Für 2017 ist SpaceX also möglicherweise am nächsten daran, etwas anderes als eine Sonde oder einen Rover zum Mars zu senden. Darüber hinaus sieht das Unternehmen eine ziemlich große bemannte Expedition zum Roten Planeten vor, die die langfristige Präsenz des Menschen auf dem vierten Planeten von der Sonne aus sicherstellen wird. Darüber hinaus erwägt SpaceX, Forschungsmissionen in den Teilen des Sonnensystems durchzuführen, die nicht einmal von den Köpfen der verzweifeltsten Romantiker der Raketenindustrie besucht wurden. Aber welche Technologien stecken hinter diesen Plänen? Lass es uns richtig machen. Und wir werden zunächst das Raketentriebwerk untersuchen, das die Umsetzung dieser so ehrgeizigen Pläne sicherstellen soll - das Raptor-Raketentriebwerk.
Prüfstandstests des Raketentriebwerks "Raptor", 25. September 2016. McGregor, Texas.Raketentriebwerk "Raptor": Was für ein Tier ist das?
Daher wird das Raptor-Raketentriebwerk von SpaceX im Rahmen des Flugprogramms zu entfernten Objekten im Sonnensystem entwickelt.
Der erste wirklich massive Motor von SpaceX war der Merlin, der von einem RP-1 / LOX-Paar angetrieben wurde. Über diesen Motor können wir sagen, dass er zwar der effizienteste Gasmotor für dieses Kraftstoffpaar in der Geschichte der USA ist und im Allgemeinen ein Rekord-Schub-Gewichts-Verhältnis aufweist, jedoch hauptsächlich mit Schwerpunkt auf Zuverlässigkeit, Wiederverwendbarkeit und niedrigen Kosten hergestellt wird. Wir können sagen, dass es bei der Arbeit an Falcon 9 zunächst darum ging, die Wiederverwendbarkeitstechnologie auf ein Routine-Niveau zu bringen, was letztendlich zu signifikanten Ergebnissen führte.
In der Tat kann das Einsparen einer ganzen Stufe möglicherweise viel mehr Geld sparen als das Reduzieren der Masse von Einwegeinheiten oder das Erhöhen ihrer Effizienz beim Umschalten auf neue Motoren oder Kraftstoffdämpfe. Beispielsweise wurde bei der
Trägerrakete Sojus-U2 als Alternative zu Kerosin in Block A (zweite Stufe)
Synthine verwendet, wodurch die maximale Nutzlastmasse im Vergleich zur Basisversion der
Sojus-U- Rakete um 200 kg erhöht werden konnte. Ein weiteres Beispiel ist das Projekt der sowjetischen Mondrakete UR-700, bei dem vorgeschlagen wurde, vollständig exotische Kraftstoffdämpfe zu verwenden: Es wurde vorgeschlagen, das extrem giftige UDMH für den RD-270-Motor der ersten Stufe durch ein noch gefährlicheres
Pentaboran (B5H9) mit einem Anstieg des UI-RD- zu ersetzen 270 für 42 s, und in der dritten Stufe wurde allgemein vorgeschlagen, ein System zu installieren, das hinsichtlich der kombinierten Komplexität des Betriebs und der Vorbereitung vor dem Start absolut fantastisch ist und auf einem Raketentriebwerk mit flüssigem Treibmittel und flüssigem Treibmittel basieren sollte od / flüssiges Fluor. "
Die chemischen Formeln von Kraftstoffen, die in RD-270-Motoren verwendet werden sollten: links - UDMH (C2H8N2; blaue Kugeln - Stickstoffatome, schwarze Kugeln - Kohlenstoffatome, weiße Kugeln - Wasserstoffatome); Pentaboran rechts (B5H9; rosa Kugeln - Boratome, weiße Kugeln - Wasserstoffatome). Beide Verbindungen sind extrem giftig, Pentaboran neigt zu allem dazu, sich bei Kontakt mit Luft selbst bei geringer Verunreinigung plötzlich selbst zu entzünden. Darüber hinaus sind UDMH und Pentaboran in der Produktion viel teurer als Kerosin.Wenn Sie keine wiederverwendbaren Raketen zur Verfügung haben, Ihre Nutzlasten viel wiegen und die Cosmodrome weit vom Äquator entfernt sind, bietet sich natürlich eine vernünftige Schlussfolgerung an: Sie müssen die maximal möglichen Massen pro Start anzeigen. Es muss jedoch berücksichtigt werden, dass ein hoher Wirkungsgrad oder eine neue Neuheit der Einheiten auch hohe Kosten verursachen kann, und es gibt ein hervorragendes Beispiel für diesen Fall: Der
RD-0110-Motor (seit langem) Schub und SI im Vakuum - 298 kN bzw. 326 s). Beginnend mit der Modifikation von
Sojus-2.1b wurde dann ein neuer
