Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

Druck ist nicht alles. Ein großes Problem bei diesen Drücken UND Durchflussmengen ist alleine schon der Materialabrieb. Wenn diese Mengen an Treibstoffen (unter den diskutierten Drücken) durch die Rohre/Kanäle/Bauteile des Triebwerks fließen ("fließen" ist der falsche Ausdruck, durchgejagt/durchgedrückt werden), dann gibt es Abrieb des Materials. Das verändert einerseits die Eigenschaften (Flussverhalten, Dichtigkeit), aber natürlich auch die Dicke des Materials.

So oder so: Von einem 300bar Raptor das ohne größere Wartung 100 Flüge in den Orbit schafft, sind wir meiner Meinung nach noch etliche Jahre entfernt.


Mane

Druck ist nicht alles. Ein großes Problem bei diesen Drücken UND Durchflussmengen ist alleine schon der Materialabrieb.

Das war mir jetzt als Langzeitwirkung (im Gegensatz zur Materialermüdung z.B.) nicht bewußt. Ich kannte das nur in Verbindung mit Flüssigkeiten, die abrasive Feststoffe enthalten. (Etwa diese Kalkmilch, die bei der Rauchentschwefelung benutzt wird.) Aber unabhängig davon - ganz klar, für "hundert Flüge" in den Orbit ist das Ding noch lange nicht geeignet.

Zitat von: Kelvin am 07. Februar 2019, 16:38:45

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.

Ich bin vom Schema auf dieser Seite ausgegangen:

https://www.nasaspaceflight.com/2016/10/its-propulsion-evolution-raptor-engine/

Der Raptor kann natürlich etwas anders sein, das Schema ist nicht neu. Hier sieht die Sache aber so aus, daß an der "Abdichtstelle" an der Welle beider Pumpen auf der Arbeitsseite (LOX/Methan) der jeweils maximale Systemdruck ansteht. (Nicht ganz, der max. Druck herrscht bei einer Kreiselpumpe am Umfang des letzten Laufrades, im Zentrum an der Welle ist er geringer.) An der Turbinenseite ist ein niedrigerer, aber gleichzeitig höherer Druck als in der Hauptbrennkammer. (Sonst würde ja nichts in der beabsichtigten Richtung fliessen.)  Ich habe zwar Zweifel, ob der Druckverlußt zwischen Pumpe und Brennkamer (und damit der Differenzdruck an der Welle) wirklich so hoch (300 bar) ist, aber das ist nicht entscheidend. Durch die Ausbildung der Laufräder der Pumpen kann der Druck an der Welle bei Bedarf in bestimmten Grenzen angepasst werden.

Ich vermute, daß man an der Welle der beiden Pumpen statt einer Gleitringdichtung in so einem Fall nur einen Drosselspalt hat. Das ist natürlich immer mit einer bestimmten Undichtigkeit verbunden - wie bei der Gleitringdichtung übrigens auch, nur geringer in der Regel. Dafür gibt es aber den großen Vorteil, daß keine mechanische Abnützung erfolgt, die Standzeit der Pumpe ist dann deutlich höher. (Der Drosselspalt kann auch mit dem Wellenlager der Pumpe identisch sein, das durch das Gleitlager "durchwandernde" Medium sorgt dann für die Kühlung und Schmierung.) Die entstandene geringe Leckage verdampft möglicherweise in den Abgasen der Vorbrennkammern unterwegs zur Hauptbrennkammer ebenfalls. (Falls es an diesen Stellen nicht sowieso Flüssiganteile gibt.) Sie wird jedenfalls in der Brennkammer genutzt.

Das Schema ist schon richtig, aber es gilt nur für staged combustion. Bei anderen Triebwerken gibt es nur ein Vorbrennkammer/Gasgenerator und nach der Turbine geht es beim Gasgeneratortriebwerk ins freie.



Damit sind die Drücke viel geringer, weil der Druck nach der Turbine bei 1 bar sein kann und nicht bei 300 bar wie bei staged combustion, damit es noch die Brennkammer fließen kann.

Damit sind die Drücke [bei Merlin] viel geringer, weil der Druck nach der Turbine bei 1 bar sein kann und nicht bei 300 bar wie bei staged combustion, damit es noch die Brennkammer fließen kann.

Mir ist der Unterschied klar, so klingt das aber so, als ob der hohe Druck auf der Antriebsseite ein NACHTEIL wäre! Im Gegenteil - das versuche ich ja gerade zu erklären. Der hohe Druck auf der Gas-/Antriebs-/Turbinenseite bei Staged Combustion ist ein SEGEN für die Pumpe und deren Lebensdauer!

Dichtungen interessieren nur die Druckdifferenzen, gegen die sie dichten müssen. (neben der Gleitgeschwindigkeit usw. usw.) Und 2 x hoher (fast gleicher) Druck ergibt eine KLEINE Druckdifferenz! Und weil die Leckage beim Raptor zusätzlich in der Hauptbrennkamer landet, darf sie ruhig auch etwas größer sein, denke ich. (Bei Merlin landet sie im Auspuff und wird kaum genutzt.) Also ist wahrscheinlich eine berührungslose Drosselstrecke (statt Gleitringdichtung) ausreichend. Das ist dann praktisch verschleißfrei. [EDIT: Und sicher.]

Wenn eine Kreiselpumpe wie üblich eine herausgeführte Antriebswelle hat, dichtet man den Ausgangsdruck (annähernd) gegen Umgebungsdruck, also 1 bar abs. Hier ist aber KEINE herausgeführte Welle, und der hohe Druck auf beiden Seiten interessiert NUR das Gehäuse.

