SpaceX семейство метановых двигателей Raptor

[Salo]

https://edrid.ru/rid/216.013.5013.html

10.06.2015
№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" ,
Пономарев Николай Борисович

Правообладатели
Пономарев Николай Борисович,
Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша"      
 
№ 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.

[Salo]

Главное назначение снижение температуры стационарного НРО.

[Сергей]

Сергей 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.

Добавляю - посадка идет  соплом вниз навстречу воздушному потоку, получается дополнительное противодавление, пропорциональное плотности воздуха  и квадрату скорости, что облегчает отрыв потока от стенок профиля F 35.

[Apollo13]

FactorialPaperclip9000!‏ @paperclip9000 14h14 hours ago

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

Elon Musk‏Verified account @elonmusk 14h14 hours ago

Replying to @paperclip9000 @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.

[Apollo13]

Salo пишет:
Главное назначение снижение температуры стационарного НРО.

Спасибо интересно.

То есть регенеративное охлаждение заканчивается на месте излома?

[Salo]

Да, дальше только завеса и радиационное охлаждение.

[Apollo13]

Chris B - NSF‏ @NASASpaceflight Jan 15

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 ...

[axxenm]

Apollo13 пишет:

Chris B - NSF ‏ @NASASpaceflight Jan 15

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 ...
 

Так это были обманки для гламурной фотосессии для охлоса?
А как же тогда :

Apollo13 пишет:

FactorialPaperclip9000! ‏ @paperclip9000 14h14 hours ago

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

Elon Musk ‏Verified account @elonmusk 14h14 hours ago

Replying to @paperclip9000 @renwis1 and 2 others

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

Хотя мне даже тогда показалось странным что объявлены настоящие прототипы ,особенно в сочетании с

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

Будем ждать февраля.
Интересны показатели движков которые будут установлены вместо фотосессионных обманок.
Особенно тяга - думаю будет 100-150 тс.

Порадовало что появилось устоявшееся названия для прыгуна-страшилы : "BFH Big Falcon Hopper"

[Not]

Собственно прожиг. Горит занятно, похоже в компании с медью сопла.


https://twitter.com/i/status/1092270756715737088

https://twitter.com/i/status/1092270756715737088

[Apollo13]

"Часть Раптора в темноте!" (тм)

Elon Musk‏Verified account @elonmusk 4h4 hours ago

Replying to @dguisinger @Erdayastronaut @DanielDavisA

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

Elon Musk‏Verified account @elonmusk 4h4 hours ago

Replying to @Erdayastronaut @dguisinger @DanielDavisA

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

Elon Musk‏Verified account @elonmusk 2h2 hours ago

Replying to @psalman03 @Erdayastronaut and 2 others

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

[Apollo13]

Elon Musk‏Verified account @elonmusk Feb 1

Preparing to fire the Starship Raptor engine at @SpaceX Texas

https://www.reddit.com/r/spacex/comments/alwzc5/preparing_to_fire_the_starship_raptor_engine_at/

[Apollo13]

Elon Musk‏Verified account @elonmusk Feb 1

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).

Elon Musk‏Verified account @elonmusk Feb 3

At @SpaceX Texas with engineering team getting ready to fire new Raptor rocket engine

[Apollo13]

Elon Musk‏Verified account @elonmusk 6h6 hours ago

First firing of Starship Raptor flight engine! So proud of great work by @SpaceX team!!

[Apollo13]

https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41363.msg1907090#msg1907090


https://www.reddit.com/r/spacex/comments/amdyi4/raptor_engine_size_comparison_13m_nozzle_scaled/

[Apollo13]

Elon Musk‏Verified account @elonmusk 14m14 minutes ago

Raptor just achieved power level needed for Starship & Super Heavy

Elon Musk‏Verified account @elonmusk 9m9 minutes ago

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.

[Apollo13]

Andre Infante‏ @AndreTI 7m7 minutes ago

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

Elon Musk‏Verified account @elonmusk

Replying to @AndreTI

Vaporized some copper

[Max Andriyahov]

Интересно, "теплые" это сколько градусов? Кипящие?

[Сергей]

Всё, пора лететь, на потребную тягу вышел!!!! И всего то потребовалось 2 сек!! Уяяяя!!!

[Apollo13]

Из презентации 2017 года.

[C-300]

А почему "сам коппер" не "ваппорайзд" на других двигателях?.. 
ИМХО, логичнее другое объяснение: газовый поток уносит шероховатости с бронзовой газовой стенки.
Просто для того, чтобы начался процесс испарения (!) стенки со стороны газа всё должно быть совсем плохо в плане охлаждения.