Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

Man wird da jetzt nicht stehenbleiben, sondern weiterentwickeln.
Diese 330/225 sind erstmal nicht für Dauerbetrieb gedacht, sondern beinhalten eine 10%ige Sicherheitsmarge.
Glaube nicht, daß EM sonderlich überrascht war, daß es nicht gekracht hat!
Das war SN40, bis hierher hat er es oft genug krachen gehört!!

Die 225t sind bei 330bar nur dann stimmig wenn sie an der Brennkammer den Querschitt des Düsenaustritts etwas Reduziert haben, sonnst ist das nicht stimmig, den bei 250bar hatten sie ja schon 200t Schub. Das kann natürlich Sinn machen wenn man moderat den ISP erhöht ohne den Massefluss um den Faktor von 330/250=1,32 (+32%) zu erhöhen. Im Prinzip hätte man ein größeres Entspannungverhältniss also höheren ISP und etwas kleinerem Massefluss, also längere Brennzeit.
Das ist besser, weil man zum Ausgleich die Rakete weniger Strecken muss, um dem Schub ein optimales Startgewicht entgegen zu setzen. Man vermeidet damit auch das man viel dickere Bleche braucht.

Ich finde die Stufung interessant. Da fahren sie den Motor hoch.
Am Schluss wirds gleichmäßiger.
Da scheint der Motor seine homogene Betriebsphase zu erreichen.

Zeitlicher Verlauf der Entwicklung des Raptors:


https://twitter.com/NASASpaceflight/status/1296186820598861837

Edit, SN29:

https://twitter.com/cnunezimages/status/1296269216920862720

https://twitter.com/elonmusk/status/1299422160667250689

EM bestätigt dass der Raptor bei dem 330bar Test vor einigen Tagen beschädigt wurde (wie zu erwarten). Die jetzigen Boca Chica Versionen schätzt er auf 210t Schub ein. 2 davon werden für den SH Prototypen benötigt.

"Testing with shorter RVac skirt went well. Full length skirt test coming soon." Quelle: https://twitter.com/elonmusk/status/1299423127605256194

SpaceX hat die RVac Engine (Vakuum-Raptor Triebwerk) mit kleiner Düse(?) erfolgreich getestet. Das Triebwerk mit vollständiger Düse wird demnächst getestet.

Ier fehlt noch Nachzutragen, dass es in 6 bis 9 Monaten 250t+(×) erreicht werden soll und der Booster dann zusammen 7500t Schub haben soll, oder im Schitt 242t je Triebwerk.

Ne Frage in die Runde, wenn die nicht regelbaren Raptortriebwerke mit bis zu 330bar Drink, anstatt 250bar Druck arbeiten, dann müsste doch bei gleichem Massedurchsatz der ISP etwa um den Faktor SQR(330/250) steigen? Da gibts doch eine Formel wo das Entspannungsverhältnis mit drin stehn?
Bei unverändertem Ausgangsdruck am gleichem Düsendurchmesser am Düsenrand würde das doch bedeuten , dass das Entspannungsverhältnis größer werden muss, aber hierzu müssen sie den Querschnitt vom Übergang der Brennkammer zur Düse kleiner machen.
Das ganze ist deswegen sehr bedeutend weil sich diese Verbesserung natürlich bis in die Vakuumtriebwerke auswirken dürfte.
Das wirft natürlich Fragen hinsichtlich der Starshipmissionsprofiehle auf, den man wird versuchen so früh wie möglich die inneren Triebwerke abzuschalten und falls es wirklich überhaupt nicht geht diese im Schub zu drosseln, so müsse man sie wenigstens etwas schwenken können.
Für Kurskorrekturen sind diese Triebwerke sicher auch viel zu groß.

Vacuum Raptor!


Quelle: https://twitter.com/SpaceX/status/1302038129990279168

Hinweis:
Dieses Triebwerk ist ein Testtriebwerk und hat deshalb den Gimbal. Spätere Versionen werden keinen Gimbal haben.

Mane

Das sieht so aus als könnte man zur Not die Düsenverlängerung abtrennen.

Glaub ich nicht. Was sollte das denn für eine "Not" sein, wo das sinnvoll ist?

Vor allem würde das die Komplexität sehr erhöhen. Mann müsste ja dann den Kühlkreislauf abklemmen können, was zur Folge hätte, dass sich die Temperatur des Methans ändert.

