РД на метане

[Seerndv]

Не этот ли патент в основе идеи КБХА  по своему решения метановой проблемы:

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, при этом он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой. Изобретение обеспечивает повышение надежности и ресурса работы двигателя. 1 ил.  
Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы.
Тенденция развития космических транспортных систем на современном этапе выдвигает на первый план вопросы стоимости и безопасности вывода полезных грузов на космические орбиты. Реализация этого направления развития космической техники связывается с созданием высоконадежных многоразовых ракет с низкими расходами по их техническому обслуживанию при эксплуатации.
Материальные и временные затраты, требуемые для создания надежной конструкции многоразового ракетного двигателя, являющегося одним из основных элементов ракеты, в значительной степени определяются его составом и напряженностью агрегатов (по температуре, удельным нагрузкам), которые, в свою очередь, зависят от принципиальной схемы двигателя и назначенных проектных параметров.
Уровень основных параметров современного жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива (например, таких, как давления в камере сгорания, угловых скоростей вращения роторов насосов и турбин) обычно высок, поскольку от этих параметров зависят выходные характеристики двигателя (таких, как удельный импульс тяги, габариты, удельная масса). Ограничения этого уровня на каждом текущем этапе развития определяются, главным образом, достижениями в области металлургии, технологии проектирования и производства.
Вопросы обеспечения высокой надежности двигателя находятся в определенном противоречии с вопросами достижения высоких выходных характеристик, поскольку сложность отработки любой агрегата двигателя объективно находится в обратной зависимости от сложности конструкции агрегата и его напряженности. Для многоразового двигателя, характеризующегося большим проектным ресурсом, это противоречие усиливается. В связи с этим проблема снижения уровня напряженности агрегатов особенно актуальна для жидкостных ракетных двигателей, предназначенных для применения в перспективных космических транспортных системах.
Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), в котором рабочее тело турбины, предназначенной для привода топливных насосов, образуется путем подогрева (с газификацией) одного из компонентов топлива (например, горючего) в тракте охлаждения камеры сгорания (см. в книге авторов Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского «Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей», М.: Машиностроение, 1971, стр.31, рис.1.22).
Недостатком данного ЖРД является то, что в нем мощность турбины, определяемая при фиксированной температуре рабочего тела массовым расходом только одного из двух компонентов топлива, не является предельно возможной (достижимой) для данного вида топлива.
Известен также ЖРД, в котором оба компонента топлива газифицируются (частично сжигаются) в двух разноименных по составу газа газогенераторах (в одном - при избытке окислителя, а в другом - при избытке горючего) и используются затем в качестве рабочих тел на двух турбинах (см. в той же книге авторов Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского, стр.31, рис.1.21, а также данные по двигателю РД270 на сайте Интернета http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm). Данный вариант ЖРД, обладая преимуществом перед вышеупомянутым двигателем в части потенциальных возможностей по реализации предельного уровня мощности ТНА, имеет недостаток, связанный с необходимостью иметь в своем составе второй газогенератор (с агрегатами по его управлению). Кроме конструктивного и схемного усложнения этот ЖРД в некоторых случаях характеризуется дополнительным комплексом проблем, связанных либо с образованием в восстановительном газогенераторе отложений сажи (например, при использовании в качестве горючего углеводорода), либо с неустойчивостью рабочего процесса в восстановительном газогенераторе (например, в случае использования в качестве горючего несимметричного диметилгидразина). Существенным недостатком является также необходимость обеспечения режима синхронного запуска обоих газогенераторов.
Известен также ЖРД, который содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос окислителя, насос горючего и турбину, приводимую в действие рабочим телом (газом), вырабатываемым газогенератором с избытком одного из компонентов топлива - горючего или окислителя (см. в книге Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского «Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей», М.: Машиностроение, 1971, стр.29, рис.1.18 или 1.19 - прототип).
Недостатком данного ЖРД является то, что в нем также мощность турбины, определяемая при фиксированной температуре рабочего тела массовым расходом только одного из двух компонентов топлива, не является предельно возможной (достижимой) для данного вида топлива. Этот недостаток вызывает необходимость увеличения уровня температуры газа перед турбиной, что, в свою очередь, приводит к снижению ресурса и надежности двигателя.
Целью предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков прототипа, повышение надежности и ресурса работы ЖРД.
Данная цель достигается тем, что двигатель, который содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насосы горючего и окислителя, турбину, приводимую в действие рабочим телом (газом), вырабатываемым газогенератором, согласно изобретению снабжается дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения камеры сгорания, а выход - с форсуночной головкой камеры сгорания.
Сущность предлагаемого ЖРД иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже, где приняты следующие обозначения:
1 - камера сгорания,
2 - тракт охлаждения камеры сгорания,
3 - форсуночная головка камеры сгорания,
4 - насос горючего,
5 - насос окислителя,
6 - турбина,
7 - газогенератор,
8 - дополнительная турбина.
Предлагаемый двигатель состоит из камеры сгорания 1, снабженной трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, насоса горючего 4, насоса окислителя 5, турбины 6, газогенератора 7 и дополнительной турбины 8. Турбина 6 соединена своим входом с газогенератором 7, а выходом - с форсуночной головкой 3. Дополнительная турбина 8 соединена своим входом с выходом охлаждающего тракта 2, а выходом - с форсуночной головкой 3.
Двигатель работает следующим образом.
Жидкий окислитель из бака поступает в насос 5 и далее под напором полным расходом - в газогенератор 7, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса 4. Образовавшийся в газогенераторе с большим избытком окислителя газ поступает на турбину 6, приводя ее в движение, и далее - в форсуночную головку камеры сгорания 3. Жидкое горючее из бака через насос 4 основным расходом поступает в тракт охлаждения камеры сгорания 2, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения 2 поступает на дополнительную турбину 8, сообщая ей энергию вращения, которая суммируется с энергией турбины 6, приводя насосы 4 и 5 в действие. Из дополнительной турбины 8 горючее поступает в форсуночную головку камеры сгорания 3. В камере сгорания происходит полное сгорание горючего в генераторном газе, имеющем большой избыток окислителя. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания, создавая реактивную тягу двигателя.
Введение дополнительной турбины 8 дает возможность либо уменьшить температуру генераторного газа (т.е. температуру на турбине 6) с сохранением уровня мощности насосов, либо, сохранив уровень температуры газа на турбине 6, увеличить мощность насосов. Уменьшение температуры газа на турбине позволит при прочих равных условиях увеличить ресурс двигателя и его надежность, а увеличение мощности насосов позволит увеличить уровень давления в камере сгорания и на этой основе - увеличить удельный импульс тяги и уменьшить габариты двигателя.
 Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, отличающийся тем, что он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой.

