[SpaceX] - Utilisation du LOX sous refroidi.

C'est plus intéressant pour le LOX que pour le LCH4.
 

Ergol	Tmin	Tmax	ρmin	ρmax	Pente
LOX	~ 57 K	~ 92,5 K	~ 1300 kg/m3	~ 1125 kg/m3	-4,9 kg/m3/K
LCH4	~ 93 K	~ 120 K	~ 448 kg/m3	~ 410 kg/m3	-1,4 kg/m3/K

Quant au propane, exit pour la réaction de Sabatier...

Henri a écrit:C'est plus intéressant pour le LOX que pour le LCH4.
 

Ergol	Tmin	Tmax	ρmin	ρmax	Pente
LOX	~ 57 K	~ 92,5 K	~ 1300 kg/m3	~ 1125 kg/m3	-4,9 kg/m3/K
LCH4	~ 93 K	~ 120 K	~ 448 kg/m3	~ 410 kg/m3	-1,4 kg/m3/K

Quant au propane, exit pour la réaction de Sabatier...

Sauf si on le combine avec la synthèse Fischer-Tropsch. On peut alors obtenir du propane.

Il ne seraient pas un peu bons en chimie nos deux collègues ?  :ven:

Astro-notes a écrit:Il ne seraient pas un peu bons en chimie nos deux collègues ?  :ven:

Établir ce tableau nécessitait plus de compétences en lecture de graphiques, maniement de tableur et en HTML qu'en chimie... Sinon pour la synthèse de Fischer-Tropsch ne faut-il pas partir de monoxyde carbone ? En plus on obtient bien tout un spectre d'hydrocarbures qu'il faut séparer par distillation fractionnée suivie d'une couche de cracking pour les plus lourds... Une vrai usine à gaz chimique...

Henri a écrit:

Astro-notes a écrit:Il ne seraient pas un peu bons en chimie nos deux collègues ?  :ven:

Établir ce tableau nécessitait plus de compétences en lecture de graphiques, maniement de tableur et en HTML qu'en chimie... Sinon pour la synthèse de Fischer-Tropsch ne faut-il pas partir de monoxyde carbone ? En plus on obtient bien tout un spectre d'hydrocarbures qu'il faut séparer par distillation fractionnée suivie d'une couche de cracking pour les plus lourds... Une vrai usine à gaz chimique...

Je ne suis pas non plus un expert en chimie, mais cet avis à propos du propane a fait l'objet de publications. le monoxyde de carbone s'obtient par réaction du gaz à l'eau.

Article sur la production in-situ de propane sur Mars
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20140002709.pdf

article de la NASA a écrit:The Methane production is perceived as simple and within the technology readiness. It can be shown that the ISRU production of Propane is not more complex than Methane production.

"La production de méthane apparait simple et faisable avec les technologies disponibles. On peut montrer que la production in-situ de propane n'est pas plus complexe que celle du méthane."

Ça peut certes se discuter, cependant aujourd'hui les applications martiennes restent éloignées et le propane mériterait plus d'attention pour les applications terrestres.

Eyp a écrit:Je ne suis pas non plus un expert en chimie, mais cet avis à propos du propane a fait l'objet de publications. le monoxyde de carbone s'obtient par réaction du gaz à l'eau.

Article sur la production in-situ de propane sur Mars
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20140002709.pdf

Merci, in the box !
Un autre avantage potentiel du propane, il pourrait être plus facile à conserver sur-refroidi que le méthane dans les conditions thermiques qui règnent à la surface de Mars...

Une question en rapport avec le système ITS décrit par E. Musk lors de sa récente conférence.

Dans l'article de NSF commentant la description on lit :

The rocket is built from a carbon fiber skin as its primary structure. It also utilizes gasified propellant and uses that for pressurization of its propellant tanks and for its Reaction Control System (RCS), which would remove the need for helium – which has been troublesome for SpaceX.

