SpaceX Raptor. Сравнение известных конструктивных отличий от Merlin

[jr0.livejournal.com]

1. Raptor питается переохлаждёнными значительно ниже температуры их кипения жидкими метаном (LCH4) и кислородом (LO2). Эту пару компонентов ракетного топлива часто обозначают LO2/LCH4. В ЖРД Merlin использован охлаждённый до −7°C керосин RP-1 и переохлаждённый до −207°C кислород — LO2/RP-1.

Преимущества жидкого метана, в сравнении с керосином в ЖРД:

1. Молекулярная масса продуктов горения намного меньше, чем керосина, много легчайшего водорода. Это увеличивает скорость их истечения из сопла, а значит и полезную работу массы топлива. Мера скорости истечения массы — удельный импульс двигателя (УИ).


2. Меньшее содержание углерода уменьшает нагар (отложившуюся сажу) в местах горения.


3. Температура кипения (−162°C) и кислорода (−183°C) близки, что позволяет хранить их рядом без существенной теплозащиты, а керосин может замёрзнуть.


4. Лучше охлаждает горячие части двигателя.


5. Меньше смачивает топливную систему, менее вязкий, а потому полнее расходуется, не оставляет загрязнений.


6. Меньшая вязкость и переохлаждение снижают опасность кавитации в топливной системе.


7. Легко испарить и так использовать для горения, смешивая газы — метан и кислород, а не капли керосина.


8. Горящая смесь газов создаёт меньше биений процесса горения.


9. Существенно дешевле керосина нужной чистоты, что однако почти не сказывается пока на стоимости полётов.


10. Наконец, метан и кислород можно получить вне Земли, с помощью электроустановки из углекислоты и воды на месте, что имеет очевидную важность для межпланетных перелётов.

Недостатки:

1. Больший размер и масса баков из-за почти вдвое меньшей плотности жидкого метана.


2. Больший потребный объём перекачки, размер и мощность насоса.


3. Испаряется при хранении и даже несколько ядовит. Надо охлаждать, чтобы хранить. Опасно использовать без вентиляции.


4. Наконец, ракет на метане пока нет, а применение керосина проработано.

2. Для Raptor использована замкнутая схема для турбонасосов (ТНА), в которой продукты сгорания для привода турбины насосов попадают в общее сопло ЖРД.

В Merlin выхлоп привода насоса используется для наружного охлаждения сопла, что ведёт к потере вклада этой части топлива в тягу, быстрому росту расхода топлива при увеличении мощности насоса. В Raptor же охлаждение сопла совершает полезную работу — испарение топлива.

Недостаток замкнутой схемы в большей стоимости разработки и доводки такого ЖРД, его большей сложности и стоимости производства. Тем не менее, она применяется на большинстве советских ЖРД и нескольких двигателях, уже применённых в США и Японии.

3. Для Raptor использована так называемая полная газификация топлива до турбин турбонасосов (ТНА). Такой приём называют ещё «полнопоточный привод» насосов или система «газ-газ».

Пока такое решение — удел стендов и исследований. Например, во многом уникальный, но стендовый РД-270 или конкурсная программа «Integrated Powerhead Demonstrator (IPD)» ВВС США и NASA, начавшаяся в 1998 году и сведения о которой заканчиваются в 2013 году. Raptor не первый ЖРД такого облика на стенде, но вероятно станет первым полетевшим. Любопытно, что в программе IPD пыталась принять участие и фирма TRW, в которой главным конструктором отдела ЖРД работал Том Мюллер. В SpaceX он перейдёт в 2002 году.

Для Merlin же он использовал двухпоточный насос с единым приводом на жидких компонентах топлива. Решение, характерное для другой его работы в TRW — ЖРД LPCE, испытанного им на стенде с разными топливными парами кислороду, включая водород и метан.

Суть полной газификации в том, что, пройдя свой насос (по числу компонент — два ТНА), каждый жидкий компонент топлива испаряется в теплообменниках и попадает в камеры сгорания приводов насосов газообразным, где, чтобы дать энергию приводящую насосы, добавляется небольшое количество другого компонента сгорающего перед турбинами. После турбины компоненты и небольшое количество выхлопных газов попадают в единую камеру сгорания ЖРД двумя потоками.

