Метан в качестве горючего

[Nikopol]

Разрабатывались ли у нас движки на метане ?
NASA вон что-то там экспериментирует :

С одной стороны вроде и криогенное топливо, и почти в два раза менее плотное чем керосин,
но с другой стороны
а) более высокий удельный импульс, чем у керосина
б) радикально проще хранить по сравнению с водородом
в) можно сделать двигатель полностью замкнутого цикла (на сколько я понимаю, с керосином это не прокатит, т.к. при горении керосина с малым количеством кислорода образуется сажа, которая повреждает движок)
г) меньшая температура в камере сгорания по сравнению с керосином

[Дмитрий В.]

Разрабатывались ли у нас движки на метане ?
NASA вон что-то там экспериментирует :

С одной стороны вроде и криогенное топливо, и почти в два раза менее плотное чем керосин,
но с другой стороны
а) более высокий удельный импульс, чем у керосина
б) радикально проще хранить по сравнению с водородом
в) можно сделать двигатель полностью замкнутого цикла (на сколько я понимаю, с керосином это не прокатит, т.к. при горении керосина с малым количеством кислорода образуется сажа, которая повреждает движок)
г) меньшая температура в камере сгорания по сравнению с керосином

Хм, даже незнаю, что и ответить! :shock:  Эта тема столько раз на форуме обсуждалась, что... Ну, и кстати, первые метановые экспериментальные движки (по крайней мере, большой тяги) реально испытывались в России. Посмотрите сайт КБХА. Вот к примеру, РД-0110М, 11Д56 на метане в позапрошлом году испытывался. Сейчас в КБХА по теме "Волга" РД-0162 проектируется. В ощем, для обсуждения тема не очень интересная. Вывод где-то такой: в принципе есть достоинства, но выигрыш по энергетике по сравнению с керосином не очень большой.

[fagot]

а) более высокий удельный импульс, чем у керосина

Всего на 4-5 %, причем выигрыш изрядно уменьшается из-за худшего массового совершенства.
 

б) радикально проще хранить по сравнению с водородом

Совсем не радикально, т.к. требуются аналогичные меры безопасности.

в) можно сделать двигатель полностью замкнутого цикла (на сколько я понимаю, с керосином это не прокатит, т.к. при горении керосина с малым количеством кислорода образуется сажа, которая повреждает движок)

Поэтому на керосине делают замкнутые двигатели окислительной схемы. Или вы имели ввиду схему газ-газ?

[Nikopol]

Или вы имели ввиду схему газ-газ?

Да.
В англоязычной терминологии - Full Flow Staged Combustion.

[Bell]

Блин, ну что мешает нажать Поиск и набрать там "метан"?

[Nikopol]

Совсем не радикально, т.к. требуются аналогичные меры безопасности.

По части утечек и пожароопасности - да.

Я в первом сообщении имел в виду усилия по термоизоляции.
Метан кипит при -161 , кислород при -182 , водород при -252 :shock:

[Bell]

Совсем не радикально, т.к. требуются аналогичные меры безопасности.

По части утечек и пожароопасности - да.

Я в первом сообщении имел в виду усилия по термоизоляции.
Метан кипит при -161 , кислород при -182 , водород при -252 :shock:

Я как-то вообще предложил жидкие метан с кислородом смешать прям в баке и напрямую гнать в двигатель

Вобщем поиск по форуму рулит непадецки

[Nikopol]

Да я уже всё поискал и прочитал. Ошибку свою осознал. Уже можно прекращать меня чморить

Add:
Вот, кстати, инфо от 2006 года: http://www.space.com/adastra/adastra_tumlinson_060130.html
Американцы вроде отказались от разработки метанового двигателя для марсианской программы.
Это утка ?

[Salo]

Да и в архиве НК статей с десяток найти можно.

[fagot]

Вывод где-то такой: в принципе есть достоинства, но выигрыш по энергетике по сравнению с керосином не очень большой.

Лучше такой: метан, оставаясь по энергетике на уровне керосина,  теряет его достоинства и приобретает недостатки водорода, поэтому является ненужным промежуточным звеном на пути к последнему.

[Дмитрий В.]

Да я уже всё поискал и прочитал. Ошибку свою осознал. Уже можно прекращать меня чморить

Add:
Вот, кстати, инфо от 2006 года: http://www.space.com/adastra/adastra_tumlinson_060130.html
Американцы вроде отказались от разработки метанового двигателя для марсианской программы.
Это утка ?

