研究背景

半个多世纪以来，液体火箭发动机通过采用高能推进剂、提高推力室压力和增大喷管面积比等措施，在性能上得到了巨大的增长。发动机推力室压力从早期5〜6MPa提高到了15〜20MPa;；喷管面积比从10〜15增加到50〜100；分级燃烧循环得到广泛应用；大推力高性能氢氧发动机已成为美、法、日、独联体等国航天技术的重要标志。各种型号的液体火箭发动机广泛地应用在运载火箭、航天飞机、卫星、飞船等多种类型的航天器上。液体火箭发动机的发展已进入成熟阶段。但是，随着空间的开发，对火箭发动机的性能要求越来越高。由于受化学能量与材料的限制，沿着现有液体火箭发动机的发展模式，进一步提高发动机的性能已十分困难。因此，需要探索液体火箭发动机继续发展的新途径。

研发历程

美国的研究历程

1971年，美国人罗伯特·萨克得首次提出了三组元发动机的理论。他通过采用齐奥尔科夫斯基理论速度增量公式进行分析后得出这样的结论：对某一火箭级，如果采用两种推进剂，且密度ρ1>ρ2，密度比冲ρ1I1>ρ2I2（即第一工况密度比冲高于第二工况密度比冲），则火箭速度的增量可达最大值。

三组元发动机的特点是采用两种燃料、一种氧化剂，所以又称双燃料发动机。在火箭飞行的第一阶段用高密度比冲的推进剂，在火箭飞行的后一阶段用高比冲的推进剂。虽然化学火箭性能增长受能量限制，但通过两种推进剂的适当配合，还可以继续提高运载能力。

萨克得的理论提出后引起很大反响。随着空间的开发，对运载能力的要求越来越大。三组元发动机充分继承了液氧液氢与液氧煤油发动机的研制经验，风险小，投资省，采用推进剂交叉供应技术，可以发展成为大型运载器的新型动力装置。美同航宇局（NASA）兰利中心的研究人员进行的详细的结构与性能分析证明了这一点。人类对航天活动的追求是希望航天器能像飞机那样翱翔天空，即实现单级入轨的航天飞机。双组元液体火箭发动机由于受能量限制，很难实现这一愿望。采用核动力装置和ATR(空气涡轮冲压发动机）组合动力装置等，短期实现在技术上有一定难度。但是采用三组元发动机，加上复合材料、耐热材料和电子技术的广泛应用，则可使单级入轨航天飞机在较短的时间内有实现的可能。许多火箭专家认为，高室压和大面积比已经给火箭发动机带来性能上的重大改进，只要通过不断改进和完善，液体火箭发动机还可以为新一代航天飞机提供动力。基于这些理由，80年代中期，美国50名航天专家向总统提出的建议书“HighWaytoSpace”指出，与其它动力装置相比，三组元火箭发动机是风险小、技术效益高、能在近期内发展成功的新型动力装置，是液体火箭发动机继续发展的方向。

三组元发动机的研究工作,国外最早正式开始于70年代。当时NASA执行了一项称为“先进运输工具”的研究计划。1978年，洛克达因公司根据与NASA的合同，提出了题为“三组元发动机研究”的研究报告。该报告对三组元发动机的可行性、三组元发动机的各种循环以及三组元发动机的各种模式进行了分析。

在完成航天飞机的研究任务后，1984年美国总统里根在国家空间战略咨文中，为了继续保持美国在空间技术上的领先地位，要求国防部与NASA共同规划确定1995〜2010年间美国的运载器发展途径。为此，1984年10月国防部号NASA开始组织了新的论证工作。与此同时，在NASA马歇尔飞行中心主持下，洛克达因公司、普惠公司和航空喷气发动机公司三家火箭发动机承包商开展了下一代天地往返运输系统助推发动机(STBE)的方案论证。在这次方案论证中，一种适用于大型运载器的新型三组元发动机方案被提了出来。这种三组元发动机用氧、烃和少量液氢作推进剂，液氢冷却推力室后再怍为发生器的工质去驱动涡轮泵。三家公司一致认为氧/烃/氢三组元发动机的优点是：

（1）高性能，可以用常规循环达到高室压和高比冲；

（2）消除了烃类燃料的结焦和积碳问题；

（3）可以直接利用与继承航天飞机主发动机的推力室及涡轮泵技术；

（4）降低了新型助推发动机的研制风险，缩短了研制周期；

（5）提高/可靠性与使用维护性能。

随后，各公司相继发表了他们所承担的STBE研究合同报告，其中比较有代表性的为普惠公司的三组元发动机方案。该方案烃类推进剂选用甲烷，推力室压力24MPa,真空推力3000kN，真空比推力3600N·s/kg，面积比55。发动机采用发生器循环，液氢从喷管面积比为4:1处进入推力室夹层，冷却推力室后一部分用作涡轮工质，一部分与甲烷在混合器中混合后进入推力室头部。

前苏联的研究历程

原苏联（独联体)对三组元发动机也十分重视。能源号总设计师古巴诺夫在美国召开的第二十七届推进年会上介绍/他们的三组元发动机方案。三组元发动机作为独联体下一代新型动力装置已被提到议事日程。独联体的三组元发动机第一工况真空最大推力2000kN，组元为氢、氧和煤油。第二飞行工况组元转为氢、氧，推力为800kN。第一工况比冲4076N·s/kg，第二工况比冲4528N·s/kg。推力室由三组元喷嘴头部与一个共用身部组成。发动机有可伸缩喷管，大喷管采用气膜冷却方法。在第一工况中，冷却剂用液氢，占燃料总流量的5%。涡轮工作介质采用富氧燃气。每个组元有各自独立的涡轮泵。第一工况推力室压力35MPa，第二工况室压14MPa。为了保证高室压，涡轮燃气入口温度比较高。第一工况时，全部液氧与一小部分烃燃料用于生成富氧燃气，其余烃燃料与全部液氢进入推力室。第二工况时，推力室组元为液氧、液氢，发生器组元为液氧/烃。发生器与推力室点火用自燃燃料，发动机用气动控制活门控制，气源为高压氦氮气。贮箱增压用氢与氦气。

我国情况

近年来，我国也对三组元发动机开展了研究工作，开发了一种内混合三组元同轴喷嘴，并首次用氧/丙烷/氢完成了三组元高压燃烧试验，表明：三组元推进剂点火可靠，燃烧稳定，是一种可行的方案。