Warum erwägt SpaceX Methan als Treibstoff für seinen nächsten Motor, den Raptor?

Methan hat den Vorteil, dass es einfacher zu speichern ist als Wasserstoff . Meistens kann eine passive Kühlung ausreichen, um es kryogen zu halten , während Wasserstoff eine aktive Kühlung benötigt und mit der Zeit trotzdem entlüftet. Was Methan viel näher an „speicherbar“ macht, als es Wasserstoff sein kann. Dies würde es für Weltraummissionen mit langen Missionsdauern nützlich machen.

Methan ist weniger voluminös als Wasserstoff. Das bedeutet, dass die Tankkapazität für die gleiche Mission kleiner ist. (Der Shuttle-Außentank besteht hauptsächlich aus Wasserstofftanks mit einem kleinen Sauerstofftank (oben?)).

Methan sollte aufgrund seiner höheren Dichte einfacher in einem Motor zu verwenden sein als Wasserstoff, es muss weniger Volumen gepumpt werden.

Methan ist möglicherweise auf dem Mars herstellbar . Mit importiertem Wasserstoff (oder einheimischem Wasser) kann CO2 (Kohlendioxid) relativ einfach in CH4 umgewandelt werden.

Es gibt Ideen für ISRU (In-Situ Resource Utilization) und Demonstrationen auf dem Mars. ( Das Modell von Robert Zubrin startet das Rückkehrfahrzeug, das ISRU verwendet, um seine Kraftstofftanks zu füllen, und startet die bemannte Mission nicht, bis das Rückkehrfahrzeug vollgetankt und startbereit ist. Dann starten Sie die bemannte Mission zusammen mit einer zweiten Rückholfahrzeug, das ISRU während der Dauer der Oberflächenmission nutzt, um sich selbst zu betanken).

SpaceX konzentriert sich auf die Entwicklung von Wiederverwendbarkeitstechnologien für seine Raketenlinien. Herkömmliches Kerosin in Raketenqualität erzeugt beim Verbrennen Rückstände (ein Prozess, der als „Verkoken“ bekannt ist). Methankraftstoff verbrennt sauberer, sodass sich keine Rückstände ansammeln, was bedeutet, dass Motoren ohne Überholung öfter wiederverwendet werden können.

Methan (CH ₄ ) und RP-1 sind ungefähr gleich in der realisierbaren Leistung. Wie bereits von anderen Postern erwähnt, hat CH ₄ einen etwas höheren Impuls – etwa 370 s im Vakuum gegenüber den 360 s – bei demselben Kammerdruck von 7 MPa. Dies wird jedoch durch seine geringere Schüttdichte von etwa 830 kg/m ³ gegenüber etwa 1030 kg/m ³ ausgeglichen . Die Schüttdichte ist die Dichte der kombinierten Brennstoff- und Oxidationsmittelladung in ihren entsprechenden Verhältnissen. Obwohl Methan „nur“ 430 kg/m ³ beträgt, wird es mit 3,5 Teilen Sauerstoff verbrannt, verglichen mit 2,1 Teilen für RP-1, daher wird eine CH4-Rakete mehr Sauerstoff und weniger Treibstoff nach Gewicht transportieren. Sauerstoff ist mit etwas über 1140 kg/m ^{3 ziemlich dicht}das tatsächlich dichter ist als RP-1 (etwa 810 kg/m ³ ). Wenn wir davon ausgehen, dass die Kammerdrücke und die Effizienz des Motorzyklus gleich sind, übertrifft RP-1 CH ₄ , einfach weil ein 20 % größerer Tank Gewichtseinbußen mit sich bringt, die die 3 % Erhöhung des spezifischen Impulses leicht überwiegen. Der RP-1-Vorteil hängt jedoch vom Betrieb bei gleichem Kammerdruck ab, was möglicherweise nicht der Fall ist. Und Methan (CH ₄ ) hat zusätzliche Vorteile, die in spezifischen Szenarien anwendbar sind.

