| Merlin 1D | |
|---|---|
| LRE "Merlin 1D" SpaceX . | |
| Type | LRE |
| Brændstof | petroleum |
| Oxidationsmiddel | flydende ilt |
| forbrændingskamre | en |
| Land | USA |
| Brug | |
| Driftstid |
siden 2006 (version 1A) siden 2013 (version 1D) [1] |
| Ansøgning |
" Falcon 1 ", " Falcon 1e " (1. etape) " Falcon 9 ", " Falcon 9 1.1 " " Falcon Heavy " (alle etaper) |
| Udvikling |
Merlin: "1A"; "1B"; "1C"; "Vakuum 1C"; "1D"; "Vacuum 1D" |
| Produktion | |
| Konstruktør | SpaceX , USA |
| Vægt- og størrelsesegenskaber |
|
| Vægt | 450-490 kg [2] |
| Driftsegenskaber | |
| fremstød |
Vakuum: 914 kN [3] Havniveau : 852,2 kN [3] |
| Specifik impuls |
Vakuum: 311 s [2] Havniveau: 282 s [2] Vakuum (Merlin 1D Vakuum): 340 s [2] |
| Arbejdstimer |
180 s (Merlin 1D) 375 s (Merlin 1D Vacuum) [3] |
| Tryk i forbrændingskammeret |
9,7 MPa (97 atm. ) [2] |
| Ekspansionsgrad |
Merlin 1D: 16 [2] Merlin 1D Vakuum: 117 [2] |
| tryk-vægt forhold | 179,8 [4] |
| Tænding | Kemikalie (en blanding af triethylaluminium og triethylbor ) [2] |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
Merlin ([ˈmərlən], merlin fra engelsk - " derbnik ") er en flydende raketmotor (LRE) fra SpaceX (USA). Petroleum-ilt damp bruges som brændstof. Motoren genbruges efter første etape er landet på en rumhavn eller flydende offshore platform ( ASDS ).
Designet til brug på løfteraketter (LV) fra Falcon- familien . Falcon 9 løfteraketten bruger denne motor i første og anden fase, Falcon 1 bruger en Merlin i første fase, den var planlagt til at blive brugt i Falcon 1e- projektet. Falcon Heavy løfteraket bruger 27 Merlin -motorer på tre første trins blokke og 1 motor på anden trin.
LRE "Merlin" - åben cyklus . Petroleum bruges som brændstof, flydende oxygen er et oxidationsmiddel.
"Merlin"-motoren bruger stiftinjektorer . Denne type injektor blev først brugt i NASAs Apollo -program på månelandermotoren , som var et af de mest kritiske segmenter af dette program. Brændstofkomponenterne føres gennem en turbopumpe med dobbelt skovlhjul (designet og fremstillet af Barber-Nichols [5] ) placeret på samme akse. Pumpen leverer også højtryks petroleum til det hydrauliske styresystem, som derefter udledes i lavtrykskanalen. Dette eliminerer behovet for et separat hydraulisk system til trykvektorstyring og garanterer dets drift under hele driften af Merlin-raketmotoren.
I 2009 blev der produceret tre versioner af Merlin -raketmotoren . Motoren til Falcon 1 løfteraket bruger et TNA bevægeligt udstødningsrør til rulningskontrol. LRE "Merlin" i versionen til "Falcon 9" er næsten identisk i designet med undtagelse af et fast udstødningssystem. "Merlin" bruges også i anden fase af løfteraketten. I dette tilfælde er motoren udstyret med en dyse med et højere ekspansionsforhold, som er optimeret til drift i vakuum, og har et droslingssystem i området 60-100%. [6]
Den originale version af Merlin 1A-motoren brugte et billigt kammer og en ablativ afkølet dyse. Kulfiberen i kompositmaterialet fra den indvendige overflade bliver gradvist båret væk af den udstrømmende varme gas under motordrift og fjerner varme sammen med det tabte materiale. Denne type motor blev brugt to gange: første gang den 24. marts 2006 , hvor motoren oplevede en brændstoflækage, som førte til en ulykke kort efter flyvningens start [7] [8] , anden gang den 24. marts , 2007 , da det virkede med succes. I begge tilfælde blev motoren brugt på " Falcon 1 ". [9] [10]
Merlin 1B LRE er en forbedret version udviklet af SpaceX til Falcon 1 løfteraket . Den skulle have en fremdrift øget til 39 tf sammenlignet med 35 tf for Merlin 1A. Hovedmøllens effekt er øget fra 1.490 kW til 1.860 kW . "Merlin 1B" var planlagt til at blive brugt på den tunge løfteraket "Falcon 9" , som skulle have ni af disse motorer i første fase. Baseret på den mislykkede erfaring med at bruge motoren fra den tidligere model, blev det besluttet ikke at udvikle denne version yderligere, men at fokusere på den regenerativt kølede flydende raketmotor "Merlin 1C". Udvikling afsluttet. [9] [10]
LRE "Merlin 1C" bruger en regenerativt kølet dyse og forbrændingskammer, bestod jordprøver med en varighed på 170 s (tid under flyvning) i november 2007. [11] [12]
I tilfælde af brug på Falcon 1 løfteraket havde Merlin 1C et tryk ved havoverfladen på 35,4 tf og 40,8 tf i vakuum, den specifikke impuls i vakuum er 302,5 s . Brændstofforbruget for denne motor er 136 kg / s . For en "Merlin 1C" blev der udført test med en samlet varighed på 27 minutter , hvilket er ti gange driftstiden for raketmotoren under flyvningen af " Falcon 1 ". [13]
Merlin 1C raketmotoren blev først brugt til den mislykkede tredje flyvning af Falcon 1 løfteraket . Da han diskuterede fejlen, bemærkede SpaceX CEO Elon Musk , at "flyvningen på første etape med den nye Merlin 1C installeret, som vil blive brugt på Falcon 9 løfteraket , gik perfekt." [14] Motoren blev brugt i den fjerde vellykkede flyvning af Falcon 1 den 28. september 2008. [femten]
Motoren er en modifikation af "Merlin 1C" og blev installeret på anden fase af Falcon 9 v1.0 raketterne. For at forbedre driften i vakuum har den en stor grad af udvidelse af dysen, [16] som afkøles ved varmegenstråling. I et vakuum har motoren et tryk på 42 tf og en specifik impuls på 342 s [17] . Den 10. marts 2009 meddelte SpaceX i en pressemeddelelse, at de med succes havde testet Merlin 1C Vacuum raketmotoren .
