Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

Wie Sensei schon schreibt. Wuerdest Du Twittern, es waren 117,475to und 276g Schub, damit lagen wir bei 58,973%

Ich wollte das überhaupt nicht kritisieren, sondern finde es erfreulich, dass schon beim ersten Test die Zahlen ziemlich nach dem aussehen was angekündigt war.

SpaceX sollte Zuschauerkarten für ihre Tests verkaufen, ich wäre sofort dabei :-)

Mehr Info von SpaceX auf Instagram.

"Completed a two-second test fire of the Starship Raptor engine that hit 170 bar and ~116 metric tons of force – the highest thrust ever from a SpaceX engine and Raptor was at ~60% power."

Der Test ging über 2 Sekunden bei 170 bar Brennkammerdruck und einem Schub von 116 Tonnen. Der bisher höchste Schub eines Raptor`s war bei 60% Leistung.

https://www.instagram.com/p/BteDxoUFUOX/

Der Schub ist proportional zum Brennkammerdruck. Damit wären 100% Schub 280 bar Brennkammerdruck und 1900 kN Schub.

Zitat von: MillenniumPilot am 05. Februar 2019, 08:51:34

Wie Sensei schon schreibt. Wuerdest Du Twittern, es waren 117,475to und 276g Schub, damit lagen wir bei 58,973%

Ich wollte das überhaupt nicht kritisieren, sondern finde es erfreulich, dass schon beim ersten Test die Zahlen ziemlich nach dem aussehen was angekündigt war.

SpaceX sollte Zuschauerkarten für ihre Tests verkaufen, ich wäre sofort dabei :-)

Das war ja auch kein Entwicklungstest sondern einer der Abnahmetests für ein Flugmodell. Es wäre schockierend, wenn man da nicht die Zahlen erreicht, die man erwartet und würde auf Produktions- oder Designfehler hinweisen

Das war ja auch kein Entwicklungstest sondern einer der Abnahmetests für ein Flugmodell. Es wäre schockierend, wenn man da nicht die Zahlen erreicht, die man erwartet und würde auf Produktions- oder Designfehler hinweisen

Grundsätzlich hast du natürlich recht. Aber diese Tests als "Abnahmetests für ein Flugmodell" zu bezeichnen ist vielleicht etwas "naiv". SpaceX entwickelt anders als die bekannte Konkurrenz. Sie wollen mit diesem Modell den Hopper fliegen, ja. Aber wir alle wissen doch, dass es mit absoluter Sicherheit noch Änderungen am Raptor geben wird bis das erste Starship in den Weltraum fliegt. Vom echten Flugmodell sind wir noch ein Stück weg.

Mane

Man wird sicherlich beim allerersten Testlauf nicht auf 100% gehen.

Zitat von: stillesWasser am 05. Februar 2019, 09:47:12

Das war ja auch kein Entwicklungstest sondern einer der Abnahmetests für ein Flugmodell. Es wäre schockierend, wenn man da nicht die Zahlen erreicht, die man erwartet und würde auf Produktions- oder Designfehler hinweisen

Grundsätzlich hast du natürlich recht. Aber diese Tests als "Abnahmetests für ein Flugmodell" zu bezeichnen ist vielleicht etwas "naiv". SpaceX entwickelt anders als die bekannte Konkurrenz. Sie wollen mit diesem Modell den Hopper fliegen, ja. Aber wir alle wissen doch, dass es mit absoluter Sicherheit noch Änderungen am Raptor geben wird bis das erste Starship in den Weltraum fliegt. Vom echten Flugmodell sind wir noch ein Stück weg.

Mane

Ja klar, da bin ich bei dir. Aber man wird Änderungen eben mit Entwicklungsmodellen bei Entwicklungstests machen. Aber dieses Triebwerk ist eben ein Flugmodell, der Hopper soll ja fliegen. Also wird man dort auch das letzte durchgeteste Design einbauen und nicht den neusten Geistesblitz, den jemand im Entwicklungsteam gestern Nacht hatte

Ja klar, da bin ich bei dir. Aber man wird Änderungen eben mit Entwicklungsmodellen bei Entwicklungstests machen. Aber dieses Triebwerk ist eben ein Flugmodell, der Hopper soll ja fliegen. Also wird man dort auch das letzte durchgeteste Design einbauen und nicht den neusten Geistesblitz, den jemand im Entwicklungsteam gestern Nacht hatte

Ich hab die Bezeichnung "Flugmodell" anders verstanden als du es offenbar gemeint hast. Alles gut.

