SpaceShipOne aracında kullanılan hibrit roket motorunun detaylı şeması 
**Hibrit-yakıtlı roket**, roket motorunda birbirinden farklı fazdaki farklı roket yakıtları kullanan bir rokettir. Bu yakıtlardan biri katı halde ve diğeri ise gaz ya da sıvı haldedir. Hibrit roketinin ortaya çıkışı 75 yıl öncesine kadar takip edilebilir.[*ne zaman?*]

Hibrit roketler katı yakıtlı roketlerin, yakıtın taşınması sırasında oluşan tehlikeleri gibi dezavantajları aşmakla kalmayıp aynı zamanda sıvı yakıtlı roketlerin mekanik karmaşıklığı gibi dezavantajlarından da kaçınmaktadır. Yakıtın ve oksitleyicinin (maddenin değişik hallerinde olmalarından dolayı) homojen olarak karışması çok zor olduğu için, hibrit roketler sıvı ya da katı yakıtlı roketlere göre daha tehlikesizce (patlamadan) başarısız olurlar. Sıvı yakıtlı roket motorları gibi, hibrit roket motorları da kolayca kapatılabilirler ve itki miktarları/seviyeleri ayarlanabilir. Hibritlerin teorik özgül itici kuvvet ({\displaystyle I\_{sp}}) verimi genel olarak katı yakıtlı motorlardan daha fazla ve sıvı yakıtlı motorlardan daha azdır. Metal içeriği yüksek yakıt kullanan hibrit roket motorlarında 400 saniye kadar yüksek {\displaystyle I\_{sp}} değerleri ölçülmüştür. Hibrit sistemler katı olanlardan daha karmaşıktırlar, ancak oksitleyicinin ve yakıtın ayrı ayrı saklanması sebebiyle üretim, uzak mesafelere taşıma/nakletme ve fiziksel olarak ele alma/taşıma (ing:handling) işlemleri sırasında oluşabilecek önemli tehlikeleri aşmaktadırlar.

Tarihçe
-------

Hibrit roketler üzerindeki ilk çalışmalar 1930'ların sonuna doğru, Almanya'daki I.G. Farben firması ile aynı sıralarda ABD'deki California Rocket Society firması tarafından yapılmıştır. Almanya'da çalışmakta olan Leonid Andrussow, ilk defa hibrit yakıtlı roket düşüncesini ortaya atan kişidir. O. Lutz, W. Noeggerath, ve Andrussow 10 kiloNewton (2200 lbf) değerinde itkiye sahip hibrit roket motorunu yakıt olarak kömür ve gaz halindeki N2O kullanarak test etmişlerdir. Oberth ayrıca oksitleyici olarak LOX ve yakıt olarak da grafit kullanan bir hibrit roket motoru üzerinde çalışmıştır. Karbonun süblimleşmesinin gerektirdiği yüksek miktardaki ısı işe yaramayacak yanma hızlarına sebep olduğundan bu roketlerin verimli çalışmasını engellemiştir.

AMROC şirketinin 44 kiloNewton (10 kilolbf) değerinde itkiye sahip hibrit roket motorunun 1994 yılında Stennis Uzay Merkezindeki test edilişi 
1940'lı yıllarda, Kaliforniya Pasifik Roket Topluluğu LOX oksitleyicisini, aralarında odun, mum ve kauçuğun de bulunduğu çeşitli yakıt türleri ile denemiştir. Bunların arasında en başarılı olanlar kauçuk yakıtla yapılan testlerdi. Kauçuk günümüzde hala en çok kullanılan yakıt türüdür. 1951 Haziran ayında, LOX/kauçuk roketi 9 km yüksekliğe kadar uçurulmuştur.

1950'li yıllarda iki adet büyük çalışma yürütüldü. Bunlardan birisi General Electric firmasının G. Moore ve K. Berman isimli çalışanlarıydı. İkili, %90 oranında yoğunluğa sahip H2O2 (yüksek-test peroksit çözeltisi ,İng: HTP) ve polietilen karışımını, bir "çubuk,boru ve sıkıştırılmış-yakıt-tozu (granül) tasarımı" (İng:"rod and tube grain design") içerisinde kullandı. Bu çalışmalarından önemli sonuçlar çıkardılar. Sıkıştırılmış yakıt tozu tekdüze/eşit-formlu (ing:uniform) olarak yanmıştır. Katı yakıtlı roket motorlarının aksine, sıkıştırılmış tozdaki çatlaklar tutuşmayı etkilememiştir. Hiç "sert başlangıç" (ing: Hard Start) gözlenmemiştir. Sıvı yakıtlı roketlere özgü olan "Sert başlangıç", ateşleme zamanına yakın gözlenen keskin basınç artışıdır. Yakıtın yüzeyi bir nevi "alev tutucu/muhafaza edici" olarak işlev gördüğü için kararlı tutuşmaya/yanmaya katkıda bulunmıştır. Oksitleyici miktarı bir tek vana ile kısılıp arttırılabilmekteydi, ve yüksek oksitleyici-yakıt oranı tutuşmayı basitleştirmeye yardımcı olmuştur. Negatif gözlemler arasındaki düşük yanma oranı/hızı ile peroksitin ısısal/termal istikrarsızlığı/karasızlığı, güvenlik sebepleri açısından sorun teşkil etmiştir. 1950'li yıllardaki başka bir çalışma ise "ters-hibrit"'in (İng:"reverse hybrid") geliştirilmesiydi. Standart bir hibrit roket motorunda katı madde yakıtın kendisidir. Ters hibrit motorunda ise, oksitleyici katıdır. Uygulamalı Fizik Laboratuvarı'ndan (Applied Physics Laboratory) William Avery, ucuz oldukları için,sıvı yakıt olarak jet yakıtını (ing: jet fuel/jet propellant) ve oksitleyici olarak amonyum nitratı kullanmıştır. Kullandığı Oksitleyici/Yakıt oranı 0.035 idi be bu değer Mooreve Berman tarafından kullanılan orandan 200 kat daha küçüktür.

1953 yılında, Pasifik Roket Topluluğu (İng:Pacific Rocket Society), Jim Nuding tarafından tasarlanmış olan XDF-23 isimli, LOX ve "Thiokol" olarak adlandırılan yapay kauçuk polimer'den yakıt ile çalışan, 10 cm (4 inç) x 180 cm (72 inç) boyutlarındaki bir hibrit roket üzerinde çalışıyordu. Daha önceki deneylerinde, aralarında pamuk, parafin ve odunun da bulunduğu çeşitli yakıtları zaten denemişlerdi. XDF isminin kendisi de zaten ilk denemelerden biriyle alakalı olarak bir İngilizce kısaltmadan gelmekteydi: "eXperimental Douglas Fir" ("Deneysel Douglas Köknar"), "Douglas Fir" kullanılan odunun markasıydı.

1960'larda, Avrupalı organizasyonlar da hibrit roketler üzerinde çalışmaya başladı. Fransa'da kurulmuş olan ONERA, ve İsveç'te kurulmuş olan Volvo-Flygmotor şirketleri, hibrit roket motoru teknolojisi kullanarak sondaj/test roketleri geliştirdiler. ONERA grubu, nitrik asit ve amin yakıtı kullanan bir hipergolik roket motoru üzerinde çalışmalarını yoğunlaştırdı. Şirket, 1 kere Nisan 1964, 3 kere Haziran 1965 ve 4 kere 1967 tarihlerinde olmak üzere toplamda sekiz adet roket uçurmuştur. Erişilen en yüksek irtifa 100 km|'nin üzerindeydi. Volvo-Flygmotor şirketi de bir hipergolik yakıt kombinasyonu kullanmıştır. Onlar da oksitleyici olarak nitrk asit kullanmış ancak yakıt olarak ise olarak Tagaform (aromatik amin içeren Polibütadien. İng:Polybutadiene) kullanmışlardır. 1969 yılında gerçekleştirdikleri uçuşta, 20 kg ağırlığındaki görev-yükünü 80 km yükseliğe çıkarmayı başarmışlardır.

