CN104729857A - 一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统，包括燃料增压系统、氧化剂增压系统、燃料输运系统和氧化剂输运系统。本发明中，采用气体增压方式给推进剂进行加压，保证了发动机试验过程中液体流量的稳定可靠，而未采用国内常用的泵增压方式，此方式弊端为液体输出流量呈现脉动式，振动强烈，给试验过程造成困难，因此气体增压方式对此系统是具有很强的适应性。本发明中拓展了将液态推进剂转化为气态推进剂的功能，可以满足未来其他试验系统对气态推进剂的使用，极大的扩展了试验系统的多功能性。

Description

一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统

技术领域

本发明的一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统，主要应用的领域为未来可供可重复使用发动机使用的低温液氧/甲烷发动机试验平台。

背景技术

大型液体火箭发动机在航空航天领域具有巨大的需求量，人类探月或是未来登陆火星都需要大推力的液体火箭发动机作为支撑，其中，发动机的可重复使用成为急切解决的问题，液氧/甲烷作为未来发动机重复使用的推进剂，具有潜在的强大的竞争力。建设一套以液氧/甲烷为主的试验系统成为了其中一个必须要解决的问题。

大推力发动机一般由涡轮泵系统及推力室组成，因此供应系统应该同时满足两个试验件单独测试及同时包含集成涡轮泵和推力室试验的要求。其中涡轮泵试验过程中，一般通过一个启动过程后，燃气发生器开始工作，排出的气体吹动涡轮，然后涡轮带动对应的泵进行运转，提高燃气发生器的入口压力以及推力室的入口压力，推力室进行试验的过程中，只需要高压入口即可。则涡轮泵入口压力为低压力，而在进行推力室试验时，入口压力需要模拟真实发动机情况，则需要直接的高压才能满足要求。因此供应系统需要同时满足上述两个试验要求，给供应系统切换提供了很大的难度，另外通用的方法是使用提供推力室的高压入口且大流量的泵，但是高压力和大流量的泵给厂商提出了很大制造难度，国内几乎无法满足要求。因此大流量的液氧甲烷系统成为了一个较大的技术难点。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述出现的问题，提出了一种安全系数高，可行性强的大型低温试验系统，为安全的进行重复使用发动机试验提供了一个可行的方案。

本发明是一种适用于大型低温液体火箭发动机试验供应系统，包括燃料增压系统、氧化剂增压系统、燃料输运系统和氧化剂输运系统。

本发明的优点在于：

(1)本发明的燃料和氧化剂增压系统中，采用氮气作为增压气体介质，氮气在常压条件下的沸点为-196℃，氧气的沸点为-183℃，甲烷的沸点为-161.5℃。由于氮气的沸点较低，因此，氮气作为增压气体是具有可行性的。针对试验工况，本发明详细查阅相关的《低温流体热物理性质》手册，认为试验工况下氮气增压形式满足要求。具体实施如下：试验初始过程中，两个高压低温推进剂储罐中都会保持0.4Mpa状态，此时氮气基本不会被液化，试验过程中氮气开始迅速的对储罐升压，使其达到高压状态，氮气在高压低温条件下会开始逐步液化。考虑试验时间在10s内，高流量的氮气能够弥补部分氮气被液化带来的影响，另外液氮的密度相对液氧密度较低，会浮在液氧表面，不会对输出液氧品质产生较大影响。

(2)本发明中，采用气体增压方式给推进剂进行加压，保证了发动机试验过程中液体流量的稳定可靠，而未采用国内常用的泵增压方式，此方式弊端为液体输出流量呈现脉动式，振动强烈，给试验过程造成困难，因此气体增压方式对此系统是具有很强的适应性；

(3)本发明中拓展了将液态推进剂转化为气态推进剂的功能，可以满足未来其他试验系统对气态推进剂的使用，极大的扩展了试验系统的多功能性；

(4)本发明的燃料输运系统和氧化剂输运系统中，将低温低压储槽与低温高压储罐通过中间过渡进行连接，可以实现在两个储罐在一定的条件下进行互相的补给，防止了在试验的过程中，由于单独使用一个储罐造成推进剂不足的状况；

