Wikipedia

Propelan roket cair

Propelan cair adalah zat kimia cair yang digunakan untuk menggerakkan roket. Beberapa propelan berada dalam bentuk cair pada suhu kamar (misalnya minyak tanah), yang lain hanya mempertahankan keadaan cair pada suhu yang sangat rendah; oleh karena itu yang terakhir disebut propelan kriogenik. Berdasarkan jumlah komponennya, propelan cair dibagi menjadi monopropelan, bipropelan, dan tripropelan.[1][2][3]

Bipropelan adalah yang paling umum digunakan dan terdiri dari bahan bakar yang terbakar dengan adanya oksidator; kedua komponen tersebut disimpan dalam tangki yang berbeda dan dicampur di ruang bakar. Hidrogen cair, hidrazin, dan beberapa hidrokarbon seperti minyak tanah terutama digunakan sebagai bahan bakar, sedangkan zat pengoksidasi terdiri dari oksigen cair, fluor, asam nitrat, dan nitrous tetroksida. Kombinasi utama yang digunakan adalah: minyak tanah/oksigen cair, hidrogen cair/oksigen cair dan hidrazin/nitrogen tetroksida.

Monopropelan, bagaimanapun, tidak memerlukan oksidator, karena mereka dilewatkan melalui katalis yang menyebabkan dekomposisi dengan produksi relatif gas panas. Pembakaran yang dihasilkan oleh monopropelan tidak mencapai suhu yang terlalu tinggi, sehingga sistem pendingin tidak diperlukan seperti pada bipropelan. Monopropelan lebih disukai pada mesin kecil untuk pengendalian sikap satelit buatan dan pesawat ruang angkasa. Zat utama yang digunakan sebagai monopropelan adalah hidrazin, hidrogen peroksida, dan dinitrogen oksida.

Dalam sistem trippropelan, litium dan fluor digunakan bersama dengan hidrogen cair. Sistem ini memiliki keunggulan efisiensi yang lebih besar namun juga memiliki beberapa kesulitan, karena: komponen disimpan pada suhu yang berbeda (tinggi untuk litium, rendah untuk hidrogen); gas buang membentuk hidrogen fluorida yang sangat beracun; litium dan fluor bersifat korosif dan juga mahal. Karena alasan ini, sistem tripropelan praktis tidak digunakan.

Sekitar 170 propelan berbeda yang terbuat dari bahan bakar cair telah diuji, tidak termasuk perubahan kecil pada propelan tertentu seperti aditif propelan, penghambat korosi, atau stabilisator. Di AS sendiri setidaknya 25 kombinasi propelan berbeda telah diterbangkan.

Banyak faktor yang mempengaruhi pemilihan propelan untuk mesin roket berbahan bakar cair. Faktor utama meliputi kemudahan pengoperasian, biaya, bahaya/lingkungan, dan kinerja.

Propelan tidak memungkinkan dicapainya kecepatan yang sangat tinggi tetapi memberikan daya dorong yang cukup untuk waktu yang diperlukan untuk mengatasi gravitasi dan menempatkan muatan di orbit. Oleh karena itu, mereka biasanya digunakan untuk memberikan dorongan yang diperlukan peluncur untuk lepas landas dan melakukan manuver di luar angkasa.

Hipergolik/non-hipergolik

sunting

Hipergolik adalah sepasang propelan yang, ketika bersentuhan satu sama lain, melakukan autokatalisis redoksnya sendiri : pembakaran dimulai secara spontan, tanpa memerlukan sistem penyalaan, yang menyederhanakan pembuatan mesin roket. Keandalan tenaga penggerak ditingkatkan, karena pengendalian gaya dorong dapat dilakukan dengan menggunakan dua katup (satu untuk setiap propelan) tanpa harus menggunakan sistem kendali pengapian yang rumit dan rapuh. Selain itu, sifat propelan mencegahnya terakumulasi dalam bentuk campuran yang mudah meledak yang menyebabkan tekanan berlebih yang merusak pada saat penyalaan (hard start). Di sisi lain, hipergol tersebut umumnya berbahaya untuk ditangani karena reaktivitas kimianya yang tinggi.

