陈士强，黑艳颖， 朱平平，王浩苏，张青松

(北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

0 引言

航天是国家综合国力的重要体现。60多年来，中国航天先后取得了以“两弹一星”、载人航天、北斗导航、探月及深空探测等为代表的技术成果，正加速由航天大国向航天强国迈进。

运载火箭技术水平是国家航天能力的基础，动力系统很大程度上决定了运载火箭的总体性能。运载发展，总体牵引，动力先行。先进氢氧末级是运载火箭技术水平的重要标志之一，高可靠、高性能、强扩展性的10 t级推力膨胀循环氢氧发动机是重中之重。

本文系统研究了膨胀循环氢氧发动机的典型代表——美国RL10系列发动机的技术革新历程，总结经验、凝练启示、提出建议，以期进一步牵引我国膨胀循环氢氧发动机技术发展，支撑面向未来的氢氧末级火箭论证和研制工作。

1 RL10发动机的技术革新

1.1 发展历程简介

RL10系列发动机是世界上第一款氢氧火箭发动机，因使用液氢的半人马座(Centaur)项目上马应运而生，承包商为普惠公司。1958年10月开始原型机研制，代号XRL-115；1959年进行首次热试车；1963年11月27日飞行成功；共经历3个子系列(RL10A、RL10B、RL10C),约25种型号(包含部分预研型号和阶段性技术状态固化型号)。目前，RL10系列发动机仍在服役的型号包括RL10A-4-2、RL10C-1和RL10B-2三型(见图1)，分别用于宇宙神-半人马座和Delta 4二子级。美国后续多款大中型运载火箭均选择了RL10系列发动机作为末级主动力，包括由NASA主导的SLS探索上面级、由ULA主导的Vulcan和由Orbit ATK主导的OmegA等。

(a) RL10A-4-2

(b) RL10C-1

(c) RL10B-2图1 目前在役的三型RL10系列发动机Fig.1 Three on flight derivative engines of RL10

在60多年的发展历程中，RL10发动机的性能先后在宇宙神-半人马座、土星、大力神-半人马座、航天飞机-半人马座、Delta系列等运载火箭总体牵引下持续改进，RL10发动机比冲从422 s提高到465.5 s,推力从6.67 t增加到11.23 t,工作时间从430 s延长到700 s，完成了超400次飞行、15 000次热试车、230万秒工作时长，可靠性指标超过0.999。结合发动机可靠性提升的内在驱动，RL10发动机不断推动氢氧推进技术的革新，持续提供高性能、高可靠的氢氧末级主动力解决方案。

1.2 系统基本原理

RL10最早期的概念设计基于传统的燃气发生器循环，需要增设独立的发生器驱动涡轮泵。普惠公司在RL10研制之前曾为美国空军的“Suntan计划”(氢氧高空侦察机)研制氢氧涡轮喷气发动机，代号“304”。该型发动机首次采用了膨胀循环，即液氢进入涡轮前先流过燃烧室侧壁管路，吸热汽化后膨胀提供涡轮做功能量的同时冷却燃烧室壁面，既解决了燃烧室冷却和涡轮做功问题又减少了系统组件数量。RL10原型机继承了304发动机的技术成果，从燃气发生器循环转而采用了膨胀循环，如图2所示。

图2 RL10发动机主流路示意图Fig.2 Inner fluid cycle of RL10 engine

自此往后，RL10发动机所有衍生型号始终保持“单涡轮+齿轮箱+双泵”的膨胀循环方案，充分体现了尽量减少高温组件对提高可靠性的重要意义以及膨胀循环在低温末级主动力选择方面的显著优势：系统简洁，综合性能指标均衡，推力、比冲适宜，研制难度居中，起动阶段泵入口压力需求显著低于补燃循环(分级燃烧，系统压力高)，多次起动可靠性优于燃气发生器循环(只有推力室需要多次点火，而燃气发生器循环需要发生器和推力室两处点火)。受此影响，后续研制先进氢氧末级发动机普遍优选膨胀循环，如欧洲的Vinci、日本的LE-5B、俄罗斯的RD-0146等。

