Spezifischer Impuls - Specific impulse

Der spezifische Impuls (normalerweise mit I sp abgekürzt ) ist ein Maß dafür, wie effizient ein Triebwerk mit Reaktionsmasse (eine Rakete mit Treibgas oder ein Strahltriebwerk mit Treibstoff) Schub erzeugt. Bei Motoren, deren Reaktionsmasse nur der Kraftstoff ist, den sie transportieren, ist der spezifische Impuls genau proportional zur Abgasgeschwindigkeit.

Ein Antriebssystem mit einem höheren spezifischen Impuls nutzt die Masse des Treibmittels effizienter aus. Im Falle einer Rakete bedeutet dies, dass für ein gegebenes Delta-v weniger Treibstoff benötigt wird , sodass das am Motor befestigte Fahrzeug effizienter an Höhe und Geschwindigkeit gewinnen kann.

In einem atmosphärischen Kontext kann ein spezifischer Impuls den Beitrag zum Impuls umfassen, der durch die Masse der Außenluft bereitgestellt wird, die durch das Triebwerk in irgendeiner Weise beschleunigt wird, wie beispielsweise durch einen internen Turbofan oder eine Erwärmung durch die Beteiligung der Kraftstoffverbrennung und dann die Schubexpansion oder durch einen externen Propeller. Strahltriebwerke atmen sowohl für die Verbrennung als auch für den Bypass Außenluft ein und haben daher einen viel höheren spezifischen Impuls als Raketentriebwerke. Der spezifische Impuls in Bezug auf die verbrauchte Treibmittelmasse hat Entfernungseinheiten pro Zeit, die eine fiktive Geschwindigkeit ist, die als effektive Abgasgeschwindigkeit bezeichnet wird . Diese ist höher als die tatsächliche Abgasgeschwindigkeit, da die Masse der Verbrennungsluft nicht berücksichtigt wird. Tatsächliche und effektive Abgasgeschwindigkeit sind bei Raketentriebwerken, die im Vakuum betrieben werden, gleich.

Der spezifische Impuls ist umgekehrt proportional zum spezifischen Kraftstoffverbrauch (SFC) durch die Beziehung I sp = 1/( g o ·SFC) für SFC in kg/(N·s) und I sp = 3600/SFC für SFC in lb/(lbf ·Std.).

Allgemeine Überlegungen

Die Treibmittelmenge kann entweder in Massen- oder Gewichtseinheiten gemessen werden. Wenn Masse verwendet wird, ist der spezifische Impuls ein Impuls pro Masseneinheit, der laut Dimensionsanalyse Einheiten der Geschwindigkeit, insbesondere der effektiven Abgasgeschwindigkeit, hat . Da das SI-System massenbasiert ist, wird diese Art der Analyse normalerweise in Metern pro Sekunde durchgeführt. Wenn ein kraftbasiertes Einheitensystem verwendet wird, wird der Impuls durch das Treibmittelgewicht (Gewicht ist ein Maß für die Kraft) geteilt, was zu Zeiteinheiten (Sekunden) führt. Diese beiden Formulierungen unterscheiden sich durch die Standard- Gravitationsbeschleunigung ( g 0 ) an der Erdoberfläche.

Die Impulsänderungsrate einer Rakete (einschließlich ihres Treibstoffs) pro Zeiteinheit ist gleich dem Schub. Je höher der spezifische Impuls, desto weniger Treibmittel wird benötigt, um einen bestimmten Schub für eine bestimmte Zeit zu erzeugen und desto effizienter ist das Treibmittel. Dies sollte nicht mit dem physikalischen Konzept der Energieeffizienz verwechselt werden , die mit steigendem spezifischen Impuls abnehmen kann, da Antriebssysteme, die einen hohen spezifischen Impuls geben, dafür viel Energie benötigen.

Schub und spezifischer Impuls sollten nicht verwechselt werden. Schub ist die vom Motor gelieferte Kraft und hängt von der Menge der durch den Motor strömenden Reaktionsmasse ab. Der spezifische Impuls misst den pro Treibmitteleinheit erzeugten Impuls und ist proportional zur Abgasgeschwindigkeit. Schub und spezifischer Impuls hängen von der Konstruktion und den Treibmitteln des betreffenden Triebwerks ab, aber diese Beziehung ist dürftig. Zum Beispiel erzeugt der LH 2 /LOx- Doppeltreibstoff einen höheren I sp, aber einen geringeren Schub als RP-1 / LOx, da die Abgase eine geringere Dichte und eine höhere Geschwindigkeit aufweisen ( H 2 O gegenüber CO 2 und H 2 O). In vielen Fällen erzeugen Antriebssysteme mit sehr hohem spezifischem Impuls – einige Ionentriebwerke erreichen 10.000 Sekunden – einen geringen Schub.

Bei der Berechnung des spezifischen Impulses wird nur das vor der Verwendung im Fahrzeug mitgeführte Treibmittel gezählt. Bei einer chemischen Rakete würde die Treibstoffmasse daher sowohl Treibstoff als auch Oxidationsmittel enthalten . In der Raketentechnik ist ein schwereres Triebwerk mit einem höheren spezifischen Impuls möglicherweise nicht so effektiv beim Gewinnen von Höhe, Entfernung oder Geschwindigkeit wie ein leichteres Triebwerk mit einem niedrigeren spezifischen Impuls, insbesondere wenn das letztere Triebwerk ein höheres Schub-Gewichts-Verhältnis besitzt . Dies ist ein wesentlicher Grund für die meisten Raketenkonstruktionen mit mehreren Stufen. Die erste Stufe ist für hohen Schub optimiert, um die späteren Stufen mit höherem spezifischen Impuls in größere Höhen zu bringen, wo sie effizienter arbeiten können.

Bei luftatmenden Motoren wird nur die Masse des Kraftstoffs gezählt, nicht die Masse der durch den Motor strömenden Luft. Der Luftwiderstand und die Unfähigkeit des Motors, einen hohen spezifischen Impuls bei einer schnellen Verbrennungsrate zu halten, sind der Grund, warum nicht das gesamte Treibmittel so schnell wie möglich verbraucht wird.

