Что в целом дороже в эксплуатации для последней ступени ракеты? LH2/LOX или гиперголики, такие как UDMH/N2O4?

Мой вопрос касается эксплуатационных расходов на топливо, от производства, обработки, заправки и всего остального, необходимого для реквизита. Я не просто спрашиваю о том, насколько дорого обходится их производство. Необходимо учитывать эксплуатационные расходы, от производства до транспортировки и загрузки и запуска ракеты.

Мое скудное понимание этих радикально разных топлив дает мне противоречивую информацию:

  1. LH2/LOX чрезвычайно криогенен. Его трудно хранить и требует частого пополнения. Также дороже изолировать все, от резервуаров до водопровода.

  2. НДМГ/N 2 O 4 чрезвычайно кислый, токсичный, чувствителен к воздуху и, по-видимому, обладает почти всеми другими ужасными химическими свойствами, которые только можно вообразить. С ним сложно обращаться (транспортировать и заправлять), требуется гораздо больше мер предосторожности (расходы).

Так что на самом деле дороже в использовании? LH2/LOX или НДМГ/N 2 O 4 ?

Я уверен, что есть некоторые конкретные случаи, когда одно будет дешевле другого, но в других конкретных случаях будет наоборот. Поэтому я хочу быть конкретным и перечислить конкретную проблему проектирования:

Давайте спроектируем последнюю ступень ракеты, способную обеспечить дельта-v со скоростью 3 км/с для 10-тонной полезной нагрузки. Было бы дешевле использовать LH2/LOX или UDMH/N 2 O 4 ? Другими словами, какова стоимость создания и запуска этой ступени с использованием LH2/LOX, а также стоимость создания и запуска этой ступени с использованием НДМГ/N 2 O 4 ?

И это не обязательно должны быть точные затраты. Я ищу, какой из них будет относительно дешевле и почему.

РЕДАКТИРОВАТЬ: поскольку кажется, что в разных странах будут разные правила, влияющие на стоимость этих топлив, я буду ясным и спрошу стоимость в США. Однако, если кто-то захочет сделать такие же расчеты/сравнения для России, это тоже будет очень полезно и уж точно не помешает.

Это, по общему признанию, непростой вопрос, но я считаю, что на него можно ответить, если вы сможете найти правильные инженерные данные и/или опыт (или технический документ). Однако я не смог.

Вы также хотите рассмотреть вопрос о керосине/LOX?
@RussellBorogov, может быть. Я пропустил его, потому что боюсь, что он может быть закрыт как слишком широкий. Я так понимаю, что Ker/Lox — это нечто среднее по сравнению с двумя крайностями LH2 и гиперголиками. Я могу ошибаться.
Вы также учитываете стоимость производства ракеты? Или только эксплуатационные расходы на топливо?
@PearsonArtPhoto тоже ракету. Вернее, ступень ракеты. Но в целом этап строительства (и эксплуатации). Я отредактирую жирный вопрос, чтобы прояснить это.
На мой взгляд, вы просите кого-то сделать для вас дипломную работу или, по крайней мере, такой уровень усилий.
@OrganicMarble Я уверен, что где-то уже существует официальный документ на эту тему. Пока не повезло, но я не считаю это признаком маловероятного существования. Больше похоже на то, что Google не является лучшим в поиске инженерных вещей. Такие ключевые слова, как гиперголия/криогеника, склонны смещать все результаты в сторону Википедии или переполненных рекламой научно-популярных сайтов, на которых нет полезных данных. Итак, вот я, спрашиваю сообщество в надежде, что кто-то из них знает что-то подобное или это звонит в колокольчик. Я не вижу, чем это отличается от многих других вопросов здесь. Для того и существует сообщество, чтобы делиться знаниями.
Нет смысла даже смотреть на расходы. Разница в весе настолько велика, что каждый раз выигрывает либо LH2/LOX, либо Kerosene/LOX.
Зажигание предполагает, что пока вы можете заправлять свои баки на заводе и доставлять их заправленными к месту запуска, гиперголики, вероятно, намного проще с точки зрения логистики.