1.3 技术演进路线

在RL10发动机60多年的技术演进过程中，先后形成了以RL10A、RL10B和RL10C为代表的3个子系列，同时发展出了地面起动、深度节流等多种衍生改进型，如图3所示。

图3 RL10发动机型谱(主要衍生型号)Fig.3 The road map of RL10 and derivative engines

1.3.1 RL10A系列

RL10系列发动机前40年(1958—1998年)的技术发展主要围绕用于半人马座系列氢氧末级的RL10A子系列开展，如图4所示。首款飞行产品RL10A-1用于半人马座A，膨胀比40、比冲422 s，6.67 t的推力受限于继承了304发动机的离心式氢涡轮泵基础。

图4 半人马座系列氢氧末级Fig.4 The Centaur upper stage family

RL10A-3是RL10A-1的接续型号，采用了快开式冷却阀以更好地控制关机过渡过程并改善氧泵的抽吸能力，优化了涡轮泵设计。半人马座B和土星I的S-IV级使用了该型发动机(土星I版本被命名为RL10A-3S)。在外观上，RL10A-3几乎与RL10A-1无法区分，但比冲提高5 s，达到427 s。

RL10A-3-1的推出延续着对更高比冲的追求，应用需求来自于冷战背景下NASA行星探测任务有效载荷质量的日益增加。喷注器的改进使燃烧效率得以提高，并减少了稳态推进剂消耗量(得益于涡轮泵密封改进和齿轮箱冷却流量需求降低)，比冲提高到431 s；推力室几何尺寸、室压和推力无明显调整。

RL10A-3-3首次对推力室几何尺寸进行了较大调整，减小喉部直径的同时保持推力室入口和出口直径不变，膨胀比达到了57，另外对燃料泵叶轮和涡轮进行重新设计以提高效率。伴随着推力室压力的提高，比冲增加到442 s。RL10A-3-3A是RL10A-3的最终飞行改进型。在该版本中，喉部直径再次缩小，膨胀比达到61，推力室压力进一步增加，RL10A推力首次大幅提升达到了7.34 t，应用于宇宙神-半人马座火箭。

RL10A系列的第二次重大升级体现在RL10A-4发动机上，其直接驱动力为美国航天商业化后直面大量商业订单及高密度发射需求，宇宙神-半人马座的性能亟待提升，新一代的宇宙神基础级代号为“宇宙神2A”(Atlas IIA)。随着推力室的优化，涡轮泵的改进以及延伸喷管的增加，真空推力从7.34 t升级到9.25 t。在RL10A-3-3A中已经实现的燃烧室和主喷嘴几何形状变化得以保留，喉部采用了镀银工艺，调整了推力室内壁面的基本形状；重新设计氧泵并修改了涡轮泵的部分其他细节；提高了推进剂流量和推力室压力，相关组件为适应系统工作压力升高也同步进行了重新设计；最后增加了一段延伸辐射冷却的铌喷管，使膨胀比达到84(受双机构型布局限制，未能实现更高膨胀比指标)；第一批发动机于1991年6月交付，用于宇宙神-半人马座和大力神-半人马座。

RL10A-4的第一种衍生型——RL10A-4-1应用于宇宙神3A/3B，由于基础级采用俄制RD-180发动机具备了更大推力和推力调节能力，半人马座采用单台RL10发动机成为可能。RL10A-4-1重新设计了喷注器，进一步提升了性能，并利用组件的综合优化设计实现了9.92 t的推力，以满足宇宙神3A-半人马座的单发需求，1995年1月飞行成功。同时，RL10A-4-1采用了直接电点火(Direct Spark Ignition，DSI)和起飞前低温氦冷却技术，获得了更高的可靠性和综合性能。

