Methan als Treibstoff

Es ist ja auch eine logische Treibstoffkombination. Methan und Sauerstoff haben ähnliche Siedepunkte, man kann eine Kühlung für beide Tanks verwenden, man muss die Tanks nicht gegeneinander isolieren. Der spezifische Impuls ist höher als bei allen anderen Kohlenwasserstoffen, aber Methan ist im Gegensatz zu Wasserstoff nicht fähig, durch feste Stoffe hindurch zu diffundieren. Dadurch kann man solche Systeme auch länger im Orbit lassen, man hat quasi einen lagerfähigen kryogenen Treibstoff.

mfg websquid

Deswegen gab/gibt es natürlich auch bei den Russen Entwicklungen: z.B. RD-0146U oder sogar 3-Komponenten Triebwerke wie RD-0750 http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=57.
Gruß Hegen

Es ist ja auch eine logische Treibstoffkombination. Methan und Sauerstoff haben ähnliche Siedepunkte, man kann eine Kühlung für beide Tanks verwenden, man muss die Tanks nicht gegeneinander isolieren. Der spezifische Impuls ist höher als bei allen anderen Kohlenwasserstoffen, aber Methan ist im Gegensatz zu Wasserstoff nicht fähig, durch feste Stoffe hindurch zu diffundieren. Dadurch kann man solche Systeme auch länger im Orbit lassen, man hat quasi einen lagerfähigen kryogenen Treibstoff.

Hmm ... ich habe nun auch schon recht oft von den Vorteilen dieser Treibstoffkombination gelesen ... aber es müsste ja auch Nachteile geben, sonst würde man ja nicht nach wie vor andere im Einsatz sehen ... weiß jemand wo die Schwierigkeiten von dieser Treibstoffkombination liegen?

Der Wirkungsgrad der Verbrennung von Wasserstoff in Kombi mit Sauerstoff ist, wenn mich nicht alles täuscht höher.

Moin
LH2/LOX ist effektiver, keine Frage. Wenn man also Leistung braucht nimmt man Wasserstoff. Da man sowieso eine Kühlanlage braucht, kann man auch gleich weiter runterkühlen, damit es für Wasserstoff reicht. Aber Wasserstofftechnik kostet mehr. Wenn es aber nicht nur um Leistung geht, sondern auch um die Kosten lohnt sich Methan.
Außerdem macht Wasserstoff mehr Eindruck, man spricht ja so oft vom kommenden Wasserstoffzeitalter. Methan kennt man nur als Furz
mfg websquid

Der Wirkungsgrad der Verbrennung von Wasserstoff in Kombi mit Sauerstoff ist, wenn mich nicht alles täuscht höher.

Moin
LH2/LOX ist effektiver, keine Frage. Wenn man also Leistung braucht nimmt man Wasserstoff. Da man sowieso eine Kühlanlage braucht, kann man auch gleich weiter runterkühlen, damit es für Wasserstoff reicht. Aber Wasserstofftechnik kostet mehr. Wenn es aber nicht nur um Leistung geht, sondern auch um die Kosten lohnt sich Methan.
Außerdem macht Wasserstoff mehr Eindruck, man spricht ja so oft vom kommenden Wasserstoffzeitalter. Methan kennt man nur als Furz

Vielen Dank für die Antworten

Frag mich nur ob man diese Einsparungen dann tatsächlich mal realisieren kann ... da müsste man wohl einige von den Triebwerken herstellen und "verheizen" bevor man die R&D wieder drin hat

Zitat von: websquid am 17. Januar 2010, 15:12:41

Es ist ja auch eine logische Treibstoffkombination. Methan und Sauerstoff haben ähnliche Siedepunkte, man kann eine Kühlung für beide Tanks verwenden, man muss die Tanks nicht gegeneinander isolieren. Der spezifische Impuls ist höher als bei allen anderen Kohlenwasserstoffen, aber Methan ist im Gegensatz zu Wasserstoff nicht fähig, durch feste Stoffe hindurch zu diffundieren. Dadurch kann man solche Systeme auch länger im Orbit lassen, man hat quasi einen lagerfähigen kryogenen Treibstoff.

Hmm ... ich habe nun auch schon recht oft von den Vorteilen dieser Treibstoffkombination gelesen ... aber es müsste ja auch Nachteile geben, sonst würde man ja nicht nach wie vor andere im Einsatz sehen ... weiß jemand wo die Schwierigkeiten von dieser Treibstoffkombination liegen?

