Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

Das Problem ist, dass man bei "full flow" eine aggressive heiße oxidatorreiche Zusammensetzung in einem der Preburner (Vorbrennkammer) und Turbine hat. Die muss dann auch noch zur Brennkammer geleitet werden. Das erfordert spezielle Legierungen. Damit haben die Russen am meisten Erfahrungen.

Ich bin gespannt, wie SpaceX dieses Problem löst.

Das Problem ist, dass man bei "full flow" eine aggressive heiße oxidatorreiche Zusammensetzung in einem der Preburner (Vorbrennkammer) und Turbine hat. Die muss dann auch noch zur Brennkammer geleitet werden. Das erfordert spezielle Legierungen. Damit haben die Russen am meisten Erfahrungen.

Danke Tobi, du bist mir jetzt zuvorgekommen, weil ich eben fragen wollte, ob das ganze am Ende ein Temperaturproblem auf der Oxidatorseite hat? Allerdings hatte ich weniger die Temperatur der Verbrennungsgase im Verdacht, als vielmehr die höhere Oxidatortemperatur im Vergleich zum Brennstoff.
Kannst du eine Aussage mache, welche Legierungen da zum Einsatz kommen könnten  bzw. bisher bei den Russen zum Einsatz kamen?

Viele russische Triebwerke wie RD-180 und RD-170, NK-33 haben nur "normales" staged combustion aber mit einem oxidatorreichen Preburner, weil das bei Kerosin Vorteile hat. Material kenne ich nicht.

Und mir fällt gerade auf, dass das Triebwerk auch noch zweimal wiederzündbar sein muss. Das kann man dann der langen Liste der Anforderungen noch hinzufügen.

Full flow? Das stellt wohl nochmals ganz andere Anforderungen and Turbine und Pumpe.

Das untenstehende Dokument vergleicht die beiden Triebwerke RD-0110 and RD-0124. Das erstere ist ein GG, das zweite ein SC mit gleichem Schub aber höherem Brennkammerdruck und 33s mehr isp.

http://www.space-propulsion.info/resources/articles/AIAA-2005-3946.pdf

Auf Seite 4 werden Turbopumpen und Turbine miteinander verglichen, da sieht man dass bei einem SC die Anforderungen massiv höher sind (pressure, rotation speed, mass flow rate).

Ehrlich gesagt finde ich es überraschend, dass SpaceX solche Pläne hat, das passt irgendwie gar nicht zur Firmenphilosophie. Für eine Riesenrakete mit wiederverwendbarer Erststufe würde ich ein Merlin 2 sowie ein GG hydrolox Triebwerk für die Oberstufe verwenden.

Ich zitiere mal den NSF Artikel:
http://www.nasaspaceflight.com/2014/03/spacex-advances-drive-mars-rocket-raptor-power/

The second project was the 250klbf (1,100kN) Integrated Powerhead Demonstrator, part of the joint DoD/NASA Integrated High Payoff Rocket Propulsion Technologies (IHPRPT) program.

The objective of this program was to test high payoff technologies that would enable higher performance than the SSME, but with a useful life of up to 200 missions. In keeping with the USA engine expertise, it used liquid hydrogen and oxygen as propellant.

Also Rocketdyne und Aerojet haben in einem gemeinsamen NASA/DOD Projekt den Integrated Powerhead Demonstrator entwickelt, der Technologien für Triebwerke entwickeln sollte, die bis zu 200 Mal wiederverwendbar sind.

Wir sehen also Musk ist auch in den USA mit seinen Ambitionen nicht allein. Ich bin sehr gespannt, was wir da in den nächsten Jahren sehen werden. SpaceX ist jetzt Innovator Nr. 1 in den USA bei den Flüssigantrieben für Raumtransport.

@Rugoz

Lies doch nochmal die Beschreibung der Triebwerke in deiner Quelle im Vergleich zu den Beschreibungen von Tobi und Doc Hoschi. Das sind völlig verschiedene Konzepte. Der Raptor hat zwei völlig unabhängige Turbopumpen mit jeweils eigenen Gasgeneratoren. Full Flow hat eben nicht die hohen Temperaturen und Drücke.

Der Gasgenerator für LOX ist deshalb zwangsläufig sauerstoffreich. Aber wenn die Russen das metallurgisch vor 50 Jahren geschafft haben, denke ich, SpaceX schafft das heute auch.