RD-0124 auf Block I installiert (Schub und UI im Vakuum - 294,3 kN bzw. unglaubliche 359 s). Trotz der Tatsache, dass der RD-0124 der hocheffizienteste Sauerstoff-Kerosin-Raketentriebwerk mit flüssigem Treibstoff der Welt ist und gegenüber seinem Vorgänger eine Reihe weiterer Vorteile bietet, ist der Übergang zum im 21. Jahrhundert entwickelten Triebwerk mit einer Reihe finanzieller Schwierigkeiten verbunden: Erstens impliziert sein Betrieb Deckung der Kosten für Zwangsstörungen (und RD-0110 wurde bereits in den 60er Jahren geschaffen); zweitens erhielt er seine einzigartigen Eigenschaften aufgrund eines viel höheren Materialverbrauchs. Am Ende stellt sich daher heraus, dass der RD-0124 viel teurer ist als der RD-0110, und die folgende Schlussfolgerung ergibt sich aus der ganzen Geschichte: Unter modernen Bedingungen kann die Schaffung hochwirksamer Einweg-Raketensysteme von Grund auf zur Lösung aktueller Probleme beitragen, aber insgesamt ist diese Strategie nicht sehr Es ist kostengünstig und zum Guten ist es wirklich sinnvoll, teure Einheiten auf wiederverwendbare Raketen oder zumindest separate wiederverwendbare Stufen zu setzen. Und wie wir noch sehen werden, wurde der Raptor-Raketentriebwerk mit flüssigem Treibstoff gerade mit einer Vielzahl neuer Technologien und moderner technischer Lösungen entwickelt.
Im Allgemeinen ist SpaceX berühmt für seine durchdachte Herangehensweise an Geldausgaben, für die es auch ein junges privates Unternehmen ist, und nicht für ein dickes, ungeschicktes Unternehmen wie Boeing oder Lockheed und dergleichen, das
gerne Geld aus einem staatlichen Feeder oder einer staatlichen Monopolstruktur
saugt . Daher wurde jeder Schritt von SpaceX auf dem Weg zum Ziel lange diskutiert und wird derzeit ausgearbeitet, um die Kosten für Entwicklung, Produktion und wiederholten Betrieb zu senken. Es ist sinnlos, von diesen Unternehmensprojekten die Entwicklung exotischer Einheiten wie
RD-301 LPRE auf einem Paar aus flüssigem Ammoniak und flüssigem Fluorbrennstoff zu erwarten ”, Was einen Berg von technologischen und medizinisch-ökologischen Problemen geschaffen hat. So wie es sinnlos wäre, von SpaceX parallele groß angelegte Arbeiten zur Entwicklung mehrerer Raketen gleichzeitig (wie während des sowjetischen Mondprogramms - superschwere N-1- und UR-700-Träger wurden gleichzeitig entwickelt) oder Motoren mit einem extrem giftigen
UDMH /
AT- Paar zu erwarten.
RD-301 LPRE (flüssiges Ammoniak / flüssiges Fluor) im Museum des Gas Dynamics Laboratory (GDL) in St. Petersburg. Übrigens wurde im Internet ein sehr interessanter Auszug aus dem ersten Band eines dreibändigen Bandes mit dem Titel „Ausgewählte Werke des Akademikers V.P. Glushko“ veröffentlicht, in dem nur die Motive und Perspektiven der Herstellung von Motoren mit flüssigem Fluor als Oxidationsmittel erörtert werden .Um mit der Diskussion des Raptor-Raketentriebwerks mit flüssigem Treibstoff zu beginnen, schlage ich vor, die Hauptnachteile der RP-1 / LOX- und LH2 / LOX-Kraftstoffpaare zu berücksichtigen, die bei der Auswahl des Kraftstoffs für einen Raketentriebwerk berücksichtigt werden sollten:
- In gewissem Sinne ist ein wesentlicher Nachteil von Kerosinraketen der relativ niedrige spezifische Impuls im Vergleich zu kryogenem Kraftstoff (337 s im Vakuum für RD-180 am RP-1 / LOX-Paar gegenüber LH2 / LOX RD-0120 mit seinen 455 s in einem Vakuum (4 dieser Motoren wurden in der zweiten Stufe der Energia-Trägerrakete installiert, die Technologie- / Produktionskette dieser Einheit ging nach Angaben einiger Branchenvertreter verloren). In diesem Fall kann der spezifische Impuls in Fällen entscheidend sein, wenn es um eine Rakete geht, die Startmasse der Schwarm ist Tausende von Tonnen;
RD-0120 LRE (Museum der RSC Energia), das auf der zweiten Stufe der Energia-Trägerrakete installiert wurde. Das Kraftstoffpaar für diesen Motor war LH2 / LOX. Die Möglichkeit, einen Motor in der Form herzustellen, in der er auf der Energia-Rakete installiert war, geht derzeit verloren.
