Tiefkalte Brennstoffe (flüssiger Wasserstoff, flüssiges Methan) 1 und Oxidationsmittel (flüssiger Sauerstoff) 2sind die Raketentreibstoffe der Wahl, wenn die Rohleistung das vorrangige Anliegen ist, aufgrund der sehr hohen Leistung (nach chemischen Raketenstandards), die von Raketentriebwerken erzeugt wird, die kryogene Treibstoffe verbrennen. Sie haben jedoch den Nachteil, dass sie mit Siedepunkten weit unter der Raumtemperatur (oder der Außentemperatur der Space Coast oder sogar der Temperatur von Plesetsk im Winter) zu verdampfen beginnen, sobald die Rakete betankt wird. Um zu verhindern, dass die Tanks durch die dabei entstehende Gasansammlung platzen, wird das verdampfte Treibmittel durch Entlastungsventile abgelassen und geht dadurch für die Rakete verloren. Die Rakete zu isolieren hilft etwas, besonders bei flüssigem Wasserstoff,
Infolgedessen werden kryogene Raketen am besten gestartet, sobald sie voll betankt sind (um die Menge an Treibmittel zu minimieren, die vor dem Start verdampft), und kryogene Oberstufen sind im Allgemeinen nicht länger als eine Woche oder so gut. im Weltraum, bevor genug Treibstoff verdampft ist, um das Δv-Budget der Stufe unter das einer Oberstufe zu senken, die sogenannte „speicherbare“ Treibstoffe 3 (oder in einigen Fällen einen Festbrennstoffmotor) verwendet.
Andererseits ist es offensichtlich möglich , flüssigen Wasserstoff und Methan und Sauerstoff weit unter ihren Siedepunkt abzukühlen (wie die Tatsache zeigt, dass Sie die kryogenen Treibmittel in flüssiger Form zur Verfügung haben, um sie überhaupt in die Rakete einzubringen). über ein oder mehrere Kühlverfahren. Wenn man die Treibstoffe irgendwie auf Temperaturen unter dem Siedepunkt gekühlt halten könnte, selbst nachdem sie in die Rakete geladen wurden, wäre es möglich, das Problem des Verdampfens des Treibstoffs stark zu reduzieren oder sogar vollständig zu beseitigen . 4Dies sollte für die ersten Etappen nicht zu schwierig sein, wo sie nach dem Tanken nur auf dem Pad herumsitzen; Die Brennstoff- und Oxidationsmitteltanks könnten einfach über ein paar weitere Versorgungsleitungen in feste Kühlanlagen eingebaut werden, wobei die Ventile geschlossen werden, um die Tanks im Rahmen der Zündsequenz von der Bodeninfrastruktur zu isolieren, und die Versorgungsleitungen sich dann beim Abheben trennen:
Dies wäre für obere Stufen schwieriger, da sie (potenziell schwere) Kühlgeräte mit sich führen müssten, um ihre Treibstoffe bis zu ihrer Verwendung gekühlt zu halten (obwohl dies möglicherweise bis zu einem gewissen Grad durch gemildert werden könnte). Abwerfen der Kühlschränke vor der letzten Verbrennung der Bühne, wenn sie nicht mehr benötigt würden); Wo gekühlte Treibstoffe im Weltraum wirklich zur Geltung kommen würden, wäre ein Depot für kryogene Treibstoffe im Orbit, da die Kühlmaschinen (wieder) auf dem Stück Infrastruktur bleiben könnten, das nirgendwohin führt (hier das Treibstoffdepot), beim Kunden Raumfahrzeuge, die die Vorteile gelagerter kryogener Treibstoffe nutzen, ohne die Gewichtsnachteile von Kühlgeräten zahlen zu müssen. Zugegeben, die Kühlung tut eserfordern eine externe Energiequelle, aber Solarenergie ist für ein umlaufendes Raumschiff im Wesentlichen kostenlos, mit wiederaufladbaren Batterien, um die Perioden der Schattenzeit abzudecken.
Was vermisse ich?
1 : Flüssiges Ethan, Ethylen und Propan sind ebenfalls kryogen (wenn auch bei weitem nicht so tief wie flüssiges Methan), wurden aber meines Wissens noch nicht in Massenproduktionsraketentriebwerken verwendet.
2 : Flüssiges Fluor ist ebenfalls kryogen und ist tatsächlich ein Oxidationsmittel mit etwas besserer Leistung als flüssiger Sauerstoff, aber etwas teurer und schwieriger zu handhaben, führt zu Motoren mit spektakuläreren Ausfallarten und kann realistischerweise nur als Obermaterial verwendet werden -Stufen-Oxidationsmittel (aufgrund der großen Mengen an Fluorwasserstoff, die es mit allen gängigen Raketentreibstoffen produziert); Aus diesen Gründen wird es heute im Allgemeinen nicht als Raketentreibstoff verwendet.
3 : In der Praxis bedeutet dies im Allgemeinen hypergolische Treibmittel bei Raumtemperatur – im Allgemeinen Hydrazin und/oder eines oder mehrere seiner Derivate (für den Brennstoff) und Distickstofftetroxid (für das Oxidationsmittel).
4 : Sowie das damit verbundene Problem der Wärmeausdehnung gekühlter Flüssigtreibstoffe; Alle flüssigen Raketentreibstoffe (selbst solche, die bis zu Raumtemperatur und darüber hinaus flüssig sind, wie RP-1) dehnen sich mit steigender Temperatur aus, was einige Raketenchirurgen dazu veranlasst hat, diese Treibstoffe fast auf ihren Gefrierpunkt zu kühlen, um sie zu verwenden Verdichten Sie sie und lassen Sie mehr Treibstoff in die Tanks packen. Wenn die Rakete dann auf dem Pad sitzen muss und Wärme absorbiert, erwärmen sich die Treibstoffe wieder und dehnen sich aus, und eine gewisse Menge davon muss aus den Tanks gezogen werden, um sie am Platzen zu hindern, wodurch der Leistungsvorteil von gekühlten Treibstoffen zunichte gemacht wird.
