Форум Новости Космонавтики

ЦитироватьНеглупый пишет:
"SpaseX. Теперь М-Е-Т-А-Н-О-В-Ы-Й"

ЦитироватьG.K. пишет:

ЦитироватьНеглупый пишет:
"SpaseX. Теперь М-Е-Т-А-Н-О-В-Ы-Й"

Метаноловый  ;)   :)

ЦитироватьАлександр Ч. пишет:
Ментоловый :D

Цитироватьigorvs пишет:
Но а если оставить ту же идеологию, подстраховку при отказе движка

ЦитироватьНеглупый пишет:
Для этой темы есть звучное название : "SpaseX. Теперь М-Е-Т-А-Н-О-В-Ы-Й"  8)  Дарю безвозмездно даром  :D

ЦитироватьG.K. пишет:
  :D   :D  Хорошо нас Маск не читает  :)  

ЦитироватьSalo пишет:
Назло George'y. ;)

ЦитироватьАлександр Ч. пишет:
Сейчас линия партии поменяется и будут с ВалериJ петь хором.

Цитироватьigorvs пишет:
Если учесть, что энергоэффективность метана выше керосина 5-10%, то ПН немного будет больше.

ЦитироватьMark пишет:
 - При одинаковой стартовой массе ПН будет на около 15% больше.
- Двигатель до F9 не идёт и нет смысла, у метана совсем другая плотность чем у керосина
- Пока видно что Маск будет использовать метан для MCT носителя.

Цитироватьigorvs пишет:
прекрасно, значит ПН будет значительно больше

Цитировать«Преимущество метана — почти бесконечные запасы и невысокая цена. Более того, метан испаряется быстро, и это упрощает процессы по очистке многоразовых топливных баков двигателей. Метан, к тому же, превосходит керосин в удельном импульсе (сообразовывающаяся тяга на килограмм топлива) почти на десятую часть», — добавил Чванов.

Создание такого горючего (топливо «РГ7»), процесс дорогой и сложный. Применение метана в первой многоразовой ступени не должно допустить дефицита ракетного топлива, и, помимо этого, на пятую часть снизить стоимость на выведение полезной нагрузки на околоземную орбиту. 

ЦитироватьСтарый пишет:
Один Раптор просто заменит три Мерлина. Ну может поставят 4 штуки на ступень.

ЦитироватьBell пишет:
действительно, для Маска переход на метан дает бОльшую прибавку, чем для наших околопредельных замкнутых напряженных керосинок.

Цитироватьcavia пишет:
вопрос лишь в том, когда это реально произойдет!

ЦитироватьMark пишет:

- Примерно большая ПН не имеет значение
- Метанова технология упрощает создание носителя
- А самое важное это стоимость пусков с метаном, об этом мы много же писали. Тоже и Маск об этом говорил. По мнению Маска, амбициозная программа освоения Красной планеты начнётся с группы числом в десять человек, которые отправятся на Марс на борту ракеты многократного использования. Источником мощности двигателей подобного корабля станут метан и жидкий кислород. Маск объяснил, что стоимость метана достаточно низкая, и он обладает незначительным преимуществом перед керосином в виде специфических импульсов. К тому же, метан лишён негативных побочных эффектов водорода, который тяжело хранить при криогенных температурах из-за того, что он делает металл хрупким. Также водород слишком легко воспламеняется.

Цитировать«Преимущество метана — почти бесконечные запасы и невысокая цена. Более того, метан испаряется быстро, и это упрощает процессы по очистке многоразовых топливных баков двигателей. Метан, к тому же, превосходит керосин в удельном импульсе (сообразовывающаяся тяга на килограмм топлива) почти на десятую часть», — добавил Чванов.

Создание такого горючего (топливо «РГ7»), процесс дорогой и сложный. Применение метана в первой многоразовой ступени не должно допустить дефицита ракетного топлива, и, помимо этого, на пятую часть снизить стоимость на выведение полезной нагрузки на околоземную орбиту.

ЦитироватьНеглупый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
действительно, для Маска переход на метан дает бОльшую прибавку, чем для наших околопредельных замкнутых напряженных керосинок.

Для наших переход на метан означает прежде всего повышение надежности до уровня открытых керосинок при одновременном увеличении УИ на 20 сек

Цитироватьigorvs пишет:
Я не очень в курсе, у нас метановый двигатель уже создан?
SpaceX, уже в начале сл. года собирается испытывать отдельные компоненты двигателя

ЦитироватьBell пишет:

Цитироватьigorvs пишет:
Я не очень в курсе, у нас метановый двигатель уже создан?
SpaceX, уже в начале сл. года собирается испытывать отдельные компоненты двигателя

http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59# (http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59#)

о текущем состоянии работ см.
 http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic581/
 http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic9750/

Цитироватьigorvs пишет:
Интересно, сколько уже времени SpaceX занимается разработкой Raptor.
Наши аж 1994 г. занимаются исследованиями.
Может SpaceX, какую-то разработку взяли за основу?

Цитироватьcavia пишет:
Такими темпами они к середине 2015 уже метановую ракету построят!

ЦитироватьSpaceX's Mars rocket to be methane-fuelled, 22 Nov 2012 
 

SpaceX (http://www.flightglobal.com/landingpage/SpaceX.html) intends to build a methane/liquid oxygen (Lox) engine, said founder Elon Musk, in a shift away from the highly refined kerosene rocket propellant (RP-1) that has powered the company's previous engines.
Speaking at the Royal Aeronautical Society in London, SpaceX chief executive and lead rocket engineer Musk said Lox and methane would be SpaceX's propellants of choice on a mission to Mars, which has long been his stated goal.
SpaceX's initial work will be to build a Lox/methane rocket for a future upper stage, codenamed Raptor.  The design of this engine would be a departure from the "open cycle" gas generator system that the current Merlin 1 engine series uses. Instead, the new rocket engine would use a much more efficient "staged combustion" cycle that many Russian rocket engines use.
Musk says that methane fuel has performance, cost and storage advantages over alternatives and could even be extracted from the Martian atmosphere for use in landing and ascent stages.
Although methane is known to be a better fuel for reusable engine operations in not having significant coking (carbon deposit) problems that kerosene has, Musk noted that this was not a main driver for the choice.
"The energy cost of methane is the lowest and it has a slight Isp (specific impulse) advantage over kerosene," said Musk, adding that "it does not have the pain-in-the-ass factor that hydrogen has".  Hydrogen, another commonly used fuel, has storage and handling difficulties and the problem of hydrogen embrittlement.

Musk confirmed that he would not be seeking collaboration with the Russians, despite their lead in this technology, before adding however that "we might hire a few".  Musk also ruled out working with China, noting that they did not seem to want collaboration anyway.

Цитироватьigorvs пишет:
Наши аж 1994 г. занимаются исследованиями.

Цитироватьigorvs пишет:
Интересно, сколько уже времени SpaceX занимается разработкой Raptor.
Наши аж 1994 г. занимаются исследованиями.
Может SpaceX, какую-то разработку взяли за основу?

Цитироватьvlad7308 пишет:ангару тоже с 94 года делают.
Наши или не наши - несущественно, думаю это на 90% вопрос финансирования и организации работ.

ЦитироватьSpaceX Raptor:
Key to SpaceX's Martian exploits is likely to be a new engine known as the Raptor.
Raptor would provide a major sea-change in SpaceX's propulsion, given it is set to be powered by methane and liquid oxygen (LOX), as opposed to the RP-1 kerosene and LOX currently employed with Falcon 9′s Merlin engines.

 Although the engine – first referenced in 2009 – was initially cited for a role powering an Upper Stage, it appears that the Raptor is now serving as the main engine for the first stage of a new, yet-to-be-formally-announced rocket.
Very few details have been released by SpaceX, even when directly queried by this site earlier this year. However, the announcement of an agreement with the Stennis Space Center has revealed the company is indeed working on the development of the Raptor.

Under a future engine testing agreement, SpaceX will upgrade the E-2 test stand at Stennis with methane capability.
"This agreement supports SpaceX's efforts for continued engine research and development in parallel with our growing operational testing programs," noted Gwynne Shotwell, SpaceX President. "We are excited to bring this R&D program to Stennis, and we look forward to a long term relationship with the center and the state of Mississippi."
The only detail about the engine in the release noted it will be capable of generating nearly 300 tons of thrust in vacuum, around four times more powerful than the Merlin 1D.
However, it is possible a Raptor engine set could become the baseline for a huge future rocket to be used by SpaceX for missions to Mars, along with a potential role with a Mars ascent stage.
As such, Raptor could be focused on a future role with the Mars Colonial Transporter (MCT) architecture.
Per the near-term goals, infrastructure improvements at the E-2 test stand will begin upon execution of the announced agreement, with testing expected to start in early 2014.

ЦитироватьBell пишет:а где вы были в 94-м году? я на базарчике перед домом торговал жвачками и сигаретами.
странные у вас сравнения...

Цитироватьigorvs пишет:
сколько сил и времени было потрачено на создание РД на метане у нас

Цитироватьigorvs пишет:
Я готовился к институту

ЦитироватьНеглупый пишет:
Для наших переход на метан означает прежде всего повышение надежности до уровня открытых керосинок при одновременном увеличении УИ на 20 сек

ЦитироватьСтарый пишет:
Для наших переход на метан означает катастрофическое снижение надёжности и повышение аварийности.

Цитироватьigorvs пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Для наших переход на метан означает катастрофическое снижение надёжности и повышение аварийности.

Это потому-что, растеряли кадры, или причина в другом?

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьigorvs пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Для наших переход на метан означает катастрофическое снижение надёжности и повышение аварийности.

Это потому-что, растеряли кадры, или причина в другом?

Причина в криогенности метана. Пролитый метан будет испаряться. Для нас метан что водород.
 Для ракетостроения США воспитанного на водороде метан не составляет проблемы.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьНеглупый пишет:
Для наших переход на метан означает прежде всего повышение надежности до уровня открытых керосинок при одновременном увеличении УИ на 20 сек

Для наших переход на метан означает катастрофическое снижение надёжности и повышение аварийности.

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьigorvs пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Для наших переход на метан означает катастрофическое снижение надёжности и повышение аварийности.

Это потому-что, растеряли кадры, или причина в другом?

Причина в криогенности метана. Пролитый метан будет испаряться. Для нас метан что водород.
 Для ракетостроения США воспитанного на водороде метан не составляет проблемы.

ЦитироватьНеглупый пишет:
Что касается СПГ, то технологии безопасного обращения с ним имеются в том числе и в России, доказательство тому многомилионотонный оборот сжиженного газа

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьНеглупый пишет:
Что касается СПГ, то технологии безопасного обращения с ним имеются в том числе и в России, доказательство тому многомилионотонный оборот сжиженного газа

Взрывов СПГ милион. Гораздо больше чем керосина.
Однако кажется требуется не СПГ а именно метан?
И не надо продолжать про нас в этой теме.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Кислородные баллоны взрываются едва ли не чаще. Это повод отказаться от ЖК? 

Цитироватьcavia пишет:
Такими темпами они к середине 2015 уже метановую ракету построят!

Цитировать 
"We are going to do methane."  Musk announced as he described his future plans for reusable launch vehicles including those designed to take astronauts to Mars within 15 years, "The energy cost of methane is the lowest and it has a slight Isp (Specific Impulse) advantage over Kerosene," said Musk adding, "And it does not have the pain in the ass factor that hydrogen has".

ЦитироватьMark пишет:

ЦитироватьМаск пишет: "And it does not have the pain in the ass factor that hydrogen has".

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Кислородные баллоны взрываются едва ли не чаще. Это повод отказаться от ЖК?

ЦитироватьНеглупый пишет:
И кстати зажигалки на сжиженном газе продают на каждом углу всем подряд, включая детей, пенсионеров и ракетчиков  :)

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьНеглупый пишет:
И кстати зажигалки на сжиженном газе продают на каждом углу всем подряд, включая детей, пенсионеров и ракетчиков  :)  

Кстати, взрывы зажигалок видел не раз.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Кислородные баллоны взрываются едва ли не чаще. Это повод отказаться от ЖК?

А у газа взрываются не баллоны. Взрывается смесь с воздухом. О чём я и говорю.

ЦитироватьНеглупый пишет:
только на русский лучше перевести как

ЦитироватьНу-и-ну пишет:
"геморрой" ближе интонационно, Маск-то смачно выразился. "С метаном нет такого геморроя, как с водородом."

ЦитироватьВниманию посетителей стенда был представлен седельный тягач КАМАЗ-65116-34 с криобаком на сжиженном природном газе (СПГ). Особенность данного автомобиля — наличие двух типов топливных баков. За кабиной вертикально хранится компримированный (сжатый) метан, а на раме — криобак со сжиженным природным газом. Два типа хранения необходимы в связи с недостаточным количеством заправок сжиженным метаном на территории нашей страны. Газ в криобаке находится при температуре −168 градусов Цельсия, а его объем составляет 400 литров или 240 куб. метров газа, что достаточно для пробега на расстояние до 600 км. Общий пробег на двух типах баков может составить до 1050 км. Тягач предназначен для работы в составе автопоездов с полуприцепами, выполняющих технологические перевозки длинномерных грузов, строительных материалов, пищевых жидкостей между предприятиями, расположенными в крупных городах.

ЦитироватьНу-и-ну пишет:

ЦитироватьНеглупый пишет:
только на русский лучше перевести как

"геморрой" ближе интонационно, Маск-то смачно выразился. "С метаном нет такого геморроя, как с водородом."

ЦитироватьНу-и-ну пишет:  "С метаном нет такого геморроя, как с водородом."

ЦитироватьНеглупый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Кислородные баллоны взрываются едва ли не чаще. Это повод отказаться от ЖК?

И кстати зажигалки на сжиженном газе продают на каждом углу всем подряд, включая детей, пенсионеров и ракетчиков  :)

Цитироватьcavia пишет:
Если я не заблуждаюсь, то зажигалки заправляются пропаном или пропан-бутаном, это так же касается большинство бензиновых автомобилей, которые переделывают под пропан-бутан. У пропана температура кипения порядка -40С, в таких баллонах сравнительно невысокое давление. Если это давление стравить, и посмотреть внутрь баллона, то пропан там будет просто кипеть, причем не очень сильно. другое дело метан, его обычно используют лишь в грузовых автомобилях, как правило это с десяток баллонов высокого давления, типа тех которые для кислорода используются.

Цитироватьcavia пишет:
 это да, слышал, что баллоны взрываются при опрессовке.

ЦитироватьДмитрий пишет:
Когда же в России начнут использовать метановые ракетные двигатели для запуска? 

ЦитироватьДмитрий пишет:
 Но для ракеты Союз и Ангары теоретически возможно было бы сделать метановые боковушки? Удельный импульс 350 сек вместо 307,
 Они бы были меньше и легче, чем кислород-керосиновые при той же тяге.
Когда же в России начнут использовать метановые ракетные двигатели для запуска? 22 года идут исследования и ничего еще не сделано.Теперь новая тенденция.Во Франции пректируют, а в России только испытывают им такой ЖРД.Обалдеть.

ЦитироватьДмитрий пишет:
 Но для ракеты Союз и Ангары теоретически возможно было бы сделать метановые боковушки? Удельный импульс 350 сек вместо 307,

ЦитироватьДмитрий пишет:
 Но для ракеты Союз и Ангары теоретически возможно было бы сделать метановые боковушки? Удельный импульс 350 сек вместо 307,
 Они бы были меньше и легче, чем кислород-керосиновые при той же тяге.

ЦитироватьValerij пишет:
и потому, что на первой ступени важна тяга, а не импульс - ракета просто не успевает разогнаться.

ЦитироватьValerij пишет:
Тяга не зависит от топлива, но двигатель с большим импульсом при равной тяге будет иметь пропорционально больше мощность и, следовательно, больше расход топлива. Значит и массу топлива придется увеличить. Есть и плюсы - можно увеличить ПН, но тогда и центральный блок тоже придется дорабатывать.

ЦитироватьValerij пишет:
Тяга не зависит от топлива, но двигатель с большим импульсом при равной тяге будет иметь пропорционально больше мощность и, следовательно, больше расход топлива. Значит и массу топлива придется увеличить. Есть и плюсы - можно увеличить ПН, но тогда и центральный блок тоже придется дорабатывать.

ЦитироватьSalo пишет:
Valerij, может лучше об опционах на акции и контрактах с фиксированной ценой? :o

ЦитироватьAlexioM пишет:

Цитироватьasmi пишет:

ЦитироватьAlexioM пишет:

Осталась мелочь - найти бабло на всё это - причём так найти, чтобы его не распилили по дороге к ОКР  :)

ЦитироватьИскандер пишет:

ЦитироватьТам нужен Петр I, чтобы оглобли повернуть в правильном направлении.

ЦитироватьValerij пишет:
Когда нужно угробить миллионы людей...

ЦитироватьИскандер пишет:
При нынешней структуре ничего хорошего не получится, сколько денег не вбрасывай. Не те люди сидят и не туда рулят. Там нужен Петр I, чтобы оглобли повернуть в правильном направлении.

ЦитироватьAlexioM пишет:
Преимущества метановых не зависят от страны. В данном случае бонусы в полной мере могут реализовать в SpaceX с их планами на многоразовые первые ступени.

ЦитироватьСтарый пишет:
Правильно говорить "недостатки метановых не зависят от страны".

ЦитироватьValerij пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Правильно говорить "недостатки метановых не зависят от страны".

Правильно говорить Старый Ламер к каждой бочке затычка.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьValerij пишет:
Когда нужно угробить миллионы людей...

Такое чувство что ВалериJ решил совершить самострел.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьAlexioM пишет:
Преимущества метановых не зависят от страны. В данном случае бонусы в полной мере могут реализовать в SpaceX с их планами на многоразовые первые ступени.

Правильно говорить "недостатки метановых не зависят от страны".

ЦитироватьBell пишет:
Хм... перечисли главные 3 недостатка?

ЦитироватьСтарый пишет:
Криогенность
Взрывопожароопасность
Низкий УИ
Низкая плотность

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Криогенность
Взрывопожароопасность
Низкий УИ
Низкая плотность

криогенность = кислороду
взрывоопасность - много меньше, чем у водорода, пожаро = керосину
УИ таки выше, чем у керосина
плотность топлива с учетом большего УИ и соотношения компонентов - приемлемая.

недостатки какие-то несерьезные.

ЦитироватьBell пишет:
касательно взрывоопасности, как уже говорили, сравнивать надо не с керосином и водородом, а с тотально развитой газовой инфраструктурой во всей стране. Которую эксплуатируют те, кто есть, а не специально выращенные супермены. И ничего.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
касательно взрывоопасности, как уже говорили, сравнивать надо не с керосином и водородом, а с тотально развитой газовой инфраструктурой во всей стране. Которую эксплуатируют те, кто есть, а не специально выращенные супермены. И ничего.

Нет. Сравнивать будем с существующими ракетными топливами. Нам едь предлагают метан для замены керосина в ракетах а не керогазов в домах?

ЦитироватьBell пишет:
Не, извини! Ты говорищь о некоей опасной взрывоопасности метана в космонавтике и при этом пытаешься не замечать успешную эксплуатацию оного в банальном, кондовом быту... Где вопрос решается соблюдением банальных, элементарных правил безопасности.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Криогенность
Взрывопожароопасность
Низкий УИ
Низкая плотность

криогенность = кислороду
взрывоопасность - много меньше, чем у водорода, пожаро = керосину
УИ таки выше, чем у керосина
плотность топлива с учетом большего УИ и соотношения компонентов - приемлемая.

недостатки какие-то несерьезные.

Больше, меньше, равны, но все они есть. Я же повторял много раз: метан объединяет в себе недостатки керосина и водорода. Выпиши себе недостатки того и другого и читай. Зачем каждый раз переспрашивать то?
 Но не объединяет их достоинств. Единственное достоинство о котором только и вспоминают - метан позволяет повысить низкую надёжность бредовых энергомашевских перенапряжённых двигателей.

ЦитироватьBell пишет:
При том, что сам Энергомаш не сильно чешется по поводу повышения надежности своих двигателей ТАКИМ способом. Может не в этом дело?

ЦитироватьОсновные достоинства следующие:

- дешевизна при обеспечении стабильных свойств топлива 98-99% чистоты
- более высокий УИ, который позволяет при том же уровне технологий получить и той же тяге получить бОльшую ПН, чем на керосине
- качественно более высокая надежность за счет сладкой схемы, испытаний без переборки и промывки и пр. технологических особенностей
- возможность создания эффективных многоразовых систем

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Не, извини! Ты говорищь о некоей опасной взрывоопасности метана в космонавтике и при этом пытаешься не замечать успешную эксплуатацию оного в банальном, кондовом быту... Где вопрос решается соблюдением банальных, элементарных правил безопасности.

Я говорю о недостатках метана как ракетного горючего по сравнению с другими горючими.
Если в быту газ удобнее и безопаснее чем керогазы, примусы и печи на дровах, то это не значит что в ракетах он будет удобнее и безопаснее керосина.

ЦитироватьBell пишет:
с учетом того, что имеется богатейший опыт бытовой эксплуатации метана и что второй компонент такой же криогенный - замена ничего не ухудшит.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
При том, что сам Энергомаш не сильно чешется по поводу повышения надежности своих двигателей ТАКИМ способом. Может не в этом дело?

А пофигу. Мало ли желающих попилить деньги раз дают?

ЦитироватьОсновные достоинства следующие:

- дешевизна при обеспечении стабильных свойств топлива 98-99% чистоты
- более высокий УИ, который позволяет при том же уровне технологий получить и той же тяге получить бОльшую ПН, чем на керосине
- качественно более высокая надежность за счет сладкой схемы, испытаний без переборки и промывки и пр. технологических особенностей
- возможность создания эффективных многоразовых систем

Неужели дешевле керосина?
Неужели УИ выше чем у водорода?
Надёжность - единственное достоинство и то только в условиях эксплуатации бредовых перенапряжённых ЖРД времён позднего Совка.
Привлечение в качестве аргумента многоразовых систем это гнедостаток. Показывающий что других аргументов нет.

ЦитироватьBell пишет:
Дешевле. Бо там не просто керосин.

ЦитироватьУИ выше, чем у керосина.

ЦитироватьВижу, с надежностью, ты не споришь.

ЦитироватьМногоразовые системы - неизбежное будущее, которое откладывается в том числе из-за экономических проблем эксплуатации двигателей, коих у метана много меньше.

ЦитироватьСтарый пишет:
"Позволяет повысить надёжность перенапряжённых ЖРД" - это убедительное "достоинство" для обоснования очередного грандиозного баблопопила?

ЦитироватьСтарый пишет:
для обоснования очередного грандиозного баблопопила

ЦитироватьBell пишет:
Метан позволяет при надежности РД-107 получить УИ больше, чем у РД-171. Это прирост 20%.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Дешевле. Бо там не просто керосин.

Где можно посмотреть цены?

ЦитироватьСтарый пишет:
 
УИ выше, чем у керосина.
А при чём тут керосин? Сравнивай с криогенными горючими.

