)创造历史的Falcon火箭使用液氧/煤油梅林发动机、新锐的Antares火箭居然使用从俄罗斯购进的上世纪六七十年代生产NK-33液氧煤油发动机、俄罗斯的新一代运载火箭Angara系列火箭使用液氧煤油发动机RD-191、美国的Atlas V火箭也使用俄罗斯的RD-180发动机、我国的新一代中型运载火箭CZ-7火箭使用YF-100和YF-115液氧煤油发动机首战告捷令人鼓舞、连俄罗斯最近都爆出了拟将Atlas V上的RD-180液氧煤油发动机供应给我国。这一时间，关于液氧煤油发动机的消息不绝于耳，让人很不意外地感觉：液氧煤油发动机已然成为当前运载火箭的主流，而至少从近些年的发展来看，关于氢氧发动机的爆炸性信息这一段时间似乎还未曾如此出现过。
当然，感觉归感觉，事实上一直以来，液氧煤油发动机都是运载火箭的主要选项，甚至创造了人类奇迹的美国登月土星V火箭一级也都是使用的液氧煤油发动机F-1，其历史可谓久远，为人类的宇宙探索发挥了极为重要的作用！近些年，随着人类对于环境保护的责任意识不断增强，对于使用环保推进剂的呼声也日趋紧迫，这也进一步使得具有毒性的常规四氧化氮/偏二甲肼在应用空间上逐渐减小，而逐渐为环保的推进剂所取代，显然液氧煤油发动机是比较好的选项！
选择Falcon9 火箭的Merlin发动机开始说事儿，主要还是因为该发动机为近期出现的新发动机，且在选择了为发动机领域内公认的效率并不是很好的燃气发生器循环基础上却成就了Falcon9当前确实不菲的成就！对于Merlin发动机，肯定也好，否定也好，反正在互联网上是不绝于耳！本文并不想去过多评述这些本就仁者见仁，智者见智的是是非非，只是拟将当前以至于后续也会逐渐增多的液氧煤油发动机主要信息进行一次汇聚！所以，也算尽力去翻阅了互联网！其中有些素材基本上未加任何修饰而直接引用，有些可能来源不同，内容上也多少会有些差异！
1、关于液体火箭发动机的几种循环方式
液体火箭发动机为运载火箭提供动力，是影响运载火箭任务成败和飞行性能的关键因素。当前的液体火箭发动机主要还是通过采用推进剂进行燃烧后高速排出燃气来获取推力，系统功能和组成独成一体！
为了更好说明后续的液氧煤油发动机，这里还是有必要先谈一下关于液体火箭发动机的几种典型动力循环方式，因为其基本确定了发动机的大状态和大性能。
根据发动机的输送压力的提供方式，发动机可以分为挤压式发动机和泵压式发动机。顾名思义，挤压就是通过贮箱提供压力来实现推进剂的输送，由于随着压力的升高，对于贮箱结构的增重代价比较大，因此这种方式通常应用于推力需求较小的姿控类发动机。泵压式则是利用泵来提升系统内部压力，完成推进剂的输送，这种方式常用于推力要求较大的发动机。
对于泵压式发动机系统，根据发动机的动力循环组织的方式，一般比较常见的，可以将发动机分为燃气发生器循环、分级燃烧循环（也常称作补燃循环）和膨胀循环。
燃气发生器循环：也称为开式循环，这种方式从燃料和氧化剂的主流中抽取少量去给名为燃气发生器的组件，在该组件内燃烧形成燃气，该燃气通过涡轮做功，从而驱动泵将推进剂流体送入燃烧室。这部分燃气既可以直接外排，也可以再次通入发动机喷口排出。随着进入燃气发生器的推进剂增加，产生的燃气做功能力也越来越强，这样进入燃烧室的推进剂也就越来越多，推力也不断增加。燃气发生器里的推进剂混合是远远偏离最佳混合比的，这样才能够确保燃气温度相对较低，不会超过涡轮叶片所能承受的温度。这种方式的特点在于结构简单，各组件工作状态比较好，缺点在于推进剂未能完全发挥作用，表现在性能上略低。
分级燃烧循环：是一种闭式循环方式。其燃烧过程是按照分级来组织的。和燃气发生器循环一样，分级燃烧循环系统有一个预燃室来形成驱动涡轮的燃气。在预燃室里通常为一种推进剂少量供入，而另外一种推进剂则大量供应，以进行富氧或者富燃混合燃烧形成驱动涡轮的燃气。燃气进入主燃烧室与剩余的那一种推进剂（先前少量进入预燃室的推进剂）进行再次燃烧。和燃气发生器循环相比，其优势在于所有的推进剂都是在燃烧室内以比较优化的混合比在进行燃烧而没有从其它分支排出。这种循环方式经常应用在功率要求比较高的地方，燃烧室压力的增加，在同等推进剂消耗下产生的推力也增强。但这种循环方式在研制成本上比较高，主要是比较高的系统压力使得研制过程变得相对复杂一些。另外，涡轮的工作条件也相对差一些，且需要高温燃气管路来输送燃气，系统本身也是一个比较敏感的带复杂反馈系统。
膨胀循环：膨胀循环和分级燃烧循环有些相似，差别在于其没有预燃室。该种方式利用主燃烧室的热量来将燃烧室冷却通道中的燃料蒸发，形成蒸汽。这些蒸汽通过涡轮后驱动涡论，带动泵工作，之后再进入到燃烧室和氧化剂产生燃烧。这种方式往往应用于具有低沸点、易蒸发特性的燃料，譬如液氢、甲烷。和分级燃烧一样，膨胀循环中的所有推进剂最终都是在燃烧室内以比较优化的混合比进行燃烧，典型情况下是没有直接外排的。但是，由于其驱动涡轮的能源源自推力室内的热量，而该热量也是有限的，所以这也实际反过来也限制了该种循环模式所能提供的最大能力。一般来讲，这种循环方式比较适合于小型或者中型发动机。根据燃气的使用情况还有一种衍生系统，成为开式膨胀循环或者抽气膨胀循环，这种方式只抽取了部分燃料蒸汽驱驱动涡轮，且直接排放入外界环境。这样做的目的是提高涡轮压比，从而提高做功能力。尽管由于部分燃料外排，降低了推进剂的使用效率，但这种方式却可有获得较闭式膨胀循环更高的燃烧室压力。
