航天推进技术研究院开展了200 t级全流量补燃循环液氧甲烷火箭发动机研制工作，发动机海平面比冲为327 s，达到世界一流性能指标。作为未来重型火箭一、二级发动机的主要方案之一，已完成发动机系统方案论证和设计、发生器/推力室单喷嘴和部分材料疲劳特性等基础性研究、富氧/富燃发生器缩尺件和推力室多喷嘴试验件等缩比热试研究。完成了火炬点火系统、富氧发生器、低温流量调节器、低温轴承和脱开式密封等全尺寸产品试验验证。初步验证了大流量液氧甲烷推进剂点火、富氧和富燃液液喷注燃烧、低温流量调节器流量精准控制等关键技术。图1是该发动机富氧发生器缩尺件点火试验，试验考核了该发生器在25%～110%工况点火流量下的适应性。图2展示了推力室多喷嘴试验件热试，验证了真实热力环境下的推力室的发汗冷却性能。（本文不代表国家队的最新进展！）