Удельный импульс

Удельный импульс (обычно сокращенно $I sp$ ) является мерой того, насколько эффективно двигатель реактивной массы , такой как ракета, использующая топливо, или реактивный двигатель, использующий топливо, генерирует тягу .

Двигательная установка с более высоким удельным импульсом более эффективно использует массу топлива. В случае ракеты это означает, что для данной дельта- v требуется меньше топлива . ^[1]^[2] так что транспортное средство, прикрепленное к двигателю, может более эффективно набирать высоту и скорость.

Двигательные системы

Для двигателей, таких как двигатели с холодным газом, реактивная масса которых представляет собой только топливо, которое они несут, удельный импульс точно пропорционален эффективной скорости выхлопных газов.

В атмосфере

В контексте атмосферы удельный импульс может включать в себя вклад в импульс, обеспечиваемый массой внешнего воздуха, который ускоряется двигателем, например, за счет сгорания топлива или внешнего гребного винта. Реактивные двигатели и турбовентиляторные двигатели используют внешний воздух как для сгорания, так и для перепуска, и поэтому имеют гораздо более высокий удельный импульс, чем ракетные двигатели.

Для воздушно-реактивных двигателей учитывается только масса топлива, а не масса воздуха, проходящего через двигатель. Сопротивление воздуха и неспособность двигателя сохранять высокий удельный импульс при высокой скорости горения являются ограничивающими факторами скорости расхода топлива. Если бы не сопротивление воздуха и уменьшение расхода топлива во время полета, удельный импульс был бы прямой мерой эффективности двигателя в преобразовании массы топлива в поступательный импульс.

Удельный импульс, выраженный в израсходованной массе пороха, имеет единицы расстояния за время, что представляет собой условную скорость, называемую эффективной скоростью истечения . Это выше фактической скорости выхлопных газов, поскольку масса воздуха для горения не учитывается. Фактическая и эффективная скорости истечения в ракетных двигателях, работающих в вакууме, одинаковы.

Общие соображения

Количество топлива может быть измерено либо в единицах массы, либо в весе. Если используется масса, удельный импульс — это импульс на единицу массы, который, как показывает анализ размеров, имеет единицы скорости, в частности, эффективную скорость выхлопа . Поскольку система СИ основана на массе, этот тип анализа обычно выполняется в метрах в секунду. Если используется система единиц измерения, основанная на силе, импульс делится на вес пороха (вес является мерой силы), в результате чего получаются единицы времени (секунды). Эти две формулировки отличаются друг от друга стандартным ускорением свободного падения ( g ₀ ) у поверхности Земли.

Скорость изменения импульса ракеты (включая ее топливо) в единицу времени равна тяге. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива требуется для создания заданной тяги в течение заданного времени и тем эффективнее топливо. Это не следует путать с физической концепцией энергоэффективности , которая может снижаться по мере увеличения удельного импульса, поскольку двигательные системы, дающие высокий удельный импульс, требуют для этого большой энергии. ^[3]

тягу Не следует путать и удельный импульс. Тяга — это сила, создаваемая двигателем, и она зависит от количества реактивной массы, проходящей через двигатель. Удельный импульс измеряет импульс, производимый на единицу топлива, и пропорционален скорости истечения. Тяга и удельный импульс связаны конструкцией и топливом рассматриваемого двигателя, но эта связь незначительна. Например, двухкомпонентное топливо LH ₂ /LO ₂ обеспечивает более высокий $I sp$ , но меньшую тягу, чем RP-1 / LO _2, из-за того, что выхлопные газы имеют меньшую плотность и более высокую скорость ( H ₂ O по сравнению с CO ₂ и H ₂ O). Во многих случаях двигательные установки с очень высоким удельным импульсом (некоторые ионные двигатели достигают 10 000 секунд) производят низкую тягу. ^[4]

При расчете удельного импульса учитывается только топливо, находившееся на автомобиле перед использованием. Таким образом, для химической ракеты масса топлива будет включать как топливо, так и окислитель . В ракетной технике более тяжелый двигатель с более высоким удельным импульсом может быть не так эффективен для набора высоты, расстояния или скорости, как более легкий двигатель с более низким удельным импульсом, особенно если последний двигатель обладает более высокой тяговооруженностью . Это важная причина того, что большинство конструкций ракет имеют несколько ступеней. Первая ступень оптимизирована для работы с высокой тягой, чтобы разгонять последующие ступени с более высоким удельным импульсом на большие высоты, где они могут работать более эффективно.

Единицы

Различные эквивалентные измерения характеристик ракетных двигателей в единицах СИ и США.
	Удельный импульс		Эффективный скорость выхлопа	Специфическое топливо потребление
	По весу	По массе	Эффективный скорость выхлопа	Специфическое топливо потребление
И	= $х$ с	= 9,80665· $x$ Н·с/кг	= 9,80665 · $х$ м/с	= 101,972/ $x$ г/(кН·с)
Обычные единицы США	= $х$ с	= $x$ фунт-сила·с/фунт	= 32,17405· $х$ фут/с	= 3600/ $x$ фунт/(фунт-сила·ч)

Наиболее распространенной единицей измерения удельного импульса является вторая, поскольку значения одинаковы независимо от того, выполняются ли расчеты в единицах СИ , британских или обычных единицах США. Почти все производители указывают производительность двигателя в секундах, и эта единица также полезна для определения производительности двигателя самолета. ^[5]

Использование метров в секунду для определения эффективной скорости выхлопа также достаточно распространено. Единица интуитивно понятна при описании ракетных двигателей, хотя эффективная скорость выхлопа двигателей может значительно отличаться от фактической скорости выхлопа, особенно в с газогенераторным циклом двигателях . Для воздушно-реактивных двигателей эффективная скорость истечения не имеет физического смысла, хотя ее можно использовать в целях сравнения. ^[6]

Метры в секунду численно эквивалентны ньютон-секундам на кг (Н·с/кг), а измерения удельного импульса в системе СИ могут быть записаны в любых взаимозаменяемых единицах. В этой единице подчеркивается определение удельного импульса как импульса на единицу массы пороха.

Удельный расход топлива обратно пропорционален удельному импульсу и измеряется в г/(кН·с) или фунтах/(фунт-сила-час). Удельный расход топлива широко используется для описания характеристик воздушно-реактивных двигателей. ^[7]

Удельный импульс в секундах

Удельный импульс, измеряемый в секундах, фактически означает, за сколько секунд данное топливо в сочетании с данным двигателем может разогнать свою собственную начальную массу до 1 г. Чем дольше он может ускорять собственную массу, тем больше дельта-V он передает всей системе.

