РД на метане

[Mark]

Сжиженный природный газ — новое альтернативное горючее, до сих пор не применявшееся в ракетно-космической технике. Как энергоноситель, СПГ имеет высокие показатели по теплотворной способности (больше, чем у керосина), по хладоресурсу (в 3 раза выше, чем у керосина), по полноте сгорания топлива (отсутствие коксообразования). Стоимость СПГ в несколько раз ниже, чем стоимость ракетного керосина, а сырьевая база практически не ограничена

Взяте из:

http://forengineer.ru/content/ispolzovanie-szhizhennogo-prirodnogo-gaza-v-raketno-kosmicheskoy-tehnike

[Mark]

Не знаю или об етом, руски патент на топливо из 27.02. 2002, кто то же уже писал.

содержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. Применение предлагаемого топлива на ракетоносителях среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции ракетоносителя по сравнению с применением топлива метан + кислород на ~2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин + кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.

http://ru-patent.info/21/80-84/2180050.html

[alex1664]

Если все же реально потребуется СПГ для ракет на Восточном, то выгоднее и надежнее его использовать и в других целях. К примеру строительство крупнотоннажного хранилища и установки газификации позволит перевести ТЭЦ города на газ (а возможно и Свободного), а так же использовать СПГ например на РЖД
http://expert.ru/expert/2012/09/zhdem-bezvrednyij-poezd/

В итоге будет постоянный запас, пополняемый по ЖД,  а не только к пусковым компаниям,, экономия на хранении, плюс полная утилизация испаряющегося горючего.

[Lamort]

Убираем осевой канал, вводим торцевое горение.

Замечательная идея, при этом корпус ракеты будет иметь температуру близкую к температуре в камере сгорания.

[mihalchuk]

Убираем осевой канал, вводим торцевое горение.

Замечательная идея, при этом корпус ракеты будет иметь температуру близкую к температуре в камере сгорания.

Да, для криогенной ракеты это самое то. Горение будет распространяться вдоль стенок, к концу работы тяга будет плавно падать. Всё хорошо, но выдержат ли стенки?

[m-s Gelezniak]

Убираем осевой канал, вводим торцевое горение.

Замечательная идея, при этом корпус ракеты будет иметь температуру близкую к температуре в камере сгорания.

Да, для криогенной ракеты это самое то. Горение будет распространяться вдоль стенок, к концу работы тяга будет плавно падать. Всё хорошо, но выдержат ли стенки?

Старая добрая абляционка из того же (пристеночный слой без каналов(вариант)) тв. керосина.
P.S. Cтенка то выдержит, тут поиграться есть чем, но "дура" будет безсегентной. А это уже напрягает.

[Salo]

Ребята, а нельзя порезвиться в другой теме? :wink:

[Salo]

Взяте из:

http://forengineer.ru/content/ispolzovanie-szhizhennogo-prirodnogo-gaza-v-raketno-kosmicheskoy-tehnike

Использование сжиженного природного газа в ракетно-космической технике[/size]

       В ракетно-космической технике широко используются криогенные компоненты топлива, выгодно отличающиеся от высококипящих компонентов получением более высокого удельного импульса двигателей, что значительно улучшает характеристики ракеты, и экологический чистотой. Ракетное топливо состоит из окислителя и горючего, в настоящее время наиболее распространенной является комбинация, состоящая из криогенного и высококипящего компонентов: жидкого кислорода как окислителя и керосина как горючего. Однако оптимальной является пара криогенных компонентов горючего и окислителя — жидкий кислород и жидкий водород.

      При сгорании в двигателях ракет топлива химическая энергия, сосредоточенная во входящих в него исходных веществах, с высокой скоростью преобразуется в тепловую, а затем в кинетическую энергию движения газов, создавая реактивную тягу.

      Важнейшим параметром, характеризующим свойства ракетного топлива, является его теплотворная способность. Теплопроводность, скорость истечения продуктов сгорания и удельный импульс характеризуют эффективность топлива.

      Жидкий водород является эффективнейшим и экологически чистым горючим и в современных ракетно-космических комплексах он применяется в паре с жидким кислородом. По теплотворной способности он примерно в 3,3 раза превосходит нефть, в 4 раза — уголь, в 2,5 раза — природный газ. Водород повсеместно признается горючим будущего.