Ответы (2)

Для верхней ступени посмотрите на серию ракет «Чанчжэн» как на пример. Для Long March 2-4 ускорители используют гиперголическое топливо, а верхняя ступень сжигает LOX/LH2. Учитывая, что у них есть многолетний опыт работы с гиперголическими двигателями, это говорит о том, что LH2 дешевле. По сути, они приняли решение между созданием большей ракеты-носителя, добавлением страпонов или переходом на многоядерность для увеличения полезной нагрузки, или облегчением конечной ступени за счет использования более высокого топлива ISP. Это также указывает на то, что вы не можете спроектировать ракету в (логическом) вакууме. Разгонный блок, способный развивать 10-тонную полезную нагрузку со скоростью 3 км/с, может быть дешевле в строительстве, заправке и эксплуатации с использованием гиперголиков, но общий вес будет тяжелее, чем у ступени на топливе LH2 с такими же характеристиками, а это означает форсирование. этапы должны быть больше и тяжелее и, следовательно, стоить дороже.

Также обратите внимание на J-2. Гиперголиков легко перезапустить. Однако J-2 можно было перезапустить. Что наиболее важно, J-2, похоже, не страдал от тех же эксплуатационных проблем, что и ракеты-носители, несущие LH2. С чисто эмпирической точки зрения, если бы мы запускали двигатели J-2 LOX/LH2 на верхних ступенях Аполлона без больших задержек, не было бы веских причин тратить больше долларов на очень ядовитую, более тяжелую, вызывающую коррозию замену. топливо.

Тем не менее, Long March 1 использовала разгонный блок твердотопливной ракеты. Водород сложен; время разработки долгое и дорогое.

Учитываете ли вы системные капитальные затраты? НИОКР и сборка вашего оборудования? Или ваш вопрос основан на существующих необратимых затратах?

Боюсь, вы задаете тот же вопрос, который задавали все конструкторы ракет, начиная с Годдарда, когда начинали проект с чистого листа бумаги. Однозначного ответа нет, есть только ответ, который кажется лучшим с учетом всех известных факторов и передовых методов моделирования для любого конкретного проекта в определенное время.

Гиперголические двигатели дороги и сложны в обращении, но конструкция гиперголического двигателя намного проще, чем криогенного LH2. Поэтому, если вы ищете самую быструю и дешевую систему для разработки и внедрения для небольшого количества запусков, Hypergolic, вероятно, лучше из двух. Если у вас есть больше времени и денег на разработку, и вы планируете более длительный срок службы вашей системы, вы обнаружите, что склоняетесь к LOX/LH2. На самом деле с LOX не так уж сложно справиться; это LH2 убивает тебя.

В расчете на SF $/кг полезной нагрузки — это ваша окончательная инженерная метрика.

Посмотрите на историю, чтобы сообщить свой ответ. Годдард и V2 использовали LOX с бензином и спиртом/водой соответственно. Титан 1 использовал LOX/RP1. Для Титана II они модифицировали двигатель LR-87 в LR-87-5 с гиперголическим топливом, чтобы их межконтинентальная баллистическая ракета могла храниться с топливом комнатной температуры. Таким образом, решение было основано на хранении, а не на производительности, и инженерные задачи были достаточно схожими, чтобы модифицировать двигатель LOX/RP-1, а не разрабатывать что-то новое. Из этого мы видим, что НИОКР и изготовление гиперголического двигателя находятся на одном уровне с двигателями LOX/RP-1, которые примерно так же дешевы, как и ракеты на жидком топливе. Гиперголическое топливо очень дорогое, но если у вашей ракеты-носителя короткий цикл разработки и ограниченный бюджет на исследования и разработки, и вы планируете небольшое количество запусков, гиперголическое топливо выигрывает. На самом деле, LOX/керосин побеждает, но это не ваш вопрос.

Если у вас есть 30 лет и миллиарды долларов на итерацию вашего проекта, то LOX/LH2 побеждает. Доказательством является Delta IV и его RS-68. Если бы десятилетия инженерного опыта указывали на то, что гиперголический ускоритель обеспечивает более дешевую полезную нагрузку (в пересчете на кг полезной нагрузки на орбиту), ULA вкладывала бы деньги в гиперголическую ракету или подталкивала правительство к финансированию новых усилий по разработке.

У меня есть предубеждение. Я ненавижу системы LOX/LH2. LH2 просто зло. Он просачивается через «трещины» в сварных швах, которые любой другой материал считает совершенно непроницаемыми. Горячий водород превращает металл в волдыри. Здесь так холодно, что пенопластовую изоляцию баков шаттлов пришлось вспенить гелием; вспенивание воздухом приводит к конденсации воздуха и разрушению пены. Я чувствую, что если бы у программы шаттлов было меньше задержек из-за отслеживания крошечных утечек водорода, они, возможно, были бы более склонны решать реальные проблемы, такие как уплотнительные кольца SRB. Я считаю инженерным чудом то, что им удалось «приручить» LH2 и запустить Delta IV по графику. Учитывая, что они строятся на технологии SSME, это чудо, на создание которого ушло около 45 лет. Также обратите внимание, что ULA использует Delta IV только тогда, когда это возможно.

Именно поэтому LOX/RP-1 вновь обрели популярность, особенно в бустерах. Нижний ISP не так сильно снижает производительность, как на верхнем уровне. Конечно, это «технология 1950-х годов», но как таковая она имеет 70-летнюю инженерную доработку и приводит к тому, что полезная нагрузка в долларах США за кг намного ниже, чем у конкурирующих систем LH2.

Учитывая мою предвзятость, мой ответ: «Ни то, ни другое». На первом этапе, если у вас нет почти неограниченного бюджета и графика разработки, используйте LOX/RP-1 или LOX/LMethane для самой дешевой полезной нагрузки в долларах США за кг. Похоже, это справедливо как для самых маленьких, так и для самых больших пусковых систем.

Вторая стадия? Больше инженерных решений, но LH2, вероятно, ваш победитель. Посмотрите на J-2 как на свою историю болезни. Плохой интернет-провайдер гиперголиков повредит общей производительности вашей системы больше, чем на первом этапе. Гиперголиков легко перезапустить. Однако J-2 можно было перезапустить. Что наиболее важно, J-2, похоже, не страдал от тех же эксплуатационных проблем, что и ракеты-носители, несущие LH2. С чисто эмпирической точки зрения, если бы мы запускали двигатели J-2 LOX/LH2 на верхних ступенях Аполлона без больших задержек, не было бы веских причин тратить больше долларов на очень ядовитую, более тяжелую, вызывающую коррозию замену. топливо.

А вы читали о четырехокиси азота? Это зло. Насколько я могу судить, если вы почувствуете его запах, то умрете.

Насколько мне известно, у нас все еще не так много некирогенных орбитальных маневровых двигателей. Я не знал, что N2O4 настолько плох — я ассоциировал его с «газообразной азотной кислотой» — хотя я, конечно, никогда не чувствовал его запаха, несмотря на то, что когда-то делал свой собственный WFNA.
Экипажу корабля "Аполлон-Союз" удалось засосать в капсулу большое количество N2O4 при спуске, когда не удалось отключить РБК до открытия атмосферных клапанов кабины. Они сообщили, что чувствовали его запах (сильно), видели коричневые пары и испытывали трудности с дыханием (CMP потерял сознание). Жжение в глазах и проблемы с дыханием в течение нескольких дней, не более. Медицинское заключение доступно и подробно описывает его. "понюхай и умрешь" - это сильное преувеличение.

Необходимо учитывать эксплуатационные расходы, от производства до транспортировки и загрузки и запуска ракеты.

... и поскольку вопрос касается применения в последней ступени ракеты, это должно включать затраты на доведение последней ступени до высоты и скорости, при которых эта ступень зажигается.

И тут сравнение с криотопливом терпит крах.

НДМГ/ Н 2 О 4 имеет плохой импульс плотности, 316 кгс/л. LOX/LH2 - 124 кгс/л.

Это означает, что вам нужно загрузить гораздо больше его на финальную стадию, чем, скажем, LOX/LH2, для достижения того же дельта-V.

