Merliny dały SpaceX przestrzeń wokółziemską. Raptory dadzą Marsa. Cel ambitniejszy. Potrzeba lepszego silnika. Prawdopodobnie najlepszego, jaki kiedykolwiek zbudowano.

Rok 2002. Początki SpaceX. Wiceprezesem ds. napędu jest genialny inżynier, Tom Mueller. Elon Musk właśnie zlecił mu zrobić coś, czego zardzewiała, amerykańska branża kosmiczna bała się zrobić od lat. Zaprojektować nowy silnik, zupełnie od zera. Nie kolejną, uproszczoną wersję silnika wahadłowca. Nie jedenastą generację RL-10. Całkowicie nowy silnik. Gdy inni grają zachowawczo, SpaceX ryzykuje.

Jak do tego podszedł Mueller? Postawił na prosty, sprawdzony typ silnika, ale użył najnowocześniejszych metod. Tak powstał Merlin. Silnik rakiet Falcon.

Dekadę później, Musk znowu przychodzi do Muellera. Sukces Merlina udowodnił, że prywatna firma jest w stanie tworzyć własne silniki do swoich rakiet. Teraz czas przesunąć granicę jeszcze dalej. Trzeba lecieć na Marsa. Wymagania Muska nie pozostawiają wątpliwości. Nowy silnik, o nazwie kodowej Raptor, ma być najlepszym silnikiem rakietowym na świecie. Prostota już nie wystarcza. Mueller musi od niej odejść... i to odejść bardzo daleko.

To, co zrobił, można streścić jednym zdaniem: Raptor jest pierwszym silnikiem z zamkniętym cyklem spalania o pełnym przepływie paliwa i utleniacza przez spalarki wstępne (FFSC), który chodzi na methalox i uzyskuje ciśnienie 300 atmosfer w komorze spalania.

Technobełkot rodem ze Star Treka? Nie! To autentyczne rocket science!

Ten artykuł, rzecz jasna, będzie zawierał pewne uproszczenia. Ale dość przekrojowo przedstawi i wyjaśni podstawowe zagadnienia inżynierii silników rakietowych. I porówna rozwiązania już istniejące z tymi stosowanymi w Raptorze.

Gdy skończysz czytać, to „technobełkotliwe” zdanie powinno stać się jasne jak Słońce wschodzące na marsjańskim horyzoncie. Czyli: w miarę jasne.

Dobry silnik, czyli jaki?

Wartość silnika rakietowego definiują dwa główne parametry:

1. Stosunek ciąg/masa (T/W, od ang. Thrust/Weight).
2. Efektywność paliwowa, czyli impuls właściwy (Isp, od ang. Impulse, specific).

Oczywiście, szalenie istotny jest też trzeci parametr:

3. Koszt.

Silnik na antymaterię może i byłby potężny, ale daleko nie zajedziemy, jeśli licznik na CPN-ie pokazuje, że gram naszego paliwa kosztuje trylion dolarów. Skupmy się na tym, na co nas stać.

T/W: Jak najmocniej. Jak najlżej.

Wartość stosunku ciąg/masa jest jasna. Jeśli silnik ma za mały ciąg, by unieść swój własny ciężar, nie uniesie całej rakiety. W praktyce, silniki rakiet orbitalnych muszą unosić wielokrotność swojego ciężaru, bo samo paliwo stanowi 90% masy rakiety. Na silniki, konstrukcję i ładunek zostaje tylko kilka procent.

Stosunek ciąg/masa liczy się bardziej niż sam ciąg. Bo jeśli stosunek ten wynosi np. solidne 100:1, to nawet gdyby silnik był mały i ważył 400 kg, uzyskiwałby 40 ton siły ciągu. Niewiele, bo rakiety ważą setki ton. Ale co za problem użyć 10 silników dla 300-tonowej rakiety?

Jaki stosunek ciąg/masa wyciskają obecne silniki?

RS-25, główne silniki promów kosmicznych, uzyskiwały ok. 60:1. Rosyjskie RD-180, używane w Atlas V – niemal 80:1. Rekordowe 180:1 uzyskują Merliny od SpaceX.

Mimo to, Elon Musk utrzymuje, że napęd to jedna ze słabszych stron SpaceX. Czemu?

