Kolega Looz zainspirował (czy też zachęcił) mnie do poskładania do kupy wszystkiego co wiemy o silniku Raptor SpaceX. Zacząłem szukać po internecie materiałów i okazuje się że spekulacji jest sporo, jednak konkretnych faktów jest nadal niewiele. Poza różnymi rzucanymi przez Muska cyferkami, tak naprawdę nie wiemy zbyt wiele o tym silniku. Najlepszym kompendium wiedzy jakie znalazłem jest NASASpaceFlight a konkretnie artykuł sprzed ponad dwóch lat i na nim opieram moje podsumowanie.
Zacznijmy od historii – pierwsze wzmianki o większym niż Merlin silniku pojawiły się w 2010 roku – wtedy to pokazano koncepcję rakiet Falcon X i Falcon XX. Miały mieć one średnicę 6 i 10 metrów, pierwszy stopień miał być napędzany nowymi, wielkimi silnikami Merlin 2(które to miały mieć większy ciąg niż F-1 od Saturna V) a drugi stopień miał być napędzany nowym silnikiem Raptor, który to miał być zasilany ciekłym wodorem i ciekłym tlenem. Werner von Braun wiele lat temu policzył pracowicie że nie ma lepszego rozwiązania dla dwustopniowej rakiety. Pierwszy stopień musi używać paliwa o jak największej gęstości (aerodynamika wymaga możliwie małych zbiorników), a drugi o maksymalnie dobrym impulsie specyficznym (tu problemem jest bardziej masa paliwa niż jego objętość). Dlatego Saturn V w pierwszym stopniu używał kerozyny a w drugim i trzecim wodoru. Dlatego (m.in) także rosyjska rakieta księżycowa, używająca kerozyny we wszystkich stopniach wymagała czterech stopni zamiast trzech a pomimo znacznie większego niż Saturn V ciągu pierwszego stopnia była w stanie wynieść na orbitę mniej ładunku. Wodór jest najlepszym paliwem dla wyższych stopni rakiety. Jednak wodór i wielokrotne użycie się nawzajem nie lubią – wodór ma brzydki zwyczaj „rozpuszczania się” w metalach – jego jony wchodzą w głąb metalu, następnie łączą się w cząsteczki H2 i tworzą bąbelki które wcześniej czy później powodują powstanie mikropęknięć. Ta brzydka cecha wodoru była jednym z powodów dla których wielokrotne używanie promów kosmicznych było bardzo drogie – po każdym locie trzeba było dokonywać czasochłonnych i pracochłonnych inspekcji wszystkiego co ma kontakt z wodorem a niektóre części były po prostu profilaktycznie wymieniane po każdym locie. Wodór ma wiele innych, brzydkich cech – od bardzo niskich temperatur (ciekły wodór powoduje zestalenie się powietrza), poprzez niską gęstość, palenie się bez świecenia (co powoduje że trzeba wszędzie instalować czujniki pożarów bo ich nie widać gołym okiem) a skończywszy na wysokiej cenie.
Pierwsze plotki o tym że Raptor jednak będzie napędzany ciekłym metanem zamiast wodoru pojawiły się w 2011 roku – wtedy to USAF szukało informacji o możliwości produkcji w USA silnika rakietowego o wysokiej efektywności. Sprostanie wymaganiom USAF wymagało silnika rakietowego z zamkniętym cyklem spalania – takiego jak np. RD-180 czy NK-33. Merlin SpaceX nie spełniał wymogów, jednak firma odpowiedziała na zapytanie USAF jednocześnie pytając czy dopuszczalne jest użycie ciekłego metanu jako paliwa. Te pogłoski potwierdził potem w 2012 i 2013 roku Elon Musk mówiąc że wybór ciekłego metanu ma sens z uwagi na to że można to paliwo wyprodukować na Marsie. Następny fragment informacji o Raptorze pojawił się przy okazji lotu CRS-3 (wtedy to także SpaceX mówił że Falcon Heavy poleci pod koniec 2014 roku) – Raptor miał być potężnym silnikiem z ciągiem miliona funtów i osobnymi turbosprężarkami dla ciekłego tlenu i ciekłego metanu. Zdecydowanie nietypowa dla SpaceX konstrukcja – znacznie bardziej skomplikowana niż np. rosyjski RD-180 (który ma tylko jedną turbosprężarkę). Jednak są powody dla których wybrano takie rozwiązanie – pierwszym jest bezpieczeństwo. W silniku z jedną pompą awaria uszczelnienia wału pompy powoduje spotkanie się paliwa z utleniaczem. Takie spotkania zawsze się bardzo źle kończą. Drugim jest możliwość zastosowania „łożysk” hydrostatycznych – zamiast tradycyjnych łożysk igiełkowych, wał turbosprężarki utrzymywany jest w bezpiecznej odległości od obudowy dzięki przepływowi pompowanej cieczy – czy to paliwa czy utleniacza. Problem w tym że takie rozwiązanie bardzo trudno uszczelnić. Dlatego chcą zastosować „łożyska” hydrostatyczne potrzebne są dwie niezależne pompy – osobna dla paliwa i osobna dla utleniacza.
Raptor ma być pierwszym w historii silnikiem który będzie korzystał z takiego rozwiązania. Rosja w latach 60’tych pracowała nad czymś podobnym – silnikiem RD-270 dla księżycowej rakiety UR-700 (która była konkurencją dla N-1), ale silnik ten używał dimetylohydrazyny i tetratlenku diazotu jako paliwa i utleniacza. Wszelkie inne silniki stosowane w rakietach mają jedną, wspólną turbosprężarkę. SpaceX za to pewnie wykorzysta wyniki sponsorowanego przez USAF studium nad takim silnikiem, które w okolicach 2007 roku doprowadziło do powstania kompletnej „głowicy” działającej na ciekłym tlenie i wodorze, z dwoma niezależnymi turbosprężarkami i hydrostatycznymi łożyskami (zdjęcie na szczycie artykułu pokazuje testowanie tejże głowicy). Głowicę tą zaprojektowały firmy Aerojet i Rockedyne, a przy jej budowie wykorzystano wiedzę zakupioną od Rosji w ramach zakupów silnika RD-180. Jednym z najtrudniejszych problemów jaki trzeba rozwiązać przy budowie takiego silnika jest wyprodukowanie materiałów które wytrzymują spotkanie z gorącym tlenem pod dużym ciśnieniem.
Najnowsze plotki wskazują na to że może być więcej niż jeden silnik Raptor – ciąg miliona funtów jest zbyt duży dla drugiego stopnia Falcona Heavy i podejrzewa się że pierwsze wersje Raptora będą mniejsze. Nie wiadomo czy „mniejsze” w sensie rozmiaru, czy raczej (co jest bardziej pewne) mniejsze w sensie niższego ciśnienia w komorze spalania. Podobne rozwiązanie zastosował SpaceX z silnikami Merlin – zaczynając od stosunkowo niewielkich ciśnień w komorze spalania i powoli je zwiększając z każdą nową iteracją.
