Raketmotor

RS-68 testas på NASAs Stennis Space Center

Viking 5C raketmotor använd på Ariane 1 till Ariane 4

En raketmotor använder lagrade raketdrivmedel som reaktionsmassa för att bilda en höghastighetsdriven vätskestråle , vanligtvis högtemperaturgas. Raketmotorer är reaktionsmotorer , som producerar dragkraft genom att kasta ut massa bakåt, i enlighet med Newtons tredje lag . De flesta raketmotorer använder förbränning av reaktiva kemikalier för att tillföra den nödvändiga energin, men icke-förbrännande former som kallgaspropeller och nukleära termiska raketer finns också. Fordon som drivs av raketmotorer kallas vanligtvis raketer . Raketfordon har sin egen oxidator , till skillnad från de flesta förbränningsmotorer, så raketmotorer kan användas i ett vakuum för att driva fram rymdskepp och ballistiska missiler .

Jämfört med andra typer av jetmotorer är raketmotorer de lättaste och har den högsta dragkraften, men de är minst drivmedelseffektiva (de har den lägsta specifika impulsen ). Det ideala avgaserna är väte , det lättaste av alla element, men kemiska raketer producerar en blandning av tyngre arter, vilket minskar avgashastigheten.

Raketmotorer blir mer effektiva vid höga hastigheter, på grund av Oberth-effekten .

Terminologi

Här används "raket" som en förkortning för "raketmotor".

Termiska raketer använder ett inert drivmedel, uppvärmt av elektricitet ( elektrotermisk framdrivning ) eller en kärnreaktor ( kärntermisk raket) .

Kemiska raketer drivs av exotermisk reduktion-oxidation kemiska reaktioner av drivmedlet:

Fastbränsleraketer (eller fastdrivna raketer eller motorer ) är kemiska raketer som använder drivmedel i fast tillstånd .
Raketer med flytande drivmedel använder ett eller flera drivmedel i flytande tillstånd som matas från tankar.
Hybridraketer använder ett fast drivmedel i förbränningskammaren, till vilket en andra vätska eller gasoxidationsmedel eller drivmedel tillsätts för att möjliggöra förbränning.
Monopropellant raketer använder ett enda drivmedel som bryts ned av en katalysator . De vanligaste monodrivmedlen är hydrazin och väteperoxid .

Funktionsprincip

Förenklat diagram över en raket med flytande bränsle.

Tank för flytande bränsle
Tank för flytande oxidationsmedel
Pumpar matar bränsle och oxidationsmedel under högt tryck
Förbränningskammaren blandar och förbränner drivmedlen.
Avgasmunstycket expanderar och accelererar gasstrålen för att producera dragkraft
Avgasutloppsmunstycke

Förenklat diagram över en raket med fast bränsle.

fast bränsle-oxidationsmedel (drivmedel) packad i hölje
Tändare initierar förbränning av drivmedel
Centralt hål i drivmedlet fungerar som förbränningskammare
Avgasmunstycket expanderar och accelererar gasstrålen för att producera dragkraft
Avgasutloppsmunstycke

Raketmotorer producerar dragkraft genom utdrivning av en avgasvätska som har accelererats till hög hastighet genom ett framdrivningsmunstycke . Vätskan är vanligtvis en gas som skapas av högtrycksförbränning (150 till 4 350 pund per kvadrattum (10 till 300 bar)) av fasta eller flytande drivmedel, bestående av bränsle- och oxidationskomponenter , i en förbränningskammare . När gaserna expanderar genom munstycket, accelereras de till mycket hög ( överljuds ) hastighet, och reaktionen på detta driver motorn i motsatt riktning. Förbränning används oftast för praktiska raketer, eftersom termodynamikens lagar (särskilt Carnots teorem ) dikterar att höga temperaturer och tryck är önskvärda för bästa termiska effektivitet . Nukleära termiska raketer är kapabla till högre effektivitet, men har för närvarande miljöproblem som utesluter deras rutinmässiga användning i jordens atmosfär och cislunära rymd .

För modellraketer är ett tillgängligt alternativ till förbränning vattenraketen trycksatt av tryckluft, koldioxid , kväve eller någon annan lättillgänglig inert gas.

Drivmedel

Raketdrivmedel är massa som lagras, vanligtvis i någon form av tank, eller i själva förbränningskammaren, innan den kastas ut från en raketmotor i form av en vätskestråle för att producera dragkraft.

Kemiska raketdrivmedel är de mest använda. Dessa genomgår exotermiska kemiska reaktioner som producerar en het gasstråle för framdrivning. Alternativt kan en kemiskt inert reaktionsmassa värmas upp av en kraftkälla med hög energi genom en värmeväxlare i stället för en förbränningskammare.

Fasta raketdrivmedel bereds i en blandning av bränsle och oxiderande komponenter som kallas spannmål , och lagringshöljet för drivmedel blir effektivt förbränningskammaren.

Injektion

Flytande raketer tvingar in separata bränsle- och oxidationskomponenter in i förbränningskammaren, där de blandas och brinner. Hybridraketmotorer använder en kombination av fasta och flytande eller gasformiga drivmedel. Både flytande och hybridraketer använder injektorer för att föra in drivmedlet i kammaren. Dessa är ofta en rad enkla jetstrålar – hål genom vilka drivmedlet kommer ut under tryck; men ibland kan det vara mer komplexa sprutmunstycken. När två eller flera drivmedel injiceras, orsakar strålarna vanligtvis medvetet att drivmedlen kolliderar eftersom detta bryter upp flödet till mindre droppar som lättare brinner.

Förbränningskammare

För kemiska raketer är förbränningskammaren typiskt cylindrisk, och flamhållare , som används för att hålla en del av förbränningen i en långsammare strömmande del av förbränningskammaren, behövs inte. ^{[ citat behövs ]} Dimensionerna på cylindern är sådana att drivmedlet kan förbrännas grundligt; olika raketdrivmedel kräver olika förbränningskammarstorlekar för att detta ska inträffa.

Detta leder till ett tal som kallas $L^{*}$ , den karakteristiska längden :

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

var:

$V_{c}$ är volymen av kammaren
$A_{t}$ är området för munstyckets hals.

L* är vanligtvis i intervallet 64–152 centimeter (25–60 tum).

Temperaturerna och trycken som vanligtvis uppnås i en raketförbränningskammare för att uppnå praktisk termisk effektivitet är extrema jämfört med en icke-efterbrännande luftandande jetmotor . Inget atmosfäriskt kväve är närvarande för att späda ut och kyla förbränningen, så att drivmedelsblandningen kan nå verkliga stökiometriska förhållanden. Detta i kombination med de höga trycken gör att värmeledningshastigheten genom väggarna är mycket hög.

För att bränsle och oxidationsmedel ska flöda in i kammaren måste trycket från drivmedlen som kommer in i förbränningskammaren överstiga trycket inuti själva förbränningskammaren. Detta kan åstadkommas genom en mängd olika designmetoder inklusive turbopumpar eller, i enklare motorer, via tillräckligt tanktryck för att föra fram vätskeflödet. Tanktrycket kan upprätthållas på flera sätt, inklusive ett högtryckssystem för heliumtrycksättning som är gemensamt för många stora raketmotorer eller, i vissa nyare raketsystem, genom avtappning av högtrycksgas från motorcykeln för att autogent trycksätta drivmedlet tankar Till exempel är det självtryckande gassystemet i SpaceX Starship en kritisk del av SpaceX strategi för att minska uppskjutningsfarkostvätskor från fem i deras gamla Falcon 9 fordonsfamilj till bara två i Starship, vilket eliminerar inte bara heliumtankens tryckmedel utan alla hypergoliska drivmedel samt kväve för reaktionsstyrning med kallgas .

Munstycke

Rakettryck orsakas av tryck som verkar i förbränningskammaren och munstycket. Från Newtons tredje lag verkar lika och motsatta tryck på avgaserna, och detta accelererar det till höga hastigheter.

Den heta gasen som produceras i förbränningskammaren tillåts strömma ut genom en öppning ("halsen") och sedan genom en divergerande expansionssektion. När tillräckligt tryck tillförs munstycket (cirka 2,5–3 gånger omgivningstrycket), kvävs munstycket och en överljudsstråle bildas, vilket dramatiskt accelererar gasen och omvandlar det mesta av den termiska energin till kinetisk energi. Avgashastigheterna varierar beroende på expansionsförhållandet munstycket är konstruerat för, men avgashastigheter så höga som tio gånger ljudhastigheten i luft vid havsnivå är inte ovanliga. Ungefär hälften av raketmotorns dragkraft kommer från de obalanserade trycken inuti förbränningskammaren, och resten kommer från trycken som verkar mot insidan av munstycket (se diagram). När gasen expanderar ( adiabatiskt ) tvingar trycket mot munstyckets väggar raketmotorn i en riktning samtidigt som gasen accelereras i den andra.

De fyra expansionsregimerna för ett de Laval-munstycke: • underexpanderat • perfekt expanderat • överexpanderat • kraftigt överexpanderat

Det vanligaste munstycket är de Laval-munstycket , ett munstycke med fast geometri med hög expansionsgrad. Den stora klock- eller konformade munstycksförlängningen bortom halsen ger raketmotorn dess karaktäristiska form.

Det statiska utloppstrycket för avgasstrålen beror på kammartrycket och förhållandet mellan munstyckets utlopps- och halsarea. Eftersom utloppstrycket varierar från det omgivande (atmosfäriska) trycket, sägs ett strypt munstycke vara

underexpanderat (utloppstryck högre än omgivningstemperatur),
perfekt expanderad (utgångstryck är lika med omgivande),
överexpanderat (utgångstryck mindre än omgivningstemperatur; stötdiamanter bildas utanför munstycket), eller
kraftigt överexpanderat (en stötvåg bildas inuti munstycksförlängningen).

I praktiken kan perfekt expansion endast uppnås med ett munstycke med variabelt utgångsområde (eftersom det omgivande trycket minskar när höjden ökar), och det är inte möjligt över en viss höjd eftersom det omgivande trycket närmar sig noll. Om munstycket inte är perfekt expanderat uppstår effektivitetsförlust. Grovt överexpanderade munstycken förlorar mindre effektivitet, men kan orsaka mekaniska problem med munstycket. Munstycken med fasta områden blir allt mer underexpanderade när de når höjd. Nästan alla de Laval-munstycken kommer tillfälligt att vara kraftigt överexpanderade under uppstart i en atmosfär.

Munstyckseffektiviteten påverkas av driften i atmosfären eftersom atmosfärstrycket ändras med höjden; men på grund av överljudshastigheterna hos gasen som kommer ut från en raketmotor, kan strålens tryck vara antingen under eller över omgivningstemperaturen, och jämvikt mellan de två uppnås inte på alla höjder (se diagram).

Mottryck och optimal expansion

För optimal prestanda bör gasens tryck i munstyckets ände precis vara lika med omgivningstrycket: om avgastrycket är lägre än omgivningstrycket, kommer fordonet att bromsas av tryckskillnaden mellan motorns topp och utgången; å andra sidan, om avgastrycket är högre, omvandlas inte avgastrycket som kunde ha omvandlats till dragkraft, och energi går till spillo.

För att upprätthålla detta ideal om jämlikhet mellan avgasens utloppstryck och omgivningstrycket skulle munstyckets diameter behöva öka med höjden, vilket ger trycket ett längre munstycke att verka på (och minska utloppstrycket och temperaturen). Denna ökning är svår att ordna på ett lättviktigt sätt, även om den rutinmässigt görs med andra former av jetmotorer. Inom raketer används i allmänhet ett lätt kompromissmunstycke och en viss minskning av atmosfärens prestanda inträffar när det används på annat än "designhöjden" eller när det är strypt. föreslagits, såsom pluggmunstycket , stegmunstycken , det expanderande munstycket och aerospetsen , som var och en ger ett sätt att anpassa sig till ändrat omgivande lufttryck och var och en tillåter gasen att expandera ytterligare mot munstycket , vilket ger extra dragkraft på högre höjder.

Vid utblåsning till ett tillräckligt lågt omgivande tryck (vakuum) uppstår flera problem. Den ena är munstyckets rena vikt – bortom en viss punkt, för ett visst fordon, uppväger den extra vikten av munstycket eventuell prestanda. För det andra, när avgaserna adiabatiskt expanderar inuti munstycket, kyls de, och så småningom kan några av kemikalierna frysa och producera "snö" i strålen. Detta orsakar instabilitet i strålen och måste undvikas.

På ett de Laval-munstycke kommer avgasflödet att lossna i ett kraftigt överexpanderat munstycke. Eftersom frigöringspunkten inte kommer att vara likformig runt motorns axel, kan en sidokraft påföras motorn. Denna sidokraft kan förändras med tiden och resultera i kontrollproblem med bärraketen.

Avancerade höjdkompenserande konstruktioner, såsom aerospiken eller pluggmunstycket , försöker minimera prestandaförlusterna genom att justera till varierande expansionsförhållande som orsakas av ändrad höjd.

Drivmedelseffektivitet

Typiska temperatur (T), tryck (p) och hastighet (v) profiler i ett de Laval munstycke

För att en raketmotor ska vara drivmedelseffektiv är det viktigt att maximalt möjliga tryck skapas på väggarna i kammaren och munstycket av en specifik mängd drivmedel; eftersom detta är källan till dragkraften. Detta kan uppnås av alla:

värma upp drivmedlet till så hög temperatur som möjligt (med användning av ett högenergibränsle, som innehåller väte och kol och ibland metaller som aluminium , eller till och med med kärnenergi)
med en gas med låg specifik densitet (så väterik som möjligt)
använda drivmedel som är, eller sönderdelas till, enkla molekyler med få frihetsgrader för att maximera translationshastigheten

Eftersom alla dessa saker minimerar massan av det använda drivmedlet, och eftersom trycket är proportionellt mot massan av drivmedel som finns för att accelereras när det trycker på motorn, och eftersom från Newtons tredje lag verkar trycket som verkar på motorn också ömsesidigt på drivmedlet visar det sig att för varje given motor är hastigheten som drivmedlet lämnar kammaren opåverkad av kammartrycket (även om dragkraften är proportionell). Hastigheten påverkas dock avsevärt av alla tre ovanstående faktorer och avgashastigheten är ett utmärkt mått på motorns drivmedelseffektivitet. Detta kallas avgashastighet , och efter att man tagit hänsyn till faktorer som kan minska den, är den effektiva avgashastigheten en av de viktigaste parametrarna för en raketmotor (även om vikt, kostnad, enkel tillverkning etc. vanligtvis också är mycket viktiga) .

Av aerodynamiska skäl går flödet soniskt (" chokes ") vid den smalaste delen av munstycket, "halsen". Eftersom ljudhastigheten i gaser ökar med kvadratroten av temperaturen, förbättrar användningen av heta avgaser prestandan avsevärt. Som jämförelse, vid rumstemperatur är ljudhastigheten i luft cirka 340 m/s medan ljudhastigheten i den heta gasen i en raketmotor kan vara över 1700 m/s; mycket av denna prestanda beror på den högre temperaturen, men dessutom väljs raketdrivmedel med låg molekylvikt, vilket också ger en högre hastighet jämfört med luft.

Expansion i raketmunstycket multiplicerar sedan hastigheten ytterligare, vanligtvis mellan 1,5 och 2 gånger, vilket ger en högkollimerad hypersonisk avgasstråle. Hastighetsökningen för ett raketmunstycke bestäms mestadels av dess areaexpansionsförhållande - förhållandet mellan arean av utgången och arean av halsen, men detaljerade egenskaper hos gasen är också viktiga. Munstycken med större förhållande är mer massiva men kan extrahera mer värme från förbränningsgaserna, vilket ökar avgashastigheten.

Thrust vektoring

Fordon kräver vanligtvis den totala dragkraften för att ändra riktning över bränningens längd. Ett antal olika sätt att uppnå detta har flugits:

Hela motorn är monterad på ett gångjärn eller kardan och eventuella drivmedel når motorn via flexibla lågtrycksrör eller roterande kopplingar.
Bara förbränningskammaren och munstycket är kardanupphängda, pumparna är fixerade och högtrycksmatningar kopplas till motorn.
Flera motorer (ofta lutade i små vinklar) är utplacerade men stryps för att ge den totala vektorn som krävs, vilket endast ger en mycket liten straffavgift.
Högtemperaturvingar sticker ut i avgasröret och kan lutas för att avleda strålen.

Prestanda

Raketteknologi kan kombinera mycket hög dragkraft ( meganewton ), mycket höga avgashastigheter (cirka 10 gånger ljudhastigheten i luft vid havsnivån) och mycket höga dragkraft/vikt-förhållanden (>100) samtidigt samt att kunna arbeta utanför atmosfär, och samtidigt tillåta användningen av lågtryck och därmed lätta tankar och struktur.

Raketer kan optimeras ytterligare till ännu mer extrem prestanda längs en eller flera av dessa axlar på bekostnad av de andra.

Specifik impuls

*Jag* _snurrar i vakuum av olika raketer
Raket	Drivmedel	I _sp , vakuum (s)
Rymdfärjans flytande motorer	LOX / LH ₂	453
Rymdfärjans solida motorer	APCP	268
Rymdfärjan OMS	NTO / MMH	313
Saturn V steg 1	LOX / RP-1	304

Det viktigaste måttet för effektiviteten hos en raketmotor är impuls per enhet drivmedel , detta kallas specifik impuls (skrivs vanligtvis ${\displaystyle I_{sp}} )$ . Detta mäts antingen som en hastighet (den effektiva avgashastigheten $v_{e}$ i meter/sekund eller ft/s) eller som en tid (sekunder). Till exempel, om en motor som producerar 100 pund dragkraft går i 320 sekunder och bränner 100 pund drivmedel, då är den specifika impulsen 320 sekunder. Ju högre den specifika impulsen är, desto mindre drivmedel krävs för att ge den önskade impulsen.

Den specifika impuls som kan uppnås är i första hand en funktion av drivmedelsblandningen (och skulle i slutändan begränsa den specifika impulsen), men praktiska begränsningar för kammartryck och munstyckesexpansionsförhållanden minskar den prestanda som kan uppnås.

Nätdragkraft

Nedan är en ungefärlig ekvation för att beräkna nettodragkraften för en raketmotor:

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

var:
${\dot {m}}$	= avgasmassflöde
$v_{e}$	= effektiv avgashastighet (ibland annars betecknad som c i publikationer)
$v_{e-opt}$	= effektiv jethastighet när Pamb = Pe
$A_{e}$	= flödesområde vid munstyckets utgångsplan (eller planet där strålen lämnar munstycket om separerat flöde)
$p_{e}$	= statiskt tryck vid munstyckets utgångsplan
$p_{amb}$	= omgivande (eller atmosfäriskt) tryck

Eftersom, till skillnad från en jetmotor, saknar en konventionell raketmotor ett luftintag, finns det inget "ramdrag" att dra av från bruttokraften. Följaktligen är nettodragkraften för en raketmotor lika med bruttodragkraften (bortsett från statiskt mottryck).

Termen ${\dot {m}}\;v_{e-opt}\,$ representerar momentumkraften, som förblir konstant vid en given gasinställning, medan $A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,$ termen representerar tryckkraftstermen. Vid full gas förbättras nettodragkraften hos en raketmotor något med ökande höjd, för när atmosfärstrycket minskar med höjden, ökar tryckkraftstiden. På jordens yta kan tryckkraften minskas med upp till 30 %, beroende på motorns design. Denna minskning sjunker ungefär exponentiellt till noll med ökande höjd.

Maximal effektivitet för en raketmotor uppnås genom att maximera ekvationens momentumbidrag utan att drabbas av straff för överexpansion av avgaserna. Detta inträffar när $p_{e}=p_{amb}$ . Eftersom omgivningstrycket ändras med höjden, spenderar de flesta raketmotorer mycket lite tid på att arbeta med maximal effektivitet.

Eftersom specifik impuls är kraft dividerat med massflödeshastigheten, betyder denna ekvation att den specifika impulsen varierar med höjden.

Vakuumspecifik impuls, I _sp

På grund av den specifika impulsen som varierar med trycket är en kvantitet som är lätt att jämföra och beräkna med användbar. Eftersom raketer kvävs i halsen, och eftersom överljudsavgaserna förhindrar externa tryckpåverkan att färdas uppströms, visar det sig att trycket vid utgången idealiskt är exakt proportionellt mot drivmedelsflödet m ˙ {\ $\dot {m}}}$ , förutsatt att blandningsförhållandena och förbränningseffektiviteten upprätthålls. Det är därför ganska vanligt att ordna om ovanstående ekvation något:

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

och så definiera vakuum-Isp: n:

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

var:

c^{*}

= den karakteristiska hastigheten för förbränningskammaren (beroende på drivmedel och förbränningseffektivitet)

C_{f}

= dragkraftskoefficientkonstanten för munstycket (beroende på munstyckets geometri, vanligtvis cirka 2)

Och följaktligen:

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

Strypning

Raketer kan strypas genom att styra drivmedlets förbränningshastighet ${\dot {m}}$ (vanligtvis mätt i kg/s eller lb/s). I vätske- och hybridraketer styrs drivmedelsflödet som kommer in i kammaren med hjälp av ventiler, i fasta raketer styrs det genom att ändra området för drivmedel som brinner och detta kan designas in i drivmedelskornet (och därför inte kan kontrolleras i verkligheten). tid).

Raketer kan vanligtvis strypas ner till ett utgångstryck på cirka en tredjedel av omgivningstrycket (ofta begränsat av flödesseparering i munstycken) och upp till en maxgräns som endast bestäms av motorns mekaniska styrka.

I praktiken varierar det kraftigt i vilken grad raketer kan strypas, men de flesta raketer kan strypas med en faktor 2 utan större svårighet; den typiska begränsningen är förbränningsstabilitet, eftersom till exempel injektorer behöver ett minimitryck för att undvika att utlösa skadliga svängningar (chugging eller förbränningsinstabilitet); men injektorer kan optimeras och testas för bredare intervall. Till exempel kan vissa nyare konstruktioner av vätskedrivna motorer som har optimerats för större strypförmåga ( BE-3 , Raptor ) strypas till så lågt som 18–20 procent av nominell dragkraft. Fasta raketer kan strypas genom att använda formade korn som kommer att variera sin yta under loppet av bränningen.

Energieffektivitet

Raketfordons mekaniska effektivitet som funktion av fordonets momentana hastighet dividerat med effektiv avgashastighet. Dessa procentsatser måste multipliceras med intern motoreffektivitet för att få total effektivitet.

Raketmotormunstycken är förvånansvärt effektiva värmemotorer för att generera en höghastighetsstråle, som en konsekvens av den höga förbränningstemperaturen och det höga kompressionsförhållandet . Raketmunstycken ger en utmärkt approximation till adiabatisk expansion, vilket är en reversibel process, och därför ger de verkningsgrader som ligger mycket nära den för Carnot-cykeln . Med tanke på de uppnådda temperaturerna kan över 60 % effektivitet uppnås med kemiska raketer.

För ett fordon som använder en raketmotor är energieffektiviteten mycket god om fordonshastigheten närmar sig eller något överstiger avgashastigheten (relativt avfyrning); men vid låga hastigheter går energieffektiviteten till 0% vid nollhastighet (som med all jetframdrivning ). Se Raketenergieffektivitet för mer information.

Dragkraft-till-vikt-förhållande

Raketer, av alla jetmotorer, faktiskt av i stort sett alla motorer, har det högsta förhållandet mellan dragkraft och vikt. Detta gäller särskilt för raketmotorer som drivs med flytande bränsle.

Denna höga prestanda beror på den lilla volymen av tryckkärl som utgör motorn – de inblandade pumparna, rören och förbränningskammarna. Bristen på inloppskanal och användningen av tät flytande drivmedel gör att trycksättningssystemet är litet och lätt, medan kanalmotorer måste hantera luft som har cirka tre storleksordningar lägre densitet.

Jet- eller raketmotor	Massa		Sticka		Förhållande mellan dragkraft och vikt
Jet- eller raketmotor	(kg)	(lb)	(kN)	(lbf)	Förhållande mellan dragkraft och vikt
RD-0410 kärnraketmotor	2 000	4 400	35.2	7 900	1.8
J58 jetmotor ( SR-71 Blackbird )	2,722	6 001	150	34 000	5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet med återuppvärmning ( Concorde )	3,175	7 000	169,2	38 000	5.4
Pratt & Whitney F119	1 800	3 900	91	20 500	7,95
RD-0750 raketmotor, tre-drivmedelsläge	4,621	10,188	1,413	318 000	31.2
RD-0146 raketmotor	260	570	98	22 000	38,4
Rocketdyne RS-25 raketmotor	3,177	7 004	2,278	512 000	73,1
RD-180 raketmotor	5,393	11 890	4,152	933 000	78,5
RD-170 raketmotor	9 750	21 500	7,887	1 773 000	82,5
F-1 ( Saturn V första steget)	8,391	18 499	7 740,5	1 740 100	94,1
NK-33 raketmotor	1 222	2,694	1 638	368 000	136,7
Merlin 1D raketmotor, full-thrust version	467	1 030	825	185 000	180,1

Av de flytande bränslena som används är densiteten lägst för flytande väte . Även om väte/syreförbränning har den högsta specifika impulsen av någon kemisk raket som används, kräver vätets mycket låga densitet (cirka en fjortondedel av vatten) större och tyngre turbopumpar och rörsystem, vilket minskar motorns dragkraft-till-vikt-förhållande (för exempel RS-25) jämfört med de som inte använder väte (NK-33).

Kyl

Av effektivitetsskäl är högre temperaturer önskvärda, men material tappar sin styrka om temperaturen blir för hög. Raketer kör med förbränningstemperaturer som kan nå 6 000 ° F (3 300 ° C; 3 600 K).

De flesta andra jetmotorer har gasturbiner i de heta avgaserna. På grund av sin större yta är de svårare att kyla och därför finns det ett behov av att köra förbränningsprocesserna vid mycket lägre temperaturer, vilket förlorar effektivitet. Dessutom kanalmotorer luft som oxidationsmedel, som innehåller 78 % i stort sett oreaktivt kväve, vilket späder ut reaktionen och sänker temperaturerna. Raketer har ingen av dessa inneboende förbränningstemperaturbegränsare.

De temperaturer som uppnås vid förbränning i raketmotorer överstiger ofta smältpunkterna för munstycket och förbränningskammarmaterialen (cirka 1 200 K för koppar ). De flesta byggmaterial kommer också att förbrännas om de utsätts för högtemperaturoxidationsmedel, vilket leder till ett antal designutmaningar. Munstycket och förbränningskammarens väggar får inte tillåtas att förbrännas, smälta eller förångas (ibland facettiskt kallat "motorrikt avgas").

Raketer som använder vanliga konstruktionsmaterial som aluminium, stål, nickel eller kopparlegeringar måste använda kylsystem för att begränsa de temperaturer som motorstrukturer upplever. Regenerativ kylning , där drivmedlet leds genom rör runt förbränningskammaren eller munstycket, och andra tekniker, såsom filmkylning, används för att ge längre munstycke och kammarlivslängd. Dessa tekniker säkerställer att ett gasformigt termiskt gränsskikt som berör materialet hålls under den temperatur som skulle få materialet att misslyckas katastrofalt.

Materialundantag som kan upprätthålla raketförbränningstemperaturer till en viss grad är kol-kolmaterial och rhenium , även om båda är föremål för oxidation under vissa förhållanden. Andra eldfasta legeringar, såsom aluminiumoxid, molybden , tantal eller volfram har prövats, men har getts upp på grund av olika problem. Materialteknik, i kombination med motorkonstruktionen, är en begränsande faktor i kemiska raketer.

I raketer är värmeflödena som kan passera genom väggen bland de högsta inom teknik; flöden är i allmänhet i intervallet 0,8–80 MW/m ² (0,5-50 BTU /in ² -sek). De starkaste värmeflödena finns i halsen, som ofta ser dubbelt så stor som den som finns i den tillhörande kammaren och munstycket. Detta beror på kombinationen av höga hastigheter (vilket ger ett mycket tunt gränsskikt), och även om det är lägre än kammaren, de höga temperaturerna som ses där. (Se § Munstycke ovan för temperaturer i munstycket).

I raketer inkluderar kylmedelsmetoderna:

Ablativ : Förbränningskammaren inuti väggarna är klädda med ett material som fångar värme och för bort det med avgaserna när det förångas.
Strålningskylning : Motorn är gjord av ett eller flera eldfasta material, som tar värmeflöde tills dess yttre tryckkammarvägg lyser röd- eller vitglödig, och strålar bort värmen.
Dumpkylning: Ett kryogent drivmedel, vanligtvis väte , förs runt munstycket och dumpas. Denna kylningsmetod har olika problem, till exempel slöseri med drivmedel. Den används bara sällan.
Regenerativ kylning : Bränslet (och möjligen oxidationsmedlet) från en flytande raketmotor leds runt munstycket innan det sprutas in i förbränningskammaren eller förbrännaren. Detta är den mest använda metoden för kylning av raketmotorer.
Filmkylning: Motorn är utformad med rader av flera öppningar som kantar den inre väggen genom vilken ytterligare drivmedel sprutas in, vilket kyler kammarväggen när den avdunstar. Denna metod används ofta i fall där värmeflödena är särskilt höga, troligen i kombination med regenerativ kylning . En mer effektiv subtyp av filmkylning är transpirationskylning , där drivmedlet passerar genom en porös inre förbränningskammarvägg och transpirerar. Hittills har denna metod inte sett användning på grund av olika problem med detta koncept.

Raketmotorer kan också använda flera kylningsmetoder. Exempel:

Regenerativt och filmkyld förbränningskammare och munstycke: V-2 Rocket Engine
Regenerativt kyld förbränningskammare med filmkyld munstycksförlängning: Rocketdyne F-1 Engine
Regenerativt kyld förbränningskammare med ablativt kyld munstycksförlängning: LR-91 raketmotor
Ablativt och filmkyld förbränningskammare med radiativt kyld munstycksförlängning: Lunar Module Descent Engine (LMDE), Service Propulsion System Engine (SPS)
Strålnings- och filmkyld förbränningskammare med strålningskyld munstycksförlängning: Drivmedelspropeller som kan lagras på djupt utrymme

I samtliga fall är en annan effekt som hjälper till att kyla raketmotorns kammarvägg ett tunt lager av förbränningsgaser (ett gränsskikt) som är betydligt kallare än förbränningstemperaturen. Avbrott i gränsskiktet kan inträffa under kylningsfel eller förbränningsinstabilitet, och väggbrott inträffar vanligtvis strax efter.

Med regenerativ kylning återfinns ett andra gränsskikt i kylmedelskanalerna runt kammaren. Denna gränsskiktstjocklek måste vara så liten som möjligt, eftersom gränsskiktet fungerar som en isolator mellan väggen och kylvätskan. Detta kan uppnås genom att göra kylvätskehastigheten i kanalerna så hög som möjligt.

Vätskedrivna motorer körs ofta bränslerika, vilket sänker förbränningstemperaturen. Detta minskar värmebelastningen på motorn och möjliggör billigare material och ett förenklat kylsystem. Detta kan också öka prestandan genom att sänka avgasernas medelmolekylvikt och öka effektiviteten med vilken förbränningsvärme omvandlas till kinetisk avgasenergi.

Mekaniska problem

Raketförbränningskammare drivs normalt vid ganska högt tryck, vanligtvis 10–200 bar (1–20 MPa, 150–3 000 psi). När det drivs inom betydande atmosfärstryck ger högre förbränningskammartryck bättre prestanda genom att tillåta ett större och effektivare munstycke att monteras utan att det blir kraftigt överexpanderat.

Dessa höga tryck gör dock att den yttersta delen av kammaren är under mycket stora ringspänningar – raketmotorer är tryckkärl .

Ännu värre, på grund av de höga temperaturer som skapas i raketmotorer tenderar materialen som används att ha en avsevärt sänkt arbetsdraghållfasthet.

Dessutom ställs betydande temperaturgradienter upp i kammarens och munstyckets väggar, dessa orsakar differentiell expansion av det inre fodret som skapar inre spänningar .

Akustiska problem

De extrema vibrationerna och den akustiska miljön inuti en raketmotor resulterar vanligtvis i toppspänningar långt över medelvärdena, särskilt i närvaro av orgelrörsliknande resonanser och gasturbulens.

Förbränningsinstabilitet

Förbränningen kan uppvisa oönskade instabiliteter, av plötslig eller periodisk karaktär. Trycket i insprutningskammaren kan öka tills drivmedelsflödet genom insprutningsplattan minskar; ett ögonblick senare sjunker trycket och flödet ökar, vilket injicerar mer drivmedel i förbränningskammaren som brinner en stund senare, och återigen ökar kammartrycket, vilket upprepar cykeln. Detta kan leda till trycksvängningar med hög amplitud, ofta inom ultraljudsområdet, vilket kan skada motorn. Oscillationer på ±200 psi vid 25 kHz var orsaken till fel i tidiga versioner av Titan II- missilens andrastegsmotorer. Det andra felläget är en deflagrations- till detonationsövergång ; den överljudstryckvåg som bildas i förbränningskammaren kan förstöra motorn.

Förbränningsinstabilitet var också ett problem under Atlas utveckling. Rocketdyne-motorerna som användes i Atlas-familjen visade sig lida av denna effekt i flera statiska skjuttester, och tre missiluppskjutningar exploderade på dynan på grund av grov förbränning i boostermotorerna. I de flesta fall inträffade det när man försökte starta motorerna med en "torrstart"-metod där tändmekanismen skulle aktiveras före drivmedelsinsprutningen. Under processen att bedöma Atlas för Project Mercury , var lösningen av förbränningsinstabilitet en hög prioritet, och de två sista Mercury-flygningarna hade ett uppgraderat framdrivningssystem med förbryllade injektorer och en hypergolisk tändare.

Problemet som påverkade Atlas-fordon var främst det så kallade "racetrack"-fenomenet, där brinnande drivmedel skulle virvla runt i en cirkel med allt snabbare hastigheter, och så småningom producera vibrationer starka nog att spränga motorn, vilket ledde till fullständig förstörelse av raketen. Det löstes så småningom genom att lägga till flera bafflar runt injektorns yta för att bryta upp virvlande drivmedel.

Mer signifikant var att förbränningsinstabilitet var ett problem med Saturn F-1-motorerna. Några av de tidiga enheterna som testades exploderade under statisk skjutning, vilket ledde till att injektorbafflar lades till.

I det sovjetiska rymdprogrammet visade förbränningsinstabilitet också ett problem på vissa raketmotorer, inklusive RD-107-motorn som användes i R-7-familjen och RD-216 som användes i R-14-familjen, och flera fel i dessa fordon inträffade innan problemet var löst. Sovjetiska ingenjörs- och tillverkningsprocesser löste aldrig förbränningsinstabiliteten på ett tillfredsställande sätt i större RP-1/LOX-motorer, så RD-171-motorn som användes för att driva Zenit-familjen använde fortfarande fyra mindre tryckkammare som matades av en gemensam motormekanism.

Förbränningsinstabiliteten kan framkallas av rester av rengöringslösningsmedel i motorn (t.ex. det första försöket att lansera en Titan II 1962), reflekterad stötvåg, initial instabilitet efter antändning, explosion nära munstycket som reflekteras in i förbränningskammaren, och många fler faktorer. I stabila motorkonstruktioner dämpas svängningarna snabbt; i instabila mönster kvarstår de under långa perioder. Oscillationsdämpare används ofta.

Tre olika typer av förbränningsinstabilitet förekommer:

Tuffar

En lågfrekvent oscillation i kammartrycket under 200 Hertz . Vanligtvis orsakas det av tryckvariationer i matningsledningar på grund av variationer i fordonets acceleration, när raketmotorer bygger upp dragkraft, stängs av eller stryps. Chugging kan orsaka en försämrad återkopplingsslinga, eftersom cyklisk variation i dragkraft gör att longitudinella vibrationer färdas uppför raketen, vilket gör att bränsleledningarna vibrerar, vilket i sin tur inte levererar drivmedel smidigt till motorerna. Detta fenomen är känt som " pogooscillationer " eller "pogo", uppkallat efter pogopinnen .

I värsta fall kan detta leda till skador på nyttolasten eller fordonet. Chugging kan minimeras genom att använda flera metoder, som att installera energiabsorberande anordningar på matningsledningar. Chugging kan orsaka skrik.

Surrande

En mellanfrekvensoscillation i kammartrycket mellan 200 och 1000 Hertz . Orsakas vanligtvis på grund av otillräckligt tryckfall över injektorerna. Det är i allmänhet mest irriterande, snarare än att vara skadligt. Surrande är känt för att ha negativa effekter på motorns prestanda och tillförlitlighet, främst eftersom det orsakar materialutmattning . I extrema fall kan förbränningen tvingas bakåt genom injektorerna – detta kan orsaka explosioner med monopropellanter. ^{[ citat behövs ]} Surrande kan orsaka skrik.

Skrikande

En högfrekvent oscillation i kammartrycket över 1000 Hertz , ibland kallad skrik eller skrik. Det mest omedelbart skadliga och det svåraste att kontrollera. Det beror på akustiken i förbränningskammaren som ofta kopplas till de kemiska förbränningsprocesserna som är de primära drivkrafterna för energifrigöringen, och kan leda till instabilt resonant "skrik" som vanligtvis leder till katastrofala fel på grund av förtunning av den isolerande termiska gränsen lager. Akustiska oscillationer kan exciteras av termiska processer, såsom flödet av varm luft genom ett rör eller förbränning i en kammare. Specifikt kan stående akustiska vågor inuti en kammare intensifieras om förbränningen sker mer intensivt i områden där trycket från den akustiska vågen är maximalt. Sådana effekter är mycket svåra att förutsäga analytiskt under designprocessen och har vanligtvis åtgärdats genom dyra, tidskrävande och omfattande tester, kombinerat med korrigerande åtgärder för att prova och missa.

Skrik hanteras ofta av detaljerade förändringar av injektorer, förändringar i drivmedlets kemi, förångning av drivmedlet före injektion eller användning av Helmholtz-dämpare i förbränningskamrarna för att ändra resonanslägen i kammaren. ^{[ citat behövs ]}

Testning av möjligheten till skrik görs ibland genom att explodera små explosiva laddningar utanför förbränningskammaren med ett rör inställt tangentiellt till förbränningskammaren nära injektorerna för att bestämma motorns impulssvar och sedan utvärdera tidssvaret för kammartrycket - en snabb återhämtning indikerar ett stabilt system.

Avgasljud

För alla utom de allra minsta storlekarna är raketavgaser jämfört med andra motorer i allmänhet mycket bullriga. När de hypersoniska avgaserna blandas med den omgivande luften bildas stötvågor . Rymdfärjan genererade över 200 dB(A) brus runt basen . För att minska detta, och risken för skador på nyttolasten eller skada på besättningen ovanpå traven, utrustades den mobila utskjutningsplattformen med ett ljuddämpningssystem som sprutade 1,1 miljoner liter (290 000 US gal) vatten runt basen av raketen år 41 sekunder vid lanseringen. Genom att använda detta system hölls ljudnivåerna inom lastutrymmet till 142 dB.

Ljudintensiteten från de genererade stötvågorna beror på raketens storlek och avgashastigheten . Sådana chockvågor tycks förklara de karakteristiska sprakande och knäppande ljuden som produceras av stora raketmotorer när de hörs live. Dessa brustoppar överbelastas vanligtvis mikrofoner och ljudelektronik, och är därför i allmänhet försvagade eller helt frånvarande i inspelade eller sända ljudreproduktioner. För stora raketer på nära håll kan de akustiska effekterna faktiskt döda.

Mer oroande för rymdorganisationer kan sådana ljudnivåer också skada uppskjutningsstrukturen, eller ännu värre, reflekteras tillbaka vid den jämförelsevis känsliga raketen ovan. Det är därför så mycket vatten vanligtvis används vid lanseringar. Vattensprayen ändrar luftens akustiska egenskaper och minskar eller avleder ljudenergin bort från raketen.

Generellt sett är buller som mest intensivt när en raket befinner sig nära marken, eftersom bullret från motorerna strålar upp från jetplanet och reflekteras från marken. Dessutom, när fordonet rör sig långsamt, kan lite av den kemiska energi som tillförs motorn gå till att öka raketens kinetiska energi (eftersom användbar kraft P som överförs till fordonet är P = F ∗ V { $* V}$ för dragkraft F och hastighet V ). Då försvinner den största delen av energin i avgasens samverkan med den omgivande luften, vilket ger upphov till buller. Detta buller kan reduceras något genom flamgravar med tak, genom vatteninjektion runt strålen och genom att avleda strålen i en vinkel.

Testning

Raketmotorer testas vanligtvis statiskt på en testanläggning innan de sätts i produktion. För motorer på hög höjd måste antingen ett kortare munstycke användas, eller så måste raketen testas i en stor vakuumkammare.

Säkerhet

Raketfordon har rykte om sig att vara opålitliga och farliga; särskilt katastrofala misslyckanden. I motsats till detta rykte kan noggrant designade raketer göras godtyckligt tillförlitliga. ^{[ citat behövs ]} I militär användning är raketer inte opålitliga. En av de huvudsakliga icke-militära användningarna av raketer är dock för omloppsuppskjutning. I denna applikation har premien vanligtvis placerats på minimivikt, och det är svårt att uppnå hög tillförlitlighet och låg vikt samtidigt. Dessutom, om antalet lanserade flygningar är lågt, finns det en mycket stor chans att ett konstruktions-, drift- eller tillverkningsfel orsakar förstörelse av fordonet. ^{[ citat behövs ]}

Saturnus familj (1961–1975)

Rocketdyne H-1- motorn, som användes i ett kluster av åtta i det första steget av Saturn I och Saturn IB uppskjutningsfordon , hade inga katastrofala fel i 152 motorflygningar. Pratt och Whitney RL10 -motorn, som användes i ett kluster av sex i Saturn I andra steget, hade inga katastrofala fel i 36 motorflygningar. Rocketdyne F-1- motorn, som användes i ett kluster av fem i det första steget av Saturn V , hade inga fel i 65 motorflygningar. Rocketdyne J-2- motorn, som användes i ett kluster av fem i Saturn V andra steget, och var för sig i Saturn IB andra steget och Saturn V tredje steget, hade inga katastrofala fel i 86 motorflygningar.

Rymdfärjan (1981–2011)

Rymdfärjan Solid Rocket Booster , som användes i par, orsakade ett anmärkningsvärt katastrofalt fel i 270 motorflygningar.

RS -25 , som användes i ett kluster av tre, flög i 46 renoverade motorenheter. Dessa gjorde totalt 405 motorflygningar utan några katastrofala misslyckanden under flygningen. Ett enda RS-25- motorfel inträffade under rymdfärjan Challengers STS -51-F- uppdrag. Detta misslyckande hade ingen effekt på uppdragets mål eller varaktighet.

Kemi

Raketdrivmedel kräver en hög energi per massenhet ( specifik energi ), vilket måste balanseras mot tendensen hos högenergiska drivmedel att spontant explodera. Om man antar att drivmedlens kemiska potentiella energi kan lagras säkert, resulterar förbränningsprocessen i att mycket värme frigörs. En betydande del av denna värme överförs till kinetisk energi i motorns munstycke, vilket driver raketen framåt i kombination med massan av förbränningsprodukter som frigörs.

Helst uppträder all reaktionsenergi som kinetisk energi hos avgaserna, eftersom avgashastigheten är den enskilt viktigaste prestandaparametern för en motor. Men verkliga avgasarter är molekyler , som vanligtvis har translations-, vibrations- och rotationslägen för att avleda energi. Av dessa är det bara translation som kan göra användbart arbete för fordonet, och även om energi överförs mellan lägen sker denna process på en tidsskala som långt överstiger den tid som krävs för att avgaserna ska lämna munstycket.

Ju fler kemiska bindningar en avgasmolekyl har, desto fler rotations- och vibrationslägen kommer den att ha. Följaktligen är det i allmänhet önskvärt att avgasämnena är så enkla som möjligt, med en diatomisk molekyl sammansatt av lätta, rikliga atomer såsom H2 som _är idealisk i praktiska termer. Men i fallet med en kemisk raket är väte en reaktant och reduktionsmedel , inte en produkt. Ett oxidationsmedel , oftast syre eller ett syrerikt ämne, måste införas i förbränningsprocessen, vilket tillför massa och kemiska bindningar till avgaserna.

En ytterligare fördel med lätta molekyler är att de kan accelereras till hög hastighet vid temperaturer som kan innehållas av för närvarande tillgängliga material - de höga gastemperaturerna i raketmotorer utgör allvarliga problem för konstruktionen av överlevbara motorer.

Flytande väte (LH2) och syre (LOX, eller LO2), är de mest effektiva drivmedlen när det gäller avgashastighet som har använts i stor utsträckning hittills, även om några exotiska kombinationer som involverar bor eller flytande ozon är potentiellt något bättre i teorin om olika praktiska problem skulle kunna lösas.

