Стендовые испытания ЖРД «Raptor», 25 сентября 2016 года. МакГрегор, Техас.
ЖРД «Raptor»: что за зверь такой?
Итак, ЖРД «Raptor» разрабатывается компанией SpaceX в рамках программы полётов к далёким объектам Солнечной системы.
Первым по настоящему массовым двигателем компании SpaceX был Merlin, работающий на паре RP-1/LOX. Про данный двигатель можно сказать, что хоть он и является самым эффективным газогенераторным двигателем на данной топливной паре в истории США и обладает рекордной тяговооружённостью в целом он в первую очередь сделан с упором на безотказность, многоразовость и дешевизну. Можно сказать, что работая над Falcon 9 ставилась задача прежде всего обкатать до рутинного уровня технологию многоразовости, что в итоге принесло существенные плоды.
Действительно, спасение целой ступени потенциально может позволить сэкономить гораздо больше денег, чем снижение массы одноразовых агрегатов или повышение их эффективности при переходе на новые двигатели или топливные пары. Например, на РН Союз-У2 в качестве альтернативы керосину на «Блоке А» (вторая ступень) использовался синтин, что позволяло увеличить максимальную массу полезной нагрузки на 200 кг в сравнении с базовой версией ракеты Союз-У. Другим примером может служить проект советской лунной ракеты УР-700, на котором предлагалось использовать уже совершенно экзотические топливные пары: и без того чрезвычайно токсичный НДМГ для двигателя первой ступени РД-270 предлагалось заменить на ещё более опасный пентаборан (B5H9) с приростом УИ РД-270 на 42 с, а на третью ступень вообще предлагалось устанавливать совершенно фантастическую по совокупной сложности эксплуатации и предстаротовой подготовки систему, в основе которой должен был использоваться ЖРД на топливной паре «жидкий водород/жидкий фтор».
Химические формулы топлив, которые предполагалось использовать в двигателях РД-270: слева — НДМГ (C2H8N2; синие шарики — атомы азота, чёрные шарики — атомы углерода, белые шарики — атомы водорода); справа — пентаборан (B5H9; розовые шарики — атомы бора, белые шарики — атомы водорода). Оба соединения крайне токсичны, пентаборан в добавок ко всему обладает склонностью к внезапному самовоспламенению при контакте с воздухом даже при незначительном загрязнении. Кроме того, НДМГ и пентаборан гораздо дороже керосина в производстве.
Безусловно, если у вас в распоряжении нет многоразовых ракет, ваши полезные нагрузки много весят и космодромы находятся далеко от экватора, то напрашивается разумный вывод — нужно выводить максимально возможные массы в расчёте на один запуск. Впрочем, нужно учитывать, что высокая эффективность или новизна агрегатов может означать и высокую их стоимость и на этот случай есть отличный пример: долгое время на третью ступень РН «Союз» (т.н. «Блок И») устанавливался двигатель РД-0110 (тяга и УИ в вакууме — 298 кН и 326 с, соответственно). Затем, начиная с модификации Союз-2.1б на «Блок И» стали ставить новый РД-0124 (тяга и УИ в вакууме — 294,3 кН и невероятные 359 с, соответственно). Однако, не смотря на то, что РД-0124 является самым высокоэффективным кислородно-керосиновый ЖРД в мире и имеет целый ряд других преимуществ перед своим предшественником, переход на созданный в XXI веке двигатель сопряжён с рядом финансовых трудностей: во-первых, его эксплуатация подразумевает покрытие затрат на ОКР (а РД-0110 был создан аж в 60-ых годах); во-вторых, он получил свои уникальные характеристики за счёт гораздо большей материалоёмкости. Поэтому в итоге получается, что РД-0124 гораздо дороже, чем РД-0110, а из всей этой истории напрашивается следующий вывод: в современных условиях создание с ноля высокоэффективных одноразовых ракетных комплексов может помочь в решениях текущих задач, но в целом эта стратегия не очень рентабельна и по хорошему действительно имеет смысл ставить дорогие агрегаты на многоразовые ракеты или хотя бы отдельные многоразовые ступени. А как мы увидим чуть дальше, ЖРД «Raptor» как раз разработан с использованием колоссального количества новых технологий и современных инженерных решений.
Двигатели третьей ступени ракет семейства «Союз»: РД-0110 (слева) и РД-0124 (справа). Не смотря на внешнее сходство по размерам и геометрии РД-0124 является куда более технологичным и молодым агрегатом, что положительно влияет на его характеристики и отрицательно сказывается на итоговой стоимости его эксплуатации.
Вообще SpaceX знаменита своим продуманным подходом в вопросах расхода средств, на то она и молодая частная компания, а не жирная неповоротливая корпорация вроде Boeing или Lockheed и им подобных, которые любят высасывать деньги из государственной кормушки или государственная структура-монополист. Поэтому каждый шаг SpaceX на пути к цели долго обсуждается и прорабатывается на предмет возможного снижения стоимости разработки, производства и многократной эксплуатации и бессмысленно было бы ожидать от этой компании проекты по разработке экзотических агрегатов вроде ЖРД РД-301 на топливной паре «жидкий аммиак/жидкий фтор», создававшей целую гору проблем технологического и медико-экологического характера. Равно как бессмысленно было бы ожидать от SpaceX параллельных крупномасштабных работ по разработке нескольких ракет сразу (как это было в ходе советской лунной программы — параллельно разрабатывались сверхтяжёлые носители Н-1 и УР-700) или двигателей на крайне токсичной паре НДМГ/АТ.
ЖРД РД-301 (жидкий аммиак/жидкий фтор) в музее Газодинамической лаборатории (ГДЛ) в Санкт-Петербурге. Кстати, в интернете выложен очень интересный отрывок из первого тома трёхтомника под названием «Избранные работы академика В.П.Глушко», в котором как раз обсуждаются мотивы и перспективы создания двигателей с жидким фтором в качестве окислителя.
Начать обсуждение ЖРД «Raptor» я предлагаю с рассмотрения основных недостатков топливных пар RP-1/LOX и LH2/LOX, которые стоит учитывать при выборе топлива для ракетного двигателя:
- К примеру, в некотором смысле существенным минусом керосиновых ракет является относительно невысокий по сравнению с криогенным топливом удельный импульс (337 с в вакууме у РД-180 на паре RP-1/LOX против работавшего на паре LH2/LOX РД-0120 с его 455 с в вакууме (4 этих двигателя устанавливались на второй ступени РН «Энергия», технология/технологическая цепочка производства данного агрегата по мнению некоторых представителей отрасли утрачена). При этом удельный импульс может быть принципиальным в тех случаях, когда речь идёт о ракете, стартовая масса которой составляет тысячи тонн;
ЖРД РД-0120 (музей РКК «Энергия»), который устанавливался на второй ступени ракеты-носителя «Энергия». В качестве топливной пары для этого двигателя использовалась LH2/LOX. Возможность производства двигателя в том виде, в котором он устанавливался на РН «Энергия» в данный момент утрачена.
- Также использование керосина подразумевает накопление в двигателях большего количества сажи, которая может увеличивать стоимость обслуживания многоразового двигателя или просто напросто снижать его надёжность или ресурс;
- Ещё одним недостатком кислородно-керосиновых двигателей является тот факт, что керосин склонен к коксованию что приводит в необходимости подавать в камеры сгорания избыточное количество жидкого кислорода во избежание образования на внутренних частях двигателей твёрдого нефтяного кокса. Это создаёт сразу две сложности, если целью разработчика является многоразовая ракета: во-первых, возникает необходимость очищать двигатели от нефтяного кокса перед повторными пусками; во-вторых, избыточная подача кислорода в камеру сгорания ускоряет процессы коррозии и приводит к износу насосных систем.
- Другим недостатком керосина является то, что его нереально найти нигде, кроме Земли, поэтому по сути единственная возможность заправлять межпланетные корабли в случае использования керосинового двигателя — отправлять керосин с Земли. При этом керосин сам по себе хоть и обладает высокой плотностью (особенно по сравнению с водородом), всё таки было бы лучше как-то научиться доставлять с Земли самые незаменимые компоненты синтеза топлива на другие планеты, а само производство и добычу недостающих реактивов производить на месте посадки межпланетного корабля. Кроме того, в случае длительного полёта с керосином на борту он банально может потерять свои свойства;
- Наконец, при всех достоинствах жидкого водорода (как было указано выше, удельный импульс пары LH2/LOX в вакууме примерно на 35% выше, чем у пары RP-1/LOX, кроме того низкая молекулярная масса молекулярного водорода способствует снижению скорости износа двигателей, а процесс горения практически исключают накопление сажи) его использование сопряжено с целым рядом трудностей:
- Крайне низкая температура жидкого водорода (около -253 градусов Цельсия) делает его не самым удобным топливом;
- Контакт водорода с металлами приводит к водородному охрупчиванию. Наиболее подвержены водородному охрупчиванию высокопрочные стали, а также сплавы титана и никеля, что представляет опасность для ракет, при этом механизм водородного охрупчиватия на данный момент не установлен, соответственно пока не понятно как с ним бороться;
- Не смотря на то, что водород показывает отличные удельные импульсы в вакууме пара LH2/LOX не обладает аналогичными высокими показателями на уровне моря. К примеру, удельный импульс водородного маршевого двигателя первой ступени РН «Delta IV» RS-68A на уровне моря составляет 360 секунд, что менее чем на 12% превосходит аналогичный показатель для керосинового РД-180 — 311,3 секунды (напомню, что в вакууме для водородных двигателей достигалось превосходство над керосиновыми по удельному импульсу в 35%);
- Наконец, пара LH2/LOX имеет катастрофически низкую плотность по сравнению с тем же керосином: 0.29 г/см^3 для LH2/LOX против 1.03 г/см^3 для RP-1/LOX, то есть она более чем в три раза меньше! Безусловно, более высокий удельный импульс позволяет использовать меньше топлива и окислителя в случае LH2/LOX, но он не настолько велик, поэтому использование LH2/LOX неизбежно приводит к весьма значительному увеличению объёмов топливных баков. В случае же ITS LV это бы означало переход от и без того гигантских размеров к совершенно невообразимым.
