¿Cómo se compara la potencia de salida de la turbina de un motor de combustión por etapas de flujo completo con la combustión por etapas rica en oxígeno?

Uno de los beneficios del motor de combustión por etapas de flujo completo SpaceX Raptor es la potencia adicional generada al hacer que todo el combustible y todo el oxidante fluyan a través de las turbinas para producir energía para hacer funcionar las bombas de combustible y oxidante.

Al principio, pensé que tener dos cámaras de precombustión y dos bombas turbo duplicaría la potencia en comparación con un motor de combustión por etapas solo rico en oxígeno estilo RD-180. Pero luego hice este cálculo (ver más abajo) de la masa de combustible y concluí que el combustible tiene solo el 25% de la masa del oxígeno, por lo que solo agregaría un 25% a la potencia total de la bomba disponible.

C H 4 + 2 O 2 = C O 2 + 2 H 2 O

C H 4 peso molecular = 16
2 O 2 peso molecular = 64

La relación de combustible a comburente es 1:4 (suponiendo estequiométrica por simplicidad)

Conclusión: Usar el combustible además del oxígeno para accionar las turbinas agrega un 25% a la potencia de bombeo disponible.

¿Es esa la conclusión correcta? Si es así, ¿vale la pena el esfuerzo adicional para obtener este 25% de potencia adicional?

No es posible hacer funcionar la turbina solo con metano o solo con oxígeno. Necesita quemar metano con oxígeno para obtener un gas caliente para impulsar la turbina. Pero puede ser necesario quemar combustible rico para limitar la temperatura a un valor aceptable para la turbina. La combustión rica en oxígeno puede ser posible si la turbina no resulta dañada por el exceso de oxígeno caliente.
En un sistema aeroespacial, el 25% es un aumento enorme.
@OrganicMarble Su comentario anterior es útil sobre la importancia de agregar un 25% de potencia adicional, pero ¿su comentario implica que está confirmando mi conclusión de que el aumento de potencia es en realidad un 25%? Si es así, ¿quizás poner eso en una respuesta frente a un comentario?
Solo me refería a la parte de "¿vale la pena?".
Tengo entendido que la ventaja del flujo completo tiene más que ver con el aislamiento de combustible/oxidante. Si tiene una turbina rica en combustible bombeando un oxidante, si algo se filtra a través del rodamiento, BOOM. Por lo tanto, necesita juntas realmente buenas, que tendrán un alto desgaste, lo que perjudica la reutilización. Con turbinas ricas en combustible que bombean combustible y turbinas ricas en oxidante que bombean oxidante, no necesita preocuparse por las fugas a través del rodamiento. Sin embargo, no recuerdo la fuente de esta información, por lo que hice un comentario.
@Lex, su comentario ciertamente aborda uno de los beneficios del ciclo de flujo completo, pero estoy buscando específicamente la potencia adicional disponible al agregar la segunda bomba turbo. Creo que la potencia adicional de la bomba es lo que permite que la presión de la cámara sea muy alta y, por lo tanto, aumente la Isp.
La suposición estequiométrica no es buena. El Raptor funciona a 3.8 ( en.wikipedia.org/wiki/Raptor_(rocket_engine_family) )
@AdamWuerl Sí, tiene razón en que el Raptor funciona en una proporción de 3.8 frente a 4.0, pero la suposición estequiométrica es una suposición simplificadora apropiada dado que mi pregunta es sobre el tamaño del aumento de potencia debido a la adición de la bomba turbo adicional en el Ciclo FFSC. Hacemos suposiciones simplificadoras para centrarnos en la pregunta en cuestión.
Además del comentario de Lex, FFSC también elimina la necesidad de un gas de purga como el helio entre el oxidante y las bombas de combustible, lo que hace posible un diseño de dos etapas de fluidos que se puede recargar completamente en Marte.
La tasa de flujo másico a través de las turbinas no es el único factor, ni siquiera el principal, en la energía que pueden generar. Es un problema termodinámico más complicado, pero en el nivel más simple, debería observar el cambio de entalpía entre la entrada y la salida de la turbina. El cambio de entalpía específico (es decir, por unidad de masa) se multiplica por el caudal másico (y algunos términos de eficiencia) para calcular la potencia del eje de la turbina. Entonces , lo que importa son los fluidos, no solo la masa. El rendimiento del motor también es mucho más complicado que maximizar la potencia de la bomba o el ciclo del motor.

Respuestas (1)

Las bombas turbo dobles no mejoran la potencia (solo hacen que cada una de las cámaras dobles del prequemador sea más pequeña); siendo FFSC, Combustión por etapas de flujo completo, sí.

Hay varias razones para separar la ruta LOX y la ruta del metano:

  1. La inyección gaseosa en la cámara primaria mejora la eficiencia de la combustión y la mezcla, lo que da como resultado una cámara de combustión más pequeña y una combustión más suave y menos problemática... para que ambos pasen a una forma gaseosa, se requieren dos prequemadores separados. (o un intercambiador de calor pesado)

  2. El sello dinámico en un eje de bomba turbo de aproximadamente 50,000 rpm siempre tendrá fugas, especialmente cuando la reutilización es primordial. Las turbobombas separadas significan que no tiene que preocuparse por mezclar accidentalmente O2 y CH4, ya que los sellos estáticos en el exterior de la turbobomba hacen el trabajo de sellado... mejorando así la confiabilidad.

  3. Los metales son diferentes para el quemador de O2 y la rueda de potencia de O2 y probablemente tendrán diferentes tasas de expansión térmica (el oxígeno caliente a alta presión es bastante corrosivo). SpaceX está formulando una nueva Super Alloy para esto.

  4. Para el arranque, y en otros momentos, pueden cambiar las proporciones de mezcla de forma dinámica mediante el control de las válvulas de líquido sin sobrepresionar las válvulas de control de gas.... en casos extremos, incluso pueden quitar la válvula de control del prequemador a la cámara de combustión. todos juntos o conviértalo en una válvula de cierre más pequeña y liviana en su lugar ... (no estoy muy seguro de esto)

Gran parte de la mejora en potencia y eficiencia proviene de a) presiones más altas en la cámara de combustión primaria; es por eso que están apuntando a más de 300 bar, tal vez, si pueden lograr que los metales no se corroan en el prequemador de O2 yb) en un diseño FFSC, puede expulsar todo el combustible a Mach ?30? en lugar de descargarlo a sub Mach 1.

¿Tiene alguna referencia para respaldar esto? Estoy particularmente interesado en las "válvulas de control de gas" y la "válvula de control del prequemador a la cámara de combustión". ¿Está sugiriendo que hay una válvula en el colector de gas caliente entre el prequemador y la cámara de combustión principal?
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