过去几年中围绕着国产大火箭的研制，“两种发动机，三种模块”的构型已经得到了航天爱好者的广泛了解，两种发动机中一是50吨级的液氢/液氧发动机，即采用燃气发生器循环的YF-77；二是120吨级的液氧/煤油发动机，即采用高压补燃循环的YF-100.不过，最近另一款发动机进入了公众的视线，这就是采用液氧/甲烷推进剂的新型60吨级发动机，它由中国航天科技集团六院11所研制，近期成功进行了首次试验。据新闻报道，从2006年以来，北京11所深入开展了60吨级液氧甲烷发动机关键技术研究。经过五年的艰苦攻关，突破了多项关键技术。
液氧/甲烷是非常古老的液体火箭发动机推进剂组合，1931年，德国研制了世界上第一台液氧/甲烷（液化天然气，LNG）发动机，开创了液氧/甲烷火箭发动机的研究历史。中国研制甲烷发动机的起点非常之早，早在1986-1987年就开展了液氧/烃发动机的预先研究工作。先后进行了煤油、甲烷、丙烷的电传热试验和推力室点火热试验，取得了实践经验。结果表明：三种燃料都能可靠点火；燃烧稳定；积碳的顺序为煤油最大，丙烷次之，甲烷最少；传热性能是甲烷最好，丙烷次之，煤油较差；结焦的顺序同积碳。但由于需要集中力量消化引进技术，并且将有限的资源集中于少数几种重点型号上，因此没有看到样机的出现，但相关的技术探索一直在进行之中。
120吨级的YF-100高压补燃煤油机和50吨级的YF-50氢氧机过去几年一直是舆论关注的重点，而近期国产液氧/甲烷试验发动机浮出水面，受到了一定的关注
航天六院11所是什么单位？
在庞大的中国航天系统中，航天六院和其他研究院一样扮演者自身特殊的角色。现在我们所说的航天六院，是2008年重组后的新六院。新六院整合了我国位于陕西、北京、上海三地的液体动力专业资源——原六院及其成员单位，以及11所、101所、上海801所等，总部设在西安，共由10个研究所、工厂组成，并控股上市公司——陕西航天动力高科技股份有限公司。新六院是我国唯一集型号和运载火箭主动力系统、轨姿控动力系统、空间飞行器推进系统的研究、设计、生产、试验于一体的航天液体动力专业研究院。在六院中11所于1958年4月创建于北京，现位于古城西安的航天城，是承担我国航天大型运载器用液体火箭发动机研究、设计、生产和试验任务的综合性工程研究设计所。六院有两座大型火箭发动机试车台，一座是位于秦岭南麓一条山沟里的常规液体火箭发动机试车台，一座是位于西安南郊的液氧煤油发动机试车台。常规液体火箭发动机试车台已经有近40年的“沟龄”，它承担了400多次发动机试车任务，曾经是亚洲最大的液体火箭发动机试车台。液氧/煤油发动机试车台是专门为YF-100试车而言之的，最大可以试验500吨级发动机，是美、俄两国之外最大的液体火箭发动机试车台。除此之外，六院还拥有全国规模最大、系统最全的泵水力试验室，全国最完善的阀门液流试验室，全国唯一的液体火箭发动机基础理论研究室。
液氧/甲烷推进剂的优缺点
从物理性能看，甲烷属于低温推进剂，沸点为-161℃，其维护使用条件与液氢基本相同。在烃类燃料中，甲烷粘性最小，是煤油的1/3.液态甲烷经过再生冷却后已接近气态或已经是气态。因此，LO2/CH4有接近LH2/LO2的特性，即在燃烧室里喷嘴雾化的液滴细，蒸发快，燃烧速率高，具有燃烧性能好、燃烧稳定性高的优点。但由于甲烷沸点比液氢高很多，因此压缩液化相对要容易很多，在贮箱的绝热设计上也更容易，加上比重要比液氢大，因此环节了贮箱结构死重问题。甲烷的另一大优点是比热高，是仅次于液氢的优良冷却剂，相比煤油不容易结焦，利用设计合理的再生冷却结构，可以带走推力室和其他热端部件的热量，并且可以采用对再生冷却有很高要求的分级燃烧循环或者膨胀循环，理论上氢氧低温发动机都具有改造为液氧/甲烷发动机的可能。膨胀循环主要用于上面级发动机，而上面级重量的减轻有助于降低下面级的性能要求，对多级火箭总体设计的全面优化有好处。即便是采用燃气发生器循环，由于结焦极限温度接近1000℃，因此可以提高燃气发生器的工作温度，甲烷燃气发生器的效率可达98%，而煤油只有62%～81%。根据液氧/甲烷发动机的优点，其应用方向包括两个方面：其一是用于可重复使用运载器，由于甲烷冷却性能良好、结焦温度高、富燃燃烧积碳少、沸点低、重复使用时无需清洗等特点，液氧/甲烷发动机是可重复使用运载器较为理想的选择；其二是用于运载器的上面级和长期在轨飞行器，由于液氧和甲烷沸点分别为90K和112K，接近空间温度，便于空间长期贮存，同时贮箱间无需特殊的绝热结构，因此液氧/甲烷发动机是未来无毒空间飞行器较好的动力选择。