Из НК №10 2008:
"Не забыты и перспективные направления
программы Constellation – пилотируемые
миссии на Луну и на Марс. В рамках проекта
разработки технологии для будущего лунного
модуля специалисты NASA и компании Pratt
and Whitney Rocketdyne 2 сентября успешно
завершили серию огневых «высотных» испы'
таний двигателя RS'18 на жидком метане на
полигоне Уайт'Сэндз (Нью'Мексико).
ЖРД RS'18 (он же LMAE – Lunar Module
Ascent Engine) изначально был создан и ис'
пользовался на взлетной ступени лунного
модуля корабля Apollo. В последний раз он
применялся для взлета с поверхности Луны
36 лет назад. Тогда он развивал тягу 1600 кгс
и работал на долгохранимых самовоспламе'
няющихся компонентах ракетного топлива
(окислитель – азотный тетроксид, горючее –
«аэрозин'50»). Хотя окончательный проект
лунного и, тем более, марсианского корабля
программы Constellation еще не утвержден,
модификацию RS'18, работающую на жид'
ком кислороде и жидком метане, предпола'
гается использовать на взлетной ступени
перспективных кораблей.
«Мы гордимся, что являемся участника'
ми исторического события. Очень здорово,
что наша технология испытывается в рамках
программы Constellation. Мы буквально сня'
ли двигатель с музейной полки и были пер'
выми [в США*], кто опробовал на жидком
метане «железо», которое прежде работало
на долгохранимых компонентах топлива!» –
заявил Терри Лорье (Terry Lorier), руководи'
тель программы RS'18 в компании Pratt &
Whitney Rocketdyne.
«Криогенизация» двигателя RS'18 про'
ведена в рамках Программы разработки тех'
нологий для исследовательских систем ETDP
(Exploration Technology Development Program),
направленной на снижение стоимости и по'
вышение надежности будущих пилотируе'
мых миссий."

[Бродяга]

Это как сказать, какое топливо более пожароопасное, криогенный метан и криогенный водород или керосин.
 Метан испаряется, потому происходит постоянная утечка метана, но для воспламенения нужна определённая концентрация метана.

 А керосин, разумеется, не испаряется, зато он может протечь и он в случае аварии ОЧЕНЬ ДОЛГО ГОРИТ — несравнимо дольше, чем криогенные компоненты.

[Salo]

Оказывается конверсией с вонючки на кислород-метан не только КБХА балуется. :wink:

[Дмитрий В.]

а) более высокий удельный импульс, чем у керосина

Всего на 4-5 %, причем выигрыш изрядно уменьшается из-за худшего массового совершенства.
 

Вообще-то, массовое совершенство метановых топливных отсеков уменьшаетсся не сильно. Во-первых, Km существенно выше, чем у ЖК-керосина. Во-вторых, криогенное упрочнение. В общем, это несколько компенсирует рост массы бака горючего.

[Bell]

Во-вторых, криогенное упрочнение.

Меньше, чем у кислородных баков. А на кислороде оно не используется

[Дмитрий В.]

А на кислороде оно не используется

Кто сказал? :?:

[Salo]

Статьи в НК:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/184-185/28.shtml
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/228/33.shtml
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1999/3/1999-3c.html
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/184-185/27.shtml

[Бродяга]

Нет, массовое совершенство баков это важный фактор.
 Керосиновый бак можно сделать какой-нибудь пластиковый, например.

[Salo]

«Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королёва. На рубеже двух веков. 1996-2001» стр.758-759:

Блок И ракеты-носителя «Ямал» на компонентах топлива жидкий кислород и сжиженный природный газ

Использование в качестве горючего сжиженного природного газа (СПГ), состоящего на 95 % из метана, с начала космической эры привлекало внимание разработчиков ракетно-космической техники. Являясь криогенным компонентом топлива, по своим энергетическим характеристикам СПГ с жидким кислородом занимает промежуточное положение между керосином и водородом. Однако неосвоенность в начале развития ракетной техники промышленного производства СПГ в необходимых количествах, сложности хранения и транспортировки, пожаровзрывоопасность, а также относительно низкая плотность побудили разработчиков отдать предпочтение топливной паре керосин+жидкий кислород.

Интерес отечественных разработчиков к СПГ вновь возрос в середине 90-х годов, когда стала актуальной тема истощения нефтяных ресурсов и уменьшения запасов углеводородного горючего. На внутреннем рынке стоимость керосина стала повышаться. В то же время большие разведанные запасы природного газа, освоенное промышленное производство СПГ в необходимых количествах сделали его по стоимости на российском рынке выгоднее керосина.

В целях повышения эффективности использования энергоресурсов России 18 июля 1996 г. вышло Распоряжение Правительства РФ № 1155-р об освоении сжиженного природного газа в качестве энергоносителя в отраслях хозяйства Российской Федерации, в том числе — новых ракетных технологий на основе применения экологически чистой топливной пары жидкий кислород + СПГ.

В связи с этим рядом предприятий отрасли были выполнены научно-исследовательские работы по внедрению СПГ как ракетного горючего в отечественную РКТ: в Исследовательском центре им. М.В. Келдыша, ЦНИИхиммаш, КБХМ и КБХА проводились испытания экспериментальных ЖРД тягой 2...30 тс на компонентах топлива кислород+СПГ.

