Удельный импульс

Изменение скорости в зависимости от количества топлива

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. 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.

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

В атмосферном контексте удельный импульс может включать в себя вклад в импульс, обеспечиваемый массой внешнего воздуха, который каким-либо образом ускоряется двигателем, например, с помощью внутреннего турбовентиляторного двигателя или нагрева за счет участия сгорания топлива с последующим расширением тяги или внешнего гребного 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, 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.

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

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]

Не следует путать тягу 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.

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 причиной того, что все топливо не израсходуется максимально быстро.

Если бы не сопротивление воздуха и уменьшение расхода топлива во время полета, удельный импульс был бы прямой мерой эффективности двигателя в преобразовании веса или массы топлива в поступательный импульс.

Единицы

Наиболее распространенной единицей измерения удельного импульса является вторая, поскольку значения одинаковы независимо от того, выполняются ли расчеты в единицах СИ , британских или обычных единицах. 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 двигателях с газогенераторным циклом . Для воздушно-реактивных двигателей эффективная скорость выхлопа 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 это топливо в сочетании с этим 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]

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

где:

• ${\displaystyle F_{\text{thrust}}}$тяга, получаемая от двигателя ( ньютоны или фунты-силы ),
• ${\displaystyle g_{0}}$— стандартная сила тяжести , которая номинально равна силе тяжести на поверхности Земли (м/с ² или фут/с ² ),
• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$измеряемый удельный импульс (секунды),
• ${\displaystyle {\dot {m}}}$- 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 константа преобразования g ₀ становится ненужной, поскольку пуля по размерам эквивалентна фунтам, разделенным на g ₀ :

$${\displaystyle F_{\text{thrust}}=I_{\text{sp}}\cdot {\dot {m}}\cdot \left(1\mathrm {\frac {ft}{s^{2}}} \right).}$$

I _sp в секундах — это время, в течение которого ракетный двигатель может генерировать тягу при наличии количества топлива, вес которого равен тяге двигателя. Последний член справа необходим для согласованности размеров ( ) ${\textstyle \left(1\mathrm {\frac {ft}{s^{2}}} \right)}$ ${\textstyle \mathrm {lbf} \propto \mathrm {s} \cdot \mathrm {\frac {lbm}{s}} \cdot \mathrm {\frac {ft}{s^{2}}} }$

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]

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

где

• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$– удельный импульс, измеряемый в секундах,
• ${\displaystyle v_{\text{e}}}$- средняя скорость выхлопа вдоль оси двигателя (в м/с или фут/с),
• ${\displaystyle g_{0}}$— стандартная сила тяжести (в м/с ² или футах/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. Для всех расчетов, в которых используются одномерные описания задач, предполагается однородная осевая скорость v _e . 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:

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

• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$– удельный импульс в секундах,
• ${\displaystyle v_{\text{e}}}$— 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 ),
• ${\displaystyle g_{0}}$– стандартная сила тяжести , 9,80665 м/с ² (в общепринятых 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 истечения. Хотя логично, что этот символ может использоваться для обозначения удельного импульса в единицах (Н·с ³ )/(м·кг); во избежание путаницы , желательно зарезервировать это значение для удельного импульса, измеряемого в секундах.) ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

Это связано с тягой или поступательной силой ракеты уравнением: ^[11]

$${\displaystyle F_{\text{thrust}}=v_{\text{e}}\cdot {\dot {m}},}$$

${\displaystyle {\dot {m}}}$

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 движется 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 цитата ]}

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

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 баки большего размера, что, в свою очередь, будет иметь пагубное влияние на ракету-носитель. массовое соотношение . ^[13]

Примеры

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 собой опасность взрыва. Фтор и фтороводород (HF) в выхлопных газах очень токсичны, что наносит вред окружающей среде, затрудняет работу на стартовой площадке и значительно затрудняет получение лицензии на запуск. Выхлопы ракеты также ионизируются, что будет мешать радиосвязи с ракетой. ^{[38] [39] [40]}

Ядерные тепловые ракетные двигатели отличаются от обычных ракетных двигателей тем, что энергия подается к топливам за счет внешнего ядерного источника тепла вместо теплоты сгорания . ^[41] Ядерная ракета обычно работает, пропуская жидкий газообразный водород через работающий ядерный реактор. Испытания в 1960-х годах 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 переменным удельным импульсом (VASIMR), который в настоящее время находится в стадии разработки, 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]

Смотрите 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

Рекомендации

1. «Что такое удельный импульс?». Группа качественных рассуждений . Проверено 22 декабря 2009 г.
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.
4. «Обзор миссии». исследовать Марсноу . Проверено 23 декабря 2009 г.
5. «Конкретный 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.
8. Элементы ракетного движения, 7-е издание Джорджа П. Саттона, Oscar Biblarz
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 системы. 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 ( помощь )
13. «Ракетное топливо». braeunig.us . Проверено 20 сентября 2022 г.
14. "НК33". Энциклопедия космонавтики.
15. _ Энциклопедия космонавтики.
16. Натан Мейер (21 марта 2005 г.). «Технические характеристики военных турбореактивных / турбовентиляторных двигателей». Архивировано из оригинала 11 февраля 2021 года.
17. "Фланкер". Международный журнал AIR . 23 марта 2017 г.
18. «Турбовентиляторный двигатель EJ200» (PDF) . МТУ Аэро Двигатели. Апрель 2016.
19. 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.
20. Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» (PDF) . п. 126. ИСБН 9782952938013.
21. Натан Мейер (3 апреля 2005 г.). «Характеристики гражданского турбореактивного двигателя / турбовентилятора». Архивировано из оригинала 17 августа 2021 года.
22. Илан Кроо. «Данные о больших турбовентиляторных двигателях». Проектирование самолетов: синтез и анализ . Стэндфордский Университет. Архивировано из оригинала 11 января 2017 года.
23. 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) .
24. "Веб-страница Школы аэронавтики и астронавтики Пердью - TFE731" .
25. Ллойд Р. Дженкинсон и др. (30 июля 1999 г.). «Проектирование гражданских реактивных самолетов: файл данных двигателя». Эльзевир/Баттерворт-Хайнеманн.
26. «Газотурбинные двигатели» (PDF) . Авиационная неделя . 28 января 2008 г. стр. 137–138.
27. Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных». ISBN 9782952938013.
28. Владимир Карнозов (19 августа 2019 г.). «Авиадвигатель» рассматривает возможность замены ПС-90А ПД-14 большей тяги». АЙН онлайн .
29. Летные характеристики ионной двигательной установки NSTAR в миссии Deep Space One. Материалы аэрокосмической конференции. IEEExplore. 2000. дои : 10.1109/AERO.2000.878373.
30. 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) .
31. 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 .
32. «Vasimr VX 200 достигает рубежа полной энергоэффективности» . spacefellowship.com . Проверено 13 мая 2021 г.
33. «ЕКА и австралийская команда совершили прорыв в области космических двигателей» . Cordis.europa.eu . 18 января 2006 г.
34. _ www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 3 марта 2016 года.
35. «11.6 Производительность реактивных двигателей». web.mit.edu .
36. Данн, Брюс П. (2001). «Readme Данна». Архивировано из оригинала 20 октября 2013 года . Проверено 12 июля 2014 г.
37. «Эффективная скорость выхлопа | инженерия» . Британская энциклопедия .
38. «Топливо - Где в настоящее время находится трехкомпонентное топливо литий-фтор-водород?». Обмен стеками по исследованию космоса .
39. 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.
40. ARBIT, HA, CLAPP, SD, NAGAI, CK, Исследование литий-фтор-водородного топлива. Итоговый отчет НАСА, 1 мая 1970 г.
41. "Офис космического движения и анализа миссий" . Архивировано из оригинала 12 апреля 2011 года . Проверено 20 июля 2011 г.
42. Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства, Ядерные двигатели в космосе, заархивировано из оригинала 11 декабря 2021 г. , получено 24 февраля 2021 г.
43. «Характеристика ксенонового двигателя с высоким удельным импульсом на эффекте Холла | Mendeley» . Архивировано из оригинала 24 марта 2012 года . Проверено 20 июля 2011 г.
44. Ad Astra (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.

1. На 10 % лучше, чем Трент 700.
2. На 10 % лучше, чем Трент 700.
3. Преимущество в расходе топлива на 15 процентов по сравнению с оригинальным двигателем Trent.
4. 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

• RPA — инструмент проектирования для анализа жидкостных ракетных двигателей
• Список удельных импульсов различных ракетных топлив