      Однако в чистом состоянии водород в природе не существует. Для промышленного получения водорода разработано несколько способов с использованием различного сырья, после чего водород должен быть очищен и осушен от примесей и сжижен. Этот процесс весьма энергоемкий, требующий сложного оборудования, поэтому стоимость водорода в России чрезвычайно высока — 25...30 тыс. руб. и более за килограмм.

     До распада СССР промышленное снабжение жидким водородом осуществлялось комбинатами «Электрохимпром» (Узбекистан) и ДПО «Азот» (Украина) В настоящее время промышленное получение жидкого водорода в России утрачено и существует только опытное производство этого продукта.

     Сжиженный природный газ — новое альтернативное горючее, до сих пор не применявшееся в ракетно-космической технике. Как энергоноситель, СПГ имеет высокие показатели по теплотворной способности (больше, чем у керосина), по хладоресурсу (в 3 раза выше, чем у керосина), по полноте сгорания топлива (отсутствие коксообразования). Стоимость СПГ в несколько раз ниже, чем стоимость ракетного керосина, а сырьевая база практически не ограничена. Широкая сеть газопроводов, существующих в настоящее время в России, позволяет получать СПГ вблизи космодромов. Несмотря на некоторые издержки по стоимости (СПГ в России в настоящее время получают не оптимальным способом) и наличие средств его транспортировки, вопрос обеспечения ракетно-космической техники СПГ в настоящее время уже можно считать решенным.

      Успешное развитие деятельности по освоению космоса в мире сдерживается высокой стоимостью выведения космических аппаратов (5000...10 000 долл./кг) на низкую круговую орбиту и относительно невысокой надежностью средств выведения. По статистике каждый 20-30-й полет является аварийным. В России большие потери полезного груза космических кораблей вызваны географическим расположением ее космодромов (вдали от экватора).

      Внедрение СПГ в ракетно-космическую технику может серьезно улучшить ситуацию. Прежде всего создание топливной пары жидкий кислород - СПГ обеспечивает возможность разработки высокоэффективного жидкостно-реактивного двигателя (ЖРД) по схеме с восстановительным газогенератором замкнутого типа, создание двигателей многоразового использования с минимальным циклом послеполетного обслуживания, существенное снижение затрат на разработку как двигательной установки, так и носителя по сравнению с использованием топливной пары кислород—водород. Этому способствуют низкие коксообразующие свойства СПГ, а также более высокие тяговые характеристики двигателя, чем в случае использования топливной пары кислород—керосин.

      В мае 2007 г. состоялись успешные огневые стендовые испытания (ОСИ) созданного в России ЖРД, работающего на компонентах топливной пары жидкий кислород—СП Г Продолжительность работы двигателя составила 69 с, развитая тяга — 10 т •с. Этот двигатель является прототипом двигателя тягой 200 т•с. Эти испытания были выполнены в рамках работ, предусмотренных Федеральной космической программой Российской Федерации по созданию ракетных двигателей для перспективных средств выведения, в том числе многоразовых, и российско-французского сотрудничества по созданию перспективных средств выведения «Урал». Успешное проведение ОСИ дает основание для дальнейшего развития работ в этом направлении.

      По имеющимся данным, использованием СП Г заинтересовалось НАСА. В 2007 г. компания XCOR Aerospace успешно провела испытание метанового двигателя с тягой 340 кг•с с вытеснительной схемой подачи топлива в пустыне Мохаве (США) Намечено совершенствование двигателя по увеличению времени работы и исключению возможностей перегрева. Ранее, в сентябре 2005 г., эта компания провела испытания двигателя ЗМ9, используемого в системах ориентации космического корабля, работающего на жидком метане и жидком кислороде. Были выполнены 22 включения с общим временем работы 65 с. Западные разработчики отмечают возможность использования метана в межпланетных миссиях (с дозаправкой на месте), так как он входит в состав атмосферы многих планет Солнечной системы (Марса, Титана, Сатурна, Юпитера и др.).

      Можно предполагать, что в скором времени создание ЖРД на метане—кислороде пройдет стадию экспериментов. На базе этих ЖРД могут быть разработаны новые экологически безопасные, не требующие зон отчуждения (для первых ступеней ракет) надежные и эффективные ракеты-носители многоразового использования.

