液體火箭推進劑

具有最高比衝的化學火箭使用液體推進劑，稱為液體火箭。可分為使用單一化學物質（單組元推進劑），或是兩種化學物質的混合（雙組元推進劑）。雙組元推進劑可進一步劃分，第一種為自燃推進劑，當燃料和氧化劑接觸時自動點燃。另一種為需要點火的裝置的非自燃推進劑。此外，還有三組元推進劑。
不含對特定推進劑的改型（如添加劑、腐蝕抑制劑、穩定劑等的變化）的話，大約有170種不同的推進劑被測試過。僅在美國，至少25種推進劑組合已經在飛行中使用。而近30年來沒有新類型的推進劑被使用。
選擇液體火箭發動機的推進劑需要考慮許多因素，最為主要的包括易用性、危險性、成本、環保和性能指標等。 

**歷史**

**20世紀初的發展**
羅伯特·H·戈達德(Robert H. Goddard) 扶著第一枚液體燃料火箭的發射架
康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基 （Konstantin Tsiolkovsky）於1903年在他的文章《利用火箭裝置探索外層空間》中提出了使用液體推進劑。
1926年3月16日，羅伯特·H·戈達德 （Robert H. Goddard）使用液氧（LOX）和汽油作為火箭推進劑，首次部分成功地進行了液體推進劑火箭發射。這兩種推進劑都很容易取得、廉價且能量高。氧氣是一種中等程度的低溫製冷劑；由於周圍空氣不會因接觸液氧罐而液化，因此液氧可以在火箭中短暫儲存，而無需特別厚的絕熱層。 date=2023年7月
Friedrich Sander、Opel RAK 技術員 August Becker 和 Opel 員工 Karl Treber（從右到左）在呂塞爾斯海姆的 Opel Rennbahn 展示液體燃料火箭飛機原型 
1920年代末，工程師和科學家開始在位於德國呂瑟爾斯海姆的Opel RAK製造和測試火箭。根據馬克斯·瓦利爾的記述，Opel RAK火箭設計師弗里德里希·威廉·桑德（Friedrich Wilhelm Sander）於1929年4月10日和4月12日在呂瑟爾斯海姆的Opel Rennbahn發射了兩枚液體燃料火箭。

**二戰時期**
德國在第二次世界大戰前及戰爭期間進行了非常活躍的火箭研發，涉及戰略性V-2火箭及其他導彈。V-2使用酒精/液氧（LOX）作為液體推進劑，並以過氧化氫驅動燃料泵。酒精與水混合用於發動機冷卻。德國和美國都開發了可重複使用的液體火箭發動機，這些發動機使用一種可儲存的液體氧化劑，其密度遠大於液氧，並配合一種在接觸高密度氧化劑時會自燃的液體燃料。date=March 2017
德國主要的軍事用途火箭發動機制造商——HWK公司製造了RLM編號的109-500系列火箭發動機系統，其中一部分使用過氧化氫作為單組元推進劑，用於Starthilfe火箭助推起飛系統；另一部分用於MCLOS制導的空海兩用滑翔炸彈;
還有一部分採用雙組元推進系統，使用過氧化氫作為氧化劑，並以聯氨水合物和甲醇混合作為燃料，供有人駕駛戰鬥機的火箭發動機使用。而美國的發動機則設計採用了一種雙組元推進劑組合，其中硝酸作為氧化劑，苯胺作為燃料。
這兩種發動機都用於航空器推進：德國的華特509系列發動機被用於Me 163“彗星”戰鬥機，而兩國的RATO系統（例如德國空軍的Starthilfe系統）則用於輔助飛機起飛。這實際上也是美國液體燃料火箭發動機的主要用途，而其中許多技術源自美國海軍軍官羅伯特·特魯克斯（Robert Truax）的構想。

**1950年代和1960年代**
在1950年代和1960年代，推進劑化學家開展了大量研究，尋找更適合軍事用途的高能液體和固體推進劑。大型戰略飛彈需要在陸基或潛射導彈發射井中存放多年，以便能夠在接到通知後立即發射。需要持續冷卻的推進劑會導致火箭表面不斷積累冰層，因此並不實用。由於軍方願意處理和使用危險材料，危險化學品被大量合成，但大部分最終被認為不適合作戰系統。
以硝酸（3）為例，其本身不穩定，會腐蝕大多數金屬，使其儲存變得困難。加入少量四氧化二氮（4）後，混合物呈紅色，並且能夠保持其成分不變，這被稱為紅煙硝酸（IRFNA）。但其仍然存在一個問題，即硝酸會腐蝕儲罐，釋放出氣體，可能在過程中產生壓力。突破性進展是加入少量氟化氫（HF），它在罐壁內部形成自密封的金屬氟化物，抑制了紅煙硝酸的反應。這使得其可以被儲存。
隨後，基於IRFNA或純四氧化二氮作為氧化劑，搭配煤油或自燃的苯胺、聯氨或偏二甲肼作為燃料的推進劑組合被美國和蘇聯採用，用於戰略和戰術導彈。這些可儲存的雙組元液體自燃推進劑的比衝略低於液氧/煤油組合，但具有更高的密度，因此可以在同樣大小的儲罐中存儲更多的推進劑。汽油則被不同的碳氫化合物燃料替代，例如RP-1——一種高度精煉的煤油。這種組合對於不需要長期儲存的火箭來說非常實用。

