Entonces, para 2017, SpaceX es quizás el más cercano a enviar cualquier cosa que no sea una sonda o un rover a Marte. Además, los planes de la compañía incluyen una expedición tripulada bastante masiva al Planeta Rojo, que garantizará la presencia a largo plazo del hombre en el cuarto planeta desde el Sol. Además, SpaceX está considerando realizar misiones de investigación en aquellas partes del sistema solar que ni siquiera fueron visitadas por los jefes de los románticos más desesperados de la industria de los cohetes. Pero, ¿qué tecnologías hay detrás de estos planes? Vamos a hacerlo bien. Y comenzaremos examinando el motor de cohete, que debería garantizar la implementación de estos planes tan ambiciosos: el motor de cohete Raptor.
Pruebas de banco del motor de cohete "Raptor", 25 de septiembre de 2016. McGregor, Texas.Motor de cohete "Raptor": ¿qué tipo de animal es?
Entonces, el motor de cohete Raptor está siendo desarrollado por SpaceX como parte del programa de vuelo a objetos distantes en el sistema solar.
El primer motor verdaderamente masivo de SpaceX fue el Merlin, impulsado por un par RP-1 / LOX. Sobre este motor, podemos decir que, aunque es el motor de gasolina más eficiente en este par de combustible en la historia de los EE. UU. Y tiene una relación de empuje-peso récord en general, se hace principalmente con énfasis en la confiabilidad, la reutilización y el bajo costo. Podemos decir que cuando se trabajaba en Falcon 9 la tarea era, en primer lugar, probar la tecnología de reutilización a un nivel de rutina, lo que finalmente trajo resultados significativos.
De hecho, salvar una etapa completa puede potencialmente ahorrar mucho más dinero que reducir la masa de unidades desechables o aumentar su eficiencia al cambiar a motores nuevos o vapores de combustible. Por ejemplo, en el
vehículo de lanzamiento Soyuz-U2, como alternativa al queroseno, en el Bloque A (la segunda etapa),
se utilizó
sintetina , que permitió aumentar la masa máxima de carga útil en 200 kg en comparación con la versión básica del cohete
Soyuz-U . Otro ejemplo es el proyecto del cohete lunar soviético UR-700, en el que se propuso utilizar vapores de combustible completamente exóticos: se propuso reemplazar el UDMH extremadamente tóxico para el motor RD-270 de primera etapa con un
pentaborano aún más peligroso (B5H9) con un aumento en UI RD- 270 durante 42 s, y en la tercera etapa generalmente se propuso instalar un sistema absolutamente fantástico en términos de la complejidad combinada de operación y preparación previa al lanzamiento, que debería basarse en un motor de cohete de propulsor de líquido líquido propulsor od / flúor líquido ".
