विशिष्ट आवेग

विशिष्ट आवेग (सामान्यतः संक्षिप्त $I sp$ ) एक प्रतिक्रिया द्रव्यमान इंजन (ईंधन का उपयोग कर एक रॉकेट इंजन या ईंधन का उपयोग कर जेट इंजिन) कितनी कुशलता से थ्रस्ट देता है इसका एक उपाय है। इंजनों के लिए जिनकी प्रतिक्रिया द्रव्यमान केवल उनके द्वारा ले जाने वाला ईंधन है, विशिष्ट आवेग प्रभावी निकास गैस वेग के समानुपाती होता है।

उच्च विशिष्ट आवेग वाली प्रणोदन प्रणाली प्रणोदक के द्रव्यमान का अधिक कुशलता से उपयोग करती है। रॉकेट के प्रकरण में, इसका मतलब है कि दिए गए डेल्टा-V के लिए कम प्रणोदक की आवश्यकता है,^[1]^[2] ताकि इंजन से जुड़ा वाहन अधिक कुशलता से ऊंचाई और वेग प्राप्त कर सके।

एक वायुमंडलीय संदर्भ में, विशिष्ट आवेग में बाहरी हवा के द्रव्यमान द्वारा प्रदान किए गए आवेग में योगदान सम्मिलित हो सकता है जो इंजन द्वारा किसी तरह से त्वरित किया जाता है, जैसे कि एक आंतरिक टर्बोफैन या ईंधन दहन भागीदारी द्वारा ताप फिर थ्रस्ट विस्तार या बाहरी प्रोपेलर द्वारा। जेट इंजन दहन और बाय-पास दोनों के लिए बाहरी हवा में सांस लेते हैं, और इसलिए रॉकेट इंजनों की तुलना में बहुत अधिक विशिष्ट आवेग होते हैं। खर्च किए गए प्रणोदक द्रव्यमान के संदर्भ में विशिष्ट आवेग में प्रति समय दूरी की इकाइयां होती हैं, जो एक काल्पनिक वेग है जिसे प्रभावी निकास वेग कहा जाता है। यह वास्तविक निकास वेग से अधिक है क्योंकि दहन वायु के द्रव्यमान का हिसाब नहीं दिया जा रहा है। निर्वात में चलने वाले रॉकेट इंजनों में निकास का वास्तविक और प्रभावी वेग समान होता है।

विशिष्ट आवेग संबंध द्वारा विशिष्ट ईंधन खपत (SFC) के व्युत्क्रमानुपाती होता है $I sp = 1/(g o \cdotSFC)$ SFC के लिए kg/(N·s) में और $I sp = 3600/SFC$ SFC के लिए lb/(lbf·hr) में।

सामान्य विचार

प्रणोदक की मात्रा या तो द्रव्यमान या भार की इकाइयों में मापी जा सकती है। यदि द्रव्यमान का उपयोग किया जाता है, तो विशिष्ट आवेग द्रव्यमान की प्रति इकाई एक आवेग (भौतिकी) है, जो विमीय विश्लेषण गति की इकाइयों को दिखाता है, विशेष रूप से प्रभावी निकास वेग। जैसा कि एसआई (SI) प्रणाली द्रव्यमान आधारित है, इस प्रकार का विश्लेषण सामान्यतः मीटर प्रति सेकंड में किया जाता है। यदि एक बल-आधारित इकाई प्रणाली का उपयोग किया जाता है, तो आवेग को प्रणोदक भार (वजन बल का एक उपाय है) से विभाजित किया जाता है, जिसके परिणामस्वरूप समय (सेकंड) की इकाइयां होती हैं। ये दो योग पृथ्वी की सतह पर मानक गुरुत्वाकर्षण त्वरण (g₀) द्वारा एक दूसरे से भिन्न होते हैं।

प्रति इकाई समय में एक रॉकेट (उसके प्रणोदक सहित) के संवेग परिवर्तन की दर थ्रस्ट के बराबर होती है। उच्च विशिष्ट आवेग, एक निश्चित समय के लिए दिए गए थ्रस्ट का उत्पादन करने के लिए कम प्रणोदक की आवश्यकता होती है और प्रणोदक अधिक कुशल होता है। यह ऊर्जा दक्षता (भौतिकी) की भौतिकी अवधारणा के साथ भ्रमित नहीं होना चाहिए, जो विशिष्ट आवेग में वृद्धि के रूप में घट सकता है, क्योंकि उच्च विशिष्ट आवेग देने वाले प्रणोदन प्रणालियों को ऐसा करने के लिए उच्च ऊर्जा की आवश्यकता होती है।^[3]

थ्रस्ट और विशिष्ट आवेग भ्रमित नहीं होना चाहिए। थ्रस्ट इंजन द्वारा आपूर्ति किया गया बल है और इंजन के माध्यम से प्रवाहित प्रतिक्रिया द्रव्यमान की मात्रा पर निर्भर करता है। विशिष्ट आवेग प्रणोदक की प्रति इकाई उत्पन्न आवेग को मापता है और निकास वेग के समानुपाती होता है। थ्रस्ट और विशिष्ट आवेग प्रश्न में इंजन के बनावट और प्रणोदक से संबंधित हैं, लेकिन यह रिश्ता कमजोर है। उदाहरण के लिए, LH₂/LO₂ द्विप्रणोदक उच्च I_sp का उत्पादन करता है लेकिन RP-1/LO₂ की तुलना में कम थ्रस्ट कम घनत्व और उच्च वेग (H₂O बनाम CO₂ और H₂O) वाले निकास गैसों के कारण होता है। कई मामलों में, बहुत उच्च विशिष्ट आवेग वाले प्रणोदन सिस्टम - कुछ आयन थ्रस्टर्स 10,000 सेकंड तक पहुंचते हैं - कम थ्रस्ट उत्पन्न करते हैं।^[4]

