¿Cuál es en general más costoso de operar para una etapa final de cohete? ¿LH2/LOX o hipergólicos como UDMH/N2O4?

Mi pregunta es sobre los costos operativos de los propulsores, desde la producción, el manejo, el abastecimiento de combustible y cualquier otra cosa necesaria para los accesorios. No solo estoy preguntando qué tan caro es producirlos. Se deben tener en cuenta los costos operativos, desde la producción hasta el transporte, la carga y el lanzamiento del cohete.

Mi escasa comprensión de estos propulsores radicalmente diferentes me está dando información contradictoria:

  1. LH2/LOX es extremadamente criogénico. Es difícil de almacenar y requiere una reposición frecuente. También es más costoso aislar todo, desde los tanques hasta las tuberías.

  2. UDMH/N 2 O 4 es extremadamente ácido, tóxico, sensible al aire y aparentemente tiene casi todas las demás propiedades químicas terribles imaginables. Es difícil de manejar (transporte y repostaje), lo que requiere muchas más precauciones de seguridad (gastos).

Entonces, ¿cuál es realmente más caro de usar? LH2/LOX o UDMH/N 2 O 4 ?

Seguro que hay algunos casos concretos en los que uno será más barato que el otro, pero en otros casos concretos será al revés. Por lo tanto, quiero ser específico y enumerar un problema de diseño concreto:

Diseñemos una etapa final de cohete capaz de proporcionar un delta-v de 3 km/s a una carga útil de 10 toneladas. ¿Sería más económico utilizar LH2/LOX o UDMH/N 2 O 4 ? En otras palabras, ¿cuál es el costo de construir y lanzar esta etapa usando LH2/LOX, y luego cuál es el costo de construir y lanzar esta etapa usando UDMH/N 2 O 4 ?

Y no es necesario que sean costos precisos. Estoy buscando cuál será relativamente más barato y por qué.

EDITAR: dado que parece que las diferentes naciones tendrán diferentes regulaciones que afectan el costo de estos propulsores, seré claro y preguntaré por el costo en los EE. UU. Sin embargo, si alguien quiere hacer los mismos cálculos/comparaciones para Rusia, eso también sería muy útil y ciertamente no estaría mal.

Es cierto que no es una pregunta fácil, pero creo que se puede responder si puede encontrar los datos de ingeniería y/o la experiencia (o el libro blanco) correctos. No he podido, sin embargo.

¿También quiere considerar queroseno/LOX?
@RussellBorogove tal vez. Lo dejé fuera porque tengo miedo de que esté cerrado por ser demasiado amplio. Según tengo entendido, Ker/Lox es más un punto medio en comparación con los dos extremos de LH2 y los hipergólicos. Podría estar equivocado.
¿También está considerando el costo de fabricar el cohete? ¿O solo el costo operativo del combustible?
@PearsonArtPhoto el cohete también. O mejor dicho, la etapa del cohete. Pero toda la construcción escénica (y funcionamiento). Editaré la pregunta en negrita para dejar esto claro.
En mi opinión, le está pidiendo a alguien que haga una tesis de posgrado por usted, o al menos ese nivel de esfuerzo.
@OrganicMarble Estoy seguro de que ya existe un libro blanco sobre este tema en alguna parte. Sin suerte hasta ahora, pero no tomo eso como una indicación de existencia poco probable. Más bien, Google no es el mejor en la búsqueda de cosas de ingeniería. Palabras clave como hipergólicos/criogenia tienden a sesgar todos los resultados hacia Wikipedia o sitios de ciencia pop infestados de publicidad sin datos útiles. Así que aquí estoy, preguntando a la comunidad con la esperanza de que alguno de ellos sepa algo así o le suene. No veo cómo eso es diferente de muchas otras preguntas aquí. Es por eso que existe la comunidad, para compartir conocimientos.
No tiene sentido ni siquiera mirar los costos. La diferencia de peso es tan grande que LH2/LOX o Kerosene/LOX siempre ganan.
Ignition sugiere que siempre que pueda cargar combustible en sus tanques en una fábrica y enviarlos llenos de combustible al sitio de lanzamiento, los hipergólicos probablemente sean mucho más simples desde el punto de vista logístico.

