Acetam und andere neue Treibstoffe
Es ist schon erstaunlich. Obwohl die Chemie der Treibstoffe bekannt ist, alle guten Kombinationen längt identifiziert wurden, tauchen doch regelmäßig neue Kombinationen auf die viel mehr Nutzlast versprechen. Ich bin schon mal auf Methan/LOX eingegangen, nun wird gerade die Acetam Kuh durchs Raketenstädtchen getrieben.
Auch ohne das man es genauer durchrechnet kann man eine Einstufung von Acetam, das eine nicht genauer spezifizierte Mischung von Ammoniak mit Ethin (den meisten Nichtchemikern als Acetylen bekannt) machen.
Wir haben bei Acetam die Verbrennung eines Kohlenwasserstoffes mit einem Stickstoffwasserstoff. So etwas gab es schon mal als Kombination LOX/UDMH. Der einzige Unterschied ist, das UDMH Kohlenwasserstoff und Stickstoffwasserstoff in einem Molekül ist. Er entspricht einer Mischung von 50 Ethin und 50% Ammoniak. Ohne die Kondensation hat der Ammoniak noch ein Wasserstoffatom mehr, doch ist das entscheidend? Der Wert von UDMH/LOX ist bekannt unter Normalbedingungen bei denen diese angegeben werden (Brennkammerdruck 7000 kpa, Außendruck 100 kpa) liegt er bei 3010 m/s. Die erste Version der Kosmos (11K63) nutzte diese Kombination in der Oberstufe, die im Vakuum mit einer sehr großen Entspannungsdüse einen spezifischen Impuls von 3450 m/s. erreichte. Das ist hoch, doch erreicht ein LOX/RP-1 Triebwerk wie das RD-0124 auch eine Ausströmungsgeschwindigkeit von 3531 m/s.
Das tolle heute ist, ist das man das nicht mehr ungesehen glauben muss. Man kann nachrechnen. Ich habe mit FCEA2, das sich jeder von der NASA runterladen kann. Die wesentlichen Daten für die Simulation sind als FCEA File diese:
problem
phi,eq.ratio=1.3 rocket
equilibrium
frozen
nfz=1 p,bar=80, sup,ae/at=25,
react fuel=C2H4(L) wt=100 t,k=135 oxid=O2(L) wt=100 t,k=90 fuel=NH3(L) wt=0 t,k=239
end
Es ist eine Verbrennung bei 80 bar Brennkammerdruck mit einer Düse mit einem Expansionsverhältnis von 25 (typisch für eine Startstufe). Das Treibstoff/LOX Verhältnis habe ich auf 30% Überschuss festgelegt, das ist ein gängiger Wert und entspricht z. B bei LOX/LH2 von 6,15 zu 1 oder LOX/RP-1 von 2,67 zu 1.
Wenn man nun die Mischungsverhältnis von Ethin/Ammonaik anpasst, das eine von 100% auf 0 sinken lässt und das andere von 0 auf 100, so bekommt man folgende Kurven.
Für alle die nicht so sehr mit der Materie vertraut sind: „Frozen“ und „equilibrium“ sind zwei mathematische Annahmen über das chemische Gleichgewicht. Frozen liefert zu geringe Werte, equilibrium dagegen zu hohe. Die Wahrheit liegt also irgendwo in der Mitte, meist mehr bei Frozen. Beim RD-180 als einem dieser Treibstoffmischung verwandten Triebwerk sieht es z.B. so aus:
| CEA“ „Frozen“ | CEA2 „equilibrium“ | RD-180 | entspricht | |
|---|---|---|---|---|
| spez. Impuls Boden | 3165,1 | 3366,2 | 3050 m/s | |
| spez. Impuls Vakuum | 3301,9 | 3518,2 | 3315 m/s | 94% frozen |
Bei einem Bodentriebwerk kommen noch weitere Verluste hinzu, sodass hier der Wert sogar noch unterhalb von „frozen“ liegt. Man kann aber anhand des Vakuumwerts annehmen, das die realsten Werte von Acetam mehr bei „frozen liegen“.
Nach dem Equilibriumwerten ist es klar – Ethin ist der bessere Treibstoff. Sie sinken bis 30% Ammoniak erst langsam, dann stark an. Bei Frozen ist die Situation komplizierter. Es gibt zwar auch einen Abfall bei hohem Ammoniakanteil, aber ein lokales Maximum, das bei etwa 50-60% Ammoniakanteil Allerdings: Wir reden hier über ein wirklich kleines Maximum. Hier liegt der spezifische Impuls bei 3315 m/s, während es bei 100% Ethin 3280 m/s, also nur 35 m/s weniger sind.
Lohnt sich dafür der Aufwand? Ethin ist bei normalem Druck nicht flüssig, es sublimiert sofort bei -83,8°C. Es wird technisch bei 48 Bar verflüssigt. Damit es flüssig bleibt muss ein Druck von mehr als 1,27 bar aufrechterhalten werden. Etwas unangenehmer ist aber, das flüssiges Acetylen zur Selbstzersetzung in Kohlenstoff und Wasserstoff neigt. Das wird natürlich sehr lustig, wenn das passiert wenn man damit eine Brennkammer kühlt, denn das passiert schon ab 200°C in der Gasform. Meiner Meinung nach ist das ein absolutes k.o Kriterium für den Einsatz als Raketentreibstoff.
Ammoniak ist zwischen -77,7 und -33 Grad flüssig und LOX zwischen -222 und -182 „C. Das bedeutet man hat drei Treibstoff mit unterschiedlichen Temperaturen und braucht eine entsprechende Isolierung.
Was hat man für den Aufwand? Nun man kann die Mischung mal mit den Werten für die gleiche Bedingungen ermittelten für LOX/RP-1 und LOX/Methan vergleichen.
| 40% Ethin, 60% Ammoniak | LOX/RP-1 | LOX/Methan | |
|---|---|---|---|
| spez. Impuls Boden (frozen) | 3165,7 | 3044 | 3182,8 |
| spez. Impuls Boden (frozen) | 3315,8 | 3192,1 | 3340,8 |
| spez. Impuls Boden (equilibrium) | 3324,9 | 3215,7 | 3316,2 |
| spez. Impuls Vakuum (equilibrium) | 3516,5 | 3416,7 | 3509,2 |
Also unter eingefrorenem Gelichgewicht ist es 120 m/s besser als LOX/RP-1 aber 20 m/s schlechter als LOX/Methan. Bei freiem Gleichgewicht schrumpft der Vorsprung bei LOX/RP-1 auf 100 m/s. Methan/LOX liegt gleichauf mit 10-20 m/s Unterschied.
