低溫推進(jìn)劑深度過冷加注技術(shù)研究及對運(yùn)載火箭性能影響分析

， ，，

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076；2. 北京航天發(fā)射技術(shù)研究所, 北京 100076)

0 引言

對于采用液氫、液氧等低溫推進(jìn)劑的運(yùn)載火箭，低溫推進(jìn)劑的加注方案非常重要，低溫推進(jìn)劑制備及加注技術(shù)對于貯箱和發(fā)動機(jī)預(yù)冷、過熱層不可用量、貯箱增壓壓力需求等均具有明顯的影響。低于液氮溫度(環(huán)境壓力條件下)的液氧深度過冷技術(shù)使得流體過冷裝置成為滿足未來單級入軌和可重復(fù)使用運(yùn)載火箭需求的關(guān)鍵技術(shù)之一[1-2]。由于過冷推進(jìn)劑密度升高，即需要將更多質(zhì)量的低溫推進(jìn)劑加注入限定容積的貯箱內(nèi)，因此，可提高結(jié)構(gòu)效率，降低運(yùn)載火箭的總體尺寸和結(jié)構(gòu)質(zhì)量，有效提升火箭運(yùn)載效率。據(jù)NASA格倫研究中心(GRC)測算，過冷液氫和過冷液氧的密度可分別提升8%和10%，能夠有效降低運(yùn)載火箭起飛質(zhì)量。

國內(nèi)外低溫火箭液氧貯箱大多采用了部分過冷加注，例如我國現(xiàn)役CZ-3A系列、CZ-5、CZ-6、CZ-7等火箭，美國的土星V、俄羅斯安加拉、歐洲阿里安火箭均在射前采用液氧過冷補(bǔ)加技術(shù)[3-5]。Falcon9火箭為提高運(yùn)載能力，采用了全程低于液氮溫度的過冷氧加注方案，大幅提高了加注質(zhì)量，提高運(yùn)載能力[6]。

1 國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀

NASA格倫研究中心(GRC)在20世紀(jì)90年代初為美國國家空間飛機(jī)項(xiàng)目開展了液態(tài)氫和固態(tài)氫各占50%質(zhì)量含量的漿氫(SLH2)批生產(chǎn)和測試技術(shù)研究工作。采用蒸發(fā)冷卻技術(shù)制造了約3m3批量的質(zhì)量含量為50%的漿氫。GRC的推進(jìn)劑過冷單元原理如圖1所示。該系統(tǒng)由一個低溫?fù)Q熱器、一個壓縮機(jī)和一個循環(huán)泵組成。為將液氫過冷到輸出溫度降為15K，熱交換器的冷端為0.008MPa大氣壓下的飽和液氫，這提供了14.1K的熱沉。液氧過冷到66.7K采用0.017MPa、65K的飽和液氮。因此，利用壓縮機(jī)組將壓力降低于環(huán)境壓力，液體池將被強(qiáng)迫沸騰達(dá)到一個較低溫度以制造與推進(jìn)劑在換熱器熱端流動相反的熱沉效果。壓縮機(jī)設(shè)計(jì)用于將低壓沸騰氣體排入大氣環(huán)境壓力下的排放系統(tǒng)中。

圖1 推進(jìn)劑過冷(制冷)單元原理圖Fig.1 Supercooling propellant loading system

圖2為蘇聯(lián)能源-暴風(fēng)雪號[7]液氫過冷加注系統(tǒng)。液氫加注系統(tǒng)中的液氫冷卻采用蒸汽引射法，即把150m3的兩個冷卻器內(nèi)的液氫蒸汽引射出去，冷卻器內(nèi)裝有氫-氫熱交換器。引射泵使液氫在冷卻器、火箭貯箱組成的環(huán)路內(nèi)循環(huán)，這股主動流在0.2MPa壓力下使液氫在近2km長的回路內(nèi)循環(huán)起來。10個氮?dú)?作為主動流)引射器在初始加注時(shí)使氫降溫至18.5K，保溫時(shí)進(jìn)一步降溫至16.5K，氫蒸汽與氮?dú)饣旌衔镅貎?nèi)徑600mm的管路進(jìn)入燃燒池。

圖2 能源號液氫加注系統(tǒng)原理圖Fig.2 Liquid hydrogen propellant loading system of Energia rocket