Det är viktigt att notera att, när man beräknar den specifika reaktionsenergin för en given drivmedelskombination, måste hela massan av drivmedlen (både bränsle och oxidationsmedel) inkluderas. Undantaget är fallet med luftandningsmotorer, som använder atmosfäriskt syre och följaktligen måste bära mindre massa för en given energiproduktion. Bränslen för bil- eller turbojetmotorer har en mycket bättre effektiv energieffekt per massaenhet drivmedel som måste transporteras, men är lika per massaenhet bränsle.

Datorprogram som förutsäger prestandan hos drivmedel i raketmotorer finns tillgängliga.

Tändning

Med vätske- och hybridraketer är omedelbar antändning av drivmedlen när de först kommer in i förbränningskammaren avgörande.

Med flytande drivmedel (men inte gasformiga) orsakar bristande antändning inom millisekunder vanligtvis att för mycket flytande drivmedel finns inuti kammaren, och om/när antändning inträffar kan mängden het gas som skapas överstiga det maximala designade trycket för kammaren, vilket orsakar en katastrofalt fel på tryckkärlet. Detta kallas ibland en hård start eller en snabb oplanerad demontering (RUD).

Tändning kan uppnås med ett antal olika metoder; en pyroteknisk laddning kan användas, en plasmabrännare kan användas, ^{[ citat behövs ]} eller elektrisk gnisttändning kan användas. Vissa kombinationer av bränsle och oxidationsmedel antänds vid kontakt ( hypergoliskt ), och icke-hypergoliska bränslen kan "antändas kemiskt" genom att bränsleledningarna tänds med hypergoliska drivmedel (populärt i ryska motorer).

Gasformiga drivmedel kommer i allmänhet inte att orsaka hårda starter , med raketer är den totala injektorarean mindre än halsen, så kammartrycket tenderar att bli det omgivande trycket före antändning och höga tryck kan inte bildas även om hela kammaren är full av brandfarlig gas vid antändning.

Fasta drivmedel antänds vanligtvis med engångspyrotekniska anordningar och förbränningen sker vanligtvis genom den totala förbrukningen av drivmedlen.

När raketkamrarna väl har antänts är de självförsörjande och tändare behövs inte och förbränningen fortsätter vanligtvis genom total förbrukning av drivmedlen. Ja, kammare tänds ofta spontant igen om de startas om efter att ha stängts av i några sekunder. Om de inte är designade för återtändning, när de kyls, kan många raketer inte startas om utan åtminstone mindre underhåll, såsom byte av den pyrotekniska tändaren eller till och med tankning av drivmedlen.

Jetfysik

Armadillo Aerospaces fyrhjuliga fordon som visar synliga band (chockdiamanter) i avgasstrålen

Raketjetplan varierar beroende på raketmotor, designhöjd, höjd, dragkraft och andra faktorer.

Kolrika avgaser från fotogenbaserade bränslen som RP-1 är ofta orange till färgen på grund av svartkroppsstrålningen från de oförbrända partiklarna, förutom de blå Svanbanden . Peroxidoxiderande raketer och väteraketstrålar innehåller till stor del ånga och är nästan osynliga för blotta ögat men lyser starkt i det ultravioletta och infraröda området. Strålar från raketer med fast drivmedel kan vara mycket synliga, eftersom drivmedlet ofta innehåller metaller som elementärt aluminium som brinner med en orange-vit låga och tillför energi till förbränningsprocessen. Raketmotorer som förbränner flytande väte och syre kommer att uppvisa ett nästan genomskinligt avgas, på grund av att det mestadels är överhettad ånga (vattenånga), plus en del oförbränt väte.

Munstycket är vanligtvis överexpanderat vid havsnivå, och avgaserna kan uppvisa synliga chockdiamanter genom en schlieren-effekt som orsakas av glödande avgaser.

Strålens form varierar för ett munstycke med fast yta eftersom expansionsförhållandet varierar med höjden: på hög höjd är alla raketer kraftigt underexpanderade, och en ganska liten andel av avgaserna hamnar faktiskt på att expandera framåt.

Typer av raketmotorer

Fysiskt driven

Typ	Beskrivning	Fördelar	Nackdelar
Vattenraket	Delvis fylld trycksatt kolsyrad dryckesbehållare med svans- och nosviktning	Mycket enkel att bygga	Höjd vanligtvis begränsad till några hundra fot eller så (världsrekord är 830 meter, eller 2 723 fot)
Kallgaspropell	En icke-förbrännande form, som används för vernier thrusters	Ej kontaminerande avgaser	Extremt låg prestanda

Kemiskt driven

Typ	Beskrivning	Fördelar	Nackdelar
Raket med fast drivmedel	Tändbar, självförsörjande blandning av fast bränsle/oxidationsmedel ("korn") med centralt hål och munstycke	Enkel, ofta inga rörliga delar , lagom bra massfraktion, rimlig I _sp . Ett tryckschema kan utformas i spannmålet.	Strypning, brännavslutning och återtändning kräver speciella konstruktioner. Hantering av problem från antändbar blandning. Lägre prestanda än flytande raketer. Om säden spricker kan det blockera munstycket med katastrofala resultat. Kornsprickor brinner och vidgas under bränningen. Tanka hårdare än att bara fylla tankar. Kan inte stängas av efter tändning; kommer att brinna tills allt fast bränsle är slut.
Hybriddrivande raket	Separat oxidationsmedel/bränsle; typiskt är oxidationsmedlet flytande och förvaras i en tank och bränslet är fast.	Ganska enkelt, fast bränsle är i huvudsak inert utan oxidationsmedel, säkrare; sprickor eskalerar inte, är gasreglage och lätta att stänga av.	Vissa oxidationsmedel är monopropellanter, kan explodera på egen hand; mekaniskt fel på fast drivmedel kan blockera munstycket (mycket sällsynt med gummerat drivmedel), centralt hål vidgas över förbränning och påverkar blandningsförhållandet negativt.
Monopropellant raket	Drivmedel (såsom hydrazin, väteperoxid eller dikväveoxid) flyter över en katalysator och sönderdelas exotermt; heta gaser släpps ut genom munstycket.	Enkel i konceptet, strypbar, låga temperaturer i förbränningskammaren	Katalysatorer kan lätt förorenas, monodrivmedel kan detonera om de förorenas eller provoceras, I _sp är kanske 1/3 av de bästa vätskorna
Bipropellant raket	Två flytande (typiskt flytande) drivmedel införs genom injektorer i förbränningskammaren och bränns.	Upp till ~99% effektiv förbränning med utmärkt blandningskontroll, gasspjäll, kan användas med turbopumpar som tillåter otroligt lätta tankar, kan vara säker med extrem försiktighet	Pumpar som behövs för hög prestanda är dyra att designa, enorma termiska flöden över förbränningskammarväggen kan påverka återanvändning, fellägen inkluderar stora explosioner, mycket VVS behövs.
Gas-gas raket	En bipropellant thruster som använder gasdrivmedel för både oxidatorn och bränslet	Högre prestanda än kallgaspropeller	Lägre prestanda än vätskebaserade motorer
Dual mode framdrivningsraket	Raketen lyfter som en bipropellant raket och övergår sedan till att använda bara ett drivmedel som monopropellant.	Enkelhet och lätt kontroll	Lägre prestanda än bipropellanter
Trepropellant raket	Tre olika drivmedel (vanligtvis väte, kolväte och flytande syre) införs i en förbränningskammare i variabla blandningsförhållanden, eller flera motorer används med fasta drivmedelsblandningsförhållanden och stryps eller stängs av	Minskar startvikten, eftersom väte är lättare; kombinerar bra dragkraft till vikt med hög genomsnittlig I _sp , förbättrar nyttolasten för uppskjutning från jorden med en ansenlig procentandel	Liknande problem som bipropellant, men med mer VVS, mer forskning och utveckling
Luftförstärkt raket	I huvudsak en ramjet där insugningsluften komprimeras och bränns med avgaserna från en raket	Mach 0 till Mach 4.5+ (kan även köras exoatmosfäriskt), bra effektivitet vid Mach 2 till 4	Liknande effektivitet som raketer vid låg hastighet eller exoatmosfärisk, inloppssvårigheter, en relativt outvecklad och outforskad typ, kylningssvårigheter, mycket bullriga, dragkraft/viktförhållande liknar ramjets.
Turborocket	En kombinerad turbojet/raket där ytterligare ett oxidationsmedel som syre tillsätts luftströmmen för att öka maximal höjd	Mycket nära befintliga konstruktioner, fungerar på mycket hög höjd, brett utbud av höjd och flyghastighet	Atmosfärisk lufthastighet begränsad till samma intervall som turbojetmotor, att bära oxidationsmedel som LOX kan vara farligt. Mycket tyngre än enkla raketer.
Förkyld jetmotor / LACE (kombinerad cykel med raket)	Insugningsluften kyls till mycket låga temperaturer vid inloppet innan den passerar genom en ramjet- eller turbojetmotor. Kan kombineras med en raketmotor för orbital insättning.	Lätt att testa på marken. Höga dragkraft/vikt-förhållanden är möjliga (~14) tillsammans med god bränsleeffektivitet över ett brett spektrum av flyghastigheter, mach 0–5,5+; denna kombination av effektivitet kan tillåta uppskjutning i omloppsbana, enstegs eller mycket snabb interkontinental färd.	Finns endast i labbprototypstadiet. Exempel inkluderar RB545 , SABRE , ATREX

Elektriskt driven

Typ	Beskrivning	Fördelar	Nackdelar
Resistojet raket (elektrisk uppvärmning)	Energi tillförs en vanligtvis inert vätska som fungerar som reaktionsmassa via Joule-uppvärmning av ett värmeelement. Kan också användas för att ge extra energi till ett monopropellant.	Effektiv där eleffekten är lägre än massan. Högre I _sp än enbart monopropellant, ca 40% högre.	Kräver mycket kraft och ger därför vanligtvis låg dragkraft.
Arcjet-raket (kemisk förbränning med hjälp av elektrisk urladdning)	Identisk med resistojet förutom att värmeelementet ersätts med en elektrisk ljusbåge, vilket eliminerar de fysiska kraven för värmeelementet.	1 600 sekunder I _sp	Mycket låg dragkraft och hög effekt, prestanda liknar jondrivning .
Variabel specifik impuls magnetoplasma raket	Mikrovågsuppvärmd plasma med magnetisk hals/munstycke	Variabel I _sp från 1 000 sekunder till 10 000 sekunder	Liknande dragkraft/vikt-förhållande med jondrivningar (värre), termiska problem, som med jondrivningar med mycket höga effektkrav för betydande dragkraft, behöver verkligen avancerade kärnreaktorer, aldrig flygs, kräver låga temperaturer för att supraledare ska fungera
Pulsad plasmapropell (elektrisk ljusbågsvärmning; avger plasma)	Plasma används för att erodera ett fast drivmedel	Hög I _sp , kan pulseras på och av för attitydkontroll	Låg energieffektivitet
Jonframdrivningssystem	Höga spänningar vid jord och plussidor	Drivs av batteri	Låg dragkraft, behöver hög spänning

Termisk

Förvärmd

Typ	Beskrivning	Fördelar	Nackdelar
Varmvattenraket	Varmvatten lagras i en tank vid hög temperatur/tryck och blir till ånga i munstycket	Enkelt, ganska säkert	Låg total prestanda på grund av tung tank; Jag _sprang under 200 sekunder

Solvärme

Den termiska solarraketen skulle använda solenergi för att direkt värma reaktionsmassan och kräver därför ingen elektrisk generator som de flesta andra former av soldriven framdrivning gör. En solvärmeraket behöver bara bära medlen för att fånga solenergi, såsom koncentratorer och speglar . Det uppvärmda drivmedlet matas genom ett konventionellt raketmunstycke för att producera dragkraft. Motorkraften är direkt relaterad till solfångarens yta och till den lokala intensiteten av solstrålningen och omvänt proportionell mot I _sp .

Typ	Beskrivning	Fördelar	Nackdelar
Solvärmeraket	Drivmedlet värms upp av solfångare	Enkel design. Med hjälp av vätedrivmedel är 900 sekunder av I _sp jämförbart med kärnkraftsraketer, utan problem och komplexitet att kontrollera en fissionsreaktion. ^{[ citat behövs ]} Förmåga att produktivt använda avfallsgasformigt väte - en oundviklig biprodukt av långvarig lagring av flytande väte i rymdens strålningsvärmemiljö - för både orbital stationshållning och attitydkontroll .	Endast användbar i rymden, eftersom dragkraften är ganska låg, men väte har traditionellt inte ansetts vara lätt att lagra i rymden, annars måttlig/låg I _sp om drivmedel med högre molekylvikt används.

Strålade termiska

Typ	Beskrivning	Fördelar	Nackdelar
Ljusstråledriven raket	Drivgas värms upp av ljusstråle (ofta laser) riktad mot fordon på avstånd, antingen direkt eller indirekt via värmeväxlare	Enkelt i princip, i princip mycket höga avgashastigheter kan uppnås	~1 MW effekt per kg nyttolast behövs för att uppnå omloppsbana, relativt höga accelerationer, lasrar blockeras av moln, dimma, reflekterat laserljus kan vara farligt, i stort sett behövs vätemonodrivmedel för bra prestanda som kräver tung tankage, vissa konstruktioner är begränsad till ~600 sekunder på grund av återutsläpp av ljus eftersom drivmedel/värmeväxlare blir vitvarm
Mikrovågsstråldriven raket	Drivmedel värms upp av mikrovågsstråle riktad mot fordonet på avstånd	I _sp är jämförbar med Nuclear Thermal raket i kombination med T/W jämförbar med konventionell raket. Medan LH ₂ -drivmedlet erbjuder den högsta I _sp och raketnyttolastfraktionen, är ammoniak eller metan ekonomiskt överlägsna för jord-till-omloppsraketer på grund av deras speciella kombination av hög densitet och I _sp . SSTO -drift är möjlig med dessa drivmedel även för små raketer, så det finns inga begränsningar för plats, bana och stötar som läggs till av raketinställningsprocessen. Mikrovågor är 10-100× billigare i $/watt än lasrar och fungerar i alla väder vid frekvenser under 10 GHz.	0,3–3 MW effekt per kg nyttolast behövs för att uppnå omloppsbana beroende på drivmedlet, och detta medför infrastrukturkostnader för stråldirektören plus relaterade FoU-kostnader. Koncept som verkar i millimetervågsområdet måste kämpa med vädertillgänglighet och strålriktare på hög höjd samt effektiva sändardiametrar som mäter 30–300 meter för att driva ett fordon till LEO. Koncept som fungerar i X-band eller lägre måste ha effektiva sändardiametrar mätt i kilometer för att uppnå en tillräckligt fin stråle för att följa ett fordon till LEO. Sändarna är för stora för att passa på mobila plattformar och så mikrovågsdrivna raketer är begränsade att skjuta upp nära fasta stråldirektörer.

Kärnenergi

Typ	Beskrivning	Fördelar	Nackdelar
Radioisotopraket/"Poodle thruster" (radioaktiv sönderfallsenergi)	Värme från radioaktivt sönderfall används för att värma väte	Cirka 700–800 sekunder, nästan inga rörliga delar	Lågt dragkraft/viktförhållande.
Kärntermisk raket (kärnklyvningsenergi)	Drivmedel (vanligtvis väte) leds genom en kärnreaktor för att värma upp till hög temperatur	I _sp kan vara hög, kanske 900 sekunder eller mer, över enhetlig dragkraft/vikt-förhållande med vissa mönster	Maximal temperatur begränsas av materialteknik, vissa radioaktiva partiklar kan förekomma i avgaser i vissa konstruktioner, kärnreaktoravskärmning är tung, sannolikt inte tillåten från jordens yta, dragkraft/viktförhållandet är inte högt.

Kärn

Kärnkraftsframdrivning inkluderar en mängd olika framdrivningsmetoder som använder någon form av kärnreaktion som sin primära kraftkälla. Olika typer av nukleär framdrivning har föreslagits, och några av dem testade, för rymdfarkostapplikationer:

Typ	Beskrivning	Fördelar	Nackdelar
Gashärdreaktorraket (kärnklyvningsenergi)	Kärnreaktion med användning av en gasformig fissionsreaktor i intim kontakt med drivmedel	Mycket varmt drivmedel, inte begränsat av att hålla reaktorn fast, I _sp mellan 1 500 och 3 000 sekunder men med mycket hög dragkraft	Svårigheter att värma upp drivmedel utan att förlora klyvbara ämnen i avgaserna, massiva termiska problem, särskilt för munstycke/halsregion, avgaser som är nästan naturligt mycket radioaktiva. Varianter av nukleära glödlampor kan innehålla klyvbara ämnen, men skär I _sp på mitten.
Fissionsfragmentraket (kärnklyvningsenergi)	Fissionsprodukter töms direkt för att ge dragkraft.		Endast teoretiskt vid denna tidpunkt.
Fissionssegel (kärnklyvningsenergi)	Ett segelmaterial är belagt med klyvbart material på ena sidan.	Inga rörliga delar, fungerar i stora utrymmen	Endast teoretiskt vid denna tidpunkt.
Nukleär saltvattenraket (kärnklyvningsenergi)	Kärnsalter hålls i lösning och får reagera vid munstycket	Mycket hög I _sp , mycket hög dragkraft	Termiska problem i munstycket, drivmedel kan vara instabila, mycket radioaktiva avgaser. Endast teoretiskt vid denna tidpunkt.
Nukleär pulsframdrivning (exploderande fissions-/fusionsbomber)	Formade kärnvapenbomber detoneras bakom fordonet och sprängningen fångas av en "skjutplatta"	Mycket hög I _sp , mycket hög dragkraft/vikt-förhållande, no show-stoppare är kända för denna teknik.	Aldrig testad, tryckplattan kan kasta av sig fragment på grund av chock, minimistorleken för kärnvapenbomber är fortfarande ganska stor, dyr i liten skala, kärnkraftsavtalsproblem, nedfall när den används under jordens magnetosfär.
Antimateriakatalyserad kärnpulsframdrivning (klyvnings- och/eller fusionsenergi)	Nukleär pulsframdrivning med antimateriahjälp för mindre bomber	Mindre fordon kan vara möjligt	Inneslutning av antimateria, produktion av antimateria i makroskopiska mängder är för närvarande inte genomförbart. Endast teoretiskt vid denna tidpunkt.
Fusionsraket (kärnfusionsenergi)	Fusion används för att värma drivmedel	Mycket hög avgashastighet	Till stor del bortom den nuvarande teknikens ståndpunkt.
Antimateriaraket (förintelseenergi)	Antimateriaförintelse värmer upp drivmedlet	Extremt energisk, mycket hög teoretisk avgashastighet	Problem med produktion och hantering av antimateria; energiförluster i neutriner , gammastrålar , myoner ; termiska problem. Endast teoretiskt vid denna tidpunkt.

