为了适应卫星等有效载荷质量不断増长的需求，以及当前国际航天发射市场激烈竞争的形势，各国除了对现有运载火箭型号进行改进以外，都在积极研製新型运载火箭及其动力装置，以实现提高运载能力、降低运载成本、増加可靠性和适应任务能力的目标。

以液氢液氧为推进剂的火箭发动机，由于其高性能无污染等特点，无论在一次使用型运载火箭或未来的可重複使用的单级入轨运载器上都占有极其重要的地位氢氧发动机的研製和不断改进提高，己成为各国航天技术发展的必由之路。

1、吹除与预冷系统

氢/氧推进剂由于沸点与密度都很低，这给氢/氧发动机设计带来一些不同于常规推进剂发动机的设计特点。其中，氢/氧发动机在起动前必须进行吹除预冷程式就是其显着特点之一。氢/氧发动机起动前的吹除预冷程式的目的是要保证输送导管与泵内于起动前无空气、水气及杂质并使推进剂呈液态，以便保证涡轮泵能够正常起动。一旦发动机正常起动后，其工作就与一般推进剂发动机的工作一样。

2、起动系统

起动系统是发动机由非工作状态向主级工作状态加速过渡的动力系统。HM7和HM60採用火药起动器；J-2採用氢起动瓶；RL-10则为主系统自身起动;而太空梭主发动机的起动较为先进，它是用电脑程式控制的。

3、推进剂输送系统

推进剂输送系统包括燃烧室推进剂供应系统和燃气发生器供应系统。

除採用高压补燃系统的太空梭主发动机外，其它几种发动机均为常规的涡轮泵式供应系统，其主系统的构成基本相同。它们都包括：液氢、液氧涡轮泵、推进剂主活门、点火装置、推力室及输送导管。

4、推进剂调节及利用系统

发动机推进剂调节与利用系统是指发动机推力和混合比精度控制并保证贮箱推进剂同时耗尽的控制系统。

从1958年美国开始研製世界上第1台氢氧发动机RL-10至今，氢氧发动机用于火箭推进已有半个世纪的历史，其发展历程（见图1）可大致的分为3个发展阶段：

第1阶段为20世纪50年代中期到60年代末，是氢氧发动机的初步发展时期，各国通过小推力发动机的研製，基本掌握了氢氧发动机的设计、生产和试验技术；

第2阶段为20世纪70年代初期至80年代末，是氢氧发动机的全面发展时期，其特点是突出发动机性能，推力等级都在百吨级以上，发动机套用日趋广泛；

第3阶段为20世纪90年代初期至今，是氢氧发动机的进一步发展阶段，其研製特点是兼顾可靠性和研製成本，同时在发动机性能和技术水平上也有一定发展和突破，如採用泵后摆方式，适当提高推力室压力和发动机混合比等，使得运载火箭的运载能力和可靠性得到了进一步提高。

美国波音公司于1995年开始研製德尔它3运载火箭，它的地球同步转移轨道运载能力可达3.8t，几乎是原德尔它2火箭的两倍德尔它3火箭的最重大改进之一是採用了低温上面级，用RL10B-2氢氧发动机作为它的动力装置。该发动机有一个大面积比、碳-碳材料、可伸展的喷管延伸段，其真空比沖达466.5。德尔它3火箭先后在1998年8月、1999年5月进行了第1、2次飞行，由于火箭控制系统及燃烧室釺焊方面的故障，飞行失败。2000年8月进行了第3次飞行，取得成功。

波音公司还正在为美国空军负责的改进型一次性使用运载火箭计画研製德尔它4系列运载火箭。美国空军计画的要求是通过採用低成本的通用助推级，使运载成本下降50%。儘管德尔它火箭已有40年用煤油做燃料的历史，但在开始研製德尔它4火箭时，决定採用由洛克达因公司新研製的RS-68氢氧发动机作为通用助推级的动力装置，因液氢有较高的性能（约高30%),这样可使发动机设计简单，成本降低。

RS-68发动机的真空推力达338.2t,真空比沖410。它是当时世界上推力最大的氢氧发动机。该发动机的一个显着特点是追求低成本、高可靠性的目标通过简化系统，减少零部件数量，採用燃气发生器循环、中等的燃烧室压力（9.72MPa)，烧蚀式喷管等一系列措施，使发动机的成本、研製周期大为减少。1999年7月，RS-68发动机在额定推力工况下试车成功，在2001年用于德尔它4火箭的飞行试验。