- Die Verwendung von Kerosin impliziert auch die Ansammlung von mehr Ruß in Motoren, was die Kosten für die Wartung eines wiederverwendbaren Motors erhöhen oder einfach dessen Zuverlässigkeit oder Lebensdauer verringern kann.
- Ein weiterer Nachteil von Sauerstoff-Kerosin-Motoren ist die Tatsache, dass Kerosin zu Verkokungen neigt , was dazu führt, dass den Brennkammern überschüssiger flüssiger Sauerstoff zugeführt werden muss, um die Bildung von festem Petrolkoks im Inneren der Motoren zu vermeiden. Dies führt zu zwei Schwierigkeiten gleichzeitig, wenn das Ziel des Entwicklers eine wiederverwendbare Rakete ist: Erstens müssen die Motoren vor dem Neustart von Petrolkoks gereinigt werden. zweitens beschleunigt eine übermäßige Sauerstoffzufuhr zur Brennkammer Korrosionsprozesse und führt zum Verschleiß von Pumpsystemen.
- Ein weiterer Nachteil von Kerosin besteht darin, dass es nur auf der Erde zu finden ist. Daher besteht die einzige Möglichkeit, interplanetare Schiffe bei Verwendung eines Kerosinmotors zu betanken, darin, Kerosin von der Erde zu senden. Gleichzeitig ist Kerosin selbst, obwohl es eine hohe Dichte aufweist (insbesondere im Vergleich zu Wasserstoff), immer noch besser zu lernen, wie man die unersetzlichsten Komponenten der Kraftstoffsynthese von der Erde auf andere Planeten überträgt und die fehlenden Reagenzien vor Ort produziert und produziert interplanetare Schiffslandung. Außerdem kann es bei einem langen Flug mit Kerosin an Bord seine Eigenschaften verlieren.
- Schließlich ist bei allen Vorteilen von flüssigem Wasserstoff (wie oben erwähnt, der spezifische Impuls des LH2 / LOX-Paares im Vakuum ungefähr 35% höher als der des RP-1 / LOX-Paares, außerdem trägt das niedrige Molekulargewicht von molekularem Wasserstoff dazu bei, die Verschleißrate von Motoren zu verringern, und Der Verbrennungsprozess eliminiert praktisch die Ansammlung von Ruß. Seine Verwendung ist mit einer Reihe von Schwierigkeiten behaftet:
- Die extrem niedrige Temperatur von flüssigem Wasserstoff (etwa -253 Grad Celsius) macht ihn nicht zum bequemsten Kraftstoff.
- Der Kontakt von Wasserstoff mit Metallen führt zu Wasserstoffversprödung . Hochfeste Stähle sowie Legierungen aus Titan und Nickel sind am anfälligsten für Wasserstoffversprödung, die für Flugkörper gefährlich ist, während der Mechanismus der Wasserstoffversprödung noch nicht bekannt ist. Dementsprechend ist noch nicht klar, wie damit umzugehen ist.