100-200 m/s bekommt man aber alleine als Gewinn, wenn man effizientere Triebwerke einsetzt, also entweder höherer Brennkammerdruck oder größere (erweiterbare) Expansionsdüsen. Nur als Beispiel: Das Ersetzen des RD-0110 in Block I der Sojus durch das RD-0124 steigerte den spezifischen Impuls von 3187 auf 3521 m/s, also um mehr als 300 m/s. Ein entsprechender Gewinn ist bei den unteren Blöcken möglich, wenn man dort das RD-191 oder NK-33 einsetzt. Hier mal für LOX/RP-1 Impulse für verschiedene Brennkammerdrücke (bei eingefrorenem Gleichgewicht und Vakuum)
| Expansionsverhältnis | 40 | 80 | 160 | 240 |
|---|---|---|---|---|
| 80 Bar Brennkammerdruck | 3117,4 | 3222 | 3305,1 | 3345,6 |
| 160 Bar | 3283,8 | 3354,7 | 3429,7 | 3460,7 |
| 240 bar | 3306,5 | 3388,9 | 3454,7 | 3486,8 |
Haupteffekt ist der Brennkammerdruck, danach folgt die Länge der Expansionsdüse. In den sechziger war die Kombination 80 Bar, Entspannungsverhältnis 40 üblich, heute erreichen Hochdrucktriebwerke 270 bar und Expansionsdüsen mit einem Verhältnis von 240 gibt es auch. Im obigen Beispiel entspricht dies einer Steigerung des spezifischen Impuls von 350 m/s – erheblich mehr als man durch die Umstellung auf LOX/Methan oder LOX/Acetam erhalten würde.
Und weil ihr mir nicht glauben müsst (obwohl ihr alles nachrechnen könnt). Es haben auch andere zumindest Methan verglichen mit Kerosin. Für Rückkehrstufen gibt es eine Studie vom DLR. Da die Tanks größer sind und damit schwerer, dann noch eine Isolation dazukommt und dies bei einem wiederverwendbaren Gefährt natürlich auch auf andere Budgets durchschlägt (Treibstoff für den Rückflug, Flügelgröße) war dem so, das das Gefährt schwerer wurde (35.209 t vs 31.914 t Trockengewicht) und auch das Fluggewicht größer war (247.972 vs. 243.809 kg). Das muss bei nicht wiederverwendbaren Trägern nicht so sein, doch an den größeren Tanks (mehr als das doppelte Volumen von Kerosin) und der benötigten Isolation wird es blieben. Das wird einen Teil des Gewinns, der eh nur bei 100-150 m/s liegt auffressen.
Verwundert? Nö ich nicht. De Fakto hat man in den letzten Jahrzehnten, vor allem den fünfziger und sechziger Jahren alle möglichen Treibstoffe ausprobiert. Viele nur theoretisch, viele auch in Experimentaltriebwerken. Die USA haben schon LOX/Methan mit dem RL-10 in den Sechzigern erprobt und nie eingesetzt. Wenn man trotzdem Kerosin durch Methan nicht ersetzt hat, dann muss es einen Grund haben. Es lohnt sich nicht.
Man kann als Laie aber auch leicht erkennen, das an solchen Wundertreibstoffen nichts dran ist. Der Grund für Acetam soll sein, dass der Treibstoff billiger ist als Wasserstoff. Ah ja. Im außerrussischen Ausland, also im Rest der Welt machen die Treibstoffkosten typischerweise 1% des Raketenpreises aus. Es kann höher sein, bei festen Treibstoff oder beim Einsatz von Hydrazinderivaten, aber die Treibstoffkosten bestimmen nicht die Wahl des Treibstoffs. Kerosin müsste in etwa so teuer sein wie Heizöl, Sauerstoff wird großtechnisch hergestellt und dazu braucht man nur Luft. Auch er müsste billig sein, größenordnungsmäßig in der gleichen Kategorie. Wasserstoff ist schwerer zu beziffern. Er wird durch Elektrolyse hergestellt und muss dann verflüssigt werden. Da es bei uns für Brennstoffzellen genutzt wird, nehme ich mal das Ergebnis einer Studie, wonach 40% der reingesteckten Energie in den Brennstoffzellen als elektrische Energie ausgenutzt wird. Wenn das für flüssigen Wasserstoff auch gilt, so sind es bei einem Strompreis von 27 ct/Kwh knapp 3 Euro pro Kilogramm. Wenn es in Russland 67 Dollar, sind ist dort der Strom enorm teuer oder die Verluste (Verdampfen) enorm hoch.
Die Benutzung alternativer Treibstoffe hat in Russland Tradition. LOX/UDMH für die 11K63 wurde schon erwähnt. Die Sojus U2 setzte zum Teil „Sintin“ ein, ein Kohlenwasserstoff Gemisch mit höherem spezifischem Impuls. Es war übrigens deutlich teurer, was jedoch damals keine Rolle spielte. Die Einstellung erfolgte, weil die Fabrik in der Zeit des wirtschaftlichen Zusammenbruchs zu machte, nicht weil der Treibstoff zu teuer war.
einige von dir gesetze Links verweisen auf lokale Dateien, z.B. der erste Link: „file:///C:/Users/Admin/Documents/Websites/bernd-leitenberger/raktreib1.shtml“
Ich bin eben auf einen Artikel über eine wasserstoffreiche ionische Flüssigkeit als möglichen Raketentreibstoff gestossen:
http://www.organische-chemie.ch/chemie/2011/mai/raketentreibstoff.shtm
Die in dem Artikel als Treibstoff vorgeschlagene Verbindung soll,
Zitat „Auf ein gleiches Tankvolumen bezogen enthalten Flüssigkeiten mit diesem Ion sogar mehr Wasserstoff als reiner flüssiger Wasserstoff – ohne die Notwendigkeit einer aufwändigen Kühlung.“
Leider keine weiteren Angaben über erreichbaren spez. Impuls.
Was ist davon zu halten?
Steht doch da was es ist:
„Das positiv geladene Ion ihrer ionischen Flüssigkeit ist ein Phosphoratom, an das vier Kohlenstoffwassertoffketten gebunden sind. Herzstück ist aber das negativ geladene Ion aus einem Aluminium-, vier Bor- und 16 Wasserstoffatomen. Die wasserstoffreiche Zusammensetzung steigert die Leistungsfähigkeit der Treibstoffkomponente.“
Das ist nach der Formel und Beschreung (PR4 )(Bh4)4Al.
Der Wasserstoffgehalt ist bei minimalen Kohlenwasserstoffketten (R=-Ch3) 28 /178 = 15,7 %. Bei längeren Wasserstoffketten nähert es sich dem Gehalt von Kohlenwasserstoffen an.
Verbrennt wir es mit Wasserstoffperxoid, also ist das vergleichbar der Verbrennung von Kerosin/H2O2, die schon bei der Black Arrow eingesetzt wurde: spezifischer Impuls in etwa 2200.
Was das ganze pro Kilogramm kostet möchte ich nicht wissen. Da wäre Lithiumhyrid sicher ein effektiverer Treibstoff. Außerdem gibt es ja noch die Silane, die so teuer sind, dass man bisher noch nicht mal den spezifischen Impuls im Experiment bestimmt hat….
@Peter und @Bernd:
Das Zeug soll ja als lagerfähiger Treibstoff eingesetzt werden, also vor allem für Oberstufen und Satelliten. Neue Unterstufen mit lagerfähigen Treibstoffen (wie z.B. bei Proton und Titan) wird kaum jemand mehr neu entwickeln.
Dass Alumiunium-Borhydrid am Ende weniger giftig ist als Hydrazin, darf aber bezweifelt werden. Laut Wikipedia sind Borwasserstoffe „hochgradig toxisch“. Das dürfte sich durch die Komplexbindung an das Aluminium-Zentralatom nicht groß ändern. Solche Komplexe tendieren ja dazu, in wässriger Umgebung (also z.B. im Körper, wenn sie irgendwie dahingelangt sind) zu zerfallen, und dann kommt doch wieder das sehr toxische Diboran B2H6 bei raus.