B.Leitenberger hat sich auch mal mit dem Thema befasst. Sein Fazit war das man bei LCH4/LOX Triebwerken fast so hohen technischen Aufwand betreiben muss wie bei LH2/LOX, aber nur etwas mehr spezifischen Impuls rausbekommt als bei RP-1/LOX. Das heisst der Leistungsgewinn steht in keinem guten Verhaeltnis  zum Mehraufwand.

Zitat von: HElados am 17. Januar 2010, 19:29:42

Zitat von: websquid am 17. Januar 2010, 15:12:41

Es ist ja auch eine logische Treibstoffkombination. Methan und Sauerstoff haben ähnliche Siedepunkte, man kann eine Kühlung für beide Tanks verwenden, man muss die Tanks nicht gegeneinander isolieren. Der spezifische Impuls ist höher als bei allen anderen Kohlenwasserstoffen, aber Methan ist im Gegensatz zu Wasserstoff nicht fähig, durch feste Stoffe hindurch zu diffundieren. Dadurch kann man solche Systeme auch länger im Orbit lassen, man hat quasi einen lagerfähigen kryogenen Treibstoff.

Insbesondere eine Entwicklung passender Tanks scheint mir nicht die einfachste Übung >> http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/05072009001853.shtml

Gruß   Thomas

Moin
In dem Artikel geht es ja vor allem um die Probleme bei echten Langzeitmissionen. Die sind für Taurus II nicht relevant, da man maximal ein paar Stunden den Treibstoff im Tank haben wird. Bei Langzeitmissionen gilt: Methan ist schwierig (wie beschrieben), Wasserstoff ist derzeit aber nicht möglich.
mfg websquid

Im "Handbuch der Raumfahrttechnik" ist ein Vergleichsgraph verschiedener Treibstoffkombinationen, welcher den spez. Impuls in Abhängigkeit des Mischungsverhältnisses zeigt.

Daraus kann man folgende Leistungsdaten ablesen.

max. spez. Impuls im Vakuum:
[tex]\mathrm{LOX-LH2:\ }I_{_{sp}} \approx 4480\mathrm{\ m/s}[/tex]
[tex]\mathrm{LOX-CH4:\ }I_{_{sp}} \approx 3650\mathrm{\ m/s}[/tex]

LOX-LH2 ist über einen weiten Bereich "mischbar", und dabei immer oberhalb allen anderen Treibstoffen. LOX-CH4 hingegen bewegt sich in ähnlichen Größenordnungen wie LOX-RP1 und LOX-Propan. Dabei liegt es etwas oberhalb dieser beiden Kombinationen. Gerade LOX-RP1 ist aber so beliebt, da es einfach handhabbar und billig ist. Da gibt es keinen (oder wenig) Grund für ein wenig mehr Effizienz eine neue Technologie zu entwickeln.
Das sieht natürlich bei ISRU-Konzepten am Mars wieder anders aus, aber so weit sind wir noch nicht.


edit:
Sehe gerade, der Punkt wurde bereits mit Leitenberger zitiert.

...und wie sieht es bei Methan mit den Tankquerschnitten aus?

Na wie? Du scheinst die Antwort parat zu haben ...

Ich bin neulich bei Wikipedia über die Strukturformel von Methanol gefallen.

Obwohl ich sie ja mit bewusstem Nachdenken selbst gewusst hätte, war ich trotzdem überrascht, was für ein kleines Molekül Methanol eigentlich ist     

Es ist fast so klein und simpel wie Methan, nur ein Sauerstoff ist dabei.
Als ich die Strukturformel so sah, dachte ich mir, das wäre doch der ideale Raketentreibstoff??

Es hat so viele Wasserstoffatome wie Methan (gut für Isp) und fast den selben Brennwert (das eine Sauerstoffatom hat halt schon seine Energie eingebracht - ein H-Atom ist also nicht mehr nutzbar)

Dazu ist es bei Raumtemperatur flüssig, also nicht so schwer zu lagern wie Methan - geschweige denn Wasserstoff...

Sauerstoff ist vom Gewicht her fast gleich dem Stickstoff, und da Hydrazin 2 davon (N₂) hat, sollte Methanol doch mit weniger Gewicht mehr Energiegehalt haben....

Die Frage wäre dann, ob Methanol mit Stickstofftetroxid hypergol reagiert....

Ethanol ist noch besser geeignet, weil der Sauerstoffanteil darin geringer ist. Und den hat schon die V2 genutzt, danach sind Alkohole aus der Mode geraten. Warum wohl

Stimmt...