А это значит, что вне зависимости от затрат на производство, транспортировку, загрузку и заправку конечной ступени стоимость самой дорогой части ракеты - стартовой ступени - растет семимильными шагами. Любые выгоды от снижения стоимости или сложности конечной ступени будут полностью омрачены увеличением стоимости начальных стадий, которые должны обрабатывать увеличенную полезную нагрузку.

Цифры импульса плотности, которые вы привели, кажется, не согласуются с вами. 316 в 2,5 раза больше, чем 124. Это говорит о том, что нам потребуется гораздо больше LOX/LH2, а не наоборот. Ты опечатался с номером?
@ DrZ214: Я использовал ту же диаграмму , которую Пол привел в своем ответе, и похоже, что в отличие от Specific Impulse «чем больше, тем хуже» - гидразин - 439, твердое топливо - 474 и так далее. Известно, что они имеют очень плохой удельный импульс.
Основным показателем для ракетного топлива является удельный импульс, чем больше, тем лучше. Если вы сравните Isp для ракет Atlas и Titan, вы увидите, что они очень похожи. Вы также неправильно поняли импульс плотности в другом важном смысле: чем выше, тем лучше, поскольку это означает, что меньший резервуар может производить такое же чистое изменение скорости. Другими словами, импульс низкой плотности LOX/LH2 плох, потому что это означает, что требуются большие резервуары.
@PhilipNgai: Удельный импульс — это хорошая инженерная метрика, которая может служить хорошим эмпирическим правилом, какое топливо лучше, но конечная метрика по-прежнему равна (дельта-V)/ $ (где $ включает как стоимость двигателя, так и топливо и доставить их туда, где они работают). Вот почему большинство спутников до сих пор используют монотопливные двигатели для ЭПР и маневрирования вместо ионных - потому что для низкого необходимого дельта-V дрянной ISp моновинтовых двигателей все еще превосходит превосходящие ионные двигатели с точки зрения стоимости строительства и аналогичен по стоимости доставки. .
Обычно лучший ISp означает меньшую массу для того же delta-V, а это означает более низкую стоимость, но иногда затраты на сам двигатель просто перевешивают экономию массы топлива - и поэтому используется технология с худшим ISp, потому что она стоит меньше. Почему «Союз» не оснащен большим набором ионных двигателей вместо химических ракет?
Да, более высокая эффективность H2 как ракетного топлива значительна. Многие ракеты используют ракеты с большой тягой и низким КПД для первой ступени (ступеней) и жидкий водород для верхней ступени, потому что это одно из самых простых мест для увеличения полезной нагрузки. Однако имейте в виду, что жидкий водород имеет очень низкую плотность, к тому же ему требуется хорошая изоляция. Вместе эти факты означают, что ступени, работающие на водороде, больше, что увеличивает сопротивление при запуске. Все еще стоит, но есть компромиссы.
@SF.: Я предполагаю, что вы знаете это, но для всех остальных: ионные двигатели имеют отношение тяги к весу (намного) ниже 1. Они даже не могут оторваться от Земли (на самом деле, даже не близко), не говоря уже о том, чтобы поднять что-либо еще. Неважно, за сколько из них вы заплатите и закрутите вместе, они не могут создать достаточно тяги, чтобы даже перевернуться. Большинство конструкций ионных двигателей также не могут работать в атмосфере.
@CBHacking: В первую очередь, для военных операций нельзя просто радостно сбросить газ, чтобы лететь с произвольно низким Max-Q на безопасной скорости. Размер не такая уж большая проблема (тем более, что окислитель в любом случае занимает гораздо больше места), хотя очевидно, что при запуске у него есть свой недостаток.
@CBHacking: Интересно, что ионный двигатель с TWR > 1 СУЩЕСТВУЕТ. Конечно, не включая источник питания или топливо, поэтому он тянется за проводами и использует атмосферный воздух в качестве топлива, но он летает! Ионокрафт называется . (и, к сожалению, различные теоретики заговора выбрали его конструкцию как «доказательство» секретного «антигравитационного двигателя», о котором правительство не хочет, чтобы мы знали, поэтому при поиске в сети рекомендуется соблюдать осторожность)
Что в целом дороже в эксплуатации для последней ступени ракеты? LH2/LOX или гиперголики, такие как UDMH/N2O4?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v