Aynı tarihlerde Birleşik Devletlerde, "Birleşik Teknolojiler Merkezi" (İng:United Technologies Center) Kimyasal Sistemler Bölümü ve Beech Aircraft şirketi birlikte, "Sandpiper" olarak bilinen bir süpersonik hedef İHA'sı üzerinde çalışıyorlardı. MON-25 isimli (%25 NO, %75 N2O4) kimyasal bileşiği oksitleyici olarak ve polimetil metakrilat (PMM ya da Pleksi)-Mg karışımı yakıt olarak kullanılmıştır. İHA 1968 yılında toplamda altı kez,, 300 saniyeden fazla bir süre 160 km'den fazla bir irtifada uçurulmuştur. Roketin tasarımı ikinci kez yapılırken/geliştirilirken bu yeni haline HAST adı verildi. HAST tasarımında yakıt olarak IRFNA-PB/PMM ikilisi kullanıldı ve motorun itki gücü 10:1 (%10-%100) aralığında kısılabilmekteydi. HAST, Sandpiper aracına göre daha ağır görev-yükü taşıyabilmekteydi. Bir başka tasarım geliştirme çalışması sonucu ortaya çıkan ve HAST ile,aynı yakıt kombinasyonunu kullanan sistem, Kimyasal Sistemler Bölümü (İng:Chemical Systems Division) ve Teledyne Aircraft tarafından geliştirilmiştir. Bu program 1980'lerin ortalarına doğru bitirilmiştir. Kimyasal Sistemler Bölümü ayrıca lityum ve FLOx (F2 and O2) yakıt kombinasyonu üzerinde de çalışmıştır. Bu, çıkış gücü kısılabilen verimli bir hipergolik roket motoruydu. %93 yanma verimi ile vakumdaki özgül itici kuvvet değeri 380 saniyedir.

American Rocket Company (İng: AMROC), 80'ların sonunda ve 90'ların başında, şimdiye kadar yapılmış olan en büyük hibrit roketleri üretmişti. Motorlarının ilk versiyonu, Hava Kuvvetleri Phillips Laboratuvarı'nda ateşlenmişti ve yakıt olarak LOX (sıvı oksijen) ile Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:Hydroxyl Terminated PolyButadiene (HTPB)) karışımı kullanarak 70 saniye boyunca 312 kN miktarında itki üretmişti. Motorun, H-250F olarak bilinen, ikinci versiyonu ise 1 MN miktarında itki üretebilmiştir

1982 yılında, eAc'de (İng:Environmental Aeroscience Corporation) çalışan Korey Kline daha öncesinde Westinghouse şirketinde çalışmış olan Bill Wood ile söz konusu teknoloji üzerine tartışmış ve, Kaliforniya'daki Lucerne Dry Lake civarındaki bir tesiste, ilk defa gaz oksijen ve yapay kauçuk karışımını kullanan bir hibrit roketi ateşlemiştir. İlk SpaceShipOne (İng:SpaceShipOne) isimli uzay-uçağının hibrit motor testleri, Kline ve eAc tarafından Mojave çölündeki bir tesiste gerçekleştirilmiştir.

1994 yılında, A.B.D. Hava Kuvvetleri Akademisi, hibrit motorlu bir sondaj roketini 5 km yüksekliğe kadar çıkarmıştır. 6.4 m uzunluğundaki roket yakıt olarak HTPB ve LOX karışımını kullanmış ve 16 saniyelik itki süresi sırasında 4400 N itki miktarına ulaşmıştır.

Temel kavramlar
---------------

Hibrit roket itki sistemi kavramsal genel bakış
En basit haliyle, hibrit roket motorunda, sıvı oksitleyici içeren basınçlı bir kazan (tank) ve katı roket yakıtı içeren bir yanma odası ile bunları ayıran mekanik bir cihazdan oluşmaktadır. İtki gerektiğinde, uygun bir ateşleme kaynağı yanma odasına sokulur ve aradaki vana açılır. Sıvı (ya da gaz) yakıt yanma odasına akar ve orada buharlaşır akabinde ise katı yakıt ile etkileşir. Yanma, katı yakıtın yüzeyine bitişik bir sınır tabaka (İng: boundary layer) yayılma alevi (İng:diffusion flame) içerisinde gerçekleşmektedir.

Genellikle sıvı roket yakıtı oksitleyici olarak ve katı roket yakıtı ise yakıt olarak kullanılmaktadır çünkü katı oksitleyiciler çok tehlikelidirler ve.sıvı oksitleyicilere göre daha düşük verimlidirler. Ayrıca, Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:Hydroxyl Terminated PolyButadiene (HTPB)) veya parafin mumu gibi katı yakıtların kullanımı, alüminyum, lityum, ve metal hidrürleri (İng:metal hydrides) gibi yüksek enerjili yakıt katkılarının eklenebilmesini mümkün kılmaktadır.

Yanma
-----

Hibrit roketler için kullanılan temel yanma denklemine göre, "yakıt-katı-hal-gerilemesi/kayboluşu" oranı (İng:"fuel regression rate"), oksitleyicinin kütle akı oranına (İng:"mass flux rate") bağımlıdır; bu da dolayısıyla yakıtın yanma miktarı, bağlantı kanalından gelen oksitleyicinin miktarı ile doğrudan orantılıdır. Bu durum katı yakıtlı roket motorunda farklıdır çünkü gerileme oranı motorun yanma odası basıncı (İng:Chamber pressure) ile doğrudan orantılıdır.{\displaystyle {\dot {r}}=a\_{o}G\_{o}^{n}}

burada {\displaystyle {\dot {r}}} gerileme oranını, *ao* gerileme oranı katsayısını (yakıt tozunun uzunluğunu denkleme dahil eder), *Go* oksitleyici kütle akı oranını ve *n* ise gerileme oranının üstel kuvvetini göstermektedir.
Motorda yanma devam ederken, yakıt bağlantı kanalının çapındaki artış, yakıtın kütle akı oranında artışla sonuçlanır. Bu olay oksitleyici-yakıt oranının (O/Y) yanma sırasında değişmesine/kaymasına neden olur. Artan yakıt kütle akış oranı, ayrıca oksitleyici akış oranı artırılarak karşılanabilir. O/Y oranının zamanın bir işlevi olarak değişmesine ek olarak, bu oran ayrıca sıkıştırılmış yakıt tozundaki konuma göre de değişiklik gösterir. Sıkıştırılmış yakıt tozunun tepesine ne kadar yakın konumda olunursa, o kadar yüksek bir O/Y oranı elde edilir. O/Y oranı yakıt bağlantı kanalı boyunca da değişiklik gösterdiği için, sıkıştırılmış yakıt tozu üzerinde bir yerde stokiyometrik nokta olarak adlandırılan bir nokta varolabilmektedir.

