Uso de diferentes combustibles para las etapas de Saturno V

¿Por qué se usaron diferentes combustibles para diferentes etapas de Saturno V? Leí que la primera etapa usó una combinación de queroseno (RP-1) y LOX, pero hidrógeno líquido y LOX para la segunda y tercera etapa.

Con mi conocimiento limitado, esperaría que el combustible que proporciona el máximo empuje específico se utilizara en todas las etapas.

Ugh, aunque están estrechamente relacionados, no creo que sea un duplicado. Un montón de controles de calidad lo tocan pero no lo responden explícitamente.
La tercera etapa también usa LH2/LOX como la segunda etapa. El mismo motor cohete J-2 se usa tanto para la segunda como para la tercera etapa. El módulo de servicio puede verse como una cuarta etapa que usa otra combinación de oxidador de combustible hipergólico y almacenable. LH2/LOX no se puede almacenar durante toda la misión ni es hipergólico (se enciende automáticamente al contacto).
@Russell Borogove: Gracias Russell, has señalado mi preocupación correctamente. Si es el administrador quien está "cerrando" la pregunta, mi sugerencia es que no tiene sentido "cerrar" alguna pregunta solo porque algunas palabras "CUE" coinciden con una pregunta diferente (que se hizo anteriormente). Uno necesita evaluar si ambas preguntas son iguales, o si la respuesta a la pregunta anterior realmente aclara la duda en la nueva pregunta.
@ Uwe: Hola, la primera etapa usó RP1 y no LH2. Pero pude darme cuenta de que se necesita un combustible diferente ya que el disparo está fuera de la atmósfera, y la confiabilidad y la repetibilidad del disparo son de suma importancia. Por ejemplo, la etapa de ascenso del módulo Lunar no podría haber dependido de ningún sistema que hubiera "encendido" el combustible externamente. Esto introduce un elemento de incertidumbre. uso de un combo de combustible hipergólico. reducido el riesgo de mal funcionamiento.

Respuestas (3)

RP-1/LOX (también conocido como kerolox) se ejecuta en una proporción de mezcla de aproximadamente ~2,5-2,6, mientras que LH2/LOX (también conocido como hidrolox) tiene proporciones de mezcla óptimas que van desde 4,13 al nivel del mar hasta 4,83 en vacío. El STS funcionó con una proporción de alrededor de 6.

Con 4,12, la densidad aparente del hidrolox es de 0,29 g/cm³, con 4,83 es ​​de 0,32 g/cm³. La densidad aparente del kerolox es de aproximadamente 0,81 a 1,02 g/cm³, según la proporción de la mezcla.

Esto significa que una primera etapa con hidrolox tendría que ser de 2,5 a 3,5 veces más grande que una etapa con kerolox.

Además, mientras que hydrolox tiene un I sp más alto que kerolox, construir motores kerolox de alto empuje es más fácil que construir motores hydrolox de alto empuje. El RS-68A, que es el motor hidrolox más potente jamás construido (esto no fue hasta los años 90), solo produce unos 3,5 millones de newtons de empuje, en comparación con los 7,7 millones del F-1 y los casi 9 millones del F. -1A.

Para la primera etapa, la mayor densidad de energía de kerolox significa que la etapa se puede mantener en un tamaño razonable y es factible producir motores con suficiente confianza. Una primera etapa más grande no hubiera sido factible .

Por las mismas razones, se seleccionó hydrolox para las etapas superiores. El aumento de volumen no fue problemático, pero el aumento de rendimiento fue muy necesario.

Para el SPS (el motor principal del SM), hubo otras preocupaciones. Los propulsores criogénicos como el LH2 deben mantenerse fríos, de lo contrario, el combustible simplemente se evaporaría. El peso adicional de una crioplanta y los requisitos de energía eran prohibitivos. Simplemente ignorar la evaporación durante períodos de tiempo tan largos tampoco era factible, ya que se evaporaría demasiado combustible.

Por lo tanto, el motor SPS necesitaba un combustible que fuera más estable, fácil de almacenar y manejar, y confiable. El motor SPS necesita disparar varias veces, hasta diez o más, con absoluta fiabilidad. Encender un motor de cohete es sorprendentemente difícil de hacer. El uso de un propulsor hipergólico para el motor SPS significa que el propulsor se enciende cuando se mezclan el combustible y el oxidante, lo que facilita su manejo. Además, el propulsor debía poder almacenarse en gravedad cero. El SPS se alimentaba a presión , por lo que era necesario utilizar un propulsor que no se mezclara con el gas a presión. Se puede encontrar más información sobre el subsistema SPS en el INFORME DE EXPERIENCIA APOLLO - SUBSISTEMA DE PROPULSIÓN DE SERVICIO por Cecil R. Gibson y James A. Wood.

Entonces, en resumen:

  • El S-IC usó kerolox debido a la mayor densidad de energía y empuje que el hidrolox,
  • el S-II (y S-IVB) usó hidrolox para mejorar I sp y, por lo tanto, delta-v,
  • el SPS usó Aerozine50/N 2 O 4 para almacenamiento a largo plazo y facilidad de encendido y
  • el LM usó la misma combinación Aerozine 50 / N 2 O 4 tanto para RCS (control de actitud) como para el motor APS y DPS por las mismas razones

Cada etapa usó el combustible más adecuado para la tarea en cuestión, lo que resultó en diferentes combustibles "óptimos" para cada etapa. El rendimiento bruto, por ejemplo, empuje o I sp , no es el único factor decisivo. La densidad de energía y la capacidad de almacenamiento, así como la facilidad de uso para la tarea dada, también juegan un papel importante en la selección del propulsor. Otra excelente descripción general de los diferentes combustibles y sus pros y contras se puede encontrar en los propulsores de cohetes de Robert A. Braeunig.

SM no usó solo Aerozine50/N2O4, esta combinación fue utilizada por el motor principal. Pero los entusiastas del control de actitud usaban monometilhidrazina/N2O4. Ver esta pregunta .
@Uwe Buena captura, actualicé el resumen para reflejar mejor que estaba hablando del SPS;)
+1 por mencionar que entonces no había un motor de hidrógeno realmente grande.
alguna idea sobre los costos de combustible y la capacidad de producción para la elección en la primera etapa?
Para el SM, CM y LM, se tuvo que usar una combinación de oxidante de combustible que permitiera encendidos ilimitados en gravedad cero. Se tuvo que utilizar una alimentación a presión sin burbujas usando vejigas para separar los líquidos del gas a presión. Esto no fue posible usando propulsores criogénicos. La pérdida por ebullición sería demasiado alta usando criogenia.
@JCRM Los costos de combustible suelen ser solo una pequeña fracción de los costos de lanzamiento de cohetes. El Departamento de Defensa actualmente paga alrededor de 93 $ por galón de RP-1, lo que pondría los costos de combustible para el S-IC en menos de 20 millones a los precios actuales. Eso es menos del 2% en comparación con los casi 1.200 millones que costó un lanzamiento cuando se ajusta a dólares de 2018. Y eso es solo matemáticas al dorso del sobre, no he verificado los costos históricos de RP-1.
Sí, el costo del combustible es bastante bajo, pero si el RP-1 está a la mitad del precio del LH2, eso reduciría el 2% del costo de lanzamiento. La NASA tiene un gran presupuesto, pero no ilimitado. ¿Estás seguro del precio de $93? Parece alto.
LH2 es más complejo de manejar en comparación con el queroseno, y la evaporación es mayor. Sin embargo, no estoy seguro de cómo esto influye en el costo. Además, no creo que el costo del propulsor fuera el problema, LH2 simplemente no era factible para el S-IC. No importa el costo.
Si bien parece que debería ser una buena fuente, no lo creo: no lo llama RP-1 y tiene JP10 (que sí nombra) a un tercio del precio. Si SpaceX estuviera comprando a ese precio, solo el RP-1 costaría 15 metro i yo yo i o norte , w h mi r mi a s t h mi mi norte t i r mi pag r o pag mi yo yo a norte t yo o a d F o r a F 9 i s s tu pag pag o s mi d t o b mi a r o tu norte d 200k. No tengo dudas de que el costo del combustible no fue un factor principal en la toma de decisiones, pero recuerdo que el precio, y particularmente la disponibilidad, fueron problemas.
@JCRM Sí, la disponibilidad fue una preocupación en algún momento, también hay algo sobre eso en la parte posterior de mi cabeza. Sin embargo, no estoy seguro de que haya contribuido de manera significativa a la selección de combustible.
¡Uy, Mathjax!
@JCRM: toda la carga de combustible de un F9 es RP-1.
notará, @sean, dije "mientras que se supone que toda la carga de propulsor para un F9 es de alrededor de 200k" Mientras que toda la carga de combustible es RP-1, su carga de propulsor es RP-1 y LOX
@JCRM: ¡Vaya! :-S

Se seleccionó RP-1/LOX para la primera etapa S-IC por la simple razón del tamaño : LH2 es la mitad de denso que RP-1, y la primera etapa resultante sería inviable desde el punto de vista aerodinámico y estructural.

Se seleccionó LH2/LOX sobre RP-1/LOX para la segunda etapa S-II y la tercera etapa S-IVB por la razón que cabría esperar: el aumento de eficiencia del 25 % aproximadamente. El tamaño más pequeño de estas etapas significa que la densidad de combustible reducida no es un problema tan grande como lo habría sido para la primera etapa.

El motor SPS tiene dos requisitos que restringen en gran medida la elección del combustible: debe encenderse posiblemente diez veces o más (hasta tres correcciones a mitad de camino en el camino a la Luna, inserción en la órbita lunar, descenso a la órbita de lanzamiento del LM, acoplamiento con el LM después del ascenso, la inyección trans-Tierra y hasta tres correcciones a mitad de camino en el camino de regreso). Además, necesita confiabilidad absoluta: si alguno de los otros motores no se enciende, puede abortar, pero la mayoría de las veces, encender el motor SPS es el modo de abortar.

Estos requisitos significan que la única opción práctica es un propulsor hipergólico: dado que el combustible se encenderá espontáneamente al entrar en contacto con el oxidante, encender el motor es simplemente cuestión de abrir dos válvulas. Se seleccionó la combinación Aerozine 50/tetróxido de dinitrógeno porque se entendía bien, ya que se había utilizado en varios cohetes y misiles.

Se utilizó RP-1/LOX para la primera etapa porque el motor F-1 era el único motor disponible que proporcionaba el empuje necesario. Habrían sido necesarios alrededor de 40 motores J-2 LH2/LOX como los utilizados para la segunda y tercera etapa para entregar el mismo empuje que 5 F-1. El desarrollo del F-1 se inició en 1955 antes de que se fundara la NASA. Llevó mucho tiempo resolver el problema de las inestabilidades de la combustión. Para probar la segunda etapa de Saturno V en vuelo, se necesitaba una primera etapa probada a fondo. No usar el motor F-1 habría retrasado sustancialmente la misión Apolo.
@Marca. Gracias Mark, pero con esta lógica, seleccionar la combinación RP-1/LOX incluso para la segunda y tercera etapa también habría reducido el tamaño de toda la etapa 2 y 3 y Saturno V en general. A menos que el tamaño más grande fuera aceptable porque brindaba otras ventajas, como ser hipergólico, etc. Además, el término "eficiente" parece haber sido utilizado solo en términos de "impulso / empuje específico" más alto. Ya que si se hubiera tenido en cuenta el tamaño, la importancia de ser "más eficiente" habría disminuido un poco. (la palabra correcta habría sido - adecuado)
@Niranjan, RP-1/LOX para la tercera etapa ciertamente habría reducido el tamaño de la tercera etapa, pero habría aumentado la masa de esa etapa y, por lo tanto, habría requerido una primera y una segunda etapa más grandes para levantarla. Un razonamiento similar se aplica a la segunda etapa. Es solo la primera etapa donde la masa se puede aumentar sin penalización.

RP-1/LOX es mucho más fácil de manejar que LH2/LOX; tenga en cuenta que el Falcon 9 no usa LH2 en ninguna etapa para simplificar la vida. La eficiencia de su combustible no es tan importante en la primera etapa, cambiaron la facilidad de manejo por menos eficiencia. También existe la ventaja de que RP-1 es mucho más denso que LH2, el cohete no necesita ser tan grande. Otra ventaja de la primera etapa verdaderamente masiva del Saturno V.

dado que dos de las seis etapas usaban hidrógeno, habría habido poca complejidad adicional. Si bien es cierto, la segunda oración no es una razón para ninguna elección.
Si solo fuera la molestia de manejar el LH2 en tierra, todos lo usarían. Es la molestia de manejar el LH2 en el escenario mismo.
@Loren Pechtel. Hola Loren, quizás tu opinión sobre el comercio con la facilidad de manejo de la eficiencia V/S para la primera etapa parezca más probable. Gracias. Parece que H2L+LOX se usó en las etapas 2 y 3 por ser hipergólico.
@Niranjan LH2 + LOX no es hipergólico. Mire un video del arranque del motor en el transbordador espacial: una gran lluvia de chispas para garantizar que no se acumule combustible sin quemar durante el encendido. No habría necesidad de esto si fuera hipergólico. Es el material usado en el espacio profundo que era hipergólico.
@LorenPechtel: Hipergólico, no. Muy fácil de encender, eso sí . Lo que proporciona casi la misma ventaja en el departamento de simplicidad de encendido.
@Sean Si no es hipergólico, aún necesita llevar algo para encenderlo. Recuerda, el primer lanzamiento de Falcon Heavy perdieron el núcleo central porque se quedó sin líquido para encendedores.
@LorenPechtel: Mientras que esencialmente todos los motores de hidrolox usan encendido eléctrico y no tienen que preocuparse por quedarse sin té mágico.
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