Impulso específico

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Cambio de velocidad por cantidad de combustible

Impulso específico (generalmente abreviado $I sp$ ) es una medida de la eficiencia un motor de masa de reacción (un cohete que usa propulsor o un motor a reacción que usa combustible) crea empuje. Para los motores cuya masa de reacción es solo el combustible que transportan, el impulso específico es exactamente proporcional a la velocidad efectiva de los gases de escape.

Un sistema de propulsión con un mayor impulso específico utiliza la masa del propulsor de manera más eficiente. En el caso de un cohete, esto significa que se necesita menos propulsor para un delta-v dado, de modo que el vehículo conectado al motor puede ganar altitud y velocidad de manera más eficiente.

En un contexto atmosférico, el impulso específico puede incluir la contribución al impulso proporcionada por la masa de aire externo que es acelerado por el motor de alguna manera, como por un turboventilador interno o calentamiento por participación de combustión de combustible y luego expansión de empuje o por hélice externa. Los motores a reacción respiran aire exterior tanto para la combustión como para el by-pass y, por lo tanto, tienen un impulso específico mucho mayor que los motores de cohetes. El impulso específico en términos de masa propulsora gastada tiene unidades de distancia por tiempo, que es una velocidad teórica denominada velocidad de escape efectiva. Esto es más alto que la velocidad de escape real porque no se tiene en cuenta la masa del aire de combustión. La velocidad de escape real y efectiva es la misma en los motores de cohetes que funcionan en el vacío.

El impulso específico es inversamente proporcional al consumo específico de combustible (SFC) por la relación $I sp = 1/(g o \cdotSFC)$ para SFC en kg/(N·s) y $I sp = 3600/SFC$ para SFC en lb/(lbf·hr).

Consideraciones generales

La cantidad de propelente se puede medir en unidades de masa o peso. Si se utiliza la masa, el impulso específico es un impulso por unidad de masa, cuyo análisis dimensional muestra que tiene unidades de velocidad, específicamente la velocidad efectiva de escape. Como el sistema SI se basa en la masa, este tipo de análisis generalmente se realiza en metros por segundo. Si se utiliza un sistema de unidades basado en la fuerza, el impulso se divide por el peso del propulsor (el peso es una medida de fuerza), lo que da como resultado unidades de tiempo (segundos). Estas dos formulaciones difieren entre sí por la aceleración gravitacional estándar (g₀) en la superficie de la tierra.

La tasa de cambio del impulso de un cohete (incluido su propulsor) por unidad de tiempo es igual al empuje. Cuanto mayor sea el impulso específico, menos propulsor se necesita para producir un empuje determinado durante un tiempo determinado y más eficiente es el propulsor. Esto no debe confundirse con el concepto físico de eficiencia energética, que puede disminuir a medida que aumenta el impulso específico, ya que los sistemas de propulsión que dan un impulso específico alto requieren mucha energía para hacerlo.

El empuje y el impulso específico no deben confundirse. El empuje es la fuerza suministrada por el motor y depende de la cantidad de masa de reacción que fluye a través del motor. El impulso específico mide el impulso producido por unidad de propelente y es proporcional a la velocidad de escape. El empuje y el impulso específico están relacionados por el diseño y los propulsores del motor en cuestión, pero esta relación es tenue. Por ejemplo, el bipropelente LH2/LO2 produce un $I sp$ más alto pero un empuje más bajo que RP-1/LO2 debido al escape gases que tienen menor densidad y mayor velocidad (H2O vs CO2 y H₂O). En muchos casos, los sistemas de propulsión con un impulso específico muy alto (algunos propulsores iónicos alcanzan los 10 000 segundos) producen un empuje bajo.

Al calcular el impulso específico, solo se cuenta el propulsor que llevaba el vehículo antes de su uso. Por lo tanto, para un cohete químico, la masa propulsora incluiría tanto el combustible como el comburente. En cohetería, un motor más pesado con un impulso específico más alto puede no ser tan efectivo para ganar altitud, distancia o velocidad como un motor más liviano con un impulso específico más bajo, especialmente si el último motor posee una mayor relación empuje-peso. Esta es una razón importante por la que la mayoría de los diseños de cohetes tienen múltiples etapas. La primera etapa está optimizada para un alto empuje para impulsar las etapas posteriores con mayor impulso específico en altitudes más altas donde pueden funcionar de manera más eficiente.

