Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

Итак, на 2017 год компания SpaceX, пожалуй, ближе всех к отправке на Марс чего либо, отличающегося от зонда или марсохода. Более того, в планы компании входят вполне себе массовые пилотируемые экспедиции на Красную планету, которые будут обеспечивать долговременное присутствие человека на четвёртой от Солнца планете. Кроме того, SpaceX рассматривает проведение исследовательских миссий в тех частях Солнечной системы, мысли о которых не посещали даже головы самых отчаянных романтиков ракетной индустрии. Но какие технологии стоят за данными планами? Давайте разбираться. А начнём мы с рассмотрения ракетного двигателя, который должен обеспечить выполнение этих столь амбициозных планов — ЖРД «Raptor».


Стендовые испытания ЖРД «Raptor», 25 сентября 2016 года. МакГрегор, Техас.

ЖРД «Raptor»: что за зверь такой?

Итак, ЖРД «Raptor» разрабатывается компанией SpaceX в рамках программы полётов к далёким объектам Солнечной системы.

Первым по настоящему массовым двигателем компании SpaceX был Merlin, работающий на паре RP-1/LOX. Про данный двигатель можно сказать, что хоть он и является самым эффективным газогенераторным двигателем на данной топливной паре в истории США и обладает рекордной тяговооружённостью в целом он в первую очередь сделан с упором на безотказность, многоразовость и дешевизну. Можно сказать, что работая над Falcon 9 ставилась задача прежде всего обкатать до рутинного уровня технологию многоразовости, что в итоге принесло существенные плоды.

Действительно, спасение целой ступени потенциально может позволить сэкономить гораздо больше денег, чем снижение массы одноразовых агрегатов или повышение их эффективности при переходе на новые двигатели или топливные пары. Например, на РН Союз-У2 в качестве альтернативы керосину на «Блоке А» (вторая ступень) использовался синтин, что позволяло увеличить максимальную массу полезной нагрузки на 200 кг в сравнении с базовой версией ракеты Союз-У. Другим примером может служить проект советской лунной ракеты УР-700, на котором предлагалось использовать уже совершенно экзотические топливные пары: и без того чрезвычайно токсичный НДМГ для двигателя первой ступени РД-270 предлагалось заменить на ещё более опасный пентаборан (B5H9) с приростом УИ РД-270 на 42 с, а на третью ступень вообще предлагалось устанавливать совершенно фантастическую по совокупной сложности эксплуатации и предстаротовой подготовки систему, в основе которой должен был использоваться ЖРД на топливной паре «жидкий водород/жидкий фтор».


Химические формулы топлив, которые предполагалось использовать в двигателях РД-270: слева — НДМГ (C2H8N2; синие шарики — атомы азота, чёрные шарики — атомы углерода, белые шарики — атомы водорода); справа — пентаборан (B5H9; розовые шарики — атомы бора, белые шарики — атомы водорода). Оба соединения крайне токсичны, пентаборан в добавок ко всему обладает склонностью к внезапному самовоспламенению при контакте с воздухом даже при незначительном загрязнении. Кроме того, НДМГ и пентаборан гораздо дороже керосина в производстве.

Безусловно, если у вас в распоряжении нет многоразовых ракет, ваши полезные нагрузки много весят и космодромы находятся далеко от экватора, то напрашивается разумный вывод — нужно выводить максимально возможные массы в расчёте на один запуск. Впрочем, нужно учитывать, что высокая эффективность или новизна агрегатов может означать и высокую их стоимость и на этот случай есть отличный пример: долгое время на третью ступень РН «Союз» (т.н. «Блок И») устанавливался двигатель РД-0110 (тяга и УИ в вакууме — 298 кН и 326 с, соответственно). Затем, начиная с модификации Союз-2.1б на «Блок И» стали ставить новый РД-0124 (тяга и УИ в вакууме — 294,3 кН и невероятные 359 с, соответственно). Однако, не смотря на то, что РД-0124 является самым высокоэффективным кислородно-керосиновым ЖРД в мире и имеет целый ряд других преимуществ перед своим предшественником, переход на созданный в XXI веке двигатель сопряжён с рядом финансовых трудностей: во-первых, его эксплуатация подразумевает покрытие затрат на ОКР (а РД-0110 был создан аж в 60-ых годах); во-вторых, он получил свои уникальные характеристики за счёт гораздо большей материалоёмкости. Поэтому в итоге получается, что РД-0124 гораздо дороже, чем РД-0110, а из всей этой истории напрашивается следующий вывод: в современных условиях создание с ноля высокоэффективных одноразовых ракетных комплексов может помочь в решениях текущих задач, но в целом эта стратегия не очень рентабельна и по хорошему действительно имеет смысл ставить дорогие агрегаты на многоразовые ракеты или хотя бы отдельные многоразовые ступени. А как мы увидим чуть дальше, ЖРД «Raptor» как раз разработан с использованием колоссального количества новых технологий и современных инженерных решений.


