液氧/甲烷火箭，发展到哪一步了？

21世纪以来，基于液氧/甲烷推进剂组合的运载火箭发动机和空间飞行器姿轨控推进系统凭借无毒无污染、经济性好、比冲性能高、易于多次启动和脉冲点火工作、重复使用维护性好、空间可长期贮存及地外天体原位资源制备等优点，越来越多地引起了人们的关注。

以太空探索技术公司（SpaceX）“猛禽”发动机和蓝箭航天空间科技股份有限公司“天鹊”发动机等为典型代表的大推力液氧甲烷发动机在重复使用运载火箭领域取得突飞猛进的发展。在以小推力轨姿控发动机为核心的空间推进领域，2005年，美国国家航空航天局（NASA）发布了空间探索架构研究报告（ESAS），指出液氧/甲烷姿轨控推进系统可以为其空间任务提供能力更强的行星下降/上升、轨道转移和姿态控制服务，能够更好地满足空间飞行器高比冲和深节流等要求。

此后，NASA对液氧/甲烷姿轨控推进技术展开了深入研究，先后通过推进与低温技术先期发展计划（PCAD）、低温流体管理计划（CFM）、先进探索系统计划（AES）等多个研究计划持续不断地提升液氧/甲烷空间推进系统的技术成熟度水平。艾隆·马斯克正是考虑到液氧/甲烷具备较低成本实现火星原位资源制造的工程潜力，因此坚定地选择开发基于液氧/甲烷推进剂的“猛禽”发动机，以支撑SpaceX公司的“超重-星舰”这一具备完全、快速重复使用能力的航班化航天运输系统。

一、应用优势与研究进展

（一）应用优势分析

NASA在ESAS研究中针对未来载人飞船服务舱（CEV SM）分别采用液氧/甲烷、液氧/酒精、液氧/液氢、四氧化二氮/肼类（NTO/MMH）4种推进剂组合，从结构、质量、发动机、推进剂贮供系统、能源系统、推进剂可贮存性、技术成熟度等方面进行了综合比对，最终推荐了综合性能优势最佳的液氧/甲烷推进系统方案。

如图1所示，CEV SM采用液氧/甲烷挤压式或泵压式姿轨控一体化方案具有最小的系统质量；采用泵压式液氧/液氢主推进并配置一套独立反作用控制系统的方案虽然会使系统质量较轻，但同时又导致系统复杂度显著提高。ESAS报告中针对未来月面着陆器上升级（LLAS）的研究结论表明，液氧/甲烷推进系统方案同样具备最高的系统质量优势（见表1）。

采用液氧/甲烷推进系统方案的LLAS系统质量比采用NTO/MMH推进系统方案的系统质量轻约11%。液氧/液氢推进剂组合虽然具有更高的比冲性能，但由于液氢的密度更小，且液态温度极低，从而导致贮箱、气瓶和热控系统等的干质量非常大，因此该组合的LLAS系统总质量最大。

图1 采用不同方案的CEV SM质量对比

表1 采用不同推进剂的LLAS系统质量统计表

总的来说，基于液氧/甲烷推进剂组合的空间姿轨控推进系统具备如下应用优势：

（1）发动机比冲性能较高。液氧/甲烷轨控发动机设计比冲一般可达3500N·s/kg以上，姿控发动机设计比冲一般可达3100N·s/kg以上，比冲性能相对现役空间飞行器NTO/肼类发动机提升约15%。

（2）推进剂空间长期贮存性能好。液氧和液态甲烷在约100kPa下的饱和温度分别约为90K和110K，基于当前国内外的低温工程技术水平，完全可实现在轨长期贮存。例如，液氧加注量约2t的低温贮箱通过采用过冷介质加注、高真空多层绝热和高热阻管路连接/结构支撑等被动热控措施就可以实现在轨10~15天无损贮存，结合空间低温制冷机则可实现长期在轨无损贮存。

