Tek yakıtlı roket
Tek-yakıtlı roket, itici yakıt olarak tek bir kimyasal madde kullanan roket türüdür.
Kimyasal-tepkime ile çalışan tek-yakıtlı roketler
Kimyasal tepkime ile çalışan tek-yakıtlı roketler için, itkiye sebep olan tepkime için gerekli olan güç ve sonucunda oluşan itki kimyasal maddenin kendisi tarafından sağlanmaktadır. Uzay aracını itmek için gerekli olan enerji, tepkimeye giren kimyasal maddenin moleküllerindeki kimyasal bağların içinde bulunmaktadır.
En çok kullanılan tekli-yakıt, aynı zamanda indirgen madde özelliğine sahip olan hidrazin (N2H4) isimli kimyasal maddedir. En yaygın katalizör ise iridyum ile kaplanmış tanecikli/granül yapıdaki alümina ya da diğer adıyla alüminyum oksittir. Bu kaplamalı granüller genellikle (geçmişte Shell tarafından üretilmiş olan) Aerojet S-405[1] ya da (geçmişte Kali Chemie tarafından üretilmiş olan) W.C.Heraeus H-KC 12 GA[2] gibi ticari markaların altında bulunurlar. Hidrazin için ateşleyici (ing: igniter) gerekmemektedir. 'Shell 405' hidrazinle temas ettiğinde hidrazin'in ayrışmasına sebep olduğundan, 'Shel 405' kendiliğinden katalist olarak adlandırılır. Hidrazin'in ayrışma işlemi yüksek derecede ekzotermiktir ve sonuç olarak 1000 °C (1800 °F) sıcaklığa erişen, nitrojen, hidrojen ve amonyak karışımı olan bir gaz üretir. Tek-yakıtlı roketin tek kısıtlayıcı yönü kullanım süresidir ve bu süre temel olarak katalizörün kullanım süresine bağlıdır. Katalizör, katalitik zehre ve katalitik yıpranmaya (miktarda azalmaya) maruz kalabilir ve sonuç olarak katalizörlük işlevini göremez hala gelebilir. Bir diğer tekli-yakıt ise hidrojen peroksit isimli kimyasal bileşiktir. Bu kimyasal madde %90 ya da daha yüksek oranlarda saflaştırıldığında yüksek sıcaklıklarda kendiliğinden ayrışmaya başlar. Aksi takdirde ayrışma için katalizör gerekmektedir.
Kimyasal-tepkime ile çalışan tek-yakıtlı roket sistemlerinin çoğunda bir adet yakıt tankı bulunur. Bu yakıt tankları genellikle titanyum'dan veya alüminyum'dan yapılmış küre şeklindedir ve iç kısmında yakıtı tutan etilen-propilen kauçuk'tan yapılmış bir iç-tank/kap'tan ya da yakıtla doldurulmuş olan ve yüzey gerilimi esasıyla çalışan yakıt yönetim cihazından oluşur. Sonrasında tank helyum ya da nitrojen gazı yardımıyla basınçlandırılır. Tanka doldurulmuş olan basınçlı gaz yakıtın motorlardan dışarı çıkmasına yarar. Bir boru, tankı dikme valfine ve sonrasında ise dikme valfini roket motorunun ayrıştırma odasına bağlar. Genel olarak, bir uydu, sadece bir motor yerine, her birinde ayrı bir valf olan 2 ile 12 arasında motora sahiptir.
Uydularda ve uzay sondalarında yönelim denetimi için kullanılan roket motorları sıklıkla çok küçük olur(~25mm çapında) ve (bir düzlemde) 4 yöne bakacak şekilde gruplar halinde yerleştirilirler.
Roketin ateşlenmesi için, bilgisayar küçük bir elektromıknatıs üzerinden doğru akım geçirerek dikme valfiini açmaktadır. Ateşleme genellikle çok kısadır (birkaç milisaniye). Eğer atmosfer içinde çalıştırılıyorsa metal kutu içine atılan çakıl taşı gibi bir ses çıkarır. Çalışma süresi uzarsa keskin bir tıslama sesine dönüşmektedir.
Kimyasal-tepkime türündeki tekli-yakıtlar diğer bazı itki teknolojileri kadar verimli değillerdir. Mühendisler, basitliğe ve güvenilirliğe olan ihtiyaçları yüksek miktarda itki kuvvetine olan ihtiyaca ağır bastığı durumlarda tekli-yakıt sistemlerini seçerler. Eğer itki sisteminin çok fazla miktarda itki kuvveti üretilmesi ya da gezegenler arası uzar araçlarının ana motorunda olduğu üzere yüksek özgül itici kuvvet değerine sahip olması gerektiği durumlarda diğer teknolojiler kullanılmaktadır.