Ich habe vor vielen Jahren zur Unterstützung des Asian Pacific Space Center eine Machbarkeitsstudie für einen Sojus-Startplatz auf der Weihnachtsinsel durchgeführt. Eine ihrer Pressemitteilungen über das Projekt ist hier: https://www.aerospace-technology.com/projects/christmas/
Als Teil dieser Untersuchung habe ich mit dem Bauunternehmer (BRPH Construction, der einen beträchtlichen Teil der Kodiak Island-Startanlage installiert hat) die Möglichkeit besprochen, genügend Kühlkapazität hinzuzufügen, um ein Abkochen zu verhindern schlechte Idee aus ein paar Aspekten. Erstens sind die Kosten für die Herstellung und Lagerung der gekühlten Produkte minimal, wenn man genau das produzieren kann, was Sie brauchen, kurz bevor Sie es brauchen, nur basierend auf einer reinen Energienutzungsbasis. Zweitens hatten frühere Kunden gefragt, wie die Reinheit von Treibmitteln aufrechterhalten werden könnte, wenn sie unter der Siedetemperatur gekühlt aufbewahrt würden, insbesondere von LOX, das kalt genug war, um bei einem Leck LN2 aus der Atmosphäre zu kondensieren und dadurch zu verdünnen selbst.
Kryogene Treibmittel können als Flüssigkeit ohne Abdampfen gelagert werden, solange der Dampfdruck bei der Lagertemperatur innerhalb der sicheren Arbeitsgrenzen des Sicherheitsbehälters liegt. Die Beziehung zwischen Temperatur und Dampfdruck ist durch das Phasendiagramm der Verbindung gegeben. Hier sind Diagramme für Sauerstoff und Methan. Die Diagramme werden seitlich verschoben, sodass die Temperaturachsen ausgerichtet sind.
Die grünen und roten Linien zeigen die Temperaturgrenzen, wo beide flüssig sind. Beachten Sie, dass es keinen Sinn macht, von einem „Siedepunkt“ zu sprechen, ohne den Druck anzugeben. Der Siedepunkt von Sauerstoff bei atmosphärischem Druck liegt bei -183 °C, bei Starship-Tankdruck (6 bar) jedoch bei -170 °C.
Angenommen, Sie möchten Flüssigkeit halten bei -170 °C / 6bar. Sie füllen Ihren Tank und unterkühlen ihn auf -183 °C, nur zur Sicherheit. Egal wie gut Ihre Isolierung ist, wenn sich der Tank auf der Erde oder im LEO befindet, wird er sich erwärmen. Der Druck im Kopfraum steigt an, bis er bei -170 °C 6 bar erreicht. Das Sicherheits-Abblaseventil entweicht nun gasförmig und die Flüssigkeit wird anfangen zu kochen. Die Verdampfungswärme ( ) hält Flüssigkeit bei -170 °C und Druck bei 6 bar bis zum letzten Tropfen kocht ab. Der Boil-off wird zu Ihrem Kühlsystem, um den Tank auf -170 °C zu halten. Wenn Sie ein anderes Kühlsystem bereitstellen, um die Arbeit zu erledigen, kostet Sie das viel Energie und Komplexität. Wenn Sie die Kälteanlage zur Hand haben, ist es sinnvoller, die Flüssigkeit nachzufüllen da es abkocht, anstatt den Tankinhalt in einem Kreislauf zur Anlage und zurück zum Tank zu pumpen.
Eine nützliche Analogie ist ein Topf, der auf dem Herd kocht. Das Wasser erhitzt sich, bis es seinen Dampfdruck auf Meereshöhe (100 °C) erreicht und zu kochen beginnt. Egal wie heiß das Element ist, Wasser wird nie heißer. Wenn das Wasser abkocht, fügen Sie kaltes Leitungswasser hinzu, um den Füllstand aufrechtzuerhalten.
In LEO ist es das gleiche Problem wie auf der Erde. Aufgrund der IR-Strahlung von der Erde (durchschnittliche Temperatur 16 °C) und der Sonne (durchschnittliche Temperatur verdammt heiß) versucht der Tank, sich auf (sehr grob) 6 °C auszugleichen. Siehe diese Quelle . Eine aktive Kühlung würde enorme Sonnenkollektoren erfordern (die Ihren Tank auf der orbitalen Tagesseite beschatten könnten: sehr elegant). Vergessen Sie den Batteriespeicher für die orbitale Nachtseite. Auf der Nachtseite könnte eine passive Kühlung mit Heizkörpern verwendet werden.
Ich vermute, dass SpaceX ein „Just-in-Time“-Versorgungsmanagement zusammen mit angemessenen passiven Bemühungen anstelle von Kühlung verwenden wird.
Ein Starship-Tanker in LEO könnte sein Tankdesign für die Wärmespeicherung mit einem doppelwandigen „Thermos“-Design optimieren. Es wäre eine interessante Konstruktionsübung, die Wandstärke SS304 zu wählen, um den Tankdruck beim Start zu teilen. Die Wände erhalten ihre strukturelle Festigkeit, indem sie unter Spannung stehen. Wenn es keine Druckdifferenz über jede Schicht gäbe, würde dies nicht viel zur axialen Festigkeit beitragen.
Russell Borogove
Vikki
Russell Borogove
Steve Linton