陳明亮，劉昌國(guó)，徐 輝，鄔二龍

(1. 上?？臻g推進(jìn)研究所，上海201112； 2.上海空間發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海201112)

0 引言

上面級(jí)作為航天運(yùn)輸系統(tǒng)的重要組成部分，由基礎(chǔ)級(jí)運(yùn)載器發(fā)射進(jìn)入準(zhǔn)地球軌道或地球軌道，能夠進(jìn)一步將有效載荷從準(zhǔn)地球軌道或地球軌道送入預(yù)定工作軌道或預(yù)定空間位置，是具有自主獨(dú)立性的飛行器，能夠完成軌道轉(zhuǎn)移、空間部署等任務(wù)[1]。

由于上面級(jí)可顯著提高火箭性能和任務(wù)適應(yīng)能力，世界各航天大國(guó)普遍重視先進(jìn)上面級(jí)研制工作[2-4]，美國(guó)研制了阿金納、半人馬座、慣性等上面級(jí)，俄羅斯研制了Block，Breeze，F(xiàn)regrat等上面級(jí)，歐空局研制了EPS，EPSV，ESC-A，ESC-B上面級(jí)，日本研制了H-2A上面級(jí)，印度研制了PS4，C-12 上面級(jí)。我國(guó)的上面級(jí)技術(shù)起步較晚，2008年起先后研制了4種液體推進(jìn)上面級(jí)，分別是遠(yuǎn)征一號(hào)、遠(yuǎn)征一號(hào)A、遠(yuǎn)征二號(hào)、遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)[5]。

上面級(jí)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)是提高上面級(jí)運(yùn)載能力及多任務(wù)適應(yīng)性的關(guān)鍵，國(guó)內(nèi)外高度重視上面級(jí)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)[6-35]，在發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖性能提升、多次啟動(dòng)能力增強(qiáng)、工作壽命延長(zhǎng)、發(fā)動(dòng)機(jī)變推力等方面開(kāi)展大量研究工作。阿金納上面級(jí)Bell系列發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)，實(shí)現(xiàn)真空比沖由275 s提升至291 s，工作壽命從120 s延長(zhǎng)至240 s。半人馬座上面級(jí)RL-10系列發(fā)動(dòng)機(jī)，通過(guò)采用高能推進(jìn)劑實(shí)現(xiàn)真空比沖451 s，工作時(shí)壽命由450 s延長(zhǎng)至505 s。EPSV上面級(jí)艾斯特斯發(fā)動(dòng)機(jī)在EPS上面級(jí)的基礎(chǔ)上改進(jìn)，啟動(dòng)次數(shù)從1次增加至5次。Fregat上面級(jí)S5.92發(fā)動(dòng)機(jī)可啟動(dòng)20次，以提高任務(wù)適應(yīng)性。以中國(guó)某型上面級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)為例，開(kāi)展了多次啟動(dòng)泵壓式動(dòng)力系統(tǒng)方案研究[36]。本文基于遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)任務(wù)特點(diǎn)，給出了5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案，并著重闡述了5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試驗(yàn)和首次飛行應(yīng)用情況。

1 遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)任務(wù)特點(diǎn)與發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)要求

遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)主要用于異軌多星或星座共面組網(wǎng)部署，要求具有長(zhǎng)時(shí)間在軌飛行、多次啟動(dòng)、高精度自主導(dǎo)航、多星非對(duì)稱分離、大偏心自適應(yīng)姿軌控、多任務(wù)適應(yīng)等空間能力。針對(duì)遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)的功能要求和任務(wù)特點(diǎn)，識(shí)別出其軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)及設(shè)計(jì)要求。

1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)在軌工作時(shí)間長(zhǎng)

發(fā)動(dòng)機(jī)在軌工作時(shí)間長(zhǎng)達(dá)48 h，相對(duì)常規(guī)火箭，面臨惡劣的真空低溫環(huán)境。為防止發(fā)生推進(jìn)劑結(jié)冰堵塞冷卻槽道，發(fā)動(dòng)機(jī)外壁面應(yīng)采取熱控防護(hù)措施。為便于搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)熱控實(shí)施，應(yīng)避免采用金屬軟管方案。另外，為減少發(fā)動(dòng)機(jī)在軌關(guān)閉狀態(tài)下推進(jìn)劑泄漏點(diǎn)，推進(jìn)劑控制閥門應(yīng)安裝在搖擺裝置上游，不與推力室直接連接。

