Durata dell’ultimo test che ha raggiunto i 268.9 bar:
Numero di accensioni del motore (all’ 11/02/2019):
Obbiettivo di impulso specifico con ugello ottimizzato per il vuoto:
Informazioni sul propellente, i 300 bar sono raggiungibili con i propellenti super criogenici:
Pressioni dei prebruciatori che servirebbero per superare i 300bar:
E questo è quanto. La tecnologia dei materiali necessaria per contenere 700 bar di gas ricco di ossigeno, e quindi a temperatura altissima e con effetto ossidante, è sicuramente qualcosa di non poco conto. Per intenderci, qualcosa che nessun produttore americano si era mai sognato di fare fino ad ora e qualcosa che sono riusciti a tenere a bada solo gli ingegneri sovietici più di 30 anni fa.
In realta’ il ciclo FFSC o Full-flow staged combustion o Ciclo a precombustione a flusso completo, mai portato a questo livello di avanzamento da nessuno finora, dovrebbe garantire una temperatura nelle turbine piu’ bassa, non piu’ alta. E quindi maggior durata delle turbine. Quello che si becca i 300 bar e le temperature elevatissime e’ l’ugello.
Visto che e’ un aspetto tecnico essenziale, provo a descrivere, chiedendo scusa agli esperti per la ripetizione e le eventuali inesattezze:
Se ho capito bene TUTTA la massa del combustibile viene prima pompata e preriscaldata rigenerativamente nell’ugello (e in questo modo recupero molta energia presente nei gas di scarico) poi a questo flusso di combustibile preriscaldato viene aggiunto un po’ di ossigeno ottenendo una combustrione parziale, che viene usata per muovere una seconda turbina che muove la prima turbina del combustibile che poi va nella camera di combustione.
Lo stesso succede nelle turbine dell’ossigeno, aggiungendo un po’ di combustibile nel precombustore, questa volta pero’ non si ha preriscaldamento rigenerativo (che renderebbe le condizioni ancora piu’ infernali). Ed e’ qui che si raggiungono gli 800 bar.
In breve, i ciclo FFSCC usa ill 100% dei propellenti per la propulsione (al contrario degli altri tipi di motore che scaricano a parte quelli usati per alimentare le turbine) e recupera piu’ energia possibile dai gas di scarico.
Insomma, massima efficienza teorica a fronte di complessita’ e limiti della metallurgia messi a dura prova.
Questo motore se funziona come ipotizzato e’ un’altra rivoluzione, quasi come quellla dell’atterraggio del booster, anche se ii BFR non funzionasse come ipotizzato, vengono abilitati lanci molto meno costosi e molto piu’ efficienti.
Comunque servirebbe la conferma di un esperto, ma c’e’ qualcosa anche nella Wikipedia in Italiano:
PS: EM dice che la versione vacum con ugelli ottimizzati per il vuoto potrebbe arrivare a un isp di 380 o poco piu’. Pero’ da qualche parte mi pare di aver letto che inizialmente monteranno dei raptor strandard anche sul secondo stadio SS, e questo dovrebbe bastare per le missioni lunari, non per Marte. Quindi ci potrebbe essere spazio per ulteriori miglioramenti con le generaazioni successive.
PS2: io continuo a chiedermi, anche se funziona, a chi lo vende e dove trova i quattrini, se i governi non collaborano… Per Starlink tutto questo non serve, basta il FH. Forse i militari USA?
Oltre al record appena ottenuto, io non sapevo che se volerà ci sarà un altro record, in quanto il Raptor sarebbe il primo motore FFSC a volare in assoluto, di soli 3 che sono stati in sviluppo.
A parità di pressione nelle turbine e comparato ad un motore con singola turbopompa funzionante con gas ricco di ossigeno (Oxidizer-rich staged combustion) senz’altro. Resta comunque il fatto che lavorando a quelle pressioni le temperature sono sicuramente più elevate che quelle all’interno, ad esempio, di un BE-4.
Per la prima versione di starlink basta il Falcon 9. Il Falcon Heavy risulta problematico per problemi di volume, lo stesso di un Falcon 9, e l’ogiva non può essere ingrandita molto per motivi aerodinamici.
La Starship invece non ha di questi problemi, e per la seconda versione di Starlink, quella in VLEO, tornerà molto utile data la quantità enorme di satelliti da portare su. E dato che uno dei costi più importanti in ogni ambito è la miniaturizzazione, non avere problemi di spazio o comunque avere meno problemi significherà costi minori.
Il progettista dei motori RD-180, Petr Lyovochkin, risponde all’entusiasmo di Musk per i suoi Raptor.
A parte la vena supponente, mi pare di intuire che ci sia qualche paragone interessante. Ma non ci capisco niente, valutate voi.
La traduzione di Chrome e’ molto divertente, anche senza capire le argomentazioni tecniche. In pratica dice che questi ragazzetti di SpaceX sono alle prime armi ma promettono bene
Solo che non ho la minima idea in ottica “codice di autoregolamentazione per la pubblicazione di testi di terze parti” se si puo’ riportare qui la traduzione automatica.
Più che riportare la traduzione automatica (che è di scarsa utilità), è molto apprezzato riscriverla aggiustando gli strafalcioni dell’insipienza artificiale®, magari tagliando parti di poco interesse.
In realta’ la traduzione e’ ottima, i traduttori automatici hanno fatto passi da gigante.
