Flytende drivmiddel

I astronautikk kaller vi flytende drivmiddel for ethvert kjemisk system som består av ett eller flere drivmidler lagret i flytende tilstand for å produsere, ved spaltning eller ved forbrenning , en gassblanding hvis ekspansjon gjennom en dyse gir en trykkraft . Slike drivmidler gjør det ikke mulig å nå veldig høye hastigheter, men gir tilstrekkelig trykk for tiden som er nødvendig for å overvinne tyngdekraften og plassere nyttelast i bane. De brukes derfor ofte for å gi den nødvendige drivkraften for bæreraketter til å ta av og for å manøvrere dem i verdensrommet.

Mengder som kjennetegner et drivmiddel

Disse mengdene er introdusert i artikkelen "  Rocket engine  ".

Spesifikk impuls

Bemerket I sp og måles i sekunder, den spesifikke impuls indikerer den tid i hvilken en masse av ett kilo av drivmiddel kan gi en skyvekraft på en kg-kraft , det vil si 9,806 65  N  :

, fra hvor

med:

Denne ligningen understreker at, for like trykk , vil den spesifikke impulsen være desto høyere jo lavere massestrømningshastighet, noe som betyr at drivmidler hvis forbrenningsprodukter har lav molær masse vil være å foretrekke .

Den spesifikke impulsen er ikke en absolutt mengde av et drivmiddel, men avhenger av ytelsen til rakettmotoren , og spesielt av trykket som oppnås i forbrenningskammeret , noe som kan påvirke systemets ytelse med 10 til 15%. Det avhenger også av utvidelsen av eksosgassene i dysen , hvis geometri må være optimal for å maksimere skyvekraften , og det avhenger derfor også av trykket utenfor raketten: Den spesifikke impulsen er maksimal i tomt, men er nesten 15% lavere ved start på havnivå.

I litteraturen er de spesifikke impulsverdiene gitt i vakuum og under ideelle termodynamiske forhold, slik at de utgjør øvre grenser der praktiske verdier generelt er 5 til 10% lavere.

Utslippshastighet for eksos

Siden forholdet mellom trykkraft og massestrøm er lik utstøtningshastigheten til eksosgassene, kan den spesifikke impulsen til et drivmiddel også uttrykkes ved hjelp av eksoshastigheten, uttrykt i meter per sekund , i henhold til likhet:

med:

Drivstoffmassefraksjon, delta V, pulstetthet

Massefraksjon

Den massefraksjon av drivmidlet er forholdet mellom den endelige massen av utskyteren (etter forbrenning av drivmidlet) og dens opprinnelige masse (med drivmidlet før forbrenningen):

med:

Det er en mengde som avhenger både av utformingen av bæreraketten og av tettheten til drivstoffet som brukes.

Delta V

Videre betegner begrepet "delta V" ofte den økningen i hastighet som tilføres et romfartøy ved forbrenning av en gitt mengde drivmiddel . I fravær av tyngdekrafts- og friksjonsfelt gjør Tsiolkowskis ligning det mulig å bare uttrykke delta V fra drivstoffets massefraksjon :

med:

Vi kan tydelig se med dette uttrykket at det er nødvendig å maksimere delta V:

  1. bruke et drivmiddel som gir avgassene som skal mates ut med en hastighet v e så høy som mulig
  2. maksimere forholdet M full / M tom , som betyr:

Delta V avhenger derfor både av massen til romfartøyet og av de iboende egenskapene ( tetthet og utkastingshastighet) til drivstoffet som brukes.

Pulstetthet

Den tilsynelatende tettheten til drivmidlet er et referansepunkt som bestemmer som dets spesifikke impuls , man definerer impulsdensiteten (eller tettheten av impulsen) som produktet av disse to mengdene:

med:

  • I d pulstettheten uttrykt i s kg m −3
  • d støp drivstoffets tilsynelatende tetthet målt i kg / m 3
  • Jeg sp den spesifikke pulsen målt i sekunder

Noen ganger er det dreiemomentet ( I sp ,  I d ) i stedet for dreiemomentet ( v e ,  d prop ) som er angitt i tabellene med numeriske verdier på flytende drivmidler.

Egenskapene til et flytende drivmiddel

Hypergolic / ikke-hypergolic

Et par drivmidler kalles hypergolisk som, når de bringes i kontakt med hverandre, autokatalyserer deres egen redoks  : forbrenning startes spontant, uten behov for et system, tenning, som forenkler produksjonen av rakettmotoren . Framdriftens pålitelighet forbedres fordi det blir mulig å kontrollere trykkraften ved hjelp av to ventiler (en per drivmiddel ) uten å måtte ty til komplekse og skjøre tenningskontrollsystemer. I tillegg forhindrer selve drivmidlene at de akkumuleres i form av en eksplosiv blanding som forårsaker skadelig overtrykk på tenningstidspunktet ( hard start ). På den annen side er slike hypergoler generelt farlige å håndtere på grunn av deres høye kjemiske reaktivitet.

Det kvalifiserer av kryogen et drivmiddel som i det minste en av de drivmiddel bør holdes på en temperatur under -150  ° C , temperaturen ved hvilken visse gassene kondenserer ved omgivelsestrykk. Slike drivmidler er generelt veldig effektive, men kan bare brukes til start fra jorden , fordi de ikke kan opprettholdes i lang tid ved ønsket temperatur når de er lastet i bæreraketten . Dette er spesielt tilfelle med flytende hydrogen , som begynner å fordampe så snart det er i et reservoar.

I motsetning kan drivbare drivmidler holdes flytende over lange perioder uten at det kreves spesielle fasiliteter for å lagre dem.