Las fórmulas químicas de los combustibles que se suponía que se utilizarían en los motores RD-270: a la izquierda - UDMH (C2H8N2; bolas azules - átomos de nitrógeno, bolas negras - átomos de carbono, bolas blancas - átomos de hidrógeno); pentaborano a la derecha (B5H9; bolas rosas - átomos de boro, bolas blancas - átomos de hidrógeno). Ambos compuestos son extremadamente tóxicos, el pentaborano, además de todo, tiende a autoinflamarse repentinamente al entrar en contacto con el aire, incluso con una ligera contaminación. Además, UDMH y pentaborano son mucho más caros que el queroseno en producción.Por supuesto, si no tiene misiles reutilizables a su disposición, sus cargas pesan mucho y los cosmodromos están lejos del ecuador, entonces se sugiere una conclusión razonable: debe mostrar las masas máximas posibles por lanzamiento. Sin embargo, debe tenerse en cuenta que la alta eficiencia o la novedad de las unidades también pueden significar su alto costo, y hay un excelente ejemplo para este caso: durante mucho tiempo, el
motor RD-0110 ( empuje y SI en vacío - 298 kN y 326 s, respectivamente). Luego, comenzando con la modificación de
Soyuz-2.1b, comenzó a instalarse
un nuevo
RD-0124 en el Bloque I (empuje y UI en vacío: 294.3 kN e increíbles 359 s, respectivamente). Sin embargo, a pesar de que el RD-0124 es el motor de cohete propulsor líquido de oxígeno-queroseno más eficiente del mundo y tiene una serie de otras ventajas sobre su predecesor, la transición al motor creado en el siglo XXI está plagada de una serie de dificultades financieras: en primer lugar, su funcionamiento implica cubriendo los costos de OCD (y RD-0110 fue creado ya en los años 60); en segundo lugar, obtuvo sus características únicas debido al consumo de material mucho mayor. Por lo tanto, al final resulta que el RD-0124 es mucho más caro que el RD-0110, y la siguiente conclusión se sugiere a partir de toda la historia: en condiciones modernas, la creación de sistemas de misiles desechables altamente efectivos desde cero puede ayudar a resolver los problemas actuales, pero en general esta estrategia no es muy es rentable y, por el bien, realmente tiene sentido colocar unidades costosas en cohetes reutilizables o al menos en etapas reutilizables separadas. Y como veremos un poco más, el motor de cohete propulsor líquido Raptor se acaba de desarrollar utilizando una gran cantidad de nuevas tecnologías y soluciones de ingeniería modernas.
En general, SpaceX es famoso por su enfoque reflexivo a los problemas de gastar dinero, para lo cual también es una empresa privada joven, y no una corporación gorda y torpe como Boeing o Lockheed y similares, que les
gusta extraer dinero de un alimentador estatal o una estructura de monopolio estatal. Por lo tanto, cada paso de SpaceX en el camino hacia la meta se ha discutido durante mucho tiempo y se está trabajando para una posible reducción en el costo de desarrollo, producción y operación repetida, y sería inútil esperar que los proyectos de esta compañía desarrollen unidades exóticas como
RD-301 LPRE en un par de combustible de amoníaco líquido / flúor líquido ", Que creó una montaña de problemas tecnológicos y médico-ecológicos. Del mismo modo que sería inútil esperar del trabajo paralelo a gran escala de SpaceX en el desarrollo de varios cohetes a la vez (como lo fue durante el programa lunar soviético, los portadores superpesados N-1 y UR-700 se desarrollaron simultáneamente) o motores que usan un par
UDMH /
AT extremadamente tóxico.
RD-301 LPRE (amoníaco líquido / flúor líquido) en el Museo del Laboratorio de Dinámica de Gas (GDL) en San Petersburgo. Por cierto, un extracto muy interesante del primer volumen de tres volúmenes titulado "Obras seleccionadas por el académico V.P. Glushko" se ha publicado en Internet, que solo discute los motivos y las perspectivas de crear motores con flúor líquido como agente oxidante .Para comenzar la discusión del motor de cohete propulsor líquido Raptor, propongo considerando las principales desventajas de los pares de combustible RP-1 / LOX y LH2 / LOX que deben tenerse en cuenta al elegir el combustible para un motor de cohete:
- Por ejemplo, en cierto sentido, una desventaja significativa de los cohetes de queroseno es el impulso específico relativamente bajo en comparación con el combustible criogénico (337 s en vacío en RD-180 en un par de RP-1 / LOX versus trabajar en un par de LH2 / LOX RD-0120 con sus 455 s en vacío (4 de estos motores se instalaron en la segunda etapa del vehículo de lanzamiento de Energia, la cadena de tecnología / producción de esta unidad se perdió, según algunos representantes de la industria). En este caso, el impulso específico puede ser crucial en casos de cohetes, la masa de lanzamiento el enjambre es de miles de toneladas;
RD-0120 LRE (Museo de la RSC Energia), que se instaló en la segunda etapa del vehículo de lanzamiento Energia. El par de combustible para este motor fue LH2 / LOX. La posibilidad de producir un motor en la forma en que se instaló en el cohete Energia se pierde actualmente.
