Ich bin ein Wasserstoff-Fan!
… Zumindest wenn es um Raketentreibstoffe geht. Es ist sehr schwer, wenn nicht unmöglich, als Laie zu beurteilen, wann ein Antrieb wirtschaftlich profitabel ist. Doch die technische Seite kann man recht gut beleuchten. Ich stelle immer wieder fest, dass es eine Menge von Raumfahrt-Fans gibt, die zwar alles mögliche über Missionen wissen, aber die einfachen mathematischen Grundlagen nicht verstanden haben. Das zeigt sich dann in dem Vorschlag eine Stufe durch eine andere auszutauschen oder Triebwerke auszuwechseln und wenn man diese Vorschläge nachrechnet (wofür man keinen Computer braucht, ein Taschenrechner reicht aus) zeigt sich, dass diese Vorschläge die Nutzlast verringern.
Heute mal ein Plädoyer für Wasserstoff anhand eines praktischen Beispiels. Ich will es bewusst einfach halten, und nehme daher sehr allgemeine Annahmen an, die aber so in etwa gelten:
- eine Nutzlast von 10 t Gewicht soll auf 9500 m/s beschleunigt werden (Geschwindigkeit für einen niedrigen Erdorbit, 1700 m/s höher als die Orbitalgeschwindigkeit)
- Das Voll/Leermasseverhältnis soll bei Stufen mit LOX/LH2 bei 10 liegen, bei LOX/Kerosin bei 13.
- die Ausströmgeschwindigkeit bei Wasserstoff/Sauerstoff im Vakuum bei 4400 m/s bei LOX/Kerosin 3300 m/s
- die Ausströmgeschwindigkeit bei Wasserstoff/Sauerstoff auf Meereshöhe bei 4000 m/s bei LOX/Kerosin 3000 m/s
Ein Excel Sheet zum Nachrechnen habe ich beigefügt. Die hinsichtlich Stufenmassen nicht optimierte, aber dem Optimum recht nahe kommende Rakete liegt dann bei etwa 152.5 t bei LOX/LH2, aber bei 401 t bei LOX/Kerosin, obwohl diese vom Strukturfaktor besser ist. Das ist eben der exponentiell eingehende spezifische Impuls, der etwa 30 % geringer ist. Noch übler wird es bei der Abnahme der Nutzlast mit steigender Geschwindigkeit. Für den GTO Orbit (v=12000 m/s) sind es dann noch 2150 kg bei LOX/Kerosin und 3300 kg bei LOX/LH2. Hier müsste bei LOX/Kerosin das Stufenverhältnis verändert werden oder eine weitere Stufe hinzukommen. Bei Fluchtgeschwindigkeit (v=12700 m/s) sind es dann nur noch 950/2200 kg, der Unterschied liegt also beim Faktor 2.
LOX/Kerosin ergibt also nicht nur eine fast 3 mal größere Rakete (für den LEO Orbit), die Nutzlast nimmt auch noch stärker ab. In der Praxis würde man natürlich die Rakete für einen bestimmten Orbit optimieren oder eine dritte Stufe einführen. Eine dritte Stufe würde zwar die Nutzlast dann wieder anheben, aber auch die Kosten.
In jedem Falle wird aber immer eine LOX/LH2 Rakete immer leichter sein (wenn sie die gleiche Stufenzahl hat). Der Unterschied wird sogar noch größer bei höheren Geschwindigkeiten. Eine Rakete die 10 t auf Fluchtgeschwindigkeit in dreistufiger Version bringt wiegt etwa 360 t bei 3 LOX/LH2 Stufen und 1140 t bei LOX/Kerosin. Das wird immer so sein.