Comment peut-on utiliser des "ergols gazéifiés" pour assurer la pressurisation dans les réservoirs et se passer de l'hélium ?
Est-ce une spécificité offerte par le Méthalox ?

montmein69 a écrit:Une question en rapport avec le système ITS décrit par E. Musk lors de sa récente conférence.

Dans l'article de NSF commentant la description on lit :

The rocket is built from a carbon fiber skin as its primary structure. It also utilizes gasified propellant and uses that for pressurization of its propellant tanks and for its Reaction Control System (RCS), which would remove the need for helium – which has been troublesome for SpaceX.

Comment peut-on utiliser des "ergols gazéifiés" pour assurer la pressurisation dans les réservoirs et se passer de l'hélium ?
Est-ce une spécificité offerte par le Méthalox ?

On peut chauffer afin de l'évaporer une petite quantité d'un ergol cryogénique pour pressuriser le réservoir qui le contient à l'état liquide, mais à condition que sa température d'ébullition ne soit pas trop élevée, sinon la pression sera insuffisante, il est même tout bêtement possible de stocker une quantité prédéterminée de cet ergol à l'état gazeux dans un réservoir sous pression afin d'assurer le pressurisation de sa version liquide, mais ça n'est pas possible avec le kérosène qui bout à une température trop élevée.
Je ne connais pas les détails de la techno, mais d'autres forumeurs pourront t'en dire plus...

Moi, je connais pour le LH2, on prélève une petite fraction du LH2 au niveau de la chambre, on le vaporise et ensuite le GH2 est utilisé pour pressuriser son propre réservoir de LH2 en vol.
Technique très répandue pour les étages utilisant du LH2.

Ou bien, sur les navettes...Les moteurs SSME ont des retours de gaz prélevé sur les (compliqués) circuits des pré combustions LOX et LH2. Des tubulures remontent le long du réservoir extérieur pour pressuriser les réservoirs de LOX et LH2. Idem sur les Delta IV.

Il y a aussi les reservoirs UDMH et N2O4 des étages "hydrazine" des Ariane 1-4 qui étaient pressurisé par récupération de gaz chaud des générateurs dans un principe similaire.


Mais ce système est loin d'être la panacée, cela demande beaucoup de plomberie, il y a des risques de résonances et d'interférences lors des étages multi moteurs, et la gestion de la pression est pointue...
Le système Helium est en général plus simple et très efficace (quand il n'explose pas :( ). On le trouve sur les Ariane 5 et les Atlas V.

De toute façon, la techno de la pressurisation par COPV est incompatible avec l'architecture ITS. Pas d'hélium sur Mars... :D

cosmiste a écrit:Ou bien, sur les navettes...Les moteurs SSME ont des retours de gaz prélevé sur les (compliqués) circuits des pré combustions LOX et LH2. Des tubulures remontent le long du réservoir extérieur pour pressuriser les réservoirs de LOX et LH2. Idem sur les Delta IV.

Il y a aussi les reservoirs UDMH et N2O4 des étages "hydrazine" des Ariane 1-4 qui étaient pressurisé par récupération de gaz chaud des générateurs dans un principe similaire.


Mais ce système est loin d'être la panacée, cela demande beaucoup de plomberie, il y a des risques de résonances et d'interférences lors des étages multi moteurs, et la gestion de la pression est pointue...
Le système Helium est en général plus simple et très efficace (quand il n'explose pas :( ). On le trouve sur les Ariane 5 et les Atlas V.

Quelques précisions :

Les Ariane 1 à 4 n'ont jamais utilisé d'hydrazine. Pour l'UDMH, on parle plutôt de composé hydraziné.

L'utilisation de gaz chauds, produits à partir du carburant, ou du produit de la combustion demeure en général, pourvu que ce soit bien fait, la meilleure solution en terme d'indice constructif.

Tous les étages cryogéniques européens, y compris ceux d'Ariane 5, utilisent un système de pressurisation gaz chauds d'hydrogène pour la pressurisation des réservoirs de carburant en phase propulsée. A l'hélium, il faudrait embarquer une quantité invraisemblable de bouteilles sous pression.

