রকেট ইঞ্জিন-এর উৎস দেখুন

[[File:RS-68 rocket engine test.jpg|thumb|right|[[RS-68]] এর পরীক্ষা [[নাসা]]র [[স্টেনিস স্পেস সেন্টার]]-এ]]
 [[File:Viking 5C rocketengine.jpg|thumb|right|[[আরিয়ান ১]] থেকে [[আরিয়ান ৪]]-এ ব্যবহৃত [[ভাইকিং (রকেট ইঞ্জিন)|ভাইকিং ৫সি রকেট ইঞ্জিন]]]]
একটি '''রকেট ইঞ্জিন''' একটি [[প্রতিক্রিয়া ইঞ্জিন]], যা [[নিউটনের তৃতীয় সূত্র]] অনুসারে পেছনের দিকে [[প্রতিক্রিয়া ভর]] নির্গত করে [[থ্রাস্ট]] বা ধাক্কা তৈরি করে। সাধারণত এটি [[রকেট প্রপেল্যান্ট|রকেট জ্বালানি]]র [[দহন]] থেকে উৎপন্ন উচ্চ-তাপমাত্রার [[জেট (দ্রব)|জেট]] নির্গত করে। তবে, [[কোল্ড গ্যাস থ্রাস্টার]] এবং [[নিউক্লিয়ার থার্মাল রকেট]]ের মতো দহনবিহীন রূপও বিদ্যমান। রকেট যানগুলো তাদের নিজস্ব [[অক্সিডাইজার]] বহন করে, যা অধিকাংশ দহন ইঞ্জিনের ক্ষেত্রে দেখা যায় না। ফলে, রকেট ইঞ্জিনগুলোকে [[শূন্যতা|শূন্য স্থানে]]ও ব্যবহার করা যায় এবং এগুলো [[পলায়ন বেগ|পলায়ন বেগের]]ও বেশি গতি অর্জন করতে সক্ষম। সাধারণভাবে রকেট ইঞ্জিন দ্বারা চালিত যানবাহনগুলোর মধ্যে রয়েছে [[ক্ষেপণাস্ত্র]], [[রকেট-সহায়ক প্রক্ষেপণাস্ত্র]], [[ব্যালিস্টিক ক্ষেপণাস্ত্র]] এবং বিভিন্ন আকারের [[রকেট]], যেমন ক্ষুদ্র [[রকেট (আতশবাজি)|আতশবাজি]], [[রকেট (অস্ত্র)|মানুষের মাপের অস্ত্র]] থেকে শুরু করে বিশাল [[মহাকাশ যান]] পর্যন্ত।
অন্যান্য ধরনের জেট ইঞ্জিনের তুলনায়, রকেট ইঞ্জিন সবচেয়ে হালকা এবং সর্বাধিক থ্রাস্ট প্রদান করে, তবে এগুলো সবচেয়ে কম প্রপেল্যান্ট-দক্ষ (কারণ এদের [[নির্দিষ্ট ইমপালস]] সবচেয়ে কম)। আদর্শ নির্গমন পদার্থ হল [[হাইড্রোজেন]], যা সবচেয়ে হালকা উপাদান, কিন্তু রাসায়নিক রকেটগুলোতে ভারী উপাদানের মিশ্রণ উৎপন্ন হয়, যা নির্গমন বেগ হ্রাস করে।

==টার্মিনোলজি==
 এখানে, "রকেট" শব্দটি "রকেট ইঞ্জিন" এর সংক্ষিপ্ত রূপ হিসেবে ব্যবহৃত হয়েছে।
'''[[তাপ রকেট]]গুলো''' একধরনের নির্জীব প্রপেল্যান্ট ব্যবহার করে, যা বিদ্যুৎ দ্বারা উত্তপ্ত হয় ([[ইলেক্ট্রোথার্মাল প্রপালশন]]) অথবা একটি পারমাণবিক রিঅ্যাক্টরের মাধ্যমে ([[পারমাণবিক তাপ রকেট]])।
'''কেমিক্যাল রকেটগুলো''' প্রপেল্যান্টের [[বহিঃউষ্মাধর্মী]] [[রিডাকশন-অক্সিডেশন|রিডক্স]] রাসায়নিক বিক্রিয়ার মাধ্যমে চালিত হয়:
*'''[[ঘন ইন্ধন রকেট]]গুলো''' (অথবা '''ঘন প্রপেল্যান্ট রকেটগুলো''' অথবা '''মোটরগুলো''') এমন কেমিক্যাল রকেট যা [[ঘন|ঘন অবস্থায়]] প্রপেল্যান্ট ব্যবহার করে।
 *'''[[তরল প্রপেল্যান্ট রকেটগুলো]]''' এক বা একাধিক প্রপেল্যান্ট ব্যবহার করে, যা ট্যাঙ্ক থেকে [[তরল অবস্থায়]] সরবরাহ করা হয়।
 *'''[[হাইব্রিড রকেটগুলো]]''' দহন চেম্বারে ঘন প্রপেল্যান্ট ব্যবহার করে, যার সাথে একটি দ্বিতীয় তরল বা গ্যাসীয় [[অক্সিডাইজিং এজেন্ট|অক্সিডাইজার]] বা প্রপেল্যান্ট যোগ করা হয় দহন প্রক্রিয়াকে সক্ষম করতে।
 *'''[[মনোপ্রপেল্যান্ট রকেটগুলো]]''' একটি একক প্রপেল্যান্ট ব্যবহার করে যা একটি [[উত্প্রেক্ষক|ক্যাটালিস্ট]] দ্বারা বিশ্লেষিত হয়। সবচেয়ে সাধারণ মনোপ্রপেল্যান্টগুলো হলো [[হাইড্রাজিন]] এবং [[হাইড্রোজেন পার অক্সাইড]]।

==কার্যপ্রণালী==
 [[File:Liquid-Fuel Rocket Diagram.svg|thumb|upright=1.25|তরল-জ্বালানি রকেটের সরলীকৃত চিত্র: {{olist |
 |[[Liquid rocket propellant|তরল জ্বালানি]] ট্যাঙ্ক
 |[[Oxidizing agent|তরল অক্সিডাইজার]] ট্যাঙ্ক
 |পাম্পগুলো উচ্চ চাপে জ্বালানি এবং অক্সিডাইজার সরবরাহ করে।
 |[[Combustion chamber]] প্রপেল্যান্টগুলো মিশ্রণ করে এবং দহন ঘটায়।
 |[[Propelling nozzle|নিঃসরণ নোজল]] গ্যাস জেটকে সম্প্রসারণ ও দ্রুততর করে ঠেলা উৎপন্ন করে।
 |নিঃসরণ নোজল দিয়ে বের হয়।
 }}]]
[[File:Solid-Fuel Rocket Diagram.svg|thumb|upright=1.25|ঘন-জ্বালানি রকেটের সরলীকৃত চিত্র: {{olist
 |ঘন [[Rocket propellant#Solid chemical propellants|জ্বালানি–অক্সিডাইজার মিশ্রণ]] (প্রপেল্যান্ট) আবরণের মধ্যে ভর্তি করা থাকে
 |[[Pyrotechnic initiator|ইগনাইটার]] প্রপেল্যান্টের দহন শুরু করে।
 |প্রপেল্যান্টের কেন্দ্রীয় ছিদ্র [[combustion chamber]] হিসেবে কাজ করে।
 |[[Propelling nozzle|নিঃসরণ নোজল]] গ্যাস জেটকে সম্প্রসারণ ও দ্রুততর করে ঠেলা উৎপন্ন করে।
 |নিঃসরণ নোজল দিয়ে বের হয়।
 }}]]
রকেট ইঞ্জিন ঠেলা উৎপন্ন করে এক্সহস্ট [[fluid|দ্রবণ]] নির্গত করে, যা [[propelling nozzle|নিঃসরণ নোজল]] দিয়ে উচ্চ গতিতে ত্বরিত হয়। সাধারণত এই দ্রবণটি একটি গ্যাস, যা শক্ত বা তরল [[Rocket propellant|প্রপেল্যান্টের]] উচ্চ চাপে ({{রূপান্তর|10|to|300|bar|psi|order=flip|adj=on}}) দহন থেকে উৎপন্ন হয়। প্রপেল্যান্টে [[fuel|জ্বালানি]] এবং [[oxidizing agent|অক্সিডাইজার]] উপাদান থাকে, যা [[combustion chamber|দহনকক্ষে]] মিশে গ্যাস উৎপন্ন করে। এই গ্যাসগুলো নোজলের মধ্য দিয়ে সম্প্রসারিত হয়ে অত্যন্ত উচ্চ ([[supersonic|অতিধ্বনি]]) গতিতে ত্বরিত হয়, যার প্রতিক্রিয়ায় ইঞ্জিন বিপরীত দিকে ঠেলা পায়।
প্রায়শই ব্যবহারিক রকেটের জন্য দহন প্রক্রিয়াই ব্যবহৃত হয়, কারণ [[thermodynamics|তাপগতিবিদ্যার]] নিয়ম (বিশেষত [[Carnot's theorem (thermodynamics)|কার্নোর উপপাদ্য]]) অনুযায়ী সর্বোচ্চ [[thermal efficiency|তাপগত দক্ষতা]] অর্জনের জন্য উচ্চ তাপমাত্রা ও চাপ প্রয়োজন। [[Nuclear thermal rocket|নিউক্লিয়ার তাপ রকেট]] তুলনামূলকভাবে বেশি দক্ষতা অর্জন করতে সক্ষম হলেও, বর্তমানে এদের [[Nuclear thermal rocket#Risks|পরিবেশগত সমস্যা]] রয়েছে, যা [[পৃথিবীর বায়ুমণ্ডল]] এবং [[cislunar space|চাঁদ-পৃথিবীর মধ্যবর্তী স্থানে]] নিয়মিত ব্যবহারে বাধা দেয়।
[[model rocket|মডেল রকেট্রিতে]], দহন প্রক্রিয়ার বিকল্প হিসেবে [[water rocket|ওয়াটার রকেট]] ব্যবহৃত হয়, যা সংকুচিত বাতাস, [[carbon dioxide|কার্বন ডাই অক্সাইড]], [[nitrogen|নাইট্রোজেন]] অথবা অন্য সহজলভ্য, [[নিষ্ক্রিয় গ্যাস]] দিয়ে চাপপ্রাপ্ত হয়।

===প্রপেলান্ট===
রকেট প্রপেলান্ট হলো এমন একটি ভর যা সাধারণত একটি ট্যাংকে বা সরাসরি দহন চেম্বারের ভেতরে সংরক্ষণ করা হয় এবং পরবর্তীতে এটি রকেট ইঞ্জিন থেকে তরল জেট আকারে নির্গত হয়ে ঠেলা (থ্রাস্ট) উৎপন্ন করে।

রাসায়নিক রকেট প্রপেলান্ট সবচেয়ে বেশি ব্যবহৃত হয়। এগুলো শক্তি নির্গতকারী (এক্সোথার্মিক) রাসায়নিক প্রতিক্রিয়ার মাধ্যমে ঠেলা উৎপন্নের জন্য গরম গ্যাস জেট তৈরি করে। বিকল্পভাবে, রাসায়নিকভাবে নিষ্ক্রিয় [[reaction mass|প্রতিক্রিয়া ভর]] একটি উচ্চ-শক্তির উৎসের মাধ্যমে তাপ বিনিময়কের (হিট এক্সচেঞ্জার) সাহায্যে উত্তপ্ত করা যেতে পারে, যেখানে দহন চেম্বার প্রয়োজন হয় না।

[[Solid rocket|সলিড রকেট]] প্রপেলান্টগুলো জ্বালানি এবং জারণ উপাদানের মিশ্রণে তৈরি হয়, যা ''গ্রেইন'' নামে পরিচিত, এবং প্রপেলান্ট সংরক্ষণের আবরণটি কার্যত দহন চেম্বারে পরিণত হয়।

===ইনজেকশন===
[[Liquid-propellant rocket|তরল-জ্বালানি চালিত রকেট]] পৃথক জ্বালানি এবং অক্সিডাইজার উপাদানগুলোকে দহন কক্ষে প্রবেশ করায়, যেখানে সেগুলো মিশে দহন ঘটে। [[Hybrid rocket|হাইব্রিড রকেট]] ইঞ্জিনগুলো কঠিন এবং তরল বা গ্যাসীয় প্রপেল্যান্টের সংমিশ্রণ ব্যবহার করে। উভয় তরল এবং হাইব্রিড রকেটই চেম্বারে প্রপেল্যান্ট প্রবেশ করানোর জন্য ''[[Liquid-fuel rocket#Injectors|ইনজেক্টর]]'' ব্যবহার করে।
এগুলো প্রায়ই সাধারণ [[jet (nozzle)|জেট]]গুলোর একটি বিন্যাস হয় – ছিদ্র যার মাধ্যমে প্রপেল্যান্ট চাপের মাধ্যমে নির্গত হয়; তবে মাঝে মাঝে এগুলো আরও জটিল স্প্রে নোজল হতে পারে। যখন দুই বা ততোধিক প্রপেল্যান্ট ইনজেক্ট করা হয়, তখন সাধারণত জেটগুলো ইচ্ছাকৃতভাবে প্রপেল্যান্টগুলোকে পরস্পরের সাথে সংঘর্ষ ঘটায়, কারণ এটি প্রবাহকে ছোট ছোট কণায় বিভক্ত করে, যা সহজে দহনযোগ্য হয়।

===দহন চেম্বার=== 
রসায়নিক রকেটের ক্ষেত্রে দহন চেম্বার সাধারণত নলাকার হয়ে থাকে, এবং [[flame holder]] (যা দহন চেম্বারের কম প্রবাহমান অংশে আগুন স্থির রাখতে ব্যবহৃত হয়) সাধারণত প্রয়োজন হয় না। নলাকার চেম্বারের মাত্রা এমনভাবে নির্ধারিত হয় যাতে প্রপেলান্ট সম্পূর্ণভাবে দহন করতে পারে; বিভিন্ন [[rocket propellant]] সম্পূর্ণ দহন নিশ্চিত করতে ভিন্ন ভিন্ন দহন চেম্বারের আকার প্রয়োজন।
এর ফলে একটি সংখ্যা নির্ধারিত হয় যা L^* নামে পরিচিত, যা [[characteristic length]] হিসেবে উল্লেখ করা হয়:
 :L^* = \frac {V_c} {A_t}
 যেখানে:
V_c চেম্বারের আয়তন
A_t নোজলের গলক অংশের ক্ষেত্রফল
L^* সাধারণত {{রূপান্তর|64|-|152|cm|in}} পরিসরের মধ্যে থাকে।
রকেট দহন চেম্বারে ব্যবহারিক [[thermal efficiency]] অর্জন করতে যে তাপমাত্রা এবং চাপ পৌঁছায়, তা [[afterburner|নন-আফ্টারবার্নিং]] [[airbreathing jet engine]] এর তুলনায় অত্যন্ত বেশি। এখানে বায়ুমণ্ডলীয় নাইট্রোজেনের অনুপস্থিতির কারণে দহনকে পাতলা বা ঠান্ডা করার জন্য কোনো উপাদান থাকে না, ফলে প্রপেলান্ট মিশ্রণ প্রকৃত [[stoichiometric]] অনুপাত অর্জন করতে সক্ষম হয়। উচ্চ চাপের সাথে মিলিত হয়ে, এটি দেয়ালের মধ্য দিয়ে তাপ পরিবাহিতির হারকে খুবই উচ্চ করে তোলে।
ইন্ধন এবং অক্সিডাইজারকে চেম্বারে প্রবাহিত করার জন্য প্রপেলান্টের প্রবেশমূলক চাপ দহন চেম্বারের অভ্যন্তরীণ চাপের চেয়ে বেশি হতে হয়। এটি বিভিন্ন নকশাগত পদ্ধতির মাধ্যমে অর্জিত হতে পারে, যেমন [[turbopump]] এর ব্যবহার অথবা সহজ ইঞ্জিনের ক্ষেত্রে [[Pressure-fed cycle (rocket)|পর্যাপ্ত ট্যাঙ্ক চাপ]] দ্বারা তরল প্রবাহ অগ্রসর করা। ট্যাঙ্কের চাপ কয়েকটি উপায়ে বজায় রাখা যায়, যেমন অনেক বড় রকেট ইঞ্জিনে সাধারণ উচ্চ-চাপের [[helium]] প্রেসারাইজেশন সিস্টেম ব্যবহার করা হয় বা নতুন কিছু রকেট সিস্টেমে ইঞ্জিন সাইকেল থেকে উচ্চ-চাপের গ্যাস নিঃসরণ করে [[autogenous pressurization|স্ব-চাপায়ন]] এর মাধ্যমে প্রপেলান্ট ট্যাঙ্ক প্রেসারাইজ করা হয়।
{{সংবাদ উদ্ধৃতি |শেষাংশ=বারগিন |প্রথমাংশ=ক্রিস |ইউআরএল=https://www.nasaspaceflight.com/2016/09/spacex-reveals-mars-game-changer-colonization-plan/ |শিরোনাম=স্পেসএক্স তার মার্স উপনিবেশ পরিকল্পনা প্রকাশ করেছে |কর্ম=[[NASASpaceFlight.com]] |তারিখ=২০১৬-০৯-২৭ |সংগ্রহের-তারিখ=২০১৬-০৯-২৭ }}

উদাহরণস্বরূপ, [[SpaceX Starship]] এর স্ব-চাপায়ন গ্যাস সিস্টেম SpaceX এর কৌশলের একটি গুরুত্বপূর্ণ অংশ, যা তাদের Falcon 9 রকেট পরিবারের পাঁচটি তরল উপাদানকে হ্রাস করে স্টারশিপে মাত্র দুটি করে। এর ফলে কেবল হিলিয়াম ট্যাঙ্ক প্রেসারাইজেশনই বাদ দেওয়া হয় না বরং সব [[hypergolic propellant]] এবং ঠান্ডা গ্যাস [[reaction control system|প্রতিক্রিয়া-নিয়ন্ত্রণ থ্রাস্টার]] এর জন্য ব্যবহৃত [[nitrogen]] ও বাদ দেওয়া হয়।

===নজল===
{{মূল নিবন্ধ|Rocket engine nozzle}}
 [[File:Rocket thrust.svg|thumb|right|রকেটের thrust তৈরি হয় কম্বাশন চেম্বার এবং নজলের মধ্যে চাপের কারণে। নিউটনের তৃতীয় সূত্র অনুসারে, সমান এবং বিপরীত চাপ নির্গমন (exhaust)-এ কাজ করে, যা এটিকে উচ্চ গতিতে ত্বরান্বিত করে।]]
কম্বাশন চেম্বারে উৎপন্ন গরম গ্যাস একটি ছোট খোলার ("থ্রোট") মাধ্যমে নির্গত হতে দেয়া হয়, এরপর এটি একটি প্রশস্ত প্রসারণ অংশের মধ্যে প্রবাহিত হয়। যখন নজলে পর্যাপ্ত চাপ (প্রায় ২.৫–৩ গুণ পরিবেষ্টিত চাপ) সরবরাহ করা হয়, তখন নজল ''[[choked flow|চোক]]'' হয় এবং একটি অতিসONic (supersonic) জেট তৈরি হয়, যা গ্যাসের গতি নাটকীয়ভাবে বাড়িয়ে দেয় এবং অধিকাংশ তাপীয় শক্তিকে গতিশক্তিতে রূপান্তরিত করে। নির্গমন গতি [[expansion ratio|প্রসারণ অনুপাতের]] উপর নির্ভর করে পরিবর্তিত হয়, তবে এটি সমুদ্রপৃষ্ঠে বাতাসের [[speed of sound|শব্দের গতি]]র দশ গুণ পর্যন্তও হতে পারে।
রকেট ইঞ্জিনের thrust-এর প্রায় অর্ধেক আসে কম্বাশন চেম্বারের অভ্যন্তরীণ অসম চাপ থেকে, এবং বাকি অংশ নজলের ভেতরের পৃষ্ঠে চাপ প্রয়োগের ফলে তৈরি হয় (ডায়াগ্রাম দেখুন)। যখন গ্যাস প্রসারিত হয় ([[Adiabatic process|অ্যাডিয়াব্যাটিকভাবে]]), তখন নজলের দেয়ালে চাপ পড়ে যা রকেট ইঞ্জিনকে একদিকে ঠেলে দেয় এবং গ্যাসকে বিপরীত দিকে গতিশীল করে।
{{Anchor|opt_expansion}}
 [[File:Rocket nozzle expansion.svg|thumb|right|upright|একটি দে ল্যাভাল নজলের চারটি প্রসারণ স্তর: • অপর্যাপ্তভাবে প্রসারিত (under-expanded)
 • সম্পূর্ণ প্রসারিত (perfectly expanded)
 • অতিরিক্ত প্রসারিত (over-expanded)
 • অত্যধিক অতিরিক্ত প্রসারিত (grossly over-expanded)]]
সবচেয়ে সাধারণভাবে ব্যবহৃত নজল হল [[de Laval nozzle|দে ল্যাভাল নজল]], যা একটি স্থির-জ্যামিতিক নজল যার প্রসারণ অনুপাত বেশি। থ্রোটের পরবর্তী বড় ঘণ্টা বা শঙ্কুর মতো আকৃতির অংশটি রকেট ইঞ্জিনের স্বতন্ত্র আকৃতি তৈরি করে।
নজল থেকে নির্গত [[static pressure#Static pressure in fluid dynamics|স্ট্যাটিক চাপ]] নির্ভর করে চেম্বারের চাপ এবং থ্রোট ও নির্গমন অংশের ক্ষেত্রফলের অনুপাতের উপর। নির্গমন চাপ যখন পরিবেষ্টিত (বায়ুমণ্ডলীয়) চাপ থেকে আলাদা হয়, তখন চোকড নজলকে নিম্নরূপ বর্ণনা করা হয়—
অপর্যাপ্তভাবে প্রসারিত (under-expanded) - নির্গমন চাপ পরিবেষ্টিত চাপের চেয়ে বেশি
সম্পূর্ণ প্রসারিত (perfectly expanded) - নির্গমন চাপ পরিবেষ্টিত চাপের সমান
অতিরিক্ত প্রসারিত (over-expanded) - নির্গমন চাপ পরিবেষ্টিত চাপের চেয়ে কম; [[shock diamond|শক ডায়মন্ড]] নজলের বাইরের অংশে তৈরি হয়
অত্যধিক অতিরিক্ত প্রসারিত (grossly over-expanded) - একটি [[shock wave|শক ওয়েভ]] নজলের ভেতরে তৈরি হয়
বাস্তবে, নিখুঁত প্রসারণ কেবল একটি পরিবর্তনশীল-নির্গমন-বিস্তৃত নজলের মাধ্যমে অর্জন করা সম্ভব (যেহেতু উচ্চতার সাথে পরিবেষ্টিত চাপ পরিবর্তিত হয়) এবং এটি একটি নির্দিষ্ট উচ্চতার ওপরে সম্ভব নয় কারণ তখন পরিবেষ্টিত চাপ শূন্যের কাছাকাছি পৌঁছে যায়।
যদি নজল সম্পূর্ণ প্রসারিত না হয়, তাহলে দক্ষতার ক্ষতি হয়। অত্যধিক অতিরিক্ত প্রসারিত নজলগুলোর দক্ষতা তুলনামূলকভাবে কম ক্ষতিগ্রস্ত হয়, তবে এটি নজলের যান্ত্রিক সমস্যার কারণ হতে পারে। স্থির-অনুপাতের নজল উচ্চতার সাথে আরও বেশি অপর্যাপ্তভাবে প্রসারিত হয়। প্রায় সব দে ল্যাভাল নজল বায়ুমণ্ডলে চালু হওয়ার সময় অল্প সময়ের জন্য অত্যধিক অতিরিক্ত প্রসারিত অবস্থায় থাকে।{{বই উদ্ধৃতি
 |শেষাংশ = হুজেল
 |প্রথমাংশ = ডেক্সটার কে.
 |শেষাংশ২ = হুয়াং
 |প্রথমাংশ২ = ডেভিড এইচ.
 |তারিখ = ১ জানুয়ারি ১৯৭১
 |শিরোনাম = NASA SP-125, ডিজাইন অফ লিকুইড প্রপেলান্ট রকেট ইঞ্জিনস, সেকেন্ড এডিশন
 |ইউআরএল = https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710019929_1971019929.pdf
 |প্রকাশক = NASA
 |পাতা =
 |আর্কাইভের-ইউআরএল = https://web.archive.org/web/20170324150551/https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710019929_1971019929.pdf/
 |আর্কাইভের-তারিখ = ২৪ মার্চ ২০১৭
 |ইউআরএল-অবস্থা = dead
 |সংগ্রহের-তারিখ = ৭ জুলাই ২০১৭
 }}
নজলের দক্ষতা বায়ুমণ্ডলে কাজ করার সময় প্রভাবিত হয় কারণ উচ্চতার সাথে [[বায়ুমণ্ডলীয় চাপ]] পরিবর্তিত হয়; তবে, যেহেতু রকেট ইঞ্জিন থেকে নির্গত গ্যাস অতিসONic গতিতে চলে, তাই জেটের চাপ পরিবেষ্টিত চাপের চেয়ে বেশি বা কম হতে পারে, এবং সব উচ্চতায় এই দুটির মধ্যে সাম্যাবস্থা বজায় থাকে না (ডায়াগ্রাম দেখুন)।