2、Falcon 火箭的Merlin（梅林）发动机
SpaceX目前使用9台液氧煤油组合的梅林发动机作为Falcon 9火箭的第一级发动机，1台真空版梅林发动机作为第二级发动机（加大了喷管！）。
Falcon9火箭的梅林发动机
梅林发动机采用的是燃气发生器循环方式，其技术核心在于使用了针栓式喷注器，使得其在推力调节和燃烧稳定性方面表现优异！
什么是针栓式喷注器
同轴针栓式喷注器是由可动套筒、处于套筒内的固定针栓组成。一种推进剂从喷注器外表面流动，沿喷注器可动套筒突出部与中心同轴式喷嘴所形成的环缝隙轴向喷注；另一种推进剂从喷注器从喷注器内部流动，从可动套筒与固定针栓顶部之间的环缝或者可动套筒顶端的开槽或开孔中径向喷注。两种推进剂碰撞实现推进剂的雾化。套筒和可调汽蚀文氏管针阀杆通过柔性赶与机械臂连接在精密的伺服作动器上，作动器上安装有位移传感器，不同位置的反馈信号输入控制系统，了解两种推进剂流通环形面积，实现流量调节，从而改变推力大小。使用同轴针栓喷注器，喷注液体在燃烧室内形成两处回流区。围绕在同轴喷注器顶部的回流区外侧推进剂较多，其液滴蒸发冷却了喷注器的突出部分；而核心回流区中心推进剂较多，回流后增强了推进剂的混合，提高了燃烧效率，并避免了在流量大范围内调节引发燃烧室压力波动时可能出现的燃烧不稳定现象。
针栓式喷注器
梅林发动机经过多年发展和演化，已经形成了包括早期的梅林A到现在的梅林D共计四型，另外还有两款真空版（适应天上真空飞行，喷管大幅加大），其中梅林1B发动机实际并没有用上就已经被梅林1C所替换。
梅林1A发动机采用一次性使用的烧蚀冷却碳纤维复合材料喷管，能够产生340kN推力。该发动机作为Falcon1的一级发动机参加了两次飞行。第一次在2006年3月24日，当时因为起飞后不久燃料泄漏而失败；第二次在2007年3月21日，获得了成功，性能正常。
梅林1B发动机是梅林1A的升级版本，主要针对涡轮泵进行了改进。该发动机能够提供380kN推力。在不改变涡轮泵重量的情况下，通过对涡轮的改进和泵叶片的加大，使其能够在更高的转速下工作，从而也提高了涡轮泵的扬程。梅林1B发动机原本要作为Falcon9火箭一级上，但鉴于Falcon1的飞行情况，且使用再生冷却喷管的梅林1C也研制成功，所以该发动机实际并没有飞行使用过。
Falcon火箭的Merlin发动机
梅林1C发动机使用再生冷却的喷管和燃烧室。涡轮泵在梅林1B发动机的基础上仅进行了微小变化。2007年经过了全任务周期的热试车，2008年8月首次飞行，2008年9月执行Falcon1的第四次飞行，取得了成功。2010年6月执行了Falcon9的首飞，表现完美。其海平面推力350kN，真空推力400kN，真空比冲304s。2009年3月10日，SpaceX宣布成功完成了梅林1C真空版发动机，该发动机是在梅林1C的基础上将喷管加大从而获得更大的面积比使得发动机效率得以最大化。该发动机的燃烧室使用再生冷却，而长达2.7m的Ni合金喷管使用辐射冷却的方式，真空推力为411kN，比冲为342s。
梅林1D发动机是在2011年到2012年期间进行研制的，2013年参加了首次飞行。2011年AIAA的推进会议上，Tom Muller发布了将研制真空推力690kN，真空比冲310s，具有从100%到70%推力调节能力的梅林1D发动机的消息。2012年6月发动机完成研制，发动机海平面推力达到650kN，真空推力720kN，海平面比冲282s，真空比冲311s，其推重比甚至超过了150。2013年，3月20日，发动机经过了飞行鉴定试验；同年6月，作为Falcon9.1.1的一级发动机参加了模块试车。2015年Tom Muller又提出了在保持原有重量（470kg）的情况下，进一步改进梅林1D发动机，其真空推力将达到825kN。目前该版发动机已经在Falcon9FT火箭上得到应用。2016年5月，SpaceX宣布将进一步提高梅林1D发动机的推力，使之达到海平面推力845kN、真空推力914kN。
看着梅林发动机的发展过程，确实让人有种眼花缭乱、跟不上的感觉，而且潜意识中还怎么感觉：这发动机似乎总能够不断提升、总是在不断超出你的想象！！！这也许就是SpaceX的另外一种魅力所在吧！我理解这也许就是一种对追求的执着和自信！
3、还有哪些你应该知道的液氧煤油发动机？
除了SpaceX的梅林发动机外，那还有哪些液氧煤油发动机也值得关注？比较多，这里挑一些重点的！先从历史开始简述！
上世纪五十年代末，苏联就研制了RD-107、RD-108 和RD-0110 液氧煤油发动机，用于东方号、联盟号等运载火箭，开创了人类载人航天的历史，而且联盟号火箭至今仍然是俄罗斯载人航天的主要运载工具。到了上世纪六十年代，美国研制了采用燃气发生器循环方式的F-1 液氧煤油发动机，推力达到 6900 kN，实现了载人登月的伟大壮举。同时期，苏联研制了使用补燃循环的NK-33 液氧煤油发动机，推力达到了 1500 kN，用于 N-1 载人登月火箭。进入八十年代，苏联研制了用于能源号运载火箭的RD-170 液氧煤油补燃循环发动机。
