RP-1

jmpl|Minyak tanah RP-1 yang sangat murni digunakan sebagai bahan bakar roket.
RP -1 (Rocket Propellant 1 atau Refined Petroleum 1) adalah suatu bentuk minyak tanah yang dimurnikan secara khusus untuk digunakan sebagai bahan bakar cair yang dapat disimpan untuk kendaraan peluncuran luar angkasa. Digunakan dengan oksigen cair sebagai oksidan, ia membentuk propelan cair yang kurang kuat dibandingkan hidrogen cair, tetapi lebih mudah ditangani, dengan kepadatan energi yang jauh lebih baik 1 dan tanpa memerlukan teknologi kriogenik canggih seperti LH2. Terakhir, bahan bakar ini jauh lebih tidak berbahaya dibandingkan bahan bakar jenis nitrogen peroksida / aerozine 50, yang lebih beracun dan bersifat karsinogenik dibandingkan minyak tanah.

Pengembangan RP-1 merupakan hasil dari pencarian Amerika Serikat terhadap propelan kuat yang dapat disimpan untuk menggerakkan rudal balistik antarbenua selama Perang Dingin. Studi dimulai dari teknologi yang dikembangkan oleh Third Reich, sering kali dengan mengabaikan nyawa tawanan perangnya.

RP-1 adalah bahan bakar pendorong tahap pertama roket Electron, Soyuz, Zenit, Delta I-III, Atlas, Falcon, Antares, dan Tronador II. Ia juga menggerakkan tahap pertama Energia, Titan I, Saturn I dan IB, dan Saturn V. Organisasi Penelitian Luar Angkasa India (ISRO) juga tengah mengembangkan mesin berbahan bakar RP-1 untuk roket-roket masa depannya. 

RP-1 (Propelan Roket-1) adalah bentuk minyak tanah yang sangat murni yang digunakan sebagai bahan bakar roket, khususnya jika dikombinasikan dengan oksigen cair (LOX). Meskipun memiliki banyak keuntungan, ada beberapa alasan mengapa bahan bakar lain juga digunakan dalam peroketan:

Keuntungan RP-1
 Kepadatan Energi Tinggi: RP-1 memiliki kandungan energi tinggi, yang memungkinkan roket mencapai daya dorong yang signifikan.
 Stabilitas: Relatif stabil dan dapat disimpan dalam jangka waktu lama tanpa degradasi yang signifikan.
 Efektivitas Biaya: RP-1 lebih murah dan lebih mudah diakses dibandingkan dengan bahan bakar roket lainnya, menjadikannya pilihan yang populer untuk peluncuran komersial.
 Kinerja: Jika dikombinasikan dengan LOX, RP-1 menawarkan karakteristik kinerja yang baik, sehingga cocok untuk banyak misi.

Keterbatasan RP-1
 Keterbatasan Kinerja: Meskipun RP-1 efektif, ia tidak memberikan impuls spesifik (Isp) tertinggi dibandingkan dengan bahan bakar lain seperti hidrogen cair (LH2). Kombinasi LH2/LOX menghasilkan kinerja yang lebih tinggi, terutama untuk misi yang membutuhkan efisiensi maksimum.
 Sensitivitas Suhu: RP-1 perlu disimpan pada suhu tertentu dan memerlukan penanganan yang cermat untuk menghindari masalah seperti kokas (penumpukan karbon).
 Kepadatan dan Volume: RP-1 memiliki kepadatan yang lebih rendah daripada beberapa bahan bakar lainnya, yang berarti tangki yang lebih besar diperlukan untuk menyimpan jumlah energi yang sama, yang dapat memengaruhi desain roket dan kapasitas muatan.
 Pertimbangan Lingkungan: Beberapa bahan bakar baru sedang dikembangkan dengan mempertimbangkan dampak lingkungan, seperti bahan bakar yang menghasilkan lebih sedikit emisi atau berasal dari sumber terbarukan.

 Pembuatan Propelan RP-1 
Seperti banyak zat kimia lain yang sangat halus, propelan RP-1 disempurnakan melalui beberapa langkah khusus. Hal ini dilakukan untuk mengoptimalkan kinerjanya dengan meningkatkan kepadatan bahan bakar dan membuatnya lebih bertenaga sekaligus menghilangkan senyawa yang tidak diinginkan.

Salah satu langkah ini melibatkan penghilangan senyawa korosif seperti sulfur untuk mengurangi efek korosifnya pada komponen mesin.

