重复使用发动机是实现航天运输系统降本增效与高频进出空间的关键支撑，其研制工作面临低温推进剂相变、热防护、结构疲劳等一系列技术挑战。为加快突破制约我国重复使用发动机工程化应用及性能提升的核心技术瓶颈，现以航天液体动力全国重点实验室名义发布《重复使用发动机核心基础科学问题指南》，旨在明确重点研究方向，联合优势单位集中攻关，为后续高性能重复使用发动机关键技术突破提供支撑。

对于多次起动低温发动机而言，发动机起动前、关机后及多次起动间歇需要对发动机内腔进行低温推进剂预冷、吹除及充填，然而较大的预冷、吹除及充填量会增加低温推进剂及吹除气的耗量，影响火箭运载能力，亟需对上述瞬态过程机理开展深入研究，进一步优化预冷、吹除方案。在后续研制工作中，也亟需解决“面关机”针栓喷注器起动时序控制难题，支撑发动机技术登顶。

1、“面关机”结构开启过程中推进剂流动建立与多通道分配的瞬态演化机制；

2、预冷、吹除及充填过程气液夹带、强温差驱动下流固瞬态换热的动力学机制和多尺度响应机理。

1、吹除过程气液夹带机理与低维预测模型研究；

2、面关机开启过程推进剂流动动力学特征研究；

3、低温推进剂预冷充填过程中强非定常换热与压力及温度演化机理研究。

1、同等吹除效果下，吹除气量下降≥40%；

2、同等预冷效果下，预冷排放量下降≥30%；

3、预冷、吹除及充填仿真误差≤5%；

4、“面关机”开启瞬态流场仿真精度通过试验验证。

1、预冷、吹除及充填两相流仿真模型1套；

2、研究报告3篇；

3、核心及以上论文2篇；

4、受理专利1项。

12个月。

150万。

王老师：17391937145

杨老师：17792242860

面关机技术是针栓式喷注器独有的一项技术，除实现推进剂喷注燃烧组织功能外，还兼具阀门的通断功能，其显著优势为减小发动机起动响应时间、降低后效冲量，有利于回收过程箭体姿态控制。面关机针栓喷注器面临高效燃烧组织、可靠热防护、喷注-密封-作动一体化集成设计等难题，明晰面关机喷注器的热环境，获得喷注器流固热耦合作用机制是亟需解决的问题。

1、反复热循环及机械冲击下喷注器面磨损、间隙变化规律；

2、关机瞬间推进剂残留燃烧、高温燃气回浸与针栓热变形及接触应力耦合作用机理。

1、面关机针栓喷注器流固热耦合分析方法研究；

2、面关机针栓喷注器流固热耦合仿真与结构变形控制研究；

3、面关机针栓喷注器煤油防冻结控制研究。

1、喷注器热环境预示偏差＜10%；

2、与煤油接触的喷注器结构温度≥-60°C；

1、流固热耦合分析模型1套；

2、研究报告4篇；核心及以上论文2篇。

12个月。

150万。

宋老师：18091384243

杨老师：18710552123

新型先进重复使用发动机推力室身部工作在高/低温、超高压力和大热流环境下，内壁须采用高导热铜合金材料，由于再生冷却通道内压力显著高于传统推力室，对材料的短时力学性能、持久和蠕变性能、疲劳性能以及成形工艺性能等提出了更高要求；青铜、锆铜等传统铜合金材料不能满足发动机发展的需要，亟需进一步提升铜合金力学性能，探索和研制新型高强高导铜合金材料，构建发动机成形制造条件和服役条件下力学性能数据库，为重复使用发动机工程化应用奠定基础。

1、高体积分数增强体铜基复合熔体粘滞效应与雾化破碎失稳机理；

2、合金元素与增强体交互作用强韧化及强度-导热协同调控机制；

3、极限服役环境下铜合金热-力-组织演变规律与力学性能稳定性。

1、合金元素与增强体协同作用下铜基材强度-导热性能优化调控研究；

2、成形工艺条件下新型铜合金材料力学特性研究；

3、重复使用服役条件下新型铜合金性能数据库；

4、新型高强高导铜合金材料制备与评估。

1、材料的性能指标；

1）模拟钎焊热环境前铜合金基体常温直径扩口率≥42%；

2）模拟钎焊热环境条件后，材料力学性能满足表1要求；

3）模拟钎焊热环境条件后铜合金基材常温导热系数≥270W/(m·K)，600℃≥250W/(m·K)；

2、服役条件下材料考核：材料通过常温下模盒液压试验。

1、新型高强高导铜合金材料及样件；

2、典型服役条件下新型高强高导铜合金材料性能测试报告、数据库；

3、研究报告2篇。

12个月。

100万。

李老师：18809180577

张老师：13389213469

重复使用发动机大量使用电磁和电机驱动的阀门，这类阀门在启闭或调节过程中伴随着电、磁、流体、运动等多物理场相互耦合，其电流数据可直接表征阀门的动作与健康状态。目前，对测试数据挖掘不足，难以有效提取和识别微小且隐含的早期故障特征，亟需开展先进的信号处理与机器学习理论与方法研究，提高故障识别率。

