محرك صاروخي

مادة دافعة الصاروخ هي كتلة يتم تخزينها، عادة في نوع من الخزانات، أو داخل غرفة الاحتراق نفسها، قبل أن يتم قذفها من محرك الصاروخ على شكل نفاثة سائلة لإنتاج قوة الدفع.

تُعدّ المواد الكيميائية الدافعة للصواريخ الأكثر شيوعًا. تخضع هذه المواد لتفاعلات كيميائية طاردة للحرارة تُنتج تيارًا ساخنًا من الغاز للدفع. بدلاً من ذلك، يمكن تسخين كتلة تفاعل خاملة كيميائيًا بواسطة مصدر طاقة عالي الطاقة من خلال مبادل حراري بدلاً من غرفة الاحتراق.

يتم تحضير وقود الصواريخ الصلب في خليط من الوقود والمكونات المؤكسدة يسمى الحبيبات ، ويصبح غلاف تخزين الوقود بمثابة غرفة الاحتراق.

تُجبر الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل مكونات الوقود والمؤكسد المنفصلة على الدخول إلى غرفة الاحتراق، حيث تمتزج وتحترق. أما محركات الصواريخ الهجينة فتستخدم مزيجًا من الوقود الصلب والسائل أو الغازي. وتستخدم كل من الصواريخ السائلة والهجينة حاقنات لإدخال الوقود إلى غرفة الاحتراق. غالبًا ما تكون هذه الحاقنات عبارة عن مجموعة من الفوهات البسيطة - وهي فتحات يخرج من خلالها الوقود تحت ضغط؛ ولكن في بعض الأحيان قد تكون فوهات رش أكثر تعقيدًا. عند حقن نوعين أو أكثر من الوقود، تتسبب الفوهات عادةً في تصادمها عمدًا، لأن ذلك يُفتت التدفق إلى قطرات أصغر تحترق بسهولة أكبر.

في الصواريخ الكيميائية، تكون غرفة الاحتراق عادةً أسطوانية الشكل، ولا حاجة إلى حوامل اللهب التي تُستخدم لحصر جزء من الاحتراق في منطقة ذات تدفق أبطأ داخل غرفة الاحتراق. تُصمَّم أبعاد الأسطوانة بحيث يحترق الوقود احتراقًا كاملًا؛ وتتطلب أنواع الوقود المختلفة أحجامًا مختلفة لغرفة الاحتراق لتحقيق ذلك.

وهذا يؤدي إلى رقم يسمى${\displaystyle L^{*}}$، الطول المميز :

${\displaystyle L^{*}={\frac {V_{c}}{A_{t}}}}$

أين:

• ${\displaystyle V_{c}}$حجم الحجرة
• ${\displaystyle A_{t}}$هي منطقة عنق الفوهة.

L* عادة ما يكون في نطاق 64-152 سنتيمتر (25-60 بوصة) . 

تُعدّ درجات الحرارة والضغوط التي تصل إليها غرفة احتراق الصاروخ عادةً لتحقيق كفاءة حرارية عملية مرتفعة للغاية مقارنةً بمحرك نفاث يعمل بالهواء دون استخدام الاحتراق اللاحق . ونظرًا لعدم وجود النيتروجين الجوي لتخفيف وتبريد الاحتراق، يمكن لمزيج الوقود أن يصل إلى نسبه المتكافئة تمامًا . هذا، بالإضافة إلى الضغوط العالية، يعني أن معدل توصيل الحرارة عبر الجدران مرتفع جدًا.

لكي يتدفق الوقود والمؤكسد إلى غرفة الاحتراق، يجب أن يتجاوز ضغط المواد الدافعة الداخلة إلى غرفة الاحتراق الضغط داخلها. ويمكن تحقيق ذلك عبر عدة طرق تصميمية، منها المضخات التوربينية ، أو في المحركات الأبسط، من خلال ضغط كافٍ في الخزان لتعزيز تدفق السوائل. ويمكن الحفاظ على ضغط الخزان بعدة وسائل، منها نظام ضغط الهيليوم عالي الضغط الشائع في العديد من محركات الصواريخ الكبيرة، أو في بعض أنظمة الصواريخ الأحدث، عن طريق تصريف الغاز عالي الضغط من دورة المحرك لضغط خزانات الوقود ذاتيًا ^{[ 1 ] [ 2 ].} على سبيل المثال، يُعد نظام ضغط الغاز الذاتي في مركبة ستار شيب التابعة لشركة سبيس إكس جزءًا أساسيًا من استراتيجية الشركة لتقليل سوائل مركبة الإطلاق من خمسة في عائلة مركبات فالكون 9 القديمة إلى اثنين فقط في ستار شيب، مما يلغي ليس فقط ضغط خزان الهيليوم، بل جميع أنواع الوقود شديد الاشتعال ، بالإضافة إلى النيتروجين المستخدم في محركات التحكم في تفاعل الغاز البارد ^{[ 3 ]} .

يُسمح للغاز الساخن الناتج في غرفة الاحتراق بالخروج عبر فتحة ضيقة تُسمى عنق الفوهة، لزيادة سرعته حتى يصل إلى سرعة ماخ 1، ثم يستمر في التسارع عبر قسم تمدد متباعد. عند توفير ضغط كافٍ للفوهة (حوالي 2.5 إلى 3 أضعاف الضغط الجوي)، تنغلق الفوهة ويتشكل تيار نفاث فوق صوتي، مما يُسرّع الغاز بشكل كبير، محولًا معظم الطاقة الحرارية إلى طاقة حركية. تختلف سرعات العادم تبعًا لنسبة التمدد المصممة للفوهة، ولكن سرعات العادم التي تصل إلى عشرة أضعاف سرعة الصوت في الهواء عند مستوى سطح البحر ليست نادرة. يأتي حوالي نصف قوة دفع محرك الصاروخ من الضغوط غير المتوازنة داخل غرفة الاحتراق، ويأتي الباقي من الضغوط المؤثرة على الجدران الداخلية للفوهة (انظر الرسم التوضيحي). مع تمدد الغاز (تمددًا أديباتيًا )، يدفع الضغط على جدران الفوهة محرك الصاروخ في اتجاه واحد بينما يُسرّع الغاز في الاتجاه الآخر.

