甲烷的優點是比氫氣更容易儲存。通常，被動冷卻足以使其保持低溫，而氫氣需要主動冷卻，並且隨著時間的流逝仍會排出。這使得甲烷比氫更接近“可儲存”。這將使其對於任務持續時間較長的深空任務很有用。

甲烷的體積小於氫氣。這意味著相同任務的油箱較小。 （Shuttle外部罐主要是氫氣罐，帶有一個小的氧氣罐（在頂部？）。）

甲烷應比發動機中的氫氣更容易使用，因為它的密度比氫氣高，而按體積抽吸的次數較少。

甲烷可能在火星上製造。使用進口的氫氣（或天然水），可以將CO2（二氧化碳）合理地直接轉化為CH4。

對於ISRU（現場資源利用）和在火星上的演示有一些想法。 （ Robert Zubrin的模型是發射回程車，該回車使用ISRU填充其油箱，並且在回程車加滿燃料並準備出發之前，不要執行載人任務。載人飛行任務，以及在地面任務期間使用ISRU為其自身加油的第二回程飛行器。

SpaceX專注於開發其火箭線路的可重複使用技術。傳統的火箭級煤油燃燒時會產生殘留物（此過程稱為“焦化”）。甲烷燃料燃燒更乾淨，因此不會殘留任何殘留物，這意味著無需翻新即可重複使用發動機。

甲烷（CH _{4 sub>）和RP-1在可實現的性能上大致相同。如其他張貼者先前所提到的，在7 MPa的相同腔室壓力下，CH 4 sub>的衝量稍高一些（在真空中約為370 s，而在360 s中是）。但是，這與較低的堆積密度（約830 kg / m ^{3 sup>）與約1030 kg / m 3 sup>所抵消。堆積密度是指燃料和氧化劑混合使用的適當比例的密度。儘管甲烷僅為430 kg / m 3 sup>，但與RP-1的2.1份相比，其燃燒的氧氣為3.5份，因此CH4火箭將攜帶更多的氧氣和更少的燃料。氧氣密度很高，略高於1140 kg / m 3 sup>，實際上比RP-1密度更高（約810 kg / m 3 sup>）。如果我們假設艙室壓力和發動機循環效率相同，則RP-1優於CH 4 sub>的原因僅僅是油箱增大20％會導致稱重罰款略高於3％的比衝量。但是，RP-1的優勢取決於在相同的腔室壓力下操作的情況，而事實並非如此。而且，甲烷（CH 4 sub>）具有適用於特定情況的其他優點。}}

CH _{4 sub>是SpaceX的Raptor能夠領先的原因可能歸因於四個因素：}

1. 甲烷在火箭發動機的工作溫度下不會焦化（聚合），其焦化點大約是其兩倍。這樣可以使引擎更易於重用，而重用性是SpaceX的主要目標。

2. 由於甲烷不焦化，因此在所有燃料和氧化劑流都通過預燃器的情況下，更容易實施全流階段燃燒（FFSC）循環。與當代的俄羅斯分流級內燃機相比，可獲得更高的燃燒室壓力，從而獲得約30秒或9％的總脈衝優勢。與RP-1相比，這消除了CH _{4 sub>的性能不足。}

3. 如果SpaceX打算在所有階段使用相同的燃料，則CH 4 sub>仍被認為是更好的上級燃料和更差的升空燃料。這是因為，上級的大小通常是第一級的1/8至1/10，在這裡，脈衝比密度更重要。在上述FFSC循環中使用甲烷意味著SpaceX有可能獲得同等的第一級性能和更高的上級性能。將使用現場燃料生產。如果可以採用的話，甲烷可以由水和CO _{2 sub>生成，而RP-1則不能。}

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除此之外，還有是在某種程度上偏向甲烷的非因素，例如常規等級的天然氣足夠好，並且不必從常規煤油到RP-1高度精煉燃料即可獲得低焦化特性和一致的密度。我說這不是一個因素，因為燃料成本在發射成本中可忽略不計，因此燃料成本是幾倍還是更少並不重要。燃料通常僅佔將火箭送入軌道的成本的0.3％，因此燃料成本的確無關緊要–即使將比較昂貴的推進劑組合（例如肼/四氧化物）與相對便宜的煤油/氧氣進行比較，也沒有關係。 >

從邏輯上講，與氫相比，甲烷更容易處理。甲烷的沸點約為110K，而氫氣的沸點約為20K。這意味著燃料和氧化劑管線都可以用氣態氮吹掃。液態氫管線只能用氦氣吹掃，因為氫的沸點低於其他惰性氣體的熔點。

氫的另一個缺點是，它需要進行先進的冶金處理以防止氫脆化，在氫的高環境中，更常見的合金往往易於斷裂和疲勞。

儘管效率較低，但甲烷具有兩個主要優點。與LH2相比，它的液體密度顯著更高（0.42 g / cc，而液態氫為0.07），因此對於相同質量的推進劑，它需要的油箱體積要小得多，管路要小得多。它也不需要像液態氫一樣冷存儲，從而降低了隔熱和冷卻要求。

