Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

Heute?  Nicht morgen?

Übermorgen bei mir.

Kommt auf die Zeitzone an.

Bei einigen heute bei anderen übermorgen geht aber nicht 

Hätte ja nicht gedacht, dass wir vor der Präsentation am Dienstag noch was von Raptor zu sehen bekommen, aber um so schöner. Bei NSF wird weiterhin diskutiert, ob es sich beim Triebwerk auf dem Teststand noch um einen nach unten skalierten Technologiedemonstrator oder um ein in Richtung der Produktionsexpempaler gehendes Triebwerk handelt.

Zusammengefasst noch einmal die diversen Zusatzinformationen von Elon auf Twitter:

- Chamber pressure is almost 3X Merlin, so engine is about the same size for a given area ratio.

- Production Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 bar

- 382s is with a 150 area ratio vacuum (or Mars ambient pressure) nozzle. Will go over specs for both versions on Tues.

- The vacuum nozzle is pretty close to 14ft (4,2m) in diameter.

- Raptor is using multiple stage pumps to pump the propellants to >45 mPA.

- Dreifacher Brennkammerdruck im Vergleich zum Merlin

- Spezifischer Impuls von 382s und Schub von 3 MN (EDIT: Gilt ebenfalls für die Vakuumversion)

- Der Durchmesser der Düse der Vakuumversion beträgt fast 4,2 Meter

- Es wird eine Reihe von Turbopumpen verwendet, um den Treibstoff bei mehr als 45MPa zu fördern.

Als kleiner Vergleich, das Merlin 1D wird bei einem Brennkammerdruck von etwa 10MPa betrieben, die SSME bei 20 MPa, das RD-170 bei 25 MPa und das Raptor schließlich bei 30 MPa. In Russland hatte man zudem mal das RD-701 auf dem Teststand, das mit 30MPa betrieben aber nie geflogen ist. Das flugerprobte Triebwerk mit dem bisher höchsten Druck ist das RD-0244 mit 27,5 MPa.

- Spezifischer Impuls von 382s und Schub von 3 MN

So lobenswert es auch ist, dass fast alles in SI-Einheiten angegeben ist: 382 s entsprechen 3747 m/s, und jeder der das in Sekunden angibt gehört im Prinzip geschlagen aufgrund der typisch imperialen Hirnrissigkeit dieser Einheit

Das auf den Bildern ist bestimmt noch nicht der endgültige Raptor mit 3.000 kN Schub. Wird wohl eine kleinere/schubschwächere Variante sein. Vielleicht ja sogar genau die Variante die dann eine neue Oberstufe für die Falcon Heavy antreiben wird

Spezifischer Impuls und Schub scheinen allerdings 'nur' Vakuum Werte zu sein.

Zitat von: Youronas am 26. September 2016, 21:53:10

- Spezifischer Impuls von 382s und Schub von 3 MN

So lobenswert es auch ist, dass fast alles in SI-Einheiten angegeben ist: 382 s entsprechen 3747 m/s, und jeder der das in Sekunden angibt gehört im Prinzip geschlagen aufgrund der typisch imperialen Hirnrissigkeit dieser Einheit

Was wür ein Quatsch! Egal was man vom imperialen System hält (ich: absolut gar nichts), je universeller eine Eineit, umso besser! Also ist eine Einheit, die in beiden Systemen den gleichen Zahlenwert liefert immer sinnvoller, als eine, die zu unterschiedlichen Zahlenwerten führt. Insbesondere, wenn man zur Interpretation des Wertes lediglich die Multiplikation mit einer der am meisten bekannten "Konstanten"/Zahlenwerte benötigt. g = 9.81 kann dir jeder 8.-Klässler auf dem Gymnasium erzählen. Zumal die durch die Einheit m/s ermöglichte Interprationen sowieso meistens uninteressant ist...

- Der Durchmesser der Düse der Vakuumversion beträgt fast 4,2 Meter

Das sind 50cm mehr als beim F-1-Triebwerk der Saturn 5 (3,7 m)

... g = 9.81 ...

Du meinst sicherlich:
1 g = 9,81 m/s²
Oder?

Gruß
Peter

Zitat von: stillesWasser am 26. September 2016, 22:35:03

... g = 9.81 ...

Du meinst sicherlich:
1 g = 9,81 m/s²
Oder?

