액체로켓추진제
Liquid rocket propellant가장 높은 특정 임펄스 화학 로켓은 액체 추진제(액체 추진 로켓)를 사용합니다.그것들은 단일 화학물질(단발진제)로 구성될 수도 있고 2중발진제라고 불리는 두 가지 화학물질의 혼합물로 구성될 수도 있습니다.이중 추진제는 다시 연료와 산화제가 접촉할 때 점화되는 쌍극성 추진제와 [1]점화원이 필요한 비쌍극성 추진제로 나눌 수 있습니다.
추진제 첨가제, 부식 방지제 또는 안정제와 같은 특정 추진제의 사소한 변경을 제외하고 액체 연료로 만들어진 약 170개의 다른 추진제가 시험되었습니다.미국에서만 최소 25개의 추진제 조합이 [2]비행을 했습니다.
액체 추진 로켓 엔진의 추진제를 선택하는 데는 많은 요소가 포함됩니다.주요 요소는 조작 용이성, 비용, 위험/환경 및 [citation needed]성능을 포함합니다.
역사
20세기초의 발전
콘스탄틴 치올코브스키는 1903년 로켓 [3][4]장치를 이용한 우주 공간 탐험이라는 그의 기사에서 액체 추진제의 사용을 제안했습니다.
1926년 3월 16일, 로버트 H. 고다드(Robert H. Goddard)는 액체 산소(LOX)와 휘발유를 로켓 연료로 사용하여 부분적으로 성공적인 액체 추진 로켓 발사를 시작했습니다.두 추진제는 쉽게 구할 수 있고, 값이 싸고, 에너지가 높습니다.산소는 공기가 액체 산소 탱크에 대해 액화되지 않기 때문에 중간 정도의 극저온이므로 과도한 절연 없이 로켓에 LOX를 짧게 저장하는 것이 가능합니다.
독일에서 엔지니어와 과학자들은 1920년대 후반에 뤼셀하임의 오펠락(Opel RAK) 안에서 액체 추진력에 매료되어 그것들을 만들고 시험했습니다[clarification needed].막스 발레르의 설명에 따르면 오펠 RAK 로켓 설계자 프리드리히 빌헬름 샌더는 1929년 4월 10일과 4월 12일에 뤼셀하임의 오펠 렌반에서 두 대의 액체 연료 로켓을 발사했습니다.이 오펠 락 로켓은 유럽의 첫 번째 로켓이었고, 고다드에 이어 세계에서 두 번째로 액체 연료 로켓이었습니다.그의 책 Raketenfahrt에서, Valier는 로켓의 크기를 지름 21cm, 길이 74cm로 제시했고, 무게는 7kg이 비어있고 연료는 16kg이 나갑니다.최대 추진력은 45~50kg 힘(kgf)으로 총 연소 시간은 132초였습니다.이러한 특성은 가스 압력 펌핑을 나타냅니다.첫번째 미사일은 너무 빨리 올라와서 샌더는 그것을 보지 못했습니다.이틀 후, 두번째 부대가 갈 준비가 되었습니다.샌더는 로켓에 4,000 미터 길이의 밧줄을 묶었습니다.2000m의 밧줄이 풀린 후, 줄이 끊어졌고, 이 로켓은 아마도 "렌반"인 뤼셀하임의 오펠 증명장과 경마장 근처에서 사라졌습니다.이 시험의 주된 목적은 영국해협을 횡단하기 위한 항공기의 추진 시스템을 개발하는 것이었습니다.