특정 임펄스

Specific impulse

특이 임펄스(일반적으로 I로 약칭sp)는 반응 질량 엔진(추진제를 사용하는 로켓 또는 연료를 사용하는 제트 엔진)이 얼마나 효율적으로 추력을 생성하는지를 나타내는 척도입니다.반응 질량이 연료만 운반하는 엔진의 경우, 특정 임펄스는 유효 배기 가스 속도에 정확히 비례합니다.

비임펄스가 높은 추진시스템은 추진제의 질량을 보다 효율적으로 사용한다.로켓의 경우, 이것은 엔진에 부착된 차량이 [1][2]보다 효율적으로 고도와 속도를 높일 수 있도록 주어진 델타-v에 필요한 추진제가 적다는 것을 의미한다.

대기적 맥락에서 특정 임펄스는 내부 터보팬에 의해 또는 연료 연소 참여에 의해 가열된 후 추력 팽창 또는 외부 프로펠러에 의해 어떤 방식으로든 엔진에 의해 가속되는 외부 공기 질량에 의해 제공되는 임펄스에 대한 기여가 포함될 수 있다.제트 엔진은 연소 및 바이패스 모두에서 외부 공기를 흡입하기 때문에 로켓 엔진보다 훨씬 높은 비충격을 가집니다.소비되는 추진제 질량의 관점에서 특정 임펄스는 유효 배기 속도라고 불리는 개념 속도인 시간당 거리 단위를 가집니다.연소 공기의 질량이 고려되지 않기 때문에 실제 배기 속도보다 높습니다.진공 상태에서 작동하는 로켓 엔진에서 실제 및 유효 배기 속도는 동일합니다.

특정 임펄스는 SFC의 경우 I = 1/(go·SFC), SFC의sp 경우 I = 3600/SFC의 경우 lb/(lbf·hr)의 관계에sp 의해 특정 연료 소비량(SFC)에 반비례한다.

일반적인 고려 사항

추진제의 양은 질량 또는 중량 단위로 측정할 수 있습니다.질량을 사용할 경우, 특정 임펄스는 질량 단위당 임펄스이며, 치수 분석 결과 속도 단위, 특히 유효 배기 속도가 있는 것으로 나타났습니다.SI 시스템은 질량 기반이기 때문에 이러한 유형의 분석은 보통 초당 미터 단위로 수행됩니다.힘 기반 단위 시스템을 사용하는 경우 임펄스는 추진제 무게로 나누어지며(중량은 힘의 척도) 시간 단위(초)가 됩니다.이 두 공식은 지구 표면에서의 표준 중력 가속도(g0)에 의해 서로 다르다.

단위시간당 로켓(추진제 포함)의 운동량 변화율은 추력과 같다.특정 임펄스가 높을수록 주어진 시간 동안 추진력을 생성하는 데 필요한 추진제가 줄어들고 추진제의 효율이 높아집니다.이것은 물리적인 에너지 효율의 개념과 혼동되어서는 안 된다.물리적인 에너지 효율은 특정 임펄스가 증가할수록 감소할 수 있다.왜냐하면 높은 특정 임펄스를 주는 추진 시스템은 [3]그렇게 하기 위해 높은 에너지를 필요로 하기 때문이다.

추진력과 특정 임펄스를 혼동해서는 안 된다.추력은 엔진에 의해 공급되는 힘으로, 엔진을 통과하는 반응 질량의 양에 따라 달라집니다.특정 임펄스는 추진제 단위당 생성되는 임펄스를 측정하며 배기 속도에 비례합니다.스러스트와 특정 임펄스는 해당 엔진의 설계와 추진제와 관련이 있지만, 이 관계는 희박합니다.예를 들어, LH/LO2 2중 추진제는 낮은2 밀도와 높은 속도(HO2 대 CO2 및2 HO)의 배기 가스 때문에 RP-1/LO보다 높은2 I를 생성하지만sp 추력을 낮춥니다.많은 경우, 매우 높은 비충격(일부 이온 추력기는 10,000초까지 도달)을 가진 추진 시스템은 낮은 [4]추력을 생성합니다.