@Rugoz

Lies doch nochmal die Beschreibung der Triebwerke in deiner Quelle im Vergleich zu den Beschreibungen von Tobi und Doc Hoschi. Das sind völlig verschiedene Konzepte. Der Raptor hat zwei völlig unabhängige Turbopumpen mit jeweils eigenen Gasgeneratoren. Full Flow hat eben nicht die hohen Temperaturen und Drücke.

Der Gasgenerator für LOX ist deshalb zwangsläufig sauerstoffreich. Aber wenn die Russen das metallurgisch vor 50 Jahren geschafft haben, denke ich, SpaceX schafft das heute auch.

Die hohen Anforderungen bei SC and die Turbine/Pumpen stammen daher, dass die Gase nach dem passieren der Turbine den Brennkammerdruck aufweisen müssen, beim GG werden diese Gase einfach "über Bord geworfen". Daran ändert auch ein full flow cycle nichts, im Gegenteil, auch der Sauerstoff muss jetzt zuerst die Turbine passieren und dann mit hohem Druck in die Brennkammer eintreten, d.h. es kann eigentlich nur schwieriger sein.

Wegen der Temperatur, hab ich keine Ahnung. Aber ein sauerstoffreicher Preburner dürfte wohl eher Probleme verursachen.

Die hohen Anforderungen bei SC and die Turbine/Pumpen stammen daher, dass die Gase nach dem passieren der Turbine den Brennkammerdruck aufweisen müssen, beim GG werden diese Gase einfach "über Bord geworfen". Daran ändert auch ein full flow cycle nichts, im Gegenteil, auch der Sauerstoff muss jetzt zuerst die Turbine passieren und dann mit hohem Druck in die Brennkammer eintreten, d.h. es kann eigentlich nur schwieriger sein.

Sieh dir den Zyklus doch einfach mal an und versuch, ihn zu verstehen. Die Diagramme sind wirklich gut und verständlich. Das würde der Diskussion helfen. Natürlich muß der Druck am Ausgang der Pumpe dem Brennkammerdruck entsprechen. Das ist trivial. Es muß bei jedem System so sein, sogar bei druckgespeisten Triebwerken. Bei einem full flow cycle ist es nur so, daß der Druck nicht besonders hoch sein muß, im Gegensatz zu SC-Triebwerken, bei denen der Ausgang der Turbine parallel eingespeist sein muß. Da ist der Mindestdruck durch den Ausgang der Turbine festelegt.

Wegen der Temperatur, hab ich keine Ahnung. Aber ein sauerstoffreicher Preburner dürfte wohl eher Probleme verursachen.

Warum denn? Ich hatte schon geschrieben: Was die Russen vor 50 Jahren hingekriegt haben, sollte heute für SpaceX kein unüberwindbares Problem sein. Schon deshalb, weil bekannt ist, daß es eine Lösung gibt.

Ich gehe einfach mal davon aus, daß SpaceX schon eine mach- und finanzierbare Lösung im Auge hatte, bevor die Entwicklung in diese Richtung vorangetrieben wurde. Elon Musk will das Projekt schließlich auf keinen Fall in den Sand setzen.
Man hatte vielleicht auch Zugriff auf die IHPRPT Unterlagen der NASA.

Ich weiß ja nicht wie das in den USA gehandhabt wird, aber falls die NASA früher schon Entwicklungen bezahlt hat, sollte das wohl staatliches Eigentum sein. Dann liegt es in staatlicher Hoheit, wer die Unterlagen bekommt.

War nicht eines der Zugeständnisse der NASA im Rahmen des kommerziellen Raumfahrtprogramms der Zugriff auf NASA Unterlagen? 

Zitat von: Rugoz am 08. März 2014, 16:40:58

Die hohen Anforderungen bei SC and die Turbine/Pumpen stammen daher, dass die Gase nach dem passieren der Turbine den Brennkammerdruck aufweisen müssen, beim GG werden diese Gase einfach "über Bord geworfen". Daran ändert auch ein full flow cycle nichts, im Gegenteil, auch der Sauerstoff muss jetzt zuerst die Turbine passieren und dann mit hohem Druck in die Brennkammer eintreten, d.h. es kann eigentlich nur schwieriger sein.

Sieh dir den Zyklus doch einfach mal an und versuch, ihn zu verstehen. Die Diagramme sind wirklich gut und verständlich. Das würde der Diskussion helfen. Natürlich muß der Druck am Ausgang der Pumpe dem Brennkammerdruck entsprechen. Das ist trivial. Es muß bei jedem System so sein, sogar bei druckgespeisten Triebwerken. Bei einem full flow cycle ist es nur so, daß der Druck nicht besonders hoch sein muß, im Gegensatz zu SC-Triebwerken, bei denen der Ausgang der Turbine parallel eingespeist sein muß. Da ist der Mindestdruck durch den Ausgang der Turbine festelegt.

