液体ロケット推進剤

最も比推力の高い化学ロケットは液体推進剤（液体推進剤ロケット）を使用します。液体推進剤は、単一の化学物質（モノプロペラント）または2種類の化学物質の混合物（バイプロペラント）から構成されます。バイプロペラントはさらに2つのカテゴリーに分けられます。燃料と酸化剤が接触すると発火する自発火性推進剤と、発火源を必要とする非自発火性推進剤です。[1]

液体燃料から作られた約170種類の推進剤が試験されています。ただし、推進剤添加剤、腐食防止剤、安定剤といった特定の推進剤への軽微な変更は除きます。米国だけでも、少なくとも25種類の推進剤の組み合わせが試験飛行されています。[2]

液体燃料ロケットエンジンの推進剤の選択には多くの要素が関係します。主な要素としては、操作の容易さ、コスト、危険性／環境、性能などが挙げられます。[3]

歴史

20世紀初頭の発展

1926年3月16日、ロバート・H・ゴダードが世界初の液体燃料ロケットの発射台を手に持つ

コンスタンチン・ツィオルコフスキーは1903年に論文「ロケット装置による宇宙空間の探査」の中で液体燃料の使用を提案した。[4] [5]

1926年3月16日、ロバート・H・ゴダードは液体酸素（LOX）とガソリンを推進剤とし、初の液体燃料ロケット打ち上げに成功しました。どちらの推進剤も入手しやすく、安価で、高エネルギーです。酸素は中程度の寒剤であり、空気は液体酸素タンクに接触しても液化しないため、過度の断熱材を必要とせずにロケット内にLOXを短時間貯蔵することが可能です。[説明が必要]

ドイツでは、技術者や科学者が1920年代後半に液体燃料ロケットの製造と試験を始めました。[6]マックス・ヴァリエによると、2機の液体燃料オペルRAKロケットが1929年4月10日と4月12日にリュッセルスハイムで打ち上げられました。[7]

第二次世界大戦時代

ドイツは第二次世界大戦前と戦時中、戦略ロケットV-2をはじめとするミサイルの開発に積極的に取り組んでいました。V-2はアルコール/LOX液体燃料エンジンを搭載し、燃料ポンプの駆動には過酸化水素を使用していました。 [8] : 9 アルコールはエンジン冷却のために水と混合されていました。ドイツとアメリカ合衆国は共に、LOXよりもはるかに高密度で貯蔵可能な液体酸化剤と、高密度酸化剤と接触すると自然発火する液体燃料を使用する再利用可能な液体燃料ロケットエンジンを開発しました。 [要出典]

ドイツの軍事用ロケットエンジンの大手メーカーであるHWK社[9]は、RLM番号109-500の指定シリーズのロケットエンジンシステムを製造しており、過酸化水素を、スタールヒルエロケット推進補助離陸用のモノプロペラントとして使用したり[10] 、 MCLOS誘導空海滑空爆弾の推力として使用したり[11] 、有人戦闘機の推進目的のロケットエンジンシステム用に、同じ酸化剤とヒドラジン水和物とメチルアルコールの燃料混合物の二液推進剤の組み合わせで使用したりしていました[12]。

アメリカのエンジン設計は、酸化剤として硝酸、燃料としてアニリンを用いた二液推進剤の組み合わせを使用していました。どちらのエンジンも航空機の動力源として使用され、ドイツのヴァルター509シリーズエンジン設計の場合はMe 163コメート迎撃機に、そして両国のRATOユニット（ドイツ空軍のシュタルトヒルフェシステムと同様に）は航空機の離陸補助に使用されました。アメリカの液体燃料ロケットエンジン技術の場合、その主な目的は離陸補助であり、その多くはアメリカ海軍士官ロバート・トゥルーアックスの発想から生まれました。[13]

