液氧/甲烷发动机研究进展与技术展望
尹亮 刘伟强
摘要： 液氧/甲烷推进剂由于其积碳少、 可长期贮存、 成本低、 无污染、 重复性好等优点已成为未来可重复使用运载器的最佳动力选择。 本文对比分析了国际上主流可重复使用火箭发动机推进剂组合的优缺点及应用， 介绍了目前国内外液氧/甲烷发动机的研究进展及发展动态， 其中包括SpaceX公司的“猛禽”、 蓝色起源公司BE-4液氧/甲烷发动机、 中国蓝箭PNX-1及俄罗斯的RD-0162等， 总结了我国在开展液氧/甲烷发动机中的主要研究工作， 以期为我国液氧/甲烷发动机技术的探索研究提供参考。
关键词： 液体火箭发动机； 液氧/甲烷； 研究进展； 关键技术
中图分类号： TJ763； V434文献标识码： A 文章编号： 1673-5048（2018）04-0021-07
0引言
发展航天， 动力先行。 液体火箭发动机作为航天动力装置主要的动力来源， 对人类载人航天事业的发展、 登陆月球的实现和深空探测任务的完成等具有重大意义。 从一百多年前液体火箭发动机概念的提出到1921年美国科学家Robert最先对液体火箭发动机展开工程研究， 液体火箭发动机经历了一系列重大发展[1]。 然而随着航天技术的深入发展， 研制周期短、 成本低、 安全可靠的航天运载器已成为世界各国航天发展的目标及方向。 在航天产业化的大背景下， 可重复使用运载器（Reusable Launch Vehicle， RLV）备受关注。 液氧/甲烷推进剂由于其积碳少、 可长期贮存、 成本低、 无污染、 重复性好等优点已成为未来可重复使用运载器的最佳动力选择。 因此准确把握国内外液氧/甲烷发动机研究进展及开展技术跟踪十分必要[2]。
1可重复使用发动机推进剂应用对比
目前国际上主流的可重复使用火箭发动机推进剂组合主要有液氧/甲烷、 液氧/煤油、 液氧/液氢等， 对于可重复使用的发动机类型来说， 推进剂组合应具有性能好、 成本低廉、 资源丰富等优点。 随着社会对环境保护和人类健康的意識越来越高， 运载火箭、 卫星及其他飞行器使用无毒、 无污染的推进剂已成为各国航天追求的方向。 2000年， 我国政府在《中国的航天》白皮书中， 明确提出要研制新一代无毒、 无污染、 高性能和低成本的航天运载工具。 液氧/甲烷作为一种新型的推进剂组合， 具有推进剂资源丰富、 可重复使用、 高比冲、 成本低、 无毒无污染等优点[3]。
液氧/煤油常温可贮存， 温区范围宽， 但冰点较高， 其主要特点是成本低、 无毒环保， 性能较高； 但相对于液氧/液氢推进剂来说比冲较低， 且易受积碳和结焦的影响， 可重复性较差。 液氧/煤油发动机技术已经比较成熟， 目前典型的发动机类型有美国的F1， H1， Kestrel， SpaceX的Merlin系列， 欧洲的RZ2， 俄罗斯的RD170/180以及中国的YF-100发动机等。
液氧/液氢推进剂组合比冲最高， 属于最清洁的燃料， 不存在积碳和结焦现象， 但其使用温度低， 难以长期贮存且价格昂贵， 目前典型的发动机类型有航天飞机SSME 发动机， XX-75/77， RD-0120， X-33， LE-7A等。
液氧/甲烷发动机具有推进剂资源丰富、 无毒无污染、 变推力特性好、 冷却特性好和维护使用方便等优点， 虽然密度、 比冲不如液氧/煤油， 但比冲性能略高， 在发动机性能方面与液氧/煤油基本持平， 且液氧/甲烷发动机在使用成本及性能维护方面具有明显的优势。 与液氧/液氢相比， 甲烷价格仅为液氢的三十分之一， 且可以实现空间中长期贮存， 能有效减小发动机尺寸和质量。 综上所述， 液氧/甲烷推进剂组合更适合低成本可重复使用的运载器[4-5]。
