Vés al contingut

SABRE

De la Viquipèdia, l'enciclopèdia lliure
Aquest article o secció necessita millorar una traducció deficient.
Podeu col·laborar-hi si coneixeu prou la llengua d'origen. Comproveu en la pàgina de discussió si ja s'ha comentat aquest problema. En cas contrari podeu iniciar un fil de discussió per consultar com es pot millorar. Elimineu aquest avís si creieu que està solucionat sense objeccions en la discussió.
SABRE
A version of the SABRE engine designed in the 1990s
País d'origenUnited Kingdom
DissenyReaction Engines Limited
ÚsSingle-stage-to-orbit
VL associatSkylon
PredecessorRB545
EstatCancelled at research and development stage
Motor de combustible líquid
Propel·lentAire o oxigen líquid / Hidrogen líquid[1]
CicleCombined cycle precooled jet engine and closed cycle rocket engine
Rendiment
Impuls (buit)Approx. 2,940 kN (660,000 lbf)[cal citació]
Impuls (nivell del mar)Approx. 1,960 kN (440,000 lbf)[cal citació]
Ràtio impuls-pesUp to 14 (atmospheric)[2]
Isp(buit)460 segons (4.5 km/s)[3]
Isp(nivell del mar)3,600 segons (1.0 lb/(lbf·h); 35 km/s)[3]

SABRE (Sinergetic Air Breathing Rocket Engine[4]) va ser un concepte en desenvolupament per Reaction Engines Limited per a un motor de coet híbrid hipersònic pre-refrigerat de respiració d'aire.[5][6] El motor va ser dissenyat per aconseguir la capacitat d'un sol tram per arribar a l'òrbita, propulsant l'Avió espacial Skylon proposat a l'òrbita terrestre baixa. SABRE va ser una evolució de la sèrie de dissenys semblants a LACE d'Alan Bond que van començar a principis i mitjans dels anys vuitanta per al projecte HOTOL. Reaction Engines va fer fallida el 2024 abans de completar el projecte. El disseny comprenia un únic motor de coet de cicle combinat amb dos modes de funcionament.[3] El mode de respiració d'aire combinava un turbocompressor amb un pre-refrigerador d'aire lleuger situat just darrere del con d'entrada. A altes velocitats, aquest pre-refrigerador refredava l'aire calent comprimit per acceleració, que d'altra manera arribaria a una temperatura que el motor no podria suportar,[7] donant lloc a una relació de pressió molt alta dins del motor. L'aire comprimit s'alimentaria posteriorment a la cambra de combustió del coet, on s'encendria juntament amb l'hidrogen líquid emmagatzemat. L'alta relació de pressió permetria al motor proporcionar un alt empenyiment a velocitats i altituds molt altes. La baixa temperatura de l'aire permetria emprar una construcció d'aliatge lleuger i això permetria un motor molt lleuger, essencial per arribar a l'òrbita. A més, a diferència del concepte LACE, el prerefrigerador del SABRE no liquaria l'aire, cosa que li permetria funcionar de manera més eficient.[2]

Després de tancar el con d'entrada a Mach 5,14 i a una altitud de 28.5 km (17.7 mi),[8] el sistema continuaria com un motor de coet d'alt rendiment de cicle tancat que cremaria oxigen líquid i hidrogen líquid dels dipòsits de combustible a bord, cosa que podria permetre que un concepte d'avió espacial híbrid com Skylon assolís la velocitat orbital després de deixar l'atmosfera en una pujada pronunciada.

S'ha dissenyat un motor derivat del concepte SABRE anomenat Scimitar per a la proposta de jet de passatgers hipersònic A2 de l'empresa per a l'estudi LAPCAT, finançat per la Unió Europea.

Història

[modifica]

El concepte de pre-refrigerador va evolucionar a partir d'una idea originada per Robert P. Carmichael el 1955. A això va seguir la idea del motor de cicle d'aire líquid (LACE), que va ser explorada originalment per General Dynamics a la dècada de 1960 com a part dels esforços aeroespacials de les Forces Aèries dels Estats Units.[9]

El sistema del motor de cicle d'aire líquid (LACE) s'havia de col·locar darrere d'una presa d'aire supersònica que comprimiria l'aire mitjançant la compressió de l'aire, i després un intercanviador de calor el refredaria ràpidament utilitzant part del combustible d'hidrogen líquid emmagatzemat a bord. L'aire líquid resultant es processava per separar l'oxigen líquid per a la combustió. La quantitat d'hidrogen escalfat era massa gran per cremar-la amb l'oxigen, de manera que la major part s'havia d'expulsar, donant una empenta útil, però reduint considerablement l'eficiència potencial.