Les systèmes hélium sont coûteux. Voir prix de la molécule. Et font appel à un gaz rare. Quand à la notion de simple et efficace, c'est trés subjectif (je partage cet avis cependant au sens où il s'agit d'un gaz neutre); j'ai l'impression que chez SpaceX on cherche encore la simplicité des systèmes hélium.

N'oubliez pas que le Raptor est un moteur à cycle complet. Donc ce qui arrive dans la chambre à combustion, c'est du gaz chaud. Ça me semble déjà être une bonne base pour pressuriser des réservoirs.

Merci pour vos informations

Haden a écrit:

cosmiste a écrit:
Le système Helium est en général plus simple et très efficace (quand il n'explose pas :( ). On le trouve sur les Ariane 5 et les Atlas V.

j'ai l'impression que chez SpaceX on cherche encore la simplicité des systèmes hélium.

Donc la solution Hélium, aussi bien pour la Falcon 9 que pour la Falcon Heavy ((qu'on espère voir réaliser son vol inaugural ....) reste une solution assez simple techniquement (si elle est bien maitrisée) mais avec un gaz rare et cher. Et  de toute façon inutilisable dans le contexte d'un ISRU sur Mars qui ne produira que CH₄ et O₂

Pour utiliser la technique "des gaz chauds, produits à partir du carburant", Space X se lance donc dans une nouvelle technologie pour laquelle la NASA pourra lui transmettre certaines compétences. Encore que pour le méthane .... cela n'a jamais été utilisé.

Hadéen a écrit:
L'utilisation de gaz chauds, produits à partir du carburant, ou du produit de la combustion demeure en général, pourvu que ce soit bien fait, la meilleure solution en terme d'indice constructif.

Par contre est ce possible et est ce que cela a été fait pour des reservoirs avec des composées "non hydrazinés" genre LOX, kerosene,...?
Les gaz de pressurisation ne doivent pas réagir notamment avec le LOX sinon BOUM.

Tous les étages cryogéniques européens, y compris ceux d'Ariane 5, utilisent un système de pressurisation gaz chauds d'hydrogène pour la pressurisation des réservoirs de carburant en phase propulsée. A l'hélium, il faudrait embarquer une quantité invraisemblable de bouteilles sous pression.

Oui, exact l'helium n'est utilisé que pour le LOX sur A5.
Mais outre le volume nécessaire, n'y a t il pas aussi le problème que l'Helium se dissout trop dans le LH2 pour être efficace ?

Les systèmes hélium sont coûteux. Voir prix de la molécule.

Oui de façon général l'Helium a augmenté mais ce n'est pas le cas aux US ou l'offre reste abondante, la reserve fédérale stratégique alimente le marché à bon compte.

Je comprend que l'injection de gaz chauds* du même ergol dans le haut du réservoir permet d'assurer la pressurisation de l'ergol et son maintien au fond du réservoir pour éviter toute cavitation dans la turbo-pompe quand le moteur est lancé et fonctionne jusqu'au MECO.
Cela me parait plus complexe lorsque le moteur doit démarrer dans l'espace comme un moteur cryogénique d'apogée( HM 7 b) , et encore plus si on le veut ré-allumable (Vinci) ... dans ce cas on conserve la solution pressurisation hélium ?

Du coup comment peut on faire re-démarrer l'usine à gaz de la motorisation métalox d'un vaisseau ITS (fret ou équipage) qui doit faire sa rentrée atmosphérique martienne après un voyage donc une interruption de plusieurs mois ?

* à vrai dire, je ne sais pas trop de quelles températures on peut bien parler, vu que pour des ergols cryo .... tout est "chaud" au dessus de la température de liquéfaction.