Özellikler
----------

Hibrit roket motorları, sıvı yakıtlı roket motorları ile katı yakıtlı roket motorlarına göre bazıları çok belirgin olan bazıları çok fark edilmeyen çeşitli üstünlüklere sahiptir. Bunlardan bazılarının kısa özeti aşadağı verilmiştir:

### Sıvı yakıtlı roketlere göre üstünlükleri

* Mekaniksel olarak daha basit - sadece tek bir sıvı yakıt bileşeni içerdiğinden daha az karmaşık boru sistemi, daha az sayıda vana, ve daha basit işlemler ve süreçler içermektedir.
* Daha yoğun yakıt- katı fazdaki (İng:phase) yakıt genellikle sıvı haldekilere göre daha yüksek yoğunluğa sahiptir, bu da toplam sistem hacmini küçültür.
* Metalik katkı maddeleri - alüminyum, magnezyum, lityum ya da berilyum gibi reaktif metaller, sıkıştırılmış yakıt tozu (İng:Fuel grain) içine kolayca eklenebilmekte ve özgün itici kuvvet({\displaystyle I\_{sp}}) ve yoğunluk değerlerinden birisini ya da ikisini de birden artırabilmektedir.
* Yanma kararsızlıkları- Hibrit roketler, sıkıştırılmış katı yakıt tozunun akustik dalgaları (İng: Acoustic wave) kırması sebebiyle, sıvı roketlerde sıkıntı yaratan yüksek frekans yanma kararsızlıklarını sergilemez. Akustik dalgaların yanma kararsızlıklarına yol açmasının sebebi içinde boşluk içeren sıvı yakıt yanma odasının iç çeperlerinden yansımalarıdır.
* Yakıt basınçlandırması - Sıvı yakıtlı roket sistemlerinin tasarlaması en zor kısımları turbo-pompalardır (İng:turbopump). Turbo-pompa tasarımının, farklı özelliklerdeki (genellikle çok uçucu olan) iki farklı sıvıyı çok yüksek hacimli akış hızlarında, sıklıkla kriyojenik sıcaklıklarda, birbirinden ayrık halde tutması ve kendisine güç sağlayabilmek amacıyla bu iki sıvıyı, kesin ve etkili bir şekilde hassas miktarlarda karıştırarak yakmak üzere pompalaması gerektiğinden, turbo-pompa tasarımı çok karmaşıktır. Hibrit motorlarda sistem içinde dolaşan daha az miktarda sıvı bulunur ve bu sıvılar (sıvı roketlerde kullanılamayacak kadar ağır gelecek olan) aşağı-üfleyen sistem (İng: blow-down system) ya da kendiliğinden-basınçlı (N2O gibi) oksitleyiciler sayesinde basınçlandırılabilirler.
* Soğutma- Sıvı yakıtlı roketler, yanma odasını ve nozulu (İng: nozzle) soğutmak için sıklıkla, çok yüksek ısı akıları ve metal çeperlerin oksitlenmeye ve gerilme çatlamasına (İng stress cracking) karşı zayıflığı nedeniyle, itici sıvılardan birini, genellikle de yakıtı, kullanır. Hibrit roketlerin yanma odaları katı yakıtla kaplı olduğu için oluşan gazlardan korunur. Nozulları genellikle, katı yakıtlı roket motorlarına benzer şekilde ya grafittendir ya da aşınabilir/ablatif malzemeyle kaplanmıştır. Sıvı soğutma akış düzeneğinin tasarımı, üretimi, ve testi karmaşık olduğundan, sistemi bozulmalara açık hale getirir.

### Katı yakıtlı roketlere göre üstünlükleri

* Daha yüksek kuramsal {\displaystyle I\_{sp}} değerleri - sıklıkla kullanılan sıvı oksitleyiciler ile karşılaştırıldığında, bilinen katı oksitleyicilerin limitleri bu değerleri mümkün kılmaktadır.
* Daha düşük patlama tehlikesi - Sıkıştırılmış yakıt tozu, çatlamalar gibi hatalara karşı daha dayanıklıdır çünkü yanma oranı oksitleyicinin kütle akı oranına bağlıdır. Sıkıştırılmış yakıt tozu, ortamdaki elektrik kaçağından kaynaklanan kıvılcımlardan alev alamaz ve ayrıca ısıdan kaynaklı kendiliğinden alev alan bir yapıya da sahip değildir. Hibrit roket motorları, fırlatma alanına oksitleyici ve yakıt ayrı ayrı saklanarak götürülebilir ve böylece güvenlik artırılabilir.
* Bakım ve Depolama ile ilgili daha az sorun - Katı yakıtlı roketlerdeki malzemeler genellikle kimyasal ve ısısal/termal açıdan birbirleriyle uyumsuzdurlar. Sıcaklıktaki tekrarlayan değişimler sıkıştırılmış tozun yapısında bozulmalara yol açabilir. Sıkıştırılmış tozun dağılmasını ya da bozulmasını önlemek için antioksidanlar ve kaplamalar kullanılır.
* Daha iyi idare/kontrol edilebilir - Durdurma/yeniden-başlatma ve kısılabilme özellikleri kolayca çoğu tasarıma eklenebilmektedir. Katı yakıt motorları ise nadiren kolayca durdurulabilmekte ve neredeyse hiçbir zaman "kısılabilme" ya da "yeniden başlatılabilme" özelliğini içermemektedir.

### Hibrit roketlerin dezavantajları

Hibrit roketler, sıvı ve yakıtlı roketlerle karşılaştırıldığında, bazı dezavantajlar sergilerler. Aşağıda bunlar sıralanmıştır:

* Oksitleyici/yakıt oranı değişimi ("O/Y değişimi" İng: "O/F Shift") - sabit bir oksitleyici akış-hızı ile, ( oksitleyici ve katı yakıt tozunun yanması sonucu oluşan) itici yakıt üretimin hızı, yakıt tozu azaldıkça, oksitleyici akış hızına göre değişecektir. Bu da, kimyasal verim açısından, olabileceğinden daha düşük (İng: Off-peak) işleme/operasyona yol açar. Ancak, iyi tasarlanmış bir hibrit motor için, O/Y oranı değişiminin verim üzerinde çok küçük bir etkisi olur, çünkü {\displaystyle I\_{sp}} değeri en yüksek işlem verimine yakın noktalarda O/Y oran değişiminden etkilenmemektedir.
* düşük 'azalma-oranı'na (katı yakıt tozunun azalma oranı, ing:"regression-rate") sahip yakıtlar genellikle çok-girişli/delikli (İng:"multi-port") katı yakıt tozundan oluşurlar. Çok-girişli katı yakıt tozları kötü hacimsel verime sahiptir ve, sıklıkla, yapısal kusurlar içerirler. 1990'ların sonuna doğru geliştirilen yüksek azalma oranına sahip sıvılaşan yakıtlar, bu soruna olası bir çözüm sunmaktadırlar.
* Sıvı yakıt temelli itki sistemleri ile karşılaştırıldığında, itki yakıtını kısmen ya da tamamen tüketmiş olan bir hibrit roketin yakıtı tekrar doldurma işlemi önemli zorluklara yol açmaktadır çünkü katı yakıt (tozu) basitçe yakıt tankına pompalanamaz. Ancak bu durum, (yakıtı tükenmiş) roketin ne amaçla kulanılacağına bağlı olarak sorun teşkil etmeyebilir.

Genel olarak, hibrit roketler için katı ya da sıvı yakıtlı roketlere göre çok daha az geliştirme faaliyeti gerçekleştirilmiştir. Bu dezavantajların bazıları muhtemelen araştırma ve geliştirme çalışmalarına yapılacak yatırımlar sayesinde çözübilecektir.

