प्रतिक्रिया इंजन: Difference between revisions

Latest revision as of 10:15, 6 January 2023

प्रतिक्रिया इंजन एक इंजन या मोटर है जो न्यूटन के गति के तीसरे नियम के अनुसार, प्रतिक्रिया द्रव्यमान को बाहर निकाल कर धक्का (जोर) उत्पन्न करता है। गति के इस नियम को सामान्यतः इस प्रकार परिभाषित किया जाता है: "प्रत्येक क्रिया बल के लिए एक समान, लेकिन विपरीत, प्रतिक्रिया बल होता है।"

उदाहरणों में जेट इंजन, रॉकेट इंजन, पंप-जेट, और हॉल इफेक्ट थ्रस्टर्स, आयन ड्राइव्स, मास ड्राइवर्स, और न्यूक्लियर पल्स प्रोपल्शन जैसे अधिक असामान्य विविधताएं सम्मिलित हैं।

डिस्कवरी

प्रतिक्रिया इंजन की खोज का श्रेय रोमानियाई आविष्कारक एलेक्जेंड्रू सिर्कु और फ्रांसीसी पत्रकार जस्ट बुइसन को दिया गया है।^[1]

ऊर्जा का उपयोग

प्रणोदक दक्षता

सभी प्रतिक्रिया इंजनों के लिए जो ऑन-बोर्ड प्रणोदक (जैसे रॉकेट इंजन और विद्युत प्रणोदन ड्राइव) ले जाते हैं, कुछ ऊर्जा को प्रतिक्रिया द्रव्यमान को गति देने में जाना चाहिए। हर इंजन कुछ ऊर्जा नष्ट करता है, लेकिन 100% दक्षता मान लेने पर भी इंजन को कितनी ऊर्जा की आवश्यकता होती है

{\begin{matrix}{\frac {1}{2}}\end{matrix}}MV_{e}^{2}

(जहाँ M विस्तारित प्रणोदक का द्रव्यमान है और $V_{e}$ निकास वेग है), जो केवल निकास को गति देने वाली ऊर्जा है।

निकास में ऊर्जा ले जाने के कारण प्रतिक्रिया इंजन की ऊर्जा दक्षता वाहन की गति के सापेक्ष निकास की गति के साथ बदलती है, इसे प्रणोदक दक्षता कहा जाता है, नीला रंग रॉकेट जैसे प्रतिक्रिया इंजनों के लिए वक्र है, लाल रंग के लिए है वायु-श्वास (डक्ट) प्रतिक्रिया इंजन

रॉकेट समीकरण की तुलना (जो दर्शाता है कि अंतिम वाहन में कितनी ऊर्जा समाप्त होती है) और उपरोक्त समीकरण (जो कुल आवश्यक ऊर्जा को दर्शाता है) से पता चलता है कि 100% इंजन दक्षता के साथ भी, निश्चित रूप से आपूर्ति की गई सभी ऊर्जा वाहन में समाप्त नहीं होती है - कुछ इसमें से, सामान्यतः पर इसका अधिकांश भाग, निकास की गतिज ऊर्जा के रूप में समाप्त होता है।

निकास में ऊर्जा ले जाने के कारण प्रतिक्रिया इंजन की ऊर्जा दक्षता वाहन की गति के सापेक्ष निकास की गति के साथ बदलती है, इसे प्रणोदक दक्षता कहा जाता है, नीला रंग रॉकेट जैसे प्रतिक्रिया इंजनों के लिए वक्र है, लाल के लिए है वायु-श्वास (वाहिनी) प्रतिक्रिया इंजन

यदि विशिष्ट आवेग ( $I_{sp}$ ) निर्धारित है, मिशन डेल्टा-वी (delta-v) के लिए, विशेष है $I_{sp}$ जो रॉकेट द्वारा उपयोग की गई कुल ऊर्जा को कम करता है। यह मिशन डेल्टा-वी (रॉकेट समीकरण से गणना की गई ऊर्जा देखें) के लगभग ⅔ के निकास वेग पर आता है (देखें Tsiolkovsky रॉकेट समीकरण#ऊर्जा)। एक विशिष्ट आवेग के साथ ड्राइव जो उच्च और निश्चित दोनों है जैसे कि आयन थ्रस्टर्स में निकास वेग होते हैं जो आदर्श स्थिति से बहुत अधिक हो सकते हैं, और इस प्रकार शक्ति के स्रोत सीमित हो जाते हैं और बहुत कम थ्रस्ट देते हैं। जहां वाहन की प्रदर्शन शक्ति सीमित है, उदाहरण: यदि सौर ऊर्जा या परमाणु ऊर्जा का उपयोग किया जाता है, तो विशाल $v_{e}$ की स्थिति में अधिकतम त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है। इसलिए आवश्यक डेल्टा-वी तक पहुंचने का समय $v_{e}$ के समानुपाती होता है, इसलिए उत्तरार्द्ध बहुत बड़ा नहीं होना चाहिए।।

दूसरी ओर, यदि निकास के वेग को भिन्न-भिन्न बनाया जा सकता है ताकि प्रत्येक पल में यह वाहन के वेग के बराबर और विपरीत हो तो पूर्ण न्यूनतम ऊर्जा उपयोग प्राप्त होता है। जब यह हासिल किया जाता है, तो निकास अंतरिक्ष में रुक जाता है^{[NB 1]} और इसमें कोई गतिज ऊर्जा नहीं होती है; और प्रणोदक दक्षता 100% है, सारी ऊर्जा वाहन में समाप्त हो जाती है (सिद्धांत रूप में ऐसी ड्राइव 100% कुशल होगी, व्यवहार में ड्राइव सिस्टम के भीतर थर्मल हानि और निकास में अवशिष्ट ताप होगा)। यद्यपि, अधिकतर स्थितियों में यह प्रणोदक की अव्यावहारिक मात्रा का उपयोग करता है, लेकिन एक उपयोगी सैद्धांतिक विचार है।

कुछ ड्राइव (जैसे कि परिवर्तनीय विशिष्ट आवेग मैग्नेटोप्लाज्मा रॉकेट (VASIMR) या इलेक्ट्रोडलेस प्लाज़्मा थ्रस्टर) वास्तव में उनके निकास वेग में काफी भिन्नता ला सकते हैं। यह प्रणोदक के उपयोग को कम करने में मदद कर सकता है और उड़ान के विभिन्न चरणों में त्वरण में सुधार कर सकता है। हालांकि सबसे अच्छा ऊर्जावान प्रदर्शन और त्वरण तब भी प्राप्त होता है जब निकास सामान्यतः निकास वेग से बहुत अधिक होता है (वीएएसआईएमआर की स्थिति में सबसे कम उद्धृत गति मिशन डेल्टा-वी पृथ्वी कक्षा से मंगल तक मिशन डेल्टा-वी की तुलना में लगभग 15 किमी/सेकंड है, -vs सौर मंडल के आसपास 4 किमी/सेकेंड)

मिशन के लिए, उदाहरण के लिए, किसी ग्रह से लॉन्च या लैंडिंग करते समय, गुरुत्वाकर्षण आकर्षण और किसी वायुमंडलीय ड्रैग के प्रभाव को ईंधन का उपयोग करके दूर किया जाना चाहिए। इन और अन्य प्रभावों के प्रभावों को एक प्रभावी मिशन डेल्टा-वी में जोड़ना विशिष्ट है। उदाहरण के लिए, पृथ्वी की निचली कक्षा के लिए लॉन्च मिशन के लिए लगभग 9.3–10 किमी/सेकेंड डेल्टा-वी की आवश्यकता होती है। ये मिशन डेल्टा-वीएस सामान्यतः संख्यात्मक रूप से कंप्यूटर पर एकीकृत होते हैं।

चक्र दक्षता

सभी प्रतिक्रिया इंजन कुछ ऊर्जा खो देते हैं, अधिकतर ऊष्मा के रूप में।

विभिन्न प्रतिक्रिया इंजनों की अलग-अलग क्षमताएँ और हानियाँ होती हैं। उदाहरण के लिए, प्रणोदक को गति देने की स्थिति में रॉकेट इंजन 60-70% ऊर्जा प्रभावी हो सकते हैं। शेष ऊष्मा और तापीय विकिरण के रूप में खो जाता है, मुख्य रूप से निकास में।

ओबेरथ प्रभाव

जब वाहन तेज गति से यात्रा कर रहा हो तो प्रतिक्रिया इंजन अधिक ऊर्जा प्रभावी होते हैं जब वे अपने प्रतिक्रिया द्रव्यमान का उत्सर्जन करते हैं।

इसका कारण यह है कि उपयोगी यांत्रिक ऊर्जा उत्पन्न होती है बस बल समय दूरी होती है, और जब वाहन चलते समय एक थ्रस्ट बल उत्पन्न होता है, तब:

E=F\times d\;

जहाँ F बल है और d चली गई दूरी है।

गति के समय की लंबाई से विभाजित करने पर हमें यह मिलता है:

{\frac {E}{t}}=P={\frac {F\times d}{t}}=F\times v

अत:

P=F\times v\;

जहाँ P उपयोगी शक्ति है और v गति है।

इसलिए, v जितना संभव हो उतना उच्च होना चाहिए, और स्थिर इंजन कोई उपयोगी काम नहीं करता है।^{[NB 2]}

डेल्टा-वी और प्रणोदक

रॉकेट द्रव्यमान अनुपात वीएस (vs) अंतिम वेग, जैसा कि रॉकेट समीकरण से गणना की गई है

मुक्त स्थान में एक सीधी रेखा में इंजनों के माध्यम से अंतरिक्ष यान के पूरे प्रयोग करने योग्य प्रणोदक को बाहर निकालने से वाहन में शुद्ध वेग परिवर्तन होगा, इस संख्या को डेल्टा-वी ( $\Delta v$ ) कहा जाता है i

यदि निकास वेग स्थिर है तो वाहन के कुल $\Delta v$ की गणना रॉकेट समीकरण का उपयोग करके की जा सकती है, जहाँ M प्रोपेलेंट का द्रव्यमान है, P पेलोड का द्रव्यमान है (रॉकेट संरचना सहित) ), और $v_{e}$ प्रभावी निकास वेग है। इसे Tsiolkovsky रॉकेट समीकरण के रूप में जाना जाता है:

\Delta v=v_{e}\ln \left({\frac {M+P}{P}}\right).

ऐतिहासिक कारणों से, जैसा कि ऊपर चर्चा की गई है, $v_{e}$ कभी-कभी लिखा जाता है

v_{e}=I_{\text{sp}}g_{0}

जहां $I_{\text{sp}}$ रॉकेट का विशिष्ट आवेग है, जिसे सेकंड में मापा जाता है, और $g_{0}$ समुद्र तल पर गुरुत्वीय त्वरण है।

एक उच्च डेल्टा-वी मिशन के लिए, अंतरिक्ष यान के द्रव्यमान का अधिकांश हिस्सा प्रतिक्रिया द्रव्यमान होना चाहिए। क्योंकि रॉकेट को अपने सभी प्रतिक्रिया द्रव्यमान को ले जाना चाहिए, प्रारंभिक रूप से खर्च किए जाने वाले अधिकांश प्रतिक्रिया द्रव्यमान पेलोड के बजाय प्रतिक्रिया द्रव्यमान को तेज करने की ओर जाता है। यदि रॉकेट में द्रव्यमान P का पेलोड है, तो अंतरिक्ष यान को अपना वेग बदलने की जरूरत है $\Delta v$ , और रॉकेट इंजन का निकास वेग v_e, तो प्रतिक्रिया द्रव्यमान M जिसकी आवश्यकता है, की गणना रॉकेट समीकरण और सूत्र के उपयोग से की जा सकती है $I_{\text{sp}}$ :

M=P\left(e^{\frac {\Delta v}{v_{e}}}-1\right).

