Impulso específico - Specific impulse

Impulso específico (geralmente abreviado I sp ) é uma medida de quão eficientemente um motor de massa de reação (um foguete usando propelente ou um motor a jato usando combustível) cria o empuxo. Para motores cuja massa de reação é apenas o combustível que carregam, o impulso específico é exatamente proporcional à velocidade dos gases de escape.

Um sistema de propulsão com um impulso específico mais alto usa a massa do propelente de forma mais eficiente. No caso de um foguete, isso significa menos propelente necessário para um determinado delta-v , de modo que o veículo acoplado ao motor possa ganhar altitude e velocidade com mais eficiência.

Em um contexto atmosférico, o impulso específico pode incluir a contribuição para o impulso fornecido pela massa de ar externo que é acelerado pelo motor de alguma forma, como por um turbofan interno ou aquecimento por participação da combustão de combustível e, em seguida, expansão de impulso ou por hélice externa. Os motores a jato respiram ar externo para combustão e desvio e, portanto, têm um impulso específico muito maior do que os motores de foguete. O impulso específico em termos de massa de propelente gasta tem unidades de distância por tempo, que é uma velocidade nocional chamada velocidade de exaustão efetiva . Isso é maior do que a velocidade real de exaustão porque a massa do ar de combustão não está sendo contabilizada. A velocidade de escape real e efetiva são as mesmas em motores de foguete operando no vácuo.

O impulso específico é inversamente proporcional ao consumo específico de combustível (SFC) pela relação I sp = 1 / ( g o · SFC) para SFC em kg / (N · s) e I sp = 3600 / SFC para SFC em lb / (lbf · Hr).

Considerações gerais

A quantidade de propulsor pode ser medida em unidades de massa ou peso. Se a massa for usada, o impulso específico é um impulso por unidade de massa, cuja análise dimensional mostra ter unidades de velocidade, especificamente a velocidade efetiva de exaustão . Como o sistema SI é baseado em massa, esse tipo de análise geralmente é feito em metros por segundo. Se for usado um sistema de unidades baseado na força, o impulso é dividido pelo peso do propelente (o peso é uma medida da força), resultando em unidades de tempo (segundos). Essas duas formulações diferem uma da outra pela aceleração gravitacional padrão ( g 0 ) na superfície da Terra.

A taxa de variação do momento de um foguete (incluindo seu propelente) por unidade de tempo é igual ao empuxo. Quanto maior o impulso específico, menos propelente é necessário para produzir um dado impulso por um determinado tempo e mais eficiente é o propelente. Isso não deve ser confundido com o conceito físico de eficiência energética , que pode diminuir à medida que o impulso específico aumenta, uma vez que sistemas de propulsão que dão alto impulso específico requerem alta energia para isso.

Impulso e impulso específico não devem ser confundidos. O empuxo é a força fornecida pelo motor e depende da quantidade de massa de reação que flui através do motor. O impulso específico mede o impulso produzido por unidade de propelente e é proporcional à velocidade de exaustão. O empuxo e o impulso específico estão relacionados pelo projeto e pelos propulsores do motor em questão, mas essa relação é tênue. Por exemplo, o bipropelente LH 2 / LOx produz maior I sp, mas menor empuxo do que RP-1 / LOx devido aos gases de exaustão ter uma densidade mais baixa e velocidade mais alta ( H 2 O vs CO 2 e H 2 O). Em muitos casos, os sistemas de propulsão com impulso específico muito alto - alguns propulsores iônicos atingem 10.000 segundos - produzem baixo impulso.

Ao calcular o impulso específico, apenas o propelente transportado com o veículo antes do uso é contado. Para um foguete químico, a massa do propulsor, portanto, incluiria o combustível e o oxidante . Em foguetes, um motor mais pesado com um impulso específico mais alto pode não ser tão eficaz no ganho de altitude, distância ou velocidade como um motor mais leve com um impulso específico mais baixo, especialmente se o último motor possuir uma razão empuxo-peso mais alta . Esta é uma razão significativa para a maioria dos projetos de foguetes ter vários estágios. O primeiro estágio é otimizado para alto empuxo para impulsionar os estágios posteriores com maior impulso específico em altitudes mais altas, onde eles podem ter um desempenho mais eficiente.

Para motores com respiração aérea, apenas a massa do combustível é contada, não a massa de ar que passa pelo motor. A resistência do ar e a incapacidade do motor de manter um alto impulso específico em uma taxa de queima rápida são o motivo pelo qual todo o propelente não é usado o mais rápido possível.

Se não fosse pela resistência do ar e a redução do propelente durante o vôo, o impulso específico seria uma medida direta da eficácia do motor em converter o peso ou massa do propelente em impulso para a frente.

Unidades

Várias medições de desempenho de motor de foguete equivalente, em unidades de engenharia SI e inglês
Impulso específico
Velocidade de exaustão efetiva

Consumo específico de combustível
Por peso Por missa
SI = x s = 9,80665 · x N · s / kg = 9,80665 · x m / s = 101.972 / x g / (kN · s)
Unidades de engenharia inglesas = x s = x lbf · s / lb = 32,17405 · x ft / s = 3.600 / x lb / (lbf · hr)

A unidade mais comum para o impulso específico é a segunda, pois os valores são idênticos, independentemente de os cálculos serem feitos em unidades SI , imperial ou costumeiras . Quase todos os fabricantes indicam o desempenho do motor em segundos, e a unidade também é útil para especificar o desempenho do motor da aeronave.

O uso de metros por segundo para especificar a velocidade de exaustão efetiva também é razoavelmente comum. A unidade é intuitiva ao descrever motores de foguete, embora a velocidade efetiva de exaustão dos motores possa ser significativamente diferente da velocidade real de exaustão, especialmente em motores de ciclo gerador a gás. Para motores a jato de respiração aérea , a velocidade efetiva de exaustão não é fisicamente significativa, embora possa ser usada para fins de comparação.

Metros por segundo são numericamente equivalentes a Newton-segundos por kg (N · s / kg), e as medições SI de impulso específico podem ser escritas em termos de qualquer uma das unidades alternadamente. Esta unidade destaca a definição de impulso específico como impulso -por-unidade-massa-do-propelente.

O consumo específico de combustível é inversamente proporcional ao impulso específico e tem unidades de g / (kN · s) ou lb / (lbf · h). O consumo específico de combustível é amplamente utilizado para descrever o desempenho de motores a jato que respiram o ar.

Impulso específico em segundos

O impulso específico, medido em segundos, pode ser pensado como "por quantos segundos uma libra de combustível pode produzir uma libra de empuxo" ou, mais precisamente, "quantos segundos este propelente, quando emparelhado com este motor, pode acelerar seu próprio massa inicial de 1 g. " Quanto mais segundos ele pode acelerar sua própria massa, mais delta-V ele fornece para todo o sistema.

Em outras palavras, dado um determinado motor e uma massa de um determinado propelente, o impulso específico mede por quanto tempo esse motor pode exercer uma força contínua (empuxo) até queimar totalmente aquela massa de propelente. Uma dada massa de um propelente mais denso em energia pode queimar por mais tempo do que algum propelente menos denso em energia feito para exercer a mesma força enquanto queima em um motor. Diferentes projetos de motores queimando o mesmo propelente podem não ser igualmente eficientes em direcionar a energia de seu propelente para um empuxo eficaz.

Para todos os veículos, o impulso específico (impulso por unidade de peso na Terra do propelente) em segundos pode ser definido pela seguinte equação:

Onde:

é o empuxo obtido do motor ( newtons ou libras de força ),
é a gravidade padrão , que é nominalmente a gravidade na superfície da Terra (m / s 2 ou pés / s 2 ),
é o impulso específico medido (segundos),
é a taxa de fluxo de massa do propelente gasto (kg / s ou slugs / s)

A unidade de massa em libra inglesa é mais comumente usada do que o pacote, e ao usar libras por segundo para a taxa de fluxo de massa, a constante de conversão g 0 torna-se desnecessária, porque o pacote é dimensionalmente equivalente a libras divididas por g 0 :

I sp em segundos é a quantidade de tempo que um motor de foguete pode gerar empuxo, dada uma quantidade de propelente cujo peso é igual ao empuxo do motor. O último termo à direita ,, é necessário para a consistência dimensional ( )

A vantagem dessa formulação é que pode ser utilizada em foguetes, onde toda a massa de reação é transportada a bordo, assim como em aviões, onde a maior parte da massa de reação é retirada da atmosfera. Além disso, ele fornece um resultado que é independente das unidades usadas (desde que a unidade de tempo usada seja a segunda).

O impulso específico de vários motores a jato (SSME é o motor principal do ônibus espacial )

Foguetes

Em foguetes, a única massa de reação é o propelente, então uma forma equivalente de calcular o impulso específico em segundos é usada. O impulso específico é definido como o empuxo integrado ao longo do tempo por unidade de peso na Terra do propelente:

Onde

é o impulso específico medido em segundos,
é a velocidade média de exaustão ao longo do eixo do motor (em m / s ou ft / s),
é a gravidade padrão (em m / s 2 ou ft / s 2 ).

Nos foguetes, devido aos efeitos atmosféricos, o impulso específico varia com a altitude, atingindo um máximo no vácuo. Isso ocorre porque a velocidade de exaustão não é simplesmente uma função da pressão da câmara, mas sim da diferença entre o interior e o exterior da câmara de combustão . Os valores são normalmente fornecidos para operação ao nível do mar ("sl") ou no vácuo ("vac").

Impulso específico como velocidade de escape efetiva

Por causa do fator geocêntrico de g 0 na equação para impulso específico, muitos preferem uma definição alternativa. O impulso específico de um foguete pode ser definido em termos de empuxo por unidade de fluxo de massa de propelente. Esta é uma forma igualmente válida (e em alguns aspectos um pouco mais simples) de definir a eficácia de um propelente de foguete. Para um foguete, o impulso específico definido desta forma é simplesmente a velocidade efetiva de exaustão em relação ao foguete, v e . "Em bicos de foguetes reais, a velocidade de escape não é realmente uniforme em toda a seção transversal de saída e esses perfis de velocidade são difíceis de medir com precisão. Uma velocidade axial uniforme, v e , é assumida para todos os cálculos que empregam descrições de problemas unidimensionais. Esta velocidade de escape efetiva representa uma velocidade média ou equivalente de massa na qual o propelente está sendo ejetado do veículo do foguete. " As duas definições de impulso específico são proporcionais uma à outra e relacionadas entre si por:

Onde

é o impulso específico em segundos,
é o impulso específico medido em m / s , que é o mesmo que a velocidade de escape efetiva medida em m / s (ou ft / s se g estiver em ft / s 2 ),
é a gravidade padrão , 9,80665 m / s 2 (em unidades imperiais 32,174 pés / s 2 ).

Essa equação também é válida para motores a jato com respiração aérea, mas raramente é usada na prática.

(Observe que símbolos diferentes são usados ​​às vezes; por exemplo, c também é visto às vezes para velocidade de exaustão. Embora o símbolo possa logicamente ser usado para impulso específico em unidades de (N · s ^ 3) / (m · kg); para evitar confusão, é desejável reservar isso para o impulso específico medido em segundos.)

Está relacionado ao empuxo ou força para a frente no foguete pela equação:

onde é a taxa de fluxo de massa do propelente, que é a taxa de diminuição da massa do veículo.

Um foguete deve carregar todo o seu propelente consigo, então a massa do propelente não queimado deve ser acelerada junto com o próprio foguete. Minimizar a massa de propelente necessária para atingir uma dada mudança na velocidade é crucial para construir foguetes eficazes. A equação do foguete de Tsiolkovsky mostra que, para um foguete com uma determinada massa vazia e uma determinada quantidade de propelente, a mudança total na velocidade que ele pode realizar é proporcional à velocidade efetiva de exaustão.

Uma espaçonave sem propulsão segue uma órbita determinada por sua trajetória e qualquer campo gravitacional. Os desvios do padrão de velocidade correspondente (chamados de Δ v ) são obtidos enviando-se a massa do escapamento na direção oposta à da mudança de velocidade desejada.

Velocidade de exaustão real versus velocidade de exaustão efetiva

Quando um motor é executado dentro da atmosfera, a velocidade de escape é reduzida pela pressão atmosférica, por sua vez reduzindo o impulso específico. Esta é uma redução na velocidade efetiva de exaustão, versus a velocidade real de exaustão alcançada em condições de vácuo. No caso de motores de foguete de ciclo gerador a gás, mais de um fluxo de gás de escapamento está presente conforme o gás de escapamento da turbobomba sai por um bocal separado. O cálculo da velocidade de exaustão efetiva requer a média dos dois fluxos de massa, bem como a contabilização de qualquer pressão atmosférica.

Para motores a jato que respiram o ar, particularmente turbofans , a velocidade real de exaustão e a velocidade efetiva de exaustão são diferentes por ordens de magnitude. Isso ocorre porque uma boa quantidade de momento adicional é obtida usando o ar como massa de reação. Isso permite uma melhor combinação entre a velocidade do ar e a velocidade de exaustão, o que economiza energia / propelente e aumenta enormemente a velocidade efetiva de exaustão enquanto reduz a velocidade real de exaustão.

Exemplos

Consumo específico de combustível (SFC), impulso específico e números de velocidade de escape efetiva para vários foguetes e motores a jato.
Tipo de motor Primeira corrida Cenário Espec. combustível cons.
Impulso (s) específico (s)

