NO运载火箭专题报告2023：商业运载火箭发展提速打破商业航天运力瓶颈.docx

商业运载火箭专题报告商业运载火箭发展提速，打破商业航天运力瓶颈>商业航天发展的瓶颈在火箭运力.商业航天产业链总体包括四个环节：1）电子元器件、材料及燃料厂商；2）卫星研制商、发射服务提供商和地面设备制造商；3）卫星运营商与卫星应用服务提供商；4）终端用户（政府、企事业单位、个人）。运载是进入空间的入口，是连接卫星制造及卫星应用的中枢环节，对比SPaCeX的运载能力，我国现役运载火箭运载能力偏低，急需大力发展中大型可重复使用液体运载火箭，来满足星座大规模部署所需的“低成本、高可靠、高频次”发射能力。>发展航天，动力先行。火箭研发的瓶颈在发动机，动力系统直接决定了火箭推力与运载能力。目前液体和固体火箭发动机是火箭发动机中最基本、应用最广泛的两种发动机。固体火箭具有系统简单、发射准备周期短、发射点选择灵活等特点，在快速组网和补网等方面具有独特优势，但当需要大推力火箭来发射更重的载荷时，固体火箭发动机的技术难度和成本就会爆发式增长，固体火箭更适合于追求快速发射的小卫星需求。液体火箭发动机是目前运载火箭主级或上面级的主要动力.液体火箭发动机动力路线的选择主要从三方面考虑，即推进剂类型、推进剂供应方式与泵压式系统的循环方式。目前液体火箭发动机的推进剂组合主要包括液氧/液氢、液氧/煤油和液氧/甲烷。液氧/液氢比冲最高，性能优异，是无毒、绿色环保推进剂组合，但液氢温度极低，易泄露，混合空气后易爆炸，所以导致液氢液氧火箭发动机系统复杂，成本较高，不适应低成本发射需求的商业运载火箭。液氯/甲烷和液氯/煤油相比，液氯/甲烷发动机不易结焦积碳，具有低成木、使用维护方便、适于重复使用、比冲较高等特点，更加适宜于重复使用、低成本运载器的使用要求，已成为下一代液体运载火箭的理想动力选择。液氧甲烷发动机的概念早在20世纪60年代就已提出，但是航天大国苏联和美国的研究重点分别放在液氧煤油和液氧液氢发动机上，并没有给予足够重视。近年来随着可重复使用运载器动力需求的提出，更适宜重复使用的液氧/甲烷发动机受到商业航天公司的青睐，并涌现出一批不同成熟度的代表型号。>美国SpaceX凭借独一无二的火箭回收复用技术与高效运营，坐稳了全球运载第一把交椅。SPaCeX公司用了16年时间，先后研制成功“猎鹰”-1、“猎鹰”-9和“猎鹰”重型系列运载火箭，同时已经成功为NASA执行了多次国际空间站货运补给和载人航天飞行任务。猎鹰9系列火箭在13年中（截止2023年10月10日）已发射263次,其中261次成功（任务成功率99.2%）,一子级成功回收219次，复用一子级发射194次，“猎鹰”系列火箭以出色的性能和低廉的价格，给世界航天带来大幅冲击和震动。SpaceX低成本火箭的研发成功促成了“星链”计划的大规模建设，而“星链”计划的可观收入又将用于支持SpaceX未来火星探索和移民计划的巨大投资。“星链”星座补齐了SPaCeX商业闭环，后续实践明显有助于军事利用。运载火箭可复用技术创新是SpaceX火箭低成本的主要原因。运载火箭可复用推动了发射成本实现数量级上的降低。SpaceX通过突破发动机重启与推力控制技术、火箭下降控制系统技术以及重复使用火箭着陆系统技术，实现了火箭的垂直回收。在采用着陆架回收日趋成熟之后，2021年SPaCeX开始尝试采用发射塔架机械臂回收“超重”火箭级，进一步缩短两次发射任务之间的准备时间。> 中国商业航天正迈入高速发展期。2014年后，中国航天产业向民营资本打开大门，商业航天迎来了快速发展期，在政策鼓励和资本助推下，商业航天公司数量持续增长，到2020年与运载火箭相关的企业就有十多家。国内大多数民营运载火箭公司选择从研制小型固体火箭开始，初步开启商业航天的服务模式，之后再实现向液体火箭的升级，开展中型、大型火箭以及可重及使用火箭的研发。过去几年己有多款民商固体运载火箭发射成功，解决了有无问题。国内民商液体火箭目前大部分处于研制阶段，预计未来几年将迎来集中首飞。