Roket propelan cair

Roket propelan cair atau roket cair adalah sebuah roket dengan mesin roket yang menggunakan propelan dalam bentuk cair. Cairan yang diinginkan karena kepadatan yang cukup tinggi memungkinkan volume tangki bahan bakar propelan menjadi relatif rendah, dan itu adalah mungkin untuk menggunakan turbopumps sentrifugal ringan untuk memompa propelan dari tangki ke ruang pembakaran, yang berarti bahwa propelan dapat disimpan di bawah tekanan rendah. Hal ini memungkinkan penggunaan tangki propelan bermassa rendah, yang menghasilkan rasio massa tinggi untuk roket.

Sebuah gas inert disimpan dalam tangki pada tekanan tinggi kadang-kadang digunakan sebagai pengganti pompa di mesin kecil sederhana untuk memaksa propelan ke dalam ruang pembakaran. Mesin ini mungkin memiliki rasio massa yang lebih rendah, tetapi biasanya lebih dapat diandalkan dan karena itu digunakan secara luas di satelit untuk pemeliharaan orbit.^[1]^[2]^[3]

Mesin roket propelan cair merupakan salah satu jenis mesin roket yang menggunakan bahan bakar cair dalam pengoperasiannya. Seperti mesin roket propelan padat atau hibrida, jenis propulsi ini memanfaatkan energi kimia yang terkandung dalam propelan yang dilepaskan baik melalui reaksi eksotermik oksidator dan bahan bakar atau melalui dekomposisi. Seperti semua mesin roket, ia bekerja dengan mengeluarkan massa gas yang dihasilkan oleh reaksi kimia dengan kecepatan tinggi dalam arah yang berlawanan dengan gerakan yang diinginkan dan dapat beroperasi dalam ruang hampa karena tidak mengambil oksidator dari lingkungan luar. Komponen utama mesin propelan cair dikelompokkan dalam sistem pasokan yang bertanggung jawab untuk membawa propelan ke tekanan yang diharapkan dan ruang bakar tempat terjadinya reaksi kimia dan menghasilkan gas yang dikeluarkan menuju nosel . Ini digunakan pada hampir semua kendaraan peluncuran yang menempatkan satelit, pesawat luar angkasa, dan pesawat ruang angkasa berawak ke orbit.

Banyak konfigurasi mesin roket yang hidup berdampingan: yang paling sederhana, digunakan untuk daya dorong rendah, didasarkan pada sistem pasokan dengan memberi tekanan pada tangki propelan. Yang paling rumit, yang memungkinkan untuk memperoleh daya dorong hingga hampir seribu ton, menggunakan turbopump yang berputar dengan kecepatan sangat tinggi dan membakar propelan kriogenik seperti oksigen atau hidrogen cair . Tidak seperti mesin berbahan bakar padat, daya dorong dapat dimodulasi secara kuat dengan mengorbankan kompleksitas yang meningkat.

Roket cair telah dibangun sebagai roket monopropellant menggunakan satu jenis propelan, roket bipropellant menggunakan dua jenis propelan, atau roket tripropellant lebih eksotis menggunakan tiga jenis propelan. Roket cair Bipropellant umumnya menggunakan bahan bakar cair dan oksidator cair, seperti hidrogen cair atau bahan bakar hidrokarbon seperti RP-1, dan oksigen cair. Mesin mungkin mesin roket kriogenik, dimana bahan bakar dan oksidator, seperti hidrogen dan oksigen, adalah gas-gas yang telah dicairkan pada suhu sangat rendah.

Roket cair di Indonesia

Hingga kini teknologi roket merupakan teknologi kunci dari suatu negara yang telah berhasil mengembangkannya, sehingga keberadaan negara tersebut langsung diperhitungkan secara internasional.

Dalam upaya mengusai teknologi roket terutama roket berbahan bakar cair (liquid propelan), sejak th 1976 telah dilakukan suatu reverse engineering melalui roket Rusia yaitu S-75 Dvina yang saat itu telah kadaluarsa, tidak ditugaskan sebagai senjata TNI. Awalnya versi V-750 adalah rudal dua tahap yang terdiri dari pendorong bahan bakar padat dan tahap atas bahan bakar bipropelan cair yang dapat disimpan, yang membakar AK-20 (berdasarkan asam nitrat berasap merah) RNFA sebagai oksidator dan TG-02 (campuran beracun – mungkin mencemari lingkungan – dari 50-52% trietilamina dan 48-50% xilidina isomerik) sebagai bahan bakar reduktor.

Berbagai upaya saat itu telah dilakukan untuk mengubah roket tersebut menjadi suatu roket, namun penelitian guna penguasaan teknologi roket berbahan bakar cair terhenti karena saat jumlah ahli tidak mencukupi, sehingga penelitian diarahkan pada roket dengan bahan bakar padat, yang hingga saat ini telah menghasilkan roket seri RX, dari diameter 70 mm, 80 mm, 100 mm, 150 mm, 250 mm, 300 mm, dan yang terakhir 420 mm. Namun dalam skala kecil penelitian terhadap roket dengan bahan bakar cair tetap dilakukan.^[4]

Pembangunan unit uji dapat dilakukan secara bertahap dan dilakukan sesuai dengan dana yang ada. Untuk pembangunan sarana utama, kita dapat menghubungi produsen Cryogenic yang telah ada di tanah air, mereka sudah berpengalaman dalam memproduksi, handling dan mendistribusikan cryogenic tersebut, demikian juga untuk fuel.

Untuk sarana uji statik motor roket cair, sebaiknya dibuat terpisah dengan motor roket padat, mengingat penanganan yang lebih rumit dan membutuhkan area yang lebih luas untuk antisipasi kegagalan pengujian yang dapat menyebabkan kebakaran ataupun penyebaran racun yang terjadi akibat motor roket yang menyala. Peralatan dan instrumentasi uji serta prosedur yang digunakan secara sistem relatif sama dengan uji statik motor roket padat hanya SDM yang menangani harus memiliki kemampuan dan pengetahuan khusus tentang roket cair, terutama dalam menangani cryogenic. Untuk testbed, diperlukan desain yang berbeda karena testbed untuk uji statik motor roket cair harus dapat di posisi vertikal dan horizontal, harus dapat digunakan untuk beragam diameter motor roket cair secara utuh (termasuk tangki cryogenic, fuel, dan peralatan lain yang akan diterbangkan). Kemampuan teknik kontrol saat ini dapat diterapkan untuk mengatur fluida secara automatik sesuai perencanaan kemampuan motor roket seperti yang direncanakan, demikian juga kemampuan dalam teknologi informasi, sehingga dapat lebih meningkatkan keamanan personal di lapangan. Untuk pengamanan lokasi saat uji statik motor roket cair tersebut diperlukan lebih banyak peralatan penunjang dibandingkan dengan uji statik motor roket padat, juga diperlukan peningkatan prosedur atau peralatan yang ada, seperti pemadam api, masker anti racun, pelindung instrumentasi dan lain lain. Secara keseluruhan penelitian dan pengembangan roket cair terutama penyiapan sarana uji statik sangat mungkin dilakukan secara mandiri, mengingat instrumentasi, peralatan dan bahan yang dibutuhkan ada di dalam negeri, kecuali peralatan spesifik untuk pengembangan motor roket cair itu sendiri yang masih perlu dikuasai dan diteliti.