SpaceX傳統上傾向於使用緻密，易於處理的推進劑（LOX / RP1）和簡單的發動機設計（ Merlin是一個簡單的氣體發生器循環，而不是大多數其他現代火箭所使用的更高效（但更複雜）的分級燃燒設計）。因此，有意義的是，只要甲烷能夠為甲烷火箭提供所需的性能，它們便會選擇更易於操作和更簡單的甲烷火箭解決方案，而不是高性能但又困難又復雜的液氫發動機。仍有待觀察）。

一個好問題。在 EELV之前的研究中，NASA和美國空軍研究了LOX /甲烷。 EELV產生了LOX /煤油 Atlas V和LOX /氫 Delta IV。

在2002年第四屆國際發射器技術會議上， Burkhardt等人比較了使用Atlas V的RD-180型發動機的可重複使用的LOX /煤油運載火箭和使用了可能具有相同高效分段燃燒循環的發動機的LOX /甲烷運載工具：

LOX /甲烷發動機的比衝高約3％，但與煤油相比，液態甲烷的更低的密度抵消了這一優勢。

就有效載荷而言，LOX /煤油的整體性能稍好，並且預期其建造和運行成本更低，與EELV之前的研究結果相同。

LOX /氫的原因是與LOX /煤油相當或優於LOX /煤油的是，比脈衝更高，克服了更低的密度問題。對於航天飛機來說，主機是從地面運行到軌道運行的，因此在較高的高度使用較高的氫比衝是使用氫的原因。

在第一階段中，該階段僅在低空運行，然後出現LOX /氫第二階段（與Atlas和Delta一樣），煤油具有可比的有效載荷性能，並且由於車輛尺寸，其成本可能更低。對於Delta IV而言，另一個優勢是與高級推進劑的共通性。

發射場目前不提供甲烷，因此需要大型設施投資 >。

缺乏長期操作經驗是甲烷的另一個負面影響。

如果猛禽要在太空中作為使用火星任務，那麼與氫或煤油相比， LOX和液態甲烷都相對容易在太空中存儲的事實將是一個優勢。

參考文獻：

• 可重複使用的液體助推器級煤油和甲烷推進劑發動機的對比研究。 Holger Burkhardt，Martin Sippel，Armin Herbertz，Josef Klevanski。第四屆國際發射器技術會議“太空發射器液體推進”，2002年12月3日至6日，列日（比利時）。

SpaceX不在月球上射擊，SpaceX在火星上射擊。從邏輯上講，我不確定除了甲烷/ LOX和肼/四氧化物以外還有其他可行的選擇。回彈需要儲存未知時間的燃料，這意味著火星的默認條件是寒冷的。 RP-1是堅硬的固體，需要復雜的加熱才能液化，而LH2是高壓H2，需要復雜的冷卻才能液化。大多數燃料是堅硬的固體。性能固然重要，但次要。肼和四氧化二氮是我所期望的，具有完美的處理和存儲特性。但是，甲烷和LOX都是具有豐富處理經驗的人員，因此它們可以被處理和存儲，這比肼和四氧化二氮要難。

為什麼LH2並不明顯，問題是為什麼不使用肼和四氧化二氮。如果您是宇航員，您會相信在抵達時不會洩漏的什麼燃料可以回家？到那兒去趟地獄，回到我身邊，我知道我們已經準備好了。

很好的問題。但與此相關的還有推力水平的問題，推力水平是目前獵鷹9第二階段使用的當前梅林發動機的三倍以上。

我承認這純粹是猜測。但是基於以前使用Merlin引擎的SpaceX實踐，我相信Raptor可能會比Falcon 9更大的運載工具中使用。也許是升級Falcon Heavy（Raptor）的上，下級使用的通用引擎。

但是我認為最有可能的可能性是，最近在Grasshopper垂直著陸測試車上取得了成功，促使Falcon 9設計（可能還有Falcon Heavy）發生了重大變化。

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猛禽將是獵鷹9或獵鷹重型的超大型上級發動機的好引擎。通過將更多的努力轉移到較高的軌道，第一階段將具有更大的性能裕度，並且還可以在較低的高度和速度下運行，從而使第一階段的動力回收更容易到達發射場。恢復和重用第一階段將為SpaceX節省大量資金（尤其是對於Falcon Heavy），並允許較低的定價。

本文： http://www.nasaspaceflight.com/2014/03/spacex-advances-drive-mars-rocket-raptor-power/

還請注意甲烷/ LOX發動機不會像LOX / RP1發動機那樣積聚焦炭，並且可以減少富氧運行，這在泵上更容易。

成本中沒有人提到的一個因素。 SpaceX是一家營利性公司，因此成本至關重要。甲烷最近變得越來越便宜： 由於生產技術的進步（即壓裂），天然氣價格下降了很多。這使甲烷成為最便宜的火箭燃料。截至2001年，NASA為液態氫支付的價格為每加侖0.98美元，約合16美元/ MMBTU，比如今的LNG高得多。