Merlin-1

[Salo]

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Цитата: Цитата
Заранее спасибо.
Osq.

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

[freinir]

И кто это такой, Перегрев?

[Salo]

Работник КБХА.

[freinir]

Salo пишет:
Работник КБХА.

Мне так и показалось... знакомые фразы прям

[Seerndv]

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

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

[Not]

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

Долго искать будете, динамометрические ключи на авиазаводах по жизни делали в инструменталках, с достаточной точностью и качеством

[Seerndv]

Not пишет:
Долго искать будете, динамометрические ключи на авиазаводах по жизни делали в инструменталках, с достаточной точностью и качеством  

- прям в инструменталках и выдавали всем сборщикам?  
Запозвольте не поверить.
Чой то не помню шоб ЛУИ их поверяли.

[Apollo13]

Salo пишет:

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

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

Этой страницы больше нет. Хорошо что осталась картинка

http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/components/bitrix/forum.interface/show_file.php?fid=53182

[Apollo13]

У кого-нибудь есть идеи какой может быть реальный УИ форсированного Мерлина-1Д?

[NK]

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

по сравнению с нами у них с инструментом вообще проблем не было.
В том же бурении когда пошли американские шарошки, количество подъема инструмента по ресурсу уменьшилось в десятки раз.

[Floppy Disk]

SPACEX'S MERLIN 1D: BUILT TO ENABLE HUMAN SPACE EXPLORATION

SpaceX's Merlin 1D rocket engine has achieved an impressive track record in a very short amount of time. The engine was designed fr om the outset to be crew-rated - a critical aspect considering what the engines' next big task is. Photo Credit: SpaceX

FLORIDA TECH
MAY 3RD, 2015


Space Exploration Technologies (SpaceX ) Falcon 9 rocket V1.1 gets part of its name from the fact that the booster uses nine Merlin 1D engines in its first stage. With the aerospace firm planning on conducting a pad abort test of the crew rated version of their Dragon spacecraft (V2) on May 6,SpaceFlight Insider and its partner, the Florida Institute of Technology provide you with this review of these engines – as well as the missions that they were built for.
SpaceX's Director of Mission Assurance, Hans Koenigsmann, told SpaceFlight Insider that the Merlin family of engines was designed from the outset to be used on crewed missions.
"Actually, the 1D and the Falcon 9 was always designed to be crew-rated; to me, this always seemed a little optimistic (laughs), but, as I said earlier, the goal of SpaceX was always human space flight and we never had any doubt on this. If you will recall, the first Dragon capsule was a cargo ship – that had a window. That was our way of saying that we are ready for astronauts," Koenigsmann said.

SpaceX has ramped up production of the successful Falcon 9 V.1, which has seen five flights in the first four months of 2015 alone. Photo Credit: SpaceX

These nine engines are arranged in a pattern known as the Octaweb configuration, wh ere eight of the engines surround a single center engine in a circular formation. The center engine runs at lower power in order to create a balanced launch sequence and to distribute the thermal properties to avoid creating major hot spots. In addition, this improvement from its former three-by-three square formation adds reliability to the Falcon 9 vehicle; two engines could shut down and the vehicle could still fulfill its intended mission.
The Merlin 1D engine, developed in Hawthorne, California, has undergone rigorous testing prior to being used on actual flights. This engine went through a 28-test qualification program at SpaceX's rocket development facility in McGregor, Texas, in order to be used for the Falcon 9 launches.
"The Merlin 1D successfully performed every test throughout this extremely rigorous qualification program," said Elon Musk via a release issued by the company.