Ohne den Luftwiderstand und die Reduzierung des Treibstoffs während des Fluges wäre der spezifische Impuls ein direktes Maß für die Wirksamkeit des Triebwerks bei der Umwandlung von Treibstoffgewicht oder -masse in Vorwärtsimpuls.

Einheiten

Verschiedene äquivalente Raketenmotorleistungsmessungen in SI- und englischen technischen Einheiten
Spezifischer Impuls Effektive
Abgasgeschwindigkeit
Der spezifische
Treibstoffverbrauch
Nach Gewicht Nach Gewicht
SI = x s = 9,80665· x N·s/kg = 9,80665· x m/s = 101.972/ x g/(kN·s)
Englische technische Einheiten = x s = x lbf·s/lb = 32,17405· x ft/s = 3.600/ x lb/(lbf·h)

Die gebräuchlichste Einheit für den spezifischen Impuls ist die zweite, da die Werte identisch sind, unabhängig davon, ob die Berechnungen in SI , imperialen oder üblichen Einheiten erfolgen. Fast alle Hersteller geben ihre Triebwerksleistung in Sekunden an, und die Einheit ist auch nützlich, um die Leistung von Flugzeugtriebwerken anzugeben.

Die Verwendung von Metern pro Sekunde zur Angabe der effektiven Abgasgeschwindigkeit ist ebenfalls relativ üblich. Die Einheit ist bei der Beschreibung von Raketentriebwerken intuitiv, obwohl die effektive Abgasgeschwindigkeit der Motoren erheblich von der tatsächlichen Abgasgeschwindigkeit abweichen kann, insbesondere bei Motoren mit Gasgeneratorzyklus . Bei luftatmenden Düsentriebwerken ist die effektive Abgasgeschwindigkeit physikalisch nicht aussagekräftig, kann aber zu Vergleichszwecken herangezogen werden.

Meter pro Sekunde sind numerisch äquivalent zu Newton-Sekunden pro kg (N·s/kg), und SI-Messungen des spezifischen Impulses können austauschbar in beiden Einheiten geschrieben werden. Diese Einheit hebt die Definition eines spezifischen Impulses als Impuls pro Einheit-Treibmittelmasse hervor.

Der spezifische Kraftstoffverbrauch ist umgekehrt proportional zum spezifischen Impuls und hat die Einheiten g/(kN·s) oder lb/(lbf·h). Der spezifische Treibstoffverbrauch wird ausgiebig verwendet, um die Leistung von luftatmenden Düsentriebwerken zu beschreiben.

Spezifischer Impuls in Sekunden

Spezifischer Impuls, gemessen in Sekunden, kann man sich vorstellen als "wie viele Sekunden kann ein Pfund Treibstoff ein Pfund Schub erzeugen", oder genauer "wie viele Sekunden kann dieser Treibstoff, wenn er mit diesem Motor gepaart wird, seinen eigenen beschleunigen"? Anfangsmasse bei 1 g." Je mehr Sekunden es seine eigene Masse beschleunigen kann, desto mehr Delta-V liefert es an das gesamte System.

Mit anderen Worten, bei einem bestimmten Motor und einer bestimmten Treibstoffmasse misst ein spezifischer Impuls, wie lange dieser Motor eine kontinuierliche Kraft (Schub) ausüben kann, bis diese Treibstoffmasse vollständig verbrennt. Eine gegebene Masse eines energiedichteren Treibmittels kann länger brennen als ein weniger energiedichtes Treibmittel, das die gleiche Kraft beim Brennen in einem Motor ausübt. Unterschiedliche Triebwerkskonstruktionen, die das gleiche Treibmittel verbrennen, können die Energie ihres Treibmittels möglicherweise nicht gleich effizient in effektiven Schub umwandeln.

Für alle Fahrzeuge kann der spezifische Impuls (Impuls pro Gewichtseinheit des Treibmittels auf der Erde) in Sekunden durch die folgende Gleichung definiert werden:

wo:

ist der vom Motor erhaltene Schub ( Newton oder Pound Force ),
ist die Standardschwerkraft , die nominell die Schwerkraft an der Erdoberfläche ist (m/s 2 oder ft/s 2 ),
ist der gemessene spezifische Impuls (Sekunden),
ist der Massenstrom des verbrauchten Treibmittels (kg/s oder Slugs /s)

Die englische Einheit Pound Masse wird häufiger verwendet als der Slug, und wenn Pfund pro Sekunde für den Massendurchfluss verwendet werden, wird die Umrechnungskonstante g 0 unnötig, da der Slug maßlich Pfund dividiert durch g 0 entspricht :

I sp in Sekunden ist die Zeit, die ein Raketentriebwerk Schub erzeugen kann, wenn eine Menge Treibmittel gegeben ist, deren Gewicht dem Schub des Triebwerks entspricht. Der letzte Term rechts, , ist für die Maßhaltigkeit erforderlich ( )

Der Vorteil dieser Formulierung besteht darin, dass sie für Raketen verwendet werden kann, bei denen die gesamte Reaktionsmasse an Bord mitgeführt wird, sowie für Flugzeuge, bei denen der größte Teil der Reaktionsmasse aus der Atmosphäre entnommen wird. Darüber hinaus liefert es ein von den verwendeten Einheiten unabhängiges Ergebnis (vorausgesetzt, die verwendete Zeiteinheit ist die Sekunde).

Der spezifische Impuls verschiedener Strahltriebwerke (SSME ist das Space Shuttle Main Engine )

Raketentechnik

In der Raketentechnik ist die einzige Reaktionsmasse der Treibstoff, daher wird eine äquivalente Methode zur Berechnung des spezifischen Impulses in Sekunden verwendet. Der spezifische Impuls ist definiert als der über die Zeit integrierte Schub pro Gewichtseinheit -auf der Erde des Treibstoffs:

wo

ist der in Sekunden gemessene spezifische Impuls,
ist die durchschnittliche Abgasgeschwindigkeit entlang der Motorachse (in m/s oder ft/s),
ist die Standardschwerkraft (in m/s 2 oder ft/s 2 ).

