比推力

燃料量あたりの速度変化

比推力（通常 I _spと略される）は、ロケット エンジンやジェット エンジンなどのエンジンがどれだけ効率的に推力を発生させるかを示す尺度です。速度（メートル毎秒またはフィート毎秒）または時間（秒）の単位で測定されます。速度で測定された場合、これは、指定量の燃料を搭載したエンジンが車両の速度をどれだけ変更できるかを計算する、ツィオルコフスキー ロケット方程式で使用される有効排気速度です。時間で測定された場合、I _spは速度を地球の重力gで割った値です。この方法は、時間がメートル法とヤード・ポンド法の単位で同じなので便利です。これは、1 キログラムの燃料が 1 キログラムの推力を発生させるのに要する時間であり、1 ポンドの燃料が 1 ポンドの推力を発生させるのに要する時間と等しくなります。

比推力は、推力（つまり運動量の変化）と推進剤の質量の比です。これは「質量流量あたりの推力」に相当します。

数学的導出

エンジンが一定の排気速度で質量を排出する場合、推力は次のようになります。 ${\displaystyle v_{e}}$

${\displaystyle \mathbf {T} =v_{e}{\frac {\mathrm {d} m}{\mathrm {d} t}}}$。

これを時間積分すると、運動量の変化の総量が得られます。これを質量で割ると、比推力が排気速度に等しいことがわかります。実際には、ロケットの非効率性により、比推力は通常、実際の物理的な排気速度よりも低く、したがって「有効」排気速度に相当します。 ${\displaystyle v_{e}}$

つまり、速度の単位での比推力は次のように定義される。 ${\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}$

${\displaystyle \mathbf {T_{\mathrm {avg} }} =I_{\mathrm {sp} }{\frac {\mathrm {d} m}{\mathrm {d} t}}}$、

平均推力はどこですか。 ${\displaystyle \mathbf {T_{\mathrm {avg} }} }$

測定の実際的な意味は、エンジンの種類によって異なります。自動車のエンジンは、搭載燃料を消費し、周囲の空気を吸い込んで燃料を燃焼させ、（タイヤを通して）地面に反応します。この場合、燃焼した燃料あたりの運動量として解釈されます。

対照的に、化学ロケットエンジンは燃料、酸化剤、反応物質を搭載しているため、反応物質あたりの運動量が測定されます。

飛行機のエンジンは中間に位置します。エンジンを通過する空気の流れに反応するだけであり、この反応物質（および燃焼成分）の一部は機内に持ち込まれるのではなく、呼吸によって排出されます。そのため、「比推力」は、ロケットのように「反応物質あたり」と解釈することも、自動車のように「燃焼燃料あたり」と解釈することもできます。後者は伝統的かつ一般的な解釈です。つまり、異なる種類のエンジン間で比推力を比較することは実質的に不可能です。

比推力は効率の尺度として捉えることができる。自動車や飛行機では、典型的には燃費に相当するが、ロケット工学では達成可能なデルタv [ ^{1] [2]に相当する。これは、}ツィオルコフスキーロケット方程式を用いて軌道間の変化を測定する典型的な方法である。

${\displaystyle \Delta v=I_{\mathrm {sp} }\ln \left({\frac {m_{0}}{m_{f}}}\right)}$

ここで、 は速度の単位で測定された比推力であり、はロケットの初期質量と最終質量です。 ${\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}$ ${\displaystyle m_{0},m_{f}}$

推進システム

ロケッツ

化学ロケットエンジンにおいて、運動量伝達効率はノズルの効率に大きく依存します。ノズルは、反応物質のエネルギー（例えば熱エネルギーや圧力エネルギー）を、同じ方向を向く運動量の流れに変換する主要な手段です。したがって、ノズルの形状と効率は、反応物質からロケットへの総運動量伝達に大きな影響を与えます。

入力エネルギーを反応エネルギーに変換する効率も重要です。燃焼エンジンの熱エネルギーであれ、イオンエンジンの電気エネルギーであれ、そのようなエネルギーを外向きの運動量に変換する工学技術は、比推力に大きな影響を与える可能性があります。比推力は、達成可能なデルタV（ロケット方程式を通じて）と、一定の質量分率を与えられた場合に達成可能な軌道に影響を与えます。つまり、比推力が高いほど、一定のデルタVを与えた後に、より大きな質量分率をペイロードとして運ぶことができます。質量分率と比推力のトレードオフを最適化することは、ロケット工学における基本的な工学的課題の一つです。

比推力は速度に相当する単位を持ちますが、実際の物理速度と一致することはほとんどありません。化学ロケットやコールドガスロケットでは、ノズルの形状がエネルギーから運動量への変換に大きな影響を与え、決して完璧ではありません。また、損失や非効率性の原因となる他の要因（例えば、これらのエンジンにおける燃焼の詳細など）も存在します。そのため、物理的な排気速度は「有効排気速度」、つまり比推力によって示唆される「速度」よりも高くなります。いずれにせよ、交換される運動量とそれを生成するために使用される質量は、物理的に実際の測定値です。通常、ロケットノズルは周囲の圧力が低いほど、つまり大気中よりも宇宙空間の方がより効果的に機能します。イオンエンジンはノズルなしで動作しますが、伝達される運動量が物理的な排気速度よりも低くなるなど、他の損失要因も存在します。

比推力は、2つの数値の積として表すのが一般的です。1つは特性速度で、これは燃焼室の性能を速度の単位を持つ量として要約したものです。もう1つは推力係数で、これはノズルの性能を要約する無次元量です。追加の係数 は、単に単位の変換です。 ${\displaystyle g_{0}}$

${\displaystyle I_{sp}={\frac {c^{*}C_{F}}{g_{0}}}}$

秒単位

ロケット工学では通常、速度の単位を標準加速度（標準重力g ₀ ）で割ることで時間の単位に変換します。これはヤード・ポンド法の歴史的な特異な性質で、初期のロケット工学では広く用いられていました（そして現在でもかなり広く用いられています）。正確には、比推力は当初次のように定義されていました。

${\displaystyle {\frac {\text{engine thrust}}{\text{propellant weight flowrate}}}={\Bigl (}{\frac {\text{lbf}}{\text{lbm/s}}}{\Bigr )}=s{\Bigl (}{\frac {\text{lbf}}{\text{lbm}}}{\Bigr )}=s{\Bigl (}g_{0}{\Bigr )}}$

