raket

Kemiske raketter udnytter den kemisk bundne energi i drivstoffet ved at lade brændstof (reduktionsmiddel) reagere med et medbragt oxidationsmiddel. Forbrændingsprodukterne udstødes af raketten med høj hastighed og giver fremdrift. Den kemiske raket er den eneste rakettype, der i praksis kan anvendes som løfteraket fra Jorden. Raketterne kan benytte fast drivstof (faststofraketter), flydende drivstof eller en kombination (hybride raketter).

Elektriske raketter benytter elektrisk energi fra fx solceller til at give brændstoffet en høj udstødningshastighed. I arc-jet-raketter sker dette ved at lade brændstoffet passere en elektrisk lysbue, mens ionraketter virker ved at ionisere fx xenon-atomer og derefter accelerere dem i et elektrisk felt, inden de gøres elektrisk neutrale igen med elektroner fra en elektronkilde og udstødes. Disse to typer er kommercielt tilgængelige. De er svagere end store kemiske raketter, men benyttes i stigende grad til styring af satellitter pga. deres høje brændstoføkonomi, som er ca. 10 gange højere end i en kemisk raket. Ionraketter benyttes endvidere til fremdrift i det interplanetariske rum (fx på NASAs rumsonde Deep Space 1, opsendt 1998). Der eksperimenteres med plasmaraketter, hvor man af en neutral gas vha. radiobølger skaber et plasma, der accelereres og fokuseres med elektriske og magnetiske felter.

Atomraketter blev udviklet i 1960-1970'erne og benytter fissionsenergi (se kerneenergi) til at opnå de høje temperaturer og udstødningshastigheder af drivstoffet. Sikkerhedsproblemer har medført, at atomraketter ikke anvendes kommercielt.

Soldrevne raketter, der ved at fokusere sollys opvarmer et drivmiddel, vil være velegnede til transport mellem forskellige baner omkring Jorden, hvis en kort transporttid ikke er påkrævet.

Fotonraketter er en teoretisk mulighed. Udsendelse af fotoner (lys eller anden elektromagnetisk stråling) bevirker en trykkraft, men den er meget lille.

En raketmotors ydeevne angives ved dens trykkraft, F (målt i newton), dens brændtid (i sekunder) og dens specifikke impuls, I_sp (i sekunder), som er defineret ved ligningen I_sp = F/(g∙Q), hvor g er tyngdeaccelerationen (9,8 m/s²), og Q er drivstofforbruget (kg/s). I_sp er den tid, som 1 kg drivstof kan levere en trykkraft svarende til 1 kg i; den er dermed et mål for, hvor effektivt brændstoffet udnyttes. Trykkraften af en raketmotor er størst i det tomme rum. For en raketmotor med et dyseareal på A og ved et atmosfæretryk på p bliver trykkraften p∙A mindre end i vakuum. Normalt angives trykkraften i vakuum (F_vac).

I en kemisk raket består motoren af et forbrændingskammer med en snæver udgangsmunding (strube), som er forbundet med en næsten kegleformet raketdyse. I en motor med flydende brændstof pumpes eller presses drivstofferne ind i forbrændingskammeret, hvor tryk og temperatur er meget høje. I struben kommer forbrændingsprodukterne op på lydens hastighed, hvorefter de i dysen ekspanderer til en koldere gas med endnu større hastighed, som afhænger af forholdet mellem dysens og strubens areal. I store raketmotorer pumpes de flydende drivstoffer ind i forbrændingskammeret med turbopumper, der drives af en gasturbine. Turbopumperne, som er nedkølede til meget lave temperaturer, er med deres høje effekt og omdrejningstal en stor teknisk udfordring. Den kraftigste turbopumpe i en Ariane 5 har en effekt på 12 MW, og der pumpes i alt ca. 270 kg/s drivstof ind i forbrændingskammeret. I hver af den amerikanske rumfærges tre motorer pumpes ca. 520 kg/s, og i hver af de fem motorer på en Saturn V-raket ca. 2700 kg/s. Den nødvendige afkøling af raketdysen i disse store raketmotorer sker, ved at noget af det kolde brændstof ledes igennem rør, der i spiralform dækker ydersiden af dysen. I mindre motorer, som fx anvendes til styring af satellitter, presses drivstofferne ind i forbrændingskammeret med komprimeret inaktiv gas, fx helium.