ЦитироватьСтарый пишет:
 Вижу, с надежностью, ты не споришь.
С "надёжностью" перенапряжённых ЖРД вряд ли кто будет спорить. На какие жертвы приходится идти чтоб её поднять защитники метана лучше меня расскажут.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьМногоразовые системы - неизбежное будущее, которое откладывается в том числе из-за экономических проблем эксплуатации двигателей, коих у метана много меньше.

Гдето я эти пестни уже слышал... Как это неизбежное будущее наступит так и приходи. А пока это отличная иллюстрация на что приходится идти защитничкам метана чтоб доказать что чёрное это белое.

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Дешевле. Бо там не просто керосин.

Где можно посмотреть цены?

Буквально на этой неделе считали эксплуатацию котельной на солярке и газе. 1 МВт, с обслуживанием и пр. Разница в 4,5 раза. Сравни цену на литр солярки и на куб газа с учетом теплотворной способности.

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
 
УИ выше, чем у керосина.
А при чём тут керосин? Сравнивай с криогенными горючими.

Кислород уже криогенный, так что практической разницы нет.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Метан позволяет при надежности РД-107 получить УИ больше, чем у РД-171. Это прирост 20%.

Такие же УИ и надёжность можно получить на керосине при давлении в КС 120-180 бар. Зато бабла не напилишь. Ни на двигателе ни на освоении нового горючего.

ЦитироватьСтарый пишет:
Такие же УИ

ЦитироватьBell пишет:
Это крайне важное свойство и спорить сложно.

ЦитироватьBell пишет:
Оно наступит с приходом метана. Вот как метан придет - сразу и приду  :)  

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Дешевле. Бо там не просто керосин.

Где можно посмотреть цены?

Буквально на этой неделе считали эксплуатацию котельной на солярке и газе. 1 МВт, с обслуживанием и пр. Разница в 4,5 раза. Сравни цену на литр солярки и на куб газа с учетом теплотворной способности.

Цены на ракетный керосин и ракетный метан. Уже заправленые в ракеты.
 Кстати. Котельная на сжиженом метане?

ЦитироватьСтарый пишет:
Конечно! Поэтому нормальные люди не делают перенапряжённых ЖРД.

ЦитироватьСтарый пишет:
А наши баблопопильщики делают ненадёжный двигатель а потом используют его ненадёжность как аргумент для дальнейшего баблопопила.
 Это остался твой единственный аргумент - метан нужен для спасения наших химер. Самому то не смешно?

ЦитироватьBell пишет:
Смешно было бы, если бы этот аргумент использовали попильщики, делающие напряженные керосинки. А так - нет, не смешно. Так нормально.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Оно наступит с приходом метана. Вот как метан придет - сразу и приду  :)  

А может с пришествием Кузнечика, чего уж там?  ;)  
Вобщем никогда. Вот и я про это.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Смешно было бы, если бы этот аргумент использовали попильщики, делающие напряженные керосинки. А так - нет, не смешно. Так нормально.

Используют именно они. Так что увы, ничего смешного.

ЦитироватьBell пишет:
Не, кузнечик - чушь.

Цитироватькстати, напомни, какие там 3 главных недостатка многоразовых систем, кроме экономической неэффективности?

ЦитироватьСтарый пишет:
Вобщем то это единственный недостаток.

ЦитироватьСтарый пишет:
 Ну как же? Он же ж многоразовый. Это ж едва не главный твой аргумент за метан.

ЦитироватьBell пишет:
Итого: надежность это снижение стоимости.

ЦитироватьК тому же метан вообще в принципе позволяет делать реально многоразовые двигатели, с минимумом межполетного обслуживания. А керосин не позволяет. 

ЦитироватьТ.е. с метаном многоразовая система может быть экономически оправданной и в этом ее качественная разница с керосиновыми. Да и с водородными.

ЦитироватьСтарый пишет:
пытаешься спастись переводом стрелок на многоразовые?

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
пытаешься спастись переводом стрелок на многоразовые?

а ты пытаешься спастись подменой понятий.

ЦитироватьСтарый пишет:
И снижение давления в КС более простой и дешовый путь повышения надёжности чем переход на метан.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
пытаешься спастись переводом стрелок на многоразовые?

а ты пытаешься спастись подменой понятий.

Отнюдь. Я всегда опираюси на понятие стоимость/эффективность.

ЦитироватьBell пишет:
Ценой снижения и ухудшения всего остального. 

ЦитироватьЭто чисто экстенсивный путь.
А метан - путь интенсивый. Улучшить целый комплекс свойств, получив прибавку ПН.

ЦитироватьBell пишет:
Метан дешевле и эффективнее.

ЦитироватьТы кстати не ответил на счет окупаемости разработки нового надежного двигателя за счет предотвращения потери одного обычного КА.

ЦитироватьНеглупый пишет:
 КЛАССИФИКАЦИЯ ВЗРЫВООПАСНЫХ СМЕСЕЙ
 ГОСТ Р 51330.19-99 (МЭК 60079-20-96)
и ГОСТ 12.1.011-78
Выписка из ГОСТ ракетных горючих и широкоизвестных веществ
 Чем вещество выше в списке, тем оно взрывобезопаснее .

IIA-Т1 Метан , ацетон, аммиак
IIA-Т2 Спирт этиловый, бензин Б-95
IIA-Т3 Керосин , бензин Б-70, нефть
IIA-Т4 -
IIA-Т5 -
IIA-Т6 -

IIB-Т1 -
IIB-Т2 -
IIB-Т3 НДМГ
IIB-Т4 -
IIB-Т5 -
IIB-Т6 -

IIC-Т1 Водород
IIC-Т2 Ацетилен
IIC-Т3 -
IIC-Т4 -
IIC-Т5 Сероуглерод
IIC-Т6 -

 Метан более взрывобезопасен чем керосин, и вообще наиболее взрывобезопасное горючее из известных

ЦитироватьИскандер пишет:
Откуда такие выводы?  :o  Что, даже водород отдыхает?  :|  Да?

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Итого: надежность это снижение стоимости.

Отнюдь не всегда.
Однако пусть так. Вопрос в цене надёжности. И снижение давления в КС более простой и дешовый путь повышения надёжности чем переход на метан. Только и всего. Голая экономика.

ЦитироватьК тому же метан вообще в принципе позволяет делать реально многоразовые двигатели, с минимумом межполетного обслуживания. А керосин не позволяет.

Во первых керосин позволяет. А во вторых перевод стрелок на многоразовые это чего - попытка соскочить? То есть ты понял что на одноразовых ракетах у метана одни недостатки и пытаешься спастись переводом стрелок на многоразовые?

ЦитироватьТ.е. с метаном многоразовая система может быть экономически оправданной и в этом ее качественная разница с керосиновыми. Да и с водородными.

На всё обозримое будущее многоразовые системы не будут экономически оправдаными. А когда настанет их время преимущество будет за водородом. У метана на многоразовых НННШ.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:
Итого: надежность это снижение стоимости.

Отнюдь не всегда.
Однако пусть так. Вопрос в цене надёжности. И снижение давления в КС более простой и дешовый путь повышения надёжности чем переход на метан. Только и всего. Голая экономика.

ЦитироватьК тому же метан вообще в принципе позволяет делать реально многоразовые двигатели, с минимумом межполетного обслуживания. А керосин не позволяет.

Во первых керосин позволяет. А во вторых перевод стрелок на многоразовые это чего - попытка соскочить? То есть ты понял что на одноразовых ракетах у метана одни недостатки и пытаешься спастись переводом стрелок на многоразовые?

ЦитироватьSalo пишет:
По оценкам, сделанным в 2010 году, стоимость НИОКР по созданию многоразовых метановых РД-192 и РД0162 составляла 7-8 млрд.руб.

ЦитироватьНеглупый пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:
Откуда такие выводы?  :o  Что, даже водород отдыхает?  :|  Да?

Не совсем понял, что именно вас удивило?
пс может вы прочитали взрывобезопасен как взрывоопасен? Соглашусь, что получилось несколько коряво, сейчас фразу исправлю

ЦитироватьИскандер пишет:
Тогда всё Ок!  :)

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
При этом неизбежно падение УИ и снижение Мпг (либо, при фиксированной Мпг - рост Мст). Учитывая, что керосин вдвое дороже СПГ и более взрывоопасен, метан выглядит предпочтительнее.

Цитировать

ЦитироватьSalo пишет:
По оценкам, сделанным в 2010 году, стоимость НИОКР по созданию многоразовых метановых РД-192 и РД0162 составляла 7-8 млрд.руб.

ЦитироватьСтарый пишет:
У нас чего - проблемы с УИ?

ЦитироватьСтарый пишет:
Меня тут уверяли что разработать керосиновый двигатель с давлением 120 атм нам совершенно не по силам.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьКстати, какая ПН планируется для Союза-5?

ЦитироватьСтарый пишет:
У нас чего - проблемы с УИ? Надо чтото дожать? Без метана уже и ракету сделать не в состоянии? У людей на стартовых ступенях стоят РДТТ с УИ меньше 300 сек, и нет проблем. А у нас проблемы? УИ не хватает?

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьКстати, какая ПН планируется для Союза-5?

Смотря для какого. Для 5.1 расчетная 8,5 т.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьКстати, какая ПН планируется для Союза-5?

Смотря для какого. Для 5.1 расчетная 8,5 т.

И без метана ну просто никак? Ни асиливают?

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьКстати, какая ПН планируется для Союза-5?

Смотря для какого. Для 5.1 расчетная 8,5 т.

И без метана ну просто никак? Ни асиливают?

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
С метаном проще и дешевле. С-5.1 при двух ступенях и стартовой массе 252 т должен выводить 8,5 т. А Союз-2.1б при стартовой массе около 310 т и 3-х ступенях - всего лишь 8,3 т. Вывод очевиден.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
С метаном проще и дешевле. С-5.1 при двух ступенях и стартовой массе 252 т должен выводить 8,5 т. А Союз-2.1б при стартовой массе около 310 т и 3-х ступенях - всего лишь 8,3 т. Вывод очевиден.

Абсолютно не вижу что С-5 дешевле. Откуда такой вывод?
У аФона научился "совершенно очевидно что С-5 дешевле С-2"? Что тебе ещё совершенно очевидно?  ;)

И почему сравниваешь вновь разрабатываемую ракету со старым аналогом?
 Сранивай два вновьразрабатываемых варианта - метановый и керосиновый. Не будешь сравнивать.  :{}

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А ты сравни: всего два ракетных блока и два двигателя у С-5 против шести блоков и шести двигателей С-2. 

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Можно и с вновь разрабатываемым керосиновым носителем сравнивать. Стоимость разработки будет примерно одинаковая, а стоимость эксплуатации у керосинки будет повыше. Так что и тут у керосина никаких преимуществ.  :{}

ЦитироватьНеглупый пишет:
Керосиновый закрытой схемы даже умеренный все равно не лишен потенциального фактора опасности в виде горячего кислорода с такими параметрами, что основной конструкционный материал сталь необходимо защищать. Отличие двигателей с умеренными параметрами от напряженных в том, что для защиты стали можно применять более простые и более надежно работающие материалы. Но в случае аварии, скорость ее развития будет такой же быстрой. Это практически исключает возможность своевременного отключения аварийного двигателя.
Остается выбор между открытой керосинкой и метановым. Разница между ними в 50 сек УИ

ЦитироватьСтарый пишет:
Самарцы могли бы перехвавтить у хруников заказ на новую РН. Но жадность фраеров сгубила - они решили погреть руки ещё и на освоении метана.

ЦитироватьНеглупый пишет:
Если исходить из того, что семейство РД-170 не удовлетворяет современным требованиям надежности, то ситуация такова что двигателя для перспективных ракет сегодня нет никакого.

ЦитироватьСтарый пишет:
Самарцы могли бы перехвавтить у хруников заказ на новую РН. Но жадность фраеров сгубила - они решили погреть руки ещё и на освоении метана.

ЦитироватьСтарый пишет:
Причём шансы реальные - зарплаты в отрасли по самарским и воронежским меркам неплохие, там в отрасль идут и не совсем больше никуда не годные.
 Но жадность.  :(  Захотелось попилить деньжат ещё и за новое топливо. А ещё небось и орденов и премий за "внедрение невиданного доселе горючего".  :(  

Цитироватьsalto пишет:
РД170 отработан, и, слава богу, замечаний по нем нет.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
По желанию Старого сравнение двух носителей.
Две ступени. Оптимизация ОПП по критерию "Максимум отношения массы ПГ к суммарной тяге ЖРД". 
 

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
 Оптимизация ОПП по критерию "Максимум отношения массы ПГ к суммарной тяге ЖРД". 
 

ЦитироватьСтарый пишет:
 Почему ты её не предлагаешь?

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
По желанию Старого сравнение двух носителей.
Две ступени. Оптимизация ОПП по критерию "Максимум отношения массы ПГ к суммарной тяге ЖРД".
 

Нет. Оптимизация только по критерию "стоимость/эфективность". И чего это ты вдруг запроектировал керосиновую ПН с меньшей массой ПН?

ЦитироватьСтарый пишет:
И почему сухая масса первой ступени в керосиновом и метановом варианте одинакова? Плотность топлива существенно отличается и соответственно размер ступени.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Нет. Оптимизация только по критерию "стоимость/эфективность". И чего это ты вдруг запроектировал керосиновую РН с меньшей массой ПН?

Это максимум, что можно выжать из данной пары ЖРД  ;)

ЦитироватьBell пишет:
Так тебя устроит?
 

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Нет. Оптимизация только по критерию "стоимость/эфективность". И чего это ты вдруг запроектировал керосиновую РН с меньшей массой ПН?

Это максимум, что можно выжать из данной пары ЖРД  ;)  

Следующий шаг - доказательство невозможности создания керосинового двигателя тягой больше 300 тонн?  ;)

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Мы же выбрали равные условия - двигатели одинаковой тяги. Что тебя не устраивает?

ЦитироватьСтарый пишет:
Устраивает меня одинаковая ПН. Выводимая керосиновой и метановой ракетами. Каждая оптимизированная под минимальную стоимость.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Ок, щас посчитаем. Поскольку минимальная стоимость в основном определяется массой конструкции, оптимизацию проведем по критерию "максимум отношения Мпг к суммарной массе конструкции". Массу ПГ зададим 8,5 т.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
Устраивает меня одинаковая ПН. Выводимая керосиновой и метановой ракетами. Каждая оптимизированная под минимальную стоимость.

Ок, щас посчитаем. Поскольку минимальная стоимость в основном определяется массой конструкции, оптимизацию проведем по критерию "максимум отношения Мпг к суммарной массе конструкции". Массу ПГ зададим 8,5 т.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Ок, щас посчитаем. Поскольку минимальная стоимость в основном определяется массой конструкции, оптимизацию проведем по критерию "максимум отношения Мпг к суммарной массе конструкции". Массу ПГ зададим 8,5 т.

Не к массе конструкции ибо например стоимость системы управления не меняется, ну да ладно, давай пока так.

ЦитироватьСтарый пишет:
Не к массе конструкции ибо например стоимость системы управления не меняется, ну да ладно, давай пока так.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
При одинаковых материалах и технологиях стоимость разработки и производства зависит от массы конструкции. Недаром буржуи используют тот критерий, который я предложил.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
При одинаковых материалах и технологиях стоимость разработки и производства зависит от массы конструкции. Недаром буржуи используют тот критерий, который я предложил.

1)Ну делай пока по массе конструкции. Хотя общеизвестно что чем больше ракета тем дешевле килограм её конструкции.
2)По тому критерию что ты предложил невозможно т.к. ракета создаётся под ПН а не под стартовую тягу. Вероятно буржуи используют этот критерий тоже когда нужно доказать что чёрное это белое.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
2)Вообще-то многие современные ракеты спроектированы по этому критерию (Атлас-5 и Дельта-4 без СТУ), о чем свидетельствует невысокая тяговооруженность. Все просто - из имеющихся двигателей пытаются выжать максимум отдачи по полезной нагрузке.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

Что-то у тебя с массой конструкций метановых ступеней не так. Топливо на 20% менее плотное - масса бака будет где-то на 15% больше за счет длины обечаек. Ты как бак считаешь?

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

Что-то у тебя с массой конструкций метановых ступеней не так. Топливо на 20% менее плотное - масса бака будет где-то на 15% больше за счет длины обечаек. Ты как бак считаешь?

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

Что-то у тебя с массой конструкций метановых ступеней не так. Топливо на 20% менее плотное - масса бака будет где-то на 15% больше за счет длины обечаек. Ты как бак считаешь?

И сечение всех трубопроводов будет на 20% больше. В том числе и в двигателе.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
2)Вообще-то многие современные ракеты спроектированы по этому критерию (Атлас-5 и Дельта-4 без СТУ), о чем свидетельствует невысокая тяговооруженность. Все просто - из имеющихся двигателей пытаются выжать максимум отдачи по полезной нагрузке.

Невысокая тяговооружённость свидетельствует только о том что ракета оптимизирована под полёты с ускорителями и ни о чём другом. У некоторых классических моделей она даже ниже единицы.
 Кстати да, увеличение стартовой тяговооружённости не увеличивает ли мю пн и не снижает ли стартовую массу и стоимосить?

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Зато нет межбака и есть криогенное упрочнение бака горючего.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Зато нет межбака и есть криогенное упрочнение бака горючего.

"Нет межбака" это достоинство или недостаток?

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

Что-то у тебя с массой конструкций метановых ступеней не так. Топливо на 20% менее плотное - масса бака будет где-то на 15% больше за счет длины обечаек. Ты как бак считаешь?

Совершенно верно. Поэтому массу топливного отсека взял на 12-14% выше, чем для керосинового варианта. Зато нет межбака и есть криогенное упрочнение бака горючего.

ЦитироватьSpaceX officially revealed a R&D test program for the Raptor would begin at the Stennis Space Center (http://www.nasaspaceflight.com/2013/10/spacex-press-abort-test-raptor-engine/), with company already working to upgrade the E-2 test stand with methane capability.

SpaceX engineers are understood to be close to completing the methane upgrades to the stand, although it is not currently known when Raptor hardware will be tested at the famous facility.
However, information on the Raptor was updated on February 19, when VP of Propulsion Development Tom Mueller – speaking at the "Exploring the Next Frontier: The Commercialization of Space is Lifting Off" event (http://www.nasaspaceflight.com/2014/02/crs-3-falcon-9-first-stage-sport-legs-attempt-soft-splashdown/) in Santa Barbara, California - revealed the Raptor had mutated to a 1Mlbf (4,500kN) gas-gas (full flow) liquid methane and oxygen engine, with an isp of 321s at sea level 363s at vacuum (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=33488.msg1162065#msg1162065).


Mr. Mueller confirmed nine of these engines would power each 10 meter diameter core of the notional MCT. "I'm quite proud to have my name attached to this engine," said the SpaceX Co-Founder at the event.
The implications of this revelation are numerous – the most important being SpaceX are now fully treading into uncharted territory.

Цитировать

Raptor Engine Family

First presented in 2009 by SpaceX, the Raptor engine started out as a LOX/LH2 powered engine design for upper stages. The engine was proposed to have a vacuum impulse of 470 seconds achieving a thrust of 667 Kilonewtons (68,000kgf) with a throttle range of 50 to 100%. Optimized for operation in vacuum, Raptor would have flown with an extended nozzle with an area ratio of 250:1.

 Unlike the Merlin rocket family, the Raptor was initially conceptualized to be a cryogenic staged combustion engine with a closed cycle. The majority of LH2 fuel and a portion of the oxidizer flow is fed at high pressure to the pre-burner that burns the propellants and supplies hot gas to two separate turbines that are used to power the LH2 and LOX turbopumps. 

The exhausted fuel-rich gas is then injected into the combustion chamber with the rest of the oxidizer to complete the combustion. A portion of the fuel is used for engine cooling (regenerative cooling) before being injected into the engine as well.                                   

   (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/92980.jpg)
Image: SpaceX
 

Raptor Diagram (2010 Design)

Raptor was designed to operate at a chamber pressure of 117 bar. The Raptor engine characteristics as of 2010 are given in the table at the bottom of this page.

In 2012, the Raptor development program got underway after a change in direction as SpaceX's Elon Musk announced that Raptor would become a family of methane-fueled engines. No longer designed for exclusive use on upper stages, different versions of Raptor would be used as first stage and upper stage engines, not unlike the Merlin 1 engines that are used on Falcon 9's first stage and as a vacuum-optimized version on the second stage. 

With the switch fr om LH2 to methane, Raptor's design thrust was drastically increased for it to power large launch vehicles. This re-designed version of Raptor will keep its staged-combustion design, but use a Full-Flow cycle which has not been used for the 2010 Raptor design shown above.

A Full-Flow Staged Combustion Engine is a variation of the Staged Combustion Cycle (shown above) in which all of the oxidizer and fuel pass through their respective turbopump turbines. The fuel is first directed through the nozzle heat exchanger to provide regenerative cooling before being passed to the fuel turbine; the oxidizer flows directly fr om its turbopump to the LOX turbine. To power the turbines, a small amount of fuel & oxidizer is exchanged between the lines which then is then burned in two pre-burners (one oxidizer-rich, one fuel-rich) to deliver the hot gas to power the turbines that drive the turbopumps. The propellants are then fed to the combustion chamber wh ere the combustion process is completed.

The advantage of the full-flow cycle is that the turbines operate at lower temperatures since more mass passes through them leading to increased reliability and a longer engine life which is particularly important to potential re-use of the engine. In addition, this engine design can deliver higher chamber pressures and improve the efficiency of the engine.                                                              

   (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/92981.jpg)
Image: Purdue University/Spaceflight101

Methane has a slight advantage over Rocket Propellant-1 in terms of specific impulse, but can not reach that of Hydrogen. However, there are other advantages over LH2 such as easier handling and storage, no concerns associated with Hydrogen embrittlement and a much lower production cost. In addition, liquid methane has a higher density than LH2 which has obvious implications for tank and vehicle dimensions. Compared to RP-1, methane does not lead to coking of the engines which is a common problem with RP-1 that requires oxygen-rich combustion to lim it coking, but creates a more corrosive environment.

In October 2013, SpaceX officially confirmed that the Raptor engine would be tested at NASA's Stennis Space Center. SpaceX personnel started working at test complex E at Stennis in mid/late 2013 to implement modifications needed to support methane engine tests. The E-2 complex can only facilitate engines up to 500kN which is sufficient for testing the individual components of the Raptor engine such as the Pre-Burner. 

For testing of the complete Raptor, a bigger test stand is needed. As of late 2013, testing at Stennis was expected to commence in 2014.

In February 2014, Tom Mueller, SpaceX head of rocket engine development, elaborated on the design of future SpaceX vehicles and engines at an event in Santa Barbara. He stated that the Raptor engine that is currently being worked on would have a vacuum thrust of 4,400 Kilonewtons (448,700kgf) and achieve a vacuum impulse exceeding 360 seconds. Raptor would have an estimated and Sea Level thrust of around 3,800 Kilonewtons (362,800kgf) or slightly less. With these figures, Raptor would reach a higher specific impulse than the Russian-designed RD-0162 methane-fueled engine.