Amha ce ne doit pas être le problème de la pressurisation qui se pose pour un ergol comme le méthane ou le dioxygène  après un long arrêt , mais le problème de ramener le liquide à proximité de l'embouchure des pompes sans gradient de pesanteur  et éloigner les vapeurs saturantes de l'autre côté.
En effet des liquides très volatils comme le méthane peuvent être maintenus jusqu'à la pression que peut supporter le réservoir au moyen de soupapes .
Voici par exemple le graphe pour le méthane:

montmein69 a écrit:Je comprend que l'injection de gaz chauds* du même ergol dans le haut du réservoir permet d'assurer la pressurisation de l'ergol et son maintien au fond du réservoir pour éviter toute cavitation dans la turbo-pompe quand le moteur est lancé et fonctionne jusqu'au MECO.
Cela me parait plus complexe lorsque le moteur doit démarrer dans l'espace comme un moteur cryogénique d'apogée( HM 7 b) , et encore plus si on le veut ré-allumable (Vinci) ... dans ce cas on conserve la solution pressurisation hélium ?

Du coup comment peut on faire re-démarrer l'usine à gaz de la motorisation métalox d'un vaisseau ITS (fret ou équipage) qui doit faire sa rentrée atmosphérique martienne après un voyage donc une interruption de plusieurs mois ?

* à vrai dire, je ne sais pas trop de quelles températures on peut bien parler, vu que pour des ergols cryo .... tout est "chaud" au dessus de la température de liquéfaction.

Je préciserais bien que la pressurisation d'un réservoir, s'il est porteur, sert aussi à assurer la tenue structurale du lanceur. La pression ne plaque pas les ergols, c'est l'accélération qui maintien les ergols en place.

Oui, les étages utilisant le HM7B utilisent l'hélium pour la pressurisation du réservoir d'hydrogène tant que le moteur n'est pas allumé.

Pour les moteurs ré-allumables, à l'issue des phases balistiques, il faut plaquer les ergols en utilisant de petites tuyères d'accélération.

Il y a aussi des techniques plus complexes, comme celle étudiée chez ALAT, qui utilisent de fines membranes pour garder des liquides en bas de réservoir. Mais bon, c'est un peu de la R&T.

Pour ramener les fluides près des pompes en impesanteur, il est courant d'utiliser des petits propulseurs à gaz froid qui génèrent une faible poussée le temps de l'allumage.

Hadéen a écrit:

Pour les moteurs ré-allumables, à l'issue des phases balistiques, il faut plaquer les ergols en utilisant de petites tuyères d'accélération.

C'est bien visible sur l'animation d'ULA quand l'étage Centaur est utilisé.

Pour revenir à l'objet du fil de discussion et grâce aux informations qui filtrent de chez SpaceX dans le cadre des investigations post accident d'AMOS, on sait maintenant que l'oxygène liquide est sous refroidi directement dans le réservoir sol de stockage quelques jours avant son utilisation par abaissement de la pression de vapeur saturante.

Les hypothèses que nous nous avions pu émettre ici, notamment sur la présence d'échangeurs à l'azote liquide sur les tuyauteries d'avitaillement, ne sont finalement pas envisageables compte tenu des débits de remplissage du F9.

Hadéen a écrit:Pour revenir à l'objet du fil de discussion et grâce aux informations qui filtrent de chez SpaceX dans le cadre des investigations post accident d'AMOS, on sait maintenant que l'oxygène liquide est sous refroidi directement dans le réservoir sol de stockage quelques jours avant son utilisation par abaissement de la pression de vapeur saturante.

Les hypothèses que nous nous avions pu émettre ici, notamment sur la présence d'échangeurs à l'azote liquide sur les tuyauteries d'avitaillement, ne sont finalement pas envisageables compte tenu des débits de remplissage du F9.

Pour abaisser la pression de vapeur saturante, il faut donc évacuer par pompage celle-ci dans l'atmosphère qui se trouve enrichie en dioxygène ... excellent comburant ! Bien, on peut supposer que des précautions sont prises : dilution rapide, matériel incombustible , etc.