Двигатели третьей ступени ракет семейства «Союз»: РД-0110 (слева) и РД-0124 (справа). Не смотря на внешнее сходство по размерам и геометрии РД-0124 является куда более технологичным и молодым агрегатом, что положительно влияет на его характеристики и отрицательно сказывается на итоговой стоимости его эксплуатации.

Вообще SpaceX знаменита своим продуманным подходом в вопросах расхода средств, на то она и молодая частная компания, а не жирная неповоротливая корпорация вроде Boeing или Lockheed и им подобных, которые любят высасывать деньги из государственной кормушки или государственная структура-монополист. Поэтому каждый шаг SpaceX на пути к цели долго обсуждается и прорабатывается на предмет возможного снижения стоимости разработки, производства и многократной эксплуатации и бессмысленно было бы ожидать от этой компании проекты по разработке экзотических агрегатов вроде ЖРД РД-301 на топливной паре «жидкий аммиак/жидкий фтор», создававшей целую гору проблем технологического и медико-экологического характера. Равно как бессмысленно было бы ожидать от SpaceX параллельных крупномасштабных работ по разработке нескольких ракет сразу (как это было в ходе советской лунной программы — параллельно разрабатывались сверхтяжёлые носители Н-1 и УР-700) или двигателей на крайне токсичной паре НДМГ/АТ.


ЖРД РД-301 (жидкий аммиак/жидкий фтор) в музее Газодинамической лаборатории (ГДЛ) в Санкт-Петербурге. Кстати, в интернете выложен очень интересный отрывок из первого тома трёхтомника под названием «Избранные работы академика В.П.Глушко», в котором как раз обсуждаются мотивы и перспективы создания двигателей с жидким фтором в качестве окислителя.

Начать обсуждение ЖРД «Raptor» я предлагаю с рассмотрения основных недостатков топливных пар RP-1/LOX и LH2/LOX, которые стоит учитывать при выборе топлива для ракетного двигателя:

• К примеру, в некотором смысле существенным минусом керосиновых ракет является относительно невысокий по сравнению с криогенным топливом удельный импульс (337 с в вакууме у РД-180 на паре RP-1/LOX против работавшего на паре LH2/LOX РД-0120 с его 455 с в вакууме (4 этих двигателя устанавливались на второй ступени РН «Энергия», технология/технологическая цепочка производства данного агрегата по мнению некоторых представителей отрасли утрачена). При этом удельный импульс может быть принципиальным в тех случаях, когда речь идёт о ракете, стартовая масса которой составляет тысячи тонн;
  
  
  
  
  ЖРД РД-0120 (музей РКК «Энергия»), который устанавливался на второй ступени ракеты-носителя «Энергия». В качестве топливной пары для этого двигателя использовалась LH2/LOX. Возможность производства двигателя в том виде, в котором он устанавливался на РН «Энергия» в данный момент утрачена.
  
  
• Также использование керосина подразумевает накопление в двигателях большего количества сажи, которая может увеличивать стоимость обслуживания многоразового двигателя или просто напросто снижать его надёжность или ресурс;
  
  
• Ещё одним недостатком кислородно-керосиновых двигателей является тот факт, что керосин склонен к коксованию что приводит в необходимости подавать в камеры сгорания избыточное количество жидкого кислорода во избежание образования на внутренних частях двигателей твёрдого нефтяного кокса. Это создаёт сразу две сложности, если целью разработчика является многоразовая ракета: во-первых, возникает необходимость очищать двигатели от нефтяного кокса перед повторными пусками; во-вторых, избыточная подача кислорода в камеру сгорания ускоряет процессы коррозии и приводит к износу насосных систем.
  
