Pros y contras de LH2/LOX frente a otros combustibles

Como dije en la respuesta a otra pregunta, LH2 sufre algunos inconvenientes serios en comparación con otros combustibles.

Fuera de mi cabeza, son

  • Densidad extremadamente baja, lo que resulta en:

    • Fracción de masa más baja debido a la alta masa del tanque
    • Alta resistencia aerodinámica debido al volumen del tanque
    • Estructura del vehículo más grande y pesada debido al volumen del tanque

  • Evaporación y filtración del tanque, lo que resulta en:

    • Incluso mayor masa del tanque debido a la necesidad de aislamiento
    • Arreglos de tanques más complicados debido a la incapacidad de unir tanques LH2 contra criopropulsores relativamente calientes como LOX.
    • Problemas de almacenamiento a largo plazo debido a la ebullición del propulsor

Las únicas ventajas posibles que se me ocurren son

  • Impulso específico marginalmente más alto
  • Produciendo solo agua como subproducto, manteniendo contentos a los ambientalistas.

A la luz de todo esto, ¿qué razón hay para un cohete LH2/LOX?

LH2 es extremadamente frío, muchos materiales se vuelven muy frágiles a esas temperaturas. La construcción de válvulas y mangueras es difícil. LH2 no puede acumular depósitos en los canales de enfriamiento del motor del cohete, no puede polimerizarse ni siquiera carbonizarse como el queroseno.
Con: GH2 puede fragilizar los metales y hacer que pierdan fuerza con el tiempo. Pro: La combustión de H2/O2 es un proceso químico muy rápido y simple (muy diferente a la combustión de hidrocarburos). Suele ser muy estable. Pro: El impulso específico no es un poco más alto, es mucho más alto, y al final eso es lo que cuenta.

Respuestas (2)

No es un impulso específico "marginalmente superior". Los motores de hidrógeno de alto rendimiento suelen tener un Isp de vacío de alrededor de 420-450 segundos, en comparación con los 310-350 de los hipergólicos o el queroseno. Eso es aproximadamente una ventaja delta v del 30%, tonelada por tonelada, lo que compensa con creces la penalización del volumen estructural.

La penalización por arrastre es mayormente irrelevante para las etapas superiores siempre que su diámetro no sea mayor que el de las etapas inferiores.

Otro inconveniente del hidrógeno es que la baja densidad del propulsor produce un menor empuje con un tamaño de cámara similar; de nuevo, no es un gran problema para las etapas superiores.

El escape limpio es bueno, pero no es una gran ventaja sobre el queroseno. Es mucho más atractivo que los hipergólicos tóxicos, por supuesto.

Considere dos etapas superiores de 22 toneladas, cada una empujando una carga útil de 5 toneladas.

  • La etapa H es de 20 toneladas de hidrógeno-LOX, 2 toneladas de masa seca, 450 s Isp.
  • La etapa K es de 21 toneladas de queroseno-LOX, 1 tonelada de masa seca, 350 s Isp.

H ofrece 5956 m/s de delta-v frente a los 5162 m/s de K, una mejora del 15 % a pesar de transportar el doble de la masa estructural seca.

Vale la pena señalar que uno de los impulsores en la selección de combustible para un Isp óptimo es que los gases de escape sean lo más livianos posible, ya que la velocidad máxima de escape es inversamente proporcional a la raíz cuadrada del peso molecular. Un motor a base de hidrógeno tendrá casi exclusivamente agua como gas de escape. Los hidrocarburos de cadena larga como el queroseno tendrán (además del agua) dióxido de carbono, que es mucho más pesado, así como otros componentes debido a la combustión incompleta, como monóxido de carbono (que en realidad es mejor que el CO2) e hidrocarburos residuales no quemados (peor) .
Sí, esa es una diferencia. Puedo ver cómo tiene sentido para las etapas superiores ahora. ¿Qué pasa con las operaciones orbitales? Me han hecho creer que la evaporación es considerable, pero ¿es realmente tan malo?
Depende del período de tiempo considerado. La tasa de ebullición del hidrógeno para una etapa como Centaur es de alrededor del 4% por día, por lo que no es un problema importante para las operaciones típicas de inserción LEO/GEO, pero sí una preocupación definitiva para las operaciones lunares y un éxito para las operaciones interplanetarias, razón por la cual se usan hipergólicos. para la inserción orbital en ese tipo de misiones. La evaporación de LOX es de aproximadamente un 2 % por día, por lo que el kerolox tiene limitaciones similares.
Saturno/Apolo es un excelente ejemplo de las compensaciones en la selección de combustible. Primera etapa de queroseno para cumplir con el colosal requisito de empuje de despegue y mantener el diámetro de la etapa algo sensato; segunda y tercera etapas de hidrógeno para hacer el delta-v necesario para la inyección orbital y translunar; hipergólicos en el CSM y LM para almacenar combustible para una misión de dos semanas y comenzar de manera confiable, repetidamente, durante muchas quemaduras cortas.
¿Hay alguna forma de evitar o prolongar la ebullición? Los cohetes térmicos nucleares se ven geniales para la propulsión en el espacio profundo, pero solo funcionan con hidrógeno.
Es un problema difícil. Shuttle-Centaur iba a tener un sistema de ventilación termodinámico para mitigar el problema. No sé si los Centauros operativos alguna vez usaron un sistema así. ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19880006561.pdf
ULA tiene un libro blanco sobre estrategias basadas en el aislamiento, pero creo que necesita enfriamiento activo para que realmente funcione, lo que significa mucha potencia y un circuito de refrigerante voluminoso/masivo.
¿Hydrolox = LOX/LH2?
Sí. Kerolox = queroseno/LOX, metalox = metano/LOX. En el uso casual de discusiones sobre motores de cohetes, estos son sinónimos del nombre del combustible en sí mismo (porque rara vez se usan otros oxidantes con esos combustibles).
@UIDAlexD: Los cohetes nucleares térmicos pueden funcionar en prácticamente todo, siempre que su temperatura de ebullición sea menor que la temperatura de fusión de la cámara. Son mucho más eficientes con el hidrógeno que cualquier otra cosa, pero no sufrirán demasiado si se introducen en la mezcla otros elementos no demasiado pesados.
@RussellBorogove: IIRC: "si aíslas una casa con aerogel y mantienes una vela encendida en una de las habitaciones, en unos días vivir dentro será imposible debido al calor de la vela". Tiene propiedades térmicas verdaderamente milagrosas, pero el proceso de fabricación actualmente es demasiado costoso para cosas como el aislamiento en un tanque no reutilizable de 10 toneladas de LH2. Aunque parece tal tanque, o al menos su aislamiento no tendría muchos problemas para aterrizar de una pieza en la Tierra. Es ridículamente ligero, por lo que debería frenar a velocidades sensatas mucho antes de entrar en una atmósfera densa.
El agua no es una buena opción para los cohetes nucleares térmicos. Si los metales muy calientes entran en contacto con el vapor de agua, reaccionan con el oxígeno del agua y dejan hidrógeno.

Otra ventaja (relacionada con la eficiencia) es que es más fácil construir un motor cohete de combustión por etapas usando LOX/LH2. Específicamente, puede usar LH2 para un motor de combustión por etapas rico en combustible, como los motores principales del transbordador espacial (y los motores principales de Energia ). La mayoría de los otros combustibles comunes para cohetes no funcionan para la combustión rica en combustible, creo que debido al riesgo de coquización. Los ciclos ricos en oxidante no tienen ese problema, pero requieren una metalurgia muy avanzada para manejar con seguridad el oxidante caliente (extremadamente corrosivo). Rusia / la URSS descubrieron cómo hacer eso en los años 60, pero los EE. UU. Nunca construyeron un motor de combustión por etapas rico en oxígeno (o de flujo completo) que funcionara hasta la década de 2000.

Al final, la eficiencia es la eficiencia. Incluso si, hipotéticamente, algunos propulsores nuevos pudieran obtener 600 ISP con un buen TWR pero solo pudieran usarse en un ciclo de generador de gas (o algo similarmente derrochador), aún serían más eficientes que los mejores motores de combustión por etapas disponibles en la actualidad. Sin embargo, con los propulsores actualmente disponibles, el hecho de que LH2 facilite la construcción de cohetes de mayor eficiencia (no solo por la idoneidad inherente de los propulsores para un ISP alto) es, o al menos fue, significativo. (Todavía es para cohetes que necesitan la máxima eficiencia, pero ahora algunos se enfocan en otros deseos, como almacenamiento, transporte, costo, generación in situ fuera de la Tierra, etc.)

La combustión rica en combustible con metano parece tener algunas ventajas sobre las alternativas.
¿Qué propulsores son "nuevos" y podrían obtener más de 500 s de ISP? Lo único con lo que estoy familiarizado para acercarme a esa altura son los propulsores ultra peligrosos (a menudo flúor) que se exploraron en los años 60 pero que nunca se usaron.
@ikrase No estoy al tanto de ninguno; ese fue un ejemplo hipotético de por qué la eficiencia general es todo lo que importa y la eficiencia de cualquier fuente en particular solo importa en la medida en que modifica el número final. Edito para que quede más claro...
Pros y contras de LH2/LOX frente a otros combustibles
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