1950年代と1960年代

1950年代から1960年代にかけて、軍事用途により適した高エネルギー液体および固体推進剤の開発に、推進剤化学者たちが活発に取り組みました。大型戦略ミサイルは、陸上または潜水艦基地のサイロに長年保管し、いつでも発射できる状態にしておく必要があります。ロケットの氷の層を厚くする原因となる継続的な冷却を必要とする推進剤は実用的ではありませんでした。軍は危険物質の取り扱いや使用を厭わなかったため、大量の危険な化学物質が大量に製造されましたが、そのほとんどは運用システムに不適切であると判断されました。[要出典]硝酸 の場合、酸自体（HNO
3）は不安定で、ほとんどの金属を腐食するため、保管が困難でした。少量の四酸化窒素（N
2お
4混合物を赤く染め、組成の変化を防いだが、硝酸は容器を腐食させ、その過程で圧力上昇を引き起こすガスを放出するという問題が残った。画期的なのは、少量のフッ化水素（HF）を添加することだった。これはタンク壁の内側に自己シール性の金属フッ化物を形成し、赤く発煙する硝酸の発煙を抑制した。これにより「IRFNA」は貯蔵可能になった。 [8]

IRFNAまたは純粋なNに基づく推進剤の組み合わせ
2お
4その後、米国とソ連では戦略ミサイルと戦術ミサイルに、酸化剤としての炭化水素と、燃料としての灯油または自己発火性アニリン、ヒドラジン、または非対称ジメチルヒドラジン（UDMH）が採用されました。自己発火性の貯蔵可能な液体二液推進剤は、LOX/灯油よりも比推力はいくらか低いですが、密度が高いため、同じサイズのタンクにより多くの推進剤を入れることができます。ガソリンは、異なる炭化水素燃料、例えばRP-1  （高度に精製された灯油）に置き換えられました。この組み合わせは、貯蔵する必要のないロケットには非常に実用的です。

灯油

ナチス・ドイツが開発したV2ロケットは、液体酸素（LOX）とエチルアルコールを使用していました。アルコールの主な利点の一つは、その水分含有量で、大型ロケットエンジンの冷却に役立ちました。石油系燃料はアルコールよりも出力が高かったものの、一般的なガソリンや灯油は煤や燃焼副産物を多く発生し、エンジンの配管を詰まらせる可能性がありました。さらに、エチルアルコールのような冷却効果もありませんでした。

1950年代初頭、米国の化学産業は、残留物を残さず、エンジンが確実に冷却された状態を保つことができる改良された石油ベースのロケット推進剤を調合する課題を割り当てられました。その結果がRP-1であり、その仕様は1954年に完成しました。[8]高度に精製されたジェット燃料であるRP-1は、従来の石油燃料よりもはるかにきれいに燃え、爆発性蒸気による地上要員への危険性も低かったです。アトラス、タイタンI、トールなど、初期のアメリカのロケットや弾道ミサイルのほとんどの推進剤となりました。ソ連はすぐにR-7ミサイルにRP-1を採用しましたが、ソ連の打ち上げ機の大部分は最終的に貯蔵可能なハイパーゴリック推進剤を使用しました。2017年の時点で、RP-1は多くの軌道打ち上げ機の初段で使用されています。

水素

初期のロケット理論家の多くは、水素が最も高い比推力を与えるため、素晴らしい推進剤になると信じていました。また、酸素で酸化した際に副産物が水だけとなるため、最もクリーンな方法とも考えられています。天然ガスの水蒸気改質は、商業用水素を生産する最も一般的な方法であり、1998年の世界生産量5000億m³の約95%を占めています[14] [15]。[16]高温（700～1100℃）で金属触媒（ニッケル）の存在下で、水蒸気はメタンと反応し、一酸化炭素と水素を生成します。

水素は他の燃料に比べて非常にかさばるため、通常は極低温液体として貯蔵されます。この技術は、1950年代初頭にロスアラモス宇宙基地で水素爆弾開発計画の一環として確立されました。ヘリウムは水素よりもさらに沸点が低いため、冷却冷媒としてヘリウムを使用することで、液体水素は蒸発することなく貯蔵・輸送できます。水素は、冷却設備のない打ち上げロケットに搭載された後にのみ、大気中に放出されます。[17]

1950年代後半から1960年代初頭にかけて、セントールやサターンの上段ロケットなどの水素燃料段に採用されました。[要出典]水素は液体の状態でも密度が低いため、大型のタンクとポンプが必要になります。また、必要な極低温を維持するにはタンクの断熱が必要です。この余分な重量は段の質量分率を低下させるか、タンクの圧力安定化などの特別な対策を講じて重量を軽減する必要があります。（圧力安定化タンクは、固体構造ではなく内部圧力によってほとんどの荷重を支え、主にタンク材料の引張強度を利用します。 [要出典]）

ソ連のロケット計画では、技術的能力の不足もあって、1980年代のエネルギアコア段階まで液体水素を推進剤として使用しなかった。 [要出典]

上段使用

液体ロケットエンジンの二元推進剤である液体酸素と水素は、従来のロケットとしては最も高い比推力を提供します。この優れた性能は、より大きな燃料タンクを必要とする低密度という欠点をほぼ相殺します。しかし、上段用途において比推力をわずかに増加させることで、ペイロードの軌道上質量を大幅に増加させることができます。[18]

灯油との比較

漏れた灯油による発射台の火災は、主に次の 2 つの理由から、水素火災よりも被害が大きくなります。

  • 灯油は水素よりも絶対温度で約 20% 高温で燃焼します。
  • 水素の浮力。水素は極低温物質であるため、気体としての密度が非常に低いため、急速に沸騰して上昇します。水素が燃焼しても、気体Hは
    2    形成されたO    の分子量はわずか18  Daと比較して空気中の濃度は29.9Da なので、これもまた急速に上昇します。一方、灯油燃料はこぼれると地面に落ち、大量にこぼれた場合は発火すると数時間燃え続ける可能性があります。

灯油火災は、避けられないほどの熱損傷を引き起こし、時間のかかる修理と再構築が必要になります。これは、大型で未検証のロケットエンジンの燃焼に携わる試験台の作業員が最も頻繁に経験するものです。

水素燃料エンジンには、推進剤ラインを水平に配置するなど、特別な設計が必要です。これにより、ライン内に「トラップ」が形成されず、密閉空間での沸騰によるパイプ破裂を防ぐことができます。（液体酸素や液化天然ガス（LNG）などの他の極低温物質にも同様の注意が必要です。）液体水素燃料は、他のあらゆる実用的な化学ロケット推進剤をはるかに上回る優れた安全性と性能を誇ります。

リチウムとフッ素

ロケットエンジンでこれまでに試験された最も比推力の高い化学物質は、リチウムとフッ素で、排気熱力学を改善するために水素が追加されたものでした（すべての推進剤は専用のタンクに保管する必要があったため、これは三元推進剤になりました）。この組み合わせは真空中で542秒の比推力を実現し、[19]排気速度は5320 m/sに相当します。この化学物質の非実用性は、なぜ特殊な推進剤が実際に使用されないのかを浮き彫りにしています。3つの成分すべてを液体にするには、水素を-252℃（わずか21K）未満に保ち、リチウムを180℃（453K）以上に保つ必要があります。リチウムとフッ素はどちらも非常に腐食性が強いです。リチウムは空気に触れると発火し、フッ素は水素を含むほとんどの燃料に触れると発火します。排気ガス中のフッ素とフッ化水素（HF）は非常に有毒であり、発射台周辺での作業を困難にし、環境を汚染し、打ち上げ許可の取得を困難にします。リチウムとフッ素はどちらも、ほとんどのロケット推進剤に比べて高価です。そのため、この組み合わせはこれまで一度も飛行したことがありません。[20]

メタン

液体メタンと液体酸素をロケット推進剤として併用する方式は、メタロックス推進と呼ばれています。[21]メタンは天然ガスの主成分であり、液体の状態ではロケット推進に有用ないくつかの運用特性を備えています。液体水素と比較して、液体メタンは比推力は低くなりますが、沸点、密度が高く、水素脆化に対する耐性があるため、貯蔵、輸送、取り扱いが容易です。また、メタン生成量は灯油よりも炭素系残留物が少ないため、再使用型エンジンの洗浄および検査要件を軽減できます。[22] [23]

サバティエ反応によって火星でメタンと酸素を合成できる可能性も、長期ミッション計画においてメタロックスと酸素の組み合わせを魅力的なものにしています。NASAの火星探査ミッション5.0（2009～2012年）の研究では、有人着陸機の段のベースラインとしてメタロックスが採用されました。

2010年代から2020年代にかけて、複数の打ち上げ会社がメタン燃料エンジンとロケットの開発を開始しました。複数の報道機関は、この時期を「メタン推進による初の軌道打ち上げを実現するためのメタロックス競争」と表現しました。[24] [25]

2025年1月現在、3機のメタロックス打ち上げロケットが軌道に到達しており、他のロケットは開発中または試験飛行中です。

テスト中または開発中のその他のメタロックス車両およびエンジンには次のものがあります。

モノプロペラント

高濃度過酸化物
高濃度過酸化水素は、約2～30%の水分を含む高濃度過酸化水素です。触媒に通すと水蒸気と酸素に分解されます。貯蔵が容易なため、歴史的には反応制御システムに使用されていました。ターボポンプの駆動にもよく使用され、 V2ロケットや現代のソユーズロケットにも使用されています。
ヒドラジン
エネルギー的に窒素、水素、アンモニアに分解し（2N 2 H 4 → N 2 + H 2 + 2NH 3）、宇宙船で最も広く使用されています。（酸化されていないアンモニアの分解は吸熱反応であり、性能を低下させます。）
亜酸化窒素
窒素と酸素に分解されます。
スチーム
外部加熱されると、材料の腐食と熱制限に応じて、最大 190 秒という適度なI spが得られます。

現在の使用

2025年3月現在、一般的に使用されている液体燃料の組み合わせ：

灯油（RP-1）/液体酸素（LOX）
ソユーズ2号、アンガラA5号、長征6号、長征7号、長征8号、天龍2号の下段、長征5号のブースター、アトラスVの第1段、エレクトロン、ファルコン9号、ファルコン・ヘビー、ファイアフライ・アルファ、長征12号、アンガラ1.2号の全段 、およびヌリの全3段に使用されます。
液体水素（LH）/LOX
スペース・ローンチ・システム、ニュー・シェパード、H3、GSLV、LVM3、長征5号、長征7A号、長征8号、アリアネ6号、ニュー・グレン、セントーの各段階で使用されました。
液体メタン（LNG）/LOX
Zhuque-2、Starship（ほぼ軌道上のテスト飛行を実施）の両段、およびVulcan Centaurと New Glennの第一段で使用されました。
非対称ジメチルヒドラジン（UDMH）またはモノメチルヒドラジン（MMH）/四酸化二窒素（NTOまたはN
2お
4）
この燃料の組み合わせは自己燃焼性があり、適切な温度と圧力で長期間保存できるため、ロシアのプロトンブースターの最初の3段、インドのPSLV、GSLV 、およびLVM3ロケット用のビカスエンジン、多くの中国のブースター、いくつかの軍事、軌道、深宇宙ロケットで使用されています。
ヒドラジン（N
2H
4）
貯蔵可能で自己燃焼性があり、触媒とともに一元推進剤として使用できるため、深宇宙ミッションで使用されます。
エアロジン50（ヒドラジンとUDMH 50/50）
貯蔵可能で自己燃焼性があり、触媒とともに一元推進剤として使用できるため、深宇宙ミッションで使用されます。

テーブル

他のチャンバー圧力でのI spを近似するには[説明が必要]
絶対圧力kPa ; atm ( psi )掛け算
6,895 kPa; 68.05 atm (1,000 psi)1.00
6,205 kPa; 61.24 atm (900 psi)0.99
5,516 kPa; 54.44 atm (800 psi)0.98
4,826 kPa; 47.63 atm (700 psi)0.97
4,137 kPa; 40.83 atm (600 psi)0.95
3,447 kPa; 34.02 atm (500 psi)0.93
2,758 kPa; 27.22 atm (400 psi)0.91
2,068 kPa; 20.41 atm (300 psi)0.88

この表はJANNAF熱化学表（陸軍・海軍・NASA・空軍合同推進委員会）のデータを全面的に使用しており、断熱燃焼、等エントロピー膨張、一次元膨張、平衡移動の仮定の下でRocketdyne社が計算した最良の比推力を使用しています。[31]一部の単位はメートル法に変換されていますが、圧力は変換されていません。

定義

V e
平均排気速度（m/s）。異なる単位での比推力と同じ尺度で、数値的にはN·s/kg単位の比推力に等しい。
r
混合比：酸化剤質量 / 燃料質量
Tc​
チャンバー温度、℃
d
燃料と酸化剤の嵩密度、g/cm 3
C*
特性速度（m/s）。燃焼室圧力にスロート面積を乗じ、質量流量で割った値に等しい。実験用ロケットの燃焼効率を確認するために使用される。

