CN109083768A - 适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***及火箭 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***。避免氧化剂供应***重复建设，降低成本；供应***中可同时供应气甲烷和液甲烷，开展甲烷气液掺混的大型火箭发动机试验，低成本进行再生冷却发动机燃烧性能试验；通过混合器可稳定高效开展不同甲烷喷注温度的大型火箭发动机试验；供应***中使用液氮进行低温管路预冷，具有安全且成本低的优点。在此基础上，本申请还提供了一种基于适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***的火箭。

Description

适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***及火箭

技术领域

本发明涉及航空航天领域，特别涉及一种适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***及火箭。

背景技术

1、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，液氧/甲烷液体火箭发动机具有高比冲、低成本、低积炭、冷却不结焦，环保性能好、可重复使用等优点，是当今可重复使用运载火箭和大型液体助推器动力装置研究领域的关注焦点。但目前液氧/甲烷火箭发动机相关试验开展较少，仍需进一步的研究。现有试验***单独开展液氧/液甲烷和液氧/气甲烷试验，试验***存在资源浪费，成本高等问题。因此，需要设计一套可以开展液氧/液甲烷和液氧/气甲烷的试验***。

2、可重复使的优点和终极目标是为了减少运载器一次性使用后抛弃昂贵的箭体、发动机及电气设备造成的浪费，通过多次使用分摊费用来降低运载器的生产与发射成本，是航天领域未来发展的重点。其中，发动机的可重复使用成为急需解决的问题，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。发动机的可重复使用中需充分考虑其冷却效果，再生冷却适宜用于液氧/甲烷可重复使用发动机。现有试验***针对再生冷却工况开展试验，只能使用含有冷却通道的发动机进行气液掺混喷注试验，导致试验成本增高，不适宜通过开展大量甲烷气液掺混试验选定适宜的冷却通道参数。因此，需要设计一套可以同时加注气甲烷和液甲烷的液氧/甲烷试验***。

3、液氧/甲烷再生冷却发动机试验中，需探求最佳甲烷喷注温度，实现燃烧效率高和燃烧稳定的目的，现有试验***在甲烷温度控制时，控制精度低且易引入杂质。因此，需要设计一套可开展不同甲烷喷注温度试验的液氧/甲烷试验***。

4、液氧/甲烷发动机试验过程中，甲烷气体在空气中存在危险性，试验环境中需考虑甲烷气体浓度，保证试验安全。现有试验***在管路***预冷过程中需使用液甲烷预冷管路，大量甲烷进入空气中。且液甲烷和液氧相对成本较高。因此，需要设计一套安全性高且成本低的管路预冷***。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，以解决现有技术中存在的上述技术问题。

本发明提供的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，具有如下优点：

大型火箭发动机试验供应***中气甲烷和液甲烷试验共用一套液氧供应***，避免氧化剂供应***重复建设，降低成本；

供应***中可同时供应气甲烷和液甲烷，开展甲烷气液掺混的大型火箭发动机试验，低成本进行再生冷却发动机燃烧性能试验；

通过混合器可稳定高效开展不同甲烷喷注温度的大型火箭发动机试验；

供应***中使用液氮进行低温管路预冷，具有安全且成本低的优点。

此外，本申请还提供了一种火箭，包括上述适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例一提供的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***的结构示意图。

