Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

Die beiden Isp-Daten passen gut mit den Angaben von 2013 zusammen (321 s, 380 s), aber der Schub ist mehr als doppelt so hoch, jetzt 705 t Bodenschub ggü. 280 t bzw. 840 t ggü. 334 t Vakuumschub. Diese wundersame Schubvermehrung kann ich mir jetz nicht ganz erklären. Ein LOX-Methan Triebwerk im full-flow Hauptstromverfahren gleich in der Größe des F-1 Triebwerks (6770 kN Bodenschub) zu entwickeln ist schon ziemlich wagemutig.

Danke fürs finden.

Die Änderung der Daten liegt wohl daran, daß sie immer noch in einer frühen Entwicklungsphase sind und auf Werte ausgehen, von denen sie glauben, es hinkriegen zu können, nicht auf ein festes Ziel. Vielleicht sogar schon nach ersten Ergebnissen der Tests in Stennis. Aber dafür ist es wohl doch noch zu früh, wenn der erste Test nicht schon am Tag nach der Feier durchgeführt wurde.

Aber dem "wagemutig" kann ich bei den Werten schon zustimmen. Für die  erste Stufe nehmen sie sicher so viel Schub, wie sie kriegen können. Es scheint mir aber reichlich hoch für das MCT, es sei denn, sie würden auch die 100t Nutzlast weiter erhöhen. Und das wäre auch wieder wagemutig.

Eigentlich könnte das doch gut möglich sein, Gründe dafür:
Der Brennkammerdruck beim F-1 war (nur) 60bar, Raptor wird eher 150bar haben, was natürlich zu einem höheren Massendurchsatz führt.
Wenn sie das LCH4/LOX Verhältnis beim Start von 3,6/1 auf 3,1/1 verkleinern, steigt der Massedurchsatz um gut 10%, der ISP bleibt hierdurch aber nahezu konstant und der Schub steigt um 10%.  Sowas ist natürlich sehr elegant, weil man dann mit hohem Schub und recht hoher Beschleunigung abheben kann, was die Gravitationsverluste reduziert und mit zunehmender Höhe den Schub durch höheren LCH4 Anteil verkleinern, was aber zum vollständig von dem höheren ISP und der abnehmenden Raketenmasse schnell kompensiert wird.
Falls das mit dem Schub wirklich so kommt, kann man vermutlich erheblich mehr Nutzlast selbst ohne Booster in den Orbit bringen als mit einer Saturn V.
Mit Wiederverwendung und Boostern sieht das aber komplett anders aus. In dem Fall reichen bei 9000t und 1,4G die Booster zum Start komplett aus und man kann die Haupt- und die Oberstufe mit Vakuum Triebwerken ausrüsten weil die Hauptstufe einfach nicht beim Start benötigt wird.
Nach Abtrennung fliegen die Booster zurück und die Hauptstufe erreicht vermutlich schon das LEO ohne Oberstufe, aber das müsste ich mal durchlaufen lassen.
Die Hauptstufe macht fast einen kompletten Umlauf bevor sie gelandet wird.
Da es sich bei dem Konzept nicht um ein 2,5 Stufen äquivalent, sondern um volle drei Stufen handelt, bringt das für hohen deltaV Bedarf sehr viel, weil ein besseres Teilungsverhältnis besser machbar ist und bis auf die Booster die Raptor mit optimalem ISP arbeiten.
Meine Schätzung mit Booster sind Nutzlasten deutlich über 500t ins LEO.

Der Brennkammerdruck beim F-1 war (nur) 60bar, Raptor wird eher 150bar haben, was natürlich zu einem höheren Massendurchsatz führt.
Wenn sie das LCH4/LOX Verhältnis beim Start von 3,6/1 auf 3,1/1 verkleinern, steigt der Massedurchsatz um gut 10%, der ISP bleibt hierdurch aber nahezu konstant und der Schub steigt um 10%.  Sowas ist natürlich sehr elegant, weil man dann mit hohem Schub und recht hoher Beschleunigung abheben kann, was die Gravitationsverluste reduziert und mit zunehmender Höhe den Schub durch höheren LCH4 Anteil verkleinern, was aber zum vollständig von dem höheren ISP und der abnehmenden Raketenmasse schnell kompensiert wird.

Das Mischungsverhältnis muss O/F sein, also LOX/Methan, nicht umgekehrt, sonst ist der Isp viel zu niedrig (die Verbrennungstemperature wäre unter 1000 K, Isp-vac geschätzt unter 250 s).