$\Delta v$ के लिए बहुत से छोटा v_e, यह समीकरण मोटे तौर पर रेखीय है, और कम प्रतिक्रिया द्रव्यमान की आवश्यकता है। यदि $\Delta v$ v के बराबर v_e, तो संयुक्त पेलोड और संरचना (जिसमें इंजन, ईंधन टैंक, इत्यादि सम्मिलित हैं) से लगभग दोगुना ईंधन होना चाहिए। इससे अलग, विकास एक्सपोनेंशियल है; निकास वेग से बहुत अधिक गति के लिए पेलोड और संरचनात्मक द्रव्यमान के लिए ईंधन द्रव्यमान के बहुत उच्च अनुपात की आवश्यकता होती है।

एक मिशन के लिए, उदाहरण के लिए, किसी ग्रह से लॉन्च या लैंडिंग करते समय, गुरुत्वाकर्षण आकर्षण के प्रभाव और किसी भी वायुमंडलीय ड्रैग को ईंधन का उपयोग करके दूर किया जाना चाहिए। प्रभावी मिशन डेल्टा-वी में इन और अन्य प्रभावों के प्रभावों को जोड़ना विशिष्ट है। उदाहरण के लिए, पृथ्वी की निचली कक्षा के लिए लॉन्च मिशन के लिए लगभग 9.3–10 किमी/सेकेंड डेल्टा-वी की आवश्यकता होती है। ये मिशन डेल्टा- वीएस सामान्यतः संख्यात्मक रूप से कंप्यूटर पर एकीकृत होते हैं।

कुछ प्रभाव जैसे कि ओबेरथ प्रभाव का उपयोग केवल उच्च प्रणोद इंजन जैसे रॉकेट द्वारा किया जा सकता है; अर्थात, इंजन जो उच्च g-force (जी-बल) (थ्रस्ट प्रति इकाई द्रव्यमान, डेल्टा-वी प्रति इकाई समय के बराबर) उत्पन्न कर सकते हैं।

ऊर्जा

इंजन दक्षता के प्रतिशत के रूप में तात्कालिक प्रणोदन दक्षता (नीला) और बाकी (लाल) से तेज होने वाले वाहन के लिए समग्र दक्षता का प्लॉट

आदर्श स्थिति में $m_{1}$ उपयोगी पेलोड है और $m_{0}-m_{1}$ प्रतिक्रिया द्रव्यमान है (यह बिना द्रव्यमान वाले खाली टैंकों से मेल खाता है, आदि)। आवश्यक ऊर्जा की गणना केवल इस प्रकार की जा सकती है

{\frac {1}{2}}(m_{0}-m_{1})v_{\text{e}}^{2}

यह गतिज ऊर्जा से मेल खाती है निष्कासित प्रतिक्रिया द्रव्यमान में निकास गति के बराबर गति होगी। यदि प्रतिक्रिया द्रव्यमान को शून्य गति से निकास गति तक त्वरित करना होता है, तो उत्पादित सभी ऊर्जा प्रतिक्रिया द्रव्यमान में चली जाएगी और रॉकेट और पेलोड द्वारा गतिज ऊर्जा प्राप्त करने के लिए कुछ भी नहीं बचेगा। हालांकि, अगर रॉकेट पहले से ही चलता है और तेज होता है (रिएक्शन मास को उस दिशा के विपरीत दिशा में निष्कासित कर दिया जाता है जिसमें रॉकेट चलता है) रिएक्शन मास में कम गतिज ऊर्जा जोड़ दी जाती है। इसे देखने के लिए, उदाहरण के लिए, $v_{e}$ =10 km/s और रॉकेट की गति 3 km/s है, तो थोड़ी मात्रा में खर्च किए गए प्रतिक्रिया द्रव्यमान की गति में परिवर्तन होता है 3 किमी/सेकंड आगे से 7 किमी/सेकंड पीछे की ओर। इस प्रकार, यद्यपि आवश्यक ऊर्जा 50 MJ प्रति किग्रा प्रतिक्रिया द्रव्यमान है, केवल 20 MJ का उपयोग प्रतिक्रिया द्रव्यमान की गति में वृद्धि के लिए किया जाता है। शेष 30 MJ रॉकेट और पेलोड की गतिज ऊर्जा में वृद्धि है।

सामान्य रूप में:

d\left({\frac {1}{2}}v^{2}\right)=vdv=vv_{\text{e}}{\frac {dm}{m}}={\frac {1}{2}}\left[v_{\text{e}}^{2}-\left(v-v_{\text{e}}\right)^{2}+v^{2}\right]{\frac {dm}{m}}

इस प्रकार किसी भी छोटे समय अंतराल में रॉकेट का विशिष्ट ऊर्जा लाभ शेष ईंधन सहित रॉकेट का ऊर्जा लाभ होता है, जो इसके द्रव्यमान से विभाजित होता है, जहां ऊर्जा लाभ ईंधन द्वारा उत्पादित ऊर्जा के बराबर होता है, प्रतिक्रिया के ऊर्जा लाभ से घटाया जाता है। द्रव्यमान। रॉकेट की गति जितनी अधिक होगी, प्रतिक्रिया द्रव्यमान का ऊर्जा लाभ उतना ही कम होगा; यदि रॉकेट की गति निकास गति के आधे से अधिक है, तो रॉकेट के ऊर्जा लाभ के लाभ के लिए, प्रतिक्रिया द्रव्यमान भी निष्कासित होने पर ऊर्जा खो देता है। रॉकेट की गति जितनी अधिक होगी, प्रतिक्रिया द्रव्यमान की उतनी ही अधिक ऊर्जा हानि होगी।

हमारे पास है

\Delta \epsilon =\int v\,d(\Delta v)

जहां $\epsilon$ रॉकेट की विशिष्ट ऊर्जा (संभावित और गतिज ऊर्जा) है और $\Delta v$ एक अलग चर है, केवल परिवर्तन नहीं $v$ . मंदी के लिए रॉकेट का उपयोग करने के मामले में; यानी, वेग की दिशा में प्रतिक्रिया द्रव्यमान को बाहर निकालना, $v$ ऋणात्मक लेना चाहिए।

सूत्र फिर से आदर्श स्थिति के लिए है, जिसमें ऊष्मा आदि पर कोई ऊर्जा नहीं व्यर्थ जाती है। उत्तरार्द्ध थ्रस्ट में कमी का कारण बनता है, इसलिए यह एक हानि है, भले ही उद्देश्य ऊर्जा को खोना हो।

यदि द्रव्यमान द्वारा ही ऊर्जा का उत्पादन किया जाता है, जैसा कि एक रासायनिक रॉकेट में होता है, तो ईंधन का मान होना चाहिए $\scriptstyle {v_{\text{e}}^{2}/2}$ , जहां ईंधन मूल्य के लिए ऑक्सीडाइज़र के द्रव्यमान को भी ध्यान में रखा जाना चाहिए। एक विशिष्ट मूल्य है $v_{\text{e}}$ = 4.5 km/s, 10.1 MJ/kg के ईंधन मूल्य के अनुरूपl वास्तविक ईंधन मूल्य अधिक है, लेकिन अधिकांश ऊर्जा निकास में अपशिष्ट गर्मी के रूप में खो जाती है जिसे नोजल निकालने में असमर्थ था।

आवश्यक ऊर्जा $E$ है

E={\frac {1}{2}}m_{1}\left(e^{\frac {\Delta v}{v_{\text{e}}}}-1\right)v_{\text{e}}^{2}

निष्कर्ष:

के लिए $\Delta v\ll v_{e}$ अपने पास $E\approx {\frac {1}{2}}m_{1}v_{\text{e}}\Delta v$
किसी प्रदत्त के लिए $\Delta v$ , न्यूनतम ऊर्जा की जरूरत है अगर $v_{\text{e}}=0.6275\Delta v$ , की ऊर्जा की आवश्यकता होती है

E=0.772m_{1}(\Delta v)^{2}

.

एक निश्चित दिशा में त्वरण के मामले में, और शून्य गति से शुरू होकर, और अन्य बलों की अनुपस्थिति में, यह पेलोड की अंतिम गतिज ऊर्जा से 54.4% अधिक है। इस इष्टतम मामले में प्रारंभिक द्रव्यमान अंतिम द्रव्यमान का 4.92 गुना है।

ये परिणाम एक निश्चित निकास गति के लिए प्रयुक्त होते हैं।

ओबेरथ प्रभाव के कारण और नॉन-शून्य गति से प्रारम्भ होने के कारण, प्रणोदक से आवश्यक संभावित ऊर्जा वाहन और पेलोड में ऊर्जा में वृद्धि से कम हो सकती है। यह स्थिति तब हो सकती है जब प्रतिक्रिया द्रव्यमान की पहले की तुलना में निष्कासित होने के बाद कम गति हो - रॉकेट प्रणोदक की कुछ या सभी प्रारंभिक गतिज ऊर्जा को मुक्त करने में सक्षम हैं।

साथ ही, किसी दिए गए उद्देश्य के लिए जैसे कि एक कक्षा से दूसरी कक्षा में जाना आवश्यक है $\Delta v$ इंजन जिस दर पर उत्पादन कर सकता है, उस पर काफी हद तक निर्भर हो सकता है $\Delta v$ और युक्तिचालन असंभव भी हो सकता है यदि वह दर बहुत कम हो। उदाहरण के लिए, कम पृथ्वी की कक्षा (LEO) के लॉन्च के लिए सामान्यतः एक की आवश्यकता होती है $\Delta v$ सीए का। 9.5 km/s (ज्यादातर हासिल की जाने वाली गति के लिए), लेकिन अगर इंजन उत्पादन कर सकता है $\Delta v$ जी-फोर्स की तुलना में केवल थोड़ी अधिक की दर से, यह एक धीमी लॉन्चिंग होगी जिसके लिए कुल मिलाकर बहुत बड़ी आवश्यकता होगी $\Delta v$ (गति या ऊंचाई में कोई प्रगति किए बिना होवर करने के बारे में सोचें, इसकी कीमत होगी $\Delta v$ 9.8 मीटर/सेकंड प्रति सेकंड)। यदि संभव दर ही है $g$ या कम, इस इंजन के साथ युक्तिचालन बिल्कुल नहीं किया जा सकता है।

शक्ति (भौतिकी) द्वारा दी गई है

P={\frac {1}{2}}mav_{\text{e}}={\frac {1}{2}}Fv_{\text{e}}

जहां $F$ थ्रस्ट है और $a$ इसके कारण त्वरण। इस प्रकार प्रति यूनिट शक्ति सैद्धांतिक रूप से संभव थ्रस्ट 2 है जिसे विशिष्ट आवेग द्वारा m/s में विभाजित किया जाता है। इसके प्रतिशत के रूप में थ्रस्ट दक्षता वास्तविक थ्रस्ट है।