워싱턴 DC에 있는 국립항공우주박물관의 큐레이터인 프랭크 윈터는 이 오펠 그룹이 액체연료 로켓에 탑재되어 지상 속도 기록과 세계 최초의 유인 로켓 비행에 사용된 고체연료 로켓 외에도 일하고 있다고 확인했습니다. (스페이스플라이트, Vol. 21, 2, 1979)1929년 9월 30일 뉴욕 타임즈 전용 케이블에서 프리츠 폰 오펠은 다음과 같이 말했다고 합니다: "샌더와 저는 이제 액체 로켓을 실험실에서 실용적인 용도로 옮기고 싶습니다.액체로켓으로 영국해협을 횡단하는 첫번째 사람이 되고 싶습니다.나는 그것을 성취할 때까지 쉬지 않을 것입니다."폰 오펠은 도이체 박물관에 RAK 2 복제품 기증에 관한 연설에서 오펠 엔지니어 요제프 샤베르거를 핵심 협력자로 언급하기도 했습니다.폰 오펠은 "그는 샌더와 같은 열정을 가지고 우리의 작은 비밀 그룹에 속해 있었습니다. 그의 임무 중 하나는 모든 준비를 아버지로부터 숨기는 것이었습니다. 왜냐하면 그의 부성적인 염려가 제가 로켓 연구원이 되는 것보다 더 나은 무언가에 적합하다고 믿게 했기 때문입니다."라고 말했습니다.Shaberger는 (로켓 자동차의) 건설과 조립에 관련된 모든 세부사항들을 감독했습니다. 그리고 저는 수백 파운드의 폭발물을 뒷바퀴에 넣고 운전대를 잡고 앉아 첫 접촉을 할 때마다, 완전한 보안감을 느끼며 그렇게 했습니다. 1928년 초에 Shaberger씨와 저는 액체 로켓을 개발했는데, 그것은 확실히 t였습니다.그는 최초로 영구적으로 로켓을 작동시켰는데, 이 로켓에서 폭발물은 연소실에 주입되고 펌프를 사용하여 동시에 냉각되었습니다. [...] 우리는 연료로 벤졸을 사용했습니다"라고 Von Opel은 말을 이었다, "산화제로 질소 사산화물을 사용했습니다.이 로켓은 뮐러-그리에스하임 항공기에 장착되어 70 kg (154 lb.)의 추력을 개발했습니다. 1929년 5월, 엔진은 200 kgf (440 lbf.)의 추력을 생산했습니다. "15분 이상 동안 그리고 1929년 7월, 오펠 락 협력자들은 오펠에서 300 kg (660 lb.)의 추력에 대해 30분 이상의 동력 위상을 달성할 수 있었습니다.뤼셀하임에서 일하고 있다"고 막스 발레리에의 진술에 따르면 다시.대공황은 오펠락 활동에 종지부를 찍었습니다.1930년 실험 중 사망한 발레르의 작품과 액체연료 로켓에 관한 샌더의 작품은 독일군인 헤레스와페남트에 의해 압수되어 1930년대 초중반 베를린 [5]근교의 들판에서 발터 돈베르거 장군의 활동에 통합되었습니다.막스 발레르가 공동 설립한 아마추어 로켓 그룹 VfR에는 베르너 폰 브라운이 포함되어 있는데, 그는 결국 나치를 위한 V-2 로켓 무기를 설계한 육군 연구소의 책임자가 되었습니다.샌더는 1935년 게슈타포에 체포되었는데, 이때 독일에서는 민간 로켓공학이 금지되었고 반역죄로 유죄 판결을 받아 징역 5년을 선고받고 자신의 회사를 매각해야 했습니다.그는 1938년에 세상을 떠났습니다.