비임펄스를 계산할 때는 사용 전에 차량과 함께 운반된 추진제만 계산한다.화학 로켓의 경우 추진제 질량은 연료와 산화제를 모두 포함할 것이다.로켓에서, 특히 후자의 엔진이 높은 추력 대 중량비를 가지고 있는 경우, 높은 비임펄스를 가진 무거운 엔진은 낮은 비임펄스를 가진 가벼운 엔진만큼 고도, 거리 또는 속도를 얻는 데 효과적이지 않을 수 있다.이것은 대부분의 로켓 설계가 다단 구조로 되어 있는 중요한 이유입니다.첫 번째 단계는 높은 추력을 위해 최적화되어 비압박이 높은 후기 단계를 보다 효율적으로 수행할 수 있는 높은 고도로 부스트합니다.

공기 흡입 엔진의 경우 엔진을 통과하는 공기량이 아니라 연료의 질량만 계산됩니다.공기 저항과 엔진의 빠른 연소율에서 높은 비임펄스를 유지할 수 없는 것이 모든 추진제를 가능한 한 빨리 사용하지 않는 이유입니다.

만약 공기 저항과 비행 중 추진제 감소가 없다면, 특정 임펄스는 추진제 중량 또는 질량을 전진 운동량으로 변환하는 엔진의 효과를 직접적으로 측정할 수 있을 것이다.

단위

SI 및 영어 엔지니어링 단위로 다양한 등가 로켓 모터 성능 측정
특정 임펄스 효과적
배기 속도		 특정 연료
소비.
무게별 질량별
SI = x s = 9.80665·x N·s/kg = 9.80665·x m/s = 101,972/x g/(kN·s)
영국 공학 단위 = x s = x lbf·s/lb = 32.17405·x ft/s = 3,600/x lb/(lbf·hr)

특정 임펄스의 가장 일반적인 단위는 두 번째 단위가 됩니다.계산이 SI 단위, 영국 단위 또는 관습 단위로 이루어지든 상관없이 값이 동일하기 때문입니다.거의 모든 제조업체가 몇 초 안에 엔진 성능을 인용하고 있으며, 이 장치는 항공기 엔진 [5]성능을 지정하는 데에도 유용합니다.

유효 배기 속도를 지정하기 위해 초당 미터기를 사용하는 것도 합리적으로 일반적입니다.이 장치는 로켓 엔진을 설명할 때 직관적이지만, 엔진의 유효 배기 속도는 실제 배기 속도와 크게 다를 수 있습니다. 특히 가스 발생기 사이클 엔진에서 그렇습니다.공기 호흡 제트 엔진의 경우, 실제 배기 속도는 비교 [6]목적으로 사용될 수 있지만 물리적으로 의미가 없습니다.

초당 미터는 수치적으로 kg당 뉴턴 초(N·s/kg)에 상당하며, 특정 임펄스의 SI 측정치는 두 단위 모두 교환 가능하게 [citation needed]기록될 수 있습니다.이 단위는 단위당 추진제 질량 임펄스로서의 특정 임펄스의 정의를 강조한다.

특정 연료 소비량은 특정 임펄스에 반비례하며 g/(kN·s) 또는 lb/(lbf·hr)의 단위를 가진다.특정 연료 소비량은 공기 호흡 제트 [7]엔진의 성능을 설명하는 데 광범위하게 사용됩니다.

특정 임펄스(초)

초 단위로 측정한 비충격은 이 추진체가 이 엔진과 짝을 이루었을 때 1g에서 자체 초기 질량을 가속할 수 있는 초수를 의미한다.질량을 가속할 수 있는 시간이 길어질수록 전체 시스템에 더 많은 델타 V를 전달합니다.

다시 말해, 특정 엔진과 특정 추진제 질량이 주어진다면, 그 추진제 질량이 완전히 연소될 때까지 엔진이 얼마나 오랫동안 지속적인 힘(추력)을 발휘할 수 있는지에 대한 특정 임펄스가 측정됩니다.주어진 질량의 에너지 밀도가 높은 추진체는 엔진에서 연소하는 동안 동일한 힘을 발휘하도록 만들어진 에너지 밀도가 낮은 추진체보다 더 오랜 시간 동안 연소할 수 있습니다.동일한 추진제를 연소하는 다른 엔진 설계는 추진제의 에너지를 효과적인 추력으로 유도하는 데 동등하게 효율적이지 않을 수 있습니다.