Сравнение размеров некоторых ракетный комплексов. Можно отметить, что не смотря на примерно одинаковые показатели выводимой на НОО нагрузки у РН «Протон М» (23 тонны) и «Delta IV Heavy» (26 тонн) и почти равные стартовые массы (705 тонн у «Протон М» и 723 тонны у «Delta IV Heavy») использование топливной пары LH2/LOX на «Дельте» приводит к тому, что «Протон М» кажется лилипутом по сравнению с американским летающим водородным монстром.
Простой пример: полностью водородная «Delta IV Heavy» и работающая на НДМГ/АТ лучшая подруга казахского эколога РН «Протон М» способны выводить на НОО примерно одинаковые грузы (чуть меньше 26 тонн у «Дельты» и около 23 тонн у «Протона»). При этом топливные баки «Delta IV Heavy» настолько велики, что в её состав по сути входит целых три первых ступени, каждая из которых имеет высоту 40.8 метра. Высота же полностью собранной РН «Протон М» составляет 58.2 метра. К слову, «Delta IV Heavy» ещё и тяжелее «Протон М»: её стартовая масса составляет 732 тонны, что на 27 тонн больше стартовой массы «Протона». В общем, в качестве промежуточного итога можно сказать, что существование выгоды от использования пары LH2/LOX на первых ступенях это вопрос довольно индивидуальный и дискуссионный.
- Крайне низкая температура жидкого водорода (около -253 градусов Цельсия) делает его не самым удобным топливом;
Подобные недостатки пары LH2/LOX привели к тому, что в основном на водороде летают ступени или разгонные блоки, двигатели которых включаются исключительно в вакууме, примером может служить разрабатываемый в данный момент в Государственном космическом научно-производственном центре им. М. В. Хруничева водородный разгонный блок «КВТК», что означает «кислородно-водородный тяжёлого класса» (в рамках проекта по созданию разгонного блока «КВТК» на воронежском Конструкторском бюро химавтоматики уже создан выполненный по безгазогенераторной схеме водородный двигатель РД-0146), а также проект водородной верхней ступени РН «Ангара-А5». При этом ожидается, что использование криогенной верхней ступени позволит увеличить выводимую «Ангарой-А5» на НОО массу с 24.5 тонны до 34-38 тонн при запусках с космодрома «Восточный». Поэтому, чисто теоретически, инженеры SpaceX могли бы пойти по аналогичному пути: первая ступень на керосине или другом топливе, а верхние на водороде. Однако и такая концепция в случае с ITS LV не лишена существенных недостатков, основным из которых является необходимость строительства пускового комплекса, заправляющего гигантскую ракету большими объёмами нескольких видов ракетных топлив, а SpaceX всегда стремится снижать затраты во всём. Кроме того, если SpaceX хочет возвращать и верхние ступени, то жидкий водород это опять же не лучший выбор. В общем, перед инженерами маленькой, но очень гордой компании стоял непростой выбор.
Первые сообщения о готовящемся для полётов к другим планетам двигателе начали появляться в летом 2010 года, когда тогдашний директор Комплекса по разработке и испытанию ракет SpaceX (SpaceX Rocket Development and Test Facility), МакГрегор, Техас (вероятно, этот маленький город с населением около 5000 человек известен многим читателям по видеороликам взлёта и посадки экспериментальных тестовых стендов для отработки посадки первой ступени — Grasshopper'ов) Том Марказик (Tom Markusic) объявил о начале работ над газогенераторным двигателем «Merlin 2». Предполагалось, что он будет использовать топливную пару RP-1/LOX и иметь тягу в 7,6 МН на уровне моря и 8,5 МН в вакууме, что превосходило показатели керосинового же однокамерного «монстра» F-1, который в количестве пяти штук использовался на первой ступени РН «Saturn V» для запусков лунных миссий. Также в заявлении было сказано, что двигатель будет иметь беспрецедентную эффективность, хотя на чём эти заявления были основаны сказать довольно сложно, да и сам проект по разработке «Merlin 2» очень быстро сошёл на нет.
Возвращаемая первая ступень РН «Falcon 9» — результат тестовых испытаний Grasshoper'ов.
Вторым заявлением Тома Марказика был анонс проекта по разработке работающего на паре LH2/LOX ЖРД «Raptor», который предполагалось вывести на уровень тяги ~0.67 МН при удельном импульсе в 470 секунд. Данная итерация предполагала, что на первой степени будут стоять двигатели «Merlin 2», а на верхней будут установлены ЖРД «Raptor». В итоге история с керосиново-водородной суперракетой закончилась вместе с заявлением Илона Маска о том, что озвученные ранее планы следует понимать не как на утверждённую программу развития, а как результат мозговых штурмов и предмет для дальнейшей дискуссии. Вскоре SpaceX покинул и сам
Том Марказик.
Первыми намёками на то, что SpaceX готовит нечто на экзотической топливной паре «жидкий метан/жидкий кислород» (CH4/LOX) были появившиеся в мае 2011 года новости о том, что SpaceX контактирует с ВВС США на предмет возможного участия компании в государственной программе по разработке двигателей с высокой тягой для многоразовых ускорителей. И обсудить действительно было что. Дело в том, что данная заявка ВВС США подразумевала очень высокие требования к эффективности двигателей, кроме того в ней было чётко указано, что нужны двигатели именно на паре RP-1/LOX. На тот момент требованиям ВВС США удовлетворяли только два агрегата: разрабатывавшийся на базе советского лунного наследия НК-33 двигатель AJ-26-500 компании Aerojet и РД-191 производства НПО «Энергомаш». В свою очередь компания SpaceX как раз проводила консультации с заказчиками из ВВС на предмет возможности втиснуться в эту советско-российскую «сладкую парочку» с некими собственными двигателями, работающими на другом топливе. А поскольку речь в заявке по программе шла о двигателях с высокой тягой, то стало понятно, что речь идёт не о модернизированном ЖРД «Merlin 1», а о чём-то совершенно новом. Время шло и новый двигатель, получивший в итоге наименование «Raptor» обрастал всё новыми и новыми деталями и подробностями. Сначала в 2011 году было заявлено о желаемом уровне тяги в 2.2 МН, во втором квартале 2013 года уже было объявлено о возросшей с первоначальных 2.2 МН до 2.9 МН проектной тяге, а в 2014 году появлялась информация о тяге в 4.5 МН. На сегодняшний же день для «Раптора» указываются показатели тяги около 3 МН.
Кислородно-керосиновый ЖРД РД-191 производства НПО «Энергомаш», построенный по закрытой схеме с окислительным генераторным газом (про то, что это значит будет написано чуть ниже), МАКС-2013. Чрезвычайно эффективный, многоразовый, рекордсмен по дросселированию тяги на уровне моря. Наибольшее зафиксированное дросселирование — 27% от максимального значения, что подтверждено в реальных эксплуатационных условиях во время пуска РН «Ангара-А5»: установленный на центральном блоке РД-191 был дросселирован до уровня в 30%. Одна проблема: в России пока нет многоразовых ракетных ступеней, поэтому этот достаточно дорогой по сути многоразовый двигатель теряется после первого же запуска. 25 августа 2015 года НПО «Энергомаш» приступило к созданию модернизированной версии двигателя РД-191М, который должен быть на 10-15% мощнее базовой версии.
При этом использование метана имеет ряд важных преимуществ по сравнению с LH2/LOX и RP-1/LOX:
- Пара CH4/LOX характеризуется достаточно высокой плотностью, составляющей 0.82 г/см^3 (напомню, у LH2/LOX это 0.23 г/см^3, у RP-1/LOX это 1.03 г/см^3). Таким образом, будет достаточно увеличить размеры баков всего на 25-30% относительно аналогичного по лётным качествам «керосинового дизайна»;
- Хотя метан и является криогенным топливом, его температура в жидком состоянии далека от аналогичного показателя жидкого водорода (около -161 градуса Цельсия для жидкого метана против -253 градусов Цельсия у жидкого водорода). Кроме того, по сравнению с жидким водородом жидкий метан гораздо менее агрессивен по отношению к используемым в ракетостроении материалам;
- Использование в качестве топлива жидкого метана существенно снижает количество образующейся в двигателях сажи в сравнении с RP-1/LOX, что позволяет снизить затраты на предстартовую подготовку многоразовых ступеней и в целом повысить надёжность многоразового двигателя;
- Наконец, метан — доступное и дешёвое топливо.
Но SpaceX решили не ограничиваться на «нативных» преимуществах метановой системы и пошли ещё дальше: «Raptor» — первый в мире запускаемый в полномасштабное производство ЖРД с наиболее эффективным закрытым циклом — так называемым «полнопоточным закрытым циклом» (то есть с дожиганием предварительно газифицированных и окислительного, и топливного компонентов).
Вообще как в наших СМИ, так и в зарубежных документальных фильмах можно услышать слова вроде «первым двигателем закрытого цикла был НК-33, потом про эту технологию все забыли, а затем на его основе сделали РД-180. А все остальные страны нам/России завидуют (с)». К примеру, так изложена история в британском фильме «Горячие двигатели холодной страны» («The Engines That Came In From The Cold». Channel 4, London). На самом же деле двигателей с той или иной формой закрытого цикла очень много (о них будет речь чуть ниже).
Документальный фильм «Горячие двигатели холодной страны» («The Engines That Came In From The Cold». Channel 4, London). В школьные годы этот фильм сильно укреплял желание автора данной статьи пойти учиться на ракетного инженера или физика.
ЖРД замкнутой схемы (ЖРД закрытого цикла) — жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В ракетном двигателе замкнутой схемы один из компонентов газифицируется в газогенераторе за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной тяги. Различают следующие типы ЖРД закрытого цикла:
- С окислительным генераторным газом. Примеры: РД-253 («Протон М»), РД-170/171 («Энергия», «Зенит», в будущем, возможно, «Союз-5»), РД-180 (Atlas-V), РД-191/193 («Ангара», «Наро-1» (он же KSLV-1), Союз-2.1в, возможно, также будет устанавливаться на «Antares» вместо НК-33) РД-120 (вторая ступень «Зенита»), НК-33 (Н-1, Союз-2.1в, «Antares», возможно, Союз-2-3);
- С восстановительным генераторным газом. Примеры: РД-0120 (вторая ступень РН «Энергия», SSME (Space Shuttle Main Engine), РД-857 (советская МБР РТ-20П), LE-7/LE-7A (японские двигатели для ракет семейства H-II)
- С полной газификацией компонентов. Примеры: РД-270 (УР-700 и УР-900), «Raptor» SpaceX.