圖3為暴風(fēng)雪號飛船液氧加注系統(tǒng)，液氧系統(tǒng)的液氧可深度冷卻到56K。氧加系統(tǒng)采用氫冷卻氧方案(用氦作為中間熱媒)，其中低溫氫氣來自液氫冷卻器射流泵排出的氫氣。氦先在15MPa壓力下循環(huán)，在氦-氧熱交換器里被“溫”液氧加熱后升入氦-氫熱交換器，冷卻后經(jīng)另一條路線下降。自然循環(huán)回路共8m。最終，暴風(fēng)雪號的氧箱順利地實(shí)現(xiàn)了56K的恒溫。在回路內(nèi)氦的高壓保證了它的安全性，因?yàn)闅錈o論如何都不能進(jìn)入氧。此外，回路內(nèi)還可保持大量的熱媒方便傳熱。

圖3 暴風(fēng)雪號液氧加注系統(tǒng)Fig.3 Liquid oxygen propellant loading system of the space shuttle Buran

我國運(yùn)載火箭液氧箱一般使用液氮作為冷卻劑進(jìn)行液氧過冷，如圖4所示。一般液氧在-7h階段進(jìn)行加注，加注后過熱液氧通過長時(shí)間停放蒸發(fā)吸熱降低液氧溫度。約于射前-30min，液氧開始進(jìn)行過冷補(bǔ)加。補(bǔ)加液氧溫度一般小于84K。補(bǔ)加推進(jìn)劑量一般占推進(jìn)劑總加注量的20%～40%。我國火箭液氫加注一般不采用過冷加注技術(shù)，通常通過加注后的蒸發(fā)吸熱方式，使液氫降至當(dāng)?shù)仫柡蜏囟取?/p>

圖4 我國某型號液氧加注液路系統(tǒng)原理Fig.4 A liquid oxygen propellant loading system of China launch vehicle

目前大規(guī)模采用全過冷加注技術(shù)的為Falcon9火箭。Falcon9火箭是二級火箭，火箭高70m，直徑為3.66m，起飛質(zhì)量為549.054t。兩級火箭均使用經(jīng)過過冷化的液氧和航天煤油，其中一級采用9臺Merlin 1D發(fā)動機(jī)，二級采用1臺Merlin 1D真空發(fā)動機(jī)。因?yàn)橐患壖w重復(fù)使用，使得其運(yùn)載能力有所降低，面對更大的載荷發(fā)射需求，運(yùn)載能力吃緊，F(xiàn)alcon9火箭就在-1.5h通過將煤油溫度降低至266K(冰點(diǎn)約236K )、液氧降低至66K(常壓下飽和溫度為90.18K，冰點(diǎn)為54K)的方法,在不改變火箭外形尺寸的前提下，增加推進(jìn)劑加注量，并通過提升發(fā)動機(jī)推力，最終使得其運(yùn)載能力提升10%以上[6]。

2 過冷加注對火箭性能影響分析

2.1 降低低溫貯箱增壓壓力要求

一般低溫發(fā)動機(jī)要求增壓輸送系統(tǒng)提供高于推進(jìn)劑飽和蒸汽壓力(Ps)以上一定值的泵入口壓力需求，以保證泵凈正抽吸壓頭[7]。以某型火箭低溫發(fā)動機(jī)為例，要求氧泵最低入口壓力不低于泵入口液氧溫度飽和蒸汽壓(Ps)+0.13MPa[8]。表1為液氧溫度和飽和蒸汽壓的對應(yīng)關(guān)系，液氧的飽和蒸汽壓隨液氧溫度降低而降低。例如77K液氧比91K液氧飽和蒸汽壓力低0.088MPa，即表明滿足發(fā)動機(jī)入口壓力要求所需貯箱增壓壓力可降低約0.088MPa。由于增壓氣體進(jìn)入低溫貯箱后，增壓氣體與貯箱壁面及低溫推進(jìn)劑換熱，箱內(nèi)增壓氣體絕大部分為低溫狀態(tài)，呈現(xiàn)明顯的溫度分層。圖5為采用400K高溫氧氣對某液氧貯箱增壓試驗(yàn)獲得的箱內(nèi)氣體溫度沿貯箱軸向變化曲線。根據(jù)圖5計(jì)算獲得箱內(nèi)單位體積增壓氣體的平均溫度約為180K。180K/0.162MPa氣氧與180K/0.25MPa氣氧密度比較見表2。經(jīng)計(jì)算獲得，對應(yīng)100m3容積液氧貯箱氣枕，采用過冷氧加注降低發(fā)動機(jī)入口壓力需求，貯箱增壓壓力由0.25MPa降至0.162MPa，可減少增壓氣體用量約為191kg，減質(zhì)效果影響明顯。

