Uzay aracı itki sistemi sayfasının kaynağını görüntüle

[[Dosya:Shuttle Main Engine Test Firing.jpg|küçükresim|Bir "[[Uzaktan kamera]]" tarafından [[Uzay Mekiği ana motoru]]nun, test ateşlemesi sırasında yakından çekilmiş görüntüsü. Testin gerçekleştirildiği tesis [[Hancock ilçesi, Mississipi]]'de bulunan [[John C. Stennis Uzay Merkezi]] bünyesindedir.]]

'''Uzay aracı itki sistemi''' ya da '''Uzay aracı sevk sistemi''', [[uzay aracı]]nı ve [[yapay uydu|uyduları]] ivmelendirmekte kullanılan [[tahrik sistemi|her türlü yöntem]]e verilen addır. Pek çok farklı yöntem bulunmaktadır. Her yöntemin bazı sakıncaları ve üstün tarafı vardır ve uzay aracı sevki  etkin bir araştırma alanıdır. Ancak, günümüzdeki pek çok uzay aracı, aracın arkasından/geri tarafından bir gazı  [[roket motoru çıkışı]] yüksek hızda geçirmek suretiyle itki/sevk üretir. Bu çeşit bir [[motor]]a  [[roket motoru]] denmektedir.

Günümüzdeki tüm uzay araçları, fırlatma için, ([[Sıvı yakıtlı roket|sıvı yakıtlı]] ya da [[Katı yakıtlı roket motoru|katı yakıtlı]]) kimyasal roketler  kullanmaktadılar, ancak ([[Pegasus (roket)|Pegasus roketi]] ve [[SpaceShipOne]] gibi)  bazı roketler [[çok-aşamalı roket|ilk aşamaları]] sırasında [[hava soluyan motor]]lar  kullanmışlardır. Uyduların çoğunda [[Yörünge korunumu]] için basit güvenilir kimyasal iticiler (sıklıkla [[Tek-yakıtlı roket]]ler veya [[resistojet roket]]ler kullanılır ve bazı uydular ise [[yönelim denetimi]] için   [[reaksiyon tekerleği|reaksiyon tekerlekleri]] kullanır. Sovyet bloğu uyduları, [[elektrikle çalışan uzay aracı itki sistemi|elektriksel itki sistemlerini]] onlarca yıl boyunca kullanmışlardır ve daha yenice olan, dünya yörüngesindeki, batılı uzay araçları bu sistemleri kuzey-güney yörünge korunumu ve yörünge yükseltimi için kullanmaya başlamışlardır. Gezgenler arası araçlar çoğunlukla, kimyasal roketler de kullanmaktadır; ancak birkaçı, değişik türdeki elektrikli sevk sistemleri olan, [[iyon iticisi|iyon iticilerini]] ve [[Hall etkisi iticisi|Hall etkisi iticilerini]]  çok başarılı bir şekilde kullanmışlardır.

==Gereksinimler==
{{Daha fazla|Kurtulma hızı}}
Yapay uyduların [[yörünge]]ye  [[Roket fırlatılışı|fırlatılmaları]] gerekmektedir ve oraya vardıktan sonra, dünyanın etrafında dönecek şekilde, doğal (nominal) yörüngeye oturtulmaları gerekmektedir. Hedeflenen yörünge elde edildikten sonra, [[Dünya]]'ya, [[Güneş]]'e ve muhtemelen bazı [[astronomi|göksel]] nesnelere doğru düzgün olarak çevrilmiş olabilmeleri için, genellikle bir çeşit  [[yönelim denetimi]] (İng: [[:en:attitude control|attitude control]]) sistemine ihityaç duyarlar.<ref>{{Haber kaynağı
 |yazar         = Hess, M.; Martin, K. K.; Rachul, L. J.
 |başlık      = Thrusters Precisely Guide EO-1 Satellite in Space First
 |yayıncı     = NASA
 |tarih         = 7 Şubat 2002
 |url           = http://www.gsfc.nasa.gov/news-release/releases/2002/02-020.htm
 |erişimtarihi = 30 Temmuz 2007
 |arşivurl     = https://web.archive.org/web/20071206154134/http://www.gsfc.nasa.gov/news-release/releases/2002/02-020.htm
 |arşivtarihi  = 6 Aralık 2007
 |ölüurl      =evet}}</ref> Uydular ayrıca, ince [[Dünya atmosferi|atmosferden]] dolayı '''[[sürükleme]]'''ye maruz kalırlar, bu yüzden yörüngede uzun bir süre kalabilmek amacıyla küçük düzeltmeler yapmak için bir çeşit itki sistemi gerekmektedir ([[yörünge sabitleme]]—İng:[[:en:orbital stationkeeping|orbital stationkeeping]]).<ref>{{Web kaynağı | soyadı = Phillips | ad = Tony | tarih = 30 Mayıs 2000 | url = http://science.nasa.gov/headlines/y2000/ast30may_1m.htm | başlık = Solar S'Mores | yayıncı = NASA | erişimtarihi = 30 Temmuz 2007 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20100113201000/http://science.nasa.gov/headlines/y2000/ast30may_1m.htm | arşivtarihi = 13 Ocak 2010 | ölüurl = evet }}</ref> Pek çok uydunun zaman zaman yörünge değiştirmesi gerekebilmektedir ve bu da itki gerektiren bir işlemdir.<ref>{{Web kaynağı | soyadı=Olsen | ad=Carrie | tarih=21 Eylül 1995 | url=http://liftoff.msfc.nasa.gov/academy/rocket_sci/satellites/hohmann.html | başlık=Hohmann Transfer & Plane Changes | yayıncı=NASA | erişimtarihi=30 Temmuz 2007 | arşivurl=https://web.archive.org/web/20070715042552/http://liftoff.msfc.nasa.gov/academy/rocket_sci/satellites/hohmann.html | arşivtarihi=15 Temmuz 2007 | ölüurl=evet}}</ref> Bir uydunun yörüngesini ayarlama yeteneği (yakıt bitmesi, arıza vs sebebiyle) ortadan kalkınca, uydunun kullanışlılığı biter.

Dünya yörüngesinden daha uzaklara gitmek üzere tasarlanan bir uzay aracının da  itki sistemine ihtiyacı olacaktır. Aynı uydular gibi Dünya atmosferinin dışına fırlatılmaları gerekmektedir. Atmosferin dışına ulaştıktan sonra yörüngeyi terkederek uzayda dolaşmaları gerekmektedir.

[[Gezegenlerarası yolculuk]] (İng:[[:en:interplanetary travel|interplanetary travel]]) için, bir uzayaracının motorlarını kullanarak Dünya yörüngesini terk etmelidir. Bunu yaptıktan sonra, bir şekilde hedefine doğru yol almalıdır. Günümüzdeki gezegenler-arası uzayaracı bunu kısa-süreli  gidiş doğrultusu düzeltmeleriyle gerçekleştirir.<ref>{{Web kaynağı | yazar = Staff | tarih = 24 Nisan 2007 | url = http://mars.jpl.nasa.gov/odyssey/mission/cruise.html | başlık = Interplanetary Cruise | yayıncı = NASA | eser = 2001 Mars Odyssey | erişimtarihi = 30 Temmuz 2007 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20090825102126/http://mars.jpl.nasa.gov/odyssey/mission/cruise.html | arşivtarihi = 25 Ağustos 2009 | ölüurl =evet}}</ref> Bu düzeltmeler arasında, uzay aracı basitçe, hedefi doğrultusunda [[Serbest Düşme|serbestçe düşer]]. Dairesel bir yörüngeden benzer başka bir yörüngeye en çok yakıt-tasarruflu geçiş yöntemi, [[Hohmann aktarma yörüngesi]] ile olan yöntemdir: uzayaracı Güneş etrafında kabaca dairesel olan bir yörüngeye başlar. Yapılacak hareketin doğrultusunda oluşturulacak kısa süreli bir [[İtme (akışkanlar mekaniği)|itki]] sonucunda, uzayaracını Güneş etrafında eliptik bir yörüngeye girecek şekilde hızlandırır ya da yavaşlatır. Bu eliptik yörünge ilk dairesel yörünge ile hedefe ulaşmak üzere girilecek olan son dairesel yörünge arasındadır ve bu yörüngelere teğettir. Uzayaracı  hedefine ulaşana kadar bu eliptik yörünge boyunca serbestçe düşer, hedef varırken hedefinin yörüngesine girebilmek için yine kısa süreli bir itki oluşturarak hızlanır ya da yavaşlar.<ref>{{Haber kaynağı
 | ad=Dave
 | soyadı=Doody
 | başlık=Chapter 4. Interplanetary Trajectories
 | eser=Basics of Space Flight
 | yayıncı=NASA JPL
 | tarih=7 Şubat 2002
 | url=http://www2.jpl.nasa.gov/basics/bsf4-1.html
 | erişimtarihi=30 Temmuz 2007
 | arşivurl=https://web.archive.org/web/20070717143018/http://www2.jpl.nasa.gov/basics/bsf4-1.html
 | arşivtarihi=17 Temmuz 2007
 | ölüurl=evet}}</ref>  [[Uzay-hava freni]] (İng: [[:en:aerobraking|aerobraking]]) veya uzay-hava zaptı (İng: aerocapture) gibi özel yöntemler de bazen bu son yörüngesel düzeltme işlemi için kullanılırlar.<ref>{{Konferans kaynağı
 | ad=S.
 | soyadı=Hoffman
 | başlık=A comparison of aerobraking and aerocapture vehicles for interplanetary missions
 |kitapbaşlığı=AIAA and AAS, Astrodynamics Conference
 | sayfalar=25 p.| yayıncı=American Institute of Aeronautics and Astronautics
 | tarih=Ağustos 20–22, 1984
 |yer=Seattle, Washington
 | url=http://www.aiaa.org/content.cfm?pageid=406&gTable=mtgpaper&gID=44030
 | erişimtarihi=31 Temmuz 2007
 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20070927230504/http://www.aiaa.org/content.cfm?pageid=406&gTable=mtgpaper&gID=44030
 |arşivtarihi=27 Eylül 2007
 | ölüurl=evet}}</ref>

[[Dosya:Ssunsail.jpg|küçükresim|upright=1.14|sağ|Sanatçının "Güneş Yelkeni" görsel tasarımı]]
[[Uzay yelkenlileri|Güneş yelkeni]] gibi bazı uzayaracı itki yöntemleri  çok düşük ancak tükenmeyen itki sağlarlar;<ref>{{Web kaynağı | yazar = Anonymous | yıl = 2016 | url = http://sail.planetary.org/faq.html#faqsailing | başlık = F.A.Q. on Solar Sailing | yayıncı = The Planetary Society | erişimtarihi = 28 Ocak 2016 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20151125041741/http://sail.planetary.org/faq.html#faqsailing | arşivtarihi = 25 Kasım 2015 | ölüurl = hayır }}</ref> bu yöntemlerden birini kullanacak olan bir araç çok farklı bir hareket doğrultusu izleyecektir, ya aracı hareket yönünün tersine sürekli olarak hareket ettirerek Güneş'e olan uzaklığını azaltacak ya da aracı sürekli olarak hareket yönüne doğru hareket ettirerek Güneş'e olan uzaklığını artıracaktır<!-- Daha çok açıklama lazım-->. Bu yöntem Japon [[IKAROS]] (İng: [[:en:IKAROS|IKAROS]]) güneş yelkeni uzayaracı ile başarılı bir şekilde test edilmiştir.

[[Yıldızlararası yolculuk]] için kullanılacak olan uzayaraçları da bir itki sistemine ihtiyaç duyacaklardır. Şimdiye kadar böyle bir uzayaracı daha üretilmedi, ancak pek çok farklı tasarım üzerinde durulmuştur. Yıldızlarası arası uzaklık çok muazzam derecede büyük olduğundan, uzayaracının hedefine makul bir süre zarfında varabilmesi için çok yüksek hızlara çıkarılması gerekmektedir. Fırlatılış sırasında bu kadar yüksek hızlara erişip hedefe varışta bu hızdan kurtulmak için gerekli tasarımı oluşturabilmek, uzayaracı tasarımcıları için zorlayıcı bir çalışma olacaktır.<ref>{{Web kaynağı | soyadı = Rahls | ad = Chuck | tarih = 7 Aralık 2005 | url = http://www.physorg.com/news8817.html | başlık = Interstellar Spaceflight: Is It Possible? | yayıncı = Physorg.com | erişimtarihi = 31 Temmuz 2007 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20120301200643/http://www.physorg.com/news8817.html | arşivtarihi = 1 Mart 2012 | ölüurl = hayır }}</ref>

==Etkililik==

Uzayda, [[tahrik sistemi|itki sistemi]]nin amacı bir uzay aracının hızını (''v'') değiştirmektir. Bu daha büyük uzay araçları için daha zor olduğundan, tasarımcılar genelde [[momentum]]u (''mv'', külte*hız) tartışırlar. Momentum'daki  değişiklik  miktarına [[İmpuls (fizik)|itme]] (İng:impulse) denir.<ref>{{Web kaynağı | soyadı = Zobel | ad = Edward A. | yıl = 2006 | url = http://id.mind.net/~zona/mstm/physics/mechanics/momentum/introductoryProblems/momentumSummary2.html | başlık = Summary of Introductory Momentum Equations | yayıncı = Zona Land | erişimtarihi = 2 Ağustos 2007 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20100221183521/http://id.mind.net/~zona/mstm/physics/mechanics/momentum/introductoryProblems/momentumSummary2.html | arşivtarihi = 21 Şubat 2010 | ölüurl =evet}}</ref> Bu yüzden, uzaydaki bir itki (İng:propulsion) sisteminin amacı  itme (İng:impulse) oluşturmaktır.

Bir uzayaracı Dünya'dan fırlatılırken; bir itki sistemi, net bir ivmelenme sağlamak üzere, [[yerçekimi sürüklemesi]]ni (İng:[[:en:gravity drag|gravitational pull]]) aşmalıdır<ref name="beginners_guide">{{Web kaynağı | soyadı = Benson | ad = Tom | url = http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/guided.htm | başlık = Guided Tours: Beginner's Guide to Rockets | yayıncı = NASA | erişimtarihi = 2 Ağustos 2007 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20130814022045/http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/guided.htm | arşivtarihi = 14 Ağustos 2013 | ölüurl =evet}}</ref>.
Yörüngede, <!-- uzay aracının  teğetsel hızı merkezkaç kuvveti sağlar --><!---Burada merkezkaç oluyor çünkü uzayaracı  süredurumsuz (non-inertial) referans çerçevesindedir ki bu da gezegenin merkezininin etrafında döner durumdadır ve kuvvet dışarı doğru yani gezegenin merkezinden uzağa doğrudur (force is outwards)- sadece merkezcil (centirpetal) kuvvet içeri doğrudur ve bu kuvvete "yerçekimi" denir--->  fazladan herhangi bir ivmelenme miktarı, çok küçük olsa bile, yörüngenin yolunun değişmesine ve sonuç olarak aracın yörüngesinin değişmesine yol açacaktır.