Wenn man unterstellt, daß das übliche Standard NASA Verfahren (CEA 1D-ODE) realistische Werte für LOX-Methan Triebwerksleistung liefert, dann ergibt sich für LOX-Methan, 150 bar Kammerdruck, Entspannung am Boden bis zur Strömungsablösungsgrenze (optimistisch):
O/F = 3,1:  c*= 1874 m/s;  Isl (Bodenimpuls) = 303 s;  Vakuumimpuls = 372 s
O/F = 3,6:  c*= 1839 m/s;  Isl (Bodenimpuls) = 299 s;  Vakuumimpuls = 378 s

Unterschiede 3,1 zu 3,6:   c* +2%;   Isl (Bodenimpuls) +1%;  Vakuumimpuls -1,5%
Der Massenstrom skaliert bei konstanter Triebwerksgeometrie umgekehrt zu c*, also sinkt er bei 3,1 ggü. 3,6 um 2%. Da der Bodenimpuls um 1% zunimmt sinkt der Bodenschub um 1%.

c* ist die charakteristische Geschwindigkeit, das entspricht in etwas dem Verbrennungskomplex beta in der russischen Fachliteratur. c* kennzeichnet die Energieeausbeute bei der Verbrennung der Treibstoffe.

Wohlgemerkt, das sind theoretische Werte unter Vernachlässigung durch Effekte wie unvollständige Verbrennung, 2D-Strömung in der Düse, Kinetik der Heißgasreaktionschemie, etc. Die Änderung solcher Einflüsse sind aber nur schwach vom Mischungsverhältnis abhängig, alsi geben die Daten oben die relativen Unterschiede gut wieder. Die realisierbaren Werte für den spez. Impuls liegen ca. 3-4% niedriger, je nachdem wie es im Detail gemacht wird.

@Klakow:  wie hast du die 10% Unterschied bestimmt/abgeschätzt ?

Im Übrigen halte ich 150 bar Kammerdruck zu niedrig, wenn man schon full-flow Hauptstromkreislauf machen will. Da sollten es mindestens 200 bar sein, sonst lohnt sich der höhere Aufand für die oxidator-reiche Vorverbrennung nicht.

Das Mischungsverhältnis muss O/F sein, also LOX/Methan, nicht umgekehrt, sonst ist der Isp viel zu niedrig (die Verbrennungstemperature wäre unter 1000 K, Isp-vac geschätzt unter 250 s).

Wenn man unterstellt, daß das übliche Standard NASA Verfahren (CEA 1D-ODE) realistische Werte für LOX-Methan Triebwerksleistung liefert, dann ergibt sich für LOX-Methan, 150 bar Kammerdruck, Entspannung am Boden bis zur Strömungsablösungsgrenze (optimistisch):
O/F = 3,1:  c*= 1874 m/s;  Isl (Bodenimpuls) = 303 s;  Vakuumimpuls = 372 s
O/F = 3,6:  c*= 1839 m/s;  Isl (Bodenimpuls) = 299 s;  Vakuumimpuls = 378 s

Unterschiede 3,1 zu 3,6:   c* +2%;   Isl (Bodenimpuls) +1%;  Vakuumimpuls -1,5%
Der Massenstrom skaliert bei konstanter Triebwerksgeometrie umgekehrt zu c*, also sinkt er bei 3,1 ggü. 3,6 um 2%. Da der Bodenimpuls um 1% zunimmt sinkt der Bodenschub um 1%.

c* ist die charakteristische Geschwindigkeit, das entspricht in etwas dem Verbrennungskomplex beta in der russischen Fachliteratur. c* kennzeichnet die Energieeausbeute bei der Verbrennung der Treibstoffe.

Wohlgemerkt, das sind theoretische Werte unter Vernachlässigung durch Effekte wie unvollständige Verbrennung, 2D-Strömung in der Düse, Kinetik der Heißgasreaktionschemie, etc. Die Änderung solcher Einflüsse sind aber nur schwach vom Mischungsverhältnis abhängig, alsi geben die Daten oben die relativen Unterschiede gut wieder. Die realisierbaren Werte für den spez. Impuls liegen ca. 3-4% niedriger, je nachdem wie es im Detail gemacht wird.

@Klakow:  wie hast du die 10% Unterschied bestimmt/abgeschätzt ?

Im Übrigen halte ich 150 bar Kammerdruck zu niedrig, wenn man schon full-flow Hauptstromkreislauf machen will. Da sollten es mindestens 200 bar sein, sonst lohnt sich der höhere Aufand für die oxidator-reiche Vorverbrennung nicht.

