王 磊，上官石，劉柏文，雷 剛，陳 強，厲彥忠,

(1.西安交通大學(xué)制冷與低溫工程系，西安 710049；2.航天低溫推進劑技術(shù)國家重點實驗室，北京 100028)

0 引 言

低溫推進劑(包括液氧/煤油、液氧/液氫、液氧/甲烷)具有比沖高、推力大、無毒無污染等優(yōu)勢，將在未來的天地往返、深空探測中發(fā)揮重要作用。隨著重復(fù)使用運載火箭與未來航班化航天運輸系統(tǒng)的新需求，液氧/甲烷發(fā)動機及其運載火箭技術(shù)獲得了重點關(guān)注[1-3]；此外，以載人登月、火星探測為代表的深空探測正領(lǐng)航人類航天科技進入新紀元[4-5]。相較于常規(guī)推進劑，甲烷具有沸點低、易蒸發(fā)、易產(chǎn)生氣液兩相流等缺點。若對液態(tài)甲烷實施過冷，則可延長其無損貯存時間，減少氣液兩相流導(dǎo)致的流體管理難題。航天發(fā)射場提供甲烷過冷的最便捷方法是采用液氮換熱過冷，但液氮的工作溫度低于80 K，甲烷三相點溫度約90 K，控制不佳可能造成甲烷凍結(jié)[6]。因此，有必要研制甲烷防凍結(jié)過冷技術(shù)，支撐未來重復(fù)使用火箭及火星探測任務(wù)順利實施。

航天領(lǐng)域?qū)^冷推進劑的性能優(yōu)勢已取得共識，并在火箭型號中獲得應(yīng)用。前蘇聯(lián)在“能源-暴風(fēng)雪”號實現(xiàn)了規(guī)模化制備過冷液氫與液氧，分別過冷至16.5 K與56 K[7]。美國太空探索技術(shù)(SpaceX)公司通過將液氧/煤油推進劑過冷實現(xiàn)了獵鷹火箭綜合性能提升。此外，SpaceX正在研制新一代高性能“猛禽”液氧/甲烷發(fā)動機，以滿足未來重復(fù)使用火箭的動力需求[8]。需要說明的是，目前尚無利用甲烷為推進劑的火箭型號成功發(fā)射，對甲烷技術(shù)仍處于探索與驗證階段。已有研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)甲烷中含有乙烷時，再生冷卻過程中會發(fā)生燃料裂解結(jié)焦，降低傳熱效率[9]。在所有烴類中，甲烷具有比熱高、粘度小，無熱分解的優(yōu)勢，適于發(fā)動機推力室的再生冷卻劑[10]。其他烷烴作為火箭推進劑的可行性與性能特征也獲得了航天界的關(guān)注。分析指出，當(dāng)處于最優(yōu)條件下，使用乙烷為推進劑比甲烷更能降低航天器的凈質(zhì)量與起飛質(zhì)量。其他烴類相較于甲烷的劣勢在于存在結(jié)焦與積碳的風(fēng)險。研究發(fā)現(xiàn)，甲烷結(jié)焦溫度約950 K，煤油結(jié)焦溫度僅560 K[11]，乙烷則介于二者之間。孫宏明[12]對烴類燃料開展了綜合評價后指出，作為航天推進劑，甲烷最優(yōu)，隨后是煤油與乙烷。若不考慮火箭的重復(fù)使用性，乙烷等推進劑也能達到相近的運載能力。未來的Titan星取樣返回任務(wù)中，返回器的燃料將選擇Titan星原位存在的甲烷或乙烷[13]。深空探測要求低溫推進劑能夠貯存較長時間，甚至實現(xiàn)無損貯存，采用過冷推進劑是一種有效的方案。NASA的Altair月球著陸器計劃采用93 K過冷甲烷，以保證210天的月面貯存。也有學(xué)者提出在Altair上升級中采用90.5 K的深度過冷甲烷[14]。Johnson等[15]對比了26種甲烷過冷方案，主要考察了各方案在安全性、過冷效率、對飛行與地面的影響、技術(shù)成熟度、經(jīng)費需求、操作便捷性等方面的綜合性能。陳強等推薦采用帶壓飽和液氮作為冷源，從而可保證液氮側(cè)溫度始終高于甲烷凝固溫度[16]。王磊對比了幾種過冷度獲取方案的工作過程與優(yōu)缺點，指出針對甲烷采用液氮沸騰換熱提供過冷度具有優(yōu)勢[17]。謝福壽討論了換熱過冷、抽空減壓過冷及冷氦氣鼓泡過冷的機理與性能特征[18]。馬原指出在甲烷流量1 L/s條件下，液氮浴式換熱可將甲烷溫度由116 K降至96 K[6]。孫強指出當(dāng)甲烷被冷卻至三相點時，火箭對增壓氣體消耗量、貯箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量、發(fā)動機推力等均有明顯改善[19]。在液化天然氣(LNG)/超導(dǎo)輸電方面，通過調(diào)節(jié)LNG中組分配比可將LNG的固化溫度降至90 K以下[20]。本文作者提出可通過在甲烷中添加一定比例乙烷，制備凝固溫度低于純組分凝固溫度的混合推進劑方案[21]。當(dāng)組分比例控制在某一范圍時，混合推進劑的凝固溫度將低于液氮飽和溫度，有效避免結(jié)冰風(fēng)險[22]。針對甲烷-乙烷二元體系而言，當(dāng)甲烷摩爾分數(shù)占比0.71時，混合液達到最低凝固溫度[23]。此外，可借助固液平衡(SLE)體系的理論與模型揭示甲烷-乙烷二元體系的凝固溫度隨組分變化關(guān)系[24-25]，也可采用狀態(tài)方程法預(yù)測烷烴混合物的密度[26]。