Dari beberapa hasil pengujian statik roket pada skala kecil dapat disimpul-kan bahwa roket dengan bahan bakar cair membutuhkan tingkat ketelitian dan kewaspadaan yang sangat tinggi karena ini berhubungan dengan gas bertekanan tinggi (H2, N2), juga membutuhkan material yang khusus seperti untuk penggunaan cryogenic tank yang digunakan untuk menyimpan gas cair pada suhu yang sangat rendah (H2, N2).
Pada pengembangan roket cair ini ketergantungan pada luar negeri lebih kecil, harga bahan bakarnya lebih murah, walau teknologinya memang lebih rumit,
Melihat perkembangan dunia peroketan, untuk misi pengorbitan maupun sebagai roket senjata, penguasaan teknologi roket berbahan bakar cair memang mutlak dilakukan. Keberhasilan rancang bangun motor roket cair akan memberikan kesan negara tidak tertinggal dalam penguasaan teknologi maju dibandingkan negara-negara lain,
Kemajuan – kemajuan dan pengalaman pengembangan roket di LAPAN diharapkan dapat mengatasi kendala dana yang selalu dihadapi oleh LAPAN dengan adanya perhatian pemerintah yang lebih baik dan semakin mengerti akan kebutuhan negara atas roket.

Spesifikasi beberapa mesin roket

**Spesifikasi**
	RL-10	HM7B	Vinci	KVD-1	CE-7.5	CE-20	YF-75	YF-75D	RD-0146	ES-702	ES-1001	LE-5	LE-5A	LE-5B
Negara asal	Amerika Serikat	Prancis	Prancis	Uni Soviet	India	India	Tiongkok	Tiongkok	Rusia	Jepang	Jepang	Jepang	Jepang	Jepang
Siklus	Siklus ekspander	Siklus generator gas	Siklus ekspander	Siklus pembakaran bertahap	Siklus pembakaran bertahap	Siklus generator gas	Siklus generator gas	Siklus ekspander	Siklus ekspander	Siklus generator gas	Siklus generator gas	Siklus generator gas	Siklus bleed ekspander （Ekspansi Nosel）	Siklus bleed ekspander （Ekspansi Ruang bilik）
Dorongan (vakum)	66.7 kN (15,000 lbf)	62.7 kN	180 kN	69.6 kN	73 kN	200 kN	78.45 kN	88.26 kN	98.1 kN (22,054 lbf)	68.6 kN (7.0 tf)^[5]	98 kN (10.0 tf)^[6]	102.9 kN (10.5 tf)	r121.5 kN (12.4 tf)	137.2 kN (14 tf)
Rasio campuran							5.2	6.0		5.2	6.0	5.5	5	5
Rasio nosel	40					100	80	80		40	40	140	130	110
I_sp (vakum)	433	444.2	465	462	454	443	438	442	463	425^[7]	425^[8]	450	452	447
Tekanan ruang bilik: MPa	2.35	3.5	6.1	5.6	5.8	6.0	3.68		7.74	2.45	3.51	3.65	3.98	3.58
LH₂ TP rpm									125,000	41,000	46,310	50,000	51,000	52,000
LOX TP rpm										16,680	21,080	16,000	17,000	18,000
Panjang m	1.73	1.8	2.2~4.2	2.14	2.14		2.8		2.2			2.68	2.69	2.79
Berat kering kg	135	165	280	282	435	558	550		242	255.8	259.4	255	248	285

Sejarah

Pada tahun 1900-an, pionir astronotika Rusia Constantine Tsiolkovsky pertama kali mengemukakan gagasan penggunaan mesin jenis ini untuk eksplorasi ruang angkasa. Pedro Paulet menjadi orang pertama yang mengoperasikan mesin jenis ini pada tahun 1897 di Paris.

Pada awalnya, pada tahun 1920-an-1940-an, beberapa pionir menguji beberapa model mesin jenis ini. Diantaranya adalah Robert Goddard, Robert Esnault-Pelterie dan Friedrich Tsander, kemudian sejak tahun 1930-an Valentin Glouchko dari GIRD.

Di Jerman, Heinkel He 176 adalah pesawat roket eksperimental, yang dirancang sebelum dimulainya Perang Dunia II oleh pabrikan Heinkel . Ini adalah pesawat pertama di dunia yang hanya menggunakan mesin roket berbahan bakar cair, dan melakukan penerbangan bertenaga pertama20 Juni 1939, dikemudikan oleh Erich Warsitz.

Juga di Jerman, selama Perang Dunia II, Wernher von Braun dan Walter Dornberger mengembangkan rudal V2 yang menakutkan yang mengebom London. Pada tahun 1950an hingga 1970an, pesawat jet menggunakannya sebagai mesin pendorong, seperti mesin roket SEPR yang digunakan oleh Mirage III Prancis.

Selama Perang Dingin, persaingan antara kedua blok memungkinkan munculnya mesin dan kendaraan yang semakin canggih dengan dampak yang kita kenal: Sputnik, Program Apollo, Pesawat Ulang-alik, Stasiun Luar Angkasa Internasional, Soyuz, dll.

Saat ini, hampir semua kendaraan luar angkasa, beberapa pesawat eksperimental, dan beberapa rudal balistik menggunakan mesin jenis ini.

Keuntungan dan kerugian

Penggunaan propelan cair memiliki sejumlah keuntungan:

Mesin roket cair dapat diuji sebelum digunakan, sedangkan untuk motor roket padat, manajemen kualitas yang ketat harus diterapkan selama pembuatan untuk memastikan keandalan yang tinggi.
Sistem cair memungkinkan impuls spesifik yang lebih tinggi daripada sistem padat dan motor roket hibrida serta dapat memberikan efisiensi tangki yang sangat tinggi.
Mesin roket cair biasanya juga dapat digunakan kembali untuk beberapa penerbangan, seperti pada roket seri Pesawat Ulang-alik dan Falcon 9, meskipun penggunaan kembali motor roket padat juga telah ditunjukkan secara efektif selama program Pesawat Ulang-alik.
Aliran propelan ke dalam ruang bakar dapat dibatasi, yang memungkinkan kontrol terhadap besarnya daya dorong selama penerbangan. Hal ini memungkinkan koreksi kesalahan secara langsung selama penerbangan, serta peningkatan efisiensi.
Kemampuan mematikan dan menghidupkan kembali memungkinkan beberapa siklus pembakaran selama penerbangan.
Dalam keadaan darurat, roket bertenaga cair dapat dimatikan dengan cara terkendali, yang memberikan tingkat keamanan ekstra dan kemampuan untuk membatalkan misi.
Roket cair bipropelan sederhana dalam konsep tetapi karena suhu tinggi dan bagian yang bergerak berkecepatan tinggi, sangat rumit dalam praktiknya.

Penggunaan propelan cair juga dapat dikaitkan dengan sejumlah masalah:

Karena propelan merupakan proporsi yang sangat besar dari massa kendaraan, pusat massa bergeser secara signifikan ke belakang saat propelan digunakan; seseorang biasanya akan kehilangan kendali atas kendaraan jika pusat massanya terlalu dekat dengan pusat hambatan/tekanan.
Bila dioperasikan dalam suatu atmosfer, pemberian tekanan pada tangki propelan yang biasanya berdinding sangat tipis harus menjamin tekanan pengukur positif setiap saat guna menghindari keruntuhan tangki yang fatal.
Bahan bakar cair rentan terhadap slosh, yang sering menyebabkan hilangnya kendali kendaraan. Hal ini dapat dikontrol dengan slosh baffle di tangki serta hukum kontrol yang cermat dalam sistem pemandu.
Mereka dapat mengalami osilasi pogo, yang menyebabkan roket mengalami siklus percepatan yang tidak terkendali.
Propelan cair sering kali memerlukan motor ullage dalam gravitasi nol atau selama persiapan untuk menghindari terhisapnya gas ke dalam mesin saat dinyalakan. Propelan cair juga dapat mengalami pusaran di dalam tangki, terutama menjelang akhir pembakaran, yang juga dapat mengakibatkan gas terhisap ke dalam mesin atau pompa.
Bahan pendorong cair dapat bocor, terutama hidrogen, yang mungkin menyebabkan terbentuknya campuran bahan peledak.
Turbopump untuk memompa propelan cair rumit untuk dirancang, dan dapat mengalami kegagalan serius, seperti melaju terlalu cepat jika kering atau melepaskan pecahan pada kecepatan tinggi jika partikel logam dari proses produksi memasuki pompa.
Propelan kriogenik , seperti oksigen cair, membekukan uap air atmosfer menjadi es. Hal ini dapat merusak atau menyumbat segel dan katup serta dapat menyebabkan kebocoran dan kegagalan lainnya. Untuk menghindari masalah ini, sering kali diperlukan prosedur pendinginan yang panjang yang berupaya menghilangkan sebanyak mungkin uap dari sistem. Es juga dapat terbentuk di bagian luar tangki, lalu jatuh dan merusak kendaraan. Insulasi busa eksternal dapat menyebabkan masalah seperti yang ditunjukkan oleh bencana Pesawat Ulang Alik Columbia . Propelan nonkriogenik tidak menyebabkan masalah tersebut.
Roket cair yang tidak dapat disimpan memerlukan persiapan yang matang sebelum diluncurkan. Hal ini membuatnya kurang praktis dibandingkan roket padat untuk sebagian besar sistem persenjataan.

