Форум Новости Космонавтики

Цитировать«Ме
рлин» (англ. Merlin) - жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) компании SpaceX, США. Предназначен для использования на ракетах семейства «Фалькон». РН «Фалькон 9» должен использовать этот двигатель на первой и второй ступенях, «Фалькон 1» использует один «Мерлин» на первой ступени, «Фалькон 1e» использует его также на второй ступени, один из проектов SpaceX - РН «Фалькон 5» - также предполагает использование этого двигателя. ЖРД «Мерлин» работает по схеме открытого цикла, в качестве топлива используется керосин, окислителем является жидкий кислород. Двигатель разрабатывался для повторного использования после подъема отработавшей ступени из моря.

Штифтовый распылитель в камере сгорания «Мерлина» был впервые использован в программе «Аполлон» НАСА на двигателе посадочной ступени лунного модуля, который являлся одним из наиболее критических сегментов этой программы. Компоненты топлива поставляются через расположенный на одной оси турбонасос с двойной крыльчаткой. Насос также поставляет керосин под высоким давлением для гидравлической системы управления, кооторый затем сбрасывается в канал низкого давления. Это исключает необходимость отдельной гидравлической системы для управления вектором тяги и гарантирует ее функционирование в течение всего времени работы ЖРД «Мерлин».

Варианты двигателя

На 2009 год производились три версии ЖРД «Мерлин». Двигатель для РН «Фалькон 1» имеет перемещаемую конструкцию выхлопа, которая используется для обеспечения управлением по крену. ЖРД «Мерлин» в варианте для «Фалькон 9» практически идентичен по конструкции за исключением фиксированной системы выхлопа. Также двигатель используется на второй ступени ракеты-носителя. В данном случае «Мерлин» снабжен соплом с бо
льшим коэффициентом расширения, которое оптимизировано для работы в вакууме, и двигатель имеет диапазон дросселирования в диапазоне 60-100%.[2]

 Мерлин 1A

Первая по времени версия двигателя «Мерлин 1A» использует дешевое сопло с абляционным способом охлаждения, внутренняя поверхность которого постепенно теряется в ходе работы двигателя, отводя тепло вместе с теряемым углеродным волокном композиционного материала. Этот тип двигателя использовался два раза: первый раз 24 марта 2006 года, когда в двигателе произошла утечка топлива, которая привела к аварии вскоре после начала полета[3][4], второй раз 24 марта 2007 года, когда он отработал успешно. В обоих случаях двигатель использовался на «Фалькон 1».[5][6]

 Мерлин 1В

ЖРД «Мерлин 1В» - усовершенствованная версия, разработанная SpaceX для РН «Фалькон 1». Он обладает увеличенной тягой 39 тс по сравнению с «Мерлин 1А» (35 тс). Мощность основной турбины увеличена с 1 490 кВт до 1 860 кВт. Первоначальное назначение «Мерлин 1В» было использование на тяжелой РН «Фалькон 9», которая должна была иметь девять таких двигателей на первой ступени. На основании опыта с двигателем предыдущей модели, было решено не развивать дальше эту версию, а сосредоточить работу на регенеративно охлаждаемом ЖРД «Мерлин 1С». Таким образом, данная версия не будет использоваться на ракетах-носителях.[5][6]

 Мерлин 1С

ЖРД «Мерлин 1C» использует регенеративно охлаждаемое сопло и камеру сгорания, прошел наземные испытания длительностью 170 с (время работы в полете) в ноябре 2007 года.[7][8]

В случае использования на РН «Фалькон 1», «Мерлин 1C» имеет тягу на уровне моря 35.4 тс и в вакууме 40.8 тс, удельный импульс в вакууме составляет 304 с. Потребление компонентов топлива этим двигателем составляет 136 кг/с. Для одного «Мерлин 1C» были проведены испытания общей продолжительностью 27 мин, что десятикратно превосходит время работы ЖРД в ходе полета «Фалькон 1».[9]

ЖРД «Мерлин 1C» был впервые использован для неудачного третьего полета РН «Фалькон 1». При обсуждении неудачи глава SpaceX Элон Маск отметил, что "полет первой ступени с установленным новым «Мерлин 1C», который будет использоваться на РН «Фалькон 9», прошел идеально."[10] Двигатель использовался в четвертом удачном полете «Фалькон 1» 28 сентября 2008 года.[11]

 Мерлин Вакуум

10 марта 2009 года SpaceX информировала в пресс-релизе об успешном испытании ЖРД «Мерлин Вакуум». Двигатель основывается на «Мерлин 1C», но имеет большую степень расширения сопла для оптимизации работы в вакууме,[1] которое охлаждается переизлучением тепла. Тяга двигателя в вакууме составляет 42 тс и удельный импульс 342 с.[12]

 Дополнительные замечания

Так как варианты ЖРД «Мерлин 1C» и «Мерлин Вакуум» проходят программу испытаний и модернизации, параметры, публикуемые сейчас[13] (например, в таблице вверху справа), отличаются от данных, заявленных по этим двигателям изначально. Следует ожидать дальнейшего улучшения данных по тяге и удельному импульсу.

ЦитироватьСало, а можно задать такой вопрос - вот Украина могла бы купить лицензию на такой двигатель?

ЦитироватьSPACEX COMPLETES DEVELOPMENT OF MERLIN REGENERATIVELY COOLED ROCKET ENGINE

New, More Powerful Engine to Launch Both Falcon 1 and Falcon 9 Rockets

Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) announced today that it has completed development of its Merlin 1C next generation liquid fueled rocket booster engine. It is among the highest performing gas generator cycle kerosene engines ever built, exceeding the Boeing Delta II main engine, the Lockheed Atlas II main engine, and on par with the Saturn V F-1 engine.

The Merlin 1C is an improved version of the Merlin 1A ablatively cooled engine, which lofted the Falcon 1 on its first flight in March 2006 and second flight in March 2007. The regeneratively cooled Merlin 1C uses rocket propellant grade kerosene (RP-1), a refined form of jet fuel, to first cool the combustion chamber and nozzle before being combined with the liquid oxygen to create thrust. This cooling allows for higher performance without significantly increasing engine mass.

"We performed the final test in the development series, a 170 second long mission duty firing," said Tom Mueller, Vice President of Propulsion for SpaceX, from their Texas Test Facility in McGregor, Texas. "This series of runs has verified the final design features. Total run time on this engine exceeded 3,000 seconds across 125 hot fire tests."

"The SpaceX Texas test facility was critical to the rapid and efficient development of Merlin," said Elon Musk, CEO and CTO of SpaceX. "In August alone, we ran twenty-one major Merlin test firings, nearly one per working day, a rate we could not equal anywhere else. The success of Merlin is really due to the joint function of a great propulsion and test team."

Merlin 1C in its Falcon 9 first stage configuration has a thrust at sea level of 95,000 lbs, a vacuum thrust of over 108,000 pounds, vacuum specific impulse of 304 seconds and sea level thrust to weight ratio of 92. In generating this thrust, Merlin consumes 350 lbs/second of propellant and the chamber and nozzle, cooled by 100 lbs/sec of kerosene, are capable of absorbing 10 MW of heat energy. A planned turbopump upgrade in 2009 will improve the thrust by over 20% and the thrust to weight ratio by approximately 25%.

The Merlin 1C will power SpaceX's next Falcon 1 mission, scheduled to lift off in early 2008 from the SpaceX launch complex in the Central Pacific atoll of Kwajalein. SpaceX's far larger Falcon 9 rocket, now in development, will employ nine Merlin engines on its first stage, and one on the second stage. The Falcon 9 will have over a million pounds of thrust – four times the maximum thrust of a Boeing 747.

The Merlin engine is the first new American booster engine in ten years and only the second in over a quarter century. The prior two American engines were the RS-68 developed in the late nineties by Pratt & Whitney's RocketDyne division, used in the Boeing Delta IV launch vehicle, and the Space Shuttle Main Engine developed in the late seventies, also by RocketDyne.

SpaceX is preparing to produce more rocket engines than the rest of US production combined. In 2008, SpaceX targets the manufacture of approximately 50 booster engines, a number that exceeds the output of any country except Russia.

ЦитироватьSpaceX Conducts First Multi-Engine Firing of Falcon 9 Rocket

McGregor TX – January 18, 2008 – Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) conducted the first multi-engine firing of its Falcon 9 medium to heavy lift rocket at its Texas Test Facility outside McGregor. The engines operated at full power, generating over 180,000 pounds of force, equivalent to a Boeing 777 at full power, and consuming 700 lbs per second of fuel and liquid oxygen during the run.

ЦитироватьSpaceX Completes Qualification Testing of Merlin Regeneratively Cooled Engine
for Falcon 1 Rocket

Final Production Design Cleared for Next Falcon 1 Flight in Spring 2008

Hawthorne CA – February 25, 2008 – Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) announced today that it has completed the qualification testing program of its Merlin 1C next generation liquid fueled rocket booster engine for use in the Falcon 1 rocket.

Tests were conducted at the SpaceX Texas Test Facility near Waco, TX, on a Merlin 1C configured for powering the first stage of a Falcon 1 rocket. After completing development testing in November of 2007, the qualification program began to verify the final design features on an actual production engine, clearing the way for full-scale manufacturing.

"Our propulsion and test teams finished the qualification program with a record-breaking day that included four full mission duration firings on the engine," said Tom Mueller, Vice President of Propulsion for SpaceX. "This marathon run brought the total operating time on a single engine to over 27 minutes, which is more than ten complete flights. The engine meets or exceeds all requirements for thrust, performance and durability."

"This was the final development milestone required for the next Falcon 1 flight," said Elon Musk, CEO and CTO of SpaceX. "In the coming weeks we'll begin qualifying Merlin for the higher thrust and performance levels required by our Falcon 9 rocket, keeping us on track for delivering the first Falcon 9 vehicle to Cape Canaveral by year end."

The single Merlin 1C will power SpaceX's next Falcon 1 mission, scheduled to lift off in Spring of 2008 from the SpaceX launch complex in the Central Pacific atoll of Kwajalein. The far larger Falcon 9 uses nine Merlins on the first stage, and a single Merlin in vacuum configuration powers the Falcon 9 second stage.

The Merlin 1C is an improved version of the Merlin 1A ablatively cooled engine, which lofted the Falcon 1 on its first flight in March 2006 and second flight in March 2007. The regeneratively cooled Merlin 1C uses rocket propellant grade kerosene (RP-1), a refined form of jet fuel, to first cool the combustion chamber and nozzle before being combined with the liquid oxygen to create thrust. This cooling allows for higher performance without significantly increasing engine mass.

In its Falcon 1 configuration, Merlin 1C has a thrust at sea level of 78,000 lbs, a vacuum thrust of 90,000 pounds and a vacuum specific impulse of 301 seconds. In generating this thrust, Merlin consumes 300 lbs/second of propellant and the chamber and nozzle, cooled by 90 lbs/sec of kerosene, are capable of absorbing 10 MW of heat energy.

ЦитироватьSpaceX Conducts First Three-Engine Firing of Falcon 9 Rocket

McGregor TX – Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) conducted the first three-engine firing of its Falcon 9 medium to heavy lift rocket at its Texas Test Facility outside McGregor, on March 8, 2008. At full power the engines generated over 270,000 pounds of force, and consumed 1,050 lbs of fuel and liquid oxygen per second. This three-engine test again sets the record as the most powerful test yet on the towering 235-foot tall test stand. A total of nine Merlin 1C engines will power the Falcon 9 rocket.

ЦитироватьSpaceX Conducts First Five Engine Firing of Falcon 9 Rocket

McGregor TX – June 3, 2008 - Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) conducted the first five-engine firing of its Falcon 9 medium to heavy lift rocket at its Texas Test Facility outside McGregor on Thursday, May 29. At full power the engines generated almost half a million pounds of force, and consumed 1,750 lbs of fuel and liquid oxygen per second. This five engine test again sets the record as the most powerful test yet on the towering 235-foot tall test stand.

ЦитироватьSpaceX Conducts Full Thrust Firing of Falcon 9 Rocket

Major milestone achieved towards demonstrating U.S. transport to the International Space Station following retirement of the Space Shuttle

McGregor TX – August 1, 2008 - Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) conducted the first nine engine firing of its Falcon 9 launch vehicle at its Texas Test Facility outside McGregor on July 30th. A second firing on August 1st completed a major NASA Commercial Orbital Transportation Services (COTS) milestone almost two months early.

At full power, the nine engines consumed 3,200 lbs of fuel and liquid oxygen per second, and generated 832,000 pounds of force (lbf) – four times the maximum thrust of a 747 aircraft. This marks the first firing of a Falcon 9 first stage with its full complement of nine Merlin 1C engines . Once a near term Merlin 1C fuel pump upgrade is complete, the sea level thrust will increase to 950,000 lbf, making Falcon 9 the most powerful single core vehicle in the United States.

ЦитироватьSpaceX Successfully Completes First Stage 9-Engine Rocket Firing

Falcon 9 First Stage Headed to Cape Canaveral for Vehicle Integration

McGregor, Texas – October 21, 2009 – Space Exploration Technologies (SpaceX) successfully conducted two static firings of the first stage, nine engine cluster for its Falcon 9 launch vehicle. The firings took place at SpaceX's Texas Test Site, a 300-acre structural and propulsion testing facility just outside of Waco, Texas. With completion of these tests, the first stage has now passed both structural and propulsion acceptance testing and will ship to Cape Canaveral in preparation for the first flight of Falcon 9.

The first test fired for 10 seconds and occurred on October 12th at approximately 7:30 pm CDT. The second test began around 4:30 pm CDT on October 16th, and lasted 30 seconds.

The first stage of Falcon 9 uses a cluster of nine SpaceX-designed and developed Merlin engines. Using rocket-grade kerosene and liquid oxygen, the cluster generates nearly a million pounds of thrust for the vehicle upon liftoff.

ЦитироватьСало, а можно задать такой вопрос - вот Украина могла бы купить лицензию на такой двигатель?

Цитировать

ЦитироватьСало, а можно задать такой вопрос - вот Украина могла бы купить лицензию на такой двигатель?

Зачем нам такое г-но?

Цитировать

ЦитироватьСало, а можно задать такой вопрос - вот Украина могла бы купить лицензию на такой двигатель?

Зачем? :shock:

ЦитироватьNew Merlin Vacuum engine demonstrates highest efficiency for an American hydrocarbon rocket engine.

McGregor, TX. – March 10, 2009 – Space Exploration Technologies (SpaceX) successfully conducted a full mission duration firing of its new Merlin Vacuum engine on March 7, at SpaceX's Test Facility in McGregor, Texas. The engine fired for a full six minutes, consuming 100,000 pounds of liquid oxygen and rocket grade kerosene propellant.

The new engine, which powers the upper stage of SpaceX's Falcon 9 launch vehicle, demonstrated a vacuum specific impulse of 342 seconds – the highest efficiency ever for an American hydrocarbon rocket engine. Thrust was measured at approximately 92,500 lb of force in vacuum conditions and the engine remained thermally stable over the entire run.

"Specific impulse, or Isp, indicates how efficiently a rocket engine converts propellant into thrust," said Tom Mueller, Vice President of Propulsion for SpaceX. "With a vacuum Isp of 342 seconds, the new Merlin Vacuum engine has exceeded our requirements, setting a new standard for American hydrocarbon engine performance in space."

Based on the Merlin 1C engine that boosted the SpaceX Falcon 1 rocket to orbit in 2008, the Merlin Vacuum engine uses a regeneratively cooled combustion chamber. However, the vacuum engine features a larger exhaust section than the Merlin 1C and a much larger radiatively cooled expansion nozzle, in order to maximize performance in the vacuum of space.

The Merlin Vacuum engine provides the final push that delivers customer spacecraft into their desired orbits. A redundant ignition system ensures the engine can shut down and restart multiple times. The engine can also operate at a reduced thrust to achieve optimum performance. During recent tests, the engine was successfully throttled down to 75 percent of maximum thrust, and upcoming tests will demonstrate throttling to approximately 60 percent of maximum thrust.

"Falcon 9 was designed from the ground up to provide our customers with breakthrough advances in reliability," said Elon Musk, CEO and CTO of SpaceX. "In successfully adapting our flight tested first stage engine for use on the second stage, this recent test further validates the architecture of Falcon 9, designed to provide customers with high reliability at a fraction of traditional costs."

ЦитироватьОлег, а кроме двигателя в ракете больше нет ничего?

ЦитироватьА на Falcon Heavy будет 27 двигателей?

Цитировать9+9+9+1=28 (один стоит на второй ступени) :wink:

ЦитироватьБаки, переходники, сухие отсеки?

ЦитироватьЕще надо отметить что в документах SpaceX прописаны разрабатываемые версии на 115000, 125000 lbf (так называемый Merlin 1C+) и 140000 lbf (Merlin 1D)
Merlin 1C с тягой 115000 lbf упоминается в документах про Falcon 1e
Merlin 1C с тягой 125000 lbf упоминается в документах про Falcon 9 (Block II)
Merlin 1D с тягой 140000 lbf упоминается в документах про Falcon Heavy

ЦитироватьПро возможность покупки лицензии на "Марлин" мне почему-то так и не ответили

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВот интересно получается - как сказал Юзер, двигатель "г-но", но тем не менее РН "Фалкон" выводит КА массой более 10 т, при массе чуть больше чем у "Союза". При это 2 ступени и возможен вариант спасения первой

Олег, а кроме двигателя в ракете больше нет ничего?

В смысле?

Баки, переходники, сухие отсеки?

Так в чем вопрос?

ЦитироватьПро возможность покупки лицензии на "Марлин" мне почему-то так и не ответили

Цитироватья прочел в Википедии, что у этого двигателя тяговворуженность 96 - что это значит?

Цитировать

Цитироватья прочел в Википедии, что у этого двигателя тяговворуженность 96 - что это значит?

Это означает отношение тяги к собственной массе.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВот интересно получается - как сказал Юзер, двигатель "г-но", но тем не менее РН "Фалкон" выводит КА массой более 10 т, при массе чуть больше чем у "Союза". При это 2 ступени и возможен вариант спасения первой

Олег, а кроме двигателя в ракете больше нет ничего?

В смысле?

Баки, переходники, сухие отсеки?

Так в чем вопрос?

В этом ответ.

Цитировать

ЦитироватьПро возможность покупки лицензии на "Марлин" мне почему-то так и не ответили

А кого у нас на форуме зовут Элон?

ЦитироватьНу хорошо - баки и прочая дребедень. Двигатель "г-но". но при этом ракета более грузоподъемная, чем "Союз". Даже если сравнивать с "Союз-СТ" для куру, где масса ПН 9300 кг, то "Фалкон-9" с его массой 10,4 т мощнее. При стартовой массе Нормальная: 333 т.

Мой вопрос - может тогда стоит купить "Мерлин"?

Цитировать

ЦитироватьПро возможность покупки лицензии на "Марлин" мне почему-то так и не ответили

А кого у нас на форуме зовут Элон?

Цитировать

ЦитироватьНу хорошо - баки и прочая дребедень. Двигатель "г-но". но при этом ракета более грузоподъемная, чем "Союз". Даже если сравнивать с "Союз-СТ" для куру, где масса ПН 9300 кг, то "Фалкон-9" с его массой 10,4 т мощнее. При стартовой массе Нормальная: 333 т.

Мой вопрос - может тогда стоит купить "Мерлин"?

Купите сразу F-1 - Сатурн-5 кроет Союз с Куру как бык овцу  :mrgreen:

ЦитироватьНу хорошо - баки и прочая дребедень. Двигатель "г-но". но при этом ракета более грузоподъемная, чем "Союз". Даже если сравнивать с "Союз-СТ" для куру, где масса ПН 9300 кг, то "Фалкон-9" с его массой 10,4 т мощнее. При стартовой массе Нормальная: 333 т.

Мой вопрос - может тогда стоит купить "Мерлин"?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПро возможность покупки лицензии на "Марлин" мне почему-то так и не ответили

А кого у нас на форуме зовут Элон?

Это Вы к чему? Мне вот интересен был такой вопрос. Читал по "Фалкон-9" и сравнил с "Союзом" - частная компания построила неплохую ракету. Мне стало интересно - еслми у нас проблемы с выпуском ЖРД. то возможно ли купить у той же частной компании. В частности "Мерлин". Неужели мой вопрос такой из ряда вон выходящий или тупой?

ЦитироватьПН F9 на орбиту МКС 9,8 т.
9,8 т/9,3 т = 1,054
333,33 т/310 т = 1,075

ЦитироватьПро возможность покупки лицензии на "Марлин" мне почему-то так и не ответили

ЦитироватьМне стало интересно - еслми у нас проблемы с выпуском ЖРД. то возможно ли купить у той же частной компании.

ЦитироватьНеужели мой вопрос такой из ряда вон выходящий или тупой?

Цитировать

ЦитироватьПН F9 на орбиту МКС 9,8 т.
9,8 т/9,3 т = 1,054
333,33 т/310 т = 1,075

Так тогда давайте сравнивать с массой ПН "Союза" к МКС.

ЦитироватьМеня зовут Элон?

ЦитироватьС какого космодрома?

Цитировать

ЦитироватьМеня зовут Элон?

Сказали бы проще - не знаю. Но раз Вы не основатель еврейской электронной энциклопедии, то я постараюсь больше не задавать Вам лично никаких вопросов. Извините

Цитировать

ЦитироватьС какого космодрома?

Ну что б сопоставимо было - с Куру

Цитировать[Если у вас проблемы с выпуском ЖРД, то чем вам поможет лицензия на выпуск ЖРД? С другой стороны, с чего вы взяли, что у вас проблемы с выпуском ЖРД, если на Украине серийно выпускается более мощный и эффективный РД-120?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьС какого космодрома?

Ну что б сопоставимо было - с Куру

А сколько с Куру Союз выводит к МКС?

Цитировать

Цитировать[Если у вас проблемы с выпуском ЖРД, то чем вам поможет лицензия на выпуск ЖРД? С другой стороны, с чего вы взяли, что у вас проблемы с выпуском ЖРД, если на Украине серийно выпускается более мощный и эффективный РД-120?

Проблемы с лицензией и правами на интелектуальную собственность. А отсюда и возможность применения на собственных РН, экспорт, модернизация и пр.

ЦитироватьТаким образом масса текущей версии Merlin 1C составляет 95000 lbf / 92 = 1032,61 lb = 467,8 кг

ЦитироватьКстати, они собираются делать двигатель мощнее F1. Неужели дяди из НАСА им ничего не рассказывают?;-)

Цитировать

ЦитироватьТаким образом масса текущей версии Merlin 1C составляет 95000 lbf / 92 = 1032,61 lb = 467,8 кг

У РД-120 К тяга у земли 73,27 т (у Мерлина 35,4 т)

ЦитироватьТаким образом выигрыш у Merlin 1C только в удельной массе конструкции на единицу тяги.

ЦитироватьКстати, они собираются делать двигатель мощнее F1. Неужели дяди из НАСА им ничего не рассказывают?;-)

Цитировать80 тс у РД-120К

Цитировать

Цитировать80 тс у РД-120К

В вакууме

Цитировать

Цитировать

Цитировать80 тс у РД-120К

В вакууме

http://www.npoenergomash.ru/engines/rd120/
80 на земле, 87 в вакууме
И удельный импульс побольше.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать80 тс у РД-120К

В вакууме

http://www.npoenergomash.ru/engines/rd120/
80 на земле, 87 в вакууме
И удельный импульс побольше.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11727&postdays=0&postorder=asc&highlight=%F0%E4120&start=15

ЦитироватьТам обсуждалась старая диссетация, а я давал ссылку на разработчика. 80 т на земле это с учетом модернизации и форсирования (средний столбец в таблице)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать80 тс у РД-120К

В вакууме

http://www.npoenergomash.ru/engines/rd120/
80 на земле, 87 в вакууме
И удельный импульс побольше.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11727&postdays=0&postorder=asc&highlight=%F0%E4120&start=15

Там обсуждалась старая диссетация, а я давал ссылку на разработчика. 80 т на земле это с учетом модернизации и форсирования (средний столбец в таблице)

Цитировать

ЦитироватьТам обсуждалась старая диссетация, а я давал ссылку на разработчика. 80 т на земле это с учетом модернизации и форсирования (средний столбец в таблице)

А У Мерлина-1В - 39 тс . И того 2 ЖРД создадут тягу почти как один РД-120К. Проиграш в удельном импульсе. но выиграш в массе Да и "Фалкон-9" летает? Летает. И какой-нить "Маяк" на них бы полетел

ЦитироватьМерлина 1В не существует в природе. Впрочем как и Мерлина 1А в настоящее время.

Цитировать

ЦитироватьМерлина 1В не существует в природе. Впрочем как и Мерлина 1А в настоящее время.

А на "Фалконе-9" что тогда стоит?

