स्पेसएक्स इंटरप्लेनेटरी प्रोग्राम: रैप्टर रॉकेट इंजन का विस्तृत विश्लेषण

इसलिए, 2017 के लिए, स्पेसएक्स शायद मंगल की जांच या रोवर के अलावा कुछ भी भेजने के लिए निकटतम है। इसके अलावा, कंपनी की योजनाओं में लाल ग्रह के लिए एक बड़े पैमाने पर मानवयुक्त अभियान शामिल है, जो सूर्य से चौथे ग्रह पर मनुष्य की दीर्घकालिक उपस्थिति सुनिश्चित करेगा। इसके अलावा, SpaceX सौर प्रणाली के उन हिस्सों में अनुसंधान मिशन का संचालन करने पर विचार कर रहा है जो रॉकेट उद्योग के सबसे हताश रोमांटिक के प्रमुखों द्वारा भी नहीं देखे गए हैं। लेकिन इन योजनाओं के पीछे क्या प्रौद्योगिकियां हैं? चलो ठीक है। और हम रॉकेट इंजन की जांच करके शुरू करेंगे, जो कि इन महत्वाकांक्षी योजनाओं - रैप्टर रॉकेट इंजन के कार्यान्वयन को सुनिश्चित करना चाहिए।


रॉकेट इंजन "रैप्टर" की बेंच परीक्षण, 25 सितंबर 2016। मैकग्रेगर, टेक्सास।

"रैप्टर" रॉकेट इंजन: यह किस प्रकार का जानवर है?

इसलिए, Raptor रॉकेट इंजन को SpaceX द्वारा सौर प्रणाली में दूर की वस्तुओं के लिए उड़ान कार्यक्रम के हिस्से के रूप में विकसित किया जा रहा है।

स्पेसएक्स का पहला सही मायने में विशाल इंजन मर्लिन था, जो एक आरपी -1 / एलओएक्स जोड़ी द्वारा संचालित था। इस इंजन के बारे में, हम कह सकते हैं कि हालांकि यह अमेरिकी इतिहास में इस ईंधन जोड़ी पर सबसे कुशल गैस इंजन है और इसका सामान्य रूप से रिकॉर्ड थ्रस्ट-वेट अनुपात है, यह मुख्य रूप से विश्वसनीयता, पुन: प्रयोज्य और कम लागत पर जोर देने के साथ बनाया गया है। हम कह सकते हैं कि जब फाल्कन 9 पर काम कर रहे थे, तो सबसे पहले, एक पुन: प्रयोज्य प्रौद्योगिकी का एक नियमित स्तर पर परीक्षण करना था, जो अंततः महत्वपूर्ण परिणाम लाया।

वास्तव में, पूरे इंजन को सहेजने से डिस्पोजेबल इकाइयों के द्रव्यमान को कम करने या नए इंजन या ईंधन वाष्प पर स्विच करने पर उनकी दक्षता बढ़ाने की तुलना में संभवतः अधिक धन की बचत हो सकती है। उदाहरण के लिए, केरोसिन के विकल्प के रूप में सोयूज-यू 2 लॉन्च वाहन पर, "ब्लॉक ए" (दूसरा चरण) ने सिंथाइन का इस्तेमाल किया, जिसने सोयूज-यू रॉकेट के मूल संस्करण की तुलना में अधिकतम पेलोड द्रव्यमान को 200 किलोग्राम तक बढ़ाना संभव बना दिया। एक अन्य उदाहरण सोवियत चंद्र रॉकेट UR-700 की परियोजना है, जिस पर पूरी तरह से विदेशी ईंधन वाष्प का उपयोग करने का प्रस्ताव किया गया था: यह पहले चरण RD-270 इंजन के लिए अत्यंत विषैले UDMH को और भी खतरनाक पेंटेन (B5H9) के साथ UI RD में वृद्धि के साथ प्रस्तावित किया गया था। 42 एस के लिए 270, और तीसरे चरण में यह आम तौर पर एक प्रणाली स्थापित करने का प्रस्ताव था जो ऑपरेशन और पूर्व-लॉन्च की संयुक्त जटिलता के संदर्भ में बिल्कुल शानदार था, जो तरल प्रणोदक तरल प्रणोदक रॉकेट इंजन पर आधारित होना चाहिए ओडी / तरल फ्लोरीन। "


RD-270 इंजन में उपयोग होने वाले ईंधन के रासायनिक सूत्र: बाईं ओर - UDMH (C2H8N2; नीली गेंदें - नाइट्रोजन परमाणु, काली गेंद - कार्बन परमाणु, सफेद गेंद - हाइड्रोजन परमाणु); दाईं ओर पेंटबोरेन (B5H9; गुलाबी गेंदें - बोरान परमाणु, सफेद गेंदें - हाइड्रोजन परमाणु)। दोनों यौगिक बेहद विषैले होते हैं, सब कुछ के अलावा पेंटाबोरेन में हवा के संपर्क में अचानक आत्म-प्रज्वलन की प्रवृत्ति होती है, यहां तक ​​कि मामूली संदूषण के साथ भी। इसके अलावा, यूडीएमएच और पेंटबोरेन उत्पादन में मिट्टी के तेल की तुलना में बहुत अधिक महंगे हैं।