Raptor Engine (2014) Fuel Liquid Methane Oxidizer Liquid Oxygen Sea Level Thrust 3,800 kN Vacuum Thrust 4,400 kN Isp (SL) >320s Isp (Vac) >360s

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
(http://www.parabolicarc.com/2014/02/01/elon-musk-receive-edison-award/elon_musk_control_panel/)
Elon Musk (Credit: SpaceX)
 
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. In your recent MIT talk, you mentioned that you didn't think 2nd stage recovery was possible for the Falcon 9. This is due to low fuel efficiency of kerosene fuel, and the high velocities needed for many payloads (high orbits like Geostationary orbit). However, you also said that full reusability would be possible for the Mars Colonial Transporter launch vehicle.
What have you learned fr om flights of Falcon 9 that taught you
a) that reuse of its second stage won't be possible and
b) what you'll need to do differently with MCT to reuse its second stage.

Elon Musk: Actually, we could make the 2nd stage of Falcon reusable and still have significant payload on Falcon Heavy, but I think our engineering resources are better spent moving on to the Mars system.
MCT will have meaningfully higher specific impulse engines: 380 vs 345 vac Isp. For those unfamiliar, in the rocket world, that is a super gigantic difference for stages of roughly equivalent mass ratio (mass full to mass empty).

Q. What kind of mass ratio do your upper stages have?

Elon Musk: With sub-cooled propellant, I think we can get the Falcon 9 upper stage mass ratio (excluding payload) to somewh ere between 25 and 30. Another way of saying that is the upper stage would be close to 97% propellant by mass.

Q. Has the Raptor engine changed in its target thrust since the last number we have officially heard of 1.55Mlbf SL thrust?

Elon Musk: Thrust to weight is optimizing for a surprisingly low thrust level, even when accounting for the added mass of plumbing and structure for many engines. Looks like a little over 230 metric tons (~500 klbf) of thrust per engine, but we will have a lot of them

Q. Emily Shanklin indicated in late 2013 that the Raptor would be the first of a "family of engines" designed for the exploration and colonization of Mars. Could you elaborate on her wording, i.e. was she simply referring to a vacuum version and standard version, or do you plan on building multiple methane-based engines with significantly different thrust and size specifications?

Elon Musk: Default plan is to have a sea level and vacuum version of Raptor, much like Merlin. Since the booster and spaceship will both have multiple engines, we don't have to have fundamentally different designs.
This plan might change.

Цитировать

ЦитироватьSeerndv пишет:
- надёжен ли двигатель на 40 циклов?
Воронеж сумеет сделать аналогичный?
Вряд-ли почтенный перегрев ответит.
Может и падение мощности "Раптора" как-то завязано на количество циклов и стоимость послеполётного обслуживания?
Что нам говорили ответственные товарищи про возможность горячего резервирования?
Напомним одного из них:

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.

Александр Ч. пишет:

 Seerndv  ,  обратили внимание, что Маск теперь вместо убер-девайса на 700т, говорит об 230-250т per engine?

ЦитироватьПетр Зайцев пишет:
То есть тяга получается всего 15% лучше, чем РД-191 и заметно меньше чем РД-180. Что-то маленький какой-то. Я ожидал размера с F-1 по крайней мере.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Маск уже говорит о 230 тс для метанового двигателя, поскольку при этом значении тяги обеспечивается минимальная масса конструкции.
 http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=36486.60

ЦитироватьSalo пишет:
Elon Musk: Thrust to weight is optimizing for a surprisingly low thrust level, even when accounting for the added mass of plumbing and structure for many engines. Looks like a little over 230 metric tons (~500 klbf) of thrust per engine, but we will have a lot of them

 Q. Emily Shanklin indicated in late 2013 that the Raptor would be the first of a "family of engines" designed for the exploration and colonization of Mars. Could you elaborate on her wording, i.e. was she simply referring to a vacuum version and standard version, or do you plan on building multiple methane-based engines with significantly different thrust and size specifications?

 Elon Musk: Default plan is to have a sea level and vacuum version of Raptor, much like Merlin. Since the booster and spaceship will both have multiple engines, we don't have to have fundamentally different designs.
This plan might change.

ЦитироватьSalo пишет:
Ну дык девять Рапторов дают ему моноблок эквивалентный Falcon Heavy.
А три таких моноблока супертяж на 150т.

Цитироватьtestest пишет:
Но он обещает моноблочный супертяж для Марса. Надо предполагать, то эта его BFR опять отодвинется в необозримое будущее, а для начала SpaceX будет пилить метановый многоразовый носитель для запусков на ГСО. Что гораздо практичнее, чем делать ракету для запуска людей на Марс  :D

ЦитироватьBell пишет:
Самарцы в принципе не могут погреть руки на метане, потому что независимо от того, на чем будет работать РН - метане, керосине или прелой соломе - двигатели и инфраструктуру будут делать не они. Двигателисты, ЦЭНКИ и пр. - пожалуйста, но никак не самарцы.

Цитироватьоктоген пишет:
А вот почему моськ на 230 т остановился? Процессы в горшке рассчитывать не умеет и нет стенда подтверждать? Почему-то его 230 тс кореллируют с 200-280 тс РД-0164. Что же там за проблема есть?

ЦитироватьSalo пишет:
Image: Purdue University/Spaceflight101

ЦитироватьDeflang пишет:

Цитироватьоктоген пишет:
А вот почему моськ на 230 т остановился? Процессы в горшке рассчитывать не умеет и нет стенда подтверждать? Почему-то его 230 тс кореллируют с 200-280 тс РД-0164. Что же там за проблема есть?

Читать надо внимательней, ответ выше написан, почему он выбрал 230 т.

ЦитироватьElon Musk: Thrust to weight is optimizing for a surprisingly low thrust level, even when accounting for the added mass of plumbing and structure for many engines. Looks like a little over 230 metric tons (~500 klbf) of thrust per engine, but we will have a lot of them

Цитироватьоктоген пишет:

ЦитироватьDeflang пишет:

Цитироватьоктоген пишет:
А вот почему моськ на 230 т остановился? Процессы в горшке рассчитывать не умеет и нет стенда подтверждать? Почему-то его 230 тс кореллируют с 200-280 тс РД-0164. Что же там за проблема есть?

Читать надо внимательней, ответ выше написан, почему он выбрал 230 т.

Если Вы про этот кусок

ЦитироватьElon Musk: Thrust to weight is optimizing for a surprisingly low thrust level, even when accounting for the added mass of plumbing and structure for many engines. Looks like a little over 230 metric tons (~500 klbf) of thrust per engine, but we will have a lot of them

То его оптимизация может быть и от неумения считать и отрабатывать мощные горшки и смесеобразование в них, а также от неумения делать мощные ТНА. Так что цитата не раскрывает какие проблемы там есть. И это проблемы только моська или эти же проблемы и наших коснутся. Наши ведь и в расчете смесеобразования и в конструировании ТНА намного продвинутее будут.

Цитироватьоктоген пишет:
Аесли рассматривать комплексностоимость+надежность+вес силовых рам под кучу движков, то не выплывет ли там как минимум паритет?

ЦитироватьThrust to weight is optimizing for a surprisingly low thrust level, even when accounting for the added mass of plumbing and structure for many engines. Looks like a little over 230 metric tons (~500 klbf) of thrust per engine, but we will have a lot of them

Цитироватьоктоген пишет:
Дмитрий В. (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/14022/)
Времена меняются, возможно что во времена СП так и было, но с тех пор много чего уметь стали.

А если рассматривать комплексно стоимость+надежность+вес силовых рам под кучу движков, то не выплывет ли там как минимум паритет?

Цитироватьоктоген пишет:
Жаль что влияние стоимости и надежности комплексно можно оценить только на существующих конструкциях. Вот Н-1 с ее кучей движков провалилась.

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Что-то мне кажется что Маск лукавит, невозможно представить чтобы во главу угла ставился минимум массы ДУ, тем более для первой ступени.А

Цитироватьvlad7308 пишет:
еще возможно играет роль хотелка обойтись одним и тем же двигателем для 1 и 2 ст, как в случае F9

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

Цитироватьvlad7308 пишет:
еще возможно играет роль хотелка обойтись одним и тем же двигателем для 1 и 2 ст, как в случае F9

Там и с 700-тонником проблем не было.

Цитироватьvlad7308 пишет:
мы же не знаем, что в SpaceX на самом деле рисуют

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Что-то мне кажется что Маск лукавит, невозможно представить чтобы во главу угла ставился минимум массы ДУ, тем более для первой ступени.А

А разве он говорил о минимуме массы ДУ? Речь шла о минимуме массы конструкции - основной критерий в западной школе проектирования (считается что стоимость разработки и производства прямо пропорциональна сухой массе РН).

Цитироватьоктоген пишет:
Deflang (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/15345/)


То то я смотрю америкосы до сих пор у себя РД-180 не производят, даже имея лицензию...

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Что-то мне кажется что Маск лукавит, невозможно представить чтобы во главу угла ставился минимум массы ДУ, тем более для первой ступени.А

А разве он говорил о минимуме массы ДУ? Речь шла о минимуме массы конструкции - основной критерий в западной школе проектирования (считается что стоимость разработки и производства прямо пропорциональна сухой массе РН).

Енто каГ? Им невдомек что куча ТНА могут быть дороже одного большого при равной массе? То на чем ангаристы прокололись.

Цитироватьоктоген пишет:
Deflang (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/15345/)


То то я смотрю америкосы до сих пор у себя РД-180 не производят, даже имея лицензию...

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Что-то мне кажется что Маск лукавит, невозможно представить чтобы во главу угла ставился минимум массы ДУ, тем более для первой ступени.А

А разве он говорил о минимуме массы ДУ? Речь шла о минимуме массы конструкции - основной критерий в западной школе проектирования (считается что стоимость разработки и производства прямо пропорциональна сухой массе РН).

Енто каГ? Им невдомек что куча ТНА могут быть дороже одного большого при равной массе? То на чем ангаристы прокололись.

ЦитироватьDeflang пишет:
Тем более в одном из интервью он упоминал,что в начале 2000х он крутился на Байконуре около энергии, предлагал запустить ее за свой счет. С учетом того, как тогдашнее руководство бессовестно похоронило советские разработки, нет никаких сомнений в том, что документацию он мог приобрести, и образцы и т.д.

ЦитироватьDeflang пишет:

ЦитироватьШтуцер пишет:
  :D  

Не, а что, весьма вероятно) По крайней мере есть объяснение, как за такой короткий срок Маску удалось создать производственную базу, ну и всю инфраструктуру в виде тестовых столов и тд. Если у вас есть другое объяснение, интересно услышать. Ну и еще для меня примечателен факт, что он использует керосин и НДМГ (в супердрако), что как-то не вяжется с политикой НАСА, а всё же ближе к советским двигателям.

ЦитироватьDeflang пишет:
Поэтому я склоняюсь к мнению, что Макс не с ноля всё колдовал, а использовал готовые решения и наработки.

Цитироватьfagot пишет:

ЦитироватьDeflang пишет:
Поэтому я склоняюсь к мнению, что Макс не с ноля всё колдовал, а использовал готовые решения и наработки.

Только это были американские наработки, а не российские/советские.

ЦитироватьDeflang пишет:

Цитироватьsupermen пишет:
Эй, стендосоздатель, про БИНС когда расскажешь? Хомяки ждут.

Еще не хватало с хомячьём технические вопросы обсуждать, в частности про бесплатформенную инерциальную навигационную систему (датчики угловых скоростей, акселерометры, вычислительный комплекс ) Тебе на хомячьи форумы, а не сюда заходить надо. Я же сказал, Чао, Бамбино )

Цитироватьsupermen пишет:

О, за сутки википедия освоена, ну слава Богу. Остался состав системы приведения и подруливания. Вот когда суровый технарь и это освоит по вики, то ему откроется истина.
ЗЫ
Кстати насчет технических вопросов. Как то я не заметил чтобы вы их вообще обсуждали. Одни лишь крики, свойственные гуманитариям-манагерам, "прорыв","невероятный успех","превосходно".
ЗЫЫ
А извините про уникальный неимеющийаналаговмире стенд забыл. Вам срочно надо на Звезду журналистом или к ДОР-у писарем в твиттер. Главное никому не говорите, что это скорее всего пара опорных подшипников,станина и 4 аксс-а  ;)

ЦитироватьШтуцер пишет:

ЦитироватьDeflang пишет:
Тем более в одном из интервью он упоминал,что в начале 2000х он крутился на Байконуре около энергии, предлагал запустить ее за свой счет. С учетом того, как тогдашнее руководство бессовестно похоронило советские разработки, нет никаких сомнений в том, что документацию он мог приобрести, и образцы и т.д.

:D

ЦитироватьDeflang пишет:
Технологии одолжены, это и имелось ввиду

ЦитироватьVlad_hm пишет:
А копание в приоритетах, кто первый, а кто потом - это к журналистам и любителям языками чесать впустую, а не к инженерам.

Цитироватьfagot пишет:
Конечно, но это скорее уровень идей, а по тому же Фастраку использовались не только идеи.

Цитироватьilan пишет:

ЦитироватьШтуцер пишет:

ЦитироватьDeflang пишет:
Тем более в одном из интервью он упоминал,что в начале 2000х он крутился на Байконуре около энергии, предлагал запустить ее за свой счет. С учетом того, как тогдашнее руководство бессовестно похоронило советские разработки, нет никаких сомнений в том, что документацию он мог приобрести, и образцы и т.д.

:D  

Не. Он ничего не приобретал. Он просто взял к себе на работу пару-тройку специалистов. О чем и сам когда-то не стеснялся рассказывать.  ;)  Вот и все.  :(

Цитироватьavmich пишет:
Не забывайте, что он сам поступил на физику в Стэнфорд, и что Элон осуществляет техническое руководство в СпейсЭкс. Примерно такой же уровень владения материалом, как у С. Королёва. Это Америка - если бы он был свадебным генералом и не разбирался в технике при таком звании, это бы ему аукнулось.

Цитироватьsupermen пишет:

Цитироватьavmich пишет:
Не забывайте, что он сам поступил на физику в Стэнфорд, и что Элон осуществляет техническое руководство в СпейсЭкс. Примерно такой же уровень владения материалом, как у С. Королёва. Это Америка - если бы он был свадебным генералом и не разбирался в технике при таком звании, это бы ему аукнулось.

Да что уж там, и фон Браун с Цандером рядом не стояли.
Вы реально полагаете что пару лет в Стенфорде дают такой же багаж знаний как у ГК? Или Вы полагаете что миллиардер не сможет поступить в ВУЗ?

Цитироватьavmich пишет:
Ну, Элон ушёл из Стэнфорда через пару дней, но не в этом дело - чтобы поступить в Стэнфорд на физику, в ней уже надо хорошо разбираться.

Цитироватьavmich пишет:
Не забывайте, что он сам поступил на физику в Стэнфорд, и что Элон осуществляет техническое руководство в СпейсЭкс. Примерно такой же уровень владения материалом, как у С. Королёва. Это Америка - если бы он был свадебным генералом и не разбирался в технике при таком звании, это бы ему аукнулось.

Цитироватьavmich пишет:

Цитироватьsupermen пишет:

Цитироватьavmich пишет:
Не забывайте, что он сам поступил на физику в Стэнфорд, и что Элон осуществляет техническое руководство в СпейсЭкс. Примерно такой же уровень владения материалом, как у С. Королёва. Это Америка - если бы он был свадебным генералом и не разбирался в технике при таком звании, это бы ему аукнулось.

Да что уж там, и фон Браун с Цандером рядом не стояли.
Вы реально полагаете что пару лет в Стенфорде дают такой же багаж знаний как у ГК? Или Вы полагаете что миллиардер не сможет поступить в ВУЗ?

Ну, Элон ушёл из Стэнфорда через пару дней, но не в этом дело - чтобы поступить в Стэнфорд на физику, в ней уже надо хорошо разбираться. Кроме того, Маск разбирается в программировании и особенно - в управлении высокотехнологичными компаниями. И да, я реально полагаю, что этот опыт позволил ему к 30 годам приступить к построению космической фирмы. Да, и когда Элон поступал в Стэнфорд, он не был даже миллионером.

Фон Браун и Цандер вполне были сравнимы по уровню образования - но у Маска преимущество в 80 лет, как в доступных человечеству знаниях, так и в практиках хай-тека. Поэтому, на мой взгляд, Маск сравним по уровню владения материалов с тем же Королёвым.

ЦитироватьNot пишет:

Но твердая Маскова уверенность в собственной правоте не позволила ему поставить аэродинамические рули на возвращаемую первую ступень Ф9, он продолжал уверять что дескать нужно просто увеличить мощность газовых рулевиков. В конце концов мы эти аэродинамические рули увидели.

ЦитироватьNot пишет:

Цитироватьavmich пишет:
Не забывайте, что он сам поступил на физику в Стэнфорд, и что Элон осуществляет техническое руководство в СпейсЭкс. Примерно такой же уровень владения материалом, как у С. Королёва. Это Америка - если бы он был свадебным генералом и не разбирался в технике при таком звании, это бы ему аукнулось.

Я слышал выступление Маска в MIT. Когда он предложил авиаконструкторам выкинуть аэродинамическое управление и заменить его на ОВТ народ начал хихикать в кулачок, а ведущий вежливо сменил тему. Но твердая Маскова уверенность в собственной правоте не позволила ему поставить аэродинамические рули на возвращаемую первую ступень Ф9, он продолжал уверять что дескать нужно просто увеличить мощность газовых рулевиков. В конце концов мы эти аэродинамические рули увидели.

И это вы называете уровнем Королева?

Цитировать Jeff Foust ‏@jeff_foust  (https://twitter.com/jeff_foust)  
Shotwell: shipped Raptor engine last night to test site; hope to have updates in next few months. #smallsat (https://twitter.com/hashtag/smallsat?src=hash)
  10:44 - 9 авг. 2016 г.  

ЦитироватьNot пишет:
Когда он предложил авиаконструкторам выкинуть аэродинамическое управление и заменить его на ОВТ народ начал хихикать в кулачок, а ведущий вежливо сменил тему.

ЦитироватьNot пишет:
В конце концов мы эти аэродинамические рули увидели.

ЦитироватьCan we get a video of the Raptor test firing?
It'll be a few months.

ЦитироватьЦитата

 Jeff Foust ‏@jeff_foust (mailto:@jeff_foust) 
Shotwell: shipped Raptor engine last night to test site; hope to have updates in next few months. #smallsat
 10:44 - 9 авг. 2016 г.

Цитироватьsilentpom пишет:
дык вроде они же уже обгоняет BO? у BO разве полномасштабный двигатель есть?

ЦитироватьИскандер пишет:
Где-то на форуме была ссылка, автор как в большинстве случаев...

Цитироватьvlad7308 пишет:
мы же не знаем, что в SpaceX на самом деле рисуют
в "100т ПН на поверхности Марса" я, с Вашего позволения, не верю  :)  
и уж тем более однопуском

даже в РН 100-150т на НОО верится, если честно, с трудом.
но предположим, что проектируется нечто вроде такого.
тогда 230тс удобнее чем 700, мне кажется

ЦитироватьSize of the Raptor at full scale will be 2-3 the size of the current subscale version.

ЦитироватьThere have been dozens of Raptor tests(!) Initially intended for Mars, we are also looking at Raptor's utility for the Falcon program.

ЦитироватьChris B - NSF‏ @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight)  11h11 hours ago (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/897929588965113856)

Baby Raptor sure packs a punch! Photo by Gary Blair from an airplane over McGregor (well outside of any restricted area of course!).

ЦитироватьWe are currently building a larger raptor right now, and currently have a scaled version of raptor on the test stands.

ЦитироватьApollo13 пишет:
Увеличенный (полноразмерный ?) Раптор сейчас находится в процессе производства.

 https://www.reddit.com/r/spacex/comments/75ufq9/interesting_items_from_gwynne_shotwells_talk_at/

ЦитироватьWe are currently building a larger raptor right now, and currently have a scaled version of raptor on the test stands.

Цитировать

Цитировать

[/li]
• She said that they had fired scaled Raptor (known) and that they were building the larger version right now.
  

She very specifically did NOT say that they were building the larger version now. There was zero mention of a larger Raptor.

ЦитироватьDmitry пишет:

ЦитироватьApollo13 пишет:
Увеличенный (полноразмерный ?) Раптор сейчас находится в процессе производства.

 https://www.reddit.com/r/spacex/comments/75ufq9/interesting_items_from_gwynne_shotwells_talk_at/

ЦитироватьWe are currently building a larger raptor right now, and currently have a scaled version of raptor on the test stands.

Один из комментаторов написал

Цитировать

ЦитироватьShe said that they had fired scaled Raptor (known) and that they were building the larger version right now.
 

She very specifically did NOT say that they were building the larger version now. There was zero mention of a larger Raptor.

ЦитироватьYou are incorrect. I was also there and she most definitely DID say they are building the larger version now.

Цитировать Robert Wall‏Подлинная учетная запись @R_Wall (https://twitter.com/R_Wall) 20 окт. (https://twitter.com/R_Wall/status/921257396797870080)

SpaceX gets another $40.8 million in Pentagon funding for Raptor engine

Цитировать

Air Force adds more than $40 million to SpaceX engine contract (http://spacenews.com/air-force-adds-more-than-40-million-to-spacex-engine-contract/)

by Jeff Foust — October 21, 2017

ЦитироватьAir Force adds more than $40 million to SpaceX engine contract

 by Jeff Foust — October 21, 2017
 

ЦитироватьJeff Foust‏ @jeff_foust (https://twitter.com/jeff_foust) 15h15 hours ago (https://twitter.com/jeff_foust/status/978295808679464968)

If you squint at this chart, you can see ongoing and planned test activity at Stennis by Aerojet Rocketdyne, Relativity, Stratolaunch and SpaceX, among others.

ЦитироватьI noticed two satellite images of the Raptor test stand at SpaceX's McGregor test facility, which were posted by user Hitech at the nasaspaceflight (https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41363.msg1823196#msg1823196) forum.
I went back to google maps to see if there was a more recent image. There wasn't, but I could get a higher zoom level. I made screenshots at max zoom and stitched them together.
The first is from 28/01/17 and the second from 23/01/18, so a year apart. I have also included a gif to better show the change:
imgur.com/a/tlqwxEe (https://imgur.com/a/tlqwxEe)
Besides the significant expansion of the test stand and increased activity, you can clearly see that the western test cell is being fitted out. This confirms the statement (https://www.geekwire.com/2018/spacex-propulsion-guru-tom-mueller-looks-ahead-rocket-engines-mars/) from Mueller:
"We're building up the test stand right now. We've got the first flight version of that engine in work."
Some users have wondered what "flight version of that engine in work" means. Is it still being designed or is it being build?
Given this evidence, I would say that it is being build so as to be ready simultaneously with the test stand for tests. Taking into account the activity at the stand (notice the number of cars parked) and the stated intention of making BFS hops next year, I would even conclude that it is likely that tests of the flight version will happen this year.

