РД на метане

[Slaanesh]

http://www.ihi.co.jp/ia/en/research.html#r02

Research & Development of LNG Propulsion System
 

The fuel in this propulsion system is LNG (Liquefi ed Natural Gas), which features excellent on-orbit storability. This fuel has a density higher than the liquid hydrogen fuel, which allows the tank to be smaller, and thus this propulsion system is strongly expected to be suitable for the future inter-orbit transporter and the lunar/planetary explorers. We are running the research and development of this propulsion system and in July 2009 we successfully completed a 600-second fi ring test of the full size prototype engine (LE-8 engine).

LE-8 engine

Propellant   Liquid oxygen and liquefied natural gas
Engine cycle   Gas generator cycle
Combustion chamber cooling system   Abrasion
Vacuum thrust   107kN

На сегодняшний день уже больше 2200 сек



Самый правый есть мысль поставить на собственный же Epsilon, но пока только мысли, мысли

[Salo]

Суммарно, или в одном испытании?

[Slaanesh]

Суммарно, или в одном испытании?

Всего. Увы, большой длительностью похвастаться не можем. Но там пока и стадия проработки такая, скорее понять концепцию- есть смысл, или нет. А JAXA и сама не особо уверена. Без ее средств идет все туго.

[Salo]

Это чо, там давление в КС 12 атм?

[Salo]

http://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/512becf6f96eab5334a310d78da8f3a4.pdf

[Slaanesh]

Это чо, там давление в КС 12 атм?

Сорри за молчание. Во всех документах и презентациях, что нам присылали (и что мы показывали) да, значится так. Это у всех, с кем встречались,вызывает вопросы, но пока, к сожалению, технари собственно из IHI Aerospace ни разу до нас в Мск не добрались- а вопросов к ним много и помимо этого)

[Salo]

С давлением и абляционной камерой всё понятно. Это скорее технологический демонстратор, чем реальный ЖРД.

[Salo]

Издательство: Издательский дом "Агни"
Год: 2011
Размер: 28.0 Mb

скачать

Стр. 156:

Начавшаяся  разработка  ракеты  «Зенит»  беспокоила  руководство и  проектантов КФ ЦКБЭМ - ЦСКБ, они  опасались, что ракета «Зе­нит» вытеснит «Востоки». «Молнии», «Союзы». Поэтому, чтобы реа­лизовать неиспользованные резервы носителя «Союз», в  конце  1970-х годов в ЦСКБ в инициативном порядке был разработан эскизный про­ект  ракеты-носителя  повышенной  энергетики,  получившей  индекс 11А511К.  По  просьбе  ЦСКБ воронежские  двигателисты  из  КБХА провели эскизные проработки для блока «И» двигателей с замкнутой схемой и применением различных пар экологически чистых топлив. В качестве окислителя рассматривался жидкий кислород, а в качестве горючего - керосин, сжиженный природный газ, жидкий водород. Эскиз­ный проект был  представлен  в  Минобщемаш,  Военно-космические силы,  головные институты МОМ и  ВКС.  В  целом,  получив положительную техническую  оценку,  проект  к  реализации  опять  принят не был.[/size]

[Salo]

http://www.iafastro.net/iac/archive/browse/IAC-06/D2/3/5268/

The analysis of transport opportunities of an oxygen-hydrogen chemical upper stage at insertion into a geostationary orbit for space system on the basis of a launcher Soyuz 2-1b[/size]

Paper numberIAC-06-D2.3.10

Author Prof. Mikhail S. Konstantinov, Moscow Aviation Institute (MAI), Russia

CoauthorMr. Mark Skryabin, Russia

Year 2006

Abstract

Transport operation of a satellite insertion into a geostationary orbit (GEO) is examined. The space transport system on the basis of a launcher Soyuz 2-1b is analyzed. The comparative analysis of transport opportunities of several types of chemical upper stages is carried out.
The following chemical upper stages are analyzed: Fregat SB; an oxygen-kerosene upper stage (thrust 2000g N, specific impulse 349g m/s); an oxygen-methane upper stage (thrust 2000g N, specific impulse 370g m/s); and an oxygen-hydrogen upper stage (thrust 2000g N or 1000g N, specific impulse 455g m/s). The basic idea is to show a ballistic opportunity and advantages of use of the oxygen-hydrogen upper stage created on the basis of modified steering chambers of the engine of the Indian upper stage. Two variants of propulsion are considered. It is shown, that use of four-chamber engine (on the basis of four modified steering chambers) enables to use a upper stage for spacecraft inserting into a low circular orbit (LEO) and then to provide inserting into a geostationary orbit a spacecraft of the big mass. So at use of the cosmodrome Baikonur the mass of a spacecraft in GEO is more than 1800 kg.
The analysis of characteristics of transport system is spent for following entrance data. It is considered, the launcher Soyuz 2-1b at start from cosmodrome Baikonur inserts the head block of mass 10000 kg into not closed ballistic orbit. The height of apogee of an orbit is little bit more 209 km. Its perigee is located inside of the Earth (height of a perigee a minus of 924 km). An orbit inclination is equal to 51.4 degrees.

Results of the preliminary design-ballistic analysis are presented below:

ChUS Fregat SB - terminal mass of the head block 1810 kg; terminal mass of the chemical upper stage 950 kg; Mass of SC in GEO 860 kg.
Oxygen + kerosene ChUS - 2150 kg; 1000 kg; 1150 kg.
Oxygen + hydrogen ChUS - 2300 kg;  800 kg; 1500 kg.
Oxygen + methane ChUS - 3050 kg; 1250 kg; 1800 kg (for thrust 2000g N).
Oxygen + methane ChUS - 3000 kg; 1150 kg; 1850 kg (for thrust 1000g N).