Цитировать

ЦитироватьТам обсуждалась старая диссетация, а я давал ссылку на разработчика. 80 т на земле это с учетом модернизации и форсирования (средний столбец в таблице)

А У Мерлина-1В - 39 тс . И того 2 ЖРД создадут тягу почти как один РД-120К. Проиграш в удельном импульсе. но выиграш в массе Да и "Фалкон-9" летает? Летает. И какой-нить "Маяк" на них бы полетел

ЦитироватьПроигрыш в массе в 100 кг,  а выигрыш в УИ 30 с.

ЦитироватьМерлин - 1С первого этапа.

Цитировать

ЦитироватьМерлин - 1С первого этапа.

и как они поднимают ракету массой 333 т?

ЦитироватьМедленно!

ЦитироватьА какая разница будет в массе топлива? :roll:

ЦитироватьОлег, извините, Вы читать умеете?

ЦитироватьОлег, извините, Вы читать умеете?

ЦитироватьЯ хотел задать другой вопрос, но сдержался.

Цитировать

ЦитироватьА какая разница будет в массе топлива? :roll:

не могу ответить.

ЦитироватьPintle Injector Rocket Engines[/size]

Posted by drdave on June 8, 2010

We have had several queries concerning "pintle injectors" (make sure you read the last paragraph of this post), as these are mentioned in the Space-X page on the Falcon 9, where it refers to the Merlin rocket engine and the "pintle style injector":

    The main engine, called Merlin 1C, was developed internally at Space-X, drawing upon a long heritage of space proven engines. The pintle style injector at the heart of Merlin 1C was first used in the Apollo Moon program for the Lunar Excursion Module (LEM) landing engine, one of the most critical phases of the mission.

Based on the queries and the Space-X information, we went sleuthing. First, we came across the fact that TRW built the LEM descent engine, which used the pintle injector. We ran across David Meerman Scott's blog apolloartifacts for a discussion and look at a model of the famous Lunar Module Descent Engine (LMDE). The engine was made famous by the Apollo 13 mission, where:  the Service Propulsion System (SPS) was never used subsequent to the cryotank stir/explosion. Because the extent of damage to the SPS was unknown, there was great concern at the time that collateral damage could have caused a catastrophic malfunction (if the engine was fired). Instead the LMDE was used for the return burn and subsequent course correction. Quite a famous engine.

In 2000, TRW demonstrated the TR-106 engine (pintle injector) using LOX / LH2 at NASA's John C. Stennis Space Center . The engine generated 650,000 pounds of thrust, more than the 400,000 pounds of thrust generated by the Space Shuttle Main Engine SSME. Al Frew, vice president and general manager, TRW Space & Technology Division stated: "Most engines are designed for maximum performance and minimum weight, but we deliberately set out to develop an engine that minimizes cost while retaining excellent performance. We believe this engine will cost 50 to 75 percent less than comparable liquid hydrogen boosters. By reducing engine costs, which make up almost half of the cost of a launch vehicle, we will reduce the cost of launch vehicles and access to space for government and commercial customers."

Despite the promise the motor demonstrated, NASA canceled further work.

The pintle injector engines have a long history in the former Soviet Union. The NK-33 was the successor to the NK-15 engines used in the failed Soviet N1 Moon launcher. NK-33 have been used with the Russian Proton launch system. An interesting discussion of the Soviet Moon rocket, its engines and the NK-33 successor can be found here, along with spectacular video of the launch and explosion. Orbital Sciences has now contracted with Aerojet (owner of the NK-33 engines) to finish developing and testing the NK-33 engines, now designated as AJ26-58 for the Taurus II.

Jonathon Goff, at Masten Space Systems, had a commentary at Selenianboondocks on the 2006 Space-X change from an ablative Merlin engine to a regenerative engine. Jon states that the "engine related problems are interrelated, and that they have to do with the combination of using a high chamber pressure engine design with a pintle-injector and an ablatively cooled chamber wall." That is, the flame produced by the cone of fuel and oxidizer hits the wall of the chamber and overheats the wall.

Included in the commentary is a simplified image of a pintle injector rocket engine, which illustrates the flow of liquid oxygen and fuel (RP-1 or liquid hydrogen) through the pintle injector into a cone shaped spray in the combustion chamber.

The replacement of the ablative chamber with a regenerative chamber eliminates the overheating.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/80953.jpg)
Pintle Injector
Image Credit: Forschungsgruppe Alternative Raumfahrtkonzepte

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17923.jpg)
Lunar Module Descent Engine. The business end of the LEM Descent engine, showing the Pintle Injector:
Image Credit: jurvetson on Flickr    

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/64037.jpg)
Merlin Engine with Pintle Injector. An image by Warren W. Thompson at the unveiling of Space-X's Falcon 1 at the Air & Space Museum on 4 December 2003.
Image Credit: Warren W. Thompson

Finally, while explaining the Pintle Injector to a friend, I realized that almost everybody who has a garden or tends a lawn has personal experience with pintles. You all use a nozzle on the end of your watering hose. Crank it down and you get a steady, narrow stream of water shooting out in a long arc. Crank it back the other way when you want to shut it off, and you get a wide, cone shaped fan spray. Now, turn off the water and look at the business end of the garden hose nozzle (please shut the water off first). There in the middle is a round pintle that moves back and forth as you crank the outer casing one way or the other. And the fan shaped spray of water with which you are familiar is what the fuel and oxidizer spray looks like inside the rocket engine. So take another look at the two images above and imagine the fan shaped spray. The only difference is that your spray of water doesn't explosively combust and throw a rocket into space.

Цитировать(http://farm5.static.flickr.com/4057/4464220730_2f65d9c007_b.jpg) (http://farm5.static.flickr.com/4057/4464220730_d949cdf23b_o.jpg)

The Eagle has Landed[/size]

I gasped when I looked out the window and saw this enormous crate at the front door.

This Apollo era rocket engine was originally designed for the Lunar Module Descent Engine (LMDE or DPS), and then employed as the 2nd-stage engine on the Delta Space Launch Vehicle. This may be the only complete unit in existence.

During the Apollo 13 emergency, the LMDE brought the spacecraft back to earth from the moon in an untested manner. Since an earlier explosion took out the main oxygen tanks, they improvised and used the LMDE— the engine from the lunar lander, designed to slow its decent to the moon — to instead push the crippled Command Module and reentry capsule for the return burn and subsequent course corrections. (Here are some Interesting details from Lovell and Haise)

This engine uses hypergolic fuels – noxious chemicals that combust on contact and make for simple, reliable engines that you can use repeatedly in the vacuum of space. The pump for these fuels on the LM ascent engine was the focal point of Neil Armstrong's nightmares before the Apollo 11 launch.

I'll post some unpacking photos and details as I gather them below.

Big thanks to Spaceaholic for the following details, engraved in a plaque that now hangs above it in our lobby:

"TRW TR-201 Bipropellant Rocket Engine. The thrust chamber was initially developed for the Apollo Lunar Module and was subsequently adopted for the Delta Expendable Launch Vehicle 2nd stage. The engine made 10 flights during the Apollo program and 77 during its Delta career between 1974-1988. This TR-201 has been configured as a fixed thrust version of the Lunar Module Descent Engine (LMDE) for Delta's stage 2. Multi start operation is adjustable up to 55.6 kN and propellant throughput up to 7,711 kg; and the engine can be adapted to optional expansion ratio nozzles. Development of the innovative thrust chamber and pintle design is credited to TRW Aerospace Engineer Dr. Peter Staudhammer.

The combustion chamber consists of an ablative-lined titanium alloy case to the 16:1 area ratio. Fabrication of the 6A1-4V alloy titanium case was accomplished by machining the chamber portion and the exit cone portion from forgings and welding them into one unit at the throat centerline. The ablative liner is fabricated in two segments and installed from either end. The shape of the nozzle extension (not installed on the example in this collection) is such that the ablative liner is retained in the exit cone during transportation, launch and boost. During engine firing, thrust loads force the exit cone liner against the case. The titanium head end assembly which contains the Pintle Injector and propellant valve subcomponents is attached with thirty-six A-286 steel

ЦитироватьFact sheet number: FS-1999-02-002-MSFC
Release date: 02/99

Fastrac Engine -- A Boost for Low-cost Space Launch[/size]

Photo description: Fastrac engine hot-fire test at Marshall Center.
Fastrac engine hot-fire test at Marshall Center (NASA/MSFC)
Engineers at NASA's Marshall Space Flight Center in Huntsville, Ala., are designing what may be one of the world's simplest turbopump rocket engines. It will be quite different from the Space Shuttle Main Engine, which was designed at Marshall in the 1970s and is considered by many to be the world's most sophisticated reusable rocket engine.

But rocket design for the 21st century breaks with aerospace Fastrac engine hot-fire test at Marshall Center tradition and embraces a new challenge to build engines that are cheaper and better.

The new Marshall-developed engine, called Fastrac, is - true to its name - on a fast track to propelling the next generation of launch vehicles. While some of the concepts for the Fastrac engine have been around for decades, actual technology development and design began in early 1996 and the engine's first flight is planned for late 1999 - a much faster-than-usual design cycle. For example, it took nine years to develop and design the Space Shuttle Main Engine.

Fastrac is only the second American-made engine of the 29 new rocket engines developed in the last 25 years. The simple, robust, easy-to-build engine is part of the Low Cost Technologies effort, one element of NASA's Advanced Space Transportation Program managed at Marshall. The program is paving the highway to space by developing technologies that will dramatically reduce the cost of getting to space.

Low Cost

Using the Fastrac engine as the propulsion system for a future launch vehicle is one means to achieve NASA's goal of making space launch affordable. Because much of the research and small payload market has been "locked out" of space by high launch costs, NASA is trying to open the door to cheaper space travel. The Fastrac provides 60,000 pounds of thrust to boost payloads weighing up to 500 pounds.

Each Fastrac engine will initially cost approximately $1.2 million - about one-fifth of the cost of similar engines. That price is expected to drop even more within a few years as design enhancements are discovered and incorporated through industry participation and flight experience. As improvements are made, the cost is expected to drop to $350,000 per engine. Fastrac incorporates drastic reductions in the cost of turbomachinery, which uses pumps to increase propellant pressure and a turbine to provide energy to turn the pump. Initially, each turbopump will cost about $300,000 - one-tenth of the average cost of a current rocket engine turbopump. That cost also is expected to drop to about $90,000.

Technology Development

Photo description: Marshall employees assemble Fastrac engine by mating the injector with the nozzle.
Marshall employees assemble Fastrac engine by mating the injector with the nozzle. (NASA/MSFC)

In a salient departure from traditional engine design, NASA and its business partners have adapted commercial, off-the-shelf technologies and common manufacturing methods to develop the Fastrac engine. Significant involvement by small business has aided in broadening the competition and producing lower cost hardware.

For example, Barber-Nichols, Inc. of Arvada, Colo., worked alongside Marshall engineers to design and manufacture the turbopump. The Colorado-based company is experienced in building turbomachinery for the automotive industry and chemical plants, and not traditionally associated with the aerospace industry. The company helped design a turbopump for the Fastrac engine that can be built easily using commercial manufacturing techniques.

The Fastrac engine is 7 feet long and 4 feet wide, and weighs almost 2,000 pounds.

How It Works

The engine is fueled by a mixture of liquid oxygen and kerosene, the same propellants used for the largest rocket engine ever built - the Saturn F1. Kerosene doesn't provide the same kick as hydrogen - which combines with liquid oxygen to fuel the Space Shuttle - but is cheaper and easier to handle and store.

The engine is started with a hypergolic igniter - a starter fluid that spontaneously ignites when oxygen is fed to the chamber. Once the kerosene is injected, the engine is running. The propellants are then supplied to the gas generator and thrust chamber assembly for mixing and burning.

The engine uses a gas generator cycle, which burns a small amount of kerosene and oxygen to provide gas to drive the turbine and then exhausts the spent fuel. That's the same cycle that was used on the Saturn rockets, but much more simplistic than the Shuttle engine system.

The Fastrac engine is a much simpler piece of machinery than previous American-made rocket engines. It has significantly fewer parts than engines that have driven other American spacecraft.

The reduced number of parts is a result of selecting technologies and design concepts that use simple manufacturing and assembly processes. For example, casting might be preferred over machining, because the latter method could require fabrication in several pieces due to shapes.

Chamber pressure is supplied by a single turbopump, unlike a Shuttle main engine which has four turbopumps. The Fastrac turbopump features only two pumps - one for fuel and one for liquid oxygen.

Another design feature that keeps the engine simple and inexpensive is its avionic - or electronic - control system. Typically a sophisticated, expensive part of a rocket engine, the avionics of the Fastrac engine are supplied from the vehicle's computer and are only used to open and close the valves. The thrust and mixture ratio is set during ground calibration. That's much simpler and cheaper than most rocket engine avionics, which continually modify the amount of propellants flowing into the chamber as changes in thrust are observed by on-board computers.

A typical rocket launch produces a temperature in the range of 5,500 degrees Fahrenheit, hot enough to melt almost any material. A common solution to keep the engine from overheating is regenerative cooling, which circulates liquid fuel around the engine chamber and nozzle through hundreds of feet of tediously welded tubing.

The Fastrac engine design avoids complex plumbing - opting instead to cool the chamber by charring or scorching its inside surface as the engine heats. The process is called ablative cooling. Layers of silica-phenolic composite material form a liner inside the chamber. The liner decomposes to prevent excessive heat build-up.

Nearly all of the engine's parts are reusable. The ablative chamber nozzle and the hypergolic ignition cartridge will be replaced after each flight. The chamber nozzle's protective, interior liner is damaged by intense heat inside the chamber. The hypergolic ignition cartridge must be refilled with propellant and replaced after each flight.

Schedule

The first vehicle scheduled to be powered by the Fastrac engine is the X-34, a technology testbed vehicle to demonstrate key vehicle and operational technologies applicable to future low-cost Reusable Launch Vehicles (RLVs). The engine is scheduled for delivery to the X-34 program in mid-1999 and its first flight is scheduled for late-1999.

The engine is now undergoing development and reliability testing. Individual components, such as the gas generator, turbopump assembly and thrust chamber assembly, are being tested at Marshall. In August 1998 the Marshall Center shipped the first complete engine system to NASA's Stennis Space Center in Mississippi with plans to conduct about 85 hot firings. These tests simulate launch of the X-34 vehicle and potentially a first stage booster, with the tanks and engine assembled.

The Fastrac engine is being designed at Marshall and built by NASA's industry partners, including several small businesses. Major subcontractors include Summa Technology Inc. of Huntsville, which builds components such as the gas generator, propellant lines,ducts and brackets; Allied Signal Inc. of Tempe, Ariz., and Marotta Scientific Controls Inc. of Montville, N.J., which supply valves; Barber-Nichols Inc., which builds the turbopump; and Thiokol Propulsion, a divison of Cordant Technologies Inc. of Salt Lake City, Utah, which builds the ablative chamber nozzle.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17925.jpg)
Fastrac engine hot-fire test at Marshall Center (NASA/MSFC)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17926.jpg)

Marshall employees assemble Fastrac engine by mating the injector with the nozzle. (NASA/MSFC)

ЦитироватьFastrac Engine[/size]

The National Aeronautics and Space Administration (NASA) at Marshall Space Flight Center (MSFC) seeks qualified companies to further develop and commercialize the Fastrac turbopump rocket engine. The Fastrac engine can be built for less than $1 million using commercially available off-the-shelf (COTS) components and simplified manufacturing techniques. Fastrac provides 60,000 pounds of thrust and has many potential launch system applications. Having been tested successfully, the engine will propel NASA's X-34 flight demonstrator vehicle.

Market Possibilities

According to the Federal Aviation Administration report 1998 LEO Commercial Market Projections,approximately 400 to 500 launches are anticipated through the year 2010. MSFC's Fastrac engine could provide an alternative launch vehicle. Because Fastrac may provide a less expensive launch platform, market sizemay increase. The Fastrac engine can be used as a reusable launch vehicle thrust systemfor the 150 to 200 lower weight launches. Further developments will enable  Fastrac to beused as a nupper stage engine or scaled to accommodate larger size payloads.

Benefits - Low Cost of Manufacture

• Reduced complexity of engine design:
– Simple cycle: liquid oxygen rocket propellant, gas generator
– Simple control system: open loop sequencer
– Simplified geometry: easy to machine
– Fewer parts than previous American-made rockets.

• Use of commercially available off-the-shelf com-
ponents technology.

• Use of low-cost, high-performance materials.

The Technology

NASA's goal is to develop a launch infrastructure that reduces the cost-to-orbit of a pound of payload fromthe current $10,000 to $1,000. This goal has helped define the major attributes of a new generation of low-cost rocket engine technologies that are key components of the new MSFC Fastrac engine. The Fastrac engine is being designed to cost approximately $1 million, about one-fifth the cost of other engines of similar size and performance. The Fastrac engine provides 60,000 pounds of thrust and hasmany potential launch system applications.

The Fastrac engine uses a gas generator cycle to drive the turbine. A mixture of liquid oxygen and kerosene fuels the engine, which has significantly fewer parts than previous American-made rocket engines. The Fastrac engine is 7 feet long and 4 feet wide, and it weighs less
than 2,000 pounds. Among the innovative elements of the Fastrac engine are a new low-cost combustion chamber and a low-cost injector.

Combustion Chamber

The combustion chamber features an ablative cooling layer that decomposes as it absorbs the heat of combustion.The chamber is integratedwith themain nozzle assembly into a unitized structuremade of state-of-the-art ablative and refractory materials. High-performance
silicaphenolic tapemakesupthe ablative liner,whichis overwrappedwith graphite epoxy to formthe complete chamber/nozzle assembly. The ablative behavior of the liner is used to both cool and insulate the metal nozzle shell by resin boil-off and char layer formation. The ablative layer can be replaced after each flight of the engine's expected 7-launch life.

Injector

The new innovative injector design comprises only three parts: an injector core, a liquid oxygen dome close-out, and a faceplate. The geometry of each part is designed to be relatively easy to machine. The novel geometry of the injector core eliminates the need for fuel delivery manifolds largely due to the combination of a large monolithic faceplate with unique fuel channel patterns inthe core.This three-part assembly configuration greatly reduces the complexity of the overall injector and virtually eliminates the need for fuel downcomer holes.

Commercial Opportunities with NASA

Patent application shave been filed for three elements of the engine technology: (1) the rocket nozzle and combustion chamber structure, (2) the fuel injector, and (3) the combination of the combustion chamber/nozzle with the injector to form the thrust chamber assembly.
Commercial opportunities exist through licensing and cooperative development opportunities with NASA.

(http://i016.radikal.ru/1104/c9/55b894f24869.jpg)

ЦитироватьFastrac LOX/RP-1 Turbopump

BNI teamed with NASA's Marshall Space Flight Center (MSFC) to design and build the turbopump for the Fastrac LOX/RP-1 Engine. The Fastrac Engine produces 60,000 pounds of thrust. Barber-Nichols consulted on the engine design and manufactured six turbopumps. The Fastrac is part of NASA's Low CostFastrac Hotfire Booster Technologies (LCBT) Program and the development of this engine initially cost approximately $1.2 million - about 1/5 the cost of a similar engine. A hot fire test of the Fastrac Engine was performed at NASA's Stennis Space Center in March 1999 and the first engine was installed on the X-34 A1 vehicle that was unveiled at NASA's Dryden Flight Research Center on April 30, 1999 .

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/64038.jpg)
 

ЦитироватьMerlin LOX/RP-1 Turbopump

BNI designed and manufactured the Merlin Turbopump for the SpaceX Falcon Launch Vehicle. The Merlin Engine produces more than 100,000 pounds of thrust at sea level and the turbopump is the lightest in its thrust class. Barber-Nichols used its experience gained on the Fastrac and Bantam projects to rapidly develop the Merlin Turbopump. The first unit was delivered to the customer less than one year after design work began. BNI also used Design for Manufacturability principals to increase reliability and significantly cut costs. The Falcon Launch Vehicle had its first successful launch in March 2007.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60073.jpg)

ЦитироватьABSTRACT
Successful testing of the TRW Low Cost Pintle Engine (LCPE) Thrust Chamber Assembly (TCA) at the NASA Stennis Space Center E1 test facility has demonstrated the feasibility of this design as a solution to dramatically reduce the cost of access to space. Using the 650,000 Ibf thrust LOX/LH2 hardware developed for the EELV program, TRW performed this test program as a cooperative agreement with NASA-MSFC. The overall objective of this program was to demonstrate that a low cost pintle engine could substantially lower the costs of U.S. launch vehicles and thus enhance America's competitiveness in the international space transportation market.
The test article, consisting of a pressure fed, film-cooled ablative thrust chamber assembly, was tested at the NASA Stennis E1 test facility in Mississippi during the spring and summer of 2000. Low enthalpy hydrogen (64 - 78 °R, 675-1035 psia) and oxygen (180 - 186 °R, 848 - 1035 psia propellants were directly injected into the thrust chamber, pressure fed from high-pressure facility run tanks. The 650 Klbf TCA, scaled from a previously tested 40 Klbf TCA, demonstrated good performance, with a combustion efficiency of 96%, and total absence of combustion instabilities. TCA design chamber pressure was 700 psia, yielding 645,000 pounds thrust at sea level with a 3:1 expansion ratio test nozzle. The fixed-element injector based on TRW's unique coaxial pintle design was operated at 60% and 100% thrust levels by adjusting facility feed pressures.

BACKGROUND
Since the 1960s, TRW has been advocating a shift to engines with lower chamber pressures, simple cycles, low parts count and either pressure fed or pump fed propellant supplies as a way to lower engine production costs by over an order of magnitude (~$5/lbf)2. The largest of these earlier earth storable propellants burning at 300 psia in an ablative (DC-93-104) lined combustion chamber. In the 1970's, TRW tested similar engines with LOX/RP-1 and LOX/propane at 2,000 Ibf and 50,000 Ibf with combustion pressures of 300 psia. During the 1990's, with support from, McDonnell-Douglas, TRW tested 16,500 Ibf and 40,000 Ibf thrust LOX/LH2 engines at chamber pressures ranging from 280 psia to 380 psia. These tests demonstrated high performance (>95%) and stable operation. Several stability tests were conducted using 40 grain bombs. No combustion instabilities were detected in these tests or in any other test of a pintle injector engine.
In 1995-1996, a 650,000 Ibf thrust, LOX/LH2 scale-up of these early engines was designed and built during the first phase of the EELV program. This test engine, shown in Figure 1, represents a critical step in the development of the LCPE. The testing objectives were to verify engine performance, combustion stability and ablative life at a full-scale booster size. Under a Cooperative Agreement with NASA-MSFC, TRW tested the Thrust Chamber Assembly of the LCPE at NASA-SSC. The TCA, consisting of the injector and combustion chamber, demonstrated the capabilities of the pintle injector, ablative thrust chamber and nozzle in a pressure-fed configuration.

ЦитироватьИнформация из новой презентации Спейсекса про Драгон  (http://spacex.com/downloads/20110428-spacex-sts-134.pdf)
1st Stage Engines
Sea Level Thrust : 556 kN (125,000 lbf)
Vacuum Thrust: 617 kN (138,800 lbf)
Sea Level Isp: 275 s
2nd Stage Vacuum Engines
Vacuum Isp: 304 s
То есть повторили инфу про перспективный вариант М-1С :lol: из документа про Ф9(Блок2).

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДавление в КС:
Merlin 1A - 5.39 МПа;
Merlin 1С для F1 с тягой 78400 lbf на уровне моря  - 5.69 МПа;
Merlin 1C для F9 с тягой 95000 lbf на уровне моря  - 6.77 МПа.

Еще надо отметить что в документах SpaceX прописаны разрабатываемые версии на 115000, 125000 lbf (так называемый Merlin 1C+) и 140000 lbf (Merlin 1D)
Merlin 1C с тягой 115000 lbf упоминается в документах про Falcon 1e
Merlin 1C с тягой 125000 lbf упоминается в документах про Falcon 9 (Block II)
Merlin 1D с тягой 140000 lbf упоминается в документах про Falcon Heavy

Тяги на уровне моря. Из чего следует, что при неизменной геометрии КС и сопла мы получим примерно следующие давления в камере:

Merlin 1C с тягой 115000 lbf - 8,20 МПа;
Merlin 1C с тягой 125000 lbf - 8,91 МПа;
Merlin 1D с тягой 140000 lbf - 9,98 МПа.

Для сравнения у кислородно-керосинового РД-111 давление в КС было 7,84 Мпа,  а у вонючего РД-261 - 8,33 МПа.

ЦитироватьГлушко пытался бороться с высокой частотой на РД-111 улучшением смесеобразования при гладкой ФГ.  Результата он добился, но времени потратил очень много.
На РД-107А и РД-108А использовали перегородки из форсунок, чтобы разделить зону горения на части.

Что можно сделать в случае с штифтовой форсункой?

