液氧/液甲烷低溫推進(jìn)劑深度過冷加注實驗研究

相比于常溫推進(jìn)劑,低溫推進(jìn)劑因其比沖高、無毒無污染等優(yōu)勢,已經(jīng)廣泛應(yīng)用于新一代運載火箭

。其中,液氧/液氫組合(LO

/LH

)在比沖方面具有顯著優(yōu)勢,成為未來遠(yuǎn)距離深空探測任務(wù)的首選,而液氧/液甲烷組合(LO

/LCH

)因其在成本上的顯著優(yōu)勢,得到了商業(yè)航天領(lǐng)域的高度關(guān)注

。然而,低溫推進(jìn)劑沸點很低,在近飽和狀態(tài)下極易受熱蒸發(fā),給發(fā)動機工作及推進(jìn)系統(tǒng)熱管理帶來了諸多挑戰(zhàn)。若采用過冷狀態(tài)的低溫推進(jìn)劑,不僅能夠有效改善低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)問題,也有益于降低系統(tǒng)質(zhì)量、提升發(fā)動機性能、延長在軌貯存時間等

。因此,低溫推進(jìn)劑過冷技術(shù)(也稱作致密化技術(shù))具有重要應(yīng)用價值。

NASA針對單級入軌可重復(fù)使用航天器(SSTO RLV)進(jìn)行系統(tǒng)評估時指出:過冷推進(jìn)劑密度更高,可以降低貯箱、管路、閥門、泵等系統(tǒng)部件尺寸;過冷推進(jìn)劑操作壓力更低,進(jìn)而可以減小貯箱壁厚和增壓系統(tǒng);過冷推進(jìn)劑具有更多冷量,在相同貯存時間要求下可以減少保溫層等絕熱結(jié)構(gòu),從而帶來發(fā)射系統(tǒng)整體質(zhì)量的顯著降低

。如果使用66.7 K液氧和15.0 K液氫組合,RLV發(fā)射質(zhì)量可以降低20%左右

。隨后,在X-33項目中,波音公司開發(fā)了第一代液氫過冷裝置,羅克韋爾公司設(shè)計搭建了基于液氮浴過冷的78 K液氧過冷系統(tǒng),格林研究中心基于兩級液氮浴式換熱器實現(xiàn)了66.7 K過冷液氧的大規(guī)模制備

。近年來,Johnson等

針對Altair上升級,從成本、安全性、動力性能等方面對比了26種液甲烷過冷方案,最終推薦了采用換熱器進(jìn)行降溫過冷的方案。Baik和Notardonato

、Cho等

、Mustafi等

也提出了基于制冷機、氦氣鼓泡和熱力學(xué)冷卻等方法的低溫推進(jìn)劑過冷方案。

國內(nèi)方面,朱子勇等

采用液氮換熱方案,針對某型號發(fā)動機進(jìn)行了86 K～87 K目標(biāo)溫度的過冷液氧試驗測試。謝福壽等

針對快速過冷技術(shù)進(jìn)行了方案對比和設(shè)計計算,并提出了一種結(jié)合抽空減壓和節(jié)流制冷的復(fù)合過冷方案。王磊等

對4種低溫推進(jìn)劑過冷度獲取方案的工作過程進(jìn)行了對比分析。邵業(yè)濤等

分析了過冷推進(jìn)劑在系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、發(fā)動機預(yù)冷、發(fā)射流程等方面對火箭性能的影響,并總結(jié)了過冷加注過程涉及的主要關(guān)鍵技術(shù)。陳強等

針對液氮冷卻式液甲烷過冷方案進(jìn)行了換熱器設(shè)計,并提出了防止甲烷凍結(jié)的流程控制策略。

目前,除暴風(fēng)雪號航天飛機和美國獵鷹9號火箭采用了推進(jìn)劑全過冷加注技術(shù)外

,國內(nèi)外低溫火箭大多僅采用了部分過冷加注技術(shù),例如我國CZ-5、美國土星5號、俄羅斯安加拉和歐洲阿里安火箭均在發(fā)射前通過液氧過冷補加以獲取86 K左右的過冷液氧,而液氫、液甲烷一般不采用過冷加注技術(shù)

