Kriogenik (bahan bakar)

Bahan bakar kriogenik adalah bahan bakar yang membutuhkan penyimpanan pada temperatur yang sangat rendah untuk menjaga mereka dalam keadaan cair. Bahan bakar ini digunakan dalam mesin yang beroperasi dalam ruang (Misalnya - Roket kapal, Satelit, dll) karena bahan bakar biasa tidak bisa digunakan di sana, karena tidak adanya lingkungan yang mendukung pembakaran (Di bumi, kita memiliki lingkungan Oksigen, pendukung pembakaran). Bahan bakar kriogenik paling sering berupa cair gas seperti hidrogen cair.
jmpl|Tanki Oksigen Cair (LOX) di Cape Canaveral
jmpl|Tangki Hidrogen Cair di Kennedy Space Center milik NASA. Tangki tersebut menjaga suhu hidrogen cair pada -423 F derajat.
jmpl|Oksigen cair dalam gelas kimia.
jmpl|Gelembung hidrogen cair

Beberapa mesin roket menggunakan pendinginan regeneratif, praktik beredar bakar kriogenik mereka di sekitar nosel sebelum bahan bakar dipompa ke ruang bakar dan dinyalakan. Pengaturan ini pertama kali diusulkan oleh Eugen Sanger pada 1940-an. Roket Saturn V yang mengirim misi berawak pertama ke bulan menggunakan elemen desain ini, yang masih digunakan sampai sekarang.

Cukup sering, oksigen cair yang keliru disebut "bahan bakar" kriogenik, meskipun sebenarnya merupakan oksidator dan bukan bahan bakar.

Rusia produsen pesawat Tupolev mengembangkan desain versi populer Tu-154 tetapi dengan sistem bahan bakar kriogenik, ditunjuk Tu-155. Menggunakan bahan bakar disebut sebagai gas alam cair (LNG), penerbangan pertama pada tahun 1989.

India mengembangkan teknologi ini pada tahun 2008 untuk digunakan dalam mereka roket GSLV.

 Operasi  
Bahan bakar kriogenik dapat dibagi menjadi dua kategori: 
 inert dan 
 mudah terbakar. 
Kedua jenis ini memanfaatkan rasio volume cairan terhadap gas yang besar yang terjadi saat cairan berubah menjadi fase gas. Kelayakan bahan bakar kriogenik dikaitkan dengan apa yang dikenal sebagai laju aliran massa yang tinggi. Dengan regulasi, energi berdensitas tinggi dari bahan bakar kriogenik digunakan untuk menghasilkan daya dorong dalam roket dan konsumsi bahan bakar yang terkendali. Bagian berikut memberikan perincian lebih lanjut.

 Lembam  
Jenis bahan bakar ini biasanya menggunakan pengaturan produksi dan aliran gas untuk menggerakkan piston di dalam mesin. Peningkatan tekanan yang besar dikontrol dan diarahkan ke piston mesin. Piston bergerak karena tenaga mekanis yang diubah dari produksi bahan bakar gas yang dipantau. Contoh penting dapat dilihat pada kendaraan udara cair milik Peter Dearman. Beberapa bahan bakar inert yang umum meliputi:
 Nitrogen cair
 Udara cair
 Helium cair
 Neon cair

 Mudah terbakar 
Bahan bakar ini memanfaatkan sifat kriogenik cair yang bermanfaat beserta sifat mudah terbakar dari zat tersebut sebagai sumber tenaga. Jenis bahan bakar ini dikenal terutama karena penggunaannya dalam roket . Beberapa bahan bakar mudah terbakar yang umum meliputi:
 Hidrogen cair
 Gas alam cair (LNG)
 Metana cair

