Raketmassa

Raketmassa är den totala massan hos en raket vid ett givet ögonblick och innefattar allt ombord: konstruktion, motorer, nyttolast och bränsle. Vid en bränning används en del av massan som drivmedel. Startmassa (M0) är den totala massan före en bränning. Drivmedelsmassa är den mängd bränsle som används under bränningen. Torrmassa är den massa som återstår när bränslet har förbrukats; i en enkel raket motsvarar torrmassan främst konstruktion och nyttolast. Slutmassa (Mf) är massan efter att bränslet är förbrukat och är oftast lik torrmassan i en enstegs konfiguration.

Raketens prestanda styrs av hur massan förändras under bränningen. Den teoretiska hastighetsökningen Δv följer Tsiolkovskijs raketequation: Δv = Ve ln(M0/Mf), där Ve är den effektiva avgashastigheten och ln är den naturliga logaritmen. Ve relateras till Isp via Ve = Ispg0, där g0 är standard gravitation (≈9,81 m/s^2). Alltså ökar Δv med större massa-förhållande och högre effektiva avgashastighet. I praktiken påverkas resultatet av aerodynamiska förluster, gravitation och verklig motorprestanda.

I designen är målet att minimera onödig torrmassa och bränslemassa utan att kompromissa med strukturell hållbarhet och nyttolast. Många raketsystem använder flera steg som successivt minskar massan mellan bränningar. Optimering av massan är central för uppnådd prestanda, kostnadseffektivitet och uppnådda uppdrag.