Zitat von: Rugoz am 08. März 2014, 16:40:58

Wegen der Temperatur, hab ich keine Ahnung. Aber ein sauerstoffreicher Preburner dürfte wohl eher Probleme verursachen.

Warum denn? Ich hatte schon geschrieben: Was die Russen vor 50 Jahren hingekriegt haben, sollte heute für SpaceX kein unüberwindbares Problem sein. Schon deshalb, weil bekannt ist, daß es eine Lösung gibt.

1. Danke ich kann Diagramme lesen, und es ist ganz klar, dass der Treibstoffmix nach passieren der Turbine in die Brennkammer eingeleitet wird, deshalb heissen die Triebwerke ja auch SC.

2. Dürfte kein unüberwindbares Problem sein, aber ich denke nicht, dass es der Wiederverwendbarkeit zuträglich ist.

Übrigens hat es hier die besseren Diagramme, und full flow SC ist klar als die komplexeste Triebwerksvariante gelistet:

http://ftp.rta.nato.int/public/PubFullText/RTO/EN/RTO-EN-AVT-150/EN-AVT-150%20Presentations/EN-AVT-150-06-PPT.pdf

Für eine wiederverwendbare Rakete lohnen sich ja in der Regel komplexe Triebwerke eher, da man gute Performance braucht (niedriges Gewicht) sowie die teuren Triebwerke nicht nach jedem Gebrauch weggeworfen werden. Allerdings hat man das auch beim SSME gedacht, die Wiederverwendung hat sich dort aber schlussendlich nicht gelohnt.

Ein Kandidat für FLPP bzw. Ariane 6 war auch ein LCH4/LOX staged combustion Triebwerk mit 265 Tonnen Schub (2650kN). Da wurden Subscale-Tests mit 150 bar Brennkammerdruck in Lampoldshausen am P8 in 2009 gefahren. Das Test-Triebwerk hatte 40kN Schub.

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Ich denke, der Entwicklungsaufwand von Raptor wird maßgeblich vom anvisierten BK-Druck abhängen. Zuviel kann man da eh nicht rausholen, denn man will ja die Lebensdauer maximieren. Bisher wurde "full flow" staged combustion ja auch mehr als Mittel zur Performancesteigerung gesehen als Mittel zur Steigerung der Lebensdauer. Mit "full flow" kann man theoretisch 300 bar BK Druck rausholen. Ich denke, dass wird nicht das Ziel von SpaceX sein.

Aber auf einen Wert über den ca. 225 bar Spitze wie beim SSME wird's doch wahrscheinlich für Raptor trotzdem rauslaufen, oder?

Viele russische Triebwerke wie RD-180 und RD-170, NK-33 haben nur "normales" staged combustion aber mit einem oxidatorreichen Preburner, weil das bei Kerosin Vorteile hat. Material kenne ich nicht.

Und mir fällt gerade auf, dass das Triebwerk auch noch zweimal wiederzündbar sein muss. Das kann man dann der langen Liste der Anforderungen noch hinzufügen.

Eine Frage mal als Laie:
Ein Vorteil des sauerstoffreichen Gasgenerators ist wohl, daß kein Ruß anfällt. Habe ich gelesen.
Wie ist das denn bei Methan? Entsteht da bei brennstoffreicher Vorverbrennung nicht auch Ruß?
Oder ist das kein Problem?

Im NSF-Artikel stand, dass weniger Rückstände entstehen. Das sollte wohl den Ruß mit einschließen.

Und mir fällt gerade auf, dass das Triebwerk auch noch zweimal wiederzündbar sein muss. Das kann man dann der langen Liste der Anforderungen noch hinzufügen.

Für den Marsflug muß das Triebwerk der Oberstufe noch mehr Zündungen bewältigen. Ich nehme an, daß es auf elektrische Zündung über eine Zündflamme oder Laserzündung hinauslaufen wird.

Über eines habe ich noch gar nicht nachgedacht und nichts gelesen. Es werden doch für den Start des Triebwerkes zwei Zündungen gebraucht. Zuerst das Gemisch im Vorbrenner für die Turbopumpe und dann das eigentliche Triebwerk. Macht man das beides mit TEA/TEB?