Prinsip kerja

Mesin roket cair memiliki tangki dan pipa untuk menyimpan dan mentransfer propelan, sistem injektor, dan satu atau lebih ruang pembakaran dengan nosel terkait .

Propelan cair yang umum memiliki massa jenis yang hampir sama dengan air, sekitar 0,7 hingga 1,4 g/cm3 ( 0,025 hingga 0,051 lb/cu in). Pengecualiannya adalah hidrogen cair yang memiliki massa jenis yang jauh lebih rendah, sementara hanya memerlukan tekanan yang relatif rendah untuk mencegah penguapan . Massa jenis dan tekanan rendah propelan cair memungkinkan tangki yang ringan: sekitar 1% dari isi untuk propelan padat dan sekitar 10% untuk hidrogen cair. Massa tangki yang meningkat disebabkan oleh massa jenis hidrogen cair yang rendah dan massa insulasi yang dibutuhkan.

Untuk injeksi ke dalam ruang bakar, tekanan propelan di injektor harus lebih besar dari tekanan ruang. Ini sering dicapai dengan pompa. Pompa yang cocok biasanya menggunakan turbopump sentrifugal karena daya tinggi dan bobotnya yang ringan, meskipun pompa resiprokal telah digunakan di masa lalu. Turbopump biasanya ringan dan dapat memberikan kinerja yang sangat baik; dengan bobot di Bumi jauh di bawah 1% dari daya dorong. Memang, rasio daya dorong terhadap berat secara keseluruhan termasuk turbopump telah setinggi 155:1 dengan mesin roket SpaceX Merlin 1D dan hingga 180:1 dengan versi vakum. Alih-alih pompa, beberapa desain menggunakan tangki gas inert bertekanan tinggi seperti helium untuk memberi tekanan pada propelan. Roket ini sering memberikan delta-v yang lebih rendah karena massa tangki penekan mengurangi kinerja. Dalam beberapa desain untuk penggunaan di ketinggian tinggi atau vakum, massa tangki dapat diterima.

Komponen utama mesin roket adalah ruang pembakaran (ruang dorong), penyala piroteknik, sistem umpan propelan, katup, regulator, tangki propelan, dan nosel mesin roket. Untuk memasukkan propelan ke ruang pembakaran, mesin propelan cair diberi tekanan atau dipompa, dengan mesin pompa bekerja dalam berbagai siklus mesin.

Tekanan udara

Propelan cair sering dipompa ke dalam ruang bakar dengan turbopump sentrifugal ringan . Baru-baru ini, beberapa perusahaan kedirgantaraan telah menggunakan pompa listrik dengan baterai. Pada mesin yang lebih sederhana dan kecil, gas inert yang disimpan dalam tangki pada tekanan tinggi terkadang digunakan sebagai pengganti pompa untuk memaksa propelan ke dalam ruang bakar. Mesin ini mungkin memiliki rasio massa yang lebih tinggi, tetapi biasanya lebih andal, dan karena itu digunakan secara luas di satelit untuk pemeliharaan orbit.

Propelan

Ribuan kombinasi bahan bakar dan oksidator telah dicoba selama bertahun-tahun. Beberapa yang paling umum dan praktis adalah:

Kriogenik

Oksigen cair (LOX, O₂) dan hidrogen cair (LH₂, H₂) – Mesin utama pesawat ulang-alik, tahap inti Space Launch System, tahap utama Ariane 5 dan tahap kedua Ariane 5 ECA, BE-3 dari New Shepard milik Blue Origin, tahap pertama dan kedua Delta IV, tahap atas Ares I, tahap kedua dan ketiga Saturn V, Saturn IB, dan Saturn I serta tahap roket Centaur, tahap atas Long March 3, Long March 5, Long March 8, tahap pertama dan tahap kedua H-II, H-IIA, H-IIB, dan tahap atas GSLV Mk-II dan GSLV Mk-III. Keuntungan utama dari campuran ini adalah pembakaran yang bersih (uap air adalah satu-satunya produk pembakaran) dan kinerja yang tinggi.^[9]
Oksigen cair (LOX) dan metana cair (CH₄, gas alam cair, LNG) – mesin Raptor (SpaceX) dan BE-4 (Blue Origin). (Lihat juga proyek Propulsion Cryogenics & Advanced Development milik NASA, dan Project Morpheus.)

Salah satu campuran yang paling efisien, oksigen dan hidrogen, mengalami suhu yang sangat rendah yang diperlukan untuk menyimpan hidrogen cair (sekitar 20 K atau −253,2 °C atau −423,7 °F) dan kepadatan bahan bakar yang sangat rendah (70 kg/m3 atau 4,4 lb/cu ft, dibandingkan dengan RP-1 pada 820 kg/m3 atau 51 lb/cu ft), sehingga memerlukan tangki besar yang juga harus ringan dan bersifat isolasi. Isolasi busa ringan pada tangki eksternal Pesawat Ulang Alik menyebabkan kehancuran Pesawat Ulang Alik Columbia, karena satu bagian terlepas, merusak sayapnya dan menyebabkannya pecah saat memasuki atmosfer .

Metana cair/LNG memiliki beberapa keuntungan dibanding LH 2. Kinerjanya (impuls spesifik maks.) lebih rendah dibanding LH 2 tetapi lebih tinggi dibanding RP1 (minyak tanah) dan propelan padat, dan densitasnya yang lebih tinggi, sama seperti bahan bakar hidrokarbon lainnya, memberikan rasio dorong terhadap volume yang lebih tinggi dibanding LH 2, meskipun densitasnya tidak setinggi RP1. Hal ini membuatnya sangat menarik untuk sistem peluncuran yang dapat digunakan kembali karena densitas yang lebih tinggi memungkinkan motor yang lebih kecil, tangki propelan, dan sistem terkait. LNG juga terbakar dengan lebih sedikit atau tanpa jelaga (lebih sedikit atau tanpa kokas) dibanding RP1, yang memudahkan penggunaan kembali jika dibandingkan dengannya, dan LNG dan RP1 terbakar lebih dingin dibanding LH 2 sehingga LNG dan RP1 tidak terlalu merusak struktur interior mesin. Ini berarti bahwa mesin yang membakar LNG dapat digunakan kembali lebih banyak dibanding yang membakar RP1 atau LH 2. Tidak seperti mesin yang membakar LH 2, baik mesin RP1 maupun LNG dapat dirancang dengan poros bersama dengan satu turbin dan dua turbopump, masing-masing untuk LOX dan LNG/RP1. Di luar angkasa, LNG tidak memerlukan pemanas untuk membuatnya tetap cair, tidak seperti RP1. LNG lebih murah, karena tersedia dalam jumlah besar. LNG dapat disimpan untuk jangka waktu yang lebih lama, dan kurang mudah meledak dibandingkan LH 2.