> 重点公司关注：2023年中国商业航天大爆发，前三季度全国民营火箭共发射10次，成功9次，创下了中国商业航天发展八年来的新记录，中国商业航天产业正迈入高速发展期，火箭制造的上游将率先受益，我们推荐航天连接器龙头航天电器、航天电子设备配套龙头航天电子、碳纤维预浸料龙头中航高科、T/R组件龙头国博电子以及特种电源巨头新雷能。风险提示：火箭研制进度不及预期；可靠性不足；星座建设进度不及预期；下游卫星应用市场拓展不及预期。目录1 .全球商业航天产业介绍62 .火箭发动机发展92.1 固体火箭102.2 液体火箭112.2.1 液氯/液氢火箭发动机162.2.2 液氧/煤油火箭发动机182.2.3 液氧/甲烷火箭发动机213 .美国spaceX发展历程264 .国内商业火箭企业发展475 .投资建议515.1 航天电器515.2 航天电子515.3 中航高科525.4 国博电子525.5 新雷能526.风险提示54图表目录图1:商业航天产业链图2：2023年全球航天产业收入构成图3：2023Q1和Q2全球火箭发射次数图4：2023Q1和Q2全球航天器发射总质量(kg)图5：长征一号火箭结构示意图图6：液体火箭和固体火箭对比9图7：固体火箭结构图10图8：液体火箭发动机分类11图%“猛禽”（Raptor）发动机系统构成12图10：挤压式（左）和泵压式（右）供应系统示意图14图11:RL-IO（世界第一台氢氧发动机）16图12:航天飞机发射配置（采用SSME氢斌发动机）16图13：我国氢氧发动机18图14,苏联RD170（推力最强的多燃烧室发动机）19图15：美国F1（推力最强的单燃烧室发动机）19图16：国内液氧煤油发动机外形图21图17:猛禽1型（左）与2型（右）对比图23图18：BE4液氧甲烷发动机24图19：蓝箭航天TQ-12液氧甲烷发动机25图20：星际荣耀JD-1液氧甲烷发动机25图2h星际荣耀JD2液氧甲烷发动机25图22：“猎鹰,系列运载火箭26图23：“猎鹰”9及“猎ST重型成功发射统计（截止2023年1（）月10日）26图24：星舰,飞船级（左）和、超重”火箭级（右）27图25：卫星发射成本28图26：Starlink星座与OlIeWeb星座对比43图27：“猎鹰”9一子级海上回收轨迹图45表h液体火箭发动机和固体火箭发动机对比10表2：不同推进剂的物理性质13表3:不同推进剂组合发动机理论比冲对比13表4：不同循环方式的原理和结构示意图14表5,不同循环方式的适用范围及优缺点15表6：国外氢氧发动机工作参数与发展历程17表Z国内外典型液氧/煤油发动机参数对比20表8：液粒甲烷和液飙/煤油特性对比21表9：不同型号“猛Ir发动机的参数指标23表10：“猎鹰”-9火箭复用情况（截止2023年10月10日）28表11:SpaceX公司发射任务统计表（截止2023年10月10日）29表12：SPaCeX火箭低成本的原因分析43表13：“猎鹰”-9子一级重复使用突破的三大关键技术46表14：国内主要商业火箭公司（不完全列表）47表15：国内主要商业火箭公司液体发动机研制进度（不完全列表）48表16：国内民营火箭公司发射统计表48表17：重点覆盖公司盈利预测及估值531 .全球商业航天产业介绍商业航天产业链总体分为四个环节：（1）电子元器件、材料及燃料厂商；（2）卫星研制商、发射服务提供商和地面设备制造商；（3）卫星运营商与卫星应用服务提供商（国内卫星运营商主要是中国卫星网络集团有限公司）；（4）终端用户（政府、企事业单位、个人）。根据美国卫星产业协会（SIA）的统计数据，2022年全球航天产业的总收入是3840亿美元，其中非卫星产业总收入为1030亿美元，主要包括载人航天飞行收入、非地球轨道航天器收入和政府预算,卫星产业总收入为2810亿美元，占全球航天产业收入的73%,主要包括了卫星制造业收入、发射服务业收入（约70亿美元）、卫星服务业收入和地面设备制造业收入等。