Удельный импульс

Изменение скорости в зависимости от количества топлива

Удельный импульс (обычно сокращенно Iуд ) — это мера того, насколько эффективно _{двигатель} реактивной массы , например ракета, использующая топливо, или реактивный двигатель, использующий топливо, создает тягу .

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

Системы движения

Для двигателей, подобных двигателям на холодном газе, реактивной массой которых является только топливо, удельный импульс точно пропорционален эффективной скорости выхлопных газов.

В атмосфере

В атмосферном контексте удельный импульс может включать вклад в импульс, обеспечиваемый массой внешнего воздуха, который ускоряется двигателем, например, сгоранием топлива или внешним пропеллером. Реактивные двигатели и турбовентиляторные двигатели дышат внешним воздухом как для сгорания, так и для обхода, и поэтому имеют гораздо более высокий удельный импульс, чем ракетные двигатели.

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

Удельный импульс в терминах массы затраченного топлива имеет единицы расстояния за время, что является условной скоростью, называемой эффективной скоростью истечения . Она выше фактической скорости истечения, поскольку масса воздуха для сгорания не учитывается. Фактическая и эффективная скорость истечения одинаковы в ракетных двигателях, работающих в вакууме.

Общие соображения

Количество топлива может быть измерено либо в единицах массы, либо в весе. Если используется масса, удельный импульс — это импульс на единицу массы, который, как показывает размерный анализ , имеет единицы скорости, в частности эффективную скорость истечения . Поскольку система СИ основана на массе, этот тип анализа обычно выполняется в метрах в секунду. Если используется система единиц, основанная на силе, импульс делится на вес топлива (вес является мерой силы), что приводит к единицам времени (секундам). Эти две формулы отличаются друг от друга стандартным ускорением свободного падения ( g ₀ ) на 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 за заданное время и тем эффективнее топливо. Это не следует путать с физической концепцией энергетической эффективности , которая может уменьшаться по мере увеличения удельного импульса, поскольку двигательные системы, которые дают 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, протекающей 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 производит более высокий I _sp, но более низкую тягу, чем RP-1 / LO _2, 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 — производят низкую тягу. ^[4]

При расчете удельного импульса учитывается только топливо, перевозимое с транспортным средством до использования. 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 столь эффективен в наборе высоты, расстояния или скорости, как более легкий двигатель с более низким удельным импульсом, особенно если последний обладает более высоким отношением тяги к весу . Это существенная причина того, что большинство конструкций ракет имеют несколько ступеней. Первая ступень оптимизирована для высокой тяги, чтобы поднять более поздние ступени с более высоким удельным импульсом на большую высоту, где они могут работать более эффективно.

Единицы

Наиболее распространенной единицей для удельного импульса является секунда, поскольку значения идентичны независимо от того, производятся ли расчеты в единицах СИ , имперских или общепринятых единицах США. Почти все производители указывают производительность своих двигателей в секундах, и эта единица также полезна для указания производительности авиационных двигателей. ^[5]

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

Метры в секунду численно эквивалентны ньютон-секундам на кг (Н·с/кг), и измерения удельного импульса в системе СИ могут быть записаны в терминах обеих единиц взаимозаменяемо. Эта единица подчеркивает определение удельного импульса как импульса на единицу массы топлива.

Удельный расход топлива обратно пропорционален удельному импульсу и имеет единицы измерения г/(кН·с) или фунт/(фунт-сила·ч). Удельный расход топлива широко используется для описания производительности воздушно-реактивных двигателей. ^[7]

Удельный импульс в секундах

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

Другими словами, при заданном конкретном двигателе и массе конкретного топлива удельный импульс измеряет, как долго этот двигатель может оказывать непрерывную силу (тягу) до полного сгорания этой массы топлива. Заданная масса более энергоемкого топлива может гореть дольше, чем менее энергоемкое топливо, созданное для оказания той же силы при сгорании в двигателе. Различные конструкции двигателей, сжигающих одно и то же топливо, могут быть не одинаково эффективны в направлении энергии своего топлива в эффективную тягу.

