برنامج SpaceX بين الكواكب: تحليل مفصل لمحرك الصواريخ Raptor

لذا ، بالنسبة لعام 2017 ، ربما تكون SpaceX هي الأقرب لإرسال أي شيء بخلاف المسبار أو المسبار إلى المريخ. علاوة على ذلك ، تشمل خطط الشركة رحلة استكشافية ضخمة إلى الكوكب الأحمر ، والتي ستضمن وجودًا طويل الأمد للإنسان على الكوكب الرابع من الشمس. بالإضافة إلى ذلك ، تدرس SpaceX إجراء بعثات بحثية في تلك الأجزاء من النظام الشمسي التي لم يزرها حتى أكثر رؤساء الرومانسية صناعة يائسة صناعة الصواريخ. ولكن ما هي التقنيات الكامنة وراء هذه الخطط؟ دعنا نحصل على حق. وسنبدأ بفحص محرك الصاروخ ، الذي يجب أن يضمن تنفيذ هذه الخطط الطموحة - محرك الصاروخ Raptor.


اختبارات البدلاء لمحرك الصواريخ "رابتور" ، 25 سبتمبر 2016. مكجريجور ، تكساس.

محرك الصاروخ "رابتور": أي نوع من الحيوانات هو؟

لذلك ، يتم تطوير محرك الصاروخ Raptor بواسطة SpaceX كجزء من برنامج الطيران إلى الأجسام البعيدة في النظام الشمسي.

كان أول محرك ضخم حقًا لـ SpaceX هو Merlin ، مدعومًا بزوج RP-1 / LOX. حول هذا المحرك ، يمكننا القول أنه على الرغم من أنه أكثر محركات الغاز كفاءة في زوج الوقود هذا في تاريخ الولايات المتحدة ولديه نسبة قياسية لوزن الدفع بشكل عام ، إلا أنه يتم في المقام الأول مع التركيز على الموثوقية ، وإعادة الاستخدام والتكلفة المنخفضة. يمكننا القول أنه عند العمل على Falcon 9 كانت المهمة ، أولاً وقبل كل شيء ، اختبار تقنية إعادة الاستخدام إلى المستوى الروتيني ، مما أدى في النهاية إلى نتائج مهمة.

في الواقع ، يمكن أن يوفر إنقاذ مرحلة كاملة أموالًا أكثر بكثير من تقليل كتلة الوحدات التي يمكن التخلص منها أو زيادة كفاءتها عند التبديل إلى محركات جديدة أو أبخرة الوقود. على سبيل المثال ، في مركبة الإطلاق Soyuz-U2 ، كبديل للكيروسين ، في Block A (المرحلة الثانية) ، تم استخدام مركب synthine ، والذي سمح بزيادة كتلة الحمولة القصوى بمقدار 200 كجم مقارنة بالإصدار الأساسي من صاروخ Soyuz-U . مثال آخر هو مشروع الصاروخ القمري السوفياتي UR-700 ، الذي اقترح عليه استخدام أبخرة الوقود الغريبة تمامًا: تم اقتراح استبدال UDMH شديد السمية للمحرك المرحلة الأولى RD-270 بمحرك خماسي أكثر خطورة (B5H9) مع زيادة في واجهة المستخدم RD- 270 لمدة 42 ثانية ، وفي المرحلة الثالثة اقترح بشكل عام تثبيت نظام رائع للغاية من حيث التعقيد المشترك للتشغيل والتحضير قبل الإطلاق ، والذي يجب أن يعتمد على محرك صاروخي يعمل بالوقود الدافع بالوقود السائل فلور / سائل. "


الصيغ الكيميائية للوقود التي كان من المفترض استخدامها في محركات RD-270: على اليسار - UDMH (C2H8N2 ؛ الكرات الزرقاء - ذرات النيتروجين ، الكرات السوداء - ذرات الكربون ، الكرات البيضاء - ذرات الهيدروجين) ؛ الخماسي على اليمين (B5H9 ؛ الكرات الوردية - ذرات البورون ، الكرات البيضاء - ذرات الهيدروجين). كلا المركبين سامان للغاية ، والخماسي بالإضافة إلى كل شيء يميل إلى الاشتعال الذاتي المفاجئ عند ملامسة الهواء ، حتى مع تلوث طفيف. بالإضافة إلى ذلك ، فإن UDMH و pentaborane أغلى بكثير من الكيروسين في الإنتاج.

