德国桑格尔（SÄNGER II）高超声速计划：20世纪末空天飞机的技术巅峰与遗产

20世纪80年代至90年代，全球航空大国掀起了一股空天飞机研发热潮，其中德国提出的桑格尔（SÄNGER II）高超声速计划堪称技术最为先进、设计最为完善的空天飞行器方案之一。该计划于1987-1995年间进行，以其两级入轨设计理念和涡轮冲压组合循环动力系统的深度论证与试验而闻名于世，是世界上首次针对此类动力系统开展深入研究的超前探索。桑格尔计划的命名来源于奥地利火箭与航天先驱尤金·桑格尔（Eugen Sänger），他在1933年的开创性著作《火箭飞行技术》中首次提出了可重复使用火箭动力太空飞机的概念，为后来的空天飞行器研究奠定了理论基础。

一、SÄNGER II计划概述

德国在开展桑格尔计划前，已经凭借在空气动力学等领域的理论成果和以涡轮基冲压组合发动机为代表的技术探索，主导开展了一系列高超声速技术验证计划。桑格尔计划的主要目标是提升未来空间运输系统的经济性、安全性、可靠性及便捷性，通过采用先进但可实现的技术，打造一个可重复使用的两级入轨带翼空间运输系统，实现全欧洲的完全自主空间运输。这一计划代表了当时欧洲在空天运输领域与美国竞争的技术雄心，其设计理念在当今看来仍具有前瞻性。

桑格尔空天飞行器采用两级入轨设计方案，其第一级是一架大型超音速航空飞机，第二级是类似于美国航天飞机轨道器的轨道飞行器，但自带液氢-液氧推进剂。这种设计使得桑格尔空天飞行器能够在常规机场水平起飞和降落，极大提高了运营灵活性和可重复使用性。当第一级飞行器加速至速度约2200米/秒（约6.8马赫）、高度达31千米时，两级实现分离，随后第二级在火箭发动机推动下进入轨道。

尽管因各种原因（包括技术挑战、预算限制和冷战结束后政治环境变化），桑格尔II高超声速计划未能最终实现全面开发和飞行验证，但借助该计划，德国研发了大量的先进技术，且在高超声速飞行器设计方案、分析方法、试验验证等方面都取得了宝贵的经验。这些技术积累为后续各国在组合动力和高超声速飞行器工程研制提供了重要参考，尤其是在推进系统、热管理、材料科学等核心领域。

二、SÄNGER 空间运输系统总体设计

2.1 两级入轨架构与任务剖面

桑格尔II空间运输系统的核心设计理念是两级入轨架构，这种设计通过将大气层内飞行与太空飞行任务分离，优化了各自阶段的飞行效率。该系统由两部分组成：第一级作为高超声速载机，是一架使用吸气式动力的有翼飞行器；第二级则是置于第一级背部的轨道飞行器，使用独立的火箭动力系统进入太空。这种设计允许第一级在完成任务后返回常规机场水平着陆，实现完全可重复使用，而第二级轨道器也可设计为可重复使用或部分可重复使用系统。

桑格尔的典型任务剖面始于在常规机场水平起飞，第一级载机使用涡轮基组合循环发动机提供动力，在大气层内加速爬升。当达到预定的分离条件（高度31千米，速度6.8马赫）时，两级飞行器安全分离。第一级载机返回发射场或备降机场水平着陆，而第二级轨道器则点燃自身的火箭发动机，继续加速进入预定轨道。任务结束后，轨道器再入大气层，像传统航天飞机一样滑翔返回机场水平着陆。

这种两级入轨设计与美国国家空天飞机单级入轨方案相比，虽然在系统复杂度上有所增加，但在技术可行性和风险控制方面具有明显优势。通过将高超声速飞行与太空飞行环境分离，桑格尔方案降低了技术门槛，使得各子系统可以在更接近现有技术水平的条件下进行优化设计。

2.2 第一级与第二级飞机构型

第一级高超声速载机是桑格尔系统的技术核心，其设计融合了当时最先进的空气动力学和推进理念。该飞行器采用大后掠角翼身融合体布局，机身细长，前体设计具有明显的预压缩斜面，为推进系统提供高质量的气流。机翼设计兼顾低速起降和高超声速巡航的需求，在气动热力学和结构力学方面进行了深度优化。