Bei Raketen variiert der spezifische Impuls aufgrund atmosphärischer Effekte mit der Höhe und erreicht im Vakuum ein Maximum. Dies liegt daran, dass die Abgasgeschwindigkeit nicht nur eine Funktion des Kammerdrucks ist, sondern eine Funktion des Unterschieds zwischen dem Inneren und Äußeren der Brennkammer . Üblicherweise werden Werte für den Betrieb auf Meereshöhe ("sl") oder im Vakuum ("vac") angegeben.

Spezifischer Impuls als effektive Abgasgeschwindigkeit

Wegen des geozentrischen Faktors von g 0 in der Gleichung für den spezifischen Impuls bevorzugen viele eine alternative Definition. Der spezifische Impuls einer Rakete kann als Schub pro Massenstromeinheit des Treibstoffs definiert werden. Dies ist eine ebenso gültige (und in gewisser Weise etwas einfachere) Methode, um die Wirksamkeit eines Raketentreibstoffs zu definieren. Für eine Rakete ist der so definierte spezifische Impuls einfach die effektive Abgasgeschwindigkeit relativ zur Rakete, v e . „Bei realen Raketendüsen ist die Austrittsgeschwindigkeit über den gesamten Austrittsquerschnitt nicht wirklich gleichmäßig und solche Geschwindigkeitsprofile sind schwer genau zu messen. Für alle Berechnungen, die eindimensionale Problembeschreibungen verwenden, wird eine gleichmäßige axiale Geschwindigkeit v e angenommen. Diese effektive Abgasgeschwindigkeit stellt eine durchschnittliche oder massenäquivalente Geschwindigkeit dar, mit der Treibmittel aus dem Raketenfahrzeug ausgestoßen wird." Die beiden Definitionen des spezifischen Impulses sind zueinander proportional und miteinander verbunden durch:

wo

ist der spezifische Impuls in Sekunden,
ist der in m/s gemessene spezifische Impuls , der der effektiven Abgasgeschwindigkeit in m/s entspricht (oder ft/s, wenn g in ft/s 2 ist ),
ist die Standardschwerkraft 9.80665 m/s 2 (in britischen Einheiten 32.174 ft/s 2 ).

Diese Gleichung gilt auch für luftatmende Düsentriebwerke, wird aber in der Praxis selten verwendet.

(Beachten Sie, dass manchmal andere Symbole verwendet werden; zum Beispiel wird c manchmal auch für die Abgasgeschwindigkeit verwendet. Während das Symbol logischerweise für einen bestimmten Impuls in Einheiten von (N·s^3)/(m·kg) verwendet werden könnte; Verwirrung, es ist wünschenswert, dies für einen bestimmten Impuls zu reservieren, der in Sekunden gemessen wird.)

Es ist mit dem Schub oder der Vorwärtskraft auf die Rakete durch die Gleichung verbunden:

wobei der Massendurchsatz des Treibmittels ist, der die Abnahmerate der Fahrzeugmasse ist.

Eine Rakete muss ihren gesamten Treibstoff mit sich führen, daher muss die Masse des unverbrannten Treibstoffs zusammen mit der Rakete selbst beschleunigt werden. Die Minimierung der Treibstoffmasse, die erforderlich ist, um eine bestimmte Geschwindigkeitsänderung zu erreichen, ist entscheidend für den Bau effektiver Raketen. Die Tsiolkovsky-Raketengleichung zeigt, dass für eine Rakete mit einer gegebenen Leermasse und einer gegebenen Treibstoffmenge die gesamte Geschwindigkeitsänderung, die sie erreichen kann, proportional zur effektiven Abgasgeschwindigkeit ist.

Ein Raumfahrzeug ohne Antrieb folgt einer Umlaufbahn, die durch seine Flugbahn und ein beliebiges Gravitationsfeld bestimmt wird. Abweichungen von dem entsprechenden Geschwindigkeitsmuster (diese werden als Δ v bezeichnet ) werden erreicht, indem die Abgasmasse in die der gewünschten Geschwindigkeitsänderung entgegengesetzte Richtung geschickt wird.

Tatsächliche Abgasgeschwindigkeit im Vergleich zur effektiven Abgasgeschwindigkeit

Wenn ein Motor in der Atmosphäre läuft, wird die Abgasgeschwindigkeit durch den Atmosphärendruck verringert, wodurch wiederum der spezifische Impuls verringert wird. Dies ist eine Verringerung der effektiven Abgasgeschwindigkeit gegenüber der tatsächlichen Abgasgeschwindigkeit, die unter Vakuumbedingungen erreicht wird. Im Fall von Raketentriebwerken mit Gasgeneratorzyklus ist mehr als ein Abgasstrom vorhanden, wenn das Abgas der Turbopumpe durch eine separate Düse austritt. Die Berechnung der effektiven Abgasgeschwindigkeit erfordert die Mittelung der beiden Massenströme sowie die Berücksichtigung des atmosphärischen Drucks.

Bei luftatmenden Strahltriebwerken, insbesondere Turbofans , unterscheiden sich die tatsächliche Abgasgeschwindigkeit und die effektive Abgasgeschwindigkeit um Größenordnungen. Dies liegt daran, dass durch die Verwendung von Luft als Reaktionsmasse viel zusätzlicher Impuls gewonnen wird. Dies ermöglicht eine bessere Abstimmung zwischen Fluggeschwindigkeit und Abgasgeschwindigkeit, was Energie/Treibmittel spart und die effektive Abgasgeschwindigkeit bei gleichzeitiger Reduzierung der tatsächlichen Abgasgeschwindigkeit enorm erhöht.

