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.

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).
* 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, 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 <sub>e</sub>*, kecepatan ejeksi gas buang, dinyatakan dalam meter per detik
* *ρ*, kepadatan nyata propelan, dinyatakan dalam gram per sentimeter kubik
* *T <sub>C</sub>*, 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):

## 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.

## 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