Zitat von: tobi am 08. Februar 2019, 15:28:28

Damit sind die Drücke [bei Merlin] viel geringer, weil der Druck nach der Turbine bei 1 bar sein kann und nicht bei 300 bar wie bei staged combustion, damit es noch die Brennkammer fließen kann.

Mir ist der Unterschied klar, so klingt das aber so, als ob der hohe Druck auf der Antriebsseite ein NACHTEIL wäre! Im Gegenteil - das versuche ich ja gerade zu erklären. Der hohe Druck auf der Gas-/Antriebs-/Turbinenseite bei Staged Combustion ist ein SEGEN für die Pumpe und deren Lebensdauer!

Dichtungen interessieren nur die Druckdifferenzen, gegen die sie dichten müssen. (neben der Gleitgeschwindigkeit usw. usw.) Und 2 x hoher (fast gleicher) Druck ergibt eine KLEINE Druckdifferenz! Und weil die Leckage beim Raptor zusätzlich in der Hauptbrennkamer landet, darf sie ruhig auch etwas größer sein, denke ich. (Bei Merlin landet sie im Auspuff und wird kaum genutzt.) Also ist wahrscheinlich eine berührungslose Drosselstrecke (statt Gleitringdichtung) ausreichend. Das ist dann praktisch verschleißfrei. [EDIT: Und sicher.]

Wenn eine Kreiselpumpe wie üblich eine herausgeführte Antriebswelle hat, dichtet man den Ausgangsdruck (annähernd) gegen Umgebungsdruck, also 1 bar abs. Hier ist aber KEINE herausgeführte Welle, und der hohe Druck auf beiden Seiten interessiert NUR das Gehäuse.

Beim Nebenstromkreislauf müssen die Pumpen nur etwas mehr Druck erzeugen als der Brennkammerdruck vorgibt (Brennkammerdruck plus Druckverlust Kühlung plus Druckverlust Einspritzkopf.) Daraus ergibt sich gegen Umgebung bereits ein sehr hohes Druckverhältnis für die Turbine, eine weitere Erhöhung ergibt keine weitere Leistungssteigerung.

Beim Hauptstromkreislauf muss aber in etwa das 2-1/2 fache des Brennkammerdrucks erzeugt werden, damit sich für die Turbine ein Druckverhältnis ergibt mit dem man die Pumpen antreiben kann. Also wesentlich höhere Pumpendrücke. Daher laufen die Turbopumpen auch wesentlich schneller, und da ergeben sich dann die Probleme bei Lager und Dichtungen.

Nicht umsonst waren die Turbopumpen das Bauteil beim Space Shuttle Triebwerk SSME, welches mit Abstand am häufigsten gewartet oder gleich ausgetauscht werden musste, da der Verschleiß so hoch war.

Warum muß immer gleich mit "Quatsch" herumgeworfen werden?
Daß jemand in Punkt x oder y falschliegen kann , ist normal.
Also ist von einander lernen und nebenbei auch vlt. fehlerhafte Quellen ausräumen angesagt.

Das ist Quatsch !

Wenn dem jetzt wirklich gute Argumente folgen würden, die auch Bezug zu meinem Text hätten, würde ich die Hacken zusammenschlagen, mich entschuldigen, und mich zu dem Thema nicht weiter äußern. Die Argumente kann ich aber nicht erkennen. Also:

Beim Nebenstromkreislauf müssen die Pumpen nur etwas mehr Druck erzeugen als der Brennkammerdruck vorgibt (Brennkammerdruck plus Druckverlust Kühlung plus Druckverlust Einspritzkopf.) Daraus ergibt sich gegen Umgebung bereits ein sehr hohes Druckverhältnis für die Turbine, eine weitere Erhöhung ergibt keine weitere Leistungssteigerung.

Es geht hier überhaupt nicht um "Leistungssteigerung", dazu habe ich kein Wort gesagt. Ich behaupte aber weiter, die daß eine weitgehend leckagefreie Abdichtung zur Atmosphäre hin bei diesen Betriebsbedingungen sehr schwierig ist. Und daß die leckagefreie Abdichtung bei einem Hauptstromtriebwerk eine deutlich geringere Bedeutung hat. Und dadurch besser, berührungslos lösbar ist. Ein Gegenargument wäre angenehm.

Beim Hauptstromkreislauf muss aber in etwa das 2-1/2 fache des Brennkammerdrucks erzeugt werden, damit sich für die Turbine ein Druckverhältnis ergibt mit dem man die Pumpen antreiben kann. Also wesentlich höhere Pumpendrücke. Daher laufen die Turbopumpen auch wesentlich schneller, und da ergeben sich dann die Probleme bei Lager und Dichtungen.

Höhere Drücke kann man auch durch Mehrstufigkeit und größere Durchmesser erreichen, nicht nur durch Drehzahl. Raptor hat, soweit ich sehen kann, eine zweistugige Methanpumpe.  Die beste Dichtung ist immer die, die man nicht braucht, was ich für das Hauptstromtriebwerk annehme. Eine "Spaltdichtung" ist nur ein "Loch".

Zur Lagerung: Wenn es gelingt, den Rotor so zu lagern, daß reine Flüssigkeitsreibung herrscht, ist das kein großes Problem. Also eben "Spaltdichtung" und "hydrodynamische Gleitlager". Die Lager aus hoch verschleißfesten Werkstoffen (Siliziumkarbid z.B.) oder guten Notlaufeigenschaften, wegen des ungünstigen Anlaufverhaltens. (Noch kein Flüssigkeitspolster.) Irgendwo habe ich hier gestern auch den Vergleich der Drehzahl  eines "Hubkolbenmotors" (Hallo Ringkolbenmotor! ) mit einem dynamisch ausgewuchtetem Rotor gesehen, das ist natürlich Nonsens.