。

綜上所述,雖然過冷低溫推進(jìn)劑具有諸多性能優(yōu)勢,但是在實際工程中尚未得到廣泛應(yīng)用。尤其對于低溫推進(jìn)劑深度過冷技術(shù)的研究多集中于理論與方案分析層面,缺乏充足可靠的實驗驗證。因此,本文針對液氧/液甲烷組合,以70 K/97 K為深度過冷目標(biāo)進(jìn)行方案設(shè)計,并通過搭建中等規(guī)?？焖偕疃冗^冷加注系統(tǒng),對該方案可行性進(jìn)行實驗測試驗證。

1 過冷方案設(shè)計

過冷加注實驗過程中主要對流量、溫度和壓力等參數(shù)進(jìn)行測量,具體測點標(biāo)注于圖3和圖5中。測量元件主要采用低溫渦輪流量計(量程0～3 L·s

,精度為0.5級)、PT100溫度傳感器(A級)、YB1C型壓力傳感器(量程0～1.0 MPa,精度為0.2級)和PAA-23Y型真空壓力傳感器(量程0.01～100 kPa,精度為0.5級)。基于Explab軟件構(gòu)建了圖7所示的液氧/液甲烷深度過冷實驗臺數(shù)據(jù)采集系統(tǒng),對測試過程進(jìn)行實時監(jiān)測與數(shù)據(jù)記錄。

Waters AcquityTM超高效液相色譜（UPLC）系統(tǒng)，包括Waters串聯(lián)質(zhì)譜（MS/MS）檢測器、Masslynx 4.1工作站（美國Waters公司）；LC-4016型低速離心機（安徽中科中佳科學(xué)儀器有限公司）；TG16-WS型高速離心機（長沙湘儀離心機儀器有限公司）；AB135-S型十萬分之一電子天平[梅特勒-托利多儀器（上海）有限公司]；XW-80A型微型渦旋混合器（上海滬西分析儀器廠有限公司）；BCD-225CHC型冰箱（合肥美菱股份有限公司）；Milli-Q GradientA10型超純水系統(tǒng)[密理博（上海）貿(mào)易有限公司]。

常壓液氮浴式換熱器是液甲烷過冷度獲取的核心裝置,與上述液氧系統(tǒng)中的復(fù)溫器為同一設(shè)備。采用列管式換熱形式,管側(cè)走液甲烷,具體結(jié)構(gòu)如圖6所示。液甲烷經(jīng)換熱器過冷后注入受注容器,實驗結(jié)束后,甲烷工質(zhì)通過有氮氣防護(hù)的高空排放系統(tǒng)進(jìn)行安全排放。

加注系統(tǒng)過冷過程可以分為加注前過冷、邊加注邊過冷和加注后過冷3種主要的流程方案,如圖2所示。對于先過冷再加注方案,過冷與箭上加注過程相對獨立,推進(jìn)劑先儲存于地面儲罐內(nèi)并通過泵+換熱器實現(xiàn)循環(huán)過冷,完成過冷后再由地面儲罐加注至箭上貯箱。一方面,圖2(a)方案的過冷時間受加注任務(wù)影響較小,可以根據(jù)過冷時間與換熱器過冷能力的匹配進(jìn)行更靈活的系統(tǒng)設(shè)計;另一方面,加注過程機動性較高,面對發(fā)射取消等突發(fā)狀況,已加注的箭上貯箱內(nèi)過冷推進(jìn)劑可以進(jìn)行泄回貯存。先過冷再加注方案也需要增加一個火箭貯箱尺度的地面低溫儲罐和低溫液體泵兩個大型設(shè)備及其配套管閥件,在地面貯存過程中也需要消耗更多高品質(zhì)的過冷推進(jìn)劑。