[[Hız]]ın değişim miktarına [[ivme]] denir ve [[momentum]]'un değişim miktarı ise [[kuvvet]] olarak adlandırılır. Hedeflenen bir hıza ulaşmak için, küçük miktardaki bir ivme uzun bir zaman aralığında uygulanabilir ya da büyük miktardaki bir ivme  kısa bir zaman aralığında uygulanabilir. Benzer bir şekilde  hedeflenen ivmeye ulaşmak için büyük miktardaki bir kuvvet kısa bir zaman aralığında uygulanabilir ya da küçük miktardaki bir kuvvet uzun bir zaman aralığında uygulanabilir. Bu da demek oluyor ki uzayda yer-yön değişimi sırasında, küçük miktarda ivme oluşturan ancak uzun süre çalışan bir itki yöntemi, büyük miktarda ivme üreten ve kısa süre çalışan bir itki yöntemi ile, toplamda, aynı [[İmpuls (fizik)|itme]]yi üretir. Ancak bir gezegenin yüzeyinden fırlatma yapılırken, küçük ivmeler gezegenin [[yerçekimi sürüklemesi]]ni aşamazlar ve dolayısıyla bu amaçla kullanılamazlar.

Dünyanın yüzeyi, bir  [[yerçekimi kuyusu]]nun oldukça derininde yer almaktadır. Dünya yüzeyindeyken bu alandan çıkabilmek gereken [[kurtulma hızı]] 11.2 kilometre/saniye değerindedir. İnsan oğlu, 1g (9.8&nbsp;m/s²)'lik bir yerçekimsel alanda evrildiği için ideal bir itki sistemi, sürekli olarak ''1g'' değerinde ivmelenme sağlayan bir sistem olacaktır (ancak insan vücudu kısa sürelerle çok daha büyük ivmelenmelere dayanabilmektedir). Böyle bir itki sistemine sahip olan bir uzay gemisindeki kişiler, [[Serbest Düşme|serbest düşme]]'nin bulantı, kasların zayıflaması, tat yitimi ve kalsiyumun kemiklerden [[özütleme|kaybedilmesi]] (İng: [[:en:leaching (chemistry)|leaching]]) gibi  kötü etkilerine maruz kalmazlar.

[[Momentum#.C3.87izgisel momentumun korunumu|Momentumun korunumu]] yasasına göre, bir itki yönteminin uzayaracının momentumunu değiştirebilmesi için başka bir nesnenin de momentumunu değiştirmesi gerekmektedir. Birkaç tasarım  manyetik alan ya da ışık baskısı (İng:light pressure) gibi şeylerden yararlanarak uzayaracının momentumunu değiştirir, ancak boş uzaydayken roketin kenidisini ileriye itebilmesi için yanında, atabileceği ya da itki sisteminde kullanabileceği, belirli bir miktar kütle getirmesi gerekmektedir. Bu kütleye [[tepki kütlesi]] (İng: [[:en:reaction mass|reaction mass]]) denir.

Bir roketin çalışabilmesi için iki şeye ihtiyaç vardır: tepki kütlesi ve enerji. "m" miktarındaki tepki kütlesinin parçacığının "v" hızında fırlatılmasıyla elde edilen itkinin değeri  "mv" kadardır. Ancak bu parçacığın fırlatıldıktan sonra  ''mv''²/2 değerinde kinetik enerjisi olacaktır, dolayısıyla bu enerji bir yerden gelmelidir. Tipik bir [[Katı yakıtlı roket motoru|katı]], [[Sıvı yakıtlı roket|sıvı]] ya da [[hibrit roket|hibrit]] (İng: [[:en:hybrid rocket|hybrid rocket]]) rokette, yakıt yakılırak enerji elde edilir ve tepkime sonucu üretilen maddelerin  tepki kütlesi olarak arka taraftan akıp çıkmaları sağlanır. Bir  [[iyon iticisi]]nde (İng: [[:en:ion thruster|ion thruster]]), iyonları arkadan çıkacak şekilde ivmelendirmek için elektrik kullanılır. Burada başka bir kaynaktan elektrik enerjisinin elde edilmesi gerekir (örneğin [[güneş paneli]] ya da  [[nükleer reaktör]]). İyonlar ise tepki kütlesini teşkil ederler.<ref name="beginners_guide" />

Bir itki sisteminin verimini tartışırken, sistemin tasarımcıları sıklıkla tepki kültesinin verimli kullanılması üzerinde yoğunlaşırlar. Tepki kütlesi roket ile birlikte taşınmalı ve kullanldığında geri dönemez şekilde tüketilmelidir. Belirli bir miktar tepki kütlesinden ne kadar itme üretildiğini anlamanın bir yolu  [[özgül itici kuvvet]]tir. Bu değer dünyadaki-ağırlık birimi başına itme değerine denk gelir (genellikle <math>I_{sp}</math> olarak gösterilir). Bu değerin birimi saniyedir. Çünkü uzaydaki araçlar hakkında tartışırken tepki kültesinin Dünyadaki ağırlığı önemsizdir, özgül itici kuvvet ayrıca birim kütle başına itme miktarı olarak da değerlendirilir. Özgül itici kuvvetin bu alternatif biçimi hız ile aynı birimi (m/s) kullanır ve gerçekte motorun [kullanılmış yakıtının motordan] etkin çıkış hızına eşittir (genellikle <math>v_{e}</math> olarak gösterilir). Karışıklığa neden olacak şekilde, her iki değer de bazen  özgül itici kuvvet olarak adlandırılır. İki değer arasında [[standart yerçekimi|''g''<sub>n</sub>]] (İng: [[:en:standard gravity|standard gravity]]) kat kadar fark vardır ve standart yerçekimi yüzünden oluşan ivmelenme olan 9.80665&nbsp;m/s² (<math>I_{sp} g_\mathrm{n} = v_{e}</math>) değerine denk gelir.

Yüksek bir "motordan-gaz-çıkış hızı"na sahip olan bir roket aynı itme değerine daha az tepki kütlesiyle erişebilir. Ancak itme için gerekli olan enerji motordan-gaz-çıkış hızı ile doğru orantılıdır, dolayısıyla  kütleyi daha verimli işleyen motorların daha çok enerjiye ihtyacı vardır ve genellikle enerjiyi daha az verimli kullanırlar. Eğer motorun çok büyük miktarda itki üretmesi gerekiyorsa bu durum bir problem teşkil edecektir. Saniye başına büyük miktarda itme üretebilmek için, saniye başına büyük miktarda enerji kullanılmalıdır. Böylece kütleyi yüksek verimlilikle işleyebilen motorlar yüksek miktarlarda itki üretmek için saniye başına muazzam miktarlarda enerjiye ihtiyaç duyacaklardır. Sonuç olarak kütleyi yüksek verimlilikle işleyebilen motor tasarımlarının çoğu da, yüksek miktarlarda enerjinin bulunamaması sebebiyle, düşük miktarda itki sağlarlar.

==Yöntemler==
İtki yöntemleri, tepki kütlesini ivmelendirme yöntemlerine göre sınıflandırılabilirler. Ayrıca fırlatmalar, gezegene varışlar ve inişler için özel yöntemler de bulunmaktadır.

===Tepki motorları===
{{Ana|Tepki motoru}}
Bir '''tepki motoru''' (İng: [[:en:reaction engine|reaction engine]]), [[Newton'un üçüncü yasası]] gereğince [uzay aracından] [[tepki kütlesi]] (İng: [[:en:reaction mass|reaction mass]])  atarak itki sağlayan bir motordur. Bu hareket yasası genel olarak en çok şu şekilde ifade edilir: "Her hareket kuvveti için, eşit ama karşıt bir tepki kuvveti vardır".

Örnekler arasında [[Kanallı jet motoru|kanallı jet motorları]] <!-- Hava-soğuran jet motoru  Hava-soluyan jet motoru--> (İng: [[:en:duct engine|duct engine]])  ile [[roket motoru|roket motorları]] ve ayrıca çok yaygın olmayan çeşitlerden olan [[Hall etkisi iticisi|Hall etkisi iticileri]] (İng:[[:en:Hall effect thruster|Hall effect thruster]]), [[İyon iticisi|iyon iticileri]] (İng: [[:en:Ion thruster|Ion thruster]]) ve [[kütle sürücüsü|kütle sürücüleri]] (İng:[[:en:mass driver|mass driver]]) bulunmaktadır. Hava soluyan kanallı jet motorları açıktır ki  hava olmaması sebebiyle uzayda itki için kullanılmazlar; ancak tasarlanan bazı uzay araçları gezegenden kalkışa ve gezegene inişe yardımcı olması amacıyla bu çeşit motorlara da sahiptir.

====Delta-v değeri ve yakıt====
[[Dosya:Tsiolkovsky_rocket_equation.svg|küçükresim|sağ| Roket denkleminden hesaplanan, roket [[kütle oranı|kütle oran]]larına karşı son hız grafiği]]
Boş uzayda düz bir çizgide, uzay aracının kullanılabilir yakıtının tamanının harcanması araca net bir hız değişimi kazandırır; bu değer  '[[delta-v]]' (<math>\Delta v</math>) olarak gösterilir.

Gazın çıkış (egzoz) hızı sabitse o zaman bir aracın toplam <math>\Delta v</math> değeri, roket denkleminden hesaplanabilir; burada ''M'' yakıtın kütlesi iken ''P''  [[Uçuş yükü (hava ve uzay aracı)|uçuş yükü]]nün kütlesini  (buna roketin fiziksel yapısının kütlesi de dahildir), <math>v_e</math> ise etkin gaz çıkış hızını (İng: [[:en:effective exhaust velocity|velocity of the rocket exhaust]]) gösterir. Takip eden denklem  [[Tsiolkovsky roket denklemi]] (İng: [[:En:Tsiolkovsky rocket equation|Tsiolkovsky rocket equation]])  olarak bilinir:

:<math> \Delta v = v_e \ln \left(\frac{M+P}{P}\right). </math>

Yukarıda bahsedildiği üzere, tarihsel sebeplerden ötürü <math>v_e</math> değeri bazen aşağıdaki şekilde yazılır:

:<math> v_e = I_{sp} g_{o} </math>

burada <math>I_{sp}</math>, roketin [[özgül itici kuvvet]]idir, saniye olarak ölçülür ve <math>g_{o}</math> ise deniz seviyesindeki [[yerçekimi ivmesi|yerçekimsel ivmelenme]] değeridir.

Yüksek delta-v değerli bir görev sırasında, uzay aracının kütlesinin büyük çoğunluğunun tepki kütlesinden oluşması gerekir. Bir roket tepki kütlesinin tamamını taşımak zorunda olduğun için, başlangıçta harcanan/tüketilen tepki kütlesinin çoğu görev-yükü yerine tepki kütlesini ivmelendirmeye yarar. Eğer roketin görev-yükünün ''P'' kütlesi varsa, o zaman hızını <math>\Delta v</math> kadar değiştirmesi gerekmektedir ve eğer roket motorunun gaz çıkış (egzoz) hızı ''v<sub>e</sub>'' ise o halde   tepki kütlesinin ihtiyaç duyulan ''M'' kütlesi roket denklemi kullanılarak hesaplanabilir ve <math>I_{sp}</math> için formül ise aşağıdaki gibidir:

:<math> M = P \left(e^{\Delta v/v_e}-1\right).</math>

''v<sub>e</sub>'' değerinden daha küçük olan <math>\Delta v</math> değerleri için, bu denklem genel olarak  [[doğrusallık|doğrusal]]dır (İng: [[:en:Linearity|Linearity]]) ve küçük miktarda tepki kütlesine ihtiyaç duyulur. Eğer <math>\Delta v</math> değeri ''v<sub>e</sub>'' değerine çok yakınsa, o takdirde görev-yükü ile roketin fiziksel altyapısının (motorlar, yakıt tankları vb.) ağırlıkları toplamının en az iki katı kadar yakıt gerekecektir. Bunun ötesinde ise büyümenin biçimi üsteldir; gaz çıkış (egzoz) hızından çok daha yüksek hızlar, yakıtın görev-yükü ve altyapı kütlesine göre çok yüksek oranlarda olmasını gerektirir.

Örneğin bir gezegene inen  ya da gezegenden kalkış yapan bir görev için, kütle çekiminin ve atmosferik sürtünmenin etkilerinin üstesinden yakıt yardımıyla gelinmesi gerekmektedir. Bu gibi etkiler ile başka etkileri birleştirerek, göreve ait bir ''etkin [[delta-v]]'' değeri elde etmek sıklıkla uygulanan bir yöntemdir. Örneğin alçak Dünya yörüngesindeki bir görev, 9.3–10&nbsp;km/s değerinde bir delta-v gerektirir. Bu görev delta-v değerleri, genellikle bir bilgisayar üzerinde bütünleştirilirler.

[[Oberth etkisi]] (İng: [[:en:Oberth effect|Oberth effect]])  gibi bazı etkiler ise sadece roketler ya da yüksek değerde [[g kuvveti]] üreten motorlar gibi, yüksek oranda itki sağlayabilen motorlar tarafından yüksek verimle kullanılabilir.

====Güç tüketimi ve itki verimi====
Roketler ve iyon iticileri gibi tüm [[tepki motoru|tepki motorları]] (İng: [[:en:reaction engine|reaction engine]]) için bir miktar enerji, tepki kütlesinin ivmelendirilmesine harcanır.
Her motor bir miktar enerjiyi de boşa harcar, ancak %100 verim olduğu farzedilse bile, çıkış maddesini/gazını ivmelendirmek için motorun aşağıdaki gibi ifade edilen miktarda enerjiye ihtiyacı olacaktır:

:<math>\frac {1} {2} \dot m v_e^2</math><ref name=sutton1>19-1 numaralı denklem, Roket itki öğeleri 7. baskı- Sutton</ref>

Bu enerjinin tamamı kaybolmaz- bir kısmı aracın kinetik enerjisinin bir parçası olur, kalanı ise çıkış maddesinin/gazının  artık hareketi ile harcanır.