- Trotz der Tatsache, dass Wasserstoff im Vakuum hervorragende spezifische Impulse zeigt, weist LH2 / LOX-Dampf auf Meereshöhe keine ähnlich hohen Werte auf. Zum Beispiel beträgt der spezifische Impuls eines Wasserstoffmarschmotors der ersten Stufe der Trägerrakete Delta IV RS-68A auf Meereshöhe 360 Sekunden, was weniger als 12% höher ist als der gleiche Indikator für das Kerosin RD-180 - 311,3 Sekunden (ich erinnere mich an das im Vakuum für Wasserstoffmotoren wurde eine Überlegenheit gegenüber Kerosin in einem spezifischen Impuls von 35% erreicht);
- Schließlich hat das LH2 / LOX-Paar im Vergleich zum gleichen Kerosin eine katastrophal niedrige Dichte: 0,29 g / cm 3 für LH 2 / LOX gegenüber 1,03 g / cm 3 für RP-1 / LOX, d. H. Es ist mehr als dreimal weniger ! Ein höherer spezifischer Impuls ermöglicht es Ihnen natürlich, im Fall von LH2 / LOX weniger Kraftstoff und Oxidationsmittel zu verwenden, aber es ist nicht so groß, so dass die Verwendung von LH2 / LOX zwangsläufig zu einer sehr signifikanten Erhöhung des Volumens der Kraftstofftanks führt. Im Falle von ITS LV würde dies einen Übergang von einer bereits gigantischen Größe zu einer völlig unvorstellbaren Größe bedeuten.
Vergleich der Größen einiger Raketensysteme. Es kann festgestellt werden, dass trotz der annähernd identischen Indikatoren der auf dem DOE angezeigten Last für den Proton M LV (23 Tonnen) und Delta IV Heavy (26 Tonnen) und nahezu gleiche Startmassen (705 Tonnen für Proton M und 723 Tonnen) für Delta IV Heavy) Mit dem LH2 / LOX-Kraftstoffpaar im Delta wirkt der Proton M im Vergleich zu einem amerikanischen fliegenden Wasserstoffmonster wie ein Zwerg.
Ein einfaches Beispiel: Der Vollwasserstoff Delta IV Heavy und der beste Freund des kasachischen Umweltschützers Proton M, der bei UDMH / AT tätig ist, können ungefähr die gleichen Lasten zum DOE transportieren (etwas weniger als 26 Tonnen für Delta und ungefähr 23 Tonnen für Proton). . Gleichzeitig sind die Delta IV-Schwerkraftstofftanks so groß, dass sie im Wesentlichen aus den ersten drei Stufen bestehen, von denen jede eine Höhe von 40,8 Metern hat. Die Höhe der fertig montierten Trägerrakete Proton M beträgt 58,2 Meter. Delta IV Heavy ist übrigens noch schwerer als Proton M: Das Startgewicht beträgt 732 Tonnen, 27 Tonnen mehr als das Startgewicht von Proton. Im Allgemeinen können wir als Zwischenergebnis sagen, dass das Vorhandensein der Vorteile der Verwendung des LH2 / LOX-Paares in den ersten Schritten ein eher individuelles und umstrittenes Thema ist.
Ähnliche Mängel des LH2 / LOX-Paares haben dazu geführt, dass hauptsächlich Wasserstoffstufen oder Beschleunigungsblöcke fliegen, deren Motoren ausschließlich im Vakuum eingeschaltet werden. Ein Beispiel wird derzeit im State Space Research and Production Center entwickelt. M. Khrunicheva Wasserstoff-Booster-Block
„KVTK“ , was „Sauerstoff-Wasserstoff-Schwerklasse“ bedeutet (im Rahmen des Projekts zur Schaffung eines Booster-Blocks „KVTK“ beim Voronezh
Chemical Engineering Design Bureau wurde bereits ein nach einem gasfreien Schema konstruierter Wasserstoffmotor
RD-0146 erstellt). und auch das Projekt der Wasserstoff-Oberstufe der
Trägerrakete Angara-A5 . Gleichzeitig wird erwartet, dass die Verwendung der kryogenen Oberstufe die Produktion von Angara-A5 durch DOE während der Starts vom
Kosmodrom Vostochny von 24,5 Tonnen auf 34-38 Tonnen erhöht. Rein theoretisch könnten SpaceX-Ingenieure daher einen ähnlichen Weg einschlagen: die erste Stufe mit Kerosin oder anderem Kraftstoff und die obere mit Wasserstoff. Ein solches Konzept im Fall von ITS LV ist jedoch nicht ohne wesentliche Nachteile. Der Hauptgrund dafür ist die Notwendigkeit, einen Startkomplex zu bauen, der eine Riesenrakete mit großen Mengen verschiedener Arten von Raketentreibstoffen füllt, und SpaceX ist stets bemüht, die Kosten in allen Bereichen zu senken. Wenn SpaceX die oberen Stufen zurückgeben möchte, ist flüssiger Wasserstoff wiederum nicht die beste Wahl. Im Allgemeinen standen die Ingenieure eines kleinen, aber sehr stolzen Unternehmens vor einer schwierigen Wahl.