宇宙神5使用了RL10A-4-2发动机，因美国空军渐进一次性运载火箭计划(EELV，2019年3月1日美国空军将其更名为NSSL)需求而来，其核心是为空军提供更高效、更经济、更安全的发射服务。RL10A-4-2继承了RL10A-4-1的优点，射前对液氢、液氧泵采用低温氦冷却，基础级飞行阶段对氢涡轮泵进行循环预冷，这两项操作都减少了发动机起动前预冷所需的推进剂消耗量以及与基础级分离后的等待时间，提高了性能。RL10A-4-2发动机的第二项改进是增加了一个独立的电动气阀，可以独立控制氧泵前阀(Oxidizer Flow Control Valve,OFCV)，使发动机在第二次或第三次起动前可进行小流量预冷以提高火箭性能。RL10A-4-2最重要的改进是采用冗余直接电点火系统(Dual Direct Spark Ignition，DDSI)。DDSI是一种完全冗余的电子点火系统，满足宇宙神5对单机和系统更为严苛环境要求。宇宙神5助推级的液氧煤油芯级(俄制RD-180发动机)+固体助推器构型使得级间段具有足够的空间安装RL10A-4-2发动机固定的延伸喷管。宇宙神2和3使用的是可展开的延伸喷管，必须在RL10起动前执行展开动作，而宇宙神5火箭消除了这项飞行过程的成败型关键单点动作。RL10A-4-2发动机伺服机构也从原有成熟的液压伺服升级为机电伺服(Electro-mechanical Actuator,EMA)。

1.3.2 RL10B系列

RL10B子系列的研制与Delta系列火箭(如图5所示)的升级换代密不可分。

(a) Delta 3

(b) Delta 4系列图5 Delta系列运载火箭Fig.5 The Delta rocket family

为满足日益增长的商业卫星发射市场需求，保持Delta系列运载火箭的竞争能力，1995年年初，麦克唐纳·道格拉斯公司(现已并入波音公司)开始研制Delta 3火箭用以衔接Delta 2和Delta 4。Delta 3火箭是美国第一个完全由私营企业投资研制的运载火箭，基于成本方面的考虑，一改过去Delta系列火箭的三级结构，而采用二级结构，二级首次采用单台RL10B-2发动机，需要通过推力提升尽可能弥补发动机数量由2台减少为1台带来的运载能力损失。

RL10B-2的改进是在RL10A-4发动机涡轮泵系统重新设计后的基础上推力提高20%，达到11.23 t。推力提升的具体措施主要包括喷管膨胀比提升和涡轮泵能力挖潜。由于采用三段式碳-碳可展开延伸喷管，发动机膨胀比由84提高至285，混合比从5.5提高至5.88，比冲提高了约15 s，达到465.5 s，是目前已飞行化学火箭发动机实现的最高比冲。

在美国空军EELV飞行计划的支持下，Delta 4系列运载火箭继承了相关设计状态，并进一步推动了RL10B-2的部分性能优化。

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的优势，进一步提升发动机性能。

新型发动机RL10C-1于2014年完成首飞，其显著特点是配置了碳-碳延伸喷管、混合比控制单元、DDSI等。RL10C的涡轮泵与RL10A系列相同，但采用了RL10B系列的推力室。

RL10C-2发动机继承了RL10C-1的所有改进，同时具备3段式可展开式延伸喷管，优化了发动机管路以改善起动时序，完善了阀门设计，对变速齿轮和密封进行了适当调整，具备主动混合比控制能力，进一步系统性提高了发动机的可靠性。目前正在研制的RL10C-3发动机计划用于SLS火箭EUS上面级(Exploration Upper Stage)，在系统可靠性方面将进一步提升。

1.3.4 专项研究

1.3.4.1 可重复使用验证机RL10A-5

1991年，麦克唐纳·道格拉斯公司提出被称为“垂直起降(VTVL)先锋”的单级入轨重复使用火箭DC-X。RL10发动机以其高可靠性被DC-X选为主动力。RL10可重复使用型发动机代号RL10A-5，不仅提供飞行动力、可重复使用而且推力需要从100%降低到30%，火箭升空后在某一预定高度滑行，然后成功着陆。