Другими словами, для конкретного двигателя и массы конкретного топлива удельный импульс измеряет, как долго этот двигатель может оказывать непрерывную силу (тягу) до полного сгорания этой массы топлива. Определенная масса более энергоплотного топлива может гореть в течение более длительного времени, чем какое-то менее энергоплотное топливо, созданное для приложения той же силы при горении в двигателе. Различные конструкции двигателей, сжигающие одно и то же топливо, могут не одинаково эффективно направлять энергию топлива в эффективную тягу.

Для всех транспортных средств удельный импульс (импульс на единицу массы топлива на Земле) в секундах можно определить по следующему уравнению: ^[8]

$F_{\text{thrust}}=g_{0}\cdot I_{\text{sp}}\cdot {\dot {m}},$

где:

$F_{\text{thrust}}$ тяга, получаемая от двигателя ( ньютоны или фунты-силы ),
$g_{0}$ — стандартная сила тяжести , которая номинально равна силе тяжести на поверхности Земли (м/с ² или фут/с ²),
$I_{\text{sp}}$ измеряемый удельный импульс (секунды),
${\dot {m}}$ - массовый расход израсходованного пороха (кг/с или снарядов /с)

Английская единица массы фунт используется чаще, чем пуля, и при использовании фунтов в секунду для массового расхода удобнее выражать стандартную силу тяжести как 1 фунт-сила на фунт массы. Обратите внимание, что это эквивалентно 32,17405 фут/с2, но выражено в более удобных единицах. Это дает:

$F_{\text{thrust}}=I_{\text{sp}}\cdot {\dot {m}}\cdot \left(1\mathrm {\frac {lbf}{lbm}} \right).$

I _sp в секундах — это время, в течение которого ракетный двигатель может генерировать тягу при наличии количества топлива, вес которого равен тяге двигателя.

Преимущество этой рецептуры в том, что ее можно использовать для ракет, где вся реакционная масса находится на борту, а также для самолетов, где большая часть реакционной массы забирается из атмосферы. Кроме того, он дает результат, не зависящий от используемых единиц измерения (при условии, что используемая единица времени — секунда).

Удельный импульс различных реактивных двигателей (SSME — главный двигатель космического корабля «Шаттл» )

Ракетная техника

В ракетостроении единственной реактивной массой является топливо, поэтому удельный импульс рассчитывается альтернативным методом, дающим результаты с единицами секунды. Удельный импульс определяется как тяга, интегрированная во времени на единицу массы топлива на Земле: ^[9]

$I_{\text{sp}}={\frac {v_{\text{e}}}{g_{0}}},$

где

$I_{\text{sp}}$ – удельный импульс, измеряемый в секундах,
$v_{\text{e}}$ - средняя скорость выхлопа вдоль оси двигателя (в м/с или футах/с),
$g_{0}$ стандартная сила тяжести (в м/с ² или фут/с ²).

В ракетах из-за атмосферных воздействий удельный импульс меняется с высотой, достигая максимума в вакууме. Это связано с тем, что скорость выхлопа является не просто функцией давления в камере сгорания, а функцией разницы между внутренней и внешней частью камеры сгорания . Значения обычно приводятся для работы на уровне моря («sl») или в вакууме («vac»).

Удельный импульс как эффективная скорость истечения

Из-за геоцентрического фактора g ₀ в уравнении удельного импульса многие предпочитают альтернативное определение. Удельный импульс ракеты можно определить как тягу на единицу массового расхода топлива. Это столь же действенный (и в некотором смысле несколько более простой) способ определения эффективности ракетного топлива. Для ракеты удельный импульс, определяемый таким образом, представляет собой просто эффективную скорость истечения относительно ракеты v _e . «В реальных соплах ракет скорость истечения на самом деле не является одинаковой по всему выходному сечению, и такие профили скорости трудно измерить точно. однородная осевая скорость v _e Для всех расчетов, в которых используются одномерные описания задач, предполагается . Эта эффективная скорость истечения представляет собой среднюю или массовую эквивалентную скорость, с которой топливо выбрасывается из ракеты». ^[10] Два определения удельного импульса пропорциональны друг другу и связаны друг с другом следующим образом: $v_{\text{e}}=g_{0}\cdot I_{\text{sp}},$ где

$I_{\text{sp}}$ – удельный импульс в секундах,
$v_{\text{e}}$ — удельный импульс, измеренный в м/с , который совпадает с эффективной скоростью выхлопа, измеренной в м/с (или фут/с, если g выражено в фут/с). ²),
$g_{0}$ — стандартная сила тяжести , 9,80665 м/с. ² (в обычных единицах США 32,174 фута/с ²).

Это уравнение справедливо и для воздушно-реактивных двигателей, но на практике используется редко.

(Обратите внимание, что иногда используются разные символы; например, c также иногда обозначает скорость выхлопа. Хотя символ $I_{\text{sp}}$ логически можно использовать для удельного импульса в единицах (Н·с ³)/(м·кг); во избежание путаницы желательно зарезервировать это значение для удельного импульса, измеряемого в секундах.)

Это связано с тягой или поступательной силой ракеты уравнением: ^[11] $F_{\text{thrust}}=v_{\text{e}}\cdot {\dot {m}},$ где ${\dot {m}}$ - массовый расход топлива, который представляет собой скорость уменьшения массы транспортного средства.

Ракета должна нести с собой все топливо, поэтому масса несгоревшего топлива должна ускоряться вместе с самой ракетой. Минимизация массы топлива, необходимой для достижения заданного изменения скорости, имеет решающее значение для создания эффективных ракет. Уравнение ракеты Циолковского показывает, что для ракеты с заданной пустой массой и заданным количеством топлива общее изменение скорости, которое она может достичь, пропорционально эффективной скорости истечения.

Космический корабль без двигательной установки следует по орбите, определяемой его траекторией и любым гравитационным полем. Отклонения от соответствующего режима скорости (они называются Δ v ) достигаются путем направления выхлопной массы в направлении, противоположном направлению желаемого изменения скорости.