图1：商业航天产业链电子元Il件芯片电源I面板卫星平台热控分系统 电源分系统姿轨控分系材料、燃料 金属材料固&液推进剂见星应用互收网多f颌½I天找 lJR星设计总装定制化IK务j-!|产品售卖：软件平台开发J解决方案专用通信网络空间信息供蛤定位路线规划人工智能大数据云计算B端客户 企业、政 府、高校cl''资料来源：商业航天工程导论、山西证券研究所图2：2023年全球航天产业收入构成Satellite ServicesNorvSateIHte IndustryGovernment pM t>O9HCommercial ZWn SpMcafIiQhIS15.8BSatellite Manufacturing： MHwort tpnwn1I J Cemumr Equm<H运载是进入空间的入口，目前我国火箭运力严重不足。虽然发射服务产值仅占整个航天产业的1.5%2%,但是运载是进入空间的入口，是连接卫星制造及卫星应用的中枢环节，随着国内外纷纷推出多个小型、中型、大型和巨型星座计划，卫星发射需求不断增长，但是火箭发射成本居高不下，成为制约星座大规模部署的主要瓶颈。对比SPaCeX的运载能力，我国现役运载火箭运载能力偏低，急需大力发展中大型可重复使用液体运载火箭，来满足星座大规模部署所需的“低成本、高可靠、高频次”发射能力。图3：2023Q1和02全球火箭发射次数22210 5 0 5 02 111 一幅XH菰H<恁XQaBdS2 SoLUSo380X6IPlq ¥0Oxs-2023Q12023Q2资料来源：BryceTechx山西证券研究所图4：2023Ql和Q2全球航天器发射总质量(kg)美国中国 202301 2023Q2俄罗斯 印度VlnXSUEdS3eds *>互回SaW-SAS 3。BdS ffl<=-eo=号 >qeuIaNXaOMSIIPUnBq XO SoUlSOxox 咀H<髭fr*桥房制 照莓 «<送咪H<懿鞅监酬 作有H<蟆 摺尊K堪运载火箭主要由结构系统（箭体结构）、动力装置系统（推进系统）以及控制系统等三个系统组成，这三个系统称为运载火箭的主系统。运载火箭一般由24级火箭组成，每一级火箭都包括箭体结构、推进系统和飞行控制系统，末级有仪器舱，可装载人造卫星和飞船，外面套有整流罩。如果火箭发射的有效载荷较大，可以在一枚火箭外面捆绑几枚小火箭，称为捆绑式火箭，中间的大火箭称为芯级火箭，外围捆绑的火箭称为助推火箭。图5：长征一号火箭结构示意图资料来源：商业航天工程导论、山西证券研究所2 .火箭发动机发展发展航天，动力先行。航天发展的瓶颈在火箭，火箭研发的瓶颈在发动机。火箭最核心的动力系统直接决定了火箭推力与运载能力，占全箭成本的70%到80%,对于运载火箭的系统复杂度、任务适应性、产品成本等均有较大影响。最早的运载火箭出现于第二次世界大战的德国，V-2导弹是最典型代表，发动机是采用了以液氧/酒精作为推进剂的液体火箭发动机。目前液体和固体火箭发动机是火箭发动机中最基本、应用最广泛的两种发动机，其中固体火箭具有系统简单、发射准备周期短、发射点选择灵活等特点，在快速组网和补网等方面具有独特优势，但是固体火箭发动机一经点燃，就按照预定的推力方案工作，可控性差，难以实现可回收重复利用，而且固体火箭涉及的贮运安全和生产资质等问题难以解决，也制约了固体火箭成本的进一步下降，所以近年来，能够实现重复使用从而大幅降低运载成本的液体火箭优势突显，成为商业火箭公司竞争的焦点。从效率方面评价火箭发动机的设计质量常常用到比冲的概念。比冲是消耗单位质量的推进剂所产生的推力冲量，是火箭发动机的主要性能参数之一。比冲越大，火箭可以达到的最大速度也越大，射程也越远。固体推进剂的比冲一般都低于液体推进剂。