Kriogenik/dapat disimpan

sunting

Kriogenik adalah propelan yang setidaknya salah satu propelannya harus dijaga pada suhu di bawah −150° C, suhu saat gas tertentu di udara mengembun pada tekanan sekitar. Propelan semacam itu umumnya sangat efisien namun hanya dapat digunakan saat lepas landas dari Bumi, karena bahan bakar tersebut tidak dapat dipertahankan pada suhu yang diperlukan untuk waktu yang lama setelah dimasukkan ke dalam peluncur. Hal ini khususnya terjadi pada hidrogen cair, yang mulai menguap segera setelah berada di dalam tangki.

Sebaliknya, propelan yang dapat disimpan dapat disimpan dalam bentuk cair dalam jangka waktu yang lama tanpa memerlukan fasilitas khusus untuk mengawetkannya.

Minyak tanah

sunting

Roket V-2 yang dikembangkan oleh Nazi Jerman menggunakan LOX dan etil alkohol. Salah satu keuntungan utama alkohol adalah kandungan airnya, yang memberikan pendinginan pada mesin roket yang lebih besar. Bahan bakar berbasis minyak bumi menawarkan lebih banyak tenaga daripada alkohol, tetapi bensin dan minyak tanah standar meninggalkan terlalu banyak jelaga dan produk sampingan pembakaran yang dapat menyumbat pipa mesin. Selain itu, bahan bakar tersebut tidak memiliki sifat pendinginan seperti etil alkohol.

Selama awal 1950-an, industri kimia di AS diberi tugas untuk memformulasi propelan roket berbasis minyak bumi yang ditingkatkan yang tidak akan meninggalkan residu dan juga memastikan bahwa mesin akan tetap dingin. Hasilnya adalah RP-1, yang spesifikasinya diselesaikan pada tahun 1954. Bentuk bahan bakar jet yang sangat halus, RP-1 terbakar jauh lebih bersih daripada bahan bakar minyak bumi konvensional dan juga menimbulkan lebih sedikit bahaya bagi personel darat dari uap bahan peledak. Itu menjadi propelan untuk sebagian besar roket dan rudal balistik Amerika awal seperti Atlas, Titan I, dan Thor. Soviet dengan cepat mengadopsi RP-1 untuk rudal R-7 mereka, tetapi sebagian besar kendaraan peluncur Soviet akhirnya menggunakan propelan hipergolik yang dapat disimpan. Pada 2017, itu digunakan pada tahap pertama dari banyak peluncur orbital.

Hidrogen

sunting

Banyak ahli teori roket awal percaya bahwa hidrogen akan menjadi propelan yang luar biasa, karena memberikan impuls spesifik tertinggi. Ia juga dianggap paling bersih ketika dioksidasi dengan oksigen karena satu-satunya produk sampingan adalah air. Reformasi uap gas alam adalah metode yang paling umum untuk memproduksi hidrogen massal komersial pada sekitar 95% dari produksi dunia sebesar 500 miliar m3 pada tahun 1998. Pada suhu tinggi (700–1100 °C) dan dengan adanya katalis berbasis logam (nikel), uap bereaksi dengan metana untuk menghasilkan karbon monoksida dan hidrogen.

Hidrogen sangat besar dibandingkan dengan bahan bakar lainnya; biasanya disimpan sebagai cairan kriogenik, sebuah teknik yang dikuasai pada awal tahun 1950-an sebagai bagian dari program pengembangan bom hidrogen di Los Alamos. Hidrogen cair dapat disimpan dan diangkut tanpa mendidih, dengan menggunakan helium sebagai refrigeran pendingin, karena helium memiliki titik didih yang lebih rendah daripada hidrogen. Hidrogen hilang melalui pembuangan ke atmosfer hanya setelah dimuat ke wahana peluncur, di mana tidak ada pendinginan.

Pada akhir tahun 1950-an dan awal tahun 1960-an, bahan ini diadopsi untuk tahap berbahan bakar hidrogen seperti tahap atas Centaur dan Saturn. Hidrogen memiliki kepadatan rendah bahkan sebagai cairan, sehingga memerlukan tangki dan pompa yang besar; untuk mempertahankan suhu dingin yang ekstrem, diperlukan isolasi tangki. Berat tambahan ini mengurangi fraksi massa tahap atau memerlukan tindakan luar biasa seperti stabilisasi tekanan tangki untuk mengurangi berat. (Tangki yang distabilkan tekanan menopang sebagian besar beban dengan tekanan internal daripada dengan struktur padat, terutama menggunakan kekuatan tarik bahan tangki.