[[Dosya:Rocket propulsion efficiency.svg|küçükresim|sağ|Çıkış maddesiyle/gazıyla  taşınan/kaybolan enerji sebebiyle, bir tepki motorunun enerji verimi aracın hızına göre çıkış maddesinin/gazının hızına bağlı olarak değişir, buna [[itkisel verimlilik]] (İng: [[:en:propulsive efficiency|propulsive efficiency]]) denir]]

Aracın son halinde araçta ne kadar enerji biriktiğini gösteren roket denklemi  ile toplamda ne kadar enerji gerektiğini gösteren yukarıdaki denklem karşılaştırıldığında, %100  motor verimi sağlandığı durumda bile, araca sağlanan enerjinin tamamı kesinlikle  araçta birikmez/kalmaz - bir kısmı, genellikle de çoğunluğu, çıkış maddesinin/gazının kinetik enerjisi olarak harcanır.

Tam miktar aracın tasarımına ve göreve göre değişir. Ancak bazı sabit değerler bulunmaktadır:

*Eğer, örneğin bir görevin delta-v değeri için, <math>I_{sp}</math> sabitse; roket tarafından kullanılan enerjiyi en aza indiren belirli bir <math>I_{sp}</math> değeri vardır. Bu görevin delta-v değerinin ⅔ kadarına denk gelen bir  çıkış maddesi/gazı hızına çıkmaktadır (bkz. [[#Enerji|roket denkleminden hesaplanan enerji]]). Yüksek ve sabit özgül itici kuvvet değerine sahip olan sürücülerin/itki sistemlerinin (örn: iyon iticileri), bundan muazzam derecede daha büyük olan çıkış maddesi/gazı hızları bulunmaktadır ve pek çok görev için idealdirler.
*Eğer çıkış maddesi/gazı hızı değiştirilebilir/ayarlanabilir yapılabilirse ve herhangi bir anda aracın hızına eşit ve ters yönde olacak şekilde ayarlanırsa, o durumda salt en az enerji kullanımı elde edilir. Bu elde edildiğinde, uzayda madde/gaz çıkış durur {{Ref|çerçeveler}}  ve hiç kinetik enerji kalmaz. Bu durumda itkisel verim ise %100 olur- enerjinin tamamı araçta kalır (teoride, böyle sürücüler  %100 verimli olurlardı, ancak pratikte sürüş sistemi içinde ısı kaybı  olurdu ve çıkış maddesinde/gazında artık ısı kalırdı). Ama bu pek çok durumda  kullanışsız miktarlarda  yakıt kullanımına neden olur, ancak teoride dikkate değer bir husustur. Her hâlükârda, bu yöntemin uygulanabilmesi için aracın hareket ediyor olması gerekmektedir.

[[Değişken özgül itkili manyetoplazma roketi|VASIMR]] (İng: [[:en:Variable specific impulse magnetoplasma rocket|VASIMR]]) veya [[Elektrotsuz plazma iticisi]] (İng:[[:en:Electrodeless plasma thruster|Electrodeless plasma thruster]]) gibi bazı sürücüler/motorlar, madde/gaz çıkışı hızlarını gerçekten de önemli ölçüde değiştirebilmektedirler. Bu özellik yakıt kullanımı azaltmaya yardımcı olur ya da uçuşun çeşitli aşamalarında ivmelenmeyi iyileştirir. Ancak enerji olarak en iyi verim ve ivmelenme, her zaman madde/gaz çıkış hızının aracın hızına yakın olduğu durumlarda elde edilir. Önerilen iyon ve [[Plazma (fizik)|plazma]] sürücülerinin genellikle madde/gaz çıkış hızları idealden muazzam ölçüde daha fazladır. Örneğin VASIMR sürücüsünde bildirilen en düşük hız 15 bin m/s civarındadır buna karşın  yüksek Dünya yörüngesinden Mars'a gidecek olan bir görevin delta-v değeri 4 bin m/s civarındadır (bkz. [[Delta-v eşikleri]] İng: [[:en:Delta-v budget#Delta-vs between Earth, Moon and Mars|Delta-v budget]]).

Enerji üretim sığası artışının iyi olacağı düşünülebilir ve bu gerçekten de başlangıçta verimi artırabilir, ancak bu şekilde kaçınılmaz olarak güç kaynağının da kütlesinin artışına sebep olunur ve sonuçta  güç kaynağı ile ilişkili  motorların ve yakıtın toplam kütlesi aracın ağırlığının büyük çoğunluğunu oluşturmaya başlar. Bu noktadan sonra daha fazla güç ekleme, verim üzerinde kayda değer bir iyileştirme yaratmaz.

[[Güneş enerjisi]] ve nükleer enerji, şimdilik, fiilen sınırsız "enerji" kaynakları olmalarına rağmen, sağlayabilecekleri en yüksek ''güç'' miktarı aslında güç kaynağının kütlesiyle doğru orantılıdır (örn. [[Güç-ağırlık oranı|özgül güç]]-[[:en:Power-to-weight ratio|specific power]], güç kaynağı teknolojisine bağlı olarak genellikle sabit bir değer almaktadır). Yakıt kütlesinden kazanç amacıyla büyük bir <math>v_{e}</math> değerine sahip olan herhangi bir özgül güç için, en yüksek ivmelenme değerinin <math>v_{e}</math> değeri ile ters orantılı olduğu ortaya çıkmaktadır. Dolayısıyla hedeflenen bir delta-v değerine ulaşmak için gereken süre <math>v_{e}</math> değeri ile doğru orantılıdır. Bu yüzden <math>v_{e}</math> değeri çok büyük olmamalıdır<!--Thus the latter should not be too large-->.

====Enerji====
[[Dosya:Average propulsive efficiency of rockets.png|küçükresim|upright=1.5|anlık itkisel verimi (mavi) ve durgun halinden ivmelenen bir aracın genel verimi (kırmızı)   değerlerine karşı yüzde olarak motor verimi değerleri grafiği]]
İdeal bir durumda, <math>m_1</math> değeri faydalı yükü ve <math>m_0-m_1</math> farkı ise tepki kütlesini gösterir (bu, boş yakıt tanklarının kütlesiz olmasına denk gelir). Gereken enerji basitçe aşağıdaki gibi hesaplanır

:<math>\frac{1}{2}(m_0-m_1)v_\text{e}^2</math>

Bu değer dışarı atılmış tepki kütlesinin, çıkış maddesi/gazı hızına denk bir hızdayken sahip olduğu kinetik enerjiye karşılık gelmektedir. Eğer tepki kütlesinin hızı sıfırdan  çıkış maddesi/gazı hızına çıkarılırsa, o halde üretilen tüm enerji tepki kütlesine aktarılır, geriye rokete ve görev yüküne  kinetik enerji kazanımı sağlayacak bir şey kalmaz. Ancak roket hareket halindeyken ivmelenirse (yani tepki kütlesi roketin gittiği yönün tersi yönüne doğru atılırsa/fırlatılırsa), bu durumda tepki kütlesine daha az kinetik enerji aktarılır. Örneğin, <math>v_e</math>=10&nbsp;km/s ve roketin hızı  3&nbsp;km/s ise, o halde   küçük miktardaki harcanmış tepki kütlesinin hızı, ileri doğru 3&nbsp;km/s'den geriye doğru 7&nbsp;km/s olacak şekilde değişir. bu durumda, normalde 1&nbsp;kg tepki kütlesi başına gerekli olan enerji 50 MJ olmasına rağmen, bu örnekte tepki kütlesinin hızındaki değişim için sadece 20 MJ kullanılmıştır. Diğer yandan kalan 30 MJ ise roketin ve görev yükünün kinetik enerjisinin artışında kullanılmıştır.

Genel olarak:

:<math>d\left(\frac{1}{2}v^2\right)=vdv=vv_\text{e}dm/m=\frac{1}{2}\left(v_\text{e}^2-(v-v_\text{e})^2+v^2\right)dm/m</math>

Böylece herhangi küçük bir zaman aralığında rokette meydana gelen belirgin bir enerji kazanımı, kalan yakıtla birlikte, toplam kütle bölünen, enerji kazanımıdır. Burada enerji kazanımı; yakıt tarafından üretilen enerji ile tepki kütlesindeki enerji kazanımı arasındaki farka eşittir. Roketin hızı ne kadar büyükse, tepki kütlesinin enerji kazanımı o kadar az olur; Dahası eğer roketin hızı, çıkış maddesi/gazı hızının  yarısından fazla ise, tepki kütlesi bu durumda harcanırken/atılırken enerji kaybedecektir. böylece roketin enerji kazanımına katkı sağlayacak şekilde; roketin hızı ne kadar fazlaysa, tepki kütlesinin de enerji kaybı o kadar fazla olacaktır.

:<math>\Delta \epsilon =  \int v\, d (\Delta v)</math>
Yukarıdaki formülde bulunan <math>\epsilon</math> simgesi, roketin (potansiye artı kinetik enerji olarak) özgül enerjisini gösterirken, <math>\Delta v</math> simgesi ise, sadece <math>v</math> değerindeki değişim olmayıp ayrı bir değişkendir. Roketi yavaşlatılması durumunda, yani tepki kütlesinin hız ile aynı yönde atılması durumunda, <math>v</math> değeri eksi olarak alınmalıdır.

Bu formül de benzer şekilde (ısı olarak enerji kaybının olmadığı) ideal bir durum içindir, İkincisi itkide azalmaya yol açar, dolayısıyla amaç enerji kaybetmek olduğunda bile bir dezavantaj oluşmaktadır (yavaşlama).

Kimyasal tepkimeli bir rokette olduğu üzere, enerji kütlenin kendisi tarafından üretiliyorsa, [[Enerji yoğunluğu|yakıt değeri]] <math>\scriptstyle{v_\text{e}^2/2}</math> olmalıdır, burada yakıt değeri için oksitleyicinin de kütlesi hesaba katılmıştır. <math>v_\text{e}</math> değeri genel olarak 4.5&nbsp;km/s civarındadır, bu da 10.1 MJ/kg'lık bir yakıt değerine denk gelmektedir. Gerçek yakıt değeri bundan daha daha fazladır ancak enerjinin büyük bir kısmı çıkış maddesi/gazı içerisindeki atık ısı olarak kaybedilir.

Gerekli enerji olan <math>E</math> değeri

:<math>E = \frac{1}{2}m_1\left(e^{\Delta v\ / v_\text{e}}-1\right)v_\text{e}^2</math>

olarak ifade edilir.

Buradan varılan sonuçlar aşağıdaki gibidir:

*<math>\Delta v \ll v_e</math> olması durumunda, şu denklem elde edilir: <math>E\approx \frac{1}{2}m_1 v_\text{e} \Delta v </math>
*Verilen bir <math>\Delta v</math> değeri için, eğer <math>v_\text{e}=0.6275 \Delta v</math> ise en düşük düzeyde enerji gerekecektir. Bu durumda
:<math>E = 0.772 m_1(\Delta v)^2</math> şeklinde ifade edilen enerji gerekecektir.
:Hızın sıfır iken sabit yönde ve diğer kuvvetlerin yokluğunda gerçekleştirilen  ivmelenme durumunda, yukarıda hesaplanan enerji görev-yükünün son kinetik enerjisinin  %54.4'ünden fazlasına denk gelmektedir. Bu en iyi (optimal) koşullarda gerçekleşen durumdayken başlangıç kütlesi, son kütlenin 4.92 katına denk gelmektedir.

Bu sonuçlar  sabit bir çıkış maddesi/gazı hızı içindir.

[[Oberth etkisi]] (İng: [[:en:Oberth effect|Oberth effect]]) ve sıfır olmayan bir hızdan başlanması nedeniyle, yakıttan ihtiyaç duyulan [[potansiyel enerji]], aractaki ve görev-yükündeki enerji artışından ''daha az'' olabilir. Bu  tepki kütlesinin atıldıktan sonra önceye göre daha az hıza sahip olduğu durum olabilir– roketler yakıtın kinetik enerjisinin bir kısmını ya da  tamamını serbest bırakabilirler.

Ayrıca, bir yörüngeden diğerine gitmek gibi bir amaç için, gerekli <math>\Delta v</math> değeri, motorun <math>\Delta v</math> üretebilme hızına büyük oranda bağımlı olabilir ve üretim hızı çok düşükse  manevra yapmak mümkün hale gelebilir. Örneğin, [[Alçak Dünya yörüngesi|Alçak Dünya Yörüngesi]]'ni (İng:LEO) hedefleyen bir fırlatma, 9.5&nbsp;km/s civarında bir <math>\Delta v</math> değerini gerektirir, ancak motor [[G kuvveti|''g'']]'den biraz fazla miktarda olacak şekilde <math>\Delta v</math> üretebilirse, çok büyük bir <math>\Delta v</math> gerektiren yavaş bir fırlatma olurdu (örneğin yükseklik ya da hız kazanmadan havada aynı yerde kalınması, bu durumda saniyede 9.8&nbsp;m/s  miktarında <math>\Delta v</math> değeri gerektirecektir). Eğer mümkün olan üretim oranı <math>g</math> ya da daha az ise, bu motorlar manevra mümkün olmayacaktır.

[[Güç (fizik)|Güç]] için verilen formül aşağıdaki gibidir
:<math>P= \frac{1}{2} m a v_\text{e}  = \frac{1}{2}F v_\text{e}   </math>
Burada <math>F</math> itkiyi ve <math>a</math> ise itkiden kaynaklanan ivmelenmeyi ifade etmektedir. Buradan, birim güç için teorik olarak mümkün olan itki değerini veren aşağıdaki denklem edilmektedir (<math>v_\text{e}</math> birimi m/s):
:<math>\frac{F}{P}=\frac{2}{m/s}</math>
Böylece birim güç başına teorik olarak mümkün olan itkinin değeri  2'nin m/s cinsinden özgül itici kuvvete bölünmesiyle edilebilmektedir. '''itki verimi'', bunun yüzde cinsinden hali olarak gerçek itkiye denk gelmektedir.

Eğer [[güneş elektrik gücü]] (İng:[[:en:solar power|solar power]]) kullanılırsa, bu durum <math>a</math> değerini kısıtlayacaktır; ayrıca büyük bir  <math>v_\text{e}</math> değerinin olduğu durumda muhtemel ivmelenme bu değer ile ters orantılıdır, dolayısıyla gerekli bir delta-v hızına ulaşmak için gereken süre <math>v_\text{e}</math> değeri ile doğru orantılıdır; %100 verim varsayımı ile:
*<math>\Delta v \ll v_\text{e}</math> koşulu sağlandığı müddetçe, istenen süreye <math>t\approx \frac{m v_\text{e}  \Delta v}{2P}</math> eşitliğiyle ulaşılacaktır.

Örnekler:
*Güç= 1000 W, kütle= 100&nbsp;kg, <math>\Delta v</math>= 5&nbsp;km/s, <math>v_\text{e}</math>= 16&nbsp;km/s, süre= 1.5 ay.
*Güç= 1000 W, kütle= 100&nbsp;kg, <math>\Delta v</math>= 5&nbsp;km/s, <math>v_\text{e}</math>= 50&nbsp;km/s, süre= 5 ay.