これは、有効排気速度 (ロード セルやフロー メーターなど) よりもテスト スタンドで直接計測する方がはるかに簡単です。より直接的な関係を使用する N と kg を使用する SI システムとは異なり、ポンド力lbf とポンド質量lbmの間の 1 対 1 の対応は標準的な地球の重力でのみ機能するため、最終式にg ₀が表示されます。ポンド質量の代わりにスラグを使用した方が寸法的に一貫性が高まり、比推力がフィート/秒で表せるという主張もあります。ただし、一般的に言えば、lbm ははるかに一般的な単位であり、流量計、タンク、および同様のものが推進剤の質量を表すのに使用していました。比推力は、文字どおり、異なる単位系で表された排気速度です。

物理的には、ロケットエンジンが推力と等しい重量の推進剤を与えられた場合に、推力を発生させることができる時間の長さです。つまり、秒単位では、比推力は次のように定義されます 。 ${\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}$

${\displaystyle \mathbf {T_{\mathrm {avg} }} =I_{\mathrm {sp} }g_{0}{\frac {\mathrm {d} m}{\mathrm {d} t}}}$

ここでもは平均推力、は標準重力です。 ${\displaystyle \mathbf {T_{\mathrm {avg} }} }$ ${\displaystyle g_{0}}$

車

自動車業界では実用レベルで比推力を使用することはほとんどありませんが、この指標は定義可能であり、他のエンジンタイプとの比較に適しています。自動車のエンジンは外気を吸い込んで燃料を燃焼させ、（車輪を介して）地面に反作用を及ぼします。したがって、「比推力」を解釈する唯一の意味のある方法は「燃料流量あたりの推力」とすることです。ただし、伝達損失があるため、力がクランクシャフトで測定されているのか、車輪で測定されているのかを明確にする必要があります。このような指標は燃費に相当します。

飛行機

空気力学の観点から見ると、自動車とロケットには共通点があります。自動車と同様に、飛行機のエンジンは外気を吸い込みますが、自動車とは異なり、エンジンを流れる流体（プロペラを含む）のみに反応します。そのため、「比推力」の解釈には複数の方法があります。燃料流量あたりの推力、吸気流量あたりの推力、あるいは「タービン流量」（プロペラ／バイパスファンを通過する空気を除く）あたりの推力などです。吸気する空気は直接的なコストではなく、吸気量には工学的な裁量の余地が広いため、業界では伝統的にコスト効率を重視して「燃料流量あたりの推力」という解釈が採用されています。この解釈では、結果として得られる比推力の数値はロケットエンジンよりもはるかに高くなりますが、この比較は全く異なります。一方は反動質量あり、もう一方はなしです。これは、使用する空気を運ぶ必要がないという点で、飛行機エンジンがロケットエンジンよりも優れている点を例証しています。

あらゆる種類のエンジンと同様に、比推力に影響を与えるエンジニアリング上の選択とトレードオフは数多く存在します。非線形の空気抵抗と、高い燃焼速度で高い比推力を維持できないエンジンの能力が、燃料消費率を制限する要因となっています。

ロケットエンジンと同様に、比推力を「速度」と解釈することは、実際には物理的な排気速度とは一致しません。通常の解釈では反応物質の大部分が考慮されないため、下流における反応物の物理的速度は、I _spから推定される有効排気速度よりもはるかに低くなります。

一般的な考慮事項

比推力はエネルギー効率と混同してはならない。エネルギー効率は比推力が増加すると低下する可能性がある。なぜなら、高い比推力をもたらす推進システムは、そのために高いエネルギーを必要とするからである。^[3]

比推力を全推力と混同してはならない。推力はエンジンによって供給される力であり、エンジンを通過する推進剤の質量流量に依存する。比推力は推進剤の質量流量あたりの推力を測定する。推力と比推力は、問題のエンジンの設計と推進剤によって関連しているが、この関係は希薄である。ほとんどの場合、高推力と高比推力は互いに排他的な工学目標である。例えば、LH ₂ /LO ₂二元推進剤は、高いI _sp（化学エネルギーが高く、排気分子量が低いため）を生成するが、 RP-1 / LO ₂（密度が高く、推進剤の流量が多いため）よりも推力は低くなる。多くの場合、非常に高い比推力の推進システム（一部のイオンスラスタは化学エンジンよりも25～35倍優れたI _spを実現する）は、それに応じて低い推力を生成する。^[4]

比推力を計算する際、標準的な解釈では、使用前に機体とともに運搬する推進剤のみがカウントされます。この用法は、機体の運用コストに最もよく対応しています。化学ロケットの場合、飛行機や車とは異なり、推進剤の質量には燃料と酸化剤の両方が含まれます。どの機体でも、比推力の最適化は、総性能または総コストの最適化とは通常同じではありません。ロケット工学では、比推力が高く重いエンジンは、比推力が低く軽いエンジンほど高度、距離、速度を上げるのに効果的ではない場合があります。特に後者のエンジンの推力重量比がより高い場合はそうです。これが、ほとんどのロケット設計が複数段になっている重要な理由です。第 1 段は、重力抵抗と空気抵抗に効果的に対抗するために高推力に最適化できますが、厳密に軌道上および真空内で動作する後続の段は、特に高デルタ v 軌道の場合に、より高い比推力に最適化するのがより簡単です。

推進剤量単位

推進剤の量は、質量または重量の単位で定義できます。質量が使用される場合、比推力は単位質量あたりの推力であり、次元解析により速度の単位と等しいことが示されます。この解釈は一般に有効排気速度と呼ばれます。力に基づく単位系が使用される場合、推力は推進剤の重量で除算され (重量は力の尺度)、時間の単位になります。量の尺度としての重量の問題は、重量が推進剤に加えられる加速度に依存し、エンジンの設計とは関係のない任意な加速度に依存することです。歴史的に、標準重力は重量と質量の基準変換でした。しかし、地球の重力が表面全体で変化することを測定できるところまで技術が進歩し、そのような違いが実際の工学プロジェクト (他の太陽系での科学プロジェクトは言うまでもありません) に違いをもたらす可能性があるため、現代の科学と工学では、加速度への依存を排除​​するために量の尺度として質量に焦点を当てています。そのため、推進剤の質量で比推力を測定することは、海面上の自動車、巡航高度の飛行機、火星上のヘリコプターでも同じ意味を持ちます。

