Gelen astronotik , bir roket bir tarafından tahrik bir araç yüksek güçlü roket motorunun bunun yakın uzayda hareket etmek ve özellikle de yerleştirmek için izin veren bir yük ( yapay uydu ) içinde yörüngede ondan kaçmak için bile ya. Karasal cazibe ziyaret farklı gök cisimleri . Uzay roketleri genellikle art arda ateşlenen birkaç aşamaya sahiptir . Satürn V gibi inşa edilen daha büyük roketler, düşük yörüngeye 150 tona kadar yerleştirebilir .
Roket bilimi Rus tarafından teorize edilmiştir Konstantin Tsiolkovsky sonunda XIX inci yüzyıl ve tarafından 1935 yılında uygulamaya konulan Hermann Oberth sırasında Alman bilim adamları tarafından daha sonra İkinci Dünya Savaşı ilk balistik füze tasarımı için, V2 . 1950'lerin sonlarından başlayarak, roketler ticari, askeri, telekomünikasyon veya araştırma amaçlarıyla uyduları yörüngeye oturtmak ve güneş sistemindeki diğer gezegenlere veya yakın uzaydaki insanlara ve Ay'a uzay sondaları göndermek için kullanıldı.
Roket , bir (veya daha fazla) roket motoru ( motorları ) kullanarak arkasındaki malzemeyi fırlatarak hızlandırmak için karşılıklı hareketler ilkesini kullanır . Jet tahrikini açıklamanın sezgisel bir yolu, çıkış deliğinin (meme) bulunduğu tarafın karşı tarafında bulunan duvara uygulanan iç basıncı uyandırmak ve bu iç basıncın etkisinin karşı duvar tarafından telafi edilmediğini gözlemlemektir. (bu karşı duvar, nozulun varlığından dolayı artık mevcut değildir). Bu dengesizlik daha sonra roketin gövdesinin hareket etmesine neden olur.
Aslında, reaksiyonu bu sezgisel açıklama yolu, örneğin bir su roketi için , itici kuvvetin sadece yarısını tanımlar (bunun için, Hareket Miktarlarının korunumu ile hesaplanan itici kuvvet, buna çok yakındır ve buna değil). , çıkış deliğinin alanı ve motorda bulunan statik basınç).
Aynı şekilde, katı roketlerin itici gücü, yukarıdaki sezgisel yöntemle belirlenen kuvvetten 1,6 kat daha güçlüdür . İçin Ariane 5 Vulcain'in 2 motoru (sıvı itici motor), biz itme olduğunu hesaplayabilir 1.96 katı kuvvet memenin boyun alanına alan karşısındaki motorun iç basınç tarafından oluşturulan. Bu çok iyi sayı, esas olarak memenin ayrılan kısmının (ünlü "yumurtalık") verimliliğinden kaynaklanmaktadır. O anda belirtilen sayılar ( 2 , 1,6 ve 1,96 ), motor itme katsayısı denen şeyi temsil eder . Bu katsayı, bu nedenle, ürün tarafından gerçek İtmenin bölümü olarak tanımlanır .
Termokimyasal roket motorlarının klasik durumunda , roket motoru tahriki, bir benzinli araba motorunda olduğu gibi, bir yakıtın bir oksitleyici (itici maddeler) ile yanması sonucu açığa çıkan enerjiye dayanır . Roket motorunun iki temel bileşeni vardır: yanma odası ve meme . İtici gazlar yanma odasında yakılır : indirgeyici maddeyi (yakıt) ve oksitleyici maddeyi (oksitleyici madde) içeren bu kimyasal reaksiyon oldukça ekzotermiktir, yani ısıyı serbest bırakır ve yanmadan kaynaklanan gazları taşır. birkaç bin derece sıcaklık. Üretilen gazlar, nispeten dar bir delikten yanma odasından kaçar. Bir roket motoru durumunda (ancak havai fişek gösterisinde durum böyle değildir) bu delik, gazların hızını önemli ölçüde artırmayı mümkün kılan belirli bir şekle (yakınlaşan ve sonra ayrılan koni) ile karakterize edilen bir Laval nozulu tarafından işgal edilir. dışarı atılır: memede dolaşarak, hızı artarken gazın basıncı ve sıcaklığı düşer. Termal enerji yanma dönüştürüldü kinetik enerji . Gazların yüksek hızda ( kullanılan itici gazlara ve roket motorunun verimliliğine bağlı olarak 2000 ile 4500 m/s arasında) dışarı atılması , hareket miktarının korunumu yasasının uygulanmasında roket üzerinde ters yönde bir itme oluşturur . Roketin hızı artar.
Roketin hız kazancı, momentumun korunumu yasası tarafından yönetilir : belirli bir süre boyunca hızdaki değişiklik, bu süre boyunca dışarı atılan gaz kütlesinin doğal logaritmasının , roketin toplam kütlesine bölünmesiyle orantılıdır . raporlama döneminin başlangıcı. Hız değişimi ayrıca gaz püskürtme hızı ile orantılıdır.