Bo wysoki ciąg i przyspieszenie liczą się głównie w pierwszych minutach startu, gdy walczymy z grawitacją. Będąc już na orbicie, możemy przyspieszać powolutku, bo już nie spadniemy. Nawet jeśli jeszcze nie osiągnęliśmy prędkości orbitalnej, ale mamy zapas wysokości, nie spadniemy tak od razu – możemy przyspieszać stosunkowo powoli.

Na tych etapach, decydujące znaczenie ma więc drugi z czynników. Efektywność paliwowa. Isp.

Impuls właściwy, czyli wydajność

Impuls właściwy (Isp) mówi, jak mocnego kopa daje rakiecie silnik po spaleniu kilograma paliwa. Tradycyjnie, podajemy go w sekundach (s).

Impuls właściwy zależy bezpośrednio od prędkości gazów wylotowych. Ta z kolei zależy od typu paliwa i zarówno od ogólnego typu silnika, jak i szczegółów konstrukcyjnych. Dodatkowo, impuls właściwy jest wyższy w próżni niż na poziomie morza, bo silnik nie musi wypychać gazów wylotowych przeciwko ciśnieniu atmosferycznemu.

Opcje paliwowe. Status quo?

Są paliwa mniej i bardziej efektywne. Łatwiejsze i trudniejsze do wykorzystania.

Paliwa stałe pozwalają na konstruowanie najprostszych rakiet. Przerośniętych fajerwerków. Uzyskują jednak relatywnie niskie Isp: 240-280s. I to tę drugą wartość osiągają raczej w próżni. Raz odpalone, muszą się całkowicie wypalić. Nie można ich zatrzymać ani odpalić ponownie. Można ich użyć jako rakiet pomocniczych, ale raczej nie jako głównego członu. No chyba że potrzebujemy niewielkiego udźwigu (rakieta Vega) lub chcemy posłać astronautów na szczycie takiego gigantycznego fajerwerka (Ares I – projekt zarzucono… ciekawe czemu?).

Paliwa hipergolowe składają się z kilku (zwykle dwóch) składników, które po zmieszaniu ulegają samoczynnemu zapłonowi. Są toksyczne i bardzo drogie, ale proste i niezawodne w użyciu. Można je przechowywać przez długi czas, a korzystające z ich silniki można swobodnie włączać i wyłączać. Dlatego często robią za silniki manewrowe statków kosmicznych i sond dalekiego zasięgu. SpaceX używa ich w silnikach SuperDraco, montowanych w kapsułach Dragon v2. SuperDraco osiągają Isp 240s. Wystarczająco dużo do manewrowania, ale za mało dla głównego napędu wydajnych rakiet.

Paliwa ciekłe zapewniają lepszą lepszą efektywność. Działają podobnie jak paliwa silników samochodowych czy lotniczych. Różnica jest taka, że te ostatnie są spalane za pomocą tlenu z atmosfery. Rakiety spędzają większość lotu poza atmosferą, więc oprócz paliwa, muszą taszczyć ze sobą zapas utleniacza – ciekłego tlenu (ang. Liquid Oxygen, LOX).

Klasyczne paliwo rakietowe RP-1 (Rocket Propellant 1) jest najprostsze. To czysta nafta (ang. kerosene, kombinację z LOX nazywa się czasem kerolox). Ma wiele wspólnego z ropą naftową.

RP-1 jest łatwe w użyciu. Stabilne w temperaturze pokojowej. Ma duże, skomplikowane cząsteczki. Z jednej strony, dają one dużą gęstość, co pozwala na kompaktowe zbiorniki. Z drugiej: trudno je dopalić do końca, natomiast łatwo wyrzucić z dyszy dużą ilość masy. Zapewnia to duży ciąg, ale małą wydajność paliwową: Isp rzędu 280-311s w atmosferze.

Głównie silniki rakiet Falcon, Merliny, wykorzystują właśnie RP-1. Uzyskują Isp 282/311s (atmosfera/próżnia). Wysokowydajne, skomplikowane rosyjskie RD-180 mają Isp 311s/338s. Drugi stopień Falcona używa silnika Merlin ze specjalną, dużą dyszą, która pękłaby w atmosferze, ale w próżni daje Isp równe aż 348s.

RP-1 ma jednak dwie wady. Skomplikowanych cząsteczek nie da się syntetyzować na Marsie, a wydajność jest znacznie mniejsza od najwydajniejszej z opcji.

Wodór jest najwydajniejszym z ciekłych paliw (LH2, Liquid H2, wraz z LOX daje hydrolox).

Wodór ma najmniejsze, najlżejsze cząsteczki z możliwych. Spala się doskonale, a gazy wylotowe są na tyle lekkie, że masa nie ucieka zbyt szybko. Nawet silniki o najprostszej konstrukcji, jak RS-68A używane w rakietach Delta IV, osiągają Isp 360/412s. Silniki zaawansowane, jak SSME (główne silniki wahadłowców), osiągają 366/452s i więcej.

Czemu więc SpaceX nie używa wodoru? Czemu Rosjanie praktycznie nie używają wodoru?

Bo jest najtrudniejszy i najkosztowniejszy w użyciu.

Jako najmniej gęste paliwo, wymaga dużych zbiorników. Bardzo dużych. W jednym metrze sześciennym można upakować około 1000 kg paliwa RP-1, ale zaledwie 70 kg ciekłego wodoru. Zbiorniki muszą też być bardzo szczelne, bo małe cząsteczki H2 łatwo przeciskają się przez wszelkie mikroszczeliny. Jakby tego było mało, wodór to paliwo kriogeniczne. By pozostał cieczą, musi być schłodzony ledwie 20C powyżej zera bezwzględnego, tj. do -253C (LOX do -185C, a RP-1 może mieć i temperaturę pokojową).

To wszystko wymaga drogiego sprzętu naziemnego, ale – co gorsza – daje sprzeczne wymagania dla zbiorników LH2 w rakietach: muszą być wielkie, superszczelne, dobrze izolowane termicznie... i jednocześnie lekkie.

Jednym z rozwiązań jest specjalna, lekka pianka izolacyjna. Oczywiście, bardzo droga. Ale to nie jedyny problem. Na rakietach Delta IV, pianka ulega zapaleniu podczas niemal każdego startu. W promach kosmicznych często odrywała się od zbiornika i uderzała w orbiter, co spowodowało katastrofę Columbii.

Czyli: RP-1 jest niezbyt wydajne, wodór jest bardzo trudny w użyciu. Gdyby tylko istniało coś pomiędzy nimi.  Złoty środek. Paliwo wydajne, a jednocześnie stosunkowo łatwe w użyciu, przechowaniu i syntezie. Na przykład na Marsie.

Gdyby tylko.

Rewolucyjne paliwo: metan

Złotym środkiem okazuje się być metan. Kombinację z ciekłym tlenem nazywa się "methalox" (methane + liquid oxygen). Jeszcze nigdy żadna duża rakieta z niego nie korzystała. A szkoda.

Metan ma wzór chemiczny CH4. Jeden atom węgla, cztery atomy wodoru. Cząsteczka stosunkowo prosta. Lekka. Łatwo spalić ją do końca. Ma gęstość na tyle niewielką, że masa paliwowa nie ucieka zbyt szybko dyszami silników. Ale na tyle dużą, że zbiorniki – choć większe od tych na RP-1 – nie muszą być tak wielkie jak dla wodoru. Nie muszą też być aż tak szczelne, bo cząsteczka CH4 jest sporo większa od H2.

Temperatura ciekłego metanu to około -180C. Podobnie do ciekłego tlenu. Nie potrzeba więc pianki izolacyjnej. Metan jest tani i prosty do uzyskania. Nawet na Marsie.

A co z możliwym do uzyskania impulsem właściwym? RP-1 dawało 282-348 s. LH2 dawało 360-465 s.

Metan? Od 334 s do nawet 382 s. Jeśli masz odpowiednią konstrukcję silnika.

Raptor korzysta właśnie z metanu. Zalety metanu zauważyła też konkurencja SpaceX. ULA i Blue Origin też budują sobie silnik methaloxowy o nazwie BE-4. Ale to SpaceX zdaje się prowadzić w tym wyścigu. Raptor jako pierwszy zaliczył test pełnego uruchomienia.

Rocket science 101: konstrukcje silników rakietowych

W silniku rakietowym na paliwo ciekłe chodzi o to, żeby jak najszybciej wpompować jak najwięcej paliwa (wodoru, RP-1, metanu) i utleniacza (LOX) do komory spalania. W niej powinna zachodzić ciągła, kontrolowana eksplozja. Im dokładniejsze spalanie, tym lepiej. Gazy z tej eksplozji wyrzucane są z dyszą do tyłu, a rakieta leci do przodu.

Im więcej paliwa trafi do komory spalania i – po spaleniu – do dyszy, tym silnik rakietowy potężniejszy.

Problem sprowadza się więc w dużej części do pompowania paliwa. Jak napędzić pompę, która ma wtłaczać do komory spalania setki kilogramów paliwa i utleniacza na sekundę?

Generator gazów: najprostszy cykl spalania

Najprostszy sposób to zastosowanie otwartego cyklu spalania, znanego również jako cykl pracy z generatorem gazów. W tej konstrukcji, mała część paliwa i utleniacza z głównych zbiorników trafia do małej komory spalania. To właśnie generator gazów. Tam następuje niezbyt efektywne spalanie. Produkty spalania – gorące gazy – naciskają na łopatki turbiny i są wyrzucane za burtę rakiety przez "rurę wydechową". Tymczasem turbina napędza potężne pompy i to one dopiero pompują ciekłe paliwo i ciekły tlen z głównych zbiorników do głównej komory spalania. Tam następuje zapłon, a spaliny wyrzucane są przez dyszę i napędzają rakietę.

Czyli: zespół generatora gazów i turbopompy to tak jakby mini-silnik, który kradnie trochę paliwa z głównych zbiorników. Ma tylko jedno zadanie: pompować paliwo do głównej komory spalania. Spaliny z tego silnika nie napędzają rakiety, tylko stosunkowo powoli wylatują oddzielną rurą wydechową.

W ten sposób, w uproszczeniu, działały np. główne silniki Saturn V, Rocketdyne F-1. I tak działają używane w Falconach silniki Merlin. Na poniższym zdjęciu widać 9 Merlinów, każdy z dysza i rurą wydechową:

Zaletą tej konstrukcji jest prostota. Ma ono jednak wady, które obniżają Isp.

Do komory spalania trafia ciekłe paliwo i ciekły utleniacz. Ciecze trudniej jest wymieszać i spalić niż gazy.

Generator gazów to nie jest główna komora spalania, a te rury wydechowe to nie dysze. Gazy wylotowe nie osiągają dużych prędkości. Paliwo użyte do wygenerowania gazów się marnuje. Widać to na poniższym zdjęciu. Czysty, gorący płomień z dyszy kontrastuje z ciemnymi spalinami z generatora gazów:

A gdyby tak wziąć gazy, które napędziły turbopompę, i zamiast wyrzucać je za burtę rurą wydechową, skierować je do komory spalania?

Zamknięte cykle spalania

Przekierowanie gazów z tradycyjnego generatora gazów do komory spalania nie ma wielkiego sensu. Raz, że te gazy to już raz spalone... spaliny. Dwa, że do komory spalania musielibyśmy wciąż wtłoczyć ciekły tlen i ciekłe paliwo. Doliczając do nich spaliny, dałoby to aż trzy składniki reakcji, z czego dwa miałyby się spalić nawzajem, a trzeci (spaliny) dopalić. Trudno przeprowadzić tę reakcję w efektywny sposób.

Zaawansowane silniki do tej pory korzystały z jednego z dwóch sposobów, by do komory spalania trafiały nie więcej niż dwa składniki.

ORSC

Rosjanie zrezygnowali z klasycznego generatora gazów i zaczęli stosować tzw. komorę spalania wstępnego (ang. preburner). W zasadzie to też jest taki generator gazów. Też tworzy gazy napędzające turbopompy. Robi to jednak tak, by te gazy nie były dopalone. Mają wciąż być użyteczne dla komory spalania.

Rosjanie kierują do komory spalania wstępnego cały ciekły tlen z głównej linii przesyłowej. Cały, jaki miałby normalnie trafić do głównej komory spalania. Dodają do tego odrobinę paliwa. W komorze spalania wstępnego dochodzi do zapłonu. Powstają nie tyle bezużyteczne spaliny, co gaz składający się głównie z tlenu (skoro spalaliśmy tam głównie tlen...). Gaz zasila turbopompę, po czym jest wtłaczany do głównej komory spalania. W tej komorze spalania, gaz tlenowy robi za utleniacz i miesza się z głównym dopływem ciekłego paliwa.

W komorze spalania spotykają się więc dwa składniki: ciekłe paliwo i gaz tlenowy. Ciecz z gazem stosunkowo łatwo wymieszać i efektywnie spalić. Ponieważ wstępne spalanie następuje w obecności całości tlenu i odrobiny paliwa, ten cykl spalania nazywany jest spalaniem wielostopniowym bogatym w tlen (Oxygen-Rich Staged Combustion, ORSC).

Takie silniki wymagają doskonałej metalurgii, która wytrzyma wysokie ciśnienie w komorze spalania i oprze się korozji. Pozwala jednak na podwyższenie Isp o około 10% w stosunku do otwartego cyklu spalania. Rosyjskie silniki RD-180, używane w rakietach Atlas V firmy ULA, używają właśnie ORSC. Osiągają impuls właściwy 311s na poziomie morza. Merliny, na tym samym paliwie, wyciągają zaledwie 282 s.

Na poniższym zdjęciu widać, że RD-180 ma dwie dysze, ale nie ma żadnej nieefektywnej rury wydechowej. (Dwie dysze nie są wymagane przez ORSC. Rosjanie po prostu preferowali tu jedną turbopompę, ale dwie mniejsze dysze i dwie mniejsze komory spalania zamiast jednej dużej.)

FRSC

Amerykanie zastosowali podejście alternatywne. Nie dysponowali metalurgią, która pozwalałaby spalać wstępnie tlen z domieszką paliwa. Dysponowali za to paliwem, które nawet po spaleniu wstępnym nie zostawia żadnej sadzy w rurach i silniku: wodorem.

W głównych silnikach promu kosmicznego, SSME, całość wodoru jest kierowana do komory spalania wstępnego, gdzie jest spalana w obecności niewielkiej ilości tlenu. Uzyskany tak gaz wodorowy napędza turbopompę i trafia do głównej komory spalania, gdzie jest mieszany z ciekłym tlenem. Mamy tu więc do czynienia ze spalaniem wielostopniowym bogatym w paliwo (Fuel-Rich Staged Combustion, FRSC).

Silniki RS-68A, używane w rakietach Delta IV, też chodzą na wodór. Ale korzystają z prostego generatora gazów, który ogranicza Isp do 412 s. Silniki promu, SSME, dzięki cyklowi FRSC, uzyskiwały 452 s na tym samym paliwie.

ORSC vs FRSC

Dotychczasowe, zaawansowane silniki miały więc dwie opcje. Zamieniały w gaz albo utleniacz (ORSC), albo paliwo (FRSC) i mieszały go z drugim składnikiem w postaci ciekłej. Ciecz i gaz da się zmieszać stosunkowo efektywnie, ale... Co gdybyśmy nie musieli wybierać? Co jeśli bylibyśmy w stanie zamienić w gaz zarówno paliwo, jak i utleniacz?

Rewolucyjny cykl pracy: FFSC

Krok dalej wydaje się naturalny: połączyć "rosyjskie" ORSC i "amerykańskie" FRSC. W ciągu ostatnich dziesięcioleci, próbowano zbudować taki silnik. Zbudowano pewne prototypy, jednak żaden nigdy nie został ukończony i zintegrowany z rakietą.

Raptor będzie pierwszym używanym na świecie silnikiem rakietowym, który ma dwie komory spalania wstępnego: jedna zamienia w gaz cały ciekły tlen (z małą domieszką paliwa), a druga zamienia w gaz całe paliwo, czyli ciekły metan (z małą domieszką tlenu). Gaz tlenowy napędza turbopompę pompującą tlen, a gaz paliwowy napędza turbopompę pompującą paliwo. W tego typu silniku, turbopompy mogą sumarycznie być bardzo potężne, ponieważ napędzane są pełnym przepływem paliwa i utleniacza. Stąd bierze się nazwa cyklu pracy: FFSC (Full Flow Staged Combustion).

Ponieważ wielką moc generuje już sam fakt przepływu dużych mas paliwa i utleniacza, obie turbopompy mogą pracować w niższych temperaturach i niższym ciśnieniu.

Przepływy paliwa i utleniacza są uporządkowane. Oba mają oddzielną komorę spalania wstępnego, turbinę i pompę. Dzięki temu, łatwiej uszczelnić silnik tak, by paliwo nigdy nie mieszało się z utleniaczem przypadkowo.

Na poniższym diagramie widać główne elementy silnika FFSC –  Raptora. Elementy przepływu utleniacza (LOX) umieszczone są bezpośrednio nad komorą spalania. Elementy dla paliwa znajdują się po lewej stronie.

Pomimo złożonej konstrukcji, cykl FFSC upraszcza wiele problemów. Warunki wewnątrz silnika są lepiej kontrolowane i generalnie łagodniejsze. Do pewnego momentu. Po napędzeniu turbopomp, gaz paliwowy i gaz tlenowy trafiają do komory spalania. I tam rozpętuje się piekło.

Ponieważ paliwo i utleniacz są już na tym etapie gazami, reakcje chemiczne zachodzą błyskawicznie. Oba składniki mieszają się z dużą efektywnością. I generują ogromne ciśnienie.

Na dzień przed prezentacją IAC 2016, zespołowi inżynierów ds. napędu SpaceX udało się wykonać pełny test silnika.

Oto Raptor podczas pracy:

Rekordowe ciśnienie

Wymykające się wszelkim przewidywaniom ciśnienie w komorze spalania Raptora było jedną z przyczyn, przez które prognozy nie doszacowały możliwości ITS.

W silnikach Merlin, gazy w komorze spalania osiągały ciśnienie ok. 96 atmosfer (atm). Tworząc zaawansowane silniki wahadłowców, SSME, Amerykanie byli dumni z tego, że udało im się posunąć technologię do granic tego, co wydawało się fizycznie możliwe. Ciśnienie w SSME dochodziło do niemal 204 atm.

Jednak Rosjanie, oferując swoje silniki RD-180 jako napęd dla rakiet Atlas V, pochwalili się wartościami ciśnienia, które wydawały się nieosiągalne. Wątpliwości Amerykanów rozwiały się dopiero po zobaczeniu pełnego testu RD-180. Ciśnienie w komorze spalania przekraczało 263 atm.

Przed prezentacją Elona Muska na IAC, niewiele było wiadomo o ciśnieniu uzyskiwanym w silnikach Raptor. Znane były przybliżone wartości ciągu i Isp, ale nie ciśnienie. Stąd założenie, że trzykrotnie wyższy ciąg Raptora musi oznaczać, że jest to silnik znacznie większy od Merlina –  jakieś 3x większy.

Założenia te okazały się błędne.

Ciśnienie w komorze spalania Raptora deklarowane jest jako 296 atmosfer. 3x więcej niż w Merlinie. Więcej niż ma RD-180. Więcej niż jakikolwiek inny silnik rakietowy w historii.

Fakt, nie podano jeszcze dokładnej masy Raptora. Jego konstrukcja jest bardziej skomplikowana od Merlina (dwie komory spalania wstępnego zamiast pojedynczego generatora gazów). Musi też być znacznie wytrzymalsza i masywniejsza, by przetrwać piekło, które chce zeżreć od środka komorę spalania. Ale i tak, wielkość jest podobna do wielkości Merlina.

Nieoczekiwanie, wszystko wskazuje na to, że Raptor dorówna Merlinowi w doskonałym stosunku ciąg/masa. A może nawet Merlina przebije.

W najśmielszych prognozach przewidywano, że rakieta ITS będzie miała około 30 Raptorów w pierwszym stopniu. Więcej po prostu by się nie zmieściło. Na tej podstawie liczono ciąg, masę i osiągi całej rakiety. Wszystkie te parametry zostały dalece niedoszacowane. Bo zamiast 30 Raptorów, kompaktowość silnika pozwoliła bez problemów upakować... 42.

Czterdzieści dwa takie silniki... Wyobraźcie to sobie. Zamknijcie oczy. Co widzicie?

Podsumowanie

Przypomnijmy tajemnicze zdanie ze wstępu artykułu: „Raptor jest pierwszym silnikiem z zamkniętym cyklem spalania o pełnym przepływie paliwa i utleniacza przez spalarki wstępne (FFSC), chodzi na methalox i uzyskuje ciśnienie 300 atmosfer w komorze spalania”. Czy nie brzmi teraz nieco jaśniej? I bardziej optymistycznie?

Prawo nagłówków Betteridge'a mówi, że jeśli w tytule artykułu pojawia się pytanie, to odpowiedź jest najprawdopodobniej przecząca. Zaznacza jednak, że nie dotyczy to rzetelnych publikacji naukowo-technicznych. Mam więc tym większą nadzieję, że w wypadku tego artykułu, odpowiedź brzmi: „tak”.