Bu yüzden <math>v_\text{e}</math> çok büyük bir değer olmamalıdır.

====Güç-İtki oranı====
Güç-İtki oranı basitçe şu şekilde ifade edilebilir:<ref name=sutton1/><math>\frac {P} {F} = \frac { \frac {1} {2} {\dot m v^2}} {\dot m v} = \frac {1} {2} v </math>
Bu yüzden verilen herhangi bir araç gücü olan P için, sağlanabilecek olan itki şu şekildedir:

:<math>F = \frac {P} {\frac {1} {2} v} = \frac {2 P} v</math>

====Örnek====

Mars'a gönderildiği varsayılan 10 bin&nbsp;kg ağırlığındaki uzay sondası için, [[alçak dünya yörüngesi|ADY]]'den (LEO) [[hohmann aktarma yörüngesi]] kullanılarak, yola çıkılırken, gerekli <math>\Delta v</math> yaklaşık olarak 3000&nbsp;m/s değerinde olacaktır. Bu örnek için aşağıdaki iticilerin kullanılabildiğini varsayılmaktadır:

{| class="wikitable"
|-
!Motor
!Etkin Çıkış maddesi/gazı Hızı<br>(km/s)
![[Özgül itici kuvvet]]<br>(s)
!Yakıt kütlesi<br>(kg)
!Gereken Enerji<br>(GJ)
! Birim Yakıt (kg) başına <br>Enerji
!En düşük güç/itki<!-- 100% neerji verimi varsayılıyor- pratikte 50%  daha olası... --->
!Güç üreten kütle/itki*
|-
|[[Katı yakıtlı roket motoru|Katı yakıtlı roket]]<br>
|1
|100
|190,000
|95
|500 kJ
|0.5&nbsp;kW/N
|N/A
|-
|[[Sıvı yakıtlı roket]]<br>
|5
|500
|8,200
|103
|12.6 MJ
|2.5&nbsp;kW/N
|N/A
|-
|[[İyon iticisi]] ([[:en:Ion thruster|Ion thruster]])
|50
|5,000
|620
|775
|1.25 GJ
|25&nbsp;kW/N
|25&nbsp;kg/N
|}
<nowiki>* - 1kW/kg değerinde bir özgül güç olduğu varsayılıyor</nowiki>

Yukarıdaki tabloda yakıtı daha verimli kullanan motorların çok daha az yakıt tükettiğine dikkat ediniz; bazı motorlar için yakıtın ağırlığı (görev-yükünün ve motorun ağırlıklarına göre) göz ardı edilebilecek kadar küçüktür. Ancak, bu verimli motorlar büyük miktarlarda toplam enerjiye ihtiyaç duyacaktır. Dünya'dan fırlatmalar için, motorların 1'den büyük bir itki-ağırlık oranına sahip olması gerekmektedir. Bunu iyon iticileri ile ya da daha çok teorik olan elektriksel iticiler ile yapabilmek için, motorun birkaç gigawatt (milyar watt) değerinde —  büyük bir şehrin [[Elektrik üretme|elektrik üretimi]]ne denk olan - bir güç ile beslenmesi gerekmektedir. Yukarıdaki tablodan görülebileceği üzere, şu anki güç kaynaklarıyla bu yöntemin dünyadan kalkışlar için kullanılması uygulamada mümkün değildir.
Alternatif yaklaşımlar arasında, hızlanmak için gerekli enerjinin [[tepki kütlesi]] (İng: [[:en:reaction mass|reaction mass]]) tarafından sağlanmadığı [[lazer itki]]'nin (ing: [[:en:laser propulsion|laser propulsion]]) bazı çeşitleri bulunmaktadır. bu yöntemlerde enerji aracın dışındaki bir lazerden ya da başka bir [[Işınla-güç-sağlanan itki]] sistemi (İng: [[:en:Beam-powered propulsion|Beam-powered propulsion]]) tarafından sağlanmaktadır. Bu tasarımların küçük örnekleri  uçuruldu, ancak mühendislik sorunları çok karmaşık ve yeryüzündeki sabit güç sistemleri hala çözülmemiş bir sorun olarak durmaktadır.

Bunun yerine, daha küçük, daha az güçlü bir üreteç ile gereken toplam enerji daha uzun sürede üretilebilir. Bu küçük güç, saniyede çok küçük miktardaki yakıtı ivmelendirmeye ancak yeterli olmaktadır ve Dünya yüzeyinden fırlatma için de yeterli olamamaktadır. Ancak, sürtünmenin olmadığı yörüngelerdeki uzun süreler boyunca, istenen hıza sonunda erişilebilmektedir. Örneğin, [[SMART-1]] (İng: [[:en:SMART-1|SMART-1]]) uydusunun bu şekilde [[Ay]]'a varması bir yıldan fazla sürmüştür, diğer yandan aynı mesafeyi kimyasal roketlerle katetmek birkaç gün sürmektedir. İyon iticisinin daha az yakıta ihtiyaç duyması sebebiyle, toplam fırlatma kütlesi genellikle daha az olmaktadır ve bu da genellikle toplam maliyetin daha düşük olmasını sağlar ancak yolculuk daha uzun sürmektedir.

Görev planlama bu yüzden sıklıkla, projenin toplam maliyetinin en aza indirilmesi amacıyla, itki sisteminin seçilmesini ve durum ile koşullara uydurulması için gerekli ayarlamaların yapılmasını içerir; fırlatma maliyetlerinden ve görev süresinden, bu iş için gereken yakıt oranına göre feragat etmeyi de içerebilir.

====Roket motorları====
{{Ana|Roket motoru}}
[[Dosya:SpaceX engine test fire.jpg|küçükresim|sağ|[[SpaceX]]'in [[Kestrel (roket motoru)|Kestrel motoru]] test edilirken]]
Roket motorlarının çoğu, [[İçten yanmalı motor|içten yanmalı]] [[Isı motoru]] sınıfında iken aralarında yanmayla işlemeyen biçimleri de vardır. Roket motorları genellikle, yüksek sıcaklıkta, sıcak gaz şeklinde, tepki kütleleri üretirler. Bu sonuç katı, sıvı ya da gaz şeklindeki yakıtın, yanma bölmesinde bir oksitleyici ile yakılması ile elde edilmektedir. Elde edilen aşırı sıcak olan gaz, yüksek-genişleme oranına sahip olan bir [[De Laval nozülü|çıkış bölmesi]] (İng:nozzle) aracılığıyla araçtan atılır. Bu çan şeklindeki çıkış bölmesi, bir  roket motoruna özgün şekli veren kısımdır. Bu bölmenin amacı, ısı enerjisinin çoğunu hareket enerjisine dönüştürerek, tepki kütlesini büyük ölçüde hızlandırmaktır. Çıkış gazı hızının deniz seviyesinde ses hızının 10 katına kadar ulaşması alışılagelmiş bir durumdur.

Roket motorları  uzay aracı itki sistemi için kullanılan motorlar arasında, esasen en yüksek [[Güç-ağırlık oranı|özgül güç]] (İng: [[:en:Power-to-weight ratio|specific power]]) ve yüksek [[özgül itki]] (İng: [[:en:specific thrust|specific thrust]])  değerlerini veren motorlardır.

İyon itkili roketler ise  plazmayı ya da  (+/-) yüklü gazı, bir  [[manyetik ayna]] (İng: [[:en:Magnetic mirror|Magnetic mirror]]) içerisinde ısıtarak manyetik bir çıkış bölmesinden (İng: [[:en:magnetic nozzle|magnetic nozzle]]) araç dışına atmak suretiyle itki oluşturduklarından; plazma, hiçbir katı madde ile doğrudan temas etmek zorunda kalmaz. Doğal olarak bu işlemleri gerçekleştirecek olan düzenek karmaşık bir yapıya sahiptir, ancak  nükleer [[füzyon]] üzerine yapılan araştırmalar sonucunda oluşan bazı yöntemlerin itki sistemlerinde kullanılması önerilmiştir. Bu yöntemlerden bazıları ise laboratuvar ortamında test edilmiştir.

Kimyasal, elektriksel ve benzeri ısıtma yöntemleri kullanan çeşitli motorların listesi için  [[roket motoru]] sayfasını inceleyiniz.
====Elektromanyetik itki====
[[Dosya:Ion Engine Test Firing - GPN-2000-000482.jpg|küçükresim|sağ|upright=1.14|Bu test motoru, iyonları elektrostatik kuvvetleri kullanarak ivmelendirmektedir]]
{{Ana|Elektrikle çalışan uzay aracı itki sistemi}} (İng:[[:en:Electrically powered spacecraft propulsion|Electrically powered spacecraft propulsion]])
Tepki kütlesini yüksek hızlara çıkarmak için yüksek sıcaklık ve [[Akışkanlar dinamiği]] ilkelerini kullanılmasının dışında, tepki kütlesini doğrudan hızlandırmak için elektrostatik ya da [[Elektromanyetizma|elektromanyetik]] kuvvetleri kullanan çeşitli yöntemler bulunmaktadır. Genellikle tepki kütlesi [[iyon]]lardan oluşan bir akımdır. Bu tür bir motor genellikle elektrik gücünü önce atomları iyonize etmek için, ardından da iyonları yüksek hızlara ivmelendirmek üzere bir voltaj/gerilim gradyanı oluşturmak için kullanır.

Elektrikli itki fikri, [[Robert H. Goddard|Robert Goddard]]'ın bu olasılık üzerinde düşünüp  kişisel defterine konuyla ilgili not düştüğü, 1906 tarihine kadar geriye gider.<ref name="choueiri">{{Dergi kaynağı
 | soyadı = Choueiri
 | ad = Edgar Y.
 | yıl = 2004
 | başlık = A Critical History of Electric Propulsion: The First 50 Years (1906–1956)
 | dergi = Journal of Propulsion and Power
 | cilt = 20
 | sayı = 2
 | sayfalar =193-203| url = http://alfven.princeton.edu/papers/choueiriJPP04aabstext.htm
 |doi= 10.2514/1.9245
 | erişimtarihi = 4 Nisan 2016
 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20160304035413/http://alfven.princeton.edu/papers/choueiriJPP04aabstext.htm
 | arşivtarihi = 4 Mart 2016
 | ölüurl = hayır
 }}</ref>
Fikri ilk olarak [[Konstantin Tsiolkovsky]]  1911 yılında yayımlamıştır.

Bu motorlar için, en yüksek çıkış gazı/maddesi hızlarında, enerji verimi ve itki miktarı çıkış gazı hızıyla ters orantılıdır. Bu motorların çok yüksek seviyelerde çıkış gazı hızları üretebilmeleri, muazzam miktarlarda enerjiye gereksinimleri olduğu anlamına gelir ve bu yüzden günümüzde kullanımdaki güç kaynakları ile düşük itki elde edilebilirken buna karşın çok az miktarda yakıt kullanılmaktadır.

Güneşe makul ölçüde yakın olan bazı görevler için, [[güneş enerjisi]] yeterli gelebilir ve sıklıkla da kullanılmıştır, ancak daha uzakta olan ya da  daha yüksek güç gerektiren bazı görevlerde, nükleer enerji zorunludur; Kullandıkları gücü nükleer bir kaynaktan [sistemden] çeken motorlara [[nükleer elektrikli roket]] (İng: [[:en:nuclear electric rocket|nuclear electric rocket]]) denir.

Günümüzde kullanılan herhangi bir elektrik güç kaynağı (kimyasal, nükleer veya güneş enerjisi) ile üretilebilen en yüksek güç miktarı, üretilebilen itki miktarını küçük bir değerle sınırlar. Güç üretimi uzay aracına  önemli ölçüde kütle eklemektedir ve güç kaynağının ağırlığı, aracın verimini kaçınılmaz bir şekilde sınırlamaktadır.

Günümüzde kullanılan nükleer güç üreteçleri, iç gezegenlerin yakınlarında güneşten sağlanan enerji bağlamında, watt başına gereken güneş panellerinin toplam ağırlığının yaklaşık olarak yarısına denk gelmektedir. Kimyasal güç üreteçleri, elde edilebilen toplam enerjinin çok daha küçük olması sebebiyle kullanılmamaktadırlar. Uzay aracına ışınla gönderilen elektrik gücü sistemleri  umut vadetmektedir.
[[Dosya:Xenon hall thruster.jpg|küçükresim| [[NASA]]'nın [[Jet İtki Laboratuvarı]]nda 6 kW'lık Hall iticisi çalıştırılırken.]]
Bazı elektromanyetik yöntemler aşağıda verilmiştir:
* [[İyon iticisi]] (İng: [[:en:Ion thrusters|Ion thrusters]]; önce iyonlar ivmelendirilir ve daha sonra iyon ışını/akımı, "nötrleştirici" (neutralizer) adı verilen bir katottan yayımlanan bir elektron akımıyla nötrleştirilir/yüksüzleştirilir)
**[[Elektrostatik iyon iticisi]] (İng: [[:en:Electrostatic ion thruster|Electrostatic ion thruster]]
**[[Alan-yayımlı elektrikli itki]] (İng: [[:en:Field-emission electric propulsion|Field-emission electric propulsion]])
**[[Hall etkisi iticisi]] (İng: [[:en:Hall effect thruster|Hall effect thruster]])
**[[koloit iticisi]] (İng: [[:en:Colloid thruster|Colloid thruster]])
* Elektroısıl (elektrotermik/elektrotermal) iticiler (İng:Electrothermal thrusters) (elektromanyetik alanlar aracılığıyla üretilen plazma, [[sevk maddesi|yakıtın]] çoğunluluğunun [[ısı]]sını artırmak için kullanılır; gaz halindeki yakıta aktarılan ısı enerjisi daha sonra, fiziksel olarak üretilmiş ya da manyetik alandan oluşan bir çıkış bölmesi -nozul, İng: [[:en:nozzle|nozzle]]-  aracılığıyla  kinetik enerjiye dönüştürülür)
**[[Arkjet roketi]] (İng: [[:en:Arcjet rocket|DC arcjet]])
**mikrodalga arkjet (İng: [[:en:Arcjet rocket|DC arcjet]])
**[[Helikon çift-katmanlı iticisi|Helikon Çift Katmanlı İticisi]] (İng: [[:en:Helicon Double Layer Thruster|Helicon Double Layer Thruster]])
* Elektromanyetik iticiler (iyonlar, [[Lorentz kuvveti]] aracılığıyla ya da elektrik alanının ivmelenme yönünde olmadığı elektromanyetik alanların yarattığı etki aracılığıyla ivmelendirilir)
**[[Manyetoplazmadinamik itici]] (İng: [[:en:Magnetoplasmadynamic thruster|Magnetoplasmadynamic thruster]])
**[[Elektrotsuz plazma iticisi]] (İng: [[:en:Electrodeless plasma thruster|Electrodeless plasma thruster]])
**[[Atımlı elektrikleyici itici]] (İng: [[:en:Pulsed inductive thruster|Pulsed inductive thruster]])
**[[Atımlı plazma iticisi]] (İng: [[:en:Pulsed plasma thruster|Pulsed plasma thruster]])
**Değişken özgün itkili manyetoplazma roketi [[VASIMR]] (İng: [[:en:Variable specific impulse magnetoplasma rocket|VASIMR]])
*[[Kütle sürücüsü]] (kütle güdücüsü/kütle iticisi) (İng: [[:en:Mass driver|Mass driver]])

Elektroısıl (elektrotermik/elektrotermal)  ve elektromanyetik iticilerde, hem iyonlar hem de elektronlar ivmelendirilir, yüksüzleştiriciye/nötrleştiriciye (İng: neutralizer) gerek olmamaktadır.