Energetisch steckt bei der Oxidation von (BH4)4Al deutlich mehr drin als in normalen Kohlenwasserstoffen, da die Bildungsenthalpie von B2O3 dreifach so groß ist wie die von CO2, obwohl nur eineinhalb mal so viel Sauerstoff benötigt wird, und die beiden Boratome nur das 1,8-fache vom Kohlenstoffatom wiegen. Aber B2O3 ist natürlich ein Feststoff, und man muss die Energie auf gasförmige Komponenten übertragen. Ähnliches (hoher Energiegehalt, aber ungünstigerweise ist das Verbrennungsprodukt ein Feststoff) gilt auch für das Aluminium. Wenn man sehr „fuel rich“ fliegt, dann sollten aber auch große Mengen an gut geeigneten zweiatomigen Gasen anfallen, nämlich Wasserstoff und Kolenmonoxid.
Wo man kostenmäßig landet: Keine Ahnung. Die Viskosität einer solchen ionischen Flüssigkeit aus großen Ionen ist sicher auch eher hoch. Wie die Langzeitstabilität aussieht: Keine Ahnung. Beim vorgeschlagenen Oxidator Wasserstoffperoxid ist es um die ja m.W. nicht so wahnsinnig gut bestellt. Hinzu kommt eben das Problem der Kondensate im Abgasstrahl, die bei Oberstufen/Satelliten grundsätzlich als unerwünscht gelten.
Kai
Schau die die Formel an, den Boranteil kann man vergessen und für Diboran gibt es schon ermittelte spezifische Impulse die etwa 10% besser als bei Kerosin liegen, in etwa auf dem Niveau von Methan.
Rudimentäre Chemiekenntnisse sind auch von Vorteil, auch wenn ich diese Verbindung als sehr exotisch einstufe. Es handelt sich nicht um Boran, sondern Borhydrid, und das ist relativ stabil. Natriumborhydrid z.b. bis 600°C und wird auch in Lösungen technisch eingesetzt z.B. in Brennstoffzellen
Zum Acetam selber: Das soll eine Lösung von H2C2 in NH3 sein. Man hat also weiterhin nur zwei Tanks: Einen für LOX und einen für Acetam. Daten, die ich im Web gefunden habe, sprechen von -40 °C und 2 Bar Druck. Eine schwache Bindung zwischen H2C2 und NH3 hält das H2C2 bei diesen Temperaturen noch flüssig.
Bernd hat bei seinen Rechnungen zudem C2H4 (Ethen) als Ausgangsstoff eingesetzt, nicht C2H2 (Ethin)! Die von mir genannte Quelle spricht von 32% Ethin und 68% CH3, wobei unklar ist, ob das Volumen%, Massen% oder Mol% sind. Wenn es Massen-Prozente sind, ergibt sich folgende Eingabedatei:
problem phi,eq.ratio=1.2
rocket equilibrium frozen nfz=1 tcest,k=3800
p,bar=120,
sup,ae/at=25,
react
fuel=C2H2(L),acetyle wt=32 t,k=192
fuel=NH3(L) wt=68 t,k=239
oxid=O2(L) wt=100 t,k=90
end
mit Vakuum-Impulsen von 3500 m/s bzw. 3311 m/s und auf Meereshöhe von 3307 m/s bzw. 3157 m/s (jeweils equlibrium/frozen). Beachte, dass ich das Molverhältnis Treibstoff/Oxidator auf 1,2 gesetzt habe: Bei hohem Ammoniak-Anteil hat man schon ein inertes zweiatomiges Gas (nämlich Stickstoff) beim Treibstoff dabei, folglich kann man näher an der Stöchiometrie verbrennen, ohne, dass die Temperaturen zu hoch werden, oder die Performance aufgrund des zu hohen Anteils dreiatomiger Gase (Wasserdampf, CO2) sinkt.
Nimmt man an, dass es sich um Mol-% handelt, kommt man auf folgende Werte:
problem phi,eq.ratio=1.3
rocket equilibrium frozen nfz=1 tcest,k=3800
p,bar=120,
sup,ae/at=25,
react
fuel=C2H2(L),acetyle wt=44 t,k=192
fuel=NH3(L) wt=56 t,k=239
oxid=O2(L) wt=100 t,k=90
mit einem Vakuum-Impuls von 3541 m/s bzw. 3337 m/s und auf Meereshöhe von 3345 m/s bzw. 3186 m/s.
Für RP-1/O2 liefert FCEA2 über 100 m/s weniger: 3424 m/s bzw. 3214 m/s im Vakuum und 3225 m/s bzw. 3064 m/s auf Meereshöhe.
Wenn das auch in der Praxis klappt, dann holt Acetam/O2 3% mehr Schub aus derselben Treibstoffmenge (nach Gewicht gerechnet) als RP-1/O2. Bei einer LEO-Mission übersetzt sich das in am Ende in knapp 9% mehr Masse, die im Orbit ankommt. Besteht am Ende der Mission die Gesamtmasse aus 1/3 Rakete Resttreibstoff und 2/3 Nutzlast, und bleibt die Masse der Rakete unverändert, dann kommt die zusätzliche Masse rein der Nutzlast zu gute, die entsprechend um 13% steigt.
Vom Treibstoff-zu-Oxidator-Verhältnis (nach Masse) liegt Acetam in beiden Fällen bei 1,6, im Vergleich zu 2,6 bei RP-1/O2. Da Acetam die geringere Dichte hat (ca. 0,9 bei -40 °C) als Sauerstoff (ca. 1,1) liegt das Volumenstromverhältnis bei ca. 1,4, was konstruktiv sicher günstig ist, wenn beide Turbopumpen ähnlich groß sind.
Die Lösung von Ethin in Ammoniak wirkt sicherlich auch der Selbstzersetzung in C und H2 entgegen. Zudem gibt es bei Temperaturen von 200 °C und höher auch bei RP-1 Polimerisation und andere hässliche chemische Reaktionen im Treibstoff. Am Ende gibt es da wahrscheinlich nicht so viele Unterschiede zwischen. Die Brennkammertemperatur liegt bei beiden gerechneten Versionen übrigens etwas niedriger als bei RP-1/O2, und auch zu Beginn und Ende der Düse ist Acetam etwas kühler.
Der Unterschied zwischen Acetam und RP-1 könnte noch stärker ausfallen, wenn Acetam später „ausfriert“ und die tatsächlichen Isp-Werte folglich näher am equilibrium liegen als bei RP-1. Dass bei Acetam das zweiatomige „Arbeitsgas“ Stickstoff ist, das vom Molekülgewicht näher an den anderen Gasen (Wasserdampf, CO2) liegt, ist hier m.E. ein Vorteil. Wenn das weitere 100 m/s effektiv bringt, dann fängt es an, echt spannend zu werden.
