發展背景
為了適應衛星等有效載荷質量不斷増長的需求，以及當前國際航天發射市場激烈競爭的形勢，各國除了對現有運載火箭型號進行改進以外，都在積極研製新型運載火箭及其動力裝置，以實現提高運載能力、降低運載成本、増加可靠性和適應任務能力的目標。
以液氫液氧為推進劑的火箭發動機，由於其高性能無污染等特點，無論在一次使用型運載火箭或未來的可重複使用的單級入軌運載器上都占有極其重要的地位氫氧發動機的研製和不斷改進提高，己成為各國航天技術發展的必由之路。
系統構成
1、吹除與預冷系統
氫/氧推進劑由於沸點與密度都很低，這給氫/氧發動機設計帶來一些不同於常規推進劑發動機的設計特點。其中，氫/氧發動機在起動前必須進行吹除預冷程式就是其顯著特點之一。氫/氧發動機起動前的吹除預冷程式的目的是要保證輸送導管與泵內於起動前無空氣、水氣及雜質並使推進劑呈液態，以便保證渦輪泵能夠正常起動。一旦發動機正常起動後，其工作就與一般推進劑發動機的工作一樣。
2、起動系統
起動系統是發動機由非工作狀態向主級工作狀態加速過渡的動力系統。HM7和HM60採用火藥起動器；J-2採用氫起動瓶；RL-10則為主系統自身起動;而太空梭主發動機的起動較為先進，它是用電腦程式控制的。
3、推進劑輸送系統
推進劑輸送系統包括燃燒室推進劑供應系統和燃氣發生器供應系統。
除採用高壓補燃系統的太空梭主發動機外，其它幾種發動機均為常規的渦輪泵式供應系統，其主系統的構成基本相同。它們都包括：液氫、液氧渦輪泵、推進劑主活門、點火裝置、推力室及輸送導管。
4、推進劑調節及利用系統
發動機推進劑調節與利用系統是指發動機推力和混合比精度控制並保證貯箱推進劑同時耗盡的控制系統。
發展趨勢
氫氧發動機從1958年美國開始研製世界上第1台氫氧發動機RL-10至今，氫氧發動機用於火箭推進已有半個世紀的歷史，其發展歷程（見圖1）可大致的分為3個發展階段：
第1階段為20世紀50年代中期到60年代末，是氫氧發動機的初步發展時期，各國通過小推力發動機的研製，基本掌握了氫氧發動機的設計、生產和試驗技術；
第2階段為20世紀70年代初期至80年代末，是氫氧發動機的全面發展時期，其特點是突出發動機性能，推力等級都在百噸級以上，發動機套用日趨廣泛；
第3階段為20世紀90年代初期至今，是氫氧發動機的進一步發展階段，其研製特點是兼顧可靠性和研製成本，同時在發動機性能和技術水平上也有一定發展和突破，如採用泵後擺方式，適當提高推力室壓力和發動機混合比等，使得運載火箭的運載能力和可靠性得到了進一步提高。
國外研究概況
美國
美國波音公司於1995年開始研製德爾它3運載火箭，它的地球同步轉移軌道運載能力可達3.8t，幾乎是原德爾它2火箭的兩倍德爾它3火箭的最重大改進之一是採用了低溫上面級，用RL10B-2氫氧發動機作為它的動力裝置。該發動機有一個大面積比、碳-碳材料、可伸展的噴管延伸段，其真空比沖達466.5。德爾它3火箭先後在1998年8月、1999年5月進行了第1、2次飛行，由於火箭控制系統及燃燒室釺焊方面的故障，飛行失敗。2000年8月進行了第3次飛行，取得成功。
波音公司還正在為美國空軍負責的改進型一次性使用運載火箭計畫研製德爾它4系列運載火箭。美國空軍計畫的要求是通過採用低成本的通用助推級，使運載成本下降50%。儘管德爾它火箭已有40年用煤油做燃料的歷史，但在開始研製德爾它4火箭時，決定採用由洛克達因公司新研製的RS-68氫氧發動機作為通用助推級的動力裝置，因液氫有較高的性能（約高30%),這樣可使發動機設計簡單，成本降低。
RS-68發動機的真空推力達338.2t,真空比沖410。它是當時世界上推力最大的氫氧發動機。該發動機的一個顯著特點是追求低成本、高可靠性的目標通過簡化系統，減少零部件數量，採用燃氣發生器循環、中等的燃燒室壓力（9.72MPa)，燒蝕式噴管等一系列措施，使發動機的成本、研製周期大為減少。1999年7月，RS-68發動機在額定推力工況下試車成功，在2001年用於德爾它4火箭的飛行試驗。
為了進一步降低運載成本，美國國家航宇局正在開展可重複使用運載器研製計畫。1996年7月，航宇局選定洛克希德-馬丁公司的冒險星方案，並由該公司設計、製造和試驗冒險星的縮比試驗件——X-33驗證機。這種單級入軌運載器的驗證機採用兩台代號為XRS-2200的氫氧發動機作動力裝置。為了適應單級入軌火箭的工作特點，XRS-2200發動機採用了具有高度補償性能的氣動塞式噴管，發動機的海平面推力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發動機己完成預定的14次單機試驗在5月12日進行的第14次試驗時，發動機持續工作時間達290s從2000年10月開始，將進行兩台XRS-2200發動機並聯的雙機試車這種試車將一直進行至2001年上半年。
歐洲
由法、德等歐洲國家共同研製的大型運載火箭阿里安5己於1999年12月，2000年3月、9月、11月和12月成功地進行了5次商業發射，將來，它將取代目前使用的阿里安4火箭。阿里安5火箭的芯級採用火神大推力氫氧發動機，該發動機採用燃氣發生器循環方式，真空推力116.8t，真空比沖431.2s。
為了進一步提高阿里安5火箭的運載能力和降低成本，歐洲空間局於1995年開始就進行了阿里安5改進型火箭的研製工作。
阿里安5改進型火箭的芯級將採用火神II發動機，它由火神發動機作局部改進而成，如將發動機混合比由5.3増加至6.2,噴管面積比由45増至60,渦輪廢氣排入噴管等。發動機真空推力137.6t，真空比沖434s。至2000年7月，火神II發動機己完成試車35次，累計工作時間8950s該發動機將於2002年2月參加阿里安5改進型火箭的首次飛行試驗。
此外，歐空局還正在研製用於阿里安5改進型火箭的低溫上面級，目前阿里安5火箭的第2級採用可貯存推進劑N2O4/MMH，發動機代號為Aestus，真空推力283t新研製的低溫上面級將分為兩步實現：第1步為ESC-A低溫級，採用目前阿里安4火箭的第3級氫氧發動機HM7-B，真空推力66t，真空比沖445s，發動機工作時間945s，不能多次啟動;第2步為ESC-B低溫級，採用新研製的氫氧發動機VINCI，該發動機真空推力15.8t,真空比沖467.5s,具有再啟動能力。它採用膨脹循環和可伸展式的複合材料噴管延伸段。VINCI發動機將於2006年初投入使用。
日本
H-IIA火箭的研製開始於1995年，它的目標是要使火箭的製造和發射成本較H-II降低50%左右。H-11A的芯級第1級將採用LE-7A氫氧發動機.為降低成本，較原LE-7氫氧發動機作了很多簡化改進，如燃燒室上減少噴嘴和隔板數目，取消聲腔，噴管面積増大10%，噴管下段改為單壁結構等。
最近己進行了兩次H-IIA火箭一級靜態點火試驗，第1次試驗於2000年6月20日進行，LE-7A發動機持續工作10s，按計畫獲得了所需數據。7月5日進行了第2次試驗，但出現了故障，LE-7A發動機液氫渦輪泵上的一個閥門沒有關閉。8月23日，成功地進行了持續工作150s的試驗。
H-IIA火箭的第2級採用LE-5B氫氧發動機。與LE-5A發動機相比，LE-5B的最大更改處為由燃燒室冷卻套獲得驅動渦輪的燃氣，而不是從噴管延伸段冷卻套獲得。這樣可在地面試車台上進行發動機推力、混合比的調整試驗，而不需在高空模擬試車台上進行。為了適應發動機循環方式的這種變化，燃燒室也由原來的鎳合金管束釺焊結構改為銅合金銑槽結構，由於銅的導熱性好，因此使得冷卻劑的出口溫度高，有利於渦輪的驅動。
由於燃燒室、噴管延伸段等的結構簡化，以及可在地面試車台上進行試驗等改進，LE-5B發動機的成本，將可降低40%~50%。2000年9月4日和8日，LE-5B發動機成功地進行了兩次試驗，試驗中發動機持續工作了50s按計畫，H-IIA火箭於2001年夏進行首次飛行。
印度
印度從1973年開始在探空火箭的基礎上研製運載火箭。至1994年，己先後研製成功衛星運載火箭3(SLV-3)、加大推力衛星運載火箭（ASLV)，極地軌道衛星運載火箭（PSLV)。目前正在研製地球同步軌道衛星運載火箭（GSLV)。