Warum ist LOX/LH2 dann so selten? Nun so selten ist es gar nicht. Wenn man die in Europa und den USA seit 1980 neu in Dienst gestellten Antriebe nimmt, dann überwiegt Wasserstoff/Sauerstoff. Das Problem ist, dass immer noch Antriebe fliegen die vor Jahrzehnten entwickelt wurden. Auch Russland machte mit dem RD-120 einen Schritt in diese Richtung, aber noch mehr als im Westen fliegen hier Jahrzehnte alte Antriebe. Die Entwicklungskosten einer Rakete sind so hoch und die Startkosten so gering, dass wenn nicht technische Gründe eine komplette Neukonstruktion nötig machen es nicht wirtschaftlich ist auf Wasserstoff/Sauerstoff zu wechseln. Bis man die Entwicklungskosten durch niedrigere Fertigungskosten wieder herein bekommt dauert es einfach zu lange wenn neuer ein Dutzend Starts pro Jahr erfolgen. Selbst SpaceX schätzt die Entwicklungskosten einer Falcon 9 mit kryogener Oberstufe auf 1-2 Milliarden Dollar. Bei rund 100 Millionen pro Start und vielleicht 20-30 % Gewinn dabei kann man sich ausrechnen wie viele Flüge notwendig sind um 1-2 Milliarden wieder rein zu bekommen. Sinnvoll ist es aber dann wenn man über einen solchen Antrieb verfügt ihn möglichst effizient einzusetzen. Daher finde ich die Ideen die Vulcain Stufe als Booster einzusetzen nicht dumm: Die Stufe existiert bereits und das Triebwerk auch. Dringend ist derzeit eine größere Oberstufe, doch wenn die existiert wäre es sicher sinnvoller anstatt einer noch weiteren Steigerung der Nutzlast an Wiederverwendung zu denken und so die Kosten zu senken.
Gibt es noch optimalere Treibstoffe: Theoretisch schon, praktisch sind die Alternativen dünn gesäht. Fluor/Wasserstoff liefert noch etwas höhere spezifische Impulse, doch der Gewinn liegt im einstelligen Prozentbereich. Optimal wären 3 Komponentenysteme bestehend aus Lithium/Beryllium und Wasserstoff als Verbrennungsträger und Sauerstoff/Fluor als Oxidator. Beryllium verbrannt mit Sauerstoff liefert sehr viel Energie, aber das Berylliumoxid wird schon bei recht hohen Temperaturen fest und leistet dann keinen Anteil mehr zum Schub. Daher setzt man Wasserstoff hinzu, der als Arbeitsgas auf hohe Temperaturen erhitzt wird und die molekulare Masse des "Abgases" rapide absenkt. Dadurch steigt der spezifische Impuls an. Das Problem ist nur, dass Beryllium und Lithium extrem teuer sind und zudem sind solche 3 Stoffsysteme auch technisch sehr aufwendig. Daher halte ich Wasserstoff/Sauerstoff für das Optimum, und dies wahrscheinlich für lange Zeit.
Die Masse bei LOX/Kerosin liegt deutlich höher. Aber was ist mit den Kosten? Eine Stufe mit LOX/LH2 sollte doch, bei gleicher Masse, deutlich teurer sein als eine mit LOX/Kerosin. Hebt das den Vorteil nicht ganz oder teilweise wieder auf? Wieviel kostet den eine Stufe abhängig von Masse und Treibstoff im Mittel?
Das ist der Grund, warum ich mich auf die technische Seite beschränkt habe. Da allerdings nahezu alle neu entwickelten Stufen seit 1980 im Westen LH2 einsetzen denke ich sind die Kosten zumindest nicht 3 mal höher.
Moin Bernd,
zu “ Ich bin ein Wasserstoff-Fan “ mal angenommen ein Drittweltland wollte eine Rakete bauen, eine kleine natuerlich:
Die erste Stufe dieser hypothetischen Billigrakete hat 9t Vollmasse und 900kg Leermasse, die zweite 4t voll und 400kg leer. Die dritte wiegt voll eine Tonne, enthaellt die Nutzlast die Steuerung und ein Hydrazin basiertes wiederzuendbares Triebwerk, und weigt leer 500kg. Mit Kerosin und Sauerstoff ist das mit Technik aus dem zweiten Weltkrieg moeglich, und die dritte Stufe wird an der Uni in Zusammenarbeit mit dem Entwicklungshelfer gebaut.