Цитата из статьи «Жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла», Википедия, с небольшими дополнениями автора.
Примером работавшего по такой схеме двигателя был разработанный в конце 60-ых годов XX века в ОКБ-456 (сейчас это НПО «Энергомаш» имени академика В. П. Глушко) ЖРД РД-270 (использовал НДМГ/АТ) для проекта советской лунной/марсианской ракеты УР-700/УР-900 (всё таки хорошо, что выбор пал на керосиновую Н-1: если бы в казахской степи через минуту после старта взорвалась сверхтяжёлая ракета на НДМГ/АТ, то с экологией на Байконуре бы стало совсем худо).
Созданный в 1962-1967 годах в ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш») ЖРД РД-270 (НДМГ/АТ) для советской лунной/марсианской программы УР-700/УР-900. Является первым в мире и одним из двух (иногда ещё называют третий двигатель — Integrated Powerhead Demonstrator производства компаний Rocketdyne и Aerojet) созданных за всё время двигателей со схемой полнопоточного закрытого цикла. Второй такой двигатель пришлось ждать более 50 лет.
Пара слов об РД-270. Его разработка началась в 1962 году и была завершена в 1967-ом, то есть через 5 лет. Всего с октября 1967 года и до закрытия программы по созданию УР-700/УР-900 в июле 1969 года было проведено 27 огневых испытаний данного агрегата и собрано в общем сложности 22 экземпляра данного двигателя. Три двигателя испытывались повторно, а один — трижды. Затем проект УР-700/УР-900 был закрыт.
Кроме прироста удельного импульса замкнутая схема с полной газификацией компонентов подразумевает конструкцию двигателя с уменьшенным количеством потенциальных точек отказа по сравнению с ЖРД с частичной газификацией. Также схема с полной газификацией подразумевает отсутствие необходимости в нагнетании и сжигании в камере сгорания жидких компонентов, что сводит на нет риск возникновения кавитации компонентов жидкостного топлива и тем самым повышает надёжность системы. Впрочем, подобная конструкция таила в себе и некоторые сложности: из-за наличия одновременной работы четырёх глубоко интегрированных важных двигателя — двух газогенераторов и двух турбонасосов и их по сути сильно взаимосвязанной работы по подаче продуктов полной газификации в главную камеру сгорания в РД-270 наблюдались низкочастотные пульсации как в газогенераторах, так и в главной камере сгорания. Основной причиной этого опасного режима работы двигателя была сложность синхронизации совместной работы двух турбонасосов, которые пытались пересилить друг друга. В рамках проекта по созданию РД-270 данную инженерную задачу решить не удалось, а впервые с ней удалось справиться только через 10 лет уже американским инженерам при создании ЖРД RS-25 (основной двигатель челнока Space Shuttle) только за счёт использования бортовой цифровой вычислительной машины, аналога которой во времена разработки РД-270 в СССР просто не было.
Схема ракетного двигателя с полной газификацией. Данная архитектура позволяет существенно повысить надёжность (к примеру, за счёт снижения количества необходимых насосов и трубопроводов) и характеристики двигателя при одновременном снижении его массы. Preburner — газогенератор; Pump — турбонасосы; Combustion Chamber — главная камера сгорания. Для сравнения в спойлере ниже приведена схема двигателя закрытого цикла с восстановительным генераторным газом, в котором топливо подаётся только через газогенератор, а окислитель ещё и напрямую из баков.
Есть, правда, у схемы с полной газификацией подводный камень — главные камеры сгорания двигателей, произведённых по такой технологии очень сложно тестировать. Дело в том, что большинство современных двигателей могут тестироваться по частям: насосы отдельно, камеры сгорания отдельно и так далее. При использовании же полной газификации это не представляется возможным ввиду того, что все детали двигателя очень сильно зависят друг от друга. Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива подразумевает газификацию в двух отдельных газогенераторах (газогенератор — устройство для преобразования твёрдого или жидкого топлива в газообразную форму): в одном небольшая часть горючего сжигается с огромным количеством расходом окислителя (по сути это своего рода окислительный газогенератор), а в другом — переизбыток горючего сжигается с небольшим объёмом окислителя (по сути это своего рода топливный газогенератор). Поступление окислителя и топлива в газогенераторы осуществляется с помощью турбонасосов и эти же самые турбонасосы сразу после запуска двигателя работают за счёт энергии полученных в газогенераторах продуктов газификации. Наконец, в отличие от всех остальных схем полнопоточный закрытый цикл подразумевает поступление в камеру сгорания топлива о окислителя исключительно в газообразном виде, то есть она (камера сгорания) подключена исключительно к газогенераторам, но не к бакам, стало бы испытать камеру сгорания без газогенераторов и соответствующих турбонасосов принципиально невозможно. В общем для испытаний нужно собирать двигатель полностью.
Моделирование физико-химических процессов в ЖРД «Raptor». Настоятельно рекомендуется к просмотру людям, которые любят яркие красивые диаграммы и модели, полученные на основе математических расчётов.
Ещё одним «вызовом» на пути к созданию готового изделия является тот факт, что в двигателях с полной газификацией в камеру сгорания уже поступают исключительно газообразные компоненты топлива и газообразные же продукты его сгорания, а физико-химические аспекты данного процесса ранее не были широко исследованы ввиду того, что по сути никто в США, да и в мире вообще не использовал полнопоточный закрытый цикл ранее. Да и даже если учесть факт существования РД-270, то, во-первых, вряд ли SpaceX смогла бы получить подробную документацию по этому изделию, во-вторых, маловероятно, что в конце 60-ых годов прошлого века вычислительные мощности позволяли получать результаты, которые не имело бы смысла уточнять или даже перепроверять в 2017 году.
Илон Маск представляет публике обзор характеристик двигателя Raptor на Международном конгрессе астронавтики, 27 сентября 2016 года, Гвадалахара, Мексика.
Также известно, что в целях оптимизации запусков топливо и окислитель для ЖРД «Raptor» будут находиться в баках при температурах, близких к температуре замерзания, а не к температуре кипения, что нетипично для существующих ракетных комплексов на криогенном топливе. Переохлаждение метана и кислорода должно увеличить их плотности, что приведёт к уменьшению объёмов топливных баков и ракеты в целом. Кроме того, переохлаждённые топливо и окислитель менее склонны к кавитационным процессам в турбонасосных агрегатах, что также сказывается на надёжности системы самым положительным образом.
Кроме того, прорабатывается возможность перевода производства отдельных узлов «Raptor»-а на технологии 3D-печати. Так, в 2016 году был испытан экспериментальный уменьшенный образец двигателя с тягой около 1 МН, 40% деталей которого (по массе) были напечатаны.
Сводная таблица с характеристиками некоторых широко используемых однокамерных двигателей. Синим цветом обозначены двигатели, созданные в США, красным — созданные в СССР/России. Знаки (***) у показателей тяги и удельных импульсов двигателей «Raptor» и «Merlin 1D» означают, что данные цифры относятся не к стоящим на первых ступенях базовым модификациям этих двигателей, а к специальным устанавливаемым на верхние ступени вариантам «Raptor Vacuum» и «Merlin 1D Vacuum», соответственно.
Таким образом, в качестве вывода можно сказать, что выполненный по схеме открытого цикла «Merlin» был хоть и очень удачным, а его модернизированная версия «Merlin 1D» обладает высочайшим соотношением тяга/масса и тяга/стоимость, а также является самым эффективным кислородно-керосиновым двигателем из когда-либо производившихся в США, но всё же во многих вопросах «Merlin» остаётся далеко не самым передовым агрегатом. В свою очередь разработанный компанией SpaceX ЖРД нового поколения «Raptor» вобрал в себя если не все, то уж точно очень многие самые передовые технологии из числа существующих в ракетном двигателестроении на сегодняшний день. А планируемое многоразовое использование данного агрегата позволит с лихвой компенсировать дороговизну подобных передовых решений.
Только зарегистрированные пользователи могут участвовать в опросе. Войдите, пожалуйста.
Комментарии (104)
bfDeveloper
28.06.2017 12:58Непонятно, как они собрались ставить рапторы на Falcon 9. Он точно не будет дросселироваться до уровня минимальной тяги мерлина, слишком уж мощный. Как возвращать ступень? Или они поставят один маленький раптор специально для посадки?
shedir
28.06.2017 13:25Думается Raptor'ы не для Falcon'ов, а для ITS.
Valerij56
29.06.2017 01:21+2Министерство обороны оказалось заинтересовано в уменьшенной модели Раптора для верхней ступени (прежде всего Фалькона Хэви, но и Фалькона-9 также). Она должна выводить ПН непосредственно на ГСО, а не на ГПО, как обычно.
Мне кажется возможным вариант использования 6-9 малых Рапторов, часть которых с «наземным» соплом, для многоразовой первой ступени ракеты, имеющей размерность Фалькона-9 или чуть больше. Предположения об этом высказывались разными экспертами. Буквально неделю назад и Гвин Шотвел сказала, что в SpaceX обсуждают такую возможность.
Мое ИМХО, что SpaceX может развернуть окончательную сборку первой ступени новой ракеты на площади здания, недавно арендованного в порту Канаверал. Нынешний завод SpaceX в Лос Анджелесе сосредоточится на строительстве космических кораблей, ракетных двигателей, и производсте комплектующих. Это позволит строить ступени большего (5-6 метров) диаметра, и транспортировать их из порта Канаверал к месту запуска в основном по воде. Прожигать ступени в сборе, в этом случае, можно также на мысе. Там достаточно неиспользуемых сейчас стартовых комплексов, один из которых может быть переделан под испытательный стенд. Ступень большего диаметра станет «коренастой», намного более устойчивой при посадке, и позволит использовать обтекатели большего диаметра. При этом многоразовых ступеней потребуется меньше, чем сейчас одноразовых.
voyager-1
28.06.2017 13:27+2Раптор — собираются ставить на вторую ступень. Планов по установке его на первую — не было. Для Falcon Heavy, с его 2 тыс. тонн тяги на первой ступени — один Раптор вполне органично во вторую ступень вписывается. Для Falcon 9 — там да, наверно придётся дросселировать по ходу расходования топлива, иначе перегрузки полезной нагрузки будут выше чем в мануале.
choupa
28.06.2017 13:51-1Я так понимаю про Falcon 9 речь не идёт, это разработка для будущих ракет.