Fazit: Das geht alles in die richtige Richtung. „Wunder“ sind zumindest laut FCEA2 von Acetam aber nicht zu erwarten. Die im Web zu findenden Impulswerte von fast 4000 werden von FCEA2 nicht bestätigt. Selbst bei einem Expansionsverhältnis von 200 und 150 Bar Brennkammerdruck kommt man bei 32 Mol-Prozent Ethin „nur“ auf einen equilibrium-Wert von 3845 m/s .
Kai
@Bernd:
Zurück zu der ionischen Flüssigkeit, meine Antwort auf Deine letzte Antwort: Laut http://de.wikipedia.org/wiki/Borane sind „Borane“ und „Borhydride“ zwei verschiedene Namen für dieselbe Stoffklasse. Insofern verstehe ich Deine Aussage: „Es handelt sich nicht um Boran, sondern Borhydrid“ nicht.
Meine Aussagen zur Stabilität bezogen sich auf den Aluminium-Borwasserstoff-Komplex, von dem in wässriger Umgebung wahrscheinlich Boran „abfällt“, nicht auf das Boran selber. Das ist recht stabil.
Kai
BH4 ist eine ionogene Verbindung und nach Nomenklatur ein Borhydrid. Da der Wasserstoff mit Bor immer der Partner mit der niedrigeren Elektronegativität ist, kann man die neutralen Verbindungen so nennen, doch ist das unüblich. borhydride sind im engeren Sprachgerbauch Verbindungen der Form BH4- die sich genauso von BH3 unterscheiden wie das H- in LiH von H in H2O.
Wenn man es genau bezeichneten ist spricht man von Boranen (B2H6 etc) und Boranaten (BH-). Letztere sind sehr stabil und weit verbreitet als Hydrierungsmittel in der organischen Chemie.
Man sollte bei Fachfragen in gängige Lehrbücher wie den Hollemann/Wiberg scheuen, nicht gerade in die Wikipedia.
Ich weiss Du hörst es nicht gerne, aber ob ein Molekül zwei oder dreiatomig ist hat nur geringen Einfluss auf den spezifischen Impuls. Der wesentlichste Faktor ist nach wie vor die Molekülmasse. Wenn da N2 besser da steht dann deswegen weil es weniger als ein Co2 wiegt. Ich würde auf dem Punkt daher nicht so rumreiten.
Ich habe noch ein bisschen mit FCEA2 gespielt, bzw. mir vor allem die Ergebnisse nochmal genauer angeschaut. Die Unterschiede zwischen „equilibrium“ und „frozen“ ergeben sich demzufolge NICHT, wie ich bisher vermutet hatte, durch innere Moden der erzeugten Gase, sondern schlicht und einfach durch unvollständige chemische Umsetzung. Der Grund ist, dass bei den hohen Verbrennungstemperaturen in der Brennkammer (typisch über 3000 °C) die chemischen Gleichgewichte zugunsten hochenergetischer Verbindungen verschoben ist. Hier zum Beispiel die Daten für RP-1/O2 bei 120 Bar und einem Expansionsverhältnis von 25:1:
MOLE FRACTIONS
*CO 0.31144 0.30516 0.25597
*CO2 0.15757 0.17023 0.25014
COOH 0.00003 0.00002 0.00000
*H 0.02563 0.02224 0.00058
HCO 0.00004 0.00002 0.00000
HO2 0.00013 0.00008 0.00000
*H2 0.07703 0.07517 0.09134
H2O 0.33614 0.35079 0.40168
H2O2 0.00002 0.00001 0.00000
*O 0.01109 0.00843 0.00000
*OH 0.06248 0.05278 0.00028
*O2 0.01839 0.01508 0.00000
Die erste Spalte bezeichnet den Zustand in der Brennkammer, die zweite an der engsten Stelle der Düse, die dritte am Ende der Düse. So liegen in der Brennkammer z.B. 2,6 Mol-% als atomarer Wasserstoff vor, 1,1 Mol-% als atomarer Sauerstoff, 1,8 Mol-% als unverbrannter Sauerstoff und gar 6,2 Mol-% als Hydroxyl-Radikal OH. Die eigentlichen Verbrennungsprodukte CO2 und H2O machen nicht einmal 50 Mol-% aus.
Mit der Expansion des Gases in der Düse sinkt die Temperatur und die Reaktionsgleichgewichte wandern auf die Seite der Produkte. Bei „equilibrium“ nimmt das Programm nun an, dass diese Nachverbrennung instantan erfolgt und die dabei freigesetzte Wärme den Abgasstrom aufheizt, so dass sich dessen Druck erhöht und folglich auch der Schub. So steigt im Beispiel bei RP-1/O2 der Anteil der komplett verbrannten Stoffe (CO2 und H2O) auf 65%. Da treibstoffreich gearbeitet wird, sind im (fast) vollständig verbrannten Abgasstrom auch noch 35% Wasserstoff und Kohlenmonoxid enthalten. (Alle Angaben jeweils als molare Anteile).
Bei der „frozen“-Rechnung wird hingegen angenommen, dass hinter der Brennkammer keine chemischen Reaktionen mehr stattfinden. Die molaren Anteile bleiben gleich. In der Folge hat man mehr niedriggewichtige und niedrigatomare Verbindungen und Radikale im Abgasstrom, aber es geht aufgrund der unvollständigen Verbrennung eine erhebliche Menge an Energie ungenutzt verloren. Letzteres erkennt man an den berechneten Temperaturen: Für „equilibrium“ liegen diese am Ende der Düse bei 1978 Kelvin, für „frozen“ bei nur 1314 Kelvin. Die 664 Kelvin bzw. 664 °C Differenz ergeben sich aus der Nachverbrennung!
Nun hängt es von der Natur der beteiligten Stoffe ab, in welchem Umfang diese Nachverbrennung tatsächlich stattfindet. Für den oben genannten atomaren Wasserstoff und Sauerstoff ist das bestimmt der Fall, weil die hochreaktiv sind. Für trägere Moleküle – zum Beispiel CO und O2 – ist es aber fraglich, ob überhaupt eine nennenswerte Umsetzung in der 1/1000 Sekunde erfolgt, die die Gase in der Düse sind.
Für Acetam (die Variante mit 32% Gewichts-Prozent Ethin und 1,2 stöchiometrisches Verhältnis Treibstoff : Oxidator) ergibt folgende Werte:
*CO 0.12365 0.11906 0.08041
*CO2 0.07562 0.08255 0.13016
COOH 0.00001 0.00001 0.00000
*H 0.01856 0.01526 0.00008
HCO 0.00001 0.00001 0.00000
HNO 0.00002 0.00001 0.00000
HO2 0.00008 0.00004 0.00000
*H2 0.09020 0.08559 0.09282
H2O 0.46152 0.47924 0.52549
H2O2 0.00002 0.00001 0.00000
*N 0.00001 0.00001 0.00000
*NH 0.00001 0.00000 0.00000
NH2 0.00001 0.00000 0.00000
NH3 0.00001 0.00000 0.00000
*NO 0.00847 0.00637 0.00000
NO2 0.00001 0.00000 0.00000
*N2 0.15760 0.16056 0.17102
*O 0.00536 0.00382 0.00000
*OH 0.04832 0.03917 0.00003
*O2 0.01052 0.00827 0.00000
Auffällig ist, dass die Anteile der vergleichsweise stabilen Moleküle (O2, NO, CO) geringer ist als bei RP-1/O2. Zugleich bietet das System mehr mögliche Reaktionswege zu den finalen Produkten. Das KÖNNTE bewirken, dass die Umsetzung in der Düse bei Acetam besser ist, und folglich die Isp-Differenz entsprechend höher ausfällt.
