比推力
Change in velocity per amount of fuel

比推力（通常 I spと略される）は、ロケットエンジンやジェットエンジンなどのエンジンがどれだけ効率的に推力を発生させるかを示す指標です。速度（メートル/秒、またはフィート/秒）または時間（秒）の単位で測定されます。速度で測定される場合、これはツィオルコフスキーロケット方程式で使用される有効排気速度であり、この方程式は、与えられた量の燃料を持つエンジンが車両の速度をどれだけ変化させることができるかを計算します。時間で測定される場合、I spは速度を地球の重力gで割った値です。これは、メートル法とヤードポンド法の単位で時間が同じであるため便利です。これは、1キログラムの燃料が1キログラムの推力を生み出すのに要する時間であり、1ポンドの燃料が1ポンドの推力を生み出すのに要する時間と等しくなります

比推力は、推力、すなわち運動量の変化と推進剤の質量の比です。これは「質量流量あたりの推力」に相当します。

数学的導出

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

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

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

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

T a v g = I s p d m d t {\displaystyle \mathbf {T_{\mathrm {avg} }} =I_{\mathrm {sp} }{\frac {\mathrm {d} m}{\mathrm {d} t}}} 、

ここで平均推力です T a v g {\displaystyle \mathbf {T_{\mathrm {avg} }} }

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

対照的に、化学ロケットエンジンは燃料、酸化剤、反応物質を搭載するため、測定値は反応物質あたりの運動量となります。

飛行機エンジンは中間に位置します。エンジンを通る空気の流れに反応するだけですが、この反応物質（および燃焼成分）の一部は機内に搭載されるのではなく、吸入されます。そのため、「比推力」は、ロケットのように「反応物質あたり」、または自動車のように「燃焼した燃料あたり」のいずれかを意味すると解釈できます。後者が伝統的かつ一般的な選択です。つまり、比推力は異なる種類のエンジン間で実質的に比較することはできません

比推力は効率の尺度として捉えることができます。自動車や飛行機では通常、燃費に対応します。ロケットでは、達成可能なデルタvに対応します。[ 1 ] [ 2]これは、ツィオルコフスキーロケット方程式を介して軌道間の変化を測定する一般的な方法です。

Δ v = I s p ln ⁡ ( m 0 m f ) {\displaystyle \Delta v=I_{\mathrm {sp} }\ln \left({\frac {m_{0}}{m_{f}}}\right)}

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

推進システム

ロケット

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

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

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

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

I s p = c ∗ C F g 0 {\displaystyle I_{sp}={\frac {c^{*}C_{F}}{g_{0}}}}

単位は秒

ロケット工学では通常、速度の単位を標準基準加速度、つまり標準重力g 0で割ることによって時間の単位に変換します。これは、初期のロケット工学で広く使用されていたヤード・ポンド法の歴史的な癖です（そして現在でもかなり使用されています）。正しく書き表すと、比推力は元々次のように定義されていました

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

これは、有効排気速度（ロードセルや流量計など）よりも、試験台で直接測定する方がはるかに簡単です。より直接的な関係を使用するNとkgのSI単位系とは異なり、ポンド力lbfとポンド質量lbmの1対1の対応は標準的な地球重力下でのみ機能するため、最終式にはg 0が表示されます。ポンド質量の代わりにスラグを使用すれば、寸法の一貫性が向上し、比推力がフィート/秒で表されるという主張もあります。しかし、一般的に言えば、lbmは当時も現在もはるかに一般的な単位であり、流量計、タンクなどで推進剤の質量を表す単位です。比推力は、文字通り、異なる単位系で表された排気速度です。

物理的には、ロケットエンジンの推力に等しい重量の推進剤が与えられた場合に、ロケットエンジンが推力を生成できる時間です。つまり、秒単位では、比推力は次のように定義されます I s p {\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}

T a v g = I s p g 0 d m d t {\displaystyle \mathbf {T_{\mathrm {avg} }} =I_{\mathrm {sp} }g_{0}{\frac {\mathrm {d} m}{\mathrm {d} t}}}

ここでは平均推力、 は標準重力です。 T a v g {\displaystyle \mathbf {T_{\mathrm {avg} }} } g 0 {\displaystyle g_{0}}

自動車

自動車業界では実用レベルで比推力を使用することはほとんどありませんが、この指標は定義可能であり、他のエンジンタイプとの良い対比となります。自動車のエンジンは外気を吸い込んで燃料を燃焼させ、（車輪を介して）地面に反応します。そのため、「比推力」を解釈する唯一の意味のある方法は「燃料流量あたりの推力」ですが、伝達損失があるため、力がクランクシャフトで測定されているのか、車輪で測定されているのかを指定する必要があります。このような指標は燃費に対応します。

飛行機

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

あらゆる種類のエンジンと同様に、比推力に影響を与える多くの工学的選択とトレードオフがあります。非線形空気抵抗と、エンジンが高速燃焼で高い比推力を維持できないことが、燃料消費率の制限要因となります。