Kadar aromatik, alkena, dan alkuna juga dijaga pada tingkat rendah selama periode pemurnian karena menyebabkan polimerisasi pada suhu tinggi dan juga setelah penyimpanan jangka panjang.

Banyak langkah lain yang terlibat dalam sintesis RP-1, tetapi membuat bahan bakar lebih rapat (dan sebagai hasilnya lebih bertenaga) dan menghilangkan senyawa yang tidak diinginkan untuk mengoptimalkan kinerja adalah dua komponen penting dalam proses pemurnian.

 Perkembangan 
Selama dan segera setelah Perang Dunia II, alkohol (terutama etanol, kadang-kadang metanol) umumnya digunakan sebagai bahan bakar untuk roket berbahan bakar cair yang besar. Panas penguapannya yang tinggi membuat mesin yang didinginkan secara regeneratif tidak meleleh, terutama mengingat bahwa alkohol biasanya mengandung beberapa persen air. Namun, diketahui bahwa bahan bakar hidrokarbon akan meningkatkan efisiensi mesin, karena kepadatannya yang sedikit lebih tinggi, kurangnya atom oksigen dalam molekul bahan bakar, dan kandungan air yang dapat diabaikan. Terlepas dari hidrokarbon mana yang dipilih, ia juga harus menggantikan alkohol sebagai pendingin.

Banyak roket awal membakar minyak tanah, tetapi seiring waktu pembakaran, efisiensi pembakaran, dan tekanan ruang bakar meningkat, massa mesin menurun, yang menyebabkan suhu mesin tidak terkendali. Minyak tanah mentah yang digunakan sebagai pendingin cenderung terdisosiasi dan berpolimerisasi. Produk ringan dalam bentuk gelembung gas menyebabkan kavitasi, dan produk berat dalam bentuk endapan lilin menghalangi saluran pendingin sempit di mesin. pendingin yang dihasilkan meningkatkan suhu lebih jauh, dan menyebabkan lebih banyak polimerisasi yang mempercepat kerusakan. Siklus tersebut meningkat dengan cepat (yaitu, thermal runaway) hingga dinding mesin pecah atau kegagalan mekanis lainnya terjadi, dan itu berlanjut bahkan ketika seluruh aliran pendingin terdiri dari minyak tanah. Pada pertengahan 1950-an perancang roket beralih ke ahli kimia untuk merumuskan hidrokarbon tahan panas, dengan hasil RP-1.

Selama tahun 1950an, LOX (oksigen cair) menjadi oksidator pilihan untuk digunakan dengan RP-1, meskipun oksidator lain juga telah digunakan.

Proses pembuatan RP-1 dimulai dengan pemurnian konvensional dengan tujuan untuk menghasilkan minyak tanah, yang kemudian akan diolah dengan desulfurisasi sebelum menghilangkan fraksi tak jenuh (yang menyelesaikan masalah endapan padat) kemudian fraksi linier yang terlalu tinggi (yang memecahkan masalah tersebut masalah pemecahan molekul menjadi produk sampingan ringan). Oleh karena itu, spesies molekuler yang disukai adalah hidrokarbon jenuh dalam C12sangat bercabang atau polisiklik, kurang lebih menyerupai tangga.

Hasilnya adalah zat dengan titik nyala tinggi (di atas 40  °C), sehingga stabil dan tidak terlalu berbahaya untuk ditangani, dengan kepadatan sekitar 810  kg/m 3 dan impuls spesifik nominal antara 270 dan 360  detik dengan cairan oksigen. Karena tidak terlalu mudah menguap, RP-1 harus diberi tekanan di dalam tangkinya dengan sistem khusus, umumnya berdasarkan nitrogen atau helium, yang meningkatkan kompleksitas perangkat.

Nilai untuk penggunaan yang setara dengan RP-1 telah dikembangkan di Uni Soviet dan masih digunakan di Rusia dengan nama T-1 dan RG-1, dengan kepadatan sedikit lebih tinggi, antara 830  dan 850  kg/m 3, dan bahkan lebih dengan mendinginkannya secukupnya; tangki minyak tanah peluncur Soyuz juga terletak di antara tangki oksigen cair dan nitrogen cair agar tetap dingin.

