Goyda Space

Сравнение двигателей BE-4 и Northstar Не буду комментировать, насколько он стал проще

Blue Origin: Northstar fixes this 19 октября в зарубежном дискорде r/rocketry всплыла гифка - новый ракурс майского взрыва New Glenn на старте и подпись «northstar fixes this». Сегодня стало ясно, что это такое: Blue Origin анонсировали Northstar - новый метан-кислородный двигатель для первой ступени своей ракеты New Glenn Тяга 324 тонны-силы против 290 у предыдущего BE-4, т.е. +11.7%. Масса на 30% меньше, деталей вдвое меньше, больше 65% двигателя напечатано на своих 3D-принтерах, а сборка занимает меньше суток. Схема та же, что у BE-4 - замкнутая, с дожиганием окислительного генераторного газа и одновальным ТНА. Тяговооружённость (тяга/масса) выросла в 1.6 раза относительно BE-4, а по тяге Northstar заметно обходит Raptor 3 - у того, по недавним словам Маска, в безопасном режиме - 230 тонн-сил (даже меньше моих расчетов, где выходило около 250!). Семь таких двигателей дадут New Glenn 2270 тонн-сил тяги на старте, вместо нынешних 2030 тс Сам взрыв был 28 мая во время огневого прожига на LC-36 - погиб третий ускоритель вместе с заправленной второй ступенью, готовили миссию NG-4. В августе Дэйв Лимп назвал источник - главный кислородный клапан одного из двигателей первой ступени, лечат "доработкой клапана на уже собранных двигателях". И тут подпись из гифки встаёт на место: от утверждения программы до испытаний Northstar прошло 11 месяцев, то есть его запустили не позже декабря 2025 - к моменту взрыва новый двигатель был в работе уже полгода. Так что «northstar fixes this» - про то, что на New Glenn BE-4 со временем просто сменится. Сам BE-4 при этом никуда не денется - Blue Origin называет Northstar вторым двигателем первой ступени рядом с ним, да и на BE-4 летает ещё Vulcan Вторая новость того же дня - третья ступень GS3 для New Glenn. Водородная, на BE-7 - это двигатель на 4.5 тонны тяги для лунного посадочного Blue Moon с удельным импульсом в пустоте больше 460 секунд. На варианте ракеты Glenn 9×4 обещают 14 тонн прямо на геостационарную орбиту и 20 т на отлётную к Луне, на нынешней версии (7×2) - 8 и 10 т. Ступень спрятана внутри межступенчатого отсека, обтекатель и адаптеры те же. Первый заказ уже есть - окололунная миссия госзаказчика в 2028 Забавно, что ровно эти 14 т на ГСО и 20 т к Луне Blue Origin называла для 9×4 ещё в ноябре 2025, и про третью ступень тогда не было ни слова. Похоже, она подразумевалась с самого начала Бак водорода у GS3 композитный - его уже продержали 2.5 часа на максимальном рабочем давлении и 10 минут на полуторном. Если полетит, это, кстати, будет первый композитный водородный бак в космосе. Прошлая громкая попытка закончилась плохо - у NASA X-33 композитный водородный бак лопнул на испытаниях в ноябре 1999 из-за микротрещин, его заменили алюминиевым, а через полтора года закрыли весь проект