（3）液氧/甲烷推进剂组合易于飞行器结构紧凑设计。液氧和液态甲烷温差仅约20K，可简化贮箱间隔热措施，甚至采用单层共底贮箱技术方案，使得推进系统结构紧凑，便于优化飞行器总体结构设计，最大限度地减少系统结构质量；同时，液氧/甲烷发动机有良好的多次启动和脉冲工作能力，多任务空间飞行器配套的不同形式的主发动机、轨道机动发动机和姿态控制发动机可共用一套推进剂贮存与供应系统，进而减少系统推进剂种类，最大规模地简化系统组件配套数量和质量。

（4）地外天体原位资源制备推进剂的潜力。火星大气中的CO2和多种形式存在的水资源提供了液氧和甲烷推进剂原位制备所需原料，目前NASA“毅力”火星车携带的原位资源利用设备（ISRU）已经多次成功在火星上制造了氧气，基于萨巴蒂尔（Sabatier）循环的甲烷制备工艺也已被证明在工程实现上成本可控；月球上已被探明的水资源可以用来制备液氧/甲烷飞行器中占推进剂消耗量约2/3的氧气。原位资源利用优势极大助力了液氧/甲烷推进系统开展大规模地外天体开发建设任务，显著减少从地球发射的载荷质量，尤其针对未来执行载人火星往返任务具有重要意义。

（5）推进剂及其燃烧产物无毒无污染。现役空间飞行器推进系统绝大部分采用肼类单组元发动机或NTO/MMH双组元发动机技术方案，推进剂存在剧毒，极易在生产、存储、运输、使用和处理等过程中造成人员伤亡和环境污染。然而液氧/液甲烷推进剂自身和燃烧产物均无毒无污染，只需配备工业上成熟的低温防护与保障设备。

（6）经济性好，重复使用维护方便。氧和甲烷来源广泛，价格低廉；甲烷的初始结焦温度约为950K，作为发动机燃料及冷却介质使用后接触表面光亮无沉积；同时，双低温推进剂沸点低、易蒸发，自然复温配合氮气吹扫即可完全置换干净。这些因素都大幅降低了采用液氧/甲烷推进剂的发动机、运载火箭和空间飞行器等在多次重复使用过程中的使用与维护成本。

（二）液氧/甲烷姿轨控推进系统研究进展

1. 国外进展情况

21世纪以来，美国对应用于空间飞行器的液氧/甲烷姿轨控推进系统展开了最为深入且广泛的研究，积累的技术成熟度最高。在ESAS报告详细阐述了液氧/甲烷空间推进系统的综合优势后，NASA随即启动了推进与低温技术先期发展计划（PCAD）及低温流体管理计划（CFM）2个专项研究计划，对架构研究识别出来的各项关键技术开展预先攻关研究，降低液氧/甲烷姿轨控推进系统未来工程应用的技术风险。

2005-2010年期间，针对采用液氧/甲烷推进剂组合的空间推进系统，NASA在电火花火炬点火技术、吨级空间主发动机技术、反作用控制发动机技术，以及低温流体长期贮存和管理领域涉及的热力学排气系统技术、“零蒸发”无损贮存技术、空间低温制冷机等核心方向上均取得了重大突破，技术成熟度水平提升至TRL 5~6级（模拟环境下的系统/子系统模型或原型机验证水平）。

2011年，NASA又启动了AES研究计划，由约翰逊航天中心（JSC）牵头负责研制Morpheus行星着陆器综合技术演示平台，主要验证液氧/甲烷姿轨控一体化推进系统和自主着陆与危险规避系统2项核心技术。Morpheus着陆器的结构质量为900kg，有效载荷质量为180kg，采用挤压式姿轨控一体化推进系统方案，包括1台最大推力约24kN的液氧/甲烷主发动机和4台推力约90N的液氧/甲烷滚动控制发动机。

截至2015年，Morpheus项目共开发了3款飞行样机（1.5 Alpha、1.5 Bravo和Charlie，其中1.5 Alpha在2012年8月的自由飞行试验中损毁），完成12次静态热试车、34次绳系试验和14次自由飞行试验（见图2），标志着NASA液氧/甲烷空间推进技术已经达到了从单项技术开发走向系统集成应用发展的新里程碑。

