액체 로켓 추진제

가장 높은 비추력을 가진 화학 로켓은 액체 추진제(액체 로켓)를 사용한다. 이들은 단일 화학 물질(단일 추진제)로 구성되거나 두 가지 화학 물질의 혼합물인 이중 추진제로 구성될 수 있다. 이중 추진제는 연료와 산화제가 접촉할 때 점화되는 접촉점화성 추진제와 점화원이 필요한 비접촉점화성 추진제의 두 가지 범주로 더 나눌 수 있다.

추진제 첨가제, 부식 억제제 또는 안정제와 같은 특정 추진제에 대한 사소한 변경을 제외하고, 액체 연료로 만들어진 약 170가지의 다른 추진제가 테스트되었다. 미국에서만 최소 25가지의 다른 추진제 조합이 비행했다.

액체 로켓 엔진용 추진제를 선택하는 데에는 여러 요소가 작용한다. 주요 요소로는 작동 용이성, 비용, 위험/환경 및 성능이 포함된다.

 역사 

 20세기 초의 개발 
섬네일|200px|right|로버트 고다드가 1926년 3월 16일 최초의 액체 연료 로켓 발사대를 들고 있다

콘스탄틴 치올콥스키는 1903년 그의 논문 "로켓 장치를 이용한 외우주 탐사"에서 액체 추진제의 사용을 제안했다.Tsiolkovsky, Konstantin E. (1903), "The Exploration of Cosmic Space by Means of Reaction Devices (Исследование мировых пространств реактивными приборами)", The Science Review (in Russian) (5), archived from the original on 19 October 2008, retrieved 22 September 2008

1926년 3월 16일, 로버트 고다드는 액체 산소(LOX)와 휘발유를 로켓 연료로 사용하여 그의 첫 번째 부분적으로 성공적인 액체 로켓을 발사했다. 두 추진제는 쉽게 구할 수 있고 저렴하며 에너지가 높다. 산소는 공기가 액체 산소 탱크에 대해 액화되지 않으므로 과도한 단열 없이 LOX를 로켓에 잠시 저장할 수 있는 적당한 극저온 물질이다.

독일에서는 1920년대 후반에 엔지니어와 과학자들이 액체 추진 로켓을 제작하고 테스트하기 시작했다. 막스 발리에에 따르면, 두 대의 액체 추진 오펠 RAK 로켓이 1929년 4월 10일과 4월 12일 뤼셀스하임에서 발사되었다.

 제2차 세계 대전 시대 
독일은 V-2 로켓과 다른 미사일을 위해 제2차 세계 대전 이전과 도중에 로켓 개발에 매우 적극적이었다. V-2는 알코올/LOX 액체 추진 엔진을 사용했으며, 연료 펌프를 구동하기 위해 과산화 수소를 사용했다. 알코올은 엔진 냉각을 위해 물과 혼합되었다. 독일과 미국 모두 LOX보다 훨씬 높은 밀도를 가진 저장 가능한 액체 산화제와 고밀도 산화제와 접촉할 때 자연 발화하는 액체 연료를 사용하는 재사용 가능한 액체 추진 로켓 엔진을 개발했다.

군사용 독일 로켓 엔진의 주요 제조업체인 헬무트 발터 KG 회사는British site on the HWK firm 독일 항공성 번호 109-500 지정 로켓 엔진 시스템 시리즈를 제조했으며, 슈타르트힐페 로켓 추진 보조 이륙용으로 과산화 수소를 단일 추진제로 사용했거나;Walter site-page on the Starthilfe system MCLOS 유도 공대함 활강 폭탄용 추력의 한 형태로 사용했으며;Wlater site-page on the Henschel air-sea glide bomb 유인 전투기 추진 목적의 로켓 엔진 시스템용으로 같은 산화제와 하이드라진 수화물과 메틸 알코올의 연료 혼합물의 이중 추진제 조합으로 사용했다.List of 109-509 series Walter rocket motors

미국 엔진 설계는 산화제로는 질산, 연료로는 아닐린을 사용하는 이중 추진제 조합으로 연료를 공급받았다. 두 엔진 모두 항공기 동력에 사용되었는데, 독일 발터 509 시리즈 엔진 설계의 경우 Me 163 코메트 요격기에서 사용되었고, 양국(독일 공군용 슈타르트힐페 시스템과 같이)에서 항공기 이륙을 돕기 위해 RATO 장치로 사용되었다. 이는 미국 액체 연료 로켓 엔진 기술의 주된 목적이었으며, 대부분은 미국 해군 장교 로버트 트루악의 아이디어에서 비롯되었다.

