РН Вулкан - Vulcan Centaur heavy-lift launch vehicle (Планов громадье в ULA)

[Boris Mekler]

В открытой схеме нет проблем с мощностью и компактностью, с чего бы у закрытой схемы вдруг газ перед турбиной стал "неудобноваримо горячим"?

В открытой схеме за турбиной максимум одна атмосфера, что за счёт намного большего перепада давлений позволяет снимать большую мощность при меньшей температуре.

[Boris Mekler]

А какие вообще ещё есть газ-газ на метане?  Be-4:

РД-0169 заявлен как газ-газ, китайский YF-215 - тоже. Rocket Lab Archimedes - oxygen-rich staged combustion, как BE-4.

[B7BB]

В открытой схеме за турбиной максимум одна атмосфера, что за счёт намного большего перепада давлений позволяет снимать большую мощность при меньшей температуре.

Это ведь должно с огромным запасом перекрываться тем что можно подать больше одного из компонентов чем в любом двигателе открытой схемы на любой топливной паре.

РД-0169 заявлен как газ-газ, китайский YF-215 - тоже. Rocket Lab Archimedes - oxygen-rich staged combustion, как BE-4.

Похоже всё-таки не делают по той же причине по которой не делают замкнутой схемы керосиновые на сладком тракте. Только некоторые на метане такое попробовать или рискуют, или знают что можно будет неверно долго тянуть с выдачей готовой продукции.
Ещё частично подтверждается то что основная дороговизна именно замкнутость схемы. Замкнутая схема=намного дороже чем кислый тракт, а дважды замкнутая ещё дороже.
Как доказательство этот список -кислый тракт рискуют делать, а дважды замкнутую далеко не все.

[Boris Mekler]

Это ведь должно с огромным запасом перекрываться тем что можно подать больше одного из компонентов чем в любом двигателе открытой схемы на любой топливной паре.

Метан и так подаётся весь, добавление же достаточного количества кислорода чтобы снять достаточно мощности на ограниченном перепаде давлений выводит температуру газа в заоблачные выси.

Похоже всё-таки не делают по той же причине по которой не делают замкнутой схемы керосиновые на сладком тракте.

Нет. На керосине не делают потому что коксуется и немедленно убьёт форсунки в основной КС. Закрытую схему с дожиганем восстановительного газа делают на водороде (RS-25, РД-0120, LE-7).

[B7BB]

Есть у кого-нибудь данные температур в газогенераторе или перед входом в турбину по достаточному количеству двигателей открытой и закрытой схем?
Очень плохо гуглится эта информация, нашлось сходу только по рд-253, рд-170 и F-1, не очень сравнение получается. Даже по рд-0109 нет информации.

[Prokrust]

А давайте грубо сравним метан и водород для кислорода, что лучше для сладкого ТНА.
Внутренняя энергия классического идеального газа прямо зависит от массы газа, температуры и обратно - молярной массы.
То есть у водорода энергии в 8 раз больше чем у метана с той же массой. На общую массу топлива метана вдвое больше, значит у сладкого тракта на водороде преимущество в 4 раза. Становится ясно почему с метаном не спешат.
Попробуем получить практическую цифру. На Рапторе Маск выжал 350 атмосфер в камере сгорания. Сколько будет если метановым ТНА жать и кислород?
Молярная масса кислорода вдвое больше чем у метана, значит и сжимать потребуется вдвое меньше энергии. Кислорода больше метана где-то примерно  в 3.3 раза. Считаем грубо сжатие пропорционально затратам энергии (здесь могу ошибаться). Получаем в итоге давление в 132 атмосферы.
Не так уж и плохо. Несколько уступает давлению у РД-0169. Зато сладкий ТНА.
PS.
Если пересчитать на аммиак, то давление получится где-то 224 атмосферы.

[Prokrust]

Молярная масса кислорода вдвое больше чем у метана, значит и сжимать потребуется вдвое меньше энергии. Кислорода больше метана где-то примерно  в 3.3 раза. Считаем грубо сжатие пропорционально затратам энергии (здесь могу ошибаться). Получаем в итоге давление в 132 атмосферы.