Yörüngeye çıkartılacak olan büyük hibrit roketleri tasarımında ortaya sorunlardan birisi, yüksek akış hızlarına ulaşmak ve oksitleyicinin basınçlandırılması için turbopompa kullanımının zorunlu hale gelmesidir. Bu turbopompanın çalışması için bir şekilde güç sağlanması gerekmektedir. geleneksel bir sıvı-itki yakıtlı roket motorunda, turbopompa roket ile aynı yakıt ve oksitleyiciyi kullanır çünkü her ikisi sıvıdır ve ön yakıcıya (pre-burner) gönderilebilirler. Ancak hibritte ise, yakıt katıdır ve turbopompa motoruna gönderilemez.Bazı hibritlerde kullanılan oksitleyici aynı zamanda (oksitleyici olmadan kullanılan) tekli yakıt (İng: monopropellant) olarak da kullanılabilir. Bu tür oksitleyicilere örnek olarak nitrometan (İng:Nitromethane) veya hidrojen peroksit (İng: hydrogen peroxide). Ancak bu iki yakıt da sıvı oksijenden daha az az bir verimle çalışmaktadır. Bu yüzden de tek başlarına turbopompayı çalıştırmaya yetmemektedir. Bu da başka bir sıvı yakıta ihtiyaç duyulmaktadır ve bu da beraberinde ayrı bir tank gerektireceğinden hibrit roketin verimini düşürecektir.

Yakıt
-----

### Yaygın yakıt seçimleri

Çok yaygın olmayan ters hibrit rokette katı oksitleyici ile sıvı yakıt kullanılır. Bazı sıvı yakıt seçenekleri arasında kerosen, hidrazin, ve LH2 bulunmaktadır. Tipik bir hibrit roket için kullanılan yaygın yakıtlarda, pleksi gibi polimerler, polietilen (PE), çapraz-bağlı (İng:cross-linked) ve Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:Hydroxyl Terminated PolyButadiene (HTPB)) gibi bir kauçuk çeşidini ya da parafin gibi sıvılaşan yakıtlar bulunmaktadır. Pleksi [camı] eskiden yaygın bir yakıttı çünkü yanma olayı şeffaf yanma çemberinden izlenebilmekteydi. HTPB ise günümüzde hibrit roket motorlarında kullanılan en popüler yakıttır çünkü düşük bir enerji sığasına sahiptir ve işlenmesi/uğraşması en güvenli olan yakıttır. HTPB'nin sıvı oksijen içerisine batırıldığı ve yine de patlayıcı hale gelmediği testler gerçekleştirilmiştir. Bu yakıtlar, katı yakıtlı roket motorlarında kullanılan katı yakıtlar kadar yoğun değildir. Bu yüzden genellikle yoğunluğunu ve dolayısıyla roket verimini artırmak amacıyla alüminyum ile karıştırılırlar.:404

### Yakıt-tozu (grain) üretim yöntemleri

#### Döküm

Hibrit roket yakıt-tozları, genellikle plastik ya kauçuktan oluştuklarından, döküm teknikleriyle üretilebilmektedirler. Daha yüksek yakıt kütle akışına olan ihtiyaç nedeniyle gerekli hale gelen karmaşık yakıt-tozu geometrileri, hibrit roketlerinde kullanılacak olan yakıt-tozuları için döküm kalıplarından üretilmesini, kısmi olarak ekipman maliyetleri yüzünden, çok pahalı ve zaman alan bir işlem haline getirmektedir. Daha büyük ölçekte ise büyük yakıt-tozu parçalarının roket çıkışını/nozulu tıkamaması ve bu kısımlara zarar vermemesi için, 'dökülmüş' yakıt-tozu "iç-ağ/tünel" sistemi (İng:"internal webbing") ile desteklenmelidir. Yakıt-tozu bozuklukları (İng:defect) daha büyük taneli tozlar için de sorun teşkil etmektedir. Döküm ile üretilen geleneksel yakıtlar Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:Hydroxyl Terminated PolyButadiene (HTPB)) ile parafin mumlarıdır.

#### Katkı maddesi üretimi

Saydam 3B-yazılmış, hibrit roket yakıt-tozu, sıcak ateşleme testi (İng: hot fire test) öncesinde gösterilmiş. İçinde bulunan çifte sarmal şekilli yakıt-bağlantı-kanalı (İng:Fuel port), yanma sonrası odası, ve bir De Laval nozülü açıkça seçilebilmektedir.
Katkı maddesi üretimi, daha önceleri üretilmesi mümkün olmayan yakıt tozu yapılarının üretilmesinde kullanılmaktadır. Sarmal şekildeki yakıt bağlantı kanallarının, hacimsel verimi (İng: volumetric efficiency) artırırken, yakıt gerileme oranlarını artırdığı gösterilmiştir. Hibrit roket yakıtında kullanılan malzemelere örnek olarak Akrilonitril bütadien stiren (ABS) verilebilir. Basılmış/yazılmış (İng:printed) malzemeler roket verimini artırmak için genellikle katkı maddeleriyle kuvvetlendirilirler/geliştirilirler.

Oksitleyici
-----------

### Yaygın oksitleyici seçimleri

Yaygın oksitleyiciler arasında gaz ya da sıvı formdaki oksijen, Nitrus oksit (İng:nitrous oxide), ve hidrojen peroksit bileşikleri bulunmaktadır. Ters hibrit roketlerde ise, oksitleyici olarak donmuş oksijen ve amonyum perklorat kullanılmaktadır.:405-406

Oksitleyicinin uygun bir şekilde buharlaşması, roketin verimli çalışması için çok önemlidir. Yetersiz buharlaşma, roketin başlangıç ucundaki ve bitiş ucundaki gerileme oranları arasında ciddi fark oluşmasına sebep olabilir. Yöntemlerden birisi, oksitleyiciyi bir ateşleme-öncesi odasında ısıtmak üzere, sıcak gaz üreteci kullanılmasıdır. Başka bir yöntem ise tekli-yakıt olarak da kullanılabilen bir oksitleyiciyi kullanmaktır. Bunun iyi bir örneği ise gümüş bir yatak üzerinde tepkimeye girerek sıcak oksijen ve buhara ayrışan hidrojen peroksittir. Üçüncü bir yöntem ise oksitleyici ile hipergolik tepkimeye girerek akışa dahil olabilen bir yakıt enjekte etmektir. Oksitleyicinin bir kısmı ayrışarak akıştaki oksitleyicinin geri kalanını ısıtacaktır.:406-407

Hibrit güvenliği
----------------

Genel olarak, iyi tasarlanmış ve dikkatle üretilmiş olan hibritler çok güvenlidirler. Hibritlerle ilişkilendirilen temel tehlikeler şunlardır:

* **Basınç Kanalı Arızaları** - Basınç odası yalıtımındaki hatalar/yetersizlikler, oda çeperlerine yakın olan sıcak gazların çeperleri delip geçerek araçta çatlak/delik oluşmasına sebebiyet verebilir.
* **Geri tepme** - Nitrus oksit (ing:nitrous oxide) ve hidrojen peroksit gibi ekzotermik olarak ayrışan oksitleyicilerde, yanma odasından alevler ya da sıcak gazlar enjektör boyunca gerisin geri yayılabilir ve oksitleyicinin tutuşmasına yol açarak yakıt tankının patlamasına sebep olabilir. Geri-tepmenin olabilmesi için, dengesiz yanma durumlarında olabileceği üzere, yetersiz basınç düşüşü olması sebebiyle enjektör boyunca geriye doğru gaz akışı/yayılışı gerçekleşmelidir. Geri-tepme belirli oksitleyicilere özgüdür ve oksijen ya da azot tetroksit (ing:nitrogen tetroxide) gibi oksitlecilerde, yakıt oksitleyici tankında bulunmadığı sürece, mümkün değildir.
* **Aşırı-gazda başlangıç** (ing:Hard starts) - Ateşleme öncesinde yanma odasında bulunan aşırı miktardaki oksitleyici, özellikle nitrus oksit gibi tekli-yakıtlar (ing: monopropellant) için, ateşleme sırasında geçici olarak yüksek-basınca (İng:over-pressure) ya da "sıçrama"ya (ing:"spike") sebep olabilir.