모든 차량에 대해, 단위 무게당 추진제 충격(지구당 단위 무게당 충격)은 다음 [8]방정식으로 정의할 수 있다.

여기서:

  • 추력은 엔진에서 얻는 추력(뉴턴 또는 파운드 힘),
  • 0은 표준 중력이며, 이는 명목상 지구 표면의 중력(m/s2 또는 ft/s2),
  • sp{ I _ { \ { } }는 측정된 특정 임펄스(초)입니다.
  • 은 사용된 추진제의 질량 유량(kg/s 또는 slug/s)입니다.

영국 단위 파운드 질량은 슬래그보다 더 일반적으로 사용되며 질량 유량에 파운드/초를 사용할 때 변환 상수0 g는 불필요해진다. 슬래그는 파운드를 g로 나눈0 것과 치수가 같기 때문이다.

Isp(초)는 로켓 엔진이 추력을 발생시킬 수 있는 시간이며, 엔진 추력과 동일한 추진제의 양이 주어집니다.오른쪽의 마지막 용어( 2){ { {는 치수 일관성에 필요합니다( b b s f s \ \ mathrm \ { \ { crm \ { crm ） 。

이 공식의 장점은 모든 반응 질량을 기내에 운반하는 로켓과 대부분의 반응 질량을 대기로부터 채취하는 비행기에 사용될 수 있다는 것이다.또한 사용된 단위와 독립적인 결과를 얻을 수 있습니다(사용된 시간의 단위가 두 번째인 경우).

다양한 제트 엔진의 특정 임펄스(SSME는 스페이스 셔틀 메인 엔진)

로켓 발사

로켓에서 반응 질량은 추진제뿐이므로 초 단위로 특정 임펄스를 계산하는 동등한 방법이 사용됩니다.특정 임펄스는 [9]추진체의 지구 단위 중량당 시간에 걸쳐 통합된 추력으로 정의된다.

어디에

  • sp{ I _ { \ { } is 、초 단위로 측정된 특정 임펄스입니다.
  • e {\는 엔진 축을 따른 평균 배기 속도입니다(m/s 또는 ft/s 단위).
  • 0은 표준 중력(m/s2 또는 ft/s2)입니다.

로켓은 대기의 영향으로 고도에 따라 비충격이 달라져 진공상태에서 최대치에 도달한다.배기 속도는 단순히 챔버 압력의 함수가 아니라 연소실 내외부의 차이에 따른 함수이기 때문입니다.값은 일반적으로 해수면("sl") 또는 진공("vac")에서 작동하기 위해 지정됩니다.

유효 배기 속도로서의 비임펄스

특정 임펄스에 대한 방정식의 g의0 지심 계수 때문에, 많은 사람들은 대체 정의를 선호한다.로켓의 특정 임펄스는 추진제의 단위 질량 흐름당 추력의 관점에서 정의될 수 있다.이것은 로켓 추진제의 효과를 정의하는 데 동등하게 유효한(그리고 어떤 면에서는 다소 간단한) 방법이다.로켓의 경우, 이러한 방식으로 정의된 특정 임펄스는 단순히 로켓에 대한 유효 배기 속도일 뿐이다e. v. "실제로 로켓 노즐에서는 배기 속도가 출구 횡단면 전체에 걸쳐 균일하지 않으며 이러한 속도 프로파일을 정확하게 측정하기가 어렵다.1차원 문제 기술을 사용하는 모든 계산에 대해 균일한 축 속도 v 가 가정된다.이 유효 배기 속도는 로켓 차량에서 [10]추진체가 분출되는 평균 또는 질량 등가 속도를 나타냅니다."특정 임펄스의 두 가지 정의는 서로 비례하며 다음과 같이 서로 관련되어 있습니다.

어디에

  • 초간의 특정 자극이 표시 스타일 입니다.
  • e {\는 m/s(또는 g가 ft/s인2 경우 ft/s)로 측정된 유효 배기 속도와 동일한 m/s 단위임펄스입니다.
  • 0은 표준 중력 9.80665m/s2(32.174ft/s2 단위)입니다.

이 방정식은 공기 호흡 제트 엔진에도 유효하지만 실제로는 거의 사용되지 않습니다.

