problemlere geçmeden önce belki de roket motorunun tanımı üzerinden hareket etmek gerekir

uçak motorları yani turbojetler, otomobil motorları yani içten yanmalı motorlar ve dahi doğalgazla çalışan kombine çevrim santralleri bunların hepsinin ortak noktası olarak hava solumaları gösterilebilir. yani bu tip motorlarda sadece yakıtı depolar, yanma odasına aktarır ve sonra da ortamdaki havayı kullanarak yanmalarını sağlarsınız.

roket motorları ise çoğunlukla atmosfer ortamı dışında itki sağlamasını beklediğiniz motorlardır ve takdir edersiniz ortamda hava olmaması nedeniyle yakıtla beraber yakıtı yakacakları oxidizer'ı da beraberlerinde taşımaları gerekir, ki bu da ciddi bir ağırlık yükü getirecektir. atılan roketlerin atmosferden çıkarken kademe kademe ayrılmasının temel nedenlerinden biri de budur. yakıt ya da oxidizer tankındaki madde tamamen tükendikten sonra atıl hale gelen tanktan kurtularak parasitic bir ağırlığı boş yere taşımamış olursunuz.

roket motorları sıvı yakıtlı ve katı yakıtlı olmak üzere ikiye ayrılırlar

hatta birçok fırlatma sisteminde iki motor da bir arada kullanılabilir. bu tip motorların birbirlerine göre avantajları ve dezavantajları bulunur.

katı yakıtlı roket motorunun kontrolü çok zordur. katı yakıtın yanma algoritmasını genellikle, heat equation with source term yani kaynak terimli ısı denklemi üzerinden gözleyebilirsiniz. eğer yakıtı çok hızlı yakarsanız birden bütün yakıt yanmaya başlar ve roketi havaya uçurabilir, eğer çok yavaş yakarsanız anlık kaynak teriminiz giderek düşer ve sonunda sıfırlanır, yani yanma durur. bu yüzden katı yakıtın yanma algoritmasının kontrolü oldukça hassastır ve tek yönlü çalışır.

katı yakıtlı roket motorunda

a) yanma bir kere başladıktan sonra yakıt bitene kadar durmaz, durursa da bir daha yanmaz. tabii bu durumun basit bir katı yakıtlı motor için geçerli olduğunu akılda tutmakta fayda var, ama bu tasarımı oldukça karmaşıklaştırabilir. kademeli igniterlar kullanarak denenebilir ama bu durum sanki iç içe geçmiş birden fazla katı yakıtlı motor gibi de durabilir.

b) yakıtın yanma hızı eğer sönmeyecekse giderek artacaktır. işte bu noktada ilk noktadaki igniter'ın kazandıracağı enerji önem kazanır. yakıtı taşıdığınız tank, ve dahi çıkış lülesi içerisinde aşılmasını istemeyeceğiniz kritik sıcaklık tasarım verisi vardır. yakıta ilk enerjiyi ne kadar yüksek verirseniz, bitene kadar çıkacağı maksimum sıcaklıklar o kadar yükselir. malzemenin ve yanma odası duvarının dayanabileceği maksimum sıcaklık, ki buradaki dayanmaktan kasıt sadece sıcaklık dayanımı değil yüksek sıcaklığa çıkan bir malzemenin mekanik dayanımı da bozulabilir, yakıta vereceğiniz ignition şiddetini de belirler. bu noktadaki tradeoff şudur, yakıtı ne kadar çabuk yakarsanız, hem atıl yere taşıyacağınız yakıtın kütlesini taşıdığınız süre azalır hem de yakıt bittikten sonra tankı gövdeden atarak tankı daha kısa süre taşımış olursunuz, bu da ilk anda taşımanız gereken yakıt kütlesini azaltarak tasarruf sağlar.

sıvı yakıtlı roket motorunda ise kontrol biraz daha kolaydır

yakıtı ve oxidizer'ı bir çeşit pompa aracılığıyla yanma odasına taşıyacağınızdan dolayı reaksiyon üzerinde tam kontrol sağlarsınız. isterseniz pompaları tamamen durdurur hiç yakıt vermezsiniz, isterseniz yüksek devirde döndürür daha çok yakıtla beslersiniz. sıvı yakıtlı motordaki handikap ise karmaşık olan sistemidir. oxidizer'ı ve yakıtı ayrı ayrı depolamanız ve bir yanma odasına gönderecek sistemi tasarlamanız gerekir. bu da extradan pompa, borular, bağlantı elemanları vs. gerektirir.

ayrıca yerçekimsiz ortamda bir sıvının nasıl dağılacağını kestirmek de kolay olmayabilir. dünya'daki yerçekimi nedeniyle bardağa koyduğunuz su bardağın dibine çöker fakat yerçekimsiz ortamda sıvı olan yakıt aynı astronotların içtiği su gibi rastgele tankın içine de dağılabilir. pompa emişinden kaçarsa pompa pervaneleri boşta dönerek yanma odasına yakıt/oxidizer gönderememe riskiyle de karşılaşabilir. bunun önüne geçmek için kademeli şekilde yakıt hacmine eşitlenen bir tanka ihtiyaç duyulabilir.

ayrıca, atmosferin alt katmanlarındayken, motorun iç yüzeyi nasılsa dayanıyor diyerek yüksek hızlara çıkmanın olumsuz sonuçları faydalı yük açısından da olabilir. yoğun atmosfer ortamında oluşacak şok dalgası roket dış yüzeyindeki hava sıcaklığını 10 mach sayısında yaklaşık 4000 dereceye kadar çıkarabilir. motor dayansa bile roket burnunun bu sıcaklıklara dayanabileceği meçhuldur. bu nedenle ablatif yüzeyden de bir maksimum hız limit gelebilir. atmosfer seyreldikçe bu hız limiti yükselecek ve atmosfer dışında tamamen ortadan kalkacaktır.

bir diğer problem ise fırlatma operasyonlarında irtifaya dayalı hız kontrolüdür. özellikle maruz kalınan drag kuvveti ve sağlanan itki arasındaki anlık farklar sürekli kontrol edilerek roketin ilk ağırlığı katı yakıtlı motorun devreden çıkacağı irtifa, sıvı yakıtlı kısmın devreye alınma ve yakıt basma kontrol algoritması oldukça önemlidir. önemlidir çünkü bunu yapay zeka ile kontrol etmek yerine finite state bir algoritmayla, yani programcı diliyle aşırı sayıda if then, if then, while do vs. ile kontrol ederseniz, bütün ihtimalleri göze alacak şekilde motoru yönetmeniz gerekir. algoritmada yazılmamış bir durumla karşılaşıldığında motora hangi inputu vereceğini bilemeyen bir sistemde roketinize veda etmeniz gerekir.

bu durum katastrofik sonuçları olabilir. mesela iss'e astronot taşıyan bir sistem yörüngeye oturmayıp uzayın derinliklerine doğru savrulabilir ya da tam tersi güçsüz kalan itki sonucunda tamamen gerisin geri dünya'ya çakılabilir, ya da balistik bir füzeyse vurmasını istediğiniz hedefi değil de, 2-3000 km sapmayla bambaşka bir yeri vurabilir.

Bu içerik de ilginizi çekebilir