+1

Фанерный обтекатель ракеты Китайская компания Light Year Explorer показала головной обтекатель диаметром 4.2 метра из... дерева. Оболочка - низкоплотная клеёная фанера, отпрессованная по кривой фон Кармана, а изнутри её держит сварной каркас из стали Экземпляр не первый - версию диаметром 1.6 м и высотой 5.1 м они возили ещё на Чжухайский авиасалон в ноябре 2024. Весит мелкий обтекатель 200 кг и держит динамическое давление больше 0.2 МПа - около 20 тонн силы на м2 поверхности. Компания заявляет массу и прочность на уровне композита, радиопрозрачность лучше аналогов, а изготовление дешевле на 80% и в 3-6 раз быстрее. Испытания 4.2-метрового только впереди, и ни один такой обтекатель пока не летал Но интересно тут не только дерево, но и сама компания. Своей ракеты у неё нет - это поставщик чисто силовых конструкций для чужих ракет, основан в 2022 году в Тайцане выходцем из CALT. Начинали с баков из нержавейки, произведённых гидроформовкой: в октябре 2024 сделали бак диаметром 3.8 м и объёмом 158 кубометров при стенке 1.52 мм и массе 3.4 т - что очень даже неплохой параметр среди баков вообще. Год спустя Space Pioneer заказала у них испытательный бак для первой ступени Тяньлун-3. При этом денег они привлекли не так уж и много - чуть больше 100 млн юаней за три раунда, выручка за 2025 год около 10 млн юаней, на 2026 ждут 40-50 млн И такая компания в Китае не одна. В обзоре Guojin Securities только среди частных производителей баков кроме них названы Tianjin Yuefeng с алюминиевыми баками для «Чанчжэн», Zhuque-2, Тяньлун-3 и iSpace, Jiutian Xingge с баками для Zhuque-2, Huanyu Qiankun и прочие. Подобные поставщики есть и у других стран - Beyond Gravity делает обтекатели для европейских ракет Ariane 6, Vega C, для американских Vulcan, Atlas V и японской H3, MT Aerospace делает баки для Ariane 6, у нас обтекатели «Ангары» делает обнинская «Технология». Но это единичные старые предприятия из госпрограмм, а в Китае на одних баках конкурируют минимум пять частников. Это как по мне - неплохое мерилово бума частной космонавтики в Китае Дерево в ракетах, кстати, не новость. У американских морских ракет нос деревянный с 60-х: Polaris A3 посвящён доклад SAWE 1964 года, у Poseidon C3 шпангоуты обтекателя склеены из девяти слоёв ситхинской ели, а у Trident II D5 оболочка - ламинат ели со стеклотканью толщиной около 12 мм. Металл исключён по требованию радиопрозрачности, а за этот деревянный нос при погрузке на лодку поднимают всю 59-тонную ракету Почему дерево вообще нашло себе такие применения? У ситхинской ели вдоль волокна модуль упругости 10.8 ГПа при плотности около 0.45 г/см³ - удельная жёсткость почти как у алюминия, но сама она в 6 раз легче. Значит при той же массе стенка в 6 раз толще, а устойчивость оболочки растёт с толщиной быстрее, чем линейно - при равной массе еловая стенка держит осевое сжатие в 5.6 раза лучше дюралевой, фанера - почти в 3 раза. Против углепластиковых сот выигрыша по массе нет, но там и вся игра в цене (углекомпозиты - безумно дорого) Вопросов, конечно, хватает: влага и стабильность размеров, газовыделение и древесная пыль рядом с чистой полезной нагрузкой, разброс свойств натурального материала. Но в целом - почему бы и нет P.s. Из дерева, а точнее из бальзы, делали и лунную капсулу «Рейнджеров» 3-5 - шар диаметром 65 см с сейсмометром внутри должен был отделиться у самой Луны, затормозить твердотопливным двигателем и упасть на поверхность со скоростью 130-160 км/ч, а бальза при ударе сминалась бы как амортизатор. Не повезло ни одному: третий и пятый промахнулись мимо Луны, а 4-й из-за отказа бортового программно-временного устройства долетел мёртвым и врезался в обратную сторону на 9600 км/ч вместе с капсулой - зато стал первым американским аппаратом, добравшимся до Луны

Утёкшая фотография установки двигателей Raptor 3 на неизвестный Starship Видно, как обустроено рабочее место прям под кораблём, и что двигатели находятся в специальных защитных кожухах во время установки

