液体火箭推进剂

具有最高比冲的化学火箭使用液体推进剂，称为液体火箭。可分为使用单一化学物质（单组元推进剂），或是两种化学物质的混合（）。双组元推进剂可进一步划分，第一种为，当燃料和氧化剂接触时自动点燃。另一种为需要点火的装置的非自燃推进剂。此外，还有三组元推进剂。

不含对特定推进剂的改型（如添加剂、腐蚀抑制剂、稳定剂等的变化）的话，大约有170种不同的推进剂被测试过。仅在美国，至少25种推进剂组合已经在飞行中使用。而近30年来没有新类型的推进剂被使用。

选择液体火箭发动机的推进剂需要考虑许多因素，最为主要的包括易用性、危险性、成本、环保和性能指标等。 

 歷史 
 20世紀初的發展 

康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基 （Konstantin Tsiolkovsky）於1903年在他的文章《利用火箭裝置探索外層空間》中提出了使用液體推進劑。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

1926年3月16日，羅伯特·H·戈達德 （Robert H. Goddard）使用液氧（LOX）和汽油作為火箭推进剂，首次部分成功地進行了液體推進劑火箭發射。這兩種推進劑都很容易取得、廉價且能量高。氧气是一种中等程度的低温制冷剂；由于周围空气不会因接触液氧罐而液化，因此液氧可以在火箭中短暂储存，而无需特别厚的绝热层。 


1920年代末，工程師和科學家开始在位於德国吕瑟尔斯海姆的Opel RAK製造和測試火箭。根據馬克斯·瓦利爾的記述，Opel RAK火箭設計師弗里德里希·威廉·桑德（Friedrich Wilhelm Sander）於1929年4月10日和4月12日在吕瑟尔斯海姆的Opel Rennbahn發射了兩枚液體燃料火箭。

 二戰時期 
德国在第二次世界大战前及战争期间进行了非常活跃的火箭研发，涉及战略性V-2火箭及其他导弹。V-2使用酒精/液氧（LOX）作为液体推进剂，并以过氧化氢驱动燃料泵。酒精与水混合用于发动机冷却。德国和美国都开发了可重复使用的液体火箭发动机，这些发动机使用一种可储存的液体氧化剂，其密度远大于液氧，并配合一种在接触高密度氧化剂时会自燃的液体燃料。

德国主要的军事用途火箭发动机制造商——HWK公司British site on the HWK firm制造了RLM编号的109-500系列火箭发动机系统，其中一部分使用过氧化氢作为单组元推进剂，用于Starthilfe火箭助推起飞系统；另一部分用于MCLOS制导的空海两用滑翔炸弹;
还有一部分采用双组元推进系统，使用过氧化氢作为氧化剂，并以联氨水合物和甲醇混合作为燃料，供有人驾驶战斗机的火箭发动机使用。而美国的发动机则设计采用了一种双组元推进剂组合，其中硝酸作为氧化剂，苯胺作为燃料。

这两种发动机都用于航空器推进：德国的华特509系列发动机被用于Me 163“彗星”战斗机，而两国的RATO系统（例如德国空军的Starthilfe系统）则用于辅助飞机起飞。这实际上也是美国液体燃料火箭发动机的主要用途，而其中许多技术源自美国海军军官罗伯特·特鲁克斯（Robert Truax）的构想。

 1950年代和1960年代 
在1950年代和1960年代，推進劑化學家開展了大量研究，尋找更適合軍事用途的高能液體和固體推進劑。大型戰略飛彈需要在陸基或潛射导弹发射井中存放多年，以便能夠在接到通知後立即發射。需要持續冷却的推進劑會導致火箭表面不断积累冰层，因此并不实用。由於軍方願意處理和使用危險材料，危險化學品被大量合成，但大部分最終被認為不適合作战系統。

以硝酸（）为例，其本身不穩定，會腐蝕大多數金屬，使其储存变得困难。加入少量四氧化二氮（）后，混合物呈红色，并且能够保持其成分不变，这被称为红烟硝酸（IRFNA）。但其仍然存在一个问题，即硝酸会腐蚀储罐，释放出气体，可能在过程中产生压力。突破性进展是加入少量氟化氢（HF），它在罐壁内部形成自密封的金属氟化物，抑制了红烟硝酸的反应。这使得其可以被储存。