Die ersten Berichte über einen Motor, der sich auf den Flug zu anderen Planeten vorbereitet, erschienen im Sommer 2010, als der damalige Direktor der SpaceX-Raketenentwicklungs- und Testanlage in McGregor, Texas (wahrscheinlich diese kleine Stadt mit etwa 5.000 Einwohnern) Vielen Lesern bekannt
für Videos über den Start und die Landung von experimentellen Prüfständen zur Bearbeitung der Landung der ersten Stufe -
Grasshopper . Tom Markusic kündigte den Beginn der Arbeiten am Merlin 2-Gasmotor an. Es wurde angenommen, dass er das RP-1 / LOX-Kraftstoffpaar verwenden und einen Schub von 7,6 MN auf Meereshöhe und 8,5 MN im Vakuum haben würde, was die Leistung des Kerosin-Einkammer-Monsters F-1 übertraf, dessen Anzahl fünf betrug wird in der ersten Phase der Saturn V-Trägerrakete zum Starten von Mondmissionen verwendet. In der Erklärung heißt es auch, dass der Motor einen beispiellosen Wirkungsgrad haben wird, obwohl es ziemlich schwierig ist zu sagen, worauf diese Aussagen basieren, und das Projekt zur Entwicklung von „Merlin 2“ sehr schnell gescheitert ist.
Die zurückkehrende erste Stufe der Trägerrakete Falcon 9 ist das Ergebnis von Testversuchen von Grasshopers.Die zweite Aussage von Tom Markazik war die Ankündigung eines Projekts zur Entwicklung eines Raptor LH2 / LOX-Raketentriebwerks, das mit einem spezifischen Impuls von 470 Sekunden auf ein Schubniveau von ~ 0,67 MN gebracht werden sollte. Diese Iteration deutete darauf hin, dass sich die Merlin 2-Motoren im ersten Grad befinden und der Raptor LRE oben installiert werden würde. Infolgedessen endete die Geschichte der Kerosin-Wasserstoff-Superrakete mit der Aussage von Elon Mask, dass die zuvor geäußerten Pläne nicht als genehmigtes Entwicklungsprogramm verstanden werden sollten, sondern als Ergebnis von Brainstorming-Sitzungen und als Thema für weitere Diskussionen. Bald verließ sich SpaceX
Tom Markazik.
Der erste Hinweis darauf, dass SpaceX etwas an einem exotischen Kraftstoffpaar aus flüssigem Methan und flüssigem Sauerstoff (CH4 / LOX) vorbereitet, war die Nachricht, die im Mai 2011 erschien, dass SpaceX mit der US Air Force in Kontakt stand, um eine mögliche Teilnahme eines Unternehmens an einem Regierungsprogramm zu erreichen die Entwicklung von Hochdruckmotoren für wiederverwendbare Beschleuniger. Und es gab wirklich etwas zu besprechen. Tatsache ist, dass diese Anwendung der US Air Force sehr hohe Anforderungen an den Triebwerkswirkungsgrad implizierte. Außerdem wurde deutlich, dass die Triebwerke für das RP-1 / LOX-Paar benötigt wurden. Zu dieser Zeit erfüllten nur zwei Einheiten die Anforderungen der US-Luftwaffe: das Aerojet AJ-26-500-Triebwerk und das
RD-191 von NPO Energomash, die auf der Grundlage des sowjetischen Monderbes
NK-33 entwickelt wurden . Im Gegenzug führte SpaceX gerade Konsultationen mit Kunden der Luftwaffe über die Möglichkeit durch, sich in dieses sowjetisch-russische "süße Paar" mit einigen eigenen Motoren zu quetschen, die mit anderen Treibstoffen betrieben werden. Und da es in der Bewerbung für das Programm um Motoren mit hohem Schub ging, wurde klar, dass es nicht um die modernisierte Merlin 1-Rakete mit flüssigem Treibstoff ging, sondern um etwas völlig Neues. Im Laufe der Zeit wurde der neue Motor, der letztendlich als „Raptor“ bekannt war, mit immer neueren Details und Details bewachsen. Zunächst wurde 2011 das gewünschte Traktionsniveau von 2,2 MN angekündigt, im zweiten Quartal 2013 wurde bereits bekannt gegeben, dass der Entwurfsentwurf von ursprünglich 2,2 MN auf 2,9 MN gestiegen war, und 2014 lagen Informationen zur Traktion von 4,5 MN vor. Heute werden für den „Raptor“ Schubindikatoren von etwa 3 MN angezeigt.