==== ব্যাক প্রেসার এবং সর্বোত্তম সম্প্রসারণ ====  
সর্বোত্তম কর্মক্ষমতার জন্য, নলকের (nozzle) শেষে গ্যাসের চাপ আশেপাশের বায়ুচাপের সমান হওয়া উচিত। যদি নির্গত গ্যাসের চাপ আশেপাশের চাপের চেয়ে কম হয়, তবে ইঞ্জিনের উপরের অংশ এবং নির্গমন পয়েন্টের মধ্যে চাপের পার্থক্যের কারণে যানবাহন ধীর হয়ে যাবে। অন্যদিকে, যদি নির্গত গ্যাসের চাপ বেশি হয়, তবে যে নির্গত চাপকে থ্রাস্টে (thrust) রূপান্তর করা যেত, তা রূপান্তরিত হয় না এবং এতে শক্তির অপচয় ঘটে।

নির্গত গ্যাসের প্রস্থান চাপ এবং আশেপাশের বায়ুচাপের মধ্যে এই সমতা বজায় রাখতে, উচ্চতার সাথে সাথে নলকের ব্যাস বৃদ্ধি করতে হবে, যাতে চাপের জন্য দীর্ঘ নলকা থাকে (এতে প্রস্থান চাপ ও তাপমাত্রা হ্রাস পায়)। তবে হালকা ওজন বজায় রেখে এই বৃদ্ধি করা কঠিন, যদিও অন্যান্য ধরনের জেট ইঞ্জিনে এটি নিয়মিতভাবে করা হয়। রকেট ইঞ্জিনে সাধারণত একটি হালকা সমঝোতা নলকা ব্যবহৃত হয় এবং 'ডিজাইন উচ্চতা' থেকে ভিন্ন উচ্চতায় বা থ্রটল করা হলে কিছু বায়ুমণ্ডলীয় কর্মক্ষমতা হ্রাস পায়। এটি উন্নত করতে, বিভিন্ন প্রকারের বিশেষ নলকা ডিজাইন প্রস্তাব করা হয়েছে, যেমন [[plug nozzle]], [[stepped nozzles]], [[expanding nozzle]] এবং [[aerospike engine|অ্যারোস্পাইক]] ইঞ্জিন। প্রতিটি ডিজাইন পরিবর্তিত বায়ুচাপের সাথে মানিয়ে নিতে এবং গ্যাসকে নলকার বিপরীতে আরও সম্প্রসারণের সুযোগ দেয়, যা উচ্চ উচ্চতায় অতিরিক্ত থ্রাস্ট প্রদান করে।

যখন খুব কম বায়ুচাপে (শূন্যতায়) নির্গমন করা হয়, তখন কয়েকটি সমস্যা দেখা দেয়। একটি হল নলকার অতিরিক্ত ওজন—এক পর্যায়ের পর, একটি নির্দিষ্ট যানবাহনের জন্য নলকার অতিরিক্ত ওজন কর্মক্ষমতার যে লাভ দেয় তা অতিক্রম করে ফেলে। দ্বিতীয়ত, যখন নির্গত গ্যাস নলকার মধ্যে অ্যাডিয়াবেটিকভাবে (adiabatically) সম্প্রসারিত হয়, তখন তা ঠান্ডা হয়ে যায় এবং কিছু রাসায়নিক উপাদান জমে 'তুষার' তৈরি করতে পারে। এটি জেটের মধ্যে অস্থিতিশীলতা সৃষ্টি করে, যা এড়াতে হবে।

একটি [[de Laval nozzle]]-এ, অতিরিক্তভাবে সম্প্রসারিত নলকায় নির্গত গ্যাসের প্রবাহ বিচ্ছিন্ন হয়ে পড়ে। যেহেতু বিচ্ছিন্নতার বিন্দুটি ইঞ্জিনের অক্ষের চারপাশে সমান হয় না, তাই ইঞ্জিনে একটি পার্শ্বীয় বল প্রয়োগ হতে পারে। এই পার্শ্বীয় বল সময়ের সাথে পরিবর্তিত হতে পারে এবং উৎক্ষেপণ যানবাহনের নিয়ন্ত্রণ সমস্যার কারণ হতে পারে।

উন্নত [[altitude compensating nozzle|উচ্চতা-ক্ষতিপূরণকারী নলকা]] ডিজাইন, যেমন [[aerospike engine|অ্যারোস্পাইক]] বা [[plug nozzle]] পারফরম্যান্সের ক্ষতি কমানোর চেষ্টা করে, যা পরিবর্তিত সম্প্রসারণ অনুপাতের সাথে মানিয়ে নিয়ে পরিবর্তিত উচ্চতার সাথে সামঞ্জস্যপূর্ণ থাকে।

===প্রোপেলান্ট দক্ষতা===
 {{আরও দেখুন|নির্দিষ্ট ইমপালস}}
 [[Image:Nozzle de Laval diagram.svg|thumb|right|upright|ডি ল্যাভাল নোজলের সাধারণ তাপমাত্রা (T), চাপ (p), এবং বেগ (v) প্রোফাইল]]
একটি রকেট ইঞ্জিনের প্রোপেলান্ট দক্ষতার জন্য, একটি নির্দিষ্ট পরিমাণ প্রোপেলান্ট থেকে চেম্বার এবং নোজলের দেয়ালে সর্বাধিক সম্ভব চাপ সৃষ্টি করা গুরুত্বপূর্ণ; কারণ এটিই থ্রাস্টের (গতি সঞ্চার শক্তি) উৎস। এটি নিম্নলিখিত উপায়ে অর্জন করা যেতে পারে:
প্রোপেলান্টকে সম্ভব যতটা সম্ভব উচ্চ তাপমাত্রায় উত্তপ্ত করা (উচ্চ শক্তির জ্বালানি ব্যবহার করে, যা হাইড্রোজেন এবং কার্বন ধারণ করে এবং কখনও কখনও [[অ্যালুমিনিয়াম]]ের মতো ধাতুও থাকে, অথবা পারমাণবিক শক্তি ব্যবহার করে)
কম নির্দিষ্ট ঘনত্বের গ্যাস ব্যবহার করা (যতটা সম্ভব হাইড্রোজেন সমৃদ্ধ)
এমন প্রোপেলান্ট ব্যবহার করা যা সরল আণবিক গঠনের হয় বা ক্ষয়প্রাপ্ত হয়ে সহজ আণবে পরিণত হয়, যাতে অনুবাদকীয় বেগ সর্বাধিক হয়
এগুলো প্রোপেলান্টের ব্যবহৃত ভরকে কমিয়ে দেয়। যেহেতু চাপ প্রোপেলান্টের ভরের সাথে সমানুপাতিক, এবং [[নিউটনের তৃতীয় সূত্র]] অনুসারে ইঞ্জিনের উপর যে চাপ প্রয়োগ হয়, তা প্রোপেলান্টের উপরও সমানভাবে প্রয়োগ হয়, তাই যে কোনো নির্দিষ্ট ইঞ্জিনের জন্য প্রোপেলান্টের চেম্বার ত্যাগ করার বেগ চেম্বারের চাপ দ্বারা প্রভাবিত হয় না (যদিও থ্রাস্ট প্রোপোর্শনাল হয়)। তবে উপরের তিনটি বিষয় প্রোপেলান্টের বেগের উপর গুরুত্বপূর্ণ প্রভাব ফেলে এবং এক্সহস্ট বেগ ইঞ্জিনের প্রোপেলান্ট দক্ষতার চমৎকার একটি মাপকাঠি। এটি ''এক্সহস্ট ভেলোসিটি'' নামে পরিচিত এবং এমন কিছু বিষয়ের জন্য সংশোধন করার পর, '''[[কার্যকর এক্সহস্ট বেগ]]''' একটি রকেট ইঞ্জিনের সবচেয়ে গুরুত্বপূর্ণ প্যারামিটারের মধ্যে একটি (যদিও ওজন, খরচ, নির্মাণের সহজতা ইত্যাদিও সাধারণত খুব গুরুত্বপূর্ণ)।
বায়ুগতিগত কারণে, প্রবাহ নোজলের সবচেয়ে সরু অংশে – 'থ্রোট'-এ গিয়ে শব্দগত বেগে পৌঁছে যায় ("[[Choked flow|চোক]]" হয়)। গ্যাসের ক্ষেত্রে [[শব্দের গতি]] তাপমাত্রার বর্গমূলের সাথে বৃদ্ধি পায়, তাই উত্তপ্ত এক্সহস্ট গ্যাস ব্যবহার পারফরম্যান্সকে উল্লেখযোগ্যভাবে উন্নত করে। তুলনামূলকভাবে, ঘর তাপমাত্রায় বাতাসে শব্দের গতি প্রায় ৩৪০ মি/সেকেন্ড, কিন্তু রকেট ইঞ্জিনের উত্তপ্ত গ্যাসে শব্দের গতি ১৭০০ মি/সেকেন্ডের বেশি হতে পারে; এর বেশিরভাগ পারফরম্যান্স উচ্চ তাপমাত্রার কারণে, তবে রকেট প্রোপেলান্টকে কম আণবিক ভরযুক্ত হিসেবে নির্বাচন করাও বাতাসের তুলনায় বেশি বেগ প্রদান করে।
রকেট নোজলে সম্প্রসারণ আরও বেগ বৃদ্ধি করে, সাধারণত ১.৫ থেকে ২ গুণ পর্যন্ত, যা একটি অত্যন্ত [[কলিমেটেড]] হাইপারসনিক এক্সহস্ট জেট তৈরি করে। রকেট নোজলের বেগ বৃদ্ধি মূলত এর ক্ষেত্রফল সম্প্রসারণ অনুপাতের উপর নির্ভর করে—থ্রোটের ক্ষেত্রফলের তুলনায় নির্গমন ক্ষেত্রফলের অনুপাতের উপর, তবে গ্যাসের বিশদ বৈশিষ্ট্যও গুরুত্বপূর্ণ। বড় অনুপাতের নোজলগুলো অধিক ভরযুক্ত হলেও, সেগুলো দহন গ্যাস থেকে আরও বেশি তাপ শোষণ করতে সক্ষম হয়, ফলে এক্সহস্ট বেগ বৃদ্ধি পায়।

===থ্রাস্ট ভেক্টরিং===
{{মূল নিবন্ধ|Thrust vectoring}}
যানবাহনগুলো সাধারণত জ্বালানি পোড়ানোর সময় জুড়ে সামগ্রিক থ্রাস্টের দিক পরিবর্তন প্রয়োজন। এটি অর্জনের জন্য একাধিক পদ্ধতি প্রয়োগ করা হয়েছে:

* পুরো ইঞ্জিনটি একটি [[hinge|কব্জা]] বা [[gimbal|গিম্বাল]] এর উপর মাউন্ট করা হয় এবং যেকোনো প্রোপেল্যান্ট সরবরাহ কম চাপের নমনীয় পাইপ বা ঘূর্ণায়মান কাপলিংয়ের মাধ্যমে ইঞ্জিনে পৌঁছে।
* শুধুমাত্র কম্বাশন চেম্বার এবং নোজল গিম্বাল করা হয়, পাম্পগুলো স্থির থাকে এবং উচ্চচাপের সরবরাহ ইঞ্জিনের সাথে সংযুক্ত থাকে।
* একাধিক ইঞ্জিন (প্রায়ই সামান্য কোণে কাত করা) স্থাপন করা হয় তবে প্রয়োজনীয় সামগ্রিক ভেক্টর দেওয়ার জন্য থ্রোটল করা হয়, এতে খুব সামান্য ক্ষতি হয়।
* উচ্চ-তাপমাত্রার ভ্যানগুলি এক্সহস্টের মধ্যে প্রসারিত হয় এবং জেটকে বিভ্রান্ত করতে কাত করা যায়।

==সামগ্রিক কর্মক্ষমতা==
{{মূল নিবন্ধ|Overall performance}}
রকেট প্রযুক্তি একযোগে খুব উচ্চ থ্রাস্ট ([[meganewton|মেগানিউটন]]), খুব উচ্চ এক্সহস্ট গতি (সমুদ্রপৃষ্ঠের বাতাসে শব্দের গতির প্রায় ১০ গুণ) এবং খুব উচ্চ থ্রাস্ট-টু-ওজন অনুপাত (>১০০) অর্জন করতে সক্ষম, পাশাপাশি বায়ুমণ্ডলের বাইরে পরিচালনা করতে পারে এবং নিম্নচাপের ফলে হালকা ওজনের ট্যাঙ্ক এবং কাঠামো ব্যবহারের সুবিধা দেয়।
রকেটগুলোকে আরও চরম কর্মক্ষমতার জন্য এইগুলোর এক বা একাধিক ক্ষেত্রে অপ্টিমাইজ করা যায়, যদিও তা অন্যগুলোর খরচে ঘটে।

===নির্দিষ্ট আবেগ (Specific impulse)===
{{Specific impulse|align=right}}
{{মূল নিবন্ধ|Specific impulse}}

রকেট ইঞ্জিনের দক্ষতা পরিমাপের সবচেয়ে গুরুত্বপূর্ণ মেট্রিক হলো [[impulse (physics)|আবেগ]] প্রতি একক [[propellant|প্রপেল্যান্ট]], একে [[specific impulse|নির্দিষ্ট আবেগ]] বলা হয় (সাধারণত <math>I_{sp}</math> হিসেবে লেখা হয়)। এটি হয় একটি গতি হিসাবে পরিমাপ করা হয় (''কার্যকর নিষ্কাশন বেগ'' <math>v_{e}</math> মিটার/সেকেন্ড বা ফুট/সেকেন্ডে) অথবা সময় হিসাবে (সেকেন্ডে)। উদাহরণস্বরূপ, যদি একটি ইঞ্জিন ১০০ পাউন্ড থ্রাস্ট উৎপন্ন করে এবং ৩২০ সেকেন্ড ধরে চলে এবং ১০০ পাউন্ড প্রপেল্যান্ট পোড়ায়, তাহলে নির্দিষ্ট আবেগ হবে ৩২০ সেকেন্ড। নির্দিষ্ট আবেগ যত বেশি হবে, কাঙ্ক্ষিত আবেগ প্রদানের জন্য তত কম প্রপেল্যান্টের প্রয়োজন হবে।

নির্দিষ্ট আবেগ যা অর্জন করা যেতে পারে তা মূলত প্রপেল্যান্ট মিশ্রণের একটি ফাংশন (এবং শেষ পর্যন্ত এটি নির্দিষ্ট আবেগকে সীমিত করবে), কিন্তু চেম্বারের চাপ এবং নজল সম্প্রসারণ অনুপাতের ব্যবহারিক সীমাগুলো অর্জনযোগ্য কর্মক্ষমতাকে হ্রাস করে।

===নেট থ্রাস্ট===  
{{মূল নিবন্ধ|Thrust}}  
নিচে একটি রকেট ইঞ্জিনের নেট থ্রাস্ট গণনার জন্য একটি আনুমানিক সমীকরণ দেওয়া হলো:<ref>{{বই উদ্ধৃতি|লেখক=George P. Sutton|লেখক২=Oscar Biblarz|name-list-style=amp|শিরোনাম=Rocket Propulsion Elements|সংস্করণ=8th|প্রকাশক=Wiley Interscience|তারিখ=2010|আইএসবিএন=9780470080245|ইউআরএল=https://archive.org/details/Rocket_Propulsion_Elements_8th_Edition_by_Oscar_Biblarz_George_P._Sutton/page/34/mode/2up}} সমীকরণ ২-১৪ দেখুন।</ref>

{{block indent|<math>F_n = \dot{m}\;v_{e} = \dot{m}\;v_{e-opt} + A_{e}(p_{e} - p_{amb})</math>}}

{| border="0" cellpadding="2" style="margin-left:1em"
|-
|align=right|যেখানে:
|&nbsp;
|-
!align=right|<math>\dot{m}</math>
|align=left|=&nbsp; নিষ্কাশন গ্যাসের ভর প্রবাহ
|- 
!align=right|<math>v_{e}</math>
|align=left|=&nbsp; কার্যকর নিষ্কাশন বেগ (কখনও কখনও প্রকাশনায় ''c'' হিসাবে চিহ্নিত করা হয়)
|-
!align=right|<math>v_{e-opt}</math>
|align=left|=&nbsp; কার্যকর জেট বেগ যখন Pamb = Pe
|-
!align=right|<math>A_{e}</math>
|align=left|=&nbsp; নজেলের প্রস্থান সমতলে প্রবাহের ক্ষেত্রফল (বা জেট নজেল ছেড়ে যাওয়ার সমতল যদি পৃথক প্রবাহ থাকে)
|-
!align=right|<math>p_{e}</math>
|align=left|=&nbsp; নজেলের প্রস্থান সমতলে স্থির চাপ
|-
!align=right|<math>p_{amb}</math>
|align=left|=&nbsp; পারিপার্শ্বিক (বা বায়ুমণ্ডলীয়) চাপ
|}

যেহেতু, জেট ইঞ্জিনের মতো নয়, একটি প্রচলিত রকেট মোটরে কোনো এয়ার ইনটেক নেই, তাই গ্রস থ্রাস্ট থেকে বাদ দেওয়ার জন্য কোনো 'রাম ড্র্যাগ' নেই। ফলস্বরূপ, একটি রকেট মোটরের নেট থ্রাস্ট গ্রস থ্রাস্টের সমান (স্ট্যাটিক ব্যাক প্রেসার ছাড়া)।

<math>\dot{m}\;v_{e-opt}\,</math> পদটি মোমেন্টাম থ্রাস্টকে প্রতিনিধিত্ব করে, যা একটি নির্দিষ্ট থ্রটল সেটিংয়ে স্থির থাকে, যেখানে <math>A_{e}(p_{e} - p_{amb})\,</math> পদটি প্রেসার থ্রাস্ট পদকে প্রতিনিধিত্ব করে। সম্পূর্ণ থ্রটলে, রকেট মোটরের নেট থ্রাস্ট উচ্চতা বৃদ্ধির সাথে সামান্য উন্নত হয়, কারণ উচ্চতা বৃদ্ধির সাথে বায়ুমণ্ডলীয় চাপ হ্রাস পায়, ফলে প্রেসার থ্রাস্ট পদ বৃদ্ধি পায়। পৃথিবীর পৃষ্ঠে, ইঞ্জিন ডিজাইনের উপর নির্ভর করে প্রেসার থ্রাস্ট ৩০% পর্যন্ত হ্রাস পেতে পারে। এই হ্রাস উচ্চতা বৃদ্ধির সাথে সাথে প্রায় সূচকীয়ভাবে শূন্যে নেমে আসে।

রকেট ইঞ্জিনের সর্বোচ্চ দক্ষতা অর্জন করা হয় সমীকরণের মোমেন্টাম অবদান সর্বাধিক করার মাধ্যমে, যেখানে নিষ্কাশনকে অতিরিক্ত প্রসারিত করার জন্য কোনো জরিমানা না হয়। এটি ঘটে যখন <math>p_{e} = p_{amb}</math>। যেহেতু পারিপার্শ্বিক চাপ উচ্চতার সাথে পরিবর্তিত হয়, বেশিরভাগ রকেট ইঞ্জিন শীর্ষ দক্ষতায় অপারেটিং করতে খুব কম সময় ব্যয় করে।

যেহেতু নির্দিষ্ট আবেগ হল বলকে ভর প্রবাহের হার দ্বারা ভাগ করা, এই সমীকরণটি নির্দেশ করে যে নির্দিষ্ট আবেগ উচ্চতার সাথে পরিবর্তিত হয়।

===ভ্যাকুয়াম স্পেসিফিক ইম্পালস, I<sub>sp</sub>===

চাপের সাথে স্পেসিফিক ইম্পালসের পরিবর্তন হওয়ার কারণে, একটি পরিমাণ যা সহজে তুলনা এবং গণনা করা যায় তা উপযোগী। যেহেতু রকেটগুলি থ্রোটে [[choked flow|চোক]] করে, এবং সুপারসনিক এক্সহস্ট বাহ্যিক চাপের প্রভাবকে উপস্ট্রিমে যেতে বাধা দেয়, তাই দেখা যায় যে প্রপেলেন্ট ফ্লো <math> \dot{m}</math> এর সাথে এক্সিট চাপ আদর্শভাবে সরাসরি সমানুপাতিক, যদি মিশ্রণ অনুপাত এবং দহন দক্ষতা বজায় থাকে। এই কারণে উপরের সমীকরণটিকে কিছুটা পুনর্বিন্যাস করা বেশ সাধারণ:<ref>{{বই উদ্ধৃতি|লেখক=George P. Sutton|লেখক২=Oscar Biblarz|name-list-style=amp|শিরোনাম=Rocket Propulsion Elements|সংস্করণ=8th|প্রকাশক=Wiley Interscience|তারিখ=2010|আইএসবিএন=9780470080245|ইউআরএল=https://archive.org/details/Rocket_Propulsion_Elements_8th_Edition_by_Oscar_Biblarz_George_P._Sutton/page/34/mode/2up}} সমীকরণ ৩-৩৩ দেখুন।</ref>

{{block indent|<math> F_{vac} = C_f\, \dot{m}\, c^*</math>}}

এবং তাই ''ভ্যাকুয়াম Isp'' কে সংজ্ঞায়িত করা হয়:

{{block indent|<math>v_{evac} = C_f\, c^* \,</math>}}

যেখানে:

{{block indent|1=<math>c^*</math> &thinsp;= &thinsp;দহন চেম্বারের [[characteristic velocity|চারakteristic বেগ]] (প্রপেলেন্ট এবং দহন দক্ষতার উপর নির্ভরশীল)}}
{{block indent|1=<math>C_f</math> &thinsp;= &thinsp;নজলের থ্রাস্ট সহগ ধ্রুবক (নজল জ্যামিতির উপর নির্ভরশীল, সাধারণত প্রায় ২)}}

এবং তাই:
{{block indent|<math> F_n = \dot{m}\, v_{evac} - A_{e}\, p_{amb}</math>}}

=== থ্রোটলিং ===
রকেটের প্রপেলান্ট দহন হার \dot{m} (সাধারণত কেজি/সেকেন্ড বা পাউন্ড/সেকেন্ডে পরিমাপ করা হয়) নিয়ন্ত্রণের মাধ্যমে থ্রোটল করা যায়। তরল এবং হাইব্রিড রকেটে, চেম্বারে প্রবেশকারী প্রপেলান্ট প্রবাহ ভালভের মাধ্যমে নিয়ন্ত্রিত হয়, আর [[solid rocket|সলিড রকেট]]গুলিতে এটি জ্বালানো প্রপেলান্টের ক্ষেত্রফল পরিবর্তনের মাধ্যমে নিয়ন্ত্রিত হয়, যা প্রপেলান্ট দানা (গ্রেইন)-এর নকশার মাধ্যমে স্থির করা হয় (এবং তাই বাস্তব সময়ে নিয়ন্ত্রণ করা সম্ভব নয়)।