Beispiele

Spezifischer Treibstoffverbrauch (SFC), spezifischer Impuls und effektive Abgasgeschwindigkeitszahlen für verschiedene Raketen- und Strahltriebwerke.
Motortyp Erster Lauf Szenario Spez. Kraftstoff Nachteile. Spezifischer
Impuls (e)
Effective
Abgasgeschwindigkeit
(m / s)
Masse Schub-
Gewichts-Verhältnis
(Meereshöhe)
(lb/lbf·h) (g/kN·s)
Avio P80 Feststoffraketenmotor 2006 Vega Vakuum der ersten Stufe 13 360 280 2700 16.160 lb (7.330 kg) (leer)
Avio Zefiro 23 Feststoffraketenmotor 2006 Vega Vakuum der zweiten Stufe 12.52 354,7 287,5 2819 4.266 lb (1.935 kg) (leer)
Avio Zefiro 9A Feststoffraketenmotor 2008 Vega Vakuum der dritten Stufe 12.20 345,4 295.2 2895 1,997 lb (906 kg) (leer)
RD-843 Flüssigtreibstoff- Raketentriebwerk Vega Oberstufenvakuum 11.41 323.2 315.5 3094 35,1 lb (15,93 kg) (trocken)
Kouznetsov NK-33 Flüssigtreibstoff-Raketenmotor 1970er N-1F , Sojus-2-1v Vakuum der ersten Stufe 10.9 308 331 3250 2.730 lb (1.240 kg) (trocken) 136,8
NPO Energomash RD-171M Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , Zenit-3F Vakuum der ersten Stufe 10.7 303 337 3300 21.500 lb (9.750 kg) (trocken) 79.57
LE-7A Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk H-IIA , H-IIB Vakuum der ersten Stufe 8.22 233 438 4300 4.000 lb (1.800 kg) (trocken) 62,2
Kryo-Raketentriebwerk Snecma HM-7B Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA Oberstufenvakuum 8.097 229.4 444,6 4360 165 kg (trocken) 43,25
LE-5B-2 kryogenes Raketentriebwerk H-IIA , H-IIB Oberstufenvakuum 8.05 228 447 4380 640 lb (290 kg) (trocken) 51,93
Aerojet Rocketdyne RS-25 kryogenes Raketentriebwerk 1981 Space Shuttle , SLS Vakuum der ersten Stufe 7,95 225 453 4440 7.004 lb (3.177 kg) (trocken) 53,79
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 kryogenes Raketentriebwerk Delta III , Delta IV , SLS Oberstufenvakuum 7.734 219.1 465,5 4565 301 kg (trocken) 37,27
Ramjet Mach 1 4.5 130 800 7800
NERVA NRX A6 nuklearer thermischer Raketentriebwerk 1967 Vakuum 869 40.001 lb (18.144 kg) (trocken) 1,39
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 Turbofan Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statischer Meeresspiegel ( Reheat ) 2.5 70.8 1440 14120 2.107 lb (956 kg) (trocken) 7,59
GE F101-GE-102 Turbofan 1970er B-1B statischer Meeresspiegel (Reheat) 2.46 70 1460 14400 4.400 lb (2.000 kg) (trocken) 7.04
Tumansky R-25-300 Turbojet MIG-21bis statischer Meeresspiegel (Reheat) 2.206 62,5 1632 16000 2.679 lb (1215 kg) (trocken) 5,6
GE J85-GE-21 Turbojet F-5E/F statischer Meeresspiegel (Reheat) 2.13 60,3 1690 16570 640 lb (290 kg) (trocken) 7,81
GE F110-GE-132 Turbofan F-16E/F Block 60 oder -129 Upgrade statischen Meeresspiegel (Reheat) 2.09 59,2 1722 16890 4.050 lb (1.840 kg) (trocken) 7,9
Honeywell/ITEC F125-GA-100 Turbofan F-CK-1 statischer Meeresspiegel (Reheat) 2,06 58,4 1748 17140 1.360 lb (620 kg) (trocken) 6.8
Snecma M53-P2 Turbofan Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/Nachrüstung statischer Meeresspiegel (Reheat) 2.05 58,1 1756 17220 3.307 lb (1.500 kg) (trocken) 6.46
Snecma Atar 09C Turbojet Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , Mirage IV Prototyp statischer Meeresspiegel (Reheat) 2.03 57,5 1770 17400 3.210 lb (1.456 kg) (trocken) 4.13
Snecma Atar 09K-50 Turbojet Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statischer Meeresspiegel (Aufwärmen) 1.991 56,4 1808 17730 3.487 lb (1.582 kg) (trocken) 4,55
GE J79-GE-15 Turbojet F-4E/EJ/F/G , RF-4E statischer Meeresspiegel (Reheat) 1.965 55,7 1832 17970 3.850 lb (1.750 kg) (trocken) 4.6
Saturn AL-31F Turbofan Su-27/P/K statischer Meeresspiegel (Reheat) 1,96 55,5 1837 18010 3.350 lb (1.520 kg) (trocken) 8.22
J-58 Turbojet 1958 SR-71 bei Mach 3.2 (Aufwärmen) 1,9 53.8 1895 18580 6.000 lb (2.700 kg) (trocken)
GE F110-GE-129 Turbofan F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statischer Meeresspiegel (Reheat) 1,9 53.8 1895 18580 3.980 lb (1.810 kg) (trocken) 7,36
Solowjew D-30F6 Turbofan MiG-31 , S-37/Su-47 statischer Meeresspiegel (Reheat) 1.863 52,8 1932 18950 5.326 lb (2.416 kg) (trocken) 7.856
Lyulka AL-21F-3 Turbojet Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statischer Meeresspiegel (Reheat) 1,86 52,7 1935 18980 3.790 lb (1.720 kg) (trocken) 5,61
Klimov RD-33 Turbofan 1974 MiG-29 statischer Meeresspiegel (Reheat) 1,85 52,4 1946 19080 2.326 lb (1.055 kg) (trocken) 7,9
Saturn AL-41F-1S Turbofan Su-35S/T-10BM statischer Meeresspiegel (Reheat) 1.819 51,5 1979 19410 3.536 lb (1.604 kg) (trocken) 8,75-9,04