- (это для автора) Хвалить Merlin открытого типа за эффективность в 21 веке как-то странно. Это как в век Маглева восхищаться совершенством какой-нибудь моделью паровоза. Да, прикольно, но время ушло.
darthmaul
28.06.2017 19:11+4Хвалить Merlin открытого типа за эффективность в 21 веке как-то странно. Это как в век Маглева восхищаться совершенством какой-нибудь моделью паровоза
паровозы ушли в историю не потому что появились маглевы, а потому что стоимость тонн-километра у электровоза ниже. Если бы паровоз был бы экономически оправдан, делали бы новые модели паровозов только в путь. А Мерлин — очень даже оправдан.
migelle74
28.06.2017 21:39+2Если бы паровоз был бы экономически оправдан, делали бы новые модели паровозов только в путь.
Эт точно (с) Сухов.
Например пароходы в историю не ушли. Наш "Адмирал Кузнецов" — вполне себе пароход.
Eklykti
28.06.2017 23:41+4Хвалить Merlin открытого типа за эффективность в 21 веке как-то странно.
Эффективность Мерлина измеряется не в абстрактных секундах УИ, а в реальных зелёных баксах, это гораздо важнее, чем килограммы топлива, которое относительно всех остальных расходов стоит копейки.
black_semargl
29.06.2017 02:59+41) Разработка для будущих, но никто не запрещает использовать и на текущей.
2) Все атомоходы — паровые. Просто воду кипятят реактором, а не углём.
IgorKolpakov
28.06.2017 13:53Возможно, на Falcon 9 будут использовать уменьшенную версию Раптора. Судя по статье:
http://kosmolenta.com/index.php/1071-spacex-raptor-falcon
на прожигах используется масштабированная в 2-3 раза версия Раптора.
Но, согласно Википедии:
https://ru.wikipedia.org/wiki/Raptor_(%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C)
прожигался и полноразмерный двигатель.
Так или иначе на второй ступени Falcon 9 «взрослый» Раптор с тягой в 3МН точно не нужен. Скорее всего, когда речь идет об установке Рапторов на Falcon 9, имеется ввиду Раптор уменьшенный. Тем более, что керосин для многоразовых ракет, действительно, не удобен.
Кроме того, за счет более высокого удельного импульса метан/кислородной пары (по сравнению с керосин/кислород) вторую ступень в ряде миссий предполагается возвращать на Землю и использовать повторно чего сейчас не делают.IgorKolpakov
28.06.2017 14:32Хотя, если на первую ступень нынешнего Falcon 9 поставить метановые Рапторы (пусть и уменьшенные), то это будет довольно глубокая переработка ракеты. И называться результат будет — весьма вероятно — уже не Falcon 9, а какой-нибудь Falcon 5 или 7 (в зависимости от количества двигателей). Возможно (если пофантазировать) можно будет на малом Рапторе возобновить и производство Falcon 1, которое в своё время прекратили.
В этом случае, в линейке продукции SpaceX будет полный ассортимент многоразовых ракет — от легких до сверхтяжелых… )
Sandmann-bk
28.06.2017 13:46+1Какой-то коротенький список источников.
ожидается, что использование криогенного РБ позволит увеличить выводимую «Ангарой-А5» на НОО массу с 24.5 тонны до 34-38 тонн
КВТК — именно РБ, и не повышает грузоподъёмность на НОО, но позволяет выводить полезную нагрузку большей массы на высокие орбиты. Увеличенную грузоподъёмностью на НОО имеет вариант «Ангара-А5В» с кислородно-водородной третьей ступенью с двигателями РД0150.
А5В, КВТК
Tim_23
28.06.2017 19:31Тоже «радует» такая интерпретация нагрузки на НОО с КВТК. При том, что стартовая масса РН что с КВТК, что без него почти одинаковая.
shark14
28.06.2017 20:15Почему КВТК не может использоваться для довывода на НОО с суборбитальной траектории?
Недостаточный уровень тяги?UJIb9I4AnJIbIrUH
28.06.2017 20:16Нет, я ошибся в том, что при записи забрасываемой на НОО массы обычно записывается "масса полезной нагрузки + масса разгонного блока".
Sandmann-bk
30.06.2017 17:55+1Вообще он в любом случае должен довыводить себя и полезную нагрузку на замкнутую опорную орбиту, так как их общая масса превосходит грузоподъёмность А5/А5П. Я в баллистике не очень, но для ПН большей массы тяга двигателя действительно кажется недостаточной.
UJIb9I4AnJIbIrUH
28.06.2017 20:17+2Благодарю за найденную неточность. Знал, что это сумма масс, но в итоге всё равно ошибочно написал про полезную нагрузку в 35 тонн. Исправлено!
engine9
28.06.2017 18:16+2Крутая статья. Думаю, что найдут высокоразвитую жизнь в галактике раньше чем микробную в СС, по радиоизлучению (обрывкам передач, радарному излучению) или лазерному свету.
Valerij56
30.06.2017 20:30+2Увы, для этого нужно очень большое разрешение, отделить радиопередачи от шума светила. И всё равно на таком расстоянии принять передачу (если это не сознательный сигнал в нашу сторону) почти невозможно. А поймать такой сигнал почти не реально, так как он вряд ли может быть длительным по историческим меркам.
darthmaul
28.06.2017 19:17+1Я так понимаю, за 3-й вариант голосуют фанаты Mass Effect))
UJIb9I4AnJIbIrUH
28.06.2017 20:30+2Вероятно, этот пункт выбирают сторонники той точки зрения, что какие-то окаменелости или другие следы найдут на Марсе.
Avenger911
29.06.2017 10:17Кто сказал Mass Effect?
Ну, лично я подумал именно так, как написал UJIb9I4AnJIbIrUH выше, а на такую связь не обратил внимания до вашего комментария =)
Мне кажется, хотя бы какие-то окаменелые бактерии на Марсе должны найтись.
Arxitektor
28.06.2017 20:26+1Однако, не смотря на то, что РД-0124 является самый высокоэффективный кислородно-керосиновый ЖРД в мире
Как жаль что в мире нет очень тесного сотрудничества.
Пропадают или не используются Очень хорошие разработки на которые потрачено много человеко-часов и прочих ресурсов.
Ведь объединив наработки и знания нескольких стран тот же Фалкон 9 можно еще улучшить.black_semargl
29.06.2017 03:03Увы — не всякая наработка на пользу.
Удорожание невыгодно — клиенты не купят.
migelle74
28.06.2017 21:45РД-301 в сравнении с РД-120 смотрится каким-то запредельно сложным монстром.
0serg
28.06.2017 22:46+3Простой пример: полностью водородная «Delta IV Heavy» и работающая на НДМГ/АТ лучшая подруга казахского эколога РН «Протон М» способны выводить на НОО примерно одинаковые грузы (чуть меньше 26 тонн у «Дельты» и около 23 тонн у «Протона»)
Протон-М выводит на орбиту 200 км с наклонением 51.6 градусов 21.5 — 23 тонны (без РБ / с ним).
Дельта-4H на орбиту 200 км с наклонением 28.7 (более удачное место для пуска) выводит 28.7 тонны, если внести поправку на пуск с Байконура то выйдет ~27.5 т. Это не «примерно столько же» а на 20% больше.
Но это самый неудачный для дельты расклад где набор скорости минимален. По настоящему она раскрывается при пусках на более высокие орбиты: На геопереходную GTO+1500 Протон тащит 6.3 тонны полезной нагрузки тогда как Дельта 4H — 11.5 тонн, на 80% большеUJIb9I4AnJIbIrUH
28.06.2017 22:55+2Но это самый неудачный для дельты расклад где набор скорости минимален. По настоящему она раскрывается при пусках на более высокие орбиты: На геопереходную GTO+1500 Протон тащит 6.3 тонны полезной нагрузки тогда как Дельта 4H — 11.5 тонн, на 80% больше
По сути это подтверждает тезис о том, что эффективность водород-кислородной пары раскрывается именно в вакууме. Или нет?
Плюс, по идее, у Дельты есть небольшая фора за счёт широты космодрома, которая в ГПО по идее уже гораздо существеннее, чем в НОО.0serg
28.06.2017 23:42+3По сути это подтверждает тезис о том, что эффективность водород-кислородной пары раскрывается именно в вакууме. Или нет?
Отчасти да, но там не в вакууме дело. Потеря эффективности на низкой высоте вообще связана не с водород-кислородом, а с давлением в камере сгорания и размерами сопла. Низкое давление не позволяет использовать у земли большое сопло, а без большого сопла теряется эффективность; высокое же давление у водородного двигателя развить пока сложно. Но даже на НОО вклад этого фактора невелик, а на ГПО он еще меньше. Реальная же причина почему Дельта выигрывает на высоких орбитах — в уравнении Циолковского. Чем больше необходимый набор скорости тем экспоненциально меньше полезная нагрузка, но у ракет с высоким уи нагрузка с ростом требуемого набора скорости снижается медленнее чем у ракет с низким уи ибо лишний 1 м/с скорости нужной полезной нагрузки снижает выводимую на орбиту массу в exp(-1/v) раз где v — характеристическая скорость (пропорциональная уи). У Дельты, как я понимаю, по сравнению с Протоном выше потери характеристической скорости на старте и ее преимущество частично теряется (хотя и не исчезает полностью), но на длинной дистанции оно накапливается и становится очевидно.UJIb9I4AnJIbIrUH
28.06.2017 23:48+2Ну про это и речь, УИ у двигателей на паре водород-кислород в вакууме чрезвычайно высокий, поэтому когда ракета переходит с НОО на ГСО через ГПО водородное топливо очень сильно ей в этом помогает по сравнению с "Протоновским" НДМГ в особенности при его-то УИ 320-325 секунд против 462 секунд у "Дельты".