近年来除了美国 SpaceX 公司的猎鹰 9使用了梅林液氧煤油发动机外，轨道科学公司的阿塔瑞斯火箭采用俄罗斯的NK-33液氧煤油发动机，我国的新一代运载火箭CZ-7和CZ-5也都大量使用了YF-100和YF-115液氧煤油发动机。
土星V F1发动机
土星V火箭是美国上世纪实现登月创举的火箭，其一级采用F-1液氧煤油发动机。F-1发动机直径3.65米，高5.6米，重达8.45吨；采用燃气发生器开放式循环，液、液直接燃烧。涡轮泵功率46225千瓦，工作时每秒泵入838.2公斤的煤油和1784.7公斤的液氧。土星五号火箭安装5台F-1发动机，每秒输送推进剂流量12.71立方，可以在8.9秒内清空一个容量110立方的游泳池。
洛克达因最初设计F-1只是出于美国空军在1955年提出的制造超大型火箭发动机的要求。公司最后设计出两个版本，一个E-1，一个更大的F-1。E-1虽然在静态点火试验中取得成功，但很快这款发动机被视为没有前途，而且有更强大的F-1存在，因此E-1计划被搁浅了。然而美国空军却发现没有使用如此强大的发动机的必要，F-1的研究计划也随之中止。刚刚成立的NASA看中了这款发动机，并与洛克达因签约，要求尽快完成研发。1957年，发动机进行了局部试验，而整机的静态点火试验也在1959年3月取得成功。
F-1发动机在随后七年的测试中，其燃烧不稳定性逐渐暴露出来，并可能导致灾难性事故。攻克这个技术难题的工作最初进展十分缓慢，因为这种故障的发生是不可预知的。最终，工程师们想出了解决办法，他们将少量的爆轰炸药放在燃烧室中，并在发动机运转时引爆炸药，以此测试燃烧室在压力变化时将作何反应。设计师随后测试了几种不同的燃料喷射器，并得到了最佳匹配方案。这个问题从1959年一直拖到1961年才算告一段落。
1962年5月26日，美国加州爱德华兹空军基地（AFB），阿波罗载人登月计划使用的F-1火箭发动机，以150万磅（680吨级）全推力进行了150秒试车。这是迄今为止推力最大的单燃烧室液体火箭发动机。
从1961年至1967年，F-1火箭发动机共进行了239124秒单台试车，16043秒并联试车。粗略估算，仅是单台试车，就烧掉了20万吨煤油，42.68万吨液氧！最终该发动机成就了人类航天迄今为止的最杰出壮举！
F-1发动机外形装配图
F-1发动机性能
F-1发动机原理简图
F-1发动机原理简图
RD-170/RD-171发动机
RD-170/RD-171型高压补燃液氧煤油发动机是由格鲁什科领导的设计团队研制的供“能源号”与“天顶号”使用的发动机。RD-170/RD-171火箭发动机是人类有史以来研制的推力最大的多燃烧室液体火箭发动机。这款拥有4个燃烧室，1台涡轮泵和2个预燃室的发动机的海平面最大推力为740吨，其真空推力高达7,903kN。 “能源号”火箭的助推器使用RD-170，而“天顶号”火箭则使用RD-171和RD-171M。差别在于，RD-170的推力矢量喷管可以沿2个方向轴摆动，RD-171的喷管则只能沿1个方向轴摆动。
RD-170发动机有4个燃烧室，一台涡轮泵和2个预燃室。其中涡轮泵是单级的，整个涡轮泵系统还包括有一台氧化剂泵，一台两级型的燃料泵，整个系统连接了低压的燃料泵和氧化剂泵，并使推进剂增压，防止涡轮泵形成空穴现象，从而防止燃烧不稳定现象的出现。这涡轮泵有2个富氧预燃室燃烧后形成的高压气体来驱动，起先时，原本打算只用一个预燃室，这样每秒种要燃烧掉1.5吨的推进剂，这样的流量太大了。在RD-170发动机整个氧化剂和煤油的循环过程中，只有少部分推进剂通过预燃室，约占6%。这涡轮泵大约能产生257,000匹马力的动力。RD-170发动机可以在可以节流到额定功率的50%，且装有万向节——转向装置，它借助于8个液压执行机构来执行，可以沿2个方向轴摆动，RD-171的喷管则只能沿1个方向轴摆动。因此RD-170发动机必须考虑这8个液压执行机构的可靠性，必须要防止空气通过旋转接头进入箭体，因此要使用强大的驱动器阻止空气动力学压力。
天顶号SL与RD-171M
RD-170发动机的正规燃烧时间为140秒到150秒，至少可以重复使用10次，这是通过测试得到的。尽管RD-170发动机只执行了2次“能源号”任务，但是它的双胞胎RD-171使用得相当频繁。
RD-170和 RD-171M
下图为RD-170发动机的系统原理图。其中，浅黄色部分的为煤油通路，浅蓝色的为液氧通路，红色部分为燃气。其主要流路为液氧进入氧预压泵经氧主泵而直接进入预燃室，煤油则经过预压泵进入主泵，该泵为二级泵，一级煤油去喷管推力室，二级煤油去预燃室与液氧燃烧，形成燃气驱动涡轮。因为在预燃室内液氧比例很大，因此为富氧燃烧。燃气进入发动机推力室与煤油再次燃烧（所以叫补燃或者分级燃烧）。因为煤油和液氧为非自燃推进剂，发动机采用三乙基铝和三乙基硼点火管实现与液氧的自燃点火。
RD-170火箭发动机系统原理图
RD-170发动机系列的主要性能参数
RD-170火箭发动机比F-1火箭发动机重16.8%。其海平面推力比F-1火箭发动机大8.8%，真空比冲高11.2%。从燃烧室压力的角度来看， RD-170的室压是F-1的3.5倍。尽管F-1发动机确实创造了人类的奇迹，但作为发动机本身，RD-170发动机还是在技术先进性和指标上占了上风！