बेशक, यदि आपके पास अपने निपटान में पुन: प्रयोज्य मिसाइलें नहीं हैं, तो आपके पेलोड का वजन बहुत अधिक है और कॉसमोड्रोम भूमध्य रेखा से बहुत दूर हैं, तो एक उचित निष्कर्ष खुद ही पता चलता है: आपको प्रत्येक लॉन्च के लिए अधिकतम संभव द्रव्यमान प्रदर्शित करने की आवश्यकता है। हालांकि, यह ध्यान में रखना चाहिए कि उच्च दक्षता या इकाइयों की नवीनता उनकी उच्च लागत का मतलब हो सकती है, और इस मामले के लिए एक उत्कृष्ट उदाहरण है: लंबे समय तक RD-0110 इंजन सोयुज लॉन्च वाहन (तथाकथित "ब्लॉक I") के तीसरे चरण में स्थापित किया गया था। निर्वात में जोर और एसआई - क्रमशः 298 kN और 326 s)। फिर, सोयुज-2.1 बी के संशोधन के साथ शुरू करके , ब्लॉक I पर एक नया RD-0124 स्थापित किया जाना शुरू हुआ (वैक्यूम में थ्रस्ट और यूआई - क्रमशः 294.3 kN और अविश्वसनीय 359 s)। हालांकि, इस तथ्य के बावजूद कि RD-0124 दुनिया में सबसे अधिक कुशल ऑक्सीजन-केरोसिन तरल प्रणोदक रॉकेट इंजन है और इसके पूर्ववर्ती पर कई अन्य फायदे हैं, 21 वीं शताब्दी में बनाए गए इंजन में संक्रमण कई वित्तीय कठिनाइयों से भरा हुआ है: सबसे पहले, इसका संचालन का तात्पर्य है। ओसीडी की लागत को कवर करना (और आरडी -0110 60 के दशक में पहले से ही बनाया गया था); दूसरी बात, अधिक भौतिक उपभोग के कारण उन्हें अपनी अनूठी विशेषताएँ मिलीं। इसलिए, अंत में यह पता चला है कि RD-0124 RD-0110 की तुलना में बहुत अधिक महंगा है, और निम्नलिखित निष्कर्ष खुद पूरी कहानी से पता चलता है: आधुनिक परिस्थितियों में, खरोंच से अत्यधिक प्रभावी डिस्पोजेबल मिसाइल सिस्टम का निर्माण वर्तमान समस्याओं को हल करने में मदद कर सकता है, लेकिन कुल मिलाकर यह रणनीति बहुत ज्यादा नहीं है यह लागत प्रभावी है और अच्छे के लिए यह वास्तव में पुन: प्रयोज्य रॉकेटों या कम से कम अलग पुन: प्रयोज्य चरणों पर महंगी इकाइयों को डालने के लिए समझ में आता है। और जैसा कि हम थोड़ा और आगे देखेंगे, रैप्टर लिक्विड-प्रोपेलेंट रॉकेट इंजन को बड़ी मात्रा में नई तकनीकों और आधुनिक इंजीनियरिंग समाधानों का उपयोग करके विकसित किया गया है।


सोयूज़ परिवार के रॉकेट के तीसरे चरण के इंजन: RD-0110 (बाएं) और RD-0124 (दाएं)। आकार और ज्यामिति में बाहरी समानता के बावजूद, RD-0124 एक बहुत अधिक तकनीकी और युवा इकाई है, जो इसकी विशेषताओं को सकारात्मक रूप से प्रभावित करती है और इसके संचालन की कुल लागत को नकारात्मक रूप से प्रभावित करती है।

सामान्य तौर पर, स्पेसएक्स पैसे खर्च करने के मुद्दों के लिए अपने विचारशील दृष्टिकोण के लिए प्रसिद्ध है, जिसके लिए यह एक युवा निजी कंपनी भी है, न कि बोइंग या लॉकहीड और जैसे फैट अनाड़ी निगम, जो एक राज्य फीडर या एक राज्य एकाधिकार संरचना से पैसा चूसना पसंद करते हैं । इसलिए, लक्ष्य के रास्ते पर SpaceX के प्रत्येक चरण पर लंबे समय से चर्चा की गई है और विकास, उत्पादन और दोहराया संचालन की लागत में संभावित कमी के लिए काम किया जा रहा है, और इस कंपनी की परियोजनाओं से एक तरल अमोनिया / तरल फ्लोरीन ईंधन जोड़ी पर RD-301 LPRE के लिए विदेशी इकाइयों को विकसित करने की अपेक्षा करना व्यर्थ होगा। ”, जिसने तकनीकी और चिकित्सा-पारिस्थितिक समस्याओं का पहाड़ खड़ा कर दिया। जिस तरह एक बार में कई रॉकेटों के विकास पर स्पेसएक्स समानांतर बड़े पैमाने के काम से उम्मीद करना व्यर्थ होगा (जैसा कि सोवियत चंद्र कार्यक्रम के दौरान था - सुपरहैवी वाहक एन -1 और यूआर -700 एक साथ विकसित हुए थे) या एक अत्यंत विषैले यूडीएमएच / एटी जोड़ी का उपयोग करने वाले इंजन।


