Sıvı roket motoru

Mars'a yük taşıyan Atlas V sıvı roketi

Sıvı roket motorları , günümüzde çoğunlukla uzay yolculuğunda kullanılan reaksiyon tahrikleridir .

Yanma odasında bitmiş, katı hal yakıt ve oksitleyici yanık karışımında befindliches olan katı tahriklerin aksine , sıvı rokette bir ( Monergol ) veya birkaç ( Diergole , Triergole ) sıvı kimyasal bileşen (ayrı) Tanklar ve gerçek Motor terfi etti. Orada sürekli bir kimyasal reaksiyon meydana gelir (monergolün katalitik ayrışması, yakıtın yanması ve oksitleyici). Hacmindeki artış yarattığı gaz kütleleri akış bir takım memenin bir şekilde destek kütle ve böylece ters yönde itme üretir. Oksitleyici roket içinde taşındığından, yakıtın yanması atmosferik oksijen olmadan gerçekleşebilir, örn. B. yüksek atmosferde veya uzayda. Diergolen sıvı roketlerde yakıt ve oksitleyici önce yanma odasında karıştırılır, yanma odasına teslimat ayrı boru sistemlerinde gerçekleşir.

Böyle bir roket motorunun tipik parametreleri , itme (genellikle kilonewton (kN) olarak verilen gerçek itme kuvveti, genellikle yer veya kalkış itme ve vakum itme olarak farklılaştırılır ) ve verimliliği için anahtar bir rakam olarak spesifik itmedir . motor boyutu ne olursa olsun.

Öykü

Resimde Wernher von Braun'da toplam beş F-1 sıvı motorlu Satürn V roketinin 1. aşaması
Me 163b'nin Walter roket motoru

Sıvı roketlerin kullanımına ilişkin ilk teorik yaklaşımlar, 1903'te Rus uzay öncüsü ve düşünce lideri Konstantin Eduardowitsch Ziolkowski tarafından , Rus dergisi Wissenschaftliche Rundschau'da Reaksiyon Cihazlarını Kullanarak Uzayı Keşfetmek başlığı altında yayınlandı . Bundan bağımsız olarak Hermann Oberth , 1923'te The Rocket for Planetary Spaces adlı çalışmasında sıvı roketler kullanarak uzay yolculuğunun teorik temellerini yayınladı . 16 Mart 1926'da Amerikalı araştırmacı Robert Goddard ilk kez sıvı roket fırlatmayı başardı (2,5 s uçuş süresi, 14 m yükseklik, 50 m uçuş menzili). Ekim 1930'da, bir Goddard roketi zaten 800 km / s ve 610 m irtifaya ulaşmıştı. Almanya'da 1930'dan itibaren hemen hemen aynı zamanda , Uzay Ajansı Derneği tarafından Berlin roket havaalanında sıvı roketlerle test fırlatmaları yapıldı . Alman araştırma çabaları nihayet - ordunun füze programını devralmasından sonra - test modelleri A1 , A2 ve A3 aracılığıyla , esas olarak propaganda adı altında satılan sıvı tahrikli ilk büyük roket olan ünite 4'e (A4) yol açtı. , "Misilleme Silahı 2", kısa V2, bilinmeli. %75 etanol ve oksijenin yakıt kombinasyonu ile bu , ilk kez uzaya sınırı aştı . İkinci Dünya Savaşı sırasında, aynı zamanda, daha küçük bir monergole edildi ( "soğuk") ve diergole hidrojen peroksit roket motorları ( lH 2 O 2 / petrol veya N 2 H 4 ) bir şekilde başlangıç yardımı uçak için, ya da doğrudan tahrikine önleyicilerin (B. z. Me 163 ) kullanılmıştır. Alman İmparatorluğu'nun çöküşünden ve bilim adamlarının ve teknolojilerin geri çekilmesinden sonra, gelişme esas olarak hem ele geçirilen belgelerden hem de Alman geliştiricilerden yararlanan muzaffer ABD ve Sovyetler Birliği tarafından sürdürüldü. Soğuk Savaş sırasında, her zamankinden daha güçlü ICBM'lere duyulan ihtiyaç, motor gelişimini ileriye taşıdı - o zamanlar çoğunlukla sıvı tahrikli. Nihayetinde, bu gelişmelerden bazıları uzay yolculuğu için fırlatma araçları olarak da kullanılabilir (örneğin, uzaydaki ilk kişi olan Yuri Gagarin veya Amerikan Titan II Gemini ile önemli Sputnik 1 ve Vostok 1 uçuşları için R-7 varyantları ). Gelişme dev ile 1960'ların sonunda yüksek noktaya ulaştı F-1 motorlar Satürn V ay roket . Son gelişmeler z. B. ana motor uzay mekiği veya RD-170 Energija yeniden kullanılabilir roket. Askeri füzeler için gereksinimler değiştiğinden (hareketlilik, SLBM olarak denizaltılara konuşlanma , kalıcı ve anında fırlatmaya hazır olma), bu alanda sıvı roketlerin yerini , kullanımı daha kolay olan katı roketler almıştır.

