因此，对于2017年而言，SpaceX可能是最接近向火星发送探测或漫游车以外的东西的地方。 此外，该公司的计划包括对红色星球进行大规模的载人远征，这将确保人类从太阳到第四行星的长期存在。 另外，SpaceX正在考虑对太阳系中那些绝望的浪漫火箭业负责人甚至没有去过的地方进行研究任务。 但是这些计划背后的技术是什么？ 让我们做对。 我们将从检查火箭发动机开始，这应该确保这些雄心勃勃的计划的实施-猛禽火箭发动机。
火箭发动机“猛禽”的基准测试，2016年9月25日。 德克萨斯州麦格雷戈。“猛禽”火箭发动机：是哪种动物？
因此，SpaceX正在开发Raptor火箭发动机，作为飞行程序的一部分，以使太阳系中的物体远离。
SpaceX的第一个真正的大型引擎是Merlin，由RP-1 / LOX对提供动力。 关于这款发动机，我们可以说，尽管它是美国历史上这种燃料对中最高效的燃气发动机，并且总体上具有创纪录的推重比，但它的制造主要着眼于可靠性，可重复使用性和低成本。 可以说，在使用Falcon 9时，首先要对常规的可重用技术进行测试，最终带来了显着的成果。
的确，与换用新发动机或燃油蒸气时，减少一次性装置的质量或提高其效率相比，节省整个阶段可能会节省更多的钱。 例如，在
Soyuz-U2运载火箭上，作为煤油的替代品，在Block A（第二阶段）上使用了
合成素 ，与基本版本的
Soyuz-U火箭相比，它可以将最大有效载荷质量增加200千克。 另一个例子是苏联登月火箭UR-700的项目，该项目被提议使用完全奇特的燃料蒸气：提议用更具危险性的五
硼烷 （B5H9）替换具有剧毒的UDMH，以提高第一级RD-270发动机的UI RD- 270持续42 s，在第三阶段，通常建议安装一个绝对出色的系统，以操作和预发射准备的综合复杂性为基础，该系统应基于液体推进剂液体推进剂火箭发动机 od /液态氟。”
假定用于RD-270发动机的燃料化学式：左侧-UDMH（C2H8N2；蓝色小球-氮原子，黑色小球-碳原子，白色小球-氢原子）； 右边的五硼烷（B5H9；粉红色的球-硼原子，白色的球-氢原子）。 两种化合物都具有极高的毒性，除所有物质外，五硼烷都有与空气接触时突然自燃的趋势，即使受到轻微污染也是如此。 另外，UDMH和五硼烷在生产中比煤油昂贵得多。当然，如果您没有可使用的可重复使用的导弹，那么您的有效载荷就很重，而宇宙运动距离赤道也很远，那么一个合理的结论就说明了这一点：您需要在每次发射中显示最大可能的质量。 但是，必须牢记，高效率或新颖的装置也可能意味着其高昂的成本，这种情况就是一个很好的例子：长期以来，
RD-0110发动机 （真空中的推力和SI-分别为298 kN和326 s）。 然后，从
Soyuz-2.1b的修改开始
，新的
RD-0124开始安装在Block I上（真空中的推力和UI-分别为294.3 kN和令人难以置信的359 s）。 但是，尽管RD-0124是世界上最高效的氧-煤油液体推进剂火箭发动机，并且比其前身具有许多其他优势，但向21世纪制造的发动机过渡时遇到了许多财务困难：首先，其运行意味着支付OCD的费用（RD-0110于60年代就已经创建）； 其次，由于材料消耗大得多，他获得了自己的独特性。 因此，最终证明RD-0124比RD-0110昂贵得多，以下结论从整体上说明了这一点：在现代条件下，从头开始创建高效的一次性导弹系统可以帮助解决当前的问题，但总的来说，这种策略并不十分有效。这是具有成本效益的，并且从好处上来说，将昂贵的设备放置在可重复使用的火箭上或至少在单独的可重复使用的平台上确实有意义。 而且，正如我们将进一步看到的那样，Raptor液体推进剂火箭发动机是使用大量新技术和现代工程解决方案开发的。