Nicht umsonst waren die Turbopumpen das Bauteil beim Space Shuttle Triebwerk SSME, welches mit Abstand am häufigsten gewartet oder gleich ausgetauscht werden musste, da der Verschleiß so hoch war.

Ich zitiere mal aus einem Artikel  der NASA / Marshall Space Flight Center zum Thema "Space Shuttle Main Engine Turbopump". Ich bitte um Entschuldigung, daß ich das für diesen Privatdisput nicht übersetze:

The second major modification was the Block I engine, first flown in 1995. The main upgrade was
a robust, low maintenance high-pressure oxygen turbopump....In addition, the new oxygen turbopump included new bearing elements made of silicon nitride, a ceramic material that is 30 percent harder and 40 percent lighter than steel. Incorporation of this new material greatly improved the wear performance and fatigue life of the turbopump bearings.

und

The Block IIA engine—first flown in 1998 .... The latest modification, the Block II engine, adds a new high-pressure hydrogen turbopump and incorporates the changes made in the Block I and Block IIA engines. These new hydrogen turbopumps, also developed by Pratt & Whitney, incorporate several significant upgrades in pump technology, resulting in increased operational reliability.

Die Hervorhebungen im Text sind von mir.

Also - die Probleme beim SSME wurden spätestens 1998 behoben und sie betrafen die Lagerung.  Nachdem Siliziumkarbid verwendet wurde und vielleicht noch andere Anpassungen gemacht wurden. Bei ausreichenden Drehzahlen bildet sich ein Flüssigkeitspolster und es gibt praktisch keine Reibung. Das Anlaufverhalten ist aber kritisch, es kann die notwendige Geometrie beschädigen.  Siehe "Hydrodynamisches Gleitlager" in der Wikipedia.

Von Dichtungen lese ich hier nichts, daher ist für mich naheliegend, daß man eben berührungslose Spaltdichtungen verwendet hat, wie ich es oben für Raptor angenommen habe. "Richtige" Dichtungen (also mit aufeinander gleitenden Ringen) sind bei diesen Betriebsbedingungen in der Regel das wesentlich größere Problem, als die Lagerung. Und sie haben ein Gewicht.

Siliziumkarbid gab es übrigens schon lange vor 1995 bzw.1998, ich habe den Einsatz dieses Werkstoffes für Gleitringdichtungen bereits aus den siebziger Jahren im Gedächtnis. Die Entwickler des SSME hatten also vielleicht die Chance, den Werkstoff von Anfang an zu verwenden.

Wikipedia: Das SSiC [gesintertes SiC] ist daher für Anwendungen mit extremen Ansprüchen prädestiniert, z. B. für Gleitringdichtungen in Chemiepumpen, Gleitlagern, Hochtemperaturbrennerdüsen oder auch Brennhilfsmittel für sehr hohe Anwendungstemperaturen. Die Verwendung von SSiC mit Grafiteinlagerungen steigert die Leistung von Tribosystemen.

Und noch eine private Anmerkung, speziell zu denen, die begeistert klatschen: Ich versuche dort, wo ich mit meinen eigenen Erfahrungen dazu beitragen kann, die Zusammenhänge zu beleuchten. Wo ich mich nicht auskenne schweige ich und lese, was andere schreiben. Natürlich kann ich mich auch irren, wie jeder, hier scheint das aber bisher nicht der Fall zu sein. Ich habe außerdem den Eindruck, daß manche die Raumfahrttechnik als eine Art Religion sehen. Jeder, der deren extremen "Hochtechnologiestatus" in bestimmten Aspekten "erniedrigt", ist ein "Sünder" und muß verachtet werden. Zu viel kritiklose Begeisterung schadet, es ist eine durchaus "menschliche" Technik.  (Danke McPhönix  )

EDIT 12:24: Jetzt sehe ich, daß das Klatschen vermutlich den Beitrag von McPhönix betraf, ich entschuldige mich für die falsche Annahme.  Die Anmerkung zur "Religion" scheint aber dennoch aus meiner Sicht richtig, nur eben nicht auf RonB bezogen.

Was ich nicht verstehe ist warum da mehr als der doppelte Druck nötig ist um die Turbine anzutreiben, es geht doch bei den beiden Vorbrennkammern darum genug Energie zu erzeugen um die beiden Turbinen für LCH4 und LOX zu erzeugen, die erzeugte Ennergiemüsste ca. der Differenzierung x Massefluß X Wirkungsgrad betragen. Diese Energie muss nun größer ssein als die nötige Energie der Verdichterturbinen. Das ganze müsste für das SSME vor allem auf der wasserstoffreichen Verbrennungsseite aber viel Schlimmer gewesen sein da hier die mittlere Molmasse viel kleiner ist da hier ja überwiegend nur Wasserstoff mit etwas H2O herauskommt, hingegen beim Raptor Methan und etwas H2O und CO.
Das sollte es einfacher machen.

Was ich nicht verstehe ist warum da mehr als der doppelte Druck nötig ist um die Turbine anzutreiben, es geht doch bei den beiden Vorbrennkammern darum genug Energie zu erzeugen um die beiden Turbinen für LCH4 und LOX zu erzeugen, die erzeugte Ennergiemüsste ca. der Differenzierung x Massefluß X Wirkungsgrad betragen.
Diese Energie muss nun größer ssein als die nötige Energie der Verdichterturbinen.