Hibrit rokette bulunan yakıt oksitleyici içermediği için, kend başına patlayıcı bir şekilde yanmayacaktır. Bu yüzden, hibritler, TNT eşdeğerinde patlayıcı gücü yok olarak sınıflandırılmışlardır. Bunun tersine, katı yakıtlı roketler sıklıkla, katı yakıt tozunun kütlesiyle benzer büyüklükte TNT eşdeğerliliğine sahiptirler. Sıvı yakıtlı roketlerin TNT eşdeğerlilikleri, yakıt ve oksitleyicinin, patlayarak yanma öncesindeki birbiriyle gerçek karışma oranı üzerinden hesaplanmaktadır; bu değerin de genellikle toplam itki yakıtının %10'u ile %20'si arasında olması beklenir. Hibritlerde ise, yanma odasının yanma öncesinde oksitleyici ile doldurulması bile katı yakıt ile bir patlama yaratmayacaktır, bu yüzden patlama eşdeğerliliği genellikle %0 olarak gösterilir.

Hibritler üzerinde çalışma yapan organizasyonlar
------------------------------------------------

### Ticari Şirketler

1998 yılında, SpaceDev şirketi, American Rocket Company isimli şirket tarafından 8 yıllık çalışma hayatı boyunca elde edilen tüm fikri mülkiyet, tasarım ve 200 adetten fazla hibrit roket motoru ateşlemesine ait test sonuçlarının tamamını satın aldı. İnsanlı ilk özel uzayaracı olan SpaceShipOne (tr: 'UzayGemisiBir'), SpaceDev şirketinin, HTPB ile nitrus oksit yakan, hibrit roket motorunu kullanmıştır. Ancak, Scaled Composites şirketi bünyesinde SpaceShipOne uzayaracının varisi geliştirilirken 2007 yılında 3 kişinin ölümüne yol açan patlamanın sebebi olan ana madde nitrus oksit olarak belirlenmiştir. Virgin Galactic şirketinin takip eden ticari yörünge-altı uzay-uçağı (ing:spaceplane) olan SpaceShipTwo öncekine nazaran büyütülmüş bir hibrit motor kullanmaktadır.

SpaceDev şirketi, *SpaceDev Streaker* isimli harcanabilir türde küçük bir fırlatma aracı ile Dream Chaser isimli hem yörünge-altı, hem yörüngesel hem de yörüngesel insanlı uzay uçuşu yapabilen uzay aracını geliştirmekteydi. Hem Streaker hem de Dream Chaser araçları nitrus oksit ve yapay kauçuk HTPB yakan hibrit roket motoru kullanmaktaydı. SpaceDev, Sierra Nevada Corporation tarafından 2009 yılında satın alınarak Uzay Sistemleri bölümü haline getirildi. Hala Dream Chaser projesinin NASA'nın ticari mürettebat geliştirme (ing:CCDev) anlaşması çerçevesinde geliştirilmesine devam etmektedir. Sierra Nevada şirketi ayrıca SpaceShipTwo uzay aracında kullanılan RocketMotorTwo isimli hibrit roket motorunun geliştirilmesine de devam etmiştir. 31 Ekim 2014 tarihinde, **VSS Enterprise** ismi verilen SpaceShipTwo türündeki araç deneme uçuşu sırasında oluşan kazada havada parçalanması sonucu kaybedilmiştir. İlk tahminler hibrit motorunun patladığı, test pilotlarından birinin ölümüne ve diğerinin de ciddi bir biçimde yaralanmasına yol açtığı yönündeydi. Ancak yapılan soruşturma sonucunda elde edilen veriler SpaceShip-Two aracının "tüy" (ing:'Feather') sisteminin erken açılmasının aracın havada aeordinamik kuvvetlerce parçalanmasına yol açtığını göstermektedir.

U.S. Rockets şirketi, hibrit roketlerini kendinden-basınçlandırmalı (ing:self-pressurizing) nitrus oksit N2O ile HTPB ve de HTP ile HTPB ikililerini kullanarak üretim yapmaktadır. U.S. Rockets tarafından geiliştirilmiş olan *Yüksek Test Hidrojen Peroksit* (ing:High Test Hydrogen Peroxide) H2O2 %86 ve Hidroksille-sonlanan polibütadin (HTPB) ve alüminyum hibritleri deniz seviyesinde 240 değerinde özgül itici kuvvet (Isp) üretmektedir ve bu da N2O-HTPB hibritlerinin ürettiği alışa gelmiş olan 180 değerinin hayli üzerindedir. Buna ek olarak kendiliğinden-başlayan ve tekrar-başlatılabilir özelliklerine sahiptirler ve dikkate değer oranda daha düşük olan yanma dengesizlikleri, Bloodhound SSC, SpaceShip Two veya SpaceShip Three gibi narin ya da insanlı görevler için daha kullanışlı hale getirmektedir. Şirket daha sonraki HTP-HTPB türü motorun basınç beslemeli ve pompa beslemeli versiyonları başarılı bir şekilde test etmiş ve kullanmıştır. Teslim edilen ürün parçalarının çapları 6 inç ile 18 inç (~15.24 cm -45.72 cm ) arasında değişirken geliştirme birimlerinin çapları 54 inç'e (~137.16 cm'ye) kadar çıkmaktaydı. 2013 Kasım ayında Savunma Gelişmiş Araştırma Projeleri Ajansında (ing: Defense Advanced Research Projects Agency) XS-1 için yapılan toplantıda dağıtılan bilgiye göre; üretici firma, çapı 5 metrenin üstündekiler için gerileme oranı (ing:regression rate) katı yakıtlarınkine yaklaşan bir ölçeklenebilirliğin olduğunu iddia etmektedir.

Gilmour Space Technologies (tr: Gilmour Uzay Teknolojileri) şirketi, 2015 yılında hibrit roket motorarını hem N2O ve HP hem de HDPE ve HDPE mum karışımlarını kullanarak test etmeye başlamıştı. 2016 yılında ise yapılan testlere 5000 Lb HP/PE motoru da katılmıştır. Şirket hibritleri hem sondaj (İng: sounding) roketlerinde hem de yörüngesel roketlerde kullanmayı planlamaktadır.

Orbital Technologies Corporation (ing: Orbitec) şirketi ABD hükümeti tarafından finanse edilen ve aralarında "Vortex Hybrid" tasarımının da bulunduğu hibrit roketlerin konu edildiği bazı araştırmalara katılmıştır.

Environmental Aeroscience Corporation (eAc) şirketi 1994 yılında hibrit roket itki sistemleri geliştirmek üzere kurulmuştur. SpaceShipOne için açılan tasarım yarışmasına katılmış ancak yarışmayı ve anlaşmayı SpaceDev şirketine kaybetmiştir.

Rocket Crafters Inc. (RCI) şirketi, Florida Teknoloji Enstitüsü'nde (ing:FIT) hibrit roketleri geliştirip test etmektedir.

Rocket Lab şirketi hibrit sondaj roketleri ve ilgili teknoloji ürünleri satmaktadır.

Reaction Research Society (RRS) topluluğu, asıl olarak sıvı yakıtlı roket itki sistemleri üzerinde yaptıkları çalışmalarla ile tanınmalarına rağmen hibrit roket itki sistemlerinin araştırılması ve geliştirilmesi üzerine uzun bir geçmişe sahiptir.

