РазноеRaptor двигатель – Двигатель Raptor Маска побил рекорд российского РД-180 по уровню давления в камере сгорания. «Роскосмос» готовит ответ

Raptor двигатель – Двигатель Raptor Маска побил рекорд российского РД-180 по уровню давления в камере сгорания. «Роскосмос» готовит ответ

Raptor (ракетный двигатель) — Википедия

Raptor («Раптор») — жидкостный ракетный двигатель, разрабатываемый компанией SpaceX. Двигатель закрытого цикла с полной газификацией компонентов топлива, работающий на жидких метане[5] и кислороде[6], планируется применять на ракете-носителе BFR.

Изначальный замысел[править | править код]

18 июня 2009 года на симпозиуме «Innovations in Orbit: An Exploration of Commercial Crew and Cargo Transportation» Американского института аэронавтики и астронавтики[en] Макс Возофф[en] впервые публично упомянул проект ракетного двигателя Raptor. Проект подразумевал использование топливной пары кислород-водород.[7][8]

28 июля 2010 года на 46-й конференции «Joint Propulsion Conference» Американского института аэронавтики и астронавтики директор испытательного комплекса SpaceX в МакГрегоре[en] Том Маркьюзик[en] представил информацию о начальных этапах проектирования двух семейств двухступенчатых ракет-носителей и двух новых ракетных двигателей для них. Планировалось, что двигатель Merlin 2 с топливной парой керосин / жидкий кислород для первых ступеней Falcon X, Falcon XX будет способен развить тягу 1 700 000 фунт-сил

[en] [7 562 кН] на уровне моря и 1 920 000 фунт-сил [8 540 кН] в пустоте, что сделало бы его самым мощным двигателем в своем классе.[9]. Двигатель Raptor, использующий жидкий водород и жидкий кислород, имеющий в пустоте тягу 150 000 фунт-сил [667 кН], удельный импульс 470 с, предназначался для верхних ступеней сверхтяжелых ракет-носителей.[10][11][8]

В октябре 2012 года SpaceX объявила о работе над ракетным двигателем, который будет в несколько раз мощнее, чем двигатели Merlin 1, и не будет использовать топливо RP-1. Двигатель предназначался для ракеты-носителя следующего поколения под кодовым именем MCT[en], способной выводить полезную нагрузку 150—200 т на низкую околоземную орбиту, что превышает возможности SLS НАСА.[12][8]

Анонс и разработка узлов[править | править код]

16 ноября 2012 года, во время выступления в Королевском обществе аэронавтики[en] в Лондоне, Илон Маск впервые объявил о разработке двигателя Raptor, использующего в качестве топлива метан.[13]

[6][14][15][10][11]

В октябре 2013 года SpaceX анонсировала начало испытаний узлов метанового двигателя в Космическом центре имени Джона Стенниса.[16][17] Впервые объявлена номинальная тяга двигателя — 661 000 фунт-сил [2 942 кН].[18][8]

19 февраля 2014 года вице-президент SpaceX по разработке двигателей Томас Мюллер, выступая на мероприятии «Exploring the Next Frontier: The Commercialization of Space is Lifting Off» в Санта-Барбаре, сообщил, что разрабатываемый двигатель Raptor будет способен развивать тягу в 1 000 000 фунт-сил [4 448 кН]. Удельный импульс составит 321 с на уровне моря и 363 с в пустоте.[19][10][11][8]

9 июня 2014 года на конференции «Space Propulsion 2014» в Кёльне Томас Мюллер объявил, что SpaceX разрабатывает многоразовый двигатель Raptor для тяжелой ракеты, предназначенной для полёта на Марс. Планировалось, что тяга двигателя для первой ступени составит 705 тс [6 914 кН], что сделало бы его чуть более мощным, чем двигатель программы «Аполлон» — F-1. Высотная версия двигателя — тяга 840 тс [8 238 кН], удельный импульс 380 с. Пресс-секретарь центра Стенниса — Ребекка Стрекер сообщила, что компания испытывает узлы двигателя малого масштаба на стенде E-2 в Миссисипи.

[20][21][22][8]

В конце 2014 года SpaceX завершила испытания главной форсунки. Летом 2015 года команда испытательного стенда E-2 завершила полномасштабное испытание кислородного газогенератора нового двигателя. С апреля по август было выполнено 76 огневых испытаний газогенератора с общей наработкой около 400 секунд.[23]

6 января 2015 года Илон Маск заявил, что целью является тяга двигателя чуть больше 230 тс [2 256 кН], что намного ниже заявленной ранее.[24][8]

Испытания двигателя[править | править код]

26 сентября 2016 года Илон Маск опубликовал в Twitter две фотографии первого испытательного запуска двигателя Raptor в сборе на испытательном комплексе SpaceX в МакГрегоре.[25][26][27] Маск сообщил, что целевая производительность — удельный импульс в пустоте — 382 с, при коэффициенте расширения сопла 150, тяга в 3 000 кН, давление в камере сгорания 300 бар [30 МПа].[28]

[29][30] 27 сентября он пояснил, что коэффициент расширения 150 — для испытательного образца, пустотная версия будет иметь коэффициент расширения 200.[31] Подробности были обобщены в статье о двигателе Raptor, опубликованной на следующей неделе.[32]

27 сентября 2016 года на 67-м ежегодном Международном конгрессе астронавтики в Гвадалахаре Илон Маск представил подробности концепции ITS.[33] Были даны характеристики двигателя Raptor: давление в камере сгорания 300 бар [30 МПа]; возможность дросселирования тяги в диапазоне 20—100%; номинальная тяга 3 050 кН, удельный импульс 334 с, степень расширения 40; для пустотной версии — тяга 3 500 кН, удельный импульс 382 с, степень расширения 200.[4][8]

К сентябрю 2017 года испытательный двигатель, в котором был применён сплав, повышающий устойчивость элементов турбонасоса кислорода к окислению, работающий с давлением в камере сгорания в 200 бар и развивающий тягу в 1 000 кН, прошёл 42 стендовых огневых испытания с общей наработкой 1200 секунд. Самое длительное испытание продолжалось 100 секунд.[2][34][8]

29 сентября 2017 года в рамках 68-го ежегодного Международного конгресса астронавтики в Аделаиде Илон Маск представил новую концепцию под кодовым названием BFR

[35]. Характеристики двигателя Raptor изменились: давление в камере сгорания 250 бар [25 МПа]; тяга 1 700 кН, удельный импульс 330 с; для пустотной версии — тяга 1 900 кН, удельный импульс 375 с[2][34][8].

Илон Маск объявил, что двигатель Raptor впервые отправится в полёт как часть BFR[35]. В октябре 2017 года он пояснил, что лётные испытания начнутся на полноразмерном корабле (верхней ступени BFR), выполняющем «короткие прыжки» высотой в несколько сотен километров[36].

17 сентября 2018 года на презентации, в рамках которой был представлен первый космический турист BFR Юсаку Маэдзава, информация о ракете была обновлена[37]; озвучены характеристики двигателя Raptor: целевое значение давления в камере сгорания примерно 300 бар [30 МПа]; тяга около 200 тс [1 960 кН]; потенциально-возможный удельный импульс около 380 с.

4 февраля 2019 года было проведено первое огневое испытание лётного[уточнить] образца двигателя[38]

[39]. Испытание продолжалось 2 секунды при давлении 170 бар, достигнута тяга 116 тс [1 137 кН], что составляет 60 % от номинального значения[40].

7 февраля 2019 года проведено очередное огневое испытание с использованием «теплых» компонентов топлива, после которого Илон Маск сообщил, что двигатель подтвердил проектную мощность[41], достигнув уровня тяги в 172 тс [1 686 кН] при давлении в камере сгорания 257 бар [25,7 МПа]. Предполагается прирост тяги 10—20 % при использовании переохлаждённых компонентов топлива.[42]

В августе испытан при полете аппарата Starhopper[43]

С 2009 по 2015 год разработка двигателя финансировалась за счёт инвестиций SpaceX, без привлечения финансирования со стороны правительства США[44][23].

13 января 2016 года ВВС США заключили со SpaceX соглашение о разработке прототипа двигателя Raptor, предназначенного для верхних ступеней ракет-носителей Falcon 9 и Falcon Heavy, с финансированием в размере 33,7 млн долларов со стороны ВВС и не менее 67,3 млн долларов со стороны SpaceX. Ожидалось, что работа по контракту будет завершена не позднее 31 декабря 2018 года

[45][46][47].

9 июня 2017 года ВВС США изменили соглашение, увеличив сумму финансирования со своей стороны на 16,9 млн долларов, не уточнив цели[45][48].

19 октября 2017 года ВВС США предоставили SpaceX на разработку прототипа ракетного двигателя Raptor дополнительное финансирование в размере 40,8 млн долларов[45][49].

22 декабря 2017 года ВВС США предоставили SpaceX на разработку прототипа ракетного двигателя Raptor дополнительное финансирование в размере 6,5 млн долларов[45].

Примерная схема работы ЖРД Raptor

Двигатель Raptor будет работать с использованием наиболее эффективной замкнутой схемы с полной газификацией компонентов, в отличие от другого двигателя SpaceX — Merlin, имеющего более простую систему газогенератора с открытым циклом[14][32]. Закрытый цикл использовался на главных двигателях «Шаттла» — RS-25[50] и в нескольких российских ракетных двигателях, например, в РД-170, РД-180, РД-191

[32]. При использовании цикла с полной газификацией компонентов, где поток окислителя с небольшой частью топлива будет приводить в действие турбонасос кислорода, а поток топлива с небольшой частью окислителя будет приводить в действие турбонасос метана, оба потока — окислитель и топливо — будут полностью газифицированы в отдельных газогенераторах, прежде чем попадут в камеру сгорания. До 2016 года только два ракетных двигателя с полной газификацией достигли достаточного прогресса для проведения испытаний на стендах: советский проект РД-270 в 1960-х годах и демонстратор Integrated Powerhead Demonstrator[en] компании Aerojet Rocketdyne в середине 2000-х годов[11][32].