1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺角度大

發(fā)動(dòng)機(jī)雙向搖擺角度達(dá)±25°，在有限尺寸包絡(luò)下，大角度搖擺功能增加了搖擺機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)難度。另外，使發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺的伺服電機(jī)工作溫度不宜過(guò)高，要求發(fā)動(dòng)機(jī)身部工作溫度較低，發(fā)動(dòng)機(jī)最好采用再生冷卻結(jié)構(gòu)。

1.3 發(fā)動(dòng)機(jī)工作次數(shù)多

發(fā)動(dòng)機(jī)的多次啟動(dòng)工作次數(shù)達(dá)到21次，從多次啟動(dòng)可靠性的角度考慮，最好采用擠壓式推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)，因?yàn)閿D壓式推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、燃燒室壓力穩(wěn)定、無(wú)高溫高壓活動(dòng)件的優(yōu)點(diǎn)。但擠壓式推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)的推進(jìn)劑貯箱壓力較低，再生冷卻流道壓力較低，冷卻劑的沸點(diǎn)較低；同時(shí)擠壓式再生冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)推力量級(jí)相對(duì)較小，再生冷卻流量較小，因此發(fā)動(dòng)機(jī)容易發(fā)生冷卻劑汽化問(wèn)題，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器和再生冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求較高。

1.4 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)重量輕

發(fā)動(dòng)機(jī)重量要求嚴(yán)格，其中推力室重量要求不大于15.5 kg。發(fā)動(dòng)機(jī)在保證高性能、高可靠性的前提下，須權(quán)衡選擇噴管面積比，最好采用先進(jìn)的復(fù)合材料噴管技術(shù)，降低發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)重量。

2 遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案

發(fā)動(dòng)機(jī)采用MMH/NTO推進(jìn)劑組合，燃燒室熱防護(hù)方式包括再生冷卻、液膜冷卻和輻射冷卻，其中再生冷卻為推力室上的搖擺軸提供合適的溫度條件，以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺功能要求。為了解決常規(guī)搖擺機(jī)構(gòu)的溫控難題，簡(jiǎn)化管路結(jié)構(gòu)，提高搖擺工作可靠性，發(fā)動(dòng)機(jī)采用了推進(jìn)劑供應(yīng)管路與搖擺軸一體化的技術(shù)方案。發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理是將MMH/NTO推進(jìn)劑組合經(jīng)閥門、管路、噴注器等流道供入燃燒室中霧化、混合及燃燒，產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)猓罱K超高速排出，產(chǎn)生上面級(jí)所需的推力。圖1給出了5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)圖，發(fā)動(dòng)機(jī)主要包括推力室、搖擺機(jī)構(gòu)、推進(jìn)劑控制閥門、管路、密封件、緊固件、熱控組件。

圖1 5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure of 5 000 N engine

2.1 推力室技術(shù)方案

圖2給出了推力室結(jié)構(gòu)示意圖，推力室包括噴注器頭部、再生冷卻身部和噴管延伸段。噴注器頭部采用直流互擊式噴嘴以提高發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能，噴注器邊緣設(shè)置軸向聲腔抑制燃燒不穩(wěn)定。再生冷卻身部采用擴(kuò)散焊工藝成型，采用全部燃料再生冷卻，冷區(qū)夾套為直槽道等槽寬設(shè)計(jì)，燃燒室收斂段設(shè)置搖擺軸。噴管延伸段采用C/SiC復(fù)合材料可實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)顯著減重，單壁輻射冷卻，變壁厚設(shè)計(jì)。噴注器頭部與再生冷卻身部通過(guò)熔焊連接，再生冷卻身部與噴管延伸段采用錐面法蘭連接和耐高溫柔性石墨密封。

圖2 推力室結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure of thruster chamber