質量や重量の選択に関わらず、「速度」や「時間」の商は、通常、実際の速度や時間とは直接対応しません。実際のエンジンでは様々な損失が発生するため、実際の排気速度はI _spの「速度」とは異なります（自動車の場合、「実際の排気速度」という明確な定義すら存在しません）。むしろ、比推力とは、まさにその名の通り、推進剤の物理量（質量であれ重量であれ）から得られる物理的な運動量のことです。

ユニット

SI単位系および米国慣用単位での各種同等ロケットモーター性能測定値

	比推力		有効 排気速度	燃料 消費 率
	重量別*	質量
SI	= x s	= 9.80665· x N·s/kg	= 9.80665· x m/s	= 101,972/ x g/(kN·s)
米国慣用単位	= x s	= x lbf·s/lb	= 32.17405· xフィート/秒	= 3,600/ x lb/(lbf·h)
*後述するように、x s· g 0は物理的に正しい

比推力の最も一般的な単位は秒です。SI単位、ヤードポンド法単位、米国慣用単位のいずれで計算しても、値は同じです。ほぼすべてのメーカーがエンジン性能を秒単位で表示しており、この単位は航空機エンジンの性能を示す際にも役立ちます。^[5]

有効排気速度を示すためにメートル/秒を使用するのも、比較的一般的です。ロケットエンジンを説明する際にはこの単位は直感的ですが、エンジンの有効排気速度は、特にガスジェネレータサイクルエンジンでは、実際の排気速度と大きく異なる場合があります。空気吸入式ジェットエンジンの場合、有効排気速度は使用される空気の質量（空気は環境から取り込まれるため）を考慮しませんが、比較のためには使用できます。^[6]

メートル毎秒はニュートン秒毎kg（N·s/kg）と数値的に等しく、SI単位系の比推力の測定値はどちらの単位でも互換的に表記できます。この単位は、比推力が推進剤の単位質量あたりの推力であるという定義を強調しています。

燃料消費率は比推力に反比例し、単位はg/(kN·s)またはlb/(lbf·h)です。燃料消費率は、空気吸入式ジェットエンジンの性能を表す際に広く用いられています。^[7]

比推力（秒）

比推力は秒単位で測定され、1キログラムの燃料が1キログラムの推力を何秒で生み出せるかを表します。より正確には、特定の推進剤を特定のエンジンと組み合わせた場合、その推進剤自身の初期質量を1Gで何秒加速できるかを表します。推進剤自身の質量を加速できる時間が長いほど、システム全体に与えるデルタVが大きくなります。

言い換えれば、特定のエンジンと特定の推進剤の質量が与えられた場合、比推力は、そのエンジンがその推進剤の質量を完全に燃焼させるまで、どれだけの持続的な力（推力）を発揮できるかを示す指標です。エネルギー密度の高い推進剤は、同じ質量であれば、エンジン内で燃焼中に同じ力を発揮するように設計されたエネルギー密度の低い推進剤よりも長時間燃焼できます。同じ推進剤を燃焼させる異なるエンジン設計は、推進剤のエネルギーを有効推力へと導く効率が必ずしも同じとは限りません。

すべての乗り物において、比推力（推進剤の地球上での単位重量あたりの推力）は、次の式で定義されます。^[8]

$${\displaystyle I_{sp}={\frac {F_{avg}}{{\dot {m}}\cdot g_{0}}}}$$どこ： ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$比推力（秒）です。 ${\displaystyle F_{avg}}$平均推力（ニュートン、キログラム力、ポンド力） ${\displaystyle {\dot {m}}}$推進剤の質量流量（ kg/sまたはスラッグ/s） ${\displaystyle g_{0}}$は標準重力です（9.80665 m/s 2、約32.17405 ft/s 2と定義されています）。

$${\displaystyle I_{sp}={\frac {I_{total}}{m\cdot g_{0}}}}$$どこ： ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$比推力（秒）です。 ${\displaystyle I_{total}}$は総力積（ニュートン秒、kg⋅m/sまたはlbf⋅s）です。 ${\displaystyle m}$使用された推進剤の質量（キログラムまたはポンド） ${\displaystyle g_{0}}$は標準重力です（9.80665 m/s 2、約32.17405 ft/s 2と定義されています）。

I _sp（秒）は、エンジンの推力と等しい重量の推進剤が与えられた場合に、ロケット エンジンが推力を生成できる時間の長さです。

この定式化の利点は、反応物質のほとんどが機内に搭載されるロケットだけでなく、反応物質の大部分が大気から得られる航空機にも使用できることです。さらに、結果を時間単位で表すことで、SI単位系、ヤード・ポンド法、米国慣用単位系、その他の単位系で計算した場合でも、結果を容易に比較できます。

各種ジェットエンジンの比推力（SSMEはスペースシャトルのメインエンジン）

ヤードポンド法の変換

スラグよりもポンド質量（ポンド/秒）の方 が一般的に用いられており、質量流量にポンド/秒（ポンド/秒）を用いる場合は、標準重力を1ポンド質量あたり1ポンド力（ポンド/秒）と表記する方が便利です。これは32.17405 ft/s²に相当しますが、より便利な単位で表記されていることに注意してください。つまり、以下のようになります。

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

ロケット工学

ロケット工学では、反応質量は推進剤のみであるため、比推力は別の方法で計算され、秒単位で結果が示されます。比推力は、推進剤の地球上での単位重量あたりの推力を時間積分したものとして定義されます。 ^[9]

$${\displaystyle I_{\text{sp}}={\frac {v_{\text{e}}}{g_{0}}},}$$

どこ

• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$秒単位で測定された比推力、
• ${\displaystyle v_{\text{e}}}$エンジンの軸に沿った平均排気速度（m/sまたはft/s）
• ${\displaystyle g_{0}}$標準重力（m/s ²または ft/s ²）です。

ロケットでは、大気の影響により、比推力は高度に応じて変化し、真空状態で最大となります。これは、排気速度が単純に燃焼室の圧力の関数ではなく、燃焼室の内外の圧力差の関数であるためです。値は通常、海面（"sl"）または真空（"vac"）での運転時について示されます。