图6：液体火箭和固体火箭对比固体火箭液体火箭项目液体火箭发动机固体火脩发动机比冲(ms)2500-46002OOO3OOO结构零部件数量多，结构复杂不需要专用的推进剂贮箱和输运调节系统，结构简单可控性发动机的启动、关机和推力大小调节可以通过控制活门来实现，可以多次启动和脉冲工作，可控性好一经点燃，就按照预定的推力方案工作，直至燃烧结束，很难根据临时需要调节推力大小，可控性差使用性液体推进剂一般消耗量大且不易在贮箱中长期贮存，需要发射前临时加注推进剂，发射准备工作时间长可直接装填在发动机内长期存放，随时处于战备待发状态，维护使用更方便工作时间工作时间较长工作时间不宜过长质量比液体推进剂密度较低，贮箱容积较大，导致运载器体积偏大固体推进剂密度较大,可使固体火箭发动机的体积缩小，又由于壳体黏结技术和高强度材料的应用，使得发动机的壳体质量大为减少，提高了发动机的质量比可靠性相对偏低较高资料来源：火箭发动机理论基础、山西证券研究所2.1 固体火箭固体火箭发动机是指使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。固体推进剂点燃后在燃烧室燃烧，产生高温高压的燃烧产物，燃烧产物流经喷管膨胀加速，以高速从喷管排出从而产生推力。图7：固体火箭结构图固体火箭发动机凭借其结构简单、可靠性高、便于机动部署、快速响应、维护使用方便等诸多优点，现己成为战略/战术导弹武器的主要动力装置，同时，固体火箭发动机是航天运载火箭系统的重要动力源，国外大型或重型捆绑式运载火箭多将其作为首选助推动力。由于固体火箭推进剂比冲较低，固体火箭一般需要采用多级构型才能实现入轨，但是多级构型会影响到火箭整体的复杂性、可靠性以及成本问题。虽然固体火箭发动机在起步阶段研发和制造成本低，固体火箭也是很多民营运载火箭公司进入商业发射服务领域的敲门砖，但当需要大推力火箭来发射更重的载荷时，固体火箭发动机的技术难度和成本就会爆发式增长。目前，固体火箭主要用于执行近地轨道或太阳同步轨道任务，更适合于追求快速发射的小卫星需求。2.2 液体火箭液体火箭发动机是目前运载火箭主级或上面级的主要动力。随着导弹和航天事业的迅猛发展，液体火箭发动机的应用范围和种类越来越多，可按工况特点、推进剂类型、推进剂供应方式和用途等分类。各种不同类型的液体火箭发动机虽然结构有一定差别，但是基本组成都有推力室、推进剂贮箱、推进剂供应系统、涡轮工质供应系统、增压系统和自动器等几部分。图8：液体火箭发动机分类图9：“猛禽”（RaPtor）发动机系统构成燃科禁WtiHM-斛俵密室细件过冷液甲燎液甲炕（热） '1甲南冷） ”俐® 汽化甲炕过冷淡仅气W冷）O AUg MMi产物资料来源：美国SPaCeX超重-星舰首飞分析及对中国航天产业的启示、山西证券研究所液体火箭发动机动力路线的选择主要从三方面考虑，即推进剂类型、推进剂供应方式与泵压式系统的循环方式。目前，大多数液体火箭发动机使用双组元推进剂，典型的双组元推进剂组合主要包括四氧化二氮/偏二甲胧、液氧/液氢、液氧/煤油和液氧/甲烷。四氧化二氮/偏二甲胧属于常温推进剂，稳定性好，对冲击振动均不敏感，能够长时间贮存，加注过程简单，可以缩短发射准备时间，但是偏二甲月并是剧毒燃料，四氧化二氮/偏二甲月井燃烧会产生橘红色有害烟雾，严重污染环境。液氧/液氢比冲最高，性能优异，是无毒、绿色环保推进剂组合，但是密度比冲最低，需要体积较大的燃料贮箱，导致飞行器体积很大，另外由于液氢的温度极低,贮箱和管路必须很好地隔热，以尽量减少液氢的蒸发，以及湿气和空气在贮箱外壁的凝结，引入推进剂之前，必须吹除所有管道和贮箱中的空气，不然固态空气与液氢混合易发生爆炸，并且固态空气也容易堵塞管道和阀门，这使得系统结构和发射工序都更为复杂，成本较高。液氧/煤油和液氧/甲烷同为无毒、绿色环保推进剂组合，由于甲烷比热容高、结焦温度高、黏度小,是较为理想的冷却剂，可以更好地满足重复使用推力室冷却的要求，另外煤油在富燃燃烧时存在比较严重的积碳问题，将导致涡轮堵塞影响发动机推力，而甲烷在富燃燃烧时积碳极少，基本上没有影响，甲烷的以上优势降低了重复使用的维护成本，此外甲烷沸点与液氧相近，推进甲烷是最适合就地取材制取的。