2.2 搖擺機(jī)構(gòu)技術(shù)方案

圖3給出了搖擺機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖，搖擺機(jī)構(gòu)包括安裝支架、擺框組件、伺服電機(jī)。安裝支架為桿系結(jié)構(gòu)，具有足夠的力學(xué)強(qiáng)度，可將發(fā)動(dòng)機(jī)安裝固定于上面級(jí)箭體。搖擺框組件用于可靠的連接發(fā)動(dòng)機(jī)與安裝支架并同時(shí)實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的雙向擺動(dòng)功能。伺服電機(jī)為直流電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)，可輸出實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)的扭矩，安裝在搖擺框組件上。

圖3 搖擺機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Structure of swing mechanism

2.3 推進(jìn)劑控制閥門技術(shù)方案

推進(jìn)劑控制閥采用氣動(dòng)自鎖閥方案，有利于閥門重量控制，減小閥門開(kāi)關(guān)響應(yīng)時(shí)間，安裝在搖擺機(jī)構(gòu)的安裝支架上。推進(jìn)劑控制閥主要由氣路導(dǎo)閥和液路主閥構(gòu)成，氣路導(dǎo)閥采用自鎖閥結(jié)構(gòu)，液路主閥采用膜盒結(jié)構(gòu)，通過(guò)氣路的壓力驅(qū)動(dòng)液路主閥閥芯工作。圖4給出了推進(jìn)劑控制閥門示意圖。

圖4 推進(jìn)劑控制閥門結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Structure of propellant control valve

2.4 熱控組件技術(shù)方案

熱控組件包括主動(dòng)熱控和被動(dòng)熱控兩種，主動(dòng)熱控采用電加熱器進(jìn)行溫度補(bǔ)償控制，被動(dòng)熱控主要指隔熱包覆。另外，噴管延伸段安裝處設(shè)置高溫隔熱屏，用于阻擋發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)噴管延伸段輻射的熱流。圖5給出了發(fā)動(dòng)機(jī)安裝熱控組件后的產(chǎn)品照片。

圖5 5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)安裝熱控組件后的產(chǎn)品照片 Fig.5 Photo of 5 000 N engine after installing thermal control components

3 遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)和飛行應(yīng)用

3.1 地面試驗(yàn)

對(duì)于新研發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品，地面試驗(yàn)須循序漸進(jìn)開(kāi)展，否則需承擔(dān)相應(yīng)的研制風(fēng)險(xiǎn)。遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)，按照設(shè)計(jì)方案地面熱試車、設(shè)計(jì)方案高空熱試車、鑒定級(jí)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)后熱試車、動(dòng)力系統(tǒng)熱試車、可靠性熱試車和批抽檢熱試車的順序，先后開(kāi)展了(5個(gè)子樣)7次地面試驗(yàn)，各次地面試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)點(diǎn)火時(shí)間17 074 s，累計(jì)點(diǎn)火次數(shù)680次，表1給出了5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)情況。圖6給出了發(fā)動(dòng)機(jī)豎直狀態(tài)熱試車照片，圖7給出了發(fā)動(dòng)機(jī)水平狀態(tài)熱試車照片。

圖6 豎直狀態(tài)熱試車Fig.6 Firing test in vertical state

表1 5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)情況

圖7 水平狀態(tài)熱試車Fig.7 Firing test in horizontal state

3.1.1 設(shè)計(jì)方案地面熱試車

2013年8月，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了設(shè)計(jì)方案地面熱試車，累計(jì)工作時(shí)間436 s，啟動(dòng)31次。試車過(guò)程中，正常啟動(dòng)，正常關(guān)機(jī)，試車后發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完好，冷卻劑溫升約65 ℃(汽化溫度為160 ℃)，額定工況發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率為0.947，推算真空比沖308 s。圖8給出了發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方案地面熱試車中5 s點(diǎn)火曲線。通過(guò)設(shè)計(jì)方案地面熱試車，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)頭部噴注器、再生冷卻身部、搖擺機(jī)構(gòu)、推進(jìn)劑控制閥門的技術(shù)方案合理。

圖8 設(shè)計(jì)方案地面熱試車工作曲線Fig.8 Performance of ground firing test for design scheme