Ich kenne kein staged combustion Triebwerk, das eine Wiederzündung kann/konnte. Meistens sind das ja auch Erststufentriebwerke, wo eine Wiederzündung nicht notwendig ist. Oder kennt jemand eins? Der Zündprozess ist da ja etwas komplizierter aber ich denke, es geht technisch auf jeden Fall.

Dazu kommt übrigens noch eine Drosselung auf (vermultlich) 70% wie bei Merlin 1D. Da gibt es gute Nachrichten. Andere Triebwerke mit gestufter Verbrennung wie RD-191 können angeblich (laut engl. Wikipedia) auf 30% den Schub drosseln und das RD-180 auf 40%.

Staged Combustion => hoher Brennkammerdruck? Nein, es gibt auch andere Beispiele! Ein Beispiel ist das RD-8, ein ukrainisches Triebwerk, das als Vernier-Triebwerk in der Zenit eingesetzt wird. Vier Brennkammern werden von einer Pumpenanlage versorgt. Es benutzt den staged combustion Zyklus bei einem beschaulichen Brennkammerdruck von nur 78 bar!

http://www.yuzhnoye.com/?id=156&lang=en

Es hat laut Hersteller eine hohe Lebensdauer von über 4000 Sekunden.

Staged Combustion => hoher Brennkammerdruck? Nein, es gibt auch andere Beispiele! Ein Beispiel ist das RD-8, ein ukrainisches Triebwerk, das als Vernier-Triebwerk in der Zenit eingesetzt wird. Vier Brennkammern werden von einer Pumpenanlage versorgt. Es benutzt den staged combustion Zyklus bei einem beschaulichen Brennkammerdruck von nur 78 bar!

http://www.yuzhnoye.com/?id=156&lang=en

Es hat laut Hersteller eine hohe Lebensdauer von über 4000 Sekunden.

Ist aber schon die Ausnahme, je höher der Druck desto höher ist der Effizienzvorteil von SC gegenüber GG. Beim GG nimmt die Effizienz ab einem Brennkammerdruck von ~125 bar wieder ab.

Wie ist das denn bei Methan? Entsteht da bei brennstoffreicher Vorverbrennung nicht auch Ruß?
Oder ist das kein Problem?

In CH4 ist viel mehr Wasserstoff (Verhältins C:H) drinnen als zb. in Kerosin (Formel weiß ich nicht, aber sagen wir mal es besteht aus C4H10)

1:4 gegen 1:2,5. Dh bei unsauberer Verbrennung bleibt mehr Kohlenstoff (Ruß) beim Kerosin über.

Die Entscheidung bezüglich Methan wurde schon vor Jahren getroffen, huptsächlich spielen ökonomische Aspekte als auch die sehr hohe Zuverlässigkeit der Technologie die Entscheidende Rolle. Dazu gibt es Informatioen von Mask und von Roskosmos (Auschreibung Triebwerk-2015, veröffentlicht 2010).

Der ISP ist nicht ausschlaggebend, sondern immer das Gesamtpaket angefangen von der Arbeit an Drehbank, Montage bis zum Start. So zum Beispiel ist der ISP von Acetam (bei rк=120 кгс/см2) nur 380s (70/30), bei H2O um 452s. Die Nutzlast ist aber fast gleich. Es geht schlichtweg um Einsparungen von Milliarden.

Bei wiederverwendbaren Triebwerken ist Methan die beste Alternative, es gibt momentan nichts besseres.

Schon der Vergleich der Gas-Gas Triebwerke (RD-0162) zu Gas-Flüssigkeit, haben wir eine enorme Reduzierung der Wärmeströme bei gleichen Druckverhältnissen und somit eine signifikante geringe Materialbelastung die wiederum die Zuverlässigkeit erhöht.

Hochinteressant. Ich kopiere das mal in den Raptor-Thread. Das Konzept hat SpaceX ja für Raptor gewählt.

Zu RD-0162 werde ich noch bei MRKN schreiben.

Wirklich sehr interessant. Das zeigt recht klar, daß nicht nur die relativ einfache Herstellbarkeit von Methan auf dem Mars sondern hauptsächlich die Wiederverwendung den Ausschlag gegeben hat.

Nun das ist wohl ein Win-Win Konzept.
Weiß hier jemand was es ausmachten würde, wenn ein LCH4/LOX Triebwerk 200m/s mehr ISP hätte im Bezug auf die Nutzlast bei Wiederverwendung?