roket motoru - Rocket engine

Bir roket motoru , genellikle yüksek sıcaklıktaki gaz olan yüksek hızlı bir itici sıvı jeti oluşturmak için reaksiyon kütlesi olarak depolanmış roket itici gazlarını kullanır . Roket motorları, Newton'un üçüncü yasasına göre kütleyi geriye doğru fırlatarak itme üreten reaksiyon motorlarıdır . Çoğu roket motoru , gerekli enerjiyi sağlamak için reaktif kimyasalların yanmasını kullanır , ancak soğuk gaz iticileri ve nükleer termal roketler gibi yanmayan formlar da mevcuttur. Roket motorları tarafından tahrikli taşıtlar yaygın olarak adlandırılır roketler . Roket araçları , çoğu yanmalı motorun aksine kendi oksitleyicilerini taşır , bu nedenle roket motorları, uzay aracını ve balistik füzeleri itmek için bir vakumda kullanılabilir .

Diğer jet motor türleriyle karşılaştırıldığında, roket motorları en hafif ve en yüksek itme gücüne sahiptir, ancak yakıt verimliliği en düşüktür (en düşük özgül dürtüye sahiptirler ). İdeal egzoz, tüm elementlerin en hafifi olan hidrojendir , ancak kimyasal roketler, egzoz hızını azaltan daha ağır türlerin bir karışımını üretir.

Roket motorları, Oberth etkisi nedeniyle yüksek hızlarda daha verimli hale gelir .

terminoloji

Burada "roket", "roket motoru"nun kısaltması olarak kullanılmaktadır.

Termal roketler , elektrikle ( elektrotermal tahrik ) veya bir nükleer reaktörle ( nükleer termal roket )ısıtılan eylemsiz bir itici kullanır.

Kimyasal roketler tarafından desteklenmektedir ekzotermik indirgenme-yükseltgenme itici kimyasal reaksiyonlar:

• Katı yakıtlı roketler (veya katı yakıtlı roketler veya motorlar ), katı fazda yakıt kullanan kimyasal roketlerdir.
• Sıvı yakıtlı roketler , tanklardan beslenen sıvı halde bir veya daha fazla itici kullanır.
• Hibrit roketler , yanmayaizin vermekiçin ikinci bir sıvı veya gaz oksitleyici veya iticinin eklendiğiyanma odasında katı bir itici kullanır.
• Monopropellant roketler , bir katalizör tarafından ayrıştırılan tek bir itici gaz kullanır. En yaygın monopropellantlar hidrazin ve hidrojen peroksittir .

Çalışma prensibi

Roket motorları , bir sevk memesi vasıtasıyla yüksek hıza hızlandırılmış bir egzoz sıvısının dışarı atılmasıyla itme üretir . Sıvı genellikle , bir yanma odası içinde yakıt ve oksitleyici bileşenlerden oluşan katı veya sıvı itici gazların yüksek basınçla (inç kare başına 150 ila 4,350 pound (10 ila 300 bar)) yanması ile oluşturulan bir gazdır . Gazlar memeden genişledikçe çok yüksek ( süpersonik ) hıza çıkarlar ve buna verilen tepki motoru ters yöne doğru iter. En iyi performans için yüksek sıcaklıklar ve basınçlar istendiğinden, yanma en çok pratik roketler için kullanılır.

Yanmaya alternatif bir model roketçilik , sıkıştırılmış hava, karbon dioksit , nitrojen veya başka herhangi bir hazır inert gazla basınçlı su kullanan su roketidir .

itici

Roket itici gaz, itme kuvveti oluşturmak için bir roket motorundan bir sıvı jeti şeklinde fırlatılmadan önce, genellikle bir tür itici tankta veya yanma odasının kendisinde depolanan kütledir.

Kimyasal roket iticileri en yaygın olarak kullanılanlardır. Bunlar, roket tarafından itici amaçlar için kullanılan sıcak gaz üreten ekzotermik kimyasal reaksiyonlara girer. Alternatif olarak, kimyasal olarak inert bir reaksiyon kütlesi , bir ısı eşanjörü aracılığıyla yüksek enerjili bir güç kaynağı kullanılarak ısıtılabilir ve ardından yanma odası kullanılmaz.

Katı roket itici gazları, yakıt ve 'tane' adı verilen oksitleyici bileşenlerin bir karışımı olarak hazırlanır ve itici depolama kasası etkin bir şekilde yanma odası haline gelir.

Enjeksiyon

Sıvı yakıtlı roketler, ayrı yakıt ve oksitleyici bileşenlerini karıştırıp yandıkları yanma odasına girmeye zorlar. Hibrit roket motorları, katı ve sıvı veya gaz halindeki iticilerin bir kombinasyonunu kullanır. Hem sıvı hem de hibrit roketler , iticiyi odaya sokmak için enjektörler kullanır. Bunlar genellikle bir dizi basit jetlerdir – itici gazın basınç altında kaçtığı delikler; ancak bazen daha karmaşık püskürtme memeleri olabilir. İki veya daha fazla itici gaz enjekte edildiğinde, jetler genellikle itici gazların çarpışmasına neden olur, çünkü bu, akışı daha kolay yanan daha küçük damlacıklara böler.

yanma odası

Kimyasal roketler için yanma odası tipik olarak silindiriktir ve yanmanın bir kısmını yanma odasının daha yavaş akan kısmında tutmak için kullanılan alev tutuculara ihtiyaç yoktur. Silindirin boyutları, itici gazın tamamen yanabileceği şekildedir; farklı roket itici gazları, bunun gerçekleşmesi için farklı yanma odası boyutları gerektirir.

Bu, denilen bir numaraya yol açar : ${\görüntüleme stili L^{*}}$

${\displaystyle L^{*}={\frac {V_{c}}{A_{t}}}}$

nerede:

• ${\displaystyle V_{c}}$ odanın hacmi
• ${\ Displaystyle A_{t}}$ memenin boğaz alanıdır.

L* tipik olarak 64-152 santimetre (25-60 inç) aralığındadır.

Bir yanma odasında tipik olarak ulaşılan sıcaklık ve basınç kombinasyonu, herhangi bir standarda göre genellikle aşırıdır. Hava soluyan jet motorlarından farklı olarak, yanmayı seyreltmek ve soğutmak için atmosferik nitrojen mevcut değildir ve itici gaz karışımı gerçek stokiyometrik oranlara ulaşabilir . Bu, yüksek basınçlarla birlikte, duvarlardan ısı iletim hızının çok yüksek olduğu anlamına gelir.

Yakıt ve oksitleyicinin odaya akabilmesi için, yanma odasına giren itici akışkanların basıncının, yanma odasının içindeki basıncı aşması gerekir. Bu, turbo pompalar da dahil olmak üzere çeşitli tasarım yaklaşımlarıyla veya daha basit motorlarda sıvı akışını ilerletmek için yeterli tank basıncıyla gerçekleştirilebilir . Tank basıncı, birçok büyük roket motorunda ortak olan bir yüksek basınçlı helyum basınçlandırma sistemi veya bazı yeni roket sistemlerinde, iticiyi otomatik olarak basınçlandırmak için motor çevriminden yüksek basınçlı gazın boşaltılması dahil olmak üzere çeşitli yollarla muhafaza edilebilir. Örneğin, SpaceX Starship'in kendi kendine basınçlı gaz sistemi, fırlatma aracı sıvılarını eski Falcon 9 araç ailesinde beşten Starship'te sadece ikiye indirerek, yalnızca helyum tankı basıncını değil, tüm soğuk gaz reaksiyon kontrollü iticiler için azotun yanı sıra hipergolik itici gazlar .

meme

Yanma odasında üretilen sıcak gazın bir açıklıktan ("boğaz") ve daha sonra bir ıraksayan genleşme bölümünden kaçmasına izin verilir. Nozula yeterli basınç (ortam basıncının yaklaşık 2.5-3 katı) sağlandığında, nozul boğulur ve süpersonik bir jet oluşur, bu da gazı önemli ölçüde hızlandırarak termal enerjinin çoğunu kinetik enerjiye dönüştürür. Egzoz hızları , memenin tasarlandığı genleşme oranına bağlı olarak değişir, ancak deniz seviyesinde havadaki ses hızının on katı kadar yüksek egzoz hızları nadir değildir. Roket motorunun itiş gücünün yaklaşık yarısı, yanma odası içindeki dengesiz basınçlardan gelir ve geri kalanı, memenin içine etki eden basınçlardan gelir (şemaya bakın). Gaz genişledikçe ( adyabatik olarak ), memenin duvarlarına karşı uygulanan basınç, roket motorunu bir yöne doğru iterken, diğer yönde gazı hızlandırır.

En yaygın olarak kullanılan nozul, yüksek genleşme oranına sahip sabit geometrili bir nozul olan de Laval nozuldur . Boğazın ötesindeki büyük çan veya koni şeklindeki meme uzantısı roket motoruna karakteristik şeklini verir.

Egzoz jetinin çıkış statik basıncı , hazne basıncına ve çıkış ağzının boğaz alanına oranına bağlıdır. Çıkış basıncı, ortam (atmosferik) basıncından farklı olduğu için, tıkalı bir nozül olduğu söylenir.

• yetersiz genleşme (çıkış basıncı ortamdan daha yüksek),
• mükemmel şekilde genişletilmiş (çıkış basıncı ortama eşittir),
• aşırı genişlemiş (çıkış basıncı ortam sıcaklığından daha düşük; memenin dışında şok elmasları oluşuyor) veya
• aşırı genişlemiş ( nozül uzantısının içinde bir şok dalgası oluşur).

Pratikte, mükemmel genişleme sadece değişken çıkış alanlı bir ağızlıkla elde edilebilir (çünkü irtifa arttıkça ortam basıncı düşer) ve ortam basıncı sıfıra yaklaştıkça belirli bir irtifanın üzerinde mümkün değildir. Nozul tam olarak genişletilmezse verim kaybı meydana gelir. Aşırı derecede genişlemiş nozullar daha az verim kaybeder, ancak nozulda mekanik sorunlara neden olabilir. Sabit alanlı nozullar, irtifa kazandıkça giderek daha az genişler. Hemen hemen tüm de Laval nozulları, bir atmosferde başlatma sırasında anlık olarak aşırı derecede genişleyecektir.