- Además, el uso de queroseno implica la acumulación de más hollín en los motores, lo que puede aumentar el costo de servicio de un motor reutilizable o simplemente reducir su confiabilidad o vida útil;
- Otra desventaja de los motores de oxígeno-queroseno es el hecho de que el queroseno es propenso a la coquización, lo que lleva a la necesidad de suministrar un exceso de oxígeno líquido a las cámaras de combustión para evitar la formación de coque de petróleo sólido en el interior de los motores. Esto crea dos dificultades a la vez, si el objetivo del desarrollador es un cohete reutilizable: en primer lugar, es necesario limpiar los motores de coque de petróleo antes de volver a lanzarlos; en segundo lugar, el suministro excesivo de oxígeno a la cámara de combustión acelera los procesos de corrosión y provoca el desgaste de los sistemas de bombeo.
- Otra desventaja del queroseno es que es imposible encontrarlo en otro lugar que no sea la Tierra, por lo tanto, de hecho, la única forma de repostar naves interplanetarias en el caso de usar un motor de queroseno es enviar queroseno desde la Tierra. Al mismo tiempo, el queroseno en sí mismo, aunque tiene una alta densidad (especialmente en comparación con el hidrógeno), sería mejor aprender de alguna manera cómo entregar los componentes más irremplazables de la síntesis de combustible desde la Tierra a otros planetas, y producir y producir los reactivos que faltan en el lugar aterrizaje interplanetario de buques. Además, en el caso de un vuelo largo con queroseno a bordo, puede perder sus propiedades;
- Finalmente, para todas las ventajas del hidrógeno líquido (como se mencionó anteriormente, el impulso específico del par LH2 / LOX en vacío es aproximadamente un 35% más alto que el del par RP-1 / LOX, además, el bajo peso molecular del hidrógeno molecular ayuda a reducir la tasa de desgaste de los motores, y el proceso de combustión elimina virtualmente la acumulación de hollín) su uso está plagado de una serie de dificultades:
- La temperatura extremadamente baja del hidrógeno líquido (alrededor de -253 grados Celsius) hace que no sea el combustible más conveniente;
- El contacto del hidrógeno con los metales conduce a la fragilidad del hidrógeno . Los aceros de alta resistencia, así como las aleaciones de titanio y níquel, son más susceptibles a la fragilización por hidrógeno, que es peligrosa para los misiles, mientras que el mecanismo de fragilización por hidrógeno aún no se ha establecido; en consecuencia, aún no está claro cómo lidiar con él;
- A pesar de que el hidrógeno muestra excelentes impulsos específicos en el vacío, el vapor LH2 / LOX no tiene valores altos similares al nivel del mar. Por ejemplo, el impulso específico de un motor de marcha de hidrógeno de primera etapa del vehículo de lanzamiento Delta IV RS-68A al nivel del mar es 360 segundos, que es menos del 12% más alto que el mismo indicador para el queroseno RD-180 - 311.3 segundos (recuerdo que en el vacío para motores de hidrógeno se logró una superioridad sobre el queroseno en un impulso específico del 35%);
- Finalmente, el par LH2 / LOX tiene una densidad catastróficamente baja en comparación con el mismo queroseno: 0.29 g / cm ^ 3 para LH2 / LOX versus 1.03 g / cm ^ 3 para RP-1 / LOX, es decir, es más de tres veces menos ! Por supuesto, un impulso específico más alto le permite usar menos combustible y oxidante en el caso de LH2 / LOX, pero no es tan grande, por lo que el uso de LH2 / LOX conduce inevitablemente a un aumento muy significativo en el volumen de los tanques de combustible. En el caso de ITS LV, esto significaría una transición de un tamaño ya gigantesco a completamente inimaginable.