“宇宙神”V运载火箭采用的RD-180高压补燃煤油发动机，采用分级循环的液氧/煤油发动机经过多年的发展已经比较成熟，和液氧/甲烷发动机相比两者各有优缺点。值得注意的是，本次试车的国产甲烷试验发动机采用的很可能是传统的燃气发生器循环，但对于分级循环的甲烷机国内已经开展预研多年了。
不过，甲烷的再生冷却优势在分级燃烧液氧/煤油出现后受到了削弱，1986年NASA曾经研究过烃类燃料与推力室壁的相容性问题，结果显示甲烷中含硫量高于5ppm时对铜内壁有明显腐蚀，而在冷却通道上镀金或铂后腐蚀明显减少，但贵金属的采用大大增加了发动机的生产成本。于此相对应的是，苏联在高压补燃煤油机上循环发过、结构设计、材料选用、燃料精炼四管齐下，使液氧/煤油发动机性能达到了与液氧/甲烷发动机相媲美的程度，这也是在一段时间内甲烷发动机受到冷遇的重要原因。另外，甲烷密度太小，饱和蒸汽压高，致密度比冲太低和泵汽蚀性能不易保证，这一特性与液氢比较类似。烃类燃料大多与液氧配伍，作为发动机推进剂组合。液氧/甲烷发动机的理论比冲比液氧/液氢发动机低很多，仅仅比液氧/煤油发动机高约100m/s，而密度比冲又比液氧/煤油发动机低很多，这导致燃料箱会有较大的结构死重。同时，甲烷的使用安全性在烃类燃料中偏低，甲烷由于分子量较小，是空气的0.57倍，即比空气轻的多，任何泄出或渗漏，都可以像液氢一样，立即上升并散失在大气中。当然，甲烷毕竟比液氢要好些，更比同属低分子量烷烃的丙烷好，因为丙烷分子量不仅比甲烷多很多，也比空气大，任何泄出或渗漏，会积聚在地面或角落里，遇明火易爆炸；丙烷的爆炸容积百分数比甲烷低的多，丙烷为2.5%～9.5%，甲烷为5%～15%；自动点火温度丙烷也比甲烷低，丙烷为450℃，甲烷为540℃。使用安全性的次序为：煤油最好，甲烷次之，丙烷最差。
甲烷发动机烧的是天然气吗？
学过中学化学的人都知道，天然气中的主要成份一般是甲烷，甲烷可以从储量丰富的天然气中获取，因此成本相对其他推进剂具有优势。但将航天级液态甲烷和液化天然气相提并论却是完全错误的，所有的天然气都是混合物，其中混有大量的杂质，而这些杂质都是必须要去除的。世界各地开采的天然气，其甲烷体积分数和质量分数都不相同，一般混有不等的丙烷等其他烃类，而加注进火箭的必须是高纯度甲烷。在所有杂质中最需要去除的是硫，而几乎所有的天然气中都含有一定量的硫。而硫具有腐蚀性，研究表明，只要甲烷推进剂中含有1ppm（百万分之一）的硫，就会导致再生冷却结构的铜合金腐蚀，因此必须要将含硫量控制到很低的水平。如果对1ppm没有概念的话，可以比较一下最常见的RP-1煤油，其含硫量只要求不超过50ppm，而苏联为了研制高压补燃煤油机，也只不过就是将含硫量控制到了20ppm以下，而甲烷如果做成火箭推进剂还要再降低两个数量级。
这是被取消的“星座”计划中“牛郎星”登月舱的下降段模组，实际上NASA计划在“牛郎星”的下降级和上升级发动机上都采用液氧/甲烷方案
这里顺便要提一下的是液氢的来源。大家都知道，电解水可以获得氢气和氧气，而电解饱和氯化钠水溶液可以获得氢气、氯气和氢氧化钠。用这两种方法都可以获得氢气，经过压缩后就可以获得液氢，这也是制备液氢燃料的传统方式。但是随着石化和煤化工业的发展，这两种高耗能的方式已经不受欢迎。在裂解石油和生产烯烃过程中可以收得一定的氢（主要用于各种炼化和石化产品的加氢精制），而利用水煤气反应净化除一氧化碳后也可以获得氢，这两种方式可以用更低的成本获得更大量的氢。其实，石油与天然气的炼化一体化和煤化工（包括利用高炉气）也能生产甲烷，这是直接分离精制天然气之外的另一大甲烷来源。但总而言之，天然气要加工成合格的火箭燃料是很复杂的，至少要经过净化脱硫程序。当然，除了纯甲烷发动机，国外也的确有液化天然气（LNG）发动机的研制，但这种液化天然气绝对不能和市售钢瓶装的那种产品相提并论。