RD-170和F-1发动机性能比较
RD-180发动机
RD-180是俄罗斯动力机械制造科研生产联合体于1994—1995年开始在RD-170和RD-171发动机的基础上研制的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机。RD-180是RD-170火箭发动机的燃烧室减半版本。RD-170有4个燃烧室，去掉2个后，便成了RD-180的雏形。不过，RD-180把RD-170的25MPa的燃烧室压力进一步提升到了25.7MPa，这使得燃烧室数量减半的RD-180的推力并不完全是RD-170的一半，而是390.35吨，约为RD-170推力的52.8%。
RD-180发动机在Atlas V上的装配图
RD-180有70％左右的组件都与RD-170相同，显著降低了研制新型发动机的成本，缩短了研制周期。RD-180发动机有两个推力室，由一个富氧燃烧预燃器驱动公用涡轮泵。由于RD-170发动机已经过了1,000,000多秒的热试车，因此RD-180发动机的研制风险较低。 1996年，RD-180被洛克希德·马丁公司选定用于“宇宙神3”运载火箭，后来主要是用于20世纪90年代开发改进型一次性运载火箭（EELV）和“宇宙神5”运载火箭。考虑到这些火箭既要满足军用，又要用于商业发射，因此普惠公司也加入发动机合作项目。发动机的生产全部在俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体和普惠公司组成的合资公司。RD-180以煤油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱RD-170的富氧预燃室设计，使发动机效率更高。喷嘴的活动由四个液压缸支持。RD-180首先被使用在“宇宙神2A-R”火箭上，也就是“宇宙神2A”加字母R。（R代表俄罗斯，因为火箭采用了俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为“宇宙神3号”。目前美国现役的“宇宙神5号”火箭也沿用了RD-180。
由于大国博弈，俄罗斯与美国在RD-180发动机的合作上出现裂隙，而俄罗斯也频频释出欲将RD-180发动机供应给我国！在我们已经掌握高压补燃液氧煤油发动机的情况下，买与不买，怎么买?怎么用?看上去都不是一件简单的事情！
RD-180发动机系统外形图
RD-180发动机系统原理图
RD-180发动机的性能参数
RD-191发动机
RD-191液氧煤油火箭发动机于1998年底开始动力机械制造科研生产联合体研制，采用单燃烧室火箭发动机，用于“安加拉”运载火箭。RD-191发动机是RD-170/180发动机家族的改型。 2011年5月，组装好首台RD191发动机并进行了热试车。截至2011年6月，共进行了120次热试车，总计26892s，包括2009年参加的3次成功的Angara火箭一级动力试车。
该发动机能够节流至额定工况的30%，设计中也允许短时间的提升推力至额定的105%。发动机采用泵后摆，摆幅可达8度。
RD-191的推力减少到170吨的一个版本被称为RD-151，在2009年7月30日被燃烧测试。这款发动机的首次飞行测试是在2009年8月25日进行，作为首次推出的韩国罗老号运载火箭的一部分。目前基于RD-191还有两型RD-181和RD-193用作后续Antares火箭。
RD-191发动机的基本性能参数
RD-120发动机
RD-120发动机是1976年开始由动力机械制造科研生产联合体研制，最初是用作天顶号火箭的二级。该发动机采用单喷管、高压补燃液氧煤油发动机。因此为采用了很大的喷管面积比，因此其真空比冲达到了350s。RD-120发动机带了4个用作火箭姿态控制的游机RD-8。1977年2月完成发动机初步设计，1979年1月31日开始第一次热时车。该发动机具有不低于0.992的可靠性，生产了117台发动机，进行了560次点火试车，点火时间达139186s。该发动机于1985年4月参加了天顶号火箭的首飞。
虽然，RD-120发动机最初是作为天顶号二级进行研制，但在后续的应用中，也产生了许多新的改进应用。1992年10月，美国 Pratt & Whitney还购置了一批RD-120，用作X-34项目中，增加了摇摆，为RD-120M！因为RD-120采用了较低的燃烧室压力，实际上存在潜在的较大幅度提高能力的空间，在2001年到2003年，在海射天顶号上其推力就被提高了10%，达到912kN。
上世纪90年代，我国引进了RD-120发动机。
NK33/NK34发动机
