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 I_{sp} 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  :
:F_{prop}=g_0\cdot\dot{m}\cdot I_{sp}, d'où I_{sp}=\frac{F_{prop}}{g_0\cdot\dot{m}}
avec :
* I_{sp} adalah impuls spesifik yang dinyatakan dalam detik
* F_{prop} gaya dorong propelan, diukur dalam newton
* g_0 percepatan gravitasi rata-rata di permukaan tanah ( gravitasi normal ), yaitu 9,806 65  m/s 2
* \dot{m} 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:
:v_{e}=\frac{F_{prop}}{\dot{m}}=g_0\cdot I_{sp}
avec :
* v_{e} kecepatan ejeksi gas buang, dinyatakan dalam m/s
* g_0 gravitasi normal, atau 9,806 65  m/s 2
* I_{sp} 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):
:f_\mathrm{mass}\ =\ 1-\frac{m_\mathrm{prop}}{M_0}
dengan :
* f_\mathrm{mass} fraksi massa propelan yang dikonsumsi;
* m_\mathrm{prop} massa propelan yang dikonsumsi, diukur dalam kg  ;
* M_0 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
:\Delta{v}=v_{e}\cdot\ln\left[{\frac{M_\mathrm{plein}}{M_\mathrm{vide}}}\right]

dengan :
* \Delta{v} adalah variasi kecepatan pesawat ruang angkasa yang dinyatakan dalam m / s
* v_{e} kecepatan ejeksi gas buang, diukur dalam m / s
* M_\mathrm{plein} massa penuh pesawat ruang angkasa saat lepas landas, diukur dalam kg
* M_\mathrm{vide} 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 M_\mathrm{plein} / M_\mathrm{vide}, 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:

:I_\mathrm{d}=d_\mathrm{prop}\cdot I_\mathrm{sp}

dengan :
* I_\mathrm{d}  kepadatan momentum yang dinyatakan dalam s kg m −3
* d_\mathrm{prop} adalah kepadatan nyata propelan yang diukur dalam kg/m 3
* I_\mathrm{sp} impuls spesifik diukur dalam hitungan detik

Kadang-kadang torsi (I_\mathrm{sp},&nbsp;I_\mathrm{d}) dan bukan torsi  (v_\mathrm{e},d_\mathrm{prop}) 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

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.