(5)本发明的燃料输运系统和氧化剂输运系统中，可以单独进行推力室试验、涡轮泵试验，亦可进行推力室和涡轮泵的整机连试，单独测试推力室时，利用增压系统和使用高压储罐即可达到要求，单独测试涡轮泵时，使用低压储槽或低压储槽和高压储罐并联使用就可满足要求。因此本系统对高低压系统进行整合，达到了预期的目标。

附图说明

图1是本发明的系统原理图；

图中：

A00-手动截止阀      A01-高压氮气储罐    A02-压力传感器       A03-手动截止阀

A04-气动截止阀      A05-过滤器          A06-手动截止阀       A07-手动截止阀

A08-手动截止阀      A09-压力表          A10-手动截止阀      A11-减压器

A12-压力表          A13-手动截止阀      A14-手动截止阀      A15-气体稳定器

A16-手动截止阀      A17-减压器          A18-压力表          A19-手动截止阀

A20-手动截止阀      A21-气动截止阀      A22-压力表          A23-减压器

A24-压力传感器      A25-压力表          A26-手动截止阀      A27-气动截止阀

A28-气动截止阀      A29-气动截止阀      A30-压力表          A31-减压器

A32-手动截止阀      A33-压力表          A34-压力传感器      A35-气动截止阀

A36-气动截止阀      B01-高压气氧储罐    B02-单向阀          B03-气动截止阀

B04-汽化器          B05-手动截止阀      B06-液氧泵          B07-手动截止阀

B08-手动截止阀      B09-低压液氧储槽    B10-手动截止阀      B11-手动截止阀

B12-手动截止阀      B13-手动截止阀      B14-手动截止阀      B15-手动截止阀

B16-单向阀          B17-高压液氧储罐    B18-温度传感器      B19-压力传感器

B20-气动截止阀      B21-温度传感器      B22-压力传感器      B23-气动截止阀

B24-流量计          B25-安全阀          B26-手动截止阀      B27-手动截止阀

B28-手动截止阀      B29-过滤器          B30-压力传感器      B31-温度传感器

B32-气动截止阀      B33-气动截止阀      B34-波纹管          B35-气动截止阀

B36-波纹管          B37-气动截止阀      B38-波纹管          B39-气动截止阀

B40-气动截止阀      B41-气动截止阀      C01-高压气甲烷储罐  C02-单向阀

C03-气动截止阀      C04-汽化器          C05-手动截止阀      C06-液甲烷泵

C07-手动截止阀      C08-手动截止阀      C09-低压液甲烷储槽  C10-手动截止阀

C11-手动截止阀      C12-手动截止阀      C13-手动截止阀      C14-手动截止阀

C15-手动截止阀      C16-单向阀          C17-高压液甲烷储罐  C18-温度传感器

C19-压力传感器      C20-气动截止阀      C21-温度传感器      C22-压力传感器

C23-气动截止阀      C24-流量计          C25-安全阀          C26-手动截止阀

C27-手动截止阀      C28-手动截止阀      C29-过滤器          C30-压力传感器

C31-温度传感器      C32-气动截止阀      C33-气动截止阀      C34-波纹管

C35-气动截止阀      C36-波纹管         C37-气动截止阀       C38-气动截止阀

C39-气动截止阀      C40-波纹管

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明是一种适用于大型低温液体火箭发动机试验供应系统，包括燃料增压系统、氧化剂增压系统、燃料输运系统和氧化剂输运系统。