 1950년대와 1960년대 

1950년대와 1960년대에는 군사 용도에 더 적합한 고에너지 액체 및 고체 추진제를 찾기 위한 추진제 화학자들의 활발한 활동이 있었다. 대형 전략 미사일은 육상 또는 잠수함 기반 사일로에 수년간 보관되어야 하며, 즉시 발사될 수 있어야 한다. 지속적인 냉장이 필요하여 로켓에 점점 더 두꺼운 얼음 덩어리가 생기는 추진제는 실용적이지 않았다. 군이 위험 물질을 다루고 사용할 의향이 있었기 때문에 많은 위험한 화학 물질이 대량으로 제조되었지만, 대부분은 작전 시스템에 부적합하다고 판단되었다. 질산의 경우, 질산 자체()는 불안정하여 대부분의 금속을 부식시켜 보관하기 어려웠다. 적당량의 사산화 이질소(N2O4)를 첨가하면 혼합물이 붉은색을 띠고 조성이 변하지 않게 되었지만, 질산이 용기를 부식시켜 가스를 방출하고 압력을 증가시킬 수 있다는 문제는 여전히 남아 있었다. 돌파구는 약간의 플루오린화 수소(HF)를 첨가하는 것이었는데, 이는 탱크 벽 내부에 자체 밀봉 금속 플루오라이드를 형성하여 발연 질산을 억제했다. 이로 인해 "IRFNA"를 저장할 수 있게 되었다.

IRFNA 또는 순수한 를 산화제로, 등유 또는 접촉점화성 추진제인 아닐린, 하이드라진 또는 비대칭디메틸히드라진(UDMH)을 연료로 하는 추진제 조합은 이후 미국과 소련에서 전략 및 전술 미사일에 사용되었다. 자체 점화성 저장 가능 액체 이중 추진제는 LOX/등유보다 비추력이 다소 낮지만 밀도가 높아 동일한 크기의 탱크에 더 많은 추진제를 넣을 수 있다. 휘발유는 다른 탄화수소 연료로 대체되었으며, 예를 들어 고도로 정제된 등유 등급인 RP-1이 있다. 이 조합은 저장할 필요가 없는 로켓에 매우 실용적이다.

 등유 

나치 독일이 개발한 V-2 로켓은 LOX와 에틸 알코올을 사용했다. 알코올의 주요 장점 중 하나는 물 함량이었는데, 이는 대형 로켓 엔진에서 냉각을 제공했다. 석유 기반 연료는 알코올보다 더 많은 에너지를 제공했지만, 일반 휘발유와 등유는 너무 많은 그을음과 연소 부산물을 남겨 엔진 배관을 막을 수 있었다. 또한, 에틸 알코올의 냉각 특성이 부족했다.

1950년대 초, 미국 화학 산업은 잔여물을 남기지 않고 엔진을 시원하게 유지할 수 있는 개선된 석유 기반 로켓 추진제를 개발하는 임무를 맡았다. 그 결과 1954년까지 사양이 확정된 RP-1이 탄생했다. 고도로 정제된 제트 연료 형태인 RP-1은 기존 석유 연료보다 훨씬 깨끗하게 연소되었으며, 폭발성 증기로부터 지상 요원에게 미치는 위험도 적었다. 이는 아틀라스, 타이탄 I, 토르와 같은 초기 미국 로켓 및 탄도 미사일의 대부분에 사용되는 추진제가 되었다. 소련은 빠르게 R-7 미사일에 RP-1을 채택했지만, 대부분의 소련 발사체는 결국 저장 가능한 접촉점화성 추진제를 사용했다. , 이는 많은 궤도 발사체의 1단계에서 사용된다.