### Definisi
;*V*e: 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
;*T*c: 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
}:Be 49:51 ||
| 4498
| 0.87
| 2558
| 0.23
| style="border-right:2px solid grey;" | 2833
| 5295
| 0.91
| 2589
| 0.24
| 2850
|-
| style="text-align:left;" |  (methane)
| style="text-align:left;" | *[[Methalox]]*. Many engines under development in the 2010s.
| 3034
| 3.21
| 3260
| 0.82
| style="border-right:2px solid grey;" | 1857
| 3615
| 3.45
| 3290
| 0.83
| 1838
|-
| style="text-align:left;" | C<sub>2</sub>H<sub>6</sub> ||
| 3006
| 2.89
| 3320
| 0.90
| style="border-right:2px solid grey;" | 1840
| 3584
| 3.10
| 3351
| 0.91
| 1825
|-
| style="text-align:left;" | C<sub>2</sub>H<sub>4</sub> ||
| 3053
| 2.38
| 3486
| 0.88
| style="border-right:2px solid grey;" | 1875
| 3635
| 2.59
| 3521
| 0.89
| 1855
|-
| style="text-align:left;" | RP-1 (kerosene)
| style="text-align:left;" | *Kerolox*. Common.
| 2941
| 2.58
| 3403
| 1.03
| style="border-right:2px solid grey;" | 1799
| 3510
| 2.77
| 3428
| 1.03
| 1783
|-
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub> ||
| 3065
| 0.92
| 3132
| 1.07
| style="border-right:2px solid grey;" | 1892
| 3460
| 0.98
| 3146
| 1.07
| 1878
|-
| style="text-align:left;" | B<sub>5</sub>H<sub>9</sub> ||
| 3124
| 2.12
| 3834
| 0.92
| style="border-right:2px solid grey;" | 1895
| 3758
| 2.16
| 3863
| 0.92
| 1894
|-
| style="text-align:left;" | B<sub>2</sub>H<sub>6</sub> ||
| 3351
| 1.96
| 3489
| 0.74
| style="border-right:2px solid grey;" | 2041
| 4016
| 2.06
| 3563
| 0.75
| 2039
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | CH4:H2 92.6:7.4
|
| 3126
| 3.36
| 3245
| 0.71
| style="border-right:2px solid grey;" | 1920
| 3719
| 3.63
| 3287
| 0.72
| 1897
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | GOX
| style="text-align:left;" | GH<sub>2</sub>
| style="text-align:left;" | Gaseous form
| 3997
| 3.29
| 2576
| align="left" | —
| style="border-right:2px solid grey;" | 2550
| 4485
| 3.92
| 2862
| align="left" | —
| 2519
|-
| style="text-align:left;" rowspan=9 | F<sub>2</sub>
| style="text-align:left;" | H<sub>2</sub> ||
| 4036
| 7.94
| 3689
| 0.46
| style="border-right:2px solid grey;" | 2556
| 4697
| 9.74
| 3985
| 0.52
| 2530
|-
| style="text-align:left;" | H2:Li 65.2:34.0 ||
| 4256
| 0.96
| 1830
| 0.19
| style="border-right:2px solid grey;" | 2680
|
|
|
|
|
|-
| style="text-align:left;" | H2:Li 60.7:39.3
|
|
|
|
|
| style="border-right:2px solid grey;" |
| 5050
| 1.08
| 1974
| 0.21
| 2656
|-
| style="text-align:left;" | CH<sub>4</sub> ||
| 3414
| 4.53
| 3918
| 1.03
| style="border-right:2px solid grey;" | 2068
| 4075
| 4.74
| 3933
| 1.04
| 2064
|-
| style="text-align:left;" | C<sub>2</sub>H<sub>6</sub> ||
| 3335
| 3.68
| 3914
| 1.09
| style="border-right:2px solid grey;" | 2019
| 3987
| 3.78
| 3923
| 1.10
| 2014
|-
| style="text-align:left;" | MMH ||
| 3413
| 2.39
| 4074
| 1.24
| style="border-right:2px solid grey;" | 2063
| 4071
| 2.47
| 4091
| 1.24
| 1987
|-
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub> ||
| 3580
| 2.32
| 4461
| 1.31
| style="border-right:2px solid grey;" | 2219
| 4215
| 2.37
| 4468
| 1.31
| 2122
|-
| style="text-align:left;" | NH<sub>3</sub> ||
| 3531
| 3.32
| 4337
| 1.12
| style="border-right:2px solid grey;" | 2194
| 4143
| 3.35
| 4341
| 1.12
| 2193
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | B<sub>5</sub>H<sub>9</sub>
|
| 3502
| 5.14
| 5050
| 1.23
| style="border-right:2px solid grey;" | 2147
| 4191
| 5.58
| 5083
| 1.25
| 2140
|-