      Применение многоразовой первой ступени ракеты-носителя при грузоподъемности полезной нагрузки 30...40т. на низкую опорную орбиту увеличит энергетические возможности в 1,5 раза по сравнению с энергетическими возможностями таких ракет, как «Протон-М», «Ангара-5», а также появится возможность использования полигона Капустин Яр, так как не потребуется отчуждения территорий под зоны падения первых ступеней. Кроме того, появятся возможности создания ненапряженных ЖРД и резервируемой двигательной установки первой ступени, что приведет к значительному повышению надежности и двукратному снижению стоимости выведения по сравнению с ракетой-носителем «Ангара-5».

      В конце 1990-х гг. ряд предприятий космической отрасли разработали коммерческий ракетно-космический комплекс «Рикша» на компонентах топлива кислород—СП Г с выведением полезной нагрузки массой до 1,7 т. на низкую околоземную орбиту. Стартовый комплекс для этой ракеты, имеющий высокие экономические показатели, был разработан в двух вариантах: стационарного быстро возводимого передвижного и морского (расположенного на корабле) с использованием последних достижений криогенной техники. Комплекс «Рикша» обеспечивает выведение на орбиты с диапазоном 200...3000 км космических аппаратов весом до 1,7 т. при стартовой массе двухступенчатой ракеты 59 т, спутниковых систем связи, навигации, наблюдения, научных исследований, производства в невесомости медикаментов, материалов. По комплексу энергетических показателей этот ракетно-космический комплекс превосходит все известные и разрабатываемые комплексы такого класса. Комплекс мог бы служить основой для дальнейшего внедрения СПГ в ракетно-космические комплексы среднего и тяжелого классов, в авиацию и другие отрасли промышленности, сокращая потребности в дорогостоящем водороде.

      Кроме указанного были предложены многоразовая ракетно-космическая система (МРКС) с использованием топливной пары кислород—СПГ для запуска ракетоносителя с заправкой 150 т. СПГ и разгонный блок «И» к ракетно-космической системе «Аврора» с заправкой СПГ в количестве 6,9 т. Для указанных ракет были разработаны проекты жидкостных заправочных систем с хранилищами СПГ соответственно на 300 и 20 т. продукта.

      В соответствии с требованиями разработчиков ракет-носителей СПГ должен по своим физико-химическим показателям отвечать требованиям Технических условий «Газ горючий природный сжиженный. Топливо для ракетной техники», т. е. требованиям, существенно более высоким, чем для СПГ, используемого в качестве горючего для других видов транспорта. Такой продукт можно получать путем дополнительной очистки природного газа при его сжижении, например в ректификационной колонне. В дальнейшем следует стремиться к созданию единых технических условий на продукт с целью его использования как для различных отраслей хозяйства страны, так и для ракетно-космической техники.

      Подготовительные работы, проведенные для разработки систем заправки ракет СПГ на стартовых комплексах, позволили выявить ряд общих положений, которыми следует руководствоваться при разработке таких систем. Для хранения СПГ в составе заправочной системы на стартовом комплексе могут быть рекомендованы:

             • Для заправки ракет тяжелого и среднего классов — стационарные криогенные резервуары;

             • Для заправки разгонных блоков — автомобильные заправщики.

      Все эти средства хранения должны иметь эффективную вакуумную теплоизоляцию. Это связано с тем, что расходы при подаче СПГ в баки ракеты при заправке на большом расходе, как правило, на два порядка выше расходов подпитки, и с учетом этого подбирается заправочный трубопровод. При подпитке (малый расход) следует принимать меры, обеспечивающие подачу однофазной жидкости в бак на этом расходе (жидкость может вскипеть), например дополнительное охлаждение продукта.[/size]

[Salo]

Не знаю или об етом, руски патент на топливо из 27.02. 2002, кто то же уже писал.

http://ru-patent.info/21/80-84/2180050.html

ТОПЛИВО ДЛЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Суть изобретения:    Топливо для жидкостных ракетных двигателей, применяемых в составе космических разгонных блоков и ступеней ракетоносителей, содержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. Применение предлагаемого топлива на ракетоносителях среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции ракетоносителя по сравнению с применением топлива метан + кислород на ~2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин + кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.

Номер патента:    2180050

Класс(ы) патента:    F02K9/42

Номер заявки:   2000111092/06

Дата подачи заявки:   03.05.2000

Дата публикации:   27.02.2002

Заявитель(и):   Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"

Автор(ы):   Катков Р.Э.; Тупицын Н.Н.