表1 液氧飽和蒸汽壓隨液氧溫度的變化

圖5 某3350mm直徑貯箱自生增壓試驗(yàn)獲得箱內(nèi)氣體溫度沿貯箱軸向分布Fig.5 Temperature distribution along tank axis of ullage gas

溫度/K壓力/MPa密度/(kg/m3)1800.2505.40191800.1623.4874

2.2 液氧密度升高降低貯箱結(jié)構(gòu)容積

由于過冷液氧密度較常規(guī)液氧高，對應(yīng)相同液氧加注質(zhì)量要求，貯箱容積可相應(yīng)減少，如表3所示。以114100kg液氧加注質(zhì)量為例，加注常規(guī)液氧，貯箱容積需求為100m3，加注77K液氧時(shí)貯箱容積需求為94.39m3。這對于直徑為3350mm的貯箱，可減少約0.637m殼段長度，實(shí)現(xiàn)貯箱減重約90kg。

表3 不同狀態(tài)液氧密度比較

2.3 貯箱壓力降低后貯箱壁厚減薄

對于硬殼式貯箱，貯箱壁厚主要由貯箱氣枕壓力與貯箱載荷決定。假設(shè)氣枕壓力為決定因素，則按氣枕壓力pj計(jì)算獲得貯箱壁厚，然后校核貯箱對軸壓的適應(yīng)性。按最大氣枕壓力確定的貯箱壁厚公式如下

(1)

式中，t為貯箱壁厚，pj為設(shè)計(jì)內(nèi)壓，R為殼段半徑，[σ]t為材料在使用溫度下的設(shè)計(jì)許用強(qiáng)度。

由式(1)可見，對于內(nèi)壓設(shè)計(jì)條件，貯箱壁厚與貯箱內(nèi)壓成正比例關(guān)系。若采用過冷加注，則發(fā)動機(jī)入口壓力要求降低，可相應(yīng)降低貯箱箱壓要求，即降低貯箱壁厚要求。假設(shè)液氧溫度由91K降為77K，貯箱最大設(shè)計(jì)壓力由0.25MPa降低至0.162MPa(相差0.088MPa)。則深度過冷氧加注后，貯箱前底、后底等純內(nèi)壓設(shè)計(jì)部段在加工工藝滿足的情況下，壁厚極限情況下可減少約35.2%。

2.4 提高對發(fā)動機(jī)預(yù)冷適應(yīng)性

推進(jìn)劑的溫度對發(fā)動機(jī)的工作和性能參數(shù)有影響。當(dāng)溫度過高，可能不滿足泵入口溫度和壓力條件，導(dǎo)致泵汽蝕；溫度偏差過大，可造成發(fā)動機(jī)性能偏差過大。發(fā)動機(jī)啟動過程，如發(fā)動機(jī)未充分預(yù)冷，易造成發(fā)動機(jī)內(nèi)兩相狀態(tài)，造成啟動流量不穩(wěn)定，發(fā)動機(jī)泵負(fù)載不穩(wěn)定等問題，所以低溫發(fā)動機(jī)啟動過程對推進(jìn)劑的溫度范圍有嚴(yán)格限制。

我國新一代運(yùn)載火箭的液氧煤油發(fā)動機(jī)氧系統(tǒng)及液氫液氧發(fā)動機(jī)氧系統(tǒng)較多采用了循環(huán)預(yù)冷方案，見圖6。循環(huán)預(yù)冷的顯著特點(diǎn)為：低溫推進(jìn)劑自箱底經(jīng)過輸送管、發(fā)動機(jī)泵、預(yù)冷回流管最終回流到貯箱。推進(jìn)劑流動過程中因漏熱溫度上升，同時(shí)攜帶走發(fā)動機(jī)漏熱。管路系統(tǒng)及發(fā)動機(jī)漏熱一定的條件下，如箱底部分推進(jìn)劑采用過冷加注，則可降低氧系統(tǒng)整體推進(jìn)劑溫度，提高發(fā)動機(jī)預(yù)冷裕度[9]。