Danimarkalı bir roket grubu olan Copenhagen Suborbitals (İng:CS), başlangıçta N2O ve şu sıralar ise LOX kullanmak suretiyle hibrit roketler tasarlayıp test ateşlemesi geçrekleştirmişlerdir. Kullandıkları yakıtlar arasında epoksi, parafin mumu ve Poliüretan bulunmaktadır. Topluluk sonunda hibritlerdenn itki dengesizlikleri yüzünden vazgeçmişlerdir ve şu sıralar V-2 roketi için kullanılan motora benzer bir motor ile çalışmaktadırlar.

### Üniversiteler

Space Propulsion Group (ing:Space Propulsion Group) isimli şirket 1999 yılında Stanford Üniversitesinden Dr. Arif Karabeyoğlu, Prof. Brian Cantwell ve diğer kişiler tarafından yüksek gerileme-oranı değerlerine sahip hibrit roket yakıtları geliştirmek amacıyla kurulmuştur. 11 inç/~28 cm genişliğinde çapa sahip ve 7 bin lbf gücünde itki üretebilen büyük motorlar ile NASA'nın Peregrine Sondaj Roketi için geliştirilmeye başlanan ve 14 bin lbf gücünde itki üretebilen motorun ateşleme testlerini başarıyla gerçekleştirmişlerdir. Halen üzerinde çalıştıkları 24 inç/~60 cm çaplı, 35 bin lbf. itki gücüne sahip bir motoru ilk olarak 2010 yılında ateşlemeyi planlıyorlardı. Stanford Üniversitesi, hibrit roketler için sıvı-katmanlı yanma teorisinin geliştirildiği enstitüdür. Stanford Üniversitesindeki SPaSE grubu NASA Ames Araştırma Merkezi ile bilrlikte 100 km yüksekliğe çıkabilecek olan Peregrine Sondaj Roketi çalışmaktadır. Mühendislik anlamında karşılabilecek olan zorluklar arasında çeşitli yanma dengesizlikleri bulunmaktadır. Hedeflenen motor için 2013 yılında ateşlemesi yapılmasına rağmen, Peregrine programı daha sonra 2016 yılında olması planlanan açılışı için standart bir katı yakıtlı roket motorunu kullanma kararı almıştır.

Münih Teknik Üniversitesindeki WARR (ing:WARR) öğrenci-takımı, 1970'lerin başından beri hibrit motorlar ve roketler geliştirmektedirler. Yakıt olarak asit çeşitleri, oksijen ya da nitrus oksit ile birlikte polietilen veya HTPB (İng:HTPB) kullanmışlardır. Geliştirme süreci motor yer test düzenekleri ile , ilk Alman hibrit roketi Barbarella (ing:Barbarella) roketinde olduğu gibi, gerçek uçuş testlerini içermektedir. Avrupa amatör roket yükseklik rekorunu kırmak amacıyla, oksitleyici olarak Sıvı oksijen kullanan bir hibrit roket üzerinde çalışmalarını devam ettirmektedirler.

Florida Teknoloji Enstitüsü (ing:Florida Institute of Technology), Panther Projesi projesi kapsamında başarıyla hibrit teknolojilerini test etmiş ve değerlendirmiştir. Ayrıca Rocket Crafters şirketiand testing their hybrid rockets.

Boston Üniversitesi'nin öğrenciler tarafından işletilen ve geçmişte sadece katı yakıtlı roket fırlatmış olan "Roket İtki Grubu" (ing:Rocket Propulsion Group), yörünge altı uçuşu amaçlı tek-aşamalı bir hibrit sondaj roketini 2015 Temmuz ayına kadar tasarlayıp üretmeyi planlamaktaydı.

1995 yılında Brigham Young Üniversitesi (BYU), Utah Üniversitesi, ve Utah Devlet Üniversitesi (ing:USU) birlikte, öğrenciler tarafından tasarlanmış olan 'Unity IV' adlı roketi fırlatmışlardır. Bu roket oksitleyici olarak gaz forumdanki oksijeni kullanıp katı yakıt olarak Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:Hydroxyl Terminated PolyButadiene (HTPB)) yakmıştır, ve 2003 yılındaki fırlatma sırasında ise roketin daha büyük versiyonu HTPB'i nitrus oksit ile yakmıştır.

Brasilia Üniversitesi'nin Hibrit Takımı, parafin mumu/N2 kullanan hibritler üzerine yaptığı geniş çaplı araştırmalar kapsamında 50'den fazla test ateşlemesi gerçekleştirmiştir. Hibrit Takımı şu sıralar sıvılaştırılmış itki yakıtı (ing: liquefied propellant), sayısal iyileştirme (ing:numeric optimization) ve roket tasarımı üzerine çalışmalar yürütmektedir.

Kaliforniya Üniversitesi öğrencilerinin organize ettiği "Üniversite Roket Projesi" programı kapsamında oksitleyici olarak Nitrus Oksit ve yakıt olarak HTPB kullanan hibrit roketler fırlatılmıştır. They are currently in the development process of their second student-built hybrid rocket engine.

Toronto Üniversitesi öğrencilerinin yürüttüğü "Toronto Üniversitesi Havacılık ve Uzay Takımı" (ing: "University of Toronto Aerospace Team"), hibrit motorlu roketleri tasarlayıp üretmektedirler.

2016 yılında, Pakistan'daki DHA Suffa Üniversitesi (ing: DHA Suffa University) başarılı bir şekilde Raheel-1 adlı ve 1 kN sınıfındaki hibrit roket motorlarını geliştirerek ülkede bir üniversite tarafından yürütülenilk roket araştırma programını gerçekleştirmiştir. Hindistan'da, Birla Teknoloji Entitüsü, Mesra (ing:BIT Mesra), bünyesindeki Uzay mühendisliği ve roket bölümleri bir süredir çeşitli yakıt ve oksitleyicilerin denendiği Hibrit Projeler üzerinde çalışmaktadırlar.

İstanbul Teknik Üniversitesinden Pars Roket Grubu, Türkiye'nin ilk hibrit roket motorunu tasarlayıp üretmiştir. Bu roket motoru 2015 yılında kapsamlı bir şekilde test edilmiştir.

İngiltere merkezli laffin-gas roket araba takımı dört adet N2O hibrit roketi bir Kalkış yarışı arabasında kullanmıştır. Her bir roketin dış çapı 150mm genişliğinde ve her biri 1.4m uzunluğundadır. Pişirme yağına batırılmış yüksek yoğunluklu rulo kağıdı/kartonu "yakıt-tozu-silindiri" olarak kullanmışlardır. N2O beslemesi Nitrojen-basınçlı bir piston/hidrollik toplayıcı düzenek (ing: Hydraulic accumulator) tarafından sağlanmaktadır böylece N2O gazının tek başına sağlayabileceğinden daha yüksek bir besleme hızı elde edilmiştir ve ayrıca gerisin geri oluşan şok dalgalarına karşı da düzenekteki piston azaltıcı/söndürücü etki yaratmaktadır.

İtalya'nın hibrit yakıtlı roketler konusundaki önde gelen araştırma merkezlerinden birisi, Padova Üniversitesindeki CISAS (Center of Studies and Activities for Space- Uzay Çalışmaları ve Aktiviteleri Merkezi) "G. Colombo" isimli merkezdir. Aktiviteler; yanma sürecinin kuramsal çözümlemesinden, CFD kodları kullanılarak yapılan sayısal simülasyona ve sonrasında gerçekleştirilen küçük ve büyük ölçekli roketlerin (20 kN değerine kadar itkiye sahip, N2O-Parafin mumu temelli motorların) testlerine kadar geliştirmenin tüm süreçlerini içermektedir. Bu motorlardan birisi 2009 yılında başarılı bir şekilde uçurulmuştur.