虽然新闻报道宣告，甲烷发动机的首次试验全面验证了该发动机的关键技术，标志着我国在发展先进火箭推进技术方面取得了重大突破，但这更多地只能看作一种鼓舞士气的宣传，而非真实的科研进度。更直接一点，从来就没有一次试车便告成功的发动机，此前的50吨级氢氧机和120吨级煤油机不是，现在的60吨级甲烷机同样也不是。事实上，火箭发动机研制过程中，绝大部分成本都耗费在了试车过程中，在那一缕青烟中无数金钱被消耗掉，用烧钱来形容一点都不为过。从国内外的普遍经验来看，从历史上来看，整个火箭发动机研制成本的大约75%花费在“试验/失败/修改”（TFF）这一过程中，台架试验并不仅仅是烧掉了那么多高能燃料那么简单，需要更具试车中暴露出的各种问题反复优化工作参数和改进发动机设计。一旦出现预期之外的技术问题就需要修改设计，而每一个经过修改的设计都要重做试验以证明有效，这些都会带来成本。如果技术问题短期内无法被克服，轮番更换不同的解决方案不仅会使试车迁延日久，砸进去的金钱会像流水一样，而这些研制过程中发生的成本，最终会摊到采购成本和发射费用上去。一些成本高昂的经典发动机，例如“土星”V的F-1、航天飞机的SSME等，都是因为在试车时暴露出各种预想之外的严重问题，然后对发动机进行了许多大改动所致。
对于任何火箭发动机的研制过程而言台架试车都是最为重要的，上图为正在进行试车的洛克达因CECE试验发动机，但这次试车采用的并不是液氧/甲烷推进剂，而仍旧是液氧/液氢推进剂。喷管上可以见到相互紧靠着的大量管束是管道壁再生冷却结构，其中流动的是超临界的液氢，对于甲烷机来说再生冷却可以采用液态甲烷。
另外，很多初中级航天爱好者并不了解液体火箭发动机技术，点火技术是一个非常重要的技术环节，非自燃推进剂都需要设置专门的点火装置。更重要的是，甲烷在点火特性上有很多特殊点，简单地说就是甲烷机不容易点着，需要在设计上采取一些特殊的手段。在欧美研制甲烷发动机的过程中，点火特性是第一个需要跨越的技术门槛。对于燃气发生器循环而言，燃气发生器和推力室都需要点火装置，它们的要求也是不完全相同的。从甲烷发动机的点火技术来看，我国也的确进行了比较深入的研究，探索了化学点火剂点火、电火花点火、火药点火等不同方案。从这个意义上说，60级甲烷发动机首次试车便告成功，当然是非常可喜可贺的事情，这表明其点火装置设计基本上是成功的，但离新闻中所说的“全面验证关键技术”相差得还非常远，并不是好像新型号已经唾手可得了。而且即使是点火装置，在后续的试车中也可能更换其他方案，以进一步比较不同方案之间的优劣，因此点火这一页也不能就说已经彻底翻过去了。
上图为ATK和XCOR两家公司联合研制的甲烷发动机。甲烷发动机点火比较困难，因此点火装置设计是一大难点，国产甲烷试验发动机首次试车成功表明已经成功跨过了甲烷机的点火关，但离完成全系统的验证还有很漫长的道路要走，就连点火装置本身也需要验证和修改几个来回。
60吨级甲烷机有多先进？
甲烷发动机近年来得到了许多国家的重视，美国、俄国、欧空局、日本等都有相关的研究报道，但是绝大多数推力都在200kN以下。出现这种情况的原因是，美国、欧空局、日本都拥有氢氧下面级发动机，目前还在继续对氢氧机进行完善。而国内本次试验是国际上首次60吨级液氧/甲烷发动机试验，其工作参数在目前世界同类发动机试验中是最高的，表明我国液氧甲烷发动机研究居于国际领先水平，也成功探索了基于现有氢氧发动机平台研制低温液氧甲烷发动机的新途径。从吨位上来看，60吨级甲烷机可能是在YF-77基础上改造而来的，利用甲烷的性能略微提升了推力，但估计比冲会有较大幅度的下降。从公开文献来看，日本当年在LE-7氢氧机上是做过改用甲烷的试验的，其推力应该大于目前中国正在试车的60吨级发动机，但是LE-7后来并未把这条路继续走下去。俄罗斯目前正在研制有2400kN的甲烷机，其推力在200吨以上，并且正在和法国斯奈克玛公司展开合作研制“伏尔加”（Volga）发动机，计划用于欧空局未来运载火箭准备项目（FLPP），该项目还计划在上面级上采用甲烷发动机。2009年7月，欧空局开始试验“伏尔加”发动机演示器。
CECE是洛克达因公司的低温试验发动机，可以采用液氧/液氢或者液氧/甲烷推进剂，由于采用了膨胀循环其技术非常先进，但从推力上来说远不及国产60吨液氧/甲烷试验发动机