Tim_23
29.06.2017 00:03Низкое давление не позволяет использовать у земли большое сопло, а без большого сопла теряется эффективность
Это почему? Нерасчетность у всех водородников низкая, где-то 0.2-0.4, но это за счет степени расширения. Например у RS-25, давление в камере то под 200 атмосфер, при этом нерасчетность 0.3-0.4. Что мешает сделать сопло короче(или диаметр меньше) и струю сделать не столь перерасширенной? Правла на больших высотах это сопло будет уже не столь эффективно. Я думаю, низкое давление у водородников сделано именно что под большие высоты ближе к вакууму.0serg
29.06.2017 09:23При одной и той же степени расширения давление на выходе из сопла пропорционально давлению в двигателе. Проблема с наземными пусками вынуждающее использовать короткое сопло в том что если это давление ниже атмосферного, то возникают проблемы, это ограничивает длину сопла. У двигателей с высоким давлением, очевидно, проблемы начинаются при большей степени расширения.
Что мешает сделать сопло короче
УИ у короткого сопла ниже, чем больше степень расширения — тем полнее оно преобразует тепловую энергию газа в работу
или диаметр меньше
При заданном давлении диаметр сопла напрямую определяет тягу, уменьшить его не получится.Tim_23
29.06.2017 20:56Про УИ понятно. Про тягу не совсем. Тяга определяется в первом приближении как произведение расхода на скорость истечения в выходном сечении. Расход в свою очередь определяется давлением в камере и площадью в критике(при равной Т, адиабате и прочих параметрах газа). То есть диаметр выхода не должен влиять на тягу, если при этом не меняется например скорость истечения. Хотя скорость вроде бы должна зависеть от степень расширения(с другой стороны для керосин-кислородных движков эта величина примерно одинакова, 3200-3500 м/с ). Прямо вот запутался немного.
То есть, если мы в два раза уменьшим диаметр на выходе, насколько тяга должна поменяться?0serg
29.06.2017 23:05+1Критическое сечение определяется точкой где рабочее тело разгоняется до 1 Маха, скорость там примерно постоянна, а массовый расход пропорционален плотности газа которая в свою очередь пропорциональна (статическому) давлению в этом месте, которое в свою очередь пропорционально давлению в камере сгорания с коэффициентом пропорциональности который зависит только от показателя адиабаты. Вдобавок произвольным образом это сечение ставить просто нельзя, площадь этого сечения должно быть пропорционально сечению камеры сгорания с определенным коэффициентом.
Tim_23
30.06.2017 20:39+1Я просто к тому, что есть пример, когда у двигателя при сохранении того же давления и профиля камеры сгорания увеличили тягу только за счет увеличения критики, при этом конечно нерасчетность поменялась.
Так начнешь копаться во всем многообразии взаимосвязанных параметров и понимаешь все-таки насколько сложно спроектировать конечную версию «оптимального» двигателя.
Breese
28.06.2017 22:51Никак не могу взять в толк: как Merlin — 1 при одинаковой с РД-0124 массе в 3 раза эффективнее его по тяге (76 против 29 тс) приблизительно, хотя выполнен по открытой схеме и должен по-идее на 20% уступать в тяге последнему?
darthmaul
28.06.2017 22:57+2Так эффективность — это удельный импульс, в секундах. А Мерлин не эффективнее, а мощнее, не в последнюю очередь — за счёт открытой схемы. Это как с ДВС: малолитражный турбодвигатель может весить 150 кг и выдавать 200 лс, а грузовой дизель аналогичной мощности весит 300-500 кг, зато КПД выше.
Valerij56
29.06.2017 07:45+2Разница в самом понимании термина эффективность. darthmaul вам рассказал, как понимают эффективность у нас. РД-0124 меньше тратит топлива для создания каждого ньютона тяги, а создавая Мерлин юллер помнил о том, что килограмм топлива в тысячи раз дешевле килограмма двигателя, и экономил не топливо, а зелёные бумажки. Но Мерлину нужно больше топлива, поэтому он должен быть мощнее и иметь большую тягу, в частности и для того, чтобы тащить больший запас топлива. И открытая схема позволяет проще увеличить мощность.
UJIb9I4AnJIbIrUH
29.06.2017 09:15РД-0124 меньше тратит топлива для создания каждого ньютона тяги, а создавая Мерлин юллер помнил о том, что килограмм топлива в тысячи раз дешевле килограмма двигателя, и экономил не топливо, а зелёные бумажки
По-моему эта ключевая разница произрастает из одноразовости/многоразовости. При одноразовых компонентах хочется вывести больше за один запуск, всё таки одна эффективная одноразовая ракета дешевле, чем две "старых" одноразовых. А при многоразовых агрегатах можно особенно и не стараться, по крайней мере если речь идёт о нагрузках в районе 20 тонн на НОО, а "Merlin" явно сразу изготавливался с прицелом на многократное использование.
0serg
29.06.2017 09:26одна эффективная одноразовая ракета дешевле, чем две «старых» одноразовых
Одноразовый и сравнительно малоэффективный Фэлкон в разы дешевле намного более эффективной Дельты…
А при многоразовых агрегатах можно особенно и не стараться
Да вроде как наоборот, в многоразовом пуске стоимость ракеты может быть выше, т.к. амортизируется она на много пусков.Valerij56
29.06.2017 11:13+2Одноразовый и сравнительно малоэффективный Фэлкон в разы дешевле намного более эффективной Дельты…
Имелись в виду одинаковые ракеты. Фалькон не всегда может заменить Дельту.
Да вроде как наоборот, в многоразовом пуске стоимость ракеты может быть выше, т.к. амортизируется она на много пусков.
Имелось в виду «можно особенно и не стараться над достижением высокого УИ». UJIb9I4AnJIbIrUH иногда «пишет для тех, кто понимает», упуская очевидные части фраз. В принципе, я думаю, что и вы «понимаете», но «ловите на слове». Это правильно, потому, что читают комментарии и те, кому это не понятно.
Valerij56
29.06.2017 10:48+2По-моему эта ключевая разница произрастает из одноразовости/многоразовости.
А по-моему причина ещё глубже. Разработчики РД-0124, как и разработчики РД-170 или строители Senate Launch System работают по принципу «Чего изволите?» Они отличные технические специалисты, но они не принимают сами ключевых решений даже в сфере своего бизнеса. Тем более у них нет и быть не может собственной программы, какая была у С.П. Королёва, и есть у Маска, Безоса, Лина и Эрика Галимова. Поэтому эти специалисты пытаются найти наилучшее решение задачи, которую перед ними поставили другие. При этом с конечным успехом судьба этих специалистов никак не связана. Здесь как у Райкина: «К пуговицам претензии есть?»
В отличии от них Маск и Мюллер работают на конечный результат. На это построена и система вознаграждений в SpaceX. Вероятно, имевшие при запуске SpaceX чисто номинальную зарплату Том Мюллер и Гвин Шоттвел после проведения IPO станут миллиардерами. Вот кто из наших Главных и Генеральных конструкторов имеет подобную перспективу?
а «Merlin» явно сразу изготавливался с прицелом на многократное использование.
Согласен. Я здесь недавно горячо спорил с одним товарищем. утверждавшим, что двигатель с абляционным охлаждением не мог разрабатываться как многоразовый. ;)
Vemaster
29.06.2017 09:10Ошибаешься. Открытая схема тут не причём, а вот давление в КС вкупе с её размерами — причём. Раптор имеет практически 100% соответствие размеров с Мерлином и где-то всего вдвое большую массу, но при это в три раза его мощнее, что ну никак не вписывается в твою логику.
Valerij56
29.06.2017 10:53+1Открытая схема не является причиной большей мощности, но она облегчает создание более мощных двигателей. При создании Мерлина надо было быстро создать двигатель и начать запуски, была выбрана относительно простая схема, первоначально даже с абляционным охлаждением. Для Раптора важна уже и топливная эффективность, иначе одноступенчатая ITS не сможет подняться с поверхности Марса и долететь до Земли.
BubaVV
28.06.2017 23:12Меня всегда интересовало, как решают проблему твердых продуктов сгорания у бороводородного топлива
AndrewRo
30.06.2017 15:45А какие вещества могут остаться твёрдыми при ~4000 градусов?
BubaVV
30.06.2017 22:44+2Это понятно, но где-нибудь в относительно холодных закутках конденсироваться они будут. И для меня неочевидно, насколько это допустимо
black_semargl
02.07.2017 05:27Конденсация на стенках камеры сгорания для одноразового движка скорей всего похрен, на сопле по идее не должно, а больше негде.
Tim_23
28.06.2017 23:53+2обладает рекордной тяговооружённостью
Не понимаю я этих рекордов с тяговооруженностью двигателя. Ну какую роль она играет в конечной эффективности всей РКН, доли процентов?
Поэтому каждый шаг SpaceX на пути к цели долго обсуждается и прорабатывается на предмет возможного снижения стоимости разработки
Видел на ютубе интервью бывшего работника Spacex, а ныне НАСА, который описывал стиль работы внутри Спейск Икс. Ну скажем так, стиль принятие решения довольно рисковый(типа 50/50), но позволяющий быстро внедрять разработки, в отличии от той же НАСА, где как раз все очень долго и нудно обсуждается и 1000 раз перепроверяется.
Схема ракетного двигателя с полной газификацией. Данная архитектура позволяет существенно повысить надёжность (к примеру, за счёт снижения количества необходимых насосов и трубопроводов)
Я все-таки не понял из схемы каким образом он проще и надежнее. Турбины и газогенератора — два, в отличие от классических закрытых движков типа РД171. То есть к проблеме окислительного газа, на двигателе полного цикла еще добавляется проблема синхронизации турбин.
И еще вопрос: я правильно понял, что в камеру сгорания в данном ДУ приходят уже газообразные окислитель и горючее? Есть примерные данные о температурах компонентов при их впрыске? Повышает ли это значительно давние в камере из-за того, что компоненты горячие и газообразные?UJIb9I4AnJIbIrUH
29.06.2017 00:04По тяговооружённости — изначально в черновике было пояснение про то, что это не очень важная характеристика. Но потом я прикинул и решил, что если речь идёт о двигателе не первой ступени, то об этом уже есть некий смысл говорить. Но в целом Вы, безусловно, правы, этот показатель гораздо важнее для ПВРД какого-нибудь современного истребителя.
По подходу "7 раз отмерь — 1 раз отрежь" — это скорее было противопоставление системе времён Холодной войны, когда на свет появлялись самолёты с ядерными реакторами, несколько КБ/корпораций создавали свои проекты ракет под одну задачу и непонятно кому нужные ракетные двигатели на фторе.