圖6 循環(huán)預(yù)冷示意圖Fig.6 Circulation precooling system

圖7為某型火箭采用液氧過冷加注后，發(fā)動機(jī)泵出口液氧溫度變化圖。初始階段使用常規(guī)液氧加注，雖循環(huán)預(yù)冷有效保持了泵出口溫度維持在較低水平，但自然循環(huán)預(yù)冷狀態(tài)，未達(dá)到發(fā)動機(jī)起動條件。射前-30min開始加注約82K過冷液氧后，發(fā)動機(jī)泵出口溫度迅速下降，在點(diǎn)火前泵出口溫度降至起動條件以下，滿足發(fā)動機(jī)點(diǎn)火條件。

2.5 提高推進(jìn)劑整體品質(zhì)和發(fā)射適應(yīng)性

液體運(yùn)載火箭貯箱中低溫推進(jìn)劑熱分層現(xiàn)象是由于外界熱量經(jīng)過貯箱壁面后引發(fā)貯箱近壁區(qū)域內(nèi)推進(jìn)劑密度發(fā)生變化而在浮力作用下的自然對流所形成。在此過程中，熱的推進(jìn)劑經(jīng)近壁邊界層內(nèi)的流動而傳輸?shù)酵七M(jìn)劑液體表面形成一層溫度相對較高的區(qū)域，即過熱層，如圖8所示。

圖7 發(fā)動機(jī)泵出口液氧溫度變化圖Fig.7 Temperature variation of liquid oxygen pump exit

圖8 液體火箭貯箱低溫推進(jìn)劑熱分層Fig.8 Temperature distribution inside the cryogenic liquid tank

熱分層對于液體火箭的影響主要有3個方面：1)過熱的推進(jìn)劑進(jìn)入發(fā)動機(jī)可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的泵發(fā)生汽蝕而不能正常工作，這部分的過熱推進(jìn)劑在總體設(shè)計(jì)中屬于不可用部分。2)液體表面溫度的增加，將促進(jìn)貯箱內(nèi)壓力的升高，這對于使用液氫的系統(tǒng)尤為明顯。使用過冷推進(jìn)劑加注技術(shù)，可減少過熱層量，一定程度增加推進(jìn)劑利用率或總體的推進(jìn)劑安全余量。3)由于加注管路及箭上的漏熱傳入貯箱的熱量將被過冷液氧吸收，較采用不過冷加注方案可一定程度降低液氧的蒸發(fā)量并提高推遲發(fā)射不泄出推進(jìn)劑時(shí)的推進(jìn)劑品質(zhì)。針對此特點(diǎn)，在彈道設(shè)計(jì)中，需要預(yù)先考慮推進(jìn)劑溫度升高后的范圍，避免由于溫度上升較多造成的加注推進(jìn)劑劑量不足問題。

2.6 有利于縮短發(fā)射流程

由于液氧加注過程，需要通過擠壓或泵壓的方式，將推進(jìn)劑擠入貯箱，在加注過程中，泵、加注管、貯箱等的熱容及漏熱都會使推進(jìn)劑溫度大幅上升。為保證飛行過程中推進(jìn)劑的溫度，一般采用加注后蒸發(fā)吸熱的方式，降低推進(jìn)劑溫度。按照現(xiàn)有我國型號采用的大流量飽和溫度加注+停放+過冷補(bǔ)加的經(jīng)驗(yàn)，停放3h以上可將推進(jìn)劑溫度降至飽和蒸汽溫度附近。采用過冷推進(jìn)劑方案可解決加注流程過長、操作環(huán)節(jié)過多的問題，一般可將氧加注時(shí)間由射前-7h延后到約射前-1.5h，有利于實(shí)現(xiàn)射前加注無人值守。

3 過冷推進(jìn)劑加注關(guān)鍵技術(shù)

3.1 深度過冷推進(jìn)劑的制備及存儲技術(shù)