রকেটগুলো সাধারণত পরিবেষ্টিত চাপের প্রায় এক-তৃতীয়াংশ পর্যন্ত এক্সিট প্রেসারে থ্রোটল করা যায় (প্রায়ই নোজলে প্রবাহ বিচ্ছিন্নতার কারণে সীমাবদ্ধ হয়) এবং সর্বোচ্চ সীমা ইঞ্জিনের যান্ত্রিক দৃঢ়তার উপর নির্ভর করে নির্ধারিত হয়।

বাস্তবে, রকেট কতটা থ্রোটল করা যায় তা ভিন্ন হয়, তবে বেশিরভাগ রকেট বড় অসুবিধা ছাড়াই প্রায় ২ গুণ পর্যন্ত থ্রোটল করা যায়; সাধারণ সীমাবদ্ধতা হলো দহন স্থায়িত্ব, যেমন ইনজেক্টরগুলোর ক্ষতিকর দোলন (চাগিং বা দহন অস্থিরতা) এড়াতে একটি ন্যূনতম চাপ প্রয়োজন হয়; তবে ইনজেক্টরগুলিকে বিস্তৃত পরিসরের জন্য অপ্টিমাইজ ও পরীক্ষা করা যেতে পারে।
উদাহরণস্বরূপ, সাম্প্রতিক কিছু তরল প্রপেলান্ট ইঞ্জিন ডিজাইন, যা অধিক থ্রোটলিং সক্ষমতার জন্য অপ্টিমাইজ করা হয়েছে ([[BE-3]], [[Raptor (rocket engine)|র‍্যাপ্টর]]), সেগুলো রেটেড থ্রাস্টের মাত্র ১৮–২০ শতাংশ পর্যন্ত থ্রোটল করা যায়। {{সংবাদ উদ্ধৃতি |শেষাংশ১=Foust |প্রথমাংশ=Jeff |শিরোনাম=Blue Origin Completes BE-3 Engine as BE-4 Work Continues |ইউআরএল=http://spacenews.com/blue-origin-completes-be-3-engine-as-be-4-work-continues/ |সংগ্রহের-তারিখ=2016-10-20 |কর্ম=Space News |তারিখ=2015-04-07 }}{{সংবাদ উদ্ধৃতি |ইউআরএল= http://www.spaceflightinsider.com/organizations/space-exploration-technologies/elon-musk-shows-off-interplanetary-transport-system/ |শিরোনাম=Elon Musk Shows Off Interplanetary Transport System |প্রকাশক=Spaceflight Insider |শেষাংশ=Richardson |প্রথমাংশ=Derek |তারিখ=2016-09-27 |সংগ্রহের-তারিখ=2016-10-20 |আর্কাইভের-তারিখ=2016-10-01 |আর্কাইভের-ইউআরএল= https://web.archive.org/web/20161001225649/http://www.spaceflightinsider.com/organizations/space-exploration-technologies/elon-musk-shows-off-interplanetary-transport-system/ |ইউআরএল-অবস্থা=dead }}</ref>
সলিড রকেটগুলোতে জ্বালানোর সময় প্রপেলান্টের পৃষ্ঠের ক্ষেত্রফল পরিবর্তনের জন্য বিশেষভাবে নকশাকৃত গ্রেইন ব্যবহার করে থ্রোটল করা যায়।<ref name="Sutton" />

===শক্তি দক্ষতা===

{{Further|Rocket#Energy efficiency}}
[[File:Rocket propulsion efficiency.svg|thumb|রকেট যানবাহনের যান্ত্রিক দক্ষতা, যানবাহনের তাত্ক্ষণিক গতি প্রভাবশালী এক্সহস্ট গতির সাথে ভাগ করলে যা পাওয়া যায়। এই শতাংশগুলো অভ্যন্তরীণ ইঞ্জিন দক্ষতার সাথে গুণ করতে হবে মোট দক্ষতা নির্ধারণের জন্য।]]
রকেট ইঞ্জিনের নোজলগুলো উচ্চ দহন তাপমাত্রা এবং উচ্চ [[সংকোচন অনুপাত]]ের ফলে একটি উচ্চ গতির জেট তৈরি করতে আশ্চর্যজনকভাবে দক্ষ [[তাপ ইঞ্জিন]]। রকেট নোজলগুলো [[অ্যাডিয়াব্যাটিক সম্প্রসারণ]]ের একটি চমৎকার প্রায় সঠিক অনুমান প্রদান করে, যা একটি বিপরীত প্রক্রিয়া, এবং ফলে এগুলো [[কারনো সাইকেল]]ের খুব কাছাকাছি দক্ষতা দেয়। প্রাপ্ত তাপমাত্রাগুলোর ভিত্তিতে, রাসায়নিক রকেটের ক্ষেত্রে ৬০% এরও বেশি দক্ষতা অর্জন করা সম্ভব।

একটি ''যানবাহন'' যদি রকেট ইঞ্জিন ব্যবহার করে, তবে শক্তি দক্ষতা খুব ভালো হয় যদি যানবাহনের গতি এক্সহস্ট গতির কাছাকাছি বা কিছুটা বেশি হয় (উৎক্ষেপণের তুলনায়); কিন্তু কম গতিতে [[প্রপালসিভ দক্ষতা|শক্তি দক্ষতা]] ০% এ পৌঁছে যায় শূন্য গতিতে (সব [[জেট প্রপালশন]] পদ্ধতিতেই এটি ঘটে)। আরও বিস্তারিত জানার জন্য দেখুন [[Rocket#Energy efficiency|রকেটের শক্তি দক্ষতা]]।
{{clear}}

===প্রতি-ওজন অনুপাত (থ্রাস্ট-টু-ওয়েট রেশিও)===
{{মূল নিবন্ধ|thrust-to-weight ratio}}
জেট ইঞ্জিনগুলির মধ্যে, এবং প্রকৃতপক্ষে প্রায় সব ধরনের ইঞ্জিনের মধ্যে, রকেট ইঞ্জিনের প্রতি-ওজন অনুপাত সর্বোচ্চ। এটি বিশেষ করে তরল-জ্বালানী রকেট ইঞ্জিনের ক্ষেত্রে সত্য।

এই উচ্চ কর্মক্ষমতা ইঞ্জিনের অংশ হিসেবে ব্যবহৃত ছোট আয়তনের [[প্রেশার ভেসেল]] (চাপ পাত্র), যেমন পাম্প, পাইপ এবং দহন কক্ষের কারণে সম্ভব হয়েছে। ইনলেট ডাক্টের অনুপস্থিতি এবং ঘন তরল প্রোপেল্যান্টের ব্যবহার চাপ ব্যবস্থাকে ছোট এবং হালকা করে তোলে, অন্যদিকে ডাক্ট ইঞ্জিনগুলিকে বায়ু নিয়ে কাজ করতে হয়, যার ঘনত্ব প্রায় তিনটি অর্ডার অব ম্যাগনিটিউড কম।

{{Engine thrust to weight table}}

ব্যবহৃত তরল জ্বালানীর মধ্যে, [[তরল হাইড্রোজেন]] এর ঘনত্ব সবচেয়ে কম। যদিও হাইড্রোজেন/অক্সিজেন দহন যে কোনো ব্যবহৃত রাসায়নিক রকেটের মধ্যে সর্বোচ্চ [[স্পেসিফিক ইম্পাল্স]] প্রদান করে, হাইড্রোজেনের অত্যন্ত কম ঘনত্ব (জলের চেয়ে প্রায় চৌদ্দ গুণ কম) বড় এবং ভারী টার্বোপাম্প এবং পাইপওয়ার্কের প্রয়োজন হয়, যা ইঞ্জিনের প্রতি-ওজন অনুপাত কমিয়ে দেয় (উদাহরণস্বরূপ RS-25) যেগুলি হাইড্রোজেন ব্যবহার করে না (যেমন NK-33) তাদের তুলনায়।

==যান্ত্রিক সমস্যা==
রকেটের দহনকক্ষ সাধারণত বেশ উচ্চ চাপের মধ্যে পরিচালিত হয়, সাধারণত ১০–২০০{{nbsp}}বার (১–২০{{nbsp}}মেগাপাস্কাল, ১৫০–৩,০০০{{nbsp}}পিএসআই)। উল্লেখযোগ্য বায়ুমণ্ডলীয় চাপের মধ্যে পরিচালিত হলে, উচ্চতর দহনকক্ষের চাপ ভালো কর্মক্ষমতা প্রদান করে, কারণ এটি একটি বড় এবং আরও কার্যকর নোজল যুক্ত করতে সহায়তা করে যা অতিরিক্তভাবে সম্প্রসারিত হয় না।

তবে, এই উচ্চ চাপের কারণে চেম্বারের বাইরের অংশে অত্যন্ত বড় [[হুপ চাপ]] সৃষ্টি হয় – রকেট ইঞ্জিনগুলো [[চাপ পাত্র]]।
আরও খারাপ হলো, রকেট ইঞ্জিনে সৃষ্ট উচ্চ তাপমাত্রার কারণে ব্যবহৃত উপকরণগুলোর কার্যক্ষম টান প্রতিরোধ ক্ষমতা উল্লেখযোগ্যভাবে কমে যায়।

এছাড়াও, চেম্বার ও নোজলের দেয়ালে উল্লেখযোগ্য তাপমাত্রার পার্থক্য তৈরি হয়, যা অভ্যন্তরীণ আস্তরণের পৃথক সম্প্রসারণ ঘটায় এবং [[অভ্যন্তরীণ চাপ]] সৃষ্টি করে।

=== হার্ড স্টার্ট ===
একটি '''হার্ড স্টার্ট''' রকেট ইঞ্জিনের শুরুর সময় অতিরিক্ত চাপের পরিস্থিতিকে বোঝায়। সবচেয়ে খারাপ পরিস্থিতিতে, এটি একটি অজ্ঞাত বিস্ফোরণের রূপ নেয়, যার ফলে ইঞ্জিনের ক্ষতি বা ধ্বংস হতে পারে।

রকেট জ্বালানি, [[হাইপারগলিক]] বা অন্য কোন ধরনের, সঠিক পরিমাণে এবং সঠিক হারে কম্বাশন চেম্বারে প্রবাহিত হতে হবে, যাতে গরম গ্যাসের উৎপাদনের হারে নিয়ন্ত্রণ রাখা যায়।{{ওয়েব উদ্ধৃতি |শিরোনাম=Introducing Propellant into a Combustion Chamber |ইউআরএল=https://www.idc-online.com/technical_references/pdfs/mechanical_engineering/Introducing_Propellant_into_a_Combustion_Chamber.pdf |সংগ্রহের-তারিখ=February 16, 2024 |ওয়েবসাইট=IDC Online}} একটি "হার্ড স্টার্ট" বোঝায় যে আগুন লাগানোর আগে কম্বাশন চেম্বারে প্রবাহিত হওয়া জ্বলন্ত প্রপেল্যান্টের পরিমাণ খুব বেশি ছিল। এর ফলে অতিরিক্ত চাপের তীব্রতা সৃষ্টি হয়, যা সম্ভবত গঠনগত ব্যর্থতা বা বিস্ফোরণের দিকে পরিচালিত হতে পারে।

হার্ড স্টার্ট প্রতিরোধ করতে, আগুনের সাথে ভালভাবে সঙ্গতিপূর্ণ সঠিক সময় নির্ধারণ করতে হয়, অথবা মিশ্রণের অনুপাত পরিবর্তন করতে হয় যাতে সর্বাধিক চাপের পরিমাণ সীমিত করা যায়, অথবা এটি নিশ্চিত করা হয় যে প্রপেল্যান্ট চেম্বারে প্রবাহিত হওয়ার আগে আগুনের উৎস পর্যাপ্তভাবে উপস্থিত ছিল।
খালি গ্যাসীয় প্রপেল্যান্ট দিয়ে হার্ড স্টার্ট ঘটানো সাধারণত সম্ভব নয়, কারণ চেম্বারে গ্যাসের পরিমাণ ইনজেক্টর এলাকার তুলনায় গলানির এলাকার দ্বারা সীমাবদ্ধ থাকে, এবং ব্যবহারিক ডিজাইনগুলির জন্য, প্রপেল্যান্টের ভর খুব দ্রুত বেরিয়ে যায়, যা সমস্যা সৃষ্টি করতে পারে না।

হার্ড স্টার্টের একটি বিখ্যাত উদাহরণ হল [[ওয়ার্নার ভন ব্রাউন]] এর "১ডব্লিউ" ইঞ্জিনের বিস্ফোরণ, যা ১৯৩২ সালের ২১ ডিসেম্বর [[জেনারেল ওয়াল্টার ডর্নবার্গার]] কে একটি প্রদর্শনীতে দেখানো হচ্ছিল। বিলম্বিত আগুনের কারণে চেম্বারটি অ্যালকোহল এবং তরল অক্সিজেন দিয়ে পূর্ণ হয়ে যায়, যা প্রচণ্ডভাবে বিস্ফোরিত হয়। স্প্লিন্টার দেওয়ালে embedded ছিল, তবে কেউ আহত হয়নি।

==ধ্বনিতত্ত্বিক সমস্যা== 
রকেট মোটরের অভ্যন্তরে অত্যধিক কম্পন এবং ধ্বনিতত্ত্বিক পরিবেশ সাধারণত গড় মানের চেয়ে অনেক বেশি শিখর চাপ সৃষ্টি করে, বিশেষত যখন [[অর্গান পাইপ]] সদৃশ প্রতিধ্বনির এবং গ্যাসের তুফান উপস্থিত থাকে।{{সংবাদ উদ্ধৃতি|ইউআরএল=https://www.technologyreview.com/s/414364/whats-the-deal-with-rocket-vibrations/|শিরোনাম=রকেট কম্পনের সমস্যা কী?|শেষাংশ=Sauser|প্রথমাংশ=Brittany|কর্ম=MIT Technology Review|সংগ্রহের-তারিখ=2018-04-27|ভাষা=en}}

===দহন অস্থিতিশীলতা===
দহন প্রক্রিয়া অনাকাঙ্ক্ষিত অস্থিতিশীলতা প্রদর্শন করতে পারে, যা হঠাৎ বা পর্যায়িক প্রকৃতির হতে পারে। ইনজেকশন চেম্বারে চাপ বৃদ্ধি পেতে পারে যতক্ষণ না প্রোপেলান্টের প্রবাহ ইনজেক্টর প্লেটের মাধ্যমে কমে যায়; এক মুহূর্ত পর চাপ কমে যায় এবং প্রবাহ বৃদ্ধি পায়, আরও প্রোপেলান্ট ইনজেক্ট করা হয় দহন চেম্বারে যা কিছু সময় পর দহন হয়, এবং আবার চেম্বারের চাপ বৃদ্ধি পায়, চক্রটি পুনরাবৃত্তি হয়। এটি উচ্চ-অ্যামপ্লিটুডের চাপ কম্পনের সৃষ্টি করতে পারে, যা প্রায়ই আল্ট্রাসনিক পরিসরে থাকে, যা ইঞ্জিনকে ক্ষতিগ্রস্ত করতে পারে। ±২০০ পিএসআই কম্পন ২৫ কিলাহার্জে ছিল টাইটান II মিসাইলের দ্বিতীয় স্তরের ইঞ্জিনের প্রথম সংস্করণগুলোর ব্যর্থতার কারণ। অন্য একটি ব্যর্থতার ধরন হলো [[deflagration to detonation transition]]; দহন চেম্বারে গঠিত সুপারসোনিক [[Longitudinal wave|চাপ তরঙ্গ]] ইঞ্জিনটিকে ধ্বংস করতে পারে।{{বই উদ্ধৃতি|লেখক=David K. Stumpf|শিরোনাম=Titian II: A History of a Cold War Missile Program|ইউআরএল=https://archive.org/details/titaniihistoryof0000stum|প্রকাশক=University of Arkansas Press|তারিখ=2000|আইএসবিএন=1-55728-601-9}}
দহন অস্থিতিশীলতা [[SM-65 Atlas|অ্যাটলাস]] উন্নয়নের সময়ও একটি সমস্যা ছিল। অ্যাটলাস পরিবারের রকেটডাইন ইঞ্জিনগুলোর মধ্যে এই প্রভাবটি বেশ কিছু স্থির অগ্নিপরীক্ষায় দেখা গিয়েছিল, এবং তিনটি মিসাইল উৎক্ষেপণ প্ল্যাটফর্মে বিস্ফোরিত হয়েছিল যেহেতু বুস্টার ইঞ্জিনে রুক্ষ দহন ছিল। বেশিরভাগ ক্ষেত্রে এটি ঘটেছিল যখন "শুকনো শুরু" পদ্ধতিতে ইঞ্জিন চালু করার চেষ্টা করা হচ্ছিল, যার মাধ্যমে ইগনাইটার মেকানিজম প্রোপেলান্ট ইনজেকশনের আগে সক্রিয় করা হত। [[প্রকল্প মেরকিউরি]]-এর জন্য অ্যাটলাসকে মান-রেট করার প্রক্রিয়ার সময়, দহন অস্থিতিশীলতা সমাধান করা একটি উচ্চ অগ্রাধিকার ছিল, এবং শেষ দুইটি মেরকিউরি উড়ানে উন্নত প্রচলন ব্যবস্থা ব্যবহৃত হয়েছিল, যার মধ্যে ছিল বাফেল্ড ইনজেক্টর এবং হাইপারগোলিক ইগনাইটার।
অ্যাটলাস যানবাহনগুলোর সমস্যাটি মূলত তথাকথিত "রেসট্র্যাক" ফেনোমেননের কারণে ছিল, যেখানে জ্বলন্ত প্রোপেলান্ট একটি বৃত্তাকার পথে দ্রুত গতিতে ঘুরতে থাকত, যা অবশেষে এমন এক কম্পন সৃষ্টি করত যা ইঞ্জিনকে ছিঁড়ে ফেলত, রকেটের সম্পূর্ণ ধ্বংসের দিকে নিয়ে যেত। এটি শেষপর্যন্ত সমাধান করা হয়েছিল ইনজেক্টর ফেসের চারপাশে কয়েকটি বাফেল যুক্ত করার মাধ্যমে যা ঘুরন্ত প্রোপেলান্ট ভাঙতে সাহায্য করত।
আরও উল্লেখযোগ্যভাবে, দহন অস্থিতিশীলতা ছিল স্যাটার্ন [[F-1 (rocket engine)|F-1 ইঞ্জিনগুলির]] একটি সমস্যা। কিছু প্রাথমিক ইউনিট পরীক্ষার সময় বিস্ফোরিত হয়েছিল স্থির অগ্নিপরীক্ষায়, যা ইনজেক্টর বাফেল যোগ করার দিকে নিয়ে যায়।
সোভিয়েত মহাকাশ কর্মসূচীতেও দহন অস্থিতিশীলতা কিছু রকেট ইঞ্জিনে সমস্যা তৈরি করেছিল, যেমন RD-107 ইঞ্জিনটি যা R-7 পরিবারে ব্যবহৃত হত এবং RD-216 যা R-14 পরিবারে ব্যবহৃত হত, এবং এসব যানবাহনে একাধিক ব্যর্থতা ঘটেছিল যতক্ষণ না সমস্যাটি সমাধান করা হয়। সোভিয়েত প্রকৌশল এবং উত্পাদন প্রক্রিয়া কখনোই বৃহত্তর RP-1/LOX ইঞ্জিনগুলিতে দহন অস্থিতিশীলতা পুরোপুরি সমাধান করতে সক্ষম হয়নি, তাই RD-171 ইঞ্জিনটি যা জেনিট পরিবারকে শক্তি সরবরাহ করে, তা এখনো চারটি ছোট থ্রাস্ট চেম্বার ব্যবহার করে যা একটি সাধারণ ইঞ্জিন মেকানিজম দ্বারা খাওয়ানো হয়।
দহন অস্থিতিশীলতা ইঞ্জিনে পরিস্কারের দ্রব্যের অবশিষ্টাংশ (যেমন ১৯৬২ সালে প্রথম চেষ্টা করা টাইটান II উৎক্ষেপণের সময়), প্রতিফলিত শক ওয়েভ, ইগনিশন পরবর্তী প্রাথমিক অস্থিতিশীলতা, নোজলের কাছাকাছি বিস্ফোরণ যা দহন চেম্বারে প্রতিফলিত হয়, এবং আরও অনেকগুলি কারণে প্ররোচিত হতে পারে। স্থিতিশীল ইঞ্জিন ডিজাইনে কম্পনগুলো দ্রুত দমন করা হয়; অস্থিতিশীল ডিজাইনগুলোতে এটি দীর্ঘ সময় ধরে চলতে থাকে। কম্পন দমনকারী যন্ত্রগুলি সাধারণত ব্যবহৃত হয়।
তিনটি আলাদা ধরনের দহন অস্থিতিশীলতা ঘটে:

====চাগিং====
চেম্বারের চাপের নিম্ন-ফ্রিকোয়েন্সির দোলন যা ২০০ [[হার্টজ]] এর নিচে থাকে। সাধারণত এটি ফিড লাইনে চাপের পরিবর্তনের কারণে ঘটে, যা যানটির ত্বরণ পরিবর্তনের সময় দেখা দেয়, যেমন রকেট ইঞ্জিন যখন ঠেলাঠেলি শক্তি তৈরি করে, বন্ধ হয় বা থ্রটল করা হয়।{{rp|261}}{{rp|146}}
চাগিং একটি খারাপ প্রতিক্রিয়াশীল লুপের সৃষ্টি করতে পারে, যেখানে ঠেলাঠেলির পরিবর্তনের কারণে অনুদৈর্ঘ্য কম্পন রকেটের উপরের দিকে চলে যায়, যা জ্বালানি লাইনগুলোকে কাঁপাতে শুরু করে এবং এর ফলে প্রপেলান্ট ইঞ্জিনে মসৃণভাবে সরবরাহ হয় না। এই ঘটনাটিকে "[[পোগো দোলন]]" বা "পোগো" বলা হয়, যা [[পোগো স্টিক]] থেকে নামকরণ করা হয়েছে।{{rp|258}}
সবচেয়ে খারাপ ক্ষেত্রে, এটি পে-লোড বা যানটির ক্ষতির কারণ হতে পারে। চাগিং কমানোর জন্য বিভিন্ন পদ্ধতি ব্যবহৃত হতে পারে, যেমন ফিড লাইনে শক্তি শোষণকারী যন্ত্র স্থাপন করা।{{rp|259}} চাগিং থেকে স্ক্রিচিং ঘটতে পারে।{{rp|146}}

====বাজিং==== 
২০০ থেকে ১০০০ [[হার্টজ]] এর মধ্যে চেম্বার প্রেসারের মধ্যে একটি মধ্যম ফ্রিকোয়েন্সি অসিলেশন। সাধারণত ইনজেক্টরগুলির মাধ্যমে চাপ কমানোর অপ্রতুলতার কারণে এটি ঘটে।{{rp|261}} এটি সাধারণত ক্ষতিকর না হয়ে, বেশি বিরক্তিকর হয়।
বাজিং ইঞ্জিনের কার্যকারিতা এবং নির্ভরযোগ্যতার উপর নেতিবাচক প্রভাব ফেলতে পরিচিত, প্রধানত এটি [[সামগ্রী ক্লান্তি]] সৃষ্টি করে।{{rp|147}} চরম ক্ষেত্রে দহন ইনজেক্টরগুলির মাধ্যমে পেছনের দিকে চাপিয়ে পড়তে পারে – এটি মনোপ্রপেল্যান্টের সাথে বিস্ফোরণ সৃষ্টি করতে পারে।{{citation needed|date=April 2018}} বাজিং স্ক্রীচিং (চিৎকার) সৃষ্টি করতে পারে।{{rp|261}}

