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[美国] SpaceX的火星梦(第二季):星舰(Starship)综合讨论帖

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发表于 2020-1-1 17:40:07 来自手机 | 显示全部楼层
dome(顶部或底部)整了仨一模一样的,看来SN1和SN2真的都要在Boca Chica建造。
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发表于 2020-1-3 10:58:48 | 显示全部楼层
机械构造体001 发表于 2020-1-1 17:40
dome(顶部或底部)整了仨一模一样的,看来SN1和SN2真的都要在Boca Chica建造。 ...

显然不一样啊,看起来一个是顶,一个是底,一个是中间的夹层。



这个图片明显是中间的夹层,你看上面都没封口,推进剂管路应该从这里穿过去。

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发表于 2020-1-3 11:03:07 | 显示全部楼层
搬运MD2小姐姐的消息,2L泄露的发射规划,激动人心。


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发表于 2020-1-3 12:04:44 来自手机 | 显示全部楼层
卡角看门兵 发表于 2020-1-3 10:58
显然不一样啊,看起来一个是顶,一个是底,一个是中间的夹层。



共底储箱壁这么薄啊...不好意思孤陋寡闻了...
说起来以前有火箭用过共底储箱的技术吗?
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发表于 2020-1-3 12:54:36 来自手机 | 显示全部楼层
机械构造体001 发表于 2020-1-3 12:04
共底储箱壁这么薄啊...不好意思孤陋寡闻了...
说起来以前有火箭用过共底储箱的技术吗? ...

很多,老宇宙神-半人马,土星5的S2、S4B,SPX的F1、F9,ESA的Ariane5,长3S3,长4S3,JAXA的H2S2。
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发表于 2020-1-3 15:33:51 | 显示全部楼层
机械构造体001 发表于 2020-1-3 12:04
共底储箱壁这么薄啊...不好意思孤陋寡闻了...
说起来以前有火箭用过共底储箱的技术吗? ...

共底的火箭多了去了,就国内用的少,国内就长征三号甲系列的三级用的多。

而且SpX这个上次炸掉的那一台就是共底,残骸拆解的时候能看到,甲烷和液氧之间就一个隔层,而且没有保温,因为两种推进剂温差只有20度,这个结构简化太大了,以往无论是液氧煤油还是液氢液氧,温差大的很,隔热都是非常麻烦的。
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发表于 2020-1-3 16:05:33 | 显示全部楼层
本帖最后由 大鲫鱼 于 2020-1-3 16:11 编辑

你看火箭院的那个文章,就是921火箭的共底,明显就是中央要有一个孔,而且火箭院着重介绍了他这个夹层和隔层,液氧和煤油之间差上百度。



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发表于 2020-1-3 20:48:01 | 显示全部楼层
卡角看门兵 发表于 2020-1-3 11:03
搬运MD2小姐姐的消息,2L泄露的发射规划,激动人心。

这个发射塔估计有史以来最简单了吧,导流槽都没有
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发表于 2020-1-5 23:37:37 | 显示全部楼层
最新消息,MK3应该是正式开工啦!最后一个图里好像是已经开始往架子上吊装了。








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发表于 2020-1-6 09:45:00 | 显示全部楼层
LC-39A的HIF内部的抓拍,搞不清是什么,估计是BFR发射台用的。


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发表于 2020-1-6 10:31:44 | 显示全部楼层
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灵感比汗水更重要
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发表于 2020-1-7 10:57:41 | 显示全部楼层
被拆除的MK1残骸,惨不忍睹,哎,真是可惜了。


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 楼主| 发表于 2020-1-9 12:58:22 | 显示全部楼层
SpaceX又做了一个实验性的贮箱,应该是考核焊接工艺的。


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发表于 2020-1-12 20:59:44 | 显示全部楼层
这次测试貌似不太成功,貌似还要改进工艺在测试
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 楼主| 发表于 2020-1-12 21:56:04 | 显示全部楼层
估计这条微博发出去,会被SpaceX的粉丝集体围攻,不过没关系,一直是有啥说啥。

有关昨天的强度试验(图1为动图,图2为炸前,图3为炸后),从目前的视频和图片,再结合马吹吹的推特,总的来讲这次试验并不是很成功。如无意外,SpaceX还会继续开展类似的强度试验(低温或常温)。好了,想骂的可以直奔评论区了,想听理由的可以继续往下看。






昨天的这次测试从目前来看是一次爆破试验,就是要加压到爆炸为止,根据SpaceX的设计,飞行状态下贮箱内载荷最大约6bar,最终爆炸时压力达到了7.1bar。那么是否是爆炸时压力高过飞行状态压力就是成功呢?其实并不是,有关这个问题,在上次星舰MK1炸飞前底的时候就和专业设计人员请教过,也查过相关文献。按照业界通行惯例,贮箱的实际强度应该预留额外的设计裕量,也就是所能耐受的内压应在飞行压力的基础上乘以一个系数,这个系数根据设计风格和技术积累的不同也有所不同,一般取值在1.2-1.4之间。