 수소 
많은 초기 로켓 이론가들은 수소가 가장 높은 비추력을 제공하므로 놀라운 추진제가 될 것이라고 믿었다. 또한 산소와 산화될 때 유일한 부산물이 물이기 때문에 가장 깨끗한 것으로 간주된다. 천연가스의 수증기 개질은 1998년 5000억 입방미터의 세계 생산량 중 약 95%를 차지하는 상업용 대량 수소를 생산하는 가장 일반적인 방법이다. 고온(700–1100 °C)에서 금속 기반 촉매(니켈)의 존재 하에 수증기는 메테인과 반응하여 일산화 탄소와 수소를 생성한다.

수소는 다른 연료에 비해 부피가 매우 크다. 일반적으로 극저온 액체로 저장되는데, 이 기술은 1950년대 초 로스앨러모스 국립연구소의 수소폭탄 개발 프로그램의 일환으로 습득되었다. 액체 수소는 헬륨을 냉각 냉매로 사용함으로써 증발 없이 저장 및 운송될 수 있다. 헬륨은 수소보다 끓는점이 훨씬 낮기 때문이다. 수소는 냉장 시설이 없는 발사체에 적재된 후에야 대기로 배출되어 손실된다.

1950년대 후반과 1960년대 초반에 센타우르 및 새턴 I 상부 단계와 같은 수소 연료 단계에 채택되었다. 수소는 액체 상태에서도 밀도가 낮아 큰 탱크와 펌프가 필요하며, 필요한 극저온을 유지하려면 탱크 단열이 필요하다. 이 추가 중량은 단계의 질량비를 감소시키거나 무게를 줄이기 위해 탱크의 압력 안정화와 같은 특별한 조치를 요구한다. (압력 안정화 탱크는 고체 구조물 대신 내부 압력으로 대부분의 하중을 지지하며, 주로 탱크 재료의 인장 강도를 사용한다.)

소련의 로켓 프로그램은 부분적으로 기술 능력 부족으로 인해 1980년대 에네르기아 핵심 단계까지 액체 수소를 추진제로 사용하지 않았다.

 상부 단계 사용 
액체 로켓 엔진의 이중 추진제인 액체 산소와 수소는 재래식 로켓 중 가장 높은 비추력을 제공한다. 이 추가 성능은 낮은 밀도(더 큰 연료 탱크를 필요로 함)의 단점을 크게 상쇄한다. 그러나 상부 단계 응용 분야에서 비추력의 작은 증가는 궤도에 대한 페이로드 질량의 상당한 증가를 가져올 수 있다.

 등유와의 비교 

유출된 등유로 인한 발사대 화재는 두 가지 주요 이유로 수소 화재보다 더 파괴적이다.
등유는 수소보다 절대 온도에서 약 20% 더 뜨겁게 연소된다.
수소의 부력. 수소는 깊은 극저온 물질이므로 빠르게 끓어 기체 상태의 매우 낮은 밀도 때문에 상승한다. 수소가 연소될 때 형성되는 기체 는 공기의 에 비해 분자량이 겨우 이므로 빠르게 상승한다. 반면에 유출된 등유 연료는 땅으로 떨어져 점화되면 대량으로 유출될 경우 몇 시간 동안 연소될 수 있다.
등유 화재는 필연적으로 광범위한 열 손상을 유발하며, 이는 시간이 많이 걸리는 수리 및 재건을 필요로 한다. 이는 대형, 검증되지 않은 로켓 엔진의 시험 발사에 관련된 시험대 승무원들이 가장 자주 겪는 일이다.

수소 연료 엔진은 특별한 설계가 필요하다. 예를 들어, 연료 라인을 수평으로 배치하여 "함정"이 라인에 형성되지 않도록 해야 한다. 이는 밀폐된 공간에서 끓어 파이프 파열을 일으킬 수 있기 때문이다. (동일한 주의 사항은 액체 산소 및 액화 천연가스(LNG)와 같은 다른 극저온 물질에도 적용된다.) 액체 수소 연료는 탁월한 안전 기록과 다른 모든 실용적인 화학 로켓 추진제보다 훨씬 뛰어난 성능을 가지고 있다.