विशिष्ट आवेग की गणना करते समय, उपयोग से पहले वाहन के साथ ले जाने वाले प्रणोदक को ही गिना जाता है। एक रासायनिक रॉकेट के लिए, प्रणोदक द्रव्यमान में ईंधन और ऑक्सीकारक दोनों सम्मिलित होंगे। रॉकेटरी में, एक उच्च विशिष्ट आवेग वाला एक भारी इंजन कम विशिष्ट आवेग के साथ एक हल्के इंजन के रूप में ऊंचाई, दूरी या वेग प्राप्त करने में उतना प्रभावी नहीं हो सकता है, खासकर अगर बाद वाला इंजन उच्च थ्रस्ट-टू-वेट अनुपात रखता है। अधिकांश रॉकेट डिजाइनों के कई चरण होने का यह एक महत्वपूर्ण कारण है। पहले चरण को उच्च थ्रस्ट के लिए अनुकूलित किया गया है ताकि बाद के चरणों को उच्च विशिष्ट आवेग के साथ उच्च ऊंचाई पर बढ़ाया जा सके जहां वे अधिक कुशलता से प्रदर्शन कर सकें।

वायु-श्वास इंजनों के लिए, केवल ईंधन का द्रव्यमान गिना जाता है, न कि इंजन से गुजरने वाली वायु का द्रव्यमान। वायु प्रतिरोध और इंजन की तेज जलने की दर पर एक उच्च विशिष्ट आवेग रखने में असमर्थता के कारण सभी प्रणोदक का उपयोग जितनी जल्दी हो सके नहीं किया जाता है।

यदि यह वायु प्रतिरोध और उड़ान के दौरान प्रणोदक की कमी के लिए नहीं थे, तो विशिष्ट आवेग प्रणोदक भार या द्रव्यमान को आगे की गति में परिवर्तित करने में इंजन की प्रभावशीलता का प्रत्यक्ष उपाय होगा।

इकाइयां

एसआई (SI) और अंग्रेजी अभियांत्रिकी इकाइयों में विभिन्न समतुल्य रॉकेट मोटर प्रदर्शन माप
	विशिष्ट आवेग		प्रभावी निकास गति	विशिष्ट ईंधन उपभोग
	वज़न द्वारा	द्रव्यमान द्वारा	प्रभावी निकास गति	विशिष्ट ईंधन उपभोग
एसआई (SI)	= $x$ s	= 9.80665· $x$ N·s/kg	= 9.80665· $x$ m/s	= 101,972/ $x$ g/(kN·s)
अंग्रेजी अभियांत्रिकी इकाइयों	= $x$ s	= $x$ lbf·s/lb	= 32.17405· $x$ ft/s	= 3,600/ $x$ lb/(lbf·hr)

विशिष्ट आवेग के लिए सबसे आम इकाई दूसरी है, क्योंकि मूल्य समान हैं चाहे गणना एसआई (SI), शाही या प्रथागत इकाइयों में की गई हो। लगभग सभी निर्माता सेकंड में अपने इंजन के प्रदर्शन को उद्धृत करते हैं, और इकाई विमान इंजन के प्रदर्शन को निर्दिष्ट करने के लिए भी उपयोगी होती है।।^[5]

प्रभावी निकास वेग निर्दिष्ट करने के लिए प्रति सेकंड मीटर का उपयोग भी यथोचित सामान्य है। रॉकेट इंजनों का वर्णन करते समय इकाई सहज है, हालांकि इंजनों की प्रभावी निकास गति वास्तविक निकास गति से काफी भिन्न हो सकती है, विशेष रूप से गैस जनरेटर चक्र इंजनों में। हवा में सांस लेने वाला जेट इंजन के लिए, प्रभावी निकास वेग शारीरिक रूप से अर्थपूर्ण नहीं है, हालांकि इसका उपयोग तुलनात्मक उद्देश्यों के लिए किया जा सकता है।^[6]

मीटर प्रति सेकंड संख्यात्मक रूप से न्यूटन-सेकंड प्रति किग्रा (N·s/kg) के बराबर है, और विशिष्ट आवेग के एसआई (SI) माप को या तो इकाइयों के रूप में एक दूसरे के रूप में लिखा जा सकता है। यह इकाई प्रणोदक के प्रति इकाई द्रव्यमान के आवेग के रूप में विशिष्ट आवेग की परिभाषा पर प्रकाश डालती है।

विशिष्ट ईंधन की खपत विशिष्ट आवेग के व्युत्क्रमानुपाती होती है और इसमें g/(kN·s) या lb/(lbf·hr) की इकाइयाँ होती हैं। वायु-श्वास जेट इंजनों के प्रदर्शन का वर्णन करने के लिए विशिष्ट ईंधन खपत का व्यापक रूप से उपयोग किया जाता है।^[7]

सेकंड में विशिष्ट आवेग

विशिष्ट आवेग, जिसे सेकंड में मापा जाता है, प्रभावी रूप से इसका अर्थ है कि इस इंजन के साथ जोड़े जाने पर यह प्रणोदक कितने सेकंड में अपने स्वयं के प्रारंभिक द्रव्यमान को 1 g पर बढ़ा सकता है। जितना अधिक समय तक यह अपने स्वयं के द्रव्यमान को गति दे सकता है, उतना अधिक डेल्टा-V यह पूरे सिस्टम को वितरित करता है।

दूसरे शब्दों में, एक विशेष इंजन और एक विशेष प्रणोदक के द्रव्यमान को देखते हुए, विशिष्ट आवेग मापता है कि इंजन कितने समय तक प्रणोदक के उस द्रव्यमान को पूरी तरह से जलाने तक निरंतर बल (थ्रस्ट) लगा सकता है। अधिक ऊर्जा-सघन प्रणोदक का दिया गया द्रव्यमान इंजन में जलते समय समान बल लगाने के लिए बनाए गए कुछ कम ऊर्जा-घने प्रणोदक की तुलना में अधिक समय तक जल सकता है। एक ही प्रणोदक को जलाने वाले विभिन्न इंजन डिजाइन उनके प्रणोदक की ऊर्जा को प्रभावी थ्रस्ट में निर्देशित करने में समान रूप से कुशल नहीं हो सकते हैं।