Nö, denn:

g = 9.81 kann dir jeder 8.-Klässler auf dem Gymnasium erzählen

und ob jeder 8. Klässler auch die Einheit von g weiß, bin ich mir nicht sicher 

Zitat von: Youronas am 26. September 2016, 21:53:10

- Der Durchmesser der Düse der Vakuumversion beträgt fast 4,2 Meter

Das sind 50cm mehr als beim F-1-Triebwerk der Saturn 5 (3,7 m)

Das F-1 war aber auch kein Vakuum-Triebwerk, bzw. seine Düse war nicht darauf ausgelegt. Vergleiche mal die Merlin 1D mit der Merlin 1D Vac. Düse, der Unterschied ist gigantisch!
Links ein 1D, rechts die Brennkammer und Düsenansatz eines 1D Vac:

dazu kommt dann noch diese Düse:

Zitat von: Youronas am 26. September 2016, 21:53:10

- Der Durchmesser der Düse der Vakuumversion beträgt fast 4,2 Meter

Das sind 50cm mehr als beim F-1-Triebwerk der Saturn 5 (3,7 m)

Ja, das ist schon beeindruckend, man kann das aber so nicht wirklich vergleichen, da das F1-Triebwerk ein Triebwerk ist welches für den Betrieb in der Atmosphäre ausgelegt ist und somit ein viel kleineres Entspannungsverhältnis hat. Ausserdem hat das Raptor einen viel höheren Brennkammerdruck.

Die Erststufenversion des Raptors wird wohl 2,5m bis 3m Düsen-Durchmesser haben.

Zitat von: Flandry am 26. September 2016, 22:50:11

Das sind 50cm mehr als beim F-1-Triebwerk der Saturn 5 (3,7 m)

Das F-1 war aber auch kein Vakuum-Triebwerk, bzw. seine Düse war nicht darauf ausgelegt. Vergleiche mal die Merlin 1D mit der Merlin 1D Vac. Düse, der Unterschied ist gigantisch!

Das ist mir schon klar. Die größten Durchmesser von Vakuumtriebwerken waren bislang <3m, da sind 4,2m schon eine Hausnummer.

Links ein 1D, rechts die Brennkammer und Düsenansatz eines 1D Vac:

Das Bild zeigt v.l.n.r.: Merlin 1A (Falcon 1), Merlin 1C (Falcon 1 & 9) and Merlin 1C Vacuum (Falcon 9)
[Quelle:  SpaceX, 28.09.2012, Seite 9]

@proton01: Kleine Korrektur. Links ist auch ein Merlin 1C, nur in der Falcon 1 Version. Das Merlin 1A hatte ne ablative Düse (und Brennkammer), die ist links offensichtlich nicht zu sehen.

Zusammengefasst noch einmal die diversen Zusatzinformationen von Elon auf Twitter:

Zitat

- Chamber pressure is almost 3X Merlin, so engine is about the same size for a given area ratio.

- Production Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 bar

- 382s is with a 150 area ratio vacuum (or Mars ambient pressure) nozzle. Will go over specs for both versions on Tues.

- The vacuum nozzle is pretty close to 14ft (4,2m) in diameter.

- Raptor is using multiple stage pumps to pump the propellants to >45 mPA.

- Dreifacher Brennkammerdruck im Vergleich zum Merlin

- Spezifischer Impuls von 382s und Schub von 3 MN (EDIT: Gilt ebenfalls für die Vakuumversion)

- Der Durchmesser der Düse der Vakuumversion beträgt fast 4,2 Meter

- Es wird eine Reihe von Turbopumpen verwendet, um den Treibstoff bei mehr als 45MPa zu fördern.

Als kleiner Vergleich, das Merlin 1D wird bei einem Brennkammerdruck von etwa 10MPa betrieben, die SSME bei 20 MPa, das RD-170 bei 25 MPa und das Raptor schließlich bei 30 MPa. In Russland hatte man zudem mal das RD-701 auf dem Teststand, das mit 30MPa betrieben aber nie geflogen ist. Das flugerprobte Triebwerk mit dem bisher höchsten Druck ist das RD-0244 mit 27,5 MPa.

Da verstehe ich die Daten nicht.
Bei Düsenenddurchmesser von 4,2 m, Flächenverhältnis 150, Schub 3000 kN, Ivac 382 s, angenommenem Mischungsverhältnis von 3,6; komme ich auf einen Kammerdruck von 156 bar. Mit allen Unsicherheiten dabei wird der wahre Kammerdruck wohl unterhalb von 200 bar liegen.

proton, tobi, danke für die Korrekturen!

@proton01: Kleine Korrektur. Links ist auch ein Merlin 1C, nur in der Falcon 1 Version. Das Merlin 1A hatte ne ablative Düse (und Brennkammer), die ist links offensichtlich nicht zu sehen.

@tobi:  da hast du wohl recht, die Beschriftung des Bilds in der SpaceX Präsentation ist allerdings wirklich Merlin 1A. Aber es sollen ja selbst bei SpaceX auch Verwechslungen in den Angaben vorkommen.
Merlin 1A sieht wirklich anders aus.

Die Düsendurchmessangabe kann nur sehr ungefähr stimmen. Das Raptor soll etwa so groß wie das Merlin 1D sein und da passt die Vakuumdüse in die Falcon 9. Die Falcon 9 hat aber einen Durchmesser von 3,6 Meter.

Raptor Triebwerkstest:

SpaceX
Foto vom 25. September 2016

Quelle

Die Düsendurchmessangabe kann nur sehr ungefähr stimmen. Das Raptor soll etwa so groß wie das Merlin 1D sein und da passt die Vakuumdüse in die Falcon 9. Die Falcon 9 hat aber einen Durchmesser von 3,6 Meter.

