Ainsi, pour 2017, SpaceX est peut-être le plus proche d'envoyer autre chose qu'une sonde ou un rover sur Mars. De plus, les plans de la société comprennent une expédition habitée assez massive sur la planète rouge, qui assurera la présence à long terme de l'homme sur la quatrième planète du soleil. En outre, SpaceX envisage de mener des missions de recherche dans les parties du système solaire qui n'ont même pas été visitées par les chefs des romantiques les plus désespérés de l'industrie des fusées. Mais quelles technologies se cachent derrière ces plans? Faisons les choses correctement. Et nous commencerons par examiner le moteur-fusée, qui devrait assurer la mise en œuvre de ces plans si ambitieux - le moteur-fusée Raptor.
Essais au banc du moteur-fusée "Raptor", 25 septembre 2016. McGregor, Texas.Moteur-fusée "Raptor": de quel animal s'agit-il?
Ainsi, le moteur-fusée Raptor est développé par SpaceX dans le cadre du programme de vol vers des objets éloignés du système solaire.
Le premier moteur vraiment massif de SpaceX était le Merlin, propulsé par une paire RP-1 / LOX. À propos de ce moteur, nous pouvons dire que bien qu'il soit le moteur à essence le plus efficace de cette paire de carburants dans l'histoire des États-Unis et qu'il ait un rapport poussée-poids en général, il est principalement conçu en mettant l'accent sur la fiabilité, la réutilisabilité et le faible coût. On peut dire qu'en travaillant sur Falcon 9, la tâche consistait tout d'abord à tester la technologie de réutilisation à un niveau de routine, ce qui a finalement donné des résultats significatifs.
En effet, économiser une étape entière peut potentiellement économiser beaucoup plus d'argent que de réduire la masse des unités jetables ou d'augmenter leur efficacité lors du passage à de nouveaux moteurs ou à des vapeurs de carburant. Par exemple, sur le
lanceur Soyouz-U2, comme alternative au kérosène, sur le bloc A (deuxième étage), du
synthé a été utilisé, ce qui a permis d'augmenter la masse de charge utile maximale de 200 kg par rapport à la version de base de la
fusée Soyouz-U . Un autre exemple est le projet de la fusée lunaire soviétique UR-700, sur laquelle il a été proposé d'utiliser des vapeurs de carburant complètement exotiques: il a été proposé de remplacer l'UDMH extrêmement toxique pour le moteur RD-270 du premier étage par un
pentaborane encore plus dangereux (B5H9) avec une augmentation de l'UI RD- 270 pendant 42 s, et à la troisième étape, il a été généralement proposé d'installer un système absolument fantastique en termes de complexité combinée de fonctionnement et de préparation de pré-lancement, qui devrait être basé sur un propulseur liquide propulseur liquide propulseur odeur / fluor liquide. "
Les formules chimiques des carburants qui devaient être utilisés dans les moteurs RD-270: à gauche - UDMH (C2H8N2; boules bleues - atomes d'azote, boules noires - atomes de carbone, boules blanches - atomes d'hydrogène); pentaborane à droite (B5H9; boules roses - atomes de bore, boules blanches - atomes d'hydrogène). Les deux composés sont extrêmement toxiques, le pentaborane en plus de tout a tendance à s'auto-allumer soudainement au contact de l'air, même avec une légère contamination. De plus, l'UDMH et le pentaborane sont beaucoup plus chers que le kérosène en production.Bien sûr, si vous n'avez pas de missiles réutilisables à votre disposition, vos charges utiles pèsent beaucoup et les cosmodromes sont loin de l'équateur, alors une conclusion raisonnable se suggère: vous devez afficher les masses maximales possibles par lancement. Cependant, il faut garder à l'esprit que le rendement élevé ou la nouveauté des unités peuvent également signifier leur coût élevé, et il existe un excellent exemple dans ce cas: pendant longtemps, le
moteur RD-0110 ( poussée et SI dans le vide - 298 kN et 326 s, respectivement). Puis, à partir de la modification de
Soyouz-2.1b, un nouveau
RD-0124 a commencé à être installé sur le bloc I (poussée et UI sous vide - 294,3 kN et 359 s incroyables, respectivement). Cependant, malgré le fait que le RD-0124 soit le moteur-fusée à propergol liquide oxygène-kérosène le plus efficace au monde et qu'il présente un certain nombre d'autres avantages par rapport à son prédécesseur, la transition vers le moteur créé au 21e siècle est lourde de difficultés financières: premièrement, son fonctionnement implique couvrir les coûts des TOC (et le RD-0110 a déjà été créé dans les années 60); deuxièmement, il a obtenu ses caractéristiques uniques en raison d'une consommation de matière beaucoup plus importante. Par conséquent, au final, il s'avère que le RD-0124 est beaucoup plus cher que le RD-0110, et la conclusion suivante se dégage de toute l'histoire: dans des conditions modernes, la création de systèmes de missiles jetables hautement efficaces à partir de zéro peut aider à résoudre les problèmes actuels, mais dans l'ensemble, cette stratégie n'est pas très il est rentable et pour le bien, il est vraiment judicieux de placer des unités coûteuses sur des fusées réutilisables ou au moins des étages réutilisables séparés. Et comme nous le verrons un peu plus loin, le moteur-fusée à propergol liquide Raptor vient d'être développé en utilisant une énorme quantité de nouvelles technologies et de solutions d'ingénierie modernes.
En général, SpaceX est célèbre pour son approche réfléchie des questions de dépenses d'argent, pour lesquelles il s'agit également d'une jeune entreprise privée, et non d'une grosse société maladroite comme Boeing ou Lockheed et autres, qui
aiment aspirer de l'argent d'un chargeur public ou d'une structure de monopole d'État. Par conséquent, chaque étape de SpaceX sur le chemin de l'objectif a été discutée depuis longtemps et est en cours d'élaboration pour une possible réduction du coût de développement, de production et d'opérations répétées, et il serait insensé de s'attendre à ce que les projets de cette société développent des unités exotiques comme le
RD-301 LPRE sur l'ammoniac liquide / fluor liquide », Ce qui a créé une montagne de problèmes technologiques et médico-écologiques. Tout comme il serait inutile d'attendre des travaux à grande échelle parallèles de SpaceX sur le développement de plusieurs fusées à la fois (comme c'était le cas pendant le programme lunaire soviétique - des porte-avions N-1 et UR-700 super lourds ont été développés simultanément) ou des moteurs utilisant une paire
UDMH /
AT extrêmement toxique.
RD-301 LPRE (ammoniaque liquide / fluor liquide) au Musée du Laboratoire de dynamique des gaz (GDL) à Saint-Pétersbourg. Soit dit en passant, un extrait très intéressant du premier volume d'un trois volumes intitulé «Ouvrages sélectionnés par l'académicien V.P. Glushko» a été publié sur Internet, qui ne fait que discuter des motifs et des perspectives de créer des moteurs avec du fluor liquide comme agent oxydant .Pour commencer la discussion sur le moteur-fusée à propergol liquide Raptor, je propose en considérant les principaux inconvénients des paires de combustibles RP-1 / LOX et LH2 / LOX qui doivent être pris en compte lors du choix du carburant pour un moteur-fusée:
- Par exemple, dans un sens, un important inconvénient des fusées à kérosène est l'impulsion spécifique relativement faible par rapport au carburant cryogénique (337 s sous vide à RD-180 sur une paire de RP-1 / LOX par rapport au travail sur une paire de LH2 / LOX RD-0120 avec ses 455 s sous vide (4 de ces moteurs ont été installés sur le deuxième étage du lanceur Energia, la chaîne technologique / de production de cette unité a été perdue, selon certains représentants de l'industrie). Dans ce cas, l'impulsion spécifique peut être cruciale dans le cas d'une fusée, la masse de lancement l'essaim fait des milliers de tonnes;
RD-0120 LRE (Musée du RSC Energia), installé sur la deuxième étape du lanceur Energia. La paire de carburant pour ce moteur était LH2 / LOX. La possibilité de produire un moteur sous la forme dans laquelle il était installé sur la fusée Energia est actuellement perdue.
- De plus, l'utilisation de kérosène implique l'accumulation de plus de suie dans les moteurs, ce qui peut augmenter le coût d'entretien d'un moteur réutilisable ou simplement réduire sa fiabilité ou sa durée de vie;
- Un autre inconvénient des moteurs à oxygène-kérosène est le fait que le kérosène est sujet à la cokéfaction, ce qui conduit à la nécessité de fournir un excès d'oxygène liquide aux chambres de combustion afin d'éviter la formation de coke de pétrole solide à l'intérieur des moteurs. Cela crée deux difficultés à la fois, si l'objectif du développeur est une fusée réutilisable: premièrement, il est nécessaire de nettoyer les moteurs de coke de pétrole avant de les relancer; deuxièmement, un apport excessif d'oxygène à la chambre de combustion accélère les processus de corrosion et conduit à l'usure des systèmes de pompage.
- Un autre inconvénient du kérosène est qu'il est impossible de le trouver ailleurs que sur la Terre.Par conséquent, la seule façon de faire le plein de navires interplanétaires dans le cas de l'utilisation d'un moteur à kérosène est d'envoyer du kérosène depuis la Terre. Dans le même temps, le kérosène lui-même, bien qu'il ait une densité élevée (en particulier par rapport à l'hydrogène), il serait toujours préférable d'apprendre en quelque sorte à fournir les composants les plus irremplaçables de la synthèse de carburant de la Terre à d'autres planètes, et à produire et produire sur place les réactifs manquants débarquement de navires interplanétaires. De plus, dans le cas d'un long vol avec du kérosène à bord, il peut perdre ses propriétés;
- Enfin, pour tous les avantages de l'hydrogène liquide (comme mentionné ci-dessus, l'impulsion spécifique de la paire LH2 / LOX sous vide est environ 35% plus élevée que celle de la paire RP-1 / LOX, en outre, le faible poids moléculaire de l'hydrogène moléculaire contribue à réduire le taux d'usure des moteurs, et le processus de combustion élimine pratiquement l'accumulation de suie) son utilisation est lourde de difficultés:
- La température extrêmement basse de l'hydrogène liquide (environ -253 degrés Celsius) n'en fait pas le carburant le plus pratique;
- Le contact de l'hydrogène avec les métaux entraîne une fragilisation par l'hydrogène . Les aciers à haute résistance, ainsi que les alliages de titane et de nickel, sont les plus sensibles à la fragilisation par l'hydrogène, ce qui est dangereux pour les missiles, tandis que le mécanisme de fragilisation par l'hydrogène n'est pas encore établi, donc on ne sait pas encore comment y faire face;
- Malgré le fait que l'hydrogène présente d'excellentes impulsions spécifiques dans le vide, la vapeur LH2 / LOX n'a pas de valeurs élevées similaires au niveau de la mer. Par exemple, l'impulsion spécifique d'un moteur à hydrogène du premier étage du lanceur Delta IV RS-68A au niveau de la mer est de 360 secondes, soit moins de 12% de plus que celle du kérosène RD-180 - 311,3 secondes (rappelez-vous que sous vide pour les moteurs à hydrogène, une supériorité sur le kérosène dans une impulsion spécifique de 35% a été atteinte);
- Enfin, la paire LH2 / LOX a une densité catastrophiquement faible par rapport au même kérosène: 0,29 g / cm ^ 3 pour LH2 / LOX contre 1,03 g / cm ^ 3 pour RP-1 / LOX, c'est-à-dire qu'elle est plus de trois fois inférieure ! Bien sûr, une impulsion spécifique plus élevée vous permet d'utiliser moins de carburant et d'oxydant dans le cas de LH2 / LOX, mais il n'est pas si grand, donc l'utilisation de LH2 / LOX conduit inévitablement à une augmentation très importante du volume des réservoirs de carburant. Dans le cas de ITS LV, cela signifierait une transition d'une taille déjà gigantesque à complètement inimaginable.