第四個階段互助提升階段，該階段員工除接受組織的安全培訓(xùn)外，能夠主動學(xué)習(xí)和提高安全能力與意識，并主動關(guān)注他人與組織層面的不安全隱患，主動給予幫助。

圖2(c)所示的邊過冷邊加注方案具有最簡單的系統(tǒng)結(jié)構(gòu),不需要中間儲罐、循環(huán)泵及發(fā)射臺改造,可實施性最強,且不需要額外的過冷時間。而且,不同于前兩種方案中加注過程對循環(huán)泵裝置的依賴性,圖2(c)方案還可以采用無動部件、更安全可靠的壓差擠壓式加注方法,為實際工程應(yīng)用提供更多的設(shè)計空間。目前,圖2(c)方案的主要限制在于,實時過冷對換熱器和抽真空裝置(負(fù)壓換熱器所需)的工作性能有很高要求,特別對于大流量加注工況,可能需要超大功率的換熱器及配套裝置。

東西部扶貧協(xié)作和對口支援，是推動區(qū)域協(xié)調(diào)發(fā)展、協(xié)同發(fā)展、共同發(fā)展的大戰(zhàn)略，是加強區(qū)域合作、優(yōu)化產(chǎn)業(yè)布局、拓展對內(nèi)對外開放新空間的大布局，是實現(xiàn)先富幫后富、最終實現(xiàn)共同富裕目標(biāo)的大舉措。根據(jù)國家東西部扶貧協(xié)作部署，福建省福州市連江縣對口幫扶甘肅省定西市隴西縣，2017年初完善結(jié)對、幫扶對象瞄準(zhǔn)貧困村和建檔立卡貧困人口，精準(zhǔn)聚焦于產(chǎn)業(yè)合作、勞務(wù)協(xié)作、人才支援、資金支持等方面開展幫扶工作。

針對本文關(guān)注的中等規(guī)模系統(tǒng),快速過冷的目標(biāo)需求,綜合對比后選取系統(tǒng)簡單、可靠性高、過冷時間短的邊過冷邊加注方案。

紙漿洗滌過程是制漿造紙生產(chǎn)中非常重要的一環(huán)，其洗滌效果直接影響到后續(xù)工段的順利進(jìn)行。然而紙漿洗滌過程是一個高度復(fù)雜的非線性過程，紙漿洗滌過程的建模與自動控制問題一直困擾著制漿造紙生產(chǎn)企業(yè)。近年來，數(shù)據(jù)驅(qū)動建模得到了廣泛的應(yīng)用，該方法只利用已存儲的大量輸入輸出數(shù)據(jù)，在線學(xué)習(xí)計算與當(dāng)前狀態(tài)相匹配的控制量，便可獲得系統(tǒng)所需要的各種靜態(tài)品質(zhì)，用“數(shù)據(jù)為自身說話”[1]。在紙漿洗滌過程中，具有豐富的在線和離線測量數(shù)據(jù)，如溫度、上漿濃度和出漿濃度、漿種和紙漿硬度、清水加入量和洗滌次數(shù)等數(shù)據(jù)[2]。

（4）旅游社區(qū)基礎(chǔ)。社區(qū)是支持和保障生態(tài)旅游活動的重要基礎(chǔ)，促進(jìn)和保證社區(qū)參與也是生態(tài)旅游開發(fā)的重要目的[8]。人口基礎(chǔ)、一定的經(jīng)濟能力和必要的環(huán)境知識儲備是影響居民參與生態(tài)旅游活動、進(jìn)行生態(tài)旅游決策的主要原因[9-10]。故本研究從人口規(guī)模、地區(qū)經(jīng)濟、生態(tài)意識和居民參與四個維度對區(qū)域生態(tài)旅游開發(fā)的社區(qū)因素進(jìn)行評價。

2 深度過冷加注實驗系統(tǒng)

基于上述過冷加注方案設(shè)計研究,分別針對液氧、液甲烷工質(zhì)設(shè)計搭建中等規(guī)模的深度過冷加注地面實驗系統(tǒng),并分別以70 K和97 K為深度過冷目標(biāo)開展可行性驗證測試。