 리튬과 플루오린 
로켓 엔진에서 테스트된 가장 높은 비추력 화학 물질은 리튬과 플루오린이었으며, 배기 열역학을 개선하기 위해 수소가 추가되었다 (모든 추진제는 자체 탱크에 보관해야 하므로 삼원 추진제 로켓이었다). 이 조합은 진공에서 542초의 비추력을 제공했는데, 이는 5320 m/s의 배기 속도에 해당한다. 이 화학 물질의 비실용성은 이국적인 추진제가 실제로 사용되지 않는 이유를 보여준다: 세 가지 구성 요소 모두 액체 상태로 유지하려면 수소는 -252 °C (단 21 K) 미만으로, 리튬은 180 °C (453 K) 이상으로 유지되어야 한다. 리튬과 플루오린은 모두 극도로 부식성이 강하다. 리튬은 공기와 접촉하면 발화하고, 플루오린은 수소를 포함한 대부분의 연료와 접촉하면 발화한다. 플루오린과 배기 가스에 포함된 플루오린화 수소(HF)는 매우 유독하여 발사대 주변 작업이 어렵고 환경을 손상시키며 발사 허가를 받는 것을 더 어렵게 만든다. 리튬과 플루오린은 대부분의 로켓 추진제에 비해 비싸다. 따라서 이 조합은 한 번도 비행한 적이 없다.

 메테인 
액체 메테인과 액체 산소를 추진제로 사용하는 것을 때때로 메탈록스 추진이라고 한다.
액체 메테인은 액체 수소보다 비추력이 낮지만, 끓는점과 밀도가 높고 수소취성화가 없기 때문에 보관하기가 더 쉽다. 또한 등유에 비해 엔진에 잔여물을 적게 남겨 재사용에 유리하다. 게다가 사바티에 반응을 통해 화성에서 생산될 수 있을 것으로 기대된다. NASA의 화성 설계 기준 임무 5.0 문서(2009년에서 2012년 사이)에서는 액체 메테인/LOX (메탈록스)가 착륙선 모듈에 선택된 추진제 혼합물이었다.

메테인 연료가 제공하는 이점 때문에 일부 민간 우주 발사 업체들은 2010년대와 2020년대에 메테인 기반 발사 시스템을 개발하는 것을 목표로 했다. 국가 간 경쟁은 메탈록스 궤도 경쟁(Methalox Race to Orbit)으로 불렸으며, 랜드스페이스의 주취 2호 메탈록스 로켓이 처음으로 궤도에 도달했다.

, 세 대의 메테인 연료 로켓이 궤도에 도달했다. 여러 다른 로켓들이 개발 중이며 두 번의 궤도 발사 시도가 실패했다.
 주취 2호는 2023년 7월 12일 두 번째 비행에서 성공적으로 궤도에 도달하여 최초의 메테인 연료 로켓이 되었다. 2022년 12월 14일 첫 비행에서는 궤도 도달에 실패했다. 랜드스페이스가 개발한 이 로켓은 TQ-12 및 TQ-11 또는 TQ-15A 엔진을 사용한다.
 벌컨 센타우르는 2024년 1월 8일 Cert-1이라는 첫 시도에서 성공적으로 궤도에 도달했다. 유나이티드 론치 얼라이언스가 개발한 이 로켓은 블루 오리진의 BE-4 엔진을 사용하며, 2단계는 하이드록스 RL10을 사용한다.
 뉴 글렌은 2025년 1월 16일 첫 시도에서 성공적으로 궤도에 도달했다. 이 로켓과 엔진은 블루 오리진이 개발했다. 1단계는 BE-4 엔진을 사용하며, 2단계는 하이드록스 BE-3U를 사용한다.
 테란 1호는 2023년 3월 22일 첫 비행에서 궤도 발사 시도에 실패했으며, 로켓 개발은 중단되었다. 렐러티비티 스페이스가 개발한 이 로켓은 에온 1호 엔진을 사용한다.
 스타십은 2024년 3월 14일 세 번째 비행에서 대기권 통과 궤도에 도달했으며, 두 번의 실패 후 성공했다. 스페이스X가 개발한 이 로켓은 랩터 엔진을 사용한다.
 노바는 Stoke Space에서 개발 중이다. 1단계는 메탈록스 Zenith 엔진을 사용하며, 2단계는 하이드록스 엔진을 사용한다.