Volvo RM12 Turbofan 1978 Gripen A/B/C/D statischer Meeresspiegel (Reheat) 1,78 50,4 2022 19830 2.315 lb (1.050 kg) (trocken) 7,82
GE F404-GE-402 Turbofan F/A-18C/D statischer Meeresspiegel (Reheat) 1,74 49 2070 20300 2.282 lb (1.035 kg) (trocken) 7.756
Kuznetsov NK-32 Turbofan 1980 Tu-144LL , Tu-160 statischer Meeresspiegel (Reheat) 1.7 48 2100 21000 7.500 lb (3.400 kg) (trocken) 7,35
Snecma M88-2 Turbofan 1989 Rafale statischer Meeresspiegel (Reheat) 1.663 47,11 2165 21230 1,978 lb (897 kg) (trocken) 8.52
Eurojet EJ200 Turbofan 1991 Eurofighter , Bloodhound LSR Prototyp statischer Meeresspiegel (Reheat) 1,66–1,73 47–49 2080–2170 20400–21300 2.180,0 lb (988,83 kg) (trocken) 9.17
GE J85-GE-21 Turbojet F-5E/F statischer Meeresspiegel (Trocken) 1,24 35,1 2900 28500 640 lb (290 kg) (trocken) 5,625
RR/Snecma Olympus 593 Turbojet 1966 Concorde bei Mach 2 Kreuzfahrt (trocken) 1.195 33.8 3010 29500 7.000 lb (3.175 kg) (trocken)
Snecma Atar 09C Turbojet Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , Mirage IV Prototyp statischer Meeresspiegel (Trocken) 1,01 28,6 3560 35000 3.210 lb (1.456 kg) (trocken) 2.94
Snecma Atar 09K-50 Turbojet Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,981 27,8 3670 36000 3.487 lb (1.582 kg) (trocken) 2.35
Snecma Atar 08K-50 Turbojet Super tendard statischer Meeresspiegel 0,971 27,5 3710 36400 2.568 lb (1.165 kg) (trocken)
Tumansky R-25-300 Turbojet MIG-21bis statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,961 27,2 3750 36700 2.679 lb (1215 kg) (trocken)
Lyulka AL-21F-3 Turbojet Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statischer Meeresspiegel (trocken) 0,86 24,4 4190 41100 3.790 lb (1.720 kg) (trocken) 3.89
GE J79-GE-15 Turbojet F-4E/EJ/F/G , RF-4E statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,85 24,1 4240 41500 3.850 lb (1.750 kg) (trocken) 2.95
Snecma M53-P2 Turbofan Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/Nachrüstung statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,85 24,1 4240 41500 3.307 lb (1.500 kg) (trocken) 4.37
Volvo RM12 Turbofan 1978 Gripen A/B/C/D statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,824 23,3 4370 42800 2.315 lb (1.050 kg) (trocken) 5.244
RR Turbomeca Adour Mk 106 Turbofan 1999 Jaguar Nachrüstung statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,81 23 4400 44000 1.784 lb (809 kg) (trocken) 4.725
Honeywell/ITEC F124-GA-100 Turbofan 1979 L-159 , X-45 statischer Meeresspiegel 0,81 22,9 4440 43600 1.050 lb (480 kg) (trocken) 5.3
Honeywell/ITEC F125-GA-100 Turbofan F-CK-1 statischer Meeresspiegel (Trocken) 0.8 22.7 4500 44100 1.360 lb (620 kg) (trocken) 4.43
PW JT8D-9 Turbofan 737 Original- Kreuzfahrt 0.8 22.7 4500 44100 3.205–3.402 lb (1.454–1.543 kg) (trocken)
PW J52-P-408 Turbojet A-4M/N , TA-4KU , EA-6B statischer Meeresspiegel 0,79 22,4 4560 44700 2.318 lb (1.051 kg) (trocken) 4.83
Saturn AL-41F-1S Turbofan Su-35S/T-10BM statischer Meeresspiegel (trocken) 0,79 22,4 4560 44700 3.536 lb (1.604 kg) (trocken) 5,49
Snecma M88-2 Turbofan 1989 Rafale statischer Meeresspiegel (trocken) 0,782 22.14 4600 45100 1,978 lb (897 kg) (trocken) 5,68
Klimov RD-33 Turbofan 1974 MiG-29 statischer Meeresspiegel (trocken) 0,77 21,8 4680 45800 2.326 lb (1.055 kg) (trocken) 4.82
RR Pegasus 11-61 Turbofan AV-8B+ statischer Meeresspiegel 0,76 21,5 4740 46500 3.960 lb (1.800 kg) (trocken) 6
Eurojet EJ200 Turbofan 1991 Eurofighter , Bloodhound LSR Prototyp statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,74–0,81 21–23 4400–4900 44000–48000 2.180,0 lb (988,83 kg) (trocken) 6.11
GE F414-GE-400 Turbofan 1993 F/A-18E/F statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,724 20,5 4970 48800 2.445 lb (1.109 kg) (trocken) 5.11
Kuznetsov NK-32 Turbofan 1980 Tu-144LL , Tu-160 statischer Meeresspiegel (trocken) 0,72-0,73 20–21 4900–5000 48000–49000 7.500 lb (3.400 kg) (trocken) 4.06
Honeywell ALF502R-5 Getriebefan BAe 146-100/200/200ER/300 Kreuzfahrt 0,72 20,4 5000 49000 606 kg (trocken) 5,22
Solowjew D-30F6 Turbofan MiG-31 , S-37/Su-47 statischer Meeresspiegel (trocken) 0,716 20,3 5030 49300 5.326 lb (2.416 kg) (trocken) 3.93
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 Turbofan 1972 Alpha Jet statischer Meeresspiegel 0,716 20,3 5030 49300 650 lb (295 kg) (trocken) 4.567
Solowjew D-30KP-2 Turbofan Il-76MD/MDK/SK/VPK , Il-78/M Kreuzfahrt 0,715 20,3 5030 49400 5.820 lb (2.640 kg) (trocken) 5,21
Solowjew D-30KU-154 Turbofan Tu-154M Kreuzfahrt 0,705 20,0 5110 50100 5.082 lb (2.305 kg) (trocken) 4,56
Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 Turbofan 1981 Kawasaki T-4 statischer Meeresspiegel 0,7 19,8 5140 50400 750 lb (340 kg) (trocken) 4.9
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 Turbofan 1984 Fokker 70 , Fokker 100 Kreuzfahrt 0.69 19,5 5220 51200 1.445 kg (trocken) 4.2
GE CF34-3 Turbofan 1982 CRJ100/200 , CL600-Serie , CL850- Kreuzfahrt 0.69 19,5 5220 51200 1.670 lb (760 kg) (trocken) 5,52
GE CF34-8E Turbofan E170/175 Kreuzfahrt 0,68 19.3 5290 51900 2.600 lb (1.200 kg) (trocken) 5,6
Honeywell TFE731-60 Getriebefan Falcon 900EX/DX/LX, VC-900 Kreuzfahrt 0,679 19.2 5300 52000 988 lb (448 kg) (trocken) 5,06
CFM CFM56-2C1 Turbofan DC-8 Super 70 Kreuzfahrt 0,671 19,0 5370 52600 4.635 lb (2.102 kg) (trocken) 4.746
GE CF34-8C Turbofan CRJ700/900/1000 Kreuzfahrt 0,67-0,68 19 5300–5400 52000–53000 2.400–2.450 lb (1.090–1.110 kg) (trocken) 5,7-6.1
CFM CFM56-3C1 Turbofan 737 Klassische Kreuzfahrt 0,667 18,9 5400 52900 4.308–4.334 lb (1.954–1.966 kg) (trocken) 5.46
Saturn AL-31F Turbofan Su-27/P/K statischer Meeresspiegel (trocken) 0,666-0,78 18,9–22,1 4620–5410 45300–53000 3.350 lb (1.520 kg) (trocken) 4.93
RR Spey RB.168 Mk.807 Turbofan AMX statischer Meeresspiegel 0,66 18,7 5450 53500 2.417 lb (1.096 kg) (trocken) 4,56
CFM CFM56-2A2 Turbofan 1974 E-3D, KE-3A , E-6A/B Kreuzfahrt 0,66 18,7 5450 53500 4.819 lb (2.186 kg) (trocken) 4.979
RR BR725 Turbofan 2008 G650/ER- Kreuzfahrt 0,657 18,6 5480 53700 1.635,2 kg (trocken) 4,69
CFM CFM56-2B1 Turbofan KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE Kreuzfahrt 0,65 18,4 5540 54300 4.672 lb (2.119 kg) (trocken) 4.7
GE CF34-10A Turbofan ARJ21- Kreuzfahrt 0,65 18,4 5540 54300 3.700 lb (1.700 kg) (trocken) 5.1
CFE CFE738-1-1B Turbofan 1990 Falcon 2000- Kreuzfahrt 0,645 18.3 5580 54700 1,325 lb (601 kg) (trocken) 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 (Original) Kreuzfahrt 0,64 18 5600 55000 4.009 lb (1.818,4 kg) (trocken) 3.84
GE F110-GE-129 Turbofan F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statischer Meeresspiegel (trocken) 0,64 18 5600 55000 3.980 lb (1.810 kg) (trocken) 4,27
GE F110-GE-132 Turbofan F-16E/F Block 60 oder -129 Upgrade statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,64 18 5600 55000 4.050 lb (1.840 kg) (trocken)
GE CF34-10E Turbofan E190/195 , Lineage 1000 Kreuzfahrt 0,64 18 5600 55000 3.700 lb (1.700 kg) (trocken) 5.2
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 Turbofan Tornado ECR statischer Meeresspiegel (trocken) 0,637 18.0 5650 55400 2.160 lb (980 kg) (trocken) 4.47
CFM CF6-50C2 Turbofan A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/F/CF , KC-10A Kreuzfahrt 0.63 17,8 5710 56000 8.731 lb (3.960 kg) (trocken) 6.01
PowerJet SaM146-1S18 Turbofan Superjet LR- Kreuzfahrt 0,629 17,8 5720 56100 4.980 lb (2.260 kg) (trocken) 3.5
CFM CFM56-7B24 Turbofan 737-700/800/900 Kreuzfahrt 0,627 17,8 5740 56300 5.216 lb (2.366 kg) (trocken) 4.6
RR BR715 Turbofan 1997 717 Kreuzfahrt 0,62 17,6 5810 56900 4.597 lb (2.085 kg) (trocken) 4,55-4,68
PW F119-PW-100 Turbofan 1992 F-22 statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,61 17.3 5900 57900 3.900 lb (1.800 kg) (trocken) 6,7
GE CF6-80C2-B1F Turbofan 747-400 Kreuzfahrt 0,605 17.1 5950 58400 9.499 Pfund (4.309 kg) 6.017
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 Turbofan Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,598 16.9 6020 59000 2.107 lb (956 kg) (trocken) 4.32
CFM CFM56-5A1 Turbofan A320-111/211- Kreuzfahrt 0,596 16.9 6040 59200 2.331 kg (trocken) 5
Aviadvigatel PS-90A1 Turbofan Il-96-400/T- Kreuzfahrt 0,595 16.9 6050 59300 6.500 lb (2.950 kg) (trocken) 5.9
PW PW2040 Turbofan 757-200/200ET/200F , C-32 Kreuzfahrt 0,582 16,5 6190 60700 7.185 Pfund (3.259 kg) 5,58
PW PW4098 Turbofan 777-300 Kreuzfahrt 0,581 16,5 6200 60800 36.400 lb (16.500 kg) (trocken) 5.939
GE CF6-80C2-B2 Turbofan 767-200ER/300/300ER Kreuzfahrt 0,576 16.3 6250 61300 9.388 lb (4.258 kg) 5,495
IAE V2525-D5 Turbofan MD-90- Kreuzfahrt 0,574 16.3 6270 61500 5.252 lb (2.382 kg) 4.76
IAE V2533-A5 Turbofan A321-231 Kreuzfahrt 0,574 16.3 6270 61500 5,139 Pfund (2.331 kg) 6.42
GE F101-GE-102 Turbofan 1970er B-1B statischer Meeresspiegel (Trocken) 0,562 15.9 6410 62800 4.400 lb (2.000 kg) (trocken) 3.9
RR Trent 700 Turbofan 1992 A330 , A330 MRTT , Beluga XL Kreuzfahrt 0,562 15.9 6410 62800 13.580 lb (6.160 kg) (trocken) 4.97-5.24
RR Trent 800 Turbofan 1993 777-200/200ER/300 Kreuzfahrt 0,560 15.9 6430 63000 13.400 lb (6.078 kg) (trocken) 5,7-6,9