RL10A-5于1992年8月完成热试车；为适应海平面工作重新设计了发动机喷管；为满足火箭变推力要求重新设计了燃烧室,增强了换热能力,增设了推力调节阀上的机电调节器以及氧化剂流量调节阀。1993年8月，DC-X和RL10A-5发动机完成了12次发射中的首次发射。

DC-X研制和飞行过程中，RL10A-5发动机的优异性能证明了该发动机在助推级工作和进行较低的维护即可重复使用的能力，考核了发动机的寿命。根据试验数据累计，单台发动机共完成了48次飞行，飞行时间近5 000 s。4台参加过飞行的发动机共进行了125次点火，累计工作时间11 146 s。

1.3.4.2 深度节流验证机CECE

通用扩展低温发动机CECE(Common Extensible Cryogenic Engine)是NASA资助的首个面向未来深空探测试验项目，用于研究RL10发动机深度节流技术，曾计划用于月球探测低温下降级。该项目从2006年4月持续到2010年4月，共开展了4轮47次测试，累计热试车时间7 436 s。CECE在RL10A-4-2基础上，通过对推进剂的压力、温度、喷注器流量和推进剂供应系统改进，增设了变截面气蚀管、氧化剂机电控制阀、涡轮机电旁通阀和推力机电调节阀，成功实现了推力范围从104%到5.9%的节流(详见图6、图7)。

图6 RL10与CECE验证机原理图对比及CECE专属组件Fig.6 Comparison of RL10 and CECE configurations showing CECE-unique components

图7 不同节流状态CECE真空热试车图像Fig.7 CECE hot fire test under different throttling level

CECE同时验证了RL10发动机使用液氧-甲烷推进剂的可行性。

1.4 可靠性研究

1971年，NASA Lewis研究中心与普惠公司签定了一项协议，通过消除RL10发动机中潜在的引发飞行失败的单点故障来提高飞行成功率，主要研究成果包括：

1)完善RL10发动机的失效模式与影响分析(FMEA)；

2)基于FMEA的结果，建立了一个临界项目清单(CIL)；

3)对所有地面设备运行中的异常情况进行彻底检查，以改进零件的故障水平和临界率，提高组件和发动机设计水平；一旦出现故障，可以减小对飞行的不利影响；

4)引入了冗余零组件，用以消除发动机单点失效，具体推荐措施主要包括：发射前冗余的冷却单向阀、冗余的点火装置、冗余电磁阀或冗余电磁线圈、冗余的进口起动阀、燃料主活门上的辅助套筒阀、冷却单向阀上的辅助套筒阀、推力控制回流阀、冗余点火的氧化剂供应阀；

5)检查辨识RL10发动机所有的地面设备、发动机与火箭的总装技术中潜在的对发动机造成危害的因素。

本项可靠性研究为RL10发动机辨识薄弱环节、提高设计水平、消除单点环境和保障飞行成功率提供了重要支撑，为后续发动机研制可靠性提升提供了典范。

1.5 主要试验研究

1.5.1 真空环境工作可靠性试验

为充分考核用于改进型半人马座D-1A的RL10A-3-3发动机真空环境适应性、预冷时序优化、二次起动可靠性，NASA于1968年拨款在Plum Brook(NASA的下属地面试验站)建造了宇航推进研究试验台B-2，如图8所示。

图8 NASA B-2推进系统试验台Fig.8 B-2 Space propulsion research facility of NASA

试验台包括一个巨大的不锈钢真空舱，直径12 m，高17 m，足以将整个半人马座放置在真空舱内，加注液氢和液氧后进行发动机点火测试。B-2试验台可以模拟161～201 km飞行高度的极端环境，并测试半人马座在太空真空环境中发动机的重启能力。发动机重启问题受到特别关注，其中包括发动机必要的“预冷”，用以确保液氢而不是氢气进入预压泵(半人马座为了在较低的箱压下满足RL10泵入口压力需求，在输送路设置了独立的预压泵)，并维持发动机推进剂入口的适当压力。B-2设施的液氮冷却壁模拟了太空中-160 ℃的温度，而石英灯热模拟器可以模拟太阳的高温。

