?

Log in

No account? Create an account
SpaceX Raptor. Сравнение известных конструктивных отличий от Merlin - Самые обсуждаемые темы блогосферы [entries|archive|friends|userinfo]
Самые обсуждаемые темы

[ website | ТОП30 - рейтинг блогосферы ]
[ userinfo | livejournal userinfo ]
[ archive | journal archive ]

Links
[Links:| ТОП30 - рейтинг блогосферы Разворачиватель комментариев ]

SpaceX Raptor. Сравнение известных конструктивных отличий от Merlin [дек. 20, 2018|12:40 pm]
Самые обсуждаемые темы
[Tags|]








1. Raptor питается переохлаждёнными значительно ниже температуры их кипения жидкими метаном (LCH4) и кислородом (LO2). Эту пару компонентов ракетного топлива часто обозначают LO2/LCH4. 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.



источник - engineering_ru 
[0 ссылок 54 комментариев 3900 посещений]
читать полный текст со всеми комментариями
СсылкаОтветить

promo topbloger november 1, 2020 19:44 232
Buy for 40 tokens
Warning: Все ресурсы и сервера t30p на текущий момент заблокированы со стороны Azure. UPD: идет перенос серверов на новую платформу. Привет! В моем блоге автоматически топботом собираются все самые интересные темы блогосферы. Более полно посмотреть все интересные посты блогосферы вы можете на…