ロケットエンジンと同様に、比推力を「速度」と解釈することは、実際には物理的な排気速度と一致しません。通常の解釈では反応質量の多くが除外されるため、下流の反応物の物理的な速度は、I spから示唆される有効排気速度よりもはるかに低くなります。

一般的な考慮事項

比推力はエネルギー効率と混同しないでください。エネルギー効率は、比推力が増加すると低下する可能性があります。なぜなら、高い比推力を与える推進システムは、そのために高いエネルギーを必要とするからです。[3]

比推力と全推力を混同しないでください。推力はエンジンによって供給される力であり、エンジンを通過する推進剤の質量流量に依存します。比推力は、推進剤の質量流量あたりの推力を測定しま す。推力と比推力は、対象となるエンジンの設計と推進剤によって関連していますが、この関係は希薄です。ほとんどの場合、高推力と高比推力は互いに排他的なエンジニアリング目標です。例えば、LH2 /LO2二元推進剤は、高いI sp（化学エネルギーが高く、排気分子量が低いため）を生成しますが、RP-1 / LO2よりも低い推力（密度が高く、推進剤の流量が多いため）を生成します。多くの場合、非常に高い比推力を持つ推進システム（一部のイオンスラスタは化学エンジンよりも25～35倍優れたI spを達成します）は、それに応じて低い推力を生成します。[4]

比推力を計算する際、標準的な解釈では、使用前に機体に搭載されている推進剤のみがカウントされます。この用法は、機体の運用コストに最もよく対応しています。化学ロケットの場合、飛行機や車とは異なり、推進剤の質量には燃料と酸化剤の両方が含まれます。どの機体においても、比推力の最適化は、一般的に総性能または総コストの最適化とは異なります。ロケット工学において、比推力の高い重いエンジンは、比推力の低い軽いエンジンほど高度、距離、または速度を得るのに効果的ではない場合があります。特に後者のエンジンの推力重量比が高い場合は顕著です。これが、ほとんどのロケット設計が多段式である重要な理由です。第1段は、重力抵抗と空気抵抗に効果的に対抗するために高推力に最適化できますが、軌道上および真空中でのみ動作する後段は、特に高デルタv軌道の場合、より高い比推力に最適化するのが容易です。

推進剤量の単位

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

質量または重量の選択に関係なく、「速度」または「時間」の商は通常、実際の速度または時間に直接対応しません。実際のエンジンではさまざまな損失があるため、実際の排気速度はI spの「速度」とは異なります（自動車の場合、「実際の排気速度」の適切な定義さえありません）。むしろ、比推力とは、まさにそれです。つまり、推進剤の物理量（質量または重量）からの物理的な運動量です。

単位

SI単位系と米国慣用単位での、様々な同等のロケットモーター性能測定値
比推力 有効
排気速度 		比燃料
消費量
重量基準* 質量基準
SI単位系 = x s = 9.80665· x N· s/kg = 9.80665· x m/s = 101,972/ x g/(kN·s)
米国慣用単位系 = x s = x lbf·s/lb = 32.17405· x ft/s = 3,600/ x lb/(lbf·h)
*後述するように、x s· g 0 が物理的に正しいです

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

有効排気速度を指定するためにメートル/秒を使用することも、かなり一般的です。この単位はロケットエンジンを説明する際に直感的ですが、エンジンの有効排気速度は、特にガスジェネレータサイクルエンジンでは、実際の排気速度と大きく異なる場合があります。空気吸入式ジェットエンジンの場合、有効排気速度は使用される空気の質量（空気は環境から取り込まれるため）を考慮しませんが、比較のために使用できます。[6]

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

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

比推力（秒）

比推力は秒単位で測定され、1キログラムの燃料が1キログラムの推力を何秒で生み出せるかと考えることができます。より正確には、特定の推進剤を特定のエンジンと組み合わせた場合、その推進剤が自身の初期質量を1Gで何秒加速できるかということです。自身の質量を加速できる時間が長いほど、システム全体に提供するデルタVが大きくなります。

言い換えれば、特定のエンジンと特定の推進剤の質量が与えられた場合、比推力は、そのエンジンがその質量の推進剤を完全に燃焼させるまで、連続的に力（推力）を発揮できる時間の長さを測定します。エネルギー密度の高い推進剤は、エンジン内で燃焼中に同じ力を発揮するように作られたエネルギー密度の低い推進剤よりも、より長い時間燃焼できます。同じ推進剤を燃焼させる異なるエンジン設計は、推進剤のエネルギーを有効な推力に導く効率が必ずしも同じとは限りません

すべての機体において、比推力（地球上の推進剤の単位重量あたりの推力）（秒）は、次の式で定義できます。[8]

はロケットエンジンの推力に等しい重量の推進剤が与えられた場合、 I sp（秒）はロケットエンジンが推力を発生できる時間です

この定式化の利点は、反応質量のほとんどが機内に搭載されるロケットだけでなく、反応質量の大部分が大気から得られる飛行機にも使用できることです。さらに、結果を時間の単位で示すことで、SI単位、ヤード・ポンド法、米国慣用単位、またはその他の単位体系での計算結果を容易に比較できます。