===İç tepki kütlesiz manevra===
{{Ayrıca bakınız|Sıfır-yakıtlı manevra}}
(İng: [[:en:Zero-propellant maneuver|Zero-propellant maneuver]])
[[Dosya:Solarsail msfc.jpg|sağ|küçükresim|NASA'ya ait bir güneş yelkeni (solar sail) çalışması. Yelken yarım kilometre uzunluğunda olacaktır.]]

[[Momentum]]'un [[korunum yasası]] genellikle, tepki kütlesi kullanmayan herhangi bir motorun uzay gemisinin kütle merkezini ivmelendiremeyeceğini (diğer taraftan konumlamanın/doğrultunun değiştirilebilmesi ise mümkündür) belirtir. Ancak uzay, özellikle de Güneş Sistemi'nin içindeki uzay boş değildir; bu alanda yerçekimi alanları, [[manyetik alan]]lar, [[elektromanyetik dalga]]lar, [[güneş rüzgârı]] ve güneş radyasyonu mevcuttur. Özellike elektromanyetik (EM) dalgaların, kütlesiz olmalarına rağmen, momentuma sahip oldukları bilinmektedir; özellikle EM dalganın "P" ile gösterilen momentum akı yoğunluğu (momentum flux density)  nicel olarak, "S" ile gösterilen [[Poynting vektörü]]nün 1/c katıdır, örn: '''P''' = '''S'''/c, burada c ışık hızıdır. [[Alan itkisi|Alan itki]] (İng: [[:en:Field propulsion|Field propulsion]]) yöntemleri tepki kütlesi kullanmadıkları için, aracın yakınlarında bulunan EM dalgası gibi momentuma sahip bir alanla eşleşerek/alanı kullanarak bu durumdan faydalanmaya çalışır. Ancak bu tür olguların/oluşumların çoğu doğada dağınık halde olduğundan, bununla alakalı olan (örn. EM dalgasını yakalayan) itki yapılarının orantılı olarak büyük olması gerekir.

İşlemesi için çok az yakıt kullanan ya da hiç yakıta ihtiyacı olmayan çeşitli uzay itki sistemi bulunmaktadır. Bir [[uzay kablosu|kablo itki sistemi]] (ing: [[:en:tether propulsion|tether propulsion]]), yüksek gerilme direnci sahip bir kablo yardımıyla uzay aracını yörüngesini, örneğin gezegenin manyetik alanıyla etkileşerek ya da  başka bir nesne ile momentum takas ederek, değiştirmektedir.<ref>{{Haber kaynağı
 | ad=Dave
 | soyadı=Drachlis
 | başlık=NASA calls on industry, academia for in-space propulsion innovations
 | yayıncı=NASA
 | tarih=24 Ekim 2002
 | url=http://www.msfc.nasa.gov/news/news/releases/2002/02-269.html
 | erişimtarihi=26 Temmuz 2007
 | arşivurl=https://web.archive.org/web/20071206095134/http://www.msfc.nasa.gov/news/news/releases/2002/02-269.html
 | arşivtarihi=6 Aralık 2007
 | ölüurl=evet}}</ref> [[Uzay yelkenlileri|Güneş yelkenleri]], elektromanyetik enerjiden kaynaklanan [[ışınım basıncı]]ndan faydalanırla, ancak verimli bir şekidle işleyebilmeleri için büyük bir toplama yüzeyine sahip olmaları gerekmektedir. [[Manyetik yelkenli]] (ing: [[:en:magnetic sail|magnetic sail]]), [[güneş rüzgârı]]ndaki yüklü parçaçıkları, bir manyetik alan ile saptırırak uzayaracına momentum kazandırır. Bunun bir çeşidi olan mini-manyetosferik plazma itki sistemi, manyetik alan içerisinde küçük bir plazma bulutu tutarak Güneşten gelen yüklü parçacıkları bu plazma bulutundan saptırır. [[elektrik yelkeni]] (ing: [[:en:E-sail|E-sail]]) ise çok ince ve çok hafif tellerde tuttuğu elektrik yükü ile güneş gelen yüklü parçacıkları saptırarak hareketin yönü üzerinde daha çok hakimiyet sağlayabileceği düşünülen bir sistemdir.

Tasarım kanıtı olarak, [[NanoSail-D]] [[Dünya]] yörüngesine dönen ilk nanouydu olmuştur.<ref>{{Web kaynağı |url=http://inhabitat.com/nasas-nanosail-d-becomes-the-first-solar-sail-spacecraft-to-orbit-the-earth/ |başlık=NASA's Nanosail-D Becomes the First Solar Sail Spacecraft to Orbit the Earth {{!}} Inhabitat - Green Design Will Save the World<!-- Bot generated title --> |erişimtarihi=25 Nisan 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20110220043106/http://inhabitat.com/nasas-nanosail-d-becomes-the-first-solar-sail-spacecraft-to-orbit-the-earth |arşivtarihi=20 Şubat 2011 |ölüurl=evet }}</ref> Bu tür küçük uydulları gelecekteki yörünge uyduları arasına katma{{Kaynak belirt|date=February 2011}} planları yapılmaktadır, böylece onlara ihtiyaç kalmaması durumunda yörüngeden çıkarılarak atmosferde yanmaları sağlanabilecektir. Cubesail [[ADY]]'de güneş yelkeninin kullanılacağı ve bir güneş yelkeni ile tüm üç eksende de yönelim denetimi/yönetimi yapılacak olan ilk görev olacaktır.<ref>{{Web kaynağı | başlık = Space Vehicle Control | url = http://www.surrey.ac.uk/ssc/research/space_vehicle_control/cubesail/news/index.htm | website = University of Surrey | erişimtarihi = 8 Ağustos 2015 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20160507025010/http://www.surrey.ac.uk/ssc/research/space_vehicle_control/cubesail/news/index.htm | arşivtarihi = 7 Mayıs 2016 | ölüurl = hayır }}</ref>

Japanyo da kendi geliştirdiği ve güneş yelkeni ile güç sağlanan [[IKAROS]]  adlı uzay aracını 2010 Mayıs ayında fırlatmıştır. [[IKAROS]] bu yöntemle itki ve yönelim işlevlerinin başarılı bir şekilde yapılabildiğini ispat etmişti ve bugün hala görevine devam etmektedir.

Bir uydu ya da başka bir uzay aracı [[açısal momentumun korunumu yasası]]na tabiidir, bu da kütlenin [[açısal hız]]ında [[Net kuvvet|net bir değişim]] olmasını engeller. Dolayısıyla, bir aracın [[Euler açıları#Tait–Bryan açıları|göreli konumlanması]]nı (İng: [[:en:relative orientation|relative orientation]]) tepki kütlesi harcamaksızın değiştirmek için, aracın başka bir parçası hedeflenenin tersi yönde dönebilir (İng:rotate). Korunumcu olmayan (non-conservative) dış kuvvetler, öncelikle yerçekimi ve atmosfer kaynaklı kuvvetler, günde birkaç dereceye kadar açısal momentuma katkıda bulunabilirler,<ref>{{Kitap kaynağı
 | ad=Desmond
 | soyadı=King-Hele
 | başlık=Satellite orbits in an atmosphere: Theory and application
 | yayıncı=Springer
 | yıl=1987
 | url=http://books.google.com/?id=HSffDG356TkC&lpg=PR1&dq=solar%2C%20magnetic%2C%20and%20tidal%20forces%20rotational%20energy%20satellite&pg=PA6#v=onepage&q=
 | isbn=978-0-216-92252-5
 | erişimtarihi=25 Nisan 2016
 | arşivurl=https://web.archive.org/web/20161224173251/https://en.wikipedia.org/wiki/File:SpaceX_engine_test_fire.jpg#v=onepage&q=
 | arşivtarihi=24 Aralık 2016
 | ölüurl=hayır
 }}</ref> bu yüzden ikincil sistemler istenmeyen  ve zamanla biriken dönüşsel (rotational) enerjiyi dağıtırlar. Bu nedenle, pek çok uzay aracı, uzaydaki konumlanmayı yönetebilmek için  [[tepki tekerleği]]/tepki çarkı (İng: [[:en:Reaction wheel|Reaction wheel]]) veya [[kontrol moment jiroskopu]] (İng: [[:en:Control Moment Gyroscope|control moment gyroscopes]])   kullanmaktadır.<ref>{{Dergi kaynağı
  | soyadı = Tsiotras
  | ad = P. |yazar2=Shen, H. |yazar3=Hall, C. D.
  | yazarbağı = | başlık = Satellite attitude control and power tracking with energy/momentum wheels
  | dergi = Journal of Guidance, Control, and Dynamics
  | cilt = 43
  | sayı = 1
  | sayfalar =23-34| yıl = 2001
  |issn= 0731-5090
  |doi= 10.2514/2.4705 |bibcode= 2001JGCD...24...23T }}
</ref>

[[Yerçekimsel sapan]], bir [[uzay sondası]]nı tepki kütlesi harmacadan diğer hedeflerine ulaştırabilmektedir. Diğer göksel cisimlerin yerçekimsel enerjilerini kullanarak, uzay aracı kinetik enerji kazanabilir.<ref>{{Dergi kaynağı | yıl = 2004 | sayfalar =619-000|doi= 10.1119/1.1621032| soyadı2 =   Cacioppo| soyadı3 =   Gangopadhyaya| ad1 = J. J. | cilt = 72| soyadı1 = Dykla | ad2 = R.| ad3 = A. | dergi = American Journal of Physics | başlık = Gravitational slingshot| sayı = 5|bibcode= 2004AmJPh..72..619D }}</ref> Ancak, daha da çok enerji, roketlerin kullanılması koşuluyla  'yerçekimsel yardım' (İng: gravity assist) yöntemiyle elde edilebilir.

==Gezegenler arası ve atmosfer içi itki sistemleri==
[[Dosya:Lightcraft.jpg|küçükresim|Başarılı bir kavram ispatı (ing: proof of concept) olarak  [[Lightcraft]] (ışık-aracı İng:[[:en:Lightcraft|Lightcraft]]) testi. Lightcraft, [[ışınla-çalışan itki]] (İng:[[:en:beam-powered propulsion|beam-powered propulsion]]) sistemlerinin bir alt kümesidir.]]

===Fırlatma-destek düzenekleri===
{{Ana|Uzaya fırlatma}}
(İng: [[:en:Space launch|Space launch]])

Yörüngeye çıkmanın maliyetini muazzam miktarlarda azaltma potansiyeli olan fırlatma-destek düzenekleri üzerine  pek çok fikir ortaya atılmıştır. Önerilmiş [[Roketsiz uzay fırlatması|roketsiz uzaya fırlatma]] destek düzenekleri  şunları içermektedir:

*[[Skyhook (yapı)|Skyhook (Gök-kancası)]] (tekrar-kullanılabilir yörünge-altı [[fırlatma aracı]] gerektirir, mühendislik açısından kullanımdaki malzemelerle yapılabilmesi mümkün değildir - İng : [[:en:Skyhook (structure)|Skyhook]])
*[[Uzay asansörü]] (Dünya'nın yüzeyinden yer sabit yörüngeye uzanan kablo, var olan malzemelerle inşa edilemez - İng: [[:en:Space elevator|Space elevator]])
*[[Fırlatma döngüsü]] (yaklaşık 80&nbsp;km uzunluğunda çok hızlı bir çevirme döngüsü -İng: [[:en:Launch loop|Launch loop]])
*[[Uzay fıskiyesi]] (tabanından fırlatılan kütlelerden oluşan bir madde akışı sayesinde yerinde duran çok uzun bir yapı - İng: [[:en:Space fountain|Space fountain]])
*[[Yörüngesel halka]] (Dünya'nın etrafındaki bir halkadan aşağı sarkan çubuklardan oluşan bir yapı; Bir uzay asansörü çeşidi - İng:[[:en:Orbital ring|Orbital ring]])
*[[Kütle sürücüsü|elektromanyetik mancınık]] ([[Elektromanyetik top]], [[Elektromanyetik top|Gauss silahı]]) (bir çeşit elektrik silahı - İng:[[:en:mass driver|mass driver]])
*[[Rocket kızak fırlatılışı]] (İng: [[:en:Rocket sled launch|Rocket sled launch]])
*[[Uzay silahı]] ([[HARP projesi]]-[[:en:Project HARP|Project HARP]], [[ram ivmelendiricisi]]-[[:en:ram accelerator|ram accelerator]]) (kimyasal olarak güç verilen bir silah- İng: [[:en:Space gun|Space gun]])
*[[Işınla-güç-sağlanan itki]]li (İng: [[:en:Beam-powered propulsion|Beam-powered propulsion]] roketlere ve jetlere yerden gönderilen ışın sayesinde güç sağlanır.
*[[Yüksek irtifa platform istasyonu]] (İng: [[:en:High-altitude platform|High-altitude platform]]), ilk aşamaya destek vermek üzere tasarlanmıştır.

===Hava-beslemeli motorlar===
{{Ana|Hava-beslemeli jet motoru}} (İng: [[:en:Airbreathing jet engine|Airbreathing jet engine]])
{{Ana|Jet motoru}}
Yapılan çalışmalar, yaygın olarak kullanılan [[ramjet]] ya da [[turbojet]] gibi hava-beslemeli motorların, fırlatma araçlarına takıldıklarında kayda değer bir verim artışı sağlayabilmeleri için aşırı ağır olduklarını (çok düşük bir ağırlık/itki oranına sahip olduklarını) göstermiştir. Ancak fırlatma araçları, hava-beslemeli itki sistemleri kullanan taşıma araçlarından yüksek irtifada  [[havada fırlatma|fırlatılabilirler]] (İng: [[:en:air launch|air launch]]) (örn. [[B-29 Superfortress|B-29]], [[Pegasus roket]] ve [[Scaled Composites White Knight|White Knight]]). Fırlatma rayına takılmış olan Jet motorları da kullanılabilir.