Comparación de los tamaños de algunos sistemas de misiles. Cabe señalar que, a pesar de los indicadores aproximadamente idénticos de la carga mostrada en el DOE para el Proton M LV (23 toneladas) y Delta IV Heavy (26 toneladas) y masas de lanzamiento casi iguales (705 toneladas para el Proton M y 723 toneladas para Delta IV Heavy) usar el par de combustible LH2 / LOX en el Delta hace que el Proton M parezca un enano en comparación con un monstruo de hidrógeno volador estadounidense.
Un ejemplo simple: el Delta IV Heavy totalmente hidrógeno y el mejor amigo del ambientalista kazajo Proton M, que opera en UDMH / AT, pueden transportar aproximadamente las mismas cargas al DOE (un poco menos de 26 toneladas para Delta y unas 23 toneladas para Proton) . Al mismo tiempo, los tanques de combustible pesado Delta IV son tan grandes que consisten esencialmente en las primeras tres etapas, cada una de las cuales tiene una altura de 40.8 metros. La altura del vehículo de lanzamiento Proton M completamente ensamblado es de 58.2 metros. Por cierto, Delta IV Heavy es aún más pesado que Proton M: su peso inicial es de 732 toneladas, que es 27 toneladas más que el peso inicial de Proton. En general, como resultado intermedio, podemos decir que la existencia de los beneficios de usar el par LH2 / LOX en los primeros pasos es un tema bastante individual y discutible.
Deficiencias similares del par LH2 / LOX han llevado al hecho de que vuelan principalmente pasos de hidrógeno o bloques de aceleración, cuyos motores se encienden exclusivamente en el vacío, un ejemplo que se está desarrollando actualmente en el Centro Estatal de Investigación y Producción Espacial. M. Khrunicheva bloque de refuerzo de hidrógeno
"KVTK" , que significa "clase pesada de oxígeno-hidrógeno" (en el marco del proyecto para crear un bloque de refuerzo "KVTK" en la
Oficina de Diseño de Ingeniería Química de Voronezh, ya se ha creado un motor de hidrógeno
RD-0146 diseñado de acuerdo con un esquema libre de gas) y también el proyecto de la etapa superior de hidrógeno del
vehículo de lanzamiento Angara-A5 . Al mismo tiempo, se espera que el uso de la etapa superior criogénica aumente la producción de Angara-A5 por parte del DOE de 24.5 toneladas a 34-38 toneladas durante los lanzamientos desde
Vostochny Cosmodrome . Por lo tanto, en teoría, los ingenieros de SpaceX podrían tomar un camino similar: la primera etapa con queroseno u otro combustible, y las superiores con hidrógeno. Sin embargo, tal concepto en el caso de ITS LV no está exento de inconvenientes significativos, el principal de los cuales es la necesidad de construir un complejo de lanzamiento que llene un cohete gigante con grandes volúmenes de varios tipos de combustibles para cohetes, y SpaceX siempre busca reducir los costos en todo. Además, si SpaceX quiere regresar a las etapas superiores, entonces el hidrógeno líquido nuevamente no es la mejor opción. En general, los ingenieros de una empresa pequeña pero muy orgullosa enfrentaron una decisión difícil.
Los primeros informes de un motor que se preparaba para volar a otros planetas comenzaron a aparecer en el verano de 2010, cuando el entonces Director del Centro de Desarrollo y Pruebas de Cohetes SpaceX, McGregor, Texas (probablemente esta pequeña ciudad con una población de aproximadamente 5,000 personas) conocido por muchos lectores
por videos de despegue y aterrizaje de bancos de pruebas experimentales para trabajar desde el aterrizaje de la primera etapa:
Grasshopper . Tom Markusic anunció el inicio del trabajo en el motor de gas Merlin 2. Se supuso que usaría el par de combustible RP-1 / LOX y tendría un empuje de 7.6 MN al nivel del mar y 8.5 MN al vacío, lo que excedió el rendimiento del "monstruo" F-1 de una cámara de queroseno, que era cinco en número utilizado en la primera etapa del vehículo de lanzamiento Saturno V para lanzar misiones lunares. La declaración también dijo que el motor tendrá una eficiencia sin precedentes, aunque es bastante difícil decir en qué se basaron estas declaraciones, y el proyecto para desarrollar "Merlin 2" rápidamente quedó en nada.