ЦитироватьHere is a newer, much higher quality pic from April. (https://cdn.teslarati.com/wp-content/uploads/2018/04/Raptor-bay-crop-041718-Aerial-Photosc2.jpg) Appears to be an engine on the stand there too.

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьAnner J. Bonilla  (https://twitter.com/annerajb)

ЦитироватьHow's raptor testing going?

ЦитироватьGood progress. Really proud of this design & SpaceX propulsion team. This engine is something special.

ЦитироватьApollo13 пишет:
https://twitter.com/elonmusk/status/1001565360783474688

ЦитироватьHow's raptor testing going?

ЦитироватьGood progress. Really proud of this design & SpaceX propulsion team. This engine is something special.

Цитироватьalicia hamblin‏ @leechy3 (https://twitter.com/leechy3) 14h14 hours ago (https://twitter.com/leechy3/status/1008383258000805888)

I heard new alloys...I'm interested! What types of alloys are you currently using on the rocket?

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk)

Replying to @leechy3 (https://twitter.com/leechy3) @kausthav_ray (https://twitter.com/kausthav_ray) @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX)

SX 300 & soon SX 500. Kind of a modern version of Inconel superalloys. High strength at temperature, extreme oxidation resistance. Needed for ~800 atmosphere, hot, oxygen-rich turbopump on Raptor rocket engine.

ЦитироватьApollo13 пишет:

Цитироватьalicia hamblin ‏ @leechy3 14h14 hours ago (https://twitter.com/leechy3/status/1008383258000805888)

I heard new alloys...I'm interested! What types of alloys are you currently using on the rocket?

 https://twitter.com/elonmusk/status/1008385171744174080

ЦитироватьElon Musk ‏Verified account @elonmusk

Replying to @leechy3 (https://twitter.com/leechy3) @kausthav_ray (https://twitter.com/kausthav_ray) @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX)

SX 300 & soon SX 500. Kind of a modern version of Inconel superalloys. High strength at temperature, extreme oxidation resistance. Needed for ~800 atmosphere, hot, oxygen-rich turbopump on Raptor rocket engine.

ЦитироватьИскандер пишет: 
Кстати, кто нибудь в курсе, газ-газ уменьшает проблемы с акустикой?

ЦитироватьChris B - NSF‏ @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight) 23 Dec 2018 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/1076615264043757569)

While we have you, Elon.... How well is Raptor performing during test stand firings at McGregor? On track to support your Super Heavy/Starship schedule?

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 23 Dec 2018 (https://twitter.com/elonmusk/status/1076616737020231681)

Replying to @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight) @_Synders (https://twitter.com/_Synders) and 6 others

Yes. Radically redesigned Raptor ready to fire next month.

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 23 Dec 2018 (https://twitter.com/elonmusk/status/1076618077301665793)

Replying to @Erdayastronaut (https://twitter.com/Erdayastronaut) @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight) and 6 others

Yes, full flow, gas-gas, staged combustion. Will take us time to work up to 300 bar. That is a mad level.

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 23 Dec 2018 (https://twitter.com/elonmusk/status/1076684059827302400)

Replying to @Robotbeat (https://twitter.com/Robotbeat) @Jon128123 (https://twitter.com/Jon128123) and 8 others

SpaceX metallurgy team developed SX500 superalloy for 12000 psi, hot oxygen-rich gas. It was hard. Almost any metal turns into a flare in those conditions.

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 23 Dec 2018 (https://twitter.com/elonmusk/status/1076686201061404672)

Replying to @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) @Robotbeat (https://twitter.com/Robotbeat) and 9 others

Our superalloy foundry is now almost fully operational. This allows rapid iteration on Raptor.

ЦитироватьThomas Burghardt‏ @TGMetsFan98 (https://twitter.com/TGMetsFan98) 31 Dec 2018 (https://twitter.com/TGMetsFan98/status/1079823628773003265)

Well, well, well, what do we have here... Via NSF user bocachicagal: https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=47022.msg1894673#msg1894673 ... (https://t.co/l79zuEJdYe)

ЦитироватьSpaceX metallurgy team developed SX500 superalloy for 12000 psi, hot oxygen-rich gas.

ЦитироватьSeerndv пишет:

ЦитироватьSpaceX metallurgy team developed SX500 superalloy for 12000 psi, hot oxygen-rich gas.

12000 psi = 817 атм

Типа, запас есть.  :|

Цитироватьaxxenm пишет:

ЦитироватьSeerndv пишет:

ЦитироватьSpaceX metallurgy team developed SX500 superalloy for 12000 psi, hot oxygen-rich gas.

12000 psi = 817 атм

Типа, запас есть.  :|  

Означают ли такие заявления Маска то , что они снова в начале долгого этапа по достижению заранее заявленных параметров?
Может разобьют Раптор на 2 линейки - движки с рекордными, давно заявленными параметрами ,и то ,что получается на данный момент?

Цитировать//[–]Senno_Ecto_Gammat (https://www.reddit.com/user/Senno_Ecto_Gammat) r/SpaceXLounge Moderator 1897 points 1 day ago*x5 (https://www.reddit.com/r/spacex/gilded)x5 (https://www.reddit.com/r/spacex/gilded)x2 (https://www.reddit.com/r/spacex/gilded) 

In a rocket nozzle, the pressure of the exhaust drops as it flows fr om the throat to the nozzle exit. There is high pressure in the chamber to push everything out and then by the time it gets to the exit the pressure is low.
If the pressure of the exhaust at the exit is the same as the ambient pressure, the exhaust coming out of the nozzle will form an orderly, compact, and narrow plume as it moves away fr om the rocket, because the pressure of the exhaust gases will balance exactly with the pressure of the ambient environment. This balance is called the design condition of the rocket engine and it is the most efficient operating condition for the nozzle. This image (https://i.imgur.com/9g93srm.png) shows a Soyuz rocket with its engines firing near the design condition - the exhaust plume under each engine is a compact column of flame travelling straight down and away fr om the rocket.
If the pressure inside the exhaust plume is greater than the ambient pressure, the plume will expand rapidly in all directions after it exits the nozzle until it reaches an equilibrium pressure with the environment. This condition is called underexpansion or underexpanded flow, because it is created by a nozzle expansion ratio that is too low. Underexpansion can be corrected by re-engineering the engine with a larger nozzle exit to increase the expansion ratio, lowering the exhaust pressure at the exit to more closely match the ambient pressure. An engine that is underexpanded sacrifices performance - further expansion inside the nozzle to reduce exhaust pressure increases the velocity of the exhaust and thus the thrust and efficiency of the engine.
If the exit pressure is below ambient pressure, the exhaust plume will be pressed in on itself by the imbalance. Instead of leaving the nozzle and forming a smooth column, the exhaust will collapse inward and bounce against itself, forming a series of standing shockwaves inside the plume called shock diamonds or sometimes mach diamonds. These shockwaves give the plume a knotted or braided appearance and are caused by overexpansion of the flow inside the nozzle. The remedy is to engineer a smaller nozzle, reducing expansion ratio and thus increasing the exit pressure to more closely align with the ambient pressure. An overexpanded plume with the characteristic braided appearance can be seen in this image (https://i.imgur.com/BrWmUAc.png).
In all of the cases so far, the exhaust flow follows the contours of the nozzle smoothly fr om the combustion chamber to the exit, and only separates fr om the nozzle as it exits. However, in a special case of overexpansion, when the exhaust pressure at the nozzle exit is much lower than the ambient pressure, the air from the environment outside the nozzle can impinge on the flow exiting the nozzle and can creep up the inside of the nozzle wall, coming between the wall and the exhaust flow and causing the flow to separate from the nozzle well before the nozzle exit. At the point wh ere the flow separates from the nozzle, a powerful shock wave is formed which can damage or destroy the nozzle. In addition to the danger, this flow separation drastically reduces the efficiency of the engine. For these reasons, no rocket engines are designed to operate in a state of flow separation. Here is an image showing design condition, underexpansion, overexpansion, and flow separation. (https://i.imgur.com/dVOMclo.png)
Some minor and transient flow separation is common during the ignition sequence, as shown in this image (https://i.imgur.com/3Q9rg6E.png) of the space shuttle main engines' ignition. The shockwave is visible as a jagged and broken line inside the engine nozzles, with the nozzle on the left side of the image experiencing greater flow separation due to staggered timing of the ignition of each engine.
The characteristics of underexpansion, overexpansion, and flow separation have several consequences that must be considered. First, the risk associated with flow separation is one of the things that forms a lim it ability of a rocket to throttle down. Thrust in a rocket engine is reduced by lowering the pressure inside the combustion chamber. Because the drop in pressure between the chamber and the nozzle exit is determined wholly by the nozzle geometry, a reduction in the chamber pressure of a given engine will always correspond with a reduction in exit pressure. While the combustion chamber might be capable of operating at a very low pressure, the downstream effect in the nozzle must be considered, and the threat of flow separation limits how low the pressure at the nozzle can go.
Second, flow through a rocket engine nozzle with a design condition for sea level flight will become increasingly underexpanded as the rocket flies toward space and the ambient pressure falls. If the ambient pressure when the rocket is on the ground matches the nozzle exit pressure, then the ambient pressure at altitude wh ere the air is thinner will be much lower than the nozzle exit pressure, because the nozzle exit pressure does not change in flight. This change from design condition to severe underexpansion is visible during many launches, and very visible on F9 launches. If you watch any launch when the rocket is at sea level, it will at launch produce a narrow and compact column of flame. As the rocket goes up into thin air, the exhaust plume begins to expand outward after it leaves the nozzle, becoming wider and more diffuse - the hallmarks of underexpansion. The expansion of the plume at altitude represents a lost opportunity for greater thrust and efficiency through the use of a much larger expansion ratio in the nozzle to reduce exit pressure.
Third, an engine designed with a very large expansion ratio for use in a vacuum will experience destructive flow separation if operated at sea level. The very thing that makes it ideal for vacuum use - a highly expanded flow and thus very low exit pressure - will lead to collapse of the plume, flow separation, and destruction of the nozzle in the high pressure air on the ground.
Engines designed for use at low altitudes are less efficient at higher altitudes, and engines designed for use at high altitude or in a vacuum cannot be used at low altitude. This is one reason among many why rockets are designed to operate in stages, with the lower stage, often called the boost stage, or simply the booster, using engines designed for operation in the dense atmosphere, and an upper stage using engines designed for operation in the wispy upper atmosphere and the vacuum of space. The boost stage engines operate at a lower expansion ratio, and are used to lift the upper stage out of the dense atmosphere and to high altitude. Once this is achieved, the boost stage is separated and the upper stage continues onward toward orbit using an engine with a high expansion ratio. This type of engine is often called a vacuum engine. The optimum nozzle design for an engine operating in a vacuum is one with an infinite expansion ratio which can bring the exhaust pressure down to zero, matching the ambient pressure. Any smaller and the nozzle suffers from underexpansion. Of course an infinitely large nozzle is not possible, so vacuum engines have to settle for nozzles of a large, but finite size. Typically the nozzle on a vacuum engine is several times the diameter of an equivalent sea level engine.
The Rutherford engine is used on both the boost stage and upper stage of the Electron rocket. As shown here (https://i.imgur.com/wKztjWh.png) the nozzle on the sea-level engine is so compact that the entire engine can easily be held by a single person. Nine Rutherford engines can fit on the base of the 1.2 meter-wide rocket. Despite an identically-sized combustion chamber and throat, the vacuum variant has a nozzle that is so large that it fills nearly the whole diameter (https://i.imgur.com/c4tMklN.png) and only a single one can fit on the upper stage. And even this is a compromise; a larger nozzle would be better, but would not fit in the adapter between the two stages of the rocket.
The allure of an engine that has the efficiency of a high expansion ratio combined with the ability to operate at sea level has led to several proposals for what are called altitude compensating nozzles. The most conceptually straightforward is the expandable nozzle - a sea-level nozzle with a large extension that can be pulled up and out of the flow for operation at sea level and then extended into the flow for vacuum use. The concept is shown here (https://i.imgur.com/l7mVvqd.png). No expandable nozzles have been put into operation for altitude compensation purposes, but some vacuum engines such as the RL-10b-2 use an expandable nozzle to save room inside the rocket before stage separation. The nozzle extension tucks up and away and is only deployed just before the engine ignites at altitude.
Dual-bell nozzles are designed with an abrupt change in the nozzle curvature around the place in the nozzle wh ere the expansion ratio is appropriate for sea level operation. The sharp edge at this place in the nozzle induces predictable and controlled flow separation in sea-level flight. As the rocket climbs, the changing ambient pressure allows the exhaust flow to expand further through the nozzle until the full expansion ratio is achieved. The dual-bell concept is illustrated here (https://i.imgur.com/7wbt74b.png).
You can see that characteristic kink in the image at the top of the thread. Here is a crop (https://i.imgur.com/HuatK47.png) showing the kink in the nozzle at the point wh ere they want the flow to separate.

ЦитироватьApollo13 пишет:
Кто-то знает как по-русски называется "altitude-compensating dual-bell nozzle"?

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьApollo13 пишет:
Кто-то знает как по-русски называется "altitude-compensating dual-bell nozzle"?

Сопло с раздвижным насадком для компенсации недорасширения на высоте. У нас такое предлагали на НК-33.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьApollo13 пишет:
Кто-то знает как по-русски называется "altitude-compensating dual-bell nozzle"?

Сопло с раздвижным насадком для компенсации недорасширения на высоте. У нас такое предлагали на НК-33.

ЦитироватьThe sharp edge at this place in the nozzle induces predictable and controlled flow separation in sea-level flight.

ЦитироватьApollo13 пишет:
https://www.reddit.com/r/spacex/comments/ab9w94/lower_bfh_section_with_raptor_nozzles_showing_via/ecywfhq/

Цитировать][–] (http://xn--[-6gn) Senno_Ecto_Gammat (https://www.reddit.com/user/Senno_Ecto_Gammat) r/SpaceXLounge Moderator 1897 points 1 day ago* x5 (https://www.reddit.com/r/spacex/gilded) x5 (https://www.reddit.com/r/spacex/gilded) x2 (https://www.reddit.com/r/spacex/gilded)

In a rocket nozzle, the pressure of the exhaust drops as it flows fr om the throat to the nozzle exit. There is high pressure in the chamber to push everything out and then by the time it gets to the exit the pressure is low.
If the pressure of the exhaust at the exit is the same as the ambient pressure, the exhaust coming out of the nozzle will form an orderly, compact, and narrow plume as it moves away fr om the rocket, because the pressure of the exhaust gases will balance exactly with the pressure of the ambient environment. This balance is called the design condition of the rocket engine and it is the most efficient operating condition for the nozzle. This image (https://i.imgur.com/9g93srm.png) shows a Soyuz rocket with its engines firing near the design condition - the exhaust plume under each engine is a compact column of flame travelling straight down and away fr om the rocket.
If the pressure inside the exhaust plume is greater than the ambient pressure, the plume will expand rapidly in all directions after it exits the nozzle until it reaches an equilibrium pressure with the environment. This condition is called underexpansion or underexpanded flow, because it is created by a nozzle expansion ratio that is too low. Underexpansion can be corrected by re-engineering the engine with a larger nozzle exit to increase the expansion ratio, lowering the exhaust pressure at the exit to more closely match the ambient pressure. An engine that is underexpanded sacrifices performance - further expansion inside the nozzle to reduce exhaust pressure increases the velocity of the exhaust and thus the thrust and efficiency of the engine.
If the exit pressure is below ambient pressure, the exhaust plume will be pressed in on itself by the imbalance. Instead of leaving the nozzle and forming a smooth column, the exhaust will collapse inward and bounce against itself, forming a series of standing shockwaves inside the plume called shock diamonds or sometimes mach diamonds. These shockwaves give the plume a knotted or braided appearance and are caused by overexpansion of the flow inside the nozzle. The remedy is to engineer a smaller nozzle, reducing expansion ratio and thus increasing the exit pressure to more closely align with the ambient pressure. An overexpanded plume with the characteristic braided appearance can be seen in this image (https://i.imgur.com/BrWmUAc.png) .
In all of the cases so far, the exhaust flow follows the contours of the nozzle smoothly fr om the combustion chamber to the exit, and only separates fr om the nozzle as it exits. However, in a special case of overexpansion, when the exhaust pressure at the nozzle exit is much lower than the ambient pressure, the air from the environment outside the nozzle can impinge on the flow exiting the nozzle and can creep up the inside of the nozzle wall, coming between the wall and the exhaust flow and causing the flow to separate from the nozzle well before the nozzle exit. At the point wh ere the flow separates from the nozzle, a powerful shock wave is formed which can damage or destroy the nozzle. In addition to the danger, this flow separation drastically reduces the efficiency of the engine. For these reasons, no rocket engines are designed to operate in a state of flow separation. Here is an image showing design condition, underexpansion, overexpansion, and flow separation. (https://i.imgur.com/dVOMclo.png)
Some minor and transient flow separation is common during the ignition sequence, as shown in this image (https://i.imgur.com/3Q9rg6E.png) of the space shuttle main engines' ignition. The shockwave is visible as a jagged and broken line inside the engine nozzles, with the nozzle on the left side of the image experiencing greater flow separation due to staggered timing of the ignition of each engine.
The characteristics of underexpansion, overexpansion, and flow separation have several consequences that must be considered. First, the risk associated with flow separation is one of the things that forms a lim it ability of a rocket to throttle down. Thrust in a rocket engine is reduced by lowering the pressure inside the combustion chamber. Because the drop in pressure between the chamber and the nozzle exit is determined wholly by the nozzle geometry, a reduction in the chamber pressure of a given engine will always correspond with a reduction in exit pressure. While the combustion chamber might be capable of operating at a very low pressure, the downstream effect in the nozzle must be considered, and the threat of flow separation limits how low the pressure at the nozzle can go.
Second, flow through a rocket engine nozzle with a design condition for sea level flight will become increasingly underexpanded as the rocket flies toward space and the ambient pressure falls. If the ambient pressure when the rocket is on the ground matches the nozzle exit pressure, then the ambient pressure at altitude wh ere the air is thinner will be much lower than the nozzle exit pressure, because the nozzle exit pressure does not change in flight. This change from design condition to severe underexpansion is visible during many launches, and very visible on F9 launches. If you watch any launch when the rocket is at sea level, it will at launch produce a narrow and compact column of flame. As the rocket goes up into thin air, the exhaust plume begins to expand outward after it leaves the nozzle, becoming wider and more diffuse - the hallmarks of underexpansion. The expansion of the plume at altitude represents a lost opportunity for greater thrust and efficiency through the use of a much larger expansion ratio in the nozzle to reduce exit pressure.
Third, an engine designed with a very large expansion ratio for use in a vacuum will experience destructive flow separation if operated at sea level. The very thing that makes it ideal for vacuum use - a highly expanded flow and thus very low exit pressure - will lead to collapse of the plume, flow separation, and destruction of the nozzle in the high pressure air on the ground.
Engines designed for use at low altitudes are less efficient at higher altitudes, and engines designed for use at high altitude or in a vacuum cannot be used at low altitude. This is one reason among many why rockets are designed to operate in stages, with the lower stage, often called the boost stage, or simply the booster, using engines designed for operation in the dense atmosphere, and an upper stage using engines designed for operation in the wispy upper atmosphere and the vacuum of space. The boost stage engines operate at a lower expansion ratio, and are used to lift the upper stage out of the dense atmosphere and to high altitude. Once this is achieved, the boost stage is separated and the upper stage continues onward toward orbit using an engine with a high expansion ratio. This type of engine is often called a vacuum engine. The optimum nozzle design for an engine operating in a vacuum is one with an infinite expansion ratio which can bring the exhaust pressure down to zero, matching the ambient pressure. Any smaller and the nozzle suffers from underexpansion. Of course an infinitely large nozzle is not possible, so vacuum engines have to settle for nozzles of a large, but finite size. Typically the nozzle on a vacuum engine is several times the diameter of an equivalent sea level engine.
The Rutherford engine is used on both the boost stage and upper stage of the Electron rocket. As shown here (https://i.imgur.com/wKztjWh.png) the nozzle on the sea-level engine is so compact that the entire engine can easily be held by a single person. Nine Rutherford engines can fit on the base of the 1.2 meter-wide rocket. Despite an identically-sized combustion chamber and throat, the vacuum variant has a nozzle that is so large that it fills nearly the whole diameter (https://i.imgur.com/c4tMklN.png) and only a single one can fit on the upper stage. And even this is a compromise; a larger nozzle would be better, but would not fit in the adapter between the two stages of the rocket.
The allure of an engine that has the efficiency of a high expansion ratio combined with the ability to operate at sea level has led to several proposals for what are called altitude compensating nozzles. The most conceptually straightforward is the expandable nozzle - a sea-level nozzle with a large extension that can be pulled up and out of the flow for operation at sea level and then extended into the flow for vacuum use. The concept is shown here (https://i.imgur.com/l7mVvqd.png) . No expandable nozzles have been put into operation for altitude compensation purposes, but some vacuum engines such as the RL-10b-2 use an expandable nozzle to save room inside the rocket before stage separation. The nozzle extension tucks up and away and is only deployed just before the engine ignites at altitude.
 Dual-bell nozzles are designed with an abrupt change in the nozzle curvature around the place in the nozzle wh ere the expansion ratio is appropriate for sea level operation. The sharp edge at this place in the nozzle induces predictable and controlled flow separation in sea-level flight. As the rocket climbs, the changing ambient pressure allows the exhaust flow to expand further through the nozzle until the full expansion ratio is achieved. The dual-bell concept is illustrated here (https://i.imgur.com/7wbt74b.png) .
You can see that characteristic kink in the image at the top of the thread. Here is a crop (https://i.imgur.com/HuatK47.png) showing the kink in the nozzle at the point wh ere they want the flow to separate.

Мне показался интересным этот комментарий.

Кто-то знает как по-русски называется "altitude-compensating dual-bell nozzle"? Речь не о дословном переводе, а об устоявшемся термине. Также интересно где оно ранее применялось.

ЦитироватьApollo13 пишет:


Если диаметр BFH равен 9 м, то диаметр в месте где ступенька 0,8 м, на срезе сопла 1,3 м. Можно сравнить с этим (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic13894/message1697830/#message1697830) . ИМХО это мини-Рапторы.

Цитировать10.06.2015
№216.013.5013
  Сопло ракетного двигателя  
 
Вид РИД
Изобретение

 Авторы

 Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" , (https://edrid.ru/authors/201.1607d.html)
 Пономарев Николай Борисович  (https://edrid.ru/authors/201.25e6f.html)

Правообладатели
Пономарев Николай Борисович, (https://edrid.ru/rightholders/201.25e6f.html)
Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (https://edrid.ru/rightholders/201.1607d.html)      
 
№ охранного документа
0002552020
 
Дата охранного документа
10.06.2015
 
Аннотация: 
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей, имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок. Сопло ракетного двигателя имеет контур в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами. Излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм. Контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона к оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, большим, чем увеличенный на 8° угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура. Изобретение позволяет снизить температуру стенки концевой части сопла ракетного двигателя при минимальном снижении эффективного удельного импульса тяги. 1 ил.
 
 Основные результаты:
Сопло ракетного двигателя, контур которого выполнен в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами, отличающееся тем, что излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм, причем контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона θк оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, а θ>θ+8°, где θ - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура.
 
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок (НРО).
НРО ракетного двигателя охлаждается только излучением тепла его поверхностью, поэтому температура НРО достигает существенно высоких значений, зависящих от свойств продуктов сгорания и степени черноты его поверхностей, соответственно, материал НРО должен выдерживать эти температуры. Если максимальная температура НРО позволяет, то НРО обычно изготавливается из жаростойких металлов или металлических сплавов, а если она превышает их допустимую температуру, то НРО может быть изготовлен из более температуростойкого углерод-углеродного или углерод-керамического композиционного материала (УУКМ или УККМ). Однако НРО из УУКМ или УККМ существенно дороже металлического НРО и имеет ограничения на применение. Наиболее простым и недорогостоящим путем обеспечения регулирования температуры стенок сопла ракетного двигателя является выбор определенной формы сопла с изломом контура.
Известен патент RU 2156875 (опубл. 27.09.2000 г.) «Ракетное сопло с регулируемой температурой», в котором предлагается профилировать расширяющуюся часть сопла ракетного двигателя в виде т.н. «двойного колокола» с изломом контура сопла в точке между двумя колокольными формами, таким, что угол наклона контура скачкообразно увеличивается в точке излома на 2-7° для понижения конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания в стенку сопла, расположенную ниже по потоку от точки излома контура, соответственно, для уменьшения температуры этой стенки.
В этом патенте указано, что эта точка излома расположена между поперечным сечением сопла с отношением площади этого сечения к площади минимального сечения сопла, равным 10, и поперечным сечением сопла с величиной этого отношения, составляющей 0,85 от величины этого отношения в выходном сечении сопла. Кроме того, в этом патенте отмечено, что в точке излома контура пристеночный слой завесного охлаждения стенки сопла будет резко ускоряться, что стабилизирует этот слой и поддерживает его эффективность. Однако предложенное в этом патенте техническое решение задачи понижения температуры стенки сопла имеет следующие недостатки:
- излом контура выполнен в виде угловой точки, что при работе двигателя приведет к отрыву в этом месте пограничного слоя и пристеночного слоя завесного охлаждения стенки, следовательно, к образованию в этом месте отрывной зоны и скачка сжатия, что ведет, соответственно, к повышению конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла;
- в современных ракетных двигателях увеличение угла наклона стенки в точке излома контура на предлагаемые в этом патенте 2÷7° явно недостаточно для необходимого понижения максимальной температуры НРО и обычно составляет 8÷20°;
- для понижения конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла и температуры стенки сопла ниже по потоку от точки излома только излома контура недостаточно, так как при неверном профилировании этой части сопла возможно торможение потока продуктов сгорания на этом участке сопла и, соответственно, повышение этих тепловых потоков и температуры стенки вместо их понижения;
- в патенте не указано влияние местоположения и величины излома контура на величину удельного импульса тяги камеры двигателя, а также влияние на эту величину контура сопла ниже по потоку от точки излома, координат контура и угла наклона контура к оси симметрии сопла в выходном сечении сопла.
Технической задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков, а именно понижение температуры стенки концевой части сопла ракетного двигателя до заданного уровня путем профилирования сопла с изломом контура с минимальным снижением при этом эффективного (т.е. с учетом влияния контура на массу сопла) удельного импульса тяги камеры по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.
Для достижения технического результата контур сопла ракетного двигателя выполняется в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами так, что этот излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм. Контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона θ1 к оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, а θ1>θ0+8°, где θ0 - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура.
Одним из важных отличительных признаков предлагаемого изобретения является выполнение излома контура сопла ракетного двигателя в виде дуги окружности радиуса R, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм (точки В и С на Фигуре). Это позволяет предотвратить в этом месте отрыв пограничного слоя и пристеночного слоя завесного охлаждения стенки, следовательно, предотвратить образование в этом месте отрывной зоны и скачка сжатия, которые привели бы к повышению конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла, соответственно не позволили бы решить поставленную задачу.
Контур первой колокольной формы может быть спрофилирован методом характеристик с равномерной или вариационной выходной характеристикой с координатами xB, yB в точке его касания с дугой окружности излома, при этом угол его наклона к оси симметрии сопла в этой точке θ0 не оптимизируется, т.к. определяется этими оптимизируемыми координатами. Начальный участок этого контура может быть задан дугой окружности, или весь этот контур может быть задан по «промежуточной» линии тока (см. Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Течения газа в соплах. М., Изд. МГУ, 1978). Этот контур может быть также спрофилирован методом прямой оптимизации (т.е. оптимизации параметров, определяющих контур, например, методом покоординатного спуска, см. ниже) в выбранном семействе аналитически задаваемых контуров с оптимизацией не только координат точки его касания с дугой окружности излома, но и угла θ0. Оптимизация координат xB, yB точки В касания этого контура с дугой окружности излома и, соответственно, угла θ0 осуществляется, как описано ниже, в совокупности с оптимизацией радиуса дуги излома R и параметров θ1, θ2, xD, yD контура второй колокольной формы с целью решения технической задачи настоящего изобретения, т.е. понижения температуры стенки концевой части сопла ракетного двигателя до заданного уровня путем профилирования сопла с изломом контура с минимальным снижением при этом эффективного удельного импульса тяги камеры двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.
Контур второй колокольной формы целесообразно профилировать методом прямой оптимизации (т.е. оптимизации параметров, определяющих контур, например, методом покоординатного спуска, см. ниже) в аналитически задаваемом семействе кривых, например двухпараметрическом (при заданных точках начала и конца контура) семействе кривых второго порядка с начальным (θ1) и конечным (θ2) углами наклона к оси симметрии сопла и координатами xD, yD точки D выходного сечения сопла (см. Фигуру), так, чтобы решить техническую задачу настоящего изобретения, а именно:
- получить разницу углов θ1-θ0 на дуге излома, достаточную для понижения температуры стенки сопла на участке этого контура до заданной величины;
- обеспечить непрерывное ускорение потока продуктов сгорания вдоль стенки сопла на участке этого контура;
- с учетом контура первой колокольной формы обеспечить минимальное снижение эффективного удельного импульса тяги камеры ракетного двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.
Угол наклона контура сопла в точке касания дуги излома контура второй колокольной формы θ1>θ0+8°, где θ0 - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке касания дуги излома, обеспечивает необходимое понижение температуры стенки, расположенной ниже по потоку от излома контура части сопла ракетного двигателя до заданного уровня, а угол θ2≥arctg((yD-yB)/(xD-xB))+θ0-θ1 обеспечивает непрерывное ускорение потока продуктов сгорания вдоль стенки НРО вплоть до выходного сечения сопла (точки D) и минимальное снижение эффективного удельного импульса тяги камеры ракетного двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.
Предлагаемое изобретение поясняется представленным рисунком на Фигуре, где показаны параметры семейства контуров сопла ракетного двигателя с изломом контура. Участок АВ - контур первой колокольной формы с координатами, точки В касания контура с дугой излома и углом наклона контура к оси симметрии сопла θ0 в этой точке; участок ВС - дуга окружности радиуса R, образующая излом контура; участок CD - контур второй колокольной формы с углом наклона к оси симметрии сопла θ1 в точке С касания контура с дугой излома, координатами, концевой точки D этого контура (выходное сечение сопла) и углом наклона к оси симметрии сопла θ2 в этой точке.
При этом оптимизацию контуров колокольных форм, т.е. их параметров xB, yB, θ1, θ2, xD, yD, и радиуса дуги окружности излома контура R осуществляют совместно, любым подходящим для этого методом оптимизации, например методом покоординатного спуска (см., например, Химмельблау Д. Прикладное нелинейное программирование. М., «Мир», 1975), с использованием в качестве целевой функции этой оптимизации эффективного (т.е. с учетом влияния контура на массу сопла) удельного импульса тяги камеры, который при этом максимизируется при условии, что максимальная температура НРО не превышает допустимую для материала НРО температуру и поток газообразного рабочего тела ракетного двигателя (обычно продукты сгорания топлива) непрерывно ускоряется вдоль стенки сопла.
Предложенное устройство сопла ракетного двигателя работает следующим образом. При работе ракетного двигателя поток продуктов сгорания топлива сначала обтекает участок сопла АВ (Фигура), заданный первой колокольной формой, затем с существенно увеличившимся ускорением обтекает дугу окружности ВС излома контура, а затем без какого-либо торможения, с продолжающей увеличиваться скоростью обтекает участок сопла CD, заданный второй колокольной формой. Вследствие более высокой скорости обтекания стенки сопла на участке BD снижается конвективный тепловой поток в стенку сопла от продуктов сгорания, соответственно снижается температура стенки сопла на этом участке по сравнению с температурой стенки сопла на этих же геометрических степенях расширения сопла этого же двигателя, но без излома контура. Поскольку параметры контуров первой и второй колокольных форм оптимизируются, то эффективный (с учетом изменения массы сопла) удельный импульс тяги камеры двигателя с соплом с изломом контура минимально понижается по сравнению с эффективным удельным импульсом тяги камеры этого же двигателя с соплом без излома контура.
Так, в расчетах, выполненных для камеры кислородно-керосинового ЖРД с диаметром минимального сечения сопла 62 мм и давлением в камере сгорания 8,0 МПа, получено, что у этой камеры НРО оптимального сопла без излома контура имеет максимальную температуру 1560 К, а профилирование этого сопла с изломом контура, выполненным по предлагаемому изобретению, позволяет понизить максимальную температуру НРО до 1350 К, при этом эффективный (с учетом изменения массы сопла) пустотный удельный импульс тяги камеры с соплом с изломом всего на 0,56 с меньше, чем у камеры с соплом без излома контура.
 Сопло ракетного двигателя, контур которого выполнен в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами, отличающееся тем, что излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм, причем контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона θк оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, а θ>θ+8°, где θ - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура.

ЦитироватьСергей пишет:
Однако при дросселировании скачком давления в КС при некотором давлении установится безотрывное течение газа только по соплу прототипа. Главный вопрос - устойчивость спускаемого аппарата на переходном режиме.

ЦитироватьFactorialPaperclip9000!‏ @paperclip9000 (https://twitter.com/paperclip9000) 14h14 hours ago (https://twitter.com/paperclip9000/status/1081570876666056705)

Now that we have you here, the Raptor engines on the hopper base, mockups or the real deal?

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 14h14 hours ago (https://twitter.com/elonmusk/status/1081572521105707009)

Replying to @paperclip9000 (https://twitter.com/paperclip9000) @renwis1 (https://twitter.com/renwis1) and 2 others

Engines currently on Starship hopper are a blend of Raptor development & operational parts. First hopper engine to be fired is almost finished assembly in California. Probably fires next month.

ЦитироватьSalo пишет:
Главное назначение снижение температуры стационарного НРО.

ЦитироватьChris B - NSF‏ @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight) Jan 15 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/1085291671754027009)

Out come the fake Raptors. (For aft bulkhead/dome can be installed) NSF's BocaChicaGal - https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=47120.msg1901640#msg1901640 ... (https://t.co/Fq4rmlNZgw)

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьChris B - NSF ‏ @NASASpaceflight Jan 15 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/1085291671754027009)

Out come the fake Raptors. (For aft bulkhead/dome can be installed) NSF's BocaChicaGal - https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=47120.msg1901640#msg1901640 ... (https://t.co/Fq4rmlNZgw)
 

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьFactorialPaperclip9000! ‏ @paperclip9000 14h14 hours ago (https://twitter.com/paperclip9000/status/1081570876666056705)

Now that we have you here, the Raptor engines on the hopper base, mockups or the real deal?

ЦитироватьElon Musk ‏Verified account @elonmusk 14h14 hours ago (https://twitter.com/elonmusk/status/1081572521105707009)

Replying to @paperclip9000 (https://twitter.com/paperclip9000) @renwis1 (https://twitter.com/renwis1) and 2 others

Engines currently on Starship hopper are a blend of Raptor development & operational parts.

ЦитироватьFirst hopper engine to be fired is almost finished assembly in California. Probably fires next month.

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 4h4 hours ago (https://twitter.com/elonmusk/status/1092280273599979520)

Replying to @dguisinger (https://twitter.com/dguisinger) @Erdayastronaut (https://twitter.com/Erdayastronaut) @DanielDavisA (https://twitter.com/DanielDavisA)

Engine use methox torch igniters. Green tinge is either camera saturation or a tiny bit of copper from the chamber.

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 4h4 hours ago (https://twitter.com/elonmusk/status/1092282107639021569)

Replying to @Erdayastronaut (https://twitter.com/Erdayastronaut) @dguisinger (https://twitter.com/dguisinger) @DanielDavisA (https://twitter.com/DanielDavisA)

Gaseous CH4/O2 & heavy duty spark plugs. Basically, a of insane power

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 2h2 hours ago (https://twitter.com/elonmusk/status/1092320321229643776)

Replying to @psalman03 (https://twitter.com/psalman03) @Erdayastronaut (https://twitter.com/Erdayastronaut) and 2 others

Spark plugs ignite dual blow torches that ignite preburners & main chamber

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) Feb 1 (https://twitter.com/elonmusk/status/1091154222173712384)

Preparing to fire the Starship Raptor engine at @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX) Texas

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) Feb 1 (https://twitter.com/elonmusk/status/1091156245132673024)

Initially making one 200 metric ton thrust engine common across ship & booster to reach the moon as fast as possible. Next versions will split to vacuum-optimized (380+ sec Isp) & sea-level thrust optimized (~250 ton).

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) Feb 3 (https://twitter.com/elonmusk/status/1091958352513425408)

At @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX) Texas with engineering team getting ready to fire new Raptor rocket engine

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 6h6 hours ago (https://twitter.com/elonmusk/status/1092268892339273730)

First firing of Starship Raptor flight engine! So proud of great work by @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX) team!!

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 14m14 minutes ago (https://twitter.com/elonmusk/status/1093423297130156033)

Raptor just achieved power level needed for Starship & Super Heavy

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 9m9 minutes ago (https://twitter.com/elonmusk/status/1093424663269523456)

Design requires at least 170 metric tons of force. Engine reached 172 mT & 257 bar chamber pressure with warm propellant, which means 10% to 20% more with deep cryo.

ЦитироватьAndre Infante‏ @AndreTI (https://twitter.com/AndreTI) 7m7 minutes ago (https://twitter.com/AndreTI/status/1093428480899899395)

Did you folks track down the source of the green hue?

ЦитироватьElon Musk‏Verified account @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk)

Replying to @AndreTI (https://twitter.com/AndreTI)

Vaporized some copper

Цитировать11 фев, 05:39
Маск считает, что двигатель SpaceX опередил РД-180 по уровню давления в камере сгорания
Глава компании заявил, что Raptor достиг показателя 268,9 бар и побил рекорд, установленный российским двигателем

Илон Маск
//©%20AP%20Photo/Paul%20Sancya

ТАСС, 11 февраля. Разрабатываемый компанией SpaceX двигатель Raptor, который предполагается использовать в проекте BFR, на испытаниях побил рекорд российского РД-180 по уровню давления в камере сгорания, заявил в понедельник глава SpaceX Илон Маск.
"Сегодня Raptor достиг показателя [давления в камере сгорания] 268,9 бар (приблизительно равно 265,4 атмосферы - прим. ТАСС), что побило прежний рекорд, установленный потрясающим российским РД-180", - написал Маск в Twitter.
 

Цитировать (https://twitter.com/elonmusk)
 
 Elon Musk ✔ @elonmusk  (https://twitter.com/elonmusk?ref_src=twsrc%5Etfw%7Ctwcamp%5Etweetembed%7Ctwterm%5E1094782854007910400&ref_url=https%3A%2F%2Ftass.ru%2Fkosmos%2F6099460)
 ·  7 Feb 2019 (https://twitter.com/elonmusk/status/1093424663269523456)
   (https://twitter.com/elonmusk/status/1093424663269523456)
 Replying to @elonmusk  (https://twitter.com/_/status/1093423297130156033)
Design requires at least 170 metric tons of force. Engine reached 172 mT & 257 bar chamber pressure with warm propellant, which means 10% to 20% more with deep cryo.

  (https://twitter.com/elonmusk)
 
 Elon Musk ✔ @elonmusk  (https://twitter.com/elonmusk)
Raptor reached 268.9 bar today, exceeding prior record held by the awesome Russian RD-180. Great work by @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX) engine/test team! pic.twitter.com/yPrvO0JhyY (https://t.co/yPrvO0JhyY)
 
 
 20.7K  (https://twitter.com/intent/like?tweet_id=1094782854007910400)
  04:19 - 11 Feb 2019 (https://twitter.com/elonmusk/status/1094782854007910400)
Twitter Ads information and privacy (https://support.twitter.com/articles/20175256)
   (https://twitter.com/elonmusk/status/1094782854007910400/photo/1)
2,195 people are talking about this (https://twitter.com/elonmusk/status/1094782854007910400)

По данным разработавшего РД-180 НПО "Энергомаш", уровень давления в камере сгорания российского двигателя составляет 261,7 килограмм-силы на кв. см (примерно равняется 253,3 атмосферы).
В конце декабря 2018 года Маск дал высокую оценку конструкции РД-180, отметив, что использование в американской ракете-носителе Atlas V российского двигателя должно быть "стыдным" фактом для производителей из США, таких как Lockheed Martin и Boeing.
Маск основал SpaceX в 2002 году. Только в 2018 году компания успешно провела 21 ракетный пуск, в том числе первый старт тяжелой Falcon Heavy.
Проект BFR (Big Falcon Rocket) предполагает создание сверхтяжелой ракеты-носителя, способной выводить на орбиту до 100 тонн полезной нагрузки. Из материалов компании следует, что система будет состоять из двух ступеней - Booster (то есть "Ускоритель" )  и Ship ("Корабль" )  , причем последняя должна обладать собственными двигателями и при этом иметь возможность перевозить грузы и пассажиров. Предполагается, что систему можно будет использовать многократно.

Цитировать11 фев, 18:40
Создатель РД-180 прокомментировал заявление Маска о превосходстве двигателя SpaceX
По мнению Бориса Каторгина, данные о новом ракетном двигателе Raptor недостаточны для подобных утверждений

МОСКВА, 11 февраля. /ТАСС/. Данные о новом ракетном двигателе Raptor компании SpaceX Илона Маска недостаточны для утверждения (https://tass.ru/kosmos/6099460), что это изделие превосходит российский РД-180 (используется на американских ракетах Atlas). Такое мнение высказал создатель двигателя РД-180, академик РАН Борис Каторгин.
Ранее Маск сообщил, что новый двигатель Raptor, который предполагается использовать в проекте BFR, побил рекорд РД-180 по уровню давления в камере сгорания, достигнув показателя около 265,4 атмосферы.
"Данных для оценки этого заявления очень мало. Для начала надо ответить на вопросы: в какой камере была получена тяга, какая размеренность у камеры, насколько процесс горения устойчив", - приводятся слова Каторгина в сообщении ассоциации "Глобальная энергия".
Также необходимо знать, как камера охлаждалась при таких высоких тепловых потоках, а также отработала ли она один полетный ресурс или несколько. "Только после получения этих показателей можно давать оценки результатам. Надеюсь, Илон Маск увидит мои вопросы и предоставит полные данные, буду рад в дальнейшем вступить в полемику", - отметил Каторгин.

 Сравниваемые двигатели

Кислородно-керосиновый ракетный двигатель РД-180 используется на первых ступенях ракет-носителей США серии "Атлас". Как сообщал ТАСС гендиректор "Энергомаша" Игорь Арбузов, рассматривается вариант установки двигателя на российской ракете-носителе сверхтяжелого класса. Также его могут использовать при модернизации ракет серии "Союз-2".
По данным разработавшего РД-180 НПО "Энергомаш", уровень давления в камере сгорания российского двигателя составляет 261,7 килограмма-силы на квадратный сантиметр (примерно равняется 253,3 атмосферы).
В конце декабря 2018 года Маск дал высокую оценку конструкции РД-180, отметив, что использование в американской ракете-носителе Atlas V российского двигателя должно быть "стыдным" фактом для производителей из США, таких как Lockheed Martin и Boeing.
Проект BFR (Big Falcon Rocket) предполагает создание сверхтяжелой ракеты-носителя, способной выводить на орбиту до 100 тонн полезной нагрузки. Из материалов компании следует, что система будет состоять из двух ступеней - Booster (то есть "Ускоритель") и Ship ("Корабль"), причем последняя должна обладать собственными двигателями и при этом иметь возможность перевозить грузы и пассажиров. Предполагается, что систему можно будет использовать многократно.
 

ЦитироватьSalo пишет:
Пиар Маска и маскодрочеры из ТАСС:
 https://tass.ru/kosmos/6099460

Цитировать11 фев, 05:39
 Маск считает, что двигатель SpaceX опередил РД-180 по уровню давления в камере сгорания
Глава компании заявил, что Raptor достиг показателя 268,9 бар и побил рекорд, установленный российским двигателем
 
Илон Маск
 © AP Photo/Paul Sancya (http://xn--%20ap%20photo-oqa/Paul%20Sancya)

ТАСС, 11 февраля. Разрабатываемый компанией SpaceX двигатель Raptor, который предполагается использовать в проекте BFR, на испытаниях побил рекорд российского РД-180 по уровню давления в камере сгорания, заявил в понедельник глава SpaceX Илон Маск.
"Сегодня Raptor достиг показателя [давления в камере сгорания] 268,9 бар (приблизительно равно 265,4 атмосферы - прим. ТАСС), что побило прежний рекорд, установленный потрясающим российским РД-180", - написал Маск в Twitter.

ЦитироватьЛёвочкин ответил Маску
Главный конструктор НПО «Энергомаш», разработчик и производитель знаменитых двигателей семейства РД-180 Петр Лёвочкин прокомментировал PR-заявление Илона Маска о «превосходстве» созданного компанией SpaceX двигателя Raptor:
«Компания SpaceX создает двигатель Raptor на компонентах кислород и метан или как принято в российской классификации – схема «газ-газ». В подобного рода схемах такой уровень давления в камере сгорания не является чем-то выдающимся - в своих разработках для данных схем мы закладываем уровень давления в камере более 300 атмосфер. А сам параметр давление в камере не является выходной характеристикой двигателя, такой как тяга и удельный импульс.
Однако, господин Маск не будучи техническим специалистом, не учитывает, что в двигателе РД-180 для ракеты-носителя Atlas используется совершенно другая топливная схема – «кислород-керосин», а это иные параметры работы двигателя. Это как сравнивать дизельный и бензиновый двигатель внутреннего сгорания. А если учитывать то, что «Энергомаш» сертифицировал двигатель с 10% запасом, то давление в камере сгорания РД-180 – выше 280 атмосфер.
Несмотря на то, что наши компании являются конкурентами, мы как инженеры приветствуем первые успехи коллег из компании SpaceX в области ракетного двигателестроения. Действительно, при разработке двигателя Raptor американские инженеры вышли на рекордный для себя уровень по давлению в камере. Это свидетельствует о достаточно высоком уровне разработок и производственных процессов в компании SpaceX».

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Ох, не за теми рекордами погнался Маск  :(

ЦитироватьSalo пишет:
"...Надеюсь, Илон Маск увидит мои вопросы и предоставит полные данные, буду рад в дальнейшем вступить в полемику", - отметил Каторгин."

Цитироватьmihalchuk пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Ох, не за теми рекордами погнался Маск  :(  

Это да...

Цитироватьzandr пишет:
https://www.roscosmos.ru/25999/

ЦитироватьЛёвочкин ответил Маску

ЦитироватьMax Andriyahov пишет:
А почему график Раптора такой "рваный"?

ЦитироватьDiZed пишет:
вот как "на самом деле" это выглядит; линия мохнатенькая немного - но не удивлюсь, если для сабжевого устройства "так и надо"

Цитироватьmihalchuk пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Пиар Маска и маскодрочеры из ТАСС:
 https://tass.ru/kosmos/6099460

Цитировать11 фев, 05:39
 Маск считает, что двигатель SpaceX опередил РД-180 по уровню давления в камере сгорания
Глава компании заявил, что Raptor достиг показателя 268,9 бар и побил рекорд, установленный российским двигателем
 
Илон Маск
 © AP Photo/Paul Sancya (http://xn--%20ap%20photo-oqa/Paul%20Sancya)

ТАСС, 11 февраля. Разрабатываемый компанией SpaceX двигатель Raptor, который предполагается использовать в проекте BFR, на испытаниях побил рекорд российского РД-180 по уровню давления в камере сгорания, заявил в понедельник глава SpaceX Илон Маск.
"Сегодня Raptor достиг показателя [давления в камере сгорания] 268,9 бар (приблизительно равно 265,4 атмосферы - прим. ТАСС), что побило прежний рекорд, установленный потрясающим российским РД-180", - написал Маск в Twitter.

Хе-хе, а Маск знает о РД-191М? А об испытаниях форсированных двигателей?
А неплохое бы вышло шоу при соревновании по давлению. Одновременно запускаемся и дожимаем до максимума, до разрушения.  8)

ЦитироватьDiZed пишет:
вот как "на самом деле" это выглядит; линия мохнатенькая немного - но не удивлюсь, если для сабжевого устройства "так и надо"
   

ЦитироватьReuben Borg‏ @reubes1 (https://twitter.com/reubes1) Feb 17 (https://twitter.com/reubes1/status/1097053428419768321)

Crazy temp and pressure numbers in the new @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX) @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) Raptor design! I've edited in conversions to psi, hp and Celsius. Tagging a few I've been following for updates recently cheers  :)  @austinbarnard45 (https://twitter.com/austinbarnard45) @Erdayastronaut (https://twitter.com/Erdayastronaut) @DJSnM (https://twitter.com/DJSnM) @CowboyDanPaasch (https://twitter.com/CowboyDanPaasch) @JaneidyEve (https://twitter.com/JaneidyEve) @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight)

ЦитироватьМихаил Вандерер пишет:
Apollo13 , Не понял, Раптор уже достиг этих показателей или это схема следующего апгрейда?

Цитироватьvadimir пишет:
Там импульс Земной нарисовали?

Цитироватьоктоген пишет:
209 т и 334 с УИ... И ради этого моськ разорился на два ТНА? И за что я критикую 191-й?  :D

Цитироватьоктоген пишет:
И ради этого моськ разорился на два ТНА?

ЦитироватьAstro Cat пишет:

Цитироватьоктоген пишет:
И ради этого моськ разорился на два ТНА?

Может 2 ТНА для многоразового двигателя и надо?

Цитироватьelonmusk:

The max chamber pressure run damaged Raptor SN 1 (as expected). A lot of the parts are fine for reuse, but next tests will be with SN 2, which is almost done.

SN2 has changes that should help

ЦитироватьИскандер пишет:
Сложнее задачи по двигателю, если без крайностей по топливу, пожалуй трудно было придумать.

ЦитироватьMax Andriyahov пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:
Сложнее задачи по двигателю, если без крайностей по топливу, пожалуй трудно было придумать.

а что там с детонационным перспективным? Столько шума было...

ЦитироватьИскандер пишет:
 При сгорании определенного количества топлива выделяется строго одинаковое количество энергии - всьоооо... То что можно двигатель можно упростить и облегчить за счет детонационного горения понятно, поднять эффективность - нет.
Кто бы толково объяснил...

ЦитироватьИскандер пишет:
При сгорании определенного количества топлива выделяется строго одинаковое количество энергии - всьоооо...

Цитироватьvadimir пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:
При сгорании определенного количества топлива выделяется строго одинаковое количество энергии - всьоооо...

Не всё, при прохождении термодинамики, учат первый закон термодинамики, из которого следует, что можно выделять энергию при постоянном давлении и при постоянном объеме, во втором случае ее тупо больше.

ЦитироватьDiZed пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:
 При сгорании определенного количества топлива выделяется строго одинаковое количество энергии - всьоооо... То что можно двигатель можно упростить и облегчить за счет детонационного горения понятно, поднять эффективность - нет.
Кто бы толково объяснил...

как я себе это представляю - чем выше давление в камере сгорания, тем выше эффективность превращения тепловой энергии сгорающего топлива в механический импульс истекающих после расширения в сопле газов; но повышение давления требует расхода энергии на работу обеспечивающих подачу топлива в область горения насосов. в детонационном же двигателе предполагается разделение в пространстве фронтом ударной волны области впрыска топлива и области его сгорания, что позволяет якобы сочетать высокое давление в области горения и низкое - в области впрыска, экономя энергетику на насосах

ЦитироватьИскандер пишет:

Т.е. это теоретически позволит существенно облегчить двигатель и выиграть в КПД за счёт меньших потерь в турбинах и насосах, но так ли велики эти потери? И возможно ли настолько же глубоко управлять режимами детонационного двигателями, чтобы его применение было оправдано?

ЦитироватьИскандер пишет:
Это в 'хлопке' и это понятно. А если в целом двигателя, за интервал, особенности внутренних процессов горения ПМСМ не имеет значение. Если не прав, объясняйте.

Цитироватьvadimir пишет:
Чего Вам понятно то? Я из Вашего ответа ничего не понял?
Процесс детонации, в отличии от дефлаграции, имеет такие скорости, что продукты сгорания не успевают значительно расшириться, т.е., процесс близок к изохорному. Ну блин, хотя бы Зельдовича почитали бы.

ЦитироватьDiZed пишет:
в изохорном процессе не совершается работа; вы получите область продуктов сгорания с температурой, соответствующей термохимической энергии реакции. эта область начнет расширяться ""в пустоту", т.е. опять же не совершая работы, до тех пор, пока не коснется стенок камеры либо сопла. в этот момент ее состояние (температура, давление) будет эквивалентно тому же количеству топлива, просто сгорающему в том же объеме

ЦитироватьКогда Вы говорите мне кажется что вы бредите

ЦитироватьDiZed пишет:
пока что ничего кроме бреда в ваших пассажах не улавливаю я. давайте предметно: расписывайте, где у вас внутренняя энергия, где энтальпия и где еще что-то (что?) в изохорном процессе

Цитироватьvadimir пишет:
Понятно, с уровнем образования в ракетной области всё ясно, основы термодинамики Вам не дались.

Цитироватьvadimir пишет:
С образованием проблема, я же говорил, посмотрите первый закон термодинамики!

Цитироватьopinion пишет:
К. А. Путилов в своей монографии

Цитировать

ЦитироватьЧто касается первого начала, то здесь можно выделить шесть "наиболее удачных формулировок. Простейшей является такая формулировка:  невозможно возникновение или уничтожение энергии. Однако глубокий смысл первого начала заключается не только в констатации сохранения энергии,  но и в утверждении взаимопревращаемости всех видов энергии. Именно желая оттенить эту мысль, Энгельс формулирует философское содержание первого принципа термодинамики так: любая форма движения способна и должна превращаться в любую другую форму движения. 

ЦитироватьDiZed пишет:
еще раз, давайте попробуем предметно разобраться в том, что вы хотели сказать выше. как сотносятся энтальпия и внутренняя энергия в изохорном процессе? и на какой терм изменение энергии в изобарном процессе отличается от такового в изохорном? и как в этих терминах описывается рабочий цикл детонационного двигателя? меня не интересуют пруфы, мне любопытно - как это представляете вы и вам подобные

ЦитироватьDYF пишет:

Цитироватьelonmusk:

The max chamber pressure run damaged Raptor SN 1 (as expected). A lot of the parts are fine for reuse, but next tests will be with SN 2, which is almost done.

SN2 has changes that should help

Первый рекордный экземпляр Raptor под списание и разборку - не выдержал нагрузки, собирают второй экземпляр с доработками

Цитироватьvadimir пишет:

Далее, процесс горения в камере ЖРД идёт при постоянном давлении и без подвода или отвода тепла, т.е., что бы было даже Вам понятно dQ=0, а P=const, в итоге получаем 0=dU+PdV

Цитироватьit's Tom Mueller @lrocket (https://twitter.com/lrocket)
  (https://twitter.com/lrocket)
 
 Tom Mueller @lrocket
  (https://twitter.com/lrocket)
 
 
Not true, I am an advisor now. Elon and the Propulsion department are leading development of the SpaceX engines, particularly Raptor. I offer my 2 cents to help from time to time

ЦитироватьNot пишет:
Пока литератора возили мордой по асфальту, у Маска следом за раптором прогорел главный двигателист.

Цитироватьit's Tom Mueller @lrocket (https://twitter.com/lrocket)
 
 
 Tom Mueller @lrocket
  (https://twitter.com/lrocket)
 
 
Not true, I am an advisor now. Elon and the Propulsion department are leading development of the SpaceX engines, particularly Raptor. I offer my 2 cents to help from time to time

Достал Маск и его.  ;)

ЦитироватьDiZed пишет:

ЦитироватьИскандер пишет:

Т.е. это теоретически позволит существенно облегчить двигатель и выиграть в КПД за счёт меньших потерь в турбинах и насосах, но так ли велики эти потери? И возможно ли настолько же глубоко управлять режимами детонационного двигателями, чтобы его применение было оправдано?

конечно же, речь может идти только о повышении кпд двигателя как тепловой машины; и я только пересказал то, что сам вынес из описания оной идеи. я совершенно не уверен, что построения авторов оной корректны чисто термодинамически: вообще-то, совершая работу против давления в камере сгорания классического двигателя, насосы в итоге переводят ее в потенциальную энергию давления рабочего тела в оной камере, т.е. это не потери как таковые (ну за исключением теплового излучения раскаленных элементов топливного тракта); а асимметричные градиенты давления в камере сгорания, работающей в режиме ротирующей ударной волны, должны вносить возмущения в истекающий поток - снижая эффективность преобразования давления в осевую составляющую импульса оного, т.е. тот же КПД (в пульсирующем режиме - то же самое да, сделают переходные процессы). я не пытался это все детально оценивать, но априори отношусь к идее очень скептично

ЦитироватьElon Tusk   (https://twitter.com/elonmusk)

ЦитироватьSalo пишет:
Один экземпляр РД-270 испытывали три раза, три экземпляра по два раза и 18 по одному.

ЦитироватьNot пишет:
Достал Маск и его.  ;)  

Цитировать

[/li]
• Senior Advisor (part-time)
• Dates Employed: Jan 2019 – Present
• Employment Duration: 2 mos
• Location: 1 Rocket Road, Hawthorne CA Focus on new technology developments for SpaceX propulsion, including Mars main propulsion and surface power.
  

[/li]
• Title: Propulsion CTO (Part-time)
• Dates Employed: Sep 2016 – Jan 2019
• Employment Duration: 2 yrs 5 mos
  

[/li]
• Title: Propulsion CTO
• Dates Employed: May 2014 – Sep 2016
• Employment Duration: 2 yrs 5 mos
  

[/li]
• Title: VP of Propulsion Engineering
• Dates Employed: May 2002 – May 2014
• Employment Duration: 12 yrs 1 mo
• Design and development of propulsion systems for the Falcon launch vehicle and Dragon spacecraft, including development of the Merlin and Draco rocket engines.
  

ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Поправьте меня если я ошибаюсь, в конечном счёте эффективность двигателя сводится к скорости движения молекул, т.е. к их температуре?

Цитироватьfagot пишет:

ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Поправьте меня если я ошибаюсь, в конечном счёте эффективность двигателя сводится к скорости движения молекул, т.е. к их температуре?

Эффективность сводится к степени преобразования скорости неупорядоченного движения молекул в скорость упорядоченного движения этих самых молекул, а точнее энтальпии продуктов сгорания в кинетическую энергию реактивной струи.

Цитироватьfagot пишет:
Эффективность сводится к степени преобразования скорости неупорядоченного движения молекул в скорость упорядоченного движения этих самых молекул, а точнее энтальпии продуктов сгорания в кинетическую энергию реактивной струи.

ЦитироватьKBOB пишет:
А какая температура на срезе сопла у RD-180 и Раптора (на уровне моря)? По давлению в КС они вроде сравнялись.

ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Не, я к тому что максимальный импульс физически упирается в температуру рабочего тела или нет? Т.е. молекула не может вылететь из сопла быстрее чем ...?

ЦитироватьDiZed пишет:
для двигателя, работающего на стенде,неплохим приближением будет полагать, что для отдельно взятой молекулы скорость/кинетическая энергия ее на выходе из сопла такая же, как скорость ее участия в тепловом движении в камере сгорания; только в камере сгорания векторы скорости множества молекул направлены стохастически по все стороны, а в процессе истечения/расширения в сопле их движение выстраивается по-возможности "в линеечку", преимущественно вдоль осевого направления. Т.е. молекулы по-прежнему "горячие", и если вы сунете в срез градусник - они будут бомбардировать оный на скорости соответствующей температуре в камере (~3000K) - и посредством диссипации механического движения назад в тепловое нагреют его до оной же температуры (равно как бетон лотка стартовой площадки). для определения же их термодинамической температры нужно учитывать только стохастическую составляющую, за вычетом (создающего импульс и тягу) однонаправленного, упорядоченного механического движения потока

ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Не, господа, вы не поняли вопроса.

Вот есть условный идеальный двигатель. В него подаётся O2 и H2, стехиометрически. Какой максимальный импульс (т.е. скорость истечения H2O) и чем он определяется?

Берём чисто химию, а то знаю я вас, зальёте половину в топливный элемент, а вторую будете разгонять коллайдером)))

Цитироватьfagot пишет:
Порядка 80 %.

ЦитироватьChris B - NSF‏ @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight) 22m22 minutes ago (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/1105118025798291456)

Nobody panic, but a Raptor has been spotted in Boca Chica! NSF's @BocaChicaGal (https://twitter.com/BocaChicaGal) https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=47120.msg1920974#msg1920974 ... (https://t.co/U2gq7H4w6q)

ЦитироватьСергей пишет:
Хранение Раптора на поддоне вплотную к вспомогательной технике без всякой защиты от случайных повреждений и т.п. - движок что , уже списан?!  :o

ЦитироватьBoris Mekler пишет:

ЦитироватьСергей пишет:
Хранение Раптора на поддоне вплотную к вспомогательной технике без всякой защиты от случайных повреждений и т.п. - движок что , уже списан?!  :o  

А ещё роту автоматчиков из национальной гвардии в оцепление не поставили - куда смотрят Партия и Правительство?! Саботажники!

ЦитироватьElon Musk @elonmusk
 (https://twitter.com/elonmusk)
Replying to @alijamalashraf (https://twitter.com/alijamalashraf) @Erdayastronaut (https://twitter.com/Erdayastronaut) and 2 others (https://twitter.com/elonmusk/status/1131650936047194112/people)

Turbines on hot side (outer fan-looking things in this depiction), but this is just to illustrate the type of engine. Our turbopumps are vertical, have 3 fan-looking things on pump side & complex cross-flow. Liquid oxygen turbopump is integrated with main combustion chamber.

ЦитироватьDoes the Raptor engine still use pintle injectors like the Merlin? Seems like it's good for quick restarts and deep throttling @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX)

ЦитироватьNo, Raptor uses a large number of coaxial swirl injectors, which (we believe) achieves highest theoretical mixing/combustion efficiency.

Цитировать  Elon Musk‏ @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk)  
No, Raptor uses a large number of coaxial swirl injectors, which (we believe) achieves highest theoretical mixing/combustion efficiency.

ЦитироватьFor instance, up until recently, the company was planning to utilize Raptor SN4 for the untethered hops. However, the company has now decided to utilize this engine only for fit checks, and will instead perform the hops with SN5 – the latest Raptor to come out of SpaceX's factory in Hawthorne, California.

ЦитироватьApollo13 пишет:
the company has now decided to utilize this engine only for fit checks, and will instead perform the hops with SN5 – the latest Raptor

ЦитироватьNot пишет:
Интересное кино (смотрим на средний):

ЦитироватьNot пишет:
Что это сопло уже никуда не полетит. Еще впечатляет грязь, отпечатки рук и вообще жуткий срач вокруг.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьNot пишет:
Что это сопло уже никуда не полетит. Еще впечатляет грязь, отпечатки рук и вообще жуткий срач вокруг.

Тю... В этом и есть высший пилотаж - что изделия с отпечатками рук летают а не взрываются.

ЦитироватьNot пишет: 
Намедни на Каннаверал одно изделие взорвалось, да так что до сих пор чистят, а должно было полететь. Плохо лапали, вероятно.

[/li]
• У Раптора №5 отлетел статор кислородной турбины, доделывают №6. Повреждение статора механическое, не прогар.
• В ответ на оценку стоимости изготовления прототипа в $2млн - больше этого сейчас, но менее 10% этого в серии, около $200тыс на двигатель. Килобакс на тонну тяги.
  
• Цель на конец года - двигатель каждые 12 часов на максимуме загрузки конвейера, около 500 штук в год в нормальном темпе.
• 1000 полётов с минимальным обслуживанием.
• Планируется упрощённая версия без дросселирования но форсированная до 250 тонн тяги.
• Турбины Раптора работают при значительно большем давлении чем у Мерлина, но при этом значительно меньшей температуре. Мерлин в принципе тоже можно дотянуть до 1000 циклов, но придётся периодически заваривать трещины в турбинах и менять лопатки, подшипники и уплотнения.
  

ЦитироватьBoris Mekler пишет:
В ответ на оценку стоимости изготовления прототипа в $2млн - больше этого сейчас, но менее 10% этого в серии, около $200тыс на двигатель. Килобакс на тонну тяги.
 Цель на конец года - двигатель каждые 12 часов на максимуме загрузки конвейера, около 500 штук в год в нормальном темпе.

ЦитироватьBoris Mekler пишет:
Планируется упрощённая версия без дросселирования но форсированная до 250 тонн тяги.

ЦитироватьBoris Mekler пишет:
Мерлин в принципе тоже можно дотянуть до 1000 циклов, но придётся периодически заваривать трещины в турбинах и менять лопатки, подшипники и уплотнения.

ЦитироватьBoris Mekler пишет:
В ответ на оценку стоимости изготовления прототипа в $2млн - больше этого сейчас, но менее 10% этого в серии, около $200тыс на двигатель. Килобакс на тонну тяги.
 Цель на конец года - двигатель каждые 12 часов на максимуме загрузки конвейера, около 500 штук в год в нормальном темпе.

ЦитироватьExciting progress in Boca! Hopper almost ready to hover. Based on tonight's test, looks like 600 Hz Raptor vibration problem is fixed.

ЦитироватьWas the 50sec expected-Raptor SN6 test tonight considered a success, or was it intended to have been longer?

ЦитироватьOverall successful. Aborted at T+51 sec on high mixture ratio, but we were intentionally probing the corners of the box of operating conditions, so not surprising.

ЦитироватьApollo13 пишет:
Overall successful. Aborted at T+51 sec on high mixture ratio, but we were intentionally probing the corners of the box of operating conditions, so not surprising.

ЦитироватьAbout right, but dangerously chuggy & risking bad things at 40%. We'll keep it above 50% for this flight.

ЦитироватьТеперь вы сидите и думаете: ага, значит США просто позволили СССР оставить себе все заслуги в разработке ЖРД замкнутого цикла? Вы неправы. Хоть это и заняло немного больше времени, но в США сумели создать свой двигатель замкнутого цикла, причем это был двигатель не с окислительным газогенератором... Они работали над двигателем замкнутого цикла с восстановительным газогенератором. Постойте-ка... Мы же только что узнали, что выхлопы восстановительного газогенератора могут испортить нам все что угодно... Не так ли?

ЦитироватьСтарый написал:
Безобразнейший язык характерный для популярных англоязычных статей.

ЦитироватьСтарый написал:
Вобщем Маска можно поздравить с высокой частотой!

ЦитироватьAlex_II написал:
 https://thealphacentauri.net/raptor-spacex-korol-raketnyh-dvigatelei/ (https://thealphacentauri.net/raptor-spacex-korol-raketnyh-dvigatelei/)
Это  перевод очень большого (https://everydayastronaut.com/raptor-engine/)  (вы даже не представляете, насколько) материала Тима Додда, более известного как Everyday Astronaut, о новом двигателе SpaceX под названием Raptor. Поехали!
Перевод от Alfa Centauri

ЦитироватьMaks написал:
Это настроение внушали московские чиновники в авиации в подмосковье  после 19 70-x г.

ЦитироватьRaul написал:
Впрочем, американские маскофилы будут в восторге от ее чтения.   Нам остается только молиться за ту сотню из них, которые полетят в космос на американском аналоге H-1...

ЦитироватьMaks написал:
В Москве, я увидел слепое преклонение перед американцами. Все что они сделают - это хорошо. Это надо копировать. Все что делают в России - это плохо.

ЦитироватьЧебурашка написал:
 

ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Впрочем, американские маскофилы будут в восторге от ее чтения.   Нам остается только молиться за ту сотню из них, которые полетят в космос на американском аналоге H-1...

Аналог Н-1 - это Тройной Флакон.
И он, в отличии, от Н-1 вполне себе летает несмотря на 27 двигателей

ЦитироватьMaks написал:
Вы слышали, что на заводе им. Хрyничева было 4-e отдела бухгалтерии, которые вместе делали то, что делал 1 отдел. Пришел  новый директор и уволил тpи отдела бухгалтерии.

ЦитироватьMaks написал:
Ho Вчера слышал Жириновского по интернет ТВ ЛДПР. Он утверждал на заседании в Гос Думе, что страдания в России помогали стать великими."У нас когда посадят в тюрьмы, тогда создают хорошее, нужное и появляются великие ученые, инженеры, писатели: Солженицын, Королев, Туполев" (Я бы добавил Бродского и  Л.Ландау с Фоком,Термен, Рюмер.Жириновский не знает, Что в СССР Туполев создал первые в мире пассажирские самолеты из алюминиевых сплавов,  стал великим до ареста. Tо же самое Термен) Если эта подлая и лживая точка зрения правящей мафии возобладает, то начнут инженеров, yченых сжать в тюрьмы и создадут снова шарашки (КБ из заключенных инженеров) и снова убегут из России Сикорский, физик Гамов и множество других писателей (типа нобелевских лауреатов Бунина, Бродского).Я всегда помню, что Мавроди, который обманул огромное количество граждан не был арестован, а избрался в Гос думу. О каких метановых двигателях может идти речь в России, где жулики, мошенники, бандиты у власти?

ЦитироватьBell написал:
 

ЦитироватьMaks (//forum/user/45389/) написал:
Ho Вчера слышал Жириновского по интернет ТВ ЛДПР. Он утверждал на заседании в Гос Думе, что страдания в России помогали стать великими."У нас когда посадят в тюрьмы, тогда создают хорошее, нужное и появляются великие ученые, инженеры, писатели: Солженицын, Королев, Туполев" (Я бы добавил Бродского и  Л.Ландау с Фоком,Термен, Рюмер.Жириновский не знает, Что в СССР Туполев создал первые в мире пассажирские самолеты из алюминиевых сплавов,  стал великим до ареста. Tо же самое Термен) Если эта подлая и лживая точка зрения правящей мафии возобладает, то начнут инженеров, yченых сжать в тюрьмы и создадут снова шарашки (КБ из заключенных инженеров) и снова убегут из России Сикорский, физик Гамов и множество других писателей (типа нобелевских лауреатов Бунина, Бродского).Я всегда помню, что Мавроди, который обманул огромное количество граждан не был арестован, а избрался в Гос думу. О каких метановых двигателях может идти речь в России, где жулики, мошенники, бандиты у власти?

Чушь это все.
Как озвученное Жириком - крайняя точка зрения, так и ваши рассуждения - другая крайность.
Реальность ни там и ни там.

ЦитироватьMaks написал:
B 2011 г за  два месяца Россия потеряла три дорогих спутника  национальной системы глобального позиционирования ГЛОНАСС, отправив  их в акваторию вблизи Гавайских островов.

ЦитироватьMaks написал:
6. неполадки с Кораблем и РН Союз. Дырка в корабле. Bозвращение космонавтов через 3 мин.  после старта.

ЦитироватьB 2011 г за  два месяца Россия потеряла три дорогих спутника  национальной системы глобального позиционирования ГЛОНАСС, отправив  их в акваторию вблизи Гавайских островов.

ЦитироватьЧебурашка написал:
 Аналог Н-1 - это Тройной Флакон.
И он, в отличии, от Н-1 вполне себе летает несмотря на 27 двигателей

ЦитироватьMaks написал:
Ho Вчера слышал Жириновского по интернет ТВ ЛДПР. Он утверждал на заседании в Гос Думе, что страдания в России помогали стать великими."У нас когда посадят в тюрьмы, тогда создают хорошее, нужное и появляются великие ученые, инженеры, писатели: Солженицын, Королев, Туполев"

ЦитироватьMaks написал:
Меня насторожило:
...

ЦитироватьMaks написал:
Жириновский не знает, Что в СССР Туполев создал первые в мире пассажирские самолеты из алюминиевых сплавов,

ЦитироватьДо конца войны Юнкерс строил только штурмовики и истребители. Но 25 июня 1919 г. взлетел исключительно удачный первый в мире алюминиевый пассажирский самолёт Junkers F.13.


Было построено 314 таких самолётов во множестве вариантов, с моторами мощностью от 160 л.с. (Mersedes D.III) до 450 л.с. (R-1340C, вариант F.13kau)

26 ноября 1922 г. Юнкерс заключил с СССР договор о концессионном использовании авиазавода в Филях и в 1923 г. развернул на нем производство дюралевых самолётов, которое продолжалось до расторжения договора летом 1926 г.

ЦитироватьMaks написал:
 Туполев (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D0%BF%D0%BE%D0%BB%D0%B5%D0%B2,_%D0%90%D0%BD%D0%B4%D1%80%D0%B5%D0%B9_%D0%9D%D0%B8%D0%BA%D0%BE%D0%BB%D0%B0%D0%B5%D0%B2%D0%B8%D1%87)  ТБ-1 (АНТ-4), —  советский (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%A1%D0%A1%D0%A0)  бомбардировщик. Первый в мире серийный цельнометаллический двухмоторный бомбардировщик Туполевa  1925 г. Пассажирский самолет и бомбер - совсем разного класса машины. Я писал про бомбартдировщики. А раз они были лучшие в мире, то первым в мире его самолет перелетел перелетел через северный полюс v CШA. Он не может понять что сплавы, двигатели были разные.

ЦитироватьMaks написал:
Жириновский не знает, Что в СССР Туполев создал первые в мире пассажирские самолеты из алюминиевых сплавов,

ЦитироватьMaks написал:
Я писал про бомбардировщики.

ЦитироватьСтарый написал:
а "Первый в мире бомбардировщик Туполева. "

ЦитироватьBell написал:
Чушь это все.Как озвученное Жириком - крайняя точка зрения, так и ваши рассуждения - другая крайность.Реальность ни там и ни там.

ЦитироватьFarEcho написал:
 

ЦитироватьBell (//forum/user/13517/) написал:
Чушь это все.Как озвученное Жириком - крайняя точка зрения, так и ваши рассуждения - другая крайность.Реальность ни там и ни там.

Да, реальность в последнее время куда-то пропала    

ЦитироватьFollow up tweet: Barrel on dome (https://twitter.com/elonmusk/status/1211531714633314304)


 


Q&A, from NSF Elon Starship tweet thread (https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=47352.120), collected by NSF user TorenAltair:


Q: Really curious as to what you think of the explosive hydro forming process that was used for the Saturn V bulkheads.


A: We use that process for the Raptor nozzle jacket. The knuckles of this dome are stamped in Michigan with a 4000 ton car body press, which costs much less for same outcome. (https://twitter.com/elonmusk/status/1211539123758141445)


 


Q: Speaking of autogenous, when will we see autogenous pressurization on Starship? I assume the first couple will still utilize helium COPVs like StarHopper?


A: No, will be autogenous from the start, tapping hot CH4 & O2 from Raptor (https://twitter.com/elonmusk/status/1211544795316928512)


 


Q: Woah... I just realized... will there really be any COPVs on Starship once you move on from cold gas thrusters? Is there helium spin start for raptor or is it bootstrapped?


A: Spin start from COPVs so the ox & fuel turbines spool up super fast in unison. A precise start with full flow staged combustion is very important. (https://twitter.com/elonmusk/status/1211549054427111424)

ЦитироватьApollo13 написал:
Из последнего ответа не совсем понятно используется для раскрутки гелий или основные компоненты из баллонов.

ЦитироватьFarEcho написал:
 

ЦитироватьApollo13 (//forum/user/16811/) написал:
Из последнего ответа не совсем понятно используется для раскрутки гелий или основные компоненты из баллонов.

Так в ответе Маска как раз и подчеркивается, что для раскрутся кислородной и топливной турбин будет использоваться COPVs, поскольку для них очень важна синхронность.
А вот для двигателей ориентации от использования COPVs уйдут (но, скорее всего, не в первых летающих версиях старшипа)

ЦитироватьA long-awaited, welcome rumble of @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX) McGregor was heard @ 5:25:10pm! Strong start followed by 3 progressive throttle-downs to almost silent; up 20sec later to low, deep, earth-rattling roar; held until 5:26:48, soft (out-of-sync) stop.   (Duration: 1min 38sec) #spacextests (https://twitter.com/hashtag/spacextests?src=hashtag_click)

ЦитироватьAt 6:28:37pm, @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX) McGregor returned w/ an even larger, stronger-sounding roar! It followed a similar sequence of progressive throttle-downs to almost silent; 20sec later, slight rise to low, earth-rattle; held; then depth lessened; 6:31:05 hard stop. (2min 28sec) #spacextests (https://twitter.com/hashtag/spacextests?src=hashtag_click)

ЦитироватьAt the company's test facility in McGregor Texas (https://www.nasaspaceflight.com/?s=McGregor), SpaceX recently completed the first hot firing of a Raptor engine on the iconic tripod stand.


The tripod stand was previously used for static fires of the Falcon 9 rocket but was sidelined when an upgraded test stand for Falcon 9 was built. Due to a need for a vertical Raptor test stand, SpaceX began modifying the tripod stand to support Raptor engine tests in the final months of 2019 (https://www.nasaspaceflight.com/2019/12/spacex-activate-additional-test-stands-busy-2020/).

ЦитироватьAdditional Starship activity was also recently spotted by NASASpaceflight.com photographer Nathan Barker at SpaceX's Landing Zone 1 at Cape Canaveral Air Force Station (https://www.nasaspaceflight.com/?s=LZ-1).

ЦитироватьA Starship-like tank section appears to be under construction near the landing zone. It is understood that SpaceX plans to build a Raptor test stand at the facility.

Цитировать SpaceX‏ @SpaceX (https://twitter.com/SpaceX) 53 мин. назад (https://twitter.com/SpaceX/status/1233080513516077058)

Third Raptor test stand activated at SpaceX's rocket development facility in McGregor, Texas. In the past year, the Raptor team has accumulated over 3,200 seconds of testing across 18 engines, including multiple full-power firings

ЦитироватьSpaceX открыла третий комплекс для испытаний двигателей корабля Starship
НЬЮ-ЙОРК, 27 февраля. /ТАСС/. Американская компания SpaceX, основанная предпринимателем Илоном Маском, заявила в четверг об открытии третьего комплекса, предназначенного для испытаний двигателей Raptor, которыми будут оснащены космические корабли Starship. Об этом говорится в Twitter компании.

По ее информации, испытательный комплекс открыт на предприятии SpaceX в городе Макгрегор (штат Техас). Согласно данным, размещенным на сайте компании, корабль Starship, предназначенный для полетов на Марс, будет оборудован девятью подобными двигателями. Еще 37 будут размещены на сверхтяжелой ракете-носителе Super Heavy. В Twitter компании уточняется, что за прошедший год общая продолжительность испытаний двигателей Raptor составила более 53 минут.

В феврале прошлого года Маск сообщил, что двигатель во время испытаний вышел на проектную мощность. "Raptor достиг мощности, требуемой для космического корабля Starship и ракеты-носителя Super Heavy", - написал руководитель SpaceX, отметив, что на испытаниях была достигнута тяга двигателя в 172 тонны (172 тыс. кгс), а по техническому заданию этот показатель должен составлять 170 тонн.

В августе 2019 года компания успешно провела испытания оборудованного одним двигателем Raptor прототипа Starhopper, в ходе которого были проверены инженерные решения, необходимые при строительстве Starship.

Спойлер

Предполагается, что этот корабль многоразового использования начнет доставлять спутники на орбиту в 2021 году и различные грузы на поверхность Луны в 2022 году. В ноябре того же года первый полномасштабный прототип корабля Starship взорвался в ходе испытаний на полигоне в районе Бока-Чика. Инцидент произошел во время проверки распределения давления при заправке баков криогенным топливом - метаном и кислородом.

Корабль Starship длиной 50 м и диаметром 9 м был изготовлен из легированной стали, его заявленная грузоподъемность - 150 тонн. Это космический корабль многоразового использования, предназначенный для полетов на Марс и рассчитанный на 100 человек. Как ранее неоднократно подчеркивал Маск, он основал в 2002 году SpaceX с целью оказания помощи человечеству в колонизации Марса. В качестве временного ориентира отправки исследователей на эту планету он называл 2022 год.

[свернуть]

ЦитироватьThe hardest part of any rocket is the engine. And SpaceX is almost there with the Raptor engine iterations. "We've done this with Raptor," he said. "Like, we're on Raptor engine 23 or something, Maybe 24. It's lighter, cheaper, better in almost every way than Raptor version one, which sucked and blew up, basically. One of about six or seven Raptors that blew up, I've lost count."


The point is, Raptor is now in a good place. The next step involves building a spaceship with the tanks and plumbing to harness the power of six Raptor engines. 

ЦитироватьApollo13 написал:
we're on Raptor engine 23 or something, Maybe 24. It's lighter, cheaper, better in almost every way than Raptor version one, which sucked and blew up, basically. One of about six or seven Raptors that blew up, I've lost count."

ЦитироватьApollo13 написал:
 https://arstechnica.com/science/2020/03/inside-elon-musks-plan-to-build-one-starship-a-week-and-settle-mars/ (https://arstechnica.com/science/2020/03/inside-elon-musks-plan-to-build-one-starship-a-week-and-settle-mars/)
 

ЦитироватьThe hardest part of any rocket is the engine. And SpaceX is almost there with the Raptor engine iterations. "We've done this with Raptor," he said. "Like, we're on Raptor engine 23 or something, Maybe 24. It's lighter, cheaper, better in almost every way than Raptor version one, which sucked and blew up, basically. One of about six or seven Raptors that blew up, I've lost count."  The point is, Raptor is now in a good place. The next step involves building a spaceship with the tanks and plumbing to harness the power of six Raptor engines.  

Цитироватьazvoz написал:
  Может пошлая клоунада с собираемыми в чистом поле самоварами
затеяна для маскировки неготовности Раптора?

Цитироватьazvoz написал:
Может пошлая клоунада с собираемыми в чистом поле самоварами затеяна для маскировки неготовности Раптора?

ЦитироватьAstro Cat написал:
 

Цитироватьazvoz (//forum/user/57811/) написал:
Может пошлая клоунада с собираемыми в чистом поле самоварами затеяна для маскировки неготовности Раптора?

Напомню. Хоппер уже давно летал на 150 метров на Рапторе. Да, возможно он не доведен пока до проектных значений, но тестовые полеты проводить уже можно.

Цитироватьavmich написал:
"Вы находитесь здесь =====> "

Цитироватьazvoz написал:
Так что упоминание этого списка работает строго против имиджа Маска.  

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
На 2019. Полет к МКС. До следующей строчки 2-3 месяца.

Цитироватьazvoz написал:
 

ЦитироватьMax Andriyahov (//forum/user/44401/) написал:
На 2019. Полет к МКС. До следующей строчки 2-3 месяца.

этот полет планировался в последней итерации Дрэгона на 2016 год в  обещалках 2014.
Это не упоминая обещалки на предыдущие версии Дрэгона.

Так что эта наивная демагогическая картинка со списком застряла именно в 2015 году и потеряла задуманное  пропагандистское  значение совершенно. Протухла.

Цитироватьcross-track написал:
В этой картинке сроки не указывались, а указывались основные вехи деятельности СпейсХ.

Цитироватьazvoz написал:
 

Цитироватьcross-track (//forum/user/21497/) написал:
В этой картинке сроки не указывались, а указывались основные вехи деятельности СпейсХ.

Будьте внимательнее.
Я писал не про сроки на картинке,
а про то что сама картинка застряла на 2015 годе.

Цитироватьcross-track написал:
 

Цитироватьazvoz (//forum/user/57811/) написал:
 

Цитироватьcross-track (//forum/user/21497/)  написал:
В этой картинке сроки не указывались, а указывались основные вехи деятельности СпейсХ.

Будьте внимательнее.
Я писал не про сроки на картинке,
а про то что сама картинка застряла на 2015 годе.

Почему в 2015? Я привел картинку, опубликованную в 2017 г.,. а там еще не учтена строчка с запуском Фалкон Хэви в 2018 г. Так что продвижение есть.

Цитироватьavmich написал:
Нелюбителям прогресса а ля Маск сочувствую  . Действительно, сильно должно выбивать.

ЦитироватьСтарый написал:
подозреваю что в лице Звиздалёта Маск втихомолку строгает полностью многоразовую транспортную космическую систему

Цитироватьvlad7308 написал:
 

ЦитироватьСтарый (//forum/user/13420/) написал:
 подозреваю  что в лице Звиздалёта Маск  втихомолку  строгает полностью многоразовую транспортную космическую систему

в чем гениальность этого твоего прозрения?

ЦитироватьСтарый написал:
 

Цитироватьvlad7308 (//forum/user/16467/) написал:
 

ЦитироватьСтарый (//forum/user/13420/)  написал:
 подозреваю  что в лице Звиздалёта Маск  втихомолку  строгает полностью многоразовую транспортную космическую систему

в чем гениальность этого твоего прозрения?

В том что Маск это как бы не слишком сильно афиширует. Зато замёл всё пургой про мультипланетное человечество.  

Цитироватьvlad7308 написал:
 хм.
Когда миру был явлен проект, я сразу подумал - про Марс не знаю, а многоразовый супертяж может получиться
А когда появился проект старлинк на 30+тыс спутников, я подумал - а вот и первое применение для него.

ЦитироватьBer написал:
Хотел бы реально что то построить. Сделал бы демонстратор технологий скажем с 10-ю Рапторами на 1-й ступени и полностью многоразовой 2-й.

Цитироватьgarg написал:
Не знаю как другие, а я нелюблю хомячков с выпученными глазами которых распирает от употребления кукурузы слов маска попалам с сгрызанием чернобльских дрожжей форумов и прочих ресурсов. И ведь как наркоманы бросаются на каждый чих, но готовят себе дозу сметая с полу вместе с мусором и наслаждениям вгоняют прямо в шею, поближе к мозгам.

ЦитироватьBer написал:
Сделал бы демонстратор технологий скажем с 10-ю Рапторами на 1-й ступени и полностью многоразовой 2-й.

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
 

ЦитироватьBer (//forum/user/13584/) написал:
Сделал бы демонстратор технологий скажем с 10-ю Рапторами на 1-й ступени и полностью многоразовой 2-й.

кому демонстрировать?

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
записные дурачки Нот, Конаныхин и Карманов. Вот они точно на наркоманов похожи.

ЦитироватьSalo написал:
Погугли Руслан Карманов. Или тут посмотри  https://vk.com/ruslankarmanov (https://vk.com/ruslankarmanov)

ЦитироватьSalo написал:
Погугли Руслан Карманов. Или тут посмотри  https://vk.com/ruslankarmanov (https://vk.com/ruslankarmanov)

Цитироватьв 2015 году окончательно съехал с катух на почве крымнаша, хохлов (https://lurkmore.to/%D0%A5%D0%BE%D1%85%D0%BB%D0%BE%D1%81%D1%80%D0%B0%D1%87) и запутенства: раз в два-три часа  обязательно выкладывает ссыль или смишную картинку на эти темы, а  зачастую и подробные посты с претензиями на сатиричность. В целом пишет  он столько, что это вполне тянет на фулл-тайм работу, изредка отвлекаясь  только на ведение своих курсов. Впрочем, и про обсирание линуксоидов и хипстеров (https://lurkmore.to/%D0%A5%D0%B8%D0%BF%D1%81%D1%82%D0%B5%D1%80)-гуманитариев  (в случае последних — по большей части вполне заслуженное) он тоже не  забывает.
Еще одна излюбленная мишень Карманова — хохлопропагандисты типа  небезызвестного Олега Пономаря, которых он высмеивает за выискивание  «перемог» на пустом месте и реакцию в стиле «да вовсе-то нас даже не  опустили» на любые неприятные события. При этом он совершенно не  замечает, что точно так же оправдывает самые мудацкие инициативы властей  в РФ (типа блокировки Telegram методом коврового бомбометания по всем  айпишникам, используемым этим мессенджером).

Как уже было сказано выше, он активно копирует стиль Гоблина, Старикова (https://lurkmore.to/%D0%A1%D1%82%D0%B0%D1%80%D0%B8%D0%BA%D0%BE%D0%B2)  и других «экспертов с мировым именем в области всего», но ориентируется  при этом не на малолетних долбоебов, а на аудиторию своего возраста.  Верит в лунный заговор (https://lurkmore.to/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B7%D0%B0%D0%B3%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D1%80) и теории Савельева (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%B0%D0%B2%D0%B5%D0%BB%D1%8C%D0%B5%D0%B2,_%D0%A1%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B5%D0%B9_%D0%92%D1%8F%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BB%D0%B0%D0%B2%D0%BE%D0%B2%D0%B8%D1%87).

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
  с выпученными глазами на каждый чих, когда у Маска идет что-то не так бегают только записные дурачки Нот, Конаныхин и Карманов. Вот они точно на наркоманов похожи.

ЦитироватьMax Andriyahov написал:записные дурачки Нот, Конаныхин и Карманов. Вот они точно на наркоманов похожи.

ЦитироватьNot написал:
Дружище, у тебя какое образование? Дурачком ты можешь называть кого угодно, свобода слова тебе позволяет, но равнять себя например с закончившим МИФИ Конаныхиным? Ты вообще представляешь себе, что это такое - диплом МИФИ, вне зависимости от каких либо иных факторов?

ЦитироватьСтарый написал: К сожалению образование ума не добавляет. Образование позволяет лучше использовать тот ум что есть, но если его нет то увы.

ЦитироватьNot написал:
 Дурачком ты можешь называть кого угодно, свобода слова тебе позволяет, но равнять себя например с закончившим МИФИ Конаныхиным?

ЦитироватьAlex_II написал:среди убогих вроде тебя...

ЦитироватьNot написал:
ты до смерти будешь завидовать инженерам

ЦитироватьNot написал:
 

ЦитироватьMax Andriyahov (//forum/user/44401/) написал:записные дурачки Нот, Конаныхин и Карманов. Вот они точно на наркоманов похожи.

Дружище, у тебя какое образование? Дурачком ты можешь называть кого угодно, свобода слова тебе позволяет, но равнять себя например с закончившим МИФИ Конаныхиным? Ты вообще представляешь себе, что это такое - диплом МИФИ, вне зависимости от каких либо иных факторов?

ЦитироватьSerge V Iz написал:
О. Они аккредитовались на эти специальности? )) Раньше только финансы всякие, да международные отношения были из непрофильного. )

ЦитироватьСтарый написал:
А в каком году он закончил МФТИ и по какой специальности?

ЦитироватьSerge V Iz написал:
Ну а вообще... Наапример, на радиофаке-ИРИТ УрФУ, действительно, можно получить специальность инж-технолога по упаковке/этикетке/полиграфии )

ЦитироватьФакультет бизнес–информатики и управления комплексными системами (ФБИУ)



Факультет осуществляет образовательную деятельность по программам бакалавриата, магистратуры и аспирантуры. Ведется научно-инновационная деятельность и разработка научных комплексных проектов по направлению «мезоэкономика» в кооперации с академическими институтами РАН: Центральным экономико-математическим институтом (ЦЭМИ РАН) и Институтом народнохозяйственного прогнозирования (ИНП РАН), создание бизнес-моделей инновационного развития «мезоэкономических» систем — крупных корпораций и территориальных комплексов (территорий опережающего развития — ТОР).

ЦитироватьСтарый написал:
 

Цитироватьvlad7308 (//forum/user/16467/) написал:
 хм.
Когда миру был явлен проект, я сразу подумал - про Марс не знаю, а многоразовый супертяж может получиться
А когда появился проект старлинк на 30+тыс спутников, я подумал - а вот и первое применение для него.

"Подумал", "подумал". Какие все умные! А почему сразу не сказал?  

ЦитироватьNot написал:
 

ЦитироватьMax Andriyahov (//forum/user/44401/) написал:записные дурачки Нот, Конаныхин и Карманов. Вот они точно на наркоманов похожи.

Дружище, у тебя какое образование? Дурачком ты можешь называть кого угодно, свобода слова тебе позволяет, но равнять себя например с закончившим МИФИ Конаныхиным? Ты вообще представляешь себе, что это такое - диплом МИФИ, вне зависимости от каких либо иных факторов? ;)

Цитироватьvlad7308 написал:
А когда появился проект старлинк на 30+тыс спутников, я подумал - а вот и первое применение для него.

ЦитироватьSalo написал:
 

Цитироватьvlad7308 (//forum/user/16467/) написал:
А когда появился проект старлинк на 30+тыс спутников, я подумал - а вот и первое применение для него.

Явный тупик.

ЦитироватьSalo написал:
 

Цитироватьvlad7308 (//forum/user/16467/) написал:
А когда появился проект старлинк на 30+тыс спутников, я подумал - а вот и первое применение для него.

Явный тупик.

ЦитироватьAlex_II написал:
 

ЦитироватьСтарый (//forum/user/13420/) написал:
А в каком году он закончил МФТИ и по какой специальности?

Ну, заканчивал-то он довольно давно (50 лет человеку)... 

ЦитироватьПросто он уже давно не инженер, а ютуб-блоггер и писатель "поцриотической" направленности... 

ЦитироватьСтарый написал:
Это 92-й год? Самое время безвременья.

ЦитироватьСтарый написал:
По поводу Старлинка у меня чтото оптимизма нет.  

ЦитироватьСтарый написал:
По поводу Старлинка у меня чтото оптимизма нет.  

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
 

ЦитироватьСтарый (//forum/user/13420/) написал:
По поводу Старлинка у меня чтото оптимизма нет.  

потому что мы в России привыкли к дешевому и качественному интернету. В США с этим гораздо хуже.

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
потому что мы в России привыкли к дешевому и качественному интернету. В США с этим гораздо хуже.

ЦитироватьСтарый написал:
Но неужели в США кабельные конкуренты не предприймут мер чтобы противостоять старлинку?

ЦитироватьСтарый написал:
Но неужели в США кабельные конкуренты не предприймут мер чтобы противостоять старлинку?

ЦитироватьAlex_II написал:
 а лезть во всякие гребеня за десятком небогатых клиентов - оно им надо?

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
Почему мобильный инет у них дорогой и медленный - я хз, но это факт.

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
Никаких "гребеней". В штатах есть проблема последней мили, чтобы протянуть новое оптоволокно надо получить кучу разрешений и заплатить всем собственникам земли.

ЦитироватьAlex_II написал:
 

ЦитироватьMax Andriyahov (//forum/user/44401/) написал:
Никаких "гребеней". В штатах есть проблема последней мили, чтобы протянуть новое оптоволокно надо получить кучу разрешений и заплатить всем собственникам земли.

А по субурбам как развешивают, по частным домам? В Европах еще ADSL встречается местами...

ЦитироватьAlex_II написал:
 

ЦитироватьMax Andriyahov (//forum/user/44401/) написал:
Никаких "гребеней". В штатах есть проблема последней мили, чтобы протянуть новое оптоволокно надо получить кучу разрешений и заплатить всем собственникам земли.

А по субурбам как развешивают, по частным домам? В Европах еще ADSL встречается местами...

ЦитироватьMax Andriyahov написал:

Elon Musk:
— Множество двигателей Raptor уже приближается! Сейчас в МакГрегоре работают как горизонтальные, так и вертикальные огневые стенды.

Цитироватьcross-track написал:
 

ЦитироватьMax Andriyahov (//forum/user/44401/) написал:

Elon Musk:
— Множество двигателей Raptor уже приближается! Сейчас в МакГрегоре работают как горизонтальные, так и вертикальные огневые стенды.

Это что, "роторный" стенд для испытания Рапторов?

ЦитироватьMax Andriyahov написал:
Это трехстронний горизонтальный, где еще Мерлины испытывали.

ЦитироватьApollo13 написал:
 

ЦитироватьMax Andriyahov (//forum/user/44401/) написал:
Это трехстронний горизонтальный, где еще Мерлины испытывали.

Горизонтальный стенд построили специально для Раптора. Мерлины там никогда не испытывали.

ЦитироватьBell написал:
щас КБЮ как построит стенд для испытаний 200 тонных керосиновых двигателей и заткнет Маска за пояс!

ЦитироватьСтарый написал:
а Нот и Карманов - случайно не одно лицо?
               
                  

Цитироватьеcort написал:
 

ЦитироватьСтарый (//forum/user/13420/) написал:
а Нот и Карманов - случайно не одно лицо?
                  

"Дубль — это очень интересная штука. Как правило, это довольно точная копия своего творца. Не хватает, скажем, человеку рук — он создает себе дубля безмозглого, безответного, только и умеющего, что паять контакты, или таскать тяжести, или писать под диктовку, но зато уж умеющего это делать хорошо. Или нужна человеку модель-антропоид для какого-нибудь эксперимента — он создает себе дубля, безмозглого, безответного, только и умеющего ходить по потолку или принимать телепатемы, но зато уж умеющего хорошо..."©  

ЦитироватьNot написал:
Вообще то Саннивейл у меня в профиле.

Цитироватьеcort написал: На сарае тоже много чего написано, а там дрова лежат...  

Цитировать Elon Musk @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 2 ч. назад (https://twitter.com/elonmusk/status/1246701851585794048)

Raptors

ЦитироватьIs superheavy being designed right now?

ЦитироватьA little. Will have 31 engines, not 37, no big fins and legs similar to ship. That thrust dome is the super hard part. Raptor SL thrust starts at 200 ton, but upgrades in the works for 250 ton.

ЦитироватьHas development on vacuum raptor engine started?

ЦитироватьYes, about a month away from testing Raptor Vacuum

Цитироватьtnt22 написал:
 

ЦитироватьElon Musk  @elonmusk    2 ч. назад (https://twitter.com/elonmusk/status/1246701851585794048)

Raptors

 

ЦитироватьВаська Кот написал:
А как качается Раптор? полностью или только камера?

ЦитироватьQuite a piece! I should credit Soviet/Russian engine work in the 80's as being a factor in deciding to switch from H2 to CH4. They demonstrated excellent performance on test stands, with Isp up to 380 secs.

ЦитироватьWe could never reach 380 Isp with RP/kerosene. CH4 has higher Isp potential on paper, but even better in practice. With CH4, you can reach >99% of max theoretical combustion efficiency, but RP is ~97% on a good day & requires desooting of turbines between flights.

ЦитироватьImportant technical note: due to higher O/F of CH4 vs RP1 (oxygen is dense) & significant density increase of subcooled CH4 (plus no common dome insulation needed), plus cryo strength bump of CH4, tank mass of CH4/O2 stage is almost same as RP1/O2.

ЦитироватьHundreds of improvements in manufacturability primarily (this is by far the hardest problem), mass down, thrust up, Isp up. Current improvement list continues past SN50. As the saying goes, it's 1% inspiration & 99% perspiration ...

ЦитироватьActually, we're on SN30 for Raptor

Цитата: Apollo13 от 11.06.2020 09:59:43Actually, we're on SN30 for Raptor

ЦитироватьReagan @bluemoondance74 · 21h
Incredibly long and low roar of @SpaceX McGregor was heard this morning from 10:13:22-10:16:40am CT! The engine began low and very deep, throttling down to almost silent; the ground's subtle rumble felt as it rose w/ complete control; holding until stop. (3min 18sec) #spacextests

ЦитироватьReagan @bluemoondance74 · 11h (https://twitter.com/bluemoondance74/status/1273783527549669378)
Replying to @elonmusk @MichaelaOkla (https://twitter.com/MichaelaOkla) and @holy_schnitt (https://twitter.com/holy_schnitt)
@elonmusk (https://twitter.com/elonmusk)... or mr. hedgehog, will those roaring Raptors one day test like the deep, low throttling, so solidly in control engine heard this morning?
What levels are they now reaching? And what are you working towards? (Thank you, thank you!)

Цитировать Elon Musk @elonmusk · 6h (https://twitter.com/elonmusk/status/1273871381353033729)
Reaching chamber pressure of 300 atmospheres

Цитата: undefined Elon Musk @elonmusk 3 ч. назад (https://twitter.com/elonmusk/status/1295495834998513664)

Raptor engine just reached 330 bar chamber pressure without exploding!




3 ч. назад (https://twitter.com/elonmusk/status/1295498964205068289)

В ответ @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight)

SN40 is about to be tested & has several upgrades over 330 bar engine. For reference, 330 bar on Raptor produces ~225 tons (half a million pounds) of force.

Цитата: undefinedhttps://twitter.com/elonmusk/status/1295553672454311941 (https://twitter.com/elonmusk/status/1295553672454311941)

Цитата: polar от 18.08.2020 07:26:51

Цитата: undefinedhttps://twitter.com/elonmusk/status/1295553672454311941 (https://twitter.com/elonmusk/status/1295553672454311941)

На вопрос про возможность тротлинга ответил что от 90 до 225 тон, что что аналогично 40% мерлина.

Цитировать Chris B - NSF @NASASpaceflight 6 мин. назад (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/1296186820598861837)

Raptor fans, NSF member Aaron Henry (@alhenry1231 (https://twitter.com/alhenry1231)) has been updating an unofficial Raptor Development Timeline chart. It's a fascinating read.

Original (full size) version posted here:
https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=47506.msg2121971#msg2121971... (https://t.co/QI3BYn5WIF?amp=1)

Цитата: undefinedI don't want be cavalier, but there isn't an obvious limit. 100+ flights are possible. Some parts will need to be replaced or upgraded. Cleaning all 9 Merlin turbines is difficult. Raptor is way easier in this regard, despite being a far more complex engine.

Цитата: undefinedNot having long chain hydrocarbons & lowering preburner combustion temperature make a big difference

Цитата: tnt22 от 18.08.2020 05:49:35

Цитата: undefinedВ ответ @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight)

SN40 is about to be tested & has several upgrades over 330 bar engine. For reference, 330 bar on Raptor produces ~225 tons (half a million pounds) of force.

ЦитироватьГлушко Ракетный двигатель ЛОх / ЛЧ4. Предлагаемый метановый вариант РД-191. Подвешивание +/- 8 градусов в двух плоскостях. В 1996 году на разработку прототипа ушло четыре года. Степень расширения сопла 262 / 0,75 = 349.
Статус : Разработан с 1996 г. Дата : 1996-. Тяга : 2138,00 кН (480641 фунт-сила). Масса без топлива : 3300 кг (7200 фунтов). Удельный импульс : 356 с. Удельный импульс на уровне моря : 330 с. Высота : 4,05 м (13,28 футов). Диаметр : 2,00 м (6,50 футов).
Двигатель: 3300 кг (7200 фунтов). Давление в камере: 257,00 бар. Отношение тяги к массе : 66,06. Соотношение окислителя и топлива: 3.5.

Цитата: Искандер от 22.08.2020 06:16:02

Цитата: tnt22 от 18.08.2020 05:49:35

Цитата: undefinedВ ответ @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight)

SN40 is about to be tested & has several upgrades over 330 bar engine. For reference, 330 bar on Raptor produces ~225 tons (half a million pounds) of force.

Т.е. до обещанных 350 осталось 25 атмосфер и 25т тяги до 250т...
Петарда ещё та...
Теперь Raptor рекордный двигатель, лучший, несравнимый и очень дешевый к тому же, несмотря на сложность, многоразовый...
При сравнении ВЕ4 выглядит мамонтом, который должен вымереть. Про керосинки даже не вспоминаем.

Цитата: Сергей от 22.08.2020 10:08:12

Цитата: Искандер от 22.08.2020 06:16:02

Цитата: tnt22 от 18.08.2020 05:49:35

Цитата: undefinedВ ответ @NASASpaceflight (https://twitter.com/NASASpaceflight)

SN40 is about to be tested & has several upgrades over 330 bar engine. For reference, 330 bar on Raptor produces ~225 tons (half a million pounds) of force.

Т.е. до обещанных 350 осталось 25 атмосфер и 25т тяги до 250т...
Петарда ещё та...
Теперь Raptor рекордный двигатель, лучший, несравнимый и очень дешевый к тому же, несмотря на сложность, многоразовый...
При сравнении ВЕ4 выглядит мамонтом, который должен вымереть. Про керосинки даже не вспоминаем.

1.Как маршевый движок с медленно меняющейся тягой похоже Раптор состоялся, с характеристиками даже лучше предварительных обещаний.
2. Петарда или не петарда зависит от температуры кислого газа и получил ли и внедрил Маск обещанный новый сплав для кислого тракта.
3. Остались открытые вопросы:
- многоразовость ( в т.ч. многоразовый запуск для двигателей торможения при спуске и высотных);
- точная регулировка по величине и скорости изменения тяги для посадочных движков.
4. Удастся ли выйти на земную тягу 250 т? Крайне интересно. Безос с ВЕ-4 похоже не вышел на 245 тс и ищет нового главного инженера. Глушко в свое время говорил, что не знает как получить земную тягу более 200тс на горшок ( для керосинок замкнутой схемы).
С выбором параметров для ВЕ-4 команда Безоса явно промахнулась, 130 бар в КС не помогли в борьбе с ВЧК, а габариты и масса через чур велики.
Если у Маска получится земная тяга 250 тс, то возможно схема газ-газ, метан, новые материалы позволяют преодолеть порог 200 тс и в перспективе появятся движки с еще более высокой тягой на горшок.

Цитата: Искандер от 22.08.2020 12:35:041) Почему 'медленно' меняющейся тягой? Вполне себе достаточно, баки взлетают и нормально садятся, при посадке можно управлять количеством задействованных движков. Нормуль

Цитата: Искандер от 22.08.2020 12:35:04Петарда потому как оч высокое давление.

Цитата: Искандер от 22.08.2020 12:35:04Безос делает надежный двигптель, а Маск такой как ему нужно. Думаю что и 245т неплохой результат для ВЕ4, только с Раптором лучше не сравнивать.

Цитата: Искандер от 22.08.2020 12:35:04А словам Глушко я бы не придавал большого значения. Человеки столько раз сталкивались с казалось бы непреодолимыми ограничениями, тупиками и преодолевали их.

Цитата: DiZed от 24.08.2020 22:12:49по-моему, там кадры с кc исключительно для иллюстрации самого принципа и предмета - и именно F-1

Цитата: Сергей от 24.08.2020 22:37:44

Цитата: DiZed от 24.08.2020 22:12:49по-моему, там кадры с кc исключительно для иллюстрации самого принципа и предмета - и именно F-1

Так и есть.

Цитата: Сергей от 25.08.2020 09:54:22

Цитата: Сергей от 24.08.2020 22:37:44

Цитата: DiZed от 24.08.2020 22:12:49по-моему, там кадры с кc исключительно для иллюстрации самого принципа и предмета - и именно F-1

Так и есть.

В подтверждение - КС и сопло из трубок.

Цитата: Васька  Кот от 25.08.2020 10:01:42

Цитата: Сергей от 25.08.2020 09:54:22

Цитата: Сергей от 24.08.2020 22:37:44

Цитата: DiZed от 24.08.2020 22:12:49по-моему, там кадры с кc исключительно для иллюстрации самого принципа и предмета - и именно F-1

Так и есть.

В подтверждение - КС и сопло из трубок.

Ну и причём здесь раптор?

Цитата: DiZed от 24.08.2020 22:12:49по-моему, там кадры с кc исключительно для иллюстрации самого принципа и предмета - и именно F-1

Цитата: DiZed от 24.08.2020 22:12:49по-моему, там кадры с кc исключительно для иллюстрации самого принципа и предмета - и именно F-1

Цитировать SpaceX @SpaceX 3 ч. назад (https://twitter.com/SpaceX/status/1302038129990279168)

The first Raptor Vacuum engine (RVac) for Starship has shipped from SpaceX's rocket factory in Hawthorne, California to our development facility in McGregor, Texas

Цитата: Сергей от 22.08.2020 10:08:12Если у Маска получится земная тяга 250 тс, то возможно схема газ-газ, метан, новые материалы позволяют преодолеть порог 200 тс и в перспективе появятся движки с еще более высокой тягой на горшок.

Цитата: tnt22 от 05.09.2020 06:33:10Raptor Vacuum engine

ЦитироватьWorth noting that thrust is only slightly higher with the big bell nozzle version. Larger bell is primarily for efficiency in vacuum. Aiming for 380+ sec Isp for RVac long-term. Initially likely to be ~372.

Цитата: Seerndv от 11.09.2020 19:45:34- а на полной тяге он сколько проработал?
372  сек - лучше чем может себе представить "Энергомаш"  ;D

Цитата: cross-track от 11.09.2020 23:00:38а откуда данные про время работы двигателя?

Цитата: Bell от 11.09.2020 23:01:59

Цитата: cross-track от 11.09.2020 23:00:38а откуда данные про время работы двигателя?

Да Муск сам в твиттере хвастался крайними испытаниями сабжа, где гоняли до давления 330 очков. Там и график был по времени.

Цитата: cross-track от 11.09.2020 23:00:38

Цитата: Seerndv от 11.09.2020 19:45:34- а на полной тяге он сколько проработал?
372  сек - лучше чем может себе представить "Энергомаш"  ;D

а откуда данные про время работы двигателя?

Цитата: Bell от 11.09.2020 23:01:59

Цитата: cross-track от 11.09.2020 23:00:38а откуда данные про время работы двигателя?

Да Муск сам в твиттере хвастался крайними испытаниями сабжа, где гоняли до давления 330 очков. Там и график был по времени.

Вот, нашел:

Цитата: Apollo13 от 11.09.2020 16:16:53Worth noting that thrust is only slightly higher with the big bell nozzle version. Larger bell is primarily for efficiency in vacuum. Aiming for 380+ sec Isp for RVac long-term. Initially likely to be ~372.

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 17:35:47

Цитата: Apollo13 от 11.09.2020 16:16:53Worth noting that thrust is only slightly higher with the big bell nozzle version. Larger bell is primarily for efficiency in vacuum. Aiming for 380+ sec Isp for RVac long-term. Initially likely to be ~372.

- уже 372-380 больше "рекордных" 359 с РД-0124.
А многократный запуск будет?

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 17:24:29

Цитата: Bell от 11.09.2020 23:01:59

Цитата: cross-track от 11.09.2020 23:00:38а откуда данные про время работы двигателя?

Да Муск сам в твиттере хвастался крайними испытаниями сабжа, где гоняли до давления 330 очков. Там и график был по времени.

Вот, нашел:

- ну это старые данные.
После этого было уже:

- или там было чуток поменьше?
Посадка на метановом га-газ - "Энергомашу" до этого как до Парижу в известной позе, в коей, как не обидно, он не прочь и остаться.  :-[

Цитата: Salo от 11.09.2020 23:17:11

Цитата: cross-track от 11.09.2020 23:00:38

Цитата: Seerndv от 11.09.2020 19:45:34- а на полной тяге он сколько проработал?
372  сек - лучше чем может себе представить "Энергомаш"  ;D

а откуда данные про время работы двигателя?

Если путать удельный импульс с продолжительностью работы, то можно достичь больших успехов.

Цитата: Bell от 12.09.2020 19:50:16А там никто не путал. Весь разговор с предыдущей страницы был про удельный импульс.

Цитировать- а на полной тяге он сколько проработал?
372  сек - лучше чем может себе представить "Энергомаш"  ;D

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 19:17:51Вам - точно не нужен.

Цитата: Васька  Кот от 12.09.2020 20:10:57

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 19:17:51Вам - точно не нужен.

За чем вам нужен газ-газ?

Цитата: /Иван/ от 12.09.2020 20:50:30Быть может Роза жива...

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 17:24:29- или там было чуток поменьше?
Посадка на метановом га-газ - "Энергомашу" до этого как до Парижу в известной позе, в коей, как не обидно, он не прочь и остаться.  :-[

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 17:35:47- уже 372-380 больше "рекордных" 359 с РД-0124.

Цитата: Bell от 12.09.2020 20:54:39

Цитата: Васька  Кот от 12.09.2020 20:10:57

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 19:17:51Вам - точно не нужен.

За чем вам нужен газ-газ?

Чтобы при умеренных параметрах окислительного тракта (а не стопицот миллионов градусов раскаленный кислород как в РД-171/180-191) получить максимальную мощность на валу ТНА с двух отдельных турбин - метановой и кислородной, а в результате получить максимально достижимый удельный импульс и реализовать все преимущества метана в полной мере.

То есть газ-газ на метане позволяет получить все и сразу:
1) максимальный практически доступный удельный импульс на углеводородном топливе
2) высокую надежность
3) большой ресурс, простоту обслуживания и реальную МНОГОразовость

Цитата: Salo от 13.09.2020 02:25:56"диамантового дика".

Цитата: Васька  Кот от 13.09.2020 05:29:55

Цитата: Bell от 12.09.2020 20:54:39

Цитата: Васька  Кот от 12.09.2020 20:10:57

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 19:17:51Вам - точно не нужен.

За чем вам нужен газ-газ?

Чтобы при умеренных параметрах окислительного тракта (а не стопицот миллионов градусов раскаленный кислород как в РД-171/180-191) получить максимальную мощность на валу ТНА с двух отдельных турбин - метановой и кислородной, а в результате получить максимально достижимый удельный импульс и реализовать все преимущества метана в полной мере.

То есть газ-газ на метане позволяет получить все и сразу:
1) максимальный практически доступный удельный импульс на углеводородном топливе
2) высокую надежность
3) большой ресурс, простоту обслуживания и реальную МНОГОразовость

У Раптора как писал сам Маск 800к в окислительном тракте, ни чуть не меньше чем у рд-170. А ещё турбина на метане, так что с высокой надёжностью ещё не всё ясно)

Цитата: Bell от 13.09.2020 11:41:28

Цитата: Васька  Кот от 13.09.2020 05:29:55

Цитата: Bell от 12.09.2020 20:54:39

Цитата: Васька  Кот от 12.09.2020 20:10:57

Цитата: Seerndv от 12.09.2020 19:17:51Вам - точно не нужен.

За чем вам нужен газ-газ?

Может быть в Рапторе и 800, но идея использования энергии обоих компонентов понятна?
Второе, что увеличивает удельный импульс - это более эфективное сгорание газообразных компонентов.

Цитата: Василий Ратников от 13.09.2020 08:08:21

Цитата: Salo от 13.09.2020 02:25:56"диамантового дика".

Раптор не дорогой, или как минимум планируется быт таковым


брильянтовым РД-170 называли за цену.

диком ради бога называйте столько угодно, а диамантовый это мимо кассы.