Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

Wenn das klappen würde - das wär doch mal was !
Hoffentlich erleb ich wenigstens noch den ersten Start damit...

Ok also 9 x 4500 kN, das ist in etwa soviel Schub der ersten Stufe wie bei der Saturn V.... Also 100t zum Mars werden da nur mit einer Singlecorelösung trotzdem nicht gehen

Ok also 9 x 4500 kN, das ist in etwa soviel Schub der ersten Stufe wie bei der Saturn V.... Also 100t zum Mars werden da nur mit einer Singlecorelösung trotzdem nicht gehen

Das geht auch mit einer 3 core heavy nicht einmal annähernd. Dafür ist auftanken im LEO nötig und dann hat ein core reichlich Tragkraft für den Zweck.

Nun, die Frage ist was hier "annähernd" ist. Grob überschlagen müsste eine Triplecorevariante mit 27 x 4500 kN Raptoren beim Start eine Größenordnung von doch 70 t bis 80 t mit Crossfeed, natürlich ohne Wiederverwendung und mit einer zusätzlichen Oberstufe zum Mars schießen können. Aber so ist das ja auch nicht geplant sondern wie du sagst mit mehrenen Starts und auftanken etc.

Nun, die Frage ist was hier "annähernd" ist. Grob überschlagen müsste eine Triplecorevariante mit 27 x 4500 kN Raptoren beim Start eine Größenordnung von doch 70 t bis 80 t mit Crossfeed, natürlich ohne Wiederverwendung und mit einer zusätzlichen Oberstufe zum Mars schießen können. Aber so ist das ja auch nicht geplant sondern wie du sagst mit mehrenen Starts und auftanken etc.

Ohne vollständige Wiederverwendung sind die benötigten Kosten nicht erreichbar. Und man will die Masse nicht zum Mars schießen, sondern dort landen, als Nutzlast. Die Rakete fliegt dann zurück und wird wiederverwendet.

Zitat von: Gerry am 20. Februar 2014, 11:34:16

Ok also 9 x 4500 kN, das ist in etwa soviel Schub der ersten Stufe wie bei der Saturn V.... Also 100t zum Mars werden da nur mit einer Singlecorelösung trotzdem nicht gehen

Das geht auch mit einer 3 core heavy nicht einmal annähernd. Dafür ist auftanken im LEO nötig und dann hat ein core reichlich Tragkraft für den Zweck.

Ihr redet hier ständig von einem Auftanken der zweiten (oder dritten) Stufe im LEO, aber seid ihr euch eigentlich bewusst, dass so etwas noch nie versucht wurde? Immerhin reden wir hier nicht vom Transfer einiger hundert Kilo Treibstoff für die Bahnerhaltung, sondern von mindestens hundert Tonnen an flüssigem Sauerstoff und Methan. Allein schon die Größenordnung ist enorm, dazu kommt, dass man zusätzlich einen Tanker bauen muss, der diese Treibstoffe in den LEO befördert, und das am besten in maximal zwei Flügen, sodass eine bemannte Mission nicht ewig warten muss. Das dürfte eine enorme technische Herausforderung sein.

Nun technisch ist das sicher deutlich aufwendiger als ein paar Hundert Liter Hydrazin (?) von einer angedockten Progress in die ISS zu pumpen aber unmöglich ist es auch nicht. Es gab doch immer wieder Kommisionen etc. die damals Alternativen zum teuren Ares Heavylifter Konzept und Constellation und später SLS ausgearbeitet haben und da waren Tankdepots im Orbit von z.B. EELV transportiert doch immer wieder ein ganz großes Thema. Also so abwägig wäre das nicht und wie das umzusetzen ist haben sich sicher auch schon viele kluge Leute mit beschäftigt.

Ein Punkt wo man Erfahrung mit dem auftanken im Orbit sammeln kann wäre auch das Crossfeed bei der Falcon Heavy. Da wird auch viel Treibstoff von Stufe zu Stufe gepumpt und die Verbindungen müssen dann im Flug getrennt werden.