La primera etapa de regreso del vehículo de lanzamiento Falcon 9 es el resultado de pruebas de prueba realizadas por Grasshopers.La segunda declaración de Tom Markazik fue el anuncio de un proyecto para desarrollar un motor de cohete Raptor LH2 / LOX, que se suponía que debía alcanzar un nivel de empuje de ~ 0.67 MN con un impulso específico de 470 segundos. Esta iteración sugirió que los motores Merlin 2 estarían en primer grado y que el Raptor LRE se instalaría en la parte superior. Como resultado, la historia del supercohete de queroseno-hidrógeno terminó con la declaración de Elon Mask de que los planes expresados anteriormente no deben entenderse como un programa de desarrollo aprobado, sino como el resultado de sesiones de lluvia de ideas y un tema para una discusión adicional. Pronto SpaceX se fue
Tom Markazik.
La primera pista de que SpaceX está preparando algo en un exótico par de combustible de metano líquido / oxígeno líquido (CH4 / LOX) fue la noticia que apareció en mayo de 2011 de que SpaceX estaba en contacto con la Fuerza Aérea de los EE. UU. Para una posible participación de la compañía en un programa gubernamental sobre El desarrollo de motores de alto empuje para aceleradores reutilizables. Y realmente había algo para discutir. El hecho es que esta aplicación de la Fuerza Aérea de los EE. UU. Implicaba requisitos muy altos para la eficiencia del motor, además, se indicó claramente que los motores eran necesarios en el par RP-1 / LOX. En ese momento, solo dos unidades cumplían los requisitos de la Fuerza Aérea de EE. UU .: el motor Aerojet AJ-26-500 y el
RD-191 fabricado por NPO Energomash, desarrollado sobre la base del patrimonio lunar soviético
NK-33 . A su vez, SpaceX acaba de celebrar consultas con clientes de la Fuerza Aérea sobre la posibilidad de meterse en esta "dulce pareja" soviético-rusa con algunos de sus propios motores que funcionan con otros combustibles. Y dado que el discurso en la solicitud del programa fue sobre motores de alto empuje, quedó claro que no se trataba del cohete de propulsor líquido Merlin 1 modernizado, sino de algo completamente nuevo. A medida que pasaba el tiempo y el nuevo motor, en última instancia conocido como el "Raptor", estaba cubierto de detalles y detalles cada vez más nuevos. Primero, en 2011, se anunció el nivel de tracción deseado de 2.2 MN, en el segundo trimestre de 2013 ya se anunció que el borrador había aumentado del 2.2 MN original a 2.9 MN, y en 2014 había información disponible sobre la tracción 4.5 MN. Hoy, para el "Raptor", se indican indicadores de empuje de aproximadamente 3 MN.
- CH4/LOX , 0.82 /^3 (, LH2/LOX 0.23 /^3, RP-1/LOX 1.03 /^3). , 25-30% « »;
- , ( -161 -253 ). , ;
- El uso de metano líquido como combustible reduce significativamente la cantidad de hollín formado en los motores en comparación con RP-1 / LOX, lo que reduce el costo de la preparación previa al lanzamiento de etapas reutilizables y generalmente aumenta la confiabilidad de un motor reutilizable;
- Finalmente, el metano es un combustible económico y económico.
