Hipergolik (propelan)

Hipergolik merupakan propelan roket kombinasi yang digunakan dalam mesin roket ketika propelan spontan memicu ketika mereka datang ke dalam kontak satu sama dengan lain. Kedua komponen propelan biasanya terdiri dari bahan bakar dan oksidator. Meskipun propelan hipergolik cenderung sulit untuk menangani karena toksisitas ekstrem mereka dan/atau korosif, mereka biasanya dapat disimpan sebagai cairan pada suhu kamar dan mesin hipergolik mudah andal untuk dinyalakan dan berulang-ulang.
jmpl|Petugas mengenakan pakaian hazmat lengkap karena bahaya bahan bakar hidrazin hipergolik, yang dimuat ke wahana antariksa MESSENGER
jmpl|Mesin roket propelan hipergolik awal, Walter 109-509A tahun 1942–45.

Roket hipergolik tidak membutuhkan sistem pengapian sehingga mereka cenderung inheren sederhana dan dapat diandalkan. Sementara mesin hipergolik lebih besar digunakan dalam beberapa kendaraan peluncuran menggunakan turbopump, mesin yang paling hipergolik. Sebuah gas, biasanya helium, diumpankan ke tangki propelan bawah tekanan melalui serangkaian katup cek dan keamanan. Pada gilirannya, propelan mengalir melalui katup kontrol ke ruang pembakaran. Mereka menyala langsung pada kontak, tanpa risiko bahwa campuran propelan yang tidak bereaksi mungkin membangun dan memicu dalam mulai berpotensi bencana keras.

Bahan bakar hipergolik paling umum, hidrazin, monomethylhydrazine dan dimethylhydrazine simetris, dan oksidator, tetroksida nitrogen, semua cair pada suhu biasa dan tekanan. Jadi, mereka kadang-kadang disebut sebagai propelan cair storable. Mereka cocok untuk digunakan dalam misi pesawat ruang angkasa yang berlangsung selama bertahun-tahun. Sebaliknya, hidrogen cair dan oksigen cair keduanya cryogens yang praktis digunakan adalah terbatas pada kendaraan peluncur ruang di mana mereka perlu disimpan untuk waktu yang singkat.

Kecepatan mesin hipergolik dapat bervariasi tergantung pada mesinnya, tetapi berikut ini beberapa contohnya:
 Mesin resiprokal pengapian hipergolik: Mesin ini memiliki rentang RPM 0–6.000.
 VORTEX VRM1500-H: Mesin hipergolik ini dikembangkan oleh Sierra Space dan memiliki daya dorong sebesar 1.500 lbf.

Mesin hipergolik menggunakan cairan hipergolik, yang merupakan cairan beracun yang terbakar secara spontan saat bersentuhan satu sama lain. Mesin ini digunakan dalam berbagai sistem roket dan manuver di antariksa, termasuk satelit, pesawat antariksa, pesawat militer, dan wahana antariksa dalam. Sedangkan propelan cair kriogenik cocok untuk roket tahap pertama, tahap inti dan lainnya

Beberapa contoh mesin hipergolik meliputi:
 SuperDraco. Mesin hipergolik propelan yang dapat disimpan yang dikembangkan oleh SpaceX yang menghasilkan daya dorong sebesar 67.000 newton. Mesin ini digunakan pada SpaceX Dragon 2 sebagai mesin Launch Abort System. 
 SpaceX Draco. Mesin roket cair hipergolik yang dirancang dan dibangun oleh SpaceX untuk digunakan dalam kapsul antariksa mereka.

Karena roket hipergolik tidak membutuhkan sistem pengapian, mereka dapat dinyalakan beberapa kali hanya dengan membuka dan menutup katup propelan sampai propelan telah habis. Hal ini membuat mereka unik cocok untuk manuver pesawat ruang angkasa. Mereka juga cocok, meskipun tidak begitu unik, sebagai tahap atas peluncur ruang seperti Delta II dan Ariane 5 yang harus melakukan lebih dari satu pembakaran. Restartable kriogenik (oksigen/hidrogen) mesin roket memang ada, terutama RL-10 pada Centaur dan J-2 pada V Saturnus.

