Roket motoru

Vikipedi, özgür ansiklopedi
Şuraya atla: kullan, ara
Nasa'nın Stennis Uzay Merkezi'nde test edilen RS-68.Bu motorun egzozu aşırı derecede ısıtılmış buhardan (onun yakıtlarındaki hidrojen ve oksijenden gelen su buharı) dolayı neredeyse şeffaftır
Viking 5C roket motoru

Roket motoru ya da yalnızca roket olarak adlandırılan jet motoru[1] onun en yüksek itici hızına ulaşabilmesi için depolanmış ve belli bir kütlesi bulunan yakıta sahiptir. Roket motorları tepki motorlarıdır ve Newton’un üçüncü kanunu doğrultusunda itme kuvveti sağlar. Roket motorları onların jetlerini oluşturmak amacıyla, harici materyale ihtiyaç duymadıkları için füzeler gibi dünyasal kullanımlara ek olarak uzay aracı için de kullanılabilir. Roket motorların yanma olmayan formları olmasına rağmen, onların çoğu içten yanmalı formlardadırlar.

Bir grup roket motorları olarak en yüksek itme kuvvetine sahip, şimdiye kadar en hafifi, fakat jet motorların bütün türlerinin en düşük itme gücü( en düşük itme dürtü var). İdeal egzoz hidrojendir fakat kimyasal roketler egzoz hızının etkisini azaltarak ağır türlerin bir karışımını üretir. Roket motorları çok yüksek hızlarda daha fazla etkili olurlar(Oberth etkisi). Havadan yarar sağlamadıkları için onların kullanımları yüksek uzay ve yüksek atmosfer içinde daha uygundur.

Terimler[değiştir | kaynağı değiştir]

Yanma odası üzerindeki ters yöndeki basınçtan dolayı roket motorları itme kuvvetinin bir parçasını oluştur

Kimyasal roketler, yakıtın kimyasal reaksiyonları tarafından ortaya çıkarılan ısı ile güçlendirilmiş roketlerdir. Roket motoru (katı yakıtlı roket motoru) genellikle katı roket motorları anlamına gelen roket motoruna benzer bir terimdir. Sıvı roketler (sıvı yakıtlı roket motoru) öncellikle tankların içinde yakılan sıvıların kullanıldığı roketlerdir. Karma roketler yanma odasının içinde katı bir yakıta sahiptir ve ikinci sıvı ya da gaz oksitleyicisi veya yakıtı yanması amacıyla bu gaz odasına eklenir.

Çalışma prensibi[değiştir | kaynağı değiştir]

Roket motorları, çok yüksek hızla egzoz gazının dışarı çıkması ile oluşan itme kuvveti üretir. Bu egzoz genellikle sıvıdır ve neredeyse her zaman sıvı ya da katı yakıtların çok yüksek basınçta (10-200 bar) yanması ile oluşan gazdır. Bu sıvı ya da katı yakıtlar içinde yanma odası bulunan petrol ya da oksitli bileşiklerden oluşur. Sıvı egzoz daha sonra süpersonik sıvı başlığı yolundan geçirilir. Bu başlık egzoz gazını hızlandırmak için ısı enerjisini kullanır ve bu itme reaksiyonu motorun ters yününde gerçekleşir.

Roket motorlarının iyi bir performans göstermesi için çok yüksek sıcaklık ve basınç gereklidir çünkü bu durum uzun başlığın motora uygun olmasını sağlar. Böylece motora daha iyi termodinamik etkinliği vermekle birlikte daha iyi egzoz hızı sağlar.

Yanma odası içinde yakıtın tanıtılması[değiştir | kaynağı değiştir]

Roket motoru genel olarak yakıt tankının formlarında depolanmış ve belli bir kütlesi yakıta sahiptir. İtme kuvveti üretebilmek için sıvı jetin formları içerisindeki roket motorundan öncelikle çıkartılır.

Çoğunlukla kimyasal yakıtların kullanıldığı bu yakıtlar ekzotermik kimyasal reaksiyona maruz kalırlar. Bu kimyasal reaksiyonlar itici güç için roket tarafından kullanılan sıcak gaz üretir. Kimyasal olarak durağan reaksiyon kütlesi ısındırılabilir ve ısı değiştirici ile yüksek enerji güç kaynağı kullanılarak bu gerçekleştirilir.

Bir katı roket motoru.

Katı roket yakıtları tanecik olarak adlandırılan bileşiklerin oksitlenmesi veya yakıtın karışımı olarak hazırlanılır ve etkili bir şekilde kaplama ile kaplanmış olan yakıt deposu yanma odasını olur. Sıvı yakıtlı roketler ayrı olan yakıtı oksitleyici bileşikleri onların karışıp yandığı yer olan yanma çemberi içine pompalar. Hibrit roket motorları katı, sıvı ve gaz yakıtlarının bileşimini kullanır. Yakıtı oda içine getirmek amacıyla hem sıvı hem de hibrit roketleri püskürtücü kullanır. Bunlar basit jet delikleri boyunca basınç altında yakıtı dışarı atarlar fakat bazen çok daha kompleks püskürtücü başlıklar kullanılabilir. İki veya daha fazla yakıt jete enjekte edildiği zaman kasıtlı olarak yakıtlar çarpışırlar ve daha kolay yanan çok küçük damlacıklar içine parçalanır.

Yanma odası[değiştir | kaynağı değiştir]

Kimyasal roketler için yanma odası bir silindirdir ve burada alev tutucular çok nadir kullanılır. Silindirin boyutları yakıtın iyice yanabileceği şeklindedir; bunu ortaya çıkarmak amacıyla farklı yakıtlar farklı yanma odası büyüklüğü gerektirir.Bu da :

sayısının ortaya çıkmasına neden olur.

burada:

  • = odanın hacmi
  • = dar geçidin alanı

L* genel olarak 25-60 inç (0.64-1.52m) oranlarındadır. Sıcaklığın ve basıncın kombinasyonu genel olarak herhangi standartta çok yüksek boyuta yanma odası içinde ulaşır. Hava soluyan jet motorlarından farklı olarak, seyreltmek ve soğutmak amacıyla oda içinde atmosferik nitrojen bulunmamakla birlikte sıcaklık doğru stokiyometrik oranlara ulaşır. Bu durum çok yüksek basınçta gerçekleşir ve bu da duvarlar boyunca ısı iletiminin çok yüksek olduğu anlamına gelir.

Roket başlıkları[değiştir | kaynağı değiştir]

De Laval başlığı içinde tipik sıcaklık (T) ve basınç (p) ve hız (v)

Roket başının çan veya koni şeklinde bir genişlemeye sahip olması roket motoruna karakteristik bir şekil verir. Yanma odası içinde üretilen sıcak gaza yanma odasından geçit boyunca ve yüksek genişletme oranı içinde ‘de Laval’ uzaklaştırılır.

Roket başlığına kadar yeterli basınç (çevredeki basıncın 2.5-3 katı üstünde) sağlanıldığı zaman, başlık boğumlanır süpersonik jet oluşturulur. Böylece büyük oranda hızlandırılmış gaz ile termal enerji kinetik enerjiye dönüştürülür. Yapılan dizayn doğrultusunda genişletilen roket başlığı ağızlığına bağlı olarak egzoz gazının hızı çeşitlendirilir fakat egzoz gazının deniz seviyesindeki havadaki sesin hızının on katı kadar yüksekliğe sahip olması nadir bir durumdur. Roket motorlarının itici kuvvetinin yaklaşık yarısı yanma odası içindeki dengelenmemiş basınçtan gelirken geri kalanı ağızlığın içine karşı gerçekleşen basınçtan gelir(şekilden görülebilir). Gaz genişlerken, başlığın duvarlarına karşı olan basınç roket motoruna kuvvet uygular gazın hızlandığı yönün tersi yönünde.