En canvi, com a part del projecte HOTOL, es va desenvolupar el motor RB545 basat en LACE amb un cicle més eficient. El motor va rebre el nom de Rolls-Royce "Swallow". El 1989, després que cessés el finançament per a HOTOL, Bond i diversos altres van formar Reaction Engines Limited per continuar la investigació. El pre-refrigerador de l'RB545 tenia problemes de fragilització i consum excessiu d'hidrogen líquid, i estava gravat tant per patents com per la 'Official Secrets Act (~llei de secrets oficials) del Regne Unit, per la qual cosa Bond va desenvolupar SABRE en comptes d'això.

El 2016, el projecte va rebre 60 milions de lliures en fons del govern del Regne Unit i de l'ESA per a un demostrador que incloïa el cicle complet.[10] El juliol de 2021, l'Agència Espacial del Regne Unit va proporcionar 3,9 milions de lliures més per al desenvolupament continuat.

Disseny

[modifica]

Igual que l'RB545, el disseny SABRE no era ni un motor de coet convencional ni un motor de reacció convencional, sinó un híbrid que utilitzava aire de l'entorn a baixes velocitats/altituds i emmagatzemava oxigen líquid a major altitud. El motor SABRE "es basa en un intercanviador de calor capaç de refredar l'aire entrant fins a −150 °C (−238 °F), per proporcionar oxigen per barrejar-lo amb hidrogen i proporcionar empenyiment a reacció durant el vol atmosfèric abans de canviar a oxigen líquid en dipòsit quan sigui a l'espai.

En el mode de respiració d'aire, l'aire entraria al motor a través d'una entrada. Un sistema de derivació dirigiria part de l'aire a través d'un prerefrigerador cap a un compressor, que l'injectaria a una cambra de combustió on es cremaria amb combustible, i els productes d'escapament s'accelerarien a través de broquets per proporcionar empenta. La resta de l'aire d'entrada continuaria a través del sistema de derivació fins a un anell de portaflames que actuen com a estatorreactor durant una part del règim de vol de respiració d'aire. S'utilitzaria un bucle d'heli per transferir la calor del prerefrigerador al combustible i impulsar les bombes i els compressors del motor.

Entrada

[modifica]

A la part frontal del motor, els dissenys conceptuals proposaven una entrada de con de xoc axisimètric amb translació simple que comprimiria i frenaria l'aire (en relació amb el motor) a velocitats subsòniques utilitzant dues reflexions de xoc. Accelerar l'aire a la velocitat del motor provocaria una resistència aerodinàmica. Com a resultat dels xocs, la compressió i l'acceleració, l'aire d'admissió s'escalfaria, arribant a uns 1,000 °C (1,830 °F) a Mach 5.5.

Bayern-Chemie, a través de l'ESA, havia dut a terme treballs per refinar i provar els sistemes d'admissió i bypass[11]

Pre-refrigerador

[modifica]

Com que l'aire entraria al motor a velocitats supersòniques o hipersòniques, s'escalfaria més del que el motor pot suportar a causa dels efectes de compressió.[12] Els motors de reacció, que tenen el mateix problema però en menor grau, el resolen utilitzant materials pesants a base de coure o níquel, reduint la relació de pressió del motor i reduint la velocitat del motor a velocitats més altes per evitar la fusió. Tanmateix, per a un avió espacial d'un sol tram (SSTO), aquests materials pesants són inutilitzables i l'empenta màxima és necessària per a la inserció orbital el més aviat possible per minimitzar les pèrdues per gravetat. En canvi, utilitzant un bucle de refrigerant d'heli gasós, SABRE refredaria dràsticament l'aire des de 1,000 °C (1.830 °F) fins a −150 °C (−238 °F) en un intercanviador de calor a contracorrent evitant la liqüefacció de l'aire o el bloqueig per la congelació del vapor d'aigua. L'intercanviador de calor a contracorrent també permetria que l'heli sortís del motor a una temperatura prou alta per impulsar bombes i compressors per al combustible d'hidrogen líquid i el fluid de treball d'heli.