如前所述，在甲烷中添加乙烷，并對混合推進劑的比例進行主動控制，則可進一步挖掘推進劑的過冷潛力，該領(lǐng)域的研究尚處于方案論證階段，缺少實驗數(shù)據(jù)的支撐。此外，混合推進劑進一步過冷后的應(yīng)用可行性有待進一步分析確認。為此，本文搭建了甲烷-乙烷摻混過冷測試平臺，對不同組分的甲烷-乙烷混合液的凝固溫度開展了實驗測量；在此基礎(chǔ)上，優(yōu)化了實現(xiàn)甲烷過冷的操作方案，并就該混合推進劑的關(guān)鍵性能開展了分析討論。

1 烷烴混合推進劑方案

當(dāng)二元體系達到相平衡時，其液相凝固速率和固相熔化速率達到動態(tài)平衡。如圖1所示，若在純?nèi)軇┲屑尤肽撤N溶質(zhì)，則由于溶質(zhì)顆粒的存在，液相中溶劑分子的凝固速率將發(fā)生變化。當(dāng)溶劑分子凝固速率降低時，即在一定壓力p0下，溶液中溶劑凍結(jié)溫度(TA′)低于純?nèi)軇┫到y(tǒng)的凍結(jié)溫度(TA)，如圖1(a)所示，表現(xiàn)為凝固溫度降低。相反，若溶液中溶質(zhì)顆粒的存在提高了溶劑的凝固速率，則與純?nèi)軇┫到y(tǒng)相比，混合物系統(tǒng)的凝固溫度升高，如圖1(b)所示。研究證明，向甲烷中加入乙烷，可制得凝固溫度更低的烴類混合流體[22]，如圖1(a)所示。

圖1 二元混合液體凝固溫度變化示意圖Fig.1 Variations of the solidification temperature of binary liquid mixtures

根據(jù)甲烷-乙烷凝固溫度變化規(guī)律，本文提出了如圖2所示的混合推進劑制備與過冷方案。混合之前，兩種液體組分調(diào)至相近溫度，以避免混合過程中液體過量蒸發(fā)。隨后，將液態(tài)甲烷加注到調(diào)制罐，并通過流量計控制加注量。當(dāng)達到預(yù)設(shè)液態(tài)甲烷量時，停止液態(tài)甲烷加注，開啟液乙烷加注，直到目標加注量。在循環(huán)過冷階段，調(diào)制罐中的混合液通過低溫泵進入液氮熱交換器，混合液體被飽和液氮冷卻，從而制備溫度接近液氮溫度的過冷推進劑。當(dāng)混合液體中的甲烷-乙烷含量在某一范圍時，可確保所制備的混合推進劑的凝固溫度低于78 K，則混合推進劑換熱過冷中無冰堵風(fēng)險。即使停止低溫泵，熱交換器內(nèi)殘留混合推進劑也不會凍結(jié)。隨著混合液體溫度降低，調(diào)制罐中的壓力隨之降低。為了維持正壓狀態(tài)，可將高壓氦氣連接到調(diào)制罐的氣枕區(qū)，通過氦增壓維持調(diào)制罐壓力。

