Comments 53
Первый — сгорание топливной смеси (горючее и окислитель) в камерах предварительного сгорания.
Напомнило статью: ПОЖАР В РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ: ПОЛЕТ ПРОТЕКАЕТ НОРМАЛЬНО
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/tm/1993/6/rd-170.html
Не тот ли самый принцип?
… закачка топлива в основную камеру сгорания двигателя за счет образующихся в ходе первого этапа горячих газов высокого давления ...
Это разве не принцип работы турбонасоса?
В "обычном" двигателе закрытого цикла только один турбонасосный агрегат, работающий с избытком либо окислителя, либо топлива. Фишка этого именно в полнопоточном цикле, в котором два ТНА, окислительный и топливный. Образно говоря, как два двигателя закрытого цикла разного типа с общей камерой сгорания.
Не припоминаю такого. По-моему, единственным советским полнопоточным двигателем был РД-270 на НДМГ/АТ, но разработку до конца не довели. Из кислород-водородных летал только РД-0120.
Ого, он даже ещё в процессе разработки, интересно. RL-10 хорош, конечно. Если удастся сделать аналог по не такой заоблачной цене, уже хорошо. Но с такой схемой он наследует и проблему RL-10 — низкую тягу, к сожалению.
Итак, речь идёт о метановом двигателе, главная идея которого — в полнопоточности. Формируются два потока, один и избытком кислорода, другой — с избытком метана. Каждый из этих потоков поджигается прямо в трубопроводе (да, как в наших движках по ссылке из первого коммента, но тут идея в том, что работа идёт над половиной всего потока в каждом трубопроводе сразу). Повысившееся давление отрабатывает в турбине. В основную камеру сгорания поступает уже хорошо перемешанные метан с кислородом. Более того, по идее в потоке ещё должно продолжаться горение! За счёт этого горение в основной камере становится более устойчивым, что решает одну из неприятных проблем ракетных двигателей.
Форкамеры используются в водородных двигателях для совсем другой цели, именно для обеспечения устойчивости горения, у водородных движков с этим дело обстоит хуже остальных схем.
Впрочем, по описанию похоже, что базовая схема метанового двигателя реализована не полностью. Хотя это может быть следствием «стиля» статьи.
Главные достоинства метановых двигателей:
— нет копоти, которая создаёт изрядные проблемы у керосиновых двигателей и в турбоагрегатах, и собственно в двигателе.
— температура кипения метана очень близка к температуре кипения кислорода, так что, хотя обе компоненты требуют криогенной техники, но можно использовать одни и те же решения и даже просто копипастить кислородную систему в метановую. Более того, можно сэкономить на внутренней теплоизоляции.
Главный недостаток, точнее, трудность: нужно создать турбину, которая будет пропускать через себя тонны газа в секунду.
В общем и целом — система получается проще и дешевле керосин-кислородной, так что, несмотря на то, что удельный импульс метана только чуть выше кислородного, это очень выгодное решение.
Чёрт, всё же сумбурно, но подробнее и качественнее — нужно полдня только на редактирование потратить. Так что уж извините.
несмотря на то, что удельный импульс метана только чуть выше кислородного, это очень выгодное решение.
Наверное, Вы хотели написать: «чуть выше керосина».
Вот ещё статья на Википедии со схемами:
https://ru.wikipedia.org/wiki/Жидкостный_ракетный_двигатель_закрытого_цикла
Там есть пара схем и в конце как раз Raptor от SpaceX упомянут (вариант с полной газификацией компонентов).
Повысившееся давление отрабатывает в турбине
В полнопоточном цикле их ещё и две, что добавляет сложности.
Так что сложность — в размере турбины, в том, что она полнопоточная (ну, полупоточная :-)
А их и в других типах две, в составе турбоагрегатов для топлива и для окислителя
Вообще-то нет, посмотрите схемы НК-33 и РД-серии, простейшие (кхм) примеры закрытого цикла, RS-25 весьма переусложнён. Один газогенератор приводит одну турбину, на валу с которой сидят ещё две турбины для горючего и окислителя. Газогенератор в закрытом цикле пропускает через себя либо всё горючее, либо весь окислитель. В полнопоточном цикле два газогенератора этих двух типов, и от них независимый привод двух соответствующих турбонасосов.
Но одиночную полнопоточную турбину делать нельзя — это будет уже полноценная горючая смесь, которая годится только в основную камеру сгорания. Или надо будет поджечь полупотоки, потом гарантировать прекращение горения, потом смешать, и только тогда в турбину… кому это надо, все преимущества терять?
Сложности, думаю, это не доставляет, одна турбина с двумя компрессорами будет легче — но не проще. Даже, очень возможно, сложнее — именно саму турбину такую сделать. С другой стороны, когда компрессоры на одном валу — синхронизируются колебания потоков.
Могу только сказать про себя: «как жаль, что все специалисты, способные руководить крупными проектами, уже нашли себя в работе таксиста».
Ракета называется (пока) — BFR — Big Fucking Rocket
.
Тем не менее ясно, что БФР может иметь и другие варианты второй ступени, например, корабль, предназначенный для полёта к Луне, если его закажут Маску.
.
Где-то на рубеже десятых годов, когда ясно стало, что Констелейшен закроют, ULA предлагало свой проект, на основе ACES, с заправками на НОО и в EML2. Там предлагалось использовать жидкий водород и жидкий кислород, потери планировались на уровне порядка 2% в месяц. Это было прямое развитие идей Комитета Нормана Августина о развитии коммерческой инфраструктуры в космосе. Увы, Сенатпотребовал возвраждения Ареса5 в виде SLS.