Salvo qualche dettaglio: Elon e’ diventato Ilona .
La parte tecnica piu’ qualificante e’ che dice che “anche se il Raptor ha superato la pressione del RD-180 Mr. Mask, non essendo uno specialista tecnico, non tiene conto del fatto che i due motori non si possono paragonare utilizzando propellenti e circuiti di alimentazione diversi”. Dice poi che e’ come paragonare un motore a benzina con un diesel. E ribadisce che con un margine del 10% la pressione nella camera di combustione dell’RD-180 e’ superiore alle 280 atmosfere.
Pero’ il testo della traduzione automatica completa e’ piu’ godibile.
In realtà la cosa più vicina fatta NPO Energomash (e dall’industria russa in generale) è l’RD-270… Questo sito riporta 26.1 MPa di chamber pressure e, ammesso anche l’utilizzo di pentaborano, la vedo dura andare agli “oltre 300 bar” della sparata nell’articolo.
Per come la vedo io la lettura da dare è “Non possiamo/vorremmo pubblicamente congratularci, ma lo stiamo facendo”, d’altra parte lo stesso Musk su twitter ha definito l’opera di Lyovochkin “excellent engineering”.
Vedo un po’ di confusione qui, non capisco se nei concetti o solo nei termini
Innanzitutto una turbopompa è turbina+pompa… non turbina+turbina
La turbine estrae energia dal movimento di un fluido per far ruotare un albero e la pompa calettata allo stesso albero usa la rotazione per indurre un certo movimento in un altro fluido.
Quindi in un ipotetico motore FFSCC i propellenti fanno questo percorso “simmetrico”:
serbatoio pressurizzato (bassa pressione)
entra nella pompa
esce dalla pompa ad una pressione più alta
circuito di raffreddamento rigenerativo (solo per il combustibile)
pre-bruciatore dopo aver ricevuto una “piccola dose” dell’altro propellente
entra nella turbina
esce dalla turbina ad una pressione più bassa (ma, ovviamente di gran lunga superiore a quella iniziale del serbatoio)
si incontra con l’altra metà del flusso nella camera di combustione principale
La pressione nella camera di combustione principale è legata a doppio filo a quella di uscita della turbina, semplificando potremmo dire che è la stessa ma le variazioni della sezione del condotto che collega le due parti potrebbero non essere d’accordo
A monte della turbina ovviamente la pressione sarà sensibilmente maggiore.
A quanto si è capito il motivo principale (oltre alle performance) per questa scelta da parte di spacex è legato ai problemi di trafilamento tipici di motori con turbopompa a singolo albero.
Ad esempio quando il gas ricco di ossigeno ad altissime temperature in ingresso in una turbina e il combustibile spinto dalla pompa riescono ad oltrepassare guarnizioni e cuscinetti ed incontrarsi… puoi ben intuire che probabilmente si organizzeranno per rendere la strada verso il “disassemblaggio rapido non previsto” segnata.
In un motore FFSCC questo problema viene praticamente eliminato migliorando l’affidabilità ed eliminando una delle manutenzioni più impegnative possibili.
Potrebbero addirittura usare dei cuscinetti a fluido allungando ulteriormente la vita del motore.
Ad ogni modo, non so se siano usciti dettagli su L2 a cui non sono iscritto da un bel po’ ma non abbiamo la minima idea della vera configurazione attuale del Raptor, guarda lo schema di un RS-25 per capire il livello complessità raggiungibile da un sistema del genere.
Abbiamo solo l’immagine rilasciata durante la presentazione del 2016 (da dui arriva questo modello 3D) ma i parametri di spinta sono cambiati e abbiamo sentito parlare di “redesign” da Musk…
Su NSF c’e’ chi lo schema, molto bello, lo ha fatto con tanto di modello matematico che da risultati abbastanza in linea con quelli divulgati, e con i valori dei vari parameri (temperatura, pressione) indicati sullo schema.
Sono supposizioni, infatti come ammette l’autore stesso non torna proprio tutto tutto e la parte del modello riguardante la configurazione delle turbopompe è provvisoria.
Onestamente quello che sappiamo dalle foto recenti su twitter è che ha mantenuto la configurazione con la turbopompa dell’ossigeno “inglobata” nella struttura della camera di combustione principale come nel rendering del 2016.
Ma il resto non si sa con precisione anzi non si sa proprio
PS: e non è un caso che la risoluzione di tutte queste ultime immagini del raptor su twitter sia così bassa…
Ma è una cosa pazzesca.
Una figata.
Mi domando se SpaceX sia contenta che escano queste indiscrezioni così ben fatte.
Sai com’è…Il BE4 è in sviluppo, ha avuto problemini qua e là e il mercato potrebbe aprirsi ad altri competitor.
In fin dei conti è un abbellimento di una delle molteplici immagini di turbopompa disponibili in rete (spero di non aver violato il copyright, altrimenti cassatemi pure )
da TY - JOUR
AU - Hiraki, H
AU - Inoue, Tsuyoshi
AU - Yabui, Shota
PY - 2019/03/27
SP - 052028
T1 - Influence of impeller’s elastic deformation on the stability of balance piston mechanism of rocket engine turbopump
VL - 240
DO - 10.1088/1755-1315/240/5/052028
JO - IOP Conference Series: Earth and Environmental Science
ER -
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