3.1.2 設(shè)計(jì)方案高空熱試車

2014年6月，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了設(shè)計(jì)方案高空熱試車，發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)工作時(shí)間436 s，啟動(dòng)次數(shù)8次，發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)了推力下降的異?，F(xiàn)象，推力范圍2 912～5 120 N，混合比范圍0.45～1.96，未能完成既定的試驗(yàn)任務(wù)。經(jīng)分析，試驗(yàn)臺(tái)產(chǎn)生的多余物進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)氧化劑路流道，是導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)推力下降異?，F(xiàn)象的原因。圖9給出了第一次設(shè)計(jì)方案高空熱試車壓力和推力曲線。為避免類似問(wèn)題發(fā)生，在下一輪設(shè)計(jì)方案高空熱試車時(shí)，加強(qiáng)多余物檢查和多余物防控管理，同時(shí)在發(fā)動(dòng)機(jī)入口安裝高精度過(guò)濾器。

圖9 第一次設(shè)計(jì)方案高空熱試車壓力和推力曲線 Fig.9 Performance of thrust and inlet pressure in the first high altitude simulation test

第一次設(shè)計(jì)方案高空熱試車的發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品經(jīng)分解、清洗、組裝，于2014年9月再次進(jìn)行了設(shè)計(jì)方案高空熱試車，液氮熱沉實(shí)現(xiàn)-150 ℃深冷背景，發(fā)動(dòng)機(jī)共點(diǎn)火23次，單次最長(zhǎng)工作時(shí)間1 300 s，最短工作時(shí)間2 s，累計(jì)工作2 044 s，圖10給出了第二次設(shè)計(jì)方案高空熱試車典型穩(wěn)態(tài)工作曲線。試車過(guò)程中，正常啟動(dòng)，正常關(guān)機(jī)，試車后發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完好，混合比范圍1.55～1.75，推力范圍4 563～5 723 N，冷卻劑溫升為79 ℃。通過(guò)設(shè)計(jì)方案高空熱試車，獲取了發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖308 s，試車后發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完好，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)噴管延伸段及其連接結(jié)構(gòu)、熱控組件技術(shù)方案合理。

圖10 第二次設(shè)計(jì)方案高空熱試車典型穩(wěn)態(tài)工作曲線 Fig.10 Performance of steady state operation in the second high altitude simulation test

3.1.3 鑒定級(jí)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)后地面熱試車

2015年12月，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了鑒定級(jí)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)后地面熱試車，發(fā)動(dòng)機(jī)共點(diǎn)火296次，累計(jì)工作5 357 s。通過(guò)鑒定級(jí)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)后地面熱試車，驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)鑒定級(jí)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)后地面熱試車性能；驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)地面豎直狀態(tài)下工作的適應(yīng)性，降低后續(xù)動(dòng)力系統(tǒng)試車風(fēng)險(xiǎn)；結(jié)合搖擺工況和多次啟動(dòng)工況驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性，并對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了壽命摸底。圖11給出了發(fā)動(dòng)機(jī)鑒定級(jí)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)后地面熱試車中5 s多次啟動(dòng)程序曲線，點(diǎn)火間隔時(shí)間2 s，燃燒室壓力數(shù)據(jù)平穩(wěn)，表明發(fā)動(dòng)機(jī)多次啟動(dòng)工作可靠。

圖11 發(fā)動(dòng)機(jī)鑒定級(jí)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)后地面熱試車工作曲線Fig.11 Performance of ground firing test after engine identification level mechanical environmental test

3.1.4 動(dòng)力系統(tǒng)熱試車

2016年1月，發(fā)動(dòng)機(jī)參加了動(dòng)力系統(tǒng)熱試車，發(fā)動(dòng)機(jī)共點(diǎn)火21次，單次最長(zhǎng)工作時(shí)間800 s，最短工作時(shí)間10 s，累計(jì)工作1 000 s。發(fā)動(dòng)機(jī)按程序完成了長(zhǎng)程、脈沖及搖擺點(diǎn)火工況，其主要性能滿足技術(shù)指標(biāo)要求，說(shuō)明5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)與動(dòng)力系統(tǒng)工作協(xié)調(diào)、參數(shù)匹配。

3.1.5 可靠性地面熱試車

2016年9月，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行可靠性地面熱試車，發(fā)動(dòng)機(jī)共點(diǎn)火256次，累計(jì)工作4 120 s，該產(chǎn)品曾參加過(guò)動(dòng)力系統(tǒng)熱試車。通過(guò)可靠性地面熱試車，驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性，按發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)次數(shù)評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)可靠度為0.999 1；另外，本次試車還驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)具有極強(qiáng)的偏工況適應(yīng)能力，燃燒室壓力范圍0.54～1.18 MPa，混合比范圍1.19～2.06。圖12給出可靠性地面熱試車中1 000 s工作曲線。

