Холивар Raptor vs РД0164, Мюллер vs Рачук

[Boris Mekler]

Сергей пишет:
Вообще то Маск собирался делать Раптор с земной тягой 690 тс, потом изменил решение на 230 тс. Так что , если отработка пройдет нормально и не будет аварийных пусков в чрезмерных количествах с финансовой точки зрения, то к варианту с земной тягой порядка 690 тс он еще вернется, гемной тяги 230 тс мало для марсианских проектов, слишком много двигателей на старте работают.

А откуда цифра 230тс? У SpaceX написано 3050 кН земной тяги и 3500 кН - вакуумной.

[Сергей]

Boris Mekler пишет:
А откуда цифра 230тс?

Так он раньше озвучивал, пока не появились экспериментальные данные, возможно намеренно давал более низкие цифры, что бы показать, что сделано лучше , чем обещал.

[Boris Mekler]

"Раньше озвучивал" он много чего, включая большую керосинку открытой схемы и водородник, но на данный момент фирма SpaceX официально работает над комплексом Interplanetary Transport System - http://www.spacex.com/sites/spacex/files/mars_presentation.pdf - слайды 29-38 включительно. По словам Маска, на данный момент в этом проекте задействовано около 5% ресурсов фирмы, и они планируют этот процент увеличить.

[Apollo13]

Boris Mekler пишет:
мне непонятно откуда сведения про "уменьшенный прототип"

Отсюда

Boris Mekler пишет:
Маск на презентации ясно сказал что за счёт утроения рабочего давления им удалось утроить тягу оставаясь в размерности Merlin'а

При одинаковой степени расширения сопла. Но даже у земного Раптора степень расширения гораздо больше чем у земного Мерлина (40 против 21).

[Salo]

Кстати, если взять вакуумную тягу Мерлина 90 тс, то "утроение" можно счесть округлением 330тс до 270 тс.
"Врождённая скромность" не позволила Маску назвать это учетверением.

[Salo]

https://www.reddit.com/r/spacex/comments/55il7y/3d_model_of_the_raptor_engine/

[Salo]

https://www.reddit.com/r/spacex/comments/55mzc1/lets_talk_about_raptor/
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34197

[Сергей]

Возникает еще интересный вопрос испытания высотного полноразмерного Раптора для подтверждения как высотного УИ, так и работоспособности насадка, простые эжектора не обеспечивают нужных условий. Нужна барокамера очень приличного объема , очень не простой эжектор и предварительная откачка до глубокого вакуума . И то - при выключении движка насадок точно сложится.

[Salo]

Они их испытывают без насадка.

[Сергей]

Salo пишет:
Они их испытывают без насадка.

Везет же некоторым, для МБР это бы не прокатило.

[SGS_67]

Salo пишет:

SGS_67 пишет:

Salo пишет:
А здесь тоже высотное?

Недо- или перерасширенное точно.
Чтоб сказать определенно, нужно фото более высокого качества.
На Рапторе с ролика сопло перерасширено, и весьма.
.

В весьма перерасширенном сопле был бы отрыв потока от огневой стенки с образованием возвратного течения.

Спасибо за информацию, хоть мне это известно. Для вакуумных сопел такой отрыв сопровождался бы неустойчивой газодинамикой, об отсутствии которой я упоминал ранее.
Здесь вопрос количественный. Мне показалось, что давление на срезе составляет 2-3 десятых доли атм.
Вероятно, следовало бы оговориться, что оно весьма перерасширено для данного режима работы ДУ.

А давление на срезе земного сопла примерно 0,5 атм. Отсюда и сужение факела после выхода из сопла.

Это тоже понятно.
Скажите, для каких типов движков характерно такое давление?

[SGS_67]

Александр Хороших пишет: Датчики и ЭВМ-то могут кГц держать, а вот помахать так "тарелками"/штоками дросселя - другое дело.

Да бросьте.
Совремеменные электро- гидроприводы клапанов и распределителей способны работать со скоростью швейной машинки.

[Salo]

https://www.nasaspaceflight.com/2016/10/its-propulsion-evolution-raptor-engine/

While incapable of handling the full size of the expected Raptor engine unit, the Stennis test stand enabled the individual testing of each subcomponent of the 1MN scaled prototype that SpaceX currently has at its test facility in McGregor, Texas.

Что и требовалось доказать.

[Salo]

Once the final engine thrust was defined, the engine could be scaled up with relative ease. The full flow cycle is very helpful in that sense and the 1MN thrust level would already be considered a big engine.

With the production engines – as currently envisioned – it would need to triple its thrust. Not trivial, but still within what could be considered highly representative as a demonstrator.

On August 8, 2016, the first integrated Raptor demonstrator left its Hawthorne base for SpaceX's very own Raptor test stand in its McGregor testing facility.

With a thrust of 1MN (225klbf) at sea level, this was to be the first methane full flow engine to ever reach a test stand. In fact, it was the second full flow engine for any propellant.