表1为典型推进剂组合发动机比冲对比， 可以看到， 相同情况下液氧/煤油理论真空比冲最低， 液氧/液氢最高； 当考虑理论密度真空比冲时， 液氧/煤油最高， 液氧/液氢最低。
2液氧/甲烷发动机国外研究进展
最早的液氧/甲烷推进剂组合的应用研究应追溯至1931年， 德国研制了世界上第一台液氧/甲烷发动机， 开创了液氧/甲烷火箭发动机的研究先河。 但是由于甲烷密度低且其可贮存性无法满足军用燃料的要求， 在此后的几十年时间里甲烷的使用受到了很大的限制。 然而随着液氧/甲烷发动机的优势逐渐被开发出来， 德国宇航中心对甲烷作为可重复性使用运载器推进剂的性能进行了大量的研究[6-7]。
20世纪60年代， Masters等[8]以液氧/甲烷取代液氧/液氢作为推进剂对RL10发动机进行了研究， 首次证明了采用液氧/甲烷作为火箭发动机推进剂燃料的可行性。 德国宇航中心（DLR）在可重复使用运载器上很少采用液氧/甲烷作为推进剂， 其提出的一种可重复使用的液体飞回式助推级（LFBB）主要采用甲烷和煤油混合物作为推进剂燃料。 目前DLR的研究重点主要在液氧/甲烷的燃烧及点火方面。 Cuoco等[9]对不同压力下燃烧室内OH和CH组分进行了可视化研究， 同时采用光学测量仪对液氧/液氢燃烧不稳定性进行了分析。 Lux等[10]采用光学测量仪对喷注器面板附近区域火焰稳定性进行了研究， 其中液氧的喷注温度为120 K， 甲烷为气体状态， 温度为270 K， 研究结果表明相同条件下液氧/甲烷的火焰特性与液氧/液氢具有很大的相似性。 Yang等[11]对比分析了液氧/甲烷与液氧/液氢燃烧特性， 对不同喷注条件下推进剂雾化及喷注火焰进行了分析。
航空兵器2018年第4期尹亮， 等： 液氧/甲烷发动机研究进展与技术展望美国是最早对液氧/甲烷发动机进行研究的国家之一。 在前期的研究中， 针对甲烷的结焦、 积碳、 传热性和与燃烧室壁面材料的相容性等进行了相关研究。 20世纪80年代初， 美国兰利研究中心开展了液氧/甲烷可重复使用航天航空两用飞行器 HL-42 方案的研究。 1999年， 由美国空军提出的 “液氧/甲烷推进剂低成本重复使用运载器”， 其有效载荷为4 300 kg， 主发动机比冲 2 940 m/s， 飞行器速度增量290 m/s[12]。 从21世纪中期开始， NASA开展了低温推进剂发展（Propulsion and Cryogenic Advanced Development， PCAD）及低温流体管理（Cryogenic Fluid Management， CFM）研究。 在PCAD计划下， NASA进行了一系列研究， 包括低温供应系统、 液氧/甲烷RCE（Reaction Control Engine）发动机、 液氧/甲烷点火器等。 2006年4月， NASA马歇尔航天飞行中心、 美国空军及KT工程公司团队成功完成了一台液氧/甲烷发动机长达103 s的点火试验， 此次点火试验被认为是美国在此类发动机上持续时间最长的。 同时NASA工程师从该试验中也了解到液氧/甲烷推进剂系统的不同结构及强大性能。 2007 年 1 月 16 日， 美国 XCOR 公司成功进行了 7 500磅推力的液氧/甲烷发动机点火试验。 2008年， 惠普公司及NASA中心采用甲烷对RS-18发动机推进剂进行了置换， 并进行了一系列的热试车试验[13]。 2010年5月5日， 美国航空喷气公司（Aerojet）在美军白沙导弹试验场成功完成了推力为2.5 t的液氧/甲烷火箭发动机的高空试车。 该发动机是航空喷气公司研制的第一代液氧/甲烷发动机， 用于NASA探索技术发展计划中的先进低温推进和发展项目， 属于小推力液氧/甲烷火箭发动机。 此外美国还在研制CECE发动机， 该发动机技术十分先进， 但也属于小推力发动机。