图2 Morpheus着陆器绳系和自由飞行试验

2016-2017年，NASA根据潜在用户需求，对Morpheus着陆器进行改进，进而演变为低温推进系统集成演示平台（ICPTA）。ICPTA仍然采用挤压式液氧/甲烷姿轨控一体化推进系统方案，但改为冷氦加温增压方式，主要包括1台约12.5kN的液氧/甲烷主发动机，以及2台约125N和2台约31N的液氧/甲烷姿态控制发动机。ICPTA在NASA格伦研究中心的梅溪试验站顺利完成了一系列热真空模拟环境下的集成热试车，如图3所示，标志着NASA液氧/甲烷空间推进技术已经具备了在轨飞行验证试验的条件。

图3 ICPTA在热真空模拟环境下的热试车

2018年，Morpheus项目核心成员成立直觉机器公司（Intuitive Machine），并成功获得NASA首批商业月球载荷计划（CLPS）价值7700万美元的合同，要求在Morpheus着陆器和ICPTA的技术基础上开发基于液氧/甲烷推进剂组合的Nova-C月球着陆器（见图4）。

2023年7月，直觉机器公司在休斯敦航天港对Nova-C着陆器进行了综合测试，全面验证了飞行软件、电子单机和推进系统等，同时进行了液氧/甲烷推进剂加注、系统氦气增压和4000N发动机静态点火。根据公司发布的最新消息，Nova-C着陆器将于2023年底由SpaceX公司的“猎鹰”9火箭发射升空，前往月球南极附近区域并开展月面垂直起降演示试验。

此外，2023年3月，美国Dynetics公司也宣布正在测试基于液氧/甲烷推进剂组合的载人月球着陆器相关技术，包括低温流体管理系统、推进系统、电源系统和对接机构等，如图5所示。

图4 测试中的Nova-C月球着陆器

图5 Dynetics载人月球着陆器构想图

欧洲、日本和印度等国家或地区也在一直跟踪研究液氧/甲烷空间推进技术。2017年3月，西班牙零至无穷公司利用高空气球将Bloostar三级小型火箭（见图6）提升至约25km后，成功实现火箭的分离、点火和海上回收。Bloostar火箭三级均采用挤压式液氧/甲烷推进系统方案，包括一子级6台15kN、二子级6台2kN和三子级1台2kN液氧/甲烷发动机。

欧洲Avio公司计划在2026年发射“织女星”E小型运载火箭，在现有“织女星”C火箭基础上将第四级（上面级）推进系统由四氧化二氮/联氨方案改为液氧/甲烷方案。日本为“艾普斯龙”（Epsilon）小型固体运载火箭也设计了液氧/甲烷上面级推进系统方案，提高有效载荷能力。

图6 西班牙Bloostar小型运载火箭

2. 我国进展情况

2010年以来，我国各高校、科研院所和企业针对液氧/甲烷火箭发动机的点火、喷雾与燃烧、冷却等过程开展了大量研究工作，并开展了原理样机研制与试验验证。同时，在低温推进剂长期在轨贮存与微重力管理领域的原理性研究、仿真分析和组件试验等方面也有一定积累。截至目前，我国首款采用液氧/甲烷推进剂组合的姿轨控一体化推进系统集成演示样机由上海空间推进研究所自主研制而成，如图7所示。

图7 液氧/甲烷姿轨控推进系统集成演示样机

该液氧/甲烷推进系统集成演示样机采用氦气恒压挤压式系统方案，配套3只100L高压复合材料气瓶、2只400L低温铝合金贮箱、1台5000N液氧甲烷轨控发动机、2台150N和2台25N液氧甲烷姿控发动机，以及1套集成高压线圈的电极型火花塞（Coil-On-Plug， COP）点火控制系统（见图8）。

图8 COP点火控制系统

历时3年经过两轮迭代，该演示样机累计完成了48次共约6000s系统冷/热态试验考核，并于2021年11月底顺利完成全系统热试车。试验中液氧/甲烷推进系统运行平稳，姿轨控发动机工作协调、产品状态良好。系统冷/热态试验还填补了我国在空间推进领域低温贮箱氦气增压特性、低温推进剂输送管路压力/温度控制等方面的技术空白。