Respuestas (2)

Para una etapa superior, mire la serie de cohetes Gran Marcha como un caso de historia. Para Long March 2-4, los propulsores usan combustibles hipergólicos mientras que la etapa superior quema LOX/LH2. Dado que tienen décadas de experiencia con los motores hipergólicos, eso sugiere que LH2 es más barato. Esencialmente, tomaron la decisión entre construir un propulsor más grande o agregar correas o usar varios núcleos para aumentar la carga útil, o hacer que la etapa final sea más liviana usando un combustible ISP más alto. Esto también señala que no se puede diseñar un cohete en un vacío (lógico). Una etapa superior capaz de dar 3 km/s a una carga útil de 10 toneladas puede ser más barata de construir, alimentar y operar con hipergólicos, pero el peso total será mayor que el de una etapa LH2 del mismo rendimiento, y eso significa impulsar las etapas deben ser más grandes y pesadas y, por lo tanto, costar más.

También busque el J-2. Los hipergolicos son fáciles de reiniciar. Sin embargo, el J-2 se podía reiniciar. Lo que es más importante, el J-2 no parece haber sufrido las mismas maldiciones operativas que sufren los impulsores cuando llevan LH2. Desde un punto de vista puramente empírico, si voláramos los motores J-2 LOX/LH2 en las etapas superiores de Apolo sin muchos retrasos, no parece haber una razón de peso para gastar más dólares en un reemplazo altamente venenoso, más pesado y corrosivo. combustible.

Dicho esto, Long March 1 usó una etapa superior de cohete sólido. El hidrógeno es complicado; los tiempos de desarrollo son largos y costosos.

¿Está teniendo en cuenta los costos de capital del sistema? I+D y la construcción de su hardware? ¿O su pregunta se basa en un costo irrecuperable existente?

Me temo que está haciendo la misma pregunta que todos los diseñadores de cohetes desde Goddard se han hecho cuando comienzan un proyecto con una hoja de papel en blanco. No hay una respuesta definitiva, solo la respuesta que parece mejor, dados todos los factores conocidos y las mejores prácticas de modelado, para cualquier diseño específico en un momento específico.

Los hipergólicos son costosos y difíciles de manejar, pero la ingeniería de un motor hipergólico es mucho más simple que la de un criogénico LH2. Entonces, si está buscando el sistema más rápido y económico para desarrollar e implementar para una pequeña cantidad de lanzamientos, Hypergolic es probablemente el mejor de los dos. Si tiene más tiempo y dinero para el desarrollo, y planea una vida útil más larga para su sistema, se verá impulsado hacia LOX/LH2. LOX en realidad no parece tan difícil de manejar; es el LH2 el que te mata.

Por SF, $/kg de carga útil es su métrica de ingeniería final.

Mire a la historia para informar su respuesta. Goddard y el V2 usaron LOX con gasolina y alcohol/agua, respectivamente. El Titan 1 usó LOX/RP1. Para el Titan II, modificaron el motor LR-87 en el LR-87-5 de combustible hipergólico para que su misil balístico intercontinental pudiera almacenarse con combustible a temperatura ambiente. Por lo tanto, la decisión se basó en el almacenamiento, no en el rendimiento, y los desafíos de ingeniería fueron lo suficientemente similares como para modificar un motor LOX/RP-1 en lugar de diseñar algo nuevo. A partir de esto, podemos ver que la I+D y la fabricación de un motor hipergólico están a la par con las de los motores LOX/RP-1, que son casi tan baratos como los cohetes de combustible líquido. Los combustibles hipergólicos son muy caros, pero si su lanzador tiene un ciclo de desarrollo corto y un presupuesto de investigación y desarrollo limitado y planea una pequeña cantidad de lanzamientos, el hipergólico gana. En realidad, LOX/Kerosene gana, pero esa no es tu pregunta.