यदि, उदाहरण के लिए, सौर ऊर्जा का उपयोग किया जाता है, तो यह प्रतिबंधित है $a$ ; एक स्थिति $v_{\text{e}}$ संभावित त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है, इसलिए आवश्यक डेल्टा-वी तक पहुंचने का समय इसके समानुपाती होता है $v_{\text{e}}$ ; 100% दक्षता के साथ:

के लिए $\Delta v\ll v_{\text{e}}$ अपने पास $t\approx {\frac {mv_{\text{e}}\Delta v}{2P}}$

उदाहरण:

शक्ति, 1000 डब्ल्यू; द्रव्यमान, 100 किग्रा; $\Delta v$ = 5 किमी/सेकंड, $v_{\text{e}}$ = 16 किमी/सेकंड, 1.5 महीने लगते हैं।
शक्ति, 1000 डब्ल्यू; द्रव्यमान, 100 किग्रा; $\Delta v$ = 5 किमी/सेकंड, $v_{\text{e}}$ = 50 किमी/सेकंड, 5 महीने लगते हैं।

इस प्रकार $v_{\text{e}}$ बहुत बड़ा नहीं होना चाहिए।

पावर टू थ्रस्ट अनुपात

थ्रस्ट अनुपात की शक्ति बस है:^[2]

{\frac {P}{F}}={\frac {{\frac {1}{2}}{{\dot {m}}v^{2}}}{{\dot {m}}v}}={\frac {1}{2}}v

इस प्रकार किसी भी वाहन की शक्ति P के लिए, जो थ्रस्ट दिया जा सकता है वह है:

F={\frac {P}{{\frac {1}{2}}v}}={\frac {2P}{v}}

उदाहरण

मान लीजिए कि मंगल पर 10,000 किलोग्राम का अंतरिक्ष यान भेजा जाएगा। आवश्यक $\Delta v$ होहमान स्थानांतरण कक्षा का उपयोग करते हुए लो अर्थ ऑर्बिट से लगभग 3000 मीटर/सेकेंड है। तर्क के लिए, मान लें कि निम्नलिखित थ्रस्टर्स का उपयोग करने के विकल्प हैं:

इंजन	प्रभावी निकास वेग (किमी/सेकंड)	विशिष्ट आवेग (ओं)	द्रव्यमान, प्रणोदक (किग्रा)	आवश्यक ऊर्जा (जीजे)	विशिष्ट ऊर्जा, प्रणोदक (जूल/ किग्रा)	न्यूनतम शक्ति / थ्रस्ट	पावर जनरेटर द्रव्यमान / थ्रस्ट
ठोस रॉकेट	1	100	190,000	95	500×10³	0.5 kW/N	—
बाइप्रोपेलेंट रॉकेट	5	500	8,200	103	12.6×10⁶	2.5 kW/N	—
आयन थ्रस्टर	50	5,000	620	775	1.25×10⁹	25 kW/N	25 kg/N

a. 100% ऊर्जावान दक्षता मानते हुए; व्यवहार में 50% अधिक विशिष्ट

b. 1 kW/kg की एक विशिष्ट शक्ति मान लें

निरीक्षण करें कि अधिक ईंधन कुशल इंजन बहुत कम ईंधन का उपयोग कर सकते हैं; कुछ इंजनों के लिए उनका द्रव्यमान लगभग नगण्य (पेलोड के द्रव्यमान और स्वयं इंजन के सापेक्ष) होता है। यद्यपि, इसके लिए बड़ी मात्रा में ऊर्जा की आवश्यकता होती है। पृथ्वी के प्रक्षेपण के लिए, इंजनों को एक से अधिक के भार अनुपात के लिए जोर देने की आवश्यकता होती है। आयन या अधिक सैद्धांतिक विद्युत ड्राइव के साथ ऐसा करने के लिए, इंजन को प्रमुख मेट्रोपॉलिटन जनरेटिंग स्टेशन के बराबर एक से कई गीगावाट बिजली की आपूर्ति करनी होगी। तालिका से यह देखा जा सकता है कि यह वर्तमान बिजली स्रोतों के साथ स्पष्ट रूप से अव्यवहारिक है।

वैकल्पिक दृष्टिकोणों में लेजर प्रणोदन के कुछ रूप सम्मिलित हैं, जहां प्रतिक्रिया द्रव्यमान इसे गति देने के लिए आवश्यक ऊर्जा प्रदान नहीं करता है, इसकी जगह बाह्य लेजर या अन्य बीम-संचालित प्रणोदन प्रणाली से ऊर्जा प्रदान की जाती है। इनमें से कुछ अवधारणाओं के छोटे मॉडल उड़ गए हैं, यद्यपि इंजीनियरिंग की समस्याएं जटिल हैं और स्थलीय पावर व्यवस्था समस्या का समाधान नहीं है।

इसके जगह में, एक बहुत छोटा, कम शक्तिशाली जनरेटर संम्मिलित किया जा सकता है, जो कुल आवश्यक ऊर्जा उत्पन्न करने में अधिक समय लेगा। यह कम शक्ति प्रति सेकंड ईंधन की छोटी मात्रा में तेजी लाने के लिए पर्याप्त है, और पृथ्वी से लॉन्च करने के लिए अपर्याप्त होगी। हालांकि, लंबे समय तक कक्षा में जहां कोई घर्षण नहीं है, अंततः वेग प्राप्त किया जाएगा। उदाहरण के लिए, स्मार्ट- 1 (SMART-1) को चंद्रमा तक पहुंचने में एक वर्ष से अधिक का समय लगा, जबकि एक रासायनिक रॉकेट के साथ कुछ दिन लगते हैं। क्योंकि आयन ड्राइव को बहुत कम ईंधन की आवश्यकता होती है, कुल लॉन्च किया गया द्रव्यमान सामान्यतः कम होता है, जिसके परिणामस्वरूप सामान्यतः कम लागत आती है, लेकिन यात्रा में अधिक समय लगता है।

इसलिए मिशन योजना में अक्सर प्रणोदन प्रणाली को समायोजित करना और चुनना सम्मिलित होता है ताकि परियोजना की कुल मूल्य को कम किया जा सके, और पेलोड अंश के विपरीत लॉन्च मूल्य और मिशन अवधि का व्यापार सम्मिलित हो सकता है।

प्रतिक्रिया इंजन के प्रकार

रॉकेट जैसा
- रॉकेट इंजन
- आयन थ्रस्टर
वायु श्वास
तरल
- पम्प-जेट
रोटरी
- एओलिप को
ठोस निकास
- मास ड्राइवर

यह भी देखें

↑ With things moving around in orbits and nothing staying still, the question may be quite reasonably asked, stationary relative to what? The answer is for the energy to be zero (and in the absence of gravity which complicates the issue somewhat), the exhaust must stop relative to the initial motion of the rocket before the engines were switched on. It is possible to do calculations from other reference frames, but consideration for the kinetic energy of the exhaust and propellant needs to be given. In Newtonian mechanics the initial position of the rocket is the centre of mass frame for the rocket/propellant/exhaust, and has the minimum energy of any frame.
↑ Note, that might seem to suggest that a stationary engine would not start to move. However, at low speeds the amount of energy needed to start to move tends to zero faster than the power does. So in practice it does move, as you would expect.

संदर्भ

↑ Petrescu, Relly Victoria; Avers, Raffaella; Apicella, Antonio; Petrescu, Florian Ion (2018). "रोमानियाई इंजीनियरिंग 'हवा के पंखों पर'". Journal of Aircraft and Spacecraft Technology. 2 (1): 1–18. doi:10.3844/jastsp.2018.1.18. SSRN 3184258.
↑ Sutton, George P.; Biblarz, Oscar (2001). रॉकेट प्रोपल्शन एलिमेंट्स सातवां संस्करण. p. 665. ISBN 0-471-32642-9.

बाहरी कड़ियाँ

Popular Science May 1945

श्रेणी:इंजन प्रौद्योगिकी श्रेणी: एयरोस्पेस इंजीनियरिंग श्रेणी:फ्रांसीसी आविष्कार श्रेणी: रोमानियाई आविष्कार

[2] With things moving around in orbits and nothing staying still, the question may be quite reasonably asked, stationary relative to what? The answer is for the energy to be zero (and in the absence of gravity which complicates the issue somewhat), the exhaust must stop relative to the initial motion of the rocket before the engines were switched on. It is possible to do calculations from other reference frames, but consideration for the kinetic energy of the exhaust and propellant needs to be given. In Newtonian mechanics the initial position of the rocket is the centre of mass frame for the rocket/propellant/exhaust, and has the minimum energy of any frame.

[3] Note, that might seem to suggest that a stationary engine would not start to move. However, at low speeds the amount of energy needed to start to move tends to zero faster than the power does. So in practice it does move, as you would expect.

[1] Petrescu, Relly Victoria; Avers, Raffaella; Apicella, Antonio; Petrescu, Florian Ion (2018). "रोमानियाई इंजीनियरिंग 'हवा के पंखों पर'". Journal of Aircraft and Spacecraft Technology. 2 (1): 1–18. doi:10.3844/jastsp.2018.1.18. SSRN 3184258.

[sutton1-4] Sutton, George P.; Biblarz, Oscar (2001). रॉकेट प्रोपल्शन एलिमेंट्स सातवां संस्करण. p. 665. ISBN 0-471-32642-9.

[1]

[NB 1]

[NB 2]

[2]

