# Roket motoru
Roket motoru, genellikle yüksek sıcaklıktaki gaz olan yüksek hızlı itici bir sıvı jeti oluşturmak için tepkime kütlesi olarak depolanmış roket itici gazlarını kullanır. Roket motorları, Newton'un üçüncü yasasına göre kütleyi geriye doğru fırlatarak itme üreten tepki motorlarıdır. Çoğu roket motoru, gerekli enerjiyi sağlamak için reaktif kimyasalların yanmasını kullanır, ancak soğuk gaz iticileri ve nükleer termal roketler gibi yanmayan biçimleri de mevcuttur. Roket motorları tarafından tahrik edilen araçlara genellikle roket denir. Roket araçları, çoğu yanmalı motorun aksine kendi yükseltgen taşır, bu nedenle roket motorları, uzay aracını ve balistik füzeleri itmek için bir boşlukta kullanılabilir.
Diğer jet motoru türleriyle karşılaştırıldığında, roket motorları en hafif ve en yüksek itme gücüne sahiptir, ancak en az yakıt verimliliğine sahiptir (en düşük özgül dürtüye sahiptirler). İdeal egzoz, tüm elementlerin en hafifi olan hidrojendir, ancak kimyasal roketler, egzoz hızını azaltan daha ağır türlerin bir karışımını üretir. Oberth etkisi nedeniyle roket motorları yüksek hızlarda daha verimli hale gelir.


## Terimler.
Kimyasal roketler, yakıtın kimyasal reaksiyonları tarafından ortaya çıkarılan ısı ile güçlendirilmiş roketlerdir. Roket motoru ("katı yakıtlı roket motoru") genellikle katı roket motorları anlamına gelen roket motoruna benzer bir terimdir. "Sıvı roketler" ("sıvı yakıtlı roket motoru") öncellikle tankların içinde yakılan sıvıların kullanıldığı roketlerdir. "Karma roketler" yanma odasının içinde katı bir yakıta sahiptir ve ikinci sıvı ya da gaz oksitleyicisi veya yakıtı yanması amacıyla bu gaz odasına eklenir.


## Çalışma prensibi.
Roket motorları, bir itme ağzı aracılığıyla yüksek hıza hızlandırılmış bir egzoz sıvısının dışarı atılmasıyla itme üretir. Akışkan genellikle, bir yanma odası içinde yakıt ve oksitleyici bileşenlerden oluşan katı veya sıvı itici gazların yüksek basınçla (inç kare başına 150 ila 4,350 pound (10 ila 300 bar)) yanması ile oluşturulan bir gazdır. Gazlar ağızdan genişledikçe çok yüksek (süpersonik) hıza çıkarlar ve buna verilen tepki, motoru ters yöne doğru iter. Termodinamik yasaları (özellikle Carnot teoremi), en iyi termal verim için yüksek sıcaklıkların ve basınçların arzu edildiğini belirttiğinden, yanma en sık uygulamalı roketler için kullanılır. Nükleer termal roketler daha yüksek verimliliğe sahiptir, ancak şu anda Dünya atmosferinde ve cislunar uzayda rutin kullanımlarını engelleyen çevresel sorunlara sahiptir.
Model roketçilik için, yanmaya uygun bir alternatif, sıkıştırılmış hava, karbondioksit, nitrojen veya diğer herhangi bir hazır inert gazla basınçlandırılan su roketidir..


### Yanma odası içinde yakıtın tanıtılması.
Roket motoru genel olarak yakıt tankının formlarında depolanmış ve belli bir kütlesi yakıta sahiptir. İtme kuvveti üretebilmek için sıvı jetin formları içerisindeki roket motorundan öncelikle çıkartılır.
Çoğunlukla kimyasal yakıtların kullanıldığı bu yakıtlar ekzotermik kimyasal reaksiyona maruz kalırlar. Bu kimyasal reaksiyonlar itici güç için roket tarafından kullanılan sıcak gaz üretir. Kimyasal olarak durağan reaksiyon kütlesi ısındırılabilir ve ısı değiştirici ile yüksek enerji güç kaynağı kullanılarak bu gerçekleştirilir.
Katı roket yakıtları tanecik olarak adlandırılan bileşiklerin oksitlenmesi veya yakıtın karışımı olarak hazırlanılır ve etkili bir şekilde kaplama ile kaplanmış olan yakıt deposu yanma odasını olur. Sıvı yakıtlı roketler ayrı olan yakıtı oksitleyici bileşikleri onların karışıp yandığı yer olan yanma çemberi içine pompalar. Hibrit roket motorları katı, sıvı ve gaz yakıtlarının bileşimini kullanır. Yakıtı oda içine getirmek amacıyla hem sıvı hem de hibrit roketleri püskürtücü kullanır. Bunlar basit jet delikleri boyunca basınç altında yakıtı dışarı atarlar fakat bazen çok daha kompleks püskürtücü başlıklar kullanılabilir. İki veya daha fazla yakıt jete enjekte edildiği zaman kasıtlı olarak yakıtlar çarpışırlar ve daha kolay yanan çok küçük damlacıklar içine parçalanır.


### Yanma odası.
Kimyasal roketler için yanma odası bir silindirdir ve burada alev tutucular çok nadir kullanılır. Silindirin boyutları yakıtın iyice yanabileceği şeklindedir; bunu ortaya çıkarmak amacıyla farklı yakıtlar farklı yanma odası büyüklüğü gerektirir. Bu da L^*:
L^* = V_c/A_t sayısının ortaya çıkmasına neden olur.
burada:
 - V_c = odanın hacmi
 - A_t = dar geçidin alanı
L* genel olarak 25-60 inç (0.64-1.52m) oranlarındadır. Sıcaklığın ve basıncın kombinasyonu genel olarak herhangi standartta çok yüksek boyuta yanma odası içinde ulaşır. Hava soluyan jet motorlarından farklı olarak, seyreltmek ve soğutmak amacıyla oda içinde atmosferik nitrojen bulunmamakla birlikte sıcaklık doğru stokiyometrik oranlara ulaşır. Bu durum çok yüksek basınçta gerçekleşir ve bu da duvarlar boyunca ısı iletiminin çok yüksek olduğu anlamına gelir.


### Roket başlıkları.
Roket başının çan veya koni şeklinde bir genişlemeye sahip olması roket motoruna karakteristik bir şekil verir. Yanma odası içinde üretilen sıcak gaza yanma odasından geçit boyunca ve yüksek genişletme oranı içinde ‘de Laval’ uzaklaştırılır.
Roket başlığına kadar yeterli basınç (çevredeki basıncın 2.5-3 katı üstünde) sağlanıldığı zaman, başlık boğumlanır süpersonik jet oluşturulur. Böylece büyük oranda hızlandırılmış gaz ile termal enerji kinetik enerjiye dönüştürülür. Yapılan dizayn doğrultusunda genişletilen roket başlığı ağızlığına bağlı olarak egzoz gazının hızı çeşitlendirilir fakat egzoz gazının deniz seviyesindeki havadaki sesin hızının on katı kadar yüksekliğe sahip olması nadir bir durumdur. Roket motorlarının itici kuvvetinin yaklaşık yarısı yanma odası içindeki dengelenmemiş basınçtan gelirken geri kalanı ağızlığın içine karşı gerçekleşen basınçtan gelir (şekilden görülebilir). Gaz genişlerken, başlığın duvarlarına karşı olan basınç roket motoruna kuvvet uygular gazın hızlandığı yönün tersi yönünde.


### Yakıt verimliliği.
Roket motorunda yakıtın etkili olması için önemli olan nokta yakıtın özel miktarı tarafından başlık ve odanın duvarları üzerinde mümkün olan maksimum baskının yaratılmasıdır. Bu yakıt itme kuvvetinin kaynağıdır ve aynı zamanda bu duruma şunlar tarafından ulaşılır;
 - mümkün olan en yüksek sıcaklıkta yakıtın ısıtılması (hidrojen, karbon ve bazen de alüminyum gibi metallerin içinde bulunduğu yüksek enerjili benzinin kullanılması veya nükleer enerjinin kullanılması)
 - düşük yoğunlukta gazın kullanılması (mümkün olduğu kadar hidrojen bakımından zengin)
 - öteleme hızını yüksek dereceye ulaştırmak için serbestlik derecesi az olan basit moleküllü yakıtların kullanılması
Bütün bunlar yakıtın kullanılan kütlesini çok aza indirgediğinden, basınç hızlandırılmış mevcut yakıtın kütlesi ile doğru orantılı olduğundan ve Newton'un üçüncü kanunu doğrultusunda motor üzerine uygulanan basınç ayrıca karşılıklı olarak yakıt üzerine de uygulandığından, basınç verilen herhangi bir motor hızı için yakıtın oda basıncı tarafından etkilenmemiş odadan (itici kuvvetle orantılı olmasına rağmen) ayrılması ile sonuçlanır. Fakat, hız yukarıda belirtilen üç faktör tarafından önemli bir şekilde etkilenir ve dışarı atılan gaz hızı motor yakıtının etkisinin çok iyi bir ölçümüdür. Bu egzoz hızı olarak isimlendirilir ve onu azaltabilecek faktörlere ödenek sağlandıktan sonra etkili egzoz hızı roket motorunun en önemli parametrelerinden biridir (ağırlık, maliyet, üretim kolaylığı gibi faktörler genellikle önemli olmasına rağmen).
Aerodinamik nedenlerle, akış başlığın en dar kısmında yani boğumlanmanın olduğu yerdedir (boğaz). Gaz içerisindeki sesin hızı sıcaklığın kara kökü ile arttığı için sıcak egzoz gazının kullanımı performansı geliştirir. Buna zıt olarak roket motorlarının sıcak gazı içindeki sesin hızı 1700 m/s üzerinde olabilirken, oda sıcaklığında hava içerisindeki sesin hızı yaklaşık olarak 340 m/s'dir. Roket motorlarının bu performansının çoğu yüksek sıcaklık yüzünden olmakla birlikte düşük molekül kütlesine sahip yakıtların tercih edilmesinin de etkisi vardır ayrıca bu havaya nazaran daha yüksek bir hız verir.
Yüksek oranda paralelleştirilmiş hipersonik egzoz jet verilerek roket başlığı içerisindeki genişleme hızı 1.5- 2.0 kat daha fazla türetilir. Roket hızının artış hızı çoğunlukla onun alan genişleme oranı tarafından saptanır-boğazın alanın çıkış alanına oranı, fakat gazın detaylandırılmış özellikleri ayrıca önemli. Büyük orandaki başlıklar büyüktür ama egzoz gazının hızını arttırarak yanma gazlarından çok daha fazla ısı elde edebilirler.
Atmosfer basıncı yüksekle birlikte değiştiği için başlığın verimliliği atmosfer içindeki faaliyetler tarafından etkilenir; fakat roket motorunun dışındaki gazın süpersonik hızı sayesinde jetin hızı ortamın üstünde ya da altında olabilir ve ikisi arasındaki denge hiçbir yükseklikte kurulamaz.(şekilden görülebilir)


### Ters basınç ve en uygun genleşme.
Başlığın sonundaki gaz basıncının performansının en yüksek dereceye ulaşabilmesi için gazın basıncının ortamdaki basınca eşit olması gerekir. Eğer egzozun basıncı ortamın basıncından düşükse, araç motorun dışı ile tepesi arasındaki basınç farklılığı tarafından yavaşlatılacaktır. Diğer taraftan; eğer dışarı atılan gazın basıncı yüksek olursa itme kuvvetine dönüştürülebilir olan egzozun basıncı korunmaz ve böylece enerji boşa gitmiş olur.
Egzozun çıkış basıncı ve ortam basıncının ideal seviyesini korumak için başlık çapının yükseklikle birlikte artırılmış olması gerekir uzun başlığa etki eden basınç verilerek(ve dışarıdaki basınç ve sıcaklığı azaltarak). Jet motorlarının diğer formlarıyla rutin olarak yapılmasına rağmen, bu artışı hafif düzenlemelerle ayarlamak zordur. Füze bilimi içinde genellikle daha az uyumlu başlıklar kullanılır ve ‘dizayn yüksekliği’ dışında kullanılan veya gaz kesildiği zaman atmosfer performansında bir miktar azalma görülür. Bunu geliştirmek amacıyla çeşitli tıpa başlığı, kademeli başlık, genişletilmiş başlık ve aeroskap başlık gibi çeşitli egzotik başlık dizaynları tasarlanıldı ve birkaç yol ile kanıtlanmış olan bunların her biri değişen çevre basıncına adapte olabiliyor ve her biri çok yükseklerde başlığa ekstra itme kuvveti vererek gazın başlığa karşı genişlemesine olanak sağlıyor.
Yeteri kadar düşük çevre basıncının(vakum) içine gazın atılması ile birlikte çeşitli problemler ortaya çıkar. Bunlardan bir tanesi başlığın dikey ağırlığı-belirli bir araç için belirli bir noktanın ötesinde, başlığın herhangi bir performansında kazandığı ekstra ağırlık. İkinci olarak, egzoz gazların serin oldukları başlıkların içinde ısı geçirmez bir şekilde genişlemeleri ve sonuç olarak kimyasalların birkaçının soğuyabilmesi ve jetin içinde karın üretimi. Bu durum jetin içinde dengesizliğe yol açar ve bundan kaçınılmalıdır.
‘De Laval’ başlığı üzerinden, egzoz gaz akışı dekolamanı aşırı genişlemiş başlığın içinde ortaya çıkacak.Kopma noktası motorun eksenlerinin çevresinde düzenli olmayacağından bir yan kuvvet motora verilebilir. Bu yan kuvvet zaman geçtikçe değişebilir ve bunun sonucunda fırlatılan araçta kontrol problemleri ortaya çıkabilir.


### İtme vektörü.
Araçların genel anlamda yanık uzunluğunun üzerindeki yönlerini değiştirmek için tam bir itme kuvveti gerekir. Bunu sağlamak için şunlar sağlanılabilir;
 - Tüm motor bir menteşe veya yalpa çemberine monte edilebilir ve yakıt takviyesi düşük basınçlı esnek borular veya dönerek işlev gören bağlantılar ile motora ulaşır.
 - Sadece yanma odası ve başlık kadrana bindirilir, pompalar sabit ve yüksek basınç takviyeleri motora bağlanır.
 - Çoklu motorlar (sıklıkla az açıyla eğimlenmiş) konuşlandırılır fakat verilen tüm vektörlerin boğumlandırılması gereklidir ve yalnızca çok küçük hata ile verilir.
 - Yüksek sıcaklıktaki kanatlar egzozun içinde çıkıntı oluşturur ve jetin saptırılması için eğimlendirilir.


## Tam performans.
Roket teknolojisi çok yüksek iticiliği(meganewtons),egzoz hızlarını (deniz seviyesindeki hava içerisindeki sesin hızının yaklaşık on katı) ve ağırlık/iticilik oranını (‹ 100) birleştirebiliyor eşzamanlı olarak atmosfer dışında çalıştırılabiliniyor ve daha düşük basınç kullanımına izin verilebilmenin sonuncunda daha hafif tank ve yapılar görülür.


### Özgül itici kuvvet.
Roket motorların verimliliği için en önemli ölçü yakıtın her birimindeki dürtüsüdür ve bu özel dürtü olarak adlandırılmakla birlikte genellikle I_sp). olarak yazılır. Bu ya hız (egzoz hızının v_e metre/saniye veya ft/s nin içindeki etkisi) ya da zaman olarak (saniye) ölçülebilir. Çok büyük oranda özel dürtü veren motor normal olarak istenilendir. Elde edilebilir özel dürtü öncelikle itici yakıt karışımının bir fonksiyonudur( ve son olarak özel dürtüyü sınırlandırır) fakat oda sıcaklığı içindeki oda basıncı üzerindeki elverişli sınırlandırmalar ve nozül genişleme oranı elde edilebilir performansı azaltır.


### Net itme.
Aşağıda roket motorunun net itmesini hesaplamak için yaklaşık denklemler var:
F_n = ṁ v_e = ṁ v_e-act + A_e(p_e - p_amb)
Jet motorlarından farklı olarak sıradan roket motorlarında hava giriş yerleri eksik olduğu için orada toptan itmeyi azaltmak amacıyla ‘ram direnci’ yok Sonuç olarak roket motorun net itme kuvveti toptan itmeye eşittir (durağan geri basınç haricinde). The ṁ v_e-act ifadesi sabit kalan gaz ayarındaki momentum itmeyi temsil ederken, A_e(p_e - p_amb) ifadesi itme basıncını ifade eder. Boğazın dolu olduğu durumlarda, roket motorunun net itmesi artan yükseklikle birlikte yavaşça artar. Atmosferik basınç yükseklik arttıkça azaldığı için itme basıncı artar. Egzozun aşırı genişlemelerinden kaynaklı cezalarına maruz kalmaksızın bir roket motoru için maksimum etki denkleme momentum katkısının maksimum düzeye gelmesiyle başarılır. Bu durum p_e = p_amb. bu denklem sağlandığı zaman meydana gelir. Ortam basıncı yükseklik doğrultusunda değiştiği için çoğu roket motoru en yüksek verimlilik noktasında çok az zaman harcar.


### Vakum Isp.
Basınç ile çeşitlendirilmiş özel dürtü sayesinde hesaplamak veya karşılaştırmak için kolay olan bir nicelik kullanışlıdır. Roketler boğaz kısmında boğumlandığı ve süpersonik egzoz harici basıncı önlediği için bunun sonucunda çıkıştaki basınç tam olarak yakıt akışının kütlesi 
 ṁ ile doğru orantılıdır karışım ve yanmanın etkisi sürdüğü müddetçe.
 F_vac = C_f ṁ c^* böylece vakum şu şekilde tanımlanabilir
v_evac = C_f c^* 
burada
  c^*  = boğaz kısmında ses sabitinin hızı
C_f  = başlığın sabit itme katsayısı
Ve böylece;
 F_n = ṁ v_evac - A_e p_amb


### Çıkış gücünün kısılabilmesi.
Roketlerin çıkış güçleri/itki miktarları, yanma oranı ṁ kontrol edilerek kısılabilir (İng:Throttling) ve genellikle kg/s veya Ib/s olarak ölçülür. Sıvı ve hibrit roketlerde yanma odasına giren yakıt akışı kapakçıklar kullanılarak kontrol edilir. Katı yakıtlarda ise "yakıt akışı", yanan alan değiştirilerek kontrol edilir ve ne kadar alanın yanacağı sıkıştırılmış yakıt tozu'nun (İng. Propellant grain) tasarımına eklenebilir. Bu yüzden katı yakıtlı motorlarda genellikle çalışma anında ne kadar alanın yanacağı değiştirilemediğinden bu tür motorlar bir kere başlatılınca bitene kadar sabit çıkış gücüyle çalışırlar, kısılamazlar.
Roketlerin çıkış güçleri genelde en düşük olarak (genellikle roket çıkışındaki/nozuldaki -İng: Rocket engine nozzle- akış ayrımıyla sınırlı olmak üzere) ortam basıncının üçte biri çıkış basıncına kadar ve en yüksek olarak yalnızca motorun mekanik gücüyle belirlenen bir üst sınır değerine kadar kısılabilirler.
Pratikte roketlerin çıkış güçlerinin ne derecede kısılabilecekleri büyük çeşitlilik göstermektedir ancak roketlerin çoğu 2 kata kadar oranda büyük zorluk olmaksızın kısılabilmektedir; en tipik sınırlama yanma dengesizliğidir, örneğin enjektörler tehlikeli salınımlardan kaçınmak için minimum bir basınca ihtiyaç duyarlar (motor çalışırken meydana gelen kesikli boğuk patlamalar yüzünden oluşan titreşim/İng:chugging veya yanma dengesizlikleri/kararsızlıkları); ama enjektörler daha geniş titreşim aralıkları için iyileştirilip test edilebilirler. Örneğin, son zamanlarda kullanılan bazı sıvı roket motorlarının tasarımları, ilgili motorların bilinen itki miktarlarının yüzde 18-20'sine kadar kısılabilme kabiliyeti için daha da iyileştirilmişlerdir. Katı roketlerin itki miktarları yanmanın gerçekleştiği yüzey alanlarını yanma süresinin boyunca çeşitlendirecek şekilde tasarlanmış sıkıştırılmış yakıt tozlarının kullanılmasıyla kısılabilir.


### Enerji etkinliği.
Yüksek sıkıştırma oranı ve yüksek yanma sıcaklığının bir sonucu olarak roket motor başlıkları roket motor başlıkları şaşırtıcı bir şekilde yüksek hızlı bir jet olabilmek için verimli ısıtıcı motorlardır. Roket başlıkları iptal edilebilir bir süreç olan adiyebetik genişlemeye muhteşem bir yaklaşma verir ve böylelikle Karnot döngüsündekine çok yakın verimliliği olur. Verilen derecelere ulaşıldığında kimyasal roketlerle %60 verimliliğine ulaşılabilir. Roket motoruyla çalışan bir araç için bitirme sınırı her neyse araç hızı ona yaklaşma veya ulaşırsa araç verimliliği çok iyidir. (fırlatmaya bağlı)ama düşük hızlarda enerji verimliliği hız 0' a düşerken %0'a gider (tüm tepkili çalıştırmalarda olduğu gibi). Daha fazla detay için roket enerji verimliliğine bakınız.


### İtki/ağırlık oranı.
Roketler, tüm jet motorlarının, hatta tüm motorlar arasında en yüksek itki/ağırlık oranına sahiptir. Bu özellik sıvı roket motorları için geçerlidir. Bunun sebebi motoru meydana getiren pompaları, boruları ve yanma odalarını içeren basınçlı kapların küçük hacme sahip olmasıdır. Hava girişlerinin azlığı ve yoğun sıvıların kullanımı basınçlandırma sisteminin küçük ve hafif olmasına yol açar, hava kullanan motorlar çok daha düşük yoğunlukta havayla baş etmek durumundadır. Kullanılan likit yakıtlarda yoğunluğu en kötü olan hidrojendir. Bu yakıt pek çok yolla müthiş bir şekilde yanmasına rağmen yoğunluğu suyun %7'sine yakındır. Bu turbo pompaları ve boru tesisatını daha geniş ve ağır hale getirir ve bu onu SSME için kullanılan motorla onun yerine NK-33 kullanılanların karşılaştırılmasında itki-ağırlık oranına yansır.


## Soğuma.
Verimli olmaları gerektiğinden dolayı, fiziksel olarak roketlerin ulaşabileceği sıcaklık ~3500 K (~3227 °C or ~5840 °F).
Diğer çoğu jet motoru sıcak egzozlarında gaz tribünleri bulundurur. Daha geniş yüzey alanına sahip olduklarından dolayı, soğumaları daha geç olur bu yüzden verimlilik düşer, çok daha düşük sıcaklıkta yanma işlemini yapmak zorundadır. Ek olarak, kanal motorları havayı, düşük sıcaklıklarda reaksiyon riskini azaltan %78 oranında reaktif olmayan nitrojen içeren oksidan olarak kullanır. Roketler de bu yapısal dezavantajların hiçbiri yoktur.
Bu nedenle roketlerde kullanılan sıcaklıklar, çoğunlukla başlığın ve yanma odası maddelerinin erime ve kaynama noktalarından çok daha yüksektir. Korunmadığında her ikisi de istisna olan grafit ve tungsten (~1200 K bakır) oksitlenmeye maruz kalır. Dahası çoğu yapı malzemeleri, yakıtları bağımsız olarak mükemmel kabul edilen yakıtlar yapabilir. Bu maddelerin kırılma noktasına ulaşmaları için, yanma, erime ve kaynama noktasına erişmelerinin engellenmesi önemlidir. Bu bazen şakacı bir biçimde dile getirilerek egzoz zengini motor olarak adlandırılır. Yapı teknolojileri, kimyasal roketlerin egzoz sıcaklığındaki potansiyel üst sınırı belirleyebilir. Yapı malzemelerinin ısınmasını engelleyen soğutma sistemleri ve alüminyum, çelik,nikel ve bakır alaşımlar çok sıklıkla roketlerde kullanılır. Başlık ve oda ömrünü uzatmak için, yakıtın, yanma odası etrafındaki tüplerin içinden geçtiği rejeneratif soğutma ve perde veya film soğutma olarak adlandırılan başka teknikler kullanılır. Bu teknikler, maddeyle temas halinde olan termal gaz sınır tabakasının katastrofik bozulmaya neden olabilecek sıcaklığın altında tutulmasını sağlar. En iyi motorlarda duvarı geçebilecek ısı akışı genellikle 1-200 MW/m^2 arasındadır. En güçlü ısı akışı genelde odayla ve başlıkla bağlantısı olan boğazda iki defa görülür. Bu durum, yüksek sıcaklıkların görüldüğü odadan düşük olmasına rağmen, yüksek hız kombinasyonlarından dolayı olur.
Roket soğutucu yöntemleri şunlardır:
1. Soğutmasız (genellikle test aşamasında, kısa süreler için kullanılır)
2. Ablatif duvarlar (sürekli buharlaşan ve taşınan maddeyle çevrili duvarlar)
3. Radyatörlü soğutma (ısıyı uzağa yayan ve akkor haline gelen oda)
4. Soğutma dökümü (genellikle hidrojen olan sıvının odaya doğru akması ve dökülmesidir)
5. Rejeneratif soğutma ()
6. Perde soğutma (gaz ısısının duvarlarda soğuk olması için düzenlenen sıvı)
7. Film soğutma (buharlaştıracak kadar soğutan sıvıyla yüzeyin kaplanması)
Sınır tabaka bozulma hataları yanma kararsızlıkları ve soğutma sistemindeki hatalar sırasında meydana gelebilir ve duvar yetmezliği bunu takip eder.
Odanın etrafındaki soğutma çemberlerinde rejeneratif soğutmalı ikinci bir sınır tabakası bulunur. Sınır tabaka duvarlar ve soğutucu arasında yalıtkan olarak hareket ettiği için olabildiğince kalın olmalıdır. Bu, soğutma hızının olabildiğince yüksek olmasıyla sağlanabilir. 
Uygulamada, rejeneratif soğutma hemen hemen her zaman perde soğutma veya film soğutma ile birlikte kullanılır.
Sıvı yakıtlı motorlar genellikle düşük sıcaklıklarda yanan zengin yakıtlarla çalışır. 
Düşük maliyet malzemeleri, basitleştirilmiş bir soğutma sistemi ve daha düşük bir performans motoru sağlayan motor üzerindeki ısı yükünü soğutucu egzoz azaltır.


## Mekanik sorunlar.
Roket yanma odaları normal olarak 10-200 bar (1 ila 20 MPa, 150-3000 psi), olan oldukça yüksek bir basınçta çalıştırılır. Önemli atmosferik basınç içinde çalıştırıldığı zaman daha büyük ve fazla etkili başlığın olanağıyla yüksek yanma oda basıncı daha iyi performans verir fakat bu başlık aşırı derecede genişletilmeksizin uygun hale getirtilmesi ile bu durum sağlanılır.
Diğer yandan, bu yüksek basınç odanın dışındaki bölgenin çevresel gerilme altında olmasına neden olur.- roket motorları basınçlı kaplardır. Daha kötüsü, roket motorları içinde yaratılan yüksek sıcaklık yüzünden, kullanılan materyaller önemli ölçüde düşük iş çekim gerilimine sahip olma eğilimindedirler. Ayrıca, önemli sıcaklık değişimleri oda ve başlığın duvarları içerisindeki düzenekleridir ve bunlar iç gerilme yaratan iç astarın diferansiyel genişlemesine neden olur.


## Akustik problemler.
Bir roket motoru içerisinde aşırı derecedeki ses ve titreme ortalama değerlerinin üstünde yoğun gerilme ile sonuçlanır, özellikle borulu organın varlığı içinde – rezonans veya gaz türbülansı gibi.


### Yanma dengesizlikleri.
Yanma, istenmeyen ani ya da periyodik doğal dengesizliklerde görülebilir. Enjektör levha boyunca akan yakıt azalana kadar enjekte odası içindeki basınç artabilir; bir süre sonra basınç düşer ve akış artar, bir süre sonra yanan yanma odası içerisinde çok daha fazla yakıt enjekte edilir ve tekrar oda basıncı artar, bu döngü bu şekilde devam eder. Bu yüksek genlikli titreşime neden olabilir, sıklıkla motora zarar verebilecek olan ultrasonik oranlar içerisindedir. ±200 psi, 25 kHz ‘ in titreşimleri Titan2 ikinci aşama motor füzesinin erken versiyonlarının başarısızlık nedenidir. Diğer başarısızlık modu ateş almadan infilaka geçiş ; yanma odası içinde oluşmuş süpersonik basınç dalgası motoru bozabilir. Yanma dengesizlikleri motor içerisindeki temizlik çözücülerinin kalanları, yansıyan şok dalgası ,ateşlemeden sonra ilk dengesizlik, yanma odası içini yansıtan başlığın yanında patlama ve birçok faktör tarafından teşvik edilebilir. Stabil motor dizaynları içerisindeki titreşimler hızlıca bastırılabilir; stabil olmayan dizaynlar uzun süreli periyotlar için devamlılığını sürdürür. Baskılayıcı titreşimler yaygın olarak kullanılır. Yanma dengesizlikleri veya yakıt akışını yumuşatan motorların ve tankların arasındaki boylamsal titremeler ile oluşan itmenin periyodik çeşitliliği ‘ pogo titremeleri veya ‘pogo’ olarak bilinir ve bu terim zıplama sırığından sonra adlandırılmıştır. Yanma dengesizliğinin üç tipi meydana gelir;
 - Kesikli yanma
Aracın hız içerisindeki değişimlerinden dolayı oluşan besleme çizgileri içindeki basınç değişiklikleri sonucunda oluşan düşük frekanslı titreşimdir. Bu iticilik içinde döngüsel bir çeşitliliğe neden olabilir ve etkileri araç veya roketi taşıyan yüke çok az rahatsız etme durumundan ciddi şekilde zarar verme olarak değişebilir. Kesikli yanma yüksek yoğunluktaki yakıtların besleme çizgileri üzerindeki gaz dolu sönüm tüpleri kullanılarak azaltılabilir.
 - Uğultu
Enjektöre karşı etkisiz basıncın düşmesi dolayısıyla oluşur. O çoğunlukla zarar vermekten ziyade rahatsız edicidir. Fakat, olağanüstü durumlarda yanma enjektör boyunca geriye doğru uygulanan kuvvetle sonlanabilir- bu tek terkipli yakıt ile patlamalara neden olabilir.
 - Gıcırdama
Kontrol etmesi en zor olan olmakla birlikte en çok zarar vericidir. Kimyasal yanma süresine eşleşmiş yanma odası içindeki akustikler dolayısıyla ortaya çıkar. Belirtilen kimyasal yanma süreci birincil enerji salınımı sürücüleridir. Ek olarak, izole edilmiş ısıl sınır tabakasının incelmesi yüzünden oluşan felaket sonuçlara neden olan stabil olmayan gıcırdama yankısı gıcırdama nedeni ile oluşur. Akustik titreşimler bir oda içerisindeki yanma veya bir boru boyunca sıcak havanın akışı gibi termal süreçler tarafından uyarılabilir. Özellikle, eğer yanma akustik dalga basıncının maksimum olduğu bölgeler içinde çok fazla yoğunlukta meydana gelirse, çember içerisindeki daimi akustik dalgalar yoğunlaştırılabilir. Dizayn süreci boyunca analitik olarak bu etkileri tahmin etmek zordur ve pahalılığı, zaman alması ve test ve hata düzeltme ölçümleriyle kombine edilmiş geniş testler tarafından irdelenmiştir. Gıcırtı sıklıkla yakıt kimyası veya enjektör içindeki değişiklikler tarafından ele alındı. Enjekte edilmeden önce yakıtın buharlaşması veya odanın yankı durumlarını değiştirmek için yanma odası içindeki Helmholt sönümlendiricilerin kullanımları tarafından da ele alınır. Gıcırdama olasılığı için test enjektöre yakın yanma odasına teğet olarak kurulan tüp ile yanma odası dışındaki patlayıcı olan küçük şarjlar tarafından yapılır ve amaç motorun ani yanıtını saptamak ve yanma basıncının zamanla tepkisini değerlendirmek –hızlı bir şekilde asıl halini alma stabil bir sistem olduğunu gösterir.


### Egzoz gürültüsü.
Çok küçük boyutlar dışındaki tümü için, roket egzozu diğer motorlara nazaran çok gürültülüdür. Sesten hızlı egzoz ortamdaki hava ile karıştıkça şok dalgaları oluşturulur. Uzay aracı onun etrafındaki gürültünün 200 dBA üzerini yaratır. Satürn 5 ‘in fırlatımı patlama mevzisinden önemli bir uzaklıkta sismometre üzerinde algılanabilmişti. Yaratılan şok dalgalarındaki ses yoğunluğu egzoz hızı ve roketin büyüklüğüne bağlıdır. Bu şok dalgaları çok büyük roket motorları tarafından üretilen fırlama ve çatlama seslerinin açıklaması olarak görülür. Bu gürültü zirveleri mikrofonlara ses elektroniğine yüklenir ve böylece zayıflar veya bütün olarak kayıt edilmiş veya yayın ses üretimi içinde yok edilir. Çok büyük roketler için yakın bir oranda, bu etkiler öldürebilir. Uzay ajentaları için en endişe verici şey bu tip ses düzeylerinin fırlatma yapısına zarar verebileceği veya en kötüsü bu ses düzeyleri hassas roket üzerine geri yansıtılabilir. Bu durum fırlatmada niçin bu kadar su kullanıldığının nedenidir. Su spreyi havanın ses nitelikleri ile değişir ve roketten uzak ses enerjisini azaltır veya saptırır. Genel olarak roket yere yakın olduğu zaman gürültü çok yoğundur çünkü motordaki gürültü duman bulutundan yansır. Ayrıca araç yavaş bir şekilde hareket ediyorken motor içindeki kimyasal enerjinin çok küçük bir kısmı roketin kinetik enerjisini arttırır (çünkü araca nakledilen P kullanışlı güç P = F*V itme F, hız V.)Daha sonra enerjinin çok büyük bir kısmı çevredeki hava ile etkileşim içerisine giren egzozun içinde harcanır ve bu meydana gelirken gürültü ortaya çıkar. çatı alev siperleri, duman bulutu etrafındaki su enjeksiyonu ve belli bir açıda duman bulutunun saptırılması ile bu gürültü biraz azaltılabilir.


## Deneme.
Roket motorları üretime alınmadan önce genel olarak test tesisinde test edilir. Yüksek irtifa motorları için ya daha kısa başlık kullanılmak ya da roket çok büyük vakum odası içinde test edilmek zorundadır.


## Güvenlik.
Roketler tehlikeli ve güvenliği olmayan bir üne sahiptir. Bu ünün aksine dikkatli dizayn edilen roketler güvenli yapılabilir. Askeri kullanımlarda roketler güvenlidir. Fakat, roketlerin askeri olmayan kullanımlarından birisi yörüngesel fırlatmalardır. Bu uygulama içinde prim genel olarak minimum ağırlık üzerine yerleştirilir ve düşük ağırlıkta yüksek güvenilirlik sağlamak zordur. Ek olarak, fırlatılan uçuş sayısı düşükse aracın bozulmasına neden olan hataları düzeltmek için daha fazla şans vardır. Esas olarak bütün fırlatılan araçlar uzay standartlarında test edilen araçlardır.
X-15 roketinde sadece % 5 oranında bir başarısızlık ile birlikte zemin testinde çok az bir hata görüldü ve Uzay Mekiği Ana Motoru 350'nin üzerinde felaket sonuçlardan kaçınarak motor uçuşlarını yönetti.


## Kimya.
Bütün reaksiyon enerjisi egzoz gazının kinetik enerjisi olarak görüldüğü ve araç performansına bağlı olarak egzoz hızı motorun en önemli performans parametresi olduğu için roket yakıtları çok yüksek enerji gerektirir (her kütle birimine gereken enerji). Özel reaksiyon sonrasında, motor içindeki kaçınılmaz kayıplar ve eksiklikler, tamamlanmamış yanma ve benzeri gibi durumlar dışında termodinamik kanunu doğrultusunda elde edilen egzoz hızını azaltan ana teorik limit gösterir ki kimyasal enerjinin kesri üretilen itmede bulunmayan egzoz moleküllerinin rotasyonu içine girebilir. Helyum gibi tek atomlu gazlar bağımsızlığın üç derecesine sahiptir ki bu uzayın üç boyutuna eş değerdir ve yalnızca küresel simetrik moleküller bu kayıp türünden kaçar. H2 gibi iki atomlu moleküller iki atomun katıldığı ve birbirlerine dik olan iki eksende döner ve statik mekaniğin eş bölüşüm kanunu ile mevcut olan termal enerji bağımsızlığın dereceleri arasında bölünebilmeyi talep eder. Örneğin, enerjinin 3/5 nün termal denge enerjisi içindeki bir gaz bağımsızlık derecelerine gidebilir ve 2/5 oranında döner. Su gibi altı atomik moleküller bağımsızlığın altı derecesine sahiptir ve böylece enerji bağımsızlığın döngüsel ve geçiş enerjileri arasında eşit olarak bölüştürülebilir. İkinci durumdaki çoğu kimyasal reaksiyon için durum bu şekildedir. Bu durum klasik olarak oran, gama, sabit basınçtaki sabit hacimdeki gazın özel ısını açısından tanımlanır. Eğer geniş başlık gazı genişletmeye ve soğutmaya izin verecek kadar büyükse döngüsel enerji kaybı büyük oranda kayıt edilir. Başlığın fonksiyonu yanma odası içindeki moleküllerin gelişigüzel termal hareketlerinin itmeyi ortaya çıkaran yönsüz ötelenmeye dönüştürmektir. Egzoz gazı denge noktası içinde kaldığı müddetçe, ilk döngüsel enerji başlık içindeki ötelemeye büyük oranda dönüştürülmüş olacak. Kimyasal tepkimeye girenlerin birim kütlelerindeki özel tepkime enerjisi anahtar olmasına rağmen reaksiyon moleküller içindeki düşük moleküler ağırlık egzoz gazının hızını saptama açısından ayrıca önemli. Bunun nedeni roket motoru içerisindeki yüksek sıcaklıktaki gazın motor mühendisliği için ciddi problemler teşkil etmesidir. Sıcaklık molekül başına düşen enerjiyle doğru orantılı olduğu için düşük kütleli moleküller arasında daha çok dağıtılan enerji verilen sıcaklıkta yüksek egzoz hızına izin verir. Bu düşük atomik kütleli elementlerin favori olduğunu gösterir. Egzoz hızı açısından en etkili yakıtlar olan sıvı hidrojen (LH2) ve oksijen (LOX veya LO2), bor ve sıvı ozonun dahil edildiği yeterli egzotik kombinasyonlar boyunca potansiyel olarak teori içinde dahi iyidir eğer çeşitli pratik sorunlar çözümlendirilmişse.
Özel reaksiyon enerjisini hesaplamak önemli bir noktadır. Benzin ve oksitleyicinin de dahil olduğu yakıtların tüm kütlesi bu hesaplamaya dahil edilmelidir. Hava solunum motoru genel olarak onu taşımak zorunda olmaksızın oksijen sağlayabilir ve bu durum hava solunum motorlarının niçin yakıt-kütleli verimliliğine sahip olduğunu açıklar ayrıca roket motorlarının sıradan karasal uygulamalara çok daha az uygun olduğunun nedenidir. Otomobiller veya turbo jetler için yakıtlar atmosferik oksijenden yararlanır ve böylece taşınılmak zorunda olunan yakıtların birim kütlesindeki enerji verimliliğine daha iyi sahiptir, fakat yakıtın birim kütlesiyle benzerdir. Roket içerisindeki bilgisayar programlarını tahmin eden bilgisayar programları mevcuttur.


## Ateşleme.
Sıvı ve karma roketleri ile, yakıtların yanma odasına girmesi ile birlikte ateşlemenin hemen olması gerekir. Sıvı yakıtlar ile, mili saniye içinde yapılan başarısız ateşlemeler oda içerisine sıvı yakıtların çok fazla olmasına neden olur ve ateşleme meydana geldiği zaman yaratılan sıcak gaz miktarı odanın dizayn basıncının maksimumunu aşar ve basınçlı kap felaket sonuçlara neden olur. Bu bazen sert başlangıç veya hızlı planlanmamış dağılım olarak adlandırılır. Ateşleme farklı yöntemler tarafından başarılabilir; proteknik şarj, plazmalı şaloma kullanılabilir, ayrıca elektrik buji çalıştırılabilir. Bazı yakıt/oksitlenmiş bileşimler kontak(hipergolik) üzerinde ateşler, hipergolik olmayan yakıtlar hipergolik yakıtlar ile yakıt çizgisi üzerinde çalıştırılmaya hazırlanılarak kimyasal olarak ateşlenebilir. (Rusya motorlarında popüler)
Gazlı yakıtlar genel olarak sert başlangıçlara neden olmayacak. Toplamda roketlerin enjektör alanı boğaz kısmından daha azdır, bu yüzden oda basıncı çevreyi ateşleme eğiminde ve tüm oda çabuk tutuşan gaz ile dolu olsa bile yüksek basınç oluşturulamaz. Katı yakıtlar genellikle tek atışlı piroteknik aletler ile ateşlenir. Ateşlenildiği zaman roket odası kendi kendine devam eder ve ateşleyiciye ihtiyaç yoktur. Eğer odalar belli bir süre devre dışı kaldıktan sonra tekrar başlatılırsa onlar anında tekrar ateşlenebilir. Fakat, soğuduğu zaman, piroteknik ateşleyiciyi değiştirmek gibi en azından küçük bir bakım olmaksızın birçok motor yeniden çalıştırılamaz.


## Duman bulutu fiziği.
Roket duman bulutu roket motoru, dizayn yüksekliği, yükseklik, itme ve diğer faktörlere bağlı olarak çeşitlenir. Karbon bakımından zengin olan egzozlar yanmayan taneciklerin kara cisim ışınımı yüzünden turuncu renktedirler, buna mavi kuğu bantları eklenebilir. Peroksit oksitleyicisine dayalı roketler ve hidrojen roket bulutları çok fazla buhar kapsar ve neredeyse çıplak gözle görülemez fakat ultraviyole ve kızıl ötesinde parlar. Turuncu- beyaz alev olarak yanan ve yanma sürecine enerji ekleyen alüminyum gibi metal barındıran yakıt içerdiği için katı roketlerdeki duman bulutu büyük ölçüde görülebilir. Bazı egzozlar, alkol yakıtlı roketler, görünür şok elması gösterebilir. Bunlar Ortamdan yaratılmış şok dalgalarına göre duman bulutu basıncı içerisindeki döngüsel çeşitliliği yüzündendir. Dizayn bulutunun şekli dizayn yüksekliği ile şekillendirilebilir. Çok yüksek yerlerde bütün roketler aşırı derecede genişlemenin altındadırlar ve egzoz gazlarının çok küçük bir oranı sonsuza kadar genişlemeyi durdurur.


## Roket motorların türleri.
### Termal güçle çalışanlar.
#### Güneş enerjili termal.
Güneş termal roketleri reaksiyon kütlesini direkt olarak güneş enerjisiyle ısıtır ve böylece güneşle çalışan diğer sistemlerin aksine elektrik jeneratörüne ihtiyaç duymaz. Bir güneş termal roketi sadece güneş enerjisini yakalayacak ekipmanı taşımak zorundadır, aynalar veya toplayıcılar gibi. Isıtılmış yakıt sıradan bir roket başlığından geçer. Motor itmesi doğrudan güneş toplayıcı yüzey alanı ve güneş ışınımının yoğunluğuyla ilgiliyken Isp ile ters orantılıdır.


### Nükleer güçle çalışanlar.
Nükleer itki, itme yöntemlerinin geniş çeşitliliğini barındırır. Bu yöntemler ana güç kaynağı olarak bir tür nükleer reaksiyon kullanır. Öne sürülmüş ve bazıları uzay araçlarında test edilmiştir nükleer itki çeşitleri aşağıda gösterilmiştir.