सेंट पीटर्सबर्ग में गैस डायनामिक्स प्रयोगशाला (GDL) के संग्रहालय में RD-301 LPRE (तरल अमोनिया / तरल फ्लोरीन)। वैसे, "एकेडमिशियन V.P. Glushko द्वारा चयनित वर्क्स" शीर्षक वाले तीन-वॉल्यूम के पहले खंड से एक बहुत ही दिलचस्प अंश इंटरनेट पर पोस्ट किया गया है , जिसमें ऑक्सीकरण एजेंट के रूप में तरल फ्लुरीन के साथ इंजन बनाने के उद्देश्यों और संभावनाओं पर चर्चा की गई है ।

रैप्टर लिक्विड प्रोपेलेंट रॉकेट इंजन की चर्चा शुरू करने के लिए, मैं RP-1 / LOX और LH2 / LOX ईंधन जोड़े के मुख्य नुकसानों पर विचार करके प्रस्ताव करता हूं जिन्हें रॉकेट इंजन के लिए ईंधन चुनते समय विचार किया जाना चाहिए:

• उदाहरण के लिए, एक अर्थ में, केरोसिन रॉकेट का एक महत्वपूर्ण नुकसान क्रायोजेनिक ईंधन की तुलना में अपेक्षाकृत कम विशिष्ट आवेग है (आरपी ​​-180 पर आरडी -180 के लिए वैक्यूम में 337 एस बनाम एलओएच जोड़ी बनाम एलएच 2 / एलओडी आरडी -0120 इसके 455 एस के साथ है। वैक्यूम में (इनमें से 4 इंजन एनर्जिया लॉन्च वाहन के दूसरे चरण पर स्थापित किए गए थे, इस इकाई की प्रौद्योगिकी / उत्पादन श्रृंखला कुछ उद्योग के प्रतिनिधियों के अनुसार खो गई थी) इस मामले में, विशिष्ट आवेग उन मामलों में महत्वपूर्ण हो सकता है जब एक रॉकेट की बात आती है, लॉन्च मास। झुंड हजारों टन है;
  
  
  
  
  RD-0120 LRE (आरएससी एनर्जिया का संग्रहालय), जो एनर्जिया लॉन्च वाहन के दूसरे चरण पर स्थापित किया गया था। इस इंजन के लिए ईंधन जोड़ी LH2 / LOX थी। वर्तमान में एनर्जिया रॉकेट पर जिस रूप में इसे स्थापित किया गया था, उसमें एक इंजन के उत्पादन की संभावना खो गई है।
  
  
• इसके अलावा, केरोसिन का उपयोग इंजनों में अधिक कालिख के जमा होने का अर्थ है, जो एक पुन: प्रयोज्य इंजन की सेवा की लागत को बढ़ा सकता है या बस इसकी विश्वसनीयता या सेवा जीवन को कम कर सकता है;
  
  
• ऑक्सीजन-केरोसिन इंजनों का एक और नुकसान यह है कि केरोसिन कोकिंग के लिए प्रवण होता है , जो इंजनों के अंदर पर ठोस पेट्रोलियम कोक के गठन से बचने के लिए दहन कक्षों को अतिरिक्त तरल ऑक्सीजन की आपूर्ति करने की आवश्यकता की ओर जाता है। यह एक ही बार में दो कठिनाइयाँ पैदा करता है, यदि डेवलपर का लक्ष्य एक पुन: प्रयोज्य रॉकेट है: सबसे पहले, पुनः लॉन्च से पहले पेट्रोलियम कोक के इंजनों को साफ करने की आवश्यकता है; दूसरे, दहन कक्ष में अत्यधिक ऑक्सीजन की आपूर्ति संक्षारण प्रक्रियाओं को तेज करती है और पंपिंग सिस्टम को पहनने की ओर ले जाती है।
  
  
• मिट्टी के तेल का एक और नुकसान यह है कि पृथ्वी को छोड़कर कहीं भी इसे ढूंढना असंभव है, इसलिए, वास्तव में, मिट्टी के इंजन का उपयोग करने के मामले में इंटरप्लेनेटरी जहाजों को फिर से ईंधन भरने का एकमात्र तरीका पृथ्वी से मिट्टी का तेल भेजना है। उसी समय, खुद केरोसिन, हालांकि इसमें उच्च घनत्व है (विशेषकर हाइड्रोजन के साथ तुलना में), यह अभी भी किसी भी तरह से बेहतर होगा कि पृथ्वी से अन्य ग्रहों में ईंधन संश्लेषण के सबसे अपूरणीय घटकों को वितरित करें और मौके पर लापता अभिकर्मकों का उत्पादन और उत्पादन करें। इंटरप्लेनेटरी जहाज लैंडिंग। इसके अलावा, बोर्ड पर मिट्टी के तेल के साथ एक लंबी उड़ान के मामले में, यह कॉर्न अपने गुणों को खो सकता है;
  
  
• अंत में, तरल हाइड्रोजन के सभी लाभों के लिए (जैसा कि ऊपर उल्लेख किया गया है, वैक्यूम में LH2 / LOX जोड़ी का विशिष्ट आवेग RP-1 / LOX जोड़ी की तुलना में लगभग 35% अधिक है। इसके अलावा, आणविक भार का कम आणविक भार इंजनों की पहनने की दर को कम करने में मदद करता है, और) दहन प्रक्रिया वस्तुतः कालिख के संचय को समाप्त करती है) इसका उपयोग कई कठिनाइयों से भरा है:
  