Semi-kriogenik

Oksigen cair (LOX) dan RP-1 (minyak tanah) – tahap pertama Saturn V, roket Zenit, wahana turunan R-7 termasuk tahap pertama Soyuz, Delta, Saturn I, dan Saturn IB, roket Titan I dan Atlas, Falcon 1 dan Falcon 9, tahap pertama Long March 5, Long March 6, Long March 7 dan Long March 8.
Oksigen cair (LOX) dan alkohol (etanol, C₂H₅OH) – roket cair awal, seperti A4 Jerman ( Perang Dunia II), alias V-2, dan Redstone
Oksigen cair (LOX) dan bensin – roket cair pertama Robert Goddard
Oksigen cair (LOX) dan karbon monoksida (CO) – diusulkan untuk kendaraan hopper Mars (dengan impuls spesifik sekitar 250 detik), terutama karena karbon monoksida dan oksigen dapat langsung diproduksi dengan elektrolisis Zirkonia dari atmosfer Mars tanpa memerlukan penggunaan sumber daya air Mars untuk memperoleh Hidrogen.^[10]

Non-kriogenik/dapat disimpan/hipergolik

Banyak bipropelan nonkriogenik bersifat hipergolik (dapat menyala sendiri).

T-Stoff (80% hidrogen peroksida, H₂O₂ sebagai oksidator) dan C-Stoff (metanol,CH
3OH, dan hidrazin hidrat, N
2H
4 · n(H
2O) sebagai bahan bakar) – digunakan untuk keluarga mesin Hellmuth-Walter-Werke HWK 109-509 A, -B dan -C yang digunakan pada Messerschmitt Me 163 B Komet, pesawat tempur roket operasional Perang Dunia II , dan prototipe pencegat VTO berawak Ba 349 Natter .
Asam nitrat (HNO₃) dan minyak tanah – Prototipe pesawat tempur roket BI-1 dan MiG I-270 Soviet, Scud -A, alias SS-1 SRBM
Menghambat asam nitrat berasap merah (IRFNA, HNO₃ + N₂O₄) dan dimetil hidrazin tidak simetris (UDMH, (CH₃)₂N₂H₂) – Soviet Scud -C, alias SS-1 -c,-d,-e
Asam nitrat 73% dengan dinitrogen tetroksida 27% (AK27) dan campuran minyak tanah/bensin (TM-185) – berbagai rudal balistik perang dingin Rusia (USSR) ( R-12 , Scud -B,-D), Iran: Shahab-5, Korea Utara : Taepodong-2
Peroksida uji tinggi (H₂O₂) dan minyak tanah – Inggris (1970-an) Black Arrow, AS Pengembangan (atau studi): BA-3200
Hidrazin (N₂H₄) dan asam nitrat berasap merah – Rudal antipesawat MIM-3 Nike Ajax
Dimetilhidrazina tidak simetris (UDMH) dan dinitrogen tetroksida (N2O4 – Proton, Rokot, Long March 2 (digunakan untuk meluncurkan kendaraan awak Shenzhou.)
Aerozine 50 (50% UDMH, 50% hidrazin) dan dinitrogen tetroksida (N₂O₄) – Titans 2–4, modul bulan Apollo, modul layanan Apollo, wahana antariksa antarplanet (Seperti Voyager 1 dan Voyager 2)
Monomethylhydrazine (MMH, (CH₃)HN₂H₂) dan dinitrogen tetroksida (N₂O₄) – Mesin sistem manuver orbital (OMS) pesawat ulang-alik dan pendorong sistem kendali reaksi (RCS). Mesin Draco dan SuperDraco milik SpaceX untuk pesawat antariksa Dragon.

Untuk ICBM yang dapat disimpan dan sebagian besar wahana antariksa, termasuk wahana berawak, wahana antariksa planet, dan satelit, menyimpan propelan kriogenik dalam jangka waktu lama tidaklah memungkinkan. Oleh karena itu, campuran hidrazin atau turunannya yang dikombinasikan dengan nitrogen oksida umumnya digunakan untuk aplikasi tersebut, tetapi bersifat toksik dan karsinogenik. Akibatnya, untuk meningkatkan penanganan, beberapa wahana berawak seperti Dream Chaser dan Space Ship Two berencana untuk menggunakan roket hibrida dengan kombinasi bahan bakar dan oksidator yang tidak beracun.

Injektor

Penerapan injektor pada roket cair menentukan persentase kinerja teoritis nosel yang dapat dicapai. Kinerja injektor yang buruk menyebabkan propelan yang tidak terbakar keluar dari mesin, sehingga menghasilkan efisiensi yang buruk.

Selain itu, injektor biasanya juga berperan penting dalam mengurangi beban termal pada nosel; dengan meningkatkan proporsi bahan bakar di sekitar tepi ruang, hal ini menghasilkan suhu yang jauh lebih rendah pada dinding nosel.

Jenis-jenis injektor

Injektor dapat berupa sejumlah lubang berdiameter kecil yang disusun dalam pola yang dibuat dengan cermat, tempat bahan bakar dan oksidator mengalir. Kecepatan aliran ditentukan oleh akar kuadrat penurunan tekanan di seluruh injektor, bentuk lubang, dan detail lainnya seperti kepadatan propelan.

Injektor pertama yang digunakan pada V-2 menciptakan semburan bahan bakar dan oksidator paralel yang kemudian terbakar di dalam ruang bakar. Hal ini menghasilkan efisiensi yang cukup buruk.

Injektor saat ini secara klasik terdiri dari sejumlah lubang kecil yang mengarahkan semburan bahan bakar dan oksidator sehingga keduanya bertabrakan di suatu titik di ruang angkasa yang berjarak dekat dari pelat injektor. Ini membantu memecah aliran menjadi tetesan kecil yang lebih mudah terbakar.

Jenis utama injektor adalah

Kepala pancuran
Doublet yang saling menekan diri sendiri
Triplet yang saling bertabrakan
Sentripetal atau berputar-putar
Pintle

Injektor pintle memungkinkan kontrol campuran bahan bakar dan oksidator yang baik dan sesuai pada berbagai laju aliran. Injektor pintle digunakan dalam mesin Apollo Lunar Module (Descent Propulsion System) dan mesin Kestrel , saat ini digunakan dalam mesin Merlin pada roket Falcon 9 dan Falcon Heavy.

Mesin RS-25 yang dirancang untuk Pesawat Ulang Alik menggunakan sistem tiang beralur, yang menggunakan hidrogen yang dipanaskan dari preburner untuk menguapkan oksigen cair yang mengalir melalui bagian tengah tiang dan ini meningkatkan laju dan stabilitas proses pembakaran; mesin sebelumnya seperti F-1 yang digunakan untuk program Apollo memiliki masalah signifikan dengan osilasi yang menyebabkan kerusakan mesin, tetapi ini bukan masalah di RS-25 karena detail desain ini.

Valentin Glushko menemukan injektor sentripetal pada awal tahun 1930-an, dan injektor ini hampir digunakan secara universal di mesin-mesin Rusia. Gerakan rotasi diterapkan pada cairan (dan terkadang kedua propelan dicampur), kemudian cairan dikeluarkan melalui lubang kecil, di mana cairan membentuk lembaran berbentuk kerucut yang dengan cepat mengatomisasi. Mesin cairan pertama Goddard menggunakan satu injektor tumbukan. Ilmuwan Jerman pada Perang Dunia II bereksperimen dengan injektor tumbukan pada pelat datar, yang berhasil digunakan dalam rudal Wasserfall.

Stabilitas pembakaran

Untuk menghindari ketidakstabilan seperti chugging, yang merupakan osilasi kecepatan yang relatif rendah, mesin harus dirancang dengan penurunan tekanan yang cukup di seluruh injektor untuk membuat aliran sebagian besar tidak bergantung pada tekanan ruang. Penurunan tekanan ini biasanya dicapai dengan menggunakan setidaknya 20% tekanan ruang di seluruh injektor.