По тому, что происходит в камере — есть данные, что давление в ней будет выше 30 МПа, англоязычные авторы очень любят противопоставлять эту цифру ~25 МПа РД-191, по температуре я цифр не нашёл. По пульсациям — аналогичная (не совсем, конечно) проблема давно была решена в Шаттлах, а с тех пор уже 40 лет прошло. По простоте устройства — надо поискать. Статья писалась долго.
UJIb9I4AnJIbIrUH
29.06.2017 00:19+1По компонентам: да, они должны поступать в газообразном виде из обоих газогенераторов. Пишут, что это позволит снизить давление в насосных системах, что увеличивает их срок службы (особенно важно при многоразовом использовании), а также само по себе более безопасно в принципе.
ShabanovYT
29.06.2017 01:00-2Хотя не являюсь специалистом по двигателям, должен отметить, что некоторые вещи вызывают у меня недоумение.
Например, для того, чтобы уменьшить амплитуду колебаний в камере сгорания необходимо, чтобы давление на форсунках существенно превышало давление в камере. Компоненты топлива имеют большую скорость на выходе из форсунок и возникает проблема с их перемешиванием. Я знаю как ее решить и решение очевидно. Однако не применяется почему-то.
Другой момент — когда смотришь на конструкцию жидкостного двигателя, берет оторопь. Казалось бы, все должно быть как можно проще и надежней. Но нет, конструкторы извращаются по полной программе. В самом деле — денег на космос никто не считал, чем круче они сделаю, тем больше им будет почета и уважения.
Есть отличные сопла для твердотопливных двигателей. Они чуть тяжелее, да и у вояк свои представления о том. как все надо делать.
п.с. Раз уж нарисовали Сатурн-5, нужно было тогда и «Энтерпрайс» нарисовать, что-ли.Eklykti
29.06.2017 01:08+2и решение очевидно. Однако не применяется почему-то
Значит, у вашего очевидного решения есть неочевидные проблемы, а у способов, применяющихся настоящими разработчиками двигателей, таких проблем нет.
GerrAlt
29.06.2017 11:39-2Вообще SpaceX знаменита своим продуманным подходом в вопросах расхода средств, на то она и частная компания, а не жирная неповоротливая государственная структура-монополист у государственной же кормушки.
Не понял зачем сдабривать интересную статью с занимательными техническими подробностями дурно пахнущей политотой.ClearAirTurbulence
29.06.2017 12:17+3Какой политотой? «У кого чего болит, тот о том и говорит».
То, что вы, судя по всему, (вполне обоснованно) приняли это высказывание на счёт <Рос\Глав\подставить_свой_префикс>космоса, не означает, что оно так задумано. Это высказывание можно применить к любому госзаказу, просто в одной известной нам стране — в большей степени, а в другой — в несколько меньшей.GerrAlt
30.06.2017 13:54-1Возможно вы правы и у меня просто «болит», но:
1) «государственная структура-монополист» — могу ошибаться, но в статье идет сравнение концепций двигателей вполне конкретных стран, и монополистом в космической сфере можно назвать структуру только одной из них
2) опять же в силу сравнения концепций, применяемых в конкретных 2-х странах, и формата противопоставления, использованного в приведенном абзаце («на то она и… а не ...») складывается ощущение (у меня) что критика именно в адрес структуры второй страны-участницы сравнения
erlioniel
30.06.2017 14:251) Не совсем так, в Америке гос-заказы тоже достаточно сильно монополизированы, поэтому Спейс Икс рассматривают зачастую имеено в сравнении с американскими компаниями
2) Это статья о двигателях, а советская школа РД все же во многом более успешная, чем американская. Поэтому сравнение с бесконечными РД-… уместно в том плане, что это одни из лучших (если не лучшие) ракетные двигатели которые разработаны человечеством
Valerij56
30.06.2017 15:03+31) У вас, действительно «болит», и очень сильно. Понимаю, но «политоту», в данном случае, в дискуссию занесли вы.
2) Изначально и в Союзе, и в Штатах, космонавтика развивалась по мобилизационному сценарию, использовались все ресурсы крупнейших стран.
3) В Штатах после катастрофы Челенджера была объявлена программа EELV, в результате которой, для прекращения внутренней конкуренции, было, на основании специального закона, создано ULA, совместное предприятие Боинга и Локхид, получившее монополию на запуски в интересах национальной безопасности. Так что монополии с боих сторон океана во весь рост.
4) Необходимо понимать, что Spacex не мог состояться, если бы в Штатах не было частной собствености, фондового рынка, развитой системы венчурного финансирования и многого другого, что вы немедленно обзовёте «политотой». Однако факт остаётся фактом — без всего комплекса буржуазных политических свобод и социальных институтов появление SpaceX было бы невозможно.
5) И, чтобы два раза не вставать, двигатели РД очень хороши. Но создавались они под флагом топливной эффективности, поэтому они очень дорогие в разработке и производстве. Никто никогда не ставил перед инженерами задачи обеспечить их экономическую эффективность по мировым ценам в условиях конвертируемого рубля. В этом отношении есть один замечательный факт: в ТЗ на ракетный комплекс Ангара отсутствует требование обеспечения её кономической эффективности…
6) Твердотопливные двигатели намного проще жидкостных. Но хуже по экономичеческой эффективности это беда. Их повторное использование стоит практически так же, как изготовление с нуля. Поэтому планировалось заменить их продвинутыми крылатыми многоразовыми жидкостными бустерами. От затеи отказались, когда, после катастрофы Челенджера и критического анализа программы Шаттлов стало понятно, что большого числа (до пятидесяти в год) запусков Шаттлов не будет.
UJIb9I4AnJIbIrUH
29.06.2017 12:18А это не только и не столько про Роскосмос (хотя и про него тоже), сколько про конкурирующие со SpaceX компании Boeing, Lockheed и им подобные, про это недавно как раз недавно была отличная статья (https://geektimes.ru/post/290161/)
Видимо, нужно было чётче выражаться, сейчас поправлю.
Saturn_V
29.06.2017 19:22+2Не смотря на то, что водород показывает отличные удельные импульсы в вакууме пара LH2/LOX не обладает аналогичными высокими показателями на уровне моря.
В формуле Циолковского фигурирует именно вакуумный удельный импульс. Разница между вакуумным и земным УИ приводит к потерям на противодавление, которые, как правило, не превышают 200-250 м/с. Эти потери учитываются в общей характеристической скорости, необходимой для выхода на НОО (9000-9400 м/с).
удельный импульс водородного маршевого двигателя первой ступени РН «Delta IV» RS-68A на уровне моря составляет 360 секунд, что менее чем на 12% превосходит аналогичный показатель для керосинового РД-180 — 311,3 секунды
Можно отметить, что не смотря на примерно одинаковые показатели выводимой на НОО нагрузки у РН «Протон М» (23 тонны) и «Delta IV Heavy» (26 тонн) и почти равные стартовые массы (705 тонн у «Протон М» и 723 тонны у «Delta IV Heavy») использование топливной пары LH2/LOX на «Дельте» приводит к тому, что «Протон М» кажется лилипутом по сравнению с американским летающим водородным монстром.
К вышесказанному добавлю, что:
Дельта-4 – это «особый» случай, имеется ряд специфических особенностей.
1)Низкий УИ RS-68.
2)Крайне низкая тяговооруженность обеих ступеней (следствие оптимизации по критерию «максимум ПГ при заданной тяге ДУ ступеней»), что обуславливает довольно высокие гравитационные потери ХС. Кроме того, при таком подходе к проектированию, масса топлива перераспределяется, в основном, в пользу ступени с бОльшей тяговооруженностью, а не с бОльшим УИ (как при оптимизации по мюПГ).
Но, зато, применение водорода дало возможность применить сравнительно простую конструкцию
© Дмитрий В., разработчик Энергии.
Наконец, пара LH2/LOX имеет катастрофически низкую плотность по сравнению с тем же керосином: 0.29 г/см^3 для LH2/LOX против 1.03 г/см^3 для RP-1/LOX, то есть она более чем в три раза меньше!
Плотность пары ЖК/ЖВ от 280 кг/м^3 до 330 кг/м^3 (при охлаждении компонентов до шугообразности)
Безусловно, более высокий удельный импульс позволяет использовать меньше топлива и окислителя в случае LH2/LOX, но он не настолько велик, поэтому использование LH2/LOX неизбежно приводит к весьма значительному увеличению объёмов топливных баков. В случае же ITS LV это бы означало переход от и без того гигантских размеров к совершенно невообразимым.
Нормальная водородная РН имеет массовую долю полезной нагрузки на НОО около 8%, а при использовании композитов и напряженных двигателей (в лучших традициях SpaceX) до 9%. У одноразового ITS'a это значение равно 5.2%. Но это только на НОО. На траекторию к Марсу водородный РБ отправит на 21% больше полезной нагрузки, чем метановый РБ.
Преимущество водорода = 9*1.21/5.2 = 2.1 раза. Т.е. водородная РН будет более чем в 2 раза легче метановой РН аналогичной грузоподъёмности. По габаритам: плотность ЖК/ЖВ = 330 кг/м^3, ЖК/ЖМ = 820 кг/м^3.
Разница = 820/(330*2.1) = 18,3%. Всего лишь 18%! Зато это позволило бы значительно упростить стартовый комплекс (за счет меньшей массы РН) и уменьшить стоимость ДУ РН (т.к. требуется намного меньше тяги)
Про дозаправки: по планам SpaceX требуется 5 танкеров. Соотношение О/Г для пары ЖК/ЖВ = 6. Т.е. На пяти танкерах привозим жидкий кислород (с его хранением проблем не будет), на шестом танкере привозим жидкий водород, заправляемся и тут же стартуем к Марсу. Посадку на Марс можно осуществлять хоть на метане, хоть на НДМГ/АТ.
Пара CH4/LOX характеризуется достаточно высокой плотностью, составляющей 0.82 г/см^3 (напомню, у LH2/LOX это 0.23 г/см^3, у RP-1/LOX это 1.03 г/см^3).
Плотность LH2/LOX равна 0.33 г/см^3.
Наконец, метан — доступное и дешёвое топливо.
Доля стоимости топлива в стоимости запуска РН — менее 1%.
Tim_23
29.06.2017 20:01+1Преимущество водорода = 9*1.21/5.2 = 2.1 раза. Т.е. водородная РН будет более чем в 2 раза легче метановой РН аналогичной грузоподъёмности.
Это точно? А если сЖК ии НДМГ сравнивать?