सभी वाहनों के लिए, सेकंड में विशिष्ट आवेग (प्रणोदक की प्रति इकाई वजन-पर-पृथ्वी पर आवेग) को निम्नलिखित समीकरण द्वारा परिभाषित किया जा सकता है:^[8]

F_{\text{thrust}}=g_{0}\cdot I_{\text{sp}}\cdot {\dot {m}},

कहां:

$F_{\text{thrust}}$ इंजन से प्राप्त थ्रस्ट है (न्यूटन (इकाई) या पाउंड बल),
$g_{0}$ मानक गुरुत्व है, जो नाममात्र रूप से पृथ्वी की सतह पर गुरुत्व है (m/s² or ft/s²),
$I_{\text{sp}}$ विशिष्ट आवेग मापा जाता है (सेकंड),
${\dot {m}}$ खर्च किए गए प्रणोदक की द्रव्यमान प्रवाह दर है (kg/s या slugs/s)

स्लग की तुलना में अंग्रेजी इकाई पाउंड द्रव्यमान अधिक सामान्यतः उपयोग किया जाता है, और द्रव्यमान प्रवाह दर के लिए पाउंड प्रति सेकंड का उपयोग करते समय, रूपांतरण निरंतर g₀ अनावश्यक हो जाता है, क्योंकि स्लग आयाम रूप से g₀ द्वारा विभाजित पाउंड के बराबर होता है:

F_{\text{thrust}}=I_{\text{sp}}\cdot {\dot {m}}\cdot \left(1\mathrm {\frac {ft}{s^{2}}} \right).

I_sp सेकंड में वह समय है जब एक रॉकेट इंजन प्रणोदक की मात्रा को देखते हुए प्रणोद उत्पन्न कर सकता है जिसका वजन इंजन के थ्रस्ट के बराबर होता है। दाहिनी ओर अंतिम पद,

{\textstyle \left(1\mathrm {\frac {ft}{s^{2}}} \right)}

, विमीय स्थिरता के लिए आवश्यक है (

{\textstyle \mathrm {lbf} \propto \mathrm {s} \cdot \mathrm {\frac {lbm}{s}} \cdot \mathrm {\frac {ft}{s^{2}}} }

)

इस सूत्रीकरण का लाभ यह है कि इसका उपयोग रॉकेटों के लिए किया जा सकता है, जहां सभी प्रतिक्रिया द्रव्यमान को बोर्ड पर ले जाया जाता है, साथ ही हवाई जहाज, जहां अधिकांश प्रतिक्रिया द्रव्यमान वातावरण से लिया जाता है। इसके अलावा, यह एक परिणाम देता है जो उपयोग की गई इकाइयों से स्वतंत्र होता है (बशर्ते उपयोग किए गए समय की इकाई दूसरी हो)।

विभिन्न जेट इंजनों का विशिष्ट आवेग (SSME अंतरिक्ष यान का मुख्य इंजन है)

रॉकेटरी

रॉकेटरी में, केवल प्रतिक्रिया द्रव्यमान ही प्रणोदक होता है, इसलिए विशिष्ट आवेग की गणना एक वैकल्पिक विधि का उपयोग करके की जाती है, जो सेकंड की इकाइयों के साथ परिणाम देता है। विशिष्ट आवेग को प्रणोदक के पृथ्वी पर प्रति इकाई भार समय के साथ एकीकृत थ्रस्ट के रूप में परिभाषित किया गया है:^[9]

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

कहां

$I_{\text{sp}}$ विशिष्ट आवेग सेकंड में मापा जाता है,
$v_{\text{e}}$ इंजन की धुरी के साथ औसत निकास गति है (m/s या ft/s में),
$g_{0}$ मानक गुरुत्व है (m/s² या ft/s² में).

रॉकेटों में, वायुमंडलीय प्रभावों के कारण, विशिष्ट आवेग ऊंचाई के साथ भिन्न होता है, एक निर्वात में अधिकतम तक पहुंचता है। ऐसा इसलिए है क्योंकि निकास वेग केवल कक्ष के दबाव का कार्य नहीं है, बल्कि दहन कक्ष के आंतरिक और बाहरी के बीच के अंतर का एक कार्य है। मान सामान्यतः समुद्र स्तर ("एसएल") या वैक्यूम ("खाली") में संचालन के लिए दिए जाते हैं।

प्रभावी निकास वेग के रूप में विशिष्ट आवेग

विशिष्ट आवेग के लिए समीकरण में g₀ के भूस्थैतिक कारक के कारण, कई वैकल्पिक परिभाषा पसंद करते हैं। एक रॉकेट के विशिष्ट आवेग को प्रणोदक के प्रति इकाई द्रव्यमान प्रवाह के जोर के संदर्भ में परिभाषित किया जा सकता है। यह रॉकेट प्रणोदक की प्रभावशीलता को परिभाषित करने का एक समान रूप से मान्य (और कुछ हद तक सरल) तरीका है। एक रॉकेट के लिए, इस तरह से परिभाषित विशिष्ट आवेग रॉकेट के सापेक्ष केवल प्रभावी निकास वेग है, v_e। "वास्तविक रॉकेट नोजल में, निकास वेग पूरे निकास क्रॉस सेक्शन पर वास्तव में एक समान नहीं है और इस तरह के वेग प्रोफाइल को सटीक रूप से मापना मुश्किल है। एक समान अक्षीय वेग, v _e, सभी गणनाओं के लिए माना जाता है जो एक आयामी समस्या विवरण को नियोजित करते हैं। यह प्रभावी निकास वेग औसत या द्रव्यमान समतुल्य वेग का प्रतिनिधित्व करता है जिस पर रॉकेट वाहन से प्रणोदक निकाला जा रहा है।"।^[10] विशिष्ट आवेग की दो परिभाषाएँ एक दूसरे के समानुपाती हैं, और एक दूसरे से संबंधित हैं::

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

कहां

$I_{\text{sp}}$ सेकंड में विशिष्ट आवेग है,
$v_{\text{e}}$ m/s में मापा गया विशिष्ट आवेग है, जो m/s में मापे गए प्रभावी निकास वेग के समान है (या ft/s यदि g ft/s² में है),
$g_{0}$ मानक गुरुत्व है, 9.80665 m/s² (संयुक्त राज्य अमेरिका की प्रथागत इकाइयों में 32.174 ft/s²).