Para los motores que respiran aire, solo se cuenta la masa del combustible, no la masa de aire que pasa por el motor. La resistencia del aire y la incapacidad del motor para mantener un impulso específico alto a una velocidad de combustión alta son las razones por las que no se usa todo el propulsor lo más rápido posible.

Si no fuera por la resistencia del aire y la reducción del propulsor durante el vuelo, el impulso específico sería una medida directa de la eficacia del motor para convertir el peso o la masa del propulsor en impulso de avance.

Unidades

Diversas mediciones equivalentes de rendimiento del motor de cohetes, en SI y unidades de ingeniería inglesa
	Impulso específico		Eficacia Velocidad de escape	Combustible específico consumo
	Por peso	Por masa	Eficacia Velocidad de escape	Combustible específico consumo
SI	= $x$ s	= 9.80665· $x$ N·s/kg	= 9.80665· $x$ m/s	= 101.972/ $x$ g/(kN·s)
Unidades de ingeniería en inglés	= $x$ s	= $x$ lbf·s/lb	= 32.17405· $x$ ft/s	= 3.600/ $x$ lb/(lbf·hr)

La unidad más común para el impulso específico es el segundo, ya que los valores son idénticos independientemente de si los cálculos se realizan en unidades SI, imperiales o tradicionales. Casi todos los fabricantes citan el rendimiento de su motor en segundos, y la unidad también es útil para especificar el rendimiento del motor de una aeronave.

El uso de metros por segundo para especificar la velocidad de escape efectiva también es bastante común. La unidad es intuitiva cuando se describen motores de cohetes, aunque la velocidad de escape efectiva de los motores puede ser significativamente diferente de la velocidad de escape real, especialmente en motores de ciclo de generador de gas. Para los motores a reacción que respiran aire, la velocidad de escape efectiva no es físicamente significativa, aunque se puede usar con fines comparativos.

Los metros por segundo son numéricamente equivalentes a newton-segundos por kg (N·s/kg), y las medidas SI de impulso específico se pueden escribir en términos de cualquiera de las dos unidades indistintamente. Esta unidad destaca la definición de impulso específico como impulso por unidad de masa de propelente.

El consumo específico de combustible es inversamente proporcional al impulso específico y tiene unidades de g/(kN·s) o lb/(lbf·hr). El consumo específico de combustible se utiliza ampliamente para describir el rendimiento de los motores a reacción que respiran aire.

Impulso específico en segundos

El impulso específico, medido en segundos, significa cuántos segundos este propulsor, cuando se combina con este motor, puede acelerar su propia masa inicial a 1 g. Cuanto más tiempo pueda acelerar su propia masa, más delta-V entregará a todo el sistema.

En otras palabras, dado un motor en particular y una masa de un propulsor en particular, el impulso específico mide durante cuánto tiempo ese motor puede ejercer una fuerza continua (empuje) hasta quemar completamente esa masa de propulsor. Una masa dada de un propulsor más denso en energía puede arder durante más tiempo que un propulsor menos denso en energía hecho para ejercer la misma fuerza mientras se quema en un motor. Los diferentes diseños de motores que queman el mismo propulsor pueden no ser igualmente eficientes para dirigir la energía de su propulsor hacia un empuje efectivo.

Para todos los vehículos, el impulso específico (impulso por unidad de peso en la Tierra del propulsor) en segundos se puede definir mediante la siguiente ecuación:

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

donde:

$F_{text{thrust}}$ es el empuje obtenido del motor (newtons o fuerza de libras),
$g_{0}$ es la gravedad estándar, que es nominalmente la gravedad en la superficie de la Tierra (m/s² o ft/s²),
$I_{text{sp}}$ es el impulso específico medido (segundos),
${dot {m}}$ es la tasa de flujo de masa del propelente gastado (kg/s o slugs/s)

La unidad inglesa de masa, libra, se usa más comúnmente que el slug, y cuando se usan libras por segundo para el caudal másico, la constante de conversión g₀ se vuelve innecesaria, porque el slug es dimensionalmente equivalente a libras divididas por g₀:

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

I_sp en segundos es la cantidad de tiempo que un motor cohete puede generar empuje, dada una cantidad de propulsor cuyo peso es igual al empuje del motor. El último término a la derecha, ${textstyle left(1mathrm {frac {ft}{s^{2}}} right)}$ , es necesario para la consistencia dimensional ( ${textstyle mathrm {lbf} propto mathrm {s} cdot mathrm {frac {lbm}{s}} cdot mathrm {frac {ft}{s^{2}}} }$ )

La ventaja de esta formulación es que se puede usar en cohetes, donde toda la masa de reacción se lleva a bordo, así como en aviones, donde la mayor parte de la masa de reacción se extrae de la atmósfera. Además, da un resultado independiente de las unidades utilizadas (siempre y cuando la unidad de tiempo utilizada sea el segundo).

El impulso específico de varios motores jet (SSME es el motor principal del transbordador espacial)

Cohetería

En cohetería, la única masa de reacción es el propulsor, por lo que el impulso específico se calcula utilizando un método alternativo, dando resultados con unidades de segundos. El impulso específico se define como el empuje integrado en el tiempo por unidad de peso en la Tierra del propulsor:

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

dónde

$I_{text{sp}}$ es el impulso específico medido en segundos,
$v_{text{e}}$ es la velocidad de escape promedio a lo largo del eje del motor (en m/s o ft/s),
$g_{0}$ es la gravedad estándar (en m/s² o ft/s²).

En los cohetes, debido a los efectos atmosféricos, el impulso específico varía con la altitud, alcanzando un máximo en el vacío. Esto se debe a que la velocidad de escape no es simplemente una función de la presión de la cámara, sino una función de la diferencia entre el interior y el exterior de la cámara de combustión. Normalmente se dan valores para el funcionamiento a nivel del mar ("sl") o en el vacío ("vac").

Impulso específico como velocidad de escape efectiva

Debido al factor geocéntrico de g₀ en la ecuación para un impulso específico, muchos prefieren una definición alternativa. El impulso específico de un cohete se puede definir en términos de empuje por unidad de flujo másico de propelente. Esta es una forma igualmente válida (y en cierto modo algo más simple) de definir la eficacia de un propulsor de cohetes. Para un cohete, el impulso específico definido de esta manera es simplemente la velocidad de escape efectiva relativa al cohete, v_e. “En las boquillas de los cohetes reales, la velocidad de escape no es realmente uniforme en toda la sección transversal de salida y tales perfiles de velocidad son difíciles de medir con precisión. Se asume una velocidad axial uniforme, v _e, para todos los cálculos que emplean descripciones de problemas unidimensionales. Esta velocidad de escape efectiva representa una velocidad promedio o equivalente en masa a la que se expulsa el propulsor del vehículo cohete." Las dos definiciones de impulso específico son proporcionales entre sí y están relacionadas entre sí por:

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

$I_{text{sp}}$ es el impulso específico en segundos,
$v_{text{e}}$ es el impulso específico medido en m/s, que es el mismo que la velocidad de escape efectiva medida en m/s (o ft/s si g está en ft/s²),
$g_{0}$ es la gravedad estándar, 9.80665 m/s² (en las unidades consuetudinarias de los Estados Unidos 32.174 pies/s²).

Esta ecuación también es válida para motores a reacción que respiran aire, pero rara vez se usa en la práctica.

(Nota que a veces se utilizan diferentes símbolos; por ejemplo, c también se ve a veces por la velocidad de escape. Mientras que el símbolo $I_{text{sp}}$ lógicamente se utiliza para el impulso específico en unidades de (N·s)³)/(m·kg); para evitar confusión, es deseable reservar esto para un impulso específico medido en segundos.)

Está relacionado con el empuje o la fuerza de avance del cohete mediante la ecuación:

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

{dot {m}}

Un cohete debe llevar consigo todo su propulsor, por lo que la masa del propulsor sin quemar debe acelerarse junto con el propio cohete. Minimizar la masa de propulsor requerida para lograr un cambio dado en la velocidad es crucial para construir cohetes efectivos. La ecuación del cohete de Tsiolkovsky muestra que para un cohete con una masa vacía dada y una cantidad dada de propulsor, el cambio total de velocidad que puede lograr es proporcional a la velocidad de escape efectiva.