LH2/LOX RP-1/LOX:
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Modellierung physikalischer und chemischer Prozesse im Raketentriebwerk "Raptor". Es wird dringend empfohlen, um Personen zu betrachten, die helle, schöne Diagramme und Modelle mögen, die auf der Grundlage mathematischer Berechnungen erstellt wurden.Eine weitere „Herausforderung“ auf dem Weg zur Herstellung eines fertigen Produkts ist die Tatsache, dass ausschließlich gasförmige Kraftstoffkomponenten und gasförmige Produkte seiner Verbrennung bereits in Motoren mit vollständiger Vergasung in den Brennraum gelangen. Die physikalisch-chemischen Aspekte dieses Prozesses wurden bisher nicht umfassend untersucht von der Tatsache, dass in der Tat niemand in den Vereinigten Staaten und in der Tat jemals zuvor einen geschlossenen Kreislauf mit vollem Gewinde benutzt hat. Und selbst wenn wir die Tatsache der Existenz des RD-270 berücksichtigen, ist es erstens unwahrscheinlich, dass SpaceX eine detaillierte Dokumentation für dieses Produkt erhalten kann, und zweitens ist es unwahrscheinlich, dass in den späten 60er Jahren des letzten Jahrhunderts Rechenleistung Ergebnisse erzielen kann. was es nicht sinnvoll wäre, 2017 zu klären oder sogar zu überprüfen.
Elon Musk präsentiert der Öffentlichkeit auf dem Internationalen Kongress für Astronautik am 27. September 2016 in Guadalajara, Mexiko, einen Überblick über die Leistung des Raptor-Motors.Es ist auch bekannt, dass sich der Raptor-Kraftstoff und das Oxidationsmittel für den Raketentriebwerk zur Optimierung der Starts in Tanks bei Temperaturen nahe der Gefriertemperatur und nicht bis zum Siedepunkt befinden, was für bestehende kryogene Raketensysteme nicht typisch ist. Die Unterkühlung von Methan und Sauerstoff sollte ihre Dichte erhöhen, was zu einer Verringerung des Volumens der Kraftstofftanks und der Rakete insgesamt führt. Darüber hinaus sind unterkühlter Kraftstoff und Oxidationsmittel weniger anfällig für Kavitationsprozesse in Turbopumpeneinheiten, was sich auch am positivsten auf die Zuverlässigkeit des Systems auswirkt.
Darüber hinaus wird die Möglichkeit untersucht, die Produktion einzelner Raptor-Einheiten auf die 3D-Drucktechnologie zu übertragen. So wurde 2016 eine experimentell reduzierte Probe des Motors mit einem Schub von etwa 1 MN getestet, von der 40% (nach Gewicht) gedruckt wurden.
Eine Übersichtstabelle mit den Eigenschaften einiger häufig verwendeter Einkammermotoren. In den USA hergestellte Motoren sind blau und in der UdSSR / Russland hergestellte Motoren rot markiert. Die Vorzeichen (***) in den Schub- und spezifischen Impulsanzeigen der Raptor- und Merlin 1D-Motoren bedeuten, dass sich diese Zahlen nicht auf die grundlegenden Modifikationen dieser Motoren beziehen, die sich in den ersten Schritten befinden, sondern auf die speziellen Raptor Vacuum-Versionen, die in den oberen Schritten installiert sind bzw. Merlin 1D Vacuum.Zusammenfassend können wir also sagen, dass das Open-Loop-Schema „Merlin“ sehr erfolgreich war, obwohl seine modernisierte Version von „Merlin 1D“ das höchste Schub / Masse- und Schub / Kosten-Verhältnis aufweist und auch der effektivste Sauerstoff ist Mit einem Kerosinmotor, der jemals in den USA hergestellt wurde, bleibt der Merlin jedoch in vielen Punkten weit entfernt von der fortschrittlichsten Einheit. Das von SpaceX entwickelte Raptor-Raketentriebwerk der neuen Generation hat wiederum viele der fortschrittlichsten Technologien, die heute in Raketentriebwerken vorhanden sind, absorbiert, wenn nicht sogar alle. Und die geplante wiederverwendbare Verwendung dieses Geräts wird die hohen Kosten solcher fortschrittlichen Lösungen mehr als ausgleichen.