Фактическая скорость выхлопа по сравнению с эффективной скоростью выхлопа

Когда двигатель работает в атмосфере, скорость выхлопа снижается под действием атмосферного давления, что, в свою очередь, снижает удельный импульс. Это снижение эффективной скорости истечения по сравнению с фактической скоростью истечения, достигаемой в условиях вакуума. В случае ракетных двигателей с газогенераторным циклом присутствует более одного потока выхлопных газов, поскольку выхлопные газы турбонасоса выходят через отдельное сопло. Расчет эффективной скорости выхлопа требует усреднения двух массовых расходов, а также учета любого атмосферного давления. ^{[ нужна ссылка ]}

Для воздушно-реактивных двигателей, особенно турбовентиляторных , фактическая скорость истечения и эффективная скорость истечения различаются на порядки. Это происходит по нескольким причинам. Во-первых, значительный дополнительный импульс достигается за счет использования воздуха в качестве реакционной массы, так что продукты сгорания в выхлопных газах имеют большую массу, чем сгоревшее топливо. Затем инертные газы в атмосфере поглощают тепло от сгорания и за счет возникающего расширения создают дополнительную тягу. Наконец, в турбовентиляторных двигателях и других конструкциях еще большая тяга создается за счет давления на всасываемый воздух, который никогда не подвергается непосредственному сгоранию. Все это в совокупности обеспечивает лучшее соответствие между воздушной скоростью и скоростью выхлопа, что экономит энергию/горючее и значительно увеличивает эффективную скорость выхлопа, одновременно снижая фактическую скорость выхлопа. ^{[ нужна ссылка ]} Опять же, это связано с тем, что масса воздуха не учитывается при расчете удельного импульса, таким образом весь момент тяги относят к массе топливного компонента выхлопных газов и опускают реакционную массу, инертный газ и влияние выхлопных газов. вентиляторы на общую эффективность двигателя из рассмотрения.

По сути, импульс выхлопа двигателя включает в себя гораздо больше, чем просто топливо, но расчет удельного импульса игнорирует все, кроме топлива. Несмотря на то, что эффективная скорость выхлопа для воздушно-реактивного двигателя кажется бессмысленной в контексте фактической скорости выхлопа, она все же полезна для сравнения абсолютной топливной эффективности различных двигателей.

Плотность удельного импульса

Соответствующая мера, удельный импульс плотности , иногда также называемый импульсом плотности и обычно обозначаемый сокращенно $I s d,$ представляет собой произведение среднего удельного веса данной топливной смеси и удельного импульса. ^[12] Хотя он и менее важен, чем удельный импульс, он является важной мерой при проектировании ракеты-носителя, поскольку низкий удельный импульс подразумевает, что для хранения топлива потребуются баки большего размера, что, в свою очередь, окажет отрицательное влияние на соотношение масс ракеты-носителя . ^[13]

Удельный расход топлива

Удельный импульс обратно пропорционален удельному расходу топлива (SFC) по соотношению $I sp = 1/(g o \cdotSFC)$ для SFC в кг/(Н·с) и $I sp = 3600/SFC$ для SFC в фунтах/(фунт-сила) . ·час).

Примеры

Ракетные двигатели в вакууме
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	ТСФК		Я _сп (по весу)	Я _сп (по массе)
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	фунт/фунт-сила·ч	г/кН·с	с	РС
Merlin 1D	liquid fuel	2013	Falcon 9	12	330	310	3000
Avio P80	solid fuel	2006	Vega stage 1	13	360	280	2700
Avio Zefiro 23	solid fuel	2006	Vega stage 2	12.52	354.7	287.5	2819
Avio Zefiro 9A	solid fuel	2008	Vega stage 3	12.20	345.4	295.2	2895
RD-843	liquid fuel		Vega upper stage	11.41	323.2	315.5	3094
Kuznetsov NK-33	liquid fuel	1970s	N-1F, Soyuz-2-1v stage 1	10.9	308	331^[14]	3250
NPO Energomash RD-171M	liquid fuel		Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3F stage 1	10.7	303	337	3300
LE-7A	cryogenic		H-IIA, H-IIB stage 1	8.22	233	438	4300
Snecma HM-7B	cryogenic		Ariane 2, 3, 4, 5 ECA upper stage	8.097	229.4	444.6	4360
LE-5B-2	cryogenic		H-IIA, H-IIB upper stage	8.05	228	447	4380
Aerojet Rocketdyne RS-25	cryogenic	1981	Space Shuttle, SLS stage 1	7.95	225	453^[15]	4440
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2	cryogenic		Delta III, Delta IV, SLS upper stage	7.734	219.1	465.5	4565
NERVA NRX A6	nuclear	1967				869

Реактивные двигатели с подогревом , статика, уровень моря
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	ТСФК		Я _сп (по весу)	Я _сп (по массе)
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	фунт/фунт-сила·ч	г/кН·с	с	РС
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado	2.5^[16]	70.8	1440	14120
GE F101-GE-102	turbofan	1970s	B-1B	2.46	70	1460	14400
Tumansky R-25-300	turbojet		MIG-21bis	2.206^[16]	62.5	1632	16000
GE J85-GE-21	turbojet		F-5E/F	2.13^[16]	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	turbofan		F-16E/F	2.09^[16]	59.2	1722	16890
Honeywell/ITEC F125	turbofan		F-CK-1	2.06^[16]	58.4	1748	17140
Snecma M53-P2	turbofan		Mirage 2000C/D/N	2.05^[16]	58.1	1756	17220
Snecma Atar 09C	turbojet		Mirage III	2.03^[16]	57.5	1770	17400
Snecma Atar 09K-50	turbojet		Mirage IV, 50, F1	1.991^[16]	56.4	1808	17730
GE J79-GE-15	turbojet		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	1.965	55.7	1832	17970
Saturn AL-31F	turbofan		Su-27/P/K	1.96^[17]	55.5	1837	18010
GE F110-GE-129	turbofan		F-16C/D, F-15EX	1.9^[16]	53.8	1895	18580
Soloviev D-30F6	turbofan		MiG-31, S-37/Su-47	1.863^[16]	52.8	1932	18950
Lyulka AL-21F-3	turbojet		Su-17, Su-22	1.86^[16]	52.7	1935	18980
Klimov RD-33	turbofan	1974	MiG-29	1.85	52.4	1946	19080
Saturn AL-41F-1S	turbofan		Su-35S/T-10BM	1.819	51.5	1979	19410
Volvo RM12	turbofan	1978	Gripen A/B/C/D	1.78^[16]	50.4	2022	19830
GE F404-GE-402	turbofan		F/A-18C/D	1.74^[16]	49	2070	20300
Kuznetsov NK-32	turbofan	1980	Tu-144LL, Tu-160	1.7	48	2100	21000
Snecma M88-2	turbofan	1989	Rafale	1.663	47.11	2165	21230
Eurojet EJ200	turbofan	1991	Eurofighter	1.66–1.73	47–49^[18]	2080–2170	20400–21300

