du methane dans les moteurs fusées

Un article sur la production d’hydrogène à partir du méthane de l’ambassade de France en Allemagne :
De l'hydrogène à partir de méthane, mais sans émissions de CO2
un extrait sous volet:

Spoiler:

Cela peut paraitre curieux d’en parler dans un sujet qui traite de l’utilisation du méthane dans les moteurs- fusées, mais il y a deux raisons à çà :
- Faire remarquer que jusqu’à présent le LH2 des fusées  et celui servant à bien  d’autres usages en chimie est produit à partir d’hydrocarbures et que donc indirectement, ce n’est pas aussi  "écolo"  que certains peuvent les chanter  - puisque lors de cette production, on dégage du CO₂

La production mondiale d'hydrogène est responsable d'environ cinq pour cent des émissions mondiales de CO2.

Bien ne culpabilisons quand même pas trop pour les fusées à LH2 qui ne doivent  représenter qu’une faible proportion de ces 5% … mais au moins en utilisant directement le méthane dans les fusées on ne contribue pas plus à l’effet de serre.

D’autre part  ce procédé met en lumière que le méthane peut être un "sac" à hydrogène  et qui peut en contenir plus que l’eau : 4 atomes au lieu de 2 par molécule, mais surtout en masse 4 g pour 16 g au lieu de 2 g pour 18 g , soit en fraction : 1/4 > 1/9 , donc plus de deux fois plus.

Alors comme nous avons vu que c’est en premier la production en ISRO de LOX qui est primordiale pour réduire le rapport de masse global du lanceur pour un voyage aller /retour vers Mars (il en est d’ailleurs de même pour la Lune si on arrive aussi à produire le LOX sur place à partir de la régolite), on peut envisager de transporter du méthane vers Mars – en plus de celui nécessaire au retour - pour  le décomposer sur place en carbone et dihydrogène et utiliser celui –ci pour par une réaction de Bosch pour décomposer le CO₂ martien en carbone et dioxygène (après électrolyse de l’eau formée)

Mais alors pourquoi ne pas transporter directement depuis la Terre le dihydrogène nécessaire ?
A cause des difficultés de conservation - sur des mois que dureront le voyage - du LH2  avec un système de réfrigération et de protection thermique qui puisse s’avérer bien plus lourd que pour le méthane liquide où dans le vide de l’espace les réservoirs deviennent des sortes de bouteille thermos si on réfléchit la lumière solaire : conserver du méthane liquide vers – 162 °C ne pose pas les mêmes difficultés que conserver du LH2 à – 253 °C ( sous une atm), surtout qu’en plus  les réservoirs pour contenir ce dernier sont bien plus volumineux donc avec une surface d’échange thermique bien plus grande.

PS : un additif sur les chaleurs latentes de vaporisation qui montrent qu’il faut moins de chaleur pour vaporiser le LH2 que le LCH4.
Bien dans ce cas l’écart n’est pas trop grand, mais cela va encore quand même dans le même  sens d’une difficulté plus grande de conserver le premier à l’état liquide.

Air Liquide > L’encyclopédie des gaz

Méthane : Chaleur latente de vaporisation (1,013 bar au point d'ébullition) : 510 kJ/kg
Dihydrogène : Chaleur latente de vaporisation (1,013 bar au point d'ébullition) : 454.3 kJ/kg

Giwa a écrit:
Mais alors pourquoi ne pas transporter directement depuis la Terre le dihydrogène nécessaire ?
A cause des difficultés de conservation - sur des mois que dureront le voyage - du LH2  avec un système de réfrigération et de protection thermique qui puisse s’avérer bien plus lourd que pour le méthane liquide où dans le vide de l’espace les réservoirs deviennent des sortes de bouteille thermos si on réfléchit la lumière solaire : conserver du méthane liquide vers – 162 °C ne pose pas les mêmes difficultés que conserver du LH2 à – 253 °C ( sous une atm), surtout qu’en plus  les réservoirs pour contenir ce dernier sont bien plus volumineux donc avec une surface d’échange thermique bien plus grande.

Effectivement, et du coup tu arrives à la même conclusion que la NASA dans la DRA5, il faut amener le CH4 et on ne produit que l'O2 à partir du CO2 martien.
Personnellement, je reste partisan du 100% produits sur Mars, O2 et CH4, pour 2 raisons :
1) On gagne quand même 1 dizaine de tonnes (ordre de grandeur, faudrait que je refasse les calculs) si on produit tout sur place, et cette dizaine de tonnes fait une énorme différence en termes de complexité pour les formes, les systèmes et les procédures de descente et atterrissage (EDL) sur Mars. Je pense que le problème de l'EDL est prioritaire du point de vue des risques (et du coût et de la roadmap) et que par conséquent, cela vaut le coup de faire l'effort de ce côté même si c'est au détriment de la complexification de la partie ISRU.
2) ll faudrait que je vérifie, mais je pense que les 10 tonnes de plus sur Mars impliquent une capacité vers Mars (TMI) de l'ordre de 50 tonnes pour un équipage à 3, ce qui fait qu'on est au-delà des capacités du futur SLS et qu'il faudrait donc procéder à un assemblage en LEO du vaisseau qui doit partir vers Mars, assemblage qui induit des risques et des coûts supplémentaires ... avec également une complexification accrue pour la qualification EDL (il faut une mission de type MSR très lourde pour tester l'EDL d'un atterrisseur lourd).

