¿Por qué SpaceX está considerando el metano como combustible para su próximo motor, el Raptor?

El metano tiene la ventaja de ser más fácil de almacenar que el hidrógeno . En su mayoría , el enfriamiento pasivo puede ser suficiente para mantenerlo criogénico , mientras que el hidrógeno necesita enfriamiento activo y aún se ventilará con el tiempo. Lo que hace que el metano esté mucho más cerca de ser "almacenable" que el hidrógeno. Esto lo haría útil para misiones en el espacio profundo, con misiones de larga duración.

El metano es menos voluminoso que el hidrógeno. Lo que significa que el tanque es más pequeño para la misma misión. (El tanque externo del transbordador es en su mayoría tanques de hidrógeno con un pequeño tanque de oxígeno (¿en la parte superior?)).

El metano debería ser más fácil de usar en un motor debido a su mayor densidad que el hidrógeno, se necesita bombear menos por volumen.

El metano es potencialmente fabricable en Marte . Con hidrógeno importado (o agua nativa), el CO2 (dióxido de carbono) se puede convertir en CH4 de forma razonablemente sencilla.

Hay ideas para ISRU (utilización de recursos in situ) y demostraciones en Marte. ( El modelo de Robert Zubrin es lanzar el vehículo de regreso que usa ISRU para llenar sus tanques de combustible, y no lanzar la misión tripulada hasta que el vehículo de regreso esté lleno de combustible y listo para funcionar. Luego, lanza la misión tripulada, junto con un segundo vehículo de retorno, que utiliza ISRU durante la duración de la misión de superficie para abastecerse de combustible).

SpaceX se centra en desarrollar tecnología de reutilización para sus líneas de cohetes. El queroseno tradicional para cohetes produce residuos (un proceso conocido como "coquización") cuando se quema. El combustible de metano se quema de forma más limpia, por lo que no se acumulan residuos, lo que significa que los motores se pueden reutilizar más veces sin necesidad de reacondicionamiento.

El metano (CH ₄ ) y el RP-1 son aproximadamente equivalentes en rendimiento realizable. Como se mencionó anteriormente en otros carteles, CH ₄ tiene un impulso ligeramente más alto, alrededor de 370 s en vacío frente a los 360 s, a la misma presión de cámara de 7 MPa. Pero esto se ve contrarrestado por su menor densidad aparente de aproximadamente 830 kg/m ³ frente a aproximadamente 1030 kg/m ³ . La densidad aparente es la densidad de la carga combinada de combustible y comburente en sus proporciones apropiadas. Aunque el metano es "sólo" 430 kg/m ³ , se quema con 3,5 partes de oxígeno en comparación con las 2,1 partes del RP-1, por lo tanto, un cohete de CH4 transportará más oxígeno y menos combustible por peso. El oxígeno es bastante denso con un poco más de 1140 kg/m ³que es más denso que el RP-1 (alrededor de 810 kg/m ³ ). Si suponemos que las presiones de la cámara y la eficiencia del ciclo del motor serán iguales, el RP-1 supera al CH ₄ simplemente porque un tanque un 20 % más grande impondrá penalizaciones de peso que superan ligeramente el aumento del 3 % en el impulso específico. Sin embargo, la ventaja del RP-1 depende de que opere a una presión de cámara igual, lo que puede no ser el caso. Y el Metano (CH ₄ ) tiene ventajas adicionales que son aplicables en escenarios específicos.

Las razones por las que CH ₄ es uno de los principales candidatos para Raptor de SpaceX probablemente se pueden atribuir a cuatro factores:

1. El metano no se coquea (polimeriza) a las temperaturas de funcionamiento de un motor de cohete; su punto de coqueo es aproximadamente el doble. Esto facilita la reutilización de un motor y la reutilización es un objetivo clave de SpaceX.

2. Debido a que el metano no se convierte en coque, también es más fácil implementar un ciclo de combustión en etapa de flujo completo (FFSC) donde todo el flujo de combustible y oxidante pasa por el prequemador. En comparación con los motores de combustión de etapa de flujo parcial rusos contemporáneos, se pueden lograr presiones de cámara más altas, lo que resulta en una ventaja de impulso total de aproximadamente 30 segundos, o 9%. Esto elimina la deficiencia de rendimiento de CH ₄ en comparación con RP-1.

3. Si SpaceX tiene la intención de usar el mismo combustible en todas las etapas, el CH ₄ puede considerarse un mejor combustible para la etapa superior y un peor combustible para el despegue, incluso sin permitir presiones de trabajo más altas. Esto se debe a que las etapas superiores suelen tener entre 1/8 y 1/10 del tamaño de la primera etapa, y aquí el impulso es más importante que la densidad. El uso de metano con el ciclo FFSC mencionado anteriormente significa que SpaceX puede potencialmente obtener un rendimiento equivalente en la primera etapa y un mejor rendimiento en la etapa superior.

4. Aunque es, en mi humilde opinión, algo dudoso que la primera misión a Marte utilice la producción de combustible in situ. Si eso alguna vez se convierte en una práctica aplicable, el metano se puede producir a partir del agua y el CO ₂ , mientras que el RP-1 no.

Aparte de eso, existe el factor que no favorece al metano, como que el gas natural de grado regular sea lo suficientemente bueno y no tenga que refinar mucho el combustible de queroseno regular a RP-1 para lograr características de coquización bajas y densidades consistentes. Digo que no es un factor, porque el costo del combustible es una parte tan insignificante de los costos de lanzamiento que realmente no importa si el costo del combustible es un poco mayor o menor. El combustible suele representar solo alrededor del 0,3% del costo de poner en órbita un cohete, por lo que el costo del combustible realmente no importa, ni siquiera cuando se comparan combos de propulsores muy costosos como hidracina/tetróxido con el relativamente barato queroseno/oxígeno.

Logísticamente, puede ser más fácil trabajar con metano que con hidrógeno. El punto de ebullición del metano es de unos 110K, en comparación con los 20K del hidrógeno. Esto significa que tanto las líneas de combustible como las de oxidante se pueden purgar con nitrógeno gaseoso. Las líneas de hidrógeno líquido solo se pueden purgar con helio, ya que el punto de ebullición del hidrógeno está por debajo del punto de fusión de otros gases inertes.

Otra desventaja del hidrógeno es que requiere una metalurgia avanzada para evitar la fragilización por hidrógeno, donde las aleaciones más comunes tienden a ser propensas a la fractura y la fatiga en entornos con alto contenido de hidrógeno.

El metano permitiría un impulso específico de alrededor de 380 segundos (~3,8 km/s de velocidad de escape), según la presión de la cámara, la relación de expansión y otros parámetros de diseño del motor, mientras que los motores LH2/LOX han demostrado un impulso específico de ~450 segundos (~ Velocidad de escape de 4,5 km/s).

Sin embargo, a pesar de esta menor eficiencia, el metano tiene un par de ventajas importantes. Tiene una densidad significativamente mayor como líquido que el LH2 (0,42 g/cc, frente a 0,07 para el hidrógeno líquido), por lo que requiere mucho menos volumen de tanque y tuberías más pequeñas para la misma masa de propulsor. Tampoco necesita almacenarse tan frío como el hidrógeno líquido, lo que reduce los requisitos de aislamiento y refrigeración.

SpaceX ha favorecido tradicionalmente un propulsor denso y fácil de manejar (LOX/RP1) y diseños de motores simples (el Merlin es un ciclo de generador de gas simple, en lugar del diseño de combustión por etapas más eficiente [pero más complejo] utilizado por la mayoría de los otros cohetes modernos). Como tal, tiene sentido que opten por la solución más sencilla y fácil de manejar de un cohete de metano en lugar del motor de hidrógeno líquido de alto rendimiento pero difícil y complicado, siempre que el metano les proporcione el rendimiento que necesitan (que estará por verse).

una buena pregunta En estudios previos a EELV , la NASA y la Fuerza Aérea de los EE. UU. observaron LOX/metano. EELV dio como resultado el LOX/queroseno Atlas V y el LOX/hidrógeno Delta IV .

En la 4ª Conferencia Internacional sobre Tecnología de Lanzadores en 2002, Burkhardt et al. comparó un vehículo de lanzamiento de queroseno/LOX reutilizable usando el motor tipo RD-180 del Atlas V con un vehículo de metano/LOX usando un posible motor del mismo ciclo eficiente de combustión por etapas:

El motor LOX/metano tenía un impulso específico un 3 % mayor, pero esa ventaja se vio superada por la menor densidad del metano líquido en comparación con el queroseno.

LOX/queroseno tuvo un desempeño ligeramente mejor en general en términos de carga útil y se esperaba que tuviera un menor costo de construcción y operación, el mismo resultado que los estudios previos a EELV.

La razón por la que LOX/hidrógeno es comparable o mejor que LOX/queroseno es que el impulso específico es mucho mayor, superando el problema de densidad aún menor. Para el transbordador espacial, los motores principales operaban de tierra a órbita, por lo que el mayor impulso específico de hidrógeno a mayor altitud fue la razón de su uso.

Para una primera etapa que solo opera a baja altitud seguida de una segunda etapa LOX/hidrógeno como en el Atlas y Delta, el queroseno tiene un rendimiento de carga útil comparable y puede tener un costo más bajo debido al tamaño del vehículo . Para el Delta IV, otra ventaja es la similitud con los propulsores de la etapa superior .

Actualmente no se suministra metano en los sitios de lanzamiento, por lo que se necesitaría una inversión importante en las instalaciones .

La falta de una larga experiencia con la operación es otro aspecto negativo para el metano.

Si el Raptor se utilizara en el espacio como en una misión a Marte , el hecho de que tanto el LOX como el metano líquido sean relativamente fáciles de almacenar en el espacio en comparación con el hidrógeno o el queroseno sería una ventaja.

Referencias:

• Estudio Comparativo de Motores Propulsores de Queroseno y Metano para Etapas de Refuerzo de Líquidos Reutilizables . Holger Burkhardt, Martin Sippel, Armin Herbertz, Josef Klevanski. 4ª Conferencia Internacional sobre Tecnología de Lanzadores "Space Launcher Liquid Propulsion" 3-6 de diciembre de 2002 – Lieja (Bélgica).

SpaceX no está disparando a la luna, SpaceX está disparando a Marte. Logísticamente, no estoy seguro de que haya opciones viables además de metano/LOX e hidracina/tetróxido. El tiro de regreso requiere combustible almacenado por un tiempo desconocido, lo que significa que las condiciones predeterminadas son frías en Marte. RP-1 es un sólido duro como una roca que requiere un calentamiento complejo para licuarlo y LH2 es H2 de alta presión que requiere un enfriamiento complejo para licuarlo. La mayoría de los combustibles son sólidos duros como rocas. El rendimiento es importante pero secundario. La hidracina y el tetróxido de nitrógeno son lo que esperaba, con perfectas propiedades de manipulación y almacenamiento. Sin embargo, el metano y el LOX son materiales con abundante suministro de personas con experiencia en su manejo, por lo que pueden manipularse y almacenarse, solo que es más difícil que la hidracina y el tetróxido de nitrógeno.

Por qué no LH2 es obvio, la pregunta es por qué no hidracina y tetróxido de nitrógeno. Si fueras astronauta, ¿qué combustible confiarías en tener esperándote a tu llegada sin fugas para volver a casa? Al diablo con el viaje allí, tráeme de vuelta y sabré que estamos listos para partir.

Excelente pregunta. Pero junto a eso también está la cuestión del nivel de empuje, que es más de tres veces mayor que el actual motor Merlin utilizado en la segunda etapa del Falcon 9.

Admito que esto es pura especulación. Pero según las prácticas anteriores de SpaceX con el motor Merlin, creo que el Raptor podría estar diseñado para usarse en vehículos de lanzamiento más grandes que el Falcon 9. Tal vez como un motor común usado en las etapas inferior y superior de un Falcon Heavy mejorado, donde el Raptor reemplaza los motores Merlin.

Pero creo que la posibilidad más probable es un cambio importante en el diseño del Falcon 9 (y tal vez también en el Falcon Heavy) impulsado por los éxitos recientes con el vehículo de prueba de aterrizaje vertical Grasshopper.

El Raptor sería un buen motor para una etapa superior de gran tamaño para el Falcon 9 o el Falcon Heavy. Al transferir más esfuerzo para alcanzar la órbita a la etapa superior, la primera etapa tiene un mayor margen de rendimiento y también etapas a una altitud y velocidad más bajas, lo que facilita la recuperación motorizada de la primera etapa al sitio de lanzamiento. La recuperación y reutilización de la primera etapa ahorraría mucho dinero a SpaceX (particularmente para Falcon Heavy) y permitiría precios más bajos.

Este artículo: http://www.nasaspaceflight.com/2014/03/spacex-advances-drive-mars-rocket-raptor-power/

también señala que los motores de metano/LOX no sufren acumulación de coquización como lo hacen los motores LOX/RP1, y pueden funcionar con menos oxígeno, lo que es más fácil para las bombas.

Un factor que nadie más mencionó todavía es el costo. SpaceX es una empresa con fines de lucro, por lo que el costo es muy importante. El metano se ha vuelto mucho más barato recientemente: el precio del gas natural disminuyó bastante debido a los avances tecnológicos en la producción (es decir, fracking). Esto convirtió al metano en el combustible para cohetes más barato. A partir de 2001, la NASA pagaba 0,98 $/galón por hidrógeno líquido, lo que equivale a unos 16 $ /MMBTU, que es mucho más caro que el GNL en la actualidad.