Сухие реактивные двигатели , статические, на уровне моря
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	ТСФК		Я _сп (по весу)	Я _сп (по массе)
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	фунт/фунт-сила·ч	г/кН·с	с	РС
GE J85-GE-21	turbojet		F-5E/F	1.24^[16]	35.1	2900	28500
Snecma Atar 09C	turbojet		Mirage III	1.01^[16]	28.6	3560	35000
Snecma Atar 09K-50	turbojet		Mirage IV, 50, F1	0.981^[16]	27.8	3670	36000
Snecma Atar 08K-50	turbojet		Super Étendard	0.971^[16]	27.5	3710	36400
Tumansky R-25-300	turbojet		MIG-21bis	0.961^[16]	27.2	3750	36700
Lyulka AL-21F-3	turbojet		Su-17, Su-22	0.86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	turbojet		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	0.85	24.1	4240	41500
Snecma M53-P2	turbofan		Mirage 2000C/D/N	0.85^[16]	24.1	4240	41500
Volvo RM12	turbofan	1978	Gripen A/B/C/D	0.824^[16]	23.3	4370	42800
RR Turbomeca Adour	turbofan	1999	Jaguar retrofit	0.81	23	4400	44000
Honeywell/ITEC F124	turbofan	1979	L-159, X-45	0.81^[16]	22.9	4440	43600
Honeywell/ITEC F125	turbofan		F-CK-1	0.8^[16]	22.7	4500	44100
PW J52-P-408	turbojet		A-4M/N, TA-4KU, EA-6B	0.79	22.4	4560	44700
Saturn AL-41F-1S	turbofan		Su-35S/T-10BM	0.79	22.4	4560	44700
Snecma M88-2	turbofan	1989	Rafale	0.782	22.14	4600	45100
Klimov RD-33	turbofan	1974	MiG-29	0.77	21.8	4680	45800
RR Pegasus 11-61	turbofan		AV-8B+	0.76	21.5	4740	46500
Eurojet EJ200	turbofan	1991	Eurofighter	0.74–0.81	21–23^[18]	4400–4900	44000–48000
GE F414-GE-400	turbofan	1993	F/A-18E/F	0.724^[19]	20.5	4970	48800
Kuznetsov NK-32	turbofan	1980	Tu-144LL, Tu-160	0.72-0.73	20–21	4900–5000	48000–49000
Soloviev D-30F6	turbofan		MiG-31, S-37/Su-47	0.716^[16]	20.3	5030	49300
Snecma Larzac	turbofan	1972	Alpha Jet	0.716	20.3	5030	49300
IHI F3	turbofan	1981	Kawasaki T-4	0.7	19.8	5140	50400
Saturn AL-31F	turbofan		Su-27 /P/K	0.666-0.78^[17]^[19]	18.9–22.1	4620–5410	45300–53000
RR Spey RB.168	turbofan		AMX	0.66^[16]	18.7	5450	53500
GE F110-GE-129	turbofan		F-16C/D, F-15	0.64^[19]	18	5600	55000
GE F110-GE-132	turbofan		F-16E/F	0.64^[19]	18	5600	55000
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado ECR	0.637^[16]	18.0	5650	55400
PW F119-PW-100	turbofan	1992	F-22	0.61^[19]	17.3	5900	57900
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado	0.598^[16]	16.9	6020	59000
GE F101-GE-102	turbofan	1970s	B-1B	0.562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	turbofan		B-52H, NB-52H	0.52^[16]	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	turbofan		RQ-4, MQ-4C	0.39^[16]	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	turbofan	1980s	B-2	0.375^[16]	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	turbofan	1980s	U-2S	0.375^[16]	10.6	9600	94000
General Electric CF6-50C2	turbofan		A300, DC-10-30	0.371^[16]	10.5	9700	95000
GE TF34-GE-100	turbofan		A-10	0.37^[16]	10.5	9700	95000
CFM CFM56-2B1	turbofan		C-135, RC-135	0.36^[20]	10	10000	98000
Progress D-18T	turbofan	1980	An-124, An-225	0.345	9.8	10400	102000
PW F117-PW-100	turbofan		C-17	0.34^[21]	9.6	10600	104000
PW PW2040	turbofan		Boeing 757	0.33^[21]	9.3	10900	107000
CFM CFM56-3C1	turbofan		737 Classic	0.33	9.3	11000	110000
GE CF6-80C2	turbofan		744, 767, MD-11, A300/310, C-5M	0.307-0.344	8.7–9.7	10500–11700	103000–115000
EA GP7270	turbofan		A380-861	0.299^[19]	8.5	12000	118000
GE GE90-85B	turbofan		777-200/200ER/300	0.298^[19]	8.44	12080	118500
GE GE90-94B	turbofan		777-200/200ER/300	0.2974^[19]	8.42	12100	118700
RR Trent 970-84	turbofan	2003	A380-841	0.295^[19]	8.36	12200	119700
GE GEnx-1B70	turbofan		787-8	0.2845^[19]	8.06	12650	124100
RR Trent 1000C	turbofan	2006	787-9	0.273^[19]	7.7	13200	129000