Vorzeitige Abkopplung falls der Booster Probleme macht.

Glaub ich nicht. Was sollte das denn für eine "Not" sein, wo das sinnvoll ist?

Vor allem würde das die Komplexität sehr erhöhen. Mann müsste ja dann den Kühlkreislauf abklemmen können, was zur Folge hätte, dass sich die Temperatur des Methans ändert.

Bei Merlin ist die Vakuum-Verlängerung ja auch nicht Teil des Kühlkreislaufs und wird rein Strahlungs-gekühlt. Ist das bei Raptor anders?
Wie bereits von Klakow angedeutet, Starhip hat ja kein extra Startabbruch-System. Falls es ein katastrophales Versagen der Superheavy gibt, muss Starship nur mit den Raptor-Triebwerken wegkommen, und es wäre da natürlich besser, wenn man immer alle Triebwerke gleichzeitig einsetzen kann. Tritt so ein Abbruch-Szenario noch im dichten Teil der Atmosphäre ein oder direkt auf dem Pad, dann wäre die Möglichkeit einer pyrotechnischen Trennung der Vakuum-Verlängerungen wahrscheinlich wirklich eine gute Idee.

Bei Merlin ist die Vakuum-Verlängerung ja auch nicht Teil des Kühlkreislaufs und wird rein Strahlungs-gekühlt. Ist das bei Raptor anders?

Ja das Foto zeigt das doch recht deutlich. Regenerative Kühlung. Das MVac wird ja auch nicht wiederverwendet, RVac schon.

Das sieht so aus als könnte man zur Not die Düsenverlängerung abtrennen.

Technisch machbar wäre es sicher, und in gewissen Situationen vieleicht auch durchaus hilfreich, aber würde auch sicher vieles komplizierter und fehleranfälliger machen, also der Philosophie von SpaceX/EM widersprechen.

Direkt auf dem Pad glaube ich nicht das ein Starship wegkommen würde, nach dem MECO schon eher.
Die Frage ist bei welchem Luftdruck ist es überhaupt machbar die VL Raptoren zu betreiben?

ISP soll um die 372s liegen mit der Düse. (RVac)
380 ist Angestrebt.
Er gibt dem Motor beim Test eine 50% Chance.
https://twitter.com/elonmusk/status/1302096802687188993

Hier meine Frage, wie kann man so was unter nicht Vacuum Bedingungen testen.
Wie die ESA das macht, denke ich zu kennen.

Edit, Einheit.

EINHEITENRECHNUNG:
[V]=[G]*[ISP]

m   9,81m
--= -------- * s
s     s²

Die Einheit stimmt nicht, bei ISP muss 372s bzw. 380s stehen, den 372m/s wäre ark wenig.
(mit gefällt der Begriff  ISP eigendlich nicht)

Danke für die Korrektur, war mir auch nicht mehr ganz sicher.
https://de.wikipedia.org/wiki/Spezifischer_Impuls

Hier meine Frage, wie kann man so was unter nicht Vacuum Bedingungen testen.

Scott Manley ist sich ziemlich sicher, dass es einfach in einem Rohr getestet wird. Das Ansaugen der Luft durch den Abgastrahl sorgt für eine hohe Geschwindikeit und dadurch einen geringeren Druck (Bernoulli-Effekt https://de.wikipedia.org/wiki/Bernoulli-Gleichung#Bernoulli-Effekt_und_hydrodynamisches_Paradoxon).

https://twitter.com/DJSnM/status/1299432772205854720

Guten Morgen

Keine Ahnung wie die USA das machen. Aber „good old Europe“ macht es vernünftig.
Es gibt den Höhenprüfstand P5 der DLR in Lampoldshausen. Er besteht aus einer größeren
Kaverne unterirdisch in die das Triebwerk von oben reinfeuert. Die Kaverne wird durch
Dampferzeuger evakuiert, die in den Auspuff reinfeuern. Durch 3 Dampferzeugerstufen
hintereinander erreicht man trotz arbeitendem Triebwerk Drücke von wenigen Millibar.
In den Dampferzeugern wird Raketentreibstoff verbrannt und zusätzlich Wasser verdampft.
Die Anlage ist imposant. Es gibt diesen Teststand einmal in Europa und alle in Frankreich
entwickelten Oberstufentriebwerke für die Ariane Raketen wurden hier ausgiebig getestet.
Diese Tests dauern - leider. Und der P5 will bezahlt werden - leider.