Daha doğrusu kanun şu şekilde ifade edilmiştir:
hangisinde:
Bu denklem, aşağıdaki varsayımlar altında tahrik edilen fazın başlangıcı ve sonu arasındaki momentumun korunum denkleminin entegre edilmesiyle kurulur :
Belirli bir darbe (genel olarak belirtilen bir sp ) bölümüdür itme a itici kütle akış ürünü ile, itici normal değeri ile ivme arasında ağırlık (ya da akış-ağırlık arasında püskürtülen itici ). Eşit itme gücünde , bir iticinin I sp'si ne kadar yüksekse , o kadar az itici yakıt tüketir . Bir zamana homojen olan özgül dürtü, zaman birimleriyle (çoğunlukla saniye cinsinden ) ifade edilir. Bu süreyi belirten kilogramı ait itici üreten bir itme 1 kg kuvvet 9.81 söylemek N olduğu,:
F itme kuvveti, q gaz çıkışının kütle akış hızı ve g 0 yerçekimi ivmesi ile.En çok kullanılan veya çalışılan itici gazların spesifik itici güçleri:
Tahrik modu | ben sp (s cinsinden ) | Yorumlar |
---|---|---|
ÖÇ 2 . sol 2 | 435 | L = sıvı |
ÖÇ 2 Gazyağı | 320 | |
K 2 O 4 - UDMH | 305 | UDMH (asimetrik dimetilhidrazin) çok toksik |
Nükleer reaktör / ısı eşanjörü | ~ 800 | Bugüne kadar operasyonel değil |
Elektrikli itici | 1500 ila 2000 | Enerji verimliliği sorunu (uzun vadeli çözüm) |
Tek aşamadan oluşan bir roketin, en verimli itici gazları kullansa ve yapıcı indeksi özellikle düşük olsa bile yörüngeye bir yük koyamayacağı gösterilmiştir. Uzun bir mesafe boyunca bir yük taşıması gereken roketler bu nedenle çok aşamalıdır: her aşamanın kendi roket motoru/motorları vardır ve yakıt tükendiğinde serbest bırakılır. Bir sonraki aşamanın motoru daha sonra açılır.
Modern fırlatıcıların ilk aşaması genellikle , rolü uçuşun ilk dakikalarında ek itki sağlamak olan güçlendirici iticilerle çevrili bir ana aşamadan oluşur . Genellikle toz bazlı olan bu hızlandırıcılar, birinci aşamadan (Ariane 5) uygun olandan daha büyük bir itme gücüne sahip olabilir, ancak ilk aşama yakıtını tüketmeden çok önce serbest bırakılır.
Geleneksel olarak, uzay rampaları 3 aşamaları (Ariane 1 ve 4, Satürn V) veya bağlanmış + hızlandırıcılar 2 kademeli 1 st aşama (Ariane 5 ...). Son tahrik aşaması, yatay hızın en önemli kısmını uyduya iletir. Performansını artırmak için genellikle kriyojenik tahrik seçilir. En gelişmiş fırlatıcılardaki bu aşama, yükleri yörüngelerine yerleştirmek için daha fazla esneklik sağlayan birkaç kez kapatılıp açılabilir.
İlk modern roketler ( Goddard , Winkler ) ilk olarak "ön tekerlek" roketlerini ürettiler (tahrik gücünü oluşturan nozül roketin tepesinde ve tankları ise tam tersi olarak bu nozülün altında bulunuyordu): sabanın öküzü takip etmesi gibi tanklar da sadece motoru takip edebilecekti.
değildi. İlklerinden biri olan Goddard, bu tasarımın (sabanı çeken öküzün modelinde) yanlış olduğunu (bunu motoru arkaya yerleştirilmiş arabaların hassas yol dengesi hakkında düşünebilir) ve bunun eylem olduğunu anladı. roketin dönmesini sağlayan savaş başlığındaki (esas olarak) havanın (şişirilip serbest bırakılan bir balon gibi). Bir roketin kararlı olması için, Kütle Merkezinin Aerodinamik Basınç Merkezinden yeterince "ileri" (veya yükselen bir roket için "yukarı") olması gerekir. Ancak, bir roketin aerodinamik basınç merkezinin konumunu basitçe belirleme araçları henüz mevcut değildi. Bu araçları sağlayan James ve Judith Barrowman'ın raporuydu .
Fransa'da CNES'in himayesi altında roket fırlatmaya yetkili tek dernek olan Planète Sciences'tan Le Vol de la Fusée metni , en azından "statik stabilite" bölümünde Barrowman'ların çalışmalarına dayanmaktadır.
Roketçiler, iki tür roket stabilitesi arasında ayrım yapar:
Statik stabilite (bir roketin bir rahatsızlıktan sonra "belirli bir zamanda" sıfır aerodinamik insidansa dönme yeteneği - roket tarafından geçen havanın türbülansı -). Unutulmamalıdır ki, söz konusu "belirli süre" statik kararlılık hesapları tarafından verilmemektedir. Dinamik kararlılık: Aksine, bu dinamik kararlılık, bir bozulmadan sonra roketin sıfır aerodinamik insidansa dönmesi için gereken süre ile ilgilidir. Uygulamada ve en iyi durumda, bir bozulmadan sonra roketin bu "nötr konumuna" dönüşü, yörüngenin genel yönü etrafında ekseninin belirli sayıda sönümlü salınımından sonra gerçekleşir.Ariane 5 veya Ariane 6 , Soyuz vb. gibi modern ticari roketler aerodinamik olarak kararsızdır. Bu nedenle, yıkıcı savrulmaların kurbanı olmamak için , bazı motorlarının hızlı bir şekilde yönlendirilmesiyle aktif olarak yönlendirilmeleri gerekir ( aşağıdaki Pilotaj bölümüne bakın ). Bu, Ay Satürn V'in fethi için rokette zaten böyleydi : Motor arızası durumunda mürettebata onu terk etmesi için zaman vermek için tabanında yalnızca küçük kanatçıklar vardı (çünkü motorlar olmadan, aktif stabilizasyon yok , dolayısıyla kayıp yörünge ve yıkıcı sapma). Eski Sovyet N1 ay roketi de aynı nedenle mürettebatı korumak ve hücresel panelleri stabilize etmek için üssünde bulunuyordu .