新试验台的检验测试开始于1969年10月。1970年12月18日，B-2试验台首次成功进行了半人马座发动机热试车。在B-2试验台上对半人马座发动机的进一步测试显示，RL10可以通过增压输送系统保持稳定工作，为后续取消输送路上的预压泵提供了重要试验依据。

1.5.2 载人飞行边界摸底试验

1982年，NASA与美国空军联合起动了航天飞机-半人马座项目，为了适应用户的多任务需求，半人马座在D-1A的基础上进行了大量改动，推出了G(双机，RL10A-3-3B)和G-Prime(单机，RL10A-3-3A)两个构型。半人马座的改进推动了RL10发动机的改进，其指导原则是力求通过最小的改动适应新的半人马座，主要工作包括：适应航天飞机发射环境及流程，全新的地面操作接口，一套起动时序适应两型半人马座，新的发射平台，两种混合比，射前预冷流程调整，全新的基础级接口形式，深空探测载荷提出的多次起动需求。另外，为了满足航天飞机载人飞行的安全性要求，RL10发动机还需为满足下列条件进行适应性优化：航天飞机载人工程总体要求、有效载荷安全性规范、电子装联要求、污染物控制要求等。

RL10发动机为此开展了大量边界摸底试验研究(见表1)，优化了起动时序和起动条件，最终以最小的硬件改动满足了任务要求，获得了发动机更为丰富的性能参数，包括预冷特性、水击特性、振动特性等。

表1 RL10发动机开展的载人飞行边界摸底试验Tab.1 Test items of RL10 for Space Shuttle/Centaur manned flight boundary

1.5.3 长时间滑行飞行拓展试验

RL10发动机伴随半人马座在主任务结束后先后开展了3次长时间在轨滑行拓展试验，包括1974年12月10日的太阳神号发射任务(TC-2)后近7 h滑行拓展试验、1976年1月15日的太阳神2号发射任务(TC-5)后发动机5次重新起动试验和1978年11月13日的高能天文观测台二号发射任务(HEAO-2)后长时间滑行后姿态恢复能力和再次起动能力拓展试验，充分考核了发动机长时间滑行适应性、短时间预冷技术方案、多次起动可靠性、复杂姿态调整后起动及姿态恢复能力。

TC-2拓展试验在星箭分离后首先进行了1 h的滑行，而后RL10发动机实现了第3次空中点火，工作11 s后进入下一个滑行期，期间开展了几次180°的滚转(称为“热机动”，防止火箭的一侧过热)、主动排气和其他热控操作；3 h后，RL10第4次起动，稳定工作了47 s；最后的滑行阶段持续了将近27 min，并开展了预压泵实验和过氧化氢耗尽实验，以确定预压泵从严重的气蚀状态恢复的能力，为后续RL10发动机进一步降低泵入口压力需求提供了重要的飞行子样。

TC-5拓展试验在星箭分离后剩下约1 814 kg燃料，如此可观的燃料使RL10能够进行前所未有的第5次重新起动试验。验证了RL10同步轨道直接入轨的高精度工作能力(在第二滑行段和第三次发动机起动之间停留轨道持续5 h以上)以及滑行5 min后重起能力。

HEAO-2拓展试验在星箭分离后进行了两次拓展试验以验证长时间滑行后姿态恢复能力和再次起动能力。第一次实验发生在飞行106 min，验证发动机能够在有效载荷分离之前将航天器旋转至12(°)/s。第二次实验发生在飞行109 min，考核了329°俯仰和584°滚转的严重翻滚箭体姿态恢复及发动机重起能力。