NK-33和NK-43是苏联60年末70年代初由库兹涅佐夫设计局设计制造的火箭发动机，用于登月火箭N1。 该发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机，采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由于NK-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和煤油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮泵。这使NK-33具有非常高的真空推重比——136.66:1（在梅林发动机研制之前是最高的！），同时其比冲也达到了很高的数值。NK-33和NK-43分别源自早期和NK-15和NK-15V发动机。NK-43与NK-33类似，但是用于上面级的。它喷嘴较长，在高空空气稀薄的环境下工作效率较高。其产生的推力和比冲更大，但也更长更重，即便是更重的NK-43，其真空推重比也达到了128.22：1。目前NK-33A发动机用作Soyuz-2-1v火箭的一级。
N1原本是在第一级使用NK-15发动机，在第二级使用NK-15V。然而N1发射的接连失败使这项工程没有了下文。但N1的改进还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造为NK-33和NK-43。改造后的N1就是N1F。由于在登月竞赛上失利，苏联不得不重新设计新的重型运载火箭“能源号”，因此，N1F从未试飞。
上世纪90年代中期，大约有150台NK-33发动机存留下来，俄罗斯将其中的36台以单台110万美元的价格卖给了 Aerojet 通用公司，而该公司也得到了生产新发动机的许可权。 Aerojet对NK-33/NK34发动机进行了改进，并将NK-33取名为AJ26-58和AJ26-62，将NK-34取名为AJ26-59。
NK-33发动机和N1火箭
Rocketplane Kistler（RpK）设计的K-1火箭使用了3台NK-33和NK-43。2006年8月18日，NASA宣布RpK被选择用作国际空间站的商业轨道运输服务。但是后来由于RpK未能满足NASA提出的要求而终止。
轨道科学公司的Antares火箭最初的版本使用的两台改进型的NK-33作为一级发动机Aerojet AJ26s，主要增加了美国的电子设备和使用美国推进剂等。2013年4月21日，Antares火箭成功飞行，这也意味着这些生产于上世纪七十年代的产品在经过改进后成功实现了首飞。但在2014年10月28日，Antares火箭在发射天鹅座无人货运飞船时，火箭点火升空仅数秒钟之后发生了爆炸，事故原因可能与安塔瑞斯火箭的第一级有关，在同年的5月，一台AJ-26发动机在地面测试时发生爆炸，2011年另一台发动机也发生了同样的事故，原因明显都是“应力腐蚀断裂”。毕竟，这些发动机都是上世纪六、七十年代生产的。
重生的NK-33发动机在antares火箭上
NK-33发动机系统原理图
Aerojet AJ26-62发动机
用于Antares的NK-33发动机性能
NK-33/NK-34发动机性能
RD-0124发动机和RD-0110发动机
RD-0110和RD-0124发动机均是液氧煤油发动机，其中RD-0110发动机采用燃气发生器循环，用在Soyuz-2.1a上；而RD-0124发动机采用高压补燃循环，用在Soyuz-2.1b和Soyuz-2-1v上。小幅改进的RD-0124A发动机用在安加拉火箭的URM-2 上面级上。
RD-0110和RD-0214发动机系统简图
RD-0124外形图
RD-0124系统原理图
RD-0110和RD-0214发动机性能参数
4、我国的液氧煤油发动机
研制历程
上世纪六十年代，我国成功研制YF-20系列常规推进剂发动机，此后几经改进，该发动机成为我国航天发展的“金牌”产品，以其为动力的长征系列运载火箭创造了我国航天事业的辉煌成就，实现了载人航天的壮举，奠定了我国航天大国的地位。
八十年代后期，为了在航天动力技术领域实现新的突破，我国开始论证新一代运载火箭发动机，开展了液氧烃发动机研究与论证。九十年代，进行了液氧煤油发动机的关键技术攻关。2000年，开始立项研制1200kN 液氧煤油发动机( 代号YF-100) 。目前，该发动机已突破各项关键技术，完成研制工作，即将投入使用。
1200kN液氧煤油发动机的研制历程，主要经历了四个阶段：
第一阶段为 1986 年—1990 年的方案探讨阶段。此阶段广泛论证了我国新一代航天动力的发展思路，开展了液氧煤油、液氧甲烷和液氧丙烷发动机概念的研究。
第二阶段为 1990 年—1995 年的技术引进与吸收阶段。此阶段我国引进了国外先进的液氧煤油补燃循环发动机，开展了相关技术的消化吸收，并于 1995 年进行了 2 次国外发动机热试车，验证了国产航天煤油应用于火箭发动机的可行性和掌握的相关技术。
第三阶段为 1996 年—2000 年的关键技术攻关阶段。此阶段我国开展了 1200 kN 液氧煤油发动机关键技术的研究，经过 3 年半的努力，于2000 年完成了燃气发生器－涡轮泵联动试验，提前 1 年完成液氧煤油补燃循环发动机关键技术攻关。
第四阶段为 2000 年至今的发动机工程研制阶段。2000年，1200 kN液氧煤油补燃循环发动机通过工程立项，开始模样阶段研制。2001年，发动机方案可行性得到初步验证，完成了模样阶段研制，转入初样研制阶段。2005年初，亚洲最大的液体火箭发动机试车台———液氧煤油发动机专用试车台建成，并通过考台试车。2005年底，初样阶段研制工作通过确认，转入试样研制阶段。2012年，完成发动机研制专项验收。2012年至2013年，参加了新一代运载火箭的动力系统试车。目前，正在开展对运载火箭的适应性研究，并进一步提高发动机的可靠性，计划在 2015年陆续参与新一代系列运载火箭的飞行试验。