Si tiene 30 años y miles de millones de dólares para iterar su diseño, entonces LOX/LH2 gana. La prueba es el Delta IV y su RS-68. Si décadas de experiencia en ingeniería indicaran que un propulsor hipergólico eleva las cargas útiles de manera más económica (por kg de carga útil en órbita), ULA estaría invirtiendo dinero en hipergólico o presionando al gobierno para que financie un nuevo esfuerzo de desarrollo.

tengo un sesgo Odio los sistemas LOX/LH2. LH2 es simplemente malvado. Se filtra a través de "fisuras" en soldaduras que cualquier otro material consideraría perfectamente impermeable. El hidrógeno caliente convierte el metal en BLISTER. Hace tanto frío que el aislamiento de espuma de los tanques del transbordador tuvo que ser espumado con helio; la formación de espuma con aire hace que el aire se condense y la espuma se colapse. Siento que si el programa del transbordador hubiera tenido menos retrasos debido al seguimiento de pequeñas fugas de hidrógeno, podrían haber estado más dispuestos a abordar preocupaciones reales como las juntas tóricas SRB. Considero un milagro de la ingeniería que hayan logrado "domar" LH2 y lanzar los Delta IV en la fecha prevista. Teniendo en cuenta que se están basando en la tecnología SSME, es un milagro que lleva unos 45 años en desarrollo. Además, tenga en cuenta que ULA solo usa el Delta IV cuando puede

Y es por eso que LOX/RP-1 ha recuperado popularidad, especialmente en refuerzos. El ISP inferior no daña el rendimiento tanto como lo hace en una etapa superior. Claro, es "tecnología de 1950", pero como tal tiene 70 años de refinamiento de ingeniería y conduce a una carga útil de $/kg mucho más baja que la de los sistemas LH2 de la competencia.

Dado mi sesgo, mi respuesta es "Ninguno". Para una primera etapa, a menos que tenga un presupuesto y un cronograma de desarrollo casi ilimitados, opte por LOX/RP-1 o LOX/LMethane para su carga útil de $/kg más económica. Eso parece ser cierto para los sistemas de lanzamiento más pequeños a los más grandes.

¿Segunda etapa? Más decisiones de ingeniería, pero LH2 es probablemente su ganador. Mire al J-2 como su historial de casos. El pobre ISP de los hipergólicos dañará el rendimiento general de su sistema más que en una primera etapa. Los hipergolicos son fáciles de reiniciar. Sin embargo, el J-2 se podía reiniciar. Lo que es más importante, el J-2 no parece haber sufrido las mismas maldiciones operativas que sufren los impulsores cuando llevan LH2. Desde un punto de vista puramente empírico, si voláramos los motores J-2 LOX/LH2 en las etapas superiores de Apolo sin muchos retrasos, no parece haber una razón de peso para gastar más dólares en un reemplazo altamente venenoso, más pesado y corrosivo. combustible.

¿Y has leído sobre el tetróxido de nitrógeno? Esa cosa es mala. Por lo que puedo decir, si puedes olerlo, entonces vas a morir.

Sin embargo, que yo sepa, todavía no tenemos mucho para propulsores de maniobra orbital no cirogénicos. No sabía que el N2O4 fuera tan malo, lo asocié básicamente con el "ácido nítrico gaseoso", aunque ciertamente nunca lo había olido a pesar de haber hecho una vez mi propia WFNA.
La tripulación del apollo-soyuz logró aspirar una gran cantidad de N2O4 a la cápsula durante el descenso, cuando no lograron desactivar los RC antes de abrir las válvulas de atmósfera de la cabina. Informaron que lo olieron (fuertemente), vieron vapores marrones y tuvieron dificultades para respirar (CMP se desmayó). Ardor en los ojos y problemas respiratorios durante unos días, no más. El informe médico está disponible y lo cubre con buen detalle. "huele y te mueres" es una exageración.

Se deben tener en cuenta los costos operativos, desde la producción hasta el transporte, la carga y el lanzamiento del cohete.

... y dado que la pregunta es sobre la aplicación en la etapa final del cohete, eso debe incluir el costo de llevar la etapa final a la altitud y velocidad donde se enciende esa etapa.

Y aquí la comparación con los criocombustibles se derrumba y se quema.

UDMH/ norte 2 O 4 tiene un impulso de densidad pobre, 316 kg s/l. LOX/LH2 - 124 kg-s/l.

Eso significa que necesita cargar mucho más en la etapa final que, digamos, LOX/LH2 para lograr el mismo delta-V.