Les versions anteriors de pre-refrigeradors com ara HOTOL introduïen el combustible d'hidrogen directament a través del pre-refrigerador. SABRE inseria un bucle de refrigeració d'heli entre l'aire i el combustible fred per evitar problemes de fragilització per hidrogen al pre-refrigerador.

El refredament dràstic de l'aire va crear un problema potencial: caldria evitar que el pre-refrigerador es bloquegés amb vapor d'aigua congelat i altres fraccions d'aire. A l'octubre de 2012, es va demostrar la solució de refrigeració durant 6 minuts utilitzant aire congelant. El refrigerador consistiria en un intercanviador de calor de canonades fines amb 16.800 tubs de paret fina,[13] i refredaria l'aire atmosfèric calent que entrava fins als −150 requerits. en 0,01 s. El sistema de prevenció de gel havia estat un secret molt ben guardat, però REL va revelar un descongelant imprès en 3D amb injecció de metanol el 2015 a través de patents, ja que necessitaven empreses associades i no podien mantenir el secret mentre treballaven estretament amb tercers.

Compressor

[modifica]

Per sota de cinc vegades la velocitat del so i 25 quilòmetres d'altitud, que són el 20% de la velocitat i el 20% de l'altitud necessàries per arribar a l'òrbita, l'aire refredat del prerefrigerador passaria a un turbocompressor modificat, de disseny semblant als que s'utilitzen en els motors de reacció convencionals però que funciona a una relació de pressió inusualment alta, possible gràcies a la baixa temperatura de l'aire d'entrada. El compressor alimentaria l'aire comprimit a 140 atmosferes a les cambres de combustió dels motors principals.[14]

En un motor de reacció convencional, el turbocompressor és impulsat per una turbina de gas alimentada per gasos de combustió. SABRE accionaria la turbina amb un bucle d'heli, que seria alimentat per la calor capturada al prerefrigerador i un precremador.[15]

Bucle d'heli

[modifica]

L'heli "calent" del prerefrigerador d'aire es reciclaria refredant-lo en un intercanviador de calor amb el combustible d'hidrogen líquid. El bucle formaria un motor de cicle Brayton d'arrencada automàtica, refredant les parts crítiques del motor i alimentant les turbines. La calor passaria de l'aire a l'heli. Aquesta energia calorífica s'utilitzaria per alimentar diverses parts del motor i per vaporitzar hidrogen, que després es cremaria en estatorrectors.[16][17]

Cambres de combustió

[modifica]

Les cambres de combustió del motor SABRE es refredarien mitjançant l'oxidant (aire/oxigen líquid) en lloc de mitjançant hidrogen líquid[18] per reduir encara més l'ús d'hidrogen líquid del sistema en comparació amb els sistemes estequiomètrics.

Broquets

[modifica]

La pressió atmosfèrica més eficient a la qual funciona una broquet propulsor convencional ve determinada per la geometria de la campana del broquet. Mentre que la geometria de la campana convencional roman estàtica, la pressió atmosfèrica canvia amb l'altitud i, per tant, els broquets dissenyats per a un alt rendiment a l'atmosfera inferior perden eficiència a mesura que arriben a altituds més elevades. En els coets tradicionals, això es supera mitjançant l'ús de múltiples trams dissenyats per a les pressions atmosfèriques que troben.

El motor SABRE hauria de funcionar tant a baixa com a gran altitud. Per garantir l'eficiència a totes les altituds, s'utilitzaria una mena de broquet mòbil i expansiu. Primer, a baixa altitud, en vols amb respiració d'aire, la campana es situaria cap enrere, connectada a una cambra de combustió toroïdal que envolta la part superior del broquet, formant junts un broquet de deflexió d'expansió. Quan el SABRE passés més tard al mode coet, la campana es mouria cap endavant, estenent la longitud de la campana de la cambra de combustió interior del coet, creant un broquet molt més gran i d'alta altitud per a un vol més eficient.