بالطبع ، إذا لم يكن لديك صواريخ قابلة لإعادة الاستخدام تحت تصرفك ، فإن حمولاتك تزن كثيرًا وتكون الكون بعيدًا عن خط الاستواء ، فإن الاستنتاج المعقول يوحي بنفسه: أنت بحاجة إلى عرض أكبر عدد ممكن من الكتل لكل عملية إطلاق واحدة. ومع ذلك ، يجب أن يوضع في الاعتبار أن الكفاءة العالية أو حداثة الوحدات يمكن أن تعني أيضًا تكلفتها العالية ، وهناك مثال ممتاز لهذه الحالة: لفترة طويلة ، محرك RD-0110 ( التوجه و SI في الفراغ - 298 كيلو نيوتن و 326 ثانية على التوالي). بعد ذلك ، بدءًا من تعديل Soyuz-2.1b ، بدأ تثبيت RD-0124 جديد على Block I (التوجه وواجهة المستخدم في الفراغ - 294.3 كيلو نيوتن و 359 ثانية على التوالي). ومع ذلك ، على الرغم من حقيقة أن RD-0124 هو محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود الأوكسجين الكيروسين الأكثر كفاءة في العالم ولديه عدد من المزايا الأخرى مقارنة بسلفه ، فإن الانتقال إلى المحرك الذي تم إنشاؤه في القرن الحادي والعشرين محفوف بعدد من الصعوبات المالية: أولاً ، تنطوي عمليته على تغطية تكاليف الوسواس القهري (تم إنشاء RD-0110 بالفعل في الستينيات) ؛ ثانيًا ، حصل على خصائصه الفريدة بسبب استهلاك المواد بشكل أكبر. لذلك ، اتضح في النهاية أن RD-0124 أغلى بكثير من RD-0110 ، والاستنتاج التالي يشير إلى نفسه من القصة بأكملها: في الظروف الحديثة ، يمكن أن يساعد إنشاء أنظمة صاروخية عالية الفعالية من الصفر في حل المشكلات الحالية ، ولكن بشكل عام هذه الاستراتيجية ليست شديدة إنها فعالة من حيث التكلفة وللصالح ، من المنطقي حقًا وضع وحدات باهظة الثمن على الصواريخ القابلة لإعادة الاستخدام أو على الأقل مراحل منفصلة قابلة لإعادة الاستخدام. وكما سنرى المزيد ، تم تطوير محرك الصاروخ Raptor الذي يعمل بالوقود السائل باستخدام كمية هائلة من التقنيات الجديدة والحلول الهندسية الحديثة.


محركات المرحلة الثالثة من صواريخ عائلة سويوز: RD-0110 (يسار) و RD-0124 (يمين). على الرغم من التشابه الخارجي في الحجم والهندسة ، فإن RD-0124 هي وحدة تكنولوجية وشابة أكثر بكثير ، مما يؤثر بشكل إيجابي على خصائصها ويؤثر سلبًا على التكلفة الإجمالية لعملياتها.

بشكل عام ، تشتهر SpaceX بنهجها المدروس لقضايا إنفاق المال ، والتي تعد أيضًا شركة خاصة شابة ، وليست شركة خرقاء سمين مثل Boeing أو Lockheed وما شابه ذلك ، والتي تحب مص المال من مغذي الدولة أو هيكل احتكار الدولة. لذلك ، تمت مناقشة كل خطوة من خطوات SpaceX في الطريق إلى الهدف لفترة طويلة ويجري العمل عليها من أجل خفض محتمل في تكلفة التطوير والإنتاج والتشغيل المتكرر ، وسيكون من غير المجدي أن نتوقع من مشاريع هذه الشركة تطوير وحدات غريبة مثل RD-301 LPRE على زوج من وقود الأمونيا السائلة / الفلور السائل ”، الأمر الذي خلق جبلًا من المشاكل التكنولوجية والطبية والبيئية. كما سيكون من غير المجدي أن نتوقع من عمل SpaceX الموازي الواسع النطاق على تطوير العديد من الصواريخ في وقت واحد (كما كان خلال برنامج القمر السوفيتي - تم تطوير ناقلات N-1 و UR-700 الثقيلة في وقت واحد) أو محركات تستخدم زوج UDMH / AT سام للغاية.


RD-301 LPRE (الأمونيا السائلة / الفلور السائل) في متحف مختبر ديناميات الغاز (GDL) في سانت بطرسبرغ. بالمناسبة ، تم نشر مقتطف مثير للاهتمام للغاية من المجلد الأول من ثلاثة مجلدات بعنوان "أعمال مختارة من قبل الأكاديمي V.P. Glushko" على الإنترنت ، والذي يناقش فقط دوافع وآفاق إنشاء محركات بالفلور السائل كعامل مؤكسد .

لبدء مناقشة محرك الصاروخ Raptor بالوقود السائل ، أقترح من خلال النظر في العيوب الرئيسية لأزواج الوقود RP-1 / LOX و LH2 / LOX التي يجب مراعاتها عند اختيار الوقود لمحرك الصواريخ:

• على سبيل المثال ، إلى حد ما ، فإن العيب الكبير لصواريخ الكيروسين هو الدافع المحدد المنخفض نسبيًا مقارنة بالوقود المبرد (337 ثانية في فراغ عند RD-180 على زوج من RP-1 / LOX مقابل العمل على زوج من LH2 / LOX RD-0120 مع 455 ثانية في فراغ (تم تركيب 4 من هذه المحركات في المرحلة الثانية من مركبة الإطلاق Energia ، فقدت سلسلة التكنولوجيا / الإنتاج لهذه الوحدة ، وفقًا لبعض ممثلي الصناعة). في هذه الحالة ، يمكن أن يكون الدافع المحدد حاسمًا في الحالات عندما يتعلق الأمر بالصاروخ ، كتلة الإطلاق السرب آلاف الأطنان.
  
