Laut der Website von SpaceX verwendet der Falcon 9 Kerosin als Treibstoff. Laut Wikipedia übertrifft Dieselkraftstoff Kerosin in der Energiedichte in Bezug auf die Masse um 2,8 MJ/kg und im Volumen um 5,6 MJ/L, also warum sollten sie stattdessen Kerosin verwenden? Darüber hinaus schlägt flüssiger Wasserstoff Kerosin in Bezug auf die Energiedichte pro Masse um mehr als das Dreifache, obwohl es in Bezug auf das Volumen etwa 1/4 der Energiedichte beträgt, aber könnte die Rakete nicht einfach höher gebaut werden, um das zusätzliche Volumen aufzunehmen, und trotzdem eine geringere Gesamtmasse behalten, da der Treibstoff den größten Teil des Raketengewichts ausmacht?
Die Wasserstoffseite dieser Frage wurde hier angesprochen: Kombination von flüssigem Wasserstoff und flüssigem Sauerstoff – kurze Antwort ist, dass eine Wasserstoff-Erststufe leichter, beladener, aber viel teurer wäre.
Moderne "Kerosin" verbrennende Raketen wie die Falcon 9 verwenden RP-1 (oder RG-1 in russischen Triebwerken); Dies ist eine raffinierte Form von Kerosin, die eher eine relativ enge Mischung von Kohlenwasserstoffen enthält als das breitere Spektrum, das in gewöhnlichem Kerosin zu finden ist. RP-1 wird häufig sowohl als Kühlmittel als auch als Treibmittel verwendet, das entlang der Wände der Brennkammer geleitet wird, bevor es in sie eintritt. Die unterschiedlichen Siedepunkte und Polymerisationseigenschaften verschiedener Kohlenwasserstoffe verursachen Probleme:
Viele frühe Raketen hatten Kerosin verbrannt, aber als Brennzeiten, Verbrennungseffizienz und Brennkammerdruck zunahmen und die Motormassen schrumpften, wurden die Motortemperaturen unkontrollierbar. Als Kühlmittel verwendetes Rohkerosin würde dissoziieren und polymerisieren. Leichte Produkte in Form von Gasblasen und schwere in Form von Motorablagerungen verstopften dann die engen Kühlkanäle. Der Kühlmittelmangel erhöhte die Temperaturen weiter und beschleunigte den Zusammenbruch. Dieser Zyklus würde schnell eskalieren (dh thermisches Durchgehen würde auftreten), bis eine Triebwerkswand reißt.
Herkömmlicher Dieselkraftstoff ist noch anfälliger für Polymerisation und thermischen Abbau, daher gelten die gleichen Drücke, die die Veredelung von Kerosin zu RP-1 vorangetrieben haben. Insbesondere für SpaceX, das beabsichtigt, seine Raketentriebwerke wiederzuverwenden, ist die Minimierung von Rückständen in den Rohrleitungen ein wichtiger Faktor, und dies ist einer der Gründe, warum sie auf Methan als Treibstoff für ihre nächste Generation von Triebwerken umsteigen.
Laut Wikipedia übertrifft Dieselkraftstoff Kerosin in der Energiedichte in Bezug auf die Masse um 2,8 MJ/kg und im Volumen um 5,6 MJ/L, also warum sollten sie stattdessen Kerosin verwenden?
Zunächst einmal ist das Wikipedia für Sie, das nicht referenzierte Zahlen verwendet, die tatsächlich falsch sind. Die widersprüchliche Wikipedia-Seite zur Verbrennungswärme gibt niedrigere Heizwerte von 43,0 bzw. 43,4 MJ/kg für Kerosin bzw. Diesel an. Die widersprüchlichen Wikipedia-Seiten zu Kerosin und Dieselkraftstoff geben niedrigere (oder Netto-) Heizwerte von 43,1 MJ/kg sowohl für Kerosin als auch für Diesel an.
Übrigens: Die unteren und oberen Heizwerte eines Stoffes spiegeln wider, ob das bei der Verbrennung entstehende Wasser gasförmig oder flüssig aus dem System austritt. Da bei chemischen Raketentriebwerken Wasser gasförmig aus einer Rakete austritt, sind für Raketentriebwerke die niedrigeren (oder Netto-) Heizwerte relevant.
Faktoren, die gegen die Verwendung von Dieselkraftstoff sprechen:
Diese Heizwerte berücksichtigen nicht die Masse des Sauerstoffs.
Das ist für die Verbrennung auf der Erdoberfläche in Ordnung, aber im Hinblick auf Raketen völlig falsch, da Raketen sowohl den Treibstoff als auch das Oxidationsmittel transportieren müssen. Lange Kohlenwasserstoffketten erfordern mehr Sauerstoff pro Masseneinheit als kürzere gesättigte Kohlenwasserstoffketten.
Die alleinige Betrachtung der Heizwerte erklärt nicht, wie Raketentriebwerke funktionieren.
Der von einer Rakete erzeugte Schub ist proportional zu
, wo
ist der Nettoheizwert und
ist die mittlere Molekülmasse des Abgases. Wasserdampf in Raketen ist im Vergleich zu Kohlendioxid sehr vorzuziehen, da Wasserdampf eine Molekülmasse von etwa 18 hat, während Kohlendioxid eine Molekülmasse von etwa 44 hat. Dies ist der Hauptgrund, warum LH2-LOX-Raketentriebwerke auf dem Papier so gut aussehen. Auch dies spricht gegen langkettige Kohlenwasserstoffe.
Kohlenstoffablagerungen stellen eine Gefahr für Raketentriebwerke dar.
Je länger die Kohlenwasserstoffkette ist, desto größer ist das Risiko für Kohlenstoffablagerungen.
Der leichte Vorteil (falls vorhanden) von Dieselkraftstoff gegenüber Kerosin, basierend auf dem Heizwert, wird nach Berücksichtigung dieser anderen Faktoren zu einem Nachteil.
SF.
SF.
GdD
ichkrase