燃料增压系统和氧化剂增压系统由氮气系统来承担。氮气系统另外还承担了整体系统的所有气动阀门开启的操纵气以及试验过程中的吹扫气。图1中，高压氮气储罐A01与手动截止阀A00、压力传感器A02和气动截止阀A04、手动截止阀A03相连接，过滤器A05一端连接气动截止阀A04和手动截止阀A03，另一端分为一个三通，连接手动截止阀A06和手动截止阀A07，手动截止阀A07后连接压力表A09、手动截止阀A08、手动截止阀A10以及手动截止阀A16，手动截止阀A10后连接减压器A11，减压器A11另一端分为四通连接压力表A12、手动截止阀A13以及手动截止阀A14，手动截止阀A14后连接气体稳定器A15，此条氮气通道为所有的气动截止阀提供操纵气体，手动截止阀A16后连接减压器A17，减压器A17后分四通，分别连接压力表A18、手动截止阀A19以及手动截止阀A20，此条通道为试验过程中提供吹扫气体。过滤器A05后另外添加一个三通，分别连接气动截止阀A21和气动截止阀A29，气动截止阀A21后连接压力表A22和减压器A23，减压器A23后顺次连接压力传感器A24、压力表A25、手动截止阀A26以及气动截止阀A27，气动截止阀A27后连接气动截止阀A28和高压液氧储罐B17，至此氧化剂增压系统完毕。气动截止阀A29后分别连接压力表A30和减压器A31，减压器A31后顺次连接手动截止阀A32、压力表A33、压力传感器A34和气动截止阀A35，气动截止阀A35后连接气动截止阀A36和高压液甲烷储罐C17，至此燃料增压系统完毕。

为了提高液体氧化剂和燃料的利用率，系统中增设了将液体转化为气体的功能，以及设置通道来对低压液体储槽与高压液体储罐之间进行连通。首先针对液氧输运系统，高压气氧储罐B01后端连接单向阀B02，气动截止阀B03一端连接单向阀B02，另一端连接汽化器B04，汽化器B04后分三通，连接手动截止阀B05和液氧泵B06，手动截止阀B07一端连接汽化器B06另一端分别与手动截止阀B12、手动截止阀B13、手动截止阀B08、压力表B21、压力传感器B22以及气动截止阀B23连接。手动截止阀B13后连接手动截止阀B14以及手动截止阀B15，单向阀B16一端连接手动截止阀B15另外一端连接高压液氧储罐B17，高压液氧储罐B17另外一端连接温度传感器B18，压力传感器B19以及气动截止阀B20，气动截止阀B20后端分三通分别连接气动截止阀B23和流量计B24，流量计B24后分出旁支，分别连接安全阀B25、手动截止阀B26以及手动截止阀B27，手动截止阀B27后连接手动截止阀B28、过滤器B29，过滤器B29后连接压力传感器B30、温度传感器B31、气动截止阀B35和气动截止阀B32，波纹管B34一端分别连接气动截止阀B32、气动截止阀B33，另外一端连接火箭发动机推力室。波纹管B36一端连接气动截止阀B35另外一端连接氧化剂泵，氧化剂泵一端分别连接波纹管B36、气动截止阀B40、气动截止阀B37，波纹管B38一端连接气动截止阀B37和气动截止阀B39，另外一端连接火箭发动机推力室，至此氧化剂输运系统连接关系完毕。针对燃料输运系统，高压气甲烷储罐C01后端连接单向阀C02，气动截止阀C03一端连接单向阀C02，另外一端连接汽化器C04，汽化器C04后端分三通，分别连接手动截止阀C05、液甲烷泵C06，手动截止阀C07一端连接液甲烷泵C06，另外一端连接手动截止阀C08、手动截止阀C12、手动截止阀C13、温度传感器C21、压力传感器C22以及气动截止阀C23，低压液甲烷储槽C09一端连接手动截止阀C08，手动截止阀C11和手动截止阀C10，手动截止阀C15一端连接手动截止阀C13和手动截止阀C14，另外一端连接单向阀C16，高压液甲烷储罐C17一端连接气动截止阀A35和气动截止阀C36，另外一端连接单向阀C16，出口端连接温度传感器C18、压力传感器C19和气动截止阀C20，气动截止阀C20后端分三通连接气动截止阀C23和流量计C24，流量计C24后端连接安全阀C25、手动截止阀C26和手动截止阀C27，手动截止阀C27后端连接手动截止阀C28和过滤器C29，过滤器C29后端连接压力传感器C30、温度传感器C31、气动截止阀C35以及气动截止阀C32，波纹管C36前端连接气动截止阀C35，后端连接燃料泵，燃料泵分别连接气动截止阀C37、波纹管C36、气动截止阀C38和燃料涡轮。气动截止阀C37另一端连接气动截止阀B41、气动截止阀B40以及燃气发生器，波纹管C40一端连接气动截止阀C38和气动截止阀C39，另外一端连接火箭发动机推力室，波纹管C34一端连接气动截止阀C32和气动截止阀C33，另外一端连接火箭发动机推力室，至此燃料输运系统连接关系完毕。

