[SpaceX] - Utilisation du LOX sous refroidi.

Bonjour,

J'avais une question pour les spécialistes: SpaceX utilise du LOX sur-réfrigéré sur la F9 pour augmenter la performance du lanceur. Il me semble avoir lu (sur ce forum?) que la température visée pour les remplissage était de 66K (vs 91K en général). Savez vous comment SpaceX s'y prend pour refroidir son oxygène à cette température ?

Merci d'avance pour vos réponses éclairées 

Je crois que c'est le LN2 (l'azote liquide) qui est utilisé ...  (??)

(edit : vraisemblablement pour le RP1 ; pour le LOX aussi peut-être ?)

Hadéen a écrit:Bonjour,

J'avais une question pour les spécialistes: SpaceX utilise du LOX sur-réfrigéré sur la F9 pour augmenter la performance du lanceur. Il me semble avoir lu (sur ce forum?) que la température visée pour les remplissage était de 66K (vs 91K en général). Savez vous comment SpaceX s'y prend pour refroidir son oxygène à cette température ?

Merci d'avance pour vos réponses éclairées 

Question intéressante. Et si quelqu'un avait de la documentation ou simplement un graphique sur la masse volumique du dioxygène liquide en fonction de la température, je suis preneur.  ;)

En l'occurrence sur Ariane, c'est bien avec de l'azote liquide à 77K , qu'on sous refroidi l'oxygène au travers d'un échangeur. Et en gros le LOX sort à 80K... Mais je suis quasiment certain que SpaceX va en deçà vers 66K. Et là, je vois pas bien comment faire!

Hadéen a écrit: Mais je suis quasiment certain que SpaceX va en deçà vers 66K. Et là, je vois pas bien comment faire!

oui oui SX descend (ou du moins est descendu, car ce n'est sans doute pas à chaque fois) vers -340°F (= -206,6°C, donc vers 66K)

Gergovi a écrit:
oui oui SX descend (ou du moins est descendu, car ce n'est sans doute pas à chaque fois) vers -340°F (= -206,6°C, donc vers 66K)

A-t'on confirmation (dans un document émanant de Space X) que cette température n'est pas atteinte à chaque fois ?
La culture industrielle à laquelle nous a habitué Space X, c'est que les adaptations du lanceur et probablement celles des installations du pas de tir pour atteindre cette température de 66 K sont définitivement adoptées et deviennent le "standard".

Mais peut-être pas dans ce cas particulier de sur-réfrigération du LOX ?

Le LOX est systématiquement refroidi à cette température. Les mises à jour du pad incluaient l'ajout de radiateurs, donc j'imagine qu'il doit y avoir quelque chose d'équivalent à une pompe à chaleur.

montmein69 a écrit:

Gergovi a écrit:
oui oui SX descend (ou du moins est descendu, car ce n'est sans doute pas à chaque fois) vers -340°F (= -206,6°C, donc vers 66K)

A-t'on confirmation (dans un document émanant de Space X) que cette température n'est pas atteinte à chaque fois ?
La culture industrielle à laquelle nous a habitué Space X, c'est que les adaptations du lanceur et probablement celles des installations du pas de tir pour atteindre cette température de 66 K sont définitivement adoptées et deviennent le "standard".

J'ai écrit ceci par précaution, pour ne pas affirmer qu'ils descendent à chaque fois aussi bas, car entre -183°C et -206 il y a tout de même 23°, et AMHA à ces très basses t° quelques degrés de plus ou de moins ce n'est sans doute pas rien . Je me disais, n'étant pas de la partie, que parfois ils n'arrivent peut-être qu'à -200° par exemple ; mais Space Opera affirme donc qu'ils descendent aussi bas à chaque fois .
Quant aux installations pour obtenir ce sur-refroidissement de 23° voire plus, elles ont bien été modifiées "définitivement" (le standard c'est actuellement effectivement le sur-refroidissement) .

A priori, de ce que vous dites, il semble clair que le sous refroidissement à 66k est systématique et que les installations ont été définitivement modifiées dans ce sens. 

Il n'en reste pas moins que autant je vois comment faire du 90k, autant descendre à 66k me paraît difficile. Ils le font, c'est donc possible! Mais extraire avec une "pompe à chaleur", les calories nécessaires pour refroidir en phase de remplissage, de l'oxygène (à la capacité calorifique significative) qui passe à au moins 10l/s... Cela ne me paraît pas possible. AMHA

Je n'ai pas sorti ma calculette pour voir combien de joules ça coute, surtout sachant que les rendements s'effondrent à ces températures. Possible que les radiateurs ne servent qu'à refroidir le système qui s'occupe du refroidissement justement.
D'ailleurs, comment on refroidi l'Helium à 4K (température dans les COPV) et le LH2 ?

Space Opera a écrit:Je n'ai pas sorti ma calculette pour voir combien de joules ça coute, surtout sachant que les rendements s'effondrent à ces températures. Possible que les radiateurs ne servent qu'à refroidir le système qui s'occupe du refroidissement justement.
D'ailleurs, comment on refroidi l'Helium à 4K (température dans les COPV) et le LH2 ?

D'abord je ne crois pas que l'hélium soit à 4K dans les COPV, mais simplement gazeux à la température du LOX dans lesquel ils baignent. Seule Ariane embarque de l'hélium liquide.

Ensuite, l'hélium à 4K, ou l'hydrogène à 22k, c'est leur température de changement d'état à la pression atmosphérique. En l'occurrence comme l'oxygène à 91k. C'est chez les gaziers, dans les usines de production que se trouvent les installations de liquéfaction. Ensuite les fluides sont transportés vers les pads, parfois à des milliers de Km, et s'évaporent un peu pendant le transport mais ne se réchauffent pas. Changement d'état à température constante pour une pression donnée.

Bref tout cela nous dit qu'il est facile d'avoir du LOX à 91k. Pour avoir du 80k, je vois aussi, on lui fait traverser un échangeur d'azote liquide à 77k, mais pour viser 66k, mystère et boule de gomme!

On peut imaginer traverser un échangeur à l'hélium liquide, trés cher pour la finalité, ou un échangeur hydrogène liquide, bien dangereux pour la finalité et coûteux. D'autant qu'à ces température l'oxygène peut se solidifier!

Expérimentalement et pour de petites quantités je vois aussi. On prend de l'oxygène liquide à 91k à la Pa (donc sur sa courbe de changement d'état) on abaisse durablement la pression de dégazage, et la température va finir par atteindre 66k. Mais je ne sais pas si c'est industriellement faisable sur de grandes quantités de produit.

Bref, je reste bien curieux de savoir comment SpaceX s'y prend :scratch:

Le LH2 peut rester comme ça assez longtemps s'il est stocké proprement (les cuves ont des parois de plus de 3cm d'épaisseur), ce qui est le cas au Cape. Mais comme tu dis, refroidir l'oxygène avec ça doit être une vraie usine à gaz dans tous les sens du terme. Pas injouable, mais osé...

Il est possible d'abaisser la température du diazote liquide par ébullition sous pression de plus en plus réduite jusqu'à -210 °C et pour le  dioxygène jusqu'à -218,8 °C  (points triples )  Mais bon pour le dioxygène , cela pose plus de problème de sécurité que pour le diazote inerte . Sinon avec un échangeur où circule du diazote le plus froid possible ,on ne pourra donc abaisser la température qu'au dessus de -210 °C et plutôt pratiquement pas en dessous de -200 °C avec un échangeur thermique à contre-courant qui ne peut être parfait .

Effectivement ce serait intéressant de savoir comment Space X procède pour sur-refroidir le diazote.

Hadéen a écrit:

Space Opera a écrit:Je n'ai pas sorti ma calculette pour voir combien de joules ça coute, surtout sachant que les rendements s'effondrent à ces températures. Possible que les radiateurs ne servent qu'à refroidir le système qui s'occupe du refroidissement justement.
D'ailleurs, comment on refroidi l'Helium à 4K (température dans les COPV) et le LH2 ?

D'abord je ne crois pas que l'hélium soit à 4K dans les COPV, mais simplement gazeux à la température du LOX dans lesquel ils baignent. Seule Ariane embarque de l'hélium liquide.

Ensuite, l'hélium à 4K, ou l'hydrogène à 22k, c'est leur température de changement d'état à la pression atmosphérique. En l'occurrence comme l'oxygène à 91k. C'est chez les gaziers, dans les usines de production que se trouvent les installations de liquéfaction. Ensuite les fluides sont transportés vers les pads, parfois à des milliers de Km, et s'évaporent un peu pendant le transport mais ne se réchauffent pas. Changement d'état à température constante pour une pression donnée.

Bref tout cela nous dit qu'il est facile d'avoir du LOX à 91k. Pour avoir du 80k, je vois aussi, on lui fait traverser un échangeur d'azote liquide à 77k, mais pour viser 66k, mystère et boule de gomme!

On peut imaginer traverser un échangeur à l'hélium liquide, trés cher pour la finalité, ou un échangeur hydrogène liquide, bien dangereux pour la finalité et coûteux. D'autant qu'à ces température l'oxygène peut se solidifier!

Expérimentalement et pour de petites quantités je vois aussi. On prend de l'oxygène liquide à 91k à la Pa (donc sur sa courbe de changement d'état) on abaisse durablement la pression de dégazage, et la température va finir par atteindre 66k. Mais je ne sais pas si c'est industriellement faisable sur de grandes quantités de produit.

Bref, je reste bien curieux de savoir comment SpaceX s'y prend :scratch:

Space Opera a écrit:Le LH2 peut rester comme ça assez longtemps s'il est stocké proprement (les cuves ont des parois de plus de 3cm d'épaisseur), ce qui est le cas au Cape. Mais comme tu dis, refroidir l'oxygène avec ça doit être une vraie usine à gaz dans tous les sens du terme. Pas injouable, mais osé...

Si Spacex utilise de l'hydrogène liquide pour sur-refroidir son dioxygène alors sa pourrait peut-être expliquer l'anomalie. L'hydrogène fuit assez facilement et il suffit d'une étincelle même invisible pour l'enflammer. Si l'O2 passe par un échangeur à hydrogène juste avant d'entrer dans le reservoir (l'échangeur se trouvant dans cette hypothèse dans le strongback) alors une fuite d' H2 près des parois de la fusée qui s'enflamme pourrait expliquer au moins la cause du point d'ignition. Après pas sur que ça soit de l'hydrogène qu'ils utilisent car c'est complexe et risqué.

Très peu probable.

On liquéfie les gaz par une cascade de détentes et de compressions (avis aux afficionadis de la thermodynamique classique). Si nécessaire on peut refroidir de l'hélium (sans le liquéfier) sous la température d’ébullition de l'oxygène afin de refroidir le LOX en-deça de sa température d'ébullition, un lien sur ces technos assez classiques :
http://processs.free.fr/Pages/VersionClassique0.php?page=2310

Je vous remercie pour vos réponses. Je suis d'accord avec Space Opera, il est peu probable que SX s'encombre avec du LH2 uniquement pour un besoin du pad alors que le lanceur n'en n'utilise pas. C'est dangereux et contraignant. De même utiliser de l'hélium refroidi par une cascade de cycles thermodynamiques comme le suggère Henri, c'est cher et pas vraiment efficace. L'hélium a une capacité calorifique trop faible.

En revanche, je trouve l'idée de Giwa particulièrement intéressante et je m'en veut de ne pas y avoir pensé tout seul. En sous refroidissant de l'azote liquide par abaissement de sa pression d'ébullition, et en l'utilisant au travers d'un échangeur, il doit être possible de viser de l'oxygène sous les 70k. D'ailleurs pour plus d'efficacité on peut imaginer deux échangeurs en serie, le premier classique abaisse la température vers 80k, le second alimenté par un stockage d'azote liquide dédié sous refroidi, abaisse la température en dessous de 70k. Cette méthode se rapproche de ce ce qui industriellement utilisé sur les pads en général.

Je ne sais pas si c'est transposable, mais cela peut donner des idées

Le CERN doit titiller le zéro absolu pour refroidir des aimants supra-conducteurs ....

https://cds.cern.ch/record/1997781?ln=fr

http://www.airliquideadvancedtechnologies.com/file/otherelementcontent/pj/cryoscope%20special_cern-f28680.pdf

Faute d'infos, on peut supposer que SpaceX a repris le principe de fonctionnement du démonstrateur de la NASA dans les années 2000 qui était développé dans le cadre de feu le X33 : Une double boucle d'azote en ébullition permettait de refroidir le LOX vers 66°K.

Reste à savoir comment SpaceX a résolu le problème de stratification dans les réservoirs car je ne pense pas qu'ils aient de boucle de recirculation depuis les réservoirs vers l'unité de refroidissement.

Merci Cosmiste pour ce schéma :hot: Finalement l'idée de Giwa de sous refroidir l'azote de l'échangeur c'était bien cela. Quant aux deux échangeurs en série c'est ce que je pouvais imaginer. Pour moi, la méthode pour délivrer de l'oxygène sous refroidi à 66k à l'entrée du lanceur est claire.

Après, la gestion à bord de la stratification de l'ergol, c'est tellement spécifique à la définition de l'étage que l'on ne peut pas trop supputer sur leurs méthodes.

David L. a écrit:

Hadéen a écrit:Bonjour,

J'avais une question pour les spécialistes: SpaceX utilise du LOX sur-réfrigéré sur la F9 pour augmenter la performance du lanceur. Il me semble avoir lu (sur ce forum?) que la température visée pour les remplissage était de 66K (vs 91K en général). Savez vous comment SpaceX s'y prend pour refroidir son oxygène à cette température ?

Merci d'avance pour vos réponses éclairées 

Question intéressante. Et si quelqu'un avait de la documentation ou simplement un graphique sur la masse volumique du dioxygène liquide en fonction de la température, je suis preneur.  ;)

Y a qu'à demander ;)
LOX



LH2

Eyp a écrit:

David L. a écrit:...
Question intéressante. Et si quelqu'un avait de la documentation ou simplement un graphique sur la masse volumique du dioxygène liquide en fonction de la température, je suis preneur.  ;)

Y a qu'à demander ;)
...

Et pour le kérosène et le méthane c'est aussi possible ? :iout:

Eyp a écrit:

David L. a écrit:

Question intéressante. Et si quelqu'un avait de la documentation ou simplement un graphique sur la masse volumique du dioxygène liquide en fonction de la température, je suis preneur.  ;)

Y a qu'à demander ;)
LOX



LH2

Merci. 

Henri a écrit:

Eyp a écrit:

Y a qu'à demander ;)
...

Et pour le kérosène et le méthane c'est aussi possible ? :iout:

Pour le méthane

Par contre le RP1 est plus compliqué de par sa formulation, je n'ai pas l'info à disposition.

En revanche pour le propane qui serait une très bonne alternative pour le méthane (meilleure densité) pour des lanceurs terrestres mais aussi pour Mars (plus d'atomes de carbone par rapport à ceux d'hydrogène que pour le CH4). L'isp est à peine plus mauvaise. Mais c'est un autre sujet

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...