Namun, khususnya pada mesin yang lebih besar, osilasi pembakaran berkecepatan tinggi mudah dipicu, dan hal ini tidak dipahami dengan baik. Osilasi berkecepatan tinggi ini cenderung mengganggu lapisan batas sisi gas pada mesin, dan ini dapat menyebabkan sistem pendingin cepat rusak, sehingga merusak mesin. Jenis osilasi ini jauh lebih umum terjadi pada mesin besar, dan mengganggu pengembangan Saturn V, tetapi akhirnya dapat diatasi.

Beberapa ruang pembakaran, seperti pada mesin RS-25, menggunakan resonator Helmholtz sebagai mekanisme peredam untuk menghentikan peningkatan frekuensi resonansi tertentu.

Untuk mencegah masalah ini, desain injektor RS-25 berupaya keras untuk menguapkan propelan sebelum disuntikkan ke dalam ruang pembakaran. Meskipun banyak fitur lain digunakan untuk memastikan ketidakstabilan tidak terjadi, penelitian selanjutnya menunjukkan bahwa fitur-fitur lain ini tidak diperlukan, dan pembakaran fase gas bekerja dengan andal.

Pengujian stabilitas sering kali melibatkan penggunaan bahan peledak kecil. Bahan peledak ini diledakkan di dalam ruang selama operasi, dan menyebabkan eksitasi impulsif. Dengan memeriksa jejak tekanan ruang untuk menentukan seberapa cepat efek gangguan menghilang, dimungkinkan untuk memperkirakan stabilitas dan mendesain ulang fitur ruang jika diperlukan.

Sistem tenaga mesin

Propelan harus disuntikkan di bawah tekanan ke dalam ruang bakar. Beberapa sistem tenaga dapat digunakan untuk menyesuaikan tingkat daya dorong mesin dan kinerja yang diinginkan. Kelompok sistem tenaga listrik, mulai dari yang paling sederhana hingga yang paling rumit, adalah: pasokan listrik melalui tekanan tangki, siklus expander, siklus generator gas, dan siklus pembakaran bertahap.

Apa pun sistem suplainya, sistem ini bergantung pada pipa dan katup yang sering kali harus beroperasi dalam kondisi suhu dan tekanan ekstrem: misalnya katup yang mengontrol bypass pompa turbo oksigen mesin D-2 melihat hidrogen cair pada −252,87 ° C saat start-up dan sedetik kemudian gas terbakar yang suhunya mencapai 400 °C . Dalam kasus mesin Amerika, katup kupu-kupu sering digunakan pada awal zaman ruang angkasa tetapi katup bola lebih disukai saat ini karena memerlukan lebih sedikit tenaga untuk beroperasi dan memungkinkan modulasi aliran propelan dengan lebih presisi. Sistem yang mengontrol tenaga penggerak roket bekerja pada katup menggunakan aktuator pneumatik yang mengambil energinya misalnya dari sirkuit helium bertekanan.

Pasokan melalui tekanan tangki

Metode paling sederhana untuk memberi tekanan pada propelan yang menyuplai ruang bakar adalah dengan mempertahankan tekanan tinggi di dalam tangki dengan menggunakan gas inert seperti nitrogen atau helium . Namun, solusi ini mengharuskan tangki memiliki dinding yang cukup tebal untuk menahan tekanan tersebut. Oleh karena itu, mode catu daya ini dicadangkan untuk mesin roket yang harus memberikan daya dorong yang berkurang, karena untuk mesin yang lebih bertenaga dan karena itu memiliki tangki yang besar, solusi ini menghasilkan massa tangki yang terlalu besar karena ketebalan dinding tangki. Dalam kasus umum, gas inert yang digunakan untuk tekanan disimpan di bawah tekanan yang sangat tinggi dalam tangki terpisah. Injeksinya ke dalam tangki propelan dikendalikan oleh sistem pengaturan tekanan. Gas inert juga dapat diproduksi oleh generator gas atau dengan mengalihkan sebagian kecil propelan bertekanan (autogenous pressurization). Kita juga dapat mengurangi massa gas inert yang digunakan dengan melewatkannya melalui penukar panas yang terpasang pada ruang bakar , yang meningkatkan suhu dan tekanannya. Sistem bertekanan dapat disederhanakan (dengan mengorbankan kinerja) dengan menghilangkan tangki penyimpanan gas bertekanan (mode blowdown): tangki ini terletak di tangki yang sama dengan propelan namun oleh karena itu diperlukan volume yang lebih besar untuk penyimpanannya. Tekanan yang diberikan oleh gas inert berkurang seiring dengan pengosongan tangki, sehingga mengakibatkan pencampuran kedua propelan menjadi kurang optimal dan memerlukan ruang bakar untuk beroperasi dalam rentang tekanan yang relatif lebar. Sistem yang berbeda - diafragma elastis, piston atau bellow- dapat digunakan untuk memisahkan propelan dan gas inert untuk mencegah gas inert memasuki pipa yang memasok ruang bakar dan mengganggunya. Perangkat ini khususnya diperlukan ketika roket mengalami percepatan transversal atau fase tanpa bobot yang dapat mengakibatkan terciptanya gelembung gas di dalam propelan.

Turbopump

Sistem tenaga turbopump digunakan untuk mesin dengan daya dorong sedang dan tinggi. Dalam sistem ini, kecepatan propelan dan tekanan di sirkuit suplai ditingkatkan berkat turbopump yang terkadang berputar dengan kecepatan beberapa puluh ribu putaran per menit. Hal ini digerakkan oleh turbin gas yang pada umumnya ditenagai oleh generator gas. Beberapa varian sistem tenaga ini hidup berdampingan yang ditandai dengan meningkatnya kompleksitas.

Siklus mesin

Untuk roket berbahan bakar cair, ada empat cara berbeda dalam memberi tenaga untuk menyuntikkan bahan bakar ke dalam ruang roket.

Bahan bakar dan oksidator harus dipompa ke dalam ruang pembakaran melawan tekanan gas panas yang dibakar, dan daya mesin dibatasi oleh laju pompa propelan ke dalam ruang pembakaran. Untuk penggunaan atmosfer atau peluncur, siklus mesin bertekanan tinggi dan berdaya tinggi diinginkan untuk meminimalkan hambatan gravitasi . Untuk penggunaan orbital, siklus berdaya rendah biasanya baik-baik saja.

Siklus bertekanan

Bahan pendorong dipaksa masuk dari tangki bertekanan (yang relatif berat). Tangki yang berat berarti tekanan yang relatif rendah adalah yang optimal, membatasi tenaga mesin, tetapi semua bahan bakar dibakar, memungkinkan efisiensi tinggi. Bahan pendorong yang digunakan sering kali adalah helium karena kurangnya reaktivitas dan kepadatannya yang rendah. Contoh: AJ-10, yang digunakan dalam Pesawat Ulang Alik OMS, Apollo SPS, dan tahap kedua Delta II.

Pompa listrik

Motor listrik, umumnya motor listrik DC tanpa sikat, menggerakkan pompa. Motor listrik ini ditenagai oleh baterai. Motor ini relatif mudah diimplementasikan dan mengurangi kompleksitas desain turbomachinery, tetapi dengan mengorbankan massa kering ekstra dari baterai. Contoh mesinnya adalah Rutherford yang dirancang dan digunakan oleh Rocket Lab.

Siklus generator gas

Persentase kecil propelan dibakar dalam preburner untuk menyalakan turbopump dan kemudian dikeluarkan melalui nosel terpisah, atau di bagian bawah nosel utama. Hal ini mengakibatkan penurunan efisiensi karena gas buang hanya memberikan sedikit atau tidak ada dorongan, tetapi turbin pompa bisa sangat besar, memungkinkan mesin berdaya tinggi. Contoh: F-1 dan J-2 milik Saturn V, RS-68 milik Delta IV, HM7B milik Ariane 5, Merlin milik Falcon 9.

