[Invention] Gasless Combustion Thermal Engine

Bonjour à tous !

Me revoici parmi vous pour vous présenter un nouveau concept de moteur fusée, résumé dans le schéma ci-dessous :

Le principe de fonctionnement est similaire à celui de la propulsion radio-isotopique (la chaleur dégagée par les désintégrations radioactives chauffe fortement un gaz qui est ensuite éjecté par un tuyère) sauf que l'on utilise ici la combustion sans oxygène d'un mélange poreux de poudres métalliques nommé RP sur le schéma. Ce processus dit de SHS (Self-propagating High-temperature Synthesis) fonctionne comme une réaction d'aluminothermie (Al+Fe2O3) mais avec des températures montant jusqu'à 3800K, un dégagement de chaleur supérieur à 1260J/g et la possible absence de produits de réaction liquides ou gazeux.
Vous pourrez trouver tous les détails complémentaires sur cette page (en anglais)

L'objectif dans mon cas était de se placer dans une niche entre la forte densité de puissance d'un moteur nucléo-thermique et la médiocre impulsion spécifique de la propulsion chimique, mais avec la faible complexité de la propulsion radio-isotopique et les capacités de contrôle d'une propulsion hydride.

J'aurais deux questions :
- Tout d'abord, que pensez-vous d'un tel système ? Il me semble surtout adapté pour un étage terminal de lanceur ou la mise à poste de la charge utile, mais pourrait-il être utile dans d'autres domaines de vol ?
- Je suis actuellement en contact avec un sous-directeur de l'Institute of Structural Macrokinetics (il a réalisé à mon labo la conférence sur les applications de la SHS en micro-gravité, d'où m'est venu ce concept de propulseur) et il est très intéressé par mon idée, mais son laboratoire ne dispose pas d'expérience dans la conception de moteur fusées. Or je sais qu'il existe en Russie plusieurs instituts spécialisés dans l'astronautique et que certains des intervenants ici sont en contact régulier avec ces institutions.
Laquelle de ces organisations serait à votre avis la plus adéquate pour éventuellement développer un tel moteur en collaboration avec l'ISMAN ?

Pr. Théodose a écrit:Bonjour à tous !
J'aurais deux questions :
- Tout d'abord, que pensez-vous d'un tel système ? Il me semble surtout adapté pour un étage terminal de lanceur ou la mise à poste de la charge utile, mais pourrait-il être utile dans d'autres domaines de vol ?

A la lecture, je me posais une question sans doute idiote : quel est l'intérêt par rapport à un classique moteur cryo ? A partir du moment où le débit est fait par du LOX et du LH2, que la T° et la vitesse d'éjection en amont de la tuyère sera à peu près la même qu'une combustion LOX/LH2, le pré-étage à poudre réactive joue en gros le rôle d'une turbopompe ?

Ou alors je n'ai pas compris le schéma (ce qui n'est pas à exclure) ;)

L'intérêt d'utiliser de l'ammoniac est que ce composé emmagasine de l'hydrogène sous une forme dense, non-cryogénique et relativement peu dangereuse à manier. Une astuce de chimie me permet également d'utiliser l'azote qu'il contient :
Le NH3 injecté dans la chambre de réaction est décomposé en N2 et H2 par la chaleur de la combustion solide du bloc de poudres réactives (RP). L'azote réagit avec la portion non-stœchiométrique de poudre réactive (NdRP pour Nitrogen depleted Reactive Powder) dont la durée de combustion est contrôlée par le flux massique d'azote et donc d'ammoniac. L'hydrogène restant est lui seulement chauffé par la réaction de combustion solide et sort par la tuyère.

Henri : en fait, le régime de performances devrait plutôt se situer entre le moteur nucléo-thermique à hydrogène et le moteur chimique LO2/LH2 selon les réglages adoptés :
- S'il n'y a pas d'injection d'oxygène, seul de l'hydrogène chauffé à 2000-2500 K sort du moteur avec une Isp semblable au moteur NERVA.
- Une injection stœchiométrique de LO2 par rapport au H2 aboutit à une situation similaire au LOx-Augmented Nuclear Thermal Rocket, mais en version purement chimique.