| style="text-align:left;" rowspan=9 | OF<sub>2</sub>
| style="text-align:left;" | H<sub>2</sub> ||
| 4014
| 5.92
| 3311
| 0.39
| style="border-right:2px solid grey;" | 2542
| 4679
| 7.37
| 3587
| 0.44
| 2499
|-
| style="text-align:left;" | CH<sub>4</sub> ||
| 3485
| 4.94
| 4157
| 1.06
| style="border-right:2px solid grey;" | 2160
| 4131
| 5.58
| 4207
| 1.09
| 2139
|-
| style="text-align:left;" | C<sub>2</sub>H<sub>6</sub> ||
| 3511
| 3.87
| 4539
| 1.13
| style="border-right:2px solid grey;" | 2176
| 4137
| 3.86
| 4538
| 1.13
| 2176
|-
| style="text-align:left;" | RP-1
|
| 3424
| 3.87
| 4436
| 1.28
| style="border-right:2px solid grey;" | 2132
| 4021
| 3.85
| 4432
| 1.28
| 2130
|-
| style="text-align:left;" | MMH ||
| 3427
| 2.28
| 4075
| 1.24
| style="border-right:2px solid grey;" | 2119
| 4067
| 2.58
| 4133
| 1.26
| 2106
|-
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub> ||
| 3381
| 1.51
| 3769
| 1.26
| style="border-right:2px solid grey;" | 2087
| 4008
| 1.65
| 3814
| 1.27
| 2081
|-
| style="text-align:left;" | MMH:N2H4:H<sub>2</sub>O 50.5:29.8:19.7 ||
| 3286
| 1.75
| 3726
| 1.24
| style="border-right:2px solid grey;" | 2025
| 3908
| 1.92
| 3769
| 1.25
| 2018
|-
| style="text-align:left;" | B<sub>2</sub>H<sub>6</sub> ||
| 3653
| 3.95
| 4479
| 1.01
| style="border-right:2px solid grey;" | 2244
| 4367
| 3.98
| 4486
| 1.02
| 2167
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | B<sub>5</sub>H<sub>9</sub>
|
| 3539
| 4.16
| 4825
| 1.20
| style="border-right:2px solid grey;" | 2163
| 4239
| 4.30
| 4844
| 1.21
| 2161
|-
| style="text-align:left;" rowspan=2 | F<sub>2</sub>:O<sub>2</sub> 30:70
| style="text-align:left;" | H<sub>2</sub> ||
| 3871
| 4.80
| 2954
| 0.32
| style="border-right:2px solid grey;" | 2453
| 4520
| 5.70
| 3195
| 0.36
| 2417
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | RP-1
|
| 3103
| 3.01
| 3665
| 1.09
| style="border-right:2px solid grey;" | 1908
| 3697
| 3.30
| 3692
| 1.10
| 1889
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | F2:O2 70:30
| style="text-align:left;" | RP-1
|
| 3377
| 3.84
| 4361
| 1.20
| style="border-right:2px solid grey;" | 2106
| 3955
| 3.84
| 4361
| 1.20
| 2104
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | F2:O2 87.8:12.2
| style="text-align:left;" | MMH
|
| 3525
| 2.82
| 4454
| 1.24
| style="border-right:2px solid grey;" | 2191
| 4148
| 2.83
| 4453
| 1.23
| 2186
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
! Oksidator
! Bahan Bakar
! Komentar 
! style="text-align:right;" | *V<sub>e</sub>*
! style="text-align:right;" | *r*
! style="text-align:right;" | *T<sub>c</sub>*
! style="text-align:right;" | *d*
! style="border-right:2px solid grey; text-align:right;" | *C**
! style="text-align:right;" | *V<sub>e</sub>*
! style="text-align:right;" | *r*
! style="text-align:right;" | *T<sub>c</sub>*
! style="text-align:right;" | *d*
! style="text-align:right;" | *C**
|-
| rowspan=6 style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>F<sub>4</sub>
| style="text-align:left;" | CH<sub>4</sub> ||
| 3127
| 6.44
| 3705
| 1.15
| style="border-right:2px solid grey;" | 1917
| 3692
| 6.51
| 3707
| 1.15
| 1915
|-
| style="text-align:left;" | C<sub>2</sub>H<sub>4</sub> ||
| 3035
| 3.67
| 3741
| 1.13
| style="border-right:2px solid grey;" | 1844
| 3612
| 3.71
| 3743
| 1.14
| 1843
|-
| style="text-align:left;" | MMH ||
| 3163
| 3.35
| 3819
| 1.32
| style="border-right:2px solid grey;" | 1928
| 3730
| 3.39
| 3823
| 1.32
| 1926
|-
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub> ||