यह समीकरण वायु-साँस लेने वाले जेट इंजनों के लिए भी मान्य है, लेकिन व्यवहार में शायद ही कभी इसका उपयोग किया जाता है।

(ध्यान दें कि कभी-कभी अलग-अलग प्रतीकों का उपयोग किया जाता है; उदाहरण के लिए, c को कभी-कभी निकास वेग के लिए भी देखा जाता है। जबकि प्रतीक $I_{\text{sp}}$ की इकाइयों में विशिष्ट आवेग के लिए तार्किक रूप से उपयोग किया जा सकता है (N·s³)/(m·kg); भ्रम से बचने के लिए, सेकंड में मापे गए विशिष्ट आवेग के लिए इसे आरक्षित करना वांछनीय है।)

यह समीकरण द्वारा रॉकेट पर थ्रस्ट या फॉरवर्ड फोर्स से संबंधित है:^[11]

F_{\text{thrust}}=v_{\text{e}}\cdot {\dot {m}},

कहां

{\dot {m}}

प्रणोदक द्रव्यमान प्रवाह दर है, जो वाहन के द्रव्यमान में कमी की दर है।

एक रॉकेट को अपने सभी प्रणोदक को अपने साथ ले जाना चाहिए, इसलिए असंतुलित प्रणोदक के द्रव्यमान को रॉकेट के साथ ही तेज किया जाना चाहिए। प्रभावी रॉकेट के निर्माण के लिए वेग में दिए गए परिवर्तन को प्राप्त करने के लिए आवश्यक प्रणोदक के द्रव्यमान को कम करना महत्वपूर्ण है। सियोलकोवस्की रॉकेट समीकरण से पता चलता है कि किसी दिए गए खाली द्रव्यमान और प्रणोदक की दी गई मात्रा वाले रॉकेट के लिए, वेग में कुल परिवर्तन प्रभावी निकास वेग के समानुपाती होता है।

प्रणोदन के बिना एक अंतरिक्ष यान अपने प्रक्षेपवक्र और किसी भी गुरुत्वाकर्षण क्षेत्र द्वारा निर्धारित कक्षा का अनुसरण करता है। वांछित वेग परिवर्तन के विपरीत दिशा में निकास द्रव्यमान भेजकर संबंधित वेग पैटर्न से विचलन (इन्हें डेल्टा वी Δv कहा जाता है) प्राप्त किया जाता है।

वास्तविक निकास गति बनाम प्रभावी निकास गति

जब एक इंजन वायुमंडल के भीतर चलाया जाता है, तो वायुमंडलीय दबाव से निकास वेग कम हो जाता है, बदले में विशिष्ट आवेग को कम करता है। यह निर्वात स्थितियों में प्राप्त वास्तविक निकास वेग बनाम प्रभावी निकास वेग में कमी है। गैस-जनरेटर चक्र रॉकेट इंजन के प्रकरण में, एक से अधिक निकास गैस धारा मौजूद होती है क्योंकि टर्बोपंप निकास गैस एक अलग नोजल के माध्यम से बाहर निकलती है। प्रभावी निकास वेग की गणना करने के लिए दो द्रव्यमान प्रवाहों के साथ-साथ किसी भी वायुमंडलीय दबाव के लिए लेखांकन की आवश्यकता होती है।^{[citation needed]}

वायु-श्वास जेट इंजनों के लिए, विशेष रूप से टर्बोफैन, वास्तविक निकास वेग और प्रभावी निकास वेग परिमाण के क्रम से भिन्न होते हैं। ऐसा कई कारणों से होता है। सबसे पहले, प्रतिक्रिया द्रव्यमान के रूप में हवा का उपयोग करके अतिरिक्त संवेग का एक अच्छा सौदा प्राप्त किया जाता है, जैसे कि निकास में दहन उत्पादों में जले हुए ईंधन की तुलना में अधिक द्रव्यमान होता है। अगला, वायुमंडल में अक्रिय गैसें दहन से गर्मी को अवशोषित करती हैं, और परिणामी विस्तार के माध्यम से अतिरिक्त बल प्रदान करती हैं। अंत में, टर्बोफैन और अन्य डिजाइनों के लिए इनटेक एयर के खिलाफ धक्का देकर और भी अधिक थ्रस्ट दिया जाता है जो सीधे दहन को कभी नहीं देखता है। ये सभी एयरस्पीड और निकास गति के बीच एक बेहतर मेल की अनुमति देने के लिए गठबंधन करते हैं, जो ऊर्जा/प्रणोदक को बचाता है और वास्तविक निकास वेग को कम करते हुए प्रभावी निकास वेग को बढ़ाता है।^{[citation needed]} फिर से, ऐसा इसलिए है क्योंकि हवा के द्रव्यमान को विशिष्ट आवेग गणना में नहीं गिना जाता है, इस प्रकार निकास के ईंधन घटक के द्रव्यमान के लिए सभी थ्रस्ट की गति को उत्तरदायी ठहराया जाता है, और प्रतिक्रिया द्रव्यमान, निष्क्रिय गैस और संचालित प्रभाव को छोड़ दिया जाता है। विचार से समग्र इंजन दक्षता पर पंखे।

अनिवार्य रूप से, इंजन निकास की गति में केवल ईंधन की तुलना में बहुत अधिक सम्मिलित है, लेकिन विशिष्ट आवेग गणना ईंधन को छोड़कर सब कुछ अनदेखा करती है। भले ही वायु-श्वास इंजन के लिए प्रभावी निकास वेग वास्तविक निकास वेग के संदर्भ में निरर्थक लगता है, फिर भी यह विभिन्न इंजनों की पूर्ण ईंधन दक्षता की तुलना करने के लिए उपयोगी है।

घनत्व विशिष्ट आवेग

एक संबंधित माप, घनत्व विशिष्ट आवेग, जिसे कभी-कभी घनत्व आवेग भी कहा जाता है और सामान्यतः संक्षिप्त रूप में $I s d$ किसी दिए गए प्रणोदक मिश्रण और विशिष्ट आवेग के औसत विशिष्ट गुरुत्व का उत्पाद है।^[12] जबकि विशिष्ट आवेग से कम महत्वपूर्ण, लॉन्च वाहन डिजाइन में यह एक महत्वपूर्ण उपाय है, क्योंकि कम विशिष्ट आवेग का तात्पर्य है कि प्रणोदक को स्टोर करने के लिए बड़े टैंकों की आवश्यकता होगी, जो बदले में लॉन्च वाहन के द्रव्यमान अनुपात पर हानिकारक प्रभाव डालेगा।^[13]

उदाहरण

वैक्यूम में रॉकेट इंजन
मॉडल	प्रकार	पहला निष्पादन	उपयोग	TSFC		I_sp (वज़न द्वारा)	I_sp (वज़न द्वारा)
मॉडल	प्रकार	पहला निष्पादन	उपयोग	lb/lbf·h	g/kN·s	s	m/s
एवियो P80	ठोस ईंधन	2006	वेगा चरण 1	13	360	280	2700
एविओ जेफिरो 23	ठोस ईंधन	2006	वेगा चरण 2	12.52	354.7	287.5	2819
एविओ जेफिरो 9A	ठोस ईंधन	2008	वेगा चरण 3	12.20	345.4	295.2	2895
RD-843	तरल ईंधन		वेगा ऊपरी चरण	11.41	323.2	315.5	3094
कुज़नेत्सोव NK-33	तरल ईंधन	1970s	N-1F, सोयुज-2-1v चरण 1	10.9	308	331	3250
NPO एनर्जीमैश RD-171M	तरल ईंधन		जेनिट-2M, -3SL, -3SLB, -3F स्टेज 1	10.7	303	337	3300
LE-7A	क्रायोजेनिक		H-IIA, H-IIB चरण 1	8.22	233	438	4300
स्नेकमा HM-7B	क्रायोजेनिक		एरियन 2, 3, 4, 5 ECA ऊपरी चरण	8.097	229.4	444.6	4360
LE-5B-2	क्रायोजेनिक		H-IIA, H-IIB ऊपरी चरण	8.05	228	447	4380
एयरोजेट रॉकेटडाइन RS-25	क्रायोजेनिक	1981	स्पेस शटल, SLS चरण 1	7.95	225	453	4440
एयरोजेट रॉकेटडाइन RL-10B-2	क्रायोजेनिक		डेल्टा III, डेल्टा IV, SLS ऊपरी चरण	7.734	219.1	465.5	4565
NERVA NRX A6	न्यूक्लियर	1967				869

रिहीट, स्थिर, समुद्र तल के साथ जेट इंजन
मॉडल	प्रकार	पहला निष्पादन	उपयोग	TSFC		I_sp (वज़न द्वारा)	I_sp (वज़न द्वारा)
मॉडल	प्रकार	पहला निष्पादन	उपयोग	lb/lbf·h	g/kN·s	s	m/s
Turbo-Union RB.199	टर्बोफैन		Tornado	2.5	70.8	1440	14120
GE F101-GE-102	टर्बोफैन	1970s	B-1B	2.46	70	1460	14400
Tumansky R-25-300	टर्बोजेट		MIG-21bis	2.206	62.5	1632	16000
GE J85-GE-21	टर्बोजेट		F-5E/F	2.13	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	टर्बोफैन		F-16E/F	2.09	59.2	1722	16890
Honeywell/ITEC F125	टर्बोफैन		F-CK-1	2.06	58.4	1748	17140
Snecma M53-P2	टर्बोफैन		Mirage 2000C/D/N	2.05	58.1	1756	17220
Snecma Atar 09C	टर्बोजेट		Mirage III	2.03	57.5	1770	17400
Snecma Atar 09K-50	टर्बोजेट		Mirage IV, 50, F1	1.991	56.4	1808	17730
GE J79-GE-15	टर्बोजेट		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	1.965	55.7	1832	17970
Saturn AL-31F	टर्बोफैन		Su-27/P/K	1.96	55.5	1837	18010
GE F110-GE-129	टर्बोफैन		F-16C/D, F-15EX	1.9	53.8	1895	18580
Soloviev D-30F6	टर्बोफैन		MiG-31, S-37/Su-47	1.863	52.8	1932	18950
Lyulka AL-21F-3	टर्बोजेट		Su-17, Su-22	1.86	52.7	1935	18980
Klimov RD-33	टर्बोफैन	1974	MiG-29	1.85	52.4	1946	19080
Saturn AL-41F-1S	टर्बोफैन		Su-35S/T-10BM	1.819	51.5	1979	19410
Volvo RM12	टर्बोफैन	1978	Gripen A/B/C/D	1.78	50.4	2022	19830
GE F404-GE-402	टर्बोफैन		F/A-18C/D	1.74	49	2070	20300
Kuznetsov NK-32	टर्बोफैन	1980	Tu-144LL, Tu-160	1.7	48	2100	21000
Snecma M88-2	टर्बोफैन	1989	Rafale	1.663	47.11	2165	21230
Eurojet EJ200	टर्बोफैन	1991	Eurofighter	1.66–1.73	47–49	2080–2170	20400–21300

ड्राई जेट इंजन, स्थिर, समुद्र तल
मॉडल	प्रकार	पहला निष्पादन	उपयोग	TSFC		I_sp (वज़न द्वारा)	I_sp (वज़न द्वारा)
मॉडल	प्रकार	पहला निष्पादन	उपयोग	lb/lbf·h	g/kN·s	s	m/s
GE J85-GE-21	टर्बोजेट		F-5E/F	1.24	35.1	2900	28500
Snecma Atar 09C	टर्बोजेट		Mirage III	1.01	28.6	3560	35000
Snecma Atar 09K-50	टर्बोजेट		Mirage IV, 50, F1	0.981	27.8	3670	36000
Snecma Atar 08K-50	टर्बोजेट		Super Étendard	0.971	27.5	3710	36400
Tumansky R-25-300	टर्बोजेट		MIG-21bis	0.961	27.2	3750	36700
Lyulka AL-21F-3	टर्बोजेट		Su-17, Su-22	0.86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	टर्बोजेट		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	0.85	24.1	4240	41500
Snecma M53-P2	टर्बोफैन		Mirage 2000C/D/N	0.85	24.1	4240	41500
Volvo RM12	टर्बोफैन	1978	Gripen A/B/C/D	0.824	23.3	4370	42800
RR Turbomeca Adour	टर्बोफैन	1999	Jaguar retrofit	0.81	23	4400	44000
Honeywell/ITEC F124	टर्बोफैन	1979	L-159, X-45	0.81	22.9	4440	43600
Honeywell/ITEC F125	टर्बोफैन		F-CK-1	0.8	22.7	4500	44100
PW J52-P-408	टर्बोजेट		A-4M/N, TA-4KU, EA-6B	0.79	22.4	4560	44700
Saturn AL-41F-1S	टर्बोफैन		Su-35S/T-10BM	0.79	22.4	4560	44700
Snecma M88-2	टर्बोफैन	1989	Rafale	0.782	22.14	4600	45100
Klimov RD-33	टर्बोफैन	1974	MiG-29	0.77	21.8	4680	45800
RR Pegasus 11-61	टर्बोफैन		AV-8B+	0.76	21.5	4740	46500
Eurojet EJ200	टर्बोफैन	1991	Eurofighter	0.74–0.81	21–23	4400–4900	44000–48000
GE F414-GE-400	टर्बोफैन	1993	F/A-18E/F	0.724	20.5	4970	48800
Kuznetsov NK-32	टर्बोफैन	1980	Tu-144LL, Tu-160	0.72-0.73	20–21	4900–5000	48000–49000
Soloviev D-30F6	टर्बोफैन		MiG-31, S-37/Su-47	0.716	20.3	5030	49300
Snecma Larzac	टर्बोफैन	1972	Alpha Jet	0.716	20.3	5030	49300
IHI F3	टर्बोफैन	1981	Kawasaki T-4	0.7	19.8	5140	50400
Saturn AL-31F	टर्बोफैन		Su-27 /P/K	0.666-0.78	18.9–22.1	4620–5410	45300–53000
RR Spey RB.168	टर्बोफैन		AMX	0.66	18.7	5450	53500
GE F110-GE-129	टर्बोफैन		F-16C/D, F-15	0.64	18	5600	55000
GE F110-GE-132	टर्बोफैन		F-16E/F	0.64	18	5600	55000
Turbo-Union RB.199	टर्बोफैन		Tornado ECR	0.637	18.0	5650	55400
PW F119-PW-100	टर्बोफैन	1992	F-22	0.61	17.3	5900	57900
Turbo-Union RB.199	टर्बोफैन		Tornado	0.598	16.9	6020	59000
GE F101-GE-102	टर्बोफैन	1970s	B-1B	0.562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	टर्बोफैन		B-52H, NB-52H	0.52	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	टर्बोफैन		RQ-4, MQ-4C	0.39	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	टर्बोफैन	1980s	B-2	0.375	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	टर्बोफैन	1980s	U-2S	0.375	10.6	9600	94000
CFM CF6-50C2	टर्बोफैन		A300, DC-10-30	0.371	10.5	9700	95000
GE TF34-GE-100	टर्बोफैन		A-10	0.37	10.5	9700	95000
CFM CFM56-2B1	टर्बोफैन		C-135, RC-135	0.36	10	10000	98000
Progress D-18T	टर्बोफैन	1980	An-124, An-225	0.345	9.8	10400	102000
PW F117-PW-100	टर्बोफैन		C-17	0.34	9.6	10600	104000
PW PW2040	टर्बोफैन		Boeing 757	0.33	9.3	10900	107000
CFM CFM56-3C1	टर्बोफैन		737 Classic	0.33	9.3	11000	110000
GE CF6-80C2	टर्बोफैन		744, 767, MD-11, A300/310, C-5M	0.307-0.344	8.7–9.7	10500–11700	103000–115000
EA GP7270	टर्बोफैन		A380-861	0.299	8.5	12000	118000
GE GE90-85B	टर्बोफैन		777-200/200ER/300	0.298	8.44	12080	118500
GE GE90-94B	टर्बोफैन		777-200/200ER/300	0.2974	8.42	12100	118700
RR Trent 970-84	टर्बोफैन	2003	A380-841	0.295	8.36	12200	119700
GE GEnx-1B70	टर्बोफैन		787-8	0.2845	8.06	12650	124100
RR Trent 1000C	टर्बोफैन	2006	787-9	0.273	7.7	13200	129000

जेट इंजन, क्रूज
मॉडल	प्रकार	पहला निष्पादन	उपयोग	TSFC		I_sp (वज़न द्वारा)	I_sp (वज़न द्वारा)
मॉडल	प्रकार	पहला निष्पादन	उपयोग	lb/lbf·h	g/kN·s	s	m/s
	रामजेट		Mach 1	4.5	130	800	7800
J-58	टर्बोजेट	1958	SR-71 at Mach 3.2 (Reheat)	1.9	53.8	1895	18580
RR/Snecma Olympus	टर्बोजेट	1966	Concorde at Mach 2	1.195	33.8	3010	29500
PW JT8D-9	टर्बोफैन		737 Original	0.8	22.7	4500	44100
Honeywell ALF502R-5	GTF		BAe 146	0.72	20.4	5000	49000
Soloviev D-30KP-2	टर्बोफैन		Il-76, Il-78	0.715	20.3	5030	49400
Soloviev D-30KU-154	टर्बोफैन		Tu-154M	0.705	20.0	5110	50100
RR Tay RB.183	टर्बोफैन	1984	Fokker 70, Fokker 100	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-3	टर्बोफैन	1982	Challenger, CRJ100/200	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-8E	टर्बोफैन		E170/175	0.68	19.3	5290	51900
Honeywell TFE731-60	GTF		Falcon 900	0.679	19.2	5300	52000
CFM CFM56-2C1	टर्बोफैन		DC-8 Super 70	0.671	19.0	5370	52600
GE CF34-8C	टर्बोफैन		CRJ700/900/1000	0.67-0.68	19–19	5300–5400	52000–53000
CFM CFM56-3C1	टर्बोफैन		737 Classic	0.667	18.9	5400	52900
CFM CFM56-2A2	टर्बोफैन	1974	E-3, E-6	0.66	18.7	5450	53500
RR BR725	टर्बोफैन	2008	G650/ER	0.657	18.6	5480	53700
CFM CFM56-2B1	टर्बोफैन		C-135, RC-135	0.65	18.4	5540	54300
GE CF34-10A	टर्बोफैन		ARJ21	0.65	18.4	5540	54300
CFE CFE738-1-1B	टर्बोफैन	1990	Falcon 2000	0.645	18.3	5580	54700
RR BR710	टर्बोफैन	1995	G. V/G550, Global Express	0.64	18	5600	55000
GE CF34-10E	टर्बोफैन		E190/195	0.64	18	5600	55000
CFM CF6-50C2	टर्बोफैन		A300B2/B4/C4/F4, DC-10-30	0.63	17.8	5710	56000
PowerJet SaM146	टर्बोफैन		Superjet LR	0.629	17.8	5720	56100
CFM CFM56-7B24	टर्बोफैन		737 NG	0.627	17.8	5740	56300
RR BR715	टर्बोफैन	1997	717	0.62	17.6	5810	56900
GE CF6-80C2-B1F	टर्बोफैन		747-400	0.605	17.1	5950	58400
CFM CFM56-5A1	टर्बोफैन		A320	0.596	16.9	6040	59200
Aviadvigatel PS-90A1	टर्बोफैन		Il-96-400	0.595	16.9	6050	59300
PW PW2040	टर्बोफैन		757-200	0.582	16.5	6190	60700
PW PW4098	टर्बोफैन		777-300	0.581	16.5	6200	60800
GE CF6-80C2-B2	टर्बोफैन		767	0.576	16.3	6250	61300
IAE V2525-D5	टर्बोफैन		MD-90	0.574	16.3	6270	61500
IAE V2533-A5	टर्बोफैन		A321-231	0.574	16.3	6270	61500
RR Trent 700	टर्बोफैन	1992	A330	0.562	15.9	6410	62800
RR Trent 800	टर्बोफैन	1993	777-200/200ER/300	0.560	15.9	6430	63000
Progress D-18T	टर्बोफैन	1980	An-124, An-225	0.546	15.5	6590	64700
CFM CFM56-5B4	टर्बोफैन		A320-214	0.545	15.4	6610	64800
CFM CFM56-5C2	टर्बोफैन		A340-211	0.545	15.4	6610	64800
RR Trent 500	टर्बोफैन	1999	A340-500/600	0.542	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	टर्बोफैन	2014	737 MAX	0.53-0.56	15–16	6400–6800	63000–67000
Aviadvigatel PD-14	टर्बोफैन	2014	MC-21-310	0.526	14.9	6840	67100
RR Trent 900	टर्बोफैन	2003	A380	0.522	14.8	6900	67600
GE GE90-85B	टर्बोफैन		777-200/200ER	0.52	14.7	6920	67900
GE GEnx-1B76	टर्बोफैन	2006	787-10	0.512	14.5	7030	69000
PW PW1400G	GTF		MC-21	0.51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1C	टर्बोफैन	2013	C919	0.51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1A	टर्बोफैन	2013	A320neo family	0.51	14.4	7100	69000
RR Trent 7000	टर्बोफैन	2015	A330neo	0.506	14.3	7110	69800
RR Trent 1000	टर्बोफैन	2006	787	0.506	14.3	7110	69800
RR Trent XWB-97	टर्बोफैन	2014	A350-1000	0.478	13.5	7530	73900
PW 1127G	GTF	2012	A320neo	0.463	13.1	7780	76300

विभिन्न प्रणोदन प्रौद्योगिकियों का विशिष्ट आवेग
इंजन	प्रभावी निकास वेग (m/s)	विशिष्ट आवेग (s)	निकास विशिष्ट ऊर्जा (MJ/kg)
टर्बोफैन जेट इंजन (वास्तविक V ~300 m/s है)	29,000	3,000	लगभग 0.05
स्पेस शटल सॉलिड रॉकेट बूस्टर	2,500	250	3
तरल ऑक्सीजन-तरल हाइड्रोजन	4,400	450	9.7
NSTAR इलेक्ट्रोस्टैटिक क्सीनन आयन थ्रस्टर	20,000-30,000	1,950-3,100
NEXT इलेक्ट्रोस्टैटिक क्सीनन आयन थ्रस्टर	40,000	1,320-4,170
VASIMR भविष्यवाणी	30,000–120,000	3,000–12,000	1,400
DS4G इलेक्ट्रोस्टैटिक आयन थ्रस्टर	210,000	21,400	22,500
आदर्श फोटोनिक रॉकेट	299,792,458	30,570,000	89,875,517,874

समय में मापे गए विशिष्ट आवेग का एक उदाहरण 453 सेकंड है, जो के प्रभावी निकास वेग के बराबर है 4.440 km/s (14,570 ft/s), RS-25 इंजन के लिए जब वैक्यूम में काम कर रहा हो।^[14] एक वायु-श्वास जेट इंजन में सामान्यतः रॉकेट की तुलना में बहुत बड़ा विशिष्ट आवेग होता है; उदाहरण के लिए एक टर्बोफैन जेट इंजन में समुद्र तल पर 6,000 सेकंड या उससे अधिक का विशिष्ट आवेग हो सकता है जबकि एक रॉकेट 200 और 400 सेकंड के बीच होगा।^[15]