9 двигателей, по 230 тонн каждый. Итого суммарная тяга 2070 тонн. Взлётная масса должна быть ниже суммарной тяги в 1,4 — 1,6 раза (у разных ракет по-разному). Итого BFG весит на старте не более 1500 тонн (не намного больше Falcon Heavy).
Значит будет либо больше двигателей, либо тяга будет выше чем 230 тонн.
Итого BFG весит на старте не более 1500 тонн (не намного больше Falcon Heavy).
Значит будет либо больше двигателей, либо тяга будет выше чем 230 тонн.
Они же собирались с орбиты BFR заправлять топливом, техникой и людьми, не? А, не, с орбиты летает Big Falcon Spaceship, и BFR как раз груз на орбиту поднимает, извиняюсь.
В мышцах, например, при масштабировании масса увеличивается в кубе, а мощность в квадрате. Если и тут так, до «на порядок» не дотянет (повышение в 6,25-9 раз)
Хотя официального разъяснения пока нету, судя по короткому упоминанию в статье на NSF это не полноразмерный Раптор, а уменьшенная версия, которую SX разрабатывает по контракту с USAF для использования на второй ступени F9 и/или FH.
It’s a busy period for SpaceX related activities, with the first scaled Raptor engine arriving at McGregor for a lengthy test cycle.
Ведь сделали Falcon Heavy (3 модуля на первой ступени), разве нельзя сделать какой-нибудь «Falcon Super Heavy» с 5 или даже 7 модулями на первой ступени?
Ясно, что вторая ступень будет совсем другой, но по крайней мере посадка первой ступени уже хорошо отработана. А как (и куда?) садить первую ступень потенциальной BFR даже представить не могу…
вместо того, чтобы масштабировать Falcon (пусть и с новыми движками)?
Проблема в том, что любое солидное масштабирование чего-то в ракетной технике обычно тянет за собой такой каскад изменений, что в итоге заканчиваешь с новой ракетой на руках. Новые движки, новая плотность топлива, соотношение компонентов в смеси, размер баков… и пошло-поехало.
Ведь сделали Falcon Heavy
Всё ещё не сделали, к сожалению. Она снова съехала (на первый квартал 2017) и Шотвелл призналась на позавчерашней конференции, что с ней "проблем больше, чем мы ожидали". 5-7 модулей — логистический кошмар, дополнительные риски при разделении, худший сухой вес конструкции по сравнению с одиночной большой ступенью. Илон многократно говорил, что дополнительные блоки и твердотопливные ускорители всё сильно усложняют и по возможности стоит обходиться без них. Falcon Heavy же как проект появился на свет потому, что им хотелось как можно быстрее влезть в тот сегмент рынка, который был недоступен для F9. Правда, современный F9 1.2 в одноразовом режиме уже имеет бОльшую грузоподъемность, чем первый давний концепт FH на базе блоков F9 1.0.
А как (и куда?) садить первую ступень потенциальной BFR даже представить не могу
Пока что самым правдоподобным вариантом является производство, тестирование, запуск и возврат на сушу примерно в одном месте, так как перевозка такого монстра куда-либо — занятие не из приятных.
А какие все-таки проблемы с Хэви? Я то думал что на марс летит Хэви или теперь этот проект лишь «коммерческий»?..
скоро и Ангара станет сверхтяжелой
С текущими темпами полётов, чувствую, на Марсе уже яблони будут цвести :)
А какие все-таки проблемы с Хэви?
До текущего момента явно тянули, пока посадка ступеней будет хорошо отработана, иначе очень дорогая игрушка получалась. По последней задержке официально, как обычно, не названа причина, но на уровне "брат одноклассника моего приятеля работает в SpaceX и сказал..." — вопросы с передачей нагрузок между боковушками и центральной частью, как в полёте, так и при разделении. Боинг тоже думал "просто соединим три ступени Delta IV вместе и получится Heavy", в итоге дело закончилось производством четырёх разных модификаций бустеров и самой дорогой из летающих ракет.
А я все думал, что Дельта 4 это хоть и дорогой, но пример унификации, оказывается вот оно как.
Получается, Хруничев, по их заявлением всех уделал по унификации
Сложно сказать, может и так. У SX их стремление к повторному использованию не только (потенциально) снижает стоимость запуска, но и вообще по производственным и экономическим принципам ставит несколько в стороне от остальной ракетной промышленности.
Например, для Хруничева может быть действительно выгоднее лепить такую сложную конструкцию из одноразовых блоков, если они смогут значительно сэкономить за счёт их крупносерийного производства. SX же преследует снижение стоимости в равной степени изготовления и использования, в том числе повторного, своей техники. Возможно, серийно произвести три мелких блока Falcon Heavy дешевле, чем одну гипотетическую ракету втрое большего размера, но использовать и использовать повторно их будет дороже. То же с BFR. Если бы она, как SLS, была исключительно одноразовой, самым экономически верным подходом было бы ограничиться минимально возможным размером, покрывающим требования к ПН. Но поскольку она будет полностью повторно использоваться, стоимость запуска важнее стоимости изготовления. Поэтому есть повод сделать её значительно больше и иметь возможность возврата на стартовый комплекс, так как с такими размерами с баржами уже не поиграешься.
Такая схема хороша с перекачкой топлива в ЦБ, но это дорого и сложно.
А вот делать первую ступень БФР из десятка ядер Фалкона-9 не комильфо.
SpaceX отправила «марсианский» двигатель на испытания в Техас