Bir roketin tahriki, çoğu durumda, aşağıdaki iki roket motoru türünden birine bağlıdır :
Roket motoru şunları içerir:
Yanma odası, itici gazların yanmasının gerçekleştiği yerdir . Roket motorunun boyutunu ve dolayısıyla ağırlığını azaltmak için yanma odasındaki basınç mümkün olduğunca yüksek olmalıdır. Genellikle itici gazlar , karışımın homojen olduğunu varsayan tam yanmayı ( stoikiometrik karışım ) sağlayacak oranlarda püskürtülür . Yakıt ve oksitleyiciyi yanma odasına gönderen enjektör, motor modeline göre çeşitli şekiller alır: duş başlığı enjektörü (paralel jetler), eş zamanlı jetler vb. Roketleri etkileyen en ciddi ve yaygın sorunlardan biri yanma kararsızlığıdır.
Hipergolik değilse, karışım, güvenilirliği temel bir kriter olan bir cihaz tarafından ateşlenmelidir. Karışımın tutuşması, iki itici gazdan biri, yüksek yoğunluklu bir akımın kat ettiği bir direnç, bir katalizör, küçük bir piroteknik yük, yanma odası ile iletişim kuran bir ateşleme odası ile hipergolik bir ürünün katılmasıyla tetiklenebilir.
memeNozul, çok yüksek basınçlara ve sıcaklıklara getirilen yanma sonucu oluşan gazlara motorun ekseni boyunca bir hız kazandırarak hızlandırmayı mümkün kılar. Meme, gazların ses hızını geçmesine izin veren ıraksayan bir yüzeyden sonra yakınsak bir koni şeklindedir: boğazın yukarısında gazın hızı ses altı ve akış aşağısı süpersoniktir. Atmosfer varlığında, meme çıkışındaki gazların basıncı ortam basıncına eşit olduğunda itme optimaldir. Bu nedenle, birinci kademe nozülleri, vakumda çalışması gereken kademelerden daha kısadır. Kütleyi sınırlamak için, üst aşamaların roket motorlarının nozülü kısmen açılabilir.
Soğutma sistemiYanma odasının ve memenin duvarları çok yüksek sıcaklıklara (birkaç bin derece) getirilir ve soğutulması gerekir. En yaygın yöntem, bu amaç için içi boş veya bitişik borulardan oluşan duvardaki itici gazlardan birini sirküle etmekten ibarettir. Soğutma için kullanılan sıvı, yanma odasına yeniden enjekte edilebilir (sürdürülen itici gazla soğutma) veya daha az verimli olan nozülün ucundan püskürtülebilir (kayıp sıvı ile soğutma).
Katı yakıtlı motorlar, sıvı yakıtlı motorlardan farklı özelliklere ve çalışma moduna sahiptir . Yakıt ve oksitleyici, sıkı bir şekilde karıştırılmış katı formda depolanır. Hazne aynı zamanda yanma odasıdır: bu, tüm uzunluğu boyunca toz bloğunun merkezinde açılan kanalda bulunur. Yanma ilerledikçe kanal genişler. Toz bloğunun çapı yanma süresini belirler. Yanmaya maruz kalan alan itmeyi belirler. Kanala (genellikle yıldız şeklinde) belirli bir geometri vererek artan, azalan veya sabit bir itme oluşturabiliriz (ilerleyen, azalan veya nötr bloktan bahsediyoruz).
Motor, kanalın altına yerleştirilmiş bir ateşleme sistemi ile ateşlenir. Yanma sonucu oluşan gazlar alt uca doğru dışarı atılır: tankın sonunda bir nozul kanallanır ve yanmış gazları hızlandırır. Meme, itme eksenini değiştirmek için krikolar tarafından yönlendirilebilir. Bazı roketlerde, nozüle bir gaz jetinin enjeksiyonuna dayanan başka bir yönlendirme sistemi kullanılır.
Katı roket motoru, hareketli parçası olmadığı için tasarım açısından basittir. İtici gazlar, özel önlem alınmadan uzun süre saklanabilir ve hızlı bir şekilde kullanılabilir, bu da balistik füzeler için sistematik olarak kullanıldığı anlamına gelir. Sıvı yakıtlı motorlardan farklı olarak, çok yüksek itme gücüne sahip bir motor tasarlamak nispeten kolaydır (Uzay Mekiği ve Ariane 5 hızlandırıcıları). Ancak performans (ISP) çok daha düşüktür: Vakaların %90'ında kullanılan amonyum perklorat / alüminyum / polibütadien karışımı (bağlayıcı), 273 s'lik bir özgül darbeye sahiptir . Ayrıca, güçlü termal gerilmelere maruz kalan zemin kaplaması, yapının kütlesini artıran çelikten yapılmalıdır. Katı yakıtlı motor bir kez ateşlendiğinde artık kapatılıp tekrar açılamaz. Bazen bir itme durdurma cihazı vardır. Soğutulmayan meme yüksek sıcaklıklara dayanıklı malzemeden yapılmalıdır.
