Specyficzny impuls - Specific impulse
Impuls właściwy (zazwyczaj w skrócie I sp ) jest miarą tego, jak skutecznie silnik masowy reakcji ( rakieta na paliwo lub silnik odrzutowy na paliwo) wytwarza ciąg. W przypadku silników, których masa reakcyjna jest tylko paliwem, które przenoszą, impuls właściwy jest dokładnie proporcjonalny do prędkości spalin.
Układ napędowy o wyższym impulsie właściwym bardziej efektywnie wykorzystuje masę paliwa. W przypadku rakiety oznacza to mniej paliwa potrzebnego do danego delta-v , dzięki czemu pojazd podłączony do silnika może efektywniej nabierać wysokości i prędkości.
W kontekście atmosferycznym impuls specyficzny może obejmować udział w impulsie dostarczanym przez masę powietrza zewnętrznego, która jest w pewien sposób przyspieszana przez silnik, na przykład przez wewnętrzny turbowentylator lub ogrzewanie przez udział spalania paliwa, a następnie rozszerzenie ciągu lub przez zewnętrzne śmigło. Silniki odrzutowe oddychają powietrzem zewnętrznym zarówno do spalania, jak i do obejścia, dlatego mają znacznie wyższy impuls właściwy niż silniki rakietowe. Impuls właściwy wyrażony w postaci zużytej masy paliwa ma jednostki odległości na czas, które są nominalną prędkością zwaną efektywną prędkością spalin . Jest ona wyższa niż rzeczywista prędkość spalin, ponieważ nie uwzględnia się masy powietrza do spalania. Rzeczywista i efektywna prędkość spalin jest taka sama w silnikach rakietowych pracujących w próżni.
Impuls właściwy jest odwrotnie proporcjonalny do jednostkowego zużycia paliwa (SFC) przez zależność I sp = 1/( g o ·SFC) dla SFC w kg/(N·s) i I sp = 3600/SFC dla SFC w lb/(lbf ·godz.).
Uwagi ogólne
Ilość propelentu można mierzyć w jednostkach masy lub wagi. Jeśli stosuje się masę, impulsem właściwym jest impuls na jednostkę masy, dla którego analiza wymiarowa wykazała, że posiada jednostki prędkości, w szczególności efektywną prędkość spalin . Ponieważ system SI jest oparty na masie, tego typu analizy są zwykle wykonywane w metrach na sekundę. Jeśli używany jest system jednostek oparty na sile, impuls jest dzielony przez ciężar paliwa (ciężar jest miarą siły), co daje jednostki czasu (sekundy). Te dwa sformułowania różnią się od siebie standardowym przyspieszeniem grawitacyjnym ( g 0 ) na powierzchni ziemi.
Szybkość zmiany pędu rakiety (łącznie z paliwem) w jednostce czasu jest równa ciągu. Im wyższy impuls właściwy, tym mniej paliwa jest potrzebne do wytworzenia danego ciągu przez określony czas i tym bardziej wydajne jest paliwo. Nie należy tego mylić z fizyką koncepcji sprawności energetycznej , która może się zmniejszać wraz ze wzrostem impulsu właściwego, ponieważ układy napędowe dające wysoki impuls właściwy wymagają do tego dużej energii.
Nie należy mylić naporu i impulsu właściwego. Ciąg jest siłą dostarczaną przez silnik i zależy od ilości masy reakcyjnej przepływającej przez silnik. Impuls właściwy mierzy impuls wytwarzany na jednostkę paliwa i jest proporcjonalny do prędkości spalin. Ciąg i impuls właściwy są związane z konstrukcją i paliwami pędnymi danego silnika, ale ta zależność jest słaba. Na przykład, LH 2 / lox bipropellant produkuje wyższe I sp , ale mniejszą niż ciąg RP-1 / lox powodu gazów spalinowych o niższej gęstości i wyższej prędkości ( H 2 O vs CO 2 i H 2 O). W wielu przypadkach systemy napędowe o bardzo wysokim impulsie właściwym – niektóre silniki jonowe osiągają 10 000 sekund – wytwarzają niski ciąg.
Przy obliczaniu impulsu właściwego liczy się tylko paliwo miotające przewożone z pojazdem przed użyciem. W przypadku rakiety chemicznej masa miotająca zawierałaby zatem zarówno paliwo, jak i utleniacz . W rakietach cięższy silnik o wyższym impulsie właściwym może nie być tak skuteczny w zdobywaniu wysokości, odległości lub prędkości, jak lżejszy silnik o niższym impulsie właściwym, zwłaszcza jeśli ten drugi silnik ma wyższy stosunek ciągu do masy . Jest to istotny powód, dla którego większość projektów rakiet ma wiele etapów. Pierwszy stopień jest zoptymalizowany pod kątem dużego ciągu, aby wzmocnić późniejsze etapy wyższym impulsem właściwym na wyższe wysokości, gdzie mogą działać wydajniej.
W przypadku silników z oddychaniem powietrzem liczona jest tylko masa paliwa, a nie masa powietrza przechodzącego przez silnik. Opór powietrza i niezdolność silnika do utrzymania wysokiego impulsu właściwego przy dużej szybkości spalania powodują, że całe paliwo nie jest zużywane tak szybko, jak to możliwe.
Gdyby nie opór powietrza i redukcja paliwa podczas lotu, impuls właściwy byłby bezpośrednią miarą skuteczności silnika w zamianie masy lub masy paliwa na pęd do przodu.
Jednostki
Specyficzny impuls | Efektywna prędkość spalin |
Specyficzne zużycie paliwa |
||
---|---|---|---|---|
Według wagi | Przez masę | |||
SI | = x s | = 9,80665· x N·s/kg | = 9.80665· x m/s | = 101,972/ x g/(kN·s) |
Angielskie jednostki inżynieryjne | = x s | = x lbf·s/lb | = 32.17405· x ft/s | = 3600/ x funt/(lbf·godz.) |
Najpopularniejszą jednostką impulsu właściwego jest druga, ponieważ wartości są identyczne niezależnie od tego, czy obliczenia są wykonywane w jednostkach SI , imperialnych czy zwyczajowych . Prawie wszyscy producenci podają osiągi swoich silników w sekundach, a jednostka ta jest również przydatna do określania osiągów silników lotniczych.