제2차 세계 대전
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독일은 전략적 V-2 로켓과 다른 미사일을 위해 2차 세계대전 전과 전쟁 중에 매우 활발한 로켓 개발을 했습니다.V-2는 연료 [6]펌프를 구동하기 위해 과산화수소가 포함된 알코올/LOX 액체 추진 엔진을 사용했습니다.알코올은 엔진 냉각을 위해 물과 섞였습니다.독일과 미국은 모두 LOX보다 밀도가 훨씬 높은 저장 가능한 액체 산화제와 고밀도 산화제와 접촉하면 자발적으로 점화되는 액체 연료를 사용하는 재사용 가능한 액체 추진 로켓 엔진을 개발했습니다.군사용 독일 로켓 엔진의 주요 제조사인 HWK사는 [7]RLM-109-500-지정 계열의 로켓 엔진 시스템을 제조했습니다.그리고 스타틸프 로켓 추진 보조 이륙 [8]요구를 위한 단일 추진제로 과산화수소를 사용하거나 MCLOS 유도 공기-바다 활공 [9]폭탄을 위한 추진력의 형태로 사용하고 유인 전투 에어c용 로켓 엔진 시스템을 위한 히드라진 수화물과 메틸 알코올의 연료 혼합물과 동일한 산화제의 2중 추진제 조합에 사용됩니다.뗏목 [10]추진용미국의 엔진 디자인은 산화제인 질산과 연료인 아닐린의 2중 추진제 조합으로 연료화되었습니다.두 엔진 모두 항공기에 동력을 공급하는 데 사용되었으며, 월터 509 시리즈 독일 엔진 설계의 경우 Me 163 Komet 요격기가 사용되었으며, 미국 액체 연료 로켓 엔진 기술의 경우 주요 목적으로 사용된 항공기 이륙을 지원하는 양국의 RATO 장치(Luftwaffe)가 사용되었습니다.대부분은 미 해군 장교 로버트 [11]트룩스의 머리에서 나온 것입니다.
1950~60년대
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1950년대와 1960년대 동안 군대에 더 적합한 고에너지 액체 및 고체 추진제를 찾기 위한 추진제 화학자들의 활동이 크게 폭발했습니다.대형 전략 미사일은 지상 또는 잠수함에 기반을 둔 사일로에 몇 년 동안 머물러 있어야 하며, 한 순간에 발사할 수 있습니다.로켓이 점점 더 두꺼운 얼음 담요를 자라게 하는 지속적인 냉장이 필요한 추진제는 실용적이지 않았습니다.군 당국이 위험 물질을 처리하고 사용할 의향이 있었기 때문에, 많은 위험 화학 물질들이 대량으로 만들어졌고, 대부분은 작전 시스템에 적합하지 않은 것으로 여겨졌습니다.질산의 경우 산 자체(HNO
3)가 불안정해 대부분의 금속을 부식시켜 보관이 어려웠습니다.사산화질소 NO를
2
4 소량 첨가하면 혼합물이 붉게 변해 성분 변화를 방지할 수 있었지만 질산이 용기에 담긴 용기를 부식시켜 압력을 높일 수 있는 가스를 배출한다는 문제점을 남겼습니다.그 돌파구는 약간의 불화수소(HF)를 첨가한 것이었는데, 불화수소는 붉은 연기를 억제하는 탱크 벽 내부에 스스로 밀봉된 불화금속을 형성합니다.이것은 "IRFNA"를 저장할 수 있게 만들었습니다.산화제로서 IRFNA 또는 순수
2
4 NO를 기반으로 하는 추진제 조합과 연료로서 아닐린, 하이드라진 또는 비대칭 디메틸히드라진(UDMH)을 연료로서 사용하는 것이 미국과 소련에서 전략 및 전술 미사일에 사용하기 위해 채택되었습니다.자체 점화식 저장식 액체 쌍발 추진제는 LOX/등유보다 다소 낮은 비임펄스를 갖지만 밀도가 높기 때문에 동일한 크기의 탱크에 더 많은 질량의 추진제를 넣을 수 있습니다.휘발유는 RP-1과 같은 다양한 탄화수소 [6]연료로 대체되었습니다(등유의 매우 정제된 등급).이 조합은 보관할 필요가 없는 로켓에 상당히 실용적입니다.
등유
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나치 독일이 개발한 V-2 로켓은 LOX와 에틸알코올을 사용했습니다.알코올의 주요 장점 중 하나는 더 큰 로켓 엔진에 냉각을 제공하는 수분 함량이었습니다.석유 기반 연료는 알코올보다 더 많은 동력을 제공했지만, 표준 가솔린과 등유는 엔진 배관을 방해할 수 있는 진흙과 연소 부산물을 너무 많이 남겼습니다.게다가 그들은 에틸알코올의 냉각 특성이 부족했습니다.