Ich nutze die kostenlose Lite Version des Programms:"Rocket Propulsion Analysis" in der Version: 1.2.8.0, das Programm gibt es hier: http://www.propulsion-analysis.com/
Ich hab an den Parametern so gedreht das die Werte vom Raptor die ich gelesen habe hinkommen. Ob das wirklich stimmt, weiß ich erstmal nicht. (Grundannahmen)
Durch versuch habe ich gesehen das dies Programm bei O/F=3,6 etwa ein maximalen ISP liefert.
Dann habe ich am O/F Verhältnis rumgespielt um zu sehen wie sich das auf das ISP und den Massedurchsatz auswirkt.
Dabei zeigten sich das Bodennah, also in der Startphase, der Massedurchsatz bei 3.1 ca. 10% größer wird, der ISP aber nahezu gleich bleibt.
Da der Schub ja wohl dM*dV/dt ist, interpretiere ich das so, das man den Schub auf kosten von mehr Massedurchsatz steigt.
Aber gut, vielleicht bin ich in dem Thema auch nicht genug drin.

@Klakow:  das klingt alles gut und sollte im Prinziprichtig sein. Ich kenne das Programm RPA, ist nicht viel anders als das NASA Programm (aber halt light). Kleine Unterschiede gibt es sicher, aber für Parametervariationen (gleicher Treibstoff, gleicher Kammerduck, gleiche Entspannung, nur O/F variiert) sollte es egal sein, die relativen Unterschiede sollten trotzdem stimmen.

Nachfrage:  was hast Du für die Düse vorgegen? Ein Flächenverhältnis, ein Druckverhältnis? Wenn's Dich interessiert schick mal die genaue Eingabe, dann können wir das mit dem NASA Programm vergleichen.

160bar
282 (pc/pe)
Das waren die einzigen Werte mit denen das Programm sowohl für 0müNN und fürs Vakuum die ISP-Werte ziemlich so berechnet hat, das es zu den Angaben passt die hier mehrfach gefallen sind.
Ob das Stimmt weiß ich aber nicht, ich hab mich zumindest noch nicht, in das Thema genug eingelesen.
Mir ist natürlich klar das hierbei keine exakten Werte rauskommen können, aber um einfach mal zu schauen wohin die Reise geht wenn man an Parametern dreht, reicht das wohl.

160bar
282 (pc/pe)

In der Beschreibung von RPA werden Vergleiche mit dem NASA Programm CEA2 gegeben, die zeigen, daß die Abweichungen zwischen beiden vernachlässigbar sind. Ich habe die beiden Fälle mit den Annahmen von Klakow mit CEA und RPA nachgerechnet.

Vergleich RPS mit CEA2,  Annahmen für Raptor:

LOX-Methan: Treibstoffdaten sind aus der gleichen Quelle. 
Kammerdruck pc=160 bar,  Düsenentspannung auf 0,567 bar (pc/pe=282)
Leistungsdaten am Düsenende für 100% Wirkungsgrade


Mischungsverhältnis 3,1:
                                RPA             CEA2
        char. Geschw. c*        1873,85         1873,86 m/s
        Bodenimpuls Isl         327,24          327,24
        Vakuumimpuls Ivac       361,15          361,15  s
        Flächenverh. Ae/At      28,023          28,023  -
        Massenstromdichte       304,7017                kg/(m^2 s)
        Reaktions-Wirkungsgr.   0,9926
        Düsen-Wirkungsgr.       0,9774

Mischungsverhältnis 3,6:
                                RPA             CEA2
        char. Geschw. c*        1839,15         1839,16 m/s
        Bodenimpuls Isl         327,19          327,19
        Vakuumimpuls Ivac       361,15          361,15  s
        Flächenverh. Ae/At      31,963          31,963  -
        Massenstromdichte       272,1819                kg/(m^2 s)
        Reaktions-Wirkungsgr.   0,9877
        Düsen-Wirkungsgr.       0,9775


Tattsächlich sind die Ergebnisse quasi gleich. Zu beachten ist, daß hier ein festes Druckverhältnis 'Kammerdruck zu Düsenenddruck' pc/pe vorgegeben wurde, damit ergibt sich das Düsenflächenverhältnis als Ergebnis unterschiedlich:  28 für O/F=3,1 und 32 für O/F=3,6, also -12,3%.   Zwar ergibt sich auch daß sich die Massenstromdichte ändert:  304,7 für O/F=3,1 und 272,2 für O/F=3,6, also +11,9%.  Diese beiden Effekte gleichen sich quasi vollständig aus, solange man betrachtet, daß die gleiche Brennkammer für beide Fälle verwendet werden soll.
Der Massenstrom wird direkt durch die charakteristische Geschwindigkeit vorgegeben, diese zeigt eine Änderung von 1,9% für O/F=3.1 ggü. O/F=3,6.
Die Massenstromdichte ist nur dann direkt proportional mit den Schub, wenn die Geometrie konstant ist, dafür muss man das geometrische Düsenflächenverhältnis vorgeben.

