¿Qué tiene de especial el motor cohete Raptor de SpaceX con una presión de cámara de 300 bares?

¿Qué permite que el motor Raptor tenga una presión de cámara alta de 300 bar? En comparación con otros motores de cohetes que han estado o que ahora están operativos, tiene la presión de cámara más alta. ¿Qué tiene de diferente a otros motores y qué tipo de nuevos desarrollos se hicieron en este motor?

Respuestas (3)

El Raptor es un motor metalox de combustión por etapas de flujo total. Hay mucha tecnología nueva en esa oración.

  • Combustión
    por etapas El combustible y/o el oxidante se encienden para hacer funcionar una turbina que hace girar una turbobomba, lo que aumenta la presión de alimentación en la cámara de combustión. Los gases en la turbina luego se alimentan a la cámara de combustión en lugar de desecharse. Por lo general, el lado rico en combustible pasa por este proceso, pero también hay motores de combustión por etapas ricos en oxidante.

    Más información sobre la combustión por etapas en Wikipedia .

  • Combustión por etapas de flujo total
    Toda la masa de propulsores en los motores pasa a través de las turbobombas y/o turbinas antes de ingresar a la cámara de combustión. Eso significa que hay una turbobomba rica en combustible y una turbobomba rica en oxidante.

  • Metalox
    El motor utiliza metano líquido y oxígeno líquido como propulsor. No se han utilizado motores de metano para cohetes orbitales.

Ahora, la gran sorpresa de la charla del IAC fue la alta presión de la cámara del cohete. Esto permite muchas ventajas.

  • Tamaño: el motor Raptor es aproximadamente del mismo tamaño que el motor Merlin pero tiene 3 veces la presión de la cámara y 3 veces el empuje.
  • Presión: Las boquillas de Leval que utilizan los motores de los cohetes toman gas altamente presurizado y de baja velocidad y lo transforman en gas de baja presión y alta velocidad. Cuanto mejor sea la relación entre la presión de la cámara y la presión de salida, más eficiente será el motor.

Raptor tiene una presión de cámara muy alta en comparación con otros motores de alto rendimiento. El SSME tiene una presión de cámara de ~20MPa por ejemplo.

En cuanto a los desarrollos tecnológicos exclusivos de Raptor, consulte esta cita de Elon Musk en su AMA

Solía ​​estar desarrollando una nueva aleación de metal que es extremadamente resistente a la oxidación para la turbobomba rica en oxígeno caliente, que funciona a una presión increíble para alimentar una cámara principal de 300 bar. Cualquier cosa que pueda arder, arderá. Parece que tenemos eso bajo control, ya que la turbobomba Raptor no mostró erosión en los disparos de prueba, pero todavía hay espacio para la optimización.

La combustión por etapas rica en oxígeno no es "un desarrollo tecnológico exclusivo de Raptor", los soviéticos han tenido motores de combustión por etapas ricos en oxígeno durante décadas.
Esta respuesta tiene más información útil sobre este tema, así como el video en esa pregunta: youtu.be/4QXZ2RzN_Oo
@OrganicMarble, sí, primero se usó en RD-270, pero tiene una presión de cámara de 26.1 MPa en comparación con Raptor 30 MPa. Quizás esa nueva aleación de metal mencionada por Elon Musk marque la diferencia.
V@TJ Tarazevits esta nueva aleación de metal resistente en que partes del motor se utiliza, en la turbobomba, en la cámara principal de combustión, en ambos, o también en otras partes?
"Cualquier cosa que pueda arder, arderá". Un laico no obtendrá el dolor, las lágrimas y el sudor de esa frase. Conseguir que todo lo que debe quemarse para quemarse es la mitad del trabajo, ¡la otra mitad es conseguir que lo que no debe quemarse no se queme!

Una cosa muy simple, un impulso específico excepcionalmente alto debido a la alta presión de la cámara.