الفوهة الأكثر استخداماً هي فوهة دي لافال ، وهي فوهة ذات هندسة ثابتة ونسبة تمدد عالية. يمنح امتداد الفوهة الكبير على شكل جرس أو مخروط بعد عنق المحرك الصاروخي شكله المميز.

يعتمد الضغط الساكن عند مخرج نفاث العادم على ضغط الحجرة ونسبة مساحة المخرج إلى مساحة عنق الفوهة. وعندما يختلف ضغط المخرج عن الضغط المحيط (الضغط الجوي)، يُقال إن الفوهة مسدودة.

• غير متمدد بشكل كافٍ (ضغط الخروج أكبر من الضغط المحيط)،
• متمدد تمامًا (ضغط الخروج يساوي الضغط المحيط)،
• تمدد مفرط (ضغط الخروج أقل من الضغط المحيط؛ تتشكل ماسات الصدمة خارج الفوهة)، أو
• تمدد مفرط ( تتشكل موجة صدمية داخل امتداد الفوهة).

عمليًا، لا يمكن تحقيق التمدد المثالي إلا باستخدام فوهة ذات مساحة خروج متغيرة (نظرًا لانخفاض الضغط المحيط مع ازدياد الارتفاع)، وهو أمر غير ممكن فوق ارتفاع معين حيث يقترب الضغط المحيط من الصفر. إذا لم تتمدد الفوهة بشكل مثالي، يحدث فقدان في الكفاءة. تفقد الفوهات المتمددة بشكل مفرط كفاءة أقل، ولكنها قد تُسبب مشاكل ميكانيكية. تصبح الفوهات ذات المساحة الثابتة أقل تمددًا تدريجيًا مع ازدياد الارتفاع. ستتعرض جميع فوهات دي لافال تقريبًا لتمدد مفرط مؤقتًا أثناء بدء التشغيل في الغلاف الجوي. ^{[ 4 ]}

تتأثر كفاءة الفوهة بالتشغيل في الغلاف الجوي لأن الضغط الجوي يتغير مع الارتفاع؛ ولكن نظرًا للسرعات فوق الصوتية للغاز الخارج من محرك الصاروخ، فقد يكون ضغط النفاث إما أقل أو أعلى من الضغط المحيط، ولا يتم الوصول إلى حالة التوازن بين الاثنين عند جميع الارتفاعات (انظر الرسم التخطيطي).

لكي يكون محرك الصاروخ فعالاً من حيث استهلاك الوقود، من المهم توليد أقصى ضغط ممكن على جدران حجرة الاحتراق والفوهة بكمية محددة من الوقود، لأن هذا هو مصدر قوة الدفع. ويمكن تحقيق ذلك من خلال ما يلي:

• تسخين الوقود الدافع إلى أعلى درجة حرارة ممكنة (باستخدام وقود عالي الطاقة يحتوي على الهيدروجين والكربون وأحيانًا معادن مثل الألومنيوم ، أو حتى باستخدام الطاقة النووية).
• باستخدام غاز ذي كثافة نوعية منخفضة (غني بالهيدروجين قدر الإمكان)
• استخدام مواد دافعة تتكون من جزيئات بسيطة ذات درجات حرية قليلة، أو تتحلل إليها، لزيادة السرعة الانتقالية إلى أقصى حد.

بما أن كل هذه العوامل تقلل من كتلة الوقود المستخدم، وبما أن الضغط يتناسب طرديًا مع كتلة الوقود الموجودة التي يتم تسريعها أثناء دفعها للمحرك، وبما أن قانون نيوتن الثالث ينص على أن الضغط المؤثر على المحرك يؤثر أيضًا عكسيًا على الوقود، يتضح أنه بالنسبة لأي محرك معين، فإن سرعة خروج الوقود من غرفة الاحتراق لا تتأثر بضغط الغرفة (على الرغم من أن قوة الدفع تتناسب طرديًا). ومع ذلك، تتأثر السرعة بشكل كبير بالعوامل الثلاثة المذكورة أعلاه، وتُعد سرعة العادم مقياسًا ممتازًا لكفاءة وقود المحرك. يُطلق على هذه السرعة اسم سرعة العادم ، وبعد مراعاة العوامل التي يمكن أن تقلل منها، تُصبح سرعة العادم الفعالة أحد أهم معايير محرك الصاروخ (على الرغم من أن الوزن والتكلفة وسهولة التصنيع وما إلى ذلك عادةً ما تكون مهمة جدًا أيضًا).

لأسباب ديناميكية هوائية، يصبح التدفق سريعًا جدًا (" يختنق ") عند أضيق جزء من الفوهة، وهو "الحلق". وبما أن سرعة الصوت في الغازات تزداد مع الجذر التربيعي لدرجة الحرارة، فإن استخدام غاز العادم الساخن يُحسّن الأداء بشكل كبير. للمقارنة، تبلغ سرعة الصوت في الهواء عند درجة حرارة الغرفة حوالي 340  مترًا في الثانية، بينما قد تتجاوز سرعة الصوت في الغاز الساخن لمحرك الصاروخ 1700  متر في الثانية؛ ويعود جزء كبير من هذا الأداء إلى ارتفاع درجة الحرارة، بالإضافة إلى أن وقود الصواريخ يُختار ليكون ذا كتلة جزيئية منخفضة، مما يُعطي سرعة أعلى مقارنةً بالهواء.

يؤدي تمدد فوهة الصاروخ إلى زيادة السرعة بشكل أكبر، عادةً ما بين 1.5 و2 ضعف، مما ينتج عنه تيار عادم فائق السرعة عالي التركيز . ويُحدد معدل زيادة سرعة فوهة الصاروخ بشكل أساسي بنسبة تمدد مساحتها - أي نسبة مساحة المخرج إلى مساحة عنق الفوهة - ولكن خصائص الغاز الدقيقة لها أهمية أيضاً. فالفوهات ذات النسبة الأكبر تكون أثقل وزناً، ولكنها قادرة على استخلاص المزيد من الحرارة من غازات الاحتراق، مما يزيد من سرعة العادم.

