RP-1
RP-1 (İng. kıs. Roket İtkeni-1 veya Refine Petrol-1), roket yakıtı olarak kullanılan, görünüm olarak jet yakıtına benzeyen ve çok yüksek düzeyde rafine edilmiş bir kerosen türüdür. RP-1, sıvı hidrojenden (LH 2) daha düşük bir özgül dürtü sağlar, ancak daha ucuzdur, oda sıcaklığında saklanabilir ve patlama tehlikesi çok daha düşüktür. RP-1, özgül enerjisi LH 2'den daha düşük olsa da, özkütlesi ondan fazla olduğundan daha yüksek bir enerji yoğunluğu sağlar . RP-1'in ayrıca oda sıcaklığında alternatif bir sıvı yakıt olan hidrazin kadar çok toksik ve kanserojen tehlikesi de yoktur.
Kullanım ve tarihçe[değiştir | kaynağı değiştir]
RP-1, halen Electron, Soyuz, Zenit, Delta I-III, Atlas, Falcon, Antares ve Tronador II roketlerinin birinci aşama motorlarında kullanılan bir yakıttır. Ayrıca Energia, Titan I, Saturn I ve IB ve Saturn V'in ilk aşamalarına da güç sağlamıştır . Hindistan Uzay Araştırma Örgütü (ISRO) ayrıca gelecekteki roketleri için RP-1 yakıtlı bir motor geliştirmektedir.[2]
Geliştirme[değiştir | kaynağı değiştir]
II. Dünya Savaşı sırasında ve hemen sonrasında alkoller (esas olarak etanol, ara sıra da metanol) büyük sıvı yakıtlı roketler için yakıt olarak yaygın şekilde kullanıldı. Yüksek buharlaşma ısıları, özellikle alkollerin tipik olarak yüzde birkaç su içereceği de düşünüldüğünde, rejeneratif olarak soğutulan motorların erimesini engelledi. Bununla birlikte, hidrokarbon yakıtların, biraz daha yüksek yoğunluk, yakıt molekülünde bir oksijen atomunun bulunmaması ve ihmal edilebilir su içeriği nedeniyle motor verimliliğini artıracağı kabul edildi. O yüzden hangi hidrokarbon seçilirse seçilsin, soğutucu olarak alkolün de yerini alması gerekecekti.
İlk roketlerin çoğu kerosen yakıyordu, ancak yanma süreleri, yanma verimleri ve yanma odası basınçları arttıkça motor kütleleri azaldı ve bu da kontrol altında tutulamayan motor sıcaklıklarına yol açtı. Nitekim soğutucu olarak kullanılan ham kerosen motor içinde ayrışma ve polimerleşme eğilimindeydi. Gaz kabarcıkları şeklindeki hafif bileşenleri kavitasyona, mumumsu birikintiler şeklindeki ağır bileşenleri de roket motorundaki dar soğutma kanallarının tıkanmasına neden oluyordu. Ortaya çıkan soğutucu açlığı, sıcaklıkları daha da yükseltip motor parçalarının aşınmasını ve bozulmasını hızlandıran daha fazla polimerizasyona neden oluyordu. Bu olumsuz döngü, bir motor duvarı yırtılana veya başka bir mekanik arıza meydana gelene kadar hızla yükselir (yani termal kaçak) ve tüm soğutma sıvısı akışı kerosen olsa bile devam ederdi. 1950'lerin ortalarında roket tasarımcıları, ısıya dayanıklı bir hidrokarbon formüle etmek için kimyagerlere başvurdu ve çözüm olarak RP-1 bulundu.
1950'lerde LOX (sıvı oksijen), RP-1 ile kullanmak için en sık tercih edilen oksitleyici haline geldi,[3] ancak yıllar boyunca başka oksitleyiciler de kullanılmıştır.
Fraksiyonlar ve formülasyon[değiştir | kaynağı değiştir]
İlk olarak, kükürt ve kükürt bileşikleri metallere yüksek sıcaklıklarda saldırır ve çok küçük miktarlarda bile motor içinde polimerizasyona yardımcı olur . Bu nedenle RP-1'de kükürt ve kükürt bileşikleri minimumda tutulur .
Alkenler, alkinler ve aromatikler de yüksek sıcaklıklarda ve uzun depolama sürelerinde polimerleşme eğiliminde olduklarından RP-1'de düşük seviyelerde tutulurlar. Eskiden kerosen yakıtlı füzelerin etkinleştirilmeyi beklerken yıllarca depoda kalabileceği düşünülüyordu. Bu işlev daha sonra katı yakıtlı roketlere aktarıldı, ancak doymuş hidrokarbonların yüksek sıcaklık faydaları devam etti. Düşük alken ve aromatik seviyeleri nedeniyle RP-1, çeşitli jet ve dizel yakıtlardan daha az toksiktir ve normal benzinden çok daha az toksiktir.
Daha sonra arzu edilen izomerler seçildi veya sentezlendi; lineer alkanların sayısı, daha fazla sayıda siklik ve oldukça dallanmış alkanlar lehine azaltıldı. Döngüsel ve dallı moleküller benzindeki oktan oranını iyileştirdikleri gibi, yüksek sıcaklıklarda termal kararlılığı da önemli ölçüde artırırlar. RP-1'de en arzu edilen izomerler ise laderen tarzı polisikliklerdir .
Bununla birlikte, kerosenin ana uygulamaları (havacılık, ısıtma ve aydınlatma), termal bozulma ile çok daha az ilgilenir ve bu nedenle, kükürt ve kükürt bileşikleri hala en aza indirilmiş olsa da, aslında izomerlerinin sıkı optimizasyonunu gerektirmez.
Üretimde, bu kerosen kaliteleri safsızlıkları ve yan fraksiyonları gidermek için sıkı bir şekilde işlenir. Mesela küllerin yakıtla yağlandığı için yakıt hatlarını ve motor geçişlerini tıkamasından ve vanaları ve turbo pompa yataklarını aşındırmasından endişe ediliyordu. Biraz fazla ağır veya çok hafif fraksiyonlar yağlama özelliklerini etkiledi ve depolama sırasında ve yük altında ayrılmaları muhtemeldi. Kalan hidrokarbonlar C12 kütlesinde veya buna yakındır. Hafif hidrokarbon içermemesi nedeniyle, RP-1'in parlama noktası yüksektir ve benzinden daha az yangın tehlikesi vardır.
Sonuç olarak nihai RP-1 ürünü sıradan kerosenden çok daha pahalıdır. Aslında teoride herhangi bir petrolü yeterli işleme tabi tutarak RP-1 üretilebilse de, gerçek dünya uygulamalarında roket sınıfı kerosen ancak yüksek kaliteli baz stoklu az sayıdaki petrol sahasından elde edilekte veya yapay olarak sentezlenmektedir. Bu, diğer petrol kullanıcılarına kıyasla niş bir pazardaki nispeten az taleple birleştiğinde, RP-1'in zaten yüksek olan fiyatını daha da artırıyor. RP-1'in askeri spesifikasyonları MIL-R-25576[4] kapsamındadır ve RP-1'in kimyasal ve fiziksel özellikleri NISTIR 6646'da açıklanmıştır.[5]
Rusya ve diğer eski Sovyet ülkelerindeki iki ana roket keroseni formülasyonu T-1 ve RG-1'dir. Yoğunluklari (0,82 ve 0,85 g/ml) RP-1'inkine (0.81 g/ml) kıyasla biraz daha yüksektir. Kısa bir süre boyunca Sovyetler, roketin yakıt tanklarındaki keroseni soğutarak daha da yüksek yoğunluklara ulaştırmisti, ancak bu, kerosenin diğer aşırı soğutulmuş (kriyojenik) yakıtlara kiyasla tercih edilme amacını kısmen ortadan kaldırdı. Soyuz ve R-7 icin sıcaklık cezası nispeten küçüktü. Her ikisi de kerosenden çok daha soğuk olan, aracın kriyojenik sıvı oksijenini ve sıvı nitrojenini yönetmek için cesitli tesisler zaten mevcuttu. Fırlatıcının merkezi kerosen deposu dört yandan ve üstten sıvı oksijen depolarıyla çevrilidir; sıvı nitrojen tankı ise en alttadır. Dört güçlendiricinin kerosen tankları nispeten küçük ve kompakttır ve ayrıca bir sıvı-oksijen ve bir sıvı-azot tankı arasındadır. Bu nedenle, kerosen başlangıçta soğutulduktan sonra, fırlatma hazırlıklarını bitirmek için gereken kısa süre boyunca bu şekilde kalabilir. Mesela Falcon 9'un en son sürümü olan Falcon 9 Full Thrust, RP-1 yakıtını -7 °C'ye kadar alt soğutma kapasitesine sahiptir. Bu da %2,5–4 kadar yoğunluk artışı sağlar.
Diğer yakıtlarla karşılaştırma[değiştir | kaynağı değiştir]
| LOX/kerosen | |
|---|---|
| Deniz seviyesinde Isp[4] | 220–265 sn |
| Boşlukta Isp[4] | 292–309 sn |
| Oksitleyici - yakıt oranı | 2,56 |
| Yoğunluk (g/mL) | 0,81–1,02 |
| Isı kapasitesi oranı | 1.24 |
| Yanma sıcaklığı | 3.670 K |
Kimyasal açıdan bakıldığında birim kütle olarak hidrojen aslında hidrokarbon tabanlı yakıtlardan daha fazla yanma enerjisi sağlamakta ve böylece daha yüksek egzos çıkış enerjisi kazanılmaktadır. Bunun sebebi kısmen karbon atomlarının hidrojen atomlarından daha ağır olmasıdır. Roket uygulamalarında pratikte motoru korumak ve yüksek verim alabilmek için hem hidrojen hem de hidrokarbonla çalışan motorlar genellikle yakıt-zengin şekilde çalıştırılırlar. Yani yanma odasına sağlanan oksitleyici (genellikle LOX) bütün yakıtı yakacak yeterlilikte değildir. Bu da eksik yanma sonucu eksöz gazları arasında CO2 yerine CO oluşmasına neden olur. Bazı Rus motorları, turbo pompa on yakıcılarını oksijen açısından zengin çalıştırmaktadır, ancak ana yanma odası hala yakıt açısından zengin tutulmaktadır. Sonuç olarak, kerosen motorları 270 ila 360 saniye aralığındabir Isp üretirken, hidrojen motorları ise 370'den 465 saniye Isp'ye kadar ulaşabilmektedir.
RP-1 veya benzeri hidrokarbon tabanlı yakıtla çalışan motorlarda, motor kapatılır kapatılmaz yakıt akışı hemen durmaz. Bir miktar sıvı yakıt motora akıp turbo pompaya ve hatta yanma odasına kadar ulaşmayı başarır. Bu sıvı, motor içerisindeki hala sıcak olan yüzeylere temas ettiğinde polimerize ve daha da kötüsü karbonize olur ve katmanlanarak is yapar. Bu zamanla motor içindeki ince boruların tıkanmasına, metal yüzeylerin korozyona uğramasına, motor veriminin düşmesine ve hatta ekstrem durumlarda motorun tekrar çalıştırıldığında infilak etmesine neden olabilir. Ateşlenmeden sadece yakıt pompalanan motorlarda dahi polimerizasyona rastlandığı görülmüştür. Bu nedenle özellikle birden fazla kez kullanılacak olan motorların rutin bakım ve parça değişimlerinin zamanında yapılması, uzaya fırlatmadan önce ateşli ve ateşsiz yer testlerinin icra edilmesi çok önemlidir.
Ancak bu is katmanının bir avantajı da olabilmektedir. Yanma odası basıncının 1000 psi (7 MPa) altında kaldığı durumlarda kerosenin yanma sonucu oluşturduğu is, yanma odası ve nozul (çıkış lülesi) iç cepherleri üzerinde bir karbon katmanı oluşturarak termal izolasyona katkıda bulunabilir ve dolayısıyla bu bileşenlerin daha etkin şekilde soğutulmasına yardımcı olabilir. Ancak artık çoğu roket motoru bundan daha yüksek basınçlarda çalıştırıldıklarından dolayı bu günümüzde çok da önemli bir etki değildir.
Hidrokaryon yakan modern roket motorları söz konusu polimerizasyon, karbonizasyon ve is tabakalarının oluşmasını minimize etmek için özel tasarım yakıt ve oksitleyici vanaları, on yanma odası, turbo pompa, ana yanma odası ve diğer bileşenler içermektedirler. Bazı motorlar is problemini tamamen ortadan kaldırmak için metan ve propan gibi kerosenden daha hafif hidrokarbonlara geçmişleridr. Bu yakıtların ikisi de volatıl (uçucu) özellikte olduğundan motor yüzeylerinde kalan artıklar hızla buharlaşır. Gerekli olduğunda özel endüstriyel eritken ve çözücüler kullanılarak motor bileşenleri ve iç yüzeyleri temizlenebilmektedir. Metan ve propan her ne kadar minimum is oluşumu açısından avantajlı olsalar da, son derece uçucu gazlar olduklarından depolama, kullanım ve emniyet açısından ek zorlukları da vardır. O yüzden RP-1 formundaki kerosen hala en sıklıkla kullanılan hidrokarbon roket yakıtı olmaya devam etmektedir.
