Рідкий метан як ракетне паливо - блог Бернда Лайтенбергера
По-перше, які переваги метану? Метан - насправді лише вуглеводень, але особливий. Звичайні вуглеводні мають дуже довгі ланцюги, на кожному атомі вуглецю є два атоми водню. Потім на кожному кінці є ще один. Але завдяки вмісту алкенів і кільцеподібних молекул гас, звичайний вуглеводень, приблизно має склад CnH2n. На кожен атом вуглецю припадає два атоми водню. Метан має молекулярну формулу СН4. Також часто використовується термін СПГ (рідкий природний газ). Зріджений природний газ складається на 90% з метану.
Отже, метан містить удвічі більше водню, ніж гас. Це має два позитивні ефекти:
- Вміст енергії вищий: при стехіометричному згорянні воно становить 13,9 МДж/кг (LOX + CH4), порівняно з 10,3 МДж/кг для LOX/гасу. Це пов’язано з тим, що спалювання водню забезпечує набагато більше енергії, ніж спалювання вуглецю. Чистий вуглець - 8,94 МДж/кг, а чистий водень - 15,92 МДж/кг. Усі значення відносяться до стехіометричного горіння, а також включають кисень, оскільки це також є частиною палива в ракетах.
- Середня молярна маса продуктів згоряння нижча і становить 26,7 порівняно з 31.
- Порівняно з воднем (15,9 МДж/кг, молярна маса 18), метан лежить між гасом і воднем як за енергією, так і за молярною масою.
Але які недоліки? Рідкий метан має низьку щільність 0,42 і є рідким лише від -183 до -162 ° C. Гас, навпаки, має щільність від 0,8 до 0,85 г/кг і кипить лише при температурі близько 180 ° C (значення JP-1 є найбільш часто використовуваним паливом, гас є синонімом широкого спектру вуглеводнів, є також суміші, які тільки починають випаровуються при 300 ° С). Як і рідкий водень, це об'ємне паливо, і воно не є рідким при кімнатній температурі, або діапазон температур, в якому він залишається рідким, становить лише 21 ° C.
Насправді, у мене є кріогенний апарат згоряння з тими самими технічними вимогами, що і рідкий водень. Питання в тому: чи варто переходити від гасу до метану?
Носій згоряння має більше функцій. Перш за все, кожна несуча та рухома деталь змащується носієм згоряння. Можливість використання власного мастила виключається з метаном або воднем через низькі температури. Потім камеру згоряння та форсунку охолоджують за допомогою опори згоряння. Крім того, продуктивність турбонасоса залежить від транспортуваного обсягу, а не від ваги. Наприклад, турбонасос LOX Vulcain 2, має потужність 5,1 МВт при 12600 об/хв. Водневий має транспортувати в сім разів меншу вагу, але має потужність 14,1 МВт при 35500 об/хв, оскільки щільність водню в 16 разів менша ніж кисню.
Тепер до проблем, які водень як носій горіння ставить перед технологіями:
Це технічні проблеми з воднем. а як щодо метану? Не набагато краще. Площа, в якій вона рідина, також становить лише близько 20 К. Метан випаровується при низьких температурах, хоча і трохи вище водню. Паливом -180 градусів Цельсія потрібно змащувати рухомі деталі, а це означає, що вони повинні бути виготовлені з матеріалів, які не злипаються один з одним при цих температурах. Вимоги до турбонасоса дещо кращі. Обсяг видобутку лише на 60% перевищує обсяг гасу.
Загалом, у вас є привід з майже однаковими технічними вимогами, які роблять використання водню дорожчим, ніж гас. Але це принаймні щось приносить? Ні, оскільки питомий імпульс лише трохи більший. Я хочу показати це на двох прикладах. З одного боку, шляхом порівняння фактично існуючих або прогнозованих двигунів для перших ступенів, верхніх ступенів або супутникових приводів.
| паливо | LOX/гас | LOX/гас | LOX/LH2 | LOX/LH2 | LOX/LCH4 | LOX/LH2 | LOX/CH4 | MMH/NTO | ЛОКС/метан |
| Тиск у камері згоряння | 145,7 бар | 300 бар | 118 бар | 220 бар | ? | 28 бар | 28 бар | 11-18 бар | 11,2-14,4 бар |
| питомий імпульсний ґрунт | 2923 м/с | 3030 м/с | 3118 м/с | 3560 м/с | ? | ||||
| питомий імпульсний вакуум | 3247 м/с | 3305 м/с | 4256 м/с | 4462 м/с | 3530 м/с | 4365 м/с | 3400 м/с | 3187 м/с | 3109 - 3138 м/с |
Другий - це розрахунки за програмою NASA FCEA. Цього разу з такими орієнтирами:
- Тиск у камері згоряння: 80 бар
- Співвідношення площ: 100
- Горіння з 30% перевищенням RP-1/Lh2/метану
- значення для замороженого залишку
| Коефіцієнт горіння | 1/6.10 | 1/3.06 | 1/2,62 |
| специфічний імпульс | 4225,8/4374,8 м/с | 3416,8/3515,8 м/с | 3263,1/3356,1 м/с |
| Температура горіння: | 3514 К | 3505,6 К | 3695,2 К |
Загалом метан досягає приблизно на 200-300 м/с більше, ніж гас, але все ще на 700-800 м/с менше, ніж з воднем/киснем. Питання: чи варто це докладати зусиль? На мій погляд, ні. Посилення 200 м/с не має відношення до зусилля. Це стосується і інших накопичувачів, тому NASA використовує RS-68 в Ares V, хоча питомий імпульс поступається енергії SSME, але дешевший у виробництві. Я думаю, це стосується ще більше метану, який значною мірою представляє ті самі проблеми, що і рідкий водень, не маючи переваги високого питомого імпульсу як переваги.
На даний момент тестується не перетворення гасових двигунів на метан, а перетворення приводів LOX/LH2 на метан. Вони вже пристосовані до кріогенного палива. Це вже було перевірено на RL-10 у 1960-х. Перевага полягає у двох моментах: порівняно з воднем резервуари менші (коефіцієнт змішування зазвичай становить 2,6-3,5 порівняно з 5,5-6.). вони також легші.
Двигун має більшу тягу. Якщо транспортується однакова кількість кисню, то вищий коефіцієнт змішування та більша щільність призводять до більшої витрати палива. З RL-10 це було б від 147 до 99 кН.
Нарешті, температура, яку потрібно підтримувати, ближча до температури кисню, а також область, в якій метан рідкий, ближче до кисню. Це важливо, якщо паливо потрібно тримати прохолодним протягом тривалого періоду часу, наприклад, під час місіонерських місій. Тут RK-10 досліджували у модифікованій версії. Метан був обраний, тому що було б проблематично утримувати рідину водню у великих резервуарах та з низькою температурою кипіння/діапазоном температур, в якій він є рідиною. RL-10 був вивчений, оскільки він може зменшити тягу, необхідну для місячних десантів. Однак його ніколи не тестували з паливом, що зберігається (яке використовувалося для того самого завдання в проекті Apollo), тому використовували LOX/метан.
В ході дослідження DLR вивчав, чи приносить метан перевагу у вазі на першій стадії багаторазового використання. Оскільки ємності більші за гас і потребують ізоляції, маса порожнього збільшилася. Якщо його використовувати повторно, це вплине на інші системи (площа крила, паливо для досягнення місця старту, тяга двигунів9, так що ступінь буде важчою, ніж з LOX/гасом. Це може відрізнятися для ракети, що не використовується багаторазово, але більшої спорядженої маси в кожному випадку споживатиме частину вигоди від вищого питомого імпульсу.