2 对我国氢氧末级发动机的研制启示

2.1 总体顶层牵引是发动机重大技术进步和可靠性大幅提升的核心支撑

氢氧发动机是国家综合国力的体现，其核心需求来源于国家顶层规划，无论是科学探测、基础服务还是国防应用，都具有显著的全局性和不可替代性，必须自主可控。总体顶层的系统设计决定了具体的执行方向，基于国家宏观政策约束，围绕国家能力构建与提升的重大空间科学工程和预先研究项目的合理规划是发动机技术发展的核心支撑。RL-10多次重大技术改进和可靠性提升均来自总体牵引，主要体现为国家级的空间科学研究项目在性能需求、经费渠道、试验条件等多方面的具体支持，包括20世纪60～70年代持续开展的行星际探测任务及有效载荷质量的不断提高对高比冲和两次起动可靠性的持续需求，20世纪80～90年代地球同步轨道卫星直接入轨对多次起动预冷及点火可靠性的需求，航天飞机载人任务对安全性的苛刻需求——空军对军事有效载荷高可靠进入太空能力的需求(EELV)，深空探测发动机推力深度节流需求(CECE)等。

在技术层面，比冲的提高和可靠性的提升是对发动机的通用技术需求，与火箭构型关系较小，但需要投入大量的经费开展试验验证工作，完全依靠企业自身推进实现难度较大；而推力、混合比、结构布局(如大膨胀比喷管)等指标与火箭总体耦合紧密，如发动机自行改进，会对总体造成严重影响，必须依靠顶层牵引。RL10发动机在宇宙神、土星、大力神、Delta等火箭的多个型号中成功应用，并且被后续多型在研火箭选为末级主动力而不断改进，其傲人的产品质量和飞行成功率得益于多总体牵引下批量化生产形成的“优化设计-生产-试验考核-飞行”良性循环，在经济、技术两个维度为RL10注入了源源不断的活力，深得用户信赖，并赢得了持续发展的良好空间。

2.2 发动机宜采用分级技术管理：飞行产品全生命周期质量严格管控，确保任务成功；试验产品坚持技术发展导向，鼓励大胆创新，不断提升技术成熟度

在可以满足任务需求和经济性的前提下，运载火箭总体一般不希望发动机技术改进，因为改进即风险，一旦考核验证不充分可能造成严重的飞行事故，从RL10A-3-3A到RL10A-4的改进历时17 a可见一斑。因此，对于交付飞行的发动机必须严格控制技术状态、基线和生产质量，做到全生命周期管控，有力支撑飞行可靠性，确保任务成功和企业盈利。RL10发动机自参与飞行任务以来，57年间仅出现过一次因发动机自身故障造成的飞行失利(1999年5月5日，Delta 3首飞失败后的第二次飞行，RL10B-2推力室异常造成任务失败)。考虑到涉及的时间跨度之大、运载火箭型号之广、飞行次数之多，该记录令人惊叹不已，背后隐含的是RL10发动机对于交付产品质量的良好管控。

对于面向后续发展的技术改进、专项提升等工作，如从RL10A-1到RL10A-4-2的技术跨越以及RL10A-3-3B、RL10A-5、CECE相关研究等，大力鼓励并积极推进对新技术的研究和发动机边界工况探索，激发创新，不断提高技术成熟度和验证充分性，逐步消除用户的疑虑，为新技术的最终飞行产品应用提供了良好范式。

准则和规范是指导和约束设计、改进及验证充分性的重要依据。NASA牵头在20世纪70年代相继出台了运载火箭领域的SP-8000系列标准；对于液体火箭发动机性能评估和试验验证，美国空军于2017年出台了SMC-S-025标准，用以指导全美液体火箭发动机的相关研制和试验工作。

2.3 技术改进应按需实施：组件级冗余措施和小幅改动可以有效提升发动机可靠性，而性能参数的大幅提升将伴随着涡轮泵、推力室等核心部件的整体升级

发动机所有技术改进应按需开展、分级实施。作为全箭最为关键的单机之一，发动机可靠性相关研究工作应持续不断地进行，其中单独的可靠性立项支持不可或缺。RL10发动机通过NASA支持的可靠性专项工作开展了卓有成效的理论和试验研究，从测试覆盖性、临界工况、FMEA等方面对产品进行了反复的审视和修改，为RL10高飞行成功率和故障适应性提供了重要支撑。可靠性提升的具体项目一般不涉及发动机的系统级调整，典型内容包括采取冗余措施消除单点(组件内部冗余、多组件系统级冗余等)、典型失效环节研究及使用工况约束、外系统干扰影响及抑制、边界条件辨识及控制等。小幅且循序渐进的改动可以逐步累积可靠性，考核需求较低，也更容易被用户接受。