Andererseits: WENN Designfehler auftreten sollten DANN jetzt.
Dafür sind Tests doch da

Es sollte sich nur nicht gleich die Testanlage zerlegen oder grundsätzliche Konstruktionsideen als falsch erweisen.

Ich nehme an das man sich nun alle Messdaten, welche auch immer da vorliegen, anschaut und natürlich die ganze Hardware unter die Lupe nimmt, gab es irgendwelche instabilitäten, schaut man sich die Mischung an und verändert diese vielleicht, war alles ok und es gab keine Materialprobleme  wird man den nächsten Versuch mit gesteigerter Leistung machen, oder man verlängert erst mal die Brennzeit. Solange es keine Probleme gibt wird man Schritt für Schritt mit höherer Leistung und Brennzeit kommen.
Die Frage ist nur wo man aufhört, bei 250bar, bei 300 oder erst wenn sich das Ding zerlegt?

Ich nehme an das man sich nun alle Messdaten, welche auch immer da vorliegen, anschaut und natürlich die ganze Hardware unter die Lupe nimmt, gab es irgendwelche instabilitäten, schaut man sich die Mischung an und verändert diese vielleicht, war alles ok und es gab keine Materialprobleme  wird man den nächsten Versuch mit gesteigerter Leistung machen, oder man verlängert erst mal die Brennzeit. Solange es keine Probleme gibt wird man Schritt für Schritt mit höherer Leistung und Brennzeit kommen.
Die Frage ist nur wo man aufhört, bei 250bar, bei 300 oder erst wenn sich das Ding zerlegt?

Stellt sich auch die Frage ob der Teststand da überhaupt für 100% vorgesehen ist. Dauer wäre sicher nahe liegend das das noch mit längerer Brennzeit getestet wird. Vielleicht hängt es aber auch erst einmal daran auf wie viel man den Testhopper betreibt, denn während dort dann Tests laufen, hat man ja immer noch Zeit am Maximum zu feilen.

Stellt sich auch die Frage ob der Teststand da überhaupt für 100% vorgesehen ist.

Wenn nicht dort, wo dann?

Zitat von: Therodon am 05. Februar 2019, 12:58:02

Stellt sich auch die Frage ob der Teststand da überhaupt für 100% vorgesehen ist.

Wenn nicht dort, wo dann?

Evtl. noch nirgendwo. Sie bauen ja wohl auch noch bei McGregor rum. Wenn der Hopper nicht gerade mit 100% vom Raptor läuft, besteht ja auch bisher noch kein Zeitdruck das ganze unter Volllast zu testen.

Das wird sicher so nicht laufen, unabhängig wo sonst noch Testplätze gebaut werden.
Man braucht die Ergebnisse und das so bald wie möglich.
Stellt es sich z.B. heraus dass das Triebwerk bis Ende 3Q schneller als erwartet stabil mit 300bar läuft, hat das viel Auswirkungen auf die Konstruktion von der gesammten Rakete und auch vom Startturm.
Man wird sich nicht 30% mehr an Nutzlast entgehen lassen wenn feststeht das man dazu jetzt gerade mal den Booster 20m länger machen müsste.
Umgedreht ist das Wissen bei welchen Betriebspunkten man bestimmte Teile des Triebwerks nicht betreiben darf eine Sicherheitsfrage. SpaceX ist nicht Ariane Space die ein laufendes Triebwerk jahrelang liegen lassen, sie wollen schnelle Fortschritte.

https://twitter.com/elonmusk/status/1093423297130156033

Raptor just achieved power level needed for Starship & Super Heavy
Design requires at least 170 metric tons of force. Engine reached 172 mT & 257 bar chamber pressure with warm propellant, which means 10% to 20% more with deep cryo

Sehr gut! Der BK-Druck ist schon fast so hoch wie bei RD-180 mit 267 bar (laut Wiki).

Vaporized some copper

Damit wäre die grüne Farbe auch geklärt.

  Das ging jetzt aber schnell.

Ich hätte eher in Wochen- bis Monatsfrist damit gerechnet.

Der umgebaute horizontale Teststand ist massiv. Der hält locker den Schub aus. Aber sie haben die Tanks nicht geändert, aus denen das Triebwerk gespeist wird. Sie haben da nicht genug Treibstoff, um volle Missionsdauer zu feuern. Ich glaube, die alte Angabe war 100 Sekunden. Das neue Triebwerk schluckt mehr, die maximale Betriebsdauer wird also kürzer sein. Lang genug, um Hoopper Testflugdauer zu simulieren.