 Mesin pembakaran  
Bahan bakar kriogenik yang mudah terbakar menawarkan lebih banyak kegunaan daripada kebanyakan bahan bakar inert. Gas alam cair, seperti bahan bakar lainnya, hanya akan terbakar jika dicampur dengan jumlah udara yang tepat. Sedangkan untuk LNG, sebagian besar efisiensi bergantung pada angka metana, yang merupakan padanan gas dari angka oktan. Hal ini ditentukan berdasarkan kandungan metana dari bahan bakar cair dan gas terlarut lainnya, dan bervariasi sebagai hasil dari efisiensi eksperimental. Memaksimalkan efisiensi pada mesin pembakaran akan menjadi hasil dari penentuan rasio bahan bakar terhadap udara yang tepat dan memanfaatkan penambahan hidrokarbon lain untuk pembakaran yang lebih optimal.

 Efisiensi produksi  
Proses pencairan gas telah mengalami peningkatan selama beberapa dekade terakhir dengan munculnya mesin yang lebih baik dan pengendalian kehilangan panas sistem. Teknik-teknik yang umum memanfaatkan suhu gas yang mendingin secara drastis saat tekanan gas yang terkendali dilepaskan. Tekanan yang cukup dan kemudian penurunan tekanan berikutnya dapat mencairkan sebagian besar gas, seperti yang dicontohkan oleh efek Joule-Thomson.

 Gas alam cair   
Meskipun mencairkan gas alam untuk penyimpanan, pengangkutan, dan penggunaan adalah hemat biaya, sekitar 10 hingga 15 persen gas dikonsumsi selama proses. Proses optimal berisi empat tahap pendinginan propana dan dua tahap pendinginan etilena. Dapat ada penambahan tahap refrigeran tambahan, tetapi biaya peralatan tambahan tidak dapat dibenarkan secara ekonomi. Efisiensi dapat dikaitkan dengan proses kaskade komponen murni yang meminimalkan keseluruhan perbedaan suhu sumber ke tempat pembuangan yang terkait dengan kondensasi refrigeran. Proses yang dioptimalkan menggabungkan pemulihan panas yang dioptimalkan bersama dengan penggunaan refrigeran murni. Semua perancang proses pabrik pencairan yang menggunakan teknologi yang terbukti menghadapi tantangan yang sama: untuk mendinginkan dan mengembunkan campuran dengan refrigeran murni secara efisien. Dalam proses Kaskade yang dioptimalkan, campuran yang akan didinginkan dan dikondensasikan adalah gas umpan. Dalam proses refrigeran campuran propana, dua campuran yang memerlukan pendinginan dan kondensasi adalah gas umpan dan refrigeran campuran. Sumber utama inefisiensi terletak pada rangkaian pertukaran panas selama proses pencairan.

 Metana murni  
Metana (CH4) adalah komponen utama dari gas alam cair (LNG), sedangkan LNG adalah gas alam yang telah dicairkan. Metana merupakan senyawa dengan satu atom karbon dan empat atom hidrogen (CH4) dan komponen terbesar dari gas alam. LNG adalah gas alam yang didinginkan hingga -162 °C (-260 °F) untuk mengubahnya menjadi cairan, komponen utamanya adalah metana (CH4), yang mencakup sekitar 95% komposisinya. Juga mengandung etana, propana, dan zat lainnya, tidak berwarna dan tidak berbau dan volume gas alam dalam keadaan cair sekitar 600 kali lebih kecil daripada volumenya dalam keadaan gas.

Metana murni adalah gas alam yang tidak berbau dan memiliki rumus kimia CH4. Metana merupakan komponen utama gas alam dan salah satu gas rumah kaca utama. Sifat metana murni Mudah terbakar, Berkontribusi pada efek pemanasan global, 20-30 kali lebih kuat sebagai gas rumah kaca daripada karbondioksida. Metana murni digunakan untuk memasak, pemanas ruangan, dan pembangkit listrik Digunakan dalam reaksi kimia untuk menghasilkan gas penting lainnya, seperti hidrogen, karbon monoksida, dan karbon hitam