様々なジェットエンジンの比推力（SSMEはスペースシャトルの主エンジン）

ヤード・ポンド法の変換

スラグよりもポンド質量の単位の方 が一般的に使用されており、質量流量にポンド/秒を使用する場合は、標準重力を1ポンド力/ポンド質量と表す方が便利です。これは32.17405 ft/s²に相当しますが、より便利な単位で表されていることに注意してください。つまり、

F thrust = I sp ⋅ m ˙ ⋅ ( 1 l b f l b m ) . {\displaystyle F_{\text{thrust}}=I_{\text{sp}}\cdot {\dot {m}}\cdot \left(1\mathrm {\frac {lbf}{lbm}} \right).}

ロケット工学

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

I sp = v e g 0 , {\displaystyle I_{\text{sp}}={\frac {v_{\text{e}}}{g_{0}}},}

ここで

  • I sp {\displaystyle I_{\text{sp}}} は秒単位で測定された比推力、
  • v e {\displaystyle v_{\text{e}}} はエンジン軸に沿った平均排気速度（m/sまたはft/s）、
  • g 0 {\displaystyle g_{0}} は標準重力（m/s²またはft/s² ）です。

ロケットでは、大気の影響により、比推力は高度によって変化し、真空状態で最大になります。これは、排気速度が単純に燃焼室の圧力の関数ではなく、燃焼室の内外の差の関数であるためです。値は通常、海面（"sl"）または真空（"vac"）での動作に対して示されます。


有効排気速度としての比推力

比推力の式には地心係数g 0が含まれるため、多くの人が別の定義を好みます。ロケットの比推力は、推進剤の単位質量流量あたりの推力で定義できます。これは、ロケット推進剤の有効性を定義する同様に有効な（そしてある意味ではより単純な）方法です。ロケットの場合、このように定義される比推力は、ロケットに対する有効排気速度v eです。「実際のロケットノズルでは、排気速度は出口断面積全体にわたって均一ではなく、そのような速度プロファイルを正確に測定することは困難です。1次元の問題記述を用いるすべての計算では、均一な軸方向速度v eが仮定されます。この有効排気速度は、推進剤がロケット機体から排出される平均速度または質量等価速度を表します。」[10]比推力の2つの定義は互いに比例し、次のように関連しています。 ここで v e = g 0 ⋅ I sp , {\displaystyle v_{\text{e}}=g_{0}\cdot I_{\text{sp}},}

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

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

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

これは、推力、つまりロケットにかかる前進力と次の式で関連しています。 [11] ここで、は推進剤の質量流量であり、これは機体の質量の減少率です。 F thrust = v e ⋅ m ˙ , {\displaystyle F_{\text{thrust}}=v_{\text{e}}\cdot {\dot {m}},} m ˙ {\displaystyle {\dot {m}}}

ロケットはすべての推進剤を搭載する必要があるため、未燃焼の推進剤の質量はロケット自体とともに加速されなければなりません。所定の速度変化を達成するために必要な推進剤の質量を最小限に抑えることは、効果的なロケットを製造するために不可欠です。ツィオルコフスキーロケット方程式は、所定の空隙質量と所定の推進剤量を持つロケットの場合、達成できる速度変化の合計は有効排気速度に比例すること を示しています

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

実際の排気速度と有効排気速度

When an engine is run within the atmosphere, the exhaust velocity is reduced by atmospheric pressure, in turn reducing specific impulse. This is a reduction in the effective exhaust velocity, versus the actual exhaust velocity achieved in vacuum conditions. In the case of gas-generator cycle rocket engines, more than one exhaust gas stream is present as turbopump exhaust gas exits through a separate nozzle. Calculating the effective exhaust velocity requires averaging the two mass flows as well as accounting for any atmospheric pressure. [12]

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

本質的に、エンジン排気ガスの運動量には燃料以外の多くのものが含まれますが、比推力の計算では燃料以外のすべてが無視されます。空気吸入エンジンの有効排気速度は実際の排気速度の観点からは無意味に思えますが、それでも異なるエンジンの 絶対的な燃料効率を比較するのに役立ちます。

密度 比推力

関連する指標である密度比推力は、密度推力とも呼ばれ、通常はIsdと略され、特定の推進剤混合物の平均比重と比推力の積です。[14]比推力ほど重要ではありませんが、打ち上げ機の設計においては重要な指標です。比推力が低いと、推進剤を貯蔵するためにより大きなタンクが必要になり、打ち上げ機の質量比に悪影響を与えるためです。[15]

比燃料消費量

比推力は、比燃料消費量（SFC）に反比例します。SFCがkg/(N·s)の場合、Isp = 1/( g o ·SFC) 、 SFCがlb/(lbf·hr)の場合 、 Isp = 3600/SFCとなります