随后，基于IRFNA或纯四氧化二氮作为氧化剂，搭配煤油或自燃的苯胺、联氨或偏二甲肼作为燃料的推进剂组合被美国和苏联采用，用于战略和战术导弹。这些可储存的双组元液体自燃推进剂的比冲略低于液氧/煤油组合，但具有更高的密度，因此可以在同样大小的储罐中存储更多的推进剂。汽油则被不同的碳氢化合物燃料替代，例如RP-1——一种高度精炼的煤油。这种组合对于不需要长期储存的火箭来说非常实用。

煤油

纳粹德国开发的V-2火箭使用了液氧（LOX）和乙醇。乙醇的主要优点之一是其含水量较高，这在较大火箭发动机中提供了冷却效果。基于石油的燃料比乙醇提供了更大的动力，但标准汽油和煤油会留下过多的煤烟和燃烧副产品，这些副产品可能会堵塞发动机管道。此外，它们还缺乏乙醇的冷却特性。

在1950年代初期，美国的化学工业被指派研发一种改进的石油基火箭推进剂，其具有不会留下残留物的同时确保发动机保持冷却的特性。最终的结果是RP-1，其规格在1954年最终确定。RP-1是经过高度精炼的喷气燃料，燃烧比传统石油燃料更加干净，并且其蒸汽的爆炸性较小，对地面人员来说更加安全。它成为了美国早期火箭和弹道导弹的主要推进剂，例如宇宙神系列运载火箭（Atlas）、大力神1号运载火箭（Titan I）和雷神系列运载火箭（Thor）。苏联很快采用了RP-1作为其R-7导弹的燃料，但大多数苏联运载火箭最终使用了可储存的高能推进剂。，RP-1仍被用于许多轨道发射器的第一级。

氢气
许多早期的火箭理论家认为氢气是一个极好的推进剂，因为它提供了最高的比冲。当结合氧气燃烧时，它也被认为是最洁净的，因为唯一的副产品是水。天然气的蒸汽重整目前最常见的商业大批量生产氢气的方法，约占全球生产1998年全球产量 的95%。其原理为在高温（700–1100°C）和金属基催化剂（镍）的存在下，蒸汽与甲烷反应生成一氧化碳和氢气。

与其他燃料相比，氢气体积非常大。其通常以低温液体形式存储，这一技术在1950年代初期作为氢弹开发计划的一部分在洛斯阿拉莫斯得以掌握。液氢可以通过使用氦气作为冷却制冷剂来存储和运输，因为氦气的沸点比氢气更低。只有在将氢气装载到发射载具上时，它才会通过排气被释放到大气中，因为此时不再有制冷系统来维持其温度。

在1950年代末和1960年代初，氢气被运用于火箭分级，如半人马座火箭和土星一号上级火箭上。即使作为液体，氢气的密度也很低，这使得其需要大型的储罐和燃油泵；维持所需的极低温度还需要罐体的额外隔热措施。这种额外的重量减少了火箭分级的质量比，需要采取特殊措施，如对罐体进行压力稳定，以减少重量。（压力稳定罐体通过内部压力而非支撑结构来承载大部分负荷，因此主要依靠罐体材料的抗拉强度。）

由于技术能力的限制，苏联火箭计划直到1980年代才在能源号运载火箭芯级中使用液氢作为推进剂。

上面级火箭使用
在传统火箭液体发动机使用的双组元推进剂中，液氧和氢气提供了其中最高的比冲。这种额外的性能在很大程度上弥补了密度较低，需要更大的燃料储罐的缺点。然而，对于上面级来说中，比冲的略微提高可以显著增加其运载能力。因此，即使第一级使用其他传统燃料（如RP-1），氢气在上面级的使用仍然是相当常见的。

与煤油的比较

由于煤油的泄露引发的发射台火灾比氢气火灾更具破坏性，主要有两个原因：
 煤油的燃烧温度比氢气高约20%。
 在氢气燃烧时，形成的蒸汽的分子量仅为18，而空气的分子量为29.9，因此它也会迅速上升。而对于煤油来说，其在泄漏后会流到地面，如果大量泄漏，其可以持续燃烧数小时。
煤油火灾不可避免地会造成大量热损害，例如摧毁参与大型、未经验证的火箭发动机点火的试验台，需要较多时间来进行修复和重建。

氢燃料发动机则需要特殊的设计，例如将推进剂管线水平布置，以避免管线中形成“陷阱”，防止在受限空间内由于燃料沸腾引发管道破裂。同样的注意事项适用于其他低温气体，如液氧和液化天然气（LNG）。但总的来说，液氢燃料具有卓越的安全记录和性能，远超其他所有实际可用的化学火箭推进剂。

