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
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).
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
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) |
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
- Düsentriebwerk
- Impuls
- Tsiolkovsky-Raketengleichung
- Systemspezifischer Impuls
- Spezifische Energie
- Standardschwerkraft
- Schubspezifischer Kraftstoffverbrauch —Kraftstoffverbrauch pro Schubeinheit
- Spezifischer Schub — Schub pro Lufteinheit für ein Kanaltriebwerk
- Heizwert
- Energiedichte
- Delta-v (Physik)
- Raketentreibstoff
- Flüssige Raketentreibstoffe