Stosowanie liczników na sekundę do określania efektywnej prędkości spalin jest również dość powszechne. Jednostka jest intuicyjna przy opisywaniu silników rakietowych, chociaż efektywna prędkość spalin może znacznie różnić się od rzeczywistej prędkości spalin, zwłaszcza w silnikach z generatorem gazu . W przypadku silników odrzutowych oddychających powietrzem efektywna prędkość spalin nie ma fizycznego znaczenia, chociaż można ją wykorzystać do celów porównawczych.
Metry na sekundę są liczbowo równoważne niutonosekundom na kg (N·s/kg), a pomiary SI impulsu właściwego można zapisać zamiennie w obu jednostkach. Ta jednostka podkreśla definicję impulsu właściwego jako impulsu na jednostkę masy paliwa.
Jednostkowe zużycie paliwa jest odwrotnie proporcjonalne do impulsu właściwego i ma jednostki g/(kN·s) lub lb/(lbf·hr). Specyficzne zużycie paliwa jest szeroko stosowane do opisu osiągów silników odrzutowych z oddychaniem powietrzem.
Impuls właściwy w sekundach
Impuls właściwy, mierzony w sekundach, można traktować jako „przez ile sekund jeden funt paliwa może wytworzyć jeden funt ciągu”, a dokładniej „ile sekund ten pędnik w połączeniu z tym silnikiem może przyspieszyć swój własny masa początkowa przy 1 g." Im więcej sekund może przyspieszyć swoją masę, tym więcej delta-V dostarcza całemu systemowi.
Innymi słowy, przy danym silniku i masie konkretnego paliwa, określony impuls mierzy, jak długo silnik może wywierać ciągłą siłę (ciąg), aż do całkowitego spalenia tej masy paliwa. Dana masa paliwa o większej energii może spalać się przez dłuższy czas niż paliwo o mniejszej energii, które wywiera taką samą siłę podczas spalania w silniku. Różne konstrukcje silników spalające to samo paliwo mogą nie być równie skuteczne w kierowaniu energii paliwa na efektywny ciąg.
W przypadku wszystkich pojazdów impuls właściwy (impuls na jednostkę masy ziemskiej paliwa) w sekundach można zdefiniować za pomocą następującego równania:
gdzie:
- jest ciągiem uzyskanym z silnika ( siła w niutonach lub funtach ),
- jest grawitacją standardową , która jest nominalnie grawitacją na powierzchni Ziemi (m/s 2 lub ft/s 2 ),
- jest mierzonym impulsem właściwym (w sekundach),
- to masowe natężenie przepływu zużytego paliwa (kg/s lub ślimaki /s)
Angielski jednostka masy funt jest powszechnie stosowana niż w przypadku ślimaka i przy użyciu funtów na sekundę dla masowego natężenia przepływu, konwersja stałej g 0 staje się zbędne, ponieważ ślimak jest wymiarowo równoważne funtów przedzielonych g 0 :
I sp w sekundach to czas, przez jaki silnik rakietowy może generować ciąg, biorąc pod uwagę ilość paliwa, którego masa jest równa ciągu silnika. Ostatni wyraz po prawej, , jest niezbędny do zachowania spójności wymiarowej ( )
Zaletą tego preparatu jest to, że można go stosować w rakietach, gdzie cała masa reakcyjna jest przewożona na pokładzie, a także w samolotach, gdzie większość masy reakcyjnej jest pobierana z atmosfery. Dodatkowo daje wynik niezależny od użytych jednostek (pod warunkiem, że użyta jednostka czasu jest druga).
Technika rakietowa
W rakietach jedyną masą reakcyjną jest paliwo, więc stosuje się równoważny sposób obliczania impulsu właściwego w sekundach. Impuls właściwy jest definiowany jako ciąg całkujący w czasie na jednostkę masy na Ziemi materiału miotającego:
gdzie
- to impuls właściwy mierzony w sekundach,
- to średnia prędkość spalin wzdłuż osi silnika (wm/s lub ft/s),
- to standardowa grawitacja (w m/s 2 lub ft/s 2 ).
W rakietach, ze względu na efekty atmosferyczne, impuls właściwy zmienia się wraz z wysokością, osiągając maksimum w próżni. Dzieje się tak dlatego, że prędkość spalin nie jest po prostu funkcją ciśnienia w komorze, ale jest funkcją różnicy między wnętrzem a zewnętrzem komory spalania . Wartości są zwykle podawane dla pracy na poziomie morza („sl”) lub w próżni („vac”).
Impuls właściwy jako efektywna prędkość spalin
Ze względu na współczynnik geocentryczny g 0 w równaniu na impuls właściwy, wielu preferuje alternatywną definicję. Impuls właściwy rakiety można zdefiniować w kategoriach ciągu na jednostkę przepływu masy paliwa. Jest to równie ważny (i pod pewnymi względami nieco prostszy) sposób określania skuteczności paliwa rakietowego. W przypadku rakiety zdefiniowany w ten sposób impuls właściwy jest po prostu efektywną prędkością spalin względem rakiety, v e . „W rzeczywistych dyszach rakietowych prędkość spalin nie jest tak naprawdę jednolita na całym przekroju wylotowym, a takie profile prędkości są trudne do dokładnego zmierzenia. Jednolitą prędkość osiową, v e , zakłada się we wszystkich obliczeniach, które wykorzystują jednowymiarowe opisy problemów. Ta efektywna prędkość spalin reprezentuje średnią lub równoważną masowo prędkość, przy której propelent jest wyrzucany z pojazdu rakietowego." Obie definicje impulsu właściwego są do siebie proporcjonalne i powiązane ze sobą poprzez:
gdzie
- to konkretny impuls w sekundach,
- jest impulsem właściwym mierzonym w m/s , który jest taki sam jak efektywna prędkość spalin mierzona w m/s (lub ft/s, jeśli g jest wyrażone w ft/s 2 ),
- to standardowa grawitacja , 9,80665 m/s 2 (w jednostkach imperialnych 32,174 ft/s 2 ).
Równanie to obowiązuje również w przypadku silników odrzutowych z oddychaniem powietrzem, ale jest rzadko stosowane w praktyce.
(Zauważ, że czasami używane są różne symbole; na przykład, c jest również czasami widoczne dla prędkości spalin. Chociaż symbol może być logicznie używany do określenia impulsu w jednostkach (N·s^3)/(m·kg); aby uniknąć zamieszania, wskazane jest zarezerwowanie tego dla określonego impulsu mierzonego w sekundach.)
Jest to związane z ciągiem lub siłą naprzód na rakiecie za pomocą równania:
gdzie jest masowe natężenie przepływu paliwa, czyli tempo spadku masy pojazdu.
Rakieta musi nieść ze sobą całe paliwo, więc masa niespalonego paliwa musi być przyspieszana razem z samą rakietą. Minimalizacja masy paliwa wymaganego do osiągnięcia określonej zmiany prędkości ma kluczowe znaczenie dla budowy skutecznych rakiet. W Wzór Ciołkowskiego wynika, że na rakiety z danej pustej masy i pewnej ilości propelentu całkowita zmiana prędkości może wykonać jest proporcjonalna do efektywnej prędkości spalin.
Statek kosmiczny bez napędu porusza się po orbicie określonej przez jego trajektorię i dowolne pole grawitacyjne. Odchylenia od odpowiedniego wzorca prędkości (nazywane są Δ v ) są osiągane przez wysyłanie masy spalin w kierunku przeciwnym do pożądanej zmiany prędkości.
Rzeczywista prędkość spalin a efektywna prędkość spalin
Gdy silnik pracuje w atmosferze, prędkość spalin jest zmniejszana przez ciśnienie atmosferyczne, co z kolei zmniejsza impuls właściwy. Jest to zmniejszenie efektywnej prędkości spalin w stosunku do rzeczywistej prędkości spalin osiąganej w warunkach próżni. W przypadku silników rakietowych z cyklem generatora gazu , występuje więcej niż jeden strumień gazów spalinowych, ponieważ gazy spalinowe z turbopompy wychodzą przez oddzielną dyszę. Obliczenie efektywnej prędkości spalin wymaga uśrednienia dwóch przepływów masowych oraz uwzględnienia ciśnienia atmosferycznego.
W przypadku silników odrzutowych oddychających powietrzem, zwłaszcza turbowentylatorów , rzeczywista prędkość spalin i efektywna prędkość spalin różnią się o rzędy wielkości. Dzieje się tak dlatego, że przy użyciu powietrza jako masy reakcyjnej uzyskuje się duży dodatkowy pęd. Pozwala to na lepsze dopasowanie prędkości powietrza do prędkości spalin, co oszczędza energię/paliwo i znacznie zwiększa efektywną prędkość spalin, jednocześnie zmniejszając rzeczywistą prędkość spalin.
Przykłady
Typ silnika | Pierwszy bieg | Scenariusz | Spec. zużycie paliwa | Specyficzny impuls (y) |
Efektywna prędkość spalin (m/s) |
Masa |
Stosunek ciągu do masy (poziom morza) |
|
---|---|---|---|---|---|---|---|---|
(funt/funt-f·h) | (g/kN·s) | |||||||
Silnik rakietowy na paliwo stałe Avio P80 | 2006 | Odkurzacz pierwszego stopnia Vega | 13 | 360 | 280 | 2700 | 16160 funtów (7330 kg) (pusty) | |
Silnik rakietowy Avio Zefiro 23 na paliwo stałe | 2006 | Odkurzacz drugiego stopnia Vega | 12.52 | 354,7 | 287,5 | 2819 | 4266 funtów (1935 kg) (pusty) | |
Silnik rakietowy Avio Zefiro 9A na paliwo stałe | 2008 | Odkurzacz trzeciego stopnia Vega | 12.20 | 345,4 | 295,2 | 2895 | 1997 funtów (906 kg) (pusty) | |
Silnik rakietowy na paliwo ciekłe RD-843 | Próżnia górnego stopnia Vega | 11,41 | 323,2 | 315,5 | 3094 | 35,1 funta (15,93 kg) (na sucho) | ||
Silnik rakietowy na paliwo płynne Kouznetsov NK-33 | lata 70. | N-1F , próżnia pierwszego stopnia Soyuz-2-1v | 10,9 | 308 | 331 | 3250 | 2730 funtów (1240 kg) (na sucho) | 136,8 |
Silnik rakietowy na paliwo ciekłe NPO Energomash RD-171M | Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , odkurzacz pierwszego stopnia Zenit-3F | 10,7 | 303 | 337 | 3300 | 21500 funtów (9750 kg) (na sucho) | 79,57 | |
Silnik rakietowy LE-7A na paliwo płynne | H-IIA , H-IIB próżnia pierwszego stopnia | 8.22 | 233 | 438 | 4300 | 4000 funtów (1800 kg) (na sucho) | 62,2 | |
Kriogeniczny silnik rakietowy Snecma HM-7B | Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA próżnia górnego stopnia | 8.097 | 229,4 | 444.6 | 4360 | 364 funty (165 kg) (na sucho) | 43,25 | |
Kriogeniczny silnik rakietowy LE-5B-2 | H-IIA , H-IIB próżnia stopnia górnego | 8.05 | 228 | 447 | 4380 | 640 funtów (290 kg) (na sucho) | 51,93 | |
Kriogeniczny silnik rakietowy Aerojet Rocketdyne RS-25 | 1981 | Prom kosmiczny , próżnia pierwszego stopnia SLS | 7,95 | 225 | 453 | 4440 | 7004 funtów (3177 kg) (na sucho) | 53,79 |
Kriogeniczny silnik rakietowy Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 | Delta III , Delta IV , próżnia górnego stopnia SLS | 7,734 | 219,1 | 465,5 | 4565 | 664 funty (301 kg) (na sucho) | 37,27 | |
Ramjet | Macha 1 | 4,5 | 130 | 800 | 7800 | |||
NERVA NRX A6 jądrowy termiczny silnik rakietowy | 1967 | odkurzać | 869 | 40,001 funta (18,144 kg) (na sucho) | 1,39 | |||
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turbowentylator | Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statyczny poziom morza ( podgrzewanie ) | 2,5 | 70,8 | 1440 | 14120 | 2107 funtów (956 kg) (na sucho) | 7,59 | |
GE F101-GE-102 turbowentylatorowe | lata 70. | B-1B statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2,46 | 70 | 1460 | 14400 | 4400 funtów (2 000 kg) (na sucho) | 7.04 |
Tumansky R 25-300 turboodrzutowe | MIG-21bis statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2.206 | 62,5 | 1632 | 16000 | 2679 funtów (1215 kg) (na sucho) | 5,6 | |
GE J85-GE-21 turboodrzutowy | F-5E/F statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2.13 | 60,3 | 1690 | 16570 | 640 funtów (290 kg) (na sucho) | 7,81 | |
GE F110-GE-132 turbowentylator | F-16E/F Block 60 lub -129 podwyższają statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2,09 | 59,2 | 1722 | 16890 | 4050 funtów (1840 kg) (na sucho) | 7,9 | |
Honeywell / ITEC F125-GA-100 turbofan | F-CK-1 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2,06 | 58,4 | 1748 | 17140 | 1360 funtów (620 kg) (na sucho) | 6,8 | |
Snecma M53-P2 turbofan | Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/modernizacja statycznego poziomu morza (podgrzewanie) | 2,05 | 58,1 | 1756 | 17220 | 3307 funtów (1500 kg) (na sucho) | 6,46 | |
Snecma Atar 09C turboodrzutowy | Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , prototypowy statyczny poziom morza Mirage IV (podgrzewanie) | 2,03 | 57,5 | 1770 | 17400 | 3210 funtów (1456 kg) (na sucho) | 4.13 | |
Snecma Atar 09K-50 turboodrzutowy | Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,991 | 56,4 | 1808 | 17730 | 3.487 funtów (1582 kg) (na sucho) | 4,55 | |
GE J79-GE-15 turboodrzutowy | F-4E/EJ/F/G , RF-4E statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,965 | 55,7 | 1832 | 17970 | 3850 funtów (1750 kg) (na sucho) | 4,6 | |
Saturn AL-31F turbowentylator | Su-27/P/K statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,96 | 55,5 | 1837 | 18010 | 3350 funtów (1520 kg) (na sucho) | 8.22 | |
J-58 turboodrzutowy | 1958 | SR-71 z prędkością 3,2 Macha (podgrzewanie) | 1,9 | 53,8 | 1895 | 18580 | 6000 funtów (2700 kg) (na sucho) | |
GE F110-GE-129 turbowentylator | F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,9 | 53,8 | 1895 | 18580 | 3980 funtów (1810 kg) (na sucho) | 7.36 | |
Sołowiew D-30F6 turbowentylator | MiG-31 , S-37/Su-47 statyczny poziom morza (Reheat) | 1,863 | 52,8 | 1932 | 18950 | 5326 funtów (2416 kg) (na sucho) | 7,856 | |
Lulka AL-21F-3 turboodrzutowy | Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,86 | 52,7 | 1935 | 18980 | 3790 funtów (1720 kg) (na sucho) | 5,61 | |
Klimov RD-33 turbowentylator | 1974 | MiG-29 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,85 | 52,4 | 1946 | 19080 | 2326 funtów (1055 kg) (na sucho) | 7,9 |
Saturn AL-41F-1S turbowentylator | Su-35S/T-10BM statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,819 | 51,5 | 1979 | 1941 | 3536 funtów (1604 kg) (na sucho) | 8.75-9.04 | |
Volvo RM12 turbofan | 1978 | Gripen A/B/C/D statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,78 | 50,4 | 2022 | 19830 | 2315 funtów (1050 kg) (na sucho) | 7,82 |
GE F404-GE-402 turbowentylator | F/A-18C/D statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,74 | 49 | 2070 | 20300 | 2282 funty (1035 kg) (na sucho) | 7,756 | |
Kuzniecow NK-32 turbowentylator | 1980 | Tu-144LL , Tu-160 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,7 | 48 | 2100 | 21000 | 7500 funtów (3400 kg) (na sucho) | 7,35 |
Snecma M88-2 turbowentylator | 1989 | Rafale statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,663 | 47.11 | 2165 | 21230 | 1,978 funta (897 kg) (na sucho) | 8.52 |
Eurojet EJ 200 turbofan | 1991 | Eurofighter , prototypowy Bloodhound LSR statyczny poziom morza (Reheat) | 1,66–1,73 | 47–49 | 2080–2170 | 20400–21300 | 2180,0 funtów (988,83 kg) (na sucho) | 9.17 |
GE J85-GE-21 turboodrzutowy | F-5E/F statyczny poziom morza (suchy) | 1,24 | 35,1 | 2900 | 28500 | 640 funtów (290 kg) (na sucho) | 5,625 | |
RR/Snecma Olympus 593 turboodrzutowy | 1966 | Concorde w rejsie Mach 2 (suchy) | 1.195 | 33,8 | 3010 | 29500 | 7000 funtów (3175 kg) (na sucho) | |
Snecma Atar 09C turboodrzutowy | Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , prototypowy statyczny poziom morza Mirage IV (suchy) | 1,01 | 28,6 | 3560 | 35000 | 3210 funtów (1456 kg) (na sucho) | 2,94 | |
Snecma Atar 09K-50 turboodrzutowy | Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statyczny poziom morza (suchy) | 0,981 | 27,8 | 3670 | 36000 | 3.487 funtów (1582 kg) (na sucho) | 2,35 | |
Snecma Atar 08K-50 turboodrzutowy | Statyczny poziom morza Super Étendard | 0,971 | 27,5 | 3710 | 36400 | 2568 funtów (1165 kg) (na sucho) | ||
Tumansky R 25-300 turboodrzutowe | MIG-21bis statyczny poziom morza (suchy) | 0,961 | 27,2 | 3750 | 36700 | 2679 funtów (1215 kg) (na sucho) | ||
Lulka AL-21F-3 turboodrzutowy | Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statyczny poziom morza (suchy) | 0,86 | 24,4 | 4190 | 41100 | 3790 funtów (1720 kg) (na sucho) | 3,89 | |
GE J79-GE-15 turboodrzutowy | F-4E/EJ/F/G , RF-4E statyczny poziom morza (suchy) | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | 3850 funtów (1750 kg) (na sucho) | 2,95 | |
Snecma M53-P2 turbofan | Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/modernizacja statyczny poziom morza (sucha) | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | 3307 funtów (1500 kg) (na sucho) | 4,37 | |
Volvo RM12 turbofan | 1978 | Gripen A/B/C/D statyczny poziom morza (suchy) | 0,824 | 23,3 | 4370 | 42800 | 2315 funtów (1050 kg) (na sucho) | 5.244 |
RR Turbomeca Adour Mk 106 turbowentylator | 1999 | Jaguar modernizacja statyczny poziom morza (suchy) | 0,81 | 23 | 4400 | 44000 | 1,784 funta (809 kg) (na sucho) | 4,725 |
Honeywell / ITEC F124-GA-100 turbofan | 1979 | L-159 , X-45 statyczny poziom morza | 0,81 | 22,9 | 4440 | 43600 | 1050 funtów (480 kg) (na sucho) | 5,3 |
Honeywell / ITEC F125-GA-100 turbofan | F-CK-1 statyczny poziom morza (suchy) | 0,8 | 22,7 | 4500 | 44100 | 1360 funtów (620 kg) (na sucho) | 4,43 | |
PW-9 JT8D turbofan | 737 Oryginalny rejs | 0,8 | 22,7 | 4500 | 44100 | 3205–3402 funtów (1454–1543 kg) (na sucho) | ||
PW J52-P-408 turboodrzutowy | A-4M/N , TA-4KU , EA-6B statyczny poziom morza | 0,79 | 22,4 | 4560 | 44700 | 2318 funtów (1051 kg) (na sucho) | 4,83 | |
Saturn AL-41F-1S turbowentylator | Su-35S/T-10BM statyczny poziom morza (suchy) | 0,79 | 22,4 | 4560 | 44700 | 3536 funtów (1604 kg) (na sucho) | 5.49 | |
Snecma M88-2 turbowentylator | 1989 | Rafale statyczny poziom morza (suchy) | 0,782 | 22.14 | 4600 | 45100 | 1,978 funta (897 kg) (na sucho) | 5.68 |
Klimov RD-33 turbowentylator | 1974 | MiG-29 statyczny poziom morza (suchy) | 0,77 | 21,8 | 4680 | 45800 | 2326 funtów (1055 kg) (na sucho) | 4,82 |
RR Pegasus 11-61 turbofan | AV-8B+ statyczny poziom morza | 0,76 | 21,5 | 4740 | 46500 | 3960 funtów (1800 kg) (na sucho) | 6 | |
Eurojet EJ 200 turbofan | 1991 | Eurofighter , Prototyp Bloodhound LSR statyczny poziom morza (suchy) | 0,74–0,81 | 21–23 | 4400–4900 | 44000–48000 | 2180,0 funtów (988,83 kg) (na sucho) | 6.11 |
GE F414-GE-400 turbowentylator | 1993 | F/A-18E/F statyczny poziom morza (suchy) | 0,724 | 20,5 | 4970 | 48800 | 2445 funtów (1109 kg) (na sucho) | 5.11 |
Kuzniecow NK-32 turbowentylator | 1980 | Tu-144LL , Tu-160 statyczny poziom morza (suchy) | 0,72-0,73 | 20–21 | 4900–5000 | 48000–49000 | 7500 funtów (3400 kg) (na sucho) | 4.06 |
Turbowentylator z przekładnią Honeywell ALF502R-5 | BAe 146-100/200/200ER/300 rejs | 0,72 | 20,4 | 5000 | 49000 | 1,336 funtów (606 kg) (na sucho) | 5.22 | |
Sołowiew D-30F6 turbowentylator | MiG-31 , S-37/Su-47 statyczny poziom morza (suchy) | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 5326 funtów (2416 kg) (na sucho) | 3,93 | |
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 turbowentylator | 1972 | Statyczny poziom morza Alpha Jet | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 650 funtów (295 kg) (na sucho) | 4,567 |
Sołowiew D-30KP-2 turbowentylator | Ił-76MD/MDK/SK/VPK , Ił-78/M rejs | 0,715 | 20,3 | 5030 | 49400 | 5820 funtów (2640 kg) (na sucho) | 5.21 | |
Sołowiew D-30KU-154 turbowentylator | Rejs Tu-154M | 0,705 | 20,0 | 5110 | 50100 | 5082 funty (2305 kg) (na sucho) | 4,56 | |
Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 turbowentylator | 1981 | Kawasaki T-4 statyczny poziom morza | 0,7 | 19,8 | 5140 | 50400 | 750 funtów (340 kg) (na sucho) | 4,9 |
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 turbowentylator | 1984 | Fokker 70 , Fokker 100 rejs | 0,69 | 19,5 | 5220 | 51200 | 3185 funtów (1445 kg) (na sucho) | 4.2 |
GE CF34-3 turbofan | 1982 | CRJ100 / 200 , seria CL600 , CL850 rejs | 0,69 | 19,5 | 5220 | 51200 | 1670 funtów (760 kg) (na sucho) | 5,52 |
GE CF34-8E turbofan | Rejs E170/175 | 0,68 | 19,3 | 5290 | 51900 | 1200 kg (2600 funtów) (na sucho) | 5,6 | |
Turbowentylator z przekładnią Honeywell TFE731-60 | Falcon 900EX/DX/LX, rejs VC-900 | 0,679 | 19,2 | 5300 | 52000 | 988 funtów (448 kg) (na sucho) | 5,06 | |
CFM CFM56-2C1 turbowentylator | Rejs DC-8 Super 70 | 0,671 | 19,0 | 5370 | 52600 | 4635 funtów (2102 kg) (na sucho) | 4.746 | |
GE CF34-8C turbofan | Rejs CRJ700/900/1000 | 0,67-0,68 | 19 | 5300–5400 | 52000-53000 | 2400–2450 funtów (1090–1110 kg) (na sucho) | 5,7-6,1 | |
CFM CFM56-3C1 turbowentylator | 737 Klasyczny rejs | 0,667 | 18,9 | 5400 | 52900 | 4308-4334 funtów (1954-1966 kg) (na sucho) | 5,46 | |
Saturn AL-31F turbowentylator | Su-27/P/K statyczny poziom morza (suchy) | 0,666-0,78 | 18,9–22,1 | 4620-5410 | 45300-53000 | 3350 funtów (1520 kg) (na sucho) | 4,93 | |
RR Spey RB.168 Mk.807 turbofan | Statyczny poziom morza AMX | 0,66 | 18,7 | 5450 | 53500 | 2417 funtów (1096 kg) (na sucho) | 4,56 | |
CFM CFM56-2A2 turbowentylator | 1974 | Rejs E-3D, KE-3A , E-6A/B | 0,66 | 18,7 | 5450 | 53500 | 4819 funtów (2186 kg) (na sucho) | 4,979 |
RR BR725 turbofan | 2008 | Rejs G650/ER | 0,657 | 18,6 | 5480 | 53700 | 3605 funtów (1635,2 kg) (na sucho) | 4,69 |
CFM CFM56-2B1 turbowentylator | Rejs KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE | 0,65 | 18,4 | 5540 | 54300 | 4672 funty (2119 kg) (na sucho) | 4,7 | |
GE CF34-10A turbofan | Rejs ARJ21 | 0,65 | 18,4 | 5540 | 54300 | 3700 funtów (1700 kg) (na sucho) | 5.1 | |
CFE CFE738-1-1B turbowentylator | 1990 | Rejs Falcon 2000 | 0,645 | 18,3 | 5580 | 54700 | 1,325 funta (601 kg) (na sucho) | 4,32 |
RR BR710 turbofan | 1995 | C-37, Gulfstream V , G550 , E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express/XRS, Global 5000/6000 , Raytheon Sentinel , GlobalEye (oryginalny) rejs | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 4009 funtów (1818,4 kg) (na sucho) | 3,84 |
GE F110-GE-129 turbowentylator | F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statyczny poziom morza (suchy) | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3980 funtów (1810 kg) (na sucho) | 4.27 | |
GE F110-GE-132 turbowentylator | F-16E/F Block 60 lub -129 podwyższenie statycznego poziomu morza (suchy) | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 4050 funtów (1840 kg) (na sucho) | ||
GE CF34-10E turbofan | E190/195 , Lineage 1000 rejs | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3700 funtów (1700 kg) (na sucho) | 5.2 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 turbowentylator | Statyczny poziom morza Tornado ECR (suchy) | 0,637 | 18,0 | 5650 | 55400 | 2160 funtów (980 kg) (na sucho) | 4.47 | |
CFM CF6-50C2 turbofan | A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/F/CF , rejs KC-10A | 0,63 | 17,8 | 5710 | 56000 | 8731 funtów (3960 kg) (na sucho) | 6.01 | |
Powerjet SaM146-1S18 turbofan | Rejs Superjetem LR | 0,629 | 17,8 | 5720 | 56100 | 4980 funtów (2260 kg) (na sucho) | 3,5 | |
CFM CFM56-7B24 turbowentylator | rejs 737-700/800/900 | 0,627 | 17,8 | 5740 | 56300 | 5216 funtów (2366 kg) (na sucho) | 4,6 | |
RR BR715 turbofan | 1997 | 717 rejs | 0,62 | 17,6 | 5810 | 56900 | 4597 funtów (2085 kg) (na sucho) | 4,55-4,68 |
PW F119-PW-100 turbofan | 1992 | F-22 statyczny poziom morza (suchy) | 0,61 | 17,3 | 5900 | 57900 | 3900 funtów (1800 kg) (na sucho) | 6,7 |
GE CF6-80C2-B1F turbowentylatorowe | 747-400 rejs | 0,605 | 17,1 | 5950 | 58400 | 9499 funtów (4309 kg) | 6,017 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turbowentylator | Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statyczny poziom morza (suchy) | 0,598 | 16,9 | 6020 | 59000 | 2107 funtów (956 kg) (na sucho) | 4,32 | |
CFM CFM56-5A1 turbowentylator | A320-111 / 211 cruise | 0,596 | 16,9 | 6040 | 59200 | 5139 funtów (2331 kg) (na sucho) | 5 | |
Aviadvigatel PS-90A1 turbofan | Ił-96-400 / T rejs | 0,595 | 16,9 | 6050 | 59300 | 6500 funtów (2950 kg) (na sucho) | 5,9 | |
PW PW2040 turbofan | 757-200/200ET/200F , rejs C-32 | 0,582 | 16,5 | 6190 | 60700 | 7185 funtów (3259 kg) | 5.58 | |
PW PW4098 turbofan | rejs 777-300 | 0,581 | 16,5 | 6200 | 60800 | 36 400 funtów (16 500 kg) (na sucho) | 5,939 | |
GE CF6-80C2-B2 turbowentylatorowe | 767-200ER/300/300ER rejs | 0,576 | 16,3 | 6250 | 61300 | 9388 funtów (4258 kg) | 5.495 | |
IAE V2525-D5 turbofan | Rejs MD-90 | 0,574 | 16,3 | 6270 | 61500 | 5252 funty (2382 kg) | 4,76 | |
IAE V2533-A5 turbofan | Rejs A321-231 | 0,574 | 16,3 | 6270 | 61500 | 5139 funtów (2331 kg) | 6,42 | |
GE F101-GE-102 turbowentylatorowe | lata 70. | B-1B statyczny poziom morza (suchy) | 0,562 | 15,9 | 6410 | 62800 | 4400 funtów (2 000 kg) (na sucho) | 3,9 |
RR Trent 700 turbofan | 1992 | A330 , A330 MRTT , rejs Beluga XL | 0,562 | 15,9 | 6410 | 62800 | 13580 funtów (6160 kg) (na sucho) | 4,97-5,24 |
RR Trent 800 turbofan | 1993 | 777-200/200ER/300 rejs | 0,560 | 15,9 | 6430 | 63000 | 13 400 funtów (6078 kg) (na sucho) | 5,7-6,9 |
Silnik turbowentylatorowy Sich Progress D-18T | 1980 | An-124 , rejs An-225 | 0,546 | 15,5 | 6590 | 64700 | 9000 funtów (4100 kg) (na sucho) | 5,72 |
CFM CFM56-5B4 turbowentylator | Rejs A320-214 | 0,545 | 15,4 | 6610 | 64800 | 5412–5513 funtów (2454,8–2500,6 kg) (na sucho) | 5.14 | |
CFM CFM56-5C2 turbowentylator | Rejs A340-211 | 0,545 | 15,4 | 6610 | 64800 | 5830 funtów (2644,4 kg) (na sucho) | 5.47 | |
RR Trent 500 turbofan | 1999 | Rejs A340-500/600 | 0,542 | 15,4 | 6640 | 65100 | 11 000 funtów (4990 kg) (na sucho) | 5,07-5,63 |
CFM LEAP-1B turbowentylator | 2014 | 737 MAX rejs | 0,53-0,56 | 15-16 | 6400–6800 | 63000–67000 | 6130 funtów (2780 kg) (na sucho) | |
Aviadvigatel PD-14 turbowentylatorowe | 2014 | Rejs MC-21-310 | 0,526 | 14,9 | 6840 | 67100 | 6330 funtów (2870 kg) (na sucho) | 4,88 |
RR Trent 900 turbofan | 2003 | Rejs A380 | 0,522 | 14,8 | 6900 | 67600 | 13 770 funtów (6246 kg) (na sucho) | 5,46-6,11 |
PW TF33-P-3 turbofan | B-52H, NB-52H statyczny poziom morza | 0,52 | 14,7 | 6920 | 67900 | 3900 funtów (1800 kg) (na sucho) | 4.36 | |
GE GE90-85B turbofan | rejs 777-200/200ER | 0,52 | 14,7 | 6920 | 67900 | 17400 funtów (7900 kg) | 5,59 | |
GE GEnx-1B76 turbowentylatorowe | 2006 | 787-10 rejs | 0,512 | 14,5 | 7030 | 69000 | 2658 funtów (1206 kg) (na sucho) | 5,62 |
Turbowentylator z przekładnią PW PW1400G | Rejs MC-21 | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 6300 funtów (2857,6 kg) (na sucho) | 5.01 | |
CFM LEAP-1C turbofan | 2013 | Rejs C919 | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 8662-8675 funtów (3929-3935 kg) (na mokro) | |
CFM LEAP 1A turbowentylatorowe | 2013 | Rejs rodzinny A320neo | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 6592-6951 funtów (2990-3153 kg) (na mokro) | |
RR Trent 7000 turbofan | 2015 | Rejs A330neo | 0,506 | 14,3 | 7110 | 69800 | 14 209 funtów (6445 kg) (na sucho) | 5.13 |
RR Trent 1000 turbofan | 2006 | 787 rejs | 0,506 | 14,3 | 7110 | 69800 | 13 087-13 492 funtów (5936-6120 kg) (na sucho) | |
RR Trent XWB-97 turbowentylatorowe | 2014 | Rejs A350-1000 | 0,478 | 13,5 | 7530 | 73900 | 16640 funtów (7550 kg) (na sucho) | 5,82 |
Turbowentylator z przekładnią PW 1127G | 2012 | Rejs A320neo | 0,463 | 13.1 | 7780 | 76300 | 6300 funtów (2857,6 kg) (na sucho) | |
RR AE 3007H turbofan | RQ-4 , MQ-4C statyczny poziom morza | 0,39 | 11,0 | 9200 | 91000 | 1581 funtów (717 kg) (na sucho) | 5.24 | |
GE F118-GE-100 turbowentylator | lata 80. | B-2A Blok 30 statyczny poziom morza | 0,375 | 10,6 | 9600 | 94000 | 3200 funtów (1500 kg) (na sucho) | 5,9 |
GE F118-GE-101 turbowentylatorowe | lata 80. | Statyczny poziom morza U-2S | 0,375 | 10,6 | 9600 | 94000 | 3150 funtów (1430 kg) (na sucho) | 6.03 |
CFM CF6-50C2 turbofan | A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/30F/30F(CF) , KC-10A statyczny poziom morza | 0,371 | 10,5 | 9700 | 95000 | 8731 funtów (3960 kg) (na sucho) | 6.01 | |
GE TF34-GE-100 turbowentylatorowe | A-10A, OA-10A, YA-10B statyczny poziom morza | 0,37 | 10,5 | 9700 | 95000 | 1440 funtów (650 kg) (na sucho) | 6,295 | |
CFM CFM56-2B1 turbowentylator | KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE statyczny poziom morza; | 0,36 | 10 | dziesięć tysięcy | 98000 | 4672 funty (2119 kg) (na sucho) | 4,7 | |
Silnik turbowentylatorowy Sich Progress D-18T | 1980 | An-124 , An-225 statyczny poziom morza | 0,345 | 9,8 | 10400 | 102000 | 9000 funtów (4100 kg) (na sucho) | 5,72 |
PW F117-PW-100 turbofan | Statyczny poziom morza C-17 | 0,34 | 9,6 | 10600 | 104000 | 7100 funtów (3200 kg) | 5,41-6,16 | |
PW PW2040 turbofan | 757-200/200ET/200F , C-32 statyczny poziom morza | 0,33 | 9,3 | 10900 | 107000 | 7185 funtów (3259 kg) | 5.58 | |
CFM CFM56-3C1 turbowentylator | 737 Klasyczny statyczny poziom morza | 0,33 | 9,3 | 11000 | 110000 | 4308-4334 funtów (1954-1966 kg) (na sucho) | 5,46 | |
GE CF6-80C2 turbofan | 747-400 , 767 , KC-767 , MD-11 , A300-600R/600F , A310-300 , A310 MRTT , Beluga , C-5M , Kawasaki C-2 statyczny poziom morza | 0,307-0,344 | 8,7–9,7 | 10500-11700 | 103000-115000 | 9480–9860 funtów (4300–4470 kg) | ||
EA GP7270 turbofan | A380-861 statyczny poziom morza | 0,299 | 8,5 | 12000 | 118000 | 14 797 funtów (6712 kg) (na sucho) | 5.197 | |