锂和氟
迄今为止，在火箭发动机中测试过的最高比冲化学反应是锂和氟，并添加了氢气以改善排气热力学（所有推进剂必须保存在各自的罐中，使其成为三组元推进剂）。这种组合在真空中提供了542 s的比冲，相当于5320 m/s的排气速度。即便如此，这种化学组合的不实际性突显了为什么这种独特的组合实际上不会被使用：为了使所有三种成分保持液态，氢气必须保持在−252 °C以下（仅21 K），而锂必须保持在180 °C以上（453 K）。并且锂和氟都极具腐蚀性。锂与空气接触时会自燃，而氟与大多数燃料接触时会引发燃烧，包括氢气。氟和排气中的氟化氢（HF）具有剧毒，这使得在发射台周围工作变得困难，且会破坏环境，同时也使得获得发射许可变得更加困难。最后，与大多数火箭推进剂相比，锂和氟都非常昂贵。因此，这种组合从未用于实际发射。

在1950年代，美国国防部曾提议将锂氟氢弹道导弹推进剂。1954年，一起化学工厂事故释放了一片氟气云进入大气层，他们不得不改用液氧/RP-1作为推进剂。

甲烷
使用液态甲烷和液态氧气作为推进剂通常被称为液氧甲烷。
液态甲烷的比冲低于液态氢气，但由于其较高的沸点和密度以及不会发生氢脆的特性，它更容易存储。此外，与煤油相比，它在发动机中留下的残留物（例如积碳）较少，更有利于可重复使用性。 此外，预计在火星上可以通过萨巴捷反应生产甲烷。在NASA的火星设计参考任务5.0文件（2009年-2012年）中，液氧甲烷是着陆器模块选择的推进剂组合。

由于甲烷的独特优势，一些私人航天公司在2010和2020年代计划开发基于甲烷的发射系统。各国之间的竞争被称为“液氧甲烷轨道竞赛”，蓝箭航天的朱雀二号火箭成为首个成功进入轨道的甲烷燃料火箭。

，已有三枚甲烷燃料火箭成功进入轨道。还有几枚正在开发中，其中两次轨道发射尝试失败：

 朱雀二号在2023年7月12日的第二次飞行中成功进入轨道，成为首个成功进入轨道的甲烷燃料火箭。 它在2022年12月14日的首飞中未能进入轨道。该火箭由蓝箭航天开发，使用TQ-12发动机。
 火神半人马座运载火箭在2024年1月8日的首次飞行（Cert-1）中成功进入轨道。 该火箭由联合发射联盟开发，使用蓝色起源的BE-4发动机，第二级则使用液氧液氢RL10发动机。
 新格伦在2025年1月16日的首次飞行中成功进入轨道。该火箭及其发动机由蓝色起源开发。一级使用BE-4发动机，二级使用液氧液氢BE-3U发动机。
 Terran 1在2023年3月22日的首飞中未能成功进入轨道，随后该火箭的开发被终止。该火箭由相对论空间开发，使用Aeon 1发动机。
 星际飞船在2024年3月14日的第三次飞行中达到了跨大气层轨道， 在两次失败尝试后。该火箭由SpaceX开发，使用猛禽发动机。
 Stoke Space Nova由Stoke Space开发。一级使用甲烷氧气Zenith发动机，二级使用液氢氧发动机。
SpaceX为其星舰和超级重型助推器开发了猛禽发动机。 自2019年以来，该发动机已在测试飞行中使用。SpaceX此前仅在其发动机中使用液氧/RP-1和自燃推进剂。

蓝色起源为其新格伦和联合发射联盟的火神火箭开发了BE-4 液氧甲烷发动机。BE-4发动机提供2,400 kN（550,000 lbf）的推力。到2023年中，已有两台飞行发动机交付给ULA。

ESA正在开发一款980kN甲烷氧气普罗米修斯火箭发动机，并于2023年进行了热试验。

单组元推进剂

高浓度过氧化氢高浓度过氧化氢是浓缩的过氧化氢，含有约2%到30%的水分。在催化剂作用下，它分解为蒸汽和氧气。由于易于存储，它曾被用于反应控制系统。它常用于驱动涡轮泵，例如在V2火箭和现代联盟号运载火箭火箭上使用。
肼能剧烈分解为氮气、氢气和氨气（2N2H4 → N2+H2+2NH3），是太空飞行器中最广泛使用的推进剂。
一氧化二氮分解为氮气和氧气。
蒸汽当具有外部热源时，能提供一个相对适中的比冲，最多可达到190秒，具体取决于材料腐蚀性和热限制。