Для всех транспортных средств удельный импульс (импульс на единицу веса 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:

• ${\displaystyle F_{\text{thrust}}}$это тяга, полученная 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 ),
• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$измеренный удельный импульс (секунды),
• ${\displaystyle {\dot {m}}}$массовый расход израсходованного топлива (кг/с или слагов /с)

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

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

I _sp в секундах — это количество времени, в течение которого ракетный двигатель может создавать тягу, учитывая количество топлива, вес которого равен тяге двигателя.

Преимущество этой формулировки в том, что ее можно использовать как для ракет, где вся реактивная масса находится на борту, так и для самолетов, где большая часть реактивной массы берется из атмосферы. Кроме того, она дает результат, не зависящий от используемых единиц (при условии, что единицей времени является секунда).

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

Ракетостроение

В ракетной технике единственной реактивной массой является топливо, поэтому удельный импульс рассчитывается с использованием альтернативного метода, дающего результаты с единицами секунд. Удельный импульс определяется как тяга, интегрированная по времени на единицу веса 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 выхлопных газов вдоль оси двигателя (в м/с или фут/с),
• ${\displaystyle g_{0}}$стандартная сила тяжести (в м/с ² или фут/с ² ).

В ракетах из-за атмосферных эффектов удельный импульс меняется с высотой, достигая максимума в вакууме. Это происходит потому, что скорость истечения является не просто функцией давления в камере, 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 для удельного импульса многие предпочитают альтернативное определение. Удельный импульс ракеты можно определить в терминах тяги на единицу массового расхода топлива. Это столь же допустимый (и в некоторых отношениях несколько более простой) способ определения эффективности ракетного топлива. Для ракеты удельный импульс, определенный таким образом, является просто эффективной скоростью истечения относительно ракеты, v _e . "В реальных ракетных соплах скорость истечения на самом деле неравномерна по всему выходному сечению, и такие профили скорости трудно измерить точно. Равномерная осевая скорость, v _e , предполагается для всех расчетов, которые используют одномерные описания задач. Эта эффективная скорость истечения представляет собой среднюю или эквивалентную массу скорости, с которой топливо выбрасывается из ракетного транспортного средства". ^[10] Два определения удельного импульса пропорциональны друг другу и связаны друг с другом следующим образом: где $${\displaystyle v_{\text{e}}=g_{0}\cdot I_{\text{sp}},}$$

• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$удельный импульс в секундах,
• ${\displaystyle v_{\text{e}}}$— удельный импульс, измеряемый в м/с , который равен эффективной скорости истечения, измеряемой в м/с (или фут/с, если g измеряется в фут/с ² ),
• ${\displaystyle g_{0}}$стандартная скорость свободного падения , 9,80665 м/с ² (в принятых в США единицах 32,174 фута/с ² ).

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

(Обратите внимание, что иногда используются разные символы; например, c иногда используется для обозначения скорости истечения. Хотя этот символ логично использовать для обозначения удельного импульса в единицах (Н·с3 ⁾ /(м·кг); во избежание путаницы желательно зарезервировать его для обозначения удельного импульса, измеряемого в секундах.) ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

Она связана с тягой или поступательной силой, действующей на ракету, уравнением: ^[11] где — массовый расход топлива, представляющий собой скорость уменьшения массы транспортного средства. $${\displaystyle F_{\text{thrust}}=v_{\text{e}}\cdot {\dot {m}},}$$ ${\displaystyle {\dot {m}}}$

Ракета должна нести с собой все свое 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 Циолковского для ракет 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 движителя следует по орбите, определяемой его траекторией и любым гравитационным полем. Отклонения от соответствующей модели скорости (они называются Δ v ) достигаются путем отправки выхлопной массы в направлении, противоположном желаемому изменению скорости.

