Propelan roket cair

Propelan cair adalah zat kimia cair yang digunakan untuk menggerakkan roket. Beberapa propelan berada dalam bentuk cair pada suhu kamar (misalnya minyak tanah), yang lain hanya mempertahankan keadaan cair pada suhu yang sangat rendah; oleh karena itu yang terakhir disebut propelan kriogenik. Berdasarkan jumlah komponennya, propelan cair dibagi menjadi monopropelan, bipropelan, dan tripropelan.

Bipropelan adalah yang paling umum digunakan dan terdiri dari bahan bakar yang terbakar dengan adanya oksidator; kedua komponen tersebut disimpan dalam tangki yang berbeda dan dicampur di ruang bakar. Hidrogen cair, hidrazin, dan beberapa hidrokarbon seperti minyak tanah terutama digunakan sebagai bahan bakar, sedangkan zat pengoksidasi terdiri dari oksigen cair, fluor, asam nitrat, dan nitrous tetroksida. Kombinasi utama yang digunakan adalah: minyak tanah/oksigen cair, hidrogen cair/oksigen cair dan hidrazin/nitrogen tetroksida.

Monopropelan, bagaimanapun, tidak memerlukan oksidator, karena mereka dilewatkan melalui katalis yang menyebabkan dekomposisi dengan produksi relatif gas panas. Pembakaran yang dihasilkan oleh monopropelan tidak mencapai suhu yang terlalu tinggi, sehingga sistem pendingin tidak diperlukan seperti pada bipropelan. Monopropelan lebih disukai pada mesin kecil untuk pengendalian sikap satelit buatan dan pesawat ruang angkasa. Zat utama yang digunakan sebagai monopropelan adalah hidrazin, hidrogen peroksida, dan dinitrogen oksida.

Dalam sistem trippropelan, litium dan fluor digunakan bersama dengan hidrogen cair. Sistem ini memiliki keunggulan efisiensi yang lebih besar tetapi juga memiliki beberapa kesulitan, karena: komponen disimpan pada suhu yang berbeda (tinggi untuk litium, rendah untuk hidrogen); gas buang membentuk hidrogen fluorida yang sangat beracun; litium dan fluor bersifat korosif dan juga mahal. Karena alasan ini, sistem tripropelan praktis tidak digunakan.

Sekitar 170 propelan berbeda yang terbuat dari bahan bakar cair telah diuji, tidak termasuk perubahan kecil pada propelan tertentu seperti aditif propelan, penghambat korosi, atau stabilisator. Di AS sendiri setidaknya 25 kombinasi propelan berbeda telah diterbangkan. 

Banyak faktor yang memengaruhi pemilihan propelan untuk mesin roket berbahan bakar cair. Faktor utama meliputi kemudahan pengoperasian, biaya, bahaya/lingkungan, dan kinerja.

Propelan tidak memungkinkan dicapainya kecepatan yang sangat tinggi tetapi memberikan daya dorong yang cukup untuk waktu yang diperlukan untuk mengatasi gravitasi dan menempatkan muatan di orbit. Oleh karena itu, mereka biasanya digunakan untuk memberikan dorongan yang diperlukan peluncur untuk lepas landas dan melakukan manuver di luar angkasa.

 Besaran yang mencirikan propelan 
Besaran-besaran ini diperkenalkan dalam artikel “Mesin roket”.

 Impuls spesifik 
Dilambangkan dengan  dan diukur dalam satuan detik, impuls spesifik menunjukkan durasi di mana massa satu kilogram propelan dapat memberikan gaya dorong sebesar satu kilogram-gaya , atau 9,806 65  N  :
, d'où 
avec :
  adalah impuls spesifik yang dinyatakan dalam detik
  gaya dorong propelan, diukur dalam newton
  percepatan gravitasi rata-rata di permukaan tanah ( gravitasi normal ), yaitu 9,806 65  m/s 2
  laju aliran massa emisi gas buang, diukur dalam kilogram per detik

Persamaan ini menekankan bahwa, untuk dorongan yang sama , impuls spesifik akan lebih tinggi jika laju aliran massa rendah, artinya kita akan lebih menyukai propelan yang produk pembakarannya mempunyai massa molar rendah .