2.1 液氧系統(tǒng)

液氧過冷加注系統(tǒng)如圖3所示,主要包括供液槽車、兩級過冷換熱器、抽真空裝置和測量設(shè)備。液氧加注通過槽車壓力驅(qū)動,設(shè)計加注流量為2.0 L·s

。

上古介見紐月韻，丯溪紐月韻，疊韻旁紐。結(jié)合字形分析，可以得出“介”借“丯”契刻的意義，由契刻可引申出畫的意義，所以許慎用“畫”來解釋“介”。典籍中也常用此義，例如：

二級換熱器的負(fù)壓環(huán)境由抽真空設(shè)備實現(xiàn),對比國外研究學(xué)者使用的多級壓縮機和引射器裝置

,本文選擇了成本較低、技術(shù)難度小的水環(huán)泵裝置。水環(huán)泵型號SKA 2BE1-253,額定功率為55 kW,額定抽氣率為2 000 m

·h

,極限真空度為15 kPa。水環(huán)泵運行熱功率約為22 kW,冷卻水用量約為5.2 m

·h

。為保證水環(huán)泵正常工作,二級換熱器抽真空出口的低溫氮氣先經(jīng)過水浴復(fù)溫器升溫至常溫水平后,再進(jìn)入泵入口。復(fù)溫器采用列管式換熱形式,水浴體積為5.0 m

,換熱功率約為20 kW,基本與水環(huán)泵冷卻功率需求相匹配,能夠與水環(huán)泵冷卻水形成閉式水循環(huán)。液氧經(jīng)兩級換熱器過冷后注入0.8 m

受注容器,實驗完成后進(jìn)行安全泄放。

2.2 液甲烷系統(tǒng)

圖5給出了液甲烷過冷加注系統(tǒng)結(jié)構(gòu),主要由供液槽車、換熱器、安全排放裝置和測量設(shè)備等部件組成。通過槽車壓力驅(qū)動液甲烷加注,設(shè)計加注流量為1.0 L·s

。受注容器、主要管路及閥門、傳感器等與上述液氧系統(tǒng)共用(完成液氧測試后進(jìn)行更換、清洗與檢查)。

抽空減壓方法雖然具有過冷效率高、過冷溫度低、控制靈活度強等優(yōu)勢,但是也存在較大的推進(jìn)劑損耗,且對于液氧、液甲烷工質(zhì)還需要嚴(yán)格控制其抽空、排放過程的安全性問題。因此,本文選取無動設(shè)備、無推進(jìn)劑損耗的液氮浴式換熱方式對液氧和液甲烷進(jìn)行深度過冷,圖1給出了液氧、液甲烷和液氮3種低溫流體的飽和溫度與飽和壓力對應(yīng)關(guān)系

。液態(tài)氧和液態(tài)甲烷的最低溫度分別為54.4 K和90.7 K,常壓及負(fù)壓液氮浴可實現(xiàn)的溫度范圍為63.2 K～77.4 K。

兩級換熱器均采用鋁制板翅片式換熱結(jié)構(gòu),如圖4所示。一級換熱器高4 m,外徑1.85 m,在設(shè)計工況(熱端液氧94 K/0.15 MPa,冷端液氮77.4 K/0.1 MPa)下額定換熱功率為320 kW。二級采用了負(fù)壓液氮浴式換熱器,是實現(xiàn)液氧深度過冷的核心設(shè)備,在設(shè)計工況(熱端液氧80 K/0.2 MPa,冷端液氮64 K/0.015 MPa)下額定換熱功率為110 kW。二級換熱器上端留有2 m

氣枕空間,以保持抽真空過程換熱器內(nèi)的壓力穩(wěn)定。

2.3 數(shù)據(jù)測量與采集系統(tǒng)