Ihr redet hier ständig von einem Auftanken der zweiten (oder dritten) Stufe im LEO, aber seid ihr euch eigentlich bewusst, dass so etwas noch nie versucht wurde?

Das ganze Mars-Projekt ist ja schließlich auch etwas, was noch nie versucht wurde.....
Aber ich selbst bin wie Führerschein ein großer Verfechter der Auftank-Variante im All. Wenn 100%-Nutzlast als Hardware hochgeschossen werden, kann diese zwangsläufig viel größer sein, als wenn die Nutzlast mit dem Treibstoff für den BEO-Start geteilt werden muss. Das dürfte allerdings spaäter eine vollkommen anders aufgebaute Tankstufe sein, mit ordentlich Thermalschutz.
Außerdem ist Ähnliches schon einmal durchgeführt wurden, wenn mal mal den Treibstofftransfer auf der ISS außer Acht lässt...2007 wurde ja bereits vollautomatisch Hydrazin während der Orbital Express Mission von ASTRO zu NEXTSat tranferriert. First ever!
LOX ist aber kryogen. Das ist wohl viel heikler zumal die Größenordnung im Falle von MCT schwerlich zu vergleichen ist.

Ihr redet hier ständig von einem Auftanken der zweiten (oder dritten) Stufe im LEO, aber seid ihr euch eigentlich bewusst, dass so etwas noch nie versucht wurde? Immerhin reden wir hier nicht vom Transfer einiger hundert Kilo Treibstoff für die Bahnerhaltung, sondern von mindestens hundert Tonnen an flüssigem Sauerstoff und Methan. Allein schon die Größenordnung ist enorm, dazu kommt, dass man zusätzlich einen Tanker bauen muss, der diese Treibstoffe in den LEO befördert, und das am besten in maximal zwei Flügen, sodass eine bemannte Mission nicht ewig warten muss. Das dürfte eine enorme technische Herausforderung sein.

Bei den Nutzlasten reden wir eher von 500 oder mehr Tonnen. Aber das macht dann auch keinen Unterschied mehr.

An das Problem mit der Wartezeit einer bemannten Mission habe ich auch schon gedacht. Entweder man verwendet wirklich ein Depot, das kostet aber extra. Oder man füllt den Tank eines Frachters auf und transferiert den Treibstoff dann in das bemannte Raumschiff. Der Frachter muß dann eben nochmal aufgefüllt werden.

Es werden sicher immer mehr Frachter fliegen als bemannte Raumschiffe.

Im L2-Bereich von NSF soll es noch (viel) mehr Daten von Tom Mueller himself geben. Ein Artikel dazu ist laut Chris Bergin (NSF-Admin) in Arbeit und wird in den nächsten Tagen kommen.

Langsam wird es spannend in Sachen MCT und Raptor.

Ihr redet hier ständig von einem Auftanken der zweiten (oder dritten) Stufe im LEO, aber seid ihr euch eigentlich bewusst, dass so etwas noch nie versucht wurde? Immerhin reden wir hier nicht vom Transfer einiger hundert Kilo Treibstoff für die Bahnerhaltung, sondern von mindestens hundert Tonnen an flüssigem Sauerstoff und Methan. Allein schon die Größenordnung ist enorm,

Technisch gesehen ist das nur up-scaling. Physikalisch spricht nichts dagegen.

Das ganze Mars-Projekt ist ja schließlich auch etwas, was noch nie versucht wurde.....

Das macht es ja interessant.

Wenn dieses Jahr der Pre-Burner getestet wird, wie weit dürfte der Erfahrung nach der Test eines kompletten Triebwerkes sein?

Man wird es ja von anderen Triebwerken ungefähr wissen wo ein Pre-Burner-Test im Entwicklungsverlauf angesiedelt sein dürfte.