Yakıt verimliliği[değiştir | kaynağı değiştir]

Roket motorunda yakıtın etkili olması için önemli olan nokta yakıtın özel miktarı tarafından başlık ve odanın duvarları üzerinde mümkün olan maksimum baskının yaratılmasıdır. Bu yakıt itme kuvvetinin kaynağıdır ve aynı zamanda bu duruma şunlar tarafından ulaşılır;

  • mümkün olan en yüksek sıcaklıkta yakıtın ısıtılması (hidrojen, karbon ve bazen de alüminyum gibi metallerin içinde bulunduğu yüksek enerjili benzinin kullanılması veya nükleer enerjinin kullanılması)
  • düşük yoğunlukta gazın kullanılması (mümkün olduğu kadar hidrojen bakımından zengin)
  • öteleme hızını yüksek dereceye ulaştırmak için serbestlik derecesi az olan basit moleküllü yakıtların kullanılması
yanma odası ve başlık içinde uygulanan baskı tarafından meydana gelen roket iticiliği. Newton’un üçüncü kanunu doğrultusunda,eşit ve ters basınçlar egzoz üzerine etki eder ve bu onu hızlandırır.

Bütün bunlar yakıtın kullanılan kütlesini çok aza indirgediğinden, basınç hızlandırılmış mevcut yakıtın kütlesi ile doğru orantılı olduğundan ve Newton'un üçüncü kanunu doğrultusunda motor üzerine uygulanan basınç ayrıca karşılıklı olarak yakıt üzerine de uygulandığından, basınç verilen herhangi bir motor hızı için yakıtın oda basıncı tarafından etkilenmemiş odadan (itici kuvvetle orantılı olmasına rağmen) ayrılması ile sonuçlanır. Fakat, hız yukarda belirtilen üç faktör tarafından önemli bir şekilde etkilenir ve dışarı atılan gaz hızı motor yakıtının etkisinin çok iyi bir ölçümüdür. Bu egzoz hızı olarak isimlendirilir ve onu azaltabilecek faktörlere ödenek sağlandıktan sonra etkili egzoz hızı roket motorunun en önemli parametrelerinden biridir (ağırlık, maliyet, üretim kolaylığı gibi faktörler genellikle önemli olmasına rağmen).

Aerodinamik nedenlerle, akış başlığın en dar kısmında yani boğumlanmanın olduğu yerdedir (boğaz). Gaz içerisindeki sesin hızı sıcaklığın kara kökü ile arttığı için sıcak egzoz gazının kullanımı performansı geliştirir.Buna zıt olarak roket motorlarının sıcak gazı içindeki sesin hızı 1700 m/s üzerinde olabilirken, oda sıcaklığında hava içerisindeki sesin hızı yaklaşık olarak 340 m/s'dir. Roket motorlarının bu performansının çoğu yüksek sıcaklık yüzünden olmakla birlikte düşük molekül kütlesine sahip yakıtların tercih edilmesinin de etkisi vardır ayrıca bu havaya nazaran daha yüksek bir hız verir.

Yüksek oranda paralelleştirilmiş hipersonik egzoz jet verilerek roket başlığı içerisindeki genişleme hızı 1.5- 2.0 kat daha fazla türetilir. Roket hızının artış hızı çoğunlukla onun alan genişleme oranı tarafından saptanır-boğazın alanın çıkış alanına oranı, fakat gazın detaylandırılmış özellikleri ayrıca önemli.Büyük orandaki başlıklar büyüktür ama egzoz gazının hızını arttırarak yanma gazlarından çok daha fazla ısı elde edebilirler.

Atmosfer basıncı yüksekle birlikte değiştiği için başlığın verimliliği atmosfer içindeki faaliyetler tarafından etkilenir ;fakat roket motorunun dışındaki gazın süpersonik hızı sayesinde jetin hızı ortamın üstünde ya da altında olabilir ve ikisi arasındaki denge hiçbir yükseklikte kurulamaz.(şekilden görülebilir)

Ters basınç ve en uygun genleşme[değiştir | kaynağı değiştir]

Başlığın sonundaki gaz basıncının performansının en yüksek dereceye ulaşabilmesi için gazın basıncının ortamdaki basınca eşit olması gerekir.Eğer egzozun basıncı ortamın basıncından düşükse , araç motorun dışı ile tepesi arasındaki basınç farklılığı tarafından yavaşlatılacaktır.Diğer taraftan ;eğer dışarı atılan gazın basıncı yüksek olursa itme kuvvetine dönüştürülebilir olan egzozun basıncı korunmaz ve böylece enerji boşa gitmiş olur.

Egzozun çıkış basıncı ve ortam basıncının ideal seviyesini korumak için başlık çapının yükseklikle birlikte artırılmış olması gerekir uzun başlığa etki eden basınç verilerek(ve dışarıdaki basınç ve sıcaklığı azaltarak) . Jet motorlarının diğer formlarıyla rutin olarak yapılmasına rağmen, bu artışı hafif düzenlemelerle ayarlamak zordur. Füze bilimi içinde genellikle daha az uyumlu başlıklar kullanılır ve ‘dizayn yüksekliği’ dışında kullanılan veya gaz kesildiği zaman atmosfer performansında bir miktar azalma görülür.Bunu geliştirmek amacıyla çeşitli tıpa başlığı,kademeli başlık,genişletilmiş başlık ve aeroskap başlık gibi çeşitli egzotik başlık dizaynları tasarlanıldı ve birkaç yol ile kanıtlanmış olan bunların her biri değişen çevre basıncına adapte olabiliyor ve her biri çok yükseklerde başlığa ekstra itme kuvveti vererek gazın başlığa karşı genişlemesine olanak sağlıyor.

Yeteri kadar düşük çevre basıncının(vakum) içine gazın atılması ile birlikte çeşitli problemler ortaya çıkar. Bunlardan bir tanesi başlığın dikey ağırlığı-belirli bir araç için belirli bir noktanın ötesinde, başlığın herhangi bir performansında kazandığı ekstra ağırlık. İkinci olarak, egzoz gazların serin oldukları başlıkların içinde ısı geçirmez bir şekilde genişlemeleri ve sonuç olarak kimyasalların birkaçının soğuyabilmesi ve jetin içinde karın üretimi. Bu durum jetin içinde dengesizliğe yol açar ve bundan kaçınılmalıdır.

‘De Laval’ başlığı üzerinden, egzoz gaz akışı dekolamanı aşırı genişlemiş başlığın içinde ortaya çıkacak.Kopma noktası motorun eksenlerinin çevresinde düzenli olmayacağından bir yan kuvvet motora verilebilir.Bu yan kuvvet zaman geçtikçe değişebilir ve bunun sonucunda fırlatılan araçta kontrol problemleri ortaya çıkabilir.

İtme vektörü[değiştir | kaynağı değiştir]

Araçların genel anlamda yanık uzunluğunun üzerindeki yönlerini değiştirmek için tam bir itme kuvveti gerekir. Bunu sağlamak için şunlar sağlanılabilir;

  • Tüm motor bir menteşe veya yalpa çemberine monte edilebilir ve yakıt takviyesi düşük basınçlı esnek borular veya dönerek işlev gören bağlantılar ile motora ulaşır.
  • Sadece yanma odası ve başlık kadrana bindirilir , pompalar sabit ve yüksek basınç takviyeleri motora bağlanır.
  • Çoklu motorlar ( sıklıkla az açıyla eğimlenmiş) konuşlandırılır fakat verilen tüm vektörlerin boğumlandırılması gereklidir ve yalnızca çok küçük hata ile verilir.
  • Yüksek sıcaklıktaki kanatlar egzozun içinde çıkıntı oluşturur ve jetin saptırılması için eğimlendirilir.