تتطلب المركبات عادةً تغيير اتجاه قوة الدفع الكلية على امتداد فترة الاحتراق. وقد تم تجربة عدد من الطرق المختلفة لتحقيق ذلك:

• يتم تركيب المحرك بأكمله على مفصل أو محور دوار ، وتصل أي تغذية للوقود إلى المحرك عبر أنابيب مرنة منخفضة الضغط أو وصلات دوارة.
• غرفة الاحتراق والفوهة فقط هي التي يتم تثبيتها بواسطة محور دوار، أما المضخات فهي ثابتة، ويتم توصيل أنابيب التغذية عالية الضغط بالمحرك.
• يتم نشر محركات متعددة (غالباً ما تكون مائلة بزوايا طفيفة) ولكن يتم التحكم في قوتها لإعطاء الاتجاه الكلي المطلوب، مما يؤدي إلى عقوبة صغيرة جداً.
• تبرز ريشات ذات درجة حرارة عالية في العادم ويمكن إمالتها لتغيير مسار النفاث.

أهم مقياس لكفاءة محرك الصاروخ هو الدفع لكل وحدة من الوقود ، ويسمى هذا الدفع النوعي (يكتب عادةً${\displaystyle I_{sp}}$يتم قياس ذلك إما كسرعة ( سرعة العادم الفعالة )${\displaystyle v_{e}}$يُقاس الدفع النوعي بالمتر/ثانية أو القدم/ثانية، أو بالزمن (بالثواني). على سبيل المثال، إذا عمل محرك ينتج قوة دفع مقدارها 100 رطل لمدة 320 ثانية واستهلك 100 رطل من الوقود، فإن الدفع النوعي يساوي 320 ثانية. كلما زاد الدفع النوعي، قلّت كمية الوقود اللازمة لتوفير الدفع المطلوب.

إن الدفع النوعي الذي يمكن تحقيقه هو في الأساس وظيفة لمزيج الوقود (والذي سيحد في النهاية من الدفع النوعي)، ولكن القيود العملية على ضغوط الغرفة ونسب تمدد الفوهة تقلل من الأداء الذي يمكن تحقيقه.

فيما يلي معادلة تقريبية لحساب صافي قوة دفع محرك صاروخي: ^{[ 6 ]}

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\;v_{e}={\dot {m}}\;v_{e-opt}+A_{e}(p_{e}-p_{amb})}$

أين:
${\displaystyle {\dot {m}}}$	= تدفق كتلة غاز العادم
${\displaystyle v_{e}}$	= سرعة العادم الفعالة (يشار إليها أحيانًا بالحرف c في المنشورات)
${\displaystyle v_{e-opt}}$	= سرعة النفث الفعالة عندما Pamb = Pe
${\displaystyle A_{e}}$	= مساحة التدفق عند مستوى مخرج الفوهة (أو المستوى الذي يغادر منه النفاث الفوهة في حالة التدفق المنفصل)
${\displaystyle p_{e}}$	= الضغط الساكن عند مستوى خروج الفوهة
${\displaystyle p_{amb}}$	= الضغط المحيط (أو الضغط الجوي)

بما أن محرك الصاروخ التقليدي، على عكس المحرك النفاث، يفتقر إلى مدخل هواء، فلا يوجد "مقاومة دفع" تُخصم من قوة الدفع الإجمالية. وبالتالي، فإن قوة الدفع الصافية لمحرك الصاروخ تساوي قوة الدفع الإجمالية (باستثناء الضغط الخلفي الساكن).

ال${\displaystyle {\dot {m}}\;v_{e-opt}\,}$يمثل هذا المصطلح قوة الدفع الزخمية، التي تظل ثابتة عند إعداد معين للخانق، بينما${\displaystyle A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,}$يمثل هذا المصطلح قوة الدفع الناتجة عن الضغط. عند التشغيل بأقصى طاقة، تتحسن قوة الدفع الصافية لمحرك الصاروخ قليلاً مع ازدياد الارتفاع، لأن قوة الدفع الناتجة عن الضغط تزداد مع انخفاض الضغط الجوي مع الارتفاع. على سطح الأرض، قد تنخفض قوة الدفع الناتجة عن الضغط بنسبة تصل إلى 30%، وذلك حسب تصميم المحرك. ويتناقص هذا الانخفاض بشكل أُسّي تقريبًا حتى يصل إلى الصفر مع ازدياد الارتفاع.

تتحقق أقصى كفاءة لمحرك الصاروخ من خلال تعظيم مساهمة الزخم في المعادلة دون تكبد خسائر ناتجة عن التوسع المفرط للعادم. ويحدث هذا عندما${\displaystyle p_{e}=p_{amb}}$. بما أن الضغط المحيط يتغير مع الارتفاع، فإن معظم محركات الصواريخ تقضي وقتاً قصيراً جداً في العمل بأقصى كفاءة.

بما أن الدفع النوعي هو القوة مقسومة على معدل تدفق الكتلة، فإن هذه المعادلة تعني أن الدفع النوعي يتغير بتغير الارتفاع.