Vielleicht hat sich das jetzt ja wieder geändert. Schließlich war lange Zeit der aktuelle Stand 2.300 kN Schub für das Raptor, jetzt heißt es plötzlich 3.000 kN. Analog wird jetz vielelicht auch die die Düse größer. Für die Falcon wirds bestimmt ne kleinere Version geben.

Vielleicht hat sich das jetzt ja wieder geändert. Schließlich war lange Zeit der aktuelle Stand 2.300 kN Schub für das Raptor, jetzt heißt es plötzlich 3.000 kN. Analog wird jetz vielelicht auch die die Düse größer. Für die Falcon wirds bestimmt ne kleinere Version geben.

Möglicherweise sind the 3000 kN  ein Best Case Szenario, also Vakuum ISP.

Beim Vulcain 2 ist der Unterschied zwischen Seehöhe und Vakuum der Faktor 1,4. Wenns bei Raptor ähnlich ist würden 2300 kN Seehöhe zu ungefähr 3000 kN Vakuum passen.


Cala

Zitat von: Gerry am 27. September 2016, 04:21:24

Vielleicht hat sich das jetzt ja wieder geändert. Schließlich war lange Zeit der aktuelle Stand 2.300 kN Schub für das Raptor, jetzt heißt es plötzlich 3.000 kN. Analog wird jetz vielelicht auch die die Düse größer. Für die Falcon wirds bestimmt ne kleinere Version geben.

Möglicherweise sind the 3000 kN  ein Best Case Szenario, also Vakuum ISP.

Beim Vulcain 2 ist der Unterschied zwischen Seehöhe und Vakuum der Faktor 1,4. Wenns bei Raptor ähnlich ist würden 2300 kN Seehöhe zu ungefähr 3000 kN Vakuum passen.

Cala

Das Raptor mit 382 s Isp wird am Boden nicht funktionieren. da es ein Oberstufentriebwerk ist und am Boden Strömungsablösung in der Düse hätte.
2013 wurde von Tom Müller auch eine Bodenvariante präsentiert mit Isp = 321.0 sl / 362 vac

Der hohe Unterschied zwischen Boden und Vakuum bei Vulcain kommt daher, daß das Triebwerk für die Zentralstufe der Ariane konzipiert ist, welche sehr hoch fliegt und daher einen großen Vakuumanteil an der Leistung braucht.

Das Raptor mit 382 s Isp wird am Boden nicht funktionieren. da es ein Oberstufentriebwerk ist und am Boden Strömungsablösung in der Düse hätte.
2013 wurde von Tom Müller auch eine Bodenvariante präsentiert mit Isp = 321.0 sl / 362 vac

Der hohe Unterschied zwischen Boden und Vakuum bei Vulcain kommt daher, daß das Triebwerk für die Zentralstufe der Ariane konzipiert ist, welche sehr hoch fliegt und daher einen großen Vakuumanteil an der Leistung braucht.

Ah danke.

Ich dachte Raptor wird wie Merlin in zwei Versionen kommen: Als Erststufentriebwerk und mit längerer Düse als Oberstufentantrieb?

lg Cala

Ich denke die 3MN sind der Bodenschub, sie haben vermutlich den Kammerdruck bei der Konstruktion letztendlich höher gemacht als anfangs geplant,
wenn dem nicht so wäre, macht der Bezug in dem einen Beitrag kaum Sinn wo EM schreib:

Production Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 bar

Hier wird von 310t geredet, das könnte man zwar auch auf den Vakuum Schub beziehen, ist aber ohne einen Hinweis daraus sehr missverständlich.
Zwei Versionen wird es sowieso geben, aber mit den 3MN würde es bei der Marslandung ziemlich doof werden bei der geringen Schwerkraft.
Man wird, schon um der Redundanz wegen nicht nur mit einem Triebwerk landen, also geht es nicht mit 3MN-Raptor.

Ich denke die 3MN sind der Bodenschub, sie haben vermutlich den Kammerdruck bei der Konstruktion letztendlich höher gemacht als anfangs geplant,
wenn dem nicht so wäre, macht der Bezug in dem einen Beitrag kaum Sinn wo EM schreib:

Zitat

Production Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 bar

Hier wird von 310t geredet, das könnte man zwar auch auf den Vakuum Schub beziehen, ist aber ohne einen Hinweis daraus sehr missverständlich.
Zwei Versionen wird es sowieso geben, aber mit den 3MN würde es bei der Marslandung ziemlich doof werden bei der geringen Schwerkraft.
Man wird, schon um der Redundanz wegen nicht nur mit einem Triebwerk landen, also geht es nicht mit 3MN-Raptor.

Die 382 s Isp sind der Vakuumimpuls. Am Boden geht das nicht. Wenn dazu die 3 MN Schub nicht dazu gehören, dann wissen wir quasi nichts zusammenhängendes.
Bei 4,2 m Düsenenddurchmesser, 382 s Isp und 3 MN Schub kommen eher 160 bar und nicht 300 bar Kammerdruck raus.