Portanto, para 2017, a SpaceX talvez seja a mais próxima de enviar qualquer coisa que não seja uma sonda ou veículo espacial para Marte. Além disso, os planos da empresa incluem uma expedição tripulada ao Planeta Vermelho, que garantirá a presença de longo prazo do homem no quarto planeta a partir do Sol. Além disso, a SpaceX está considerando a realização de missões de pesquisa nas partes do sistema solar que nem sequer foram visitadas pelos chefes dos românticos mais desesperados da indústria de foguetes. Mas quais tecnologias estão por trás desses planos? Vamos acertar. E começaremos examinando o motor de foguete, que deve garantir a implementação desses planos tão ambiciosos - o motor de foguete Raptor.
Testes de bancada do motor de foguete "Raptor", 25 de setembro de 2016. McGregor, Texas.Motor de foguete "Raptor": que tipo de animal é esse?
Portanto, o motor de foguete Raptor está sendo desenvolvido pela SpaceX como parte do programa de vôo para objetos distantes no sistema solar.
O primeiro motor verdadeiramente massivo da SpaceX foi o Merlin, alimentado por um par RP-1 / LOX. Sobre esse motor, podemos dizer que, embora seja o motor a gás mais eficiente desse par de combustível na história dos EUA e tenha uma relação recorde de empuxo em geral, ele é feito principalmente com ênfase na confiabilidade, reutilização e baixo custo. Podemos dizer que, ao trabalhar no Falcon 9, a tarefa era, antes de tudo, testar a tecnologia de reutilização em um nível de rotina, o que acabou gerando resultados significativos.
De fato, salvar um estágio inteiro pode economizar muito mais dinheiro do que reduzir a massa de unidades descartáveis ou aumentar sua eficiência ao mudar para novos motores ou vapores de combustível. Por exemplo, no
veículo de lançamento Soyuz-U2, como alternativa ao querosene, no Bloco A (o segundo estágio),
foi utilizada a
síntese , que possibilitou aumentar a massa máxima da carga útil em 200 kg em comparação com a versão básica do
foguete Soyuz-U . Outro exemplo é o projeto do foguete lunar soviético UR-700, no qual foi proposto o uso de vapores de combustível completamente exóticos: foi proposto substituir o UDMH extremamente tóxico do primeiro estágio do motor RD-270 por um
pentaborano ainda mais perigoso (B5H9) com um aumento na UI RD- 270 por 42 s, e no terceiro estágio foi geralmente proposto instalar um sistema absolutamente fantástico em termos de complexidade combinada de operação e preparação pré-lançamento, que deveria ser baseada no motor de foguete de propulsor líquido propulsor líquido od / flúor líquido ".
As fórmulas químicas dos combustíveis que deveriam ser usados nos motores RD-270: à esquerda - UDMH (C2H8N2; bolas azuis - átomos de nitrogênio, bolas pretas - átomos de carbono, bolas brancas - átomos de hidrogênio); pentaborano à direita (B5H9; bolas cor-de-rosa - átomos de boro, bolas brancas - átomos de hidrogênio). Ambos os compostos são extremamente tóxicos, o pentaborano, além de tudo, tem uma tendência a auto-ignição repentina em contato com o ar, mesmo com uma leve contaminação. Além disso, UDMH e pentaborano são muito mais caros que o querosene na produção.Obviamente, se você não tem mísseis reutilizáveis à sua disposição, suas cargas pesam muito e os cosmódromos estão longe do equador, então uma conclusão razoável se sugere: você precisa exibir o máximo possível de massas por um lançamento. No entanto, é preciso ter em mente que alta eficiência ou novidade de unidades também pode significar alto custo, e há um excelente exemplo para este caso: por um longo tempo, o motor
RD-0110 foi instalado no terceiro estágio do veículo de lançamento da Soyuz (o chamado "Bloco I") impulso e SI no vácuo - 298 kN e 326 s, respectivamente). Então, começando com a modificação do
Soyuz-2.1b, um novo
RD-0124 começou a ser instalado no Bloco I (empuxo e interface do usuário no vácuo - 294,3 kN e incríveis 359 s, respectivamente). No entanto, apesar do RD-0124 ser o motor de foguete propulsor líquido de oxigênio-querosene mais altamente eficiente do mundo e ter várias outras vantagens em relação ao seu antecessor, a transição para o mecanismo criado no século XXI está repleta de várias dificuldades financeiras: primeiro, sua operação implica cobrir os custos do TOC (e o RD-0110 já foi criado nos anos 60); segundo, ele obteve suas características únicas devido ao consumo de material muito maior. Portanto, no final, verifica-se que o RD-0124 é muito mais caro que o RD-0110, e a conclusão a seguir se sugere de toda a história: nas condições modernas, a criação de sistemas de mísseis descartáveis altamente eficazes a partir do zero pode ajudar na solução dos problemas atuais, mas no geral essa estratégia não é muito é econômico e, para o bem, realmente faz sentido colocar unidades caras em foguetes reutilizáveis ou pelo menos em estágios reutilizáveis separados. E como veremos um pouco mais adiante, o motor de foguete de propulsor líquido Raptor é desenvolvido apenas com uma enorme quantidade de novas tecnologias e soluções de engenharia modernas.