Utvikling og bruk av flytende drivmidler

På 1940-tallet

Grunnlaget for astronautikken ble lagt av tyske ingeniører under andre verdenskrig gjennom en rekke tekniske innovasjoner støttet av en hel rekke kjemikalier som konvensjonelt ble utpekt ved hjelp av et brev, spesielt (omtrentlig sammensetning i massefraksjon):

Etter andre verdenskrig

Spesielt utviklet på bekostning av livene til mange krigsfanger, ble tysk kjemisk fremdriftsteknologi tatt opp på 1950-tallet av amerikanske og sovjetiske ingeniører, som eksperimenterte med andre stoffer, noen ganger eksotiske, som tetrafluorhydrazin N 2 F 4med pentaboran B 5 H 9.

Den ethanol H 3 C-CH 2- OHble mye brukt, rent eller blandet med andre drivstoff, av tyske og deretter allierte ingeniører på 1940-tallet på grunn av den høye latente fordampningsvarmen, som gjorde det mulig å bruke den til å kjøle motorer. Dens ytelse er likevel lavere enn det som er tillatt av hydrokarboner , som er tettere og mer energiske. Den viktigste hindringen for bruken av hydrokarboner som rakettdrivstoff var deres dårlige termiske oppførsel: Når de passerte gjennom motorens kjølekretser, hadde de tyngre fraksjonene en tendens til å polymerisere og blokkere boblene som følge av fordampningen av fraksjonene. Den letteste, som endte med å hindre kretsene.

Disse problemene ble løst på midten av 1950-tallet ved å redusere svovelinnholdet kraftig , noe som fremmer polymerisering , så vel som umettede hydrokarboner (mest sannsynlig å polymerisere), mens de favoriserte forgrenede og sykliske alkaner , som er mer motstandsdyktige mot varme enn lineære alkaner. De søkte artene er av typen C 12 ladderane. Dette førte til utvikling av RP-1 , Refined Petroleum-1 eller Rocket Propellant-1, avhengig av versjon. Med utviklingen av petroleumsindustrien og raffineringsteknikker har RP-1 og flytende hydrogen siden etablert seg som kraftdrivstoff, mens hydrazinhydrat N 2 H 4• H 2 O( B-Stoff ) ble erstattet med vannfrie metylerte former, monomethylhydrazine H 2 N-NHCH 3(MMH) og asymmetrisk dimetylhydrazin H 2 N-N (CH 3 ) 2 (UDMH) for å øke ytelsen i presisjonsmanøvrer.

På oksidantsiden forble flytende oksygen oksidasjonsmiddel for kraftanvendelser med parafin ( RP-1 ) og flytende hydrogen , mens forskning på SV-Stoff hadde som mål å stabilisere salpetersyre HNO 3for å begrense skadelige effekter av nitrogendioksyddamp NO 2rikelig frigjort av salpetersyre (disse dampene er også grunnen til at HNO 3konsentrat kalles fuming salpetersyre , WFNA på engelsk, for White Fuming Nitric Acid ). Dette ble gjort ved å fortynne HNO 3i nitrogen peroksyd N 2 O 4, som ga helheten en rødlig farge (derav navnet red fuming salpetersyre , RFNA på engelsk), mens korrosjonsproblemet til tankene ble løst ved å tilsette HF flussyre for å passivisere overflaten inne i tankene ved å avsette et lag metallfluorid deri: dette kalles inhibert red fuming salpetersyre , eller IRFNA på engelsk.

I dag

Det er vanlig å formelt skille mellom tre typer flytende drivmidler i henhold til antall drivmidler som utgjør dem:

  1. de monodriv (eller monoergols ), som er sammensatt av bare ett drivmiddel;
  2. de diergols (eller bipropellant ), som er sammensatt av de to komponenter;
  3. de triergols , som er sammensatt av tre drivmiddel.

Denne nomenklaturen er faktisk ganske kunstig fordi den grunnleggende forskjellen ligger mellom monopropellanter og andre flytende drivmidler:

  • monopellanter opererer på basis av en katalysert eksoterm nedbrytning;
  • de andre drivstoffene er basert på forbrenning av ett eller flere drivstoff i en eller flere oksidasjonsmidler.
Hydrazin

Den hydrazin N- 2 H 4er den mest brukte komponents , spesielt i de siste nedstigningen faser av romsonder før landing på sine mål: Dette var tilfelle med landers av viking program samt Phoenix misjon , som kom på Mars på25. mai 2008. Den Mars Reconnaissance Orbiter ble satt i bane med et reservoar av mer enn et tonn av hydrazin for å stabilisere dens bane rundt Mars . Hydrazin nedbrytes på en meget eksoterm måte på en metallisk katalysator av iridium på aluminiumoksyd Al 2 O 3eller karbonnanofibre / grafitt eller molybdennitrid på aluminiumoksyd , som katalyserer reaksjonene:

  1. 3 N 2 H 4→ 4 NH 3+ N 2
  2. N 2 H 4→ N 2+ 2 H 2
  3. 4 NH 3+ N 2 H 4→ 3 N 2+ 8 H 2

Disse reaksjonene frigjør nok energi til å drive forbrenningskammeret til 800  ° C på ett millisekund med meget god effektivitet, noe som resulterer i en spesifikk vakuumimpuls på ca. 220  s .

Utviklingen av lagringsbare drivstoffteknologier har blitt gjennomført for et stort sett militært formål, hovedsakelig for å gi arsenaler et batteri med raketter klar til å bli avfyrt så raskt som mulig over lengst mulig tid fra installasjoner så små som mulig. De fleste russiske og amerikanske bæreraketter med lagringsbare drivmidler er således avledet av interkontinentale ballistiske raketter .