有効排気速度としての比推力

比推力の式には地心係数g ₀が含まれているため、多くの人が別の定義を好みます。ロケットの比推力は、推進剤の単位質量流量あたりの推力で定義できます。これは、ロケット推進剤の有効性を定義する方法として、同様に有効であり（そしてある意味ではより単純です）、ロケットの場合、このように定義される比推力は、ロケットに対する有効排気速度v _eに過ぎません。「実際のロケットノズルでは、排気速度は出口断面積全体にわたって均一ではなく、そのような速度プロファイルを正確に測定することは困難です。一次元問題記述を用いるすべての計算では、均一な軸方向速度v _eが仮定されます。この有効排気速度は、推進剤がロケット機体から排出される平均速度、または質量等価速度を表します。」^[10]比推力の2つの定義は互いに比例しており、次の関係があります。ここで $${\displaystyle v_{\text{e}}=g_{0}\cdot I_{\text{sp}},}$$

• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$秒単位の比推力、
• ${\displaystyle v_{\text{e}}}$はm/sで測定された比推力であり、m/s（gがft/s ²の場合はft/s ）で測定された有効排気速度と同じである。
• ${\displaystyle g_{0}}$は標準重力で、9.80665 m/s ²（米国慣用単位では32.174 ft/s ² ）です。

この式は空気吸入式ジェットエンジンにも有効ですが、実際に使用されることはほとんどありません。

（異なる記号が使用される場合があることに注意してください。たとえば、排気速度にc が使用されることもあります。この記号は論理的には (N·s ³ )/(m·kg)単位の比推力に使用される場合もありますが、混乱を避けるために、秒単位で測定される比推力にのみ使用することをお勧めします。） ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

これは推力、つまりロケットの前進力と次の式で関係している：^[11]ここで、 は推進剤の質量流量であり、機体の質量の減少率である。 $${\displaystyle F_{\text{thrust}}=v_{\text{e}}\cdot {\dot {m}},}$$ ${\displaystyle {\dot {m}}}$

ロケットはすべての推進剤を積載する必要があるため、未燃焼の推進剤の質量もロケット自体と共に加速されなければなりません。所定の速度変化を達成するために必要な推進剤の質量を最小限に抑えることは、効果的なロケットを開発する上で非常に重要です。ツィオルコフスキーのロケット方程式は、所定の空洞質量と所定の推進剤量を持つロケットの場合、達成できる速度変化の総量は有効排気速度に比例することを示しています。

推進力を持たない宇宙船は、その軌道と重力場によって決定される軌道を辿ります。対応する速度パターンからの偏差（Δ vと呼ばれる）は、排気質量を所望の速度変化の方向とは反対の方向に送ることによって実現されます。

実際の排気速度と有効排気速度

エンジンが大気圏内で運転されると、大気圧によって排気速度が低下し、比推力も低下します。これは、真空状態で達成される実際の排気速度と比較して、有効排気速度が低下することを意味します。ガスジェネレータサイクルロケットエンジンの場合、ターボポンプからの排気ガスが別のノズルから排出されるため、複数の排気ガス流が存在します。有効排気速度を計算するには、2つの質量流量を平均化し、大気圧を考慮する必要があります。^[12]

空気吸入式ジェット エンジン、特にターボファン エンジンでは、実際の排気速度と有効排気速度が桁違いに異なります。これにはいくつかの理由があります。まず、空気を反応質量として使用することでかなりの運動量が追加され、排気中の燃焼生成物の質量が燃焼した燃料の質量より大きくなります。次に、大気中の不活性ガスが燃焼から熱を吸収し、その結果生じる膨張によって追加の推力が得られます。最後に、ターボファンなどの設計では、直接燃焼に遭遇することのない吸気を押すことで、さらに大きな推力が生成されます。これらのすべてが組み合わさることで、対気速度と排気速度がより一致するようになり、エネルギー/推進剤が節約され、実際の排気速度が低下しながら有効排気速度が大幅に向上します。^[13]これは、空気の質量が比推力の計算に考慮されていないため、推力運動量のすべてが排気ガスの燃料成分の質量に帰属し、反応質量、不活性ガス、および駆動ファンがエンジン全体の効率に与える影響が考慮されないためです。

本質的に、エンジン排気の運動量には燃料以外の多くの要素が含まれますが、比推力の計算では燃料以外の要素はすべて無視されます。空気吸入式エンジンの有効排気速度は、実際の排気速度と比較すると無意味に思えますが、異なるエンジンの絶対的な燃費を比較する際には依然として有用です。

密度比推力

関連する指標である密度比推力は、密度インパルスとも呼ばれ、通常はIsdと略され、特定の_推進剤混合物の平均比重と比推力の積です。^{[14]比推力ほど重要ではありませんが、低い比推力は推進剤を貯蔵するためにより大きなタンクが必要になることを意味し、それが今度は打ち上げ機の}質量比に悪影響を及ぼすため、打ち上げ機の設計において重要な指標です。^[15]

燃料消費率

比推力は、比燃料消費量(SFC)に反比例します。関係式は、SFC が kg/(N·s) の場合I _sp = 1/( g _o ·SFC) 、 SFC が lb/(lbf·hr) の場合I _sp = 3600/SFCです。

例

真空中のロケットエンジン
モデル	タイプ	最初の 実行	応用	TSFC		I sp （重量比）	I sp （質量比）
				ポンド/ポンドf·h	g/kN·s	s	MS
アビオP80	固形燃料	2006	ベガ第1段階	13	360	280	2700
アビオ ゼフィーロ 23	固形燃料	2006	ベガ第2段階	12.52	354.7	287.5	2819
アビオ・ゼフィーロ 9A	固形燃料	2008	ベガ第3段階	12.20	345.4	295.2	2895
マーリン 1D	液体燃料	2013	ファルコン9	12	330	310	3000
RD-843	液体燃料	2012	ベガ上段	11.41	323.2	315.5	3094
クズネツォフ NK-33	液体燃料	1970年代	N-1F、ソユーズ2-1v第1段	10.9	308	331 [16]	3250
NPOエネルゴマッシュ RD-171M	液体燃料	1985	ゼニット-2M、-3SL、-3SLB、-3Fステージ1	10.7	303	337	3300
LE-7A	極低温	2001	H-IIA、H-IIB第1段階	8.22	233	438	4300
スネクマ HM-7B	極低温	1979	アリアン2、3、4、5 ECA上段​​​​	8.097	229.4	444.6	4360
LE-5B-2	極低温	2009	H-IIA、H-IIB上段	8.05	228	447	4380
エアロジェット ロケットダイン RS-25	極低温	1981	スペースシャトル、SLSステージ1	7.95	225	453 [17]	4440
エアロジェット ロケットダイン RL-10B-2	極低温	1998	デルタIII、デルタIV、SLS上段	7.734	219.1	465.5	4565
ネルバ NRX A6	核	1967				869