نظراً لتغير الدفع النوعي بتغير الضغط، فإن وجود كمية يسهل مقارنتها وحسابها يُعدّ مفيداً. ولأن الصواريخ تختنق عند عنقها، ولأن العادم فوق الصوتي يمنع تأثيرات الضغط الخارجي من الانتقال عكس التيار، يتضح أن الضغط عند المخرج يتناسب تناسبياً مع تدفق الوقود.${\displaystyle {\dot {m}}}$بشرط الحفاظ على نسب الخلط وكفاءة الاحتراق. ولذلك، من المعتاد إعادة ترتيب المعادلة أعلاه قليلاً: ^{[ 7 ]}

${\displaystyle F_{vac}=C_{f}\,{\dot {m}}\,c^{*}}$

وبالتالي، يمكن تعريف قيمة Isp للفراغ على النحو التالي:

${\displaystyle v_{evac}=C_{f}\,c^{*}\,}$

أين:

${\displaystyle c^{*}}$= السرعة المميزة لغرفة الاحتراق (تعتمد على المواد الدافعة وكفاءة الاحتراق)

${\displaystyle C_{f}}$= معامل الدفع للفوهة (يعتمد على هندسة الفوهة، وعادة ما يكون حوالي 2)

وبالتالي:

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\,v_{evac}-A_{e}\,p_{amb}}$

يمكن التحكم في قوة دفع الصواريخ عن طريق التحكم في معدل احتراق الوقود الدافع${\displaystyle {\dot {m}}}$(عادةً ما تُقاس بالكيلوغرام/ثانية أو الرطل/ثانية). في الصواريخ السائلة والهجينة، يتم التحكم في تدفق الوقود الداخل إلى غرفة الاحتراق باستخدام الصمامات، أما في الصواريخ الصلبة فيتم التحكم فيه عن طريق تغيير مساحة الوقود المحترق، ويمكن تصميم ذلك في حبيبات الوقود (وبالتالي لا يمكن التحكم فيه في الوقت الفعلي).

يمكن عادةً خفض ضغط الصواريخ إلى ضغط خروج يبلغ حوالي ثلث الضغط المحيط ^{[ 8 ]} (غالبًا ما يكون محدودًا بانفصال التدفق في الفوهات) وإلى حد أقصى تحدده القوة الميكانيكية للمحرك فقط.

من الناحية العملية، تختلف درجة إمكانية التحكم في قوة الصواريخ اختلافًا كبيرًا، ولكن يمكن التحكم في قوة معظم الصواريخ بمعامل 2 دون صعوبة كبيرة؛ ^{[ 8 ]} يتمثل القيد النموذجي في استقرار الاحتراق، على سبيل المثال، تحتاج الحاقنات إلى حد أدنى من الضغط لتجنب إحداث تذبذبات ضارة (الخبط أو عدم استقرار الاحتراق)؛ ولكن يمكن تحسين الحاقنات واختبارها لنطاقات أوسع.

فعلى سبيل المثال، يمكن خفض قوة بعض تصميمات محركات الوقود السائل الحديثة التي تم تحسينها لزيادة قدرتها على التحكم في الدفع ( BE-3 ، رابتور ) إلى ما يصل إلى 18-20 بالمائة من قوة الدفع المقدرة. ^{[ 9 ] [ 2 ]}

يمكن التحكم في قوة دفع الصواريخ الصلبة باستخدام حبيبات مُشكّلة تُغيّر مساحة سطحها خلال عملية الاحتراق. ^{[ 8 ]}

تُعدّ فوهات محركات الصواريخ محركات حرارية فعّالة بشكلٍ مذهل لتوليد نفاثة عالية السرعة، وذلك نتيجةً لارتفاع درجة حرارة الاحتراق ونسبة الانضغاط . تُحاكي فوهات الصواريخ تقريبًا ممتازًا التمدد الأديباتي ، وهي عملية قابلة للانعكاس، وبالتالي تُحقق كفاءات قريبة جدًا من كفاءة دورة كارنو . وبالنظر إلى درجات الحرارة التي تصل إليها، يُمكن تحقيق كفاءة تتجاوز 60% باستخدام الصواريخ الكيميائية.

بالنسبة لمركبة تستخدم محركًا صاروخيًا، تكون كفاءة الطاقة عالية جدًا إذا اقتربت سرعة المركبة من سرعة العادم أو تجاوزتها قليلًا (مقارنةً بسرعة الإطلاق)؛ ولكن عند السرعات المنخفضة، تنخفض كفاءة الطاقة إلى الصفر (كما هو الحال مع جميع أنظمة الدفع النفاث ). راجع قسم كفاءة طاقة الصواريخ لمزيد من التفاصيل.

تتميز الصواريخ، من بين جميع المحركات النفاثة، بل ومن بين جميع المحركات تقريباً، بأعلى نسبة دفع إلى وزن. وينطبق هذا بشكل خاص على محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل.

يعود هذا الأداء العالي إلى صغر حجم أوعية الضغط التي يتكون منها المحرك، بما في ذلك المضخات والأنابيب وغرف الاحتراق. يُتيح غياب قناة السحب واستخدام وقود سائل كثيف تصميم نظام ضغط صغير الحجم وخفيف الوزن، في حين أن محركات القنوات تتعامل مع هواء ذي كثافة أقل بثلاثة أضعاف تقريبًا.

من بين أنواع الوقود السائل المستخدمة، يتميز الهيدروجين السائل بأقل كثافة . على الرغم من أن احتراق الهيدروجين/الأكسجين يتمتع بأعلى دافع نوعي بين جميع الصواريخ الكيميائية المستخدمة، إلا أن كثافة الهيدروجين المنخفضة للغاية (حوالي ربع كثافة الماء) تتطلب مضخات توربينية وأنابيب أكبر وأثقل، مما يقلل من نسبة الدفع إلى الوزن للمحرك (على سبيل المثال RS-25) مقارنة بتلك التي لا تستخدم الهيدروجين (NK-33).

يشير مصطلح "التشغيل الصعب" إلى حالة الضغط الزائد أثناء بدء تشغيل محرك الصاروخ عند الاشتعال. وفي أسوأ الحالات، يتخذ هذا شكل انفجار غير محصور، مما يؤدي إلى تلف المحرك أو تدميره.

يجب إدخال وقود الصواريخ، سواءً كان شديد الاشتعال أو غيره، إلى غرفة الاحتراق بمعدل صحيح لضمان التحكم في معدل إنتاج الغاز الساخن. ^{[ 22 ]} تشير "البداية الصعبة" إلى أن كمية الوقود القابل للاحتراق التي دخلت غرفة الاحتراق قبل الاشتعال كانت كبيرة جدًا. والنتيجة هي ارتفاع حاد في الضغط، مما قد يؤدي إلى انهيار هيكلي أو انفجار.