Velocidade efetiva de exaustão
(m / s)
Massa
Razão empuxo- peso
(nível do mar)
(lb / lbf · h) (g / kN · s)
Motor de foguete de combustível sólido Avio P80 2006 Vega primeiro estágio de vácuo 13 360 280 2700 16.160 lb (7.330 kg) (vazio)
Avio Zefiro 23 motor de foguete de combustível sólido 2006 Vega segundo estágio de vácuo 12,52 354,7 287,5 2819 4.266 lb (1.935 kg) (vazio)
Motor de foguete de combustível sólido Avio Zefiro 9A 2008 Vega terceiro estágio de vácuo 12,20 345,4 295,2 2895 1.997 lb (906 kg) (vazio)
Motor de foguete de combustível líquido RD-843 Vega a vácuo de estágio superior 11,41 323,2 315,5 3094 35,1 lb (15,93 kg) (seco)
Motor de foguete de combustível líquido Kouznetsov NK-33 Década de 1970 N-1F , vácuo de primeiro estágio Soyuz-2-1v 10,9 308 331 3250 2.730 lb (1.240 kg) (seco) 136,8
Motor de foguete de combustível líquido NPO Energomash RD-171M Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , Zenit-3F primeiro estágio de vácuo 10,7 303 337 3300 21.500 lb (9.750 kg) (seco) 79,57
Motor de foguete de combustível líquido LE-7A Vácuo de primeiro estágio H-IIA , H-IIB 8,22 233 438 4300 4.000 lb (1.800 kg) (seco) 62,2
Motor de foguete criogênico Snecma HM-7B Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA vácuo de estágio superior 8.097 229,4 444,6 4360 364 lb (165 kg) (seco) 43,25
Motor de foguete criogênico LE-5B-2 Vácuo de estágio superior H-IIA , H-IIB 8,05 228 447 4380 640 lb (290 kg) (seco) 51,93
Motor de foguete criogênico Aerojet Rocketdyne RS-25 1981 Space Shuttle , SLS primeiro estágio de vácuo 7,95 225 453 4440 7.004 lb (3.177 kg) (seco) 53,79
Motor de foguete criogênico Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 Delta III , Delta IV , vácuo de estágio superior SLS 7,734 219,1 465,5 4565 664 lb (301 kg) (seco) 37,27
Ramjet Mach 1 4,5 130 800 7800
Motor de foguete térmico nuclear NERVA NRX A6 1967 vácuo 869 40.001 lb (18.144 kg) (seco) 1,39
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turbofan Tornado IDS GR.1 / GR.1A / GR.1B / GR.4 nível do mar estático ( reaquecimento ) 2,5 70,8 1440 14120 2.107 lb (956 kg) (seco) 7,59
GE F101-GE-102 turbofan Década de 1970 Nível do mar estático B-1B (reaquecimento) 2,46 70 1460 14400 4.400 lb (2.000 kg) (seco) 7,04
Tumansky R-25-300 turbojet MIG-21bis nível do mar estático (reaquecimento) 2,206 62,5 1632 16.000 2.679 lb (1.215 kg) (seco) 5,6
GE J85-GE-21 turbojet F-5E / F nível do mar estático (reaquecimento) 2,13 60,3 1690 16570 640 lb (290 kg) (seco) 7,81
GE F110-GE-132 turbofan F-16E / F Bloco 60 ou -129 atualiza o nível do mar estático (reaquecimento) 2.09 59,2 1722 16890 4.050 lb (1.840 kg) (seco) 7,9
Honeywell / ITEC F125-GA-100 turbofan F-CK-1 nível do mar estático (reaquecimento) 2.06 58,4 1748 17140 1.360 lb (620 kg) (seco) 6,8
Turbofan Snecma M53-P2 Mirage 2000C / D / N / H / TH / -5 / -9 / atualização do nível do mar estático (reaquecimento) 2.05 58,1 1756 17220 3.307 lb (1.500 kg) (seco) 6,46
Snecma Atar 09C turbojet Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M , nível do mar estático do protótipo Mirage IV (reaquecimento) 2.03 57,5 1770 17400 3.210 lb (1.456 kg) (seco) 4,13
Snecma Atar 09K-50 turbojet Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 nível do mar estático (reaquecimento) 1.991 56,4 1808 17730 3.487 lb (1.582 kg) (seco) 4,55
GE J79-GE-15 turbojet F-4E / EJ / F / G , RF-4E nível do mar estático (reaquecimento) 1.965 55,7 1832 17970 3.850 lb (1.750 kg) (seco) 4,6
Turbofan Saturn AL-31F Su-27 / P / K nível do mar estático (reaquecimento) 1,96 55,5 1837 18010 3.350 lb (1.520 kg) (seco) 8,22
J-58 turbojato 1958 SR-71 em Mach 3.2 (reaquecimento) 1,9 53,8 1895 18580 6.000 lb (2.700 kg) (seco)
GE F110-GE-129 turbofan F-16C / D / V Bloco 50/70 , F-15K / S / SA / SG / EX nível do mar estático (reaquecimento) 1,9 53,8 1895 18580 3.980 lb (1.810 kg) (seco) 7,36
Soloviev D-30F6 turbofan MiG-31 , S-37 / Su-47 nível do mar estático (reaquecimento) 1.863 52,8 1932 18950 5.326 lb (2.416 kg) (seco) 7,856
Lyulka AL-21F-3 turbojet Su-17M / UM / M2 / M2D / UM3 / M3 / M4, Su-22U / M3 / M4 nível do mar estático (reaquecimento) 1,86 52,7 1935 18980 3.790 lb (1.720 kg) (seco) 5,61
Turbofan Klimov RD-33 1974 Nível do mar estático do MiG-29 (reaquecimento) 1,85 52,4 1946 19080 2.326 lb (1.055 kg) (seco) 7,9