Kerosenin düşük buhar basıncı, yer ekipleri için daha fazla güvenlik sağlar. Bununla birlikte, uçuş sırasında, kerosenin deposu boşaldıkça yakıt deposu hacmini tekrar doldurmak için ayrı bir basınçlandırma sistemine ihtiyaç duyulur. Genel olarak, bu azot veya helyum gibi yüksek basınçlı inert bir gazdır. Bu durum ekstra maliyet ve ağırlık yaratır. Kriyojenik (hidrojen) veya uçucu itici gazlar (metan) genellikle ayrı bir basınçlandırma maddesine ihtiyaç duymazlar. Bunun yerine, itici gazın bir kısmı (genellikle motor ısısıyla) düşük yoğunluklu gaza dönüştürülür ve depolama tankına geri yönlendirilir. Son derece uçucu olan birkaç itici gaz tasarımı, gaz döngüsüne bile ihtiyaç duymaz; onun yerine sıvının bir kısmı kendi kabını doldurmak için otomatik olarak buharlaşır. Bazı roketler, yakıt deposuna basınç uygulamak için bir gaz jeneratöründen gelen gazı kullanır. Genellikle, bu bir turbo pompadan çıkan egzozdur. Bu tasarım ayrı bir gaz sisteminin ağırlığından tasarruf etmesine rağmen, döngü artık soğuk, inert bir gaz yerine sıcak, reaktif bir gazla çalışmak zorunda kalır. Bunun da ayrı zorlukları vardır.
RP-1 çok yüksek düzeyde rafine edilmiş, sülfür bileşenleri ve zararlı aromatiklerden arındırılmış bir hidrokarbon ürünü olduğu ve dünyada az sayıda rafineri tarafından sınırlı miktarlarda üretildiği için oldukça yüksek maliyetlidir. Uydu fırlatıcı roketlerin motorlarında sıklıkla kullanılmasının sebebi bu yüksek maliyete rağmen birçok alternatifinden hala nispeten ucuz ve üretim, depolama ve yakma açısından alternatiflerinden çok daha güvenli olmasıdır. Bununla birlikte son zamanlarda RP-1'den daha düşük maliyetli hidrokarbon yakıtlarla çalışan roket motorları da tasarlanmaya başlanmıştır. Örneğin ABL Space System şirketinin E2 motoru normal jet yakıtı (Jet-A) ve oksitleyici olarak LOX ile çalışmaktadır.
RP-1 benzeri yakıtlar[değiştir | kaynağı değiştir]
RP-1 standardından sonra RP-2 standardı da geliştirilmiştir. Aralarındaki temel fark RP-2'deki sülfür, sülfür bileşenleri ve aromatik miktarının daha da azaltılmış olması ve dolayısıyla RP-2'nin RP-1'den nispeten daha "temiz" olmasıdır. Ancak mevcut roket motorları zaten yaygın olarak RP-1 kabul edebildiği için, daha da maliyetli olan RP-2'nin endüstriyel skalada üretilmesine gerek duyulmamıştır.
Rocketdyne şirketi geçmişte RP-1 yerine dietil siklohekzan yakan bir motor tasarlamış olsa da, bu motor o dönemin önemli uzay programlarından olan Atlas ve Titan I roketlerine yetiştirilemediği ve sonrasında RP-1 ile devam etme kararı alındığından hiç kullanılamamıştır.
Sovyetler Birliği bir süre üst kademe motorlarında sintin (1-methyl-1,2-dicyclopropyl cyclopropane) kullanmışlardır. Sintin formülü C10H16 olan bir hidrokarbondur. Günümüzde Rusya Soyuz-2 uzay aracını RP-1'den naftil'e çevirmek için çalışmaktadır.
Kaynakça[değiştir | kaynağı değiştir]
- ^ Diagramm Saturn V 6 Şubat 2008 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi..
- ^ "ISRO Annual Report 2013-14". isro.org. 18 Ekim 2015. 18 Ekim 2015 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 2 Haziran 2022.
- ^ History of Liquid Propellant Rocket Engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2006. s. 42. ISBN 9781563476495. 16 Mayıs 2021 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 22 Aralık 2022. Yazar
|ad1=eksik|soyadı1=(yardım) - ^ a b c "Basics of Space Flight: Rocket Propellants". Braeunig.us. 15 Şubat 2004 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 11 Aralık 2012.
- ^ "Thermophysical Properties Measurements and Models for Rocket Propellant RP-1: Phase I (NISTIR 6646)" (PDF). 7 Mart 2018 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi.