Kann man Kohlenmonoxid als Treibstoff für eine Rakete verwenden?
Beispielsweise könnte Kohlendioxid aus der Marsatmosphäre durch photochemische Reduktion mit einem photokatalytischen Prozess in Kohlenmonoxid und Sauerstoff umgewandelt werden, und im Gegensatz zur Sabatier-Reaktion (Erzeugung von Methan) wird dabei kein wertvolles Wasser verbraucht.
Könnten die resultierenden Produkte dann als potenzielle Bi-Treibstoffe verwendet werden?
Es kann Probleme bei der Lagerung von LOX oder LCO geben, aber sofern diese irgendwie angegangen werden, könnte ein Raketentriebwerk oder ein Triebwerk diese effektiv nutzen?
Ja, das könnte sein. Der ISP für CO/O2 liegt bei etwa 200 . Vergleichen Sie das mit Methan, mit einem spezifischen Impuls von 299, und Sie können sehen, dass es wirklich nicht so toll ist.
Von einigem damit zusammenhängendem Interesse ist eine heiße Kohlendioxidrakete mit einem theoretischen ISP von etwa 260. Dies würde für kurze Sprünge von Oberfläche zu Oberfläche funktionieren, aber nicht über den Orbit hinaus.
LOX/CO-Antriebssysteme haben im Vergleich zu LOX/CH4-basierten Systemen einen niedrigeren Isp. Für ein äquivalentes Delta-V (oder eine Missionsanwendung) bedeutet dies also eine erhöhte Menge an Treibmittel, die aus der Marsumgebung extrahiert werden muss.
Allerdings haben CO-basierte Raketen auf dem Mars einen Vorteil: Der Treibstoff kann vollständig aus der Atmosphäre hergestellt werden. Dies ist eine Ressource, die an jedem Landeort leicht zugänglich ist.
Die vollständige In-situ-Produktion von LOX/CH4 auf dem Mars erfordert jedoch zusätzlich zur Atmosphärenverarbeitung den Zugang zu Wasser, um den benötigten Wasserstoff zu erhalten . Da flüssiges Wasser auf der Marsoberfläche nicht in stabiler Form existieren kann, wird dies höchstwahrscheinlich zusätzliche komplexe Systeme und Hardware (dh Landmasse) erfordern, um vergrabene Wassereisablagerungen zu extrahieren. Darüber hinaus wird der Standort der Oberflächenmission davon bestimmt, wo diese Wassereisablagerungen zu finden sind.
Lohnt es sich also?
Die Antwort auf diese Frage hängt wahrscheinlich von der Missionsanwendung ab.
Die Rakete auf CO-Basis kann der LOX/CH4 vorzuziehen erscheinen, wenn die hinzugefügte Treibmittelmasse am Ende geringer ist als die äquivalente Systemmasse, die für die Wassereis-ISRU-Extraktion und -Verarbeitung benötigt wird.
Bei kleinen Roboter-Aufstiegsfahrzeugen kann dies der Fall sein. Bei größeren Raumfahrzeugen (dh einem bemannten Marsaufstiegsfahrzeug mit einer trägen Masse von ~10.000 kg) wird das effizientere LOX/CH4 jedoch wahrscheinlich schnell den Kompromiss gewinnen. Dies gilt insbesondere, wenn die gelandete ISRU-Hardware für wiederholte Missionen verwendet werden soll.
In TECHPORT_18280, veröffentlicht von der NASA, spricht die Zusammenfassung über die Arbeit an diesem Thema. Der theoretische ISP ist anscheinend relativ hoch (324s), aber das Gemisch scheint schwer sicher zu zünden. Anschließend wird darüber berichtet, wie eine solche sichere Zündung erreicht werden kann.
TECHPORT_18280 https://catalog.data.gov/dataset/o2-co-ignition-system-for-mars-sample-return-missions-phase-i
Antonio Cipolla
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Uwe
Antonio Cipolla
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LocalFluff
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SF.