总结—高温材料的测试任务主要在将资金源和高温材料测试的连接以及制造过程方面努力。测试结果选用了El-form过程而不是化学气相沉积去制造Ir/Re燃烧室，制造中使用更好性能的材料并且由于制造成功率的提高而减少了成本。更多的材料性能实验表明采用优化设计的El-form过程的更大潜力。

2.7先进材料的双组元推进剂火箭发动机（AMBR）

背景—当对空间化学发动机具有更高的性能要求时，成熟的组件技术对一款新型发动机的成功设计是必不可少的。2006年9月，美国宇航局和其行业共同努力要提高Aerojet公司的HiPATTM发动机的比冲性能。动机是为了获得一款更高效、可储存的双组元推进剂的发动机，这将使未来的美国航天局进行的行星科学任务受益。通过提高比冲和推力，这款更高效的发动机可以执行任何短期任务，提高它们的科学考察能力和收益，降低任务成本并减少发射时间。具有启发性的努力成果就是AMBR发动机（先进材料的双组元推进剂发动机），其中“先进材料”是指应用El-form过程制造的铱铼涂层的燃烧室。为了开展这项工作，美国航天局马歇尔太空飞行中心（NASA-MAFC）和美国航天局喷气推进实验室（NASAJPL）开展了在任务和系统级别上的研究，这项研究是将目标发动机的性能转变到航天器的性能上。基于现阶段科学探索兴趣，运载火箭的能力，还有航天器在尺寸上的趋势这几个方面选择了四项概念性的任务进行分析：

(1) GTO到GEO，4800Kg，GE嵌入点的ΔV是1800m/s；

(2) 土卫二的轨道飞行器(土卫六大气俘获)6200Kg，ΔV是2400m/s；

(3) 木卫二轨道飞行器，2170Kg，速度ΔV是2600m/s；

(4) 火星轨道飞行器，2250Kg，速度ΔV是1860m/s。

研究显示，应用比冲为335秒的实验发动机AMBR（比当时最先进的发动机还要高5s），能够为火星轨道探测器增加23%的质量载荷增益，在其他探测任务中的质量载荷增加也是显著的，如图9所示。

ISPT与Aerojet公司在Redmond，WA签署了关于AMBR发动机发展的合同，这项合同通过美国航天局的ROSSNRACycle3a合同（合同编号是NNM06AA93C），这项合同于2006年开始2009结束。其他的努力包括：

(1) 喷气推进实验室进行了任务和效益分析发动机冲击试验；

(2) 美国航天局马歇尔太空飞行中心进行了AMBR推进系统的分析，同时也进行了高温难熔金属材料的分析和测试；

(3) 等离子处理公司Huntsville,AL(PPI)展示了铱铼涂层燃烧室的制作。

开发AMBR发动机的目的主要有两个：

(1) 发动机高比冲性能；

(2) 对于降低制造铱铼涂层燃烧室的费用：通过改变制造方法，旨在增加生产产率和减少金属铼的量来降低铱铼涂层燃烧室的成本。

图9-比冲为335秒的实验发动机AMBR在各种科学任务中的质量效益

现状—2007年，SMD指导的项目关闭了AMBR的发展活动，将其余的努力集中在达到TRL6的最终产品上。为了支持NTO/N2H4的技术准备等级达到的验证实验，从而消除了NTO/MMH发动机的性能展示，因为在NTO/N2H4推进剂上取得的进步可以通过推进剂的结合来移植。这次研究方向的变化增加了NTO/N2H4发动机的工作环境和长持续时间的测试。

在2008年10月进了AMBR原型发动机模拟飞行的热点火性能验证实验。图10展示了发动机在点火前后的照片。没有观察到任何燃烧不稳定现象。接下来是环境测试（冲击和振动实验）。额外的包覆和长持续时间的测试是在2009年的2月和6月。在2009年10月，随着AMBR原型发动机在有关地面环境中进行的一系列SMD任务演示显示它的技术准备等级水平达到6，整个研发过程宣告结束。任务最后的报告有一份完整的文档，包括更新的设计图纸，热力学计算和结构模型，操作说明书，还有部件清单。