RPA schätzt auch Wirkungsgrade für die Verbrennungsreaktionen und für die Düsenentspanung ab. Der Düsenwirkungsgrad bleibt quasi konstant, der Reaktionswirkungsgrad hängt sehr vom Einspritzsysem ab und kann fast nicht theoretisch abgeschätzt werden. Leider ist in der RPA-Beschreibung keine Quelle dafür angegeben, vermutlich beruht die Abschätzung auf vorhandenen Testdaten.

Sorry, ich verstehe das nicht was du schreibst, da fehlen mir die Grundlagen.
Die Frage ist ob man bei der Variation des Mischungsverhältnisses eine Schubänderung bekommt oder nicht?

Sorry, ich verstehe das nicht was du schreibst, da fehlen mir die Grundlagen.
Die Frage ist ob man bei der Variation des Mischungsverhältnisses eine Schubänderung bekommt oder nicht?

Kein Problem.
Kurz und gut, wenn der Kammerdruck konstant bleibt erhöht sich der Schub um 2% wenn das Mischungsverhältnis vom 3,6 auf 3,1 geändert wird. Die Brennkammergeometrie kann ja nicht unterwegs geändert werden.

Für Schubänderunge ändert man besser den Kammerdruck.

So ganz verstehe ich das immer noch nicht, mit dem Programm bekomme ich bei:
3,6 zu 1 einen Massefluß von 272,2kg/(m²*s) beim Düssenausgang und eine Austrittsgeschwindigkeit von 3208m/s auf Sea level
3,1 zu 1 einen Massefluß von 304,7kg/(m²*s) beim Düssenausgang und eine Austrittsgeschwindigkeit von 3209m/s auf Sea level

Soweit ich das verstehe ist der Impuls die Multiplikation vom Mass flux*Triebwerksfläche*exhaust velocity*Zeit
das wäre für 3,6 dann 873kN*s
und          für 3.1          978kN*s
(pro Quadratmeter Austrittsfläche pro Sekunde)
Das macht +12%.
Wo liege ich den da falsch?

Eigentlich machst Du alles richtig, aber du bekommst als Ergebnis den Massenstrom pro Querschnittsfläche am Düsenende. So wie Du rechnest, mit vorgegebenem Druckverhältnis ergeben sich unterschiedliche Düsenflächenverhältnisse Ae/At (Düsenendfläche zu kritischem Halsquerschnitt). Da die Halsfläche konstant bleibt ändert sich die Düsenendfläche.

Gib mal ein Flächenverhältnis vor, z.B. 30, dann ist der Vergleich richtig.

Ok, in dem Fall gibts kaum ein Unterschied.
Wundern tut mich das irgendwie schon, ich hab mir gedacht mit einem höheren Sauerstoffanteil würde der Schub etwas mehr steigen weil der Sauerstoff eine erheblich höhere Dichte als Methan hat.

was ist beim Raptor eigentlich bisher erreicht ?  Gibt es da Hardware ? Oder sogar Tests ?

Komponententests auf einem speziell für Raptor modernisierten Teststand in Stennis.

Es ist aber noch eine frühe Testphase.

Raptor Turbopump Build Engineer
http://www.spacex.com/careers/position/5985

Implikation: Komponenten für die Raptorturbopumpe werden demnächst hergestellt und getestet...

Hier nochmal zur Dokumentation: laut Musk hat Raptor jetzt 2300kN Schub und die geplante Rakete soll eine Menge davon haben, mehr als 9 auf jeden Fall.

Ich denke dass dies mehrere Vorteile hat, vor allem den das man wohl eher über 15 Stück davon benötigt, wenn man in der Lage sein mit einem Triebwerk die Massenanziehung einer fast leere Stufe ohne dabei abzubremsen zu müssen zu halten. Soweit ich weis kann man das bei Merlin 1D nicht machen, weil es sich nur auf 70% runterregeln lässt und die Leermasse einfach zu klein ist. Man bekommt das zwar hin, aber nur dadurch das man den Triebwerkseinsatz in der letzten Bremsphase sehr genau treffen muss.
Die Anordnung könnte dann so aussehen wie bei Rundsteckern von LEMO siehe hier, Seite 157. Am ehesten wäre da wohl Type 319 sinnvoll, weil bei angenommenen 70% untere Regelgrenze das Verhältnis Vollmasse/Leermasse bis auf ca. 27 steigen daraf.
Das wären dann 43,7MN und bei einer Startbeschleunigung von 1,2G eine maximale Startmasse von 3700t, also ca. 25% mehr als die Saturn V.
Über den Daumen gepeilt kann man damit wohl ca. 150t ins LEO bringen, vielleicht auch noch einen Tick mehr.