Impuls spesifik bukan merupakan kuantitas absolut dari propelan, tetapi tergantung pada kinerja mesin roket , dan khususnya pada tekanan yang dicapai dalam ruang bakar , yang dapat memengaruhi kinerja sistem sebesar 10 hingga 15%. Hal ini juga tergantung pada ekspansi gas buang di nosel , yang geometrinya harus optimal untuk memaksimalkan daya dorong , dan karena itu juga tergantung pada tekanan di luar roket: impuls spesifik maksimum dalam keadaan kosong, tetapi hampir 15% lebih rendah dari lepas landas di permukaan laut .

Dalam literatur, nilai impuls spesifik diberikan dalam ruang hampa dan dalam kondisi termodinamika yang ideal, sehingga nilai tersebut merupakan batas atas yang nilai praktisnya biasanya 5 hingga 10% lebih rendah.

 Kecepatan ejeksi gas buang 
Karena rasio gaya dorong terhadap laju aliran massa sama dengan kecepatan ejeksi gas buang, impuls spesifik propelan juga dapat dinyatakan dengan kecepatan gas buang, dinyatakan dalam meter per detik , sesuai dengan persamaan:

avec :
  kecepatan ejeksi gas buang, dinyatakan dalam m/s
  gravitasi normal, atau 9,806 65  m/s 2
  impuls spesifik diukur dalam hitungan detik

 Fraksi massa propelan, delta V, kerapatan impuls 
 Fraksi massa 
Fraksi massa propelan disebut rasio antara massa akhir peluncur (setelah pembakaran propelan) dan massa awalnya (dengan propelan sebelum pembakarannya):

dengan :
  fraksi massa propelan yang dikonsumsi;
  massa propelan yang dikonsumsi, diukur dalam kg  ;
  massa awal pesawat ruang angkasa (dengan propelan yang dikonsumsi), diukur dalam kg .

Ini adalah kuantitas yang bergantung pada desain peluncur dan kepadatan propelan yang digunakan.

 Delta V 
Lebih jauh lagi, istilah "delta V" umumnya digunakan untuk merujuk pada kecepatan tambahan yang diberikan pada pesawat ruang angkasa akibat pembakaran sejumlah propelan tertentu . Tanpa adanya gravitasi dan gesekan, persamaan Tsiolkowski memungkinkan delta V diekspresikan secara sederhana dari fraksi massa propelan

dengan :
  adalah variasi kecepatan pesawat ruang angkasa yang dinyatakan dalam m / s
  kecepatan ejeksi gas buang, diukur dalam m / s
  massa penuh pesawat ruang angkasa saat lepas landas, diukur dalam kg
  massa tidak termasuk propelan pesawat ruang angkasa, diukur dalam kg

Kita dapat melihat dengan jelas dari ekspresi ini bahwa, untuk memaksimalkan delta V, kita harus:
 menggunakan propelan yang memungkinkan pengeluaran gas buang pada kecepatan v e mungkin
 memaksimalkan rasio  / , yang berarti:
 membangun pesawat luar angkasa seringan mungkin
 gunakan propelan sepadat mungkin

Oleh karena itu Delta V bergantung pada massa kendaraan ruang angkasa dan kualitas intrinsik ( kepadatan volume dan kecepatan ejeksi) propelan yang digunakan.
 Kepadatan pulsa 
Kepadatan nyata propelan merupakan data yang menentukan impuls spesifiknya , maka kita mendefinisikan kepadatan impuls (atau kerapatan impuls) sebagai hasil perkalian kedua besaran ini:

dengan :
   kepadatan momentum yang dinyatakan dalam s kg m −3
  adalah kepadatan nyata propelan yang diukur dalam kg/m 3
  impuls spesifik diukur dalam hitungan detik

Kadang-kadang torsi (, ) dan bukan torsi  (,) yang ditunjukkan dalam tabel nilai numerik pada propelan cair.