إن تجنب بدء التشغيل الصعب يتطلب توقيتًا دقيقًا للإشعال بالنسبة لتوقيت الصمامات أو تغيير نسبة الخليط للحد من أقصى ضغط يمكن أن يحدث أو ببساطة ضمان وجود مصدر إشعال مناسب قبل دخول الوقود الدافع إلى الحجرة.

لا يمكن أن تحدث الانفجارات الناتجة عن بدء التشغيل الصعب عادةً باستخدام المواد الدافعة الغازية الخالصة، لأن كمية الغاز الموجودة في الحجرة محدودة بمساحة الحاقن بالنسبة لمساحة الحلق، وبالنسبة للتصاميم العملية، فإن كتلة الوقود الدافعة تتسرب بسرعة كبيرة بحيث لا تشكل مشكلة.

من الأمثلة الشهيرة على بدء التشغيل الصعب انفجار محرك "1W" الذي صممه فيرنر فون براون خلال عرض توضيحي للجنرال والتر دورنبرغر في 21 ديسمبر 1932. سمح تأخر الاشتعال بامتلائها بالكحول والأكسجين السائل، مما أدى إلى انفجار عنيف. استقرت شظايا في الجدران، لكن لم يُصب أحد بأذى.

قد يُظهر الاحتراق اضطرابات غير مرغوب فيها، سواء كانت مفاجئة أو دورية. قد يرتفع الضغط في غرفة الحقن حتى ينخفض ​​تدفق الوقود عبر صفيحة الحقن؛ وبعد لحظة، ينخفض ​​الضغط ويزداد التدفق، مما يؤدي إلى حقن المزيد من الوقود في غرفة الاحتراق التي تحترق بدورها بعد لحظة، مما يزيد ضغط الغرفة مرة أخرى، وتتكرر الدورة. قد يؤدي هذا إلى تذبذبات ضغط عالية السعة، غالبًا في نطاق الموجات فوق الصوتية، والتي قد تُلحق الضرر بالمحرك. كانت تذبذبات ±200  رطل لكل بوصة مربعة عند 25  كيلوهرتز سببًا في أعطال الإصدارات الأولى من محركات المرحلة الثانية لصاروخ تيتان 2. أما نمط العطل الآخر فهو الانتقال من الاحتراق البطيء إلى الانفجار ؛ حيث قد تُدمر موجة الضغط فوق الصوتية المتكونة في غرفة الاحتراق المحرك. ^{[ 24 ]}

كان عدم استقرار الاحتراق مشكلةً أيضًا خلال تطوير صاروخ أطلس . فقد تبيّن أن محركات روكيتداين المستخدمة في عائلة أطلس تعاني من هذه المشكلة في العديد من اختبارات الإطلاق الثابتة، وانفجرت ثلاث صواريخ على منصة الإطلاق بسبب احتراق غير منتظم في محركات الدفع. في معظم الحالات، كان ذلك يحدث أثناء محاولة تشغيل المحركات باستخدام طريقة "التشغيل الجاف"، حيث يتم تفعيل آلية الإشعال قبل حقن الوقود. خلال عملية اعتماد أطلس لبرنامج ميركوري ، كان حل مشكلة عدم استقرار الاحتراق أولوية قصوى، وقد زُوّدت الرحلتان الأخيرتان من برنامج ميركوري بنظام دفع مُطوّر مزود بحاقنات ذات حواجز وجهاز إشعال فائق الاشتعال.

كانت المشكلة الرئيسية التي واجهت مركبات أطلس هي ما يُعرف بظاهرة "حلبة السباق"، حيث كان الوقود المحترق يدور في حلقة بسرعات متزايدة، مما يُنتج في النهاية اهتزازات قوية كافية لتمزيق المحرك، وبالتالي تدمير الصاروخ بالكامل. وقد تم حل هذه المشكلة في نهاية المطاف بإضافة عدة حواجز حول فوهة الحقن لتشتيت الوقود المشتعل.

والأهم من ذلك، أن عدم استقرار الاحتراق كان مشكلة في محركات ساتورن إف-1 . انفجرت بعض الوحدات الأولى التي تم اختبارها أثناء الإطلاق الثابت، مما أدى إلى إضافة حواجز للحقن.

في برنامج الفضاء السوفيتي، شكّل عدم استقرار الاحتراق مشكلةً في بعض محركات الصواريخ، بما في ذلك محرك RD-107 المستخدم في عائلة صواريخ R-7 ومحرك RD-216 المستخدم في عائلة صواريخ R-14، وقد حدثت عدة أعطال في هذه المركبات قبل حل المشكلة. لم تتمكن عمليات الهندسة والتصنيع السوفيتية من حل مشكلة عدم استقرار الاحتراق في محركات RP-1/LOX الأكبر حجمًا بشكلٍ مُرضٍ، لذا استمر محرك RD-171 المستخدم لتشغيل عائلة صواريخ زينيت في استخدام أربع غرف احتراق أصغر حجمًا تُغذّى بآلية محرك مشتركة.

يمكن أن تنجم اضطرابات الاحتراق عن بقايا مذيبات التنظيف في المحرك (مثل المحاولة الأولى لإطلاق صاروخ تيتان 2 عام 1962)، وموجة الصدمة المنعكسة، وعدم الاستقرار الأولي بعد الاشتعال، والانفجار قرب الفوهة الذي ينعكس إلى غرفة الاحتراق، والعديد من العوامل الأخرى. في تصميمات المحركات المستقرة، تُكبح التذبذبات بسرعة؛ أما في التصميمات غير المستقرة، فتستمر لفترات طويلة. وتُستخدم أجهزة كبح التذبذبات بشكل شائع.