Tam performans[değiştir | kaynağı değiştir]

Roket teknolojisi çok yüksek iticiliği(meganewtons),egzoz hızlarını (deniz seviyesindeki hava içerindeki sesin hızının yaklaşık on katı) ve ağırlık/iticilik oranını (‹ 100) birleştirebiliyor eş zamanlı olarak atmosfer dışında çalıştırılabiliniyor ve daha düşük basınç kullanımına izin verilebilmenin sonuncunda daha hafif tank ve yapılar görülür.

Özgül itici kuvvet[değiştir | kaynağı değiştir]

Roket motorların verimliliği için en önemli ölçü yakıtın her birimindeki dürtüsüdür ve bu özel dürtü olarak adlandırılmakla birlikte genellikle ). olarak yazılır.Bu ya hız (egzoz hızının metre/saniye veya ft/s nin içindeki etkisi) ya da zaman olarak (saniye) ölçülebilir.Çok büyük oranda özel dürtü veren motor normal olarak istenilendir. Elde edilebilir özel dürtü öncelikle itici yakıt karışımının bir fonksiyonudur( ve son olarak özel dürtüyü sınırlandırır) fakat oda sıcaklığı içindeki oda basıncı üzerindeki elverişli sınırlandırmalar ve nozül genişleme oranı elde edilebilir performansı azaltır.

Net itme[değiştir | kaynağı değiştir]

Aşağıda roket motorunun net itmesini hesaplamak için yaklaşık denklemler var:[2]

burada:  
=  akan egzoz gaz kütlesi
=  etkili egzoz gaz hızı
=  başlık dışındaki düzlemde asıl jet hızı
=  başlık dışındaki düzlemde akış alanı
=  başlık dışındaki düzlemde Durağan basınç
=  ortam( veya atmosfer) basıncı

Jet motorlarından farklı olarak sıradan roket motorlarında hava giriş yerleri eksik olduğu için orada toptan itmeyi azaltmak amacıyla ‘ram direnci’ yok Sonuç olarak roket motorun net itme kuvveti toptan itmeye eşittir(durağan geri basınç haricinde).The ifadesi sabit kalan gaz ayarındaki momentum itmeyi temsil ederken, ifadesi itme basıncını ifade eder.Boğazın dolu olduğu durumlarda ,roket motorunun net itmesi artan yükseklikle birlikte yavaşça artar.Atmosferik basınç yükseklik arttıkça azaldığı için itme basıncı artar.Egzozun aşırı genişlemelerinden kaynaklı cezalarına maruz kalmaksızın bir roket motoru için maksimum etki denkleme momentum katkısının maksimum düzeye gelmesiyle başarılır. Bu durum . bu denklem sağlandığı zaman meydana gelir.Ortam basıncı yükseklik doğrultusunda değiştiği için çoğu roket motoru en yüksek verimlilik noktasında çok az zaman harcar.

Eğer egzoz jetinin basıncı atmosferik basınçta değişirse başlıklar için söylenebilir ki;(zirveden dibe)Normalin altında genişlemiş, Ortam, Normalin biraz üstünde genişlemiş ,Normalin aşırı derecede üstünde genişlemişEğer normalin çok altında veya çok üstünde bir genişleme varsa verimlilik kaybı ortaya çıkar.Başlıklarda aşırı genişleme varsa verimlilik kaybı daha az olur fakat bu başlığa ait mekanik problemler ortaya çıkarır. Eğer sınır katman ayrımı meydana gelmezse başlıklarda çok az normalin üstünde bir genişleme varsa kritik genişlemişlerden daha çok itme üretecek.Roketler yükseklik kazanacağı için onlar ilerledikçe çok daha fazla az genişlemiş olurlar.Hemen hemen bütün roket motorları atmosfer içinde çalışma hali boyunca bir an için aşırı derecede aşırı genişlemiş olurlar.[3]

Vakum Isp[değiştir | kaynağı değiştir]

Basınç ile çeşitlendirilmiş özel dürtü sayesinde hesaplamak veya karşılaştırmak için kolay olan bir nicelik kullanışlıdır.Roketler boğaz kısmında boğumlandığı ve süpersonik egzoz harici basıncı önlediği için bunun sonucunda çıkıştaki basınç tam olarak yakıt akışının kütlesi , ile doğru orantılıdır karışım ve yanmanın etkisi sürdüğü müddetçe.

böylece vakum şu şekilde tanımlanabilir

burada

   = boğaz kısmında ses sabitinin hızı
 = başlığın sabit itme katsayısı

Ve böylece;

Çıkış gücünün kısılabilmesi[değiştir | kaynağı değiştir]

Roketlerin çıkış güçleri/itki miktarları, yanma oranı kontrol edilerek kısılabilir (İng:Throttling) ve genellikle kg/s veya Ib/s olarak ölçülür. Sıvı ve hibrit roketlerde yanma odasına giren yakıt akışı kapakçıklar kullanılarak kontrol edilir. Katı yakıtlarda ise "yakıt akışı", yanan alan değiştirilerek kontrol edilir ve ne kadar alanın yanacağı sıkıştırılmış yakıt tozu'nun (İng. Propellant grain) tasarımına eklenebilir. Bu yüzden katı yakıtlı motorlarda genellikle çalışma anında ne kadar alanın yanacağı değiştirilemediğinden bu tür motorlar bir kere başlatılınca bitene kadar sabit çıkış gücüyle çalışırlar, kısılamazlar.

Roketlerin çıkış güçleri genelde en düşük olarak (genellikle roket çıkışındaki/nozuldaki -İng: Rocket engine nozzle- akış ayrımıyla sınırlı olmak üzere) ortam basıncının üçte biri çıkış basıncına kadar ve en yüksek olarak yalnızca motorun mekanik gücüyle belirlenen bir üst sınır değerine kadar kısılabilirler.

Pratikte roketlerin çıkış güçlerinin ne derecede kısılabilecekleri büyük çeşitlilik göstermektedir ancak roketlerin çoğu 2 kata kadar oranda büyük zorluk olmaksızın kısılabilmektedir; en tipik sınırlama yanma dengesizliğidir, örneğin enjektörler tehlikeli salınımlardan kaçınmak için minimum bir basınca ihtiyaç duyarlar (motor çalışırken meydana gelen kesikli boğuk patlamalar yüzünden oluşan titreşim/İng:chugging veya yanma dengesizlikleri/kararsızlıkları); ama enjektörler daha geniş titreşim aralıkları için iyileştirilip test edilebilirler. Örneğin, son zamanlarda kullanılan bazı sıvı roket motorlarının tasarımları, ilgili motorların bilinen itki miktarlarının yüzde 18-20'sine kadar kısılabilme kabiliyeti için daha da iyileştirilmişlerdir. Katı roketlerin itki miktarları yanmanın gerçekleştiği yüzey alanlarını yanma süresinin boyunca çeşitlendirecek şekilde tasarlanmış sıkıştırılmış yakıt tozlarının kullanılmasıyla kısılabilir.

Enerji etkinliği[değiştir | kaynağı değiştir]

Roket motor mekanik verimliliği aracın ani hızının fonksiyonu olarak etkili egzoz hızı tarafından bölünür.Bu yüzde oranları tam bir verimlilik sağlamak amacıyla iç motor tarafından çarpılmak zorunda.

Yüksek sıkıştırma oranı ve yüksek yanma sıcaklığının bir sonucu olarak roket motor başlıkları roket motor başlıkları şaşırtıcı bir şekilde yüksek hızlı bir jet olabilmek için verimli ısıtıcı motorlardır.Roket başlıkları iptal edilebilir bir süreç olan adiyebetik genişlemeye muhteşem bir yaklaşma verir ve böylelikle Karnot döngüsündekine çok yakın verimliliği olur. Verilen derecelere ulaşıldığında kimyasal roketlerle %60 verimliliğine ulaşılabilir. Roket motoruyla çalışan bir araç için bitirme sınırı her neyse araç hızı ona yaklaşma veya ulaşırsa araç verimliliği çok iyidir.(fırlatmaya bağlı)ama düşük hızlarda enerji verimliliği hız 0’ a düşerken %0’a gider ( tüm tepkili çalıştırmalarda olduğu gibi).Daha fazla detay için roket enerji verimliliğine bakınız.