Roket teknolojisi tarihinin ve bazı roket öncülerinin kaderinin gösterdiği gibi, sıvı roketlerin gelişimi başlangıçta katı roket roketlerinden daha büyük tehlikeler ve teknik engellerle ilişkilendirildi. Bunun birçok nedeni vardır: Sızıntı, buharlaşma ve patlama riski, pompaların ve diğer ünitelerin hasar görmesi , yanma odasında hava kabarcıkları veya yetersiz karışma, yanma sırasında değişken ağırlık dağılımı.

Bileşenler

Bir sıvı roket motoru esas olarak bir yanma odası, bir meme, itici gazlar için bir pompalama cihazı ( yapım bölümüne bakınız ) ve gerekirse bir ateşleme cihazından oluşur. Tamamlayıcı bileşenler, itişi roket yapısına aktaran itme çerçevesi, yardımcı ortamlar için daha küçük tanklar (örneğin sıkıştırılmış gaz, soğutucu, yağlayıcı, pompa ve başlangıç ​​yakıtları) ve aynı zamanda aşağı yukarı karmaşık boru hatları, valfler ve akış düzenleyicileridir. işletim ve yardımcı medya. Yanma odasının veya meme ünitesinin döndürülmesi için hidrolik silindirler veya servo motorlar gibi kontrol elemanları (ayrıca bkz. itme vektörü kontrolü ) motorun bir parçası olabilir.

yanma odası

Açık RD-107 motor ünitesi (orta), üstte: silindirik yanma odası, altta: konik meme çanı

Yanma odası, yakıtın oksitleyici ile karıştırıldığı ve sürekli olarak yandığı metalden yapılmış bir kaptır. Kural olarak, yanma odaları imalat nedenleriyle silindirik olacak şekilde tasarlanmıştır. Enjeksiyon kafası veya bir enjektör plakası, meme açıklığının karşısında yanma odasının ön tarafında düzenlenmiştir. Bunlar, tam ve tam yanmayı sağlamak için enjeksiyon sırasında ayrı borularda getirilen yakıt bileşenlerini yoğun ve ince bir şekilde karıştırma görevine sahiptir. Hacim, büyük motorlar için saniyede birkaç yüz litre olabilir (F-1 için dakikada 155 tona kadar). Yanma odasının uzunluğu, enjekte edilen bileşenlerin birbirleriyle tamamen reaksiyona girebilecekleri şekilde boyutlandırılmalı, diğer yandan duvarlara istenmeyen ısı transferini önlemek için yanma odası mümkün olduğunca kompakt olmalıdır. Yanma sonucu oluşan yanma odasındaki basınç, motorun tasarımına bağlı olarak 30 bar'ın altından 100 bar'ın oldukça üzerine (şu anda SSME için 205 bar ve RD-170/171 için 245 bar'ın üzerine) ulaşabilir . Elon Musk'a göre , Ağustos 2020'de SpaceX Raptor'un bir prototipi 330 bar'lık bir oda basıncına ulaştı .