Comparaison des tailles de certains systèmes de missiles. On peut noter qu'en dépit des indicateurs approximativement identiques de la charge affichée sur le DOE pour le Proton M LV (23 tonnes) et Delta IV Heavy (26 tonnes) et des masses de lancement presque égales (705 tonnes pour Proton M et 723 tonnes pour Delta IV Heavy) en utilisant la paire de combustibles LH2 / LOX sur le Delta, le Proton M semble être un nain par rapport à un monstre d'hydrogène volant américain.
Un exemple simple: le Delta IV Heavy entièrement hydrogène et le meilleur ami de l'écologiste kazakh Proton M, opérant à l'UDMH / AT, peuvent transporter environ les mêmes charges au DOE (un peu moins de 26 tonnes pour Delta et environ 23 tonnes pour Proton) . Dans le même temps, les réservoirs de carburant Delta IV Heavy sont si grands qu'ils se composent essentiellement des trois premiers étages, dont chacun a une hauteur de 40,8 mètres. La hauteur du lanceur Proton M entièrement assemblé est de 58,2 mètres. À propos, Delta IV Heavy est encore plus lourd que Proton M: son poids de départ est de 732 tonnes, soit 27 tonnes de plus que le poids de départ de Proton. En général, comme résultat intermédiaire, nous pouvons dire que l'existence des avantages de l'utilisation de la paire LH2 / LOX dans les premières étapes est un problème plutôt individuel et discutable.
Des lacunes similaires de la paire LH2 / LOX ont conduit au fait que principalement des marches à hydrogène ou des blocs accélérateurs volent, dont les moteurs sont allumés exclusivement dans le vide, un exemple en cours de développement au Centre de recherche et de production du State Space. M. Khrunicheva hydrogène booster block
"KVTK" , qui signifie "oxygène-hydrogène classe lourde" (dans le cadre du projet de création d'un booster block "KVTK" au Voronezh
Chemical Engineering Design Bureau , un moteur à hydrogène
RD-0146 conçu selon un schéma sans gaz a déjà été créé) ainsi que le projet de l'étage supérieur hydrogène du
lanceur Angara-A5 . Dans le même temps, l'utilisation de l'étage supérieur cryogénique devrait augmenter la production d'Angara-A5 par DOE de 24,5 tonnes à 34-38 tonnes lors des lancements du
cosmodrome de
Vostochny . Par conséquent, d'un point de vue purement théorique, les ingénieurs de SpaceX pourraient emprunter une voie similaire: la première étape sur le kérosène ou un autre combustible, et les supérieures sur l'hydrogène. Cependant, un tel concept dans le cas des ITS LV n'est pas sans inconvénients importants, dont le principal est la nécessité de construire un complexe de lancement qui remplira une fusée géante avec de grands volumes de plusieurs types de carburants pour fusées, et SpaceX cherche toujours à réduire les coûts dans tout. De plus, si SpaceX veut retourner aux étages supérieurs, l'hydrogène liquide n'est à nouveau pas le meilleur choix. En général, les ingénieurs d'une petite mais très fière entreprise ont dû faire face à un choix difficile.
Les premiers rapports d'un moteur se préparant à voler vers d'autres planètes ont commencé à apparaître à l'été 2010, lorsque le directeur de l'installation de test et de développement de fusées SpaceX, McGregor, Texas (probablement cette petite ville avec une population d'environ 5000 personnes) connu de nombreux lecteurs
pour des vidéos de décollage et d'atterrissage de bancs d'essais expérimentaux pour travailler à l'atterrissage de la première étape -
Grasshopper.Tom Markusic a annoncé le début des travaux sur le moteur à gaz Merlin 2. Il était supposé qu'il utiliserait la paire de combustibles RP-1 / LOX et aurait une poussée de 7,6 MN au niveau de la mer et de 8,5 MN sous vide, ce qui dépassait les performances du «monstre» F-1 à chambre unique au kérosène, qui était au nombre de cinq. utilisé à la première étape du lanceur Saturn V pour le lancement de missions lunaires. Le communiqué indique également que le moteur aura une efficacité sans précédent, bien qu'il soit assez difficile de dire sur quoi ces déclarations étaient basées, et le projet de développement de «Merlin 2» a très vite échoué.