Em geral, a SpaceX é famosa por sua abordagem ponderada sobre questões de gastar dinheiro, para a qual também é uma empresa privada jovem, e não uma corporação gorda e desajeitada como Boeing ou Lockheed e similares, que
gostam de sugar dinheiro de um alimentador estatal ou de uma estrutura de monopólio estatal. Portanto, cada passo do SpaceX no caminho para a meta foi discutido por um longo tempo e está sendo elaborado para uma possível redução no custo de desenvolvimento, produção e operação repetida, e seria inútil esperar que os projetos desta empresa desenvolvam unidades exóticas como o
RD-301 LPRE em um par de amônia líquida / combustível de flúor líquido ”, Que criou uma montanha de problemas tecnológicos e médico-ecológicos. Assim como seria inútil esperar do trabalho paralelo em larga escala da SpaceX no desenvolvimento de vários foguetes de uma só vez (como foi durante o programa lunar soviético - as transportadoras N-1 e UR-700 super pesadas foram desenvolvidas simultaneamente) ou motores usando um par
UDMH /
AT extremamente tóxico.
RD-301 LPRE (amônia líquida / flúor líquido) no Museu do Gas Dynamics Laboratory (GDL) em São Petersburgo. A propósito, um excerto muito interessante do primeiro volume de três volumes, intitulado “Trabalhos Selecionados do Acadêmico V.P. Glushko”, foi publicado na Internet, que apenas discute os motivos e as perspectivas de criar motores com flúor líquido como agente oxidante .Para começar a discussão do motor de foguete de propulsor líquido Raptor, proponho considerar as principais desvantagens dos pares de combustível RP-1 / LOX e LH2 / LOX que devem ser considerados na escolha de combustível para um motor de foguete:
- Por exemplo, em certo sentido, uma desvantagem significativa dos foguetes de querosene é o impulso específico relativamente baixo comparado ao combustível criogênico (337 s no vácuo com RD-180 no par RP-1 / LOX versus LH2 / LOX RD-0120 com seus 455 s no vácuo (4 desses motores foram instalados no segundo estágio do veículo de lançamento Energia , segundo alguns representantes da indústria, a cadeia de tecnologia / produção foi perdida .) Nesse caso, o impulso específico pode ser crucial nos casos de foguetes, massa de lançamento o enxame é de milhares de toneladas;
RD-0120 LRE (Museu da RSC Energia), instalado na segunda etapa do veículo de lançamento Energia. O par de combustível para este motor era LH2 / LOX. Atualmente, está perdida a possibilidade de produzir um motor na forma em que foi instalado no foguete Energia.
- Além disso, o uso de querosene implica o acúmulo de mais fuligem nos motores, o que pode aumentar o custo de manutenção de um motor reutilizável ou simplesmente reduzir sua confiabilidade ou vida útil;
- Outra desvantagem dos motores oxigênio-querosene é o fato de o querosene ser propenso ao coque, o que leva à necessidade de fornecer excesso de oxigênio líquido às câmaras de combustão, a fim de evitar a formação de coque sólido de petróleo no interior dos motores. Isso cria duas dificuldades ao mesmo tempo, se o objetivo do desenvolvedor for um foguete reutilizável: primeiro, é necessário limpar os motores de coque de petróleo antes do relançamento; segundo, o suprimento excessivo de oxigênio para a câmara de combustão acelera os processos de corrosão e leva ao desgaste dos sistemas de bombeamento.