联盟号家族第三阶段火箭发动机：RD-0110（左）和RD-0124（右）。 尽管在尺寸和几何形状上存在外部相似性，但是RD-0124是技术含量更高且更年轻的单元，它对它的特性产生积极影响，并对它的总运行成本产生负面影响。总的来说，SpaceX因其在花钱问题上的周到方法而闻名，因为它还是一家年轻的私人公司，而不是像波音或洛克希德这样的笨拙笨拙的公司，后者
喜欢从州支线或州垄断结构中
吸取资金 。 因此，SpaceX迈向目标的每一步都经过了很长的讨论，目前正在为降低开发，生产和重复运营的成本而进行研究，并且期望该公司的项目开发液氨/液氟燃料对开发诸如
RD-301 LPRE之类的奇异装置是毫无意义的。 ”，从而产生了一系列技术和医学生态问题。 就像SpaceX会同时大规模开发几枚火箭（在苏联登月计划期间-同时开发N-1和UR-700超重型载具）或使用毒性极强的
UDMH /
AT对的发动机一样，这毫无意义。
圣彼得堡气体动力学实验室（GDL）博物馆的RD-301 LPRE（液氨/液氟）。 顺便说一下，互联网上已经发布了三卷第一卷的非常有趣的摘录， 标题为“ V.P. Glushko院士精选作品” ，其中仅讨论了使用液态氟作为氧化剂制造发动机的动机和前景 。为了开始讨论“猛禽”液体推进剂火箭发动机，我建议考虑在选择火箭发动机燃料时应考虑的RP-1 / LOX和LH2 / LOX燃料对的主要缺点：
- 例如，从某种意义上讲，与低温燃料相比，煤油火箭的一个主要缺点是相对脉冲的相对运动性相对较低（在RD-180上的一对RP-1 / LOX上的真空度为337 s，而在455s下的一对LH2 / LOX RD-0120上的真空度下）在真空中（其中4台发动机安装在Energia运载火箭的第二级上，根据一些行业代表的说法，该单元的技术/生产链丢失了 。）在这种情况下，特定的冲动在涉及火箭，发射质量的情况下可能至关重要。 群有数千吨；
RD-0120 LRE（RSC Energia博物馆），安装在Energia运载火箭的第二阶段。 该发动机的燃料对为LH2 / LOX。 目前已经失去了以Energia火箭形式安装发动机的可能性。
- 另外，煤油的使用意味着发动机中会积聚更多的烟灰，这会增加维修可重复使用发动机的成本，或者干脆降低其可靠性或使用寿命。
- 氧-煤油发动机的另一个缺点是煤油易于结焦，这导致需要向燃烧室供应过量的液氧，以避免在发动机内部形成固体石油焦 。 如果开发人员的目标是可重复使用的火箭，那么这将立即带来两个困难：首先，需要在重新发射之前清洗石油焦的发动机； 其次，过多的氧气供应到燃烧室会加速腐蚀过程并导致泵系统的磨损。
- 煤油的另一个缺点是不可能在地球以外的任何地方找到它，因此，实际上，在使用煤油发动机的情况下，给行星际飞船加油的唯一方法是从地球发送煤油。 同时，煤油本身虽然密度很高（特别是与氢相比），但还是要更好地学习如何将燃料合成中最不可替代的成分从地球输送到其他行星，并当场生产和生产缺少的试剂。星际飞船着陆。 此外，如果机上载有煤油的长途飞行，可能会使角质失去其性能；
- 最后，对于液态氢的所有优点（如上所述），LH2 / LOX对在真空中的比冲比RP-1 / LOX对在真空中的比冲高大约35％，此外，分子氢的低分子量有助于降低发动机的磨损率，并且燃烧过程实际上消除了烟灰的积聚）其使用存在许多困难：
- 液态氢的极低温度（约-253摄氏度）使其不是最方便的燃料。
- 氢与金属的接触会导致氢脆化 。 高强度钢以及钛和镍合金最容易发生氢脆，这对导弹很危险，而氢脆机制尚未建立，因此尚不清楚如何处理。
- 尽管氢气在真空中显示出极好的比脉冲，但LH2 / LOX蒸气在海平面上却没有类似的高值。 例如，Delta IV RS-68A运载火箭的第一级氢气行进引擎在海平面处的比冲为360秒，比煤油RD-180的相同指标高出不到13％-311.3秒（我记得在真空中对于氢发动机，在35％的比脉冲下，其性能优于煤油）；