Ist nicht ganz mein Thema, speziell die Chemie nicht. Also wenn ich deine Frage richtig verstehe: In den Vorbrennkammern wird logischerweise jede Menge Gas erzeugt. Das Gas möchte sich natürlich aber in allen Richtungen ausbreiten, auch "rückwärts" zur Pumpe. Deswegen muß die Pumpe einen höheren Druck aufbringen, als in der Vorbrennkammer herrscht, um weiter zu pumpen. Und der Druck in der Vorbrennkammer "beinhaltet" beim Hauptstromprinzip eben auch den Druck in der Hauptbrennkammer, weil es ja eine Kaskade ist. Ob das zwangsläufig das 2 1/2 fache des Druckes beim Nebenstromprinzip ist - keine Ahnung.


PS / EDIT 17:10

Vielleicht sollte ich meine ganz private, unwissenschaftliche, stark vereinfachte und vorläufige Betrachtungsweise des Turbopumpenproblematik beim Hauptstromprinzip doch noch ergänzen - rein aus der Druck- und Leistungsperspektive.  (Für Anregungen und Kritik bin ich natürlich offen.)

- der Minimaldruck, mit dem das Medium in der Hauptbrennkammer einströmen können muß, liegt etwas über dem maximalen gewünschten Brennkammerdruck (p1)

- Die Turbopumpe muß eine bestimmte Förderleistung erbringen, die man von der Leistung des ganzen Triebwerks ableiten kann. (Der Druck ist jetzt noch unbekannt, man muß sich hintasten, also erstmal schätzen.) Die Antriebsleistung der Pumpe  muß natürlich dem durchströmenden teilverbrannten Medium aus der Vorbrennkammer entzogen werden. Es muß also "unbequeme Wege" gehen, die sich wie eine lästige Drossel anfühlen.. Mit der Folge, daß dann vor dem Turbinenrad ein höherer Druck ist, als dahinter. (p2 = p1 + "Drosselwirkung" der Turbine.)

-der Druck in der Vorbrennkammer (p3) muß etwas höher sein als p2, nur wenn er höher ist, gibt es ja eine Strömung in der erwünschten Richtung. (p3 ist aber nur unwesentlich höher als p2, das hängt von den Mengen, Querschnitten, freundlichen Formen und der Viskosität ab)

- die Turbopumpe muß das gesamte gewünschte Volumen also mit einen Druck p4 fördern, der etwas höher als p3 ist. Sonst fürdert sie zu wenig oder nichts.

p4 ist jetzt also der vorläufige Druck am Pumpenausgang. (Der zweite wichtige Parameter - der Volumenstrom - leitet sich ja von der Triebwerksleistung ab und sollte bekann sein.) In der Vorbrennkammer verbrennt ja nur ein Teil der Fürdermenge, den kann man bekannterweise auf der Methanseite mit mit eingespeisten LOX-Menge einstellen und umgekehrt.

Bei dem Verhältnis Gasmenge / Gasdruckverlust für die Turbinen muß man sich aber ebenfalls hintasten und ein kleines, leichtes, aber real mögliches Laufrad der Turbine dafür auslegen. Das verändert dann vermutlich p4, weil man ja p2 zunächst nur schätzen konnte. Und damit den Rest der Rechnung - es geht mit korrigiertem p2 von vorne los. Und wenn man das ausreichend lange gemacht hat...  (Das gleiche Spiel wird auch mit den Laufrädern auf der Medienseite der Turbopumpen gespielt.)

Druckverluste in den Kühlkanälen usw. habe ich jetzt vernachlässigt, die würden zu p4 noch dazukommen. Auch die Kennlinien der Laufräder auf beiden Seiten, Axilkräfte an der Welle, die Wirkungsgrade und und und.

https://twitter.com/elonmusk/status/1093424663269523456

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.

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

Raptor just achieved power level needed for Starship & Super Heavy

Nach Twitter von Elon wurden beim letzten Testlauf 172 Tonnen Schub bei einem Kammerdruck von 257 bar mit "warmen" Treibstoff erreicht. Mit tiefgekühltem Treibstoff sind noch 10% bis 20% mehr drin. Damit sind die Mindestanforderungen des Desings für Starship & Super Heavy erreicht.

Zitat von: proton01 am 09. Februar 2019, 00:43:25

Das ist Quatsch !

Wenn dem jetzt wirklich gute Argumente folgen würden, die auch Bezug zu meinem Text hätten, würde ich die Hacken zusammenschlagen, mich entschuldigen, und mich zu dem Thema nicht weiter äußern. Die Argumente kann ich aber nicht erkennen. Also:

Für das Wort Quatsch entschuldige ich mich.
Aber Kelvin hatte geschrieben: "Mir ist der Unterschied klar, so klingt das aber so, als ob der hohe Druck auf der Antriebsseite ein NACHTEIL wäre! Im Gegenteil - das versuche ich ja gerade zu erklären. Der hohe Druck auf der Gas-/Antriebs-/Turbinenseite bei Staged Combustion ist ein SEGEN für die Pumpe und deren Lebensdauer! "
Das bezieht sich nun eindeutig auf die gesamte Turbopumpe, nicht nur auf die Dichtungen. Und damit ist es sachlich völlig falsch. Der hohe Druck wird beim Hauptstromkreislauf nötig und ist damit eine Erschwerung der Turbopumpen, vor allem wenn eine größerer Lebensdauer gefordert wird.

