2021 年 7 月

第 42 卷 第 7 期

推 进 技 术

JOURNA L O F PRO PU L S ION TECHNO LOGY

July 2021

Vol.42 No.7

半开式富氧补燃混合循环发动机方案研究 *

刘红军

（西北工业大学 航天学院，陕西 西安 710072）

摘 要：针对未来航天主发动机的应用需求，提出了一种燃料供应系统采用开式循环、氧化剂供

应系统采用分级燃烧闭式循环的半开式富氧补燃混合循环发动机系统方案，综合分析了这种新型混合

循环发动机所能达到的比冲性能，对比分析了新型混合循环发动机作为可重复使用航天运载器主发动

机相比于开式循环和常规补燃循环、全流量补燃循环发动机的优缺点，针对推力为100t级的液氧煤油

混合发动机的系统进行计算和分析。结果表明，新型混合循环发动机在主燃烧室压力 26.5MPa 下，海

平面比冲可以达到303s，可以以较小的比冲性能损失为代价，实现涡轮泵介质相容、有效提高发动机

设计裕度。

关键词：液体推进剂火箭发动机；混合循环；富氧补燃；系统方案；液氧煤油

中图分类号：V434+

.2 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2021）07-1476-07

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 200685

Scheme Investigation on a Half Open Oxygen-Rich Staged

Combustion Mixture Cycle Rocket Engine

LIU Hong-jun

（College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China）

Abstract： Aiming at the applications for space launch vehicle main engines，a half open oxygen-rich

staged combustion mixture cycle engine scheme，with which an open fuel supply subsystem and an closed oxygen

supply subsystem are applied，is proposed in this paper. The specific impulse performances of this kind of mix⁃

ture cycle are calculated，and comparing with open cycle，convention closed cycle and full flow closed cycle，its

advantages and shortcomings are discussed from the viewpoint of being used as reusable space launch vehicle en⁃

gines. The detail system parameters for a 1000kN thrust level liquid oxygen kerosene mixture cycle engine are cal⁃

culated. The results show that for the new mixture cycle engine，sea level specific impulse can attain 303s under

the main combustion chamber pressure of 26.5 MPa. Meanwhile，its high critical design margin，along with the

compatibility of turbo-pump mediums，can be obtained at the cost of a small loss of specific impulse.

Key words：Liquid propellant rocket engine；Mixture cycle；Oxygen-rich staged combustion；System

scheme；Liquid oxygen and kerosene

1 引 言

实现航天运载器像飞机一样的重复使用一直是

人类追求的目标，Space X 的垂直起降火箭回收与重

复使用的方式为航天运载器实现重复使用开辟了一

条新的技术途径，但受诸多技术因素，特别是作为运

载火箭心脏的发动机技术的限制，目前所能达到的

重复使用次数有限，且再次发射周期仍然较长［1-3］

。

* 收稿日期：2020-09-04；修订日期：2021-04-16。

通讯作者：刘红军，博士，研究员，研究领域为液体火箭发动机系统。E-mail：Liuhj2019@nwpu.edu.cn

引用格式：刘红军 . 半开式富氧补燃混合循环发动机方案研究［J］. 推进技术，2021，42（7）：1476-1482. （LIU Hong-jun.

Scheme Investigation on a Half Open Oxygen-Rich Staged Combustion Mixture Cycle Rocket Engine［J］. Journal of