例

真空ロケットエンジン
型式 種類 初回
生産 		用途 TSFC 回転速度 （重量） 回転速度 （質量）
lb/lbf·h g/kN·s s m/s
Avio P80 固体燃料 2006 ヴェガ第1段 13 360 280 2700
Avio Zefiro 23 固体燃料 2006 ヴェガ第2段 12.52 354.7 287.5 2819
Avio Zefiro 9A 固体燃料 2008 ヴェガ第3段 12.20 345.4 295.2 2895
マーリン1D 液体燃料 2013 ファルコン9 12 330 310 3000
RD-843 液体燃料 2012 ベガ上段 11.41 323.2 315.5 3094
クズネツォフ NK-33 液体燃料 1970年代 N-1F、ソユーズ2-1V 1段 10.9 308 331 [16] 3250
NPOエネルゴマッシュ RD-171M 液体燃料 1985 ゼニット2M、-3SL、-3SLB、-3F 1段 10.7 303 337 3300
LE-7A 極低温 2001 H-IIA、H-IIB 1段 8.22 233 438 4300
スネクマ HM-7B 極低温 1979 アリアン2、3、4、5 ECA上段 8.097 229.4 444.6 4360
LE-5B- 極低温 2009 H-IIA、H-IIB上段 8.05 228 447 4380
エアロ 極低温 1981 スペースシャトル、SLS第1段 7.95 225 453 [17] 4440
エアロジェット・ロケットダイン RL-10B-2 極低温 1998 デルタIII、デルタIV、SLS上段 7.734 219.1 465.5 4565
NERVA NRX A6 原子力 1967 869
再加熱式ジェットエンジン、静的、海面
型式 種類 初回
生産 		用途 TSFC 回転速度 （重量） 回転速度 （質量）
lb/lbf·h g/kN·s s m/s
ターボユニオン RB.199 ターボファン トルネード 2.5 [18] 70.8 1440 14120
GE F101-GE-102 ターボファン 1970年代 B-1B 2.46 70 1460 14400
トゥマンスキー R-25-300 ターボジェット ミグ21bis 2.206 [18] 62.5 1632 16000
GE J85-GE-21 ターボジェット F-5E/F 2.13 [18] 60.3 1690 16570
GE F110-GE-132 ターボファン F-16 E/F 2.09 [18] 59.2 1722 16890
ハネウェル/ITEC F125 ターボファン F-CK-1 2.06 [18] 58.4 1748 17140
スネクマ M53-P2 ターボファン ミラージュ 2000 C/D/N 2.05 [18] 58.1 1756 17220
スネクマ アタール 09C ターボジェット ミラージュ III 2.03 [18] 57.5 1770 17400
スネクマ アタール 09K-50 ターボジェット ミラージュ IV、50、F1 1.991 [18] 56.4 1808 17730
GE J79-GE-15 ターボジェット F-4E/EJ/F/G、RF-4E 1.965 55.7 1832 17970
Saturn AL-31F ターボファン Su-27/P/K 1.96 [19] 55.5 1837 18010
GE F110-GE-129 ターボファン F-16 C/D、F-15 EX 1.9 [18] 53.8 1895 18580
ソロヴィヨフD-30F6 ターボファン MiG-31 , S-37/ Su-47 1.863 [18] 52.8 1932 18950
リュルカ AL-21F-3 ターボジェット Su-17、Su-22 1.86 [18] 52.7 1935 18980
クリモフ RD-33 ターボファン 1974 MiG-29 1.85 52.4 1946 19080
サターン AL-41F-1S ターボファン Su-35S/T-10BM 1.819 51.5 1979 19410
ボルボ RM12 ターボファン 1978 グリペン A/B/C/D 1.78 [18] 50.4 2022 19830
GE F404-GE-402 ターボファン F/A-18C/D 1.74 [18] 49 2070 20300
クズネツォフ NK-32 ターボファン 1980 Tu-144LL、Tu-160 1.7 48 2100 21000
スネクマ M88-2 ターボファン 1989 ラファール 1.663 47.11 2165 21230
ユーロジェット EJ200 ターボファン 1991 ユーロファイター 1.66～1.73 47–49 [20] 2080～2170 20400～21300
ドライジェットエンジン、静止、海面
型式 種類 初回
生産 		用途 TSFC 回転速度 （重量） 回転速度 （質量）
lb/lbf·h g/kN·s s m/s
GE J85-GE-21 ターボジェット F-5E/F 1.24 [18] 35.1 2900 28500
スネクマ アタール 09C ターボジェット ミラージュ III 1.01 [18] 28.6 3560 35000
スネクマ アタール 09K-50 ターボジェット ミラージュ IV、50、F1 0.981 [18] 27.8 3670 36000
スネクマ アタール 08K-50 ターボジェット シュペルエタンダール 0.971 [18] 27.5 3710 36400
トゥマンスキー R-25-300 ターボジェット ミグ21bis 0.961 [18] 27.2 3750 36700
リュルカ AL-21F-3 ターボジェット Su-17、Su-22 0.86 24.4 4190 41100
GE J79-GE-15 ターボジェット F-4E/EJ/F/G、RF-4E 0.85 24.1 4240 41500
スネクマ M53-P2 ターボファン ミラージュ 2000 C/D/N 0.85 [18] 24.1 4240 41500
ボルボ RM12 ターボファン 1978 グリペン A/B/C/D 0.824 [18] 23.3 4370 42800
RR トゥルボメカ アドゥール ターボファン 1999 ジャガー レトロフィット 0.81 23 4400 44000
ハネウェル/ITEC F124 ターボファン 1979 L-159、X-45 0.81 [18] 22.9 4440 43600
