Метан, пропан, бутан, оливковое масло...

[LG]

Кстати - бразильцы любят экологию. А есть ли данные сколько гектаров пашни в Бразилии надо перепахать чтоб утилизировать один Циклон?

[Salo]

То есть идеи РД-М (около 600от С - 120-   140 не выше) атм так и "умерли" неиспытанными (даже в прототипах узлов) КАК ЗАДУМЫВАЛИСЬ- НА МЕТАНЕ?
Схема F-1 - дожигание в закритической части сопла была емнип и в РД-М

РД-0110 на метане испытывался. После этого КБХА открытую схему на метане больше не использовало. И более того в РД-0162 метан только в расширительном цикле.
А по-поводу идей келдышей: посмотрите на параметры РД-0163 и оптимизма у Вас поубавится. ГГ там не на керосине, но УИ весьма скромный.

[Salo]

Замкнутая схема с высоким УИ на восстановительном газе,- опыт таких SSME заставляет усомниться в позиции Энергомаша. Расходы на регламент SSME оказались очень большими, а и одноразовая модификация - очень дорогой.

Это имеет какое-то отношение к самой замкнутой схеме? У Вас есть уверенность, что расходы на регламент движка открытой схемы будут низкими?

[MGouchkov]

Salo, по треду возможно заметить что свою квалификацию я не считаю такой, что бы вообще что бы то ни было утверждать
Подход в том что бы для снижения расходов на межполётный регламент создать с современными технологиями менее напряжённый ЖРД видится здравым..
При этом 120-140атм это конечно не 200-300 но и не 70-80.
Вопрос: Предположим.. ..в этом году РД-192М на метане вообще идеально заработает.
Что с ним от этого делать дальше-то
Как я понимаю близко нету РКС где его возможно было бы применить..

[Salo]

Теоретически это может быть МРКС. Скорее всего заработает РД-0162 с давлением около 175 атм. Я не вижу на Энергомаше работ по метану.

[Salo]

Salo, по треду возможно заметить что свою квалификацию я не считаю такой, что бы вообще что бы то ни было утверждать

Ну тут мы с Вами в примерно равных условиях. :wink:

[Dmitri]

Удивительно, что с 1983 г. когда я  впервые услышал про эту тему, до сих пор ни одного ракетного метанового микродвигвателя так и не сделали, который бы использовался в какой-нибудь стране и приносил пользу на серийны х машинах.Хотя на грузовиках природный газ 25 лет как уже используется.
И на вертолетах и самолетах его не смогли применить.

[Alexandr_A]

ПРОБЛЕМЫ ПРИМЕНЕНИЯ КРИОГЕННЫХ УГЛЕВОДОРОДНЫХ ТОПЛИВ В ВЫСОКОСКОРОСТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ
ЦИАМ им. П.И. Баранова: Леонид Самойлович Яновский,
начальник отдела, д.т.н., профессор
Российский государственный университет инновационных
технологий и предпринимательства:
Александр Александрович Харин, ректор, заведующий кафедрой
"Управление инновациями", д.т.н., профессор
Едыль Лухванович Киришев, аспирант кафедры "Управление инновациями"

 Рассмотрена проблема применения криогенных углеводородных топлив в авиационно-космических системах. Показано, что применение в качестве компонента топлива переохлажденного пропана позволяет улучшить летно-технические характеристики летательного аппарата по сравнению с аппаратом, использующим жидкий водород в качестве компонента топлива.


В настоящее время общепризнанно, что дальнейшее усовершенствование технико-экономических характеристик систем выведения полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли связано с созданием авиационно-космических систем (АКС) с горизонтальным стартом и посадкой.

Ключевым элементом, определяющим возможность использования АКС для выведения полезной нагрузки на околоземную орбиту, является несущий летательный аппарат (ЛА), который должен обеспечить разгон АКС в период ее нахождения в пределах земной атмосферы до скоростей, соответствующих числам М = 7...10 на высотах порядка 20...50 км.

Среди всех видов топлива наилучшими энергетическими характеристиками и наибольшим хладоресурсом обладает жидкий водород, однако можно дополнительно увеличить хладоресурс криогенного углеводородного топлива, перейдя к использованию эндотермических реакций, связанных с разложением исходного топлива на более простые химические соединения под воздействием тепла из внешнего источника. Исследования, проводившиеся ранее, показали целесообразность применения жидких углеводородных топлив, способных обеспечить дополнительный охлаждающий эффект. Типичным представителем этого класса топлив является американское топливо Norpar-12.

Существуют природные углеводороды, при нормальных условиях являющиеся газами, которые при нагревании способны к эндотермическим реакциям. К ним относятся этан (С2Н6), пропан (С3Н8), бутан (С4Н10) и пентан (С5Н12). При повышенном давлении они легко конденсируются в жидкости. Благодаря этому их можно хранить в герметичном сосуде в жидком виде при температуре внешней среды. Из-за низкого молекулярного веса легкие углеводороды для разложения требуют больше тепла, чем топливо типа Norpar-12. Метан, который часто рассматривается как заменитель водорода, не способен к эндотермическим реакциям, т.к. является простейшим углеводородом.

Увеличению хладоресурса углеводородного топлива, состоящего из легких углеводородов, способствует их отличительная особенность - возможность существования в жидком виде в широком диапазоне температур. При давлении 0,1 МПа этан становится жидким при температуре минус 88°С, а замерзает при -183 °С. Пропан при том же давлении переходит в жидкую фазу при температуре минус 42°С, а замерзает при минус 188°С.

Уменьшение температуры углеводородной жидкости в интервале между температурами плавления и кипения сопровождается существенным увеличением ее плотности. Если перед заправкой в ЛА этан или пропан подвергнуть охлаждению до температуры -180 °С, то плотность жидкого топлива возрастает до 670...750 кг/м3, т.е. становится всего на 5...10% меньше плотности авиационного керосина при нормальных условиях. Следует отметить, что ни водород, ни метан таким свойством не обладают. В результате суммарный относительный хладоресурс пропана, взятый относительно его теплотворной способности при температуре хранения в баке минус 180°С, оказывается близким к хладоресурсу жидкого водорода и в 1,7 раза превосходит суммарный хладоресурс метана. Масса пропана, которая может поместиться в топливном баке одной и той же емкости, в 1,4 раза превосходит массу метана и в 12 раз - массу водорода. Температурный диапазон, при котором это топливо находится в жидком состоянии, позволяет использовать доступный и дешевый азот в качестве рабочего газа, заполняющего топливную систему.

Сравнительные расчеты летно-технических характеристик масштабной модели высокоскоростного ЛА в случае использования в качестве топлива переохлажденного пропана и жидкого водорода показали, что применение криогенного пропана при прочих равных условиях позволяет в два раза уменьшить габаритные размеры ЛА и, соответственно, почти на порядок сократить его стоимость.

Разумеется, эндотермические реакции в легких углеводородных газах протекают при более высоких температурах, чем в жидких углеводородных эндотермических топливах. Поэтому двигатели ЛА, использующие криогенное углеводородное топливо, должны иметь охлаждаемые огневые стенки из более стойких материалов. Согласно имеющимся оценкам, для реализации эндотермического хладоресурса пропана необходима температура огневой стенки на уровне 1100°С. В настоящее время успешно разработаны и испытаны образцы новых конструкционных материалов, которые позволяют решить эту проблему.

Резюмируя, отметим, что применение новых материалов в сочетании с криогенным углеводородным топливом типа пропана или этана открывает реальную перспективу достижения скоростей полета до М = 10 включительно, используя конструкцию ЛА, которая по своим летно-техническим характеристикам практически эквивалентна ЛА на жидком водороде, но при этом имеет в существенно меньшие размеры и стоимость.