在1200 kN发动机研制的同时，我国利用突破的液氧煤油补燃循环发动机技术，及时启动了150kN液氧煤油发动机 (代号YF-115) 研制工作，以便与 1200 kN发动机形成系列。2002年，150 kN发动机开始方案论证和工程设计。2005年，进行了首次燃气发生器－涡轮泵联试，取得圆满成功；2006年，发动机整机试车获得成功。2007年，完成发动机模样阶段研制。2008年，根据火箭总体要求，发动机推力提高至180kN，改称180 kN发动机。2012年，180 kN 发动机完成初样阶段研制，进入试样研制阶段。2013年，参加了新一代运载火箭的动力系统试车。目前，正在进行发动机设计和生产工艺优化、发动机的可靠性增长和对运载火箭的适应性研究，计划与1200kN发动机同时投入使用。
此外，根据载人登月前期论证等任务需求，近年来我国开展了4600kN 大推力液氧煤油发动机方案论证，目前正在进行关键技术攻关。
应用情况
以1200 kN和180 kN两种液氧煤油发动机以及500 kN氢氧发动机为动力，我国发展了三个系列的新一代运载火箭。随着新一代系列运载火箭的研制深入，1200kN（YF-100）和180 kN（YF-115）液氧煤油发动机将与500 kN氢氧发动机一起逐步成为我国新一代运载火箭的主动力。
1) 新一代载人运载火箭—长征七号/CZ-7
CZ-7运载火箭的4个助推器各以1台1200 kN发动机为动力；一子级以 2 台1200 kN发动机为动力；二子级以4台180 kN发动机为动力。全箭采用6台1200 kN发动机和4台180 kN发动机，近地轨道运载能力13吨。根据规划，CZ-7运载火箭将成为我国未来的主力载人航天运载器。
2) 新一代大型运载火箭—长征五号/CZ-5。
CZ-5 运载火箭的4个助推器各以2台1200 kN液氧煤油发动机（YF-100）为动力，芯一级以2台500 kN液氧液氢发动机为动力，近地轨道运载能力25吨、地球同步轨道运载能力14吨。根据规划，CZ-5运载火箭将用于发射空间站等大型载荷，并将进一步发展为载人火箭。
3) 新一代小型运载火箭—长征六号/CZ-6。
CZ-6 运载火箭一子级以1台1200 kN发动机（YF-100）动力，二子级以 1 台180 kN发动机（YF-115）为动力，结合其它发动机，构成近太阳同步轨道运载能力1吨的小型运载火箭，形成低成本、快速发射的能力。
经过多年研究，我国已成功掌握了液氧煤油补燃循环发动机的关键技术，1200kN和180 kN两型液氧煤油发动机基本研制成功，即将投入使用。将使我国在液体火箭发动机技术领域实现跨越式发展，成为世界上第二个掌握此项技术的国家，相关技术达到国际先进水平，将为我国新一代载人火箭提供可靠、安全、高效的动力。
性能及其特点
我国新一代液氧煤油补燃循环发动机主要组件包括: 推力室、燃气发生器、主涡轮泵、燃料预压泵、氧化剂预压泵、液氧主阀、燃料主阀、流量调节器、燃料节流阀、发生器燃料阀、点火导管、换热器、机架等，1200kN发动机系统简图见下图：
1) 可靠性高，发动机关键部位和薄弱环节采取双重/多重密封、并联电缆、控制气源冗余等设计；可进行工艺检验试车，试车考核合格后交付使用，提高了全箭的可靠性；
2) 推进剂无毒环保、成本低廉，液氧煤油均为无毒、环保，保护了生产、试验领域相关人员的身体健康; 液氧煤油推进剂来源广泛，液氧由空气液化分离而来，价格不到2000元/吨，煤油为石化产品，价格约为1万元/吨，与常规推进剂、液氢、固体推进剂相比，价格低一个数量级以上；
3) 性能高，采用先进的高压补燃循环技术，发动机的比冲性能比常规的燃气发生器循环发动机提高10%以上，大幅度提高火箭的运载能力；
4) 具有双向、单向摇摆功能，1200kN 液氧煤油发动机双向摇摆 ±5°，单向摇摆±8°，并设置了燃气滚控装置，可以为运载火箭提供俯仰、偏航和滚动控制矢量；
5) 推力和混合比可大范围调节，1200 kN 液氧煤油发动机推力调节范围 65～100%，混合比调节范围 ±10%，可以有效提高运载火箭的性能。
6) 使用维护方便，可提供压力稳定的煤油作为伺服机构动力源，提供热氧气用于氧化剂贮箱增压、加热氦气用于燃料贮箱增压；
7) 发动机按照多次使用设计，实现了单台发动机多次地面试车，具有重复使用的潜力。
关键技术
我国液氧煤油发动机在借鉴国外技术的基础上，通过自主创新，整体技术达到国际先进水平。其中，1200kN发动机研制中突破了一系列项关键技术，开发了多种新材料和元器件。
1） 补燃循环技术
根据涡轮工质的不同，液体火箭发动机可以分为燃气发生器循环、补燃循环、膨胀循环等。与燃气发生器循环相比，补燃循环发动机的推进剂全部进入推力室燃烧，化学能得到充分释放。同时，驱动补燃循环发动机涡轮燃气由一种组元的全部流量和另一种组元的少部分流量燃烧产生，涡轮流量大，可以大幅度提高涡轮功率，发动机能够选择很高的燃烧室压力，使喷管面积比增加，从而提高发动机比冲。这两个因素使液氧煤油补燃循环发动机的性能比燃气发生器循环发动机提高 10%以上。