圖2 甲烷-乙烷混合推進劑深度過冷方案Fig.2 Scheme of mixed methane-ethane propellant and its deep subcooling approach

2 甲烷-乙烷混合過冷實驗系統(tǒng)

為揭示甲烷-乙烷混合比例對凝固溫度的影響，本文搭建了如圖3所示甲烷-乙烷混合及液氮過冷實驗系統(tǒng)。該實驗?zāi)康脑谟跍y量凝固溫度的變化規(guī)律，并考慮實驗條件的限制，故圖3所示方案與圖2展示的適用于發(fā)射場大規(guī)模推進劑過冷制備方案有所區(qū)別。圖3中，甲烷-乙烷液化混合及過冷在測試杜瓦中進行。杜瓦直徑150 mm，高450 mm。杜瓦內(nèi)布置蛇形管換熱器，管內(nèi)徑8 mm，換熱器布置于測試杜瓦偏下位置。該換熱器同時兼顧氣體液化及混合液體降溫凝固的需求。為減小漏熱，測試杜瓦真空夾層布置多層絕熱材料。為減少通過頂部法蘭的漏熱，在法蘭蓋內(nèi)部預(yù)制200 mm厚的柱狀發(fā)泡層。

實驗前，首先通過真空泵對負壓液氮杜瓦抽真空，以制備溫度約65 K的過冷液氮。隨后，采用高壓氦氣對負壓液氮杜瓦增壓。換熱時采用擠壓法將過冷液氮注入蛇形管換熱器，完成換熱的氮氣直接排空。甲烷、乙烷液化與降溫過程中，采用氦氣補壓的方法保證測試杜瓦維持常壓狀態(tài)。需要說明的是，壓力并不會對凝固溫度產(chǎn)生明顯影響。為保證測試杜瓦內(nèi)液態(tài)甲烷、乙烷的充分混合，在測試杜瓦的底部設(shè)置磁力攪拌器。甲烷與乙烷的配比關(guān)系由氣體流量計粗調(diào)實現(xiàn)，每組實驗結(jié)束后，對排放的混合液體氣化取樣，送檢后采用氣相質(zhì)譜儀確定精確混合關(guān)系。測試杜瓦內(nèi)沿高度方向設(shè)置四個鉑電阻溫度計，測量誤差為0.15 K。測試杜瓦頂部設(shè)置壓力傳感器，測量范圍0.09～0.1 MPa(表壓)，精度0.25%；采用壓差傳感器測量液位高度，測量范圍0～3 kPa，精度為0.25%；氣體流量計的測量范圍為0～100 g/min，精度為0.4%。所有數(shù)據(jù)均通過數(shù)采連接電腦，采樣頻率為1 Hz。

實驗操作流程如下：1)在甲烷、乙烷氣體注入系統(tǒng)前，采用氦氣對整個系統(tǒng)進行氣體置換，持續(xù)10 min以上；2)啟動真空泵，制備過冷液氮，向負壓液氮杜瓦注入氦氣，增壓至0.18 MPa，以滿足隨后甲烷、乙烷氣體液化與混合液體降溫的液氮需求；3)打開針閥，依次向測試杜瓦注入甲烷氣體、乙烷氣體，注入氣體流量由氣體流量計控制，開啟過冷液氮換熱功能，在測試容器內(nèi)實現(xiàn)甲烷、乙烷液化，液化過程中保證測試杜瓦壓力維持在100 kPa附近；4)當(dāng)測試杜瓦內(nèi)液位及甲烷-乙烷混合比例達到設(shè)定值后，開啟連續(xù)過冷液氮換熱，對混合液體降溫，并監(jiān)測溫度變化，當(dāng)位于液相區(qū)的溫度降至凝固溫度附近并持續(xù)10 min以上時，關(guān)閉過冷液氮注入；5)在測試杜瓦漏熱作用下，已部分固化的混合流體融化，隨后逐漸復(fù)溫，當(dāng)測點溫度上升至凝固溫度以上5 K時，本工況實驗結(jié)束；6)對測試容器內(nèi)流體進行部分泄流排放，并在排放口復(fù)溫取樣；7)向測試杜瓦內(nèi)補充液化部分乙烷，改變甲烷/乙烷的混合比例，重復(fù)上述實驗流程；8)待所有實驗工況結(jié)束后，排放測試容器內(nèi)所有液體，并進行半個小時的氮氣吹除，實驗結(jié)束。