1950년대 초, 미국의 화학 산업은 잔여물을 남기지 않고 엔진이 냉각되도록 보장하는 개선된 석유 기반 로켓 추진제를 제조하는 임무를 부여 받았습니다.그 결과 RP-1이 완성되었고, 1954년까지 규격이 완성되었습니다.제트 연료의 고도로 정제된 형태인 RP-1은 기존의 석유 연료보다 훨씬 더 깨끗하게 연소되었으며 폭발적인 증기로 인한 지상 직원들의 위험도 덜했습니다.그것은 아틀라스, 타이탄 1호, 토르와 같은 초기 미국 로켓과 탄도 미사일의 추진체가 되었습니다.소련은 R-7 미사일에 RP-1을 빠르게 채택했지만, 대부분의 소련 발사 차량은 결국 저장 가능한 하이퍼골릭 추진제를 사용했습니다.2017년 현재[update] 많은 궤도 발사체의 첫 단계에서 사용되고 있습니다.
수소
초기의 많은 로켓 이론가들은 수소가 가장 높은 특정한 충격을 주기 때문에 놀라운 추진체가 될 것이라고 믿었습니다.또한 부산물은 물 뿐이기 때문에 산소와 함께 산화되었을 때 가장 깨끗하다고 여겨집니다.천연 가스의 수증기 개질은 1998년 [14]세계 생산량[12][13] 5,000억 m³의 약 95%에서 상업용 벌크 수소를 생산하는 가장 일반적인 방법입니다.고온(700~1100 °C)에서, 금속 기반 촉매(니켈)가 있을 때 증기는 메탄과 반응하여 일산화탄소와 수소를 생성합니다.
수소는 다른 연료에 비해 부피가 매우 큽니다. 일반적으로 매우 극저온 액체로 저장되는데, 이는 1950년대 초 로스앨러모스에서 수소폭탄 개발 프로그램의 일부로 숙달된 기술입니다.헬륨은 수소보다 끓는점이 훨씬 낮기 때문에 헬륨을 냉각 냉매로 사용하여 증발 없이 액체 수소를 저장하고 운반할 수 있습니다.수소는 [15]냉동이 없는 발사체에 실려야만 대기로 배출됩니다.
1950년대 후반과 1960년대 초반에는 센타우르나 토성 [citation needed]같은 수소 연료를 사용하는 단계에 적용되었습니다.수소는 액체 상태에서도 밀도가 낮아 대형 탱크와 펌프가 필요하며, 필요한 극한의 추위를 유지하기 위해서는 탱크 단열이 필요합니다.이러한 추가적인 무게는 스테이지의 질량 분율을 감소시키거나 무게를 줄이기 위해 탱크의 압력 안정화와 같은 특별한 조치가 필요합니다. (압력 안정화된 탱크는 고체 구조보다는 내부 압력으로 대부분의 하중을 지지하며 주로 탱크 재료의 인장 강도를 사용합니다.)[citation needed]
소련의 로켓 프로그램은 부분적으로 기술적 능력이 부족했기 때문에 [citation needed]1980년대에 에네르기아 핵심 단계에 사용되기 전까지는 액체 수소를 추진제로 사용하지 않았습니다.
상단계이용
액체 산소와 수소의 액체-로켓 엔진 추진제 조합은 현재 사용되는 기존 로켓 중 가장 높은 특이적 충격을 제공합니다.이러한 추가 성능은 밀도가 낮다는 단점을 상당 부분 상쇄합니다.추진제의 밀도가 낮으면 연료 탱크가 커집니다.그러나 상위 단계 애플리케이션에서 특정 임펄스가 약간 증가하면 페이로드 대 궤도 능력이 [16]크게 증가할 수 있습니다.