Zitat von: proton01 am 09. Februar 2019, 00:43:25

Beim Nebenstromkreislauf müssen die Pumpen nur etwas mehr Druck erzeugen als der Brennkammerdruck vorgibt (Brennkammerdruck plus Druckverlust Kühlung plus Druckverlust Einspritzkopf.) Daraus ergibt sich gegen Umgebung bereits ein sehr hohes Druckverhältnis für die Turbine, eine weitere Erhöhung ergibt keine weitere Leistungssteigerung.

Es geht hier überhaupt nicht um "Leistungssteigerung", dazu habe ich kein Wort gesagt. Ich behaupte aber weiter, die daß eine weitgehend leckagefreie Abdichtung zur Atmosphäre hin bei diesen Betriebsbedingungen sehr schwierig ist. Und daß die leckagefreie Abdichtung bei einem Hauptstromtriebwerk eine deutlich geringere Bedeutung hat. Und dadurch besser, berührungslos lösbar ist. Ein Gegenargument wäre angenehm.

Bitte richtig lesen. Ich habe keinesfalls unterstellt daß Kelvin etwas zur Leistungssteigerung gesagt hat, ergo muss man das dann auch nicht mir vorwerfen. Vielmehr sagt der Satz 'nur', daß ein weitere Erhöhung des Druckverhältnis beim Nebenstrom keine weitere Leistungssteigerung der Trubopumpe ergibt (da das Druckverhältnis sowieso schon sehr hoch ist).
Die Abdichtung von Turbopumpen bei Raketentriebwerken erfolgt quasi immer durch Labyrinthe, nur berührungslos hat eine Chance in der Umgebung zu überleben. Das liegt auch daran daß quasi alle treibstoffe sehr schlechte Schmiereigenschaften haben und damit die Reibung bei sich beweglich berührenden Teilen sehr hoch würde. Leckagen werden bei gleichartigen Treibstoffen, also z.B. zwischen Brennstoffpumpe und brennstoffreicher Turbine akzeptiert, da diese Leckagen nicht wirklich verloren gehen. Bei verschiedenartigen Fluiden wird dann oft mit Sperrgas gespült, umn die Vermischung zu verhindern. Zur Atmosphäre sind die Gehäuse abgedichtet, daß ist kein Problem, da ja keine drehenden Teile durch das Gehäuse hindurch gehen. Pumpe und Turbine sitzen auf einer Welle in einem Gehäuse. Daher ist die Diskussion der Abdichtung der Welle gegenüber der Atmosphäre auch unwichtig bei Raketentriebwerks-Turbopumpen.

Zitat von: proton01 am 09. Februar 2019, 00:43:25

Beim Hauptstromkreislauf muss aber in etwa das 2-1/2 fache des Brennkammerdrucks erzeugt werden, damit sich für die Turbine ein Druckverhältnis ergibt mit dem man die Pumpen antreiben kann. Also wesentlich höhere Pumpendrücke. Daher laufen die Turbopumpen auch wesentlich schneller, und da ergeben sich dann die Probleme bei Lager und Dichtungen.

Höhere Drücke kann man auch durch Mehrstufigkeit und größere Durchmesser erreichen, nicht nur durch Drehzahl. Raptor hat, soweit ich sehen kann, eine zweistufige Methanpumpe.  Die beste Dichtung ist immer die, die man nicht braucht, was ich für das Hauptstromtriebwerk annehme. Eine "Spaltdichtung" ist nur ein "Loch".

Zur Lagerung: Wenn es gelingt, den Rotor so zu lagern, daß reine Flüssigkeitsreibung herrscht, ist das kein großes Problem. Also eben "Spaltdichtung" und "hydrodynamische Gleitlager". Die Lager aus hoch verschleißfesten Werkstoffen (Siliziumkarbid z.B.) oder guten Notlaufeigenschaften, wegen des ungünstigen Anlaufverhaltens. (Noch kein Flüssigkeitspolster.) Irgendwo habe ich hier gestern auch den Vergleich der Drehzahl  eines "Hubkolbenmotors" (Hallo Ringkolbenmotor! ) mit einem dynamisch ausgewuchtetem Rotor gesehen, das ist natürlich Nonsens.

Die Pumpen haben entsprechend der Förderhöhe und des Volumenstroms mehrere Stufen. Die Turbinen fast alle nur eine Stufe (mit Ausnahmen). Aber der Durchmesser ist begrenzt, da bei großem Durchmesser eine Teilbeaufschlagung nötig würde, die man aus Gründen des symmetrischen Achschubausgleichs nicht haben möchte. Teilbeaufschlagung an mehreren Stellen des Umfangs geht natürlich auch, dann wird aber die ganze Konstruktion noch komplizierter. Bei den Turbinen ist üblicherweise der Volumenstrom ziemlich klein ggü. dem Pumpen-Volumenstrom, daher ergeben sich solche Beschränkungen. Dann kann man nur noch die Drehzahl erhöhen.

Zitat von: proton01 am 09. Februar 2019, 00:43:25

Nicht umsonst waren die Turbopumpen das Bauteil beim Space Shuttle Triebwerk SSME, welches mit Abstand am häufigsten gewartet oder gleich ausgetauscht werden musste, da der Verschleiß so hoch war.

Ich zitiere mal aus einem Artikel  der NASA / Marshall Space Flight Center zum Thema "Space Shuttle Main Engine Turbopump". Ich bitte um Entschuldigung, daß ich das für diesen Privatdisput nicht übersetze:

The second major modification was the Block I engine, first flown in 1995. The main upgrade was
a robust, low maintenance high-pressure oxygen turbopump....In addition, the new oxygen turbopump included new bearing elements made of silicon nitride, a ceramic material that is 30 percent harder and 40 percent lighter than steel. Incorporation of this new material greatly improved the wear performance and fatigue life of the turbopump bearings.

und

The Block IIA engine—first flown in 1998 .... The latest modification, the Block II engine, adds a new high-pressure hydrogen turbopump and incorporates the changes made in the Block I and Block IIA engines. These new hydrogen turbopumps, also developed by Pratt & Whitney, incorporate several significant upgrades in pump technology, resulting in increased operational reliability.