Tayvan'da, hibrit roket sistemlerinin geliştirilmesi 2009 yılında, Ulusal Uzay Organizasyonun (ing:NSPO) Ar&Ge projeleri kapsamında iki üniversite takımı tarafından başlatılmıştır. Her iki takım da nitrus oksit/HTPB yakıt sistemini farklı geliştirme şemalarıyla kullanmıştır. Takımlardan birisi (NCKU), gerileme oranını artırmak için katı yakıt tozuna %50 oranında parafin eklemiştir. Diğer takım (ing:ARRC/NCTU) ise düzeneklerine, yanma verimini genel olarak teorik değer doğru artırmak üzere, yaratıcı karışım-iyileştirici aygıtlar katmışlardır. Bu takım, maliyetine göre çok verimli gelişmeler elde ederken gerçeğe çok yakın (ing:High Fidelity) simülasyonların ve deneysel çalışmaların tüm avantajlarını kullanmıştır. Şimdiye kadar birkaç hibrit roket başarılı bir şekilde fırlatılmış ve 10~20 km arası bir yükseliğe çıkmıştır. Planları arasında 2014 sonuna kadar 100~200 km arası yüksekliğe çıkararak nano uyduları test etmek ve nano uyduları için uzun vadede kullanılabilecek başka fırlatma kabilyetleri geliştirmek vardı. N2O/PE Çifte-Girdabımsı-Akı (ing: Dual-Vortical-Flow/DVF) türü ölçek-altı bir hibrit motor 2014 yılında sıcak ateşleme testinde 280 saniyelik bir deniz seviyesi özgül itki değerine (Isp) ulaşmıştır ki bu da sistemin %97 civarında bir yanma verimine ulaştığını göstermektedir.

Daha pek çok diğer Üniversite öğrencilerinin hibrit roketleri araştırabilmesi için hibrit roket motoru tablaları bulundurmaktadır.

### Yüksek Güçlü Roketçilik

Yüksek güç modeli roketçilikte, amatör veya hobi olarak ilgilenenlerin kullanımına uygun pek çok sayda hibrit roket motor sistemi bulunmaktadır. Bunlar arasında popüler *HyperTek* sistemleri ile *RATTWorks*, *HyperTek*, *West Coast Hybrids*, *Contrail Rockets* ve *Propulsion Polymers* gibi bazı 'Urbanski-Colburn Vanalı' (U/C) sistemler bulunmaktadır.
Tüm bu sistemler oksitleyici olarak nitrus oksit ve yakıt olarak da Polivinil klorür(PVC) ya da Polipropilen gibi plastik yakıtları veya HTPB gibi polimer-bazlı yakıtları kullanmaktadırlar. Bu katı yakıtlı roketlere göre uçuş başına maliyeti düşürmekte ise de hibrit yakıtlar daha fazla miktarda yer destek ekipmanı ( ing: 'GSE'-ground support equipment) gerektirmektedir.

Popüler kültürde Hibrit Roketler
--------------------------------

*MythBusters* isimli televizyon şovunun 26 Ekim, 2005 tarihli ve "Konfedere Roketi" (ing:"Confederate Rocket") isimli bölümü, sıvı nitrus oksit ve parafin mumu kullanan hibrit roket motorunu ele almıştır. Amerikan İç Savaşı sırasında ortaya atılan mite göre, Konfedere Ordu bu türden bir roket yapmayı başarmıştı. Bu mit daha sonra yayımlanan "Salam Roket" (ing:"Salami Rocket") isimli bölümde yeniden ele alınmış ve içi oyulmuş bir salam katı yakıt olarak kullanılmıştır.

Top Gear isimli programın 18 Şubat 2007 tarihli bölümünde Richard Hammond ve James May, Reliant Robin (ing:Reliant Robin) marka arabayı, tekrar kullanılabilir uzay mekiğine dönüştürmeye çalışmışlardır. Profesyonel bir Radyo-kontrollü uçak pilotu olan Steve Holland, Hammond'a Robin aracının güvenli şekilde yere indirilmesi sorununun çözülmesinde yardımcı olmuştur. Araç, Birleşik Krallık Rokeçilik Derneği'nin (ing:United Kingdom Rocketry Association-UKRA) kıdemli üyeleri tarafından üretildi ve başarılı bir fırlatmanın ardından ve havada birkaç saniye yol aldıktan sonra katı-yakıtlı roket hızlandırıcılarının (ing:solid-fuel rocket booster) zamanında ana araçtan ayrılması sağlanmıştır. Bu Avrupa'da hükümet-dışı bir organizasyon tarafından fırlatılan en büyük roketti. Fırlatma sırasında kullanılan 6 adet '40960 NS O Contrail' Roket motorunun sağladığı en yükske itki miktarı 8 metrik ton civarındaydı. Ancak araba, büyük dış tanktan arızalı patlayıcı sürgü/civata mekanizması yüzünden ayrılamamış, sonrasında Robin aracı yere çakılmış ve *görünüşe göre* bir süre sonra patlamıştır. İşin aslı, Reliant Robin ya da hibrit roket motorları programda gösterildiği gibi patlamadığından, en sondaki patlama program ekibi tarafından dramatik etki olması amacıyla eklenmiştir.

Ayrıca bakınız
--------------

* Uzay aracı itki sistemi
* Roket
* SpaceDev (ing:SpaceDev)
* SpaceShipOne (ing:SpaceShipOne)
* Space Propulsion Group (ing: Space Propulsion Group)