迄今为止，俄罗斯的RD-170系列代表了液氧/煤油发动机技术的最高水平，美国的SSME代表了液氧/液氢发动机技术的最高水平，美国蓝色起源公司的BE4SpaceX公司的RaPtor代表了液氧/甲烷发动机技术的最高水平。表2：不同推进剂的物理性质物理性质四纨化二氯偏二甲胱液纨煤油甲烷液氮沸点FC21.563.10-182.99145.00274.00-161.60252.89密度/(103kgm3)1.446(20)0.791(20)1.140（沸点）0.833(20)0.424（沸点）0.071（沸点）比热容/J(kgK)1515.62(20)2733.98(20)1699.89(沸点)1967.80(20)3496.00(沸点)2386.48(沸点)黏度/(106Pas)418.9(20)527.0(20)196.0(沸点)1964.0(20)127.0（沸点）14.0（沸点）结焦温度/°C589978富燃燃烧积碳量严重微量资料来源：液体火箭发动机结构动力学理论及工程应用、山西证券研究所表3：不同推进剂组合发动机理论比冲对比数四疑化二氯/偏二甲肺液到燃油液初甲烷液氟/液*混合比2.242.743.506.00喷管面积比19.3020.0019.9760.00理论真空比冲/S323.04343.22354.84444.85相对密度1.1731.0240.8270.361理论密度比冲/S378.90351.48293.68160.65资料来源：液体火箭发动机结构动力学理论及工程应用、山西证券研究所液体火箭发动机按推进剂供应方式分为泵压式发动机和挤压式发动机。挤压式供应系统利用高压气体将贮箱中的液体推进剂挤压输送到发动机的推力室，是最简单的推进剂供应方式，通常用在推进剂量和总冲量较小且比冲要求不高的发动机上。泵压式供应系统通常采用燃气驱动的涡轮泵作为主要增压装置，可以使推进剂组元在泵出口获得很高的压力，有效减少贮箱和增压系统的结构质量，并且获得很高的燃烧压力，提高发动机比冲，通常应用在推进剂流量大、推力大、性能高的场合，如运载火箭和战略导弹的主动力、上面级主推进系统等，系统较复杂。图10：挤压式（左）和泵压式（右）供应系统示意图循环方式JSK：燃气发Th器循环结构示意图资料来源：液体火箭发动机结构动力学理论及工程应用、山西证券研究所泵压式系统的循环方式按照涡轮工质的来源可以分为燃气发生器循、补燃循环（又称分级燃烧循环）、膨胀循环及抽气循环，其中补燃循环又分为富氧补燃循环、富燃补燃循环和全流量补燃循环C按照涡轮工质的排放方式又可分为开式循环和闭式循环，其中燃气发生器循环和抽气循环属于开式循环，补燃循环和膨胀循环属于闭式循环。各类循环方式的主要区别在于性能和结构复杂度，性能包括比冲、推力和推重比，它决定了飞行器的运载能力，结构复杂度包括组件数目和技术成熟度，决定了研制经费、生产周期和成本以及产品可靠性。综合比较，补燃循环技术先进，无比冲损失，发动机性能更高，可以有效降低航天运载器的发射成本，代表着液体火箭发动机的发展方向。表4：不同循环方式的原理和结构示意图部分燃料与部分氧化剂进入燃气发Th器进行燃烧，利用产Th的富燃燃气驱动涡轮，做功后的废气直接排出，不再参与燃烧抽气循环从燃烧室喷注面附近引出燃气，用以驱动涡轮，做功后的燃气直接排出，不再参与燃烧省去了燃气发Th器系统tai1膨胀循环驱动涡轮的气体是经过推力室冷却通道后高压气化的推进剂彳NQZ2O»d(r4rPurTaControlFnp补燃循环发Th器产Th的富氯（富燃）燃气驱动涡轮后会注入推力室与剩余的燃料或者氧化剂继续燃烧Hy£三<eIW三三W*I-J循环方式原理结构示意图资料来源：液体火箭发动机结构动力学理论及工程应用、维基百科、山西证券研究所表5：不同循环方式的适用范围及优缺点类别燃气发Th器抽气循环补燃循环推进剂推进剂种类不受限制，发Th器和推力室可以使用不同的推进剂推进剂种类不受限制主推进剂的一种组元必须容易气化，且分子量小推进剂种类不限推力和室压推力不受限，室压高时比冲损失大，室压上限不高推力不受限，室压上限不高适用于较低的推力和室压推力不受限，适用于高室压比冲低低较高高优点结构较简单，有研制经验，推力和混合比的调节容易，可在较大的推力范围内使用，结构质量小结构简单且结构质量小比冲高，结构简单，涡轮工质清洁比冲高，极限室压高类别燃气发Th器抽气循环舞胀循环补燃循环冲损失大的燃气需要降温和调节，比冲低启动加速性慢参数调节和校准困难资料来源：航天推进理论基础、液体火箭发动机结构动力学理论及工程应用、山西证券研究所2.2.1 