  
  
  
  RD-0120 LRE (متحف RSC Energia) ، الذي تم تثبيته في المرحلة الثانية من مركبة الإطلاق Energia. كان زوج الوقود لهذا المحرك LH2 / LOX. يتم الآن فقدان إمكانية إنتاج محرك بالشكل الذي تم تثبيته فيه على صاروخ إنرجيا.
  
  
• كما أن استخدام الكيروسين ينطوي على تراكم المزيد من السناج في المحركات ، مما يمكن أن يزيد من تكلفة خدمة محرك قابل لإعادة الاستخدام أو ببساطة يقلل من موثوقيته أو عمر الخدمة ؛
  
  
• عيب آخر لمحركات الكيروسين الأكسجين هو حقيقة أن الكيروسين عرضة للتكويم ، مما يؤدي إلى الحاجة إلى تزويد الأكسجين السائل الزائد إلى غرف الاحتراق لتجنب تكوين فحم البترول الصلب داخل المحركات. هذا يخلق صعوبتين في وقت واحد ، إذا كان هدف المطور هو صاروخ قابل لإعادة الاستخدام: أولاً ، هناك حاجة لتنظيف محركات فحم الكوك قبل إعادة إطلاقه ؛ وثانيًا ، يؤدي الإمداد المفرط بالأكسجين إلى غرفة الاحتراق إلى تسريع عمليات التآكل ويؤدي إلى تآكل أنظمة الضخ.
  
  
• عيب آخر للكيروسين هو أنه من المستحيل العثور عليه في أي مكان باستثناء الأرض ، لذلك ، في الواقع ، فإن الطريقة الوحيدة للتزود بالوقود في السفن بين الكواكب في حالة استخدام محرك الكيروسين هي إرسال الكيروسين من الأرض. في نفس الوقت ، الكيروسين نفسه ، على الرغم من أنه يحتوي على كثافة عالية (خاصة بالمقارنة مع الهيدروجين) ، فإنه لا يزال من الأفضل أن نتعلم بطريقة ما كيفية توصيل أكثر المكونات التي لا يمكن تعويضها لتوليف الوقود من الأرض إلى الكواكب الأخرى ، وإنتاج وإنتاج الكواشف المفقودة على الفور هبوط السفينة بين الكواكب. بالإضافة إلى ذلك ، في حالة الرحلة الطويلة مع الكيروسين على متنها ، قد تفقد خصائصها.
  
  
• أخيرًا ، بالنسبة لجميع مزايا الهيدروجين السائل (كما ذكر أعلاه ، فإن الدافع المحدد لزوج LH2 / LOX في الفراغ أعلى بنسبة 35٪ تقريبًا من زوج RP-1 / LOX ، بالإضافة إلى ذلك ، يساعد الوزن الجزيئي المنخفض للهيدروجين الجزيئي على تقليل معدل تآكل المحركات ، و عملية الاحتراق تقضي فعليًا على تراكم السناج) استخدامه محفوف بعدد من الصعوبات:
  
  
  • درجة الحرارة المنخفضة للغاية للهيدروجين السائل (حوالي -253 درجة مئوية) تجعله ليس الوقود الأكثر ملاءمة.
    
    
  • يؤدي الاتصال بالهيدروجين مع المعادن إلى تقصف الهيدروجين . الفولاذ عالي القوة ، وكذلك سبائك التيتانيوم والنيكل ، هم الأكثر عرضة لتقصف الهيدروجين ، وهو أمر خطير على الصواريخ ، في حين أن آلية تقصف الهيدروجين لم يتم إنشاؤها بعد ، لذلك لم يتضح بعد كيفية التعامل معها ؛
    
    
  • على الرغم من حقيقة أن الهيدروجين يظهر نبضات محددة ممتازة في الفراغ ، إلا أن بخار LH2 / LOX ليس له قيم عالية مماثلة عند مستوى سطح البحر. على سبيل المثال ، فإن الدافع المحدد لمحرك السير الهيدروجيني في المرحلة الأولى من مركبة الإطلاق Delta IV RS-68A عند مستوى سطح البحر هو 360 ثانية ، وهو أقل بنسبة 12٪ من نفس مؤشر الكيروسين RD-180 - 311.3 ثانية (أتذكر أنه في الفراغ لتحقيق تفوق محركات الهيدروجين على الكيروسين في دفعة محددة بنسبة 35 ٪) ؛
    
    
  • أخيرًا ، يتمتع زوج LH2 / LOX بكثافة منخفضة بشكل كارثي مقارنة بنفس الكيروسين: 0.29 جم / سم ^ 3 لـ LH2 / LOX مقابل 1.03 جم / سم ^ 3 لـ RP-1 / LOX ، أي أنه أكثر من ثلاث مرات أقل ! بالطبع ، يسمح لك الدافع العالي المحدد باستخدام كمية أقل من الوقود والمؤكسد في حالة LH2 / LOX ، ولكنه ليس كبيرًا جدًا ، لذلك يؤدي استخدام LH2 / LOX حتمًا إلى زيادة كبيرة جدًا في حجم خزانات الوقود. في حالة ITS LV ، هذا يعني الانتقال من حجم ضخم بالفعل إلى لا يمكن تصوره تمامًا.
    
    
    
    
    مقارنة أحجام بعض أنظمة الصواريخ. يمكن ملاحظة أنه على الرغم من المؤشرات المماثلة تقريبًا للحمل المعروض على DOE لـ Proton M LV (23 طن) و Delta IV Heavy (26 طن) وكتل الإطلاق المتساوية تقريبًا (705 طن لـ Proton M و 723 طن بالنسبة لشركة Delta IV Heavy) باستخدام زوج الوقود LH2 / LOX على دلتا ، يجعل البروتون M يبدو وكأنه قزم مقارنة بوحش الهيدروجين الأمريكي.
    
    مثال بسيط: الهيدروجين دلتا الرابع الثقيل بالكامل وأفضل صديق لعالم البيئة الكازاخستاني بروتون M ، الذي يعمل في UDMH / AT ، قادر على حمل نفس الأحمال تقريبًا إلى وزارة الطاقة (أقل بقليل من 26 طنًا لشركة دلتا وحوالي 23 طنًا للبروتون) . في الوقت نفسه ، خزانات الوقود الثقيلة دلتا 4 كبيرة جدًا بحيث تتكون بشكل أساسي من المراحل الثلاث الأولى ، كل منها بارتفاع 40.8 متر. يبلغ ارتفاع مركبة الإطلاق Proton M المجمعة بالكامل 58.2 مترًا. بالمناسبة ، فإن Delta IV Heavy أثقل من Proton M: وزنه الأولي هو 732 طنًا ، وهو 27 طنًا أكثر من الوزن الأولي للبروتون. بشكل عام ، كنتيجة وسيطة ، يمكننا القول أن وجود فوائد استخدام زوج LH2 / LOX في الخطوات الأولى هو مسألة فردية وقابلة للنقاش.

أدت أوجه القصور المماثلة في زوج LH2 / LOX إلى حقيقة أن خطوات الهيدروجين أو الكتل المتسارعة تطير ، والتي يتم تشغيل محركاتها حصريًا في فراغ ، وهو مثال يتم تطويره حاليًا في مركز أبحاث الفضاء التابع للدولة والإنتاج. تم إنشاء كتلة معززة الهيدروجين M. Khrunicheva "" ، والتي تعني "فئة الأوكسجين الهيدروجين الثقيلة" (في إطار المشروع لإنشاء كتلة معززة "" في مكتب التصميم الهندسي الكيميائي Voronezh ، تم إنشاء محرك هيدروجين RD-0146 مصمم وفقًا لدائرة خالية من الغاز) ، وكذلك مشروع المرحلة العليا من الهيدروجين لمركبة إطلاق Angara-A5 . في الوقت نفسه ، من المتوقع أن يؤدي استخدام المرحلة العليا المبردة إلى زيادة إنتاج Angara-A5 بواسطة DOE من 24.5 طنًا إلى 34-38 طنًا خلال عمليات الإطلاق من Vostochny Cosmodrome . لذلك ، من الناحية النظرية البحتة ، يمكن لمهندسي SpaceX اتخاذ مسار مماثل: المرحلة الأولى على الكيروسين أو الوقود الآخر ، والمرحلة العليا على الهيدروجين. ومع ذلك ، فإن مثل هذا المفهوم في حالة ITS LV لا يخلو من عيوب كبيرة ، وأهمها الحاجة إلى بناء مجمع إطلاق يملأ صاروخًا عملاقًا بأحجام كبيرة من عدة أنواع من وقود الصواريخ ، وتسعى SpaceX دائمًا إلى تقليل التكاليف في كل شيء. بالإضافة إلى ذلك ، إذا أرادت SpaceX إعادة المراحل العليا ، فإن الهيدروجين السائل ليس هو الخيار الأفضل مرة أخرى. بشكل عام ، واجه مهندسو شركة صغيرة ولكنها فخورة جدًا خيارًا صعبًا.

بدأت التقارير الأولى لمحرك يستعد للسفر إلى كواكب أخرى بالظهور في صيف عام 2010 ، عندما كان مدير مركز SpaceX واختبار الصواريخ ، مكجريجور ، تكساس (ربما هذه المدينة الصغيرة التي يبلغ عدد سكانها حوالي 5000 شخص معروف للعديد من القراء لمقاطع الفيديو الخاصة بالإقلاع والهبوط لمقاعد الاختبار التجريبية للعمل على إيقاف هبوط المرحلة الأولى - Grasshopper . أعلن Tom Markusic بدء العمل في محرك الغاز Merlin 2. كان من المفترض أنه سيستخدم زوج الوقود RP-1 / LOX ولديه قوة دفع 7.6 MN عند مستوى سطح البحر و 8.5 MN في الفراغ ، وهو ما تجاوز أداء غرفة الوحش الكيروسين "الوحش" F-1 ، والذي كان خمسة في العدد تستخدم في المرحلة الأولى من مركبة الإطلاق Saturn V لإطلاق المهمات القمرية. وقال البيان أيضا أن المحرك سيكون له كفاءة غير مسبوقة ، على الرغم من أنه من الصعب القول ما استندت إليه هذه التصريحات ، وأن مشروع تطوير "ميرلين 2" سرعان ما فشل.


المرحلة الأولى من مركبة الإطلاق Falcon 9 هي نتيجة تجارب تجريبية أجراها Grasshopers.

البيان الثاني الذي أدلى به توم ماركازيك كان الإعلان عن مشروع لتطوير محرك صاروخي Raptor LH2 / LOX ، والذي كان من المفترض أن يتم رفعه إلى مستوى دفع ~ 0.67 MN مع دفعة محددة تبلغ 470 ثانية. اقترح هذا التكرار أن محركات Merlin 2 ستكون في الدرجة الأولى ، وسيتم تثبيت Raptor LRE في الأعلى. ونتيجة لذلك ، انتهت قصة صاروخ الكيروسين-الهيدروجين الفائق بتصريح Elon Mask بأن الخطط التي تم التعبير عنها سابقًا لا ينبغي فهمها على أنها برنامج تطوير معتمد ، ولكن نتيجة جلسات العصف الذهني وموضوع لمزيد من المناقشة. سرعان ما ترك SpaceX نفسه
توم مركازك.

أول تلميح إلى أن SpaceX تعد شيئًا على زوج وقود غريب الميثان / أكسجين سائل (CH4 / LOX) هو الأخبار التي ظهرت في مايو 2011 أن SpaceX كانت على اتصال مع القوات الجوية الأمريكية لاحتمال مشاركة الشركة في برنامج حكومي على تطوير محركات عالية الدفع لمسرعات قابلة لإعادة الاستخدام. وكان هناك شيء للنقاش. والحقيقة هي أن هذا التطبيق للقوات الجوية الأمريكية ينطوي على متطلبات عالية جدًا لكفاءة المحرك ، بالإضافة إلى ذلك ، تمت الإشارة بوضوح إلى أن المحركات كانت مطلوبة على زوج RP-1 / LOX. في ذلك الوقت ، استوفت وحدتان فقط متطلبات سلاح الجو الأمريكي: محرك Aerojet AJ-26-500 و RD-191 المصنوع بواسطة NPO Energomash ، الذي تم تطويره على أساس التراث القمري السوفيتي NK-33 . في المقابل ، أجرت SpaceX للتو مشاورات مع عملاء من القوات الجوية حول إمكانية الضغط على هذا "الزوج الحلو" السوفياتي-الروسي مع تشغيل بعض محركاتها الخاصة على أنواع وقود أخرى. وبما أن الخطاب في طلب البرنامج كان يتعلق بمحركات الدفع العالي ، أصبح من الواضح أن هذا لم يكن حول صاروخ ميرلين 1 الذي يعمل بالوقود السائل ، ولكن حول شيء جديد تمامًا. مع مرور الوقت ، كان المحرك الجديد ، المعروف في النهاية باسم "رابتور" ، متضخمًا بتفاصيل وتفاصيل أحدث وأحدث. أولاً ، في عام 2011 ، تم الإعلان عن مستوى الجر المطلوب وهو 2.2 MN ، في الربع الثاني من عام 2013 تم الإعلان بالفعل عن أن مسودة الجر قد زادت من 2.2 MN الأصلي إلى 2.9 MN ، وفي عام 2014 كانت المعلومات متاحة على الجر 4.5 MN. اليوم ، بالنسبة لـ "Raptor" ، يشار إلى مؤشرات الدفع لحوالي 3 MN.


Oxygen-kerosene LPRE RD-191 تم تصنيعه بواسطة NPO Energomash ، تم بناؤه في دائرة مغلقة بغاز مولد مؤكسد (حول ما يعنيه هذا سيكتب أدناه) ، MAKS-2013. فعالة للغاية ، قابلة لإعادة الاستخدام ، حامل الرقم القياسي للدفع الخانق عند مستوى سطح البحر. أعلى اختناق مسجل هو 27٪ من الحد الأقصى للقيمة ، والذي تم تأكيده في ظروف التشغيل الفعلية أثناء إطلاق مركبة الإطلاق Angara-A5: تم اختزال RD-191 المركب على الوحدة المركزية إلى مستوى 30٪. مشكلة واحدة: في روسيا لا توجد مراحل صاروخية قابلة لإعادة الاستخدام حتى الآن ، وبالتالي يتم فقد هذا المحرك الذي يمكن إعادة استخدامه بشكل أساسي باهظ الثمن إلى حد ما بعد الإطلاق الأول. في 25 أغسطس 2015 ، بدأ NPO Energomash في إنشاء نسخة حديثة من محرك RD-191M ، والتي يجب أن تكون أقوى بنسبة 10-15٪ من الإصدار الأساسي.

في نفس الوقت ، فإن استخدام الميثان له العديد من المزايا المهمة مقارنة بـ LH2 / LOX و RP-1 / LOX:

• CH4/LOX , 0.82 /^3 (, LH2/LOX 0.23 /^3, RP-1/LOX 1.03 /^3). , 25-30% « »;
• , ( -161 -253 ). , ;
• يقلل استخدام الميثان السائل كوقود بشكل كبير من كمية السخام المتكون في المحركات بالمقارنة مع RP-1 / LOX ، مما يقلل من تكلفة التحضير قبل الإطلاق للمراحل القابلة لإعادة الاستخدام ويزيد بشكل عام من موثوقية المحرك القابل لإعادة الاستخدام ؛
• وأخيرًا ، يعتبر الميثان وقودًا رخيصًا ورخيصًا.

لكن سبيس إكس قررت ألا تقتصر على المزايا "الأصلية" لنظام الميثان وذهبت إلى أبعد من ذلك: "رابتور" - الأولى في العالم التي تم إطلاقها على نطاق واسع في إنتاج محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل ذات الدورة المغلقة الأكثر كفاءة - ما يسمى "دورة مغلقة كاملة التدفق" (أي ، مع ما قبل تغويز مسبق وحرق بعده) مكونات مؤكسدة ووقود).

بشكل عام ، في وسائل الإعلام الخاصة بنا وفي الأفلام الوثائقية الأجنبية ، يمكنك سماع كلمات مثل "كان أول محرك حلقة مغلقة هو NK-33 ، ثم نسي الجميع هذه التكنولوجيا ، ثم صنعوا RD-180 على أساسها. وجميع الدول الأخرى تحسدنا / روسيا (روسيا). " على سبيل المثال ، القصة موضحة في الفيلم البريطاني "المحركات التي جاءت من البرد". القناة 4 ، لندن. في الواقع ، هناك الكثير من المحركات ذات شكل أو آخر لدورة مغلقة (سيتم مناقشتها بعد ذلك بقليل).


الفيلم الوثائقي "محركات البلد البارد" ("المحركات التي جاءت من البرد". القناة 4 ، لندن). في السنوات الدراسية ، عزز هذا الفيلم إلى حد كبير رغبة مؤلف هذا المقال في الذهاب للدراسة كمهندس صواريخ أو فيزيائي.

( ) — , . , (). , . . :

• . : -253 (« »), -170/171 («», «», , , «-5»), -180 (Atlas-V), -191/193 («», «-1» ( KSLV-1), -2.1, , «Antares» -33) -120 ( «»), -33 (-1, -2.1, «Antares», , -2-3);
• . : -0120 ( «», SSME (Space Shuttle Main Engine), -857 ( -20 ), LE-7/LE-7A ( H-II )
• . : -270 (-700 -900), «Raptor» SpaceX.

اقتباس من مقالة "محرك الحلقة الصاروخية السائلة المغلقة" ، ويكيبيديا ، مع إضافات طفيفة للمؤلف.

تم تطوير مثال لمحرك يعمل وفقًا لمثل هذا المخطط في نهاية الستينيات من القرن العشرين في OKB-456 (الآن هو NPO Energomash الذي سمي على اسم الأكاديمي V.P Glushko ) RD-270 LPRE (يستخدم UDMG / AT) للقمر السوفيتي / صاروخ UR-700 / UR-900 المريخي (على الرغم من ذلك ، من الجيد أن يقع الاختيار على الكيروسين N-1: إذا انفجر صاروخ ثقيل للغاية على UDMG / AT في السهوب الكازاخستانية بعد دقيقة من الإطلاق ، فسيكون سيئًا حقًا مع البيئة في بايكونور) .


1962-1967 -456 ( «») -270 (/) / -700/-900. ( — Integrated Powerhead Demonstrator Rocketdyne Aerojet ) . 50 .

بضع كلمات حول RD-270. بدأ تطويره في عام 1962 واكتمل في عام 1967 ، أي بعد 5 سنوات. في المجموع ، من أكتوبر 1967 حتى إغلاق البرنامج لإنشاء UR-700 / UR-900 في يوليو 1969 ، تم إجراء 27 اختبارًا للحريق لهذه الوحدة وتم تجميع ما مجموعه 22 نسخة من هذا المحرك. تم اختبار ثلاثة محركات ، وواحد ثلاث مرات. ثم تم إغلاق المشروع UR-700 / UR-900.

بالإضافة إلى الزيادة في النبض المحدد ، فإن الدائرة المغلقة مع تغويز المكونات بالكامل تعني تصميم محرك مع عدد أقل من نقاط الفشل المحتملة مقارنة بمحرك صاروخي بالغاز الجزئي. أيضا ، يشير مخطط تغويز كامل إلى أنه لا توجد حاجة لضخ وحرق المكونات السائلة في غرفة الاحتراق ، مما ينفي خطر التجويفمكونات الوقود السائل وبالتالي يزيد من موثوقية النظام. ومع ذلك ، كان هذا التصميم محفوفًا ببعض الصعوبات: بسبب التشغيل المتزامن لأربعة محركات مهمة متكاملة للغاية - اثنان من مولدات الغاز ومضختين توربينيتين وعملهما المترابط بشكل أساسي في توفير منتجات تغويز كاملة إلى غرفة الاحتراق الرئيسية في RD-270 ، التردد المنخفض نبضات في مولدات الغاز وفي غرفة الاحتراق الرئيسية. كان السبب الرئيسي لعملية المحرك الخطيرة هذه هو صعوبة مزامنة العملية المشتركة لمضختين توربينيتين كانتا تحاولان التغلب على بعضهما البعض. في إطار مشروع RD-270 ، لا يمكن حل هذه المشكلة الهندسية ، ولكن للمرة الأولى بعد 10 سنوات فقط تمكن المهندسون الأمريكيون من التعامل معها عند إنشاء محرك الصواريخ RS-25(المحرك الرئيسي للمكوك الفضائي) فقط من خلال استخدام جهاز كمبيوتر رقمي على متن الطائرة ، وهو نظير لم يكن متاحًا ببساطة في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية أثناء تطوير RD-270.


مخطط محرك صاروخي بالغاز الكامل. يمكن أن تزيد هذه البنية بشكل كبير من الموثوقية (على سبيل المثال ، عن طريق تقليل عدد المضخات وخطوط الأنابيب المطلوبة) وأداء المحرك مع تقليل كتلته. Preburner - مولد الغاز ؛ مضخة - مضخات توربينية غرفة الاحتراق هي غرفة الاحتراق الرئيسية. للمقارنة ، في المفسد أدناه رسم تخطيطي لمحرك بدورة مغلقة مع تقليل غاز المولد ، حيث يتم توفير الوقود فقط من خلال مولد غاز ، كما أن المؤكسد يتم مباشرة من الخزانات.


صحيح أن هناك مشكلة في مخطط مع تغويز كامل - من الصعب جدًا اختبار غرف الاحتراق الرئيسية للمحركات المنتجة باستخدام هذه التكنولوجيا. والحقيقة هي أنه يمكن اختبار معظم المحركات الحديثة في أجزاء: المضخات بشكل منفصل ، وغرف الاحتراق بشكل منفصل ، وما إلى ذلك. عند استخدام تغويز كامل ، هذا غير ممكن بسبب حقيقة أن جميع أجزاء المحرك تعتمد بشكل كبير على بعضها البعض. تشير الدائرة المغلقة مع تغويز كامل لمكونات الوقود إلى تغويز في مولدين منفصلين للغاز (مولد الغاز هو جهاز لتحويل الوقود الصلب أو السائل إلى شكل غازي): في جزء واحد ، يتم حرق جزء صغير من الوقود بكمية ضخمة من استهلاك المؤكسد (في جوهره ، هذا نوع من مولد الغاز المؤكسد) ،وفي مكان آخر ، يتم حرق فائض من الوقود بكمية صغيرة من العامل المؤكسد (في الواقع ، إنه نوع من مولدات غاز الوقود). يتم توفير المؤكسد والوقود لمولدات الغاز عن طريق المضخات التوربينية ونفس المضخات التوربينية مباشرة بعد بدء تشغيل المحرك بسبب طاقة منتجات التغويز التي يتم الحصول عليها في مولدات الغاز. أخيرًا ، على عكس جميع المخططات الأخرى ، تشير دورة مغلقة كاملة التدفق إلى أن الوقود في غرفة الاحتراق حول المؤكسد يكون حصريًا في شكل غازي ، أي أنه (غرفة الاحتراق) مرتبط حصريًا بمولدات الغاز ، ولكن ليس بالخزانات ، سيبدأ في اختبار غرفة الاحتراق بدون مولدات غاز وما يقابلها المضخات التوربينية مستحيلة بشكل أساسي. بشكل عام ، للاختبار ، تحتاج إلى تجميع المحرك بالكامل.يتم توفير المؤكسد والوقود لمولدات الغاز عن طريق المضخات التوربينية ونفس المضخات التوربينية مباشرة بعد بدء تشغيل المحرك بسبب طاقة منتجات التغويز التي يتم الحصول عليها في مولدات الغاز. أخيرًا ، على عكس جميع المخططات الأخرى ، تشير دورة مغلقة كاملة التدفق إلى أن الوقود في غرفة الاحتراق حول المؤكسد يكون حصريًا في شكل غازي ، أي أنه (غرفة الاحتراق) مرتبط حصريًا بمولدات الغاز ، ولكن ليس بالخزانات ، سيبدأ في اختبار غرفة الاحتراق بدون مولدات غاز وما يقابلها المضخات التوربينية مستحيلة بشكل أساسي. بشكل عام ، للاختبار ، تحتاج إلى تجميع المحرك بالكامل.يتم توفير المؤكسد والوقود لمولدات الغاز عن طريق المضخات التوربينية ونفس المضخات التوربينية مباشرة بعد بدء تشغيل المحرك بسبب طاقة منتجات التغويز التي يتم الحصول عليها في مولدات الغاز. أخيرًا ، على عكس جميع المخططات الأخرى ، تشير دورة مغلقة كاملة التدفق إلى أن الوقود في غرفة الاحتراق حول المؤكسد يكون حصريًا في شكل غازي ، أي أنه (غرفة الاحتراق) مرتبط حصريًا بمولدات الغاز ، ولكن ليس بالخزانات ، سيبدأ في اختبار غرفة الاحتراق بدون مولدات غاز وما يقابلها المضخات التوربينية مستحيلة بشكل أساسي. بشكل عام ، للاختبار ، تحتاج إلى تجميع المحرك بالكامل.أخيرًا ، على عكس جميع المخططات الأخرى ، تشير دورة مغلقة كاملة التدفق إلى أن الوقود في غرفة الاحتراق حول المؤكسد يكون حصريًا في شكل غازي ، أي أنه (غرفة الاحتراق) متصل حصريًا بمولدات الغاز ، ولكن ليس بالخزانات ، سيبدأ في اختبار غرفة الاحتراق بدون مولدات غاز وما يقابلها المضخات التوربينية مستحيلة بشكل أساسي. بشكل عام ، للاختبار ، تحتاج إلى تجميع المحرك بالكامل.أخيرًا ، على عكس جميع المخططات الأخرى ، تشير دورة مغلقة كاملة التدفق إلى أن الوقود في غرفة الاحتراق حول المؤكسد يكون حصريًا في شكل غازي ، أي أنه (غرفة الاحتراق) مرتبط حصريًا بمولدات الغاز ، ولكن ليس بالخزانات ، سيبدأ في اختبار غرفة الاحتراق بدون مولدات غاز وما يقابلها المضخات التوربينية مستحيلة بشكل أساسي. بشكل عام ، للاختبار ، تحتاج إلى تجميع المحرك بالكامل.


نمذجة العمليات الفيزيائية والكيميائية في محرك الصاروخ "رابتور". يوصى بشدة بمشاهدتها للأشخاص الذين يحبون الرسوم البيانية الجميلة والنماذج التي يتم الحصول عليها على أساس الحسابات الرياضية.

هناك "تحدٍ" آخر في طريق إنشاء منتج نهائي هو حقيقة أن مكونات الوقود الغازي الحصري والمنتجات الغازية الناتجة عن احتراقه تدخل بالفعل إلى غرفة الاحتراق في المحركات ذات التغويز الكامل ، ولم يتم دراسة الجوانب الفيزيائية الكيميائية لهذه العملية على نطاق واسع من قبل حقيقة أنه في الواقع لم يستخدم أي شخص في الولايات المتحدة ، وفي الواقع في العالم ، دورة مغلقة كاملة الخيوط من قبل. وحتى إذا أخذنا في الاعتبار حقيقة وجود RD-270 ، فمن ثم ، أولاً ، من غير المحتمل أن تتمكن SpaceX من الحصول على وثائق مفصلة لهذا المنتج ، وثانيًا ، من غير المحتمل أنه في أواخر الستينيات من القرن الماضي ، سمحت قوة الحوسبة بالحصول على نتائج ، وهو أمر لا معنى لتوضيحه أو حتى إعادة التحقق منه في عام 2017.


يقدم Elon Musk للجمهور نظرة عامة على أداء محرك Raptor في المؤتمر الدولي للملاحة الفضائية ، 27 سبتمبر 2016 ، غوادالاخارا ، المكسيك.

من المعروف أيضًا أنه من أجل تحسين عمليات الإطلاق ، سيكون وقود Raptor والمؤكسد لمحرك الصواريخ في خزانات في درجات حرارة قريبة من درجة حرارة التجمد ، وليس إلى نقطة الغليان ، وهي ليست نموذجية لأنظمة صواريخ الوقود المبردة القائمة. يجب أن يزيد التبريد الفرعي للميثان والأكسجين من كثافتهما ، مما سيؤدي إلى انخفاض في حجم خزانات الوقود والصاروخ ككل. بالإضافة إلى ذلك ، فإن الوقود الفائق المبرد والمؤكسد أقل عرضة لعمليات التجويف في وحدات المضخات التوربينية ، مما يؤثر أيضًا على موثوقية النظام بأكثر الطرق إيجابية.

بالإضافة إلى ذلك ، تتم دراسة إمكانية نقل إنتاج وحدات Raptor الفردية إلى تقنية الطباعة ثلاثية الأبعاد. لذلك ، في عام 2016 ، تم اختبار عينة مخفضة تجريبية للمحرك مع دفع حوالي 1 MN ، تمت طباعة 40 ٪ من أجزاءه (بالوزن).


جدول ملخص بخصائص بعض المحركات ذات الغرفة الواحدة شائعة الاستخدام. يتم تمييز المحركات التي تم إنشاؤها في الولايات المتحدة باللون الأزرق ، وتلك التي تم إنشاؤها في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية / روسيا باللون الأحمر. الإشارات (***) في الدفع ومؤشرات الدفع المحددة لمحركات Raptor و Merlin 1D تعني أن هذه الأرقام لا تشير إلى التعديلات الأساسية لهذه المحركات الموجودة في الخطوات الأولى ، ولكن إلى إصدارات Raptor Vacuum الخاصة المثبتة في الخطوات العليا و Merlin 1D Vacuum على التوالي.

وبالتالي ، في الختام ، يمكننا القول أن مخطط الحلقة المفتوحة "Merlin" كان ناجحًا جدًا ، على الرغم من أن نسخته الحديثة من "Merlin 1D" لديها أعلى نسبة دفع / كتلة ونسبة دفع / تكلفة ، وهي أيضًا أكثر الأكسجين فعالية مع محرك الكيروسين الذي تم إنتاجه في الولايات المتحدة ، ولكن مع ذلك ، في العديد من الأمور ، لا تزال Merlin بعيدة عن الوحدة الأكثر تقدمًا. بدوره ، استوعب محرك الصواريخ Raptor للجيل الجديد ، الذي طورته SpaceX ، إن لم يكن كله ، بالتأكيد العديد من التقنيات الأكثر تقدمًا الموجودة في محركات الصواريخ اليوم. والاستخدام المزمع القابل لإعادة الاستخدام لهذه الوحدة سيعوض أكثر من التكلفة العالية لهذه الحلول المتقدمة.