Es ist ein neuer Teststand mit Flammgraben und viel größeren Tanks in Arbeit.

Das ging jetzt aber schnell.

Ich hätte eher in Wochen- bis Monatsfrist damit gerechnet.

Ist das nicht nur eine Frage des "Anschlags" einer elektronischen "Drosselklappe"?  Dann reicht es doch die Ergebnise des alten Tests zu überprüfen, ob alles in Ordnung war, den "Anschlag" (oder zwei) zu verstellen, und einen neuen Test vorbereiten. Ich kenne mich natürlich mit dieser Thematik nicht so aus, bezweifle aber, daß man bei einem "Flugtriebwerk" eine "Komplettanalyse" durchführen muß, wenn keine Probleme auftreten.

Für die Hopperflüge muss das Triebwerk auch lange Brennen (mindestens ne Minute oder so) und drosselbar sein. Wiederzündfähigkeit braucht man bei kurzen Flügen erstmal nicht.

Und natürlich sollte es zuverlässig genug sein, dass der Hopper nicht beim ersten Flug abstürzt.

wow, ich hätte nicht gedacht das man so schnell den Druck steigert, da ist man ja schon beim angegebenen Solldruck >=250bar.
Mal schauen ob man noch höher geht.
Sieht mit so aus als ist man sehr zuversichtlich das alles so klappt wie man das geplant hat.
Vielleicht sehen wir selbst 300bar schneller als man sich das vorstellen kann.

Mit den Angaben das bei tief gekühltem Treibstoff das Ding nochmals (10 bis 20)%  mehr Schub kommt, sind sie bei 189,2 bis 206,4t,
also jetzt schon bei oder über der ersten Zielmarke.

Die Fragen die noch offen sind:
1) Woher kommt das Kupfer und ist das ein Problem.
2) Wann bekommen sie die Tiefkühlung.
3) Wie  hoch werden sie gehen.

Interessanter weise ist jetzt schon klar das auch bei den Raptoren man sofort wieder tiefgekühlten Treibstoff verwendet, offensichtlich nun "State of the Art"

Für die Hopperflüge muss das Triebwerk auch lange Brennen (mindestens ne Minute oder so) und drosselbar sein. Wiederzündfähigkeit braucht man bei kurzen Flügen erstmal nicht.

Und natürlich sollte es zuverlässig genug sein, dass der Hopper nicht beim ersten Flug abstürzt.

Klar, aber was ist kritisch? Der Start / Zündfähigkeit - wird getestet. Die Turbopumpe(n) - werden ziemlich sicher getrennt in geschlossenen Kreisläufen getestet, dazu muß man kein komplettes Triebwerk betreiben, vermute ich. Langfristige Abnützung / Materialbeständigkeit - dürfte bei den Testtriebwerken getestet worden sein, so weit das im Testbetrieb am Prüfstand möglich ist. (Wäre ja auch unsinnig beim Flugtriebwerk dessen Lebensdauer auszuschöpfen.) Baugleiche Teile dürften die gleichen Eigenschaften haben. Maximale Druckfestigkeit - wurde sicher bei den Testexemplaren geprüft, beim Flugexemplar geht man wohl nur an die max. Betriebsdruck. 

Sonst fällt mit eigentlich nichts ein, was kritisch sein könnte. So ein Raketenmotor ist ja, wenn er einmal ausgetüftelt ist, relativ einfach. 

Es ist ein Full-Flow staged combustion Triebwerk, was heißt, dass in den Vorbrennkammern & Pumpen gigantische Drücke vorherrschen. Dieser Triebwerkszyklus ist sicher nicht ohne Grund bisher noch nicht geflogen.

Ich denke, dass es da durchaus Probleme mit der Dichtigkeit geben könnte, um nur mal ein Beispiel von vielen zu nennen.

1) Woher kommt das Kupfer und ist das ein Problem.

Ich denke wenn es ein größeres Problem wäre, hätte man nicht gleich einen neuen Test hinterher geschoben.

Bin ja mal gespannt wann Sie das Ding rüber zum Hopper schicken. Die verbeulte Spitze dürfte ja nun bald repariert sein, bleibe dann nur noch ein fertiger Startplatz.

Es ist ein Full-Flow staged combustion Triebwerk, was heißt, dass in den Vorbrennkammern & Pumpen gigantische Drücke vorherrschen. Dieser Triebwerkszyklus ist sicher nicht ohne Grund bisher noch nicht geflogen.

Ich denke, dass es da durchaus Probleme mit der Dichtigkeit geben könnte, um nur mal ein Beispiel von vielen zu nennen.