Propulsion Technology，2021，42（7）：1476-1482.）

第 42 卷 第 7 期 半开式富氧补燃混合循环发动机方案研究

实现航天运载器的重复使用的核心关键在于发

动机。如何在兼顾高推质比和保证相对较高的比冲

性能的前提下实现发动机的可重复使用，这是目前

面临的主要挑战。而对发动机来说，随着高强材料

和结构一体化设计方法的应用，燃烧组件、阀与调节

器等组件在较高的工作压力下达到几十次的重复使

用次数已不存在难以克服的技术关键［4］

，目前制约发

动机可重复使用次数的主要因素仍在于高速涡轮泵

上，如何在系统循环方案上，在保证发动机性能的同

时给发动机高速涡轮泵创造良好的工作条件和尽可

能高的设计裕度，这是研制未来可重复使用航天主

发动机必须首先考虑的问题［5-6］

。

从未来主发动机系统循环方案的选择来看，开

式循环系统简单，但性能偏低；常规的富氧补燃循

环发动机是由一个预燃室驱动氧化剂和燃料涡轮

泵 ，通 常 需 要 较 高的预燃室燃气温度，较难为涡轮

泵提供较高的设计裕度［7-8］

；全流量补燃循环发动机

具有理论燃烧室压力高、比冲性能高、预燃室温度

低、涡轮泵介质相容性好等优点 ，但是由于需要同

时组织超高压力的富氧预燃室和富燃预燃室进行

燃 烧 ，发 动 机 系 统 复 杂 ，各分系统流体动力学特性

高 度 耦 合 ，启 动 、变 工 况 和关机时序控制精度要求

高，研制难度大，其可靠性的保证难度较大［9-11］

。

从 有 利 于 实 现 发 动 机 的 重 复 使 用 的 观 点 出

发，本文提出一种将开式循环和补燃循环组合在一

起的半开式富氧补燃混合循环发动机，并对这种新

型混合循环发动机的系统方案和参数进行对比分

析，为未来可重复使用发动机的最佳方案的选择提

供参考。

2 新型混合循环发动机原理

半开式富氧补燃混合循环发动机是采用开式循

环和闭式循环（补燃循环）相结合的一种循环方式，

见图 1 所示，由开式燃料供应系统、闭式氧化剂供应

系统和推力室等组成。开式燃料供应系统主要组件

包括燃料一级泵、燃料二级泵，燃料涡轮、富燃发生

器、燃料阀、发生器燃料阀、发生器氧阀。燃料一级

泵增压后的燃料除一小部分供应燃料二级泵之外，

其余全部经燃料阀引入推力室，冷却推力室后进入

推力室的主燃烧室，燃料二级泵后的一路燃料经发

生器燃料阀进入富燃发生器，与从氧化剂泵后引出

的小部分氧化剂组织燃烧，产生的富燃燃气驱动燃

料涡轮（带动燃料泵），驱动燃料涡轮之后的燃气不

引入主燃烧室补燃，而是通过拉法尔喷管直接排至

外界或引入推力室喷管后段；另一路燃料则经预燃

室燃料阀进入富氧预燃室。闭式氧化剂供应系统由

氧化剂泵、氧阀、富氧预燃室、氧涡轮和预燃室氧阀

组成。氧化剂泵增压后的氧化剂除小部分引入富燃

发生器外，全部引入富氧预燃室，与从燃料泵后引入

的燃料燃烧，产生富氧燃气驱动氧涡轮（带动氧化剂

泵），驱动氧涡轮之后的富氧燃气进入推力室的主燃

烧室，与燃料进行补燃，产生高温高压气体经推力室

的喷管排出产生推力。

富氧预燃室的燃料的供应也可以采用燃料二级

泵单独供应，而富燃发生器的燃料则从燃料一级泵

后引出，见图 2 所示。新型混合循环发动机工作过程