Die Gründe, warum CH ₄ ein Spitzenreiter für SpaceXs Raptor ist, können wahrscheinlich auf vier Faktoren zurückgeführt werden:

1. Methan verkokt (polymerisiert) bei den Betriebstemperaturen eines Raketentriebwerks nicht – sein Verkokungspunkt ist etwa doppelt so hoch. Dies macht es einfacher, eine Engine wiederverwendbar zu machen, und die Wiederverwendbarkeit ist ein wichtiges Ziel von SpaceX.

2. Da Methan nicht verkokt, ist es auch einfacher, einen Verbrennungszyklus im Vollstromstadium (FFSC) zu implementieren, bei dem der gesamte Brennstoff- und Oxidationsmittelstrom durch den Vorbrenner fließt. Im Vergleich zu modernen russischen Teilstrom-Verbrennungsmotoren sind höhere Kammerdrücke erreichbar, was zu einem Gesamtimpulsvorteil von etwa 30 Sekunden oder 9 % führt. _{Dadurch wird der Leistungsmangel von CH 4} gegenüber RP-1 beseitigt .

3. Wenn SpaceX beabsichtigt, in allen Stufen denselben Kraftstoff zu verwenden, kann CH ₄ als besserer Kraftstoff für die obere Stufe und als schlechterer Startkraftstoff angesehen werden, auch ohne höhere Arbeitsdrücke zu ermöglichen. Dies liegt daran, dass die oberen Stufen typischerweise 1/8 bis 1/10 der Größe der 1. Stufe haben und hier der Impuls wichtiger ist als die Dichte. Die Verwendung von Methan mit dem oben genannten FFSC-Zyklus bedeutet, dass SpaceX möglicherweise eine gleichwertige Leistung der ersten Stufe und eine bessere Leistung der oberen Stufe erzielen kann.

4. Auch wenn es meiner Meinung nach etwas zweifelhaft ist, dass eine frühe Mars-Mission die In-situ-Kraftstoffproduktion nutzen wird. Sollte dies jemals zu einer anwendbaren Praxis werden, kann Methan aus Wasser und CO ₂ hergestellt werden, während RP-1 dies nicht kann.

Abgesehen davon gibt es den Nicht-Faktor, der Methan etwas begünstigt, wie zum Beispiel, dass normales Erdgas gut genug ist und der Brennstoff nicht hochgradig von normalem Kerosin zu RP-1 raffiniert werden muss, um niedrige Verkokungseigenschaften und konsistente Dichten zu erreichen. Ich sage, es ist kein Faktor, weil die Treibstoffkosten ein so vernachlässigbarer Teil der Startkosten sind, dass es wirklich keine Rolle spielt, ob die Treibstoffkosten ein paar Mal mehr oder weniger kosten. Der Treibstoff macht normalerweise nur etwa 0,3 % der Kosten für den Flug einer Rakete in den Orbit aus, sodass die Treibstoffkosten wirklich keine Rolle spielen – nicht einmal, wenn man sehr teure Treibstoffkombinationen wie Hydrazin/Tetroxid mit dem relativ billigen Kerosin/Sauerstoff vergleicht.

Logistisch kann Methan einfacher zu handhaben sein als Wasserstoff. Der Siedepunkt von Methan liegt bei etwa 110 K, verglichen mit 20 K von Wasserstoff. Das bedeutet, dass sowohl Brennstoff- als auch Oxidationsmittelleitungen mit gasförmigem Stickstoff gespült werden können. Flüssigwasserstoffleitungen können nur mit Helium gespült werden, da der Siedepunkt von Wasserstoff unter dem Schmelzpunkt anderer Edelgase liegt.

Ein weiterer Nachteil von Wasserstoff besteht darin, dass eine fortschrittliche Metallurgie erforderlich ist, um eine Wasserstoffversprödung zu verhindern, bei der häufigere Legierungen in Umgebungen mit hohem Wasserstoffgehalt zu Bruch und Ermüdung neigen.

Methan würde je nach Kammerdruck, Expansionsverhältnis und anderen Konstruktionsparametern für den Motor einen spezifischen Impuls von etwa 380 Sekunden (~3,8 km/s Abgasgeschwindigkeit) ermöglichen, während LH2/LOX-Motoren einen spezifischen Impuls von etwa 450 Sekunden (~ 4,5 km/s Abgasgeschwindigkeit).

Trotz dieser geringeren Effizienz hat Methan einige große Vorteile. Es hat als Flüssigkeit eine deutlich höhere Dichte als LH2 (0,42 g/cm³ gegenüber 0,07 für flüssigen Wasserstoff), sodass es für die gleiche Masse an Treibmittel weitaus weniger Tankvolumen und kleinere Rohrleitungen erfordert. Es muss auch nicht so kalt wie flüssiger Wasserstoff gelagert werden, was den Isolations- und Kühlbedarf reduziert.

SpaceX hat traditionell dichtes, leicht zu handhabendes Treibmittel (LOX/RP1) und einfache Motorkonstruktionen bevorzugt (der Merlin ist ein einfacher Gasgeneratorzyklus und nicht das effizientere [aber komplexere] gestufte Verbrennungsdesign, das von den meisten anderen modernen Raketen verwendet wird). Daher ist es sinnvoll, dass sie sich für die leichter zu handhabende und einfachere Lösung einer Methanrakete entscheiden und nicht für den leistungsstarken, aber schwierigen und komplizierten Flüssigwasserstoffmotor, solange das Methan ihnen die Leistung liefert, die sie benötigen (was bleibt abzuwarten).

Eine gute Frage. In Studien vor EELV untersuchten die NASA und die US Air Force LOX/Methan. EELV führte zu LOX/Kerosin Atlas V und LOX/Wasserstoff Delta IV .

Auf der 4. International Conference on Launcher Technology im Jahr 2002 haben Burkhardt et al. verglich eine wiederverwendbare LOX/Kerosin-Trägerrakete mit dem RD-180-Motor des Atlas V mit einem LOX/Methan-Fahrzeug mit einem möglichen Motor des gleichen effizienten gestuften Verbrennungszyklus:

Der LOX/Methan-Motor hatte einen um etwa 3 % höheren spezifischen Impuls , aber dieser Vorteil wurde durch die geringere Dichte des flüssigen Methans im Vergleich zu Kerosin aufgewogen.

LOX/Kerosin schnitt insgesamt in Bezug auf die Nutzlast etwas besser ab und es wurden niedrigere Bau- und Betriebskosten erwartet, das gleiche Ergebnis wie bei den Vor-EELV-Studien.

Der Grund, warum LOX/Wasserstoff mit LOX/Kerosin vergleichbar oder besser ist, liegt darin, dass der spezifische Impuls viel höher ist, wodurch das Problem der noch geringeren Dichte überwunden wird. Für das Space Shuttle arbeiteten die Haupttriebwerke vom Boden in die Umlaufbahn, so dass der höhere spezifische Impuls von Wasserstoff in größerer Höhe der Grund für seine Verwendung war.

Für eine erste Stufe, die nur in geringer Höhe betrieben wird, gefolgt von einer LOX/Wasserstoff-Zweitstufe wie bei Atlas und Delta, hat Kerosin eine vergleichbare Nutzlastleistung und kann aufgrund der Fahrzeuggröße kostengünstiger sein . Für Delta IV ist ein weiterer Vorteil die Gemeinsamkeit mit den Treibmitteln der oberen Stufe .

Methan wird derzeit nicht an den Startplätzen bereitgestellt, so dass eine größere Anlageinvestition erforderlich wäre .

Mangelnde langjährige Erfahrung mit dem Betrieb ist ein weiterer Nachteil für Methan.

Wenn der Raptor im Weltraum wie bei einer Marsmission eingesetzt werden sollte, wäre die Tatsache, dass sowohl LOX als auch flüssiges Methan im Vergleich zu Wasserstoff oder Kerosin relativ einfach im Weltraum zu speichern sind , von Vorteil.

Verweise:

• Vergleichende Studie von Kerosin- und Methantreibstoffmotoren für wiederverwendbare flüssige Booster-Stufen . Holger Burkhardt, Martin Sippel, Armin Herbertz, Josef Klevanski. 4. Internationale Konferenz über Trägertechnologie "Space Launcher Liquid Propulsion" 3.-6. Dezember 2002 – Lüttich (Belgien).