(다른 기호가 사용되는 경우도 있습니다.예를 들어 배기 속도에 대해 c가 표시되는 경우도 있습니다. sp는 논리적으로 (N·s3)/(m·kg) 단위의 특정 임펄스에 사용할 수 있지만 혼동을 피하기 위해 초 단위로 측정된 특정 임펄스에 대해 이 기호는 예약하는 것이 좋습니다.

이는 다음 [11]방정식에 의한 로켓의 추력 또는 전진력과 관련이 있습니다.

서 m은 추진제 질량 유량, 즉 차량 질량 감소 속도입니다.

로켓은 모든 추진체를 운반해야 하므로, 연소되지 않은 추진체의 질량은 로켓 자체와 함께 가속화되어야 한다.주어진 속도 변화를 달성하는 데 필요한 추진제 질량을 최소화하는 것은 효과적인 로켓을 만드는 데 중요하다.치올코프스키 로켓 방정식은 주어진 빈 질량과 주어진 양의 추진제를 가진 로켓이 달성할 수 있는 속도의 총 변화는 유효 배기 속도에 비례한다는 것을 보여준다.

추진력이 없는 우주선은 궤도와 중력장에 의해 결정되는 궤도를 따라갑니다.해당하는 속도 패턴(δv라고 함)으로부터의 편차는 원하는 속도 변화 방향과 반대 방향으로 배기 질량을 전송함으로써 달성됩니다.

실제 배기 속도 대 유효 배기 속도

엔진이 대기권 내에서 작동하면 대기압에 의해 배기 속도가 감소하여 비임펄스가 감소합니다.이는 진공 조건에서 달성되는 실제 배기 속도에 비해 유효 배기 속도가 감소하는 것입니다.가스 발생기 사이클 로켓 엔진의 경우 터보펌프 배기가스가 별도의 노즐을 통해 배출됨에 따라 두 개 이상의 배기가스 스트림이 존재합니다.유효 배기 속도를 계산하려면 대기압을 [citation needed]고려할 뿐만 아니라 두 질량 흐름의 평균을 구해야 합니다.

공기 호흡 제트 엔진, 특히 터보팬의 경우 실제 배기 속도와 유효 배기 속도는 크기 순서에 따라 다릅니다.이는 공기를 반응 질량으로 사용함으로써 많은 추가 운동량을 얻을 수 있기 때문입니다.따라서 공기 속도와 배기 속도가 더 잘 일치하므로 에너지/추진제가 절약되고 실제 배기 [citation needed]속도가 감소하는 동시에 유효 배기 속도가 크게 향상됩니다.