mass 1 9
empty 1 0.9
mass 2 4
empty 2 0.4
mass 3 1
empty 3 0.5
kerosin 1
kerosin 2
hydrazin 3
alt 1 90
alt 2 200
1 : 0.0 km 14.000 ton 463.00 m/s burst 2.0 g 120.0 seconds
-> 90.0 km 5.900 ton 2386.43 m/s offperigee (-6058.5-90.0) km
2 : 90.0 km 5.000 ton 2386.43 m/s burst 2.4 g 180.0 seconds
-> 200.0 km 1.400 ton 6333.63 m/s offperigee (-3126.8-200.0) km
3 : 200.0 km 1.000 ton 6333.63 m/s burst 0.8 g 300.0 seconds
-> 200.0 km 0.500 ton 8586.35 m/s orbit (200.0-3797.7) km 2h:6m:59.2s
Da wir hier SciFi spielen, starte ich die Rakete am besten in Haradhere, Somalia. Die erste Stufe hebt die Rakete auf 90km, bei der dann die Zweite zuendet, um das offperigee Apogaeum auf 200km anzuheben. Dort zuendet dann die dritte Stufe, um einen niedrigen LEO zu stabilisieren. Treibstoffreste, Luftwiederstand usw sind jetzt alle in der Rechnung nicht drin, aber ein solches Design wuerde jedem Drittweltland die Moeglichkeit eines “ Wir koennen das auch “ geben.
Wenn ich jetzt in der zweiten Stufe einen besseren Treibstoff einsetze, so erreicht schon diese einen 200-462km orbit, und die dritte koennte 400kg in einen GTO bringen.
kerosin 1
h2 2
empty 3 0.45
1 : 0.0 km 14.000 ton 463.00 m/s burst 2.0 g 120.0 seconds
-> 90.0 km 5.900 ton 2386.43 m/s offperigee (-6058.5-90.0) km
2 : 90.0 km 5.000 ton 2386.43 m/s burst 3.2 g 180.0 seconds
-> 200.0 km 1.400 ton 7865.71 m/s orbit (200.0-462.0) km 1h:30m:59.3s
3 : 200.0 km 1.000 ton 7865.71 m/s burst 0.9 g 300.0 seconds
-> 200.0 km 0.450 ton 10460.86 m/s orbit (200.0-53867.5) km 16h:52m:29.3s
Wenn ich nun auch die erste Stufe durch Wasserstoff ersetze, so erreicht gleiche Nutzlast, bei gleich grosser Rakete, schon einen planetaren Orbit.
h2 1
h2 2
1 : 0.0 km 14.000 ton 463.00 m/s burst 2.8 g 120.0 seconds
-> 90.0 km 5.900 ton 3516.51 m/s offperigee (-5651.7-90.0) km
2 : 90.0 km 5.000 ton 3516.51 m/s burst 3.2 g 180.0 seconds
-> 200.0 km 1.400 ton 8995.79 m/s orbit (200.0-6777.4) km 2h:42m:21.5s
3 : 200.0 km 1.000 ton 8995.79 m/s burst 0.9 g 300.0 seconds
-> 200.0 km 0.450 ton 11590.94 m/s planetary 574.3 m/s
das heist auch fuer das “ Wir koennen das auch “ Land geht auf lange Sicht an hochwertingen Treibstoffen kein Weg dran vorbei.
Doch rechnen wir mal die Alternativen durch.
Mit Hydrazin als erster Stufe, und Wasserstoff als zweiter wuerde immernoch ein GTO erreicht. Mit Hydrazin in allen drei Stufen ist immerhin noch ein LEO moeglich, und die Rakete eigenet sich besser fuer ein Dual Use Scenario, was die Finanzierung erleichert.
