şükela:  tümü | bugün
  • jet motoruyla aynı prensibe dayanmasına rağmen, oksijensiz ortamlarda da itiş sağlamaya devam edebilen motor türü. bu, elbette motorun oksijene ihtiyacı olmadığı anlamına gelmez; zira roket motoru, gerekli oksijeni de beraberinde taşır.

    sanılanın aksine, yakıt kütlesi - gövde kütlesi oranı makul seviyelerde olan türleri de mevcuttur. örneğin helikopterler - ve bazı durumlarda uçaklar - tarafından fırlatılan havadan-karaya roketlerde, gövde mantıklı boyutlardadır.

    bunun sebebi, elbette, türlü türlü roketin var olmasıdır. dikey olarak yer çekimini yenerek atmosfer dışına çıkmakla 3-4 km menzili atmosfer dahilinde düşük ve yer düzlemine göre negatif açılarla almak arasında fark vardır.
  • küçücük bir kütleyi taşımak için devasa bir ağırlıkla harakete başlayan çoğunluğu depodan mütevellit yer çekimi yenme aracı.

    (bkz: roket)
    (bkz: füze)
    (bkz: motor)
  • çalışması için aşırı miktarda oksijene ihtiyaç duyar ve bu oksijeni atmosferden karşılayamaz. bu nedenle oksijen tankları ile çalışır. zaten belli bir yükseklikten sonra atmosferde oksijen de olmadığı için bence çok verimsiz bir motor türüdür.
  • (bkz: poke topu)
  • bazen geriden geldiğimizi, gelmek zorunda kaldığımızı bana düşündüren motordur. yine de fikren bunun önüne geçebileceğimizi bu hiyerarşik yapıyla pek sanmıyorum.

    daha önce temel roket motorları türleri ve sistem tasarımı seviyesinde temel tasarım güçlüklerine değinmişim.

    öncelikle sıvı yakıtlı bir roket motoru,

    1) oxidizer ve fuel tankları

    2) bunların pompa sistemleri

    3) yanma odası

    4) roket lülesi

    5) kontrol sistemi

    ve muhtemelen şu an bilmediğim başka birçok alt sistemden oluşur.

    her mühendislik sisteminde olduğu gibi evet, motorun tasarımı bir bütündür, bütün olarak değerlendirilmelidir. gelin şimdi de, yanma odasından sonra, ki kimi zaman yanmanın tanımına da bağlı olarak yanma odasının nerede bittiği ve lülenin nerede başladığı pek net değildir, roket motorunun en kritik tasarım isteyen sistemi olan lülesine değinelim.

    makina, uzay, havacılık vs gibi bölümlerde okuyup da en az 3. sınıfa gelmiş olan herkes de laval nozzle, ya da converging/diverging nozzle, yakınsak/ıraksak lüle olarak da bilinen lüle türünü biliyordur.

    detaylı ispatına burada girmeyeceğim ama en yalın haliyle bir roket motorundan itki edebilmek için lülenin çıkışındaki gazların hızını artırmanız gerekir. ses hızının altındaki hızlarda bir akışkanın hızını artırmak için lülenin kesit alanının giderek daralması gerekirken, ses hızının üzerine çıktığınızdaysa alanı genişletmeniz gerekir.

    bu nedenle alanı önce daralan sonra genişleyen lülelerden oluşan motor lülesi tasarımlarını görmek mümkündür. mesela bunun gibi.

    yanma odasında yanarak sıcaklığı çok yükseltilmiş olan gazlar daha sonra bu lüleye girerler. kesit alanı daraldıkça ses altı rejimde hızları artarken, kesit alanı genişledikçe süs üstü rejimde hızları artmaya başlar. işte gördüğünüz o en dar bölgede, yani boğaz kesidindeyse ses hızı bire eşit olur.

    motor lülesinin ürettiği itkinin formülü üzerine düşünecek olursak,

    itki = kütle debisi x çıkış hızı + (çıkış basıncı - atmosfer basıncı) x çıkış kesit alanı

    kütle debisini, yoğunluk x kesit alanı x çıkış hızı olarak hesaplarsak,

    itki = yoğunluk x çıkış kesit alanı x çıkış hızı x çıkış hızı + (çıkış basıncı - atmosfer basıncı) x çıkış kesit alanı

    olarak hesaplanır. daha önce de dediğimiz gibi, bir akışkanın hızının ses hızına oranı mach sayısını verir. ses hızı ise akışkanın içinde bulunduğu statik koşullarda basıncının yoğunluğuna göre eşdağılı koşullardaki türevinin kare kökü olarak tanımlanır. bu akustiğin temel denklemidir daha fazla detaya girmeyeyim. bu yüzden mach sayısının karesi hızın karesinin ses hızının karesine oranıdır.