Una nave espacial sin propulsión sigue una órbita determinada por su trayectoria y cualquier campo gravitatorio. Las desviaciones del patrón de velocidad correspondiente (que se denominan Δv) se logran enviando la masa de escape en la dirección opuesta a la del cambio de velocidad deseado.

Velocidad de escape real versus velocidad de escape efectiva

Cuando un motor funciona dentro de la atmósfera, la velocidad de escape se reduce por la presión atmosférica, lo que a su vez reduce el impulso específico. Esta es una reducción en la velocidad de escape efectiva, en comparación con la velocidad de escape real lograda en condiciones de vacío. En el caso de los motores cohete de ciclo generador de gas, más de una corriente de gas de escape está presente cuando los gases de escape de la turbobomba salen a través de una tobera separada. Calcular la velocidad de escape efectiva requiere promediar los dos flujos másicos y tener en cuenta cualquier presión atmosférica.

Para los motores a reacción que respiran aire, en particular los turboventiladores, la velocidad de escape real y la velocidad de escape efectiva son diferentes en órdenes de magnitud. Esto sucede por varias razones. En primer lugar, se obtiene una gran cantidad de impulso adicional utilizando aire como masa de reacción, de modo que los productos de combustión en el escape tienen más masa que el combustible quemado. Luego, los gases inertes en la atmósfera absorben el calor de la combustión y, a través de la expansión resultante, proporcionan un empuje adicional. Por último, para los turboventiladores y otros diseños, se crea aún más empuje al empujar contra el aire de admisión que nunca ve la combustión directamente. Todo esto se combina para permitir una mejor coincidencia entre la velocidad del aire y la velocidad de escape, lo que ahorra energía/propulsor y aumenta enormemente la velocidad de escape efectiva mientras reduce la velocidad de escape real. Nuevamente, esto se debe a que la masa del aire no se cuenta en el cálculo del impulso específico, por lo que se atribuye todo el impulso de empuje a la masa del componente de combustible del escape y se omite la masa de reacción. gas inerte y el efecto de los ventiladores accionados sobre la eficiencia general del motor.

Esencialmente, el impulso del escape del motor incluye mucho más que solo combustible, pero el cálculo de impulso específico ignora todo excepto el combustible. Aunque la velocidad de escape efectiva para un motor que respira aire parece no tener sentido en el contexto de la velocidad de escape real, sigue siendo útil para comparar la eficiencia absoluta de combustible de diferentes motores.

Impulso específico de densidad

Una medida relacionada, el impulso específico de densidad, a veces también denominado Impulso de densidad y generalmente abreviado como $I s d$ es el producto de la gravedad específica promedio de una mezcla propulsora dada y el impulso específico. Si bien es menos importante que el impulso específico, es una medida importante en el diseño del vehículo de lanzamiento, ya que un impulso específico bajo implica que se requerirán tanques más grandes para almacenar el propulsor, lo que a su vez tendrá un efecto perjudicial en el vehículo de lanzamiento. relación de masa s.

Ejemplos

Motores de cohetes en vacío
Modelo	Tipo	Primera Corre	Aplicación	TSFC		Isp (por peso)	I_sp (por peso)
Modelo	Tipo	Primera Corre	Aplicación	lb/lbf·h	g/kN·s	s	m/s
Avio P80	combustible sólido	2006	Primera etapa de la Vega	13	360	280	2700
Avio Zefiro 23	combustible sólido	2006	Vega etapa 2	12.52	354.7	287,5	2819
Avio Zefiro 9A	combustible sólido	2008	Vega etapa 3	12.20	345.4	295.2	2895
RD-843	combustible líquido		Primera etapa superior de Vega	11.41	323.2	315,5	3094
Kuznetsov NK-33	combustible líquido	1970s	N-1F, Soyuz-2-1v etapa 1	10.9	308	331	3250
NPO Energomash RD-171M	combustible líquido		Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3F etapa 1	10.7	303	337	3300
LE-7A	criogénico		H-IIA, H-IIB stage 1	8.22	233	438	4300
Snecma HM-7B	criogénico		Ariane 2, 3, 4, 5 etapa superior de la CEPA	8.097	229.4	444.6	4360
LE-5B-2	criogénico		H-IIA, H-IIB etapa superior	8.05	228	447	4380
Aerojet Rocketdyne RS-25	criogénico	1981	Transbordador espacial, SLS etapa 1	7.95	225	453	4440
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2	criogénico		Delta III, Delta IV, SLS etapa superior	7.734	219.1	465,5	4565
NERVA NRX A6	nucleares	1967				869