Metana cair digunakan sebagai bahan bakar, bahan baku kimia, dan bahan bakar roket. Sebagai bahan bakar alternatif di sektor transportasi untuk mengurangi penggunaan bahan bakar minyak. Sebagai bahan bakar roket, bila dikombinasikan dengan oksigen cair. Mesin-mesin yang menggunakan metana cair dan oksigen cair umumnya dikelompokkan bersama di bawah istilah methalox. Dalam proses industri bahan baku kimia dan dapat diangkut sebagai cairan yang dibekukan (gas alam cair, atau LNG), sebagai bahan baku dalam produksi senyawa kimia seperti amonia dan metanol

Proses pembuatan Metana kemurnian tinggi dari LNG
 Menghilangkan kontaminan
 Menghilangkan air dan hidrokarbon berat (kondensat gas)
 Menghilangkan nitrogen dan helium
 Menghilangkan Merkuri
 Pencairan gas

 Keuntungan dan kerugian  
 Manfaat 
 Bahan bakar kriogenik lebih ramah lingkungan dibandingkan bensin atau bahan bakar fosil. Selain itu, tingkat emisi gas rumah kaca dapat dikurangi hingga 11–20% dengan menggunakan LNG dibandingkan bensin saat mengangkut barang.
 Selain sifatnya yang ramah lingkungan, bahan bakar fosil juga berpotensi untuk menurunkan biaya transportasi produk dalam negeri secara signifikan karena jumlahnya yang melimpah dibandingkan bahan bakar fosil. 
 Bahan bakar kriogenik memiliki laju aliran massa yang lebih tinggi daripada bahan bakar fosil dan karenanya menghasilkan lebih banyak daya dorong dan tenaga saat dibakar untuk digunakan dalam mesin. Ini berarti bahwa mesin akan berjalan lebih jauh dengan bahan bakar yang lebih sedikit secara keseluruhan daripada mesin gas modern.
 Bahan bakar kriogenik tidak menimbulkan polusi dan oleh karena itu, jika tumpah, tidak menimbulkan risiko bagi lingkungan. Tidak perlu membersihkan limbah berbahaya setelah terjadi tumpahan.

 Potensi kerugian 
 Beberapa bahan bakar kriogenik, seperti LNG, mudah terbakar secara alami. Tumpahan bahan bakar yang terbakar dapat mengakibatkan ledakan besar. Hal ini mungkin terjadi jika terjadi kecelakaan mobil dengan mesin LNG.
 Tangki penyimpanan kriogenik harus mampu menahan tekanan tinggi. Tangki propelan bertekanan tinggi memerlukan dinding yang lebih tebal dan paduan yang lebih kuat yang membuat tangki kendaraan lebih berat, sehingga mengurangi kinerja.
 Meskipun cenderung tidak beracun, bahan bakar kriogenik lebih padat daripada udara. Oleh karena itu, bahan bakar ini dapat menyebabkan sesak napas. Jika bocor, cairan akan mendidih menjadi gas dingin yang sangat padat dan jika terhirup, dapat berakibat fatal.

 Mesin roket kriogenik 
Mesin roket kriogenik adalah mesin roket yang menggunakan bahan bakar kriogenik dan oksidator ; yaitu, bahan bakar dan oksidatornya adalah gas yang telah dicairkan dan disimpan pada suhu yang sangat rendah. Mesin yang sangat efisien ini pertama kali diterbangkan pada Atlas-Centaur AS dan merupakan salah satu faktor utama keberhasilan NASA dalam mencapai Bulan oleh roket Saturn V.

Mesin roket yang membakar propelan kriogenik masih digunakan hingga saat ini pada tahap atas dan pendorong berkinerja tinggi. Tahap atas jumlahnya banyak. Pendorong termasuk Ariane 6 milik ESA, H-II milik JAXA, GSLV milik ISRO, LVM3, dan Sistem Peluncuran Luar Angkasa milik NASA. Amerika Serikat, Rusia, India, Jepang, Prancis, dan Cina adalah satu-satunya negara yang memiliki mesin roket kriogenik yang beroperasi.