При использовании других циклов возникают серьезные проблемы с уплотнителями вала турбонасосного агрегата. Контакт кислорода с топливом или топливным газом при протечке вдоль вала может вызвать взрыв двигателя. Для избежания этого требуется строгий контроль уплонителей и подача между ними гелия под высоким давлением. В схеме двигателя Raptor возможна только протечка топлива в топливный газ и кислорода в кислородный газ, что не несет никаких проблем. Кроме того, двигатель обладает системой наддува баков газифицированными компонентами. Таким образом полностью исключается потребность в гелии, добыча которого на Марсе невозможна.

[источник не указан 175 дней]

Двигатель использует переохлажденные компоненты топлива, что позволяет увеличить массу топлива в баках за счёт увеличения плотности, увеличивает удельный импульс, тягу, а также снижает риск кавитации в турбонасосах[32].

Воспламенение топлива при запуске всех двигателей Raptor, как на площадке, так и в полёте, будет осуществляться системой искрового зажигания, что устраняет необходимость в пирофорной смеси триэтилалюминия-триэтилборана, используемой для зажигания двигателей на Falcon 9 и Falcon Heavy[32].

В будущем возможно создание нескольких модификаций двигателя Raptor. В ускорителе Super Heavy только центральные двигатели, использующиеся при посадке, будут иметь карданный подвес и систему дросселирования. Двигатели внешнего кольца будут максимально упрощены для снижения стоимости и сухой массы ускорителя, а так же повышения тяги и надежности.[51]

Заявленные характеристики двигателя Raptor в процессе проектирования в течение 2012 — 2017 годов менялись в широком диапазоне, от высокого значения целевой пустотной тяги в 8 200 кН

[22] до более поздней, гораздо более низкой тяги в 1 900 кН. С 2018 года ожидается, что рабочий двигатель будет иметь удельный импульс 380 с в пустоте и 330 с у земли[37][2].

  1. 1 2 The Annual Compendium of Commercial Space Transportation: 2018 (англ.). Federal Aviation Administration. Дата обращения 7 августа 2018.
  2. 1 2 3 4 5 6 7 8 Making Life Multiplanetary (неопр.). SpaceX (29 сентября 2017).
  3. ↑ Starship (неопр.). Space Exploration Technologies.
  4. 1 2 3 Mars Presentation (неопр.) (недоступная ссылка). SpaceX (27 сентября 2016). Архивировано 28 сентября 2016 года.
  5. ↑ SpaceX Prepared Testimony by Jeffrey Thornburg (неопр.). spaceref.com (26 июня 2015). Дата обращения 23 декабря 2018.
  6. 1 2 Todd, David. Musk goes for methane-burning reusable rockets as step to colonise Mars, seradata.com (20 ноября 2012). Архивировано 11 июня 2016 года. Дата обращения 4 ноября 2015. «"We are going to do methane." Musk announced as he described his future plans for reusable launch vehicles including those designed to take astronauts to Mars within 15 years, "The energy cost of methane is the lowest and it has a slight Isp (Specific Impulse) advantage over Kerosene," said Musk adding, "And it does not have the pain in the ass factor that hydrogen has".».
  7. AI AA. Part 7 - AIAA Innovations in Orbit: An Exploration of Commercial Crew and Cargo Transportation (неопр.) (1 июля 2009). Дата обращения 19 октября 2018.
  8. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 The Evolution of the Big Falcon Rocket (англ.). NASASpaceFlight.com (9 August 2018). Дата обращения 20 октября 2018.
  9. Tom Markusic. SpaceX Propulsion (неопр.). Space Exploration Technologies (28 июня 2010).
  10. 1 2 3 SpaceX – Launch Vehicle Concepts & Designs (англ.). Spaceflight101.com. Дата обращения 20 октября 2018.
  11. 1 2 3 4 Alejandro G. Belluscio. SpaceX advances drive for Mars rocket via Raptor power (англ.). NASASpaceFlight.com (7 March 2014). Дата обращения 19 октября 2018.
  12. ↑ SpaceX aims big with massive new rocket (англ.), Flightglobal.com (15 October 2012). Дата обращения 19 октября 2018.
  13. Royal Aeronautical Society. Elon Musk lecture at the Royal Aeronautical Society (неопр.) (23 ноября 2012). Дата обращения 20 октября 2018.
  14. 1 2 Todd, David. SpaceX’s Mars rocket to be methane-fuelled, Flightglobal.com (22 ноября 2012). Дата обращения 5 декабря 2012. «Musk said Lox and methane would be SpaceX’s propellants of choice on a mission to Mars, which has long been his stated goal. SpaceX’s initial work will be to build a Lox/methane rocket for a future upper stage, codenamed Raptor. The design of this engine would be a departure from the “open cycle” gas generator system that the current Merlin 1 engine series uses. Instead, the new rocket engine would use a much more efficient “staged combustion” cycle that many Russian rocket engines use.».
  15. ↑ Mars Colony: SpaceX CEO Elon Musk Eyes Huge Settlement On Red Planet (англ.), Huffington Post (26 November 2012). Дата обращения 20 октября 2018.
  16. ↑ SpaceX to Test Rocket Engines in Hancock Co. (англ.), Mississippi Development Authority (23 October 2013). Дата обращения 19 октября 2018.
  17. ↑ SpaceX to Conduct Raptor Engine Testing in Mississippi (англ.). www.parabolicarc.com (23 October 2013). Дата обращения 19 октября 2018.
  18. ↑ SpaceX Could Begin Testing Methane-fueled Engine at Stennis Next Year (англ.), SpaceNews.com (25 October 2013). Дата обращения 19 октября 2018.
  19. ↑ SpaceX’s propulsion chief elevates crowd in Santa Barbara (англ.), Pacific Coast Business Times (20 February 2014). Дата обращения 20 октября 2018.
  20. ↑ Aerojet Rocketdyne, SpaceX Square Off For New Engine Work (англ.). aviationweek.com (12 June 2014). Дата обращения 19 октября 2018.
  21. ↑ Daily Clipsheet (неопр.). ula.lonebuffalo.com (9 июня 2014). Дата обращения 19 октября 2018. Архивировано 8 июля 2014 года.
  22. 1 2 Battle of the Heavyweight Rockets – SLS could face Exploration Class rival (англ.). NASASpaceFlight.com (29 August 2014). Дата обращения 19 октября 2018.
  23. 1 2 NASA-SpaceX testing partnership going strong (неопр.). Lagniappe, John C. Stennis Space Center. NASA (сентябрь 2015). — «this project is strictly private industry development for commercial use». Дата обращения 10 января 2016.
  24. ↑ I am Elon Musk, CEO/CTO of a rocket company, AMA! (англ.). www.reddit.com (6 January 2015). Дата обращения 19 октября 2018.
  25. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (25 сентября 2016). — «SpaceX propulsion just achieved first firing of the Raptor interplanetary transport engine». Дата обращения 19 октября 2018.
  26. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (25 сентября 2016). — «Mach diamonds». Дата обращения 19 октября 2018.
  27. ↑ SpaceX испытала ракетный двигатель Raptor для доставки людей на Марс (рус.). РИА Новости (26 сентября 2016). Дата обращения 19 октября 2018.
  28. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (25 сентября 2016). — «Production Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 bar». Дата обращения 19 октября 2018. Архивировано 26 сентября 2016 года.
  29. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (25 сентября 2016). — «Chamber pressure is almost 3X Merlin, so engine is about the same size for a given area ratio». Дата обращения 19 октября 2018. Архивировано 26 сентября 2016 года.
  30. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (25 сентября 2016). — «382s is with a 150 area ratio vacuum (or Mars ambient pressure) nozzle. Will go over specs for both versions on Tues.». Дата обращения 19 октября 2018. Архивировано 26 сентября 2016 года.
  31. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (26 сентября 2016). — «Meant to say 200 AR for production vac engine. Dev will be up to 150. Beyond that, too much flow separation in Earth atmos.». Дата обращения 19 октября 2018. Архивировано 27 сентября 2016 года.
  32. 1 2 3 4 5 6 Belluscio, Alejandro G. "ITS Propulsion – The evolution of the SpaceX Raptor engine" (англ.). NASASpaceFlight.com (3 October 2016).
  33. ↑ Making Humans a Multiplanetary Species (неопр.). SpaceX (27 сентября 2016). Дата обращения 19 октября 2018.
  34. 1 2 Making Life Multiplanetary (Transcript) (неопр.). SpaceX (29 сентября 2017).
  35. 1 2 Making Life Multiplanetary (неопр.). SpaceX (29 сентября 2017). Дата обращения 2 января 2019.
  36. ↑ Musk offers more technical details on BFR system - SpaceNews.com (англ.). SpaceNews.com (15 October 2017). Дата обращения 19 октября 2018.
  37. 1 2 First Private Passenger on Lunar BFR Mission (англ.). SpaceX (17 September 2018). Дата обращения 19 октября 2018.
  38. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (3 февраля 2019). — «First firing of Starship Raptor flight engine!». Дата обращения 6 февраля 2019.
  39. Ольга Никитина. Илон Маск показал первые испытания двигателя для межпланетного корабля Starship (рус.). Взгляд (4 февраля 2019). Дата обращения 4 февраля 2019.
  40. ↑ SpaceX on Instagram (англ.) (5 February 2019). — «Completed a two-second test fire of the Starship Raptor engine that hit 170 bar and ~116 metric tons of force – the highest thrust ever from a SpaceX engine and Raptor was at ~60% power.». Дата обращения 6 февраля 2019.
  41. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (7 февраля 2019). — «Raptor just achieved power level needed for Starship & Super Heavy». Дата обращения 7 февраля 2019.
  42. ↑ Elon Musk on Twitter (неопр.) (7 февраля 2019). — «Design requires at least 170 metric tons of force. Engine reached 172 mT & 257 bar chamber pressure with warm propellant, which means 10% to 20% more with deep cryo.». Дата обращения 7 февраля 2019.
  43. ↑ Space X провела успешные испытания аппарата Starhopper // ТАСС, 28 августа
  44. Gwynne Shotwell. Statement of Gwynne Shotwell, President & Chief Operating Officer, Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) (неопр.). Congressional testimony 14–15. US House of Representatives, Committee on Armed Service Subcommittee on Strategic Forces (17 марта 2015). — «SpaceX has already begun self-funded development and testing on our next-generation Raptor engine. ... Raptor development ... will not require external development funds related to this engine.». Дата обращения 11 января 2016.
  45. 1 2 3 4 Agreement FA88111690001 (неопр.). Federal Procurement Data System[en]. Дата обращения 11 февраля 2019. Архивировано 11 февраля 2019 года.
  46. ↑ Contracts for Jan. 13, 2016 (неопр.). Release No: CR-008-16. US Department of Defense (13 января 2016). — «Space Exploration Technologies, Corp. (SpaceX), Hawthorne, California, has been awarded a $33,660,254 other transaction agreement for the development of the Raptor rocket propulsion system prototype for the Evolved Expendable Launch Vehicle (EELV) program.». Дата обращения 15 января 2016.
  47. ↑ Orbital ATK, SpaceX Win Air Force Propulsion Contracts, SpaceNews[en] (13 января 2016). Дата обращения 15 января 2016.
  48. Jeff Foust. Air Force adds more than $40 million to SpaceX engine contract (неопр.). SpaceNews[en] (21 октября 2017). — «According to government procurement documents, the Air Force modified that agreement June 9, adding nearly $16.9 million to the award, not specifying what the funding would be used for beyond it was a “supplement agreement for work within scope.”». Дата обращения 9 февраля 2019.
  49. ↑ Contracts for October 19, 2017 (неопр.). Release No: CR-203-17. US Department of Defense (19 октября 2017). — «Space Exploration Technologies Corp., Hawthorne, California, has been awarded a $40,766,512 modification (P00007) for the development of the Raptor rocket propulsion system prototype for the Evolved Expendable Launch Vehicle program.». Дата обращения 9 февраля 2019.
  50. ↑ Space Shuttle Main Engines (неопр.). NASA. Дата обращения 6 марта 2013.
  51. e^ 👁 🥧. Planning on a simplifying mod to Raptor for max thrust, but no throttling, to get to 250 mT level (англ.). @elonmusk (2019T23:26). Дата обращения 28 июля 2019.