The engine of oxygen-hydrogen upper stage is being fired four times. The first starting provides SC transfer into LEO with height of 209 km. SC mass in this orbit is 9167 kg. The second starting of this engine provides SC transfer into the first intermediate orbit. Height of its apogee is 8159 km, height of a perigee - 390 km, an inclination - 49.7 degrees.

The third starting of the engine provides flight into GTO. Height of a perigee of this orbit is 466.4 km. An inclination is 48.6 degrees. SC mass in this orbit is equal to 5134.7 kg. Last inclusion of the engine provides SC inserting into a geostationary orbit. SC mass in GEO is a little more 3000 kg.

Abstract document  IAC-06-D2.3.10.pdf [/size]

[Salo]

http://www.aviationweek.com/aw/generic/story_channel.jsp?channel=space&id=news/asd/2012/03/06/06.xml&headline=Long%20March%207%20To%20Fly%20Late%20Next%20Year

Long March 7 To Fly Late Next Year[/size]
Mar 6, 2012
 
By Bradley Perrett
...
China has been working on engines burning methane (CH4) and liquid oxygen (LOx) since 2008, say senior Chinese space engineers Li Ping and Li Bin in a paper presented to the conference. "A pilot engine with 600-kn thrust (135,000 lb.) was [test-fired] to investigate the key technologies related with the reusable LOx-CH4 booster engines," they say. This has been followed with development work on a 100-kn pilot upper-stage engine and several small-thrust reaction-control engines.

Hydrogen-fueled engines were adapted for the methane tests, another official says, adding that China has investigated liquefied petroleum gas as a fuel.
...[/size]

[Наперстянка]

РД на метане

Вопрос - а зачем?

1. Стоимость топлива
2. Экологичность
Это в придачу к предполагаемым техническим плюсам.
По СПГ вообще инфраструктура и технология создается семимильными шагами, и не за счет космонавтики.

Все-таки приятно осознавать,что моя духовка расчитана на более дорогое пропановое топливо,- сразу ощущаеш себя не последним человеком.

[Наперстянка]

Метан имеет два существенных недостатка:
1. криогенность
2. низкая плотность.

Таким образом он имеет недостатки водорода но не имеет его достоинств.

При этом, применение метана позволяет упростить разработку высоконадежного ЖРД с высокими параметрами. Это главное. Его дешевизна и несколько более высокая энергетика - второстепенные бонусы. Он не с водородом конкурирует, а с керосином.

А водород конкурирует и с керосином,и с метаном! О как.

[Наперстянка]

Плотность почти как у керосина у переохлаждённого пропана и этана:
http://engine.aviaport.ru/issues/59/page11.html

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.

Не понятно,куда Глушко глядел,по справочнику этан сам напрашивается.

[октоген]

Начнем по новому кругу: метан в сладком ГГ копоти не дает. Есть на эту тему соотв. исследование. А если делать кислый ГГ, то нафига метан, он и так на керосине получается. Этан и далее уже неизвестно что там с копотью. Если дают копоть, то они нафиг не нужны. Все пряники от метана-это лишь возможность  сделать движок со СЛАДКИМ ГГ. Причем чтобы себя оправдать, этот движок должен быть большой тяги, иначе он ничем не лучше водородников. Движок большой тяги на водороде ограничен  необходимостью очень мощных ТНА. Для метана эти ТНА будут поскромнее и дешевле.

П.С. перевод водородников на мятом газе на метан у меня вызывает только недоумение, в чем там выгода?

[Bell]

П.С. перевод водородников на мятом газе на метан у меня вызывает только недоумение, в чем там выгода?

Получить на готовом двигателе метановый УИ при относительно высокой плотности топлива. Ключевое слово - "готовом".

[Bell]

Все пряники от метана-это лишь возможность  сделать движок со СЛАДКИМ ГГ.

Это "лишь" позволяет сделать сделать реально многоразовый высоконадежный двигатель большой тяги с высоким УИ.

[Наперстянка]

Начнем по новому кругу: метан в сладком ГГ копоти не дает. Есть на эту тему соотв. исследование. А если делать кислый ГГ, то нафига метан, он и так на керосине получается. Этан и далее уже неизвестно что там с копотью.

Очень хорошо известно. Копоть дают этилен и крупнее -СН2-,поэтому-то в промышленном способе получения сажи пиролизом значится не только масло и природный газ,но даже дорогущий ацетилен. Кроме того,плотность этана позволяет делать его более "сладким",чем метан.

[Наперстянка]

Все пряники от метана-это лишь возможность  сделать движок со СЛАДКИМ ГГ.

Это "лишь" позволяет сделать сделать реально многоразовый высоконадежный двигатель большой тяги с высоким УИ.

К сожалению,метан,по сравнению с водородом,по надежности-долговечности всего ЖРД "отдыхает". - Температуры-с! Супротив них,проклятых,не попрешь.

[Bell]

Со сладким ГГ надежность на метане отличная. А температура - это скорее большой недостаток водорода. В смысле температура горючего в баке. Ну и объем/масса этих баков...

[октоген]

Все пряники от метана-это лишь возможность  сделать движок со СЛАДКИМ ГГ.

Это "лишь" позволяет сделать сделать реально многоразовый высоконадежный двигатель большой тяги с высоким УИ.

А многоразовый движок-ересь. Американцы недавно признали, что экономии от многоразовости движка шаттла нету. А вот сделать большой надежный метановый движок с УИ равным или чуть большим РД-170 стоит.  Метан вполне позволит  снимать с горшка 500-700( может и всю 1000) т тяги без тех проблем со смесеобразованием и пульсациями, что у керосина. Одна ступень-один большой одноразовый движок.  ПМСМ это будет выгоднее чем кучка многоразовых и их ремонты и ТО.