    ses hızının karesi ise, gazın öz ısı oranı gamanın gaz sabiti ve sıcaklıkla çarpımına eşittir. bu durumda yoğunluk yerine ideal gaz denklemini kullanarak itkiyi yeniden yazacak olursak,

    itki = çıkış basıncı x çıkış kesit alanı x (1 + çıkıştaki öz ısı oranı x çıkıştaki mach sayısı x çıkıştaki mach sayısı) - atmosfer basıncı x çıkış kesit alanı

    uzay ortamındaysanız atmosfer basıncını sıfır alarak son terimi ihmal edebilirsiniz ama gördüğünüz gibi çıkış basıncı, kesit alanı ya da çıkış mach sayısı arttıkça elde edilecek itki artacaktır. ama genelde gözden kaçırılanı, çıkıştaki gama yani öz ısı oranı arttıkça itki artacaktır. burada biraz durup gama için saygı duruşunda bulunalım.

    gama, öz ısı oranı, nedir?

    gama en yalın tanımıyla bir gazın sabit basınçtaki öz ısısının sabit hacim/yoğunluktaki öz ısısına oranıdır. ama bunun itkideki rolünü anlamanız için bu tanım yeterli değildir. öz ısı tanımlarına odaklanacak olursak, iç enerji ve basınç kavramlarına odaklanmak gerekir.

    termodinamik denge olduğunu varsayacak olursak, basınç bir gazın birim hacimdeki kinetik enerjisi olarak ifade edilebilir. basınç demek mekanik iş yapabilme becerisi demektir. iç enerjisi ise molekülün kendi içinde biriktirdiği toplam enerjiler bütünüdür.

    gazın sıcaklığını artırdığınızda veya azalttığınızda bu enerjileri de artırır veya azaltırsınız. işte gama, bu gazın mekanik iş yapma kabiliyeti ile iç enerjileri toplamının/ iç enerjileri toplamına termodinamik denge koşulları altındaki oranıdır.

    itki demek, mekanik iş yapabilme kabiliyeti demek olduğuna göre de, gama arttıkça iç enerjinin payı azalacağından dolayı daha çok itki üretilecektir demek yanlış olmayacaktır.

    bu kısmı anladıysak aşağı yukarı roket motoru lülesinin çalışma prensibini anlamışız demektir. bu durumda tasarımla ilgili sorunlara değinebiliriz.

    1) soğutma

    bildiğiniz gibi, otomobil motorlarını suyla suyu havayla soğuturuz. fakat uzayda itki sağlaması beklenen roket motorlarının havaya erişimi pek yoktur. bu nedenle de, oxidizer dediğimiz yakıtın yanmasını tetikleyen gazı da basınçlı bir şekilde beraberlerinde taşırlar. bu durum yanma odası için bir durum olmakla beraber, uzay demek roket motorunun yanma odasını ve lülesini soğutacağınız bir ortamın da olmaması demektir.

    bu durumda ortaya iki soğutma tekniği çıkar. bunların ilki regenerative cooling olarak adlandırılan bir tekniktir. bu durumda yakıt yanma odasına gönderilmeden önce lülenin içinde açılmış kanalların içinden geçerek ilerler. bu sırada lülenin dışında yanma gerçekleşir ve lüle aşırı ısınırken, lüle içindeki kanaldan ilerleyen yakıt da soğutucu olarak kullanılır ve lüle soğutulur. tabii bunun lüle üzerindeki yakıtın geniş bir sıcaklık ve basınç altında geçmesi gibi birtakım riskleri vardır. mesela lüle içi kanalda düşen yakıt basıncı ya da artan sıcaklığı yüzünden kanal içinde gaz fazına geçilirse bir anda ısı çekme özelliği kaybolur. içeride yanma devam ettiğinden dolayı lüle yüzeyi aşırı ısınır ve erir, bu erime en sonunda lülenin soğutma kanalına kadar ulaşır ve en sonunda soğutucu olarak kullanılan yakıt içerideki sıcaklığı yüksek gazla bulaşarak yanmaya başlar ve en sonunda lüle tamamen yanar. bu yanma sırasında artan lüle içi basınç nedeniyle motor lülesi ve yanma odası en sonunda tamamen patlar.

    diğer bir teknik ise film soğutmadır. bu teknik, turbojet motorların türbin bıçaklarında da sıklıkla kullanılır. akışkanın duvara yakın yüzeyine yanıcı olmayan bir akışkan sürekli olarak basılır. bu akışkan özellikle faz değiştirerek yüksek ısı çektiğinde lüle duvarıyla yanmış gazlar arasında bir termal bariyer oluşturarak lüle yüzeyini korur. özellikle boğaz çapı dar olan roket lülelerinde kullanılması zor bir tekniktir.