二液推進剤

酸化剤燃料コメント68.05気圧から[要出典]までの最適膨張
1気圧0気圧、真空
（ノズル面積比40:1）
V erTc​dC*V erTc​dC*
液体酸素H
2		ハイドロロックス。コモン。38164.1327400.29241644624.8329780.322386
H
2:ベ49:51		44980.8725580.23283352950.9125890.242850
CH
4（メタン）		メタロックス。2010年代に開発中のエンジンは多数。30343.2132600.82185736153.4532900.831838
C2H6​​​30062.8933200.90184035843.1033510.911825
C 2 H 430532.3834860.88187536352.5935210.891855
RP-1（灯油）ケロロックス。コモン。29412.5834031.03179935102.7734281.031783
N2H4​​​30650.9231321.07189234600.9831461.071878
B 5 H 931242.1238340.92189537582.1638630.921894
B 2 H 633511.9634890.74204140162.0635630.752039
CH 4 :H 2 92.6:7.431263.3632450.71192037193.6332870.721897
ゴックスGH2​気体形態39973.292576—255044853.922862—2519
F2​H2​40367.9436890.46255646979.7439850.522530
H2 :リチウム65.2 : 34.042560.9618300.192680
H2 : Li 60.7:39.350501.0819740.212656
CH 434144.5339181.03206840754.7439331.042064
C2H6​​​33353.6839141.09201939873.7839231.102014
MMH34132.3940741.24206340712.4740911.241987
N2H4​​​35802.3244611.31221942152.3744681.312122
NH 335313.3243371.12219441433.3543411.122193
B 5 H 935025.1450501.23214741915.5850831.252140
2のH2​40145.9233110.39254246797.3735870.442499
CH 434854.9441571.06216041315.5842071.092139
C2H6​​​35113.8745391.13217641373.8645381.132176
RP-134243.8744361.28213240213.8544321.282130
MMH34272.2840751.24211940672.5841331.262106
N2H4​​​33811.5137691.26208740081.6538141.272081
MMH:N 2 H 4 : H 2 O 50.5:29.8:19.732861.7537261.24202539081.9237691.252018
B 2 H 636533.9544791.01224443673.9844861.022167
B 5 H 935394.1648251.20216342394.3048441.212161
F 2 : O 2 30:70H2​38714.8029540.32245345205.7031950.362417
RP-131033.0136651.09190836973.3036921.101889
F 2 :O 2 70:30RP-133773.8443611.20210639553.8443611.202104
F 2 :O 2 87.8:12.2MMH35252.8244541.24219141482.8344531.232186
酸化剤燃料コメントV erTc​dC*V erTc​dC*
N 2 F 4CH 431276.4437051.15191736926.5137071.151915
C 2 H 430353.6737411.13184436123.7137431.141843
MMH31633.3538191.32192837303.3938231.321926
N2H4​​​32833.2242141.38205938273.2542161.382058
NH 332044.5840621.22202037234.5840621.222021
B 5 H 932597.7647911.34199738988.3148031.351992
ClF 5MMH29622.8235771.40183734882.8335791.401837
N2H4​​​30692.6638941.47193535802.7139051.471934
MMH:N 2 H 4 86:1429712.7835751.41184434982.8135791.411844
MMH:N 2 H 4 :N 2 H 5 NO 3 55:26:1929892.4637171.46186435002.4937221.461863
ClF 3MMH : N 2 H 4 : N 2 H 5 NO 3 55:26:19ハイパーゴリック27892.9734071.42173932743.0134131.421739
N2H4​​​ハイパーゴリック28852.8136501.49182433562.8936661.501822
N2O4​​​MMHハイパーゴリック、一般28272.1731221.19174533472.3731251.201724
MMH：Be 76.6:29.431060.9931931.17185837201.1034511.241849
MMH:アル63:2728910.8532941.271785
MMH:Al 58:4234600.8734501.311771
N2H4​​​ハイパーゴリック、一般28621.3629921.21178133691.4229931.221770
N 2 H 4 : UDMH 50:50ハイパーゴリック、一般28311.9830951.12174733492.1530961.201731
N 2 H 4 :Be 80:2032090.5130381.201918
N 2 H 4 :Be 76.6:23.438490.6032301.221913
B 5 H 929273.1836781.11178235133.2637061.111781
NO : N 2 O 4 25:75MMH28392.2831531.17175333602.5031581.181732
N 2 H 4 : Be 76.6:23.428721.4330231.19178733811.5130261.201775
IRFNA IIIaUDMH :詳細60:40ハイパーゴリック26383.2628481.30162731233.4128391.311617
MMHハイパーゴリック26902.5928491.27166531782.7128411.281655
UDMHハイパーゴリック26683.1328741.26164831573.3128641.271634
IRFNA IV HDAUDMH :詳細60:40ハイパーゴリック26893.0629031.32165631873.2529511.331641
MMHハイパーゴリック27422.4329531.29169632422.5829471.311680
UDMHハイパーゴリック27192.9529831.28167632203.1229771.291662
H 2 O 2MMH27903.4627201.24172633013.6927071.241714
N2H4​​​28102.0526511.24175133082.1226451.251744
N 2 H 4 : Be 74.5:25.532890.4829151.21194339540.5730981.241940
B 5 H 930162.2026671.02182836422.0925971.011817
酸化剤燃料コメントV erTc​dC*V erTc​dC*

いくつかの混合物の定義:

IRFNA IIIa
83.4% HNO 3、14% NO 2、2% H 2 O、0.6% HF
IRFNA IV HDA
54.3% HNO 3、44% NO 2、1% H 2 O、0.7% HF
RP-1
MIL-P-25576Cを参照。基本的には灯油（約C
10H
18）
MMHモノメチルヒドラジン
CH
3NHNH
2

NASA の火星ベースのロケット向けのCO/O 2のすべてのデータがあるわけではなく、比推力は約 250 秒のみです。

r
混合比：酸化剤質量 / 燃料質量
V e
平均排気速度（m/s）。異なる単位での比推力と同じ尺度で、数値的にはN·s/kg単位の比推力に等しい。
C*
特性速度（m/s）。燃焼室圧力にスロート面積を乗じ、質量流量で割った値に等しい。実験用ロケットの燃焼効率を確認するために使用される。
Tc​
チャンバー温度、℃
d
燃料と酸化剤の嵩密度、g/cm 3