Патентообладатель(и):   Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"

Описание изобретения:    Предлагаемое топливо предназначено для использования в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), применяемых в составе космических разгонных блоков (РБ) и ступеней ракетоносителей (РН).
Аналогом данного топлива является топливо керосин+кислород [1, 3, 6].
Жидкий кислород в настоящее время является одним из наиболее распространенных окислителей в топливах ЖРД. Это связано с тем, что жидкий кислород является экологически безопасным компонентом топлива.
При этом он дешев, не токсичен, умеренно пожароопасен и обеспечивает достаточно высокие энергетические характеристики топлив. Например, топливо керосин+кислород при давлении в КС 70 ата и геометрической степени расширения сопла 40 обеспечивает удельный пустотный импульс на ~ 8% больший, чем топливо керосин+AT, где в качестве окислителя используется азотный тетраксид.
Керосин представляет собой углеводородное горючее, являющееся смесью природных углеводородов, получаемых при перегонке нефти. Получение керосина из природной нефти обусловливает его относительную дешевизну. Кроме того, керосин является малотоксичным веществом, относящимся к 4-ому (низшему) классу опасности, умеренно пожароопасен и обладает достаточно высокой плотностью, что положительно сказывается на его эксплуатационных достоинствах.
В целом топливо керосин+кислород, является эффективным топливом с достаточно высокой плотностью ~ 1000 кг/м3 и достаточно высоким удельным импульсом истечения продуктов его сгорания, что позволяет достаточно эффективно решать существующие задачи, стоящие перед современными средствами выведения.
К недостаткам топлива керосин+кислород относятся: относительно большая разница температур эксплуатации жидкого кислорода (~ 90 К) и керосина (~ 290 К), что требует принятия специальных мер, компенсирующих температурные напряжения, возникающие в баке хранения окислителя при заправке его жидким кислородом, и необходимость использования баков хранения компонентов с раздельными днищами и значительной теплоизоляцией между баками. Это ведет к существенному увеличению массы баков хранения компонентов и к увеличению объема, занимаемого баками хранения компонентов топлива в двигательной установке, что также увеличивает массовые затраты на хранение топлива.
Прототипом предлагаемого топлива является топливо метан+кислород [2].
Метан является основной составляющей природных газов, поэтому его производство, по оценкам, будет даже дешевле, чем производство керосина. По энергетическим характеристикам это топливо превосходит топливо керосин+кислород: при указанных выше давлениях в КС и геометрической степени расширения сопла удельный импульс топлива метан+кислород будет выше удельного импульса топлива керосин+кислород на ~ 4%.
Однако метан даже при температуре 91 К (температура его плавления 90,66 К) обладает низкой плотностью 455 кг/м3, при этом плотность топлива метан+кислород всего 830 кг/м3, что приводит к увеличению массовых затрат на его хранение ввиду необходимости увеличения объема баков хранения компонентов.
Низкая плотность топлива метан+кислород и невозможность переохлаждения кислорда при использовании баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами ведут к тому, что для космических РБ существенно (на 20% по сравнению с керосин+кислород) снижается время возможного хранения топлива в околоземном пространстве.
Поскольку температура плавления метана выше температуры кипения кислорода при давлении 1 ата (т.е. выше 90 К), то использование баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами даже для кипящего при 1 ата кислорода (а тем более при использовании переохлажденного кислорода, который кипит при более низком давлении) невозможно без использования межбаковой теплоизоляции.
Кроме того, поскольку бак горючего заправлен криогенным метаном, то его надо теплоизолировать от внешних теплопритоков, что дополнительно увеличивает массовые затраты на хранение топлива.
Все это ведет к существенному по сравнению с топливом керосин+кислород увеличению массы и габаритов баков хранения топлива метан+кислород, что значительно, а в некоторых случаях вплоть до нуля, снижает эффект, который можно было бы получить от более высокого удельного импульса прототипа.
Задачей изобретения является увеличение плотности топлива и, как следствие, массовых затрат на его хранение в топливных баках. Энергетические характеристики топлива при этом не ухудшаются по сравнению с прототипом.
Это достигается при применении топлива, содержащего горючее и окислитель, где в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.
При указанном содержании метана температура затвердевания такого горючего менее 90 К, т.е. при использовании в качестве окислителя, например, кипящего жидкого кислорода баки окислителя и горючего могут иметь общее днище, не покрытое теплоизоляцией.
Кроме того, предлагаемое топливо для указанного интервала мольного соотношения метан - этилен будет иметь плотность от 900 до 970 кг/см3, что сравнимо с плотностью топлива керосин+кислород, а с учетом большой теплоемкости горючего в предлагаемом топливе возможное время пребывания космических РБ в околоземном пространстве будет таким же, как при использовании топлива керосин+кислород.
При этом проведенные термодинамические расчеты показали, что удельный импульс продуктов истечения предлагаемого топлива будет таким же, как для топлива метан+кислород.
Применение предлагаемого топлива на РН среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции РН по сравнению с применением топлива метан+кислород на ~ 2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин+кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.
Метан, как уже отмечалось выше, является основной составляющей природных газов, а этилен является широко распространенным сырьем для химической промышленности (например, при производстве полиэтилена), поэтому производство горючего для такого топлива не потребует создания новых производств и может быть освоено в достаточно короткие сроки.
Стоимость предлагаемого топлива по оценкам будет сравнима со стоимостью топлива керосин+кислород.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /в 2-х книгах/ под ред. В. М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. - М. "Высшая школа", 1993. - кн.1, стр.130-134.
2. Паушкин Я. М. Химический состав и свойства реактивных топлив. - М. Издательство академии наук СССР, 1958.- 376 с., ил. стр.302.
3. Синярев Г.Б. Жидкостные ракетные двигатели. - М. Государственное издательство оборонной промышленности. 1955. -488 стр., ил. стр.159 - 161.
4. Справочник по физико-техническим основам криогеники. /М.П.Малков.- 3-е изд., перераб. и доп. - М.:Энергоатомиздат, 1985, -432 с., ил. стр.217.
5. Справочник по разделению газовых смесей методом глубокого охлаждения. /И. И. Гельперин. - 2-е изд., перераб. - М. Государственное научно-техническое издательство химической литературы, 1963. - 512 с., ил. стр.232.
6. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания /в 3-х томах/ под ред. В.П. Глушко, - М. Всезоюзный институт научной и технической информации. 1968, т. 2, стр.177-308.

