胡旭東，宋 揚(yáng)

（文昌航天發(fā)射場(chǎng)，文昌，571300）

0 引 言

天低溫推進(jìn)劑加注具有實(shí)用意義。

低溫推進(jìn)劑具有無毒、無污染、低成本、高比沖等優(yōu)勢(shì)，成為目前國(guó)際上應(yīng)用于大型運(yùn)載火箭使用最廣泛的推進(jìn)劑，文昌航天發(fā)射場(chǎng)新一代 CZ-5、CZ-7運(yùn)載火箭均采用液氧作為火箭的氧化劑。

而液氧通常是處于飽和狀態(tài)的低溫液體，處于沸點(diǎn)溫度附近，熱物理性能明顯不足。過冷（降低液體溫度至沸點(diǎn)溫度以下）不僅能提高液氧品質(zhì)，而且還是一種有效防止兩相流的有效方法。為保證發(fā)動(dòng)機(jī)泵不產(chǎn)生氣蝕，要求進(jìn)泵前低溫介質(zhì)的溫度必須低于泵入口壓力下的飽和溫度[1]。同時(shí)液氧的密度與溫度密切相關(guān)，對(duì)液氧進(jìn)行過冷是提高液氧密度的重要手段。因此在火箭飛行過程中，為了保證能向發(fā)動(dòng)機(jī)提供規(guī)定品質(zhì)（溫度）的推進(jìn)劑，通常要求加注結(jié)束后貯箱中推進(jìn)劑溫度不超過某一規(guī)定值，為此必須加注過冷液氧。本文的研究對(duì)當(dāng)今液氧加注系統(tǒng)設(shè)計(jì)和今后航

1 研究現(xiàn)狀

目前，中國(guó)僅CZ-3A系列、CZ-6及海南發(fā)射場(chǎng)的CZ-5、CZ-7運(yùn)載火箭采用液氧作為推進(jìn)劑，其液氧加注過程大致分為預(yù)冷、大流量加注、停放、射前補(bǔ)加幾個(gè)階段。其中均僅在射前補(bǔ)加階段采用過冷液氧進(jìn)行加注，要求進(jìn)箭溫度小于84 K，其余階段均采用處于飽和臨界狀態(tài)的液氧進(jìn)行加注，在停放階段打開排氣閥，靠液氧自身蒸發(fā)維持貯箱內(nèi)液氧溫度。中國(guó)現(xiàn)階段未全面開始液氧全過冷加注方式的研究。

在美國(guó)早期火箭中，如土星V和航天飛機(jī)均采用同中國(guó)目前類似的加注方式，通過射前補(bǔ)加過冷液氧的方式控制貯箱內(nèi)液氧溫度[2]。

目前，SpaceX公司的Falcon9運(yùn)載火箭加注時(shí)采用全過冷加注方式，其首先對(duì)液氮進(jìn)行抽真空，使之溫度約在其冰點(diǎn)（63 K左右）附近，再利用過冷液氮將液氧溫度降低到66 K左右后再向箭體內(nèi)貯箱進(jìn)行加注。同時(shí)其采用的RP-1火箭煤油亦采用降溫加注的方式，加注溫度基本控制在-7 ℃左右，在此溫度下，煤油粘性未受影響，但其密度卻提高了約2.5%～4%。

俄羅斯在蘇聯(lián)時(shí)期即開始采用全過冷的方式進(jìn)行推進(jìn)劑加注。其聯(lián)盟號(hào)火箭在向箭上加注前，先將庫區(qū)貯罐內(nèi)的液氧溫度降到70 K，再進(jìn)行全過冷加注。能源-暴風(fēng)雪號(hào)航天飛機(jī)采用的燃料為全過冷液氫/液氧，點(diǎn)火時(shí)要求貯箱內(nèi)液氫溫度處于17 K，液氧溫度處于57 K[3]。登月用的N-1火箭要求貯箱內(nèi)的液氧溫度大約為81 K。

可以看出，在美國(guó)、俄羅斯兩個(gè)航天強(qiáng)國(guó)中，推進(jìn)劑全過冷加注方式已經(jīng)成為了一種發(fā)展趨勢(shì)，并已開始廣泛應(yīng)用于現(xiàn)役運(yùn)載火箭。