Sıvı yakıtlı roketin ana unsurları şunlardır:
Bir roketin yapı indeksi, bir roket aşamasının (tanklar, yapı, motor vb.) boş kütlesi ile kalkış kütlesi arasındaki orandır. Bu indeks ne kadar düşükse, roket o kadar verimli olur. Bunu başarmak için roket hafif malzemelerden yapılmıştır ve yapı özellikle yapısal tankların uygulanmasıyla optimize edilmiştir.
Aynı zamanda ana aşamaların tanklarının yan duvarı roketin yapısını oluşturmaktadır. Sıvı itici kademe durumunda, tanklar birbirine kaynaklanmış birkaç ince kabuktan ( Ariane 5 roketinin kriyojenik aşaması için 2 mm ) oluşur. Mekanik kuvvetlere karşı direnç, büyük ölçüde tanklara basınç verilerek sağlanır. Roketin basınçsız kısımları (kademeler arası, tanklar arası ve motor takozları) sertleştirilmiş yapılardan oluşur ve dolayısıyla daha ağırdır.
Bir roket yapımı için kullanılan ana malzeme alaşımlar arasında alüminyum , iyi mekanik özelliklere sahip, nispeten hafif, ucuz ve nispeten kolay çalışma için vardır. Çelik alaşımları , çok dezavantajlı yoğunluklarına rağmen, esas olarak yüksek basınca maruz kalan toz yakıtların muhafazası için kullanılır; çelik kullanımı yüksek bir yapı indeksi ile sonuçlanır (kriyojenik aşama için %7,3'e karşılık Ariane 5 toz iticiler için %11.5). Daha pahalı kompozitler (karbon fiberler, Kevlar, cam) mükemmel mekanik özelliklere sahiptir ve roketin üst kısmında kaplama, yük taşıma yapısı ve küçük tanklar için kullanılır.
Bir roketin çalışmasını sağlayan farklı sistemleri vardır. Bu sistemlerin kontrol kutuları, genellikle, sevk aşamaları ile bağlantıyı sağlayan bir halkanın çevresinde, yükün hemen altında bulunan ekipman bölmesinde gruplandırılmıştır. Sensörler, aktüatörler, piroteknik yükler tüm rokete dağıtılır.
Yük, tüm tahrik aşamalarının üzerinde roketin tepesinde konumlandırılmıştır. Roket atmosferden geçtiği sürece onları koruyan ve daha sonra itilen kütleyi azaltmak için serbest bırakılan aerodinamik olarak şekillendirilmiş bir başlık ile kaplanmış bir veya daha fazla uydudan oluşur.
Roket astronotları taşıdığında, uçuşun yanlış gitmesi durumunda hayatlarını koruyabilmelidir. Belirli bir irtifanın üzerinde yolcuları taşıyan kapsülün roketten piroteknik şarjlarla ayrılması ve daha sonra dönüş için başlangıçta planlanan iniş aşamasına başlaması yeterliyse, roket çok alçak olduğunda bu cihaz çalışamaz.
Fırlatıcının üstüne yerleştirilen kurtarma kulesi, bir sorun olması durumunda ateşlenen ve kapsülü roketin gövdesinden kopararak roketin gövdesinden uzaklaştıran piroteknik yükler (genellikle "önden çekişli") içerir. roketin yörüngesini, paraşütün uzay gemisini yere ulaşmadan önce yeterince frenleyebilmesi için yeterli yükseklik kazanmasını sağlarken. Başlangıçta, ilk insanlı uzay uçuşları (Gemini, Vostok) için, bir roket patlaması durumunda mürettebatın kurtarılması bir fırlatma koltuğuna emanet edildi. Bu cihaz ağırdı (uçuş boyunca aşırı yük korunur) ve roket hipergolik yakıtlar (oksijen / hidrojen) kullandığında kozmonotları tehlike bölgesinden yeterince uzaklaştırmayı mümkün kılmadı.
Roket, yükünü, görevine uygun hesaplanmış bir yörüngeye yerleştirmesine izin vermesi gereken kesin bir yörüngeyi takip eder. Bu yörünge, kritik yakıt tüketimi de dahil olmak üzere çeşitli kısıtlamaları karşılamalıdır. Yerleşik bir yönlendirme sistemi, roketin konumunu ve konumunu gerçek zamanlı olarak hesaplar, yönünü yavaşça düzeltir ve aşamalarının ayrılmasını tetikler. Öte yandan pilotaj, roketin engel olma eğilimlerini (örneğin aerodinamik nedenlerle) düzeltmelidir (ve çok hızlı bir şekilde), çünkü böyle bir geçiş roketin yok olmasına neden olacaktır. Rehberlik ve kılavuzluk arasındaki farkı ezberlemek için , bir atın davranışı düşünülebilir: At, binicisi tarafından amacına doğru (kılavuzlarla birlikte) nazikçe yönlendirilir: rehberliktir; öte yandan, aynı at kendisi "pilot" olur (yani yolun tüm tuzaklarına rağmen dengesini korur). Bisiklete binmeyi bilmeyen bir çocuk bisikletine rehberlik etmeyi bilir (çünkü üç tekerlekli bisiklete binmeyi bilir), ancak sürüşü bilmez .