Тесла сделали ЧТО

И еще красивая траектория выведения и возврата

Немного из того, чем занят - моделирование ловли первой ступени моей РКН "Сварог" клешнями с огромным боковым манёвром и отказом центрального двигателя Траекторию торможения бортовой планировщик пересчитывает прямо в полёте выпуклой оптимизацией, а отрабатывает её динамическая модель ступени с шестью степенями свободы. Двигатели и приводы в ней заданы по проекту, а управление видит мир через виртуальную авионику со всеми шумами и задержками - инерциалка, спутниковая навигация, 24-гигагерцовые радары и оптика с ИК-метками на башне. Эти данные получились в результате огромной проработки авионики ступени в железе (!) на протяжении последнего года

findrassvet - два месяца Я сейчас немного занят, поэтому больших разборов в канале меньше, чем хотелось бы - зато трекер «Рассветов» живёт сам. С запуска 9 августа у сайта уже больше 80 тысяч просмотров, и с середины сентября люди чаще приходят из поиска, чем по ссылкам - то есть его уже ищут намеренно Сайт разошёлся по куче мест в интернете - от Пикабу до крупных зарубежных СМИ вроде BBC, а графики с подписью findrassvet брали в том числе украинские издания. Что интересно - те зарубежные СМИ, что смотрели на данные, оценивали Бюро 1440 спокойнее, лучше и честнее многих российских. Графики с моего сайта там использовали как довод, что у группировки в целом всё хорошо. Повод задуматься и про качество работы медийной службы Бюро 1440, и про наши СМИ вообще Появились и последователи - китайцы сделали CISTrack, трекер своих группировок Guowang и Qianfan. В описании на GitHub прямо пишут, что вдохновлялись моим сервисом, а темп подъёма считают моим способом. Вышло хорошо, советую глянуть Раз уж метод расходится, выложил методику на GitHub - как считается высота по Брауэру, почему темп это наклон МНК-прямой в окне двое суток, а не разность соседних наборов, и откуда берётся разведение плоскостей. А у самого трекера теперь есть отдельный канал, куда бот каждый вечер в 21:00 сам постит графики и сводку по группировке. Пока очень тестово, дорабатываю в процессе P.s. это мой первый репозиторий на GitHub, кстати. А еще огромное спасибо Claude Opus 5.5 и Fable 5 за реализацию этого проекта - без них это была бы просто белая страничка с цифрами