SpaceX schießt nicht auf den Mond, SpaceX schießt auf den Mars. Logistisch bin ich mir nicht sicher, ob es neben Methan / LOX und Hydrazin / Tetroxid praktikable Alternativen gibt. Für den Rückschuss muss Treibstoff für eine unbekannte Zeit gelagert werden, was bedeutet, dass die Standardbedingungen auf dem Mars kühl sind. RP-1 ist ein steinharter Feststoff, der eine komplexe Erwärmung erfordert, um ihn zu verflüssigen, und LH2 ist Hochdruck-H2, das eine komplexe Kühlung erfordert, um ihn zu verflüssigen. Die meisten Brennstoffe sind steinharte Feststoffe. Leistung ist wichtig, aber zweitrangig. Hydrazin und Stickstofftetroxid sind das, was ich erwartet hatte, mit perfekten Handhabungs- und Lagereigenschaften. Methan und LOX sind jedoch beides Materialien mit einem reichlichen Angebot an Menschen, die Erfahrung im Umgang mit ihnen haben, sodass sie gehandhabt und gelagert werden können, es ist nur schwieriger als Hydrazin und Stickstofftetroxid.

Warum nicht LH2 ist offensichtlich, die Frage ist, warum nicht Hydrazin und Stickstofftetroxid. Wenn Sie ein Astronaut wären, welchen Treibstoff würden Sie darauf vertrauen, dass er bei Ihrer Ankunft ohne Lecks auf Sie wartet, damit Sie nach Hause zurückkehren können? Zum Teufel mit der Reise dorthin, hol mich zurück und ich weiß, dass wir bereit sind zu gehen.

Ausgezeichnete Frage. Damit verbunden ist aber auch die Frage des Schubniveaus, das mehr als dreimal so hoch ist wie das des aktuellen Merlin-Triebwerks, das in der zweiten Stufe der Falcon 9 verwendet wird.

Ich gebe zu, das ist reine Spekulation. Aber basierend auf früheren SpaceX-Praktiken mit dem Merlin-Motor glaube ich, dass der Raptor für den Einsatz in größeren Trägerraketen als dem Falcon 9 bestimmt sein könnte. Vielleicht als gemeinsamer Motor, der in den unteren und oberen Stufen eines verbesserten Falcon Heavy verwendet wird, wo der Raptor ersetzt die Merlin-Motoren.

Aber ich denke, die wahrscheinlichste Möglichkeit ist eine größere Änderung im Design des Falcon 9 (und vielleicht auch des Falcon Heavy), die durch die jüngsten Erfolge mit dem Grasshopper-Testfahrzeug für die vertikale Landung angespornt wurde.

Der Raptor wäre ein guter Motor für eine überdimensionierte Oberstufe für den Falcon 9 oder Falcon Heavy. Indem mehr Aufwand zum Erreichen des Orbits auf die obere Stufe übertragen wird, hat die erste Stufe einen größeren Leistungsspielraum und Stufen in geringerer Höhe und Geschwindigkeit, was die motorisierte Bergung der ersten Stufe zum Startplatz erleichtert. Die Wiederherstellung und Wiederverwendung der 1. Stufe würde SpaceX viel Geld sparen (insbesondere für den Falcon Heavy) und niedrigere Preise ermöglichen.

Dieser Artikel: http://www.nasaspaceflight.com/2014/03/spacex-advances-drive-mars-rocket-raptor-power/

stellt auch fest, dass Methan/LOX-Motoren nicht unter Verkokung leiden wie LOX/RP1-Motoren und weniger sauerstoffreich betrieben werden können, was die Pumpen schont.

Ein Faktor, den noch niemand erwähnt hat, sind die Kosten. SpaceX ist ein gewinnorientiertes Unternehmen, daher spielen die Kosten eine große Rolle. Methan ist in letzter Zeit viel billiger geworden: Der Preis für Erdgas ist aufgrund technologischer Fortschritte in der Produktion (z. B. Fracking) stark gesunken. Das machte Methan zum billigsten Raketentreibstoff. Ab 2001 zahlte die NASA 0,98 $/Gallone für flüssigen Wasserstoff, was ungefähr 16 $ /MMBTU entspricht, was heutzutage viel teurer ist als LNG.