Комментарии 59
Возможно двигатель будет состоять из нескольких малых двигателей, для возможности коррекции работы в случае частичного отказа мелких двигателей из группы.
двигатель будет состоять из нескольких малых двигателей
Вы, извиняюсь, поняли, что написали?
По описанию это должен быть очень мощный двигатель —
Raptor википедия — Thrust (SL) 3.1 MN (700,000 lbf)
и для сравнения РД-180 Thrust (SL) 3.83 MN (860,000 lbf)
Raptor википедия — Thrust (SL) 3.1 MN (700,000 lbf)
и для сравнения РД-180 Thrust (SL) 3.83 MN (860,000 lbf)
Там две КС просто, двигатель один (один ТНА). Пошло это еще с 60-х, когда не получилось рассчитать КС с устойчивым горением достаточно большого размера (Королев, например, вообще не верил в возможность создания такого двигателя, пруфы у Чертока), и решили на Н-1 поставить кучу отдельных двигателей. Это не очень надежно и удобно (см. историю Н-1). Далее уже по иннерции стали делать несколько КС поменьше на одном двигателе.
С F-1 и его инжектором вообще куча занимательных историй связана. Взрывы TNT в модели камеры с хитрыми методами съемки и вот это вот все.
С F-1 и его инжектором вообще куча занимательных историй связана. Взрывы TNT в модели камеры с хитрыми методами съемки и вот это вот все.
У РД-180 диаметр сопла полтора метра, тут, судя по перилам — где-то вдвое меньше.
Хотя по-идее должно быть слегка больше (площадь сопла должна быть такой, чтобы давление на срезе было не ниже атмосферного)
Хотя по-идее должно быть слегка больше (площадь сопла должна быть такой, чтобы давление на срезе было не ниже атмосферного)
4+ метров диаметр обещают, больше чем у F-1. Но это, наверное, на вакуумной версии.
Лучше сравнивать с РД-191, тяга 196-220, давления 250-280. Импульс уд. у метана повыше, поэтому сопло, то есть расход можно сделать поменьше( при равной тяге), но это грубо. А вообще по фото, что-то маловат стенд для тяги в 300 тонн. Тут кто-то верно предположил, что это может быть модельный демонстратор.
Хотя если тяга натурная, то есть 300 тонн, то это не модель, а реальный двигатель в полном размере
Расход у движка с более высоким уи поменьше, а вот давление на срезе сопла всё равно равно тяге делённой на его площадь. И делать его меньше атмосферного чревато последствиями.
А выше — потерями тяги.
А выше — потерями тяги.
Погодите, почти все движки, по крайней мере отечественные имеют нерасчетность меньше 1, то есть струя перерасширенная. У кислороды керосина это как правило 0.7-0.8, у водорода вообще 0.2-0.3. Расчетных струй практически не существует, оно и понятно, чуть поднявших давление воздуха падает, и вообще нужны становятся сопливые насадки для компенсации перерасширения. У Метана, я думаю нерасчетность близка кислород керосину. Ну либо между оной и водородной.
Кстати, я давление на срезе много меньше атмосферного, как раз ближе к показателях RS-25.Догадаетесь как по фото я это понял?)
Подсказка:
<img src="
" alt=«image»/>
<img src="
" alt=«image»/>Если просто давление газа считать — то да, но если и кинетическую составляющую учесть (т.е. суммарное давление на перпендикулярно поставленную поверхность) — то уже нет.
Иначе бы по краям сопла наблюдался отрыв потока.
Хотя обжатие струи на фото вполне видно.
Иначе бы по краям сопла наблюдался отрыв потока.
Хотя обжатие струи на фото вполне видно.
Ну суммарное давление на гипотетическую пластину называют полным давлением торможения, и пока есть скорость оно всегда отлично от нуля и больше атмосферы, иначе бы истечения газа просто не получилось бы. Но у вас был тезис про площадь и давление на срезе( если правильно понял), так вот это давление, которое Ра, это статическое давление ну или грубо нерасчетность и здесь оно сильно меньше атмосферы, поэтому струя поджимается, а самое главное в струе виден диск Маха, характерный для таких перерасширенных струй.