Kaynakça
--------

1. ↑  "GIRD-09". Encyclopedia Astronautix. 20 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 24 Nisan 2009.
2. ↑  "Hybrid Rocket Propulsion Overview". Space Propulsion Group, Inc. 12 Nisan 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 4 Şubat 2017.
3. ↑  "A Brief History of Hybrid Rocket Technology". Space Propulsion Group, Inc. 4 Mart 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 4 Şubat 2017.
4. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14  Humble, Ronald; Gary, Henry; Larson, Wiley (1995). *Space Propulsion Analysis and Design*. McGraw-Hill. ISBN 978-0-07-031320-0.
5. ↑  "Richard Nakka's Experimental Rocketry Web Site". www.nakka-rocketry.net. 22 Ekim 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 14 Şubat 2017.
6. ↑  "The Making of a Rocket Scientist..." 12 Ağustos 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 18 Şubat 2017.
7. ↑  April 1954 Popular Mechanics magazine 23 Aralık 2016 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. "With the amateur - but serious - rocketeers out on the Mojave desert, it's Fourth of July the year around. By Shep Shepherd. pp. 81-85.
8. ↑  "This is how LMR and HPR got started..." California Rocketry magazine. 3 Mart 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 1 Mart 2017.
9. ↑  eAc photo gallery 17 Mart 2017 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. Gallery of photos from the first successful SpaceShipOne static test with Korey Kline of eAc and Burt Rutan of Scaled Composites.
10. ↑  "Wax Hybrids". Science@NASA. 6 Mart 2010 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 1 Haziran 2009.
11. 1 2  "Hybrid Rocket Engines Use Additive Manufacturing to Combine the Advantages of Solid and Liquid Propellants". *Stratasys*. 5 Temmuz 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 19 Aralık 2016.
12. ↑  Walker, Sean (2015). "High Regression Rate Hybrid Rocket Fuel Grains with Helical Port Structures". s. 40. 21 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 16 Temmuz 2017.
13. ↑  Bosker, Bianca (30 Kasım 2009). "Virgin Galactic SpaceShipTwo getting ready for test flights ahead of space tourism". *Huffington Post*. 24 Eylül 2015 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 13 Ekim 2017.
14. ↑  "Arşivlenmiş kopya". 23 Ağustos 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 13 Ekim 2017.
15. ↑  "Arşivlenmiş kopya". 5 Ekim 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 13 Ekim 2017.
16. ↑  "Arşivlenmiş kopya". 2 Ocak 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 13 Ekim 2017.
17. ↑  Video of an 18" diameter self-starting and ending HTP-HTPB hybrid near Garlock, CA.  3 Mart 2016 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. October 17, 2009. Accessed December 31, 2013.
18. ↑  Orbitec 22 Ocak 2017 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. Orbitec Vortex Hybrid Test, with photo. Accessed April 23, 2016.
19. ↑  EAC Company home page.  26 Mart 2017 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. Accessed December 31, 2013.
20. ↑  Copenhagen Suborbitals 27 Mayıs 2010 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. HEAT booster development and tests, with photos and video. Accessed 2010-06-03
21. ↑  ""Testing Capability"". 18 Ekim 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 17 Ekim 2017.
22. ↑  "Peregrine rocket poster (2008)" (PDF). 27 Şubat 2009 tarihinde kaynağından arşivlendi (PDF). Erişim tarihi: 17 Ekim 2017. . Stanford University
23. ↑  "Peregrine rocket poster (2012)" (PDF). 19 Haziran 2015 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 17 Ekim 2017. . Stanford University
24. ↑  "WARR". 6 Aralık 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 17 Ekim 2017.
25. ↑  "Rocket Crafters aiming for weekly launches" 6 Mart 2021 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. FloridaToday
26. ↑  "Rocket Propulsion Group" 14 Ekim 2017 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. Boston University
27. ↑  "Rocket Propulsion Group >> Starscraper" 3 Ocak 2015 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. Boston University
28. ↑   24 Nisan 2020 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. First Hybrid Rocket Engine of Pakistan - YouTube
29. ↑   28 Ekim 2017 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi.. Bu hibrit motoru parafin mumu ve sıvı oksijen kullanmaktadır. Pakistan’s first-ever hybrid rocket readying for launch - Express Tribune
30. ↑  "ITU24 - Pars Roket Grubu" 25 Aralık 2015 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. İstanbul Teknik Üniversitesi
31. ↑  "HyperTek". 25 Şubat 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 5 Ekim 2020.
32. ↑  "RATTWorks". 30 Ocak 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 5 Ekim 2020.
33. ↑  "Episode 40: Confederate Rocket". KWC org-Annotated Mythbusters. 13 Ağustos 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 1 Kasım 2017.

Dış bağlantılar
---------------

|  |  |
| --- | --- |
|  | Wikimedia Commons'ta ***Hibrit yakıtlı roket*** ile ilgili ortam dosyaları bulunmaktadır. |

* 2kN itki gücünde hibrit roket motorunun tasarımı ve test edilmesi3 Ağustos 2020 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. (Almanca)
* Hibrit Roket Motorları, AspireSpace, üyelik-bazlı organizasyon (İngiltere) (Özellikle bakınız: tecnik belgeler)
* Portland Eyaleti Uzay ve Havacılık Topluluğu parafin hibrit bağlantıları
* "'Preliminary Analysis of Hybrid Rockets for Launching Nanosats into LEO'" (PDF). 1 Nisan 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi (PDF). Erişim tarihi: 1 Kasım 2017.
* Hibrit ro ket, özel sayfa10 Eylül 2020 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. (Almanca)
* WARR, öğrenciler hibrit motorlar geliştiştiriyor (Almanca)
* Padua Üniversitesinden çıkan şirket21 Kasım 2017 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi.

| * g
* t
* d
Uzay aracı itki sistemleri |
| --- |
| Kimyasalroketler | 

|  |  |
| --- | --- |
| Tür | 
* Sıvı yakıtlı roket
* Katı yakıtlı roket
* Hibrit yakıtlı roket
* Tek-yakıtlı roket

 |
| Yakıt | 
* Sıvı roket yakıtları (Liquid propellants)
	+ Kriyojenik (Cryogenic)
	+ Hipergolik
* Tekli-yakıt (Monopropellant)
* Çift-yakıtlı
	+ Kademeli yanma döngüsü
	+ Genişletici döngüsü (Expander cycle)
	+ Gaz-üretici döngüsü (Gas-generator cycle)
	+ Basınç-beslemeli motor (Pressure-fed engine)
	+ Pompa-beslemeli motor (Pump-fed engine)
* Üç-yakıtlı (Tripropellant)

 |

 |
| Elektriksel iticiler | 

|  |  |
| --- | --- |
| Elektrostatik | 
* Koloit iticisi (Colloid thruster)
* İyon iticisi (Ion thruster)
	+ Elektrostatik iyon iticisi (Electrostatic ion thruster)
	+ Hall etkisi iticisi (Hall effect thruster)
	+ Alan-yayımlı elektrik iticisi (Field-emission electric propulsion)
	+ Ionocraft (Ionocraft) - İyon-iticili hava aracı

 |
| Elektromanyetik | 
* Atımlı indüksiyon iticisi (Pulsed inductive thruster)
* Manyetoplazmadinamik itici (Magnetoplasmadynamic thruster)
* Elektrotsuz plazma iticisi (Electrodeless plasma thruster)
* VASIMR (VASIMR)

 |
| Elektrotermal | 
* Atımlı plazma iticisi (Pulsed plasma thruster)
* Helikon çift katmanlı itici (Helicon Double Layer Thruster)
* Arkjet roket (Arcjet rocket)
* Resistojet roket (Resistojet rocket)

 |
| Diğer | 
* MagBeam (MagBeam)
* Yüksek güçlü elektrikli itki sistemi (High Power Electric Propulsion)
* Elektromanyetik mancınık Mass driver
* Rezonanslı boşluk iticisi (Resonant cavity thruster)

 |

 |
| Nükleerİtki | 

|  |  |
| --- | --- |
| Kapalı sistem | 
* Nükleer elektrikli roket (Nuclear electric rocket)
* Nükleer termal roket (Nuclear thermal rocket)
	+ Radyoizotop Radioisotope
	+ Nükleer tuzlu-su roketi (Salt-water)
	+ Gaz çekirdekli (Gas core)
	+ "Ampul" ("Lightbulb")

 |
| Açık sistem | 
* Nükleer atımlı itki sistemi (Nuclear pulse propulsion)
	+ Antimadde-katelizeli (Antimatter-catalyzed)
* Füzyon roketi
	+ Bussard ramjet (Bussard ramjet)
* Fisyon-parçalı roket (Fission-fragment rocket)
	+ Fisyon yelkeni (Fission sail)
* Nükleer fotonik roket (Nuclear photonic rocket)

 |

 |
| Diğer | 
* Güneş yelkeni (Solar sail)
	+ Elektrik yelkeni (Electric sail)
	+ Manyetik yelken (Magnetic sail)
* Işınla-güç-verilen itki sistemi (Beam-powered propulsion)
* Solar termal roket (Solar thermal rocket)
* Halatlar (Tethers)
* Kütleçekimsel sapan
* Anti Yerçekimi

 |
| 
* Kategori **Kategori**

 |

|  |  |
| --- | --- |
| Otorite kontrolü Bunu Vikiveri'de düzenleyin | 
* LCCN: sh85063273
* NLI: 987007533745105171

 |