تحدث ثلاثة أنواع مختلفة من عدم استقرار الاحتراق:

باستثناء أصغر الأحجام، تُعدّ عوادم الصواريخ، مقارنةً بالمحركات الأخرى، صاخبة للغاية. فعندما يختلط العادم فائق السرعة بالهواء المحيط، تتشكل موجات صدمية . وقد ولّد مكوك الفضاء أكثر من 200 ديسيبل (A) من الضوضاء حول قاعدته. وللحدّ من هذه الضوضاء، وتقليل خطر تلف الحمولة أو إصابة الطاقم الموجود أعلى الصاروخ، زُوّدت منصة الإطلاق المتنقلة بنظام لكتم الصوت يرشّ 1.1 مليون لتر (290,000 جالون أمريكي ) من الماء حول قاعدة الصاروخ في 41 ثانية عند الإطلاق. وقد ساهم هذا النظام في الحفاظ على مستويات الصوت داخل حجرة الحمولة عند 142 ديسيبل. ^{[ 29 ]}    

تعتمد شدة الصوت الناتج عن الموجات الصدمية على حجم الصاروخ وسرعة العادم. ويبدو أن هذه الموجات الصدمية هي المسؤولة عن أصوات الطقطقة والفرقعة المميزة التي تصدرها محركات الصواريخ الكبيرة عند سماعها مباشرة. عادةً ما تُسبب هذه الذروات الصوتية ضغطًا زائدًا على الميكروفونات والإلكترونيات الصوتية، ولذلك غالبًا ما تكون ضعيفة أو غائبة تمامًا في التسجيلات الصوتية أو البث الإذاعي. بالنسبة للصواريخ الكبيرة على مسافة قريبة، قد تكون التأثيرات الصوتية قاتلة. ^{[ 30 ]}

الأمر الأكثر إثارة للقلق بالنسبة لوكالات الفضاء هو أن مستويات الصوت هذه قد تُلحق الضرر بهيكل الإطلاق، أو ما هو أسوأ، قد تنعكس على الصاروخ الحساس نسبيًا في الأعلى. لهذا السبب يُستخدم عادةً كميات كبيرة من الماء في عمليات الإطلاق. يُغيّر رذاذ الماء الخصائص الصوتية للهواء، ويُقلل من طاقة الصوت أو يُحوّلها بعيدًا عن الصاروخ.

بشكل عام، يكون الضجيج في ذروته عندما يكون الصاروخ قريبًا من الأرض، حيث ينتشر ضجيج المحركات لأعلى بعيدًا عن الصاروخ، بالإضافة إلى انعكاسه عن الأرض. كذلك، عندما تتحرك المركبة ببطء، لا يُستغل إلا جزء ضئيل من الطاقة الكيميائية المُدخلة إلى المحرك لزيادة الطاقة الحركية للصاروخ (لأن الطاقة المفيدة P المنقولة إلى المركبة تكون${\displaystyle P=F*V}$(لقوة الدفع F والسرعة V ). عندئذٍ، يتبدد الجزء الأكبر من الطاقة في تفاعل العادم مع الهواء المحيط، مما يُنتج ضوضاء. ويمكن تقليل هذه الضوضاء إلى حد ما عن طريق خنادق اللهب ذات الأسقف، وحقن الماء حول النفث، وتوجيه النفث بزاوية.

لقد تشكل تطور صناعة محركات الصواريخ الأمريكية من خلال شبكة معقدة من العلاقات بين الوكالات الحكومية والشركات الخاصة ومؤسسات البحث العلمي وأصحاب المصلحة الآخرين.

منذ تأسيس أول شركة لمحركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل ( شركة رياكشن موتورز ) عام 1941، وإنشاء أول مختبر حكومي ( غالسيت ) مخصص لهذا المجال، شهدت صناعة محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل في الولايات المتحدة الأمريكية تحولاتٍ جذرية. وشاركت ما لا يقل عن 14 شركة أمريكية في تصميم وتطوير وتصنيع واختبار ودعم عمليات الطيران لأنواع مختلفة من محركات الصواريخ خلال الفترة من 1940 إلى 2000. وعلى عكس دول أخرى مثل روسيا والصين والهند، حيث تقتصر هذه الصناعة على مؤسسات حكومية أو شبه حكومية، تعتمد الحكومة الأمريكية بشكل كبير على القطاع الخاص. وتُعد هذه الشركات التجارية أساسية لاستمرار الولايات المتحدة ونظام حكمها، إذ تتنافس فيما بينها لتوفير محركات صواريخ متطورة تلبي احتياجات الحكومة والجيش والقطاع الخاص. وفي الولايات المتحدة، عادةً ما تُمنح عقود الإنتاج للشركة التي تُطوّر محرك الصواريخ الذي يعمل بالوقود السائل.

عادةً ما تنشأ الحاجة إلى محرك صاروخي جديد من جهات حكومية مثل وكالة ناسا أو وزارة الدفاع . وبمجرد تحديد هذه الحاجة، قد تصدر الجهات الحكومية طلبات عروض لاستقطاب عروض من الشركات الخاصة ومؤسسات البحث العلمي. بدورها، قد تستثمر هذه الشركات والمؤسسات في أنشطة البحث والتطوير لتطوير تقنيات جديدة لمحركات الصواريخ تلبي الاحتياجات والمواصفات المحددة في طلبات العروض.

إلى جانب الشركات الخاصة، تلعب الجامعات ومعاهد البحوث المستقلة والمختبرات الحكومية أيضاً دوراً حاسماً في البحث والتطوير لمحركات الصواريخ.