如果按照1.2的下限,那么爆炸时压力应该达到7.2bar,所以7.1bar的情况很贴近,但不满足20%设计裕量的。这在飞行出现异常时可能无法“扛”过去,但是这个裕量并不是固定的,也有资料指出美国的设计上裕量普遍所留较国内更低,而SpaceX在设计挖潜上历来出名,也不排除其只留有10%或者15%设计裕量的可能(猎鹰9会测到1.1倍)。如果是这样,马吹吹所说的pretty good是合理的(下图)。而说到载人的设计裕量,根据NASA要求确实是留到1.4倍即可,作为以载人为目标的星舰二级,现在这个强度显然还不够。





那么有人问,裕量留这么低干嘛,往高了留多好?其实火箭总体设计是一个典型的“鱼和熊掌”过程,增加设计裕量最简单的办法就是增加贮箱壁厚。但这么做这会直接让贮箱变得更重,从而降低火箭干质比,影响火箭的运力水平。星舰(BFR)由于采用了强度高但密度高的301冷轧不锈钢(图4,这次还是奥托昆普供货,3.95毫米厚,1.8米宽),这本身就对干质比有很大负面影响,若不在其他方面降低干质比,会大幅影响火箭运力水平,所以SpaceX挖潜设计裕量是有可能的。





那有没有设计裕量过高的例子呢?当然有,而且就在最近,NASA的亲儿子SLS在去年底也做了类似的爆破试验,试验结果是SLS的芯级贮箱在高达2.6倍飞行状态压力的情况下,支撑了长达半个小时后才沿着非焊缝的一条裂纹爆开(图5)。相对于上文所说的1.2-1.4,SLS的贮箱强度储备显然太高了。但SLS仍是传统NASA大总体的项目,再考虑其载人的要求和“大国重器”的身份,留这么多裕量也不稀奇。但这么高的设计裕量,必然会拉低SLS的运力水平,但SLS有SSME、SRB、RL-10三大“动力神器”加持,贮箱搞这么保守只能说是发动机太强可以任性。但我个人认为,其实这应该属于“过设计”的范畴了,但是NASA这些年在载人项目上保守的要命,也能理解。





另外,我刚才强调SLS爆开是沿着非焊缝裂开,为什么特意这么说呢?这要从SpaceX上次星舰MK1的炸飞前底说开来,当时的这次试验肯定和昨晚的试验不同,不是以爆破为目的的低温强度试验,因为MK1本来是要进行20公里亚轨道飞行的,你都炸上天了还飞个毛啊。结果意外发生了爆炸,而且最关键的是,爆裂是沿着贮箱短壳和筒段的环形焊缝齐齐爆开(图6),所以上次我就在文末推测事故原因最有可能的就是——焊缝不合格,或者关联到焊接工艺不合格。





之所以这么说,是因为贮箱焊接是否合格的基本原则就是——焊缝强度必须高于母材强度,至少也要等于母材强度。也就是常说的超强匹配或等强匹配。反之如果爆裂是沿着焊缝延展,就证明焊缝强度低于母材,属于低强匹配,焊接不合格。所以当时的分析就是SpaceX应该会考虑换用更新更好的焊接工艺,同时专门进行试验。



这次SpaceX特意重新焊接了一个同为9米直径的贮箱试验件,大概率就是为了试验新的焊接和拼装工艺,尤其是焊接。关键证据是现场图片中清晰可见的是,公司换用了Tip Tig的All in one焊机(图7、8)。Tip Tig也是一种焊接方法的名字(图9为焊机介绍),这种焊接方式利用专利的高速送丝(焊丝)机构,能够达到与MIG焊接一样的熔敷效率,但是却给出和TIG焊接一样的焊缝质量和优良的冶金性能和机械力学性能。尤其是高速往复送丝机构的焊丝对熔池的搅拌功能有效地破坏金属熔池及熔滴表面张力,不但能大幅度提高熔敷效率,改善金属的熔敷性能,而且使熔池中产生和裹挟的气体、杂质容易逃逸,从而保证焊缝具有优良的冶金性能和机械力学性能。根据相关文献和厂家的介绍,这种焊接方式已经广泛应用在了国外基于不锈钢的LNG储罐上。根据国内公开的工艺评定文献记录,基于316不锈钢的LNG储罐焊接中,Tip Tig焊缝的强度明显高于母材。









由于不锈钢是非常成熟的焊接母材,其工艺也很成熟,所以SpaceX又发挥了其善于向工业界取经的风格。借用工业界的成熟技术,不断试验,快速迭代改进,这就是这家公司成功的精髓之一。



但虽然换用了Tip Tig的焊接方式,此次试验结果似乎也并不乐观,从NSF的曝光图片和视频来看(图10,图11为典型贮箱结构),爆裂还是发生在焊缝上,只不过这次改为发生在前底(图中Dome)和短壳(图中Ring)的焊缝上,上次是短壳和筒段之间,还是焊缝强度低于母材,这也是前文我说大概率还会继续进行类似试验逐步改进焊接工艺的原因。







好了,就说这么多,后续有更新我们在继续跟踪。



看完全文后想开喷的也可以直奔评论区了。



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