hydrazin 1
h2 2
1 : 0.0 km 14.000 ton 463.00 m/s burst 2.0 g 120.0 seconds
-> 90.0 km 5.900 ton 2386.43 m/s offperigee (-6058.5-90.0) km
2 : 90.0 km 5.000 ton 2386.43 m/s burst 3.2 g 180.0 seconds
-> 200.0 km 1.400 ton 7865.71 m/s orbit (200.0-462.0) km 1h:30m:59.3s
3 : 200.0 km 1.000 ton 7865.71 m/s burst 0.9 g 300.0 seconds
-> 200.0 km 0.450 ton 10460.86 m/s orbit (200.0-53867.5) km 16h:52m:29.3s
hydrazin 1
hydrazin 2
1 : 0.0 km 14.000 ton 463.00 m/s burst 2.0 g 120.0 seconds
-> 90.0 km 5.900 ton 2386.43 m/s offperigee (-6058.5-90.0) km
2 : 90.0 km 5.000 ton 2386.43 m/s burst 2.3 g 180.0 seconds
-> 200.0 km 1.400 ton 6265.82 m/s offperigee (-3229.0-200.0) km
3 : 200.0 km 1.000 ton 6265.82 m/s burst 0.9 g 300.0 seconds
-> 200.0 km 0.450 ton 8860.97 m/s orbit (200.0-5669.5) km 2h:28m:52.2s
Mit Methan in beiden Stufen wird kein GTO erreicht. Methan bringt also weder Nutzlast noch strategischen Vorteil.
methan 1
methan 2
1 : 0.0 km 14.000 ton 463.00 m/s burst 2.3 g 120.0 seconds
-> 90.0 km 5.900 ton 2793.64 m/s offperigee (-5934.9-90.0) km
2 : 90.0 km 5.000 ton 2793.64 m/s burst 2.6 g 180.0 seconds
-> 200.0 km 1.400 ton 7145.04 m/s offperigee (-1600.2-200.0) km
3 : 200.0 km 1.000 ton 7145.04 m/s burst 0.9 g 300.0 seconds
-> 200.0 km 0.450 ton 9740.19 m/s orbit (200.0-17157.6) km 5h:6m:10.7s
Erst durch ein hochwertiges LOX/LH2 Triebwerk in der zweiten Stufe wird ein GTO erreicht.
methan 1
h2 2
1 : 0.0 km 14.000 ton 463.00 m/s burst 2.3 g 120.0 seconds
-> 90.0 km 5.900 ton 2793.64 m/s offperigee (-5934.9-90.0) km
2 : 90.0 km 5.000 ton 2793.64 m/s burst 3.2 g 180.0 seconds
-> 200.0 km 1.400 ton 8272.92 m/s orbit (200.0-2126.4) km 1h:48m:27.1s
3 : 200.0 km 1.000 ton 8272.92 m/s burst 0.9 g 300.0 seconds
-> 200.0 km 0.450 ton 10868.07 m/s orbit (200.0-232319.5) km 118h:41m:35.8s
Fazid: “ Ich in ein Kerosin Fan – Semjorka Rulez ! “
Methan ist durchaus interessant, weil es eine hoehere Dichte und Temperatur als Wasserstoff hat, doch rechtfertigt der geringfuegig hoere Impuls im Vergleich zu Kerosin, nicht die enormen Entwicklungskosten fuer voellig neuartige Triebwerke. Solche Kosten wuerden eher durch einen Dual Use faehigen Treibstoff zu rechtfertigen sein, mt dem sich sogar niedrigere Impulse rechtfertigen lassen. Fuer zivile Raketen gibt daher es nur zwei Alternativen: Hauptsache billig und robust ueberhaupt einen LEO erreichen, d.h. Kerosin, oder kostenoptimal GTO Nutzlasten ausliefern, d.h. Wasserstoff.
R7 und Ariane: Das werden die beiden Haupttraegersysteme in den naechsten Jahren bleiben. Wobei ich denke, dass in der Mini und Forschungssatteliten Nutzlast durchaus eine Alternative zur Ariane sinnvoll ist, auf der dann neue Ideen wie die Pegasus getested werden koennen.
ciao,Michael
PS: Mit Methan als erster Stufe und LH2 als zweiter, koennte die GTO Nutzlast von 450kg auf 530kg gesteigert werden. Zu wenig um eine voellig neue Technik zu rechtfertigen. Wie gesagt fehlen in der Rechnung Luftwiederstand und Treibstoffreste, so dass fuer alle Berechnungen eher eine Halbierung der Nutzlast realistisch ist.
Tschuldigung wenn ich dashier nochmal ausgrabe, aber was ist von Aluminium/LOX + LH2 (Halo) zu halten?