ЦитироватьГлушко пытался бороться с высокой частотой на РД-111 улучшением смесеобразования при гладкой ФГ.  Результата он добился, но времени потратил очень много.
На РД-107А и РД-108А использовали перегородки из форсунок, чтобы разделить зону горения на части.

Что можно сделать в случае с штифтовой форсункой?

ЦитироватьТип форсунки не имеет значения.

Цитировать

ЦитироватьГлушко пытался бороться с высокой частотой на РД-111 улучшением смесеобразования при гладкой ФГ.  Результата он добился, но времени потратил очень много.
На РД-107А и РД-108А использовали перегородки из форсунок, чтобы разделить зону горения на части.

Что можно сделать в случае с штифтовой форсункой?

Другой впрыск - другие особенности.
Возможно, могло бы помочь добавление завес на стенках КС (за счет асимметрии их струй).
Асимметрия струй на самой пинтл-форсунке, как я понимаю, уже давно используется.

Цитировать

ЦитироватьГлушко пытался бороться с высокой частотой на РД-111 улучшением смесеобразования при гладкой ФГ.  Результата он добился, но времени потратил очень много.
На РД-107А и РД-108А использовали перегородки из форсунок, чтобы разделить зону горения на части.

Что можно сделать в случае с штифтовой форсункой?

На штифтовой форсунке по-моему создаётся хорошая зона обратных токов,которая омывает наружную часть конуса распыла.За счёт этого и хорошая устойчивость.

Цитировать

ЦитироватьТип форсунки не имеет значения.

Как это, как это?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьГлушко пытался бороться с высокой частотой на РД-111 улучшением смесеобразования при гладкой ФГ.  Результата он добился, но времени потратил очень много.
На РД-107А и РД-108А использовали перегородки из форсунок, чтобы разделить зону горения на части.

Что можно сделать в случае с штифтовой форсункой?

Другой впрыск - другие особенности.
Возможно, могло бы помочь добавление завес на стенках КС (за счет асимметрии их струй).
Асимметрия струй на самой пинтл-форсунке, как я понимаю, уже давно используется.

Если бы можно было добавить завесу на стенках, от абляционной камеры наверное не отказались бы.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТип форсунки не имеет значения.

Как это, как это?

Насколько я понимаю, ВЧ могут быть при любых форсуночных головках. И не только в ЖРД, но даже в РДТТ, где форсунок нет как класса.

Цитировать

ЦитироватьЕсли бы можно было добавить завесу на стенках, от абляционной камеры наверное не отказались бы.

А где-то сказано, что от абляционной камеры отказались именно из-за ВЧ-колебаний?

ЦитироватьВЧ неустойчивость может быть даже в ВРД
Бороться с ней можно разными способами. Точной единой теории до сих пор нет.
Можно просто изменить геометрическую характеристику форсунки и неустойчивость исчезнет.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЕсли бы можно было добавить завесу на стенках, от абляционной камеры наверное не отказались бы.

А где-то сказано, что от абляционной камеры отказались именно из-за ВЧ-колебаний?

А какое отношение завеса на стенках имеет к высокой частоте?

ЦитироватьДо этого где-то массово применялся штифтовый распылитель?

ЦитироватьСначала, мы натолкнулись на факт, что TRW построил двигатель спуска ЛЕМА, который использовал pintle инжектор. Мы наткнулись на Дэвида Мирмана Скотта blog экспонаты аполлона для обсуждения и взгляда на модель знаменитого Лунного Двигателя Спуска Модуля (LMDE). Двигатель был сделан знаменитым Аполлоном 13

ЦитироватьНасколько я понимаю пинтл-форсунку на ЛМДЕ поставили для обеспечения глубокого дроселирования. А тут то зачем?

ЦитироватьНасколько я понимаю пинтл-форсунку на ЛМДЕ поставили для обеспечения глубокого дроселирования. А тут то зачем?

ЦитироватьКстати на Delta дросселирование ведь не нужно. Однако TR-201 использовали на верхней ступени.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТип форсунки не имеет значения.

Как это, как это?

Насколько я понимаю, ВЧ могут быть при любых форсуночных головках. И не только в ЖРД, но даже в РДТТ, где форсунок нет как класса.

Могут. И не только в КС.  Но перегородки в ФГ  один из распространённых способов борьбы с ВЧ в КС, который позволяет увеличить давление в КС и улучшить параметры двигателя.

ЦитироватьКстати, чтобы появилась возможность сделать ФГ с перегородками на РД-107А-108А отказались от двухкомпонентных форсунок и перешли на однокомпонентные от РД-111. Так что форсунки значение имеют. :wink:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТип форсунки не имеет значения.

Как это, как это?

Насколько я понимаю, ВЧ могут быть при любых форсуночных головках. И не только в ЖРД, но даже в РДТТ, где форсунок нет как класса.

Могут. И не только в КС.  Но перегородки в ФГ  один из распространённых способов борьбы с ВЧ в КС, который позволяет увеличить давление в КС и улучшить параметры двигателя.

Угу. Это фирменная фишка Энергомаша. На НК никаких перегородок нет, все совсем иначе решено. При этом параметры двигателя, мягко говоря не пострадали :)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТип форсунки не имеет значения.

Как это, как это?

Насколько я понимаю, ВЧ могут быть при любых форсуночных головках. И не только в ЖРД, но даже в РДТТ, где форсунок нет как класса.

Могут. И не только в КС.  Но перегородки в ФГ  один из распространённых способов борьбы с ВЧ в КС, который позволяет увеличить давление в КС и улучшить параметры двигателя.

Угу. Это фирменная фишка Энергомаша. На НК никаких перегородок нет, все совсем иначе решено. При этом параметры двигателя, мягко говоря не пострадали :)

Рома, а ты давление в КС сравни. На РД-253 тоже ведь никаких перегородок нет. У Энергомаша они появились только на РД-170 в конце 70-х.
А вот на F-1 у американцев видимо в конце 50-х.  Глушко в это время возился с тонкой настройкой смесеобразовния на гладкой ФГ РД-111. Долго, но не сказать, чтобы результативно.

Кстати интересно было бы посмотреть ФГ исаевских движков: крест из металла он использовал, а вот догадался ли сделать его из форсунок?

ЦитироватьНа каком двигателе?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьOne thing I did notice was this: Sea Level Thrust : 556 kN (125,000 lbf)

That seems out of date already.  Last I heard it was up to 140,000 lbf, up from 135,000 lbf as of early January.  
Doesn't SpaceX usually quote the Sea Level Thrust, not the Vacuum Thrust?

And the fact first stage Merlin vaccum Isp is reported under 2nd stage MVac Isp doesn't set off an alarm?

This was done by their PR department - if they have one. I still hold COTS C1 press kit as more definitive with respect to performance numbers for Block 1.

Alarms? That's a bit strong, but you have found another inconsistency.
However, Block 1 is now "old hat", obsolete.

Falcon 9 Block 1 is not obsolete because it is still flying.  The Falcon 9 now at SLC 40, for example, is a Block 1.  

The numbers provided in the document appear to be from the User's Guide currently posted on the SpaceX web site (except that the Merlin Vacuum ISP has a typo - it should be 340 sec rather than 304 sec).  The 125Klbf thrust was the original sea-level thrust listed in the Guide for the Block 2 Falcon 9 that has not flown, and may or may not ever fly depending on what the company does with Merlin 1D.

 - Ed Kyle

ЦитироватьНебольшая дискуссия о Мерлине  на NSF:
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=24179.msg733135#msg733135

ЦитироватьFalcon 9 Block 1 is not obsolete because it is still flying.  The Falcon 9 now at SLC 40, for example, is a Block 1.  

The numbers provided in the document appear to be from the User's Guide currently posted on the SpaceX web site (except that the Merlin Vacuum ISP has a typo - it should be 340 sec rather than 304 sec).  The 125Klbf thrust was the original sea-level thrust listed in the Guide for the Block 2 Falcon 9 that has not flown, and may or may not ever fly depending on what the company does with Merlin 1D.

ЦитироватьElon Musk:
"Our rough ball-park estimate is something on the order of 20 launches a year, of which roughly half are Falcon Heavy and roughly half are Falcon 9, and of those roughly 60%-70% going out of Cape Canaveral."

Comments above starting around 15:40.
http://www.youtube.com/watch?v=DtoADdSry6g

Цитироватьhttp://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=25597.msg759970#msg759970

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьI get the impression from their launch manifest that 2013 is the first year of standard operations with the Falcon 9, and everything prior to that is preparatory work.

Next year (2012) they have manifested 3 CRS flights (4 if you include catchup for 2011 if that doesn't happen then) plus potentially a couple of commercials being ORBCOM and MDA Corp.  Don't know where those are at but anyway the CRS flights will definitely be operational flights for both F9 and Dragon Cargo and by definition, that means SpaceX will be in ongoing commercial mode.  Doesn't matter that the flights are for NASA.  There may be more oversight than for other non-gov't flights but the essentials will be the same.
Crunch time for SpaceX.  Will they be able to manifest 3 - 5 flights per year as promised?  

SpaceX has stated that the 7th Falcon 9 will use the Merlin 1D engine.  That will likely be when they introduce the longer tanks with a strengthened structure.  That is supposedly two flights before the debut of the Falcon Heavy and includes at least one flight of the 5 meter fairing.  At that point, they will have the stable of rockets they have promised.

FWIW, and admittedly it's not much, my opinion is that they will be in "standard operations" when one can order a rocket that has flown, as opposed to a planned redesign.  Secondarily it will be when burning down the manifest no longer requires a step increse in their flight rate.

Exactly.

According to Max Vozoff, the Merlin 1d has a dramatically lower parts count:
http://thespaceshow.wordpress.com/2011/03/05/max-vozoff-friday-3-4-11/
(starting around 57:30 into the interview).

Also, IIRC, Elon said their assembly line should be capable of producing up to 800 Merlin 1d engines per year.

In other words, the Merlin 1d is designed for mass production.

ЦитироватьSpaceX Merlin 1D[/size]

AvWeek reports on the SpaceX presentations at the AIAA propulsion conference last week (see post here): SpaceX Unveils Plans To Be World's Top Rocket Maker - Aviation Week & Space Technology - Aug.8.11 (subscription required) they include some information about the new Merlin engine upgrade:

    Revealing several new details of the 1D, Tom Mueller, propulsion engineering vice president, says the engine is designed to produce 155,000 lb. vacuum thrust and have a chamber pressure at "the sweet spot" of roughly 1,410 psia. "We've also increased the nozzle expansion ratio to 16 [compared with 14.5 on the Merlin 1C]," says Mueller, who adds that the initial engine "is doing better than we hoped." The engine is designed for an Isp (specific impulse) of 310 sec. and has a thrust-to-weight ratio of 160:1. "We took structure off the engine to make it lighter. The engine we shipped [for test] to Texas was a development engine and hopefully the production engines will be even better," he says.

Mueller also said that they have used lessons from the previous versions to go with a simpler design for the 1D and a longer fatigue life.

The 1D will allow for throttling between 70-100%. Currently they shut off two of the nine engines on the first stage during ascent. With the 1D they will instead be able to throttle all of the engines.

There will be a vacuum version of the 1D for the Falcon Heavy second stage.

Posted 08/06/11 | 14:07:06 by TopSpacer [/size]

ЦитироватьГод на отработку двигателя открытой схемы с предельными параметрами это супер рекордный срок.

Давление в КС на 20% выше чем у РД-111 при сравнимом УИ. Земной видимо на 10 секунд выше за счёт меньшей степени расширения сопла (16 против 18 у РД-111).

Кстати у РД-111 удельная тяга  112, против 160 у 1D.

А у НК-33 только 123. :roll:

Цитировать(http://s48.radikal.ru/i120/1108/a0/4604e1fe44aa.jpg)

The SL ISP for 1D was modeled using the given values on Aximer using the observed 1C values to determine some of the unknown values so a change in the chamber pressure can then give a reasonable SL calculated value. The result was that it showed that by changing to the higher pressure the 1D should get about or better than 273s SL ISP.  Aximer has limitations because it is idealistic but by adjusting until it gives the observed value in one case then changing only one input value such as chamber pressure a reasonably accurate new value like ISP can be calculated.

The T/W value was changed because the engine weight 655kg divided into the VAC thrust gives 75 not 96.[/size]

edit - P.S. The VAC thrust of 1D could be as high as 160klbf giving an engine weight of 440 to 455kg. Thats a stage dry weight reduction of 1800 to 1935kg.

ЦитироватьJust trying to get the numbers straight.  :)

The Merlin 1C has a T/W ratio of 92 and a SL thrust of 95,000 lbs (source: http://www.spacex.com/press.php?page=33 ).

ЦитироватьThe Merlin 1C weighs: 95,000 lbs / 92 = 1032 lbs (468kg)

The Merlin 1D has a T/W ratio of 160 and a SL thrust of 140,000 lbs (source: http://hobbyspace.com/nucleus/?itemid=31499 ).

ЦитироватьThe Merlin 1D weighs: 140,000 lbs / 160 = 875 lbs (397kg)

So a reduction of 71 kg. Right?
Regards,
arnezami

ЦитироватьТ.е. при росте тяги в 140000 / 95000= 1,47 раза и давления в КС в 1420 / 982 = 1,45 раза масса двигателя уменьшилась 397 / 468 = 0,848 на 15%. :roll:

Цитироватьsea level thrust to weight ratio of 92

ЦитироватьMerlin consumes 350 lbs/second of propellant and the chamber and nozzle, cooled by 100 lbs/sec of kerosene

ЦитироватьSpaceX Plans To Be Top World Rocket Maker[/size]

Aug 11, 2011
 
By Guy Norris
San Diego

While many beleaguered U.S. aerospace manufacturers are trimming back amid continuing uncertainty over the nation's long-term goals, California-based SpaceX is ramping up plans to become the world's largest producer of rocket engines in less than five years, manufacturing more units per year than any other single country.

Outlining SpaceX's ambitious growth strategy, President ­Gwynne Shotwell says a production increase is aimed at supporting the assembly of engines for the coming flurry of Falcon 1 and 9 launches. The company also continues to bolster its workforce, passing the 1,500-employee mark for the first time at the start of August after seeing a 50% uptick in payroll last year.

"We have built about 60 engines so far this year, and will build another 40 by year-end," says Shotwell. Speaking at the American Institute of Aeronautics and Astronautics Joint Propulsion Conference here, Shotwell explains that the eventual "plan is to build up to 400 engines per year, that's our target." The expansion is built on booked revenues of $3 billion through 2017, part of which was earned by orders for 14 new Falcon 9 launches placed "within the last year," she says. SpaceX is also "negotiating three more right now," she adds. The launch manifest lists 40 sold flights, including 33 Falcon 9s, plus five options.

"The momentum increased last year, and hopefully if all goes well we'll be docking with the International Space Station [ISS] in December," says Elon Musk, SpaceX founder and chief technical officer. Describing the planned launch of its second test Dragon spacecraft as its "top priority," Musk says the current plan calls for the third Falcon 9 launch vehicle to place the Dragon in orbit from where it will rendezvous and berth with the ISS on Dec. 9. The Commercial Orbital Transportation Services (COTS) flight is required to clear the way for the first of 12 regular cargo delivery flights ordered under the $1.6 billion Commercial Resupply Services contract NASA awarded the company in 2008.

Following the COTS flight, SpaceX's focus will shift to convincing the U.S. Air Force and National Reconnaissance Office that the Falcon 9 can provide a competitive alternative to United Launch Alliance's Atlas V and Delta IV Evolved Expendable Launch Vehicles. "That's our next big priority after ISS," says Musk, who notes that the company recently began construction of its Falcon Heavy launch site at Vandenberg AFB, Calif. The first Falcon Heavy flight is targeted for 2013.

All Falcon 9 flights up to and including the sixth will be powered by the kerosene/liquid oxygen 95,000-lb.-thrust Merlin 1C, with the Merlin 1C-Vac derivative powering the upper stage. Development of the more powerful, 140,000-lb.-thrust Merlin 1D, which will equip the Falcon 9 from the seventh flight onward, is now underway. More than 150 firings have been accomplished at the company's Rocket Development Facility in McGregor, Texas, since the effort began in February.

Revealing several new details of the 1D, Tom Mueller, propulsion engineering vice president, says the engine is designed to produce 155,000 lb. vacuum thrust and have a chamber pressure at "the sweet spot" of roughly 1,410 psia. "We've also increased the nozzle expansion ratio to 16 [compared with 14.5 on the Merlin 1C]," says Mueller, who adds that the initial engine "is doing better than we hoped." The engine is designed for an Isp (specific impulse) of 310 sec. and has a thrust-to-weight ratio of 160:1. "We took structure off the engine to make it lighter. The engine we shipped [for test] to Texas was a development engine and hopefully the production engines will be even better," he says.

The 1D design incorporates many lessons learned from the earlier Merlins and is of a simpler design with an increased fatigue life. "We've added the ability to throttle between 70% and 100%. Currently we have to shut off two engines during ascent, and on this we will be able to throttle them all," he says. The development will also provide the basis for a 1D-Vac version intended for the second stage of the planned Falcon Heavy. "There are no plans to build a 1E. It's going to be a 1D with the same turbopump."

For SpaceX's longer-term ambitions to deliver cargo and humans to Mars, Musk says plans to develop a "super-efficient, staged-combustion engine" could be made official "later this year, or early next." Although no further details of the engine, variously known as the Raptor or BFE (Big Falcon Engine), are being revealed, the company last year showed a concept for a 150,000-lb.-thrust liquid oxygen/liquid hydrogen engine with an Isp of 470 sec.[/size]

ЦитироватьFri, 9 September, 2011
SpaceX Acknowledges Falcon 9 Engine Anomaly[/size]
By Dan Leone

      WASHINGTON -- Space Exploration Technologies (SpaceX) Corp. acknowledged that its Falcon 9 rocket experienced an engine anomaly during its December launch of the company's reusable Dragon space capsule.

    "I'd call it an oxidizer-rich shutdown," former NASA astronaut Ken Bowersox, SpaceX's vice president of astronaut safety and mission assurance, told Space News in a Sept. 9 interview. "So because of that, when you get that mixture change happening, the temperatures can go up higher than you want inside the gas generator."

    Bowersox added that "those temperatures could have damaged the turbines in the turbopump." That presents an obstacle for SpaceX, which eventually intends to reuse the nine Merlin engines that power the Falcon 9.

    Despite the engine anomaly, Falcon 9 successfully delivered Dragon to orbit during the Dec. 8 mission, an orbital demonstration flight conducted under NASA's Commercial Orbital Transportation Service (COTS) program.


    SpaceX spokeswoman Kirstin Brost Grantham said that the anomaly poses no threat to the company's upcoming COTS demonstration, a flight to the international space station (ISS) targeted for late November. If that flight goes well, SpaceX would begin making periodic supply runs to the ISS under a $1.6 billion contract NASA awarded the Hawthorne, Calif.-based company in 2008.

    Bowersox's acknowledgement to Space News that the Falcon 9's main stage experienced an oxygen-rich shutdown came after a discussion of the incident during a joint meeting of the ISS Advisory Committee and the NASA Safety Advisory Panel at NASA headquarters here earlier the same day. The meeting was held to discuss the results an Aug. 9 meeting with SpaceX and Orbital Sciences Corp., another company under contract to fly cargo to the ISS.

    During the August meeting, held at the Johnson Space Center in Houston, SpaceX told to the two advisory bodies that there had been an engine anomaly during the most recent Falcon 9 launch, according Charles Daniel, a shuttle and space station safety expert at Herndon, Va.-based Valador Inc., and a member of the ISS Advisory Committee.

    "There was no explanation or root cause analysis or corrective action for this particular anomaly," Daniel said Sept. 9 during the public meeting. "This is a relatively troublesome statement not to recognize that a premature engine shutdown was a significant event."

    Valador Inc., was sued in June by SpaceX in Virginia's Fairfax County Circuit Court. SpaceX brought the suit forward after another Valador vice president, Joseph Fragola, made what SpaceX said were defamatory statements about the safety and reliability of the Falcon 9.

    The suit was settled out of court in early August.

    According to SpaceX's complain, Fragola on June 8 emailed Bryan O'Connor, then NASA's chief of safety and mission assurance, saying he was trying to verify a rumor that the Falcon 9's first stage experienced a significant anomaly during its Dec. 8 mission.

    "I have just heard a rumor, and I am trying now to check its veracity, that the Falcon 9 experienced a double engine failure in the first stage and that the entire stage blew up just after the first stage separated. I also heard that this information was being held from NASA until SpaceX can 'verify' it," Fragola wrote O'Connor, according to court papers.[/size]

ЦитироватьTest Failure of SpaceX Merlin VTS1-221Engine[/size]

scottlowtherAT@ixDOT.netcomARGH.com - 12 Sep 2005 19:12 GMT
Got this in an email:

SpaceX attempted a full Mission Duty Cycle (MDC) test of the Merlin S/N 003 engine on Wednesday, 7 Sep 05 with catastrophic results.

At T+158 seconds the chamber and nozzle separated from the engine, breaking several mounts including one of the pitch/yaw actuators and one of two struts which attach to the TPA.  Joints in the fuel lines from the TPA to the engine injector and the gas generator were separated causing fuel to be sprayed around the test stand for just a short time (probably less than 1-2 seconds) but sufficient to burn for 10-15 minutes.

Most of the ablative chamber/nozzle was found in pieces beyond the flame duct.  The throat and upper part of the divergent section of the nozzle, surprisingly, were found intact at some distance away.  It appears that the proximate cause of the failure was that the ablative chamber separated from its attach ring.  The ring is still firmly attached to the engine.  A flange, which is part of the engine dome and keeps the chamber centered on the engine when attached, appears to have been torn away.  In the attached picture you can see the attach ring on the top of the chamber/nozzle as it was being assembled to the engine yesterday.  The red colored RTV-covered ring on the bottom of the engine proper is the flange described above.

It looks like when the chamber started to come off that the side forces generated were sufficient to break the strut and pitch/yaw actuator attach points and the engine swiveled into the TPA causing fuel lines to break, damaging the TPA, and tearing apart the turbine exhaust and roll control nozzle.

Technicians are evaluating now the damage done to facility wiring, tank insulation, and valves.  It may take two weeks to repair the damage and get the stand back in shape to test a Merlin.  The next Merlin engine is in El Segundo waiting for an engine computer to complete acceptance testing and might ship as early as next Monday.  In the meantime SpaceX intends to press with Kestrel testing which should be largely unaffected by the Merlin problems.[/size]

Цитировать

Цитировать2.1.1 Grasshopper RLV
2.1.1.1 Description
The Grasshopper RLV consists of a Falcon 9 Stage 1 tank, a Merlin-1D engine, four steel landing legs, and a steel support structure. Carbon overwrapped pressure vessels (COPVs), which are filled with either nitrogen or helium, are attached to the support structure. The Merlin- 1D engine has a maximum thrust of 122,000 pounds. The overall height of the Grasshopper RLV is 106 feet, and the tank height is 85 feet.

The propellants used in the Grasshopper RLV include a highly refined kerosene fuel, called RP- 1, and liquid oxygen (LOX) as the oxidizer. The Grasshopper RLV has a maximum operational propellant load of approximately 6,900 gallons; however, the propellant loads for any one test would often be lower than the maximum propellant load. Even when the maximum propellant load is used, the majority of the propellant would remain unburned and would serve as ballast to keep the thrust-to-weight ratio low.
Update: Other items from the document: p.13 -
SpaceX anticipates that the Grasshopper RLV program would require up to 3 years to complete. Therefore, the Proposed Action considers one new permit and two potential permit renewals
p.15 -
The FAA/AST has assumed that SpaceX would conduct up to 70 annual suborbital launches of the Grasshopper RLV under an experimental permit at the McGregor test site. This estimation is a conservative number and considers potential multiple launches per day and potential launch failures.

To support the Grasshopper RLV operations, SpaceX proposes to construct a launch pad and additional support infrastructure at the McGregor test site
p.16 -
2.1.1.3 Flight Profile (Takeoff, Flight, and Landing)
The Grasshopper test program expected to be conducted under an experimental permit would consist of three phases of test launches, which would be performed in the sequence detailed below. SpaceX would repeat tests under each phase as necessary until SpaceX is ready to proceed to the next phase. Multiple test launches could occur each day during daytime hours only, and would be consistent with SpaceX's lease with the City of McGregor. For example, SpaceX is prohibited from conducting engine tests between the hours of 12:00 a.m. and 7:00 a.m. per SpaceX's lease with the City of McGregor.

Launch Phases 1 and 2: Below-controlled-airspace VTVL
The goal of Phase 1 is to verify the Grasshopper RLV's overall ability to perform a VTVL mission. During a Phase 1 test, the Grasshopper RLV would be launched and ascend to 240 feet AGL and then throttle down in order to descend, landing back on the pad approximately 45 seconds after liftoff. The Grasshopper RLV would stay below Class E Airspace (700 feet AGL). In Phase 2, there would be slightly less propellant loaded, a different thrust profile, and the maximum altitude would be increased to 670 feet, still below Class E Airspace. The mission duration during Phase 2 is again approximately 45 seconds.