    2) itki performansı

    soğutma sistemsel bir sıkıntı iken, bir lülenin itki performansını en çok kısıtlayan alanların başında yeteri kadar bağı kırılmamış olan yakıt karışımı gelir. yüksek itki için yüksek entalpiye duyulan ihtiyaçtan dolayı roket motoru yanma odası içindeki sıcaklıklar teorik olarak 4-5 bin dereceye kadar çıkabilir. yanma odası içindeki basınçlar yüksek olduğundan dolayı yanma o sıcaklık-basınç altında kolaylıkla kimyasal dengeye ulaşabilir.

    fakat, lüle boyunca akış hızlandıkça sıcaklık ve basınç düşecektir. bu düşüşte özellikle basınçtaki hızlı düşüş, moleküllerin birbirine çarpma frekansında hızlı bir düşüşe yol açacağından dolayı akışın kimyasal dengeden önce kopmasına, daha sonraysa tamamen reaksiyonların durmasına yol açacaktır. bunda hem düşen moleküler çarpışma frekansının hem de azalan sıcaklığın etkisi vardır.

    lülenin ses altı olan, yani daralan bölgesinde böyle bir sorunla karşılaşılmaz. çünkü basınç boğazda bile büyüklük derecesi olarak yanma odasıyla hemen hemen aynıdır. öte yandan basınç ses üstü genişleyen bölgede çok hızlı düşerek düşülen sıcaklıkta o sıcaklık için istenen denge durumuna ulaşılamamasına yol açar.

    bu durum itki denkleminde gamanın yeteri kadar yükselmeyerek itkinin ve dolayısıyla lüle performansının düşmesi sonucunu yaratır. hidrokarbon bazlı yakıtlarda bu durum tam yanmanın gerçekleşmediği co/co2 problemi olarak kendini gösterir.

    liseden hatırlanacağı gibi karbon monoksit hayli kararsız olan yapısının bir sonucu olarak oldukça fazla bağ enerjisi taşır, başka bir deyişle formasyon entalpisi büyüklük olarak oldukça fazladır. fakat basıncın düşük olduğu bir ortamda bu karbon monoksit ortamdaki oksijen içerikli herhangi bir molekülle reaksiyona girerek karbondioksite evrilmekte çok güçlük çeker.

    mesela sigara içen insanlarda bağ yapmaya teşne olan karbonmonoksidin hemoglobinlere bağlanarak kanın oksijen taşıma kapasitesini düşürmesi nedeniyle tiryakilerin daha çabuk nefes nefese kalmalarının nedeni budur.

    fakat karbonmonoksitin bu aşırı bağ yapma isteğini sıcaklığın 1000 derece yoğunluğun ise havanın bu yazıyı okuduğunuz odadaki yoğunluğunun binde biri olduğu bir ortamda görmek pek kolay değildir. bu nedenle tam yanmamış karbonmonoksit toplam itkide tek başına %2-3'lük bir kayıp yaratabilir.

    bunlara ek olarak lüle yüzeyi ile akış arasındaki sınır tabakadan kaynaklanan sürtünme kayıpları oluşacaktır. ama bunların dışında, roket lülesinin uçuşun farklı irtifalarına göre fazla genişlemiş, az genişlemiş, grossly over-expanded/over-expanded/under-expanded olma durumları vardır ki, performansta tek başına %15-20'lik kayıplar yaratabilir. bu konuya eğilelim.

    bir lüledeki akışın tek derdi dışarı çıkmak değildir. bu akışa lüleyi terk ettikten sonra ne olacağı da ayrıca önemli bir konudur. eğer lüle çıkışında basınç atmosfer basıncının üzerindeyse lüle çıktıktan hemen sonra genişleme dalgalarıyla beraber genişlemeye başlar. bu genişleme dalgaları daha sonra jet ile serbest atmosfer arasındaki shear layer üzerinden geri yansıyarak sıkıştırma dalgaları oluştururlar. böylece jete baktığında önce genişleyen sonra şişen bir jet akışı görürüz aha da böyle. buna underexpanded nozzle derler. akış çıkar çıkmaz genişlemeye çalışır ve basıncı ve yoğunluğu düşer. bu düşüş beraberinde gazın seyrelmesi sonucunu doğurur ve baktığınızda karşı tarafı görürsünüz.