モノプロペラント

推進剤コメント
68.05気圧から1気圧までの最適膨張[要出典]
68.05 atmから真空（0 atm）への膨張
（ノズル面積= 40:1）[要出典]
V eTc​dC*V eTc​dC*
アンモニウムジニトラミド（LMP-103S）[32] [33]PRISMAミッション（2010–2015）
5機のS/Cが2016年に打ち上げられた[34]		16081.2416081.24
ヒドラジン[33]一般8831.018831.01
過酸化水素一般161012701.451040186012701.451040
硝酸ヒドロキシルアンモニウム（AF-M315E）[33]18931.4618931.46
ニトロメタン
推進剤コメントV eTc​dC*V eTc​dC*

参考文献

  1. ^ Larson, WJ; Wertz, JR (1992). 『宇宙ミッション分析と設計』ボストン: Kluver Academic Publishers.
  2. ^ Sutton, GP (2003). 「米国における液体燃料ロケットエンジンの歴史」. Journal of Propulsion and Power . 19 (6): 978– 1007. doi :10.2514/2.6942.
  3. ^ Romantsova, OV; Ulybin, VB (2015-04-01). 「ロケット推進剤として使用される高濃度過酸化水素製造の安全性に関する問題」 . Acta Astronautica . 109 : 231– 234. doi :10.1016/j.actaastro.2014.10.022. ISSN  0094-5765.
  4. ^ Tsiolkovsky、Konstantin E. (1903)、「反応装置による宇宙空間の探査 (Исследование мировых пространств реактивными приборами)」、The Science Review (ロシア語) (5)、オリジナルからアーカイブ2008 年 10 月 19 日、2008 年 9 月 22 日に取得
  5. ^ ジョン・ズメルチック編 (2001).マクミラン・エネルギー百科事典. ニューヨーク: マクミラン・リファレンスUSA. ISBN 0028650212. OCLC  44774933。
  6. ^ MJ Neufeld. 「ドイツにおけるロケットと宇宙飛行の流行、1923-1933年」(PDF) .
  7. ^ ヴァリエ、マックス。ラケテンファルト（ドイツ語）。 pp.  209–232。土井：10.1515/9783486761955-006。ISBN 978-3-486-76195-5。
  8. ^ abcd Clark, John Drury (2018年5月23日). Ignition!: An Informal History of Liquid Rocket Propellants. Rutgers University Press. p. 302. ISBN 978-0-8135-9918-2。
  9. ^ HWK社に関する英国のサイト
  10. ^ Walter サイト - Starthilfe システムのページ
  11. ^ ヘンシェル空海滑空爆弾に関するWlaterのサイトページ
  12. ^ 109-509シリーズ ウォルターロケットモーターの一覧
  13. ^ ブラウン、ヴェルナー・フォン（エステート）、オードウェイ3世、フレデリック1世（1985年）[1975] 『宇宙旅行：歴史』、デイヴィッド・ドゥーリング・ジュニア共著、ニューヨーク：ハーパー＆ロウ、pp.83, 101. ISBN 0-06-181898-4。
  14. ^ Ogden, JM (1999). 「水素エネルギーインフラ構築の展望」. Annual Review of Energy and the Environment . 24 : 227–279 . doi :10.1146/annurev.energy.24.1.227.
  15. ^ 水素製造：天然ガス改質（報​​告書）. 米国エネルギー省. 2017年4月6日閲覧。
  16. ^ ロストラップ＝ニールセン、イェンス・R.;ロストラップ・ニールセン、トーマス（2007 年 3 月 23 日）。大規模な水素製造(PDF) (レポート)。ハルドール・トプソエ。 p. 3. 2016 年 2 月 8 日のオリジナル(PDF)からアーカイブ。2023 年7 月 16 日に取得。1998 年の水素市場の合計は 390×109  Nm³/年 + 110×109  Nm³/yの共同生産。