Как показывает практика даже водордники с 0.2 запускаются без обратной ударной волны и соответствующих последствий. Просто вы подсчитали площадь 3 квадрата для 300 тонн. Мне кажется должна быть побольше)
Как показывает практика даже водордники с 0.2 запускаются без обратной ударной волны и соответствующих последствий. Просто вы подсчитали площадь 3 квадрата для 300 тонн. Мне кажется должна быть побольше)
Н1 загадочно улыбается из небытия.
Эксперты с реддита полагают, что это уменьшенная версия (1:3 — 1:5)
Меня больше смущают турбулентности потока. Что имхо указывает на невысокую скорость газов. Хотя как ниже заметил Laney1 может быть не «максимальный режим».
Но ведь это нормально на большом удалении от среза сопла, нет?
Трудно сказать, не зная что испытывают и как. Может уменьшенная модель, может не на полную мощность, может еще что. Имхо тут не слишком большое удаление от сопла, а турбулентность заметна.
Для примера факел РД-108.
https://www.youtube.com/watch?v=HZkaaJ2ThoE
РД-170
https://www.youtube.com/watch?v=U0IYKIZYAng
Для примера факел РД-108.
https://www.youtube.com/watch?v=HZkaaJ2ThoE
РД-170
https://www.youtube.com/watch?v=U0IYKIZYAng
А как вы по факелу определяете величину тяги?
Мне интересно, зачем нужен настолько мощный двигатель. Что же за межпланетную нагрузку собираются они им тягать.
А, вики говорит что он же будет использоваться и на нижних ступенях.
По плану MCT должен доставлять до 100 тонн груза к Марсу. Для сравнения SaturnV выводил такую массу только на низкую околоземную орбиту.
Впрочем, можно же посчитать.
[KSP режим вкл]
До Марса с НОО нам нужно, по разным источникам, от 5.7 до 6.1 км/с deltaV. С УИ 382 с. и ПН в 100 тонн нам потребуется 410 тонн топлива, итого отлетная ступень будет (огого!) 510 тонн, итого TWR вполне солидные 0.6.
В принципе, можно разгоняться можно и с меньшим ускорением, используя более легкий двигатель, но особого толку его облегчать нет, плюс, опять же, универсальность.
[KSP режим вкл]
До Марса с НОО нам нужно, по разным источникам, от 5.7 до 6.1 км/с deltaV. С УИ 382 с. и ПН в 100 тонн нам потребуется 410 тонн топлива, итого отлетная ступень будет (огого!) 510 тонн, итого TWR вполне солидные 0.6.
В принципе, можно разгоняться можно и с меньшим ускорением, используя более легкий двигатель, но особого толку его облегчать нет, плюс, опять же, универсальность.
По плану — 100 тонн к Марсу. И ~30 этих двигателей на первой ступени.
Хм, я ожидал, что от метанового двигателя будет сплошное синие пламя. А тут синева только возле сопла.
Почему такой эффект, кто-нибудь знает? (Может эта краснота от того, что горит окислитель? Или окружающий воздух? Или всё вместе?)
Почему такой эффект, кто-нибудь знает? (Может эта краснота от того, что горит окислитель? Или окружающий воздух? Или всё вместе?)
Окислитель — кислород. Учитывая то, что горение, в общем случае, суть экзотермическое окисление, маловероятно «горение окислителя»…
Реакция СН4+2О2 = СО2 + 2 Н2О менее выгодна, чем СН4+О2 = С + 2Н2О — потому как нам от неё не температура нужна, а скорость вылета, а она обратно пропорциональна массе образующихся молекул.
Поэтому кислорода в движок подают поменьше, а сажа догорает снаружи, от атмосферного.
Поэтому кислорода в движок подают поменьше, а сажа догорает снаружи, от атмосферного.