@Max: Das Grundproblem ist das gleiche. Es ist im Prinzip eine Variation des Feststoffantriebs, der ja auch mit NH4CLO4, Alumnium und (CH2)x arbeitet: Der spezifische Impuls dieser Mischung ist deswegen geringer las bei LOX/Kerosin, weil das Alumniumoxid bald aus dem Gleichgewicht ausscheidet wenn es fest wird. Der spezifische impuls dürfte also nicht viel höher als bei normalen Feststoffantrieben sein.
http://www.asi.org/adb/06/09/03/02/095/al-o-propellants.html
Also sind die Angaben hier falsch? Die reden von einem Wundertreibstoff mit einem ISP von bis zu 475s.
[…]
One means of enhancing the performance of lunar oxygen and aluminum could be to combine them with terrestrial hydrogen in a tripropellant engine. Andrew Hall Cutler [2] estimates that [with] an H:O:Al mass ratio of 1:3:3, such an engine would have a specific impulse exceeding 400 seconds – only slightly poorer than hydrogen and oxygen alone. This ratio also manages to decrease slightly the proportion of hydrogen that has to be brought from Earth, compared to the approximately 1:5 combustion mass ratio of H:O for Shuttle main engine technology. Brower et al. [1] expect that with an H:Al:O mass ratio of 1:2.5:2.75, a specific impulse of 475 seconds can be achieved. This would increase performance, but at the cost of bringing more hydrogen from Earth.[…]
Kann ich irgendwie so nicht glauben. Wenn die Kombination wirklich so toll und einfach zu handhaben wäre, würde sie nicht schon längst fliegen?
MfG
Max
Also bemühen wir das NASA Programm FCEA mit oben genannten Paramtern. Dann bekommt man folgende Ausgabe:
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM FINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 986.3 PSIA
Ac/At =100.0000 Pinj/Pinf = 1.000012
CASE =
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL H2(L) 0.2857143 -9012.000 20.270
FUEL AL(cr) 0.7142857 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 0.78571 %FUEL= 56.000000 R,EQ.RATIO= 3.694670 PHI,EQ.RATIO= 3.694670
INJECTOR COMB END THROAT EXIT EXIT
Pinj/P 1.0000 1.0000 1.7396 1418.23 430.51
P, BAR 68.000 67.998 39.089 0.04795 0.15795
T, K 3232.37 3232.36 3037.74 1116.63 1398.14
RHO, KG/CU M 3.1143 0 3.1142 0 1.9183 0 6.5067-3 1.7119-2
H, KJ/KG -893.75 -893.77 -2062.16 -11048.9 -10063.1
U, KJ/KG -3077.24 -3077.26 -4099.92 -11785.8 -10985.7
G, KJ/KG -57204.2 -57204.2 -54982.0 -30501.5 -34419.7
S, KJ/(KG)(K) 17.4208 17.4208 17.4208 17.4208 17.4208
M, (1/n) 12.309 12.309 12.395 12.599 12.599
MW, MOL WT 11.330 11.330 11.376 11.523 11.523
(dLV/dLP)t -1.01179 -1.01179 -1.00823 -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.2365 1.2365 1.1682 1.0000 1.0001
Cp, KJ/(KG)(K) 7.7373 7.7372 6.7200 3.4318 3.5760
GAMMAs 1.1386 1.1386 1.1468 1.2381 1.2264
SON VEL,M/SEC 1576.7 1576.7 1528.7 955.2 1063.7
MACH NUMBER 0.000 0.005 1.000 4.718 4.026
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 132.41 1.0000 100.00 40.000