附图标记：A01-减压器；A02-手动截止阀；A03-压力传感器；A04-手动截止阀；A05-气动截止阀；A06-过滤器；A07-孔板；A08-温度传感器；A09-压力传感器；E01-液氧储罐；A10-电磁阀；A11-手动截止阀；A12-安全阀；A13-手动截止阀；B04-手动截止阀；A14-手动截止阀；A15-过滤器；A29-过滤器；A16-气动截止阀；A17-流量计；A18-压力传感器；A19-温度传感器；A20-文式管；A21-温度传感器；A22-压力传感器；A23-手动截止阀；A24-气动截止阀；A26-气动截止阀；A25-孔板；A27-过滤器；A28-电磁阀；E02-液氮储槽；B01-手动截止阀；B07-安全阀；B08-手动截止阀；B09-过滤器；B02-手动截止阀；B03-过滤器；B05-过滤器；B04-手动截止阀；B06-手动截止阀；C01-减压器；C02-手动截止阀；C03-压力传感器；C04-手动截止阀；C05-气动截止阀；C06-过滤器；C07-孔板；C08-温度传感器；C09-压力传感器；E03-液甲烷储罐；C10-电磁阀；C11-手动截止阀；C12-安全阀；C13-手动截止阀；C14-手动截止阀；C16-过滤器；C15-过滤器；C17-气动截止阀；C18-流量计；F01-手动截止阀；C19-手动截止阀；C20-压力传感器；C21-温度传感器；C22-文式管；C23-温度传感器；C24-压力传感器；C25-手动截止阀；C26-气动截止阀；C28-气动截止阀；C27-孔板；C29-过滤器；C30-电磁阀；E04-气甲烷储罐；D01-安全阀；D02-手动截止阀；D04-过滤器；D03-过滤器；D05-气动截止阀；D06-减压器；D07-压力传感器；D08-流量计；F07-手动截止阀；D09-手动截止阀；D10-压力传感器；D11-温度传感器；D12-文式管；D13-温度传感器；D14-压力传感器；D15-电磁阀；D16-气动截止阀；D17-过滤器；D18-电磁阀；F02-压力传感器；F03-温度传感器；F04-混合器；F06-压力传感器；F05-温度传感器；F08-气动截止阀；F09-压力传感器；F10-温度传感器；F11-文式管；F12-温度传感器；F13-压力传感器；F14-电磁阀；F15-气动截止阀；F16-过滤器；F17-电磁阀；G01-减压器；G03-压力传感器；G02-减压器；G04-压力传感器。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例一：

图1为本发明实施例一提供的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***的结构示意图；如图1所示，本发明实施例一提供的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，增压氮气通过减压器A01与手动截止阀A02、压力传感器A03和手动截止阀A04相连接，所述手动截止阀A04后顺次连接气动截止阀A05、过滤器A06、孔板A07、温度传感器A08、压力传感器A09和液氧储罐E01，所述液氧储罐E01与电磁阀A10、手动截止阀A11、安全阀A12和手动截止阀A13相连接，所述手动截止阀A13后分四通，分别连接手动截止阀B04、手动截止阀A14以及过滤器A15，所述手动截止阀A14后接过滤器A29，所述过滤器A15后顺次连接气动截止阀A16、流量计A17、压力传感器A18、温度传感器A19、文式管A20、温度传感器A21和压力传感器A22，所述压力传感器A22与手动截止阀A23、气动截止阀A24和气动截止阀A26相连接，所述气动截止阀A24后接孔板A25，所述气动截止阀A26后分三通，一端顺次连接过滤器A27和电磁阀A28，另一端连接发动机；

液氮储槽E02与手动截止阀B01、安全阀B07和手动截止阀B08相连接，所述手动截止阀B08后接过滤器B09，所述手动截止阀B01后分四通，分别连接手动截止阀B02、过滤器B03和过滤器B05，所述过滤器B03后接手动截止阀B04，所述过滤器B05后接手动截止阀B06；

增压氮气通过减压器C01与手动截止阀C02、压力传感器C03和手动截止阀C04相连接，所述手动截止阀C04后顺次连接气动截止阀C05、过滤器C06、孔板C07、温度传感器C08、压力传感器C09和液甲烷储罐E03，所述液甲烷储罐E03与电磁阀C10、手动截止阀C11、安全阀C12和手动截止阀C13相连接，所述手动截止阀C13后分四通，分别连接手动截止阀B06、手动截止阀C14以及过滤器C16，所述手动截止阀C14后接过滤器C15，所述过滤器C16后顺次连接气动截止阀C17、流量计C18，所述流量计C18后分三通一端连接手动截止阀F01，另一端连接手动截止阀C19，所述手动截止阀C19后顺次连接压力传感器C20、温度传感器C21、文式管C22、温度传感器C23和压力传感器C24，所述压力传感器C24与手动截止阀C25、气动截止阀C26和气动截止阀C28相连接，所述气动截止阀C26后接孔板C27，所述气动截止阀C28后分三通，一端顺次连接过滤器C29和电磁阀C30，另一端连接发动机；

气甲烷储罐E04与安全阀D01、手动截止阀D02和过滤器D04相连接，所述手动截止阀D02后接过滤器D03，所述过滤器D04后顺次连接气动截止阀D05、减压器D06、压力传感器D07和流量计D08，所述流量计D08后分三通，一端连接手动截止阀F07，另一端连接手动截止阀D09，所述手动截止阀D09后顺次连接压力传感器D10、温度传感器D11、文式管D12、温度传感器D13和压力传感器D14，所述压力传感器D14后分三通，分别连接电磁阀D15和气动截止阀D16，所述气动截止阀D16后分三通，一端顺次连接过滤器D17和电磁阀D18，另一端连接发动机；