Klar müssen wir abwarten, ob sich das alles am Schluss bewahrheitet. Ich halte Acetam auf jeden Fall für einen interessanten Ansatz.
Kai
Es gibt auf der NASA Website auch ein PDF das das Programm erklärt, da must Du weniger experimentieren.
Habe mich doch entschlossen zum Thema Acetam grudsätzliches und essenzielles hier zu schreiben. Die vom Autor gemachten Angaben sind nicht korrekt, unsachlich und die Behauptung das der Vorteil im Preis liege, ist absolut falsch. Acetam ist um 350% teuerer als Kerosin, erheblich aber billiger als H2. Dabei handelt sich nicht um ein Wundertreibstoff, die gibt es nicht und wird es nicht geben, sondern um eine Entwicklungsarbeit basierend auf ein russisches Patent. Es handelt sich um eine Mischung von Acetylen, wobei die Konzentration kann zwischen 40 bis 90% betragen, in flüssigem Ammoniak. Es sind also nur zwei Tanks erforderlich und nicht drei wie behauptet.
Acetam wurde zwischen 2008/10 bei NPO Energomasch entwickelt und analysiert für unterschiedliche RB (Beschleunigungsstufen), Triebwerke und Trägerraketen. Ballistische Berechnungen und simulationen wurden im Keldysch-Institut für angewandte Mathematik durchgeführt, die später auch von der RKK Energia bestätigt wurden. Im Institut für angewandte Chemie wurden auch thermophysikalische und thermodynamischen Eigenschaften des Acetam berechnet.
Das technische Resultat ist, das bei der Verbrennug sich Oxide(ohne feste Fragmente) mit sehr hoher aerodynamischer Qualität bilden.
Der daraus resultierende Gewinn in spezifischen Impuls liegt zwischen 15 bis 25s. Der Vorteil liegt aber in der Dichte, beträgt hohe 0,7g/cm3 ( bei H2 nur 0,07g/cm3) und das ist der Schlüssel für die hohe Effizienz des Acetam. Dadurch werden die Abmessungen der Stufen um 150 bis 200% kleiner und die Trockenmasse um mehrere Tonnen leichter. Bei der Angara-5 RB um 1000kg und bei MOB-2 um mehrere Tonnen leichter. Berechnungen bezogen auf die Sojus-2.1b Trägerrakete zeigen auch, das sich die Nutzlast auf eine GEO Bahn um rund 30% erhöht. Wir müssen also die nächsten Arbeiten abwarten und mit den ersten Brennversuchen als auch den ersten Start, werden wir mehr wissen ob der Acetam eine breite Verwendung auch findet.
Das Acetylen bis heute keine Beachtung fand, liegt daran das er in flüssiger Form nicht vorkommt, wurde aber schon 1932/33 (veröffentlicht 1936) von Ziolkowski erwähnt. Die Mischung mit Ammoniak wurde bewusst ausgewählt um die Explosivität zu reduzieren. In Acetam hemmen sich Acetylen und Ammoniak gegenseitig ihre negativen Eigenschaften. Acetylen reduziert radikal die Toxizität von Ammoniak, und Ammoniak unterdrückt drastisch die Neigung des Acetylens für explosive Zersetzung. In Acetam haben wir eine Symbiose von Acetylen, hat die die größte Energieeffizienz unter Kohlenwasserstoffen, und mit Ammoniak der sehr hohe Dichte als auch wärmereduzierende Eigenschaften hat. Somit haben wir eine harmonische Einheit und ein Komplex mit einer hohen Produktqualität.
Ammoniak hat auch starke wäremreduzierende Eigenschaften. Bei der Kühlung der Brennkammer übertrifft somit Acetam 50/50 den Treibstoff RG-1 um 300 bis 400% und liegt im Bereich von Methan. Durch die Eigenschaften der Ammoniak Dämpfe, wird auch eine toxischen Kontamination des Startplatzes praktisch eliminiert. Die Daten zeigen auch, dass die Verdampfung von Acetylen und Ammoniak deutlich niedriger als für Methan sind und insbesondere für Sauerstoff. Wir können also davon ausgehen, das die Betankung der Trägerrakete relativ sicher sein sollte, viel sicherer als bei Methan.
Zu Thermodynamischen ISP. Auch hier liegen Berge von Daten, Zeichnungen und Tabellen vor. Mache nur kurz. Bei gleichen Ausgangsdaten, in Verbindung mit Sauerstoff, ergeben sich folgende Werte:
Acetylen-389,7s, Methan-367,6s, Kerosin-356,83s, H2-453,5s, Acetam- von 372,85 bis 380,07s. Bei r=25 liegt der Acetam ISP zwischen 414 und 421s.
Acetylen gepaart mit Sauerstoff hat also den grössten Brenwert, ist um 23 % höher als von Kerosin und 19 % höher als von Methan.
Hier die offiziellen Daten der H2 KVTK als auch der Acetam Oberstufe für die Angara-5.
Treibstoffmasse – 16,25 T. zu 17,77 T.
Trockenmasse – 3,85 T. zu 2,78 T.
Länge d. Stufe – 9,3 M zu 5,8 M
Nutzlast – 5,09 T. zu 4,6 T.
Der Vorteil ist deutlich, mit erheblich geringen Kosten kommen wir fast an die Leistung der sehr teueren H2 Stufe heran.
Im Institut für angewandte Chemie, in Petersburg, wurden schon mehrere Partien von Acetam erzeugt als auch an die Unternehmen geliefert. Dazu kann ich folgendes sagen, die Ergebnisse haben die früheren theoretischen Studien bestätig und zeigte auch die Wirksamkeit der Technologie für den neuen Kraftstoff als auch deren Stabilätät.
Gegenwärtige Arbeiten, nur eine Auswahl:
– Analyse der Dauerhaftigkeit der strukturellen Materialien
– Festlegung von Parameter für Brand- und Explosionsschutz-Sicherheit
– Erarbeitung von Technologien für die für industrielle Produktion
– Vorbereitung eines Brennstandes und anschliessende Versuche mit einen experimentellen Triebwerk
– Danach die Fertigstellung des RD-161AC für Trägerrakete.
– Später erfolgt die Umstellung des RD-120 auf Acetam
Wie schon geposten, der ISP des RD-161AC wird bei 395s liegen. Das Methantriebwerk für die Vega Trägerrakete hat einen beachtlichen hohen Wert von 385s. Die italienischen Vertreter waren letztmallig in Dezember 2012 in Moskau.
Wir sehen also, das ein hoher ISP nicht immer massgebend für die Effizienz und insbesondere für die Kostenseite ist. Dazu der folgender Vergleich der Methanträgerraketen, die heute mit der gleichen Startmasse 10 bis 15 % mehr Nutzlast ermöglichen, als auch um die 15-25 % kostengünstiger sind. Ein Methanträger für 25 Nutzlast ist von der Startmasse leichter als die Angara-5 als auch im Vergleich zu der teueren RUS-M mit der H2 Oberstufe. Selbst ein 130 Tonner ist leichter als die SLS Variante mit H2 und Feststofbooster. Hier handelt sich um offizielle Daten von ZSK Progress, entwickelt als auch konzipiert für das Magistral Projekt von Roskosmos.