Полная газификация, в сравнении частичным сгоранием в газогенераторах замкнутой схемы, применённой во многих советских и некоторых американских и японских двигателях, имеет ряд преимуществ:

1. Безопасное разделение компонент до камеры сгорания ЖРД.


2. Мощное охлаждение перед турбиной полным потоком компонента.


3. Возможность менять соотношение производительности обоих насосов сложной системой управления.


4. Уменьшение взаимовлияния потоков компонент через единый привод насоса, включая с трудом устранимое высокочастотное.


5. Сжигание газов в приводе насосов относительно проще, чем капель жидкости.


6. Независимая система управления насосами улучшает управление тягой и соотношением компонент для меняющихся обстоятельств.


7. Мощность насоса не связана с прямыми потерями, а потому возможно увеличение давления, которое ведёт, прежде всего, к росту тяги без увеличения двигателя и связанных с ним конструкций ракеты.


8. Устранение кавитации после насоса, где компоненты ещё жидкие.

Преодолению кавитации в насосе способствует переохлаждение компонент, применённое для Raptor. Некоторые из перечисленных достоинств сказываются и далее в камере сгорания двигателя.

Есть, конечно, и недостатки. Главные:

1. Дороговизна отработки и изготовления сложной системы управления подачей компонент.


2. Дороговизна отработки и изготовления горячей части ТНА кислорода (камера сгорания и турбина), где на неё воздействует кислород и продукты горения («кислый газ») при очень высоком давлении;


3. Возможность появления нагара (сажи) в горячей части ТНА метана, из-за углерода в его составе.

Уменьшает опасность нагара и система управления потоками компонент. Недостатки, видимо, оправдываются многократностью применения Raptor и указанными преимуществами.

4. Наконец, величина давления в камере сгорания ЖРД Raptor. В 2018 году руководство SpaceX объявило о достижении давления порядка 250 атм, как цель указывают 300 атм и даже 350 атм после крупных доработок.

Для сравнения, Merlin 1D+ — более 100 атм, пресловутый Энергомаш РД-180 — более 250 атм, метановый Blue Origin BE-4 по проекту — более 130 атм. Недостатки высокого давления очевидны:

1. Снижение надёжности, особенно насоса кислорода.


2. Повышение цены.

Достоинства, как для любой пневматики:

1. Рост тяги при почти том же размере ЖРД, исключая сопло, почти той же массе двигателя и конструкций ракеты с ним связанных.

То есть, имея ввиду современное отношение к снижению издержек, номинальное давление в камере сгорания показывает скорее степень доведённости ЖРД. Совершенствуя Merlin, Том Мюллер показал, как далеко он может уйти от показателей исходного образца: Merlin 1A — 54 атм в 2006 году, Merlin 1D+ — 108 атм в 2017 году.

Comments

[pppfff.livejournal.com]

Молекулярная масса продуктов горения намного меньше, чем керосина, много легчайшего водорода. Это увеличивает скорость их истечения из сопла, а значит и полезную работу массы топлива. Мера скорости истечения массы — удельный импульс двигателя (УИ).

Для меня звучит как "если из одной и той же пушки и с использованием одного и того же заряда пороха выстрелить килограммом гороха и килограммом пшена, то второй полетит быстрее, потому что мелкий.

[omega-hyperon.livejournal.com]

Там к любому пункту не помешало бы цифр добавить: на сколько конкретно больше/меньше. Скажем, вопрос про массу баков рассмотрен без учета изменения соотношения компонентов топлива. А то все как-то висит в воздухе.

[jr0.livejournal.com]

А причем вдруг соотношение? Оно поменяет вывод о большей массе баков из-за вдвое меньшей плотности?

Мешать величины разных порядков в одном рассуждении - ошибка.