Siklus tap-off

Mengambil gas panas dari ruang pembakaran utama mesin roket dan menyalurkannya melalui turbin turbopump mesin untuk memompa propelan, lalu mengeluarkannya. Karena tidak semua propelan mengalir melalui ruang pembakaran utama, siklus tap-off dianggap sebagai mesin siklus terbuka. Contohnya termasuk J-2S dan BE-3.

Siklus Ekspander

Bahan bakar kriogenik (hidrogen, atau metana) digunakan untuk mendinginkan dinding ruang pembakaran dan nosel. Panas yang diserap menguapkan dan memuai bahan bakar yang kemudian digunakan untuk menggerakkan turbopump sebelum memasuki ruang pembakaran, sehingga menghasilkan efisiensi tinggi, atau dibuang ke laut, sehingga menghasilkan turbopump berdaya lebih tinggi. Panas terbatas yang tersedia untuk menguapkan bahan bakar membatasi daya mesin. Contoh: RL10 untuk Atlas V dan Delta IV tahap kedua (siklus tertutup), LE-5 H-II (siklus pembuangan).

Siklus pembakaran bertahap

Campuran yang kaya akan bahan bakar atau oksidator dibakar dalam preburner dan kemudian menggerakkan turbopump, dan gas buang bertekanan tinggi ini dialirkan langsung ke ruang utama tempat sisa bahan bakar atau oksidator mengalami pembakaran, sehingga memungkinkan tekanan dan efisiensi yang sangat tinggi. Contoh: SSME, RD-191, LE-7.

Siklus pembakaran bertahap aliran penuh

Campuran yang kaya akan bahan bakar dan oksidator dibakar dalam preburner terpisah dan menggerakkan turbopump, kemudian kedua gas buang bertekanan tinggi, satu kaya oksigen dan satu lagi kaya bahan bakar, dialirkan langsung ke ruang utama tempat keduanya bergabung dan terbakar, sehingga menghasilkan tekanan yang sangat tinggi dan efisiensi yang tinggi. Contoh: SpaceX Raptor.

Diagram sistem pendinginan konvektif regeneratif untuk ruang pembakaran mesin roket propelan cair. Hidrogen cair berwarna biru (LH2) disuntikkan di bawah tenggorokan nosel ke dalam pipa paduan tembaga berdinding tipis yang melapisi bagian dalam nosel. Hidrogen mendinginkan dinding saat bersirkulasi dan kemudian disuntikkan kembali ke dalam ruang pembakaran: 1 Injektor - 2 Manifold outlet hidrogen gas (93 °C, 110 bar) - 3 Jaket struktural dalam Inconel 625 - 4 Jaket internal dalam paduan tembaga - 5 Konduksi dan konveksi - 6 Kedatangan hidrogen cair kolektor (-240 °C, 138 bar) - 7 Pembakaran (2200-3300 °C, 96 bar) - 8 Radiasi dan konveksi.

Perbandingan tradeoff siklus mesin

Pemilihan siklus mesin merupakan salah satu langkah awal dalam desain mesin roket. Sejumlah kompromi muncul dari pemilihan ini, beberapa di antaranya meliputi:

Perbandingan tradeoff di antara siklus mesin yang populer
	Jenis siklus
	Generator gas	Siklus ekspander	Pembakaran bertahap	Tekanan
Kelebihan	Sederhana; massa kering rendah; memungkinkan turbopump berdaya tinggi untuk daya dorong tinggi	Impuls spesifik tinggi; kompleksitas cukup rendah	Impuls spesifik tinggi; tekanan ruang bakar tinggi memungkinkan daya dorong tinggi	Sederhana; tidak ada turbopump; massa kering rendah; impuls spesifik tinggi
Kekurangan	Impuls spesifik lebih rendah	Harus menggunakan bahan bakar kriogenik; perpindahan panas ke bahan bakar membatasi daya yang tersedia untuk turbin dan dengan demikian daya dorong mesin	Kompleksitas dan massa meningkat pesat (lebih-lebih untuk aliran penuh)	Tekanan tangki membatasi tekanan dan daya dorong ruang bakar; tangki berat dan perangkat keras penekan terkait

Ruang pembakaran

Ruang bakar merupakan tempat terjadinya pembakaran propelan. Untuk mengurangi ukuran, dan juga berat, mesin roket, tekanan di ruang bakar harus setinggi mungkin. Umumnya propelan disemprotkan dalam proporsi yang menjamin pembakaran hampir sempurna (campuran stoikiometri) yang mengasumsikan bahwa campuran tersebut homogen, sekaligus mengoptimalkan impuls spesifik. Rasio antara laju aliran propelan ditentukan oleh rasio pencampuran . Untuk memaksimalkan gaya dorong, terkadang ada manfaatnya jika menggunakan rasio non-stoikiometri. Memang benar, dengan pasangan oksigen-minyak tanah misalnya, roket tertentu meningkatkan porsi oksigen melebihi rasio stoikiometri untuk menurunkan suhu ruang bakar, dan meningkatkan daya dorong karena volume gas yang dihasilkan lebih besar. Oleh karena itu, pemilihan laporan sangatlah rumit.

Injektor yang mengalirkan bahan bakar dan oksidan ke dalam ruang bakar merupakan elemen terpenting dalam ruang bakar. Ada dua jenis injektor :

sentrifugal, di mana propelan berputar dan berhamburan menjadi tetesan-tetesan halus segera setelah keluar, agak rumit untuk dikerjakan dengan mesin.
linier, di mana propelan disuntikkan pada sudut yang sangat kecil, ini sedikit kurang efisien dibandingkan yang pertama tetapi lebih mudah untuk diproduksi.

Ada beberapa varian pemasangan injektor: koaksial (menggabungkan injektor sentrifugal dan injektor linier memungkinkan Anda memperoleh campuran yang sangat baik), di kepala pancuran (dapat diterapkan pada hampir semua jenis), dengan jet bersilang di mana jet dari beberapa injektor bertemu dan menyemprot satu sama lain (hanya dengan injektor linier), dll.

Mungkin saja gangguan lokal yang bersifat getaran nyala api menyebabkan gangguan umum pada aliran, yang dapat menyebabkan kerusakan total pada mesin. Untuk mengatasi fenomena ini, kami memiliki pemisahan yang membagi area injeksi menjadi ruang-ruang independen dan dengan demikian membatasi penguatan gangguan. Masalah ketidakstabilan ini menjadi sangat akut pada ruang bakar yang besar, khususnya ketika molekul bahan bakarnya besar (minyak tanah). Amerika dihadapkan pada hal ini selama pengembangan mesin roket raksasa F-1.

Pengapian

Pengapian dapat dilakukan dengan berbagai cara, tetapi mungkin lebih demikian dengan propelan cair daripada roket lainnya, diperlukan sumber pengapian yang konsisten dan signifikan; penundaan pengapian (dalam beberapa kasus sekecil beberapa puluh milidetik) dapat menyebabkan tekanan berlebih pada ruang bakar karena propelan berlebih. Pengapian yang keras bahkan dapat menyebabkan mesin meledak.

Secara umum, sistem pengapian mencoba menyemprotkan api ke seluruh permukaan injektor, dengan aliran massa sekitar 1% dari aliran massa penuh ruangan.

Interlock pengaman terkadang digunakan untuk memastikan keberadaan sumber pengapian sebelum katup utama terbuka; namun keandalan interlock dalam beberapa kasus dapat lebih rendah daripada sistem pengapian. Jadi, hal itu tergantung pada apakah sistem harus gagal dengan aman, atau apakah keberhasilan misi secara keseluruhan lebih penting. Interlock jarang digunakan untuk tahap atas tanpa awak di mana kegagalan interlock akan menyebabkan hilangnya misi, tetapi ada pada mesin RS-25, untuk mematikan mesin sebelum lepas landas Pesawat Ulang Alik. Selain itu, pendeteksian penyalaan penyala yang berhasil ternyata sulit, beberapa sistem menggunakan kabel tipis yang dipotong oleh api, sensor tekanan juga telah digunakan.

Metode penyalaan meliputi piroteknik, listrik (percikan atau kawat panas), dan kimia. Propelan hipergol memiliki keuntungan karena dapat menyala sendiri, andal, dan dengan kemungkinan lebih kecil untuk mengalami penyalaan keras. Pada tahun 1940-an, Rusia mulai menyalakan mesin dengan hipergol, untuk kemudian beralih ke propelan primer setelah penyalaan. Ini juga digunakan pada mesin roket F-1 Amerika pada program Apollo.

Pengapian dengan agen piroforik: Triethylaluminium menyala saat bersentuhan dengan udara dan akan menyala dan/atau terurai saat bersentuhan dengan air, dan dengan oksidator lainnya—ini adalah salah satu dari sedikit zat yang cukup piroforik untuk menyala saat bersentuhan dengan oksigen cair kriogenik. Entalpi pembakaran, Δ c H°, adalah -5.105,70 ± 2,90 kJ/mol (-1.220,29 ± 0,69 kkal/mol). Pengapiannya yang mudah membuatnya sangat diinginkan sebagai pemantik mesin roket. Dapat digunakan bersama dengan triethylborane untuk membuat triethylaluminium-triethylborane, yang lebih dikenal sebagai TEA-TEB.

Jika tidak hipergolik, campuran harus dinyalakan dengan alat yang keandalannya merupakan kriteria penting. Metode yang berbeda dapat diterapkan:

Pengapian campuran dapat dipicu oleh masuknya produk hipergolik yang menyala secara spontan dan, melalui perambatan nyala api, menyebabkan propelan terbakar. Produk yang paling umum digunakan adalah triethylborane dan triethylaluminum atau campuran keduanya. Ini adalah sistem yang sering diterapkan ketika propelan yang digunakan adalah minyak tanah dan oksigen seperti pada mesin roket raksasa F-1 .
Pengapian dapat dipicu oleh sistem yang mirip dengan busi yang terdapat pada mesin mobil: percikan api yang dihasilkan menyulut propelan yang ada dalam bentuk gas.
hambatan listrik yang dibawa oleh arus intensitas tinggi,
katalis memulai reaksi kimia antara bahan bakar dan oksidator,
biaya kembang api kecil,
ruang pengapian yang berhubungan dengan ruang bakar.

Pada mesin dengan daya dorong tinggi, dengan ruang bakar yang besar, pembakaran harus dilakukan secara merata agar tidak menimbulkan area di mana propelan yang tidak terbakar menumpuk. Memang pada konfigurasi ini bisa terjadi fenomena ledakan yang menimbulkan gelombang tekanan yang berujung pada rusaknya ruang bakar. Akumulasi oksidan (lebih besar dari rasio stoikiometri) juga dapat menyebabkan perforasi pada ruang pembakaran yang umumnya tidak dirancang untuk menahan kombinasi suhu tinggi ini.

Nosel

Nosel mempercepat gas hasil pembakaran, dibawa ke tekanan dan suhu yang sangat tinggi, dengan memberinya kecepatan di sepanjang sumbu roket (saat tidak mengarah). Nosel berbentuk kerucut konvergen kemudian divergen yang memungkinkan gas melintasi kecepatan suara: di hulu tenggorokan, kecepatan gas adalah subsonik dan hilir supersonik. Dengan adanya atmosfer, daya dorong optimal ketika tekanan gas yang meninggalkan nosel sama dengan tekanan sekitar. Oleh karena itu, nosel tahap pertama lebih pendek dibandingkan nosel tahap yang harus beroperasi dalam ruang hampa. Untuk membatasi kebutuhan ruang, nosel mesin roket tingkat atas dapat dipasang sebagian.

Pendinginan

Injektor biasanya ditata sedemikian rupa sehingga lapisan kaya bahan bakar tercipta di dinding ruang bakar. Hal ini mengurangi suhu di sana, dan hilir ke tenggorokan dan bahkan ke dalam nosel dan memungkinkan ruang bakar dijalankan pada tekanan yang lebih tinggi, yang memungkinkan nosel rasio ekspansi yang lebih tinggi untuk digunakan yang memberikan ISP yang lebih tinggi dan kinerja sistem yang lebih baik. Mesin roket cair sering menggunakan pendinginan regeneratif, yang menggunakan bahan bakar atau yang lebih jarang, oksidator untuk mendinginkan ruang dan nosel.

Dinding ruang bakar serta nosel dipanaskan hingga suhu yang sangat tinggi (beberapa ribu derajat) dan harus didinginkan karena tidak ada paduan yang dapat menahan suhu tersebut. Banyak mesin beroperasi dengan setidaknya satu propelan yang disimpan pada suhu sangat rendah sehingga tetap dalam bentuk cair. Propelan ini, yang disebut kriogenik, adalah oksigen, hidrogen, dan metana. Metode yang paling umum untuk menjaga dinding ruang bakar pada suhu yang dapat diterima terdiri dari mensirkulasikan salah satu propelan di dalam dinding ruang yang untuk tujuan ini berongga atau terdiri dari tabung-tabung yang disambung. Tergantung pada arsitektur mesin, propelan yang digunakan untuk pendinginan dapat diinjeksikan kembali ke dalam ruang bakar (siklus tertutup atau regeneratif) N1 ) atau, kurang efisien, dikeluarkan di ujung nosel (siklus terbuka, pendinginan dengan cairan yang hilang). Ruang di mana propelan pendingin bersirkulasi terdiri dari pipa-pipa halus, yang digiling ke dinding atau bersirkulasi dalam saluran yang dipasang ke mesin. Semuanya ditutupi dengan selubung yang umumnya terbuat dari baja atau paduan titanium.

Cara sebelumnya tidak akan berhasil jika kedua propelan yang digunakan disimpan pada suhu ruangan. Hal ini misalnya terjadi pada mesin yang beroperasi dengan campuran Nitrogen Peroksida / UDMH yang digunakan pada banyak mesin yang dikembangkan pada tahun 1960an/1970an. Dalam hal ini, salah satu propelan digunakan sebagian untuk membuat lapisan film yang secara permanen menutupi dinding bagian dalam ruang bakar dan ditempatkan di antara dinding tersebut dengan gas pembakaran hasil pembakaran. Film ini dibuat dan terus diperbarui baik berkat injektor periferal yang memproyeksikan propelan ke dinding atau melalui lubang-lubang yang melapisi dinding.

Dinding yang terkena panas meliputi dinding ruang bakar itu sendiri, leher nosel dan dinding bagian dalam nosel. Rakitan yang disebut dinding internal ini dibuat dengan bahan yang disesuaikan dengan tekanan termal. Pabrikan mesin dapat menggunakan :

Tembaga, dengan titik leleh yang sangat rendah tetapi konduktivitas termal yang sangat tinggi sehingga panas dapat dengan mudah dikeluarkan;
Baja tahan karat, lebih tahan terhadap panas;
Grafit, ketahanan panas yang sangat baik.

Fitur lainnya

Mesin multi-ruang

Ketidakstabilan pembakaran adalah salah satu fenomena yang paling sulit dihilangkan selama pengembangan mesin karena dinamikanya sulit ditentukan. Semakin kuat mesinnya, semakin besar potensi ketidakstabilannya. Perancang mesin Soviet pada tahun 1950-an memilih untuk mengatasi masalah ini dengan meningkatkan jumlah ruang bakar (dan juga nozel) yang ditenagai oleh satu turbopump. Jenis mesin inilah yang menggerakkan tahap pertama peluncur Soyuz (RD-107 RD-108 : 4 ruang) dan digunakan pada mesin paling bertenaga dalam produksi, RD-170 4 ruang.