2） 起动技术
起动技术是液体火箭发动机的关键技术之一。180kN发动机采用外接能源起动，设置火药起动器、起动涡轮等装置，起动时火药起动器点火工作，产生燃气，驱动涡轮。涡轮泵转速达到一定值时，依次打开液氧主阀、发生器燃料阀，燃气发生器点火，产生燃气并进入推力室，此后打开推力室燃料阀，燃料进入推力室，与富氧燃气点火。在燃气驱动下，涡轮泵迅速起旋，完成起动。1200kN 发动机采用不依靠外接能源的自身起动，简化了发动机系统。发动机起动时，首先打开液氧主阀，氧化剂在贮箱压力作用下进入燃气发生器。随后，打开发生器燃料阀，少量燃料在高压气体挤压下进入燃气发生器，与液氧燃烧，产生燃气驱动涡轮后进入推力室。最后，打开推力室燃料阀。为了保证起动的平稳，发动机设置了两种调节器，分别控制燃气发生器和推力室的燃料流量，实现了发动机的受控起动。
3） 高精度大范围调节器技术
流量调节器是液氧煤油发动机起动速率控制、推力调节和工况稳定的执行元件，功能多、调节精度高、工作压力高。调节过程采用液动、电动控制，通过滑阀强度和调节器流场静态、动态仿真，优选了稳流装置的滑阀座窗口结构，利用动态模拟试验，考核调节器工作特性。
4） 推力矢量控制技术
发动机的推力矢量控制是运载火箭姿态控制的关键。两型液氧煤油发动机均具有双向、单向摇摆功能。按照摇摆部位的不同，液体火箭发动机分为泵前摇摆和泵后摇摆，实现推力矢量控制。1200 kN和180 kN发动机采用泵前摇摆方式，摇摆软管设置在氧化剂泵和燃料泵入口，其特点是摇摆装置压力低，易于实现。此外，1200 kN发动机还利用涡轮出口的高压燃气，设置了滚动控制装置，使运载火箭在采用一台发动机时，可以实现俯仰、偏航和滚动的三维控制。
5） 高效稳定燃烧技术
燃烧稳定性是液体火箭发动机研制过程中经常遇到的重大问题，高频不稳定燃烧伴随强烈的机械振动并使燃烧室内部传热急剧升高，导致燃烧室烧毁。发动机推力越大，推力室尺寸越大，越容易发生燃烧稳定性问题。为了抑制高频不稳定燃烧，1200kN液氧煤油发动机推力室采用了一周六径的分区燃烧技术，在喷注器面设置隔板喷嘴，解决了燃烧稳定性问题。
6） 高压大热流长寿命推力室冷却技术
推力室是发动机的关键组件，需要在3500℃左右的高温下工作，补燃循环发动机燃烧室压力高、热流密度大，推力室的冷却难度大。为了保证可靠冷却，液氧煤油发动机采用了多种技术的组合冷却，包括金属热防护镀层、多条冷却环带、高深宽比螺旋铣槽、内壁无焊缝成型、合理的冷却流路设计等技术，确保推力室的可靠冷却。
7） 高效涡轮泵技术
涡轮泵是影响发动机可靠性的关键，需要解决转子支撑技术、大范围轴向力平衡技术、涡轮抗烧蚀技术、低温高 DN 值轴承技术和组合式密封等多项技术难题。转子支撑结构是控制涡轮泵振动的关键，通过优化支撑刚度、调整和控制临界转速、改善转子支撑系统应变能分布，以有效降低振动量级。涡轮泵的轴向力由轴承承受，为了降低轴向力，采用平衡活塞技术，以补偿工况变化等因素造成的涡轮泵轴向力偏差。涡轮的工作环境为高温、高压的富氧环境，为此涡轮燃气通道内壁喷涂抗氧化热防护涂层。液氧煤油发动机轴承 DN 值高，采用低温高 DN 值轴承结构，轴承中采用了先进的镀膜技术。针对密封压力高和多次起停的要求，涡轮泵利用不同密封形式的特点，采用脱开式密封和常闭式端面密封相结合的组合式密封。同时，为了提高效率，氧泵采用较大的叶片出口安放角、较小的叶片包角等技术，涡轮采用小展弦比低反力式涡轮叶栅、涡轮径向间隙损失控制技术等。
8） 动静密封技术
液氧煤油发动机压力高，介质包括常温煤油、低温液氧和高温燃气等，阀门和管路的密封要求高，液氧主阀等阀门动密封采用了金属皮碗结构、弹簧蓄能密封圈结构、低温阀门活塞式动密封结构，管路静密封主要采用带冗余设计的特型金属密封结构。其中，特型金属密封设计先进、可靠性高，目前已被推广应用。
9） 加工试验技术
液氧煤油发动机加工试验难度大，主要包括复杂结构喷注器装配钎焊技术、喷管成形与加压钎焊技术、复杂结构精密铸造技术、大功率泵水力试验技术、涡轮吹风试验技术、流量调节器动特性试验技术、摇摆软管试验技术、大推力校验与测量技术、大流量低温推进剂流量测量技术、故障检测及健康诊断技术等。
10） 新材料与元器件
液氧煤油发动机研制中，带动了相关院所的技术进步，1200 kN发动机共研制出了48种新材料和元器件，包括多种火箭煤油、高温合金、高强不锈钢、石墨、钛合金、涂层、镀层、焊丝、焊料以及控制电机等，这些新材料与元器件已推广应用于其它行业，推动了技术进步和经济发展。
下图为取自网络的前期规划的我国后续500吨级液氧煤油发动机系统设想图。
5、关于液氧煤油发动机的性能
一般来讲，从发动机指标角度，衡量其性能的参数主要有三个：推力、比冲和重量（或者用推质比，即推力与质量的比）。
推力决定着规模以及可靠性，推力小，同等推力需求下需要发动机数量多，整体的使用可靠性从计算上来讲就会低一些；比冲，定义为单位质量流量推进剂所产生的推力，实际上表征的是能量利用程度的问题，比冲越大意味着单位质量推进剂释放的能量也就越多，自然也就是最好了！推质比反映的是发动机的一个综合性能，同等推力下，推质比高，意味着发动机质量就会小，这当然好了！