Launch Phase 3: Controlled-airspace VTVL (maximum altitude)
The goal of Phase 3 is to verify the Grasshopper RLV's ability to perform a VTVL mission at higher altitudes and higher ascent speeds and descent speeds. To achieve this, the maximum mission altitude would be increased from 670 feet incrementally up to 11,500 feet. The altitude test sequence likely would be 1,200 feet; 2,500 feet; 5,000 feet; 7,500 feet; and 11,500 feet. The maximum test duration would be approximately 160 seconds. The Grasshopper RLV would land back on the launch pad.

http://www.hobbyspace.com/nucleus/index.php?itemid=32669#c
http://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/ast/media/20110922%20SpaceX%20Grasshopper%20Draft%20EA.Final.pdf

Цитировать2.2 No Action Alternative
Under the No Action Alternative, the FAA/AST would not issue an experimental permit to SpaceX for operation of the Grasshopper RLV at the McGregor test site. Existing SpaceX activities would continue at the McGregor test site, which include engine testing for the Falcon 9 launch vehicle. SpaceX averages approximately five Merlin-1D tests per week as well as six Falcon 9 Stage 1 tests per year. The Falcon 9 is an expendable launch vehicle that uses RP-1 and LOX for propellants. Stage 1 of the Falcon 9 holds approximately 38,700 gallons of LOX and 24,900 gallons of RP-1, for a total of approximately 63,600 gallons of propellant. Stage 1 is powered by nine Merlin-1C engines, with each Merlin-1C engine producing 90,000 pounds of thrust.

ЦитироватьAs mentioned in Section 2.2, SpaceX currently conducts engine tests at the McGregor test site. SpaceX averages approximately five Merlin-1D tests per week as well as six Falcon 9 Stage 1 tests per year.

ЦитироватьSea Level Thrust :    556 kN (125,000 lbf)
Vacuum Thrust:    617 kN (138,800 lbf)
Sea Level Isp:    275s
Vacuum Isp:    304s

ЦитироватьВидимо Мерлином-1D теперь кличут прежний Мерлин-1С+:]

ЦитироватьДают заднего?
122000 было у виртуального Мерлин-1С+.

ЦитироватьWhat can you tell me about the upgrade under way to the Falcon 9's Merlin-1C engine and how it will streamline production?

The hardest part of the engine to mass produce is the electro-plating of nickel cobalt on the chamber. We create this thick metal jacket that takes the primary stress of the pressure vessel and it's plated one molecule at a time. Plating is about the slowest way you can make a metal thing. With the Merlin-1D we take a metal jacket that is explosively formed. We take a metal sheet that's in a cylindrical form and put it in a bucket of water, effectively. Sort of a concrete pool. And you set off an explosive and the jacket just goes "boohmp" and forms to the outer side walls into a jacket shape, so you have a mold, effectively. And then you just put the jacket on the chamber and braise it on. You can do several a day. We have a fully integrated engine and it's being test-fired right now. There's really not a lot of question marks remaining about the Merlin-1D.

 

What is the capability of the Falcon 9 with the Merlin-1D vs. the Merlin-1C?

It depends on how much sandbagging you want to give on the Falcon 9 performance but it's in the roughly 13-tons-to-low-Earth-orbit capability with the upgraded Falcon 9. The current Falcon 9 is in the 10- to 11-metric-ton class.

 

When will the upgraded engine fly?

The Merlin-1D will fly mid-2012. It could be a Commercial Resupply Services mission or it could be an Orbcomm mission, but it'll be approximately flight seven.

Цитироватьhttp://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/ast/media/20110922%20SpaceX%20Grasshopper%20Draft%20EA.Final.pdf

Цитировать2.2 ...
Stage 1 of the Falcon 9 holds approximately 38,700 gallons of LOX and 24,900 gallons of RP-1, for a total of approximately 63,600 gallons of propellant.

Цитировать

Цитироватьhttp://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/ast/media/20110922%20SpaceX%20Grasshopper%20Draft%20EA.Final.pdf

Цитировать2.2 ...
Stage 1 of the Falcon 9 holds approximately 38,700 gallons of LOX and 24,900 gallons of RP-1, for a total of approximately 63,600 gallons of propellant.

:shock:
Соотношение 1,55 ??
Ну это вообще ни в какие ворота. (

Цитировать1 американский галлон = 3.78541178 литра

ЦитироватьНо если верить вышеприведенной оценке Salo, камерное составляет ~2,5.

ЦитироватьНа Facebook-е опубликовали фотографию прожига Merlin-1D на новом стенде. Первое, что бросается в глаза - сопло снаружи гладкое, упрочнительные кольца исчезли. И еще, кажется, топливный коллектор сместился вниз сантиметров на десять, но тут я не уверен.

ЦитироватьИ критика явно шире:

ЦитироватьFor the purposes of this estimate, 6 flights per year for 2 years.

Цитировать

ЦитироватьSo anyone could estimate the unit procurement cost for about a dozen RS-68A, 2 dozen J2X and 5 dozen Merlin-1D for a dozen flights deployed from the Stratolaunch carrier.
    Never mind the additional development cost of a new LV, especially the more costly hydrolox versions.

Based on the numbers I have:
RS-68A : $25 mil per launch
J-2X: $40 mil per launch
Merlin 1D: $35 mil per launch

ЦитироватьОдин Merlin 1D  35/5= $7 mil per launch

ЦитироватьI'm just using what numbers I have, which are extrapolated from current launch costs.  Remember, this is for a vac engine, so would be technically for the Merlin 1DV, which would be more expensive than the ground-lit units.

Цитировать(http://a8.sphotos.ak.fbcdn.net/hphotos-ak-ash4/s720x720/405318_10151177263585131_353851465130_22528727_652232118_n.jpg) (http://a8.sphotos.ak.fbcdn.net/hphotos-ak-ash4/330294_10151177263585131_353851465130_22528727_652232118_o.jpg)

Superwide shot of a Merlin 1C engine for a future flight test firing at our TX rocket development facility earlier this month!

Цитироватьhttp://www.facebook.com/media/set/?
КС Merlin-1C:
(http://a2.sphotos.ak.fbcdn.net/hphotos-ak-ash4/316816_10150964894760131_353851465130_21711959_1758990285_n.jpg)

ЦитироватьTechnicians will also conduct precautionary inspections looking for delamination in the Falcon 9 rocket's kerosene-fueled Merlin engines[/size]

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311s

ЦитироватьГод назад:
(http://s006.radikal.ru/i215/1108/99/3e89a7047bd1.jpg)

И сегодня:
http://www.spacex.com/falcon9.php

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311s

Цифры левые, поскольку либо вакуумный УИ ниже на 2 с, либо земной выше на те же 2 с.

Видимо несколько завышена земная тяга:
1320,000 lbf / 9 = 146 670 lbf

и вакуумный УИ:
146 670 lbf / 282 с *310 с = 161 230 lbf

ЦитироватьГод назад:
http://www.spacex.com/falcon9.php

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311s

Цифры левые, поскольку либо вакуумный УИ ниже на 2 с, либо земной выше на те же 2 с.

Видимо несколько завышена земная тяга:
1320,000 lbf / 9 = 146 670 lbf

и вакуумный УИ:
146 670 lbf / 282 с *310 с = 161 230 lbf

Цитироватьт.е. либо это бумажный тигр, либо сопло стало длиннее и тогда пустотный импульс тоже должен серьезно подрасти повыше чем у РД-107, чего не наблюдаем.

Цитировать

Цитироватьт.е. либо это бумажный тигр, либо сопло стало длиннее и тогда пустотный импульс тоже должен серьезно подрасти повыше чем у РД-107, чего не наблюдаем.

Ступени разделяются на высоте емнип 60 км - может Маск просто не стал делать движок, который высоко работает хорошо, раз он всё равно до вакуума не долетает?

Цитироватьимхо, если просто увеличить давление без удлиннения сопла, то он больше увеличит потери, чем УИ.

т.е. либо это бумажный тигр, либо сопло стало длиннее и тогда пустотный импульс тоже должен серьезно подрасти повыше чем у РД-107, чего не наблюдаем.

непонятка. закон парности фонарей не соблюден.

ЦитироватьВпервые слышу, что давление "он"... :lol:

ЦитироватьSpaceX Testing: Merlin 1D Engine Firing

http://www.youtube.com/watch?v=976LHTpnZkY&feature=plcp

"SpaceX's Merlin 1D engine has achieved a full mission duration firing and multiple restarts at target thrust and specific impulse (Isp). The engine firing was for 185 seconds with 147,000 pounds of thrust, the full duration and power required for a Falcon 9 rocket launch. The tests took place at SpaceX's rocket development facility in McGregor, Texas. The Merlin 1D builds on the proven technology of the Merlin engines used on the first three flights of Falcon 9, including the recent historic mission to the International Space Station"

ЦитироватьSpaceX's Merlin 1D Engine Achieves Full Mission Duration Firing[/size]
Posted by Doug Messier
on June 25, 2012, at 12:20 pm

http://www.youtube.com/watch?v=976LHTpnZkY&feature=player_embedded

Hawthorne, CA (SpaceX PR) – Space Exploration Technologies (SpaceX) announces that its Merlin 1D engine has achieved a full mission duration firing and multiple restarts at target thrust and specific impulse (Isp).

The engine firing was for 185 seconds with 147,000 pounds of thrust, the full duration and power required for a Falcon 9 rocket launch. The tests took place at SpaceX's rocket development facility in McGregor, Texas.

"This is another important milestone in our efforts to push the boundaries of space technology," said SpaceX CEO and Chief Designer Elon Musk. "With the Merlin 1D powering the Falcon 9 and Falcon Heavy rockets, SpaceX will be capable of carrying a full range of payloads to orbit."

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/25568.jpg)
The Merlin 1D engine during a test firing. (Credit: SpaceX)

The Merlin 1D builds on the proven technology of the Merlin engines used on the first three flights of Falcon 9, including the recent historic mission to the International Space Station.

With nine Merlins on the first stage, the Falcon 9 rocket will produce nearly 1.5 million pounds of thrust in a vacuum. An enhanced design makes the Merlin 1D the most efficient booster engine ever built, with a vacuum thrust-to-weight ratio exceeding 150, while still maintaining the structural and thermal safety margins needed to carry astronauts.

Additionally, as SpaceX continues to fulfill an extensive manifest of launches, the new engine is designed for improved manufacturability by using higher efficiency processes, increased robotic construction and reduced parts count.

The Merlin 1D engines will first see flight on Falcon 9 Flight 6, expected to launch in 2013.[/size]

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311s

ЦитироватьMerlin 1D Engine Achieves Full Mission Duration Firing[/size]

    By Keith Cowing
    Posted June 25, 2012 3:47 PM

Space Exploration Technologies (SpaceX) announces that its Merlin 1D engine has achieved a full mission duration firing and multiple restarts at target thrust and specific impulse (Isp).

The engine firing was for 185 seconds with 147,000 pounds of thrust, the full duration and power required for a Falcon 9 rocket launch. The tests took place at SpaceX's rocket development facility in McGregor, Texas.

"This is another important milestone in our efforts to push the boundaries of space technology," said SpaceX CEO and Chief Designer Elon Musk. "With the Merlin 1D powering the Falcon 9 and Falcon Heavy rockets, SpaceX will be capable of carrying a full range of payloads to orbit."

The Merlin 1D builds on the proven technology of the Merlin engines used on the first three flights of Falcon 9, including the recent historic mission to the International Space Station.

With nine Merlins on the first stage, the Falcon 9 rocket will produce nearly 1.5 million pounds of thrust in a vacuum. An enhanced design makes the Merlin 1D the most efficient booster engine ever built, with a vacuum thrust-to-weight ratio exceeding 150, while still maintaining the structural and thermal safety margins needed to carry astronauts.

Additionally, as SpaceX continues to fulfill an extensive manifest of launches, the new engine is designed for improved manufacturability by using higher efficiency processes, increased robotic construction and reduced parts count.

The Merlin 1D engines will first see flight on Falcon 9 Flight 6, expected to launch in 2013.[/size]

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311s

Цитироватьhttp://www.spacex.com/falcon9.php

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311s

Для сравнения РД0163:
http://s58.radikal.ru/i159/1206/fb/f3d8b950a078.jpg

При сравнимом вакуумном УИ и давлении в КС 160 атм против 105 атм земной УИ у РД0163 по какой-то причине ниже.

ЦитироватьОй, а чего это у РД-0163 такой низкий УИ?
 Единственное объяснение - опечатка и давление в камере 60 атм.

ЦитироватьНет никакой опечатки. Он оптимизирован по "приземные" условия - сопло короткое.

Цитировать

ЦитироватьНет никакой опечатки. Он оптимизирован по "приземные" условия - сопло короткое.

Там указан диаметр сопла. Он больше чем у РД-191. Вот РД-191 оптимизирован на приземные условия.

ЦитироватьВообще-то первоначально номинальная тяга РД-0163 - 249 тс у земли и 278 - в вакууме. Поэтому и сопло покрупнее.

Цитировать

ЦитироватьВообще-то первоначально номинальная тяга РД-0163 - 249 тс у земли и 278 - в вакууме. Поэтому и сопло покрупнее.

То есть урезаное сопло отпадает. Так откуда ж такой низкий УИ?

ЦитироватьУ открытой схемы УИ всегда ниже: потери на привод ТНА + смотри на соотношение ЖК/Керосин - оно существенно ниже оптимального.

ЦитироватьБыла такая попытка реализовать идею келдышей.

Цитировать

ЦитироватьБыла такая попытка реализовать идею келдышей.

Интересно, от Келдышей была хоть одна нормальная идея?

ЦитироватьДвигатель замкнутой схемы в конце 1950-х. как минимум. :wink:

ЦитироватьДа!

Цитировать

ЦитироватьДа!

А не нацистише рокетер?

ЦитироватьТам было водяное охлаждение КС со срабатыванием пара на турбине и теплообменником для его конденсации.

Цитировать

ЦитироватьТам было водяное охлаждение КС со срабатыванием пара на турбине и теплообменником для его конденсации.

"Там" это где? У немцев или у келдышей?
 Потому как я слышал что эту идею родили в НИИ-88, типа Мельников, чтоль.

Цитировать"Там" - это у Ойгена Зенгера в проекте антиподного бомбера.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВообще-то первоначально номинальная тяга РД-0163 - 249 тс у земли и 278 - в вакууме. Поэтому и сопло покрупнее.

То есть урезаное сопло отпадает. Так откуда ж такой низкий УИ?

У открытой схемы УИ всегда ниже: потери на привод ТНА + смотри на соотношение ЖК/Керосин - оно существенно ниже оптимального.

ЦитироватьВ таблице Km для 0163-го указано неверно.

Цитировать

ЦитироватьВ таблице Km для 0163-го указано неверно.

В 2008 г. для чисто керосинового варианта тягой около 250 тс у земли называлось 2,22 примерно.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВ таблице Km для 0163-го указано неверно.

В 2008 г. для чисто керосинового варианта тягой около 250 тс у земли называлось 2,22 примерно.

Я, честно говоря, не помню 0163 в чисто керосиновом варианте. По памяти на то время горючее для ГГ- водород.

ЦитироватьЯ бы с некоторым сомнением отнёсся к данным той таблицы. Там явно заметно желание её составителей выпятить преимущества метана. Соответственно, опустить значение конкурирующих разработок.

ЦитироватьУ меня подозрение что нелепые параметры 0163-го выбраны потому что именно при них максимально проявляется преимущество метана.

ЦитироватьА лепые параметры РД-191М почему выбраны? :wink:

ЦитироватьВы как-то забыли, что РД-191М многоразовый (до 25 раз) и должен форсироваться на 15%. :wink:
Думаете это никак не повлияет на массу и УИ?

ЦитироватьА сниженное на 25% давление в КС может?  :wink:

ЦитироватьА лепые параметры РД-191М почему выбраны? :wink:

ЦитироватьУ меня подозрение что нелепые параметры 0163-го выбраны потому что именно при них максимально проявляется преимущество метана.

ЦитироватьА чем они нелепы?

ЦитироватьОтлично вставал на всю линейку "Руси"

ЦитироватьВысоким давлением при открытой схеме.

ЦитироватьА там требовалось любой ценой снизить УИ? ;)

Цитировать

ЦитироватьВысоким давлением при открытой схеме.

Чем Вам 160 кг/см^2 на ОР не угодили? :o

ЦитироватьЯ думаю Вы помните, что было заложено в ТЗ в части требований к двигателям.:wink:
У 0163-го УИ (двигателя в целом) всего на 12 с меньше такового для 180-го. Не самая высокая плата за открытую схему и низкую температуру перед турбиной.

Цитироватьhttp://www.spacex.com/falcon9.php

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311s

Для сравнения РД0163:
(http://s58.radikal.ru/i159/1206/fb/f3d8b950a078.jpg)

При сравнимом вакуумном УИ и давлении в КС 160 атм против 105 атм земной УИ у РД0163 по какой-то причине ниже.

ЦитироватьУ 0163-го УИ (двигателя в целом) всего на 12 с меньше такового для 180-го.

Цитировать

ЦитироватьУ 0163-го УИ (двигателя в целом) всего на 12 с меньше такового для 180-го.

Это сколько же получается, 326 с в вакууме? Это было бы круто!  8)

ЦитироватьХм, а это как понять? У 0163А высотное сопло?
Тогда толку от такого УИ маловато...

Цитировать

ЦитироватьХм, а это как понять? У 0163А высотное сопло?
Тогда толку от такого УИ маловато...

У 0163А - высотное, у 0163 - земное. У 0163 земной УИ в пределах 290 с. Зато тяга к массе процентов на 25 поболее чем у 180го. Нормальный двигатель. На 5 метровый моноблок вообще шикарно вставал.

Цитировать

ЦитироватьУ 0163-го УИ (двигателя в целом) всего на 12 с меньше такового для 180-го.

Это сколько же получается, 326 с в вакууме? Это было бы круто!  8)

ЦитироватьИ я так и не смог понять - у обычного 0163, устанавливаемого на первых ступенях (и, соответственно, запускаемого на старте), действительно УИ в вакууме всего на 12 с меньше чем у РД180?
 

Цитировать

ЦитироватьУ 0163-го УИ (двигателя в целом) всего на 12 с меньше такового для 180-го.

Это сколько же получается, 326 с в вакууме? Это было бы круто!  8)

Или же Вы чуток преувеличили?

ЦитироватьТут ведь непонятка была прежде всего с этой странной таблицей характеристик ЖРД, и ещё с тем, что Merlin-1D, имея давление всего 65% от давления у 0163, при этом обеспечивает лучший УИ - если верить имеющимся данным.

Цитировать0163 - меньше на 17 с. 0163А - меньше на 9 с. (УИ - пустотные.

ЦитироватьЕсли брать только ОКС то проигрыш в УИ поменьше - от 6 до 10 с (если речь о 0163)

ЦитироватьУ меня есть такое подозрение, что по Мерлину приводят данные только по КС.

ЦитироватьЗ.Ы. Это конечно не мое дело, но если бы меня спросили... (с) Я бы дожег "мятый" газ в РС.

ЦитироватьЯ тоже предлагал такое, ещё года 3-4 назад (да и не только я). Двигателисты говорят, что оно того не стоит, но в их объяснениях я как-то не до конца разобрался.

ЦитироватьНе самая высокая плата за открытую схему и низкую температуру перед турбиной.

ЦитироватьТаки (пока) несостоявшийся РД0163, в трехкомпонентном варианте, должен был иметь у земли удельную 282 единицы (это без вдува в закритическую часть как у F-1, со вдувом - 283 - 285). В "традиционном" варианте - удельная у земли должна была составлять 277 единиц. Без "циклина" и "синтина" (синтетических углеводородных топлив). С ними куда больше. Примерно на 8 единиц.[/size]

ЦитироватьИ какой вывод сделала РККЭ на основе анализа? А такой, что ЖРД открытой схемы с давлением в КС порядка 150 атм и с восстановительным ГГ не имеет никаких преимуществ перед ЖРД замкнутой схемы с таким же давлением.

ЦитироватьВсё-таки ума не приложу, как на Мерлине-1D при давлении 105 атм удалось получить сравнимый УИ с двигателем с давлением в КС 160 атм.

Цитировать

ЦитироватьВсё-таки ума не приложу, как на Мерлине-1D при давлении 105 атм удалось получить сравнимый УИ с двигателем с давлением в КС 160 атм.

Pourquoi pas? Смотрим РД-111.
Офф: Часть агрегатов 107-го вполне успешно на 111 применялась.
З.Ы. На 111 был восстановительный ГГ :wink:

ЦитироватьТам 275с и 317 с при 80 атм.

ЦитироватьБез данных о геометрической степени расширения сопел, что либо сказать трудно.
У Мерлина-1D она равна 16.
У РД-111 около 21.

ЦитироватьВсё-таки ума не приложу, как на Мерлине-1D при давлении 105 атм удалось получить сравнимый УИ с двигателем с давлением в КС 160 атм.

ЦитироватьВ таком случае у РД0163 должна быть меньше 16.

ЦитироватьА сколько?

Цитироватьhttp://www.aviationweek.com/Article.aspx?id=/article-xml/AW_08_20_2012_p31-486488.xml

ЦитироватьTo produce the motors, CRP uses a computer-aided design (CAD) file containing the motor's shape, and electronically divides it into layers for the 3-D printing. Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) uses the same technique to manufacture tiny impellers and other parts for its Merlin rocket engines from titanium powder, according to a SpaceX spokesman.[/size]

ЦитироватьValerij писал

ЦитироватьBoom!

Moment of ignition for the latest SpaceX Merlin 1D engine test in McGregor, Texas.

Here's the video and photo sequence below. We had a great angle for the big bada boom.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/26998.jpg)

test complex from the approach angle, with water flow to buffer sonic shock

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/26999.jpg)

Venting on final countdown... (with the F9 test tower in the distance on the right)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27000.jpg)

ignition

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27001.jpg)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27002.jpg)

The heat scorched the grass (our view afterward from the top of that F9 test tower, looking back):

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27003.jpg)

http://www.flickr.com/photos/jurvetson/7971308188/in/photostream/

А это небольшое видео, в том числе тест двигателей:
http://www.youtube.com/watch?v=rZI6U4an-V0 (http://www.youtube.com/watch?v=rZI6U4an-V0)

Цитировать

ЦитироватьIn the SpaceX Engine Test Bunker

Performing a short burst test of the Super Draco engine, which will be used by the Dragon spacecraft for multiple purposes in flight: emergency escape from launch pad to space, maneuvering in orbit, and propulsive landing on Earth... or Mars.

Short video and more photos below, from the SpaceX engine test facility in McGregor, Texas.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27004.jpg)

Walking into the bunker
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27005.jpg)

Overview from Elon
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27006.jpg)

View from the remote cam
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27007.jpg)

Post burn glow
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27008.jpg)

Оригинал: http://www.flickr.com/photos/jurvetson/7968391918/in/photostream/

ЦитироватьSpaceX Falcon 9 Test Tower Tour


(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27017.jpg) (http://fastpic.ru/view/41/2012/0915/6752ef0549eb364345c2aec1695021bc.jpg.html)

We went to the top of the structure on the right
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27018.jpg)
The water gravity-feeds from the water tower on the left. It's the tallest water tower in Texas, and we already know that everything's bigger in Texas.

The diagonal elevator runs up the concrete pillar in the rear:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27019.jpg)

View from the top
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27020.jpg)

Walking among the five Merlin engines
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27021.jpg)
We have to move Kimbal before the motors can gimbal... =)

And here's a video from earlier in the day of what it looks like when just one of these engines lights up. http://www.youtube.com/watch?v=rZI6U4an-V0

ЦитироватьStill, despite a series of lengthy delays and a few nail-biting technical issues—last-minute hardware mods on the launch pad and an engine anomaly—the Falcon 9 family is widely seen as a technological success brimming with commercial promise in an industry generally averse to innovation and risk. So far, few details of the Falcon 9 v1.1 have emerged, though qualification testing of the new rocket's more powerful Merlin engine, the Merlin 1D, is expected to wrap up by year-end.

With 50% more thrust than the Merlin 1C, the 1D will enable Falcon 9 v1.1 to loft as much as 4,850 kg (10,692 lb.) to geostationary orbit from Cape Canaveral AFS, Fla. "It's a much higher-thrust engine, but surprisingly a lot of the infrastructure of that engine is the same," says SpaceX President Gwynne Shotwell. The chamber itself is the same. "The difference is instead of plating it, we're brazing on the jackets."

The nozzle, too, is different: "We use a tube-wall nozzle on the 1C and we're using the milled copper for the nozzle extension," she says.