تُقدّم الجامعات برامج دراسية على مستوى الدراسات العليا والجامعية لتدريب كوادر فنية مؤهلة، وغالبًا ما تُسهم برامجها البحثية في تطوير تقنيات محركات الصواريخ. وقد قامت أكثر من 25 جامعة في الولايات المتحدة بتدريس أو تُدرّس حاليًا مقررات دراسية متعلقة بمحركات الصواريخ ذات الوقود السائل، وتُعتبر برامجها الدراسية على مستوى الدراسات العليا والجامعية من أهم إسهاماتها. وقد أجرت جامعات مثل جامعة برينستون، وجامعة كورنيل، وجامعة بيردو، وجامعة ولاية بنسلفانيا، وجامعة ألاباما، وكلية الدراسات العليا التابعة للبحرية الأمريكية، ومعهد كاليفورنيا للتكنولوجيا، أبحاثًا وتطويرًا متميزة في مواضيع متعلقة بصناعة محركات الصواريخ. ^{[ 31 ]} ومن أوائل الأمثلة على إسهام الجامعات في صناعة محركات الصواريخ عمل معهد كاليفورنيا للتكنولوجيا في مجال محركات الصواريخ (GALCIT) عام 1941، حيث عرضوا أول صواريخ ذات إقلاع نفاث مُساعد (JATO) للجيش، مما أدى إلى إنشاء مختبر الدفع النفاث.

مع ذلك، كانت تجربة نقل المعرفة من أساتذة البحث ومشاريعهم إلى صناعة محركات الصواريخ متفاوتة. فبينما أثر بعض الأساتذة البارزين ومشاريعهم البحثية ذات الصلة إيجابًا على ممارسات الصناعة وفهمها لمحركات الصواريخ منخفضة الطاقة، إلا أن الصلة بين البحث الجامعي والشركات التجارية كانت متقطعة وضعيفة. ^{[ 31 ]} لم تكن الجامعات دائمًا على دراية بالاحتياجات الخاصة للصناعة، وكان لدى المهندسين والمصممين في الصناعة معرفة محدودة بالبحوث الجامعية. ونتيجة لذلك، ظلت العديد من برامج البحث الجامعية غير معروفة نسبيًا لصناع القرار في الصناعة. علاوة على ذلك، في العقود القليلة الماضية، لم تكن بعض مشاريع البحث الجامعية، على الرغم من أهميتها للأساتذة، مفيدة للصناعة بسبب نقص التواصل أو عدم ملاءمتها لاحتياجات الصناعة. ^{[ 31 ]}

لعبت المختبرات الحكومية، بما فيها مختبر دفع الصواريخ (الذي أصبح الآن جزءًا من مختبر أبحاث القوات الجوية)، ومركز أرنولد لاختبارات الهندسة، ومركز مارشال لرحلات الفضاء التابع لناسا، ومختبر الدفع النفاث، ومركز ستينيس الفضائي، وميادين اختبار وايت ساندز، ومركز جون إتش جلين للأبحاث التابع لناسا، أدوارًا حاسمة في تطوير محركات الدفع الصاروخي السائل. ^{[ 31 ]} فقد أجرت هذه المختبرات اختبارات محايدة، ووجهت العمل لدى شركات متعاقدة أمريكية وغير أمريكية، وأجرت أبحاثًا وتطويرًا، ووفرت مرافق اختبار أساسية، بما في ذلك مرافق اختبار التحليق ومرافق وموارد اختبار الارتفاعات المحاكاة. في البداية، مولت شركات أو مؤسسات خاصة مرافق اختبار أصغر حجمًا، ولكن منذ خمسينيات القرن الماضي، مولت الحكومة الأمريكية مرافق اختبار أكبر في المختبرات الحكومية. وقد خفض هذا النهج التكاليف على الحكومة من خلال عدم بناء مرافق مماثلة في مصانع الشركات المتعاقدة، ولكنه زاد من التعقيد والنفقات على هذه الشركات. ومع ذلك، فقد رسخت المختبرات الحكومية أهميتها وساهمت في تطوير محركات الدفع الصاروخي السائل.

تعرضت برامج محركات الدفع النفاث منخفضة الطاقة (LPRE) لعدة إلغاءات في الولايات المتحدة، حتى بعد إنفاق ملايين الدولارات على تطويرها. فعلى سبيل المثال، تم إلغاء محرك الدفع النفاث منخفض الطاقة من طراز M1 LOX/LH2، ومحرك Titan I، ومحرك RS-2200 ذي الرأس المدبب، بالإضافة إلى العديد من وحدات JATO وغرف الاحتراق الكبيرة غير المبردة. لم تكن عمليات إلغاء هذه البرامج مرتبطة بأداء محرك الدفع النفاث منخفض الطاقة المحدد أو أي مشاكل فيه، بل كانت نتيجة لإلغاء برامج المركبات التي صُمم المحرك من أجلها أو تخفيضات الميزانية التي فرضتها الحكومة.

كانت روسيا والاتحاد السوفيتي السابق، ولا تزالان، الدولتين الرائدتين عالميًا في تطوير وبناء محركات الصواريخ. فمنذ عام 1950 وحتى عام 1998، طورت مؤسساتهما وبنت وشغّلت عددًا أكبر وتنوعًا أوسع من تصاميم محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل (LPRE) مقارنةً بأي دولة أخرى. وقد طُوّر ما يقارب 500 محرك LPRE مختلف قبل عام 2003. وللمقارنة، طورت الولايات المتحدة ما يزيد قليلًا عن 300 محرك (قبل عام 2003). كما امتلك السوفيت أكبر عدد من المركبات الفضائية التي تعمل بالصواريخ. فقد امتلكوا عددًا أكبر من الصواريخ الباليستية التي تعمل بالوقود السائل ، وعددًا أكبر من مركبات إطلاق الفضاء المشتقة أو المُحوّلة من هذه الصواريخ الباليستية الخارجة عن الخدمة مقارنةً بأي دولة أخرى. وبحلول نهاية عام 1998، نجح الروس (أو الاتحاد السوفيتي سابقًا) في إطلاق 2573 قمرًا صناعيًا باستخدام محركات LPRE، أي ما يقارب 65% من إجمالي الأقمار الصناعية المُطلقة في العالم والبالغ عددها 3973 قمرًا. وقد أُتيحت جميع هذه الرحلات بفضل التطوير المُناسب وفي الوقت المناسب لمحركات LPRE عالية الأداء وموثوقة. ^{[ 31 ]}