一旦发动机的技术改进涉及系统级调整，将会对核心组件进行大幅改动甚至是重新设计，如涡轮泵、推力室等，其工作量和改后的验证需求也更大，在周期和经费方面所需的支撑力量也必须更强，仅靠发动机研制单位难以实现，需要项目总体或国家级专项支持。此类改动需要明确的顶层任务需求牵引，就设计、生产、试验等环节开展深入的论证策划，制定严格的周期表和质量管控措施，确保按期提供满足总体需求的飞行产品，无异于新研一型发动机。

2.4 充分的地面试验和测试是技术继承、验证改进、降低飞行风险的有效手段，试验带来的周期与经费的压力需要结合飞行风险综合评估

RL10发动机革新之路充分表明了在已有成熟技术基础上不断改进是火箭发动机打造经典的必由之路。继承不等于照搬，必须根据新的需求和不同时代技术发展有所进步；关于硬件的改动必须慎重，考虑到发动机各部件间的强耦合特性，应该改动需要充分的试验考核(包括单机级和系统级)。经过多次试验没问题后，产品才可以交付飞行。这是RL10傲人飞行成功率的重要启示，如B-2试验台半人马座整级真空试验、多次飞行拓展试验、航天飞机-半人马座严苛的安全性试验等等。

试验产品的状态和边界对试验设计提出了较高的要求，由于是高空起动，RL10发动机的试验对经费的需求也是非常可观的。发动机可靠性始终是运载火箭高风险的典型代表，与失利造成的经济损失及不可预估政策放大效应相比，充分的地面试验尤为重要。基于经济性考虑，应在满足试验需求的前提下尽量降低花费，如提高单台产品的复用率、试验项目统筹策划、试验工况优化组合等。

2.5 市场法则是促进发动机技术发展的重要辅助性力量

在国家顶层牵引的同时，基于市场法则的商业航天可以作为发动机技术优化和可靠性提高的辅助性力量，为发动机技术进步提供部分性能需求输入和研制经费；利润刺激、竞争需求和发动机研制单位自身发展的内在驱动可以支撑发动机持续开展技术优化和可靠性提高工作。

20世纪80年代初，NASA为确保重复使用运载器的标志性产品——航天飞机获得足够的飞行任务和政府补贴，不断推进取消一次性运载火箭的计划，RL10发动机几近停产。1986年挑战者号灾难发生后，航天飞机领衔的可重复使用运载器对一次性运载火箭所构成的压倒性优势有所缓解，半人马座携带RL10发动机重新回归，共同迎来了商业航天时代。伴随着通信卫星发射需求的剧增，以及来自欧洲阿里安4火箭的咄咄逼人态势，降低成本、提高可靠性和发射成功率以获得利润和企业生存发展，成为所有火箭及发动机供应商的内在诉求。在宇宙神、大力神和Delta系列商业发射任务牵引下，RL10发动机获得了重生，并得到了进一步改进和优化的必要支持。

我国商业航天的大幕已经开启，在科学探索、卫星应用、航天运输等领域均涌现出大量公司，虽然未来发展方向也仍在探索之中，但其终将成为一支重要航天力量的态势已显，“大航天时代”悄然降临。如何将互联网思维、商业法则引入传统航天领域，支撑我国氢氧发动机的技术进步、拓展应用领域，值得进一步深入探讨。