- 最后，与相同的煤油相比，LH2 / LOX对具有灾难性的低密度：LH2 / LOX为0.29 g / cm ^ 3，而RP-1 / LOX为1.03 g / cm ^ 3，即少三倍多！ 当然，在LH2 / LOX情况下，较高的比冲动可使您使用较少的燃料和氧化剂，但由于不是那么大，因此使用LH2 / LOX不可避免地会导致油箱容积的显着增加。 在ITS LV的情况下，这意味着从已经巨大的规模过渡到完全无法想象的规模。
比较某些导弹系统的大小。 可以注意到，尽管在能源部上显示的质子M运载火箭（23吨）和德尔塔IV重载（26吨）的负荷指标大致相同，并且发射重量几乎相等（质子M运载火箭为705吨，723吨Delta IV Heavy）在三角洲上使用LH2 / LOX燃料对，与美国飞行的氢怪物相比，质子M看起来像是侏儒。
一个简单的例子：全氢Delta IV Heavy和哈萨克斯坦环保主义者Proton M的最好的朋友，在UDMH / AT运行，它们能够向DOE承载大约相同的负载（Delta轻于26吨，Proton轻于23吨） 。 同时，Delta IV重油箱如此之大，以至于它基本上由前三个阶段组成，每个阶段的高度为40.8米。 完全组装好的Proton M运载火箭的高度为58.2米。 顺便说一句，Delta IV Heavy甚至比Proton M重：它的起始重量为732吨，比Proton的起始重量增加了27吨。 通常，作为一个中间结果，我们可以说在第一步中使用LH2 / LOX对的好处的存在是一个相当个别且值得商issue的问题。
LH2 / LOX对的类似缺点也导致了这样一个事实，即主要是氢气台阶或加速块会飞，其发动机仅在真空中打开，目前在国家太空研究和生产中心正在开发一个示例。 M. Khrunicheva氢气增压块
“” ，意思是“氢氧重类”（在沃罗涅日
化学工程设计局创建增压块“”的项目框架内，已经根据无气回路设计了
RD-0146氢气发动机），以及
Angara-A5运载火箭的氢气上层项目。 同时，预计从
Vostochny Cosmodrome发射期间，使用低温上段将使DOE的Angara-A5产量从24.5吨增加到34-38吨。 因此，从理论上讲，SpaceX工程师可以采取类似的方法：第一阶段使用煤油或其他燃料，第二阶段使用氢气。 但是，在ITS LV的情况下，这种概念并非没有明显的缺点，主要的问题是需要建造一个发射复合体，用大量的几种类型的火箭燃料填充一枚巨型火箭，SpaceX一直在努力降低一切成本。 另外，如果SpaceX要返回上级，那么液态氢也不是最佳选择。 通常，一家小型但非常自豪的公司的工程师面临一个艰难的选择。
关于准备飞往其他星球的发动机的第一份报告开始出现在2010年夏天，当时当时是德克萨斯州麦格雷戈的SpaceX火箭发展和测试设施的总监（可能是这个人口约5,000人的小城市）许多读者都知道
用于起飞和降落第一阶段
着陆的实验性试验台的
视频，汤姆·马库西奇（Tom Markusic）宣布开始梅林2燃气发动机的工作。 假定他将使用RP-1 / LOX燃料对，在海平面具有7.6 MN的推力，在真空中具有8.5 MN的推力，超过了煤油单腔“怪物” F-1的性能，后者的数量为5在土星五号运载火箭的第一阶段用于发射月球任务。 声明还说，尽管很难说这些声明所基于的内容，但发动机将具有空前的效率，而且开发“ Merlin 2”的项目很快就化为泡影。
Falcon 9运载火箭返回的第一阶段是Grasshopers进行试验测试的结果。Tom Markazik的第二个声明是宣布开发Raptor LH2 / LOX火箭发动机的项目，该项目的推力应达到约0.67 MN，特定脉冲为470秒。 这次迭代表明Merlin 2发动机将处于最佳状态，Raptor LRE将安装在顶部。 结果，煤油-氢超级火箭的故事以埃隆·马斯克（Elon Mask）的声明结束，该声明称先前提出的计划不应被理解为已获批准的发展计划，而是头脑风暴会议和进一步讨论的主题的结果。 很快，SpaceX离开了自己