Yanma odasının içindeki muazzam yanma sıcaklıkları ve basınçları nedeniyle erimesini ve yanmasını veya patlamasını önlemek için soğutulması gerekir. Bunun için yaygın yöntemler , yakıtın veya oksitleyicinin bir kısmının enjekte edilmeden önce çift duvarlı yanma odası duvarları arasında sıvı soğutma şeklinde aktığı aktif veya rejeneratif soğutmadır . Yakıt bileşeni, soğutma ceketinden geçtikten sonra yanma işlemine beslenmiyor ve çevreye salınıyorsa, buna boşaltma soğutması denir . Diğer önlemler , duvara yakın yanma bölgesinde veya enjeksiyon deliklerinin özel bir düzenlemesi ile doğrudan duvarlar üzerinde, yanma sıcaklıklarını düşürmek ve yanma sıcaklıklarını düşürmek için özel olarak yerel bir fazla yakıtın üretildiği film ve perde soğutmadır. yakıtın buharlaşarak soğutulması; ayrıca duvar ayrıca oksitleyici ile reaksiyondan korunur. İç duvarların ısıya dayanıklı, yalıtkan malzemelerle (seramik kaplamalar, asbest gibi mineral lifler ) veya aşındırıcı malzemelerle kaplanması da kullanılır; bunlar, erime sırasındaki faz geçişleri nedeniyle duvara ısı yalıtımlı bir sınır tabakası oluşturur. Bu önlemler, yüksek sıcaklığa dayanıklı niyobyum veya tantal alaşımlarından yanma odalarının imalatında olduğu gibi, kısa yanma süreli daha küçük motorlar için kullanılır ; bu durumlarda pasif soğutmadan söz edilir .

Yanma odasının ve ayrıca enjeksiyon başlığının veya enjektör plakasının tasarımı, yapım ve test sırasında bir zorluktur, çünkü arızalar süreksiz yanmaya ve hatta sıvı kolonları yoluyla reaksiyon yoluyla tüm uzay aracını tehlikeye atabilecek rezonanslı yanma salınımlarına neden olabilir. yakıt hatları ve mekanik yapı (bkz. pogo etkisi ).

İtme memesi

Delta IV üst kademesinin Pratt & Whitney RL-10 B roket memesi , turuncu ve üst koyu kısım sabitlenir, alt koyu kısım dişli miller vasıtasıyla kademe ayrımından sonra çalışma konumuna getirilir.
Ayrı soğutma tüplerinden oluşan roket memeleri (Titan I'in XLR-87'si)

Laval nozulu şeklindeki egzoz nozulu, doğrudan yanma odasına bağlanır . Bu, gazın genleşmesiyle itme kuvvetinin oluşturulduğu çan şeklinde veya konik bir parçada birleşen meme boynu olarak adlandırılan gazın hızını artırmak için bir daralmadan oluşur. Halihazırda geliştirilmekte olan aerospike motorları, geleneksel anlamda böyle bir itme nozülü olmadan yapmalıdır.

Yanma odası gibi, meme de soğutma önlemleri gerektiren yüksek termal yüklere maruz kalır. Hem aktif hem de pasif soğutma işlemleri kullanılmaktadır. Aktif proseste, soğutma için yönlendirilen yakıt bileşeni sadece yanma odasının çift cidarına beslenmekle kalmaz, aynı zamanda çift cidarlı meme çanı yoluyla da beslenir; pasif soğutma işlemleri, yanma odası ile aynı şekilde gerçekleştirilir. Nozul soğutmanın özel bir şekli, F-1 motorlarında kullanılan, baypas akış yöntemindeki turbo pompaların nispeten soğuk çalışma gazının, meme boynu ile ağız arasındaki yaklaşık yarı yolda meme çanına halka şeklinde verilmesidir. Satürn 5 roketinin görüntüsü. Bazen, özellikle aynı anda dahili bir perde veya film soğutma sistemi kullanılıyorsa , Ariane 4'ün Viking motorunda olduğu gibi meme çanının aktif soğutmasından vazgeçilir . Burada çalışma sırasında malzeme kırmızıya kadar ısınır .

Genellikle yanma odası ve meme tek parça olarak üretilir. Soğutma için gerekli olan soğutma sıvısı kanallarını elde etmek için, daha büyük motorların yanma odasının veya meme ünitelerinin temel yapısı, genellikle , şekil vermek üzere bükülmüş nikel çelik boru demetlerinden (örneğin, Inconel X-750'den yapılmış) oluşur. iş parçaları lehimlenebilir . Bu yapılar daha sonra takviye halkaları ve masif ceketlerin yanı sıra montaj ve bağlantı parçaları ile güçlendirilir. Çalışma sırasında, tüpler, genellikle meme açıklığından yanma odasına doğru olan soğutma ortamı (yakıt veya oksitleyici) tarafından akar.

Meme boğazı ile meme ağzının enine kesit alanlarının oranına gevşeme oranı denir . Ortam basıncı koşullarına ve dolayısıyla motorun çalışması gereken "karşı" dış basınca bağlı olarak (yeryüzünde yoğun atmosfer, irtifa arttıkça azalan basınç uzaydaki boşluğa kadar), pratikte genleşme oranı 10 civarındadır. 100'e kadar, özel bir tane Öngörülen Avrupa üst kademe motoru Vinci , düşük ortam basıncında yüksek bir özgül darbe elde etmek için 240 ile yüksek bir orana sahiptir. Yalnızca daha yoğun atmosferik katmanlarda çalışan saf alt kademeli motorlar için daha küçük genleşme oranları yeterlidir, üst kademe ve yörünge motorları verimli çalışma için daha yüksek genleşme oranları gerektirir, ancak mümkün olan ve izin verilen maksimum genişleme de sınırlıdır, Summerfield kriterine bakınız . İtme nozulunun bu tasarım problemlerini aşmak için, kendisini ortam basıncına uyarlayan bir genleşme oranına sahip aerospike motorları üzerinde araştırmalar yapılmaktadır.

Daha yüksek genleşme oranları, daha büyük ve dolayısıyla daha ağır meme çanları gerektirir; bunlar, toplam uzunlukları nedeniyle, roketin genel tasarımı üzerinde de olumsuz bir etkiye sahip olabilir (nozülleri yerleştirmek için daha uzun aşama adaptörleri gereklidir), bu nedenle bazı üst aşamalar motorlar , kademe ayrımından sonra ve ateşlemeden önce uzatılabilir bir nozüle sahiptir, nozül çanının alt uzatma kısmı, çanın yanma odasına sıkıca bağlı olan kısmı üzerinde teleskopik olarak uzatılır ( Vinci için öngörülmüştür , RL10B- için uygulanmıştır). 2 Delta IV'ün üst aşamasında ).

Yakıt dağıtım türleri

Her sıvı roket motorunda, merkezi bir bileşen olarak bitişik bir itme nozülüne sahip bir yanma odası bulunur. Çeşitli tasarımlar arasındaki temel farklar, yakıtın tanklardan yanma odasına nasıl ulaştığı ve turbo pompalı motorlar söz konusu olduğunda türbinlerin çalışma ortamı (sıcak gaz) ve bunun ne şekilde olduğudur. yakıtlar ve oksitleyiciler taşınır.

Basınçlı gaz dağıtımı

Apollo uzay aracının (CSM) basınçlı gaz tahrikinin şeması

Sıkıştırılmış gaz beslemesi (İngiliz Basınç beslemeli çevrim ) en basit düzenlemedir, mekanik pompalardan tamamen kaçınır ve tanklar tarafından yakıtları , ayrı basınçlı silindirlerde basınçlı ve basınçlı olarak taşınan bir inert gaz (genellikle helyum ) ile teşvik eder . Sıvılar, basit boru hatları vasıtasıyla tank basıncı ile yanma odalarına bastırılır. Az sayıda bileşen nedeniyle basit ve nispeten güvenilir olan bu tasarımın sınırları, tankların, taşıyıcı gazın basıncına ve ulaşılabilir yanma odasının basıncına dayanabilmesi için basınçlı kaplar gibi nispeten kararlı ve ağır yapılması gerektiğidir. basınç ayrıca tanklardaki izin verilen maksimum aşırı basınçla da sınırlıdır. Bu nedenle kullanım, örneğin uzay aracı veya apogee motorları için kontrol ve manevra iticileri gibi daha küçük ve daha zayıf itme uygulamalarıyla sınırlıdır . Pratik örnekler çıkış ve iniş vardır ve motorları Apollo Ay'a modülün veya ana motorun komut / hizmet modülü Apollo uzay aracı . Hipergolik bileşenleri kullanarak , Apollo-CSM'nin ana motoru gibi, birkaç gün süren görevlerden sonra bile güvenilir bir şekilde ateşlenebilen veya tekrar tekrar ateşleme için tasarlanmış çok az mekanik bileşene sahip çok basit, güvenilir motorlar yapmak mümkün oldu. .

Pompa teslimatı

Bir A4 roketinin turbo pompasını açın

Daha güçlü motorlar ise, sadece çok az aşırı basınç altındaki tanklardan yakıtları yanma odasına taşımak için mekanik pompalar kullanır ("aktif yakıt dağıtımı"). Bu pompalama işi için tahrik gücü gereksinimi çok yüksek olduğundan ( motor başına birkaç düzine megawatt'a kadar , Mark 10 ile Satürn ay roketinin beş F-1'inin her birini 41 megawatt (55.000 beygir gücü), 190 megawatt ile 41 megawattın üzerinde pompalar . Rus RD-170 ) sadece gaz türbinleri tarafından tahrik edilen kompakt santrifüj pompalar dikkate alınır, çalışma gazı birlikte taşınan roket iticileri ile ortam atmosferinden bağımsız olarak üretilir. Böyle bir turbo pompa genellikle, çalışma gazını üretmek için bir cihazdan, çalışan türbinin kendisinden ve türbin tarafından mekanik olarak tahrik edilen bir veya daha fazla tek veya çok kademeli radyal pompadan (yakıt ve oksitleyici için birer tane) oluşur. Çoğu zaman, en azından türbin ve pompa tertibatları, bir mahfaza içinde birleştirilir ve ortak bir şaft üzerinde düzenlenir. Turbo pompalar genellikle yanma odasının hemen yakınında motordaki bir ekipman rafına monte edilir. RD-170'de dört yanma odası için bir pompa ile olduğu gibi, merkezi bir turbo pompanın aynı anda birkaç ayrı yanma odasını beslediği düzenlemeler de vardır.

Sıcak gaz üretiminin tipine ve çeşitli ortamların, sıcak gazın ve yakıtların akış düzenine bağlı olarak, zaman içinde farklı aktif yakıt dağıtımı varyantları geliştirilmiştir. Bahsedilen temel varyantlar genellikle alt varyantlara bölünebilir.

yan akış süreci

Bypass akış sürecinde ( gaz jeneratörü çevrimi veya açık çevrim ), yanma odasına pompalanan yakıt ve oksitleyicinin bir kısmı yönlendirilir ve ayrı bir yanma odasında yakılır. Bir stoykiyometrik olmayan yanma (yakıt veya oksitleyici fazla) türbin malzeme (400-700 için kabul edilebilir bir seviyeye sıcak gaz sıcaklıklarını azaltmak için amaçlanmaktadır K ). Türbindeki sıcak gaz akışı işini yaptıktan sonra, genleşen sıcak gaz ya nozulu soğutmak için kullanılır ya da itme nozülünün yanındaki bir egzoz borusu vasıtasıyla çevreye salınır. Bu motor varyantında, en az iki akış vardır (ana akış, ana yanma odasına ve ikincil akışta gaz jeneratörü yanma odasına yakıt; muhtemelen meme ve yanma odası soğutması için üçüncü bir akış). Bir aşamadaki toplam yakıtın yaklaşık yüzde beşi, kusurlu yanma nedeniyle pompayı çalıştırmak için kullanılır ve roket motorunun gerçek itme üretimi için artık mevcut değildir; öte yandan denenmiş ve test edilmiş, kanıtlanmış ve kontrol edilebilir bir teknolojidir. Yan akış süreci en eski ve en yaygın varyanttır. Satürn alt aşaması S1C'nin F-1'i de dahil olmak üzere birçok büyük roket motoru bu prensibe göre çalışır . Bir alt varyant, V2 / A4 füzesinde veya Sovyet Soyuz / R7 füzesinin RD-107'sinde olduğu gibi turbopompa gaz jeneratörü için ayrı bir yakıtın kullanılmasıdır , her ikisi de pompayı oluşturmak için hidrojen peroksitin katalitik ayrışmasını kullanır. çalışma gazı.

ana süreç

RD-170 modeli, dört yanma odası için merkezi bir turbo pompalı bir ana akış motoru

Ana olarak akış işlemi ( kademeli yanma veya kapalı devre edildi) , daha sonra geliştirilmiş bypass akış işleminin prensibi, daha büyük bir kısmı ya da tamamı akışı, bu öyle bir şekilde değiştirildiği, bir yakıt ile bileşen çalışan bir gaz jeneratörü (burada adı ön brülör ) ve diğer bileşenin çok küçük bir oranı ile stokiyometrik olmayan reaksiyona girer. Sonuç, hala büyük miktarlarda reaksiyona girmemiş yakıt veya oksitleyici içeren bir sıcak gaz akışıdır; bu, çalıştırıldıktan sonra turbo pompanın güç türbini doğrudan ana yanma odasına beslenir ve orada itme üretmek için düzenli yanma reaksiyonunda yer alır. kalan bileşenler oraya enjekte edilir. Baypas akış yönteminin aksine, motorun genel momentumuna katkıda bulunmayan hiçbir kullanılmamış yakıt bileşeni denize düşmez. Ana akış prosesi ile en yüksek yanma odası basınçları ve yüksek spesifik itkiler elde edilebilir; diğer yandan, bu proses, boru hatlarındaki yüksek basınçlar ve sıcak gaz akışının idaresi nedeniyle geliştirme ve üretim konusunda en yüksek talepleri beraberinde getirir. . Ana akış işleminin iyi bilinen temsilcileri SSME , RD-0120 ve yine RD-170 .

Genişletici işlemi

Ana akış sürecinin bir varyasyonu, genişletici çevrimdir . Bu, gaz jeneratörü veya ön brülör kullanılmadığı için ana akış sürecinden farklıdır . Bunun yerine, iki yakıt bileşeninden biri, yanma odasını soğutmak için soğutma ceketi içinden pompalanır. Sıvı buharlaşır ve genişleyen aşırı ısıtılmış buhar akışı, besleme pompalarının çalışan türbinini çalıştırır. Türbinden geçtikten sonra bu akış, ana akış işleminde olduğu gibi ana yanma odasına yönlendirilir. Bu işlem sadece buharlaşma sırasında ayrışmayan ve türbindeki genleşmeden sonra hala gaz fazında olan maddelerle çalışır, örn. B. kriyojenik oksijen (LOX) veya hidrojen veya metan , etan ve propan gibi düşük moleküler ağırlıklı hidrokarbonlar ; Örneğin gazyağı burada çok hızlı bir şekilde yoğunlaşır. Genişletici çevrimli motorlara örnek olarak , Centaur üst kademesinin RL-10'u veya Avrupa Vinci'si verilebilir . İşlem, yanma odası soğutma ceketinde sadece az miktarda yakıt buharlaşacak ve turbo pompa için bir çalışma ortamı olarak kullanıldıktan sonra çevreye salınacak şekilde değiştirildi ( genişletici boşaltma döngüsü ), Örneğin B. Japon HIIA füzesinin LE- 5A'sı .

Avantajlar ve dezavantajlar

Avantajlar:

  • Katı roketlerin aksine, bazı sıvı motorlar kapatılıp yeniden ateşlenebilir. Bu, yalnızca kısa darbeler gerektiğinde veya dünya yörüngesini terk etmek için iticileri yönlendirmek için önemlidir (örneğin , Apollo ay uçuşlarının S-IVB dizisinde ).
  • Roket yakıtsız olarak monte edilebilir ve fırlatma yerine taşınabilir, bu da roketi daha hafif hale getirir ve montaj ve nakliye sırasında patlama veya yangın riski yoktur. Yakıt ikmali, çalıştırmadan kısa bir süre önce gerçekleşir. Ancak, fırlatma rampasında özel tesisler bulunmalıdır .
  • Sıvı motorlar, ateşleme ile roketin fırlatma rampasından kalkması arasındaki işlevleri (itme, pompa hızı, yanma odası basıncı) açısından kontrol edilebilir.
  • İtme, çalışma sırasında düzenlenebilir.
  • Sıvı roketler genellikle yakıtı katı roketlerden daha verimli kullanır ve bu nedenle aynı miktarda yakıtla daha yüksek hızlara ulaşır.
  • Sık kullanılan yakıt kombinasyonu LOX / LH2 yanarak su oluşturur ve bu nedenle yerel olarak ekolojik olarak zararsızdır.

dezavantaj:

  • Sıvı roketler ve motorlar, katı roketlerden daha pahalı, daha karmaşık ve bu nedenle daha fazla hataya açıktır.
  • Yakıt tüketirken füzenin ağırlık merkezi değişir . Füzenin stabilizasyon ve kontrol sistemi bu yer değiştirmeyi telafi edebilmelidir.
  • Zıplama etkisi (nedeniyle yakıt hatları ve roket mekanik yapıda, sıvı sütunları rezonanslarına motor gücü titreşimleri) oluşabilir.
  • Sıvı füzeler, sıvılar daha kolay yanıcı olduğu için bir sızıntı durumunda patlaması daha tehlikelidir.
  • Bazı yakıtlar (hidrazin türevleri dahil) zehirlidir; serbest bırakılırsa (yanlış kalkışlar, yanmış adımlar yere düşer), çevresel hasar meydana gelebilir.
  • Kriyojenik yakıt bileşenleri, yalnızca kalkıştan kısa bir süre önce yakıt doldurulabilir, aksi takdirde ısınma nedeniyle erken buharlaşırlar, bu da hızlı tepki veren başlatmaları veya kalkış için daha uzun süreli hazırlığı önler. Bazı depolanabilir sıvı yakıtlar oldukça yakıcı veya aşındırıcıdır ve zamanla roket yapısının malzemelerine saldırır.

yakıtlar

Günümüzde sıvı roketlerde kullanılan en enerjik yakıt karışımı kriyojenik oksijen ve hidrojendir (LOX/LH 2 ).

Kullanılan yakıt karışımına bağlı olarak yanma odasında 4200 °C'ye kadar sıcaklıklar ve 25 MPa'nın üzerinde basınçlar oluşabilir.

Üretici (seçim)

Ayrıca bakınız

Edebiyat

Bireysel kanıt

  1. ↑ Kyrill von Gersdorff, Kurt Grasmann, Helmut Schubert (1995) uçak motorları ve jet motorları Bernard & Graefe Verlag. ISBN 3-7637-6107-1 , s.268 vd.
  2. ^ Walter 109-509C of the Me 163'ün resmi ve açıklaması
  3. ↑ a b c d e f Satürn'e Kadar Aşamalar - Ateş, Duman ve Gök Gürültüsü: NASA'nın F-1 motoruyla ilgili tarih arşivindeki Motorlar Yayını (İngilizce)
  4. ↑ https://twitter.com/elonmusk/status/1295495834998513664. Erişim tarihi: 17 Ağustos 2020 .
  5. ↑ temsili uzatılabilir çıkış koni RL-10B2 üzerinde de Ansiklopedisi Astronautica (İngilizce)
  6. ↑ Güç Döngüleri - braeunig.us'ta çeşitli pompa dağıtım süreçlerinin açıklaması (İngilizce)
  7. ↑ Bernd Leitenberger'in web sitesinde roket motorlarının teknolojisi ile ilgili makale
  8. ↑ Wiebke Plenkers, Martin B. Kalinowski: Bir füze savunma sistemi ile başarılı bir fırlatma ile plütonyum salınımının tehlike senaryoları. (PDF; 1.2 MB) Carl Friedrich von Weizsäcker Bilim ve Barış Araştırmaları Merkezi, Aralık 2008, s. 17 , 5 Aralık 2015'te erişildi .

İnternet linkleri