本发明中扩展了试验系统的相关功能，其中主要是由低压液态推进剂转化为高压气体的过程，此功能在试验的过程中不需要，但是转化的气态介质能够供其他试验使用。主要的操作如下：针对低压液氧转化为高压气氧，打开手动截止阀B08、手动截止阀B07，对管路进行预冷，随时开关手动截止阀B05对管路氧气进行排空，预冷完毕后关闭手动截止阀B05。打开液氧泵B06，以及气动截止阀B03，开始对高压气氧储罐B01进行充填，操作完毕后关闭液氧泵B06，关闭气动截止阀B03，关闭手动截止阀B07，关闭手动截止阀B08，打开手动截止阀B05，打开手动截止阀B12，直至管路中残留的液氧挥发完毕，关闭手动截止阀B05，关闭手动截止阀B12，至此低压液氧转化高压气氧过程操作完毕；针对低压液甲烷转化为高压气甲烷操作，打开手动截止阀C08、手动截止阀C07，对管路进行预冷，随时开关手动截止阀C05对管路氧气进行排空，预冷完毕后关闭手动截止阀C05。打开液甲烷泵C06，气动截止阀C03，对高压气甲烷储罐C01进行充填，充填完毕后，关闭手动截止阀C07，关闭手动截止阀C08，关闭液甲烷泵C06关闭气动截止阀C03，打开手动截止阀C05，打开手动截止阀C12，对管路中残留的液态甲烷进行放气，在放气完毕后关闭手动截止阀C05，关闭手动截止阀C12。至此低压液甲烷转化为高压气态甲烷操作完毕。上述操作都是独立于进行发动机试验过程中进行的。

本发明的进行推力室独立试验主要工作流程为，首先调节燃料和氧化剂增压系统，将减压器A23后的气压调节至设计值，给高压液氧储罐B17输出介质压力提供保证，将减压器A31后的气压调节至设计值，给高压液甲烷储罐C17输出介质压力提供保证。另外调节所有气动截止阀的操纵气体压力，即调节气体稳定器A15内的压力，最后调节试验的吹除压力为正常值，即手动截止阀A20输出压力。系统中还设置了对高压液氧储罐B17和高压液甲烷储罐C17进行推进剂填充的管路，其中可以通过槽车对其直接进行充填，另外可以通过对应的低压液体储槽进行充填。具体的操作流程如下：