 Propelan kriogenik  
Mesin roket memerlukan laju aliran massa yang tinggi dari oksidator dan bahan bakar untuk menghasilkan daya dorong yang berguna. Oksigen, oksidator paling sederhana dan paling umum, berada dalam fase gas pada suhu dan tekanan standar, seperti halnya hidrogen, bahan bakar paling sederhana. Meskipun memungkinkan untuk menyimpan propelan sebagai gas bertekanan, ini akan membutuhkan tangki besar dan berat yang akan membuat pencapaian penerbangan antariksa orbital menjadi sulit jika tidak mustahil. Di sisi lain, jika propelan didinginkan dengan cukup, mereka ada dalam fase cair pada kepadatan yang lebih tinggi dan tekanan yang lebih rendah, menyederhanakan pengisian tangki. Suhu kriogenik ini bervariasi tergantung pada propelan, dengan oksigen cair yang ada di bawah −183 °C (−297,4 °F; 90,1 K) dan hidrogen cair di bawah −253 °C (−423,4 °F; 20,1 K). Karena satu atau lebih propelan berada dalam fase cair, semua mesin roket kriogenik menurut definisi adalah mesin roket propelan cair.

Berbagai kombinasi bahan bakar-pengoksidasi kriogenik telah dicoba, namun kombinasi bahan bakar hidrogen cair (LH2) dan pengoksidasi oksigen cair (LOX) merupakan salah satu yang paling banyak digunakan. Kedua komponen tersebut mudah dan murah tersedia, dan ketika dibakar memiliki salah satu pelepasan entalpi tertinggi dalam pembakaran, menghasilkan impuls spesifik hingga 450 detik pada kecepatan buang efektif 4,4 kilometer per detik (2,7 mi/s; Mach 13).

 Komponen dan siklus pembakaran  
Komponen utama dari mesin roket kriogenik adalah ruang pembakaran, inisiator piroteknik, injektor bahan bakar, turbopump bahan bakar dan oksidator, katup kriogenik, regulator, tangki bahan bakar, dan nosel mesin roket. Dalam hal memasok propelan ke ruang pembakaran, mesin roket kriogenik hampir secara eksklusif menggunakan pompa. Mesin yang menggunakan pompa bekerja dalam siklus generator gas, siklus pembakaran bertahap, atau siklus ekspander. Mesin generator gas cenderung digunakan pada mesin pendorong karena efisiensinya yang lebih rendah, mesin pembakaran bertahap dapat mengisi kedua peran tersebut dengan mengorbankan kompleksitas yang lebih besar, dan mesin ekspander secara eksklusif digunakan pada tahap atas karena daya dorongnya yang rendah.

 Perbandingan propelan roket cair di permukaan laut dan dalam ruang hampa 
Data dalam tabel di bawah ini berasal dari buku Huzel & Huang "Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines", 1992, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington, (ISBN 1-56347-013- 6); Berisi hasil yang diterbitkan oleh Rocketdyne berdasarkan perhitungan yang dilakukan dengan asumsi pembakaran adiabatik, ekspansi isentropik uniaxial dan penyesuaian berkelanjutan rasio campuran oksidan/bahan bakar sebagai fungsi ketinggian. Perhitungan ini dilakukan untuk tekanan ruang bakar sebesar 1.000 PSI, yaitu 1.000 "pon per inci persegi", yang dalam satuan internasional (SI) setara dengan 6.894.757 Pa. Kecepatan ejeksi pada tekanan yang lebih rendah dapat diperkirakan dengan menerapkan koefisien dari grafik seberang.