Aérozine 50, UDMH, UH 25 eller MMH drivstoff

Blandingen 50% hydrazin H 2 N-NH 2+ 50% UDMH H 2 N-N (CH 3 ) 2kalles aerozin 50 . Det er et drivstoff utviklet i USA på 1950-tallet for å utstyre Titan II- missilene , ved opprinnelsen til bæreraketter, hvoretter dette drivstoffet ble mye brukt i astronautikk  ; han ble spesielt beæret i Apollo 11- oppdraget for å ha sørget for landing og deretter start av LEM . Den aerozine 50 er noe mindre tett enn hydrazin ren og har et kokepunkt noe lavere, men gir stabilitet og en responstid med den optimaliserte NTO (nitrogen peroksyd N 2 O 4).

Frankrike hadde valgt i 1960 for en NTO / UDMH fremdrift med Diamant raketter , på opprinnelsen til Ariane-programmet  : skutt opp fra Hammaguir ( Algerie ) til 1967, deretter fra Guyana Space Center i Kourou fra 1970, Diamant raketter hadde tre feil og ni suksesser, inkludert innlegging av bane til Asterix- satellitten i 1965 så vel som Castor og Pollux i 1975. For å sikre fremdrift av Ariane 1- bæreraketten hadde Ariane-programmet valgt, i kontinuiteten til Diamant raketter, for ren UDMH- fremdrift , som delvis var opphavet til svikt i den andre raketten, i 1980. Etter det opererte Ariane 2 til Ariane 4 bæreraketter med UH 25 , en blanding 75% UDMH H 2 NN (CH 3 ) 2+ 25% hydrazinhydrat H 2 N-NH 2• H 2 O, Ariane 4 å bli en av de mest pålitelige kastere i verden, med en suksessrate på over 97%.

Den MMH H 2 N-NHCH 3senere påtvunget seg i møte med forskjellige kombinasjoner av hydrazin og UDMH for drift i rommet; det skal benyttes i banemanøvreringssystemet (OMS) av Space Shuttle den NASA og i den lagringsdyktige drivtrinnet (EPS) av Ariane 5 .

Spesielt giftige, disse forbindelsene er gjenstand for forskning for å erstatte dem med mindre farlige ekvivalenter, for eksempel DMAZ ( 2- azido - N , N- dimetyletanamin (CH 3 ) 2 N - CH 2 –CH 2 –N = N + = N -).

NTO eller MON oksidasjonsmiddel

Den nitrogen peroksyd N 2 O 4, vanligvis betegnet av NTO (for nitrogentetroksid ), er den "historiske" oksidanten med alle disse nitrogenholdige drivstoffene: den er både hypergolisk med dem og kan lagres under terrestriske forhold. Det brukes sjelden rent, men blandet med nitrogenmonoksid N2O i varierende proporsjoner, for å begrense effekten av korrosjon av NTO, spesielt på titanlegeringer som brukes i fremdriftssystemer. En blanding av x  % N20 med (100- x )% NTO kalles MON - x (for blandede nitrogenoksider ), grensen er MON-40; Amerikanere bruker generelt MON-3, mens europeerne ser ut til å foretrekke MON-1.3.

Den NTO / aerozine 50 drivmiddel blir i hovedsak brukt for letting, de ma / MMH -systemer blir brukt for banejusteringer på plass på relativt store maskiner og for bruksperioder av størrelsesorden noen få uker, og hydrazinet som et monergol fortsatt den foretrukne løsning for posisjonering av mindre maskiner som satellitter eller sonder over tidsperioder på måneder eller til og med år.

LOX / RP-1, LH2 eller CH4 kryogene drivmidler LOX / RP-1 drivstoff

Den RP-1 ble brukt mye i USA på 1960-tallet og 1970-tallet som en kraft drivstoff for de første stadiene av bæreraketter som Atlas , Titan jeg , Delta , Saturn jeg og jeg B raketter , og selvfølgelig Saturn V , berømt for lanseringene av Apollo-programmet og Skylab- laboratoriet . Både tett og lagringsbar, optimalisert for rakettmotorer , og gir utmerket startytelse med flytende oksygen , ofte referert til av akronymet LOX.

I motsetning til nitrogenholdige drivstoffer er LOX / RP-1-systemet ikke hypergolisk og krever derfor et tenningssystem i motoren for å starte forbrenning. Det er 8% mindre tett enn NTO / aerozin 50-systemet, men gir en litt høyere spesifikk impuls (3%). Fremfor alt er det mye mindre farlig å håndtere.

Delta- bæreraketter , som skulle trekkes tilbake fra tjeneste på 1980-tallet til fordel for romferger , ble brakt tilbake i forgrunnen etter Challenger- eksplosjonen i 1986, og Delta II forble en bærebjelke i amerikansk astronautikk til slutten av 2010-tallet , med en imponerende serie med romfølere lansert i solsystemet  ; deres første etappe ble drevet av LOX / RP-1 mens den andre ble drevet av NTO / aerozine 50 . Disse bærerakettene ble trukket fra tjeneste iseptember 2018.

LOX / LH2 drivstoff

Det flytende hydrogenet , vanligvis betegnet med akronymet LH2, er det kraftigste drivstoffet som brukes med flytende oksygen  : dets spesifikke impuls er større med ca. 30% enn RP-1 , men bulkdensiteten til et LOX / LH2-system er også nesten 30% lavere enn for et LOX / RP-1-system. Dens bruk medfører derfor problemer med tankstørrelse og start aerodynamikk , og friksjonskreftene på bæreraketten er i stand til å miste energifordelen som tilbys av LH2-systemer sammenlignet med RP-1-systemer.