[omega-hyperon.livejournal.com]

Причем тут соотношение? При том, что оно определяет среднюю плотность топлива. Бак горючего для метана должен вмещать меньшую массу топлива, чем  бак для керосина. Соотношение компонентов горючее/оксилитель для метан-кислорода 1:3,5, а для керосин-кислорода 1:2,5.  Если принять цилиндрическте баки одного  диаметра, то для метана общая длина будет всего на 20% больше. Если немного пожертвовать удельным импульсом (-20%), то для метана можно довести соотношение и до 1:8, что даст среднюю плотность даже выше, чем у кислород-керосина, что может быть с успехом использовано на первой ступени, где удельный импульс не так важен.
Добавьте в пост цифр, а то инженерной конкретики у вас почти нет, сплошные общие рассуждения, как будто метановых двигателей никто никогда не делал и реальных цифр по их параметрам нет в литературе.

[jr0.livejournal.com]

Будет существенно больше длина. Ладно.

[omega-hyperon.livejournal.com]

Насколько больше? Цифры!

[jr0.livejournal.com]

Я о недостатках. Насколько - этим занимается Илон Маск, не я.

[omega-hyperon.livejournal.com]

Вы вообще ни о чем с цифрами не написали : ни о достоинствах, ни о недостатках.

[jr0.livejournal.com]

Вы их и в упор не увидите. "Вдвое" это что? Или вам по-арабски надо?

[ubpskh.livejournal.com]

Но это "вдвое" только вводит в заблуждение, потому что меняется не только плотность топлива, но и его масса.

Про увеличение объема на 20% -- это, кстати, Маск писал, на реддите вроде. И говорил, что это ничто по сравнению с увеличением УИ, которое дает метан

[jr0.livejournal.com]

Кстати, вспомнил позабытое достоинство, стоит дописать:
* Низкая температура жидкого метана делает алюминиевый бак прочнее. А вот композитный - наоборот.

Спасибо за спор.

[jr0.livejournal.com]

Не хотел затягивать, речь о Raptor, а не вообще, за жизнь.

В ракете самое ценное - масса. Если вы расходуете массу, то должно увеличивать ее импульс - только скорость, других путей нет.

[omega-hyperon.livejournal.com]

Разве это главное? Главное - это выполнение требований ТЗ, с учётом указанных в нем ограничений. Никому не нужно массовое совершенство с жуткой экономикой или невдобной эксплуатацией или чрезвычайно высокая зависимость в критически важных компонентах от иностранных поставок.
И уж если говорить о массовых характеристиках, то стоит упомянуть конкретные цифры, не абсолютные, так относительные: конкретное число раз, процентов и т.п.

[jr0.livejournal.com]

Есть разные уровне абстракции. Этим пользуется физика.

Я не о массовом совершенстве.

Нет, показатели не важны.

[pppfff.livejournal.com]

Я это понимаю, либо выбросить медленно, но много, либо мало, но прийдется выбросить быстро

А в фразе в посте у вас получается что скорость зависит от молекулярной массы продуктов горения. Может есть какие химические причины, которые приводят к такой _корреляции_ между массой и скоростью истечения продуктов горения, или есть именно _зависимость_?

Ну вот, фантазирую, при окислении что водорода, что молекулы углеводорода выделается, условно, одинаковое количество энергии, но у второго молекула большая, в итоге получается что на единицу массы топлива у водорода приходится большая выделаемая энергия. Как бы большая молекула не полностью сгорает, часть её остается балластом.

[jr0.livejournal.com]

1. У вас один стул. Все что вы можете, чтобы двигаться в невесомости, это от него оттолкнуться (выбросить его). Надо сделать так, чтобы он улетел как можно быстрее, если вам самому есть повод торопиться. Другого стула не будет.

2. Удельный импульс это скорость выбрасывания того стула и, одновременно, мера расхода топлива. Стул - топливо, если его жгут, то только чтоб быстрее отбрасывать.

3. Если жечь, то водород. И лучше с фтором, кислород тяжелее. Тем более H2O. Можно жечь, кстати, чтобы получался только OH, но разница крошечная - 1 нуклон массы молекулы из 17.

