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 одинаковы в ракетных двигателях, работающих в вакууме.

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 системе СИ , британских единицах или обычных единицах измерения 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 дольше, 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, полученная 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 челнока )

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 фут/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 воздействия 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

Связанная с этим 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 резервуары 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 $I sp = 1/(г o \cdotSFC)$ 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 смысла 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 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 показали 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 иметь 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 Эксплуатационные 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 ВЕХЕ 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, осуществляющее 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 Эксплуатационные 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 ВЕХЕ 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, осуществляющее 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]