液氧/液氢火箭发动机在火箭发动机领域，氢氧液体火箭发动机具有最高的比冲性能，燃烧产物是水，环保无污染，另外液氢具有良好的冷却性能，使用液氢作冷却剂的推力室可以重复使用，冷却通道内也非常干净，所以不论在一次性使用运载火箭还是未来可重复使用运载器中，氢氧液体火箭发动机都占有重要地位。但是液氢在使用上仍有不少缺陷，首先液氢温度极低，需要隔热建立超低温的环境，其次氢分子量小，黏度低，很容易泄露，混合空气后易爆炸，需要认真解决低温密封问题，最后是液氢的密度很小，需要体积较大的燃料贮箱，导致飞行器体积很大。由于研制氢氧火箭发动机需要克服上面这些缺点，研制难度较大，加之液氢成本高昂，因此液氧液氢火箭发动机不适应低成本发射需求的商业运载火箭。图11： RL-IO （世界第一台氢氧发动机）资料来源：Aircraft Engine Historical Society 山西证券研究所图12：航天飞机发射配置（采用SSME氢氧发动机）资料来源：Quora X山西证券研究所1958年美国开始研制世界第一台氢氧发动机RL-10,纵观半个多世纪的发展历程，氢氧发动机发展大致分为3个阶段。第一个阶段是起步发展时期（20世纪50年末到70年代初），发动机推力不大，推力级多为IOt左右，各种循环方式全面发展，主要用于运载火箭上面级，代氧发动机的研制，基本掌握了氢氧发动机的设计、生产和试验技术，为大推力的氢氧发动机研制奠定了基础。第二阶段是高速发展时期（20世纪70年代中期至80年代末），这一阶段关注于实现更大的推力和更高的性能，发动机循环方案以补燃循环为主，代表型号有美国的SSME.苏联的RD-OI20、欧洲的VUICain和日本的LE-7,推力量级为Ioot200t,其中美国的SSME发动机还提出了多次重复使用的目标，迄今为止代表了液氧/液氢发动机技术的最高水平。第三阶段是全面发展时期（20世纪90年代至今），这一阶段各种推力量级和各种循环方式均全面发展，在追求性能的同事，也更加注重可靠性和研制成本，例如日本在LE-7基础上发展了简化设计的LE-7A,美国在拥有SSME之后，发展了低性能低成本的RS-68,Vulcain>RL-10、J-2则通过不断优化提升性能和可靠性。此外，闭式膨胀循环开式向20t推力量级发展，日本独辟蹊径发展了开式膨胀循环氢氧发动机。表6：国外氢氧发动机工作参数与发展历程代号国别年代循环方式推力/ttts应用RL-IO美国1958闭式膨胀6.8444土星I二级RD-56苏联1960补燃7462Nl火箭上面级D-57苏联1960补燃40456Nl火箭三级J-2美国1960发Th器104426土星V二三级HM-7欧洲1973发Th器6.3443阿里安上面级LE-5日本1974发Th器10.5449HI二级SSME/RS-25美国1978补燃209452航太飞机/SLS一级RD-0120苏联1983补燃186454能源号芯级LE-7日本1984补燃110446HII一级Vulcain欧洲1985发Th器116431阿里安V一级LE-7A日本1989补燃110440HHA一级LE-7B日本7990开式膨胀13.7447HHA二级RL10-A/B/C美国7990闭式膨胀11767多型火箭上面级Vulcain2欧洲1996发Th器138434阿里安V一级RS-68美国1997发Th器334209德尔它Iv芯级CE7.5/RD-56M印度1