圖3 甲烷-乙烷混合過冷實驗系統(tǒng)圖Fig.3 Schematic diagram of methane-ethane mixtures and subcooling test system

3 甲烷-乙烷混合過冷性能分析

圖4展示了當(dāng)甲烷摩爾分數(shù)為0.91時，位于液位以下測點平均溫度隨時間變化曲線。整體而言，測點溫度先迅速降低，而后在某一較低溫度維持一定時間，隨后再逐漸升溫。開始階段的溫降是因為混合液體的降溫所致，中間階段的溫度恒定可看作液體的凝固與融化，即持續(xù)發(fā)生著固化與融化；凝固持續(xù)一段時間后，關(guān)閉過冷液氮換熱，混合流體逐漸融化，當(dāng)所有固體融化后，漏熱導(dǎo)致混合液體升溫。本實驗的目的是測量混合液體的凝固溫度。可以看出，圖4所示曲線展現(xiàn)出兩個轉(zhuǎn)變溫度，即混合液體開始凝固的凝結(jié)溫度與固體完全融化后的融化溫度。推薦采用兩個轉(zhuǎn)變溫度的平均值作為該混合液體的凝固溫度，而轉(zhuǎn)變溫度是根據(jù)轉(zhuǎn)變點前后溫度曲線的斜率線相交確定。對于圖4所示工況，凝結(jié)溫度為83.58 K，融化溫度為82.73 K，平均溫度為83.16 K。該結(jié)果證明，甲烷-乙烷混合液體的凝固溫度明顯低于甲烷、乙烷純質(zhì)對應(yīng)的凝固溫度。

圖5展示了常壓下改變混合液體中甲烷含量對凝固溫度的影響以及SRK模型的預(yù)測結(jié)果[23]。隨著甲烷比例增大，混合液體凝固溫度先降低后升高。在xCH4=0.71時，達到最低凝固溫度，約73 K，該值遠低于純甲烷凝固溫度90.23 K及純乙烷凝固溫度90.65 K，稱這一點為甲烷-乙烷混合推進劑的共晶點。混合液體凝固溫度的變化規(guī)律對于挖掘推進劑的過冷潛力，避免過冷操作中推進劑凍結(jié)危害具有明顯優(yōu)勢。例如，當(dāng)選擇常壓下飽和液氮作為冷源冷卻該混合推進劑時，只要控制混合推進劑中甲烷-乙烷的配比關(guān)系處于圖5所示的陰影區(qū)，則可有效避免推進劑的凍結(jié)。進一步分析可知，混合推進劑防凍結(jié)的甲烷比例范圍為xCH4=0.52到xCH4=0.81。

圖4 混合推進劑液氮換熱降溫凝固與復(fù)溫融化溫度曲線Fig.4 Temperature variation during deep subcooling experiment of the mixed methane-ethane propellant

圖5 混合推進劑甲烷含量對凝固溫度的影響及液氮過冷防凍結(jié)區(qū)Fig.5 Effect of methane content on solidification temperature of mixed propellant and freezing-proof zone of liquid nitrogen supercooling

甲烷中添加乙烷不僅有利于制備凝固溫度更低的混合推進劑，充分利用推進劑過冷度的性能優(yōu)勢，更大的過冷度也有利于推進劑致密化。圖6展示了甲烷-乙烷混合推進劑在防凍結(jié)區(qū)的密度變化?？梢钥闯觯S著甲烷比例的增大，混合推進劑的密度逐漸降低，但降低的速率存在差異。與常壓下飽和甲烷相比，圖6所示混合推進劑密度提高了24.0%～38.4%，與三相點甲烷相比，密度提升了15.9%～29.4%。由此可見，在甲烷中添加乙烷，并采用深度過冷技術(shù)，可顯著提高推進劑密度，而推進劑密度提升對于減少火箭燃料箱尺寸、增加火箭發(fā)射能力等具有重要價值。進一步分析可知，影響混合液體密度變化的因素包括混合液中甲烷、乙烷的比例關(guān)系及混合液體溫度。其中，隨著甲烷含量增加，密度較輕的甲烷會造成混合液平均密度減小；但因凝固溫度呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢，對于混合比例一定的液體，凝固溫度降低，有利于密度增大；而凝固溫度升高，密度會減小。因此，在共晶點之后的推進劑密度變化斜率大于共晶點之前的變化。