Saturn AL-41F-1S turbofan Su-35S / T-10BM nível do mar estático (reaquecimento) 1.819 51,5 1979 19410 3.536 lb (1.604 kg) (seco) 8,75-9,04
Turbofan Volvo RM12 1978 Nível do mar estático do Gripen A / B / C / D (reaquecimento) 1,78 50,4 2022 19830 2.315 lb (1.050 kg) (seco) 7,82
GE F404-GE-402 turbofan F / A-18C / D nível do mar estático (reaquecimento) 1,74 49 2070 20300 2.282 lb (1.035 kg) (seco) 7,756
Kuznetsov NK-32 turbofan 1980 Tu-144LL , Tu-160 nível do mar estático (reaquecimento) 1,7 48 2100 21.000 7.500 lb (3.400 kg) (seco) 7,35
Snecma M88-2 turbofan 1989 Rafale estático nível do mar (reaquecimento) 1.663 47,11 2165 21230 1.978 lb (897 kg) (seco) 8,52
Eurojet EJ200 turbofan 1991 Eurofighter , Bloodhound LSR protótipo do nível do mar estático (Reaquecimento) 1,66-1,73 47-49 2080–2170 20400–21300 2.180,0 lb (988,83 kg) (seco) 9,17
GE J85-GE-21 turbojet F-5E / F nível do mar estático (seco) 1,24 35,1 2900 28500 640 lb (290 kg) (seco) 5,625
RR / turbojato Snecma Olympus 593 1966 Concorde no cruzeiro Mach 2 (seco) 1,195 33,8 3010 29500 7.000 lb (3.175 kg) (seco)
Snecma Atar 09C turbojet Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M , protótipo do Mirage IV nível do mar estático (seco) 1.01 28,6 3560 35000 3.210 lb (1.456 kg) (seco) 2,94
Snecma Atar 09K-50 turbojet Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 nível do mar estático (seco) 0,981 27,8 3670 36000 3.487 lb (1.582 kg) (seco) 2,35
Snecma Atar 08K-50 turbojet Super Étendard nível do mar estático 0,971 27,5 3710 36400 2.568 lb (1.165 kg) (seco)
Tumansky R-25-300 turbojet MIG-21bis nível do mar estático (seco) 0,961 27,2 3750 36700 2.679 lb (1.215 kg) (seco)
Lyulka AL-21F-3 turbojet Su-17M / UM / M2 / M2D / UM3 / M3 / M4, Su-22U / M3 / M4 nível do mar estático (seco) 0,86 24,4 4190 41100 3.790 lb (1.720 kg) (seco) 3,89
GE J79-GE-15 turbojet F-4E / EJ / F / G , RF-4E nível do mar estático (seco) 0,85 24,1 4240 41500 3.850 lb (1.750 kg) (seco) 2,95
Turbofan Snecma M53-P2 Mirage 2000C / D / N / H / TH / -5 / -9 / atualização do nível do mar estático (seco) 0,85 24,1 4240 41500 3.307 lb (1.500 kg) (seco) 4,37
Turbofan Volvo RM12 1978 Nível do mar estático do Gripen A / B / C / D (seco) 0,824 23,3 4370 42800 2.315 lb (1.050 kg) (seco) 5,244
RR Turbomeca Adour Mk 106 turbofan 1999 Jaguar retrofit nível do mar estático (seco) 0,81 23 4400 44000 1.784 lb (809 kg) (seco) 4.725
Honeywell / ITEC F124-GA-100 turbofan 1979 L-159 , nível do mar estático X-45 0,81 22,9 4440 43600 1.050 lb (480 kg) (seco) 5,3
Honeywell / ITEC F125-GA-100 turbofan F-CK-1 nível do mar estático (seco) 0,8 22,7 4500 44100 1.360 lb (620 kg) (seco) 4,43
PW JT8D-9 turbofan 737 Cruzeiro Original 0,8 22,7 4500 44100 3.205–3.402 lb (1.454–1.543 kg) (seco)
PW-J52-P 408 turbojet A-4M / N , TA-4KU , EA-6B nível do mar estático 0,79 22,4 4560 44700 2.318 lb (1.051 kg) (seco) 4,83
Saturn AL-41F-1S turbofan Su-35S / T-10BM nível do mar estático (seco) 0,79 22,4 4560 44700 3.536 lb (1.604 kg) (seco) 5,49
Snecma M88-2 turbofan 1989 Rafale estático ao nível do mar (seco) 0,782 22,14 4600 45100 1.978 lb (897 kg) (seco) 5,68
Turbofan Klimov RD-33 1974 MiG-29 nível do mar estático (seco) 0,77 21,8 4680 45800 2.326 lb (1.055 kg) (seco) 4,82
RR Pegasus 11-61 turbofan AV-8B + nível do mar estático 0,76 21,5 4740 46500 3.960 lb (1.800 kg) (seco) 6
Eurojet EJ200 turbofan 1991 Eurofighter , Bloodhound LSR protótipo do nível do mar estático (seco) 0,74-0,81 21-23 4400-4900 44.000-48.000 2.180,0 lb (988,83 kg) (seco) 6,11
GE F414-GE-400 turbofan 1993 F / A-18E / F nível do mar estático (seco) 0,724 20,5 4970 48800 2.445 lb (1.109 kg) (seco) 5,11
Kuznetsov NK-32 turbofan 1980 Tu-144LL , Tu-160 nível do mar estático (seco) 0,72-0,73 20-21 4900–5000 48.000-49.000 7.500 lb (3.400 kg) (seco) 4,06
Honeywell ALF502R-5 turbofan com engrenagem BAe 146-100 / 200 / 200ER / 300 cruzeiro 0,72 20,4 5000 49.000 1.336 lb (606 kg) (seco) 5,22
Soloviev D-30F6 turbofan MiG-31 , S-37 / Su-47 nível do mar estático (seco) 0,716 20,3 5030 49300 5.326 lb (2.416 kg) (seco) 3,93
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 turbofan 1972 Alpha Jet nível do mar estático 0,716 20,3 5030 49300 650 lb (295 kg) (seco) 4.567
