Raptor (motor cohete)

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Raptor
Raptor test firing, 2015-09-25.jpg
Primera prueba de encendido de un motor de desarrollo Raptor el 25 de septiembre de 2016 en McGregor, Texas
País de origen Estados Unidos
Diseñado por SpaceX
Fabricante SpaceX
Usado en Starship
Starship (SpaceX)
Estado Desarrollo
Propulsor de combustible líquido
Propergol CH4 / LOX
Ciclo Combustión escalonada de flujo total
Bombas 4
Cámaras 3
Rendimiento
Empuje 2.00 MN
Empuje (por peso) 107:1
Presión de la cámara 266,5 Atm
Impulso específico 330 s
Impulso (vacío) 350 s
Dimensiones
Longitud 3.1 m [1]
Diámetro 1.3 m [2]
Peso en seco 1,500 kg [3]

[4]Raptor es una familia de motores de cohete desarrollados por SpaceX. Los motores Raptor usan como propelentes metano líquido densificado y oxígeno líquido (LOX), en lugar de queroseno RP-1 y LOX, utilizados en los motores Merlin 1C y D, antecesores del Raptor. El motor Raptor tiene entre dos y tres veces el empuje del motor Merlin 1D que impulsa el lanzador Falcon 9 actual.

Los primeros diseños consideraban hidrógeno líquido (LH2) como combustible en lugar de metano, a fin de obtener un impulso específico lo más alto posible, aunque luego se descartó en favor del metano.

El motor Raptor está pensado para "la próxima generación de lanzadores de SpaceX, diseñados para la exploración y colonización de Marte".[5]​ Según el CEO y fundador de SpaceX, Elon Musk, este diseño será capaz de lograr la reutilización completa de todas las etapas del lanzador, resultando en "una reducción de dos órdenes de magnitud en el coste de cada misión".

En un principio, se plantearon diversos modelos de motores Raptor para ser utilizados en ambas etapas del lanzador ITS (Sistema de Transporte Interplanetario), tal y como se mostró en septiembre del 2016. Los diseños del vehículo ITS presentados entonces fueron el buque cisterna, para llevar los propulsantes a LEO, y la nave espacial interplanetaria, para pasaje y carga, utilizada también para el descenso y ascenso en Marte. Esta nave sería propulsada por seis motores cohete Raptor optimizados al vacío más tres Raptor para vuelo atmosférico que se usarían para maniobrar. La primera etapa o booster del ITS sería propulsada por 42 Raptors. A diferencia de casi todos los demás lanzadores o naves, en todos los lanzamientos terrestres, los diseños de la nave espacial de larga duración (cisterna o nave espacial) también proporcionarían aceleración en la segunda etapa hasta la velocidad orbital deseada; todo ello provisto por motores Raptor. En 2017, Musk presentó un vehículo de menor tamaño (aunque muy pesado) similar a ITS con el nombre de BFR.

El desarrollo del motor de 2009 a 2015 fue financiado exclusivamente por inversión privada de SpaceX, y no como resultado de financiación pública del gobierno estadounidense. En enero de 2016, SpaceX acordó con la Fuerza Aérea de los EE. UU. obtener 33,6 millones de dólares del Departamento de Defensa para desarrollar un prototipo de una nueva variante de etapa superior del motor Raptor diseñada para su posible uso como etapa superior en Falcon 9 y Falcon Heavy, con SpaceX financiando 67,3 millones de dólares en este mismo proyecto. En agosto de 2016, se envió un motor Raptor de desarrollo a su instalación de pruebas en McGregor, Texas, donde se está sometiendo a ensayos de desarrollo. La primera prueba de encendido en un banco de pruebas en tierra fue en septiembre de 2016.

Aplicaciones[editar]

A partir de septiembre de 2016, el motor Raptor estaba programado para ser utilizado en tres vehículos de vuelos espaciales que componen las dos etapas de lanzamiento de una pila ITS. La primera etapa siempre sería un refuerzo ITS, mientras que la segunda puede ser una Nave espacial interplanetaria (para misiones fuera de la órbita terrestre) o un tanquero ITS (para operaciones de transferencia de propulsores en órbita más cercanas a la Tierra).

El diseño SpaceX 2016 del refuerzo interplanetario se anunció con 42 Raptors optimizados a nivel del mar en la primera etapa del ITS con un total de 128 MN (29,000,000 lbf) de empuje. La nave espacial interplanetaria SpaceX, que constituyó la segunda etapa de los lanzamientos de ITS en la Tierra, también era una nave espacial interplanetaria que transportaba carga y pasajeros a destinos más allá de la órbita terrestre después del reabastecimiento en órbita, se programó en el diseño de 2016 para usar seis unidades de vacío. Raptors optimizados para propulsión primaria más tres Raptors con toberas a nivel del mar para maniobrar. [6]

El diseño de SpaceX después de finales de 2017 es para un vehículo de lanzamiento mucho más pequeño, de 9 metros de diámetro en lugar de 12 metros para el ITS, y ahora se conoce como Starship. La primera etapa de Starship (ahora conocida como Super Heavy) estaba programada para tener 31 Raptors optimizados a nivel del mar en el concepto de diseño inicial, con un total de 48 MN (11,000,000 lbf) de empuje. La nave espacial utilizará tres Raptors optimizados al vacío para propulsión primaria más tres Raptors a nivel del mar para maniobrar. [7][8]​ SpaceX está construyendo los vehículos de la nave espacial en el sitio de lanzamiento de SpaceX South Texas. [9]