2 液氧全過冷加注應(yīng)用研究

2.1 液氧物性

液氧為淺藍(lán)色液體，并具有強(qiáng)順磁性。液氧無毒、無污染，化學(xué)性質(zhì)活潑，是一種強(qiáng)氧化劑。它的主要物理性質(zhì)如下：標(biāo)準(zhǔn)大氣壓（101.325 kPa）下密度為1.14×103kg/m3，沸點(diǎn)為90.184 K（-183 ℃），常壓下的液氧體積是對(duì)應(yīng)壓力0 ℃時(shí)氣體體積的1/798.4。其主要物理性質(zhì)如表1所示。

表1 液氧物理性質(zhì)[4]Tab.1 Physical Properties of LOX

2.2 火箭全過冷加注液氧的優(yōu)勢(shì)

液氧過冷可提高其密度、降低飽和蒸氣壓，為火箭的系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來一系列優(yōu)勢(shì)，以下針對(duì)火箭加注過冷液氧的優(yōu)勢(shì)進(jìn)行詳細(xì)闡述。

2.2.1 密度優(yōu)勢(shì)

目前，工業(yè)上液氧密度與溫度的關(guān)系，均由通過測(cè)量參數(shù)擬合公式的方法得出，如圖1所示。

圖1 液氧密度與溫度變化關(guān)系Fig.1 The Relationship Between Density And Temperature Change（LOX）

文獻(xiàn)[5]在測(cè)量液氧的密度時(shí)，在 P=0.3～1.0 MPa時(shí)，忽略壓力參數(shù)的影響，采用測(cè)量溫度方式進(jìn)行。通過測(cè)量參數(shù)擬合公式，液氧的密度隨溫度變化的關(guān)系可由下列公式進(jìn)行計(jì)算：

工業(yè)上，在計(jì)算處于臨界壓力的液氧密度時(shí)，一般采用下列公式進(jìn)行計(jì)算：

式中 T為絕對(duì)溫度。由公式（1）和（2）可以看出，液氧的密度基本隨溫度呈線性變化。

從上文的分析中，可看出液氧的溫度直接影響液氧的密度，因此加注同等質(zhì)量的液氧，其貯箱尺寸可以相應(yīng)減小，降低箭體尺寸，節(jié)約結(jié)構(gòu)重量，提高運(yùn)載能力。

假設(shè)某型火箭采用液氧作為推進(jìn)劑，箭體采用5 m直徑芯級(jí)，3.35 m直徑助推。其中一級(jí)氧箱加注容積為120 m3，貯箱柱段長(zhǎng)6 m，質(zhì)量為2000 kg；助推氧箱加注容積為 90 m3，貯箱柱段長(zhǎng) 10 m，質(zhì)量為1500 kg。分析加注不同溫度液氧情況：

由式（2）可計(jì)算出加注90 K臨界溫度下液氧時(shí)，液氧密度為1.143 08 kg/L；80 K過冷液氧，液氧密度為1.191 18 kg/L，密度增大約4.2%。若加注80 K過冷液氧，一級(jí)液氧貯箱可減少容積5.04 m3，對(duì)應(yīng)貯箱柱段可縮短約0.252 m，質(zhì)量減輕80.4 kg；助推液氧貯箱可減少容積3.78 m3，對(duì)應(yīng)貯箱柱段可縮短約0.42 m，質(zhì)量減輕63 kg。若同F(xiàn)alcon 9采用66 K液氧進(jìn)行全過冷加注，液氧密度提升到1.258 52 kg/L，密度增大約10.1%，一級(jí)液氧貯箱可減少容積12.12 m3，對(duì)應(yīng)貯箱柱段可縮短約0.606 m，質(zhì)量減輕202 kg；助推液氧貯箱可減少容積 9.09 m3，對(duì)應(yīng)貯箱柱段可縮短約1.01 m，質(zhì)量減輕151.5 kg。

表2 某型火箭加注全過冷液氧部段縮減結(jié)果Tab.2 The Size Reduction of A Rocket with Subcooled LOX Full Loading

由表 2可以看出，加注全過冷液氧將顯著減小箭體尺寸，減輕結(jié)構(gòu)重量。

Falcon9運(yùn)載火箭通過此項(xiàng)技術(shù)，增加了約10%的推進(jìn)劑加注量。而美國(guó)X-33計(jì)劃中，在進(jìn)行地面測(cè)試時(shí)，在低溫貯箱體積和液位一定的條件下，以過冷溫度 68.33 K加注比標(biāo)準(zhǔn)沸點(diǎn)溫度加注的液氧推進(jìn)劑質(zhì)量增加了7.3 t（8.9%）。