등유와 비교
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유출된 등유로 인한 발사대 화재는 수소 화재보다 더 큰 피해를 주며, 그 이유는 크게 두 가지입니다.우선 등유는 절대온도에서 수소보다 20%가량 더 뜨겁게 연소됩니다.두 번째 이유는 수소의 부력입니다.수소는 깊은 극저온이기 때문에 기체로서의 밀도가 매우 낮기 때문에 빠르게 끓고 상승합니다.수소가 연소할 때도 형성되는 기체
2 HO는 공기의 경우 29.9 AMU에 비해 분자량이 18 AMU에 불과해 빠르게 상승하기도 합니다.
반면에 흘린 등유 연료는 땅에 떨어지며 점화되면 대량으로 쏟으면 몇 시간 동안 연소될 수 있습니다.등유 화재는 필연적으로 광범위한 열 손상을 초래하여 시간이 많이 걸리는 수리 및 재건을 필요로 합니다.이것은 검증되지 않은 대형 로켓 엔진의 발사와 관련된 시험대 승무원들이 가장 자주 경험하는 교훈입니다.
수소 연료를 사용하는 엔진은 추진제 라인을 수평으로 작동시키는 것과 같은 특별한 설계가 필요합니다. 라인에 "트랩" 형태가 생기지 않도록 하여 좁은 공간에서 끓는 것으로 인해 파이프가 파열될 수 있습니다.(단, 액체 산소 및 액체 천연 가스(LNG)와 같은 다른 모든 극저온 물질에 동일한 문제가 적용됨)액체 수소 연료의 사용은 다른 모든 실용적인 화학 로켓 추진체보다 훨씬 높은 안전 기록과 뛰어난 성능을 가지고 있습니다.
리튬과 불소
로켓 엔진에서 시험 발사된 가장 높은 특정 임펄스 화학 물질은 리튬과 불소였으며, 배기 열역학을 개선하기 위해 수소가 첨가되었습니다. (모든 추진제는 자체 탱크에 보관되어야 하므로 3중 추진제가 되었습니다).이 조합은 진공에서 배기 속도 5320m/s에 해당하는 542초의 특정 임펄스를 전달했습니다.이 화학적 구조의 비실용성은 이색적인 추진제가 실제로 사용되지 않는 이유를 강조합니다. 세 가지 성분을 모두 액체로 만들기 위해서는 수소를 –252°C 이하(단 21K)로 유지하고 리튬을 180°C(453K) 이상으로 유지해야 합니다.리튬과 불소는 모두 부식성이 매우 강하며, 리튬은 공기와 접촉하면 점화되고, 불소는 수소를 포함한 대부분의 연료와 접촉하면 점화됩니다.배기가스 중 불소와 불화수소(HF)는 유독성이 강해 발사대 주변 작업이 어렵고 환경을 해치고 발사 면허 취득도 어려워집니다.리튬과 불소 모두 대부분의 로켓 추진제에 비해 값이 비쌉니다.따라서 이 조합은 한번도 [17]비행한 적이 없습니다.
1950년대에 국방부는 최초로 리튬/플루오린을 탄도 미사일 추진제로 제안했습니다.1954년 화학 공장에서 불소 구름이 대기로 방출된 사고가 발생하여 대신 LOX/RP-1을 사용하게 되었습니다.
메탄
액체 메탄은 액체 수소에 비해 비임펄스가 낮지만 끓는점과 밀도가 높고 수소 취성이 부족하기 때문에 저장이 용이합니다.또한 등유에 비해 엔진에 잔여물이 적어 재사용에 [18][19]도움이 됩니다.또한 사바티에 반응을 통해 화성에서 생성될 수 있습니다.NASA의 화성 설계 참조 임무 5.0 문서(2009년과 2012년 사이)에서, 액체 메탄/LOX(메탈록스)가 착륙선 모듈을 위한 추진제 혼합물로 선정되었습니다.
메탄 연료의 장점 때문에, 다양한 회사들과 단체들, 특히 민간 우주 발사 사업자들은 2010년대와 2020년대에 메탄 기반 발사 시스템을 개발하는 것을 목표로 했습니다.랜드스페이스의 주크-2 메탈록스 로켓이 최초로 [20][21][22]궤도에 진입하면서, 국가 간의 경쟁은 궤도를 도는 '메탈록스 레이스'로 불렸습니다.
