Flydende drivmiddel

I astronautik kalder vi flydende drivmiddel ethvert kemisk system, der består af et eller flere drivmidler, der er lagret i flydende tilstand , ved at producere ved nedbrydning eller ved forbrænding en gasblanding, hvis ekspansion gennem en dyse giver en trykkraft . Sådanne drivmidler gør det ikke muligt at nå meget høje hastigheder, men tilbyder tilstrækkelig kraft i den tid, der er nødvendig for at overvinde tyngdekraften og placere nyttelast i kredsløb. De bruges derfor ofte til at give den nødvendige drivkraft for løfteraketter til at tage afsted og til at manøvrere dem i rummet.

Mængder, der karakteriserer et drivmiddel

Disse mængder er introduceret i artiklen " Rocket engine ".

Specifik impuls

Bemærkede jeg sp og måles i sekunder, specifik impuls angiver den tid, hvor en masse af et kilogram drivmiddel kan tilvejebringe en trykkraft på ene kilopond , dvs. 9,806 65 N :

{\ displaystyle F_ {prop} = g_ {0} \ cdot {\ dot {m}} \ cdot I_ {sp}}

, hvorfra

I_ {sp} = \ frac {F_ {prop}} {g_0 \ cdot \ dot {m}}

med:

Jeg sp den specifikke impuls udtrykt i sekunder
F prop den trykkraft af drivmidlet, målt i newton
g 0 den acceleration af gennemsnitlig grovhed på jorden ( normal tyngdekraft ), dvs. 9,806 65 m / s 2
$\ prik {m}$ den massestrømningshastighed af udstødningsgas udstødning, målt i kilogram pr sekund

Denne ligning understreger, at den specifikke impuls for lige tryk vil være desto højere, da massestrømningshastigheden vil være lav, hvilket betyder, at drivmidler, hvis forbrændingsprodukter har en lav molær masse , foretrækkes .

Den specifikke impuls er ikke en absolut mængde af et drivmiddel, men afhænger af raketmotorens ydeevne og især af det tryk, der opnås i forbrændingskammeret , hvilket kan påvirke systemets ydeevne med 10 til 15%. Det afhænger også af udvidelsen af udstødningsgasserne i dysen , hvis geometri skal være optimal for at maksimere tryk , og det afhænger derfor også af trykket uden for raketten: den specifikke impuls er maksimal i det tomme, men er næsten 15% lavere ved start ved havoverfladen.

I litteraturen er de specifikke impulsværdier angivet i vakuum og under ideelle termodynamiske forhold, så de udgør øvre grænser, hvor praktiske værdier generelt er 5 til 10% lavere.

Udstødningshastighed for udstødningsgas

Da forholdet mellem trykkraft og massestrøm er lig med udstødningsgassernes udstødningshastighed, kan den specifikke impuls af et drivmiddel også udtrykkes ved hjælp af udstødningshastigheden udtrykt i meter pr. Sekund i overensstemmelse med ligestilling:

{\ displaystyle v_ {e} = {\ frac {F_ {prop}} {\ dot {m}}} = g_ {0} \ cdot I_ {sp}}

med:

v e udstødningshastighed for udstødningsgas, udtrykt i m / s
g 0 den normale tyngdekraft eller 9,806 65 m / s 2
Jeg sp den specifikke impuls målt i sekunder

Drivmassefraktion, delta V, pulsdensitet

Massefraktion

Den massefraktionen af drivmidlet er forholdet mellem den endelige masse af launcher (efter forbrænding af drivmidlet) og dens oprindelige masse (med drivmidlet før dens forbrænding):

f_ \ mathrm {masse} \ = \ 1- \ frac {m_ \ mathrm {prop}} {M_ \ mathrm {0}}

med:

f masser massefraktionen af det forbrugte drivmiddel, udtrykt i kg
m prop den forbrugte drivmasses masse målt i kg
M 0 rumfartøjets startmasse (med forbrugt drivmiddel ) målt i kg

Det er en mængde, der både afhænger af bærerakettens design og af densiteten af det anvendte drivmiddel.

Delta V

Desuden betegner udtrykket "delta V" almindeligvis den øgede hastighed, der tilføres et rumfartøj ved forbrænding af en given mængde drivmiddel . I mangel af et tyngdekrafts- og friktionsfelt gør Tsiolkowskis ligning det muligt blot at udtrykke delta V fra drivstoffets massefraktion :

\ Delta {v} = v_ {e} \ cdot \ ln \ venstre [{\ frac {M_ \ mathrm {plein}} {M_ \ mathrm {tom}}} \ højre]

med:

Av variationen i rumfartøjets hastighed udtrykt i m / s
v e udstødningshastighed for udstødningsgas målt i m / s
M fuld rumfartøjets masse ved start målt i kg
M annullerer massen ekskl. Drivmiddel fra rumfartøjet målt i kg

Vi kan tydeligt se med dette udtryk, at det er nødvendigt at maksimere delta V:

bruge et drivmiddel , der tillader udstødningsgasserne at blive udstødt ved en hastighed v e så højt som muligt
maksimere forholdet M fuld / M tom , hvilket betyder:
- bygge et rumfartøj så let som muligt
- brug et så tæt drivmiddel som muligt

Delta V afhænger derfor både af rumfartøjets masse og af de anvendte drivmidlers iboende egenskaber ( densitet og udstødningshastighed) .

Pulstæthed

Den tilsyneladende tæthed af drivmidlet er et henføringspunkt som bestemmende som dets specifikke impuls , man definerer impulstætheden (eller densitet af impulsen) som produktet af disse to størrelser:

I_ \ mathrm {d} = d_ \ mathrm {prop} \ cdot I_ \ mathrm {sp}

med:

I d impulsdensiteten udtrykt i s kg m −3
d prop drivmiddelets tilsyneladende densitet målt i kg / m 3
Jeg sp den specifikke puls målt i sekunder

Det er undertiden drejningsmomentet ( I sp , I d ) snarere end momentet ( v e , d prop ), der er angivet i tabellerne med numeriske værdier på flydende drivmidler.