Фактическая скорость выхлопа против эффективной скорости выхлопа

Когда двигатель работает в атмосфере, скорость истечения уменьшается из-за атмосферного давления, что в свою очередь уменьшает удельный импульс. Это уменьшение 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 истечения требует усреднения двух массовых потоков, а также учета любого атмосферного давления. ^{[ необходима цитата ]}

Для воздушно-реактивных двигателей, особенно турбовентиляторных , фактическая скорость истечения и эффективная скорость истечения отличаются на порядки. Это происходит по нескольким причинам. Во-первых, значительная часть дополнительного импульса получается за счет использования воздуха в качестве реакционной массы, так что продукты сгорания в выхлопе имеют большую массу, чем сгоревшее топливо. Затем инертные газы в атмосфере поглощают тепло от сгорания и посредством полученного расширения обеспечивают дополнительную тягу. Наконец, для турбовентиляторных и других конструкций еще большая тяга создается за счет толкания всасываемого воздуха, который никогда не видит сгорания напрямую. Все это объединяется, чтобы обеспечить лучшее соответствие между воздушной скоростью и скоростью истечения, что экономит энергию/топливо и значительно увеличивает эффективную скорость истечения, одновременно снижая фактическую скорость истечения. ^{[ необходима цитата ]} Опять же, это происходит потому, что масса воздуха не учитывается в расчете удельного импульса, таким образом приписывая весь импульс тяги массе топливного компонента выхлопа и исключая из рассмотрения реакционную массу, инертный газ и влияние приводимых вентиляторов на общую эффективность 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, это все еще полезно для сравнения абсолютной топливной эффективности различных двигателей.

Плотность удельного импульса

Связанная мера, удельный импульс плотности , иногда также называемый импульсом плотности и обычно сокращенно I _s d, является произведением средней удельной массы данной смеси топлива и удельного импульса. ^[12] Хотя это менее важно, чем удельный импульс, это важная мера в конструкции ракеты-носителя, поскольку низкий удельный импульс подразумевает, что для хранения топлива потребуются более крупные баки, что, в свою очередь, окажет пагубное влияние на соотношение масс ракеты-носителя . ^[13]

Удельный расход топлива

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

Примеры

Примером удельного импульса, измеренного во времени, является 453 секунды, что эквивалентно эффективной скорости истечения 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 ракета будет иметь удельный импульс между 200 и 400 секундами. ^[35]

Таким образом, воздушно-реактивный двигатель гораздо более эффективен в плане топлива, чем ракетный двигатель, потому что воздух служит реакционной массой и окислителем для сгорания, который не должен переноситься в качестве топлива, а фактическая скорость истечения намного ниже, поэтому кинетическая энергия, которую уносит выхлоп, ниже, и, таким образом, реактивный двигатель использует гораздо меньше энергии для создания тяги. ^[36] В то время как фактическая скорость истечения ниже для воздушно-реактивных двигателей, эффективная скорость истечения очень высока для реактивных двигателей. Это происходит потому, что расчет эффективной скорости истечения предполагает, что переносимое топливо обеспечивает всю реакционную массу и всю тягу. Следовательно, эффективная скорость истечения не имеет физического смысла для воздушно-реактивных двигателей; тем не менее, она полезна для сравнения с другими типами двигателей. ^[37]

Самый высокий удельный импульс для химического топлива, когда-либо испытанного в ракетном двигателе, составил 542 секунды (5,32 км/с) с трехкомпонентным топливом из лития , фтора и водорода . Однако эта комбинация непрактична. Литий и фтор оба чрезвычайно едкие, литий воспламеняется при контакте с воздухом, фтор воспламеняется при контакте с большинством видов топлива, а водород, хотя и не гиперголичен, представляет собой взрывоопасную опасность. Фтор и фтористый водород (HF) в выхлопе очень токсичны, что наносит вред окружающей среде, затрудняет работу вокруг стартовой площадки и значительно затрудняет получение лицензии на запуск. Выхлоп ракеты также ионизирован, что может помешать радиосвязи с ракетой. ^{[38] [39] [40]}