本文工作落腳于中大型規(guī)模低溫推進(jìn)劑加注系統(tǒng)的快速深度過冷技術(shù)研究,在文獻(xiàn)[17-20]中已經(jīng)分析指出,大型系統(tǒng)建議采用抽空減壓法和液氮浴換熱法,其可行性已經(jīng)得到實際工程應(yīng)用或大型地面實驗測試的成功驗證。氦氣鼓泡、制冷機、節(jié)流制冷等過冷方法存在氦氣消耗大、能耗大和節(jié)流損失大等問題,不建議應(yīng)用于中大型系統(tǒng)。

3 結(jié)果與討論

3.1 液氧過冷實驗

實驗前對系統(tǒng)進(jìn)行氣密性檢查與軟硬件調(diào)試,再進(jìn)行嚴(yán)格的氮氣吹除,置換水分等雜質(zhì)以避免系統(tǒng)堵塞。完成系統(tǒng)吹除和氮氣置換后,液氧過冷加注實驗主要經(jīng)歷了如圖8所示的液氮換熱器預(yù)冷與加注、液氧管路預(yù)冷、二級換熱器建立負(fù)壓環(huán)境和液氧過冷加注測試等環(huán)節(jié)。圖8主要給出了實驗過程中二級換熱器內(nèi)液氮液位的變化情況。液位計

、溫度測點

和

的安裝位置標(biāo)注于圖4中。

圖9給出了液氧管路預(yù)冷過程的沿程溫度變化情況,該過程主要分為換熱器前管路預(yù)冷、一級換熱器管路預(yù)冷和二級換熱器管路預(yù)冷3個部分。階段Ⅰ內(nèi),液氧入口段管路逐漸被冷卻。流量計安裝于此段管路,在未完成預(yù)冷時,管內(nèi)為氣液兩相流態(tài),導(dǎo)致流量數(shù)據(jù)存在較大波動。當(dāng)一級換熱器入口溫度不斷下降直至達(dá)到液氧溫度時,代表該段管路已經(jīng)被完全預(yù)冷至全液流動,流量數(shù)據(jù)也逐漸穩(wěn)定。階段Ⅱ和Ⅲ內(nèi),一級和二級換熱器出口處溫度測點達(dá)到并穩(wěn)定于液氧溫度后,分別表明一級和二級換熱器內(nèi)的液氧管路完成了充分預(yù)冷。

換熱器被預(yù)冷至一定程度后逐漸開始有液氮累積,隨著液氮持續(xù)加注,液氮液位逐漸上升。測點

和

相繼降低至液氮溫區(qū)代表液位已沒過該溫度測點位置。2 500 s時達(dá)到目標(biāo)液位,停止液氮加注。在系統(tǒng)漏熱和換熱器儲熱影響下,液氮不斷蒸發(fā)引起液位逐漸下降。3 200 s至3 600 s期間進(jìn)行了液氧管路預(yù)冷,高于液氮溫度的液氧進(jìn)入系統(tǒng)后加劇了液氮蒸發(fā),引起了液氮液位的加速下降。5 000 s左右開啟抽真空裝置建立二級換熱器負(fù)壓環(huán)境,當(dāng)二級換熱器壓力降低并穩(wěn)定于目標(biāo)壓力后(二級換熱器液氮浴溫度穩(wěn)定于接近三相點溫度),6 500 s左右開始液氧過冷加注測試。

在圖2(b)所示的先加注后過冷方案中,完成飽和態(tài)低溫推進(jìn)劑箭上加注后,再通過泵+換熱器直接對箭上貯箱進(jìn)行循環(huán)過冷。圖2(b)方案相較于圖2(a)所示的方案簡化了中間儲罐及其循環(huán)泵結(jié)構(gòu),也縮短了過冷推進(jìn)劑儲存時間及其消耗量。此外,圖2(b)方案還能夠在發(fā)射前始終控制箭上貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑溫度,對發(fā)射延誤等突發(fā)狀況具有更強的適應(yīng)性。然而,圖2(b)方案最大的風(fēng)險在于,需要對箭上結(jié)構(gòu)進(jìn)行循環(huán)過冷系統(tǒng)改造,且過冷系統(tǒng)需要適配于發(fā)射臺架高度,并在發(fā)射前能夠與箭體快速安全脫離。