Another change, she says, involves the rocket's nine Merlin 1D engines, which will be positioned in an octagonal configuration, rather than the "tic-tac-toe" placement on the current Falcon 9.

ЦитироватьEuroconsult: Five Minutes With SpaceX[/size]

Posted by Sean Meade 9:14 AM on Sep 17, 2012

AWST: As a percentage, how much difference is there between Falcon 9 and Falcon 9 v.1.1?

GS: It's the same tank architecture, it's the same fundamental process on the interstage, I believe it's the same evolved subsystem. The engines are largely the same. Even though its more thrust, the chamber geometry is the same. The chamber itself is the same, the difference is instead of plating it, we're brazing on jackets. The nozzle is different. We use a tube wall nozzle on the [Merlin] 1C and we're using the milled copper for the nozzle extension. It's a much higher thrust engine but surprisingly a lot of the infrastructure of that engine is the same.[/size]

ЦитироватьAnother change, she says, involves the rocket's nine Merlin 1D engines, which will be positioned in an octagonal configuration, rather than the "tic-tac-toe" placement on the current Falcon 9.

Цитировать

ЦитироватьElon Musk @elonmusk
Now test firing our most advanced engine, the Merlin 1D-Vac, at 80 tons of thrust. pic.twitter.com/HGK1joVQ
1 октября 12 в 2:01
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27254.jpg)

ЦитироватьThe Merlin architecture is an open cycle architecture, so it doesn't have the ISP advantage of a staged combustion system, and it's using RP-1 so we're talking ISP for the first stage booster engine around 310 to 312 and, for the vacuum version, that's around 340 to 345. The penalty for an open cycle engine is much less in a vacuum than it is on [inaudible] level. So that's wh ere we are. So, we definitely need a new engine for any kind of, sending people to Mars, but I think we can still get to full reusability with the current engines despite having a bit of an ISP disadvantage relative to say, the Russian kerosene based engines

ЦитироватьSpaceX, NASA confident in Falcon 9 rocket engines
BY STEPHEN CLARK
SPACEFLIGHT NOW
Posted: February 28, 2013

Exquisite analysis and extensive testing by SpaceX engineers, with support and advice from NASA experts, showed a dramatic engine failure on the company's last launch was caused by a material flaw in the engine's protective jacket, a SpaceX official said Thursday.


The Falcon 9 rocket rolled out of its hangar Thursday for Friday's scheduled launch. Credit: SpaceX
 
Managers are confident the same problem will not show up during Friday's launch of a Falcon 9 rocket, the first flight of the two-stage booster since the Oct. 7 launch which suffered the engine failure.

"There was a material flaw that went undetected in the jacket of the Merlin engine, resulting in a breach ... causing depressurization of the combustion chamber, then the flight computer recognized that depressurization and commanded shutdown," said Gwynne Shotwell, president of SpaceX, during a press conference Thursday.

Each of the nine Merlin 1C engines on the Falcon 9 first stage is shrouded in a kevlar jacket to prevent a problem with one engine affecting another in the rocket's "tic-tac-toe" first stage engine matrix.

The rocket continued flying normally after the engine failure and deployed its Dragon payload in the correct orbit, but an Orbcomm communications satellite, carried as a secondary payload, was not released in the proper orbit because insufficient propellant was left in the rocket to meet safety requirements.

SpaceX says the Falcon 9 rocket can lose a first stage Merlin engine at any point in flight and still reach orbit. Nine Merlin engines power the first stage, and a single Merlin engine flies on the Falcon 9's second stage.

The final report on the Oct. 7 launch anomaly is not available for public release because it is under review by the U.S. State Department, according to Shotwell, who would not disclose what material was responsible for the engine failure, citing export control laws.

Shotwell did not say if any changes were made to the engines on the Falcon 9 rocket set to launch Friday, but she said engineers conducted exhaustive testing to make sure the engines did not suffer from the same defect that caused the engine failure.

"We did extensive analysis to understand the problem, [and] extensive assessment and testing on these particular engines," Shotwell said. "The field of science that we're talking about is called NDE - non-destructive evaluation. It's as much an art as a science, and we're certainly getting much better at it as we mature."

The engine failure occurred on SpaceX's first contracted cargo mission to the International Space Station. The Falcon 9's on-board computer detected a problem with one of the rocket's nine first stage engines and commanded a shutdown 79 seconds after liftoff.

The dramatic failure sent shards of debris into the rocket's exhaust plume. SpaceX says the debris came from an aerodynamic fairing covering the engine, which remained intact.

ЦитироватьSpaceX completes Flight Qualification Testing of Merlin 1D Engine
March 20, 2013

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/84807.jpg)
   

Спойлер

The SpaceX Merlin 1D liquid-fueled rocket engine has achieved flight qualification ahead of its first flight aboard the upgraded Falcon 9 v1.1 later this year, SpaceX announced in a press release on Wednesday. The engine that is based on the previously used Merlin 1C went through a 28 test qualification program, accumulating 1,970 seconds (32 minutes 50 seconds) of total test time.

The testing included four tests at or above the power and duration required for a nominal Falcon 9 launch and Merlin 1D completed tests at propellant inlet and operating conditions that are well outside the parameters expected in flight conditions. "SpaceX's testing program demonstrated a ratio of 4:1 for critical engine life parameters such as firing duration and restart capacity to the engine's expected flight requirements," SpaceX said in a press release.

"The Merlin 1D successfully performed every test throughout this extremely rigorous qualification program," said Elon Musk, SpaceX CEO and chief designer.
"With flight qualification now complete, we look forward to flying the first Merlin 1D engines on Falcon 9's Flight 6 this year."

The upgraded Falcon 9 featuring the Merlin 1D will make its first flight in June 2013, launching out of Vandenberg Air Force Base, California, to deliver the Cassiope satellite to orbit for the Canadian Space Agency.

This new version of the Falcon 9 stands 69.2 meters tall having a liftoff weight of 480,000kg with stretched propellant tanks feeding the nine Merlin 1D engines of the first and the single engine of the second stage. Merlin 1D provides a vacuum thrust of 720 Kilonewtons as compared to the 1C version that provides 480kN of vacuum thrust. Falcon 9 v1.1 will be capable of carrying payloads of up to 13,150 Kilograms to Low Earth Orbit and 4,850 Kilograms to Geostationary Transfer Orbit.

Although Merlin 1D is an upgraded version of the 1C, it can still build on the positive flight record of the 1C engines because both share a lot of common components. "It's a much higher-thrust engine, but surprisingly a lot of the infrastructure of that engine is the same," said SpaceX President Gwynne Shotwell.
The first stage of the Falcon 9 v1.1 will feature a new engine layout with the nine engines arranged in an octagonal/circular pattern - eight engines clustered around a single Merlin 1D. The skin of the launcher is the primary load path for the launch vehicle and arranging most of the engines on the perimeter of the skin eliminates a lot of structure that needs to be installed to carry loads from the engines to the skin. The original Falcon features a tic-tac-toe engine pattern which required these load-transferring structures.

With the first launch of the Falcon 9 v1.1 just three months away, SpaceX is looking at a very tight manifest of launches. Falcon 9 v1.1 is set to deliver a variety of spacecraft to orbit for a number of different customers. The launcher will deploy communications satellites for commercial operators, scientific satellites for space agencies and of course the Dragon Spacecraft for ISS resupply missions and eventual manned missions.

[свернуть]

   
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/84808.jpg)

Photo: SpaceX

ЦитироватьMarch 20, 201

SpaceX's Merlin 1D Engine Achieves Flight Qualification

Hawthorne, CA – Space Exploration Technologies' (SpaceX) Merlin 1D engine has achieved flight qualification, a major milestone for the next generation Merlin engine. Through a 28 test qualification program, the Merlin 1D accumulated 1,970 seconds of total test time, the equivalent run time of over 10 full mission durations, and is now fully qualified to fly on the Falcon 9 rocket.

Спойлер

The program included four tests at or above the power (147,000 pounds of thrust) and duration (185 seconds) required for a Falcon 9 rocket launch. The Merlin 1D engine was also tested at propellant inlet and operating conditions that were well outside the bounds of expected flight conditions.

SpaceX's testing program demonstrated a ratio of 4:1 for critical engine life parameters such as firing duration and restart capacity to the engine's expected flight requirements. The industry standard is 2:1.

"The Merlin 1D successfully performed every test throughout this extremely rigorous qualification program," said Elon Musk, SpaceX CEO and chief designer. "With flight qualification now complete, we look forward to flying the first Merlin 1D engines on Falcon 9's Flight 6 this year."

The Merlin 1D builds on the technology of the Merlin engines used on the first five flights of Falcon 9. With nine Merlin 1Ds on the first stage, the Falcon 9 rocket will produce nearly 1.5 million pounds of thrust in a vacuum. The Merlin 1D has a vacuum thrust-to-weight ratio exceeding 150, the best of any liquid rocket engine in history. This enhanced design makes the Merlin 1D the most efficient booster engine ever built, while still maintaining the structural and thermal safety margins needed to carry astronauts. Additionally, the new engine is designed for improved manufacturability by using higher efficiency processes, increased robotic construction and reduced parts count.

Testing took place at SpaceX's rocket development facility in McGregor, Texas.

About SpaceX

SpaceX designs, manufactures, and launches the world's most advanced rockets and spacecraft. The company was founded in 2002 by Elon Musk to revolutionize space transportation, with the ultimate goal of enabling people to live on other planets. Today, SpaceX is advancing the boundaries of space technology through its Falcon launch vehicles and Dragon spacecraft. SpaceX is a private company owned by management and employees, with minority investments from Founders Fund, Draper Fisher Jurvetson, and Valor Equity Partners. The company has more than 3,000 employees in California, Texas, Washington, D.C., and Florida. For more information, visit SpaceX.com.

[свернуть]

Цитироватьbavv пишет:

SpaceX ‏@SpaceX
SpaceX's powerful Merlin 1D engine test firing http://youtu.be/Zj0851Wkm9c
21 марта 13 в 3:28
 
http://youtu.be/Zj0851Wkm9c (http://youtu.be/Zj0851Wkm9c)

 Merlin 1D Engine Flight Qualification Test
The SpaceX Merlin 1D engine has achieved flight qualification, a major milestone for the next generation Merlin engine. Through a 28 test qualification program, the Merlin 1D accumulated 1,970 seconds of total test time, the equivalent run time of over 10 full mission durations, and is now fully qualified to fly on the Falcon 9 rocket.

ЦитироватьSpaceR пишет:
А на 1С в своё время - цифрой 342. ))
Помним...  ;)

ЦитироватьSalo пишет:
Подытожим:

Земная тяга 66,6 тс.
Вакуумная тяга 73,4 тс.
Соотношение вакуумной тяги с массой 150.
Масса двигателя 489 кг.
Земной УИ 282 с.
Вакуумный УИ 311 с.

ЦитироватьSalo пишет 08.06.2012 01:40:33 :

Год назад:
(http://s006.radikal.ru/i215/1108/99/3e89a7047bd1.jpg)

И сегодня:
http://www.spacex.com/falcon9.php

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311

Цифры левые, поскольку либо вакуумный УИ ниже на 2 с, либо земной выше на те же 2 с.

Видимо несколько завышена земная тяга:
1320,000 lbf / 9 = 146 670 lbf

и вакуумный УИ:
146 670 lbf / 282 с *310 с = 161 230 lbf

ЦитироватьMerlin 1D Details
The Merlin 1D engine is designed to produce 155,000 lb. vacuum thrust and have a chamber pressure at "the sweet spot" of roughly 1,410 psia. "We've also increased the nozzle expansion ratio to 16 [compared with 14.5 on the Merlin 1C]," says Mueller, who adds that the initial engine "is doing better than we hoped." The engine is designed for an Isp (specific impulse) of 310 sec. and has a thrust-to-weight ratio of 160:1. "We took structure off the engine to make it lighter. The engine we shipped [for test] to Texas was a development engine and hopefully the production engines will be even better," he says.

ЦитироватьДм. Журко пишет:
Степень расширения сопла 1D -- 16, 1C -- 14.5. Внешний габарит -- около 3.66 м, вроде.

ЦитироватьДм. Журко пишет:
Дык, 3.66 м, включая толщины стенок. Вам точно надо?

ЦитироватьДм. Журко пишет:
Может и так. Я хотел показать, как критическое сечение прикинуть. Диаметр из Вики.

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьДм. Журко пишет:
Может и так. Я хотел показать, как критическое сечение прикинуть. Диаметр из Вики.

Если это и диаметр, то уж никак не среза сопла:
 

Цитировать

Цитировать

Цитироватьперегрев от 04.06.2013 18:40:33 (http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1822327/#msg1822327)
P.S. Кстати, Маск где-нибудь рассказал чего у него тогда так эффектно развалилось?

Salo пишет:
Утверждают, что это был аэродинамический обтекатель. А причиной назвали течь в наружной силовой оболочке КС и последующую "взрывную" декомпрессию КС с отключением двигателя:
http://www.spaceflightnow.com/falcon9/005/130228engine/#.Ua5Cu9iBXTo

перегрев пишет:

О как! Не иначе как амеры упоролись в ту же проблему с аморфными припоями типа "стемет", что и мы Не могу не сделать краткий разбор информации по ссылке. Заранее прошу прощения за мой вольный перевод - сделано на основе гугл-переводчика с выбором русского варианта перевода по контексту исходя из моего понимания технических деталей, даю оригинальный текст цитатой и мой "перевод" в кавычках и жирным шрифтом, поправки приветствуются А да, мой комментарий курсивом... Итак:

Цитировать"There was a material flaw that went undetected in the jacket of the Merlin engine, resulting in a breach ... causing depressurization of the combustion chamber, then the flight computer recognized that depressurization and commanded shutdown," said Gwynne Shotwell, president of SpaceX, during a press conference Thursday.

"Имел место необнаруженный дефект материала из которого была изготовлена камера двигателя Merlin ... В результате произошло разрушение камеры двигателя, которое было зафиксировано бортовым компьютером выдавшим команду на выключение"

"Королева в восхищении!" Так кажется у Булгакова...Сразу видно, что господин Маск никогда не имел дело с военными представительствами министерства обороны РФ, пардон, США. Потому что иначе бы напоролся на вполне законный вопрос: "А как так случилось, что дефект материала не был выявлен в процессе обязательных прочностных испытаний каждого узла при дальнейшем изготовлении?" Да, можно пропустить локальный дефект материала при входном контроле, но он обязательно должен быть выявлен при дальнейших испытаниях. При условии, что грамотно составлен план контроля и правильно назначены давления и методы испытаний на прочность и герметичность, правильно определена выборка для проведения испытаний до разрушения. Справедливости ради, стоит отметить, что примеры позора прочностных разрушений в лёте в отечественном ракетном двигателестроении лично мне неизвестны, кроме аварии Меридиана. Но там имела место быть "черная магия" аморфных припоев типа "Стемет", на тот момент совершенно неизученная и неизвестная....
Пояснение - если конструкция работающая в области упругих деформаций в процессе испытаний выдерживает давление в превышающее рабочее, то на рабочем она никогда не разрушится (см. закон Гука). Если конструкция работает в области пластических (упруго-пластических) деформаций, то на этапе отработки обязательно должны быть проверены запасы по малоцикловой усталости. И если они проверены и подтверждены, то она (конструкция) опять не разрушится в лёте, если в ходе испытаний в процессе изготовления подтвержденное безопасное количество циклов нагружений не превышено

ЦитироватьEach of the nine Merlin 1C engines on the Falcon 9 first stage is shrouded in a kevlar jacket to prevent a problem with one engine affecting another in the rocket's "tic-tac-toe" first stage engine matrix.

"Каждый из девяти двигателей Merlin 1C на Falcon 9 первой ступени имеет защитное покрытие из кевлара, чтобы исключить повреждение соседних двигателей в случае одного из них"

Ути-пути! Смотрите мужики, у нас имеет место быть случайное и не выявляемое в процессе изготовления снижение запасов прочности конструкции. Что мы делаем? Думаете выявляем причины такого дефекта, разрабатываем и внедряем мероприятия по их исключению, разрабатываем технологии по обнаружению дефектов неразрушающими методами контроля? Отнюдь! Мы окружаем двигатели специальной защитной конструкцией, для того, что бы в случае его разрушения защитить соседние двигатели!!!! Хорошо иметь запасной двигатель... Риторический вопрос - а если разрушатся два?

ЦитироватьThe field of science that we're talking about is called NDE - non-destructive evaluation. It's as much an art as a science, and we're certainly getting much better at it as we mature.

"Область науки о которой мы говорим называется неразрушающий контроль. Это больше искусство, чем наука и мы становимся более эффективными по мере накопления опыта"

Угу... Короче, попытки определить вероятность распространения дефекта на уже изготовленные двигатели методами неразрушающего контроля окончились закономерным пшиком. Очередное подтверждение, что надежных неразрушающих методов контроля качества паянных соединений коаксиальных оболочек не существует. Отрадно, что и для американцев тоже...Значить, да здравствуют "кевларовые покрывала"!

ЦитироватьSFN пишет:
 

ЦитироватьSalo пишет:
Это скорее симпатичная КС.  ;)

Цитировать

ЦитироватьSalo пишет 08.06.2012 01:40:33 :

Год назад:

(http://s006.radikal.ru/i215/1108/99/3e89a7047bd1.jpg)

И сегодня:
 http://www.spacex.com/falcon9.php

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311

Salo пишет 03.04.2013 08:21:42:
На данный момент:

Земная тяга 147000 lbf = 66,6 тс.
Вакуумная тяга 162000 lbf = 73,4 тс.
Соотношение вакуумной тяги с массой 150.
Масса двигателя 489 кг.
Земной УИ 282 с.
Вакуумный УИ 311 с.

ЦитироватьSalo пишет:
Вакуумный мерлин дросселируется до 50%.

Цитировать

ЦитироватьSalo пишет:
Вакуумный мерлин дросселируется до 50%.

igorvs пишет:
Неожиданно

Цитироватьigorvs пишет:
Я к тому, что они всегда говорили, что все двигатели дросселируются только до 30%.
У них 2-ая ступень в том числе и РБ является

ЦитироватьДем пишет:
Принципиальной разницы между вакуумной и основной версией движка нет, а мы уже видели на испытаниях "кузнечика", что последняя дросселируется до его массы (порядка 40 тонн)

ЦитироватьSalo пишет:
Это я ошибся конечно. Исправляем:

Сухая масса ~ 505846 - 385554 - 90718 = 29574
или 29574 / 505846 = 5,85%

ЦитироватьДем пишет:
Принципиальной разницы между вакуумной и основной версией движка нет, а мы уже видели на испытаниях "кузнечика", что последняя дросселируется до его массы (порядка 40 тонн)

Цитироватьigorvs пишет:
Для этого первое тормозное включение будет после расстыковки, далее свободное падение, возможно с аэродинамическим тормозом и заданным направлением движения, которое будут осуществлять ноги. И только перед посадкой второе включение до полного остонова. Для этого нужно точное включение движка и уточняющее дросселирование (проц рассчитает на основе max глубины дросселирования, скорости, ускорения, высоты и др. показаний, когда включить движок).
Поэтому можно приспособиться и к существующему дросселированию

Цитироватьigorvs пишет:
Отсюда получается, чем меньше глубина дросселирования, тем уже временные рамки на последнее включение двигателя, и меньшая надежность удачной посадки

ЦитироватьFalcon 9's second stage is powered by a single Merlin vacuum engine nearly identical to the first-stage engines, but modified to operate in the vacuum of space. Like the main Merlin engines, the vacuum engine is designed and manufactured in-house by SpaceX. The engine is designed to burn for about six minutes, and can be shut down and restarted multiple times as needed to deliver different payloads into different orbits. SpaceX's Merlin vacuum engine has the highest vaccum specific impulse (isp)--a measure of engine efficiency--of any American liquid oxygen/kerosene engine with a vaccum isp of 340 seconds.  The engine is housed inside the rocket's interstage.

Burn Time 375sec
Thrust 801kN = 180,000 lbf

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/88287.jpg)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьSalo пишет 08.06.2012 01:40:33 :

Год назад:

(http://s006.radikal.ru/i215/1108/99/3e89a7047bd1.jpg)

И сегодня:
 http://www.spacex.com/falcon9.php

ЦитироватьSea Level Thrust :    147,000 lbf
Vacuum Thrust:    161,000 lbf
Sea Level Isp:    282s
Vacuum Isp:    311

Salo пишет 03.04.2013 08:21:42:
На данный момент:

Земная тяга 147000 lbf = 66,6 тс.
Вакуумная тяга 162000 lbf = 73,4 тс.
Соотношение вакуумной тяги с массой 150.
Масса двигателя 489 кг.
Земной УИ 282 с.
Вакуумный УИ 311 с.

Salo пишет
C новой версии сайта:
Земная тяга 1323000 / 9 = 147000 lbf = 66,6 тс.
Вакуумная тяга 1500000 / 9 = 166667 lbf = 75,5 тс.

ЦитироватьThe Merlin engine that powers the first stage of Falcon 9 is developed and manufactured in-house by SpaceX . Burning liquid oxygen and rocket-grade kerosene propellant, a single Merlin  engine emits 654 kilonewtons (147,000 pounds) of thrust at liftoff, rising to 716 kilonewtons (161,000 pounds) as it climbs out of Earth's atmosphere. Merlin's thrust-to-weight ratio exceeds 150, making the Merlin the most efficient booster engine ever built, while still maintaining the structural and thermal safety margins needed to carry astronauts.

Цитироватьasmi пишет:
А в штатах разве ещё используются RP-1/LOx движки в верхних ступенях?
Что-то и тут свистёжем попахивает...

ЦитироватьSalo пишет:
                         
                Кстати 162000 фунтов тоже оказалось художественным свистом?

Цитировать

ЦитироватьKKKK пишет 04 Января 2014, 14:48:12 :

Вопрос к знающим камрадам: не могли бы Вы на уровне "для дилетантов" указать на недостатки идеи Фэлкон Хэви (в моем понимании): 27 двигателей в индивидуальных защитных кожухах, если один-два барахлят - основные могут вытянуть, особенно благодаря возможности перекачки топлива между ступками - в первую ступень перекачивается дополнительное топливо, что дает возможность двигателям работать дольше и все равно выполнить задачу - пусть и за меньшее время. Плюс защитные кожуха важны при возвращении первой ступки на землю на парашюте - защищают самое дорогое - двигатели.

перегрев пишет 04 Января 2014, 20:41:20 :

"Когда не умеешь делать надёжные двигатели, на ракету приходится ставить запасные..." (c) Перегрев. :smiley:
P.S. Есть такой исторический анекдот. На защите ЭП двигателя АМ-3 для ТУ-16 очень резко выступил Заказчик обвиняя главного конструктора двигателя А.А. Микулина в недостаточном уровне резервирования основных агрегатов двигателя. Когда предоставили слово главному конструктору для ответа оппонентам, Александр Александрович, отличавшийся тонким чувством юмора, поблагодарил Заказчика за конструктивные замечания, сказал, что полностью разделяет обеспокоенность недостаточным уровнем резервирования двигателя, и предложил решить проблему кардинально: а именно - поставить на самолёт запасной мотор... :cheesy: После того как комиссия отсмеялась зам. главкома ВВС все замечания заказывающего управления снял.
P.P.S. У Маска не получилось создать надежную конструкцию, судя по мероприятиям, специалистам Маска не удалось однозначно разобраться в причине разрушения двигателя, у Маска не получилось создать шестисоттонник (пока, по крайней мере). Поэтому ничего ему не остается как громоздить на ракету систему пассивной защиту и ставить запасные двигатели.

ЦитироватьSalo пишет:
"Когда не умеешь делать надёжные двигатели, на ракету приходится ставить запасные..."

Цитироватьfreinir пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
"Когда не умеешь делать надёжные двигатели, на ракету приходится ставить запасные..."

Какой-то бред.

ЦитироватьSalo пишет:
Я этого не писал.

Цитироватьfreinir пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
"Когда не умеешь делать надёжные двигатели, на ракету приходится ставить запасные..."

Какой-то бред.

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьfreinir пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
"Когда не умеешь делать надёжные двигатели, на ракету приходится ставить запасные..."

Какой-то бред.

Отнюдь.

Цитироватьfreinir пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьfreinir пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
"Когда не умеешь делать надёжные двигатели, на ракету приходится ставить запасные..."

Какой-то бред.

Отнюдь.

Присоединяетесь к бреду?

ЦитироватьНеглупый пишет:
О! Кажется беседа завязалась

ЦитироватьG.K. пишет:

ЦитироватьНеглупый пишет:
О! Кажется беседа завязалась

Интересно, попкорн понадобится?

Цитироватьamadeys пишет:
В самом начале видео видна зелёная вспышка. Что это, медный кабель испаряется? Ракетное топливо вроде так не должно гореть...

