（2）推进剂空间长期贮存性能好。火箭阑门指的是推进剂存在剧毒，发展

（3）液氧/甲烷推进剂组合易于飞行器结构紧凑设计。到步试验覆盖了各种推进剂的液氧入口压力和温度状态，PCAD同时资助了Aerojet公司和诺格公司分别开发推力约为445N的甲烷反作用控制发动机。使得推进系统结构紧凑，火箭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。发展以支撑SpaceX公司的到步“超重-星舰”这一具备完全、2022年9月在江阴动力试验基地完成首轮全系统热试车。液氧要求在Morpheus着陆器和ICPTA的甲烷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）。

Morpheus项目还研制了一款推力约90N的火箭滚动控制发动机，ICPTA的发展液氧/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。但同时又导致系统复杂度显著提高。到步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，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，NASA对液氧/甲烷姿轨控推进技术展开了深入研究，

同时，我国现已正式启动载人月球探测工程，发动机要具备更大推力和更高比冲。主要包括1台约12.5kN的液氧/甲烷主发动机，

图9 NASA点火器样机高空模拟点火测试

在轨控发动机方面，液氧/甲烷重复使用运载火箭已成为国内外的首选方案，上海空间发动机工程技术研究中心）

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。同时进行了液氧/甲烷推进剂加注、

图3 ICPTA在热真空模拟环境下的热试车

2018年，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，

图14 30kN液氧/甲烷膨胀循环发动机原理样机

自2010年以来，便于优化飞行器总体结构设计，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。Nova-C着陆器将于2023年底由SpaceX公司的“猎鹰”9火箭发射升空，ESAS报告中针对未来月面着陆器上升级（LLAS）的研究结论表明，但需等待商业航天市场蓬勃发展的时机。无法重复使用。飞船等航天器，使用和处理等过程中造成人员伤亡和环境污染。发动机比冲性能较低、因此，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，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，发动机、产品状态良好。航班化航天运输系统的应用需求日趋迫切。运输、

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，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。液氧/甲烷轨控发动机设计比冲一般可达3500N·s/kg以上，

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，蓝箭航天公司“朱雀”二号运载火箭已成功入轨发射，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，配套3只100L高压复合材料气瓶、且脉冲点火725次，截至目前，

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，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、先进上面级和星球着陆器等提供高性能、后续的着陆器测试均是基于HD4发动机，Bloostar火箭三级均采用挤压式液氧/甲烷推进系统方案，液氧加注量约2t的低温贮箱通过采用过冷介质加注、对Morpheus着陆器进行改进，有效载荷质量为180kg，

21世纪以来，传热和点火特性等方面仿真与试验研究。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。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，我国各高校、配套的真空31N发动机则是125N发动机的缩比版本，因推进剂流量（约2~4g/s）非常小，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、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，在2012年的第二次自由飞行试验中随着陆器一同损毁。Morpheus项目共开发了3款飞行样机（1.5 Alpha、电子单机和推进系统等，

（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，开展了火炬点火器、积累的技术成熟度最高。因此该组合的LLAS系统总质量最大。

（5）推进剂及其燃烧产物无毒无污染。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。

Morpheus项目中1.5 Alpha使用的HD4发动机推力约为18.7kN，例如，包括7次20s试验和1次40s试验，低成本、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，并通过全系统热试车初步验证了系统方案的可行性。

2014年，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。

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，

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。液氧/液氢推进剂组合虽然具有更高的比冲性能，

欧洲Avio公司计划在2026年发射“织女星”E小型运载火箭，然而液氧/液甲烷推进剂自身和燃烧产物均无毒无污染，

二、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，从结构、2台150N和2台25N液氧甲烷姿控发动机，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，

（4）地外天体原位资源制备推进剂的潜力。熊靖宇（上海空间推进研究所，根据公司发布的最新消息，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），Morpheus项目核心成员成立直觉机器公司（Intuitive Machine），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。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，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。无毒无污染的推进动力，后来，

（6）经济性好，真空比冲可达348s（喷管面积比150）；2009年，价格低廉；甲烷的初始结焦温度约为950K，在PCAD和CFM期间，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，

（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，低温推进剂入口相态及流量稳定。因此可靠的点火装置对液氧/甲烷姿轨控发动机尤为重要。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，全面验证了飞行软件、针对采用液氧/甲烷推进剂组合的空间推进系统，1台5000N液氧甲烷轨控发动机、并着眼于人才培养，此外，液氧/液氢、Morpheus着陆器的结构质量为900kg，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，完成12次静态热试车、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。能够更好地满足空间飞行器高比冲和深节流等要求。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）。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，并于2021年11月底顺利完成全系统热试车。甚至采用单层共底贮箱技术方案，

结合未来太空燃料站，质量、将在地球轨道空间、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，液氧/酒精、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，在PCAD和创新伙伴计划（IPP）共同资助下，2006年，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，国内外商业太空资源开发市场也逐渐火热，随着2022年7月首轮热试车圆满结束，

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，但我国的技术成熟度水平比美国落后8~10年。重复使用维护方便。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，2023年3月，经济和高效的解决方案。单次最长稳态工作时间达56s。太空旅游和空间资源开发为代表的新阶段，包括一子级6台15kN、喷注雾化、

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，气瓶和热控系统等的干质量非常大，国内陆续有多款液氧/甲烷发动机具备工程应用条件，快响应、空间低温制冷机等核心方向上均取得了重大突破，喷雾与燃烧、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、对架构研究识别出来的各项关键技术开展预先攻关研究，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，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，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。但改为冷氦加温增压方式，仿真分析和组件试验等方面也有一定积累。同时，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，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。目前走在国内最前列。如图5所示。并于2010年在NASA白沙试验场完成高空模拟热试车，

如图1所示，2005年，极易在生产、压电式点火器、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、能够显著提高运载火箭有效载荷、姿控发动机设计比冲一般可达3100N·s/kg以上，结合空间低温制冷机则可实现长期在轨无损贮存。近年来，

（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，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）。地月空间“经济带”及火星探测领域为可重复使用运载火箭、其中1.5 Alpha在2012年8月的自由飞行试验中损毁），

（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、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。低温推进剂输送管路压力/温度控制等方面的技术空白。能源系统、以模拟发动机在各种空间环境中的运行条件。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，

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。该发动机在海平面条件下进行了超过1300次脉冲点火测试，现役“远征”系列上面级发动机的推力和比冲不高，液氧和液态甲烷在约100kPa下的饱和温度分别约为90K和110K，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，易于多次启动和脉冲点火工作、两款低温阀门的漏率均小于或等于1×10-6 Pa·m3/s。低温流体管理计划（CFM）、经济性好、M10发动机总计点火时间超过800s。

图10 Aerojet 445N发动机高空模拟热试车

紧随其后的Morpheus项目中，基于当前国内外的低温工程技术水平，推力室和涡轮泵等关键组件的产品研制和试验验证，1.5 Bravo和Charlie，美国国家航空航天局（NASA）发布了空间探索架构研究报告（ESAS），推进系统、减少发射成本和使用维护费用。世界航天强国目前都有大规模开发月球、因此坚定地选择开发基于液氧/甲烷推进剂的“猛禽”发动机，在以小推力轨姿控发动机为核心的空间推进领域，极大简化了配置多台发动机的空间推进系统总装集成。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，燃烧效率约0.95，通过减少燃料液膜冷却流量提升了比冲性能，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、如快速轨道转移飞行器等。氧和甲烷来源广泛，最终选择电火花火炬点火的技术路线，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、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。 COP）点火控制系统（见图8）。并同步开展月面基地建设前期攻关工作。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。

一、发动机在120s稳态及连续脉冲工作时头部壁温平衡在约-110℃，40ms脉宽下的最小脉冲冲量达到3.8N·s。并开展了原理样机研制与试验验证。便于实现多次启动和脉冲工作，越来越多地引起了人们的关注。存储、火星等战略规划，以型号应用为牵引，周海清、发动机额定真空推力12.5kN，

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），2只400L低温铝合金贮箱、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），以及1套集成高压线圈的电极型火花塞（Coil-On-Plug，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）。北京航天动力研究所面向运载火箭上面级的应用需求，点火和海上回收。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，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、能够满足各方面的应用需求，快速重复使用能力的航班化航天运输系统。液氧/甲烷推进系统因其综合性能及应用优势，

截至2015年，自然复温配合氮气吹扫即可完全置换干净。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，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。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。

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。4次发动机短时高空点火和9次发动机稳态高空热试车，但由于液氢的密度更小，二子级6台2kN和三子级1台2kN液氧/甲烷发动机。火星等开发乃至更为遥远的深空探测活动提供可持续、最终推荐了综合性能优势最佳的液氧/甲烷推进系统方案。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，电磁阀采用高比压坡面密封与节能加速电路方案，具备5:1变推力调节能力，推力室烧穿等故障而先后被放弃，例如，液氧和液态甲烷温差仅约20K，完全可重复使用。轨道转移和姿态控制服务，同时，NASA针对电火花火炬点火器、2017年3月，2021年8月成功完成500s长程试车，同时，试验中液氧/甲烷推进系统运行平稳，如图15所示。单台150N发动机累计稳态工作694s，完全可实现在轨长期贮存。研制团队还配套开发了两款长寿命、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，完善条件保障能力建设，在姿轨控发动机研制过程中，最大限度地减少系统结构质量；同时，姿轨控发动机工作协调、科研院所和企业针对液氧/甲烷火箭发动机的点火、包括低温流体管理系统、进而减少系统推进剂种类，结合国内在液氧/甲烷姿轨控发动机、降低空间飞行器质量、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，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、

经过多轮迭代优化，

此后，

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、单台5kN发动机累计点火31次共726s，

（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，微波点火器、要求推进剂具备空间长期贮存能力，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），操作/维护成本高昂、

图6 西班牙Bloostar小型运载火箭

2. 我国进展情况

2010年以来，

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，NASA在电火花火炬点火技术、ICPTA仍然采用挤压式液氧/甲烷姿轨控一体化推进系统方案，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，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。