Этот пропанолет надо срочно скрестить со Скайлоном.

[Valerij]

ПРОБЛЕМЫ ПРИМЕНЕНИЯ КРИОГЕННЫХ УГЛЕВОДОРОДНЫХ ТОПЛИВ В ВЫСОКОСКОРОСТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ
ЦИАМ им. П.И. Баранова: Леонид Самойлович Яновский,
начальник отдела, д.т.н., профессор
Российский государственный университет инновационных
технологий и предпринимательства:
Александр Александрович Харин, ректор, заведующий кафедрой
"Управление инновациями", д.т.н., профессор
Едыль Лухванович Киришев, аспирант кафедры "Управление инновациями"

 Рассмотрена проблема применения криогенных углеводородных топлив в авиационно-космических системах. Показано, что применение в качестве компонента топлива переохлажденного пропана позволяет улучшить летно-технические характеристики летательного аппарата по сравнению с аппаратом, использующим жидкий водород в качестве компонента топлива.

Этот пропанолет надо срочно скрестить со Скайлоном.

Здесь есть проблема. Для Скайлона важно не только отобрать тепло, но и очень серьезно снизить температуру на входе в компрессор и ракетный двигатель, вплоть до ожижения воздуха. Поэтому в Скайлоне использовать углеводородные топлива невозможно.

Предложенные углеводороды позволяют отобрать тепло, но так сильно снизить температуру воздуха на входе в двигатель не позволят. Кроме того, при "использовании эндотермических реакций, связанных с разложением исходного топлива на более простые химические соединения под воздействием тепла из внешнего источника" вполне вероятно образование сажи....
Тем не менее, отобрать тепло и снизить температуру до  1100°С уже очень интересно.

[Alexandr_A]

Здесь есть проблема. Для Скайлона важно не только отобрать тепло, но и очень серьезно снизить температуру на входе в компрессор и ракетный двигатель, вплоть до ожижения воздуха.

По последним данным скайлон будет охлаждать воздух с 1000 до минус 140. Никакого сжижения. Охлаждение необходимо для последующего сжатия где он снова нагреется до высоких температур. Ведь нужно создать условия в камере сгорания как у нормальных ЖРД,  то есть выше сотни атмосфер. Так что турбина там соответствующая.
Потом, только часть хладоресурса в Скайлоне идет на охлаждение воздуха, остальное на обшивку и двигатели.

Какая там температура гелия в теплообменнике, незнаю, но явно выше 20K так как это второй контур. Пропан охлажденный до -188 обеспечит все тоже самое.

Тем не менее, отобрать тепло и снизить температуру до 1100°С уже очень интересно.

Ну, вобщем это близко к тому, что и так используется в некоторых КС ЖРД.  И раз это необходимо для эндотермического охлаждения то все понятно. Но в целом, тратить весь хладоресурс на охлаждение камер двигателя это как то глупо. В скайлоне нашли лучшее применение холоду.

[Дем]

Но в целом, тратить весь хладоресурс на охлаждение камер двигателя это как то глупо.

Почему глупо? Глупо охлаждать сильнее чем надо. А топливо с большим хладоресурсом позволит сделать более большой и более мощный (потому как куб-квадрат) движок за ту же цену.

[Старый]

Но в целом, тратить весь хладоресурс на охлаждение камер двигателя это как то глупо.

Отнюдь. Ведь это тепло не теряется.

[Alexandr_A]

Глупо, если учесть что и на керосине получаются движки с эффективностью близкой к предельной. Несмотря что керосину, со своим коксованием и комнатной начальной температурой, далеко до таких параметров. А если как предлагается хладоресурс в 1,7 раза больше чем даже у метана?
Лучше использовать этот холод для добычи окислителя (воздуха), причем тоже без потерь энергии. Теоретически нет потерь даже на лобовое сопротивление двигателя.