Program roket Soviet, sebagian karena kurangnya kemampuan teknis, tidak menggunakan hidrogen cair sebagai propelan sampai tahap inti Energia pada tahun 1980-an.

Metana

sunting

Penggunaan metana cair dan oksigen cair sebagai propelan kadang-kadang disebut propulsi methalox. Metana cair memiliki impuls spesifik yang lebih rendah daripada hidrogen cair, tetapi lebih mudah disimpan karena titik didih dan kepadatannya yang lebih tinggi, serta kurangnya embrittlement hidrogen. Ia juga meninggalkan lebih sedikit residu di mesin dibandingkan dengan minyak tanah, yang bermanfaat untuk penggunaan ulang. Selain itu, diharapkan bahwa produksinya di Mars akan dimungkinkan melalui reaksi Sabatier. Dalam dokumen Mars Design Reference Mission 5.0 NASA (antara tahun 2009 dan 2012), metana cair/ LOX (methalox) adalah campuran propelan yang dipilih untuk modul pendarat.

Karena keuntungan yang ditawarkan bahan bakar metana, beberapa penyedia peluncuran ruang angkasa swasta bertujuan untuk mengembangkan sistem peluncuran berbasis metana selama tahun 2010-an dan 2020-an. Persaingan antar negara ini dijuluki sebagai Perlombaan Methalox ke Orbit, dengan roket methalox Zhuque-2 milik LandSpace menjadi yang pertama mencapai orbit.

Hingga Januari 2024, dua roket berbahan bakar metana telah mencapai orbit. Beberapa roket lainnya sedang dalam tahap pengembangan dan dua upaya peluncuran orbital gagal:

  • Zhuque-2 berhasil mencapai orbit pada penerbangan keduanya pada 12 Juli 2023, menjadi roket berbahan bakar metana pertama yang melakukannya. Roket ini gagal mencapai orbit pada penerbangan perdananya pada 14 Desember 2022. Roket yang dikembangkan oleh LandSpace ini menggunakan mesin TQ-12.
  • Vulcan Centaur berhasil mencapai orbit pada percobaan pertamanya, yang disebut Cert-1, pada 8 Januari 2024.Roket, yang dikembangkan oleh United Launch Alliance, menggunakan mesin BE-4 milik Blue Origin, meskipun tahap kedua menggunakan hydrolox RL10.
  • Terran 1 mengalami kegagalan dalam upaya peluncuran orbital pada penerbangan perdananya pada 22 Maret 2023. Roket yang dikembangkan oleh Relativity Space ini menggunakan mesin Aeon 1.
  • Starship mencapai orbit transatmosfer pada penerbangan ketiganya pada 14 Maret 2024, setelah dua kali gagal. Roket yang dikembangkan oleh SpaceX ini menggunakan mesin Raptor.

SpaceX mengembangkan mesin Raptor untuk kendaraan peluncur superberat Starship. Mesin ini telah digunakan dalam penerbangan uji sejak tahun 2019. SpaceX sebelumnya hanya menggunakan RP-1/LOX di mesin mereka.

Blue Origin mengembangkan mesin BE-4 LOX/LNG untuk New Glenn dan United Launch Alliance Vulcan Centaur. BE-4 akan menghasilkan daya dorong sebesar 2.400 kN (550.000 lbf). Dua mesin penerbangan telah dikirimkan ke ULA pada pertengahan tahun 2023.

Pada bulan Juli 2014, Firefly Space Systems mengumumkan rencana untuk menggunakan bahan bakar metana untuk kendaraan peluncur satelit kecil mereka, Firefly Alpha dengan desain mesin aerospike.

ESA sedang mengembangkan mesin roket methalox Prometheus 980kN yang diuji coba pada tahun 2023.

Monopropelan

sunting
High-test peroxide
Peroksida uji tinggi adalah Hidrogen peroksida pekat, dengan sekitar 2% hingga 30% air. Peroksida ini terurai menjadi uap dan oksigen saat melewati katalis. Peroksida ini secara historis digunakan untuk sistem kontrol reaksi, karena mudah disimpan. Peroksida ini sering digunakan untuk menggerakkan Turbopump , digunakan pada roket V2, dan Soyuz modern .
Hydrazine
Hidrazin, terurai secara energetik menjadi nitrogen, hidrogen, dan amonia (2N2H4 → N2+H2+2NH3) dan paling banyak digunakan dalam wahana antariksa. (Penguraian amonia yang tidak teroksidasi bersifat endotermik dan akan menurunkan kinerja).
Nitrous oxide
terurai menjadi nitrogen dan oksigen.
Steam
Uap, bila dipanaskan secara eksternal akan memberikan Isp yang cukup sederhana hingga 190 detik, tergantung pada korosi material dan batas termal.

Penggunaan saat ini

sunting

Pada bulan Desember 2024, kombinasi bahan bakar cair yang umum digunakan untuk tahap bawah (awal), pendorong booster, tahap pertama, tahap inti, tahap kedua, tahap atas:

Minyak tanah (RP-1) / oksigen cair (LOX)

sunting

Digunakan untuk tahap bawah Soyuz-2, Long March 6, Long March 7, Long March 8, dan Tianlong-2; pendorong Long March 5; tahap pertama Atlas V; dan kedua tahap Electron, Falcon 9, Falcon Heavy, Firefly Alpha, dan Long March 12.

Berikut adalah daftar mesin roket berdasarkan asal negara, nama mesin roket, prusahaan manufaktur mesin roket, status, penggunaan tahapan roket dan platform roket.

  • Amerika Serikat
    • Lightning 1, Firefly Aerospace, status aktif, tahap kedua, Alpha
    • Merlin 1D FT, SpaceX, status aktif, tahap awal, Falcon 9 B5 Heavy
    • Merlin Vacuum 1D, SpaceX, status aktif, tahap kedua, Falcon 9 B5 Heavy
    • Miranda, Firefly Aerospace, dalam pengembangan, tahap awal, Antares 300 Series, MLV
    • Reaver 1, Firefly Aerospace, status aktif, tahap awal, Alpha
  • Uni Soviet
    • 11Д111 / 14Д15, JSC Kuznetsov, status aktif, tahap awal, Antares 100, Soyuz-2-1v
  • Rusia
    • RD-0124, 14Д23, KBKhA, status aktif, tahap kedua, tahap ketiga, Soyuz-2.1b, Soyuz-2-1v, Angara
    • 14Д22, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Soyuz-FG, -2
    • RD-108A, 14Д21, NPO Energomash, status aktif, tahap kedua, Soyuz-FG, -2
    • RD-171M, 11Д520, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Soyuz-5, Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3SLBF
    • RD-180, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Atlas V, III
    • RD-191, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Angara
    • RD-193, NPO Energomash, dalam pengembangan, tahap awal, Soyuz-2-1v
  • Ukraina
    • RD-801, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap awal, Mayak
    • RD-809K, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap atas, Mayak
    • RD-810, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap awal, Mayak, Zenit
    • RD-870, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap awal, Cyclone-4M
  • Selandia Baru dan Amerika Serikat
    • Rutherford, Rocket Lab, status aktif, tahap awal, Electron
    • Rutherford Vacuum, Rocket Lab, status aktif, tahap kedua, Electron
  • India
    • SCE-200, LPSC, dalam pengembangan, tahap atas, tahap inti, GSLV Mk III, ULV
  • Tiongkok
    • YF-100, AALPT, status aktif, tahap awal, Long March 7, 5
    • YF-115, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 6, 7
    • YF-130, AALPT, dalam pengembangan, tahap awal, Long March 9
  • Jerman
    • Helix, Rocket Factory Augsburg, dalam pengembangan, tahap awal, tahap kedua, RFA One

Hidrogen cair (LH) / LOX

sunting

Digunakan pada tahap Sistem Peluncuran Luar Angkasa, New Shepard, H3, GSLV, Long March 5, Long March 7A, Long March 8, Ariane 6 dan Centaur.

  • Amerika Serikat
    • BE-3, Blue Origin, status aktif, tahap awal, New Shepard
    • BE-3U, Blue Origin, status aktif, tahap kedua, New Glenn
    • BE-7, Blue Origin, dalam pengembangan, tahap awal, Blue Moon
    • RL-10A-4-2, Aerojet Rocketdyne, Retired, tahap atas, Atlas IIIB V
    • RL-10B-2, Aerojet Rocketdyne, status aktif, tahap atas, Delta III, IV, SLS
    • RL-10C-1, Aerojet Rocketdyne, status aktif, tahap atas, Delta III, IV, SLS, Vulcan
    • RS-25, Rocketdyne, status aktif, tahap awal, Space Shuttle, SLS
  • India
    • CE-20, LPSC, status aktif, tahap atas, GSLV Mk III
    • CE-7.5, LPSC, status aktif, tahap atas, GSLV Mk II
  • Jepang
    • LE-5B, Mitsubishi, JAXA, status aktif, tahap atas, H-IIA, H-IIB
    • LE-7A, Mitsubishi, JAXA, status aktif, tahap awal, H-IIA, H-IIB
    • LE-9, Mitsubishi, JAXA, dalam pengembangan , tahap awal, H-3
  • Rusia
    • RD-0146D, KBKhA, dalam pengembangan, tahap atas, Angara
  • Eropa
    • Vinci, Snecma, status aktif, tahap atas, Ariane 6
    • Vulcain 2.1, Snecma, status aktif, tahap awal, Ariane 6
  • China
    • YF-73, AALPT, status aktif, tahap ketiga, Long March 3
    • YF-75, AALPT, status aktif, tahap ketiga, Long March 3A, 3B, 3C
    • YF-75D, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 5
    • YF-77, AALPT, status aktif, tahap awal, Long March 5
    • YF-79, AALPT, dalam pengembangan, tahap ketiga, Long March 9
    • YF-90, AALPT, dalam pengembangan, tahap kedua, Long March 9

Metana cair (LNG) / LOX

sunting

Digunakan pada kedua tahap Zhuque-2, Starship (melakukan penerbangan uji hampir orbital), dan tahap pertama Vulcan Centaur.

  • Amerika Serikat
    • Aeon-R, Relativity Space, dalam pengembangan, tahap awal, tahap kedua, Terran R
    • BE-4, Blue Origin, status aktif, tahap awal, New Glenn, Vulcan
    • Raptor, SpaceX, dalam pengembangan, tahap awal, tahap kedua, Starship
    • Raptor Vacuum, SpaceX, dalam pengembangan, tahap kedua, Starship
    • Zenith, Stoke, dalam pengembangan, tahap awal, Nova
  • Uni Eropa
    • M10, Avio, dalam pengembangan, tahap atas, Vega-E
  • Tiongkok
    • TQ-12, Landspace, status aktif, tahap awal, ZQ-2
  • Selandia Baru dan Amerika Serikat
    • Archimedes, Rocket Lab, dalam pengembangan, tahap awal, tahap kedua, Neutron

UDMH atau MMH

sunting

Dimetilhidrazina tidak simetris (UDMH) atau monometilhidrazina (MMH) / dinitrogen tetroksida (NTO atau N2O4), digunakan dalam tiga tahap pertama pendorong Proton Rusia, mesin Vikas India untuk roket PSLV dan GSLV, banyak pendorong Cina, sejumlah roket militer, orbital, dan ruang angkasa dalam, karena kombinasi bahan bakar ini bersifat hipergolik dan dapat disimpan untuk jangka waktu lama pada suhu dan tekanan yang wajar.

  • Rusia
    • RD-276,14Д14М, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Proton-M
  • Ukraina
    • RD-861K, Pivdenne/​Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap kedua, Cyclone-4M
  • India
    • Vikas, LPSC, status aktif, tahap kedua, tahap inti, pendorong, PSLV, GSLV, GSLV Mk III booster
  • China
    • YF-21B, AALPT, status aktif, pendorong booster, tahap awal, Long March 2E, 2F, 3
    • YF-21C, AALPT, status aktif, tahap awal, Long March 2C, 2D, 3A, 3B, 3C, 4B, 4C
    • YF-25, AALPT, status aktif, pendorong booster, Long March 3B, 3C
    • YF-22B, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 2E, 2F
    • YF-22C, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 2C, 2D, 4B, 4C
    • YF-22D, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 3
    • YF-22E, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 3A, 3B, 3C
    • YF-40, AALPT, status aktif, tahap ketiga, Long March 4B, 4C
    • YF-50D, AALPT, status aktif, tahap atas, Long March 3B, 3C, 5, 7
  • Amerika Serikat
    • AJ-10-190 Aerojet, status aktif, tahap atas, Space Shuttle, Orion, Apollo CSM

Hidrazin

sunting

Hidrazin (N2H4): Digunakan dalam misi antariksa karena dapat disimpan dan hipergolik, dan dapat digunakan sebagai monopropelan dengan katalis.

Aerozine-50

sunting

Aerozine-50 (50/50 hidrazin dan UDMH): Digunakan dalam misi antariksa karena dapat disimpan dan hipergolik, dan dapat digunakan sebagai monopropelan dengan katalis.

Tabel

sunting
Untuk memperkirakan Isp pada tekanan ruang lainnya[butuh klarifikasi]
Tekanan absolut kPa; atm (psi) Kalikan dengan
6.895 kPa; 68,05 atm (1.000 psi) 1.00
6.205 kPa; 61,24 atm (900 psi) 0.99
5.516 kPa; 54,44 atm (800 psi) 0.98
4.826 kPa; 47,63 atm (700 psi) 0.97
4.137 kPa; 40,83 atm (600 psi) 0.95
3.447 kPa; 34,02 atm (500 psi) 0.93
2.758 kPa; 27,22 atm (400 psi) 0.91
2.068 kPa; 20,41 atm (300 psi) 0.88

Tabel ini menggunakan data dari tabel termokimia JANNAF (Joint Army-Navy-NASA-Air Force (JANNAF) Interagency Propulsion Committee), dengan impuls spesifik terbaik yang mungkin dihitung oleh Rocketdyne dengan asumsi pembakaran adiabatik , ekspansi isentropik , ekspansi satu dimensi dan keseimbangan bergeser. Beberapa unit telah dikonversi ke metrik, tetapi tekanan belum.[4]

Definisi

sunting
Ve
Rata-rata kecepatan gas buang, m/s. Ukuran yang sama dengan impuls spesifik dalam satuan yang berbeda, secara numerik sama dengan impuls spesifik dalam N·s/kg.
r
Rasio campuran: massa oksidator / massa bahan bakar
Tc
Suhu ruang, °C
d
Massa jenis bahan bakar dan oksidator, g/cm3
C*
Kecepatan karakteristik, m/s. Sama dengan tekanan ruang dikalikan dengan luas rongga, dibagi dengan laju aliran massa . Digunakan untuk memeriksa efisiensi pembakaran roket eksperimental .

Bipropelan

sunting
Oksidator Bahan Bakar Komentar Ekspansi optimal dari 68.05 atm menjadi
1 atm 0 atm, vakum
(rasio luas nosel 40:1)
Ve r Tc d C* Ve r Tc d C*
LOX H2 Hydrolox. Common. 3816 4.13 2740 0.29 2416 4462 4.83 2978 0.32 2386
H2:Be 49:51 4498 0.87 2558 0.23 2833 5295 0.91 2589 0.24 2850
CH4 (methane) Methalox. Many engines under development in the 2010s. 3034 3.21 3260 0.82 1857 3615 3.45 3290 0.83 1838
C2H6 3006 2.89 3320 0.90 1840 3584 3.10 3351 0.91 1825
C2H4 3053 2.38 3486 0.88 1875 3635 2.59 3521 0.89 1855
RP-1 (kerosene) Kerolox. Common. 2941 2.58 3403 1.03 1799 3510 2.77 3428 1.03 1783
N2H4 3065 0.92 3132 1.07 1892 3460 0.98 3146 1.07 1878
B5H9 3124 2.12 3834 0.92 1895 3758 2.16 3863 0.92 1894
B2H6 3351 1.96 3489 0.74 2041 4016 2.06 3563 0.75 2039
CH4:H2 92.6:7.4 3126 3.36 3245 0.71 1920 3719 3.63 3287 0.72 1897
GOX GH2 Gaseous form 3997 3.29 2576 — 2550 4485 3.92 2862 — 2519
F2 H2 4036 7.94 3689 0.46 2556 4697 9.74 3985 0.52 2530
H2:Li 65.2:34.0 4256 0.96 1830 0.19 2680
H2:Li 60.7:39.3 5050 1.08 1974 0.21 2656
CH4 3414 4.53 3918 1.03 2068 4075 4.74 3933 1.04 2064
C2H6 3335 3.68 3914 1.09 2019 3987 3.78 3923 1.10 2014
MMH 3413 2.39 4074 1.24 2063 4071 2.47 4091 1.24 1987
N2H4 3580 2.32 4461 1.31 2219 4215 2.37 4468 1.31 2122
NH3 3531 3.32 4337 1.12 2194 4143 3.35 4341 1.12 2193
B5H9 3502 5.14 5050 1.23 2147 4191 5.58 5083 1.25 2140
OF2 H2 4014 5.92 3311 0.39 2542 4679 7.37 3587 0.44 2499
CH4 3485 4.94 4157 1.06 2160 4131 5.58 4207 1.09 2139
C2H6 3511 3.87 4539 1.13 2176 4137 3.86 4538 1.13 2176
RP-1 3424 3.87 4436 1.28 2132 4021 3.85 4432 1.28 2130
MMH 3427 2.28 4075 1.24 2119 4067 2.58 4133 1.26 2106
N2H4 3381 1.51 3769 1.26 2087 4008 1.65 3814 1.27 2081
MMH:N2H4:H2O 50.5:29.8:19.7 3286 1.75 3726 1.24 2025 3908 1.92 3769 1.25 2018
B2H6 3653 3.95 4479 1.01 2244 4367 3.98 4486 1.02 2167
B5H9 3539 4.16 4825 1.20 2163 4239 4.30 4844 1.21 2161
F2:O2 30:70 H2 3871 4.80 2954 0.32 2453 4520 5.70 3195 0.36 2417
RP-1 3103 3.01 3665 1.09 1908 3697 3.30 3692 1.10 1889
F2:O2 70:30 RP-1 3377 3.84 4361 1.20 2106 3955 3.84 4361 1.20 2104
F2:O2 87.8:12.2 MMH 3525 2.82 4454 1.24 2191 4148 2.83 4453 1.23 2186
Oksidator Bahan Bakar Komentar Ve r Tc d C* Ve r Tc d C*
N2F4 CH4 3127 6.44 3705 1.15 1917 3692 6.51 3707 1.15 1915
C2H4 3035 3.67 3741 1.13 1844 3612 3.71 3743 1.14 1843
MMH 3163 3.35 3819 1.32 1928 3730 3.39 3823 1.32 1926
N2H4 3283 3.22 4214 1.38 2059 3827 3.25 4216 1.38 2058
NH3 3204 4.58 4062 1.22 2020 3723 4.58 4062 1.22 2021
B5H9 3259 7.76 4791 1.34 1997 3898 8.31 4803 1.35 1992
ClF5 MMH 2962 2.82 3577 1.40 1837 3488 2.83 3579 1.40 1837
N2H4 3069 2.66 3894 1.47 1935 3580 2.71 3905 1.47 1934
MMH:N2H4 86:14 2971 2.78 3575 1.41 1844 3498 2.81 3579 1.41 1844
MMH:N2H4:N2H5NO3 55:26:19 2989 2.46 3717 1.46 1864 3500 2.49 3722 1.46 1863
ClF3 MMH:N2H4:N2H5NO3 55:26:19 Hypergolic 2789 2.97 3407 1.42 1739 3274 3.01 3413 1.42 1739
N2H4 Hypergolic 2885 2.81 3650 1.49 1824 3356 2.89 3666 1.50 1822
N2O4 MMH Hypergolic, common 2827 2.17 3122 1.19 1745 3347 2.37 3125 1.20 1724
MMH:Be 76.6:29.4 3106 0.99 3193 1.17 1858 3720 1.10 3451 1.24 1849
MMH:Al 63:27 2891 0.85 3294 1.27 1785
MMH:Al 58:42 3460 0.87 3450 1.31 1771
N2H4 Hypergolic, common 2862 1.36 2992 1.21 1781 3369 1.42 2993 1.22 1770
N2H4:UDMH 50:50 Hypergolic, common 2831 1.98 3095 1.12 1747 3349 2.15 3096 1.20 1731
N2H4:Be 80:20 3209 0.51 3038 1.20 1918
N2H4:Be 76.6:23.4 3849 0.60 3230 1.22 1913
B5H9 2927 3.18 3678 1.11 1782 3513 3.26 3706 1.11 1781
NO:N2O4 25:75 MMH 2839 2.28 3153 1.17 1753 3360 2.50 3158 1.18 1732
N2H4:Be 76.6:23.4 2872 1.43 3023 1.19 1787 3381 1.51 3026 1.20 1775
IRFNA IIIa UDMH:DETA 60:40 Hypergolic 2638 3.26 2848 1.30 1627 3123 3.41 2839 1.31 1617
MMH Hypergolic 2690 2.59 2849 1.27 1665 3178 2.71 2841 1.28 1655
UDMH Hypergolic 2668 3.13 2874 1.26 1648 3157 3.31 2864 1.27 1634
IRFNA IV HDA UDMH:DETA 60:40 Hypergolic 2689 3.06 2903 1.32 1656 3187 3.25 2951 1.33 1641
MMH Hypergolic 2742 2.43 2953 1.29 1696 3242 2.58 2947 1.31 1680
UDMH Hypergolic 2719 2.95 2983 1.28 1676 3220 3.12 2977 1.29 1662
H2O2 MMH 2790 3.46 2720 1.24 1726 3301 3.69 2707 1.24 1714
N2H4 2810 2.05 2651 1.24 1751 3308 2.12 2645 1.25 1744
N2H4:Be 74.5:25.5 3289 0.48 2915 1.21 1943 3954 0.57 3098 1.24 1940
B5H9 3016 2.20 2667 1.02 1828 3642 2.09 2597 1.01 1817
Oksidator Bahan Bakar Komentar Ve r Tc d C* Ve r Tc d C*

Definisi beberapa campuran:

IRFNA IIIa
83.4% HNO3, 14% NO2, 2% H2O, 0.6% HF
IRFNA IV HDA
54.3% HNO3, 44% NO2, 1% H2O, 0.7% HF
RP-1
Lihat MIL-P-25576C, pada dasarnya minyak tanah (sekitar C10H18)
MMH monometilhidrazina
CH3NHNH2

Tidak memiliki semua data untuk CO/O2, yang ditujukan untuk NASA untuk roket berbasis Mars, hanya impuls spesifik sekitar 250 s.

r
Rasio campuran: massa oksidator / massa bahan bakar
Ve
Rata-rata kecepatan gas buang, m/s. Ukuran yang sama dengan impuls spesifik dalam satuan yang berbeda, secara numerik sama dengan impuls spesifik dalam N·s/kg.
C*
Kecepatan karakteristik, m/s. Sama dengan tekanan ruang dikalikan dengan luas rongga, dibagi dengan laju aliran massa . Digunakan untuk memeriksa efisiensi pembakaran roket eksperimental.
Tc
Suhu ruang, °C
d
Massa jenis bahan bakar dan oksidator, g/cm3

Monopropelan

sunting
Propelan Komentar Optimal expansion from
68.05 atm menjadi 1 atm 		Ekspansi dari
68.05 atm ke vakum (0 atm)
(Luasnosel = 40:1)
Ve Tc d C* Ve Tc d C*
Ammonium dinitramide (LMP-103S)[5][3] PRISMA mission (2010–2015)
5 S/Cs launched 2016[6] 		1608 1.24 1608 1.24
Hydrazine[3] Common 883 1.01 883 1.01
Hydrogen peroxide Common 1610 1270 1.45 1040 1860 1270 1.45 1040
Hydroxylammonium nitrate (AF-M315E)[3] 1893 1.46 1893 1.46
Nitromethane
Propelan Komentar Ve Tc d C* Ve Tc d C*

Lihat pula

sunting

Referensi

sunting
  1. ^ Larson, W.J.; Wertz, J.R. (1992). Space Mission Analysis and Design. Boston: Kluver Academic Publishers. 
  2. ^ Sutton, G. P. (2003). "History of liquid propellant rocket engines in the united states". Journal of Propulsion and Power. 19 (6): 978–1007. doi:10.2514/2.6942. 
  3. ^ a b c d Shchetkovskiy, Anatoliy; McKechnie, Tim; Mustaikis, Steven (13 August 2012). Advanced Monopropellants Combustion Chambers and Monolithic Catalyst for Small Satellite Propulsion (PDF). 15th Annual Space and Missile Defense Conference. Huntsville, AL. Diakses tanggal 14 December 2017. 
  4. ^ Huzel, D. K.; Huang, D. H. (1971), NASA SP-125, "Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines", (2nd ed.), NASA
  5. ^ Anflo, K.; Moore, S.; King, P. Expanding the ADN-based Monopropellant Thruster Family. 23rd Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites. SSC09-II-4. 
  6. ^ Dingertz, Wilhelm (10 October 2017). HPGP® - High Performance Green Propulsion (PDF). ECAPS: Polish - Swedish Space Industry Meeting. Diakses tanggal 14 December 2017. 
 

Artikel bertopik teknologi ini adalah sebuah rintisan. Anda dapat membantu Wikipedia dengan mengembangkannya.

 

Artikel bertopik roket ini adalah sebuah rintisan. Anda dapat membantu Wikipedia dengan mengembangkannya.

Diperoleh dari "https://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Propelan_roket_cair&oldid=26859981"