如下：

启动前燃料充满燃料一级泵和二级泵至阀前，

氧化剂充满氧化剂泵至氧化剂阀前。启动时，打开

富燃发生器燃料阀和发生器氧阀，氧化剂和燃料进

入 富 燃 发 生 器 ，经 点 火 燃 烧 产 生 燃 气 驱 动 燃 料 涡

轮 ，带 动 燃 料 泵 ，燃 料 泵 后 压 力 上 升 ；依 次 打 开 氧

阀 和 富 氧 预 燃 室 燃 料 阀 ，氧 化 剂 和 燃 料 进 入 富 氧

预 燃 室 ，经 点 火 燃 烧 ，产 生 富 氧 燃 气 驱 动 氧 涡 轮

带动氧泵，氧泵后压力上升；燃料泵后压力达到一

定 值 后 打 开 燃 料 阀 ，燃 料 经 推 力 室 冷 却 通 道 进 入

推力室的燃烧室与驱动氧涡轮之后进入推力室的

富氧燃气补燃。达到稳定工况之后，可通过调节富

Fig. 1 Half open oxygen-rich staged combustion mixture

cycle engine scheme 1

1477

推 进 技 术 2021 年

氧预燃室燃料阀和富燃发生器氧阀的开度调节发

动机的推力，通过调节燃料阀的开度调节发动机混

合比。关机时，关闭富燃发生器氧阀和富氧预燃室

燃料阀，切断发生器氧化剂和预燃室燃料供应，燃

料涡轮泵和氧化剂涡轮泵转速下降，扬程降低，当

泵扬程降低到一定值时燃料阀和氧阀关闭，发动机

关机。

新型混合循环发动机的主要特征是：

（1）燃料供应系统为开式系统，燃料涡轮泵由

富 燃 燃 气 驱 动 ，燃 料 涡 轮 采 用 小 流 量 高 压 比 冲 击

式 涡 轮 ，驱 动 燃 料 涡 轮 泵 的 富 燃 燃 气 通 过 拉 法 尔

喷 管 直 接 排 出 外 界 或 引 入 喷 管 后 段 ，不 引 入 主 燃

烧室。

（2）氧化剂供应系统为闭式系统，氧化剂涡轮泵

由富氧燃气驱动，氧涡轮采用大流量低压比涡轮，驱

动氧化剂涡轮泵的富氧燃气引入主燃烧室与燃料涡

轮泵供应到推力室的燃料进行补燃，产生高温高压

气体经喷管排出产生推力。

3 结果与讨论

3.1 新型混合循环发动机比冲性能分析

与常规闭式补燃循环发动机相比，由于新型混

合循环发动机驱动燃料涡轮泵的富燃燃气直接排出

外界，会造成部分能量损失，比冲有所降低。

设富燃发生器流量占发动机总流量的比例为 µ，

则新型混合循环发动机比冲与开式循环发动机一

样，可以表示为

Isp = (1 - μ )·Ispc + μ·Ispg （1）

式中 Ispc为推力室比冲，Ispg为驱动涡轮之后的富

燃燃气产生的比冲。

富燃发生器流量占发动机总流量的比例 µ 可通

过 发 动 机 涡 轮 功 率 平 衡 、压 力 和 流 量 平 衡 关 系 式

求出。

设富燃发生器流量占发动机燃料流量的比例为

x，则

μ = x

1 + K （2）

式中 K 为发动机混合比，x 可由燃料涡轮泵功率

平衡求出

x =

Δpf1

η f1

·ρf

+

Δpf2

η f2

·ρf

· K

KoG

+

Δpfp

η fp

·ρf

kg·RTfg

kg - 1 (1 - β

kg - 1

kg

f )·(1 + KfG )ηfT +

Δpf2

η f2

(

KfG

KoG

- 1)