**煤油**
納粹德國開發的V-2火箭使用了液氧（LOX）和乙醇。乙醇的主要優點之一是其含水量較高，這在較大火箭發動機中提供了冷卻效果。基於石油的燃料比乙醇提供了更大的動力，但標準汽油和煤油會留下過多的煤煙和燃燒副產品，這些副產品可能會堵塞發動機管道。此外，它們還缺乏乙醇的冷卻特性。
在1950年代初期，美國的化學工業被指派研發一種改進的石油基火箭推進劑，其具有不會留下殘留物的同時確保發動機保持冷卻的特性。最終的結果是RP-1，其規格在1954年最終確定。RP-1是經過高度精煉的噴氣燃料，燃燒比傳統石油燃料更加乾淨，並且其蒸汽的爆炸性較小，對地面人員來說更加安全。它成為了美國早期火箭和彈道導彈的主要推進劑，例如宇宙神系列運載火箭（Atlas）、大力神1號運載火箭（Titan I）和雷神系列運載火箭（Thor）。蘇聯很快採用了RP-1作為其R-7導彈的燃料，但大多數蘇聯運載火箭最終使用了可儲存的高能推進劑。2017，RP-1仍被用於許多軌道發射器的第一級。

**氫氣**
許多早期的火箭理論家認為氫氣是一個極好的推進劑，因為它提供了最高的比衝。當結合氧氣燃燒時，它也被認為是最潔淨的，因為唯一的副產品是水。天然氣的蒸汽重整目前最常見的商業大批量生產氫氣的方法，約佔全球生產1998年全球產量500億立方米 的95%。其原理為在高溫（700–1100°C）和金屬基催化劑（鎳）的存在下，蒸汽與甲烷反應生成一氧化碳和氫氣。
與其他燃料相比，氫氣體積非常大。其通常以低溫液體形式存儲，這一技術在1950年代初期作為氫彈開發計劃的一部分在洛斯阿拉莫斯得以掌握。液氫可以通過使用氦氣作為冷卻製冷劑來存儲和運輸，因為氦氣的沸點比氫氣更低。只有在將氫氣裝載到發射載具上時，它才會通過排氣被釋放到大氣中，因為此時不再有製冷系統來維持其溫度。
在1950年代末和1960年代初，氫氣被運用於火箭分級，如半人馬座火箭和土星一號上級火箭上。即使作為液體，氫氣的密度也很低，這使得其需要大型的儲罐和燃油泵；維持所需的極低溫度還需要罐體的額外隔熱措施。這種額外的重量減少了火箭分級的質量比，需要採取特殊措施，如對罐體進行壓力穩定，以減少重量。（壓力穩定罐體通過內部壓力而非支撐結構來承載大部分負荷，因此主要依靠罐體材料的抗拉強度。）
由於技術能力的限制，蘇聯火箭計劃直到1980年代才在能源號運載火箭芯級中使用液氫作為推進劑。

**上面級火箭使用**
在傳統火箭液體發動機使用的雙組元推進劑中，液氧和氫氣提供了其中最高的比衝。這種額外的性能在很大程度上彌補了密度較低，需要更大的燃料儲罐的缺點。然而，對於上面級來說中，比衝的略微提高可以顯著增加其運載能力。因此，即使第一級使用其他傳統燃料（如RP-1），氫氣在上面級的使用仍然是相當常見的。

**與煤油的比較**
由於煤油的洩露引發的發射臺火災比氫氣火災更具破壞性，主要有兩個原因：- 煤油的燃燒溫度比氫氣高約20%。- 在氫氣燃燒時，形成的蒸汽的分子量僅為18，而空氣的分子量為29.9，因此它也會迅速上升。而對於煤油來說，其在洩漏後會流到地面，如果大量洩漏，其可以持續燃燒數小時。
煤油火災不可避免地會造成大量熱損害，例如摧毀參與大型、未經驗證的火箭發動機點火的試驗檯，需要較多時間來進行修復和重建。
氫燃料發動機則需要特殊的設計，例如將推進劑管線水平佈置，以避免管線中形成“陷阱”，防止在受限空間內由於燃料沸騰引發管道破裂。同樣的注意事項適用於其他低溫氣體，如液氧和液化天然氣（LNG）。但總的來說，液氫燃料具有卓越的安全記錄和性能，遠超其他所有實際可用的化學火箭推進劑。