====স্ক্রীচিং==== 
একটি উচ্চ ফ্রিকোয়েন্সি আছড়ানো যা চেম্বার চাপের মধ্যে ১০০০ [[হার্জ]] এর উপরে ঘটে, যা কখনও কখনও চিৎকার বা গর্জন বলা হয়। এটি সবচেয়ে তাত্ক্ষণিকভাবে ক্ষতিকর এবং নিয়ন্ত্রণ করা সবচেয়ে কঠিন। এটি এমন একুস্টিকসের কারণে ঘটে যা সাধারণত রসায়নিক জ্বালানি প্রক্রিয়ার সাথে সম্পর্কিত, যা শক্তি মুক্তির প্রধান চালক এবং অস্থিতিশীল রেসোন্যান্ট "স্ক্রীচিং"-এ পরিণত হতে পারে যা সাধারণত নিরোধক তাপীয় সীমানার স্তরের পাতলা হওয়ার কারণে বিপর্যয়ে নিয়ে যায়। একুস্টিক আছড়ানো তাপীয় প্রক্রিয়াগুলির দ্বারা উত্তেজিত হতে পারে, যেমন গরম বাতাসের প্রবাহ পাইপের মাধ্যমে বা চেম্বারে দহন। বিশেষ করে, চেম্বারের মধ্যে স্ট্যান্ডিং একুস্টিক তরঙ্গগুলোকে তীব্র করা যায় যদি দহন সেই অঞ্চলে আরো তীব্র হয় যেখানে একুস্টিক তরঙ্গের চাপ সর্বাধিক। {{বই উদ্ধৃতি|লেখক=John W. Strutt|শিরোনাম=The Theory of Sound – Volume 2|সংস্করণ=2nd|প্রকাশক=Macmillan (reprinted by Dover Publications in 1945)|তারিখ=1896|পাতা=226}} লর্ড রেইলির তাপোআকুস্টিক প্রক্রিয়া সম্পর্কিত মানদণ্ড অনুসারে, "যদি তাপ সর্বাধিক সংকোচনের সময় বাতাসে প্রদান করা হয়, অথবা সর্বাধিক দূরবস্থার সময় তা গ্রহণ করা হয়, তবে কম্পন উৎসাহিত হয়। অন্যদিকে, যদি তাপ সর্বাধিক দূরবস্থার সময় প্রদান করা হয়, অথবা সর্বাধিক সংকোচনের সময় তা বিমোচিত হয়, তবে কম্পন বাধাগ্রস্ত হয়।"লর্ড রেইলির (১৮৭৮) "কিছু একুস্টিক ঘটনাবলি ব্যাখ্যা" (বিশেষত [[রিক টিউব]]) ''ন্যাচার'', খণ্ড ১৮, পৃষ্ঠাগুলি ৩১৯–৩২১।ই. সি. ফার্নান্দেস এবং এম. ভি. হেইটর, "অস্থির শিখা এবং রেইলির মানদণ্ড" {{বই উদ্ধৃতি|সম্পাদক=F. Culick|editor2=M. V. Heitor|editor3=J. H. Whitelaw|শিরোনাম=Unsteady Combustion|সংস্করণ=1st|প্রকাশক=Kluwer Academic Publishers|তারিখ=1996|পাতা=4|আইএসবিএন=0-7923-3888-X|ইউআরএল=https://books.google.com/books?id=Je_hG6UfnogC&pg=PA1}} {{বই উদ্ধৃতি |লেখক=G.P. Sutton |লেখক২=D.M. Ross |name-list-style=amp |শিরোনাম=Rocket Propulsion Elements: An Introduction to the Engineering of Rockets |সংস্করণ=4th |ইউআরএল=https://archive.org/details/rocketpropulsion0000sutt/page/258/mode/2up |প্রকাশক=Wiley Interscience |তারিখ=1975 |আইএসবিএন=0-471-83836-5 }} চ্যাপ্টার ৮, সেকশন ৬ এবং বিশেষভাবে সেকশন ৭, যা দহন অস্থিরতা সম্পর্কে।
এই ধরনের প্রভাবগুলি ডিজাইন প্রক্রিয়া চলাকালে বিশ্লেষণাত্মকভাবে পূর্বাভাস দেওয়া খুবই কঠিন এবং সাধারণত ব্যয়বহুল, সময়সাপেক্ষ এবং ব্যাপক পরীক্ষার মাধ্যমে এবং ট্রায়াল অ্যান্ড এরর মেরামত ব্যবস্থা দিয়ে সমাধান করা হয়েছে।
স্ক্রীচিং সাধারণত ইনজেক্টরগুলির বিস্তারিত পরিবর্তন, জ্বালানির রসায়ন পরিবর্তন, ইনজেকশনের আগে জ্বালানি বাষ্পীভবন বা চেম্বারের রেসোন্যান্ট মোড পরিবর্তন করতে [[হেল্মহোল্টজ ড্যাম্পার]] ব্যবহার করে মোকাবেলা করা হয়।{{citation needed|date=April 2018}}
স্ক্রীচিং-এর সম্ভাবনা পরীক্ষার জন্য কখনও কখনও চেম্বারের বাইরে ছোট এক্সপ্লোজিভ চার্জ বিস্ফোরিত করা হয় একটি টিউবের মাধ্যমে যা ইনজেক্টরগুলির কাছাকাছি চেম্বারের সাথে তানজেন্টিয়ালি সংযুক্ত থাকে, যাতে ইঞ্জিনের [[ইমপালস রেসপন্স]] নির্ধারণ করা যায় এবং তারপর চেম্বারের চাপের সময় প্রতিক্রিয়া মূল্যায়ন করা হয়- একটি দ্রুত পুনরুদ্ধার স্থিতিশীল সিস্টেম নির্দেশ করে।

===এক্সহস্ট শব্দ=== 
{{মূল নিবন্ধ|acoustic signature}} সবচেয়ে ছোট আকারের রকেট ছাড়া, অন্যান্য ইঞ্জিনের তুলনায় রকেটের এক্সহস্ট সাধারণত অনেক বেশি শব্দ তৈরি করে। যখন [[হাইপারসনিক]] এক্সহস্ট পরিবেশগত বায়ুর সাথে মিশে যায়, তখন [[শক ওয়েভ]] তৈরি হয়। [[স্পেস শাটল]] তার বেসের চারপাশে ২০০ ডিবি(A) এর বেশি শব্দ তৈরি করেছিল। এই শব্দ কমাতে এবং পেলোডের ক্ষতি বা ক্রু সদস্যদের আহত হওয়ার ঝুঁকি কমানোর জন্য, [[মোবাইল লঞ্চার প্ল্যাটফর্ম]]কে একটি [[সাউন্ড সাপ্রেশন সিস্টেম]] দিয়ে সাজানো হয়েছিল যা {{রূপান্তর|1.1|e6L|USgal}} পানি রকেটের বেসের চারপাশে ৪১ সেকেন্ডে ছিটিয়ে দিত লঞ্চের সময়। এই সিস্টেম ব্যবহার করে পোলোড বেতে শব্দের মাত্রা ১৪২ ডিবি এর মধ্যে রাখা হয়েছিল।{{ওয়েব উদ্ধৃতি |শিরোনাম=Sound Suppression System |প্রকাশক=NASA |ইউআরএল=https://www.nasa.gov/mission_pages/shuttle/launch/sound-suppression-system.html |সংগ্রহের-তারিখ=2017-02-09 |আর্কাইভের-তারিখ=2020-08-10 |আর্কাইভের-ইউআরএল=https://web.archive.org/web/20200810203904/https://www.nasa.gov/mission_pages/shuttle/launch/sound-suppression-system.html |ইউআরএল-অবস্থা=dead }}
শক ওয়েভগুলি তৈরি হওয়া শব্দের তীব্রতা রকেটের আকার এবং এক্সহস্টের গতির ওপর নির্ভর করে। এই ধরনের শক ওয়েভগুলি বড় রকেট ইঞ্জিনের উৎপন্ন ক্র্যাকলিং এবং পপিং শব্দের জন্য দায়ী বলে মনে করা হয়, যা সরাসরি শোনা যায়। এই শব্দের পিকগুলি সাধারণত মাইক্রোফোন এবং অডিও ইলেকট্রনিক্সকে ওভারলোড করে, তাই রেকর্ড করা বা সম্প্রচারিত অডিও পুনঃপ্রসবণে সাধারণত এই শব্দগুলোর তীব্রতা কমে বা পুরোপুরি অনুপস্থিত থাকে। কাছ থেকে বড় রকেটের শব্দের কারণে আসলে প্রাণঘাতী হতে পারে।R.C. Potter এবং M.J. Crocker (1966). [https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19660030602_1966030602.pdf NASA CR-566, Acoustic Prediction Methods For Rocket Engines, Including The Effects Of Clustered Engines And Deflected Flow] ন্যাশনাল অ্যারোনটিক্স অ্যান্ড স্পেস অ্যাডমিনিস্ট্রেশন ল্যাংলি (NASA Langley) এর ওয়েবসাইট থেকে
আরও চিন্তার বিষয় হলো, এই ধরনের শব্দের স্তর লঞ্চ স্ট্রাকচারের ক্ষতি করতে পারে, বা আরও খারাপ, রকেটের উপর প্রতিফলিত হতে পারে যা তুলনামূলকভাবে সংবেদনশীল। এজন্য লঞ্চে এত বেশি পানি ব্যবহার করা হয়। পানি ছিটানোর মাধ্যমে বায়ুর অ্যাকুস্টিক গুণাবলী পরিবর্তিত হয় এবং শব্দ শক্তি রকেট থেকে দূরে সরিয়ে দেওয়া হয়।
সাধারণভাবে, শব্দ সবচেয়ে তীব্র হয় যখন রকেট মাটির কাছে থাকে, কারণ ইঞ্জিনের শব্দ উপরে রেডিয়েট করার পাশাপাশি মাটিতে প্রতিফলিত হয়। এছাড়া, যখন যানটি ধীরে চলতে থাকে, তখন ইঞ্জিনে ব্যবহৃত রাসায়নিক শক্তির অধিকাংশ অংশ এক্সহস্টের বায়ুর সাথে মিশে গিয়ে শব্দ সৃষ্টি করে। এই শব্দ কিছুটা কমানো যেতে পারে ফ্লেম ট্রেঞ্চের ছাদ দিয়ে, জেটের চারপাশে পানি ঢালার মাধ্যমে এবং জেটকে কোনভাবে কোণাকারে স্থানান্তরিত করার মাধ্যমে।

== রকেট ইঞ্জিন উন্নয়ন == 
=== যুক্তরাষ্ট্র === 
যুক্তরাষ্ট্রের রকেট ইঞ্জিন শিল্পের উন্নয়ন একটি জটিল সম্পর্কের জাল দ্বারা প্রভাবিত হয়েছে, যা সরকারী এজেন্সি, বেসরকারী কোম্পানি, গবেষণা প্রতিষ্ঠান এবং অন্যান্য সংশ্লিষ্ট পক্ষগুলির মধ্যে সম্পর্কের মাধ্যমে গড়ে উঠেছে।
১৯৪১ সালে প্রথম [[তরল-প্রপেল্যান্ট রকেট]] ইঞ্জিন কোম্পানি ([[Reaction Motors|Reaction Motors, Inc.]]) প্রতিষ্ঠা হওয়ার পর থেকে এবং প্রথম সরকারী ল্যাবরেটরি ([[Guggenheim Aeronautical Laboratory|GALCIT]]) প্রতিষ্ঠিত হওয়ার পর থেকে, যুক্তরাষ্ট্রের তরল-প্রপেল্যান্ট রকেট ইঞ্জিন (LPRE) শিল্পে উল্লেখযোগ্য পরিবর্তন এসেছে। ১৯৪০ থেকে ২০০০ সাল পর্যন্ত কমপক্ষে ১৪টি যুক্তরাষ্ট্রীয় কোম্পানি রকেট ইঞ্জিনের ডিজাইন, উন্নয়ন, উৎপাদন, পরীক্ষা, এবং ফ্লাইট সাপোর্ট অপারেশনগুলোতে জড়িত ছিল। রাশিয়া, চীন বা ভারতের মতো অন্যান্য দেশগুলির তুলনায়, যেখানে শুধুমাত্র সরকারী বা আধা-সরকারী প্রতিষ্ঠানগুলো এই ব্যবসায় জড়িত, যুক্তরাষ্ট্র সরকার বেসরকারী শিল্পের উপর ব্যাপকভাবে নির্ভরশীল। এসব বাণিজ্যিক কোম্পানিগুলি যুক্তরাষ্ট্রের টিকে থাকার জন্য এবং এর শাসন ব্যবস্থার জন্য অত্যন্ত গুরুত্বপূর্ণ, কারণ তারা একে অপরের সঙ্গে প্রতিদ্বন্দ্বিতা করে cutting-edge রকেট ইঞ্জিন সরবরাহ করতে, যা সরকার, সামরিক বাহিনী এবং বেসরকারী খাতের প্রয়োজনীয়তাগুলো পূরণ করে। যুক্তরাষ্ট্রে, যে কোম্পানি LPRE উন্নয়ন করে, সাধারণত সেটি উৎপাদন চুক্তি পায়।
সাধারণত, একটি নতুন রকেট ইঞ্জিনের প্রয়োজন বা চাহিদা সরকারের এজেন্সি যেমন [[NASA]] বা [[United States Department of Defense|বিভাগ অফ ডিফেন্স]] থেকে আসে। যখন চাহিদা চিহ্নিত হয়, সরকারী এজেন্সি গুলি বেসরকারী কোম্পানি এবং গবেষণা প্রতিষ্ঠানগুলো থেকে প্রস্তাবনা আহ্বান করতে [[Request for proposal|প্রস্তাবনার অনুরোধ]] (RFP) জারি করতে পারে। বেসরকারী কোম্পানী এবং গবেষণা প্রতিষ্ঠানগুলো, পরিবর্তে, নতুন রকেট ইঞ্জিন প্রযুক্তি উন্নয়নের জন্য গবেষণা ও উন্নয়ন (R&D) কার্যক্রমে বিনিয়োগ করতে পারে, যা RFPs-এ বর্ণিত প্রয়োজনীয়তা এবং স্পেসিফিকেশন পূরণ করবে।
বেসরকারী কোম্পানির পাশাপাশি, বিশ্ববিদ্যালয়, স্বাধীন গবেষণা প্রতিষ্ঠান এবং সরকারী ল্যাবরেটরিগুলি রকেট ইঞ্জিনের গবেষণা ও উন্নয়নে একটি গুরুত্বপূর্ণ ভূমিকা পালন করে।
বিশ্ববিদ্যালয়গুলো উচ্চতর এবং স্নাতক শিক্ষা প্রদান করে প্রশিক্ষিত প্রযুক্তিগত কর্মী তৈরি করতে, এবং তাদের গবেষণা কর্মসূচি প্র spesso রকেট ইঞ্জিন প্রযুক্তির অগ্রগতিতে অবদান রাখে। যুক্তরাষ্ট্রের ২৫টিরও বেশি বিশ্ববিদ্যালয় তরল প্রপেল্যান্ট রকেট ইঞ্জিন (LPRE) সম্পর্কিত কোর্স পড়িয়েছে বা বর্তমানে পড়াচ্ছে, এবং তাদের স্নাতক ও স্নাতকোত্তর শিক্ষা কর্মসূচি তাদের সবচেয়ে গুরুত্বপূর্ণ অবদান হিসেবে বিবেচিত হয়। যেমন বিশ্ববিদ্যালয়গুলি: প্রিন্সটন ইউনিভার্সিটি, কর্নেল ইউনিভার্সিটি, পারডু ইউনিভার্সিটি, পেনসিলভানিয়া স্টেট ইউনিভার্সিটি, আলাবামা বিশ্ববিদ্যালয়, নেভির পোস্ট-গ্র্যাজুয়েট স্কুল বা ক্যালিফোর্নিয়া ইনস্টিটিউট অফ টেকনোলজি রকেট ইঞ্জিন শিল্পের সাথে সম্পর্কিত গবেষণা এবং উন্নয়নে অসাধারণ কাজ করেছে। রকেট ইঞ্জিন শিল্পে বিশ্ববিদ্যালয়ের অবদানগুলির প্রথম উদাহরণগুলির মধ্যে একটি হল GALCIT-এর কাজ ১৯৪১ সালে। তারা আর্মির কাছে প্রথম জেট-সহায়িত টেকঅফ (JATO) রকেট প্রদর্শন করে, যা জেট প্রপালশন ল্যাবরেটরি প্রতিষ্ঠায় নেতৃত্ব দেয়।
তবে গবেষণা অধ্যাপকদের এবং তাদের প্রকল্পগুলোর মাধ্যমে রকেট ইঞ্জিন শিল্পে জ্ঞান স্থানান্তরের অভিজ্ঞতা মিশ্রিত ছিল। কিছু উল্লেখযোগ্য অধ্যাপক এবং সংশ্লিষ্ট গবেষণা প্রকল্পগুলি শিল্পের চর্চা এবং এলপিআরই (লিকুইড প্রোপালশন রকেট ইঞ্জিন) সম্পর্কে বোঝার ক্ষেত্রে ইতিবাচক প্রভাব ফেলেছে, কিন্তু বিশ্ববিদ্যালয় গবেষণা এবং বাণিজ্যিক কোম্পানির মধ্যে সংযোগটি অস্থির এবং দুর্বল ছিল। বিশ্ববিদ্যালয়গুলি সবসময় শিল্পের নির্দিষ্ট চাহিদাগুলি জানত না, এবং শিল্পের প্রকৌশলী ও ডিজাইনারদের বিশ্ববিদ্যালয়ের গবেষণার বিষয়ে সীমিত জ্ঞান ছিল। এর ফলে, অনেক বিশ্ববিদ্যালয় গবেষণা কর্মসূচি শিল্পের সিদ্ধান্ত গ্রহণকারীদের কাছে অপেক্ষাকৃত অপরিচিত ছিল। তদুপরি, গত কয়েক দশকে, কিছু বিশ্ববিদ্যালয় গবেষণা প্রকল্প, যদিও অধ্যাপকদের জন্য আকর্ষণীয় ছিল, তা শিল্পের জন্য উপকারী ছিল না, কারণ যোগাযোগের অভাব বা শিল্পের চাহিদার সঙ্গে সম্পর্কের অভাব ছিল।
সরকারি গবেষণা কেন্দ্রগুলি, যার মধ্যে রকেট প্রোপালশন ল্যাবরেটরি (যা বর্তমানে এয়ার ফোর্স রিসার্চ ল্যাবরেটরির অংশ), আর্নল্ড ইঞ্জিনিয়ারিং টেস্ট সেন্টার, নাসা মার্শাল স্পেস ফ্লাইট সেন্টার, জেট প্রোপালশন ল্যাবরেটরি, স্টেনিস স্পেস সেন্টার, হোয়াইট স্যান্ডস প্রুভিং গ্রাউন্ডস, এবং নাসা জন এইচ. গ্লেন রিসার্চ সেন্টার অন্তর্ভুক্ত, লিকুইড রকেট প্রোপালশন ইঞ্জিন (এলপিআরই) এর উন্নয়নে গুরুত্বপূর্ণ ভূমিকা রেখেছে। তারা পক্ষপাতিত্বহীন পরীক্ষা পরিচালনা করেছে, ইউএস এবং কিছু নন-ইউএস কন্ট্রাক্টরদের সঙ্গে কাজ পরিচালনা করেছে, গবেষণা ও উন্নয়ন করেছে এবং Hover পরীক্ষা সুবিধা, সিমুলেটেড উচ্চতা পরীক্ষা সুবিধা এবং অন্যান্য গুরুত্বপূর্ণ পরীক্ষা সুবিধা ও সম্পদ সরবরাহ করেছে। প্রাথমিকভাবে, বেসরকারি কোম্পানিগুলি বা ফাউন্ডেশনগুলি ছোট পরীক্ষা সুবিধাগুলি তহবিল সংগ্রহ করত, তবে ১৯৫০-এর দশক থেকে, যুক্তরাষ্ট্রের সরকার বড় পরীক্ষা সুবিধাগুলি সরকারী গবেষণা কেন্দ্রে তহবিল সরবরাহ করেছে। এই পদ্ধতিটি সরকারকে কন্ট্রাক্টরের প্ল্যান্টে অনুরূপ সুবিধা না নির্মাণ করে খরচ কমাতে সহায়তা করেছে, তবে কন্ট্রাক্টরদের জন্য জটিলতা এবং খরচ বাড়িয়েছে। তবুও, সরকারি গবেষণা কেন্দ্রগুলি তাদের গুরুত্ব দৃঢ় করেছে এবং এলপিআরই উন্নয়নে অবদান রেখেছে।
এলপিআরই প্রোগ্রামগুলি যুক্তরাষ্ট্রে বেশ কয়েকটি বাতিলের সম্মুখীন হয়েছে, যদিও তাদের উন্নয়নে মিলিয়ন মিলিয়ন ডলার খরচ হয়েছে। উদাহরণস্বরূপ, এম-১ এলওএক্স/এলএইচ২ এলপিআরই, টাইটান আই, এবং আরএস-২২০০ এরোস্পাইক, পাশাপাশি কয়েকটি জেটো ইউনিট এবং বড় আনকুল্ড থ্রাস্ট চেম্বার বাতিল করা হয়েছিল। এই প্রোগ্রামগুলির বাতিলকরণ ওই নির্দিষ্ট এলপিআরই এর কর্মক্ষমতা বা তার সঙ্গে কোনও সমস্যার কারণে হয়নি। বরং, তারা বাতিল করা হয়েছিল যে যানবাহন প্রোগ্রামের জন্য ইঞ্জিনটি নির্ধারিত ছিল অথবা সরকার কর্তৃক আর্থিক কাটা গিয়েছিল।

=== সোভিয়েত ইউনিয়ন ===
রাশিয়া এবং প্রাক্তন [[সোভিয়েত ইউনিয়ন]] ছিল এবং এখনো পৃথিবীর শীর্ষস্থানীয় দেশ রকেট ইঞ্জিন উন্নয়ন এবং নির্মাণের ক্ষেত্রে। ১৯৫০ থেকে ১৯৯৮ সাল পর্যন্ত, তাদের সংগঠনগুলি যে কোন দেশের চেয়ে বেশি এবং বিভিন্ন ধরনের তরল প্রোপেল্যান্ট রকেট ইঞ্জিন (LPRE) ডিজাইন উন্নয়ন, নির্মাণ এবং কার্যকরী করেছে। ২০০৩ সালের আগে প্রায় ৫০০টি বিভিন্ন LPRE উন্নয়ন করা হয়েছিল। তুলনা হিসেবে, যুক্তরাষ্ট্র ২০০৩ সালের আগে ৩০০টিরও কম LPRE উন্নয়ন করেছে। সোভিয়েতরা রকেট-চালিত উড়ান যানগুলোর সবচেয়ে বড় সংখ্যা ছিল। তাদের ছিল সবচেয়ে বেশি তরল প্রোপেল্যান্ট [[ব্যালিস্টিক ক্ষেপণাস্ত্র]] এবং [[Space launch vehicle|স্পেস লঞ্চ ভেহিকেল]] যা এসব অবসরপ্রাপ্ত ব্যালিস্টিক ক্ষেপণাস্ত্র থেকে তৈরি বা রূপান্তরিত হয়েছিল। ১৯৯৮ সালের শেষে, রাশিয়া (অথবা আগে সোভিয়েত ইউনিয়ন) সফলভাবে ২৫৭৩টি [[স্যাটেলাইট]] উৎক্ষেপণ করেছে LPRE দিয়ে, যা পৃথিবীজুড়ে মোট ৩৯৭৩টির প্রায় ৬৫%। এসব যানবাহন উড়ান সম্ভব হয়েছিল সময়মতো উন্নত এবং উচ্চ পারফর্ম্যান্স, নির্ভরযোগ্য LPRE-এর মাধ্যমে।{{বই উদ্ধৃতি |শেষাংশ=স্যাটন |প্রথমাংশ=জর্জ |শিরোনাম=লিকুইড প্রোপেল্যান্ট রকেট ইঞ্জিনের ইতিহাস |প্রকাশক=AIAA |বছর=২০০৬ |আইএসবিএন=৯৭৮-১-৫৬৩৪৭-৬৪৯-৫}}

==== প্রতিষ্ঠান এবং অভিনেতা ==== 
অনেক দেশ যেখানে রকেট ইঞ্জিনের উন্নয়ন এবং উৎপাদন একক সংগঠনে একত্রিত ছিল, সোভিয়েত ইউনিয়ন ভিন্ন পন্থা অনুসরণ করেছিল, তারা অনেকগুলি বিশেষায়িত [[OKB|ডিজাইন ব্যুরো]] (ডিবি) প্রতিষ্ঠা করেছিল যেগুলি উন্নয়ন চুক্তির জন্য প্রতিযোগিতা করত। এই ডিজাইন ব্যুরো বা রুশ ভাষায় "কনস্ট্রাক্টরস্কোয়ে বুরো" (KB) ছিল রাষ্ট্র-চালিত সংগঠন, যা প্রধানত উন্নত প্রযুক্তির গবেষণা, উন্নয়ন এবং [[প্রোটোটাইপ|প্রোটোটাইপিং]] এর জন্য দায়ী ছিল, সাধারণত [[মিলিটারি টেকনোলজি|মিলিটারি হার্ডওয়্যার]] সম্পর্কিত, যেমন [[টার্বোজেট]] [[ইঞ্জিন]], বিমান উপাদান, [[মিসাইল]] বা [[Launch vehicle|স্পেস লঞ্চ ভেহিকেল]]।
[[OKB|ডিজাইন ব্যুরো]] গুলি যেগুলি রকেট ইঞ্জিনে বিশেষায়িত ছিল, তাদের প্রযোজ্য কর্মী, সুবিধা এবং যন্ত্রপাতি ছিল যাতে তারা পরীক্ষাগার পরীক্ষা, প্রবাহ পরীক্ষা এবং পরীক্ষামূলক রকেট ইঞ্জিনের স্থল পরীক্ষা করতে পারত। কিছু ডিজাইন ব্যুরো এমনকি অত্যন্ত বড় ইঞ্জিন পরীক্ষা করার জন্য বিশেষায়িত সুবিধা, পরীক্ষামূলক রকেট ইঞ্জিনের স্ট্যাটিক ফায়ারিং এবং উচ্চতা পরিস্থিতি অনুকরণ করার সুবিধা ছিল। কিছু ক্ষেত্রে, ইঞ্জিন পরীক্ষা, সার্টিফিকেশন এবং [[গুণগত নিয়ন্ত্রণ]] অন্যান্য সংগঠন এবং স্থানগুলিতে আউটসোর্স করা হত, যেখানে আরও উপযুক্ত পরীক্ষা সুবিধা ছিল। অনেক ডিবির কাছে আবাসন কমপ্লেক্স, জিমনেসিয়াম এবং চিকিৎসা সুবিধাও ছিল যা তাদের কর্মীদের এবং তাদের পরিবারগুলোর চাহিদা পূরণের জন্য ছিল।
সোভিয়েত ইউনিয়নের LPRE উন্নয়ন প্রচেষ্টা ১৯৬০-এর দশকে উল্লেখযোগ্য বৃদ্ধি পেয়েছিল এবং ১৯৭০-এর দশকে তার শিখরে পৌঁছেছিল। এই সময়কালের সাথে সোভিয়েত ইউনিয়ন এবং যুক্তরাষ্ট্রের মধ্যে [[কোল্ড ওয়ার]]ের যুগ মিলে গিয়েছিল, যা মহাকাশযাত্রার ক্ষেত্রে তীব্র প্রতিযোগিতার দ্বারা চিহ্নিত ছিল। এই সময়কালে ১৪ থেকে ১৭টি ডিজাইন ব্যুরো এবং গবেষণা প্রতিষ্ঠান সক্রিয়ভাবে LPRE উন্নয়নে অংশগ্রহণ করেছিল। এই সংগঠনগুলির জন্য সামরিক এবং [[সোভিয়েত স্পেস প্রোগ্রাম|মহাকাশযাত্রার অগ্রাধিকারের]] কারণে অপেক্ষাকৃত স্থিতিশীল সহায়তা এবং তহবিল পাওয়া যায়, যা নতুন ইঞ্জিন ধারণা এবং উৎপাদন পদ্ধতির ধারাবাহিক উন্নয়নকে সহায়তা করেছিল।
একটি নতুন যান (মিসাইল বা মহাকাশযান) মিশন স্থাপিত হলে, এটি একটি ডিজাইন ব্যুরো (DB) কে হস্তান্তর করা হত, যার ভূমিকা ছিল পুরো রকেটের উন্নয়ন তত্ত্বাবধান করা। যদি পূর্বে উন্নত কোনো রকেট ইঞ্জিন মিশনের প্রয়োজনীয়তা পূরণ না করতো, তাহলে নতুন রকেট ইঞ্জিন তৈরি করার জন্য একটি বিশেষ ডিজাইন ব্যুরোকে চুক্তি দেওয়া হতো, যারা LPRE (Liquid Propellant Rocket Engines) উন্নয়নে বিশেষজ্ঞ ছিল। প্রায়শই, প্রতিটি DB-র নিজস্ব নির্দিষ্ট ধরনের LPRE-এ দক্ষতা থাকতো, যা বিভিন্ন অ্যাপ্লিকেশন, প্রপেলান্ট বা ইঞ্জিন আকারের উপর নির্ভর করতো। এর মানে হলো যে, রকেট ইঞ্জিনের উন্নয়ন বা ডিজাইন স্টাডি সবসময় একটি নির্দিষ্ট অ্যাপ্লিকেশনের জন্য নির্দিষ্ট প্রয়োজনীয়তা পূরণের দিকে লক্ষ্য করে করা হতো।
নতুন রকেট ইঞ্জিন উন্নয়নের জন্য কোন DB-কে চুক্তি দেওয়া হবে, তা নির্ধারণে দুটি পদ্ধতি ছিল: এক, একক ডিজাইন ব্যুরো নির্বাচিত হতো, অথবা দুই, একাধিক ডিজাইন ব্যুরোকে একই চুক্তি দেওয়া হতো, যা মাঝে মাঝে DB গুলির মধ্যে তীব্র প্রতিযোগিতার সৃষ্টি করতো।
যখন একক DB নির্বাচন করা হতো, তখন তা অনেক সময় রকেট যান বা সিস্টেমের প্রধান ডিজাইনার এবং রকেট ইঞ্জিনে বিশেষজ্ঞ DB-র প্রধান ডিজাইনারের সম্পর্কের উপর নির্ভর করতো। যদি যানটির প্রধান ডিজাইনার পূর্বে কোনো ডিজাইন ব্যুরোর কাজ থেকে সন্তুষ্ট থাকতেন, তবে সেটি খুব সাধারণ ছিল যে, সেই LPRE ব্যুরোটি একই ধরনের ইঞ্জিনের জন্য পরবর্তী কাজেও ব্যবহৃত হত। উদাহরণস্বরূপ, সাবমেরিন লঞ্চড মিসাইলের সবগুলো LPRE শুধু একটিই ডিজাইন ব্যুরো দ্বারা তৈরি হয়েছিল, যা একই যান উন্নয়ন প্রধান ঠিকাদারের জন্য কাজ করছিল।
তবে, যখন দুটি সমান্তরাল ইঞ্জিন উন্নয়ন প্রোগ্রাম সমর্থিত হত, তখন নির্দিষ্ট অ্যাপ্লিকেশনের জন্য শ্রেষ্ঠ ইঞ্জিন নির্বাচন করতে, একাধিক উপযুক্ত রকেট ইঞ্জিন মডেল কখনও ব্যবহৃত হত না। অন্যান্য দেশগুলোর জন্য এমন বিলাসিতা কমই পাওয়া যেত। তবে, ডিজাইন ব্যুরো ব্যবহারের ফলে কিছু সমস্যাও সৃষ্টি হয়েছিল, যেমন প্রোগ্রাম বাতিল হওয়া এবং পুনরাবৃত্তি। কিছু বড় প্রোগ্রাম বাতিল হয়েছিল, যার ফলে পূর্বে উন্নত ইঞ্জিনগুলি নষ্ট বা সংরক্ষিত হয়ে যেত।
পুনরাবৃত্তি এবং বাতিল করার একটি উল্লেখযোগ্য উদাহরণ হলো R-9A ব্যালিস্টিক মিসাইলের জন্য ইঞ্জিন উন্নয়ন। দুটি ইঞ্জিন সেট সমর্থন করা হয়েছিল, কিন্তু শেষ পর্যন্ত একটি সেটই নির্বাচিত হয়েছিল, যার ফলে কয়েকটি কার্যক্ষম ইঞ্জিন অপূর্ণ হয়ে গিয়েছিল। অনুরূপভাবে, মহাকাশযান N-l এর জন্য, যা চন্দ্র ও গ্রহীয় মিশনের উদ্দেশ্যে ছিল, সোভিয়েত ইউনিয়ন প্রতিটি ষষ্ঠ স্তরের জন্য কমপক্ষে দুটি ইঞ্জিন উন্নয়ন ও উৎপাদন করেছিল। এছাড়া তারা আরও একটি উন্নত N-l যানটির জন্য বিকল্প ইঞ্জিনও তৈরি করেছিল। তবে, প্রোগ্রামটি একাধিক ফ্লাইট ব্যর্থতার সম্মুখীন হয়েছিল এবং মার্কিন যুক্তরাষ্ট্রের সফল চাঁদে অবতরণের পরে, প্রোগ্রামটি শেষ পর্যন্ত বাতিল করা হয়, যার ফলে সোভিয়েত ইউনিয়নের হাতে নতুন যোগ্য ইঞ্জিনের বিশাল মজুদ পড়েছিল, যার কোনো নির্দিষ্ট উদ্দেশ্য ছিল না।
এই উদাহরণগুলো সোভিয়েত ইউনিয়নের ডিজাইন ব্যুরো দ্বারা রকেট ইঞ্জিন উন্নয়ন এবং উৎপাদন ব্যবস্থাপনায় সংশ্লিষ্ট জটিল গতিশীলতা এবং চ্যালেঞ্জগুলোকে প্রদর্শন করে।

==== দুর্ঘটনাসমূহ ==== 
সোভিয়েত ইউনিয়নে রকেট ইঞ্জিনের উন্নয়ন গুরুত্বপূর্ণ সাফল্য অর্জন করেছিল, তবে এটি নৈতিক দৃষ্টিকোণ থেকেও কিছু প্রশ্নের জন্ম দিয়েছিল, কারণ এতে অনেক দুর্ঘটনা এবং মৃত্যুর ঘটনা ঘটে। [[বিজ্ঞান ও প্রযুক্তি অধ্যয়ন|বিজ্ঞান এবং প্রযুক্তি অধ্যয়নের]] দৃষ্টিকোণ থেকে, এই দুর্ঘটনাগুলোর নৈতিক প্রভাবগুলি প্রযুক্তি, মানবিক উপাদান এবং নিরাপত্তার চেয়ে বৈজ্ঞানিক অগ্রগতির অগ্রাধিকার দেয়ার মধ্যে জটিল সম্পর্ককে ফুটিয়ে তোলে।
সোভিয়েত ইউনিয়ন রকেট ইঞ্জিনের উন্নয়ন এবং পরিচালনায় একটি সিরিজ দুঃখজনক দুর্ঘটনা এবং বিপত্তির সম্মুখীন হয়েছিল। বিশেষভাবে, USSR একটি দুঃখজনক পরিচিতি অর্জন করেছে, কারণ এটি তরল প্রোপেলেন্ট রকেট ইঞ্জিন (LPRE) দুর্ঘটনায় অন্য যে কোনও দেশের চেয়ে বেশি আহত এবং মৃত্যুর ঘটনা অনুভব করেছে। এই ঘটনা গুলি রকেট ইঞ্জিনের উন্নয়ন, পরীক্ষা, এবং কার্যকরী ব্যবহারের নৈতিক দৃষ্টিকোণগুলি নিয়ে প্রশ্ন তুলেছিল।
সর্বাধিক উল্লেখযোগ্য বিপর্যয়টি ঘটেছিল ১৯৬০ সালে যখন [[R-16 (মিসাইল)|R-16]] ব্যালিস্টিক মিসাইল [[Töretam|ট্যুরাতাম]] লঞ্চ সুবিধায় লঞ্চপ্যাডে একটি মহা বিপর্যয়ে পড়ে। এই দুর্ঘটনায় ১২৪ জন প্রকৌশলী এবং সামরিক কর্মীর মৃত্যু হয়, যার মধ্যে ছিলেন মার্শাল এম.আই. নেদেলিন, এক প্রাক্তন উপ-মন্ত্রিপরিষদ [[মন্ত্রিপরিষদ (সোভিয়েত ইউনিয়ন)|রক্ষা মন্ত্রী]]। বিস্ফোরণটি ঘটে যখন দ্বিতীয় স্তরের রকেট ইঞ্জিন আকস্মিকভাবে জ্বলে ওঠে, যার ফলে সম্পূর্ণ লোডেড মিসাইলটি বিধ্বস্ত হয়। বিস্ফোরণটি মিশ্রিত [[হাইপারগোলিক প্রপেলেন্ট]]গুলির জ্বালানী এবং [[নাইট্রিক অ্যাসিড]] সহ উপাদান এবং [[Unsymmetrical dimethylhydrazine|UDMH]] (অসামঞ্জস্যপূর্ণ ডাইমিথাইলহাইড্রাজিন) এর আগুন ও বিস্ফোরণের কারণে ঘটে।
যদিও ১৯৬০ সালের দুর্ঘটনার সরাসরি কারণ ছিল মিসাইল কন্ট্রোল ইউনিটে সুরক্ষা সার্কিটের অভাব, সোভিয়েত ইউনিয়নে LPRE দুর্ঘটনার নৈতিক দিকগুলি নির্দিষ্ট প্রযুক্তিগত ব্যর্থতার চেয়েও ব্যাপক। এই দুর্ঘটনাগুলি প্রায় তিন দশক পর্যন্ত গোপন রাখা হয়েছিল, যা স্বচ্ছতা, দায়িত্বশীলতা এবং মানুষের জীবন রক্ষার বিষয়ে উদ্বেগ উত্থাপন করে।
মৃত্যুর LPRE দুর্ঘটনাগুলিকে জনসাধারণের চোখ থেকে গোপন রাখার সিদ্ধান্ত একটি বৃহত্তর নৈতিক সমস্যার প্রতিফলন। সোভিয়েত সরকার, ঠাণ্ডা যুদ্ধের সময় বৈজ্ঞানিক এবং প্রযুক্তিগত শ্রেষ্ঠতার প্রতি আগ্রহী, একটি অদম্য চিত্র বজায় রাখতে চেয়েছিল এবং তাদের অগ্রগতির সাথে সম্পর্কিত ব্যর্থতাগুলি গোপন রাখতে চেয়েছিল। জাতীয় মর্যাদার চেয়ে শ্রমিকদের মঙ্গল এবং নিরাপত্তাকে অগ্রাধিকার দেওয়ার এই সিদ্ধান্ত রাষ্ট্র এবং সংশ্লিষ্ট প্রতিষ্ঠানগুলির নৈতিক দায়িত্ব সম্পর্কে প্রশ্ন তোলে।

==পরীক্ষা==
রকেট ইঞ্জিন সাধারণত উৎপাদনে দেওয়ার আগে একটি [[রকেট ইঞ্জিন পরীক্ষার সুবিধা|পরীক্ষা সুবিধায়]] স্থিরভাবে পরীক্ষা করা হয়। উচ্চ উচ্চতার রকেট ইঞ্জিনগুলির জন্য, অথবা একটি ছোট নোজল ব্যবহার করতে হবে, অথবা রকেটটি একটি বড় ভ্যাকুয়াম চেম্বারে পরীক্ষা করতে হবে।
==সুরক্ষা== 
[[রকেট]] যানবাহনগুলির একটি খ্যাতি আছে যে এগুলো অবিশ্বাস্য এবং বিপজ্জনক; বিশেষত মারাত্মক ব্যর্থতা। এই খ্যাতির বিপরীতে, যত্নসহকারে ডিজাইন করা রকেটগুলি নির্বিচারে নির্ভরযোগ্য করা যেতে পারে।{{Citation needed|date=January 2017}} সামরিক ব্যবহারে, রকেটগুলি অবিশ্বাস্য নয়। তবে, রকেটগুলির একটি প্রধান অ-সামরিক ব্যবহার হল কক্ষপথে উৎক্ষেপণ। এই অ্যাপ্লিকেশনে, সাধারণত সর্বনিম্ন ওজনের উপর গুরুত্ব দেওয়া হয়, এবং একসাথে উচ্চ নির্ভরযোগ্যতা এবং কম ওজন অর্জন করা কঠিন। তাছাড়া, যদি উৎক্ষেপণের সংখ্যা কম হয়, তাহলে একটি ডিজাইন, অপারেশন বা উৎপাদন ত্রুটির কারণে যানবাহনটি ধ্বংস হওয়ার সম্ভাবনা অত্যন্ত বেশি।{{Citation needed|date=January 2017}}

===স্যাটার্ন পরিবার (১৯৬১–১৯৭৫)===

[[রকেটডাইন এইচ-১]] ইঞ্জিন, যা [[স্যাটার্ন আই]] এবং [[স্যাটার্ন আইবি]] [[উৎক্ষেপণ যান]] এর প্রথম পর্যায়ে আটটি ইঞ্জিনের একটি দলে ব্যবহৃত হয়েছিল, ১৫২ ইঞ্জিন-ফ্লাইটে কোনো মারাত্মক ব্যর্থতা ঘটেনি। [[প্র্যাট অ্যান্ড উইটনি]] [[আরএল১০]] ইঞ্জিন, যা স্যাটার্ন আই-এর দ্বিতীয় পর্যায়ে ছয়টি ইঞ্জিনের একটি দলে ব্যবহৃত হয়েছিল, ৩৬ ইঞ্জিন-ফ্লাইটে কোনো মারাত্মক ব্যর্থতা ঘটেনি।{{refn|group=notes|name=RL10|আরএল১০ ''তবে'', তার অন্যান্য ব্যবহারে (যেমন [[সেন্টাওর (রকেট পর্যায়)|সেন্টাওর]] এবং [[ডেলটা ক্রায়োজেনিক সেকেন্ড স্টেজ|ডিসিএসএস]] উপরের পর্যায়গুলোতে) কখনও কখনও ব্যর্থতা (কিছু মারাত্মকও) ঘটেছে।}} [[রকেটডাইন এফ-১]] ইঞ্জিন, যা স্যাটার্ন ভি-এর প্রথম পর্যায়ে পাঁচটি ইঞ্জিনের একটি দলে ব্যবহৃত হয়েছিল, ৬৫ ইঞ্জিন-ফ্লাইটে কোনো ব্যর্থতা ঘটেনি। [[রকেটডাইন জে-২]] ইঞ্জিন, যা স্যাটার্ন ভি-এর দ্বিতীয় পর্যায়ে পাঁচটি ইঞ্জিনের একটি দলে ব্যবহৃত হয়েছিল এবং স্যাটার্ন আইবি-এর দ্বিতীয় পর্যায় ও স্যাটার্ন ভি-এর তৃতীয় পর্যায়ে এককভাবে ব্যবহৃত হয়েছিল, ৮৬ ইঞ্জিন-ফ্লাইটে কোনো মারাত্মক ব্যর্থতা ঘটেনি।{{refn|group=notes|name=J2fail|জে-২-এর তিনটি অনাকাঙ্ক্ষিত ইন-ফ্লাইট শাটডাউন হয়েছিল (দুটি দ্বিতীয়-পর্যায়ের ইঞ্জিন ব্যর্থতা [[অ্যাপোলো ৬]] তে এবং একটি [[অ্যাপোলো ১৩]] তে), এবং কক্ষপথে পুনরায় চালু করতে ব্যর্থ হওয়া (অ্যাপোলো ৬-এর তৃতীয়-পর্যায়ের ইঞ্জিন)। তবে এই ব্যর্থতাগুলি যানবাহন হারানো বা মিশন বাতিল করার কারণ হয়নি (যদিও অ্যাপোলো ৬-এর তৃতীয়-পর্যায়ের ইঞ্জিন পুনরায় চালু না হলে তা অবশ্যই একটি মিশন বাতিল করতে বাধ্য করত যদি তা ক্রু-সহ চন্দ্র মিশনে ঘটত)।}}

===স্পেস শাটল (১৯৮১–২০১১)=== 
[[স্পেস শাটল সলিড রকেট বুস্টার]], যা জোড়ায় ব্যবহৃত হত, ২৭০ ইঞ্জিন-ফ্লাইটে [[স্পেস শাটল চ্যালেঞ্জার বিপর্যয়|একটি উল্লেখযোগ্য মারাত্মক ব্যর্থতা]] ঘটিয়েছে।
[[আরএস-২৫]], যা তিনটি ইঞ্জিনের একটি দলে ব্যবহৃত হয়েছিল, ৪৬টি পুনঃনির্মিত ইঞ্জিন ইউনিটে উড়েছিল। এদের মোট ৪০৫ ইঞ্জিন-ফ্লাইটে কোনো মারাত্মক ইন-ফ্লাইট ব্যর্থতা ঘটেনি। একটি একক ইন-ফ্লাইট [[আরএস-২৫]] ইঞ্জিন ব্যর্থতা ঘটেছিল {{OV|99}}'র [[STS-51-F]] মিশনের সময়।{{ওয়েব উদ্ধৃতি|ইউআরএল=http://www.pw.utc.com/products/pwr/assets/pwr_SSME.pdf |শিরোনাম=স্পেস শাটল মেইন ইঞ্জিন |প্রকাশক=প্র্যাট অ্যান্ড উইটনি রকেটডাইন |সংগ্রহের-তারিখ=November 23, 2011 |বছর=2005 |ইউআরএল-অবস্থা=dead |আর্কাইভের-ইউআরএল=https://web.archive.org/web/20120208191620/http://www.pw.utc.com/products/pwr/assets/pwr_SSME.pdf |আর্কাইভের-তারিখ=February 8, 2012 }} এই ব্যর্থতার কোনো প্রভাব মিশনের লক্ষ্য বা সময়কালের উপর পড়েনি।{{ওয়েব উদ্ধৃতি|লেখক=[[ওয়েন হেল]] ও অন্যান্য|শিরোনাম=একটি এসএসএমই-সম্পর্কিত অনুরোধ|প্রকাশক=NASASpaceflight.com|সংগ্রহের-তারিখ=January 17, 2012|তারিখ=January 17, 2012|ইউআরএল=http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=27783}}

==শীতলকরণ== 
কার্যকারিতার কারণে, উচ্চ তাপমাত্রা চাহিদাপূর্ণ, তবে উপকরণগুলি তাদের শক্তি হারায় যদি তাপমাত্রা খুব বেশি হয়। রকেটগুলি {{cvt|৬,০০০|F|C K|-২}} পর্যন্ত দহন তাপমাত্রায় চলে।{{rp|৯৮}}