2.2.2 飽和蒸氣壓影響

液氧的溫度，直接影響其飽和蒸氣壓，液氧溫度與其飽和蒸氣壓的關(guān)系如表3所示。

表3 液氧飽和壓力與溫度表Tab.3 The Relationship between Saturated Pressure and Temperature Change（LOX）

72～98 K液氧飽和蒸氣壓與溫度的關(guān)系如圖2所示。

圖2 72～98K液氧飽和蒸氣壓Fig.2 LOX Saturation Pressure from 72 to 98K

無論在泵的入口或泵流道內(nèi)的任何部位，只要當(dāng)?shù)仂o壓低于當(dāng)?shù)亓黧w飽和蒸氣壓，就會(huì)在該區(qū)域發(fā)生氣蝕。為了防止泵在工作中發(fā)生氣蝕，泵入口的有效凈正抽吸壓頭必須高于發(fā)生氣蝕時(shí)超出推進(jìn)劑飽和蒸氣壓的抽吸壓頭?？杀硎救缦拢?/p>

式中 （NPSH）a為有效靜抽吸壓頭；ρ為推進(jìn)劑密度；pr為推進(jìn)劑貯箱壓力；Δpf為管路流阻；pv為泵入口推進(jìn)劑溫度下的飽和蒸氣壓；Z為泵入口推進(jìn)劑液柱。

從式（3）可以看出由于推進(jìn)劑溫度的降低將有效提升渦輪泵的有效靜抽吸壓頭。

確保泵不產(chǎn)生氣蝕，是低溫發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的重要條件，因此要求進(jìn)入泵的推進(jìn)劑溫度必須低于泵腔壓力下的飽和溫度。液氧溫度越低，品質(zhì)越好，汽化損失越少，溫度越高越容易引起泵發(fā)生氣蝕，而越低的溫度，顯然能夠有效提升發(fā)動(dòng)機(jī)抗氣蝕能力。

而發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)泵入口飽和蒸氣壓要求的降低，將進(jìn)而降低貯箱的承壓要求。若發(fā)動(dòng)機(jī)液氧入口溫度為93 K，此時(shí)液氧飽和蒸氣壓為0.137 MPa，若液氧的溫度降到80 K，此時(shí)液氧飽和蒸氣壓為0.03 MPa，發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)貯箱的承壓要求將降低0.107 MPa，這將有效降低箭體結(jié)構(gòu)的尺寸和質(zhì)量。

2.2.3 渦輪泵要求的影響

由于不同溫度液氧的密度不同，造成泵的揚(yáng)程要求不同，泵單位質(zhì)量流量和壓升所需的功率與流體密度成反比。對(duì)于不可壓縮流體，泵的壓升與揚(yáng)程之間存在下列關(guān)系：

式中 ΔH為泵揚(yáng)程；Δp為介質(zhì)壓升；ρ為介質(zhì)密度。

因此在要求壓升一定的情況下，提高液氧密度，將降低泵的揚(yáng)程要求。

根據(jù)泵的相似定律：

如上述公式所示，對(duì)于一個(gè)給定的設(shè)計(jì)，泵的揚(yáng)程是泵轉(zhuǎn)速與流量的函數(shù)，其中泵的揚(yáng)程與轉(zhuǎn)速平方成正比，泵的功率與轉(zhuǎn)速三次方成正比。因此，泵揚(yáng)程要求的降低將降低對(duì)泵轉(zhuǎn)速與功率的要求。而這又將降低對(duì)渦輪功率及轉(zhuǎn)速的設(shè)計(jì)要求。

同時(shí)，如前文所述，液氧更低的溫度帶來更低的飽和蒸氣壓，這將有力提高渦輪泵在設(shè)計(jì)流量下的最大容許轉(zhuǎn)速。同等情況下，越高的轉(zhuǎn)速，渦輪泵的重量越輕，渦輪泵的性能也越高。