Weiß jemand hier ob man mit dem Triebwerk ohne große Anpassungen den Treibstoff den die Russen einsetzen wollten auch verwenden könnte?
Das Zeug besteht aus: 2C₂H₂+4NH₃+8O₂
und verbrennt fast vollständig zu: 4CO₂+8H₂O+2N₂
wobei es vermutlich besser ist den Ammoniakanteil etwas größer zu wählen.
Da mit dem Zeug nochmals bessere Ausströmgeschwindigkeiten erreichbar sind, könnte das nochmals gerade für die Oberstufen ein großes Plus an Nutzlast und auch beim beschleunigen in Richtung Mars bringen. Wenn die Oberstufe beides verarbeiten könnte, würde das schon einen Vorteil bringen.

Wenn die das nicht patentiert haben (eine Chemische Reaktion kann man doch nicht patentieren, aber das Patentsystem ist oft ziemlich verrückt) dann wäre das eventuell eine sinnvolle Idee. Die sollte jemand Musk mitteilen 

Weiß jemand hier ob man mit dem Triebwerk ohne große Anpassungen den Treibstoff den die Russen einsetzen wollten auch verwenden könnte?
Das Zeug besteht aus: 2C₂H₂+4NH₃+8O₂
und verbrennt fast vollständig zu: 4CO₂+8H₂O+2N₂
wobei es vermutlich besser ist den Ammoniakanteil etwas größer zu wählen.
Da mit dem Zeug nochmals bessere Ausströmgeschwindigkeiten erreichbar sind, könnte das nochmals gerade für die Oberstufen ein großes Plus an Nutzlast und auch beim beschleunigen in Richtung Mars bringen. Wenn die Oberstufe beides verarbeiten könnte, würde das schon einen Vorteil bringen.

Wir haben einen Thread hier im Forum dazu.

https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=11392.0

Acetam wäre etwa gegen RP-1 austauschbar, also eher nicht gegen Methan. Sie haben für die Tests RP-1 Triebwerke verwendet.

Ja, ich denk auch, da gibts zu große Unterschiede in der Stömungsmechanik.

Ich verstehe ja das man bei Systemen die mehrfach wiederverwendet, den Treibstoff verwendet der günstig im Einkauf ist, also zumindest für die Booster und die 1.Zentralstufe, aber dort wo es ein einmal Nutzung gibt, erscheint mir das eine Alternative zu sein.
Anders wird das natürlich wenn der Russendiesel in der selben Preisregion angesiedelt ist, dann sind 10-15% an mehr ISP vielleicht entscheidend?

Ich verstehe ja das man bei Systemen die mehrfach wiederverwendet, den Treibstoff verwendet der günstig im Einkauf ist, also zumindest für die Booster und die 1.Zentralstufe, aber dort wo es ein einmal Nutzung gibt, erscheint mir das eine Alternative zu sein.
Anders wird das natürlich wenn der Russendiesel in der selben Preisregion angesiedelt ist, dann sind 10-15% an mehr ISP vielleicht entscheidend?

Wenn es irgendwo nützlich wäre, dann in der Falcon Oberstufe. Es könnte sicher die Nutzlast zu höheren Orbits verbessern, ohne die Rakete zu vergrößern. Ich bezweifle aber trotzdem stark, daß sie es machen.

Auch die Russen haben noch keine Entwicklung in Richtung tatsächliche Anwendung. Nur interessante Konzepte.

Raptor wird ein Full-flow staged combustion Triebwerk. Der Treibstoff strömt demnach als Gas in die Brennkammer, was bewirkt daß die Turbinentemperatur niedriger und/oder der Brennkammerdruck höher liegen kann. Niedrigere Temperatur wäre gut für die Wiederverwendbarkeit des Triebwerks, die von SpaceX angestrebt wird, also wird wohl in diese Richtung optimiert.

Die Schub soll wie schon geschrieben bei 4.500kN liegen, der ISP bei 321s auf Meereshöhe und 363s im Vakuum. Jeweils neun Raptor Triebwerke befeuern einen Core des MCT trägers, der aus einem oder drei Cores bestehen kann.