汤姆·马克济克（Tom Markazik）。
关于SpaceX正在准备使用一种奇特的液态甲烷/液态氧（CH4 / LOX）燃料对的第一个提示是，2011年5月出现的一条消息是，SpaceX正在与美国空军联系，以使一家可能的公司参与一项政府计划。开发可重复使用的加速器的高推力发动机。 确实有一些要讨论的东西。 事实是，美国空军的这种应用对发动机效率提出了很高的要求，此外，很明显，RP-1 / LOX对还需要发动机。 当时，只有两个单位符合美国空军的要求：Aerojet AJ-26-500发动机和NPO Energomash制造的
RD-191 ，它们是在苏联登月遗产
NK-33的基础上开发的。 反过来，SpaceX刚刚与美国空军的客户进行了协商，讨论是否有可能将自己的某些发动机使用其他燃料挤入苏俄“甜蜜夫妻”中。 而且由于该程序的申请中的演讲是关于高推力发动机的，所以很明显，这不是关于现代化的Merlin 1液体推进剂火箭，而是关于一个全新的东西。 随着时间的流逝，最终被称为“ Raptor”的新引擎变得越来越新，细节也越来越多。 首先，在2011年，宣布了2.2 MN的期望牵引力水平，在2013年第二季度，已经宣布草案草案已从最初的2.2 MN增加到2.9 MN，并在2014年获得了关于4.5 MN牵引力的信息。 今天，对于“猛禽”，指示的推力指示器约为3 MN。
NPO Energomash制造的氧-煤油LPRE RD-191，在带有氧化性生成器气体的封闭回路中建立（有关含义，将在下文中描述），MAKS-2013。 极其有效，可重复使用的海平面油门推力记录保持器。记录的最高节流阀值为最大值的27％，这在Angara-A5运载火箭的实际运行条件下得到了确认：安装在中央装置上的RD-191已节流至30％的水平。一个问题：在俄罗斯还没有可重复使用的导弹级，因此，这种相当昂贵的，本质上可重复使用的发动机在首次发射后就丢失了。 NPO Energomash于2015年8月25日开始创建RD-191M引擎的现代化版本，其功能应比基本版本强大10-15％。同时，与LH2 / LOX和RP-1 / LOX相比，使用甲烷具有几个重要优势：- CH4/LOX , 0.82 /^3 (, LH2/LOX 0.23 /^3, RP-1/LOX 1.03 /^3). , 25-30% « »;
- , ( -161 -253 ). , ;
- 与RP-1 / LOX相比，使用液态甲烷作为燃料可显着减少发动机中形成的烟灰量，从而降低了可重复使用阶段的启动前准备成本，并通常提高了可重复使用发动机的可靠性；
- 最后，甲烷是一种负担得起的廉价燃料。
但是SpaceX决定不局限于甲烷系统的“天然”优势，甚至走得更远：“猛禽”是世界上第一个以最大效率的封闭循环大规模生产液体推进剂火箭发动机的装置，即所谓的“全流封闭循环”（即经过预气化和再燃烧）氧化和燃料成分）。通常，在我们的媒体和外国纪录片中，您都可以听到诸如“第一个闭环引擎是NK-33，然后每个人都忘记了这项技术，然后他们在此基础上制造RD-180”之类的字眼。其他所有国家都羡慕我们/俄罗斯。” 例如，该故事在英国电影《寒冷国家的热引擎》（伦敦的《从冷而来的引擎》，第4频道）中有所阐述。实际上，有很多发动机采用一种形式或另一种形式的封闭循环（稍后再讨论）。纪录片“寒冷国家的引擎”（“寒冷中的引擎”。伦敦第四频道）。在学校时代，这部电影极大地增强了本文作者渴望成为火箭工程师或物理学家的意愿。( ) — , . , (). , . . :
- . : -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.
引用维基百科文章“闭环液体火箭发动机”，并在作者的基础上作了一些补充。
在20世纪60年代末在OKB-456（现为NPO Energomash以院士V.P. Glushko的名字命名）RD-270 LPRE （用于UDMG / AT）开发了一种按照这种方案工作的发动机实例。UR-700 / UR-900火星火箭（同样，选择落在N-1煤油上是件好事：如果UDMG / AT上的超重火箭发射后一分钟在哈萨克草原爆炸，那么贝科努尔的环境真的很糟糕） 。1962-1967 -456 ( «») -270 (/) / -700/-900. ( — Integrated Powerhead Demonstrator Rocketdyne Aerojet ) . 50 .关于RD-270的几句话。它的开发始于1962年，并于1967年完成，即五年之后。从1967年10月直到1969年7月创建UR-700 / UR-900的计划结束，该装置总共进行了27次耐火试验，并组装了22架该发动机。重新测试了三台发动机，其中三台进行了测试。然后关闭了项目UR-700 / UR-900。除了增加比脉冲之外，与部分气化火箭发动机相比，具有完全气化部件的闭合回路还意味着发动机设计的潜在故障点减少了。此外，完整的气化方案意味着无需在燃烧室中泵送和燃烧液体成分，从而消除了气蚀的风险液体燃料的组成部分，从而提高了系统的可靠性。但是，这样的设计充满了一些困难：由于四个深度集成的重要发动机（两个气体发生器和两个涡轮泵）的同时运行，以及它们向RD-270低频主燃烧室供应完整气化产品的本质上高度互连的工作气体发生器和主燃烧室都有脉动。造成这种危险的发动机运行的主要原因是，很难使两个试图互相超越的涡轮泵的联合运行同步。在RD-270项目的框架内，这一工程问题无法解决，仅十年后的第一次，美国工程师在制造RS-25火箭发动机时设法解决了这一问题（航天飞机航天飞机的主要引擎）只能通过使用车载数字计算机来实现，而在RD-270的开发过程中，苏联根本无法获得其类似物。完全气化的火箭发动机方案。这种架构可以显着提高可靠性（例如，通过减少所需的泵和管道的数量）和发动机性能，同时降低其质量。预燃器-气体发生器 泵-涡轮泵; 燃烧室是主要的燃烧室。为了进行比较，下面的扰流板是具有减少的发电气体的闭环发动机的示意图，其中燃料仅通过气体发生器供应，氧化剂也直接来自油箱。
没错，在完全气化的方案中有一个陷阱-使用这种技术生产的发动机的主燃烧室很难测试。事实是，大多数现代发动机都可以按零件进行测试：分别测试泵，单独测试燃烧室等。当使用完全气化时，这是不可能的，因为所有发动机部件都非常相互依赖。具有燃料成分完全气化的闭合回路意味着在两个单独的气体发生器中进行气化（气体发生器是将固体或液体燃料转换为气态形式的装置）：其中一小部分燃料燃烧时消耗大量氧化剂（本质上，这是一种氧化气体发生器），另一方面，过量的燃料与少量的氧化剂燃烧（实际上，它是一种燃料气体发生器）。氧化剂和燃料通过涡轮泵供应给气体发生器，并且由于在气体发生器中获得的气化产物的能量，在启动发动机之后立即将相同的涡轮泵供应给气体发生器。最后，与所有其他方案不同，全流封闭循环意味着进入氧化剂的燃烧室中的燃料仅以气态形式存在，也就是说，它（燃烧室）仅与气体发生器相连，但与油箱不相连，它将开始测试没有气体发生器和相应燃料的燃烧室。涡轮泵从根本上讲是不可能的。通常，对于测试，您需要完全组装发动机。氧化剂和燃料通过涡轮泵供应给气体发生器，并且由于在气体发生器中获得的气化产物的能量，在启动发动机之后立即将相同的涡轮泵供应给气体发生器。