Atmosfer basıncının yükseklikle değişmesi nedeniyle nozul verimliliği atmosferdeki çalışmasından etkilenir; ancak bir roket motorundan çıkan gazın süpersonik hızları nedeniyle, jetin basıncı ortamın altında veya üzerinde olabilir ve ikisi arasındaki dengeye tüm irtifalarda ulaşılamaz (şemaya bakınız).

Geri basınç ve optimum genişleme

Optimum performans için, nozülün ucundaki gazın basıncı ortam basıncına eşit olmalıdır: egzoz basıncı ortam basıncından düşükse, araç motorun üst kısmı arasındaki basınç farkı nedeniyle yavaşlayacaktır. ve çıkış; Öte yandan, egzozun basıncı daha yüksekse, itmeye dönüştürülebilecek egzoz basıncı dönüştürülemez ve enerji boşa harcanır.

Egzozun çıkış basıncı ile ortam basıncı arasındaki bu ideal eşitliği korumak için, memenin çapının yükseklikle birlikte artması, basınca etki etmesi için daha uzun bir meme vermesi (ve çıkış basıncını ve sıcaklığını düşürmesi) gerekir. Diğer jet motorları ile rutin olarak yapılmasına rağmen, bu artışın hafif bir şekilde düzenlenmesi zordur. Roketçilikte genellikle hafif bir uzlaşma memesi kullanılır ve 'tasarım irtifası' dışında kullanıldığında veya kısıldığında atmosferik performansta bir miktar azalma meydana gelir. Bunu geliştirmek için, tapa nozulu , kademeli nozüller , genişleyen nozül ve aerospike gibi çeşitli egzotik nozül tasarımları önerilmiştir, bunların her biri değişen ortam hava basıncına uyum sağlamak için bir yol sağlar ve her biri gazın nozüle karşı daha fazla genişlemesine izin verir. , daha yüksek irtifalarda ekstra itme gücü sağlar.

Yeterince düşük bir ortam basıncına (vakum) boşaltırken çeşitli sorunlar ortaya çıkar. Bunlardan biri, memenin ağırlığıdır; belirli bir noktanın ötesinde, belirli bir araç için memenin ekstra ağırlığı, kazanılan herhangi bir performanstan daha ağır basar. İkincisi, egzoz gazları meme içinde adyabatik olarak genişledikçe soğurlar ve sonunda bazı kimyasallar donarak jet içinde 'kar' üretebilir. Bu, jette dengesizliklere neden olur ve bundan kaçınılmalıdır.

Bir de Laval nozulunda , aşırı genişlemiş bir nozulda egzoz gazı akışı ayrılması meydana gelir. Ayrılma noktası, motorun ekseni etrafında üniform olmayacağından, motora bir yan kuvvet uygulanabilir. Bu yan kuvvet zamanla değişebilir ve fırlatma aracında kontrol sorunlarına neden olabilir.

Aerospike veya tapa nozulu gibi gelişmiş irtifa dengeleyici tasarımlar, değişen irtifadan kaynaklanan değişen genleşme oranına uyum sağlayarak performans kayıplarını en aza indirmeye çalışır.

itici verimliliği

Bir roket motorunun itici yakıt açısından verimli olması için, belirli bir miktarda itici gaz ile haznenin ve memenin duvarlarında mümkün olan maksimum basınçların oluşturulması önemlidir; çünkü itişin kaynağı bu. Bu, aşağıdakilerin tümü ile başarılabilir:

• itici gazı mümkün olduğunca yüksek bir sıcaklığa ısıtmak (hidrojen ve karbon ve bazen alüminyum gibi metaller içeren yüksek enerjili bir yakıt kullanarak veya hatta nükleer enerji kullanarak)
• düşük özgül yoğunluklu bir gaz kullanarak (mümkün olduğunca hidrojen açısından zengin)
• Translasyon hızını en üst düzeye çıkarmak için birkaç serbestlik derecesine sahip basit moleküller olan veya bunlara ayrışan itici gazların kullanılması

Bütün bunlar kullanılan iticinin kütlesini en aza indirdiğinden ve basınç, motoru iterken hızlanacak mevcut itici maddenin kütlesiyle orantılı olduğundan ve Newton'un üçüncü yasasından beri motora etki eden basınç da karşılıklı olarak etki eder. itici gaza bakıldığında, herhangi bir motor için, itici gazın hazneyi terk etme hızının hazne basıncından etkilenmediği (itme kuvveti orantılı olmasına rağmen) ortaya çıkıyor. Ancak hız, yukarıdaki faktörlerin üçünden de önemli ölçüde etkilenir ve egzoz hızı, motor yakıt verimliliğinin mükemmel bir ölçüsüdür. Buna egzoz hızı denir ve onu azaltabilecek faktörler göz önüne alındığında, efektif egzoz hızı bir roket motorunun en önemli parametrelerinden biridir (her ne kadar ağırlık, maliyet, üretim kolaylığı vb. de genellikle çok önemli olsa da) .

Aerodinamik nedenlerle akış , memenin en dar kısmı olan ' boğaz'da sonikleşir (" boğulur "). Yana ses hızı sıcaklığının karekökü ile gazlar artar, sıcak egzoz gazının kullanımı büyük ölçüde performansı arttırır. Karşılaştırıldığında, oda sıcaklığında havadaki ses hızı yaklaşık 340 m/s iken, bir roket motorunun sıcak gazındaki ses hızı 1700 m/s'nin üzerinde olabilir; bu performansın çoğu daha yüksek sıcaklıktan kaynaklanmaktadır, ancak ek olarak roket iticileri düşük moleküler kütleye sahip olacak şekilde seçilir ve bu da havaya kıyasla daha yüksek bir hız sağlar.

Roket nozülündeki genişleme, daha sonra hızı, tipik olarak 1,5 ila 2 kat arasında artırarak , yüksek düzeyde hizalanmış bir hipersonik egzoz jeti verir. Bir roket nozülünün hız artışı, çoğunlukla, alan genişleme oranıyla belirlenir - çıkış alanının boğaz alanına oranı, ancak gazın ayrıntılı özellikleri de önemlidir. Daha büyük oranlı nozüller daha büyüktür ancak yanma gazlarından daha fazla ısı çekebilir ve egzoz hızını arttırır.

itme vektörü

Araçlar, tipik olarak, yanık uzunluğu boyunca yön değiştirmek için genel itme kuvvetine ihtiyaç duyar. Bunu başarmak için bir dizi farklı yol denenmiştir:

• Tüm motor bir menteşe veya yalpa üzerine monte edilmiştir ve herhangi bir itici besleme, düşük basınçlı esnek borular veya döner kaplinler yoluyla motora ulaşır.
• Sadece yanma odası ve nozül yalpalanmıştır, pompalar sabitlenmiştir ve motora yüksek basınçlı beslemeler bağlanmıştır.
• Birden fazla motor (genellikle hafif açılarla eğilir) konuşlandırılır, ancak gereken genel vektörü vermek için kısılır ve yalnızca çok küçük bir ceza verilir.
• Yüksek sıcaklık kanatları egzoza doğru çıkıntı yapar ve jeti saptırmak için eğilebilir.

Genel performans

Roket teknolojisi, çok yüksek itki ( meganewtons ), çok yüksek egzoz hızları (deniz seviyesinde havadaki ses hızının yaklaşık 10 katı) ve çok yüksek itme/ağırlık oranlarını (>100) aynı anda bir araya getirebildiği gibi, roketin dışında da çalışabilmektedir. atmosfer ve düşük basınçlı ve dolayısıyla hafif tankların ve yapının kullanımına izin verirken.

Roketler, diğerlerinin pahasına bu eksenlerden biri veya daha fazlası boyunca daha da aşırı performans için daha da optimize edilebilir.

Spesifik dürtü

Çeşitli roketlerin vakumunda _sp yapıyorum

Roket	iticiler	ben sp , vakum (lar)
Uzay mekiği sıvı motorları	LOX / LH 2	453
Uzay mekiği katı motorları	APPP	268
Uzay mekiği OMS	NTO / MMH	313
Satürn V aşama 1	LOX / RP-1	304

Bir roket motorunun verimliliği için en önemli metrik dürtü birim itici Bunun adı, belirli dürtü (genellikle yazılı ). Bu, ya bir hız ( metre/saniye veya ft/sn cinsinden etkin egzoz hızı ) ya da zaman (saniye) olarak ölçülür . Örneğin, 100 pound itme üreten bir motor 320 saniye çalışır ve 100 pound itici yakıt yakarsa, özgül dürtü 320 saniyedir. Spesifik darbe ne kadar yüksek olursa, istenen darbeyi sağlamak için o kadar az itici gaz gerekir. ${\ Displaystyle I_{sp}}$ ${\displaystyle v_{e}}$

Elde edilebilecek spesifik itme, esas olarak itici karışımının bir fonksiyonudur (ve nihai olarak spesifik itmeyi sınırlayacaktır), ancak hazne basınçları ve meme genişleme oranları üzerindeki pratik sınırlamalar, elde edilebilecek performansı azaltır.

Net itme

Aşağıda bir roket motorunun net itiş gücünü hesaplamak için yaklaşık bir denklem verilmiştir:

nerede:
${\displaystyle {\dot {m}}}$	= egzoz gazı kütle akışı
${\displaystyle v_{e}}$	= etkin egzoz hızı (bazen yayınlarda c olarak belirtilir )
${\displaystyle v_{e-opt}}$	= Pamb = Pe olduğunda etkin jet hızı
${\ Displaystyle A_{e}}$	= meme çıkış düzlemindeki akış alanı (ya da akış ayrıysa jetin memeden ayrıldığı düzlem)
${\görüntüleme stili p_{e}}$	= meme çıkış düzlemindeki statik basınç
${\displaystyle p_{amb}}$	= ortam (veya atmosferik) basınç

Bir jet motorunun aksine, geleneksel bir roket motorunda hava girişi bulunmadığından, brüt itme kuvvetinden düşülecek bir 'koç direnci' yoktur. Sonuç olarak, bir roket motorunun net itme kuvveti, brüt itme kuvvetine eşittir (statik karşı basınç dışında).

Oysa terimi, belirli bir gaz ayarında sabit kalır ivme itme temsil süreli basınç itme terimi temsil eder. Tam gazda, bir roket motorunun net itişi, artan irtifa ile hafifçe iyileşir, çünkü atmosfer basıncı irtifa ile azaldıkça, basınç itme süresi artar. Dünyanın yüzeyinde, motor tasarımına bağlı olarak basınç itişi %30'a kadar azaltılabilir. Bu azalma, artan irtifa ile kabaca üstel olarak sıfıra düşer. ${\displaystyle {\dot {m}}\;v_{e-opt}\,}$${\displaystyle A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,}$

Bir roket motoru için maksimum verimlilik, egzozun aşırı genişlemesinden kaynaklanan cezalara maruz kalmadan denklemin momentum katkısını maksimize ederek elde edilir. Bu olduğunda oluşur . Ortam basıncı irtifa ile değiştiğinden, çoğu roket motoru en yüksek verimlilikte çalışmak için çok az zaman harcar. ${\displaystyle p_{e}=p_{amb}}$

Spesifik dürtü kuvvetin kütle akış hızına bölünmesi olduğundan, bu denklem, spesifik dürtünün irtifa ile değiştiği anlamına gelir.

Vakum spesifik dürtü, I _sp

Basınçla değişen özgül darbe nedeniyle, karşılaştırması ve hesaplaması kolay bir miktar yararlıdır. Roket için şok boğazında ve süpersonik egzoz önler dış basınç etkileri üst seyahat için, bu çıkış basıncı ideal olarak itici akış ile orantılıdır olduğu ortaya çıktı korunur karışım oranları ve yanma verimliliği temin. Bu nedenle, yukarıdaki denklemi hafifçe yeniden düzenlemek oldukça olağandır: ${\displaystyle {\dot {m}}}$

ve böylece vakum Isp'yi şu şekilde tanımlayın :

nerede:

Ve dolayısıyla:

kısma

Roketler, itici yanma hızı (genellikle kg/s veya lb/s olarak ölçülür) kontrol edilerek kısılabilir . Sıvı ve hibrit roketlerde, hazneye giren itici gaz akışı valfler kullanılarak kontrol edilir, katı roketlerde yanan itici gazın alanı değiştirilerek kontrol edilir ve bu, itici tahıl olarak tasarlanabilir (ve dolayısıyla gerçek hayatta kontrol edilemez). zaman). ${\displaystyle {\dot {m}}}$

Roketler genellikle, ortam basıncının yaklaşık üçte biri (çoğunlukla nozüllerdeki akış ayrımı ile sınırlıdır) ve yalnızca motorun mekanik gücü tarafından belirlenen bir maksimum sınıra kadar bir çıkış basıncına düşürülebilir.

Uygulamada, roketlerin kısılma derecesi büyük ölçüde değişir, ancak çoğu roket, büyük bir zorluk yaşamadan 2 faktörü ile kısılabilir; tipik sınırlama, yanma kararlılığıdır, örneğin, enjektörler, zarar verici salınımları tetiklemekten kaçınmak için minimum bir basınca ihtiyaç duyarlar (çukur veya yanma kararsızlıkları); ancak enjektörler daha geniş aralıklar için optimize edilebilir ve test edilebilir. Örneğin, daha fazla kısma kapasitesi ( BE-3 , Raptor ) için optimize edilmiş bazı daha yeni sıvı yakıtlı motor tasarımları , nominal itiş gücünün yüzde 18-20'sine kadar kısılabilir. Katı roketler, yanma boyunca yüzey alanlarını değiştirecek şekilli tanecikler kullanılarak kısılabilir.

Enerji verimliliği

Roket motoru memeleri , yüksek yanma sıcaklığı ve yüksek sıkıştırma oranının bir sonucu olarak, yüksek hızlı jet üretmek için şaşırtıcı derecede verimli ısı motorlarıdır . Roket memeleri , tersine çevrilebilir bir süreç olan adyabatik genişlemeye mükemmel bir yaklaşım sağlar ve bu nedenle Carnot çevrimine çok yakın verimlilikler verirler . Ulaşılan sıcaklıklar göz önüne alındığında, kimyasal roketlerle %60'ın üzerinde verim sağlanabilmektedir.

Bir roket motoru kullanan bir araç için, eğer araç hızı egzoz hızına yaklaşıyorsa veya bir şekilde onu aşıyorsa (fırlatmaya göre) enerji verimliliği çok iyidir; ancak düşük hızlarda enerji verimliliği sıfır hızda (tüm jet tahriklerinde olduğu gibi ) %0'a gider . Daha fazla ayrıntı için Roket enerji verimliliğine bakın.

İtme-ağırlık oranı

Roketler, tüm jet motorları, aslında tüm motorlar arasında en yüksek itme/ağırlık oranına sahiptir. Bu özellikle sıvı roket motorları için geçerlidir.

Bu yüksek performans, motoru oluşturan pompalar, borular ve yanma odaları gibi küçük hacimli basınçlı kaplardan kaynaklanmaktadır. Giriş kanalının olmaması ve yoğun sıvı itici gazın kullanılması, basınçlandırma sisteminin küçük ve hafif olmasına izin verirken, kanal motorları, yaklaşık üç kat daha düşük yoğunluğa sahip hava ile uğraşmak zorundadır.

Jet veya roket motoru	Yığın		İtme, vakum		İtme- ağırlık oranı
	(kilogram)	(1 pound = 0.45 kg)	(kN)	(lbf)
RD-0410 nükleer roket motoru	2.000	4.400	35.2	7.900	1.8
J58 jet motoru ( SR-71 Blackbird )	2.722	6,001	150	34.000	5.2
Yeniden ısıtmalı Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet ( Concorde )	3.175	7000	169.2	38.000	5.4
Pratt & Whitney F119	1800	3.900	91	20.500	7,95
RD-0750 roket motoru, üç yakıtlı mod	4.621	10.188	1.413	318.000	31.2
RD-0146 roket motoru	260	570	98	22.000	38.4
Rocketdyne RS-25 roket motoru	3.177	7.004	2.278	512.000	73.1
RD-180 roket motoru	5,393	11.890	4152	933.000	78,5
RD-170 roket motoru	9.750	21.500	7.887	1.773.000	82.5
F-1 ( Satürn V birinci aşama)	8.391	18.499	7.740.5	1.740.100	94.1
NK-33 roket motoru	1.222	2.694	1.638	368.000	136.7
Merlin 1D roket motoru, tam itme versiyonu	467	1.030	825	185.000	180.1

Kullanılan sıvı itici gazlardan yoğunluk, sıvı hidrojen için en düşüktür . Bu itici en yüksek özgül itici güce sahip olmasına rağmen , çok düşük yoğunluğu (suyun yaklaşık on dörtte biri) daha büyük ve daha ağır turbo pompalar ve borular gerektirir, bu da motorun itme-ağırlık oranını (örneğin RS-25) diğerlerine kıyasla azaltır. değil (NK-33).

Soğutma

Verimlilik nedenleriyle, daha yüksek sıcaklıklar arzu edilir, ancak sıcaklık çok yükselirse malzemeler güçlerini kaybeder. Roketler, 3.500 K'ye (3.200 °C; 5.800 °F) ulaşabilen yanma sıcaklıklarıyla çalışır.

Diğer jet motorlarının çoğunda sıcak egzozda gaz türbinleri bulunur. Daha geniş yüzey alanları nedeniyle, soğumaları daha zordur ve bu nedenle yanma süreçlerini çok daha düşük sıcaklıklarda çalıştırarak verimliliklerini kaybetmeleri gerekir. Ek olarak, kanal motorları , reaksiyonu seyrelten ve sıcaklıkları düşüren, %78 oranında büyük ölçüde reaktif olmayan nitrojen içeren bir oksitleyici olarak havayı kullanır. Roketler, bu doğal yanma sıcaklığı sınırlayıcılarının hiçbirine sahip değildir.

Roket motorlarında yanma ile ulaşılan sıcaklıklar genellikle meme ve yanma odası malzemelerinin erime noktalarını önemli ölçüde aşar (bakır için yaklaşık 1.200 K). Çoğu inşaat malzemesi, yüksek sıcaklıkta oksitleyiciye maruz kaldığında da yanacak ve bu da bir dizi tasarım zorluğuna yol açacaktır. Meme ve yanma odası duvarlarının yanmasına, erimesine veya buharlaşmasına izin verilmemelidir (bazen alaycı bir şekilde "motor açısından zengin egzoz" olarak adlandırılır).

Alüminyum, çelik, nikel veya bakır alaşımları gibi yaygın yapı malzemelerini kullanan roketler, motor yapılarının maruz kaldığı sıcaklıkları sınırlamak için soğutma sistemleri kullanmalıdır. İtici gazın yanma odası veya meme etrafındaki tüplerden geçirildiği rejeneratif soğutma ve daha uzun meme ve oda ömrü sağlamak için perde soğutma veya film soğutma gibi diğer teknikler kullanılır. Bu teknikler , malzemeye temas eden gaz halindeki bir termal sınır tabakasının , malzemenin feci şekilde bozulmasına neden olacak sıcaklığın altında tutulmasını sağlar.

Roket yanma sıcaklıklarını doğrudan sürdürebilen iki malzeme istisnası grafit ve tungstendir , ancak her ikisi de korunmadığı takdirde oksidasyona maruz kalır. Motor tasarımı ile birlikte malzeme teknolojisi, kimyasal roketlerde sınırlayıcı bir faktördür.

Roketlerde, duvardan geçebilen ısı akışları mühendislikte en yüksek değerler arasındadır; tozları 100-200 MW / m arasında genel olarak ² . En güçlü ısı akışları boğazda bulunur, bu genellikle ilgili hazne ve memede bulunanın iki katıdır. Bu, yüksek hızların (çok ince bir sınır tabakası oluşturan) kombinasyonundan ve odadan daha düşük olmasına rağmen, orada görülen yüksek sıcaklıklardan kaynaklanmaktadır. ( Nozuldaki sıcaklıklar için yukarıdaki Nozzle bölümüne bakın ).

Roketlerde soğutma sıvısı yöntemleri şunları içerir:

1. soğutmasız (esas olarak test sırasında kısa çalışmalar için kullanılır)
2. ablatif duvarlar (duvarlar sürekli buharlaşan ve taşınan bir malzeme ile kaplanmıştır)
3. radyasyonlu soğutma (oda neredeyse beyaz sıcak olur ve ısıyı yayar)
4. boşaltma soğutması (bir itici gaz, genellikle hidrojen , odanın etrafından geçirilir ve boşaltılır)
5. rejeneratif soğutma ( sıvı roketler , enjekte edilmeden önce bir soğutma ceketi aracılığıyla odayı soğutmak için yakıtı veya bazen oksitleyiciyi kullanır)
6. perde soğutması (itici gaz enjeksiyonu, gazların sıcaklığı duvarlarda daha soğuk olacak şekilde düzenlenir)
7. film soğutması (yüzeyler, buharlaştıkça soğuyan sıvı itici gazla ıslatılır)

Her durumda, duvarın tahrip olmasını önleyen soğutma etkisine , yanma sıcaklığından çok daha soğuk olan duvarlarla temas halinde olan ince bir yalıtım sıvısı tabakası (bir sınır tabakası ) neden olur. Bu sınır tabakasının sağlam olması şartıyla duvar zarar görmeyecektir.

Sınır tabakasının bozulması, soğutma arızaları veya yanma kararsızlıkları sırasında meydana gelebilir ve duvar arızası tipik olarak kısa bir süre sonra meydana gelir.

Rejeneratif soğutma ile odanın etrafındaki soğutucu kanallarında ikinci bir sınır tabakası bulunur. Bu sınır tabaka kalınlığının mümkün olduğu kadar küçük olması gerekir, çünkü sınır tabaka duvar ile soğutucu arasında bir yalıtkan görevi görür. Bu , kanallardaki soğutucu hızının mümkün olduğu kadar yüksek hale getirilmesiyle sağlanabilir.

Pratikte, rejeneratif soğutma neredeyse her zaman perde soğutma ve/veya film soğutma ile birlikte kullanılır.

Sıvı yakıtlı motorlar genellikle yakıt açısından zengin çalışır ve bu da yanma sıcaklıklarını düşürür. Bu, motor üzerindeki ısı yüklerini azaltır ve daha düşük maliyetli malzemelere ve basitleştirilmiş bir soğutma sistemine izin verir. Bu aynı zamanda egzozun ortalama moleküler ağırlığını düşürerek ve yanma ısısının kinetik egzoz enerjisine dönüştürüldüğü verimliliği artırarak performansı da artırabilir .

Mekanik sorunlar

Roket yanma odaları normalde oldukça yüksek basınçta, tipik olarak 10-200  bar (1-20  MPa, 150-3000  psi) ile çalıştırılır. Önemli atmosferik basınçta çalıştırıldığında, daha yüksek yanma odası basınçları, aşırı genişlemeden daha büyük ve daha verimli bir nozülün takılmasına izin vererek daha iyi performans sağlar.

Bununla birlikte, bu yüksek basınçlar, odanın en dış kısmının çok büyük çember gerilmeleri altında olmasına neden olur - roket motorları basınçlı kaplardır .

Daha da kötüsü, roket motorlarında oluşturulan yüksek sıcaklıklar nedeniyle, kullanılan malzemeler önemli ölçüde azaltılmış bir çalışma gerilme mukavemetine sahip olma eğilimindedir.

Ek olarak, haznenin ve memenin duvarlarında önemli sıcaklık gradyanları kurulur, bunlar iç astarın iç gerilmeler oluşturan farklı genleşmelerine neden olur .

Akustik sorunlar

Bir roket motorunun içindeki aşırı titreşim ve akustik ortam, özellikle organ borusu benzeri rezonanslar ve gaz türbülansı varlığında, genellikle ortalama değerlerin çok üzerinde tepe gerilimlerine neden olur .

yanma kararsızlıkları

Yanma, ani veya periyodik nitelikte istenmeyen kararsızlıklar gösterebilir. Enjeksiyon odasındaki basınç, enjektör plakasından itici gaz akışı azalana kadar artabilir; bir an sonra basınç düşer ve akış artar, bir an sonra yanan yanma odasına daha fazla itici gaz enjekte eder ve tekrar oda basıncını yükselterek döngüyü tekrarlar. Bu, genellikle ultrasonik aralıkta motora zarar verebilecek yüksek genlikli basınç salınımlarına yol açabilir. 25 kHz'de ±200 psi'lik salınımlar, Titan II füze ikinci aşama motorlarının erken versiyonlarındaki arızaların nedeniydi . Diğer başarısızlık modu, patlama geçişine bir parlamadır ; yanma odasında oluşan süpersonik basınç dalgası motoru tahrip edebilir.

Atlas'ın geliştirilmesi sırasında yanma kararsızlığı da bir sorundu . Atlas ailesinde kullanılan Rocketdyne motorlarının birkaç statik ateşleme testinde bu etkiden muzdarip olduğu tespit edildi ve güçlendirici motorlardaki kaba yanma nedeniyle ped üzerinde üç füze fırlatma patladı. Çoğu durumda, motorları itici enjeksiyondan önce ateşleyici mekanizmasının etkinleştirileceği bir "kuru çalıştırma" yöntemiyle çalıştırmaya çalışırken meydana geldi. Atlas'ın Merkür Projesi için insan derecelendirmesi sürecinde, yanma kararsızlığının çözülmesi yüksek bir öncelikti ve son iki Mercury uçuşu, şaşkın enjektörler ve hipergolik ateşleyici ile yükseltilmiş bir tahrik sistemine sahipti.

Atlas araçlarını etkileyen sorun, esas olarak, yanan itici gazın bir daire içinde daha hızlı ve daha yüksek hızlarda döndüğü ve sonunda motoru parçalayacak kadar güçlü bir titreşim üreterek roketin tamamen tahrip olmasına yol açan "yarış pisti" fenomeniydi. Sonunda, dönen iticiyi parçalamak için enjektör yüzünün etrafına birkaç bölme ekleyerek çözüldü.

Daha da önemlisi, yanma kararsızlığı Satürn F-1 motorlarında bir sorundu. Test edilen ilk ünitelerden bazıları statik ateşleme sırasında patladı ve bu da enjektör bölmelerinin eklenmesine yol açtı.

Sovyet uzay programında yanma kararsızlığı, R-7 ailesinde kullanılan RD-107 motoru ve R-14 ailesinde kullanılan RD-216 dahil olmak üzere bazı roket motorlarında da bir sorun olduğunu kanıtladı ve bu araçlarda çeşitli arızalar meydana geldi. sorun çözülmeden önce. Sovyet mühendislik ve üretim süreçleri, daha büyük RP-1/LOX motorlarında yanma kararsızlığını hiçbir zaman tatmin edici bir şekilde çözmedi, bu nedenle Zenit ailesine güç sağlamak için kullanılan RD-171 motoru, hala ortak bir motor mekanizması tarafından beslenen dört küçük itme odası kullanıyordu.

Yanma kararsızlıkları, motordaki temizleme solventlerinin kalıntıları (örneğin, 1962'de ilk Titan II fırlatma girişimi), yansıyan şok dalgası, ateşlemeden sonra ilk kararsızlık, yanma odasına yansıyan nozül yakınında patlama ve birçok daha fazla faktör. Kararlı motor tasarımlarında salınımlar hızla bastırılır; kararsız tasarımlarda uzun süre devam ederler. Salınım baskılayıcılar yaygın olarak kullanılır.

Yakıt akışını modüle eden tanklar ve motorlar arasındaki yapıların yanma kararsızlığı veya uzunlamasına titreşimlerinin neden olduğu periyodik itme değişimleri, " pogo salınımları " veya "pogo" olarak bilinir ve adını pogo stick'ten alır .

Üç farklı türde yanma kararsızlığı oluşur:

çömelme

Bu, genellikle aracın hızlanmasındaki değişiklikler nedeniyle besleme hatlarındaki basınç değişikliklerinden kaynaklanan oda basıncında birkaç Hertz'de düşük frekanslı bir salınımdır. Bu, itme gücünde döngüsel değişikliklere neden olabilir ve etkiler, yalnızca can sıkıcı olmaktan, yüke veya araca gerçekten zarar vermeye kadar değişebilir. Yüksek yoğunluklu itici gazların besleme hatlarında gazla doldurulmuş sönümleme boruları kullanılarak tıkanma en aza indirilebilir.

Uğultu

Bu, enjektörlerdeki yetersiz basınç düşüşünden kaynaklanabilir. Genellikle zarar vermekten ziyade çoğunlukla can sıkıcıdır. Bununla birlikte, aşırı durumlarda yanma enjektörler aracılığıyla geriye doğru zorlanabilir - bu, monopropellantlı patlamalara neden olabilir.

Cırtlak

Bu, en çabuk zarar veren ve kontrol edilmesi en zor olanıdır. Bu, genellikle enerji salınımının birincil itici güçleri olan kimyasal yanma süreçlerine bağlanan yanma odası içindeki akustikten kaynaklanmaktadır ve genellikle yalıtkan termal sınırın incelmesi nedeniyle feci arızaya yol açan kararsız rezonant "çığlıklara" yol açabilir. katman. Akustik salınımlar, sıcak havanın bir borudan akışı veya bir bölmede yanma gibi termal işlemlerle uyarılabilir. Spesifik olarak, akustik dalga basıncının maksimum olduğu bölgelerde yanma daha yoğun bir şekilde meydana gelirse, bir oda içinde duran akustik dalgalar yoğunlaşabilir. Bu tür etkilerin tasarım sürecinde analitik olarak tahmin edilmesi çok zordur ve genellikle pahalı, zaman alıcı ve kapsamlı testler ve deneme yanılma düzeltme önlemleri ile birlikte ele alınmıştır.

Cızırtı genellikle enjektörlerde yapılan ayrıntılı değişikliklerle veya yakıt kimyasındaki değişikliklerle veya yakıtın enjeksiyondan önce buharlaştırılmasıyla veya odanın rezonans modlarını değiştirmek için yanma odaları içinde Helmholtz damperlerinin kullanılmasıyla ele alınır .

Gıcırdama olasılığının test edilmesi bazen motorun darbe yanıtını belirlemek için enjektörlerin yanındaki yanma odasına teğet olarak yerleştirilmiş bir tüp ile yanma odasının dışında küçük patlayıcı yüklerin patlatılması ve ardından oda basıncının zaman tepkisinin değerlendirilmesi ile yapılır - hızlı bir toparlanma kararlı bir sistemi gösterir.

egzoz gürültüsü

En küçük boyutlar hariç tümü için, diğer motorlara kıyasla roket egzozu genellikle çok gürültülüdür. Olarak hipertonik ortam havası ile egzoz karışımları, şok dalgaları oluşur. Uzay Mekiği 200'den fazla üretilen dB (A) kendi tabanı etrafında gürültü. Bunu ve yığının tepesindeki mürettebatın zarar görme veya yaralanma riskini azaltmak için, mobil fırlatıcı platformu , roketin tabanının etrafına 41'te 1,1 milyon litre (290,000 ABD galonu) su püskürten bir Ses Bastırma Sistemi ile donatıldı. lansman zamanında saniye. Bu sistemin kullanılması, faydalı yük bölmesi içindeki ses seviyelerini 142 dB'ye kadar tuttu.

Üretilen şok dalgalarından gelen ses yoğunluğu roketin boyutuna ve egzoz hızına bağlıdır. Bu tür şok dalgaları, canlı duyulduğunda büyük roket motorları tarafından üretilen karakteristik çatırtı ve patlama seslerini açıklıyor gibi görünüyor. Bu gürültü tepe noktaları tipik olarak mikrofonları ve ses elektroniğini aşırı yükler ve bu nedenle, kaydedilmiş veya yayınlanmış ses reprodüksiyonlarında genellikle zayıflar veya tamamen yoktur. Yakın mesafedeki büyük roketler için akustik efektler gerçekten öldürebilir.

Uzay ajansları için daha endişe verici bir şekilde, bu tür ses seviyeleri fırlatma yapısına da zarar verebilir veya daha da kötüsü, yukarıdaki nispeten hassas rokete geri yansıyabilir. Bu nedenle, fırlatmalarda genellikle çok fazla su kullanılır. Su spreyi havanın akustik niteliklerini değiştirir ve ses enerjisini roketten uzaklaştırır veya azaltır.

Genel olarak konuşursak, bir roket yere yakın olduğunda gürültü en yoğundur, çünkü motorlardan gelen gürültü jetten uzağa yayılır ve yerden de yansır. Ayrıca, araç yavaş hareket ederken, motora giren kimyasal enerjinin çok azı roketin kinetik enerjisini artırmaya gidebilir (çünkü araca iletilen faydalı güç P , itme F ve V hızı içindir ). Daha sonra enerjinin en büyük kısmı egzozun ortam havası ile etkileşiminde dağılır ve gürültü üretir. Bu gürültü, çatılı alev hendekleri, jetin etrafına su enjeksiyonu ve jeti belirli bir açıyla saptırarak bir miktar azaltılabilir. ${\görüntüleme stili P=F*V}$

Test yapmak

Roket motorları, üretime alınmadan önce genellikle bir test tesisinde statik olarak test edilir . Yüksek irtifa motorları için ya daha kısa bir nozul kullanılmalı ya da roket büyük bir vakum odasında test edilmelidir.

Emniyet

Roket araçları güvenilmezlik ve tehlike konusunda bir üne sahiptir; özellikle yıkıcı başarısızlıklar. Bu itibarın aksine, özenle tasarlanmış roketler keyfi olarak güvenilir hale getirilebilir. Askeri kullanımda roketler güvenilmez değildir. Bununla birlikte, roketlerin askeri olmayan ana kullanımlarından biri yörüngesel fırlatma içindir. Bu uygulamada, prim tipik olarak minimum ağırlığa yerleştirilmiştir ve aynı anda yüksek güvenilirlik ve düşük ağırlık elde etmek zordur. Ayrıca, yapılan uçuş sayısı az ise, aracın tahrip olmasına neden olan tasarım, işletme veya üretim hatası olasılığı çok yüksektir.

Satürn ailesi (1961–1975)

Rocketdyne H-1 ilk aşamada sekiz kümede kullanılan motor, Satürn I ve Satürn IB fırlatma araçlarının , 152 motor uçuşlarda hiçbir felaket hataları vardı. Pratt ve Whitney RL10 Satürn İkinci aşamada altı kişilik bir kümede kullanılan motor, 36 motor uçuşlarda hiçbir felaket hataları vardı. Rocketdyne F-1 ilk aşamada beş kişilik bir kümede kullanılan motor, Satürn V , 65 motor uçuşlarda hiçbir hataları vardı. Rocketdyne J-2 Satürn V, ikinci aşamada beş kişilik bir kümede kullanılan motor ve tek başına Satürn IB ikinci aşama ve Satürn V üçüncü aşamada, 86 motor konumunda bir felaket hatalar.

Uzay Mekiği (1981–2011)

Uzay Mekiği Katı Roket Booster çiftler halinde kullanılan, neden bir kayda değer kopma noktasına 270 motor uçuşlarda.

RS-25 , üçlü bir kümede kullanılan, 46 yenilenmiş motor birimleri geri geldi. Bunlar, felakete yol açan uçuş içi arızalar olmadan toplam 405 motor uçuşu yaptı. Tek bir uçakta RS-25 motor arızası sırasında meydana Uzay Mekiği Challenger 'ın STS-51-F misyon. Bu başarısızlığın görev hedefleri veya süresi üzerinde hiçbir etkisi olmadı.

Kimya

Roket iticileri , yüksek enerjili iticilerin kendiliğinden patlama eğilimine karşı dengelenmesi gereken, birim kütle başına yüksek bir enerji ( özgül enerji ) gerektirir . İtici gazların kimyasal potansiyel enerjisinin güvenli bir şekilde depolanabileceğini varsayarsak, yanma işlemi büyük miktarda ısının açığa çıkmasıyla sonuçlanır. Bu ısının önemli bir kısmı, motor memesindeki kinetik enerjiye aktarılır ve salınan yanma ürünlerinin kütlesi ile birlikte roketi ileri doğru iter.

İdeal olarak tüm reaksiyon enerjisi, egzoz hızı bir motorun en önemli performans parametresi olduğundan, egzoz gazlarının kinetik enerjisi olarak görünür. Bununla birlikte, gerçek egzoz türleri, enerjiyi dağıtmak için tipik olarak translasyon, titreşim ve dönme modlarına sahip moleküllerdir . Bunlardan sadece öteleme, araca faydalı işler yapabilir ve modlar arasında enerji aktarımı yapılırken, bu süreç, egzozun memeden çıkması için gereken zamandan çok daha fazla bir zaman ölçeğinde gerçekleşir.

Bir egzoz molekülü ne kadar fazla kimyasal bağa sahipse, o kadar fazla dönme ve titreşim moduna sahip olacaktır. Egzoz türleri, örneğin, H hafif, bol atomlarından oluşan bir iki atomlu molekül ile, mümkün olduğu kadar basit olması için Sonuç olarak, genellikle arzu edilen bir durumdur ₂ pratik olarak ideal olan,. Bununla birlikte, bir kimyasal roket durumunda, hidrojen bir ürün değil , bir reaktan ve indirgeyici ajandır . Bir oksitleyici ajan , en tipik olarak oksijen veya oksijen açısından zengin bir tür, egzoz türlerine kütle ve kimyasal bağlar ekleyerek yanma işlemine dahil edilmelidir.

Hafif moleküllerin ek bir avantajı, şu anda mevcut malzemelerin içerebileceği sıcaklıklarda yüksek hıza hızlandırılabilmeleridir - roket motorlarındaki yüksek gaz sıcaklıkları, hayatta kalan motorların mühendisliği için ciddi problemler oluşturur.

Sıvı hidrojen (LH2) ve oksijen (LOX veya LO2), bugüne kadar yaygın olarak kullanılan egzoz hızı açısından en etkili itici gazlardır, ancak bor veya sıvı ozon içeren birkaç egzotik kombinasyon, çeşitli durumlarda teoride potansiyel olarak biraz daha iyidir. pratik sorunlar çözülebilir.

Belirli bir itici gaz kombinasyonunun spesifik reaksiyon enerjisi hesaplanırken, itici gazların (hem yakıt hem de oksitleyici) tüm kütlesinin dahil edilmesi gerektiğine dikkat etmek önemlidir. Bunun istisnası, atmosferik oksijen kullanan ve sonuç olarak belirli bir enerji çıkışı için daha az kütle taşımak zorunda olan hava soluyan motorlar durumudur. Araba veya turbojet motorları için yakıtlar, taşınması gereken itici maddenin birim kütlesi başına çok daha iyi bir etkin enerji çıkışına sahiptir, ancak birim yakıt kütlesi başına benzerdir.

Roket motorlarındaki itici gazların performansını tahmin eden bilgisayar programları mevcuttur.

Ateşleme

Sıvı ve hibrit roketlerde, itici gazların yanma odasına ilk girdiklerinde anında ateşlenmesi esastır.

Sıvı iticilerle (ancak gaz halinde değil), milisaniyeler içinde tutuşma başarısızlığı genellikle odanın içinde çok fazla sıvı itici gaz bulunmasına neden olur ve ateşleme meydana gelirse/olduğunda oluşturulan sıcak gaz miktarı odanın maksimum tasarım basıncını aşabilir ve bu da bir basınçlı kabın feci arızası. Buna bazen sert başlatma veya hızlı programsız sökme (RUD) denir .

Ateşleme bir dizi farklı yöntemle gerçekleştirilebilir; bir piroteknik şarj kullanılabilir, bir plazma torcu kullanılabilir veya elektrikli kıvılcım ateşleme kullanılabilir. Bazı yakıt/oksitleyici kombinasyonları temas halinde tutuşur ( hipergolik ) ve hipergolik olmayan yakıtlar, yakıt hatlarının hipergolik iticilerle (Rus motorlarında popüler) doldurulmasıyla "kimyasal olarak ateşlenebilir".

Gaz halindeki iticiler genellikle sert kalkışlara neden olmazlar , roketlerde toplam enjektör alanı boğazdan daha azdır, bu nedenle oda basıncı ateşlemeden önce ortama eğilimlidir ve ateşleme sırasında tüm oda yanıcı gazla dolu olsa bile yüksek basınçlar oluşamaz.

Katı yakıtlar genellikle tek seferlik piroteknik cihazlarla ateşlenir ve yanma genellikle itici gazların toplam tüketimi ile ilerler.

Bir kez ateşlendiğinde, roket odaları kendi kendini idame ettirir ve ateşleyicilere ihtiyaç duyulmaz ve yanma genellikle itici gazların toplam tüketimi yoluyla ilerler. Gerçekten de, birkaç saniyeliğine kapatıldıktan sonra yeniden başlatılırlarsa, odalar genellikle kendiliğinden yeniden alevlenir. Yeniden ateşleme için tasarlanmadıkça, soğutulduğunda birçok roket, piroteknik ateşleyicinin değiştirilmesi veya hatta itici yakıtların doldurulması gibi en azından küçük bakım işlemleri yapılmadan yeniden başlatılamaz.

jet fiziği

Roket jetleri roket motoruna, tasarım irtifasına, irtifasına, itiş gücüne ve diğer faktörlere bağlı olarak değişir.

Gazyağı yakıtlarından gelen karbonca zengin egzozlar , mavi Kuğu bantlarına ek olarak yanmamış parçacıkların siyah cisim radyasyonu nedeniyle genellikle turuncu renktedir . Peroksit oksitleyici bazlı roketler ve hidrojen roket jetleri, büyük ölçüde buhar içerir ve çıplak gözle neredeyse görünmezdir, ancak ultraviyole ve kızılötesinde parlak bir şekilde parlar . İtici gaz genellikle turuncu-beyaz alevle yanan ve yanma sürecine enerji katan elemental alüminyum gibi metaller içerdiğinden , katı roketlerden gelen jetler oldukça görünür olabilir.

Bazı egzozlar, özellikle alkol yakıtlı roketler, gözle görülür şok elmasları gösterebilir . Bunlar, 'Mach diskleri' oluşturan şok dalgaları yaratan ortama göre jet basıncındaki döngüsel değişikliklerden kaynaklanmaktadır.

Sıvı hidrojen ve oksijen yakan roket motorları, çoğunlukla aşırı ısıtılmış buhar (su buharı) ve ayrıca bir miktar yanmamış hidrojen olması nedeniyle neredeyse şeffaf bir egzoz sergileyecektir .

Jetin şekli tasarım irtifasına göre değişir: yüksek irtifada tüm roketler çok az genişletilir ve egzoz gazlarının oldukça küçük bir yüzdesi aslında ileriye doğru genişler.

Roket motoru çeşitleri

Fiziksel olarak güçlendirilmiş

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Su roketi	Kuyruk ve burun ağırlıklı kısmen doldurulmuş basınçlı gazlı içecek kabı	inşa etmek çok basit	Rakım tipik olarak birkaç yüz fit ile sınırlıdır (dünya rekoru 830 metre veya 2.723 fittir)
Soğuk gaz itici	Sürmeli iticiler için kullanılan yanmaz bir form	Kirletici olmayan egzoz	Son derece düşük performans

Kimyasal olarak güçlendirilmiş

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Katı roket	Merkezi delik ve meme ile tutuşabilir, kendi kendine yeten katı yakıt/oksitleyici karışımı ("tane")	Basit, genellikle hareketli parça yok , oldukça iyi kütle oranı, makul I sp . Tahıl içine bir itme programı tasarlanabilir.	Kısma, yanık sonlandırma ve yeniden başlatma özel tasarımlar gerektirir. Tutuşabilir karışımdan kaynaklanan sorunları ele alma. Sıvı roketlerden daha düşük performans. Tahıl çatlarsa, feci sonuçlarla nozülü tıkayabilir. Yanma sırasında tane çatlakları yanar ve genişler. Depoları doldurmaktan daha zor yakıt ikmali.
hibrit roket	Ayrı oksitleyici/yakıt; tipik olarak oksitleyici sıvıdır ve bir tankta tutulur ve yakıt katıdır.	Oldukça basit, katı yakıt esasen oksitleyici olmadan etkisizdir, daha güvenlidir; çatlaklar tırmanmaz, kısılabilir ve kapatılması kolaydır.	Bazı oksitleyiciler monopropellantlardır, kendi başlarına patlayabilirler; katı yakıtın mekanik arızası nozulu tıkayabilir (kauçuklaştırılmış yakıtta çok nadirdir), merkezi delik yanık üzerine genişler ve karışım oranını olumsuz etkiler.
Tek yakıtlı roket	İtici gaz (hidrazin, hidrojen peroksit veya nitröz oksit gibi) bir katalizör üzerinden akar ve ekzotermik olarak ayrışır; sıcak gazlar memeden yayılır.	Basit konsept, kısılabilir, yanma odasında düşük sıcaklıklar	Katalizörler kolayca kirlenebilir, monopropellantlar kirlendiğinde veya tahrik edildiğinde patlayabilir , I sp belki de en iyi sıvıların 1/3'üdür
iki yakıtlı roket	İki akışkan (tipik olarak sıvı) itici gaz, enjektörler aracılığıyla yanma odasına verilir ve yakılır.	Mükemmel karışım kontrolü ile ~%99'a kadar verimli yanma, kısılabilir, inanılmaz derecede hafif tanklara izin veren turbo pompalarla kullanılabilir, aşırı özenle güvenli olabilir	Yüksek performans için gereken pompaların tasarımı pahalıdır, yanma odası duvarındaki devasa termal akılar yeniden kullanımı etkileyebilir, arıza modları büyük patlamaları içerir, çok fazla tesisat gerekir.
Gaz-gaz roketi	Hem oksitleyici hem de yakıt için gaz itici kullanan bipropellant itici	Soğuk gaz iticilerinden daha yüksek performans	Sıvı bazlı motorlardan daha düşük performans
Çift modlu tahrik roketi	Roket, bipropellant roket olarak havalanıyor, ardından monopropellant olarak sadece bir itici kullanmaya başlıyor	Basitlik ve kontrol kolaylığı	Bipropellantlardan daha düşük performans
üç yakıtlı roket	Değişken karışım oranlarında bir yanma odasına üç farklı itici gaz (genellikle hidrojen, hidrokarbon ve sıvı oksijen) verilir veya sabit yakıt karışım oranlarıyla birden fazla motor kullanılır ve kısılır veya kapatılır	Hidrojen daha hafif olduğu için kalkış ağırlığını azaltır; yüksek ortalama I sp ile ağırlığa karşı iyi itişi birleştirir , Dünya'dan fırlatma için yük kapasitesini oldukça büyük bir oranda iyileştirir	Bipropellant ile benzer sorunlar, ancak daha fazla sıhhi tesisat, daha fazla araştırma ve geliştirme ile
Hava destekli roket	Esasen, giriş havasının sıkıştırıldığı ve bir roketten çıkan egzoz ile yakıldığı bir ramjet	Mach 0 ila Mach 4.5+ (ayrıca ekzoatmosferik çalışabilir), Mach 2 ila 4'te iyi verimlilik	Düşük hızda veya ekzoatmosferde roketlere benzer verimlilik, giriş zorlukları, nispeten gelişmemiş ve keşfedilmemiş bir tip, soğutma zorlukları, çok gürültülü, itme/ağırlık oranı ramjetlere benzer.
turbo roket	Maksimum irtifayı artırmak için hava akımına oksijen gibi ek bir oksitleyicinin eklendiği kombine çevrim turbojet/roket	Mevcut tasarımlara çok yakın, çok yüksek irtifa, geniş irtifa ve hava hızı aralığında çalışır	Atmosferik hava hızı turbojet motoruyla aynı aralıkla sınırlı olduğundan, LOX gibi oksitleyici taşımak tehlikeli olabilir. Basit roketlerden çok daha ağır.
Ön soğutmalı jet motoru / LACE (roketli kombine çevrim)	Emilen hava, bir ramjet veya turbojet motordan geçmeden önce girişte çok düşük sıcaklıklara soğutulur. Yörünge yerleştirme için bir roket motoru ile birleştirilebilir.	Yerde kolayca test edilir. Çok çeşitli hava hızlarında iyi yakıt verimliliği ile birlikte yüksek itme/ağırlık oranları (~14) mümkündür, mach 0–5.5+; bu verimlilik kombinasyonu, yörüngeye fırlatmaya, tek aşamalı veya çok hızlı kıtalararası seyahate izin verebilir.	Yalnızca laboratuvar prototipleme aşamasında bulunur. Örnekler arasında RB545 , SABER , ATREX bulunur

Elektrikle çalışan

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Resistojet roket (elektrikli ısıtma)	Enerji, bir ısıtma elemanının Joule ısıtması yoluyla reaksiyon kütlesi olarak hizmet eden genellikle atıl bir sıvıya verilir . Bir monopropellant'a ekstra enerji vermek için de kullanılabilir.	Elektrik gücünün kütleden daha düşük primde olduğu yerlerde verimli. Tek başına monopropellanttan daha yüksek I sp , yaklaşık %40 daha yüksek.	Çok fazla güç gerektirir, bu nedenle tipik olarak düşük itme sağlar.
Arcjet roketi (elektrik deşarjının yardımıyla kimyasal yanma)	Isıtma elemanının bir elektrik arkıyla değiştirilmesi dışında rezistojet ile aynıdır, bu da ısıtma elemanının fiziksel gereksinimlerini ortadan kaldırır.	1600 saniye ben sp	Çok düşük itme ve yüksek güç, performans iyon sürücüye benzer .
Değişken spesifik dürtü manyetoplazma roketi	Manyetik boğaz/meme ile mikrodalga ısıtmalı plazma	Değişken I sp 1.000 saniyeden 10.000 saniyeye	İyon tahrikli benzer itme/ağırlık oranı (daha kötü), iyon tahriklerinde olduğu gibi, önemli itme için çok yüksek güç gereksinimleri, gerçekten gelişmiş nükleer reaktörlere ihtiyaç duyar, asla uçmaz, süper iletkenlerin çalışması için düşük sıcaklıklar gerektirir
Darbeli plazma itici (elektrik ark ısıtması; plazma yayar)	Plazma, katı bir iticiyi aşındırmak için kullanılır	Yüksek I sp , tutum kontrolü için açılıp kapatılabilir	Düşük enerji verimliliği
İyon tahrik sistemi	Toprakta ve artı taraflarda yüksek gerilimler	Pille çalışır	Düşük itme, yüksek voltaj gerektirir

termal

önceden ısıtılmış

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Sıcak su roketi	Sıcak su, yüksek sıcaklık/basınçta bir tankta depolanır ve nozulda buhara dönüşür.	Basit, oldukça güvenli	Ağır tank nedeniyle düşük genel performans; 200 saniyenin altında Isp

güneş termal

Güneş enerjisi ile ısıtma roket , doğrudan ısıtmak için güneş enerjisi kullanımı olur reaksiyon kütlesi güneş enerjili itme çoğu diğer formları gibi bir elektrik jeneratörü gerektirmez, bu nedenle, vb. Bir güneş termal roketi, yalnızca yoğunlaştırıcılar ve aynalar gibi güneş enerjisini yakalama araçlarını taşımalıdır . Isıtılmış itici gaz, itme kuvveti üretmek için geleneksel bir roket nozülünden beslenir. Motor itişi, güneş kollektörünün yüzey alanı ve güneş ışınımının yerel yoğunluğu ile doğrudan ilişkilidir ve I _sp ile ters orantılıdır .

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Güneş termal roket	İtici gaz güneş kollektörü tarafından ısıtılır	Basit tasarım. Hidrojen itici kullanarak, 900 saniyelik I sp , bir fisyon reaksiyonunu kontrol etme sorunları ve karmaşıklığı olmaksızın nükleer termal roket ile karşılaştırılabilir. Yeteneği verimli bir kullanımı gaz atık hidrojen , uzun dönem -bir kaçınılmaz yan ürünü , sıvı hidrojen depolama ışımayla ısı çevre alanı-hem yörünge stationkeeping ve tutum kontrolü .	İtki oldukça düşük olduğu için yalnızca uzayda faydalıdır, ancak hidrojenin geleneksel olarak uzayda kolayca depolandığı düşünülmemiştir, aksi takdirde daha yüksek moleküler kütleli iticiler kullanılıyorsa orta/düşük I sp .

kirişli termal

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Işık huzmesiyle çalışan roket	İtici yakıt, doğrudan veya dolaylı olarak ısı eşanjörü aracılığıyla araca belirli bir mesafeden yönlendirilen ışık huzmesi (genellikle lazer) ile ısıtılır.	Prensipte basit, prensipte çok yüksek egzoz hızları elde edilebilir	Yörüngeye ulaşmak için yükün kg'ı başına ~1 MW güç gerekir, nispeten yüksek ivmeler, lazerler bulutlar tarafından engellenir, sis, yansıyan lazer ışığı tehlikeli olabilir, iyi performans için hemen hemen ağır tanka ihtiyaç duyan hidrojen monopropellant'a ihtiyaç duyar, bazı tasarımlar itici gaz/ısı eşanjörü çok sıcak hale geldiğinden ışığın yeniden yayılması nedeniyle ~600 saniye ile sınırlıdır
Mikrodalga ışını ile çalışan roket	İtici, belirli bir mesafeden araca yönelik mikrodalga ışını ile ısıtılır	I sp , geleneksel roketle karşılaştırılabilir T/W ile birleştirilmiş Nükleer Termal roket ile karşılaştırılabilir. LH 2 itici gaz, en yüksek I sp ve roket taşıma yükü fraksiyonunusunarken, amonyak veya metan, yüksek yoğunluk ve I sp'nin özel kombinasyonu nedeniyle dünyadan yörüngeye roketler için ekonomik olarak üstündür. Küçük roketler için bile bu itici gazlarla SSTO operasyonu mümkündür, bu nedenle roket hazırlama süreci tarafından eklenen herhangi bir konum, yörünge ve şok kısıtlaması yoktur. Mikrodalgalar lazerlere göre $/watt olarak 10-100 kat daha ucuzdur ve 10 GHz'in altındaki frekanslarda tüm hava koşullarında çalışır.	İtici gaza  bağlı olarak yörüngeye ulaşmak için her bir kg yük başına 0,3-3 MW güç gerekir ve bu, ışın yönlendiricisi için altyapı maliyetine ve ilgili Ar-Ge maliyetlerine neden olur. Milimetre-dalga bölgesinde çalışan konseptler, bir aracı LEO'ya itmek için hava durumu ve yüksek irtifa ışın yönlendirme bölgelerinin yanı sıra 30-300 metrelik etkili verici çapları ile mücadele etmek zorundadır. X bandında veya altında çalışan konseptler, bir aracı LEO'ya kadar takip etmek için yeterince ince bir ışın elde etmek için kilometre cinsinden ölçülen etkin verici çaplarına sahip olmalıdır. Vericiler, mobil platformlara sığmayacak kadar büyüktür ve bu nedenle mikrodalga ile çalışan roketler, sabit ışın yönlendirme bölgelerinin yakınında fırlatmak için sınırlandırılmıştır.

nükleer termik

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Radyoizotop roketi/"Kaniş pervanesi" (radyoaktif bozunma enerjisi)	Hidrojeni ısıtmak için radyoaktif bozunma ısısı kullanılır.	Yaklaşık 700-800 saniye, neredeyse hiç hareketli parça yok	Düşük itme/ağırlık oranı.
Nükleer termal roket (nükleer fisyon enerjisi)	İtici gaz (tipik olarak hidrojen), yüksek sıcaklığa ısıtmak için bir nükleer reaktörden geçirilir.	I sp , bazı tasarımlarda birlik itme/ağırlık oranının üzerinde, belki 900 saniye veya daha fazla olabilir	Maksimum sıcaklık malzeme teknolojisi ile sınırlıdır, bazı tasarımlarda egzozda bazı radyoaktif parçacıklar bulunabilir, nükleer reaktör kalkanı ağırdır, Dünya yüzeyinden izin verilmesi olası değildir, itme/ağırlık oranı yüksek değildir.

Nükleer

Nükleer tahrik , birincil güç kaynağı olarak bir tür nükleer reaksiyon kullanan çok çeşitli tahrik yöntemlerini içerir . Uzay aracı uygulamaları için çeşitli nükleer tahrik türleri önerilmiş ve bazıları test edilmiştir:

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Gaz çekirdekli reaktör roketi (nükleer fisyon enerjisi)	İtici gazla yakın temasta gaz halindeki bir fisyon reaktörü kullanılarak nükleer reaksiyon	Reaktör katı madde tutulması ile sınırlı değildir çok sıcak yakıt, bir sp 1500 ve 3000 saniye arasında, ancak çok yüksek bir itme ile	Egzozdaki bölünebilir maddeleri kaybetmeden itici gazın ısıtılmasındaki zorluklar, özellikle meme/boğaz bölgesi için büyük termal sorunlar, egzozun doğal olarak yüksek oranda radyoaktif olması. Nükleer ampul çeşitleri bölünebilir maddeler içerebilir, ancak I sp'yi yarıya indirir .
Fisyon parçası roketi (nükleer fisyon enerjisi)	Fisyon ürünleri, itme sağlamak için doğrudan tükenir		Sadece bu noktada teorik.
Fisyon yelkeni (nükleer fisyon enerjisi)	Yelken malzemesi bir tarafı bölünebilir malzeme ile kaplanmıştır.	Hareketli parça yok, derin uzayda çalışıyor	Sadece bu noktada teorik.
Nükleer tuzlu su roketi (nükleer fisyon enerjisi)	Nükleer tuzlar çözelti içinde tutulur ve memede reaksiyona girmesine neden olur.	Çok yüksek I sp , çok yüksek itme gücü	Nozuldaki termal sorunlar, sevk maddesi kararsız, yüksek oranda radyoaktif egzoz olabilir. Sadece bu noktada teorik.
Nükleer darbe tahriki (patlayan fisyon/füzyon bombaları)	Şekilli nükleer bombalar aracın arkasında patlatılır ve patlama bir 'itici plaka' tarafından yakalanır	Çok yüksek I sp , çok yüksek itme/ağırlık oranı, bu teknoloji için bilinen stoperler yok	Hiç test edilmemiştir, itici plaka şok nedeniyle parçaları fırlatabilir , nükleer bombalar için minimum boyut hala oldukça büyük, küçük ölçeklerde pahalı, nükleer anlaşma sorunları, Dünya'nın manyetosferinin altında kullanıldığında serpinti.
Antimadde katalizli nükleer darbe tahriki (fisyon ve/veya füzyon enerjisi)	Daha küçük bombalar için antimadde destekli nükleer darbe tahriki	Daha küçük boyutlu araç mümkün olabilir	Antimaddenin sınırlandırılması, makroskopik miktarlarda antimadde üretimi şu anda mümkün değildir. Sadece bu noktada teorik.
Füzyon roketi (nükleer füzyon enerjisi)	Füzyon, itici yakıtı ısıtmak için kullanılır	Çok yüksek egzoz hızı	Büyük ölçüde mevcut teknolojinin ötesinde.
Antimadde roketi (imha enerjisi)	Antimadde imhası iticiyi ısıtır	Son derece enerjik, çok yüksek teorik egzoz hızı	Antimadde üretimi ve kullanımı ile ilgili sorunlar; nötrinolarda , gama ışınlarında , müonlarda enerji kayıpları ; termal sorunlar. Sadece bu noktada teorik

Roket motorlarının tarihi

Romalı Aulus Gellius'un yazılarına göre jet tahrikinin bilinen en eski örneği c. 400 M.Ö., bir zaman Yunan Pisagor adında Archytas , buhar kullanarak teller boyunca bir tahta kuş tahrikli. Ancak, kendi itişi altında havalanacak kadar güçlü görünmüyordu.

Aeolipile (genellikle olarak bilinen ilk yüzyılda tarif Kahramanın motoru ) esasen oluşur buhar roket bir üzerinde yatak . Sanayi Devrimi'nden neredeyse iki bin yıl önce yaratıldı, ancak arkasındaki ilkeler iyi anlaşılmadı ve tam potansiyeli bir bin yıl boyunca gerçekleştirilmedi.

Mermileri itmek için siyah barutun mevcudiyeti , ilk katı roketin geliştirilmesinin habercisiydi. Dokuzuncu Yüzyıl Çinli Taocu simyacıları , yaşam iksirini ararken siyah tozu keşfettiler ; Bu tesadüfi keşif , yerden ayrılan ilk roket motorları olan okların ateşlenmesine yol açtı .

"13. yüzyıldan önce muhtemelen yangın çıkarıcıların reaktif kuvvetlerinin mermilerin itilmesine uygulanmadığı" belirtilmektedir. Roket teknolojisinde bir dönüm noktası, Liber Ignium ad Comburendos Hostes (kısaltması The Book of Fires ) başlıklı kısa bir el yazması ile ortaya çıktı . El yazması, sekizinci yüzyılın ortalarından on üçüncü yüzyılın sonuna kadar, ikisi roket olmak üzere, yangın çıkaran silahlar yapmak için tariflerden oluşuyor. İlk tarif, bir kısım kolofonyum ve kükürtün altı kısım güherçileye (potasyum nitrat) defne yağında eritilmesini , daha sonra içi boş ahşabın içine yerleştirilmesini ve "aniden istediğiniz yere uçup her şeyi yakmak" için yakılmasını gerektirir. İkinci tarif, bir libre kükürt, iki libre kömür ve altı libre güherçileyi birleştirir - hepsi bir mermer levha üzerinde ince toz haline getirilir. Bu toz karışımı, uzun ve dar bir kutuya sıkıca paketlenir. Gübrenin piroteknik karışımlara dahil edilmesi, fırlatılan Yunan ateşinden kundağı motorlu roketçiliğe geçişi birbirine bağladı . .

Roketle ilgili makaleler ve kitaplar, on beşinci yüzyıldan on yedinci yüzyıla kadar giderek daha fazla ortaya çıktı. On altıncı yüzyılda, Alman askeri mühendis Conrad Haas (1509-1576), yapımı çok aşamalı roketlere tanıtan bir el yazması yazdı.

Roket motorları Mysore kralı Tippu Sultan tarafından da kullanılmaya başlandı . Bu roketler çeşitli boyutlarda olabilir, ancak genellikle yaklaşık 8 inç (20 cm) uzunluğunda ve 1 adet yumuşak dövülmüş demirden bir tüpten oluşur.+1 ⁄ 2 –3 inç (3,8–7,6 cm) çapında, bir ucu kapalı ve yaklaşık 120 cm uzunluğunda bambudan bir şafta sarılı. Demir boru, bir yanma odası görevi gördü ve iyi paketlenmiş siyah barut itici gazını içeriyordu. Yaklaşık bir pound toz taşıyan bir roket, neredeyse 1.000 yard (910 m) yol alabilir. Kılıçlarla donatılmış bu 'roketler', kılıçların kenarları düşmana dönük olarak aşağı inmeden önce havada birkaç metre uzun mesafeler katederdi. Bu roketler İngiliz imparatorluğuna karşı çok etkili bir şekilde kullanıldı.

Modern roket

Bu teknolojinin yavaş gelişimi, Rus Konstantin Tsiolkovsky'nin sıvı yakıtlı roket motorları hakkında ilk kez yazdığı 19. yüzyılın sonlarına kadar devam etti . Birkaç yıldır yaygın olarak yayınlanmamasına rağmen , Tsiolkovsky roket denklemini ilk geliştiren oydu.

Modern katı ve sıvı yakıtlı motorlar, Amerikalı fizikçi Robert Goddard sayesinde 20. yüzyılın başlarında gerçek oldu . Goddard, katı yakıtlı (barut) bir roket motorunda bir De Laval nozulu kullanan ilk kişiydi, itme gücünü iki katına çıkardı ve verimliliği yaklaşık yirmi beş kat artırdı. Bu, modern roket motorunun doğuşuydu. Bağımsız olarak türetilen roket denkleminden, katı yakıt kullanan makul büyüklükte bir roketin Ay'a bir kiloluk bir yük yerleştirebileceğini hesapladı.

Fritz von Opel , roketleri itme aracı olarak popülerleştirmede etkili oldu. 1920'lerde, dünyanın ilk roket programı olan Opel- RAK'ın kurucu ortağı olan Max Valier ile birlikte, otomobiller, raylı araçlar ve ilk insanlı roketle çalışan uçuş rekorlarına yol açan Opel-RAK'ı başlattı . Eylül 1929. Aylar önce 1928'de roketle çalışan prototiplerinden biri olan Opel RAK2, bizzat von Opel'in pilotluğunda Berlin'deki AVUS yarış pistinde 238 km/s'lik rekor bir hıza ulaştı ve 3000 seyirci ve dünya medyası tarafından izlendi. RAK3 ile raylı araçlarda dünya rekoru ve 256 km/s azami hıza ulaşıldı. Bu başarıların ardından von Opel , Julius Hatry tarafından tasarlanan bir roket uçağı olan Opel RAK.1'i kullanarak dünyanın ilk halka açık roketle çalışan uçuşunu gerçekleştirdi . Dünya medyası, ABD'nin UNIVERSAL Newsreel'i de dahil olmak üzere, "Raketen-Rummel" veya "Rocket Rumble" olarak büyük küresel kamuoyu heyecanına ve özellikle de Wernher von Braun'un oldukça etkilendiği Almanya'da bu çabaları bildirdi . Büyük Buhran bir ucuna yol açtı Opel-RAK programında, ama Max Valier çabalarını sürdürmüştür. Katı yakıttan sıvı yakıtlı roketlere geçiş yaptıktan sonra, test sırasında öldü ve şafak vakti uzay çağının ilk ölümü olarak kabul edildi.

Sıvı yakıtlı roket motorları dönemi

Goddard, 1921'de sıvı yakıt kullanmaya başladı ve 1926'da sıvı yakıtlı bir roket fırlatan ilk kişi oldu. Goddard, De Laval nozulunun, hafif itici tankların, küçük hafif turbo pompaların, itme vektörünün, sorunsuz kısılan sıvı yakıt motorunun, rejeneratif soğutmanın ve perdeli soğutmanın kullanımına öncülük etti.

1930'ların sonlarında, Wernher von Braun ve Hellmuth Walter gibi Alman bilim adamları, sıvı yakıtlı roketlerin askeri uçaklara yerleştirilmesini araştırdılar ( Heinkel He 112 , He 111 , He 176 ve Messerschmitt Me 163 ).

Turbopompa, Alman bilim adamları tarafından II. Dünya Savaşı'nda kullanıldı. O zamana kadar nozülün soğutulması sorunluydu ve A4 balistik füzesi yakıt için seyreltik alkol kullandı ve bu da yanma sıcaklığını yeterince azalttı.

Kademeli yanma ( Замкнутая схема ) ilk olarak 1949'da Alexey Isaev tarafından önerildi . İlk kademeli yanmalı motor, Isaev'in eski asistanı Melnikov tarafından tasarlanan Sovyet gezegen roketinde kullanılan S1.5400 idi. Aynı zamanda (1959), Nikolai Kuznetsov , Korolev'in yörüngesel ICBM'si GR-1 için kapalı çevrim motor NK-9 üzerinde çalışmaya başladı . Kuznetsov daha sonra bu tasarımı başarısız Lunar N1 roketi için NK-15 ve NK-33 motorlarına dönüştürdü .

Batı'da, ilk laboratuvar aşamalı yanmalı test motoru, 1963'te Almanya'da Ludwig Boelkow tarafından inşa edildi .

1950'lerin İngiliz Gama'sı gibi hidrojen peroksit / kerosen yakıtlı motorlar , yanmada gazyağı ile yanmadan önce türbinleri tahrik etmek için peroksiti katalitik olarak ayrıştırarak kapalı çevrim bir süreç kullandı (tartışmasız yanma aşamalı değil , ancak bu çoğunlukla bir anlambilim sorunudur). oda uygun. Bu, büyük mühendislik problemlerinden kaçınırken aşamalı yanmanın verimlilik avantajlarını verdi.

Sıvı hidrojen motorları ilk kez Amerika'da başarıyla geliştirildi, RL-10 motoru ilk olarak 1962'de uçtu. Apollo programının bir parçası olarak hidrojen motorları kullanıldı ; sıvı hidrojen yakıtı oldukça düşük bir aşama kütlesi verir ve böylece aracın genel boyutunu ve maliyetini düşürür.

Bir roket uçuşundaki çoğu motor, NASA tarafından 2016'da bir Black Brant'ta 44 idi .

Ayrıca bakınız

• yörünge roket motorlarının karşılaştırılması
• Jet sönümleme , bir roketin egzoz jetinin bir aracın dönüş hızını yavaşlatma etkisi
• Model roket motoru sınıflandırması harfli motorlar
• NERVA (Roket Araç Uygulamaları için Nükleer Enerji), bir ABD nükleer termal roket programı
• foton roketi
• Prometheus Projesi , NASA'nın uzun süreli uzay uçuşu için nükleer tahrik geliştirmesi, 2003'te başladı

Notlar

Referanslar

Dış bağlantılar

• Roket motoru ömrü beklentisi için tasarım
• Plume Spektrometresi ile Roket Motoru performans analizi
• Roket Motoru İtme Odası teknik makalesi
• Bir Roket Motoru hesaplayıcısının Net İtkisi
• Sıvı Roket Motoru Termodinamik Analizi için Tasarım Aracı
• Roket ve Uzay Teknolojisi - Roket Tahrik
• Test pilotu Erich Warsitz'in (dünyanın ilk jet pilotu) resmi web sitesi, von Braun ve Hellmuth Walter'ın roket motorlarıyla donatılmış Heinkel He 112'nin (ve ATO Üniteli He 111'in) videolarını içerir.