Vor- und Nachteile von LH2/LOX gegenüber anderen Kraftstoffen

Wie ich bereits in der Antwort auf eine andere Frage erwähnt habe, weist LH2 im Vergleich zu anderen Kraftstoffen einige schwerwiegende Nachteile auf.

Aus der Spitze meines Kopfes sind sie

  • Extrem niedrige Dichte, was zu Folgendem führt:

    • Geringer Massenanteil durch hohe Tankmasse
    • Hoher Luftwiderstand durch Tankvolumen
    • Größere und schwerere Fahrzeugstruktur aufgrund des Tankvolumens

  • Verdampfung und Tankversickerung, was zu Folgendem führt:

    • Noch höhere Tankmasse wegen der Notwendigkeit der Isolierung
    • Kompliziertere Tankanordnungen aufgrund der Unfähigkeit, LH2-Tanks gegen relativ warme Kryotreibstoffe wie LOX zu stoßen.
    • Probleme bei der Langzeitlagerung durch Verdampfen des Treibmittels

Die einzigen möglichen Vorteile, die ich mir vorstellen kann, sind

  • Geringfügig höherer spezifischer Impuls
  • Nur Wasser als Nebenprodukt produzieren, Umweltschützer bei Laune halten.

Welche Begründung gibt es angesichts all dessen für eine LH2/LOX-Rakete?

LH2 ist extrem kalt, viele Materialien werden bei diesen Temperaturen sehr spröde. Die Konstruktion von Ventilen und Schläuchen ist schwierig. LH2 kann sich in den Kühlkanälen des Raketentriebwerks nicht ablagern, nicht polymerisieren oder gar verkohlen wie Kerosin.
Nachteil: GH2 kann Metalle spröde machen, wodurch sie mit der Zeit an Festigkeit verlieren. Pro: Die H2/O2-Verbrennung ist ein sehr schneller und einfacher chemischer Prozess (im Gegensatz zur Kohlenwasserstoffverbrennung). Es ist in der Regel sehr stabil. Pro: Der spezifische Impuls ist nicht unwesentlich höher, er ist viel höher, und darauf kommt es am Ende an.

Antworten (2)

Es ist kein "marginal höherer" spezifischer Impuls. Hochleistungs-Wasserstoffmotoren haben typischerweise einen Vakuum-Isp von etwa 420-450 Sekunden, verglichen mit 310-350 für Hypergole oder Kerosin. Das sind etwa 30 % Delta-V-Vorteil, Tonne für Tonne, was den strukturellen Volumennachteil mehr als ausgleicht.

Für obere Stufen ist der Widerstandsnachteil meistens irrelevant, solange ihr Durchmesser nicht größer ist als die unteren Stufen.

Ein weiterer Nachteil von Wasserstoff besteht darin, dass eine geringe Treibmitteldichte bei einer ähnlichen Kammergröße zu einem geringeren Schub führt. wiederum kein großes Problem für Oberstufen.

Der saubere Auspuff ist schön, aber kein großer Vorteil gegenüber Kerosin. Es ist natürlich viel attraktiver als giftige Hypergolika.

Stellen Sie sich zwei 22-Tonnen-Oberstufen vor, die jeweils eine Nutzlast von 5 Tonnen schieben.

  • Stufe H ist 20 Tonnen Wasserstoff-LOX, 2 Tonnen Trockenmasse, 450s Isp.
  • Stufe K ist 21 Tonnen Kerosin-LOX, 1 Tonne Trockenmasse, 350s Isp.

H liefert 5956 m/s Delta-v gegenüber 5162 m/s von K – eine Verbesserung von 15 %, obwohl doppelt so viel Trockenmasse transportiert wird.