Забыл важный момент - сжимаются кислород и метан при разных температурах - а значит ее нужно учесть для энергии требуемой на сжатие. И еще коэффициент энергии газа, 2,5 для двухатомных молекул (кислород) и 3 для многоатомных (метан, аммиак).
Кислород кипит при 90,2 К. Метан кипит при 111,6 К. Так что на сжатие кислороду нужно = 3.3/2*(90,2/111,6)*(2,5/3) = 1,2 раза больше чем для метана.
Только на метане на сладком тракте давление получится 350/(1+1,2)= 159 атмосфер.
Конечно не факт, что 350 атмосфер Раптора это предел, но думаю близко к нему. Однако учитывая что кислый тракт сжимает кислород, а сладкий сжимает метан, ограничение по давлению будет у сладкого тракта. А у кислого еще есть запас.
А теперь с аммиаком.
Энергии у него больше чем у метана, поскольку его больше, его 41,6% по массе, а метана только 23,2%. А значит энергии у тракта на аммиаке  больше = (41,6/23,2)*(16/17)= 1,69 раза. Но температура кипения аммиака 239,8 К. На сжатие аммиака потребуется в =239,8/111,6= 2,15 раза больше чем сжатие того же количества метана. Кислорода несколько поменьше, (100-41,6)/(100-23,2)= 0,76  кислорода метанового движка.
Получаем  давление на аммиаке  = 350*1,69/(0,76*1,2+2,15*1,69)= 130 атмосфер.
Неожиданно мало! 
Все не так плохо, часть метана уходит на охлаждение, а сжимается он весь. Допустим что 50% уходит на охлажение (это много). Тогда энергии на сжатие у аммиака будет больше = ((41,6*(16/17) - 23,2/2))/(23,2/2)= 2,38 раза
И тогда давление будет = 130*(2,38/1,69)= 183 атмосферы.
PS.
При давлении в 159 атмосфер сладкий тракт на метане примерно аналогичен по удельному импульсу кислому тракту, у которого ограничение накладывает агрессивность кислорода.
Движко на аммиаке на сладком тракте будет примерно на том же давлении, чуть-чуть уступая в удельном импульсе.

[Дем]

Конечно не факт, что 350 атмосфер Раптора это предел, но думаю близко к нему. Однако учитывая что кислый тракт сжимает кислород, а сладкий сжимает метан, ограничение по давлению будет у сладкого тракта. А у кислого еще есть запас.

Ограничение кислого тракта в "обычных" движках не по конструкции, а по возгоранию материала - т.е. метан спокойно можно сжимать куда сильнее.

[B7BB]

Есть у кого-нибудь данные температур в газогенераторе или перед входом в турбину по достаточному количеству двигателей открытой и закрытой схем?
Очень плохо гуглится эта информация, нашлось сходу только по рд-253, рд-170 и F-1, не очень сравнение получается. Даже по рд-0109 нет информации.

Нашлись ещё данные по:

рд-0110,  777 C, открытая схема, давление в КС  68атм.

рд-0203, 327 С, закрытая схема, давление в КС 147атм.

рд-216, 830 С, открытая схема, давление в КС 75атм.

По тем которые были:

рд-253, 510 С, закрытая схема, давление в КС 147атм.

И даже рд-107, 560 С, с его 59атм в КС.


Как видно никаких проблем с перегревом и "неудобноваримо горячим" газом в случае закрытых схем по сравнению с двигателями на открытой схеме, не испытвают. И это при намного бОльшей снимаемой мощности. Смена окислительного на восстановительный гг этого не изменит, как и другие соотношения компонентов у других топливных пар, с температурами перед турбиной у закрытых схем всегда и в любом случае лучше, если рассматривать одинаковое давление в камерах и одинаковое соотношение тяга/компактность. Т.е. если не брать в расчёт сажеобразование, то окислительный гг в закрытых схемах это совсем не вынужденная безальтернативная мера в следствии температур. А например желание получить максимум тяги в компактном размере.

Закрытую схему с дожиганем восстановительного газа делают на водороде

Так причём тут водород, если обсуждалось сравнение двух углеводородных топлив? О том и речь, что боялись что на метане тоже будут проблемы с сажей как и на керосине. При этом высокие температуры не проблема в случае восстановительного гг на метане.

[B7BB]

При давлении в 159 атмосфер сладкий тракт на метане примерно аналогичен по удельному импульсу кислому тракту

Это как вы давление в УИ перевели, если у Маска давление в огромных пределах от версии к версии меняется, а УИ совсем нет?

[Prokrust]

При давлении в 159 атмосфер сладкий тракт на метане примерно аналогичен по удельному импульсу кислому тракту

Это как вы давление в УИ перевели, если у Маска давление в огромных пределах от версии к версии меняется, а УИ совсем нет?

Я рассматриваю ограничения по мощности ТНА. Температура при которой он работает, расход рабочего тела - все это лимитировано. Поэтому и давление, на которое можно сжать, у закрытых ТНА имеет предел. А вот УИ зависит  не тольк о от давления, но еще и от сопла и количества подачи горючего. Например можно немного пожертвовать УИ чтобы увеличить тягу на том же давлении.
А теперь посчитаем насколько нагружен у Маска кислый тракт. Раз на сжатие кислорода нужно больше в 1,2 раза чем на сжатие метана, то только от ТНА  на кислом тракте можн будет достичь давления= 350*1,2.(1+1,2)= 191 атмосфера.
Напомню, у РД191 давление в камере 254 атмосферы. То есть в Рапторе кислый ТНА работает в более щадящих условиях, меньше снимается энергии. Меньше температура на лопатках, но зато при более высоком давлении.