Soloviev-D-30KP 2 turbofan Cruzeiro Il-76MD / MDK / SK / VPK , Il-78 / M 0,715 20,3 5030 49400 5.820 lb (2.640 kg) (seco) 5,21
Soloviev D-30KU-154 turbofan Cruzeiro Tu-154M 0,705 20,0 5110 50100 5.082 lb (2.305 kg) (seco) 4,56
Turbofan Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 1981 Kawasaki T-4 nível do mar estático 0,7 19,8 5140 50400 750 lb (340 kg) (seco) 4,9
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 turbofan 1984 Fokker 70 , cruzeiro Fokker 100 0,69 19,5 5220 51200 3.185 lb (1.445 kg) (seco) 4,2
GE CF34-3 turbofan 1982 CRJ100 / 200 , série CL600 , cruzeiro CL850 0,69 19,5 5220 51200 1.670 lb (760 kg) (seco) 5,52
GE CF34-8E turbofan Cruzeiro E170 / 175 0,68 19,3 5290 51900 2.600 lb (1.200 kg) (seco) 5,6
Honeywell TFE731-60 turbofan com engrenagem Falcon 900EX / DX / LX, VC-900 cruzeiro 0,679 19,2 5300 52000 988 lb (448 kg) (seco) 5.06
CFM CFM56-2C1 turbofan Cruzeiro DC-8 Super 70 0,671 19,0 5370 52600 4.635 lb (2.102 kg) (seco) 4.746
GE CF34-8C turbofan CRJ700 / 900/1000 cruzeiro 0,67-0,68 19 5300–5400 52.000-53.000 2.400–2.450 lb (1.090–1.110 kg) (seco) 5,7-6,1
CFM CFM56-3C1 turbofan 737 Classic Cruise 0,667 18,9 5400 52900 4.308–4.334 lb (1.954–1.966 kg) (seco) 5,46
Turbofan Saturn AL-31F Su-27 / P / K nível do mar estático (seco) 0,666-0,78 18,9-22,1 4620–5410 45300-53000 3.350 lb (1.520 kg) (seco) 4,93
RR Spey RB.168 Mk.807 turbofan AMX nível do mar estático 0,66 18,7 5450 53500 2.417 lb (1.096 kg) (seco) 4,56
CFM CFM56-2A2 turbofan 1974 Cruzeiro E-3D, KE-3A , E-6A / B 0,66 18,7 5450 53500 4.819 lb (2.186 kg) (seco) 4,979
RR BR725 turbofan 2008 Cruzeiro G650 / ER 0,657 18,6 5480 53700 3.605 lb (1.635,2 kg) (seco) 4,69
CFM CFM56-2B1 turbofan Cruzeiro KC-135R / T, C-135FR , RC-135RE 0,65 18,4 5540 54300 4.672 lb (2.119 kg) (seco) 4,7
GE CF34-10A turbofan Cruzeiro ARJ21 0,65 18,4 5540 54300 3.700 lb (1.700 kg) (seco) 5,1
CFE CFE738-1-1B turbofan 1990 Cruzeiro Falcon 2000 0,645 18,3 5580 54700 1.325 lb (601 kg) (seco) 4,32
RR BR710 turbofan 1995 C-37, Gulfstream V , G550 , E-11, Projeto Dolphin, Saab Swordfish, Global Express / XRS, Global 5000/6000 , Raytheon Sentinel , GlobalEye (original) cruzeiro 0,64 18 5600 55000 4.009 lb (1.818,4 kg) (seco) 3,84
GE F110-GE-129 turbofan F-16C / D / V Bloco 50/70 , F-15K / S / SA / SG / EX nível do mar estático (seco) 0,64 18 5600 55000 3.980 lb (1.810 kg) (seco) 4,27
GE F110-GE-132 turbofan F-16E / F Bloco 60 ou -129 atualizar nível do mar estático (seco) 0,64 18 5600 55000 4.050 lb (1.840 kg) (seco)
GE CF34-10E turbofan E190 / 195 , cruzeiro Lineage 1000 0,64 18 5600 55000 3.700 lb (1.700 kg) (seco) 5,2
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 turbofan Tornado ECR nível do mar estático (seco) 0,637 18,0 5650 55400 2.160 lb (980 kg) (seco) 4,47
CFM CF6-50C2 turbofan A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203 , DC-10-30 / F / CF , cruzeiro KC-10A 0,63 17,8 5710 56000 8.731 lb (3.960 kg) (seco) 6.01
PowerJet SaM146-1S18 turbofan Cruzeiro Superjet LR 0,629 17,8 5720 56100 4.980 lb (2.260 kg) (seco) 3,5
CFM CFM56-7B24 turbofan 737-700 / 800/900 cruzeiro 0,627 17,8 5740 56300 5.216 lb (2.366 kg) (seco) 4,6
RR BR715 turbofan 1997 Cruzeiro 717 0,62 17,6 5810 56900 4.597 lb (2.085 kg) (seco) 4,55-4,68
PW F119-PW-100 turbofan 1992 F-22 estático nível do mar (seco) 0,61 17,3 5900 57900 3.900 lb (1.800 kg) (seco) 6,7
GE CF6-80C2-B1F turbofan Cruzeiro 747-400 0,605 17,1 5950 58400 9.499 lb (4.309 kg) 6.017
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turbofan Tornado IDS GR.1 / GR.1A / GR.1B / GR.4 nível do mar estático (seco) 0,598 16,9 6020 59000 2.107 lb (956 kg) (seco) 4,32
CFM CFM56-5A1 turbofan A320-111 / 211 cruzeiro 0,596 16,9 6040 59200 5.139 lb (2.331 kg) (seco) 5
Turbofan Aviadvigatel PS-90A1 Il-96-400 / T de cruzeiro 0,595 16,9 6050 59300 6.500 lb (2.950 kg) (seco) 5,9
PW PW2040 turbofan 757-200 / 200ET / 200F , cruzeiro C-32 0,582 16,5 6190 60700 7.185 lb (3.259 kg) 5,58
PW PW4098 turbofan Cruzeiro 777-300 0,581 16,5 6200 60800 36.400 lb (16.500 kg) (seco) 5,939
GE CF6-80C2-B2 turbofan Cruzeiro 767-200ER / 300 / 300ER 0,576 16,3 6250 61300 9.388 lb (4.258 kg) 5,495
IAE V2525-D5 turbofan Cruzeiro MD-90 0,574 16,3 6270 61500 5.252 lb (2.382 kg) 4,76
IAE V2533-A5 turbofan Cruzeiro A321-231 0,574 16,3 6270 61500 5.139 lb (2.331 kg) 6,42