Die Hervorhebungen im Text sind von mir.

Also - die Probleme beim SSME wurden spätestens 1998 behoben und sie betrafen die Lagerung.  Nachdem Siliziumkarbid verwendet wurde und vielleicht noch andere Anpassungen gemacht wurden. Bei ausreichenden Drehzahlen bildet sich ein Flüssigkeitspolster und es gibt praktisch keine Reibung. Das Anlaufverhalten ist aber kritisch, es kann die notwendige Geometrie beschädigen.  Siehe "Hydrodynamisches Gleitlager" in der Wikipedia.

Von Dichtungen lese ich hier nichts, daher ist für mich naheliegend, daß man eben berührungslose Spaltdichtungen verwendet hat, wie ich es oben für Raptor angenommen habe. "Richtige" Dichtungen (also mit aufeinander gleitenden Ringen) sind bei diesen Betriebsbedingungen in der Regel das wesentlich größere Problem, als die Lagerung. Und sie haben ein Gewicht.

Siliziumkarbid gab es übrigens schon lange vor 1995 bzw.1998, ich habe den Einsatz dieses Werkstoffes für Gleitringdichtungen bereits aus den siebziger Jahren im Gedächtnis. Die Entwickler des SSME hatten also vielleicht die Chance, den Werkstoff von Anfang an zu verwenden.

Wikipedia: Das SSiC [gesintertes SiC] ist daher für Anwendungen mit extremen Ansprüchen prädestiniert, z. B. für Gleitringdichtungen in Chemiepumpen, Gleitlagern, Hochtemperaturbrennerdüsen oder auch Brennhilfsmittel für sehr hohe Anwendungstemperaturen. Die Verwendung von SSiC mit Grafiteinlagerungen steigert die Leistung von Tribosystemen.

Und noch eine private Anmerkung, speziell zu denen, die begeistert klatschen: Ich versuche dort, wo ich mit meinen eigenen Erfahrungen dazu beitragen kann, die Zusammenhänge zu beleuchten. Wo ich mich nicht auskenne schweige ich und lese, was andere schreiben. Natürlich kann ich mich auch irren, wie jeder, hier scheint das aber bisher nicht der Fall zu sein.

Quasi alle Turbopumpen von Raketentriebwerken haben Rolllager, keine Gleitlager, und Labyrinthdichtungen, keine Gleitringe. Mit den Treibstoffen lassen sich auch keine hydrodynamischen Lager betreiben, zum einen sind die Lasten extrem hoch, wechselhaft, von außen mit Vibrationen überlagert, sodaß kein stabiler Film garantieret werden kann, zum anderen haben die Treibstoffe fast alle schlechte Gleiteigenschaften, und zum dritten sind die Anfahr- und Abschalt-Transienten so rabiat, daß der Film schneller stabil aufgebaut sein müsste als das dann der Fall ist. Also werden spezielle Kugellager verwendet, die mit Treibstoff gekühlt werden (nicht geschmiert).

Das obige Zitat durch Kelvin stammt aus einem 2-seitigen Blatt der NASA [FS-2005-04-026-MSFC, April 2005]. Trotz dieser Verbesserungen wurde keine einzige der Haupt-Turbopumpen beim Space Shuttle Main Engine öfter als 8 mal geflogen, 87% der LOX- und 60% der H2-Turbopumpen sogar nur ein oder zweimal. [D.R. Jenkins: "Space Shuttle - Developing an Icon", 2017]

Mir geht es nicht darum ob jemand die Technik "erniedrigt" oder nicht. Ich hätte nur gerne daß die Einzelprobleme im Rahmen der Gesamtfunktion und deren Einschränkungen gesehen werden. Bei den Turbopumpen spielen die Dichtungen eine untergeordnete Rolle, die Lager sind schon sehr viel wichtiger, und die Einschränkungen durch die Betriebsbedingungen verhindern oft einfach und gut erscheinende Lösungen. Das muss alles mitbeachtet werden. Trotz allem hat der Hauptstromkreislauf natürlich die deutlich höhere Leistung.

Wer sich mehr in das Space Shuttle Main Engine einlesen möchte:
http://large.stanford.edu/courses/2011/ph240/nguyen1/docs/SSME_PRESENTATION.pdf

Um mal die Gemüter ein wenig zu befrieden...ich staune immer wieder, welch hochkärätige Diskussionen hier geführt werden und wieviel Fach- und Detailwissen hier versammlt ist.
Vielen Dank dafür!

Zitat von: Kelvin am 09. Februar 2019, 11:39:16

Zitat von: proton01 am 09. Februar 2019, 00:43:25

Das ist Quatsch !