**鋰和氟**
迄今為止，在火箭發動機中測試過的最高比衝化學反應是鋰和氟，並添加了氫氣以改善排氣熱力學（所有推進劑必須保存在各自的罐中，使其成為三組元推進劑）。這種組合在真空中提供了542 s的比衝，相當於5320 m/s的排氣速度。即便如此，這種化學組合的不實際性突顯了為什麼這種獨特的組合實際上不會被使用：為了使所有三種成分保持液態，氫氣必須保持在−252 °C以下（僅21 K），而鋰必須保持在180 °C以上（453 K）。並且鋰和氟都極具腐蝕性。鋰與空氣接觸時會自燃，而氟與大多數燃料接觸時會引發燃燒，包括氫氣。氟和排氣中的氟化氫（HF）具有劇毒，這使得在發射臺周圍工作變得困難，且會破壞環境，同時也使得獲得發射許可變得更加困難。最後，與大多數火箭推進劑相比，鋰和氟都非常昂貴。因此，這種組合從未用於實際發射。
在1950年代，美國國防部曾提議將鋰氟氫彈道導彈推進劑。1954年，一起化學工廠事故釋放了一片氟氣雲進入大氣層，他們不得不改用液氧/RP-1作為推進劑。date=2024年9月

**甲烷**
使用液態甲烷和液態氧氣作為推進劑通常被稱為液氧甲烷。
液態甲烷的比衝低於液態氫氣，但由於其較高的沸點和密度以及不會發生氫脆的特性，它更容易存儲。此外，與煤油相比，它在發動機中留下的殘留物（例如積碳）較少，更有利於可重複使用性。 此外，預計在火星上可以通過薩巴捷反應生產甲烷。在NASA的火星設計參考任務5.0文件（2009年-2012年）中，液氧甲烷是著陸器模塊選擇的推進劑組合。
由於甲烷的獨特優勢，一些私人航天公司在2010和2020年代計劃開發基於甲烷的發射系統。各國之間的競爭被稱為“液氧甲烷軌道競賽”，藍箭航天的朱雀二號火箭成為首個成功進入軌道的甲烷燃料火箭。
，已有三枚甲烷燃料火箭成功進入軌道。還有幾枚正在開發中，其中兩次軌道發射嘗試失敗：- 朱雀二號在2023年7月12日的第二次飛行中成功進入軌道，成為首個成功進入軌道的甲烷燃料火箭。 它在2022年12月14日的首飛中未能進入軌道。該火箭由藍箭航天開發，使用TQ-12發動機。- 火神半人馬座運載火箭在2024年1月8日的首次飛行（Cert-1）中成功進入軌道。 該火箭由聯合發射聯盟開發，使用藍色起源的BE-4發動機，第二級則使用液氧液氫RL10發動機。- 新格倫在2025年1月16日的首次飛行中成功進入軌道。該火箭及其發動機由藍色起源開發。一級使用BE-4發動機，二級使用液氧液氫BE-3U發動機。- Terran 1在2023年3月22日的首飛中未能成功進入軌道，隨後該火箭的開發被終止。該火箭由相對論空間開發，使用Aeon 1發動機。- 星際飛船在2024年3月14日的第三次飛行中達到了跨大氣層軌道， 在兩次失敗嘗試後。該火箭由SpaceX開發，使用猛禽發動機。- Stoke Space Nova由Stoke Space開發。一級使用甲烷氧氣Zenith發動機，二級使用液氫氧發動機。
SpaceX為其星艦和超級重型助推器開發了猛禽發動機。 自2019年以來，該發動機已在測試飛行中使用。SpaceX此前僅在其發動機中使用液氧/RP-1和自燃推進劑。
藍色起源為其新格倫和聯合發射聯盟的火神火箭開發了BE-4 液氧甲烷發動機。BE-4發動機提供2,400 kN（550,000 lbf）的推力。到2023年中，已有兩臺飛行發動機交付給ULA。
ESA正在開發一款980kN甲烷氧氣普羅米修斯火箭發動機，並於2023年進行了熱試驗。