A+,
Argyre

LA société japonaise IHI AEROSPACE a développé un moteur GNL-LOX : le LE-8.
Il a tourné au banc d'essai. Pas d'application à ce jour.



Mais ils continuent à travailler sur le concept :
http://www.bulletins-electroniques.com/actualites/70659.htm

La société russe  KBKhA «Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky» travaille sur des concepts de moteurs LNG/LOX

http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59

Le plus récent serait un RD 0 162 .... dans le cadre du projet VOLGA ???? Infos datant de 2012 (forum L2 de NSF)
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=28912.0

Depuis l’accident majeur survenu sur la centrale nucléaire de Fukushima, l’intérêt du méthane au Japon comme source alternative d’énergie est relancé  et l’exploitation des hydrates de méthane des fonds marins a été  testée: voir futura-sciences

Bien sûr l’utilisation du méthane comme ergol pour les fusées ne serait qu’une goutte de méthane liquide par rapport aux autres utilisations, mais par ricochet on peut quand même s’attendre à un intérêt plus grand pour cette voie.

Même si on n'est pas aidé (moi du moins) par le déchiffrage du cyrillique ou des kanjis ... on trouve quelques références.
Je suppose qu'il s'agit aussi du moteur LNG/LOX RD 0160 déjà signalé plus haut ????

article de Roscosmos (datant d'octobre 2011)
http://www.roscosmos.ru/17486/

Spoiler:

Soit avec Bing Translator (je laisse en anglais car c'est plus fidèle que russe ---> français):

Roscosmos News
Record test rocket engine
11:11: 03/10/2011:

Durability test firing of a reusable rocket engine demonstrator with 5.86.1000-0 # 2 thrust 7.5 ton to fuel a pair of liquid oxygen (lox)-liquefied natural gas (LNG) successfully held on September 28 at the stand of V2A-106 FKP SIC RCP "Peresvet (Moscow region).

Rocket engine developed and produced in the KBhimmaš them. A. Isaeva is a branch of federal state unitary enterprise "SATELLITE. Khrunichev's main task of FSUE "Keldysh Center SSC."

During the test, performed twice on the engine. The first time was 162 seconds. The second listing was achieved record-breaking engine run time the dimensions of the one-time inclusion-2007 seconds. The tests were stopped on the components.

Total hours of use this instance of the engine during the 4-h inclusions-3389 seconds.

The test confirmed the possibility of multiple (2) starts and stops the engine demonstrator liquefied natural gas; prolonged engine operation, performed on closed circuit with post-combustion restorative producer gas to the fuel pair LCD-LNG; stability of prolonged (over 2000 seconds) engine demonstrator in native mode with different combinations of thrust and pattern of the fuel components; the correctness of technical solutions to ensure continued control, regulation, taking into account the characteristics of liquefied natural gas; ability to stand for long trials, etc.

Tests have yielded experimental data to refine the methodology for calculating cooling the combustion chambers when used CNG as the cooler. Also improved the technology of transportation, refueling, and temperature control of large masses of liquefied natural gas and developed solutions, practicable procedures for refueling flight products.

Engine test program is successful.

Du côté de la NASA aussi des moteurs Aerojet ont été testés avec ce couple d'ergols (au banc) :

http://spacefellowship.com/news/art19903/nasa-completes-altitude-testing-of-advanced-liquid-oxygen-liquid-methane-rocket-engine.html

Il y avait eu une étude pendant le programme Constellation pour équiper le "lander lunaire"

http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20110016509_2011017526.pdf

Travail de l'Agence Spatiale Italienne (ASI) avec accord de collaboration avec Roscosmos pour le LM10 MIRA moteur LNG/LOX


http://congress.cimne.com/eucass2013/admin/files/fileabstract/a36.pdf
http://congress.cimne.com/eucass2013/admin/files/fileabstract/a35.pdf

montmein69 a écrit:Travail de l'Agence Spatiale Italienne (ASI) avec accord de collaboration avec Roscosmos pour le LM10 MIRA moteur LNG/LOX


http://congress.cimne.com/eucass2013/admin/files/fileabstract/a36.pdf
http://congress.cimne.com/eucass2013/admin/files/fileabstract/a35.pdf

Très intéressant ce programme d'évolution pour le troisième étage de Véga.
Voir le programme LYRA

Effectivement le LCH4 (méthane liquide) peut être stocké sur de longues durées beaucoup plus facilement que le LH2 ce qui le rend intéressant pour les étages supérieurs mis sur des orbites d'attente avant ré-allumage pour l'obtention de la trajectoire définitive .


On l’envisage aussi pour des "tugs " (remorqueurs) entre des orbites terrestres et lunaires