2.2.4 其他影響

對(duì)于火箭而言，除上述有利因素外，還給系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來了其他一些益處。更低的溫度，顯然更加有利于發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)冷，縮短預(yù)冷時(shí)間；更低的溫度對(duì)抑制箭上長(zhǎng)輸送管中涌泉現(xiàn)象也很有幫助，種種有力條件將提高發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)射場(chǎng)的適應(yīng)能力。

一般情況下，溫度的降低，隨著密度的提升，發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量流量將顯著提高，推力室的室壓和溫度亦將有所提升，進(jìn)而提升發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。

2.3 發(fā)射場(chǎng)加注全過冷液氧的優(yōu)勢(shì)

液氧全過冷加注可有效防止兩相流、提升加注精度，以下針對(duì)發(fā)射場(chǎng)加注過冷液氧的優(yōu)勢(shì)進(jìn)行詳細(xì)闡述。

2.3.1 防兩相流

在液氧加注過程中，當(dāng)管路中某處的壓力低于該處液氧的飽和蒸氣壓時(shí)，液氧就要汽化而形成兩相流。90 K左右的液氧汽化為同溫度下的氣體，體積增大約255倍。因此，少量液氧汽化就會(huì)產(chǎn)生大量氣體而形成兩相流。兩相流會(huì)使管路的輸送能力明顯下降，流量調(diào)節(jié)發(fā)生困難，加注過程難以控制，嚴(yán)重時(shí)還可能使液氧輸送無法進(jìn)行。

為避免液氧輸送過程中產(chǎn)生兩相流，要求輸送管中壓力必須大于輸送管中液體的飽和蒸氣壓。因此各種防止產(chǎn)生兩相流方法的實(shí)質(zhì)都是設(shè)法使推進(jìn)劑的飽和蒸氣壓低于靜壓。要求入口壓力必須滿足以下公式：

式中1P為管路入口壓力；vP為管路出口流體飽和蒸汽壓；為管路流阻。

在管路流阻一定的情況下，降低推進(jìn)劑的溫度能夠使推進(jìn)劑的飽和蒸氣壓顯著降低，從表2中可以看出液氧溫度從90.18 K降低到80.081 K，液氧飽和蒸氣壓下降了約 0.071 MPa，故管路入口壓力要求下降約0.071 MPa。因此，液氧溫度的下降，將有效降低液氧輸送管的靜壓要求，從而有效防止兩相流的產(chǎn)生。

2.3.2 測(cè)量的影響

貯箱內(nèi)推進(jìn)劑加注量通過液位傳感器獲取，但處于沸騰狀態(tài)的推進(jìn)劑對(duì)液位傳感器的準(zhǔn)確測(cè)量帶來困難。土星Ⅰ在射前補(bǔ)加到位前關(guān)閉貯箱排氣閥，提高貯箱壓力，抑制貯箱中推進(jìn)劑沸騰汽化[7]。過冷狀態(tài)的液氧，遠(yuǎn)離沸點(diǎn)位置，使推進(jìn)劑液面穩(wěn)定，將顯著提高貯箱內(nèi)液位的測(cè)量精度，測(cè)量真實(shí)液位，進(jìn)而提升加注精度。

2.3.3 流程的影響

采用全過冷加注，將改變現(xiàn)有的加注模式，簡(jiǎn)化加注流程，加注時(shí)將不再區(qū)分大流量加注和射前補(bǔ)加兩種加注狀態(tài)，液氧加注管路路徑及設(shè)備始終保持一致，避免了現(xiàn)有模式下采用不同管路加注帶來的風(fēng)險(xiǎn)。且可以減少加到貯箱中的蒸發(fā)損耗和自動(dòng)補(bǔ)加的次數(shù)，提升加注可靠性。

2.4 液氧全過冷加注的缺點(diǎn)