 Jenis propelan cair 
 Hipergolik/non-hipergolik 
Hipergolik adalah sepasang propelan yang, ketika bersentuhan satu sama lain, melakukan autokatalisis redoksnya sendiri : pembakaran dimulai secara spontan, tanpa memerlukan sistem penyalaan, yang menyederhanakan pembuatan mesin roket. Keandalan tenaga penggerak ditingkatkan, karena pengendalian gaya dorong dapat dilakukan dengan menggunakan dua katup (satu untuk setiap propelan) tanpa harus menggunakan sistem kendali pengapian yang rumit dan rapuh. Selain itu, sifat propelan mencegahnya terakumulasi dalam bentuk campuran yang mudah meledak yang menyebabkan tekanan berlebih yang merusak pada saat penyalaan (hard start). Di sisi lain, hipergol tersebut umumnya berbahaya untuk ditangani karena reaktivitas kimianya yang tinggi.

 Kriogenik/dapat disimpan 
Kriogenik adalah propelan yang setidaknya salah satu propelannya harus dijaga pada suhu di bawah −150° C, suhu saat gas tertentu di udara mengembun pada tekanan sekitar. Propelan semacam itu umumnya sangat efisien tetapi hanya dapat digunakan saat lepas landas dari Bumi, karena bahan bakar tersebut tidak dapat dipertahankan pada suhu yang diperlukan untuk waktu yang lama setelah dimasukkan ke dalam peluncur. Hal ini khususnya terjadi pada hidrogen cair, yang mulai menguap segera setelah berada di dalam tangki.

Sebaliknya, propelan yang dapat disimpan dapat disimpan dalam bentuk cair dalam jangka waktu yang lama tanpa memerlukan fasilitas khusus untuk mengawetkannya.

 Minyak tanah 
Roket V-2 yang dikembangkan oleh Nazi Jerman menggunakan LOX dan etil alkohol. Salah satu keuntungan utama alkohol adalah kandungan airnya, yang memberikan pendinginan pada mesin roket yang lebih besar. Bahan bakar berbasis minyak bumi menawarkan lebih banyak tenaga daripada alkohol, tetapi bensin dan minyak tanah standar meninggalkan terlalu banyak jelaga dan produk sampingan pembakaran yang dapat menyumbat pipa mesin. Selain itu, bahan bakar tersebut tidak memiliki sifat pendinginan seperti etil alkohol.

Selama awal 1950-an, industri kimia di AS diberi tugas untuk memformulasi propelan roket berbasis minyak bumi yang ditingkatkan yang tidak akan meninggalkan residu dan juga memastikan bahwa mesin akan tetap dingin. Hasilnya adalah RP-1, yang spesifikasinya diselesaikan pada tahun 1954. Bentuk bahan bakar jet yang sangat halus, RP-1 terbakar jauh lebih bersih daripada bahan bakar minyak bumi konvensional dan juga menimbulkan lebih sedikit bahaya bagi personel darat dari uap bahan peledak. Itu menjadi propelan untuk sebagian besar roket dan rudal balistik Amerika awal seperti Atlas, Titan I, dan Thor. Soviet dengan cepat mengadopsi RP-1 untuk rudal R-7 mereka, tetapi sebagian besar kendaraan peluncur Soviet akhirnya menggunakan propelan hipergolik yang dapat disimpan. Pada 2017, itu digunakan pada tahap pertama dari banyak peluncur orbital.

 Hidrogen 
Banyak ahli teori roket awal percaya bahwa hidrogen akan menjadi propelan yang luar biasa, karena memberikan impuls spesifik tertinggi. Ia juga dianggap paling bersih ketika dioksidasi dengan oksigen karena satu-satunya produk sampingan adalah air. Reformasi uap gas alam adalah metode yang paling umum untuk memproduksi hidrogen massal komersial pada sekitar 95% dari produksi dunia sebesar 500 miliar m3 pada tahun 1998. Pada suhu tinggi (700–1100 °C) dan dengan adanya katalis berbasis logam (nikel), uap bereaksi dengan metana untuk menghasilkan karbon monoksida dan hidrogen.

Hidrogen sangat besar dibandingkan dengan bahan bakar lainnya; biasanya disimpan sebagai cairan kriogenik, sebuah teknik yang dikuasai pada awal tahun 1950-an sebagai bagian dari program pengembangan bom hidrogen di Los Alamos. Hidrogen cair dapat disimpan dan diangkut tanpa mendidih, dengan menggunakan helium sebagai refrigeran pendingin, karena helium memiliki titik didih yang lebih rendah daripada hidrogen. Hidrogen hilang melalui pembuangan ke atmosfer hanya setelah dimuat ke wahana peluncur, di mana tidak ada pendinginan.