The Merlin 1D has become a critical element of SpaceX's effort to recover the first stage of rockets that have sent payloads to orbit. Photo Credit: Elon Musk via Twitter / Ben Cooper

The Merlin 1D utilizes a high-pressure liquid oxygen and kerosene propellant as fuel. The dual-impeller, single-shaft turbopump displaces both the fuel and the hydraulic fluid necessary for control of the thrust vectoring.
In addition to the nine engines in the first stage, the Falcon 9 v1.1 uses a single Merlin Vacuum (1D) engine variant in its second stage. Most recently, SpaceX has been using their Merlin 1D powered Falcon 9 v1.1 launch vehicle to frequently deliver payloads and supplies to the International Space Station (ISS) packaged in the Dragon spacecraft, the cargo resupply missions (CRS 1-6 so far).
This engine has been tasked with carrying out a wide-array of missions, which include the Apr. 27, 2015, flight of a Falcon 9 carrying the TurkmenistanSat telecommunications satellite.
The Merlin 1D has allowed the Falcon 9 v1.1 to far outstrip its predecessor, the v1.0 version of the now iconic booster in terms of performance. The nozzle thermal and chamber margins have been improved, which have seen an increase in terms of the amount of thrust at sea level that the new version of the Merlin engine can provide – from the previous 95,000 lbf to the current 147,000 lbf (422.5 to 654 kN).
For the Falcon 9, this equates to 1.3 million pounds-force (5,885 kN) of thrust at sea level and a total of 1.5 million pounds-force (6,672 kN) above the atmosphere. This makes the Merlin 1D have a 155:1 vacuum thrust-to-weight ratio, the highest of any other booster currently on the market. Also, the Merlin 1D has 70-100 percent throttle, whereas the Merlin 1C had no throttle capability. This allows the Falcon 9 to be more flexible, effectively reducing stress on the engines.
The Merlin 1D engines are also going to be used in the Falcon Heavy vehicles. The Falcon Heavyrocket design is essentially three Falcon 9 rockets meshed together.

SpaceX has continuously upgraded its various offerings; the company's engines, rockets, and spacecraft have all evolved as SpaceX has reviewed their performance. Photo Credit: SpaceX

For the first stage launch sequence, the Falcon Heavy uses three Octawebs that encompass nine Merlin 1D engines totaling to 27 engines used for the Falcon Heavy. These engines, all working together, should produce approximately 4.5 million pounds-force (20 MN) of thrust during the first stage of the launch. Due to the number of engines and the amount of thrust each engine can produce, this launch vehicle can continue the mission even with multiple engine failures. However, controlling that many engines in one stage may prove difficult.
The Merlin 1D engine design allows room for adjustments, depending on whether it is used in the Falcon 9 or the Falcon Heavy. Moreover, SpaceX continues to improve the Merlin family of engines, making them more powerful and flexible for future missions.
"There are certain safety factors that you have to keep and those are already worked into R&D and into the vehicle right from the get-go," Koenigsmann told SpaceFlight Insider. "It's interesting because the way that this worked out, for Dragon, the loads are different than for the fairing – so, you actually don't lose any performance, its right on the money for what you would have for pure satellite missions anyways. So, it worked out well, we have the right safety factors in there and we are now in the process of certifying both vehicles for manned space flight."

[NK]

сбылась мечта Хрущева

[Salo]

Народ гадает:
A "how to calcul ISP" guide. For F9v1.1 2nd stage it give 340s and 318s during a throttle to 40%. For the F9v1.2 I expect 347s. (self.spacex)

отправлено 16 hours ago, изменено * автор ianniss

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

peterabbit456 14 hours ago 

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

ianniss 14 hours ago 

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

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

peterabbit4562 hours ago

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

ParkTalk 14 hours ago

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

[Salo]

View this post on Instagram

SpaceX Instagram | Spin-forming Merlin Engine Nozzle

[silentpom]

это вакуумный или обычный?

[Salo]

Ниобий они так не раскатали бы.

[avmich]

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

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

Интересно тогда, как считать RL-10 на Дельта Клипере, XCOR-овский движок на Рокет Рейсере, или - были там движки ориентации на ВА ТКС, которые летали по нескольку раз? Почему эти примеры не считаются?

[Salo]

ТКС это даже не смешно, а остальные летали в космос? Тогда ещё и X-15 вспомнить можно. А уж метеоракета МР-1 это вообще эталон многоразовости.

[Kap]

Salo пишет:
а остальные летали в космос?

Мерлины на 1й ступени Фалькона туда тоже не особо летают.

[freinir]

avmich пишет:
RL-10 на Дельта Клипере

А там какая история многоразовости была? Что-то про межполётное обслуживание известно?