關(guān)于液氧全過冷加注的缺點(diǎn)，在Falcon9歷次任務(wù)發(fā)射過程中表現(xiàn)得比較充分。

a）液氧必須在射前較短時(shí)間內(nèi)完成加注（Falcon9一般在射前1 h左右開始加注），且還將造成運(yùn)載火箭無法適應(yīng)長(zhǎng)時(shí)間的推遲發(fā)射。以CZ-5運(yùn)載火箭為例，若采用中國(guó)現(xiàn)有加注流程，但在最開始的預(yù)冷及大流量加注中均采用過冷液氧，對(duì)于已經(jīng)加注完畢的推進(jìn)劑，隨著停放時(shí)間的推移，外界熱量的不斷累積會(huì)使推進(jìn)劑溫度逐漸增加，所導(dǎo)致的密度減小就會(huì)轉(zhuǎn)化為推進(jìn)劑容積的增加，而貯箱容積卻是一定的，超出所容許范圍，就可能對(duì)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)工作帶來影響。譬如氣枕容積減小，甚至推進(jìn)劑溢出等。因此，需要開展液氫液氧同時(shí)加注研究工作，有效縮短液氧加注后停放時(shí)間，減少液氧加注后吸熱的溫升。對(duì)于加注后溫升帶來的貯箱氣枕容積的變化，需要在加注量計(jì)算時(shí)，考慮該因素帶來的影響，必要情況下提高貯箱容積，提升貯箱推進(jìn)劑體積變化余量，避免帶來災(zāi)難性后果，同時(shí)提高推遲發(fā)射等意外情況的適應(yīng)性。

b）對(duì)地面加注系統(tǒng)帶來挑戰(zhàn)，尤其如 Falcon9、聯(lián)盟號(hào)那樣對(duì)貯罐內(nèi)推進(jìn)劑大幅降溫，其地面系統(tǒng)將極其復(fù)雜，可靠性顯著降低，F(xiàn)alcon9數(shù)次因?yàn)榈孛婕幼⑾到y(tǒng)故障推遲甚至取消發(fā)射。對(duì)于海南發(fā)射場(chǎng)需要立足現(xiàn)有過冷加注成熟經(jīng)驗(yàn)，利用液氮通過板翅式換熱器過冷液氧的成熟技術(shù)，避免地面加注系統(tǒng)復(fù)雜性的大幅提升。

c）鑒于發(fā)動(dòng)機(jī)本身的敏感性，也需要充分驗(yàn)證推進(jìn)劑溫度的影響。溫度的降低，密度的增加，粘性的提升，對(duì)推力室頭部的噴注霧化過程帶來影響。同時(shí)將影響燃燒室的燃燒頻率，進(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)量級(jí)。中國(guó)某型發(fā)動(dòng)機(jī)在地面試車過程中采用過冷液氧，液氧泵入口溫度為80 K，振動(dòng)提升了2～3個(gè)量級(jí)，燃燒不穩(wěn)定性顯著提高，發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生嚴(yán)重破壞和災(zāi)難性故障的概率大幅提升。在后續(xù)重型運(yùn)載火箭新型發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)過程中，需要在設(shè)計(jì)的初期階段就考慮液氧溫度對(duì)燃燒不穩(wěn)定性的影響，設(shè)計(jì)對(duì)應(yīng)的噴注器形式，增加相應(yīng)的隔板或聲腔等阻尼裝置。

3 發(fā)射場(chǎng)全過冷液氧加注適應(yīng)性分析

3.1 液氧過冷方式

低溫推進(jìn)劑降溫過程通常采用注氦冷卻法、直接冷卻法或真空冷卻法。注氦冷卻一般用于液氫過冷。直接冷卻法采用比推進(jìn)劑溫度更低的冷源對(duì)推進(jìn)劑進(jìn)行冷卻（例如用液氮對(duì)液氧進(jìn)行冷卻）。直接冷卻系統(tǒng)中需過冷器，具有系統(tǒng)設(shè)備少，操作、控制簡(jiǎn)便的優(yōu)點(diǎn)，且工業(yè)應(yīng)用范圍廣；真空冷卻法是基于液化氣體飽和壓力與飽和溫度一一對(duì)應(yīng)的原理。用抽氣泵將貯罐氣相空間氣體抽出，降低氣相空間壓力，貯罐中的液化氣體（液氧、液氫）因汽化吸熱，加速沸騰而降溫。當(dāng)最終達(dá)到平衡時(shí)，推進(jìn)劑的溫度等于氣相壓力下的飽和溫度，通過控制氣相壓力來控制推進(jìn)劑溫度。

直接冷卻法一般將直接冷卻系統(tǒng)（過冷器）串入地面貯罐與箭上貯箱間加注管路，在推進(jìn)劑進(jìn)箭前再將推進(jìn)劑冷卻，因此僅冷卻進(jìn)箭液體。而真空冷卻法一般用于冷卻庫區(qū)貯罐內(nèi)大量的液氫、液氧，需在加注前對(duì)地面貯罐內(nèi)推進(jìn)劑全部進(jìn)行過冷。

目前，中國(guó)所采用的液氧過冷加注均采用直接冷卻法，采用液氮通過板翅式換熱器過冷液氧，采用該法將較真空冷卻法顯著降低發(fā)射場(chǎng)加注系統(tǒng)過冷能力要求。同時(shí)推進(jìn)劑僅在加注前過冷，該法將顯著提升發(fā)射場(chǎng)加注系統(tǒng)的適應(yīng)能力。

3.2 液氮消耗量分析

此處計(jì)算將1 m3液氧從90 K過冷至80 K時(shí)液氮消耗量。采用液氮過冷液氧的方式，可視為液氮吸收液氧熱量變?yōu)闅怏w的過程。液氧放熱和液氮吸熱的過程分別由式（6）和式（7）進(jìn)行計(jì)算：

由于過冷器氮程外壁經(jīng)絕熱處理，但傳熱量較少，故可以認(rèn)為液氮僅從液氧中吸取熱量，故有：

故所需液氮可由下式進(jìn)行計(jì)算：

液氧、液氮物性參數(shù)如表4所示。

表4 液氧、液氮物性參數(shù)Tab.4 Physical Properties of LOX/LN

確定OV=1 m3，帶入上表內(nèi)參數(shù)，則有NV=0.12 m3。即過冷1 m3液氧從90 K至80 K約需液氮0.12 m3。

目前海南發(fā)射場(chǎng)液氧加注過程中，對(duì)泵加注的液氧流程，泵損失是液氧溫升的最主要因素，其次是管道阻力，最后是管道漏熱。而據(jù)經(jīng)驗(yàn)，小流量加注時(shí)段由管路阻力和管道漏熱產(chǎn)生的溫升不超過0.5 K。液氧總溫升一般在1.0 K以下，不會(huì)超過1.5 K。因此考慮過冷器出口溫度為80 K，進(jìn)箭溫度不會(huì)超過81.5 K。

3.3 地面加注系統(tǒng)的適應(yīng)性

海南發(fā)射場(chǎng)液氧加注系統(tǒng)的液氮過冷系統(tǒng)，具備對(duì)部分液氧進(jìn)行過冷的能力。根據(jù)前文計(jì)算結(jié)果，為滿足新一代運(yùn)載火箭推進(jìn)劑全過冷加注要求，需增加換熱設(shè)備，增加發(fā)射場(chǎng)液氮儲(chǔ)量。

同時(shí)，為實(shí)現(xiàn)全過冷加注，加注庫區(qū)液氮汽化量將遠(yuǎn)大于目前加注方式，因此加注庫區(qū)需增加氮排放管，并引至遠(yuǎn)處排放。

4 結(jié)束語

本文針對(duì)全過冷液氧在新一代運(yùn)載火箭加注工作中的應(yīng)用價(jià)值進(jìn)行了分析，可以看出，液氧推進(jìn)劑全程過冷加注可行、有益：可以顯著提升推進(jìn)劑密度，降低箭體結(jié)構(gòu)的質(zhì)量和尺寸；可以降低對(duì)貯箱承壓能力、發(fā)動(dòng)機(jī)泵抗氣蝕能力的要求；可以有效防止加注過程兩相流的發(fā)生；亦將顯著提升測(cè)量精度，保證加注精度。目前海南發(fā)射場(chǎng)過冷裝置能夠用于全過冷加注，但需增加液氮貯存量，并對(duì)氮?dú)馀欧糯胧┑冗M(jìn)行改造。

低溫推進(jìn)劑全過冷加注已經(jīng)成為了航天強(qiáng)國(guó)發(fā)射技術(shù)中的一種發(fā)展趨勢(shì)，并已經(jīng)廣泛應(yīng)用。全過冷加注相關(guān)技術(shù)的研究工作，應(yīng)用于新一代運(yùn)載火箭以及未來重型運(yùn)載火箭，將有利于提高火箭運(yùn)載能力，提升發(fā)射場(chǎng)的技術(shù)水平，展現(xiàn)中國(guó)航天技術(shù)實(shí)力。隨著中國(guó)航天事業(yè)的發(fā)展，低溫推進(jìn)劑全過冷加注方式必將成為中國(guó)推進(jìn)劑加注一種有益選擇。