Сравнение ракетных двигателей Merlin, Raptor, BE-4, РД-180, RS-25 и F-1

В прошлом месяце на ресурсе Everyday Astronaut вышел чрезвычайно полезный и содержательный обзор современных и находящихся в разработке ракетных двигателей. Русский перевод статьи на днях опубликовал Alpha Centauri. Героями публикации стали следующие модели:

  • Merlin (SpaceX, США) — используется в ракетах семейства Falcon: 1 шт. на первой ступени Falcon 1, 9 шт. на первой ступени и 1 шт. на второй ступени Falcon 9, 27 шт. на первой ступени (по 9 шт. на каждом из трех ускорителей) и 1 шт. на второй ступени Falcon Heavy
  • Raptor (SpaceX, США) — проходит испытания, предназначен для сверхтяжелой ракеты BFR (31 шт. на первой ступени и 7 шт. на второй ступени)
  • BE-4 (Blue Origin, США) — проходит испытания, предназначен в частности для тяжелой ракеты New Glenn
  • РД-180 (НПО Энергомаш, РФ) — двухкомпонентный двигатель, используется в первых ступенях американских ракет Atlas III и Atlas V (1 шт.)
  • RS-25 (Aerojet Rocketdyne, США) — использовался в многоразовом орбитальном ракетоплане космического челнока Space Shuttle (3 шт.), также планируется к использованию в первой ступени (4 шт.) сверхтяжелой ракеты SLS
  • F-1 (Aerojet Rocketdyne, США) — использовался в первой ступени (5 шт.) свертяжелой (на сегодня — самой тяжелой из когда-либо созданных) ракеты Saturn V, на которой 50 лет назад был выполнен первый в истории пилотируемый полет с посадкой на Луну.
Ракетный двигатель Merlin

Прежде чем начать с описания характеристик всех шести двигателей, давайте вкратце рассмотрим основные их параметры:

Цикл. Он бывает открытым или закрытым. В открытом часть топлива используется для приведения в действие турбо-насосного агрегата (вращения турбины, подающей топливо из бака в двигатель), после чего отработанная струя газа отводится наружу и теряется.

В закрытом цикле эта струя из газогенератора турбо-насосного агрегата подается в камеру сгорания, пройдя предварительное окисление кислородом для полного выгорания, и таким образом увеличивает тягу. Эту чрезвычайно сложную технологию впервые разработали и использовали в СССР, в двигателе НК-15, созданном для сверхтяжелой ракеты Н-1 (все четыре её испытания закончились неудачей, проект был закрыт). Аналогичная схема применяется в РД-180, который великолепным назвал даже Илон Маск.

В США эту схему применили в двигателе, где вместо керосина использовался жидкий водород — RS-25 орбитального ракетоплана Space Shuttle (Aerojet Rocketdyne). Его советским аналогом стал РД-0120, созданный для второй ступени ракеты-носителя Энергия. В двигателе замкнутого цикла вместо одного общего газогенератора установлены два — отдельно для водородного и кислородного насосов (поскольку жидкий водород является намного менее плотным, чем керосин и жидкий кислород). Во избежание утечек взрывоопасного водорода инженеры Aerojet Rocketdyne задействовали специальные прокладки, находившиеся под давлением безопасного в этом отношении гелия.

Недостатком RS-25 было то, что кислород в нем газифицировался частично — остальная часть в смесительную головку камеры поступала в жидком виде. Полная газификация задумывалась только в трех двигателях:

  • РД-270 (СССР), разработка и испытания которого были приостановлены после сворачивания проекта по созданию сверхтяжелой ракеты УР-700
  • «Интегрированном демонстраторе силовой насадки» (США), разработка которого также была прекращена
  • Raptor компании SpaceX.

Таким образом, в случае удачи Raptor станет первым в истории серийным ракетным двигателем закрытого цикла с полной газификацией. Согласно Википедии, «при использовании данной схемы турбины могут иметь мéньшую рабочую температуру, так как через них проходит бóльшая масса, что должно привести к более продолжительному функционированию двигателя и его бóльшей надёжности». Как вы понимаете, для многоразовых ракет SpaceX это преимущество является ключевым.

Топливо. Рассматриваемые в статье ракетные двигатели используют один из следующих видов топлива: керосин, жидкий метан (природный газ) или жидкий водород. Ключевыми характеристиками топлива являются:

  • Плотность, измеряемая в граммах на литр. Чем она больше, тем больше топлива вместит топливный бак.
  • Соотношение масс сжигаемого горючего и окислителя (в качестве которого выступает жидкий кислород) — стехиометрический коэффициент. Сочетание плотности топлива со стехиометрическим коэффициентом определяет:
  • Количество литров топлива, требуемого на один литр окислителя. В свою очередь этот показатель определяет пропорцию объемов баков для топлива и жидкого кислорода.
  • Удельная тяга. Чем она больше, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Выражаясь в секундах, удельная тяга показывает сколько времени двигатель может создавать тягу в 1 Н (Ньютон — сила, изменяющая за 1 секунду скорость тела массой 1 кг на 1 м/с в направлении действия силы), истратив при этом 1 кг топлива. Соответственно, чем удельная тяга больше, тем лучше.
  • Температура кипения — определяет температуру, при которой топливо из жидкого состояния переходит в газообразное. Чем она ниже, тем сложнее и дороже хранить данное топливо.
  • Температура горения — напротив, чем она ниже, тем лучше, поскольку меньше изнашивается двигатель (что опять же критично для многоразовых ракет).

В таблице снизу представлены все перечисленные выше характеристики:

Керосин (RP-1)Жидкий метанЖидкий водород
Плотность813 г/л422 г/л70 г/л
Стехиометрический коэффициент2.73.76
Кол-во топлива на 1 л окислителя0.520.732.72
Удельная тяга370 сек459 сек532 сек
Температура кипения490 К111 К20 К
Температура горения3,670 К3,550 К3,070 К

Как видим, в целом керосин в качестве топлива представляется более предпочтительным, за исключением таких параметров как удельная тяга и температура горения — здесь лидирует водород и занимает промежуточное положение метан. Почему же, в таком случае, некоторые производители ракет керосину предпочли метан или водород? Ответ кроется в миссиях, для которых эти ракеты, с заделом на будущее, предназначены — метан с водородом можно производить на Марсе. И соответственно не брать с собой топливо на обратную дорогу.