液氧甲烷推进系统集成演示样机的成功研制与试车标志着我国液氧甲烷空间推进系统实现了从“0”到“1”的突破，并缩短了与国外发达国家在先进低温空间推进领域的技术差距。

（三）姿轨控发动机研究进展

1. 国外进展情况

液氧/甲烷推进剂组合不能接触自燃，因此可靠的点火装置对液氧/甲烷姿轨控发动机尤为重要。在PCAD和CFM期间，NASA针对电火花火炬点火器、微波点火器、压电式点火器、激光点火器等多种点火系统在液氧/甲烷推进剂组合下的点火可靠性进行了大量试验（见图9），最终选择电火花火炬点火的技术路线，并对点火器样机进行了30000次高空模拟环境点火可靠性试验考核。

图9 NASA点火器样机高空模拟点火测试

在轨控发动机方面，2008年，PCAD资助Aerojet公司开发了一款推力约24.5kN的液氧/甲烷月球着陆器上升级主发动机，并于2010年在NASA白沙试验场完成高空模拟热试车，累计工作时间187s，包括7次20s试验和1次40s试验，燃烧效率约0.95，真空比冲可达348s（喷管面积比150）；2009年，在PCAD和创新伙伴计划（IPP）共同资助下，Armadillo Aerospace公司与约翰逊航天中心共同开发了一款推力约6.7kN的液氧/甲烷发动机，并在NASA白沙试验场完成了10次高空模拟热试车及双钟形喷管测试。

在姿控发动机方面，2006年，PCAD同时资助了Aerojet公司和诺格公司分别开发推力约为445N的反作用控制发动机。Aerojet公司在其4kN液氧/酒精发动机研制基础上进行液氧/甲烷推进剂的适应性改造，基于改造发动机的大量测试数据重新设计了445N液氧/甲烷发动机。

值得一提的是，Aerojet公司采用创新的层板扩散焊工艺将发动机的火炬点火器和喷注器进行一体化集成设计与生产制造。该发动机在海平面条件下进行了超过1300次脉冲点火测试，并在NASA格伦研究中心进行了共计60次高空模拟环境热试车（见图10），试验覆盖了各种推进剂的入口压力和温度状态，以模拟发动机在各种空间环境中的运行条件。诺格公司在发动机研制过程中遇到了一系列设计与生产问题，最终未能交付合同要求的原理样机。

图10 Aerojet 445N发动机高空模拟热试车

紧随其后的Morpheus项目中，约翰逊航天中心共开发了HD1-HD5的5个版本液氧/甲烷主发动机，HD1-HD3在前期测试中由于燃烧不稳定、钎焊泄漏、推力室烧穿等故障而先后被放弃，后续的着陆器测试均是基于HD4发动机，由于HD5发动机一直未解决液膜冷却问题而仅在斯坦尼斯航天中心（SSC）进行了地面点火试验。

Morpheus项目中1.5 Alpha使用的HD4发动机推力约为18.7kN，在2012年的第二次自由飞行试验中随着陆器一同损毁。后来，研发团队通过配备更大喉径的推力室将HD4的推力逐步提升到约24kN。

Morpheus项目还研制了一款推力约90N的滚动控制发动机，在约翰逊航天中心的车载移动低温试验台（Cryo-Cart portable test bed）上先后针对12个不断改进的试验样机开展了250次以上的点火试验。发动机在宽的入口压力范围（1.0~2.4MPa）和不同推进剂相态（气态和液态）下的点火可靠性达到99.5%，40ms脉宽下的最小脉冲冲量达到3.8N·s。

2014年，ICPTA的液氧/甲烷主发动机由约翰逊航天中心基于Morpheus主发动机的研制经验重新设计和制造。发动机额定真空推力12.5kN，具备5:1变推力调节能力，通过减少燃料液膜冷却流量提升了比冲性能，并重新设计了声腔结构。

ICPTA主发动机先在斯坦尼斯航天中心进行了独立发动机热试车考核（见图11），随ICPTA转运到格伦研究中心梅溪试验站后，在空间推进热真空舱内总共开展了4次火炬点火器高空点火、4次发动机短时高空点火和9次发动机稳态高空热试车，单次最长稳态工作时间达56s。

ICPTA配套的真空125N发动机为Morpheus滚控发动机（见图12）更换了面积比为85的高空喷管而来，配套的真空31N发动机则是125N发动机的缩比版本，2款发动机均在高空模拟环境进行了稳态和脉冲点火试验考核（见图13）。

