SpaceX семейство метановых двигателей Raptor

[Bell]

Дмитрий В. пишет:

Bell пишет:

Дмитрий 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.

А! Про криогенное упрочнение я забыл, каюсь.

короче, у меня как-то так получилось:

[Дмитрий]

А какой прототип ЖРД может взять Маск для своего 45.5 тоника для 2 ступени на метане.Метан как водород.

[Bell]

Что "как водород"? Температура кипения? Тогда почти точно как кислород.

[vlad7308]

SpaceX plans to begin testing components of a methane-fueled engine called Raptor at the Stennis Space Center in Mississippi early 2014. SpaceX will perform these tests at Stennis' E-2 test facility, which will require an upgrade to accommodate the full Raptor engine — a closed-loop methane-oxygen concept SpaceX is working on for missions to deep space. The upgrades would be funded by SpaceX, NASA and the Mississippi Development Authority. SpaceX's Raptor engine is designed to generate more than 661,000 pounds of thrust in a vacuum.
 
 The current Raptor concept "is a highly reusable methane staged-combustion engine that will power the next generation of SpaceX launch vehicles designed for the exploration and colonization of Mars," Shanklin said. "The Raptor engine currently in development is the first in what we expect to be a family of engines."
 
 Staged combustion, also called closed-loop combustion, will be a new trick for SpaceX. The company's Merlin family of kerosene-fueled rocket engines, currently in use on its Falcon 9 rocket, use an open-cycle, gas-generator configuration. Given identical fuel-oxidizer mixtures and propellant flow volumes, a closed-loop engine is more efficient than one with an open loop configuration.

[Salo]

http://www.nasaspaceflight.com/2014/03/spacex-advances-drive-mars-rocket-raptor-power/#.UxoIWvaJYI8.twitter
 

SpaceX officially revealed a R&D test program for the Raptor would begin at the Stennis Space Center, 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 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.


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.

[Valerij]

Raptor Test Stand Ribbon Cutting Takes Place at NASA Stennis
http://www.parabolicarc.com/2014/04/25/raptor-test-stand-ribbon-cutting/

[Salo]

Для истории:

http://www.spaceflight101.com/spacex-launch-vehicle-concepts.html

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.                                   

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.                                                              

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

[Salo]

Из свежего:

Highlights of Elon Musk's Reddit Ask Me Anything Session             
Posted by Doug Messier
on January 6, 2015, at 12:18 pm

Elon Musk (Credit: SpaceX)
 
SpaceX CEO Elon Musk did an interactive Ask Me Anything Q&A 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.

[Salo]

Seerndv 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:

Заключение 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?

[Salo]

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

[Петр Зайцев]

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.

[Seerndv]

Петр 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.

-  да вот Дмитрий В. нас тут скромно периодически сообщениями потрясает:

Дмитрий 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

И вот почтенный Salo уже цитирует, что так получается меньше вес двигательной установки включая арматуру,  но всё может изменится  

Salo 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.

[testest2]

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

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

[Seerndv]

testest 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  

- возможно Маск нашёл свой "квант" тяжёлого моноблока, оптимальный действительно, с точки зрения экономики.

[Владимир Шпирько]

Bell 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.

СНТК им.Кузнецова - это тоже Самара. И связи между Кузнецовскими и Козловскими хорошие. И "народ" переходит туда-сюда.

[октоген]

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?

[Искандер]

октоген 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?

Ему не дают спокойно спать лавры Королева с Н-1 - тандем, с туевой кучей движков на первой ступени...

Вот интересно сколько Рапторов будет на первой ступени? 20? 30? )))

[salto]

Salo пишет:
Image: Purdue University/Spaceflight101

Интересно, как он будет регулироваться по тяге и соотношению компонентов.

[октоген]

Deflang пишет:

октоген 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

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

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.

[Дмитрий В.]

октоген пишет:

Deflang пишет:

октоген 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

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

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.

Выбор Маска имеет вполне объективные причины. Минимум удельной массы ЖРД приходится на диапазон тяги весьма далекий от 700 тс. Собственно, в том числе и этими соображениями руководствовался СП, когда отвергал необходимость разработки 600-тонников для Н1.