예

보다 포괄적인 목록은 우주선 추진 § 방법 표를 참조하십시오.
진공 상태의 로켓 엔진
모델 유형 첫번째
달려.		 어플 TSFC SI
(s)		 EEV
(m/s)
lb/lbf·h g/kN/s
Avio P80 고체 연료 2006 베가 1단계 13 360 280 2700
아비오 제피로 23 고체 연료 2006 베가 2단계 12.52 354.7 287.5 2819
아비오 제피로 9A 고체 연료 2008 베가 3단계 12.20 345.4 295.2 2895
RD-843 액체 연료 베가 상부 스테이지 11.41 323.2 315.5 3094
쿠즈네초프 NK-33 액체 연료 1970년대 소유스-2-1V 1단계 N-1F 10.9 308 331[12] 3250
NPO Energomash RD-171M 액체 연료 제니트-2M, -3SL, -3SLB, -3F 스테이지 1 10.7 303 337 3300
LE-7A 액체 연료 H-IIA, H-IIB 1단계 8.22 233 438 4300
스넥마 HM-7B 극저온의 아리안 2, 3, 4, 5 ECA 어퍼 스테이지 8.097 229.4 444.6 4360
LE-5B-2 극저온의 H-IIA, H-IIB 상단 8.05 228 447 4380
에어로젯 로켓다인 RS-25 극저온의 1981 SLS 1단계 우주왕복선 7.95 225 453[13] 4440
에어로젯 로켓다인 RL-10B-2 극저온의 델타 III, 델타 IV, SLS 상부 스테이지 7.734 219.1 465.5 4565
NERVA NRX A6 핵의 1967 869
재가열, 정적, 해수면이 있는 제트 엔진
모델 유형 첫번째
달려.		 어플 TSFC SI
(s)		 EEV
(m/s)
lb/lbf·h g/kN/s
터보 유니언 RB.199 터보팬 토네이도 2.5[14] 70.8 1440 14120
GE F101-GE-102 터보팬 1970년대 B-1B 2.46 70 1460 14400
투만스키 R-25-300 터보젯 MIG-21bis 2. 삭제[14] 62.5 1632 16000
GE J85-GE-21 터보젯 F-5E/F 2.13[14] 60.3 1690 16570
GE F110-GE-132 터보팬 F-16E/F 2.09[14] 59.2 1722 16890
허니웰/ITEC F125 터보팬 F-CK-1 2.06[14] 58.4 1748 17140
스넥마 M53-P2 터보팬 Mirage 2000C/D/N 2.05[14] 58.1 1756 17220
스넥마 아타르 09C 터보젯 Mirage III 2.03[14] 57.5 1770 17400
스넥마 아타르 09K-50 터보젯 Mirage IV, 50, F1 1.991[14] 56.4 1808 17730
GE J79-GE-15 터보젯 F-4E/EJ/F/G, RF-4E 1.965 55.7 1832 17970
새턴 AL-31F 터보팬 Su-27/P/K 1.96[15] 55.5 1837 18010
GE F110-GE-129 터보팬 F-16C/D, F-15EX 1.9[14] 53.8 1895 18580
솔로비예프 D-30F6 터보팬 MiG-31, S-37/Su-47 1.863[14] 52.8 1932 18950
리울카 AL-21F-3 터보젯 Su-17, Su-22 1.86[14] 52.7 1935 18980
클리모프 RD-33 터보팬 1974 MiG-29 1.85 52.4 1946 19080
새턴 AL-41F-1S 터보팬 Su-35S/T-10BM 1.819 51.5 1979 19410
볼보 RM12 터보팬 1978 A/B/C/D 그립 1.78[14] 50.4 2022 19830
GE F404-GE-402 터보팬 F/A-18C/D 1.74[14] 49 2070 20300
쿠즈네초프 NK-32 터보팬 1980 Tu-144LL, Tu-160 1.7 48 2100 21000
스넥마 M88-2 터보팬 1989 라팔 1.663 47.11 2165 21230
유로젯 EJ200 터보팬 1991 유로파이터 1.66–1.73 47~49[16] 2080–2170 20400–21300
드라이 제트 엔진, 정적, 해수면
모델 유형 첫번째
달려.		 어플 TSFC SI
(s)		 EEV
(m/s)
lb/lbf·h g/kN/s
GE J85-GE-21 터보젯 F-5E/F 1.24[14] 35.1 2900 28500
스넥마 아타르 09C 터보젯 Mirage III 1.01[14] 28.6 3560 35000
스넥마 아타르 09K-50 터보젯 Mirage IV, 50, F1 0.981[14] 27.8 3670 36000
스넥마 아타르 08K-50 터보젯 슈퍼 에텐다르 0.971[14] 27.5 3710 36400
투만스키 R-25-300 터보젯 MIG-21bis 0.961[14] 27.2 3750 36700
리울카 AL-21F-3 터보젯 Su-17, Su-22 0.86 24.4 4190 41100