Besaran yang ditampilkan dalam tabel ini adalah sebagai berikut:
 ratio, perbandingan pencampuran (laju aliran massa oksidan terhadap laju aliran massa bahan bakar)
 v e, kecepatan ejeksi gas buang, dinyatakan dalam meter per detik
 ρ, kepadatan nyata propelan, dinyatakan dalam gram per sentimeter kubik
 T C, suhu keseimbangan di ruang bakar, dinyatakan dalam °C
 C*, kecepatan karakteristik, dinyatakan dalam meter per detik

Tujuan tabel ini adalah untuk menjelaskan evolusi parameter antara lepas landas dan kedatangan di orbit: di sebelah kiri, nilai di permukaan laut; di sebelah kanan, sama dalam kehampaan. Ini adalah nilai nominal yang dihitung untuk sistem ideal, dibulatkan dalam satuan SI (komposisi dinyatakan dalam persentase massa):

 Propelan Oksidan Propelan Reduktor Hipergolik Kriogenik Ekspansi optimal pada 6.895  kPadi permukaan laut Ekspansi optimal pada 6.895  kPadalam ruang hampa ratioOx/Red v em/s ρ/cm 3 T C°C C*m/s ratioOx/Red v em/s ρ/cm 3 T C°C C*m/sTidakYa4.133.8160,292.7402.4164.834.4620,322.9782.386TidakYa3.213.0340,823.2601.8573.453.6150,833.2901.838TidakYa2.893.0060,903.3201.8403.103.5840,913.3511.825RP-1TidakYa2.582.9411.033.4031.7992.773.5101.033.4281.783TidakYa0,923.0651.073.1321.8920,983.4601.073.1461.878TidakYa1.963.3510,743.4892.0412.064.0160,753.5632.03970% + 30 TidakYa4.803.8710,322.9542.4535.704.5200,363.1952.41770% + 30 RP-1TidakYa3.013.1031.093.6651.9083.303.6971.103.6921.88970 + 30% RP-1YaYa3.843.3771.204.3612.1063.843.9551.204.3612.10487,8 + 12,2% MMHYaYa2.823.5251.244.4542.1912.834.1481.234.4532.186YaYa7.944.0360,463.6892.5569.744.6970,523.9852.53034,8% Li 65,2% YaYa0,964.2560,191.8302.68039,3% Li + 60,7 YaYa1.085.0500,211.9742.656YaYa4.533.4141.033.9182.0684.744.0751.043.9332.064YaYa3.683.3351.093.9142.0193.783.9871.103.9232.014MMHYaYa2.393.4131.244.0742.0632.474.0711.244.0911.987YaYa2.323.5801.314.4612.2192.374.2151.314.4682.122YaYa3.323.5311.124.3372.1943.354.1431.124.3412.193YaYa5.924.0140,393.3112.5427.374.6790,443.5872.499YaYa4.943.4851.064.1572.1605.584.1311.094.2072.139YaYa3.873.5111.134.5392.1763.864.1371.134.5382.176RP-1YaYa3.873.4241.284.4362.1323.854.0211.284.4322.130YaYa1.513.3811.263.7692.0871.654.0081.273.8142.081MMHYaYa2.283.4271.244.0752.1192.584.0671.264.1332.10650,5% MMH + 29,8% + 19,7 YaYa1.753.2861.243.7262.0251.923.9081.253.7692.018YaYa3,953.6531.014.4792.2443,984.3671.024.4862.167IRFNA III aMMHYaTidak2.592.6901.272.8491.6652.713.1781.282.8411.655IRFNA III aUDMHYaTidak3.132.6681.262.8741.6483.313.1571.272.8641.634IRFNA III a60% UDMH + 40% DETAYaTidak3.262.6381.302.8481.6273.413.1231.312.8391.617IRFNA IV HDAMMHYaTidak2.432.7421.292.9531.6962.583.2421.312.9471.680IRFNA IV HDAUDMHYaTidak2.952.7191.282.9831.6763.123.2201.292.9771.662IRFNA IV HDA60% UDMH + 40% DETAYaTidak3.062.6891.322.9031.6563.253.1871.332.9511.641YaTidak1.362.8621.212.9921.7811.423.3691.222.9931.770MMHYaTidak2.172.8271.193.1221.7452.373.3471.203.1251.72450% UDMH + 50% YaTidak1,982.8311.123.0951.7472.153.3491.203.0961.731YaTidak2.812.8851.493.6501.8242.893.3561,503.6661.822YaTidak2.663.0691.473.8941.9352.713.5801.473.9051.934MMHYaTidak2.822.9621.403.5771.8372.833.4881.403.5791.83786% MMH + 14% YaTidak2.782.9711.413.5751.8442.813.4981.413.5791.844

