Удельный импульс (обычно сокращенно I sp ) - это мера того, насколько эффективно двигатель с реактивной массой ( ракета, использующая топливо или реактивный двигатель, использующий топливо) создает тягу. Для двигателей, чья реакционная масса - это только топливо, которое они переносят, удельный импульс точно пропорционален скорости выхлопных газов.
Двигательная установка с более высоким удельным импульсом более эффективно использует массу пороха. В случае ракеты это означает меньшее количество топлива, необходимое для данной дельта-v , [1] [2], так что транспортное средство, к которому прикреплен двигатель, может более эффективно набирать высоту и скорость.
В атмосферном контексте удельный импульс может включать вклад в импульс, обеспечиваемый массой внешнего воздуха, который каким-либо образом ускоряется двигателем, например, внутренним турбовентилятором или нагревом за счет участия в сгорании топлива, затем расширения тяги или внешнего воздушного винта. Реактивные двигатели дышат внешним воздухом как для сгорания, так и для байпаса, и поэтому имеют гораздо более высокий удельный импульс, чем ракетные двигатели. Удельный импульс в единицах израсходованной массы топлива выражается в единицах расстояния за время, что является условной скоростью, называемой эффективной скоростью истечения . Это выше, чем фактическая скорость выхлопа, поскольку не учитывается масса воздуха для горения. Фактическая и эффективная скорость истечения в ракетных двигателях, работающих в вакууме, одинаковы.
Удельный импульс обратно пропорционален удельному расходу топлива (SFC) соотношением I sp = 1 / ( g o · SFC) для SFC в кг / (Н · с) и I sp = 3600 / SFC для SFC в фунтах / (фунт-силах). · Час).
Общие Соображения
Количество метательного взрывчатого вещества может быть измерено либо в единицах массы, либо в весовых единицах. Если используется масса, удельный импульс представляет собой импульс на единицу массы, который, как показывает анализ размеров, имеет единицы скорости, в частности, эффективную скорость выхлопа . Поскольку система SI основана на массе, этот тип анализа обычно выполняется в метрах в секунду. Если используется система единиц измерения силы, импульс делится на вес топлива (вес является мерой силы), в результате получается единицы времени (секунды). Эти две формулировки отличаются друг от друга стандартным ускорением свободного падения ( g 0 ) на поверхности земли.
Скорость изменения количества движения 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 более эффективным является топливо. Это не следует путать с физической концепцией энергоэффективности , которая может уменьшаться по мере увеличения удельного импульса, поскольку двигательные установки, которые дают высокий удельный импульс, требуют для этого большой энергии. [3]
Не следует путать тягу и удельный импульс. Тяга - это сила, прилагаемая двигателем, которая зависит от количества реактивной массы, протекающей через двигатель. Удельный импульс измеряет импульс, производимый на единицу топлива, и пропорционален скорости истечения. Тяга и удельный импульс связаны конструкцией и пропеллентами рассматриваемого двигателя, но эта взаимосвязь незначительна. Например, двухкомпонентное топливо LH 2 / LOx производит более высокое I sp, но меньшую тягу, чем RP-1 / LOx, из-за того, что выхлопные газы имеют более низкую плотность и более высокую скорость ( H 2 O против CO 2 и H 2 O). Во многих случаях двигательные установки с очень высоким удельным импульсом - некоторые ионные двигатели достигают 10 000 секунд - создают низкую тягу. [4]
При расчете удельного импульса учитывается только топливо, имеющееся в транспортном средстве перед использованием. Таким образом, для химической ракеты в массу ракетного топлива будет входить как топливо, так и окислитель . В ракетной технике более тяжелый двигатель с более высоким удельным импульсом может быть не таким эффективным в набирании высоты, расстояния или скорости, как более легкий двигатель с более низким удельным импульсом, особенно если последний двигатель обладает более высоким отношением тяги к массе . Это важная причина того, что большинство конструкций ракет имеют несколько ступеней. Первая ступень оптимизирована для большой тяги, чтобы поднять более поздние ступени с более высоким удельным импульсом на большие высоты, где они могут работать более эффективно.
Для двигателей с воздушным дыханием учитывается только масса топлива, а не масса воздуха, проходящего через двигатель. Сопротивление воздуха и неспособность двигателя поддерживать высокий удельный импульс при высокой скорости горения - вот почему все топливо не используется как можно быстрее.
Если бы не сопротивление воздуха и уменьшение количества топлива во время полета, удельный импульс был бы прямой мерой эффективности двигателя в преобразовании веса или массы топлива в поступательный импульс.
Единицы измерения
Удельный импульс | Эффективная скорость выхлопа | Удельный расход топлива | ||
---|---|---|---|---|
По весу | По массе | |||
SI | = х с | = 9.80665 · x Н · с / кг | = 9.80665 · x м / с | = 101,972 / x г / (кН · с) |
Английские инженерные подразделения | = х с | = x фунт-сила · с / фунт | = 32,17405 · x фут / с | = 3600 / x фунт / (фунт-сила · час) |
Наиболее распространенной единицей измерения удельного импульса является вторая, поскольку значения идентичны независимо от того, производятся ли расчеты в единицах СИ , имперских или обычных единицах. Почти все производители указывают характеристики своих двигателей в секундах, и это устройство также полезно для определения характеристик авиационных двигателей. [5]
Использование метров в секунду для определения эффективной скорости выхлопа также довольно распространено. Устройство интуитивно понятно при описании ракетных двигателей, хотя эффективная скорость выхлопа двигателей может значительно отличаться от фактической скорости выхлопа, особенно в двигателях с газогенераторным циклом . Для воздушно-реактивных двигателей эффективная скорость выхлопа не имеет физического значения, хотя ее можно использовать для сравнения. [6]
Метры в секунду численно эквивалентны ньютон-секундам на кг (Н · с / кг), а измерения удельного импульса в системе СИ могут быть взаимозаменяемы в любых единицах. [ необходима цитата ] Этот блок подчеркивает определение удельного импульса как импульс на единицу массы топлива.
Удельный расход топлива обратно пропорционален удельному импульсу и измеряется в г / (кН · с) или фунт / (фунт-сила · час). Удельный расход топлива широко используется для описания характеристик воздушно-реактивных двигателей. [7]
Удельный импульс в секундах
Единицу времени в секундах для измерения характеристик комбинации топливо / двигатель можно представить как «сколько секунд это топливо может разогнать свою начальную массу до 1 г». Чем больше секунд он может разогнать собственную массу, тем больше дельта-V он передает всей системе.