Kvaliteter af et flydende drivmiddel

Hypergolisk / ikke-hypergolisk

Et par drivmidler kaldes hypergolisk, som, når de bringes i kontakt med hinanden, autokatalyserer deres egen redox : forbrændingen initieres spontant uden behov for et system. Tænding, hvilket forenkler produktionen af raketmotoren . Fremdrivningens pålidelighed forbedres, fordi det bliver muligt at styre tryk ved hjælp af to ventiler (en pr. Drivmiddel ) uden at skulle ty til komplekse og skrøbelige tændingskontrolsystemer. Derudover forhindrer selve drivmidlernes natur dem i at ophobes i form af en eksplosiv blanding, der forårsager skadelige overtryk på tændingstidspunktet ( hård start ). På den anden side er sådanne hypergoler generelt farlige at håndtere på grund af deres høje kemiske reaktivitet.

Det kvalificerer af kryogen et drivmiddel , hvori mindst én af drivmidlet bør holdes ved en temperatur under -150 ° C , temperatur, ved hvilken visse luftgasser kondensere ved omgivelsestryk. Sådanne drivmidler er generelt meget effektive, men kan kun bruges til start fra jorden , fordi de ikke kan opretholdes i lang tid ved den krævede temperatur, når de er fyldt i løfteraket . Dette er især tilfældet med flydende brint , som begynder at fordampe, så snart det er i et reservoir.

I modsætning hertil kan drivbare drivmidler, der kan lagres, holdes flydende over lange perioder uden at kræve særlige faciliteter til at opbevare dem.

Udvikling og anvendelse af flydende drivmidler

I 1940'erne

Grundlaget for astronautik blev lagt af tyske ingeniører under Anden Verdenskrig gennem en række tekniske innovationer understøttet af en hel række kemiske stoffer, der traditionelt er udpeget ved hjælp af et brev, især (omtrentlige sammensætninger i massefraktion):

A-Stoff : ilt O 2væske ( kryogent drivmiddel brugt sammen med B-Stoff i V-2 raketter )
B-Stoff : hydrazinhydrat N 2 H 4• H 2 Oeller (75% ethanol H 3 C-CH 2 OH+ 25% vand H 2 Obrugt med A-Stoff i V-2 raketter )
C-Stoff : 57% methanol CH 3 OH+ 43% hydrazinhydrat N 2 H 4• H 2 O(brugt med T-Stoff i Messerschmitt Me 163B )
M-Stoff : methanol CH 3 OH
N-Stoff : chlortrifluorid CIF 3
R-Stoff : 57% xylidin H 2 N-C 6 H 3 (CH 3 ) 2+ 43% triethylamin N (CH 2 CH 3 ) 3
S-Stoff : 90-97% salpetersyre HNO 3+ 3-10% ( svovlsyre H 2 SO 4eller jern perchloride FeC 3 )
SV-Stoff : (85-90% salpetersyre HNO 3+ 10-15% svovlsyre H 2 SO 4) Eller (95% salpetersyre HNO 3+ 5% nitrogen peroxid N 2 O 4 )
T-Stoff : 72-76% hydrogenperoxid H 2 O 2+ 18-19% vand H 2 O+ 5-10% ( 8-hydroxyquinolin + natriumphosphat Na 3 PO 4+ Phosphorsyre H 3 PO 4), hypergolisk med C-Stoff

Efter Anden Verdenskrig

Specielt udviklet på bekostning af livet for mange krigsfanger blev tysk kemisk fremdriftsteknologi taget op i 1950'erne af amerikanske og sovjetiske ingeniører, der eksperimenterede med andre stoffer, undertiden eksotiske, såsom tetrafluorhydrazin N 2 F 4med pentaboran B 5 H 9.

Den ethanol H 3 C-CH 2 OHblev brugt i vid udstrækning, rent eller blandet med andre brændstoffer, af tyske og derefter allierede ingeniører i 1940'erne på grund af sin høje latente fordampningsvarme, hvilket gjorde det muligt at bruge det til at køle motorer. Dets ydeevne er ikke desto mindre lavere end det , der er tilladt af kulbrinter , som er tættere og mere energiske. Den største hindring for brugen af kulbrinter som raketbrændstof var deres dårlige termiske opførsel: Når de passerer gennem motorens kølekredsløb, havde de tungere fraktioner tendens til at polymerisere og blokere boblerne som følge af fordampningen af fraktionerne. Den letteste, som ender med at blokere kredsløbene.

Disse problemer blev løst i midten af 1950'erne ved alvorligt at reducere svovlindholdet , hvilket fremmer polymerisation , såvel som det af umættede kulbrinter (mest sandsynligt at polymerisere), mens de favoriserer forgrenede og cykliske alkaner , som er mere modstandsdygtige over for varme end lineære alkaner. De søgte arter er af C 12- ladderane- typen. Dette førte til udviklingen af RP-1 , Refined Petroleum-1 eller Rocket Propellant-1 afhængigt af versionen. Med udviklingen af olieindustrien og raffineringsteknikker har RP-1 og flydende brint siden etableret sig som kraftbrændstoffer, mens hydrazinhydrat N 2 H 4• H 2 O( B-Stoff ) blev erstattet af vandfrie methylerede former, monomethylhydrazin H 2 N-NHCH 3(MMH) og asymmetrisk dimethylhydrazin H 2 N-N (CH 3 ) 2 (UDMH) for at øge ydeevnen i præcisionsmanøvrer.

På oxidantsiden forblev flydende ilt oxidatoren til kraftanvendelser med petroleum ( RP-1 ) og flydende brint , mens forskning på SV-Stoff havde til formål at stabilisere salpetersyre HNO 3.for at begrænse de skadelige virkninger af nitrogendioxiddampe NO 2frigives rigeligt af salpetersyre (disse dampe er også grunden til, at HNO 3koncentrat kaldes fuming salpetersyre , WFNA på engelsk, for White Fuming Salpetersyre ). Dette blev gjort ved at fortynde HNO 3i nitrogen peroxid N 2 O 4, hvilket gav det hele en rødlig farve (deraf navnet rød fuming salpetersyre , RFNA på engelsk), mens korrosionsproblemet med tankene blev løst ved tilsætning af HF flussyre for at passivere overfladen inde i tankene ved at deponere et lag metalfluor deri: dette kaldes hæmmet rødrøgende salpetersyre eller IRFNA på engelsk.

I dag

Det er almindeligt at formelt skelne mellem tre typer flydende drivmidler efter antallet af drivmidler, der udgør dem:

de monopropellants (eller monoergols ), som er sammensat af kun ét drivmiddel;
de diergols (eller bipropellant ), som er sammensat af de to komponenter;
de triergols , som er sammensat af tre drivmiddel.