Embocadura en mode coet

Cremadors de bypass

[modifica]

Evitar la liqüefacció milloraria l'eficiència del motor, ja que es generaria menys entropia i, per tant, s'ebulliria menys hidrogen líquid. Tanmateix, simplement refredar l'aire necessitaria més hidrogen líquid del que es podria cremar al nucli del motor. L'excés s'expulsaria a través d'una sèrie de cremadors anomenats "cremadors de ramjet de conducte de vessament",[19][20] que es disposarien en un anell al voltant del nucli central. Aquests rebrien aire que evita el prerefrigerador. Aquest sistema de ramjet de derivació va ser dissenyat per reduir els efectes negatius de l'arrossegament resultant de l'aire que passaria a les admissions però no s'alimentaria al motor coet principal, en lloc de generar empenta. A baixes velocitats, la relació entre el volum d'aire que entra a l'admissió i el volum que el compressor podria alimentar a les cambres de combustió seria més alta, cosa que requeriria que l'aire derivat s'accelerés per mantenir l'eficiència a aquestes baixes velocitats. Això distingia el sistema d'un turboramjet on l'escapament d'un cicle de turbina s'utilitza per augmentar el flux d'aire perquè el ramjet sigui prou eficient per assumir el paper de propulsió primària.

Desenvolupament

[modifica]

El 2008 Airborne Engineering Ltd. va dur a terme proves amb una embocadura de deflexió d'expansió anomenada STERN per proporcionar les dades necessàries per desenvolupar un model d'enginyeria precís per superar el problema de l'expansió no dinàmica dels gasos d'escapament. Aquesta investigació va continuar amb l'embocadura STRICT el 2011.

EADS-Astrium va dur a terme proves reeixides d'una cambra de combustió refrigerada per oxidant (tant per aire com per oxigen) al Lampoldshausen (institut de propulsió espacial) el 2010.

El 2011 es van completar les proves de maquinari de la tecnologia d'intercanviador de calor "crucial per al motor de coet híbrid de respiració d'aire i oxigen líquid [SABRE]", demostrant que la tecnologia és viable.[21][22] Les proves van validar que l'intercanviador de calor podia funcionar segons les necessitats perquè el motor obtingués l'oxigen adequat de l'atmosfera per suportar el funcionament d'alt rendiment a baixa altitud.[21][22]

El novembre de 2012 Reaction Engines va anunciar que havia conclòs amb èxit una sèrie de proves que demostren la tecnologia de refrigeració del motor, un dels principals obstacles per a la finalització del projecte. L'Agència Espacial Europea (ESA) va avaluar l'intercanviador de calor del prerefrigerador del motor SABRE i va acceptar les afirmacions que les tecnologies necessàries per procedir amb el desenvolupament del motor havien estat completament demostrades.[23][24][25]

El juny de 2013, el govern del Regne Unit va anunciar un major suport per al desenvolupament d'un prototip a escala real del motor SABRE, proporcionant 60 milions de lliures de finançament entre el 2014 i el 2016[26] i l'ESA aportant 7 milions de lliures addicionals. El cost total de desenvolupament d'un banc de proves es va estimar en 200 milions de lliures.[26]

L'abril de 2015, el concepte del motor SABRE va superar una revisió de viabilitat teòrica duta a terme pel Laboratori de Recerca de les Forces Aèries dels Estats Units. El laboratori havia de revelar conceptes SABRE de dos trams poc després, ja que consideraven que un avió espacial Skylon d'un sol tram era "tècnicament molt arriscat com a primera aplicació del motor SABRE".

L'agost de 2015, l'autoritat de competència de la Comissió Europea va aprovar un finançament del govern del Regne Unit de 50 milions de lliures per al desenvolupament posterior del projecte SABRE. Això es va aprovar amb l'argument que els diners recaptats del capital privat havien estat insuficients per portar el projecte a terme. L'octubre de 2015, l'empresa britànica BAE Systems va acordar comprar una participació del 20% a l'empresa per 20,6 milions de lliures com a part d'un acord per ajudar a desenvolupar el motor hipersònic SABRE. El 2016, el CEO de Reaction, Mark Thomas, va anunciar el seu pla per construir un motor de proves terrestres de la mida d'una moneda de 25 centaus, ateses les limitacions de finançament.