[Prokrust]

Упростим расчет и сделаем чуток точнее (конечно все равно грубая прикидка).
Удельная теплоемкость газа определяет количество энергии которая доступна ТНА.
Температура кипения пропорцинально влияет на затраты на повышение давления.
Кислород = 918 Дж/(кг*К) : 90,2 К
Метан = 2483 Дж/(кг*К) : 111,6 К
Аммиак = 2224 Дж/(кг*К) : 239,8 К
Пропан = 1863  Дж/(кг*К) : 231,1 К
Примем количество энергии для ТНА от кислорода за единицу и количество энергии на сжатие тоже за единицу. Тогда в этих единицах будет
Кислород = 1 : 1
Метан = 2483/918  : 111.6/90.2 = 2.72 : 3.36
Аммиак = 2.46 : 6.53
Пропан = 2.04 : 5.23
Метана меньше кислорода в топливе в 3.3 раза. Пересчитаем
Метан = 0.82 : 1.02
Итак, для сжатия метана нужно практически столько же энергии сколько и для сжатия кислорода. И если Раптор имел бы только сладкий тракт, то  давление было бы 350/2 = 175 атмосфер. Очень хороший результат на самом деле. Почему про метан забыли до Маска?
Теперь попробуем аммиак. У него соотношение к кислороду 1.4
Аммиак = 1.76 : 4.67
Сжатие сладкого тракта на аммиаке только аммиака (пересчет с метана) = 350*(1.76/4.67)/(0.82/1.02) = 162 атмосферы.
Это на аммиаке с обоими трактами - маловато. Только на сладком тракте будет 162*4,6/.(1+4,67) = 133 атмосферы. На только кислом тракте будет = 133 / 1,75= 76 атмосфер.
Итак, на аммиаке нет смысла делать кислый тракт. Движок только на сладком тракте имеет смысл, но уступит такому же метановому.
Теперь пропан. у него соотношение к кислороду = 2.9
Пропан = 0.7 : 1.8
Сжатие сладкого тракта на пропане только пропана (пересчет с метана) = 350*(0.7/1./(0.82/1.02) = 169 атмосфер. Только на сладком тракте будет 169*1,8/(1+1,8) = 108 атмосфер. На только кислом тракте будет = 108 / 0,7= 155 атмосфер.
С пропаном ситуация обратная - сладкий тракт бессмысленен.
PS.
Мораль проста. Метан это лучший выбор, на голову лучше остальных.
Конечно есть еще водород, и возможность сделать движок на водороде так же как и Раптор, на те же 350 атмосфер. Но вряд ли будут делать - на метане будет дешевле.

[nonconvex]

Конечно есть еще водород, и возможность сделать движок на водороде так же как и Раптор, на те же 350 атмосфер. Но вряд ли будут делать - на метане будет дешевле.

А на керосине дешевле, чем на метане.

[cross-track]

А Маск и не знает, что "на керосине дешевле, чем на метане", поэтому делает Старшип!

[nonconvex]

А Маск и не знает, что "на керосине дешевле, чем на метане", поэтому делает Старшип!

Маск знает, поэтому делает какую то хрень на деньги от керосинок.

[Prokrust]

А Маск и не знает, что "на керосине дешевле, чем на метане", поэтому делает Старшип!

Маск знает, поэтому делает какую то хрень на деньги от керосинок.

Что характерно, на керосинке Маск использует пусковое топливо, а на метане - искровое зажигание.
Так что там именно у керосинок проще и дешевле?

[Demir_Binici]

Маск знает, поэтому делает какую то хрень на деньги от керосинок.

А тот факт, что начало этих проектов Falcon 9 и SS/SH разделяет 10 лет вам кажется несущественным?

Тот факт, что первый из них планировалось реализовать всего за два года (в реальности потребовалось более четырёх), тоже не имеет значение?

А как насчёт того, что первый проект реализовывался на весьма скромные собственные средства и средства инвесторов в дополнение к ассигнованным NASA  $396 миллионам?

Или, что двигатель, использовавшийся в первом проекте, был разработан крошечным стартапом для лёгкой ракеты и по сути был единственным выбором, а топливо для него выбрано ещё до создания стартапа, т.е. за 4 года до того как приступили к созданию Falcon 9?

nonconvex вместо следующего абзаца читать:

Спойлер

Взяли опыт строительства недорогих керосинок советскими ракетчиками и повторили. Повторять нужно было быстро, по политическим соображениям, поэтому привлекли лучшие умы NASA, соответственно сразу были выбраны оптимальные материалы и технологии.  Не было у "советских ракетчиков" опыта строительства ни дорогих ни недорогих "метанок" Тут даже "лучшие умы NASA" были бы бессильны. Да и с чего вдруг стартапу сразу на метан замахиваться?