所述手动截止阀F01后顺次连接压力传感器F02、温度传感器F03和混合器F04，所述手动截止阀F07后顺次连接压力传感器F06、温度传感器F05和混合器F04，所述混合器F04后顺次连接气动截止阀F08、压力传感器F09、温度传感器F10、文式管F11、温度传感器F12和压力传感器F13，所述压力传感器F13后分三通，分别连接电磁阀F14和气动截止阀F15，所述气动截止阀F15后分三通，一端顺次连接过滤器F16和电磁阀F17，另一端连接发动机；

所述气动截止阀A05、气动截止阀A16、气动截止阀A24、气动截止阀A26、气动截止阀C05、气动截止阀C17、气动截止阀C26、气动截止阀C28、气动截止阀D05、气动截止阀D16、气动截止阀F08和气动截止阀F15通过压力传感器G03与减压器G01连接；

所述电磁阀D18、电磁阀F17、电磁阀C30和电磁阀A28通过压力传感器G04与减压器G02连接。

本发明进行推力室独立试验主要工作流程为，首先调节所有气动截止阀的操纵气体压力，即调节减压器G01后气压调节至设计值，保证各气动截止阀驱动所需压力。然后调节燃料和氧化剂增压***，将减压器A01后的气压调节至设计值，给液氧储罐E01输出介质压力提供保证，将减压器C01后的气压调节至设计值，给液甲烷储罐E03输出介质压力提供保证。最后调节试验的吹除压力为正常值，即减压器G02的输出压力。***中还设置了对液氧储罐E01和液甲烷储罐E03进行推进剂填充的管路，通过槽车对其直接进行充填。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***，打开手动截止阀A13，打开手动截止阀A14，对液氧储罐E01进行充填，充填完毕后关闭手动截止阀A13，待管路中残留液体放气完毕后关闭手动截止阀A14，至此氧化剂储罐充填完毕。针对燃料***，打开手动截止阀C13，打开手动截止阀C14，对液甲烷储罐E03进行充填，充填完毕后关闭手动截止阀C13，待管路中残留液体放气完毕后关闭手动截止阀C14。另外气甲烷储罐E04充填过程直接打开手动截止阀D02进行，完毕后关闭手动截止阀D02，至此针对燃料***充填完毕。另外液氮储槽E02充填过程直接打开手动截止阀B08进行，完毕后关闭手动截止阀B08。