 КБОМ разработан проект снабжения космодромов (Плесецк, Байконур, Свободный и Капустин Яр) сжиженным природным газом, разработаны установки сжижения газа приличной производительности, функционирующие по разным термодинамическим принципам.

Результаты исследований показали, что в процессе создания перспективных средств выведения, использующих в качестве горючего СПГ, не возникает очевидных трудноразрешимых проблем. Причем представляется более простым и целесообразным с точки зрения получения необходимого опыта проводить проектные работы над новыми средствами выведения поэтапно, начав с проектирования блоков верхних ступеней РН среднего класса.

С учетом этих выводов, а также необходимости определения перспектив модернизации РН «Ямал» и совершенствования ее энергетических характеристик в РКК «Энергия» было принято решение о работах по определению технического облика блока И ракеты-носителя «Ямал» (далее блок И-СПГ), использующего компоненты топлива кислород и сжиженный природный газ.

В 1999 г. была выпущена инженерная записка. Основой ее стало положение о максимальном использовании научно-технического задела РКК «Энергия» и предприятий ракетно-космической отрасли России в работах с криогенными компонентами топлива.

По результатам проектных проработок были приняты технические решения, положенные в основу создания блока И-СПГ:
использовать перспективный ЖРД РД-0143 тягой 30 тс (разработки КБХА), работающий по восстановительной схеме, исключающей возгорание и взрывы в энергонапряженных узлах ЖРД, а также обеспечивающей безопасное выключение ЖРД в аварийных ситуациях;
максимально заимствовать системы и агрегаты блока И ракеты-носителя «Ямал» и максимально унифицировать элементы конструкции блоков;
не изменять и не дорабатывать конструкции I и II ступеней ракеты-носителя;
дооснащение СК разрабатываемыми вновь системами пожаропредупреждения, заправки СПГ, термостатирования азотом низкого давления не должно приводить к выводу СК из эксплуатации в период монтажа новых систем;
использовать существующие производственную и экспериментальную базы, оборудование и сооружения, предназначенные для блока И ракеты-носителя «Ямал».

В свою очередь, реализация этих решений позволит:
повысить надежность и безопасность РН;
увеличить массу полезного груза, выводимого РН «Ямал» с блоком И-СПГ, на 200...300 кг по сравнению с массой ПГ, выводимой РН «Ямал» с блоком И на компонентах топлива кислород+керосин в зависимости от варианта компоновки блока;
минимизировать затраты на создание блока И-СПГ;
обеспечить готовность блока И-СПГ к летным испытаниям через пять лет после начала разработки.

В материалах инженерной записки приведены сведения о надежности и экспериментальной отработке блока И-СПГ, о стоимости создания и эксплуатации, данные о пожаровзрывобезопасности РН на этапах подготовки и в полете, дооснащении стартовых комплексов разрабатываемыми вновь системами заправки СПГ и термостатирования азотом низкого давления, вопросы технологии подготовки блока И-СПГ в составе РН «Ямал» («Аврора») к пуску, транспортирования, а также определена кооперация основных исполнителей, разработан укрупненный график создания блока И-СПГ.

Стоимость создания блока оценивалась в 800 млн руб., стоимость изготовления — 36 млн руб. (в ценах I кв. 1999 г.).

Одновременно в целях определения круга задач, связанных с использованием сжиженного природного газа в ракетной технике, по заказу Росавиакосмоса проведены проектные исследования, завершившиеся выпуском научно-технического отчета «Оценка эффективности использования топливной пары жидкий кислород + сжиженный природный газ для ракетного блока типа И в составе ракет-носителей среднего и легкого классов». В процессе исследований было установлено, что на I ступени ракет-носителей среднего и легкого классов более эффективно использовать компоненты топлива жидкий кислород + керосин, а на II ступени — СПГ.

В материалах отчета рассмотрено также несколько вариантов перспективных двухступенчатых ракет-носителей легкого класса разработки РКК «Энергия», ПО «Полет», КБ «Южное», на которых может быть использован блок И-СПГ в качестве II ступени. Результаты показали возможность и целесообразность использования блока И-СПГ в качестве II ступени РН легкого класса, что позволит увеличить массу полезного груза, выводимого на низкие орбиты, на 4...7 % по сравнению с РН на традиционных компонентах топлива.

В Корпорации наиболее существенный вклад в эти работы внесли Н.Е. Золикова, Л.И. Исаева, В.Ю. Казарин, В.П. Клиппа, Г.В. Кирсанов, В.Н. Лыков, В.А. Марк, А.Ф. Мельников, В.В. Милаков, Е.А. Никифорова, О.В. Савельева, А.А. Сердюк, Ю.Н. Сидоров, Л.Д. Тахтасьева, В.М. Филин, В.Н. Шахов.

[Salo]

Статьи в журнале Двигатель:
http://engine.aviaport.ru/issues/08/page02.html
http://engine.aviaport.ru/issues/18/page24.html