 Mesin roket orbital kriogenik 

 Mesin Asal Perancang Kendaraan Status Pengguna Propelan kriogenik Siklus daya Impuls spesifik (s) Daya dorong (N)  Tekanan ruang (bar) Massa (kg) Daya dorong:rasio berat Rasio pengoksidasi:bahan bakar Archimedes   Rocket Lab Neutron Development 1st, 2nd CH4 / LOX Staged, oxidizer-rich Aeon-RRelativity SpaceTerran RDevelopment1st, 2ndCH4 / LOXGas generator BE-3U  Blue Origin New Glenn Active  2nd LH2 / LOX Expander, open   BE-4  Blue Origin New Glenn, Vulcan Active  1st CH4 / LOX Staged, oxidizer-rich   BE-7Blue OriginBlue MoonDevelopment1stLH2 / LOXExpander, open CE-20  LPSC GSLV Mk III Active Upper LH2 / LOX Gas generator       CE-7.5  LPSC GSLV Mk II  Active Upper LH2 / LOX Staged      E2  ABL Space Systems RS1 Active 1st RP-1 / LOX // Jet-A / LOX Gas generator 64 E2 Vacuum  ABL Space Systems RS1 Active 2nd RP-1 / LOX // Jet-A / LOX Gas generator  Engine-2  Vast  Development 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL) 100  Engine-2 Vacuum  Vast  Development 2nd RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich    Hadley  Ursa Major Technologies Rocket 4Active 2nd RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)62HelixRocket Factory AugsburgRFA OneDevelopment1st, 2ndRP-1/LOXStaged combustion,325 (SL) HyPER-15 Innospace Hanbit-Nano, -Micro, -Mini Development 1st Paraffin / LOX Electric pump   LE-5B  Mitsubishi, JAXA H-IIA, H-IIB Active Upper LH2 / LOX Expander, open       LE-7A  Mitsubishi, JAXA H-IIA, H-IIB Active 1st LH2 / LOX Staged   (SL)  (SL)    LE-9Mitsubishi, JAXAH-3Development1stLH2 / LOXExpander, open.9 Lightning 1  Firefly Aerospace Alpha Active 2nd RP-1 / LOX Combustion tap-off   Merlin 1D FT  SpaceX Falcon 9 B5, Heavy Active 1st RP-1 / LOX Gas generator    (SL)   Merlin Vacuum 1D  SpaceX Falcon 9 B5, Heavy Active 2nd RP-1 / LOX Gas generator    Miranda  Firefly Aerospace Antares 300 Series, MLV Development 1st RP-1 / LOX Combustion tap-off   M10  Avio Vega-E Development Upper CH4 / LOX Expander, closed      NK-33A (AJ26-62), 11Д111 / 14Д15  JSC Kuznetsov Antares 100, Soyuz-2-1v Retired 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)   (SL)    Raptor  SpaceX Starship Development 1st, 2nd CH4 / LOX Staged, full-flow   (SL)  (SL)     Raptor Vacuum  SpaceX Starship Development 2nd CH4 / LOX Staged, full-flow        RD-0124, 14Д23  KBKhA Soyuz-2.1b, Soyuz-2-1v, Angara Active 2nd, 3rd RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich      RD-0146D  KBKhA Angara Development Upper LH2 / LOX Expander, closed    RD-107A, 14Д22  NPO Energomash Soyuz-FG, -2 Active 1st RP-1 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)    RD-108A, 14Д21  NPO Energomash Soyuz-FG, -2 Active 2nd RP-1 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)    RD-171M, 11Д520  NPO Energomash Soyuz-5, Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3SLBF Active 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-180  NPO Energomash Atlas V, III Active 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)     