“猛禽”液氧/甲烷发动机项目由SpaceX公司于2009年开始立项到2015年试验验证成功。 “猛禽”发动机采用了分级燃烧循环方式， 该发动机未来将应用于星际运输系统（ITS）， 用于火星探索。 2016年1月， 美国空军对液氧/甲烷发动机技术表现出了浓厚的兴趣， 决定支持该公司液氧/甲烷发动机的研制， 并提供了3 360万美元的技术资金。 由于SpaceX公司在该项目中的投入资金为6 730万美元， 基本上保证了商业航天企业与美国军方的投入比例为2∶1。 2016年9月25日， “猛禽”液氧/甲烷火箭发动机在麦格雷戈试验场首次点火成功。 这款海平面比冲330 s、 真空比冲375 s、 真空推力高達1 900 kN的发动机将会成为SpaceX公司星际航行任务的动力来源，是现役“梅林”1D液氧/煤油发动机最大推力的2.08倍。 2018年2月7日， “猎鹰”9号重型火箭发射成功， 在顺利把特斯拉跑车发射并收回后， 2月22日， 又将3颗卫星送入太空， 其中2颗为互联网试验卫星Microsat 2a和2b， 另外1枚是西班牙军事卫星。 2018年5月12日， “猎鹰”9号终极版本“Block 5”完成首次发射， 将孟加拉国1颗3.5 t重的通信卫星Bangadandhu-1送入预定轨道。 在历经20多次陆地及海上回收后， “Block 5”可能进行的技术革新包括：采用钛合金格栅舵、 对防热罩进行重新设计、 增加工作推力至190 000磅， 采用螺栓对发动机固件进行紧固连接等。 图1 为XCOR的5M15液氧/甲烷发动机点火。
蓝色起源公司从2011年开始对BE-4液氧/甲烷发动机进行研制， 该发动机采用分级燃烧循环方式， 推力为2 400 kN， 燃烧室压力13.4 MPa， 可重复次数达25次， 将用于联合发射联盟公司的“火神”火箭以及蓝色起源公司的“新格伦”火箭， 如图2所示。 从开始研制到第一台完全装配好的BE-4发动机出厂， 蓝色起源公司对BE-4组件进行了大量的试验， 包括预燃室、 燃烧室以及喷注器试验， 并将试验结果用于修正喷注器性能、 热传递和燃烧稳定性模型中， 从而对发动机设计进行进一步完善。 然而， 在2015年及2017年， 由于技术原因， BE-4发动机在试验过程中均出现了由于意外而损毁的事件。
意大利航天局（ASI）早在15年前就对液氧/甲烷技术进行了相关研究， 最先是以小发动机试验为主。 在随后的“Vega Launcher”项目研究计划中， ASI与俄罗斯太空总署进行合作， 开展了推力为100 kN的液氧/甲烷膨胀循环发动机MIRA的研究， 并于2012年成功进行了点火， 在2014年5月又对发动机整体性能进行了试验研究， 期间共进行了11次试验， 累计点火时间超过600 s。 意大利航空研究中心目前正在进行的“Hyprob”项目， 其目的在于设计一款30 kN推力的可重复使用发动机， 主要对甲烷的燃烧特性及稳定性进行研究[14]。
法国国家空间研究所（CNES）对于液氧/甲烷推进剂系统的应用一直持保留态度， 仍在寻求液氧/甲烷推进剂与其他无毒推进剂组合优劣的对比， 从系统重量、 尺寸、 发动机性能和经济性等多方面对比分析了液氧/甲烷与液氧/液氢等无毒推进剂的差异， 并开展了以下研究： 甲烷的性质及实用性； 增压形式； 发动机工作工况的变化； 点火性能。
到目前为止， 法国并没有成熟的液氧/甲烷发动机[15]面世。 目前其主要工作是与法国工业部门合作的1 000 kN液氧/甲烷燃气发生器研究， 包括前期的10 kN膨胀循环发动机研究， 并计划于 2023年前完成相关工作。
1987年日本曾开展了液氧/甲烷发动机的研究工作， 对甲烷的冷却特性及燃烧稳定性方面进行了相关试验， 验证了采用甲烷作为替代燃料的可行性。 日本典型的液氧/甲烷发动机的主要参数见表2。