| 3283
| 3.22
| 4214
| 1.38
| style="border-right:2px solid grey;" | 2059
| 3827
| 3.25
| 4216
| 1.38
| 2058
|-
| style="text-align:left;" | NH<sub>3</sub> ||
| 3204
| 4.58
| 4062
| 1.22
| style="border-right:2px solid grey;" | 2020
| 3723
| 4.58
| 4062
| 1.22
| 2021
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | B<sub>5</sub>H<sub>9</sub>
|
| 3259
| 7.76
| 4791
| 1.34
| style="border-right:2px solid grey;" | 1997
| 3898
| 8.31
| 4803
| 1.35
| 1992
|-
| style="text-align:left;" rowspan=4 | ClF<sub>5</sub>
| style="text-align:left;" | MMH ||
| 2962
| 2.82
| 3577
| 1.40
| style="border-right:2px solid grey;" | 1837
| 3488
| 2.83
| 3579
| 1.40
| 1837
|-
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub> ||
| 3069
| 2.66
| 3894
| 1.47
| style="border-right:2px solid grey;" | 1935
| 3580
| 2.71
| 3905
| 1.47
| 1934
|-
| style="text-align:left;" | MMH:N2H4 86:14 ||
| 2971
| 2.78
| 3575
| 1.41
| style="border-right:2px solid grey;" | 1844
| 3498
| 2.81
| 3579
| 1.41
| 1844
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | MMH:N2H4:N2H5NO3 55:26:19
|
| 2989
| 2.46
| 3717
| 1.46
| style="border-right:2px solid grey;" | 1864
| 3500
| 2.49
| 3722
| 1.46
| 1863
|-
| style="text-align:left;" rowspan=2 | ClF<sub>3</sub>
| style="text-align:left;" | MMH:N<sub>2</sub>H<sub>4</sub>:N<sub>2</sub>H<sub>5</sub>NO<sub>3</sub>55:26:19
| style="text-align:left;" | Hypergolic
| 2789
| 2.97
| 3407
| 1.42
| style="border-right:2px solid grey;" | 1739
| 3274
| 3.01
| 3413
| 1.42
| 1739
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub>
| style="text-align:left;" | Hypergolic
| 2885
| 2.81
| 3650
| 1.49
| style="border-right:2px solid grey;" | 1824
| 3356
| 2.89
| 3666
| 1.50
| 1822
|-
| style="text-align:left;" rowspan=9 | N<sub>2</sub>O<sub>4</sub>
| style="text-align:left;" | MMH
| style="text-align:left;" | Hypergolic, common
| 2827
| 2.17
| 3122
| 1.19
| style="border-right:2px solid grey;" | 1745
| 3347
| 2.37
| 3125
| 1.20
| 1724
|-
| style="text-align:left;" | MMH:Be 76.6:29.4 ||
| 3106
| 0.99
| 3193
| 1.17
| style="border-right:2px solid grey;" | 1858
| 3720
| 1.10
| 3451
| 1.24
| 1849
|-
| style="text-align:left;" | MMH:Al 63:27 ||
| 2891
| 0.85
| 3294
| 1.27
| style="border-right:2px solid grey;" | 1785
|
|
|
|
|
|-
| style="text-align:left;" | MMH:Al 58:42
|
|
|
|
|
| style="border-right:2px solid grey;" |
| 3460
| 0.87
| 3450
| 1.31
| 1771
|-
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub>
| style="text-align:left;" | Hypergolic, common
| 2862
| 1.36
| 2992
| 1.21
| style="border-right:2px solid grey;" | 1781
| 3369
| 1.42
| 2993
| 1.22
| 1770
|-
| style="text-align:left;" | N2H4:UDMH 50:50
| style="text-align:left;" | Hypergolic, common
| 2831
| 1.98
| 3095
| 1.12
| style="border-right:2px solid grey;" | 1747
| 3349
| 2.15
| 3096
| 1.20
| 1731
|-
| style="text-align:left;" | N2H4:Be 80:20 ||
| 3209
| 0.51
| 3038
| 1.20
| style="border-right:2px solid grey;" | 1918
|
|
|
|
|
|-
| style="text-align:left;" | N2H4:Be 76.6:23.4
|
|
|
|
|
| style="border-right:2px solid grey;" |
| 3849
| 0.60
| 3230
| 1.22
| 1913
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | B<sub>5</sub>H<sub>9</sub>
|
| 2927
| 3.18
| 3678
| 1.11
| style="border-right:2px solid grey;" | 1782
| 3513
| 3.26
| 3706
| 1.11
| 1781
|-
| style="text-align:left;" rowspan=2 | NO:N<sub>2</sub>O<sub>4</sub> 25:75
| style="text-align:left;" | MMH ||
| 2839
| 2.28
| 3153
| 1.17
| style="border-right:2px solid grey;" | 1753
| 3360
| 2.50
| 3158
| 1.18