GE J79-GE-15 터보젯 F-4E/EJ/F/G, RF-4E 0.85 24.1 4240 41500
스넥마 M53-P2 터보팬 Mirage 2000C/D/N 0.85[14] 24.1 4240 41500
볼보 RM12 터보팬 1978 A/B/C/D 그립 0.824[14] 23.3 4370 42800
RR 투르보메카 아두르 터보팬 1999 재규어 개조하다 0.81 23 4400 44000
허니웰/ITEC F124 터보팬 1979 L-159, X-45 0.81[14] 22.9 4440 43600
허니웰/ITEC F125 터보팬 F-CK-1 0.8[14] 22.7 4500 44100
PW J52-P-408 터보젯 A-4M/N, TA-4KU, EA-6B 0.79 22.4 4560 44700
새턴 AL-41F-1S 터보팬 Su-35S/T-10BM 0.79 22.4 4560 44700
스넥마 M88-2 터보팬 1989 라팔 0.782 22.14 4600 45100
클리모프 RD-33 터보팬 1974 MiG-29 0.77 21.8 4680 45800
RR 페가수스 11-61 터보팬 AV-8B+ 0.76 21.5 4740 46500
유로젯 EJ200 터보팬 1991 유로파이터 0.74–0.81 21~23[16] 4400–4900 44000–48000
GE F414-GE-400 터보팬 1993 F/A-18E/F 0.724[17] 20.5 4970 48800
쿠즈네초프 NK-32 터보팬 1980 Tu-144LL, Tu-160 0.72-0.73 20–21 4900–5000 48000–49000
솔로비예프 D-30F6 터보팬 MiG-31, S-37/Su-47 0.716[14] 20.3 5030 49300
스넥마 라작 터보팬 1972 알파 제트 0.716 20.3 5030 49300
IHI F3 터보팬 1981 가와사키 T-4 0.7 19.8 5140 50400
새턴 AL-31F 터보팬 Su-27 /P/K 0.666-0.78[15][17] 18.9–22.1 4620–5410 45300–53000
RR Spey RB.168 터보팬 AMX 0.66[14] 18.7 5450 53500
GE F110-GE-129 터보팬 F-16C/D, F-15 0.64[17] 18 5600 55000
GE F110-GE-132 터보팬 F-16E/F 0.64[17] 18 5600 55000
터보 유니언 RB.199 터보팬 토네이도 ECR 0.637[14] 18.0 5650 55400
PW F119-PW-100 터보팬 1992 F-22 0.61[17] 17.3 5900 57900
터보 유니언 RB.199 터보팬 토네이도 0.598[14] 16.9 6020 59000
GE F101-GE-102 터보팬 1970년대 B-1B 0.562 15.9 6410 62800
PW TF33-P-3 터보팬 B-52H, NB-52h 0.52[14] 14.7 6920 67900
RR AE 3007h 터보팬 RQ-4, MQ-4C 0.39[14] 11.0 9200 91000
GE F118-GE-100 터보팬 1980년대 B-2 0.375[14] 10.6 9600 94000
GE F118-GE-101 터보팬 1980년대 U-2S 0.375[14] 10.6 9600 94000
CFM CF6-50C2 터보팬 A300, DC-10-30 0.371[14] 10.5 9700 95000
GE TF34-GE-100 터보팬 A-10 0.37[14] 10.5 9700 95000
CFM CFM56-2B1 터보팬 C-135, RC-135 0.36[18] 10 10000 98000
프로그레스 D-18T 터보팬 1980 An-124, An-225 0.345 9.8 10400 102000
PW F117-PW-100 터보팬 C-17 0.34[19] 9.6 10600 104000
PW PW2040 터보팬 보잉 757 0.33[19] 9.3 10900 107000
CFM CFM56-3C1 터보팬 737 클래식 0.33 9.3 11000 110000
GE CF6-80C2 터보팬 744, 767, MD-11, A300/310, C-5M 0.307-0.344 8.7–9.7 10500–11700 103000–115000
EA GP7270 터보팬 A380-861 0.120[17] 8.5 12000 118000
GE GE90-85B 터보팬 777-200/200ER/300 0.298[17] 8.44 12080 118500
GE GE90-94B 터보팬 777-200/200ER/300 0.2974[17] 8.42 12100 118700
RR 트렌트 970-84 터보팬 2003 A380-841 0.295[17] 8.36 12200 119700
GENX-1B70 터보팬 787-8 0.2845[17] 8.06 12650 124100
RR 트렌트 1000C 터보팬 2006 787-9 0.273[17] 7.7 13200 129000


제트 엔진, 크루즈
모델 유형 첫번째
달려.		 어플 TSFC SI
(s)		 EEV
(m/s)
lb/lbf·h g/kN/s
램젯 마하 1 4.5 130 800 7800
J-58 터보젯 1958 마하 3.2의 SR-71 (리히트) 1.9[14] 53.8 1895 18580
RR/스넥마 올림푸스 터보젯 1966 마하 2의 콩코드 1[20]. 1개 33.8 3010 29500
PW JT8D-9 터보팬 737 오리지널 0.8[21] 22.7 4500 44100
허니웰 ALF502R-5 GTF BAe 146 0.72[19] 20.4 5000 49000
솔로비예프 D-30KP-2 터보팬 Il-76, Il-78 0.715 20.3 5030 49400
솔로비예프 D-30KU-154 터보팬 Tu-154M 0.705 20.0 5110 50100
RR Tay RB.183 터보팬 1984 포커 70, 포커 100 0.69 19.5 5220 51200
GE CF34-3 터보팬 1982 챌린저, CRJ100/200 0.69 19.5 5220 51200
GE CF34-8E 터보팬 E170/175 0.68 19.3 5290 51900
허니웰 TFE731-60 GTF 팔콘 900 0.679[22] 19.2 5300 52000
CFM CFM56-2C1 터보팬 DC-8 Super 70 0.671[19] 19.0 5370 52600
GE CF34-8C 터보팬 CRJ700/900/1000 0.67-0.68 19 5300–5400 52000–53000
CFM CFM56-3C1 터보팬 737 클래식 0.667 18.9 5400 52900
CFM CFM56-2A2 터보팬 1974 E-3, E-6 0.66[18] 18.7 5450 53500
RR BR725 터보팬 2008 G650/ER 0.657 18.6 5480 53700
CFM CFM56-2B1 터보팬 C-135, RC-135 0.65[18] 18.4 5540 54300
GE CF34-10A 터보팬 ARJ21 0.65 18.4 5540 54300
CFE CFE738-1-1B 터보팬 1990 팔콘 2000 0.645[19] 18.3 5580 54700
RR BR710 터보팬 1995 G. V/G550, Global Express 0.64 18 5600 55000
GE CF34-10E 터보팬 E190/195 0.64 18 5600 55000
CFM CF6-50C2 터보팬 A300B2/B4/C4/F4, DC-10-30 0.63[19] 17.8 5710 56000
PowerJet SaM146 터보팬 슈퍼젯 LR 0.629 17.8 5720 56100
CFM CFM56-7B24 터보팬 737 NG 0.627[19] 17.8 5740 56300
RR BR715 터보팬 1997 717 0.62 17.6 5810 56900
GE CF6-80C2-B1f 터보팬 747-400 0.605[20] 17.1 5950 58400
CFM CFM56-5A1 터보팬 A320 0.596 16.9 6040 59200
Aviadvatel PS-90A1 터보팬 Il-96-400 0.595 16.9 6050 59300
PW PW2040 터보팬 757-200 0.582[19] 16.5 6190 60700
PW PW4098 터보팬 777-300 0.581[19] 16.5 6200 60800
GE CF6-80C2-B2 터보팬 767 0.576[19] 16.3 6250 61300
IAE V2525-D5 터보팬 MD-90 0.574[23] 16.3 6270 61500
IAE V2533-A5 터보팬 A321-231 0.574[23] 16.3 6270 61500
RR 트렌트 700 터보팬 1992 A330 0.562 15.9 6410 62800
RR 트렌트 800 터보팬 1993 777-200/200ER/300 0.560 15.9 6430 63000
프로그레스 D-18T 터보팬 1980 An-124, An-225 0.546 15.5 6590 64700
CFM CFM56-5B4 터보팬 A320-214 0.545 15.4 6610 64800
CFM CFM56-5C2 터보팬 A340-211 0.545 15.4 6610 64800
RR 트렌트 500 터보팬 1999 A340-500/600 0.542 15.4 6640 65100
CFM LEAP-1B 터보팬 2014 737 MAX 0.53-0.56 15–16 6400–6800 63000–67000
아비어드바게릴 PD-14 터보팬 2014 MC-21-310 0.526 14.9 6840 67100
RR 트렌트 900 터보팬 2003 A380 0.522 14.8 6900 67600
GE GE90-85B 터보팬 777-200/200음.정말 0.52[19][24] 14.7 6920 67900
GENX-1B76 터보팬 2006 787-10 0.120[21] 14.5 7030 69000
PW PW1400G GTF MC-21 0.51[25] 14 7100 69000
CFM LEAP-1C 터보팬 2013 C919 0.51 14 7100 69000
CFM LEAP-1A 터보팬 2013 A320neo 패밀리 0.51[25] 14 7100 69000
RR 트렌트 7000 터보팬 2015 A330neo 0.506 14.3 7110 69800
RR 트렌트 1000 터보팬 2006 787 0.506 14.3 7110 69800
RR 트렌트 XWB-97 터보팬 2014 A350-1000 0.478 13.5 7530 73900
PW 1127G GTF 2012 A320neo 0.463[21] 13.1 7780 76300
다양한 추진 기술의 특정 임펄스
엔진 유효배기
속도(m/s)		 특정한
임펄스		 배기 고유
에너지 (MJ/kg)
터보팬 제트 엔진
(실제 V는 최대 300 m/s)		 29,000 3,000 Approx. 0.05
우주왕복선 고체 로켓 부스터
 2,500 250 3
액체 산소 액체 수소
 4,400 450 9.7
NSTAR[26] 정전 크세논 이온 추진기 20,000-30,000 1,950-3,100
VASIMR 예측[27][28][29] 30,000–120,000 3,000–12,000 1,400
DS4G 정전 이온 스러스터[30] 210,000 21,400 22,500
이상적인 포토닉[a] 로켓 299,792,458 30,570,000 89,875,517,874