Motores Jet con Recaliente, estática, nivel del mar
Modelo	Tipo	Primera Corre	Aplicación	TSFC		Isp (por peso)	I_sp (por peso)
Modelo	Tipo	Primera Corre	Aplicación	lb/lbf·h	g/kN·s	s	m/s
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado	2.5	70,8	1440	14120
GE F101-GE-102	turbofan	1970s	B-1B	2.46	70	1460	14400
Tumansky R-25-300	turbojet		MIG-21bis	2.206	62,5	1632	16000
GE J85-GE-21	turbojet		F-5E/F	2.13	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	turbofan		F-16E/F	2.09	59.2	1722	16890
Honeywell/ITEC F125	turbofan		F-CK-1	2.06	58.4	1748	17140
Snecma M53-P2	turbofan		Mirage 2000C/D/N	2.05	58.1	1756	17220
Snecma Atar 09C	turbojet		Mirage III	2.03	57,5	1770	17400
Snecma Atar 09K-50	turbojet		Mirage IV, 50, F1	1.991	56,4	1808	17730
GE J79-GE-15	turbojet		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	1.965	55,7	1832	17970
Saturno AL-31F	turbofan		Su-27/P/K	1.96	55,5	1837	18010
GE F110-GE-129	turbofan		F-16C/D, F-15EX	1.9	53.8	1895	18580
Soloviev D-30F6	turbofan		MiG-31, S-37/Su-47	1.863	52,8	1932	18950
Lyulka AL-21F-3	turbojet		Su-17, Su-22	1.86	52,7	1935	18980
Klimov RD-33	turbofan	1974	MiG-29	1.85	52.4	1946	19080
Saturn AL-41F-1S	turbofan		Su-35S/T-10BM	1.819	51,5	1979	19410
Volvo RM12	turbofan	1978	Gripen A/B/C/D	1.78	50,4	2022	19830
GE F404-GE-402	turbofan		F/A-18C/D	1.74	49	2070	20300
Kuznetsov NK-32	turbofan	1980	Tu-144LL, Tu-160	1.7	48	2100	21000
Snecma M88-2	turbofan	1989	Rafale	1.663	47.11	2165	21230
Eurojet EJ200	turbofan	1991	Eurofighter	1.66–1.73	47–49	2080–2170	20400–21300