第一级最为革命性的设计是其高度一体化的推进系统，整个机身下表面作为推进系统的组成部分，前体用于来流预压缩，后体作为推进系统的膨胀面。这种设计显著提高了推进效率，特别是在高马赫数飞行条件下。第一级的动力系统采用串联式同轴涡轮冲压发动机，使用液氢作为燃料，能够在0-6.8马赫的速度范围内高效工作。

第二级轨道器则采用更为传统的航天飞机式气动布局，但尺寸较小。它配备了独立的液氢-液氧火箭发动机，用于第一级分离后的轨道注入。轨道器设计有有效载荷舱，能够承载卫星、空间实验设备或其他太空任务载荷。与第一级类似，第二级也具备水平着陆能力，实现了系统的完全可重复使用。

桑格尔系统的整体设计体现了渐进创新与技术突破的平衡，第一级采用了大量前瞻性技术，而第二级则基于相对成熟的技术，这种组合降低了整个项目的技术风险和开发成本。尽管桑格尔计划最终未能实现全尺寸飞行验证，但其总体设计方案影响了许多后续的空天飞行器概念，如英国的"云霄塔"空天飞机和欧洲航天局未来发射器预备计划中的多种概念设计。

三、SÄNGER推进系统方案及研究进展

3.1 基准方案选择与系统构成

桑格尔II计划最具技术创新的部分是其推进系统设计。针对第一级推进任务需求，研究团队深入研究了不同形式的热力循环，主要包括涡喷冲压串联/并联、涡扇冲压、带预冷/预燃室增大循环等多种方案，作为第一级的备选动力装置。经过全面评估，综合考虑飞行器任务剖面和一体化的相关限制，以及研究的风险性、复杂性等因素，桑格尔推进系统的基准方案最终确定为采用液氢燃料的串联式同轴涡轮冲压发动机构型。

该推进系统由一个2D进气道、涡轮发动机、加力冲压燃烧室和二元喷管组成完整的气动热力通道。这种设计巧妙地解决了宽速域飞行条件下推进系统高效工作的难题。在低马赫数阶段（0-3.5马赫），系统主要依靠涡轮发动机提供动力；当飞行速度增加至约马赫数0.9时，加力燃烧室开启以增强推力；在达到马赫数3.5时，系统进行模态转换，涡轮发动机被封装保护以防损坏，进口气流通过环形冲压涵道直接进入加力/冲压燃烧室，系统进入纯冲压发动机工作模式。

推进系统的二元喷管与飞行器后机身进行了高度一体化设计，这种设计增大了在高速条件下的膨胀比，提高了推进效率。尤为创新的是，与发动机流道并行布置有一个单独的旁路溢流通道，用于将前体边界层区域的气流引射至喷管，增强喷管/后体的膨胀效果。在最大飞行马赫数点（6.8马赫），为进一步减小发动机的尺寸和质量，系统采用富油燃烧策略优化燃烧效率。

3.2 推进系统关键技术验证

在确定基准方案后，桑格尔计划针对推进系统的关键部件开展了大量技术验证工作。首先进行的是进气道、冲压燃烧室和喷管等核心部件的设计与试验，随后在地面试验台开展了部分推进系统部件集成试验和缩尺发动机的集成试验，原计划最终通过飞行试验平台验证整个推进系统性能。

冲压燃烧室的设计与验证是推进系统开发的重点和难点。研究人员先后开展了冲压燃烧室数值模拟研究，进行了带液氢冷却的冲压燃烧室结构设计及强度计算，并通过冲压燃烧室缩尺试验（内径330毫米）验证数值计算模型。冲压燃烧室试验主要包括燃烧性能试验和带液氢主动冷却燃烧室集成试验两大类别。

总计开展的80组燃烧室性能试验获得了重要发现：部分工况下在靠近化学当量比附近存在燃烧不稳定现象；因混合不充分，化学恰当比下的燃烧效率反而比贫油混合条件下低。研究还表明，通过调节内外喷杆的燃油流量可将燃烧效率提高3%。此外，团队发现进口突然内倾的结构会导致较大的压力损失，而通过增加内锥结构不仅可以减小压力损失，同时也降低了燃烧不稳定性。