  
  • तरल हाइड्रोजन का बेहद कम तापमान (लगभग -253 डिग्री सेल्सियस) यह सबसे सुविधाजनक ईंधन नहीं बनाता है;
    
    
  • धातुओं के साथ हाइड्रोजन के संपर्क से हाइड्रोजन का उत्सर्जन होता है । हाई-स्ट्रेंथ स्टील्स, साथ ही टाइटेनियम और निकल मिश्र धातु, हाइड्रोजन उत्सर्जन के लिए सबसे अधिक अतिसंवेदनशील होते हैं, जो मिसाइलों के लिए खतरनाक है, जबकि हाइड्रोजन उत्सर्जक तंत्र अभी तक स्थापित नहीं है, इसलिए यह अभी तक नहीं है कि इससे कैसे निपटना है;
    
    
  • इस तथ्य के बावजूद कि हाइड्रोजन एक वैक्यूम में उत्कृष्ट विशिष्ट आवेगों को दिखाता है, एलएच 2 / एलओएक्स वाष्प में समुद्र के स्तर पर समान उच्च मूल्य नहीं हैं। उदाहरण के लिए, समुद्र तल पर डेल्टा IV RS-68A प्रक्षेपण यान के पहले चरण के हाइड्रोजन मार्चिंग इंजन का विशिष्ट आवेग 360 सेकंड है, जो किरोसीन आरडी -803 - 3.3.3 सेकंड के लिए समान संकेतक से 12% कम है (मुझे याद है कि एक निर्वात में हाइड्रोजन इंजन के लिए 35% की विशिष्ट आवेग में मिट्टी के तेल पर श्रेष्ठता हासिल की गई थी);
    
    
  • अंत में, LH2 / LOX जोड़ी में एक ही केरोसिन की तुलना में एक भयावह कम घनत्व होता है: RP29-1 / LOX के लिए LH2 / LOX बनाम 1.03 g / cm ^ 3 के लिए 0.29 ग्राम / सेमी ^ 3, यानी यह तीन गुना से कम है ! बेशक, एक उच्च विशिष्ट आवेग आपको LH2 / LOX के मामले में कम ईंधन और ऑक्सीडाइज़र का उपयोग करने की अनुमति देता है, लेकिन यह इतना बड़ा नहीं है, इसलिए LH2 / LOX का उपयोग अनिवार्य रूप से ईंधन टैंक की मात्रा में बहुत महत्वपूर्ण वृद्धि की ओर जाता है। ITS LV के मामले में, इसका मतलब होगा कि पहले से ही विशाल आकार से एक संक्रमण पूरी तरह से अकल्पनीय है।
    
    
    
    
    कुछ मिसाइल प्रणालियों के आकार की तुलना। यह ध्यान दिया जा सकता है कि प्रोटॉन एम एलवी (23 टन) और डेल्टा IV हेवी (26 टन) के लिए डीओई पर प्रदर्शित लोड के लगभग समान संकेतकों के बावजूद और लगभग बराबर लॉन्च जनता (प्रोटॉन एम और 723 टन के लिए 705 टन) डेल्टा IV हेवी के लिए) डेल्टा पर LH2 / LOX ईंधन जोड़ी का उपयोग करके प्रोटॉन एम एक अमेरिकी फ्लाइंग हाइड्रोजन राक्षस की तुलना में बौना जैसा प्रतीत होता है।
    
    एक सरल उदाहरण: पूरी तरह से हाइड्रोजन डेल्टा IV भारी और कज़ा पर्यावरणविद् प्रोटॉन एम का सबसे अच्छा दोस्त, जो यूडीएमएच / एटी में काम कर रहा है, डीओई के लिए लगभग समान भार ले जाने में सक्षम हैं (डेल्टा के लिए 26 टन से कम और प्रोटॉन के बारे में 23 टन) । इसी समय, डेल्टा IV भारी ईंधन टैंक इतने बड़े हैं कि इसमें अनिवार्य रूप से पहले तीन चरण शामिल हैं, जिनमें से प्रत्येक की ऊंचाई 40.8 मीटर है। पूरी तरह से इकट्ठे प्रोटॉन एम लॉन्च वाहन की ऊंचाई 58.2 मीटर है। वैसे, डेल्टा IV हैवी प्रोटॉन एम से भी भारी है: इसका शुरुआती वजन 732 टन है, जो प्रोटॉन के शुरुआती वजन से 27 टन अधिक है। सामान्य तौर पर, एक मध्यवर्ती परिणाम के रूप में, हम कह सकते हैं कि पहले चरणों में LH2 / LOX जोड़ी के उपयोग के लाभों का अस्तित्व एक व्यक्तिगत और बहस का मुद्दा है।