2023년 7월[update] 현재, 메탄 연료 로켓 1개만 궤도에 도달했지만, 몇몇 로켓들은 개발 중이고 다른 로켓들은 궤도 발사를 시도했지만 실패했습니다.
- 주크-2는 2023년 7월 12일 두 번째 비행에서 성공적으로 궤도에 진입했고,[23] 이는 메탄을 연료로 사용한 최초의 로켓이 되었습니다.처음에는 2022년 12월 14일 첫 비행에서 궤도에 진입하지 못했습니다.랜드스페이스사가 개발한 이 로켓은 TQ-12 엔진을 사용합니다.
스페이스X는 스타쉽 초대형 리프트 [24]발사체를 위한 랩터 엔진을 개발했습니다.2019년부터 2023년까지 시험 비행에 사용되었습니다.스페이스X는 이전에는 엔진에 RP-1/LOX만 사용했습니다.
Blue Origin은 New Glenn과 United Launch Alliance Vulcan Centaur를 위해 BE-4 LOX/LNG 엔진을 개발했습니다.BE-4는 2,400 kN (550,[25]000 lbf)의 추진력을 제공할 것입니다.2023년 중반까지 두 대의 비행 엔진이 ULA에 인도되었습니다.
2014년 7월, Firefly Space Systems는 소형 위성 발사체인 Air-spike 엔진 [26]디자인을 가진 Firefly Alpha에 메탄 연료를 사용할 계획을 발표했습니다.
ESA는 2023년 [27]시험 발사된 980kN급 메탈록스 프로메테우스 로켓 엔진을 개발 중입니다.
단발진제
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- 고시험 과산화물
- 과산화수소 고시험은 과산화수소를 농축한 것으로, 물은 약 2%에서 30% 정도입니다.촉매를 통과하면 증기와 산소로 분해됩니다.이는 저장이 용이하기 때문에 역사적으로 반응 제어 시스템에 사용되었습니다.V2 로켓에 사용되는 터보펌프와 현대의 소유즈를 구동하는 데 자주 사용됩니다.
- 히드라진
- 질소, 수소, 암모니아로 에너지 분해 (2NH → N+H+2)NH) 및 우주비행체에 가장 널리 사용되고 있습니다3.(비산화 암모니아 분해는 흡열성이며 성능을 저하시킵니다.)
- 아산화질소
- 질소와 산소로 분해됩니다.
- 스팀
- 외부 가열 시 재료 부식 및 열적 한계에 따라 최대 190초의 비교적 낮은sp I를 제공합니다.
현재사용
| 로켓 | 추진제 | Isp, 진공(들) |
|---|---|---|
| 우주왕복선 액체 엔진 | LOX/LH2 | 453[28] |
| 우주왕복선 고체 전동기 | APCP | 268[28] |
| 우주왕복선 OMS | NTO/MMH | 313[28] |
| 새턴 5세 1단계 | LOX/RP-1 | 304[28] |
2018년 현재[update] 일반적으로 사용되는 액체 연료 조합:
- 등유(RP-1) / 액체산소(LOX)
- 소유스 부스터의 하위 단계, 새턴 V와 아틀라스 계열의 첫 번째 단계, 전자와 팰컨 9의 두 단계에 모두 사용됩니다.로버트 고다드의 첫번째 로켓과 매우 비슷합니다.
- 액체수소(LH)/LOX
- 우주왕복선, 우주발사시스템, 아리안 5호, 델타 IV, 뉴 셰퍼드, H-IIB, GSLV, 센타우르의 단계에서 사용됩니다.
- 비대칭 디메틸히드라진(UDMH) 또는 모노메틸히드라진(MMH)/디질소 사산화물(NTO 또는
2
4 NO) - 러시아 프로톤 부스터, PSLV 및 GSLV 로켓을 위한 인도 비카스 엔진, 대부분의 중국 부스터, 다수의 군사용, 궤도 및 심우주 로켓에 사용됩니다. 이 연료 조합은 하이퍼골릭이며 합리적인 온도와 압력에서 장기간 저장 가능하기 때문입니다.
- 히드라진(NH
2
4) - 저장이 가능하고 하이퍼골릭이기 때문에 심우주 임무에 사용되며 촉매를 사용하여 단일 추진제로 사용할 수 있습니다.
- 에어로진-50(50/50 하이드라진 및 UDMH)
- 저장이 가능하고 하이퍼골릭이기 때문에 심우주 임무에 사용되며 촉매를 사용하여 단일 추진제로 사용할 수 있습니다.
테이블
| 절대 압력 kPa; atm(psi) | 곱하기 |
|---|---|
| 6,895 kPa; 68.05 atm (1,000psi) | 1.00 |
| 6,205 kPa; 61.24 atm (900psi) | 0.99 |
| 5,516 kPa, 54.44 atm(800psi) | 0.98 |
| 4,826kPa, 47.63atm(700psi) | 0.97 |
| 4,137kPa, 40.83atm(600psi) | 0.95 |
| 3,447kPa, 34.02atm(500psi) | 0.93 |
| 2,758kPa, 27.22atm(400psi) | 0.91 |
| 2,068kPa, 20.41atm (300psi) | 0.88 |
이 표는 JANNAF 열화학 표(Joint Army-Navy-NASA-Air Force(JANNAF) 기관 간 추진 위원회)의 데이터를 사용하며, 단열 연소, 등비팽창, 1차원 팽창 및 이동 평형 [29]가정 하에서 Rocketdyne에 의해 계산된 최상의 특정 충격량을 사용합니다.일부 단위는 미터법으로 변환되었지만 압력은 변환되지 않았습니다.
정의들
- Ve
- 평균 배기 속도, m/s.다른 단위의 특정 임펄스와 동일한 측정값으로, 수치상 N·s/kg의 특정 임펄스와 같습니다.
- r
- 혼합 비율: 질량 산화제/질량 연료
- Tc
- 챔버 온도, °C
- d
- 연료와 산화제의 벌크 밀도, g3/cm
- C*
- 특성 속도, m/s.챔버 압력에 목구멍 면적을 곱하고 질량 유량으로 나눈 값과 같습니다.실험용 로켓의 연소 효율을 확인하는 데 사용됩니다.
두발진제
| 산화제 | 연료 | 댓글 | 68.05 atm에서[citation needed] 다음으로 최적 확장 | |||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1atm | 0 atm, 진공 (면적비, 40:1) | |||||||||||
| Ve | r | Tc | d | C* | Ve | r | Tc | d | C* | |||
| 록스 | ㅇ 2 | 하이드로록스.흔한. | 3816 | 4.13 | 2740 | 0.29 | 2416 | 4462 | 4.83 | 2978 | 0.32 | 2386 |
| H 2:Be 49:51 | 4498 | 0.87 | 2558 | 0.23 | 2833 | 5295 | 0.91 | 2589 | 0.24 | 2850 | ||
| CH 4(메탄) | 메탈록스.2010년대에 개발 중인 많은 엔진. | 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(등유) | 케롤록스.흔한. | 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 | 기체형태 | 3997 | 3.29 | 2576 | - | 2550 | 4485 | 3.92 | 2862 | - | 2519 |
| 바2 | ㅇ2 | 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 | ㅇ2 | 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 | ㅇ2 | 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 | |
| 산화제 | 연료 | 댓글 | 브이e | r | Tc | d | C* | 브이e | 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 | 하이퍼골릭 | 2789 | 2.97 | 3407 | 1.42 | 1739 | 3274 | 3.01 | 3413 | 1.42 | 1739 |
| N2H4 | 하이퍼골릭 | 2885 | 2.81 | 3650 | 1.49 | 1824 | 3356 | 2.89 | 3666 | 1.50 | 1822 | |
| 아니오24 | MMH | 하이퍼골릭, 공통 | 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 | 하이퍼골릭, 공통 | 2862 | 1.36 | 2992 | 1.21 | 1781 | 3369 | 1.42 | 2993 | 1.22 | 1770 | |
| N2H4:UDMH 50:50 | 하이퍼골릭, 공통 | 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 | ||
| 아니오:2524:75 | 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 | 하이퍼골릭 | 2638 | 3.26 | 2848 | 1.30 | 1627 | 3123 | 3.41 | 2839 | 1.31 | 1617 |
| MMH | 하이퍼골릭 | 2690 | 2.59 | 2849 | 1.27 | 1665 | 3178 | 2.71 | 2841 | 1.28 | 1655 | |
| UDMH | 하이퍼골릭 | 2668 | 3.13 | 2874 | 1.26 | 1648 | 3157 | 3.31 | 2864 | 1.27 | 1634 | |
| IRFNA IV HDA | UDMH:DETA 60:40 | 하이퍼골릭 | 2689 | 3.06 | 2903 | 1.32 | 1656 | 3187 | 3.25 | 2951 | 1.33 | 1641 |
| MMH | 하이퍼골릭 | 2742 | 2.43 | 2953 | 1.29 | 1696 | 3242 | 2.58 | 2947 | 1.31 | 1680 | |
| UDMH | 하이퍼골릭 | 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 | ||
| 산화제 | 연료 | 댓글 | 브이e | r | Tc | d | C* | 브이e | r | Tc | d | C* |
일부 혼합물의 정의:
- 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
- MIL-P-25576C 참조, 기본적으로 등유(대략
10
18 CH) - MMH모노메틸하이드라진
- CH
3NHNH
2
화성 로켓에 사용되는 NASA용 CO/O에2 대한 모든 데이터를 가지고 있는 것은 아니며, 약 250초 동안의 특정한 충격만을 가지고 있습니다.
- r
- 혼합 비율: 질량 산화제/질량 연료
- Ve
- 평균 배기 속도, m/s.다른 단위의 특정 임펄스와 동일한 측정값으로, 수치상 N·s/kg의 특정 임펄스와 같습니다.
- C*
- 특성 속도, m/s.챔버 압력에 목구멍 면적을 곱하고 질량 유량으로 나눈 값과 같습니다.실험용 로켓의 연소 효율을 확인하는 데 사용됩니다.
- Tc
- 챔버 온도, °C
- d
- 연료와 산화제의 벌크 밀도, g3/cm
단발진제
| 추진제 | 댓글 | 에서 최적의 확장 68.05 atm to 1 atm[citation needed] | 에서 확장 68.05 atm to vacuum (0 atm) (면적 = 40:1) | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Ve | Tc | d | C* | Ve | Tc | d | C* | ||
| 암모늄디니트라마이드 (LMP-103S)[30][31] | PRISMA 임무 (2010–2015) 2016년 S/C 5대 출시[32] | 1608 | 1.24 | 1608 | 1.24 | ||||
| 히드라진[31] | 흔한 | 883 | 1.01 | 883 | 1.01 | ||||
| 과산화수소 | 흔한 | 1610 | 1270 | 1.45 | 1040 | 1860 | 1270 | 1.45 | 1040 |
| 질산암모늄(AF-M315E)[31] | 1893 | 1.46 | 1893 | 1.46 | |||||
| 니트로메탄 | |||||||||
| 추진제 | 댓글 | Ve | Tc | d | C* | Ve | Tc | d | C* |
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외부 링크
- Cpropep-Web 로켓엔진의 추진제 성능을 계산하기 위한 온라인 컴퓨터 프로그램
- 액체 로켓 엔진 열역학적 해석을 위한 설계 도구는 액체 추진 로켓 엔진의 성능을 예측하는 컴퓨터 프로그램입니다.
- Clark, John D. (1972). Ignition! An Informal History of Liquid Rocket Propellants (PDF). Rutgers University Press. p. 214. ISBN 0-8135-0725-1. 선구적인 로켓 추진제 개발자에 의해 미국에서 액체 로켓 추진제의 역사를 위해.