Dorongan modular

Salah satu keunggulan utama mesin roket berbahan bakar cair dibandingkan dengan keluarga besar mesin roket berbahan bakar padat lainnya adalah kemampuan mesin ini untuk memvariasikan daya dorongnya. Properti ini sangat menarik untuk membatasi percepatan peluncur seiring dengan berkurangnya massanya. Hal ini juga diperlukan ketika menggunakan mesin roket untuk mendaratkan kendaraan (penyelidikan otomatis atau kapal berawak) di sebuah planet. Modulasi gaya dorong diperoleh dengan memvariasikan aliran propelan yang diinjeksikan ke dalam ruang bakar. Agar daya dorong dapat disesuaikan, pembakaran harus stabil pada tingkat daya yang berbeda, yang membuat pengembangan mesin menjadi lebih sulit.

Kontrol arah dorong

Untuk dapat memperbaiki orientasi wahana antariksa (peluncur, kapal) yang digerakkan oleh mesin roket, maka gaya dorong harus dapat diorientasikan. Daya dorong mesin roket berbahan bakar cair dapat diorientasikan dengan relatif mudah: aktuator digunakan untuk memiringkan mesin dan noselnya beberapa derajat. Dengan satu motor gerakan pitch dan yaw dapat diperoleh namun roll harus ditangani oleh motor khusus. Di atas panggung yang ditenagai empat motor, gerakan menggelinding juga bisa didukung. Jika daya dorongnya beberapa ton, silinder digerakkan oleh motor listrik, lebih dari itu oleh silinder hidrolik. Orientasi gaya dorong juga dapat diperoleh dengan menggabungkan aksi beberapa motor khusus yang disebut motor vernier secara bervariasi.

Motor yang dapat menyala kembali

Motor yang dapat digunakan kembali

Motor dapat digunakan kembali beberapa kali

Mesin roket dengan daya dorong rendah

Mesin roket dengan daya dorong rendah (daya dorong 0,1 hingga 400 kg) digunakan sebagai alat bantu untuk mengubah sikap peluncur, memperbaiki lintasannya, mengubah orbit satelit, melakukan manuver, dan mengubah kecepatan putaran. Sebuah pesawat ruang angkasa dapat memiliki pendorong kecil ini dalam jumlah yang sangat besar. Bergantung pada penggunaannya, motor ini memiliki karakteristik yang sangat spesifik: beroperasi berkali-kali, menghasilkan dorongan mikro yang terkalibrasi sempurna, menyatukan dorongan mikro dengan jeda yang sangat singkat.

Mengukur kinerja mesin roket berbahan bakar cair

Banyak karakteristik yang memungkinkan untuk mengukur kinerja mesin roket. Beberapa hal penting dalam semua kasus penggunaan:

Dorongan .
Impuls spesifik, yaitu kecepatan gas yang dikeluarkan. Hal ini pertama-tama bergantung pada kombinasi propelan yang digunakan dan kedua pada efisiensi sirkuit bahan bakar, pembakaran, dan sirkuit pendingin.
Rasio berat (mesin)/daya dorong.
Dioptimalkan untuk operasi vakum: panjang divergen dioptimalkan untuk operasi vakum atau untuk lapisan atmosfer yang lebih rendah.

Fitur lain hanya berlaku untuk penggunaan tertentu:

Modulasi dorong.
Kapasitas mesin untuk dapat dihidupkan kembali dan jumlah penyalaan yang mungkin dilakukan: tahap terakhir peluncur, penggerak wahana antariksa.
Kemungkinan menggunakan kembali mesin setelah digunakan: mesin dipasang pada pesawat ulang-alik, pada tahap pertama yang dapat digunakan kembali.
Kemungkinan menghasilkan dorongan mikro: penggerak satelit, wahana antariksa.
Kemampuan mesin untuk beroperasi melampaui batas waktu tertentu. Ini lebih merupakan karakteristik yang terkait dengan propelan yang digunakan dan metode penyimpanannya. Wahana antariksa, tahap propulsi yang digunakan sebagai bagian dari misi panjang.

Penggunaan propelan berdensitas rendah seperti hidrogen dapat menimbulkan hukuman tidak langsung karena memerlukan tangki yang besar sehingga berkontribusi terhadap peningkatan hambatan di lapisan bawah atmosfer. Penggunaan propelan kriogenik menimbulkan kerugian terkait dengan adanya lapisan isolasi termal.

Galeri

Berikut ini beberapa mesin dari berbagai jenis dan era.

Nosel mesin Aerospike
RD-108 Rusia
Mesin manuver Gemini
Mesin V2
Uji coba dua RD-180 Rusia
SNECMA Vulcain II
Salah satu mesin Rusia pertama: ORM
Pemodelan J-2X Amerika
Mesin Raptor (versi atmosfer)

Mesin utama yang menggunakan pembakaran bertahap
Mesin roket RD-170 Rusia adalah mesin roket pembakaran bertahap yang paling kuat
Mesin roket RS-25 milik pesawat ulang-alik Amerika
LE-7 adalah mesin berdaya sedang yang dikembangkan oleh para insinyur Jepang

Pompa Turbo

Turbopump
Perakitan turbin gas-turbopump
Perakitan turbin gas-turbopump V-2

Lihat pula

Referensi

^ NASA:Liquid rocket engines, 1998, Purdue University
^ Heister, Stephen D.; Anderson, William E.; Pourpoint, Timothée L.; Cassady, R. Joseph (2019-02-07). Rocket Propulsion. Cambridge University Press. doi:10.1017/9781108381376. ISBN 978-1-108-38137-6.
^ History and principles of rocket propulsion, Springer Praxis Books, Springer Berlin Heidelberg, 2005, hlm. 1–34, doi:10.1007/3-540-27041-8_1, ISBN 978-3-540-22190-6, diakses tanggal 2023-11-29
^ https://jurnal.lapan.go.id/index.php/majalah_sains_tekgan/article/view/249/219
^ without nozzle 48.52kN (4.9 tf)
^ without nozzle 66.64kN (6.8 tf)
^ without nozzle 286.8
^ without nozzle 291.6
^ "About LNG Propulsion System". JAXA. Diakses tanggal 2020-08-25.
^ Landis (2001). "Mars Rocket Vehicle Using In Situ Propellants". Journal of Spacecraft and Rockets. 38 (5): 730–735. Bibcode:2001JSpRo..38..730L. doi:10.2514/2.3739.

Artikel bertopik teknologi ini adalah sebuah rintisan. Anda dapat membantu Wikipedia dengan mengembangkannya.

Artikel bertopik roket ini adalah sebuah rintisan. Anda dapat membantu Wikipedia dengan mengembangkannya.

[:02-1] NASA:Liquid rocket engines, 1998, Purdue University

[:1-2] Heister, Stephen D.; Anderson, William E.; Pourpoint, Timothée L.; Cassady, R. Joseph (2019-02-07). Rocket Propulsion. Cambridge University Press. doi:10.1017/9781108381376. ISBN 978-1-108-38137-6.

[:22-3] History and principles of rocket propulsion, Springer Praxis Books, Springer Berlin Heidelberg, 2005, hlm. 1–34, doi:10.1007/3-540-27041-8_1, ISBN 978-3-540-22190-6, diakses tanggal 2023-11-29

[4] ttps://jurnal.lapan.go.id/index.php/majalah_sains_tekgan/article/view/249/219

[5] without nozzle 48.52kN (4.9 tf)

[6] without nozzle 66.64kN (6.8 tf)

[7] without nozzle 286.8

[8] without nozzle 291.6

[jaxa-lng-9] "About LNG Propulsion System". JAXA. Diakses tanggal 2020-08-25.

[landis2001-10] Landis (2001). "Mars Rocket Vehicle Using In Situ Propellants". Journal of Spacecraft and Rockets. 38 (5): 730–735. Bibcode:2001JSpRo..38..730L. doi:10.2514/2.3739.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]