Motor Sich Progress D-18T Turbofan 1980 An-124 , An-225 Kreuzfahrt 0,546 15,5 6590 64700 9.000 lb (4.100 kg) (trocken) 5,72
CFM CFM56-5B4 Turbofan A320-214 Kreuzfahrt 0,545 15,4 6610 64800 5.412–5.513 lb (2.454,8–2.500,6 kg) (trocken) 5.14
CFM CFM56-5C2 Turbofan A340-211 Kreuzfahrt 0,545 15,4 6610 64800 5.830 lb (2.644,4 kg) (trocken) 5.47
RR Trent 500 Turbofan 1999 A340-500/600 Kreuzfahrt 0,542 15,4 6640 65100 11.000 lb (4.990 kg) (trocken) 5,07-5,63
CFM LEAP-1B Turbofan 2014 737 MAX- Kreuzfahrt 0,53-0,56 15–16 6400–6800 63000–67000 6.130 lb (2.780 kg) (trocken)
Aviadvigatel PD-14 Turbofan 2014 MC-21-310 Kreuzfahrt 0,526 14,9 6840 67100 6.330 lb (2.870 kg) (trocken) 4.88
RR Trent 900 Turbofan 2003 A380- Kreuzfahrt 0,522 14.8 6900 67600 13.770 lb (6.246 kg) (trocken) 5.46-6.11
PW TF33-P-3 Turbofan B-52H, NB-52H statischer Meeresspiegel 0,52 14,7 6920 67900 3.900 lb (1.800 kg) (trocken) 4.36
GE 90-85B Turbofan 777-200/200ER Kreuzfahrt 0,52 14,7 6920 67900 17.400 Pfund (7.900 kg) 5,59
GE GEnx-1B76 Turbofan 2006 787-10 Kreuzfahrt 0,512 14,5 7030 69000 2.658 lb (1.206 kg) (trocken) 5,62
Getriebefan PW PW1400G MC-21 Kreuzfahrt 0,51 14 7100 69000 6.300 lb (2.857,6 kg) (trocken) 5.01
CFM LEAP-1C Turbofan 2013 C919- Kreuzfahrt 0,51 14 7100 69000 8.662–8.675 lb (3.929–3.935 kg) (nass)
CFM LEAP-1A Turbofan 2013 A320neo - Familie Kreuzfahrt 0,51 14 7100 69000 6.592–6.951 lb (2.990–3.153 kg) (nass)
RR Trent 7000 Turbofan 2015 A330neo- Kreuzfahrt 0,506 14,3 7110 69800 14.209 lb (6.445 kg) (trocken) 5.13
RR Trent 1000 Turbofan 2006 787 Kreuzfahrt 0,506 14,3 7110 69800 13.087–13.492 lb (5.936–6.120 kg) (trocken)
RR Trent XWB-97 Turbofan 2014 A350-1000 Kreuzfahrt 0,478 13,5 7530 73900 16.640 lb (7.550 kg) (trocken) 5.82
Getriebefan PW 1127G 2012 A320neo- Kreuzfahrt 0,463 13,1 7780 76300 6.300 lb (2.857,6 kg) (trocken)
RR AE 3007H Turbofan RQ-4 , MQ-4C statischer Meeresspiegel 0,39 11,0 9200 91000 717 kg (trocken) 5,24
GE F118-GE-100 Turbofan 1980er Jahre B-2A Block 30 statischer Meeresspiegel 0,375 10.6 9600 94000 3.200 lb (1.500 kg) (trocken) 5.9
GE F118-GE-101 Turbofan 1980er Jahre U-2S statischer Meeresspiegel 0,375 10.6 9600 94000 3.150 lb (1.430 kg) (trocken) 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 statischer Meeresspiegel 0,371 10,5 9700 95000 8.731 lb (3.960 kg) (trocken) 6.01
GE TF34-GE-100 Turbofan A-10A, OA-10A, YA-10B statischer Meeresspiegel 0,37 10,5 9700 95000 1.440 lb (650 kg) (trocken) 6.295
CFM CFM56-2B1 Turbofan KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE statischer Meeresspiegel 0,36 10 10000 98000 4.672 lb (2.119 kg) (trocken) 4.7
Motor Sich Progress D-18T Turbofan 1980 An-124 , An-225 statischer Meeresspiegel 0,345 9,8 10400 102000 9.000 lb (4.100 kg) (trocken) 5,72
PW F117-PW-100 Turbofan C-17 statischer Meeresspiegel 0,34 9,6 10600 104000 7.100 Pfund (3.200 kg) 5.41-6.16
PW PW2040 Turbofan 757-200/200ET/200F , C-32 statischer Meeresspiegel 0,33 9.3 10900 107000 7.185 Pfund (3.259 kg) 5,58
CFM CFM56-3C1 Turbofan 737 Klassischer statischer Meeresspiegel 0,33 9.3 11000 110000 4.308–4.334 lb (1.954–1.966 kg) (trocken) 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 statischer Meeresspiegel 0,307-0,344 8,7–9,7 10500–11700 103000–115000 9.480–9.860 lb (4.300–4.470 kg)
EA GP7270 Turbofan A380-861 statischer Meeresspiegel 0,299 8,5 12000 118000 14.797 lb (6.712 kg) (trocken) 5.197
GE 90-85B Turbofan 777-200/200ER/300 statischer Meeresspiegel 0,298 8.44 12080 118500 17.400 Pfund (7.900 kg) 5,59
GE GE90-94B Turbofan 777-200/200ER/300 statischer Meeresspiegel 0,2974 8.42 12100 118700 16.644 lb (7.550 kg) 5,59
RR Trent 970-84 Turbofan 2003 A380-841 statischer Meeresspiegel 0,295 8.36 12200 119700 13.825 lb (6.271 kg) (trocken) 5,436
GE GEnx-1B70 Turbofan 787-8 statischer Meeresspiegel 0,2845 8.06 12650 124100 13.552 lb (6.147 kg) (trocken) 5.15
RR Trent 1000C Turbofan 2006 787-9 statischer Meeresspiegel 0,273 7.7 13200 129000 13.087–13.492 lb (5.936–6.120 kg) (trocken)
Spezifischer Impuls verschiedener Antriebstechnologien
Motor Effektive Abgasgeschwindigkeit
(m/s)
Spezifischer
Impuls (e)
Abgasspezifische
Energie (MJ/kg)
Turbofan-Triebwerk
( tatsächliches V ist ~300 m/s)
29.000 3.000 Ca. 0,05
Space Shuttle Solid Rocket Booster
2.500 250 3
Flüssiger Sauerstoff - flüssiger Wasserstoff
4.400 450 9.7
NSTAR elektrostatisches Xenon-Ionen-Triebwerk 20.000-30.000 1.950-3.100
VASIMR- Vorhersagen 30.000–120.000 3.000–12.000 1.400
DS4G elektrostatischer Ionenstrahler 210.000 21.400 22.500
Ideale photonische Rakete 299.792.458 30.570.000 89.875.517.874