বেশিরভাগ অন্যান্য জেট ইঞ্জিনে গ্যাস টারবাইন রয়েছে গরম নিষ্কাশনে। তাদের বড় সুরফেস এরিয়া থাকার কারণে, তারা ঠাণ্ডা করা কঠিন, এবং এই কারণে দহন প্রক্রিয়া চালাতে অনেক কম তাপমাত্রায় চলতে হয়, ফলে কার্যকারিতা কমে যায়। তাছাড়া, [[wiktionary:duct engine|ডাক্ট ইঞ্জিন]]গুলো বায়ু ব্যবহার করে অক্সিডেন্ট হিসেবে, যা ৭৮% মোটামুটি অপরিবর্তনীয় নাইট্রোজেন ধারণ করে, যা প্রতিক্রিয়া মেলাতে ব্যাঘাত ঘটায় এবং তাপমাত্রা কমিয়ে দেয়। রকেটগুলোর এসব স্বাভাবিক দহন তাপমাত্রা সীমাবদ্ধকারী নেই।
রকেট ইঞ্জিনে দহন দ্বারা অর্জিত তাপমাত্রা প্রায়ই নোজল এবং দহন চেম্বারের উপকরণগুলোর গলনাঙ্কের চেয়ে অনেক বেশি (প্রায় ১,২০০ K [[তামা]]র জন্য)। বেশিরভাগ নির্মাণ উপকরণও যদি উচ্চ তাপমাত্রার অক্সিডাইজার এর সংস্পর্শে আসে, তবে তা দহন হয়ে যাবে, যা ডিজাইনে অনেক চ্যালেঞ্জ তৈরি করে। নোজল এবং দহন চেম্বারের দেয়াল গলানো, পুড়ে যাওয়া বা বাষ্পীভূত হতে দেওয়া যাবে না (কখনও কখনও এটিকে মজা করে "ইঞ্জিন-রিচ এক্সহস্ট" বলা হয়)।
যেসব রকেট সাধারণ নির্মাণ উপকরণ যেমন অ্যালুমিনিয়াম, স্টীল, নিকেল বা তামা অ্যালয় ব্যবহার করে, তাদেরকে শীতলকরণের ব্যবস্থা ব্যবহার করতে হয় যাতে ইঞ্জিনের কাঠামো যে তাপমাত্রায় পৌঁছাবে তা সীমিত থাকে। [[রিজেনারেটিভ কুলিং (রকেট)|রিজেনারেটিভ কুলিং]], যেখানে প্রপেল্যান্টটি দহন চেম্বার বা নোজলের চারপাশে টিউবের মধ্য দিয়ে প্রবাহিত হয়, এবং অন্যান্য কৌশল যেমন ফিল্ম কুলিং, ব্যবহৃত হয় নোজল এবং চেম্বারের জীবনকাল বৃদ্ধি করার জন্য। এই কৌশলগুলো নিশ্চিত করে যে গ্যাসীয় তাপমাত্রা যা উপকরণের সাথে স্পর্শ করছে তা সেই তাপমাত্রার নিচে থাকে যা উপকরণটির বিপর্যস্ত হতে বাধ্য করবে।
রকেটের দহন তাপমাত্রা কিছু পরিমাণে ধারণ করতে সক্ষম এমন উপকরণের মধ্যে [[Reinforced carbon–carbon|কার্বন–কার্বন উপকরণ]] এবং [[রেনিয়াম]], যদিও উভয়টি কিছু শর্তের অধীনে অক্সিডাইজড হতে পারে। অন্যান্য [[রেফ্র্যাক্টরি]] অ্যালয়, যেমন অ্যালুমিনা, [[মলিবডেনাম]], [[ট্যানটালাম]] বা [[টাংস্টেন]] চেষ্টা করা হয়েছে, তবে বিভিন্ন সমস্যার কারণে এগুলো বাদ দেওয়া হয়েছে।{{বই উদ্ধৃতি |লেখক=George P. Sutton |ইউআরএল=https://archive.org/details/Rocket_Propulsion_Elements_8th_Edition_by_Oscar_Biblarz_George_P._Sutton/page/308/mode/2up |শিরোনাম=Rocket Propulsion Elements |লেখক২=Oscar Biblarz |তারিখ=২০১০ |প্রকাশক=Wiley Interscience |আইএসবিএন=9780470080245 |সংস্করণ=৮ম |পাতা=৩০৮ |name-list-style=amp}}
উপকরণ প্রযুক্তি, ইঞ্জিন ডিজাইন সহ, রাসায়নিক রকেটের একটি সীমাবদ্ধকারী উপাদান।
রকেটগুলিতে যে [[heat flux]] গুলি দেয়াল দিয়ে প্রবাহিত হতে পারে, তা প্রকৌশল ক্ষেত্রের মধ্যে অন্যতম উচ্চতম। ফ্লাক্স সাধারণত ০.৮–৮০ MW/m{{sup|2}} (০.৫-৫০ [[BTU]]/in{{sup|2}}-sec) পরিসরে থাকে।{{rp|৯৮}} সবচেয়ে শক্তিশালী তাপ প্রবাহ গলিত স্থানে পাওয়া যায়, যেখানে এটি সাধারণত সংশ্লিষ্ট চেম্বার এবং নোজলের তুলনায় দ্বিগুণ থাকে। এটি উচ্চ গতির (যা একটি খুব পাতলা সীমানা স্তর তৈরি করে) এবং যদিও চেম্বারের চেয়ে কম, সেখানে দেখা যায় উচ্চ তাপমাত্রা। (নোজল সম্পর্কিত তাপমাত্রা জানতে {{section link||Nozzle}} দেখুন)।

রকেটগুলিতে শীতলকরণের পদ্ধতিগুলি অন্তর্ভুক্ত করে:<ref name="HuzelAndHuang" />{{rp|৯৮–৯৯}}

#[[ablation|এব্লেটিভ]]: দহন চেম্বারের অভ্যন্তরীণ দেয়ালগুলো একটি উপকরণ দিয়ে আবৃত থাকে যা তাপ আটকে রাখে এবং তা বাষ্পীভূত হয়ে নিষ্কাশনের মাধ্যমে তাপ বহন করে।
#[[Radiative cooling]]: ইঞ্জিনটি এক বা একাধিক [[refractory]] উপকরণ দিয়ে তৈরি, যা তাপ প্রবাহ গ্রহণ করে যতক্ষণ না তার বাইরের থ্রাস্ট চেম্বারের দেয়াল লাল বা সাদা গরম হয়ে তাপ বিকিরণ করে।
#Dump cooling: একটি ক্রায়োজেনিক প্রপেল্যান্ট, সাধারণত [[Hydrogen]], নোজল চারপাশে প্রবাহিত হয় এবং Dump করা হয়। এই শীতলকরণের পদ্ধতির বিভিন্ন সমস্যা রয়েছে, যেমন প্রপেল্যান্ট নষ্ট হওয়া। এটি শুধুমাত্র খুব কম ব্যবহৃত হয়।
#[[regenerative cooling (rocket)|রিজেনারেটিভ কুলিং]]: [[লিকুইড রকেট ইঞ্জিন]] এর প্রপেল্যান্ট (এবং সম্ভবত অক্সিডাইজার) নোজল চারপাশে প্রবাহিত হয় দহন চেম্বার বা প্রিবার্নারে ইনজেকশনের আগে। এটি রকেট ইঞ্জিন শীতলকরণের সবচেয়ে ব্যাপক ব্যবহৃত পদ্ধতি।
#Film cooling: ইঞ্জিনটি একাধিক ছিদ্রের সারি দিয়ে ডিজাইন করা হয় যার মধ্যে দিয়ে অতিরিক্ত প্রপেল্যান্ট প্রবাহিত হয়, যা চেম্বারের দেয়াল শীতল করে যখন তা বাষ্পীভূত হয়। এই পদ্ধতি সাধারণত বিশেষ করে যখন তাপ প্রবাহ অত্যন্ত বেশি হয়, তখন ব্যবহৃত হয়, সম্ভবত [[regenerative cooling (rocket)|রিজেনারেটিভ কুলিং]] এর সাথে। ফিল্ম কুলিং এর আরও কার্যকর সাবটাইপ হচ্ছে [[transpiration cooling]], যেখানে প্রপেল্যান্ট একটি [[porous]] অভ্যন্তরীণ দহন চেম্বারের দেয়াল দিয়ে প্রবাহিত হয় এবং তা বাষ্পীভূত হয়। এতদিন এই পদ্ধতি বিভিন্ন সমস্যার কারণে ব্যবহার হয়নি।

রকেট ইঞ্জিনগুলি বিভিন্ন কুলিং পদ্ধতি ব্যবহার করতে পারে। উদাহরণস্বরূপ:

* রিজেনারেটিভ এবং ফিল্ম কুলড কম্বাশন চেম্বার এবং নোজল: [[V-2 rocket|V-2]] রকেট ইঞ্জিন{{ওয়েব উদ্ধৃতি |শিরোনাম=Raketenmotor der A4 (V2)-Rakete |ইউআরএল=https://www.deutsches-museum.de/flugwerft-schleissheim/ausstellung/flugantriebe-und-raketen/raketenmotor-a-4 |সংগ্রহের-তারিখ=19 September 2022 |ভাষা=de |উক্তি=An additional coolant line takes alcohol to fine holes in the inner chamber wall. The alcohol flows alongside the wall, creating a thin, evaporating film for additional cooling.}}</ref>
* রিজেনারেটিভলি কুলড কম্বাশন চেম্বার সহ ফিল্ম কুলড নোজল এক্সটেনশন: [[Rocketdyne F-1|Rocketdyne F-1 ইঞ্জিন]]{{ওয়েব উদ্ধৃতি |লেখক=McCutcheon, Kimble D. |তারিখ=3 August 2022 |শিরোনাম=U.S. Manned Rocket Propulsion Evolution Part 8.12: Rocketdyne F-1 Engine Description |ইউআরএল=https://www.enginehistory.org/Rockets/RPE08.11/RPE08.12.shtml |সংগ্রহের-তারিখ=19 September 2022}}</ref>
* রিজেনারেটিভলি কুলড কম্বাশন চেম্বার সহ এবলেটিভলি কুলড নোজল এক্সটেনশন: [[LR-91]] রকেট ইঞ্জিন{{ওয়েব উদ্ধৃতি |লেখক=McCutcheon, Kimble D. |তারিখ=3 August 2022 |শিরোনাম=U.S. Manned Rocket Propulsion Evolution Part 6: The Titan Missile |ইউআরএল=https://www.enginehistory.org/Rockets/RPE06/RPE06.shtml |সংগ্রহের-তারিখ=19 September 2022}}</ref>
* এবলেটিভলি এবং ফিল্ম কুলড কম্বাশন চেম্বার সহ রেডিয়েটিভলি কুলড নোজল এক্সটেনশন: [[Lunar module descent engine]] (LMDE), [[Apollo command and service module#Service propulsion system|সার্ভিস প্রপালশন সিস্টেম ইঞ্জিন]] (SPS){{বই উদ্ধৃতি |শেষাংশ=Bartlett |প্রথমাংশ=W. |ইউআরএল=https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19700026405/downloads/19700026405.pdf |শিরোনাম=Apollo spacecraft liquid primary propulsion systems |শেষাংশ২=Kirkland |প্রথমাংশ২=Z. D. |শেষাংশ৩=Polifka |প্রথমাংশ৩=R. W. |শেষাংশ৪=Smithson |প্রথমাংশ৪=J. C. |শেষাংশ৫=Spencer |প্রথমাংশ৫=G. L. |তারিখ=7 February 1966 |প্রকাশক=NASA, Lyndon B. Johnson Space Center |অবস্থান=Houston, TX |পাতাসমূহ=8 |আর্কাইভের-ইউআরএল=https://web.archive.org/web/20220823092501/https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19700026405/downloads/19700026405.pdf |আর্কাইভের-তারিখ=23 August 2022 |সংগ্রহের-তারিখ=10 September 2022 |ইউআরএল-অবস্থা=bot: unknown }}</ref>
*রেডিয়েটিভলি এবং ফিল্ম কুলড কম্বাশন চেম্বার সহ রেডিয়েটিভলি কুলড নোজল এক্সটেনশন: [[R-4D]] স্টোরেবল প্রপেল্যান্ট থ্রাস্টার
সব ক্ষেত্রে, আরেকটি প্রভাব যা রকেট ইঞ্জিন চেম্বার ওয়ালের কুলিংয়ে সাহায্য করে তা হল কম্বাশন গ্যাসের একটি পাতলা স্তর (একটি [[boundary layer]]) যা কম্বাশন তাপমাত্রার তুলনায় উল্লেখযোগ্যভাবে ঠান্ডা। কুলিং ব্যর্থতা বা কম্বাশন অস্থিতিশীলতার সময় বাউন্ডারি লেয়ারের ব্যাঘাত হতে পারে, এবং ওয়াল ফেইলিওর সাধারণত শীঘ্রই ঘটে।
রিজেনারেটিভ কুলিংয়ের মাধ্যমে চেম্বারের চারপাশে কুলেন্ট চ্যানেলগুলির মধ্যে একটি দ্বিতীয় বাউন্ডারি লেয়ার পাওয়া যায়। এই বাউন্ডারি লেয়ারের পুরুত্ব যতটা সম্ভব কম হওয়া উচিত, কারণ বাউন্ডারি লেয়ার ওয়াল এবং কুলেন্টের মধ্যে একধরনের ইনসুলেটরের মতো কাজ করে। এটি কুলেন্টের [[velocity]] চ্যানেলগুলিতে যতটা সম্ভব উচ্চ করা হলে অর্জন করা যেতে পারে।{{rp|105–106}}

তরল জ্বালানী ইঞ্জিনগুলি প্রায়শই [[Air-fuel ratio|fuel-rich]] অবস্থায় চালানো হয়, যা কম্বাশন তাপমাত্রা কমিয়ে দেয়। এটি ইঞ্জিনে তাপের লোড কমিয়ে দেয় এবং কম খরচের উপকরণ এবং একটি সরল কুলিং সিস্টেম অনুমোদন করে। এটি ''পারফরমেন্সও'' বৃদ্ধি করতে পারে, কারণ এটি নিষ্কাশিত গ্যাসের গড় অণুজননতা কমিয়ে এবং কম্বাশন তাপের সাথে কাইনেটিক নিষ্কাশন শক্তিতে রূপান্তরের দক্ষতা বাড়ায়।

==রসায়ন==
[[রকেট প্রপেলান্ট]]গুলির জন্য প্রতি একক ভরের জন্য উচ্চ শক্তি ([[নির্দিষ্ট শক্তি]]) প্রয়োজন, যা অত্যন্ত শক্তিশালী প্রপেলান্টগুলির স্পন্টেনিয়াস বিস্ফোরণের প্রবণতার বিপরীতে সঠিকভাবে সামঞ্জস্যপূর্ণ হতে হবে। যদি প্রপেলান্টগুলির রাসায়নিক সম্ভাব্য শক্তি নিরাপদে সঞ্চিত করা যায়, তবে দহন প্রক্রিয়াটি অনেক তাপ নির্গত করে। এই তাপের একটি গুরুত্বপূর্ণ অংশ ইঞ্জিনের নোজলে গতিশক্তিতে রূপান্তরিত হয়, যা রকেটকে সামনে এগিয়ে নিয়ে যায় দহন পণ্যের ভরসহ।
আদর্শভাবে সমস্ত প্রতিক্রিয়া শক্তি নিষ্কাশন গ্যাসের গতিরূপে প্রকাশিত হয়, কারণ নিষ্কাশন গতি হল একটি ইঞ্জিনের সবচেয়ে গুরুত্বপূর্ণ কর্মক্ষমতা প্যারামিটার। তবে, বাস্তব নিষ্কাশন প্রজাতিগুলি হল [[অণু]], যেগুলির সাধারণত অনুবাদ, কম্পন এবং [[ঘূর্ণন মোড]] থাকে যার মাধ্যমে শক্তি নির্গত হয়। এদের মধ্যে, শুধুমাত্র অনুবাদ গাড়ির জন্য কার্যকর কাজ করতে পারে, এবং যদিও শক্তি মোডের মধ্যে স্থানান্তরিত হয়, এই প্রক্রিয়া এমন একটি সময়সীমায় ঘটে যা নোজল থেকে নিষ্কাশন হওয়ার জন্য প্রয়োজনীয় সময়ের চেয়ে অনেক বেশি।
একটি নিষ্কাশন অণুর যত বেশি [[রসায়নিক বন্ধন]] থাকে, তত বেশি ঘূর্ণন এবং কম্পন মোড থাকবে। ফলে, সাধারণত নিষ্কাশন প্রজাতি যতটা সম্ভব সাধারণ হওয়া উচিত, যেহেতু H2 এর মতো হালকা, প্রচুর পরিমাণে আণবিক গ্যাসের দ্বি-আণবিক অণু ব্যবহার করা বাস্তব দিক থেকে আদর্শ। তবে, একটি রাসায়নিক রকেটের ক্ষেত্রে, হাইড্রোজেন হল একটি প্রতিক্রিয়া উপাদান এবং [[হ্রাসকারী এজেন্ট]], পণ্য নয়। একটি [[অক্সিডাইজিং এজেন্ট]], সবচেয়ে সাধারণত অক্সিজেন বা অক্সিজেন-সমৃদ্ধ একটি প্রজাতি, দহন প্রক্রিয়ায় অন্তর্ভুক্ত করতে হবে, যা নিষ্কাশন প্রজাতিতে ভর এবং রসায়নিক বন্ধন যোগ করে।
হালকা অণুর অতিরিক্ত সুবিধা হল যে সেগুলি বর্তমানে উপলব্ধ উপকরণের দ্বারা ধারণ করা যেতে পারে এমন তাপমাত্রায় উচ্চ গতিতে ত্বরান্বিত হতে পারে - রকেট ইঞ্জিনে উচ্চ গ্যাস তাপমাত্রা বেঁচে থাকার জন্য ইঞ্জিনিয়ারিংয়ে গুরুতর সমস্যা সৃষ্টি করে।
তরল [[হাইড্রোজেন]] (LH2) এবং [[অক্সিজেন]] (LOX, বা LO2), হল সবচেয়ে কার্যকর প্রপেলান্ট যা নিষ্কাশন গতির ক্ষেত্রে ব্যাপকভাবে ব্যবহার হয়েছে, যদিও কিছু অদ্ভুত সংমিশ্রণ যেমন বোরন বা তরল ওজোনের সাথে তত্ত্বগতভাবে কিছুটা উন্নত হতে পারে যদি বিভিন্ন বাস্তব সমস্যা সমাধান করা যায়।[http://yarchive.net/space/rocket/fuels/fuel_ratio.html Newsgroup correspondence], 1998–99
যে কোনও প্রপেলান্ট সংমিশ্রণের নির্দিষ্ট প্রতিক্রিয়া শক্তি গণনা করার সময়, প্রপেলান্টগুলির (ফুয়েল এবং অক্সিডাইজার উভয়ই) পুরো ভর অন্তর্ভুক্ত করতে হবে। একমাত্র ব্যতিক্রম হল বায়ু শ্বাসনালী ইঞ্জিনের ক্ষেত্রে, যেগুলি বায়ুমণ্ডলীয় অক্সিজেন ব্যবহার করে এবং এর ফলে একটি নির্দিষ্ট শক্তি আউটপুটের জন্য কম ভর বহন করতে হয়। গাড়ি বা [[টার্বোজেট ইঞ্জিন]]গুলির জন্য ফুয়েলগুলি যে পরিমাণ প্রপেলান্ট বহন করতে হয় তার প্রতি ইউনিট ভরে অনেক ভালো কার্যকর শক্তি আউটপুট প্রদান করে, তবে ফুয়েলের প্রতি ইউনিট ভরের ক্ষেত্রে সেগুলি সমান।
রকেট ইঞ্জিনে প্রপেলান্টগুলির কর্মক্ষমতা পূর্বাভাস দেওয়ার জন্য কম্পিউটার প্রোগ্রামগুলি উপলব্ধ।[http://rocketworkbench.sourceforge.net/equil.phtml Complex chemical equilibrium and rocket performance calculations], Cpropep-Web [http://propulsion-analysis.com/ Tool for Rocket Propulsion Analysis], RPA [https://web.archive.org/web/20000901045039/http://www.grc.nasa.gov/WWW/CEAWeb/ NASA Computer program Chemical Equilibrium with Applications], CEA<ref>
== ইগনিশন ==
  
{{Further|Combustion}}  
তরল এবং হাইব্রিড রকেটের ক্ষেত্রে, প্রোপেল্যান্টগুলি যখন প্রথমবার দহন চেম্বারে প্রবেশ করে তখন তাৎক্ষণিকভাবে ইগনিশন হওয়া অপরিহার্য।

তরল প্রোপেল্যান্টের ক্ষেত্রে (কিন্তু গ্যাসীয় নয়), মিলিসেকেন্ডের মধ্যে ইগনিশন ব্যর্থ হলে সাধারণত চেম্বারের ভিতরে অত্যধিক তরল প্রোপেল্যান্ট জমা হয়, এবং যদি/যখন ইগনিশন ঘটে, তখন তৈরি হওয়া গরম গ্যাসের পরিমাণ চেম্বারের সর্বোচ্চ ডিজাইন চাপকে ছাড়িয়ে যেতে পারে, যার ফলে চাপ পাত্রের একটি বিপর্যয়কর ব্যর্থতা ঘটে। এটিকে কখনও কখনও ''[[hard start]]'' বা ''দ্রুত অপরিকল্পিত বিচ্ছিন্নতা'' (RUD) বলা হয়।<nowiki><ref name=aw20121126>  </nowiki>
{{সংবাদ উদ্ধৃতি|ইউআরএল=http://www.aviationweek.com/Blogs.aspx?plckBlogId=Blog:04ce340e-4b63-4d23-9695-d49ab661f385&plckPostId=Blog:04ce340e-4b63-4d23-9695-d49ab661f385Post:c973f72f-55d3-4374-b722-df31a8d333e6|শিরোনাম=Falcon 9 RUD?|শেষাংশ=Svitak|প্রথমাংশ=Amy|তারিখ=2012-11-26|সংবাদপত্র=Aviation Week|সংগ্রহের-তারিখ=2014-03-21|আর্কাইভের-ইউআরএল=https://web.archive.org/web/20140321053215/http://www.aviationweek.com/Blogs.aspx?plckBlogId=Blog:04ce340e-4b63-4d23-9695-d49ab661f385&plckPostId=Blog:04ce340e-4b63-4d23-9695-d49ab661f385Post:c973f72f-55d3-4374-b722-df31a8d333e6|আর্কাইভের-তারিখ=2014-03-21|ইউআরএল-অবস্থা=dead}}</ref>

ইগনিশন বিভিন্ন পদ্ধতিতে অর্জন করা যেতে পারে; একটি পাইরোটেকনিক চার্জ ব্যবহার করা যেতে পারে, একটি প্লাজমা টর্চ ব্যবহার করা যেতে পারে,{{citation needed|date=October 2016}} অথবা বৈদ্যুতিক স্পার্ক ইগনিশন<ref name=nsf20161003>
{{সংবাদ উদ্ধৃতি |শেষাংশ=Belluscio|প্রথমাংশ=Alejandro G. |শিরোনাম=ITS Propulsion – The evolution of the SpaceX Raptor engine |কর্ম=[[NASASpaceFlight.com]] |তারিখ=2016-10-03 |ইউআরএল=https://www.nasaspaceflight.com/2016/10/its-propulsion-evolution-raptor-engine/ |সংগ্রহের-তারিখ=2016-10-03 }}</ref> ব্যবহার করা যেতে পারে। কিছু জ্বালানি/অক্সিডাইজার সংমিশ্রণ যোগাযোগে ইগনিশন ঘটায় ([[hypergolic]]), এবং নন-হাইপারগোলিক জ্বালানিগুলিকে হাইপারগোলিক প্রোপেল্যান্ট দিয়ে জ্বালানি লাইন প্রাইম করে "রাসায়নিকভাবে ইগনিশন" করা যেতে পারে (রাশিয়ান ইঞ্জিনে জনপ্রিয়)।

গ্যাসীয় প্রোপেল্যান্ট সাধারণত [[hard start]] সৃষ্টি করে না, রকেটের ক্ষেত্রে ইনজেক্টরের মোট ক্ষেত্রফল থ্রোটের চেয়ে কম হয়, তাই ইগনিশনের আগে চেম্বারের চাপ পরিবেষ্টিত চাপের দিকে থাকে এবং এমনকি যদি পুরো চেম্বার জ্বলনযোগ্য গ্যাসে পূর্ণ থাকে তবুও উচ্চ চাপ তৈরি হতে পারে না।

সলিড প্রোপেল্যান্ট সাধারণত একবার ব্যবহারযোগ্য পাইরোটেকনিক ডিভাইস দিয়ে ইগনিশন করা হয় এবং দহন সাধারণত প্রোপেল্যান্টের সম্পূর্ণ ব্যবহারের মাধ্যমে সম্পন্ন হয়।<ref name=Sutton/>

একবার ইগনিশন হলে, রকেট চেম্বারগুলি স্বয়ংসম্পূর্ণ হয় এবং ইগনাইটারের প্রয়োজন হয় না এবং দহন সাধারণত প্রোপেল্যান্টের সম্পূর্ণ ব্যবহারের মাধ্যমে সম্পন্ন হয়। প্রকৃতপক্ষে, চেম্বারগুলি কয়েক সেকেন্ডের জন্য বন্ধ হওয়ার পরে পুনরায় চালু করলে প্রায়শই স্বতঃস্ফূর্তভাবে পুনরায় ইগনিশন হয়। পুনরায় ইগনিশনের জন্য ডিজাইন না করা হলে, শীতল হলে অনেক রকেট পুনরায় চালু করা যায় না, অন্ততপক্ষে ছোটখাটো রক্ষণাবেক্ষণ ছাড়া, যেমন পাইরোটেকনিক ইগনিটার প্রতিস্থাপন বা এমনকি প্রোপেল্যান্ট পুনরায় ফিল করা।<ref name=Sutton/>