스페이스X는 스타십 초중량 발사체를 위해 랩터 엔진을 개발했다. 2019년부터 시험 비행에 사용되었다. 스페이스X는 이전에 엔진에 RP-1/LOX와 접촉점화성 추진제만을 사용했다.

블루 오리진은 뉴 글렌과 유나이티드 론치 얼라이언스 벌컨 센타우르를 위한 BE-4 LOX/LNG 엔진을 개발했다. BE-4는  ()의 추력을 제공한다. 2023년 중반까지 두 대의 비행 엔진이 ULA에 인도되었다.

ESA는 980 kN 메탈록스 프로메테우스 로켓 엔진을 개발 중이며 2023년에 시험 발사되었다.Themis, Prometheus complete first hot-fire tests in France

 단일 추진제 

 고농도 과산화 수소  고농도 과산화 수소는 약 2%에서 30%의 물을 포함하는 농축된 과산화 수소이다. 촉매를 통과할 때 증기와 산소로 분해된다. 이는 쉽게 저장할 수 있기 때문에 역사적으로 반응 제어 시스템에 사용되었다. V-2 로켓과 현대 소유스에서 사용되는 터보펌프를 구동하는 데 자주 사용된다.
 하이드라진  질소, 수소, 암모니아로 에너지를 방출하며 분해된다 (2N2H4 → N2 + H2 + 2NH3). 우주선에서 가장 널리 사용된다. (비산화 암모니아 분해는 흡열 반응이며 성능을 저하시킨다.)
 아산화 질소  질소와 산소로 분해된다.
 증기  외부에서 가열될 때 재료 부식 및 열 한계에 따라 최대 190초의 적당한 Isp를 제공한다.

 현재 사용 
, 일반적으로 사용되는 액체 연료 조합:

 등유 (RP-1) / 액체 산소 (LOX)  소유스-2, 안가라 A5, 창정 6호, 창정 7호, 창정 8호, 톈룽 2호의 하부 단계에 사용된다. 창정 5호의 부스터. 아틀라스 V의 1단계. 일렉트론, 팰컨 9, 팰컨 헤비, 파이어플라이 알파, 창정 12호 및 안가라 1.2의 두 단계. 누리호의 세 단계 모두.
 액체 수소 (LH) / LOX  우주 발사 시스템, 뉴 셰퍼드, H3, GSLV, LVM3, 창정 5호, 창정 7A호, 창정 8호, 아리안 6, 뉴 글렌 및 센타우르의 단계에 사용된다.
 액체 메테인 (LNG) / LOX  주취 2호, 스타십 (로켓)(거의 궤도 시험 비행 중), 벌컨 (로켓) 및 뉴 글렌의 1단계에 사용된다.
 비대칭디메틸히드라진 (UDMH) 또는 모노메틸하이드라진 (MMH) / 사산화 이질소 (NTO 또는 )  러시아 프로톤 부스터의 세 가지 1단계, PSLV, GSLV 및 LVM3 로켓용 인도 비카스 엔진, 많은 중국 부스터, 다수의 군용, 궤도 및 심우주 로켓에 사용된다. 이 연료 조합은 접촉점화성 추진제이며 합리적인 온도와 압력에서 장기간 저장할 수 있기 때문이다.
 하이드라진 ()  저장 가능 추진제이자 접촉점화성이며 촉매와 함께 단일 추진제로 사용할 수 있기 때문에 심우주 임무에 사용된다.
 아에로진-50 (50/50 하이드라진 및 UDMH)  저장 가능 추진제이자 접촉점화성이며 촉매와 함께 단일 추진제로 사용할 수 있기 때문에 심우주 임무에 사용된다.

 표 
+ 다른 연소실 압력에서의 I 근사치 절대 압력  (psi) 곱셈 인자  1.00  0.99  0.98  0.97  0.95  0.93  0.91  0.88

이 표는 JANNAF 열화학 표(Joint Army-Navy-NASA-Air Force (JANNAF) Interagency Propulsion Committee)의 데이터를 사용했으며, 단열 연소, 등엔트로피 팽창, 1차원 팽창 및 이동 평형의 가정 하에 Rocketdyne이 계산한 최상의 비추력을 나타낸다.Huzel, D. K.; Huang, D. H. (1971), NASA SP-125, "Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines", (2nd ed.), NASA 일부 단위는 미터법으로 변환되었지만 압력은 변환되지 않았다.