Roket havalanmadan önce, yükün istenen yörüngeye (yatay hız, yön) yerleştirilmesine izin vermek için sözde bir nominal yörünge hesaplanır. Bu yörünge, yakıt tüketimini optimize eder ve bir dizi başka kısıtlamaya yanıt verir.
Gerçek yörünge, birkaç nedenden dolayı nominal yörüngeden farklıdır:
Yönlendirme sistemi, nominal yörüngeye uyulmasını sağlar. Roketin yönünü değiştirerek ve muhtemelen aşamaların yanma süresini uzatarak sapmaları düzeltmelidir.
Yönlendirme sistemi, ivmeleri ölçen ivmeölçerler ve açısal dönüş hızlarını ölçen jirometreler kullanarak nominal yoldan sapmayı belirler . Pilotaj sistemine talimatlar gönderir.
Pilot sistem, motor(lar)ın itme yönünü birkaç derece değiştirerek yörüngedeki sapmaları düzeltir, bu da fırlatıcının kütle merkezi etrafında dönmesine neden olur . Çoğu roket motoru ( sıvı itici ), elektrikli krikolar (birkaç kilogram ağırlığındaki küçük motorlar) veya hidrolik krikolar kullanılarak yönlendirilebilir. Pilot uygulama bağımlıdır, yani düzeltmelerin sonucu sürekli olarak kontrol edilir ve muhtemelen yeniden düzeltilir.
Yönetim aşağıdaki fenomenleri dikkate almalıdır:
Bu pilot ile elde edilen yörünge hassasiyeti daha sonra daha az olabilir 1 m / s ve birkaç yüz metre yerberi üzerinde Ariane 5 (boyunca 10.000 m / s 10 bu nedenle, bir doğruluğu, -4 ).
Roket fırlatma kampanyası aşağıdaki aşamalardan oluşur:
Enlem ve fırlatma üssü kullanılan yük ile ulaşılabilir yörüngede üzerinde önemli bir etkisi vardır:
Bu iki nedenden ötürü, ekvator bulunan fırlatma bazlar (Soyuz roket başlatmak için karar kökenindeki daha kuzey enlemlerde bulunan boşluk hallerine oranla yeryüzü sabit uydu başlatılması için bir avantaj alan baz). Kourou'daki ) .
Başlatıcı, yükü birkaç parametreye bağlı olan bir başlangıç yörüngesine yerleştirir:
Bu nedenle fırlatma zamanı genellikle önemli bir faktördür. Bazı güneş uyumlu uydular için, fırlatma penceresi günde birkaç dakikaya düşürülür. Diğer kriterler, özellikle faydalı yük yörüngeye başladığında güneşin konumu dikkate alınabilir: bu, yön kontrolünü kontrol eden sensörler ve güneş panellerinin aydınlatması üzerinde bir etkiye sahiptir.
Yörüngeye yerleştirilmesi veya başka bir gezegenin üzerinde uçması gereken bir uzay sondası için, Dünya'nın ve hedef gezegenin göreli konumlarını hesaba katmak gerekir: maliyet nedenleriyle, bu sondalar genellikle bir miktar yakıt taşımak üzere tasarlanmıştır. en uygun konfigürasyonlara karşılık gelir. Bunlar yalnızca uzak zaman aralıklarında görünebilir ( Mart için her iki yılda bir yaklaşık sekiz aylık pencere ). Uydunun üretim programı açıkça ateşleme aralığını hesaba katıyor, ancak geliştirmedeki gecikmeler veya fırlatıcıyla ilgili sorunların ardından, ateşleme aralığının kaçırılması nedeniyle fırlatma birkaç yıl olmasa da birkaç ay ertelendi.
Bir roketin yörüngesi, roketi yer tesisatlarından kurtarmak için başlangıçta 10 ila 20 saniye boyunca dikeydir.
Atmosferden geçiş sırasında roket, gelecekteki yörünge düzleminde, yapısına uygulanan mekanik kuvvetleri en aza indirirken, aerodinamik basıncı da minimuma indirecek bir açıyla eğilir. Bu aşamada rüzgar esintileri sönümlenmelidir. Bu aşamada, atmosferin hızının ve yoğunluğunun bir fonksiyonu olan aerodinamik basınç , bir maksimumdan geçer (maksimum PD veya maks Q ). Fırlatıcı yapısı bu kuvvetlere dayanabilecek boyutta olmalıdır. Ariane 5 roketi için maksimum PD'ye 13,5 km yükseklikte ulaşılırken , roket yaklaşık Mach 2 nispi hızdadır.
Katların ayrılması, piroteknik yükler kullanılarak gerçekleştirilir . Bazı fırlatıcılarda , bir sonraki katın ateşlenmesi hemen gerçekleşmezken, düşürülen aşamanın motoru genellikle tamamen söndürülmediği ( itme kuyruğu ) nedeniyle roketin geri kalanına çarpmasını önlemek için düşürülen aşamayı yavaşlatan küçük ayırma roketleri vardır . Ayırma işleminden sonra , sıvı yakıtları tankın dibine bastırmak için düşük güçlü ullage roketleri ateşlenebilir ve ağırlıksız olmasına rağmen başlangıçta ana motorların beslenmesine izin verilir. Gemide mürettebat varsa, önemli bir ölü ağırlık oluşturan kurtarma kulesi, ulaşılan irtifa uzay aracının uçuşu tam güvenlik içinde durdurmasına izin verir vermez serbest bırakılır.