[свернуть]

Дмитрий В. вместо следующего абзаца читать:

Спойлер

Кто-то в США пытался делать двигатели на метане до 2002 года? С чего вдруг стартапу сразу на метан замахиваться? Взяли опыт американского Fastrac. Повторять нужно было быстро, по политическим соображениям, поэтому привлекли лучшие умы NASA, соответственно сразу были выбраны оптимальные материалы и технологии.

[свернуть]

В работе с керосином у Тома Мюллера имелся опыт. Кто-то в США пытался делать двигатели на метане до 2002 года? С чего вдруг стартапу сразу на метан замахиваться?

Второй проект реализуется компанией, которая весьма значительно, в первую очередь по финансовым возможностям отличается от той, которая была основана в феврале 2002 года, и той, которая победила в конкурсе COTS в августе 2006. Финансовые возможности несопоставимы, да и сроки не поджимают. Могут уж себе позволить и топливо выбрать, какое пожелают, и схему двигателя. Даже если никто никогда до них этого не делал (не сделал - робкие попытки можно не считать).

Кстати, про сроки. На создание Falcon 9 с МНОГОразовой (много это больше двух) первой ступенью потребовалось 11 лет 9 месяцев, считая от получения контракта NASA до первого пуска Block 5.

Если стабильная версия SS/SH начнёт выполнять регулярные рейсы с ПН в мае 2028 года, т.е. через 11 лет и 9 месяцев после того как Илон Маск анонсировал Mars Colonial Transporter (впоследствии Big Falcon Rocket (BFR), а затем Starship / Super Heavy), то это будет ровно тот срок, который потребовался SpaceX, чтобы сделать Falcon 9 Block 5.

И ещё про сроки, а заодно возвращаясь к теме Vulcan. Ведь ULA тоже выбрали метан, а не керосин. Хотя, можно сказать, что топливо выбирали не они, а Blue Origin. По словам Джеффа Безоса, Blue Origin начали работать над двигателем BE-4 в 2011 году. ULA (и DoD) выбирали между этим двигателем, разработка которого уже велась и двигателем от Aerojet Rocketdyne, которые предложили с нуля начать разработку кислородно-керосинового двигателя.
Первый лётный экземпляр двигателя Blue Origin предоставили ULA летом 2023 года, т.е. через ~12 лет после начала проекта. SpaceX начали работать над метановым Raptor в 2012 году, а их Raptor-2 во время ITF-4 можно считать вполне годными лётными экземплярами. Получается те же 12 лет.
Первый пуск Vulcan состоялся в январе 2024 года, через 8 лет 9 месяцев после анонса проекта. Считая ITF-4 первым полностью успешным полётом выходит около 7 лет 9 месяцев. Цели и профиль полётов  Vulcan и ITF-4 отличались, но оба были успешны. Можно рассуждать, что в ITF-4 Starship на несколько процентов не достиг орбитальной скорости, а Vulcan отправил КА к Луне. С другой стороны и Starship и Super Heavy продемонстрировали успешную посадку в океан и повторное включение двигателей, а масса Peregrine, выведенного Vulcan VC2S, составляла 1,283 kg, т.е. всего 20.36% от максимально заявленной для данной траектории и конфигурации.

[nonconvex]

Или, что двигатель, использовавшийся в первом проекте, был разработан крошечным стартапом для лёгкой ракеты и по сути был единственным выбором, а топливо для него выбрано ещё до создания стартапа, т.е. за 4 года до того как приступили к созданию Falcon 9?

В работе с керосином у Тома Мюллера имелся опыт. Кто-то в США пытался делать двигатели на метане до 2002 года? С чего вдруг стартапу сразу на метан замахиваться?

В США, помимо студента Тома Мюллера в своем гараже, в то время были тысячи ракетчиков, с разнообразным опытом. Вы какую то новогоднюю историю сочиняете.

Все было намного проще: взяли опыт строительства недорогих керосинок советскими ракетчиками и повторили. Повторять нужно было быстро, по политическим соображениям, поэтому привлекли лучшие умы NASA, соответственно сразу были выбраны оптимальные материалы и технологии.

СШ же политически никому не нужен, поэтом его варят, ломают, переваривают, опять ломают, неторопливо, но с огоньком.

[Дмитрий В.]

Одно замечание: не опыт советских керосиновых ЖРД, а опыт американского  Fastrac

[cross-track]

СШ же политически никому не нужен, поэтом его варят, ломают, переваривают, опять ломают, неторопливо, но с огоньком.

Если бы СШ появился при Рейгане, то его СОИ была бы куда реальнее.