Rozdíl mezi motorem rakety a raketou je obvykle v tom, že motor zahrnuje pouze vstřikovače a ovládání těchto vyhazovačů. Pravděpodobně by jakákoli kontrola nad směrem trysky spadala také pod „motor“, ale je to nejasná linie.

Hrubý rozpad systému raketového pohonu je: skladování paliva, potrubí, vstřikovače, spalovací komora, tryska. Pojďme je projít 1 po 1.

Skladování paliva: toto jsou vaše nádrže. Nyní mají různá paliva různou hustotu a pro danou tlakově dimenzovanou nádrž budete schopni pojmout různé množství kapaliny z jednoho paliva do druhého. Také různá paliva mohou reagovat s vnitřními stěnami nádrží různými způsoby. Kromě toho může hélium (vím, že to není vodík, ale je to například pro účely), skutečně unikat přes hliník. Takže můžete vidět, že s tím je spousta problémů, ale žádný z nich nevylučuje použití různých paliv.

Potrubí: velmi podobné vaší palivové nádrži, do této sekce také přidáme ventily. Kromě interakcí pevných látek a tekutin, které jsme diskutovali s nádrží, existuje několik dalších problémů s potrubím. Musí být dostatečně velký, aby prošel správným množstvím paliva, což znamená, že je dostatečně velký pro palivo, které vyžaduje potrubí s největším průměrem, ale pak potenciálně přetékáte ostatní paliva. Přesto by používání motoru s určitou sníženou účinností bylo kvalifikováno jako jeho používání!

Vstřikovače: pokud tomu rozumím, vstřikovače mají směšovat a zapalovat palivo. Představoval bych si (mohlo by se to mýlit), že tyto věci jsou navrženy na míru pro palivo. Mechanika tekutin bude pravděpodobně pěkným komplikovaným úkolem, ale znovu, pokud nebudeme dobře míchat, ale přesto se zapálíme, budeme mít jen sníženou účinnost!

Spalovací komora: je to velmi podobné k problémům týkajícím se vstřikovačů, jen v menší míře bych si to představoval.

Tryska: toto je ošidná. Účelem trysky je přeměnit teplo na rychlost. Nyní ideální tryska konverguje až do bodu, kdy výfuk dosáhne hodnoty Mach 1, a poté se rozbíhá (podzvukový tok tekutiny se zvyšuje rychlostí konvergentní tryskou, nadzvuková je naopak). Nevidím důvod, proč byste nedokázali udělat konvergentní část vaší trysky dostatečně dlouhou pro výfuk, který vyžaduje maximální délku, protože byste jen dostali sníženou účinnost z ostatních výfuků!

Takže v souhrnu , Nevidím důvod, proč by to nefungovalo. Možná dosáhnete velkého snížení účinnosti, což znamená, že pro konkrétní delta V bude zapotřebí více pohonných hmot.

Typ raketového motoru může používat různá paliva, ale vyžaduje úpravy. Nemohu říci, zda by astronauti mohli pro váš scénář provést takové úpravy prostoru a jestli mohou, jak je to snadné, ale možná teoreticky by se to dalo provést. Použití různých pohonných hmot v typu raketového motoru bylo prokázáno raketovým motorem Aerojet LR-87. Byl to jediný raketový motor na světě, který s úpravami testoval a provozoval všechny tři hlavní kombinace pohonných hmot: LOX / RP-1, LOX / LH2, N2O4 / Aerozine-50. Testoval dokonce i verzi N2O4 / Alumizine. U LOX / CH4, který v té době nebyl populární a nebyl studován ani investován do projektů raketových motorů LOX / CH4, nevím, jestli by mohli, možná ano.

Verze raketového motoru LR-87 :

LR-87-3, LOX / RP-1 byl použit v raketě Titan I.

LR-87-5, N2O4 / Aerozine-50 používaný v Titanu II. Byl lehčí a jednodušší než jeho předchůdce a nepotřeboval nezávislý zapalovací systém.

Podle astronautix:

LR-87 Alumizine, N2O4 / Alumizine testováno v laboratořích s použitím metalizovaného paliva (pro vyšší hustotu impulzů) a gelovaných pohonných hmot (pro usnadnění startů v prostoru po době doběhu). Aerozine 50 byl suspendován hliníkovým práškem (za použití gelujícího činidla Carbopol 904) a motor byl provozován bez jakýchkoli modifikací, ale nemohl dosáhnout stabilního dlouhodobého provozu v této konfiguraci. Bylo to vůbec poprvé, kdy byl na aluminizovaný pohonný prostředek spuštěn kapalinový raketový motor. O mnoho let později Aerojet provozoval malé trysky na metalizovaných skladovatelných hnacích plynech a dosáhl uspokojivých výsledků.