Naja, aber in Methan ist mehr Wasserstoff pro Kohlenstoff als in jedem anderem Kohlenwasserstoff...
Das mit dem Saerstoff relativiert das ganze wohl...

Wie wäre es dann mit Popanol, da ist noch weniger Sauerstoff pro Masse drinnen? 
Propanol ist ja vergelichbar mit Kerosin...  Also, in dem sinne ist es wieder egal, denn RP-1 nimmt man ja bereits

Also soweit ich weiß ist Ethanol der beste Alkohol als Treibstoff. In Methanol macht der Sauerstoff zu viel aus, in den höheren wie Propanol ist zuwenig Wasserstoff drin. Bin mir da aber nicht ganz sicher.

mfg websquid

Das klingt schon plausibel...

Dagegen hat Kerosin den Vorteil, dass praktisch gar kein Sauerstoff (OK, vielleicht hat sich das eine oder andere Atom hineninverirrt) darin ist.

Nur eben, kommt auch viel Kohlenstoff vor...  In Methan wäre der eben - wie gesagt - minimal.

Wie ihr wisst, möchte uns in letzter Zeit ein Forumsmitglied, laut eigener Aussage in der russischen Raketenentwicklung tätig, neue Schwerlastträger auf Methan-Basis "schmackhaft" machen. Nacdem ich mir diesen Thread noch einmal durchgelesen habe, stehe ich aber trotzdem noch völlig im Dunklen, was das für einen Sinn machen soll. Wenn ich das richtig verstanden habe, wollen die Russen ihre mit Kerosin (RP1) und LOX betriebenen Triebwerke durch Methan-LOX-Aggregate ersetzen, und das würde dann die Leistung erheblich steigern.

Was spricht denn nun (aus Sicht der russischen Ingenieure oder überhaupt) gegen die häufig verwendete Kombination LH2/LOX? Laut obiger Aussagen muss man bei CH4/LOX fast genauso viel Aufwand treiben wie bei LH2/LOX, kommt aber nur geringfügig über die Leistung von RP1/LOX hinaus. Über lagerfähige kryogene Oberstufen reden die Russen doch nicht, oder?

Was soll das Ganze also?
 

Da versuch ich mal eine Antwort zu geben:

1. Der Aufwand für CH4 ist nicht so groß wie für LH2, sondern vergleichbar mit LOX - das hat man sowieso super im Griff, ist von daher kein großes Problem und sollte nicht wesentlich teurer sein.
2. Gegen LH2 spricht die enorm geringe Dichte - man muss gewaltige Stufen bauen, um das Volumen von LH2 unterzubringen. Mit CH4 kann man ähnlich kompakte Stufen wie mit RP1 bauen. Das vereinfacht Produktion, Transport, Startvorbereitungen sowie sorgt für kleinere Startanlagen. All das spart Kosten, und zwar nach russischer Einschätzung so sehr, dass CH4 günstiger als LH2 bei gleicher Leistung ist.

LH2/LOX ist auch in Russland mittlerweile als Oberstufentreibstoff salonfähig geworden, so soll die Angara eine optionale Wasserstoff-Oberstufe bekommen (KVSK/KVTK), die Rus-M wird bereits in der zweiten Stufe LH2/LOX einsetzen, für die Sojus ist eine LH2/LOX-Drittstufe zumindest projektiert.

Wenn die Russen da nicht mal den Aufwand unterschätzen:

B.Leitenberger hat sich auch mal mit dem Thema befasst. Sein Fazit war das man bei LCH4/LOX Triebwerken fast so hohen technischen Aufwand betreiben muss wie bei LH2/LOX, aber nur etwas mehr spezifischen Impuls rausbekommt als bei RP-1/LOX. Das heisst der Leistungsgewinn steht in keinem guten Verhaeltnis  zum Mehraufwand.

Aber das mit den Dimensionen macht natürlich Sinn. Wasserstoff liefert zwar viel "Wumms" pro kg, ist dafür aber extrem voluminös, und das hat natürlich Auswirkungen auf die Rakete.

Naja, warten wir es ab...

Wenn die Russen da nicht mal den Aufwand unterschätzen:

Ich weiß nicht, ob es gut ist, sich nur auf die Behauptungen vom Leitenberger zu stützen, aber es stimmt schon, dass es ein großer Aufwand wäre. Trotzdem wäre das Triebwerk aber mit den heutigen technischen Möglichkeiten durchaus möglich und die Entwicklung würde ja nicht bei 0 anfangen, wie früher bei LH₂-Triebwerken. Man hat ja schon etwas Erfahrung im Umgang mit LCH₄ (immerhin haben die Japaner schon an solch einem Triebwerk für die GX gearbeitet).