Motores de chorro secos, estáticos, nivel del mar
Modelo	Tipo	Primera Corre	Aplicación	TSFC		Isp (por peso)	I_sp (por peso)
Modelo	Tipo	Primera Corre	Aplicación	lb/lbf·h	g/kN·s	s	m/s
GE J85-GE-21	turbojet		F-5E/F	1.24	35.1	2900	28500
Snecma Atar 09C	turbojet		Mirage III	1.01	28.6	3560	35000
Snecma Atar 09K-50	turbojet		Mirage IV, 50, F1	0.981	27.8	3670	36000
Snecma Atar 08K-50	turbojet		Super Étendard	0.971	27,5	3710	36400
Tumansky R-25-300	turbojet		MIG-21bis	0.961	27.2	3750	36700
Lyulka AL-21F-3	turbojet		Su-17, Su-22	0,86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	turbojet		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	0.85	24.1	4240	41500
Snecma M53-P2	turbofan		Mirage 2000C/D/N	0.85	24.1	4240	41500
Volvo RM12	turbofan	1978	Gripen A/B/C/D	0.824	23.3	4370	42800
RR Turbomeca Adour	turbofan	1999	Rehabilitación de Jaguar	0.81	23	4400	44000
Honeywell/ITEC F124	turbofan	1979	L-159, X-45	0.81	22.9	4440	43600
Honeywell/ITEC F125	turbofan		F-CK-1	0,8	22.7	4500	44100
PW J52-P-408	turbojet		A-4M/N, TA-4KU, EA-6B	0,79	22.4	4560	44700
Saturn AL-41F-1S	turbofan		Su-35S/T-10BM	0,79	22.4	4560	44700
Snecma M88-2	turbofan	1989	Rafale	0,782	22.14	4600	45100
Klimov RD-33	turbofan	1974	MiG-29	0,777	21.8	4680	45800
RR Pegasus 11-61	turbofan		AV-8B+	0,76	21.5	4740	46500
Eurojet EJ200	turbofan	1991	Eurofighter	0,74–0,81	21 a 23	4400-4900	44000 a 48000
GE F414-GE-400	turbofan	1993	F/A-18E/F	0,724	20,5	4970	48800
Kuznetsov NK-32	turbofan	1980	Tu-144LL, Tu-160	0,72-0,73	20 a 21	4900-5000	48000 a 49000
Soloviev D-30F6	turbofan		MiG-31, S-37/Su-47	0.716	20.3	5030	49300
Snecma Larzac	turbofan	1972	Alpha Jet	0.716	20.3	5030	49300
IHI F3	turbofan	1981	Kawasaki T-4	0.7	19.8	5140	50400
Saturno AL-31F	turbofan		Su-27 /P/K	0,66-0,78	18.9 a 22.1	4620–5410	45300–53000
RR Spey RB.168	turbofan		AMX	0.66	18,7	5450	53500
GE F110-GE-129	turbofan		F-16C/D, F-15	0,644	18	5600	55000
GE F110-GE-132	turbofan		F-16E/F	0,644	18	5600	55000
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado ECR	0.637	18.0	5650	55400
PW F119-PW-100	turbofan	1992	F-22	0.61	17.3	5900	57900
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado	0.598	16.9	6020	59000
GE F101-GE-102	turbofan	1970s	B-1B	0,562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	turbofan		B-52H, NB-52H	0,522	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	turbofan		RQ-4, MQ-4C	0.39	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	turbofan	1980	B-2	0,375	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	turbofan	1980	U-2S	0,375	10.6	9600	94000
CFM CF6-50C2	turbofan		A300, DC-10-30	0.371	10,5	9700	95000
GE TF34-GE-100	turbofan		A-10	0.37	10,5	9700	95000
CFM CFM56-2B1	turbofan		C-135, RC-135	0.36	10	10000	98000
Avances D-18T	turbofan	1980	An-124, An-225	0,345	9.8	10400	102000
PW F117-PW-100	turbofan		C-17	0.34	9.6	10600	104000
PW PW2040	turbofan		Boeing 757	0.33	9.3	10900	107000
CFM CFM56-3C1	turbofan		737 Classic	0.33	9.3	11000	110000
GE CF6-80C2	turbofan		744, 767, MD-11, A300/310, C-5M	0,07-0,344	8.7 a 9.7	10500–11700	103000–115000
EA GP7270	turbofan		A380-861	0.299	8,5	12000	118000
GE GE90-85B	turbofan		777-200/200ER/300	0,298	8.44	12080	118500
GE.90-94B	turbofan		777-200/200ER/300	0,2974	8.42	12100	118700
RR Trent 970-84	turbofan	2003	A380-841	0,295	8.36	12200	119700
GEnx-1B70	turbofan		787-8	0,2845	8.06	12650	124100
RR Trent 1000C	turbofan	2006	787-9	0,273	7.7	13200	129000