在进行氮气增压操作之前，需要对燃料和氧化剂进行填充，主要的方式利用槽车进行充填。针对氧化剂系统，打开手动截止阀B14，打开手动截止阀B15，对高压液氧储罐B17进行充填，充填完毕后关闭手动截止阀B15，待管路中残留液体放气完毕后关闭手动截止阀B14，另外低压液氧储槽B09充填过程直接打开手动截止阀B10进行，完毕后关闭手动截止阀B10，如果在进行推力室单独试验的过程中，液氧槽车无法到达，但低压液氧储槽B09具备足够的推进剂，则将低压液氧储槽B09中的液氧流通到高压液氧储罐B17中，操作为打开手动截止阀B08，打开手动截止阀B13，打开手动截止阀B15，对高压液氧储罐B17进行充填，待充填完毕后，关闭手动截止阀B15、手动截止阀B08，打开手动截止阀B12，待管路中液体挥发完毕后，关闭手动截止阀B12，至此氧化剂储罐充填完毕。针对燃料系统，打开手动截止阀C14，打开手动截止阀C15，对高压液甲烷储罐C17进行充填，充填完毕后关闭手动截止阀C15，待管路中残留液体放气完毕后关闭手动截止阀C14，另外低压液甲烷储槽C09充填过程直接打开手动截止阀C10进行，完毕后关闭手动截止阀C10，如果在进行推力室单独试验的过程中，液甲烷槽车无法到达，但低压液甲烷储槽C09具备足够的推进剂，则将低压液甲烷储槽C09中的液甲烷流通到高压液甲烷储罐C17中，操作为打开手动截止阀C08，打开手动截止阀C13，打开手动截止阀C15，对高压液甲烷储罐C17进行充填，待充填完毕后，关闭手动截止阀C15、手动截止阀C08，手动截止阀C13，打开手动截止阀C12，待管路中液体挥发完毕后，关闭手动截止阀C12。至此针对燃料系统充填完毕。

进行推力室单独试验的过程中，首先需要进行试验准备，确认系统所有的手动截止阀及气动截止阀处于关闭状态，打开手动截止阀A00，对高压氮气储罐A01进行充填至设计高压状态后关闭手动截止阀A00，打开手动截止阀A03，打开手动截止阀A07，打开手动截止阀A10，调节减压器A11出口压力至气动截止阀所需压力要求，根据压力表A12来进行指示，若调错输出压力则通过打开手动截止阀A13来进行放气泄压，随后打开手动截止阀A14，至此所有的气动截止阀所需气源得到保证。打开手动截止阀A16，调节减压器A17至所需的吹除压力值，打开手动截止阀A20，至此试验系统吹除气体调节完毕，随后打开气动截止阀A04、气动截止阀A21，调节减压器A23使输出压力为所需压力大小，通过压力传感器A24和压力表A25进行指示，打开气动截止阀A27，至此氧化剂增压系统调节完毕，随后打开气动截止阀A29，调节减压器A31输出压力至设计值，通过压力传感器A34和压力表A33来指示，最后打开气动截止阀A35，至此燃料增压系统调节完毕，氮气部分操作完毕，推力室试验准备阶段完毕。

推力室单独正式试验过程中，首先对管路进行预冷过程，针对氧化剂输运系统，打开手动截止阀B08，气动截止阀B23，打开手动截止阀B27，打开气动截止阀B32，预冷的过程中，需要打开手动截止阀B26和手动截止阀B28，对预冷过程中产生的气体进行排空。待整个管路预冷完毕之后，关闭手动截止阀B26，关闭手动截止阀B28，关闭气动截止阀B23，关闭手动截止阀B08，打开手动截止阀B12，进行多余液体放气操作，放气完毕后，关闭手动截止阀B12，至此氧化剂管路中预冷完毕。针对燃料输运系统，打开手动截止阀C08，气动截止阀C23，打开手动截止阀C27，打开气动截止阀C32，预冷的过程中，需要打开手动截止阀C26和手动截止阀C28，对预冷过程中产生的气体进行排空。待整个管路预冷完毕之后，关闭手动截止阀C26，关闭手动截止阀C28，关闭气动截止阀C23，关闭手动截止阀C08，打开手动截止阀C12，进行多余液体放气操作，放气完毕后，关闭手动截止阀C12，至此燃料管路中预冷完毕。在进行预冷的操作中，需要及时的根据现场的压力表，温度传感器、压力传感器等设备对管路中的液体进行监控。至此推力室试验前准备工作进行完毕。在正式试验的过程中，通过时序操作，打开或是关闭气动截止阀B20、气动截止阀C20、气动截止阀B32、气动截止阀B33、气动截止阀C33以及气动截止阀C32，这六个阀门的操作顺序通过电脑时序来控制。待试验结束之后，对管路系统进行关闭操作，首先关闭燃料及氧化剂输运系统，即关闭气动截止阀B20，关闭气动截止阀C20，关闭手动截止阀B27，关闭手动截止阀C27、打开手动截止阀B26、打开手动截止阀B28、打开手动截止阀C26和打开手动截止阀C28进行管路中放气操作，管路中液体清理完毕后，关闭上述手动截止阀B26、手动截止阀C26、手动截止阀B28和手动截止阀C28，接下来关闭氮气增压系统，关闭气动截止阀A21，关闭气动截止阀A27，打开手动截止阀A26、打开气动截止阀A28，对氧路增压氮气管路及罐体进行泄压，气体泄放完毕之后，关闭手动截止阀A26、气动截止阀A28，另外关闭气动截止阀A29，关闭气动截止阀A35，打开手动截止阀A32和气动截止阀A36，对燃料罐体和燃料氮气增压管路进行泄压，泄压完毕后，关闭手动截止阀A32和气动截止阀A36，至此增压系统关闭完成。对推力室试验过程的供应系统操作完毕。