 정의 
 Ve  평균 배기 속도, m/s. 다른 단위의 비추력과 동일한 측정값으로, N·s/kg 단위의 비추력과 수치적으로 동일하다.
 r  혼합 비율: 산화제 질량 / 연료 질량
 Tc  챔버 온도, °C
 d  연료 및 산화제의 부피 밀도, g/cm3
 C*  특성 속도, m/s. 챔버 압력에 목 면적을 곱한 값을 질량 유량으로 나눈 값과 같다. 실험 로켓의 연소 효율을 확인하는 데 사용된다.

 이중 추진제 
 산화제 연료 주석 68.05 기압에서 다음으로 최적 팽창 1 기압 0 기압, 진공 (노즐 면적비 40:1) Ve r Tc d C* Ve r Tc d C* LOX  하이드록스. 일반적. 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  (메테인) 메탈록스. 2010년대에 많은 엔진이 개발 중. 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 (등유) 케로록스. 일반적. 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 기체 형태 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 산화제 연료 주석 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 접촉점화성 2789 2.97 3407 1.42 1739 3274 3.01 3413 1.42 1739 N2H4 접촉점화성 2885 2.81 3650 1.49 1824 3356 2.89 3666 1.50 1822 N2O4 MMH 접촉점화성, 일반적 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 접촉점화성, 일반적 2862 1.36 2992 1.21 1781 3369 1.42 2993 1.22 1770 N2H4:UDMH 50:50 접촉점화성, 일반적 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 접촉점화성 2638 3.26 2848 1.30 1627 3123 3.41 2839 1.31 1617 MMH 접촉점화성 2690 2.59 2849 1.27 1665 3178 2.71 2841 1.28 1655 UDMH 접촉점화성 2668 3.13 2874 1.26 1648 3157 3.31 2864 1.27 1634 IRFNA IV HDA UDMH:DETA 60:40 접촉점화성 2689 3.06 2903 1.32 1656 3187 3.25 2951 1.33 1641 MMH 접촉점화성 2742 2.43 2953 1.29 1696 3242 2.58 2947 1.31 1680 UDMH 접촉점화성 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 산화제 연료 주석 Ve r Tc d C* Ve r Tc d C*

일부 혼합물의 정의:

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 MIL-P-25576C 참조, 기본적으로 등유 (약 )
MMH 모노메틸하이드라진 

CO/O에 대한 모든 데이터는 없으며, NASA에서 화성 기반 로켓용으로 제안한 것으로, 비추력은 약 250초이다.

 r  혼합 비율: 산화제 질량 / 연료 질량
 Ve  평균 배기 속도, m/s. 다른 단위의 비추력과 동일한 측정값으로, N·s/kg 단위의 비추력과 수치적으로 동일하다.
 C*  특성 속도, m/s. 챔버 압력에 목 면적을 곱한 값을 질량 유량으로 나눈 값과 같다. 실험 로켓의 연소 효율을 확인하는 데 사용된다.
 Tc  챔버 온도, °C
 d  연료 및 산화제의 부피 밀도, g/cm3

 단일 추진제 
 추진제 주석 68.05 기압에서 1 기압으로 최적 팽창 68.05 기압에서 진공 (0 기압)으로 팽창(노즐 면적 = 40:1) Ve Tc d C* Ve Tc d C* 암모늄 다이질산염 (LMP-103S) PRISMA 임무 (2010–2015)2016년 발사된 5대의 위성 1608 1.24 1608 1.24 하이드라진 일반적 883 1.01 883 1.01 과산화 수소 일반적 1610 1270 1.45 1040 1860 1270 1.45 1040 하이드록실암모늄 질산염 (AF-M315E) 1893 1.46 1893 1.46 나이트로메테인 추진제 주석 Ve Tc d C* Ve Tc d C*

 각주 

 외부 링크 
 Cpropep-Web 로켓 엔진 추진제 성능 계산 온라인 컴퓨터 프로그램
 액체 로켓 엔진 열역학 분석 설계 도구 액체 추진 로켓 엔진의 성능을 예측하는 컴퓨터 프로그램

분류:로켓 추진
분류:로켓 추진제