Об особенностях производства двигателя Merlin: omega_hyperon — LiveJournal
?- Космос
- Технологии
- Лытдыбр
- Cancel
Строго говоря, какой-то конкретики об особенности конструкции данного керогаза, кроме разрозненных сведений общего характера, не имеется.
Известно, что когда-то в конструкции ЖРД применялась пайка. Об этом, после разрушения двигателя в полете несколько лет назад, прямо говорилось в релизах СейсИкс. Но когда стали появляться такого рода фотографии, сразу обратили внимание на характерный внешний вид камеры, на котором отсутствовал характерный демаскирующий признак паяной конструкции – утяжины (это такой прогиб внешней оболочки между фрезерованными рёбрами огневой стенки)К сожалению не нашел прям крупного плана, но при большом увеличении их вот тут можно разглядеть.
Плюс ко всему внешняя оболочка Мерлина очень походила на прошедшую механическую обработку. В общем сначала предположили худшее, что все три детали камеры Мерлина: камера сгорания, сопло верхнее и сопло нижнее изготовлены методом аддитивных технологий. С другой стороны нет худа без добра, это подтолкнуло свои работы в этом направлении и после нескольких лет напряженной работы удалось изготовить методом АТ отдельные аналогичные элементы (не только смесительную головку).
Конечно не такие окавалки как на Мерлине (поменьше), но вполне себе работающие законченные функциональные узлы.В свете повышения эффективности отечественного производства сильно заинтересовались, а как там у супостата. Съездили, заказали кое-какие «исследования», ну и выяснили, про гальванопластику. Сказать, что очень удивились, значит не сказать ничего.
- Во-первых, нам хорошо были известны проблемы получения толстослойных гальванических покрытий, а здесь нужно было наращивать значительно большие толщины с обеспечением требуемых механических свойств материала.
- Во-вторых, этот процесс относится к трудноуправляемым и окончание цикла в общем-то может существенно плавать. Как оказалось от полугода до года.
- В-третьих, очевидные трудности токарной обработки крупногабаритной детали после каждого цикла гальванопластики. Токарить там приходится буквально микроны.
- Во-первых, очень стабильная геометрия тракта охлаждения, а значит очень стабильные гидравлические характеристики.
- Во-вторых, как класс отсутствуют запаи тракта (перекрытие каналов охлаждения припоем).
- В-третьих, как класс отсутствует ослабление прочностных характеристик потому, что как класс отсутствует паянное соединение. Что объясняет, казавшееся ранее невозможным форсирование двигателя до нынешних значений.
Собственно, данный комментарий во многом раскрывает то, как удалось поднять давление в камере сгорания двигателя в разы, не прибегая к существенным переделкам ее геометрии.
Tags: spacex, в порядке бреда, вшивый о бане, информация к размышлению, космос, мысли в слух, найденное, переделка, чтобы не пропало
Subscribe
Об экономике строительства зведолётов
Классическая статья Ф.
Дайсона о межзвездном варианте корабля-взрыволета типа «Орион» завершается попыткой экономического обоснования: Что…О классической филологии
Читал недавно «Университет в руинах» У.Ридингса и наткнулся там на довольно интересное замечание об изучении античной классики: Причины…
Библиотеки и патентная документация
Морозов А.Н. Библиотеки и патентная документация (теория и практика). М., изд. «Книга», 1986 г., 256 стр. В монографии предпринята…
Дайсона о межзвездном варианте корабля-взрыволета типа «Орион» завершается попыткой экономического обоснования: Что…Photo
Hint http://pics.livejournal.com/igrick/pic/000r1edq
Об экономике строительства зведолётов
Классическая статья Ф.Дайсона о межзвездном варианте корабля-взрыволета типа «Орион» завершается попыткой экономического обоснования: Что…
О классической филологии
Читал недавно «Университет в руинах» У.Ридингса и наткнулся там на довольно интересное замечание об изучении античной классики: Причины…
Библиотеки и патентная документация
Морозов А.