Motores Jet, crucero
Modelo	Tipo	Primera Corre	Aplicación	TSFC		Isp (por peso)	I_sp (por peso)
Modelo	Tipo	Primera Corre	Aplicación	lb/lbf·h	g/kN·s	s	m/s
	Ramjet		Mach 1	4.5	130	800	7800
J-58	turbojet	1958	SR-71 en Mach 3.2 (Recalor)	1.9	53.8	1895	18580
RR/Snecma Olympus	turbojet	1966	Concorde en Mach 2	1.195	33.8	3010	29500
PW JT8D-9	turbofan		Original	0,8	22.7	4500	44100
Honeywell ALF502R-5	GTF		BAe 146	0.72	20.4	5000	49000
Soloviev D-30KP-2	turbofan		Il-76, Il-78	0,7515	20.3	5030	49400
Soloviev D-30KU-154	turbofan		Tu-154M	0,7505	20.0	5110	50100
RR Tay RB.183	turbofan	1984	Fokker 70, Fokker 100	0.69	19,5	5220	51200
GE CF34-3	turbofan	1982	Challenger, CRJ100/200	0.69	19,5	5220	51200
GE CF34-8E	turbofan		E170/175	0,688	19.3	5290	51900
Honeywell TFE731-60	GTF		Falcon 900	0,6979	19.2	5300	52000
CFM CFM56-2C1	turbofan		DC-8 Super 70	0.671	19.0	5370	52600
GE CF34-8C	turbofan		CRJ700/900/1000	0,67-0,68	19–19	5300-5400	52000–53000
CFM CFM56-3C1	turbofan		737 Classic	0.667	18.9	5400	52900
CFM CFM56-2A2	turbofan	1974	E-3, E-6	0.66	18,7	5450	53500
RR BR725	turbofan	2008	G650/ER	0.657	18.6	5480	53700
CFM CFM56-2B1	turbofan		C-135, RC-135	0.65	18.4	5540	54300
GE CF34-10A	turbofan		ARJ21	0.65	18.4	5540	54300
CFE CFE738-1B	turbofan	1990	Falcon 2000	0.645	18.3	5580	54700
RR BR710	turbofan	1995	G. V/G550, Global Express	0,644	18	5600	55000
GE CF34-10E	turbofan		E190/195	0,644	18	5600	55000
CFM CF6-50C2	turbofan		A300B2/B4/C4/F4, DC-10-30	0.63	17.8	5710	56000
PowerJet SaM146	turbofan		Superjet LR	0,6929	17.8	5720	56100
CFM CFM56-7B24	turbofan		737 NG	0.627	17.8	5740	56300
RR BR715	turbofan	1997	717	0,622	17.6	5810	56900
GE CF6-80C2-B1F	turbofan		747-400	0.605	17.1	5950	58400
CFM CFM56-5A1	turbofan		A320	0,5696	16.9	6040	59200
Aviadvigatel PS-90A1	turbofan		Il-96-400	0,5995	16.9	6050	59300
PW PW2040	turbofan		757-200	0,5982	16,5	6190	60700
PW PW4098	turbofan		777-300	0.581	16,5	6200	60800
GE CF6-80C2-B2	turbofan		767	0.576	16.3	6250	61300
IAE V2525-D5	turbofan		MD-90	0.574	16.3	6270	61500
IAE V2533-A5	turbofan		A321-231	0.574	16.3	6270	61500
RR Trent 700	turbofan	1992	A330	0,562	15.9	6410	62800
RR Trent 800	turbofan	1993	777-200/200ER/300	0,5660	15.9	6430	63000
Avances D-18T	turbofan	1980	An-124, An-225	0,5446	15,5	6590	64700
CFM CFM56-5B4	turbofan		A320-214	0.545	15.4	6610	64800
CFM CFM56-5C2	turbofan		A340-211	0.545	15.4	6610	64800
RR Trent 500	turbofan	1999	A340-500/600	0,542	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	turbofan	2014	737 MAX	0,53-0,56	15 a 16	6400 a 6800	63000–67000
Aviadvigatel PD-14	turbofan	2014	MC-21-310	0.526	14.9	6840	67100
RR Trent 900	turbofan	2003	A380	0.522	14.8	6900	67600
GE GE90-85B	turbofan		777-200/200ER	0,522	14.7	6920	67900
GEnx-1B76	turbofan	2006	787-10	0.512	14.5	7030	69000
PW PW1400G	GTF		MC-21	0.51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1C	turbofan	2013	C919	0.51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1A	turbofan	2013	Familia A320neo	0.51	14.4	7100	69000
RR Trent 7000	turbofan	2015	A330neo	0.506	14.3	7110	69800
RR Trent 1000	turbofan	2006	787	0.506	14.3	7110	69800
RR Trent XWB-97	turbofan	2014	A350-1000	0.478	13.5	7530	73900
PW 1127G	GTF	2012	A320neo	0.463	13.1	7780	76300