图11 ICPTA主发动机及地面热试车

图12 Morpheus滚控发动机

图13 ICPTA 125N液氧甲烷姿控发动机

现阶段欧洲与日本等国家和地区主要是针对运载火箭上面级开展2~10t推力量级液氧/甲烷发动机研究工作。例如，Avio公司正在为“织女星”E运载火箭开发10吨级液氧/甲烷上面级发动机M10，随着2022年7月首轮热试车圆满结束，M10发动机总计点火时间超过800s。

2. 我国进展情况

北京航空航天大学针对2t液氧/甲烷发动机开展了疲劳损伤与寿命预估方法等研究。国防科技大学针对百牛级气氧/气甲烷姿控发动机开展过燃烧、传热和点火特性等方面仿真与试验研究。北京航天动力研究所面向运载火箭上面级的应用需求，设计了膨胀循环泵压式30kN液氧/甲烷发动机系统方案（见图14），开展了火炬点火器、推力室和涡轮泵等关键组件的产品研制和试验验证，并通过全系统热试车初步验证了系统方案的可行性。近年来，相关高校和科研院所在基于电动泵的吨级液氧/甲烷发动机方面也在开展研制与试验工作。

图14 30kN液氧/甲烷膨胀循环发动机原理样机

自2010年以来，上海空间推进研究所在液氧/甲烷姿轨控发动机涉及的点火、喷注雾化、燃烧与冷却方面持续进行深入研究并完成了多款原理样机研制，目前走在国内最前列。表2给出了现有的4款发动机技术方案与性能参数。其中：20kN轨控发动机采用一体化3D打印喷注器和燃烧室身部的技术方案，截至2023年2月累计完成4次共95s稳态及偏工况热试车考核，如图15所示。

5kN轨控发动机（见图16）和150N姿控发动机（见图17）均采用火炬两级点火技术方案，并通过精密层板扩散焊工艺将喷注器和火炬点火器集成一体化，仅用一对推进剂阀门同时控制点火器和喷注器的点火工作，便于实现多次启动和脉冲工作，单台5kN发动机累计点火31次共726s，单台150N发动机累计稳态工作694s，且脉冲点火725次，单组连续脉冲工作达到80次。

两型发动机均取消了传统的独立火炬点火器及其推进剂供应系统，极大简化了配置多台发动机的空间推进系统总装集成。同时，试验结果还佐证了在5kN~150N宽推力跨度内的液氧甲烷姿轨控发动机均可采用相似的技术方案。25N姿控发动机采用火花塞直接点火的技术方案，因推进剂流量（约2~4g/s）非常小，低温推进剂在发动机头部流动过程中的相变抑制技术是其设计要点。

经过多轮迭代优化，发动机最终于2020年底通过了地面热试车考核，如图18所示。发动机在120s稳态及连续脉冲工作时头部壁温平衡在约-110℃，低温推进剂入口相态及流量稳定。此外，在姿轨控发动机研制过程中，研制团队还配套开发了两款长寿命、快响应、轻小型低温阀门，气动阀采用波纹管动密封与球形线接触运动副方案，电磁阀采用高比压坡面密封与节能加速电路方案，两款低温阀门的漏率均小于或等于1×10^-6 Pa·m³/s。

表2 液氧甲烷姿轨控发动机方案与性能参数对比

图15 20kN发动机3D打印喷注器与稳态热试车

图16 5kN液氧甲烷轨控发动机及其热试车

图17 150N液氧甲烷姿控发动机及其热试车

图18 25N液氧甲烷姿控发动机及其热试车

民营商业航天方面，蓝箭航天公司研制的8吨级“天鹊”11液氧/甲烷发动机作为火箭二子级游机用于推力矢量控制，2023年7月助力“朱雀”二号火箭成为全球首枚成功入轨的液氧/甲烷运载火箭。九州云箭（北京）空间科技有限公司研制的10吨级“凌云”液氧/甲烷发动机可作为运载火箭上面级主动力，2021年8月成功完成500s长程试车，推力调节范围达30%~110%。深圳市翎客航天技术有限公司正在开发5吨级“风暴”5A液氧/甲烷发动机，2022年9月在江阴动力试验基地完成首轮全系统热试车。

