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摘要
1.5 tf再生冷却液体火箭发动机用于我国载人登月新一代载人飞船主动力，具备高可靠、高比冲和多次点火启动等能力。头部采用多组喷注单元同心圆排列的直流互击式喷注器，身部燃烧室采用增材制造中逐层熔覆的激光选区熔化技术制备，喷管延伸段采用轻质C/SiC复合材料制备，两者通过螺栓、法兰连接和柔性石墨密封。采用再生冷却、液膜冷却和辐射冷却的组合热防护方式加强身部冷却效果，双密封联动的低流阻气动电磁阀控制推进剂流动。通过设计和工艺联合攻关，初步突破了高性能稳定燃烧和可靠冷却、再生冷却身部一体化增材制造、大尺寸复合材料喷管成形和连接等关键技术，通过了地面热试车和高空模拟热试车验证。发动机工作稳定，再生冷却温升裕度大，实测真空比冲为315.3 s,达到相同系统参数下国际先进水平，主要技术指标满足设计要求，为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。
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单位上海空间推进研究所