Теперь давайте рассмотрим характеристики самих ракетных двигателей:

MerlinRaptorBE-4РД-180RS-25F-1
ПроизводительSpaceX (США)SpaceX (США)Blue Origin (США)НПО Энергомаш (РФ)Aerojet Rocketdyne (США)Aerojet Rocketdyne (США)
Ракета-носительFalcon 9 (9 + 1)
Falcon Heavy (27 + 1)
BFR (31 + 7)New Glenn (7)Atlas III (1)
Atlas V (1)
ракетоплан Space Shuttle (3)
SLS (4)
Saturn V (5)
Первый рабочий полет201020212021-20222000
2002
1982
2020
1968
ЦиклОткрытыйЗакрытый (полная газификация)Закрытый (частичная газификация)Закрытый (частичная газификация)Закрытый (частичная газификация)Открытый
ТопливоКеросинМетанМетанКеросинВодородКеросин
Давление в камере97 бар270 бар135 бар257 бар206 бар70 бар
Тяга0.84 мН2.00 мН2.40 мН3.83 мН1.86 мН6.77 мН
Тяговооруженность198:1107:180:178:173:194:1
Удельная тяга282 сек
311 сек
330 сек
350 сек
310 сек
340 сек
311 сек
338 сек
366 сек
452 сек
263 сек
304 сек

Здесь следует сразу оговорить, что приведенные в таблице характеристики не являются рекордными — например, у 4-камерного советского двигателя РД-170, разработанного для ракеты-носителя «Энергия», тяга была на несколько процентов больше, чем у F-1 — при том, что последний был крупнее и расходовал больше топлива.

Что касается эффективности, то её обычно оценивают по тяговооруженности (отношению тяги двигателя к его весу) и, в большей степени, удельной тяге. Напомню, что она показывает сколько секунд двигатель сможет создавать тягу в 1 Ньютон, истратив при этом 1 кг топлива. В таблице удельная тяга приводится в двух значениях, на уровне моря и в вакууме. В нашей таблице по тяговооруженности с большим отрывом от всех остальных двигателей лидирует Merlin, а по удельной тяге — RS-25.

Но пожалуй главный интерес представляет цена вопроса — сколько же стоят все эти двигатели? Если сведения Everyday Astronaut более-менее достоверны, то картина складывается такая:

MerlinRaptorBE-4РД-180RS-25F-1
Цена одного двигателя< $1 млн~$2 млн~$2 млн$25 млн> $50 млн$30 млн
Ракета-носительFalcon HeavyBFRNew GlennAtlas VSLSSaturn V
Кол-во двигателей у первой ступени27317145
Полная стоимость$27 млн$62 млн$14 млн$25 млн$200 млн$150 млн
Цена на 1 кН (единицу тяги)$1,170$1,000$3,333$6,527$26,881$4,431
Ресурс (кол-во запусков)1050251191
Полная стоимость на один полет$2.7 млн$1.24 млн$0.56 млн$25 млн$10.5 млн$150 млн
Полезная нагрузка (НОО)30 т (1)100 т45 т20 т95 т140 т
Полная стоимость на 1 т$90 тыс$12.4 тыс$12.4 тыс$1.25 млн$110.5 тыс$1.07 млн

(1)Как уже рассказывал Gadgets News, в многоразовой опции полезная нагрузка Falcon Heavy составляет не 63.8 т, а 30 т — требуется брать больше топлива для возврата трех бустеров первой ступени. В отношении остальных многоразовых ракет я исхожу из того, что заявленная по ним полезная нагрузка также относится к многоразовой опции.

Обратите внимание, что в стоимость доставки на НОО заложена цена только двигателей первой ступени. По этому критерию мы получаем любопытное совпадение между BFR и New Glenn — $12.4 тыс за одну тонну. Это примерно на один порядок дешевле Falcon Heavy и SLS, и на два порядка — Atlas V и Saturn V.

Как уже рассказывал Gadgets News, путем сравнения цены запуска Falcon Heavy в разных опциях получается, что центральный ускоритель первой ступени FH оценивается SpaceX в $5 млн, а боковые — по $27.5 млн каждый. Откуда взялась столь существенная разница между, казалось бы, примерно одинаковыми ускорителями, непонятно. Я подозреваю, что сведения о цене запуска FH с сохранением всех трех ускорителей ($90 млн) неверны — уверено можно говорить лишь о ценах запуска с потерей двух боковых и центрального ($150 млн), а также с сохранением двух боковых ($95 млн) ускорителей. Предполагая примерно одинаковую цену всех трех ускорителей, будем считать, что настоящая цена запуска FH с полным сохранением первой ступени составляет 95-(150-95)/2=$62.5 млн. Эта цена почти соответствует запуску Falcon 9 с сохранением первой ступени.

Правда, и в этом случае не вполне понятно почему вторая ступень FH стоит 150-30×3=$60 млн, а вторая ступень Falcon 9 — 60-30=$30 млн (для простоты все числа округлены). Разницу в $30 млн предварительно будем считать наценкой за сложность. В перспективе, вероятно, цены второй ступени FH и Falcon 9 сравняются на уровне $30 млн, что составляет $1 млн за тонну (напомню, что полезная нагрузка FH с возвратом первой ступени составляет 30 т). Исходя из ресурса первой ступени (три ускорителя по цене $30 млн каждый) в 10 запусков, полная цена доставки на НОО одной тонны полезного груза ракетой FH составит (30×3)/10/30 + 1 = $1.3 млн (в т.ч. $90 тыс — за износ двигателей). Для сравнения, отправка на НОО 63.8 т полезного груза с потерей первой ступени ($150 млн) стоит $2.3 млн.

Таким образом, будущее снижение стоимости запусков Falcon Heavy обещает стать существенным, но отнюдь не революционным. Другое дело — BFR, у которой многоразовыми являются обе ступени, и вдобавок заявленный ресурс составляет 50 запусков. Если сделать смелое допущение, что и у BFR на ракетные двигатели приходится около 1/3 цены, то полная стоимость этой сверхтяжелой ракеты составит (31+7)×2×3=$228 млн. С учетом дополнительных сложностей её изготовления округлим эту сумму до $250 млн. Соответственно каждый из 50 запусков будет стоить $5 млн, а стоимость доставки груза на НОО составит $50 тыс за тонну. И вот это на рынке орбитальных запусков действительно станет революцией — если, конечно, сбудутся обещания SpaceX.

Метановый двигатель «Raptor» побил рекорд РД-180 / Habr

Час назад Илон Маск обьявил о новом рекорде среди ракетных двигателей. Полетный вариант нового двигателя Raptor достиг рекорных 268.9 бар давления в камере сгорания, что превышает текущий рекорд среди РД в 267 бар поставленный в далеких 90-х двигателем РД-180.



За последний месяц SpaceX начал строительство и настройку Starhopper, тестовой установки, которая будет является уменьшеным прототипом Starship. При том же диаметре в 9 метров, она примерно на 30-40% ниже и на ней будет установлено три новых двигателя Raptor. Starhopper будет отрабатывать новые двигатели, авионику, и предполагается что будет совершать небольшие прыжки уже в этом месяце (тут надо делать поправку на время Илона).

Первый экземпляр полетного Раптора прибыл в Бока Чика пару недель назад и прожиги начались всего через неделю (3-го февраля). 7-го февраля Маск уже обьявил о достижении минимально требуемой тяги в 170 тонн (172 тонны и 257 бар давления). По его словам, топливо (жидкий метан) и окислитель (жидкий кислород) не были глубоко охлаждены, поэтому он предполагает, что возможно еще выжать 10-20% тяги предварительно подвергнув компоненты крио-охлаждению. Со временем они планируют достичь давления в 300 бар. Маск говорит, что еще большее давление потребует порядка 700-800 бар в камерах предварительного сгорания и находится на грани дозволенного физикой.

Кстати, Илон говорит, что РД-170/180 являются образцами для подражания и биография Королева лежит у него на прикроватном столике.

В общем, прогресс Starship явно пошел быстрее, начиная от перехода с композитов на нержавеющую сталь с активным капельным охлаждением, до строительства Starhoppperа и прожигов готового Raptorа. 2019 обещает быть очень захватывающим годом для космической отрасли и человечества!

SpaceX Raptor. Сравнение известных конструктивных отличий от Merlin: engineering_ru — LiveJournal


1. Raptor питается переохлаждёнными значительно ниже температуры их кипения жидкими метаном (LCh5) и кислородом (LO2). Эту пару компонентов ракетного топлива часто обозначают LO2/LCh5. В ЖРД Merlin использован охлаждённый до −7°C керосин RP-1 и переохлаждённый до −207°C кислород — LO2/RP-1.

Преимущества жидкого метана, в сравнении с керосином в ЖРД:


  1. Молекулярная масса продуктов горения намного меньше, чем керосина, много легчайшего водорода. Это увеличивает скорость их истечения из сопла, а значит и полезную работу массы топлива. Мера скорости истечения массы — удельный импульс двигателя (УИ).

  2. Меньшее содержание углерода уменьшает нагар (отложившуюся сажу) в местах горения.

  3. Температура кипения (−162°C) и кислорода (−183°C) близки, что позволяет хранить их рядом без существенной теплозащиты, а керосин может замёрзнуть.

  4. Лучше охлаждает горячие части двигателя.

  5. Меньше смачивает топливную систему, менее вязкий, а потому полнее расходуется, не оставляет загрязнений.

  6. Меньшая вязкость и переохлаждение снижают опасность кавитации в топливной системе.

  7. Легко испарить и так использовать для горения, смешивая газы — метан и кислород, а не капли керосина.

  8. Горящая смесь газов создаёт меньше биений процесса горения.

  9. Существенно дешевле керосина нужной чистоты, что однако почти не сказывается пока на стоимости полётов.

  10. Наконец, метан и кислород можно получить вне Земли, с помощью электроустановки из углекислоты и воды на месте, что имеет очевидную важность для межпланетных перелётов.