GE F101-GE-102 turbofan Década de 1970 Nível do mar estático B-1B (seco) 0,562 15,9 6410 62800 4.400 lb (2.000 kg) (seco) 3,9
RR Trent 700 turbofan 1992 A330 , A330 MRTT , cruzeiro Beluga XL 0,562 15,9 6410 62800 13.580 lb (6.160 kg) (seco) 4,97-5,24
RR Trent 800 turbofan 1993 777-200 / 200ER / 300 cruzeiro 0,560 15,9 6430 63000 13.400 lb (6.078 kg) (seco) 5,7-6,9
Motor Sich Progress D-18T turbofan 1980 Cruzeiro An-124 , An-225 0,546 15,5 6590 64700 9.000 lb (4.100 kg) (seco) 5,72
CFM CFM56-5B4 turbofan Cruzeiro A320-214 0,545 15,4 6610 64800 5.412-5.513 lb (2.454,8-2.500,6 kg) (seco) 5,14
CFM CFM56-5C2 turbofan Cruzeiro A340-211 0,545 15,4 6610 64800 5.830 lb (2.644,4 kg) (seco) 5,47
RR Trent 500 turbofan 1999 Cruzeiro A340-500 / 600 0,542 15,4 6640 65100 11.000 lb (4.990 kg) (seco) 5,07-5,63
Turbofan CFM LEAP-1B 2014 Cruzeiro 737 MAX 0,53-0,56 15-16 6400-6800 63.000-67.000 6.130 lb (2.780 kg) (seco)
Turbofan Aviadvigatel PD-14 2014 Cruzeiro MC-21-310 0,526 14,9 6840 67100 6.330 lb (2.870 kg) (seco) 4,88
RR Trent 900 turbofan 2003 Cruzeiro A380 0,522 14,8 6900 67600 13.770 lb (6.246 kg) (seco) 5,46-6,11
PW TF33-P-3 turbofan B-52H, NB-52H nível do mar estático 0,52 14,7 6920 67900 3.900 lb (1.800 kg) (seco) 4,36
GE GE90-85B turbofan Cruzeiro 777-200 / 200ER 0,52 14,7 6920 67900 17.400 lb (7.900 kg) 5,59
GE GEnx-1B76 turbofan 2006 787-10 cruzeiro 0,512 14,5 7030 69000 2.658 lb (1.206 kg) (seco) 5,62
Turbofan PW PW1400G com engrenagem Cruzeiro MC-21 0,51 14 7100 69000 6.300 lb (2.857,6 kg) (seco) 5.01
Turbofan CFM LEAP-1C 2013 Cruzeiro C919 0,51 14 7100 69000 8.662-8.675 lb (3.929-3.935 kg) (Úmido)
Turbofan CFM LEAP-1A 2013 Cruzeiro familiar A320neo 0,51 14 7100 69000 6.592-6.951 lb (2.990-3.153 kg) (úmido)
RR Trent 7000 turbofan 2015 Cruzeiro A330neo 0,506 14,3 7110 69800 14.209 lb (6.445 kg) (seco) 5,13
RR Trent 1000 turbofan 2006 Cruzeiro 787 0,506 14,3 7110 69800 13.087–13.492 lb (5.936–6.120 kg) (seco)
RR Trent XWB-97 turbofan 2014 Cruzeiro A350-1000 0,478 13,5 7530 73900 16.640 lb (7.550 kg) (seco) 5,82
PW 1127G turbofan com engrenagem 2012 Cruzeiro A320neo 0,463 13,1 7780 76300 6.300 lb (2.857,6 kg) (seco)
RR AE 3007H turbofan RQ-4 , nível do mar estático MQ-4C 0,39 11,0 9200 91000 1.581 lb (717 kg) (seco) 5,24
GE F118-GE-100 turbofan Década de 1980 B-2A Bloco 30 nível do mar estático 0,375 10,6 9600 94000 3.200 lb (1.500 kg) (seco) 5,9
GE F118-GE-101 turbofan Década de 1980 U-2S nível do mar estático 0,375 10,6 9600 94000 3.150 lb (1.430 kg) (seco) 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 nível do mar estático 0,371 10,5 9700 95000 8.731 lb (3.960 kg) (seco) 6.01
GE TF34-GE-100 turbofan A-10A, OA-10A, YA-10B nível do mar estático 0,37 10,5 9700 95000 1.440 lb (650 kg) (seco) 6,295
CFM CFM56-2B1 turbofan KC-135R / T, C-135FR , RC-135RE nível do mar estático 0,36 10 10.000 98000 4.672 lb (2.119 kg) (seco) 4,7
Motor Sich Progress D-18T turbofan 1980 An-124 , An-225 estático nível do mar 0,345 9,8 10400 102000 9.000 lb (4.100 kg) (seco) 5,72
PW F117-PW-100 turbofan C-17 estático nível do mar 0,34 9,6 10600 104000 7.100 lb (3.200 kg) 5,41-6,16
PW PW2040 turbofan 757-200 / 200ET / 200F , nível do mar estático C-32 0,33 9,3 10900 107000 7.185 lb (3.259 kg) 5,58
CFM CFM56-3C1 turbofan 737 Classic nível do mar estático 0,33 9,3 11000 110000 4.308–4.334 lb (1.954–1.966 kg) (seco) 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 nível do mar estático 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 nível do mar estático 0,299 8,5 12.000 118000 14.797 lb (6.712 kg) (seco) 5,197
GE GE90-85B turbofan 777-200 / 200ER / 300 nível do mar estático 0,298 8,44 12080 118500 17.400 lb (7.900 kg) 5,59
GE GE90-94B turbofan 777-200 / 200ER / 300 nível do mar estático 0,2974 8,42 12100 118700 16.644 lb (7.550 kg) 5,59
RR Trent 970-84 turbofan 2003 A380-841 nível do mar estático 0,295 8,36 12200 119700 13.825 lb (6.271 kg) (seco) 5,436
GE GEnx-1B70 turbofan 787-8 nível do mar estático 0,2845 8,06 12650 124100 13.552 lb (6.147 kg) (seco) 5,15
RR Trent 1000C turbofan 2006 787-9 nível do mar estático 0,273 7,7 13200 129000 13.087–13.492 lb (5.936–6.120 kg) (seco)
Impulso específico de várias tecnologias de propulsão
Motor
Velocidade efetiva de exaustão (m / s)