I tillegg er flytende hydrogen er en særlig flyktig stoff hvis håndtering innebærer å ta hensyn til den høye risikoen for eksplosjon, ved å ha en robust kryogen teknologi som gjør det mulig å håndtere en væske ved en temperatur som ikke overstiger 20,28  K eller -252,87  ° C . Til slutt er hydrogenvæskingsteknologi dyrt i energi og må takle problemet med spinnisomerismen av dihydrogen  : ved romtemperatur representerer ortohydrogen 75% av molekylene, en andel som faller til 0,21% ved romtemperatur. Væsketilstanden ved slutten på en eksoterm overgang som har en tendens til å varme opp hydrogenet når det er flytende ved å akselerere fordampningen.

LOX / CH4 drivstoff

Den metan flere driftsfordeler som gjør det konkurransedyktig med den flytende oksygen i forhold til den flytende hydrogen til tross for spesifikk impuls teoretisk ca. 380  s , mot ca. 450  s for systemet LOX / LH2 , en verdi 16% lavere. Faktisk brukte teknologien rakettmotorer med flytende drivstoff fra 2020-tallet drift ved høyere trykk som forbedrer ytelsen deres betydelig, mens flyting av metan og håndtering av flytende metan krever mindre komplekse og billigere fasiliteter enn de som er nødvendige for flytende hydrogen, mye kjøligere: temperaturintervallene der disse stoffene eksisterer i flytende tilstand ved atmosfæretrykk er 54 til 90  K for oksygen , 91 til 112  K for flytende metan, men 14 til 20  K for hydrogen . Denne teknologien ble utviklet gjennom motoren Prometheus fra ArianeGroup motoren Raptor fra SpaceX og motor BE-4 fra Blue Origin  ; Foreløpige studier ble utført på 2000-tallet av Rocketdyne på motoren RS-18  (in) i programmet Constellation of NASA , kansellert i 2010.

En annen fordel med den flytende metan som et drivmiddel brensel , kan den fremstilles lokalt på en annen Jorden ved en kombinasjon av reaksjon Sabatier og reaksjonsgass i motsetning til vann ( RWGS ) i forbindelse med teknologier ved hjelp av in situ-ressurser ( ISRU ), for eksempel på Mars .

Andre flytende drivmidler CLF3 eller CLF5 / N2H4

Den klor trifluoride ClF 3og klor pentafluoride ClF 5er to oksidanter som ble studert - og utviklet - under den kalde krigen på grunn av deres høye tetthet, enkel lagring og ytelse med hydrazin . De er likevel forbindelser som er veldig farlige å håndtere, som har en tendens til å antenne ethvert oksiderbart materiale, og som derfor utgjør en stor fare for alle som er involvert i håndtering av dem. I tillegg inneholder eksosgassene hydrogenfluorid HF og hydrogenklorid HCl, som er spesielt skadelige for miljøet.

Triergoler

De triergols har vært intensivt studert i USA og Sovjetunionen, aldri føre til konkrete resultater på grunn av deres uoverkommelige kostnader og spesielt teknologiske barrierer for gjennomføringen. De mest kjente er:

Digital sammenligning av flytende drivstoffer

Nominelle data på havnivå

Følgende rullegardintabell gjengir en ASCII- form Gir hovedmengdene som kjennetegner et flytende drivmiddel av oksidant og drivstoff, og beskriver om nødvendig nyansene til proporsjoner i blandingene:

Nominelle parametere for standard flytende drivmidler ved havnivå Oksidasjonsmiddel: LOX  : Flytende oksygen
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
LH2  : Flytende hydrogen 5.00 381 124 3,738 2 347 3,304 11.8 1.21 0,32
Flytende metan 2.77 299 235 2 932 1.842 3 379 19.6 1.21 0,79
Metanol 1.19 274 260 2.687 1.677 3 214 22.7 1.19 0,95
75% etanol + 25% vann 1.29 269 264 2,635 1643 3 167 23.4 1.19 0,98
95% etanol + 5% vann 1.49 277 269 2,713 1.698 3 314 22.8 1.20 0,97
RP-1 (parafin) 2.29 289 294 2.834 1787 3.526 21.6 1.22 1.02
Hydrazin 0,74 303 321 2 973 1.875 3,275 18.2 1.22 1.06
MMH  : Monometylhydrazin 1.15 300 298 2 938 1 855 3 399 19.3 1.22 0,99
UDMH  : Asymmetrisk dimetylhydrazin 1.38 297 286 2 916 1.841 3,447 19.8 1.22 0,96
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% Hydrazin 1.06 300 300 2 941 1,856 3 373 19.1 1.22 1.00
UH 25  : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat 1.22 299 292 2 928 1.848 3 412 19.5 1.22 0,98
Flytende ammoniakk 1.28 287 253 2.815 1.765 3.020 19.1 1.20 0,88
Aniline 1,72 276 302 2 708 1.714 3.657 24.2 1.23 1.09
Tonka-250 1.97 283 288 2,780 1.754 3.543 22.5 1.22 1.02
PBHT  : Hydroksytelechelic Polybutadiene 2.12 282 299 2,766 1.747 3,612 23.1 1.22 1.06
Oksidasjonsmiddel: LF2  : Flytende fluor
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
LH2  : Flytende hydrogen 6.00 400 155 3 925 2.528 3.548 10.4 1.29 0,39
Metanol 2.20 321 376 3 146 2,030 4,402 19.9 1.30 1.17
72% etanol + 28% vann 2.26 317 383 3 106 2004 4 344 20.2 1.30 1.21
Hydrazin 1,82 338 432 3,315 2143 4,544 18.4 1.31 1.28
Flytende ammoniakk 2.81 334 382 3 278 2 117 4469 18.6 1.30 1.14
FLOX  : Flytende fluor + flytende oksygen (massefraksjon av fluor avhengig av drivstoff)
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
79% LF2 / flytende metan 4,82 335 337 3,281 2120 4,530 18.8 1.30 1.01
89% LF2 / 95% etanol + 5% vann 2,56 320 377 3 134 2,023 4437 20.2 1.30 1.18
69% LF2 / RP-1 3.67 323 386 3 166 2,045 4,571 20.4 1.30 1.19
85% LF2 / MMH 2.33 333 399 3 264 2110 4,583 19.2 1.31 1.20
80% LF2 / UDMH 2,60 330 383 3 239 2,093 4,591 19.5 1.31 1.16
88% LF2 / aerozin 50 2.22 334 403 3 273 2 115 4,575 19.0 1.31 1.21
83% LF2 / UH 25 2,41 332 411 3 255 2 104 4,584 19.3 1.31 1.24
57% LF2 / Aniline 2,41 306 373 3,006 1.939 4,517 22.4 1.30 1.22
67% LF2 / Tonka-250 3.07 317 374 3.114 2,010 4,553 21.0 1.30 1.18
62% LF2 / PBHT 3.14 314 380 3.082 1990 4,555 21.5 1.30 1.21
NTO  : Nitrogenperoksid
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
LH2  : Flytende hydrogen 6,50 340 137 3,334 2 103 2 973 13.1 1.22 0,40
Flytende metan 4.27 273 271 2,682 1.688 3.220 22.1 1.21 0,99
Metanol 1,78 258 288 2.528 1,583 3.058 24.1 1.20 1.12
75% etanol + 25% vann 1,93 253 293 2.479 1,551 3,006 24.8 1.20 1.16
95% etanol + 5% vann 2.26 259 300 2.540 1,593 3 151 24.5 1.20 1.16
RP-1 3.53 267 330 2.619 1.653 3 342 23.9 1.22 1.24
Hydrazin 1.08 286 342 2 803 1 771 3 137 19.5 1.23 1.19
MMH  : Monometylhydrazin 1,73 280 325 2,742 1.733 3,252 21.1 1.23 1.16
UDMH  : Asymmetrisk dimetylhydrazin 2.10 277 316 2,713 1.715 3 296 21.8 1.23 1.14
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% Hydrazin 1,59 280 326 2.750 1.738 3 229 20.8 1.23 1.16
UH 25  : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat 1,85 278 321 2,730 1.725 3 268 21.4 1.23 1.15
Flytende ammoniakk 1,89 267 278 2.615 1644 2.860 20.8 1.21 1.04
Aniline 2.64 259 336 2.538 1.606 3 452 26.0 1.23 1.30
Tonka-250 3.03 264 323 2,585 1.633 3 360 24.6 1.22 1.23
PBHT  : Hydroksytelechelic Polybutadiene 3.26 262 335 2,571 1.625 3,408 25.1 1.23 1.28
IRFNA  : Rødgassende salpetersyre hemmet
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
LH2  : Flytende hydrogen 8.00 317 147 3 112 1.957 2,795 14.3 1.21 0,46
Flytende metan 5.32 261 281 2.561 1.603 2 971 22.9 1.20 1.08
Metanol 2.13 249 292 2,441 1,524 2.824 24.2 1.19 1.17
75% etanol + 25% vann 2.30 244 296 2391 1492 2 758 24.7 1.19 1.21
95% etanol + 5% vann 2.30 244 296 2391 1492 2 758 24.7 1.19 1.21
RP-1 4.42 256 335 2,514 1,576 3.076 24.4 1.20 1.31
Hydrazin 1.28 276 341 2 702 1.702 2 932 19.8 1.22 1.24
MMH  : Monometylhydrazin 2.13 269 328 2,635 1.658 3,033 21.7 1.21 1.22
UDMH  : Asymmetrisk dimetylhydrazin 2,60 266 321 2 605 1.638 3.062 22.4 1.21 1.21
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% Hydrazin 1,94 270 329 2,643 1.663 3,009 21.3 1.21 1.22
UH 25  : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat 2.27 267 324 2,622 1649 3 037 21.9 1.21 1.21
Flytende ammoniakk 2.18 254 278 2487 1,562 2,572 20.7 1.21 1.09
Aniline 3.31 250 340 2 451 1,539 3 160 26.2 1.21 1.36
Tonka-250 3.79 254 328 2488 1.560 3.087 25.0 1.20 1.29
PBHT  : Hydroksytelechelic Polybutadiene 4.09 252 340 2,476 1,553 3 124 25.5 1.20 1.34
85% Hydrogenperoksid + 15% Vann
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
LH2  : Flytende hydrogen 14.00 294 180 2 882 1801 2.544 15.6 1.19 0,61
Flytende metan 9.19 260 289 2.550 1,586 2.590 20.6 1.18 1.11