Pada akhir tahun 1950-an dan awal tahun 1960-an, bahan ini diadopsi untuk tahap berbahan bakar hidrogen seperti tahap atas Centaur dan Saturn. Hidrogen memiliki kepadatan rendah bahkan sebagai cairan, sehingga memerlukan tangki dan pompa yang besar; untuk mempertahankan suhu dingin yang ekstrem, diperlukan isolasi tangki. Berat tambahan ini mengurangi fraksi massa tahap atau memerlukan tindakan luar biasa seperti stabilisasi tekanan tangki untuk mengurangi berat. (Tangki yang distabilkan tekanan menopang sebagian besar beban dengan tekanan internal daripada dengan struktur padat, terutama menggunakan kekuatan tarik bahan tangki.

Program roket Soviet, sebagian karena kurangnya kemampuan teknis, tidak menggunakan hidrogen cair sebagai propelan sampai tahap inti Energia pada tahun 1980-an.

 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

Penggunaan metana cair dan oksigen cair sebagai propelan kadang-kadang disebut propulsi methalox. Metana cair memiliki impuls spesifik yang lebih rendah daripada hidrogen cair, tetapi lebih mudah disimpan karena titik didih dan kepadatannya yang lebih tinggi, serta kurangnya embrittlement hidrogen. Ia juga meninggalkan lebih sedikit residu di mesin dibandingkan dengan minyak tanah, yang bermanfaat untuk penggunaan ulang. Selain itu, diharapkan bahwa produksinya di Mars akan dimungkinkan melalui reaksi Sabatier. Dalam dokumen Mars Design Reference Mission 5.0 NASA (antara tahun 2009 dan 2012), metana cair/ LOX (methalox) adalah campuran propelan yang dipilih untuk modul pendarat.

Karena keuntungan yang ditawarkan bahan bakar metana, beberapa penyedia peluncuran ruang angkasa swasta bertujuan untuk mengembangkan sistem peluncuran berbasis metana selama tahun 2010-an dan 2020-an. Persaingan antar negara ini dijuluki sebagai Perlombaan Methalox ke Orbit, dengan roket methalox Zhuque-2 milik LandSpace menjadi yang pertama mencapai orbit. 

Hingga Januari 2024, dua roket berbahan bakar metana telah mencapai orbit. Beberapa roket lainnya sedang dalam tahap pengembangan dan dua upaya peluncuran orbital gagal:
 Zhuque-2 berhasil mencapai orbit pada penerbangan keduanya pada 12 Juli 2023, menjadi roket berbahan bakar metana pertama yang melakukannya. Roket ini gagal mencapai orbit pada penerbangan perdananya pada 14 Desember 2022. Roket yang dikembangkan oleh LandSpace ini menggunakan mesin TQ-12.
 Vulcan Centaur berhasil mencapai orbit pada percobaan pertamanya, yang disebut Cert-1, pada 8 Januari 2024.Roket, yang dikembangkan oleh United Launch Alliance, menggunakan mesin BE-4 milik Blue Origin, meskipun tahap kedua menggunakan hydrolox RL10.
 Terran 1 mengalami kegagalan dalam upaya peluncuran orbital pada penerbangan perdananya pada 22 Maret 2023. Roket yang dikembangkan oleh Relativity Space ini menggunakan mesin Aeon 1.
 Starship mencapai orbit transatmosfer pada penerbangan ketiganya pada 14 Maret 2024, setelah dua kali gagal. Roket yang dikembangkan oleh SpaceX ini menggunakan mesin Raptor.

SpaceX mengembangkan mesin Raptor untuk kendaraan peluncur superberat Starship. Mesin ini telah digunakan dalam penerbangan uji sejak tahun 2019. SpaceX sebelumnya hanya menggunakan RP-1/LOX di mesin mereka.

