¿Por qué el diseño de Raptor de SpaceX es tan simple en comparación con SSME?

No sacaría ninguna conclusión basándome solo en diagramas, SSME es muy conocido por el público, por lo que tenemos un diagrama más detallado. Eso no significa que el motor real sea más o menos complejo, porque muchas cosas se omiten en los diagramas. Para probar mi punto, aquí hay un diagrama de Raptor más nuevo dibujado por un ingeniero de propulsión Elisei Maslov , quien está reconstruyendo el diagrama real a partir de cualquier información que pueda encontrar:

Muchas preguntas aquí, abordemos estas dos primero:

4. Y por último, pero no menos importante, ¿cuál es la solución de SpaceX para el entorno rico en oxígeno a 377 bar, inyector de 748 K y prequemador de 546 bar y 811 K?

2. La bomba de oxígeno del Raptor se encuentra directamente encima de la cámara de combustión principal, mientras que las dos bombas del SSME están en los lados opuestos de la cámara de combustión principal. ¿Por qué el SSME no podría usar una configuración similar con un prequemador de bomba de oxígeno en la parte superior y una descarga del impulsor de oxígeno HP directamente en la parte superior de la cámara de combustión principal?

El transbordador espacial voló por primera vez en 1981. En la década de 1970, cuando se estaba diseñando, los estadounidenses no estaban tratando de construir motores de combustión por etapas ricos en oxígeno, ya que asumieron que no había aleación que pudiera manejar las condiciones. Esto impidió efectivamente que los estadounidenses desarrollaran motores de queroseno de combustión por etapas, ya que un motor de queroseno de combustión por etapas rico en combustible sufriría coquización.

En la década de 1990, después de la caída de la Unión Soviética, los estadounidenses pusieron sus manos en algunos viejos motores NK33 y descubrieron que los soviéticos habían resuelto los problemas materiales de la combustión rica en oxígeno en la década de 1960. Por lo tanto, los soviéticos habían podido utilizar la combustión por etapas en queroseno, como en el RD170 del vehículo de lanzamiento pesado soviético Energiya (que llevó el transbordador soviético Buran en su único vuelo espacial en 1988 antes de que el colapso de la Unión Soviética hiciera desaparecer el presupuesto) y su derivado del RD180 (que fue vendido a los EE. UU.) (fuente: Wikipedia )

A raíz de esta experiencia soviética/rusa, SpaceX ha desarrollado sus propias aleaciones, que probablemente sean muy caras y difíciles de trabajar.

Por lo tanto, la bomba de oxígeno probablemente se encuentra en la parte superior de la cámara de combustión para mantener el camino del oxígeno lo más corto posible. Esto significa que Raptor es un motor muy alto. Parece que la boquilla tiene menos de la mitad de la longitud total, mientras que en la mayoría de los otros motores de nivel del mar es más de la mitad. No estoy seguro de cómo SpaceX propone montar el Raptor, pero si usan el montaje superior como el motor del transbordador espacial, ¡esa boquilla se balanceará mucho horizontalmente por solo unos pocos grados de cardán! Una posible solución es montar el motor dentro de un gimbal de anillo. Supongo que los diseñadores del motor principal del transbordador espacial, que estaban trabajando con un ciclo rico en combustible, decidieron colocar las bombas al lado de la cámara de combustión para mantener el motor corto y asegurarse de que no necesitara demasiado espacio para girar.

Además, como se indica en la presentación de Stanford SSME vinculada a continuación, la ubicación de las turbobombas en el SSME las hizo fácilmente reemplazables. La turbobomba de oxígeno era compleja y tenía un sello purgado con helio entre la turbina rica en combustible y la bomba de oxígeno, por razones de seguridad. La turbobomba de hidrógeno era compleja porque necesitaba varias etapas para lograr una presión decente mientras bombeaba el líquido menos denso conocido.

La turbobomba de Raptor no se puede trabajar sin quitar el motor del vehículo. Sin embargo, está diseñado específicamente para una fiabilidad a largo plazo. Una de las razones por las que SpaceX eligió la combustión por etapas de flujo completo fue para simplificar los sellos de la turbobomba, con cada turbina funcionando con una mezcla de gas compatible con el líquido que se bombea.

3. ¿Por qué Raptor opta por usar la descarga de metano recién salida de la bomba de combustible en lugar de la parte trasera del circuito de enfriamiento de la boquilla para usar en el prequemador rico en oxígeno, ya que este último es un fluido supercrítico (el metano se vuelve supercrítico a 45,99 bar y 190.56K) y tiene mejor combustión que el primero que es un verdadero líquido?

Esto es probablemente para mejorar el control y la aceleración. Un líquido verdadero tiene una densidad definida y, por lo tanto, es más fácil de medir que un fluido supercrítico, cuya densidad depende de la presión y la temperatura.

1. El Raptor no tiene bomba de combustible LP ni de oxígeno...

Tengo que estar de acuerdo con Johneye en que no podemos sacar demasiadas conclusiones sobre la complejidad de un motor a partir de un dibujo, ya que depende de cuántos detalles se muestren. Sin embargo, una cosa que podemos ver es que el SSME tiene esas bombas LP. No creo que el Raptor sea particularmente inusual por no tenerlos. El RS68 (el pariente más cercano de SSME) solo tiene turbobombas de un solo eje, consulte la página 3 de http://www.rocket-propulsion.info/resources/articles/PropulsionForThe21stCentury-RS-68.pdf

Tenga en cuenta que el Raptor probablemente tenga múltiples etapas en un solo eje para obtener la presión requerida. El dibujo en el OP muestra 2 etapas en un solo eje en la bomba de metano.

Lo que hace que el SSME sea diferente es que utiliza bombas de refuerzo separadas de RPM más bajas en ejes separados. La razón de esto es evitar la cavitación, que ocurre cuando el fluido cerca de su punto de ebullición se agita de tal manera que se forman burbujas y luego colapsan. Una precaución adicional es utilizar tuberías de gran calibre. Parecería que estas bombas de bajas RPM no encajaban con el motor. En cambio, fueron reparados y alimentados por tuberías de gran calibre. La descarga de ellos se alimentaba luego a un conducto articulado de menor diámetro y de allí a las bombas principales, a una presión suficientemente alta para evitar la cavitación. Consulte la página 18 de este PDF de Stanford .

Hay varias razones por las que Spacex podría no necesitar usar esta solución:

• No todos los demás motores lo usan (de hecho, hay pocos que lo hacen).
• A SpaceX le gusta subenfriar el propulsor para aumentar la densidad, pero también tiene la ventaja de reducir la cavitación.
• Al menos la mitad de los Raptors en Starship y la mayoría de los motores en el Super Heavy Booster no tienen cardán, por lo que no hay problema en proporcionarles tuberías de entrada de gran diámetro. Tal vez SpaceX use bombas de baja presión en esos motores que funcionan con cardán.

Como nota final, es un misterio para mí por qué el SSME necesitaba una bomba de oxígeno de baja presión. El oxígeno se almacenó en la parte superior del tanque externo y habría estado bajo varios bares de presión hidrostática debido a la gravedad/empuje en la entrada del motor. Por otro lado, el hidrógeno se almacenaba en el fondo, por lo que habría poca presión hidrostática.

El motor SSME utiliza una secuencia de inicio de arranque que es bastante prolongada. En el Raptor, el método no está claro, pero el último dibujo parece presentar un giro del gas helio. Seguro que la secuencia de arranque del motor es muy rápida. pero no creo que Spacex use un gas difícil de proporcionar. Es mucho más probable que se use la presión del tanque y los propulsores respectivos.