Diğer taraftan, yükseliş sırasında hava içinde hareket ediliyor olmasının avantajını kullanacak olan, çok hafif veya çok yüksek hızlı motorlardan önerilenler şunlardır:
* [[SABRE Roket Motoru|SABRE]] - [[hidrojen]] yakıtlı ve ön-soğutuculu hafif bir turbojet<ref name="SABRE">{{Web kaynağı | yazar = Anonymous | yıl = 2006 | url = http://www.reactionengines.co.uk/sabre.html | başlık = The Sabre Engine | yayıncı = Reaction Engines Ltd. | erişimtarihi = 26 Temmuz 2007 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20151224163648/http://www.reactionengines.co.uk/sabre.html | arşivtarihi = 24 Aralık 2015 | ölüurl =evet}}</ref>
* [[ATREX]] - hidrojen yakıtlı ve ön-soğutuculu hafif bir turbojet<ref>{{Dergi kaynağı
 | yazar=Harada, K.; Tanatsugu, N.; Sato, T.
 | başlık=Development Study on ATREX Engine
 | dergi=Acta Astronautica
 | yıl=1997 | cilt=41 | sayı=12 | sayfalar=851-862|doi=10.1016/S0094-5765(97)00176-8 }}</ref>
* [[Sıvı hava döngülü motor]] (İng:[[:en:Liquid air cycle engine|LACE]])- roket motoru içinde yakmadan önce havayı sıvılaştıran, hidrojen yakıtlı jet motoru
* [[Scramjet]] - "süpersonik yanma" yöntemini kullanan bir [[jet motoru]] türü

Normal roket fırlatma araçları, birkaç 10 kilometrelik irtifada açısını değiştirerek yanlamasına hedef yörüngesine doğru ateşleme yapmadan önce neredeyse tamamen dikey bir şekil uçuşu gerçekleştirir; bu başlangıçtaki dikey tırmanış fazladan yakıt harcatır  ancak hava sürtünmesini büyük ölçüde azalttığı için yerinde bir manevradır. Hava-beslemeli motorlar yakıtı çok daha verimli bir şekilde yakarlar ve bu da çok daha düz bir fırlatma doğrultusunu olanaklı kılacağından  araçlar Dünya'nın yüzeyine yaklaşık olarak teğet olan bir doğrultuda atmosferi terkedene kadar uçacaklar ve hedef yörüngesel hıza ulaşmak için gereken  [[delta-v]] hızına ulaşmak için ayrıca ateşleme gerçekleştireceklerdir.

===Gezegene varış ve iniş===
[[Dosya:Pathfinder Air Bags - GPN-2000-000484.jpg|küçükresim|sağ|MARS Pathfinder hava-yastığı sisteminin test versiyonu]]
Bir araç hedef gezegenin çevresinde yörüngeye gireceği zaman ve gezgene ineceği zaman, hızını ayarlarmak zorundadır. Bu işlem aşağıda sayılan tüm yöntemlerle (yeteri kadar yüksek itki üretebildikleri sürece) yapılabilmektedir, ancak gezegenlerin atmosferlerinin ve/veya yüzeylerinin avantajını kullanabilecek birkaç adet yöntem bulunmaktadır.

* [[Atmosferle frenleme]] (ing: [[:en:Aerobraking|Aerobraking]]) yöntemi, yörüngenin en düşük noktasındayken (periapsis), bir gezegenin atmosferinin üst katmanlarından yinelenen geçişler yaparak hız kesmek suretiyle uzay aracının eliptik yörüngesinin  en yüksek noktasının (apoapsis) mesafesinin azaltılmasına olanak sağlar. Bu yöntemle, eliptik yörüngeye girmek düşük bir dairesel yörüngeye göre çok daha az delta-V gerektiği için, önemli ölçüde yakıt tasarrufu yapılabilmektedir. Frenleme pek çok yörünge dönüşü süresince yapıldığından, ısınma göreli olarak azdır ve ısı kalkanı gerektirmemektedir. Bu yöntem, [[Mars Global Surveyor]], [[2001 Mars Odyssey|Mars Odyssey]] ve [[Mars Reconnaissance Orbiter]] gibi birçok MARS görevi sırasında  ve en azından bir adet Venüs görevinde ([[Magellan (uzay aracı)|Magellan]] - ing: [[:en:Magellan probe|Magellan]]).
* [[Atmosfere yakalanma]] (İng: [[:en:Aerocapture|Aerocapture]]) çok daha agresif bir manevradır ve gezegene varan hiperbolik bir yörüngeyi tek geçişte eliptik bir yörüngeye çevirmek için kullanılır. Bu yöntem; atmosferin içerisinden tek bir seferde geçilerek tamamlanmak zorunda olması ve, "Atmosferle frenleme" (Aerobraking) yönteminin aksine, atmosferin önceden gözlemlenmesi olasılığının olmaması sebebiyle, ısı kalkanı ve çok daha hassas bir [[yolbul]] (ing:navigasyon) sistemi gerektirir. Eğer amaç yörüngede kalmaksa, bu yöntemin sonunda  en azından bir adet daha itkisel manevra yapılması gerekmektedir—aksi takdirde elde edilen yörüngenin en düşük noktası atmosfer içerisinde kalacaktır ve en sonunda atmosfere tekrar girişe ve gezegene inişe yol açacaktır. "Atmosfere yakalanma" yöntemi şimdiye kadar hiçbir (dış) gezegen görevinde kullanılmamıştır, ancak Ay'dan dönen  [[Zond 6]] ve [[Zond 7]] araçları tarafından gerçekleştirilen [[Kaydırmalı tekrar-giriş]] (ing: [[:en:Skip reentry|re-entry skip]]) manevraları  "Atmosfere yakalanma" manevralarıydı çünkü hiperbolik yörüngelerini atmosferin içerisine girerek eliptik yörüngeye çevirmişlerdir. Bu görevlerde, yörüngenin periapsis noktasını yükselmek için girişimde bulunulmadığı için, elde edilen yörünge atmosferle kesişmiş ve periapsis'ten bir sonraki geçişte, tekrar-giriş gerçekleşmiştir.
* [[Balon-paraşüt freni]] (ing: [[:en:ballute|ballute]]) şişirilebilir bir frenleme cihazı.
* [[Paraşüt]]ler, atmosferi olan bir gezegene ya da doğal uyduya bir sondayı, genellikle [[Atmosfere tekrar-giriş|ısı kalkanı]] (İng: [[:en:Atmospheric reentry|heat shield]]) sayesinde  atmosferde sondanın hızı büyük ölçüde azaltıldıktan sonra, indirebilmektedir.
* [[Hava yastığı|Hava yastıkları]] yüzeye inişi yumuşatabilmektedirler.
* [[Lithobraking]] (İng:[[:en:Lithobraking|Lithobraking]]) veya yüzeye çarparak durma, genellikle kazayla gerçekleşir. Ancak sonda'nın çarpışmadan çıkmasının beklendiği durumlarda kasıtlı olarak bu yöntem kullanılabilir (örneğin bkz: [[Deep Impact (uzay aracı)]]) ki bu durumda  çok dayanıklı bir sonda gerekecektir.

==Kuramsal yöntemler==
[[Dosya:Wormhole travel as envisioned by Les Bossinas for NASA.jpg|küçükresim|sağ|Sanatçının gözünden warp sürücüsü tasarımı kavramı]]

Tamamen yeni fizik ilkeleri gerektirecek ya da gerçekte var olmayabilecek olan kuramsal itki yöntemleri üzerinde durulmuştur. Şimdiye kadar, bu tür yöntemler spekülasyona açıktır. {{Kaynak belirt|tarih=June 2016}} Aşağıda bu yöntemlerin bir kısmı sıralanmıştır:

*[[Çığır açan itki fiziği programı#Diametrik sürücüsü|Diametrik sürücüsü]](İng: [[:en:Breakthrough Propulsion Physics Program#Diametric drive|Diametric drive]])
*[[Çığır açan itki fiziği programı#Ayrık sürücü|Ayrık sürücü]](İng: [[:en:Breakthrough Propulsion Physics Program#Disjunction drive|Disjunction drive]])
* [[Alcubierre sürücüsü]](İng: [[:en:Alcubierre drive|Alcubierre drive]]) ([[warp sürücüsü]]nün bir çeşidi - İng: [[:en:warp drive|warp drive]])
*[[Çığır açan itki fiziği programı#Diferansiyel yelken|Diferansiyel yelken]] (İng: [[:en:Breakthrough Propulsion Physics Program#Differential sail|Differential sail]])
*[[Solucandeliği|Solucandelik]]leri – kuramsal olarak mümkün, ancak günümüzdeki teknoloji ile elde edilemez durumdadır
*[[Woodward etkisi]]
*[[Tepkisiz sürücü]] (İng: [[:en:Reactionless drive|Reactionless drive]]) – [[Momentumun korunumu]] yasasını ihlal ettiği için kuramsal olarak imkânsız görünmektedir.
*[[Foton roketi]] (İng: [[:en:Photon rocket|Photon rocket]])
*[[Bussard ramjet]] (İng: [[:en:Bussard ramjet|Bussard ramjet]])
*"[[Boyut#İlave boyutlar|Hiper-uzay]]" sürücüsü ([[Heim Teorisi]]'ne dayanmaktadır. İng: [[:en:Heim theory|Heim theory]])
*Micronewton elektromanyetik iticisi - elektromanyetizma ile güç verilen bir iticide çizgisel momentum kaybı olduğu iddia edilmiştir<ref name="Applied Physics Letters">{{Haber kaynağı|başlık=Micronewton electromagnetic thruster|yıl=2012|yazar=Dimitri S.H. Charrier|cilt=101|eser=[[Applied Physics Letters]] ([[:en:Applied Physics Letters|Applied Physics Letters]])|url=http://apl.aip.org/resource/1/applab/v101/i3/p034104_s1?isAuthorized=no|sayfa=034104|erişimtarihi=14 Haziran 2016|arşivurl=https://web.archive.org/web/20200506143647/https://aip.scitation.org/apl/resource/1/applab/v101/i3/p034104_s1?isAuthorized=no&isAuthorized=no|arşivtarihi=6 Mayıs 2020|ölüurl=evet}}</ref>

''İtki sistemlerindeki  potansiyel çığır açıcı yöntemleri inceleyen'' (2005)  bir NASA incelemesi şurada bulunabilir: [http://www.grc.nasa.gov/WWW/bpp/2005-J_ANYAS_AssessBPP.pdf Marc G Millis]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20150430104532/http://www.grc.nasa.gov/WWW/bpp/2005-J_ANYAS_AssessBPP.pdf |tarih=30 Nisan 2015 }} . Ayrıca  NASA'nın bu alandaki araştırmasına genel bir bakış şurada bulunabilir: [http://www.grc.nasa.gov/WWW/bpp/ Çığır-açıcı İtki Fiziği]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20040402092917/http://www.grc.nasa.gov/WWW/bpp/ |tarih=2 Nisan 2004 }}.

==Yöntemler tablosu==
Aşağıdaki listede daha çok popüler olan ve kanıtlanmış teknolojiler ve onları takiben aşağılara doğru gittikçe daha çok spekülatif olan yöntemler verilmiştir.

Her yöntem için dört ader değer verilmiştir. İlki [[Özgül itici kuvvet|etkin gaz/madde çıkış hızı]]: yakıtın aracı terk ettiği hıza eşittir. Bu değer itki sisteminin en önemli özelliği olmayabilir; itme, güç tüketimi ve diğer etkenler öyle olabilir. Ancak:
*Eğer delta-v gaz/madde çıkış hızından daha fazla ise, aşırı miktarlarda yakıt gerecektir (yukarıdaki hesaplamalar kısmını inceleyiniz)
*Eğer tersine gaz/madde çıkış hızı delta-v değerinden daha fazla ise, o zaman  orantılı olarak daha çok enerji gerekecektir; eğer güneş enerjisinde olduğu gibi güç sınırlı ise  o halde yolculuk orantılı bir şekilde  çok daha uzun sürer.

İkinci ve üçüncü değerler sırasıyla ilgili yönteme has itki ve yanma süresi miktarıdır. Yerçekimsel potansiyeli olan bir alanın dışındayken, uzun bir sürede verilen küçük miktardaki itki kısa sürede verilen büyük miktardaki itki ile aynı sonucu verecektir. (Bu durum cisim büyük oranda yerçekimine maruz kalırsa geçerli değildir)

Dördüncü değer ise, roketlerdeki aşamalandırma olmadığı durumda yöntemin verebileceği en yüksek deltav-v değeridir. Roket benzeri bir itki sisteminde bu değer kütle kesri ve gaz/madde çıkış hızının bir işlevidir. Roket benzeri sistemlerde kütle kesri genellikle itki sistemin ve yakıt tankının ağırlıkları toplamıyla sınırlıdır. Bir sistemin bu sınıra ulaşabilmesi için genellikle görev-yükünün miktarının aracın toplam ağırlığına oranının göz ardı edilebilecek bir yüzdelik değer olması gerekebilmektedir ve bu yüzden bazı sistemlerin pratikteki limiti çok daha düşük olabilir.

{| class="wikitable sortable" cellpadding="1" style="font-size:95%; border:gray solid 1px; text-align:center; margin:0 auto;"
|+ style="background:lightgrey;"|Propulsion methods
!Yöntem!! [[Özgül itici kuvvet|Etkin<br>gaz/madde<br>çıkış hızı]]<br>(km/s)!![[İtme (akışkanlar mekaniği)|İtki]]<br>(N)!!Ateşleme<br>Süresi!!En yüksek<br>[[Delta-v]]<br>(km/s)!![[Teknoloji kullanılabilirlik seviyesi|Teknoloji<br>Kullanılabilirlik<br>Seviyesi]]<br>(İng:[[:en:Technology readiness level#NASA definitions|TRL]])
|-
|align="center"|[[Katı yakıtlı roket motoru|Katı-yakıtlı Roket]] || <~ 2.5 || <~ 10<sup>7</sup> || {{Ntsh|60}}dakika|| {{Ntsh|7}}~ 7 || {{Nts|9}}:Uçuş kanıtlanmış
|-
|align="center"|[[Hibrit yakıtlı roket|Hibrit roket]]||  ||  || {{Ntsh|60}}dakika || {{Ntsh|3}}> 3 || {{Nts|9}}:Uçuş kanıtlanmış
|-
|align="center"|[[Tek-yakıtlı roket]] ([[:en:Monopropellant rocket|Monopropellant rocket]]) || {{Ntsh|2}}1 – 3{{Kaynak belirt|tarih=November 2012}} || {{Ntsh|{{#expr:10^.5}}}}0.1 – 100{{Kaynak belirt|tarih=November 2012}} || {{Ntsh|1}}milisaniye–dakika || {{Ntsh|3}}~ 3 || {{Nts|9}}:Uçuş kanıtlanmış
|-
|align="center"|[[Sıvı yakıtlı roket]] || <~ 4.4 || <~ 10<sup>7</sup> || {{Ntsh|60}}dakika || {{Ntsh|9}}~ 9 || {{Nts|9}}:Uçuş kanıtlanmış
|-
|align="center"|[[Elektrostatik iyon iticisi]] || {{Ntsh|112.5}}15 – 210{{Kaynak belirt|tarih=June 2016}}{{tam kaynak belirt|date=Kasım 2012}} ||  || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*365.25*12^−.5}}}}ay/yıl || {{Ntsh|100}}> 100 || {{Nts|9}}:Uçuş kanıtlanmış
|-
|align="center"|[[Hall etkisi iticisi]] (HET) || {{Ntsh|29}}8–50{{Kaynak belirt|tarih=November 2012}} || || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*365.25*12^−.5}}}}ay/yıl || {{Ntsh|100}}> 100 || {{Nts|9}}:Uçuş kanıtlanmış<ref>Hall etkisi iticileri Sovyet/Rus uydularında onlarca yıl boyunca kullanılmışlardır.</ref>
|-
|align="center"|[[Resistojet roketi]] || {{Ntsh|4}}2–6 || {{Ntsh|{{#expr:10^−.5}}}}10<sup>−2</sup>–10 || {{Ntsh|60}}dakika || {{dunno}} || {{Nts|8}}:Uçuş yeterliliği almış<ref>[http://arc.aiaa.org/doi/pdf/10.2514/6.2005-4260''A Xenon Resistojet Propulsion System for Microsatellites''] (Surrey Space Centre, University of Surrey, Guildford, Surrey) (Purchasable document)</ref>
|-
|align="center"|[[Arkjet roketi]] || {{Ntsh|10}}4–16 || {{Ntsh|{{#expr:10^−.5}}}}10<sup>−2</sup>–10 || {{Ntsh|60}}dakika || {{dunno}} || {{Nts|8}}:Uçuş yeterliliği almış{{Kaynak belirt|tarih=Şubat 2010}}
|-
|align="center"|[[Alan-yayımlı elektrikli itki]] ([[:en:Field Emission Electric Propulsion|FEEP]]) || {{Ntsh|115}}100<ref name="feep">{{Web kaynağı |url=http://www.sitael.com/space/advanced-propulsion/electric-propulsion/#padding-18 |başlık=SITAEL S.p.A. - Field Emission Electric Propulsion |erişimtarihi=15 Haziran 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20160604001457/http://www.sitael.com/space/advanced-propulsion/electric-propulsion/#padding-18 |arşivtarihi=4 Haziran 2016 |ölüurl=hayır }}</ref>–130 || {{Ntsh|{{#expr:10^−4.5}}}}10<sup>−6</sup><ref name="feep"/>–10<sup>−3</sup><ref name="feep"/> || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*365.25*12^−.5}}}}ay/yıl || {{dunno}} || {{Nts|8}}:Uçuş yeterliliği almış<ref name="feep"/>
|-
|align="center"|[[Atımlı plazma iticisi]] ([[:en:Pulsed plasma thruster|PPT]]) || {{Ntsh|20}}~ 20 || {{Ntsh|.1}}~ 0.1  || {{Ntsh|{{#expr:3600000*10^((1+ln2/ln10)/2)}}}}~2,000–10,000 saat || {{dunno}} || {{Nts|7}}:Prototip uzayda ispatlandı
|-
|align="center"|[[Çift mod itkili roket]] ([[:en:Dual mode propulsion rocket|Dual mode propulsion rocket]]) || {{Ntsh|2.85}}1 – 4.7 || {{Ntsh|1000}}0.1 – 10<sup>7</sup> || {{Ntsh|1}}milisaniye–dakika || {{Ntsh|6}}~ 3 – 9 || {{Nts|7}}:Prototip uzayda ispatlandı
|-
|align="center"|[[Güneş yelkeni|Güneş Yelkenleri]] ([[:en:Solar sail|Solar sail]]) || [[Işık hızı|299792:Işık]]<br>[[Güneş rüzgârı#Yay.C4.B1l.C4.B1m|145–750:GüneşRüzgarı]] || 1 [[Astronomik birim|AU]] uzaklıkta {{Nts|9}}/km² <br> 0.2AU uzaklıkta 230/km² <br>4 [[Işık yılı|Iy]] uzaklıkta 10<sup>−10</sup>/km²  || indefinite || {{Ntsh|40}}> 40 || {{Ntsh|6.667}}9:Işık basıncıyla yönelim-denetimi uçuşu kanıtlanmış<br>6:Sadece uzaya çıkarılarak denendi<br>5:Işık-yelkeni (Light-sail) vakumda kanıtlandı
|-
|align="center"|[[Üç-yakıtlı roket]] ([[:en:Tripropellant rocket|Tripropellant rocket]]) || {{Ntsh|3.9}}2.5–5.3{{Kaynak belirt|tarih=February 2011}} || {{Ntsh|1000}}0.1–10<sup>7</sup>{{Kaynak belirt|tarih=February 2011}} || {{Ntsh|60}}dakika || {{Ntsh|9}}~ 9 || {{Nts|6}}:Prototip yerde ispatlandı<ref>{{Web kaynağı |url=http://www.astronautix.com/engines/rd701.htm |başlık=RD-701<!-- Bot generated title --> |erişimtarihi=15 Haziran 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20060709014415/http://www.astronautix.com/engines/rd701.htm |arşivtarihi=9 Temmuz 2006 |ölüurl=hayır }}</ref>
|-
|align="center"|[[Manyetoplazmadinamik itici]] ([[:en:Magnetoplasmadynamic thruster|MPD]]) || {{Ntsh|60}}20–100 || {{Nts|100}} || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*7}}}}hafta || {{dunno}} || {{Nts|6}}:Model—1&nbsp;kW uzayda ispatlandı<ref>{{Web kaynağı |url=http://translate.google.com/translate?hl=en&sl=ja&u=http%3A%2F%2Fwww.isas.jaxa.jp%2FISASnews%2FNo.190%2Flabo-5.html |başlık=Google Çeviri<!-- Bot generated title --> |erişimtarihi=8 Ekim 2020 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20190428160725/https://translate.google.com/translate?hl=en&sl=ja&u=http%3A%2F%2Fwww.isas.jaxa.jp%2FISASnews%2FNo.190%2Flabo-5.html |arşivtarihi=28 Nisan 2019 |ölüurl=hayır }}</ref>
|-
|align="center"|[[Nükleer termal roket]] ([[:en:Nuclear thermal rocket|Nuclear thermal rocket]]) || {{Nts|9}}<ref name="rd0410">{{Web kaynağı |url=http://www.astronautix.com/engines/rd0410.htm |başlık=RD-0410<!-- Bot generated title --> |erişimtarihi=15 Haziran 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20090408122011/http://www.astronautix.com/engines/rd0410.htm |arşivtarihi=8 Nisan 2009 |ölüurl=hayır }}</ref> || {{Ntsh|10000000}}10<sup>7</sup><ref name="rd0410"/> || {{Ntsh|60}}dakika<ref name="rd0410"/> || {{Ntsh|20}}> ~ 20 || {{Nts|6}}:Prototip yerde ispatlandı
|-
|align="center"|[[Kütle sürücüsü|Kütle sürücüleri]] ([[:en:Mass driver|Mass driver]]) || {{Ntsh|15}}0–~30 || {{Ntsh|1000000}}10<sup>4</sup>–10<sup>8</sup> || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*31}}}}ay || {{dunno}} || {{Nts|6}}:Model-32MJ yerde ispatlandı
|-
|align="center"| [[Kablo itki sistemi]] ([[:en:Tether propulsion|Tether propulsion]]) || N/A || {{Ntsh|1000000}}1–10<sup>12</sup> || {{Ntsh|60}}dakika || {{Ntsh|7}}~ 7 || {{Nts|6}}:Model—31.7&nbsp;km uzayda ispatlandı<ref name="Tether">{{Web kaynağı |url=http://www.yes2.info/ |başlık=Young Engineers' Satellite 2<!-- Bot generated title --> |erişimtarihi=15 Haziran 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20170923054016/http://yes2.info/ |arşivtarihi=23 Eylül 2017 |ölüurl=hayır }}</ref>
|-
|align="center"|[[Hava-zengileştirmeli roket]] ([[:en:Air-augmented rocket|Air-augmented rocket]]) || {{Ntsh|5.5}}5–6 || {{Ntsh|1000}}0.1–10<sup>7</sup> || {{Ntsh|{{#expr:60^.5}}}}saniye–dakika || {{Ntsh|7}}> 7? || {{Nts|6}}:Prototip yerde ispatlandı<ref>{{Web kaynağı |url=http://astronautix.com/lvs/gnom.htm |başlık=Gnom |erişimtarihi=15 Haziran 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20100102204131/http://astronautix.com/lvs/gnom.htm |arşivtarihi=2 Ocak 2010 |ölüurl=evet }}</ref><ref>{{Web kaynağı |url=http://www.grc.nasa.gov/WWW/RT2002/5000/5880trefny.html |başlık=NASA GTX |erişimtarihi=15 Haziran 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20081122140310/http://www.grc.nasa.gov/WWW/RT2002/5000/5880trefny.html |arşivtarihi=22 Kasım 2008 |ölüurl=evet}}</ref>
|-
|align="center"|[[Sıvı hava döngülü motor]] ([[:en:Liquid air cycle engine|Liquid air cycle engine]]) || {{Nts|4.5}} || {{Ntsh|100000}}10<sup>3</sup>–10<sup>7</sup> || {{Ntsh|{{#expr:60^.5}}}}saniye–dakika || {{dunno}} || {{Nts|6}}:Prototip yerde ispatlandı
|-
|align="center"|[[Atımlı elektrikleyici itici]] ([[:en:Pulsed inductive thruster|PIT]]) || {{Ntsh|45}}10<ref name="PIT">{{Web kaynağı |url=http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19930023164_1993023164.pdf |başlık=The PIT MkV pulsed inductive thruster |erişimtarihi=15 Haziran 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20140211023428/http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19930023164_1993023164.pdf |arşivtarihi=11 Şubat 2014 |ölüurl=hayır }}</ref>–80<ref name="PIT"/> || {{Nts|20}} || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*31}}}}ay || {{dunno}} || {{Nts|5}}:Bileşen vakumda doğrulandı<ref name="PIT"/>
|-
|align="center"|[[VASIMR]] ([[:en:Değişken Specific Impulse Magnetoplasma Rocket|VASIMR]]) || {{Ntsh|155}}10–300{{Kaynak belirt|tarih=February 2011}} || {{Ntsh|620}}40–1,200{{Kaynak belirt|tarih=February 2011}} || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*31^.5}}}}gün-ay || {{Ntsh|100}}> 100 || {{Nts|5}}:Bileşen—200&nbsp;kW vakumda doğrulandı
|-
|align="center"|[[Manyetik alan salınımlı yükseltilmiş itici]] ([[:en:Magnetic field oscillating amplified thruster|Magnetic field oscillating amplified thruster]]) || {{Ntsh|70}}10–130 || {{Ntsh|{{#expr:10^−.5}}}}0.1–1 || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*31^.5}}}}gün-ay || {{Ntsh|100}}> 100 || {{Nts|5}}:Bileşen vakumda doğrulandı
|-
|align="center"|[[Solar termal roket]] ([[:en:Solar thermal rocket|Solar thermal rocket]]) || {{Ntsh|9.5}}7–12 || {{Ntsh|10}}1–100 || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*7}}}}hafta || {{Ntsh|20}}> ~ 20 || {{Nts|4}}:Bileşen lab'da doğrulandı<ref>[http://www.prnewswire.com/news-releases/pratt--whitney-rocketdyne-wins-22-million-contract-option-for-solar-thermal-propulsion-rocket-engine-57544207.html Pratt & Whitney Rocketdyne Wins $2.2 Million Contract Option for Solar Thermal Propulsion Rocket Engine] {{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20160808214745/http://www.prnewswire.com/news-releases/pratt--whitney-rocketdyne-wins-22-million-contract-option-for-solar-thermal-propulsion-rocket-engine-57544207.html|tarih=8 Ağustos 2016}} (Press release, June 25, 2008, Pratt & Whitney [[Rocketdyne]] - [[:en:Rocketdyne|Rocketdyne]])</ref>
|-
|align="center"|[[Radyoizotop roketi]] ([[:en:Radioisotope rocket|Radioisotope rocket]]) || {{Ntsh|7.5}}7–8{{Kaynak belirt|tarih=January 2011}} || {{Ntsh|1.4}}1.3–1.5 || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*31}}}}ay || {{dunno}} || {{Nts|4}}:Bileşen lab'da doğrulandı
|-
|align="center"|[[Nükleer elektrikli roket]] ([[:en:Nuclear electric rocket|Nuclear electric rocket]])(Elektrik itki yönteminin kullanıldığı gibi) || Değişken || Değişken || Değişken || {{dunno}} || {{Nts|4}}:Bileşen—[[Güvenli Satın-alınabilir Fisyon Motoru|400kW]] ([[:en:Safe Affordable Fission Engine|SAFE]]) lab'da doğrulandı
|-
|align="center"|[[Orion Projesi]] ([[:en:Project Orion (nuclear propulsion)|Orion Project]]) (yakın ifade: nükleer atımlı itki) || {{Ntsh|60}}20–100 || {{Ntsh|{{#expr:10^10.5}}}}10<sup>9</sup>–10<sup>12</sup><!--not a misprint--> || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*7}}}}birkaç gün || {{Ntsh|45}}~30–60 || {{Nts|3}}:Doğrulanmış—900&nbsp;kg kavram-kanıtı(proof-of-concept)<ref>{{Web kaynağı | url = http://nuclearweaponarchive.org/Usa/Tests/Plumbob.html#PascalB | başlık = Operation Plumbbob | tarih = Temmuz 2003 | erişimtarihi = 31 Temmuz 2006 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20151214180146/http://nuclearweaponarchive.org/Usa/Tests/Plumbob.html#PascalB | arşivtarihi = 14 Aralık 2015 | ölüurl =hayır}}</ref><ref>{{Web kaynağı | url = http://nuclearweaponarchive.org/Usa/Tests/Brownlee.html | başlık = Learning to Contain Underground Nuclear Explosions | ad = Robert R. | soyadı = Brownlee | tarih = Haziran 2002 | erişimtarihi = 31 Temmuz 2006 | arşivurl = https://web.archive.org/web/20160310114418/http://nuclearweaponarchive.org/Usa/Tests/Brownlee.html | arşivtarihi = 10 Mart 2016 | ölüurl = hayır }}</ref>
|-
|align="center"|[[Uzay asansörü]] ([[:en:Space elevator]]) || N/A || N/A || indefinite || {{Ntsh|12}}> 12 || {{Nts|3}}:Doğrulanmış kavram-kanıtı(proof-of-concept)
|-
|align="center"|[[SABRE Motoru]]<ref name="SABRE"/> || {{Ntsh|17.25}}30/4.5 || {{Ntsh|1000}}0.1–10<sup>7</sup> || {{Ntsh|60}}dakika || {{Nts|9.4}} || {{Nts|3}}:Doğrulanmış kavram-kanıtı(proof-of-concept)
|-
|align="center"|[[Manyetik yelkenli]] ([[:en:Magnetic sail|Magnetic sail]]) || {{Ntsh|447.5}}[[Güneş rüzgârı#Yay.C4.B1l.C4.B1m|145–750:GüneşRüzgarı]]|| {{Nts|70}}/40[[Ton (birim)|Mg]]<ref>[http://www.psfc.mit.edu/library1/catalog/reports/2000/05ja/05ja026/05ja026_full.pdf PSFC/JA-05-26:Physics and Technology of the Feasibility of Plasma Sails] {{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20090227051041/http://www.psfc.mit.edu/library1/catalog/reports/2000/05ja/05ja026/05ja026_full.pdf |tarih=27 Şubat 2009 }}, Journal of Geophysical Research, September 2005</ref> || indefinite || {{dunno}} || {{Nts|3}}:Doğrulanmış kavram-kanıtı(proof-of-concept)
|-
|align="center"|[[Manyetik yelkenli#Mini-manyetosferik plazma itkisi|Mini-manyetosferik plazma itkisi]] ([[:en:Magnetic sail#Mini-magnetospheric plasma propulsion|Mini-magnetospheric plasma propulsion]]) || {{Nts|200}} || {{Ntsh|400}}~1 N/kW || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*31}}}}ay || {{dunno}} || {{Nts|3}}:Doğrulanmış kavram-kanıtı(proof-of-concept)<ref>{{Web kaynağı |url=http://www.ess.washington.edu/Space/magbeam/ |başlık=MagBeam |erişimtarihi=15 Haziran 2016 |arşivurl=https://web.archive.org/web/20130103202605/http://www.ess.washington.edu/Space/magbeam/ |arşivtarihi=3 Ocak 2013 |ölüurl=hayır }}</ref>
|-
|align="center"|[[Işınla-güç-sağlanan itki]] ([[:en:Beam-powered propulsion|Beam-powered]])/[[Lazer itki|Lazer]] [[:en:Laser propulsion|Laser]] (itki yöntemi lazer ile güçlendirildiği için) || Değişken || Değişken || Değişken || {{dunno}} || {{Nts|3}}:Doğrulandı—71m (kavram-kanıtı)
|-
|align="center"|[[Fırlatma döngüsü]]/[[Yörüngesel halka]] ([[:en:Launch loop|Launch loop]]/[[:en:Orbital ring|Orbital ring]]) || N/A || {{Ntsh|10000}}~10<sup>4</sup> || {{Ntsh|60}}dakika || {{Ntsh|20.5}}>>11–30 || {{Nts|2}}:[[Manyetik raylı tren|Teknoloji]] kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"|[[Nükleer atımlı itki]] ([[:en:Nuclear pulse propulsion|Nuclear pulse propulsion]]) ([[Daedalus Projesi]]'nin sürücüsü) || {{Ntsh|510}}20–1,000 || {{Ntsh|{{#expr:10^10.5}}}}10<sup>9</sup>–10<sup>12</sup><!--not a misprint--> || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*365.25}}}}years || {{Ntsh|15000}}~15,000 || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"| [[Gaz çekirdek reatör roketi]] ([[:en:Gas core reactor rocket|Gas core reactor rocket]]) || {{Ntsh|15}}10–20 || {{Ntsh|{{#expr:10^4.5}}}}10<sup>3</sup>–10<sup>6</sup> || {{dunno}} || {{dunno}} || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"| [[Nükleer tuz-su roketi]] ([[:en:Nuclear salt-water rocket|Nuclear salt-water rocket]]) || {{Nts|100}} || {{Ntsh|100000}}10<sup>3</sup>–10<sup>7</sup> || {{Ntsh|1800}}half hour || {{dunno}} || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"|[[Fisyon yelkeni]] ([[:en:Fission sail|Fission sail]]) || {{dunno}} || {{dunno}} || {{dunno}} || {{dunno}} || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"|[[Parçalı Fisyon yelkeni]] ([[:en:Fission-fragment rocket|Fission-fragment rocket]]) || {{Nts|15000}} || {{dunno}} || {{dunno}} || {{dunno}} || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"|[[Nükleer fotonik roket]] ([[:en:Nuclear photonic rocket|Nuclear photonic rocket]]) || {{Nts|299792}} || {{Ntsh|{{#expr:10^−2.5}}}}10<sup>−5</sup>–1 || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*365.25*10^.5}}}}yıl- yıllık || {{dunno}} || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"|[[Fisyon roketi]] ([[:en:Fusion rocket|Fusion rocket]]) || {{Ntsh|550}}100–1,000{{Kaynak belirt|tarih=January 2011}} || {{dunno}} || {{dunno}} || {{dunno}} || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"|[[Antimadde katalizli nükleer itki]] ([[:en:Antimatter catalyzed nuclear pulse propulsion|Antimatter catalyzed nuclear pulse propulsion]]) || {{Ntsh|2100}}200–4,000 || {{dunno}} || {{Ntsh|{{#expr:3600*24*7^.5}}}}gün–hafta || {{dunno}} || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"|[[Antimedya roketi]] ([[:en:Antimatter rocket|Antimatter rocket]]) || {{Ntsh|55000}}10,000–100,000{{Kaynak belirt|tarih=January 2011}}  || {{dunno}} || {{dunno}} || {{dunno}} || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
|align="center"|[[Bussard ramjeti]] ([[:en:Bussard ramjet|Bussard ramjet]])|| {{Ntsh|10001.1}}2.2–20,000 || {{dunno}} || süresiz || {{Ntsh|30000}}~30,000 || {{Nts|2}}:Teknoloji kavramı resmileştirildi
|-
!Yöntem!! [[Özgül itici kuvvet|Etkin<br>gaz/madde<br>çıkış hızı]]<br>(km/s)!![[İtme (akışkanlar mekaniği)|İtki]]<br>(N)!!Ateşleme<br>Süresi!!En yüksek<br>[[Delta-v]]<br>(km/s)!![[Teknoloji kullanılabilirlik seviyesi|Teknoloji<br>Kullanılabilirlik<br>Seviyesi]]<br>(İng:[[:en:Technology readiness level#NASA definitions|TRL]])
|}

==Test etme==

Uzay aracı itki sistemleri genellikle önce Dünya yüzeyinde, atmosferin içerisinde durgun olarak test edilirler, ancak pek çok sistemin tam olarak test edilebilmesi için bir vakum odasına ihtiyaç duyulmaktadır. Roketler genellikle, güvenlik sebebiyle yerleşim yerlerinden ve diğer binalardan oldukça uzakta kurulmuş olan [[roket motoru test tesisi|roket motoru test tesislerinde]] (İng: [[:en:rocket engine test facility|rocket engine test facility]])  test edilirler. [[iyon iticisi|iyon iticileri]] (İng: [[:en:ion thruster|ion thruster]]) çok daha az tehlikelidirler ve çok daha az sıkı güvenlik önlemleri ile genellikle büyükçe vakum odaları gerektirirler.

<!--  -Roket motoru test tesisleri makalesi çevrildikten sonra bu kısım eklenebilir- Famous static test locations can be found at [[Rocket engine test facility#Rocket ground test facilities|Rocket Ground Test Facilities]] -->

Bazı sistemler yerde yeterli bir şekilde test edilemeyebilirler ve test fırlatmaları  roket fırlatma sahalarında gerçekleştirilebilir. <!-- [[rocket launch site|Rocket Launch Site]] --uzay limanı karşılığı olan spaceport makalesine yönleniyor.-Daha sonra incelenecek-->.

==Ayrıca bakınız==
<!-- {{Portal| Uzay uçuşu }} -ileride açılması umuduyla- -->
{{Sütunlu liste|colwidth=25em|
* [[Fotonik lazer iticisi]] (İng: [[:en:Photonic laser thruster|Photonic laser thruster]])
* [[Uzayda itki teknolojileri]] (İng: [[:en:In-space propulsion technologies|In-space propulsion technologies]])
* [[Gezegenlerarası uzay uçuşu]] (İng: [[:en:Interplanetary spaceflight|Interplanetary spaceflight]]) <!-- Gezegenlerarası yolculuk bu sayfaya yönlenecek -->
* [[Yıldızlar arası yolculuk]]
* [[Uzay ve Havacılık Mühendisliği maddelerinin listesi]]  (İng: [[:en:Index of aerospace engineering articles|Index of aerospace engineering articles]])
* [[Roketlerin listesi]] (İng: [[:en:Lists of rockets|Lists of rockets]])
* [[Manyetik yelken]] (İng: [[:en:Magnetic sail|Magnetic sail]])
* [[Yörünge manevrası]] (İng: [[:en:Orbital maneuver|Orbital maneuver]])
* [[Yörünge mekaniği]]
* [[Plazma itki motoru]]  (İng: [[:en:Plasma propulsion engine|Plasma propulsion engine]])
* [[Atımlı patlama motoru]]  (İng: [[:en:Pulse detonation engine|Pulse detonation engine]])
* [[Roket]]
* [[Roket motoru çıkışı]] (İng: [[:en:Rocket engine nozzle|Rocket engine nozzle]])
* [[Yapay uydu]]
* [[Uzay yelkenlileri|Güneş yelkeni]]
* [[Özgül itici kuvvet]]
* [[Olasılıksal elektrodinamik]] (İng: [[:en:Stochastic electrodynamics|Stochastic electrodynamics]])
* [[Tsiolkovski roket denklemi]] (İng: [[:en:Tsiolkovsky rocket equation|Tsiolkovsky rocket equation]])
}}

==Notes==
{{Kaynak başı}}
#{{not|frames}} Nesneler yörünge hareket halinde iken ve hiçbir şey sabit durmuyorken, akla şu soru gelebilir, "neye göre sabit?". Cevap enerjinin  sıfır olmasındadır (ve bu durum yerçekimi olmadığı zaman içindir ancak yerçekimi yokluğu durumu biraz karmaşıklaştırmaktadır), ayrıca gaz/madde çıkış hızı, roket motorları açılmadan önceki ''ilk'' hareketine göre durmalıdır. Diğer referans çerçevelerinden bu hesaplamaları yapmak mümkünldür, ancak çıkış maddesinin/gazının ve yakıtın kinetik enerjilerinin göz önünde bulundurlması gerekmektedir. Newton fiziği mekaniğine göre roketin başlangıç konumu, roket/yakıt/çıkış gazı bütününün [[momentum-merkezi çerçevesi|kütle çerçevesinin merkezi]]dir ([[:en:centre of mass frame|centre of mass frame]]) ve herhangi bir çerçeveye göre en az enerjiye sahiptir.
{{Kaynak sonu}}

==Kaynakça==
{{kaynakça}}

== Dış bağlantılar ==
* [http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/bgp.html NASA: İtki sistemlerine başlangıç kılavuzu]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20110221231212/http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/bgp.html |tarih=21 Şubat 2011 }}
* [http://www.grc.nasa.gov/WWW/bpp/ NASA Çığı-açan İtki Fiziği Projesi (Breakthrough Propulsion Physics project)]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20040402092917/http://www.grc.nasa.gov/WWW/bpp/ |tarih=2 Nisan 2004 }}
* [http://www.braeunig.us/space/propuls.htm Roket İtki sistemi]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20060612212910/http://www.braeunig.us/space/propuls.htm |tarih=12 Haziran 2006 }}
* [https://web.archive.org/web/20080228020127/http://www.transtatorindustries.org/JOATP.html Gelişmiş Kuramsal itki Sistemi (Advanced Theoretical Propulsion) dergisi]
* [http://www.projectrho.com/rocket/rocket3c2.html Değişik Roketler]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20100529014413/http://www.projectrho.com/rocket/rocket3c2.html |tarih=29 Mayıs 2010 }}
* [http://www.islandone.org/LEOBiblio/ Dünyadan-yörüngeye Taşımacılık tarhiçesi]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20160615200556/http://www.islandone.org/LEOBiblio/ |tarih=15 Haziran 2016 }}
* [http://www.vectorsite.net/tarokt.html Uzay yolculuğu itki sistemleri]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20160601213607/http://www.vectorsite.net/tarokt.html |tarih=1 Haziran 2016 }} - Greg Goebel tarafından hazırlanan ayrıntılı bir araştırma
* [http://www.howstuffworks.com/rocket1.htm howstuffworks.com sitesindeki roket motorları]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20150909105759/http://www.howstuffworks.com/rocket1.htm |tarih=9 Eylül 2015 }}
* [http://www.cpia.jhu.edu/ Johns Hopkins University, Kimyasal İtki Bilgi Çözümleme Merkezi]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20140805153208/https://www.cpia.jhu.edu/ |tarih=5 Ağustos 2014 }}
* [http://software.lpre.de/ Sıvı Roket Motoru Termodinamik Çözümleme aracı]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20101117022540/http://software.lpre.de/ |tarih=17 Kasım 2010 }}
* [http://www.sitael.com/ SITAEL (ALTA-SPACE şirketini bünyesine katmıştır)]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20160613154012/http://www.sitael.com/ |tarih=13 Haziran 2016 }}
* [http://ep.jpl.nasa.gov/ NASA Jet İtki Laboratuvarı - Jet Propulsion Laboratory]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20130405063810/http://ep.jpl.nasa.gov/ |tarih=5 Nisan 2013 }}
* [http://howthingsfly.si.edu/ Smithsonian Ulusal Hava ve Uzay Müze'sinin "Nesneler nasıl uçar?" konulu sitesi]{{Webarşiv|url=https://web.archive.org/web/20160616182336/http://howthingsfly.si.edu/ |tarih=16 Haziran 2016 }}

{{Uzay uçuşu}}
{{Uzay aracı itki sistemi}}

[[Kategori:Uzayaracı sevki]]
[[Kategori:Uzay gemisi parçaları]]
[[Kategori:Havacılık ve uzay mühendisliği]]