Wenn dem jetzt wirklich gute Argumente folgen würden, die auch Bezug zu meinem Text hätten, würde ich die Hacken zusammenschlagen, mich entschuldigen, und mich zu dem Thema nicht weiter äußern. Die Argumente kann ich aber nicht erkennen. Also:

Für das Wort Quatsch entschuldige ich mich.
Aber Kelvin hatte geschrieben: "Mir ist der Unterschied klar, so klingt das aber so, als ob der hohe Druck auf der Antriebsseite ein NACHTEIL wäre! Im Gegenteil - das versuche ich ja gerade zu erklären. Der hohe Druck auf der Gas-/Antriebs-/Turbinenseite bei Staged Combustion ist ein SEGEN für die Pumpe und deren Lebensdauer! "
Das bezieht sich nun eindeutig auf die gesamte Turbopumpe, nicht nur auf die Dichtungen. Und damit ist es sachlich völlig falsch. Der hohe Druck wird beim Hauptstromkreislauf nötig und ist damit eine Erschwerung der Turbopumpen, vor allem wenn eine größerer Lebensdauer gefordert wird.

Das ist vermutlich der wichtigste Punkt, wenn er von Ihnen so emotionell aufgenommen wurde. Daher versuche ich den getrennt zu klären, dann wird es mit dem Rest einfacher.

"Das bezieht sich nun eindeutig auf die gesamte Turbopumpe"

Natürlich. Wir sind uns doch sicher einig, daß die Zuverlässigkeit und Wartungsfreiheit eines Produkts von seiner schwächsten Komponente abhängt. Ich hätte mich da sogar auf das ganze Triebwerk oder sogar "Raumschiff" beziehen können, weil die Triebwerke sicher zu den Wartungsintensivsten Teilen gehören.

Der Unterschied unserer Betrachtungen liegt darin, daß ich als die schwächste Komponente die Gleitringdichtung sehe, wenn sie denn verwendet werden muß. (Ob das im Nebenstrombetrieb immer so sein muß kann ich nicht sagen. Aber zumindest bei der Ariane war es eben so, wohl nicht ohne Grund.) Bei Ihnen ist die Lagerung die kritischste Komponente, weil sie das durch die SSME Brille betrachten, die bereits keine GLRDs hatte.

Aus meiner Perspektive sind die Lager erst an zweiter kritischer Stelle, weil sie ja schon nach Ihrer Aussage vor 20 Jahren bis zu 8 Starts hielten, während die GLRDs deklarierterweise nur einen. Zu den Lagern aber später getrennt. Ich halte die heute jedenfalls für ausgereift, und zwar vollkommen unabhängig von deren Umgebungsdruck.

268.9 Bar sind geknackt. 


https://twitter.com/elonmusk/status/1094782854007910400

Brenndauer ca.11 Sekunden.

Schöner Wert und das ja weiterhin ohne tiefgekühlten Treibstoff.

https://twitter.com/elonmusk/status/1093424663269523456

Zitat

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.

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

Zitat

Raptor just achieved power level needed for Starship & Super Heavy

Nach Twitter von Elon wurden beim letzten Testlauf 172 Tonnen Schub bei einem Kammerdruck von 257 bar mit "warmen" Treibstoff erreicht. Mit tiefgekühltem Treibstoff sind noch 10% bis 20% mehr drin. Damit sind die Mindestanforderungen des Desings für Starship & Super Heavy erreicht.

Allerdings wurde das auch nur für wenige Sekunden erreicht. Ich frage mich, ob sich das Raptor-Triebwerk nicht arg mit dem Konzept der Wiederverwendbarkeit beißt. SpaceX kann froh sein, wenn sie es schaffen, dass das Triebwerk bei diesen Druckverhältnissen überhaupt die ~2 Minuten Brennzeit von Start und Landung überlebt. Bei rund 260 bar Druck in der Brennkammer herrscht in den Vorbrennern ein vielfaches davon, also mindestens 500 bar, eher 600-700. Daher fällt es mir schwer zu glauben, dass das Triebwerk mehrere Dutzend Male ohne größere Reperaturarbeiten wiederverwendbar sein soll.

Was mich auch interessieren würde ist, wie viel wohl ein einzelnes Raptor-Triebwerk kostet. Schließlich sollen ja fast 40 davon auf nur einer Rakete installiert werden. Wenn die Kosten sehr hoch ausfallen, würde das die BFR ungeheur teuer werden lassen. Vielleicht auch deswegen der Schwenk auf Stahl, weil man versucht die Gesamtkosten gering zu halten?

Allerdings wurde das auch nur für wenige Sekunden erreicht. Ich frage mich, ob sich das Raptor-Triebwerk nicht arg mit dem Konzept der Wiederverwendbarkeit beißt. SpaceX kann froh sein, wenn sie es schaffen, dass das Triebwerk bei diesen Druckverhältnissen überhaupt die ~2 Minuten Brennzeit von Start und Landung überlebt. Bei rund 260 bar Druck in der Brennkammer herrscht in den Vorbrennern ein vielfaches davon, also mindestens 500 bar, eher 600-700. Daher fällt es mir schwer zu glauben, dass das Triebwerk mehrere Dutzend Male ohne größere Reperaturarbeiten wiederverwendbar sein soll.

Was mich auch interessieren würde ist, wie viel wohl ein einzelnes Raptor-Triebwerk kostet. Schließlich sollen ja fast 40 davon auf nur einer Rakete installiert werden. Wenn die Kosten sehr hoch ausfallen, würde das die BFR ungeheur teuer werden lassen. Vielleicht auch deswegen der Schwenk auf Stahl, weil man versucht die Gesamtkosten gering zu halten?

Du kannst davon ausgehen das die SpaceX Ingenieure den 1. Punkt bedacht haben. Ohne die genaue Beschaffenheit und die Messdaten der Tests lässt sich von außen schlichtweg nicht sagen das es nicht geht. Sie würden aber ganz sicher nicht ein Triebwerk bauen was "gerade so" hält.