印度曾與俄羅斯達成協定，由俄羅斯向印度提供地球同步軌道衛星運載火箭第1次飛行所需的氫氧發動機，並向印度空間研究組織轉讓低溫技術，但美國聲稱該協定違反了飛彈技術控制制度的規定，要對印度、俄羅斯進行制裁。1993年將協定限制於向印度出售7台KVD-1發動機，價值2.5~3億美元，而不含任何技術轉讓。
KVD-1發動機的推力為7.5t，真空比沖為461s，採用分級燃燒循環印度將於2001年進行地球同步軌道運載火箭的第1次飛行試驗，它所需要的第3級氫氧發動機己由俄羅斯於1998年9月交付給印度。
印度於1993年開始自行設計推力為7.5t的發動機，1998年2月，用液氫液氧進行了擠壓式供應系統熱試車，取得成功，但與採用渦輪泵供應系統的飛行發動機尚有較大距離。今年2月16日，印度對自己研製的低溫發動機進行了首次點火試驗，因出現故障僅工作了15s，這使印度空間研究組織不得不將採用自己研製的低溫發動機的地球同步衛星運載火箭的發射推遲到2003年。
國內研究進展
我國的氫氧發動機雖然在上世紀70年代就開始研製，但至今僅有兩種小型氫氧發動機YF-73和YF-75投入使用，最大推力不過8噸。YF-77雖然已經定型投產，但其50噸的推力在各國的氫氧發動機中仍然屬於推力較小的型號。因此，研發新一代大推力氫氧發動機是中國航天工業下一步的重要目標。
中國的長征五號運載火箭基於120噸級推力的YF-100液氧煤油發動機和50噸級推力的YF-77液氫液氧發動機。這兩款新型發動機的推力和比沖都較小，尚未實用、性能已經落後，導致長征5號各構型需要使用的發動機數量都比較多。如系列中運載能力最強的長征5E，共有8台YF-100液氧煤油發動機、2台YF-77和2台YF-75D氫氧發動機；而運載能力相當的美國重型德爾塔4隻有4台氫氧發動機。發動機數量過多會增加火箭製造成本、也會對火箭發射的可靠係數帶來影響。
航空專家指出，考察液體火箭發動機主要有2個指標，一個是最大推力，另外一個是比沖。在相同的發射重量下，火箭發動機的比沖越高，火箭的運載能力就越強；火箭發動機最大推力越大，所需的發動機數量就越少。資料顯示國外目前均採用推力較大、比沖較高的高性能火箭發動機。而與美俄等先進航空大國的航空發動機數據相比，中國的液態氫氧發動機技術的確還落後不少。
國際公開資料顯示，美國宇宙神5火箭使用引進的俄羅斯 RD-180液氧煤油發動機，真空最大推力4320千牛，真空比沖337.8秒；俄羅斯質子火箭的RD-253液氧煤油發動機雖然相當老舊，但使用分級燃燒循環設計，真空最大推力仍然達到1830千牛，真空比沖316秒。在氫氧發動機方面，美國的德爾塔4火箭使用本國普惠公司生產的RD-68大推力氫氧發動機，這也是世界上推力最大的氫氧發動機，真空最大推力3445千牛，真空比沖409秒；歐空局的Ariane5火箭使用法國斯奈克瑪公司的Vulcain2氫氧發動機，真空最大推力1340千牛，真空比沖431秒；日本H-IIA/IIB使用本國的LE-7A氫氧發動機，最大推力1098千牛，真空比沖442秒。相對來看，YF-100液氧煤油發動機真空最大推力為1340千牛，真空比沖約330秒；YF-77液氧液氧發動機真空最大推力約為70千牛，真空比沖428秒。在主要的地面啟動液氧煤油發動機中，YF-100性能僅僅超過了老式的RS-27、RD-107和SpaceX廉價的Merlin等發動機，YF-77液氫液氧發動機更是在主流氫氧發動機中推力和比沖雙墊底。
大推力航天火箭液態氫氧發動機，在大尺寸複雜曲面精密成形、精密數控加工、多種焊接技術、部組件裝配試驗、特殊表面塗層、超低溫密封件等多項技術上，都提出了更高的挑戰性要求，推力室、發動機噴管、閥門、渦輪泵等一系列關鍵零件製造技術需要研究突破。所以無論從航天工業基礎還是材料領域，美俄等西方航天大國都認為中國在短時間內很難獲得突破。然而在北京國防科技工業軍民融合發展成果展上中國首台自主研製的大推力低溫氫氧發動機---YF-77液氫液氧發動機正式曝光了。另外在2013年初，中國運載火箭技術研究院下屬首都航天機械公司宣布啟動“220噸級氫氧發動機”預先研究工作，該型發動機將用於中國航天重型運載火箭。