50 Ötesinde km atmosfer yeterince neredeyse sıfır olması aerodinamik basıncı için seyreltilmiş edilir: itme yönünde herhangi kısıt artık yoktur. Uçuş bir uydu fırlatma ise, fırlatıcılara göre 100 ila 200 km irtifa arasında bulunan bir irtifaya ulaşmışsa, ağırlığı fırlatıcının performansını düşüren kaporta, yük yalnızca 'çok düşük' maruz kaldığı için serbest bırakılır. aerodinamik basınç.
Görevin türüne bağlı olarak, fırlatıcı, yükü hemen son yörüngesine (düşük yörüngedeki uydular) veya bir bekleme veya transfer yörüngesine (jeostatik uydu, başka bir gezegene yönelik uzay sondası) yerleştirir. Kalkıştan sonra fırlatıcı bir azimut alır, böylece fırlatıcının motorları kapatıldığında hız vektörü hedef yörünge düzlemine mümkün olduğunca yaklaşır.
Başlatıcı motoru kapandığında, yük ilk yörüngesine başlar: bu, enjeksiyon noktasıdır. Fırlatıcının kısmi bir arızasının ardından yörünge hızına ulaşılmazsa, faydalı yük balistik bir uçuş gerçekleştirir ve yere geri düşer. Yere göre hızının dikey bileşeni enjeksiyon noktasında sıfır ise, ikincisi yörüngenin yerberisiyle birleşir, aksi takdirde yerberi daha düşük bir irtifadadır. Hedef yörüngeden (dağılımlar) her zaman sonraki aşamalarda düzeltilen küçük sapmalar vardır.
Yükü serbest bırakmadan önce, fırlatıcı, ikincisinin ihtiyaçlarına göre yönünü değiştirir. Başlatıcı, belirli bir stabilite sağlamak için yüke az çok önemli bir dönüş hızı verir. Bu daha sonra başlatıcıdan ayrılır. Başlatıcı, çoklu başlatma ise bu işlemi birkaç kez tekrarlayabilir. serbest bırakılan yük, gerektiğinde konuşlandırarak güneş panellerini hizmete sokar (bazen bir arıza kaynağı manevrası). Uzayda yönünü belirlemek için sensörlerini kullanır ve güneş panellerini ve cihazlarını doğru yöne yönlendirmek için tutum motorları yardımıyla bunu düzeltir.
Yörünge, ayrıldıktan sonra katlar konutlardan yoksun bir alana geri dönecek şekilde hesaplanır. Bu kurallara Rusya ve Çin'de her zaman uyulmamaktadır .
Sondaj roketi, ölçümlerin ve deneylerin yapılmasına izin veren bir yörünge altı yörüngesini tanımlayan bir rokettir . Dikey olarak fırlatılan bir sondaj roketi, modeline bağlı olarak yüz ila bin kilometre arasında bir yükseklikte yüzlerce kilogram alet veya bilimsel deney taşıyabilir. Makinenin ucunda bulunan yükü bir paraşütle kurtarılır. Sondaj roketleri ile yapılan araştırmalar temel olarak 2 temaya odaklanmaktadır:
Balistik füze, yörüngesi balistik olan, genellikle nükleer bir askeri yük taşıyan bir rokettir. Balistik aşamadan önce, makineye hedefine ulaşmak için gerekli ivmeyi veren bir roket motoru tarafından desteklenen bir hızlanma aşaması gelir.
Ayırt ediyoruz:
Deneysel roket, nihai roketin farklı bileşenlerini denemeyi veya bir roketin gerçekleştirilmesi için gerekli bilgileri edinme veya tamamlamayı amaçlayan, yük taşımayan bir rokettir.
İlk roketlerin geliştirilmesi, yüksek patlayıcı güce sahip kömür , güherçile ve kükürt karışımı olan karabarutun keşfiyle doğrudan bağlantılıdır . Çin tarihlerine en tarihçiler tarafından verilen bu keşif belki geri XI inci yüzyıl, ancak hiçbir yazılı belge tasdik. Roketlerin ilk belgelenmiş kullanımı, 1232'de gerçekleşen bir savaşla ilgilidir : Moğollar tarafından Kaifeng kuşatması sırasında , Çinliler düşmanlarını "ateşten uçan oklar" yardımıyla geri püskürttüler. O sırada kullanılan roketler, kendi içlerinde çok yıkıcı olmasalar da, atlarında paniğe neden olarak karşıt ordunun düzenini bozmasına izin verdi. Bu yenilik hızla yayılıyor. Kaifeng savaşından sonra Moğollar kendi roketlerini ürettiler ve bu bilgi saldırdıkları insanlara hızla yayıldı: Japonlar, Koreliler, Hintliler. In İngiltere , İngiliz keşiş Roger Bacon 1240 yılının muhtemelen tarihleri. Araplar 1258 Arapça el yazması Moğollar tarafından Bağdat'ın yakalandıktan sonra roketlerin farkında olurdu bir eser halinde siyah barut formülünü verir Kitâb al- Muhtemelen 1285 ile 1295 yılları arasında yazılan furussia vel munassab al-harbiya, bu tür silahlardan bahseder. Arasında XIII inci ve XV inci yüzyıllarda, roketlerin dağınık raporlar çatışmalar sırasında roket kullanımını söz birkaç kitaplarında bahseder. Yedinci Haçlı Seferleri sırasında Araplar tarafından Kral Saint Louis'in birliklerine karşı kullanılmış olabilirler . Bu roketler, bir toz torbası şeklinde patlayıcı bir yük taşıyordu. Avrupa'da önemli bir savaşta ilk kullanım, Chiogga kasabasındaki bir kulenin roketlerle bombalandığı Venedik ve Cenova arasındaki bir çatışmada gerçekleşir.