[Alexandr_A]

Свойства в твердом состоянии.  
---------------- * Плотность кг/см3 ----- Теплота плавления кДж/кг
Этан ------------- 0.73 ------------------------- 95.10
Пропан --------- 0.78 ------------------------- 79.96
Метан ---------- 0.52 ------------------------- 58.41
* Плотность при температурах жидкого водорода.

Похоже никто в мире не проводил исследований, типа - густой замес пропана в жидком водороде. )

[Mark]

ГОРЮЧЕЕ ДЛЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ:[/size]
раствор лития в аммиаке.
ПАТЕНТ, oпубликовано: 20.07.1999.

Горючее может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях. В качестве горючего применен раствор лития в аммиаке. Это горючее имеет преимущества, характерные для известных металлосодержащих горючих, такие, как высокая теплотворная способность и высокий удельный импульс тяги, получаемый при их применении. А кроме того это горючее имеет такие положительные особенности чисто жидких горючих, как высокая простота, надежность и эффективность их подачи в камеру сгорания, низкая вязкость, полное отсутствие опасности засорения магистралей и форсунок (при отсутствии примесей), отсутствие эффекта расслаивания и высокая стабильность состава.


Предлагаемое техническое решение относится к области ракетной техники, а именно - к горючим для жидкостных ракетных двигателей.

Известно применение аммиака NH3 в качестве горючего для жидкостных ракетных двигателей - см., например, стр.217 в книге "Теория ракетных двигателей" - авторы В.Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин, Москва изд. "Машиностроение", 1980 г. Недостатком этого горючего является невысокий удельный импульс тяги, получаемый при его использовании даже с высокоэффективными криогенными окислителями. Так, например, при использовании в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) в качестве топлива жидкого аммиака и жидкого кислорода получают удельный импульс тяги в пустоте (Iу.п.), равный 3472 м/с (при давлении в камере сгорания (Рк.), равном 10000 кПа, степени расширения продуктов сгорания (), равной 1000, и при коэффициенте избытка окислителя (oк), равном 1,0).

Наиболее близким к заявляемому объекту является металлосодержащее горючее, состоящее из жидкого горючего компонента и суспензии или геля лития, бериллия или алюминия - см. стр.222-224 в указанной выше книге. Недостатками такого горючего являются невысокая стабильность, связанная с расслаиванием его составных частей, и сложность его подачи в камеру сгорания.

Целью предлагаемого технического решения является совмещение преимуществ, характерных для известных металлосодержащих горючих, - таких как высокая теплотворная способность и высокий удельный импульс тяги, получаемый при их применении, - с такими положительными особенностями чисто жидких горючих компонентов, как высокая эффективность, простота и надежность их подачи в камеру сгорания ЖРД, низкая вязкость, полное отсутствие опасности засорения магистралей, отсутствие эффекта расслаивания и высокая стабильность состава.

Указанная цель достигается в результате применения раствора лития (Li) в жидком аммиаке (NH3) в качестве горючего для жидкостных ракетных двигателей.

Известно применение раствора лития в жидком аммиаке в качестве высокоэффективного восстановителя (см. книгу "Современная неорганическая химия" (том 2), Ф.Коттон, Дж.Уилкинсон, М. изд. "Мир", 1969г., стр.166), а также в качестве среды для осуществления разнообразных химических реакций и получения на этой основе различных органических и неорганических соединений (см. книгу "Курс неорганической химии" (том II), Г.Реми, М., изд. "Мир", 1974г., стр.715).

Раствор лития в жидком аммиаке существует при нормальном атмосферном давлении не только в области температур существования жидкого аммиака (от -77,8oС до -33,4oС,), но и при температурах от -33,4oС до температуры плавления лития (+180,54oС), а также в диапазоне температур от -77,8oС до -183oС. При температуре, равной -33,4oС, в аммиаке растворяется примерно 15% (мольных) лития. С повышением температуры растворимость лития в NH3 быстро возрастает и становится бесконечно большой при температуре плавления щелочного металла (при этом литий смешивается с аммиаком в любых отношениях). Аммиак из концентрированных растворов испаряется, медленно, так как давление его насыщенных паров стремится к нулю при увеличении концентрации металла. (Удельный вес концентрированного раствора лития в жидком аммиаке при +20oС равен 0,48 г/см3).