Impulso (s) específico (s)

Energia específica de exaustão (MJ / kg)
Motor Turbofan a jato
( V real é ~ 300 m / s)
29.000 3.000 Aproximadamente. 0,05
Booster de foguete sólido do ônibus espacial
2.500 250 3
Oxigênio líquido - hidrogênio líquido
4.400 450 9,7
Propulsor eletrostático de íon xenônio NSTAR 20.000-30.000 1.950-3.100
Previsões VASIMR 30.000-120.000 3.000-12.000 1.400
Propulsor de íon eletrostático DS4G 210.000 21.400 22.500
Foguete fotônico ideal 299.792.458 30.570.000 89.875.517.874

Um exemplo de impulso específico medido no tempo é 453 segundos , o que equivale a uma velocidade efetiva de exaustão de 4.440 m / s , para os motores RS-25 operando no vácuo. Um motor a jato que respira ar normalmente tem um impulso específico muito maior do que um foguete; por exemplo, um motor a jato turbofan pode ter um impulso específico de 6.000 segundos ou mais ao nível do mar, enquanto um foguete teria cerca de 200-400 segundos.

Um motor que respira ar é, portanto, muito mais eficiente em propelente do que um motor de foguete, porque o ar serve como massa de reação e oxidante para a combustão que não precisa ser transportada como propelente, e a velocidade de escape real é muito mais baixa, então a energia cinética a descarga do escapamento é menor e, portanto, o motor a jato usa muito menos energia para gerar empuxo. Enquanto a velocidade real de exaustão é menor para motores com respiração aérea, a velocidade efetiva de exaustão é muito alta para motores a jato. Isso ocorre porque o cálculo da velocidade de exaustão efetiva assume que o propelente transportado está fornecendo toda a massa de reação e todo o empuxo. Conseqüentemente, a velocidade de exaustão efetiva não é fisicamente significativa para motores com respiração aérea; no entanto, é útil para comparação com outros tipos de motores.

O maior impulso específico para um propelente químico já testado em um motor de foguete foi de 542 segundos (5,32 km / s) com um tripropelente de lítio , flúor e hidrogênio . No entanto, essa combinação é impraticável. O lítio e o flúor são extremamente corrosivos, o lítio se inflama ao entrar em contato com o ar, o flúor se inflama ao entrar em contato com a maioria dos combustíveis e o hidrogênio, embora não seja hipergólico, é um perigo explosivo. O flúor e o fluoreto de hidrogênio (HF) no escapamento são muito tóxicos, o que prejudica o meio ambiente, dificulta o trabalho em torno da plataforma de lançamento e dificulta ainda mais a obtenção da licença de lançamento. O escapamento do foguete também é ionizado, o que interfere na comunicação de rádio com o foguete.

Os motores de foguetes térmicos nucleares diferem dos motores de foguetes convencionais porque a energia é fornecida aos propelentes por uma fonte externa de calor nuclear, em vez do calor de combustão. O foguete nuclear normalmente opera passando o gás hidrogênio líquido através de um reator nuclear em operação. Os testes na década de 1960 produziram impulsos específicos de cerca de 850 segundos (8.340 m / s), cerca do dobro dos motores do ônibus espacial.

Uma variedade de outros métodos de propulsão de foguetes, como propulsores de íons , fornecem um impulso específico muito maior, mas com um impulso muito menor; por exemplo, o propulsor de efeito Hall no satélite SMART-1 tem um impulso específico de 1.640 s (16.100 m / s), mas um impulso máximo de apenas 68 millinewtons. O motor de foguete de magnetoplasma de impulso específico variável (VASIMR) atualmente em desenvolvimento irá teoricamente render 20.000−300.000 m / s e um empuxo máximo de 5,7 newtons.

Veja também

Notas

Referências

links externos