+2

Первая ракета на пропане 05.09 в 23:12 по МСК ракета Spectrum немецкой Isar Aerospace стартовала с Андёйи и вывела на орбиту пять кубсатов - первый европейский частник, добравшийся до орбиты, и, как пишут западные издания, первый орбитальный пуск с континентальной Европы. Прошлый полёт в марте 2025 закончился падением носителя рядом со стартом меньше чем через минуту Про пуск написали все, а про топливо - никто. А ведь заправлена ракета жидким кислородом и пропаном, переохлаждённым почти до температуры жидкого кислорода. В полёте такого топлива до Спектрума еще не было. Британская Orbex делала ракету Prime на биопропане, с интересной коаксиальной схемой баков - но до старта компания не дожила - умерла в феврале 2026 Пропан в ракетной технике встречался и раньше, но не как горючее. На ракете Авангард, что взорвалась в прямом эфире прям на старте в декабре 1957 с первым американским спутником, сжиженный пропан работал рабочим телом сопел крена второй ступени - почти 6 килограмм грели, чтобы держать давление паров около 16 бар Как горючее пропан гоняли на стендах - центр Льюиса NASA в 60-х с кислородом и фтором, в России в 90-х на опытных двигателях. Да и я в октябре 2024 испытал свой ЖРД на 10 кгс как раз на жидком пропане и 60% пероксиде водорода Теперь почему именно пропан. Кислород кипит при 90К, пропан замерзает при 85.5К - запас >4 градусов, можно лить в один температурный контур с окислителем. Но главный плюс даже не в этом, а в наземке - пропан жидкий и при комнатной температуре, надо только держать ~8 бар, то есть обычная цистерна без изоляции. Он никуда не испаряется, а перед заправкой его прогоняют через теплообменник с жидким азотом и заливают уже холодным С метаном и СПГ так не выйдет. Хранилища СПГ проектируют под 0.05% испарения в сутки, автоцистерны до 0.25% - и это либо в факел, либо реконденсировать. Хуже другое: СПГ не чистый метан, а смесь углеводородов, метан выкипает быстрее остальных, и состав уезжает, даже в баке ракеты. Пуск ракеты Terran 1 в 2023 из-за этого ждали по трое суток между попытками - слитый СПГ обратно не зальёшь, брали свежий и ждали, пока смесь устоится. Пропан однокомпонентный, уезжать нечему Платят за это холодом на заправке - охладить килограмм пропана с +20 до 90К стоит 437 кДж, около килограмма жидкого азота на килограмм горючего. Но азот самый дешёвый криоген на площадке, и платишь за него один раз перед пуском, а не всё время хранения. Isar переносили пуск с января по сентябрь - прикиньте, сколько СПГ ушло бы в факел, это явно не по зелёной повестке Евросоюза Плотность пропана от охлаждения растёт неплохо - при +20 в обычных красных баллонах это около 500 кг/м3, а при -183 уже 729, что чуть-чуть недотягивает до керосиновых 810 По эффективности пропана как ракетного горючего. Считал в своём расчётном ПО для ракетных двигателей, 10 МПа в КС и 0.8 бар на срезе сопла. Пропан даёт удельный импульс на 6 секунд больше керосина, около +1.8%. Переохлаждение съедает из них секунду, холодный пропан несёт меньше энтальпии - на фоне 46% роста плотности ни о чём Isar пишут на сайте, что их пара даёт наивысший плотностной импульс среди углеродных топлив. По моим расчётам не даёт, только догоняет керосин. Зато баки выходят того же размера, что на керосине, при импульсе выше Про выхлоп, раз уж пропан продают как чистое топливо. В сравнении с керосином - CO2 на 10% меньше, угарного газа на 14%, водяного пара на 21% больше, по полному углероду разница 12%. При этом еще и сажи меньше, чем у керосина - что большой плюс для различных завесных защит в КС и т.д. Итого чистота на 12%, а вот цистерна под давлением вместо криохранилища - уже серьёзно, и, ИМХО, она, а не экология, и есть настоящая причина выбора. Правда, при 90К пропан "густеет" в 38 раз, до 7.5 мПа·с - насосам и форсункам с этим жить - больше потери давлений и так далее P.s. а больше всего понравилось про первый орбитальный пуск с континентальной Европы. Только не говорите европейцам, что Плесецк и Капустин Яр, вот беда - в европейской части - и оттуда летают с 60-х. Да и Андёйя - вообще-то остров

Добавил в трекер спутников группировки «Рассвет» от Бюро 1440 идеи, предложенные комьюнити: 1) Светлая тема 2) График темпа изменения высоты орбиты 3) Отображение названия КА на карте и 3Д даже когда спутники не выбраны 4) Много прочих мелких исправлений С увеличением числа пусков я добавлю еще несколько графиков, пока для них маловато данных Трекер: findrassvet.ru

https://www.youtube.com/watch?v=rZLK4RlM_co Полёт ZQ-3 от старта до посадки со СТЕРЕОЗВУКОМ Слышен переход на сверхзвук, как грохот двигателей с высотой переходит на шипение и писк (двигатели "гремят" только в атмосфере, ибо их сверхзвуковой выхлоп взаимодействует с ней, в вакууме звучат чисто сами двигатели - вращающийся ротор турбонасоса (пищит) и выходящий газ из сопла (шипит), иногда пульсации в камере сгорания) Так же слышна работа РСУ, запуск ТНА двигателей и самих двигателей во время тормозного зажигания в атмосфере Пост про их опоры и решетчатые рули

Советую кстати глянуть эту документалку про Союз-5

Так называемая "Звёздная фабрика"