998补燃7454GSLV上面级J-2X美国-2000发Th器130448SLS二级RD-0146俄罗斯-2002闭式膨胀10460Vinci欧洲-2010闭式膨胀18466阿里安Vl上面级CE20印度2010发Th器20443GSLV-IlI上面级LE-9日本2015开式膨胀140425Hnl助推级RL-60美国-2003闭式膨胀27465我国氢氧发动机研制始于20世纪70年代，曾先后成功研制出用于CZ-3系列运载火箭上面级YF-73和YF-75,以及用于CZ-5芯一级的50t级YF-77和芯二级的9t级YF-75Do相比国外先进氢氧发动机，国内氢氧发动机推力偏小，由于尚未掌握氢氧发动机补燃循环技术，以及在设计和材料工艺方面的差距，国内氢氧发动机比冲和推重比水平偏低。目前我国正在研制220t级氢氧发动机，采用高压补燃循环技术方案，设计参数达到世界先进水平，未来将作为重型火箭二级和三级的动力。大推力高压补燃循环氢氧发动机的研制将大幅提升我国氢氧火箭发动机的水平，带动我国氢氧发动机设计、制造工艺和试验技术水平的提高升级。图13：我国氢氧发动机资料来源：我国高性能液氧液氢发动机技术发展概述、山西证券研究所2.2.2 液氧/煤油火箭发动机液氧/煤油是无毒、绿色环保推进剂组合，燃烧产物是水蒸气和二氧化碳，是综合性能优秀的推进剂。煤油作为常温推进剂，贮存性能好，液氧煤油推进剂组合密度比冲高，使得火箭贮箱尺寸小、成本低。液氧煤油发动机作为运载火箭主动力装置，是大规模、低成本进出空间的优选动力装置，在国家重大航天运载项目、商业航天运输系统和重复使用运载器领域占有重要位置。图14：苏联RD-170（推力最强的多燃烧室发动机）图15：美国F-I（推力最强的单燃烧室发动机）资料来源：维基百科、山西证券研究所资料来源：维基百科、山西证券研究所20世纪5060年代，美国和苏联的航天运载主动力均以液氧煤油发动机为主。1957年苏联成功研制了80t级的RD-107/108液氧煤油发动机，并以此动力成功将第一颗人造卫星和第一名宇航员送入太空。60年代苏联研制了150t级的NK-33液氧煤油发动机，用于载人登月的N-I火箭，美国的土星V重型运载火箭采用680t级的F-I液氧煤油发动机作为一级主动力，成功实现了载人登月。20世纪7080年代，主动力选择出现分歧。苏联致力于发展大推力液氧煤油高压补燃循环发动机技术并取得突出成就，针对能源号和天顶号运载火箭需求，成功研制了740t级推力的RD-170和85t级的RD-120液氧煤油发动机，RD-170时至今日仍代表了液氧/煤油发动机技术的最高水平。由于技术和相关工业体系发展方向等原因，美国航天飞机、欧洲阿里安5火箭和日本H-2A火箭等运载火箭的主动力，转向采用大推力固体助推器加液氧液氢发动机的模式。20世纪90年代以来，俄罗斯液氧煤油发动机技术达到世界最高水平。90年代，俄罗斯在继承RD-170发动机的基础上，成功拓展研制了400t级推力的RD-180和200t级推力的RD-191液氧煤油发动机，其中RD-180发动机出口美国用于宇宙神系列运载火箭，另外还有NK-33（用于美国阿塔瑞斯运载火箭）和RD-120也被引入美国。进入21世纪，美国民营宇航公司迅速发展，2005年以来SPaCeX公司研制了Merlin-I系列液氧煤油发动机，成为猎鹰1/9运载火箭成功和S公司崛起的关键表7：国内外典型液氧/煤油发动机参数对比名称/代号海平面推力ZkN海平面比冲/（ms）循环方式应用火箭中国YF-10012002942补燃长征五号、六号、七号YF-115180（真空）3334（真空）补燃长征六号、七号泵后摆12502958补燃新一代载人火箭泵后摆二级1434（真空）3393补燃新一代载人火箭500吨级48003021补燃重型运载火箭240吨级24003021补燃重型/大型/中型运载火箭YF-1028352700发Th器商业运载火箭YF-102V710（真空）3255（真空）发Th器商业运载