LE-8液氧/甲烷发动机由日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）和石川岛播磨重工业航天部门（IA）共同研制， 其地面推力为100 kN， 主要用于GX中型运载火箭上面级发动机。 截止到2009年， LE-8发动机累计试车时间超过了2 000 s， 包括1次600 s长程热试车试验。 通过对LE-8发动机的研制， 日本在液氧/甲烷发动机方面积累了大量经验。 然而， 对LE-8液氧/甲烷发动机的研究仅限于试验阶段， 其飞行条件下的可行性方案并没有得到验证。 继LE-8发动机之后， JAXA与IA又开展了一项高海拔（HATS）液氧/甲烷发动机的研究， 其设计推力达30 kN， 该推力下发动机能满足未来多种有效提高发动机比冲的同时可以使系统结构得到最优化。 在LE-8和30 kN发动机基础上， JAXA与IA通过采用再生冷却方式， 又研发出新一代的液氧/甲烷发动机IHI， IHI真空比冲可达354 s[16-17]， 截至2013年3月， 共进行了27次热试车试验， 累计工作时间达1 800 s。
尽管日本在液氧/甲烷发动机方面做了大量研究， 但并没有用于真实飞行当中。 其原因在于相对于其他推进剂类型的发动机， 液氧/甲烷发动机并没有表现出足够大的优势。 因此， JAXA将研究重点放在如何进一步提高发动机性能上， 如采用再生冷却方式、 单喷嘴与多喷嘴点火试验及热传递测量等。 图3所示为意大利、 日本、 法国、 美国等国家对液氧/甲烷发动机的相关研究。
俄罗斯在二十世纪八九十年代设计了多种液氧/甲烷发动机， 包括能源机械联合体研究的RD-185， RD-182等及Riksha系列运载火箭方案， 并进行了相关热试车试验。 在2001～2004年期间研制的RD-192可重复使用液氧/甲烷发动机， 用于重复使用航天运输系统MRKS-1的第一级， 该发动机采用富燃补燃循环方式， 推力2 000 kN， 燃烧室压力19.6 MPa。 在此基础上， 2008～2012年， 俄罗斯又设计了一款40 kN的 RD-196发动机。 另外， 俄罗斯化学自动化设计局研制的RD-0162液氧/甲烷发动机， 其推力2 000 kN， 燃烧室压力17.1 MPa， 可重复次数为25次， 见图4。 2002～2005年， 俄罗斯和欧洲方面共同研制200 t可重复使用液氧/甲烷发动机“伏尔加”（Volga）， 计划用于“欧空局未来运载火箭准备项目”（FLPP）。 2016年9月～2018年11月， 俄罗斯化学自动化设计局计划开展85 t级液氧/甲烷发动机原型机的研发， 并进行推力为40 t的样机和推力为7.5 t展示机的测试。
2017年12月14日， Ariane集团与欧洲航天局（ESA）签署了一份7 500万欧元的合同， 用于“普罗米修斯”液氧/甲烷发动机的研发， 如图5所示， 计划于2030年发射。 其主要目的在于制造一台低成本的引擎， 该发动机拟采用新的设计方法及制造技术， 利用数字化技术进行引擎的控制及诊断， 还将3D打印技术用于原型机的制造及最终生产流程中。
3液氧/甲烷发动机国内研究进展
我国于20世纪80年代开展了液氧/甲烷发动机的预先研究工作， 对甲烷的电传热和推力室点火进行了试验研究。 同时对比分析了甲烷和煤油、 丙烷的燃烧稳定性、 积碳、 结焦以及冷却性能， 结果表明液氧/甲烷是一种很有发展前景的推进剂组合[19]。
进入21世纪后， 我国启动了液氧/甲烷发动机关键技术研究。 北京航天动力研究所从2006年以来经过5年的艰苦攻关， 成功进行了推力600 kN的液氧/甲烷发动机试验， 在液氧/甲烷发动机燃烧、 传热及启动等技术上取得了初步突破。 2013年， 600 kN级液氧/甲烷发动机全系统试车取得成功， 此次全系统试验解决了甲烷操作、 预冷、 安全排放等技术难点， 实现了单台发动机 13 次启动， 10 次长程试车， 累计试验时间达2 103 s[20]， 为后续的试验打下了坚实的基础。