CSTAR, M/SEC 2318.9 2318.9 2318.9 2318.9
CF 0.0031 0.6592 1.9435 1.8467
Ivac, M/SEC 307061.2 2861.7 4670.2 4497.8
Isp, M/SEC 7.1 1528.7 4506.7 4282.4
MOLE FRACTIONS
*AL 0.00032 0.00032 0.00012 0.00000 0.00000
ALH 0.00020 0.00020 0.00007 0.00000 0.00000
*ALO 0.00009 0.00009 0.00003 0.00000 0.00000
ALOH 0.00749 0.00749 0.00386 0.00000 0.00000
AL(OH)2 0.00014 0.00014 0.00006 0.00000 0.00000
AL(OH)3 0.00003 0.00003 0.00002 0.00000 0.00000
AL2O 0.00030 0.00030 0.00008 0.00000 0.00000
AL2O2 0.00002 0.00002 0.00000 0.00000 0.00000
*H 0.03223 0.03223 0.02471 0.00000 0.00001
*H2 0.81493 0.81493 0.82666 0.85393 0.85392
H2O 0.06363 0.06363 0.06154 0.06065 0.06065
*O 0.00002 0.00002 0.00001 0.00000 0.00000
*OH 0.00106 0.00106 0.00068 0.00000 0.00000
AL2O3(a) 0.00000 0.00000 0.00000 0.08541 0.08541
AL2O3(L) 0.07952 0.07952 0.08216 0.00000 0.00000
Vergleichen wit Wasserstoff/Sauerstoff bei denselben Bedingen und O/H= 6:1
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM FINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 986.3 PSIA
Ac/At =100.0000 Pinj/Pinf = 1.000012
CASE =
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
FUEL H2(L) 1.0000000 -9012.000 20.270
O/F= 5.88235 %FUEL= 14.529915 R,EQ.RATIO= 1.349236 PHI,EQ.RATIO= 1.349236
INJECTOR COMB END THROAT EXIT EXIT
Pinj/P 1.0000 1.0000 1.7364 1564.31 466.53
P, BAR 68.000 67.998 39.162 0.04347 0.14576
T, K 3464.48 3464.48 3269.62 1096.46 1401.81
RHO, KG/CU M 3.1334 0 3.1334 0 1.9325 0 6.6154-3 1.7350-2
H, KJ/KG -996.23 -996.26 -2153.64 -10873.0 -9970.42
U, KJ/KG -3166.39 -3166.41 -4180.13 -11530.1 -10810.5
G, KJ/KG -63406.0 -63405.9 -61053.1 -30624.8 -35222.8
S, KJ/(KG)(K) 18.0142 18.0142 18.0142 18.0142 18.0142
M, (1/n) 13.273 13.273 13.415 13.874 13.874
(dLV/dLP)t -1.02358 -1.02358 -1.01797 -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.4215 1.4215 1.3401 1.0000 1.0001
Cp, KJ/(KG)(K) 8.5800 8.5800 7.8097 2.8419 3.0668
GAMMAs 1.1415 1.1415 1.1423 1.2672 1.2429
SON VEL,M/SEC 1573.9 1573.9 1521.5 912.5 1021.8
MACH NUMBER 0.000 0.004 1.000 4.871 4.146
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 132.52 1.0000 100.00 40.000
CSTAR, M/SEC 2312.7 2312.7 2312.7 2312.7
CF 0.0031 0.6579 1.9218 1.8318
Ivac, M/SEC 306479.6 2853.4 4592.3 4434.8
Isp, M/SEC 7.1 1521.4 4444.5 4236.6
MOLE FRACTIONS
*H 0.03372 0.03372 0.02745 0.00000 0.00001
HO2 0.00003 0.00003 0.00001 0.00000 0.00000
*H2 0.26008 0.26008 0.25780 0.25884 0.25884
H2O 0.65909 0.65909 0.67974 0.74116 0.74116
H2O2 0.00001 0.00001 0.00000 0.00000 0.00000
*O 0.00291 0.00291 0.00183 0.00000 0.00000
*OH 0.04133 0.04133 0.03127 0.00000 0.00000
*O2 0.00284 0.00284 0.00188 0.00000 0.00000
Die Daten entsprechen dem was Du sagtest, aber es gibt eben nicht den Performance Vorteil gegenüber H/O. Dafür dass man einen komplett neuen Antrieb konstruieren muss (seperater H-Tank, O-Tank und fester Al Tank hat. BeH2 und LiH sind dagegen feste Verbindungen und so hat man nur zwei Tanks.