==জেট ফিজিক্স== 
[[File:Armadillo Aerospace Pixel Hover.jpg|thumb|right|[[Quad (rocket)|Armadillo Aerospace]] এর কোয়াড যান, যা এক্সহস্ট জেটের শক ডায়মন্ড (শক ডায়মন্ডস) দৃশ্যমান দেখাচ্ছে]]
রকেট জেটগুলি রকেট ইঞ্জিন, ডিজাইন উচ্চতা, উচ্চতা, থ্রাস্ট এবং অন্যান্য কারণের উপর নির্ভর করে ভিন্ন হয়।
কেরোসিন ভিত্তিক জ্বালানির যেমন [[RP-1]] এর কার্বন-সমৃদ্ধ এক্সহস্টগুলি প্রায়ই কমলা রঙের হয়, কারণ অব্যক্ত কণার [[ব্ল্যাক-বডি রেডিয়েশন]] এর কারণে, সাথে থাকে নীল [[Swan band]]। [[হাই টেস্ট পারোক্সাইড|পারোক্সাইড]] অক্সিডাইজার ভিত্তিক রকেট এবং হাইড্রোজেন রকেট জেটগুলিতে মূলত [[ভাপ]] থাকে এবং এগুলি চাক্ষুষভাবে প্রায় অদৃশ্য হলেও [[আল্ট্রাভায়োলেট]] এবং [[ইনফ্রারেড]] রেঞ্জে উজ্জ্বলভাবে ঝলমলে। [[সলিড-প্রপেলান্ট রকেট]] থেকে আসা জেটগুলি খুব দৃশ্যমান হতে পারে, কারণ প্রপেলান্টে প্রায়ই ধাতু থাকে যেমন মৌলিক অ্যালুমিনিয়াম যা কমলা-সাদা শিখা সহ পুড়ে এবং সংযোগ প্রক্রিয়ায় শক্তি যোগ করে। রকেট ইঞ্জিনগুলি যা তরল হাইড্রোজেন এবং অক্সিজেন পুড়ে তা প্রায় স্বচ্ছ এক্সহস্ট প্রদর্শন করবে, কারণ এটি মূলত [[সুপারহিটেড স্টিম]] (জলীয় বাষ্প), সাথে কিছু অব্যক্ত হাইড্রোজেন থাকে।
নোজলটি সাধারণত সী-লেভেলে অতিরিক্ত বিস্তৃত হয়, এবং এক্সহস্ট দৃশ্যমান [[শক ডায়মন্ডস]] প্রদর্শন করতে পারে, যা এক্সহস্ট গ্যাসের [[ইনক্যান্ডেসেন্স]] দ্বারা সৃষ্ট [[শ্লিরেন#শ্লিরেন ফ্লো ভিজুয়ালাইজেশন|শ্লিরেন এফেক্ট]] এর মাধ্যমে।
একটি ফিক্সড-এरिया নোজলের জন্য জেটের আকার উচ্চতার সাথে বিস্তরণ অনুপাতের পরিবর্তনের সাথে পরিবর্তিত হয়: উচ্চ উচ্চতায় সব রকেটগুলি গুরুতরভাবে অন্ডার-এক্সপ্যান্ডেড হয়, এবং এক্সহস্ট গ্যাসের একটি খুব ছোট শতাংশ আসলে সামনে বিস্তৃত হয়ে যায়।

==রকেট ইঞ্জিনের প্রকার==
===শারীরিকভাবে চালিত=== 
{| class="wikitable" 
|- 
! প্রকার 
! বর্ণনা 
! সুবিধা
! অসুবিধা
|-
! [[ওয়াটার রকেট]]
| আংশিকভাবে পূর্ণ প্রেসারাইজড কার্বনেটেড পানীয় কনটেইনার যার পেছন এবং নাকের ভার
| নির্মাণে খুব সহজ
| উচ্চতা সাধারণত কয়েক শত ফুটের মধ্যে সীমাবদ্ধ (বিশ্ব রেকর্ড ৮৩০ মিটার, অথবা ২,৭২৩ ফুট)
|-
! [[কোল্ড গ্যাস থ্রাস্টার]]
| একটি অদাহিত ফর্ম, যা 
[[ভার্নিয়ার থ্রাস্টার]] হিসেবে ব্যবহৃত হয়
| পরিবেশ দূষণমুক্ত এক্সহস্ট
| অত্যন্ত নিম্ন পারফরম্যান্স
|}

===রাসায়নিক শক্তি দ্বারা চালিত===
 
{{আরও দেখুন|Liquid rocket propellant}}

{| class="wikitable" 
|- 
! ধরনের 
! বর্ণনা 
! সুবিধা
! অসুবিধা
|-
! [[Solid-propellant rocket]]
| জ্বালানোযোগ্য, স্ব-ধারণশীল কঠিন জ্বালানি/অক্সিডাইজার মিশ্রণ ("গ্রেইন") যার মধ্যে কেন্দ্রীয় ছিদ্র এবং নোজল রয়েছে
| সহজ, প্রায়ই কোনো [[moving parts]] নেই, যুক্তিসঙ্গতভাবে ভাল ভর অনুপাত, যুক্তিসঙ্গত [[Specific Impulse
থ্রটলিং, জ্বালানি বন্ধ করা, এবং পুনরায় জ্বালানোর জন্য বিশেষ ডিজাইন প্রয়োজন। 
| জ্বালনাযোগ্য মিশ্রণের কারণে হ্যান্ডলিং সমস্যাসমূহ। তরল রকেটের চেয়ে কম কার্যকারিতা। যদি গ্রেইন ফাটে, এটি নোজল ব্লক করতে পারে যা বিপজ্জনক ফলস্বরূপ হতে পারে। গ্রেইন ফাটলে জ্বালানে এবং জ্বলানোর সময় প্রসারিত হয়। ট্যাঙ্ক পূর্ণ করার চেয়ে পুনরায় জ্বালানি পূর্ণ করা কঠিন। একবার জ্বালানো হলে বন্ধ করা যাবে না; এটি সমস্ত কঠিন জ্বালানি শেষ না হওয়া পর্যন্ত আগুন জ্বলতে থাকবে।
|-
! [[Hybrid-propellant rocket]]
| পৃথক অক্সিডাইজার/জ্বালানি; সাধারণত অক্সিডাইজার তরল থাকে এবং একটি ট্যাঙ্কে রাখা হয় এবং জ্বালানি কঠিন।
| যথেষ্ট সহজ, কঠিন জ্বালানি অক্সিডাইজার ছাড়া মৌলিকভাবে নিষ্ক্রিয়, নিরাপদ; ফাটলগুলি বৃদ্ধি পায় না, থ্রটলেবল এবং সহজে বন্ধ করা যায়।
| কিছু অক্সিডাইজার মনোপ্রোপেল্যান্ট হতে পারে, যা নিজেই বিস্ফোরিত হতে পারে; কঠিন জ্বালানির যান্ত্রিক ব্যর্থতা নোজল ব্লক করতে পারে (রাবারাইজড প্রোপেল্যান্টের সাথে খুব বিরল), জ্বালানির সময় কেন্দ্রীয় ছিদ্র প্রসারিত হয়ে মিশ্রণ অনুপাতকে নেতিবাচকভাবে প্রভাবিত করে।
|-
! [[Monopropellant rocket]]
| প্রোপেল্যান্ট (যেমন হাইড্রাজিন, হাইড্রোজেন পারক্সাইড অথবা নাইট্রাস অক্সাইড) একটি ক্যাটালিস্টের উপরে প্রবাহিত হয় এবং এক্সোথার্মিকভাবে পৃথক হয়; গরম গ্যাস নোজল থেকে বের হয়।
| ধারণা অনুযায়ী সহজ, থ্রটলেবল, কম তাপমাত্রায় দহন কক্ষ
| ক্যাটালিস্ট সহজেই দূষিত হতে পারে, মনোপ্রোপেল্যান্ট দূষিত বা উত্তেজিত হলে বিস্ফোরিত হতে পারে, [[Specific Impulse
|-
! [[Liquid bipropellant rocket engine|Bipropellant rocket]]
| দুটি তরল (সাধারণত তরল) প্রোপেল্যান্ট একটি ইনজেক্টরের মাধ্যমে দহন কক্ষে প্রবাহিত হয় এবং পুড়ে যায়।
| ≈৯৯% কার্যকর দহন সহ চমৎকার মিশ্রণ নিয়ন্ত্রণ, থ্রটলেবল, টার্বোপাম্পের সাথে ব্যবহারযোগ্য যা অত্যন্ত হালকা ট্যাঙ্ক অনুমোদন করে, অত্যন্ত যত্ন সহকারে নিরাপদ হতে পারে
| উচ্চ কার্যকারিতার জন্য পাম্প ডিজাইন করা ব্যয়বহুল, দহন কক্ষের দেয়াল বরাবর বৃহৎ তাপীয় প্রবাহ পুনঃব্যবহারে প্রভাব ফেলতে পারে, ব্যর্থতার ধরনগুলি বড় বিস্ফোরণ হতে পারে, অনেক প্লাম্বিং প্রয়োজন।
|-
! [[Methane-oxygen gaseous thruster|Gas-gas rocket]]
|একটি বিইপ্রোপেল্যান্ট থ্রাস্টার যা অক্সিডাইজার এবং জ্বালানি উভয়ের জন্য গ্যাস প্রোপেল্যান্ট ব্যবহার করে
| কোল্ড গ্যাস থ্রাস্টারদের চেয়ে উচ্চ কার্যকারিতা
| তরল-ভিত্তিক ইঞ্জিনগুলির চেয়ে কম কার্যকারিতা
|-
! [[Dual mode propulsion rocket]]
|রকেটটি একটি বিইপ্রোপেল্যান্ট রকেট হিসেবে শুরু হয়, তারপর একমাত্র একটি প্রোপেল্যান্ট ব্যবহার করে মনোপ্রোপেল্যান্টে চলে আসে।
| সহজতা এবং নিয়ন্ত্রণে সহজতা
| বিইপ্রোপেল্যান্টগুলির চেয়ে কম কার্যকারিতা
|-
! [[Tripropellant rocket]]
| তিনটি ভিন্ন প্রোপেল্যান্ট (সাধারণত হাইড্রোজেন, হাইড্রোকার্বন এবং তরল অক্সিজেন) একটি দহন কক্ষে ভেরিয়েবল মিশ্রণ অনুপাতের মধ্যে প্রবাহিত হয়, অথবা একাধিক ইঞ্জিন ব্যবহৃত হয় যার মধ্যে নির্দিষ্ট প্রোপেল্যান্ট মিশ্রণ অনুপাত থাকে এবং থ্রটলড বা বন্ধ করা হয়
| উত্থান ওজন কমানো, কারণ হাইড্রোজেন বেশি হালকা; ভাল থ্রাস্ট-টু-ওজনের সাথে উচ্চ গড় [[specific impulse]]
| বিইপ্রোপেল্যান্টের মতো একই সমস্যা, তবে আরও প্লাম্বিং, আরও গবেষণা এবং উন্নয়ন প্রয়োজন
|-
! [[Air-augmented rocket]]
| মৌলিকভাবে একটি রামজেট যেখানে গ্রহণ করা বায়ু চাপা হয় এবং রকেটের নিষ্কাশন গ্যাসের সাথে পোড়ানো হয়
| মাচ ০ থেকে মাচ ৪.৫+ (এক্সোঅ্যাটমোস্ফেরিক চলতে পারে), মাচ ২ থেকে ৪ এর মধ্যে ভালো কার্যকারিতা
| কম গতিতে বা এক্সোঅ্যাটমোস্ফেরিক অবস্থায় রকেটের মতো কার্যকারিতা, প্রবেশদ্বারের সমস্যা, একটি তুলনামূলকভাবে অপরিপক্ক এবং অন্বেষণাধীন প্রকার, শীতলীকরণ সমস্যা, অত্যন্ত শব্দপূর্ণ, থ্রাস্ট/ওজন অনুপাত রামজেটের মতো।
|-
! [[Turborocket]]
| একটি সংযুক্ত সাইকেল টার্বোজেট/রকেট যেখানে একটি অতিরিক্ত অক্সিডাইজার যেমন অক্সিজেন বায়ু প্রবাহে যোগ করা হয় সর্বাধিক উচ্চতা বাড়ানোর জন্য
| বিদ্যমান ডিজাইনগুলির খুব কাছাকাছি, অত্যন্ত উচ্চ উচ্চতায় কাজ করে, উচ্চ উচ্চতা এবং বায়ু গতির একটি বিস্তৃত পরিসর
| বায়ুমণ্ডলীয় বায়ু গতির পরিসর টার্বোজেট ইঞ্জিনের মতো সীমাবদ্ধ, অক্সিজেনের মতো অক্সিডাইজার বহন করা [[LOX]] বিপজ্জনক হতে পারে। সাধারণ রকেটের চেয়ে অনেক ভারী।
|-
! [[Precooled jet engine]] / [[liquid air cycle engine|LACE]]
| গ্রহণ করা বায়ু খুব কম তাপমাত্রায় ঠান্ডা করা হয় প্রবাহিত হওয়ার আগে একটি রামজেট বা টার্বোজেট ইঞ্জিনের মাধ্যমে। একটি রকেট ইঞ্জিনের সাথে একত্রিত করা যেতে পারে কক্ষপথে প্রবেশের জন্য।
| সহজে পরীক্ষিত হতে পারে। উচ্চ থ্রাস্ট/ওজন অনুপাত সম্ভব (≈১৪) সাথে ভাল জ্বালানি কার্যকারিতা একটি বিস্তৃত বায়ু গতির পরিসরে, মাচ ০–৫.৫+; এই কার্যকারিতার সমন্বয় একক পর্যায়ে কক্ষপথে উৎক্ষেপণ বা খুব দ্রুত আন্তমহাদেশীয় ভ্রমণ অনুমোদন করতে পারে।
| শুধুমাত্র ল্যাব প্রোটোটাইপিং পর্যায়ে বিদ্যমান। এর মধ্যে [[RB545]], 
[[Reaction Engines SABRE|SABRE]],
[[ATREX]]
|}

=== বৈদ্যুতিন শক্তি দ্বারা চালিত ===

{{মূল নিবন্ধ|বৈদ্যুতিন শক্তি দ্বারা চালিত মহাকাশযান প্রপালশন}}
{| class="wikitable"
|- 
! ধরন
! বর্ণনা
! সুবিধা
! অসুবিধা
|-
! [[Resistojet রকেট]] (বিদ্যুৎ তাপায়ন)
| একটি সাধারণত উদাসীন তরলকে প্রতিক্রিয়া ভর হিসেবে শক্তি প্রদান করা হয় [[Joule heating]] এর মাধ্যমে একটি গরম উপাদানের। এটি একক প্রপেল্যান্টে অতিরিক্ত শক্তি প্রদান করতে ব্যবহৃত হতে পারে।
| যেখানে বৈদ্যুতিন শক্তি ভরের তুলনায় কম গুরুত্বপূর্ণ, সেখানে কার্যকর। একক প্রপেল্যান্টের তুলনায় উচ্চ [[specific impulse|''I''<sub>sp</sub>]]
| প্রচুর শক্তি প্রয়োজন, তাই সাধারণত কম ঠ্রাস্ট উৎপন্ন হয়।
|-
! [[Arcjet রকেট]] (রাসায়নিক জ্বালানি যেটি বৈদ্যুতিক চার্জ দ্বারা সাহায্যিত)
| Resistojet এর মতোই, তবে গরম উপাদানটি বৈদ্যুতিক আর্ক দ্বারা প্রতিস্থাপিত, যা গরম উপাদানের শারীরিক চাহিদা দূর করে।
| ১,৬০০ সেকেন্ড [[specific impulse
| খুব কম ঠ্রাস্ট এবং উচ্চ শক্তি, কর্মক্ষমতা [[ion drive]] এর মতো।
|-
![[পরিবর্তনশীল বিশেষ ইম্পালস ম্যাগনেটোপ্লাজমা রকেট]]
| মাইক্রোওয়েভ তাপিত প্লাজমা ম্যাগনেটিক থ্রোট/নোজল
| পরিবর্তনশীল ''I''<sub>sp</sub> ১,০০০ সেকেন্ড থেকে ১০,০০০ সেকেন্ড
| [[ion drives]] এর মতো একই ঠ্রাস্ট/ভর অনুপাত (অথচ খারাপ), তাপীয় সমস্যা, [[ion drives]] এর মতোই উল্লেখযোগ্য ঠ্রাস্টের জন্য খুব বেশি শক্তির প্রয়োজন, আধুনিক নিউক্লিয়ার রিয়েক্টরের প্রয়োজন, কখনো উড়ানো হয়নি, সুপারকন্ডাক্টরের জন্য নিন্ম তাপমাত্রার প্রয়োজন।
|-
! [[Pulsed plasma thruster]] (বিদ্যুৎ আর্ক তাপায়ন; প্লাজমা নির্গত)
| প্লাজমা একটি কঠিন প্রপেল্যান্টকে ক্ষয় করতে ব্যবহৃত হয়
| উচ্চ ''I''<sub>sp</sub>, অ্যাটিটিউড নিয়ন্ত্রণের জন্য পলসড করা যেতে পারে
| কম শক্তির কার্যকারিতা
|-
! [[Ion thruster
| গ্রাউন্ড এবং প্লাস সাইডে উচ্চ ভোল্টেজ
| ব্যাটারি দ্বারা চালিত
| কম ঠ্রাস্ট, উচ্চ ভোল্টেজের প্রয়োজন
|}

===তাপীয়===

==== পূর্বতন গরম করা ==== 
{| class="wikitable"
|- 
! ধরন
! বর্ণনা
! সুবিধা
! অসুবিধা
|-
! [[গরম পানি রকেট]]
| গরম পানি একটি ট্যাংকে উচ্চ তাপমাত্রা/চাপের অবস্থায় সংরক্ষিত হয় এবং নোজলে বাষ্পে পরিণত হয়
| সহজ, বেশ নিরাপদ
| ভারী ট্যাংকের কারণে মোট কর্মক্ষমতা কম; [[specific impulse|''I''<sub>sp</sub>]] under 200 seconds
|}

====সৌর তাপীয়====
  
[[সৌর তাপীয় রকেট]] সৌর শক্তি ব্যবহার করে সরাসরি [[প্রতিক্রিয়া ভর]] গরম করবে, এবং তাই অন্যান্য সৌর-চালিত প্রপালশন সিস্টেমের মতো একটি [[বৈদ্যুতিক জেনারেটর|বৈদ্যুতিক জেনারেটরের]] প্রয়োজন হয় না। একটি সৌর তাপীয় রকেটের কেবল সৌর শক্তি সংগ্রহ করার উপায় বহন করতে হয়, যেমন [[কনসেন্ট্রেটিং সোলার পাওয়ার|কনসেন্ট্রেটর]] এবং [[আয়না]]। গরম করা প্রপেলেন্ট একটি প্রচলিত রকেট নজলের মাধ্যমে প্রবাহিত হয়ে থ্রাস্ট উৎপন্ন করে। ইঞ্জিনের থ্রাস্ট সরাসরি সৌর সংগ্রাহকের পৃষ্ঠের ক্ষেত্রফল এবং স্থানীয় সৌর বিকিরণের তীব্রতার সাথে সম্পর্কিত এবং ''I''<sub>sp</sub>-এর সাথে ব্যস্তানুপাতিক।

{| class="wikitable"
|-
! ধরন
! বর্ণনা
! সুবিধা
! অসুবিধা
|-
! [[সৌর তাপীয় রকেট]] 
| প্রপেলেন্ট সৌর সংগ্রাহক দ্বারা গরম করা হয়
| সহজ নকশা। হাইড্রোজেন প্রপেলেন্ট ব্যবহার করলে, ৯০০ সেকেন্ডের [[স্পেসিফিক ইম্পালস|''I''<sub>sp</sub>]] পারমাণবিক তাপীয় রকেটের সমতুল্য, তবে একটি ফিশন বিক্রিয়া নিয়ন্ত্রণের সমস্যা এবং জটিলতা ছাড়াই।{{citation needed|date=January 2011}} দীর্ঘমেয়াদী [[তরল হাইড্রোজেন]] সংরক্ষণের সময় [[রেডিয়েটিভ হিট ট্রান্সফার|তাপ বিকিরণ]] পরিবেশে বর্জ্য গ্যাসীয় [[হাইড্রোজেন]]—যা অনিবার্যভাবে উৎপন্ন হয়—কে উভয় [[অরবিটাল স্টেশনকিপিং]] এবং [[স্পেসক্রাফট অ্যাটিটিউড কন্ট্রোল|অ্যাটিটিউড কন্ট্রোল]]-এর জন্য উৎপাদনশীলভাবে ব্যবহার করার ক্ষমতা।<ref name=aiaa20100902>{{ওয়েব উদ্ধৃতি|শেষাংশ=Zegler|প্রথমাংশ=Frank |শিরোনাম=Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture |ইউআরএল=http://www.ulalaunch.com/site/docs/publications/DepotBasedTransportationArchitecture2010.pdf |আর্কাইভের-ইউআরএল=https://web.archive.org/web/20110717150155/http://www.ulalaunch.com/site/docs/publications/DepotBasedTransportationArchitecture2010.pdf |ইউআরএল-অবস্থা=dead |আর্কাইভের-তারিখ=2011-07-17 |কর্ম=AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition |প্রকাশক=AIAA |সংগ্রহের-তারিখ=2011-01-25 |লেখক২=Bernard Kutter  |তারিখ=2010-09-02 }} পৃষ্ঠা ৩ দেখুন।</ref>
| কেবল মহাকাশে কার্যকর, কারণ থ্রাস্ট তুলনামূলকভাবে কম, তবে হাইড্রোজেন ঐতিহ্যগতভাবে মহাকাশে সহজে সংরক্ষণযোগ্য বলে মনে করা হয়নি,<ref name=aiaa20100902/> অন্যথায় উচ্চ/মাঝারি [[স্পেসিফিক ইম্পালস|''I''<sub>sp</sub>]] যদি উচ্চ-আণবিক ভরের প্রপেলেন্ট ব্যবহার করা হয়।
|}

