برای تولید سوخت متان و اکسیژن با کیفیت موشک از جو مریخ چه چیزی لازم است؟
تا حالا فکر کردین حمل سوخت در موشک برای برگشتاز مریخ ناشدنی و خیلی دشواره تا جایی که من می بینم این شامل سوالات فرعی نیز می شود
چه مقدار سوخت از سطح مریخ تا LMO (مدار پایین مریخ) مورد نیاز است؟
چه مقدار سوخت از LMO برای فرار و گرفتن زمین لازم است؟${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{f}}}=I_{\text{sp}}g_{0}\ln {\frac {m_{0}}{m_{f}}}}$
خوب از خود مریخ چی از منابع خودش استفاده کنیم چه کسری از موشک مایعی که از مریخ برای بازگشت به زمین پرتاب می شود، سوخت خواهد بود؟شما می توانید معادله موشک را برای محاسبه سریع کسر سوخت خود برای هر $\Delta v$ داده شده در نظر بگیرم
. شکل اصلی کارم $m_0$ جرم شروع؛ $m_1$ جرم نهایی؛ $v_\text{e}$ سرعت خروج موثر پیشرانه) $\Delta v = v_\text{e} \ln \frac {m_0} {m_1}$
و کسر سوخت $M_f=\frac{m_0-m_1}{m_0}$ را معرفی کنید
$M_f = 1-\frac {m_1} {m_0}=1-e^{-\frac{\Delta V}{ v_\text{e}}}$(خسته تر از آن هستم ولی ادامه میدم)
Mars Direct می خواهد از متان و اکسیژن تولید شده در محل برای بازگشت استفاده کند. ISP این ترکیب سوخت 368.9s است. که برابر است با سرعت موثر اگزوز$368.9\text{s}\cdot \text{g}=3618\frac{\text{m}}{\text{s}}$
.برای بازگشت به زمین حداقل به یک رهگیری نیاز دارم رهام می‌خواهد از مریخ برگردد و درست در جو زمین فرو بروم (بله، می‌دانم که این موضوع پیچیده‌تر است)، بنابراین اگر به این سمت پرواز میکنم، فقط باید زمین را رهگیری کنم، نه اینکه قبل از فرود به مدار بروم
به این ترتیب Δv من $(3800+1400+1060)\frac{\text{m}}{\text{s}}=6260\frac{\text{m}}{\text{s}}$ خواهد بود
.آن را در معادله بالا بمیزارک و دریافت میکنم:
$M_f = 1-e^{-\frac{6260\frac{\text{m}}{\text{s}}}{3618\frac{\text{m}}{\text{s}}}}=0.82$از آنجایی که این یک محاسبه بسیار ایده آل است، . من نمی دانم.
خب یک چیز دیگه برای پرتاب یک جسم 1 کیلوگرمی از ارتفاع 100000 فوتی به چه میزان سوخت نیاز است؟و فرضاً بگوییم که می توانیم آن را کاهش دهیم و در عین حال نسبت سوخت/اکسیدکننده به جرم خشک را حفظ کنیم (حدود 10:1) . ما همچنین (به منظور ایجاد یک حد پایین) مقاومت هوا و تلفات گرانشی را نادیده خواهیم گرفت.
ضربان خاص آن حدود 450 ثانیه است، بنابراین معادله موشک به ما می گوید که برای رسیدن به سرعت مداری 7800 متر بر ثانیه از استوا شروع می کنیم و با سرعت 250 متر بر ثانیه نسبت به جو به سمت شرق حرکت می کنیم و سرعت اولیه کل آن 750 متر بر ثانیه است. . معادله موشک این را به من میگه
${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{f}}}}$
یعنی حدود 4500 m/s، بنابراین می تونم حل کنم و $m_0/m_f \approx 4.7$ را بدست آورم
اکنون $m_f = 1 + 0.1 * (m_0-m_f)$
(از آنجایی که ما به 1 کیلوگرم محموله به اضافه 1/10 سوخت برای مخزن و موتورها نیاز دارم. بنابراین حل می کنم و $m_f \approx 1.5kg$ می کنم و بنابراین $m_0 \approx 7.5 kg$
بنابراین، تحت این مفروضات بسیار خوش بینانه، برای پرتاب محموله 1 کیلوگرمی خود به حدود 6 کیلوگرم پیشران (به اضافه 0.5 کیلوگرم تانک و موشک) نیاز دارم
.جو مریخ 96 درصد دی اکسید کربنه. MOXIE با جدا کردن اتم های اکسیژن از مولکول های دی اکسید کربن که از یک اتم کربن و دو اتم اکسیژن تشکیل شده اند، کار می کنه . و یه محصول زائد به نام مونوکسید کربن در جو مریخ منتشر میشه خوب فرآیند تبدیل به سطوح بالایی از گرما برای رسیدن به دمای تقریباً 1470 درجه فارنهایت (800 سانتیگراد) نیاز داره. برای انجام این کار، واحد MOXIE با مواد مقاوم در برابر حرارت ساخته شده فکر کن سال 2038 رهام ماموریتش تموم و عازم زمینه بر اساس برخی محاسبات، برای ارسال یک کیلوگرم سوخت از زمین به مریخ، موشک های امروزی نیاز به سوزاندن 225 کیلوگرم سوخت در حین ترانزیت دارن پرتاب به مدار پایین زمین پرتاب به سمت مریخ کاهش سرعت برای رسیدن به مدار مریخ و در نهایت کاهش سرعت. به فرود ایمن روی سطح مریخ. ما با 226 کیلوگرم شروع می کنیم و با 1 کیلوگرم پایان می دهیم که نسبت دنده 226:1 را ایجاد می کند. و این نسبت بدون توجه به آنچه ارسال می کنیم یکسان می ماند. برای ارسال یک تن آب یک تن اکسیژن یا یک تن ماشین آلات به 225 تن سوخت نیاز داریم. تنها راه برای دور زدن این محاسبات سخت این است که آب، اکسیژن و سوخت خود را در محل قرار دهیم.هنگامی که RASSOR درام های سطل خود را پر کرد بازوهای خود را بالا می برد و به یک مرکز پردازش می رود. برای تخلیه سنگ سنگ ربات به سادگی درام ها را به صورت معکوس می چرخاند و سنگ سنگی از همان اسکوپ های کوچکی که وارد شده بیرون می ریزد. یکی دیگر از تجهیزات، بازوی قیف رباتیک، وظیفه بعدی را انجام می دهد. باری از سنگ سنگ را تا عرشه کارخانه بالا می کشد و آن را به اجاق منتقل می کند که خودش را می بندد و شروع به گرم شدن می کند. هر مولکول آب متصل به سنگ سنگی توسط یک دمنده گاز خشک خارج می شود و سپس با استفاده از یک لوله متراکم معروف به انگشت سرد جمع آوری می شود.آب فقط برای نوشیدن نیستش همچنین عنصر کلیدی برای سوخت موشکه. با تقسیم مولکول‌های H2O با یک الکترولیز به مولکول‌های گاز هیدروژن (H2) و مولکول‌های گاز اکسیژن (O2)، و سپس فشرده‌سازی و مایع کردن هر دوی این گازها به طور جداگانه می‌تونیم سوخت و اکسیدکننده‌ای را که بیشتر در مایعات استفاده می‌شود سنتز کنیم. $\require{mhchem}\ce{2CO2} + \text{energy} → \ce{2CO + O2}$و$2 H₂O can be cracked into 2 H₂ + O₂ by electrolysis
$
تصویر ببین
من می بینم. از اولین مرجع «...فشار خروجی سیستم جمع‌آوری گاز MOXIE توسط دستگاه‌های کنترل جریان ویسکوز (VFCD) محدود می‌شود... دیافراگم‌های دقیق جبران‌شده با دما... در مریخ، MOXIE CO2 را با فشاری بین الکترولیز می‌کند. 400 و 760 Torr بنابراین آنها فشار قابل توجهی را حفظ می کنند، اما اتمسفر را به داخل پمپاژ می کنند و اجازه می دهند گاز خارج شود، غلظت اکسیژن را نظارت می کنند و محصول فشار جزئی O2 و سرعت جریان را به نحوی ادغام می کنند.
CO2 و مقداری هیدروژن به O2 تبدیل می شود و CH4 بسیار ساده به نظر می رسه اما در مورد کیفیت، خلوص سوخت تولید شده چطور؟ موشک های نفت سفید از نفت سفید بسیار تصفیه شده استفاده می کنند، آیا همچنان با نفت سفید درجه پایین کار می کنند؟ یک موتور موشک متان (مانند Raptor در حال توسعه) و به ویژه موتورهای قابل استفاده مجدد، چقدر به ناخالصی های موجود در CH4 حساس است. و O2? آیا تولید سوخت موشک و اکسید کننده کافی خالص در مریخ در مقایسه با تولید مقداری از آن چالش برانگیز است؟ و آیا برای خنک کردن و تحت فشار قرار دادن آنها به مایعات موجود در مخازن سوخت به یک دنده کاملاً نیاز ندارد؟
این زیبایی موتورهای موشک است، . (به گفته من، من می بینم که به عنوان زیبایی، مهندسان فقط از وحشت فریاد می زنند.)
$\mathrm{CO_2 + 4\: H_2 \rightarrow CH_4 + 2\: H_2O}.$
$\mathrm{2\:H_2O \rightarrow 2\: H_2 + O_2}$
$\mathrm{CO_2 + 2\:H_2 \rightarrow CH_4 + O_2}.$
جدای از شوخی، در واقع کمی حقیقت وجود دارد که مشخصات پیشران موشک آنقدرها هم سخت نیست. به عنوان مثال، مشخصات اولیه برای RP-1 فقط مقدار گوگرد و اجزای پلیمریزاسیون را محدود می کند. تقریباً همه چیز می تواند به عنوان سوخت موشک منتقل شود. (Ignition، نوشته جان دی. کلارک اطلاعات جالبی در مورد آن دارد.) برای سوخت متان، آلودگی احتمالاً هیدروکربن های بزرگتر است که در محدوده نفت سفید قرار می گیرد و در نتیجه هیچ آسیبی ایجاد نمی کند.
MOXIE یک اکسیژن ساز است که CO2 را تقسیم می کند به CO و O2 . این نمودار دارای چیزی است با عنوان "کرایو کولر"، بنابراین من تصور می کنم که در واقع اکسیژن مایع تولید می کند. نکته اینجاست: حتی موشک های معمولی نیز سوخت خود را به طور کامل نمی سوزانند! در واقع به عملکرد کمک می کند. افراطی ترین، موشک های هیدروژن سوز مایع هستند که فقط نیمی از سوخت را مصرف می کنند. بنابراین در ترکیب سوخت هیدروکربنی، شما باید با سوخت نیمه سوخته، با گونه هایی مانند CO مقابله کنید.
حاضر. این بدان معناست که اکسیژن خالص واقعاً چندان مهم نیست، و پیشرانه‌های ISRU با خلوص محدود خوب هستند، در محدوده‌های معقول. توجه داشته باشید که حتی اگر کمی آلودگی خوب باشد، باید مخلوطی همگن در مخازن شما باشد، در غیر این صورت باید با ناپایداری تصادفی احتراق مقابله کنید. MOXIE O2
برای موشک ها به اندازه کافی خوب است، مسئله اصلی تولید به اندازه کافی از آن است. MOXIE فقط یک آزمایش در مقیاس کوچک است، و حتی یک سیستم در مقیاس کامل به ماه‌ها یا سال‌ها نیاز دارد تا سوخت کافی برای صعود دوباره به مدار تولید کند.
در جو مریخ چیست؟ حدود 95.3٪ CO2، 2.7٪ نیتروژن، 1.6٪ آرگون و مقداری بخار آب و مقدار زیادی گرد و غبار. اکسیژن مایع تولید شده نباید حاوی یخ یا غبار آب باشد، اما کمی نیتروژن یا آرگون ضرری ندارد، آنها نیز مایع خواهند بود. مایع CH4 نباید حاوی یخ یا غبار آب باشد، اما کمی نیتروژن یا آرگون در دمای CH4 مایع گازی می شود. CO2 در دماهای LOX و LCH4 جامد است. بنابراین تمام مواد جامد باقیمانده مانند گرد و غبار، یخ آب و CO2 منجمد باید حذف شوند.
موتورهای احتراق داخلی متان برای مریخ نوردها در مریخ و ماه. امکان پذیری؟
به نظر می رسد تولید متان و اکسیژن از CO2 جو و خاک یخی در مریخ و از سنگ سنگی یخی در دهانه های قطبی ماه امکان پذیر باشد. پیشنهاد شده است که CH4+O2 نه تنها به عنوان سوخت موشک، بلکه برای موتورهای احتراق داخلی (ICE) در مریخ نوردها و سایر ماشین آلات صنعتی در ماه و مریخ نیز قابل استفاده است. مزیت نسبت به موتورهای برقی با انرژی خورشیدی یا RTG این است که یک ICE می تواند تأثیر زیادی نسبت به جرم مورد نیاز برای یک سیستم ارائه دهد. مریخ نوردهای الکتریکی بدون باتری‌های از پیش شارژ شده یا راکتور هسته‌ای به ترتیب کند هستند و با آنها سنگین هستند.
اما آیا یک یخ در خلاء ماه بیش از حد گرم نمی شود؟ آیا جو نازک مریخ برای خنک کردن یک یخ قدرتمند به اندازه یک ماشین کافی است؟ یا اینکه یک موتور احتراق گاز متان و اکسیژن طراحی کاملاً متفاوتی نسبت به ICE بنزینی معمولی دارد، شاید با اگزوز گاز داغ مانند موشک؟
شما تولید انرژی را با ذخیره انرژی اشتباه می گیرید. خورشیدی، RTG و هسته ای ابزار تولید انرژی برای یک وسیله نقلیه فضایی هستند. باتری ها و CH4/O2 وسیله ای برای ذخیره انرژی کوتاه مدت هستند. بنابراین مقایسه بین استفاده از باتری ها در مقابل CH4/O2، شامل تمام تجهیزات مرتبط (مخازن، تحت فشار یا نگهداری برودتی، و غیره) و ناکارآمدی ها (تبدیل انرژی از خورشیدی/هسته ای به CH4/O2، تبدیل به مکانیکی با یک یخ). –شما همچنین وسیله تبدیل انرژی به حرکت مکانیکی را با سرعت اشتباه می گیرید. وسایل نقلیه الکتریکی می توانند به همان اندازه سریع یا سریعتر باشند و می توانند انرژی را با کارایی بیشتری تبدیل کنند. (برای تست درایو یک تسلا بگیرید و پدال گاز را کف کنید تا منظورم را ببینید. من دارم، و کاملاً تجربه آن است.) در واقع، احتمالاً استفاده از سلول های سوختی برای احتراق CH4 و O2 برای تولید برق کارآمدتر خواهد بود. و از آن برای به حرکت درآوردن موتورهای الکتریکی استفاده کنید تا از ICE استفاده کنید. دلیل اصلی اینکه شما تعداد زیادی خودرو با سلول سوختی نمی بینید، گران بودن آنهاست. (اما من یکی را دیده ام.) -
انتقال حرارت همرفتی در اتمسفرهای ضعیف کار نمی کند، کره ماه در نزدیکی خلاء است، و در مریخ با میانگین ~ 0.6 درصد فشار اتمسفر متوسط زمین در سطح دریا نسبتاً محدود خواهد بود، بنابراین بله، بلوک های ICE باید دوباره طراحی شوند. برای تسهیل سوخت و اکسید کننده همچنین به عنوان خنک کننده مایع حلقه بسته (و همچنین آنها را در فرآیند برای بهبود احتراق از قبل گرم کنید)، یا از خنک کننده های جداگانه استفاده کنید (مثلاً یخ خشک زیادی در سنگ سنگ مریخ و بالای آن رسوب می کند، بنابراین این مقدار زیادی است. شکل جامد CO2). هر گزینه ای که استفاده شود، این خنک کننده ها گرمای اضافی را به رادیاتورهای بزرگ و سنگین احتمالا منتقل می کنند و گرما را عمدتاً از طریق تشعشعات حرارتی به تنهایی از دست می دهند. اما از آنجایی که شما باید اکسید کننده را به ICE در بالای سوخت پمپ کنید، به هر حال آنها باید دوباره طراحی شوند.
بنابراین، طرح ها ممکن است به طور قابل توجهی با آنچه ما در اینجا روی زمین به آن عادت کرده ایم متفاوت باشد، احتمالاً بسته به نحوه ذخیره اکسید کننده خود (LOX برودتی؟)، میزان حرارتی که تولید می کنید، و در کجای سیستم دیگری که ممکن است بخواهید از آن استفاده کنید. آی تی. واضح است که مریخ در خنک‌کردن بلوک‌های یخ با مقداری فشار اتمسفر غیر قابل اغماض و دمای متوسط ۵۵- درجه سانتیگراد دارای مزیتی است، اما ممکن است به این معنا باشد که ابتدا باید سیستم را قبل از شروع به کار گرم کنید. گرمای بیش از حد نیز می تواند برای گرم کردن فضای کابین هدایت شود یا در غیر این صورت مفید باشد. اما طرح‌ها برای هر آسمانی، حتی محیط محلی روی هر یک از آنها، کاملاً متفاوت خواهد بود. به عنوان مثال، در تایتان، شما واقعاً فقط به اکسید کننده نیاز دارید، زیرا در اتمسفر پایینی آن مقدار زیادی متان وجود دارد.
طرح های ICE ما سازگار خواهند بودو تکامل می یابند، مانند آنچه در اینجا روی زمین برای انواع محیط ها، از بیابان های خشک و گرم گرفته تا شرایط قطبی. چگونه؟ خوب، من انتظار ابداعات جدید زیادی دارم، و برخی از آنها با حروف بزرگ در تاریخ هر یک از جهان های جدیدی که ما مستعمره خواهیم کرد، نوشته می شود. و این فرآیندهای نوآوری قبلاً آغاز شده است، به عنوان مثال، شرکت فضاپیما و پیشرانه Wickman (WSPC) راهی را برای سوزاندن مستقیم CO2 جو مریخ با موتور جت مریخ خود توسعه داده است. نه یک ICE، اما ممکن است افراد دیگری با هدف توسعه یک ICE تنفس هوا مناسب برای مریخ باشند. رقابت برای برنده شدن بهترین طراحی به سختی آغاز شده است. آیا آنها از CH4 + O2، Trisilane Si3H8 + CO2، چیز دیگری به طور کامل استفاده می کنند؟ کی میدونه...مزیت اصلی یک مریخ نورد متان نسبت به یک مریخ نورد با انرژی خورشیدی این است که مریخ نورد متان می تواند در شب حرکت کند. این مزیت برای یک مریخ نورد خورشیدی که در مناطق قطبی تقریباً همیشه روشن ماه فعالیت می کند، تقریباً ناپدید می شود. سوزاندن متان و اکسیژن ممکن است یک پشتیبان مفید برای انرژی خورشیدی باشد در صورتی که مریخ نورد به طور تصادفی خود را به یکی از مناطق تقریباً همیشه سایه دار در همان منطقه هدایت کند.
عیب اولیه یک مریخ نورد متان این است که "بذر شما را می خورد." متان و اکسیژنی که برای تامین انرژی آن مریخ نورد استفاده می شود، بسیار ارزشمند خواهد بود اگر فقط برای جابجایی مریخ نوردها به اطراف استفاده نشود. در ابتدا (و احتمالاً برای مدت طولانی در آینده)، استفاده از این منابع گرانبها برای استفاده های دیگر منطقی تر از استفاده از آن برای ساختن یک چرخ دستی سریع است.اسپیس ایکس یک CH4/O2 ICE: The Raptor را توسعه داده است. ما معمولا موشک‌های با سوخت مایع را ICE نمی‌دانیم، اما آنها عبارتند از: فشرده‌سازی، احتراق، انبساط و همه چیزهای دیگر. اجرای ICE روی اکسیژن (برخلاف هوا) به دلیل دمای بسیار بالای احتراق زمانی که به صورت استوکیومتری مخلوط و فشرده می شود بسیار دشوار است. راه‌حل رپتور برای توربین‌های کمپرسور روشن‌کننده است: آنها برای کاهش دمای احتراق یا بسیار غنی یا بسیار ناب کار می‌کننداگزوز دو توربین را با هم مخلوط می کنند تا سوخت احتراق نشده (از یک توربین) و اکسیژن (از توربین دیگر) بسوزانند.
ICEهای هیدروکربن سوز با تنفس هوا (مانند موتورهای خودرو) نیازی به مقابله با این پیچیدگی ندارند زیرا هوا 80٪ N2 دارد. این باعث کاهش دمای احتراق می شود.
یک یخ CH4/O2 در مریخ باید با مشکل دمای احتراق مقابله کند. می‌توان با همان استراتژی رپتور مقابله کرد: احتراق مرحله‌ای. یک موتور سه سیلندر می تواند 3 مخلوط مختلف داشته باشد. یکی غنی از CH3 و دومی غنی از O2 است. خروجی خروجی از هر یک به سیلندر سوم برای تکمیل احتراق وارد می شود.
زمان بندی و جابجایی سیلندر را می توان برای بهینه سازی ترمودینامیکی انتخاب کرد.
البته هنوز آن همه گرما برای تخلیه وجود دارد. جابجایی اتمسفر در دسترس نیست. همرفت لوله های حرارتی با لوله های حرارتی آلومینیومی پره دار احتمالاً گزینه ای سبک، ارزان و قابل اعتماد خواهد بود.