近年来， 我国广泛开展了有关甲烷发动机关键技术的研究工作， 对液氧/甲烷不同状态下的燃烧机理及燃烧特性进行了大量的研究对比分析[21]， 研制出了一种采用气氧/甲烷的火炬式电点火器， 并获得了点火器的工作特性及工作边界。 完成了液氧/甲烷喷注器缩尺的试验研究， 确定了全尺度喷注器方案。 对比分析了不同喷注器设计参数对气氧/甲烷推进剂燃烧特性及燃烧室热载影响的区别和联系， 并对气气燃烧流场火焰结构进行了显示试验研究， 进一步深入了解气气燃烧机理[22]。 进行了发动机材料与甲烷相容性试验。 对涡轮泵进行了相关方案设计， 完成了相关介质试验及适应性研究。 对液氧/甲烷膨胀循环发动机进行了首次点火试验， 如图6所示， 获得了发动机预冷点火和起动特性， 验证了甲烷推进剂用于中小推力膨胀循环发动机系统的可行性。 开展了“天地往返能力验证飞行器 OMS 和 RCS 液氧/甲烷一体化方案的研究”工作， 在动力系统方案论证、 低温推进剂长期在轨贮存、 姿轨控推力室方案等方面均取得了实质性进展。 在发动机动力循环方面， 研究比较了全流量补燃循环、 富燃补燃循环、 富氧补燃循环和燃气发生器循环等多种方案[23-27]。
实际上， 与SpaceX公司和蓝色起源公司等航天民企一样， 中国的蓝箭空间科技公司也在进行着液氧/甲烷发动机的研发和生产， 并相继完成了多项液体火箭发动机论证和研制工作。 2017年12月14日， 蓝箭自主研发的10 t級液氧/甲烷火箭发动机燃气发生器成功进行了首轮点火试验， 2018年6月，首批大喷管成品已完成出厂。 图7为蓝箭公司的PNX-1“凤凰”液氧/甲烷发动机三维设计图。 此次试验， 蓝箭公司在燃气发生器的研制、 低温推进剂点火、 甲烷燃烧特性及试验测试等方面均积累了宝贵的经验。 2018年7月14日， 九州云箭迈出了液氧/甲烷发动机技术研发中关键一步， 完成了“凌云”10 t级发动机副系统200 s的长程试车。
4液氧/甲烷发动机技术展望
（1） 液氧/甲烷推进剂由于其积碳少、 可长期贮存、 成本低、 无污染、 重复性好等优点已成为未来可重复使用运载器的最佳动力选择。
（2） 我国液氧/甲烷发动机的研制还处于起步阶段， 技术基础薄弱， 仍有许多问题亟需解决。 目前我国在氢氧发动机及液氧/煤油发动机上技术较成熟， 在此基础上通过改进达到研制液氧/甲烷发动机的目的具有技术风险小、 研制周期短的优势。 同时大力开展液氧/甲烷发动机关键技术攻关， 如： a.提高燃气发生器性能，解决液-液燃烧稳定性问题； b.采用具有深度调节、 燃烧稳定能力的针栓式喷注器，并通过设计一种可变出口节流面积的喷注器结构来对燃气发生器进行匹配； c.火炬电点火方式由于具有适应发动机多次起动的技术优势， 是未来液氧/甲烷发动机的主要方向， 但仍需解决点火室压力、 混合比和冷却方式等对点火系统可靠性的影响等问题； d.新型复合材料的应用， 如碳纤维复合材料， 采用3D打印技术实现火箭发动机及助推器等零件的低成本、 快速和批量制造； e.箭上控制系统小型化、 智能化、 分布化发展， 利用自主检测系统和发射控制系统， 对全箭各系统状态的自主监控、 故障诊断、 故障隔离及恢复等。
参考文献：
[1] Sutton G P. History of Liquid Propellant Rocket Engines in the United States[J]. Journal of Propulsion and Power， 2003， 19（6）： 978-1007.