Quellennachweis:
Russisches Patenamt, NPO Energomasch, Keldysch-Instiut, Institut für angewandte Chemie, ZSK Progress, Fatujew, Lichwajzew, Woronkow,
Grebenjuk, Jewgeni-7
Für ev. sachliche Fragen stehe ich für einige Tage noch zu Verfügung.
Für welches Mischungsverhältnis und welchen Brennkammerdruck gelten deine Isp. Angaben für Acetam? Steht r=25 für das Expansionsverhältnis (Als Verhältnis der Fläche oder des Durchmessers, wobei ich letzteres vermute)? Wie kommen außerdem die Differenzen zwischen Bernds und deinen Werten zustande? Gibt es da irgendeinen besonderen Effekt, der von FCEA nicht mit einbezogen wird? Außerdem frage ich mich, ob der höhere Isp von Acetam nicht zum großen Teil durch die gegenüber RP-1/O2 geringeren Dichte (laut Wikipedia 1,03 g/cm3) aufgefressen wird. Wenn man von deinen statt Bernds Werten ausgeht, so ist das aber sicherlich nicht der Fall.
Danke im Voraus
Aus Jewgenis Ausführung ist doch relativ klar was die Zielsetzung ist. Man will die schon bekannte Technologie von RP-1/LOX beibehalten und einen höheren spezifischen Impuls erreichen. Trotzdem bleibt LOX/LH2 trotz der Nachteile die bessere Wahl, wenn man die Technologie beherrscht, wovon ich ausgehe, schließlich hat Russland eine kryogene Oberstufe für Indien gefertigt und es gibt ja noch die Energija.
So habe ich den Eindruck man hat nicht das Geld und versucht nun doch irgendwie mit Kohlenwasserstoffen auszukommen. Die angegebenen spezifischen Impulse halte ich für irreal hoch, ich hätte ja zuerst auf eine Simulation mit der Einstellung „freies chemisches Gleichgewicht“ getippt, das liefert immer höhere Impulse als man in Wirklichkeit erreicht, nur hätte das dann auch einen hohen impuls für den LH2 geliefert und dieser ist eher normal (das RL-10B2 hat einen von 460,5, das Vinci soll einen von 464 aufweisen).
Zum Nachprüfen bitte ich wie ich es getan habe die genauen Bedingungen (Mischungsverhältnis, Gleichgewichtseinstellung, Brennkammerdruck und Expansionsverhältnis) zu publizieren, dann kann dies jeder selbst nachprüfen.
Die Angaben beziehen sich auf r=6 bei 120kg/cm2. Dabei haben wir eine Kerosin Dichte von 1034, H2 bei 312 und bei Acetam 833 kg/m3. Umfangreiche Tabellen kann ich hier nicht stellen.
Wie schon gepostet, mit Acetam erreichen wir einen grösseren ISP von 15 bis 25s. Durch die integrale Berechnung der Nutzlast sehen wir das der Treibstoff sehr an H2 herankommt. An Acetam wurde mehrere Jahre gearbeitet, die theoretische Arbeit wurde fast abgeschlosssen. Berechnungen die andere machen sind für uns absolut unwichtig, werde daruaf nicht eingehen, wäre aber auch extrem Aufwendig. Dazu gibt es wissenschaftliche Publikationen die mehrere hunderte von Seiten mit Diagrammen, und Tabellen aufweisen als auch Patentveröffentlichungen. Habe mich nur kurz auf das wesentliche beschränkt.
Bei der Entwicklung von Treibstoffen geht es nicht immer um einen sehr hohen ISP. Bei anderen Patenten wie eine Lösung von Lithium in Ammoniak als Kraftstoff für Triebwerke, damit wird der spezifischen Impuls bis zu 15 % höher, wird aber aus unterschiedlichen Gründen nicht verfolgt. Wäre noch zu erwähnen, das bei der Variante könnten neben O2 auch F2, OF2, NF3, N2F4, ClF5 Verwendung finden.
Gegenwärtiger Schwerpunkt ist die Methantechnologie, als auch neue Trägerraketen die ev. mit dem Treibstoff starten werden. Mit Acetam ist ein zweiter Hocheffizienter Treibstoff in der Vorbereitung.
Was hat aber die Kerosin Dichte mit dem ISP von Acetam zu tun ?
An Blog-Autor
Ja, mit der schon bekannten Technologie von RP-1/LOX erhalten wir eine höhere Nutzlast von rund 30 %. Selbst bei 25 % wäre das ein gutes Ergebniss da wir keine neue Triebwerke brauchen, die alten werden nur umgerüstet. Trotzdem bleibt LOX/LH2 eine gute Wahl, die RB als auch MOB-2 werden gebaut. Acetam wird aber eine sehr gute und Kostengünstige Alternative sein, besser als Methan. Neue Technologien brauchen aber seine Vorbereitung, Zeit als auch Investitiononen.
Vor 2 Jahren haben wir auch eine Technologie in Moskau präsentiert, damit wäre eine Steigerung der Nutzlast bis 20-25 % bei der Angara-5 ohne jede Veränderung möglich. Also der gleiche Schub, Triebwerke, Treibstoff usv., wird aber in den nächsten 20-35 Jahren keinen Einzug halten können. Die Gründe sind sehr spezifisch, mit Acetam aber sehr einfach machbar.
Ich denke Niels und ich würden gerne wissen wofür r steht. Kein Performanceparameter im Westen verwendet r. r steht wohl für „Ratio“ nur welche? Die Dichte ist egal, weil sie von der genauen Mischung abhängig ist, LOX/RP-1 wird ja in verschiedenen Mischungen verbrennt und bei 1,013 ist sie eben reicher an Kerosin.
Üblich ist, zumindest hier in der Wissenschaft ist dass bei Berechnungen die Randbedingungen angegebene werden, so kann jeder Behauptungen nachprüfen. Wenn sie stimmen kommt man dann ja auf dieselbe Ergebnisse oder zumindest ähnliche (natürlich sind sie genauer wenn man die Abmessungen und Nebenbedingungen des Triebwerks modulieren kann, doch gibt es da keine großen Ausreiser mehr)
Das erste Acetamtriebwerk:
Km = 2,13, Sauerstoff zu Acetam ( Ac. = 43% zu 57%)
Druck = 120kg/cm2
r = 25 ( 1:625) Expansionsverh.
Schub = 3000kg
ISP = 395s
Tr.masse = 120kg
Zunächst, ich habe über Acetam das wesentliche gepostet. Sorry, aber für private Berechnungen stehe ich nicht zu Verfügung und umfangreiche Beweisführung übersteigt hier das machbare als auch sprachtechnisch. Dazu gibt es umfangreiche Fachpublikationen, sind frei verfügbar, einige aber im öffentlichen Modus nicht zugänglich. Fakt ist, die Daten stehen (es ist keine Behauptung, sondern Ergebniss jahrelanger Arbeit) und wir müssen jetzt auf die ersten Brennversuche warten. Also Teetrinken und warten.