एक वायु-श्वास इंजन एक रॉकेट इंजन की तुलना में बहुत अधिक प्रणोदक कुशल है, क्योंकि हवा दहन के लिए प्रतिक्रिया द्रव्यमान और ऑक्सीकारक के रूप में कार्य करती है जिसे प्रणोदक के रूप में ले जाने की आवश्यकता नहीं होती है, और वास्तविक निकास गति बहुत कम होती है, इसलिए गतिज ऊर्जा निकास कम होता है और इस प्रकार जेट इंजन थ्रस्ट उत्पन्न करने के लिए बहुत कम ऊर्जा का उपयोग करता है।^[16] जबकि वायु-श्वास इंजनों के लिए वास्तविक निकास वेग कम है, जेट इंजनों के लिए प्रभावी निकास वेग बहुत अधिक है। ऐसा इसलिए है क्योंकि प्रभावी निकास वेग गणना मानती है कि प्रणोदक सभी प्रतिक्रिया द्रव्यमान और सभी थ्रस्ट प्रदान कर रहा है। इसलिए प्रभावी निकास वेग वायु-श्वास इंजनों के लिए भौतिक रूप से अर्थपूर्ण नहीं है; फिर भी, यह अन्य प्रकार के इंजनों के साथ तुलना करने के लिए उपयोगी है।^[17]

एक रॉकेट इंजन में परीक्षण किए गए रासायनिक प्रणोदक के लिए अब तक का उच्चतम विशिष्ट आवेग था 542 seconds (5.32 km/s) लिथियम, एक अधातु तत्त्व और हाइड्रोजन के त्रिप्रणोदक रॉकेट के साथ। हालाँकि, यह संयोजन अव्यवहारिक है। लिथियम और फ्लोरीन दोनों अत्यंत संक्षारक हैं, लिथियम हवा के संपर्क में आने पर प्रज्वलित होता है, फ्लोरीन अधिकांश ईंधन के संपर्क में आने पर प्रज्वलित होता है, और हाइड्रोजन, जबकि हाइपरगोलिक नहीं, एक विस्फोटक खतरा है। निकास में फ्लोरीन और हाइड्रोजन फ्लोराइड (एचएफ) बहुत जहरीले होते हैं, जो पर्यावरण को नुकसान पहुंचाते हैं, लॉन्च पैड के आसपास काम करना मुश्किल बनाते हैं, और लॉन्च लाइसेंस प्राप्त करना और भी कठिन बना देता है। रॉकेट का निकास भी आयनित होता है, जो रॉकेट के साथ रेडियो संचार में हस्तक्षेप करेगा।^[18]^[19]^[20]

परमाणु तापीय रॉकेट इंजन पारंपरिक रॉकेट इंजनों से भिन्न होते हैं जिसमें प्रणोदकों को दहन की गर्मी के बजाय बाहरी परमाणु ताप स्रोत द्वारा ऊर्जा की आपूर्ति की जाती है।^[21] परमाणु रॉकेट सामान्यतः एक ऑपरेटिंग परमाणु रिएक्टर के माध्यम से तरल हाइड्रोजन गैस पास करके संचालित होता है। 1960 के दशक में परीक्षण से लगभग 850 सेकंड (8,340मी/सेकेंड) के विशिष्ट आवेग प्राप्त हुए, जो स्पेस शटल इंजनों की तुलना में लगभग दोगुने थे।^[22]

कई अन्य रॉकेट प्रणोदन विधियों, जैसे आयन थ्रस्टर्स, बहुत अधिक विशिष्ट आवेग देते हैं लेकिन बहुत कम थ्रस्ट के साथ; उदाहरण के लिए SMART-1 उपग्रह पर हॉल-इफेक्ट थ्रस्टर का एक विशिष्ट आवेग है 1,640 s (16.1 km/s) लेकिन केवल का अधिकतम थ्रस्ट 68 mN (0.015 lbf).^[23] चर विशिष्ट आवेग मैग्नेटोप्लाज्मा रॉकेट (VASIMR) इंजन वर्तमान में विकास में सैद्धांतिक रूप से उपज देगा 20 to 300 km/s (66,000 to 984,000 ft/s), और का अधिकतम थ्रस्ट 5.7 N (1.3 lbf).^[24]

यह भी देखें

जेट इंजिन
आवेग (भौतिकी)
Tsiolkovsky रॉकेट समीकरण
सिस्टम-विशिष्ट आवेग
विशिष्ट ऊर्जा
मानक गुरुत्वाकर्षण
जोर विशिष्ट ईंधन की खपत - प्रति यूनिट जोर ईंधन की खपत
विशिष्ट थ्रस्ट - डक्ट इंजन के लिए हवा की प्रति यूनिट थ्रस्ट
उष्णता मान
ऊर्जा घनत्व
डेल्टा-वी (भौतिकी)
रॉकेट प्रणोदक
तरल रॉकेट प्रणोदक

संदर्भ

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↑ Hutchinson, Lee (14 April 2013). "नया F-1B रॉकेट इंजन 1.8M lbs थ्रस्ट के साथ अपोलो-एरा डिज़ाइन को अपग्रेड करता है". Ars Technica. Retrieved 15 April 2013. रॉकेट की ईंधन प्रभावशीलता के माप को इसका विशिष्ट आवेग कहा जाता है (संक्षिप्त रूप में 'आईएसपी' - या अधिक उचित रूप से आईएसपी) .... 'द्रव्यमान विशिष्ट आवेग ... एक रासायनिक प्रतिक्रिया की जोर-उत्पादक प्रभावशीलता का वर्णन करता है और यह सबसे आसानी से होता है समय की एक इकाई में जलाए गए ईंधन और ऑक्सीडाइज़र प्रणोदक के प्रत्येक पाउंड (द्रव्यमान) द्वारा उत्पादित थ्रस्ट बल की मात्रा के रूप में माना जाता है। यह रॉकेट के लिए मील प्रति गैलन (mpg) के माप की तरह है।'
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बाहरी कड़ियाँ

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[5] "विशिष्ट आवेग". www.grc.nasa.gov.

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[sutton-8] Rocket Propulsion Elements, 7th Edition by George P. Sutton, Oscar Biblarz

[SINasa-9] Benson, Tom (11 July 2008). "विशिष्ट आवेग". NASA. Retrieved 22 December 2009.

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