Н. Библиотеки и патентная документация (теория и практика). М., изд. «Книга», 1986 г., 256 стр. В монографии предпринята…
Н. Библиотеки и патентная документация (теория и практика). М., изд. «Книга», 1986 г., 256 стр. В монографии предпринята…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.
)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).
Чем она больше, тем больше топлива вместит топливный бак.
В таблице снизу представлены все перечисленные выше характеристики:
| Керосин (RP-1) | Жидкий метан | Жидкий водород | |
| Плотность | 813 г/л | 422 г/л | 70 г/л |
| Стехиометрический коэффициент | 2.7 | 3.7 | 6 |
| Кол-во топлива на 1 л окислителя | 0.52 | 0.73 | 2.72 |
| Удельная тяга | 370 сек | 459 сек | 532 сек |
| Температура кипения | 490 К | 111 К | 20 К |
| Температура горения | 3,670 К | 3,550 К | 3,070 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:
| Merlin | Raptor | BE-4 | РД-180 | RS-25 | F-1 | |
| Производитель | SpaceX (США) | SpaceX (США) | Blue Origin (США) | НПО Энергомаш (РФ) | Aerojet Rocketdyne (США) | Aerojet Rocketdyne (США) |
| Ракета-носитель | Falcon 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 полет | 2010 | 2021 | 2021-2022 | 2000 2002 | 1982 2020 | 1968 |
| Цикл | Открытый | Закрытый (полная газификация) | Закрытый (частичная газификация) | Закрытый (частичная газификация) | Закрытый (частичная газификация) | Открытый |
| Топливо | Керосин | Метан | Метан | Керосин | Водород | Керосин |
| Давление в камере | 97 бар | 270 бар | 135 бар | 257 бар | 206 бар | 70 бар |
| Тяга | 0. 84 мН | 2.00 мН | 2.40 мН | 3.83 мН | 1.86 мН | 6.77 мН |
| Тяговооруженность | 198:1 | 107:1 | 80:1 | 78:1 | 73:1 | 94:1 |
| Удельная тяга | 282 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:
| Merlin | Raptor | BE-4 | РД-180 | RS-25 | F-1 | |
| Цена одного двигателя | < $1 млн | ~$2 млн | ~$2 млн | $25 млн | > $50 млн | $30 млн |
| Ракета-носитель | Falcon Heavy | BFR | New Glenn | Atlas V | SLS | Saturn V |
| Кол-во двигателей у первой ступени | 27 | 31 | 7 | 1 | 4 | 5 |
| 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) | 10 | 50 | 25 | 1 | 19 | 1 |
| 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 т | 45 т | 20 т | 95 т | 140 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.
Merlin Engine (Merlin-1D) — Falcon 9 & Falcon Heavy
Specifications
| MERLIN – SEA LEVEL | |||
| Throat Area | 0.042 m2 | ||
| Nozzle Area | 0.90 m2 | ||
| Двигатель Тип | Жидко0007 Propellant | LOX / RP-1 | |
| Propellant Mix | 2.36 | ||
| Propellant Feed System | Turbopump | ||
| Thrust (Sea Level) | 854 кН / 190 000 фунтов силы | ||
| Удельный импульс | 283 сек | ||
| Давление в камере | |||
| Throttle Capability | Yes (100% to 57%) | ||
| Restart Capability | Yes | ||
| Nozzles | Gimbaled, 16:1 expansion | ||
| Merlin — Vacuum | |||
| Область горла | 0,042 M2 | ||
| Площадь сопла | 4,90 M2 | 9000 70017 | |
| Двигатель Тип | Жидко | 2. 38 | |
| Система подачи топлива | Турбокомпрессор | ||
| Specific Impulse (vacuum) | 348 sec | ||
| Throttle Capability | Yes (100% to 64%) | ||
| Restart Capability | Да | ||
| Сопла | Гимбал, 165: 1 Расширение |
Обзор
. Эти двигатели оснащены карданным подвесом и имеют возможность дроссельной заслонки и перезапуска для высокой степени контроля. Два из девяти двигателей Merlin на первой ступени Falcon 9может выйти из строя, не влияя на запуск. Двигатели Merlin используют охлажденный ракетный керосин (RP-1) и охлажденный жидкий кислород в качестве ракетного топлива в энергетическом цикле газогенератора. Система подачи турбонасоса подает топливо, нагретый гелий создает давление в топливном баке.