İticilik- ağırlık oranı[değiştir | kaynağı değiştir]

Roketler ,tüm jet motorları, aslında tüm motorlar,en yüksek iticilik –ağırlık oranına sahiptir.Bu özellik sıkı roket motorları için doğrudur. Bu motoru meydana getiren-pompaları , boruları, ve yanma odalarını içeren basınçlı kapların küçük hacmine göre yüksek bir performanstır.Emme borularının azlığı veya yoğun sıvı roket yakıtının kullanımı basınçlandırma sisteminin küçük ve ehemmiyetsiz olmasına yol açar, ki aksine tüp motorları bir kat düşük yoğunlukta havayla baş etmek durumundadır.Kullanılan likit yakıtlarda yoğunluğu en kötü olan hidrojendir .Bu yakıt pek çok yolla müthiş bir şekilde yanmasına rağmen yoğunluğu düşüktür,1/14’ü sudur.Bu turbo pompaları ve boru tesisat işlerini daha geniş ve daha ağır hale getirir ve bu onu SSME için kullanılan motorla onun yerine NK-33 kullanılanların karşılaştırılmasında iticilik- ağırlık oranına yansır.

Soğuma[değiştir | kaynağı değiştir]

Verimli olmaları gerektiğinden dolayı, fiziksel olarak roketlerin ulaşabileceği sıcaklık ~3500 K (~3227 °C or ~5840 °F). Diğer çoğu jet motoru sıcak egzozlarında gaz tribünleri bulundurur. Daha geniş yüzey alanına sahip olduklarından dolayı, soğumaları daha geç olur bu yüzden verimlilik düşer, çok daha düşük sıcaklıkta yanma işlemini yapmak zorundadır. Ek olarak, kanal motorları havayı, düşük sıcaklıklarda reaksiyon riskini azaltan %78 oranında reaktif olmayan nitrojen içeren oksidan olarak kullanır. Roketler de bu yapısal dezavantajların hiçbiri yoktur. Bu nedenle roketlerde kullanılan sıcaklıklar, çoğunlukla başlığın ve yanma odası maddelerinin erime ve kaynama noktalarından çok daha yüksektir. Korunmadığında her ikisi de istisna olan grafit ve tungsten (~1200 K bakır) oksitlenmeye maruz kalır. Dahası çoğu yapı malzemeleri, yakıtları bağımsız olarak mükemmel kabul edilen yakıtlar yapabilir. Bu maddelerin kırılma noktasına ulaşmaları için, yanma, erime ve kaynama noktasına erişmelerinin engellenmesi önemlidir. Bu bazen şakacı bir biçimde dile getirilerek egzoz zengini motor olarak adlandırılır. Yapı teknolojileri, kimyasal roketlerin egzoz sıcaklığındaki potansiyel üst sınırı belirleyebilir. Yapı malzemelerinin ısınmasını engelleyen soğutma sistemleri ve alüminyum, çelik,nikel ve bakır alaşımlar çok sıklıkla roketlerde kullanılır. Başlık ve oda ömrünü uzatmak için, yakıtın, yanma odası etrafındaki tüplerin içinden geçtiği rejeneratif soğutma ve perde veya film soğutma olarak adlandırılan başka teknikler kullanılır. Bu teknikler, maddeyle temas halinde olan termal gaz sınır tabakasının katastrofik bozulmaya neden olabilecek sıcaklığın altında tutulmasını sağlar. En iyi motorlarda duvarı geçebilecek ısı akışı genellikle 1-200 MW/m^2 arasındadır. En güçlü ısı akışı genelde odayla ve başlıkla bağlantısı olan boğazda iki defa görülür. Bu durum, yüksek sıcaklıkların görüldüğü odadan düşük olmasına rağmen, yüksek hız kombinasyonlarından dolayı olur. Roket soğutucu yöntemleri şunlardır: 1. Soğutmasız (genellikle test aşamasında, kısa süreler için kullanılır) 2. Ablatif duvarlar (sürekli buharlaşan ve taşınan maddeyle çevrili duvarlar) 3. Radyatörlü soğutma (ısıyı uzağa yayan ve akkor haline gelen oda) 4. Soğutma dökümü (genellikle hidrojen olan sıvının odaya doğru akması ve dökülmesidir) 5. Rejeneratif soğutma () 6. Perde soğutma (gaz ısısının duvarlarda soğuk olması için düzenlenen sıvı) 7. Film soğutma (buharlaştıracak kadar soğutan sıvıyla yüzeyin kaplanması)

Sınır tabaka bozulma hataları yanma kararsızlıkları ve soğutma sistemindeki hatalar sırasında meydana gelebilir ve duvar yetmezliği bunu takip eder. Odanın etrafındaki soğutma çemberlerinde rejeneratif soğutmalı ikinci bir sınır tabakası bulunur. Sınır tabaka duvarlar ve soğutucu arasında yalıtkan olarak hareket ettiği için olabildiğince kalın olmalıdır. Bu, soğutma hızının olabildiğince yüksek olmasıyla sağlanabilir. Uygulamada, rejeneratif soğutma hemen hemen her zaman perde soğutma veya film soğutma ile birlikte kullanılır. Sıvı yakıtlı motorlar genellikle düşük sıcaklıklarda yanan zengin yakıtlarla çalışır. Düşük maliyet malzemeleri, basitleştirilmiş bir soğutma sistemi ve daha düşük bir performans motoru sağlayan motor üzerindeki ısı yükünü soğutucu egzoz azaltır.

Mekanik sorunlar[değiştir | kaynağı değiştir]

Roket yanma odaları normal olarak 10-200 bar (1 ila 20 MPa, 150-3000 psi), olan oldukça yüksek bir basınçta çalıştırılır. Önemli atmosferik basınç içinde çalıştırıldığı zaman daha büyük ve fazla etkili başlığın olanağıyla yüksek yanma oda basıncı daha iyi performans verir fakat bu başlık aşırı derecede genişletilmeksizin uygun hale getirtilmesi ile bu durum sağlanılır. Diğer yandan, bu yüksek basınç odanın dışındaki bölgenin çevresel gerilme altında olmasına neden olur.- roket motorları basınçlı kaplardır. Daha kötüsü, roket motorları içinde yaratılan yüksek sıcaklık yüzünden, kullanılan materyaller önemli ölçüde düşük iş çekim gerilimine sahip olma eğilimindedirler.Ayrıca, önemli sıcaklık değişimleri oda ve başlığın duvarları içerisindeki düzenekleridir ve bunlar iç gerilme yaratan iç astarın diferansiyel genişlemesine neden olur.

Akustik problemler[değiştir | kaynağı değiştir]

Bir roket motoru içerisinde aşırı derecedeki ses ve titreme ortalama değerlerinin üstünde yoğun gerilme ile sonuçlanır , özellikle borulu organın varlığı içinde – rezonans veya gaz türbülansı gibi.

Yanma dengesizlikleri[değiştir | kaynağı değiştir]

Yanma, istenmeyen ani ya da periyodik doğal dengesizliklerde görülebilir. Enjektör levha boyunca akan yakıt azalana kadar enjekte odası içindeki basınç artabilir; bir süre sonra basınç düşer ve akış artar, bir süre sonra yanan yanma odası içerisinde çok daha fazla yakıt enjekte edilir ve tekrar oda basıncı artar ,bu döngü bu şekilde devam eder.Bu yüksek genlikli titreşime neden olabilir, sıklıkla motora zarar verebilecek olan ultrasonik oranlar içerisindedir. ±200 psi , 25 kHz ‘ in titreşimleri Titan2 ikinci aşama motor füzesinin erken versiyonlarının başarısızlık nedenidir.Diğer başarısızlık modu ateş almadan infilaka geçiş ; yanma odası içinde oluşmuş süpersonik basınç dalgası motoru bozabilir. Yanma dengesizlikleri motor içerisindeki temizlik çözücülerinin kalanları , yansıyan şok dalgası ,ateşlemeden sonra ilk dengesizlik,yanma odası içini yansıtan başlığın yanında patlama ve birçok faktör tarafından teşvik edilebilir.Stabil motor dizaynları içerisindeki titreşimler hızlıca bastırılabilir; stabil olmayan dizaynlar uzun süreli periyotlar için devamlılığını sürdürür.Baskılayıcı titreşimler yaygın olarak kullanılır. Yanma dengesizlikleri veya yakıt akışını yumuşatan motorların ve tankların arasındaki boylamsal titremeler ile oluşan itmenin periyodik çeşitliliği ‘ pogo titremeleri’ veya ‘pogo’ olarak bilinir ve bu terim zıplama sırığından sonra adlandırılmıştır. Yanma dengesizliğinin üç tipi meydana gelir;

Kesikli yanma

Aracın hız içerisindeki değişimlerinden dolayı oluşan besleme çizgileri içindeki basınç değişiklikleri sonucunda oluşan düşük frekanslı titreşimdir.Bu iticilik içinde döngüsel bir çeşitliliğe neden olabilir ve etkileri araç veya roketi taşıyan yüke çok az rahatsız etme durumundan ciddi şekilde zarar verme olarak değişebilir.Kesikli yanma yüksek yoğunluktaki yakıtların besleme çizgileri üzerindeki gaz dolu sönüm tüpleri kullanılarak azaltılabilir.

Uğultu

Enjektöre karşı etkisiz basıncın düşmesi dolayısıyla oluşur.O çoğunlukla zarar vermekten ziyade rahatsız edicidir.Fakat,olağanüstü durumlarda yanma enjektör boyunca geriye doğru uygulanan kuvvetle sonlanabilir- bu tek terkipli yakıt ile patlamalara neden olabilir.

Gıcırdama

Kontrol etmesi en zor olan olmakla birlikte en çok zarar vericidir.Kimyasal yanma süresine eşleşmiş yanma odası içindeki akustikler dolayısıyla ortaya çıkar.Belirtilen kimyasal yanma süreci birincil enerji salınımı sürücüleridir.Ek olarak,izole edilmiş ısıl sınır tabakasının incelmesi yüzünden oluşan felaket sonuçlara neden olan stabil olmayan gıcırdama yankısı gıcırdama nedeni ile oluşur.Akustik titreşimler bir oda içerisindeki yanma veya bir boru boyunca sıcak havanın akışı gibi termal süreçler tarafından uyarılabilir.Özellikle,eğer yanma akustik dalga basıncının maksimum olduğu bölgeler içinde çok fazla yoğunlukta meydana gelirse ,çember içerisindeki daimi akustik dalgalar yoğunlaştırılabilir.Dizayn süreci boyunca analitik olarak bu etkileri tahmin etmek zordur ve pahallılığı , zaman alması,ve test ve hata düzeltme ölçümleriyle kombine edilmiş geniş testler tarafından irdelenmiştir.Gıcırtı sıklıkla yakıt kimyası veya enjektör içindeki değişiklikler tarafından ele alındı.Enjekte edilmeden önce yakıtın buharlaşması veya odanın yankı durumlarını değiştirmek için yanma odası içindeki Helmholt sönümlendiricilerin kullanımları tarafından da ele alınır. Gıcırdama olasılığı için test enjektöre yakın yanma odasına teğet olarak kurulan tüp ile yanma odası dışındaki patlayıcı olan küçük şarjlar tarafından yapılır ve amaç motorun ani yanıtını saptamak ve yanma basıncının zamanla tepkisini değerlendirmek –hızlı bir şekilde asıl halini alma stabil bir sistem olduğunu gösterir.

Egzoz gürültüsü[değiştir | kaynağı değiştir]

Çok küçük boyutlar dışındaki tümü için ,roket egzozu diğer motorlara nazaran çok gürültülüdür.Sesten hızlı egzoz ortamdaki hava ile karıştıkça şok dalgaları oluşturulur.Uzay aracı onun etrafındaki gürültünün 200 dBA üzerini yaratır.Satürn 5 ‘in fırlatımı patlama mevzisinden önemli bir uzaklıkta sismometre üzerinde algılanabilmişti. Yaratılan şok dalgalarındaki ses yoğunluğu egzoz hızı ve roketin büyüklüğüne bağlıdır.Bu şok dalgaları çok büyük roket motorları tarafından üretilen fırlama ve çatlama seslerinin açıklaması olarak görülür.Bu gürültü zirveleri mikrofonlara ses elektroniğine yüklenir , ve böylece zayıflar veya bütün olarak kayıt edilmiş veya yayın ses üretimi içinde yok edilir.Çok büyük roketler için yakın bir oranda ,bu etkiler öldürebilir.Uzay ajentaları için en endişe verici şey bu tip ses düzeylerinin fırlatma yapısına zarar verebileceği veya en kötüsü bu ses düzeyleri hassas roket üzerine geri yansıtılabilir.Bu durum fırlatmada niçin bu kadar su kullanıldığının nedenidir.Su spreyi havanın ses nitelikleri ile değişir ve roketten uzak ses enerjisini azaltır veya saptırır.Genel olarak roket yere yakın olduğu zaman gürültü çok yoğundur çünkü motordaki gürültü duman bulutundan yansır.Ayrıca araç yavaş bir şekilde hareket ediyorken motor içindeki kimyasal enerjinin çok küçük bir kısmı roketin kinetik enerjisini arttırır( çünkü araca nakledilen P kullanışlı güç itme F, hız V.)Daha sonra enerjinin çok büyük bir kısmı çevredeki hava ile etkileşim içerisine giren egzozun içinde harcanır ve bu meydana gelirken gürültü ortaya çıkar. çatı alev siperleri ,duman bulutu etrafındaki su enjeksiyonu ve belli bir açıda duman bulutunun saptırılması ile bu gürültü biraz azaltılabilir.

Deneme[değiştir | kaynağı değiştir]

Roket motorları üretime alınmadan önce genel olarak test tesisinde test edilir.Yüksek irtifa motorları için ya daha kısa başlık kullanılmak ya da roket çok büyük vakum odası içinde test edilmek zorundadır.

Güvenlik[değiştir | kaynağı değiştir]

Roketler tehlikeli ve güvenliği olmayan bir üne sahiptir.Bu ünün aksine dikkatli dizayn edilen roketler güvenli yapılabilir.Askeri kullanımlarda roketler güvenlidir.Fakat,roketlerin askeri olmayan kullanımlarından birisi yörüngesel fırlatmalardır.Bu uygulama içinde prim genel olarak minimum ağırlık üzerine yerleştirilir ve düşük ağırlıkta yüksek güvenilirlik sağlamak zordur.Ek olarak,fırlatılan uçuş sayısı düşükse aracın bozulmasına neden olan hataları düzeltmek için daha fazla şans vardır.Esas olarak bütün fırlatılan araçlar uzay standartlarında test edilen araçlardır. X-15 roketinde sadece % 5 oranında bir başarısızlık ile birlikte zemin testinde çok az bir hata görüldü ve Uzay Mekiği Ana Motoru 350’nin üzerinde felaket sonuçlardan kaçınarak motor uçuşlarını yönetti.

Kimya[değiştir | kaynağı değiştir]

Bütün reaksiyon enerjisi egzoz gazının kinetik enerjisi olarak görüldüğü ve araç performansına bağlı olarak egzoz hızı motorun en önemli performans parametresi olduğu için roket yakıtları çok yüksek enerji gerektirir(her kütle birimine gereken enerji).Özel reaksiyon sonrasında, motor içindeki kaçınılmaz kayıplar ve eksiklikler , tamamlanmamış yanma ve benzeri gibi durumlar dışında termodinamik kanunu doğrultusunda elde edilen egzoz hızını azaltan ana teorik limit gösteriri ki kimyasal enerjinin kesri üretilen itmede bulunmayan egzoz moleküllerinin rotasyonu içine girebilir.Helyum gibi tek atomlu gazlar bağımsızlığın üç derecesine sahiptir ki bu uzayın üç boyutuna eş değerdir ve yalnızca küresel simetrik moleküller bu kayıp türünden kaçar. H2 gibi iki atomlu moleküller iki atomun katıldığı ve birbirlerine dik olan iki eksende döner ve statik mekaniğin eş bölüşüm kanunu ile mevcut olan termal enerji bağımsızlığın dereceleri arasında bölünebilmeyi talep eder.Örneğin, enerjinin 3/5 nün termal denge enerjisi içindeki bir gaz bağımsızlık derecelerine gidebilir ve 2/5 oranında döner.Su gibi altı atomik moleküller bağımsızlığın altı derecesine sahiptir ve böylece enerji bağımsızlığın döngüsel ve geçiş enerjileri arasında eşit olarak bölüştürülebilir.İkinci durumdaki çoğu kimyasal reaksiyon için durum bu şekildedir.Bu durum klasik olarak oran, gama, sabit basınçtaki sabit hacimdeki gazın özel ısını açısından tanımlanır.Eğer geniş başlık gazı genişletmeye ve soğutmaya izin verecek kadar büyükse döngüsel enerji kaybı büyük oranda kayıt edilir.Başlığın fonksiyonu yanma odası içindeki moleküllerin gelişigüzel termal hareketlerinin itmeyi ortaya çıkaran yönsüz ötelenmeye dönüştürmektir.Egzoz gazı denge noktası içinde kaldığı müddetçe ,ilk döngüsel enerji başlık içindeki ötelemeye büyük oranda dönüştürülmüş olacak. Kimyasal tepkimeye girenlerin birim kütlelerindeki özel tepkime enerjisi anahtar olmasına rağmen reaksiyon moleküller içindeki düşük moleküler ağırlık egzoz gazının hızını saptama açısından ayrıca önemli.Bunun nedeni roket motoru içerisindeki yüksek sıcaklıktaki gazın motor mühendisliği için ciddi problemler teşkil etmesidir.Sıcaklık molekül başına düşen enerjiyle doğru orantılı olduğu için düşük kütleli moleküller arasında daha çok dağıtılan enerji verilen sıcaklıkta yüksek egzoz hızına izin verir.Bu düşük atomik kütleli elementlerin favori olduğunu gösterir. Egzoz hızı açısından en etkili yakıtlar olan sıvı hidrojen (LH2) ve oksijen (LOX veya LO2) , bor ve sıvı ozonun dahil edildiği yeterli egzotik kombinasyonlar boyunca potensiyel olarak teori içinde dahi iyidir eğer çeşitli pratik sorunlar çözümlendirilmişse. Özel reaksiyon enerjisini hesaplamak önemli bir noktadır. Benzin ve oksitleyicinin de dahil olduğu yakıtların tüm kütlesi bu hesaplamaya dahil edilmelidir.Hava solunum motoru genel olarak onu taşımak zorunda olmaksızın oksijen sağlayabilir ve bu durum hava solunum motorlarının niçin yakıt-kütleli verimliliğine sahip olduğunu açıklar ayrıca roket motorlarının sıradan karasal uygulamalara çok daha az uygun olduğunun nedenidir.Otomobiller veya turbo jetler için yakıtlar atmosferik oksijenden yararlanır ve böylece taşınılmak zorunda olunan yakıtların birim kütlesindeki enerji verimliliğine daha iyi sahiptir,fakat yakıtın birim kütlesiyle benzerdir. Roket içerisindeki bilgisayar programlarını tahmin eden bilgisayar programları mevcuttur.

Ateşleme[değiştir | kaynağı değiştir]

Sıvı ve karma roketleri ile, yakıtların yanma odasına girmesi ile birlikte ateşlemenin hemen olması gerekir. Sıvı yakıtlar ile,mili saniye içinde yapılan başarısız ateşlemeler oda içerisine sıvı yakıtların çok fazla olmasına neden olur ve ateşleme meydana geldiği zaman yaratılan sıcak gaz miktarı odanın dizayn basıncının maksimumunu aşar ve basınçlı kap felaket sonuçlara neden olur.Bu bazen sert başlangıç veya hızlı planlanmamış dağılım olarak adlandırılır. Ateşleme farklı yöntemler tarafından başarılabilir; proteknik şarj, plazmalı şaloma kullanılabilir,ayrıca elektrik buji çalıştırılabilir.Bazı yakıt/oksitlenmiş bileşimler kontak(hipergolik) üzerinde ateşler ,hipergolik olmayan yakıtlar hipergolik yakıtlar ile yakıt çizgisi üzerinde çalıştırılmaya hazırlanılarak kimyasal olarak ateşlenebilir .( Rusya motorlarında popüler) Gazlı yakıtlar genel olarak sert başlangıçlara neden olmayacak.Toplamda roketlerin enjektör alanı boğaz kısmından daha azdır , bu yüzden oda basıncı çevreyi ateşleme eğiminde ve tüm oda çabuk tutuşan gaz ile dolu olsa bile yüksek basınç oluşturulamaz. Katı yakıtlar genellikle tek atışlı piroteknik aletler ile ateşlenir. Ateşlenildiği zaman roket odası kendi kendine devam eder ve ateşleyiciye ihtiyaç yoktur.Eğer odalar belli bir süre devre dışı kaldıktan sonra tekrar başlatılırsa onlar anında tekrar ateşlenebilir.Fakat, soğuduğu zaman ,piroteknik ateşleyiciyi değiştirmek gibi en azından küçük bir bakım olmaksızın birçok motor yeniden çalıştırılamaz.

Duman bulutu fiziği[değiştir | kaynağı değiştir]

Egzoz duman bulutunun içinde görülebilir şeritteki dört ayaklı Armodilo uzay aracı.

Roket duman bulutu roket motoru ,dizayn yüksekliği, yükseklik, itme ve diğer faktörlere bağlı olarak çeşitlenir.Karbon bakımından zengin olan egzozlar yanmayan taneciklerin kara cisim ışınımı yüzünden turuncu renktedirler , buna mavi kuğu bantları eklenebilir.Peroksit oksitleyicisine dayalı roketler ve hidrojen roket bulutları çok fazla buhar kapsar ve neredeyse çıplak gözle görülemez fakat ultraviyole ve kızıl ötesinde parlar. Turuncu- beyaz alev olarak yanan ve yanma sürecine enerji ekleyen alüminyum gibi metal barındıran yakıt içerdiği için katı roketlerdeki duman bulutu büyük ölçüde görülebilir.Bazı egzozlar,alkol yakıtlı roketler,görünür şok elması gösterebilir. Bunlar Ortamdan yaratılmış şok dalgalarına göre duman bulutu basıncı içerisindeki döngüsel çeşitliliği yüzündendir.Dizayn bulutunun şekli dizayn yüksekliği ile şekillendirilebilir.Çok yüksek yerlerde bütün roketler aşırı derecede genişlemenin altındadırlar ve egzoz gazlarının çok küçük bir oranı sonsuza kadar genişlemeyi durdurur.

Roket motorların türleri[değiştir | kaynağı değiştir]

Fiziksel olarak güçlendirilmiş[değiştir | kaynağı değiştir]

Tür Tanım Avantajlar Dezavantajlar
su roketi Kısmen doldurulmuş, kuyruk ve burun ağırlıklı, basınçlı, karbonatlı içecek kutuları Yapımı kolay Yükseklik genellikle birkaç yüz feet civarındadır (Dünya rekoru 623 metre/2044 feet)
soğuk gaz iticisi Yanma olmayan bir çeşittir verniyer iticiler için kullanılır. Kirlilik yapmaz Çok düşük performans sağlar

Kimyasal Güçle Çalışanlar[değiştir | kaynağı değiştir]

Tür Tanım Avantaj Dezavantaj
katı roket Merkezi boşluklu, tutuşmalı,kendiliğinden devam eden, katı yakıt/oksitleyici karışım Basit, genellikle sabit parçalar, makul kütle bölümü, makul Isp . Bir itme şeması yakıt şarjının içine dizayn edilebilir. Boğma, yakmayı bitirme, ve ateşleme özel dizaynlar gerektirir.Ateşleme karışımı sorunludur. Sıvı roketlerden daha düşük performans gösterir. Eğer yakıt şarjı çatlarsa başlığı kapatabilir ve bu felaket sonuçlar doğurur. Yakıt şarjı çatlakları yanarlar ve yanarken daha da büyürler. Yakıt sağlamak basitçe yakıt tanklarını doldurmaktan daha zordur.
karma roket Oksitleyici ve yakıt ayrıdır; genellikle oksitleyici sıvıdır ve ayrı bir tankta bulunur ancak yakıt katıdır. Oldukça basittir, katı yakıt aslında oksitleyici olmadan tepkimesizdir, daha güvenlidir; çatlaklar çoğalmaz, kesilebilir ve kapatılabilir Bazı oksitleyiciler tekil yakıtlardır, kendi başlarına patlayabilirler; mekanik bir başarısızlık başlığı kapatabilir (kauçuk yakıtlarda çok nadirdir), iç delik zamanla genişler ve yakıt karışımını kötü etkiler
tekil yakıt roket Yakıt (hidrazin,hidrojen peroksit veya nitro oksit) bir katalizör üzerine akar ve ekzotermik olarak parçalanır; sıcak gazlar başlıktan yayılır. Konsept olarak basittir, kesilebilir, düşük sıcaklıklarda yanma sağlanır. Katalizörler kolay kirlenir, tekil yakıtlar eğer kirlenirse patlayabilirler, Isp değeri belki de en iyi sıvıların 1/3 i oranındadır.
Çift yakıtlı roket İki akışkan (genellikle sıvı) yakıt enjektörler yardımıyla yanma odasında birleştirilir ve yakılır. İyi bir karışım kontrolüyle ~99% a kadar verimli yanma, kesilebilir, çok hafif tanklara olanak sağlayan turbo pompalar ile kullanılabilir, dikkatli bir bakımla güvenli olabilir Yüksek performans için gerekli olan pompaların dizaynı pahalıdır, yakıt odasının içinden geçen aşırı termal akışlar yeniden kullanımı etkileyebilir.hata şekilleri büyük patlamaları içerir. çok fazla tesisat gerekir.
İkili itme roketi Roket çift yakıtlı olarak kalkış yapar, ardından sadece tek bir yakıtı tekil olarak kullanır. Basitlik ve kontrol kolaylığı Çift yakıtlardan düşük performans gösterir.
Üçlü yakıt roketi Üç farklı yakıt ( genellikle hidrojen, hidrokarbon ve sıvı oksijen) farklı karışım oranlarında yanma odasında birleştirilir, ya da birden çok motor kullanılır. Kalkış ağırlığını azaltır, Hidrojen daha hafif olduğu için; Isp ile ağırlık kombine edilir, büyükçe bir oran tarafından Dünya’dan fırlatılabilmesi için yük gelişir Çift yakıtla benzer sorunlar vardır ancak daha fazla tesisat gerekir.(daha fazla araştırma geliştirme gerekir)
Havası-artırılmış roket Aslında içeri alınan havanın sıkıştırıldığı ve roketten egzozla yakıldığı bir ram jettir. 0 Machtan 4.5+ Mach (ekzoatmosferikte de çalışabilir), Mach 2' den 4'e verimlidir Düşük hızlarda ya da ekzoatmosferik roketlerle benzer verimlilik gösterir, giriş zorlukları, görece gelişmemiş ve keşfedilmemiş bir tiptir, soğutma sorunları, çok gürültülü, itme/ağırlık oranları ram jetlere benzer.
Turbo roket Birleştirilmiş bir turbo jet/ roket döngüsüyle birlikte asoksijen gibi bir oksitleyici hava akışına maksimum yükselti için eklenir. Var olan dizaynlara yakın olarak, çok yükseklerde ve çok farklı yükseklik ve hızlarda çalışabilir Atmosferik hava hızı turbo jetlerinkine yakın hızlarla sınırlıdır, LOX gibi oksitleyiciler taşıması tehlikelidir. Basit roketlerden çok daha ağırdır.
soğutulmuş jet engine / LAKE (roketle birleştirilmiş döngü) İçeri girecek hava turbo jet motoru veya ram jet'e girmeden düşük sıcaklıklara kadar soğutulur Yerde kolayca test edilebilir..Yüksek/ağırlık itme oranları hava hızının geniş oranının üzerinde iyi bir yakıt verimliliği ile mümkündür;makh 0-5.5+; bu verimliliğin kombinasyonu rotasyon dönüş,tek aşamaya veya çok hızlı kıtalar arası seyahat için fırlatılmaya izin verir Prototip laboratuvar aşamasında yalnızca var olur.örneğin
RB545, SABRE, ATREX

Elektrikle güçlendirilmiş[değiştir | kaynağı değiştir]

Tür Tanım Avantajlar Dezavantajlar
Direnç Roket (elektrik ısı) tek yakıtlar ekstra performans için ince tel tarafından elektrik gücüyle ısıtılır. yalnız tek yakıtlardan %40 oranında daha yüksek Isp çok fazla güç kullanımı ve böylece genel olarak daha düşük itme verilme durumu
Ark jet rocket (elektrik şarj yardımı ile kimyasal yanma ) içerik olarak direnç jetine benzer fakat ark dışında durağan yakıt çok yüksek sıcaklıklarda kullanılır. 1600 saniye Isp
titreşimli plazma iticisi (elektrik ark ısıtılması ; plazma yayma ) plazma katı yakıt aşındırmak için kullanılır yüksek Isp titreşebilirliği yüksekte kontrolü sağlamak için düşük enerji verimliliği
çeşitli özel dürtü manyetik plazma roket manyetik boğaz/ başlık ile ısıtılan mikrodalga plazma Isp 1000 saniyeden 10.000 saniyeye çeşitlenir. iyon sürücüleri ile benzer itme/ ağırlık oranı (en kötüsü),termal problemler,iyon sürücüleri ile önemli bir itme ortaya çıkarmak amacıyla çok yüksek gerektiği için ,gerçekten gelişmiş nükleer rektöre ihtiyaç vardır ve süper iletkenlerin çalışabilmesi için düşük sıcaklık gerekir.

Termal[değiştir | kaynağı değiştir]

Önceden ısınmış[değiştir | kaynağı değiştir]

Tür Tanım Avantaj Dezavantaj
sıcak su roket Sıcak su tankın içinde yüksek sıcaklık/basınçta depolanır ve başlık içinde buhara döner. basit, güvenli , 200 saniye Isa altında Ağır tank yüzünden tüm performans düşük

Güneş terminali[değiştir | kaynağı değiştir]

Güneş termal roketi doğrudan reaksiyon kütlesi ısıttığı için güneş gücünden yararlanır ve böylece güneşle güçlendirilmiş çoğu diğer formların da yaptığı gibi elektrik jeneratörüne ihtiyaç duymaz.Bir güneş termal roketi yalnızca güneş enerjisini ele geçirme anlamını taşımak zorundadır aynalar veya toplayıcılar gibi.Isıtılmış yakıt sıradan roket başlığı boyunca itme üretmek amacıyla beslenir.Motor itmesi doğrudan güneş toplayıcı yüzey alanlarıyla ve güneş ışınımının bölgesel yoğunluğuyla ilgiliyken Isp ile ters orantılıdır.