Реактивные двигатели , круизный
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	ТСФК		Я _сп (по весу)	Я _сп (по массе)
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	фунт/фунт-сила·ч	г/кН·с	с	РС
	Ramjet		Mach 1	4.5	130	800	7800
J-58	turbojet	1958	SR-71 at Mach 3.2 (Reheat)	1.9^[16]	53.8	1895	18580
RR/Snecma Olympus	turbojet	1966	Concorde at Mach 2	1.195^[22]	33.8	3010	29500
PW JT8D-9	turbofan		737 Original	0.8^[23]	22.7	4500	44100
Honeywell ALF502R-5	GTF		BAe 146	0.72^[21]	20.4	5000	49000
Soloviev D-30KP-2	turbofan		Il-76, Il-78	0.715	20.3	5030	49400
Soloviev D-30KU-154	turbofan		Tu-154M	0.705	20.0	5110	50100
RR Tay RB.183	turbofan	1984	Fokker 70, Fokker 100	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-3	turbofan	1982	Challenger, CRJ100/200	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-8E	turbofan		E170/175	0.68	19.3	5290	51900
Honeywell TFE731-60	GTF		Falcon 900	0.679^[24]	19.2	5300	52000
CFM CFM56-2C1	turbofan		DC-8 Super 70	0.671^[21]	19.0	5370	52600
GE CF34-8C	turbofan		CRJ700/900/1000	0.67-0.68	19–19	5300–5400	52000–53000
CFM CFM56-3C1	turbofan		737 Classic	0.667	18.9	5400	52900
CFM CFM56-2A2	turbofan	1974	E-3, E-6	0.66^[20]	18.7	5450	53500
RR BR725	turbofan	2008	G650/ER	0.657	18.6	5480	53700
CFM CFM56-2B1	turbofan		C-135, RC-135	0.65^[20]	18.4	5540	54300
GE CF34-10A	turbofan		ARJ21	0.65	18.4	5540	54300
CFE CFE738-1-1B	turbofan	1990	Falcon 2000	0.645^[21]	18.3	5580	54700
RR BR710	turbofan	1995	G. V/G550, Global Express	0.64	18	5600	55000
GE CF34-10E	turbofan		E190/195	0.64	18	5600	55000
General Electric CF6-50C2	turbofan		A300B2/B4/C4/F4, DC-10-30	0.63^[21]	17.8	5710	56000
PowerJet SaM146	turbofan		Superjet LR	0.629	17.8	5720	56100
CFM CFM56-7B24	turbofan		737 NG	0.627^[21]	17.8	5740	56300
RR BR715	turbofan	1997	717	0.62	17.6	5810	56900
GE CF6-80C2-B1F	turbofan		747-400	0.605^[22]	17.1	5950	58400
CFM CFM56-5A1	turbofan		A320	0.596	16.9	6040	59200
Aviadvigatel PS-90A1	turbofan		Il-96-400	0.595	16.9	6050	59300
PW PW2040	turbofan		757-200	0.582^[21]	16.5	6190	60700
PW PW4098	turbofan		777-300	0.581^[21]	16.5	6200	60800
GE CF6-80C2-B2	turbofan		767	0.576^[21]	16.3	6250	61300
IAE V2525-D5	turbofan		MD-90	0.574^[25]	16.3	6270	61500
IAE V2533-A5	turbofan		A321-231	0.574^[25]	16.3	6270	61500
RR Trent 700	turbofan	1992	A330	0.562^[26]	15.9	6410	62800
RR Trent 800	turbofan	1993	777-200/200ER/300	0.560^[26]	15.9	6430	63000
Progress D-18T	turbofan	1980	An-124, An-225	0.546	15.5	6590	64700
CFM CFM56-5B4	turbofan		A320-214	0.545	15.4	6610	64800
CFM CFM56-5C2	turbofan		A340-211	0.545	15.4	6610	64800
RR Trent 500	turbofan	1999	A340-500/600	0.542^[26]	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	turbofan	2014	737 MAX	0.53-0.56	15–16	6400–6800	63000–67000
Aviadvigatel PD-14	turbofan	2014	MC-21-310	0.526	14.9	6840	67100
RR Trent 900	turbofan	2003	A380	0.522^[26]	14.8	6900	67600
GE GE90-85B	turbofan		777-200/200ER	0.52^[21]^[27]	14.7	6920	67900
GE GEnx-1B76	turbofan	2006	787-10	0.512^[23]	14.5	7030	69000
PW PW1400G	GTF		MC-21	0.51^[28]	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1C	turbofan	2013	C919	0.51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1A	turbofan	2013	A320neo family	0.51^[28]	14.4	7100	69000
RR Trent 7000	turbofan	2015	A330neo	0.506^[a]	14.3	7110	69800
RR Trent 1000	turbofan	2006	787	0.506^[b]	14.3	7110	69800
RR Trent XWB-97	turbofan	2014	A350-1000	0.478^[c]	13.5	7530	73900
PW 1127G	GTF	2012	A320neo	0.463^[23]	13.1	7780	76300

Удельный импульс различных двигательных технологий
Двигатель	Эффективная скорость выхлопа (м/с)	Удельный импульс (с)	Удельная энергия выхлопных газов (МДж/кг)
Турбореактивный реактивный двигатель ( фактическая V ~ 300 м/с)	29,000	3,000	Прибл. 0,05
Твердотопливный ракетный ускоритель космического корабля "Шаттл"	2,500	250	3
Жидкий кислород – жидкий водород	4,400	450	9.7
НСТАР ^[29] электростатический ксеноново-ионный двигатель	20,000–30,000	1,950–3,100
NEXT Электростатический ксеноново-ионный двигатель	40,000	1,320–4,170
ВАСИМР Прогнозы ^[30]^[31]^[32]	30,000–120,000	3,000–12,000	1,400
Электростатический ионный двигатель DS4G ^[33]	210,000	21,400	22,500
Идеальная фотонная ракета ^[д]	299,792,458	30,570,000	89,875,517,874

Пример удельного импульса, измеренного во времени, составляет 453 секунды, что эквивалентно эффективной скорости выхлопа 4,440 км/с (14 570 футов/с) для двигателей RS-25 при работе в вакууме. ^[34] Воздушно-реактивный двигатель обычно имеет гораздо больший удельный импульс, чем ракета; например, турбовентиляторный реактивный двигатель может иметь удельный импульс 6000 секунд или более на уровне моря, тогда как у ракеты он будет составлять от 200 до 400 секунд. ^[35]

Таким образом, воздушно-реактивный двигатель гораздо более эффективен по топливу, чем ракетный двигатель, поскольку воздух служит реакционной массой и окислителем для сгорания, который не нужно нести в качестве топлива, а фактическая скорость выхлопа намного ниже, поэтому кинетическая энергия выхлопные газы уносятся ниже, и поэтому реактивный двигатель использует гораздо меньше энергии для создания тяги. ^[36] Хотя фактическая скорость выхлопа ниже для воздушно-реактивных двигателей, эффективная скорость выхлопа очень высока для реактивных двигателей. Это связано с тем, что расчет эффективной скорости выхлопа предполагает, что переносимое топливо обеспечивает всю реакционную массу и всю тягу. Следовательно, эффективная скорость выхлопа не имеет физического значения для воздушно-реактивных двигателей; тем не менее, он полезен для сравнения с другими типами двигателей. ^[37]