RD-191  NPO Energomash Angara Active 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-801  Pivdenne/Pivdenmash Mayak  Development 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)     RD-809K  Pivdenne/Pivdenmash Mayak Development Upper RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich      RD-810  Pivdenne/Pivdenmash Mayak, Zenit Development 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)     RD-870  Pivdenne/Pivdenmash Cyclone-4M Development 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)   Reaver 1  Firefly Aerospace Alpha Active 1st RP-1 / LOX Combustion tap-off 265 (SL)
 (Vac) 75 RL-10A-4-2  Aerojet Rocketdyne Atlas IIIB, V Retired Upper LH2 / LOX Expander, closed       RL-10B-2  Aerojet Rocketdyne Delta III, IV, SLS Active Upper LH2 / LOX Expander, closed       RL-10C-1  Aerojet Rocketdyne Delta III, IV, SLS, Vulcan Active Upper LH2 / LOX Expander, closed       RS-25  Rocketdyne Space Shuttle, SLS Active 1st LH2 / LOX Staged, fuel-rich   (SL)   (SL)Aerojet Rocketdyne, RS-25 Engine  (accessed July 22, 2014)    Rutherford   Rocket Lab Electron Active 1st RP-1 / LOX Electric pump    (SL)55   (SL) Rutherford Vacuum   Rocket Lab Electron Active 2nd RP-1 / LOX Electric pump   SCE-200  LPSC GSLV Mk III, ULV Development Upper, main RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)   TEPREL-B  PLD Space Miura 1 Active 1st RP-1 / LOX Pressure-fed   (SL) TEPREL-C  PLD Space Miura 5 Development 1st, 2nd RP-1 / LOX Gas-generator   (SL) TQ-12“天鹊”80吨液氧甲烷发动机100%推力100秒试车圆满成功  Landspace ZQ-2 Active 1st CH4 / LOX Gas generator   (SL)  Vinci  Snecma Ariane 6 Active  Upper LH2 / LOX Expander, closed       Vulcain 2.1  Snecma Ariane 6 Active  1st LH2 / LOX Gas generator     YF-73  AALPT Long March 3 Active 3rd LH2 / LOX Gas generator   YF-75  AALPT Long March 3A, 3B, 3C Active 3rd LH2 / LOX Gas generator   YF-75D  AALPT Long March 5 Active 2nd LH2 / LOX Expander, closed       YF-77  AALPT Long March 5 Active 1st LH2 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)     YF-79  AALPT Long March 9 Development 3rd LH2 / LOX Expander, closed      YF-90  AALPT Long March 9 Development 2nd LH2 / LOX Staged, fuel-rich       YF-100  AALPT Long March 7, 5 Active 1st RP-1/ LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)  1,199,190 (SL)     YF-115  AALPT Long March 6, 7 Active 2nd RP-1/ LOX Staged, oxidizer-rich       YF-130  AALPT Long March 9 Development 1st RP-1/ LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)  (SL)    ZenithStokeNovaDevelopment1stCH4 / LOXStaged, full-flow  Aeon 1   Relativity Space Terran 1 Retired 1st CH4 / LOX Gas generator   (SL) Aeon 1 Vacuum  Relativity Space Terran 1 Retired 2nd CH4 / LOX Gas generator   (SL) Aether  Astra Space Rocket 3.3Retired 2nd RP-1/LOX Pressure-fed  AR1  Aerojet Rocketdyne Cancelled 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)  Delphin  Astra Space Rocket 3.3Retired 1st RP-1/LOX Electric pump 31 F-1  Rocketdyne Saturn VRetired 1st RP-1 