再加熱ジェットエンジン、静的、海面
モデル	タイプ	最初の 実行	応用	TSFC		I sp （重量比）	I sp （質量比）
				ポンド/ポンドf·h	g/kN·s	s	MS
ターボユニオン RB.199	ターボファン		竜巻	2.5 [18]	70.8	1440	14120
GE F101-GE-102	ターボファン	1970年代	B-1B	2.46	70	1460	14400
トゥマンスキー R-25-300	ターボジェット		ミグ21bis	2.206 [18]	62.5	1632	16000
GE J85-GE-21	ターボジェット		F-5E/F	2.13 [18]	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	ターボファン		F-16E /F	2.09 [18]	59.2	1722	16890
ハネウェル/ITEC F125	ターボファン		F-CK-1	2.06 [18]	58.4	1748	17140
スネクマ M53-P2	ターボファン		ミラージュ 2000 C/D/N	2.05 [18]	58.1	1756	17220
スネクマ・アタール 09C	ターボジェット		ミラージュIII	2.03 [18]	57.5	1770	17400
スネクマ アタール 09K-50	ターボジェット		ミラージュIV、50、F1	1.991 [18]	56.4	1808	17730
GE J79-GE-15	ターボジェット		F-4E/EJ/F/G、RF-4E	1.965	55.7	1832	17970
サターン AL-31F	ターボファン		Su-27/P/K	1.96 [19]	55.5	1837	18010
GE F110-GE-129	ターボファン		F-16 C/D、F-15 EX	1.9 [18]	53.8	1895	18580
ソロヴィエフD-30F6	ターボファン		MiG-31、S-37/ Su-47	1.863 [18]	52.8	1932	18950
リュルカ AL-21F-3	ターボジェット		Su-17、Su-22	1.86 [18]	52.7	1935	18980
クリモフ RD-33	ターボファン	1974	ミグ29	1.85	52.4	1946	19080
サターン AL-41F-1S	ターボファン		Su-35S/T-10BM	1.819	51.5	1979	19410
ボルボ RM12	ターボファン	1978	グリペンA/B/C/D	1.78 [18]	50.4	2022	19830
GE F404-GE-402	ターボファン		F/A-18C/D	1.74 [18]	49	2070	20300
クズネツォフ NK-32	ターボファン	1980	Tu-144LL、Tu-160	1.7	48	2100	21000
スネクマM88-2	ターボファン	1989	ラファール	1.663	47.11	2165	21230
ユーロジェットEJ200	ターボファン	1991	ユーロファイター	1.66～1.73	47～49 [20]	2080～2170年	20400～21300

ドライジェットエンジン、静的、海面
モデル	タイプ	最初の 実行	応用	TSFC		I sp （重量比）	I sp （質量比）
				ポンド/ポンドf·h	g/kN·s	s	MS
GE J85-GE-21	ターボジェット		F-5E/F	1.24 [18]	35.1	2900	28500
スネクマ・アタール 09C	ターボジェット		ミラージュIII	1.01 [18]	28.6	3560	35000
スネクマ アタール 09K-50	ターボジェット		ミラージュIV、50、F1	0.981 [18]	27.8	3670	36000
スネクマ アタール 08K-50	ターボジェット		シュペルエタンダール	0.971 [18]	27.5	3710	36400
トゥマンスキー R-25-300	ターボジェット		ミグ21bis	0.961 [18]	27.2	3750	36700
リュルカ AL-21F-3	ターボジェット		Su-17、Su-22	0.86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	ターボジェット		F-4E/EJ/F/G、RF-4E	0.85	24.1	4240	41500
スネクマ M53-P2	ターボファン		ミラージュ 2000 C/D/N	0.85 [18]	24.1	4240	41500
ボルボ RM12	ターボファン	1978	グリペンA/B/C/D	0.824 [18]	23.3	4370	42800
RR トゥルボメカ アドゥール	ターボファン	1999	ジャガーの 改造	0.81	23	4400	44000
ハネウェル/ITEC F124	ターボファン	1979	L-159、X-45	0.81 [18]	22.9	4440	43600
ハネウェル/ITEC F125	ターボファン		F-CK-1	0.8 [18]	22.7	4500	44100
PW J52-P-408	ターボジェット		A-4M/N、TA-4KU、EA-6B	0.79	22.4	4560	44700
サターン AL-41F-1S	ターボファン		Su-35S/T-10BM	0.79	22.4	4560	44700
スネクマM88-2	ターボファン	1989	ラファール	0.782	22.14	4600	45100
クリモフ RD-33	ターボファン	1974	ミグ29	0.77	21.8	4680	45800
RRペガサス11-61	ターボファン		AV-8B+	0.76	21.5	4740	46500
ユーロジェットEJ200	ターボファン	1991	ユーロファイター	0.74～0.81	21～23 [20]	4400～4900年	44000～48000
GE F414-GE-400	ターボファン	1993	F/A-18E/F	0.724 [21]	20.5	4970	48800
クズネツォフ NK-32	ターボファン	1980	Tu-144LL、Tu-160	0.72-0.73	20～21	4900～5000	48000～49000
ソロヴィエフD-30F6	ターボファン		MiG-31、S-37/ Su-47	0.716 [18]	20.3	5030	49300
スネクマ・ラルザック	ターボファン	1972	アルファジェット	0.716	20.3	5030	49300
IHI F3	ターボファン	1981	カワサキT-4	0.7	19.8	5140	50400
サターン AL-31F	ターボファン		Su-27 /P/K	0.666-0.78 [19] [21]	18.9～22.1	4620–5410	45300～53000
RR スペイ RB.168	ターボファン		AMX	0.66 [18]	18.7	5450	53500
GE F110-GE-129	ターボファン		F-16 C/D、F-15	0.64 [21]	18	5600	55000
GE F110-GE-132	ターボファン		F-16E /F	0.64 [21]	18	5600	55000
ターボユニオン RB.199	ターボファン		トルネードECR	0.637 [18]	18.0	5650	55400
PW F119-PW-100	ターボファン	1992	F-22	0.61 [21]	17.3	5900	57900
ターボユニオン RB.199	ターボファン		竜巻	0.598 [18]	16.9	6020	59000
GE F101-GE-102	ターボファン	1970年代	B-1B	0.562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	ターボファン		B-52H、NB-52H	0.52 [18]	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	ターボファン		RQ-4、MQ-4C	0.39 [18]	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	ターボファン	1980年代	B-2	0.375 [18]	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	ターボファン	1980年代	U-2S	0.375 [18]	10.6	9600	94000
ゼネラルエレクトリック CF6-50C2	ターボファン		A300、DC-10 -30	0.371 [18]	10.5	9700	95000
GE TF34-GE-100	ターボファン		A-10	0.37 [18]	10.5	9700	95000
CFM CFM56-2B1	ターボファン		C-135、RC-135	0.36 [22]	10	10000	98000
プログレスD-18T	ターボファン	1980	An-124、An-225	0.345	9.8	10400	102000
PW F117-PW-100	ターボファン		C-17	0.34 [23]	9.6	10600	104000
PW PW2040	ターボファン		ボーイング757	0.33 [23]	9.3	10900	107000
CFM CFM56-3C1	ターボファン		737クラシック	0.33	9.3	11000	110000
GE CF6-80C2	ターボファン		744、767、MD -11、A300 / 310 、 C - 5M	0.307-0.344	8.7～9.7	10500～11700	103000～115000
EA GP7270	ターボファン		A380 -861	0.299 [21]	8.5	12000	118000
GE GE90-85B	ターボファン		777 -200/200ER/300	0.298 [21]	8.44	12080	118500
GE GE90-94B	ターボファン		777 -200/200ER/300	0.2974 [21]	8.42	12100	118700
RRトレント 970-84	ターボファン	2003	A380 -841	0.295 [21]	8.36	12200	119700
GE GEnx-1B70	ターボファン		787-8	0.2845 [21]	8.06	12650	124100
RR トレント 1000C	ターボファン	2006	787-9	0.273 [21]	7.7	13200	129000