Тем временем Starship S40 (с тринадцатого полёта, про который я совершенно ничего не написал) до сих пор плавает в океане - недавно его отбуксировали к острову Рождества, где его удалось отлично наснимать с дрона По имеющимся кадрам восстановил некоторые параметры форсуночной головки двигателя Раптор 3. Итого, с наибольшей достоверностью у меня получился диапазон от 285 до 287 форсунок. Много это или мало? В целом - для полнопоточного двигателя с таким давлением в камере сгорания - нормально - менее 2.5-2.8 кг топливной пары в секунду на каждую форсунку на полном режиме тяги. Мои работы по реверс-проектированию Раптора выходили на несколько большее количество форсунок Стоит понимать - данные не финальные. Например - форсунки внешнего пояса видны не все, и там разные ракурсы дают оценки от 59 до 61 форсунки (и ровно 60 даёт самую минимальную достоверность по погрешности угла - не могу верифицировать эту цифру). Так же речь идёт про двухкомпонентные форсунки в ядре - без учета пристеночных форсунок (которых не видно, но они есть) Интересные мои посты про Рапторы - 1 и 2, а так же пост про запальники Рапторов Да, я вручную пометил сотню форсунок на размытых картинках, посчитал углы между ними и групп, и посчитал с оценками достоверности сколько форсунок в каждом ряду. Аутизм.

Вот так одна из посадочных опор выглядит изнутри

+6

Как делают посадочные ноги и решётчатые рули для Zhuque-3 Все каналы уже написали про сам факт посадки, но никто не уходил в технику. На глаза попался выпуск CCTV-2 с двух заводов-смежников, которые делают для ракеты посадочные опоры и решётчатые рули Опоры. Их делает Sichuan Hangtai Aviation Equipment. Каждая из четырёх устроена одинаково: телескопическая штанга и собственно посадочная опора - V-образная рама из труб с переходником, обшивкой и башмаком. Штанга передаёт нагрузку при посадке, энергопоглотитель сидит внутри неё. Рама держит ступень и задаёт геометрию, снизу на ней массивный башмак, которым ступень встаёт на площадку Сложена опора так, что сама работает кожухом и закрывает собой всё, что стоит под ней (Идентично Falcon 9). Снаружи нанесено чёрное теплозащитное покрытие. В развернутом виде размах по башмакам около 14 метров, срезы сопел при этом подняты чуть более чем на 2 метра над площадкой Самое нагруженное место - узел, где соединяется опора и телескопическая штанга с энергопоглотителем. Его печатают целиком из титанового сплава. Держать опора должна нагрузки в несколько раз больше самолётного шасси, с которого, по словам разработчиков, конструкцию и срисовали. Ресурс сегодня - 20 циклов Цифры производства: 10-20 опор в месяц, план около 200 штук в год под 50 ракет, прогноз оборота 300-500 млн юаней. После полёта опоры снимают и везут обратно на завод - дефектоскопия рам, разборка штанг, проверка уплотнений и деталей на повреждения от удара. Прямо сейчас собирают комплекты на Y-4, Y-5 и Y-6, то есть на четвёртый, пятый и шестой пуски ZQ-3 Рули. Их делает Jiangsu Xinchao Alloy Technology. Основную часть, которой руль крепится к ракете и к приводам внутри, фрезеруют из цельного куска металла с допусками 0.02 мм. Саму решётку набирают и сваривают из деталей, вырезанных из стального листа, и уже доваривают к фрезерованной базе. Главная сложность вся в сварке: стенки тонкие, швов огромное количество, и техпроцесс построен вокруг борьбы с поводкой - специальные приспособления, многопроходная сварка, отпуск для снятия напряжений, и только потом чистовая обработка и многократный контроль Подход ближе к Super Heavy, чем к Falcon 9. У Falcon 9 руль - цельная титановая отливка, одна из самых крупных цельнолитых титановых деталей в мире, и фрезеруются на ней только ответственные поверхности сопряжения, а швов нет вообще. Деталь выходит очень дорогой - настолько, что на Super Heavy от литья отказались в пользу сварной стали. На ускорителях первой версии рули полностью сваривались из листовых деталей, а в третьей версии системы основную часть фрезеруют из цельного куска - туда теперь идут нагрузки при ловле, точку захвата перенесли на сам руль