Solar-termal tek-yakıtlı iticiler
Alçak Dünya yörüngesi'nde yol alacak olan ve diğer uzay araçlarının LEO ötesindeki görevleri öncesinde durarak yakıt ihtiyaçlarını giderecekleri bir ara istasyon olarak kullanılacak olan yakıt depoları üzerine yapılan bir tasarım çalışması kapsamında; uzay'ın ısıl ışınım ortamında uzun süreli olarak sıvı hidrojen saklamanın kaçınılmaz bir sonucu olan atık hidrojen gazının, solar termal itki sisteminde tekli-yakıt olarak kullanılması önerilmiştir. Atık hidrojen hem yörünge sabitleme ve yönelim denetimi için verimli bir şekilde kullanılabilir hem de depodan yakıt almak üzere yaklaşan diğer uzay araçlarıyla buluşmak için yapılacak yörüngesel manevralar sırasında kısıtlı yakıt ve itki sağlamak üzere kullanılabilir.[3]
Solar-termal türdeki tek-yakıtlı iticiler; ABD merkezli Birleşik Fırlatma Paktı adlı şirket tarafından önerilen yeni nesil kriyojenik üst aşama roket tasarımının önemli bir parçasını teşkil etmektedir. Gelişmiş Kriyojenik Evrilmiş Aşama düşük maliyetli, daha fazla özelliğe ve esnekliğe sahip olan bir 'üst aşama' olarak tanımlanabilir ve ULA 'ya ait kullanımdaki Centaur ve Delta IV üst roket aşamalarını desteklemesi hatta ileride tamamen onların yerini alması öngörülmektedir. ACES tasarımındaki 'Bütünleşik Araç Sıvıları' seçeneği, normalde yönelim denetimi ve yörünge sabitleme amacıyla kullanılan tüm hidrazin ve helyumu uzay aracından eler ve sadece atık hidrojenle çalışan solar-termal tek-yakıtlı iticileri kullanır[4].
Yeni Gelişmeler
NASA, 10–150 m/s aralığında delta-v gereksinimleri olan, maliyet odaklı küçük uzay araçlarında kullanılmak üzere yeni bir tekli-yakıt geliştirmektedir. Bu sistem, Hidroksilamonyum nitrat/su/yakıt bileşiminden oluşan on derece yoğun bir tekli-yakıt karışımı üzerine kurulmuştur. Bu karışım çevre açısından tehlikesizdir ve basitliği ile iyi başarım/verim oranı vadetmektedir.[5]
EURENCO Bofors şirketi, bire-bir hidrazin yerine kullanılmak üzere LMP-103S isimli kimyasalı, %65'lik oranda amonyum dinitramid'i, NH4N(NO2)2, %35'lik oranda metanol-amonyak su çözeltisi içerisinde eriterek üretmiştir. LMP-103S, hidrazin'e göre %6 oranında daha yüksek bir özgül itici kuvvet değerine ve %30 oranında daha yüksek bir itki yoğunluğu değerine sahiptir. Ek olarak, hidrazin son derece zehirli ve kanserojen bir kimyasal maddeyken diğer taraftan LMP-103S ise orta derecede zehirlidir. LMP-103S UN 1.4S sınıfında olduğu için ticari uçaklarda taşınmasına izin verilmektedir ve 2010 yılında Prisma isimli uyduda denenmiştir. Fazladan özel işlem gerektirmemektedir. LMP-103S'in en çok kullanılan tekli-yakıt olarak hidrazin'in yerini alma potansiyeli yüksektir.[6]
Ayrıca bakınız
- Sıvı yakıtlı roket
- Mars Reconnaissance Orbiter
Kaynakça
- ^ Aerojet Rocketdyne (12 Haziran 2003). "Aerojet Announces Licensing and Manufacture of Spontaneous Monopropellant Catalyst S-405". aerojetrocketdyne.com. 5 Aralık 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 9 Temmuz 2015.
- ^ Wilfried Ley; Klaus Wittmann; Willi Hallmann (2009). "Handbook of Space Technology". Google Books. 3 Haziran 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 9 Temmuz 2015.
- ^ Zegler, Frank; Bernard Kutter (2 Eylül 2010). "Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture" (PDF). AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition. AIAA. s. 3. 9 Mart 2012 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 25 Ocak 2011.
the waste hydrogen that has boiled off happens to be the best known propellant (as a monopropellant in a basic solar-thermal propulsion system) for this task. A practical depot must evolve hydrogen at a minimum rate that matches the station keeping demands.
- ^ Zegler and Kutter, 2010, p. 5.
- ^ Jankovsky, Robert S. (Temmuz 1–3, 1996). HAN-Based Monopropellant Assessment for Spacecraft (PDF). 32nd Joint Propulsion Conference. Lake Buena Vista, Florida: NASA. NASA Technical Memorandum 107287; AIAA-96-2863. 13 Mayıs 2010 tarihinde kaynağından arşivlendi (PDF). Erişim tarihi: 27 Şubat 2018.
- ^ Swedish Space Corporation Group, Monopropellant LMP-103S, 2011, www.ecap.se