Pero SpaceX decidió no limitarse a las ventajas "nativas" del sistema de metano y fue aún más lejos: "Raptor", el primero en el mundo lanzado en la producción a gran escala de motores de cohete de propulsor líquido con el ciclo cerrado más eficiente, el llamado "ciclo cerrado de flujo completo" (es decir, con pregasificación y postcombustión). componentes oxidantes y combustibles).En general, tanto en nuestros medios como en documentales extranjeros, puede escuchar palabras como “el primer motor de circuito cerrado fue el NK-33, luego todos se olvidaron de esta tecnología y luego hicieron el RD-180 sobre la base. Y todos los demás países nos envidian / Rusia (s) ". Por ejemplo, la historia se expone en la película británica Hot Engines of the Cold Country (Los motores que llegaron del frío. Canal 4, Londres). De hecho, hay muchos motores con una forma u otra de ciclo cerrado (se discutirán más adelante).El documental "Los motores del país frío" ("Los motores que vinieron del frío". Canal 4, Londres). En los años escolares, esta película fortaleció en gran medida el deseo del autor de este artículo de ir a estudiar como ingeniero de cohetes o físico.( ) — , . , (). , . . :
- . : -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.
Cita del artículo "Motor de cohete líquido de circuito cerrado" , Wikipedia, con pequeñas adiciones al autor.
Un ejemplo de un motor que funciona de acuerdo con este esquema se desarrolló a fines de los años 60 del siglo XX en OKB-456 (ahora NPO Energomash lleva el nombre del académico V.P. Glushko ) RD-270 LPRE (UDMG / AT usado) para el lunar soviético / Cohete marciano UR-700 / UR-900 (de todos modos, es bueno que la elección recaiga en el queroseno N-1: si un cohete superpesado en UDMG / AT explotara en la estepa kazaja un minuto después del lanzamiento, entonces sería realmente malo con el medio ambiente en Baikonur) .1962-1967 -456 ( «») -270 (/) / -700/-900. ( — Integrated Powerhead Demonstrator Rocketdyne Aerojet ) . 50 .Algunas palabras sobre el RD-270. Su desarrollo comenzó en 1962 y se completó en 1967, es decir, después de 5 años. En total, desde octubre de 1967 hasta el cierre del programa para crear el UR-700 / UR-900 en julio de 1969, se realizaron 27 pruebas de fuego de esta unidad y se ensamblaron un total de 22 copias de este motor. Se volvieron a probar tres motores, y uno tres veces. Luego se cerró el proyecto UR-700 / UR-900.Además del aumento en el impulso específico, un circuito cerrado con gasificación completa de componentes implica un diseño de motor con un número reducido de puntos de falla potenciales en comparación con un motor de cohete de gasificación parcial. Además, un esquema completo de gasificación implica que no hay necesidad de bombear y quemar componentes líquidos en la cámara de combustión, lo que elimina el riesgo de cavitacióncomponentes de combustible líquido y, por lo tanto, aumenta la fiabilidad del sistema. Sin embargo, dicho diseño estuvo lleno de algunas dificultades: debido a la operación simultánea de cuatro motores importantes profundamente integrados: dos generadores de gas y dos turbombombas y su trabajo esencialmente altamente interconectado para suministrar productos de gasificación completos a la cámara de combustión principal en RD-270, baja frecuencia pulsaciones tanto en generadores de gas como en la cámara de combustión principal. La razón principal de esta peligrosa operación del motor fue la dificultad de sincronizar la operación conjunta de dos turbomotores que intentaban dominarse mutuamente. En el marco del proyecto RD-270, este problema de ingeniería no se pudo resolver y, por primera vez, solo 10 años después, los ingenieros estadounidenses lograron solucionarlo al crear el motor de cohete RS-25(el motor principal del transbordador espacial) solo a través del uso de una computadora digital a bordo , un análogo del cual simplemente no estaba disponible en la URSS durante el desarrollo del RD-270.Esquema de un motor de cohete con gasificación completa. Esta arquitectura puede aumentar significativamente la fiabilidad (por ejemplo, al reducir la cantidad de bombas y tuberías necesarias) y el rendimiento del motor al tiempo que reduce su masa. Prequemador - generador de gas; Bomba - turbopumps; La cámara de combustión es la cámara de combustión principal. A modo de comparación, en el spoiler a continuación se muestra un diagrama de un motor de ciclo cerrado con gas generador reductor, en el que el combustible se suministra solo a través de un generador de gas, y el oxidante también proviene directamente de los tanques.