Другими словами, учитывая конкретный двигатель и фунт массы определенного топлива, удельный импульс измеряет, как долго этот двигатель может прилагать непрерывный фунт силы (тяги) до полного сгорания этого фунта топлива. Данная масса топлива с более высокой плотностью энергии может гореть дольше, чем топливо с меньшей плотностью энергии, созданное для приложения той же силы при горении в двигателе. [примечание 1] Различные конструкции двигателей, сжигающие одно и то же топливо, могут не быть одинаково эффективными при преобразовании энергии топлива в эффективную тягу. Точно так же некоторые автомобильные двигатели сконструированы лучше, чем другие, чтобы максимально использовать мили на галлон бензина, который они сжигают.
Для всех транспортных средств удельный импульс (импульс на единицу массы топлива на Земле) в секундах можно определить с помощью следующего уравнения: [8]
где:
- это тяга, полученная от двигателя ( сила в ньютонах или фунтах ),
- - стандартная сила тяжести , которая номинально представляет собой силу тяжести на поверхности Земли (м / с 2 или фут / с 2 ),
- - измеренный удельный импульс (секунды),
- - массовый расход израсходованного топлива (кг / с или снарядов / с)
Английский единица фунт масса чаще используются , чем заготовки, а также при использовании фунтов в секунду для массового расхода, преобразование постоянная г 0 становится ненужным, поскольку пробковым размерно эквивалентно фунты , деленных на г 0 :
I sp в секундах - это количество времени, в течение которого ракетный двигатель может генерировать тягу, учитывая количество топлива, вес которого равен тяге двигателя. Последний срок справа,, необходимо для согласования размеров ()
Преимущество этого состава состоит в том, что его можно использовать в ракетах, где вся реакционная масса находится на борту, а также в самолетах, где большая часть реакционной массы отбирается из атмосферы. Кроме того, он дает результат, не зависящий от используемых единиц (при условии, что единицей измерения времени является секунда).
Ракетная техника
В ракетной технике единственной реакционной массой является топливо, поэтому используется эквивалентный способ вычисления удельного импульса в секундах. Удельный импульс определяется как тяга, интегрированная во времени на единицу массы топлива на Земле: [9]
где
- удельный импульс, измеренный в секундах,
- средняя скорость выхлопа по оси двигателя (фут / с или м / с),
- - стандартная сила тяжести (в фут / с 2 или м / с 2 ).
В ракетах из-за атмосферных воздействий удельный импульс изменяется с высотой, достигая максимума в вакууме. Это связано с тем, что скорость выхлопа зависит не только от давления в камере, но и от 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 для удельного импульса многие предпочитают альтернативное определение. Удельный импульс ракеты можно определить как тягу на единицу массового расхода топлива. Это не менее действенный (и в некотором смысле несколько более простой) способ определения эффективности ракетного топлива. Для ракеты удельный импульс, определенный таким образом, представляет собой просто эффективную скорость истечения относительно ракеты v e . «В реальных ракетных соплах скорость истечения на самом деле не является равномерной по всему выходному сечению, и такие профили скорости трудно точно измерить. Для всех расчетов, в которых используется одномерное описание проблемы, предполагается однородная осевая скорость v e . Эта эффективная скорость истечения представляет собой среднюю или эквивалентную по массе скорость, с которой топливо выбрасывается из ракетного транспортного средства ". [10] Два определения удельного импульса пропорциональны друг другу и связаны друг с другом:
где
- удельный импульс в секундах,
- - удельный импульс, измеренный в м / с , который совпадает с эффективной скоростью выхлопа, измеренной в м / с (или фут / с, если g выражается в фут / с 2 ),
- - стандартная сила тяжести , 9,80665 м / с 2 (в британских единицах измерения 32,174 фут / с 2 ).
Это уравнение также справедливо для воздушно-реактивных двигателей, но редко используется на практике.
(Обратите внимание, что иногда используются разные символы; например, иногда также встречается c для скорости выхлопа. В то время как символлогично использовать для удельного импульса в единицах (Н · с ^ 3) / (м · кг); чтобы избежать путаницы, желательно зарезервировать это для конкретного импульса, измеряемого в секундах.)
Это связано с тягой , или поступательной силой, действующей на ракету, следующим уравнением: [11]
где - массовый расход топлива, то есть 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 полное изменение скорости, которое она может выполнить, пропорционально эффективной скорости истечения.
Космический корабль без двигателя движется по орбите, определяемой его траекторией и любым гравитационным полем. Отклонения от соответствующей картины скорости (они называются Δ v ) достигаются путем направления массы выхлопных газов в направлении, противоположном направлению желаемого изменения скорости.