У меня есть еще интересное - например программа моделирования выведения полезной нагрузки ракетой-носителем на заданную орбиту с учетом возврата первой ступени (сквозная оптимизация по любым заданным параметрам), или вот на видео - визуализация траектории ловли первой ступени в моём 3-DoF планировщике топливно-оптимальной траектории с использованием алгоритма NASA G-FOLD (эти данные потом идут в 6-степенное моделирование, с учетом плескания топлива в баках, частоты получения данных от авионики, погрешностей итд)

Я увидел хороший интерес к моим программным решениям, и видел интерес к постам с моими железками (в рамках разработки ракеты и ракетного двигателя к ней) Есть очень интересная вещь, к которой я пришёл за несколько лет разработки разных ракетных двигателей: 1. Любое общедоступное (и не очень - всякие вузовские проги, например) ПО - плохое (включая RPA) 2. Методики расчёта различных процессов в учебниках - зачастую с ошибками (иногда специальными, даже такое находил), а многие методы не проходят верификацию по результатам огневых испытаний реальных ракетных двигателей 3. Вручную всё считать, даже если есть простенькие консольные проги для расчёта отдельных вещей - очень долго. И что самое главное - очень скучно, и от появления требований на двигатель до установления более-менее понятных проектных параметров ЖРД может уходить по несколько месяцев, когда параметры гуляют чуть ли не в разы Где-то со школьных времён (с 2021) я разрабатывал отдельные расчётные модули для расчёта параметров ракетных двигателей и их турбонасосов. А где-то с 2025 года, с развитием ИИшек, когда я смог начать скидывать часть нудной работы - начал соединять все свои наработки в одно большое ПО комплексного проектирования камер сгорания ракетных двигателей Итого у меня есть ПО, которое без всяких там "ИИ сгенерировал ракетный двигатель за 2 недели" - исключительно по реальным методикам проектирования, которые я очень долго сопоставлял с реальными результатами огневых испытаний как чужих двигателей (в США, в России, в Китае), так и своих - чтобы привести многие модели как можно ближе к реальности. Я могу за 2 минуты от общих параметров (нужная тяга, нужный удельный импульс, топливная пара, материал огневой стенки, тип форсуночной головки и т.д.) спроектировать камеру сгорания ЖРД в достаточном приближении для дальнейшей работы Программа сама строит самый лучший профиль камеры сгорания с учётом всех потерь и ограничений по габаритам (если есть). Считает в первом приближении температурное поле сгорания от форсуночной головки. Считает охлаждение камеры сгорания - самостоятельно подбирая методы охлаждения, типы оребрений регенеративной рубашки, число поясов завесного охлаждения и их расхода - с учётом минимальных потерь удельного импульса. Визуализирует итоговые результаты и выводит твердотельную модель камеры сгорания, которую я могу сразу пропустить через моделирование различных процессов (программа сама готовит файл конфигурации и модель для Siemens STAR-CCM+) - от смесеобразования и сгорания до охлаждения. И сразу же вывести в CAD (в моём случае SolidWorks) - где я финально довожу камеру до того, что нужно - и пускаю в производство Из отдельного, еще не вшитого в эту прогу - расчетчик различных циклов насосных агрегатов ЖРД - где можно не просто выбирать уже заданную схему (открытый цикл, закрытый, полнопоточный итд) - а рисовать свою схему, расставлять все блоки двигателя, задавать значениями/функциями параметры и считать её. Она пока не в очень красивом виде, но работает отлично, например - смог найти схему, которая с точки зрения готового двигателя и его эксплуатации - лучше полнопоточного цикла (как у Раптора) в том, что нужно меньше запальников в схеме, запуск и останов проще, но в основном - схема осталась с двумя турбонасосами с перекрестным питанием газогенераторов P.s. не распространяю, просто показываю

По многочисленным запросам добавил карты покрытия КА