Die ersten Versuche werden sich nur auf das 50/50 Verhältnis beschränken, deshalb hat das Triebwerk nur 395s. Mit fortschreiten der Arbeiten werden auch etwas höhere Werte angegangen, die Luft nach oben ist aber sehr dünn. Daten wie im Patent dargelegt, also bis 90%, sind in der Praxis kaum machbar. Neben der Raumfahrt, haben aber auch andere Unternehmen starkes Interesse an Acetam gezeigt.
Ob noch in 100-150 Jahren die Trägerraketen mit Kerosin starten, möchte ich stark bezweifeln. Die Vorräte der erforderliche Qualität für Kerosin sind stark begrenzt. In Russland gibt es nur ein Ort, Anastasievsko-Trojckoje Felder – in der Region Krasnodar, wo das Öl die erforderliche Qualität hat. Der Chefkonstrukteur von NPO Energomasch V. Chvanov hat darüber kürzlich auch sehr ausführlich informiert. Das Defizitproblem wird nur wachsen und mit Methan und Acetam wäre eine ökologische kostengünstige Alternative.
so, damit kann man rechnen. Die Angaben gehen von einer Oberstufe aus, die die Welt noch nicht gesehen hat. Brennkammerdruck 120 bar, Expansionsverhältnis 625. der derzeitige Rekordhalter Vinci kommt nur auf 60 Bar und 1:240. Das erklärt zum teil die guten Werte, die zweite ist die Wahl der Simulation mit hohem Anteil an „freies chemisches Gleichgewicht“:
problem o/f=2.13,
rocket equilibrium frozen nfz=1 tcest,k=3800
p,bar=120,
sup,ae/at=625,
react
fuel=C2H2(L),acetyle wt=57 t,k=192
fuel=NH3(L) wt=43 t,k=239
oxid=O2(L) wt=100 t,k=90
end
erhält man im Vakuum bei freiem Gleichgewicht 4069,6 / 414,8 und bei eingefrorenem 3554,1 / 362,3. Dann sollte man aber auch LH2 mit denselben Parametern simulieren und nicht existierende eines weniger leistungsfähigen Triebwerks übernehmen. Bei LOX/Lh2 von 6 erhält man mit diesem Datensatz:
problem o/f=6,
rocket equilibrium frozen nfz=1 tcest,k=3800
p,bar=120,
sup,ae/at=625,
react
fuel=H2(L) wt=100 t,k=20
oxid=O2(L) wt=100 t,k=90
end
Einen spezifischen Impuls von 4798,7 bzw. 4550,2. Der Abstand von 700-100 m/s bleibt also. Man sieht aber auch an den von Jewgeni publizierten Zahlen, dass bei einem solchen Triebwerk mit Rekordwerten auch das schon etablierte LOX/RP-1 hervorragende Werte liefert.
Wenn übrigens das Gewicht ein Problem ist: Man könnte auch LF2/LH2 nehmen. Da ist durch das höhere Mischungsverhältnis die Dichte höher (bei o/f=13 0,61 g/cm³) ist entfällt dieser Kritikpunkt und man kommt noch höher (5008 / 4420 für frei bzw. eingefrorenes Gleichgewicht) bei diesen Bedingungen.
Im Prinzip bleibt das gesagte und auch von Jewgeni eingeräumte bestehen: Der Vorteil im spezifischen Impuls beträgt gegenüber LOX/RP-1 nur wenig. LOX/LH2 ist noch leistungsfähiger und natürlich sind die Oberstufen auch schwerer, doch schon bestehende Umsetzungen dieser Technologien zeigen, dass man netto trotzdem einen Nutzlastgewinn erreicht.
Dafür muss man um diese hohen Leistungen zu erreichen ein Triebwerk mit extremen Anforderungen bauen. Der Schub beträgt 30 kN (etwas wenig für eine Oberstufe). Da wäre der Düsenhals nur 5,6 cm breit, die Düse aber 141 cm. Die Frage die sich mir stellt und die ich viel interessanter finde ist die: Russland hat für Indien die Oberstufe der GSLV entwickelt und auch sechs Exemplare geliefert. Ich halte es für ökonomisch sinnvoller diese Technologie für die Angara zu verwenden, also die Triebwerk und/oder die Stufe. Das Vergrössern ist ja nun nicht gerade etwas was sehr aufwendig ist. Es wäre sicher preiswerter als eine komplett neue stufe mit einem Hochdrucktriebwerk zu entwickeln.
Aus den umfangreichen Daten die ich verfüge, noch ein Vergleich der Nutzlasten bei der Angara-5 und der unterschiedlichen Stufen:
KVTK H2 = 5,09 T
Acetam RG = 4,6 T.
Kerosin DM-03 = 3,79 T.
Briz-M = 3,45 T.
Wie schon früher gepostet, es geht um erhebliche ökonomische Effekte, ansonsten wäre die ganze Arbeit umsonst.
Das Acetamtriebwerk ist keine Neuentwicklung, sondern eine Umrüstung eines schon bestehendes. Die Frage des Trägers wird noch während der Versuche geklärt. Primär geht es jetzt um die Fertigstellung und Erprobung der Acetamtechnologie. Danach, wenn alles läuft wie vorgesehen, werden die Träger umgerüstet, selbst auf der Proton wäre das möglich. Das ist aber noch ein langer Prozess.
Interessant werden auch die ersten Daten der Interaktion des Acetam auf verschiedene Materialien sein. Dadurch wird die Effizients der Stufen (gilt aber für alle Treibstoffe) nochmals erhöht, insbesondere bei der Verwendung von Verbundwerkstoffen für die Tanks.
Der von der NASA entwickelte H2 Tank ist um 25 % günstiger als der konventionelle aus Aluminium-Lithium und 30% leichter. Es geht also um erhebliche Einsparungen. Auch in Russland hält der Einzug von Nanotechnologie und Verbundwerkstoffen ein. Hier nur zur Übersicht.
Auf der RUSNANOTECH-2012 wurde informiert das der in Bau befindliche Transporter (Schub von 2kg bei 7000s) um 30% leichter sein wird. Im Vergleich zu Proton-M, wird die Angara 22% mehr Verbunwerkstoffe aufweisen.
Im Auftrag von Roskosmos gehen Arbeiten um Triebwerke und Tanks aus Verbundwerkstoffen herzustellen, darunter:
Kraftstofftank, Sauerstofftank, Brennkammer; Verbindungselemente der Kraftstoffkomponenten, Schiebe-System Düsen und mehr. Die Arbeiten werden auf einen Triebwerksdemonstrator durchgeführt, als auch bestehende Triebwerke wie RD-191, RD-0146 und andere mit einigen Systemen aus Verbundwerkstoffen ausgestatet. Dabei senken wir die Trockenmasse bei Tanks um 35%, bei der Brennkammer um 40%. Ein ballistischer Effekt (Simulatuon bei RUS-M, 2 Stufe) von mehr als 100 kg Nutzlast, entspricht einen ökonomischen Nutzen von 75 Millionen Rubel. Auch die Einführung von Verbundwerkstoffen in den RD-0146 (Triebwerk für Kerosin, Mathan, H2 und später ev. für Acetam, mit Laserzündung) führt zu einen hohen ISP von 470s als auch zur Senkung der Trockenmasse und der Abmessungen.