Metanol 3.55 251 296 2,464 1,533 2,511 21.4 1.18 1.17
75% etanol + 25% vann 3.77 247 295 2 425 1.508 2,447 21.5 1.18 1.20
95% etanol + 5% vann 4,62 252 304 2,476 1,540 2.552 21.5 1.18 1.20
RP-1 7,84 258 324 2.530 1,574 2666 21.5 1.18 1.26
Hydrazin 2.15 269 328 2,642 1.654 2.630 19.0 1.20 1.22
MMH  : Monometylhydrazin 3,76 265 320 2600 1.623 2,681 20.3 1.19 1.21
UDMH  : Asymmetrisk dimetylhydrazin 4,63 263 316 2,582 1.610 2,690 20.7 1.19 1.20
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% Hydrazin 3.39 266 320 2 604 1.626 2,668 20.0 1.19 1.21
UH 25  : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat 4.02 264 318 2.592 1.617 2,681 20.4 1.19 1.20
Flytende ammoniakk 3.46 252 279 2,470 1,545 2 305 19.1 1.20 1.11
Aniline 5,95 254 329 2.495 1,553 2,719 22.6 1.18 1.29
Tonka-250 6.70 256 320 2,513 1.564 2,671 21.8 1.18 1.25
PBHT  : Hydroksytelechelic Polybutadiene 7.31 256 327 2.510 1,561 2,694 22.1 1.18 1.28
95% Hydrogenperoksid + 5% Vann
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
LH2  : Flytende hydrogen 11.00 312 171 3.064 1.918 2666 14.4 1.20 0,55
Flytende metan 7.70 272 302 2663 1.658 2 802 20.4 1.18 1.11
Metanol 3.06 261 308 2.556 1,590 2 709 21.5 1.18 1.18
75% etanol + 25% vann 3.27 257 311 2,519 1,566 2.653 21.6 1.18 1.21
95% etanol + 5% vann 3.97 262 320 2,571 1.599 2,762 21.6 1.18 1.22
RP-1 (parafin) 6,50 268 345 2,632 1.639 2 878 21.4 1.18 1.28
Hydrazin 1,82 280 345 2,741 1.718 2 801 18.8 1.20 1.23
MMH  : Monometylhydrazin 3.13 276 337 2 702 1.688 2 871 20.0 1.19 1.22
UDMH  : Asymmetrisk dimetylhydrazin 3,82 274 332 2,685 1.676 2,884 20.4 1.19 1.21
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% Hydrazin 2.82 276 337 2 706 1.692 2 852 19.8 1.19 1.22
UH 25  : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat 3.32 275 334 2,695 1.683 2.870 20.1 1.19 1.22
Flytende ammoniakk 3.04 263 294 2.583 1.615 2.510 19.1 1.19 1.11
Aniline 4,94 264 349 2,585 1.610 2 934 22.6 1.18 1.32
Tonka-250 5.58 266 340 2.611 1.626 2,884 21.8 1.18 1.28
PBHT  : Hydroksytelechelic Polybutadiene 6.06 266 348 2 607 1.622 2 910 22.1 1.18 1.31
Nitrogenoksid
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
LH2  : Flytende hydrogen 12.00 294 160 2883 1,828 2.905 16.8 1.24 0,54
Flytende metan 8.42 253 258 2.485 1,575 3 147 24.6 1.24 1.02
Metanol 3.40 245 267 2 404 1,517 2 998 25.4 1.22 1.09
75% etanol + 25% vann 3,70 241 268 2367 1494 2 957 25.9 1.22 1.11
95% etanol + 5% vann 4.37 246 273 2 408 1,523 3.076 25.8 1.23 1.11
RP-1 (parafin) 7,01 250 288 2 455 1,559 3 241 25.7 1.24 1.15
Hydrazin 1,96 267 304 2.620 1.663 3 042 21.2 1.24 1.14
MMH  : Monometylhydrazin 3.34 260 291 2.554 1.622 3 171 23.2 1.24 1.12
UDMH  : Asymmetrisk dimetylhydrazin 4.10 258 285 2.528 1.606 3,209 24.0 1.24 1.10
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% Hydrazin 3.04 261 292 2,563 1.627 3 148 22.9 1.24 1.12
UH 25  : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat 3.57 259 288 2.543 1.615 3 182 23.5 1.24 1.11
Flytende ammoniakk 3.58 250 261 2 453 1,552 2.842 22.9 1.23 1.04
Aniline 5.26 246 292 2,415 1,536 3 321 27.1 1.25 1.19
Tonka-250 6.02 249 285 2,438 1,548 3,253 26.2 1.24 1.15
PBHT  : Hydroksytelechelic Polybutadiene 6.48 248 290 2 429 1,544 3,286 26.6 1.24 1.17
Klorpentafluorid
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
LH2  : Flytende hydrogen 9.00 337 179 3 307 2 130 3 377 13.9 1.29 0,53
Metanol 2.71 275 380 2700 1.741 3,723 23.0 1.30 1.38
72% etanol + 28% vann 2,76 270 383 2.645 1.706 3.608 23.2 1.30 1.42
Hydrazin 2.12 297 439 2 915 1.880 3 958 20.9 1.30 1.48
Flytende ammoniakk 3.56 287 392 2.818 1,818 3,874 21.9 1.30 1.37
Klorpentafluorid + perklorylfluorid (massefraksjon av CLF5 avhengig av drivstoff)
Brensel RM Isp
( er )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Tid
( K )		 Masse
( g / mol )		 Cp / Cv Tetthet
( g / cm 3 )
66% ClF5 / flytende metan 6.20 285 343 2,799 1806 3 956 22.6 1.30 1.20
75% ClF5 / 95% etanol + 5% vann 3.18 273 372 2.674 1.723 3 755 23.7 1.29 1.36
48% ClF5 / RP-1 4,65 277 382 2,716 1.754 3 965 24.0 1.30 1.38
74% ClF5 / MMH 2.84 290 402 2 849 1.838 4.017 22.2 1.30 1.38
64% ClF5 / UDMH 3.20 287 397 2.816 1,818 4.020 22.7 1.30 1.34
79% ClF5 / aerozin 50 2.69 292 407 2 859 1845 4,006 22.0 1.30 1.40
71% ClF5 / UH 25 2,96 289 395 2.836 1.831 4.019 22.4 1.30 1.36
28% ClF5 / Aniline 3.04 265 362 2.598 1.678 3.890 25.8 1.30 1.37
45% ClF5 / Tonka-250 3,87 273 369 2.679 1.729 3 935 24.5 1.30 1.35
36% CLF5 / PBHT 3,96 270 372 2 649 1.710 3 927 25.0 1.30 1.38
  • RM = blandingsforhold
  • Isp = spesifikk impuls på havnivå, i sekunder
  • Id = puls-tetthet, i gram-sekunder per kubikkcentimeter
  • Ve = hastighet på eksosutslipp, i meter per sekund
  • C * = karakteristisk hastighet, i meter per sekund
  • Temp = temperatur i forbrenningskammeret, i Kelvin
  • Masse = molær masse avgasser, i gram per mol
  • Cp / Cv = forholdet mellom spesifikke varmer
  • Tetthet = drivstoffets tilsynelatende tetthet, i gram per kubikkcentimeter
 