Blue Origin mengembangkan mesin BE-4 LOX/LNG untuk New Glenn dan United Launch Alliance Vulcan Centaur. BE-4 akan menghasilkan daya dorong sebesar 2.400 kN (550.000 lbf). Dua mesin penerbangan telah dikirimkan ke ULA pada pertengahan tahun 2023.

Pada bulan Juli 2014, Firefly Space Systems mengumumkan rencana untuk menggunakan bahan bakar metana untuk kendaraan peluncur satelit kecil mereka, Firefly Alpha dengan desain mesin aerospike. 

ESA sedang mengembangkan mesin roket methalox Prometheus 980kN yang diuji coba pada tahun 2023. 

 Monopropelan 
High-test peroxide Peroksida uji tinggi adalah Hidrogen peroksida pekat, dengan sekitar 2% hingga 30% air. Peroksida ini terurai menjadi uap dan oksigen saat melewati katalis. Peroksida ini secara historis digunakan untuk sistem kontrol reaksi, karena mudah disimpan. Peroksida ini sering digunakan untuk menggerakkan Turbopump , digunakan pada roket V2, dan Soyuz modern .
Hydrazine Hidrazin, terurai secara energetik menjadi nitrogen, hidrogen, dan amonia (2N2H4 → N2+H2+2NH3) dan paling banyak digunakan dalam wahana antariksa. (Penguraian amonia yang tidak teroksidasi bersifat endotermik dan akan menurunkan kinerja).
Nitrous oxide terurai menjadi nitrogen dan oksigen.
Steam Uap, bila dipanaskan secara eksternal akan memberikan Isp yang cukup sederhana hingga 190 detik, tergantung pada korosi material dan batas termal.

 Penggunaan saat ini 
Pada bulan Desember 2024, kombinasi bahan bakar cair yang umum digunakan untuk tahap bawah (awal), pendorong booster, tahap pertama, tahap inti, tahap kedua, tahap atas:

 Minyak tanah (RP-1) / oksigen cair (LOX) 
Digunakan untuk tahap bawah Soyuz-2, Long March 6, Long March 7, Long March 8, dan Tianlong-2; pendorong Long March 5; tahap pertama Atlas V; dan kedua tahap Electron, Falcon 9, Falcon Heavy, Firefly Alpha, dan Long March 12. 

Berikut adalah daftar mesin roket berdasarkan asal negara, nama mesin roket, prusahaan manufaktur mesin roket, status, penggunaan tahapan roket dan platform roket.

 Amerika Serikat
 Lightning 1, Firefly Aerospace, status aktif, tahap kedua, Alpha 
 Merlin 1D FT, SpaceX, status aktif, tahap awal, Falcon 9 B5 Heavy 
 Merlin Vacuum 1D, SpaceX, status aktif, tahap kedua, Falcon 9 B5 Heavy  
 Miranda, Firefly Aerospace, dalam pengembangan, tahap awal, Antares 300 Series, MLV 
 Reaver 1, Firefly Aerospace, status aktif, tahap awal, Alpha 
 Uni Soviet
 11Д111 / 14Д15, JSC Kuznetsov, status aktif, tahap awal, Antares 100, Soyuz-2-1v	 
 Rusia
 RD-0124, 14Д23, KBKhA, status aktif, tahap kedua, tahap ketiga, Soyuz-2.1b, Soyuz-2-1v, Angara  
 14Д22, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Soyuz-FG, -2 
 RD-108A, 14Д21, NPO Energomash, status aktif, tahap kedua, Soyuz-FG, -2 
 RD-171M, 11Д520, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Soyuz-5, Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3SLBF
 RD-180, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Atlas V, III  
 RD-191, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Angara	 
 RD-193, NPO Energomash, dalam pengembangan, tahap awal, Soyuz-2-1v	 
 Ukraina
 RD-801, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap awal, Mayak  
 RD-809K, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap atas, Mayak  
 RD-810, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap awal, Mayak, Zenit  
 RD-870, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap awal, Cyclone-4M 
 Selandia Baru dan Amerika Serikat
 Rutherford, Rocket Lab, status aktif, tahap awal, Electron 
 Rutherford Vacuum, Rocket Lab, status aktif, tahap kedua, Electron 
 India
 SCE-200, LPSC, dalam pengembangan, tahap atas, tahap inti, GSLV Mk III, ULV  
 Tiongkok
 YF-100, AALPT, status aktif, tahap awal, Long March 7, 5 
 YF-115, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 6, 7 
 YF-130, AALPT, dalam pengembangan, tahap awal, Long March 9  
 Jerman
 Helix, Rocket Factory Augsburg, dalam pengembangan, tahap awal, tahap kedua, RFA One 