  17. ^ ローズ、リチャード(1995). 『ダーク・サン：水素爆弾の誕生』 ニューヨーク：サイモン＆シュスターpp.  483– 504. ISBN 978-0-684-82414-7。
  18. ^ サットン, EP; ビブラーズ, O. (2010). ロケット推進要素（第8版）. ニューヨーク: ワイリー. ISBN 9780470080245– インターネットアーカイブ経由。
  19. ^ クラーク、ジョン・D. (1972). 『点火！液体ロケット推進剤の非公式な歴史』ニューブランズウィック、ニュージャージー州：ラトガース大学出版局. p. 189. ISBN 978-0-8135-0725-5。
  20. ^ Zurawski, Robert (1986年6月). 「三元推進剤コンセプトの現状評価」(PDF) .
  21. ^ 「Intuitive Machines：ヒューストンのスタートアップ企業が宇宙史を築く方法」Fast Company。
  22. ^ 「SpaceXの推進責任者、サンタバーバラで観客を盛り上げる」Pacific Business Times. 2014年2月19日. 2014年2月22日閲覧。
  23. ^ Belluscio, Alejandro G. (2014年3月7日). 「SpaceX、Raptorの電力で火星ロケットの推進力向上へ」NASAspaceflight.com . 2014年3月7日閲覧。
  24. ^ Beil, Adrian (2023年7月12日). 「LandSpace、2回目のZhuQue-2打ち上げでメタン軌道投入競争に勝利」NASASpaceFlight . 2023年7月16日閲覧。
  25. ^ 「中国、ライバルに打ち勝ち、初のメタン液体ロケットの打ち上げに成功」ロイター2023年7月12日。
  26. ^ Bell, Adrian (2023年7月12日). 「LandSpace、2回目のZhuQue-2打ち上げでメタン軌道投入競争に勝利」NASASpaceFlight.com . 2023年7月12日閲覧。
  27. ^ Josh Dinner (2024年1月8日). 「ULAのバルカンロケット、アポロ以来初の民間米国月面着陸船を打ち上げ、初飛行で人骨も発見」Space.com . 2024年1月8日閲覧。
  28. ^ 「スターシップの3回目の飛行テスト」SpaceX . 2024年5月7日閲覧。
  29. ^ Todd, David (2012年11月20日). 「マスク氏、火星移住への第一歩としてメタン燃焼型再利用可能ロケットを開発へ」FlightGlobal/Blogs Hyperbola . 2012年11月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2012年11月22日閲覧。
  30. ^ テミスとプロメテウスがフランスで初の高温燃焼試験を完了
  31. ^ DK州ヒューゼル; Huang、DH (1971)、NASA SP-125、「液体推進ロケット エンジンの設計のための現代工学」、(第 2 版)、NASA
  32. ^ Anflo, K.; Moore, S.; King, P. ADNベースのモノプロペラントスラスタファミリーの拡張。第23回AIAA/USU小型衛星会議。SSC09-II-4。
  33. ^ abc Shchetkovskiy, Anatoliy; McKechnie, Tim; Mustaikis, Steven (2012年8月13日). 小型衛星推進のための先進モノプロペラント燃焼室とモノリシック触媒(PDF) . 第15回宇宙ミサイル防衛会議. アラバマ州ハンツビル. 2017年12月14日閲覧.
  34. ^ Dingertz, Wilhelm (2017年10月10日). HPGP® - 高性能グリーン推進(PDF) . ECAPS: ポーランド - スウェーデン宇宙産業会議. 2017年12月14日閲覧。
  • Cpropep-Web ロケットエンジンの推進剤の性能を計算するオンラインコンピュータプログラム
  • 液体ロケットエンジン熱力学解析設計ツールは、液体燃料ロケットエンジンの性能を予測するためのコンピュータ プログラムです。
Retrieved from "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Liquid_rocket_propellant&oldid=1324019928#Bipropellants"