LH2 / LOX जोड़ी की इसी तरह की कमियों ने इस तथ्य को जन्म दिया है कि मुख्य रूप से हाइड्रोजन कदम या तेजी से ब्लॉक उड़ते हैं, जिनमें से इंजन विशेष रूप से एक वैक्यूम में स्विच किए जाते हैं, एक उदाहरण जो इस समय राज्य अंतरिक्ष अनुसंधान और उत्पादन केंद्र में विकसित किया जा रहा है। एम। ख्रुंखेवा हाइड्रोजन बूस्टर ब्लॉक "KVTK" , जिसका अर्थ है "ऑक्सीजन-हाइड्रोजन भारी वर्ग" (परियोजना के ढांचे के भीतर, वोरोन्ज़ केमिकल इंजीनियरिंग डिज़ाइन ब्यूरो में एक बूस्टर ब्लॉक "KVTK" बनाने के लिए, गैस-मुक्त योजना के अनुसार डिज़ाइन किया गया RD-0146 हाइड्रोजन इंजन पहले ही बनाया जा चुका है) और अंगारा-ए 5 प्रक्षेपण यान के हाइड्रोजन ऊपरी चरण की परियोजना भी। इसी समय, यह उम्मीद की जाती है कि क्रायोजेनिक ऊपरी चरण के उपयोग से वोस्टोचन कॉस्मोड्रोम से लॉन्च के दौरान डीओई द्वारा अंगारा-ए 5 का उत्पादन 24.5 टन से बढ़कर 34-38 टन हो जाएगा। इसलिए, विशुद्ध रूप से सैद्धांतिक रूप से, स्पेसएक्स इंजीनियर एक समान पथ ले सकते थे: केरोसिन या अन्य ईंधन पर पहला चरण, और हाइड्रोजन पर ऊपरी वाले। हालांकि, ITS LV के मामले में इस तरह की अवधारणा महत्वपूर्ण कमियों के बिना नहीं है, जिनमें से मुख्य एक लॉन्च कॉम्प्लेक्स बनाने की आवश्यकता है जो कई प्रकार के रॉकेट ईंधन के बड़े संस्करणों के साथ एक विशाल रॉकेट को भर देगा, और स्पेसएक्स हमेशा हर चीज में लागत कम करने का प्रयास करता है। इसके अलावा, यदि स्पेसएक्स ऊपरी चरणों को वापस करना चाहता है, तो तरल हाइड्रोजन फिर से सबसे अच्छा विकल्प नहीं है। सामान्य तौर पर, एक छोटी लेकिन बहुत गर्व कंपनी के इंजीनियरों को एक मुश्किल विकल्प का सामना करना पड़ा।

अन्य ग्रहों पर उड़ान भरने की तैयारी कर रहे एक इंजन की पहली रिपोर्ट 2010 की गर्मियों में दिखाई देने लगी, जब स्पेसएक्स रॉकेट डेवलपमेंट एंड टेस्ट फैसिलिटी के तत्कालीन निदेशक, मैक्ग्रेगर, टेक्सास (लगभग 5,000 लोगों की आबादी वाला यह छोटा शहर था) पहले चरण के उतरने के लिए प्रायोगिक परीक्षण बेंचों के टेक-ऑफ और लैंडिंग के वीडियो के लिए कई पाठकों के लिए जाना जाता है - टासैसहॉपर। टॉम मार्जिक ने मर्लिन 2 गैस इंजन पर काम शुरू करने की घोषणा की। यह माना गया कि वह RP-1 / LOX ईंधन जोड़ी का उपयोग करेगा और समुद्र स्तर पर 7.6 MN और वैक्यूम में 8.5 MN का एक जोर होगा, जो केरोसिन एकल-कक्ष "मॉन्स्टर" F-1 के प्रदर्शन से अधिक था, जो संख्या में पांच था। चंद्र वी प्रक्षेपण यान के पहले चरण में चंद्र मिशन लॉन्च करने के लिए इस्तेमाल किया गया। बयान में यह भी कहा गया है कि इंजन में अभूतपूर्व दक्षता होगी, हालांकि यह कहना मुश्किल है कि ये कथन क्या थे और मर्लिन 2 विकास परियोजना स्वयं जल्दी से शून्य हो गई थी।


फाल्कन 9 लॉन्च वाहन का पहला चरण ग्रैसपर्स द्वारा परीक्षण परीक्षणों का परिणाम है।

टॉम मार्ज़िक का दूसरा बयान एक रैप्टर LH2 / LOX रॉकेट इंजन को विकसित करने की परियोजना की घोषणा थी, जिसे 470 सेकंड के विशिष्ट आवेग के साथ ~ 0.67 MN के जोर स्तर पर लाया जाना था। इस चलना ने सुझाव दिया कि मर्लिन 2 इंजन पहली डिग्री में होगा, और रैप्टर एलआरई शीर्ष पर स्थापित किया जाएगा। नतीजतन, केरोसिन-हाइड्रोजन सुपर-रॉकेट की कहानी एलोन मास्क द्वारा बयान के साथ समाप्त हो गई कि पहले सुनाई गई योजनाओं को एक अनुमोदित विकास कार्यक्रम के रूप में नहीं समझा जाना चाहिए, लेकिन सत्र के मंथन के परिणाम के रूप में और आगे की चर्चा के अधीन। जल्द ही स्पेसएक्स ने खुद को छोड़ दिया
टॉम मार्कज़िक।

पहला संकेत जो स्पेसएक्स एक विदेशी तरल मीथेन / तरल ऑक्सीजन (सीएच 4 / एलओएक्स) ईंधन जोड़ी पर कुछ तैयार कर रहा है, मई 2011 में दिखाई देने वाली खबर थी कि स्पेसएक्स एक सरकारी कार्यक्रम में संभावित कंपनी की भागीदारी के लिए अमेरिकी वायु सेना के संपर्क में था। पुन: प्रयोज्य त्वरक के लिए उच्च-थ्रस्ट इंजन का विकास। और वास्तव में चर्चा करने के लिए कुछ था। तथ्य यह है कि अमेरिकी वायु सेना के इस आवेदन में इंजन दक्षता के लिए बहुत अधिक आवश्यकताएं निहित हैं, इसके अलावा, यह स्पष्ट रूप से संकेत दिया गया था कि इंजनों को आरपी -1 / LOX जोड़ी की आवश्यकता थी। उस समय, केवल दो इकाइयाँ अमेरिकी वायु सेना की आवश्यकताओं को पूरा करती थीं: Aerojet AJ-26-500 इंजन और RD-191 NPO Energomash द्वारा निर्मित, सोवियत चंद्र विरासत NK-33 के आधार पर विकसित किया गया था। बदले में, SpaceX ने वायु सेना से ग्राहकों के साथ इस सोवियत-रूसी "स्वीट कपल" में निचोड़ने की संभावना पर कुछ अन्य ईंधनों पर चलने वाले अपने स्वयं के इंजनों के साथ परामर्श किया। और चूंकि कार्यक्रम के लिए आवेदन में भाषण उच्च-थ्रस्ट इंजन के बारे में था, यह स्पष्ट हो गया कि यह आधुनिक मर्लिन 1 तरल प्रोपेलेंट रॉकेट के बारे में नहीं था, लेकिन कुछ के बारे में पूरी तरह से नया था। जैसे-जैसे समय बीतता गया और नया इंजन, जिसे अंततः "रैप्टर" के रूप में जाना जाता है, नए और नए विवरणों और विवरणों के साथ उखाड़ फेंका गया। सबसे पहले, 2011 में, 2.2 एमएन के वांछित कर्षण स्तर की घोषणा की गई थी, 2013 की दूसरी तिमाही में यह पहले ही घोषणा की गई थी कि ड्राफ्ट का मसौदा मूल 2.2 एमएन से बढ़कर 2.9 एमएन हो गया था, और 2014 में 4.5 एमएन ट्रैक्शन पर जानकारी उपलब्ध थी। आज, "रैप्टर" के लिए, लगभग 3 एमएन के जोर संकेतक इंगित किए जाते हैं।


ऑक्सीजन-केरोसिन LPRE RD-191 NPO Energomash द्वारा निर्मित, ऑक्सीडेटिव जनरेटर गैस के साथ एक बंद सर्किट में बनाया गया (इसके बारे में इसका मतलब क्या होगा नीचे लिखा गया है), MAKS-2013। समुद्र तल पर थ्रोटल थ्रस्ट के लिए अत्यंत प्रभावी, पुन: प्रयोज्य, रिकॉर्ड धारक । उच्चतम दर्ज थ्रॉटलिंग अधिकतम मूल्य का 27% है, जो अंगारा-ए 5 लॉन्च वाहन के लॉन्च के दौरान वास्तविक परिचालन स्थितियों में पुष्टि की जाती है: केंद्रीय इकाई पर आरडी -191 को 30% के स्तर तक फेंक दिया गया था। एक समस्या: रूस में अभी तक कोई पुन: प्रयोज्य मिसाइल चरण नहीं हैं, इसलिए पहले लॉन्च के बाद यह अनिवार्य रूप से महंगा पुन: प्रयोज्य इंजन खो गया है। 25 अगस्त 2015 को एनपीओ एनर्जोमैश ने आरडी -191 एम इंजन का एक आधुनिक संस्करण बनाना शुरू किया, जो आधार संस्करण की तुलना में 10-15% अधिक शक्तिशाली होना चाहिए।

इसी समय, एलएच 2 / एलओएक्स और आरपी -1 / एलओएक्स की तुलना में मीथेन के उपयोग के कई महत्वपूर्ण फायदे हैं:

• CH4/LOX , 0.82 /^3 (, LH2/LOX 0.23 /^3, RP-1/LOX 1.03 /^3). , 25-30% « »;
• , ( -161 -253 ). , ;
• ईंधन के रूप में तरल मीथेन का उपयोग आरपी -1 / एलओएक्स की तुलना में इंजनों में गठित कालिख की मात्रा को काफी कम कर देता है, जो पुन: प्रयोज्य चरणों की पूर्व-लॉन्च तैयारी की लागत को कम करता है और आम तौर पर पुन: प्रयोज्य इंजन की विश्वसनीयता बढ़ाता है;
• अंत में, मीथेन एक सस्ता और सस्ता ईंधन है।

लेकिन स्पेसएक्स ने खुद को मीथेन सिस्टम के "मूल" लाभों तक सीमित नहीं करने का फैसला किया और आगे भी चला गया: "रैप्टर" - सबसे कुशल बंद चक्र के साथ तरल प्रणोदक रॉकेट इंजन के पूर्ण पैमाने पर उत्पादन में लॉन्च किया गया - तथाकथित "पूर्ण-प्रवाह बंद चक्र" (जो कि पूर्व-गैसीफाइड और afterburned के साथ है) ऑक्सीकरण और ईंधन घटक)।