國內(nèi)現(xiàn)有低溫加注系統(tǒng)中，液氧過冷補(bǔ)加采用常規(guī)液氮作為冷源，由于在1.01325×105Pa下液氮的飽和溫度約為77.3K，因此液氮過冷器出口液氧的極限溫度為77.3K。為了對液氧進(jìn)行更低溫度深度過冷，可采用液氫、液氦或液氧、液氮抽空減壓方式獲得深度過冷冷源。另外，首次降溫循環(huán)后，除開展地面小流量循環(huán)外，應(yīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)地面低溫貯罐的絕熱結(jié)構(gòu)，降低貯罐漏熱損失，減小過冷液氧儲存期內(nèi)過冷度的變化。目前，國內(nèi)無液氧深度過冷制備及存儲技術(shù)可借鑒參考，因此深度過冷推進(jìn)劑的制備及存儲技術(shù)作為深度過冷液氧加注技術(shù)中的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)需開展攻關(guān)。

3.2 過冷氧大流量加注技術(shù)及安全性控制

若要實(shí)現(xiàn)液氧深度過冷加注，需要以盡快的時(shí)間、盡短的管路完成液氧加注，減少低溫推進(jìn)劑在加注過程的漏熱溫升，即需要在目前工程水平上，提高加注速度。加注速度提高導(dǎo)致加注流阻增加，管路內(nèi)氣液兩相流震蕩的可能性增加、泄漏的風(fēng)險(xiǎn)增大，對加注管路和加注設(shè)備的調(diào)整增大。另外，貯箱絕熱層冷變形更嚴(yán)重，另外加注速度過大導(dǎo)致加注量后效增大，推進(jìn)劑溢出的風(fēng)險(xiǎn)均需要重點(diǎn)考慮。因此全程過冷氧大流量加注需要密切關(guān)注安全性風(fēng)險(xiǎn)，應(yīng)該將此內(nèi)容作為關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行攻關(guān)。

3.3 低溫兩相流體劇烈摻混狀態(tài)下過冷氧加注停放過程精確仿真預(yù)示技術(shù)

過冷氧加注進(jìn)貯箱后，在外界環(huán)境的作用下將出現(xiàn)溫度升高。如何準(zhǔn)確預(yù)示停放階段液氧的回溫速率，對于點(diǎn)火前推進(jìn)劑溫度、貯箱初始?xì)庹砣莘e及運(yùn)載能力的評估具有重要影響，而回溫速率的精確預(yù)示需要準(zhǔn)確的建模和仿真預(yù)示技術(shù)，加注后低溫流體摻混、氣液兩相流、低溫推進(jìn)劑與貯箱和外界傳熱將顯著影響建模和預(yù)示的準(zhǔn)確率。需要開展廣泛的試驗(yàn)及數(shù)值分析，準(zhǔn)確預(yù)估貯箱內(nèi)推進(jìn)劑溫度變化。另外，需要通過低溫推進(jìn)劑加注后的溫度變化規(guī)律預(yù)估，準(zhǔn)確評估火箭的推遲發(fā)射能力。

3.4 使用過冷推進(jìn)劑對發(fā)動機(jī)性能影響分析

采用過冷推進(jìn)劑的火箭發(fā)動機(jī)性能分析是發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)優(yōu)化研究工作的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，也是提高過冷推進(jìn)劑技術(shù)成熟度的內(nèi)在需求。推進(jìn)劑溫度降低密度提高后，將影響發(fā)動機(jī)渦輪泵揚(yáng)程，影響噴管冷卻效率，影響推進(jìn)劑霧化效果等，需要開展相關(guān)專題研究，以確定推進(jìn)劑過冷后對發(fā)動機(jī)性能影響。

4 深度過冷加注技術(shù)方案設(shè)計(jì)

4.1 加注總體方案設(shè)計(jì)

