Cohete diluido con nitrógeno líquido

Imagine un cohete que utiliza una mezcla de nitrógeno líquido y oxígeno como oxidante.

Está diseñado como un motor de combustión por etapas rico en oxidante, sin embargo, hay tanto nitrógeno en la mezcla que todo el combustible puede quemarse en el prequemador sin que el gas se caliente tanto como para derretir la turbina de la bomba del oxidante. Entonces, el prequemador, en efecto, se convierte en la cámara de combustión principal, y no hay necesidad de una cámara de combustión aguas abajo de la bomba oxidante. Puede ser que no haya necesidad de canales de enfriamiento regenerativos. El motor se utiliza en propulsores de velocidad de escalonamiento muy baja en los que un alto empuje respecto al peso es más importante que la velocidad de escape para lograr una mayor eficiencia.

¿Cómo se optimizaría un motor de este tipo (por ejemplo, relación de expansión, isp, presión) para lograr la máxima relación empuje-peso y un costo mínimo de producción y desarrollo?

(Está bien que tenga un ISP de rendimiento tan bajo como un cohete de vapor, aunque probablemente con una fracción de masa mucho mejor. Tal vez optimizando de alguna manera entre el CONCEPTO del cohete de vapor ARCA (es decir, en papel, no en la realidad) y un cohete químico convencional)

¿Cómo imagina exactamente alcanzar una alta relación empuje-peso cuando sacrifica una parte significativa de la presión de la cámara para impulsar las turbobombas? Además, enrutar todo el flujo de escape a través de la turbina significa que necesitará una turbina realmente grande y tuberías pesadas. Supongo que no desea obstruir el flujo en ningún lugar antes de la boquilla, por lo que necesitará tuberías muy, muy gruesas.
Esto suena efectivamente como un motor a reacción que funciona con aire licuado bombeado. Tendría la mayor parte de la complejidad de un motor de combustión por etapas (excepto que tiene mucha menos potencia disponible para impulsar un flujo de masa mucho mayor) mientras que los impulsores alimentados por presión (que no se limitan a los niveles de rendimiento de los cohetes de vapor) lo superan.
Si no hay cámara de combustión, ¿a qué estás bombeando? Elimina por completo la turbobomba y usa un motor alimentado a presión. La sugerencia de diluir el oxidante con nitrógeno me recuerda a los cohetes V-2 y Redstone. Los que usaban 75%/25% de alcohol/agua como combustible; el agua no contribuyó a la combustión, por lo que mantuvo bajas las temperaturas de combustión y aportó masa para un alto empuje. El impulso específico sufrió mucho, por lo que una vez que el desarrollo de RP-1/RG-1 hizo práctico el enfriamiento regenerativo, los combustibles diluidos en agua quedaron en el camino.
Si el gas no puede derretir la turbina, entonces no está lo suficientemente caliente para la boquilla.
Me pregunto cuál sería la relación de empuje a peso de la bomba oxidante de flujo completo desnuda en el raptor si se alimentara con nitrógeno/oxígeno y combustible.
De hecho, creo que es una buena idea. Ni siquiera puedo imaginar las presiones de cámara que obtendrías con una configuración de bomba turbo de ese tamaño.
@RussellBorogove Me imagino que se podría diseñar un motor similar para usar una mezcla acuosa de etanol / LOX aún más diluida que el V2 para lograr el efecto que buscaba la idea original. En la idea original, la cámara de precombustión se convierte en la única cámara de combustión y aquí es donde se bombearía la mezcla LN/LOX como la bomba de combustión por etapas en SpaceX Raptor. Quizás el combustible podría bombearse eléctricamente a la cámara de combustión (anteriormente precombustión).
@ReubenFarley-Hall También me gusta la idea de hacer un cohete LOX/CO2+butano para el mismo propósito. Mucho CO2. Tal vez, con una cámara de combustión catalítica, como en el sistema de escape de un automóvil, se podría diseñar una primera etapa 'RATO' de muy baja temperatura, alto empuje y eficiencia energética. tal vez, el LOX podría reemplazarse con óxido nitroso si eres un aficionado.
@Tobe, no estoy seguro sobre el co2: solo se convierte en un líquido viable a alta presión, posiblemente poco práctico con respecto a la resistencia del tanque y, por lo tanto, al peso (también creo que el nitrógeno haría un mejor trabajo al diluir la mezcla de combustible), y eso Tampoco funcionaría con el convertidor catalítico, pero el monóxido de carbono funcionaría muy bien. De hecho, el butano probablemente ni siquiera sería necesario ya que el CO ya tiene un ISP superior a 290, y si mal no recuerdo tiene una temperatura de combustión bastante baja. también podría funcionar como sustituto de un combustible hipergólico como lo hizo el h2o2 en el motor gamma de la flecha negra.
@Tobe quizás algo más cercano a lo que explicaste en tu pregunta sería usar mercurio como se describe en el libro de John Clarks "¡ignición!" para diluir el combustible. parece muy contrario a la intuición, ya que definitivamente es más pesado y no ayuda con la velocidad de escape, pero a pesar de la drástica disminución de ISP, el refuerzo podría obtener un delta v más alto con esta mezcla debido a su ridícula densidad. También sospecho que bajaría mucho la temperatura de combustión, lo que podría permitir que todo el producto de escape de la cámara de combustión pase directamente a través de las turbinas.
@ ReubenFarley-Hall quizás ignorando el problema con el catalizador, podríamos enfriar el CO2 a -56C para reducir las presiones requeridas a aproximadamente 5 bar. El resultado del mercurio es intrigante. Sin embargo, olvidando el CO2 como idea diluyente, el combustible de CO podría ser interesante. Si nos ceñimos al objetivo de un ISP bajo, para refuerzos laterales reutilizables o una etapa de asistencia de lanzamiento reutilizable, entonces se podría diluir el cohete CO/LOX con nitrógeno líquido para obtener un empuje económico. Me pregunto cuánto costaría producir 2 km/s de dV con propulsor de CO/LOX/N2 derivado de la energía solar (a partir de la división del CO2 residual) en comparación con LOX/metano.