ハネウェル/ITEC F125 ターボファン F-CK-1 0.8 [18] 22.7 4500 44100
PW J52-P-408 ターボジェット A-4M/N、TA-4KU、EA-6B 0.79 22.4 4560 44700
サターン AL-41F-1S ターボファン Su-35S/T-10BM 0.79 22.4 4560 44700
スネクマ M88-2 ターボファン 1989 ラファール 0.782 22.14 4600 45100
クリモフ RD-33 ターボファン 1974 MiG-29 0.77 21.8 4680 45800
RR Pegasus 11-61 ターボファン AV-8B+ 0.76 21.5 4740 46500
ユーロジェット EJ200 ターボファン 1991 ユーロファイター 0.74–0.81 21～23 [20] 4400–4900 44000–48000
GE F414-GE-400 ターボファン 1993 F/A-18E/F 0.724 [21] 20.5 4970 48800
クズネツォフ NK-32 ターボファン 1980 Tu-144LL、Tu-160 0.72-0.73 20–21 4900–5000 48000–49000
ソロヴィヨフD-30F6 ターボファン MiG-31 , S-37/ Su-47 0.716 [18] 20.3 5030 49300
Snecma Larzac ターボファン 1972 Alpha Jet 0.716 20.3 5030 49300
IHI F3 ターボファン 1981 Kawasaki T-4 0.7 19.8 5140 50400
Saturn AL-31F ターボファン Su-27 /P/K 0.666～0.78 [19] [21] 18.9–22.1 4620–5410 45300–53000
RR Spey RB.168 ターボファン AMX 0.66 [18] 18.7 5450 53500
GE F110-GE-129 ターボファン F-16 C/D、F-15 0.64 [21] 18 5600 55000
GE F110-GE-132 ターボファン F-16 E/F 0.64 [21] 18 5600 55000
ターボユニオン RB.199 ターボファン トーネード ECR 0.637 [18] 18.0 5650 55400
PW F119-PW-100 ターボファン 1992 F-22 0.61 [21] 17.3 5900 57900
ターボユニオン RB.199 ターボファン トルネード 0.598 [18] 16.9 6020 59000
GE F101-GE-102 ターボファン 1970年代 B-1B 0.562 15.9 6410 62800
PW TF33-P-3 ターボファン B-52H、NB-52H 0.52 [18] 14.7 6920 67900
RR AE 3007H ターボファン RQ-4、MQ-4C 0.39 [18] 11.0 9200 91000
GE F118-GE-100 ターボファン 1980年代 B-2 0.375 [18] 10.6 9600 94000
GE F118-GE-101 ターボファン 1980年代 U-2S 0.375 [18] 10.6 9600 94000
General Electric CF6-50C2 ターボファン A300、DC-10-30 0.371 [18] 10.5 9700 95000
GE TF34-GE-100 ターボファン A-10 0.37 [18] 10.5 9700 95000
CFM CFM56-2B1 ターボファン C-135、RC-135 0.36 [22] 10 10000 98000
プログレスD-18T ターボファン 1980 An-124、An-225 0.345 9.8 10400 102000
PW F117-PW-100 ターボファン C-17 0.34 [23] 9.6 10600 104000
PW PW2040 ターボファン ボーイング757 0.33 [23] 9.3 10900 107000
CFM CFM56-3C1 ターボファン 737 Classic 0.33 9.3 11000 110000
GE CF6-80C2 ターボファン 744、767、MD-11、A300 / 310 、 C -5M 0.307～0.344 8.7～9.7 10500～11700 103000～115000
EA GP7270 ターボファン A380 -861 0.299 [21] 8.5 12000 118000
GE GE90-85B ターボファン 777 -200/200ER/300 0.298 [21] 8.44 12080 118500
GE GE90-94B ターボファン 777 -200/200ER/300 0.2974 [21] 8.42 12100 118700
トレントRR 970-84 ターボファン 2003 A380 -841 0.295 [21] 8.36 12200 119700
GE GEnx-1B70 ターボファン 787-8 0.2845 [21] 8.06 12650 124100
トレントRR 1000C ターボファン 2006 787-9 0.273 [21] 7.7 13200 129000
ジェットエンジン、 巡航
型式 種類 初回
生産 		用途 TSFC 回転速度 （重量） 回転速度 （質量）
lb/lbf·h g/kN·s s m/s
ラムジェット マッハ1 4.5 130 800 7800
J-58 ターボジェット 1958 SR-71、マッハ3.2（再加熱） 1.9 [18] 53.8 1895 18580
RR/スネクマ オリンパス ターボジェット 1966 マッハ2の コンコルド 1.195 [24] 33.8 3010 29500
PW JT8D-9 ターボファン 737 オリジナル 0.8 [25] 22.7 4500 44100
ハネウェル ALF502R-5 GTF BAe 146 0.72 [23] 20.4 5000 49000
ソロヴィヨフ D-30KP-2 ターボファン Il-76、Il-78 0.715 20.3 5030 49400
ソロヴィヨフ D-30KU-154 ターボファン Tu-154M 0.705 20.0 5110 50100
RR Tay RB.183 ターボファン 1984 フォッカー 70、フォッカー 100 0.69 19.5 5220 51200
GE CF34-3 ターボファン 1982 チャレンジャー、CRJ100/200 0.69 19.5 5220 51200