[2] Hurlbert E A， Whitley R， Klem M D. International Space Exploration Coordination Group Assessment of Technology Gaps for LOx/Methane Propulsion Systems for the Global Exploration Roadmap[C]∥AIAA Space， 2016.
[3] 张思远， 孙慧娟， 周利民. 液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程研究[J]. 导弹与航天运载技术， 2015（2）： 18-22.
Zhang Siyuan， Sun Huijuan， Zhou Limin. Research on the Startup Process of the LOX/CH4 Expander Cycle Engine[J]. Missiles and Space Vehicles， 2015（2）：18-22.（in Chinese）
[4] Polsgrove T， Thomas D， Stephens S， et al. Mars Ascent Vehicle Design for Human Exploration[C]∥AIAA Space 2015 Conference and Exposition， Pasadena， California， 2015.
[5] Haidn O， Oschwald M， Clauss W， et al. LOX/Methane Technology Efforts for Future Liquid Rocket Engines[C]∥5th International Spacecraft Propulsion Conference & 2nd International Symposiuim on Propulsion for Space Transportation， 2008.
[6] Burkhardt H， Sippel M， Herbertz A， et al.Kerosene vs Methane： A Propellant Tradeoff for Reusable Liquid Booster Stages [J]. Journal of Spacecraft and Rockets， 2004， 41（5）： 762-769.
[7] Burkhardt H， Sippel M， Herbertz A， et al. Comparative Study of Kerosene and Methane Propellant Engines for Reusable Liquid Booster Stages[C]∥4th International Conference on Launcher Technology： Space Launcher Liquid Propulsion ， Liège， Belgium， 2002.
[8] Brooke A W， Colbert J E， Masters A I. FLOX/Methane PumpFed Engine Systems[C]∥AIAA 5th Propulsion Joint Specialist Conference， Colorado Springs， CO， 1969.
[9] Cuoco F， Yang B， Bruno C， et al. Experimental Investigation on LOx/CH4 Ignition [C]∥40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit， Fort Lauderdale， Florida， 2004.
[10] Lux J， Haidn O. Flame Stabilization in HighPressure Liquid Oxygen/Methane Rocket Engine Combustion[J]. Journal of Propulsion & Power， 2009， 25（1）：15-23.
[11] Yang B， Cuoco F， Oschwald M. Atomization and Flames in LOX/H2and LOX/CH4Spray Combustion[J]. Journal of Propulsion & Power， 2007， 23（4）：763-771.
[12] 張楚薇. 液氧甲烷发动机燃烧及耦合传热计算研究[D]. 北京： 中国航天科技集团公司， 2017.
Zhang Chuwei. Study on the Coupled Calculation of Combustion and Heat Transfer in LOX /Methane Rocket Engine [D]. Beijing： China Aerospace Science and Technology Corporation， 2017. （in Chinese）
[13] 黄仕启，刘登丰，崔荣军. 液氧/甲烷膨胀循环发动机研究[J].导弹与航天运载技术， 2015（6）： 25-28.
Huang Shiqi， Liu Dengfeng， Cui Rongjun. Study on LOX/LCH4 Expander Cycle Rocket Engine[J]. Missiles and Space Vehicles， 2015（6）： 25-28. （in Chinese）
[14] Salvatore V， Battista F， Matteis P D， et al. An Overview of Experimental Activities and Results Addressing the Development of LOX/LCH4 Rocket Engine Technology in the Italian HYPROB Program [C]∥65th International Astronautical Congress， Toronto， Canada， 2014.
[15] Zurbach S， Thomas J L， Verplancke C. LOX/Methane Studies for Fuel Rich Preburner[C]∥39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit， Huntsville， Alabama， 2003.
[16] Taya K， Ishikawa Y， Sakaguchi H， et al. Development and Test of the LOX/LNG Regenerative Cooled Rocket Engine （2nd Report）[C]∥29th International Symposium on Space Technology and Science， Nagoya Congress Center， 2013.