Ein Beispiel für einen in der Zeit gemessenen spezifischen Impuls sind 453 Sekunden , was einer effektiven Abgasgeschwindigkeit von 4.440 m/s für die RS-25- Motoren beim Betrieb im Vakuum entspricht. Ein luftatmendes Düsentriebwerk hat typischerweise einen viel größeren spezifischen Impuls als eine Rakete; zum Beispiel kann ein Turbofan- Triebwerk einen spezifischen Impuls von 6.000 Sekunden oder mehr auf Meereshöhe haben, während eine Rakete etwa 200 bis 400 Sekunden dauern würde.

Ein luftatmendes Triebwerk ist somit viel effizienter als ein Raketentriebwerk, da die Luft als Reaktionsmasse und Oxidationsmittel für die Verbrennung dient, die nicht als Treibmittel mitgeführt werden muss, und die tatsächliche Abgasgeschwindigkeit viel geringer ist, also die kinetische Energie der Abgasausstoß ist geringer und das Triebwerk verbraucht daher weit weniger Energie, um Schub zu erzeugen. Während die tatsächliche Abgasgeschwindigkeit bei luftatmenden Triebwerken geringer ist, ist die effektive Abgasgeschwindigkeit bei Strahltriebwerken sehr hoch. Dies liegt daran, dass die Berechnung der effektiven Abgasgeschwindigkeit davon ausgeht, dass das getragene Treibmittel die gesamte Reaktionsmasse und den gesamten Schub liefert. Daher ist die effektive Abgasgeschwindigkeit für luftatmende Motoren physikalisch nicht sinnvoll; dennoch ist es für den Vergleich mit anderen Motorentypen nützlich.

Der höchste spezifische Impuls für ein chemisches Treibmittel, das jemals in einem Raketentriebwerk gezündet wurde, betrug 542 Sekunden (5,32 km/s) mit einem Dreitreibmittel aus Lithium , Fluor und Wasserstoff . Diese Kombination ist jedoch unpraktisch. Lithium und Fluor sind beide extrem korrosiv, Lithium entzündet sich bei Kontakt mit Luft, Fluor entzündet sich bei Kontakt mit den meisten Kraftstoffen und Wasserstoff ist, obwohl er nicht hypergolisch ist, eine Explosionsgefahr. Fluor und der Fluorwasserstoff (HF) im Abgas sind sehr giftig, was die Umwelt schädigt, die Arbeit rund um die Startrampe erschwert und den Erhalt einer Startlizenz erschwert. Der Raketenabgas wird ebenfalls ionisiert, was die Funkkommunikation mit der Rakete stören würde.

Kernwärme-Raketentriebwerke unterscheiden sich von herkömmlichen Raketentriebwerken dadurch, dass den Treibmitteln Energie statt der Verbrennungswärme von einer externen nuklearen Wärmequelle zugeführt wird. Die Kernrakete arbeitet typischerweise, indem sie flüssiges Wasserstoffgas durch einen in Betrieb befindlichen Kernreaktor leitet. Tests in den 1960er Jahren ergaben spezifische Impulse von etwa 850 Sekunden (8.340 m/s), etwa das Doppelte der Space-Shuttle-Triebwerke.

Eine Vielzahl anderer Raketenantriebsmethoden, wie z. B. Ionentriebwerke , geben einen viel höheren spezifischen Impuls, aber mit viel geringerem Schub; zum Beispiel hat das Hall-Effekt-Triebwerk des SMART-1- Satelliten einen spezifischen Impuls von 1.640 s (16.100 m/s), aber einen maximalen Schub von nur 68 Millinewton. Das derzeit in Entwicklung befindliche Variable-Specific-Impulse-Magnetoplasma-Raketentriebwerk (VASIMR) wird theoretisch 20.000-300.000 m/s und einen maximalen Schub von 5,7 Newton erreichen.

Siehe auch

Anmerkungen

Verweise

Externe Links