GE CF34-8E ターボファン E170/175 0.68 19.3 5290 51900
Honeywell TFE731-60 GTF Falcon 900 0.679 [26] 19.2 5300 52000
CFM CFM56-2C1 ターボファン DC-8 Super 70 0.671 [23] 19.0 5370 52600
GE CF34-8C ターボファン CRJ700/900/1000 0.67-0.68 19–19 5300–5400 52000–53000
CFM CFM56-3C1 ターボファン 737 Classic 0.667 18.9 5400 52900
CFM CFM56-2A2 ターボファン 1974 E-3 , E-6 0.66 [22] 18.7 5450 53500
RR BR725 ターボファン 2008 G650/ER 0.657 18.6 5480 53700
CFM CFM56-2B1 ターボファン C-135、RC-135 0.65 [22] 18.4 5540 54300
GE CF34-10A ターボファン ARJ21 0.65 18.4 5540 54300
CFE CFE738-1-1B ターボファン 1990 ファルコン2000 0.645 [23] 18.3 5580 54700
RR BR710 ターボファン 1995 G. V / G550、グローバル・エクスプレス 0.64 18 5600 55000
GE CF34-10E ターボファン E190/195 0.64 18 5600 55000
General Electric CF6-50C2 ターボファン A300 B2/B4/C4/F4, DC-10 -30 0.63 [23] 17.8 5710 56000
PowerJet SaM146 ターボファン Superjet LR 0.629 17.8 5720 56100
CFM CFM56-7B24 ターボファン 737 NG 0.627 [23] 17.8 5740 56300
RR BR715 ターボファン 1997 717 0.62 17.6 5810 56900
GE CF6-80C2-B1F ターボファン 747-400 0.605 [24] 17.1 5950 58400
CFM CFM56-5A1 ターボファン A320 0.596 16.9 6040 59200
アビアドビガテル PS-90A1 ターボファン Il-96 -400 0.595 16.9 6050 59300
PW PW2040 ターボファン 757 -200 0.582 [23] 16.5 6190 60700
PW PW4098 ターボファン 777-300 0.581 [23] 16.5 6200 60800
GE CF6-80C2-B2 ターボファン 767 0.576 [23] 16.3 6250 61300
IAE V2525-D5 ターボファン MD-90 0.574 [27] 16.3 6270 61500
IAE V2533-A5 ターボファン A321-231 0.574 [27] 16.3 6270 61500
トレント700 ターボファン 1992 A330 0.562 [28] 15.9 6410 62800
トレント800 ターボファン 1993 777-200/200ER/300 0.560 [28] 15.9 6430 63000
プログレスD-18T ターボファン 1980 An-124、An-225 0.546 15.5 6590 64700
CFM CFM56-5B4 ターボファン A320-214 0.545 15.4 6610 64800
CFM CFM56-5C2 ターボファン A340-211 0.545 15.4 6610 64800
RR Trent 500 ターボファン 1999 A340-500/600 0.542 [28] 15.4 6640 65100
CFM LEAP-1B ターボファン 2014 737 MAX 0.53-0.56 15–16 6400–6800 63000–67000
Aviadvigatel PD-14 ターボファン 2014 MC-21-310 0.526 14.9 6840 67100
RR Trent 900 ターボファン 2003 A380 0.522 [28] 14.8 6900 67600
GE GE90-85B ターボファン 777-200/200ER 0.52 [23] [29] 14.7 6920 67900
GE GEnx-1B76 ターボファン 2006 787-10 0.512 [25] 14.5 7030 69000
PW PW1400G GTF MC-21 0.51 [30] 14.4 7100 69000
LEAP-1C (CFM) ターボファン 2013 C919 0.51 14.4 7100 69000
LEAP-1A (CFM) ターボファン 2013 A320neoファミリー 0.51 [30] 14.4 7100 69000
トレント7000 ターボファン 2015 A330neo 0.506 [a] 14.3 7110 69800
トレント1000 ターボファン 2006 787 0.506 [b] 14.3 7110 69800
トレントXWB-97 ターボファン 2014 A350-1000 0.478 [c] 13.5 7530 73900
PW 1127G GTF 2012 A320neo 0.463 [25] 13.1 7780 76300
様々な推進技術の比推力
エンジン 有効排気速度（m/s） 比推力（s） 排気比エネルギー（MJ/kg）
ターボファンジェットエンジン（実効排気速度は約300 m/s） 29,000 3,000 約0.05
スペースシャトル固体ロケットブースター 2,500 250 3
液体酸素-液体水素 4,400 450 9.7
NSTAR[31] electrostatic xenon ion thruster 20,000～30,000 1,950～3,100
次世代静電キセノンイオンスラスタ 40,000 1,320～4,170
VASIMR予測[32] [33] [34] 30,000～120,000 3,000～12,000 1,400
DS4G静電イオンスラスタ[35] 210,000 21,400 22,500
理想的な光子ロケット[d] 299,792,458 30,570,000 89,875,517,874