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***所有的手动截止阀及气动截止阀处于关闭状态，调节减压器G01出口压力至气动截止阀所需压力要求，根据压力传感器G03来进行指示，至此所有的气动截止阀所需气源得到保证。调节减压器G02根据压力传感器G04指示至所需的吹除压力值，至此试验***吹除气体调节完毕。随后调节减压器A01使输出压力为所需压力大小，通过压力传感器A03进行指示，若调错输出压力则通过打开手动截止阀A02来进行放气泄压，之后打开手动截止阀A04和气动截止阀A05，至此氧化剂增压***调节完毕。随后调节减压器C01输出压力至设计值，通过压力传感器C03来指示，若调错输出压力则通过打开手动截止阀C02来进行放气泄压，最后打开手动截止阀C04和气动截止阀C05，至此低温燃料增压***调节完毕，氮气部分操作完毕。随后打开气动截止阀D05，调节减压器D06使输出压力为所需压力大小，通过压力传感器D07进行指示，至此气甲烷***压力调节完毕。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***，打开手动截止阀B01，打开手动截止阀B04，打开气动截止阀A16，预冷的过程中，需要打开手动截止阀A23和气动截止阀A24，对预冷过程中产生的气体进行排空。待整个管路液氮预冷完毕之后，关闭手动截止阀B01，关闭手动截止阀B04，打开手动截止阀B02，进行多余液氮放气操作，放气完毕后，关闭手动截止阀B02。关闭打开手动截止阀A13，待液氧预冷管路完毕之后，关闭手动截止阀A13，关闭气动截止阀A16，关闭手动截止阀A23，关闭气动截止阀A24，打开手动截止阀A14，进行多余液体放气操作，放气完毕后，关闭手动截止阀A14，至此氧化剂管路中预冷完毕。针对低温燃料输运***，打开手动截止阀B01，打开手动截止阀B06，打开气动截止阀C17，预冷的过程中，需要打开手动截止阀C25和气动截止阀C26，对预冷过程中产生的气体进行排空。待整个管路液氮预冷完毕之后，关闭手动截止阀B01，关闭手动截止阀B06，打开手动截止阀B02，进行多余液氮放气操作，放气完毕后，关闭手动截止阀B02。关闭打开手动截止阀C13，待液氧预冷管路完毕之后，关闭手动截止阀C13，关闭气动截止阀C17，关闭手动截止阀C25，关闭气动截止阀C26，打开手动截止阀C14，进行多余液体放气操作，放气完毕后，关闭手动截止阀C14，至此低温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，根据实际试验用到的试验***，通过时序操作，打开或是关闭气动截止阀A16、气动截止阀A26、气动截止阀C17、气动截止阀C28、气动截止阀D05、气动截止阀D16、气动截止阀F08以及气动截止阀F15，这八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***进行关闭操作，首先关闭燃料及氧化剂输运***，根据实际试验用到的试验***，关闭气动截止阀A16、气动截止阀A26、气动截止阀C17、气动截止阀C28、气动截止阀D05、气动截止阀D16、气动截止阀F08以及气动截止阀F15。打开电磁阀A28、电磁阀C30、电磁阀D18和电磁阀F17进行管路和发动机中氮气吹除。打开气动截止阀A24、气动截止阀C26、电磁阀D15和电磁阀F14进行管路中放气操作，管路中液体清理完毕后，关闭上述气动截止阀A24、气动截止阀C26、电磁阀D15和电磁阀F14。接下来关闭氮气增压***，关闭气动截止阀A05，打开手动截止阀A02、电磁阀A10和手动截止阀A11，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A02、手动截止阀A04、电磁阀A10和手动截止阀A11。另外关闭气动截止阀C05，打开手动截止阀C02、电磁阀C10和手动截止阀C11，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C02、手动截止阀C04、电磁阀C10和手动截止阀C11，至此增压***关闭完成。对推力室试验过程的供应***操作完毕。

本发明提供的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，具有如下优点：

大型火箭发动机试验供应***中气甲烷和液甲烷试验共用一套液氧供应***，避免氧化剂供应***重复建设，降低成本；

供应***中可同时供应气甲烷和液甲烷，开展甲烷气液掺混的大型火箭发动机试验，低成本进行再生冷却发动机燃烧性能试验；

通过混合器可稳定高效开展不同甲烷喷注温度的大型火箭发动机试验；

供应***中使用液氮进行低温管路预冷，具有安全且成本低的优点。

具体地，所述液氧储罐E01为高压液氧储罐。

具体地，所述液甲烷储罐E03为高压液甲烷储罐。

具体地，所述气甲烷储罐E04为高压气甲烷储罐。

具体地，所述液氮储槽E02为低压液氮储槽。

具体地，所述液氧储罐E01的压力为10MPa。

具体地，所述液甲烷储罐E03的压力为15MPa。

具体地，所述气甲烷储罐E04的压力为15MPa。

具体地，所述液氮储槽E02的压力为0.8MPa。

实施例二：

本申请还提供了一种火箭，包括上述适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，增压氮气通过减压器(A01)与手动截止阀(A02)、压力传感器(A03)和手动截止阀(A04)相连接，所述手动截止阀(A04)后顺次连接气动截止阀(A05)、过滤器(A06)、孔板(A07)、温度传感器(A08)、压力传感器(A09)和液氧储罐(E01)，所述液氧储罐(E01)与电磁阀(A10)、手动截止阀(A11)、安全阀(A12)和手动截止阀(A13)相连接，所述手动截止阀(A13)后分四通，分别连接手动截止阀(B04)、手动截止阀(A14)以及过滤器(A15)，所述手动截止阀(A14)后接过滤器(A29)，所述过滤器(A15)后顺次连接气动截止阀(A16)、流量计(A17)、压力传感器(A18)、温度传感器(A19)、文式管(A20)、温度传感器(A21)和压力传感器(A22)，所述压力传感器(A22)与手动截止阀(A23)、气动截止阀(A24)和气动截止阀(A26)相连接，所述气动截止阀(A24)后接孔板(A25)，所述气动截止阀(A26)后分三通，一端顺次连接过滤器(A27)和电磁阀(A28)，另一端连接发动机；