Motor de circuito cerrado con generador de gas regenerativo. Es cierto que existe un escollo en un esquema con gasificación completa: las principales cámaras de combustión de los motores producidos con esta tecnología son muy difíciles de probar. El hecho es que la mayoría de los motores modernos se pueden probar en partes: bombas por separado, cámaras de combustión por separado, etc. Cuando se utiliza la gasificación completa, esto no es posible debido al hecho de que todas las partes del motor dependen mucho entre sí. Un circuito cerrado con gasificación completa de los componentes del combustible implica la gasificación en dos generadores de gas separados (el generador de gas es un dispositivo para convertir combustible sólido o líquido en una forma gaseosa): en uno, una pequeña parte del combustible se quema con una gran cantidad de consumo de oxidante (en esencia, este es un tipo de generador de gas oxidante),y en otro, un exceso de combustible se quema con una pequeña cantidad de agente oxidante (de hecho, es un tipo de generador de gas combustible). El oxidante y el combustible se suministran a los generadores de gas por medio de turbombombas y las mismas turbinas inmediatamente después de arrancar el motor funcionan debido a la energía de los productos de gasificación obtenidos en los generadores de gas. Finalmente, a diferencia de todos los otros esquemas, un ciclo cerrado de flujo completo implica que el combustible en la cámara de combustión alrededor del oxidante está exclusivamente en forma gaseosa, es decir, (la cámara de combustión) está conectada exclusivamente a generadores de gas, pero no a los tanques, comenzaría a probar la cámara de combustión sin generadores de gas y el correspondiente Los turbopumps son fundamentalmente imposibles. En general, para las pruebas, debe ensamblar el motor por completo.El oxidante y el combustible se suministran a los generadores de gas por medio de turbombombas y las mismas turbinas inmediatamente después de arrancar el motor funcionan debido a la energía de los productos de gasificación obtenidos en los generadores de gas. Finalmente, a diferencia de todos los otros esquemas, un ciclo cerrado de flujo completo implica que el combustible en la cámara de combustión alrededor del oxidante está exclusivamente en forma gaseosa, es decir, (la cámara de combustión) está conectada exclusivamente a generadores de gas, pero no a los tanques, comenzaría a probar la cámara de combustión sin generadores de gas y el correspondiente Los turbopumps son fundamentalmente imposibles. En general, para las pruebas, debe ensamblar el motor por completo.El oxidante y el combustible se suministran a los generadores de gas por medio de turbombombas y las mismas turbinas inmediatamente después de arrancar el motor funcionan debido a la energía de los productos de gasificación obtenidos en los generadores de gas. Finalmente, a diferencia de todos los otros esquemas, un ciclo cerrado de flujo completo implica que el combustible en la cámara de combustión alrededor del oxidante está exclusivamente en forma gaseosa, es decir, (la cámara de combustión) está conectada exclusivamente a generadores de gas, pero no a los tanques, comenzaría a probar la cámara de combustión sin generadores de gas y el correspondiente Los turbopumps son fundamentalmente imposibles. En general, para las pruebas, debe ensamblar el motor por completo.Finalmente, a diferencia de todos los otros esquemas, un ciclo cerrado de flujo completo implica que el combustible en la cámara de combustión alrededor del oxidante está exclusivamente en forma gaseosa, es decir, (la cámara de combustión) está conectada exclusivamente a generadores de gas, pero no a los tanques, comenzaría a probar la cámara de combustión sin generadores de gas y el correspondiente Los turbopumps son fundamentalmente imposibles. En general, para las pruebas, debe ensamblar el motor por completo.Finalmente, a diferencia de