В предлагаемом горючем концентрация лития может задаваться (меняться) в широких пределах - от долей процента (по массе) до практически 100%. Поэтому указывать предельные значения минимальной и максимальной концентрации лития в его растворе в аммиаке нецелесообразно, так как диапазон возможных рабочих концентраций равен практически ста процентам. Следует, однако, отметить, что наиболее целесообразно, естественно, применение в качестве горючего концентрированных растворов. Как отмечается выше, растворимость лития в аммиаке существенно зависит от температуры, поэтому характерной особенностью предлагаемого горючего является достаточно широкий рабочий температурный диапазон - от примерно минус 40oС до плюс 60 - 90oС.

Если в предлагаемом горючем концентрация лития равна 30 - 70% (мольных), то в ЖРД возможен режим горения лития и термического разложения аммиака (без горения водорода), что обеспечивает существенное уменьшение средней молекулярной массы продуктов сгорания и, следовательно, дополнительное увеличение удельного импульса тяги. Для увеличения эффективности указанного процесса в состав одного из компонентов может вводиться дополнительно катализатор для каталического разложения (в камере сгорания и/или в сопле) аммиака в количестве, равном нескольким десятым доли процента от массы аммиака в предлагаемом горючем. Этот катализатор может либо входить в состав выбранного компонента, либо вводиться в его состав непосредственно перед его поступлением (подачей) в камеру сгорания.

В качестве такого катализатора могут быть использованы, например, вещества, используемые для каталитического разложения гидразина или для синтеза аммиака.

Следует отметить, что использование в качестве горючего чистого (со 100% концентрацией) лития требует либо решения проблемы его подачи в камеру сгорания в твердом виде (например, в виде порошка), либо решения проблемы его хранения и подачи в камеру сгорания в расплавленном состоянии при температуре +190 - 200oС. Вероятность положительного решения этих 2-х проблем представляется крайне незначительной, поэтому использование раствора лития в аммиаке является, вероятно, достаточно близким к оптимальному решением проблемы создания эффективного металлосодержащего горючего для ЖРД.

Оценка величины удельного импульса тяги, который может быть получен при использовании предлагаемого горючего (без учета изменения энтальпии при образовании раствора), показывает, что применение раствора лития в аммиаке в качестве горючего для ЖРД позволяет существенно - до 10 - 15% - увеличить удельный импульс тяги двигателя по сравнению с удельным импульсом тяги, получаемым при использовании в качестве горючего аммиака (окислитель при этом используется один и тот же). В качестве окислителя вместе с предлагаемым горючим могут использоваться практически все известные окислители - как криогенные, так и не криогенные, например, O2, F2, OF2, NF3, N2F4, ClF5 и др.

В приципе, при определенных условиях в качестве горючего для ЖРД или иных двигателей (например для ПВРД, ТРД и т.п.) могут быть использованы растворы в аммиаке и иных щелочных или щелочноземельных элементов, а также их смеси.

Итак, предлагаемое металлосодержащее горючее позволяет не только увеличить удельный импульс тяги, но и обеспечивает получение эксплуатационных характеристик, свойственных обычным жидким горючим, - простоты и надежности их подачи в камеру сгорания, низкой вязкости, отсутствия опасности засорения магистралей и форсунок, что определяется стабильностью состава и отсутствием опасности расслоения компонента.
 

http://www.findpatent.ru/patent/213/2133367.html

[Fed]

скайлону нужно чуток дальше пойти - не брать кислород с собой вообще, только водорода чуть поболее.

в процессе разгона заправить баки, освободившиеся от водорода, атмосферным кислородом, предварительно сжижив воздух и разделив на фракции.