1、电磁驱动装置多物理场耦合作用机理；

2、电磁驱动装置电流动态时序数据预测机理；

3、基于电流数据的早期故障特征演化及提取机理。

1、研究电流数据的多尺度动态时序模型构建方法，实现基于电磁驱动装置历史数据的预测；

2、研究高斯混合模型的早期微弱故障检测方法；

3、研究数据和模型协同的高精度模型构建以及故障仿真。

1、针对电磁驱动装置状态评估准确率≥90%；

2、基于高精度仿真模型的故障模拟偏差≤5%。

1、电磁驱动装置故障智能识别及模拟软件2套；

2、研究报告1篇；

3、核心及以上论文2篇。

12个月。

150万。

赵老师：18049284637

周老师：18729231578

随着发动机向高推质比和长寿命方向发展，换热结构多采用多槽道流动换热方式，同时通过增材制造工艺实现复杂结构成型，迫切需要突破大规模复杂结构多学科耦合高效仿真分析与考虑增材制造工艺影响的结构损伤机理与寿命评估验证技术，为重复使用发动机高可靠性长寿命设计提供理论支撑。

1、力热耦合环境增材制造结构疲劳损伤演化与失效机理；

2、多轴应力状态结构模拟件等效损伤设计方法。

1、多槽道换热结构多学科耦合仿真分析技术研究；

2、增材制造换热结构疲劳寿命评估技术研究；

3、力热耦合环境换热结构疲劳寿命模拟件设计与试验技术。

1、换热结构流阻与温升仿真分析结果与试验测试结果误差均≤5%；

2、建立增材制造换热结构疲劳寿命评估方法，并通过典型模拟件试验考核验证，仿真结果在试验测试结果的3倍分散带以内。

1、换热结构流动传热仿真分析模型1套；

2、换热结构疲劳寿命仿真分析模型1套；

3、增材制造结构疲劳寿命模拟件试验件；

4、研究报告1篇、核心及以上论文2篇、受理专利2项。

12个月。

150万。

刘老师：15938423261

贾老师：18161969773

掌握合适的燃烧反应机理，是实现对发动机点火及稳态燃烧过程精确预示的重要前提。对于全流量补燃循环液氧甲烷发动机来说，其燃气发生器和推力室覆盖了从高富燃到近当量及高富氧的宽混合比范围，发动机地面及回收点火过程也面临着宽压力、宽温度范围的挑战。为此，要实现对发动机全工作场景下点火及稳态燃烧过程的精确预示亟需构建高精度和宽适用范围的氧/甲烷燃烧反应机理。

1、宽范围（宽混合比、压力和温度范围）下，氧/甲烷燃烧反应机理；

2、混合比、压力和温度对氧/甲烷层流火焰传播速度、着火延迟时间的作用机制。

1、宽范围（宽混合比、宽压力和温度范围）下氧/甲烷反应机理构建；

2、氧/甲烷层流火焰传播速度测量实验；

3、氧/甲烷着火延迟时间测量实验；

4、液氧/甲烷模型燃烧室燃烧流场算例验证。

1、氧/甲烷层流火焰传播速度测量实验压力范围为0.01~5atm，温度范围为-15~200℃，当量比范围为0.2~2.5；

2、氧/甲烷着火延迟时间测量实验的压力范围为5~40atm，温度范围为250~750℃，当量比范围为0.2~2.5，获得的氧/甲烷着火延迟时间需校正至“定容绝热”条件；

3、氧/甲烷反应机理的物种数量≤38个，反应机理预测的层流火焰传播速度、着火延迟时间与试验值偏差≤5%；

4、液氧/甲烷模型燃烧室燃烧流场仿真得到的燃烧特征速度与试验值偏差≤2%。

1、氧/甲烷燃烧反应机理1套；

2、研究报告3篇；

3、核心及以上论文2篇。

12个月。

150万。

张老师：18991281247

刘老师：15339159820

重复使用液氧甲烷发动机在上升段和返回段工作时，由于富氧发生器点火时刻环境背压显著不同，导致初始火炬燃气扩散、氧补燃与火焰传播等特性存在差异，现有点火燃烧模拟方法不能准确预示地面/高空点火特性，这给富氧发生器点火起动时序设计带来挑战。

1、环境压力对燃气扩散和补燃特性的影响机理；

2、富氧条件下多喷嘴火焰传播机制。

1、氧/甲烷火炬燃气扩散和补燃特性仿真研究；

2、富氧不同背压下单喷嘴点火特性仿真研究；

3、富氧不同背压下多喷嘴火焰传播特性仿真研究。

1、液氧/液甲烷富氧地面条件下，模型燃烧室点火延迟时间仿真结果与热试结果偏差≤15%；

2、液氧/液甲烷点火仿真模型适用最低环境背压≤50Pa。

1、液氧/液甲烷点火仿真模型1套；

2、地面/高空点火算例2个；

3、研究报告3篇；

4、核心及以上论文1篇。

12个月。

100万。

于老师：15686070278

房老师：15191888275

燃烧不稳定是液体火箭发动机研制中面临的最大挑战之一。热声耦合引发的高频燃烧不稳定危害大、影响因素多、机理复杂。亟需应用高保真的数值仿真方法结合实验现象对喷注器流动和燃烧耦合、燃烧释热与声场耦合的机理及影响机制进行深入研究。

1、同轴喷注器流动和燃烧过程的耦合机制；

2、同轴喷注器燃烧释热和声场的耦合机制。

1、同轴喷注器流动稳定性仿真研究；

2、同轴喷注器流动和燃烧相互作用的仿真研究；

3、同轴喷注器燃烧释热和声场耦合过程的仿真研究。

1、流动不稳定频率仿真结果与实验结果偏差≤10%；

2、燃烧不稳定频率仿真结果与实验结果偏差≤10%。

1、流动和燃烧仿真模型1套；

2、流动燃烧过程算例不少于3个；

3、研究报告3篇；

4、核心及以上论文1篇。

12个月。

100万。

杨老师：18792632648

李老师：15902965275

对于涡轮组件而言，在高温、长程服役以及多次起动的力热载荷下，不但涡轮盘体承受高温低周疲劳载荷，涡轮叶片也易发生蠕变现象，引发动静叶小间隙碰摩、静叶大载荷下连接螺栓断裂等新问题。亟需开展长程工作下涡轮动叶蠕变特性研究，分析涡轮静叶的力热载荷与转静连接结构失效形式，支撑涡轮组件精细化设计。

1、高温长程工作下涡轮动叶蠕变现象演化机理；

2、力热载荷下涡轮叶盘与转静连接结构疲劳性能演化规律。

1、大范围变工况下多级涡轮组件动载荷分析；

2、长程变工况下涡轮动叶蠕变性能研究；

3、力热载荷下多级涡轮组件叶盘与转静连接结构疲劳性能研究；

4、多级涡轮组件长程服役力热载荷模拟与安全性验证技术。

1、不少于3个典型温度点的涡轮动叶蠕变性能研究中高温考核≥20000s，最高温度≥800℃；

2、最高温度不低于750℃条件下，多级涡轮极限转速误差≤10%；

3、力热载荷下涡轮组件高温低周疲劳验证，循环次数≥240次。

1、涡轮动叶蠕变性能分析模型、高温离心载荷下转子极限载荷分析模型、力热耦合下涡轮组件分析模型各1套；

2、模拟多级涡轮试验件1套；

3、研究报告4篇、核心及以上论文2篇、受理专利3项。

12个月。

200万。

侯老师：18309273091

叶老师：17391866248

重复使用发动机小管路在多循环飞行中面临多源宽频交变载荷导致的疲劳失效问题，现有疲劳寿命评估方法难以准确表征多源复合载荷作用下小管路损伤演化规律，缺少精细化建模方法与多尺度验证手段，严重制约小管路多轮次服用后的寿命精准预示与安全阈值评定。

1、大长径比柔性管路多源载荷传递机理；

2、高低周动—静复合载荷循环下薄壁结构疲劳损伤机理。

1、基于稀疏测量映射的典型小管路多源宽频载荷识别方法研究；

2、多源动载荷下典型承压小管路动力学响应精细化建模方法研究；

3、跨工况一致损伤演化机理与重复使用寿命评估方法研究；

4、循环动载荷下典型承压小管路使用寿命多尺度试验验证技术研究。

1、多源动载荷下承压小管路动力学应变响应与试验结果误差≤20%；

2、多源动载荷下承压小管路重复使用寿命评估在试验结果的3倍误差带内。

1、典型承压小管路重复使用寿命分析模型1套；

2、研究报告3篇；

3、核心及以上论文2篇；

4、受理发明专利1项。

12个月。

100万。

宋老师：17702968280

王老师：17782478805

1、已获得重点实验室基金项目支持但尚未结题的项目负责人不得申请。

2、项目建议书模板见附件，密级为公开，申报前需完成本单位保密审查并提供证明材料。

3、指南经费为控制经费，实际经费以专家审查为准。

4、需要提交的材料：

（1）纸质《项目建议书》一式1份，纸质《保密审查证明》一式1份，均需加盖单位公章；

（2）电子版《项目建议书》Word版、PDF版（命名格式“单位名称-项目名称-负责人”标注）；

（3）开放项目研究获得成果归航天液体动力全国重点实验室所有，发表与开放项目相关的论文，须署名航天液体动力全国重点实验室；

（4）本次公开发布的指南条目不接受现场递交材料。申报人员请将纸质材料寄至各项目联系人，电子版发送至各项目联系人邮箱。纸质版与电子版受理时间截止2026年5月28日（以收到材料为准）。

2026对外开放项目建议书-模板-cf12号20260421公开.doc

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