특정 임펄스의 예로는 453초가 있습니다.이는 [31]진공 상태에서 작동할 때 RS-25 엔진의 유효 배기 속도 4.440km/s(14,570ft/s)에 해당합니다.공기를 내뿜는 제트 엔진은 일반적으로 로켓보다 훨씬 큰 특정한 임펄스를 가지고 있다. 예를 들어 터보팬 제트 엔진은 해수면에서 6,000초 이상의 특정한 임펄스를 가질 수 있는 반면 로켓은 200초에서 400초 [32]사이이다.

공기 호흡 엔진은 로켓 엔진보다 훨씬 더 효율적이다. 왜냐하면 공기가 추진체로 운반될 필요가 없는 연소를 위한 반응 질량과 산화제 역할을 하고, 실제 배기 속도가 훨씬 낮기 때문이다. 그래서 배기가스가 운반하는 운동 에너지는 낮고 따라서 제트 엔진은 훨씬 적은 에너지를 사용한다.추력을 [33]발생시키다공기 호흡 엔진의 경우 실제 배기 속도는 낮지만 제트 엔진의 경우 유효 배기 속도가 매우 높습니다.이는 효과적인 배기 속도 계산에서 운반된 추진체가 모든 반응 질량과 모든 추력을 제공한다고 가정하기 때문이다.따라서 효과적인 배기 속도는 공기 흡입 엔진에 물리적으로 의미가 없지만 다른 유형의 엔진과 비교할 [34]때 유용합니다.

로켓 엔진에서 시험 발사된 화학 추진체의 가장 높은 비충격은 리튬, 불소, 수소의 3추진제와 함께 542초 (5.32km/s)였다.그러나 이 조합은 실용적이지 않습니다.리튬과 불소는 모두 매우 부식성이 강하며, 리튬은 공기와 접촉할 때, 불소는 대부분의 연료와 접촉할 때 발화하며, 수소는 과당량은 아니지만 폭발 위험이 있습니다.배기가스 내 불소와 불화수소(HF)는 독성이 강해 환경을 훼손하고 발사대 주변 작업을 어렵게 하며 발사 면허 취득도 그만큼 어려워진다.로켓 [35][36][37]배기가스도 이온화되어 로켓과의 무선 통신을 방해할 수 있습니다.

핵열 로켓 엔진은 [38]연소열 대신 외부 핵열원에 의해 추진체에 에너지가 공급된다는 점에서 기존 로켓 엔진과 다르다.핵 로켓은 일반적으로 작동 중인 원자로에 액체 수소 가스를 통과시켜 작동한다.1960년대 테스트에서는 약 850초(8,340m/s)의 특정 임펄스가 발생했는데, 이는 우주왕복선 [39]엔진의 약 두 배이다.

이온 스러스터와 같은 다양한 다른 로켓 추진 방법은 훨씬 높은 비압력을 주지만 추력은 훨씬 낮다. 예를 들어 SMART-1 위성의 홀 효과 추진력은 1,640초(16.1km/s)이지만 최대 추력은 68mN(0.015lbf)[40]에 불과하다.현재 개발 중인 가변특정임펄스자기장로켓(VASIMR) 엔진은 이론적으로 20~300km/s(66,000~984,000ft/s), 최대 추력은 5.7N(1.3lbf)[41]이다.

「 」를 참조해 주세요.

메모들

레퍼런스

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외부 링크