Течният метан като ракетно гориво - блогът на Bernd Leitenberger
Първо, какви са ползите от метана? Метанът всъщност е само въглеводород, но специален. Нормалните въглеводороди имат много дълги вериги.На всеки въглероден атом има два водородни атома. След това има по още един от всеки край. Но поради съдържанието на алкени и пръстеновидни молекули, керосинът, обичайният въглеводород, има приблизително състава CnH2n. Има два водородни атома за всеки въглероден атом. Метанът има молекулната формула СН4. Терминът LNG (течен природен газ) също често се използва. Втечненият природен газ се състои от 90% метан.
Следователно метанът съдържа два пъти повече водород от керосина. Това има два положителни ефекта:
- Енергийното съдържание е по-високо: при стехиометрично изгаряне то е 13,9 MJ/kg (LOX + CH4), в сравнение с 10,3 MJ/kg при LOX/керосин. Това е така, защото изгарянето на водород осигурява много повече енергия от изгарянето на въглерод. Чистият въглерод е 8,94 MJ/kg, а чистият водород е 15,92 MJ/kg. Всички стойности се отнасят до стехиометричното горене и включват също кислород, тъй като това също е част от горивото в ракетите.
- Средната моларна маса на продуктите от горенето е по-ниска и е 26,7 в сравнение с 31.
- В сравнение с водорода (15,9 MJ/kg, моларна маса 18), метанът се намира между керосина и водорода по отношение на енергия и моларна маса.
Но какви са недостатъците? Течният метан има ниска плътност от 0,42 и е само течен между -183 и -162 ° C. Керосинът, от друга страна, има плътност от 0,8 до 0,85 g/kg и кипи само при около 180 ° C (стойностите за JP-1 са най-често използваното гориво, керосинът е синоним на широк спектър от въглеводороди, има и смеси, които тепърва започват изпарява се при 300 ° C). Подобно на течния водород, той е обемно гориво и не е течно при стайна температура или температурният диапазон, в който остава течен, е само 21 ° C.
Всъщност имам криогенно гориво със същите технически изисквания като течния водород. Въпросът е: заслужава ли си преходът от керосин към метан?
Носителят за горене има повече функции. На първо място, всяка лагерна и движеща се част е смазана с горивния носител. Възможността да използвате собствена смазка е изключена с метан или водород поради ниските температури. След това горивната камера и дюзата се охлаждат с горивната опора. Освен това производителността на турбопомпата зависи от транспортирания обем, а не от теглото. Турбопомпата LOX на Vulcain 2 има напр. мощност от 5,1 MW при 12 600 об/мин. Този за водорода трябва да транспортира седем пъти по-малко тегло, но има мощност от 14,1 MW при 35 500 оборота в минута, тъй като водородът има плътност 16 пъти по-ниска от кислорода.
Сега към предизвикателствата, които водородът като носител на горене поставя за технологията:
Това са техническите предизвикателства с водорода. но какво ще кажете за метана? Не много по-добре. Площта, в която е течна, също е само около 20 К. Метанът се изпарява при ниски температури, макар и малко по-високи от водорода. Гориво от -180 градуса по Целзий трябва да смазва движещи се части, което означава, че те трябва да бъдат направени от материали, които не се прилепват един към друг при тези температури. Изискванията към турбопомпата са малко по-добри. Извлеченият обем е само с 60% по-голям от този на керосина.
Като цяло имате устройство с почти същите технически изисквания, които правят използването на водород по-скъпо от това на керосина. Но дали поне носи нещо? Не, защото специфичният импулс е само малко по-голям. Искам да покажа това с два примера. От една страна чрез сравняване на действително съществуващи или проектирани двигатели за първи етапи, горни етапи или сателитни задвижвания.
| гориво | LOX/керосин | LOX/керосин | LOX/LH2 | LOX/LH2 | LOX/LCH4 | LOX/LH2 | LOX/CH4 | MMH/NTO | ЛОКС/метан |
| Налягане в горивната камера | 145,7 бара | 300 бара | 118 бара | 220 бара | ? | 28 бара | 28 бара | 11-18 бара | 11,2-14,4 бара |
| специфична импулсна почва | 2923 м/сек | 3030 m/s | 3118 m/s | 3560 м/сек | ? | ||||
| специфичен импулсен вакуум | 3247 m/s | 3305 m/s | 4256 м/сек | 4462 m/s | 3530 m/s | 4365 m/s | 3400 m/s | 3187 м/с | 3109 - 3138 m/s |
Вторият е изчисленията с програмата на NASA FCEA. Този път със следните критерии:
- Налягане в горивната камера: 80 бара
- Съотношение на площ: 100
- Изгаряне с 30% излишък на RP-1/Lh2/метан
- стойности за замразен баланс
| Съотношение на горене | 1/6.10 | 1/3.06 | 1/2.62 |
| специфичен импулс | 4225,8/4374,8 m/s | 3416,8/3515,8 m/s | 3263,1/3356,1 m/s |
| Температура на горене: | 3514 К. | 3505,6 K | 3695,2 К. |
Общо метанът постига около 200-300 m/s повече от керосина, но все пак 700-800 m/s по-малко от водорода/кислорода. Въпросът е: заслужава ли си това усилие? Според мен не. Усилването от 200 m/s не е във връзка с усилието. Това се отнася и за други устройства, така че НАСА използва RS-68 в Ares V, въпреки че специфичният импулс е по-нисък от този на SSME, но е по-евтин за производство. Мисля, че това се отнася още повече за метана, който в големи части представлява същите предизвикателства като течния водород, без да има предимството на високия специфичен импулс като предимство.
Това, което в момента се тества, не е да се преобразуват керосиновите двигатели в метан, а да се преобразуват LOX/LH2 задвижванията в метан. Те вече са адаптирани към криогенните горива. Това беше тествано с RL-10 през шейсетте години. Предимството се състои в две точки: В сравнение с водорода резервоарите са по-малки (съотношението на смесване обикновено е 2,6 до 3,5 в сравнение с 5,5 до 6. Дори като се вземе това предвид, резервоарите са само една трета по-големи от водорода те също са по-леки.
Двигателят е с по-голяма тяга. Ако се подава същото количество кислород, по-високото съотношение на смесване и по-голямата плътност водят до по-голяма производителност на горивото. С RL-10 щеше да е от 147 до 99 kN.
И накрая, температурата, която трябва да се поддържа, е по-близка до тази на кислорода, а също и зоната, в която метанът е течен, по-близо до кислорода. Това е важно, ако трябва да поддържате горивото хладно за дълги периоди от време, като при мисии на Луната. Тук RK-10 беше изследван в модифицирана версия. Метанът е избран, тъй като би било проблематично да се поддържа водородна течност с големите резервоари и ниската точка на кипене/температурен диапазон, в който е течен. RL-10 беше проучен, тъй като може да намали тягата, която е необходима за лунните десанти. Въпреки това, той никога не е бил тестван със запасими горива (които са били използвани за една и съща задача в проекта Apollo), така че е използван LOX/метан.
В едно проучване DLR изследва дали метанът носи предимство в теглото на първия етап за многократна употреба. Тъй като резервоарите са по-големи от керосина и изискват изолация, празната маса се увеличи. Ако беше повторно използван, това би имало ефект върху други системи (площ на крилото, гориво за достигане до мястото на изстрелване, тяга на двигателите9, така че сцената ще бъде по-тежка, отколкото при LOX/керосин. Това може да бъде различно при ракета, която не може да се използва многократно, но по-голямо празно тегло във всеки случай ще изразходва част от печалбата от по-високия специфичен импулс.