Merlin 1D tiene una presión de cámara de 97 ATM y un impulso atmosférico específico de 282 segundos. Raptor tiene un impulso atmosférico específico de abrumadoramente 334 segundos (que es como un sueño). Suponga que un cohete imaginario con el Merlin-1D tiene un Δ V de 10000m/s. Si el Raptor estuviera montado en el cohete, el Δ V aumentaría en 1843 m/s!

Eso es un cambio de vida para SpaceX y dudo mucho que algo en dos años supere el excepcional impulso específico alto de Raptor.

Tenga en cuenta que el SSME, con una presión de cámara inferior de 20,64 MPa, logró un ISP a nivel del mar de 366 s, por lo que es posible que desee calificar de qué manera 334 s es "como un sueño".
@NathanTuggy usó Hydrolox, no metano y LOX
Para mayor claridad, cuando digo "puede querer calificar", me refiero a ponerlo en la respuesta . Los comentarios son transitorios.
@NathanTuggy pero no dijiste que quizás quieras calificar
"así que es posible que desee calificar de qué manera" — lo hice .
@Raze, incluya la información de Hydrolox en su respuesta. Tuve la misma pregunta después de leer la frase.

El gran problema con los motores de SpaceX no es el yo S PAGS . Es la relación Empuje/Masa que obtiene SpaceX lo que es verdaderamente significativo.
Podría decirse que T/M es más importante para llevar cargas útiles a LEO que yo S PAGS es, y SpaceX está estableciendo nuevos récords de T/M en sus diseños.

Merlín 1D tiene un T/M ≈ 200 . Es probable que Raptor tenga un T/M ≈ 400 . Nada más se ha acercado jamás a alcanzar valores de T/M como estos.

Realmente deberías explicar por qué TWR, también conocido como T/M, es tan importante para LEO; se acepta comúnmente que es útil para refuerzos (al menos hasta cierto punto), pero menos para segundas/terceras etapas.
No he visto ninguna especificación reciente para el empuje o la masa del ITS Raptor; ¿Tiene una cita para este reclamo de ≈ 400:1?
T/M no es importante para LEO. Es importante para =llegar= a LEO. Una vez que está en órbita, el ISP se vuelve más importante. "La órbita es la mitad del camino a cualquier lugar". Los requisitos de energía para llegar desde la superficie a LEO son enormes. Cuanto más tarde en ir de la superficie a LEO, peor será. Por lo tanto, desea llegar a LEO tan rápido como sus estructuras físicas puedan sobrevivir. De ahí que T/M sea tan importante.
Está documentado que Merlin 1D tiene una T/M de ~200. Se dice que Raptor proporciona 3 veces el empuje en el mismo factor de forma física que Merlin. Eso sería un T/M de ~600. Pero Raptor requerirá algo de fortalecimiento, por lo tanto, masa adicional, sobre Merlín. Por lo tanto, es probable que Raptor llegue a ~400 y no a ~600 para T/M.
No estoy seguro del objetivo a largo plazo, ya que no he leído nada al respecto, pero su objetivo a corto plazo (para ITS/BFR) es TWR de 200 o superior. No creo que vayan a llegar a 400 en el corto plazo, creo que 250 a mediano plazo es razonable. (Recuerde que tendría un motor que necesita sostener una presión 3 veces mayor, turbobombas que pueden enviar alrededor de ~ 2,5 veces el peso y ~ 3,5 veces el volumen a un diferencial de presión de 3 veces el anterior Con el mismo diseño y sin optimizaciones, debería ser unas 10,5 veces el peso de la turbobomba.
La tubería debería tener un diámetro ligeramente inferior a sqrt (3), por lo que aproximadamente 2,5 veces antes de la bomba turbo y 2,5 veces multiplicada por 3 después de la bomba turbo a la cámara de combustión. Los puntales que conectan el motor con el resto del cohete deben ser capaces de soportar los tiempos del peso. No estoy tratando de arruinar el desfile de nadie, pero 400 es un poco exagerado para la etapa tecnológica de desarrollo actual. Cualquier duda, pregunta. (Por cierto, no soy nativo, así que mi inglés es un poco mehh)
¿Qué tiene de especial el motor cohete Raptor de SpaceX con una presión de cámara de 300 bares?
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