Z5Glushko's RD-270 was the pioneer in 1967 – interestingly also designed for a Mars bounded rocket, the UR-700.

[Salo]

Т.е. испытывали прототип с тягой 100 тс.

[SGS_67]

Сергей пишет:
Возможно у Маска для центрального посадочного Мерлина есть дополнительный контур управления для повышения точности и скорости регулирования тяги - линия рециркуляции с регулирующим клапаном с врезкой между выходом с насоса ТНА и форсуночной головкой и сбросом части расхода на вход насоса в ТНА.

Простите, но я не понял и половины таких умных слов...

Не, разобрался-таки в общем.
Скажу только, что проецировать понятия систем управления 60+летней давности на новейшие изделия было бы несколько необдуманно.
В такой врезке для Мерлина нет нужды. Инерция ступени и наличие амортизаторов позволяет обойтись без подобной экзотики.
Там сложнее обеспечить газодинамическую устойчивость движка при его глубоком дросселировании.
Не знаю, как устроен там центральный, но у меня есть подозрение, что у него сопло короче, чем у остальных 8-ми.

[SGS_67]

Старый пишет:

SGS_67 пишет:
Тогда, как изменение кинетического момента подвижной части ТНА (объекта управления) требует времени на порядок большего.
Им, собственно, и определяется время реакции системы управления в целом. Правильно сделанной, конечно.

Объектом управления служит давление на форсунках.

Так, пора начать ликбез.
Объектом управления может служить только то, что можно увидеть и пощупать.
В данном случае, это двигатель (или ТНА, в узком смысле, как наиболее инерционная его часть).
Главным целевым параметром СУ двигателем является его тяга, или давление в КС, как однозначно связанная с ней величина при заданных внешних условиях. Задатчиком параметра является автопилот ракеты.
Вторым по значимости целевым параметром является соотношение расходов компонентов. Его задаёт система СОБ. Которая может использовать в качестве входных величин давление на форсунках Г и О. А может использовать и другие величины для вычисления этого соотношения.
Остальное менее существенно.

 Управление производится путём перепуска топлива допустим с выхода насосов на их вход. 

Это где ж ты откопал такие движки?
Из тех, с устройством которых я знаком, только некоторые имеют подобный перепуск, и только по одному из компонентов.
И вовсе не для регулировки тяги, поскольку таким путём её можно менять лишь в малых пределах.
Сомневаюсь, что в новейших движках сохранили подобную архаику.

Обороты ТНА во всём этом далеко не на первом месте.

Обороты ТНА при всём этом именно на первом месте. И регулируются они подачей меньшего компонента в ГГ ТНА при помощи пропорционального клапана, типа золотника.
О перекисных мастодонтах речь не идёт.

[SGS_67]

Плейшнер пишет:
Старый и Сергей уже ответили.

Впечатлило не сильно.
Поскольку, хоть я и не специалист по РД, однакоже, с клапанами и приводами дело иметь приходилось.
Как и с управлением инерционными объектами.

А регулировать быстрые процессы, воздействуя на самый инертный элемент - неверный подход.

Какие именно быстрые процессы, которые нужно регулировать, Вы имеете в виду?

Так можно "додуматься" до регулирования давлением наддува бака - тоже ведь влияет       

Это просто глупо.
Лучше приведите пример двигателя с регулировкой тяги "в обратку".

ЗЫ. КМК, я неплохо представляю причину статической гидро- газодинамической неустойчивости двигателя системы "газ-газ" с двумя ТНА.
И, опять же, понимаю, как нужно было бы действовать, чтобы придать ему искусственную устойчивость без дополнительной канализации, о которой здесь говорят.
Специалисты СпейсИкс понимают это вряд ли хуже.  

[Старый]

SGS_67 пишет: 
Так, пора начать ликбез.

Чтобы проводить ликбез надо знать хотя бы основы того о чём пытаешься судить. 

Главным целевым параметром СУ двигателем является его тяга, или давление в КС, как однозначно связанная с ним величина при заданных внешних условиях. Задатчиком параметра является автопилот ракеты.

Целью регулирования является обеспечение газодинамической устойчивости двигателя, и речь шла именно об этом. Тяга двигателя в полёте как правило вообще не регулируется, за исключением редких случаев дросселирования. Автопилот ракеты вообще не управляет тягой двигателя. 
 Повторяю ещё раз: речь шла о газодинамической устойчивости и её искусственном обеспечении с помощью системы управления. 

Регулирование соотношения компонентов это вообще не проблема так как изменение соотношения компонентов происходит медленно а в идеале вообще не происходит. 

[Старый]

SGS_67 пишет: 
Это где ж ты откопал такие движки?
Из тех, с устройством которых я знаком, только некоторые имеют подобный перепуск, и только по одному из компонентов .
И вовсе не для регулировки тяги, поскольку таким путём её можно менять лишь в малых пределах.
Сомневаюсь, что в новейших движках сохранили подобную архаику.

А много ты видел движков замкнутой схемы с двумя отдельными ТНА работающими на одну камеру сгорания?