ジェットエンジン、 巡航
モデル	タイプ	最初の 実行	応用	TSFC		I sp （重量比）	I sp （質量比）
				ポンド/ポンドf·h	g/kN·s	s	MS
	ラムジェット		マッハ1	4.5	130	800	7800
J-58	ターボジェット	1958	マッハ3.2のSR-71 （再加熱）	1.9 [18]	53.8	1895	18580
RR/スネクマ オリンパス	ターボジェット	1966	マッハ2のコンコルド	1.195 [24]	33.8	3010	29500
PW JT8D-9	ターボファン		737 オリジナル	0.8 [25]	22.7	4500	44100
ハネウェル ALF502R-5	GTF		BAe 146	0.72 [23]	20.4	5000	49000
ソロヴィエフ D-30KP-2	ターボファン		Il-76、Il-78	0.715	20.3	5030	49400
ソロヴィヨフ D-30KU-154	ターボファン		Tu-154M	0.705	20.0	5110	50100
RR テイ RB.183	ターボファン	1984	フォッカー 70、フォッカー 100	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-3	ターボファン	1982	チャレンジャー、CRJ100/200	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-8E	ターボファン		E170/175	0.68	19.3	5290	51900
ハネウェル TFE731-60	GTF		ファルコン900	0.679 [26]	19.2	5300	52000
CFM CFM56-2C1	ターボファン		DC-8 スーパー70	0.671 [23]	19.0	5370	52600
GE CF34-8C	ターボファン		CRJ700/900/1000	0.67-0.68	19～19	5300～5400	52000～53000
CFM CFM56-3C1	ターボファン		737クラシック	0.667	18.9	5400	52900
CFM CFM56-2A2	ターボファン	1974	E-3、E-6	0.66 [22]	18.7	5450	53500
RR BR725	ターボファン	2008	G650/ER	0.657	18.6	5480	53700
CFM CFM56-2B1	ターボファン		C-135、RC-135	0.65 [22]	18.4	5540	54300
GE CF34-10A	ターボファン		ARJ21	0.65	18.4	5540	54300
CFE CFE738-1-1B	ターボファン	1990	ファルコン 2000	0.645 [23]	18.3	5580	54700
RR BR710	ターボファン	1995	G. V / G550、グローバルエクスプレス	0.64	18	5600	55000
GE CF34-10E	ターボファン		E190/195	0.64	18	5600	55000
ゼネラルエレクトリック CF6-50C2	ターボファン		A300 B2/B4/C4/F4、DC-10 -30	0.63 [23]	17.8	5710	56000
パワージェット SaM146	ターボファン		スーパージェットLR	0.629	17.8	5720	56100
CFM CFM56-7B24	ターボファン		737 NG	0.627 [23]	17.8	5740	56300
RR BR715	ターボファン	1997	717	0.62	17.6	5810	56900
GE CF6-80C2-B1F	ターボファン		747-400	0.605 [24]	17.1	5950	58400
CFM CFM56-5A1	ターボファン		A320	0.596	16.9	6040	59200
アヴィアドヴィガテル PS-90A1	ターボファン		Il-96 -400	0.595	16.9	6050	59300
PW PW2040	ターボファン		757 -200	0.582 [23]	16.5	6190	60700
PW PW4098	ターボファン		777-300	0.581 [23]	16.5	6200	60800
GE CF6-80C2-B2	ターボファン		767	0.576 [23]	16.3	6250	61300
IAE V2525-D5	ターボファン		MD-90	0.574 [27]	16.3	6270	61500
IAE V2533-A5	ターボファン		A321-231	0.574 [27]	16.3	6270	61500
RRトレント700	ターボファン	1992	A330	0.562 [28]	15.9	6410	62800
RRトレント800	ターボファン	1993	777-200/200ER/300	0.560 [28]	15.9	6430	63000
プログレスD-18T	ターボファン	1980	An-124、An-225	0.546	15.5	6590	64700
CFM CFM56-5B4	ターボファン		A320-214	0.545	15.4	6610	64800
CFM CFM56-5C2	ターボファン		A340-211	0.545	15.4	6610	64800
RRトレント500	ターボファン	1999	A340-500/600	0.542 [28]	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	ターボファン	2014	737 MAX	0.53-0.56	15～16歳	6400～6800	63000～67000
アビアドヴィガテル PD-14	ターボファン	2014	MC-21-310	0.526	14.9	6840	67100
RRトレント900	ターボファン	2003	A380	0.522 [28]	14.8	6900	67600
GE GE90-85B	ターボファン		777-200/200ER	0.52 [23] [29]	14.7	6920	67900
GE GEnx-1B76	ターボファン	2006	787-10	0.512 [25]	14.5	7030	69000
PW PW1400G	GTF		MC-21	0.51 [30]	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1C	ターボファン	2013	C919	0.51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1A	ターボファン	2013	A320neoファミリー	0.51 [30]	14.4	7100	69000
RRトレント7000	ターボファン	2015	A330neo	0.506 [a]	14.3	7110	69800
RRトレント1000	ターボファン	2006	787	0.506 [b]	14.3	7110	69800
RR トレント XWB-97	ターボファン	2014	A350-1000	0.478 [c]	13.5	7530	73900
PW 1127G	GTF	2012	A320neo	0.463 [25]	13.1	7780	76300