Nettstedet http://www.braeunig.us/space/ presenterer lignende data.

Sammenligning av data på havnivå og i vakuum

PSI kPa koeffisient
1000 6,895 1.00
900 6,205 0,99
800 5 516 0,98
700 4.826 0,97
600 4,137 0,95
500 3,447 0,93
400 2 758 0,91
300 2,068 0,88

Dataene i tabellen nedenfor er hentet fra arbeidet av Huzel & Huang med tittelen "  Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines  ", 1992, American Institute of Aeronautics and Astronautics , Washington, ( ISBN  1-56347-013- 6 )  ; den inneholder resultatene publisert av selskapet Rocketdyne på grunnlag av beregninger utført under forutsetning av adiabatisk forbrenning , uniaxial isentropisk utvidelse og kontinuerlig justering av forholdet mellom oksidant og drivstoffblanding som en funksjon av høyden. Disse beregningene utføres for et forbrenningskammertrykk på 1000  PSI , det vil si 1000 "pounds per square inch" ( Pounds per Square Inch ), som i internasjonale enheter ( SI ) tilsvarer 6,894,757  Pa . Utkastningshastigheten ved lavere trykk kan estimeres ved å bruke en koeffisient fra diagrammet motsatt.

Størrelsene vist i denne tabellen er som følger:

  • forhold , blandingsforholdet (massestrømningshastighet for oksidanten over massestrømningshastighet for drivstoffet)
  • v e , eksoshastigheten for eksosgassen, uttrykt i meter per sekund
  • ρ , drivstoffets tilsynelatende tetthet , uttrykt i gram per kubikkcentimeter
  • T C , likevektstemperaturen i forbrenningskammeret , uttrykt i ° C
  • C * , den karakteristiske hastigheten, uttrykt i meter per sekund

Interessen for denne tabellen er å forklare utviklingen av parametrene mellom start og ankomst i bane: til venstre, verdiene på havnivå; til høyre, det samme i vakuum. I hvert tilfelle er dette nominelle verdier beregnet for et ideelt system, avrundet i SI-enheter (sammensetningene er uttrykt i masseprosenter):

Oksidasjonsmiddel Reduksjon Hyprg Cryo Optimal avslapning ved 6895  kPa
ved havnivå 		Optimal stressavlastning ved 6895  kPa
i vakuum
LOX, LF2 eller FLOX kryogene oksidant drivmidler
Okse / rødt forhold		 v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
Okse / rødt forhold		 v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
O 2 H 2 Nei Ja 4.13 3.816 0,29 2,740 2,416 4,83 4462 0,32 2 978 2386
CH 4 Nei Ja 3.21 3 034 0,82 3,260 1 857 3.45 3,615 0,83 3,290 1.838
C 2 H 6 Nei Ja 2.89 3,006 0,90 3,320 1.840 3.10 3.584 0,91 3 351 1.825
RP-1 Nei Ja 2,58 2 941 1.03 3,403 1.799 2.77 3.510 1.03 3428 1783
N 2 H 4 Nei Ja 0,92 3,065 1.07 3 132 1.892 0,98 3.460 1.07 3 146 1 878
B 2 H 6 Nei Ja 1,96 3 351 0,74 3 489 2,041 2.06 4.016 0,75 3.563 2,039
70% O 2+ 30% F 2 H 2 Nei Ja 4,80 3,871 0,32 2 954 2 453 5,70 4,520 0,36 3 195 2,417
RP-1 Nei Ja 3.01 3 103 1.09 3,665 1.908 3.30 3,697 1.10 3,692 1 889
70% F 2+ 30% O 2 RP-1 Ja Ja 3,84 3 377 1.20 4 361 2 106 3,84 3 955 1.20 4 361 2 104
87,8% F 2+ 12,2% O 2 MMH Ja Ja 2.82 3.525 1.24 4,454 2 191 2.83 4,148 1.23 4,453 2 186
F 2 H 2 Ja Ja 7,94 4.036 0,46 3.689 2.556 9,74 4.697 0,52 3 985 2.530
34,8% Li + 65,2% H 2 Ja Ja 0,96 4,256 0,19 1.830 2,680
39,3% Li + 60.7% H 2 Ja Ja 1.08 5.050 0,21 1.974 2.656
CH 4 Ja Ja 4.53 3 414 1.03 3 918 2,068 4,74 4.075 1.04 3 933 2,064
C 2 H 6 Ja Ja 3.68 3,335 1.09 3 914 2,019 3,78 3 987 1.10 3 923 2014
MMH Ja Ja 2.39 3 413 1.24 4.074 2,063 2,47 4.071 1.24 4.091 1 987
N 2 H 4 Ja Ja 2.32 3.580 1.31 4 461 2 219 2.37 4 215 1.31 4 468 2 122
NH 3 Ja Ja 3.32 3.531 1.12 4 337 2 194 3.35 4,143 1.12 4 341 2 193
Oksygenfluorid oksidant kryogene drivmidler Hyprg Cryo
Okse / rødt forhold		 v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
Okse / rødt forhold		 v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
AV 2 H 2 Ja Ja 5,92 4.014 0,39 3 311 2,542 7.37 4679 0,44 3.587 2 499
CH 4 Ja Ja 4,94 3 485 1.06 4,157 2 160 5.58 4.131 1.09 4,207 2 139
C 2 H 6 Ja Ja 3,87 3.511 1.13 4,539 2176 3,86 4,137 1.13 4,538 2176
RP-1 Ja Ja 3,87 3424 1.28 4.436 2 132 3,85 4.021 1.28 4.432 2 130
N 2 H 4 Ja Ja 1.51 3 381 1.26 3,769 2,087 1,65 4,008 1.27 3.814 2,081
MMH Ja Ja 2.28 3427 1.24 4.075 2 119 2,58 4.067 1.26 4,133 2 106
50,5% MMH + 29,8% N 2 H 4+ 19,7% H 2 O Ja Ja 1,75 3,286 1.24 3.726 2,025 1,92 3.908 1.25 3,769 2,018
B 2 H 6 Ja Ja 3,95 3 653 1.01 4479 2244 3.98 4 367 1.02 4,486 2167
Drivstoff som kan lagres med nitrogenoksid Hyprg Cryo
Okse / rødt forhold		 v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
Okse / rødt forhold		 v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
IRFNA III a MMH Ja Nei 2,59 2,690 1.27 2 849 1.665 2.71 3 178 1.28 2.841 1 655
UDMH Ja Nei 3.13 2,668 1.26 2 874 1648 3.31 3.157 1.27 2.864 1.634
60% UDMH + 40% DETA Ja Nei 3.26 2,638 1.30 2.848 1.627 3.41 3 123 1.31 2.839 1.617
IRFNA IV HDA MMH Ja Nei 2,43 2,742 1.29 2 953 1.696 2,58 3 242 1.31 2 947 1.680
UDMH Ja Nei 2,95 2,719 1.28 2 983 1.676 3.12 3.220 1.29 2 977 1.662
60% UDMH + 40% DETA Ja Nei 3.06 2.689 1.32 2.903 1.656 3.25 3 187 1.33 2 951 1641
N 2 O 4 N 2 H 4 Ja Nei 1.36 2.862 1.21 2 992 1781 1.42 3 369 1.22 2 993 1.770
MMH Ja Nei 2.17 2 827 1.19 3 122 1.745 2.37 3 347 1.20 3 125 1.724
50% UDMH + 50% N 2 H 4 Ja Nei 1.98 2.831 1.12 3.095 1.747 2.15 3 349 1.20 3.096 1.731
Halogenerte oksidanter lagringsbare drivmidler Hyprg Cryo
Okse / rødt forhold		 v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
Okse / rødt forhold		 v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
ClF 3 N 2 H 4 Ja Nei 2.81 2 885 1.49 3.650 1.824 2.89 3 356 1,50 3,666 1,822
ClF 5 N 2 H 4 Ja Nei 2.66 3.069 1.47 3.894 1.935 2.71 3.580 1.47 3.905 1.934
MMH Ja Nei 2.82 2 962 1.40 3.577 1.837 2.83 3 488 1.40 3.579 1.837
86% MMH + 14% N 2 H 4 Ja Nei 2,78 2 971 1.41 3.575 1.844 2.81 3 498 1.41 3.579 1.844