3.1.6 批抽檢地面熱試車

2016年6月，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了批抽檢地面熱試車，發(fā)動(dòng)機(jī)共點(diǎn)火45次，累計(jì)工作3 653 s，通過(guò)批抽檢地面熱試車，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)各項(xiàng)性能參數(shù)滿足任務(wù)使用要求，達(dá)到檢驗(yàn)批次產(chǎn)品質(zhì)量的目的，同時(shí)還模擬驗(yàn)證飛行工作程序。批抽檢地面熱試車順利結(jié)束標(biāo)志著發(fā)動(dòng)機(jī)具備交付飛行的條件。圖13給出批抽檢地面熱試車中模擬飛行程序工作曲線，累計(jì)點(diǎn)火21次，因試驗(yàn)條件限制，點(diǎn)火間隔時(shí)間均為2 s，發(fā)動(dòng)機(jī)各次點(diǎn)火燃燒室壓力數(shù)據(jù)平穩(wěn)，表明發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常。

圖12 可靠性地面熱試車工作曲線Fig.12 Performance of reliability ground firing test

圖13 批抽檢地面熱試車工作曲線Fig.13 Performance of batch sampling ground firing test

3.2 在軌驗(yàn)證

2018年12月29日，在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心長(zhǎng)征二號(hào)丁火箭點(diǎn)火發(fā)射遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)首飛產(chǎn)品，605 s后上面級(jí)和基礎(chǔ)級(jí)成功分離，遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)經(jīng)過(guò)三個(gè)半小時(shí)的飛行，成功將首顆鴻雁星座試驗(yàn)星“重慶號(hào)”和6顆XX-X衛(wèi)星送入預(yù)定軌道。

此次飛行應(yīng)用中，遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)射后3 108 s時(shí)刻第一次制導(dǎo)啟動(dòng)工作，工作正常。在隨后的多次啟動(dòng)工作中，發(fā)動(dòng)機(jī)表現(xiàn)良好。發(fā)動(dòng)機(jī)圓滿完成了21次的啟動(dòng)工作，單次最短點(diǎn)火時(shí)間20 s，單次最長(zhǎng)點(diǎn)火時(shí)間152 s，累計(jì)點(diǎn)火時(shí)間1 034 s。

根據(jù)此次在軌驗(yàn)證中發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力數(shù)據(jù)和推進(jìn)劑溫度數(shù)據(jù)，結(jié)合地面批抽檢熱試車結(jié)果，利用小偏差方程，可分析出發(fā)動(dòng)機(jī)在點(diǎn)火過(guò)程中的推力、流量、混合比和比沖情況，圖14給出了飛行應(yīng)用過(guò)程中典型穩(wěn)態(tài)工作曲線，真空比沖均值為307.2 s，滿足總體使用要求。

圖14 飛行應(yīng)用過(guò)程中典型穩(wěn)態(tài)工作曲線 Fig.14 During in-orbit verification performance of steady state operation

4 結(jié)論

遠(yuǎn)征三號(hào)上面級(jí)5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中，始終堅(jiān)持循序漸進(jìn)的研制思路和高可靠、高性能的設(shè)計(jì)理念，采用擠壓式推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)、直流式噴注器、再生冷卻方案和復(fù)合材料噴管延伸段設(shè)計(jì)方案，主要通過(guò)5個(gè)子樣發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品和7次地面大型試驗(yàn)，完成發(fā)動(dòng)機(jī)方案驗(yàn)證及可靠性驗(yàn)證工作，并于2018年12月29日?qǐng)A滿完成首次飛行應(yīng)用，研制經(jīng)驗(yàn)可供類似火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制參考。

后續(xù)對(duì)標(biāo)國(guó)外先進(jìn)的上面級(jí)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，將持續(xù)開(kāi)展5 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)改進(jìn)，主要改進(jìn)方向?yàn)樘岣哒婵毡葲_、增加變推力功能、管路布局優(yōu)化等。