Roketler bir silah olarak Normandiya'da 1450 civarında İngilizlere karşı kullanılmış olacaktı . In France , Jean Froissart onlar (bunun atası tüplerinden başlatıldı olsaydı bu silahların hassas geliştirilmiş olduğunu keşfetti bazuka ). In Italy , Joanes de Fontana bir dizayn roket yüzey torpido , amacı seti oldu düşman gemileri ateşe . At XVI inci yüzyıla , roketler onlar havai fişek kullanılmaya devam bile, (kısmen güç ve hassas topçu iyileştirme) qu'engins savaş olarak gözden düştü. Sonunda XVIII E yüzyılın egemen Mysore'daki Devlet içinde Hindistan'da roketler çelik ceket, oluşan silahlı artificers bir vücuda işgalci İngilizlere karşı kullandığı Mysore'daki roket . Bu örnek , Napolyon savaşları sırasında çeşitli deniz veya kara savaşları sırasında değişen başarılarla kullanılan kendi adını taşıyan roketi geliştiren İngiliz William Congreve'ye ilham verdi . Bir Alman zanaatkâr , Johann Schmidlap , bir çok-aşamalı makinesi sıra ile aydınlatılmış ve havai daha büyük bir yükseklik ulaşmasını sağlayan, iç içe geçme roket icat. Günümüzde kullanılan çok aşamalı roketlerin atasıdır. Birinci Dünya Savaşı'nda , havacılar tarafından düşman gözlem balonlarını vurmak için kullanılan roketlerin ataları ile birlikte roketler yeniden ortaya çıktı.
Sonuna Arasında XIX inci yüzyıl ve İkinci Dünya Savaşı teoride büyük gelişmeler Rus kaynaklanmaktadır Konstantin Tsiolkovsky . Jet Motorları ile Kozmik Uzayın Keşfi (1903) adlı çalışmasında ikincisi, kendisini Dünya'nın çekiminden kurtaracak ve diğer gezegenlere ulaşacak kadar güçlü olacak bir sıvı itici roketi (hidrojen / oksijen) tanımlar . O araştırmaktadır iticiler roket itmek için kullanılabilir, şekil yanma odası onun yakıt sirkülasyonu ile soğutma, gaz püskürtüsü içine yerleştirilmiş yüzeyler taşıyarak yörüngenin rehberlik, jiroskopik stabilizasyon roketin, ilke daha sonra alınacaktır. Roketin birkaç aşamaya bölünmesini içeren temel kütle oranı yasasını yazdı . Ayrıca astronotiğin içerdiği ve kozmik hızlar olarak bilinen çeşitli hızları da hesaplar . Birkaç ayrı unsurdan oluşan ve yörüngesi değiştirilebilen gezegenler arası bir istasyonu tanımlar.
Teknik , ilk sıvı yakıtlı motorun üreticisi Pedro Paulet , ilk kademeli roketi fırlatan Louis Damblanc ve roket motorlarının geliştirilmesinde uzman olan Robert Goddard gibi çeşitli öncüler sayesinde savaşlar arası dönemde hala ilerledi .
Başında XX inci yüzyılın gezegenlerarası seyahat için barışçıl amaçlarla roketlerin geliştirilmesi motivasyon araştırmacıların kaynağıdır. Ancak roketler, uçak kalkış yardım sistemleri, roket uçakları ve uzun menzilli füzeler gibi pratik uygulamalara yol açan çalışmaları finanse ederek roketlerin geliştirilmesine nihayetinde katkıda bulunan ordudur. Özellikle Almanlar ile Werner von Braun'un çalışmaları , ünlü V2 ile . Savaştan sonra, Amerika Birleşik Devletleri ve SSCB , Alman ekipman ve mühendislerini kendi başlarına topladı (bkz . Ataç Operasyonu ). Von Braun'u çalıştıran ilk "V2" ABD , 14 Mart 1946'da havalandı. "V2" Sovyeti, 18 Ekim 1947'de Sergei Korolyov ve Valentin Glushko yönetiminde havalandı . Uzay yarışı başladı.
Boyutundan bağımsız olarak, bir roketin performansını tanımlamak için pratik olarak iki parametre yeterlidir:
Başlatıcı | inşaatçı | Tarih 1 st uçuş |
Kapasite (ton) düşük yörünge |
Kapasite (ton) sabit yörünge |
Kütle (ton) |
Yükseklik (metre) | Başarılı uçuşlar uçuş sayısı |
Uyarılar | Durum |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Ankara A5 | Rusya | 2013 | 24.5 | 4.5 | 759 | 55.4 | 0 | Geliştirilmekte | |
Şahin Ağır | Amerika Birleşik Devletleri | 2018 | 63.8 | 26,7 | 1421 | 70 | 3 | İlk etap ve yan iticiler, ya açık denizde bir mavna üzerine ya da yeniden kullanılmak üzere kalkış yerlerinin yakınındaki karaya ayrı ayrı iner. | Çalışır durumda |
Ares V | Amerika Birleşik Devletleri | 188 | - | ? | 116 | 0 | 2010 yılında terk edilen geliştirme | Terk edilmiş geliştirme | |
ben | Amerika Birleşik Devletleri | 2009 | 25 | - | ? | 94 | 1 | Başlangıçta insanlı uçuşlara adanan geliştirme, 2010 yılında terk edildi. | Terk edilmiş geliştirme |
Ariane 5 ECA | Avrupa | 2002 | 21 | 9.6 | 780 | 56 | 90/94 | Çalışır durumda | |
Atlas V 400 | Amerika Birleşik Devletleri | 2002 | 12.5 | 7.6 (GTO) | 546 | 58.3 | 8/8 | Çalışır durumda | |
Delta II | Amerika Birleşik Devletleri | 1989 | 2.7-6.1 | 0.9-2.17 (GTO) | 152-232 | 39 | 151/153 | Çalışır durumda | |
Delta IV Ağır | Amerika Birleşik Devletleri | 2004 | 25.8 | 6.3 | 733 | 77,2 | 10/11 | Çalışır durumda | |
Şahin 9 | Amerika Birleşik Devletleri | 2009 | 9.9 | 4.9 (GTO) | 325 | 70 | 47/49 | İlk etabı açık denizde bir mavnaya ya da yeniden kullanılmak üzere kalkış yerinin yakınındaki kuru araziye inen ilk roket | Çalışır durumda |
GSLV | Hindistan | 2001 | 5 | 2.5 (GTO) | 402 | 49 | 4/5 | Çalışır durumda | |
H2A 204 | Japonya | 2006 | 15 | 6 (GTO) | 445 | 53 | 1/1 | H2A serisi diğer modelleri de içeriyor İlk lansman 2001 15 başarılı lansmandan 14'ü |
Çalışır durumda |
Uzun Mart 2F | Çin | 1999 | 8.4 | - | 464 | 62 | 7/7 | İnsanlı uçuşlara özel | Çalışır durumda |
PSLV | Hindistan | 1993 | 3.2 | 1.4 (GTO) | 294 | 44 | 18/20 | Çalışır durumda | |
Proton | Rusya | 1965 | 22 | 6 (GTO) | 694 | 62 | 294/335 | Çalışır durumda | |
Uzay mekiği | Amerika Birleşik Devletleri | bin dokuz yüz Seksen bir | 24.4 | 3.8 (GTO) | 2040 | 56 | 124/125 | insanlı uçuşlar | tutuklandı |
Satürn V | Amerika Birleşik Devletleri | 1967 | 118 | 47 | 3039 | 110 | 13/13 | tutuklandı | |
Soyuz -FG | Rusya | 2001 | 7.1 | - | 305 | 49.5 | 17/17 | Serinin 1966'daki ilk uçuşları (1.700'den fazla uçuş) |
Çalışır durumda |
Titan IV B | Amerika Birleşik Devletleri | 1997 | 21.7 | 5.8 | 943 | 44 | 15/17 | tutuklandı | |
vega | Avrupa | 2012 | 1.5 | - | 137 | 30 | 14/15 | Çalışır durumda | |
Zenit | Ukrayna | 1999 | - | 5.3 | 462 | 59.6 | 26/29 | Denizde mobil bir platformdan fırlatıldı | Çalışır durumda |
Yakıt | oksitleyici | karıştırma oranı |
Karışımın ortalama yoğunluğu |
yanma sıcaklığı |
fırlatma hızı | Avantajlar ve dezavantajlar |
kullanmak | ||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
atama | kaynama sıcaklığı | Yoğunluk | özellikleri | atama | kaynama sıcaklığı | Yoğunluk | özellikleri | ||||||
Gazyağı | 80 °C ila 150 °C | 0,8 | Oksijen | -183 ° C | 1.14 | 2.4 | 1.02 | 3.400 °C | 3000 m / s | kriyojenik | |||
UDMH | 63 °C | 0,8 | Oksijen | 1.7 | 0.97 | 3.200 °C | 3.200 m / s | kriyojenik | |||||
Hidrojen | -253 ° C | 0.07 | Oksijen | 4 | 0.28 | 2.700 °C | 4.300 m / s | kriyojenik | |||||
UDMH | azot tetraoksit | 21 ° C | 1.45 | 2.7 | 1.17 | 2800 ° C | 2.900 m / s | hipergolik depolanabilir toksik | |||||
Gazyağı | Nitrik asit | 86 ° C | 1.52 | 4.8 | 1.35 | 2950 °C | 2.600 m / s | kriyojenik olmayan | |||||
hidrazin | 114 ° C | 1.01 | flor | -188 °C | 1.54 | 2 | 1.30 | 4300 °C | 3.700 m / s | kriyojenik | |||
Hidrojen | flor | 8 | 0.46 | 3.700 °C | 4.500 m / s | hipergolik |
Roketler, özellikle uzay uçuşuyla ilişkilendirildikleri bilim kurgu alanında mevcuttur . Belçikalı yazar Hergé'nin 1954'te , Neil Armstrong'dan on beş yıl önce Tenten başkanlığındaki ekibini aya ayak basmak üzere ayarladığı On a Marche sur la Lune adlı çizgi roman albümünü özellikle hatırlayacağız . Ünlü kalan bir roketleri vardı.