- Outra desvantagem do querosene é que é impossível encontrá-lo em qualquer lugar, exceto na Terra; portanto, a única maneira de reabastecer navios interplanetários no caso de usar um motor de querosene é enviar querosene da Terra. Ao mesmo tempo, o querosene em si, embora tenha uma alta densidade (especialmente em comparação com o hidrogênio), ainda seria melhor aprender de alguma forma como fornecer os componentes mais insubstituíveis da síntese de combustível da Terra para outros planetas e produzir e produzir os reagentes ausentes no local desembarque interplanetário de navios. Além disso, no caso de um voo longo com querosene a bordo, ele pode perder suas propriedades;
- Finalmente, para todas as vantagens do hidrogênio líquido (como mencionado acima, o impulso específico do par LH2 / LOX no vácuo é aproximadamente 35% maior que o do par RP-1 / LOX, além disso, o baixo peso molecular do hidrogênio molecular ajuda a reduzir a taxa de desgaste dos motores e o processo de combustão praticamente elimina o acúmulo de fuligem) seu uso é repleto de várias dificuldades:
- A temperatura extremamente baixa do hidrogênio líquido (cerca de -253 graus Celsius) não o torna o combustível mais conveniente;
- O contato do hidrogênio com os metais leva à fragilização por hidrogênio . Os aços de alta resistência, bem como as ligas de titânio e níquel, são os mais suscetíveis à fragilização por hidrogênio, o que é perigoso para os mísseis, enquanto o mecanismo de fragilização por hidrogênio ainda não está estabelecido, portanto ainda não está claro como lidar com isso;
- Apesar do hidrogênio mostrar excelentes impulsos específicos no vácuo, o vapor LH2 / LOX não apresenta valores altos semelhantes ao nível do mar. Por exemplo, o impulso específico de um motor de marcha a hidrogênio de primeiro estágio do veículo de lançamento Delta IV RS-68A ao nível do mar é de 360 segundos, que é menos de 12% maior que o mesmo indicador para o querosene RD-180 - 311,3 segundos (lembro que no vácuo para motores a hidrogênio foi alcançada superioridade sobre o querosene em impulso específico de 35%);
- Finalmente, o par LH2 / LOX tem uma densidade catastroficamente baixa em comparação com o mesmo querosene: 0,29 g / cm ^ 3 para LH2 / LOX versus 1,03 g / cm ^ 3 para RP-1 / LOX, ou seja, é mais do que três vezes menos ! Obviamente, um impulso específico mais alto permite que você use menos combustível e oxidante no caso de LH2 / LOX, mas não é tão grande, portanto o uso de LH2 / LOX inevitavelmente leva a um aumento muito significativo no volume de tanques de combustível. No caso do ITS LV, isso significaria uma transição de um tamanho já gigantesco para completamente inimaginável.
Comparação dos tamanhos de alguns sistemas de mísseis. Pode-se notar que, apesar dos indicadores aproximadamente idênticos da carga exibida no DOE para o Proton M LV (23 toneladas) e Delta IV Heavy (26 toneladas) e massas de lançamento quase iguais (705 toneladas para o Proton M e 723 toneladas) para Delta IV Heavy) usando o par de combustível LH2 / LOX no Delta faz o Proton M parecer um anão em comparação com um monstro americano de hidrogênio voador.
Um exemplo simples: o Delta IV Heavy, totalmente a hidrogênio, e o melhor amigo do ambientalista cazaque Proton M, operando na UDMH / AT, são capazes de transportar aproximadamente as mesmas cargas para o DOE (pouco menos de 26 toneladas para Delta e cerca de 23 toneladas para Proton) . Ao mesmo tempo, os tanques de combustível Delta IV Heavy são tão grandes que consistem essencialmente nos três primeiros estágios, cada um com uma altura de 40,8 metros. A altura do veículo de lançamento Proton M totalmente montado é de 58,2 metros. A propósito, o Delta IV Heavy é ainda mais pesado que o Proton M: seu peso inicial é de 732 toneladas, 27 toneladas a mais do que o peso inicial do Proton. Em geral, como resultado intermediário, podemos dizer que a existência dos benefícios do uso do par LH2 / LOX nas primeiras etapas é uma questão bastante individual e discutível.