Quelle: http://www.nasaspaceflight.com/2014/03/spacex-advances-drive-mars-rocket-raptor-power/

"Full flow" staged combustion ist der heilige Gral bei den Raketentriebwerken. Dabei gibt es einen oxidatorreichen und einen brennstoffreichen Preburner. Der komplette Treibstoff fließt durch die Preburner. Maximale Performance bei maximaler Komplexität. Dafür bietet das Konzept Lebensdauervorteile, weil der Preburner nicht so heiß laufen muss, denn weil der komplette Massenstrom durch die zwei Turbinen fließt, braucht man ein kleineres Temperaturverhältnis in der Turbine.



Ich kenne Leute im ESA HQ bei FLPP, die werden vor Neid zerfließen. Insbesondere da SCORE-D ja von der letzten ESA-Ministerratskonferenz gestrichen worden ist.

Das Triebwerk lohnt sich meiner Meinung nach aufgrund der Komplexität ( = teuer!) nur in einem wiederverwendbaren System. Die technische Herausforderung ist gigantisch, wenn es davon auch nur einen erfolgreichen Heißtest gibt, dann ist Musk bzw. Tom Mueller (SpaceX-Triebwerkschef) endgültig im Raumfahrtolymp angekommen - auf einer Stufe mit den großen russischen Namen!

Hallo Tobi

Danke für die ausführliche Beschreibung. Ein schwieriges Konzept klar dargelegt.

Auch die Prinzipzeichnung hilft beim Verständnis.

"Full flow" staged combustion ist der heilige Gral bei den Raketentriebwerken. Dabei gibt es einen oxidatorreichen und einen brennstoffreichen Preburner. Der komplette Treibstoff fließt durch die Preburner. Maximale Performance bei maximaler Komplexität. Dafür bietet das Konzept Lebensdauervorteile, weil der Preburner nicht so heiß laufen muss, denn weil der komplette Massenstrom durch die zwei Turbinen fließt, braucht man ein kleineres Temperaturverhältnis in der Turbine.

Also Lebensdauervorteile bezweifle ich jetzt mal. Ich zitiere:

Staged combustion cycle: In a staged combustion cycle, also called closed cycle, the propellants are burned in stages. Like the gas-generator cycle, this cycle also has a burner, called a preburner, to generate gas for a turbine. The preburner taps off and burns a small amount of one propellant and a large amount of the other, producing an oxidizer-rich or fuel-rich hot gas mixture that is mostly unburned vaporized propellant. This hot gas is then passed through the turbine, injected into the main chamber, and burned again with the remaining propellants. The advantage over the gas-generator cycle is that all of the propellants are burned at the optimal mixture ratio in the main chamber and no flow is dumped overboard. The staged combustion cycle is often used for high-power applications. The higher the chamber pressure, the smaller and lighter the engine can be to produce the same thrust. Development cost for this cycle is higher because the high pressures complicate the development process. Further disadvantages are harsh turbine conditions, high temperature piping required to carry hot gases, and a very complicated feedback and control design.

http://www.braeunig.us/space/index.htm

Also Lebensdauervorteile bezweifle ich jetzt mal. Ich zitiere:

Zitat

Staged combustion cycle: In a staged combustion cycle, also called closed cycle, the propellants are burned in stages. Like the gas-generator cycle, this cycle also has a burner, called a preburner, to generate gas for a turbine. The preburner taps off and burns a small amount of one propellant and a large amount of the other, producing an oxidizer-rich or fuel-rich hot gas mixture that is mostly unburned vaporized propellant. This hot gas is then passed through the turbine, injected into the main chamber, and burned again with the remaining propellants. The advantage over the gas-generator cycle is that all of the propellants are burned at the optimal mixture ratio in the main chamber and no flow is dumped overboard. The staged combustion cycle is often used for high-power applications. The higher the chamber pressure, the smaller and lighter the engine can be to produce the same thrust. Development cost for this cycle is higher because the high pressures complicate the development process. Further disadvantages are harsh turbine conditions, high temperature piping required to carry hot gases, and a very complicated feedback and control design.