impulso específico de diversas tecnologías de propulsión
Motor	Gasto efectivo velocidad (m/s)	Específico específico impulso (s)	Exhausto específico energía (MJ/kg)
Turbofan jet engine ()efectivos V es ~300 m/s)	29.000	3.000	Aprox. 0,05
Transbordador espacial Solid Rocket Booster	2.500	250	3
Hidrogen líquido líquido líquido líquido líquido de oxígeno	4.400	450	9.7
Propulsor de ion xenón electrostático NSTAR	20.000 a 30.000	1.950-3100
Propulsor de iones xenón electrostático	40.000	1.320-4.170
Predicciones VASIMR	30.000 a 120.000	3.000 a 12.000	1.400
Propulsor de iones electrostático DS4G	210.000	21.400	22.500
Un cohete fotonico ideal	299,792,458	30.570.000	89.875.517.874

Un ejemplo de un impulso específico medido en el tiempo es 453 segundos, que equivale a una velocidad de escape efectiva de 4,440 km/s (14 570 pies/s), para los motores RS-25 cuando funcionan en el vacío. Un motor a reacción que respira aire normalmente tiene un impulso específico mucho mayor que un cohete; por ejemplo, un motor a reacción turboventilador puede tener un impulso específico de 6000 segundos o más al nivel del mar, mientras que un cohete tendría entre 200 y 400 segundos.

Por lo tanto, un motor que respira aire es mucho más eficiente como propulsor que un motor cohete, porque el aire sirve como masa de reacción y oxidante para la combustión que no tiene que transportarse como propulsor, y la velocidad de escape real es mucho menor, por lo que la energía cinética que se lleva el escape es menor y, por lo tanto, el motor a reacción utiliza mucha menos energía para generar empuje. Mientras que la velocidad de escape real es menor para los motores que respiran aire, la velocidad de escape efectiva es muy alta para los motores a reacción. Esto se debe a que el cálculo de la velocidad de escape efectiva supone que el propulsor transportado proporciona toda la masa de reacción y todo el empuje. Por lo tanto, la velocidad de escape efectiva no es físicamente significativa para los motores que respiran aire; sin embargo, es útil para la comparación con otros tipos de motores.

El impulso específico más alto para un propulsor químico jamás probado en un motor de cohete fue de 542 segundos (5,32 km/s) con un tripropulsor de litio, flúor e hidrógeno. Sin embargo, esta combinación no es práctica. Tanto el litio como el flúor son extremadamente corrosivos, el litio se enciende al entrar en contacto con el aire, el flúor se enciende al entrar en contacto con la mayoría de los combustibles y el hidrógeno, aunque no es hipergólico, es un peligro de explosión. El flúor y el fluoruro de hidrógeno (HF) en el escape son muy tóxicos, lo que daña el medio ambiente, dificulta el trabajo en la plataforma de lanzamiento y dificulta mucho más la obtención de una licencia de lanzamiento. El escape del cohete también está ionizado, lo que interferiría con la comunicación por radio con el cohete.

Los motores de cohetes térmicos nucleares se diferencian de los motores de cohetes convencionales en que la energía se suministra a los propulsores mediante una fuente de calor nuclear externa en lugar del calor de combustión. El cohete nuclear normalmente funciona pasando gas hidrógeno líquido a través de un reactor nuclear en funcionamiento. Las pruebas realizadas en la década de 1960 arrojaron impulsos específicos de unos 850 segundos (8340 m/s), aproximadamente el doble que los motores del transbordador espacial.

Una variedad de otros métodos de propulsión de cohetes, como los propulsores de iones, dan un impulso específico mucho más alto pero con un empuje mucho más bajo; por ejemplo, el propulsor de efecto Hall del satélite SMART-1 tiene un impulso específico de 1640 s (16,1 km/s) pero un empuje máximo de solo 68 mN (0,015 lbf). El motor de cohete de magnetoplasma de impulso específico variable (VASIMR) actualmente en desarrollo producirá teóricamente de 20 a 300 km/s (66 000 a 984 000 pies/s) y un empuje máximo de 5,7 N (1,3 lbf).

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