二、未来展望与建议

随着以快速/低成本往返太空和大规模月球/火星开发等为标志的商业航天时代的到来，液氧/甲烷推进系统因其综合性能及应用优势，将在地球轨道空间、地月空间“经济带”及火星探测领域为可重复使用运载火箭、先进上面级和星球着陆器等提供高性能、低成本、无毒无污染的推进动力，能够显著提高运载火箭有效载荷、降低空间飞行器质量、减少发射成本和使用维护费用。

根据我国航天强国建设发展规划，结合国内在液氧/甲烷姿轨控发动机、低温推进剂空间长期贮存与管理等方面的技术成熟度水平，由近及远提出了我国液氧/甲烷姿轨控推进系统未来可能的3个应用场景。

（一）液氧/甲烷重复使用运载火箭辅助动力系统

世界航天进入了以大规模互联网星座建设、太空旅游和空间资源开发为代表的新阶段，航班化航天运输系统的应用需求日趋迫切。液氧/甲烷重复使用运载火箭已成为国内外的首选方案，蓝箭航天公司“朱雀”二号运载火箭已成功入轨发射，SpaceX公司“超重-星舰”已完成第二次入轨尝试。同时，随着我国民营商业航天公司不断发展壮大，多型液氧甲烷运载火箭将在未来2~3年内实现入轨发射。

现役运载火箭辅助动力系统通常采用DT-3单组元催化分解发动机或NTO/MMH自燃发动机的技术方案，发动机比冲性能较低、推进剂剧毒、操作/维护成本高昂、无法重复使用。面向液氧/甲烷重复使用运载火箭，液氧/甲烷辅助动力系统将真正实现全箭推进剂统一和无毒化，助力运载火箭走向快速、完全可重复使用。

（二）高性能多星多轨道部署上面级动力系统

运载火箭上面级相较于基础级任务时间更长，要求推进剂具备空间长期贮存能力，发动机具备多次起动能力。同时，相较于卫星、飞船等航天器，发动机要具备更大推力和更高比冲。现役“远征”系列上面级发动机的推力和比冲不高，推进剂类型更无法满足未来航班化航天运输系统的发展要求。

结合未来太空燃料站，基于液氧/甲烷推进剂组合的低温上面级具备最高的综合优势，能够满足各方面的应用需求，如快速轨道转移飞行器等。因此，国内外科研院所和企业均在持续开展液氧/甲烷上面级动力系统的技术研究和攻关研制，国内陆续有多款液氧/甲烷发动机具备工程应用条件，但需等待商业航天市场蓬勃发展的时机。

（三）经济型深空探测飞行器动力系统

探索地外天体一直是人类的梦想，世界航天强国目前都有大规模开发月球、火星等战略规划，NASA主导的“阿尔忒弥斯”（Artemis）计划旨在建立月球轨道空间站和可供驻留的月球基地并进一步探索火星，SpaceX公司开发“超重-星舰”的首要目标就是为了成本可控地建设火星基地和实现人类移民，我国现已正式启动载人月球探测工程，并同步开展月面基地建设前期攻关工作。

同时，国内外商业太空资源开发市场也逐渐火热，民营航天公司在月球采矿等领域的需求正逐渐明晰和增强。基于液氧/甲烷推进剂组合的深空探测飞行器因具备在地外天体原位资源制备推进剂的潜力，可为未来月球、火星等开发乃至更为遥远的深空探测活动提供可持续、经济和高效的解决方案。

液氧/甲烷姿轨控推进系统的长足发展需要战略定力及持续性的投入。目前在该领域走在全球前列的国家主要是美国和中国，但我国的技术成熟度水平比美国落后8~10年。未来需要全方位加大投入力度，以型号应用为牵引，强化关键技术预先攻关研究，并着眼于人才培养，完善条件保障能力建设，争取赶超世界先进水平。

本文来自微信公众号：中国航天（ID：zght-caecc），作者：程诚、卜令杰、周海清、熊靖宇（上海空间推进研究所，上海空间发动机工程技术研究中心）