Недостатки:


  1. Больший размер и масса баков из-за почти вдвое меньшей плотности жидкого метана.

  2. Больший потребный объём перекачки, размер и мощность насоса.

  3. Испаряется при хранении и даже несколько ядовит. Надо охлаждать, чтобы хранить. Опасно использовать без вентиляции.

  4. Наконец, ракет на метане пока нет, а применение керосина проработано.


2. Для Raptor использована замкнутая схема для турбонасосов (ТНА), в которой продукты сгорания для привода турбины насосов попадают в общее сопло ЖРД.

В Merlin выхлоп привода насоса используется для наружного охлаждения сопла, что ведёт к потере вклада этой части топлива в тягу, быстрому росту расхода топлива при увеличении мощности насоса. В Raptor же охлаждение сопла совершает полезную работу — испарение топлива.

Недостаток замкнутой схемы в большей стоимости разработки и доводки такого ЖРД, его большей сложности и стоимости производства. Тем не менее, она применяется на большинстве советских ЖРД и нескольких двигателях, уже применённых в США и Японии.

3. Для Raptor использована так называемая полная газификация топлива до турбин турбонасосов (ТНА). Такой приём называют ещё «полнопоточный привод» насосов или система «газ-газ».

Пока такое решение — удел стендов и исследований. Например, во многом уникальный, но стендовый РД-270 или конкурсная программа «Integrated Powerhead Demonstrator (IPD)» ВВС США и NASA, начавшаяся в 1998 году и сведения о которой заканчиваются в 2013 году. Raptor не первый ЖРД такого облика на стенде, но вероятно станет первым полетевшим. Любопытно, что в программе IPD пыталась принять участие и фирма TRW, в которой главным конструктором отдела ЖРД работал Том Мюллер. В SpaceX он перейдёт в 2002 году.

Для Merlin же он использовал двухпоточный насос с единым приводом на жидких компонентах топлива. Решение, характерное для другой его работы в TRW — ЖРД LPCE, испытанного им на стенде с разными топливными парами кислороду, включая водород и метан.

Суть полной газификации в том, что, пройдя свой насос (по числу компонент — два ТНА), каждый жидкий компонент топлива испаряется в теплообменниках и попадает в камеры сгорания приводов насосов газообразным, где, чтобы дать энергию приводящую насосы, добавляется небольшое количество другого компонента сгорающего перед турбинами. После турбины компоненты и небольшое количество выхлопных газов попадают в единую камеру сгорания ЖРД двумя потоками.

Полная газификация, в сравнении частичным сгоранием в газогенераторах замкнутой схемы, применённой во многих советских и некоторых американских и японских двигателях, имеет ряд преимуществ:


  1. Безопасное разделение компонент до камеры сгорания ЖРД.

  2. Мощное охлаждение перед турбиной полным потоком компонента.

  3. Возможность менять соотношение производительности обоих насосов сложной системой управления.

  4. Уменьшение взаимовлияния потоков компонент через единый привод насоса, включая с трудом устранимое высокочастотное.

  5. Сжигание газов в приводе насосов относительно проще, чем капель жидкости.

  6. Независимая система управления насосами улучшает управление тягой и соотношением компонент для меняющихся обстоятельств.

  7. Мощность насоса не связана с прямыми потерями, а потому возможно увеличение давления, которое ведёт, прежде всего, к росту тяги без увеличения двигателя и связанных с ним конструкций ракеты.

  8. Устранение кавитации после насоса, где компоненты ещё жидкие.

Преодолению кавитации в насосе способствует переохлаждение компонент, применённое для Raptor. Некоторые из перечисленных достоинств сказываются и далее в камере сгорания двигателя.

Есть, конечно, и недостатки. Главные:


  1. Дороговизна отработки и изготовления сложной системы управления подачей компонент.

  2. Дороговизна отработки и изготовления горячей части ТНА кислорода (камера сгорания и турбина), где на неё воздействует кислород и продукты горения («кислый газ») при очень высоком давлении;

  3. Возможность появления нагара (сажи) в горячей части ТНА метана, из-за углерода в его составе.

Уменьшает опасность нагара и система управления потоками компонент. Недостатки, видимо, оправдываются многократностью применения Raptor и указанными преимуществами.

4. Наконец, величина давления в камере сгорания ЖРД Raptor. В 2018 году руководство SpaceX объявило о достижении давления порядка 250 атм, как цель указывают 300 атм и даже 350 атм после крупных доработок.

Для сравнения, Merlin 1D+ — более 100 атм, пресловутый Энергомаш РД-180 — более 250 атм, метановый Blue Origin BE-4 по проекту — более 130 атм. Недостатки высокого давления очевидны:


  1. Снижение надёжности, особенно насоса кислорода.

  2. Повышение цены.

Достоинства, как для любой пневматики:

  1. Рост тяги при почти том же размере ЖРД, исключая сопло, почти той же массе двигателя и конструкций ракеты с ним связанных.

То есть, имея ввиду современное отношение к снижению издержек, номинальное давление в камере сгорания показывает скорее степень доведённости ЖРД. Совершенствуя Merlin, Том Мюллер показал, как далеко он может уйти от показателей исходного образца: Merlin 1A — 54 атм в 2006 году, Merlin 1D+ — 108 атм в 2017 году.

Рапторы Маска. С чем миллиардер намерен превзойти российские ракетные двигатели | Миллиардеры

Советское наследие

РД-180 с тягой 400 т никогда не использовался отечественным ракетостроением. Зато на советских ракетах летал его предок — РД-170 с тягой 800 т. У РД-170 было четыре камеры сгорания, а у РД-180 их две. Причины урезания просты: РД-170 стоял на «Энергии», которая после гибели СССР оказалась невостребованной. Для такой мощной ракеты у российской космонавтики, с ее скромным финансированием, просто нет никаких целей. Летать к орбитальной станции в 400 км от Земли — ближе, чем от Москвы до Нижнего Новгорода, — можно и на небольших ракетах родом из 1960-х годов, что «Роскосмос» до сих пор и делает. «Энергия» — ракета из 1980-х с полезной нагрузкой 100 т, и ее конструировали совсем не для таких скромных задач.

Однако в США в 1990-х космическая отрасль по-прежнему ставила перед собой большие задачи. Нужна была мощная ракета, а для нее — соответствующий двигатель. Тогда американская сторона обратилась к бывшим советским специалистам. И Борис Каторгин (глава НПО «Энергомаш») пошел на создание «обреза» на базе РД-170. Приглядимся к этому «обрезу» внимательнее.

Жидкостный ракетный двигатель сжигает топливо либо по открытой, либо по закрытой схеме. В открытой топливо/окислитель сгорают в газогенераторе — устройстве для превращения жидкого ракетного топлива в горячий газ, который приводит в действие топливные турбонасосы и после раскручивания турбины этих насосов выбрасывается наружу. Эффективность такой схемы невелика, потому что топливо, прошедшее через газогенератор, в создании тяги ракетного двигателя прямо не участвует. Зато схема проста и именно поэтому ее выбрали для Merlin — двигателя, с которым SpaceX выдавил «Роскосмос» с рынка коммерческих запусков.

В закрытой схеме горячий газ вначале вращает турбину турбонасосного агрегата, а затем подается в камеру сгорания, эффективно участвуя в создании тяги ракетного двигателя. В этой схеме топливо используется полнее, поэтому такие двигатели предпочтительнее для дальних полетов. Проблема в том, что такая конструкция радикально сложнее открытого цикла — горячий газ от газогенератора надо через и так перегревающийся ракетный двигатель подать в камеру сгорания. Это куда сложнее, чем доставлять туда только жидкое (и поэтому очень холодное) топливо, как в открытой схеме.

РД-170 и его «обрез» РД-180 — двигатели закрытой схемы, они более эффективны. РД-170, например, мощнее F-1, на котором американцы летали на Луну, и при этом почти в полтора раза меньше. Ведь в двигателе закрытой схемы можно пропустить больше газа через турбонасос, а значит, можно поднять давление в камере сгорания. И советские конструкторы довели его до 250-260 атмосфер — в разы больше, чем у F-1. Выше давление — меньше размер камеры сгорания. Каждая из пары камер сгорания РД-180 имеет всего 38 см в диаметре, а проходит через нее 0,6 т топлива в секунду.

Нет ничего удивительного в том, что именно на этом двигателе американский New Horizons был направлен к Плутону (и дальше), а Curiosity — к Марсу. В США жидкостных двигателей с закрытым циклом и такой мощности просто не было.

Как отмечал сам академик Каторгин, «в 1990-х, в самом начале <...> американцы думали, что они начнут с нами работать, а года через четыре возьмут наши технологии и будут сами их воспроизводить <...> Прошло уже 17 лет, и они ни один двигатель не воспроизвели. Им сейчас только на стендовое оборудование для этого нужны миллиарды долларов. У нас на «Энергомаше» есть стенды, где в барокамере можно испытывать тот же двигатель РД-170, мощность струи которого достигает 27 млн кВт». США не располагали ни такими стендами, ни достаточно амбициозными игроками двигательного рынка. Ситуация начала меняться только после присоединения к России Крыма, когда Соединенным Штатам стало очевидно, что сотрудничество с Россией в конечном счете все равно обречено, а значит, надо «импортозамещать» РД-180.

Планы Маска

Как это всегда и бывает, импортозамещение и в Америке породит лишь игроков второго ряда — двигатели, созданные в попытке заменить РД-180 будет лишь подобны ему по параметрам. Зато SpaceX на импортозамещение не нацелена, поэтому она уже испытывает другой, значительно более продвинутый ракетный двигатель — Raptor.