El setembre de 2016, agents que actuaven en nom de Reaction Engines van sol·licitar el permís urbanístic per construir una instal·lació de proves de motors de coets al lloc de l'antic Rocket Propulsion Establishment a Westcott, Regne Unit , que va ser concedit l'abril de 2017, i el maig de 2017 es va celebrar una cerimònia d'inici de les obres per anunciar l'inici de la construcció de la instal·lació de proves de motors SABRE TF1, que s'espera que entri en funcionament el 2020. Tanmateix, el desenvolupament de la instal·lació TF1 es va abandonar discretament i el lloc va ser assumit pel grup aeroespacial i de defensa Nammo.

El setembre de 2017 es va anunciar que l'Agència de Projectes de Recerca Avançada de Defensa dels Estats Units (DARPA) havia contractat Reaction Engines Inc. per construir una instal·lació de proves de flux d'aire a alta temperatura a l'aeroport de Front Range, a prop de Watkins, Colorado. El contracte de la DARPA era per provar l'intercanviador de calor del prerefrigerador (HTX) del motor Sabre. La construcció de les instal·lacions de prova i els articles de prova va començar el 2018 amb proves centrades en fer funcionar l'HTX a temperatures que simulessin l'aire que entrava per una presa subsònica que viatjava a Mach. 5 o al voltant de 1,800 °F (1,000 °C) a partir del 2019.

La unitat de prova HTX es va completar al Regne Unit i es va enviar a Colorado el 2018, on el 25 de març de 2019 es va barrejar un gas d'escapament d'un turborreactor F-4 GE J79 amb aire ambient per replicar Mach. 3.3 condicions d'entrada, extinció amb èxit d'un 420 °C (788 °F) corrent de gasos fins a 100 °C (212 °F) en menys d'1/20 de segon. Proves addicionals simulant Mach Se'n van planejar 5, amb una reducció de temperatura prevista a partir dels 1.000 °C (1.830 °F).[27][28] Aquestes proves addicionals es van completar amb èxit a l'octubre de 2019.

El 2022, es va dur a terme una prova comparativa a l'estranger de l'intercanviador de calor del prerefrigerador de Reaction. La prova va ser completada amb èxit per la filial nord-americana de l'empresa (Reaction Engines Incorporated – REI) i el Laboratori de Recerca de la Força Aèria dels Estats Units (AFRL). "El programa de proves FCT va ampliar enormement les capacitats demostrades de la nostra tecnologia de prerefrigerador de motors", va dir el director d'enginyeria de REI, Andrew Piotti. "Durant aquestes proves recents, el prerefrigerador va aconseguir amb èxit el nostre objectiu de més de 10 megawatts d'energia tèrmica transferida del flux d'aire d'alta temperatura, que és tres vegades més alt que el nostre programa de proves anterior."

Motor

[modifica]

A causa de la capacitat d'empenta estàtica del motor de coet híbrid, el vehicle podia enlairar-se en mode de respiració d'aire, de manera semblant a un turboreactor convencional.[29] A mesura que la nau ascendia i la pressió de l'aire exterior disminuïa, passava més i més aire al compressor a mesura que l'eficàcia de la compressió de l'acer disminuïa. D'aquesta manera, els reactors podrien funcionar a una altitud molt més alta del que normalment seria possible.

A Mach 5.5 el sistema de respiració d'aire esdevindria ineficient i s'apagaria, substituït per l'oxigen emmagatzemat a bord, que permetria al motor accelerar a velocitats orbitals (al voltant de Mach 25).[30]

Rendiment

[modifica]

La relació pes-empenta dissenyada del SABRE és de catorze en comparació amb les cinc que tenen els motors de reacció convencionals i les dues que tenen els motors de reacció ultraràctics.[31] Aquest alt rendiment és una combinació de l'aire més dens i refredat, que requereix menys compressió, i, el que és més important, les baixes temperatures de l'aire que permeten utilitzar aliatges més lleugers en gran part del motor. El rendiment general és molt millor que el del motor RB545 o els motors de reacció ultraràctics.

L'eficiència del combustible (coneguda com a impuls específic en els motors de coet) arriba al seu màxim al voltant de 3500 segons dins l'atmosfera.[32] Els sistemes típics de coets arriben al seu màxim al voltant dels 450 segons i fins i tot els coets tèrmics nuclears "típics" al voltant dels 900 segons.

