¿Por qué SpaceX eligió usar hidracina en lugar de propulsores "verdes" más nuevos para Dragon 2?

En primer lugar, entiendo la necesidad de usar hipergólicos en lugar de criogénicos como parte de la secuencia de aborto y aterrizaje de Dragon 2: proporcionan un impulso de "encendido instantáneo" y se pueden regular con márgenes muy amplios (el propio SuperDraco puede reducirse hasta un 20 %).

Pero, ¿por qué usar tetróxido de nitrógeno y monometilhidrazina específicamente? Los productos químicos más nuevos, como el AF-M315E (que se probará como parte de la Misión de infusión de propulsor verde ) ofrecen algunas ventajas bastante interesantes. Considere las numerosas desventajas que posee la hidracina:

  • Altamente tóxico . Los trajes de materiales peligrosos son un requisito cuando se manipula hidracina. Es tóxico en muy bajas concentraciones y también cancerígeno. Esto ralentiza los tiempos de carga y descarga y aumenta significativamente el costo y la complejidad, algo que es diametralmente opuesto a los objetivos de SpaceX.

  • Costoso _ En 1990, la NASA pagaba $17/kg por hidracina . Dudo mucho que se haya abaratado desde entonces. Las regulaciones ambientales y de manejo más estrictas solo habrán aumentado el costo, y cuando Dragon 2 tiene unos cientos de kilogramos, ese costo se acumula.

  • Impulso específico bajo . SuperDraco tiene un I sp de 235 segundos, lo cual es terrible. AF-M315E tiene "un 50 % más de rendimiento". Esto podría traducirse en una serie de opciones para SpaceX. Podrían reducir significativamente el peso de Dragon 2, lo que podría facilitar la recuperación de Falcon 9; alternativamente, podría permitirles mantener el mismo peso y empacar más instrumentación científica o carga a bordo. Otra opción es mantener la misma cantidad de propulsor y permitir un encendido de aterrizaje más largo y menos agresivo o proporcionar más margen de maniobra durante situaciones de aborto.

  • quisquilloso _ La hidracina también debe mantenerse caliente, lo que requiere calentadores que requieren energía.

Ahora me doy cuenta...

que AF-M315E sigue siendo relativamente vanguardista, pero también lo es Dragon 2. La NASA exige que los aterrizajes se realicen bajo paracaídas por el momento, lo que deja un amplio tiempo de I+D (algo que le gusta a SpaceX) para la integración de Dragon con este producto químico más nuevo.

¿Alguien puede explicar esta decisión de preferir Hydrazine? ¿Hay un propulsor más ecológico y de mayor rendimiento en la línea de actualización?

con respecto al yo sp de 235 segundos, ese número proviene de un documento preparado para el documento de la FAA por un consultor. ¿Quién sabe la procedencia de ese número? De ese documento de la FAA, ese valor aparentemente es el nivel del mar Isp. Incluso entonces, parece bajo para N2O4/MMH. Ese es el Isp de la hidracina monopropelente.
@David Hammen - Isp teórico para N2O4/MMH id 288 s en SL. Para un motor 235 s muy estrangulado y enfriado por radiación se ve muy realista. El citado "rendimiento aumentado en un 50 %" se refiere al volumen Isp de los "sistemas monopropulsores de hidrasina". El Isp teórico del cabrestante es ~200 s. En el mejor de los casos, los "propulsores verdes" pueden aproximarse pero no superar los rendimientos de N2O4/MMH.
"ese costo se acumula" Según sus propios números, es poco probable que sea más de unos pocos miles de dólares por viaje. Incluso suponiendo que la alternativa fuera gratuita, no supone un gran ahorro, especialmente en términos de horas de ingeniería.

Respuestas (2)

TL;RD:

La preparación de baja tecnología, el empuje muy, muy bajo y la necesidad de un lecho de catalizador significa que esta era y sigue siendo la tecnología incorrecta para el propósito previsto de un sistema de aborto de lanzamiento y maniobras en órbita terrestre baja.


Preparación de baja tecnología

SpaceX comenzó a trabajar en Dragon V2 hace más de cinco años. En ese momento, AF-M315E tenía un nivel de preparación tecnológica bastante bajo. La preparación tecnológica se elevó a 5 en 2013, pero eso no es tan bueno y fue demasiado tarde.

Al diseñar una nueva nave espacial, es necesario seleccionar y elegir con mucho cuidado qué elementos de TRL bajos realmente se deben usar en el diseño de la nave espacial. La nave espacial en sí está, por definición, en un TRL bastante bajo. Cada elemento de TRL bajo utilizado en la nave espacial debe analizarse con un punto de vista bastante escéptico. En el caso de Dragon V2, SpaceX tenía ingenieros y personal de operaciones que ya estaban familiarizados con los propulsores peligrosos.

Empuje muy, muy bajo

La Misión de infusión de propulsor verde a la que se hace referencia en la pregunta tiene como objetivo llevar 22 newton AF-M315E hasta TRL 9. Eso es irrelevante con respecto a los tipos de propulsores necesarios para un sistema de aborto de lanzamiento para una nave espacial clasificada para humanos. Cada propulsor Super Draco proporciona 73.000 newtons de empuje. Para proporcionar el mismo nivel de empuje, el vehículo necesitaría 26 500 de esos propulsores de 22 newton, o tendría que aumentar el empuje en un factor de 3300. SpaceX asumió un gran riesgo al aumentar el empuje de sus propulsores Draco en un factor de 200. Proponer aumentar el empuje por un factor de 3300 es más que arriesgado. Este es el territorio TRL 1.

Necesidad de un lecho de catalizador

Los propulsores Draco y Super Draco utilizan tetróxido de nitrógeno y monometilhidracina. Encender esta mezcla es fácil: mezcle los dos y se encienden. Son hipergólicos. Por el contrario, el monopropulsor propuesto en la pregunta necesita un lecho de catalizador para desencadenar la ignición. Aquí hay un gran problema: los lechos de catalizadores no alcanzan el tamaño del propulsor que necesita Dragon V2. Los motores grandes tienen una molesta tendencia a ingerir lechos de catalizador. Las camas de catalizador son, por su propia naturaleza, un poco endebles. Tienen que ser; el gas necesita fluir a través de ellos. No se escalan tan bien, particularmente en los motores de cohetes.

Excelente respuesta, gracias. Sospeché que el problema del catalizador puede ser un factor decisivo, y su respuesta parece confirmarlo. ¿Existe alguna posibilidad de que el problema del lecho del catalizador se resuelva y alcance un TRL maduro en las próximas décadas? (Sí, lo siento, te estoy pidiendo que mires una bola de cristal). Si no, ¿el AF-M315E permaneció confinado al ámbito de las aplicaciones de bajo empuje para siempre?
Ha habido algunos motores de peróxido de hidrógeno (que necesitan un catalizador) con un empuje bastante alto, por lo que no parece imposible.
@Hobbes: el propulsor de hidracina monohélice más grande que puedo encontrar es el propulsor MR-80B de 800 lbf (3560 N) de Aerojet. Eso está muy lejos del propulsor Super Draco de 16,400 lbf (73,000 N).
Estaba pensando en el Armstrong Siddeley Stentor , que tenía un empuje de 24 klbf/106 kN. Utilizaba hidracina más queroseno, y motores similares necesitaban un catalizador para descomponer el HTP.
@Hobbes: en primer lugar, usó un bipropulsor de peróxido de hidrógeno + queroseno. ¡Sin hidracina! En segundo lugar, el catalizador de malla plateada necesario para iniciar la descomposición del peróxido de hidrógeno (particularmente cuando se usa como bipropulsor) es bastante fuerte y duradero en comparación con los lechos de catalizador de iridio o rutenio peletizados necesarios para iniciar la descomposición de la hidracina (y aparentemente AF-M315E). El iridio es duro y quebradizo y no se deposita bien en materiales fuertes como el acero o el níquel. La plata es dúctil y maleable, y es muy fácil fabricar metales plateados.
@DavidHammen "Los lechos de catalizadores no alcanzan el tamaño del propulsor que necesita Dragon V2. Los motores grandes tienen una molesta tendencia a ingerir lechos de catalizadores". ¿Puede proporcionar una fuente? Quiero leer más sobre el diseño exacto de los lechos de catalizadores, particularmente por qué se llaman "lechos". Pensé que eran solo marcos de metal con un área de superficie máxima y no veo ninguna razón por la que no puedas escalar eso. Es difícil ser más fuerte que un marco triangular de metal. Además, ¿por qué los motores más grandes tienden a ingerir el catalizador cuando hay tanto flujo de masa de combustible desde el tanque hasta la abertura del motor?
Los lechos de catalizador utilizados en las APU lanzadera alimentadas con hidracina no eran estructuras de metal, sino cilindros porosos llenos de catalizador granular Shell 305. No estoy familiarizado con los propulsores monopropelentes de hidracina, pero me imagino que usan un diseño similar.
  • El éxito de SpaceX se basa principalmente en el uso de las mejores tecnologías probadas, no en innovaciones audaces. Hay innovaciones en el proceso de producción y en el modelo de negocio, pero muy pocas en el diseño de cohetes.
  • Los monopropelentes de alta energía son muy peligrosos. El nitrato de hidroxilamonio (AF-M315E) está clasificado como explosivo. Probablemente sea inaceptable para la propulsión nominal humana y, por lo general, no se prueba.
  • La monometilhidrazina, la dimetilhidrazina y el N 2 O 4 son sustancias químicas desagradables, pero existe una sólida experiencia con el mantenimiento de estos líquidos peligrosos. De hecho, funcionan perfectamente como propulsores.
  • El desarrollo de un nuevo propulsor en MMH/N 2 O 4 está respaldado por una enorme base de datos y el conocimiento de los expertos, ya que se han diseñado y están en uso cientos de tales propulsores. El desarrollo de un nuevo motor basado en un nuevo propulsor puede llevar mucho tiempo, quizás décadas. Por ejemplo, los propulsores a base de metano han estado bajo investigación durante muchos años. No hay cohetes de metano operativos, a pesar de los beneficios del metano como combustible para cohetes.
  • Hay otras combinaciones de propulsores no tóxicos como se ha mencionado en los comentarios. Todos ellos son bi-propelente.
No llamaría a la forma en que SpaceX está utilizando la alimentación cruzada en el Falcon Heavy una tecnología "bien probada", y mucho menos sus intentos de aterrizar en una barcaza. SpaceX utiliza tecnologías de bajo TRL cuando tiene sentido. En el caso de esta pregunta, no tiene ningún sentido.
El éxito de SpaceX aún no incluye intentos de aterrizaje en una barcaza ni alimentación cruzada. Las exitosas naves espaciales Falcon 9 y Dragon son más bien conservadoras que innovadoras. El futuro mostrará si los cohetes VTVL reutilizables repetirán este éxito. Por cierto, la alimentación cruzada fue teorizada por Hermann Obertht, el mentor de Von Braun.
Te perdiste mi punto, @Val. SpaceX está dispuesto a asumir riesgos sensatos. Además de los dos que mencioné, también están investigando metano/LOX, una vez más un elemento de TRL bajo. Por otro lado, el propulsor "verde" al que se hace referencia en la pregunta no es un riesgo sensato.
(1) Cualquier nuevo propulsor es un riesgo tecnológico sensible . El desarrollo de los sistemas de propulsión muestra un progreso lento históricamente. AF-M315E fue descubierto en 1970. Muy poco progreso desde entonces. (2) No estoy seguro de que SpaceX esté dispuesto a asumir riesgos sensatos. A sus clientes no les gustan los riesgos. La imagen pública de la empresa como innovador audaz es el resultado de una propaganda bien orquestada. En cierto modo, la pregunta que tratamos de responder puede reformularse como: ¿por qué mi empresa favorita no coincide con la imagen en la que creo?... No me gusta continuar con este debate porque se volvió demasiado personal.
La alimentación cruzada de Falcon Heavy ha sido archivada.
¿Por qué SpaceX eligió usar hidracina en lugar de propulsores "verdes" más nuevos para Dragon 2?
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