[Salo]

Да, он:
http://bd.patent.su/2352000-2352999/pat/servl/servlet5a4a.html

[Сергей Радин]

И какое давление будет в камере сгорания? Получается, что ни один насос не подает свой компонент напрямую в КС.

[Вернер П.]

Сергей Радин пишет:
И какое давление будет в камере сгорания? Получается, что ни один насос не подает свой компонент напрямую в КС.

Смотрите РД-0162

[Seerndv]

Надо подвести итоги 2014 по метану.
Так. тройка лидеров по разочарованию народных масс в будущем метане:
1. Маск.
2. Рачук.
3.Клепиков.
Разумеется, Маск идёт с большим отрывом, на порядок.
Почему, спросите вы, ведь КБХА занялся метаном гораздо раньше?
Они хоть занимались.
Клепиков не занимался - а он и не обещал.

Зато Маск замахнувшись гордо на газ-газ:

 
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.
 
 

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

 - в итоге, ничего из этого не продемонстрировал, ну хоть бы

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.

 хоть стенд ему готовили и бабло в штатах давали.

Кстати, про 700 т я ничего так и несмог найти, а Дмитрий В. не раскололся.

[Вернер П.]

Seerndv пишет:
Зато Маск замахнувшись гордо на газ-газ:

Кстати, Вам нигде не попадалось в англоязычных источниках о проблеме регулирования схемы газ-газ?
пс Буду весьма признателен за ссылки ибо перевести кое-как смогу а вот выискивать - знания языка не хватает.

[Salo]

http://spacenews.com/with-eye-on-spacex-cnes-begins-work-on-reusable-rocket-stage/

PARIS — The French space agency, CNES, on Jan. 5 said it has begun a small technology research program with Germany and other governments to develop a future liquid oxygen/methane-powered rocket stage that would be reusable.