 Propelan hipergolik kombinasi umum 
 Aerozine 50 + nitrogen tetroksida (nto) - banyak digunakan dalam sejarah roket Amerika, termasuk Titan 2, semua mesin dalam Apollo Lunar Module; dan Service Propulsion System di the Apollo Service Module . Aerozine 50 adalah campuran dari 50% UDMH dan 50% hidrazin (N 2 H 4).Clark (1972), p.45
 Dimethylhydrazine simetris (UDMH) + nitrogen tetroksida (nto) - sering digunakan oleh Rusia, seperti dalam roket Proton dan dipasok oleh mereka ke Prancis untuk 1 tahap Ariane pertama dan kedua (diganti dengan UH 25); ISRO PSLV tahap kedua.
 UH 25 adalah campuran dari 25% hidrazin hidrat dan 75% UDMH .
 Monomethylhydrazine (MMH) + nitrogen tetroksida (nto) - mesin yang lebih kecil dan pendorong reaksi control: reaksi sistem kontrol Apollo Command Modul, Space Shuttle OMS dan RCS,T.A. Heppenheimer, Development of the Shuttle, 1972-1981. Smithsonian Institution Press, 2002. ISBN 1-58834-009-0. Ariane 5 EPS, Draco pendorong yang digunakan oleh pesawat ruang angkasa Dragon SpaceX .

 Propelan hipergolik kombinasi kurang umum dan usang 
 Hidrazin + asam nitrat (beracun tapi stabil), [10] juga dikenal sebagai " racun Setan ", seperti yang digunakan dalam roket R-16 Soviet dari bencana Nedelin .
 Anilin + asam nitrat (tidak stabil, mudah meledak), yang digunakan dalam Kopral WAC
 Anilin + hidrogen peroksida (debu-sensitif, eksplosif)
 Furfuril alkohol + IRFNA (atau asam nitrat putih fuming )
 UDMH + IRFNA - MGM-52 Lance sistem rudal
 T-Stoff + C-Stoff - pesawat tempur roket Perang Dunia II Jerman Messerschmitt Me 163, untuk mesin Walter 109-509A
 Minyak tanah + hot hidrogen peroksida - Gamma, dengan peroksida pertama terurai oleh katalis. Karena panas dari dekomposisi H 2 O 2, ini bisa dibilang bukan kombinasi hypergolic . Hidrogen peroksida dingin (undecomposed) dan minyak tanah tidak hypergolic.

Sifat korosif tetroksida nitrogen dapat dikurangi dengan menambahkan beberapa persen oksida nitrat (NO), membentuk MON .

 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 hipergolik 
Mesin roket orbital hipergolik yang mudah menyala biasanya untuk pendorong vernier maupun roket tahap atas yang menempatkan muatan roket seperti satelit pada orbit.