（3）

式中 Δpf1，Δpf2，Δpfp，ηf1，ηf2，ηfp 分别为燃料一级

泵、燃料二级泵、燃料预压泵扬程和效率，KfG，KoG 分

别为富燃发生器和富氧预燃室混合比，βf

，η fT

，kg

，RTfg

分别为燃料系统涡轮出口与入口压力比、涡轮效率、

燃气等熵指数、气体常数与温度之乘积。

由氧涡轮泵功率平衡关系式易推出

Δpo = ko·RTog

ko - 1 (1 - β

ko - 1

ko

O )·(1 - x·

KfG

K ) (1 +

1

KoG

)·

ρoηoηoT - Δpop

ηopηopT

（4）

式中 Δpo

，Δpop，ηo

，ηop，ηopT，ηoT 分别为氧泵、氧预

压 泵 扬 程 和 效 率 、预 压 涡 轮 泵 涡 轮 效 率 、氧 涡 轮

效率。

由压力平衡关系式可得到

Δpf1 = pc + Δpfc - (Δpfp + pfi ) （5）

Δpf2 = poG + ΔpoGf - (Δpf1 + Δpfp + pfi ) （6）

poG = 1

βo

·( pc + Δpoc ) （7）

pfG = Δpf2 + Δpf1 + Δpfp + pfi - ΔpfGf （8）

Δpo = poG + ΔpoGo - Δpop - poi （9）

式（5）~（9）中 pc

，poG，pfG，pfi

，poi 分别为主燃烧室、

富氧预燃室、富燃发生器、燃料入口和氧入口压力，

Δpfc

，Δpoc

，ΔpoGf

，ΔpoGo

，ΔpfGf 分 别 为 燃 料 一 级 泵 出 口

至主燃烧室压降、主燃烧室富氧燃气喷注器压降、

富氧预燃室燃料与氧化剂压降、富燃发生器燃料路

压降。

Fig. 2 Half open oxygen-rich staged combustion mixture

cycle engine scheme 2

1478

第 42 卷 第 7 期 半开式富氧补燃混合循环发动机方案研究

推力室混合比

KC = K - KfG·x

1 - x （10）

由以上基本关系式通过合理选择涡轮压比、涡

轮泵效率、流路压降等参数可得到发动机在对应主

燃烧室压力下的平衡参数，而推力室比冲 Ispc，驱动涡

轮之后的富燃燃气产生的比冲 Ispg可根据室压、混合

比和喷管面积比通过热力计算获得。

对于液氧煤油推进剂组合，进行对比计算时作

如下基本假设：

（1）不同压力下富燃发生器燃烧效率不变，均按

保守值 0.85 计算，开式循环和混合循环发动机的富

燃发生器的混合比根据涡轮材料安全工作温度（富

燃燃气温度）均取 0.3。

（2）三种循环方式发动机主燃烧室混合比均取

2.7，不同室压下燃烧效率均取 0.975，推力室比冲按

喷管出口压力 0.07MPa 通过标准热力计算给出。

（3）混合循环发动机燃料系统涡轮均只考虑冲

击式涡轮，效率按 0.5 计算。补燃循环和混合循环的

富氧燃气涡轮均采用全进气低压比涡轮，涡轮效率

参照现有补燃循环液氧煤油发动机给出。

（4）富氧预燃室混合比依据涡轮材料安全使用

温度条件取固定值。

计算获得新型混合循环海平面比冲与主燃烧室

压力的变化关系如图 3 所示。

由图 3 可以看出，对于液氧煤油推进剂组合，开

式循环发动机比冲在主燃烧室压力 12MPa 左右出现

拐点，而新型混合循环发动机的比冲在主燃烧室压

力达到 28MPa 才出现拐点，该压力值已超过了常规

富氧补燃循环发动机由于涡轮入口温度限制所能达

到的燃烧室压力（实际上，俄罗斯 RD-191 液氧煤油

补燃循环发动机燃烧室压力 26.3MPa，其涡轮入口的

富氧燃气温度已达到接近 900K，对涡轮燃气通道材

料在高温高富氧燃气中的安全性提出了很严酷的

要求）。

与补燃循环发动机相比，新型混合循环发动机

的比冲在高燃烧室压力下损失相对较小，约 2.5% 左

右。新型混合循环发动机有效避免了开式循环发动

机主燃烧室压力无法提高、比冲过低（比闭式循环发

动机低 10% 左右）的缺点。由于半开式富氧补燃循

环发动机可以在相对较低的富氧燃气温度下达到更

高的主燃烧室压力，从而可以达到相对较高的比冲

性 能 ，如 主 燃 烧 室 压 力 取 21.5MPa，计 算 液 氧 煤 油

混 合 循 环 发 动 机 海 平 面 比 冲 301s，满 足 比 冲 性 能

不 低 于 我 国 YF-100 液 氧 煤 油 补 燃 循 环 发 动 机 的

要求。

3.2 新型混合循环发动机作为航天运载器主发动机

的优缺点分析

新型混合循环发动机既具有全流量补燃循环发

动机氧化剂涡轮泵和燃 料 涡 轮 泵 分 别 由 富 氧 燃 气

和富燃燃气驱动、介质相容、轴密封允许泄漏量大、

旋转组件安全裕度大、易于实现重复使用等的优点，

同时又合理避免了全流量补燃循环发动机燃料供应

压 力 过 高 、推 力 室 研 制 难 度 大 、系 统 高 度 耦 合 等

缺点［12-13］

。

与常规闭式补燃循环相比，新型混合循环发动

机作为航天运载器主发动机具有以下优点：

（1）燃料涡轮泵压力低，功率小，研制难度小，结

构质量轻，更有利于通过结构一体化设计，较大幅度

降低发动机结构质量。

（2）燃料供应系统和氧化剂供应系统相对基本

独立，更便于单独开展试验验证，可以在组成发动机

全系统之前分别进行可靠性考核，有利于降低整机

试车风险，减少整机试车次数，从而降低发动机研制

成本。

（3）富燃燃气可以引入喷管后段形成气膜冷却，

喷管后段无需再生冷却，推力室冷却夹套短，冷却燃

料压降低、压力相对小，可以在降低推力室结构质量

的同时，提高冷却夹套结构安全裕度，降低推力室的

研制难度。

（4）发动机起动过程所需能量小，起动过程控制

简单，只需起旋功率较小的燃料涡轮泵即可依靠燃

料泵的压力完成发动机的起动过程，便于实现多次

起动。

Fig. 3 Performances comparison of different cycles for

LOX/kerosene propellants

1479

推 进 技 术 2021 年

（5）氧化剂涡轮只需驱动氧化剂泵，所需涡轮功

率相对小，可有效降低高压富氧燃气的温度，从而可

以在确保高压富氧燃气系统的安全裕度的同时，克

服常规补燃循环发动机由于富氧燃气温度的限制工

况难以向上调节的问题。

新 型 混 合 循 环 发 动 机 作 为 重 复 使 用 主 发 动 机

的主要缺点在于，与开式循环发动机一样，对于液

氧 煤 油 推 进 剂 组 合 来 说 ，燃 料 系 统 的 富 燃 燃 气 通

道 会 产 生 积 碳［14-15］，在 多 次 重 复 使 用 后 需 进 行 清

除处理。减少积碳的产生可通过燃气发生器混合

比 控 制 、提 高 涡 轮 喷 嘴 内 型 面 光 洁 度 等 措 施 来

实现［13］。

新型混合循环发动机与补燃循环、全流量补燃

循环和开式循环发动机综合对比见表 1 所示。

3.3 100t级液氧煤油混合循环发动机系统参数计算

分析

海平面推力为 100t 的液氧/煤油混合循环发动机

的系统图见图 4 所示。发动机配置燃料预压泵和氧

化剂预压泵。按主燃烧室压力 26.5MPa，推力室混合

比 2.7，喷管面积比 36，富燃发生器混合比 0.3，燃料涡

轮压比 25，氧涡轮压比 1.72 的设计值，通过热力计算

和求解发动机系统参数平衡方程［5］

，可获得发动机性

能和组件设计参数。计算时发动机涡轮泵效率、燃

烧效率、喷管效率等参数的取值按国内外现有发动

机所能达到的水平综合选取，见表 2 所示。主要参数

计算结果如表 3 所示。

根据参数计算结果可以看出，采用液氧煤油为

推进剂的新型混合循环发动机在主燃烧室压力高达

26.5MPa 且考虑足够的推进剂流路压降的条件下，燃

Table 1 Assesses of different cycles

Cycle

Performance

Thrust/weight

Scale

Complexity

Compatibility of turbine pump seals

Critical margin of turbine pump

Develop difficulty

Overall assess

Mixture cycle

High

High

Small

High

Good

High+

Medium

High+

Staged combustion cycle

High

Common

Common

High

Bad

Common

Medium

Common

Full flow staged