Фактическая скорость выхлопа в зависимости от эффективной скорости выхлопа
Когда двигатель работает в атмосфере, скорость выхлопа снижается за счет атмосферного давления, что, в свою очередь, снижает удельный импульс. Это уменьшение эффективной скорости выхлопа по сравнению с фактической скоростью выхлопа, достигаемой в условиях вакуума. В случае ракетных двигателей газогенераторного цикла присутствует более одного потока выхлопных газов, так как выхлопные газы турбонасосов выходят через отдельное сопло. Расчет эффективной скорости выхлопа требует усреднения двух массовых потоков, а также учета любого атмосферного давления. [ необходима цитата ]
Для воздушно-реактивных двигателей, особенно турбовентиляторных , фактическая скорость выхлопа и эффективная скорость выхлопа различаются на порядки величины. Это связано с тем, что значительный дополнительный импульс достигается за счет использования воздуха в качестве реакционной массы. Это позволяет лучше согласовывать воздушную скорость и скорость выхлопа, что экономит энергию / топливо и значительно увеличивает эффективную скорость выхлопа при одновременном снижении фактической скорости выхлопа. [ необходима цитата ]
Примеры
Тип двигателя | Первый забег | Сценарий | Спец. расход топлива. | Удельный импульс (ы) | Эффективная скорость выхлопа (м / с) | Масса | Отношение тяги к массе (на уровне моря) | |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|
(фунт / фунт-сила · ч) | (г / кН · с) | |||||||
Твердотопливный ракетный двигатель Avio P80 | 2006 г. | Вакуум первой ступени Vega | 13 | 360 | 280 | 2700 | 16,160 фунтов (7330 кг) (пустой) | |
Твердотопливный ракетный двигатель Avio Zefiro 23 | 2006 г. | Вакуум второй ступени Vega | 12,52 | 354,7 | 287,5 | 2819 | 4266 фунтов (1935 кг) (пустой) | |
Твердотопливный ракетный двигатель Avio Zefiro 9A | 2008 г. | Третья ступень вакуума Vega | 12.20 | 345,4 | 295,2 | 2895 | 1,997 фунтов (906 кг) (пустой) | |
Жидкостный ракетный двигатель РД-843 | Вакуум верхней ступени Vega | 11,41 | 323,2 | 315,5 | 3094 | 35,1 фунта (15,93 кг) (сухой) | ||
Жидкостный ракетный двигатель Кузнецова НК-33 | 1970-е | N-1F , Союз-2-1v первой стадии вакуумной | 10.9 | 308 | 331 [12] | 3250 | 2730 фунтов (1240 кг) (сухой) | 136,8 |
НПО Энергомаш Жидкостный ракетный двигатель РД-171М | Зенит-2М , Зенит-3СЛ , Зенит-3СЛБ , Зенит-3Ф вакуум первой ступени | 10,7 | 303 | 337 | 3300 | 21500 фунтов (9750 кг) (сухой) | 79,57 | |
Жидкостный ракетный двигатель ЛЭ-7А | H-IIA , H-IIB вакуум первой ступени | 8,22 | 233 | 438 | 4300 | 4000 фунтов (1800 кг) (сухой) | 62,2 | |
Криогенный ракетный двигатель Snecma HM-7B | Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA вакуум верхней ступени | 8,097 | 229,4 | 444,6 | 4360 | 364 фунта (165 кг) (сухой) | 43,25 | |
Криогенный ракетный двигатель ЛЭ-5Б-2 | Вакуум верхней ступени H-IIA , H-IIB | 8,05 | 228 | 447 | 4380 | 640 фунтов (290 кг) (сухой) | 51,93 | |
Криогенный ракетный двигатель Aerojet Rocketdyne RS-25 | 1981 г. | Спейс шаттл , вакуум первой ступени SLS | 7,95 | 225 | 453 [13] | 4440 | 7,004 фунта (3,177 кг) (сухой) | 53,79 |
Криогенный ракетный двигатель Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 | Delta III , Delta IV , вакуумная верхняя ступень SLS | 7,734 | 219,1 | 465,5 | 4565 | 664 фунта (301 кг) (сухой) | 37,27 | |
Ramjet | Мах 1 | 4.5 | 130 | 800 | 7800 | |||
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 ТРДД | Tornado IDS Gr.1 / GR.1A / GR.1B / Gr.4 статический уровень моря ( Разогрев ) | 2,5 [14] | 71 | 1400 | 14000 | 2107 фунтов (956 кг) (сухой) | 7,59 | |
ТРДД GE F101-GE-102 | 1970-е | B-1B статический уровень моря (подогрев) | 2,46 | 70 | 1460 | 14400 | 4400 фунтов (2000 кг) (сухой) | 7,04 |
Турбореактивный Туманский Р-25-300 | МИГ-21бис статический уровень моря (подогрев) | 2.206 [14] | 62,5 | 1632 | 16000 | 2679 фунтов (1215 кг) (сухой) | 5,6 | |
Турбореактивный двигатель GE J85-GE-21 | F-5E / F статический уровень моря (подогрев) | 2,13 [14] | 60 | 1690 | 16600 | 640 фунтов (290 кг) (сухой) | 7,81 | |
ТРДД GE F110-GE-132 | F-16E / F Block 60 или -129 улучшают статический уровень моря (повторный нагрев) | 2,09 [14] | 59 | 1720 | 16900 | 4050 фунтов (1840 кг) (сухой) | 7.9 | |
ТРДД Honeywell / ITEC F125-GA-100 | F-CK-1 статический уровень моря (подогрев) | 2,06 [14] | 58 | 1750 | 17100 | 1360 фунтов (620 кг) (сухой) | 6,8 | |
ТРДД Snecma M53-P2 | Mirage 2000C / D / N / H / TH / -5 / -9 / модификация статического уровня моря (повторный нагрев) | 2,05 [14] | 58 | 1760 | 17200 | 3307 фунтов (1500 кг) (сухой) | 6,46 | |
Турбореактивный двигатель Snecma Atar 09C | Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M , прототип Mirage IV со статическим уровнем моря (повторный нагрев) | 2,03 [14] | 57,5 | 1770 | 17400 | 3210 фунтов (1456 кг) (сухой) | 4,13 | |
Турбореактивный двигатель Snecma Atar 09K-50 | Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1, статический уровень моря (повторный нагрев) | 1,991 [14] | 56,4 | 1808 г. | 17730 | 3487 фунтов (1582 кг) (сухой) | 4,55 | |
Турбореактивный двигатель GE J79-GE-15 | F-4E / EJ / F / G , RF-4E статический уровень моря (повторный нагрев) | 1,965 | 55,7 | 1832 г. | 17970 | 3850 фунтов (1750 кг) (сухой) | 4.6 | |
ТРДД Сатурн АЛ-31Ф | Су-27 / П / К статический уровень моря (разогрев) | 1,96 [15] | 56 | 1840 г. | 18000 | 3350 фунтов (1520 кг) (сухой) | 8,22 | |
ТРД J-58 | 1958 г. | SR-71 на 3,2 Маха (повторный нагрев) | 1.9 [14] | 54 | 1900 г. | 19000 | 6000 фунтов (2700 кг) (сухой) | |
ТРДД GE F110-GE-129 | F-16C / D / V Block 50/70 , F-15K / S / SA / SG / EX статический уровень моря (повторный нагрев) | 1.9 [14] | 54 | 1900 г. | 19000 | 3980 фунтов (1810 кг) (сухой) | 7,36 | |
ТРДД Соловьев Д-30Ф6 | МиГ-31 , С-37 / Су-47 статический уровень моря (подогрев) | 1,863 [14] | 52,8 | 1932 г. | 18950 | 5,326 фунтов (2416 кг) (сухой) | 7,856 | |
Люлька АЛ-21Ф-3 турбореактивного | Су-17М / УМ / М2 / М2Д / УМ3 / М3 / М4, Су-22У / М3 / М4 статический уровень моря (разогрев) | 1,86 [14] | 53 | 1940 г. | 19000 | 3790 фунтов (1720 кг) (сухой) | 5,61 | |
ТРДД Климов РД-33 | 1974 г. | МиГ-29 со статическим уровнем моря (разогрев) | 1,85 | 52 | 1950 | 19100 | 2326 фунтов (1055 кг) (сухой) | 7.9 |
ТРДД Сатурн АЛ-41Ф-1С | Су-35С / Т-10БМ статический уровень моря (подогрев) | 1,819 | 51,5 | 1979 г. | 19410 | 3536 фунтов (1604 кг) (сухой) | 8,75–9,04 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель Volvo RM12 | 1978 г. | Статический уровень моря Gripen A / B / C / D (повторный нагрев) | 1,78 [14] | 50 | 2020 г. | 19800 | 2315 фунтов (1050 кг) (сухой) | 7,82 |
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE F404-GE-402 | Статический уровень моря F / A-18C / D (повторный нагрев) | 1,74 [14] | 49 | 2070 | 20300 | 2282 фунта (1035 кг) (сухой) | 7,756 | |
ТРДД Snecma M88-2 | 1989 г. | Рафаль уровень статического моря (Разогрев) | 1,663 | 47,11 | 2165 | 21230 | 1978 фунтов (897 кг) (сухой) | 8,52 |
Турбореактивный двухконтурный двигатель Eurojet EJ200 | 1991 г. | Eurofighter , прототип Bloodhound LSR, статический уровень моря (Reheat) | 1,66–1,73 | 47–49 [16] | 2080–2170 | 20400–21300 | 2180,0 фунтов (988,83 кг) (сухой) | 9,17 |
Турбореактивный двигатель GE J85-GE-21 | F-5E / F статический уровень моря (сухой) | 1,24 [14] | 35 год | 2900 | 28000 | 640 фунтов (290 кг) (сухой) | 5,625 | |
Турбореактивный двигатель RR / Snecma Olympus 593 | 1966 г. | Конкорд на крейсерской скорости 2 Маха (Сухой) | 1,195 [17] | 33,8 | 3010 | 29500 | 7000 фунтов (3175 кг) (сухой) | |
Турбореактивный двигатель Snecma Atar 09C | Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M , прототип Mirage IV, статический уровень моря (сухой) | 1.01 [14] | 33,8 | 3600 | 35000 | 3210 фунтов (1456 кг) (сухой) | 2,94 | |
Турбореактивный двигатель Snecma Atar 09K-50 | Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 статический уровень моря (сухой) | 0,981 [14] | 27,8 | 3670 | 36000 | 3487 фунтов (1582 кг) (сухой) | 2.35 | |
Турбореактивный двигатель Snecma Atar 08K-50 | Статический уровень моря Super Étendard | 0,971 [14] | 27,5 | 3710 | 36400 | 2568 фунтов (1165 кг) (сухой) | ||
Турбореактивный Туманский Р-25-300 | МИГ-21бис статический уровень моря (сухой) | 0,961 [14] | 27,2 | 3750 | 36700 | 2679 фунтов (1215 кг) (сухой) | ||
Люлька АЛ-21Ф-3 турбореактивного | Су-17М / УМ / М2 / М2Д / УМ3 / М3 / М4, Су-22У / М3 / М4 статический уровень моря (сухой) | 0,86 | 24 | 4200 | 41000 | 3790 фунтов (1720 кг) (сухой) | 3,89 | |
Турбореактивный двигатель GE J79-GE-15 | F-4E / EJ / F / G , RF-4E статический уровень моря (сухой) | 0,85 | 24 | 4200 | 42000 | 3850 фунтов (1750 кг) (сухой) | 2,95 | |
ТРДД Snecma M53-P2 | Mirage 2000C / D / N / H / TH / -5 / -9 / модификация статического уровня моря (сухой) | 0,85 [14] | 24 | 4200 | 42000 | 3307 фунтов (1500 кг) (сухой) | 4,37 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель Volvo RM12 | 1978 г. | Статический уровень моря Gripen A / B / C / D (сухой) | 0,824 [14] | 23,3 | 4370 | 42800 | 2315 фунтов (1050 кг) (сухой) | 5,244 |
Турбореактивный двухконтурный двигатель RR Turbomeca Adour Mk 106 | 1999 г. | Ягуар модернизировал статический уровень моря (сухой) | 0,81 | 23 | 4400 | 44000 | 1784 фунтов (809 кг) (сухой) | 4,725 |
ТРДД Honeywell / ITEC F124-GA-100 | 1979 г. | L-159 , X-45 статический уровень моря | 0,81 [14] | 23 | 4400 | 44000 | 1,050 фунтов (480 кг) (сухой) | 5,3 |
ТРДД Honeywell / ITEC F125-GA-100 | F-CK-1 статический уровень моря (сухой) | 0,8 [14] | 23 | 4500 | 44000 | 1360 фунтов (620 кг) (сухой) | 4,43 | |
ТРДД PW JT8D-9 | 737 Оригинальный круиз | 0,8 [18] | 23 | 4500 | 44000 | 3,205–3,402 фунтов (1,454–1,543 кг) (сухой) | ||
Турбореактивный двигатель PW J52-P-408 | Статический уровень моря А-4М / Н , ТА-4KU , EA-6B | 0,79 | 22 | 4600 | 45000 | 2318 фунтов (1051 кг) (сухой) | 4.83 | |
ТРДД Сатурн АЛ-41Ф-1С | Су-35С / Т-10БМ статический уровень моря (Сухой) | 0,79 | 22 | 4600 | 45000 | 3536 фунтов (1604 кг) (сухой) | 5,49 | |
ТРДД Snecma M88-2 | 1989 г. | Рафаль уровень статического моря (сухой) | 0,782 | 22,14 | 4600 | 45100 | 1978 фунтов (897 кг) (сухой) | 5,68 |
ТРДД Климов РД-33 | 1974 г. | МиГ-29 статический уровень моря (сухой) | 0,77 | 22 | 4700 | 46000 | 2326 фунтов (1055 кг) (сухой) | 4.82 |
RR Pegasus 11-61 ТРДД | АВ-8Б + статический уровень моря | 0,76 | 22 | 4700 | 46000 | 3960 фунтов (1800 кг) (сухой) | 6 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель Eurojet EJ200 | 1991 г. | Eurofighter , прототип Bloodhound LSR статический уровень моря (сухой) | 0,74–0,81 | 21–23 [16] | 4400–4900 | 44000–48000 | 2180,0 фунтов (988,83 кг) (сухой) | 6,11 |
GE F414-GE-400 ТРДД | 1993 г. | F / A-18E / F статический уровень моря (сухой) | 0,724 [19] | 20,5 | 4970 | 48800 | 2445 фунтов (1109 кг) (сухой) | 5.11 |
Honeywell ALF502R-5 редукторный турбовентиляторных | BAe 146-100 / 200 / 200ER / 300 круизный | 0,72 [20] | 20 | 5000 | 49000 | 1336 фунтов (606 кг) (сухой) | 5,22 | |
ТРДД Соловьев Д-30Ф6 | МиГ-31 , С-37 / Су-47 статический уровень моря (Сухой) | 0,716 [14] | 20,3 | 5030 | 49300 | 5,326 фунтов (2416 кг) (сухой) | 3,93 | |
ТРДД Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 | 1972 г. | Статический уровень моря Alpha Jet | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 650 фунтов (295 кг) (сухой) | 4,567 |
ТРДД Соловьев Д-30КУ-154 | Ту-154М круизный | 0,705 | 20,0 | 5110 | 50100 | 5,082 фунтов (2305 кг) (сухой) | 4,56 | |
ТРДД Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 | 1981 г. | Кавасаки Т-4 статический уровень моря | 0,7 | 20 | 5100 | 50000 | 750 фунтов (340 кг) (сухой) | 4.9 |
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 ТРДД | 1984 | Fokker 70 , круизный Fokker 100 | 0,69 | 20 | 5200 | 51000 | 3185 фунтов (1445 кг) (сухой) | 4.2 |
GE CF34-3 ТРДД | 1982 г. | CRJ100 / 200 , серия CL600 , круизный режим CL850 | 0,69 | 20 | 5200 | 51000 | 1670 фунтов (760 кг) (сухой) | 5,52 |
GE CF34-8E ТРДД | E170 / 175 круиз | 0,68 | 19 | 5300 | 52000 | 2600 фунтов (1200 кг) (сухой) | 5,6 | |
Honeywell TFE731-60 ориентирована ТРДД | Falcon 900EX / DX / LX, круиз VC-900 | 0,679 [21] | 19,2 | 5300 | 52000 | 988 фунтов (448 кг) (сухой) | 5.06 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-2C1 | DC-8 Super 70 круизный | 0,671 [20] | 19.0 | 5370 | 52600 | 4635 фунтов (2102 кг) (сухой) | 4,746 | |
GE CF34-8C ТРДД | CRJ700 / 900/1000 круизный | 0,67-0,68 | 19 | 5300–5400 | 52000–53000 | 2400–2450 фунтов (1090–1110 кг) (сухой) | 5,7-6,1 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-3C1 | 737 Классический круиз | 0,667 | 18,9 | 5400 | 52900 | 4,308–4,334 фунтов (1,954–1,966 кг) (сухой) | 5,46 | |
ТРДД Сатурн АЛ-31Ф | Су-27 / П / К статический уровень моря (сухой) | 0,666–0,78 [15] [19] | 18,9–22,1 | 4620–5410 | 45300–53000 | 3350 фунтов (1520 кг) (сухой) | 4,93 | |
RR Spey RB.168 Mk.807 ТРДД | Статический уровень моря AMX | 0,66 [14] | 19 | 5500 | 53000 | 2417 фунтов (1096 кг) (сухой) | 4,56 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-2A2 | 1974 г. | E-3D, KE-3A , E-6A / B круизный | 0,66 [22] | 19 | 5500 | 53000 | 4819 фунтов (2186 кг) (сухой) | 4,979 |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-2B1 | KC-135R / T, C-135FR , RC-135RE круиз | 0,65 [22] | 18 | 5500 | 54000 | 4672 фунтов (2119 кг) (сухой) | 4,7 | |
ТРДД GE CF34-10A | ARJ21 круиз | 0,65 | 18 | 5500 | 54000 | 3700 фунтов (1700 кг) (сухой) | 5.1 | |
ТРДД GE F110-GE-129 | F-16C / D / V Block 50/70 , F-15K / S / SA / SG / EX статический уровень моря (сухой) | 0,64 [19] | 18 | 5600 | 55000 | 3980 фунтов (1810 кг) (сухой) | 4,27 | |
ТРДД GE F110-GE-132 | F-16E / F Block 60 или -129 улучшают статический уровень моря (сухой) | 0,64 [19] | 18 | 5600 | 55000 | 4050 фунтов (1840 кг) (сухой) | ||
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF34-10E | E190 / 195 , круиз по Lineage 1000 | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3700 фунтов (1700 кг) (сухой) | 5.2 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 ТРДД | Статический уровень моря Tornado ECR (сухой) | 0,637 [14] | 18.0 | 5650 | 55400 | 2160 фунтов (980 кг) (сухой) | 4,47 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CF6-50C2 | A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203 , DC-10-30 / 30F / 30F (CF) , KC-10A крейсерский режим | 0,63 [20] | 18 | 5700 | 56000 | 8,731 фунтов (3,960 кг) (сухой) | 6.01 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель PowerJet SaM146-1S18 | SSJ100LR / 95LR круизный | 0,629 | 17,8 | 5720 | 56100 | 4980 фунтов (2260 кг) (сухой) | 3.5 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-7B24 | Круиз 737 Next Generation | 0,627 [20] | 17,8 | 5740 | 56300 | 5216 фунтов (2366 кг) (сухой) | 4.6 | |
ТРДД PW F119-PW-100 | 1992 г. | F-22 статический уровень моря (сухой) | 0,61 [19] | 17 | 5900 | 58000 | 3900 фунтов (1800 кг) (сухой) | 6,7 |
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF6-80C2-B1F | 747-400 круиз | 0,605 [17] | 17,1 | 5950 | 58400 | 9,499 фунтов (4,309 кг) | 6,017 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 ТРДД | Tornado IDS GR.1 / GR.1A / GR.1B / GR.4 статический уровень моря (сухой) | 0,598 [14] | 16,9 | 6020 | 59000 | 2107 фунтов (956 кг) (сухой) | 4,32 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-5A1 | Крейсерский A320-111 / 211 | 0,596 | 16,9 | 6040 | 59200 | 5139 фунтов (2331 кг) (сухой) | 5 | |