事实上，这三个参数确实很关键，但都不是那么容易提高。譬如要提高推力，要么提高推进剂供应流量、要么提高比冲。提高流量就意味着泵的功率负载增加，推力室规模也要增加，燃烧的组织、推力室热负载也就变困难了等等；提高比冲，要么优化系统额外的推进剂消耗，要么直接换发动机动力循环方式（从燃气发生器换成分级燃烧），前者改善费效比高，后者技术难度也会显著提高，但通常非常有效。发动机的质量提高就是一个和加工工艺、技术材料和设计以及设计认识程度相关的综合过程了，如果不在设计初期进行控制，之后就很难进行，发动机质量和结构强度相关，而强度又和发动机的可靠性相关，而发动机是试出来的，所以如果关注发动机质量就需要从发动机设计初期就开始，这样更有效。
既然三个参数都很重要，且提高均存在一定的难度，那么到底哪个更重要一些呢？定性上来说，根据需要情况，当然是三个均能兼顾是最好的!但往往比较困难!从发动机系统设计者的角度，一般对于比冲会更有青睐一些，因为这个参数从某种意义上表征着系统设计技术的水平，且从齐奥尔科夫斯基公式来看也显著提高火箭运载能力，所以发动机设计师和火箭总体设计人员在这个问题上的认识初衷是一致的；而发动的推力，可能火箭设计总体人员相对更为关注一些，毕竟数量多了可能影响火箭整体的可靠性，提到这儿，一般耳熟能详的就是前苏联的N1火箭一级使用30台发动机，连续四次全失利；但说实话，只要发动机单机的可靠性足够高，数量也不是最为制约的因素，譬如Falcon9一级就使用了9台Merlin-1D发动机，而其拟在今年11月首飞的重型一级更拟用27台Merlin-1D发动机，而N1火箭的连续失利估计也和当时大国之间的争霸竞争导致的相对并不宽松的设计环境相关，当然发动机多了可能还会带来诸如空间布局紧张、发动机之间的回流热环境等问题，这也都是可以解决的，无非是代价的问题，所以对于发动机推力，能将推力提高就尽量提高，不宜过小！而发动机的质量相对来说，在设计中容易被放在相对后面一些的位置，尤其是对新设计的发动机，毕竟确保能够系统正常、可靠才是首位的。话虽如此，但笔者从自己的认识角度，还是觉得无论是发动机质量也好，还是推质比也好，可能更多的反映的是一种对于技术本身的追求态度！就如SpaceX的Merlin-1D发动机，从发动机的推力也好，还是比冲也好，均算不上什么，推力几经改进（但这种改进的精神确实让笔者感触），也就不到100吨，地面比冲也就不到300s，在当前的主流液氧煤油发动机中相当不显眼，也确实没有什么让人佩服的。但推质比却达到了不可思议的164，基本是其余液氧煤油发动机的两倍！也就是SpaceX用了一半的结构质量达到了同等推力水平，这就是一种设计追求的态度！
为了进一步说明关于比冲和推质比的重要性，笔者拟用一种简单但不失直观性的方法从这两个参数对于运载火箭的性能角度来略微描述一下。运载火箭选择的是当前比较火热的Falcon9FT火箭，其基本参数均获取自互联网上。方法就是用齐奥尔科夫斯基公式，保持Falcon9 FT火箭主要的基本参数不变（忽略了混合比差异带来的影响），仅对发动机进行更换，更换的原则保持Falcon9 FT的地面总推力和各发动机的推质比不变，依据总推力和各发动机单机推力确定出数量（允许小数），在保持各发动机推质比不变的情况下，换算为使用本发动机所形成的质量情况，同时各发动机的比冲选择为地面和真空比冲的算术平均值。分析中，二级均保持Falcon9 FT火箭状态。换装“新”发动机后的“Falcon9 FT”运载能力变化是必然的，前提是新“Falcon9 FT”火箭必须保证其所能提供的速度增量均达到原装Falcon9FT水平。
选择的液氧煤油发动机主要是一些比较熟悉的地面级发动机，详情列于表中。按照上述提到的方法，得到的运载能力结果见下表。
将表中数据绘制成关于两个因素对运载能力影响图，如下。从中可以看出，推质比对于运载能的影响似乎看不出明显的趋势，而比冲则明显是随着比冲增加运载能力显著增加。仔细观察，在比冲比较接近情况下，推质比增加也形成了增加趋势。而推质比很高，但比冲相对较低的Merlin-1D发动机并没有战胜推质比不到其一半但比冲较高的YF-100发动机和RD-120发动机，而比冲最低的F-1发动机无疑也就是运载能力最小的那一型了！所以从这个角度，比冲的作用更为明显和显著一些。这也就不奇怪，SpaceX火箭Merlin发动机虽然具有很高的推质比，但仍然成为了他们自己也认为的制约Falcon9火箭的短板因素。
运载能力随推质比关系图
运载能力随比冲关系图
液氧煤油发动机因为其优异的性能、良好的操作性以及绿色环保等特性，在液体运载火箭中的得到了广泛应用，我国新一代运载火箭也普遍采用了该类型发动机。目前，使用6台液氧煤油YF-100发动机的CZ-7火箭已经取得成功首飞，从发射过程的圆满来看，发动机工作正常！根据计划，我国新一代大型CZ-5火箭也将于下半年进行首飞，其使用了多达8台YF-100液氧煤油发动机，相信经过前期的努力和CZ-7火箭的实际应用，YF-100发动机在CZ-5火箭上也一定会表现优异，预祝CZ-5火箭成功首飞！
预祝CZ-5火箭成功首飞！
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