火箭苏联-俄罗斯RD-1078192520发Th器联盟NK-3315102915补燃NlRD-120834（真空）3432（真空）补燃天顶3SLRD-17072573033补燃天顶/能源RD-18038273059补燃宇宙神5RD-19119223051补燃安加拉美国F-I68952550发Th器土星5RS-279112579发Th器德尔它Meriin-ID+8452827发Th器猎鹰9Block5Merlin-IDV934（真空）3410（真空）发Th器猎鹰9Block5资料来源：我国液氨煤油发动机技术发展概述、山西证券研究所20世纪80年代起，我国开始研究液氧煤油发动机技术，经历三十余年发展我国已成为世界第二个完全掌握液氧煤油高压补燃循环发动机技术的国家，并形成了系列化、型谱化发展路线。目前我国正在研制5（M）t级和240t级液氧煤油高压补燃循环发动机，未来可作为重型、中大型运载火箭主动力，这些发动机的研制将大幅提升我国航天动力的技术水平,助力载人登月、深空探测等重大航天任务实施，有力提升我国未来大规模进人空间、利用空间的能力。图16：国内液氧煤油发动机外形图YP-IOO累后攫发动机500吨.发MYF-KttV资料来源：我国液氧煤油发动机技术发展概述、山西证券研究所2.2.3 液氧/甲烷火箭发动机液氧甲烷发动机的概念早在20世纪60年代就已提出，但是航天大国苏联和美国的研究重点分别放在液氧煤油和液氧液氢发动机上，并没有给予足够重视。近年来随着可重复使用运载器动力需求的提出，液氧甲烷发动机由于具备无毒环保、高比冲、不易结焦积碳、易于重复使用、低成本等综合优势，受到商业航天公司的青睐，并涌现出一批不同成熟度的代表型号。表8：液氧/甲烷和液氧/煤油特性对比项目液如甲烷液晶/煤油备注比冲（三）354.84343.22液氧甲烷比冲略高于液氯煤油，但是密度比冲不如液氧煤油，相同起飞质量的运载火箭，采用液氧煤油和液氧甲烷运载能力基本相同密度比冲（三）293.68351.48来源与成本部分产地的液化天然气（甲烷含量在95%以上，杂质主要为乙烷和丙烷，总硫含量在IXICT以下）可直接使用，价格约6元Zkg航天煤油来自石化产品，国内主要由克拉玛依炼油厂提供，价格约15元Zkg（供给国有航天单位）考虑到甲烷作为低温推进剂，在运输、贮存和加注过程中会有损耗，同时需要一定的安全费用，两者成本基本相当，对发射成本影响较小冷却特性比热高、黏度低、不易结焦，冷却比热低、黏度大易结焦甲烷的综合冷却性能是煤油的3倍以动机推力室具有较高的寿命裕度，能够达到长寿命、多次使用要求燃烧稳定性黏度低，容易雾化成极细小的液滴,从而有利于快速燃烧和持续燃烧的稳定性黏度大，不易雾化为细小液滴，影响燃烧稳定性对于需要深度调节推力大小的可重复使用运载火箭的发动机来说，燃烧稳定性是个至关重要的性能指标飞行后处理回收后液氨和甲烷均可快速蒸发，无需处理，24h内可再次飞行易结焦积碳，回收后还需要对发动机进行清洗作业,在一段时间后才能重新使用使用维护性对运载火箭的发射成本和发射周期影响较大，液氧甲烷发动机具有快速、高效的飞行后处理措施，使用维护性更好结构影响1）甲烷和液氧的沸点较为接近，可以方便地采用共底贮箱,有效缩短贮箱长度、减轻箭体重量，从而增加火箭的运载能力,降低发射成本；2）液氧和甲烷均为低温推进剂，火箭贮箱可以采用自Th增压，有利于简化增压输送系统方案,降低成本需要使用绝热共底贮箱,Th产制造工艺更复杂;需要使用氮气瓶进行增压深空探测1）甲烷和液氧温区接近,深空探测任务中可以用类似的甚至相同的系统来统一进行管理，适应长期贮存需求，热管理方面拥有优势；2）在火星和土卫六上,可以就地取材,存在Th产提炼甲烷的可能如果实现推进剂的就地制取，可以大幅降低火箭去程携带大量推进剂的负担，满足火箭返程的动力需求项目液叙/甲烷液氟燃油备注资料来源：蓝箭航天液氧甲烷发动机研制进展、液氧甲烷火箭发动机：太空探索的未来动力!、我国可重复使用液体火箭发动机发展的