GE GE90-85B turbofan | 777-200/200ER/300 statyczny poziom morza | 0,298 | 8.44 | 12080 | 118500 | 17400 funtów (7900 kg) | 5,59 | |
GE GE90-94B turbofan | 777-200/200ER/300 statyczny poziom morza | 0,2974 | 8.42 | 12100 | 118700 | 16 644 funtów (7550 kg) | 5,59 | |
RR Trent 970-84 turbowentylator | 2003 | A380-841 statyczny poziom morza | 0,295 | 8.36 | 12200 | 119700 | 13 825 funtów (6271 kg) (na sucho) | 5.436 |
GE GEnx-1B70 turbowentylatorowe | 787-8 statyczny poziom morza | 0,2845 | 8.06 | 12650 | 124100 | 13552 funtów (6147 kg) (na sucho) | 5.15 | |
RR Trent 1000C turbofan | 2006 | 787-9 statyczny poziom morza | 0,273 | 7,7 | 13200 | 129000 | 13 087-13 492 funtów (5936-6120 kg) (na sucho) |
Silnik | Efektywna prędkość spalin (m/s) |
Specyficzny impuls (y) |
Energia właściwa spalin (MJ/kg) |
---|---|---|---|
Silnik odrzutowy turbowentylatorowy ( rzeczywiste V to ~300 m/s) |
29 000 | 3000 | Około. 0,05 |
Wzmacniacz rakiety na paliwo stałe promu kosmicznego |
2500 | 250 | 3 |
Ciekły tlen - ciekły wodór |
4400 | 450 | 9,7 |
Ksenonowy silnik elektrostatyczny NSTAR | 20 000-30 000 | 1950-3100 | |
Prognozy VASIMR | 30 000–120 000 | 3000-12 000 | 1400 |
Elektrostatyczny popychacz jonów DS4G | 210 000 | 21 400 | 22 500 |
Idealna rakieta fotoniczna | 299 792 458 | 30 570 000 | 89 875 517 874 |
Przykładowy impuls właściwy mierzony w czasie wynosi 453 sekundy , co odpowiada efektywnej prędkości spalin 4440 m/s dla silników RS-25 pracujących w próżni. Silnik odrzutowy oddychający powietrzem ma zazwyczaj znacznie większy impuls właściwy niż rakieta; na przykład turbowentylatorowy silnik odrzutowy może mieć impuls właściwy 6000 sekund lub więcej na poziomie morza, podczas gdy rakieta trwałaby około 200-400 sekund.
Silnik oddychający powietrzem jest więc znacznie bardziej wydajny niż silnik rakietowy, ponieważ powietrze służy jako masa reakcyjna i utleniacz do spalania, które nie musi być przenoszone jako paliwo, a rzeczywista prędkość spalin jest znacznie niższa, a więc energia kinetyczna Odprowadzane spaliny są mniejsze, a zatem silnik odrzutowy zużywa znacznie mniej energii do generowania ciągu. Podczas gdy rzeczywista prędkość spalin jest niższa w przypadku silników z oddychaniem powietrzem, efektywna prędkość spalin jest bardzo wysoka w przypadku silników odrzutowych. Dzieje się tak dlatego, że obliczenia efektywnej prędkości spalin zakładają, że przenoszone paliwo zapewnia całą masę reakcyjną i cały ciąg. Stąd efektywna prędkość spalin nie ma fizycznego znaczenia dla silników z powietrzem; niemniej jednak jest przydatny do porównania z innymi typami silników.
Najwyższy impuls właściwy dla chemicznego paliwa, jakie kiedykolwiek testowano w silniku rakietowym, wynosił 542 sekundy (5,32 km/s) z trójpropelentem składającym się z litu , fluoru i wodoru . Jednak ta kombinacja jest niepraktyczna. Zarówno lit, jak i fluor są bardzo żrące, lit zapala się w kontakcie z powietrzem, fluor zapala się w kontakcie z większością paliw, a wodór, chociaż nie jest hipergoliczny, stanowi zagrożenie wybuchowe. Fluor i fluorowodór (HF) w spalinach są bardzo toksyczne, co szkodzi środowisku, utrudnia pracę przy wyrzutni i znacznie utrudnia uzyskanie pozwolenia na start. Spaliny rakiety są również zjonizowane, co zakłócałoby komunikację radiową z rakietą.
Jądrowe termiczne silniki rakietowe różnią się od konwencjonalnych silników rakietowych tym, że energia jest dostarczana do materiałów miotających przez zewnętrzne jądrowe źródło ciepła zamiast ciepła spalania. Rakieta jądrowa zazwyczaj działa poprzez przepuszczanie ciekłego wodoru przez działający reaktor jądrowy. Testy przeprowadzone w latach 60. dały impulsy właściwe o długości około 850 sekund (8340 m/s), około dwukrotnie większej niż w przypadku silników promu kosmicznego.
Różne inne metody napędu rakietowego, takie jak silniki jonowe , dają znacznie wyższy impuls właściwy, ale mają znacznie niższy ciąg; na przykład silnik z efektem Halla na satelicie SMART-1 ma impuls właściwy 1640 s (16100 m/s), ale maksymalny ciąg wynosi tylko 68 miliniutonów. Vasimr (VASIMR) silnika obecnie w fazie rozwoju teoretycznie przyniesie 20,000-300,000 m / s, a maksymalny nacisk 5,7 niutonów.
Zobacz też
- Silnik odrzutowy
- Impuls
- Równanie rakiety Ciołkowskiego
- Impuls specyficzny dla systemu
- Specyficzna energia
- Standardowa grawitacja
- Specyficzne zużycie paliwa ciągu — zużycie paliwa na jednostkę ciągu
- Ciąg właściwy — ciąg na jednostkę powietrza dla silnika kanałowego
- Wartość opałowa
- Gęstość energii
- Delta-v (fizyka)
- Paliwo rakietowe
- Płynne paliwo rakietowe