सामान्य तौर पर, हमारे मीडिया और विदेशी वृत्तचित्रों में, आप "पहले बंद लूप इंजन एनके -33" जैसे शब्द सुन सकते हैं, फिर हर कोई इस तकनीक के बारे में भूल गया, और फिर उन्होंने इसके आधार पर आरडी -80 बनाया। और अन्य सभी देश हमें / रूस से ईर्ष्या करते हैं। " उदाहरण के लिए, यह कहानी ब्रिटिश फिल्म हॉट एंगिंस ऑफ द कोल्ड कंट्री (द एंगिन्स दैट कॉमन इन फ्रॉम द कोल्ड। चैनल 4, लंदन) के सामने रखी गई है। वास्तव में, एक बंद चक्र के एक रूप या दूसरे के साथ बहुत सारे इंजन हैं (उन्हें थोड़ी देर बाद चर्चा की जाएगी)।


डॉक्यूमेंट्री फिल्म "द एंगिन्स ऑफ द कोल्ड कंट्री" ("द कोन्स दैट कम इन द कोल्ड।" चैनल 4, लंदन)। स्कूल के वर्षों में, इस फिल्म ने एक रॉकेट इंजीनियर या भौतिक विज्ञानी के रूप में अध्ययन करने के लिए इस लेख के लेखक की इच्छा को बहुत मजबूत किया।

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• . : -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.

लेखक के मामूली परिवर्धन के साथ विकिपीडिया के "क्लोज्ड लूप लिक्विड रॉकेट इंजन" लेख का उद्धरण ।

इस तरह की योजना के अनुसार काम करने वाले इंजन का एक उदाहरण 20 वीं शताब्दी के 60 के दशक के अंत में ओकेबी -456 (अब यह एनपीओ एनर्जोमैश है जिसे शिक्षाविद वी.पी. ग्लुशको के नाम पर रखा गया है ) आरडी 270 एलपीआर (यूडीएमजी / एटी का इस्तेमाल सोवियत चंद्र / के लिए किया गया था) के अंत में किया गया था। यूआर -700 / यूआर -900 मार्टियन रॉकेट (सभी एक ही, यह अच्छा है कि यह विकल्प केरोसिन एन -1 पर गिर गया: अगर लॉन्च के एक मिनट बाद यूडीएमजी / एटी पर एक भारी-भारी रॉकेट फट जाएगा, तो यह बैकोनूर में पर्यावरण के साथ वास्तव में खराब होगा) ।


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

RD-270 के बारे में कुछ शब्द। इसका विकास 1962 में शुरू हुआ और 1967 में पूरा हुआ, यानी 5 साल बाद। कुल मिलाकर, अक्टूबर 1967 से जुलाई 1969 में UR-700 / UR-900 बनाने के कार्यक्रम को बंद करने तक, इस इकाई के 27 अग्नि परीक्षण किए गए और इस इंजन की कुल 22 प्रतियाँ इकट्ठी की गईं। तीन इंजन सेवानिवृत्त हुए, और एक तीन बार। तब प्रोजेक्ट UR-700 / UR-900 बंद कर दिया गया था।

विशिष्ट आवेग में वृद्धि के अलावा, घटकों के पूर्ण गैसीकरण के साथ एक बंद सर्किट एक आंशिक गैसीकरण रॉकेट इंजन की तुलना में संभावित विफलता अंक की एक कम संख्या के साथ एक इंजन डिजाइन का अर्थ है। इसके अलावा पूरा गैसीकरण योजना है जिसमें के जोखिम को नकारता इंजेक्शन और तरल घटकों के दहन कक्ष में दहन के लिए कोई जरूरत नहीं मानता गुहिकायनतरल ईंधन के घटक और जिससे सिस्टम की विश्वसनीयता बढ़ जाती है। हालांकि, इस तरह की डिज़ाइन कुछ कठिनाइयों से भरी हुई थी: चार गहन रूप से एकीकृत महत्वपूर्ण इंजनों के एक साथ संचालन के कारण - दो गैस जनरेटर और दो टर्बोप्रंप और आरडी-270, कम-आवृत्ति में मुख्य दहन कक्ष में पूर्ण गैसीकरण उत्पादों की आपूर्ति पर उनके अनिवार्य रूप से अत्यधिक परस्पर कार्य। गैस जनरेटर और मुख्य दहन कक्ष में दोनों स्पंदन। इस खतरनाक इंजन ऑपरेशन का मुख्य कारण दो टर्बोपम्पों के संयुक्त संचालन को सिंक्रनाइज़ करने में कठिनाई थी जो एक-दूसरे पर हावी होने की कोशिश कर रहे थे। RD-270 परियोजना के ढांचे के भीतर, इस इंजीनियरिंग समस्या को हल नहीं किया जा सकता था, लेकिन पहली बार यह केवल 10 साल बाद था जब अमेरिकी इंजीनियरों ने आरएस -25 रॉकेट इंजन बनाते समय इसका सामना करने में कामयाब रहे ( Space Shuttle) , -270 .


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रॉकेट इंजन "रैप्टर" में भौतिक और रासायनिक प्रक्रियाओं की मॉडलिंग। यह उन लोगों को देखने के लिए अत्यधिक अनुशंसित है, जो गणितीय गणना के आधार पर प्राप्त उज्ज्वल सुंदर आरेख और मॉडल पसंद करते हैं।

तैयार उत्पाद बनाने के रास्ते में एक और "चुनौती" यह तथ्य है कि विशेष रूप से गैसीय ईंधन घटक और इसकी दहन के गैसीय उत्पाद पहले से ही पूर्ण गैसीकरण के साथ इंजन में दहन कक्ष में प्रवेश करते हैं, और इस प्रक्रिया के भौतिक रासायनिक पहलुओं को व्यापक रूप से पहले नहीं किया गया है वास्तव में, संयुक्त राज्य अमेरिका में, और वास्तव में दुनिया में कोई भी, पहले कभी एक पूर्ण-थ्रेड बंद चक्र का उपयोग नहीं किया है। और यहां तक ​​कि अगर हम RD-270 के अस्तित्व के तथ्य को ध्यान में रखते हैं, तो, सबसे पहले, यह संभावना नहीं है कि स्पेसएक्स इस उत्पाद के लिए विस्तृत दस्तावेज प्राप्त करने में सक्षम होगा, और दूसरी बात, यह संभव नहीं है कि पिछली शताब्दी के 60 के दशक में कंप्यूटिंग शक्ति ने परिणाम प्राप्त करने की अनुमति दी। जिसे 2017 में स्पष्ट करने या यहां तक ​​कि डबल-चेक करने का कोई मतलब नहीं होगा।


एलोन मस्क 27 सितंबर, 2016 को ग्वाडलाजारा, मैक्सिको के अंतर्राष्ट्रीय कांग्रेस में अंतर्राष्ट्रीय कांग्रेस में रैप्टर इंजन के प्रदर्शन का अवलोकन करने के लिए जनता को प्रस्तुत करते हैं।

यह भी ज्ञात है कि लॉन्च का अनुकूलन करने के लिए, रॉकेट इंजन के लिए रैप्टर ईंधन और ऑक्सीडाइज़र टैंक में होगा जो ठंड के तापमान के करीब तापमान पर होगा और उबलते बिंदु तक नहीं, जो मौजूदा क्रायोजेनिक ईंधन मिसाइल प्रणालियों के लिए विशिष्ट नहीं है। मीथेन और ऑक्सीजन के उपकुलिंग से उनके घनत्व में वृद्धि होनी चाहिए, जिससे ईंधन टैंक और रॉकेट की मात्रा में कमी होगी। इसके अलावा, सुपरकोलड ईंधन और ऑक्सीडाइज़र टर्बोपम्प इकाइयों में गुहिकायन प्रक्रियाओं के लिए कम प्रवण हैं, जो सबसे सकारात्मक तरीके से सिस्टम की विश्वसनीयता को भी प्रभावित करता है।

इसके अलावा, व्यक्तिगत रैप्टर इकाइयों के उत्पादन को 3 डी प्रिंटिंग तकनीक में स्थानांतरित करने की संभावना का अध्ययन किया जा रहा है। इसलिए, 2016 में, लगभग 1 MN के जोर के साथ इंजन के एक प्रयोगात्मक कम किए गए नमूने का परीक्षण किया गया था, जिसमें से 40% भाग (वजन के अनुसार) मुद्रित किए गए थे।


कुछ आमतौर पर इस्तेमाल किए जाने वाले एकल-कक्ष इंजन की विशेषताओं के साथ एक सारांश तालिका। संयुक्त राज्य अमेरिका में निर्मित इंजन नीले रंग में चिह्नित हैं, और जो यूएसएसआर / रूस में लाल रंग में बनाए गए हैं। रैप्टर और मर्लिन 1D इंजन के जोर और विशिष्ट आवेग संकेतकों में संकेत (***) का मतलब है कि ये आंकड़े इन इंजनों के बुनियादी संशोधनों का उल्लेख नहीं करते हैं जो पहले चरणों पर हैं, लेकिन ऊपरी चरणों पर स्थापित विशेष रैप्टर वैक्यूम संस्करणों के लिए और मर्लिन 1 डी वैक्यूम, क्रमशः।

इस प्रकार, एक निष्कर्ष के रूप में, हम कह सकते हैं कि "मर्लिन" ओपन-लूप योजना बहुत सफल थी, और "मर्लिन 1 डी" के आधुनिक संस्करण में सबसे अधिक जोर / द्रव्यमान और जोर / लागत अनुपात है, और यह सबसे प्रभावी ऑक्सीजन भी है केरोसीन इंजन के साथ संयुक्त राज्य अमेरिका में कभी भी उत्पादन किया जाता है, लेकिन फिर भी, कई मामलों में, मर्लिन सबसे उन्नत इकाई से दूर रहता है। बदले में, स्पेसएक्स द्वारा विकसित नई पीढ़ी के रैप्टर रॉकेट इंजन ने अवशोषित कर लिया है, यदि सभी नहीं, तो निश्चित रूप से आज रॉकेट इंजनों में मौजूद सबसे उन्नत प्रौद्योगिकियों में से कई हैं। और इस इकाई के नियोजित पुन: प्रयोज्य उपयोग ऐसे उन्नत समाधानों की उच्च लागत की भरपाई से अधिक होगा।