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

空気呼吸エンジンは、ロケットエンジンよりもはるかに推進剤効率が高いです。空気が燃焼のための反応物質と酸化剤として機能し、推進剤として運ぶ必要がないためです。また、実際の排気速度がはるかに低いため、排気が運び去る運動エネルギーが低く、ジェットエンジンが推力を生成するために使用するエネルギーははるかに少なくなります。[38]空気呼吸エンジンの実際の排気速度は低くなりますが、ジェットエンジンの有効排気速度は非常に高くなります。これは、有効排気速度の計算では、搭載されている推進剤がすべての反応物質とすべての推力を提供していると仮定しているためです。したがって、有効排気速度は空気呼吸エンジンにとって物理的に意味がありませんが、他のタイプのエンジンとの比較には役立ちます。[39]

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

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

イオンスラスタなど、他の様々なロケット推進方法は、比推力ははるかに高いものの、推力ははるかに低くなります。例えば、SMART-1衛星のホール効果スラスタは、比推力は1,640秒（16.1km/s）ですが、最大推力はわずか68mN（0.015lbf）です。[45]現在開発中の可変比推力磁気プラズマロケット（VASIMR）エンジンは、理論上、20～300km/s（66,000～984,000ft/s）、最大推力は5.7N（1.3lbf）となります。[46]

