Raket
Generelle karakteristika og driftsprincipper
Raketten adskiller sig fra turbojetmotorer og andre “luftdrevne” motorer ved, at hele udstødningsstrålen består af gasformige forbrændingsprodukter fra “drivmidler”, der medbringes om bord. Ligesom turbojetmotoren udvikler raketten fremdrift ved bagudrettet udstødning af masse med meget høj hastighed.
NASA
Det grundlæggende fysiske princip, der er involveret i raketfremdrift, blev formuleret af Sir Isaac Newton. Ifølge hans tredje bevægelseslov oplever raketten en stigning i impuls proportional med den impuls, der bortføres i udstødningen,
hvor M er raketmassen, ΔvR er stigningen i rakettens hastighed i et kort tidsinterval, Δt, m° er hastigheden af masseudladningen i udstødningen, ve er den effektive udstødningshastighed (næsten lig med strålehastigheden og taget i forhold til raketten), og F er kraft. Størrelsen m°ve er den fremdriftskraft, eller skub, der produceres på raketten ved udtømning af drivmidlet,
NASA
Det er klart, at man kan opnå stor fremdrift ved at bruge en høj masseudladningshastighed eller en høj udstødningshastighed. Ved at anvende en høj m° opbruges drivmiddelforsyningen hurtigt (eller kræver en stor forsyning), og derfor er det at foretrække at søge høje værdier for ve. Værdien af ve er begrænset af praktiske overvejelser, der bestemmes af, hvordan udstødningen accelereres i overlydsmundstykket, og hvilken energiforsyning der er til rådighed til drivmiddelopvarmning.
De fleste raketter får deres energi i termisk form ved forbrænding af drivmidler i kondenseret fase ved forhøjet tryk. De gasformige forbrændingsprodukter udledes gennem dysen, der omdanner det meste af den termiske energi til kinetisk energi. Den maksimalt tilgængelige energimængde er begrænset til den mængde, som forbrændingen giver, eller til praktiske hensyn på grund af den høje temperatur. Højere energier er mulige, hvis andre energikilder (f.eks. elektrisk opvarmning eller mikrobølgeopvarmning) anvendes sammen med de kemiske drivmidler om bord på raketterne, og ekstremt høje energier kan opnås, når udstødningen accelereres ved hjælp af elektromagnetiske midler.
Den effektive udstødningshastighed er det vigtigste tal for raketfremdrift, fordi det er et mål for fremdrift pr. masseenhed af forbrugt drivmiddel – dvs,
Værdierne for ve ligger i intervallet 2.000-5.000 meter (6.500-16.400 fod) pr. sekund for kemiske drivmidler, mens der hævdes værdier to eller tre gange så høje værdier for elektrisk opvarmede drivmidler. Værdier på over 40.000 meter (131.000 fod) pr. sekund forudses for systemer, der anvender elektromagnetisk acceleration. I ingeniørkredse, især i USA, udtrykkes den effektive udstødningshastighed ofte i sekundetalsenheder, som kaldes specifik impuls. Værdierne i sekunder fås ved at dividere de effektive udstødningshastigheder med den konstante faktor 9,81 meter pr. sekund i kvadrat (32,2 fod pr. sekund i kvadrat).
I en typisk kemisk raketmission er fra 50 til 95 procent eller mere af startmassen drivmiddel. Dette kan sættes i perspektiv ved hjælp af ligningen for udbrændingshastighed (under forudsætning af tyngdefri og trækfri flyvning),
I dette udtryk er Ms/Mp forholdet mellem fremdriftssystemets og strukturmassens masse og drivstofmassen med en typisk værdi på 0,09 (symbolet ln står for naturlig logaritme). Mp/Mo er forholdet mellem drivmiddelmassen og den samlede startmasse, med en typisk værdi på 0,90. En typisk værdi for ve for et brint-syresystem er 3,536 meter (11,601 fod) pr. sekund. Ud fra ovenstående ligning kan forholdet mellem nyttelastmassen og startmassen (Mpay/Mo) beregnes. For et lavt kredsløb om Jorden er vb ca. 7 544 meter (24 751 fod) pr. sekund, hvilket vil kræve, at Mpay/Mo er 0,0374. Det vil med andre ord kræve et startsystem på 1 337 000 kg (2 948 000 pund) at bringe 50 000 kg (110 000 pund) i en lav bane omkring Jorden. Dette er en optimistisk beregning, fordi ligning (4) ikke tager højde for virkningen af tyngdekraften, luftmodstand eller retningskorrektioner under opstigningen, som ville øge startmassen mærkbart. Af ligning (4) fremgår det tydeligt, at der er en direkte afvejning mellem Ms og Mpay, så der gøres alt for at konstruere med henblik på en lav strukturel masse, og Ms/Mp er en anden målestok for fremdriftssystemet. Selv om de forskellige masseforhold, der vælges, afhænger stærkt af missionen, udgør raketnytlaster generelt en lille del af startmassen.
En teknik kaldet multiple staging anvendes i mange missioner for at minimere størrelsen af startfartøjet. En løfteraket medbringer en anden raket som nyttelast, der skal affyres efter udbrændingen af første trin (som efterlades). På denne måde transporteres de inaktive komponenter i første trin ikke til sluthastighed, og anden trinets trykkraft anvendes mere effektivt på nyttelasten. De fleste rumflyvninger anvender mindst to trin. Denne strategi udvides til flere trin i missioner, der kræver meget høje hastigheder. De amerikanske bemandede Apollo-missioner på månen brugte i alt seks trin.
NASA
De unikke egenskaber ved raketter, der gør dem nyttige, omfatter følgende:
1. Raketter kan fungere i rummet såvel som i Jordens atmosfære.
2. De kan bygges til at levere meget stor fremdrift (en moderne tung rumbooster har en startfremdrift på 3.800 kilonewton (850.000 pund).
3. Fremdriftssystemet kan være relativt simpelt.
4. Fremdriftssystemet kan holdes i en klar-til-fyring-tilstand (vigtigt i militære systemer).
5. Små raketter kan affyres fra en række forskellige affyringsplatforme, lige fra pakkekasser til skulderraketter og fly (der er ingen rekyl).
Disse egenskaber forklarer ikke kun, hvorfor alle hastigheds- og afstandsrekorder er sat af raketsystemer (i luften, på landjorden og i rummet), men også hvorfor raketter er det eneste valg til rumflyvning. De har også ført til en forandring af krigsførelsen, både strategisk og taktisk. Faktisk kan fremkomsten og udviklingen af moderne raketteknologi spores til våbenudviklinger under og efter Anden Verdenskrig, hvor en væsentlig del er finansieret gennem “rumagentur”-initiativer såsom Ariane-, Apollo- og rumfærgeprogrammerne.