様々な推進技術の比推力

エンジン	有効排気速度（m/s）	比推力（秒）	排気比エネルギー（MJ/kg）
ターボファンジェットエンジン（実際のVは約300 m/s）	29,000	3,000	約0.05
スペースシャトル固体ロケットブースター	2,500	250	3
液体酸素–液体水素	4,400	450	9.7
NSTAR [31]静電キセノンイオンスラスタ	2万～3万	1,950～3,100
NEXT静電キセノンイオンスラスタ	4万	1,320～4,170
VASIMR予測[32] [33] [34]	3万～12万	3,000～12,000	1,400
DS4G静電イオンスラスタ[35]	21万	21,400	22,500
理想的な光子ロケット[d]	2億9979万2458円	30,570,000	89,875,517,874

時間で測定された比推力の一例としては453秒があり、これはRS-25エンジンが真空中で作動する場合の有効排気速度4.440 km/s（14,570 ft/s）に相当します。 ^[36]空気吸入式ジェットエンジンは通常、ロケットよりもはるかに大きな比推力を持っています。例えば、ターボファンジェットエンジンは海面で6,000秒以上の比推力を持つことがありますが、ロケットは200秒から400秒の間です。^[37]

エアブリージングエンジンは、ロケットエンジンよりもはるかに推進剤効率が高い。これは、空気が燃焼のための反応物質および酸化剤として機能し、推進剤として運ぶ必要がないためである。また、実際の排気速度がはるかに低いため、排気が持ち去る運動エネルギーが低く、その結果、ジェットエンジンが推力を生成するために使用するエネルギーがはるかに少ない。^[38]エアブリージングエンジンの実際の排気速度は低いが、ジェットエンジンの有効排気速度は非常に高い。これは、有効排気速度の計算では、搭載されている推進剤がすべての反応物質とすべての推力を提供していると仮定しているためである。したがって、有効排気速度はエアブリージングエンジンにとって物理的に意味がないが、それでも他のタイプのエンジンとの比較には有用である。^[39]

これまでロケットエンジンで試験発射された化学推進剤の最高の比推力は、リチウム、フッ素、水素の三元推進剤で542秒（5.32 km/s）であった。しかし、この組み合わせは非現実的である。リチウムとフッ素はともに極めて腐食性が強く、リチウムは空気に触れると発火し、フッ素はほとんどの燃料に触れると発火する。一方、水素は自己発火性ではないものの爆発の危険性がある。排気中のフッ素とフッ化水素（HF）は非常に有毒で、環境を汚染し、発射台周辺での作業を困難にし、打ち上げ許可の取得をさらに困難にする。また、ロケットの排気はイオン化されているため、ロケットとの無線通信に干渉する可能性がある。^{[40] [41] [42]}

核熱ロケットエンジンは、従来のロケットエンジンとは異なり、燃焼熱ではなく外部の核熱源によって推進剤にエネルギーが供給される。^[43]核ロケットは通常、稼働中の原子炉に液体水素ガスを通過させることで作動する。1960年代の試験では、比推力は約850秒（8,340 m/s）で、スペースシャトルエンジンの約2倍であった。^[44]

イオンスラスタなどの他の様々なロケット推進方法は、より高い比推力が得られるものの、推力ははるかに低い。例えば、SMART-1衛星のホール効果スラスタは、比推力1,640秒（16.1 km/s）であるが、最大推力はわずか68 mN（0.015 lbf）である。^[45]現在開発中の可変比推力磁気プラズマロケット（VASIMR）エンジンは、理論上、20～300 km/s（66,000～984,000 ft/s）、最大推力5.7 N（1.3 lbf）を生み出す。^[46]

参照

• ジェットエンジン
• インパルス
• ツィオルコフスキーロケット方程式
• システム固有のインパルス
• 比エネルギー
• 標準重力
• 推力比燃料消費量- 単位推力あたりの燃料消費量
• 比推力- ダクトエンジンの空気1単位あたりの推力
• 発熱量
• エネルギー密度
• デルタv（物理学）
• ロケット推進剤
• 液体ロケット推進剤