La première étape du retour du lanceur Falcon 9 est le résultat d'essais par Grasshopers.La deuxième déclaration de Tom Markazik était l'annonce d'un projet de développement d'un moteur-fusée Raptor LH2 / LOX, qui devait être porté à un niveau de poussée de ~ 0,67 MN avec une impulsion spécifique de 470 secondes. Cette itération a suggéré que les moteurs Merlin 2 seraient au premier degré, et le Raptor LRE serait installé sur le dessus. En conséquence, l'histoire de la super-fusée kérosène-hydrogène s'est terminée par la déclaration d'Elon Mask selon laquelle les plans exprimés plus tôt ne devraient pas être compris comme un programme de développement approuvé, mais comme le résultat de séances de remue-méninges et d'un sujet de discussion. Bientôt SpaceX s'est quitté
Tom Markazik.
Le premier indice que SpaceX prépare quelque chose sur une paire de combustibles exotiques méthane liquide / oxygène liquide (CH4 / LOX) a été la nouvelle qui est apparue en mai 2011 que SpaceX était en contact avec l'US Air Force pour la participation éventuelle d'une entreprise à un programme gouvernemental sur le développement de moteurs à forte poussée pour accélérateurs réutilisables. Et il y avait vraiment quelque chose à discuter. Le fait est que cette application de l'US Air Force impliquait des exigences très élevées en matière d'efficacité du moteur, en outre, il était clairement indiqué que les moteurs étaient nécessaires sur la paire RP-1 / LOX. À cette époque, seules deux unités répondaient aux exigences de l'US Air Force: le moteur Aerojet AJ-26-500 et le
RD-191 fabriqué par NPO Energomash, développé sur la base de l'héritage lunaire soviétique
NK-33 . À son tour, SpaceX vient de tenir des consultations avec des clients de l'armée de l'air sur la possibilité de se faufiler dans ce «couple doux» soviéto-russe avec certains de ses propres moteurs fonctionnant avec d'autres carburants. Et puisque le discours dans la demande du programme concernait les moteurs à forte poussée, il est devenu clair qu'il ne s'agissait pas de la fusée à propergol liquide Merlin 1 modernisée, mais de quelque chose de complètement nouveau. Au fil du temps et le nouveau moteur, finalement connu sous le nom de «Raptor», a été envahi de détails et de détails de plus en plus récents. Au début, en 2011, le niveau de traction souhaité a été annoncé à 2,2 MN, au deuxième trimestre de 2013, il avait déjà été annoncé que le projet de traction était passé de 2,2 MN à 2,9 MN, et en 2014, des informations ont été reçues sur la traction de 4,5 MN. Aujourd'hui, pour le «Raptor», des indicateurs de poussée d'environ 3 MN sont indiqués.
- CH4/LOX , 0.82 /^3 (, LH2/LOX 0.23 /^3, RP-1/LOX 1.03 /^3). , 25-30% « »;
- , ( -161 -253 ). , ;
- L'utilisation de méthane liquide comme carburant réduit considérablement la quantité de suie formée dans les moteurs par rapport au RP-1 / LOX, ce qui réduit le coût de la préparation avant lancement des étages réutilisables et augmente généralement la fiabilité d'un moteur réutilisable;
- Enfin, le méthane est un carburant abordable et bon marché.
Mais SpaceX a décidé de ne pas se limiter aux avantages «natifs» du système de méthane et est allé encore plus loin: «Raptor» - le premier au monde lancé dans la production à grande échelle de moteurs-fusées à propergol liquide avec le cycle fermé le plus efficace - le soi-disant «cycle fermé à plein débit» (c'est-à-dire avec pré-gazéifié et post-brûlé composants comburants et combustibles).En général, dans nos médias et dans les documentaires étrangers, vous pouvez entendre des mots comme «le premier moteur en boucle fermée était le NK-33, puis tout le monde a oublié cette technologie, puis ils ont fabriqué le RD-180 sur sa base. Et tous les autres pays nous envient / Russie (s). " Par exemple, l'histoire est présentée dans le film britannique Hot Engines of the Cold Country (The Engines That Came In From The Cold. Channel 4, Londres). En fait, il existe de nombreux moteurs avec une forme ou une autre d'un cycle fermé (ils seront discutés un peu plus tard).Le film documentaire «Les moteurs du pays froid» («Les moteurs qui sont venus du froid». Channel 4, Londres). Pendant les années scolaires, ce film a considérablement renforcé la volonté de l'auteur de cet article d'aller étudier en tant qu'ingénieur en fusée ou physicien.( ) — , . , (). , . . :
- . : -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.
Citation de l'article «Moteur de fusée liquide en boucle fermée» , Wikipedia, avec des ajouts mineurs à l'auteur.
Un exemple de moteur fonctionnant selon un tel schéma a été développé à la fin des années 60 du 20e siècle dans OKB-456 (maintenant c'est NPO Energomash nommé d'après l'académicien V.P. Glushko ) RD-270 LPRE (utilisé UDMG / AT) pour la lunaire soviétique / UR-700 / UR-900 Martian rocket (tout de même, c'est bien que le choix soit tombé sur le kérosène N-1: si une fusée ultra-lourde sur UDMG / AT explosait dans la steppe kazakhe une minute après son lancement, alors ce serait vraiment mauvais pour l'environnement à Baïkonour) .1962-1967 -456 ( «») -270 (/) / -700/-900. ( — Integrated Powerhead Demonstrator Rocketdyne Aerojet ) . 50 .Quelques mots sur le RD-270. Son développement a commencé en 1962 et s'est achevé en 1967, c'est-à-dire après 5 ans. Au total, d'octobre 1967 jusqu'à la clôture du programme de création de l'UR-700 / UR-900 en juillet 1969, 27 essais au feu de cette unité ont été effectués et un total de 22 exemplaires de ce moteur ont été assemblés. Trois moteurs ont été retestés et un trois fois. Ensuite, le projet UR-700 / UR-900 a été fermé.En plus de l'augmentation de l'impulsion spécifique, un circuit fermé avec gazéification complète des composants implique une conception de moteur avec un nombre réduit de points de défaillance potentiels par rapport à un moteur-fusée à gazéification partielle. En outre, un schéma complet de gazéification implique qu'il n'est pas nécessaire de pomper et de brûler les composants liquides dans la chambre de combustion, ce qui annule le risque de cavitationcomposants de carburant liquide et augmente ainsi la fiabilité du système. Cependant, une telle conception posait de nombreuses difficultés: en raison du fonctionnement simultané de quatre moteurs importants profondément intégrés - deux générateurs de gaz et deux turbopompes et leurs travaux essentiellement fortement interconnectés sur la fourniture de produits de gazéification complets à la chambre de combustion principale du RD-270, basse fréquence pulsations à la fois dans les générateurs de gaz et dans la chambre de combustion principale. La principale raison de ce fonctionnement dangereux du moteur était la difficulté de synchroniser le fonctionnement conjoint de deux turbopompes qui tentaient de se maîtriser mutuellement. Dans le cadre du projet RD-270, ce problème d'ingénierie n'a pas pu être résolu, mais pour la première fois ce n'est que 10 ans plus tard que les ingénieurs américains ont réussi à y faire face lors de la création du moteur fusée RS-25(le moteur principal de la navette spatiale) uniquement grâce à l'utilisation d'un ordinateur numérique embarqué , dont un analogue n'était tout simplement pas disponible en URSS lors du développement du RD-270.Schéma d'un moteur-fusée à gazéification complète. Cette architecture peut augmenter considérablement la fiabilité (par exemple, en réduisant le nombre de pompes et de pipelines nécessaires) et les performances du moteur tout en réduisant sa masse. Pré-brûleur - générateur de gaz; Pompe - turbopompes; La chambre de combustion est la principale chambre de combustion. À titre de comparaison, dans le spoiler ci-dessous est un schéma d'un moteur à cycle fermé avec un gaz de générateur réducteur, dans lequel le carburant n'est fourni que par le générateur de gaz, et l'oxydant est également directement des réservoirs.
Moteur en boucle fermée avec générateur de gaz régénératif Certes, il existe un écueil dans un système avec gazéification complète - les principales chambres de combustion des moteurs produits à l'aide de cette technologie sont très difficiles à tester. Le fait est que la plupart des moteurs modernes peuvent être testés en plusieurs parties: pompes séparément, chambres de combustion séparément, etc. Lorsque vous utilisez la gazéification complète, cela n'est pas possible car toutes les pièces du moteur sont très dépendantes les unes des autres. Un circuit fermé avec gazéification complète des composants du carburant implique la gazéification dans deux générateurs de gaz séparés (le générateur de gaz est un appareil pour convertir le carburant solide ou liquide en une forme gazeuse): dans l'un, une petite partie du carburant est brûlée avec une énorme consommation de comburant (en substance, c'est une sorte de générateur de gaz comburant),et dans un autre, un excès de carburant est brûlé avec une petite quantité d'agent oxydant (en fait, c'est une sorte de générateur de gaz combustible). L'oxydant et le carburant sont fournis aux générateurs de gaz au moyen de turbopompes et les mêmes turbopompes immédiatement après le démarrage du moteur fonctionnent en raison de l'énergie des produits de gazéification obtenus dans les générateurs de gaz. Enfin, contrairement à tous les autres schémas, un cycle fermé à plein débit implique que le carburant dans la chambre de combustion autour de l'oxydant est exclusivement sous forme gazeuse, c'est-à-dire qu'il (la chambre de combustion) est connecté exclusivement aux générateurs de gaz, mais pas aux réservoirs, il commencerait à tester la chambre de combustion sans générateurs de gaz et les correspondants les turbopompes sont fondamentalement impossibles. En général, pour les tests, vous devez assembler complètement le moteur.L'oxydant et le carburant sont fournis aux générateurs de gaz au moyen de turbopompes et ces mêmes turbopompes immédiatement après le démarrage du moteur fonctionnent en raison de l'énergie des produits de gazéification obtenus dans les générateurs de gaz. Enfin, contrairement à tous les autres schémas, un cycle fermé à plein débit implique que le carburant dans la chambre de combustion autour de l'oxydant est exclusivement sous forme gazeuse, c'est-à-dire qu'il (la chambre de combustion) est connecté exclusivement aux générateurs de gaz, mais pas aux réservoirs, il commencerait à tester la chambre de combustion sans générateurs de gaz et les correspondants les turbopompes sont fondamentalement impossibles. En général, pour les tests, vous devez assembler complètement le moteur.L'oxydant et le carburant sont fournis aux générateurs de gaz au moyen de turbopompes et ces mêmes turbopompes immédiatement après le démarrage du moteur fonctionnent en raison de l'énergie des produits de gazéification obtenus dans les générateurs de gaz. Enfin, contrairement à tous les autres schémas, un cycle fermé à plein débit implique que le carburant dans la chambre de combustion autour de l'oxydant est exclusivement sous forme gazeuse, c'est-à-dire qu'il (la chambre de combustion) est connecté exclusivement aux générateurs de gaz, mais pas aux réservoirs, il commencerait à tester la chambre de combustion sans générateurs de gaz et les correspondants les turbopompes sont fondamentalement impossibles. En général, pour les tests, vous devez assembler complètement le moteur.Enfin, contrairement à tous les autres schémas, un cycle fermé à plein débit implique que le carburant dans la chambre de combustion autour de l'oxydant est exclusivement sous forme gazeuse, c'est-à-dire qu'il (la chambre de combustion) est connecté exclusivement aux générateurs de gaz, mais pas aux réservoirs, il commencerait à tester la chambre de combustion sans générateurs de gaz et les correspondants les turbopompes sont fondamentalement impossibles. En général, pour les tests, vous devez assembler complètement le moteur.Enfin, contrairement à tous les autres schémas, un cycle fermé à plein débit implique que le carburant dans la chambre de combustion autour de l'oxydant est exclusivement sous forme gazeuse, c'est-à-dire qu'il (la chambre de combustion) est connecté exclusivement aux générateurs de gaz, mais pas aux réservoirs, il commencerait à tester la chambre de combustion sans générateurs de gaz et les correspondants les turbopompes sont fondamentalement impossibles. En général, pour les tests, vous devez assembler complètement le moteur.Modélisation des processus physiques et chimiques dans le moteur-fusée "Raptor". Il est fortement recommandé pour les personnes qui aiment les beaux diagrammes et modèles lumineux obtenus sur la base de calculs mathématiques.Un autre «défi» sur la voie de la création d'un produit fini est le fait que les composants combustibles exclusivement gazeux et les produits gazeux de sa combustion pénètrent déjà dans la chambre de combustion dans les moteurs à gazéification complète, et les aspects physico-chimiques de ce processus n'ont pas été largement étudiés auparavant du fait qu'en fait, personne aux États-Unis, et même dans le monde, n'a jamais utilisé un cycle fermé complet. Et même si nous tenons compte du fait de l'existence du RD-270, d'une part, il est peu probable que SpaceX soit en mesure d'obtenir une documentation détaillée pour ce produit, et d'autre part, il est peu probable qu'à la fin des années 60 du siècle dernier, la puissance de calcul ait permis d'obtenir des résultats, qu'il ne serait pas logique de clarifier ou même de revérifier en 2017.
Elon Musk présente au public un aperçu des performances du moteur Raptor lors du Congrès international d'astronautique, le 27 septembre 2016, à Guadalajara, au Mexique.Il est également connu que pour optimiser les lancements, le carburant Raptor et l'oxydant pour le moteur de fusée seront dans les réservoirs à des températures proches de la température de congélation et non au point d'ébullition, ce qui n'est pas typique des systèmes de missiles cryogéniques existants. Le sous-refroidissement du méthane et de l'oxygène devrait augmenter leur densité, ce qui entraînera une diminution du volume des réservoirs de carburant et de la fusée dans son ensemble. De plus, le carburant et l'oxydant surfondus sont moins sujets aux processus de cavitation dans les turbopompes, ce qui affecte également la fiabilité du système de la manière la plus positive.
De plus, la possibilité de transférer la production d'unités Raptor individuelles vers la technologie d'impression 3D est à l'étude. Ainsi, en 2016, un échantillon expérimental réduit du moteur avec une poussée d'environ 1 MN a été testé, dont 40% des pièces (en poids) ont été imprimées.
Un tableau récapitulatif avec les caractéristiques de certains moteurs à chambre unique couramment utilisés. Les moteurs créés aux États-Unis sont marqués en bleu et ceux créés en URSS / Russie en rouge. Les signes (***) dans les indicateurs de poussée et d'impulsion spécifiques des moteurs Raptor et Merlin 1D signifient que ces chiffres ne se réfèrent pas aux modifications de base de ces moteurs qui sont sur les premières étapes, mais aux versions spéciales Raptor Vacuum installées sur les étapes supérieures et vide Merlin 1D, respectivement.Ainsi, en conclusion, nous pouvons dire que le schéma en boucle ouverte «Merlin» a été très réussi, bien que sa version modernisée de «Merlin 1D» ait le rapport poussée / masse et poussée / coût le plus élevé, et soit également l'oxygène le plus efficace. avec un moteur au kérosène jamais produit aux États-Unis, mais néanmoins, à bien des égards, le Merlin reste loin de l'unité la plus avancée. À son tour, le moteur-fusée Raptor de la nouvelle génération, développé par SpaceX, a absorbé, sinon la totalité, alors certainement bon nombre des technologies les plus avancées existant actuellement dans les moteurs-fusées. Et l'utilisation réutilisable prévue de cette unité compensera largement le coût élevé de ces solutions avancées.