| 1732
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub>:Be 76.6:23.4
|
| 2872
| 1.43
| 3023
| 1.19
| style="border-right:2px solid grey;" | 1787
| 3381
| 1.51
| 3026
| 1.20
| 1775
|-
| style="text-align:left;" rowspan=3 | IRFNA IIIa
| style="text-align:left;" | UDMH:DETA 60:40
| style="text-align:left;" | Hypergolic
| 2638
| 3.26
| 2848
| 1.30
| style="border-right:2px solid grey;" | 1627
| 3123
| 3.41
| 2839
| 1.31
| 1617
|-
| style="text-align:left;" | MMH
| style="text-align:left;" | Hypergolic
| 2690
| 2.59
| 2849
| 1.27
| style="border-right:2px solid grey;" | 1665
| 3178
| 2.71
| 2841
| 1.28
| 1655
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | UDMH
| style="text-align:left;" | Hypergolic
| 2668
| 3.13
| 2874
| 1.26
| style="border-right:2px solid grey;" | 1648
| 3157
| 3.31
| 2864
| 1.27
| 1634
|-
| style="text-align:left;" rowspan=3 | IRFNA IV HDA
| style="text-align:left;" | UDMH:DETA 60:40
| style="text-align:left;" | Hypergolic
| 2689
| 3.06
| 2903
| 1.32
| style="border-right:2px solid grey;" | 1656
| 3187
| 3.25
| 2951
| 1.33
| 1641
|-
| style="text-align:left;" | MMH
| style="text-align:left;" | Hypergolic
| 2742
| 2.43
| 2953
| 1.29
| style="border-right:2px solid grey;" | 1696
| 3242
| 2.58
| 2947
| 1.31
| 1680
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | UDMH
| style="text-align:left;" | Hypergolic
| 2719
| 2.95
| 2983
| 1.28
| style="border-right:2px solid grey;" | 1676
| 3220
| 3.12
| 2977
| 1.29
| 1662
|-
| style="text-align:left;" rowspan=4 | H<sub>2</sub>O<sub>2</sub>
| style="text-align:left;" | MMH ||
| 2790
| 3.46
| 2720
| 1.24
| style="border-right:2px solid grey;" | 1726
| 3301
| 3.69
| 2707
| 1.24
| 1714
|-
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub> ||
| 2810
| 2.05
| 2651
| 1.24
| style="border-right:2px solid grey;" | 1751
| 3308
| 2.12
| 2645
| 1.25
| 1744
|-
| style="text-align:left;" | N<sub>2</sub>H<sub>4</sub>:Be 74.5:25.5 ||
| 3289
| 0.48
| 2915
| 1.21
| style="border-right:2px solid grey;" | 1943
| 3954
| 0.57
| 3098
| 1.24
| 1940
|- style="border-bottom:2px solid grey;"
| style="text-align:left;" | B<sub>5</sub>H<sub>9</sub>
|
| 3016
| 2.20
| 2667
| 1.02
| style="border-right:2px solid grey;" | 1828
| 3642
| 2.09
| 2597
| 1.01
| 1817

|-
! style="border-top:2px solid grey;" | Oksidator
! style="border-top:2px solid grey;" | Bahan Bakar
! style="border-top:2px solid grey;" | Komentar
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *V<sub>e</sub>*
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *r*
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *T<sub>c</sub>*
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *d*
! style="border-top:2px solid grey; border-right:2px solid grey; text-align:right;" | *C**
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *V<sub>e</sub>*
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *r*
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *T<sub>c</sub>*
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *d*
! style="border-top:2px solid grey; text-align:right;" | *C**
|}

Definisi beberapa campuran:
;IRFNA IIIa: 83.4% HNO<sub>3</sub>, 14% NO<sub>2</sub>, 2% H<sub>2</sub>O, 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&nbsp;s.

;*r*: Rasio campuran: massa oksidator / massa bahan bakar
;*V*e: 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.
;*T*c: Suhu ruang, °C
;*d*: Massa jenis bahan bakar dan oksidator, g/cm3

### Monopropelan

## 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

*
*
*