Comparación con otros motores[editar]

Motor Cohetes Empuje

kN (lbf)

Impulso específico

segundos

Relación
peso/empuje
Propulsor Ciclo
Blue Origin BE-4

(en desarrollo)

New Glenn, Vulcan 2400 kN (539 542 libras)[10] CH4 / LOX Combustión escalonada, rica en oxidantes
Energomash RD-170/171M Energia, Zenit, Soyuz 5 7904 kN (1 776 891 libras)[11] 337,2[11] 79,57[11] RP-1 / LOX Combustión escalonada, rica en oxidantes
Energomash RD-180 Atlas III, Atlas V 4152 kN (933 407 libras)[12] 338[12] 78,44[12]
Energomash RD-191/181 Angara, Antares 2090 kN (469 851 libras)[13] 337,5[13] 89[13]
Energomash RD-275M Proton-M 1832 kN (411 850 libras) 315,8 174,5 N2O4 / UDMH
Kuznetsov NK-33 N-1, Soyuz-2-1v 1638 kN (368 237 libras)[14] 331[14] 136,66[14] RP-1 / LOX Combustión escalonada, rica en oxidantes
Rocketdyne F-1 Saturn V 7740 kN (1 740 022 libras) 304[15] 83 RP-1 / LOX Generador de gas
Rocketdyne RS-25 Space Shuttle, SLS 2280 kN (512 565 libras) 453[16] 73[17] LH2 / LOX Combustión escalonada, rica en fuel
SpaceX Merlin 1D sea-level Falcon booster stage 914 kN (205 475 libras) 311[18] 176[19] RP-1 / LOX

(subcooled)

Generador de gas
SpaceX Merlin 1D vacuum Falcon upper stage 934 kN (209 972 libras)[20] 348[20] 180[19]
SpaceX Raptor (2019 versión de prueba; en desarrollo) BFR (ambas etapas) 1687 kN (379 253 libras) - 2025 kN (455 238 libras)[21] CH4 / LOX

(subcooled)

Combustión por etapas de flujo completo
SpaceX Raptor sea-level (future) Super Heavy 2452 kN (551 232 libras)[22]
SpaceX Raptor vacio (futuro) Starship >380[22]

Véase también[editar]

Referencias[editar]

  1. https://www.spacex.com/
  2. https://www.spacex.com/
  3. https://www.spacex.com/
  4. https://everydayastronaut.com/raptor-engine/
  5. «SpaceX Could Begin Testing Methane-fueled Engine at Stennis Next Year - SpaceNews.com». SpaceNews.com (en inglés estadounidense). 25 de octubre de 2013. Consultado el 8 de enero de 2018. 
  6. [https://web.archive.org/web/20160928040332/http://www.spacex.com/sites/spacex/files/mars_presentation.pdf ]
  7. https://www.youtube.com/watch?v=tdUX3ypDVwI
  8. https://twitter.com/elonmusk/status/1131433322276483072
  9. https://www.teslarati.com/spacex-job-openings-starship-super-heavy-booster-texas-production/
  10. Ferster, Warren (17 de septiembre de 2014). «ULA To Invest in Blue Origin Engine as RD-180 Replacement». Space News. Consultado el 19 de septiembre de 2014. 
  11. a b c «RD-171M». NPO Energomash. Consultado el 30 de junio de 2015. 
  12. a b c «RD-180». NPO Energomash. Consultado el 30 de junio de 2015. 
  13. a b c «RD-191». NPO Energomash. Consultado el 7 de abril de 2016. 
  14. a b c «NK-33». Astronautix.com. Archivado desde el original el 25 de junio de 2002. Consultado el 1 de abril de 2015. 
  15. «F-1». Astronautix.com. Archivado desde el original el 9 de noviembre de 2013. Consultado el 2 de noviembre de 2013.  Parámetro desconocido |df= ignorado (ayuda)
  16. «SSME». Astronautix.com. Consultado el 2 de noviembre de 2013. 
  17. «Encyclopedia Astronautica: SSME». Consultado el 7 de julio de 2014. 
  18. «Merlin 1C». Astronautix.com. Consultado el 2 de noviembre de 2013. 
  19. a b Mueller, Thomas (8 de junio de 2015). «Is SpaceX's Merlin 1D's thrust-to-weight ratio of 150+ believable?». Consultado el 9 de julio de 2015. 
  20. a b «SpaceX Falcon 9 product page». Archivado desde el original el 1 de mayo de 2013. Consultado el 30 de septiembre de 2016. 
  21. «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.». Consultado el 7 de febrero de 2019. 
  22. a b «Initially making one 200 metric ton thrust engine common across ship & booster to reach the Moon as fast as possible. Subsequent versions will include vacuum-optimized (380+ sec Isp) & thrust optimized (~250 tonne-force).». Consultado el 1 de febrero de 2019.