Самый высокий удельный импульс химического топлива, когда-либо испытанного в ракетном двигателе, составил 542 секунды (5,32 км/с) с трехкомпонентным топливом из лития , фтора и водорода . Однако такое сочетание непрактично. Литий и фтор чрезвычайно агрессивны, литий воспламеняется при контакте с воздухом, фтор воспламеняется при контакте с большинством видов топлива, а водород, хотя и не гиперголический, представляет собой опасность взрыва. Фтор и фтороводород (HF) в выхлопных газах очень токсичны, что наносит вред окружающей среде, затрудняет работу на стартовой площадке и значительно затрудняет получение лицензии на запуск. Выхлопы ракеты также ионизируются, что будет мешать радиосвязи с ракетой. ^[38]^[39]^[40]

Ядерные тепловые ракетные двигатели отличаются от обычных ракетных двигателей тем, что энергия подается к топливам за счет внешнего ядерного источника тепла вместо теплоты сгорания . ^[41] Ядерная ракета обычно работает, пропуская жидкий газообразный водород через работающий ядерный реактор. Испытания в 1960-х годах дали удельные импульсы около 850 секунд (8340 м / с), что примерно вдвое больше, чем у двигателей космического корабля «Шаттл». ^[42]

Различные другие методы ракетного движения, такие как ионные двигатели , дают гораздо более высокий удельный импульс, но с гораздо меньшей тягой; например, двигатель на эффекте Холла на спутнике SMART-1 имеет удельный импульс 1640 с (16,1 км / с), но максимальную тягу всего 68 мН (0,015 фунта-силы). ^[43] Магнитоплазменный ракетный двигатель с регулируемым удельным импульсом (VASIMR), который в настоящее время находится в разработке, теоретически будет развивать скорость от 20 до 300 км/с (от 66 000 до 984 000 футов/с) и максимальную тягу 5,7 Н (1,3 фунта-силы). ^[44]

См. также

Реактивный двигатель
Импульс
Уравнение ракеты Циолковского
Системный импульс
Удельная энергия
Стандартная гравитация
Удельный расход топлива — расход топлива на единицу тяги.
Удельная тяга — тяга на единицу воздуха для канального двигателя.
Теплотворная способность
Плотность энергии
Дельта-в (физика)
Ракетное топливо
Жидкое ракетное топливо

Примечания

Ссылки

^ «Что такое удельный импульс?» . Группа качественных рассуждений. Архивировано из оригинала 4 июля 2016 года . Проверено 22 декабря 2009 г.
^ Хатчинсон, Ли (14 апреля 2013 г.). «Новый ракетный двигатель F-1B модернизирует конструкцию эпохи Аполлона с тягой 1,8 миллиона фунтов» . Арс Техника . Проверено 15 апреля 2013 г. Мерой топливной эффективности ракеты называется ее удельный импульс (сокращенно «ISP» — или, точнее, Isp)… «Массовый удельный импульс… описывает эффективность химической реакции, создающую тягу, и его легче всего измерить. считается величиной силы тяги, создаваемой каждым фунтом (массой) топлива и окислителя, сгоревшими в единицу времени. Это что-то вроде меры миль на галлон (миль на галлон) для ракет».
^ «Межзвездный зонд с лазерным двигателем (презентация)» . Архивировано из оригинала 2 октября 2013 года . Проверено 16 ноября 2013 г.
^ «Обзор миссии» . исследовать Марсноу . Проверено 23 декабря 2009 г.
^ «Специальный импульс» . www.grc.nasa.gov .
^ «Что такое удельный импульс?» . www.qrg.northwestern.edu .
^ «Удельный расход топлива» . www.grc.nasa.gov . Проверено 13 мая 2021 г.
^ Элементы ракетного движения, 7-е издание Джорджа П. Саттона, Oscar Biblarz
^ Бенсон, Том (11 июля 2008 г.). «Специальный импульс» . НАСА . Проверено 22 декабря 2009 г.
^ Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2016). Элементы ракетного движения . Джон Уайли и сыновья. п. 27. ISBN 978-1-118-75388-0 .
^ Томас А. Уорд (2010). Аэрокосмические двигательные установки . Джон Уайли и сыновья. п. 68. ИСБН 978-0-470-82497-9 .
^ Плотность удельного импульса . Проверено 20 сентября 2022 г. {{cite encyclopedia}}: |website= игнорируется ( помогите )
^ «Ракетное топливо» . braeunig.us . Проверено 20 сентября 2022 г.
^ «НК33» . Энциклопедия космонавтики.
^ «ССМЕ» . Энциклопедия космонавтики.
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к ^л ^м ^н ^тот ^п ^д ^р ^с ^т ^в ^v ^В ^х ^и ^С ^аа ^аб ^и ^{объявление} ^но ^из ^в Натан Мейер (21 марта 2005 г.). «Технические характеристики военных турбореактивных/турбореактивных двигателей» . Архивировано из оригинала 11 февраля 2021 года.
^ Перейти обратно: ^а ^б «Фланкер» . Международный журнал AIR . 23 марта 2017 г.
^ Перейти обратно: ^а ^б «Турбовентиляторный двигатель EJ200» (PDF) . МТУ Аэро Двигатели. Апрель 2016.
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к Коттас, Ангелос Т.; Бозудис, Михаил Н.; Мадас, Майкл А. «Оценка эффективности турбовентиляторного авиационного двигателя: комплексный подход с использованием двухступенчатой сети VSBM DEA» (PDF) . дои : 10.1016/j.omega.2019.102167 .
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» (PDF) . п. 126. ИСБН 9782952938013 .
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к Натан Мейер (3 апреля 2005 г.). «Характеристики гражданских турбореактивных/турбовентиляторных двигателей» . Архивировано из оригинала 17 августа 2021 года.
^ Перейти обратно: ^а ^б Илан Кроо. «Сведения о больших турбовентиляторных двигателях» . Проектирование самолетов: синтез и анализ . Стэнфордский университет. Архивировано из оригинала 11 января 2017 года.
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с Дэвид Калвар (2015). «Интеграция турбовентиляторных двигателей в предварительный проект высокопроизводительного ближне- и среднемагистрального пассажирского самолета и анализ топливной эффективности с помощью доработанного программного обеспечения для параметрического проектирования самолетов» (PDF) .
^ «Веб-страница Школы аэронавтики и астронавтики Пердью — TFE731» .
^ Перейти обратно: ^а ^б Ллойд Р. Дженкинсон и др. (30 июля 1999 г.). «Проектирование гражданских реактивных самолетов: файл данных двигателя» . Эльзевир/Баттерворт-Хайнеманн.
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д «Газотурбинные двигатели» (PDF) . Авиационная неделя . 28 января 2008 г. стр. 137–138.
^ Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» . ISBN 9782952938013 .
^ Перейти обратно: ^а ^б Владимир Карнозов (19 августа 2019 г.). «Авиадвигатель» рассматривает возможность замены ПС-90А ПД-14 большей тяги» . АЙН онлайн .
^ Летные характеристики ионной двигательной установки NSTAR в миссии Deep Space One . Материалы аэрокосмической конференции. IEEExplore. 2000. дои : 10.1109/AERO.2000.878373 .
^ Гловер, Тим В.; Чанг Диас, Франклин Р.; Сквайр, Джаред П.; Якобсен, Верлин; Чейверс, Д. Грегори; Картер, Марк Д. «Основные результаты VASIMR и текущие цели» (PDF) .
^ Кэссиди, Леонард Д.; Лонгмьер, Бенджамин В.; Олсен, Крис С.; Балленджер, Максвелл Г.; Маккаскилл, Грег Э.; Ильин Андрей Владимирович; Картер, Марк Д.; Гловерк, Тим В.; Сквайр, Джаред П.; Чанг, Франклин Р.; Беринг III, Эдгар А. (28 июля 2010 г.). «Результаты производительности VASIMR R» (PDF) . www.adastra.com .
^ «Vasimr VX 200 соответствует требованиям полной энергоэффективности» . spacefellowship.com . Проверено 13 мая 2021 г.
^ «ЕКА и австралийская команда совершили прорыв в области космических двигателей» . Cordis.europa.eu . 18 января 2006 г.
^ «ССМЕ» . www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 3 марта 2016 года.
^ «11.6 Характеристики реактивных двигателей» . web.mit.edu .
^ Данн, Брюс П. (2001). «Readme Данна» . Архивировано из оригинала 20 октября 2013 года . Проверено 12 июля 2014 г.
^ «Эффективная скорость выхлопа | инженерия» . Британская энциклопедия .
^ «Топливо – Где сейчас находится литий-фтор-водородный трехкомпонентный топливный материал?» . Обмен стеками по исследованию космоса .
^ Арбит, Х.; Клапп, С.; Нагай, К. (1968). «Исследование трехкомпонентной литий-фтор-водородной системы» . 4-я Объединенная специализированная конференция г.г. дои : 10.2514/6.1968-618 .
^ ARBIT, HA, CLAPP, SD, NAGAI, CK, Исследование литий-фтор-водородного топлива. Итоговый отчет НАСА, 1 мая 1970 г.
^ «Офис космического движения и анализа полетов» . Архивировано из оригинала 12 апреля 2011 года . Проверено 20 июля 2011 г.
^ Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства, Ядерные двигатели в космосе , заархивировано из оригинала 11 декабря 2021 года , получено 24 февраля 2021 года.
^ «Характеристика ксенонового двигателя с высоким удельным импульсом на эффекте Холла | Mendeley» . Архивировано из оригинала 24 марта 2012 года . Проверено 20 июля 2011 г.
^ Ад Астра (23 ноября 2010 г.). «VASIMR® VX-200 СООТВЕТСТВУЕТ ПОЛНОЙ ЭНЕРГОЭФФЕКТИВНОСТИ» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 30 октября 2012 года . Проверено 23 июня 2014 г.