Merlin 1D LRE er en opgradering af Merlin 1C-motoren. Installeret på den første fase af Falcon 9 v1.1 raketterne. Drivkraft ved havoverfladen - 66,6 tf , i vakuum - 73,4 tf . Drivkraft-til-vægt-forholdet er lidt mere end 150. Motorvægten er 489 kg. Den specifikke impuls ved havoverfladen er 282 s, i vakuum er den 311 s [18] . Motorressourcen tillader gentagen brug i tilfælde af tilbagevenden og blød landing af den første fase, det antages - op til fyrre gange. [19] En vigtig forskel mellem 1D-motoren og 1C-motoren er drosling inden for 70-100 % af trækkraften. Drossel bruges:
Den første opsendelse af en bæreraket med en Merlin 1D-motor fandt sted den 29. september 2013 [20] . Ifølge udviklerne af motoren gør efterslæbet af motoren det muligt at øge trækkraften ved havoverfladen fra 666 til 730 kN [21] .
Motoren er en modifikation af Merlin 1D og er installeret på anden fase af Falcon 9 v1.1 raketterne. I modsætning til basismodellen har den et dyseudvidelsesforhold på 117 for forbedret vakuumydelse. Dysen afkøles ved varmegenstråling. Motorkraften i vakuum er 80 tf (801 kN ), den specifikke impuls er 340 s [22] (ifølge andre kilder, 347 s [23] ). Motorens driftstid under flyvningen er op til 375 s [24] . Den blev første gang brugt ved lanceringen den 29. september 2013.
Forceret version af 1D-motoren. Monteret på de første etaper af Falcon 9 FT og Falcon Heavy raketter . Øget tryk i forbrændingskammeret på grund af brugen af superkølet brændstof (op til -7 ° C) og oxidationsmiddel (op til -207 ° C) [25] [26] [27] [28] . Motorkraften steg med 8 % fra 780 kN (78 tf) til omkring 845 kN (84,5 tf) ved havoverfladen [29] . Takket være dette, såvel som den ekstra mængde brændstof i FT-versionen af raketten, steg den maksimale nyttelast på LEO til 22,8 tons i forbrugsversionen og 15,8 tons i den genanvendelige version. Falcon 9 FT vil være i stand til at løfte op til 8,3 tons i en geotransfer bane i en engangsbrug eller omkring 5,5 tons i en genanvendelig version. Dermed rykkede Falcon 9 ind i klassen af tunge løfteraketter.
Ændring af 1D+ motoren til installation på anden fase af Falcon 9 FT og Falcon Heavy raketter . Driftet siden 22. december 2015.
| Motor | Merlin 1A | Merlin 1Ci | Merlin 1C | Merlin 1C Vac | Merlin 1C+ | Merlin 1D | Merlin 1D Vac | Merlin 1D+ | Merlin 1D Vac+ |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Brug | Falk 1
(erfaren) |
Falk 1 (forbedret) |
Falcon 1e, Falcon 9 v1.0 |
Falcon 9 v1.0 | Falcon 9 v2.0 (ikke bygget) |
Falcon 9 v1.1,
Falcon 9 v1.1R |
Falcon 9 v1.1,
Falcon 9 v1.1R |
Falcon 9FT | Falcon 9FT |
| LCD / RP-1 forhold | 2.17 | 2.17 | 2.17 | 2.17 | 2.17 | 2,34 | 2,36 | 2,36 | 2,38 |
| Drivkraft i havoverfladen, kN | 330 | 355 | 354 | - | 555 | 666 | - | 845 [30] | - |
| Fremstød i vakuum, kN | 376 | 401 | 408 | 420 | 628 | 734 | 801 | 914 [30] | 934 [31] |
| UI ved havoverfladen, s | 253,7 | 264,5 | 267 | - | 275 | 282 | - | 286 | - |
| UI i vakuum, s | 288,5 | 302,5 | 304,8 | 336 | 311 | 320 | 347 | 321 | 347 |
| Tryk i forbrændingskammeret, MPa | 5,39 | 6.08 | 6.14 | 6.14 | 6,77 | 9,72 | 9,72 | 10.8 | 10.8 |
| Dyseudvidelsesforhold | 14.5 | 16 | 16 | 117 | ? | 21.4 | 117 | 21.4 | 117 |