圖6 液氮過冷混合推進劑在防凍結(jié)區(qū)的密度變化Fig.6 Density variation of mixed propellant within anti-freeze zone when using liquid nitrogen as subcoded medium

圖7(a)展示了隨著甲烷比例增加，混合流體飽和液體線、SRK模型計算所得凝固溫度曲線，圖7(b)展示了對應(yīng)的液體存在溫區(qū)變化曲線。其中，液體飽和線通過查詢NIST數(shù)據(jù)庫獲得。可以看出，隨著甲烷含量增加，飽和液體線逐漸降低，由純乙烷對應(yīng)的184.1 K降至純甲烷對應(yīng)的111.4 K。結(jié)合混合液體凝固溫度的變化曲線，可以獲得混合液體自凝固溫度至沸點溫度的液體存在溫區(qū)。整體來看，液體存在區(qū)間隨著甲烷比例的增加逐漸降低，但在共晶點附近略有上升。在前述所確定的液氮過冷防凍結(jié)區(qū)，液體存在溫區(qū)變化范圍為35.7～40.5 K，而純甲烷液相存在溫區(qū)僅20.6 K。該結(jié)果證明，當(dāng)采用甲烷-乙烷混合推進劑，并將其在地面過冷至凝固溫度附近時，液相本身的顯熱可容納更多漏熱，極大減少推進劑貯存期間的蒸發(fā)損失。純乙烷的液相存在溫區(qū)更寬，對應(yīng)的蒸發(fā)溫度高達184.1 K，液相溫升容納漏熱的能力更強。但對未來的火星探測而言，烴類推進劑與液氧組合提供空間航行的動力。當(dāng)推進劑與液氧的溫度接近時，二者可采用相同的流體管理技術(shù)與絕熱技術(shù)，大幅降低燃料系統(tǒng)的管理難度與投入。由此可見，液相存在溫區(qū)的大小并非未來火星探測推進劑選擇的首要因素。本文所提出的甲烷-乙烷混合過冷方案在基本達到傳統(tǒng)甲烷推進劑各類性能指標的前提下，可進一步挖掘推進劑過冷潛力，且并不會對流體管理技術(shù)帶來額外挑戰(zhàn)，因而更具優(yōu)勢。

圖7 甲烷-乙烷飽和液體線、凝固溫度線及液態(tài)存在溫區(qū)隨甲烷含量的變化Fig.7 Variation of saturated liquid line,solidification temperature line and liquid existence temperature zone of methane-ethane with methane content