 Perbandingan propelan 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):

 Oksidan Bahan bakar reduktor Hiprg Kriyo Ekspansi optimal pada 6.895  kPadi permukaan laut Ekspansi optimal pada 6.895  kPadalam ruang hampa Bipropelan kriogenik pengoksidasi LOX, LF2 atau FLOX 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 TidakYa4.803.8710,322.9542.4535.704.5200,363.1952.417RP-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 YaYa1.085.0500,211.9742.656YaYa4.533.4141.033.9182.0684.744.0751.043.9332.064YaYa3.683.3351.093.9142.0193.783.9871.103.9232.014MMHYaYa2.393.4131.244.0742.0632.474.0711.244.0911.987YaYa2.323.5801.314.4612.2192.374.2151.314.4682.122YaYa3.323.5311.124.3372.1943.354.1431.124.3412.193Bipropelan kriogenik dengan pengoksidasi oksigen fluoridaHiprgKriyoRasio
Ox/Redv e
m/sρ
/cm 3T C
°CC*
m/sRasio
Ox/Redv e
m/sρ
/cm 3T C
°CC*
m/sYaYa5.924.0140,393.3112.5427.374.6790,443.5872.499YaYa4.943.4851.064.1572.1605.584.1311.094.2072.139YaYa3.873.5111.134.5392.1763.864.1371.134.5382.176RP-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 YaYa1.753.2861.243.7262.0251.923.9081.253.7692.018YaYa3,953.6531.014.4792.2443,984.3671.024.4862.167Bipropelan tersimpan dengan oksidan nitrogenHiprgKriyoRasio
Ox/Redv e
m/sρ
/cm 3T C
°CC*
m/sRasio
Ox/Redv e
m/sρ
/cm 3T C
°CC*
m/sIRFNA III aMMHYaTidak2.592.6901.272.8491.6652.713.1781.282.8411.655UDMHYaTidak3.132.6681.262.8741.6483.313.1571.272.8641.63460% UDMH + 40% DETAYaTidak3.262.6381.302.8481.6273.413.1231.312.8391.617IRFNA IV HDA MMHYaTidak2.432.7421.292.9531.6962.583.2421.312.9471.680UDMHYaTidak2.952.7191.282.9831.6763.123.2201.292.9771.66260% 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% YaTidak1,982.8311.123.0951.7472.153.3491.203.0961.731Bipropelan tersimpan dengan oksidan terhalogenasiHiprgKriyoRasio
Ox/Redv e
m/sρ
/cm 3T C
°CC*
m/sRasio
Ox/Redv e
m/sρ
/cm 3T C
°CC*
m/sYaTidak2.812.8851.493.6501.8242.893.3561,503.6661.822YaTidak2.663.0691.473.8941.9352.713.5801.473.9051.934MMHYaTidak2.822.9621.403.5771.8372.833.4881.403.5791.83786% MMH + 14% YaTidak2.782.9711.413.5751.8442.813.4981.413.5791.844

 Lihat pula 
 Minyak tanah T-1, jenis lain yang digunakan di Uni Soviet, kemudian di Rusia
 Minyak tanah RG-1, kelas lain yang digunakan di Uni Soviet, kemudian di Rusia
 Hidrogen cair
 Oksigen cair
 Bahan bakar cair
 Minyak tanah
 Propelan roket
 Impuls spesifik
 Electron (roket)
 Soyuz (keluarga roket)
 Delta (keluarga roket)
 Atlas (keluarga roket)
 Antares (roket)
 Energia
 HGM-25A Titan I
 Saturn I
 Saturn V
 Bahan bakar penerbangan
 Bahan bakar jet
 Minyak bumi
 Bahan bakar
 Pesawat udara
 Bensin
 Avgas
 JP-1
 JP-4
 JP-5
 JP-6
 JP-7
 JP-8
 JPTS
 Propelan roket
 Propelan roket cair
 Mesin roket
 Kriogenik (bahan bakar) penyimpanan pada temperatur yang sangat rendah berupa cair gas seperti hidrogen cair.
 Hipergolik (propelan) mudah menyala spontan ketika kontak kombinai komponen propelan eperti bahan bakar dan oksidator.
 Oksidator
 Metana
 Monometilhidrazina
 Aerozine 50
 Dinitrogen tetroksida N2O4
 Dimetilhidrazin tak simetris UDMH
 Peroksida uji tinggi
 Hidrazina
 Katalisis
 Monopropelan
 Bipropelan

 Referensi 

 Pranala luar 
 NASA page on propellants 
 Lox/Kerosene propellant
 Last Fight of Hydrocarbons (Russian)

Kategori:Bahan bakar roket
Kategori:Bahan bakar cair
Kategori:Propelan roket
Kategori:Propelan roket cair
Kategori:Bipropelan
Kategori:Minyak tanah