后續(xù)可拓展能力的低溫氫氧末級(jí)發(fā)展路線圖，涵蓋當(dāng)前GTO及SSO主任務(wù)、GSO軌道直接入軌、低溫末級(jí)長時(shí)間在軌、大范圍軌道轉(zhuǎn)移、深空探測等多維度需求，統(tǒng)一明確各發(fā)展階段對發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)要求，牽引YF-75D的發(fā)展，整合力量打造我國膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的一款經(jīng)典產(chǎn)品；面向未來，持續(xù)推動(dòng)在飛型號(hào)低溫末級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)由YF-75向YF-75D的系統(tǒng)性升級(jí)。

3.3 堅(jiān)持交付改進(jìn)并行

建議以低溫氫氧末級(jí)發(fā)展路線圖為牽引，形成以YF-75D為基本型的膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)型譜，滿足我國后續(xù)運(yùn)載火箭低溫氫氧末級(jí)對主動(dòng)力的需求；針對當(dāng)前多型號(hào)飛行任務(wù)需求，爭取批量化訂貨、生產(chǎn)、抽檢，確保交付能力；在明確技術(shù)狀態(tài)基線、嚴(yán)格管控飛行產(chǎn)品質(zhì)量的同時(shí)，積極尋求多方支持持續(xù)推進(jìn)技術(shù)改進(jìn)，在推力、比沖、推質(zhì)比、混合比調(diào)節(jié)適應(yīng)能力、多次起動(dòng)、故障診斷等方面不斷挖潛、改進(jìn)、驗(yàn)證，逐步提升技術(shù)成熟度并推動(dòng)工程應(yīng)用；持續(xù)探索YF-75D應(yīng)用的新空間。

3.4 堅(jiān)持漸進(jìn)式技術(shù)升級(jí)

建議從近期和遠(yuǎn)期兩個(gè)階段開展YF-75D的漸進(jìn)式技術(shù)升級(jí)。近期改進(jìn)以優(yōu)化使用維護(hù)性、提升新一代運(yùn)載火箭綜合性能為目標(biāo)，重點(diǎn)包括實(shí)現(xiàn)整機(jī)(含噴管延伸段)隨箭運(yùn)輸、整合供氣種類和壓力、提升利用系統(tǒng)調(diào)節(jié)適應(yīng)性、突破液氫閉式自生增壓技術(shù)、提升推質(zhì)比，相關(guān)改進(jìn)主要涉及小管路、閥門、機(jī)架、噴管等產(chǎn)品，對系統(tǒng)方案、可靠性不會(huì)造成本質(zhì)性影響。遠(yuǎn)期升級(jí)以滿足進(jìn)一步提升我國空間和利用空間需求為目標(biāo)，打造系列化的精品氫氧末級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)，主要包括提升推力以更好適應(yīng)SSO軌道發(fā)射任務(wù)和單機(jī)版末級(jí)構(gòu)型，研發(fā)可延伸噴管大幅提升比沖，攻關(guān)電點(diǎn)火技術(shù)實(shí)現(xiàn)多次起動(dòng)，優(yōu)化系統(tǒng)預(yù)冷和起動(dòng)特性滿足長時(shí)間在軌滑行，相關(guān)改進(jìn)主要涉及系統(tǒng)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(guān)，不斷提升技術(shù)成熟度。

4 結(jié)論

RL10系列發(fā)動(dòng)機(jī)作為世界上首款氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，在60多年的發(fā)展歷程中始終堅(jiān)持技術(shù)革新。當(dāng)前我國正在從航天大國向航天強(qiáng)國邁進(jìn)，面對日益嚴(yán)峻的外部競爭態(tài)勢和內(nèi)部發(fā)展需求，亟需從管理、技術(shù)等維度形成合力打造一款高可靠、高性能的氫氧末級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)。RL10的成功實(shí)踐了一條可行的高可靠飛行與高質(zhì)量發(fā)展兼?zhèn)涞募夹g(shù)路線，可以為我國膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展提供有益參考。