注記

参考文献

1. 「比推力とは何か？」 Qualitative Reasoning Group. 2016年7月4日時点のオリジナルよりアーカイブ。2009年12月22日閲覧。
2. ハッチンソン・リー (2013年4月14日). 「新型F-1Bロケットエンジン、アポロ時代の設計を180万ポンドの推力でアップグレード」Ars Technica . 2013年4月15日閲覧。ロケットの燃料効率を表す指標は、比推力（略称ISP、より正確にはIsp）と呼ばれます。…「質量比推力は…化学反応の推力生成効率を表し、単位時間あたりに燃焼した燃料と酸化剤推進剤の1ポンド（質量）あたりに発生する推力の量と考えるのが最も簡単です。これは、ロケットの燃費（mpg）を表す指標のようなものです。」
3. “レーザー駆動星間探査機（プレゼンテーション）”. 2013年10月2日時点のオリジナルよりアーカイブ。2013年11月16日閲覧。
4. 「ミッション概要」. exploreMarsnow . 2009年12月23日閲覧。
5. 「比推力」www.grc.nasa.gov .
6. 「比推力とは何か？」www.qrg.northwestern.edu。
7. 「燃料消費率」www.grc.nasa.gov . 2021年5月13日閲覧。
8. Rocket Propulsion Elements、第 7 版、ジョージ P. サットン著、Oscar Biblarz
9. ベンソン、トム (2008年7月11日). 「比推力」NASA . 2009年12月22日閲覧。
10. ジョージ P. サットン & オスカー ビブラーズ (2016).ロケット推進要素。ジョン・ワイリー＆サンズ。 p. 27.ISBN​ 978-1-118-75388-0。
11. Thomas A. Ward (2010). 航空宇宙推進システム. John Wiley & Sons. p. 68. ISBN 978-0-470-82497-9。
12. “Rocket Thrust Equations”. www.grc.nasa.gov . 2024年11月9日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2024年12月11日閲覧。
13. 「空気呼吸式電気推進のための効率的な熱伝達に関する研究」 doi.org . 2023年1月23日. doi :10.2514/6.2023-0450.vid . 2024年12月11日閲覧。
14. 「密度比推力」. The Free Dictionary . 2022年9月20日閲覧。
15. 「ロケット推進剤」braeunig.us . 2022年9月20日閲覧。
16. "NK33". 宇宙百科事典.
17. 「SSME」。宇宙百科事典。
18. Nathan Meier (2005年3月21日). “Military Turbojet/Turbofan Specifications”. 2021年2月11日時点のオリジナルよりアーカイブ。
19. "Flanker". AIR International Magazine . 2017年3月23日.
20. 「EJ200 ターボファンエンジン」(PDF) . MTUエアロエンジン。 2016 年 4 月。
21. Kottas, Angelos T.; Bozoudis, Michail N.; Madas, Michael A.「ターボファン航空エンジン効率評価：VSBM 2段ネットワークDEAを使用した統合アプローチ」（PDF）。doi : 10.1016/j.omega.2019.102167。
22. Élodie Roux (2007). 「ターボファン・ターボジェットエンジン：データベースハンドブック」（PDF） p. 126. ISBN 9782952938013。
23. Nathan Meier (2005年4月3日). “Civil Turbojet/Turbofan Specifications”. 2021年8月17日時点のオリジナルよりアーカイブ。
24. Ilan Kroo. 「大型ターボファンエンジンに関するデータ」.航空機設計：統合と分析. スタンフォード大学. 2017年1月11日時点のオリジナルよりアーカイブ。
25. David Kalwar (2015). 「高容量短中距離旅客機の予備設計へのターボファンエンジンの統合と、さらに開発されたパラメトリック航空機設計ソフトウェアによる燃料効率分析」(PDF)。
26. 「Purdue School of Aeronautics and Astronautics Propulsion Web Page - TFE731」.
27. Lloyd R. Jenkinson 他 (1999年7月30日). 「民間ジェット機設計：エンジンデータファイル」. Elsevier/Butterworth-Heinemann.
28. 「ガスタービンエンジン」（PDF） . Aviation Week . 2008年1月28日. pp.  137– 138.
29. エロディ・ルー (2007). 「ターボファンおよびターボジェット エンジン: データベース ハンドブック」。ISBN 9782952938013。
30. Vladimir Karnozov (2019年8月19日). 「アヴィアドヴィガテル、PS-90Aの後継機として推力の高いPD-14を検討」AINオンライン.
31. ディープ・スペース・ワン・ミッションにおけるNSTARイオン推進システムの飛行性能。航空宇宙会議議事録。IEEExplore。2000年。doi : 10.1109/AERO.2000.878373。
32. Glover, Tim W.; Chang Diaz, Franklin R.; Squire, Jared P.; Jacobsen, Verlin; Chavers, D. Gregory; Carter, Mark D. 「VASIMRの主な結果と現在の目的」(PDF)。
33. Cassady, Leonard D.; Longmier, Benjamin W.; Olsen, Chris S.; Ballenger, Maxwell G.; McCaskill, Greg E.; Ilin, Andrew V.; Carter, Mark D.; Gloverk, Tim W.; Squire, Jared P.; Chang, Fr​​anklin R.; Bering, III, Edgar A. (2010年7月28日). 「VASIMR R パフォーマンス結果」(PDF) . www.adastra.com .
34. 「Vasimr VX 200、フルパワー効率のマイルストーンを達成」spacefellowship.com . 2021年5月13日閲覧。
35. 「ESAとオーストラリアのチームが宇宙推進技術の画期的な進歩を実現」cordis.europa.eu . 2006年1月18日。
36. “SSME”. www.astronautix.com . 2016年3月3日時点のオリジナルよりアーカイブ。
37. 「11.6 ジェットエンジンの性能」web.mit.edu。
38. Dunn, Bruce P. (2001). 「Dunn's readme」. 2013年10月20日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年7月12日閲覧。
39. 「有効排気速度 | 工学」ブリタニカ百科事典。
40. 「燃料 - リチウム・フッ素・水素三元推進剤は現在どこにありますか？」Space Exploration Stack Exchange。
41. Arbit, H.; Clapp, S.; Nagai, C. (1968). 「リチウム・フッ素・水素三元推進剤システムの研究」.第4回推進合同専門家会議. doi :10.2514/6.1968-618.
42. ARBIT, HA, CLAPP, SD, NAGAI, CK、「リチウムフッ素水素推進剤調査最終報告書NASA」、1970年5月1日。
43. “Space Propulsion and Mission Analysis Office”. 2011年4月12日時点のオリジナルよりアーカイブ。2011年7月20日閲覧。
44. アメリカ航空宇宙局（2017年1月5日）「宇宙における核推進」、2021年12月11日時点のオリジナルよりアーカイブ。2021年2月24日閲覧。
45. “Characterization of a High Specific Impulse Xenon Hall Effect Thruster | Mendeley”. 2012年3月24日時点のオリジナルよりアーカイブ。2011年7月20日閲覧。
46. Ad Astra (2010年11月23日). 「VASIMR® VX-200、フルパワー効率マイルストーンを達成」(PDF) . 2012年10月30日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。2014年6月23日閲覧。

1. トレント700より10%優れている
2. トレント700より10%優れている
3. オリジナルのトレントエンジンに比べて15％の燃費向上
4. 質量を光子に完全に変換する仮想的な装置。光子は所望の推力ベクトルと反平行になるように完全に整列して放出される。これは、搭載燃料とロケット原理のみに依存する推進力の理論上の上限を表す。

外部リンク

• RPA - 液体ロケットエンジン解析のための設計ツール
• 各種ロケット燃料の比推力一覧

「https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Specific_impulse&oldid=1321064652」より取得