最后，与所有其他方案不同，全流封闭循环意味着进入氧化剂的燃烧室中的燃料仅以气态形式存在，也就是说，它（燃烧室）仅与气体发生器相连，但与油箱不相连，它将开始测试没有气体发生器和相应燃料的燃烧室。涡轮泵从根本上讲是不可能的。通常，对于测试，您需要完全组装发动机。氧化剂和燃料通过涡轮泵供应给气体发生器，并且由于在气体发生器中获得的气化产物的能量，在启动发动机之后立即将相同的涡轮泵供应给气体发生器。最后，与所有其他方案不同，全流封闭循环意味着进入氧化剂的燃烧室中的燃料仅以气态形式存在，也就是说，它（燃烧室）仅与气体发生器相连，但与油箱不相连，它将开始测试没有气体发生器和相应燃料的燃烧室。涡轮泵从根本上讲是不可能的。通常，对于测试，您需要完全组装发动机。最后，与所有其他方案不同，全流封闭循环意味着进入氧化剂的燃烧室中的燃料仅以气态形式存在，也就是说，它（燃烧室）仅与气体发生器相连，但与油箱不相连，它将开始测试没有气体发生器和相应燃料的燃烧室。涡轮泵从根本上讲是不可能的。通常，对于测试，您需要完全组装发动机。最后，与所有其他方案不同，全流封闭循环意味着进入氧化剂的燃烧室中的燃料仅以气态形式存在，也就是说，它（燃烧室）仅与气体发生器相连，但与油箱不相连，它将开始测试没有气体发生器和相应燃料的燃烧室。涡轮泵从根本上讲是不可能的。通常，对于测试，您需要完全组装发动机。火箭发动机“ Raptor”中的物理和化学过程建模。 强烈建议查看喜欢通过数学计算获得的明亮漂亮的图表和模型的人。制造成品途中的另一个“挑战”是，在完全气化的发动机中，仅气态燃料成分及其燃烧的气态产物已经进入燃烧室，而且该过程的理化方面以前没有得到广泛研究。事实上，在美国乃至全世界，没有人曾经使用过全线程封闭循环。 即使我们考虑到RD-270的存在，首先，SpaceX不太可能获得该产品的详细文档，其次，上世纪60年代后期，计算能力不太可能获得结果，在2017年澄清甚至再次核对都是没有意义的。
埃隆·马斯克（Elon Musk）在2016年9月27日于墨西哥瓜达拉哈拉举行的国际宇航大会上向公众介绍了猛禽发动机的性能概况。众所周知，为了优化发射，用于火箭发动机的猛禽燃料和氧化剂将处于接近冻结温度而不是沸点的温度下的储罐中，这对于现有的低温燃料导弹系统而言并不常见。 甲烷和氧气的过冷应增加其密度，这将导致燃料箱和整个火箭的体积减小。 另外，过冷的燃料和氧化剂在涡轮泵单元中不易发生气蚀过程，这也以最积极的方式影响系统的可靠性。
此外，正在研究将单个Raptor单元的生产转移到3D打印技术的可能性。 因此，在2016年，对推力约为1 MN的发动机实验性还原样品进行了测试，其中40％的零件（按重量计）被印刷。
一个汇总表，其中包含一些常用的单室引擎的特征。 在美国创建的引擎标记为蓝色，在苏联/俄罗斯创建的引擎标记为红色。 Raptor和Merlin 1D发动机的推力和特定冲力指示器中的符号（***）表示这些数字不涉及第一步中对这些发动机的基本修改，而是指安装在上部步骤中的特殊Raptor Vacuum版本和Merlin 1D Vacuum。因此，可以断定，“梅林”开环方案非常成功，其现代化版本“梅林1D”的推力/质量和推力/成本比最高，也是最有效的氧气。梅林（Merlin）配备了美国曾经生产过的煤油发动机，但在许多方面，它仍然离最先进的设备还很远。 反过来，由SpaceX开发的新一代Raptor火箭发动机，即使不是全部，也吸收了当今火箭发动机中现有的许多最先进技术。 而且计划对该单元的可重复使用将远远弥补这种先进解决方案的高昂成本。