Wenn das Acetan-Triebwerk nur eine Umrüstung bestehender Triebwerke ist, wie kommt es dann, daß hier für Brennkammerdruck und Entspannungsverhältnis Werte angegeben werden, die kein existierendes Triebwerk hat? Irgendwie paßt das nicht zusammen.
Na ja es werden ja auch Brennkammern aus Verbundwerkstoffen hergestellt. Da ist das mit dem Brennkammerdruck und der Expansionsdüse eher ein kleineres Problem
Das habe ich doch schon längst geschrieben, auf Basis des RD-161 entsteht der RD-161AC. Der hat doch einen Brennkamerdruck 120 und mehr. Umrüstung bedeutet auch eine Verbesserung, es wird doch immer so gemacht. Unabhänig von Triebwerken und der Daten, Acetam ist um 30% (15 bis 25s) Energieeffizienter und durch seine Besonderheiten kommt er mit der Nutzlast sehr an H2. Methan ist im Vergleich ( bei r=6 und 120kg/cm2) um 5 bis 13s schwächer als Acetam.
Ein NASA unterstützte Projekt ist die Entwicklung von grünen hoch effizienten Treibstoffen für kleine Triebwerke. Zur Zeit verlaufen Bodentests und der erste Start ist für 2015 vorgesehen. Green Propellant Infusion Mission (GPIM) soll eine Alternative zu hochgiftigen Hydrazin zu veranschaulichen, die sicherer zu handhaben, kostengünstiger und effizienter für den Einsatz auf Satelliten ist. Die Tests haben gezeigt, das der grüne Treibstoff AF-M315E in Performance Hydrazin um 50 Prozent übersteigt. AF-M315E wurde von der Air Force Research Laboratory entwickelt, die ein Partner an dem Projekt ist.
Grüne Treibstoffe gibt es schon seit Jahrzehnten, aber aus technologischen Gründen war der Einsatz nicht effizient.
DAS soll ein „grüner“ Treibstoff sein!?
http://de.wikipedia.org/wiki/Hydroxylammoniumnitrat#cite_note-Sigma-3
Man beachte die Gefahrenhinweise rechts unten auf der link-Seite.
Ach ja Wikipedia. Wie oft muss ich in dem Blog noch schreiben, dass man dort zuerst mal den angegebenen Quellen folgen sollte?
Hydroxylamin hat eine LD-50 von 4000 bis 1000 mg, ist für den Menschen also nur wenig giftig. Der Stoff ist bei Anwesenheit von Luftsauerstoff (und das dürfte bei der Freisetzung wohl der Fall sein) instabil und zerfällt zu Ammoniak, Stickstoff und Wasser. Der entstehende Ammoniak ist da weitaus gefährlicher (basissch und fischgiftig).
Die einzige „grüne“ Treibstoffkombination wurde schon in den dreissiger Jahren im Land das den Umweltschutz erfunden hat, umgesetzt: Deutschland. Es ist Alkohol/LOX.
Bloog Autor: „Na ja es werden ja auch Brennkammern aus Verbundwerkstoffen hergestellt. Da ist das mit dem Brennkammerdruck und der Expansionsdüse eher ein kleineres Problem“
Ist aber nicht neu. Auch die dreistufigen Atomraketen Frankreichs M51, die aus U-Booten gestartet werden, haben einen Feststoffantrieb in einem Mantel aus Karbonfasern. Auch bei der Ariane 6 zeichnet sich ein grundlegender Wandel ab. Die Ummantelung des Antriebsbooster der künftigen Ariane 6 werden dann nicht wie bisher aus sehr dünn gewalztem Stahl bestehen, sondern aus leichtem Kohlefasermaterial. Das hat zumindest Hans Steiniger, Chef der Augsburger Firma MT Aerospace, angedeutet.
Persönlich bin ich aber kein Freund der Feststoffantriebe, wäre aber zu erwähnen, das für Energia-Buran System wurden Feststoffboster mit etwas mehr als 1000 Tonnen Schub entwickelt.
Im NPO Energomasch Jahresbericht steht auch:
-Entwicklung eines neuen Raketentreibstoffes mit verbesserten Rheologie von polymerbasierten Zusatz zur Verbesserung der Gesamtenergieeffizienz der Sauerstoff-Kerosin Raketentriebwerke. Gewinn um die 3-5s.
als auch weiter:
-Entwicklung des RD-175 Triebwerks mit einen Schub von 1000 Tonnen. Wäre sehr gut für SLS Booster.
-Entwicklung eines wiederverwendbaren Methantriebwerks für die Angara Nachfolge.
-Weitere Entwicklung der Laserzündung für zukünftige Triebwerke.
-Anpassung des 15D285 für die erste Stufe (Sarmat Thema).
-Untersuchungen auf die Möglichkeit der Acetam Produktion und Einsatz in der Raketentechnik.
-Entwicklung von RD-193 für Sojus-2.1
-Entwicklung und Unterstützung von Maßnahmen zur Kostenreduzierung und Verbesserung der Zuverlässigkeit des RD191.
-Entwicklung von Maßnahmen zur Modernisierung von folgenden Triebwerken: 11D511, 11D512, 14D21, 14D22, 14D14 (14D14М), RD171М.
-Entwicklung eines Methantriebwerks RD-0162SD für einen Flugdemonstrator und eine kleine Rakete.
-Studie über zukünftige Raketentriebwerke.
Wenn man vollkommen ignoriert dass bei einem Feststoffantrieb die Gase die Hülle erst vor dem Verlöschen erreichen und die Düsen mit einigen cm Graphit bedeckt sind, dann kann man sicher Feststofftriebwerke mit einer Brennkammer vergleichen. Nur darf man das nicht ignorieren, weil diesselbe Technik auf eine Brennkammer angewendet dazu führt, dass sich die Bedingungen durch laufende Veränderung der Größe ändern. CFK Wird als Naterial für Tanks erwogen und scheint vor allem für kryogene Tanks Gewicht in beträchtlichem Maße einzusparen. Aber niemand hat bisher eine Brennkammer aus diesem Material gemacht.
Ja, das ist richtig.
Zu Acetam:
Bis heute keine Zeitverzögerung bei den Arbeiten. Vor kurzem wurde von einer Pilotanlage die erste industrielle Partie von Acetam hergestellt. Es laufen somit in grossen Umfang systematische Arbeiten einschließlich mit Skolkowo Foundation. Zunächst kommt der Treibstoff in den obersten Stufen zum Einsatz, wo er seine maximale Wirkung (fast mit H2) entfalten kann.
Nicht zum Thema, aber für einige interessant.
NPO Energomasch hat eine neue kleinere und um 10% leistungsfähige Brennkamer für Raketentriebwerke entwickelt. Das Triebwerk beherrscht das Funktionsprinzip der so genannten Detonation Verbrennung von Treibstoffen, eine Idee der 30-er Jahre. Eine praktische Anwendung in der Raumfahrt wurde bis heute noch nicht erreicht.
In den späten dreißiger Jahren entwickelten unabhängig voneinander, Jakow Seldowitsch (UdSSR), John von Neumann (USA) und B. Döring (Deutschland) fast gleichzeitig dasselbe Modell, später durch ihre Namen ZND genannt.