combustion cycle

High +

Common

Common

High+

Good

High

High

High

Open cycle

Low

High+

Big

Simple

Bad

Common

Low

Low

Fig. 4 100t LOX/kerosene mixture cycle engine schematic

Table 2 Efficiency parameters for the mixture cycle engine

Efficiency parameters

Fuel pump

Fuel kick stage pump

Fuel booster pump

Fuel booster turbine

Fuel turbine

Oxygen pump

Value

0.65

0.5

0.3

0.35

0.5

0.68

Efficiency parameters

Oxygen booster pump

Oxygen booster turbine

Oxygen turbine

Gas generator combustion

Main combustion chamber combustion

Nozzle

Value

0.35

0.45

0.72

0.9

0.975

0.965

1480

第 42 卷 第 7 期 半开式富氧补燃混合循环发动机方案研究

料涡轮所需流量仅占发动机总流量的约 4%，发动机

设计比冲可以达到较高的值。

计算结果表明，新型混合循环发动机由于驱动

氧涡轮的富氧燃气流路大，且只需驱动氧泵，与由一

个涡轮同时驱动氧化剂泵和燃料泵的常规补燃循环

发动机相比，富氧预燃室的高压富氧燃气温度相对

较低（仅为 680K），可以大幅地提高富氧燃气系统的

安全裕度，有效避免常规补燃循环发动机由于富氧

燃气温度过高、安全裕度小、推力难以向上调节的

问题。

新型混合循环发动机燃料一级泵所需扬程相对

较低，燃料涡轮功率只为氧涡轮功率的 37%。同时，

由于推力室冷却夹套最高入口压力低（不高于燃料

一级泵后压力），可以提高推力室冷却夹套结构安全

裕度，避免全流量补燃循环发动机推力室冷却夹套

结构必须承受过高压力带来的加工难题。

新 型 混 合 循 环 发 动 机 推 力 和 混 合 比 的 调 节 可

以通过调节富氧预燃室燃料阀开度、富燃发生器燃

料阀与富燃发生器氧阀开度（或者在相应流路上设

置调节器）改变相应流路的压降，增加或减少富氧

预燃室燃料流量和富燃发生器流量来实现。同时

提高或减小富氧预燃室燃料流量和富燃发生器流

量可提高或减小发动机推力，保持富氧预燃室燃料

流量基本不变，提高或减小富燃发生器的流量可减

小或增加发动机混合比。由于无需在燃料主路设

置混合比调节器，新型混合循环发动机推力和混合

比调节组件流量小，可以减小结构重量和降低研制

难度。

4 结 论

通过本文的研究，得到以下结论：

（1）新型混合循环发动机通过提高主燃烧室压

力可以达到相对较高的比冲性能。计算分析结果表

明 ，对 于 液 氧 煤 油 推 进 剂 组 合 ，在 主 燃 烧 室 压 力

26.5MPa 下，新型混合循环发动机海平面比冲可以达

到 303s。

（2）新型混合循环发动机可以有效提高发动机

设计裕度，具有涡轮泵介质相容、轴密封结构可靠性

高、涡轮泵负载相对低等特点，有利于提高发动机重

复使用性能。

参考文献

［ 1 ］ 谭永华，杜飞平，陈建华，等 . 液氧煤油高压补燃循

环发动机深度变推力系统方案研究［J］. 推进技术，

2018，39（6）：1201-1209. （TAN Yong-hua，DU Feiping，CHEN Jian-hua，et al. Study on Deep Variable

Thrust System of LOX/Kerosene High Pressure Staged

Combustion Engine［J］. Journal of Propulsion Technolo⁃

gy，2018，39（6）：1201-1209.）

［ 2 ］ 谭永华，李 平，杜飞平 . 重复使用天地往返运输系

统动力技术发展研究［J］. 载人航天，2019，25（1）：1-

11.