 Hidrogen cair (LH) / LOX 
Digunakan pada tahap Sistem Peluncuran Luar Angkasa, New Shepard, H3, GSLV, Long March 5, Long March 7A, Long March 8, Ariane 6 dan Centaur.

 Amerika Serikat
 BE-3, Blue Origin, status aktif, tahap awal, New Shepard 
 BE-3U, Blue Origin, status aktif, tahap kedua, New Glenn 
 BE-7, Blue Origin, dalam pengembangan, tahap awal, Blue Moon 
 RL-10A-4-2, Aerojet Rocketdyne, Retired, tahap atas, Atlas IIIB V 
 RL-10B-2, Aerojet Rocketdyne, status aktif, tahap atas, Delta III, IV, SLS	 
 RL-10C-1, Aerojet Rocketdyne, status aktif, tahap atas, Delta III, IV, SLS, Vulcan	 
 RS-25, Rocketdyne, status aktif, tahap awal, Space Shuttle, SLS 
 India
 CE-20, LPSC, status aktif, tahap atas, GSLV Mk III  
 CE-7.5, LPSC, status aktif, tahap atas, GSLV Mk II  
 Jepang
 LE-5B, Mitsubishi, JAXA, status aktif, tahap atas, H-IIA, H-IIB
 LE-7A, Mitsubishi, JAXA, status aktif, tahap awal, H-IIA, H-IIB  
 LE-9, Mitsubishi, JAXA, dalam pengembangan , tahap awal, H-3  
 Rusia
 RD-0146D, KBKhA, dalam pengembangan, tahap atas, Angara  
 Eropa
 Vinci, Snecma, status aktif, tahap atas,	Ariane 6 
 Vulcain 2.1, Snecma, status aktif, tahap awal, Ariane 6  
 China
 YF-73, AALPT, status aktif, tahap ketiga, Long March 3  
 YF-75, AALPT, status aktif, tahap ketiga, Long March 3A, 3B, 3C  
 YF-75D, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 5  
 YF-77, AALPT, status aktif, tahap awal, Long March 5  
 YF-79, AALPT, dalam pengembangan, tahap ketiga, Long March 9  
 YF-90, AALPT, dalam pengembangan, tahap kedua, Long March 9	 

 Metana cair (LNG) / LOX 
Digunakan pada kedua tahap Zhuque-2, Starship (melakukan penerbangan uji hampir orbital), dan tahap pertama Vulcan Centaur.

 Amerika Serikat
 Aeon-R, Relativity Space, dalam pengembangan, tahap awal, tahap kedua, Terran R   
 BE-4, Blue Origin, status aktif, tahap awal, New Glenn, Vulcan 
 Raptor, SpaceX, dalam pengembangan, tahap awal, tahap kedua, Starship   
 Raptor Vacuum, SpaceX, dalam pengembangan, tahap kedua, Starship 
 Zenith, Stoke, dalam pengembangan, tahap awal, Nova 
 Uni Eropa
 M10, Avio, dalam pengembangan, tahap atas, Vega-E   
 Tiongkok
 TQ-12, Landspace, status aktif, tahap awal, ZQ-2   
 Selandia Baru dan Amerika Serikat
 Archimedes, Rocket Lab, dalam pengembangan, tahap awal, tahap kedua, Neutron   

 UDMH atau MMH 
Dimetilhidrazina tidak simetris (UDMH) atau monometilhidrazina (MMH) / dinitrogen tetroksida (NTO atau ), digunakan dalam tiga tahap pertama pendorong Proton Rusia, mesin Vikas India untuk roket PSLV dan GSLV, banyak pendorong Cina, sejumlah roket militer, orbital, dan ruang angkasa dalam, karena kombinasi bahan bakar ini bersifat hipergolik dan dapat disimpan untuk jangka waktu lama pada suhu dan tekanan yang wajar.