Ядерные тепловые ракетные двигатели отличаются от обычных ракетных двигателей тем, что энергия подается в топливо внешним источником ядерного тепла вместо тепла сгорания . ^[41] Ядерная ракета обычно работает, пропуская жидкий водородный газ 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 Space Shuttle. ^[42]

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

Смотрите также

• Реактивный двигатель
• Импульс
• Уравнение ракеты Циолковского
• Системно-специфический 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

Примечания

Ссылки

1. "Что такое удельный импульс?". Группа качественного рассуждения. Архивировано из оригинала 4 июля 2016 года . Получено 22 декабря 2009 года .
2. Хатчинсон, Ли (14 апреля 2013 г.). «Новый ракетный двигатель F-1B модернизирует конструкцию эпохи Аполлона с тягой 1,8 млн фунтов». Ars Technica . Получено 15 апреля 2013 г. Мера топливной эффективности ракеты называется ее удельным импульсом (сокращенно «ISP» — или, правильнее, Isp).... «Удельный импульс массы... описывает эффективность создания тяги химической реакцией, и его проще всего представить как величину силы тяги, производимой каждым фунтом (массой) топлива и окислителя, сжигаемого за единицу времени. Это своего рода мера миль на галлон (миль на галлон) для ракет».
3. "Laser-powered Interstellar Probe (Presentation)". Архивировано из оригинала 2 октября 2013 года . Получено 16 ноября 2013 года .
4. "Обзор миссии". exploreMarsnow . Получено 23 декабря 2009 г. .
5. «Удельный импульс». www.grc.nasa.gov .
6. «Что такое удельный импульс?». www.qrg.northwestern.edu .
7. "Удельный расход топлива". www.grc.nasa.gov . Получено 13 мая 2021 г. .
8. Элементы ракетного движения, 7-е издание Джорджа П. Саттона, Оскара Библарца
9. Бенсон, Том (11 июля 2008 г.). «Удельный импульс». NASA . Получено 22 декабря 2009 г.
10. Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2016). Элементы ракетного движения. John Wiley & Sons. стр. 27. ISBN 978-1-118-75388-0.
11. Томас А. Уорд (2010). Аэрокосмические двигательные системы. John Wiley & Sons. стр. 68. ISBN 978-0-470-82497-9.
12. Плотность удельного импульса . Получено 20 сентября 2022 г. . {{cite encyclopedia}}: |website=проигнорировано ( помощь )
13. "Ракетное топливо". braeunig.us . Получено 20 сентября 2022 г. .
14. "NK33". Энциклопедия Астронавтики.
15. "SSME". Энциклопедия Астронавтики.
16. Натан Мейер (21 марта 2005 г.). "Military Turbojet/Turbofan Specifications". Архивировано из оригинала 11 февраля 2021 г.
17. "Flanker". Журнал AIR International . 23 марта 2017 г.
18. "Турбовентиляторный двигатель EJ200" (PDF) . MTU Aero Engines. Апрель 2016 г.
19. Коттас, Ангелос Т.; Бозудис, Михаил Н.; Мадас, Майкл А. «Оценка эффективности турбовентиляторного авиационного двигателя: комплексный подход с использованием двухступенчатой ​​сети VSBM DEA» (PDF) . doi :10.1016/j.omega.2019.102167.
20. Элоди Ру (2007). "Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных" (PDF) . стр. 126. ISBN 9782952938013.
21. Натан Мейер (3 апреля 2005 г.). "Технические характеристики гражданских турбореактивных/турбовентиляторных двигателей". Архивировано из оригинала 17 августа 2021 г.
22. Ilan Kroo. "Data on Large Turbofan Engines". Aircraft Design: Synthesis and Analysis . Stanford University. Архивировано из оригинала 11 января 2017 г.