и пирофорные воспламенители на основе триэтилалюминия-триэтилборана (TEA-TEB) с двойным резервированием для надежности перезапуска.
Текущие активные модели: Merlin 1D (M1D) для уровня моря и Merlin 1D Vac (MVac) для вакуума. Эти двигатели имеют тягу 854 кН на уровне моря и 981 килоньютон в вакууме соответственно. Он имеет самое высокое отношение тяги к массе примерно 200: 1. Merlin 1D отличается повышенной надежностью за счет увеличения усталостной долговечности и улучшения тепловых запасов камеры и сопла. Его также легче производить за счет уменьшения количества деталей и трудозатрат.
Проблема/решение
Космос — дело дорогое. Космические челноки НАСА и российские ракеты «Союз» стоят в среднем 1,6 миллиарда долларов и 53–225 миллионов долларов за каждый запуск соответственно. Однако использование многоразовых ракет-носителей значительно снижает затраты на космический полет.
Поскольку традиционные конструкции двигателей не подходят для многоразовых ракет-носителей, ракетные двигатели Merlin разработаны специально для использования в ракетах-носителях серии Falcon.
Двигатели Merlin имеют ретроградную тягу, шарнирные сопла для регулировки угла тяги, улучшенный теплозащитный экран, высокую тяговооруженность, минимальные отказы узлов и т. д. Эти факторы позволяют Merlin быть наиболее подходящим двигателем для ракет-носителей Falcon.
Дизайн
Управление двигателем
Каждому двигателю Merlin назначается один процессор, в котором задействованы три компьютера, постоянно проверяющие другие, чтобы реализовать отказоустойчивую конструкцию, называемую системой с тройным резервированием.
Газогенератор
Двигатели Merlin используют охлажденный ракетный керосин (RP-1) и охлажденный жидкий кислород (LOX) в качестве ракетного топлива в открытом или газогенераторном энергетическом цикле вместо ступенчатого цикла сгорания. В цикле газогенератора часть топлива сжигается для образования выхлопных газов, питающих насосы, которые затем выбрасываются в атмосферу или в вакуум.
Турбокомпрессор
Подача топлива в двигатель осуществляется одновальным турбонасосом с двумя рабочими колесами и цапфовым инжектором, обеспечивающим стабильность горения.
Турбокомпрессор Merlin LOX/RP-1 вращается со скоростью 36 000 об/мин и выдает 10 000 лошадиных сил или 7 500 кВт. Конструкция с турбонасосом снабжает гидравлические приводы жидкостью под высоким давлением, которая возвращается обратно во впускной патрубок низкого давления. Таким образом, отдельная система гидравлического привода не требуется.
Форсунка
Двигатели Merlin уровня моря, используемые на второй ступени, имеют меньшую выхлопную секцию и расширительное сопло 16: 1, предназначенное в первую очередь для подъема с Земли. Вакуумный двигатель Merlin, используемый на второй ступени, имеет большую выхлопную секцию и расширительное сопло 165: 1 для максимальной эффективности в вакууме. Камера сгорания охлаждается регенеративным охлаждением, а расширительное сопло — радиационным охлаждением. Сопло и упорная камера футерованы фрезерованным медным сплавом для обеспечения больших запасов по тепловому потоку.
Ссылки
SpaxeX
Everyday Astronaut
Everyday Astronaut
Новости NBC
Эволюция двигателя SpaceX Merlin
Эволюция двигателя SpaceX Merlin E революция
двигателя SpaceX Merlin-1 | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
1)
17
л.
(сек)
ставка
коэффициент
1)
л. (сек)
ставка