====বীম তাপীয়====

{| class="wikitable"
|-
! ধরন
! বর্ণনা
! সুবিধা
! অসুবিধা
|-
! [[Laser propulsion|লাইট-বীম-চালিত রকেট]]
| প্রোপেল্যান্ট দূর থেকে যানবাহনের দিকে নির্দেশিত আলোর বিম (প্রায়শই লেজার) দ্বারা গরম করা হয়, সরাসরি বা হিট এক্সচেঞ্জারের মাধ্যমে পরোক্ষভাবে
| নীতিগতভাবে সহজ, নীতিগতভাবে খুব উচ্চ গতি অর্জন করা যেতে পারে
| কক্ষপথে পৌঁছানোর জন্য ≈1 MW শক্তি প্রতি kg পেলোড প্রয়োজন, তুলনামূলকভাবে উচ্চ ত্বরণ, লেজার মেঘ, কুয়াশা দ্বারা বাধাগ্রস্ত হয়, প্রতিফলিত লেজার আলো বিপজ্জনক হতে পারে, ভাল পারফরম্যান্সের জন্য প্রায় হাইড্রোজেন মনোপ্রোপেল্যান্ট প্রয়োজন যা ভারী ট্যাঙ্কেজ প্রয়োজন, কিছু ডিজাইন ≈600 সেকেন্ডে সীমাবদ্ধ কারণ প্রোপেল্যান্ট/হিট এক্সচেঞ্জার সাদা গরম হয়ে যায়
|-
! [[Beam-powered propulsion|মাইক্রোওয়েভ-বীম-চালিত রকেট]]
| প্রোপেল্যান্ট দূর থেকে যানবাহনের দিকে নির্দেশিত মাইক্রোওয়েভ বিম দ্বারা গরম করা হয়
| [[Specific impulse|''I''<sub>sp</sub>]] নিউক্লিয়ার থার্মাল রকেটের সাথে তুলনীয় এবং T/W প্রচলিত রকেটের মতো। LH<sub>2</sub> প্রোপেল্যান্ট সর্বোচ্চ I<sub>sp</sub> এবং রকেট পেলোড ভগ্নাংশ প্রদান করে, তবে পৃথিবী থেকে কক্ষপথে যাওয়ার জন্য অ্যামোনিয়া বা মিথেন অর্থনৈতিকভাবে শ্রেষ্ঠ কারণ তাদের উচ্চ ঘনত্ব এবং I<sub>sp</sub> এর বিশেষ সংমিশ্রণ। [[Single-stage-to-orbit|SSTO]] অপারেশন এই প্রোপেল্যান্টগুলির সাথে সম্ভব এমনকি ছোট রকেটের জন্যও, তাই রকেট স্টেজিং প্রক্রিয়া দ্বারা কোনো অবস্থান, ট্র্যাজেক্টরি এবং শক সীমাবদ্ধতা যোগ হয় না। মাইক্রোওয়েভ লেজারের চেয়ে 10-100× সস্তা ($/ওয়াটে) এবং 10&nbsp;GHz এর নিচে ফ্রিকোয়েন্সিতে সব আবহাওয়ায় কাজ করে।
| কক্ষপথে পৌঁছানোর জন্য 0.3–3{{nbsp}}MW শক্তি প্রতি kg পেলোড প্রয়োজন প্রোপেল্যান্টের উপর নির্ভর করে,<ref>{{ওয়েব উদ্ধৃতি|ইউআরএল=http://parkinresearch.com/microwave-thermal-rockets/|শিরোনাম=Microwave Thermal Rockets|শেষাংশ=Parkin|প্রথমাংশ=Kevin|সংগ্রহের-তারিখ=8 December 2016}}</ref> এবং এটি বিম ডিরেক্টরের জন্য অবকাঠামো খরচ এবং সম্পর্কিত R&D খরচ বাড়ায়। মিলিমিটার-ওয়েভ অঞ্চলে কাজ করা ধারণাগুলিকে আবহাওয়ার প্রাপ্যতা এবং উচ্চ উচ্চতার বিম ডিরেক্টর সাইটগুলির পাশাপাশি 30–300 মিটার ব্যাসের কার্যকর ট্রান্সমিটার নিয়ে কাজ করতে হবে LEO-তে একটি যানবাহন চালানোর জন্য। X-ব্যান্ড বা তার নিচে কাজ করা ধারণাগুলিকে কিলোমিটার পরিমাপের কার্যকর ট্রান্সমিটার ব্যাস থাকতে হবে LEO-তে একটি যানবাহন অনুসরণ করার জন্য যথেষ্ট সূক্ষ্ম বিম অর্জন করার জন্য। ট্রান্সমিটারগুলি মোবাইল প্ল্যাটফর্মে ফিট করার জন্য খুব বড়, তাই মাইক্রোওয়েভ-চালিত রকেটগুলি স্থির বিম ডিরেক্টর সাইটের কাছাকাছি লঞ্চ করতে সীমাবদ্ধ।
|}

====নিউক্লিয়ার তাপীয়====

{| class="wikitable"
|-
! ধরন
! বর্ণনা
! সুবিধা
! অসুবিধা
|-
! [[Radioisotope rocket|রেডিওআইসোটোপ রকেট/"পুডল থ্রাস্টার"]] (রেডিওঅ্যাকটিভ ক্ষয় শক্তি)
| রেডিওঅ্যাকটিভ ক্ষয় থেকে তাপ হাইড্রোজেন গরম করতে ব্যবহৃত হয়
| প্রায় 700–800 সেকেন্ড, প্রায় কোনো চলমান অংশ নেই
| কম থ্রাস্ট/ওজন অনুপাত।
|-
! [[Nuclear thermal rocket]] (নিউক্লিয়ার ফিশন শক্তি)
| প্রোপেল্যান্ট (সাধারণত, হাইড্রোজেন) একটি নিউক্লিয়ার রিঅ্যাক্টরের মাধ্যমে উচ্চ তাপমাত্রায় গরম করা হয়
| [[Specific impulse|''I''<sub>sp</sub>]] উচ্চ হতে পারে, সম্ভবত 900 সেকেন্ড বা তার বেশি, কিছু ডিজাইনে একতার উপরে থ্রাস্ট/ওজন অনুপাত
| সর্বোচ্চ তাপমাত্রা উপাদান প্রযুক্তি দ্বারা সীমাবদ্ধ, কিছু ডিজাইনে নিষ্কাশনে কিছু রেডিওঅ্যাকটিভ কণা উপস্থিত থাকতে পারে, নিউক্লিয়ার রিঅ্যাক্টর শিল্ডিং ভারী, পৃথিবীর পৃষ্ঠ থেকে অনুমোদিত হওয়ার সম্ভাবনা কম, থ্রাস্ট/ওজন অনুপাত উচ্চ নয়।
|}

==রকেট ইঞ্জিনের ইতিহাস==
 {{মূল নিবন্ধ|History of rockets}} রোমান [[অলুস গেলিয়াস]] এর লেখার অনুযায়ী, প্রাথমিকভাবে জানা যায় যে [[জেট প্রপালশন]] এর উদাহরণ ছিল খ্রিষ্টপূর্ব ৪০০ সালের দিকে, যখন [[গ্রীক জাতি|গ্রীক]] [[পাইথাগোরিয়ানিজম|পাইথাগোরীয়]] [[আর্কিটাস]] নামক এক ব্যক্তি বাষ্পের সাহায্যে একটি কাঠের পাখি তার তারের মধ্যে দিয়ে গড়ে তুলেছিলেন।{{বই উদ্ধৃতি |লেখক=Leofranc Holford-Strevens|শিরোনাম=Aulus Gellius: An Antonine Author and his Achievement|প্রকাশক=Oxford University Press|সংস্করণ=Revised paperback |তারিখ=2005 |আইএসবিএন=0-19-928980-8 }} {{cite EB1911 |wstitle=Archytas |volume=2 |page=446}} তবে, এটি তার নিজস্ব গতি দিয়ে উড়াল দিতে সক্ষম ছিল না।
''[[এওলিপাইল]]'' যা প্রথম শতাব্দীতে বর্ণিত হয়েছিল, সাধারণত ''[[হিরোর ইঞ্জিন]]'' নামে পরিচিত, দুটি [[বাষ্প রকেট]] নল দিয়ে তৈরি হয়েছিল এবং একটি [[বেয়ারিং (যান্ত্রিক)|বিয়ারিং]] এ স্থাপন করা হয়েছিল। এটি প্রায় দুই হাজার বছর আগে [[শিল্প বিপ্লব]] এর পূর্বে তৈরি হয়েছিল, তবে এর পেছনের ধারণাগুলি স্পষ্টভাবে বোঝা যায়নি, এবং এটি একটি কার্যকর শক্তির উৎস হিসেবে উন্নীত হয়নি।
[[ব্ল্যাক পাউডার]] এর প্রাপ্যতা প্রকল্পগুলি চালানোর জন্য প্রথম কঠিন রকেটের উন্নতির পূর্বসূরি ছিল। নবম শতাব্দীর [[চীনা জাতি|চীনা]] [[তাওবাদী]] [[অলঙ্কার|রসায়নবিদ]]রা [[জীবন অমৃত]] খোঁজার জন্য ব্ল্যাক পাউডার আবিষ্কার করেছিলেন; এই দুর্ঘটনাজনিত আবিষ্কারটি প্রথম রকেট ইঞ্জিনগুলির উৎপত্তি ঘটায় যা মাটির উপরে উড়তে সক্ষম ছিল।
এটি বলা হয়{{By whom|date=May 2022}} যে "আগুনের প্রতিক্রিয়া শক্তি সম্ভবত ১৩শ শতকের আগে প্রকল্পগুলোকে চালনায় ব্যবহৃত হয়নি"।{{Citation needed|date=May 2024}} রকেট প্রযুক্তিতে একটি মোড় আসে একটি ছোট পাণ্ডুলিপি ''Liber Ignium ad Comburendos Hostes'' (সংক্ষেপে ''দ্য বুক অফ ফায়ারস'') শিরোনামে। এই পাণ্ডুলিপিতে মধ্য-আটম থেকে ত্রয়োদশ শতক পর্যন্ত আগুনের অস্ত্র তৈরির জন্য রেসিপি দেওয়া হয়েছে—যার মধ্যে দুটি রকেট ছিল। প্রথম রেসিপি অনুযায়ী, এক অংশ কলোফোনিয়াম এবং সালফার ছয় অংশ সল্টপিটারে (পটাশিয়াম নাইট্রেট) মিশিয়ে লাউরেল তেলে দ্রবীভূত করা হয়, তারপর খালি কাঠে ভর্তি করে সেটি জ্বালিয়ে দেওয়া হয় "যে কোনো স্থানে যেতে এবং সবকিছু পুড়িয়ে ফেলতে"। দ্বিতীয় রেসিপি অনুযায়ী, এক পাউন্ড সালফার, দুই পাউন্ড কাঠকয়লা এবং ছয় পাউন্ড সল্টপিটার—সবগুলো একসাথে মার্বেল স্ল্যাবে পিষে মিশ্রণ তৈরি করা হয়। এই মিশ্রণটি একটি লম্বা এবং সংকীর্ণ কেসে ভালোভাবে ভর্তি করা হয়। সল্টপিটার এর আগুনের মিশ্রণে যুক্ত হওয়ার ফলে গ্রীক অগ্নি থেকে আত্ম-প্রণোদিত রকেট প্রযুক্তির দিকে একটি পদক্ষেপ ঘটে।{{বই উদ্ধৃতি|শেষাংশ১=ভন ব্রাউন|শেষাংশ২= অর্ডওয়ে III|প্রথমাংশ১=ওয়ার্নার |প্রথমাংশ২= ফ্রেডেরিক আই.|শিরোনাম=দ্য রকেটস' রেড গ্লেয়ার|ইউআরএল=https://archive.org/details/rocketsredglare0000vonb|ইউআরএল-সংগ্রহ=registration|তারিখ=1976|প্রকাশক=এংকর প্রেস/ডাবলডে|অবস্থান=গার্ডেন সিটি, নিউ ইয়র্ক|আইএসবিএন=978-0-385-07847-4|পাতা=[https://archive.org/details/rocketsredglare0000vonb/page/5 5]}}
পঁদতিতম শতাব্দী থেকে সতেরো শতক পর্যন্ত রকেট প্রযুক্তির উপর বিভিন্ন প্রবন্ধ ও বই প্রকাশিত হতে থাকে। ষোড়শ শতাব্দীতে, জার্মান সামরিক প্রকৌশলী কনরাড হাস (১৫০৯–১৫৭৬) একটি পাণ্ডুলিপি লেখেন যা বহু স্তরের রকেট তৈরির পদ্ধতি বর্ণনা করে।{{বই উদ্ধৃতি|শেষাংশ১=ভন ব্রাউন|শেষাংশ২= অর্ডওয়ে III|প্রথমাংশ১=ওয়ার্নার |প্রথমাংশ২= ফ্রেডেরিক আই.|শিরোনাম=দ্য রকেটস' রেড গ্লেয়ার|ইউআরএল=https://archive.org/details/rocketsredglare0000vonb|ইউআরএল-সংগ্রহ=registration|তারিখ=1976|প্রকাশক=এংকর প্রেস/ডাবলডে|অবস্থান=গার্ডেন সিটি, নিউ ইয়র্ক|আইএসবিএন=978-0-385-07847-4|পাতা=[https://archive.org/details/rocketsredglare0000vonb/page/11 11]}}
রকেট ইঞ্জিনগুলি [[টিপ্পু সুলতান]], [[মাইসোর]] রাজা কর্তৃক ব্যবহার করা হয়েছিল। এগুলি সাধারণত একটি নরম হাতুরে লোহায় তৈরি নল দিয়ে গঠিত ছিল, যা প্রায় {{রূপান্তর|৮|ইঞ্চি|সেমি|abbr=on}} লম্বা এবং {{রূপান্তর|১+১/২|-|৩|ইঞ্চি|সেমি|abbr=on}} ব্যাসের, এক প্রান্তে বন্ধ ছিল, ব্ল্যাক পাউডার প্রপেল্যান্ট দিয়ে পূর্ণ ছিল এবং একটি বাঁশের শাখায় বেঁধে রাখা হয়েছিল, যার দৈর্ঘ্য {{রূপান্তর|৪|ফুট|সেমি|abbr=on}}। একটি রকেট যা প্রায় এক পাউন্ড পাউডার বহন করত তা প্রায় {{রূপান্তর|১০০০|গজ|মি}} পর্যন্ত যেতে পারত। এই 'রকেটগুলো', যেগুলিতে তলোয়ার সংযোজিত ছিল, অনেক মিটার আকাশে উড়তো এবং তলোয়ারের ধারগুলি শত্রুর দিকে তাক করেই পড়ত। এগুলো ইংল্যান্ডের বিরুদ্ধে অত্যন্ত কার্যকরভাবে ব্যবহৃত হয়েছিল।

===আধুনিক রকেট প্রযুক্তি===

এই প্রযুক্তির ধীর গতি উন্নয়ন উনবিংশ শতাব্দীর শেষের দিকে শুরু হয়, যখন রুশ [[কনস্তান্তিন তসিওলকোভস্কি]] প্রথম [[তরল প্রপেল্যান্ট রকেট|তরল জ্বালানি রকেট ইঞ্জিন]] সম্পর্কে লেখেন। তিনি [[তসিওলকোভস্কি রকেট সমীকরণ]] তৈরি করেন, যদিও এটি অনেক বছর ধরে ব্যাপকভাবে প্রকাশিত হয়নি।
আধুনিক কঠিন- এবং তরল-জ্বালানি রকেট ইঞ্জিন ২০ শতকের শুরুতে বাস্তবতা হয়ে ওঠে, ধন্যবাদ [[রবার্ট গড্ডার্ড (বিজ্ঞানী)|রবার্ট গড্ডার্ড]] এর কাজের। গড্ডার্ড ছিলেন প্রথম ব্যক্তি যিনি একটি [[ডি লাভাল নল]] কঠিন-জ্বালানি (গানপাউডার) রকেট ইঞ্জিনে ব্যবহার করেছিলেন, ফলে এটি দ্বিগুণ গতির বৃদ্ধি ঘটায় এবং কার্যক্ষমতা প্রায় পঁচিশ গুণ বৃদ্ধি পায়। এই ছিল আধুনিক রকেট ইঞ্জিনের জন্ম। তিনি তার স্বাধীনভাবে উদ্ভাবিত রকেট সমীকরণ থেকে হিসাব করেছিলেন যে, একটি যুক্তিসঙ্গত আকারের রকেট, কঠিন জ্বালানি ব্যবহার করে, এক পাউন্ডের একটি লোড চাঁদের উপর পাঠাতে সক্ষম।

===তরল জ্বালানি রকেট ইঞ্জিনের যুগ===

গড্ডার্ড ১৯২১ সালে তরল প্রপেল্যান্ট ব্যবহারের শুরু করেন, এবং ১৯২৬ সালে প্রথম তরল জ্বালানি রকেট উৎক্ষেপণ করেন। গড্ডার্ড ডি ল্যাভাল নোজল, হালকা প্রপেল্যান্ট ট্যাঙ্ক, ছোট লাইট টার্বোপাম্প, থ্রাস্ট ভেক্টরিং, মসৃণভাবে থ্রটল করা তরল জ্বালানি ইঞ্জিন, রিজেনারেটিভ কুলিং, এবং কার্টেন কুলিং-এর ব্যবহারপ্রবর্তন করেন।{{rp|247–266}}
১৯৩০ এর দশকের শেষের দিকে, জার্মান বিজ্ঞানীরা, যেমন [[ভের্নার ভন ব্রাউন]] এবং [[হেলমুথ ওয়াল্টার]], সামরিক বিমানগুলিতে তরল জ্বালানি রকেট ইনস্টল করার বিষয়টি অনুসন্ধান করেন ([[হেইনকেল হে ১১২]], [[হেইনকেল হে ১১১|হে ১১১]], [[হেইনকেল হে ১৭৬|হে ১৭৬]] এবং [[মেসারশমিট মি ১৬৩]]).{{বই উদ্ধৃতি|লেখক=Lutz Warsitz|শিরোনাম=The First Jet Pilot – The Story of German Test Pilot Erich Warsitz|প্রকাশক=Pen and Sword Ltd.|তারিখ=2009|আইএসবিএন=978-1-84415-818-8}} Includes von Braun's and Hellmuth Walter's experiments with rocket aircraft. [http://www.pen-and-sword.co.uk/?product_id=1762 English edition.]
টার্বোপাম্প ব্যবহার করা হয় জার্মান বিজ্ঞানীদের দ্বারা বিশ্বযুদ্ধ ২-এ। এর আগ পর্যন্ত নোজল কুলিং একটি সমস্যা ছিল, এবং [[ভি-২ রকেট|এ৪]] ব্যালিস্টিক মিসাইল তরল অ্যালকোহল জ্বালানি হিসেবে ব্যবহার করেছিল, যা যথেষ্ট পরিমাণে জ্বালন তাপমাত্রা কমিয়ে দিত।
[[স্টেজড কম্বাস্টন সাইকেল (রকেট)|স্টেজড কম্বাস্টন]] (''Замкнутая схема'') প্রথমে প্রস্তাব করেছিলেন [[আলেকসেই মিখাইলোভিচ ইসায়েভ|আলেক্সেই ইসায়েভ]] ১৯৪৯ সালে। প্রথম স্টেজড কম্বাস্টন ইঞ্জিন ছিল এস১.৫৪০০, যা সোভিয়েত গ্রহীয় রকেটের জন্য মেলনিকভ ডিজাইন করেছিলেন, যিনি ইসায়েভের সাবেক সহকারী ছিলেন।{{বই উদ্ধৃতি|শেষাংশ=Sutton|প্রথমাংশ=George P.|শিরোনাম=History of Liquid Propellant Rocket Engines|তারিখ=2005|প্রকাশক=American Institute of Aeronautics and Astronautics|অবস্থান=Reston, Virginia}} একই সময়ে (১৯৫৯), [[নিকোলাই দিমিত্রিভিচ কুজনেতসোভ|নিকোলাই কুজনেতসোভ]] কাজ শুরু করেন বন্ধ চক্র ইঞ্জিন [[এনকে-৯]]-এর ওপর, যা কোরোলেভের কক্ষীয় আইসিবিএম, জিআর-১-এর জন্য ছিল। কুজনেতসোভ পরবর্তীতে সেই ডিজাইনটি [[এনকে-১৫]] এবং [[এনকে-৩৩]] ইঞ্জিনে পরিণত করেন, যা চাঁদে যাত্রার জন্য অপ্রত্যাশিত [[এন১ রকেট]]-এ ব্যবহৃত হয়েছিল।
পশ্চিমে, প্রথম ল্যাবরেটরি স্টেজড-কম্বাস্টন টেস্ট ইঞ্জিনটি জার্মানিতে ১৯৬৩ সালে নির্মিত হয়েছিল, [[লুডভিগ বোলকভ]] দ্বারা।
তরল হাইড্রোজেন ইঞ্জিন প্রথম সফলভাবে আমেরিকায় বিকশিত হয়: [[আরএল-১০]] ইঞ্জিনটি ১৯৬২ সালে প্রথম উৎক্ষেপণ হয়। এর পরবর্তী সংস্করণ [[রকেটডাইন জে-২]] [[আপোলো প্রোগ্রাম]]'স [[সেটার্ন ভি]] রকেটে চাঁদে মানব পাঠাতে ব্যবহার করা হয়েছিল। তরল হাইড্রোজেনের উচ্চ নির্দিষ্ট উত্তেজনা এবং কম ঘনত্বের কারণে উপরের স্তরের ভর এবং মোট আকার এবং খরচ কমে যায়।
একটি রকেট ফ্লাইটে সর্বাধিক ইঞ্জিনের রেকর্ড হল ৪৪, যা নাসা ২০১৬ সালে [[ব্ল্যাক ব্রান্ট (রকেট)|ব্ল্যাক ব্রান্ট]]-এ স্থাপন করেছে।{{ওয়েব উদ্ধৃতি | ইউআরএল=https://www.space.com/33810-nasa-world-record-most-rocket-engines.html |শিরোনাম = NASA and Navy Set World Record for Most Engines in One Rocket Flight|ওয়েবসাইট = [[Space.com]]|তারিখ = 19 August 2016}}

==দেখুন এছাড়াও==

* [[অরবিটাল রকেট ইঞ্জিনের তুলনা]]
* [[রোটেটিং ডিটোনেশন ইঞ্জিন]]
* [[জেট ডাম্পিং]], রকেটের এক্সহস্ট জেটের একটি প্রভাব যা একটি যানবাহনের ঘূর্ণন গতিকে ধীর করতে সাহায্য করে
* [[মডেল রকেট মোটর শ্রেণিবদ্ধকরণ]] অক্ষরযুক্ত ইঞ্জিন
* [[নেভ্রা]] (নিউক্লিয়ার এনার্জি ফর রকেট ভেহিকল অ্যাপ্লিকেশনস), একটি মার্কিন নিউক্লিয়ার থার্মাল রকেট প্রোগ্রাম
* [[ফোটন রকেট]]
* [[প্রজেক্ট প্রোমিথিয়াস]], দীর্ঘমেয়াদী মহাকাশযাত্রার জন্য নিউক্লিয়ার প্রপালশন বিকাশে নাসা, ২০০৩ সালে শুরু
* [[রকেট প্রপালশন প্রযুক্তি (অস্পষ্টতা)]]

==নোট== 
{{সূত্র তালিকা|group =notes}}

==উৎস== 
{{সূত্র তালিকা}}

==বহিঃসংযোগ== 
{{কমন্স ক্যাটাগরি|রকেট ইঞ্জিন}} {{উইকিশনরী}} 
*[https://web.archive.org/web/20071009153749/http://www.pwrengineering.com/articles/longterm.htm রকেট ইঞ্জিনের জীবনকাল আশা অনুযায়ী ডিজাইন] 
*[https://web.archive.org/web/20071007070232/http://www.pwrengineering.com/articles/plume.htm প্লিউম স্পেকট্রোমেট্রি দিয়ে রকেট ইঞ্জিনের কার্যকারিতা বিশ্লেষণ] 
*[https://web.archive.org/web/20071009151907/http://www.pwrengineering.com/articles/heart.htm রকেট ইঞ্জিন থ্রাস্ট চেম্বার টেকনিক্যাল আর্টিকেল] 
*[http://www.fxsolver.com/browse/formulas/Net+Thrust+of+a+Rocket+Engine রকেট ইঞ্জিনের নেট থ্রাস্ট ক্যালকুলেটর] 
*[http://www.lpre.de/resources/software/RPA_en.htm তরল রকেট ইঞ্জিনের থার্মোডাইনামিক বিশ্লেষণের জন্য ডিজাইন টুল] *[http://www.braeunig.us/space/propuls.htm রকেট এবং মহাকাশ প্রযুক্তি - রকেট প্রপালশন] 
*
[http://www.erichwarsitz.com/ পরীক্ষক পাইলট এরিখ ওয়্যারজিটজের অফিসিয়াল ওয়েবসাইট (বিশ্বের প্রথম জেট পাইলট), যার মধ্যে ভন ব্রাউন এবং হেলমুথ ওয়াল্টারের রকেট ইঞ্জিনযুক্ত হেইনকেল হেই ১১২ এর ভিডিও রয়েছে (এছাড়া হেই ১১১ এর সাথে এটিও ইউনিট)]

{{রকেট ইঞ্জিন}} {{বিমানযান গ্যাস টারবাইন ইঞ্জিন উপাদানসমূহ}} {{তাপ ইঞ্জিন|state=uncollapsed}}

{{অধিকার নিয়ন্ত্রণ}}

{{ডিফল্ট_SORT:রকেট ইঞ্জিন}}

[[বিষয়শ্রেণী:Aerospace technologies]]
[[বিষয়শ্রেণী:Rocket engines| ]]