От РД-180 его отличают три вещи. Во-первых, Raptor — это метан-кислородный двигатель. Дело в том, что SpaceX планирует летать на нем на Марс и обратно, то есть заправляться придется на Красной планете. Достоверно известно, что там есть сырье для получения метана, а вот в отношении керосина (топливо РД-180) такой уверенности пока нет.

Во-вторых, Raptor использует полнопоточную закрытую схему, еще более продвинутую, чем просто закрытая в РД-180. В отечественном двигателе для получения газа, вращающего турбонасосный агрегат (подающий топливо в камеру сгорания), применяется одна небольшая камера «предварительного» сгорания. В нее подается немного керосина и избыток кислорода. В Raptor есть две камеры «предварительного» сгорания, где получают газ для турбонасосного агрегата: в одной в избытке кислорода сгорает метан, в другой в избыточно насыщенную метаном среду подается кислород. Потом получившиеся там и там газы подаются в камеру сгорания, где полностью догорают, отдавая всю свою энергию.

Поскольку в таком варианте закрытой схемы больше топлива превращается в газ, можно добиться еще более высокого давления в камере сгорания и прохода еще большего количества газов через турбину турбонасосного агрегата. Эти газы уносят с собой избыточное тепло, отчего ресурс такой турбины вырастет. А это особенно важно потому, что Raptor — двигатель многоразовый, рассчитанный на сотни рабочих циклов. Ремонтировать двигатели на Марсе будет непросто — поэтому они должны быть надежными. Наконец, топливо/окислитель в газообразном состоянии горят энергичнее, чем если поступили в камеру сгорания в жидком виде, поэтому удельный импульс двигателя также растет.

Само собой, конструкция эта еще сложнее и амбициознее, чем у РД-180. Смешивать газы из разных газогенераторов до камеры сгорания нельзя, поэтому в Raptor они проходят через два разных турбонасосных агрегата. Те «борются» между собой, что создает низкочастотные пульсации. В СССР полнопоточная закрытая схема пробовалась еще в 1960-х (двигатель РД-270), однако пульсации поставили крест на его нормальной работе. Синхронизировать их удачнее можно, применяя то, чего полвека назад просто не было, — эффективное и сверхбыстродействующее электронное управление турбонасосами.

Третье кардинальное отличие между РД-170/РД-180 и Raptor — в материалах. В турбонасосах нового двигателя будет использоваться специально разработанный «суперсплав» SX500 из семейства инконелей (сплавы на основе никеля и хрома). Он сможет выдерживать давление до 800 атмосфер, как в море на глубине 8 км. Без такого материала создать многоразовые турбонасосные агрегаты было бы крайне сложно.

Будь Маск обычным бизнесменом, он никогда бы не пошел на эту сложную авантюру с двигателем, который еще эффективнее (и сложнее), чем выдающийся РД-180. Ему это просто не нужно: для околоземного космоса его пуски все равно дешевле чем у ракет «Роскосмоса».

Однако Маск крайне далек от «обычного бизнесмена». Ему нужны полеты туда, куда, на первый взгляд, никакого экономического смысла лететь нет. Глава SpaceX никогда не делал секрета из своей стратегии: регулярные полеты к Марсу сделают возможным его терраформирование (изменение климатических условий). Терраформирование сделает Марс самым ценным активом в истории бизнеса, отчего компания, летающая туда регулярно (и монопольно!) обречена на высочайшую капитализацию. Капитализацию, которая определенно превысит ВВП целого ряда крупных государств Земли.

К счастью для Маска, его цели настолько превосходят цели остальных игроков, что те просто не в состоянии поверить, что он будет их добиваться, хотя он задекларировал их очень давно. Поэтому конкурентов у него в обозримом будущем не появится.

И все это, несмотря на то что тестовая версия Starship — корабля, на котором планируется достичь Марса, — должна полететь уже в 2019 году. А от земли ее оторвут три жидкостных ракетных двигателя, которые — впервые в земной истории — превзойдут по совершенству РД-170/РД-180.

Двигатель Raptor, или как Маск собрался космос покорять — Naked Science

Пожалуй, важнейшей составляющей представленной Илоном Маском концепции Interplanetary Transport System (ITS), направленной на покорение Марса, является новейший ракетный двигатель Raptor. Что же он собой представляет и чем лучше существующих аналогов?

Самый громкий проект

 

Любой ракетный двигатель является частью некой программы, преследующей, в свою очередь, вполне определенные цели. Так, знаменитый советский РД-170 разработали специально для сверхтяжелой ракеты «Энергия», а американский RS-25 — для «Спейс шаттла». Все это было частью космического противостояния сверхдержав.

 

По аналогии с уже упомянутыми изделиями «Раптор» тоже создается для вполне определенных задач. Иногда двигатель упоминают в контексте созданной SpaceX ракеты Falcon 9, имеющей многоразовую первую ступень. Это неспроста. В 2016 году компания заключила с ВВС США контракт на сумму 33,6 млн долларов на разработку прототипа варианта двигателя «Раптор», который предназначен для применения на верхней ступени ракет Falcon 9 и перспективной Falcon Heavy. Вообще же, на этих ракетах применили современные двигатели Merlin 1D+ и Merlin 1D+ Vacuum, созданные, кстати, тоже в недрах SpaceX. Так что «Фэлконы» могут летать и без «Раптора», спокойно выполняя стоящие перед ними задачи.

 

Концепция «Раптора» родом из другой оперы. Он является частью масштабного проекта Маска под названием Interplanetary Transport System. Это, без сомнения, самая амбициозная программа в истории компании SpaceX. В рамках нее хотят создать гигантскую многоразовую ракету-носитель с диаметром корпуса 12 метров и выводимый ею на орбиту огромный пилотируемый космический корабль с диаметром корпуса 17 метров. Третья важная составляющая — внешне похожий на сам корабль космический аппарат-заправщик. Предполагается, что вместимость пилотируемого космического корабля составит примерно 100 человек. Для сравнения, максимальный экипаж «Спейс шаттла» составлял восемь человек. А отечественный «Союз» вмещает до трех человек, причем чувствуют они себя на борту, мягко скажем, тесновато.

 

Космический корабль системы Interplanetary Transport System. Изображение / ©wikimedia

 

50-метровый корабль Маска будет выглядеть гигантом на фоне вообще всех космических кораблей, существовавших когда-либо. На нем хотят установить целых девять маршевых двигателей Raptor. Но это еще цветочки, ведь на самой ракете-носителе планируют установить 42 (!) «Раптора». Ни одна ракета в истории, будь то американская «Сатурн-5» или советская Н-1, даже близко не сравнится по возможностям с творением Маска.

 

Запуск Interplanetary Transport System. Изображение / ©wikimedia

 

Концепция ITS — часть еще более масштабного проекта Илона Маска, направленного на колонизацию Марса. При этом разработанный космический транспорт компания SpaceX хочет использовать и для полетов к другим планетам Солнечной системы.

 

Почему Raptor?

 

И тут возникает вполне закономерный вопрос: почему же Маск выбрал инструментом для выполнения столь сложных задач именно «Раптор»? Первым любопытным решением стал выбор топлива. Двигатель работает на жидком метане и жидком кислороде, а не на керосине RP-1 и жидком кислороде, как в случае с ракетой Falcon 9. Это дает сразу несколько преимуществ. Пара жидкий метан/жидкий кислород имеет достаточно высокую плотность, что не потребует существенного увеличения баков при необходимости дополнительного запаса топлива. Ранее инженеры SpaceX также рассматривали вариант, при котором бы использовался не метан, а жидкий водород. Но последний более агрессивен по отношению к используемым в ракетостроении материалам, поэтому от этой идеи отказались.

 

По сравнению с парой RP-1/жидкий кислород, применение на двигателе «Раптор» выбранной пары позволит снизить количество образующейся в двигателях сажи, что уменьшит затраты на предстартовую подготовку ракеты и в целом повысит надежность двигателей. Наконец, метан является доступным и относительно дешевым топливом, которое можно добывать прямо на Марсе, что критично важно в рамках проекта колонизации Марса, который предложил Маск.

 

Двигатель “Раптор” / ©aboutspacejornal

 

У двигателя Raptor будет еще одно важное преимущество, не считая удачно выбранной «метановой» схемы. «Раптор» станет первым в мире запускаемым в полномасштабное производство жидкостным ракетным двигателем с полнопоточным закрытым циклом — самым эффективным закрытым циклом.

 

Закрытый цикл применили, в частности, на двигателях «Спейс шаттла» RS-25, а также в ряде отечественных двигателей, в частности РД-180. Но использованный на «Рапторе» полнопоточный закрытый цикл вплоть до настоящего времени виделся инженерам чем-то вроде «недостижимого идеала». Во всяком случае, если говорить о серийных изделиях.

 

RS-25 / ©spaceflightinsider

 

Этот вопрос стоит рассмотреть более детально. У ракетного двигателя с замкнутой схемой один из компонентов газифицируется в газогенераторе путем сжигания при невысокой температуре с небольшой частью другого компонента. Получаемый в итоге горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата. Сработавший на турбине генераторный газ в конечном итоге попадает в камеру сгорания двигателя, куда также подается оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов и создается реактивная тяга.

 

Жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла / ©wikipedia

 

В случае с полнопоточным ступенчатым циклом сгорания происходит газификация всего топлива в двух газогенераторах. В одном из них незначительная часть горючего сжигается с практически полным расходом окислителя, а в другом — почти полный расход горючего сжигается с оставшейся частью окислителя.

 

Жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла с полной газификацией компонентов имеет более высокий, в сравнении с другими схемами, удельный импульс, обладает большей надежностью и лучшими показателями пожарной безопасности.