3 对我国氢氧末级发动机后续发展建议

我国先进氢氧末级发动机研制始于20世纪70年代，先后成功研制了用于CZ-3系列运载火箭的4 t级YF-73和8 t级YF-75；伴随着我国新一代运载火箭CZ-5的研制，9 t级YF-75D氢氧发动机先后突破了膨胀循环发动机高空二次起动技术，大转速、高效率、长寿命氢涡轮泵技术，低流阻、高换热、长寿命推力室冷却通道设计技术等一系列关键技术，首飞前连续无故障整机热试车超过30 000 s，成功完成了嫦娥五号、天问一号等发射任务。

作为我国唯一一型膨胀循环氢氧发动机，YF-75D充分继承了YF-75的成熟技术，同时在循环方式上提高了固有可靠性，具备更优秀的性能拓展空间和更灵活的任务剖面选择。结合RL10系列发动机的技术革新及相关启示分析情况，本文初步形成对YF-75D发动机的3条发展建议。

3.1 加大专项支持力度

建议对YF-75D可靠性提升予以专项支持，从系统和单机两个方向充分辨识设计、生产、试验、使用维护等多维度潜在的风险和边界约束，全面提高发动机可靠性；同时，对YF-75D系统及单机地面试验能力建设进行支持，为发动机改进的充分性和性能提升验证提供平台；确保我国在航天运输系统高性能氢氧末级的研发和应用领域保持并不断扩大技术优势，有效维护进出空间和利用空间能力，并为进一步的长时间在轨、深空探测及中长期发展规划的实施储备关键技术基础。

3.2 加强总体顶层牵引

建议构建基于YF-75D及后续可拓展能力的低温氢氧末级发展路线图，涵盖当前GTO及SSO主任务、GSO轨道直接入轨、低温末级长时间在轨、大范围轨道转移、深空探测等多维度需求，统一明确各发展阶段对发动机的技术要求，牵引YF-75D的发展，整合力量打造我国膨胀循环氢氧发动机的一款经典产品；面向未来，持续推动在飞型号低温末级氢氧发动机由YF-75向YF-75D的系统性升级。

3.3 坚持交付改进并行

建议以低温氢氧末级发展路线图为牵引，形成以YF-75D为基本型的膨胀循环氢氧发动机型谱，满足我国后续运载火箭低温氢氧末级对主动力的需求；针对当前多型号飞行任务需求，争取批量化订货、生产、抽检，确保交付能力；在明确技术状态基线、严格管控飞行产品质量的同时，积极寻求多方支持持续推进技术改进，在推力、比冲、推质比、混合比调节适应能力、多次起动、故障诊断等方面不断挖潜、改进、验证，逐步提升技术成熟度并推动工程应用；持续探索YF-75D应用的新空间。

3.4 坚持渐进式技术升级

建议从近期和远期两个阶段开展YF-75D的渐进式技术升级。近期改进以优化使用维护性、提升新一代运载火箭综合性能为目标，重点包括实现整机(含喷管延伸段)随箭运输、整合供气种类和压力、提升利用系统调节适应性、突破液氢闭式自生增压技术、提升推质比，相关改进主要涉及小管路、阀门、机架、喷管等产品，对系统方案、可靠性不会造成本质性影响。远期升级以满足进一步提升我国空间和利用空间需求为目标，打造系列化的精品氢氧末级主发动机，主要包括提升推力以更好适应SSO轨道发射任务和单机版末级构型，研发可延伸喷管大幅提升比冲，攻关电点火技术实现多次起动，优化系统预冷和起动特性满足长时间在轨滑行，相关改进主要涉及系统方案、涡轮泵、喷注器、推力室、主管路等核心组件，需要提高布局，长期攻关，不断提升技术成熟度。

4 结论

RL10系列发动机作为世界上首款氢氧火箭发动机，在60多年的发展历程中始终坚持技术革新。当前我国正在从航天大国向航天强国迈进，面对日益严峻的外部竞争态势和内部发展需求，亟需从管理、技术等维度形成合力打造一款高可靠、高性能的氢氧末级主发动机。RL10的成功实践了一条可行的高可靠飞行与高质量发展兼备的技术路线，可以为我国膨胀循环氢氧发动机的发展提供有益参考。