[avmich]

Интересующимся хочу напомнить, что Армадилло Аэроспейс успешно запускало метановый движок на стенде.

[Salo]

А XCOR не запускало?
Я уж  не говорю о полётах Morpheus.

[Seerndv]

Salo пишет:
http://spacenews.com/with-eye-on-spacex-cnes-begins-work-on-reusable-rocket-stage/

PARIS — The French space agency, CNES, on Jan. 5 said it has begun a small technology research program with Germany and other governments to develop a future liquid oxygen/methane-powered rocket stage that would be reusable.

- но что ещё более важно из этой статьи:

Hawthorne, California-based Space Exploration Technologies Corp. was the principal catalyst for the Ariane 6 program following SpaceX's first Falcon 9 launch successes and its ability to sell rides aboard that rocket at much less cost than Europe's current Ariane 5.
 

- Маск в данном случае служит катализатором для проведения работ  и по Ариан 6 и "реюзабильности".
Я надеялся, что успех испытаний "Раптора" заставит отв. тов. из РФ уделить больше внимания метану.  

[Дмитрий В.]

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 

[Seerndv]

//[–]salty914 1654 очка 7 hours ago* 


Has the Raptor engine changed in its target thrust since the last number we have officially heard of 1.55Mlbf SL thrust?
EDIT: Thanks for the gold!!
 
 

[/li]
• постоянная ссылка
  

//[–]ElonMuskOfficial[S] 1818 очков 7 hours ago 


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
 
 

- М-да-а-а ...

Дмитрий В. пишет:
Маск уже говорит о 230 тс для метанового двигателя, поскольку при этом значении тяги обеспечивается минимальная масса конструкции.

- а он прав? как-то сомнения гложут ...

Ну по крайней мере есть какое-то подтверждение что и 700т планировалось  

[Вернер П.]

Вот как увидим ракету для которой ваяют двигатели, сразу все станет понятно - 230, 300 или 700

[Apollo13]

CNES: We're continuing, on our own & w/Germany, work on LOX/methane for reusable 1st stages that we began 10 yrs ago w/ Russia.

https://twitter.com/pbdes/status/552117652827951104

CNES: By mid-2015 we'll propose LOX/methane reusable 1st stage roadmap w/ Germany. Likely no flight before ~ 2026 however.

https://twitter.com/pbdes/status/552119769772871680

[Seerndv]

Плейшнер пишет:
Вот как увидим ракету для которой ваяют двигатели, сразу все станет понятно - 230, 300 или 700

-ну типа как уже показывали:    



Ваще у них фантазии били ключом, как я посмотрю:

SpaceX has made no secret of its intentions to send humans to the Mars, not least when the company's founder and CEO, Elon Musk, told the BBC's Jonathan Amos that he wants to be able to go to the Red Planet himself, before he gets "too old".
That level of personal motivation is likely to hold several advantages when compared to NASA and its constraints of being at the mercy of lawmakers.
Mr. Musk's aspiration of tasking SpaceX with the goal of driving humanity to become a multi-planetary species is claimed to be an accelerated path, when compared to NASA's notional roadmap.
While NASA is aiming for humans on Mars in the mid 2030s, SpaceX's ambition is to achieve that milestone by the mid 2020s.
At the heart of that plan is another HLV, a key driver of the Mars Colonial Transporter (MCT) system.
SpaceX is expected to build a family of Super Heavy Lift Launch Vehicles (SHLVs) driven by nine Raptor "full flow methane-liquid oxygen" rocket engines.
While the plans are still being refined, to the point that only sketchy details have been provided, the Raptor engine is already preparing to test components at NASA's Stennis Space Center.
"Raptor is a very large LOX/methane engine which we are working on as a follow-on to Falcon Heavy, a Super Heavy if you will, but I don't think we're calling it that," noted Dragon V2 Program Lead Dr. Garrett Reisman to the Future In-Space Operations (FISO) Working Group this week.
"It's currently undergoing component testing at Stennis. Starting injector testing and other component testing. We're deep into the design process and component testing."
Sources note that component design has progressed to the 3D printing stage, ahead of a test regime at the E-2 test stand at Stennis, which has been upgraded to allow for the use of methane.
The SpaceX Super Heavy Lift Launch Vehicle (SHLV) – which does not yet have an official name, but is widely known in the space community as the BFR (Big 'Frakking' Rocket) – would be very big and very powerful indeed.
In a rare insight into the vehicle, SpaceX Vice President (VP) of Propulsion Development Tom Mueller – speaking at the "Exploring the Next Frontier: The Commercialization of Space is Lifting Off" event earlier this year in Santa Barbara, California – revealed the Raptor engine had already mutated to a 1Mlbf (4,500kN) gas-gas (full flow) liquid methane and oxygen engine.
Mr. Mueller then later upd ated his numbers at a follow-on conference to portray 6,900 kN of sea-level thrust, and 8,200 kN of vacuum thrust.
Further refinements to the numbers are expected, as the development cycle – which is still in its infancy – continues through to full engine testing.
However, it is clear SpaceX envisions a rocket far more powerful than even the fully evolved Block 2 SLS – a NASA rocket that isn't se t to be launched until the 2030s.
SpaceX's monster rocket will utilize nine Raptor engines on a 10 meter diameter core, with the potential to advance the vehicle to a triple core. Other options are understood to include 12.5m and 15m cores, although those focus on the single core HLV.
The eventual goal would be to allow for a rocket capable of lofting the MCT spacecraft, transporting 100 colonists at a time to Mars. The launch system would also be fully reusable.
Such a colonization effort would be be deep into the future. However, the initial launch of the first Raptor-driven BFR could occur before the end of the decade.
While that is a highly ambitious time scale, it would result in the BFR debuting close to the time NASA's SLS will be conducting test flights.
*Click here for more SpaceX Articles*
It is notable, yet understandable, that SpaceX has never openly portrayed its BFR plans in competition with NASA's SLS.
The Agency is SpaceX's biggest customer and Mr. Musk has noted on more than one occasion that his company owes a debt of gratitude for NASA's support and contracts during this early phase of its existence.
Also, when asked about SLS during a recent interview on "The Space Show", SpaceX President Gwynne Shotwell diplomatically avoided being drawn on commenting about NASA's HLV.
However, should SpaceX make solid progress on the development of its BFR over the coming years, it is almost unavoidable that America's two HLVs will attract comparisons and a healthy debate, potentially at the political level.

- но потом видимо всё упёрлось в денежки и отсутствие прямой поддержки NASA.

[Salo]

Salo пишет:
Жаль, что работы по метану в КБХМ тормознули.    

Seerndv пишет:
- это новость по "перегреву"?

Salo пишет:
Это констатация факта: пауза после крайнего неудачного ОСИ тянется уже больше года.    

Seerndv пишет:
- а тов. Salo что там было?
Если можно, киньте сюда, плиз.
Ничего внятного не нашёл.  :oops:  

Salo пишет:

Кинуть не могу, ибо официальной информации не было.

XFLAME пишет:
Возгорание насоса "О" Фейерверк был красивый, но двигатель жалко

[Salo]

Из хорошего: летом возможно продолжат на новом экземпляре.

[Seerndv]

Salo пишет:
XFLAME пишет:
Возгорание насоса "О" Фейерверк был красивый, но двигатель жалко

- да уж ...
Как-то глубже понимаешь слова почтенного "перегрева" по поводу "Антареса"

3. Возгорание тракта жидкого кислорода. Очень похоже. Причина - затирание металла в среде жидкого кислорода. В 99,03 процентах таких случаев - причина  возгорания - попадание крупного металлического предмета (гайки) в насос "О" из бака ракеты. Жаль не могу выложить тоже очень эффектное видео

[Seerndv]

Salo пишет:
Из хорошего: летом возможно продолжат на новом экземпляре.

- хорошо бы.
Интересная ситуация сложится, если всё будет хорошо.
Не на ведёт ли это некоторых на мысль что они , мягко говоря, кое-что прощёлкали  

[Seerndv]

Вынужден изменить сложившимся традициям на форуме и выполнить роль уважаемого тов. Salo по упорядочению потока сознания и информации на форуме, а именно внести следующие сведения от не менее уважаемого тов. Большого и кое-что ещё:

хотя ка пишет также не менее уважаемый 

vitquir пишет:

Дмитрий В.

пишет:

Seerndv пишет:
Эта, а какой всё таки двигатель у "Союз-5"?
Таблички с выставки чётко снятой нет?

РД0164 на 1-й и еще-какой-то РД - на второй.

Есть и другие варианты.

Будем искать. (С)