 

Собственно, ничего «суперреволюционного» в этой концепции нет. Выбранную схему применяли на советском двигателе РД-270, который создали еще в 60-е. Правда, он в качестве топлива использовал токсичный и весьма нелюбимый экологами гептил. Проект этого двигателя закрыли вместе со сворачиванием проекта советской «лунной» ракеты УР-700, для которой он, собственно, и предназначался.

 

Наконец, самое главное, о чем нельзя не упомянуть в свете намерений Маска. Неизвестно, как сложится судьба Interplanetary Transport System: все-таки в этом случае SpaceX замахнулась на что-то почти невероятное. Но вот создание Raptor — вполне реальная цель для уже доказавшей свои способности компании.

 

Interplanetary Transport System / ©spaceflightinsider

 

В пользу этого говорят и первые успешные огневые испытания двигателя, проведенные осенью прошлого года. Увы, детально характеристики «Раптора» на тот момент озвучены не были. Очевидно, впереди нас ожидает ознакомление со многими интересными деталями новинки. Остается только набраться терпения и ждать.

 

Испытание двигателя “Raptor” / ©youtube

Скопировать ссылку

Raptor (ракетный двигатель) — Википедия

SpaceX Raptor («Раптор») — жидкостный ракетный двигатель, разрабатываемый компанией SpaceX. Двигатель закрытого цикла с полной газификацией компонентов, работающий на жидком метане[4] и жидком кислороде[5]. Планируется, что двигатель будет применяться на ракете-носителе BFR.

Разработка двигателя с 2009 по 2015 год финансировалась за счет инвестиций компании SpaceX, без привлечения финансирования со стороны правительства США.[6][7] В январе 2016 года SpaceX заключила соглашение с ВВС США на сумму $33,7 млн долларов о разработке прототипа нового варианта двигателя «Раптор», предназначенного для использования на верхних ступенях ракет-носителей Falcon 9 и Falcon Heavy. Соглашение предусматривает финансирование в размере $67,3 млн со стороны SpaceX.[8][9]

По состоянию на сентябрь 2017 года, «Раптор» прошел 42 стендовых огневых испытания с общей наработкой 1200 секунд. Самое длительное испытание продолжалось 100 секунд. Тестовый двигатель работает с давлением в камере сгорания равным 20 МПа. Целевое давление составляет 25 МПа, SpaceX планирует достичь 30 МПа в последующих итерациях.[10]

История

Изначальный замысел

18 июня 2009 года на симпозиуме «Innovations in Orbit: An Exploration of Commercial Crew and Cargo Transportation» Американского института аэронавтики и астронавтики[en] Макс Возофф[en] впервые публично упомянул проект ракетного двигателя под названием Raptor. Проект двигателя подразумевал использование топливной пары кислород / водород.[11][12]

28 июля 2010 года на 46-ой конференции «Joint Propulsion Conference» Американского института аэронавтики и астронавтики директор испытательного комплекса SpaceX[en] в МакГрегоре[en] Том Маркьюзик[en] представил информацию о начальных этапах проектирования двух семейств двухступенчатых ракет-носителей и двух новых ракетных двигателей для них. Первым был представлен проект двигателя Merlin 2 с топливной парой керосин / жидкий кислород. Двигатель предназначался для первых ступеней Falcon X, Falcon XX.[13] Планировалось, что Merlin 2 будет способен развить тягу 7 560 кН на уровне моря и 8 540 кН в вакууме, что сделало бы его самым мощным двигателем в своем классе. Проект «Раптор» представлял собой двигатель, использующий жидкий водород и жидкий кислород, имеющий тягу 667 кН в вакууме, удельный импульс 470 с и был предназначен для верхних ступеней сверхтяжелых ракет-носителей.[14][15][12]

В октябре 2012 года SpaceX публично объявила о работе над ракетным двигателем, который будет "в несколько раз мощнее, чем двигатели серии Merlin 1, и не будет использовать топливо RP-1", конкретики о топливе сообщено не было. Было сказано, что двигатель предназначен для ракеты-носителя следующего поколения под кодовым именем MCT[en], который, используя несколько таких двигателей, позволит выводить полезную нагрузку массой порядка 150 — 200 тонн на низкую околоземную орбиту, что превышает возможности SLS NASA.[16][12]

Анонс и разработка компонентов

16 ноября 2012 года во время выступления в Королевском Аэронавигационном Обществе[en] в Лондоне Илон Маск объявил о новом направлении для двигательного подразделения SpaceX — разработке ракетных двигателей, работающих на метане.[17] Он также указал, что концепция двигателя под кодовым названием «Раптор» теперь станет конструкцией на основе метана.[18][19][14][15]

В октябре 2013 года SpaceX анонсировала начало испытаний компонентов метанового двигателя в Космическом центре имени Джона Стенниса.[20][21] SpaceX впервые раскрыла номинальную тягу двигателя «Раптор» — 661 000 фунт-сил[en] [2 942 кН].[22][12]

19 февраля 2014 года вице-президент SpaceX по разработке двигателей Том Мюллер, выступая на мероприятии «Exploring the Next Frontier: The Commercialization of Space is Lifting Off» в Санта-Барбаре, сообщил, что разрабатываемый двигатель «Раптор» будет способен развивать тягу в 1 000 000 фунт-сил [4 448 кН]. Удельный импульс составит 321 с на уровне моря и 363 с в вакууме.[23][14][24][12]

9 июня 2014 года на конференции космического движения в Кёльне Том Мюллер заявил, что SpaceX разрабатывает «Раптор» как многоразовый двигатель для тяжелой ракеты-носителя, предназначенной для полёта на Марс, тяга которого для первой ступени будет составлять 705 тонн-сил [6 914 кН], что сделает его чуть более мощным, чем двигатель программы «Аполлон» F-1. Вакуумная версия двигателя рассчитана на 840 тонн-сил [8 238 кН] тяги с удельным импульсом в 380 с. Пресс-секретарь центра Стенниса — Ребекка Стрекер добавила, что компания тестирует компоненты малого масштаба, используя стенд E-2 космического центра, расположенный в Миссисипи.[25][26][27][12]

В конце 2014 года SpaceX завершила этап тестирования главной форсунки. Летом 2015 года команда испытательного стенда E-2 завершила полномасштабное испытание кислородного газогенератора нового двигателя. С апреля по август 2015 года было выполнено 76 огневых испытаний газогенератора с общей наработкой около 400 секунд.[7]

В январе 2015 года Илон Маск заявил, что целью является тяга двигателя чуть больше 230 тонн-сил [2 256 кН], что намного ниже заявленной ранее.[28][12]

В январе 2016 года ВВС США предоставили SpaceX контракт с финансированием в размере 33,6 млн долларов на разработку прототипа многоразового двигателя «Раптор», работающего на метане, предназначенного для на верхних ступеней ракет-носителей Falcon 9 и Falcon Heavy, который также предусматривает финансирование со стороны SpaceX в размере не менее 67,3 млн долларов. Ожидается, что работа по контракту будет завершена в 2018 году.[8][9]

Разработка и испытания двигателей

26 сентября 2016 года Илон Маск опубликовал в Tritter два изображения первого тестового запуска двигателя «Раптор» в сборе на испытательном комплексе SpaceX в МакГрегоре.[29][30][31] Маск сообщил, что целевая производительность — удельный импульс в вакууме 382 с при коэффициенте расширения 150 и тяга в 3 000 кН при давлении в камере сгорания 300 бар.[32][33][34] 27 сентября он пояснил, что коэффициент расширения 150 для тестовой версии, вакуумная версия будет иметь коэффициент расширения 200.[35] Технические детали были обобщены в статье о двигателе «Раптор», опубликованной на следующей неделе.[36]

27 сентября 2016 года на 67-м ежегодном Международном конгрессе астронавтики в Гвадалахаре Маск представил детали концепции ITS.[37] Были указаны следующие характеристики двигателя «Раптор»: давление в камере сгорания 300 бар; возможность дросселирования тяги в диапазоне 20 — 100%; номинальная тяга 3 050 кН, удельный импульс 334 с, степень расширения 40; для вакуумной версии — тяга 3 500 кН, удельный импульс 382 с, степень расширения 200.[3][12]

К сентябрю 2017 года тестовый двигатель, в котором был применен сплав, повышающий устойчивость к окислению турбонасоса кислорода, работающий под давлением в камере сгорания в 200 бар и развивающий тягу в 1 000 кН прошел 42 стендовых огневых испытания с общей наработкой 1200 секунд.[12][2][7]

29 сентября 2017 года в рамках 68-го ежегодного Международного конгресса астронавтики в Аделаиде Маск представил новую концепцию под кодовым названием BFR.[38] Характеристики двигателя «Раптор» изменились: давление в камере сгорания 250 бар; номинальная тяга 1 700 кН, удельный импульс 330 с; для вакуумной версии — тяга 1 900 кН, удельный импульс 375 с.[2][12]

Илон Маск объявил, что двигатель «Раптор» впервые отправится в полёт как часть ракеты-носителя BFR.[38] В октябре 2017 года Маск пояснил, что первые лётные испытания будут проведены на полномасштабным корабле, выполняющим "короткие прыжки" высотой в несколько сотен километров.[39]

17 сентября 2018 года на презентации, в рамках которой был представлен первый космический турист BFR Юсаку Маэдзава, информация о ракете была обновлена.[40] Были озвучены характеристики двигателя «Раптор»: целевое значение давления в камере сгорания примерно 300 бар; тяга около 200 тонн-сил [1 960 кН]; потенциально-возможный удельный импульс около 380 с.