ЦитироватьHighlights of Elon Musk's Reddit Ask Me Anything Session (http://www.parabolicarc.com/2015/01/06/highlights-elon-musks-reddit-session/)             
Posted by Doug Messier
on January 6, 2015, at 12:18 pm
 
SpaceX CEO Elon Musk did an interactive Ask Me Anything Q&A (http://www.parabolicarc.com/2015/01/06/highlights-elon-musks-reddit-session/%20http://www.reddit.com/r/IAmA/comments/2rgsan/i_am_elon_musk_ceocto_of_a_rocket_company_ama/) last night on Reddit. Here are some excerpts from that session.

Q. Design life of Merlin 1D has been mentioned to be 40 "cycles". Could you expand on what a "cycle" is? Is it just a start of the engine?

Elon Musk: There is no meaningful lim it. We would have to replace a few parts that experience thermal stress after 40 cycles, but the rest of the engine would be fine.

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьfreinir пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьfreinir пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
"Когда не умеешь делать надёжные двигатели, на ракету приходится ставить запасные..."

Какой-то бред.

Отнюдь.

Присоединяетесь к бреду?

Отнюдь.

Цитироватьavmich пишет:
Да и запасные ли те двигатели, которые работают изначально?

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьHighlights of Elon Musk's Reddit Ask Me Anything Session             
Posted by Doug Messier
on January 6, 2015, at 12:18 pm
 
SpaceX CEO Elon Musk did an interactive Ask Me Anything Q&A (http://www.parabolicarc.com/2015/01/06/highlights-elon-musks-reddit-session/%20http://www.reddit.com/r/IAmA/comments/2rgsan/i_am_elon_musk_ceocto_of_a_rocket_company_ama/) last night on Reddit. Here are some excerpts from that session.

 Q. Design life of Merlin 1D has been mentioned to be 40 "cycles". Could you expand on what a "cycle" is? Is it just a start of the engine?

 Elon Musk: There is no meaningful lim it. We would have to replace a few parts that experience thermal stress after 40 cycles, but the rest of the engine would be fine.

ЦитироватьЗаключение диссертации по теме "Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов", Клепиков, Игорь Алексеевич
 
 
6. ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ
1. В диссертации приведено решение крупной научной проблемы -выбраны и обоснованы схема, иэнергомассовые характеристики и концепция многоразового ЖРД на сжиженном природном газе.
2. Предложено использовать сжиженный природный газ (метан) в качестве горючего для ЖРД многоразового использования.
3. Исследованы энергомассовые характеристики нового класса двигателей - маршевых ЖРД на сжиженном природном газе в диапазоне тяг 2-200 тс, и показана перспективность этого горючего для многоразовых космических средств выведения.
4. Разработана концепция многоразового ЖРД на сжиженном природном газе, основанная на:
- использовании схемы с дожиганием восстановительного турбогаза;
- унификации по основным агрегатам разработанных ЖРД;
- использовании камер ЖРД с охлаждением неполным расходом метана (30-70% номинала);
- сочетании высоких внешних энергетических характеристик двигателя с уменьшенными нагрузками на агрегаты для обеспечения высокой надежности и ресурса;
- использовании связок из 4-12 модульных двигателей в составе первой ступени носителя с резервированием тяги не менее 25% для обеспечения безопасности в случае отказа одного из модулей;
- использовании активной и пассивной систем аварийной защиты и системы технического диагностирования, разрабатываемых одновременно с экспериментальной отработкой двигателя;
- обеспечение 10-15 кратного использования на первом этапе, с постепенным увеличением кратности по опыту эксплуатации;
- использовании малого количества доводочных двигателей (10-15 экземпляров) с демонстрацией запасов по ресурсу при испытаниях в утяжеленных условиях.

ЦитироватьSecond Thoughts about Being First

SpaceX has been working since then to coax more thrust out of the Merlin 1D engine, which the company said before the SES-8 launch was operating at only 85 percent of its potential.
In a briefing with reporters here Jan. 22, SES officials said they retain full confidence in SpaceX and have seen the data showing the Merlin 1D engine's improved performance on the ground.
But the SES-9 satellite scheduled for launch this year is not SES-8, and the cost-benefit trade-offs on whether to be the first to trust your satellite to an upgraded rocket engine are not the same, either, said Martin Halliwell, SES's chief technical officer.
"The situation we have now with SpaceX is that we are awaiting manifest updates," Halliwell said. "You know SpaceX is introducing into their manifest a new engine, or a modification of the current engine, with about a 20 percent increase in thrust. We're making a decision internally as to whether we want to be the first to fly it."
SES-9, a Boeing Space and Intelligence Systems 702-HP spacecraft expected to weigh 5,300 kilograms at launch, is near the limit of what the current Falcon 9 v1.1 vehicle can carry and was to be placed into a subsynchronous orbit.SES-9 then would use its on-board propulsion to climb to final geostationary orbit.
SES-9 carries 81 transponder, 53 of which are designed to capture new business in the Indian Ocean region, including maritime customers, from is operating slot at 108.2 degrees east.

Цитировать100th Merlin 1D engine flies on Falcon 9 rocket       
Posted on February 22, 2015 by Stephen Clark (http://spaceflightnow.com/author/stephen-clark/)  
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/154555.jpg) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/154555.jpg)
File photo of a Merlin 1D engine. Credit: SpaceX
 
Depending on how you count it, SpaceX launched its 100th kerosene-fueled Merlin 1D rocket engine on a Falcon 9 rocket Feb. 11, underscoring what it says is an accelerated flight regime for the centerpiece of the company's propulsion shop.
The Falcon 9 rocket uses 10 Merlin engines on every mission — nine standard Merlin 1D powerplants on the launcher's first stage and a single modified Merlin 1D optimized for firing outside the atmosphere on the second stage.
If you're a purist, the 100th flight of a Merlin 1D engine on the Falcon 9's booster stage will come this weekend with the launch of two communications spacecraft for Eutelsat and Asia Broadcast Satellite — a mission currently targeted for no sooner than Feb. 27.
Accounting for Merlin 1D flights in all its variants, the 100th unit of the engine flew Feb. 11 when a Falcon 9 rocket blasted off from Cape Canaveral with NOAA's Deep Space Climate Observatory.
The Merlin 1D burns a mixture of kerosene and liquid oxygen, and it is an upgrade of previous Merlin engine versions flown in a base configuration on earlier Falcon 9 rockets and the lightweight Falcon 1 launcher.
At sea level, the engine generates 147,000 pounds of thrust at sea level, rising to 161,000 pounds in vacuum.
The upper stage derivative of the Merlin 1D engine is fitted with a larger nozzle for in-space firings.
The Merlin 1D engines fly on SpaceX's Falcon 9 v1.1 rocket and will power the company's Falcon Heavy launcher when it makes its first flight later this year.
SpaceX says the Merlin 1D engine has the highest thrust-to-weight ratio — 155-to-1 — of any operational booster engine. The Falcon 9 rocket's nine main engines together burn about 540 gallons of propellant per second, enough to drain a typical home swimming pool in less than a minute.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/154583.jpg) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/154583.jpg)
Nine Merlin 1D engines power the first stage of the Falcon 9 rocket, as seen in this file photo from a July 2014 launch. Credit: SpaceX
 
In a press release last year touting the production of the 100th Merlin 1D engine, SpaceX said it produced an average of four engines per week at the company's headquarters and fabrication center in Hawthorne, California.
The engine has a near-perfect flight history, with only one minor hiccup on record when an upper stage Merlin 1D engine failed to re-ignite on the Falcon 9 v1.1's first test flight. The issue occurred after the rocket successfully deployed all its satellite payloads in orbit, when SpaceX attempted to demonstrate a restart capability needed for future launches.
SpaceX says the Merlin 1D's flight heritage exceeds the records amassed by engines used on rival launch vehicles.
The hydrogen-burning Aerojet Rocketdyne RS-68 and RS-68A engines used on United Launch Alliance's Delta 4 rockets have successfully flown 44 times, and the Russian-made RD-180 engine has a flawless record of 58 launches on Atlas rockets since May 2000.
Production variants of Aerojet Rocketdyne's RL10 upper stage engine used on Atlas, Delta, Titan and Saturn rockets have flown 455 times since the 1960s.

Follow Stephen Clark on Twitter: @StephenClark1 (http://www.twitter.com/stephenclark1/).

ЦитироватьSalo пишет:
Интересно, как форсировли? Подняли давление до 120 атм?

ЦитироватьSalo пишет:
http://spaceflightnow.com/2015/02/22/100th-merlin-1d-engine-flies-on-falcon-9-rocket/

Цитировать100th Merlin 1D engine flies on Falcon 9 rocket       
Posted on February 22, 2015 by Stephen Clark (http://spaceflightnow.com/author/stephen-clark/)

Цитировать http://www.spacex.com/news/2014/10/16/spacex-completes-100th-merlin-1d-engine
October 22, 2014
SPACEX COMPLETES 100TH MERLIN 1D ENGINE

Цитироватьcavia пишет:
http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_2/Falcon-IX/Merlin/index.htm

Цитироватьcavia пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Интересно, как форсировли? Подняли давление до 120 атм?

Исходя из того, что они не сменили модель двигателя (1D), (единственное, что я встречал в качестве отличия от стандартной модели, это добавление литеры "+"  ;)  . двигатель получил минимальные конструктивные изменения (возможно на уровне ТНА или форсунок). но если не были изменены габариты камеры сгорания (иначе бы назвали его 1E ) , то единственное за счет чего можно изменить тягу это как Вы правильно сказали , увеличить давление в камере сгорания. Похоже прочностные характеристики элементов двигаеля изначально взяты с большим запасом.

Но это лишь мои предположения.

ЦитироватьThere isn't a lot of publicly available information.
I think they are planning to subcool the LOX in addition to the fuel. The increased density results in an increased propellant mass flow rate for the same turbopump speed. This will give increased chamber pressure and thus higher thrust and probably higher Isp. Hardware changes to the engine might include stronger thrust chamber structure - or they might use up some of the margin built into the existing structure. Likewise, perhaps the regenerative cooling (http://en.wikipedia.org/wiki/Regenerative_cooling_%28rocket%29) will need to be improved. They might or might not increase the turbopump speed also, to further increase propellant mass flow rate.
Because the thrust increase was always planned for, some or all of these changes may have been anticipated at the time of the original engine design so they might not need to be made.

ЦитироватьSalo пишет:

Цитироватьcavia пишет:
 http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_2/Falcon-IX/Merlin/index.htm

По ходу Норберт завысил вакуумный УИ и тягу у 1D.

ЦитироватьSalo пишет:
 

ЦитироватьThere isn't a lot of publicly available information.
I think they are planning to subcool the LOX in addition to the fuel. ...

ЦитироватьThe increased density results in an increased propellant mass flow rate for the same turbopump speed

ЦитироватьWith respect to the future potential for the rocket, I do think we've got.. I'm really happy with this rocket design. It's an incredibly capable vehicle. It's actually one of the biggest rockets in the world, it's worth noting, at about 1.3 million pounds of thrust, and we're only actually operating the engines at about 85% of their potential. Down the road, in future missions, we anticipate being able to crank them up to their full thrust capability, which would give about 165,000 pounds of sea-level thrust per engine.

ЦитироватьSalo пишет:
Плотность RP-1 при охлаждении до -39°С возрастает с 820 кг/м3 до 867 кг/м3.
Плотность ЖК при переохлаждении до -209°С возрастает с 1140 кг/м3 до 1262 кг/м3.

Цитироватьcavia пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Плотность RP-1 при охлаждении до -39°С возрастает с 820 кг/м3 до 867 кг/м3.
Плотность ЖК при переохлаждении до -209°С возрастает с 1140 кг/м3 до 1262 кг/м3.

Интересные цифры, по ссылке про их происхождение ничего нет.

ЦитироватьMerlin 1D+ & Propellant Densification

Using improved manufacturing techniques and materials, the Merlin 1D engine was developed with a great margin in operational conditions and a high degree of durability which would enable the engine to operate at higher thrust levels, pressures and temperatures than originally envisioned. In a 2013 press briefing, Elon Musk stated that Merlin 1D could be operated at a sea level thrust of 734 Kilonewtons, representing about a 12% increase in thrust (other unconfirmed numbers that floated around indicated thrust increases up to 20%). Perhaps SpaceX was already looking toward Falcon Heavy when designing the Merlin 1D for operation at this increased thrust setting. 
 Running the engine at a greater propellant mass flow rate will lead to a higher chamber pressure and combustion temperature, increasing the overall stress on the engine. When flying on Falcon Heavy, this M1D+ engine would set up the proper initial thrust to weight ratio and reduce gravity losses in the early ascent phase.
Another technique to be employed by Falcon Heavy is propellant densification for an improved propellant mass fraction and a longer burn time with associated performance increase.
Elon Musk stated that propellant densification capability would be added to all SpaceX launch facilities and it is likely that all Falcon Heavy missions will rely on densification. Densifying propellants is possible through cooling – increasing the mass than can be loaded into the limited tank volume of the launcher. 
 NASA studies have shown that LOX densification can increase the oxidizer mass by 8 to 10% compared to boiling-point LOX at –183°C. Cooling LOX below its boiling point is possible through the use of a Nitrogen subcooler that employs a Liquid Nitrogen bath (either at boiling point or sub-cooled) through which the LOX lines are running to allow an exchange of heat. 
LOX temperatures of below –200°C are achievable, however, an economic consideration is necessary when choosing the desired LOX temperature. Operational launchers that employ sub-cooled LOX are Antares (in its original version, using LOX at –196°C) and Soyuz 2-1v (-192°C LOX). Using sub-cooling, the oxidizer mass held in the central core stage's tank of Falcon Heavy could be increased by ~24,000 Kilograms. 

Sub-cooling the fuel, Rocket Propellant 1, is also possible, although its high freezing temperature of approximately –37°C and changes in viscosity as a function of temperature represent limitations when sub-cooling the fuel. Through sub-cooling the RP-1 to –25° to –30°C, the first stage could take on ~6 metric tons of additional fuel which will not match up with the increase in LOX. This could be compensated by filling an unused portion in the RP-1 tank (if part of the design) or have the M1D+ engines operate less fuel-rich, leading to increased temperatures and raising demand on the regenerative cooling system of the engine. 
 Equipment for propellant densification including LOX subcoolers has been spotted at the SpaceX launch pad at Vandenberg Air Force Base in 2014 and the addition of this type of equipment at SLC-40 at CCAFS and LC-39 at KSC is likely planned or already in progress.

ЦитироватьОлег Семенюк пишет:
Про возможность покупки лицензии на "Марлин" мне почему-то так и не ответили

ЦитироватьSam Grey пишет:

ЦитироватьОлег Семенюк пишет:
Про возможность покупки лицензии на "Марлин" мне почему-то так и не ответили

Вы же сами понимаете, что такое возможно теоретически только.

1. Одни только ITAR ограчичения наверняка растянут процесс передачи на долгие годы или убьют его вообще.

2. Для SpaceX неочевиден смысл полностью раскрывать все секреты производства фирме-конкуренту, тем более, что информация может легко уйти из Южного в Россию или Китай.

3. Да и что Украина с той лицензией делать будет? Как мы все видели на примере десятилетних попыток подготовления производства РД-180 в Штатах, наличие полного комплекта конструкторской документации недостаточно.
Я сомневаюсь, что Южное имеет необходимые ресурсы, время и волю для воссоздания полного цикла производства Мерлина.

ЦитироватьИскандер пишет: Мерлин рядом с РД-120 прошлый век.

ЦитироватьGrus пишет: 

ЦитироватьИскандер пишет: Мерлин рядом с РД-120 прошлый век.

Во-первых, проект РД-120 скоро покажет свой век у китайцев. И запросто может выйти как с РД-171.

Во-вторых, не самый самый современный Merlin даже, а ветхий РД-108 вполне показывают или еще что в таком роде успешно соперничают с "новым веком".

То есть дело, я думаю, в том, что вы не понимаете даже, как сравнивать двигатели первой ступени с точностью до века. Как впрочем и второй ступени, как впрочем и последней. У вас нет уместных критериев, очевидно.

ЦитироватьSalo пишет:

Только вот ULA вместо РД-180 заказало замкнутый  BE-4 на кислом газе с таким же AR1 в качестве бэкапа.
А сам Маск замахнулся на Raptor со схемой газ-газ. ;)

ЦитироватьИскандер пишет: 
Почему же, понимаю. ))) Вы почему-то в бутылку лезете, я Вам что-то прищемил?
Merlin отличный дешевый и технологический двигатель и его главные качества - простота, технологичность, а значит дешевизна и надежность. Начинающая компания SpaceX пошла по этому пути прежде всего для того чтобы быстрее добиться результата и у нее получилось создать экономически эффективную РН с этим двигателем.
Из этого ни как не следует, что всем нужно на первую ступень ставить кучу маленьких двигателей открытой схемы, таких себе форсированных, вылизанных и оптимизированных с помощью современных технологий "H-1" .
И это не значит, что Merlin можно сравнивать с РД-120 и РД-120к. Кроме того что они близки по тяге - они не сравнимы.

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет:

Только вот ULA вместо РД-180 заказало замкнутый BE-4 на кислом газе с таким же AR1 в качестве бэкапа.
А сам Маск замахнулся на Raptor со схемой газ-газ.  ;)

И что? Это отменяет неудачу проектов Зенит и Ангара? ULA показывает как надо? Разрабатывает разгонники?

ЦитироватьSalo пишет: Так зачем тогда Маску газ-газ если всё так шоколадно?  ;)  

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет: Так зачем тогда Маску газ-газ если всё так шоколадно?  ;)  

Затем, наверное, что он строит сверхракету. И вы это знаете. Не для замены Falcon 9 и Merlin.

ЦитироватьAlexio пишет:
Сколько запусков двигателя Merlin 1D vac на второй ступени возможно в течение полета?
Насколько увеличивается время хранения переохлажденных керосина и ЖК во второй ступени?
Станет ли вторая ступень нормальным разгонным блоком с переходом на 1D Vac+?

ЦитироватьSalo пишет:
Обычно три.
Кислород конечно выкипать будет медленнее, но вряд ли это критично, если только не лететь к Луне. С керосином проблема обратная - главное чтобы не замёрз.
1DVac+ добавит семь секунд к УИ и ничего принципиально не изменит.

ЦитироватьSalo пишет:
Не знаю получится ли с апогейным импульсом без серьёзной доработки второй ступени.

ЦитироватьAlexio пишет:
Если бы последний пуск ABS 3A, Eutelsat 115 состоялся на геостационарную орбиту, а не на геопереходную, заказчик был бы доволен больше - не надо ждать месяцы, пока спутники дойдут до целевой орбиты и начнут зарабатывать деньги.

ЦитироватьSalo пишет:
Не знаю получится ли с апогейным импульсом без серьёзной доработки второй ступени.

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Не знаю получится ли с апогейным импульсом без серьёзной доработки второй ступени.

Она ж весит 4,6т. Она сама себя хоть до ГСО дотянет? Даже если да, на ПГ подозреваю останется немного.

ЦитироватьApollo13 пишет:
Она ж весит 4,6т. Она сама себя хоть до ГСО дотянет? Даже если да, на ПГ подозреваю останется немного.

ЦитироватьSalo пишет:
У Блока ДМ больше двух тонн при РЗТ в пять раз меньше.

ЦитироватьSalo пишет: Это как-то мешает использовать открытую схему?

ЦитироватьSalo пишет:

У Блока ДМ больше двух тонн при РЗТ в пять раз меньше.
На ГСО я думаю не надо, но перигей поднять не помешало бы.

ЦитироватьGrus пишет:
У вас уже есть объяснение тому, что в России самый успешный носитель - Союз?

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет: Это как-то мешает использовать открытую схему?

У настоящих инженеров есть выбор схем. Пионеры с барабанами провозглашают "новый век".

Никто не мешает Мюллеру использовать любую схему, а не тратить миллиарды впустую. У вас уже есть объяснение тому, что в России самый успешный носитель - Союз? Какая догма это объясняет?

Merlin - новый и эффективный. Есть ли еще новые и эффективные? Есть! Эффективный - это надежно и дешево выполняющий задачу. А не замкнутой схемы, как вы почему-то пишете.

Изменение задачи может вести к изменению схемы. Например, пусковые сооружения или потребный размер баков, способ их производства и доставки, перераспределение долей стоимости - изменяются. Но пионеры толкуют о столбовой дороге и единственно верных решениях.

ЦитироватьGrus пишет:
У настоящих инженеров есть выбор схем.

ЦитироватьElon Musk ‏@elonmusk

Upgrades in the works to allow landing for geo missions: thrust +15%, deep cryo oxygen, upper stage tank vol +10%

20:47 - 1 марта 2015 г.

ЦитироватьSalo пишет:
Если переохлаждать только ЖК, то изменится соотношение компонентов.
Плотность ЖК при переохлаждении до -209°С возрастает с 1140 кг/м3 до 1262 кг/м3.
Вместо соотношения компонентов Км=2,36 получаем Км=2,6.

ЦитироватьAlexioM пишет:
Тогда надо модернизировать ещё и ТНА для прокачки большего объема керосина при неизменном объёме ЖК.

ЦитироватьSalo пишет:
Вторую ступень удлиняют, чтобы максимально использовать рост тяги двигателей на 15%.
ПН должна возрасти с 13,15 т до 16 т

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:
Почему же, понимаю. ))) Вы почему-то в бутылку лезете, я Вам что-то прищемил?
Merlin отличный дешевый и технологический двигатель и его главные качества - простота, технологичность, а значит дешевизна и надежность. Начинающая компания SpaceX пошла по этому пути прежде всего для того чтобы быстрее добиться результата и у нее получилось создать экономически эффективную РН с этим двигателем.
Из этого ни как не следует, что всем нужно на первую ступень ставить кучу маленьких двигателей открытой схемы, таких себе форсированных, вылизанных и оптимизированных с помощью современных технологий "H-1" .
И это не значит, что Merlin можно сравнивать с РД-120 и РД-120к. Кроме того что они близки по тяге - они не сравнимы.

Я в бутылку не лазил. Хотелось бы доводов до громких заявлений, вроде "прошлого века". РД-120 - прошлый век, это факт.

Плохо ли то, что РД-120 из прошлого века? Не знаю. Но Зенит из-за него падал - еще факт.

Н1 на двигателях подобных РД-120 летал плохо. Сходства с Falcon 9 у этой монстры никакого.

Merlin не вылизанные и не оптимизированные, а созданы с запасом. Это другой подход. Созданы по современной методологии, когда испытаний в сотню раз меньше. Вы же знаете историю НК-15, -33. О числе сожженных движков, заделах движков, сроках и, хоть косвенно, расходах. Об истории получения задания на проект и выбранных параметрах двигателя.

Никакого сходства с Merlin - двигателем XXI века.

Непонятно и что вы имеете ввиду под "технологичностью". Подозреваю, что опять что-то не то, что я. Да, высокие технологии XXI века.

ЦитироватьШтуцер пишет: У настоящих инженеров выбор невелик.

ЦитироватьИскандер пишет:
Падал, ну и что?
 Редкая РН на старте не падала в прошлом веке, на то ЛКИ.
Вы кипятитесь и не заметили что я не РН Н1 имел ввиду, а ракетный двигатель.
И всё же я еще раз подчеркиваю - Маск выбрал схему Мерлина из-за простоты. Сейчас они выжимают все возможное, но предел близок.
Мы вряд ли увидим совершенно новые двигатели открытой схемы от SpaceX.
Во-первых, это бесперспективно. Во-вторых, неинтересно. При многоразовом использовании стоимость двигателя становится не критичным параметром, а вот эффективность всегда важна!
Кстати, где это Вы нашли что Merlin 1d+ +7 к импульсу добавляет 8-.???

ЦитироватьSalo пишет:
1DVac+ добавит семь секунд к УИ и ничего принципиально не изменит.

ЦитироватьGrus пишет:
Я, например, вижу, когда самые очевидные факты выворачиваются или игнорируются. И вижу, что вы, в горячке, путаете собеседников.

За Маска писать не надо, он сам довольно много сообщает. Сейчас они делают большую многоразовую ракету. Разумеется, такой нужны другие двигатели. Он лучше вас знает. Скажем, Мюллер возглавлял разработку нескольких двигателей с замкнутым циклом, поучите.

Открытая схема выбрана не за простоту, а за стоимость разработки, испытаний, доводки, изготовления, обеспечения повторного использования. Для ракеты среднего класса. Именно это показывают Союз и Delta II, а теперь Falcon 9. Именно это показывают Atlas V, Antares, Зенит, Ангара - неуместность некоторых важных решений.

Но можно продолжать трубить в трубы и бить в барабаны. Громко повторять цитатник.

ЦитироватьGrus пишет:
За Маска писать не надо,

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьШтуцер пишет: У настоящих инженеров выбор невелик.

Неужели?

ЦитироватьШтуцер пишет: Да, именно так.
Велик выбор у людей, мякго говоря не в теме. Они не знают всех условий и ограничений.
Отсюда игра в кубики на страницах ФНК: возьмем тот двигатель, возьмем тот диаметр, это присобачим к тому, используем тот старт и т.д. Всё просто и достижимо - прямо завтра.

ЦитироватьGrus пишет: 
Открытая схема выбрана не за простоту, а за стоимость разработки, испытаний, доводки, изготовления, обеспечения повторного использования. Для ракеты среднего класса. Именно это показывают Союз и Delta II, а теперь Falcon 9. Именно это показывают Atlas V, Antares, Зенит, Ангара - неуместность некоторых важных решений.

ЦитироватьИскандер пишет: 
По-моему простота и подразумевает "стоимость разработки, испытаний, доводки, изготовления", ну ещё + время экономится. Нет? ;-)

Цитировать1. Какие решения неуместны в Atlas V? 8-. Импортный двигатель? Самый лучший в мире? 8-. Верхняя водородная ступень? ))) Что заказывали, то и получили. Ну, а вопрос цены (экономической и политической) решения возник по сути только недавно.

Цитировать2. Антарес? При чем тут НК-33?? Он просто представлен физически старыми образцами неизвестно с каким качеством изготовленными, это просто невозможно сейчас проконтролировать. Орбиталу просто не нужно было жлобиться, потребовали бы новые и на Кузнецове производство восстановили бы, и Антарес не упал бы. Баблоса то хватало, как время показало!

Цитировать3. Зенит? Так в его неудачах виновата скорее политика, чем сама РН - развал СССР, тёрки Украина/Россия все эти годы. Не было бы политики - летали бы сейчас и "Тризенит", и "Содружество", и "гемора" не знали бы!

Цитировать4. Ангара? Ну, а чем по сути плоха Ангара? Неудачным размером УРМ , а это результат только кривой политики принятия решений. Как бы "опасным" двигателем? Да вон на Атласе ни одного сбоя не было! Если коленки трясутся, то нужно дорабатывать АВД, чтоб не тряслись.

ЦитироватьСхема двигателя тут при чём???

Короче - остыньте )))

ЦитироватьSalo пишет:
Так почему Маск с Мюллером резко отказались от Мерлина 2 и стали срочно клепать Раптор по схеме газ-газ?

ЦитироватьSeerndv пишет:
Хех, достаточно вспомнить их метания по выбору тяги и горючего, то только два выбора - от отчаяния. или большой самонадеянности. Причём попеременно  :D  
Прочитав Завьялова, так и хочется пожелать ему колоссального везения. Ну или чтобы оно ему не отказывало.  ;)

Цитироватьredsh пишет:
Кмк, ничего они с нуля не делают и не сделают. Подарит НАСА движок со схемой газ-газ, может будет Раптор.

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Так почему Маск с Мюллером резко отказались от Мерлина 2 и стали срочно клепать Раптор по схеме газ-газ?

А они резко отказались?

ЦитироватьGrus пишет:
 Кто-то клепает? Срочно? Хотите что-то заявить, и я должен напрячься, вообразить, что именно?

ЦитироватьGrus пишет:
Впрочем, я уже писал, что мнения меня не слишком занимают. У меня самого мнение есть.

ЦитироватьGrus пишет:
Например: от Merlin никто не отказался, его производят сотнями и будут впредь. Их очень скоро произведут больше, чем все РД-170, -171, -173, -180, -191, -193, -181 вместе.

ЦитироватьGrus пишет:
Но еще не скоро превзойдут выпуск почти не летавших НК-15, -33

ЦитироватьGrus пишет:
и, разумеется, РД-107 и пр.

ЦитироватьGrus пишет:
Вы и дальше будете это пропускать и писать что-то вроде "срочно клепать". Я лишь знаю, что упираться с Raptor, если он будет такой же беспонтовый, как РД-170, не будут. Просто закопают, выражаясь в вашем стиле.

ЦитироватьGrus пишет:
Иное дело AR1 и другие проекты ULA. Эти конторы советизируются. Вот и теперь им подарили 220 миллионов. Хотя путь еще долгий, могут свернуть.

Цитироватьredsh пишет:
Кмк, ничего они с нуля не делают и не сделают. Подарит НАСА движок со схемой газ-газ, может будет Раптор. Если конечно Раптор действительно Маску нужен.

ЦитироватьSalo пишет:
А он у НАСА есть?

ЦитироватьGrus пишет:
У НАСА много движков, но они скрывали?

Цитироватьredsh пишет: Я тоже не представляю что может Маск выпросить у НАСА под "Раптор". Но какие ещё варианты, если предположить что действительно захотят такое двигло? Украсть/купить разработки СССР?

ЦитироватьSalo пишет:

А найдите мне хоть одно свежее упоминание? Померла, так померла.

ЦитироватьSalo пишет:
Угу. И стенд в Стеннисе срочно переделали. И проект Раптора раз в год меняют кардинально: то он 50 т на водороде для верхней ступени, то 400 т на метане для нижней, то там же но на 800 т, а теперича уже на 230 т.
Неизменно одно - замкнутая схема, правда теперь в самом крайнем и опасном её воплощении газ-газ.

ЦитироватьSalo пишет:
Я это уже заметил. Ваше мнение по жидкостным МБР меня сильно впечатлило. Да и общий ТНА для Merlin-1A и Merlin-1D тоже немало порадовал.

ЦитироватьSalo пишет:
Не скоро, если учесть, что Один РД-171 заменяет одиннадцать Мерлинов, один РД-180 - шесть, а РД-191 - три.

ЦитироватьSalo пишет:
Тут я не столь оптимистичен.

ЦитироватьSalo пишет:
Вот и будем посмотреть. А за беспонтовыми стоит очередь и приходится налагать политические запреты, чтобы её сократить.

ЦитироватьSalo пишет:
Т.е. Безос красный комиссар?

ЦитироватьGrus пишет:
На халяву. Движки хорошие, но продают дешевле самоокупаемости.

ЦитироватьШтуцер пишет: Применимо ли понятие самоокупаемости только к одному из многих продуктов предприятия или Вы, не подумав, изложили?

ЦитироватьSalo пишет:
Единственный двигатель по схеме газ-газ в СССР пытался сделать Глушко без особого успеха.
А поскольку он был на вонючке то M/M кража вряд ли поможет.

ЦитироватьGrus пишет:

Цитироватьredsh пишет: Я тоже не представляю что может Маск выпросить у НАСА под "Раптор". Но какие ещё варианты, если предположить что действительно захотят такое двигло? Украсть/купить разработки СССР?

Не представляете, но пишете. Это обыкновение форума, видимо.

Мюллер - разработчик с огромным опытом. Он уже разрабатывал и испытывал ЖРД замкнутого цикла, в том числе, на метане. В НАСА он не работал.

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Не скоро, если учесть, что Один РД-171 заменяет одиннадцать Мерлинов, один РД-180 - шесть, а РД-191 - три.

Что значит "если учесть"? Именно в это году. И ничего такого учитывать не надо.

Да и подсчеты ваши приблизительны в одну сторону. Систематическая ошибка патриота.

ЦитироватьSalo пишет: Что показывают цифры правоверного маскофила?

ЦитироватьSalo пишет: С этого места помедленнее: какой двигатель замкнутого цикла на метане он испытывал?

ЦитироватьSalo пишет:
Попробуйте для начала найти разделить тягу РД170 на тягу Merlin-1D.  ;)

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет: С этого места помедленнее: какой двигатель замкнутого цикла на метане он испытывал?

А поискать? TR-106, конечно же.

ЦитироватьSalo пишет:
Мы двигатели сравниваем, или ракеты?

ЗЫ: и сколько в таком случае 10 мерлинов выводят на ГСО?

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Единственный двигатель по схеме газ-газ в СССР пытался сделать Глушко без особого успеха.
А поскольку он был на вонючке то M/M кража вряд ли поможет.

В 2002 Мюллер ушел из TRW. TRW поглощается Northrop Grumman corp. В 2003 Northrop по заказу ВВС начинает разработку водородного движка с полной газификацией компонентов по программе USET, которая, вроде, завершилась в 2009.

Вероятно, первый контракт от ВВС они получили за какие-то ранние работы.

ЦитироватьSalo пишет: Про ТR-106 на метане можно подробнее?

ЦитироватьSalo пишет:
Электро-Л к примеру Зенит вывел. А Вы чем похвастаете?

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Электро-Л к примеру Зенит вывел. А Вы чем похвастаете?

Это с Фрегатом и вовсе не правило. По сути, Фрегат - часть КА, которая выводилась Зенит-2.

ЦитироватьGrus пишет:
Я вам описал, какие движки заменяют 10 Merlin.

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Попробуйте для начала найти разделить тягу РД170 на тягу Merlin-1D.  ;)  

Напомню, что 10 Merlin-1D заменяет РД-173, РД-120, РД-8 и разгонник ДМ.

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет: Про ТR-106 на метане можно подробнее?

Например, на стр. 144:

handle.dtic.mil/100.2/ADA471183

Вообще, много упоминаний опытов с метаном и пропаном на водородных движках со времен лунной программы. Вот и USET в Northrop в итоге и на метане работал.

ЦитироватьTR-106. Starting in the late 1990s, Northrop Grumman Space Technology (then TRW) undertook, using company funds, to design and build a large engine that could operate on either LOx/LH2 or LOx/RP-1.
The engine was expected to replace solid propellant booster strap-ons with liquid propellant stages having on-command throttling shutdown and even restart. Liquid propellants were considered safer and more environmentally friendly. The engine also was envisioned for powering the first stage of expendable, or fly-back, boosters.
The engine designed and demonstrated in this effort was designated the TR-106. It had a planned sea-level thrust of 650,000 lb and was to be either pressure fed or operated with gas-generator-driventurbopumps in the propellant lines. The center pintle injector incorporated in the TR-106 engine can operate equally well using LOx with RP-1, ethanol, propane, methane, or LH2. This basic injector technology has a 40-year history of producing high-performance and totally stable combustion withoutbaffles or quarter-wave acoustic chambers in engines with thrust ranging fr om 100 lb to 650,000 lb (Yang and Anderson, 1995; Yang et al., 2003).
The concept was originally developed at Space Technology Laboratories (STL) in 1960 as a 20:1 throttling injector for a 500-lb-thrust space-maneuvering thruster using dinitrogen tetroxide (N2O4) with monopropellant hydrazine (N2H4). That throttling design was scaled up to 10,000 lb thrust with 10:1
throttling using N2O4 with N2H4 50-UDMH 50 (Aerozine-50) and was used in the lunar module descent engine (LEMDE) for the Apollo program. A fixed-thrust version of the engine was used on the second stage of Thor-Delta in the 1980s, wh ere it accomplished more than 65 completely successful launches.
In the competition for the LEMDE between 1962 and 1964, STL explained to Northrop Grumman and NASA the reason for the engine's bomb-demonstrated dynamic stability characteristics. The LEMDE combustor satisfied a fundamental design criterion: It did not provide significant energy sources in the antinode regions of a resonant chamber mode. Furthermore, it satisfied another criterion by putting almost all of the combustion energy source close to the nodal regions of any potentially destructive chamber mode. Satisfying this criterion assures the dynamic stabilization of initiating disruptions that always occur in a rocket combustion chamber.
For practical design reasons, and to throttle that engine with a single moving injector part while controlling the injector face heat transfer, the central injection criterion for stabilizing the first tangential mode (transverse or spinning) was best satisfied by a single coaxial pintle element. In fact for practical configuration and fluid dynamic reasons, such central element injection has also been demonstrated to dynamically stabilize the first radial mode.
The same basic pintle injector geometry has been tested at thrusts of 40,000 and 250,000 lb operating with N2O4/A-50; at 50,000 lb with LOx/RP-1; and at 40,000 and 650,000 lb with LOx/LH2. The basic central injector element scales essentially photographically—that is, for a given injector pressure drop, thrust is proportional to the square of pintle injector diameter, from 10,000 to 1 million lb thrust. The cutaway in Figure 4-19 is for a throttling high-thrust configuration and would look much the same at any
thrust level.
The 650,000 lb thrust TR-106 engine is shown in Figure 4-20. This injector technology has been demonstrated also with H2O2 and ethanol for storable propellant upper-stage and in-space applications. In 40 years of firings at every thrust level and with every propellant combination, there has never once been a case of combustion instability with this centrally located single-pintle injector.

ЦитироватьSalo пишет: Насчёт Фрегата как части КА повеселили. Ну да ладно.
Amos-3 устроит отца русской демократии?  ;)

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
РД-8 по логике следует исключить, поскольку на Фэлкон-9 используются отдельные ЖРД в канале крена.

ЦитироватьGrus пишет:
РД-8 - керосиновый ЖРД замкнутой схемы

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет: Насчёт Фрегата как части КА повеселили. Ну да ладно.
Amos-3 устроит отца русской демократии?  ;)  

Что ладно? Нештатная ступень - это я имею ввиду. Без ДМ Зенит теперь не летает.
Мало ли что бывает или будет. Разумеется, не устроит, так как я сравниваю двигатели корректно, а не как патриот.

ЦитироватьGrus пишет:
Напомню, что 10 Merlin-1D заменяет РД-173, РД-120, РД-8 и разгонник ДМ.

ЦитироватьSalo пишет: Корректно двигатели сравниваются по параметрам. Вы же, как правоверный прихожанин церкви святого и непорочного Элона занимаетесь сравнением ракет в неравных условиях.

ЦитироватьЗЫ: Амос-3 вывели как раз ДМ. Что вывели на ГСО Мерлином?
ЗЗЫ: А Фрегат-СБ был одним из штатных РБ - два раза летал (Электро-Л и Спектр-Р).
В составе КА использовался только в Фобос-Грунте.

ЦитироватьПлейшнер пишет: А уж сколько эти Мерлины заменяют RS-ов, LR-ов, YF-ов и прочих GS-ов   :D  . Сравнивать и сравнивать, конь еще не валялся  :)

ЦитироватьSalo пишет: TR-106 испытывался только на водороде и схема там не замкнутая.
Pintl-форсунки в других двигателях TRW работали и на метане, но засада в том, что топливная пара была FLOX/LCH4.

ЦитироватьGrus пишет:
Сравнивайте корректно. Пока вы сравнили одну только тягу. Да и то, неизвестно как.

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo   пишет: TR-106 испытывался только на водороде и схема там не замкнутая.
Pintl-форсунки в других двигателях TRW работали и на метане, но засада в том, что топливная пара была FLOX/LCH4.

Из текста  следует, что топливная система испытана для разных видов топлива. Собственно, еще LMDE испытывали с метаном и пропаном в 60-е.

ЦитироватьGrus пишет:
Насчет схемы TR106 твердо не знаю. Но их часто объединяют с TR107, а тот уж точно замкнутый. TR107 - переделка TR106 под керосин, согласно множеству источников. Правда, после того как Мюллер ушел.

ЦитироватьThe engine designed and demonstrated in this effort was designated the TR-106. It had a planned sea-level thrust of 650,000 lb and was to be either pressure fed or operated with gas-generator-driven turbopumps in the propellant lines.

ЦитироватьSalo пишет: Ваш вариант сравнения по тяге. Вам ведь известно как?

ЦитироватьGrus пишет:
Иначе получается не форум, а балаган. Доводы надо искать и приводить.

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет: Ваш вариант сравнения по тяге. Вам ведь известно как?

Кроме тяги у двигателя есть иные важные характеристики.

Мне не известно как сравнивать тягу, измеренную по довольно разным методикам. Скажем, как учесть пределы регулирования сверх номинала. Занятно лишь, что взятая по верхнему пределу тяга Merlin съедает ваши прикидки.

ЦитироватьGrus пишет:
А вот сравнение двух похожих ракет - плодотворное сравнение. Хотя можно и с Atlas-5 сравнить.

ЦитироватьSalo пишет: Взятая по верхнему пределу тяга пойдёт в лёт не ранее мая этого года. Но и тут засада - РД-171М форсируется на 5%. Как считать будем?

ЦитироватьТак сравните, что Вам мешает?

ЦитироватьПлейшнер пишет: Иной раз лучше не искать и не приводить, чтобы не делать балаган.
Доводы в пользу использования меньшей номенклатуры всего, в том числе и двигателей известны давно и не требуют подачи в вашей мягко говоря оригинальной форме

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет: Взятая по верхнему пределу тяга пойдёт в лёт не ранее мая этого года. Но и тут засада - РД-171М форсируется на 5%. Как считать будем?

Так и будем, по известным достижениям. Без "авторитетных" прикидок для виртуальной книги рекордов.

ЦитироватьТак сравните, что Вам мешает?

Я сравнил.

ЦитироватьGrus пишет:
Зачем балаган?

ЦитироватьSalo пишет:
Да, но окислителем был FLOX.

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьThe engine designed and demonstrated in this effort was designated the TR-106. It had a planned sea-level thrust of 650,000 lb and was to be either pressure fed or operated with gas-generator-driven turbopumps in the propellant lines.

Где тут замкнутый цикл?

ЦитироватьGrus пишет:

Главное: искать прообразы в НАСА, как делали вы, - пустое. Ясно, что Мюллер - ведущий разработчик TRW там и получил опыт. Ясно, что творение Центра Маршала - MC-1 - это сборка готовых решений. Даже турбина Barber-Nichols - это обращение к подрядчику TRW.

НАСА заимствовало решения у TRW, то есть Мюллера. А у вас внезапно наоборот.

ЦитироватьSalo пишет:
Цифры сестра, цифры!

ЦитироватьТо что Мюллер владеет инсайдерской информацией не даёт ему права на интеллектуальную собственность бывших хозяев. А вот у НАСА всё можно взять по дешёвке, то есть даром.Да ещё и бабок на этом срубить.

ЦитироватьSalo пишет:
Схема газ-газ от Rocketdyne:
 http://www.alternatewars.com/BBOW/Space_Engines/2000_Adv_LC_Engine.pdf

ЦитироватьSalo пишет:
Вы начали с утверждения, что Мюллер в TRW испытывал метановый ЖРД замкнутой схемы. В качестве кандидата Вами был выдвинут TR-106. Теперь выясняется, что метан испытывали на LMDE в 60-70е, TR-106 здесь ни при чём, а замкнутую схему на керосине то ли испытали, то ли нет на TR-107.
Кстати фото TR-107 не поделитесь?

ЦитироватьSalo пишет:
Это пестня. Что Вам мешало прочесть этот отчёт раньше?

ЦитироватьSalo пишет:
Что у нас с Атлас V?

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Это пестня. Что Вам мешало прочесть этот отчёт раньше?

А вам? Что за песня?

ЦитироватьSalo пишет:
Вы предложили эталон для сравнения, Вам и считать.

ЦитироватьGrus пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Вы начали с утверждения, что Мюллер в TRW испытывал метановый ЖРД замкнутой схемы. В качестве кандидата Вами был выдвинут TR-106. Теперь выясняется, что метан испытывали на LMDE в 60-70е, TR-106 здесь ни при чём, а замкнутую схему на керосине то ли испытали, то ли нет на TR-107.
Кстати фото TR-107 не поделитесь?

Не фото:
 http://alternatewars.com/BBOW/Space_Engines/TR-107.png

Метан испытывали на TR106, он упомянут в списке испытанных топливных пар. Возможно, только его топливную систему. Искать тут советские корни неуместно, потому что Мюллер как-раз из TRW. Да и другие разработчики имели разный опыт. Я не помню, но какой-то еще водородник не TRW испытывали с метаном.

ЦитироватьGrus пишет:
Не фото:
 https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/100393.png

ЦитироватьSalo пишет: Картинки с выставки. Что же тогда испытывали?

Цитировать

ЦитироватьЦитата: НАлЕ от 17.04.2015 23:52:26
Именно по этому пути и идет Маск со своими Мерлинами. Малонагруженный двигатель, имеющий, соответственно, пониженный удельный импульс, но дешевый и надежный ...

Хренасе, "малонагруженный"! 97 килограмм в камере на 1D. Со слов Маска движок был зафорсирован на 44% без изменения конструкции и увеличения массы, без проблем с охлаждением и сохранением ресурса. Простой подсчет, перепад смесительной головке должен увеличиться с примерно 7 кг до примерно 14, значит на входе в головку должно 111 (а было примерно 75). Сколько у него жрет тракт охлаждения - хрен его знает, ну пусть жрал 50 атмосфер, значит на входе в тракт у него было 75+50=125, а стало 111+100=211 кг (зависимость перепада от давления квадратичная, если давление увеличится вдвое, то перепад в 4 раза, т.е, 50*1,442=100). Дальше агрегаты регулирования... Тут нужно знать ПГС, но если допустить, что там должон быть дроссель, то на нем та же картинка. Пусть 10 кг был перепад на дросселе, то стал 20. Т.е, было 145 после насоса, стало 231 при условии, что потери на трубах равны нулю! И все это без изменения конструкции! У него, что там запасы по прочности изначально были 10 кратные? Тогда как у него такая масса получилась - меньше 500 кг?
У нас все выли когда попробовали на бумаге реализовать "горячее резервирование" обеспечив форсирование всего на 30%, тогда еще в одном из вариантов рассматривался запасной ТНА на связку из четырех движков Именно что по прочности ничего не получалось...
Так. что придется признать одно из двух: либо мы ничего не понимаем в ЖРД и Маск знаком с альтернативной физикой, или "маг и кудесник" от РКТ чего-то не договаривает... В принципе, если не на откровенном вранье, то подтасовках и умолчаниях Маска уже ловили

Цитировать

ЦитироватьЦитата: rat1111 от 17.04.2015 23:42:06
Да я, в общем - и сам это не отрицаю. 22% рынка мировых коммерческих запусков - это не хрен собачий. Более того - на этой ветке я самый главный "маскофил"  
Но таки посадка ступени на баржу - лажа и пиар - бо даже лунный модуль сажали в вакууме на луну - с неоднократным включением РСУ  При том что там управление вектором тяги- было качанием движка. А чем там на Фалконе управляют - "маленький джип БМВ"
Кстати - шкурный вопрос - может Вы меня просветите - что такое штифтовая форсунка и как ей вектором тяги управлять можно?

Штифтовая форсунка с успехом была применена на движке взлетной ступени Лунного модуля. В принципе материалов по программе Аполлон в сети предостаточно, сможете найти, по крайней мере картинки. Никогда не слышал, что бы такая смесительная головка применялась где-то еще кроме Мерлина. Мне удалось найти ветеранов, которые помнят как испытывали такие устройства на гидравлических стендах у нас годах в 60-70х, но про результаты они ничего сказать не могли. Общий тон комментариев действующих специалистов к показанным картинкам примерно такой: "Забавно" Но никаких конкретных достоинств или недостатков указать не смогли, просто не сталкивались с такими конструктивными элементами.
Да, вектором тяги при помощи штифтовой форсунки управлять невозможно

Цитировать

ЦитироватьЦитата: Osq от 17.04.2015 23:04:22
Вот такой вопрос специалистам:

Ракетные двигатели очень сложная и точная конструкция, отдельные элементы его работают на пределе материаловедения и имеют, как я понимаю, крайне ограниченный ресурс (камера сгорания, например).

Отечественная практика отработки ЖРД оперирует таким понятием как "гарантийный ресурс", который кратно превышает полетный+наземные огневые испытания каждого экземпляра (буде такие проводятся). Обычно это 3 летных ресурса и КТИ (контрольно-технологические испытания, огневые). Но это практика для одноразовых ЖРД

ЦитироватьЦитата: Цитата
Для того, что бы его гарантировано использовать повторно необходимо перебрать "ручками", заменить детали с предельным ресурсом, а по прочим подтвердить возможность их повторного использования.

Возможность повторного применения в полете задается ТЗ на разработку ЖРД. Соответственно, в ходе НЭО (наземной экспериментальной отработки), помимо подтверждения "гарантийных запасов", отрабатываются и технологии межполетного обслуживания, и методики контроля технического состояния, и технологии замены ДСЕ (агрегатов) если такая замена возможна.

Строго говоря, "многоразовость" предопределяет требования к конструкции еще на этапе эскизного проекта, поэтому "многоразовый" двигатель конструктивно будет уже существенно другой, даже если отработанную "одноразовую" конструкцию переделывать в "многоразовую". Кстати, требование об обеспечении гарантийных запасов касается не только времени работы, но и, например, количества включений/остановов, что сильно нет, колоссально увеличивает стоимость отработки, если использовать традиционные требования подходы к подтверждению надежности.

Единственным по-настоящему "многоразовым" ЖРД, по-моему мнению, был SSME на котором цикл межполетного обслуживания был настоящей технической проблемой и стоил очень больших денег. Заявленный ресурс (20 полетов) амеры так и не осилили, первоначально он фактически составлял два-три полета, к концу эксплуатации его дотянули до 12-15, при этом очень сильно поменяли конструкцию. К модернизации привлекли специалистов по авиационным двигателям из пранд-уитни и уродовались лет десять

ЦитироватьЦитата: Цитата
Насколько это может быть экономически обоснованно по сравнению,  с новым двиглом. Или это трудно поддаётся оценке?

Да нет, все считается, но цена зависит от двигателя (одно дело амлило-гептиловый за три копейки тягой 20 тонн, другое 200 тонный SSME на водороде за 40 миллионов), частоты запусков, стоимости содержания инфраструктуры для обеспечения межполетного цикла и прочее, включая стоимость наземной отработки... Короче много факторов.

Что было понятнее: если нам задана надежность ВБР=0,99 при гамме 0,9, время в полете 200 секунд, ресурс 5 полетов, то летный ресурс составит 200*5=1000 секунд, и для подтверждения надежности нам надо наработать на Земле 216 205 секунд!!! Для сравнения наработка 11Д122 составила до полета примерно 87 000 секунд...

ВБР=(1-гамма)1/n, где n=суммарная наработка/летный ресурс

ЦитироватьЦитата: Цитата
Заранее спасибо.
Osq.

Всегда пожалуйста!
P.S. рассказывали, что когда наши впервые посетили рокетдайн их до глубины души поразило зрелище разделки шарошкой трещин на трубках сопла с последующей подваркой на товарном движке. Операция выполнялась двумя неграми и никак не соответствовала нашим представлениям о высоких технологиях и культуре производства

ЦитироватьSalo пишет:
Работник КБХА.

ЦитироватьSalo пишет:
P.S. рассказывали, что когда наши впервые посетили рокетдайн их до глубины души поразило зрелище разделки шарошкой трещин на трубках сопла с последующей подваркой на товарном движке. Операция выполнялась двумя неграми и никак не соответствовала нашим представлениям о высоких технологиях и культуре производства

ЦитироватьSeerndv пишет:
Надо поискать цитату - когда там нашим наконец-то купили динамометрические ключи.

ЦитироватьNot пишет:
Долго искать будете, динамометрические ключи на авиазаводах по жизни делали в инструменталках, с достаточной точностью и качеством  ;)

ЦитироватьSalo пишет:

Цитироватьcavia пишет:
 http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_2/Falcon-IX/Merlin/index.htm

По ходу Норберт завысил вакуумный УИ и тягу у 1D.

ЦитироватьSeerndv пишет:
 - проблем с качественным ручным и переносным инструментом у них нет.
А особенно шарошки, видимо, хороши.  ;)  
Надо поискать цитату - когда там нашим наконец-то купили динамометрические ключи.

Цитировать

Цитировать

Цитироватьотправлено 16 hours ago, изменено * автор ianniss (http://www.reddit.com/user/ianniss)

Why Melin 1D vac ISP is 340 sec ? Will a higher LOX / RP1 ratio increase it ? Why did it increase in vacum ? Did throttle decrease it ? I just find the equation which answer it all, may be some of you know it since long time and may be some will be as happy as me to discover it.
There is many way to write this equation but the simplest is :
ISP = 1/g * sqrt (2*E/m) * sqrt (1-ExpRatio^ ((1-gamma)/gamma))
E/m is the energy release by the combustion of 1kg of fuel mix.
RP1 is mostly dodecane and very similar molecules. So dodecane is a good approximation.
Dodecane is C12H26, it combustion release 44,1 MJ/kg and it equation is :
C12H26 + 18,5 02 = 12 CO2 + 13 H20
So 170g of dodecane burn with 592g of O2. So the stœchiometrique LOX/RP1 ratio is 3,48, so the Falcon 9 LOX/RP1 = 2,33 is RP1 rich !
So 1kg RP1 + 2,33kg LOX release 2,33/3,48*44,1=29,6MJ. So E/m=8,89MJ/kg. And 1/g * sqrt(2 * E/m)=430s
The expansion ratio is equal to 16 for a Merlin1D at SL and 117 for a Merlin1Dvac.
Gamma is a parameter related to gases, for O2 it's 1,4 and for big molecules it's close to 1. So for a mix of 2,33 O2 and 1 C12H26 gamma = 1,280 and (1-gamma)/gamma = -0,219.
It give ISP of 346s in vac and 290s at sea level when true value are 340s and 282s. So I have to had a -1,7% correction to my model and use 1/g * sqrt(2 * E/m)=423s.
Now let's make some predictions :
What append if I increase LOX mass by 9% thanks to deep-cryo ? Energy will be increase by 9% when mass is increase by 9*2,33/3,33=6,3%. E/m increase by 2,5%. ISP increase by 1,25%. Merlin1Dvac ISP go from 340s to 344s. But increasing LOX ration increase the risk to not burn it all !
What append if I throttle to 70% or even to 40% ? I guess that ExpRatio is proportional to flow rate.
Throttle down to 70% -> 81,9 ExpRatio -> 333s ISP instead of 340s.
Throttle down to 40% -> 46,8 ExpRatio -> 319s ISP instead of 340s.
And throttle up to 115% + deep cryo -> 134,6 ExpRatio -> 347s ISP instead of 344s.

peterabbit456 (http://www.reddit.com/user/peterabbit456) 14 hours ago 

Any calculations simple enough to be done on an envelope with a scientific calculator are much simpler than the hydrodynamic calculations done while designing engines today. It looks as if you have the essentials correct, but there is one difference I can mention. It is very important for the engine that there is a layer of super-rich RP1 flowing along the walls of the combustion chamber. Most of the fuel in the chamber burns at closer to the stochiometric ratio, and the fuel right next to the wall is hardly burned, instead providing cooling for the surrounding metal.
I do not know how to correct your calculations to make them a closer fit with reality. I would guess that by analysing the exhaust plumes in IR, you could tell how much richer the flow next to the wall is, and adjust the ratio in the main part of the engine accordingly. My wild guess is that in the center of the chamber the LOX/RP1 ratio is over 3.0, maybe as high as 3.1. At the wall I would hope the ratio is under 1.0, but I expect that super rich layer is only a few mm thick.

ianniss (http://www.reddit.com/user/ianniss) 14 hours ago 

It seems difficult to design and impossible to model but on another hand, the ISP will be better in the core, awful at the wall and it will not change a lot the average... This small model is enough for me, going beyond would be to hard !
 
ianniss (http://www.reddit.com/user/ianniss) 13 hours ago 

I have notice a possible error. I have guess that pressure in the engine is proportional to flow rate which may be right or close to, but the pressure in the plume may also increase with flow rate. So that, expansion ratio will not change so much. What do you think of it ?

Цитировать

Цитироватьpeterabbit456 (http://www.reddit.com/user/peterabbit456)2 hours ago

You are actually getting beyond what I have done with ISP equations myself, which is only a few problems under vacuum conditions. But I do not think the pressure in the plume increases much with the flow rate. It is a supersonic flow. So far as I follow them I think your calculations at the top are correct when it comes to expansion ratio. I'm looking over my class notes, and I do not see anything to contradict your calculations, and much that supports them.

ParkTalk (http://www.reddit.com/user/ParkTalk) 14 hours ago

I barely understood all that, but I love the science detective work that went into it and the predictions that you came up with!  :)  
The fun part is waiting for SpaceX to announce updated Isp numbers for their v1.2 rocket to see how close you came!

ЦитироватьSpaceX Instagram | Spin-forming Merlin Engine Nozzle
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/140549.jpg)

ЦитироватьSalo пишет:
http://glav.su/forum/2-science/101/message/3039799/#message3039799

ЦитироватьЕдинственным по-настоящему "многоразовым" ЖРД, по-моему мнению, был SSME на котором цикл межполетного обслуживания был настоящей технической проблемой и стоил очень больших денег.

ЦитироватьSalo пишет:
а остальные летали в космос?

Цитироватьavmich пишет:
RL-10 на Дельта Клипере

ЦитироватьIs SpaceX's Merlin 1D's thrust-to-weight ratio of 150+ believable?

The 1C's T/W was 96, and the thrust increase between the variants were 20%, so the weight decrease should be cc 25%. Looks marketing to me.


(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/123293.jpg) (http://www.quora.com/Thomas-Mueller-11)
Thomas Mueller (http://www.quora.com/Thomas-Mueller-11)
Upvoted by Quora User, Former launch engineer at SpaceX

The Merlin 1D weighs 1030 pounds, including the hydraulic steering (TVC) actuators.  It makes 162,500 pounds of thrust in vacuum.  that is nearly 158 thrust/weight.  The new full thrust variant weighs the same and makes about 185,500 lbs force in vacuum.  You can do the math!  BTW, I believe most other engines don't include the thrust vector control actuators in their F/W numbers.

Written 9 Jun (http://www.quora.com/Is-SpaceXs-Merlin-1Ds-thrust-to-weight-ratio-of-150+-believable/answer/Thomas-Mueller-11) • Asked to answer by Charlie Garcia (http://www.quora.com/Charlie-Garcia-10)

ЦитироватьSalo пишет:
Тут ещё что интересно, они используют при расчёте соотношения вакуумную тягу и сухую массу.  8)

Цитироватьhttp://www.quora.com/Is-SpaceXs-Merlin-1Ds-thrust-to-weight-ratio-of-150%2B-believable

ЦитироватьThomas Mueller (http://www.quora.com/Thomas-Mueller-11)
Upvoted by Quora User, Former launch engineer at SpaceX

The Merlin 1D weighs 1030 pounds, including the hydraulic steering (TVC) actuators. It makes 162,500 pounds of thrust in vacuum. that is nearly 158 thrust/weight. The new full thrust variant weighs the same and makes about 185,500 lbs force in vacuum. You can do the math! BTW, I believe most other engines don't include the thrust vector control actuators in their F/W numbers.

Salo пишет:

Тут ещё что интересно, они используют при расчёте соотношения вакуумную тягу и сухую массу.  8)  

Цитировать (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/67521.jpg) Stephen Clark ‏@StephenClark1  (https://twitter.com/stephenclark1/status/626099566840918016)
From NASA's Phil McAlister's presentation to NASA Adv Council, an overview of human-rated F9/Crew Dragon.
 
 (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/158471.png)
 (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/158468.png)
11:39 - 28 июля 2015 г.

ЦитироватьSalo пишет:
При вакуумном УИ 311 с, земной УИ составит 285 с.

ЦитироватьSalo пишет:
тношению вакуумной тяги должн

Цитироватьsilentpom пишет: 
кстати, а может кто нить пояснить, почему у РД-111 такой высокий УИ в вакууме?

Цитироватьsilentpom пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
тношению вакуумной тяги должн

извините, я туплю. для не вакуумного варианта вроде вообще УИ не изменился, а тяга подросла на 13-18%
У вакуумного подросла на те же 18%, почему УИ изменился?

ЦитироватьSeerndv пишет:
А вот как-то на буржуйских форумах картинка попадалась по эволюции Merlin-1.
Ни сохранил. И больше не нашёл ( видимо, индивидуальное творчество)
Только таблички с параметрами.  :(

ЦитироватьSeerndv пишет:
Сразу видно - название сохраняется, двигатели меняются  ;)

ЦитироватьKR пишет:
интересно сколько Маск потратил за 10 лет на разработку "дешевых" мерлинов

Цитироватьsilentpom пишет:

ЦитироватьKR пишет:
интересно сколько Маск потратил за 10 лет на разработку "дешевых" мерлинов

а почему в кавычках?

ЦитироватьKR пишет: 
3 двигателя за 10 лет

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьKR пишет:
3 двигателя за 10 лет

Это скорее похвала

Цитироватьsilentpom пишет:
кто нить может пояснить, почему Маск использует названия ролс-ройсов? но почему тогда раптор, а не гриффон?

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьsilentpom пишет:
кто нить может пояснить, почему Маск использует названия ролс-ройсов? но почему тогда раптор, а не гриффон?

Он использует популярные (легендарные) названия. Чисто для благоприятных ассоциаций.

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьsilentpom пишет:
кто нить может пояснить, почему Маск использует названия ролс-ройсов? но почему тогда раптор, а не гриффон?

Он использует популярные (легендарные) названия. Чисто для благоприятных ассоциаций.

Все его названия это летающие хищники. То что их уже много раз использовали все кому не лень как бы не удивительно.

ЦитироватьСтарый пишет:
А кто ещё кроме Спитфайра использовал Мерлина?

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Кстати, интересно, а если нашим двигателям придумать имена?
Тоже наверно не "ромашка" получится

Хотя .. ХЗ  :D

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Кстати, интересно, а если нашим двигателям придумать имена?
Тоже наверно не "ромашка" получится

ЦитироватьApollo13 пишет: 
Тогда надо торопиться, пока все хорошие имена не разобрали. Вулкан вон уже стырили  :)

ЦитироватьApollo13 пишет:
ания. Чисто для благоприятных

ЦитироватьKR пишет:

Цитироватьsilentpom пишет:

ЦитироватьKR пишет:
интересно сколько Маск потратил за 10 лет на разработку "дешевых" мерлинов

а почему в кавычках?

3 двигателя за 10 лет

ЦитироватьСтарый пишет:

А кто ещё кроме Спитфайра использовал Мерлина?

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

А кто ещё кроме Спитфайра использовал Мерлина?

Москито, Ланкастер, поздние модификации Мустанга (в виде лицензионного Паккарда), Харрикейн и еще кто-то, вроде, Хорнет.

Цитироватьsilentpom пишет:

ЦитироватьKR пишет:

Цитироватьsilentpom пишет:

ЦитироватьKR пишет:
интересно сколько Маск потратил за 10 лет на разработку "дешевых" мерлинов

а почему в кавычках?

3 двигателя за 10 лет

Для компании, которая занимается запуском РН это почти оптимальное решение. Оптимальным было бы 1 двигатель. Если бы у него было бы бабла как у остальных бездельников, то он бы потихоньку пилил мерлин и вышел бы на рынок с merlin1d+. Но ему пришлось зарабатывать деньги на том что есть и постепенно его улучшать. Получилось дешево и хорошо.

ЦитироватьСтарый пишет:
Нужно использовать чисто русские: Ендова, Неясыть...

ЦитироватьЗловредный пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Нужно использовать чисто русские: Ендова, Неясыть...

Филин  :)

Цитироватьsilentpom пишет:
вполне себе линейная эволюция. 1D дешев уже хотя бы потому, что компания выполняла обязательства по доставке дракона на 1С.

ЦитироватьСтарый пишет:
Нужно использовать чисто русские: Ендова, Неясыть...

Цитироватьsilentpom пишет:
вполне себе линейная эволюция. 1D дешев уже хотя бы потому, что компания выполняла обязательства по доставке дракона на 1С. И хватило скромных денег, чтобы сделать D и переделать ракету.

ЦитироватьДем пишет:
Ступа

ЦитироватьNot пишет:

Цитироватьsilentpom пишет:
вполне себе линейная эволюция. 1D дешев уже хотя бы потому, что компания выполняла обязательства по доставке дракона на 1С. И хватило скромных денег, чтобы сделать D и переделать ракету.

А почему "скромных " не в кавычках?

Цитироватьsilentpom пишет:

ЦитироватьNot пишет:

Цитироватьsilentpom пишет:
вполне себе линейная эволюция. 1D дешев уже хотя бы потому, что компания выполняла обязательства по доставке дракона на 1С. И хватило скромных денег, чтобы сделать D и переделать ракету.

А почему "скромных " не в кавычках?

наверное потому что они скромные по американским мерка  :) .

ЦитироватьSeerndv пишет:
Кстати. какова нынешняя стоимость Мерлина?

ЦитироватьПлейшнер пишет:

Кстати, интересно, а если нашим двигателям придумать имена?
Тоже наверно не "ромашка" получится

Хотя .. ХЗ

ЦитироватьSeerndv пишет:
Кстати. какова нынешняя стоимость Мерлина?
Доказывает ли она то, что несколько ненапряжённых двигателей меньшей размерности стоят меньше одного-двух напряжённых требуемой тяги, при разумном конечно уменьшении?
И бонусом даёт резервирование?
Однако, будет ли это выполняться при переходе к тому же Раптору с его 230т?

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьSeerndv пишет:
Кстати. какова нынешняя стоимость Мерлина?
Доказывает ли она то, что несколько ненапряжённых двигателей меньшей размерности стоят меньше одного-двух напряжённых требуемой тяги, при разумном конечно уменьшении?
И бонусом даёт резервирование?
Однако, будет ли это выполняться при переходе к тому же Раптору с его 230т?

Мерлины скорее доказывают что 10 двигателей на ракете но одного типа дешевле чем 3 двигателя но разных ( отдельно для первой ступени, для второй и посадочный)

ЦитироватьSalo пишет:
Дешевизна закончилась на v1.0.
v1.1 и v1.2 это перманентная борьба за "мю".

ЦитироватьNot пишет:
тоже клиенты? (недавно совместно инвестировал

ЦитироватьSalo пишет:
Дешевизна закончилась на v1.0.
v1.1 и v1.2 это перманентная борьба за "мю".

Цитироватьsilentpom пишет:

ЦитироватьNot пишет:
тоже клиенты? (недавно совместно инвестировал

эти да, инвесторы, но они припоздали. так что это результат разработки, а не причина.

ЦитироватьИскандер пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Дешевизна закончилась на v1.0.
v1.1 и v1.2 это перманентная борьба за "мю".

По-моему, все же за попадание в стандартный класс по полезной нагрузке ГСС с многоразовой первой ступенью.

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Дешевизна закончилась на v1.0.
v1.1 и v1.2 это перманентная борьба за "мю".

Цена за килограмм скорее снизилась.
Особенно способствует росту мю посадка первой ступени  :)

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Дешевизна закончилась на v1.0.
v1.1 и v1.2 это перманентная борьба за "мю".

Цена за килограмм скорее снизилась.
Особенно способствует росту мю посадка первой ступени  :)  

Вы её видели в пусках на ГПО?

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Дешевизна закончилась на v1.0.
v1.1 и v1.2 это перманентная борьба за "мю".

Цена за килограмм скорее снизилась.
Особенно способствует росту мю посадка первой ступени  :)  

Вы её видели в пусках на ГПО?

ЦитироватьNot пишет:
Salo, я просто не понял Ваше замечание про ГПО
оно никак не связано с предыдущим разговором

а за мю - почему бы не побороться, если бэкграунд уже есть, а успех в борьбе обещает дополнительные гешефты?

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Дешевизна закончилась на v1.0.
v1.1 и v1.2 это перманентная борьба за "мю".

По-моему, все же за попадание в стандартный класс по полезной нагрузке ГСС с многоразовой первой ступенью.

Каким способом?

Цитироватьspacex Upgraded Merlin rocket engine with special black coating for thermal testing
(https://igcdn-photos-h-a.akamaihd.net/hphotos-ak-xfa1/t51.2885-15/11349137_497205827110215_523838749_n.jpg)

Цитироватьsilentpom пишет:
зачем пирометр, когда есть тепловизор?

ЦитироватьИскандер пишет:
Красивый, гладкий, чёрный, непонятный, точнее скрытный... Многоразовый. И тут возникает сомнение - керосин, коксование, температура.Вопрос в чём собственно - чё будет если Мерлин на метан перевести? Не меняя внешних размеров двигателя и ступеней, изменив размеры баков, внедрив совмещенное днище, да переохлаждение топлива по максимуму.

Будет ли толк? Кто нить считал??

ЦитироватьИскандер пишет:
Вопрос собственно в том имеет ли какой то смысл переделка F-9 под метан или придется создавать новую РН? Суть - не верую я в экономически рентабельный многоразовый Falcon на керосине.

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:
Вопрос собственно в том имеет ли какой то смысл переделка F-9 под метан или придется создавать новую РН? Суть - не верую я в экономически рентабельный многоразовый Falcon на керосине.

F9 v1.1 самая длинная сосиска в своём классе с удлинением около 19. При использовании метана придётся либо удлинять ступени на 20% (что вряд ли получится), либо увеличивать диаметр. Частично низкую плотность удастся отыграть за счёт высокого УИ.

Цитироватьvlad7308 пишет:
Искандер , это не вопрос веры  :)

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:
Вопрос собственно в том имеет ли какой то смысл переделка F-9 под метан или придется создавать новую РН? Суть - не верую я в экономически рентабельный многоразовый Falcon на керосине.

F9 v1.1 самая длинная сосиска в своём классе с удлинением около 19. При использовании метана придётся либо удлинять ступени на 20% (что вряд ли получится), либо увеличивать диаметр. Частично низкую плотность удастся отыграть за счёт высокого УИ.

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:
Вопрос собственно в том имеет ли какой то смысл переделка F-9 под метан или придется создавать новую РН? Суть - не верую я в экономически рентабельный многоразовый Falcon на керосине.

F9 v1.1 самая длинная сосиска в своём классе с удлинением около 19. При использовании метана придётся либо удлинять ступени на 20% (что вряд ли получится), либо увеличивать диаметр. Частично низкую плотность удастся отыграть за счёт высокого УИ.

Тут есть еще проблема с размерностью двигателя. РН на Рапторах аналогичная Фалкону получится где-то 60т в одноразовом варианте. Диаметром метров 6 и 2000 т стартовой тяги. Пусть 30т даже в полность многоразовом виде. Это будет хорошая замена Хэви, но не обычному Фалкону-9.

Если ставить меньше двигателей на 1-ю ступень, нужен еще один меньший двигатель для 2-й и очень глубокое дросселирование для посадки.

ЦитироватьСтарый пишет: А кто ещё кроме Спитфайра использовал Мерлина?

ЦитироватьNot пишет:
Гугл с Фиделити тоже клиенты? (недавно совместно инвестировали миллиард баксов).

ЦитироватьSalo пишет:
Дешевизна закончилась на v1.0.
v1.1 и v1.2 это перманентная борьба за "мю".

ЦитироватьSalo пишет:
Итак у Мерлин-1D full trust земная тяга 77 тс, а вакуумная 84 тс.
При вакуумном УИ 311 с, земной УИ составит 285 с.

Тяга Мерлин-1D VAC full trust составляет 95 тс. УИ возможно равен 352 с.
Сопло увеличили настолько, что пришлось ставить дополнительный толкатель.

ЦитироватьSecond Stage

The second stage, powered by a single Merlin vacuum engine, delivers Falcon 9's payload to the desired orbit. The second stage engine ignites a few seconds after stage separation, and can be restarted multiple times to place multiple payloads into different orbits. For maximum reliability, the second stage has redundant igniter systems. Like the first stage, the second stage is made from a high-strength aluminum-lithium alloy.

Engine     1

Burn Time    397sec

Thrust    934kN (210,000 lbf)

Merlin Vacuum Engine
 
Falcon 9's second stage is powered by a single Merlin vacuum engine nearly identical to the first-stage engines, but modified to operate in the vacuum of space. Like the main Merlin engines, the vacuum engine is designed and manufactured in-house by SpaceX. The engine is designed to burn for about six minutes, and can be shut down and restarted multiple times as needed to deliver different payloads into different orbits. SpaceX's Merlin vacuum engine has the highest vacuum specific impulse (isp)--a measure of engine efficiency--of any American liquid oxygen/kerosene engine with a vacuum isp of 348 seconds.  The engine is housed inside the rocket's interstage.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/234865.png)

ЦитироватьИскандер пишет:
Суть - не верую я в экономически рентабельный многоразовый Falcon на керосине.

Цитировать«Мы сами производим основные камеры сгорания, турбонасосы, газовые генераторы, инжекторы и главные клапаны, — говорит Мюллер. — Мы сами все контролируем. У нас есть собственный тестовый стенд, в то время как другие компании используют правительственные тестовые площадки. Трудозатраты сократились вдвое, как и работы в области материалов. Четыре года назад мы могли строить две ракеты в год, теперь мы можем выпускать по двадцать»

ЦитироватьKap пишет:
Фигня вопрос - в качестве предстартового прожига вернувшимся движкам засчитывать крайний полет. Итого минис ОСИ из предстартовой с сохранением промывания и переборки после тех ОСИ.

ЦитироватьAlex Degt пишет:
Воотт! Так и будет(по другому не может быть исходя из экономической системы.

ЦитироватьAlex Degt пишет:
Результат - запланированная и предсказуемая падучесть многоразовых Сокiлов...

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Итак у Мерлин-1D full trust земная тяга 77 тс, а вакуумная 84 тс.
При вакуумном УИ 311 с, земной УИ составит 285 с.

Тяга Мерлин-1D VAC full trust составляет 95 тс. УИ возможно равен 352 с.
Сопло увеличили настолько, что пришлось ставить дополнительный толкатель.

348 с:

ЦитироватьAlex_II пишет:

ЦитироватьAlex Degt пишет:
Воотт! Так и будет(по другому не может быть исходя из экономической системы.

Чем тебе помешала экономическая система? При нашем феодализме и переразвитом корейском социализме ракеты все равно летают... Они от экономической системы зависят слабо, больше от законов физики...