Denne nomenklatur er faktisk ret kunstig, fordi den grundlæggende forskel ligger mellem monopropellanter og andre flydende drivmidler:

monopellanter fungerer på basis af en katalyseret eksoterm nedbrydning;
de andre drivmidler er baseret på forbrændingen af et eller flere brændstoffer i en eller flere oxidatorer.

Hydrazin

Den hydrazin N 2 H 4er det mest anvendte monopropelant , især i de sidste nedstigningsfaser af rumsonder, inden de lander på deres mål: dette var tilfældet med landingsmændene til Viking-programmet såvel som Phoenix- missionen , der ankom Mars den25. maj 2008. Den Mars Reconnaissance Orbiter blev sat i kredsløb med et reservoir af mere end et ton af hydrazin at stabilisere sin bane omkring Mars . Hydrazin nedbrydes meget eksotermt på en metallisk katalysator af iridium på aluminiumoxid Al 2 O 3eller carbon-nanofibre / grafit eller molybdænitrid på aluminiumoxid , som katalyserer reaktionerne:

3 N 2 H 4→ 4 NH 3+ N 2
N 2 H 4→ N 2+ 2 H 2
4 NH 3+ N 2 H 4→ 3 N 2+ 8 H 2

Disse reaktioner frigiver tilstrækkelig energi til at drive forbrændingskammeret til 800 ° C i et millisekund med meget god effektivitet, hvilket resulterer i en specifik vakuumimpuls på ca. 220 s .

Udviklingen af lagringsbare drivteknologier er blevet gennemført til et stort set militært formål, hovedsageligt for at give arsenaler et batteri af missiler, der er klar til at blive affyret så hurtigt som muligt over den længst mulige periode fra 'installationer så små som muligt. De fleste russiske og amerikanske løfteraketter med drivbare drivmidler stammer således fra interkontinentale ballistiske missiler .

Aérozine 50, UDMH, UH 25 eller MMH brændstoffer

Blandingen 50% hydrazin H 2 N-NH 2+ 50% UDMH H 2 N-N (CH 3 ) 2kaldes aerozin 50 . Det er et brændstof, der blev udviklet i USA i 1950'erne, oprindeligt for at udstyre Titan II- missiler , ved oprindelsen af bæreraketter, hvorefter dette brændstof blev udbredt i astronautik ; han blev især beæret i Apollo 11- missionen for at have sikret landing og derefter start af LEM . Den aerozine 50 er lidt mindre tæt end den hydrazin ren og har et kogepunkt noget lavere, men giver stabilitet og en responstid med den optimerede NTO (nitrogen peroxid N 2 O 4).

Frankrig havde valgt i 1960'erne til et NTO / UDMH fremdrift med Diamant raketter , til grund for Ariane-programmet : opsendt fra Hammaguir ( Algeriet ) frem til 1967, derefter fra Guyanas Space Center i Kourou fra 1970, de Diamant raketter havde tre fiaskoer og ni succeser, herunder at sætte banen i Asterix- satellitten i 1965 såvel som Castor og Pollux i 1975. For at sikre fremdriften af Ariane 1- bæreraketten havde Ariane-programmet valgt i kontinuiteten af Diamant raketter, for ren UDMH fremdrift , hvilket delvist var på oprindelsen af svigt af den anden lancering af raketten, i 1980. efter dette, Ariane 2 til Ariane 4 løfteraketter betjenes med UH 25 , en blanding 75% UDMH H 2 NN (CH 3 ) 2+ 25% hydrazinhydrat H 2 N-NH 2• H 2 O, Ariane 4 bliver en af de mest pålidelige bæreraketter i verden med en succesrate på over 97%.

Den MMH H 2 N-NHCH 3efterfølgende pålagt sig over for forskellige kombinationer af hydrazin og UDMH til drift i rummet; det skal bruges i orbitalt manøvreringssystem (OMS) i rumfærgen til NASA og i Ariane 5 's lagringsbare drivmiddel (EPS) .

Særligt giftige, disse forbindelser er genstand for forskning for at erstatte dem med mindre farlige ækvivalenter, for eksempel DMAZ ( 2-azido- N , N- dimethylethanamin (CH 3 ) 2 N - CH 2 – CH 2 – N = N + = N -).

NTO eller MON oxidator

Den nitrogen peroxid N 2 O 4, generelt betegnet med NTO (for nitrogentetroxid ), er den "historiske" oxidant med alle disse nitrogenholdige brændstoffer: den er både hypergolisk med dem og kan opbevares under terrestriske forhold. Det bruges sjældent rent, men blandet med nitrogenmonoxid N20 i variable forhold for at begrænse virkningerne af korrosion af NTO, især på titaniumlegeringer, der anvendes i fremdrivningssystemer. En blanding af x % N20 med (100 x )% NTO kaldes MON - x (for blandede kvælstofoxider ), grænsen er MON-40; Amerikanere bruger generelt MON-3, mens europæere synes at foretrække MON-1.3.

Drivmidlet NTO / aerozin 50 anvendes hovedsageligt til start, MON / MMH- systemerne bruges til orbitaljusteringer i rummet på temmelig store maskiner og i perioder med brug i størrelsesordenen et par uger, og hydrazin som mono- drivmiddel er fortsat den foretrukne løsning til positionering af mindre maskiner såsom satellitter eller sonder over tidsperioder på måneder eller endda år.

LOX / RP-1, LH2 eller CH4 kryogene drivmidler LOX / RP-1 drivmiddel

Den RP-1 har været meget anvendt i USA i 1960'erne og 1970'erne som magt brændstof til de første faser af løfteraketter såsom raketter Atlas , Titan jeg , Delta , Saturn I og jeg B , og selvfølgelig Saturn V , berømt til lancering af Apollo-programmet og Skylab- laboratoriet . Både tæt og opbevarbar, optimeret til raketmotorer , det giver fremragende startpræstation med flydende ilt , der ofte omtales med akronymet LOX.

I modsætning til nitrogenholdige drivmidler er LOX / RP-1-systemet ikke hypergolisk og kræver derfor et tændingssystem i motoren for at starte forbrænding. Det er 8% mindre tæt end NTO / aerozin 50-systemet, men giver en lidt højere specifik impuls (3%). Frem for alt er det meget mindre farligt at håndtere.

Delta- løfteraketter , der skulle trækkes tilbage fra tjeneste i 1980'erne til fordel for rumfærger , blev bragt tilbage i forgrunden efter Challenger- eksplosionen i 1986, og Delta II forblev en grundpiller i amerikansk astronautik indtil slutningen af 2010'erne med en imponerende række rumsonder lanceret i solsystemet ; deres første etape blev drevet af LOX / RP-1, mens den anden blev drevet af NTO / aerozine 50 . Disse løfteraketter blev trukket tilbage fra tjeneste iseptember 2018.