Zum zweiten Punkt. Wenn Musk noch heute sagt das er denkt es gibt einen Weg das ganze unter den Kosten der F9 zu bauen, kann ein einzelnes Triebwerk nicht allzu teuer sein, selbst wenn er von diesem Ziel aktuell noch entfernt wäre.

268.9 Bar sind geknackt. 


https://twitter.com/elonmusk/status/1094782854007910400

Brenndauer ca.11 Sekunden.

Der BK-Druck wird mit 375 Hertz gemessen? Hoffentlich haben sie noch einen Hochfrequenzsensor.

Zitat von: BlauerPunkt am 11. Februar 2019, 08:48:21

Allerdings wurde das auch nur für wenige Sekunden erreicht. Ich frage mich, ob sich das Raptor-Triebwerk nicht arg mit dem Konzept der Wiederverwendbarkeit beißt. SpaceX kann froh sein, wenn sie es schaffen, dass das Triebwerk bei diesen Druckverhältnissen überhaupt die ~2 Minuten Brennzeit von Start und Landung überlebt. Bei rund 260 bar Druck in der Brennkammer herrscht in den Vorbrennern ein vielfaches davon, also mindestens 500 bar, eher 600-700. Daher fällt es mir schwer zu glauben, dass das Triebwerk mehrere Dutzend Male ohne größere Reperaturarbeiten wiederverwendbar sein soll.

Was mich auch interessieren würde ist, wie viel wohl ein einzelnes Raptor-Triebwerk kostet. Schließlich sollen ja fast 40 davon auf nur einer Rakete installiert werden. Wenn die Kosten sehr hoch ausfallen, würde das die BFR ungeheur teuer werden lassen. Vielleicht auch deswegen der Schwenk auf Stahl, weil man versucht die Gesamtkosten gering zu halten?

Du kannst davon ausgehen das die SpaceX Ingenieure den 1. Punkt bedacht haben. Ohne die genaue Beschaffenheit und die Messdaten der Tests lässt sich von außen schlichtweg nicht sagen das es nicht geht. Sie würden aber ganz sicher nicht ein Triebwerk bauen was "gerade so" hält.

Zum zweiten Punkt. Wenn Musk noch heute sagt das er denkt es gibt einen Weg das ganze unter den Kosten der F9 zu bauen, kann ein einzelnes Triebwerk nicht allzu teuer sein, selbst wenn er von diesem Ziel aktuell noch entfernt wäre.

Ich denke mal auch die SpaceX-Triebwerksingenieure sind nicht unfehlbar, und auch sie werden sich mit physikalischen Gesetzen auseinandersetzen müssen. Diese besagen nun mal, dass es schwierig ist ein Triebwerk mit solchem Druck so zu konstruieren, dass es nicht innerhalb der Brenndauer eines Raketenstarts explodiert, und nochmal um einiges schwieriger, es so zu konstruieren, dass es problemlos Dutzende Starts mitmacht.

Des Weiteren sind die Raptor-Triebwerke für eine Rakete mit einem ganz bestimmten Zweck gedacht, nämlich die Kolonialisierung des Mars. Eine Rakete, mit der man große und schwere Nutzlasten auf den Mars transportieren kann muss sehr leistungsfähig sein. Daher bin ich mir nicht so sicher, was im Kopf der Ingenieure den Vorrang hatte, die Leistungsfähigkeit der Triebwerke, oder deren Wiederverwendbarkeit.

Hier antwortet Musk auf eine Frage bezüglich tiefgekühlter Treibstoffe:

Is this with cryo or is there likely still another 10-20% performance bump possible?

Frei übersetzt: Sind diese Testwerte mit oder ohne tiefgekühlter Treibstoffe? Sind damit (mit Kryo) immer noch weitere 10-20% Performancesteigerung möglich?

Antwort von Musk:

Propellant was not deep cryo. CH4 & O2 were just barely below liquid temp at 1 bar. In theory, Raptor should do ~300 bar at deep cryo, provided everything holds together, which is far from certain. However, only 250 bar is needed for nominal operation of Starship/Super Heavy.

Frei übersetzt: Keine tiefgekühlten Treibstoffe. In der Theorie sind beim Raptor 300bar mit tiefgekühlten Treibstoffen möglich, sofern alles zusammen hält, was alles andere als sicher ist. Wie auch immer 250bar reichen für den Betrieb von Starship/Super Heavy.

Quelle: https://twitter.com/elonmusk/status/1094790663646760961

Für alle die glaubten, das Raptor ist für 300bar entwickelt und alle Probleme seien gelöst. Mann müsste es nur noch starten und los gehts.


Mane

Wird man den Teststand für "deep cryo" umbauen, oder was ist hier geplant?

Wird man den Teststand für "deep cryo" umbauen, oder was ist hier geplant?

Da die nominalen Leistungsziele erreicht sind wird es wohl jetzt daran gehen, die Brenndauer ausreichend zu erhöhen, sodass sie mit den Hopper-Test beginnen können. Sind diese ein Erfolg wird man direkt an die Konstruktion der Super Heavy gehen. 300 bar wird man wenn überhaupt in späteren Versionen sehen, wenn die BFR bereits funktional ist.

Wird man den Teststand für "deep cryo" umbauen, oder was ist hier geplant?

Wenn wir das wüssten!

Für mich hört sich das Ganze aber so an, als will Musk zuerst einmal kein Kryo einsetzen. Aus meiner Sicht auch vernünftig und passt genau in die Vorgehensweise von SpaceX. Zuerst einmal das Zeugs zum Fliegen bekommen und später dann die Leistung steigern. So haben sie es auch mit der F9 gemacht.

Mane