23. Дэвид Калвар (2015). «Интеграция турбовентиляторных двигателей в предварительный проект пассажирского самолета большой вместимости для ближне- и среднемагистральных перевозок и анализ топливной эффективности с помощью дополнительно разработанного параметрического программного обеспечения для проектирования самолетов» (PDF) .
24. "Веб-страница Школы аэронавтики и астронавтики Пердью, посвященная двигательным установкам - TFE731".
25. Ллойд Р. Дженкинсон и др. (30 июля 1999 г.). «Проектирование гражданских реактивных самолетов: Файл данных двигателя». Elsevier/Butterworth-Heinemann.
26. "Газотурбинные двигатели" (PDF) . Aviation Week . 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 на более мощные ПД-14». AIN Online .
29. Летные характеристики ионной двигательной установки NSTAR в миссии Deep Space One. Труды аэрокосмической конференции. IEEExplore. 2000. doi :10.1109/AERO.2000.878373.
30. 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) .
31. Кэссиди, Леонард Д.; Лонгмьер, Бенджамин В.; Олсен, Крис С.; Балленджер, Максвелл Г.; Маккаскилл, Грег Э.; Илин, Эндрю В.; Картер, Марк Д.; Гловерк, Тим В.; Сквайр, Джаред П.; Чанг, Франклин Р.; Беринг, III, Эдгар А. (28 июля 2010 г.). "Результаты оценки производительности VASIMR R" (PDF) . www.adastra.com .
32. "Vasimr VX 200 достигает рубежа полной энергетической эффективности". spacefellowship.com . Получено 13 мая 2021 г. .
33. "ESA и австралийская команда совершают прорыв в области космических двигателей". cordis.europa.eu . 18 января 2006 г.
34. "SSME". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 3 марта 2016 года.
35. "11.6 Характеристики реактивных двигателей". web.mit.edu .
36. Данн, Брюс П. (2001). "Dunn's readme". Архивировано из оригинала 20 октября 2013 года . Получено 12 июля 2014 года .
37. "Эффективная скорость истечения | инжиниринг". Энциклопедия Британника .
38. "топливо - Где сейчас находится литий-фтор-водородное тритопливо?". Space Exploration Stack Exchange .
39. Арбит, Х.; Клэпп, С.; Нагаи, К. (1968). «Исследование трехкомпонентной системы литий-фтор-водород». 4-я Объединенная конференция специалистов по движению . doi :10.2514/6.1968-618.
40. ARBIT, HA, CLAPP, SD, NAGAI, CK, Исследование литий-фтор-водородного топлива. Заключительный отчет NASA, 1 мая 1970 г.
41. "Space Propulsion and Mission Analysis Office". Архивировано из оригинала 12 апреля 2011 года . Получено 20 июля 2011 года .
42. Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства, Ядерное движение в космосе, архивировано из оригинала 11 декабря 2021 г. , извлечено 24 февраля 2021 г.
43. "Характеристика высокоудельного импульсного ксенонового двигателя Холла | Mendeley". Архивировано из оригинала 24 марта 2012 г. Получено 20 июля 2011 г.
44. Ad Astra (23 ноября 2010 г.). "VASIMR® VX-200 ДОСТИГАЕТ ПОЛНОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПИТАНИЯ" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 30 октября 2012 г. . Получено 23 июня 2014 г. .

1. На 10% лучше, чем Trent 700
2. На 10% лучше, чем Trent 700
3. 15-процентное преимущество в расходе топлива по сравнению с оригинальным двигателем Trent
4. Гипотетическое устройство, делающее идеальное преобразование массы в фотоны, испускаемые идеально выровненными, чтобы быть антипараллельными желаемому вектору тяги. Это представляет собой теоретический верхний предел для движения, полагающегося исключительно на бортовое топливо и ракетный принцип.

Внешние ссылки

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