液氮储槽(E02)与手动截止阀(B01)、安全阀(B07)和手动截止阀(B08)相连接，所述手动截止阀(B08)后接过滤器(B09)，所述手动截止阀(B01)后分四通，分别连接手动截止阀(B02)、过滤器(B03)和过滤器(B05)，所述过滤器(B03)后接手动截止阀(B04)，所述过滤器(B05)后接手动截止阀(B06)；

增压氮气通过减压器(C01)与手动截止阀(C02)、压力传感器(C03)和手动截止阀(C04)相连接，所述手动截止阀(C04)后顺次连接气动截止阀(C05)、过滤器(C06)、孔板(C07)、温度传感器(C08)、压力传感器(C09)和液甲烷储罐(E03)，所述液甲烷储罐(E03)与电磁阀(C10)、手动截止阀(C11)、安全阀(C12)和手动截止阀(C13)相连接，所述手动截止阀(C13)后分四通，分别连接手动截止阀(B06)、手动截止阀(C14)以及过滤器(C16)，所述手动截止阀(C14)后接过滤器(C15)，所述过滤器(C16)后顺次连接气动截止阀(C17)、流量计(C18)，所述流量计(C18)后分三通一端连接手动截止阀(F01)，另一端连接手动截止阀(C19)，所述手动截止阀(C19)后顺次连接压力传感器(C20)、温度传感器(C21)、文式管(C22)、温度传感器(C23)和压力传感器(C24)，所述压力传感器(C24)与手动截止阀(C25)、气动截止阀(C26)和气动截止阀(C28)相连接，所述气动截止阀(C26)后接孔板(C27)，所述气动截止阀(C28)后分三通，一端顺次连接过滤器(C29)和电磁阀(C30)，另一端连接发动机；

气甲烷储罐(E04)与安全阀(D01)、手动截止阀(D02)和过滤器(D04)相连接，所述手动截止阀(D02)后接过滤器(D03)，所述过滤器(D04)后顺次连接气动截止阀(D05)、减压器(D06)、压力传感器(D07)和流量计(D08)，所述流量计(D08)后分三通，一端连接手动截止阀(F07)，另一端连接手动截止阀(D09)，所述手动截止阀(D09)后顺次连接压力传感器(D10)、温度传感器(D11)、文式管(D12)、温度传感器(D13)和压力传感器(D14)，所述压力传感器(D14)后分三通，分别连接电磁阀(D15)和气动截止阀(D16)，所述气动截止阀(D16)后分三通，一端顺次连接过滤器(D17)和电磁阀(D18)，另一端连接发动机；

所述手动截止阀(F01)后顺次连接压力传感器(F02)、温度传感器(F03)和混合器(F04)，所述手动截止阀(F07)后顺次连接压力传感器(F06)、温度传感器(F05)和混合器(F04)，所述混合器(F04)后顺次连接气动截止阀(F08)、压力传感器(F09)、温度传感器(F10)、文式管(F11)、温度传感器(F12)和压力传感器(F13)，所述压力传感器(F13)后分三通，分别连接电磁阀(F14)和气动截止阀(F15)，所述气动截止阀(F15)后分三通，一端顺次连接过滤器(F16)和电磁阀(F17)，另一端连接发动机；

所述气动截止阀(A05)、气动截止阀(A16)、气动截止阀(A24)、气动截止阀(A26)、气动截止阀(C05)、气动截止阀(C17)、气动截止阀(C26)、气动截止阀(C28)、气动截止阀(D05)、气动截止阀(D16)、气动截止阀(F08)和气动截止阀(F15)通过压力传感器(G03)与减压器(G01)连接；

所述电磁阀(D18)、电磁阀(F17)、电磁阀(C30)和电磁阀(A28)通过压力传感器(G04)与减压器(G02)连接。

2.根据权利要求1所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，所述液氧储罐(E01)为高压液氧储罐。

3.根据权利要求1所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，所述液甲烷储罐(E03)为高压液甲烷储罐。

4.根据权利要求1所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，所述气甲烷储罐(E04)为高压气甲烷储罐。

5.根据权利要求1所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，所述液氮储槽(E02)为低压液氮储槽。

6.根据权利要求2所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，所述液氧储罐(E01)的压力为10MPa。

7.根据权利要求3所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，所述液甲烷储罐(E03)的压力为15MPa。

8.根据权利要求4所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，所述气甲烷储罐(E04)的压力为15MPa。

9.根据权利要求5所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***，其特征在于，所述液氮储槽(E02)的压力为0.8MPa。

10.一种火箭，其特征在于，包括权利要求1-9中任一项所述的适用于大型液氧甲烷火箭发动机试验供应***。