Hallo,

die folgende Folie stammt aus der russischen Weltraumkonferenz "Methan".


Quelle: Roskosmos

Für die wiederverwendbaren Träger MRKN laufen ausgiebige Untersuchungen:

a- aerodynamische durch ZAGI
b- kosten Analysen durch ZAGI
c- technische Analysen der unterschiedlichen Treibstoffe und die damit verbundene Spezifika
d- erforschung der Methan-Triebwerke

Der Vergleich ergiebt folgende Daten:

a- Metahn Triebwerk liefert um 30 bis 50 s. grösseren Impuls. Im Jahr 2010 wurde sogar ein Impuls
     von bis 380 s. erreicht
b- so ein Triebwerk ist um 500 kg leichter als ein Kerosin Tr.
c- Ein MRKN Träger mit 35 Tonnen Nutzlast  hat mit Methan eine Startmasse von rund 1280 T.
d- ein Kerosin MRKN Träger kommt auf 1500 T.
e- die landenden Module sind von der Struktur kleiner als mit Kerosin

Nach russischen Aussagen ist aber so eine notwendige Methan-Infrastruktur auch nicht ganz billig.
Die Träger sind aber erst ab 25-30 vorgesehen und bis dahin geht die Forschung weiter. Dazu habe ich auch kurz über das "Triebwer 2015"geschrieben.

Information zu Punkt c und d stammt aus einer ZAGI Fachpublikation.

Gruss Bernard7
   

Die ESA hat bei FLPP für die Ariane 6 auch LOX/CH4 untersucht aber man geht wohl wieder auf Wasserstoff zurück. Die offizielle Begründung weiß ich gerade nicht, wenn ich aber mal rumspekuliere, so denke ich, dass es dafür zwei Gründe gibt:
1) Erfahrung: Es gibt in Europa nur wenig Erfahrung mit Methan aber viel Erfahrung mit Wasserstoff, potentiel niedrigere Entwicklungskosten.
2) Dies dürfte der Hauptgrund sein: der Schub. Eine LOX/LH2 Stufe wiegt weniger als eine CH4/LOX-Stufe bei gleicher Performance, man braucht also nur ein Triebwerk mit weniger Schub. Die ESA will unbedingt ein Triebwerk pro Stufe, ein Methantriebwerk müsste mehr Schub liefern, da die Stufe schwerer ist. Ein größeres Triebwerk ist teurer in der Entwicklung und es gibt Schubgrenzen der aktuellen Testprüfstände, die ich gerade nicht weiß. Eventuell müsste der Prüfstand umgebaut werden (noch teurer). Mehrere kleinere Triebwerke gehen natürlich auch, aber das will die ESA nicht, da die Produktionskosten eines Triebwerkes (laut ESA) nicht linear mit dem Schub sondern mit der Wurzel des Schubes ansteigen. Daher ist ein ein großeres Triebwerk billiger als zwei kleine (welche auch mal diskutiert wurden). Eventuell hat die ESA auch Zuverlässigkeitsbedenken bei mehreren Triebwerken aber da gabs doch mal ne europäische Rakete mit bis zu 10 Triebwerken, wie hieß die noch.... war die nicht total erfolgreich...

Hallo,

noch zu kleiner Korrektur, die zweite Stufe der MRKN Träger erhält natürlich ein Wasserstofftriebwerk. Methan ausschliesslich in der ersten und zweiten(Booster) Stufe.

Gruss Bernard7

2) Dies dürfte der Hauptgrund sein: der Schub. Eine LOX/LH2 Stufe wiegt weniger als eine CH4/LOX-Stufe bei gleicher Performance, man braucht also nur ein Triebwerk mit weniger Schub. Die ESA will unbedingt ein Triebwerk pro Stufe, ein Methantriebwerk müsste mehr Schub liefern, da die Stufe schwerer ist.

Das mag für die ESA tatsächlich ein sehr guter Grund sein. Allerdings gilt dies für Russland nicht unbedingt
Da hat man schließlich schon überlegt, Kerosintriebwerke zu Methantriebwerken zu modifizieren (siehe auch Bernards Folie: RD-191M->RD-192, RD-0163->RD-0162) Da man in Russland bereits sehr große Triebwerke für Kerosin hat, dürfte es auch relativ leicht sein, diese für Methan zu adaptieren. Russland hat nunmal die Infrastruktur für solche Triebwerksdimensionen, Europa nicht.