  
• Другим недостатком керосина является то, что его нереально найти нигде, кроме Земли, поэтому по сути единственная возможность заправлять межпланетные корабли в случае использования керосинового двигателя — отправлять керосин с Земли. При этом керосин сам по себе хоть и обладает высокой плотностью (особенно по сравнению с водородом), всё таки было бы лучше как-то научиться доставлять с Земли самые незаменимые компоненты синтеза топлива на другие планеты, а само производство и добычу недостающих реактивов производить на месте посадки межпланетного корабля. Кроме того, в случае длительного полёта с керосином на борту он банально может потерять свои свойства;
  
  
• Наконец, при всех достоинствах жидкого водорода (как было указано выше, удельный импульс пары LH2/LOX в вакууме примерно на 35% выше, чем у пары RP-1/LOX, кроме того низкая молекулярная масса молекулярного водорода способствует снижению скорости износа двигателей, а процесс горения практически исключают накопление сажи) его использование сопряжено с целым рядом трудностей:
  
  
  • Крайне низкая температура жидкого водорода (около -253 градусов Цельсия) делает его не самым удобным топливом;
    
    
  • Контакт водорода с металлами приводит к водородному охрупчиванию. Наиболее подвержены водородному охрупчиванию высокопрочные стали, а также сплавы титана и никеля, что представляет опасность для ракет, при этом механизм водородного охрупчиватия на данный момент не установлен, соответственно пока не понятно как с ним бороться;
    
    
  • Не смотря на то, что водород показывает отличные удельные импульсы в вакууме пара LH2/LOX не обладает аналогичными высокими показателями на уровне моря. К примеру, удельный импульс водородного маршевого двигателя первой ступени РН «Delta IV» RS-68A на уровне моря составляет 360 секунд, что менее чем на 12% превосходит аналогичный показатель для керосинового РД-180 — 311,3 секунды (напомню, что в вакууме для водородных двигателей достигалось превосходство над керосиновыми по удельному импульсу в 35%);
    
    
  • Наконец, пара LH2/LOX имеет катастрофически низкую плотность по сравнению с тем же керосином: 0.29 г/см^3 для LH2/LOX против 1.03 г/см^3 для RP-1/LOX, то есть она более чем в три раза меньше! Безусловно, более высокий удельный импульс позволяет использовать меньше топлива и окислителя в случае LH2/LOX, но он не настолько велик, поэтому использование LH2/LOX неизбежно приводит к весьма значительному увеличению объёмов топливных баков. В случае же ITS LV это бы означало переход от и без того гигантских размеров к совершенно невообразимым.
    
    
    
    
    Сравнение размеров некоторых ракетный комплексов. Можно отметить, что не смотря на примерно одинаковые показатели выводимой на НОО нагрузки у РН «Протон М» (23 тонны) и «Delta IV Heavy» (26 тонн) и почти равные стартовые массы (705 тонн у «Протон М» и 723 тонны у «Delta IV Heavy») использование топливной пары LH2/LOX на «Дельте» приводит к тому, что «Протон М» кажется лилипутом по сравнению с американским летающим водородным монстром.
    
    Простой пример: полностью водородная «Delta IV Heavy» и работающая на НДМГ/АТ лучшая подруга казахского эколога РН «Протон М» способны выводить на НОО примерно одинаковые грузы (чуть меньше 26 тонн у «Дельты» и около 23 тонн у «Протона»). При этом топливные баки «Delta IV Heavy» настолько велики, что в её состав по сути входит целых три первых ступени, каждая из которых имеет высоту 40.8 метра. Высота же полностью собранной РН «Протон М» составляет 58.2 метра. К слову, «Delta IV Heavy» ещё и тяжелее «Протон М»: её стартовая масса составляет 732 тонны, что на 27 тонн больше стартовой массы «Протона». В общем, в качестве промежуточного итога можно сказать, что существование выгоды от использования пары LH2/LOX на первых ступенях это вопрос довольно индивидуальный и дискуссионный.

Подобные недостатки пары LH2/LOX привели к тому, что в основном на водороде летают ступени или разгонные блоки, двигатели которых включаются исключительно в вакууме, примером может служить разрабатываемый в данный момент в Государственном космическом научно-производственном центре им. М. В. Хруничева водородный разгонный блок «КВТК», что означает «кислородно-водородный тяжёлого класса» (в рамках проекта по созданию разгонного блока «КВТК» на воронежском Конструкторском бюро химавтоматики уже создан выполненный по безгазогенераторной схеме водородный двигатель РД-0146), а также проект водородной верхней ступени РН «Ангара-А5». При этом ожидается, что использование криогенной верхней ступени позволит увеличить выводимую «Ангарой-А5» на НОО массу с 24.5 тонны до 34-38 тонн при запусках с космодрома «Восточный». Поэтому, чисто теоретически, инженеры SpaceX могли бы пойти по аналогичному пути: первая ступень на керосине или другом топливе, а верхние на водороде. Однако и такая концепция в случае с ITS LV не лишена существенных недостатков, основным из которых является необходимость строительства пускового комплекса, заправляющего гигантскую ракету большими объёмами нескольких видов ракетных топлив, а SpaceX всегда стремится снижать затраты во всём. Кроме того, если SpaceX хочет возвращать и верхние ступени, то жидкий водород это опять же не лучший выбор. В общем, перед инженерами маленькой, но очень гордой компании стоял непростой выбор.

Первые сообщения о готовящемся для полётов к другим планетам двигателе начали появляться в летом 2010 года, когда тогдашний директор Комплекса по разработке и испытанию ракет SpaceX (SpaceX Rocket Development and Test Facility), МакГрегор, Техас (вероятно, этот маленький город с населением около 5000 человек известен многим читателям по видеороликам взлёта и посадки экспериментальных тестовых стендов для отработки посадки первой ступени — Grasshopper'ов) Том Марказик (Tom Markusic) объявил о начале работ над газогенераторным двигателем «Merlin 2». Предполагалось, что он будет использовать топливную пару RP-1/LOX и иметь тягу в 7,6 МН на уровне моря и 8,5 МН в вакууме, что превосходило показатели керосинового же однокамерного «монстра» F-1, который в количестве пяти штук использовался на первой ступени РН «Saturn V» для запусков лунных миссий. Также в заявлении было сказано, что двигатель будет иметь беспрецедентную эффективность, хотя на чём эти заявления были основаны сказать довольно сложно, да и сам проект по разработке «Merlin 2» очень быстро сошёл на нет.


Возвращаемая первая ступень РН «Falcon 9» — результат тестовых испытаний Grasshoper'ов.

Вторым заявлением Тома Марказика был анонс проекта по разработке работающего на паре LH2/LOX ЖРД «Raptor», который предполагалось вывести на уровень тяги ~0.67 МН при удельном импульсе в 470 секунд. Данная итерация предполагала, что на первой степени будут стоять двигатели «Merlin 2», а на верхней будут установлены ЖРД «Raptor». В итоге история с керосиново-водородной суперракетой закончилась вместе с заявлением Илона Маска о том, что озвученные ранее планы следует понимать не как на утверждённую программу развития, а как результат мозговых штурмов и предмет для дальнейшей дискуссии. Вскоре SpaceX покинул и сам
Том Марказик.

Первыми намёками на то, что SpaceX готовит нечто на экзотической топливной паре «жидкий метан/жидкий кислород» (CH4/LOX) были появившиеся в мае 2011 года новости о том, что SpaceX контактирует с ВВС США на предмет возможного участия компании в государственной программе по разработке двигателей с высокой тягой для многоразовых ускорителей. И обсудить действительно было что. Дело в том, что данная заявка ВВС США подразумевала очень высокие требования к эффективности двигателей, кроме того в ней было чётко указано, что нужны двигатели именно на паре RP-1/LOX. На тот момент требованиям ВВС США удовлетворяли только два агрегата: разрабатывавшийся на базе советского лунного наследия НК-33 двигатель AJ-26-500 компании Aerojet и РД-191 производства НПО «Энергомаш». В свою очередь компания SpaceX как раз проводила консультации с заказчиками из ВВС на предмет возможности втиснуться в эту советско-российскую «сладкую парочку» с некими собственными двигателями, работающими на другом топливе. А поскольку речь в заявке по программе шла о двигателях с высокой тягой, то стало понятно, что речь идёт не о модернизированном ЖРД «Merlin 1», а о чём-то совершенно новом. Время шло и новый двигатель, получивший в итоге наименование «Raptor» обрастал всё новыми и новыми деталями и подробностями. Сначала в 2011 году было заявлено о желаемом уровне тяги в 2.2 МН, во втором квартале 2013 года уже было объявлено о возросшей с первоначальных 2.2 МН до 2.9 МН проектной тяге, а в 2014 году появлялась информация о тяге в 4.5 МН. На сегодняшний же день для «Раптора» указываются показатели тяги около 3 МН.


Кислородно-керосиновый ЖРД РД-191 производства НПО «Энергомаш», построенный по закрытой схеме с окислительным генераторным газом (про то, что это значит будет написано чуть ниже), МАКС-2013. Чрезвычайно эффективный, многоразовый, рекордсмен по дросселированию тяги на уровне моря. Наибольшее зафиксированное дросселирование — 27% от максимального значения, что подтверждено в реальных эксплуатационных условиях во время пуска РН «Ангара-А5»: установленный на центральном блоке РД-191 был дросселирован до уровня в 30%. Одна проблема: в России пока нет многоразовых ракетных ступеней, поэтому этот достаточно дорогой по сути многоразовый двигатель теряется после первого же запуска. 25 августа 2015 года НПО «Энергомаш» приступило к созданию модернизированной версии двигателя РД-191М, который должен быть на 10-15% мощнее базовой версии.

При этом использование метана имеет ряд важных преимуществ по сравнению с LH2/LOX и RP-1/LOX:

• Пара CH4/LOX характеризуется достаточно высокой плотностью, составляющей 0.82 г/см^3 (напомню, у LH2/LOX это 0.23 г/см^3, у RP-1/LOX это 1.03 г/см^3). Таким образом, будет достаточно увеличить размеры баков всего на 25-30% относительно аналогичного по лётным качествам «керосинового дизайна»;
• Хотя метан и является криогенным топливом, его температура в жидком состоянии далека от аналогичного показателя жидкого водорода (около -161 градуса Цельсия для жидкого метана против -253 градусов Цельсия у жидкого водорода). Кроме того, по сравнению с жидким водородом жидкий метан гораздо менее агрессивен по отношению к используемым в ракетостроении материалам;
• Использование в качестве топлива жидкого метана существенно снижает количество образующейся в двигателях сажи в сравнении с RP-1/LOX, что позволяет снизить затраты на предстартовую подготовку многоразовых ступеней и в целом повысить надёжность многоразового двигателя;
• Наконец, метан — доступное и дешёвое топливо.

Но SpaceX решили не ограничиваться на «нативных» преимуществах метановой системы и пошли ещё дальше: «Raptor» — первый в мире запускаемый в полномасштабное производство ЖРД с наиболее эффективным закрытым циклом — так называемым «полнопоточным закрытым циклом» (то есть с дожиганием предварительно газифицированных и окислительного, и топливного компонентов).

Вообще как в наших СМИ, так и в зарубежных документальных фильмах можно услышать слова вроде «первым двигателем закрытого цикла был НК-33, потом про эту технологию все забыли, а затем на его основе сделали РД-180. А все остальные страны нам/России завидуют (с)». К примеру, так изложена история в британском фильме «Горячие двигатели холодной страны» («The Engines That Came In From The Cold». Channel 4, London). На самом же деле двигателей с той или иной формой закрытого цикла очень много (о них будет речь чуть ниже).


Документальный фильм «Горячие двигатели холодной страны» («The Engines That Came In From The Cold». Channel 4, London). В школьные годы этот фильм сильно укреплял желание автора данной статьи пойти учиться на ракетного инженера или физика.

ЖРД замкнутой схемы (ЖРД закрытого цикла) — жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В ракетном двигателе замкнутой схемы один из компонентов газифицируется в газогенераторе за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной тяги. Различают следующие типы ЖРД закрытого цикла:

• С окислительным генераторным газом. Примеры: РД-253 («Протон М»), РД-170/171 («Энергия», «Зенит», в будущем, возможно, «Союз-5»), РД-180 (Atlas-V), РД-191/193 («Ангара», «Наро-1» (он же KSLV-1), Союз-2.1в, возможно, также будет устанавливаться на «Antares» вместо НК-33) РД-120 (вторая ступень «Зенита»), НК-33 (Н-1, Союз-2.1в, «Antares», возможно, Союз-2-3);
• С восстановительным генераторным газом. Примеры: РД-0120 (вторая ступень РН «Энергия», SSME (Space Shuttle Main Engine), РД-857 (советская МБР РТ-20П), LE-7/LE-7A (японские двигатели для ракет семейства H-II)
• С полной газификацией компонентов. Примеры: РД-270 (УР-700 и УР-900), «Raptor» SpaceX.

Цитата из статьи «Жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла», Википедия, с небольшими дополнениями автора.

Примером работавшего по такой схеме двигателя был разработанный в конце 60-ых годов XX века в ОКБ-456 (сейчас это НПО «Энергомаш» имени академика В. П. Глушко) ЖРД РД-270 (использовал НДМГ/АТ) для проекта советской лунной/марсианской ракеты УР-700/УР-900 (всё таки хорошо, что выбор пал на керосиновую Н-1: если бы в казахской степи через минуту после старта взорвалась сверхтяжёлая ракета на НДМГ/АТ, то с экологией на Байконуре бы стало совсем худо).


Созданный в 1962-1967 годах в ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш») ЖРД РД-270 (НДМГ/АТ) для советской лунной/марсианской программы УР-700/УР-900. Является первым в мире и одним из двух (иногда ещё называют третий двигатель — Integrated Powerhead Demonstrator производства компаний Rocketdyne и Aerojet) созданных за всё время двигателей со схемой полнопоточного закрытого цикла. Второй такой двигатель пришлось ждать более 50 лет.

Пара слов об РД-270. Его разработка началась в 1962 году и была завершена в 1967-ом, то есть через 5 лет. Всего с октября 1967 года и до закрытия программы по созданию УР-700/УР-900 в июле 1969 года было проведено 27 огневых испытаний данного агрегата и собрано в общем сложности 22 экземпляра данного двигателя. Три двигателя испытывались повторно, а один — трижды. Затем проект УР-700/УР-900 был закрыт.

Кроме прироста удельного импульса замкнутая схема с полной газификацией компонентов подразумевает конструкцию двигателя с уменьшенным количеством потенциальных точек отказа по сравнению с ЖРД с частичной газификацией. Также схема с полной газификацией подразумевает отсутствие необходимости в нагнетании и сжигании в камере сгорания жидких компонентов, что сводит на нет риск возникновения кавитации компонентов жидкостного топлива и тем самым повышает надёжность системы. Впрочем, подобная конструкция таила в себе и некоторые сложности: из-за наличия одновременной работы четырёх глубоко интегрированных важных двигателя — двух газогенераторов и двух турбонасосов и их по сути сильно взаимосвязанной работы по подаче продуктов полной газификации в главную камеру сгорания в РД-270 наблюдались низкочастотные пульсации как в газогенераторах, так и в главной камере сгорания. Основной причиной этого опасного режима работы двигателя была сложность синхронизации совместной работы двух турбонасосов, которые пытались пересилить друг друга. В рамках проекта по созданию РД-270 данную инженерную задачу решить не удалось, а впервые с ней удалось справиться только через 10 лет уже американским инженерам при создании ЖРД RS-25 (основной двигатель челнока Space Shuttle) только за счёт использования бортовой цифровой вычислительной машины, аналога которой во времена разработки РД-270 в СССР просто не было.


Схема ракетного двигателя с полной газификацией. Данная архитектура позволяет существенно повысить надёжность (к примеру, за счёт снижения количества необходимых насосов и трубопроводов) и характеристики двигателя при одновременном снижении его массы. Preburner — газогенератор; Pump — турбонасосы; Combustion Chamber — главная камера сгорания. Для сравнения в спойлере ниже приведена схема двигателя закрытого цикла с восстановительным генераторным газом, в котором топливо подаётся только через газогенератор, а окислитель ещё и напрямую из баков.

Схема двигателя закрытого цикла с восстановительным генераторным газом

Есть, правда, у схемы с полной газификацией подводный камень — главные камеры сгорания двигателей, произведённых по такой технологии очень сложно тестировать. Дело в том, что большинство современных двигателей могут тестироваться по частям: насосы отдельно, камеры сгорания отдельно и так далее. При использовании же полной газификации это не представляется возможным ввиду того, что все детали двигателя очень сильно зависят друг от друга. Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива подразумевает газификацию в двух отдельных газогенераторах (газогенератор — устройство для преобразования твёрдого или жидкого топлива в газообразную форму): в одном небольшая часть горючего сжигается с огромным количеством расходом окислителя (по сути это своего рода окислительный газогенератор), а в другом — переизбыток горючего сжигается с небольшим объёмом окислителя (по сути это своего рода топливный газогенератор). Поступление окислителя и топлива в газогенераторы осуществляется с помощью турбонасосов и эти же самые турбонасосы сразу после запуска двигателя работают за счёт энергии полученных в газогенераторах продуктов газификации. Наконец, в отличие от всех остальных схем полнопоточный закрытый цикл подразумевает поступление в камеру сгорания топлива о окислителя исключительно в газообразном виде, то есть она (камера сгорания) подключена исключительно к газогенераторам, но не к бакам, стало бы испытать камеру сгорания без газогенераторов и соответствующих турбонасосов принципиально невозможно. В общем для испытаний нужно собирать двигатель полностью.


Моделирование физико-химических процессов в ЖРД «Raptor». Настоятельно рекомендуется к просмотру людям, которые любят яркие красивые диаграммы и модели, полученные на основе математических расчётов.

Ещё одним «вызовом» на пути к созданию готового изделия является тот факт, что в двигателях с полной газификацией в камеру сгорания уже поступают исключительно газообразные компоненты топлива и газообразные же продукты его сгорания, а физико-химические аспекты данного процесса ранее не были широко исследованы ввиду того, что по сути никто в США, да и в мире вообще не использовал полнопоточный закрытый цикл ранее. Да и даже если учесть факт существования РД-270, то, во-первых, вряд ли SpaceX смогла бы получить подробную документацию по этому изделию, во-вторых, маловероятно, что в конце 60-ых годов прошлого века вычислительные мощности позволяли получать результаты, которые не имело бы смысла уточнять или даже перепроверять в 2017 году.


Илон Маск представляет публике обзор характеристик двигателя Raptor на Международном конгрессе астронавтики, 27 сентября 2016 года, Гвадалахара, Мексика.

Также известно, что в целях оптимизации запусков топливо и окислитель для ЖРД «Raptor» будут находиться в баках при температурах, близких к температуре замерзания, а не к температуре кипения, что нетипично для существующих ракетных комплексов на криогенном топливе. Переохлаждение метана и кислорода должно увеличить их плотности, что приведёт к уменьшению объёмов топливных баков и ракеты в целом. Кроме того, переохлаждённые топливо и окислитель менее склонны к кавитационным процессам в турбонасосных агрегатах, что также сказывается на надёжности системы самым положительным образом.

Кроме того, прорабатывается возможность перевода производства отдельных узлов «Raptor»-а на технологии 3D-печати. Так, в 2016 году был испытан экспериментальный уменьшенный образец двигателя с тягой около 1 МН, 40% деталей которого (по массе) были напечатаны.


Сводная таблица с характеристиками некоторых широко используемых однокамерных двигателей. Синим цветом обозначены двигатели, созданные в США, красным — созданные в СССР/России. Знаки (***) у показателей тяги и удельных импульсов двигателей «Raptor» и «Merlin 1D» означают, что данные цифры относятся не к стоящим на первых ступенях базовым модификациям этих двигателей, а к специальным устанавливаемым на верхние ступени вариантам «Raptor Vacuum» и «Merlin 1D Vacuum», соответственно.

Таким образом, в качестве вывода можно сказать, что выполненный по схеме открытого цикла «Merlin» был хоть и очень удачным, а его модернизированная версия «Merlin 1D» обладает высочайшим соотношением тяга/масса и тяга/стоимость, а также является самым эффективным кислородно-керосиновым двигателем из когда-либо производившихся в США, но всё же во многих вопросах «Merlin» остаётся далеко не самым передовым агрегатом. В свою очередь разработанный компанией SpaceX ЖРД нового поколения «Raptor» вобрал в себя если не все, то уж точно очень многие самые передовые технологии из числа существующих в ракетном двигателестроении на сегодняшний день. А планируемое многоразовое использование данного агрегата позволит с лихвой компенсировать дороговизну подобных передовых решений.