本发明对涡轮泵单独试验或是涡轮泵与推力室连试进行试验的过程中，无需氮气的增压系统进行操作。具体的操作过程中，首先需要进行燃料和氧化剂管路预冷，具体操作与推力室试验中的操作步骤一致，在管路预冷完毕之后保持气动截止阀B23和气动截止阀C23处于开启状态，这与推力室试验预冷过程有区别。在试验过程中，打开气动截止阀B35、气动截止阀B40，气动截止阀B37，气动截止阀C35，气动截止阀C38,另外气动截止阀B41、气动截止阀B39和气动截止阀C39为试验结束后的吹除气体。在试验结束之后，所有的气动截止阀处于关闭状态，对管路系统进行关闭操作，关闭气动截止阀B23、手动截止阀B27、气动截止阀C23以及手动截止阀C27，打开手动截止阀B26、手动截止阀B28、手动截止阀C26以及手动截止阀C28，对管路进行泄压操作，待泄压完毕之后关闭手动截止阀B26、手动截止阀B28、手动截止阀C26以及手动截止阀C28，至此燃料和氧化剂输运系统关闭。如果在试验的过程中，低压液氧储槽B08或是低压液甲烷储槽C08内液体容积不够时，可以打开对应的高压储罐进行补给。在上述的操作完毕之后，涡轮泵以及涡轮本与推力室连试过程结束。

Claims (1)

1.一种适用于大型低温液体火箭发动机试验供应系统，具体的：

高压氮气储罐(A01)与手动截止阀(A00)、压力传感器(A02)和气动截止阀(A04)、手动截止阀(A03)相连接，过滤器(A05)一端连接气动截止阀(A04)和手动截止阀(A03)，另一端分为三通，连接手动截止阀(A06)和手动截止阀(A07)，手动截止阀(A07)后连接压力表(A09)、手动截止阀(A08)、手动截止阀(A10)以及手动截止阀(A16)，手动截止阀(A10)后连接减压器(A11)，减压器(A11)另一端分为四通连接压力表(A12)、手动截止阀(A13)以及手动截止阀(A14)，手动截止阀(A14)后连接气体稳定器(A15)，手动截止阀(A16)后连接减压器(A17)，减压器(A17)后分四通，分别连接压力表(A18)、手动截止阀(A19)以及手动截止阀(A20)，过滤器(A05)后另外分一个三通，分别连接气动截止阀(A21)和气动截止阀(A29)，气动截止阀(A21)后连接压力表(A22)和减压器(A23)，减压器(A23)后顺次连接压力传感器(A24)、压力表(A25)、手动截止阀(A26)以及气动截止阀(A27)，气动截止阀(A27)后连接气动截止阀(A28)和高压液氧储罐(B17)，气动截止阀(A29)后分别连接压力表(A30)和减压器(A31)，减压器(A31)后顺次连接手动截止阀(A32)、压力表(A33)、压力传感器(A34)和气动截止阀(A35)，气动截止阀(A35)后连接气动截止阀(A36)和高压液甲烷储罐(C17)；