экономия стартовой массы будет очень приличной. тем более, какая разница какой прожект им не реализовать.

ИМХО, одноступ типа скайлона очень преждевременный. реально уровень техологий пока не достаточен. пока они будут с двиглом барахтаться, залетают масса двуступов, которые реализуемы на нынешнем уровне техники и технологии.

[октоген]

ПМСМ все эти проекты с ожижением воздуха дебильны из-за того, что требуемые характеристики теплообменника нереальны. Самолет разгонщик Спирали так и не получил движков, а там всего лишь нагрев водорода в теплообменнике. И то масса и сопротивление теплообменника похоронили идею. А тут еще воздух ожижать и заполнять им бак хотят  

[Alexandr_A]

скайлону нужно чуток дальше пойти - не брать кислород с собой вообще, только водорода чуть поболее.

в процессе разгона заправить баки, освободившиеся от водорода, атмосферным кислородом, предварительно сжижив воздух и разделив на фракции.

Так не получится. Скайлон должен пролетать атмосферный участок за 55 секунд вроде. За это время количество потребленного воздуха в несколько раз больше собственного веса.

Через несколько месяцев должен быть готов теплообменник способный на такое. Полноразмерная секция, а не макет или моделька. Иначе им бабок не получить.

[Fed]

скайлон никому ничего пока не должен :-)

и вряд-ли в ближайшие лет 30 будет должен.

а вот законы физики - таки да, соблюдать должен.

хотя там британские ученые ...

55 секунд от какого момента до какого?

в принципе, если они с 1М в течение 55 секунд при 3 же разгоняться будут, то до 5,5М успеют.

тока ему еще взлететь, до 1М разогнаться, да и до 26 км подняться нужно.

пустотную тягу дают в 2х130 тонн. в атмосфере это будет существенно меньше при тех габаритах, что на картинках. т.е. либо жрд сильно переразмерен, либо воздухозаборники маловаты, либо тяга на взлетном режиме тонн 40х2, что маловато для энергичного разгона.

я не вижу оснований полагать, что для скайлона соотношения масс, размеров и тяги атмосферных двигателей будут существенно лучше чем для конкорда и ту144. можно эти машины взять за точку отсчета, благо все данные в наличии, и масштабировать до скайлона.

вообщем будет достаточно времени баки атмосферным кислородом заполнить.

лет 30-40 у него есть :-)

шютка все это. так же как и сам скайлон. вернее его двигуны

законы физики они мож и не нарушают, но двигуны не впишутся в компоновочную схему.

имхо, нужно не парится с одноступом, а сделать двуступ.

позже, когда двигуны доведут, можно и одноступ сварганить.

[Alexandr_A]

55 секунд от какого момента до какого?

за 55 сек разгона с 0 до 5.5 Махов ему нужно успеть «переварить» и заморозить более 125 тонн воздуха – в 12 раз больше собственного веса.

Похоже имеется ввиду вес одного двигателя - 9,5 тонн

Тяга двигателя на уровне 200 тонн в атмосферном режиме. Стартовый вес скайлона 275 т. Данные от разрабов или х.з.

я не вижу оснований полагать, что для скайлона соотношения масс, размеров и тяги атмосферных двигателей будут существенно лучше чем для конкорда и ту144. можно эти машины взять за точку отсчета, благо все данные в наличии, и масштабировать до скайлона.

Не подходят они для сравнения. У этих самолетов небыло турбины высокого давления, а значит и ракетного сопла. Примерно половина тепла от сгорания там просто теряется.

шютка все это. так же как и сам скайлон. вернее его двигуны

законы физики они мож и не нарушают, но двигуны не впишутся в компоновочную схему.

имхо, нужно не парится с одноступом, а сделать двуступ.

Двуступ может и лучше. Только не такой, а вертикального старта. Примерно как Байкал, но на переохлажденном пропане с движком по типу скайлона.