针对主动冷却冲压燃烧室开展的17组最大热负荷状态试验验证了设计的结构完整性。然而，试验也揭示了一个重要问题：当采用燃烧加温来流空气模拟驻点温度时，进气燃气中包含水蒸气和二氧化碳等产物，试验过程中需要补氧。而且当温度接近驻点温度（2050K）时，水蒸气和二氧化碳将影响燃烧室和喷管中的燃烧反应动力学，对试验数据结果产生干扰。这一发现对高超声速推进地面试验的方法学提出了重要修正，强调了模拟真实飞行环境的重要性。

3.3 推进系统试验与研究进展

桑格尔计划在推进系统方面的研究采用了循序渐进的方法，从部件级研究开始，逐步过渡到子系统集成，最终计划通过飞行试验完成全面验证。这种系统化的研发流程确保了各技术模块的充分验证，最大限度地降低了技术风险。

在进气道研究方面，团队重点关注了宽速域工作范围内的流动控制与边界层管理。通过精心的气动设计，使进气道能够在从低速到马赫数6.8的广泛条件下提供稳定、高质量的气流供给燃烧室。特别是在模态转换过程中，进气道的动态响应特性经过了精心优化，确保在涡轮模态与冲压模态之间平稳过渡。

喷管设计则与飞行器后体进行了高度一体化考量。利用飞行器后体表面作为喷管的延伸膨胀面，极大地提高了高速飞行条件下的推力性能。这种设计虽然增加了气动与推进的耦合复杂度，但带来的性能收益十分显著，特别是在高马赫数飞行阶段。

涡轮冲压发动机的模态转换过程（马赫数3.5）是推进系统研发中的关键技术挑战。在这一转换点，推进系统需要从涡轮为主工作模式平稳过渡到冲压为主工作模式，涉及复杂的流道重构、燃烧模式转变和控制逻辑切换。桑格尔团队通过大量的地面试验和数值模拟，验证了转换过程的可行性和稳定性，为组合循环动力系统的实际应用奠定了技术基础。

尽管桑格尔计划最终未能完成全系统飞行验证，但其在涡轮冲压组合循环动力方面的开创性工作，为后续高超声速推进系统研发提供了宝贵的技术积累和经验参考。这些研究成果直接影响了许多后续项目，如日本的HYPR项目、欧洲的LAPCAT计划和美国的基于涡轮机的组合循环推进计划。

四、飞发一体化设计

4.1 前体/进气道一体化

桑格尔II高超声速飞行器的一个突出设计特点是飞发一体化，即飞行器机体与推进系统高度集成，互为依存，共同构成一个优化的整体系统。这种设计理念特别体现在前体与进气道的集成上，飞行器的前体不仅提供气动升力，还作为推进系统的预压缩面。当前体表面气流向后移动时，其逐渐压缩，从而提高进入进气道的空气压力和温度，优化燃烧室的工作条件。

这种一体化设计带来的主要优势是在高马赫数飞行条件下显著提高推进系统效率，但也带来了复杂的技术挑战，尤其是在边界层管理方面。在涡轮工作模态下，为了保证涡轮发动机获得高质量的气流，需要吸除进气道前部机身边界层；而在冲压模态下，这部分边界层气流则被允许进入进气道。这种差异化的处理要求飞行器前体设计必须兼顾两种工作模式的需求，通过精巧的气动布局和流动控制技术实现最优性能。

前体/进气道一体化设计还涉及激波-边界层相互作用的精细控制。随着飞行马赫数增加，前体产生的激波系会与进气道入口附近的边界层发生复杂相互作用，可能导致流动分离和非均匀气流进入推进系统。桑格尔团队通过大量的计算流体动力学分析和风洞试验，优化了前体外形和激波系结构，确保在整个飞行包线内为推进系统提供稳定、均匀的来流。

4.2 后体/喷管一体化

与前端相呼应，桑格尔飞行器的后体与喷管也采用了一体化设计。二元喷管与飞行器后体结构融合，利用后体表面作为喷管的自然延伸，形成高度有效的膨胀曲面。这种设计显著增加了在高速条件下的有效膨胀比，使发动机排气能够更充分地膨胀，从而获取更大推力，特别是在高马赫数飞行阶段。

后体/喷管一体化设计的一个关键创新是设置了独立的旁路溢流通道，将前体边界层区域的气流引射至喷管。这种做法不仅减轻了前体边界层对主推进系统的潜在干扰，还通过将这部分气流引入喷管区域，增强了排气的膨胀效果，进一步提升了推力性能。这种设计考虑体现了桑格尔团队在系统集成方面的精深思考，将看似不利的因素转化为性能优势。

飞发一体化设计还带来了质量分布和结构效率方面的益处。通过将推进系统沿飞行器轴线合理布置，优化了整体的质量分布和气动焦点位置，增强了飞行稳定性。同时，一体化结构避免了重复的承力构件，减轻了整体重量，对于对质量极度敏感的空天飞行器而言，这种减重带来的性能收益十分显著。

桑格尔计划的飞发一体化理念对后续高超声速飞行器设计产生了深远影响，证明了将推进系统与空气动力学、结构力学、热管理等多学科深度融合是实现高性能空天飞行器的关键技术路径。这种系统级优化的设计哲学已成为当代高超声速飞行器研发的基本准则。

五、热管理系统

5.1 热管理与热防护设计

高超声速飞行面临的最严峻挑战之一是极端的热环境，桑格尔II飞行器在速度高达6.8马赫时，其表面特别是前缘区域面临极其严重的气动加热。为此，桑格尔计划开发了先进的热管理系统，综合运用多种技术手段应对高温挑战。该系统不仅保障飞行器结构安全，还高效管理推进系统产生和承受的巨大热负荷，确保各系统在适宜温度范围内工作。

桑格尔的热管理策略采用了主动冷却与被动隔热相结合的方法。在高温区域如冲压燃烧室和喷管，系统采用液氢进行主动冷却。液氢作为燃料在进入燃烧室前，先流经这些高温部件带走热量，既保护了结构材料，又预热了燃料，提高了燃烧效率。这种再生冷却方式源自尤金·桑格尔早期的火箭发动机研究，在桑格尔计划中得到了进一步完善和系统化应用。

对于大面积表面，热防护系统采用了先进的隔热材料和热结构设计。计划中研究了陶瓷基复合材料等纤维增韧复合材料在热防护系统中的应用。这些材料能够承受极高温度并具有良好的抗热冲击性能，同时具备足够的结构强度承受气动载荷。针对不同温度区域，研究人员设计了梯度化的热防护方案，平衡了防护效果与重量代价。

5.2 热管理系统集成

桑格尔的热管理系统体现了高度集成化和多功能化的设计理念。液氢不仅作为推进剂，还充当了整个飞行器的主要冷却介质。在进入燃烧室之前，液氢流经多个高温部件和表面，吸收热量并气化，形成一种高效的能量利用链条。这种一体化热管理策略显著提高了系统的能量利用效率，但也增加了系统复杂性和控制难度。

热管理系统还包括专门针对推进系统部件的热保护措施。涡轮发动机在冲压模态下被封存起来，以防受到高温来流的损害。这种封存不仅涉及气流路径的切换，还包括专门的热屏蔽和冷却措施，确保当飞行器以6.8马赫飞行时，涡轮部件仍能保持在安全温度范围内。

桑格尔计划在热管理领域的研究为后续高超声速项目积累了宝贵经验，特别是在主动冷却系统设计、高温材料应用和整体热管理策略方面。这些技术成果直接影响了后来多个高超声速技术验证项目，如美国的X-43和X-51，以及在研的多种高超声速飞行器概念。热管理技术的进步也促进了相关材料科学和热力学分析方法的发服，推动了整个高超声速技术领域的发展。

六、二动力系统（SPS）

6.1 发电与能源管理系统

作为一项高度复杂的空天飞行系统，桑格尔II需要一套独立于主推进系统的二动力系统，为飞行器各子系统提供可靠的电力、液压和辅助动力支持。二动力系统被视为桑格尔飞行器的"公用事业系统"，负责在飞行的各个阶段维持飞行器基本功能的正常运行，尤其是在高超声速飞行极端环境下保证关键系统的持续工作。

二动力系统的设计考虑了桑格尔飞行器的独特任务剖面和宽速域工作环境。与传统航空器不同，桑格尔需要在从海平面低速飞行到临近空间高超声速飞行的广泛条件下维持各系统功能。这要求二动力系统具备高度适应性和多重备份能力，以应对剧烈变化的环境条件和多种工作模式。

在能源产生方面，二动力系统可能整合了多种发电技术，包括与传统航空器类似的涡轮驱动发电机，以及可能利用高温排气热量的热电转换装置。考虑到液氢是桑格尔的主要燃料，系统还可能采用了燃料电池技术，将氢的化学能直接转化为电能，提高能源转换效率。这些多样化的能源产生手段确保了飞行器在任务各阶段都能获得充足电力供应。

6.2 子系统动力保障

二动力系统为桑格尔的多个关键子系统提供动力支持，包括飞行控制系统、航电系统、热管理系统的驱动部分、舱内环境控制系统等。特别是在高超声速飞行阶段，当传统的气动动力提取方式（如冲压空气涡轮）不再有效时，二动力系统的重要性尤为突出。

对于飞行控制系统，二动力系统提供液压或电力驱动飞行控制面。考虑到高超声速飞行条件下极高的气动载荷和热载荷，飞行控制系统的动力需求远超传统航空器。桑格尔团队可能研发了专门的高温液压油和耐高温执行机构，确保控制面在极端环境下仍能可靠工作。

热管理系统的多个主动控制元件也依赖二动力系统提供动力，如冷却剂泵、阀门作动器、通风风扇等。这些元件对于维持推进系统和机体结构在安全温度范围内至关重要，特别是在长时间高超声速巡航过程中。

尽管公开文献中对桑格尔二动力系统的详细技术描述有限，但可以确定的是，该系统代表了当时航空航天二次动力技术的最高水平，其设计理念和技术方案为后续空天飞行器的二次动力系统开发奠定了重要基础。二动力系统的成功设计是确保桑格尔这样一个复杂空天系统实现可靠运行的关键要素之一。

七、飞行演示验证计划

7.1 HYTEX试验飞行器

为验证桑格尔II关键技术的可行性和系统集成效果，计划中包含了一个系统的飞行演示验证计划，其核心是开发一款名为HYTEX的实验飞行器。HYTEX全称为高超声速技术实验飞行器，旨在通过实际飞行测试，验证桑格尔概念中的关键设计工具和方法，并建立宝贵的高超声速自由飞行数据库。

HYTEX被设想为一个缩小比例的高超声速飞行验证机，能够模拟桑格尔第一级载机的关键飞行特性。根据计划，HYTEX将搭载多种传感器和测量设备，收集真实飞行环境下的气动热力学数据、结构响应特性和推进系统性能参数。这些数据对于校准地面试验结果和数值模拟方法至关重要，能够提高设计工具在真实高超声速条件下的预测精度。

HYTEX试验计划涵盖了桑格尔飞行器的多个关键飞行阶段，包括水平起飞、加速爬升、高超声速巡航和水平着陆。特别关注的是模式转换过程（马赫数3.5）和最高速度条件（接近马赫数7）下的系统行为。通过这些试验，研究人员希望能够验证飞发一体化设计、热管理系统和材料结构在真实飞行环境下的性能。

7.2 验证计划与后续发展

桑格尔的飞行验证计划采用了渐进式策略，从较为简单的试验开始，逐步增加复杂性，最终实现对全系统性能的全面评估。这种循序渐进的验证方法有助于及早发现和解决技术问题，降低项目总体风险。飞行试验计划还包括开发专用的地面支持设备和飞行控制基础设施，以保障试验飞行安全有效进行。

遗憾的是，由于预算限制和技术挑战，加上冷战结束后政治环境的变化，桑格尔II计划在HYTEX飞行验证阶段之前就被终止。因此，许多已经通过地面验证的技术方案未能获得最终飞行验证，这对于高超声速技术发展来说是一大遗憾。

尽管如此，桑格尔计划中开发的多种试验方法和验证理念被后续高超声速项目所继承。例如，计划中建立的高超声速风洞试验方法、气动热力学分析工具和推进系统测试程序为后来的研究提供了重要参考。特别是对超燃冲压发动机的地面试验方法，桑格尔的研究成果具有开创性意义。

桑格尔计划的验证方法学强调多层级验证，从部件级到子系统级，再到全系统级，每一阶段都经过充分的地面试验才推进到下一阶段。这种严谨的工程实践哲学影响了欧洲乃至全球后续的高超声速项目，提高了整个领域的技术成熟度和工程可靠性。