Зато это позволило бы значительно упростить стартовый комплекс (за счет меньшей массы РН)
Для такой монструозной ракеты упрощать уже нечего. Да и простота комплекса на водородных технологиях сомнительна. Вес в данном случае особой роли не играет, какой зададут, такой старт и сделают.Saturn_V
29.06.2017 21:25Это точно? А если сЖК ии НДМГ сравнивать?
Можете посчитать по формуле Циолковского, если сомневаетесь. Массовое совершенство водородных ступеней принято равным 10, метановых — 20. УИ водородных двигателей принят равным 470 сек, метановых — 382 сек.
Для такой монструозной ракеты упрощать уже нечего. Да и простота комплекса на водородных технологиях сомнительна. Вес в данном случае особой роли не играет, какой зададут, такой старт и сделают.
Сравним стартовый комплекс Сатурна-1Б
И Шаттла:
Башню обслуживания в сравнение не берём, т.к. Шаттл пилотируемый, а Сатурн (со стартового комплекса LC-37B) нет. Смотрим на газоотводный канал. Думаю, разница очевидна.
Кстати, стоимость стартового стола для Ангары оценили в $1 млрд. И это для РН средне-тяжёлого класса, а у нас тут обсуждается супер-гипертяж.
Valerij56
29.06.2017 22:07+2Сравним стартовый комплекс Сатурна-1Б И Шаттла:
Вы уверены, что Сатурн-1В выводит на НОО сто с лишним тонн? Сравнивать хорошо ракеты одного класса.Saturn_V
29.06.2017 22:56В данному случае я лишь показал простоту стартового стола ракеты с меньшей массой по сравнению с ракетой большей массы.
Tim_23
29.06.2017 22:14+3Сравнение Сатурн-1Б и Шаттл некорректное. Габариты газохода и старта в основе определяются тягой ракеты, ее поперечными габаритами, двигателями, геологической обстановкой местности(глубина копания) и способом транспортировки. Старт на котором стоит Шаттл, пришел от Сатурна 5(не сравнима с шаттлом по габаритам), и будет ещё использоваться для СЛС(кстати ее башня один в один как у С-5, хотя тут водород, а там керосин). Для шаттла могли сделать аналогичную "табуретку", но тогда встаёт проблема его установки на старт с помощью транспортера. Плюс к шаттлу, как к водородному носителю идет куча коммуникаций с учетом посадки экипажа. Поэтому вес ракеты здесь не имеет прямого влияния. В конце концов упрочняют стартовые конструкции. На Ангаре как раз решали эту проблему, но там не ракета, а башня создавала проблемы и сооружение в целом. Кстати, старт у Ангары на Плесецке — это бывший Зенит, хотя ракеты разного класса.
1млрд сам стол никогда не стоил. Уменьшите эту цифру раз в 50-100 минимум(даже по старому курсу)
UJIb9I4AnJIbIrUH
29.06.2017 22:12Преимущество водорода = 91.21/5.2 = 2.1 раза. Т.е. водородная РН будет более чем в 2 раза легче метановой РН аналогичной грузоподъёмности. По габаритам: плотность ЖК/ЖВ = 330 кг/м^3, ЖК/ЖМ = 820 кг/м^3.
Разница = 820/(3302.1) = 18,3%. Всего лишь 18%!А почему тогда этой разницы в массе или хотя бы близкой ей нет в случае с "Delta IV Heavy" и "Протон М"? А ведь НДМГ/АТ по сравнению с парой метан/кислород имеет УИ ещё меньший. Или я что-то не понял в Ваших рассуждениях?
UJIb9I4AnJIbIrUH
29.06.2017 22:19А, я понял, речь идёт о грузоподъёмности не на НОО, а хотя бы на ГСО, а лучше к Марсу. Ну на то водород/кислородную пару и любят использовать на ваккумных частях траектории. Рассуждения в статье по поводу размеров были в основном касательно первой ступени, а по второй было сказано, что это может быть опасно для многоразового использования + был бы сложный стартовый стол, если первая ступень была бы не на водороде. Возможно, Вы правы в том, что сложность стола не так уж важна, но к слову и многоразовый ITS не так уж и дорог в расчёте на один запуск.
Valerij56
29.06.2017 22:45+2Проблема в том, что после посадки водородной ITS на Марс ей потребуется полугодовое обслуживание с помощью оборудования, которое осталось на Земле. И тысячи человек в придачу. Метан позволяет значительно повысить надёжность и облегчить межполётное обслуживание, так как нет наводораживания и экстремальной криогеники.
Нет чрезмерной сложности в повышении стартовой массы. Не стоит на снове стоимости создания стартового комплекса Ангары говорить о стоимости СК для ITS. Создание космодрома в Бока Чико оценивается в 60-80 миллионов долларов, плюс пятнадцать потратят местные власти на дорогу.
На траекторию к Марсу водородный РБ отправит на 21% больше полезной нагрузки, чем метановый РБ.
Это с парковочной орбиты на НОО или прямо с поверхности Земли?
Посадку на Марс можно осуществлять хоть на метане, хоть на НДМГ/АТ.
А вы случайно не забыли добавить в ваш расчёт баланса массы массу посадочной ДУ с топливом для неё?
Про дозаправки: по планам SpaceX требуется 5 танкеров.
Да, но это при заправке метаном. Прикиньте размеры танкера, который доставит водород, и его массовое совершенство. Не забудьте про посадочную ДУ и топливо для неё в отправляемом к Марсу ITS. Вы по прежнему уверены, что вам хватит одного танкера для заправки водородом?
ITS на метане обладает ещё одним интересным свойством — универсальностью. При желании на базе танкера можно создать своего рода «буксир-толкач», предварительную многоразовую ступень, которая будет разгонять ITS почти до второй космической скорости, а потом возвращаться на Землю. Это позволит, например, использовать ITS и для освоения Луны, где нечем заправляться, и топливо надо везти с собой и потом хранить на орбите возле Луны. А заправлять «буксир-толкач» можно до взлёта ITS, пусть подождёт на орбите.
А вот для лунных многоразовых лендеров лучше всего именно водород. Его можно привезти с собой, а на поверхности заправиться лунным кислородом.Eklykti
29.06.2017 23:18+1Для Луны, возможно, и есть смысл заморачиваться с водородом, выгрузив водородный посадочный модуль из грузового отсека метановой ITS, которая останется на орбите. Потому что на поверхности Луны добывать метан не получится, а кислород с водородом — вполне возможно. Для Марса — нет, это излишнее усложнение и удорожание конструкции, не оправдывающее увеличение циферок УИ.
Saturn_V
29.06.2017 23:27Это с парковочной орбиты на НОО или прямо с поверхности Земли?
С НОО. Потребная dV перехода принята равной 3800 м/с. При большей dV выигрыш водорода будет выше.
А вы случайно не забыли добавить в ваш расчёт баланса массы массу посадочной ДУ с топливом для неё?
Масса посадочной ДУ составит около 3 тонн (тяговооруженность принята равной 150). Фигня по сравнению с 450 тоннами ТМК. Масса топлива для посадки уже учтена в массе ITS.
Прикиньте размеры танкера, который доставит водород
Таких-же размеры, как и у водородного ITS. Массовое совершенство водородного топливного отсека — около 8.
Eklykti
29.06.2017 23:35Таких-же размеры, как и у водородного ITS.
А как будет выглядеть аэродинамика водородного пепелаца требуемых размеров и количество необходимой теплозащиты и силовых переборок для того, чтобы он не развалился при входе в атмосферу?
Saturn_V
30.06.2017 00:26+1Масса теплозащиты зависит от массы КА, а не от его размеров. Поэтому массовая доля теплозащиты Шаттла примерно соответствует массовой доле теплозащиты СА Союза.
Переход на водород позволит снизить нагрузку на крыло, и как следствие — понизить перегрузку при входе в атмосферу.UJIb9I4AnJIbIrUH
30.06.2017 00:59Ну у спускаемого аппарата в случае с ITS вроде как особо крыльев нет. А про то, что удастся снизить нагрузку, тут, возможно, ещё нужно посчитать. Не исключено, что гипотетические "водородные" крылья будут иметь бОльшую площадь и нагрузка таки вырастет.
Saturn_V
30.06.2017 08:58Не возрастёт. Плотность топливной пары уменьшилась с 820 кг/м3 до 330 кг/м3. Нагрузка упадёт.
Простой пример: у вас есть бутылка с водой и такая-же пустая бутылка. Какая из них будет лучше замедляться в атмосфере?UJIb9I4AnJIbIrUH
30.06.2017 10:39Про именно нагрузки на крыло не уверен, так как крылья могут стать больше из-за низкой плотности. Ну да у него нет крыльев, так что ладно.
А по поводу примера с бутылкой — тут тоже есть две стороны медали. По идее при торможении есть два типа опасного воздействия на элементы конструкции: перегрев и перегрузка. Для двух объектов с одинаковой геометрией и при одинаковых скоростях вхождения в атмосферу температура будет зависеть от продолжительности торможения и тут выигрывает спускаемый аппарат класса "пустая бутылка", зато перегрузка при уменьшении массы спускаемого аппарата растёт. И вот тут "пустая бутылка" (как предельный случай) не имеет шансов выжить, так как её торможение будет очень и очень быстрым. Плюс добавляем сюда вполне вероятное увеличение эффективной площади сечения спускаемого аппарата, что также увеличивает скорость торможения, а также увеличение объёма, а больший по объёму объект сложнее сделать прочным. В общем тут тоже есть свои подводные камни. Хотя в Ваших словах, безусловно, есть понятная и верная логика.Valerij56
30.06.2017 10:54+1Илья, в рамках своих представлений Saturn_V прав. Он не учел, прежде всего, при расчёте массового совершенства наличия внешней, высокотемпературной, теплозащиты на наружной поверхности ITS и массового совершенства бака для жидкого водорода, способного служить столько времени в условиях регулярных межпланетных рейсов. Плюс необходимость сложного предполётного обслуживания водородной ITS «на том конце».
Этого вполне достаточно — эти причины и заставили Маска с Мюллером отказаться от водородной концепции раптора.UJIb9I4AnJIbIrUH
30.06.2017 11:09Ну это я изначально написал в статье, поэтому в эту тему не стал ещё раз углубляться. Спасибо за пояснение!