为了进一步降低运载成本，美国国家航宇局正在开展可重複使用运载器研製计画。1996年7月，航宇局选定洛克希德-马丁公司的冒险星方案，并由该公司设计、製造和试验冒险星的缩比试验件——X-33验证机。这种单级入轨运载器的验证机採用两台代号为XRS-2200的氢氧发动机作动力装置。为了适应单级入轨火箭的工作特点，XRS-2200发动机採用了具有高度补偿性能的气动塞式喷管，发动机的海平面推力93.7t，海平面比沖339s，真空推力121.5t，真空比沖439s。

至2000年5月，XRS-2200发动机己完成预定的14次单机试验在5月12日进行的第14次试验时，发动机持续工作时间达290s从2000年10月开始，将进行两台XRS-2200发动机并联的双机试车这种试车将一直进行至2001年上半年。

由法、德等欧洲国家共同研製的大型运载火箭阿里安5己于1999年12月，2000年3月、9月、11月和12月成功地进行了5次商业发射，将来，它将取代目前使用的阿里安4火箭。阿里安5火箭的芯级採用火神大推力氢氧发动机，该发动机採用燃气发生器循环方式，真空推力116.8t，真空比沖431.2s。

为了进一步提高阿里安5火箭的运载能力和降低成本，欧洲空间局于1995年开始就进行了阿里安5改进型火箭的研製工作。

阿里安5改进型火箭的芯级将採用火神II发动机，它由火神发动机作局部改进而成，如将发动机混合比由5.3増加至6.2,喷管面积比由45増至60,涡轮废气排入喷管等。发动机真空推力137.6t，真空比沖434s。至2000年7月，火神II发动机己完成试车35次，累计工作时间8950s该发动机将于2002年2月参加阿里安5改进型火箭的首次飞行试验。

此外，欧空局还正在研製用于阿里安5改进型火箭的低温上面级，目前阿里安5火箭的第2级採用可贮存推进剂N2O4/MMH，发动机代号为Aestus，真空推力283t新研製的低温上面级将分为两步实现：第1步为ESC-A低温级，採用目前阿里安4火箭的第3级氢氧发动机HM7-B，真空推力66t，真空比沖445s，发动机工作时间945s，不能多次启动;第2步为ESC-B低温级，採用新研製的氢氧发动机VINCI，该发动机真空推力15.8t,真空比沖467.5s,具有再启动能力。它採用膨胀循环和可伸展式的複合材料喷管延伸段。VINCI发动机将于2006年初投入使用。

H-IIA火箭的研製开始于1995年，它的目标是要使火箭的製造和发射成本较H-II降低50%左右。H-11A的芯级第1级将採用LE-7A氢氧发动机.为降低成本，较原LE-7氢氧发动机作了很多简化改进，如燃烧室上减少喷嘴和隔板数目，取消声腔，喷管面积増大10%，喷管下段改为单壁结构等。

最近己进行了两次H-IIA火箭一级静态点火试验，第1次试验于2000年6月20日进行，LE-7A发动机持续工作10s，按计画获得了所需数据。7月5日进行了第2次试验，但出现了故障，LE-7A发动机液氢涡轮泵上的一个阀门没有关闭。8月23日，成功地进行了持续工作150s的试验。

H-IIA火箭的第2级採用LE-5B氢氧发动机。与LE-5A发动机相比，LE-5B的最大更改处为由燃烧室冷却套获得驱动涡轮的燃气，而不是从喷管延伸段冷却套获得。这样可在地面试车台上进行发动机推力、混合比的调整试验，而不需在高空模拟试车台上进行。为了适应发动机循环方式的这种变化，燃烧室也由原来的镍合金管束釺焊结构改为铜合金铣槽结构，由于铜的导热性好，因此使得冷却剂的出口温度高，有利于涡轮的驱动。

由于燃烧室、喷管延伸段等的结构简化，以及可在地面试车台上进行试验等改进，LE-5B发动机的成本，将可降低40%~50%。2000年9月4日和8日，LE-5B发动机成功地进行了两次试验，试验中发动机持续工作了50s按计画，H-IIA火箭于2001年夏进行首次飞行。

印度从1973年开始在探空火箭的基础上研製运载火箭。至1994年，己先后研製成功卫星运载火箭3(SLV-3)、加大推力卫星运载火箭（ASLV)，极地轨道卫星运载火箭（PSLV)。目前正在研製地球同步轨道卫星运载火箭（GSLV)。

印度曾与俄罗斯达成协定，由俄罗斯向印度提供地球同步轨道卫星运载火箭第1次飞行所需的氢氧发动机，并向印度空间研究组织转让低温技术，但美国声称该协定违反了飞弹技术控制制度的规定，要对印度、俄罗斯进行制裁。1993年将协定限制于向印度出售7台KVD-1发动机，价值2.5~3亿美元，而不含任何技术转让。

KVD-1发动机的推力为7.5t，真空比沖为461s，採用分级燃烧循环印度将于2001年进行地球同步轨道运载火箭的第1次飞行试验，它所需要的第3级氢氧发动机己由俄罗斯于1998年9月交付给印度。

印度于1993年开始自行设计推力为7.5t的发动机，1998年2月，用液氢液氧进行了挤压式供应系统热试车，取得成功，但与採用涡轮泵供应系统的飞行发动机尚有较大距离。今年2月16日，印度对自己研製的低温发动机进行了首次点火试验，因出现故障仅工作了15s，这使印度空间研究组织不得不将採用自己研製的低温发动机的地球同步卫星运载火箭的发射推迟到2003年。

我国的氢氧发动机虽然在上世纪70年代就开始研製，但至今仅有两种小型氢氧发动机YF-73和YF-75投入使用，最大推力不过8吨。YF-77虽然已经定型投产，但其50吨的推力在各国的氢氧发动机中仍然属于推力较小的型号。因此，研发新一代大推力氢氧发动机是中国航天工业下一步的重要目标。

中国的长征五号运载火箭基于120吨级推力的YF-100液氧煤油发动机和50吨级推力的YF-77液氢液氧发动机。这两款新型发动机的推力和比沖都较小，尚未实用、性能已经落后，导致长征5号各构型需要使用的发动机数量都比较多。如系列中运载能力最强的长征5E，共有8台YF-100液氧煤油发动机、2台YF-77和2台YF-75D氢氧发动机；而运载能力相当的美国重型德尔塔4只有4台氢氧发动机。发动机数量过多会增加火箭製造成本、也会对火箭发射的可靠係数带来影响。

航空专家指出，考察液体火箭发动机主要有2个指标，一个是最大推力，另外一个是比沖。在相同的发射重量下，火箭发动机的比沖越高，火箭的运载能力就越强；火箭发动机最大推力越大，所需的发动机数量就越少。资料显示国外目前均採用推力较大、比沖较高的高性能火箭发动机。而与美俄等先进航空大国的航空发动机数据相比，中国的液态氢氧发动机技术的确还落后不少。

国际公开资料显示，美国宇宙神5火箭使用引进的俄罗斯RD-180液氧煤油发动机，真空最大推力4320千牛，真空比沖337.8秒；俄罗斯质子火箭的RD-253液氧煤油发动机虽然相当老旧，但使用分级燃烧循环设计，真空最大推力仍然达到1830千牛，真空比沖316秒。在氢氧发动机方面，美国的德尔塔4火箭使用本国普惠公司生产的RD-68大推力氢氧发动机，这也是世界上推力最大的氢氧发动机，真空最大推力3445千牛，真空比沖409秒；欧空局的Ariane5火箭使用法国斯奈克玛公司的Vulcain2氢氧发动机，真空最大推力1340千牛，真空比沖431秒；日本H-IIA/IIB使用本国的LE-7A氢氧发动机，最大推力1098千牛，真空比沖442秒。相对来看，YF-100液氧煤油发动机真空最大推力为1340千牛，真空比沖约330秒；YF-77液氧液氧发动机真空最大推力约为70千牛，真空比沖428秒。在主要的地面启动液氧煤油发动机中，YF-100性能仅仅超过了老式的RS-27、RD-107和SpaceX廉价的Merlin等发动机，YF-77液氢液氧发动机更是在主流氢氧发动机中推力和比沖双垫底。

大推力航天火箭液态氢氧发动机，在大尺寸複杂曲面精密成形、精密数控加工、多种焊接技术、部组件装配试验、特殊表面涂层、超低温密封件等多项技术上，都提出了更高的挑战性要求，推力室、发动机喷管、阀门、涡轮泵等一系列关键零件製造技术需要研究突破。所以无论从航天工业基础还是材料领域，美俄等西方航天大国都认为中国在短时间内很难获得突破。然而在北京国防科技工业军民融合发展成果展上中国首台自主研製的大推力低温氢氧发动机---YF-77液氢液氧发动机正式曝光了。另外在2013年初，中国运载火箭技术研究院下属首都航天机械公司宣布启动“220吨级氢氧发动机”预先研究工作，该型发动机将用于中国航天重型运载火箭。