La combinació d'alta eficiència de combustible i motors de baixa massa permet un enfocament SSTO, amb respiració d'aire fins a Mach 5,14+ a 28.5 km (94,000 ft) d'altitud, i amb el vehicle arribant a l'òrbita amb més massa de càrrega útil per massa d'enlairament que gairebé qualsevol vehicle de llançament no nuclear mai proposat.

El prerefrigerador afegeix massa i complexitat al sistema i és la part més agressiva i difícil del disseny, però la massa d'aquest intercanviador de calor és un ordre de magnitud inferior a la que s'havia aconseguit anteriorment. El dispositiu experimental va aconseguir un intercanvi de calor de gairebé 1 GW/ m3. Les pèrdues derivades del pes afegit dels sistemes apagats durant el mode de cicle tancat (és a dir, el prerefrigerador i el turbocompressor), així com el pes afegit de les ales de Skylon, es compensen pels guanys d'eficiència general i el pla de vol proposat. Els vehicles de llançament convencionals, com ara el transbordador espacial, dediquen aproximadament un minut a pujar gairebé verticalment a velocitats relativament baixes; això és ineficient però òptim per a vehicles de coet pur. En canvi, el motor SABRE permet un ascens molt més lent i superficial (tretze minuts per arribar als 28,5 km d'altitud de transició), mentre respira aire i utilitza les seves ales per sostenir el vehicle. Això intercanvia la resistència gravitatòria i un augment del pes del vehicle per una reducció de la massa del propel·lent i un guany de sustentació aerodinàmica que augmenta la fracció de càrrega útil fins al nivell en què SSTO esdevé possible.

Un motor de reacció híbrid com el SABRE només necessita assolir baixes velocitats hipersòniques dins de la baixa atmosfera abans d'activar el seu mode de cicle tancat, mentre ascendeix, per augmentar la velocitat. A diferència dels motors Estatoreactor o scramjet, el disseny és capaç de proporcionar un alt impuls des de velocitat zero fins a Mach 5.4,[33] amb un excel·lent impuls durant tot el vol, des de terra fins a una altitud molt elevada, amb una alta eficiència durant tot el vol. A més, aquesta capacitat d'impuls estàtic permet provar el motor de manera realista a terra, cosa que redueix dràsticament els costos de les proves.[34]

El 2012 REL esperava vols de prova el 2020 i vols operatius el 2030.[35]

Referències

[modifica]
  1. ↑ «Reaction Engines Limited Engine Names». Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 5 March 2012.
  2. 1 2 «The Sensitivity of Precooled Air-Breathing Engine Performance to Heat Exchanger Design Parameters» (en anglès). Reaction Engines Limited, 29-03-2007. Arxivat de l'original el 23 June 2013. [Consulta: 9 agost 2010].
  3. 1 2 3 «Skylon Users' Manual» (en anglès) p. 4, 3. Reaction Engines Limited, 18-01-2010. Arxivat de l'original el 18 April 2016. [Consulta: 2 agost 2010].
  4. ↑ «SABRE – Synergetic Air Breathing Rocket Engine» (en anglès). Reaction Engines. Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 19 December 2018. [Consulta: 18 desembre 2018].
  5. ↑ «A Comparison of Propulsions Concepts for SSTO Reusable launchers» (en anglès) p. 114, 115. Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 15 June 2011. [Consulta: 2 agost 2010].
  6. ↑ «Flight Applications» (en anglès). Reaction Engines.
  7. ↑ «UK's Sabre space plane engine tech in new milestone» (en anglès). BBC News, 08-04-2019.
  8. ↑ «Skylon Users' Manual» (en anglès) p. 4, 3. Reaction Engines Limited, 18-01-2010. Arxivat de l'original el 18 April 2016. [Consulta: 2 agost 2010].
  9. ↑ «The Sensitivity of Precooled Air-Breathing Engine Performance to Heat Exchanger Design Parameters» (en anglès). Reaction Engines Limited, 29-03-2007. Arxivat de l'original el 23 June 2013. [Consulta: 9 agost 2010].
  10. ↑ «Funding flows for UK's 'revolutionary' Sabre rocket engine». BBC, 12-07-2016.
  11. ↑ «BAYERN-CHEMIE concludes agreement with European Space Agency on the further development of SABRE engine» (en anglès). Bayern-Chemie, 20-04-2017.
  12. ↑ «UK's Sabre space plane engine tech in new milestone» (en anglès). BBC News, 08-04-2019.
  13. ↑ Guy Norris , 07-04-2019.
  14. ↑ «SABRE: how it works» (en anglès). Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 26 July 2013. [Consulta: 29 novembre 2012].
  15. ↑ «SABRE: how it works» (en anglès). Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 26 July 2013. [Consulta: 29 novembre 2012].
  16. ↑ «Skylon Users' Manual» (en anglès) p. 4, 3. Reaction Engines Limited, 18-01-2010. Arxivat de l'original el 18 April 2016. [Consulta: 2 agost 2010].
  17. ↑ «Reaction Engines Ltd – Frequently Asked Questions» (en anglès). Reactionengines.co.uk. Arxivat de l'original el 2 June 2015. [Consulta: 1r juliol 2013].
  18. ↑ «The rocket that thinks it's a jet» (en anglès). UK Space Agency, 19-02-2009. [Consulta: 5 novembre 2015].
  19. ↑ «Skylon Users' Manual» (en anglès) p. 4, 3. Reaction Engines Limited, 18-01-2010. Arxivat de l'original el 18 April 2016. [Consulta: 2 agost 2010].
  20. ↑ «Reaction Engines Ltd – Frequently Asked Questions» (en anglès). Reactionengines.co.uk. Arxivat de l'original el 2 June 2015. [Consulta: 1r juliol 2013].
  21. 1 2 Reaction Engines Limited. «The biggest breakthrough in propulsion since the jet engine» (en anglès). Reaction Engines Limited, 28-11-2012. Arxivat de l'original el 7 December 2012. [Consulta: 28 novembre 2012].
  22. 1 2 «Spaceplane engine tests under way». , 01-09-2011.
  23. ↑ Reaction Engines Limited. «The biggest breakthrough in propulsion since the jet engine» (en anglès). Reaction Engines Limited, 28-11-2012. Arxivat de l'original el 7 December 2012. [Consulta: 28 novembre 2012].
  24. ↑ Svitak, Amy. «ESA Validates SABRE Engine Technology» (en anglès). Aviation Week, 29-11-2012. Arxivat de l'original el 19 October 2013. [Consulta: 8 desembre 2012].
  25. ↑ «Skylon Assessment Report» (en anglès). UK Space Agency, 01-04-2011. [Consulta: 26 abril 2015].
  26. 1 2 "UK government excited by 'disruptive' Sabre engine" BBC.
  27. ↑ «UK's Sabre space plane engine tech in new milestone». BBC News, 08-04-2019.
  28. ↑ Guy Norris , 07-04-2019.
  29. ↑ «Skylon Users' Manual» (en anglès) p. 4, 3. Reaction Engines Limited, 18-01-2010. Arxivat de l'original el 18 April 2016. [Consulta: 2 agost 2010].
  30. ↑ «SABRE: how it works» (en anglès). Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 26 July 2013. [Consulta: 29 novembre 2012].
  31. ↑ «A Comparison of Propulsions Concepts for SSTO Reusable launchers» (en anglès) p. 114, 115. Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 15 June 2011. [Consulta: 2 agost 2010].
  32. ↑ «Skylon Users' Manual» (en anglès) p. 4, 3. Reaction Engines Limited, 18-01-2010. Arxivat de l'original el 18 April 2016. [Consulta: 2 agost 2010].
  33. ↑ «SABRE – Synergetic Air Breathing Rocket Engine» (en anglès). Reaction Engines. Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 19 December 2018. [Consulta: 18 desembre 2018].
  34. ↑ «A Comparison of Propulsions Concepts for SSTO Reusable launchers» (en anglès) p. 114, 115. Reaction Engines Limited. Arxivat de l'original el 15 June 2011. [Consulta: 2 agost 2010].
  35. ↑ Kudo, Akihiko; Miseki, Yugo Chem. Soc. Rev., 38, 1, 2009, p. 253–278. DOI: 10.1039/b800489g. PMID: 19088977.
Obtingut de «https://ca.wikipedia.org/w/index.php?title=SABRE&oldid=37315473»