經(jīng)過分析，擬采用發(fā)射日過冷推進(jìn)劑提前制備，制備后小流量循環(huán)保溫，臨射前集中大流量加注的方式，實(shí)現(xiàn)液氧深度全過冷加注。過冷氧加注系統(tǒng)擬采用圖9所示方案。主要組成部分包括：過冷液氧貯罐、加注泵、液氮過冷器、液氮罐、抽空減壓系統(tǒng)(壓縮機(jī)或引射器抽空)等。液氧加注及制備流程如下：1)液氧全過冷加注開始時(shí)間為T0；2)深度過冷液氧開始制備時(shí)間：-24h(以起飛時(shí)間為0s)；3)抽空減壓系統(tǒng)啟動，根據(jù)設(shè)定值將液氮過冷器氮腔內(nèi)壓力抽空至環(huán)境壓力以下，通過液氮沸騰吸熱將液氮深度降溫(例如真空度為38kPa(絕壓)時(shí)，液氮飽和溫度可由常壓下77.3K降至70K)。4)啟動地面儲罐液氧制冷循環(huán)，液氧從貯箱底部流出經(jīng)過過冷器降溫后返回原貯箱或其他貯箱。在地面進(jìn)行小流量過冷循環(huán)，維持液氧過冷度，直到T0；5)T0～起飛前5min，貯存在液氧貯罐內(nèi)的深度過冷氧不經(jīng)過過冷器，直接加注進(jìn)箭。6)推遲發(fā)射造成推進(jìn)劑溫度升高后，可4h內(nèi)完成液氧泄出并重新加注，按照兩發(fā)任務(wù)需求量進(jìn)行過冷氧制備。7)預(yù)估-24h開始液氧制備，射前-1.5h開始貯箱及發(fā)動機(jī)預(yù)冷，-1h開始大流量加注，-5min加注結(jié)束。

圖9 深度過冷氧加注系統(tǒng)原理圖Fig.9 Supercooling propellant loading system design

4.2 過冷推進(jìn)劑加注設(shè)計(jì)及仿真技術(shù)

采用Gambit 2.4和Ansys 13.0建立網(wǎng)格和進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，采用軸對稱模型，數(shù)值模型如圖10所示，計(jì)算模型采用非穩(wěn)態(tài)層流模型，采用VOF兩相流模型，加入液氧-氣氧的蒸發(fā)相變模型。貯箱上底和下底均采用絕熱邊界條件，筒段采用第三類邊界條件，出口邊界條件為壓力出口邊界條件，壓力為零表壓，加入重力影響，方向沿軸向方向，氣氧采用理想氣體模型。

圖10 數(shù)值模型示意圖Fig.10 Numerical simulation set up

液氧溫度場隨時(shí)間變化如圖11所示，由圖11可以看出：1)遠(yuǎn)離箱底處液氧溫度升高快，這是由于遠(yuǎn)離箱底處的液氧距離氣枕近，受液氧自然對流影響導(dǎo)致其溫度上升快；2)停放3500s以后液氧溫度趨于穩(wěn)定值，液氧溫度上升約2K；3)液氧溫度隨時(shí)間的變化具有大致的線性關(guān)系。

(a) 100s

(b) 500s

(c) 3500s

(d) 5000s圖11 液氧溫度場隨時(shí)間變化圖Fig.11 Liquid oxygen temperature distribution inside the cryogenic liquid tank

5 總結(jié)

作為提高運(yùn)載能力與發(fā)射適應(yīng)性的重要手段，本文詳細(xì)分析深度過冷加注國內(nèi)外研究現(xiàn)狀、研制的關(guān)鍵技術(shù)與主要技術(shù)途徑。經(jīng)分析顯示，深度過冷加注在運(yùn)載能力提升、提高發(fā)動機(jī)預(yù)冷適應(yīng)性、縮短加注發(fā)射流程等方面均有明顯作用。實(shí)現(xiàn)深度過冷推進(jìn)劑加注需要突破深度過冷推進(jìn)劑制備及存儲、大流量加注技術(shù)及安全性控制、低溫兩相換熱數(shù)值仿真、過冷推進(jìn)劑對發(fā)動機(jī)性能影響等關(guān)鍵技術(shù)。本文初步設(shè)計(jì)了深度過冷氧加注的主要技術(shù)方案，后續(xù)可進(jìn)一步開展仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證。

由于Falcon9火箭目前已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了全貯箱深度過冷加注，證實(shí)了該系統(tǒng)的可行性，經(jīng)過一定的技術(shù)積累，后續(xù)全貯箱深度過冷加注技術(shù)可全面應(yīng)用于我國低溫運(yùn)載火箭的加注流程中。