Giwa a écrit:

Hadéen a écrit:Pour revenir à l'objet du fil de discussion et grâce aux informations qui filtrent de chez SpaceX dans le cadre des investigations post accident d'AMOS, on sait maintenant que l'oxygène liquide est sous refroidi directement dans le réservoir sol de stockage quelques jours avant son utilisation par abaissement de la pression de vapeur saturante.

Les hypothèses que nous nous avions pu émettre ici, notamment sur la présence d'échangeurs à l'azote liquide sur les tuyauteries d'avitaillement, ne sont finalement pas envisageables compte tenu des débits de remplissage du F9.

Pour abaisser la pression de vapeur saturante, il faut donc évacuer par pompage celle-ci dans l'atmosphère qui se trouve enrichie en dioxygène ... excellent comburant ! Bien, on peut supposer que des précautions sont prises : dilution rapide, matériel incombustible , etc.

Tu as raison, il faut être précautionneux ! Cela dit, des pompes compatibles avec l'oxygène existent. Je pense aux remplissages du Soyouz en oxygène liquide qui est fait avec des pompes.

Compte tenu des précisions qui continuent de nous être transmises :

Hadéen a écrit:grâce aux informations qui filtrent de chez SpaceX dans le cadre des investigations post accident d'AMOS, on sait maintenant que l'oxygène liquide est sous refroidi directement dans le réservoir sol de stockage quelques jours avant son utilisation par abaissement de la pression de vapeur saturante.

la possibilité d'un remplissage plus lent du LOX sur-refroidi (pour éviter la formation de cristaux solides sur les COPV et une sur-réactivité avec les fibres de carbone) peut-il être tout de même envisagé ?
Cela ne semblait pas trop agréer à Space X, qui souhaitait accélérer les procédures pour pouvoir tirer dans un délai rapide  (de l'ordre de 30 mn après la fin du remplissage.?)
On peut supposer que l'isolation thermique des réservoirs telle que conçue sur le lanceur d'origine (avec LOX refroidi au standard astronautique) .... est moins efficace pour l'ergol sur-refroidi et peut engendrer une "perte" qui diminuerait significativement l'intérêt de l'utiliser.

Améliorer l'isolation thermique, outre les modifications à introduire dans la chaine de construction des étages, rajouterait de la masse allant aussi à contrario de la recherche de puissance accrue.

Bref .... quelle solution serait envisageable pour maintenir l'utilisation définitive et unique du LOX sur-refroidi, sachant qu'il y a aussi en jeu, la contrainte liée aux vols habités à laquelle il faudra satisfaire ?

A été aussi évoqué la possibilité de "laisser réchauffer dans les réservoirs avant pressurisation des COPV" ou "faire réchauffer avant le remplissage" le LOX-sur-refroidi pour les lancements d'équipage, ou même des lancements "simples" (LEO , charge modeste) si un client veut le moins de risques possibles pour son satellite *. Le dispositif assurant la technique d'abaissement de la vapeur saturante pourrait-elle être "arrêtée" pour avoir du LOX à la température standard astronautique dans ces cas-là ?

* tout en préservant l'objectif de récupération du premier étage

montmein69 a écrit:Compte tenu des précisions qui continuent de nous être transmises :

Hadéen a écrit:grâce aux informations qui filtrent de chez SpaceX dans le cadre des investigations post accident d'AMOS, on sait maintenant que l'oxygène liquide est sous refroidi directement dans le réservoir sol de stockage quelques jours avant son utilisation par abaissement de la pression de vapeur saturante.

la possibilité d'un remplissage plus lent du LOX sur-refroidi (pour éviter la formation de cristaux solides sur les COPV et une sur-réactivité avec les fibres de carbone) peut-il être tout de même envisagé ?
Cela ne semblait pas trop agréer à Space X, qui souhaitait accélérer les procédures pour pouvoir tirer dans un délai rapide  (de l'ordre de 30 mn après la fin du remplissage.?)
On peut supposer que l'isolation thermique des réservoirs telle que conçue sur le lanceur d'origine (avec LOX refroidi au standard astronautique) .... est moins efficace pour l'ergol sur-refroidi et peut engendrer une "perte" qui diminuerait significativement l'intérêt de l'utiliser.

Améliorer l'isolation thermique, outre les modifications à introduire dans la chaine de construction des étages, rajouterait de la masse allant aussi à contrario de la recherche de puissance accrue.

Bref .... quelle solution serait envisageable pour maintenir l'utilisation définitive et unique du LOX sur-refroidi, sachant qu'il y a aussi en jeu, la contrainte liée aux vols habités à laquelle il faudra satisfaire ?

A été aussi évoqué la possibilité de "laisser réchauffer dans les réservoirs avant pressurisation des COPV" ou "faire réchauffer avant le remplissage" le LOX-sur-refroidi pour les lancements d'équipage, ou même des lancements "simples" (LEO , charge modeste) si un client veut le moins de risques possibles pour son satellite *. Le dispositif assurant la technique d'abaissement de la vapeur saturante pourrait-elle être "arrêtée" pour avoir du LOX à la température standard astronautique dans ces cas-là ?

* tout en préservant l'objectif de récupération du premier étage

Remplir plus lentement pour éviter de stresser les équipements est tout à fait possible. Le big problem c'est que les réservoirs du F9 (comme la plupart des lanceurs LOX/Kérosène) ne sont pas isolés... Donc le réchauffement est assez rapide, pas nécessairement maîtrisé, si bien que l'incertitude sur la masse embarquée augmente. C'est pour cela qu'ils remplissent très vite et au dernier moment...

Hadéen a écrit:

montmein69 a écrit:Compte tenu des précisions qui continuent de nous être transmises :


la possibilité d'un remplissage plus lent du LOX sur-refroidi (pour éviter la formation de cristaux solides sur les COPV et une sur-réactivité avec les fibres de carbone) peut-il être tout de même envisagé ?
Cela ne semblait pas trop agréer à Space X, qui souhaitait accélérer les procédures pour pouvoir tirer dans un délai rapide  (de l'ordre de 30 mn après la fin du remplissage.?)
On peut supposer que l'isolation thermique des réservoirs telle que conçue sur le lanceur d'origine (avec LOX refroidi au standard astronautique) .... est moins efficace pour l'ergol sur-refroidi et peut engendrer une "perte" qui diminuerait significativement l'intérêt de l'utiliser.

Améliorer l'isolation thermique, outre les modifications à introduire dans la chaine de construction des étages, rajouterait de la masse allant aussi à contrario de la recherche de puissance accrue.

Bref .... quelle solution serait envisageable pour maintenir l'utilisation définitive et unique du LOX sur-refroidi, sachant qu'il y a aussi en jeu, la contrainte liée aux vols habités à laquelle il faudra satisfaire ?

A été aussi évoqué la possibilité de "laisser réchauffer dans les réservoirs avant pressurisation des COPV" ou "faire réchauffer avant le remplissage" le LOX-sur-refroidi pour les lancements d'équipage, ou même des lancements "simples" (LEO , charge modeste) si un client veut le moins de risques possibles pour son satellite *. Le dispositif assurant la technique d'abaissement de la vapeur saturante pourrait-elle être "arrêtée" pour avoir du LOX à la température standard astronautique dans ces cas-là ?

* tout en préservant l'objectif de récupération du premier étage

Remplir plus lentement pour éviter de stresser les équipements est tout à fait possible. Le big problem c'est que les réservoirs du F9 (comme la plupart des lanceurs LOX/Kérosène) ne sont pas isolés... Donc le réchauffement est assez rapide, pas nécessairement maîtrisé, si bien que l'incertitude sur la masse embarquée augmente. C'est pour cela qu'ils remplissent très vite et au dernier moment...

Effectivement, il faut remplir au maximum juste avant le lancement, sinon le LOX se réchauffe et pourrait déborder de son réservoir par dilatation ou le faire éclaté si le LOX reste confiné . Dès que la fusée débite , ce risque disparaît puisque le réservoir de comburant se vide plus vite que l'expansion du LOX par sa dilatation.