LOX / LH2 drivmiddel

Det flydende brint , generelt betegnet med akronymet LH2, er det mest kraftfulde brændstof, der anvendes sammen med det flydende ilt : dets specifikke impuls er større med ca. 30% end RP-1 , men bulkdensiteten af et LOX / LH2-system er også næsten 30% lavere end for et LOX / RP-1-system. Dens anvendelse skaber derfor problemer med tankstørrelse og start aerodynamik , idet friktionskræfterne på bæreraketten er i stand til at miste den energifordel, der leveres af LH2-systemer sammenlignet med RP-1-systemer.

Desuden flydende brint er en særligt flygtig stof, hvis håndtering skal tage hensyn til den høje risiko for eksplosion, ved at have en robust kryogen teknologi gør det muligt at håndtere en væske ved en temperatur aldrig overstiger 20.28 K eller -252,87 ° C . Endelig er brintoverflydelsesteknologi dyr i energi og skal håndtere problemet med dihydrogenets spin-isomerisme : ved stuetemperatur repræsenterer orthohydrogen 75% af molekylerne, en andel, der falder til 0,21% ved stuetemperatur. Den flydende tilstand i slutningen af en eksoterm overgang, som har tendens til at opvarme brintet, når det først er flydende ved at fremskynde dets fordampning.

LOX / CH4 drivmiddel

De metan flere operationelle fordele, som gør den konkurrencedygtig med den flydende oxygen i forhold til den flydende brint trods specifik impuls teoretisk ca. 380 s , mod omkring 450 s for systemet LOX / LH2 , en værdi 16% lavere. Faktisk brugte teknologien raketmotorer til flydende drivmidler fra 2020'erne at arbejde ved højere tryk, hvilket forbedrer deres ydeevne betydeligt, mens flydende metan og håndtering af flydende metan kræver mindre komplekse og billigere faciliteter end dem, der er nødvendige for flydende brint, meget køligere: temperaturintervallerne, hvor disse stoffer findes i flydende tilstand ved atmosfærisk tryk, er 54 til 90 K for ilt , 91 til 112 K for flydende methan, men 14 til 20 K for brint . Denne teknologi blev udviklet gennem motoren Prometheus fra ArianeGroup motoren Raptor fra SpaceX og motor BE-4 fra Blue Origin ; Foreløbige undersøgelser blev udført i 2000'erne af RocketdyneRocketdyne på motoren RS-18 (in) i programmet Constellation of NASA , annulleret i 2010.

En anden fordel ved den flydende methan som et drivmiddel brændstof , kan det produceres lokalt på en anden planet Jorden ved en kombination af reaktion Sabatier og reaktionsgas modsætning vand ( RWGS ) i forbindelse med teknologier anvendelse af in situ ressourcer ( ISRU ), for eksempel på Mars .

Andre flydende drivmidler CLF3 eller CLF5 / N2H4

Den chlortrifluorid CIF 3og chlor pentafluorid CIF 5er to oxidanter, der blev undersøgt - og udviklet - under den kolde krig i kraft af deres høje densitet, lette opbevaring og ydeevne med hydrazin . De er ikke desto mindre forbindelser, der er virkelig farlige at håndtere, som har tendens til at antænde ethvert oxiderbart materiale, og som derfor udgør en stor fare for alle dem, der er involveret i håndtering af dem. Derudover indeholder deres udstødningsgasser hydrogenfluorid HF og hydrogenchlorid HCI, som er særligt skadelige for miljøet.

Triergoler

De triergols er blevet intensivt studeret i USA og Sovjetunionen, aldrig føre til konkrete resultater på grund af deres uoverkommelige omkostninger og især teknologiske hindringer for deres gennemførelse. De mest berømte er:

LO2 / LBE + LH2, det vil sige flydende ilt med flydende hydrogen doteret med beryllium , hurtigt opgivet på grund af omkostningerne og faren ved beryllium og dets oxider;
NTO / MMH + LBE (derefter LAL), det vil sige nitrogenperoxid med monomethylhydrazin doteret med beryllium (derefter med aluminium af hensyn til omkostninger og toksicitet), opgivet på trods af alt også på grund af vanskelighederne med at implementere en flydende fremdrift fra et fast stof metal;
LF2 / LLI + LH2, det vil sige flydende fluor med flydende lithium og flydende brint , på forhånd det mest kraftfulde drivmiddel, der er kendt, men hvis implementering vil kræve fælles kontrol og sikring i den samme rumfartøjsteknologi . Tre mest krævende drivmidler, man kan forestille sig.

Digital sammenligning af flydende drivmidler

Nominelle data ved havoverfladen

Følgende rullemenu gengiver en ASCII- form Giver hovedmængderne, der kendetegner et flydende drivmiddel, ved hjælp af oxidant og brændstof, og angiver om nødvendigt nuancer af proportioner i blandingerne:

Nominelle parametre for standard flydende drivmidler ved havoverfladen Oxiderende middel: LOX : Flydende ilt

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
LH2 : Flydende brint	5.00	381	124	3.738	2 347	3.304	11.8	1.21	0,32
Flydende metan	2,77	299	235	2 932	1.842	3 379	19.6	1.21	0,79
Methanol	1.19	274	260	2.687	1.677	3 214	22.7	1.19	0,95
75% etanol + 25% vand	1.29	269	264	2.635	1643	3 167	23.4	1.19	0,98
95% ethanol + 5% vand	1.49	277	269	2.713	1.698	3 314	22.8	1.20	0,97
RP-1 (petroleum)	2.29	289	294	2.834	1787	3.526	21.6	1.22	1.02
Hydrazin	0,74	303	321	2 973	1.875	3.275	18.2	1.22	1.06
MMH : Monomethylhydrazin	1.15	300	298	2 938	1 855	3 399	19.3	1.22	0,99
UDMH : Asymmetrisk dimethylhydrazin	1,38	297	286	2 916	1.841	3.447	19.8	1.22	0,96
Aérozin 50 : 50% UDMH + 50% hydrazin	1.06	300	300	2 941	1.856	3 373	19.1	1.22	1,00
UH 25 : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat	1.22	299	292	2 928	1.848	3 412	19.5	1.22	0,98
Flydende ammoniak	1.28	287	253	2.815	1.765	3.020	19.1	1.20	0,88
Aniline	1,72	276	302	2 708	1.714	3.657	24.2	1.23	1,09
Tonka-250	1.97	283	288	2.780	1.754	3.543	22.5	1.22	1.02
PBHT : Hydroxytelechelic Polybutadiene	2.12	282	299	2.766	1.747	3.612	23.1	1.22	1.06