Deficiências semelhantes do par LH2 / LOX levaram ao fato de que principalmente as etapas de hidrogênio ou os blocos de aceleração voam, cujos motores são ligados exclusivamente no vácuo, um exemplo sendo desenvolvido no momento no Centro de Pesquisa e Produção Espacial do Estado. M. Bohr de hidrogênio Khrunicheva
"" , que significa "classe pesada de oxigênio-hidrogênio" (no âmbito do projeto para criar um booster "" no Voronezh
Chemical Engineering Design Bureau , um motor de hidrogênio
RD-0146 projetado de acordo com um circuito sem gás já foi criado), e também o projeto do estágio superior de hidrogênio
do veículo de lançamento Angara-A5 . Ao mesmo tempo, espera-se que o uso do estágio superior criogênico aumente a produção de Angara-A5 pelo DOE de 24,5 toneladas para 34-38 toneladas, quando lançada a partir do
Vostochny Cosmodrome . Portanto, puramente teoricamente, os engenheiros da SpaceX poderiam seguir um caminho semelhante: o primeiro estágio em querosene ou outro combustível e os superiores em hidrogênio. No entanto, esse conceito no caso do ITS LV não apresenta desvantagens significativas, a principal delas é a necessidade de construir um complexo de lançamento que encha um foguete gigante com grandes volumes de vários tipos de combustíveis para foguetes, e a SpaceX sempre busca reduzir custos em tudo. Além disso, se a SpaceX quiser retornar aos estágios superiores, o hidrogênio líquido novamente não é a melhor escolha. Em geral, os engenheiros de uma empresa pequena, mas muito orgulhosa, enfrentaram uma escolha difícil.
Os primeiros relatos de um motor que se preparava para voar para outros planetas começaram a aparecer no verão de 2010, quando o então diretor da Unidade de Teste e Desenvolvimento de Foguetes SpaceX, McGregor, Texas (provavelmente esta pequena cidade com uma população de cerca de 5.000 pessoas) conhecido por muitos leitores
por vídeos de decolagem e aterrissagem de bancos de teste experimentais para trabalhar no pouso da primeira etapa - o
Grasshopper.Tom Markusic anunciou o início dos trabalhos no motor a gasolina Merlin 2. Supunha-se que ele usaria o par de combustível RP-1 / LOX e teria um impulso de 7,6 MN no nível do mar e 8,5 MN no vácuo, o que excedeu o desempenho do "monstro" F-1 de câmara única de querosene, que era cinco em número usado no primeiro estágio do veículo de lançamento Saturn V para o lançamento de missões lunares. A declaração também dizia que o mecanismo terá uma eficiência sem precedentes, embora seja bastante difícil dizer em que essas declarações foram baseadas, e o projeto para o desenvolvimento do "Merlin 2" rapidamente não deu em nada.
O primeiro estágio de retorno do veículo de lançamento do Falcon 9 é o resultado de testes de teste realizados pelo Grasshopers.A segunda declaração de Tom Markazik foi o anúncio de um projeto para desenvolver um motor de foguete Raptor LH2 / LOX, que deveria ter sido levado a um nível de empuxo de ~ 0,67 MN com um impulso específico de 470 segundos. Essa iteração sugeria que os motores Merlin 2 estariam no primeiro grau e o Raptor LRE seria instalado na parte superior. Como resultado, a história do super foguete de querosene-hidrogênio terminou com a declaração de Elon Mask de que os planos expressados anteriormente não devem ser entendidos como um programa de desenvolvimento aprovado, mas como resultado de sessões de brainstorming e um assunto para discussão adicional. Logo a SpaceX se deixou
Tom Markazik.
A primeira dica de que a SpaceX está preparando algo para um par exótico de metano líquido / oxigênio líquido (CH4 / LOX) foi a notícia que apareceu em maio de 2011 que a SpaceX estava em contato com a Força Aérea dos EUA para uma possível participação de uma empresa em um programa do governo em o desenvolvimento de motores de alta pressão para aceleradores reutilizáveis. E realmente havia algo a discutir. O fato é que essa aplicação da Força Aérea dos EUA implicava requisitos muito altos para a eficiência do motor; além disso, foi claramente indicado que os motores eram necessários no par RP-1 / LOX. Naquela época, apenas duas unidades atendiam aos requisitos da Força Aérea dos EUA: o motor Aerojet AJ-26-500 e
RD-191 fabricado pela NPO Energomash, desenvolvido com base na herança lunar soviética
NK-33 . Por sua vez, a SpaceX apenas realizou consultas com clientes da Força Aérea sobre a possibilidade de entrar neste "casal doce" soviético-russo com alguns de seus próprios motores funcionando com outros combustíveis. E como o discurso no aplicativo do programa era sobre motores de alto impulso, ficou claro que não se tratava do foguete de propulsor líquido Merlin 1 modernizado, mas de algo completamente novo. Com o passar do tempo, o novo mecanismo, conhecido como "Raptor", ficou coberto de detalhes e detalhes cada vez mais novos. Primeiro, em 2011, foi anunciado o nível de tração desejado de 2,2 MN, no segundo trimestre de 2013 já havia sido anunciado que o rascunho havia aumentado do original de 2,2 MN para 2,9 MN, e em 2014 havia informações disponíveis sobre a tração de 4,5 MN. Hoje, para o "Raptor", indicadores de pressão de cerca de 3 MN são indicados.
