प्रतिक्रिया इंजन

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

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

{\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 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।

यदि विशिष्ट आवेग ( $I_{sp}$ ) निर्धारित है, एक मिशन डेल्टा-वी के लिए, एक विशेष है $I_{sp}$ 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 $v_{e}$ अधिकतम त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है। इसलिए आवश्यक डेल्टा-वी तक पहुंचने का समय आनुपातिक है $v_{e}$ . इस प्रकार बाद वाला 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 ^{[NB 1]} 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।

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)।

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।

साइकिल दक्षता

सभी प्रतिक्रिया इंजन कुछ ऊर्जा खो देते हैं, ज्यादातर गर्मी 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।

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:

E=F\times d\;

जहाँ F बल है और d चली गई दूरी है।

गति के समय की लंबाई से भाग देने पर हमें 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, वी जितना संभव हो उतना ऊंचा होना चाहिए, और एक स्थिर इंजन कोई उपयोगी काम नहीं करता है।^{[NB 2]}

डेल्टा-वी और प्रणोदक

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 ( $\Delta v$ ).

यदि निकास वेग स्थिर है तो कुल $\Delta v$ 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 $v_{e}$ 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}

कहां $I_{\text{sp}}$ 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 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 $\Delta v$ , और रॉकेट इंजन का निकास वेग v है_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).

के लिए $\Delta v$ वी से बहुत छोटा_e, यह समीकरण मोटे तौर पर रेखीय है, और कम प्रतिक्रिया द्रव्यमान की आवश्यकता है। यदि $\Delta v$ v के बराबर है_e, 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।

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।

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।

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 गतिशील ऊर्जा जोड़ा जाता है। यह देखने के लिए, यदि, उदाहरण के लिए, $v_{e}$ =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।

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 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।

हमारे पास है

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

कहां $\epsilon$ 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, $v$ नकारात्मक 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।

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 के ईंधन मूल्य के अनुरूप 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।

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 लागू 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।

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 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 $\Delta v$ 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 युद्धाभ्यास 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}}

कहां $F$ जोर 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 बड़े के मामले में $v_{\text{e}}$ संभावित त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है, इसलिए एक 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 जोर 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। आव श्यक $\Delta v$ 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:

Engine	Effective exhaust velocity (km/s)	Specific impulse (s)	Mass, propellant (kg)	Energy required (GJ)	Specific energy, propellant (J/kg)	Minimum^{[lower-alpha 1]} power/thrust	Power generator mass/thrust^{[lower-alpha 2]}
Solid rocket	1	100	190,000	95	500×10³	0.5 kW/N	—
Bipropellant rocket	5	500	8,200	103	12.6×10⁶	2.5 kW/N	—
Ion thruster	50	5,000	620	775	1.25×10⁹	25 kW/N	25 kg/N

↑ Assuming 100% energetic efficiency; 50% is more typical in practice.
↑ Assumes a specific power of 1 kW/kg

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।

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।

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।

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।