todos los otros esquemas, un ciclo cerrado de flujo completo implica que el combustible en la cámara de combustión alrededor del oxidante está exclusivamente en forma gaseosa, es decir, (la cámara de combustión) está conectada exclusivamente a generadores de gas, pero no a los tanques, comenzaría a probar la cámara de combustión sin generadores de gas y el correspondiente Los turbopumps son fundamentalmente imposibles. En general, para las pruebas, debe ensamblar el motor por completo.Modelado de procesos físicos y químicos en el motor de cohete "Raptor". Es muy recomendable para ver a personas que les gustan los diagramas y modelos hermosos y brillantes obtenidos sobre la base de cálculos matemáticos.Otro "desafío" en la forma de crear el producto terminado es el hecho de que los componentes de combustible exclusivamente gaseosos y los productos gaseosos de su combustión ya ingresan a la cámara de combustión en motores con gasificación completa, y los aspectos fisicoquímicos de este proceso no han sido ampliamente estudiados antes del hecho de que, de hecho, nadie en los Estados Unidos, y de hecho en el mundo, haya usado un ciclo cerrado completo antes. E incluso si tenemos en cuenta el hecho de la existencia del RD-270, entonces, en primer lugar, es poco probable que SpaceX pueda obtener documentación detallada para este producto, y en segundo lugar, es poco probable que a fines de los años 60 del siglo pasado la potencia informática nos permitiera obtener resultados, que no tendría sentido aclarar o incluso verificar en 2017.
Elon Musk presenta al público una visión general del rendimiento del motor Raptor en el Congreso Internacional de Astronáutica, 27 de septiembre de 2016, Guadalajara, México.También se sabe que para optimizar los lanzamientos, el combustible Raptor y el oxidante para el motor del cohete estarán en los tanques a temperaturas cercanas a la temperatura de congelación y no al punto de ebullición, que no es típico para los sistemas de misiles de combustible criogénico existentes. El subenfriamiento de metano y oxígeno debería aumentar su densidad, lo que conducirá a una disminución en el volumen de los tanques de combustible y el cohete en su conjunto. Además, el combustible sobreenfriado y el oxidante son menos propensos a los procesos de cavitación en las unidades de turbobomba, lo que también afecta la fiabilidad del sistema de la manera más positiva.
Además, se está estudiando la posibilidad de transferir la producción de unidades Raptor individuales a la tecnología de impresión 3D. Entonces, en 2016, se probó una muestra experimental reducida del motor con un empuje de aproximadamente 1 MN, y se imprimió el 40% de las partes (en peso).
Una tabla resumen con las características de algunos motores de una cámara de uso común. Los motores creados en los EE. UU. Están marcados en azul, y los creados en la URSS / Rusia en rojo. Los signos (***) en los indicadores de empuje e impulso específicos de los motores Raptor y Merlin 1D significan que estas cifras no se refieren a las modificaciones básicas de estos motores que se encuentran en los primeros pasos, sino a las versiones especiales de Raptor Vacuum instaladas en los pasos superiores. y Merlin 1D Vacuum, respectivamente.Por lo tanto, como conclusión, podemos decir que el esquema de bucle abierto "Merlin" fue muy exitoso, y su versión modernizada de "Merlin 1D" tiene la relación empuje / masa y empuje / costo más alta, y también es el oxígeno más efectivo con un motor de queroseno producido en los Estados Unidos, pero, sin embargo, en muchos asuntos, el Merlin sigue lejos de ser la unidad más avanzada. A su vez, el motor de cohete Raptor de la nueva generación, desarrollado por SpaceX, ha absorbido, si no todo, muchas de las tecnologías más avanzadas que existen actualmente en los motores de cohete. Y el uso reutilizable planificado de esta unidad compensará con creces el alto costo de tales soluciones avanzadas.