 Mesin Asal Perancang Kendaraan Status Pengguna Propelan hipergolik Siklus daya Impuls spesifik (s) Daya dorong (N)  Tekanan ruang (bar) Massa (kg) Daya dorong:rasio berat Rasio pengoksidasi:bahan bakar AJ-10-190  Aerojet Space Shuttle, Orion, Apollo CSM Active Upper N2O4/MMH Pressure-fed      RD-276, 14Д14М  NPO Energomash Proton-M  Active 1st N2O4 / UDMH Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-861K  Pivdenne/Pivdenmash Cyclone-4M Development 2nd N2O4 / UDMH Gas generator      Vikas (rocket engine)  LPSC PSLV, GSLV, GSLV Mk III Active 2nd, main, booster N2O4 / UDMH Gas generator  –804,500 –756,500 (SL) –58.5 YF-21B  AALPT Long March 2E, 2F, 3 Active Booster, 1st N2O4 / UDMH Gas generator  (SL)  (SL) YF-21C  AALPT Long March 2C, 2D, 3A, 3B, 3C, 4B, 4C Active 1st N2O4 / UDMH Gas generator  (SL)  (SL) YF-25  AALPT Long March 3B, 3C Active Booster N2O4 / UDMH Gas generator  (SL)  (SL) YF-22B  AALPT Long March 2E, 2F Active 2nd N2O4 / UDMH Gas generator   YF-22C  AALPT Long March 2C, 2D, 4B, 4C Active 2nd N2O4 / UDMH Gas generator   YF-22D  AALPT Long March 3 Active 2nd N2O4 / UDMH Gas generator   YF-22E  AALPT Long March 3A, 3B, 3C Active 2nd N2O4 / UDMH Gas generator   YF-40  AALPT Long March 4B, 4C Active 3rd N2O4 / UDMH Gas generator   YF-50D  AALPT Long March 3B, 3C, 5, 7 Active Upper N2O4 / UDMH Pressure-fed  ZenithStokeNovaDevelopment1stCH4 / LOXStaged, full-flow  Aestus  Airbus Defence and Space Ariane 5 G, G+, ESRetired Upper N2O4 / MMH Pressure-fed       Aestus II  Airbus Defence and Space Ariane 5Retired Upper N2O4 / MMH Gas generator       Gamma 2  Bristol Siddeley Black ArrowRetired 2nd RP-1 / H2O2 Staged, decomposition and combustion      Gamma 8  Bristol Siddeley Black ArrowRetired 1st RP-1 / H2O2 Staged, decomposition and combustion       RD-264 11Д119  NPO Energomash DneprRetired 1st N2O4 / UDMH Staged, oxidizer-rich   (SL)     RD-270  NPO Energomash UR-700 (proposed), UR-900 (proposed)Tested, Cancelled 1st N2O4 / UDMH Staged, full-flow   (SL)   (SL)    RD-275 14Д14  NPO Energomash Proton-MRetired 1st N2O4 / UDMH Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-843  Pivdenne/Pivdenmash VegaRetired upper N2O4 / UDMH Pressure-fed      RD-854 8D612  Pivdenne/Pivdenmash R-36ORBRetired 3rd N2O4 / UDMH Gas generator RD-855 8D68M  Pivdenne/Pivdenmash Tsyklon-2, -3, R-36Retired 1st vernier N2O4 / UDMH Gas generator     RD-856 8D69M  Pivdenne/Pivdenmash Tsyklon-2, -3 (-4), R-36Retired 2nd vernier N2O4 / UDMH Gas generator     RD-861 11D25  Pivdenne/Pivdenmash Tsyklon-2, -3Retired 3rd N2O4 / UDMH Gas generator     RD-864 15D177  Pivdenne/Pivdenmash R-36 (missile), DniproRetired 3rd N2O4 / UDMH Gas generator 298–309 8,450–20,200 17–41   RD-869 15D300  Pivdenne/Pivdenmash R-36MRetired 3rd N2O4 / UDMH Gas generator 302.3–313 8,580–20,470 17–41   Viking 2  Snecma Ariane 1Retired 1st N2O4 / UDMH Gas generator   (SL)   Viking 2B  Snecma Ariane 2, 3Retired 1st N2O4 / UH 25 Gas generator  (SL)   Viking 4  Snecma Ariane 1Retired 2nd N2O4 / UDMH Gas generator    Viking 4B  Snecma Ariane 2, 3, 4Retired 2nd N2O4 / UH 25 Gas generator    Viking 5C  Snecma Ariane 4Retired 1st N2O4 / UH 25 Gas generator   (SL)   Viking 6  Snecma Ariane 4Retired Booster N2O4 / UH 25 Gas generator   

 Lihat pula 
 Kendaraan peluncur antariksa
 Wahana antariksa
 Mesin roket
 Landasan peluncuran
 Bandar antariksa
 Bahan bakar roket
 Propulsi roket
 Mesin roket
 Kriogenik (bahan bakar) propelan cair pada temperatur yang sangat rendah berupa cair gas seperti hidrogen cair, untuk roket tahap pertama, tahap inti dan lainnya.
 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 

Hypergolic
Hypergolic
Kategori:Bahan bakar roket
Kategori:Reka cipta Uni Soviet
Kategori:Propelan hipergolik
Kategori:Propelan roket
Kategori:Propelan roket cair
Kategori:Bahan piroforik