Формула изобретения:   Топливо для жидкостных ракетных двигателей, содержащее горючее на основе метана и окислитель, отличающееся тем, что в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.

[mihalchuk]

Ребята, а нельзя порезвиться в другой теме? :wink:

На мой взгляд, обсуждаются вполне серьёзные вещи, на 100% соответствующие названию темы. :roll:

[Наперстянка]

Взяте из:

http://forengineer.ru/content/ispolzovanie-szhizhennogo-prirodnogo-gaza-v-raketno-kosmicheskoy-tehnike

Использование сжиженного природного газа в ракетно-космической технике[/size]

       ....Однако в чистом состоянии водород в природе не существует. Для промышленного получения водорода разработано несколько способов с использованием различного сырья, после чего водород должен быть очищен и осушен от примесей и сжижен. Этот процесс весьма энергоемкий, требующий сложного оборудования, поэтому стоимость водорода в России чрезвычайно высока — 25...30 тыс. руб. и более за килограмм. ....

     [/size]

А где находится это шапито? Отдаю за половину. :!:

[октоген]

А ентот метан-этилен не похерит ли восстановительный ГГ? Если похерит, то такое топливо нафиг не нужно. Единственная ниша метана-громадные движки первых ступеней, где нужна громадная тяга и надежность, ну и УИ не ниже керосинового. На верхних ступенях метан сливает водороду полностью.

[Mark]

А ентот метан-этилен не похерит ли восстановительный ГГ? Если похерит, то такое топливо нафиг не нужно. Единственная ниша метана-громадные движки первых ступеней, где нужна громадная тяга и надежность, ну и УИ не ниже керосинового. На верхних ступенях метан сливает водороду полностью.

Розработка двигатели на Метан идет, толко ещо нет носители. Факт ест что Метан лучшы чем Керосин. Ну сегодня ест лучше технологие чем Метан- а ето ест Ацетам. Всё гаварит что и очен дорогои Водород хуже чем Ацетам !

Повтараю некаторые даные до сравнения.