八、技术遗产与启示

8.1 桑格尔计划的技术影响

虽然桑格尔II高超声速计划未能最终实现全尺寸飞行器的建造和试验，但其留下的技术遗产对全球高超声速技术发展产生了深远影响。该计划在吸气式动力、材料和结构、气动热力学、导航控制及子系统四个核心关键技术领域都取得了重大突破，特别是在飞行器推进系统的研发方面获得了大量先进技术。

在推进技术方面，桑格尔计划对涡轮冲压组合循环发动机的深入研究奠定了后续相关动力系统开发的基础。计划中建立的发动机设计方法、试验数据和操作策略直接被欧洲后续的高超声速项目所引用，如德国的ASTRA计划和其他研究性项目。桑格尔关于模式转换、宽速域进气道设计和高温燃烧室的研究成果至今仍是高超声速推进领域的重要参考文献。

在材料与结构技术领域，桑格尔计划推动了一系列先进高温材料的发展，特别是陶瓷基复合材料和高温合金在航空航天中的应用。计划中开发的热防护系统设计准则和评估方法为后续可重复使用航天器的热防护设计提供了理论依据和工程经验。桑格尔团队建立的结构-热-气动多学科耦合分析方法也成为高超声速飞行器设计的标准方法。

在气动热力学方面，桑格尔计划大大提升了对高超声速流动现象的理解和预测能力。计划中开发的高精度计算流体动力学工具和独特的高超声速风洞试验技术，为研究人员提供了探索极端飞行环境的有力手段。这些工具和方法不仅应用于航空航天领域，也在其他工程学科中发挥了重要作用。

8.2 对现代高超声速研究的启示

桑格尔计划的经验教训为后续各国在组合动力和高超声速飞行器工程研制提供了宝贵参考。其研发组织模式—“整合国内多个工厂、研究所和高校以及国外众多机构共同参与大型高技术项目”—成为欧洲航空航天大型项目的典范。这种协同创新模式在之后的欧洲航天局项目中得到进一步完善和应用。

从技术路线角度看，桑格尔计划展示的渐进式发展策略—“通过系统概念研究牵引关键技术突破，再通过飞行验证机降低全尺寸开发风险”—为高超声速技术发展提供了可行的路径参考。这一策略被多个国家后续的高超声速项目所采纳，避免了过于激进的技术跳跃带来的不可控风险。

桑格尔计划的终止也提醒我们高超声速技术开发的长期性和高风险性。即使有着扎实的技术基础和周密的计划安排，跨越从理论到工程的鸿沟仍然需要持续的政策支持、充足的资金投入和容忍失败的文化氛围。这些非技术因素往往对高技术项目的成败起着决定性作用。

当今，随着高超声速技术再次成为航空航天领域的热点，桑格尔计划的许多设计理念和技术方案正被重新审视和评估。其两级入轨的思维在多个可重复使用空天运输概念中重现；其涡轮冲压组合循环动力的理念在各种组合动力设计中延续；其飞发一体化的设计哲学已成为高超声速飞行器设计的基本准则。桑格尔计划虽未实现最终目标，但其技术精神和工程经验已经融入全球高超声速技术发展的血脉，持续推动人类突破空天界限的探索步伐。

九、总结和展望

德国桑格尔（SÄNGER II）高超声速计划作为20世纪末期最具雄心的空天飞行器研发计划，虽然在最终实现前被终止，但其在推进系统、飞发一体化、热管理和系统工程等方面取得的突破性进展，为高超声速技术发展树立了重要里程碑。该计划首次对涡轮冲压组合循环动力进行了深入论证和系统试验，开创了许多至今仍在影响高超声速技术发展的设计理念和方法学。

桑格尔计划证明了两级入轨空天运输系统的技术可行性，展示了水平起降、完全可重复使用空间运输系统的实现路径。其高度一体化的设计哲学，特别是飞发一体化理念，已成为现代高超声速飞行器设计的基本原则。计划中开发的广泛试验方法和验证程序，为高超声速技术从理论走向工程实践奠定了坚实基础。

虽然桑格尔计划因各种原因未能最终完成，但其积累的技术知识、研发经验和工程数据继续在全球高超声速技术发展中发挥价值。当今世界范围内的高超声速技术复兴，无论是军用的高超声速武器还是民用的高超声速平台，都在不同程度上受益于桑格尔计划的开创性工作。这一历史性项目的技术精神和工程遗产，将继续激励和指导未来空天飞行技术的创新发展。

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