мне почему-то кажется что важен импульс, давление в КС, качество выгорания компонентов, и чистота выхлопа (иначе сажей всё забьет)
с точки зрения химии — процесс горения углеводородов гораздо более многостадийный чем сухая формула «СН4+О2 = С + 2Н2О» и мне так кажется при недостатке окислителя в выхлопе будет масса не догоревших компонентов топлива
с точки зрения химии — процесс горения углеводородов гораздо более многостадийный чем сухая формула «СН4+О2 = С + 2Н2О» и мне так кажется при недостатке окислителя в выхлопе будет масса не догоревших компонентов топлива
Важен только импульс, всё прочее — побочные параметры (в смысле — они есть, но оптимизировать по ним не надо)
Метан, в отличие от керосина, даёт «правильную» сажу, без высокомолекулярных смол, которые собственно и «липкие»
Процесс горения конечно не такой простой, но можно делать так чтобы основной была та или иная реакция.
И в ЖРД выгодней получается вариант с неполным сгоранием.
Метан, в отличие от керосина, даёт «правильную» сажу, без высокомолекулярных смол, которые собственно и «липкие»
Процесс горения конечно не такой простой, но можно делать так чтобы основной была та или иная реакция.
И в ЖРД выгодней получается вариант с неполным сгоранием.
Это уменьшенная модель, и возможно, там временное сопло.
Отрабатывают стабильность горения LCH4+LOX?
Отрабатывают стабильность горения LCH4+LOX?
Метан в целом удобнее и водорода, и керосина. Не такой криогенный, как водород, не оставляет при сгорании сажи, как керосин (плюс к долговечности и надежности двигателя). Заправка на Марсе — это маленький бонус.
Нет, не только Маск занимается метаном. У него много преимуществ, для реюзабельности очень важно например то, что не остается сажи, двигатель сам очищается от непрореагировавшего топлива, при этом цена ниже чем у водорода, и хранить проще.
Скорее всего, будет очень небольшой корабль, на долгохранимом топливе (на случай проблем с химическим реактором, до которого еще дожить надо, выделяющим метан и кислород из атмосферы, например), летающий до «тягача» на орбите, потому что в ближайшем будущем с Марса возвращать что-то кроме людей и экспериментов не нужно. Может быть, позже трансферная ступень будет заправляться метаном, добытым из атмосферы, но там уже нужно считать, что выгоднее: прямой старт большого корабля с поверхности, куча рейсов маленького челнока, или вообще топливо, привезенное с собой.
Завтра, кстати, будет презентация планов по Марсу.
Скорее всего, будет очень небольшой корабль, на долгохранимом топливе (на случай проблем с химическим реактором, до которого еще дожить надо, выделяющим метан и кислород из атмосферы, например), летающий до «тягача» на орбите, потому что в ближайшем будущем с Марса возвращать что-то кроме людей и экспериментов не нужно. Может быть, позже трансферная ступень будет заправляться метаном, добытым из атмосферы, но там уже нужно считать, что выгоднее: прямой старт большого корабля с поверхности, куча рейсов маленького челнока, или вообще топливо, привезенное с собой.
Завтра, кстати, будет презентация планов по Марсу.
В качестве топлива Raptor использует жидкий метан и жидкий кислород.
на долгохранимом топливе
Но разве криоген является долгохранимым? До сих пор вроде считалось, что за несколько месяцев полёта сохранить жидкий кислород при −183°C (или ниже) очень непросто, поэтому предпочиталась всякая отрава. Что-то изменилось?
Контекст сообщения — возврат с Марса. Написал, что считаю, что скорее всего для этого не будут использовать метан, и объяснил ход своих мыслей.
Да, кстати, в «Созвездии» было много штук на водороде, предполагавших длительное его хранение.
Тут ещё такой момент, что жидкий метан освоен промышленностью, не надо тратить деньги на разработку того что вокруг движка будет.
Не иначе, как к обратной дороге готовится.
Видео появилось.
Зарегистрируйтесь на Хабре, чтобы оставить комментарий
Компания SpaceX провела испытания двигателя Raptor, который планируют использовать для полета на Марс