Tür Tanım Avantajlar Dezavantajlar
güneş terminal roket Yakıt güneş toplayıcısı tarafından ısıtılır Basit dizayn. Fizyon reaksiyon kontrolünün karmaşıklığı ve problemleri olmaksızın ,hidrojen yakıtı kullanılarak Isp’nin 900 saniyesi nükleer termal roket ile karşılaştırılabilir.

Boşa harcanan gaz hidrojeninin verimli olarak kullanılabilmesi-uzayın ışınım ısı çevresinde depolanmış uzun ömürlü kaçınılmaz yan ürün-hem döngüsel istasyon muhafazası hem de yükseklik kontrolü için.

İtme oldukça düşük olduğu için uzay içerisinde oldukça kullanışlıdır fakat hidrojen uzayda kolayca depo edilemez,diğer taraftan ölçülü/düşük Isp eğer çok yüksek-molekül-kütleli yakıtlar kullanılırsa.Çok yüksek moleküller ağırlıktaki yakıtlar ,örneğin su,performansı düşürür.

Işınım termali[değiştir | kaynağı değiştir]

Tür Tanım Avantajlar Dezavantajlar
Işık ışınımı ile güçlenmiş roket Belli bir uzaklıktan yakıtın ya doğrudan ya da dolaylı olarak ısı değiştirici ile ışık ışını(sıklıkla lazer) tarafından ısıtılmasıdır. Çok yüksek egzoza hızlarına ulaşılabilir. -Kazanılan yükün her kg’mındaki 1 MW’lik güce rota izlemek için ulaşılmak zorunludur,nispeten çok yüksek hızlanımlarda sis,bulutlar tarafından bloke edilir,yansıtılan lazer ışığı tehlikeli olabilir,iyi performans için tek yakıtlı hidrojene ihtiyaç duyulur,bazı dizaynlar ışığın tekrar yayılımından dolayı ~600 saniye olarak sınırlandırılmış yakıt/ısı değiştiriciler beyaz ısı sağlar
Mikrodalga ışınımıyla güçlenmiş roket Aracın belli bir uzaklığından mikrodalga aşını tarından ısıtılmasıdır. Mikrodalgalar enerjinin tekrar yayılmasından kaçınır-böylece ~900 saniyelik egzoz hızına ulaşılabilir. Kazanılan yükün her kg. 1 MW’lık güce rota izlemek için ulaşılmak zorundadır,nispeten yüksek hızlanmalarda ,mikrodalgalar yağmur tarafından bir dereceye kadar emilebilir,yansıyan mikrodalgalar zararlı olabilir,iyi performans için hidrojen tek yakıtlı yakıta ihtiyaç duyulur, iyi bir ışınım sağlamak amacıyla ışın araca 100 km üzerinden çarpar ve nakledici çap kilometre olarak ölçülür.

Nükleer termal[değiştir | kaynağı değiştir]

Tür Tanım Avantajlar Dezavantajlar
Radyo izotop roket/"kaniş itici" (radyo aktif zayıf enerji)]] Zayıf radyo aktiflikten gelen ısı hidrojeni ısıtmak için kullanılır. Yaklaşık 700–800 saniyelik,hemen hemen hareketlenme yoktur. Düşük itme/ağırlık oranı
NÜkleer termal roket (nükleer fizyon enerj) Yüksek sıcaklıkta ısı sağlamak amacıyla yakıt(genellikle hidrojendir)nükleer reaktör boyunca geçirilir Isp yüksek olabilir,muhtemelen 900 saniyelik veya çok daha fazlası,bazı dizaynlarda itme/ağırlık oranı yüksek Maksimum sıcaklık materyal teknolojisi tarafından sınırlandırılır,bazı radyoaktif tanecikler bazı dizaynlarda egzoz gazı içinde bulunabilir,nükleer reaktör siperi ağırdır ve muhtemelen dünyanın yüzeyinden geçemez,itme/ağırlık oranı yüksek değildir.

Nükleer[değiştir | kaynağı değiştir]

Nükleer itme , itme yöntemlerinin geniş çeşitliliğini barındırır.Bu yöntemler onların ilk güç kaynağı olarak nükleer reaksiyonun bazı formlarını kullanır.Önerilen nükleer itmenin çeşitli tipleri aşağıda gösterilmiştir ve onların bazıları uzay araçları için test edilmiştir

Tür Tanım' Avantajlar Dezavantajlar
Reaktör roketinin gaz çekirdeği (nükleer fizyon enerji) Gaz kullanılan nükleer reaksiyonda içteki fizyon reaktörü yakıt ile yakın temas halindedir. Çok sıcak yakıt, reaktör katı tutularak sınırlandırılmamış, Isp 1500 - 3000 saniyeleri arasında fakat çok yüksek itme ile Egzoz içinde parçalanabilirlik kaybı olmaksızın yakıtın ısıtılma zorluğu çekilmesi,özellikle başlık ve boğaz bölgesinde yoğun termal problemler,egzoz hemen hemen doğal olarak yüksek radyoaktif.Nükleer ampul çeşitleri bölünebilirliği kapsayabilir fakat keser Isp yarım olarak
Fizyon-parça roket(nükleer fizyon enerji) Bölünme ürünleri itme vermek amacıyla doğrudan tüketilir. Bu noktada sadece teorik
Fizyon yelkeni(nükleer fizyon enerji Bir yelken materyali bölünebilen materyal ile kaplanır. Hareket eden parçalar yoktur,uzayın derinliklerinde çalışır. Bu noktada sadece teorik
Nükleer tuz-su roketi(nükleer bölünme enerji) Nükleer tuzlar çözelti içinde tutulur, başlıkta tepkimeye neden olur Isp çok yüksek , çok yüksek itme Başlık içindeki termal problemler, yakıt durağan olmayabilir, yüksek derecede radyoaktif egzozu .bu noktada sadece teorik
Nükleer vuruş roketi(bölünme/birleşme bombalarının patlaması) Şekilli nükleer bombaları aracın ardında gösterilir ve rüzgar itici plaka tarafından yakalanır Isp çok yüksek , çok yüksek itme/ağırlık oranı, bu teknoloji için bilinen durdurucu görülmez Test edilmemiş itici plaka şok yüzünden parçaları üstünden atabilir, nükleer bombaları için küçük büyüklüklerin hala oldukça pahalı olması,nükleer antlaşma problemleri,Dünya’nın manyetik atmosferi altında kullanıldığı zaman görülen nükleer atık
Anti madde katalize edilmiş nükleer vuruş itmesi(bölünme ve/veya birleşme enerjisi) Anti madde ile nükleer darbe itmesi küçük bombalara yardım eder Çok küçük boyutlardaki araçlar için mümkün olabilir Anti maddenin içeriği, makroskobik içindeki anti madde ürününün şimdilerde uygulanabilir olmaması.Bu noktada teorik
Füzyon roket( füzyon enerjisi) Füzyon yakıtı ısıtmak için kullanılır Çok yüksek egzoz hızı Büyük ölçüde sanatın şimdiki durumu
Anti madde roket (imha enerjisi) Anti madde imhası roketi ısıtır Aşırı derecede enerjik, çok yüksek teorik egzoz hızı Anti madde ürünlerine ve kullanma ile ilgili problemler, nötrino gama ışını, muon içindeki enerji kayıpları; termal problemler. Bu noktada teorik.

Kaynakça[değiştir | kaynağı değiştir]

  1. ^ Rocket Propulsion Elements (7. bas.). Wiley Interscience. 2001. ss. Bkz. 1. Bölüm. ISBN ISBN=0-471-32642-9. 
  2. ^ Rocket Propulsion Elements (7. bas.). Wiley Interscience. 2001. ss. Bkz. 2.-14. Bölümler. ISBN ISBN=0-471-32642-9. 
  3. ^ "Design of Liquid Propellant Rocket Engines". http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710019929_1971019929.pdf.