плотность топлива кислород и ацетам существенно выше, чем у кислородно-водородных, что в свою очередь позволяет сделать разгонный блок меньшим по объему в 1,5 – 2 раза;

А если Ацетам позволит увеличит ПН на 40 %, то ИСП будет на уровни Водорода. Так что в будуще нам Водороод не нужен будет!

Применение ацетама не только существенно повышает энергетику существующих средств выведения, но и дает большую экономию. Баллистические расчеты, проведенные ЦИД совместно с Центром Келдыша, показали, что для РН "Союз-2.1б" замена кислородно-керосинового двигателя РБ на кислородно-ацетамовый позволит увеличить массу полезной нагрузки на 30-40%. При сложившейся в последние годы частоте пусков для одной и той же массы спутников можно снизить количество пусков РН в год на 3-5, а это миллиарды рублей экономии, считает А.Лихванцев

Можно сегодня уже сказат что топлива как Керосин ето вчерайшыi ден космонавтки. Нам нужне екологичне и на высоким ИСП топлива как и многоразобые носители чтобы стоимост выведениа ПН на орбиту уменшыт.

[Salo]

Ацетам водороду не конкурент. Он скорее конкурент метану: тот же УИ, но более высокая плотность и температура кипения.

[SpaceR]

Не знаю или об етом, руски патент на топливо из 27.02. 2002, кто то же уже писал.
http://ru-patent.info/21/80-84/2180050.html

ТОПЛИВО ДЛЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Суть изобретения:    Топливо для жидкостных ракетных двигателей, применяемых в составе космических разгонных блоков и ступеней ракетоносителей, содержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.
 . . .
При указанном содержании метана температура затвердевания такого горючего менее 90 К, т.е. при использовании в качестве окислителя, например, кипящего жидкого кислорода баки окислителя и горючего могут иметь общее днище, не покрытое теплоизоляцией.
Кроме того, предлагаемое топливо для указанного интервала мольного соотношения метан - этилен будет иметь плотность от 900 до 970 кг/см3, что сравнимо с плотностью топлива керосин+кислород, а с учетом большой теплоемкости горючего в предлагаемом топливе возможное время пребывания космических РБ в околоземном пространстве будет таким же, как при использовании топлива керосин+кислород.
При этом проведенные термодинамические расчеты показали, что удельный импульс продуктов истечения предлагаемого топлива будет таким же, как для топлива метан+кислород.
Применение предлагаемого топлива на РН среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции РН по сравнению с применением топлива метан+кислород на ~ 2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин+кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.

:shock:  Ого, а это же СИЛА![/size]

Если не приврали, конечно. Как-то сомнинельно, чтобы снижение массы конструкции РН всего на 2% давало повышение массы ПГ ажно "на ~ 6,5%" при том же УИ движков (в сравнении с метановой ракетой).

Если бы оно всё было так радужно, то странно, что о таком чудо-топливе не стало известно раньше, патенту больше 10 лет уже!

Дата подачи заявки:   03.05.2000

Дата публикации:   27.02.2002

Не скрыто ли тут каких-нибудь подводных камней? Нестабильность горения, коксование трактов, полимеризация(кстати, самое вероятное)?  :?:

[SpaceR]

А ентот метан-этилен не похерит ли восстановительный ГГ? Если похерит, то такое топливо нафиг не нужно.

Да нуу??  

З.Ы. Кстати, учитывая молярное соотношение, такое топливо следует называть скорее этилен-метановым, или просто ЭТИЛМЕТАН.

[октоген]

SpaceR

Если эта смесь этилена и метана коксуется в востановительном ГГ, то она ничем не лучше керосина. Весь плюс метана-возможность сладкой схемы и движков большой тяги об одном горшке. И водород для 1 ступени он превосходит только тем, что под метан мощность ТНА потребуется не столь большая как под водород.

[Salo]

А плотность с водородом у них видимо одинаковая. :wink:

[Mark]

Думаю что Метан не толко получит болшые внимание для носители, а тоже как топливо для карабли Марса и других планет. Метан можно очен просто на Марсе получит где :

Er gehorcht
der einfachen Formel CO2 + 4H2 -> CH4 +
2H2O, d.h. zusammen mit dem Kohlendioxid der Marsatmosph

[Salo]

Зачем доставлять водород, если там есть вода? :wink: