Течен метан како ракетно гориво - блог на Бернд Лајтенбергер
Како прво, кои се придобивките од метанот? Метанот е всушност само јаглеводород, но посебен. Нормалните јаглеводороди имаат многу долги ланци.На секој атом на јаглерод има два атоми на водород. Потоа има по уште еден на секој крај. Но, поради содржината на алкени и молекули во форма на прстен, керозин, вообичаениот јаглеводород, има приближно состав CnH2n. Постојат два атоми на водород за секој атом на јаглерод. Метанот има молекуларна формула CH4. Терминот LNG (течен природен гас) исто така често се користи. Течен природен гас се состои од 90% метан.
Метанот затоа содржи двојно повеќе водород од керозин. Ова има два позитивни ефекти:
- Енергетската содржина е поголема: со стехиометриско согорување е 13,9 MJ/kg (LOX + CH4), во споредба со 10,3 MJ/kg со LOX/керозин. Ова е затоа што согорувањето на водородот обезбедува многу повеќе енергија отколку согорувањето на јаглерод. Чистиот јаглерод е 8,94 MJ/kg и чистиот водород е 15,92 MJ/kg. Сите вредности се однесуваат на стехиометриско согорување и исто така вклучуваат кислород, бидејќи ова е исто така дел од горивото во ракетите.
- Средната моларна маса на производите од согорувањето е помала и е 26,7 во споредба со 31.
- Во споредба со водородот (15,9 MJ/kg, моларна маса 18), метанот лежи помеѓу керозин и водород и во однос на енергијата и моларната маса.
Но, кои се недостатоците? Течниот метан има мала густина од 0,42 и е течен само помеѓу -183 и -162 ° С. Керозин, од друга страна, има густина од 0,8 до 0,85 g/kg и врие само на околу 180 ° C (вредностите за JP-1 се најчесто користено гориво, керозин е синоним за широк спектар на јаглеводороди, има и мешавини кои штотуку започнуваат испаруваме на 300 ° C). Како течен водород, тој е обемно гориво и не е течен на собна температура, или температурниот опсег во кој останува течен е само 21 ° C.
Всушност, имам возило со криогено согорување со истите технички барања како течниот водород. Прашањето е: дали вреди да се премине од керозин во метан?
Носачот на согорување има повеќе функции. Како прво, секој лого и подвижен дел е подмачкан со носачот на согорување. Можноста за користење на сопствен лубрикант е исклучена со метан или водород поради ниските температури. Тогаш комората за согорување и млазницата се ладат со потпората за согорување. Понатаму, перформансите на турбо пумпата зависат од транспортираниот волумен, а не од тежината. Турбо пумпата LOX на Vulcain 2, на пример, има моќност од 5,1 MW на 12.600 вртежи во минута. Оној за водородот треба да пренесе седум пати помалку тежина, но има моќност од 14,1 MW при 35.500 вртежи во минута бидејќи водородот има густина 16 пати помала од кислородот.
Сега на предизвиците што ги носи водородот како носач на согорување за технологијата:
Ова се техничките предизвици со водородот. но што е со метанот? Не многу подобро. Областа во која е течна е исто така само околу 20 К. Метанот испарува на ниски температури, иако малку повисок од водородот. Гориво од -180 степени Целзиусови мора да подмачкува подвижни делови, што значи дека тие треба да бидат направени од материјали што не се лепат едни на други на овие температури. Барањата за турбо пумпата се нешто подобри. Извлечениот волумен е само 60% поголем од оној на керозин.
Сè на сè, имате погон со скоро исти технички барања, кои ја прават употребата на водород поскапа од онаа на керозин. Но, дали тоа барем носи нешто? Не, бидејќи специфичниот импулс е само малку поголем. Сакам да го покажам ова со два примери. Од една страна, со споредување на реално постоечките или проектираните мотори за првите фази, горните фази или погоните на сателитите.
| гориво | LOX/керозин | LOX/керозин | LOX/LH2 | LOX/LH2 | LOX/LCH4 | LOX/LH2 | LOX/CH4 | MMH/NTO | LOX/метан |
| Притисок на комората за согорување | 145,7 бари | 300 бари | 118 бари | 220 бари | ? | 28 бари | 28 бари | 11-18 бар | 11,2-14,4 бари |
| специфична импулсна почва | 2923 m/s | 3030 m/s | 3118 m/s | 3560 m/s | ? | ||||
| специфичен импулсен вакуум | 3247 м/с | 3305 m/s | 4256 m/s | 4462 м/с | 3530 m/s | 4365 m/s | 3400 m/s | 3187 m/s | 3109 - 3138 м/с |
Второто е пресметки со програмата НАСА ФЦЕА. Овој пат со следниве одредници:
- Притисок на комората за согорување: 80 бари
- Однос на површина: 100
- Согорување со 30% вишок на RP-1/Lh2/метан
- вредности за замрзнат биланс
| Однос на согорување | 1/6.10 | 1/3.06 | 1/2,62 |
| специфичен импулс | 4225,8/4374,8 м/с | 3416,8/3515,8 м/с | 3263,1/3356,1 м/с |
| Температура на согорување: | 3514 К. | 3505,6 К. | 3695,2 К. |
Вкупно, метанот постигнува околу 200-300 m/s повеќе од керозин, но сепак 700-800 m/s помалку отколку со водород/кислород. Прашањето е: дали вреди ова да се вложи? Според мене бр. Добивката од 200 m/s не е во врска со напорот. Ова исто така важи и за други погони, така што НАСА го користи RS-68 во Ares V, иако специфичниот импулс е инфериорен во однос на SSME, но е поевтин за производство. Мислам дека тоа важи уште повеќе за метанот, кој во големи делови ги поставува истите предизвици како течниот водород без да има предност на високиот специфичен импулс како придобивка.
Она што моментално се тестира не е да се претворат керозин моторите во метан, туку да се претворат погоните LOX/LH2 во метан. Овие се веќе прилагодени на криогените горива. Ова веќе беше тестирано со RL-10 во 60-тите години на минатиот век. Предноста лежи во две точки: Во споредба со водородот, резервоарите се помали (односот на мешање е типично од 2,6 до 3,5 во споредба со 5,5 до 6. Дури и земајќи го ова предвид, резервоарите се само една третина поголеми како со водород тие исто така полесни.
Моторот има поголема моќност. Ако се пренесе иста количина кислород, повисокиот однос на мешање и поголемата густина резултираат во поголема пропусност на горивото. Со RL-10 ќе беше од 147 до 99 kN.
И на крај, температурата што мора да се одржи е поблиску до онаа на кислородот и исто така и областа во која метанот е течен, поблиску до кислородот. Ова е важно ако треба да го одржувате горивото ладно подолго време како во мисиите на Месечината. Тука RK-10 беше испитан во изменета верзија. Метанот е избран затоа што би било проблематично да се чува водородна течност со големите резервоари и ниската точка на вриење/опсегот на температура во која е течен. RL-10 беше проучен затоа што може да се намали во потиснувањето, што е потребно за лунарите. Сепак, никогаш не беше тестирано со складирани горива (кои беа користени за истата задача во проектот Аполо), па затоа се користеше LOX/метан.
Во една студија, ДЛР испита дали метанот носи предност во тежината во првата фаза што може да се користи повеќекратно. Бидејќи резервоарите се поголеми од керозин и бараат изолација, празната маса се зголеми. Ако се употребеше повторно, ова ќе имаше ефекти врз другите системи (област на крилја, гориво за да стигне до страницата за лансирање, потиснување на моторите9, така што сцената ќе биде потешка отколку со LOX/керозин. Ова може да биде различно со ракета што не може да се користи повеќе, но поголема празна тежина во секој случај ќе потроши дел од добивката од повисокиот специфичен импулс.