 Rusia
 RD-276,14Д14М, NPO Energomash, status aktif, tahap awal, Proton-M 
 Ukraina
 RD-861K, Pivdenne/Pivdenmash, dalam pengembangan, tahap kedua, Cyclone-4M 
 India
 Vikas, LPSC, status aktif, tahap kedua, tahap inti, pendorong, PSLV, GSLV, GSLV Mk III booster 
 China
 YF-21B, AALPT, status aktif, pendorong booster, tahap awal, Long March 2E, 2F, 3 
 YF-21C, AALPT, status aktif, tahap awal, Long March 2C, 2D, 3A, 3B, 3C, 4B, 4C 
 YF-25, AALPT, status aktif, pendorong booster, Long March 3B, 3C  
 YF-22B, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 2E, 2F  
 YF-22C, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 2C, 2D, 4B, 4C 
 YF-22D, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 3  
 YF-22E, AALPT, status aktif, tahap kedua, Long March 3A, 3B, 3C 
 YF-40, AALPT, status aktif, tahap ketiga, Long March 4B, 4C  		
 YF-50D, AALPT, status aktif, tahap atas, Long March 3B, 3C, 5, 7 
 Amerika Serikat
 AJ-10-190 Aerojet, status aktif, tahap atas, Space Shuttle, Orion, Apollo CSM 

 Hidrazin 
Hidrazin (): Digunakan dalam misi antariksa karena dapat disimpan dan hipergolik, dan dapat digunakan sebagai monopropelan dengan katalis.

 Aerozine-50 
Aerozine-50 (50/50 hidrazin dan UDMH): Digunakan dalam misi antariksa karena dapat disimpan dan hipergolik, dan dapat digunakan sebagai monopropelan dengan katalis.

 Residu mesin roket 
Residu mesin roket meliputi jelaga, nitrat bahan bakar, dan emisi lain yang dihasilkan dari pembakaran bahan bakar roket dan oksidator yang tidak sempurna. Jumlah dan jenis residu bergantung pada bahan bakar, konstruksi mesin, dan siklus pembakaran. 

Jenis residu
 Jelaga: Dihasilkan oleh roket berbahan bakar RP-1
 Nitrat bahan bakar: Dihasilkan saat menggunakan N2O4 dengan N2H4 atau MMH
 Logam: Seperti timbal dari propelan roket M28
 Energi yang tidak bereaksi: Dilepaskan selama detonasi terbuka
 Bahan dari casing motor roket: Dilepaskan dan dikeluarkan selama detonasi
 Tanah: Terseret dari lokasi detonasi

Faktor yang memengaruhi residu
 Tekanan berlebih pada pengapian: Lonjakan tekanan dapat menyebabkan pembentukan residu
 Posisi motor: Posisi motor yang menyala ke atas dapat meningkatkan pembentukan residu
 Jumlah pulsa: Beberapa pulsa dengan durasi pendek dapat meningkatkan pembentukan residu
 Suhu: Suhu rendah dapat meningkatkan pembentukan residu
 Kabel pengoksidasi: Kabel pengoksidasi dapat meningkatkan pembentukan residu

Mengurangi residu
NASA mengatakan mesin roket harus memenuhi persyaratan kebersihan yang ketat untuk residu partikulat dan nonvolatil. Metana meninggalkan lebih sedikit residu daripada minyak tanah, yang dapat membuatnya lebih bermanfaat untuk penggunaan ulang.

Tabel
+ Untuk memperkirakan I pada tekanan ruang lainnya Tekanan absolut  (psi) Kalikan dengan  1.00  0.99  0.98  0.97  0.95  0.93  0.91  0.88

Tabel ini menggunakan data dari tabel termokimia JANNAF (Joint Army-Navy-NASA-Air Force (JANNAF) Interagency Propulsion Committee), dengan impuls spesifik terbaik yang mungkin dihitung oleh Rocketdyne dengan asumsi pembakaran adiabatik , ekspansi isentropik , ekspansi satu dimensi dan keseimbangan bergeser. Beberapa unit telah dikonversi ke metrik, tetapi tekanan belum.Huzel, D. K.; Huang, D. H. (1971), NASA SP-125, "Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines", (2nd ed.), NASA