Pr. Théodose a écrit:L'intérêt d'utiliser de l'ammoniac est que ce composé emmagasine de l'hydrogène sous une forme dense, non-cryogénique et relativement peu dangereuse à manier. Une astuce de chimie me permet également d'utiliser l'azote qu'il contient :
Le NH3 injecté dans la chambre de réaction est décomposé en N2 et H2 par la chaleur de la combustion solide du bloc de poudres réactives (RP). L'azote réagit avec la portion non-stœchiométrique de poudre réactive (NdRP pour Nitrogen depleted Reactive Powder) dont la durée de combustion est contrôlée par le flux massique d'azote et donc d'ammoniac. L'hydrogène restant est lui seulement chauffé par la réaction de combustion solide et sort par la tuyère.

Henri : en fait, le régime de performances devrait plutôt se situer entre le moteur nucléo-thermique à hydrogène et le moteur chimique LO2/LH2 selon les réglages adoptés :
- S'il n'y a pas d'injection d'oxygène, seul de l'hydrogène chauffé à 2000-2500 K sort du moteur avec une Isp semblable au moteur NERVA.
- Une injection stœchiométrique de LO2 par rapport au H2 aboutit à une situation similaire au LOx-Augmented Nuclear Thermal Rocket, mais en version purement chimique.

Et que devient l'azote ?
Ou il reste fixé dans le bloc moteur et grève le rapport de masse, ou il est éjecté et grève l'Isp... Il suffit de raisonner en terme de boîtes noires, on dispose d'une certaine quantité d'énergie (déterminée par la chimie des réactions) pour éjecter une certaines quantité de masse. Et quelle est donc la nature de ce matériau solide capable de réagir aussi vivement avec l'azote ?

Henri a écrit:Et que devient l'azote ?
Ou il reste fixé dans le bloc moteur et grève le rapport de masse, ou il est éjecté et grève l'Isp...

Je ne suis pas vraiment convaincu par ce raisonnement car des masses initiales identiques ne sont pas optimales. Les possibilités sont plutôt :
- Une masse mNH3 d'ammoniac traverse un bloc réactif stœchiométrique de masse m.
L'ammoniac se décompose en gaz de masse mH2 et mN2 qui sont tout les deux chauffés avant d'être éjectés. Le poids moléculaire de l'éjectât (MN2+3MH2)/4 est élevé et l'énergie de chauffage deltaH*m répartie entre les deux gaz.
- Une masse mNH3 d'ammoniac traverse un bloc réactif non-stœchiométrique de masse m - mN2 + mI (mI, faible devant m, est la masse de poudre stœchiométrique nécessaire pour démarrer la combustion du reste)
L'ammoniac se décompose en gaz de masse mH2 et mN2, l'azote étant utilisé pour la combustion et seul l'hydrogène est éjecté, le bloc réactif pesant (m+mI) en fin de combustion. Le poids moléculaire de l'éjectât MH2 est plus faible et l'énergie de chauffage deltaH*(m+mI) uniquement appliquée à l'hydrogène.

À masse finale du réacteur (pratiquement) égale, la seconde méthode permet d'employer à meilleur escient l'azote présent dans l'ammoniac.

Et quelle est donc la nature de ce matériau solide capable de réagir aussi vivement avec l'azote ?

Il s'agit d'un mélange intime de poudres métalliques finement divisées qui subit une combustion auto-entretenue une fois le bloc allumé. Plusieurs réactions sont possibles comme B2O3 +3Mg + N2 => 2BN + 3MgO ou 2TiCl4 + 8Na + N2 => 2TiN + 8NaCl. Dans le cas du bloc stœchiométrique RP, l'azote nécessaire peut être incorporé sous forme de Si3N4, NaN3 (ou même 2BH3N2H4, qui se décompose selon 2BN + N2 + 7H2)

Pr. Théodose a écrit:

Henri a écrit:Et que devient l'azote ?
Ou il reste fixé dans le bloc moteur et grève le rapport de masse, ou il est éjecté et grève l'Isp...

Je ne suis pas vraiment convaincu par ce raisonnement car des masses initiales identiques ne sont pas optimales. Les possibilités sont plutôt :
...

Je pense que Henri veut dire qu'à partir du bilan énergétique de toutes ces réactions, on calcule facilement une limite théorique de l'impulsion spécifique, indépendamment de toute considération technologique.
L'enthalpie de formation de l'eau, par exemple, définit une limite théorique, un peu plus de 510 s, sans rentrer dans les détails du fonctionnement d'un moteur.

Quel est l'énergie libérée par unité de masse, bilan de toutes les réactions que tu proposes ?

A+