[17] Higashino K， Sugioka M， Kobayashi T， et al. Fundmental Study on Sulfur Attack and Coking of LNG Rocket Engines[J]. Japan Society of Aeronautical Space Sciences， 2009， 57（670）： 445-452.
[18] Brown T， Klem M， McRight P. Foundational Methane Propulsion Related Technology Efforts， and Challenges for Application to Human Exploration Beyond Earth Orbit[C]∥Space Propulsion， Rome， Italy， 2016.
[19] 孫宏明. 液氧/甲烷发动机评述[J]. 火箭推进， 2006， 32（2）： 23-31.
Sun Hongming. Review of Liquid Oxygen/Methane Rocket Engine [J]. Journal of Rocket Propulsion， 2006， 32（2）： 23-31. （in Chinese）
[20] 潘亮， 刘倩. 国内外液氧/甲烷液体火箭发动机近期研制进展[C]∥ 中国航天空天动力联合会议， 大连， 2017.
Pan Liang， Liu Qian. Recent Development of Liquid Oxygen/Methane Liquid Rocket Engine at Home and Abroad[C]∥The 2nd JCAP Conference， Dalian， China， 2017.（in Chinese）
[21] 蔡国飙， 汪小卫， 李茂， 等. 液体火箭发动机气气燃烧及气气喷注器技术[M]. 北京： 国防工业出版社，2012.
Cai Guobiao，Wang Xiaowei，Li Mao，et al. GasGas Combustion and GasGas Injector Technology of Liquid Propellant Rocket Engine[M]. Beijing： National Defense Industry Press， 2012.（in Chinese）
[22] 高玉闪. 液体火箭发动机同轴剪切气-气喷注器研究[D]. 北京： 北京航空航天大学， 2011.
Gao Yushan. Investigation on Shear Coaxial GasGas Injectors of Liquid Propellant Rocket Engine[D]. Beijing： Beijing University of Aeronautics and Astronautics， 2011. （in Chinese）
[23] 李斌， 张小平， 高玉闪. 我国可重复使用液体火箭发动机发展的思考[J].火箭推进， 2017， 43（1）： 1-7.
Li Bin， Zhang Xiaoping， Gao Yushan. Consideration on Development of Reusable Liquid Rocket Engine in China [J]. Journal of Rocket Propulsion， 2017， 43（1）： 1-7. （in Chinese）
[24] 李文龙， 李平， 邹宇. 烃类推进剂航天动力技术进展与展望未来[J].宇航学报， 2015， 36（3）： 243-252.
Li Wenlong， Li Ping， Zou Yu. Review and Future Trend of Space Propulsion Technique Using Hydrocarbon Propellants[J]. Journal of Astronautics， 2015， 36（3）： 243-252. （in Chinese）
[25] Yin Liang， Liu Weiqiang. Effect of Structural Parameters on the Combustion Performance of Platelet Engines[C]∥IOP Conference Series： Earth and Environmental Science， 2017.
[26] Yin Liang， Liu Weiqiang. Gaseous Film Cooling Investigation in a MultiElement Splash Platelet Injector[J]. Acta Astronautica， 2018， 144： 353-362.
[27] Yin Liang， Liu Weiqiang. Numerical Simulation on the Combustion Characteristic of GO2/GCH4 Splash Platelet Injector[C]∥ IOP Conference Series： Earth and Environmental Science， 2017.
Abstract： LOX/methane propellant can be considered as the optimal choice for the reusable liquid rocket engine due to the less carbon， longterm storage， low cost， nontoxic， and reusability. The advantages and disadvantages as well as the applications of the main propellants are described in this paper. The LOX/methane rocket engine development status and production at home and abroad are introduced， including Raptor （SpaceX）， BE4 （Blue Origin）， PNX1 （Landspace）， and RD0162 （KBKhA）. Finally， the main works are summarized in order to offer reviews and guided tours for the development of the LOX/methane liquid rocket engine in China.
Key words： liquid rocket engine； LOX/methane； research progress； key technology