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Contents

डिस्कवरी

ऊर्जा का उपयोग

प्रणोदक दक्षता

चक्र दक्षता

ओबेरथ प्रभाव

डेल्टा-वी और प्रणोदक

ऊर्जा

पावर टू थ्रस्ट अनुपात

उदाहरण

प्रतिक्रिया इंजन के प्रकार

यह भी देखें

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-{{redirect|Reaction motor|the American aerospace company|Reaction Motors}}
+{{redirect|रिएक्शन मोटर|अमेरिकी एयरोस्पेस कंपनी|रिएक्शन मोटर}}
-{{more citations needed|date=June 2008}}
+'''प्रतिक्रिया इंजन''' एक इंजन या मोटर है जो न्यूटन के गति के तीसरे नियम के अनुसार, [[ प्रतिक्रिया द्रव्यमान |प्रतिक्रिया द्रव्यमान]] को बाहर निकाल कर धक्का (जोर) उत्पन्न करता है। गति के इस नियम को सामान्यतः इस प्रकार परिभाषित किया जाता है: "प्रत्येक क्रिया बल के लिए एक समान, लेकिन विपरीत, प्रतिक्रिया बल होता है।"
-एक प्रतिक्रिया [[ यन्त्र ]] एक इंजन है जो न्यूटन के गति के तीसरे नियम के अनुसार [[ प्रतिक्रिया द्रव्यमान ]] को बाहर निकालकर [[ जोर ]] पैदा करता है। गति के इस नियम को आमतौर पर इस प्रकार परिभाषित किया जाता है: प्रत्येक क्रिया बल के लिए एक समान, लेकिन विपरीत, प्रतिक्रिया बल होता है।
-उदाहरणों में [[ जेट इंजिन ]], [[ रॉकेट इंजन ]], [[ पंप जेट ]], और [[ हॉल इफेक्ट थ्रस्टर ]]्स, [[ आयन ड्राइव ]]्स, [[ मास ड्राइवर्स ]], और [[ परमाणु नाड़ी प्रणोदन ]] जैसे असामान्य बदलाव शामिल हैं।
+उदाहरणों में [[Index.php?title=जेट इंजिन|जेट इंजन]], [[रॉकेट इंजन]], [[पंप-जेट]], और [[हॉल इफेक्ट थ्रस्टर्स]], आयन ड्राइव्स, मास ड्राइवर्स, और [[न्यूक्लियर पल्स प्रोपल्शन]] जैसे अधिक असामान्य विविधताएं सम्मिलित हैं।
 == डिस्कवरी ==
-प्रतिक्रिया इंजन की खोज का श्रेय रोमानियाई आविष्कारक [[ एलेक्जेंड्रू सिर्कु ]] और फ्रांसीसी पत्रकार को दिया गया है {{illm|Just Buisson|fr||ro}}.<ref>{{cite journal|url=https://papers.ssrn.com/sol3/papers.cfm?abstract_id=3184258|title=रोमानियाई इंजीनियरिंग 'हवा के पंखों पर'|first1=Relly Victoria|last1=Petrescu|first2=Raffaella|last2=Avers|first3=Antonio|last3=Apicella|first4=Florian Ion|last4=Petrescu|journal=Journal of Aircraft and Spacecraft Technology|volume=2|issue=1|pages=1–18|year=2018|doi=10.3844/jastsp.2018.1.18|ssrn=3184258}}</ref>
+प्रतिक्रिया इंजन की खोज का श्रेय रोमानियाई आविष्कारक [[ एलेक्जेंड्रू सिर्कु |एलेक्जेंड्रू सिर्कु]] और फ्रांसीसी पत्रकार जस्ट बुइसन को दिया गया है।<ref>{{cite journal|url=https://papers.ssrn.com/sol3/papers.cfm?abstract_id=3184258|title=रोमानियाई इंजीनियरिंग 'हवा के पंखों पर'|first1=Relly Victoria|last1=Petrescu|first2=Raffaella|last2=Avers|first3=Antonio|last3=Apicella|first4=Florian Ion|last4=Petrescu|journal=Journal of Aircraft and Spacecraft Technology|volume=2|issue=1|pages=1–18|year=2018|doi=10.3844/jastsp.2018.1.18|ssrn=3184258}}</ref>
 == ऊर्जा का उपयोग ==
 === प्रणोदक दक्षता ===
-{{main|Propulsive efficiency}}
+{{main|प्रणोदक दक्षता}}
-ऑन-बोर्ड प्रणोदक (जैसे रॉकेट इंजन और [[ विद्युत प्रणोदन ]] ड्राइव) ले जाने वाले सभी प्रतिक्रिया इंजनों के लिए कुछ ऊर्जा को प्रतिक्रिया द्रव्यमान को तेज करने में जाना चाहिए। प्रत्येक इंजन कुछ ऊर्जा बर्बाद करता है, लेकिन 100% दक्षता मानकर भी इंजन को कितनी ऊर्जा की आवश्यकता होती है
+सभी प्रतिक्रिया इंजनों के लिए जो ऑन-बोर्ड प्रणोदक (जैसे रॉकेट इंजन और [[विद्युत प्रणोदन]] ड्राइव) ले जाते हैं, कुछ ऊर्जा को प्रतिक्रिया द्रव्यमान को गति देने में जाना चाहिए। हर इंजन कुछ ऊर्जा नष्ट करता है, लेकिन 100% दक्षता मान लेने पर भी इंजन को कितनी ऊर्जा की आवश्यकता होती है
 :<math>\begin{matrix} \frac{1}{2} \end{matrix} MV_e^2</math>
 (जहाँ M विस्तारित प्रणोदक का द्रव्यमान है और <math>V_e</math> निकास वेग है), जो केवल निकास को गति देने वाली ऊर्जा है।
-[[Image:Propulsive efficiency.png|thumb|right|निकास में ऊर्जा ले जाने के कारण प्रतिक्रिया इंजन की ऊर्जा दक्षता वाहन की गति के सापेक्ष निकास की गति के साथ बदलती है, इसे प्रणोदक दक्षता कहा जाता है, नीला रंग रॉकेट जैसे प्रतिक्रिया इंजनों के लिए वक्र है, लाल के लिए है वायु-श्वास (वाहिनी) प्रतिक्रिया इंजन]]रॉकेट समीकरण (जो दर्शाता है कि अंतिम वाहन में कितनी ऊर्जा समाप्त होती है) और उपरोक्त समीकरण (जो कुल आवश्यक ऊर्जा को दर्शाता है) की तुलना से पता चलता है कि 100% इंजन दक्षता के साथ भी, निश्चित रूप से आपूर्ति की गई सभी ऊर्जा वाहन में समाप्त नहीं होती है - कुछ इसमें से, वास्तव में आमतौर पर इसका अधिकांश भाग निकास की गतिज ऊर्जा के रूप में समाप्त होता है।
+निकास में ऊर्जा ले जाने के कारण प्रतिक्रिया इंजन की ऊर्जा दक्षता वाहन की गति के सापेक्ष निकास की गति के साथ बदलती है, इसे प्रणोदक दक्षता कहा जाता है, नीला रंग रॉकेट जैसे प्रतिक्रिया इंजनों के लिए वक्र है, लाल रंग के लिए है वायु-श्वास (डक्ट) प्रतिक्रिया इंजन
+रॉकेट समीकरण की तुलना (जो दर्शाता है कि अंतिम वाहन में कितनी ऊर्जा समाप्त होती है) और उपरोक्त समीकरण (जो कुल आवश्यक ऊर्जा को दर्शाता है) से पता चलता है कि 100% इंजन दक्षता के साथ भी, निश्चित रूप से आपूर्ति की गई सभी ऊर्जा वाहन में समाप्त नहीं होती है - कुछ इसमें से, सामान्यतः पर इसका अधिकांश भाग, निकास की गतिज ऊर्जा के रूप में समाप्त होता है।
-यदि [[ विशिष्ट आवेग ]] (<math>I_{sp}</math>) निर्धारित है, एक मिशन डेल्टा-वी के लिए, एक विशेष है <math>I_{sp}</math> जो रॉकेट द्वारा उपयोग की जाने वाली समग्र ऊर्जा को कम करता है। यह मिशन डेल्टा-वी के लगभग ⅔ के निकास वेग पर आता है (देखें Tsiolkovsky रॉकेट समीकरण#ऊर्जा)। एक विशिष्ट आवेग के साथ ड्राइव जो उच्च और निश्चित दोनों हैं जैसे आयन थ्रस्टर्स में निकास वेग होते हैं जो इस आदर्श से काफी अधिक हो सकते हैं, और इस प्रकार पॉवरसोर्स सीमित हो जाते हैं और बहुत कम जोर देते हैं। जहां वाहन का प्रदर्शन शक्ति सीमित है, उदा। यदि [[ सौर ऊर्जा ]] या परमाणु ऊर्जा का उपयोग किया जाता है, तो एक बड़े के मामले में <math>v_{e}</math> अधिकतम त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है। इसलिए आवश्यक डेल्टा-वी तक पहुंचने का समय आनुपातिक है <math>v_{e}</math>. इस प्रकार बाद वाला बहुत बड़ा नहीं होना चाहिए।
+[[Image:Propulsive efficiency.png|thumb|right|निकास में ऊर्जा ले जाने के कारण प्रतिक्रिया इंजन की ऊर्जा दक्षता वाहन की गति के सापेक्ष निकास की गति के साथ बदलती है, इसे प्रणोदक दक्षता कहा जाता है, नीला रंग रॉकेट जैसे प्रतिक्रिया इंजनों के लिए वक्र है, लाल के लिए है वायु-श्वास (वाहिनी) प्रतिक्रिया इंजन]]यदि [[ विशिष्ट आवेग |विशिष्ट आवेग]] (<math>I_{sp}</math>) निर्धारित है, मिशन डेल्टा-वी (delta-v) के लिए, विशेष है <math>I_{sp}</math> जो रॉकेट द्वारा उपयोग की गई कुल ऊर्जा को कम करता है। यह मिशन डेल्टा-वी (रॉकेट समीकरण से गणना की गई ऊर्जा देखें) के लगभग ⅔ के निकास वेग पर आता है (देखें Tsiolkovsky रॉकेट समीकरण#ऊर्जा)। एक विशिष्ट आवेग के साथ ड्राइव जो उच्च और निश्चित दोनों है जैसे कि आयन थ्रस्टर्स में निकास वेग होते हैं जो आदर्श स्थिति से बहुत अधिक हो सकते हैं, और इस प्रकार शक्ति के स्रोत सीमित हो जाते हैं और बहुत कम थ्रस्ट देते हैं। जहां वाहन की प्रदर्शन शक्ति सीमित है, उदाहरण: यदि सौर ऊर्जा या परमाणु ऊर्जा का उपयोग किया जाता है, तो विशाल <math>v_{e}</math> की स्थिति में अधिकतम त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है। इसलिए आवश्यक डेल्टा-वी तक पहुंचने का समय <math>v_{e}</math> के समानुपाती होता है, इसलिए उत्तरार्द्ध बहुत बड़ा नहीं होना चाहिए।।