PW PW2040 ТРДД | 757-200 / 200ET / 200F , C-32 круизный | 0,582 [20] | 16,5 | 6190 | 60700 | 7185 фунтов (3259 кг) | 5,58 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF6-80C2-B2 | 767-200ER / 300 / 300ER круизный | 0,576 [20] | 16,3 | 6250 | 61300 | 9388 фунтов (4258 кг) | 5,495 | |
ТРДД GE F101-GE-102 | 1970-е | B-1B статический уровень моря (сухой) | 0,562 | 15,9 | 6410 | 62800 | 4400 фунтов (2000 кг) (сухой) | 3.9 |
ТРДД RR Trent 700 | 1992 г. | A330 , A330 MRTT , круиз на Beluga XL | 0,562 | 15,9 | 6410 | 62800 | 13,580 фунтов (6,160 кг) (сухой) | 4,97-5,24 |
ТРДД RR Trent 800 | 1993 г. | 777-200 / 200ER / 300 круизный | 0,560 | 15,9 | 6430 | 63000 | 13,400 фунтов (6078 кг) (сухой) | 5,7-6,9 |
ТРДД Мотор Сич Прогресс Д-18Т | 1980 г. | Ан-124 , Ан-225 круизный | 0,546 | 15.5 | 6590 | 64700 | 9000 фунтов (4100 кг) (сухой) | 5,72 |
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE GE90-85B | 777-200ER круиз | 0,545 | 15.4 | 6610 | 64800 | 17400 фунтов (7900 кг) | 5,59 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-5B4 | Крейсерский A320-214 | 0,545 | 15.4 | 6610 | 64800 | 5 412–5 513 фунтов (2454,8–2 500,6 кг) (сухой) | 5,14 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-5C2 | A340-211 круизный | 0,545 | 15.4 | 6610 | 64800 | 5830 фунтов (2644,4 кг) (сухой) | 5,47 | |
ТРДД RR Trent 500 | 1999 г. | Крейсерский A340-500 / 600 | 0,542 | 15.4 | 6640 | 65100 | 11000 фунтов (4990 кг) (сухой) | 5,07–5,63 |
ТРДД CFM LEAP-1B | 2014 г. | 737 MAX круизный | 0,53-0,56 | 15–16 | 6400–6800 | 63000–67000 | 6,130 фунтов (2,780 кг) (сухой) | |
ТРДД CFM LEAP-1A | 2013 | Семейный круиз A320neo | 0,53-0,56 | 15–16 | 6400–6800 | 63000–67000 | 6,592–6,951 фунтов (2,990–3,153 кг) (влажный) | |
ТРДД Авиадвигатель ПД-14 | 2014 г. | МС-21 круизный | 0,526 | 14,9 | 6840 | 67100 | 6,330–6,550 фунтов (2,870–2,970 кг) (сухой) | 4,36–5,25 |
ТРДД RR Trent 900 | 2003 г. | Круиз на А380 | 0,522 | 14,8 | 6900 | 67600 | 13,770 фунтов (6,246 кг) (сухой) | 5,46-6,11 |
ТРДД PW TF33-P-3 | B-52H, NB-52H статический уровень моря | 0,52 [14] | 15 | 6900 | 68000 | 3900 фунтов (1800 кг) (сухой) | 4,36 | |
GE GEnx-1B76 ТРДД | 2006 г. | 787-10 круиз | 0,512 [18] | 14,5 | 7030 | 69000 | 2658 фунтов (1206 кг) (сухой) | 5,62 |
ТРДД CFM LEAP-1C | 2013 | C919 круиз | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 8,662–8,675 фунтов (3,929–3,935 кг) (влажный) | |
ТРДД RR Trent 7000 | 2015 г. | Круизный лайнер A330neo | 0,506 | 14,3 | 7110 | 69800 | 14209 фунтов (6445 кг) (сухой) | 5,13 |
ТРДД RR Trent 1000 | 2006 г. | 787 круиз | 0,506 | 14,3 | 7110 | 69800 | 13 087–13 492 фунтов (5 936–6 120 кг) (сухой) | |
ТРДД RR Trent XWB-97 | 2014 г. | Круизный самолет A350-1000 | 0,478 | 13,5 | 7530 | 73900 | 16640 фунтов (7550 кг) (сухой) | 5,82 |
Турбореактивный двухконтурный двигатель PW 1127G | 2012 г. | Круизный лайнер A320neo | 0,463 [18] | 13,1 | 7780 | 76300 | 6300 фунтов (2857,6 кг) (сухой) | |
RR AE 3007H ТРДД | RQ-4 , MQ-4C статический уровень моря | 0,39 [14] | 11 | 9200 | 91000 | 1581 фунт (717 кг) (сухой) | 5,24 | |
GE F118-GE-100 ТРДД | 1980-е | Б-2А Блок 30 статический уровень моря | 0,375 [14] | 10,6 | 9600 | 94000 | 3200 фунтов (1500 кг) (сухой) | 5.9 |
GE F118-GE-101 ТРДД | 1980-е | Статический уровень моря U-2S | 0,375 [14] | 10,6 | 9600 | 94000 | 3150 фунтов (1430 кг) (сухой) | 6,03 |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CF6-50C2 | A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203 , DC-10-30 / 30F / 30F (CF) , KC-10A статический уровень моря | 0,371 [14] | 10,5 | 9700 | 95000 | 8,731 фунтов (3,960 кг) (сухой) | 6.01 | |
ТРДД GE TF34-GE-100 | Статический уровень моря А-10А, ОА-10А, Я-10Б | 0,37 [14] | 10 | 9700 | 95000 | 1440 фунтов (650 кг) (сухой) | 6,295 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-2B1 | KC-135R / T, C-135FR , RC-135RE статический уровень моря | 0,36 [22] | 10 | 10000 | 98000 | 4672 фунтов (2119 кг) (сухой) | 4,7 | |
ТРДД Мотор Сич Прогресс Д-18Т | 1980 г. | Ан-124 , Ан-225 статический уровень моря | 0,345 | 9,8 | 10400 | 102000 | 9000 фунтов (4100 кг) (сухой) | 5,72 |
PW F117-PW-100 турбовентиляторных | C-17 статический уровень моря | 0,34 [20] | 9,6 | 11000 | 100000 | 7100 фунтов (3200 кг) | 5,41-6,16 | |
PW PW2040 ТРДД | 757-200 / 200ET / 200F , C-32 статический уровень моря | 0,33 [20] | 9,3 | 11000 | 110000 | 7185 фунтов (3259 кг) | 5,58 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-3C1 | 737 Классический статический уровень моря | 0,33 | 9,3 | 11000 | 110000 | 4,308–4,334 фунтов (1,954–1,966 кг) (сухой) | 5,46 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF6-80C2 | 747-400 , 767 , KC-767 , MD-11 , A300-600R / 600F , A310-300 , A310 MRTT , Beluga , C-5M , Kawasaki C-2 статический уровень моря | 0,307-0,344 | 8,7–9,7 | 10500–11700 | 103000–115000 | 9,480–9,860 фунтов (4,300–4,470 кг) | ||
EA GP7270 ТРДД | А380-861 статический уровень моря | 0,299 [19] | 8,5 | 12000 | 118000 | 14,797 фунтов (6712 кг) (сухой) | 5,197 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE GE90-85B | 777-200ЭР статический уровень моря | 0,298 [19] | 8,4 | 12100 | 118000 | 17400 фунтов (7900 кг) | 5,59 | |
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE GE90-94B | 777-200 / 200ER / 300 статический уровень моря | 0,2974 [19] | 8,42 | 12100 | 118700 | 16644 фунтов (7550 кг) | 5,59 | |
RR Trent 970-84 ТРДД | 2003 г. | А380-841 статический уровень моря | 0,295 [19] | 8,4 | 12200 | 1 20000 | 13,825 фунтов (6,271 кг) (сухой) | 5,436 |
GE GEnx-1B70 ТРДД | 787-8 статический уровень моря | 0,2845 [19] | 8.06 | 12650 | 124100 | 13,552 фунтов (6,147 кг) (сухой) | 5,15 | |
ТРДД RR Trent 1000C | 2006 г. | 787-9 статический уровень моря | 0,273 [19] | 7,7 | 13200 | 129000 | 13 087–13 492 фунтов (5 936–6 120 кг) (сухой) |
Двигатель | Эффективная скорость выхлопа (м / с) | Удельный импульс (ы) | Удельная энергия выхлопа (МДж / кг) |
---|---|---|---|
ТРДД ( 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 |
Электростатический ксеноновый ионный двигатель NSTAR [23] | 20 000–30 000 | 1 950–3100 | |
Прогнозы VASIMR [24] [25] [26] | 30 000–120 000 | 3 000–12 000 | 1,400 |
Электростатический ионный двигатель DS4G [27] | 210 000 | 21 400 | 22 500 |
Идеальная фотонная ракета [а] | 299 792 458 | 30 570 000 | 89 875 517 874 [ |
Пример удельного импульса, измеренного во времени, составляет 453 секунды , что эквивалентно эффективной скорости выхлопа 4440 м / с для двигателей RS-25 при работе в вакууме. [28] Воздушно-реактивный двигатель обычно имеет гораздо больший удельный импульс, чем ракета; например, турбореактивный реактивный двигатель может иметь удельный импульс 6000 секунд или более на уровне моря, тогда как ракета будет иметь длительность около 200–400 секунд. [29]
Таким образом, воздушно-реактивный двигатель намного эффективнее ракетного двигателя, поскольку воздух служит реакционной массой и окислителем для сгорания, который не должен переноситься в качестве топлива, а фактическая скорость выхлопа намного ниже, поэтому кинетическая энергия унос выхлопных газов ниже, и, таким образом, реактивный двигатель потребляет гораздо меньше энергии для создания тяги. [30] В то время как фактическая скорость выхлопа ниже для дыхательных двигателей, эффективная скорость выхлопа очень высока для реактивных двигателей. Это связано с тем, что расчет эффективной скорости истечения предполагает, что переносимое топливо обеспечивает всю реакционную массу и всю тягу. Следовательно, эффективная скорость выхлопа не имеет физического значения для дыхательных двигателей; тем не менее, это полезно для сравнения с другими типами двигателей. [31]
Самый высокий удельный импульс химического топлива, когда-либо испытанного в ракетном двигателе, составлял 542 секунды (5,32 км / с) с трехкомпонентным топливом из лития , фтора и водорода . Однако такое сочетание нецелесообразно. И литий, и фтор чрезвычайно агрессивны, литий воспламеняется при контакте с воздухом, фтор воспламеняется при контакте с большинством видов топлива, а водород, хотя и не гиперголичен, является взрывоопасным. Фтор и фтористый водород (HF) в выхлопных газах очень токсичны, что наносит вред окружающей среде, затрудняет работу на стартовой площадке и значительно затрудняет получение лицензии на запуск. Выхлоп ракеты также ионизирован, что может помешать радиосвязи с ракетой. [32] [33] [34]
Ядерные тепловые ракетные двигатели отличаются от обычных ракетных двигателей тем, что энергия подводится к топливу от внешнего ядерного источника тепла вместо теплоты сгорания. [35] Ядерная ракета обычно работает, пропуская жидкий 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 космических челноков. [36]
Множество других методов движения ракет, таких 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 (16 100 м / с), но максимальную тягу всего 68 миллиньютон. [37] переменные Удельный импульс магнитоплазменных ракет (VASIMR) двигатель в настоящее время в разработке теоретически выход 20,000-300,000 м / с, а максимальной тягой 5,7 ньютонов. [38]
Смотрите также
- Реактивный двигатель
- Импульс
- Уравнение ракеты Циолковского
- Системный импульс
- Удельная энергия
- Стандартная гравитация
- Удельный расход топлива на тягу - расход топлива на единицу тяги.
- Удельная тяга - тяга на единицу воздуха для канального двигателя.
- Теплотворная способность
- Плотность энергии
- Дельта-v (физика)
- Ракетное топливо
- Жидкое ракетное топливо
Заметки
- ^ «Фунт топлива» относится к определенной массе топлива, измеренной в произвольном гравитационном поле (например, земном); «фунт силы» относится к силе, проявляемой этим фунтом массы, давящим вниз в том же произвольном гравитационном поле; конкретное ускорение свободного падения неважно, потому что оно просто связывает две единицы, и, таким образом, удельный импульс никак не связан с гравитацией - он измеряется одинаково на любой планете или в космосе.
Рекомендации
- ^ "Что такое удельный импульс?" . Группа качественного мышления . Проверено 22 декабря 2009 года .
- ^ Хатчинсон, Ли (14 апреля 2013 г.). «Новый ракетный двигатель F-1B модернизирует конструкцию эпохи Аполлона с тягой 1,8 млн фунтов» . Ars Technica . Проверено 15 апреля 2013 года .
Мера топливной эффективности ракеты называется ее удельным импульсом (сокращенно ISP - или, точнее, Isp) ... «Удельный массовый импульс ... описывает эффективность химической реакции, создающую тягу, и ее проще всего определить. понимается как величина силы тяги, создаваемой каждым фунтом (массой) топлива и пропеллента окислителя, сожженным за единицу времени. Это что-то вроде меры в милях на галлон для ракет ».
- ^ «Архивная копия» . Архивировано из оригинального 2 -го октября 2013 года . Проверено 16 ноября 2013 года .CS1 maint: заархивированная копия как заголовок ( ссылка )
- ^ «Обзор миссии» . exploreMarsnow . Проверено 23 декабря 2009 года .
- ^ «Удельный импульс» . www.grc.nasa.gov .
- ^ "Что такое удельный импульс?" . www.qrg.northwestern.edu .
- ^ «Удельный расход топлива» . www.grc.nasa.gov . Дата обращения 13 мая 2021 .
- ^ Элементы ракетного двигателя, 7-е издание Джорджа П. Саттона, Оскара Библарца
- ^ Бенсон, Том (11 июля 2008 г.). «Удельный импульс» . НАСА . Проверено 22 декабря 2009 года .
- ^ Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2016). Элементы силовой установки ракеты . Джон Вили и сыновья. п. 27. ISBN 978-1-118-75388-0.
- ^ Томас А. Уорд (2010). Авиакосмические двигательные установки . Джон Вили и сыновья. п. 68. ISBN 978-0-470-82497-9.
- ^ «НК33» . Энциклопедия Astronautica.
- ^ «ССМЭ» . Энциклопедия Astronautica.
- ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q r s t u v w x y z aa ab ac ad ae af ag Натан Мейер (21 марта 2005 г.). "Технические характеристики турбореактивного двигателя / турбовентилятора военного назначения" .
- ^ a b https://www.airinternational.com/article/flanker
- ^ а б «Турбореактивный двухконтурный двигатель EJ200» (PDF) . MTU Aero Engines. Апрель 2016 г.
- ^ а б Илан Кроо. «Данные по большим турбовентиляторным двигателям» . Конструирование самолетов: синтез и анализ . Стэндфордский Университет.
- ^ а б в https://mediatum.ub.tum.de/doc/1283437/1283437.pdf
- ^ a b c d e f g h i j k https://ruomo.lib.uom.gr/bitstream/7000/534/1/Manuscript_DEA_Turbofan_Aero_Engines%20-%20OMEGA_2019_617_Accepted.pdf
- ^ Б с д е е г ч http://www.jet-engine.net/civtfspec.html
- ^ https://engineering.purdue.edu/~propulsi/propulsion/jets/tfans/tfe731.html
- ^ а б в http://elodieroux.com/ExempleEngines.pdf
- ^ Летные характеристики ионной двигательной установки NSTAR в миссии Deep Space One . Материалы аэрокосмической конференции. IEEExplore. 2000. DOI : 10,1109 / AERO.2000.878373 .
- ^ Гловер, Тим У .; Чанг Диас, Франклин Р.; Сквайр, Джаред П .; Якобсен, Верлин; Чаверс, Д. Грегори; Картер, Марк Д. «Основные результаты VASIMR и текущие цели» (PDF) .
- ^ Кэссиди, Леонард Д .; Longmier, Бенджамин У .; Olsen, Chris S .; Ballenger, Maxwell G .; Маккаскилл, Грег Э .; Ильин, Андрей В .; Картер, Марк Д .; Гловерк, Тим У .; Сквайр, Джаред П .; Чанг, Франклин Р .; Беринг III, Эдгар А. (28 июля 2010 г.). «Результаты работы VASIMR R» (PDF) . www.adastra.com .
- ^ «Vasimr VX 200 соответствует рубежу полной энергоэффективности» . spacefellowship.com . Дата обращения 13 мая 2021 .
- ^ "ядро (1)" . www.esa.int .[ мертвая ссылка ]
- ^ «Индекс энциклопедии астронавтики: 1» . www.astronautix.com .
- ^ «11.6 Характеристики реактивных двигателей» . web.mit.edu .
- ^ Данн, Брюс П. (2001). "Ридми Данна" . Архивировано из оригинального 20 октября 2013 года . Проверено 12 июля 2014 .
- ^ «Эффективная скорость истечения | инженерия» . Британская энциклопедия .
- ^ «Топливо. Где сейчас находится трехкомпонентное топливо литий-фтор-водород?» . Обмен стеком по исследованию космоса .
- ^ ARBIT, HA, CLAPP, SD, DICKERSON, RA, NAGAI, CK, Характеристики горения фтор-литиевой / водородной комбинации трехкомпонентного топлива. АМЕРИКАНСКИЙ ИНСТРУМЕНТ АЭРОНАВТИКИ И АСТРОНАВТИКИ, СОВМЕСТНАЯ СПЕЦИАЛИСТСКАЯ КОНФЕРЕНЦИЯ ПО ДВИЖЕНИЮ, 4-я, Кливленд, Огайо, 10–14 июня 1968 года.
- ^ Арбит, HA, Клапп, SD, Нагаи, CK, литий-фтор-водородные исследование пропеллент Заключительный отчет NASA, 1 мая 1970.
- ^ http://trajectory.grc.nasa.gov/projects/ntp/index.shtml
- ^ Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства, Ядерная установка в космосе , получено 24 февраля 2021 года.
- ^ http://www.mendeley.com/research/characterization-of-a-high-specific-impulse-xenon-hall-effect-thruster/
- ^ Ad Astra (23 ноября 2010 г.). "VASIMR® VX-200 СООТВЕТСТВУЕТ ВЕХУ ПОЛНОЙ ЭНЕРГОЭФФЕКТИВНОСТИ" (PDF) .
- ^ Гипотетическое устройство, совершающее идеальное преобразование массы в испускаемые фотоны, идеально выровненные, чтобы быть антипараллельными желаемому вектору тяги. Это представляет собой теоретический верхний предел для двигательной установки, основанной исключительно на бортовом топливе и ракетном принципе.
Внешние ссылки
- RPA - Инструмент проектирования для анализа жидкостных ракетных двигателей
- Перечень удельных импульсов различных ракетных топлив