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)     F-1AAlternate Propulsion Subsystem Concepts NAS8-39210 DCN 1-1-PP-02147  RocketdyneSaturn MLVCancelled 1st RP-1 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)     HM-7A  Snecma Ariane 1Retired 3rd LH2 / LOX Gas generator   (SL)      HM-7B  Snecma Ariane 2, 3, 4, 5 ECARetired Upper LH2 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)     J-2  Rocketdyne Saturn V, IBRetired 2nd, 3rd LH2 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)     J-2X  Pratt & Whitney Rocketdyne Ares I, Ares V, SLS (proposed)Tested, Cancelled Upper LH2 / LOX Gas generator      –4.5 Kestrel  SpaceX Falcon 1Retired Upper RP-1 / LOX Pressure fed       LE-5  Mitsubishi, NASDA H-IRetired Upper LH2 / LOX Gas generator       LE-5A  Mitsubishi, NASDA H-IIRetired Upper LH2 / LOX Expander, open       LE-7  Mitsubishi, NASDA H-IIRetired 1st LH2 / LOX Staged combustion    (SL)     M-1  Aerojet Cancelled 1st, 2nd? LH2 / LOX Gas generator  (SL)     Merlin 1C  SpaceX Falcon 9 v1.0Retired 1st RP-1 / LOX Gas generator   (SL)      Merlin Vacuum 1C  SpaceX Falcon 9 v1.0Retired 2nd RP-1 / LOX Gas generator    NewtonThree  Virgin Orbit LauncherOneRetired Booster RP-1 / LOX Gas generator 70 NewtonFour  Virgin Orbit LauncherOneRetired 2nd RP-1 / LOX Gas generator  RD-0120 11Д122  KBKhA EnergiaRetired 1st LH2 / LOX Staged, fuel-rich    (SL)    RD-8, 11D513  Pivdenne/Pivdenmash Zenit Retired 2nd vernier RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich      RD-56 (KVD-1) 11Д56У  KBKhM GSLV Mk IRetired Upper LH2 / LOX Staged, fuel-rich      RD-117 11Д511  NPO Energomash Soyuz-URetired 1st RP-1 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)    RD-118 11Д512  NPO Energomash Soyuz-URetired 2nd RP-1 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)    RD-17011Д521  NPO Energomash EnergiaRetired 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-181  NPO Energomash Antares 200Retired 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)   RD-193NPO EnergomashSoyuz-2-1vCancelled1stRP-1 / LOXStaged, oxidizer-rich  (SL)  (SL) RS-27A  Rocketdyne DeltaRetired 1st RP-1 / LOX Gas generator   (SL)      RS-68A  Rocketdyne Delta IV, IV HeavyRetired 1st LH2 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)     Vulcain HM-60  Snecma Ariane 5Retired 1st LH2 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)    Vulcain 2  Snecma Ariane 5Retired 1st LH2 / LOX Gas generator   (SL)   (SL)    

 Lihat pula 
 Kendaraan peluncur antariksa
 Wahana antariksa
 Mesin roket
 Landasan peluncuran
 Bandar antariksa
 Bahan bakar roket
 Propulsi roket
 Mesin roket
 Hipergolik (propelan) mudah menyala spontan ketika kontak kombinai komponen propelan eperti bahan bakar dan oksidator.
 Oksidator
 Oksigen cair
 Hidrogen cair
 RP-1 Rocket Propellant 1 atau Refined Petroleum 1
 Dinitrogen tetroksida N2O4
 Dimetilhidrazin tak simetris UDMH
 Propelan roket cair
 Gaya dorong

 Referensi 

Kriogenik
Kriogenik
Kategori:Kriogenik
Kategori:Gas industri