Danke für die Bemühung, aber ich blick da nicht ganz durch. Der ISP kann also 475s betragen, der Nachteil ist aber der Entwicklungsaufwand für die Rakete?
LH2/LOX bringt also die gleiche Performance mit weitaus weniger Aufwand?
fragende Grüße,
Max
Ja. Es gibt hybride Antriebe, die zumindest im kleinen Maßstab erprobt wurden bei denen der Brennstoff fest ist und der Oxidator flüssig. Z.b. Polyethlyen/Alumnium als Brennstoff und Fluor als Oxidator das ist dann wie ein Feststoffantrieb mit Einspritzung aus einem Tank. Schon hier sit die Gewährleistung eines gleichmäßigen Abbrands nicht leicht.
Theoretisch denkbar sind auch 3 Stoff Systeme aus 3 flüssigen Treibstoffen, die dann in einer normalen Brennkammer verbrannt werden, nur praktisch nicht eingesetzt, weil der Vorteil von etwas höherem spezifischen Impuls durch den erhöhten technischen Aufwand kompensiert wird.
Al (fest) zusammen mit H2 und O2 (flüssig) macht aber ein System aus bei dem zwei flüssige Komponenten und der feste Treibstoff reagieren müssen – gleichmäßig vermischt ohne explosive Gemische. Wie dies gehen soll ist fraglich. Selbst wenn man das Problem gelöst hätte, dann wäre es einfacher das Aluminium durch Magnesium, Beryllium,Lithium oder Natrium zu ersetzen – mit besserem spezifischen Impuls (er nimmt mit höherer Ordnungszahl ab).
Ok, danke für die Info. Das mit dem gleichmäßigen Abbrand hab ich mir schon gedacht. Auch wenn man Al (Pulver)/LOX in einem Tank mischt hat man das Problem.
Im Mars Society Forum
http://www.newmars.com/forums/viewtopic.php?f=5&t=8009&p=139946#p139946
wird gerade heftig darüber diskutiert. Man braucht kein Society Mitglied zu sein um sich da anzumelden, bin auch keins. Teilweise sind sie in der Society recht unprofessionel. Oft haben einige da ziemlich abstruse Ideen, bei denen ich sofort skeptisch bin. Man weiss eben nicht immer alles besser als die NASA 😉
Danke und schönen Tag noch,
Max
FCEA kann jeder runter laden von der NASA
http://www.grc.nasa.gov/WWW/CEAWeb/ceaguiDownload-win.htm
Das Problem ist wie bei allen anderen Programmen: Man muss natürlich eine Ahnung von den Eingabeparametern haben um die Ausgaben und ihre Sinnhaftigkeit zu bewerten. FCEA ist DAS Standardprogramm für theoretische Berechnungen und das über Jahrzehnte. Tabellenwerte die man findet wurden meist mit ihm berechnet. Reale Antriebe müssen daher immer schlechter sein.
Danke für die Einladung. Aber es gibt so viele Raumfahrtforen und ich habe für mich die Entscheidung getroffen, das Foren für mich zu zeitintensiv sind. Ich nutze die Zeit lieber um selbst zu schreiben. Das einzige Forum in dem ich mal Mitglied war war http://www.unmannedspaceflight.com/index.php als ich eine Software für die Auswertung der VMC Aufnahmen geschrieben hatte,
Siehe Blog: http://bernd-leitenberger.de/blog/2009/07/24/sich-auf-das-wichtige-beschraenken/
(I’m using Google translator to write this comment, so bear with me).
Halo fuel has the advantage of being denser, as well as having a higher thrust. These factors reduce the total delta-V to orbit, due to reduction of drag. So even if it has comparable Isp, Halo comes out on top.
The Al/LOX would be delivered into the engine as a monoprop – http://www.wickmanspacecraft.com/lsp.html – and then burned with Hydrogen in much the same way as in a H2/LOX engine.
Unfortunatly you must develop a new kind of engine since you use two different liquid propellant with one solid propellant. Hybrd Engines are developed, but only with the oxidiser liquid. So for a very small advantage you have a lot of work. Its much more likely then to use Polyethylen / Li / FLOX whcih gies you the same or better ispec and which ius working in a „normal“ hybrid engine.