Augenzeuge Matjes

Das ist ja schön und gut, aber Raptor liefert 200t Schub, dafür werden ca. 635t Treibstoff je Sekunde verbrannt,  ob des für Lampoltshausen nicht zuviel wäre?
Und es ist ja schön das sie das Triebwerk haben, aber wie lange haben sie das den schon und wann wird das endlich eingesetzt?
Es gibt das so ein schönes Lied: Ein Auto das nicht fährt ist keinen Heller werd....

Das mit dem Rohr könnte funktionieren, coole Idee eigentlich.
Lampoldshausen wäre, denke ich auch, überfordert.

Guten Morgen

Keine Ahnung wie die USA das machen. Aber „good old Europe“ macht es vernünftig.
Es gibt den Höhenprüfstand P5 der DLR in Lampoldshausen. Er besteht aus einer größeren
Kaverne unterirdisch in die das Triebwerk von oben reinfeuert. Die Kaverne wird durch
Dampferzeuger evakuiert, die in den Auspuff reinfeuern. Durch 3 Dampferzeugerstufen
hintereinander erreicht man trotz arbeitendem Triebwerk Drücke von wenigen Millibar.
In den Dampferzeugern wird Raketentreibstoff verbrannt und zusätzlich Wasser verdampft.
Die Anlage ist imposant. Es gibt diesen Teststand einmal in Europa und alle in Frankreich
entwickelten Oberstufentriebwerke für die Ariane Raketen wurden hier ausgiebig getestet.
Diese Tests dauern - leider. Und der P5 will bezahlt werden - leider.

Augenzeuge Matjes

Der Vakuumprüfstand in Lampoldshausen ist der P4, mit zwei Testpositionen: P4.1 für Vinci und P4.2 für (damals) Aestus.
Der P5 ist für Großtriebwerke wie Vulcain; soweit ich mal gehört habe würde die Struktur bis 250 t aushalten, bin mir aber nicht sicher. Der P5 wird für Prometheus mit einer Methan-Versorgung erweitert.

Den P4 gibt es so nur einmal in Europa. Der P5 hat eine Schwesterprüfstand PF50 in Vernon. Alles sind natürlich ESA-Einrichtungen die von DLR in LAM bzw. ArianeGroup in Vernon betrieben werden. Wenn raptor darauf getestet werden soll müsste SpaceX mal bei der ESA fragen, und dann die technischen Möglichkeiten mit DLR klären.

Das mit dem Rohr könnte funktionieren, coole Idee eigentlich.
Lampoldshausen wäre, denke ich auch, überfordert.

"Das mit den Rohr" ist eine vereinfachte Umschreibung für einen Überschall-Diffusor, so wie er am P4.1 in Lampoldshausen betrieben wird. Mit vom Triebwerk unabhängigen Dampferzeugern (laufen mit LOX und Alkohol am P4.1) wird ein fast-Vakuum erzeugt, in welchem das Treibwerk zündet. Danach sorgt der Triebwerksbetrieb quasi selbst für sein eigenes Vakuum, da werden die Damperzeuger runter geschaltet (nicht ganz aus, aber niedrigere Betriebsstufe).

Nur mit einem Rohr geht das nicht, da braucht man schon einen Diffusor, desen Auslegung nicht ganz einfach ist. Vor allem nicht für 200 t, bisherige Vakuum-Prüfstände sind ja für kleinere Oberstufentriebwerke gedacht.

"Das mit den Rohr" ist eine vereinfachte Umschreibung für einen Überschall-Diffusor, so wie er am P4.1 in Lampoldshausen betrieben wird.

Ich kenne mich mit diesen Dingen nicht aus, dachte aber immer, daß man die Düsenform für Vakuum berechnen kann. Welche Überraschungen sind dann noch möglich, wenn die Düsenform stimmt und außerdem ja genügend Erfahrungen mit anderen (kleineren) Düsen vorliegen?

Ich habe in meiner Naivität den leisen Verdacht, daß man gerne solche Vorzeigeprojekte realisiert, weil dabei nicht so wahnsinnig viel schiefgehen kann und der Eindruck entsteht, daß es rasant vorwärts geht. Überhaupt wird ja gerne bei der Kommunikation mit den einfachen zahlenden Bürgern die investierte Summe als Maßstab für die Größe, Wichtigkeit, Fortschritt, Erfolg usw. hergenommen. [/ALLG.BETR.]