圖10給出了液氧深度過冷加注測試階段的結(jié)果?？梢钥闯?當(dāng)加注過程達(dá)到穩(wěn)定后,液氧入口溫度約為108 K,經(jīng)一級換熱器冷卻至88 K左右,再經(jīng)二級換熱器冷卻至70 K以下。不同流量工況下,二級換熱器出口的液氧溫度始終低于70 K,達(dá)到了深度過冷目標(biāo)溫度。

其中， r為NI的長度，tp (1 p r)是NI的所有項目中其支持度最大的單項目，Is為NI的所有2_子項集至(r-1)_子項集中其支持度最大的子項集.

3.2 液甲烷過冷實驗

在液氧實驗系統(tǒng)基礎(chǔ)上完成系統(tǒng)改裝后,進(jìn)行嚴(yán)格的系統(tǒng)吹掃與氮氣置換。相較于液氧實驗,液甲烷深度過冷實驗流程較為簡單,主要包括液氮預(yù)冷與加注和液甲烷預(yù)冷與加注測試階段。換熱器預(yù)冷和液氮加注過程同液氧實驗十分相似,且不涉及抽空過程,不再做過多贅述。圖11給出了甲烷管路預(yù)冷與加注過程的主要參數(shù)結(jié)果。開始液甲烷加注后,換熱器入口處測點溫度逐漸由室溫降低至液甲烷溫區(qū),代表入口段管路被充分冷卻。此期間,安裝于入口段管路的流量計示數(shù)同在未完全預(yù)冷時存在較大波動,并于入口段管路被充分預(yù)冷至穩(wěn)定滿液流動后趨于穩(wěn)定。隨著預(yù)冷過程推進(jìn),換熱器出口溫度也在逐漸降低,約1 200 s處的溫度突降代表該時刻下該測點位置管路達(dá)到了全液流動。在流量穩(wěn)定的液甲烷持續(xù)加注中,系統(tǒng)逐漸達(dá)到穩(wěn)定。

圖12給出了穩(wěn)定工況下,液甲烷加注過程的過冷度數(shù)據(jù)?？梢钥闯?流量、換熱器進(jìn)出口甲烷溫度均較為穩(wěn)定,經(jīng)液氮浴式換熱器冷卻,液甲烷溫度由116 K左右降低至96 K左右,達(dá)到了液甲烷深度過冷目標(biāo)溫度。

4 結(jié) 論

針對液氧/液甲烷低溫推進(jìn)劑組合,開展了深度過冷加注方案分析設(shè)計與實驗驗證,主要結(jié)論如下:

(1)液氧系統(tǒng)采用常壓液氮浴+負(fù)壓液氮浴兩級換熱過冷方案,液甲烷系統(tǒng)采用常壓液氮浴換熱過冷方案。為滿足快速過冷加注需求,液氧/液甲烷系統(tǒng)均采用邊過冷邊加注的系統(tǒng)流程。

(2)液氧過冷系統(tǒng)核心設(shè)備設(shè)計選型中,常壓與負(fù)壓液氮浴式換熱器均采用板翅式換熱形式,二級換熱器采用水環(huán)泵裝置實現(xiàn)抽空減壓,通過中等規(guī)模測試系統(tǒng)實現(xiàn)了1.0 L·s

左右加注流量下,70 K深度過冷液氧獲取與快速加注。

(3)液甲烷過冷系統(tǒng)核心設(shè)備設(shè)計選型中,常壓液氮浴式換熱器采用列管式換熱形式,實驗測試實現(xiàn)了97 K深度過冷液甲烷的獲取與快速加注,驗證了設(shè)計方案的可行性。

對于萬能軋機的重軌生產(chǎn)，軋機對型鋼斷面的軋制要高于普通軋面20 m左右。在離鋼軌尾部10 m的范圍內(nèi)，會存在一個高于正常軌道0.5 mm以上的“高點”，該“高點”會在鋼軌有0.5 m左右的持續(xù)長度。對于這些影響列車運行的“高點”，傳統(tǒng)“高點”處理方式為器具打磨，但器具打磨會嚴(yán)重影響鋼體的質(zhì)量與壽命。而使用全軋程熱力耦合數(shù)值模擬系統(tǒng)，能夠完成E孔型和UF孔型的連軋工作。其中UF孔型屬于半封閉的軌道孔型，軋件在離開E軋機進(jìn)入UF軋機的過程中，會由于半封閉孔型而發(fā)生“甩尾”現(xiàn)象，軋件尾部會明顯高于脫離軋機時的軌高。

基于本方案可行性的成功驗證,下一步計劃開展換熱器優(yōu)化設(shè)計、液甲烷防凍結(jié)調(diào)控、系統(tǒng)精確管理等研究及其實驗驗證,以期推進(jìn)過冷低溫推進(jìn)劑的工程化應(yīng)用。

:

[1] 馬原,厲彥忠,王磊,等.低溫推進(jìn)劑在軌加注技術(shù)與方案研究綜述 [J].宇航學(xué)報,2016,37(3):245-252.

MA Yuan,LI Yanzhong,WANG Lei,et al.Review on on-orbit refueling techniques and schemes of cryogenic propellants [J].Journal of Astronautics,2016,37(3):245-252.

[2] 李東,王玨,陳士強.長征五號運載火箭動力系統(tǒng)總體技術(shù)分析 [J].推進(jìn)技術(shù),2021,42(7):1441-1448.

LI Dong,WANG Jue,CHEN Shiqiang.Key technology analysis of CZ-5 launch vehicle propulsion system [J].Journal of Propulsion Technology,2021,42(7):1441-1448.

[3] 李文龍,李平,鄒宇.烴類推進(jìn)劑航天動力技術(shù)進(jìn)展與展望未來 [J].宇航學(xué)報,2015,36(3):243-252.

LI Wenlong,LI Ping,ZOU Yu.Review and future trend of space propulsion technique using hydrocarbon propellants [J].Journal of Astronautics,2015,36(3):243-252.

[4] FAZAH M M.STS propellant densification feasibility study data book [EB/OL].(1994-09-01)[2022-03-02].https:∥ntrs.nasa.gov/citations/19950006444.

[5] LEMOYNE R.Fundamental analysis of cryogenic propellant densification [C]∥15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Reston,VA,USA:AIAA,2008:2008-2500.

[6] KELLER C W.Effects of using subcooled liquid and slush hydrogen fuels on space vehicle design and performance [C]∥3rd Propulsion Joint Specialist Conference.Reston,VA,USA:AIAA,1967:67-467.

[7] WHITEHEAD J C.Single stage to orbit mass budgets derived from propellant density and specific impulse [C]∥32nd Joint Propulsion Conference and Exhibit.Reston,VA,USA:AIAA,1996:1996-3108.

[8] LAK T,LOZANO M,TOMSIK T.Advancement in cryogenic propulsion system performance through propellant densification [C]∥32nd Joint Propulsion Conference and Exhibit.Reston,VA,USA:AIAA,1996:1996-3123.

[9] LAK T,LOZANO M,NEARY D.LO2 propellant densification without use of rotating machinery [C]∥38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference &Exhibit.Reston,VA,USA:AIAA,2002:2002-3599.

[10] TOMSIK T M.Performance tests of a liquid hydrogen propellant densification ground support system for the X33/RLV [C]∥33rd Joint Propulsion Conference and Exhibit.Reston,VA,USA:AIAA,1997:1997-2976.

[11] TOMSIK T M,MEYER M L.Liquid oxygen propellant densification production and performance test results with a large-scale flight-weight propellant tank for the X33 RLV [EB/OL].(2010-05-01)[2022-03-02].http:∥ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=20100035 154.

[12] JOHNSON W L,TOMSIK T M,SMUDDE T D,et al.A densified liquid methane delivery system for the altair ascent stage [C]∥SpaceOps 2010 Conference.Reston,VA,USA:AIAA,2010:2010-1904.

[13] BAIK J H,NOTARDONATO W U.Initial test results of laboratory scale hydrogen liquefaction and densification system [C]∥AIP Conference Proceedings 2006.Melville,NY,USA:AIP,2006:1530-1537.

[14] CHO N,KWON O,KIM Y,et al.Investigation of Helium injection cooling to liquid oxygen propellant chamber [J].Cryogenics,2006,46(2/3):132-142.

[15] MUSTAFI S,JOHNSON W,KASHANI A,et al.Subcooling for long duration in-space cryogenic propellant storage [C]∥AIAA SPACE 2010 Conference &Exposition.Reston,VA,USA:AIAA,2010:2010-8869.

[16] 朱子勇,牛麗,李培昌.某型號火箭發(fā)動機過冷液氧試驗技術(shù)研究 [C]∥第十屆全國低溫工程大會暨中國航天低溫專業(yè)信息網(wǎng)2011年度學(xué)術(shù)交流會論文集.北京:中國制冷學(xué)會,2011:353-362.

[17] 謝福壽,雷剛,王磊,等.過冷低溫推進(jìn)劑的性能優(yōu)勢及其應(yīng)用前景 [J].西安交通大學(xué)學(xué)報,2015,49(5):16-23,127.

XIE Fushou,LEI Gang,WANG Lei,et al.Performance advantages and application prospects of subcooled cryogenic propellants [J].Journal of Xi’an Jiaotong University,2015,49(5):16-23,127.

[18] 謝福壽,厲彥忠,王磊,等.低溫推進(jìn)劑過冷技術(shù)研究 [J].航空動力學(xué)報,2017,32(3):762-768.

XIE Fushou,LI Yanzhong,WANG Lei,et al.Study on subcooled technology for cryogenic propellants [J].Journal of Aerospace Power,2017,32(3):762-768.

[19] XIE Fushou,LI Yanzhong,WANG Lei,et al.Feasibility analysis and application consideration of a rapid method to obtain subcooled cryogenic propellants [J].Applied Thermal Engineering,2017,118:82-89.

[20] 王磊,厲彥忠,馬原,等.長期在軌貯存低溫推進(jìn)劑過冷度獲取方案研究 [J].航空動力學(xué)報,2015,30(11):2794-2802.

WANG Lei,LI Yanzhong,MA Yuan,et al.Investigation on acquisition schemes of cryogenic propellant subcooling for long-term on-orbit storage [J].Journal of Aerospace Power,2015,30(11):2794-2802.

[21] 邵業(yè)濤,羅庶,王浩蘇,等.低溫推進(jìn)劑深度過冷加注技術(shù)研究及對運載火箭性能影響分析 [J].宇航總體技術(shù),2019,3(2):18-25.

SHAO Yetao,LUO Shu,WANG Haosu,et al.Research on the supercooling loading technology of cryogenic propellant and its effects on rocket performance [J].Astronautical Systems Engineering Technology,2019,3(2):18-25.

[22] 陳強,孫慶國,王天祥,等.基于液氮冷源的液態(tài)甲烷過冷加注工藝 [J].航空動力學(xué)報,2020,35(5):956-962.

CHEN Qiang,SUN Qingguo,WANG Tianxiang,et al.Liquid methane subcooling and filling process using liquid nitrogen as cold source [J].Journal of Aerospace Power,2020,35(5):956-962.

[23] 周媛.能源“暴風(fēng)雪”號的低溫加注系統(tǒng) [C]∥航天第七專業(yè)信息網(wǎng)2010年度學(xué)術(shù)交流會議論文集.北京:中國制冷學(xué)會,2010:1-6.

[24] MUSK E.Making life multi-planetary [J].New Space,2018,6(1):1-11.

[25] 《世界航天運載器大全》編委會.世界航天運載器大全 [Z].2版.北京:中國宇航出版社,2007.

[26] National Institute of Standards and Technology.NIST chemistry WebBook:NIST standard reference database number 69 [EB/OL].[2022-03-02].https:∥webbook.nist.gov/chemistry/.