Y eso significa que, independientemente de los costos de producción, transporte, carga y combustible hasta la etapa final, el costo de la parte más costosa del cohete, la etapa de lanzamiento, aumenta a pasos agigantados. Cualquier beneficio para la reducción del costo o la complejidad de la etapa final se verá completamente eclipsado por el mayor costo de las etapas iniciales que deben manejar el aumento de la carga útil.

Los números de impulso de densidad que citó parecen no estar de acuerdo con usted. 316 es 2,5 veces más que 124. Eso sugiere que necesitaríamos mucho más LOX/LH2 en lugar de lo contrario. ¿Escribiste un número?
@ DrZ214: Usé el mismo cuadro que Paul había vinculado en su respuesta, y parece que, a diferencia de Specific Impulse, "más es peor": la hidracina es 439, los combustibles sólidos son 474, etc. Estos son conocidos por tener un impulso específico muy pobre.
La métrica principal para el propulsor de cohetes es el impulso específico donde más es mejor. Si comparas el Isp para los cohetes Atlas y Titan, verás que es muy similar. También ha malinterpretado el impulso de densidad de otra manera importante: cuanto más alto, mejor, ya que significa que un tanque más pequeño puede producir el mismo cambio neto en la velocidad. En otras palabras, el impulso de baja densidad de LOX/LH2 es malo porque significa que se requieren tanques más grandes.
@PhilipNgai: Specific Impulse es una buena métrica de ingeniería que puede servir como una buena regla empírica sobre qué propulsor es mejor, pero la métrica final sigue siendo (delta-V)/ $ (donde $ incluye tanto el costo del motor, el propulsor, y llevarlos a donde operan). Es por eso que la mayoría de los satélites todavía usan motores monopropulsores para RCS y maniobras en lugar de iones, porque para el delta-V de baja necesidad, el ISp de mierda de los motores monohélice aún supera a los motores iónicos superiores en términos de costo de construcción y es similar en costos de entrega. .
Por lo general, mejor ISp significa menos masa para el mismo delta-V, y eso significa menor costo, pero a veces los costos del motor en sí superan los ahorros de masa de combustible, por lo que se usa una tecnología de peor ISp porque cuesta menos. ¿Por qué la Soyuz no está cargada con una gran variedad de impulsores de iones en lugar de cohetes químicos?
La mayor eficiencia del H2 como combustible para cohetes es significativa, sí. Muchos cohetes usan cohetes de baja eficiencia y alto empuje para la(s) primera(s) etapa(s) e hidrógeno líquido para la etapa superior, porque es uno de los lugares más fáciles para aumentar la capacidad de carga útil. Sin embargo, tenga en cuenta que el hidrógeno líquido es de muy baja densidad, además necesita mucho aislamiento. Juntos, estos hechos significan que las etapas alimentadas con H2 son más grandes, lo que aumentará la resistencia al lanzamiento. Todavía vale la pena, pero hay compensaciones.
@SF .: Supongo que sabe esto, pero para cualquier otra persona: las unidades de iones tienen una relación de empuje a peso (mucho) inferior a 1. Ni siquiera pueden levantarse de la Tierra (ni siquiera cerca, de hecho), y mucho menos levantar cualquier otra cosa. No importa cuántos de ellos pague y atornille juntos, no pueden producir suficiente empuje como para volcarse. La mayoría de los diseños de impulsores de iones tampoco pueden funcionar en la atmósfera.
@CBHacking: Principalmente, para operaciones militares, uno no puede simplemente acelerar felizmente para volar a Max-Q arbitrariamente bajo a una velocidad segura. El tamaño no es un gran problema (especialmente porque el oxidante ocupa mucho más espacio de todos modos), aunque obviamente en el lanzamiento tiene su defecto.
@CBHacking: Curiosamente, HAY una unidad de iones con TWR> 1. Por supuesto, sin incluir la fuente de energía o el propulsor, por lo que arrastra cables y usa aire atmosférico como propulsor, ¡pero vuela! Se llama ionocraft . (y, lamentablemente, varios teóricos de la conspiración han elegido su construcción como una "prueba" de un "impulso antigravedad" secreto del que el gobierno no quiere que sepamos, por lo que se recomienda discreción al buscarlo en la red)
¿Cuál es en general más costoso de operar para una etapa final de cohete? ¿LH2/LOX o hipergólicos como UDMH/N2O4?
RespuestasAquíPolítica de privacidad1y, 0v