Es sei darauf hingewiesen, dass einer der Faktoren bei der Kraftstoffauswahl für einen optimalen Isp darin besteht, dass die Abgase so leicht wie möglich sind, da die maximale Abgasgeschwindigkeit umgekehrt proportional zur Quadratwurzel des Molekulargewichts ist. Ein auf Wasserstoff basierender Motor wird fast ausschließlich Wasser als Abgas haben. Langkettige Kohlenwasserstoffe wie Kerosin haben (zusätzlich zu Wasser) Kohlendioxid, das viel schwerer ist, sowie andere Bestandteile aufgrund unvollständiger Verbrennung, wie Kohlenmonoxid (das eigentlich besser ist als CO2) und unverbrannte Kohlenwasserstoffe (schlechter) .
Ja, das ist ein Unterschied. Ich kann jetzt sehen, wie es für obere Stufen sinnvoll ist. Was ist mit orbitalen Operationen? Ich wurde zu der Annahme verleitet, dass das Abkochen beträchtlich ist, aber ist es wirklich so schlimm?
Es kommt auf den betrachteten Zeitraum an. Die Abdampfrate von Wasserstoff für eine Stufe wie Centaur beträgt etwa 4 % pro Tag, daher ist dies kein großes Problem für typische LEO/GEO-Einfügungsoperationen, aber ein definitives Problem für den Mond und ein Showstopper für interplanetare Operationen, weshalb Sie sehen, dass Hypergole verwendet werden für orbitale Einfügungen bei solchen Missionen. Das Abkochen von LOX beträgt etwa 2% pro Tag, daher hat Kerolox ähnliche Einschränkungen.
Saturn/Apollo ist ein großartiges Beispiel für die Kompromisse bei der Kraftstoffauswahl. Erste Stufe aus Kerosin, um die kolossale Startschubanforderung zu erfüllen und den Stufendurchmesser einigermaßen vernünftig zu halten; Wasserstoff zweite und dritte Stufe, um das Delta-V herzustellen, das für die orbitale und translunare Injektion benötigt wird; Hypergolen auf dem CSM und LM, um Treibstoff für eine zweiwöchige Mission zu speichern und zuverlässig und wiederholt über viele kurze Verbrennungen zu starten.
Gibt es eine Möglichkeit, das Abkochen zu vermeiden oder zu verlängern? Nukleare Thermalraketen sehen toll aus für Weltraumantriebe, aber sie funktionieren nur mit Wasserstoff.
Es ist ein schwieriges Problem. Shuttle-Centaur wollte ein thermodynamisches Belüftungssystem haben, um das Problem zu mildern. Ich weiß nicht, ob einsatzbereite Zentauren jemals ein solches System verwendet haben. ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19880006561.pdf
ULA hat ein Whitepaper zu isolierungsbasierten Strategien, aber ich denke, Sie brauchen eine aktive Kühlung, damit es wirklich funktioniert, was viel Leistung und einen sperrigen/massiven Kühlmittelkreislauf bedeutet.
Ist Hydrolox = LOX/LH2?
Ja. Kerolox = Kerosin/LOX, Methalox = Methan/LOX. Bei der gelegentlichen Verwendung von Raketentriebwerken sind diese synonym mit dem Namen des Kraftstoffs selbst (weil andere Oxidationsmittel selten mit diesen Kraftstoffen verwendet werden).
@UIDAlexD: Thermische Atomraketen können an so ziemlich allem arbeiten, solange ihre Siedetemperatur unter der Schmelztemperatur der Kammer liegt. Sie sind mit Wasserstoff viel effizienter als alles andere, aber sie werden nicht zu sehr leiden, wenn andere, nicht zu schwere Elemente in die Mischung eingeführt werden.
@RussellBorogove: IIRC: "Wenn Sie ein Haus mit Aerogel isolieren und eine brennende Kerze in einem der Räume aufbewahren, wird es in ein paar Tagen aufgrund der Hitze der Kerze unmöglich sein, drinnen zu leben." Es hat wirklich wundersame thermische Eigenschaften, aber der Herstellungsprozess ist derzeit zu teuer für Dinge wie die Isolierung eines nicht wiederverwendbaren 10-Tonnen-Tanks mit LH2. Obwohl es scheint, dass ein solcher Panzer oder zumindest seine Isolierung keine großen Probleme haben würde, in einem Stück auf der Erde zu landen. Es ist lächerlich leicht, also sollte es auf vernünftige Geschwindigkeiten bremsen, lange bevor es in die dichte Atmosphäre eintritt.
Wasser ist keine gute Wahl für thermische Atomraketen. Kommen sehr heiße Metalle mit Wasserdampf in Kontakt, reagieren sie mit dem Sauerstoff des Wassers und hinterlassen Wasserstoff.

Ein weiterer Vorteil (in Bezug auf die Effizienz) besteht darin, dass es einfacher ist, ein Raketentriebwerk mit gestufter Verbrennung mit LOX / LH2 zu bauen. Insbesondere können Sie LH2 für einen kraftstoffreichen gestuften Verbrennungsmotor verwenden, wie die Hauptmotoren des Space Shuttles (und die Hauptmotoren von Energia ). Die meisten anderen gängigen Raketentreibstoffe eignen sich meines Erachtens aufgrund des Verkokungsrisikos nicht für eine brennstoffreiche Verbrennung. Oxidationsmittelreiche Zyklen haben dieses Problem nicht, erfordern jedoch eine sehr fortschrittliche Metallurgie, um das (extrem korrosive) heiße Oxidationsmittel sicher zu handhaben. Russland / die UdSSR haben in den 60er Jahren herausgefunden, wie das geht, aber die USA haben bis in die 2000er Jahre nie einen funktionierenden sauerstoffreichen (oder Vollstrom-) Verbrennungsmotor gebaut.

Effizienz ist schließlich Effizienz. Selbst wenn einige neue Treibstoffe hypothetisch 600s ISP mit einem guten TWR erreichen könnten, aber nur in einem Gasgeneratorzyklus (oder etwas ähnlich verschwenderischem) verwendet werden könnten, wären sie immer noch effizienter als die besten heute verfügbaren gestuften Verbrennungsmotoren. Bei den derzeit verfügbaren Treibstoffen ist jedoch die Tatsache, dass LH2 den Bau von Raketen mit höherer Effizienz erleichtert (nicht nur wegen der inhärenten Eignung der Treibstoffe für hohe ISP), von Bedeutung - oder war zumindest - signifikant. (Es ist immer noch für Raketen, die maximale Effizienz benötigen, aber einige konzentrieren sich jetzt auf andere Erfordernisse, wie Lagerung, Transport, Kosten, In-situ-Erzeugung außerhalb der Erde usw.)

Die brennstoffreiche Verbrennung mit Methan scheint einige Vorteile gegenüber den Alternativen zu haben.
Welche Treibmittel sind "neu" und könnten mehr als 500 s von ISP bekommen? Das einzige, was ich kenne, um annähernd so hoch zu werden, sind extrem gefährliche (oft Fluor-) Treibmittel, die in den 60er Jahren erforscht, aber nie wirklich verwendet wurden.
@ikrase Mir sind keine bekannt; Das war ein hypothetisches Beispiel dafür, warum die Gesamteffizienz alles ist, was zählt, und die Effizienz aus einer bestimmten Quelle nur in dem Maße von Bedeutung ist, in dem sie die endgültige Zahl modifiziert. Bearbeiten, um das klarer zu machen ...
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