Oxiderende middel: LF2 : Flydende fluor

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
LH2 : Flydende brint	6.00	400	155	3 925	2.528	3.548	10.4	1.29	0,39
Methanol	2.20	321	376	3 146	2.030	4,402	19.9	1.30	1.17
72% Ethanol + 28% Vand	2.26	317	383	3 106	2004	4 344	20.2	1.30	1.21
Hydrazin	1,82	338	432	3.315	2 143	4,544	18.4	1.31	1.28
Flydende ammoniak	2.81	334	382	3 278	2 117	4.469	18.6	1.30	1.14

FLOX : Flydende fluor + flydende ilt (massefraktion af fluor afhængigt af brændstof)

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
79% LF2 / flydende metan	4,82	335	337	3.281	2 120	4,530	18.8	1.30	1.01
89% LF2 / 95% etanol + 5% vand	2,56	320	377	3 134	2.023	4.437	20.2	1.30	1.18
69% LF2 / RP-1	3.67	323	386	3 166	2.045	4,571	20.4	1.30	1.19
85% LF2 / MMH	2.33	333	399	3 264	2 110	4.583	19.2	1.31	1.20
80% LF2 / UDMH	2,60	330	383	3 239	2.093	4.591	19.5	1.31	1.16
88% LF2 / aerozin 50	2.22	334	403	3 273	2 115	4.575	19.0	1.31	1.21
83% LF2 / UH 25	2,41	332	411	3 255	2 104	4.584	19.3	1.31	1.24
57% LF2 / Anilin	2,41	306	373	3.006	1.939	4,517	22.4	1.30	1.22
67% LF2 / Tonka-250	3.07	317	374	3.114	2.010	4.553	21.0	1.30	1.18
62% LF2 / PBHT	3.14	314	380	3.082	1990	4.555	21.5	1.30	1.21

NTO : Kvælstofperoxid

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
LH2 : Flydende brint	6,50	340	137	3.334	2 103	2 973	13.1	1.22	0,40
Flydende metan	4.27	273	271	2.682	1.688	3.220	22.1	1.21	0,99
Methanol	1,78	258	288	2.528	1.583	3.058	24.1	1.20	1.12
75% etanol + 25% vand	1,93	253	293	2.479	1.551	3.006	24.8	1.20	1.16
95% ethanol + 5% vand	2.26	259	300	2.540	1.593	3 151	24.5	1.20	1.16
RP-1	3.53	267	330	2.619	1.653	3 342	23.9	1.22	1.24
Hydrazin	1,08	286	342	2 803	1.771	3 137	19.5	1.23	1.19
MMH : Monomethylhydrazin	1,73	280	325	2.742	1.733	3.252	21.1	1.23	1.16
UDMH : Asymmetrisk dimethylhydrazin	2.10	277	316	2.713	1.715	3 296	21.8	1.23	1.14
Aérozin 50 : 50% UDMH + 50% hydrazin	1,59	280	326	2.750	1.738	3 229	20.8	1.23	1.16
UH 25 : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat	1,85	278	321	2.730	1.725	3 268	21.4	1.23	1.15
Flydende ammoniak	1,89	267	278	2.615	1644	2.860	20.8	1.21	1.04
Aniline	2.64	259	336	2.538	1.606	3 452	26,0	1.23	1.30
Tonka-250	3.03	264	323	2.585	1.633	3 360	24.6	1.22	1.23
PBHT : Hydroxytelechelic Polybutadiene	3.26	262	335	2.571	1.625	3.408	25.1	1.23	1.28

IRFNA : Røddampende salpetersyre hæmmet

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
LH2 : Flydende brint	8.00	317	147	3 112	1.957	2.795	14.3	1.21	0,46
Flydende metan	5.32	261	281	2.561	1.603	2 971	22.9	1.20	1,08
Methanol	2.13	249	292	2,441	1.524	2.824	24.2	1.19	1.17
75% etanol + 25% vand	2.30	244	296	2391	1492	2 758	24.7	1.19	1.21
95% ethanol + 5% vand	2.30	244	296	2391	1492	2 758	24.7	1.19	1.21
RP-1	4.42	256	335	2.514	1.576	3.076	24.4	1.20	1.31
Hydrazin	1.28	276	341	2 702	1.702	2 932	19.8	1.22	1.24
MMH : Monomethylhydrazin	2.13	269	328	2.635	1.658	3.033	21.7	1.21	1.22
UDMH : Asymmetrisk dimethylhydrazin	2,60	266	321	2 605	1.638	3.062	22.4	1.21	1.21
Aérozin 50 : 50% UDMH + 50% hydrazin	1,94	270	329	2.643	1.663	3.009	21.3	1.21	1.22
UH 25 : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat	2.27	267	324	2.622	1649	3 037	21.9	1.21	1.21
Flydende ammoniak	2.18	254	278	2487	1.562	2.572	20.7	1.21	1,09
Aniline	3.31	250	340	2 451	1.539	3 160	26.2	1.21	1.36
Tonka-250	3,79	254	328	2488	1.560	3.087	25,0	1.20	1.29
PBHT : Hydroxytelechelic Polybutadiene	4.09	252	340	2.476	1.553	3 124	25.5	1.20	1.34

85% hydrogenperoxid + 15% vand

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
LH2 : Flydende brint	14.00	294	180	2 882	1.801	2.544	15.6	1.19	0,61
Flydende metan	9.19	260	289	2.550	1.586	2.590	20.6	1.18	1.11
Methanol	3.55	251	296	2,464	1.533	2.511	21.4	1.18	1.17
75% etanol + 25% vand	3,77	247	295	2 425	1.508	2,447	21.5	1.18	1.20
95% ethanol + 5% vand	4,62	252	304	2.476	1.540	2.552	21.5	1.18	1.20
RP-1	7,84	258	324	2.530	1.574	2.666	21.5	1.18	1.26
Hydrazin	2.15	269	328	2,642	1.654	2.630	19.0	1.20	1.22
MMH : Monomethylhydrazin	3,76	265	320	2.600	1.623	2.681	20.3	1.19	1.21
UDMH : Asymmetrisk dimethylhydrazin	4,63	263	316	2.582	1.610	2.690	20.7	1.19	1.20
Aérozin 50 : 50% UDMH + 50% hydrazin	3.39	266	320	2 604	1.626	2,668	20,0	1.19	1.21
UH 25 : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat	4.02	264	318	2.592	1.617	2.681	20.4	1.19	1.20
Flydende ammoniak	3.46	252	279	2.470	1.545	2 305	19.1	1.20	1.11
Aniline	5,95	254	329	2.495	1.553	2.719	22.6	1.18	1.29
Tonka-250	6.70	256	320	2.513	1.564	2.671	21.8	1.18	1.25
PBHT : Hydroxytelechelic Polybutadiene	7.31	256	327	2.510	1.561	2.694	22.1	1.18	1.28

95% hydrogenperoxid + 5% vand

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
LH2 : Flydende brint	11.00	312	171	3.064	1.918	2.666	14.4	1.20	0,55
Flydende metan	7.70	272	302	2.663	1.658	2 802	20.4	1.18	1.11
Methanol	3.06	261	308	2.556	1.590	2 709	21.5	1.18	1.18
75% etanol + 25% vand	3.27	257	311	2.519	1.566	2.653	21.6	1.18	1.21
95% ethanol + 5% vand	3.97	262	320	2.571	1.599	2.762	21.6	1.18	1.22
RP-1 (petroleum)	6,50	268	345	2.632	1.639	2 878	21.4	1.18	1.28
Hydrazin	1,82	280	345	2.741	1.718	2 801	18.8	1.20	1.23
MMH : Monomethylhydrazin	3.13	276	337	2 702	1.688	2 871	20,0	1.19	1.22
UDMH : Asymmetrisk dimethylhydrazin	3,82	274	332	2,685	1.676	2.884	20.4	1.19	1.21
Aérozin 50 : 50% UDMH + 50% hydrazin	2.82	276	337	2 706	1.692	2 852	19.8	1.19	1.22
UH 25 : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat	3.32	275	334	2.695	1.683	2.870	20.1	1.19	1.22
Flydende ammoniak	3.04	263	294	2.583	1.615	2.510	19.1	1.19	1.11
Aniline	4,94	264	349	2.585	1.610	2 934	22.6	1.18	1.32
Tonka-250	5.58	266	340	2.611	1.626	2.884	21.8	1.18	1.28
PBHT : Hydroxytelechelic Polybutadiene	6.06	266	348	2 607	1.622	2 910	22.1	1.18	1.31

Nitrogenoxid

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
LH2 : Flydende brint	12.00	294	160	2 883	1.828	2.905	16.8	1.24	0,54
Flydende metan	8.42	253	258	2.485	1.575	3 147	24.6	1.24	1.02
Methanol	3.40	245	267	2 404	1.517	2 998	25.4	1.22	1,09
75% etanol + 25% vand	3.70	241	268	2367	1494	2 957	25.9	1.22	1.11
95% ethanol + 5% vand	4.37	246	273	2 408	1.523	3.076	25.8	1.23	1.11
RP-1 (petroleum)	7,01	250	288	2 455	1.559	3 241	25.7	1.24	1.15
Hydrazin	1,96	267	304	2.620	1.663	3 042	21.2	1.24	1.14
MMH : Monomethylhydrazin	3.34	260	291	2.554	1.622	3 171	23.2	1.24	1.12
UDMH : Asymmetrisk dimethylhydrazin	4.10	258	285	2.528	1.606	3.209	24,0	1.24	1.10
Aérozin 50 : 50% UDMH + 50% hydrazin	3.04	261	292	2.563	1.627	3 148	22.9	1.24	1.12
UH 25 : 75% UDMH + 25% hydrazinhydrat	3.57	259	288	2.543	1.615	3 182	23.5	1.24	1.11
Flydende ammoniak	3.58	250	261	2 453	1.552	2.842	22.9	1.23	1.04
Aniline	5.26	246	292	2.415	1.536	3 321	27.1	1.25	1.19
Tonka-250	6.02	249	285	2.438	1.548	3.253	26.2	1.24	1.15
PBHT : Hydroxytelechelic Polybutadiene	6.48	248	290	2 429	1.544	3.286	26.6	1.24	1.17

Klorpentafluorid

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
LH2 : Flydende brint	9.00	337	179	3 307	2 130	3 377	13.9	1.29	0,53
Methanol	2.71	275	380	2.700	1.741	3.723	23,0	1.30	1,38
72% Ethanol + 28% Vand	2,76	270	383	2.645	1.706	3.608	23.2	1.30	1.42
Hydrazin	2.12	297	439	2 915	1.880	3 958	20.9	1.30	1.48
Flydende ammoniak	3.56	287	392	2.818	1.818	3.874	21.9	1.30	1.37

Chlor pentafluorid + perchlorylfluorid (massefraktion af CLF5 afhængig af brændsel)

Brændstof	RM	ISP ( er )	Id ( s g cm −3 )	Ve ( m / s )	C * ( m / s )	Tid ( K )	Masse ( g / mol )	Cp / Cv	Massefylde ( g / cm 3 )
66% ClF5 / flydende methan	6.20	285	343	2.799	1.806	3 956	22.6	1.30	1.20
75% ClF5 / 95% ethanol + 5% vand	3.18	273	372	2.674	1.723	3 755	23.7	1.29	1.36
48% ClF5 / RP-1	4,65	277	382	2.716	1.754	3 965	24,0	1.30	1,38
74% ClF5 / MMH	2.84	290	402	2 849	1.838	4.017	22.2	1.30	1,38
64% ClF5 / UDMH	3.20	287	397	2.816	1.818	4.020	22.7	1.30	1.34
79% ClF5 / aerozin 50	2,69	292	407	2 859	1.845	4.006	22.0	1.30	1.40
71% ClF5 / UH 25	2,96	289	395	2.836	1.831	4.019	22.4	1.30	1.36
28% ClF5 / anilin	3.04	265	362	2.598	1.678	3.890	25.8	1.30	1.37
45% ClF5 / Tonka-250	3,87	273	369	2.679	1729	3 935	24.5	1.30	1.35
36% CLF5 / PBHT	3,96	270	372	2 649	1.710	3 927	25,0	1.30	1,38

RM = blandingsforhold
Isp = specifik impuls ved havoverfladen i sekunder
Id = pulsdensitet, i gram-sekunder pr. Kubikcentimeter
Ve = hastighed for udstødningsgasudstødning i meter pr. Sekund
C * = karakteristisk hastighed i meter pr. Sekund
Temp = temperatur i forbrændingskammeret i Kelvin
Masse = molær masse af udstødningsgasser i gram pr. Mol
Cp / Cv = forholdet mellem specifikke varmer
Densitet = drivmiddelens tilsyneladende densitet i gram pr. Kubikcentimeter

Webstedet http://www.braeunig.us/space/ præsenterer lignende data.

Sammenligning af data på havoverfladen og i vakuum

PSI	kPa	koefficient
1000	6,895	1,00
900	6,205	0,99
800	5 516	0,98
700	4.826	0,97
600	4.137	0,95
500	3.447	0,93
400	2 758	0,91
300	2,068	0,88

Dataene i nedenstående tabel er hentet fra arbejdet af Huzel & Huang med titlen " Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines ", 1992, American Institute of Aeronautics and Astronautics , Washington, ( ISBN 1-56347-013- 6 ) ; den indeholder de resultater, der er offentliggjort af firmaet Rocketdyne på grundlag af beregninger, der antages under antagelse af adiabatisk forbrænding , uniaxial isentropisk ekspansion og kontinuerlig justering af forholdet mellem oxidant og brændstofblanding som en funktion af højden. Disse beregninger udføres for et forbrændingskammertryk på 1000 PSI , det vil sige 1000 "pounds per square inch" ( Pounds per Square Inch ), hvilket i internationale enheder ( SI ) svarer til 6,894,757 Pa . Udstødningshastigheden ved lavere tryk kan estimeres ved at anvende en koefficient fra det modsatte diagram.

Størrelserne vist i denne tabel er som følger:

forhold , blandingsforholdet (massestrømningshastighed for oxidanten over brændstofets massestrømningshastighed)
v e , udstødningsgasudstødningshastigheden udtrykt i meter pr. sekund
ρ , drivmiddelens tilsyneladende densitet , udtrykt i gram pr. kubikcentimeter
T C , ligevægtstemperaturen i forbrændingskammeret udtrykt i ° C
C * , den karakteristiske hastighed, udtrykt i meter pr. Sekund

Interessen for denne tabel er at forklare udviklingen af parametrene mellem start og ankomst i kredsløb: til venstre værdierne ved havets overflade; til højre, det samme i et vakuum. I begge tilfælde er disse nominelle værdier beregnet for et ideelt system, afrundet i SI-enheder (sammensætningerne udtrykkes i masseprocentdele):

Oxidator	Reducer	Hyprg	Cryo	Optimal afslapning ved 6.895 kPa ved havets overflade					Optimal stressaflastning ved 6895 kPa i vakuum
LOX, LF2 eller FLOX kryogene oxidationsdrivmidler				Ox / Red- forhold	v e m / s	ρ g / cm 3	T C ° C	C * m / s	Ox / Red- forhold	v e m / s	ρ g / cm 3	T C ° C	C * m / s
O 2	H 2	Ingen	Ja	4.13	3.816	0,29	2.740	2,416	4,83	4.462	0,32	2 978	2386
	CH 4	Ingen	Ja	3.21	3 034	0,82	3.260	1.857	3.45	3.615	0,83	3.290	1.838
	C 2 H 6	Ingen	Ja	2.89	3.006	0,90	3.320	1.840	3.10	3.584	0,91	3 351	1.825
	RP-1	Ingen	Ja	2,58	2 941	1,03	3.403	1.799	2,77	3.510	1,03	3428	1783
	N 2 H 4	Ingen	Ja	0,92	3.065	1,07	3 132	1.892	0,98	3.460	1,07	3 146	1 878
	B 2 H 6	Ingen	Ja	1,96	3 351	0,74	3 489	2.041	2,06	4.016	0,75	3.563	2.039
70% O 2+ 30% F 2	H 2	Ingen	Ja	4,80	3.871	0,32	2 954	2 453	5.70	4.520	0,36	3 195	2.417
70% O 2+ 30% F 2	RP-1	Ingen	Ja	3.01	3 103	1,09	3.665	1.908	3.30	3.697	1.10	3.692	1.889
70% F 2+ 30% O 2	RP-1	Ja	Ja	3,84	3 377	1.20	4 361	2 106	3,84	3 955	1.20	4 361	2 104
87,8% F 2+ 12,2% O 2	MMH	Ja	Ja	2.82	3.525	1.24	4.454	2 191	2.83	4.148	1.23	4.453	2 186
F 2	H 2	Ja	Ja	7,94	4.036	0,46	3.689	2.556	9,74	4.697	0,52	3 985	2.530
	34,8% Li + 65,2% H 2	Ja	Ja	0,96	4.256	0,19	1.830	2.680
	39,3% Li + 60,7% H 2	Ja	Ja						1,08	5.050	0,21	1.974	2.656
	CH 4	Ja	Ja	4.53	3 414	1,03	3 918	2,068	4,74	4.075	1.04	3 933	2.064
	C 2 H 6	Ja	Ja	3.68	3.335	1,09	3 914	2.019	3,78	3 987	1.10	3 923	2014
	MMH	Ja	Ja	2.39	3 413	1.24	4.074	2.063	2,47	4.071	1.24	4.091	1 987
	N 2 H 4	Ja	Ja	2.32	3.580	1.31	4.461	2 219	2.37	4 215	1.31	4.468	2 122
	NH 3	Ja	Ja	3.32	3.531	1.12	4 337	2 194	3.35	4.143	1.12	4 341	2 193
Oxygenfluoridoxidant kryogene drivmidler		Hyprg	Cryo	Ox / Red- forhold	v e m / s	ρ g / cm 3	T C ° C	C * m / s	Ox / Red- forhold	v e m / s	ρ g / cm 3	T C ° C	C * m / s
AF 2	H 2	Ja	Ja	5.92	4.014	0,39	3 311	2.542	7.37	4.679	0,44	3.587	2 499
	CH 4	Ja	Ja	4,94	3 485	1.06	4.157	2 160	5.58	4.131	1,09	4,207	2 139
	C 2 H 6	Ja	Ja	3,87	3.511	1.13	4,539	2 176	3,86	4.137	1.13	4.538	2 176
	RP-1	Ja	Ja	3,87	3424	1.28	4.436	2 132	3,85	4.021	1.28	4.432	2 130
	N 2 H 4	Ja	Ja	1,51	3 381	1.26	3.769	2.087	1,65	4.008	1.27	3.814	2,081
	MMH	Ja	Ja	2.28	3427	1.24	4.075	2 119	2,58	4.067	1.26	4.133	2 106
	50,5% MMH + 29,8% N 2 H 4+ 19,7% H 2 O	Ja	Ja	1,75	3.286	1.24	3.726	2.025	1,92	3.908	1.25	3.769	2,018
	B 2 H 6	Ja	Ja	3,95	3 653	1.01	4.479	2 244	3.98	4 367	1.02	4.486	2 167
Drivstof, der kan lagres med nitrogenoxid		Hyprg	Cryo	Ox / Red- forhold	v e m / s	ρ g / cm 3	T C ° C	C * m / s	Ox / Red- forhold	v e m / s	ρ g / cm 3	T C ° C	C * m / s
IRFNA III a	MMH	Ja	Ingen	2,59	2.690	1.27	2 849	1.665	2.71	3 178	1.28	2.841	1 655
	UDMH	Ja	Ingen	3.13	2,668	1.26	2 874	1648	3.31	3.157	1.27	2.864	1.634
	60% UDMH + 40% DETA	Ja	Ingen	3.26	2.638	1.30	2 848	1.627	3.41	3 123	1.31	2.839	1.617
IRFNA IV HDA	MMH	Ja	Ingen	2,43	2.742	1.29	2 953	1.696	2,58	3 242	1.31	2 947	1.680
	UDMH	Ja	Ingen	2,95	2.719	1.28	2 983	1.676	3.12	3.220	1.29	2 977	1.662
	60% UDMH + 40% DETA	Ja	Ingen	3.06	2.689	1.32	2.903	1.656	3.25	3 187	1.33	2 951	1641
N 2 O 4	N 2 H 4	Ja	Ingen	1.36	2.862	1.21	2 992	1781	1.42	3 369	1.22	2 993	1.770
	MMH	Ja	Ingen	2.17	2 827	1.19	3 122	1.745	2.37	3 347	1.20	3 125	1.724
	50% UDMH + 50% N 2 H 4	Ja	Ingen	1.98	2.831	1.12	3.095	1.747	2.15	3 349	1.20	3.096	1.731
Halogenerede oxidanter, der kan lagres, drivmidler		Hyprg	Cryo	Ox / Red- forhold	v e m / s	ρ g / cm 3	T C ° C	C * m / s	Ox / Red- forhold	v e m / s	ρ g / cm 3	T C ° C	C * m / s
ClF 3	N 2 H 4	Ja	Ingen	2.81	2 885	1.49	3.650	1.824	2.89	3 356	1,50	3.666	1.822
ClF 5	N 2 H 4	Ja	Ingen	2.66	3.069	1,47	3.894	1.935	2.71	3.580	1,47	3.905	1.934
	MMH	Ja	Ingen	2.82	2 962	1.40	3.577	1.837	2.83	3 488	1.40	3.579	1.837
	86% MMH + 14% N 2 H 4	Ja	Ingen	2,78	2 971	1.41	3.575	1.844	2.81	3 498	1.41	3.579	1.844

Noter og referencer

Bemærkninger

Den karakteristiske hastighed svarer til trykket i forbrændingskammeret ganget med drivmiddelindgangssektionen divideret med massestrømmen; det er en indikator for forbrændingsydelsen i raketmotoren.
83,4% HNO 3+ 14% NO 2+ 2% H 2 O+ 0,6% HF
54,3% HNO 3+ 44% NO 2+ 1% H 2 O+ 0,7% HF .

Referencer

(en) R. Vieira, C. Pham-Huu, N. Keller og MJ Ledoux , ” New carbon nanofiber / grafitfilt komposit til anvendelse som en katalysator støtte til hydrazin katalytisk nedbrydning ” , Chemical Communications , n o 9 , 3. april 2002, s. 954-955 ( PMID 12123065 , DOI 10.1039 / b202032g , læs online )
(da) Xiaowei Chen, Tao Zhang, Liangen Xia, Tao Li, Mingyuan Zheng, Zili Wu, Xiaodong Wang, Zhaobin Wei, Qin Xin og Can Li , “ Katalytisk nedbrydning af hydrazin over understøttede molybdennitridkatalysatorer i et monopropellant Thruster ” , Catalysis Letters , bind. 79, April 2002, s. 21-25 ( DOI 10.1023 / A: 1015343922044 , læs online )
(en) monopropellant Hydrazine Thrusters på eads.net.
(in) B. Mellor , " A Preliminary Review of Technical DMAZ: A Low-Toxicity Oil hypergolic " , Proceedings of the 2nd International Conference on Green Propellants for Space Propulsion (ESA SP-557) . 7-8 juni 2004, Chia Laguna (Cagliari), Sardinien, Italien . , 2004, s. 22.1 ( resumé )Format [PDF]
(in) " Space Launch Report: Delta II Data Sheet " på http://www.spacelaunchreport.com/ (adgang 20. oktober 2020 ) .
(i) Drew Turney, " Hvorfor den næste generation af raket vil blive drevet af metan " på https://australiascience.tv/ , Australiens Science Channel, 3. juli 2019(adgang til 18. oktober 2020 ) .
(i) Sergio Adan-Plaza, Mark Hilstad, Kirsten Carpenter, Chris Hoffman, Laila Elias, Matt Schneider, Rob Grover og Adam Bruckner, " Udvinding for Atmosfærisk Vand på Mars reference mission til marts " på https: // www. lpi.usra.edu / , USRA , 4-5. maj 1998 (adgang til 18. oktober 2020 ) .
(i) Kim Newton, " NASA Tests Metan-drevet motor Komponenter til Next Generation Landers " på https://www.nasa.gov/ , NASA , Space Flight Center Marshall , 28. oktober 2015(adgang til 18. oktober 2020 ) .

Se også

Relaterede artikler

Tsiolkowski ligning
Raketmotor
Ergoler :
- 2-azido- N , N- dimethylethanamin (DMAZ)
- Inhiberet rødrøgende salpetersyre (IRFNA)
- Aerozin 50
- Diethylentriamin (DETA)
- Asymmetrisk dimethylhydrazin (UDMH)
- Perchloryl fluor
- Hydrazinhydrat
- Hydrazin
- Flydende brint (LH2)
- Blandede kvælstofoxider (MON)
- Monomethylhydrazin (MMH)
- Flydende ilt (LOX)
- Klorpentafluorid
- Kvælstofperoxid (NTO)
- RP-1
- Chlortrifluorid
- UH 25
Monergol
Triergol
Komposit drivmiddel :