http://www.braeunig.us/space/index.htm

Das beschreibt ein ganz anderes Triebwerk. Eines, bei dem durch die Turbine nur der dafür benötigte Teil des Treibstoffes fließt und die Turbinenabgase hinter der Pumpe wieder mit dem Treibstoff-Fluß vereint wird. Das ergibt hohe Temperaturen in der Turbine und hohen Druck in der Brennkammer.

Tobi beschreibt ein Triebwerk, bei dem der gesamte Treibstoff durch die Turbine fließt. Dadurch sind die Temperaturen viel niedriger. Weil der Gasfluß durch die Turbine und der Treibstoff-Fluß durch die Pumpe nicht hinterher vereinigt werden müssen, kann auch der Druck niedriger sein, muß aber nicht. Man kann ganz nach Bedarf auf Leistung oder Lebensdauer optimieren. Bei den gegebenen Daten hat man offenbar auf Lebensdauer optimiert.

Dazu noch, daß es zwei Turbopumpen gibt, eine für Methan, eine für LOX. Das ist zwar erstmal aufwändiger, aber die beiden Pumpen können getrennt für ihren Zweck optimiert werden. Es ist auch sicherer, weil Methan und LOX nicht durch Dichtungen voneinander getrennt gehalten werden müssen. Wenn die Dichtung versagt, explodiert das Triebwerk sofort und heftig ohne Vorwarnung. Das kann mit zwei Turbopumpen nicht passieren. Außerdem können Methan- und LOX-Fluß getrennt gesteuert werden. Das erleichtert einen Wechsel des Gemisches. Man kann z.B. beim Start ein Gemisch für maximalen Schub wählen und dann auf ein ISP-optimiertes Gemisch wechseln.

Das Design ist vielversprechend. Ich würde die Daten als vorläufig ansehen. Je nachdem, welche Materialien verwendet und welche Verschleißwerte festgestellt werden, können die Daten noch verbessert werden.

Dazu noch, daß es zwei Turbopumpen gibt, eine für Methan, eine für LOX.

Auch wenn einige schematische Zeichnungen zu Staged Combustion Triebwerken dies oft andeuten mögen, gab es im SSME bereits ebenfalls getrennte Turbopumpen für Oxidator und Brennstoff, nur waren die eben beide brennstoffreich (fuel rich) und nicht der ganze Massenfluss ging über die Turbinen.



Sorry, ich schaff's einfach nicht folgende Grafik in höherer Auflösung zu finden, aber es verdeutlicht, was ich meine:



Was ich dabei nicht verstehe, ist worin der technische Aufwand besteht allen Treibstoff über die Turbinen zu leiten, da dies auf den ersten Blick ja eigentlich naheliegend sein sollte und die Komplexität der SSMEs ohnehin ja auch schon beträchtlich war. Wieso hat man sich also beim SSME auf fuel rich für die Turbopumpen beschränkt?

Was ich dabei nicht verstehe, ist worin der technische Aufwand besteht allen Treibstoff über die Turbinen zu leiten, da dies auf den ersten Blick ja eigentlich naheliegend sein sollte und die Komplexität der SSMEs ohnehin ja auch schon beträchtlich war. Wieso hat man sich also beim SSME auf fuel rich für die Turbopumpen beschränkt?

Gute Frage, nächste Frage!

Im Ernst, ich rate jetzt nur. Aber den gesamten Wasserstoff mit seinem großen Volumen als Gas durch die Turbine schicken, sehe ich als problematisch. Beim SSME Design geht es noch flüssig in die Turbopumpe, wenn ich es richtig sehe. Da ist das Volumen noch beherrschbar.