LR-87 LH2, LOX / LH2 soutěžil s J-2 pro Saturn V. Jednalo se o první velký motor Lox / LH2 na světě, regeneračně chlazenou tlakovou komoru LR-87 a tryska s upraveným vstřikovačem a přepracované palivové čerpadlo. Ve srovnání s LR87 Lox / RP-1 došlo k zásadním změnám na vstřikovačích a palivové čerpadlo RP-1 bylo nahrazeno jednostupňovým vodíkovým čerpadlem speciálně navrženým pro tento účel. Kyslíkové čerpadlo a jeho převodovka byly stejné.

Také jsou to raketové motory s tripropellantem, které by pravděpodobně byly praktičtější, protože nemusíte dělat velké úpravy výměnou dílů. Považovány za dva motory v jednom, se společným jádrem motoru se zvonem motoru, spalovací komorou a čerpadlem okysličovadla, ale se dvěma palivovými čerpadly a přívodními potrubími. V šedesátých letech Rocketdyne vystřelil motor, který míchal tři oddělené proudy pohonných hmot pomocí směsi kapalný lithium, plynný vodík a kapalný fluor k dosažení nejvyššího specifického impulzu pro chemický raketový motor o 542 sekund.

RD-701 lox / lh2 / petrolej. Používá jedno okysličovadlo a dvě paliva a přepíná je v polovině letu. Navrženo pro opakovaně použitelný projekt vesmírné roviny MAKS. Postaveno, ale později zrušeno kvůli nedostatku finančních prostředků. Míchací blok hlavní spalovací komory má tři skupiny vstřikovačů, jednu pro každou ze tří složek.

Další verze RD-704, RD-0120TD, RD-0750.

Konkrétně pro vámi zadané kombinace oxidačního činidla a paliva se to zdá být nepravděpodobné z jednoduchého důvodu kinetiky reakce.

Máme

O _{2 sub > + 2 H 2 → 2 H 2 O}

a

2 O ₂ + CH ₄ → 2 H ₂ O + CO ₂

Všimněte si, jak v první reakci spalujeme 1 díl okysličovadla s 2 díly paliva; ve druhém jsou to 2 díly oxidačního zařízení s 1 dílem paliva (tj. čtyřnásobně krát oxidační činidlo v poměru).

I při zohlednění různých hustot by to vyžadovalo řešení turbodmychadel s tak rozdílnou rychlostí míchání. Nejsem raketový vědec, ale zdá se, že to je technická výzva. Vezměte v úvahu, že čerpadla pro palivo i okysličovadlo jsou často poháněna jedním hřídelem, tzn. Nemůžete jednoduše otevřít ventil, abyste dostali více tohoto okysličovadla a méně tohoto paliva.

Myslím, že kde je otázka docela důležitá. Země má poměrně silnou gravitační studnu a raketa se špatnou účinností nemusí být ani schopná vypustit se na oběžnou dráhu, natož skutečné užitečné zatížení. Někde jako Mars s nižší gravitací nebo již ve vesmíru je však jiný příběh. Například pro marťanský plán SpaceX je vypuštění ze Země loď na vrcholu rakety, která se poté na oběžné dráze natankuje, aby se dostala k Marsu, ale zpáteční cesta je pouze loď vypouštějící přímo z Marsu a vůbec netankovat.

Ani já nejsem raketový vědec, ale podle toho, co jsem připravil, v zásadě navrhujete svou raketu kolem svého motoru a výběru paliva. Každý malý aspekt je nakonec ovlivněn těmito volbami a každé domino ovlivňuje další kousky. Jak již bylo zmíněno v několika dalších příspěvcích, volba paliva ovlivňuje poměry paliv, a tedy i velikosti nádrží. Dokonce i něco tak jednoduchého, jako je změna SpaceX na používání podchlazených paliv, vedla ke změně velikostí těchto dvou nádrží. Dokázali ochladit a zhutnit LOx více než JP1, takže museli kompenzovat relativní velikost nádrže JP1 ve srovnání s LOx.

Předpokládám, že bylo nutné provést podobné úpravy čerpadla, protože nakonec chcete stejný poměr JP1 k LOx, ale abyste toho dosáhli, potřebujete jiný průtok.

Jsem si docela jistý, že byste mohli postavit raketu, která by mohla běžet na různá paliva, ale to by nepochybně bylo složitější a / nebo méně efektivní než jedna raketa na palivo a pro vypouštění ze Země, které by mohlo být úplným zastavením. Stačí se podívat na to, jak obtížné jsou návrhy SSTO (jednostupňová oběžná dráha), když se snažíte získat něco s využitelnou kapacitou.