Конструкция

Ракетный двигатель с полнопоточным закрытым циклом

Двигатель «Раптор» будет работать на жидком метане и жидком кислороде, с использованием наиболее эффективной замкнутой схемы с полной газификацией компонентов[41] (с дожиганием предварительно газифицированных окислительного и топливного компонентов), в отличие от двигатели Merlin с более простой системой газогенератора с открытым циклом и топливной парой керосин / жидкий кислород.[41] Закрытый цикл использовался на главных двигателях «Шаттла» RS-25,[42] и в нескольких российских ракетных двигателях, например, в РД-170, РД-180, РД-191, однако полнопоточный закрытый цикл до настоящего времени является для ракетно-космической отрасли, в некотором роде, недостижимым «граалем» жидкостных ракетных двигателей, оставаясь уделом тестовых демонстраторов практически полувековой давности (РД-270) или закрытой разработкой под частным финансированием и неизвестным коммерческим и практическим исходом, такой как «Integrated Powerhead Demonstrator»[en].

Подобная замкнутая схема с полной газификацией компонентов, помимо общего увеличения УИ ЖРД (либо облегчения конструкции или увеличения её надёжности и срока службы), также положительно сказывается на его общей надёжности, — устраняя потенциальные точки отказа, имеющие место в ЖРД с частичной газификацией компонентов топлива, или используя такие преимущества схемы, как отсутствие нужды нагнетать и сжигать в КС жидкие компоненты, что сводит на нет риск кавитации компонентов жидкостного топлива и повышает надёжность системы (также актуально и для многоступенчатого ТНА ЖРД Раптор, поскольку используемые в ракетах компании переохлаждённые компоненты топлива, аналогичное состояние которых заявлено и для будущих РН на двигателях «Раптор», менее склонны к кавитации, чем у «менее холодных» компонентов, используемых всей прочей ракетно-космической отраслью мира).[43][44]

Заявленные характеристики двигателя «Раптор» в процессе проектирования в течение 2012 — 2017 годов варьировались в широком диапазоне, от высокого значения целевой вакуумной тяги в 8 200 кН[27] до более поздней, гораздо более низкой цели в 1 900 кН. По версии 2017 года ожидается, что рабочий двигатель будет иметь удельный импульс 375 с в вакууме и 330 с на уровне моря.[2]

Примечания

  1. 1 2 The Annual Compendium of Commercial Space Transportation: 2018 (англ.). Federal Aviation Administration. Проверено 7 августа 2018.
  2. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 SpaceX. Making Life Multiplanetary (29 сентября 2017).
  3. 1 2 3 SpaceX. Mars Presentation (27 сентября 2016).
  4. ↑ SpaceX Prepared Testimony by Jeffrey Thornburg
  5. Todd, David. Musk goes for methane-burning reusable rockets as step to colonise Mars (20 ноября 2012). Архивировано 11 июня 2016 года. Проверено 4 ноября 2015. «"We are going to do methane." Musk announced as he described his future plans for reusable launch vehicles including those designed to take astronauts to Mars within 15 years, "The energy cost of methane is the lowest and it has a slight Isp (Specific Impulse) advantage over Kerosene," said Musk adding, "And it does not have the pain in the ass factor that hydrogen has".».
  6. Gwynne Shotwell. STATEMENT OF GWYNNE SHOTWELL, PRESIDENT & CHIEF OPERATING OFFICER, SPACE EXPLORATION TECHNOLOGIES CORP. (SPACEX). Congressional testimony 14–15. US House of Representatives, COMMITTEE ON ARMED SERVICES SUBCOMMITTEE ON STRATEGIC FORCES (17 March 2015). — «SpaceX has already begun self-funded development and testing on our next-generation Raptor engine. ... Raptor development ... will not require external development funds related to this engine.». Проверено 11 января 2016.
  7. 1 2 3 NASA-SpaceX testing partnership going strong. Lagniappe, John C. Stennis Space Center. NASA (September 2015). — «this project is strictly private industry development for commercial use». Проверено 10 января 2016.
  8. 1 2 Contracts: Air Force. U.S. Department of Defense Contracts press release (13 January 2016). Проверено 15 января 2016.
  9. 1 2 Orbital ATK, SpaceX Win Air Force Propulsion Contracts, SpaceNews (13 January 2016). Проверено 15 января 2016.
  10. SpaceX. Making Life Multiplanetary (Transcript) (29 сентября 2017).
  11. AI AA. Part 7 - AIAA Innovations in Orbit: An Exploration of Commercial Crew and Cargo Transportation (1 июля 2009). Проверено 19 октября 2018.
  12. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 The Evolution of the Big Falcon Rocket – NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 20 октября 2018.
  13. Tom Markusic. Space Exploration Technologies. SpaceX Propulsion (28 июня 2010).
  14. 1 2 3 SpaceX – Launch Vehicle Concepts & Designs – Spaceflight101 (англ.). spaceflight101.com. Проверено 20 октября 2018.
  15. 1 2 SpaceX advances drive for Mars rocket via Raptor power – NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 19 октября 2018.
  16. ↑ SpaceX aims big with massive new rocket (англ.), Flightglobal.com (15 октября 2012). Проверено 19 октября 2018.
  17. Royal Aeronautical Society. Elon Musk lecture at the Royal Aeronautical Society (23 ноября 2012). Проверено 20 октября 2018.
  18. ↑ Musk goes for methane-burning reusable rockets as step to colonise Mars | Hyperbola (11 июня 2016). Проверено 19 октября 2018.
  19. ↑ Mars Colony: SpaceX CEO Elon Musk Eyes Huge Settlement On Red Planet (англ.), Huffington Post (26 ноября 2012). Проверено 20 октября 2018.
  20. ↑ SpaceX to Test Rocket Engines in Hancock Co. - MDA (англ.), Mississippi Development Authority (23 октября 2013). Проверено 19 октября 2018.
  21. ↑ SpaceX to Conduct Raptor Engine Testing in Mississippi – Parabolic Arc (англ.). www.parabolicarc.com. Проверено 19 октября 2018.
  22. ↑ SpaceX Could Begin Testing Methane-fueled Engine at Stennis Next Year - SpaceNews.com (англ.), SpaceNews.com (25 октября 2013). Проверено 19 октября 2018.
  23. ↑ SpaceX’s propulsion chief elevates crowd in Santa Barbara (англ.), Pacific Coast Business Times (20 февраля 2014). Проверено 20 октября 2018.
  24. ↑ SpaceX advances drive for Mars rocket via Raptor power – NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 19 октября 2018.
  25. ↑ Aerojet Rocketdyne, SpaceX Square Off For New Engine Work (англ.). aviationweek.com. Проверено 19 октября 2018.
  26. ↑ News Center 7398139 (8 июля 2014). Проверено 19 октября 2018.
  27. 1 2 Battle of the Heavyweight Rockets – SLS could face Exploration Class rival – NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 19 октября 2018.
  28. ↑ r/IAmA - I am Elon Musk, CEO/CTO of a rocket company, AMA! (англ.). reddit. Проверено 19 октября 2018.
  29. ↑ Elon Musk on Twitter (рус.), Twitter. Проверено 19 октября 2018.
  30. ↑ Elon Musk on Twitter (рус.), Twitter. Проверено 19 октября 2018.
  31. ↑ SpaceX испытала ракетный двигатель Raptor для доставки людей на Марс (рус.), РИА Новости (20160926T1219+0300Z). Проверено 19 октября 2018.
  32. ↑ Elon Musk on Twitter: "Production Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 bar" (26 сентября 2016). Проверено 19 октября 2018.
  33. ↑ Elon Musk on Twitter (англ.), Twitter. Проверено 19 октября 2018.
  34. ↑ Elon Musk on Twitter: "@rocketrepreneur 382s is with a 150 area ratio vacuum (or Mars ambient pressure) nozzle. Will go over specs for both versions on Tues." (26 сентября 2016). Проверено 19 октября 2018.
  35. ↑ Elon Musk on Twitter: "@rocketrepreneur Meant to say 200 AR for production vac engine. Dev will be up to 150. Beyond that, too much flow separation in Earth atmos." (27 сентября 2016). Проверено 19 октября 2018.
  36. ↑ ITS Propulsion – The evolution of the SpaceX Raptor engine – NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 19 октября 2018.
  37. SpaceX. Making Humans a Multiplanetary Species (20 сентября 2016). Проверено 19 октября 2018.
  38. 1 2 SpaceX. Making Humans a Multiplanetary Species (20 сентября 2016). Проверено 19 октября 2018.
  39. ↑ Musk offers more technical details on BFR system - SpaceNews.com (англ.), SpaceNews.com (15 октября 2017). Проверено 19 октября 2018.
  40. SpaceX. First Private Passenger on Lunar BFR Mission (18 сентября 2018). Проверено 19 октября 2018.
  41. 1 2 Todd, David. SpaceX’s Mars rocket to be methane-fuelled (22 ноября 2012). Проверено 5 декабря 2012. «Musk said Lox and methane would be SpaceX’s propellants of choice on a mission to Mars, which has long been his stated goal. SpaceX’s initial work will be to build a Lox/methane rocket for a future upper stage, codenamed Raptor. The design of this engine would be a departure from the “open cycle” gas generator system that the current Merlin 1 engine series uses. Instead, the new rocket engine would use a much more efficient “staged combustion” cycle that many Russian rocket engines use.».
  42. ↑ Space Shuttle Main Engines. NASA. Проверено 6 марта 2013.
  43. Belluscio, Alejandro G. "SpaceX advances drive for Mars rocket via Raptor power". NASAspaceflight.com (7 марта 2014).
  44. Belluscio, Alejandro G. "ITS Propulsion – The evolution of the SpaceX Raptor engine". NASASpaceFlight.com (3 октября 2016).

Ссылки

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *