우주공간을 비행할 수 있는 추진기관(推進機關)을 가진 비행체. 즉, 우주개발의 기본적인 도구로서 연료와 산화제를 가지고 있으며, 고온·고압의 연료가스를 발생하고 이것을 분출시켜 그 반동력으로 전진하는 비행체를 말한다.

제트기와 로켓의 차이점은, 제트기는 가솔린만 내장(內藏)하고 이것을 연소시키는 데 필요한 산소는 대기 속에서 빨아들이는데, 로켓은 연료와 함께 산소도 내장하고 있어 공기가 필요없다는 점이다.

일반적인 로켓엔진은 화학추진제를 연소시키는 연소실과 연소실에서 만들어진 가스를 가속하여 방향성을 갖게 하기 위한 노즐로 구성되어 있다.

뉴턴의 운동법칙에 따르면, F = ma(F:힘, m:질량, a:가속도)이므로 단위시간에 추진제의 질량을 노즐에서 가속하면 질량이 가속되는 방향과 반대방향에 추력이 생긴다. 요컨대 연소실에서 추진제를 연소시켜 만들어진 가스를 노즐로 방향성을 줌으로써 그 반대방향에 추력이 생겨 대기(大氣)가 없는 우주공간에서도 비행할 수 있게 된다.

〈추진제〉 추진제(propellant)는 운동량을 떠맡는 것이라는 뜻이다. 화학추진제를 사용할 경우 고체 또는 액체상태였던 것을 연소실 내에서 연소시키면 발생하는 열에 가열되어 가스 상태가 되고, 팽창하여 운동에너지를 가진다. 연소실이 밀폐상태이면 팽창한 가스에 의해서 내부는 고압이 되지만, 연소실 뒷부분에는 압력이 낮은 노즐부가 있으므로 가스는 노즐을 향해 흐르게 되고, 압력은 흐름의 속도로 변한다.

이와 같은 원리에 따르면 추진제는 고열을 발하는 열에너지원(源)이라야 함과 동시에 열에너지를 운동에너지로 바꾸는 작용을 하는 것이라야 한다. 따라서 연료인 동시에 연소하는 데 필요한 산소를 함유하고, 또한 가스가 되어 팽창하는 정도가 큰 것을 추진제로 선택하게 된다.

그러나 추진제는 반드시 가연성(可燃性)인 것이어야 할 필요는 없다. 예를 들면, 원자로(原子爐) 또는 전기로(電氣爐)를 열원(熱源)으로 하고, 추진제가 이 노(爐)의 내부를 통과하는 동안에 가열되어 가스로서 팽창하여 노즐에서 가속하면 추력이 된다. 일반적으로 개발되어 이용되고 있는 로켓은 화학추진제를 사용하고, 연소에 의해서 가스를 발생시켜 노즐에서 가속하는 형식의 것인데, 추진제가 고체상태인 것과 액체상태인 것으로 크게 구분된다.

고체추진제의 경우 사용하지 않은 추진제는 연소실 내에 수납(收納)되어 있으며, 그 중심부의 공동내면(空洞內面)으로부터 원주방향(圓周方向)으로 연소를 진행시키도록 되어 있는 것이 일반적이다.
이 방식에서는 초기 연소 부분과 원주에 가까운 종기(終期) 연소 부분에 각기 연소상태가 다른 추진제를 병납(倂納)해 두면, 단일(單一) 엔진으로 비행시기에 대응해서 추력을 변화시킬 수가 있다.

액체추진제의 경우, 연료와 연소에 필요한 산소보급 성분을 각각 다른 탱크에 수납하여 가스 압력원 또는 터빈펌프에 의해 연소실에 필요한 양을 공급하는 2기식(二基式:double base)과 단일액체로서 가연성의 것을 사용하는 단기식(單基式:single base)이 있다. 2기식의 것에는 혼합하면 연소가 시작되는 자연점화형과 점화수단을 필요로 하는 것이 있다.

액체추진제의 경우 특히 2기식에 있어서는 혼합비의 변화 및 연소실에 보급하는 양을 가압력(加壓力)의 변화에 따라 가감할 수 있으므로 비행계획에 적응해서 추력을 조정할 수 있는 장점이 있다.
그 반면 고체추진제 형식에 비해 구조가 복잡해지고 무게가 증가하는 단점이 있다. 어느 형식이든지 추진제의 성능은 비추력(比推力) Isp 의 값으로 나타내는 경우가 많다.

비추력은 추력을 단위시간에 소비하는 추진제의 양으로 나눈 값이며, 단위는 초(秒)로 나타낸다. 나눗수[除數]인 단위시간의 추진제량이 작고 얻어지는 추력이 크면 비추력의 값이 커지며, 값이 작은 것보다 우수하다는 결론을 얻게 된다. 그러나 너무 큰 비추력만을 추구한 나머지 다른 특성, 예를 들면 연소의 안정성이나 취급, 혹은 제작상의 난점 그리고 연료의 저장성 등 광범위한 특성도 소홀히 할 수는 없다.

따라서 현재 사용되고 있는 각종 추진제에는 반드시 비추력이 큰 것만이 선택되는 것은 아니다. 고체 로켓과 액체 로켓은 모두 화학반응에 의하여 고온가스를 만들므로 화학로켓이라고 하는데, 화학반응을 이용하지 않는 비화학 로켓에는 전기추진 로켓 또는 열전달 로켓이 있다.

전기추진 로켓은 전기를 띤 입자를 추진제로 사용하는 로켓으로서 이온로켓과 플라스마로켓이 있다. 이온로켓은 원자로에서 전기와 열을 발생시켜 세슘 등의 용액을 가열하여 양이온과 전자로 나누고, 양이온을 정전기장(靜電氣場)에 의하여 가속하여 추력으로 한다. 또 고온에서 분자가 양이온과 전자로 분리된 플라스마 상태의 가스를 전기장으로 가속하고 다시 자기장에 의하여 후방으로 휘게 하면서 가속하여 이것을 추력으로 하는 것이 플라스마로켓이다.

원자력을 사용하는 열전달 로켓은 원자에너지로 수소가스를 가열하여 배출하는 구조를 가진 것이다. 이 비화학 로켓의 특징은 가스 배출속도가 매우 크므로 비추력이 화학 로켓에 비하여 굉장히 큰 것이다. 다만 엔진 중량이 커지므로 개발단계에 있고, 장래 우주여행에 이용될 것으로 연구·개발되고 있다.
이 밖에 태양열 로켓이나 광자(光子) 로켓의 원리가 전부터 논의되고 있지만 실용화 단계는 아니다.

〈노즐〉 로켓엔진이 추력을 발생하는 것은 연소실에서 발생되는 가스를 노즐에서 가속하여 높은 속도를 부여하기 때문이다. 일반적으로 노즐의 유체가속원리(流體加速原理)는 ‘베르누이의 정리’에 입각하여, 음속(音速) 이하의 유체가 흐르는 속도는 유체가 통과하는 단면적을 좁히면 커지고, 넓히면 작아진다.

그러나 흐름의 속도가 음속에 도달하면 기체의 압축성이 현저해져서 단면적을 좁혀도 가속되지 않는다. 그래서 스웨덴의 기술자 C.G.P.데 라발(1845∼1913)은 음속인 가스의 유통로를 갑자기 넓히면 가스가 급팽창해서 그 속도를 더욱 높인다는 것에 착안, 끝조림 노즐과 확산 노즐을 조합한 이른바 라발노즐을 고안하였다.

이 노즐을 사용하면 연소실 내에서 생긴 아음속(亞音速)의 가스 흐름은 끝조림 노즐의 앞부분에서 음속에 도달하고, 다음에 확산 노즐에서 팽창하여 속도를 얻어 초음속의 흐름이 된다.

또한 2개의 노즐이 결합하는 부분을 목(throat)이라 하고, 확산 노즐의 말단부분을 출구라고 한다. 목에서 음속에 도달한 가스는 그 이후부터 팽창에 의해 출구에 이르는 사이에 속도가 증가하게 되는데, 그 팽창과 가속은 가스가 지닌 압력이 주위의 압력과 같아질 때까지 계속되어 노즐 출구의 내외 압력이 균형을 이루는 것이 이상적이다.

비행체가 상승하는 상태를 볼 때, 노즐에서 분출되는 가스의 흐름이 노즐과 평행을 이루고 있으면 거의 이상적인 상태라고 생각해도 되지만, 노즐에서 나온 후에도 확산할 때에는 가스의 압력이 아직 주위의 압력보다 높고 팽창이 계속되고 있으며 가스의 운동에너지가 낭비되고 있는 것이 된다.

또 비행체의 상승력이 크기 때문에 발사할 때에 노즐 출구의 가스 압력이 주위의 압력과 균형을 이루고 있어도, 고도가 높아지면 주위의 압력은 급속도로 저하되어 결과적으로는 균형을 이루지 못하게 된다. 이것에 대응하기 위해 노즐의 출구 면적이 가변(可變)되는 것이 실험·연구되고 있으나, 구조가 복잡해지고 중량이 무거워지는 문제가 따르기 때문에 아직 일반적으로 사용되지 않는다.

로켓엔진의 배열을 다단식으로 하고, 상승하는 동안에 차례로 고단부(高段部)를 작동시키는 방식에서는 각각의 노즐을 작동하는 고도의 압력에 맞춰서 설계할 수 있으므로 이상적인 상태에 접근시킬 수 있다. 단지 초고도용 노즐은 확산팽창 부분이 상당히 길어져서 구조강도에서 문제가 생기므로 자연한도가 있다.

한편 목과 출구의 단면적의 비를 면적비 또는 팽창비라고 하며, 노즐의 운용조건을 알기 위한 척도로 하고 있다. 또 로켓엔진의 작동 가능시간은 추진제의 총량과 단위 시간의 소비량으로 정해지므로, 추력과 작동시간의 곱(총추력)으로 총일량을 나타낸다.