Definisi
Ve Rata-rata kecepatan gas buang, m/s. Ukuran yang sama dengan impuls spesifik dalam satuan yang berbeda, secara numerik sama dengan impuls spesifik dalam N·s/kg.
r Rasio campuran: massa oksidator / massa bahan bakar
Tc Suhu ruang, °C
d Massa jenis bahan bakar dan oksidator, g/cm3
C* Kecepatan karakteristik, m/s. Sama dengan tekanan ruang dikalikan dengan luas rongga, dibagi dengan laju aliran massa . Digunakan untuk memeriksa efisiensi pembakaran roket eksperimental .

Bipropelan
 Oksidator  Bahan Bakar Komentar Ekspansi optimal dari 68.05 atm menjadi 1 atm 0 atm, vakum (rasio luas nosel  40:1) Ve r Tc d C* Ve r Tc d C* LOX Hydrolox. Common. 3816 4.13 2740 0.29 2416 4462 4.83 2978 0.32 2386 :Be 49:51  4498 0.87 2558 0.23 2833 5295 0.91 2589 0.24 2850  (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 Oksidator Bahan Bakar Komentar  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 Oksidator Bahan Bakar Komentar Ve r Tc d C* Ve r Tc d C*

Definisi beberapa campuran:
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 Lihat MIL-P-25576C, pada dasarnya minyak tanah (sekitar )
MMH monometilhidrazina 
Tidak memiliki semua data untuk CO/O, yang ditujukan untuk NASA untuk roket berbasis Mars, hanya impuls spesifik sekitar 250 s.

r Rasio campuran: massa oksidator / massa bahan bakar
Ve Rata-rata kecepatan gas buang, m/s. Ukuran yang sama dengan impuls spesifik dalam satuan yang berbeda, secara numerik sama dengan impuls spesifik dalam N·s/kg.
C* Kecepatan karakteristik, m/s. Sama dengan tekanan ruang dikalikan dengan luas rongga, dibagi dengan laju aliran massa . Digunakan untuk memeriksa efisiensi pembakaran roket eksperimental.
Tc Suhu ruang, °C
d Massa jenis bahan bakar dan oksidator, g/cm3

Monopropelan
 Propelan Komentar Optimal expansion from68.05 atm menjadi 1 atm  Ekspansi dari68.05 atm ke vakum (0 atm)(Luasnosel = 40:1) Ve Tc d C* Ve Tc d C* Ammonium dinitramide (LMP-103S) PRISMA mission (2010–2015)5 S/Cs launched 2016 1608 1.24 1608 1.24 Hydrazine Common 883 1.01 883 1.01 Hydrogen peroxide Common 1610 1270 1.45 1040 1860 1270 1.45 1040 Hydroxylammonium nitrate (AF-M315E) 1893 1.46 1893 1.46 Nitromethane Propelan Komentar Ve Tc d C* Ve Tc d C*

 Lihat pula 
 Roket berbahan bakar cair
 Roket monopropelan
 Kendaraan peluncur antariksa
 Wahana antariksa
 Mesin roket
 Pendorong vernier
 Apogee motor
 Landasan peluncuran
 Bandar antariksa
 Bahan bakar roket
 Propulsi 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
 Oksigen cair
 Hidrogen cair
 RP-1 Rocket Propellant 1 atau Refined Petroleum 1
 Dinitrogen tetroksida N2O4
 Dimetilhidrazin tak simetris UDMH
 Gaya dorong
 Propulsi wahana antariksa
 Peroksida uji tinggi
 Hidrazina
 Dinitrogen monoksida
 Amonium dinitramida
 Hidrogen peroksida
 Hidroksilamonium nitrat
 Nitrometana
 Katalisis
 Uap 
 Oksigen 
 Propelan 
 Roket 
 Monopropelan
 Bipropelan

 Referensi 

Kategori:Bahan bakar roket
Kategori:Komponen wahana antariksa
Kategori:Bahan pendorong
Kategori:Propulsi roket
Kategori:Roket
Kategori:Propelan roket
Kategori:Propulsi wahana antariksa