^ На 10 % лучше, чем Трент 700.
^ На 10 % лучше, чем Трент 700.
^ Преимущество в расходе топлива на 15 процентов по сравнению с оригинальным двигателем Trent.
^ Гипотетическое устройство, выполняющее идеальное преобразование массы в фотоны, испускаемые идеально выровненными так, чтобы быть антипараллельными желаемому вектору тяги. Это представляет собой теоретический верхний предел двигательной установки, основанной исключительно на бортовом топливе и принципе ракеты.

Внешние ссылки

[QRG1-1] «Что такое удельный импульс?» . Группа качественных рассуждений. Архивировано из оригинала 4 июля 2016 года . Проверено 22 декабря 2009 г.

[ars20130414-2] Хатчинсон, Ли (14 апреля 2013 г.). «Новый ракетный двигатель F-1B модернизирует конструкцию эпохи Аполлона с тягой 1,8 миллиона фунтов» . Арс Техника . Проверено 15 апреля 2013 г. Мерой топливной эффективности ракеты называется ее удельный импульс (сокращенно «ISP» — или, точнее, Isp)… «Массовый удельный импульс… описывает эффективность химической реакции, создающую тягу, и его легче всего измерить. считается величиной силы тяги, создаваемой каждым фунтом (массой) топлива и окислителя, сгоревшими в единицу времени. Это что-то вроде меры миль на галлон (миль на галлон) для ракет».

[3] «Межзвездный зонд с лазерным двигателем (презентация)» . Архивировано из оригинала 2 октября 2013 года . Проверено 16 ноября 2013 г.

[exploreMarsnow-4] «Обзор миссии» . исследовать Марсноу . Проверено 23 декабря 2009 г.

[5] «Специальный импульс» . www.grc.nasa.gov .

[6] «Что такое удельный импульс?» . www.qrg.northwestern.edu .

[7] «Удельный расход топлива» . www.grc.nasa.gov . Проверено 13 мая 2021 г.

[sutton-8] Элементы ракетного движения, 7-е издание Джорджа П. Саттона, Oscar Biblarz

[SINasa-9] Бенсон, Том (11 июля 2008 г.). «Специальный импульс» . НАСА . Проверено 22 декабря 2009 г.

[10] Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2016). Элементы ракетного движения . Джон Уайли и сыновья. п. 27. ISBN 978-1-118-75388-0 .

[11] Томас А. Уорд (2010). Аэрокосмические двигательные установки . Джон Уайли и сыновья. п. 68. ИСБН 978-0-470-82497-9 .

[12] Плотность удельного импульса . Проверено 20 сентября 2022 г. {{cite encyclopedia}}: |website= игнорируется ( помогите )

[13] «Ракетное топливо» . braeunig.us . Проверено 20 сентября 2022 г.

[14] «НК33» . Энциклопедия космонавтики.

[15] «ССМЕ» . Энциклопедия космонавтики.

[jetenginenet-16] Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к ^л ^м ^н ^тот ^п ^д ^р ^с ^т ^в ^v ^В ^х ^и ^С ^аа ^аб ^и ^{объявление} ^но ^из ^в Натан Мейер (21 марта 2005 г.). «Технические характеристики военных турбореактивных/турбореактивных двигателей» . Архивировано из оригинала 11 февраля 2021 года.