関連項目

注記

参考文献

  1. ^ 「比推力とは何か？」定性的推論グループ。2016年7月4日時点のオリジナルからアーカイブ。2009年12月22日閲覧
  2. ^ ハッチンソン、リー（2013年4月14日）「新型F-1Bロケットエンジン、アポロ時代の設計を180万ポンドの推力でアップグレード」Ars Technica 。 2013年4月15日閲覧。ロケットの燃料効率の尺度は比推力（略称「ISP」、より正確にはIsp）と呼ばれます。「質量比推力は…化学反応の推力生成効率を表し、単位時間あたりに燃焼した燃料と酸化剤推進剤の1ポンド（質量）あたりに生成される推力の量と考えるのが最も簡単です。ロケットの燃費（mpg）の尺度のようなものです。」
  3. ^ 「レーザー駆動星間探査機（プレゼンテーション）」。2013年10月2日時点のオリジナルからアーカイブ。2013年11月16日閲覧
  4. ^ 「ミッション概要」exploreMarsnow . 2009年12月23日閲覧。
  5. ^ 「比推力」www.grc.nasa.gov .
  6. ^ 「比推力とは？」www.qrg.northwestern.edu .
  7. ^ 「燃料消費量」www.grc.nasa.gov . 2021年5月13日閲覧
  8. ^ 『ロケット推進要素』第7版、ジョージ・P・サットン、オスカー・ビブラーズ著
  9. ^ ベンソン、トム (2008年7月11日). 「比推力」NASA . 2009年12月22日閲覧。
  10. ^ George P. Sutton & Oscar Biblarz (2016). Rocket Propulsion Elements. John Wiley & Sons. p. 27. ISBN  978-1-118-75388-0。
  11. ^ Thomas A. Ward (2010). Aerospace Propulsion Systems. John Wiley & Sons. p. 68. ISBN  978-0-470-82497-9。
  12. ^ 「Rocket Thrust Equations」. www.grc.nasa.gov . 2024年11月9日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2024年12月11日閲覧。
  13. ^ 「Research on Efficient Heat Transfer for Air Breathing Electric Propulsion」 . doi.org . 2023年1月23日. doi :10.2514/6.2023-0450.vid . 2024年12月11日閲覧
  14. ^ 「密度比推力」。フリーディクショナリー。 2022年9月20日閲覧。
  15. ^ 「ロケット推進剤」。braeunig.us 。2022年9月20日閲覧。
  16. ^ 「NK33」。宇宙百科事典。
  17. ^ 「SSME」。宇宙百科事典。
  18. ^ abcdefghijklmnopqrstu vwxyz aa ab ac ad ae af ag Nathan Meier (2005年3月21日). 「軍用ターボジェット／ターボファン仕様」。2021年2月11日時点のオリジナルからのアーカイブ。
  19. ^ ab 「フランカー」。AIR International Magazine。2017年3月23日。
  20. ^ ab 「EJ200ターボファンエンジン」（PDF）。MTU Aero Engines。2016年4月
  21. ^ abcdefghijk Kottas, Angelos T.; Bozoudis, Michail N.; Madas, Michael A. 「ターボファン航空エンジンの効率評価：VSBM 2段ネットワークDEAを用いた統合アプローチ」（PDF） . doi :10.1016/j.omega.2019.102167.
  22. ^ abc Élodie Roux (2007). 「ターボファンおよびターボジェットエンジン：データベースハンドブック」（PDF） . p. 126. ISBN 9782952938013。
  23. ^ abcdefghijk Nathan Meier (2005年4月3日). 「民間ターボジェット／ターボファン仕様」. 2021年8月17日時点のオリジナルよりアーカイブ
  24. ^ ab Ilan Kroo. 「大型ターボファンエンジンに関するデータ」。航空機設計：統合と分析。スタンフォード大学。2017年1月11日時点のオリジナルよりアーカイブ
  25. ^ abc David Kalwar (2015). 「高容量短・中距離旅客機の予備設計へのターボファンエンジンの統合と、さらに開発されたパラメトリック航空機設計ソフトウェアによる燃料効率分析」(PDF) .
  26. ^ 「パデュー大学航空宇宙学部推進ウェブページ - TFE731」
  27. ^ ab Lloyd R. Jenkinson 他 (1999年7月30日). 「民間ジェット機設計：エンジンデータファイル」. Elsevier/Butterworth-Heinemann.
  28. ^ abcd 「ガスタービンエンジン」(PDF) . Aviation Week . 2008年1月28日. pp.  137– 138.
  29. ^ Élodie Roux (2007). 「ターボファンエンジンとターボジェットエンジン：データベースハンドブック」. ISBN 9782952938013。
  30. ^ ab Vladimir Karnozov (2019年8月19日). 「アヴィアドヴィガテル、PS-90Aの後継機として高推力PD-14を検討」. AIN Online
  31. ^ ディープ・スペース・ワン・ミッションにおけるNSTARイオン推進システムの飛行性能。航空宇宙会議議事録。IEEExplore。2000年。doi : 10.1109/AERO.2000.878373。
  32. ^ ティム・W・グローバー、フランクリン・R・チャン・ディアス、ジャレッド・P・スクワイア、ヴァーリン・ジェイコブセン、D・グレゴリー・チャバース、マーク・D・カーター「VASIMRの主な成果と現在の目標」（PDF）。
  33. ^ Cassady, Leonard D.; Longmier, Benjamin W.; Olsen, Chris S.; Ballenger, Maxwell G.; McCaskill, Greg E.; Ilin, Andrew V.; Carter, Mark D.; Gloverk, Tim W.; Squire, Jared P.; Chang, Fr​​anklin R.; Bering, III, Edgar A. (2010年7月28日). 「VASIMR R の性能結果」(PDF) . www.adastra.com .
  34. ^ 「Vasimr VX 200、フルパワー効率のマイルストーンを達成」. spacefellowship.com . 2021年5月13日閲覧.
  35. ^ 「ESAとオーストラリアのチームが宇宙推進における画期的な成果を開発」. cordis.europa.eu . 2006年1月18日.
  36. ^ 「SSME」. www.astronautix.com . 2016年3月3日時点のオリジナルからのアーカイブ
  37. ^ 「11.6 ジェットエンジンの性能」web.mit.edu
  38. ^ Dunn, Bruce P. (2001). 「Dunn's readme」2013年10月20日時点のオリジナルからのアーカイブ。 2014年7月12日閲覧。
  39. ^ 「有効排気速度 | 工学」ブリタニカ百科事典
  40. ^ 「燃料 - リチウム・フッ素・水素三元推進剤は現在どこにありますか？」Space Exploration Stack Exchange
  41. ^ Arbit, H.; Clapp, S.; Nagai, C. (1968). 「リチウム・フッ素・水素三元推進剤システムの調査」第4回推進合同専門家会議. doi :10.2514/6.1968-618.
  42. ^ ARBIT, HA, CLAPP, SD, NAGAI, CK, リチウム・フッ素・水素推進剤調査 最終報告書 NASA, 1970年5月1日
  43. ^ 「宇宙推進・ミッション分析局」。2011年4月12日時点のオリジナルよりアーカイブ。2011年7月20日閲覧。
  44. ^ アメリカ航空宇宙局（2017年1月5日）「宇宙における核推進」。2021年12月11日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2021年2月24日閲覧。
  45. ^ 「高比推力キセノンホール効果スラスタの特性評価 | Mendeley」。2012年3月24日時点のオリジナルよりアーカイブ。2011年7月20日閲覧
  46. ^ Ad Astra (2010年11月23日). 「VASIMR® VX-200、フルパワー効率マイルストーンを達成」(PDF)。オリジナル(PDF)から2012年10月30日にアーカイブ。2014年6月23日閲覧。
  1. ^ トレント700より10%向上
  2. ^ トレント700より10%向上
  3. ^ オリジナルのトレントエンジンより15%燃費向上
  4. ^ 質量を光子に完全に変換する仮想的な装置。光子は、所望の推力ベクトルと反平行になるように完全に整列して放出されます。これは、搭載燃料とロケットの原理に厳密に依存する推進力の理論的な上限を表しています。
  • RPA - 液体ロケットエンジン解析設計ツール
  • 様々なロケット燃料の比推力一覧
Retrieved from "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Specific_impulse&oldid=1321064652#Specific_impulse_as_effective_exhaust_velocity"