Respuestas (1)

Considere: en lugar de llevar un tercer propulsor inerte mezclado con el oxidante, podría llevar un exceso de combustible. En este punto, está ventilando la mayor parte del escape del generador de gas como escape del cohete y desviando algo para bombear los propulsores: el sistema básicamente se reduce a un motor de ciclo de derivación de combustión que funciona extremadamente rico en combustible.

En ese punto, la optimización procedería normalmente para un motor de este tipo... y ese proceso de optimización siempre ha terminado con proporciones de combustible/oxidante mucho más "tradicionales".

Incluir propulsores inertes para el control de la temperatura podría haber tenido sentido en los primeros días de los cohetes antes de que se desarrollaran las técnicas de enfriamiento regenerativo (y los primeros combustibles incluían agua en gran parte para mantener bajas las temperaturas de combustión), pero la tecnología se ha desarrollado mucho más allá de ser un comercio sensato en la actualidad. .

El control/reducción de la temperatura es un efecto secundario útil de la idea. La razón principal de la idea es producir grandes cantidades de impulso de manera temprana y económica en el vuelo donde, en los cohetes convencionales, la velocidad de escape es mayor que la velocidad del cohete.
También parece un desperdicio usar combustible como masa de reacción, particularmente al principio del vuelo.
velocidad de escape >> la velocidad del cohete es súper ineficiente. Tal vez significaría una puesta en escena a menos de 1 km por segundo.
Reducir deliberadamente la velocidad de escape mediante la adición de masa de reacción inerte puede ser técnicamente más eficiente desde el punto de vista energético, pero todo lo que se logra es reducir el impulso total, y eso es lo que realmente importa en los cohetes, no la eficiencia energética. Este no es un intercambio útil.
@ChristopherJamesHuff bueno, no solo importa el impulso total. El nitrógeno podría tener sentido para obtener un Big Dumb Booster barato y confiable con un alto TWR. Ese es normalmente el dominio de los motores sólidos, pero un cohete líquido con nitrógeno agregado se quemaría mucho más limpio que estos.
@leftaroundabout no, no tendría sentido. Está agregando masa del tanque, plomería, pérdidas de bombas, etc. para transportar un tercer fluido que reduce la efectividad de los otros fluidos propulsores para producir empuje. Esto no lo hace más barato o más confiable, y si está desplazando LOX y un hidrocarburo pesado, es probable que disminuya el empuje, ya que el N2 tiene un peso molecular más bajo que el CO2. No es que tales motores sean particularmente conocidos por su bajo empuje en primer lugar... esto es solo una mala idea, que se origina en un intento equivocado de optimizar la eficiencia energética sobre medidas de rendimiento más significativas.
El N₂ que tiene un peso molecular más bajo que el CO₂ es una ventaja . Cuanto menor sea la densidad de escape, mayor será la velocidad del sonido y, por lo tanto, la velocidad de escape alcanzable para una temperatura determinada. Es en la forma almacenada donde la alta densidad es ventajosa, y allí el N₂ es casi lo mismo que el queroseno (y mucho mejor que el hidrógeno).
Una mayor velocidad de escape para una potencia de escape dada significa menos empuje . Su supuesta razón para agregarlo fue aumentar el empuje. Y dado que está gastando energía bombeando LN2 al motor en lugar de combustible u oxidante, su potencia de escape es en realidad menor. No hay nada que ganar con este esquema. Incluso si desea Isp más que empuje, un motor con una relación de mezcla optimizada para un impulso específico ya tendrá un exceso de combustible en la mezcla, que será más efectivo que el N2 para reducir la masa molecular media en el escape sin agregar todo el gastos generales.
Pero solo puede disfrutar de la "potencia de escape dada" si está construyendo su motor con un buen enfriamiento en todas las paredes, que es una parte importante de lo que hace que estos motores sean tan caros. Aparte de eso, el límite está en la temperatura de combustión , y en ese caso, la masa molecular más baja y la velocidad de escape más alta dan como resultado un mayor empuje y una mayor Isp.
No puede aumentar la potencia de salida usando el enfriamiento adicional, porque la potencia de salida está determinada por la velocidad a la que quema combustible y oxidante... los dos propulsores que está desplazando al agregar nitrógeno líquido. Está reduciendo la potencia de salida. Todo lo que se gana aquí ya se aprovecha de manera más simple y efectiva mediante el uso de una relación O:F rica en combustible, como es práctica estándar. Solo está perdiendo al agregar nitrógeno líquido.
Vale la pena señalar que se han investigado los cohetes tripropelentes que usan hidrógeno de esta manera de manera efectiva durante al menos una parte de su combustión durante la transición de un combustible denso como el queroseno a una operación de hidrógeno completo, pero la complejidad adicional no ha valido la pena la mejora menor en actuación.
Cohete diluido con nitrógeno líquido
RespuestasAquíPolítica de privacidad1y, 0v