- CH4/LOX , 0.82 /^3 (, LH2/LOX 0.23 /^3, RP-1/LOX 1.03 /^3). , 25-30% « »;
- , ( -161 -253 ). , ;
- O uso de metano líquido como combustível reduz significativamente a quantidade de fuligem formada nos motores em comparação com o RP-1 / LOX, o que reduz o custo da preparação pré-lançamento de estágios reutilizáveis e geralmente melhora a confiabilidade de um motor reutilizável;
- Finalmente, o metano é um combustível acessível e barato.
Mas a SpaceX decidiu não se limitar às vantagens "nativas" do sistema de metano e foi ainda mais longe: "Raptor" - o primeiro do mundo lançado na produção em larga escala de motores de foguete de propulsante líquido com o ciclo fechado mais eficiente - o chamado "ciclo fechado de fluxo total" (ou seja, com pré-gaseificado e pós-queimado) componentes oxidantes e combustíveis).Em geral, tanto na mídia quanto em documentários estrangeiros, você pode ouvir palavras como “o primeiro mecanismo de circuito fechado foi o NK-33; todos se esqueceram dessa tecnologia e criaram o RD-180 em sua base. E todos os outros países nos invejam / da (s) Rússia (s). ” Por exemplo, a história é contada no filme britânico Hot Engines of the Cold Country (Os motores que vieram do frio. Channel 4, London). De fato, existem muitos motores com uma forma ou outra de ciclo fechado (eles serão discutidos um pouco mais tarde).O documentário "Os motores do país frio" ("Os motores que vieram do frio". Channel 4, London). Nos anos escolares, esse filme fortaleceu bastante o desejo do autor deste artigo de estudar como engenheiro de foguetes ou 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.
Cite o artigo “Foguete líquido de circuito fechado” , Wikipedia, com pequenas adições ao autor.
Um exemplo de um motor que trabalha de acordo com esse esquema foi desenvolvido no final dos anos 60 do século 20 no OKB-456 (agora é NPO Energomash em homenagem ao acadêmico V.P. Glushko ) RD-270 LPRE (usado UDMG / AT) para a lunar soviética / Foguete marciano UR-700 / UR-900 (ao mesmo tempo, é bom que a escolha caísse no querosene N-1: se um foguete superpesado no UDMG / AT explodisse na estepe do Cazaque um minuto após o lançamento, seria muito ruim para o ambiente em Baikonur) .1962-1967 -456 ( «») -270 (/) / -700/-900. ( — Integrated Powerhead Demonstrator Rocketdyne Aerojet ) . 50 .Algumas palavras sobre o RD-270. Seu desenvolvimento começou em 1962 e foi concluído em 1967, ou seja, após 5 anos. No total, de outubro de 1967 até o encerramento do programa de criação do UR-700 / UR-900 em julho de 1969, foram realizados 27 testes de incêndio nesta unidade e montadas 22 cópias desse motor. Três motores foram testados novamente e um três vezes. Em seguida, o projeto UR-700 / UR-900 foi encerrado.Além do aumento do impulso específico, um circuito fechado com gaseificação completa de componentes implica um projeto de motor com um número reduzido de pontos de falha em potencial em comparação com um motor de foguete de gaseificação parcial. Além disso, um esquema completo de gaseificação implica que não há necessidade de bombear e queimar componentes líquidos na câmara de combustão, o que nega o risco de cavitaçãocomponentes de combustível líquido e, assim, aumenta a confiabilidade do sistema. No entanto, esse projeto estava cheio de algumas dificuldades: devido à operação simultânea de quatro motores importantes profundamente integrados - dois geradores de gás e duas turbobombas e seu trabalho essencialmente altamente interconectado no fornecimento de produtos completos de gaseificação para a câmara de combustão principal na RD-270, baixa frequência pulsações tanto em geradores de gás quanto na câmara de combustão principal. A principal razão para esta operação perigosa do motor foi a dificuldade de sincronizar a operação conjunta de duas turbinas que estavam tentando se sobrepor. No âmbito do projeto RD-270, esse problema de engenharia não pôde ser resolvido, mas pela primeira vez, apenas 10 anos depois, os engenheiros americanos conseguiram lidar com isso ao criar o motor de foguete RS-25(o principal motor do ônibus espacial) apenas