插一个老生常谈的问题，这个问题吧里也有同志的帖子讲过，就是长征五号的起飞级换全氢氧或者全煤油行不行？
结果很肯定是不行。现在8台煤油、2台氢氧确实已经是我们能拿出手的最好的构型，什么921CBC都是后话了，当时确实是没人敢想。
对比现在的设计，全氢氧起飞需要14台YF-77，全煤油起飞需要18台YF-100，起飞质量分别为580t与1630t，而目前的设计，起飞质量在850t左右。也就是说，在没有RS-68这样暴力的氢氧机之前，走全氢氧起飞的道路是不现实的——甚至有LE-9都好很多；另外，全煤油起飞需要的规模明显比现在的设计高，那么配套的设施肯定要更大。
另外一点就是，当年可能想过直接发展100吨级的氢氧机，但50吨氢氧机的“能作为上面级发动机”的优势，让我们最终没有做更大推力的发动机。不过嘛，现在再去看，排除技术因素，要是当时直接发展百吨级氢氧机可能会更好，毕竟YF-79都开工了，YF-77改上面级却遥遥无期。

补24楼被吞的文字
YF-77的涡轮泵在2017年的事故后可能经历了一次改动。从事故分析的会议展示的图纸部分细节来看，YF-77的氧涡轮泵轴有一种分体设计，轴下部末端形成直径较大的圆盘，圆盘开孔，以M8螺栓螺母连接涡轮盘。涡轮盘一盘分两端，连接两级涡轮叶片[15]。在最近的论文上，我们看到了一个新的涡轮-氧轴组合体。图片展示了一个因故障而损伤的涡轮盘，尤其是轴下部已经处于断裂的状态，可以看到内部未抛光的材料。

补文·完

开水这是鲨疯了，连个科普文也能撞线就离谱

对于YF-75D，一篇论文指出，更换喷管，尤其是接驳大型非金属延伸喷管，使膨胀比达到250后，YF-75D的比冲能提升到460s级别。此外，实现深度节流与推力调整和混合比连续调整、改液氧甲烷，都是YF-75D后续可能做出的改动与更新。值得一提的是，基于YF-75D的着陆器下降发动机也是可行的[9]。
2019年的一篇论文指出，以YF-75D为蓝本进行燃料改组设计得到的闭式膨胀循环甲烷机，相比目前大多数民营企业所发展的燃气发生器循环甲烷机，具有巨大的性能优势和可靠性优势。另外地，系统复杂度和组件所处热力环境都要更好[10]。

YF-77后，中国的大推力氢氧机面临着循环方式与推力的双重选择。是继续燃气发生器循环还是改回分级燃烧循环、是100吨级还是200吨级，这两个选择将决定后续研究的走向。
最开始的研究中，新一代大推力发动机大致是“小改”型的YF-77的放大版——燃气发生器循环氢氧机。但最终，220吨的补燃循环发动机YF-90胜出，下一代大推力氢氧机将标对SSME。
220吨的推力，453s的真空比冲，一旦研制成功，这型发动机将是中国航天技术的一个巨大的里程碑。
YF-90拥有世界上当前在役/在研氢氧发动机中最大的喷管，出口直径达到3300mm，是全球最大的上面级发动机。
YF-90的涡轮泵比较特别。YF-90的高压氢涡轮泵（HPFTP）将可能采取如同SSME一样的三级串联叶轮（早期论文中仍然是两级[12]），并且一部分的泵后液氢将在燃烧室和延伸喷管的铣槽内进行膨胀，用来推动氢预压泵（LPFTP）；在氧泵方面，氧预压泵（LPOTP）将由泵后液氧驱动，氧泵（HPOTP）则是同以往的氢氧机都不同的单级双吸泵[13][14]。

另外地，20吨级的先进上面级膨胀循环氢氧发动机YF-79的研制也提上了日程。
YF-79可以看做是放大的YF-75D，因为成本和研制周期问题而没能在现役的YF-75D上出现的技术，包括大扩张比喷管和非金属延伸大喷管，将会在YF-79上出现。真空推力243KN、比冲460s以上[11]。
关于YF-79的资料比较少，吧里有人发了一篇关于这型发动机的论文，是全彩的，比知网上的PDF好。

总结
经过40余年的发展，中国的氢氧机技术由弱渐强，虽仍未能和航天强国一较高下，但是已经拥有了一套较为完整成熟的研发生产应用体系，培养了一支拥有专业技术知识、能够不断创新的研制人员队伍。从4吨到70吨，再到未来的220吨，中国的氢氧机不断进步。搭配现有或未来的大推力液氧煤油发动机、或可能出现的全流量补燃循环液氧甲烷发动机，中国航天的动力将会更足，为中国人奔向更远深空，为人类探索广阔宇宙提供坚实的基础和更好的保障。

正文大概就写这么多，文笔就这样了实在挤不出更多油水，剩下的一些细节也难放到正文里和其他东西合成一段，所以还是一个点一个点来写吧。

接下来是激动人心的参考资料时刻
参考资料：
[1]顾明初.加快大推力氢氧发动机研制 迎接21世纪[J].导弹与航天运载技术,2000(01):12-16.
[2]王之任.YF-73液氢、液氧发动机简介[J].世界导弹与航天,1990(08):6-8.
[3]郑大勇,王维彬,乔桂玉.新一代运载火箭50吨级氢氧发动机研制进展[J].导弹与航天运载技术,2016(05):11-15+22.
[4]许晓勇,赵世红,孙纪国.隔板抑制氢氧推力室不稳定燃烧研究[J].导弹与航天运载技术,2017(05):33-36+88.
[5]陈立,赵聪.长五YF-77,如何走出至暗时刻?[J].太空探索,2020(2):16-19.
[6]郑大勇,王弘亚,胡骏.大推力氢氧发动机瞬态特性研究[J/OL].推进技术:1-9[2020-08-11]

[7]郑继坤,吴建军.氢氧火箭发动机高速氧涡轮泵转子动力学特性研究[J].导弹与航天运载技术,2005(05):5-9.
[8]郑大勇,颜勇,胡骏.高性能高可靠氢氧发动机方案探讨[J].导弹与航天运载技术,2016(06):10-13+54.
[9]周利民,刘中祥.膨胀循环发动机技术的发展、应用与展望[J].火箭推进,2016,42(01):1-5.
[10]崔荣军,李锦江. 10吨级多用途液氧甲烷发动机系统方案研究[C]. 中国航天第三专业信息网、中国科协航空发动机产学联合体（筹）.中国航天第三专业信息网第四十届技术交流会暨第四届空天动力联合会议论文集——S02液体推进及相关技术.中国航天第三专业信息网、中国科协航空发动机产学联合体（筹）:中国航天第三专业信息网,2019:280-289.
[11]崔荣军,何伟锋.25吨级膨胀循环发动机技术方案研究[J].导弹与航天运载技术,2015(06):21-24+45.

这两天重新看了一遍论文，发现这楼的文章里面还是有些错误。
对于YF-77来说，射前循环预冷是分别进行的。从图片和论文中，我理解出来的意思是这样的。
泵前阀在预冷开始时是处于全开或者稍微开启的状态，液氢和液氧分别入泵，但只对冷端进行冷却。冷却之后，按照“不允许大流量推进剂排空”的要求，这些推进剂将会直接从冷端流出泵体，汇集之后通过回流管道重新回到储箱。
但是在启动后，冷端和热端的冷却介质就有区别了。氢泵/氧泵冷端仍然是利用泵前液氢/液氧；但是由于燃气为富燃的缘故，热端尤其是涡轮叶片的冷却介质只能是液氢，于是一旦氧泵冷热端密封失效，就会造成十分严重的后果。
另外地，现在越来越多的证据，将YF-90的氢叶轮级数指向三级，也就是说YF-90的涡轮泵可能基本上就是SSME那套配置。