高压气氧储罐(B01)后端连接单向阀(B02)，气动截止阀(B03)一端连接单向阀(B02)，另一端连接汽化器(B04)，汽化器(B04)后分三通，连接手动截止阀(B05)和液氧泵(B06)，手动截止阀(B07)一端连接汽化器(B06)另一端分别与手动截止阀(B12)、手动截止阀(B13)、手动截止阀(B08)、压力表(B21)、压力传感器(B22)以及气动截止阀(B23)连接；手动截止阀(B13)后连接手动截止阀(B14)以及手动截止阀(B15)，单向阀(B16)一端连接手动截止阀(B15)另外一端连接高压液氧储罐(B17)，高压液氧储罐(B17)另外一端连接温度传感器(B18)，压力传感器(B19)以及气动截止阀(B20)，气动截止阀(B20)后端分三通分别连接气动截止阀(B23)和流量计(B24)，流量计(B24)后分出旁支，分别连接安全阀(B25)、手动截止阀(B26)以及手动截止阀(B27)，手动截止阀(B27)后连接手动截止阀(B28)、过滤器(B29)，过滤器(B29)后连接压力传感器(B30)、温度传感器(B31)、气动截止阀(B35)和气动截止阀(B32)，波纹管(B34)一端分别连接气动截止阀(B32)、气动截止阀(B33)，另外一端连接火箭发动机推力室；波纹管(B36)一端连接气动截止阀(B35)另外一端连接氧化剂泵，氧化剂泵一端分别连接波纹管(B36)、气动截止阀(B40)、气动截止阀(B37)，波纹管(B38)一端连接气动截止阀(B37)和气动截止阀(B39)，另外一端连接火箭发动机推力室；针对燃料输运系统，高压气甲烷储罐(C01)后端连接单向阀(C02)，气动截止阀(C03)一端连接单向阀(C02)，另外一端连接汽化器(C04)，汽化器(C04)后端分三通，分别连接手动截止阀(C05)、液甲烷泵(C06)，手动截止阀(C07)一端连接液甲烷泵(C06)，另外一端连接手动截止阀(C08)、手动截止阀(C12)、手动截止阀(C13)、温度传感器(C21)、压力传感器(C22)以及气动截止阀(C23)，低压液甲烷储槽(C09)一端连接手动截止阀(C08)，手动截止阀(C11)和手动截止阀(C10)，手动截止阀(C15)一端连接手动截止阀(C13)和手动截止阀(C14)，另外一端连接单向阀(C16)，高压液甲烷储罐(C17)一端连接气动截止阀(A35)和气动截止阀(C36)，另外一端连接单向阀(C16)，出口端连接温度传感器(C18)、压力传感器(C19)和气动截止阀(C20)，气动截止阀(C20)后端分三通连接气动截止阀(C23)和流量计(C24)，流量计(C24)后端连接安全阀(C25)、手动截止阀(C26)和手动截止阀(C27)，手动截止阀(C27)后端连接手动截止阀(C28)和过滤器(C29)，过滤器(C29)后端连接压力传感器(C30)、温度传感器(C31)、气动截止阀(C35)以及气动截止阀(C32)，波纹管(C36)前端连接气动截止阀(C35)，后端连接燃料泵，燃料泵分别连接气动截止阀(C37)、波纹管(C36)、气动截止阀(C38)和燃料涡轮；气动截止阀(C37)另一端连接气动截止阀(B41)、气动截止阀(B40)以及燃气发生器，波纹管(C40)一端连接气动截止阀(C38)和气动截止阀(C39)，另外一端连接火箭发动机推力室，波纹管(C34)一端连接气动截止阀(C32)和气动截止阀(C33)，另外一端连接火箭发动机推力室。