Можно не жечь, а как-то отбрасывать. Электрические ракетные двигатели, см.

[pppfff.livejournal.com]

1, 2 - спасибо, это я понимаю :)

3 - вот это наверно оно

если в обоих случаях выделается одинаковое количество энергии, то выгоднее более тяжелые частицы, поскольку после вдувания в частицу этой энергии она будет обладать скоростью
v=sqrt(2E/m)
которая меньше для большей массы
однако
p=mv=m*sqrt(2E/m)
импульс этой большей массы будет больше

ошибка?

[jr0.livejournal.com]

Где взять массу? Вокруг пустота.

И еще: как бы, можно разогнать до большей скорости, если есть больше энергии сгорания. Но на деле - нет. На деле давление и температура ограничены не теплотой сгорания, а термопрочностью двигателя. То есть, вообще-то, можно тупо в выхлоп добавлять водород, пусть он даже не сгорит, так согреется. Если есть водород на борту. Пока температура не понизится до предельной для камеры и сопла.

Потому любят водород, молекула которого - два нуклона по массе. Или даже один, если повезет.

На деле, конечно, там множество термодинамических и газодинамических не линейных подробностей. Я сильно упрощаю за пределы, чтобы было понятнее.

[fiberline.livejournal.com]

В ракете самое ценное - цена! Пусть будет весить много и хоть из бетона!!!

[sergey-moroz.livejournal.com]

- Из дубОвОй кОлОды, тОпОрОм и без единОгО гвОздя. ЗатО дешевО!

[glagolev.livejournal.com]

Предположим, у нас сгорают два вида топлива и температура горения одинакова.
При равенстве температур средние кинетические энергии (скорость в квадрате на массу напополам) молекул различных газов равны между собой. ( http://www.trinitas.ru/rus/doc/0016/001d/2137-ksr.pdf)
то есть при меньшей массе молекулы у нёё больше скорость ,
раз больше скорость, то больше импульс (произведение массы на скорость)
больше импульс истечения газов-больше импульс, передаваемый ракете (скорость ракеты на массу ракеты),

[pppfff.livejournal.com]

скорость в квадрате на массу напополам
я не настоящий сварщик, но ... :)
вроде при реакции выделается энергия, а не температура или импульс
из "скорость в квадрате на массу напополам"

v=sqrt(2E/m)
p=mv=m*sqrt(2E/m)

получается при одной и той же выделяемой, "вдуваемой в частицу", энергии импульс растет при росте массы

[glagolev.livejournal.com]

m*v*v=M*V*V
при m

[Error: Irreparable invalid markup ('<m [...] для>') in entry. Owner must fix manually. Raw contents below.]

m*v*v=M*V*V
при m<M
для сохранения вышеуказанного равенства v>V
что то глючит, и комментарий коряво записывается не полностью
если масса слева меньше, чем масса справа, то для сохранения равенства скорость (квадрат скорости) слева должна быть больше, чем справа

и да, в вышеуказанном комментарии речь шла о килограмме топлива(горючее плюс окислитель)
раз больше скорость, то больше выдаваемый импульс (произведение массы на скорость) килограмма топлива
больше импульс истечения газов(на килограмм)-больше импульс, передаваемый ракете (скорость ракеты на массу ракеты)

[jr0.livejournal.com]

Энергия в космосе есть, а массы нет.

Даже за деньги, куда некоторые гнут, массу в пустоте не купишь.

[boris-bvt.livejournal.com]

> вроде при реакции выделается энергия, а не температура или импульс

При реакции горения - да, энергия. Но для газа температура - мера внутренней энегрии:
E = ukT,
где u - количество вещества. А термин 'теплота сгорания' означает энергию, выдленную при сгорании вещества и мереется в, скажем, джоулях.

> получается при одной и той же выделяемой, "вдуваемой в частицу", энергии импульс растет при росте массы

А в статье речь идет о мере эффективности двигателя (полезной работе еденицы массы топлива) -- удельном импульсе, т.е. p/m, а не про сам импульс.