    geri yansıyan genleşme dalgaları, sıkıştırma dalgalarına dönüşür. bu dalgalar overlap ettiği zaman önce eğik sonra da normal şok oluşturur, ve buna da mach disk denir. bundan sonra yoğunluk ve basınç yeniden artar. jet basıncı atmosfer basıncına eşitlenene kadar bu işlemler devam edip duracaktır.

    bunun tersi durum ise overexpanded nozzle durumudur. lüle içinde akışın basıncı hızı artırmak için o kadar düşürülmüştür ki akış lüleyi terk ederken yüksek atmosfer basıncı akışı sıkıştırır. bu durum lüle çıkışında gelişen eğik şok dalgalarıyla kendini gösterir. roket motorları deniz seviyesinde overexpanded olacak şekilde tasarlanır. buradaki amaç motorun daha uzun süre çalışmasının beklendiği atmosfersiz ortamda underexpanded olarak kalacak olması nedeniyle bu underexpanded davranışın düzeyini düşürmektir.

    fakat burada summerfield kriteri devreye girer. eğer bir lülenin çıkış basıncı, atmosfer basıncının %35-40'ından daha düşük seviyedeyse, akış ayrılması denilen ve istenmeyen durum gerçekleşir. bu durumda lüle grossly-overexpanded olarak tasarlanmış demektir. akış eğer simetrik bir şekilde gövdeden ayrılırsa, bu durum sadece performans kaybından ibaret demektir. ama akış gövdeden her zaman böyle ayrılmaz.

    böyle bir durumda ne gibi komplikasyonlar gelişebilir?

    motorun divergent kesiminde yanal olarak simetrik dağılmayan yükler meydana gelir. eğer radyal yöndeki bu yük asimetrisinin moment kolu uzunsa motor bağlantı detaylarında yaratacağı stres nedeniyle ayran dökülmesi/tatsız olaylar yaşanması gibi sahalarda görmek istemediğimiz şeyleri görebiliriz.

    türbülansın yapısı gereği transient olan davranışları eğer, lülenin üretim sürecinden kaynaklanan yüzey pürüzlülüğünde ve bu pürüzlülüğün alan değişiminde keskin asimetriler yaratıyorsa, lülenin yapıldığı malzemenin anizotropik difüzyon özellikleri varsa bu özellikler nedeniyle biriken termal stres ve asimetrik deformasyon sonucunda akış ayrılması asimetrik şekilde gerçekleşebilir.

    bunun önüne nasıl geçilir?

    mademki uzaydaki underexpanded davranışı azaltmak için deniz seviyesinde allah ne verdiyse overexpanded yapacağım, o halde neden akışı kendim ayırmayayım?

    tabii ki ayırırım. hem de bunu adına dual bell nozzle denilen teknikle yaparım. bell aslında çan demektir. yandan baktığınızda lülenin genişleyen kesimi bir çana benzer, eğer aynı konturu paylaşmayan iki adet çanı uç uca eklerseniz dual bell denilen tekniğe kavuşmuş olursunuz. bu düzensizlik akışın yüksek basınç ortamında kendiliğinden ayrılmasını sağlayarak akış ayrılmasını simetrik olmaya zorlar. böylece de side load riski ortadan kalkar. basıncın düşük olduğu yüksek irtifalarda ise daha geniş bir alan sonucunda akış düzensiz de olsa o kontura tutunarak ilerler. böylece sürekli bir kontura nazaran bir performans kaybı olsa da, hem yüksek irtifadaki riskler hem de düşük irtifadaki side load riski bertaraf edilmiş olacaktır.

    peki akışın mümkün olduğunda az düzeyde underexpanded olması yüksek irtifa ve uzay ortamı için neden gereklidir?

    bu sorunun cevabı radyasyonda saklıdır. uzay ortamında basınç olmadığından dolayı basınca da bağlı olarak lüle çıkışında plüm genişledikçe genişler. basınç yeterince yüksekse plüm bu genişleme sonucunda prandtl meyer limitini dahi zorlayarak lüleye dış yüzeyden temas da edebilir, iyice şişerek daha geniş bir view factor üretimine ve yüksek radyasyon bazlı ısınma sorunlarına uzay aracının farklı gövdelerinde yol açabilir.