Valerij56
30.06.2017 03:32+1Масса теплозащиты зависит, прежде всего, от качества теплозащиты. Вы уверены, что теплозащита Союза обладает таким же качеством (например, плотностью, удельным весом, или теплопроводностью) как теплозащитные плитки Шаттла? Я очень мягко говоря, очень сомневаюь.
Saturn_V
30.06.2017 09:03В любом случае масса теплозащиты зависит от массы КА, а не от его размеров.
Valerij56
30.06.2017 10:37+1Ну, это наружная теплозащита. А вот масса теплозащиты топливных баков будет очень сильно зависеть от температуры топлива, и здесь у водорода всё очень плохо. Не забудьте, что, в отличии, например, от топливного бака Шаттлов. А у тех постоянно возникали проблемы с трещинами не только теплозашиты но и оболочки и набора. Но там было проще, одноразовый бак имел с наружи теплоизоляцию из пены, её можно было «подлечить» прямо перед запуском, даже не снимая Шаттл со стартового комплекса. Топливный бак ITS должен быть многоразовым, иметь снаружи слой теплозащиты от высокой температуры при входе в атмосферу (поэтому все ваши расчёты массового совершенства пошли коту под хвост), выдерживать несколько полётов и при этом не нуждаться в сложном и длительном контроле…
На сегодня нет необходимости ходить по всем этим граблям.
Valerij56
30.06.2017 03:41+1Только надо учесть, что каждый силовой элемент водородного бака — это ещё один потенциальный тепловой мостик, и элемент, дефектоскопию которого на Марсе вам надо будет провести, не разрушая теплозащиты и её вакуумного контура. Достаточно одной микротрещины во «внутреннем сосуде» водородного толивного бака — и вакуума у вас уже нет. Ещё одна микротрещина во внешнем контуре — и вы не соберёте и не сохраните водород. А при температуре жидкого водорода и в постоянном многолетнем контакте с ним микротрещины у вас будут появляться постоянно.
Saturn_V
30.06.2017 09:09Как-бы у нас тут разговор начинался с габаритов РН для отправки определённой ПН к Марсу, а вы мне тут про дефектоскопию втираете.
Valerij56
30.06.2017 10:12Чем больше габариты — тем большую площадь вам придётся проверять перед каждым запуском (в том числе и обратным запуском с Марса на Землю) дефектоскопом, тем больше места для микротрещин. И рентгеноскопия вам здесь не поможет найти микротрещины, придётся опползать всю полость баков, и всё равно не поможет — ещё и трубопроводы в добавок…
Valerij56
30.06.2017 03:27+1Масса посадочной ДУ составит около 3 тонн (тяговооруженность принята равной 150). Фигня по сравнению с 450 тоннами ТМК. Масса топлива для посадки уже учтена в массе ITS.
Простите, в данном случае вы предлагаете водородный вариант ITS спосадочной ДУ на метане или НДМГ/АТ. В то, что можно сделать ДУ необходмой тяги массой три тонны я могу поверить, о том, что ДУ это не только двигатель — пока замнём. Но где учтена необходимая масса топлива для такой ДУ на водородной ITS? И что стало с массовым совершенством вашей ITS, когда вы включили в её массу эту ДУ и её топливо? Или вы массу посадочного топлива учли в качестве полезного груза?
На самом деле одно повышение надёжности метановой системы и относительная простота её межполётного обслуживания полностью перечёркивают все шансы водородного варианта, для межполётного обслуживания которого необходима развитая аэрокосмическая индустрия в месте назначения. Вы просто не соберёте и не сохраните необходимое количество водорода в течении двух лет, он уйдёт у вас через микротрещины, которые вы не найдёте и не сможете заделать. Риск, возможно, приемлемый для разовой экспедиции посещения (когда корабль с запасом водорода летит раньше пилотируемого корабля и его надёжность можно проверить по отсутствию утечки), но абсолютно неприемлемый для многоразового транспортного средства, предназначенного для основания колонии и нескольких коммерческих рейсов в течении срока службы. Стоимость межполётного обслуживания, даже на Земле, где будут все необходимые условия для проверки убивает всякий смысл.Saturn_V
30.06.2017 09:17+1Метановой ITS для посадки требуется около 100 тонн топлива, водородной — около 70, на НДМГ/АТ — около 120. Разница невелика. Против метана ничего не имею.
Valerij56
30.06.2017 10:22+1Вот видите, таким образом при использовании метана в посадочной ДУ на водородном варианте ITS добавилось около тридцати трёх тонн к конечной массе в формуле Циолковского. Сколько ещё надо дбавить водорода и кислорода, чтобы отправить эти тонны к Марсу? Что там у нас с массовым совершенством конструции в связи с этими добавками?
Но и после этого всё равно водородный вариант ITS бесперспективен. На нынешнем уровне технологий не возможно обеспечить длительный срок эксплуатации такой системы без длительного, сложного и дорогого, невозможного на Марсе, межполётного обслуживания.
Fenyx_dml
29.06.2017 22:31-2Вроде вдумчивая, подробная статья, но автор какие-то странные ляпы пишет.
«Керосин может потерять свойства при полете». Серьезно? Это какие? И он их потеряет быстрее чем испарится жидкий водород и кислород? Речь о параллельной вселенной?
«Двигатель с полной газификацией проще..» Будь я полным нулем в ракетной технике, я и то бы на схемах заметил, что два газогенератора+ две турбины это в два раза сложнее чем один газогенератор и одна турбина.
«и меньше кавитация» Это каким боком, когда турбонасосы точно такие же — точно так же забирают холодные компоненты и так же давят их в газогенератор и/или в камеру сгорания?!
И это жонглирование словечками «самый эффективный»! Если оценивать «эффект» как шумиху в прессе, то да, несомненно он самый эффектный из всех! В остальном — ничего выдающегося. А раптор вообще только в обещаниях и картинках существует. Что там реально выйдет не известно еще. Красивые циферки в таблицах и я умею рисовать. Думаю что как всё у этого торговца бэушными аккумуляторами когда-то закончится. Уж скорее я стану свидетелем Иеговы чем он запустит пилотируемую миссию на Марс. Думаю этой цели у него и нет. Это ж как всегда- красивые презенташки чтобы выбить деньги с доверчивых инвесторов. Всё ограничится коммерческим выведением в ближний космос, а там или падишах сдохнет или Маск… Но инвесторы они такие — одна неожиданно неприятная новость и все инвесторы и их денежки тю-тю…Eklykti
29.06.2017 23:20+4Всё ограничится коммерческим выведением в ближний космос
Ракеты Маска уже выводили полезную нагрузку за пределы коммерческого ближнего космоса, и будут выводить ещё, потому что это дешевле, чем на Атласе, даже несмотря на все преимущества водородного Центавра.
GlassEagle
05.07.2017 15:16+1Размеры ракеты Р-7 на картинке из «Энцилопедия Британника» заставляют вспомнить сакраментальную фразу «Я плакалъ».
Длина боковых «морковок» в реальности — 19,8 м, а на картинке — дай бог, чтоб 15 было. Блок А в реале — за 26 метров будет, у британники — похоже, и за 22 не вылазит. Соответственно, и диаметры похудели.
В показанной конфигурации длина всей ракеты должна приближаться к 40 метрам, а такая длина, как на картинке, была у носителя, выведшего спутник ПС-1 (а та ракета была, как известно, без 3-ей ступени).
Позор британнике!
slav1k
05.07.2017 19:27+2А что мешало использовать метан раньше? Притом, что тогда перепробовали массу куда более экзотичных вариантов топлив и окислителей? Не могли не рассмотреть и вариант с метаном.
Valerij56
06.07.2017 00:14+2Метан давно рассматривали как очень перспективное, прежде всего, для многоразовых систем, топливо. Это было подтверждено проводившимися в начале нулевых в КБХА сравнительными исследованиями разных топливных пар, как раз в отношении использования их в многоразовых системах. Так как исследование было проведено за деньги ЕКА, то его результаты были опубликованы. Есть очень серьёзные основания предполагать, что как раз ознакомившись с этими исследованиями Мюллер убедил Маска отказаться от первоначальной, водородной версии Раптора.
Почему его не использовали раньше? Во первых, для военных метан — совершенно новое, неудобное и криогенное топливо. При этом у военных есть привычный им керосин. Для их задач им нужно долгохранимое или твёрдое топливо.
Во вторых, при мобилизационном развитии об экономической эффективности забывают. Гонятся за топливной эффективностью, секундами УИ.
В третьих, одноразовая религия, поразившая, прежде всего, наших ракетчиков. Они просто не верят, что, при снижении стоимости доступа на орбиту увеличится трафик и возникнут новые рынки. В прочем, это не удивительно, их всю жизнь учили исполнять приказы.
Трудно после этого проявлять инициативу. И невозможно поверить, что кому-то это может быть интересно.
black_semargl
07.07.2017 11:21+1Перепробовали-то всё, но ничего так в дело и не пошло.
Скорей, не было серьёзной мотивации менять уже освоенный керосин на метан — для одноразовых особой разницы нет.
Hayate
Пессимисты распространяют слухи, что текущий раптор проходивший испытания это мерлин в который залили метан. И ссылаются на чей-то диплом в рамках которого отработавший на стендах керосиновый движок заправляли метаном и он даже работал.
darthmaul
В качестве большой горелки можно что угодно использовать, лишь бы сопло было. Вот только из-за такого обмана может банкротится вся SpaceX, не думаю что Маск настолько дурак.
Hayate
Ну это не прям обман обманом, это подогрев интереса. Типа Маск говорит что уменьшенный раптор уже готов, нормальный будет через полтора года, а на самом деле большой конечно будет, но через четыре года.
Valerij56
Во первых, уже «уменьшенный Раптор» вполне себе Раптор — на него есть заказ от военных, которые хотят видеть с ним верхнюю ступень (прежде всего для Фалькона Хэви). Во вторых, даже с учётом «через четыре года» темпы разработки двигателя в SpaceX впечатляют.
На самом деле, ИМХО, всё будет проще. Как известно, Мерлин — не двигатель, это семейство двигателей, от относительно простого Мерлина-1А с абляционным охлаждением до современного, работающего на переохлажднных компонентах Мерлина-1Д. Вероятно, и с Раптором будет также. Предполагаю, что его первые итерации будут иметь относительно скромные параметры, которые потом будут улучшаться.