**單組元推進劑**
高濃度過氧化氫:高濃度過氧化氫是濃縮的過氧化氫，含有約2%到30%的水分。在催化劑作用下，它分解為蒸汽和氧氣。由於易於存儲，它曾被用於反應控制系統。它常用於驅動渦輪泵，例如在V2火箭和現代聯盟號運載火箭火箭上使用。
肼:能劇烈分解為氮氣、氫氣和氨氣（2N2H4 → N2+H2+2NH3），是太空飛行器中最廣泛使用的推進劑。
一氧化二氮:分解為氮氣和氧氣。
蒸汽:當具有外部熱源時，能提供一個相對適中的比衝，最多可達到190秒，具體取決於材料腐蝕性和熱限制。

**當前使用**
，常用的液體火箭推進劑組合包括：
煤油（RP-1）/ 液氧（LOX）:用於聯盟2號運載火箭、長征六號、長征七號、長征八號和天龍二號的下級火箭級；長征五號的助推器；宇宙神5型運載火箭的第一級；以及電子號運載火箭、獵鷹9號、獵鷹重型、螢火蟲阿爾法和長征十二號的兩個分級。
液氫（LH）/ 液氧（LOX）:用於太空發射系統、新謝潑德火箭、H3、GSLV、長征五號、長征七號A、長征八號、阿麗亞娜6號運載火箭、新格倫和半人馬座火箭的分級。
液態甲烷（LNG）/ 液氧（LOX）:用於朱雀二號的兩個分級、SpaceX星艦（進行近軌道測試飛行）以及火神半人馬座運載火箭和新格倫的第一級。
偏二甲肼（UDMH）或 甲基肼（MMH）/ 四氧化二氮（NTO或4）:用於俄羅斯質子火箭的三個第一級、印度Vikas發動機用於PSLV和GSLV火箭、中國的許多助推器、一些軍事、軌道和深空火箭，因為這種燃料組合是高能推進劑並且可以在合理的溫度和壓力下長時間儲存。
肼（）:用於深空任務，因為它是可儲存的且具有高能推進特性，並且可以作為單組分推進劑與催化劑一起使用。
Aerozine-50（50/50肼和偏二甲肼（UDMH））:用於深空任務，因為它在方便儲存的同時具有高能推進特性，並且在催化劑的作用下可以作為單組元推進劑使用。

**表格**
The table uses data from the JANNAF thermochemical tables (Joint Army-Navy-NASA-Air Force (JANNAF) Interagency Propulsion Committee) throughout, with best-possible specific impulse calculated by Rocketdyne under the assumptions of adiabatic combustion, isentropic expansion, one-dimensional expansion and shifting equilibrium. Some units have been converted to metric, but pressures have not.

**Definitions**
Ve: Average exhaust velocity, m/s. The same measure as specific impulse in different units, numerically equal to specific impulse in N·s/kg.
r: Mixture ratio: mass oxidizer / mass fuel
Tc: Chamber temperature, °C
d: Bulk density of fuel and oxidizer, g/cm3
C*: Characteristic velocity, m/s. Equal to chamber pressure multiplied by throat area, divided by mass flow rate. Used to check experimental rocket's combustion efficiency.

**Bipropellants**
}:Be 49:51 
4498
0.87
2558
0.23
2833
5295
0.91
2589
0.24
2850
methane|4 (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
Oxidizer
Fuel
Comment
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
Oxidizer
Fuel
Comment
Ve
r
Tc
d
C*
Ve
r
Tc
d
C*
Definitions of some of the mixtures:
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: See MIL-P-25576C, basically kerosene (approximately 18)
MMH monomethylhydrazine: 2
Has not all data for CO/O2, purposed for NASA for Martian-based rockets, only a specific impulse about 250 s.
r: Mixture ratio: mass oxidizer / mass fuel
Ve: Average exhaust velocity, m/s. The same measure as specific impulse in different units, numerically equal to specific impulse in N·s/kg.
C*: Characteristic velocity, m/s. Equal to chamber pressure multiplied by throat area, divided by mass flow rate. Used to check experimental rocket's combustion efficiency.
Tc: Chamber temperature, °C
d: Bulk density of fuel and oxidizer, g/cm3

**Monopropellants**

**參考資料**

**外部鏈接**
  Cpropep-Web an online computer program to calculate propellant performance in rocket engines-  Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis is a computer program to predict the performance of the liquid-propellant rocket engines.- Cite book | last = Clark | first = John D. | authorlink = John Drury Clark | title = Ignition! An Informal History of Liquid Rocket Propellants | publisher = Rutgers University Press | date = 1972 | pages = 214 | url = http://www.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf | isbn = 0-8135-0725-1 | access-date = 2017-09-23 | archive-date = 2020-05-15 | archive-url = https://web.archive.org/web/20200515200547/http://www.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf | dead-url = yes  for a history of liquid rocket propellants in the US by a pioneering rocket propellant developer.-  Cpropep-Web an online computer program to calculate propellant performance in rocket engines-  Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis is a computer program to predict the performance of the liquid-propellant rocket engines.