En raketmotor til fast brændstof er mere simpel, idet den består af et langt cylindrisk formet forbrændingskammer, hvori brændstoffet er anbragt, samt en raketdyse monteret på forbrændingskammerets strube. Faststofraketten kan i modsætning til de øvrige rakettyper ikke reguleres under drift og brænder, indtil brændstoffet er opbrugt. Man kan dog opnå en tidsligt varierende trykkraft ved en passende blanding af det faste brændstof.

Motorstørrelser. Den hidtil største raketmotor, F-1 fra Saturn V, leverede en trykkraft på ca. 7,9 meganewton, svarende til ca. 790 t; hele første trin leverede i alt 3440 t. Den sovjetiske N-1-raket havde 24 motorer i første trin med en samlet ydelse på 3600 t. Ariane 5-rakettens hovedmotor, Vulcain, yder ca. 117 t, og dens to faststofraketter hver 660 t. Den amerikanske rumfærges tre hovedmotorer yder hver ca. 232 t, og de to faststofraketter hver 1175 t.

Små styreraketter til satellitter yder normalt en trykkraft på blot 1-10 newton (svarende til 0,1-1 kg), og nogle elektriske raketmotorer har endnu mindre trykkraft.

Små faststofraketter som fyrværkeri- og signalraketter anvender krudt som drivstof. I større, moderne raketter kan brændstoffet være syntetisk gummi, evt. tilsat aluminiumpulver, og det iblandede oxidationsmiddel kan fx være ammoniumperklorat (NH₄ClO₄). Drivstoffet kan også være et enkelt stof, der virker som både brændstof og oxidationsmiddel, fx nitrocellulose eller nitroglycerin, tilsat stoffer, som regulerer forbrændingen. Raketter med fast brændstof har en relativt lav I_sp på under 300 s, men er lette at opbevare og gøre startklare og bliver derfor i vid udstrækning anvendt militært. En stor faststofraket forbrænder omkring 2-4 t drivstof pr. sekund.

Der findes et stort antal flydende drivstoffer. Som brændstof kan anvendes ammoniak, ethylalkohol, petroleum, methyl- eller dimethylhydrazin (se hydrazin) og hydrogen. I atomraketter er ethylalkohol, ammoniak og hydrogen anvendelige; soldrevne raketter anvender hydrogen. Som oxidationsmiddel anvendes især oxygen og nitrogentetraoxid, men også hydrogendioxid (brintoverilte) og salpetersyre kan anvendes. Flydende fluor er mere effektivt end oxygen, men anvendes ikke pga. dets kemiske aggressivitet. Det mest effektive af de anvendte kemiske raketdrivstoffer er blandingen hydrogen/oxygen, der har en I_sp på ca. 456 s.

Visse stoffer, fx hydrazin, kan bringes til at reagere spontant ved heterogen katalyse og er specielt velegnet til små styreraketter, som skal affyres hyppigt gennem mange år.

Styringen af en raket sker ved hjælp af et computersystem, som udregner rakettens position, hastighed og orientering (se inertinavigation). Computeren er på forhånd programmeret til at følge en ganske bestemt bane, og nødvendige korrektioner foretages ved at dreje motoren og dermed raketdyserne. Hvis raketten kommer ud af kontrol, bringes den til eksplosion enten af et automatisk system i raketten eller ved fjernkommando fra opsendelsesbasen, således at størrelsen af de nedfaldende vragdele begrænses.