Soweit ich weiß war der wichtigste Grund vor allem die sauerstoffreiche Verbrennung und das ist wohl nun gut gelöst.

Es ist ein Full-Flow staged combustion Triebwerk, was heißt, dass in den Vorbrennkammern & Pumpen gigantische Drücke vorherrschen.

Ich dachte, daß bei jedem Raketentriebwerk die Pumpen auf der "Treibstoffseite" immer gegen den vollen Brennkammerdruck arbeiten müssen. Wenn die Turbinenseite einen eigenen Ausgang ("Auspuff") hat, dann kann natürlich auf der Antriebs- / Gasseite der Pumpe schon ein deutlich niedrigerer Druck sein. Dafür muß dann aber die Dichtung an der Welle der Pumpe (zwischen Medium und Gas) diese Druckdifferenz bei dieser Drehzahl tragen bzw. abdichten! Das ist ein großes Problem an dieser sehr kritischen Stelle.

Das war vermutlich die Dichtung, die ich in den Achtzigern manchmal beim Arbeitskollegen auf seinem Brett gesehen habe. Auf Grund der mörderischen Betriebsbedingungen hatte die, wenn ich mich richtig erinnere, eine Stand- bzw. Garantiezeit im Minutenbereich, nur genau für einen Start! Wenn hier jetzt die Drücke auf beiden Seiten (Medium/Gas) annähernd identisch sind, weil deren Druck in beiden Fällen vom Druck in der Brennkammer abhängt, wird es sicher einfacher sein die Stelle abzudichten. In dem Punkt ist also ein "Full-flow staged combustion" Triebwerk sogar einfacher zu bauen und die Pumpen sollten viel größere Standzeiten haben.

Die Vorbrennkammer dürfte nur ein "Kessel" sein mit Leitungen dran, vielleicht einer Zündeinrichtung, und Stellventilen davor/dahinter. Bei den Stellventilen gibt es vielleicht auch bewegliche Abdichtungen, die Relativgeschwindigkeiten, Temperaturren und Durchmesser dort sind aber relativ vernachlässigbar. Und die sonstigen rein statischen Abdichtungen sind natürlich noch wesentlich problemloser.

Dieser Triebwerkszyklus ist sicher nicht ohne Grund bisher noch nicht geflogen.

Nicht entwickelt! Man hat den Entwicklungsaufwand gescheut, oder die Entwicklung auf Grund von Problemen irgendwann abgebrochen. Ich bezweifle natürlich überhaupt nicht, daß es sehr schwierig ist ein solches Triebwerk zu entwickeln. Dieses Thema ist beim Raptor aber heute offenbar im wesentlichen "gegessen". Der Schritt vom Prüfstandbetrieb zum echten Flug dürfte bei Höhen von bis zu 5km keine besonderen Überraschungen bieten. Die andere Einbaulage kann an diesem Prüfstand sowieso nicht getestet werden, andere Umgebungsdrücke auch nicht, die Nachbarschaft anderer Triebwerke ebenfalls.

Ich denke, dass es da durchaus Probleme mit der Dichtigkeit geben könnte, um nur mal ein Beispiel von vielen zu nennen.

Die kann es geben, dafür ist der Prüfstandslauf da. Wenn alles dicht ist, kann man das abhaken und muß nicht suchen warum  Manchmal ist eine Verschraubung oder ein Flansch undicht, dann war das Rohr vermutlich nicht spannungsfrei verlegt oder so. Rohre und Rohrverbindungen für diese gigantischen 300 bar habe ich schon vor 40 Jahren eingesetzt - Technik aus dem Regal, nicht einmal die allerneueste.

Ich dachte, daß bei jedem Raketentriebwerk die Pumpen auf der "Treibstoffseite" immer gegen den vollen Brennkammerdruck arbeiten müssen.

Bei Staged Combustion wird z.B. das flüssige Methan erst von 1-3 bar Tankdruck auf 600(?) bar durch die Turbopumpe hochgepumpt. Dann geht es in die regenerative Kühlung, wo der Druck stark abfällt, sagen wir auf 500 bar. Dann geht es in die Vorbrennkammer, wo Methan mit ein bischen Sauerstoff verbrannt wird, Druck fällt weiter auf ca. 450 bar durch den Injektor. Dann geht es in die Turbine, wieder 120 bar weg. Jetzt bei 330 bar. Diese 330 bar gehen jetzt in die Hauptbrennkammer, wo der Druck dann auf die 260 bar fällt.