-दूसरी ओर, यदि निकास के वेग को भिन्न-भिन्न बनाया जा सकता है ताकि प्रत्येक पल पर यह वाहन के वेग के बराबर और विपरीत हो तो पूर्ण न्यूनतम ऊर्जा उपयोग प्राप्त किया जाता है। जब यह हासिल हो जाता है, तो अंतरिक्ष में निकास बंद हो जाता है <ref group=NB>With things moving around in orbits and nothing staying still, the question may be quite reasonably asked, stationary relative to what? The answer is for the energy to be zero (and in the absence of gravity which complicates the issue somewhat), the exhaust must stop relative to the ''initial'' motion of the rocket before the engines were switched on. It is possible to do calculations from other reference frames, but consideration for the kinetic energy of the exhaust and propellant needs to be given. In Newtonian mechanics the initial position of the rocket is the [[centre of mass frame]] for the rocket/propellant/exhaust, and has the minimum energy of any frame.</ref> और कोई गतिज ऊर्जा नहीं है; और प्रणोदन दक्षता 100% है, सारी ऊर्जा वाहन में समाप्त हो जाती है (सिद्धांत रूप में ऐसी ड्राइव 100% कुशल होगी, व्यवहार में ड्राइव सिस्टम के भीतर थर्मल नुकसान होगा और निकास में अवशिष्ट गर्मी होगी)। हालांकि, ज्यादातर मामलों में यह प्रणोदक की अव्यावहारिक मात्रा का उपयोग करता है, लेकिन यह एक उपयोगी सैद्धांतिक विचार है।
+दूसरी ओर, यदि निकास के वेग को भिन्न-भिन्न बनाया जा सकता है ताकि प्रत्येक पल में यह वाहन के वेग के बराबर और विपरीत हो तो पूर्ण न्यूनतम ऊर्जा उपयोग प्राप्त होता है। जब यह हासिल किया जाता है, तो निकास अंतरिक्ष में रुक जाता है<ref group="NB">With things moving around in orbits and nothing staying still, the question may be quite reasonably asked, stationary relative to what? The answer is for the energy to be zero (and in the absence of gravity which complicates the issue somewhat), the exhaust must stop relative to the ''initial'' motion of the rocket before the engines were switched on. It is possible to do calculations from other reference frames, but consideration for the kinetic energy of the exhaust and propellant needs to be given. In Newtonian mechanics the initial position of the rocket is the [[centre of mass frame]] for the rocket/propellant/exhaust, and has the minimum energy of any frame.</ref> और इसमें कोई गतिज ऊर्जा नहीं होती है; और प्रणोदक दक्षता 100% है, सारी ऊर्जा वाहन में समाप्त हो जाती है (सिद्धांत रूप में ऐसी ड्राइव 100% कुशल होगी, व्यवहार में ड्राइव सिस्टम के भीतर थर्मल हानि और निकास में अवशिष्ट ताप होगा)। यद्यपि, अधिकतर स्थितियों में यह प्रणोदक की अव्यावहारिक मात्रा का उपयोग करता है, लेकिन एक उपयोगी सैद्धांतिक विचार है।
-कुछ ड्राइव (जैसे [[ परिवर्तनीय विशिष्ट आवेग मैग्नेटोप्लाज्मा रॉकेट ]] या [[ इलेक्ट्रोडलेस प्लाज्मा थ्रस्टर ]]) वास्तव में उनके निकास वेग को काफी भिन्न कर सकते हैं। यह प्रणोदक के उपयोग को कम करने और उड़ान के विभिन्न चरणों में त्वरण में सुधार करने में मदद कर सकता है। हालांकि सबसे अच्छा ऊर्जावान प्रदर्शन और त्वरण तब भी प्राप्त होता है जब निकास वेग वाहन की गति के करीब होता है। प्रस्तावित आयन और प्लाज्मा ड्राइव में आमतौर पर उस आदर्श से बहुत अधिक निकास वेग होता है (वीएएसआईएमआर के मामले में सबसे कम उद्धृत गति मिशन [[ डेल्टा-सी ]]ी की तुलना में डेल्टा-वी#डेल्टा के उच्च पृथ्वी कक्षा से मंगल तक मिशन डेल्टा-वी की तुलना में लगभग 15 किमी/सेकंड है। -vs सौर मंडल के आसपास|4 किमी/सेकेंड)।
+कुछ ड्राइव (जैसे कि [[ परिवर्तनीय विशिष्ट आवेग मैग्नेटोप्लाज्मा रॉकेट |परिवर्तनीय विशिष्ट आवेग मैग्नेटोप्लाज्मा रॉकेट]] (VASIMR) या [[इलेक्ट्रोडलेस प्लाज़्मा थ्रस्टर]]) वास्तव में उनके निकास वेग में काफी भिन्नता ला सकते हैं। यह प्रणोदक के उपयोग को कम करने में मदद कर सकता है और उड़ान के विभिन्न चरणों में त्वरण में सुधार कर सकता है। हालांकि सबसे अच्छा ऊर्जावान प्रदर्शन और त्वरण तब भी प्राप्त होता है जब निकास सामान्यतः निकास वेग से बहुत अधिक होता है (वीएएसआईएमआर की स्थिति में सबसे कम उद्धृत गति मिशन डेल्टा-वी पृथ्वी कक्षा से मंगल तक मिशन डेल्टा-वी की तुलना में लगभग 15 किमी/सेकंड है, -vs सौर मंडल के आसपास 4 किमी/सेकेंड)
-एक मिशन के लिए, उदाहरण के लिए, किसी ग्रह से लॉन्च या लैंडिंग करते समय, गुरुत्वाकर्षण आकर्षण के प्रभाव और किसी भी वायुमंडलीय ड्रैग को ईंधन का उपयोग करके दूर किया जाना चाहिए। इन और अन्य प्रभावों के प्रभावों को एक प्रभावी मिशन डेल्टा-वी में जोड़ना विशिष्ट है। उदाहरण के लिए, पृथ्वी की निचली कक्षा में लॉन्च मिशन के लिए लगभग 9.3–10 किमी/सेकेंड डेल्टा-वी की आवश्यकता होती है। ये मिशन डेल्टा-बनाम आमतौर पर कंप्यूटर पर संख्यात्मक रूप से एकीकृत होते हैं।
+मिशन के लिए, उदाहरण के लिए, किसी ग्रह से लॉन्च या लैंडिंग करते समय, गुरुत्वाकर्षण आकर्षण और किसी वायुमंडलीय ड्रैग के प्रभाव को ईंधन का उपयोग करके दूर किया जाना चाहिए। इन और अन्य प्रभावों के प्रभावों को एक प्रभावी मिशन डेल्टा-वी में जोड़ना विशिष्ट है। उदाहरण के लिए, पृथ्वी की निचली कक्षा के लिए  लॉन्च मिशन के लिए लगभग 9.3–10 किमी/सेकेंड डेल्टा-वी की आवश्यकता होती है। ये मिशन डेल्टा-वीएस सामान्यतः  संख्यात्मक रूप से कंप्यूटर पर एकीकृत होते हैं।
-=== साइकिल दक्षता ===
+=== चक्र दक्षता ===
-सभी प्रतिक्रिया इंजन कुछ ऊर्जा खो देते हैं, ज्यादातर गर्मी के रूप में।
+सभी प्रतिक्रिया इंजन कुछ ऊर्जा खो देते हैं, अधिकतर ऊष्मा के रूप में।
-विभिन्न प्रतिक्रिया इंजनों की अलग-अलग क्षमताएँ और हानियाँ होती हैं। उदाहरण के लिए, प्रणोदक को तेज करने के मामले में रॉकेट इंजन 60-70% तक ऊर्जा कुशल हो सकते हैं। बाकी गर्मी और तापीय विकिरण के रूप में खो जाता है, मुख्य रूप से निकास में।
+विभिन्न प्रतिक्रिया इंजनों की अलग-अलग क्षमताएँ और हानियाँ होती हैं। उदाहरण के लिए, प्रणोदक को गति देने की स्थिति में रॉकेट इंजन 60-70% ऊर्जा प्रभावी हो सकते हैं। शेष ऊष्मा और तापीय विकिरण के रूप में खो जाता है, मुख्य रूप से निकास में।
 === ओबेरथ प्रभाव ===
-{{main|Oberth effect}}
+{{main|ओबेरथ प्रभाव}}
-जब वाहन तेज गति से यात्रा कर रहा हो तो प्रतिक्रिया इंजन अधिक ऊर्जा कुशल होते हैं जब वे अपने प्रतिक्रिया द्रव्यमान का उत्सर्जन करते हैं।
-इसका कारण यह है कि उपयोगी यांत्रिक ऊर्जा उत्पन्न होती है बस बल समय दूरी होती है, और जब वाहन चलते समय एक जोर बल उत्पन्न होता है, तब:
+जब वाहन तेज गति से यात्रा कर रहा हो तो प्रतिक्रिया इंजन अधिक ऊर्जा प्रभावी होते हैं जब वे अपने प्रतिक्रिया द्रव्यमान का उत्सर्जन करते हैं।
+इसका कारण यह है कि उपयोगी यांत्रिक ऊर्जा उत्पन्न होती है बस बल समय दूरी होती है, और जब वाहन चलते समय एक थ्रस्ट बल उत्पन्न होता है, तब:
 :<math>E = F \times d \;</math>
 जहाँ F बल है और d चली गई दूरी है।
-गति के समय की लंबाई से भाग देने पर हमें मिलता है:
+गति के समय की लंबाई से विभाजित करने पर हमें यह मिलता है:
 :<math> \frac E t = P =  \frac {F \times d} t = F \times v</math>
@@ Line 51: / Line 50: @@
 जहाँ P उपयोगी शक्ति है और v गति है।
-इसलिए, वी जितना संभव हो उतना ऊंचा होना चाहिए, और एक स्थिर इंजन कोई उपयोगी काम नहीं करता है।<ref group=NB>Note, that might seem to suggest that a stationary engine would not start to move. However, at low speeds the amount of energy needed to start to move tends to zero faster than the power does. So in practice it does move, as you would expect.</ref>
+इसलिए, v जितना संभव हो उतना उच्च होना चाहिए, और स्थिर इंजन कोई उपयोगी काम नहीं करता है।<ref group=NB>Note, that might seem to suggest that a stationary engine would not start to move. However, at low speeds the amount of energy needed to start to move tends to zero faster than the power does. So in practice it does move, as you would expect.</ref>
 === डेल्टा-वी और प्रणोदक ===
-[[File:Tsiolkovsky_rocket_equation.svg|thumb|right|रॉकेट [[ द्रव्यमान अनुपात ]] बनाम अंतिम वेग, जैसा कि रॉकेट समीकरण से गणना की गई है]]मुक्त स्थान में एक सीधी रेखा में इंजनों के माध्यम से एक अंतरिक्ष यान के पूरे प्रयोग करने योग्य प्रणोदक को निकालने से वाहन में शुद्ध वेग परिवर्तन होगा; इस संख्या को डेल्टा-वी कहा जाता है (<math>\Delta v</math>).
+[[File:Tsiolkovsky_rocket_equation.svg|thumb|right|रॉकेट [[ द्रव्यमान अनुपात |द्रव्यमान अनुपात]] वीएस  (vs) अंतिम वेग, जैसा कि रॉकेट समीकरण से गणना की गई है]]मुक्त स्थान में एक सीधी रेखा में इंजनों के माध्यम से अंतरिक्ष यान के पूरे प्रयोग करने योग्य प्रणोदक को बाहर निकालने से वाहन में शुद्ध वेग परिवर्तन होगा, इस संख्या को डेल्टा-वी (<math>\Delta v</math>) कहा जाता है i
-यदि निकास वेग स्थिर है तो कुल <math>\Delta v</math> रॉकेट समीकरण का उपयोग करके एक वाहन की गणना की जा सकती है, जहां एम प्रणोदक का द्रव्यमान है, पी पेलोड का द्रव्यमान है (रॉकेट संरचना सहित), और <math>v_e</math> [[ प्रभावी निकास वेग ]] है। इसे [[ Tsiolkovsky रॉकेट समीकरण ]] के रूप में जाना जाता है:
+यदि निकास वेग स्थिर है तो वाहन के कुल <math>\Delta v</math> की गणना रॉकेट समीकरण का उपयोग करके की जा सकती है, जहाँ ''M'' प्रोपेलेंट का द्रव्यमान है, ''P'' पेलोड का द्रव्यमान है (रॉकेट संरचना सहित) ), और <math>v_e</math> [[ प्रभावी निकास वेग |प्रभावी निकास वेग]] है। इसे [[ Tsiolkovsky रॉकेट समीकरण |Tsiolkovsky रॉकेट समीकरण]] के रूप में जाना जाता है:
 :<math> \Delta v = v_e \ln \left(\frac{M+P}{P}\right). </math>
@@ Line 63: / Line 60: @@
 :<math> v_e = I_\text{sp} g_0 </math>
-कहां <math>I_\text{sp}</math> रॉकेट का विशिष्ट आवेग है, जिसे सेकंड में मापा जाता है, और <math>g_0</math> समुद्र तल पर [[ गुरुत्वीय त्वरण ]] है।
+जहां <math>I_\text{sp}</math> रॉकेट का विशिष्ट आवेग है, जिसे सेकंड में मापा जाता है, और <math>g_0</math> समुद्र तल पर [[ गुरुत्वीय त्वरण |गुरुत्वीय त्वरण]] है।
-एक उच्च डेल्टा-वी मिशन के लिए, अंतरिक्ष यान के अधिकांश द्रव्यमान को प्रतिक्रिया द्रव्यमान होना चाहिए। क्योंकि एक रॉकेट को अपने सभी प्रतिक्रिया द्रव्यमान को ले जाना चाहिए, प्रारंभिक रूप से खर्च किए गए अधिकांश प्रतिक्रिया द्रव्यमान पेलोड के बजाय प्रतिक्रिया द्रव्यमान को तेज करने की ओर जाता है। यदि रॉकेट में द्रव्यमान पी का पेलोड है, तो अंतरिक्ष यान को इसके वेग को बदलने की जरूरत है <math>\Delta v</math>, और रॉकेट इंजन का निकास वेग v है<sub>e</sub>, तो प्रतिक्रिया द्रव्यमान M जिसकी आवश्यकता है, की गणना रॉकेट समीकरण और सूत्र के उपयोग से की जा सकती है <math>I_\text{sp}</math>:
+एक उच्च डेल्टा-वी मिशन के लिए, अंतरिक्ष यान के द्रव्यमान का अधिकांश हिस्सा प्रतिक्रिया द्रव्यमान होना चाहिए। क्योंकि रॉकेट को अपने सभी प्रतिक्रिया द्रव्यमान को ले जाना चाहिए, प्रारंभिक रूप से खर्च किए जाने वाले अधिकांश प्रतिक्रिया द्रव्यमान पेलोड के बजाय प्रतिक्रिया द्रव्यमान को तेज करने की ओर जाता है। यदि रॉकेट में द्रव्यमान ''P'' का पेलोड है, तो अंतरिक्ष यान को अपना वेग बदलने की जरूरत है <math>\Delta v</math>, और रॉकेट इंजन का निकास वेग ''v<sub>e</sub>'', तो प्रतिक्रिया द्रव्यमान ''M'' जिसकी आवश्यकता है, की गणना रॉकेट समीकरण और सूत्र के उपयोग से की जा सकती है <math>I_\text{sp}</math>:
 :<math> M = P \left(e^\frac{\Delta v}{v_e} - 1\right).</math>
-के लिए <math>\Delta v</math> वी से बहुत छोटा<sub>e</sub>, यह समीकरण मोटे तौर पर रेखीय है, और कम प्रतिक्रिया द्रव्यमान की आवश्यकता है। यदि <math>\Delta v</math> v के बराबर है<sub>e</sub>, तो संयुक्त पेलोड और संरचना (जिसमें इंजन, ईंधन टैंक, और इसी तरह शामिल हैं) के रूप में लगभग दोगुना ईंधन होना चाहिए। इससे परे, विकास घातीय है; निकास वेग से बहुत अधिक गति के लिए पेलोड और संरचनात्मक द्रव्यमान के लिए ईंधन द्रव्यमान के बहुत उच्च अनुपात की आवश्यकता होती है।
+<math>\Delta v</math> के लिए बहुत से छोटा ''v<sub>e</sub>'', यह समीकरण मोटे तौर पर रेखीय है, और कम प्रतिक्रिया द्रव्यमान की आवश्यकता है। यदि <math>\Delta v</math> v के बराबर ''v<sub>e</sub>'', तो संयुक्त पेलोड और संरचना (जिसमें इंजन, ईंधन टैंक, इत्यादि सम्मिलित हैं) से लगभग दोगुना ईंधन होना चाहिए। इससे अलग, विकास एक्सपोनेंशियल है; निकास वेग से बहुत अधिक गति के लिए पेलोड और संरचनात्मक द्रव्यमान के लिए ईंधन द्रव्यमान के बहुत उच्च अनुपात की आवश्यकता होती है।
-एक मिशन के लिए, उदाहरण के लिए, किसी ग्रह से लॉन्च या लैंडिंग करते समय, गुरुत्वाकर्षण आकर्षण के प्रभाव और किसी भी वायुमंडलीय ड्रैग को ईंधन का उपयोग करके दूर किया जाना चाहिए। इन और अन्य प्रभावों के प्रभावों को एक प्रभावी मिशन डेल्टा-वी में जोड़ना विशिष्ट है। उदाहरण के लिए, पृथ्वी की निचली कक्षा में लॉन्च मिशन के लिए लगभग 9.3–10 किमी/सेकेंड डेल्टा-वी की आवश्यकता होती है। ये मिशन डेल्टा-बनाम आमतौर पर कंप्यूटर पर संख्यात्मक रूप से एकीकृत होते हैं।
+एक मिशन के लिए, उदाहरण के लिए, किसी ग्रह से लॉन्च या लैंडिंग करते समय, गुरुत्वाकर्षण आकर्षण के प्रभाव और किसी भी वायुमंडलीय ड्रैग को ईंधन का उपयोग करके दूर किया जाना चाहिए। प्रभावी मिशन डेल्टा-वी में इन और अन्य प्रभावों के प्रभावों को जोड़ना विशिष्ट है। उदाहरण के लिए, पृथ्वी की निचली कक्षा के लिए लॉन्च मिशन के लिए लगभग 9.3–10 किमी/सेकेंड डेल्टा-वी की आवश्यकता होती है। ये मिशन डेल्टा- वीएस सामान्यतः संख्यात्मक रूप से कंप्यूटर पर एकीकृत होते हैं।
-कुछ प्रभाव जैसे कि [[ ओबेरथ प्रभाव ]] का उपयोग केवल उच्च प्रणोद इंजन जैसे रॉकेट द्वारा किया जा सकता है; यानी, इंजन जो एक उच्च जी-बल (जोर प्रति यूनिट द्रव्यमान, डेल्टा-वी प्रति यूनिट समय के बराबर) का उत्पादन कर सकते हैं।
+कुछ प्रभाव जैसे कि [[ओबेरथ प्रभाव]] का उपयोग केवल उच्च प्रणोद इंजन जैसे रॉकेट द्वारा किया जा सकता है; अर्थात, इंजन जो उच्च g-force (जी-बल) (थ्रस्ट प्रति इकाई द्रव्यमान, डेल्टा-वी प्रति इकाई समय के बराबर) उत्पन्न कर सकते हैं।
 ===ऊर्जा===
@@ Line 78: / Line 75: @@
 :<math>\frac{1}{2}(m_0 - m_1)v_\text{e}^2</math>
-यह गतिज ऊर्जा से मेल खाती है निष्कासित प्रतिक्रिया द्रव्यमान में निकास गति के बराबर गति होगी। यदि प्रतिक्रिया द्रव्यमान को शून्य गति से निकास गति तक त्वरित करना होता है, तो उत्पादित सभी ऊर्जा प्रतिक्रिया द्रव्यमान में चली जाएगी और रॉकेट और पेलोड द्वारा गतिज ऊर्जा प्राप्त करने के लिए कुछ भी नहीं बचेगा। हालांकि, अगर रॉकेट पहले से ही चलता है और तेज होता है (रिएक्शन मास को उस दिशा के विपरीत दिशा में निष्कासित कर दिया जाता है जिसमें रॉकेट चलता है) रिएक्शन मास में कम गतिशील ऊर्जा जोड़ा जाता है। यह देखने के लिए, यदि, उदाहरण के लिए, <math>v_e</math>=10 km/s और रॉकेट की गति 3 km/s है, तो प्रतिक्रिया द्रव्यमान की एक छोटी मात्रा की गति 3 km/s आगे से 7 km/s पीछे की ओर बदल जाती है। इस प्रकार, यद्यपि आवश्यक ऊर्जा 50 MJ प्रति किग्रा प्रतिक्रिया द्रव्यमान है, प्रतिक्रिया द्रव्यमान की गति में वृद्धि के लिए केवल 20 MJ का उपयोग किया जाता है। शेष 30 MJ रॉकेट और पेलोड की गतिज ऊर्जा में वृद्धि है।
+यह गतिज ऊर्जा से मेल खाती है निष्कासित प्रतिक्रिया द्रव्यमान में निकास गति के बराबर गति होगी। यदि प्रतिक्रिया द्रव्यमान को शून्य गति से निकास गति तक त्वरित करना होता है, तो उत्पादित सभी ऊर्जा प्रतिक्रिया द्रव्यमान में चली जाएगी और रॉकेट और पेलोड द्वारा गतिज ऊर्जा प्राप्त करने के लिए कुछ भी नहीं बचेगा। हालांकि, अगर रॉकेट पहले से ही चलता है और तेज होता है (रिएक्शन मास को उस दिशा के विपरीत दिशा में निष्कासित कर दिया जाता है जिसमें रॉकेट चलता है) रिएक्शन मास में कम गतिज ऊर्जा जोड़ दी जाती है। इसे देखने के लिए, उदाहरण के लिए, <math>v_e</math>=10 km/s और रॉकेट की गति 3 km/s है, तो थोड़ी मात्रा में खर्च किए गए प्रतिक्रिया द्रव्यमान की गति में परिवर्तन होता है 3 किमी/सेकंड आगे से 7 किमी/सेकंड पीछे की ओर। इस प्रकार, यद्यपि आवश्यक ऊर्जा 50 MJ प्रति किग्रा प्रतिक्रिया द्रव्यमान है, केवल 20 MJ का उपयोग प्रतिक्रिया द्रव्यमान की गति में वृद्धि के लिए किया जाता है। शेष 30 MJ रॉकेट और पेलोड की गतिज ऊर्जा में वृद्धि है।
 सामान्य रूप में:
@@ Line 87: / Line 84: @@
    \frac{1}{2}\left[v_\text{e}^2 - \left(v - v_\text{e}\right)^2 + v^2\right]\frac{dm}{m}
 </math>
-इस प्रकार किसी भी छोटे समय अंतराल में रॉकेट का विशिष्ट ऊर्जा लाभ शेष ईंधन सहित रॉकेट का ऊर्जा लाभ होता है, जो इसके द्रव्यमान से विभाजित होता है, जहां ऊर्जा लाभ ईंधन द्वारा उत्पादित ऊर्जा के बराबर होता है, प्रतिक्रिया के ऊर्जा लाभ को घटाता है। द्रव्यमान। रॉकेट की गति जितनी अधिक होगी, प्रतिक्रिया द्रव्यमान का ऊर्जा लाभ उतना ही कम होगा; यदि रॉकेट की गति निकास गति के आधे से अधिक है, तो रॉकेट के ऊर्जा लाभ के लाभ के लिए प्रतिक्रिया द्रव्यमान भी निष्कासित होने पर ऊर्जा खो देता है; रॉकेट की गति जितनी अधिक होगी, प्रतिक्रिया द्रव्यमान की ऊर्जा हानि उतनी ही अधिक होगी।
+इस प्रकार किसी भी छोटे समय अंतराल में रॉकेट का विशिष्ट ऊर्जा लाभ शेष ईंधन सहित रॉकेट का ऊर्जा लाभ होता है, जो इसके द्रव्यमान से विभाजित होता है, जहां ऊर्जा लाभ ईंधन द्वारा उत्पादित ऊर्जा के बराबर होता है, प्रतिक्रिया के ऊर्जा लाभ से घटाया जाता है। द्रव्यमान। रॉकेट की गति जितनी अधिक होगी, प्रतिक्रिया द्रव्यमान का ऊर्जा लाभ उतना ही कम होगा; यदि रॉकेट की गति निकास गति के आधे से अधिक है, तो रॉकेट के ऊर्जा लाभ के लाभ के लिए, प्रतिक्रिया द्रव्यमान भी निष्कासित होने पर ऊर्जा खो देता है। रॉकेट की गति जितनी अधिक होगी, प्रतिक्रिया द्रव्यमान की उतनी ही अधिक ऊर्जा हानि होगी।
 हमारे पास है
 :<math>\Delta \epsilon =  \int v\, d (\Delta v)</math>
-कहां <math>\epsilon</math> रॉकेट की विशिष्ट ऊर्जा (संभावित और गतिज ऊर्जा) है और <math>\Delta v</math> एक अलग चर है, केवल परिवर्तन नहीं <math>v</math>. मंदी के लिए रॉकेट का उपयोग करने के मामले में; यानी, वेग की दिशा में प्रतिक्रिया द्रव्यमान को बाहर निकालना, <math>v</math> नकारात्मक लेना चाहिए।
+जहां <math>\epsilon</math> रॉकेट की विशिष्ट ऊर्जा (संभावित और गतिज ऊर्जा) है और <math>\Delta v</math> एक अलग चर है, केवल परिवर्तन नहीं <math>v</math>. मंदी के लिए रॉकेट का उपयोग करने के मामले में; यानी, वेग की दिशा में प्रतिक्रिया द्रव्यमान को बाहर निकालना, <math>v</math> ऋणात्मक लेना चाहिए।
-सूत्र आदर्श मामले के लिए फिर से है, गर्मी पर कोई ऊर्जा नहीं खोती है, आदि। उत्तरार्द्ध जोर में कमी का कारण बनता है, इसलिए यह तब भी नुकसान होता है जब उद्देश्य ऊर्जा (मंदी) खोना है।
+सूत्र फिर से आदर्श स्थिति के लिए है, जिसमें ऊष्मा आदि पर कोई ऊर्जा नहीं व्यर्थ जाती है। उत्तरार्द्ध थ्रस्ट में कमी का कारण बनता है, इसलिए यह एक हानि है, भले ही उद्देश्य ऊर्जा को खोना हो।
-यदि द्रव्यमान द्वारा ही ऊर्जा का उत्पादन किया जाता है, जैसा कि एक रासायनिक रॉकेट में होता है, तो ईंधन का मान होना चाहिए <math>\scriptstyle{v_\text{e}^2/2}</math>, जहां ईंधन मूल्य के लिए ऑक्सीडाइज़र के द्रव्यमान को भी ध्यान में रखा जाना चाहिए। एक विशिष्ट मूल्य है <math>v_\text{e}</math> = 4.5 km/s, 10.1 के ईंधन मूल्य के अनुरूप{{nbsp}}एमजे / किग्रा। वास्तविक ईंधन मूल्य अधिक है, लेकिन अधिकांश ऊर्जा निकास में अपशिष्ट गर्मी के रूप में खो जाती है जिसे नोजल निकालने में असमर्थ था।
+यदि द्रव्यमान द्वारा ही ऊर्जा का उत्पादन किया जाता है, जैसा कि एक रासायनिक रॉकेट में होता है, तो ईंधन का मान होना चाहिए <math>\scriptstyle{v_\text{e}^2/2}</math>, जहां ईंधन मूल्य के लिए ऑक्सीडाइज़र के द्रव्यमान को भी ध्यान में रखा जाना चाहिए। एक विशिष्ट मूल्य है <math>v_\text{e}</math> = 4.5 km/s, 10.1 MJ/kg के ईंधन मूल्य के अनुरूपl वास्तविक ईंधन मूल्य अधिक है, लेकिन अधिकांश ऊर्जा निकास में अपशिष्ट गर्मी के रूप में खो जाती है जिसे नोजल निकालने में असमर्थ था।
 आवश्यक ऊर्जा <math>E</math> है
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 : एक निश्चित दिशा में त्वरण के मामले में, और शून्य गति से शुरू होकर, और अन्य बलों की अनुपस्थिति में, यह पेलोड की अंतिम गतिज ऊर्जा से 54.4% अधिक है। इस इष्टतम मामले में प्रारंभिक द्रव्यमान अंतिम द्रव्यमान का 4.92 गुना है।
-ये परिणाम एक निश्चित निकास गति के लिए लागू होते हैं।
+ये परिणाम एक निश्चित निकास गति के लिए प्रयुक्त होते हैं।
-ओबेरथ प्रभाव के कारण और एक गैर-शून्य गति से शुरू होने पर, प्रणोदक से आवश्यक संभावित ऊर्जा वाहन और पेलोड में ऊर्जा में वृद्धि से कम हो सकती है। यह ऐसा मामला हो सकता है जब प्रतिक्रिया द्रव्यमान में पहले की तुलना में निष्कासित होने के बाद कम गति होती है - रॉकेट प्रणोदक की कुछ या सभी प्रारंभिक गतिज ऊर्जा को मुक्त करने में सक्षम होते हैं।
+ओबेरथ प्रभाव के कारण और नॉन-शून्य गति से प्रारम्भ होने के कारण, प्रणोदक से आवश्यक संभावित ऊर्जा वाहन और पेलोड में ऊर्जा में वृद्धि से कम हो सकती है। यह स्थिति तब हो सकती है जब प्रतिक्रिया द्रव्यमान की पहले की तुलना में निष्कासित होने के बाद कम गति हो - रॉकेट प्रणोदक की कुछ या सभी प्रारंभिक गतिज ऊर्जा को मुक्त करने में सक्षम हैं।
-साथ ही, किसी दिए गए उद्देश्य के लिए जैसे कि एक कक्षा से दूसरी कक्षा में जाना आवश्यक है <math>\Delta v</math> इंजन जिस दर पर उत्पादन कर सकता है, उस पर काफी हद तक निर्भर हो सकता है <math>\Delta v</math> और युद्धाभ्यास असंभव भी हो सकता है यदि वह दर बहुत कम हो। उदाहरण के लिए, [[ कम पृथ्वी की कक्षा ]] (LEO) के लॉन्च के लिए आम तौर पर एक की आवश्यकता होती है <math>\Delta v</math> सीए का। 9.5 km/s (ज्यादातर हासिल की जाने वाली गति के लिए), लेकिन अगर इंजन उत्पादन कर सकता है <math>\Delta v</math> जी-फोर्स की तुलना में केवल थोड़ी अधिक की दर से, यह एक धीमी लॉन्चिंग होगी जिसके लिए कुल मिलाकर बहुत बड़ी आवश्यकता होगी <math>\Delta v</math> (गति या ऊंचाई में कोई प्रगति किए बिना होवर करने के बारे में सोचें, इसकी कीमत होगी <math>\Delta v</math> 9.8 मीटर/सेकंड प्रति सेकंड)। यदि संभव दर ही है <math>g</math> या कम, इस इंजन के साथ युद्धाभ्यास बिल्कुल नहीं किया जा सकता है।
+साथ ही, किसी दिए गए उद्देश्य के लिए जैसे कि एक कक्षा से दूसरी कक्षा में जाना आवश्यक है <math>\Delta v</math> इंजन जिस दर पर उत्पादन कर सकता है, उस पर काफी हद तक निर्भर हो सकता है <math>\Delta v</math> और युक्तिचालन असंभव भी हो सकता है यदि वह दर बहुत कम हो। उदाहरण के लिए, [[ कम पृथ्वी की कक्षा |कम पृथ्वी की कक्षा]] (LEO) के लॉन्च के लिए सामान्यतः एक की आवश्यकता होती है <math>\Delta v</math> सीए का। 9.5 km/s (ज्यादातर हासिल की जाने वाली गति के लिए), लेकिन अगर इंजन उत्पादन कर सकता है <math>\Delta v</math> जी-फोर्स की तुलना में केवल थोड़ी अधिक की दर से, यह एक धीमी लॉन्चिंग होगी जिसके लिए कुल मिलाकर बहुत बड़ी आवश्यकता होगी <math>\Delta v</math> (गति या ऊंचाई में कोई प्रगति किए बिना होवर करने के बारे में सोचें, इसकी कीमत होगी <math>\Delta v</math> 9.8 मीटर/सेकंड प्रति सेकंड)। यदि संभव दर ही है <math>g</math> या कम, इस इंजन के साथ युक्तिचालन बिल्कुल नहीं किया जा सकता है।
-[[ शक्ति (भौतिकी) ]] द्वारा दी गई है
+[[ शक्ति (भौतिकी) | शक्ति (भौतिकी)]] द्वारा दी गई है
 :<math>P = \frac{1}{2} m a v_\text{e} = \frac{1}{2}F v_\text{e}</math>
-कहां <math>F</math> जोर है और <math>a</math> इसके कारण त्वरण। इस प्रकार प्रति यूनिट शक्ति सैद्धांतिक रूप से संभव थ्रस्ट 2 है जिसे विशिष्ट आवेग द्वारा m/s में विभाजित किया जाता है। इसके प्रतिशत के रूप में थ्रस्ट दक्षता वास्तविक थ्रस्ट है।
+जहां <math>F</math> थ्रस्ट है और <math>a</math> इसके कारण त्वरण। इस प्रकार प्रति यूनिट शक्ति सैद्धांतिक रूप से संभव थ्रस्ट 2 है जिसे विशिष्ट आवेग द्वारा m/s में विभाजित किया जाता है। इसके प्रतिशत के रूप में थ्रस्ट दक्षता वास्तविक थ्रस्ट है।
-यदि, उदाहरण के लिए, [[ सौर ऊर्जा ]] का उपयोग किया जाता है, तो यह प्रतिबंधित है <math>a</math>; एक बड़े के मामले में <math>v_\text{e}</math> संभावित त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है, इसलिए एक आवश्यक डेल्टा-वी तक पहुंचने का समय इसके समानुपाती होता है <math>v_\text{e}</math>; 100% दक्षता के साथ:
+यदि, उदाहरण के लिए, [[ सौर ऊर्जा |सौर ऊर्जा]] का उपयोग किया जाता है, तो यह प्रतिबंधित है <math>a</math>; एक स्थिति <math>v_\text{e}</math> संभावित त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है, इसलिए आवश्यक डेल्टा-वी तक पहुंचने का समय इसके समानुपाती होता है <math>v_\text{e}</math>; 100% दक्षता के साथ:
 *के लिए <math>\Delta v \ll v_\text{e}</math> अपने पास <math>t\approx \frac{m v_\text{e} \Delta v}{2P}</math>
 उदाहरण:
-* शक्ति, 1000{{nbsp}}डब्ल्यू; द्रव्यमान, 100 किग्रा; <math>\Delta v</math> = 5 किमी/सेकंड, <math>v_\text{e}</math> = 16 किमी/सेकंड, 1.5 महीने लगते हैं।
+* शक्ति, 1000 डब्ल्यू; द्रव्यमान, 100 किग्रा; <math>\Delta v</math> = 5 किमी/सेकंड, <math>v_\text{e}</math> = 16 किमी/सेकंड, 1.5 महीने लगते हैं।
-* शक्ति, 1000{{nbsp}}डब्ल्यू; द्रव्यमान, 100 किग्रा; <math>\Delta v</math> = 5 किमी/सेकंड, <math>v_\text{e}</math> = 50 किमी/सेकंड, 5 महीने लगते हैं।
+* शक्ति, 1000 डब्ल्यू; द्रव्यमान, 100 किग्रा; <math>\Delta v</math> = 5 किमी/सेकंड, <math>v_\text{e}</math> = 50 किमी/सेकंड, 5 महीने लगते हैं।
 इस प्रकार <math>v_\text{e}</math> बहुत बड़ा नहीं होना चाहिए।
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 थ्रस्ट अनुपात की शक्ति बस है:<ref name=sutton1>{{cite book  |title=रॉकेट प्रोपल्शन एलिमेंट्स सातवां संस्करण|url=https://www.academia.edu/4465796 |page=665 |isbn=0-471-32642-9|last1=Sutton |first1=George P. |last2=Biblarz |first2=Oscar |year=2001 }}</ref>
 :<math>\frac{P}{F} = \frac{\frac{1}{2} {\dot m v^2}}{\dot m v} = \frac{1}{2} v </math>
-इस प्रकार किसी भी वाहन की शक्ति P के लिए, जो जोर दिया जा सकता है वह है:
+इस प्रकार किसी भी वाहन की शक्ति P के लिए, जो थ्रस्ट दिया जा सकता है वह है:
 :<math>F = \frac{P}{\frac{1}{2} v} = \frac{2 P} v</math>
 === उदाहरण ===
-मान लीजिए कि मंगल पर 10,000 किलोग्राम का अंतरिक्ष यान भेजा जाएगा। आव श्यक <math>\Delta v</math> [[ होहमान स्थानांतरण कक्षा ]] का उपयोग करते हुए लो अर्थ ऑर्बिट से लगभग 3000 मीटर/सेकेंड है। तर्क के लिए, मान लें कि निम्नलिखित थ्रस्टर्स का उपयोग करने के विकल्प हैं:
+मान लीजिए कि मंगल पर 10,000 किलोग्राम का अंतरिक्ष यान भेजा जाएगा। आवश्यक <math>\Delta v</math> [[ होहमान स्थानांतरण कक्षा |होहमान स्थानांतरण कक्षा]] का उपयोग करते हुए लो अर्थ ऑर्बिट से लगभग 3000 मीटर/सेकेंड है। तर्क के लिए, मान लें कि निम्नलिखित थ्रस्टर्स का उपयोग करने के विकल्प हैं:
 {| class="wikitable"
 |-
-! Engine
+! इंजन
-! Effective exhaust <br/>velocity (km/s)
+! प्रभावी निकास
-! [[Specific impulse|Specific <br/>impulse]] (s)
+वेग (किमी/सेकंड)
-! Mass, <br/>propellant (kg)
+! विशिष्ट
-! Energy <br/>required (GJ)
+आवेग (ओं)
-! Specific energy, <br/>propellant (J/kg)
+! द्रव्यमान,
-! Minimum{{efn|Assuming 100% energetic efficiency; 50% is more typical in practice.}} <br/>power/thrust
+प्रणोदक (किग्रा)
-! Power generator <br/>mass/thrust{{efn|Assumes a specific power of 1&nbsp;kW/kg}}
+! आवश्यक ऊर्जा (जीजे)
+! विशिष्ट ऊर्जा, प्रणोदक (जूल/ किग्रा)
+! न्यूनतम शक्ति / थ्रस्ट
+! पावर जनरेटर
+द्रव्यमान / थ्रस्ट
 |-
-|[[Solid rocket]]
+|[[Solid rocket|ठोस रॉकेट]]
 |1
 |100
@@ Line 157: / Line 156: @@
 |{{n/a}}
 |-
-|[[Bipropellant rocket]]
+|[[Bipropellant rocket|बाइप्रोपेलेंट रॉकेट]]
 |5
 |500
@@ Line 166: / Line 165: @@
 |{{n/a}}
 |-
-|[[Ion thruster]]
+|[[Ion thruster|आयन थ्रस्टर]]
 |50
 |5,000
@@ Line 176: / Line 175: @@
 |}
 {{notelist}}
-निरीक्षण करें कि अधिक ईंधन कुशल इंजन बहुत कम ईंधन का उपयोग कर सकते हैं; कुछ इंजनों के लिए उनका द्रव्यमान लगभग नगण्य है (पेलोड के द्रव्यमान और स्वयं इंजन के सापेक्ष)। हालाँकि, इसके लिए बड़ी मात्रा में ऊर्जा की आवश्यकता होती है। पृथ्वी प्रक्षेपण के लिए, इंजनों को एक से अधिक के वजन अनुपात के लिए जोर देने की आवश्यकता होती है। आयन या अधिक सैद्धांतिक विद्युत ड्राइव के साथ ऐसा करने के लिए, इंजन को एक प्रमुख महानगरीय बिजली उत्पादन के बराबर एक से कई गीगावाट बिजली की आपूर्ति करनी होगी। तालिका से यह देखा जा सकता है कि वर्तमान बिजली स्रोतों के साथ यह स्पष्ट रूप से अव्यावहारिक है।
+a. 100% ऊर्जावान दक्षता मानते हुए; व्यवहार में 50% अधिक विशिष्ट
+b. 1 kW/kg की एक विशिष्ट शक्ति मान लें
+निरीक्षण करें कि अधिक ईंधन कुशल इंजन बहुत कम ईंधन का उपयोग कर सकते हैं; कुछ इंजनों के लिए उनका द्रव्यमान लगभग नगण्य (पेलोड के द्रव्यमान और स्वयं इंजन के सापेक्ष) होता है। यद्यपि, इसके लिए बड़ी मात्रा में ऊर्जा की आवश्यकता होती है। पृथ्वी के प्रक्षेपण के लिए, इंजनों को एक से अधिक के भार अनुपात के लिए जोर देने की आवश्यकता होती है। आयन या अधिक सैद्धांतिक विद्युत ड्राइव के साथ ऐसा करने के लिए, इंजन को प्रमुख मेट्रोपॉलिटन जनरेटिंग स्टेशन के बराबर एक से कई गीगावाट बिजली की आपूर्ति करनी होगी। तालिका से यह देखा जा सकता है कि यह वर्तमान बिजली स्रोतों के साथ स्पष्ट रूप से अव्यवहारिक है।
-वैकल्पिक दृष्टिकोणों में [[ लेजर प्रणोदन ]] के कुछ रूप शामिल हैं, जहां प्रतिक्रिया द्रव्यमान इसे तेज करने के लिए आवश्यक ऊर्जा प्रदान नहीं करता है, इसके बजाय बाहरी लेजर या अन्य बीम-संचालित प्रणोदन प्रणाली से ऊर्जा प्रदान की जाती है। इनमें से कुछ अवधारणाओं के छोटे मॉडल उड़ गए हैं, हालांकि इंजीनियरिंग की समस्याएं जटिल हैं और जमीन आधारित बिजली व्यवस्था एक हल समस्या नहीं है।
+वैकल्पिक दृष्टिकोणों में [[लेजर प्रणोदन]] के कुछ रूप सम्मिलित हैं, जहां प्रतिक्रिया द्रव्यमान इसे गति देने के लिए आवश्यक ऊर्जा प्रदान नहीं करता है, इसकी जगह बाह्य लेजर या अन्य बीम-संचालित प्रणोदन प्रणाली से ऊर्जा प्रदान की जाती है। इनमें से कुछ अवधारणाओं के छोटे मॉडल उड़ गए हैं, यद्यपि इंजीनियरिंग की समस्याएं जटिल हैं और स्थलीय पावर व्यवस्था समस्या का समाधान नहीं है।
-इसके बजाय, एक बहुत छोटा, कम शक्तिशाली जनरेटर शामिल किया जा सकता है जो आवश्यक कुल ऊर्जा उत्पन्न करने में अधिक समय लेगा। यह कम शक्ति केवल प्रति सेकंड थोड़ी मात्रा में ईंधन को गति देने के लिए पर्याप्त है, और पृथ्वी से लॉन्च करने के लिए अपर्याप्त होगी। हालांकि, लंबे समय तक कक्षा में जहां कोई घर्षण नहीं है, अंत में वेग हासिल किया जाएगा। उदाहरण के लिए, [[ SMART-1 ]] को चंद्रमा तक पहुंचने में एक वर्ष से अधिक का समय लगा, जबकि एक रासायनिक रॉकेट के साथ कुछ दिन लगते हैं। क्योंकि आयन ड्राइव को बहुत कम ईंधन की आवश्यकता होती है, कुल लॉन्च द्रव्यमान आमतौर पर कम होता है, जिसके परिणामस्वरूप आम तौर पर कुल लागत कम होती है, लेकिन यात्रा में अधिक समय लगता है।
+इसके जगह में, एक बहुत छोटा, कम शक्तिशाली जनरेटर संम्मिलित किया जा सकता है, जो कुल आवश्यक ऊर्जा उत्पन्न करने में अधिक समय लेगा। यह कम शक्ति प्रति सेकंड ईंधन की छोटी मात्रा में तेजी लाने के लिए पर्याप्त है, और पृथ्वी से लॉन्च करने के लिए अपर्याप्त होगी। हालांकि, लंबे समय तक कक्षा में जहां कोई घर्षण नहीं है, अंततः वेग प्राप्त किया जाएगा। उदाहरण के लिए, [[स्मार्ट- 1]] (SMART-1) को चंद्रमा तक पहुंचने में एक वर्ष से अधिक का समय लगा, जबकि एक रासायनिक रॉकेट के साथ कुछ दिन लगते हैं। क्योंकि आयन ड्राइव को बहुत कम ईंधन की आवश्यकता होती है, कुल लॉन्च किया गया द्रव्यमान सामान्यतः कम होता है, जिसके परिणामस्वरूप सामान्यतः कम लागत आती है, लेकिन यात्रा में अधिक समय लगता है।
-मिशन योजना इसलिए अक्सर प्रणोदन प्रणाली को समायोजित करना और चुनना शामिल है ताकि परियोजना की कुल लागत को कम किया जा सके, और पेलोड अंश के विरुद्ध लॉन्च लागत और मिशन अवधि को व्यापार करना शामिल हो सकता है।
+इसलिए मिशन योजना में अक्सर प्रणोदन प्रणाली को समायोजित करना और चुनना सम्मिलित होता है ताकि परियोजना की कुल मूल्य को कम किया जा सके, और पेलोड अंश के विपरीत लॉन्च मूल्य और मिशन अवधि का व्यापार सम्मिलित हो सकता है।
 == प्रतिक्रिया इंजन के प्रकार ==
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 ==टिप्पणियाँ==
 {{reflist|group=NB}}
 ==संदर्भ==
 {{reflist}}
-==इस पेज में लापता आंतरिक लिंक की सूची==
-*प्रणोदन दक्षता
-*रैखिक
-*जी बल
-*ईंधन मूल्य
-*विद्युत उत्पादन
-*बीम चालित प्रणोदन
 ==बाहरी कड़ियाँ==
 {{Commons category|Reaction engines}}
@@ Line 233: / Line 223: @@
 [[श्रेणी: रोमानियाई आविष्कार]]
+[[Category:Articles with hatnote templates targeting a nonexistent page]]
-[[Category: Machine Translated Page]]
 [[Category:Created On 26/12/2022]]
+[[Category:Exclude in print]]
+[[Category:Interwiki category linking templates]]
+[[Category:Interwiki link templates]]
+[[Category:Machine Translated Page]]
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प्रतिक्रिया इंजन: Difference between revisions

Latest revision as of 10:15, 6 January 2023

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प्रणोदक दक्षता

चक्र दक्षता

ओबेरथ प्रभाव

डेल्टा-वी और प्रणोदक

ऊर्जा

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