Merknader og referanser

Merknader

  1. Den karakteristiske hastigheten tilsvarer trykket i forbrenningskammeret multiplisert med drivstoffinnløpsseksjonen delt på massestrømmen; det er en indikator på forbrenningsytelsen i rakettmotoren.
  2. 83,4% HNO 3+ 14% NO 2+ 2% H 2 O+ 0,6% HF
  3. 54,3% HNO 3+ 44% NO 2+ 1% H 2 O+ 0,7% HF .

Referanser

  1. (en) R. Vieira, C. Pham-Huu, N. Keller og MJ Ledoux , “  New karbonnanofiber / grafittfilt komposittmaterialet for bruk som en katalysatorbærer for hydrazin katalytisk nedbryting  ” , Chemical Communications , n o  9 , 3. april 2002, s.  954-955 ( PMID  12123065 , DOI  10.1039 / b202032g , les online )
  2. (no) Xiaowei Chen, Tao Zhang, Liangen Xia, Tao Li, Mingyuan Zheng, Zili Wu, Xiaodong Wang, Zhaobin Wei, Qin Xin og Can Li , “  Katalytisk nedbrytning av hydrazin over støttede Molybden nitridkatalysatorer i en monopropellant Thruster  ” , Catalysis Letters , vol.  79, April 2002, s.  21-25 ( DOI  10.1023 / A: 1015343922044 , les online )
  3. (no) monopropellant Hydrazine Thrusters på eads.net.
  4. (in) B. Mellor , "  A Preliminary Review of Technical DMAZ: A Low-Toxicity Oil hypergolic  " , Proceedings of the 2nd International Conference on Green Propellants for Space Propulsion (ESA SP-557) . 7-8 juni 2004, Chia Laguna (Cagliari), Sardinia, Italia . , 2004, s.  22.1 ( sammendrag )Format [PDF]
  5. (in) "  Space Launch Report: Delta II Data Sheet  " på http://www.spacelaunchreport.com/ (åpnet 20. oktober 2020 ) .
  6. (i) Drew Turney, "  Hvorfor neste generasjon rakett vil bli drevet av metan  " på https://australiascience.tv/ , Australias Science Channel, 3. juli 2019(åpnet 18. oktober 2020 ) .
  7. (i) Sergio Adan-Plaza, Mark Hilstad, Kirsten Carpenter, Chris Hoffman, Laila Elias, Matt Schneider, Rob Grover og Adam Bruckner, "  Extraction of Atmospheric Water on Mars Reference Mission for the March  " på https: // www. lpi.usra.edu / , USRA , 4-5. mai 1998 (åpnet 18. oktober 2020 ) .
  8. (i) Kim Newton, "  NASA tester metandrevne motorkomponenter for neste generasjons landere  " på https://www.nasa.gov/ , NASA , Space Flight Center Marshall , 28. oktober 2015(åpnet 18. oktober 2020 ) .

Se også

Relaterte artikler