através do uso de um computador digital de bordo , cujo análogo simplesmente não estava disponível na URSS durante o desenvolvimento do RD-270.Esquema de um motor de foguete com gaseificação total. Essa arquitetura pode aumentar significativamente a confiabilidade (por exemplo, reduzindo o número de bombas e tubulações necessárias) e o desempenho do motor enquanto reduz sua massa. Pré-queimador - gerador de gás; Bombas - turbobombas; Câmara de combustão é a câmara de combustão principal. Para comparação, no spoiler abaixo está um diagrama de um motor de ciclo fechado com gás gerador redutor, no qual o combustível é fornecido apenas através de um gerador de gás e o oxidante também é diretamente dos tanques.
Motor de circuito fechado com gerador de gás regenerativo É verdade que existe uma armadilha em um esquema com gaseificação total - as principais câmaras de combustão dos motores produzidos usando essa tecnologia são muito difíceis de testar. O fato é que a maioria dos motores modernos pode ser testada em partes: bombas separadamente, câmaras de combustão separadamente e assim por diante. Ao usar a gaseificação total, isso não é possível devido ao fato de que todas as peças do motor são muito dependentes uma da outra. Um circuito fechado com gaseificação completa de componentes de combustível implica a gaseificação em dois geradores de gás separados (gerador de gás é um dispositivo para converter combustível sólido ou líquido em uma forma gasosa): em um, uma pequena parte do combustível é queimada com uma enorme quantidade de consumo de oxidante (em essência, esse é um tipo de gerador de gás oxidante),e em outro, um excesso de combustível é queimado com uma pequena quantidade de agente oxidante (de fato, é uma espécie de gerador de gás combustível). O oxidante e o combustível são fornecidos aos geradores de gás por meio de turbobombas e as mesmas turbocombustíveis imediatamente após a partida do motor, devido à energia dos produtos de gaseificação obtidos nos geradores de gás. Finalmente, ao contrário de todos os outros esquemas, um ciclo fechado de fluxo total implica que o combustível na câmara de combustão sobre o oxidante esteja exclusivamente na forma gasosa, ou seja, (a câmara de combustão) está conectada exclusivamente a geradores de gás, mas não aos tanques, começará a testar a câmara de combustão sem geradores de gás e os correspondentes turbobombas são fundamentalmente impossíveis. Em geral, para testes, você precisa montar o mecanismo completamente.O oxidante e o combustível são fornecidos aos geradores de gás por meio de turbobombas e as mesmas turbocombustíveis imediatamente após a partida do motor, devido à energia dos produtos de gaseificação obtidos nos geradores de gás. Finalmente, ao contrário de todos os outros esquemas, um ciclo fechado de fluxo total implica que o combustível na câmara de combustão sobre o oxidante esteja exclusivamente na forma gasosa, ou seja, (a câmara de combustão) está conectada exclusivamente a geradores de gás, mas não aos tanques, começará a testar a câmara de combustão sem geradores de gás e os correspondentes turbobombas são fundamentalmente impossíveis. Em geral, para testes, você precisa montar o mecanismo completamente.O oxidante e o combustível são fornecidos aos geradores de gás por meio de turbobombas e essas mesmas turbobombas imediatamente após a partida do motor operam devido à energia dos produtos de gaseificação obtidos nos geradores de gás. Finalmente, ao contrário de todos os outros esquemas, um ciclo fechado de fluxo total implica que o combustível na câmara de combustão sobre o oxidante esteja exclusivamente na forma gasosa, ou seja, (a câmara de combustão) está conectada exclusivamente a geradores de gás, mas não aos tanques, começará a testar a câmara de combustão sem geradores de gás e os correspondentes turbobombas são fundamentalmente impossíveis. Em geral, para testes, você precisa montar o mecanismo completamente.Finalmente, ao contrário de todos os outros esquemas, um ciclo fechado de fluxo total implica que o combustível na câmara de combustão sobre o oxidante esteja exclusivamente na forma gasosa, ou seja, (a câmara de combustão) está conectada exclusivamente a geradores de gás, mas não aos tanques, começará a testar a câmara de combustão sem geradores de gás e os correspondentes turbobombas são fundamentalmente impossíveis. Em geral, para testes, você precisa montar o mecanismo completamente.Finalmente, ao contrário de todos os outros esquemas, um ciclo fechado de fluxo total implica que o combustível na câmara de combustão sobre o oxidante esteja exclusivamente na forma gasosa, ou seja, (a câmara de combustão) está conectada exclusivamente a geradores de gás, mas não aos tanques, começará a testar a câmara de combustão sem geradores de gás e os correspondentes turbobombas são fundamentalmente impossíveis. Em geral, para testes, você precisa montar o mecanismo completamente.Modelagem de processos físicos e químicos em motores de foguetes "Raptor". É altamente recomendado para pessoas que gostam de diagramas e modelos belos e brilhantes, obtidos com base em cálculos matemáticos.Outro “desafio” no caminho para a criação do produto acabado é o fato de que componentes exclusivamente gasosos e produtos gasosos de sua combustão já entram na câmara de combustão em motores com gaseificação total, e os aspectos físico-químicos desse processo ainda não foram amplamente estudados antes. do fato de que, na verdade, ninguém nos Estados Unidos e, de fato, no mundo, jamais usou um ciclo fechado completo antes. E mesmo se levarmos em conta o fato da existência do RD-270, primeiro, é improvável que a SpaceX possa obter documentação detalhada para este produto e, segundo, é improvável que, no final dos anos 60 do século passado, o poder computacional permitisse obter resultados, o que não faria sentido para esclarecer ou mesmo verificar duas vezes em 2017.
Elon Musk apresenta ao público uma visão geral do desempenho do mecanismo Raptor no Congresso Internacional de Astronáutica, 27 de setembro de 2016, Guadalajara, México.Sabe-se também que, para otimizar os lançamentos, o combustível e o oxidante Raptor do motor de foguete estarão nos tanques a temperaturas próximas à temperatura de congelamento e não ao ponto de ebulição, o que não é típico dos sistemas de mísseis criogênicos existentes. O subarrefecimento de metano e oxigênio deve aumentar sua densidade, o que levará a uma diminuição no volume de tanques de combustível e do foguete como um todo. Além disso, o combustível super-resfriado e o oxidante são menos propensos a processos de cavitação em unidades de turbopump, o que também afeta a confiabilidade do sistema da maneira mais positiva.
Além disso, está sendo estudada a possibilidade de transferir a produção de unidades Raptor individuais para a tecnologia de impressão 3D. Assim, em 2016, uma amostra experimental reduzida do motor com um empuxo de cerca de 1 MN foi testada, 40% das partes (em peso) foram impressas.
Uma tabela de resumo com as características de alguns motores de câmara única comumente usados. Os motores criados nos EUA estão marcados em azul e os criados na URSS / Rússia em vermelho. Os sinais (***) nos indicadores de impulso e de impulso específico dos motores Raptor e Merlin 1D significam que esses números não se referem às modificações básicas desses motores que estão nos primeiros passos, mas às versões especiais do Raptor Vacuum instaladas nas etapas superiores e Merlin 1D Vacuum, respectivamente.Assim, como conclusão, podemos dizer que o esquema de malha aberta “Merlin” foi muito bem-sucedido, embora sua versão modernizada do “Merlin 1D” possua a mais alta relação empuxo / massa e empuxo / custo, além de ser o oxigênio mais eficaz com um motor de querosene já produzido nos EUA, mas, em muitos aspectos, o Merlin permanece longe da unidade mais avançada. Por sua vez, o motor de foguete Raptor da nova geração, desenvolvido pela SpaceX, absorveu, se não todas, certamente muitas das tecnologias mais avançadas existentes nos motores de foguete atualmente. E o uso reutilizável planejado desta unidade compensará mais do que o alto custo de tais soluções avançadas.