[flanker-17] Перейти обратно: ^а ^б «Фланкер» . Международный журнал AIR . 23 марта 2017 г.

[mtu-18] Перейти обратно: ^а ^б «Турбовентиляторный двигатель EJ200» (PDF) . МТУ Аэро Двигатели. Апрель 2016.

[uomgr-19] Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к Коттас, Ангелос Т.; Бозудис, Михаил Н.; Мадас, Майкл А. «Оценка эффективности турбовентиляторного авиационного двигателя: комплексный подход с использованием двухступенчатой сети VSBM DEA» (PDF) . дои : 10.1016/j.omega.2019.102167 .

[cfm562-20] Перейти обратно: ^а ^б ^с Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» (PDF) . п. 126. ИСБН 9782952938013 .

[civjetenginenet-21] Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к Натан Мейер (3 апреля 2005 г.). «Характеристики гражданских турбореактивных/турбовентиляторных двигателей» . Архивировано из оригинала 17 августа 2021 года.

[Large_Turbofan_Engines-22] Перейти обратно: ^а ^б Илан Кроо. «Сведения о больших турбовентиляторных двигателях» . Проектирование самолетов: синтез и анализ . Стэнфордский университет. Архивировано из оригинала 11 января 2017 года.

[tumde-23] Перейти обратно: ^а ^б ^с Дэвид Калвар (2015). «Интеграция турбовентиляторных двигателей в предварительный проект высокопроизводительного ближне- и среднемагистрального пассажирского самолета и анализ топливной эффективности с помощью доработанного программного обеспечения для параметрического проектирования самолетов» (PDF) .

[tfe731-24] «Веб-страница Школы аэронавтики и астронавтики Пердью — TFE731» .

[jenkinson-25] Перейти обратно: ^а ^б Ллойд Р. Дженкинсон и др. (30 июля 1999 г.). «Проектирование гражданских реактивных самолетов: файл данных двигателя» . Эльзевир/Баттерворт-Хайнеманн.

[AvWeek28jan2008-26] Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д «Газотурбинные двигатели» (PDF) . Авиационная неделя . 28 января 2008 г. стр. 137–138.

[elodieroux-27] Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» . ISBN 9782952938013 .

[AIN19aug2019-28] Перейти обратно: ^а ^б Владимир Карнозов (19 августа 2019 г.). «Авиадвигатель» рассматривает возможность замены ПС-90А ПД-14 большей тяги» . АЙН онлайн .

[NSTAR_performance-32] Летные характеристики ионной двигательной установки NSTAR в миссии Deep Space One . Материалы аэрокосмической конференции. IEEExplore. 2000. дои : 10.1109/AERO.2000.878373 .

[33] Гловер, Тим В.; Чанг Диас, Франклин Р.; Сквайр, Джаред П.; Якобсен, Верлин; Чейверс, Д. Грегори; Картер, Марк Д. «Основные результаты VASIMR и текущие цели» (PDF) .

[34] Кэссиди, Леонард Д.; Лонгмьер, Бенджамин В.; Олсен, Крис С.; Балленджер, Максвелл Г.; Маккаскилл, Грег Э.; Ильин Андрей Владимирович; Картер, Марк Д.; Гловерк, Тим В.; Сквайр, Джаред П.; Чанг, Франклин Р.; Беринг III, Эдгар А. (28 июля 2010 г.). «Результаты производительности VASIMR R» (PDF) . www.adastra.com .

[35] «Vasimr VX 200 соответствует требованиям полной энергоэффективности» . spacefellowship.com . Проверено 13 мая 2021 г.

[36] «ЕКА и австралийская команда совершили прорыв в области космических двигателей» . Cordis.europa.eu . 18 января 2006 г.

[38] «ССМЕ» . www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 3 марта 2016 года.

[39] «11.6 Характеристики реактивных двигателей» . web.mit.edu .

[40] Данн, Брюс П. (2001). «Readme Данна» . Архивировано из оригинала 20 октября 2013 года . Проверено 12 июля 2014 г.

[41] «Эффективная скорость выхлопа | инженерия» . Британская энциклопедия .

[42] «Топливо – Где сейчас находится литий-фтор-водородный трехкомпонентный топливный материал?» . Обмен стеками по исследованию космоса .

[43] Арбит, Х.; Клапп, С.; Нагай, К. (1968). «Исследование трехкомпонентной литий-фтор-водородной системы» . 4-я Объединенная специализированная конференция г.г. дои : 10.2514/6.1968-618 .

[44] ARBIT, HA, CLAPP, SD, NAGAI, CK, Исследование литий-фтор-водородного топлива. Итоговый отчет НАСА, 1 мая 1970 г.

[45] «Офис космического движения и анализа полетов» . Архивировано из оригинала 12 апреля 2011 года . Проверено 20 июля 2011 г.

[46] Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства, Ядерные двигатели в космосе , заархивировано из оригинала 11 декабря 2021 года , получено 24 февраля 2021 года.

[47] «Характеристика ксенонового двигателя с высоким удельным импульсом на эффекте Холла | Mendeley» . Архивировано из оригинала 24 марта 2012 года . Проверено 20 июля 2011 г.

[48] Ад Астра (23 ноября 2010 г.). «VASIMR® VX-200 СООТВЕТСТВУЕТ ПОЛНОЙ ЭНЕРГОЭФФЕКТИВНОСТИ» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 30 октября 2012 года . Проверено 23 июня 2014 г.

[29] На 10 % лучше, чем Трент 700.

[30] На 10 % лучше, чем Трент 700.

[31] Преимущество в расходе топлива на 15 процентов по сравнению с оригинальным двигателем Trent.

[ideal-37] Гипотетическое устройство, выполняющее идеальное преобразование массы в фотоны, испускаемые идеально выровненными так, чтобы быть антипараллельными желаемому вектору тяги. Это представляет собой теоретический верхний предел двигательной установки, основанной исключительно на бортовом топливе и принципе ракеты.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]

[13]

[14]

[15]

[16]

[17]

[18]

[19]

[20]

[21]

[22]

[23]

[24]

[25]

[26]

[27]

[28]

[a]

[b]

[c]

[29]

[30]

[31]

[32]

[33]

[д]

[34]

[35]

[36]

[37]

[38]

[39]

[40]

[41]

[42]

[43]

[44]