Habe heute gelesen:

SpaceX is developing a more-powerful engine dubbed Raptor that is designed to generate more than 661,000 pounds of thrust in a vacuum. That engine began testing at NASA’s Stennis Space Center in Mississippi last year.

Damit ist er deutlich schwächer als der RD-0164 mit 390,7 Tonnen Schub im Vakuum, gleich 861345,42 Pfund.

Die Quelle dafür ist SpaceNews:
http://spacenews.com/timing-of-russian-engine-ban-puts-ula-air-force-in-a-bind/

Die Zahl glaube ich aber nicht. Musk hat von 2300kN also 230 Tonnen gesprochen (noch schwächer). Und in Mississippi wurde die Vorbrennkammer getestet nicht das Triebwerk.

Die Quelle dafür ist SpaceNews:
http://spacenews.com/timing-of-russian-engine-ban-puts-ula-air-force-in-a-bind/

Die Zahl glaube ich aber nicht. Musk hat von 2300kN also 230 Tonnen gesprochen (noch schwächer). Und in Mississippi wurde die Vorbrennkammer getestet nicht das Triebwerk.

Hätte mich auch der Isp interessiert 

Hätte mich auch der Isp interessiert 

ISP 380 für die Vakuum-Version.

Zitat von: Jura am 28. Februar 2015, 22:44:16

Hätte mich auch der Isp interessiert 

ISP 380 für die Vakuum-Version.

Wenn das stimmt, so ist das eine hervorragende Leistung.

Da die Einheit fehlt, ist das Urteil voreilig. Könnten ja 380 m/s sein. Dann wäre es schwach.

Gemeint sind sicherlich 380 s.

Da die Einheit fehlt, ist das Urteil voreilig. Könnten ja 380 m/s sein. Dann wäre es schwach.

Gemeint sind sicherlich 380 s.

In einer Präsentation von SpaceX vom Juli 2013 wurde für die Oberstufenversion von Raptor genannt:
   Schub:  337 metric tons  (=   3305 kN)
   Isp-vac:  380 s  (=  3727 Ns/kg)

Für die Erststufenversion:
   Schub :  280 metric tons  (=   2746 kN)  [müsste Bodenschub sein]
   Isp Boden/Vakuum  321 / 362 s  (=  3148 / 3550  Ns/kg)

Umrechnung in kN und Ns/kg habe ich dazugefügt

Zitat von: GG am 01. März 2015, 00:02:05

Da die Einheit fehlt, ist das Urteil voreilig. Könnten ja 380 m/s sein. Dann wäre es schwach.

Gemeint sind sicherlich 380 s.

In einer Präsentation von SpaceX vom Juli 2013 wurde für die Oberstufenversion von Raptor genannt:
   Schub:  337 metric tons  (=   3305 kN)
   Isp-vac:  380 s  (=  3727 Ns/kg)

Für die Erststufenversion:
   Schub :  280 metric tons  (=   2746 kN)  [müsste Bodenschub sein]
   Isp Boden/Vakuum  321 / 362 s  (=  3148 / 3550  Ns/kg)

Umrechnung in kN und Ns/kg habe ich dazugefügt

Die Schubwerte haben sich mehrfach geändert. Zuerst immer höher, jetzt niedriger pro Triebwerk. Die angestrebten ISP-Werte sind aber konstant geblieben.

Ja, ISP in Sekunden. Hätte ich schreiben sollen.

Es wird ein Triebwerk mit Full Flow. Zwei getrennte Turbopumpen für LOX und Methan. Ein ehrgeiziges Ziel.

Ich gehe davon aus das dieses Triebwerk noch besser und zuverlässiger als das Merlin 1D wird.
Sie habe ja heute mehr Erfahrung als vor 5 Jahren und mansches ist heute sicher sogar noch besser herstellbar (3D-Druck). Das die dreifache Anzahl Triebwerke auch eine dreifache Ausfallwahrscheinlichkeit haben ist klar, aber solange dies nicht zu einer Kettenreaktion führt, muss dies kein Nachteil sein.