¿Es posible usar monóxido de carbono como propulsor para un cohete?
Por ejemplo, el dióxido de carbono de la atmósfera de Marte podría transformarse en monóxido de carbono y oxígeno a través de la reducción fotoquímica utilizando un proceso fotocatalítico y, a diferencia de la reacción de Sabatier (que produce metano), el agua preciosa no se consume en el proceso.
¿Podrían entonces utilizarse los productos resultantes como un potencial bipropulsor?
Puede haber problemas de almacenamiento de LOX o LCO, pero siempre que se aborden de alguna manera, ¿podría un motor de cohete o un propulsor usarlos de manera efectiva?
Sí, podría ser. El ISP para CO / O2 es de aproximadamente 200 . Compare eso con el metano, con un impulso específico de 299, y podrá ver que en realidad no es tan bueno.
De algún interés relacionado es un cohete de dióxido de carbono caliente, con un ISP teórico de aproximadamente 260. Esto funcionaría para saltos cortos de superficie a superficie, pero no más allá de la órbita.
Los sistemas de propulsión LOX/CO tendrán un Isp más bajo en comparación con los sistemas basados en LOX/CH4. Entonces, para un delta-v equivalente (o aplicación de misión), esto se traducirá en una mayor cantidad de propulsor que debe extraerse del entorno de Marte.
Sin embargo, los cohetes basados en CO en Marte tienen una ventaja: el propulsor se puede producir completamente a partir de la atmósfera. Este es un recurso al que se podrá acceder fácilmente en cualquier lugar de destino.
Sin embargo, la producción in situ completa de LOX/CH4 en Marte requerirá acceder al agua para obtener el hidrógeno necesario además del procesamiento de la atmósfera. Dado que el agua líquida no puede existir en forma estable en la superficie de Marte, lo más probable es que esto requiera sistemas y hardware complejos adicionales (es decir, masa aterrizada) para extraer los depósitos de hielo de agua enterrados. Además, la ubicación de la misión en la superficie estará determinada por el lugar donde se pueden encontrar estos depósitos de hielo de agua.
Entonces ¿Vale la pena?
La respuesta a esta pregunta probablemente depende de la aplicación de la misión.
El cohete basado en CO puede parecer preferible al LOX/CH4 si la masa propulsora agregada termina siendo menor que la masa equivalente del sistema necesaria para la extracción y el procesamiento ISRU de hielo de agua.
Para pequeños vehículos de ascenso robótico, este puede ser el caso. Sin embargo, para naves espaciales más grandes (es decir, un vehículo de ascenso a Marte a escala humana con una masa inerte de ~10 000 kg), el LOX/CH4 más eficiente probablemente ganará rápidamente la compensación. Esto es especialmente cierto si se prevé que el hardware ISRU aterrizado se use para misiones repetidas.
En TECHPORT_18280 publicado por la nasa, el resumen habla sobre el trabajo al respecto. El ISP teórico es aparentemente relativamente alto (324s) pero la mezcla parece ser difícil de encender de forma segura. Luego, el informe continúa sobre cómo se puede lograr una ignición tan segura.
TECHPORT_18280 https://catalog.data.gov/dataset/o2-co-ignition-system-for-mars-sample-return-missions-phase-i
antonio cipolla
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antonio cipolla
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LocalFluff
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SF.