当前使用
，常用的液体火箭推进剂组合包括：

煤油（RP-1）/ 液氧（LOX）用于联盟2号运载火箭、长征六号、长征七号、长征八号和天龙二号的下级火箭级；长征五号的助推器；宇宙神5型运载火箭的第一级；以及电子号运载火箭、猎鹰9号、猎鹰重型、萤火虫阿尔法和长征十二号的两个分级。
液氢（LH）/ 液氧（LOX）用于太空发射系统、新谢泼德火箭、H3、GSLV、长征五号、长征七号A、长征八号、阿丽亚娜6号运载火箭、新格伦和半人马座火箭的分级。
液态甲烷（LNG）/ 液氧（LOX）用于朱雀二号的两个分级、SpaceX星舰（进行近轨道测试飞行）以及火神半人马座运载火箭和新格伦的第一级。
偏二甲肼（UDMH）或 甲基肼（MMH）/ 四氧化二氮（NTO或）用于俄罗斯质子火箭的三个第一级、印度Vikas发动机用于PSLV和GSLV火箭、中国的许多助推器、一些军事、轨道和深空火箭，因为这种燃料组合是高能推进剂并且可以在合理的温度和压力下长时间储存。
肼（）用于深空任务，因为它是可储存的且具有高能推进特性，并且可以作为单组分推进剂与催化剂一起使用。
Aerozine-50（50/50肼和偏二甲肼（UDMH））用于深空任务，因为它在方便储存的同时具有高能推进特性，并且在催化剂的作用下可以作为单组元推进剂使用。

表格
+ To approximate I at other chamber pressures Absolute pressure  (psi) Multiply by  1.00  0.99  0.98  0.97  0.95  0.93  0.91  0.88

The table uses data from the JANNAF thermochemical tables (Joint Army-Navy-NASA-Air Force (JANNAF) Interagency Propulsion Committee) throughout, with best-possible specific impulse calculated by Rocketdyne under the assumptions of adiabatic combustion, isentropic expansion, one-dimensional expansion and shifting equilibrium.Huzel, D. K.; Huang, D. H. (1971), NASA SP-125, "Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines", (2nd ed.), NASA Some units have been converted to metric, but pressures have not.

Definitions
Ve Average exhaust velocity, m/s. The same measure as specific impulse in different units, numerically equal to specific impulse in N·s/kg.
r Mixture ratio: mass oxidizer / mass fuel
Tc Chamber temperature, °C
d Bulk density of fuel and oxidizer, g/cm3
C* Characteristic velocity, m/s. Equal to chamber pressure multiplied by throat area, divided by mass flow rate. Used to check experimental rocket's combustion efficiency.

Bipropellants
 Oxidizer Fuel Comment Optimal expansion from 68.05 atm to 1 atm 0 atm, vacuum (nozzle area ratio 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 Oxidizer Fuel Comment 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 Oxidizer Fuel Comment Ve r Tc d C* Ve r Tc d C*

Definitions of some of the mixtures:

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 See MIL-P-25576C, basically kerosene (approximately )
MMH monomethylhydrazine 

Has not all data for CO/O, purposed for NASA for Martian-based rockets, only a specific impulse about 250 s.

r Mixture ratio: mass oxidizer / mass fuel
Ve Average exhaust velocity, m/s. The same measure as specific impulse in different units, numerically equal to specific impulse in N·s/kg.
C* Characteristic velocity, m/s. Equal to chamber pressure multiplied by throat area, divided by mass flow rate. Used to check experimental rocket's combustion efficiency.
Tc Chamber temperature, °C
d Bulk density of fuel and oxidizer, g/cm3

Monopropellants
 Propellant Comment Optimal expansion from68.05 atm to 1 atm Expansion from68.05 atm to vacuum (0 atm)(Areanozzle = 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 Propellant Comment Ve Tc d C* Ve Tc d C*

参考资料

外部链接
 Cpropep-Web an online computer program to calculate propellant performance in rocket engines
 Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis is a computer program to predict the performance of the liquid-propellant rocket engines.
  for a history of liquid rocket propellants in the US by a pioneering rocket propellant developer.
 Cpropep-Web  an online computer program to calculate propellant performance in rocket engines
 Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis  is a computer program to predict the performance of the liquid-propellant rocket engines.

Category:火箭推进
Category:火箭推进剂