［ 3 ］ Fanciullo T，Judd D，Rachuk V，et al. Evolution of the

RD-0120 and Its Design Variants for Use on Reusable

Launch Vehicles［R］. IAF-99-S.2.01.

［ 4 ］ 康玉东，孙 冰 . 液体火箭发动机推力室可重复使用

技术［J］. 航空动力学报，2012，27（7）：1659-1664.

［ 5 ］ 张贵田 . 高压补燃液氧煤油发动机［M］. 北京：国防

Table 3 100t LOX/kerosene mixture cycle parameters

Parameters

Sea level thrust/kN

Chamber pressure/MPa

Chamber mixture ratio

Gas generator mixture ratio

Gas generator pressure/MPa

Gas generator flow rate/（kg/s）

Fuel pump pressure increase/MPa

Kick stage pump pressure increase/MPa

Fuel turbine power/MW

Fuel turbine exit pressure/MPa

Fuel boost pump pressure increase/MPa

Fuel turbine exhaust Isp/s

Value

1000

26.5

2.7

0.30

25

13.0

34.0

21.0

5.99

1.0

0.65

120

Parameters

LOX pump pressure increase/MPa

Preburner pressure/MPa

Preburner mixture ratio

Preburner temperature/K

Oxygen turbine pressure ratio

Oxygen turbine power/MW

Gas generator flow rate/engine flow rate/%

LOX boost pump pressure increase/MPa

Thrust chamber sea level Isp/s

Engine sea level Isp/s

Engine vacuum Isp/s

Engine mixture ratio

Value

51

49

56

680

1.72

16.2

3.96

0.8

311

303

335

2.45

1481

推 进 技 术 2021 年

工业出版社，2005.

［ 6 ］ Huzel D K. 液 体 火 箭 发 动 机 现 代 工 程 设 计［M］. 北

京：中国宇航出版社，2004.

［ 7 ］ 李 斌，栾希亭，张小平 . 载人登月主动力——大推

力液氧煤油发动机研究［J］. 载人航天，2011，17（1）：

28-33.

［ 8 ］ 徐浩海，李春红，陈建华，等 . 深度变推力液氧煤油

发动机初步方案研究［J］. 载人航天，2016，22（2）：

150-155.

［ 9 ］ 王海燕，高玉闪，邢理想 . 全流量补燃循环液氧甲烷

发动机系统方案研究［J］. 载人航天，2019，25（2）：

236-242.

［10］ 杨 开，才满瑞 . 国外液氧/甲烷发动机的最新进展

［J］. 中国航天，2017（10）：14-19.

［11］ 张小平，李春红，马冬英 . 液氧/甲烷发动机动力循环

方式研究［J］. 火箭推进，2009，35（4）：14-20.

［12］ 陈允宗，才满瑞 . 国外大型液体火箭主发动机比较

分析［J］. 导弹与航天运载技术，2011（4）：32-36.

［13］ 孙宏明 . 液氧/甲烷发动机评述［J］. 火箭推进，2006，

32（2）：23-31.

［14］ 张 锋，严 宇，杨伟东，等 . 气氧/煤油富燃燃气发

生器积碳特性试验研究［J］. 火箭推进，2017，43（6）：

76-81.

［15］ Pempie P，Froehlich T，Vernin H. LOX/Methane and

LOX/Kerosene High Thrust Engine Trade-Off［R］. AIAA

2001-3542.

（编辑：梅 瑛）

1482