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।

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


 * $$\begin{matrix} \frac{1}{2} \end{matrix} MV_e^2$$

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

इसका कारण यह है कि उपयोगी यांत्रिक ऊर्जा उत्पन्न होती है बस बल समय दूरी होती है, और जब वाहन चलते समय एक थ्रस्ट बल उत्पन्न होता है, तब:
 * $$E = F \times d \;$$

जहाँ F बल है और d चली गई दूरी है।

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


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

अत:


 * $$ P = F \times v \;$$

जहाँ P उपयोगी शक्ति है और v गति है।

इसलिए, v जितना संभव हो उतना उच्च होना चाहिए, और स्थिर इंजन कोई उपयोगी काम नहीं करता है।

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

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


 * $$ \Delta v = v_e \ln \left(\frac{M+P}{P}\right). $$

ऐतिहासिक कारणों से, जैसा कि ऊपर चर्चा की गई है, $$v_e$$ कभी-कभी लिखा जाता है


 * $$ v_e = I_\text{sp} g_0 $$

जहां $$I_\text{sp}$$ रॉकेट का विशिष्ट आवेग है, जिसे सेकंड में मापा जाता है, और $$g_0$$ समुद्र तल पर गुरुत्वीय त्वरण है।

एक उच्च डेल्टा-वी मिशन के लिए, अंतरिक्ष यान के द्रव्यमान का अधिकांश हिस्सा प्रतिक्रिया द्रव्यमान होना चाहिए। क्योंकि रॉकेट को अपने सभी प्रतिक्रिया द्रव्यमान को ले जाना चाहिए, प्रारंभिक रूप से खर्च किए जाने वाले अधिकांश प्रतिक्रिया द्रव्यमान पेलोड के बजाय प्रतिक्रिया द्रव्यमान को तेज करने की ओर जाता है। यदि रॉकेट में द्रव्यमान P का पेलोड है, तो अंतरिक्ष यान को अपना वेग बदलने की जरूरत है $$\Delta v$$, और रॉकेट इंजन का निकास वेग v हैe, 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 छोटाe, यह समीकरण मोटे तौर पर रेखीय है, और कम प्रतिक्रिया द्रव्यमान की आवश्यकता है। यदि $$\Delta v$$ v के बराबर हैe, तोतो संयुक्त पेलोड और संरचना (जिसमें इंजन, ईंधन टैंक, इत्यादि सम्मिलित हैं) से लगभग दोगुना ईंधन होना चाहिए। इससे अलग, विकास एक्सपोनेंशियल है; निकास वेग से बहुत अधिक गति के लिए पेलोड और संरचनात्मक द्रव्यमान के लिए ईंधन द्रव्यमान के बहुत उच्च अनुपात की आवश्यकता होती है।

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

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

ऊर्जा
आदर्श स्थिति में $$m_1$$ उपयोगी पेलोड है और $$m_0-m_1$$ प्रतिक्रिया द्रव्यमान है (यह बिना द्रव्यमान वाले खाली टैंकों से मेल खाता है, आदि)। आवश्यक ऊर्जा की गणना केवल इस प्रकार की जा सकती है


 * $$\frac{1}{2}(m_0 - m_1)v_\text{e}^2$$

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

सामान्य रूप में:



d\left(\frac{1}{2}v^2\right) = vdv = vv_\text{e}\frac{dm}{m} = \frac{1}{2}\left[v_\text{e}^2 - \left(v - v_\text{e}\right)^2 + v^2\right]\frac{dm}{m} $$ इस प्रकार किसी भी छोटे समय अंतराल में रॉकेट का विशिष्ट ऊर्जा लाभ शेष ईंधन सहित रॉकेट का ऊर्जा लाभ होता है, जो इसके द्रव्यमान से विभाजित होता है, जहां ऊर्जा लाभ ईंधन द्वारा उत्पादित ऊर्जा के बराबर होता है, प्रतिक्रिया के ऊर्जा लाभ से घटाया जाता है। द्रव्यमान। रॉकेट की गति जितनी अधिक होगी, प्रतिक्रिया द्रव्यमान का ऊर्जा लाभ उतना ही कम होगा; यदि रॉकेट की गति निकास गति के आधे से अधिक है, तो रॉकेट के ऊर्जा लाभ के लाभ के लिए, प्रतिक्रिया द्रव्यमान भी निष्कासित होने पर ऊर्जा खो देता है। रॉकेट की गति जितनी अधिक होगी, प्रतिक्रिया द्रव्यमान की उतनी ही अधिक ऊर्जा हानि होगी।

हमारे पास है
 * $$\Delta \epsilon = \int v\, d (\Delta v)$$

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

यदि द्रव्यमान द्वारा ही ऊर्जा का उत्पादन किया जाता है, जैसा कि एक रासायनिक रॉकेट में होता है, तो ईंधन का मान होना चाहिए $$\scriptstyle{v_\text{e}^2/2}$$, जहां ईंधन मूल्य के लिए ऑक्सीडाइज़र के द्रव्यमान को भी ध्यान में रखा जाना चाहिए। एक विशिष्ट मूल्य है $$v_\text{e}$$ = 4.5 km/s, 10.1 के ईंधन मूल्य के अनुरूपएमजे / 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
 * $$E = 0.772 m_1(\Delta v)^2$$.
 * एक निश्चित दिशा में त्वरण के मामले में, और शून्य गति से शुरू होकर, और अन्य बलों की अनुपस्थिति में, यह पेलोड की अंतिम गतिज ऊर्जा से 54.4% अधिक है। इस इष्टतम मामले में प्रारंभिक द्रव्यमान अंतिम द्रव्यमान का 4.92 गुना है।

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

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

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

शक्ति (भौतिकी) द्वारा दी गई है
 * $$P = \frac{1}{2} m a v_\text{e} = \frac{1}{2}F v_\text{e}$$

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

यदि, उदाहरण के लिए, सौर ऊर्जा का उपयोग किया जाता है, तो यह प्रतिबंधित है $$a$$; एक स्थिति $$v_\text{e}$$ संभावित त्वरण इसके व्युत्क्रमानुपाती होता है, इसलिए आवश्यक डेल्टा-वी तक पहुंचने का समय इसके समानुपाती होता है $$v_\text{e}$$; 100% दक्षता के साथ: उदाहरण:
 * के लिए $$\Delta v \ll v_\text{e}$$ अपने पास $$t\approx \frac{m v_\text{e} \Delta v}{2P}$$
 * 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:
 * $$\frac{P}{F} = \frac{\frac{1}{2} {\dot m v^2}}{\dot m v} = \frac{1}{2} v $$

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


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

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:

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

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

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

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

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

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

प्रतिक्रिया इंजन के प्रकार

 * रॉकेट जैसा
 * रॉकेट इंजन
 * आयन थ्रस्टर
 * वायु श्वास
 * टर्बोजेट
 * टर्बोफैन
 * पल्स संचालित
 * रामजेट
 * स्क्रैमजेट
 * तरल
 * पम्प-जेट
 * रोटरी
 * एओलिप को
 * ठोस निकास
 * मास ड्राइवर

यह भी देखें

 * आंतरिक दहन इंजन
 * जेट बल
 * जेट इंजन
 * प्लाज्मा भौतिकी लेखों की सूची
 * थ्रस्टर (बहुविकल्पी)

बाहरी कड़ियाँ

 * Popular Science May 1945