Historien om raketmotorer

Enligt romaren Aulus Gellius skrifter var det tidigaste kända exemplet på jetframdrivning ca. 400 f.Kr., när en grekisk pythagoras vid namn Archytas , drev en träfågel längs trådar med hjälp av ånga. Den var dock inte kraftfull nog att lyfta under sin egen dragkraft.

Aeolipilen som beskrevs under det första århundradet f.Kr., ofta känd som Heros motor , bestod av ett par ångraketmunstycken monterade på ett lager . Det skapades nästan två årtusenden före den industriella revolutionen men principerna bakom det var inte väl förstått, och det utvecklades inte till en praktisk kraftkälla.

Tillgången till svartkrut för att driva projektiler var en föregångare till utvecklingen av den första fasta raketen. Kinesiska taoistiska alkemister från 800-talet upptäckte svartkrut i ett sökande efter livets elixir ; denna oavsiktliga upptäckt ledde till eldpilar som var de första raketmotorerna som lämnade marken.

Det anges ^{[ av vem? ]} att "antändarnas reaktiva krafter antagligen inte tillämpades på framdrivning av projektiler före 1200-talet". En vändpunkt inom rakettekniken uppstod med ett kort manuskript med titeln Liber Ignium ad Comburendos Hostes (förkortat som The Book of Fires ) . Manuskriptet är sammansatt av recept för att skapa brandvapen från mitten av det åttonde till slutet av 1200-talet - varav två är raketer. Det första receptet kräver att en del kolofonium och svavel tillsätts till sex delar salpeter (kaliumnitrat) löst i lagerolja , förs sedan in i ihåligt trä och tänds för att "plötsligt flyga iväg till vilken plats du vill och bränna upp allt". Det andra receptet kombinerar ett pund svavel, två pund träkol och sex pund saltpeter - allt fint pudrat på en marmorplatta. Denna pulverblandning packas stadigt i en lång och smal låda. Införandet av salpeter i pyrotekniska blandningar kopplade övergången från slungad grekisk eld till självgående raketer. .

Artiklar och böcker om ämnet raketer dök upp alltmer från femtonde till sjuttonde århundradena. På 1500-talet skrev den tyske militäringenjören Conrad Haas (1509–1576) ett manuskript som introducerade konstruktionen av flerstegsraketer.

Raketmotorer togs också i bruk av Tippu Sultan , kungen av Mysore . Dessa bestod vanligtvis av ett rör av mjukt hamrat järn, cirka 20 cm långt och 3,8–7,6 fastspänt vid en axel cm i diameter, stängt i ena änden, packat med svartkrutsdrivmedel och av bambu cirka 120 cm lång. En raket som bär omkring ett pund pulver kunde färdas nästan 1 000 yards (910 m). Dessa "raketer", utrustade med svärd, skulle färdas flera meter i luften innan de kom ner med svärdeggarna vända mot fienden. Dessa användes mycket effektivt mot det brittiska imperiet.

Moderna raketer

Långsam utveckling av denna teknik fortsatte fram till det senare 1800-talet, när ryske Konstantin Tsiolkovsky först skrev om flytande raketmotorer . Han var den första som utvecklade Tsiolkovsky-raketekvationen , även om den inte publicerades allmänt på några år.

De moderna fast- och flytande motorerna blev verklighet tidigt på 1900-talet, tack vare den amerikanske fysikern Robert Goddard . Goddard var den första som använde ett De Laval-munstycke på en raketmotor med fast drivmedel (krut), vilket fördubblade dragkraften och ökade effektiviteten med en faktor på cirka tjugofem. Detta var födelsen av den moderna raketmotorn. Han beräknade från sin oberoende raketekvation att en raket av rimlig storlek, som använder fast bränsle, kunde placera en nyttolast på ett pund på månen.

Opel RAK.1 - Världens första offentliga flygning av ett bemannat raketdrivet plan den 30 september 1929

Fritz von Opel var avgörande för att popularisera raketer som framdrivningsmedel. På 1920-talet initierade han tillsammans med Max Valier , medgrundare av "Verein für Raumschiffahrt", världens första raketprogram, Opel-RAK , vilket ledde till hastighetsrekord för bilar, järnvägsfordon och den första bemannade raketdrivna flygningen i September 1929. Månader tidigare 1928 nådde en av hans raketdrivna prototyper, Opel RAK2, piloterad av von Opel själv på AVUS speedway i Berlin en rekordhastighet på 238 km/h, sett av 3000 åskådare och världsmedia. Ett världsrekord för järnvägsfordon nåddes med RAK3 och en topphastighet på 256 km/h. Efter dessa framgångar piloterade von Opel världens första offentliga raketdrivna flygning med Opel RAK.1 , ett raketplan designat av Julius Hatry . Världsmedia rapporterade om dessa ansträngningar, inklusive UNIVERSAL Newsreel i USA, som orsakade en enorm global upphetsning i allmänheten som "Raketen-Rummel" eller "Rocket Rumble", och i synnerhet i Tyskland, där bland annat Wernher von Braun var starkt influerad . Den stora depressionen ledde till ett slut på Opel-RAK -programmet, men Max Valier fortsatte ansträngningarna. Efter att ha bytt från raketer med fast bränsle till flytande bränsle dog han under testning och anses vara den första dödsfallet i den gryende rymdåldern.

Eran av raketmotorer för flytande bränsle

Goddard började använda flytande drivmedel 1921, och 1926 blev han den första att skjuta upp en flytande raket. Goddard banade väg för användningen av De Laval-munstycket, lätta drivmedelstankar, små lätta turbopumpar, dragkraftsvektor, den smidigt strypande flytande bränslemotorn, regenerativ kylning och ridåkylning.

Under slutet av 1930-talet undersökte tyska vetenskapsmän, som Wernher von Braun och Hellmuth Walter , installation av flytande raketer i militärflygplan ( Heinkel He 112 , He 111 , He 176 och Messerschmitt Me 163 ).

Turbopumpen användes av tyska forskare under andra världskriget. Fram till dess hade kylningen av munstycket varit problematisk, och den A4 använde utspädd alkohol för bränslet, vilket reducerade förbränningstemperaturen tillräckligt.

Etappvis förbränning ( Замкнутая схема ) föreslogs först av Alexey Isaev 1949. Den första stegvisa förbränningsmotorn var S1.5400 som användes i den sovjetiska planetraketen, designad av Melnikov, en tidigare assistent till Isaev. Ungefär samtidigt (1959) Nikolai Kuznetsov arbetet med den slutna motorn NK-9 för Korolevs orbital ICBM, GR-1. Kuznetsov utvecklade senare den designen till NK-15- och NK-33- motorerna för den misslyckade Lunar N1-raketen .

I väst byggdes den första laboratoriets förbränningstestmotor i Tyskland 1963 av Ludwig Boelkow .

Väteperoxid-/fotogendrivna motorer som 1950-talets brittiska Gamma använde en sluten cykelprocess genom att katalytiskt sönderdela peroxiden för att driva turbiner före förbränning med fotogen i själva förbränningskammaren. Detta gav effektivitetsfördelarna med stegvis förbränning, utan de stora tekniska problemen.

Motorer för flytande väte utvecklades först framgångsrikt i Amerika: RL-10 -motorn flög först 1962. Dess efterträdare, Rocketdyne J-2 , användes i Apollo-programmets Saturn V- raket för att skicka människor till månen. Den höga specifika impulsen och låga densiteten av flytande väte sänkte det övre stegets massa och den totala storleken och kostnaden för fordonet.

Rekordet för flest motorer på en raketflygning är 44, satt av NASA 2016 på en Black Brant .

Se även

Jämförelse av orbitala raketmotorer
Jetdämpning , en effekt av avgasstrålen från en raket som tenderar att bromsa ett fordons rotationshastighet
Modell raketmotor klassificering bokstäver motorer
NERVA (Nuclear Energy for Rocket Vehicle Applications), ett amerikanskt kärnkraftsraketprogram
Foton raket
Project Prometheus , NASAs utveckling av kärnkraftsframdrivning för långvarig rymdfärd, påbörjades 2003

Anteckningar

externa länkar

Värmemotorer
Carnot motor Fluidyne Gasturbin Varm luft Jet Minto hjul Foto-Carnot motor Kolv Kolvlös (roterande) Rijke rör Raket Split-singel Ånga (fram- och återgående) Ångturbin Aeolipile Stirling Termoakustisk Manson motor
Beale nummer Väst nummer
Tidslinje för värmemotorteknik
Termodynamisk cykel

Myndighetskontroll
Nationalbibliotek	Tyskland Israel Förenta staterna Japan Tjeckien
Övrig	NARA