表1展示了幾種烷烴推進劑的物理化學(xué)性質(zhì)對比。前述所提甲烷-乙烷混合推進劑方案中，除了凝固溫度的變化外，混合推進劑的其他物性介于其兩種組成成分的物性之間。對于航天推進劑的選擇，除了比沖這一核心參數(shù)外，影響其選用的因素還包括推進劑的貯存特性、換熱特性及對火箭發(fā)動機結(jié)焦與積碳的影響。早期，航天領(lǐng)域主要關(guān)注了甲烷與丙烷作為航天推進劑的性能表現(xiàn)。也有學(xué)者對甲烷、乙烷、丙烷及煤油作為航天推進劑開展了綜合評價，指出乙烷在各方面的性能接近甲烷與丙烷。在比沖方面，乙烷介于甲烷與丙烷之間；在結(jié)焦指標上，乙烷與丙烷得分相同[12]。因此，本文對乙烷缺少的數(shù)據(jù)進行了預(yù)估，如表1所示。關(guān)于比沖，甲烷、乙烷與液氧組合使用時所提供的比沖接近，且均略高于煤油。因此，可以推測，甲烷與乙烷形成混合推進劑的比沖也略高于煤油。推進劑的貯存特性主要取決于其液體存在溫區(qū)。如上所述，甲烷-乙烷混合推進劑的液體存在溫區(qū)顯著增大，貯存時可實現(xiàn)更長時間的無損貯存，有利于未來的火星探測。推進劑的換熱特性與發(fā)動機噴管的再生冷卻密切相關(guān)，關(guān)注的物性主要為黏性系數(shù)與比熱容。如表1所示，乙烷的動力黏性略高于甲烷，但二者均遠低于煤油，因此，混合推進劑流經(jīng)冷卻通道時的阻力遠低于煤油發(fā)動機中的管道阻力。甲烷、乙烷的比熱均高于煤油，也有利于再生冷卻通道內(nèi)的換熱強化。對結(jié)焦與積碳而言，乙烷的結(jié)焦溫度極限低于甲烷，但高于煤油。當(dāng)選擇甲烷-乙烷混合推進劑時，可能導(dǎo)致冷卻通道內(nèi)的冷卻性能降低，并對渦輪的工作產(chǎn)生不利影響，但這種影響相較于采用液氧/煤油組合更小。采用液氧/煤油發(fā)動機的獵鷹九號火箭最長復(fù)飛次數(shù)已超過十次，證明液氧/煤油發(fā)動機通過優(yōu)化設(shè)計，是能夠在火箭壽命內(nèi)解決結(jié)焦與積碳的危害，滿足火箭重復(fù)發(fā)射需求。因此，采用甲烷-乙烷混合推進劑的火箭發(fā)動機也可在未來的重復(fù)使用飛行器中獲得可靠應(yīng)用。需要說明的是，表1所示的大部分數(shù)據(jù)是在常溫及流體沸點溫度下給出，當(dāng)采用甲烷-乙烷混合推進劑并對其開展深度過冷后，推進劑的物理化學(xué)性質(zhì)將發(fā)生變化，具體的數(shù)值有待更深入的理論推導(dǎo)與實驗測試確定。就目前的分析而言，混合推進劑過冷操作對物性的影響并不會對甲烷-乙烷混合推進劑應(yīng)用于未來深空探測的可行性產(chǎn)生實質(zhì)影響。

表1 烷烴推進劑物理化學(xué)性質(zhì)[12]Table 1 Physical and chemical properties of alkane propellants

4 結(jié) 論

本文提出了一種通過在液態(tài)甲烷中添加一定比例液乙烷，制備凝固溫度更低的甲烷-乙烷混合推進劑的新方案，搭建實驗平臺測試了甲烷-乙烷不同配比條件下的凝固溫度變化，并就該混合推進劑應(yīng)用于深空探測的可行性進行了討論，主要結(jié)論如下：

1) 甲烷-乙烷混合推進劑的凝固溫度隨著混合流體中甲烷含量的增加呈現(xiàn)先降低后升高的“V”型變化趨勢。當(dāng)甲烷、乙烷比例為0.71∶0.29時，混合液體達到共晶點，最低凝固溫度為73 K。

2) 當(dāng)選擇常壓飽和液氮作為冷源對混合推進劑進行過冷時，控制混合推進劑中甲烷含量在0.52～0.81之間，可有效避免過冷中混合推進劑的凍結(jié)風(fēng)險。相較于常壓飽和液態(tài)甲烷，當(dāng)防凍結(jié)區(qū)的混合推進劑溫度接近其凝固溫度時，推進劑密度可提高24.0%～38.4%，與三相點液態(tài)甲烷相比，密度則提升了15.9%～29.4%。

3) 甲烷-乙烷混合推進劑具有更大的液相溫區(qū)，在液氮過冷防凍結(jié)區(qū)，混合推進劑液相存在溫區(qū)約35.7 K～40.5 K，遠高于純甲烷液相存在區(qū)的20.6 K，因此，未來的火星探測中，采用混合推進劑可利用液相顯熱容納更多漏熱，降低蒸發(fā)損失。此外，混合推進劑液相溫區(qū)與液氧溫區(qū)存在高度重合，空間任務(wù)中可對兩種流體采用相同的流體管理技術(shù)。

4) 甲烷-乙烷混合推進劑的理論比沖略低于純甲烷，但高于煤油；作為再生冷卻介質(zhì)時，能夠?qū)崿F(xiàn)噴管的可靠冷卻；對其深度過冷可實現(xiàn)推進劑致密化，并有利于更長時間的無損存儲；且在火箭壽命內(nèi)，結(jié)焦與積碳的危害可以有效控制；綜上，本文所提甲烷-乙烷混合推進劑在未來的深空探測中具有可觀的應(yīng)用前景。