لم يُسجّل محرك Rocketdyne H-1 ، المستخدم ضمن مجموعة من ثمانية محركات في المرحلة الأولى من صاروخي الإطلاق Saturn I و Saturn IB ، أي أعطال كارثية خلال 152 رحلة تجريبية. كما لم يُسجّل محرك Pratt & Whitney RL10 ، المستخدم ضمن مجموعة من ستة محركات في المرحلة الثانية من صاروخ Saturn I، أي أعطال كارثية خلال 36 رحلة تجريبية. ^{[ ملاحظات 1 ]} ولم يُسجّل محرك Rocketdyne F-1 ، المستخدم ضمن مجموعة من خمسة محركات في المرحلة الأولى من صاروخ Saturn V ، أي أعطال خلال 65 رحلة تجريبية. أما محرك Rocketdyne J-2 ، المستخدم ضمن مجموعة من خمسة محركات في المرحلة الثانية من صاروخ Saturn V، وبشكل منفرد في المرحلة الثانية من صاروخ Saturn IB والمرحلة الثالثة من صاروخ Saturn V، فلم يُسجّل أي أعطال كارثية خلال 86 رحلة تجريبية. ^{[ ملاحظات 2 ]}

تسبب معزز الصاروخ الصلب لمكوك الفضاء ، المستخدم في أزواج، في عطل كارثي ملحوظ في 270 رحلة محرك.

استُخدم محرك RS-25 ، ضمن مجموعة من ثلاثة محركات، في 46 وحدة محرك مُجددة. وقد قامت هذه المحركات بـ 405 رحلات جوية دون أي أعطال كارثية أثناء الطيران. حدث عطل واحد في محرك RS-25 أثناء مهمة مكوك الفضاء تشالنجر STS -51-F . ^{[ 32 ]} لم يؤثر هذا العطل على أهداف المهمة أو مدتها. ^{[ 33 ]}

يشمل الدفع النووي مجموعة واسعة من أساليب الدفع التي تستخدم شكلاً من أشكال التفاعل النووي كمصدر رئيسي للطاقة. وقد تم اقتراح أنواع مختلفة من الدفع النووي، وجرى اختبار بعضها، لتطبيقات المركبات الفضائية.

استمر التطور البطيء لهذه التقنية حتى أواخر القرن التاسع عشر، عندما كتب الروسي كونستانتين تسيولكوفسكي لأول مرة عن محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل . وكان أول من وضع معادلة تسيولكوفسكي للصواريخ ، على الرغم من أنها لم تُنشر على نطاق واسع لعدة سنوات.

أصبحت المحركات الحديثة التي تعمل بالوقود الصلب والسائل حقيقة واقعة في أوائل القرن العشرين، بفضل الفيزيائي الأمريكي روبرت غودارد . كان غودارد أول من استخدم فوهة دي لافال في محرك صاروخي يعمل بالوقود الصلب (البارود)، مما ضاعف قوة الدفع وزاد الكفاءة بنحو خمسة وعشرين ضعفًا. كان هذا بمثابة ميلاد المحرك الصاروخي الحديث. وقد حسب، من خلال معادلته الصاروخية التي استنتجها بنفسه، أن صاروخًا متوسط ​​الحجم، يستخدم الوقود الصلب، يمكنه وضع حمولة وزنها رطل واحد على سطح القمر.

بدأ غودارد استخدام الوقود السائل عام 1921، وفي عام 1926 أصبح أول من أطلق صاروخًا يعمل بالوقود السائل. وقد كان غودارد رائدًا في استخدام فوهة دي لافال، وخزانات الوقود خفيفة الوزن، والمضخات التوربينية الصغيرة، وتوجيه الدفع، ومحرك الوقود السائل ذي التحكم السلس، والتبريد التجديدي، والتبريد بالستائر. ^{[ 8 ] : 247-266}

خلال أواخر الثلاثينيات من القرن العشرين، قام علماء ألمان، مثل فيرنر فون براون وهيلموث والتر ، بدراسة تركيب صواريخ تعمل بالوقود السائل في الطائرات العسكرية ( هاينكل He 112 ، He 111 ، He 176 وميسرشميت Me 163 ). ^{[ 49 ]}

تم استخدام المضخة التوربينية من قبل العلماء الألمان في الحرب العالمية الثانية. وحتى ذلك الحين، كان تبريد الفوهة يمثل مشكلة، وكان الصاروخ الباليستي A4 يستخدم الكحول المخفف كوقود، مما أدى إلى خفض درجة حرارة الاحتراق بشكل كافٍ.

اقترح أليكسي إيسايف نظام الاحتراق المرحلي لأول مرة عام 1949. وكان أول محرك احتراق مرحلي هو S1.5400 المستخدم في الصاروخ الكوكبي السوفيتي، والذي صممه ميلنيكوف، المساعد السابق لإيسايف. ^{[ 8 ]} وفي نفس الفترة تقريبًا (1959)، بدأ نيكولاي كوزنيتسوف العمل على محرك الدورة المغلقة NK-9 لصاروخ كوروليف العابر للقارات المداري GR-1. ثم طور كوزنيتسوف هذا التصميم لاحقًا إلى محركي NK-15 و NK-33 لصاروخ القمر N1 الذي لم ينجح .

في الغرب، تم بناء أول محرك اختبار احتراق مرحلي في المختبر في ألمانيا عام 1963، بواسطة لودفيج بولكو .

طُوّرت محركات الهيدروجين السائل بنجاح لأول مرة في أمريكا: حيث حلّق محرك RL10 لأول مرة عام 1962. واستُخدم خليفته، محرك Rocketdyne J-2 ، في صاروخ ساتورن 5 التابع لبرنامج أبولو لإرسال البشر إلى القمر. وقد ساهم الدفع النوعي العالي والكثافة المنخفضة للهيدروجين السائل في تقليل كتلة المرحلة العلوية والحجم الإجمالي وتكلفة المركبة.

الرقم القياسي لأكبر عدد من المحركات في رحلة صاروخية واحدة هو 44 محركًا، وقد سجلته وكالة ناسا في عام 2016 على متن صاروخ بلاك برانت . ^{[ 50 ]}