Ensiklopedia

Hipergolik merupakan propelan roket kombinasi yang digunakan dalam mesin roket ketika propelan spontan memicu ketika mereka datang ke dalam kontak satu sama dengan lain. Kedua komponen propelan biasanya terdiri dari bahan bakar dan oksidator . Meskipun propelan hipergolik cenderung sulit untuk menangani karena toksisitas ekstrem mereka dan/atau korosif , mereka biasanya dapat disimpan sebagai cairan pada suhu kamar dan mesin hipergolik mudah andal untuk dinyalakan dan berulang-ulang.

Roket hipergolik tidak membutuhkan sistem pengapian sehingga mereka cenderung inheren sederhana dan dapat diandalkan. Sementara mesin hipergolik lebih besar digunakan dalam beberapa kendaraan peluncuran menggunakan turbopump , mesin yang paling hipergolik. Sebuah gas, biasanya helium, diumpankan ke tangki propelan bawah tekanan melalui serangkaian katup cek dan keamanan. Pada gilirannya, propelan mengalir melalui katup kontrol ke ruang pembakaran. Mereka menyala langsung pada kontak, tanpa risiko bahwa campuran propelan yang tidak bereaksi mungkin membangun dan memicu dalam mulai berpotensi bencana keras.

Bahan bakar hipergolik paling umum, hidrazin , monomethylhydrazine dan dimethylhydrazine simetris, dan oksidator, tetroksida nitrogen, semua cair pada suhu biasa dan tekanan. Jadi, mereka kadang-kadang disebut sebagai propelan cair storable . Mereka cocok untuk digunakan dalam misi pesawat ruang angkasa yang berlangsung selama bertahun-tahun. Sebaliknya, hidrogen cair dan oksigen cair keduanya cryogens yang praktis digunakan adalah terbatas pada kendaraan peluncur ruang di mana mereka perlu disimpan untuk waktu yang singkat.

Kecepatan mesin hipergolik dapat bervariasi tergantung pada mesinnya, tetapi berikut ini beberapa contohnya:

Mesin resiprokal pengapian hipergolik: Mesin ini memiliki rentang RPM 0–6.000.
VORTEX VRM1500-H: Mesin hipergolik ini dikembangkan oleh Sierra Space dan memiliki daya dorong sebesar 1.500 lbf.

Mesin hipergolik menggunakan cairan hipergolik, yang merupakan cairan beracun yang terbakar secara spontan saat bersentuhan satu sama lain. Mesin ini digunakan dalam berbagai sistem roket dan manuver di antariksa, termasuk satelit, pesawat antariksa, pesawat militer, dan wahana antariksa dalam. Sedangkan propelan cair kriogenik cocok untuk roket tahap pertama, tahap inti dan lainnya

Beberapa contoh mesin hipergolik meliputi:

SuperDraco. Mesin hipergolik propelan yang dapat disimpan yang dikembangkan oleh SpaceX yang menghasilkan daya dorong sebesar 67.000 newton. Mesin ini digunakan pada SpaceX Dragon 2 sebagai mesin Launch Abort System.
SpaceX Draco. Mesin roket cair hipergolik yang dirancang dan dibangun oleh SpaceX untuk digunakan dalam kapsul antariksa mereka.

Karena roket hipergolik tidak membutuhkan sistem pengapian, mereka dapat dinyalakan beberapa kali hanya dengan membuka dan menutup katup propelan sampai propelan telah habis. Hal ini membuat mereka unik cocok untuk manuver pesawat ruang angkasa. Mereka juga cocok, meskipun tidak begitu unik, sebagai tahap atas peluncur ruang seperti Delta II dan Ariane 5 yang harus melakukan lebih dari satu pembakaran. Restartable kriogenik (oksigen/hidrogen) mesin roket memang ada, terutama RL-10 pada Centaur dan J-2 pada V Saturnus.

Propelan hipergolik kombinasi umum

Aerozine 50 + nitrogen tetroksida (nto) - banyak digunakan dalam sejarah roket Amerika, termasuk Titan 2, semua mesin dalam Apollo Lunar Module; dan Service Propulsion System di the Apollo Service Module . Aerozine 50 adalah campuran dari 50% UDMH dan 50% hidrazin (N 2 H 4). ^{[

1

]}
Dimethylhydrazine simetris (UDMH) + nitrogen tetroksida (nto) - sering digunakan oleh Rusia, seperti dalam roket Proton dan dipasok oleh mereka ke Prancis untuk 1 tahap Ariane pertama dan kedua (diganti dengan UH 25); ISRO PSLV tahap kedua.
UH 25 adalah campuran dari 25% hidrazin hidrat dan 75% UDMH .
Monomethylhydrazine (MMH) + nitrogen tetroksida (nto) - mesin yang lebih kecil dan pendorong reaksi control: reaksi sistem kontrol Apollo Command Modul, Space Shuttle OMS dan RCS, ^{[

2

]} Ariane 5 EPS, ^{[

3

]} Draco pendorong yang digunakan oleh pesawat ruang angkasa Dragon SpaceX . ^{[

4

]}

Propelan hipergolik kombinasi kurang umum dan usang

Hidrazin + asam nitrat (beracun tapi stabil), [10] juga dikenal sebagai " racun Setan ", seperti yang digunakan dalam roket R-16 Soviet dari bencana Nedelin .
Anilin + asam nitrat (tidak stabil, mudah meledak), yang digunakan dalam Kopral WAC
Anilin + hidrogen peroksida (debu-sensitif, eksplosif)
Furfuril alkohol + IRFNA (atau asam nitrat putih fuming )
UDMH + IRFNA - MGM-52 Lance sistem rudal
T-Stoff + C-Stoff - pesawat tempur roket Perang Dunia II Jerman Messerschmitt Me 163, untuk mesin Walter 109-509A
Minyak tanah + hot hidrogen peroksida - Gamma, dengan peroksida pertama terurai oleh katalis. Karena panas dari dekomposisi H 2 O 2, ini bisa dibilang bukan kombinasi hypergolic . Hidrogen peroksida dingin (undecomposed) dan minyak tanah tidak hypergolic.

Sifat korosif tetroksida nitrogen dapat dikurangi dengan menambahkan beberapa persen oksida nitrat (NO), membentuk MON .

Perbandingan propelan roket cair di permukaan laut dan dalam ruang hampa

Data dalam tabel di bawah ini berasal dari buku Huzel & Huang "Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines", 1992, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington, (ISBN 1-56347-013- 6); Berisi hasil yang diterbitkan oleh Rocketdyne berdasarkan perhitungan yang dilakukan dengan asumsi pembakaran adiabatik, ekspansi isentropik uniaxial dan penyesuaian berkelanjutan rasio campuran oksidan/bahan bakar sebagai fungsi ketinggian. Perhitungan ini dilakukan untuk tekanan ruang bakar sebesar 1.000 PSI, yaitu 1.000 "pon per inci persegi", yang dalam satuan internasional (SI) setara dengan 6.894.757 Pa. Kecepatan ejeksi pada tekanan yang lebih rendah dapat diperkirakan dengan menerapkan koefisien dari grafik seberang.

Besaran yang ditampilkan dalam tabel ini adalah sebagai berikut:

ratio , perbandingan pencampuran (laju aliran massa oksidan terhadap laju aliran massa bahan bakar)
v _e , kecepatan ejeksi gas buang, dinyatakan dalam meter per detik
ρ , kepadatan nyata propelan, dinyatakan dalam gram per sentimeter kubik
T _C , suhu keseimbangan di ruang bakar, dinyatakan dalam °C
C* , kecepatan karakteristik, dinyatakan dalam meter per detik

Tujuan tabel ini adalah untuk menjelaskan evolusi parameter antara lepas landas dan kedatangan di orbit: di sebelah kiri, nilai di permukaan laut; di sebelah kanan, sama dalam kehampaan. Ini adalah nilai nominal yang dihitung untuk sistem ideal, dibulatkan dalam satuan SI (komposisi dinyatakan dalam persentase massa):

Propelan Oksidan	Propelan Reduktor	Hipergolik	Kriogenik	Ekspansi optimal pada 6.895 kPa di permukaan laut					Ekspansi optimal pada 6.895 kPa dalam ruang hampa
Propelan Oksidan	Propelan Reduktor	Hipergolik	Kriogenik	ratio Ox/Red	v _e m/s	ρ /cm ³	T _C °C	C* m/s	ratio Ox/Red	v _e m/s	ρ /cm ³	T _C °C	C* m/s
O ₂	H ₂	Tidak	Ya	4.13	3.816	0,29	2.740	2.416	4.83	4.462	0,32	2.978	2.386
O ₂	CH ₄	Tidak	Ya	3.21	3.034	0,82	3.260	1.857	3.45	3.615	0,83	3.290	1.838
O ₂	C ₂ H ₆	Tidak	Ya	2.89	3.006	0,90	3.320	1.840	3.10	3.584	0,91	3.351	1.825
O ₂	RP-1	Tidak	Ya	2.58	2.941	1.03	3.403	1.799	2.77	3.510	1.03	3.428	1.783
O ₂	N ₂ H ₄	Tidak	Ya	0,92	3.065	1.07	3.132	1.892	0,98	3.460	1.07	3.146	1.878
O ₂	B ₂ H ₆	Tidak	Ya	1.96	3.351	0,74	3.489	2.041	2.06	4.016	0,75	3.563	2.039
70% O ₂ + 30 F ₂	H ₂	Tidak	Ya	4.80	3.871	0,32	2.954	2.453	5.70	4.520	0,36	3.195	2.417
70% O ₂ + 30 F ₂	RP-1	Tidak	Ya	3.01	3.103	1.09	3.665	1.908	3.30	3.697	1.10	3.692	1.889
70 F ₂ + 30% O ₂	RP-1	Ya	Ya	3.84	3.377	1.20	4.361	2.106	3.84	3.955	1.20	4.361	2.104
87,8 F ₂ + 12,2% O ₂	MMH	Ya	Ya	2.82	3.525	1.24	4.454	2.191	2.83	4.148	1.23	4.453	2.186
F ₂	H ₂	Ya	Ya	7.94	4.036	0,46	3.689	2.556	9.74	4.697	0,52	3.985	2.530
F ₂	34,8% Li 65,2% H ₂	Ya	Ya	0,96	4.256	0,19	1.830	2.680
F ₂	39,3% Li + 60,7 H ₂	Ya	Ya						1.08	5.050	0,21	1.974	2.656
F ₂	CH ₄	Ya	Ya	4.53	3.414	1.03	3.918	2.068	4.74	4.075	1.04	3.933	2.064
F ₂	C ₂ H ₆	Ya	Ya	3.68	3.335	1.09	3.914	2.019	3.78	3.987	1.10	3.923	2.014
F ₂	MMH	Ya	Ya	2.39	3.413	1.24	4.074	2.063	2.47	4.071	1.24	4.091	1.987
F ₂	N ₂ H ₄	Ya	Ya	2.32	3.580	1.31	4.461	2.219	2.37	4.215	1.31	4.468	2.122
F ₂	NH ₃	Ya	Ya	3.32	3.531	1.12	4.337	2.194	3.35	4.143	1.12	4.341	2.193
OF ₂	H ₂	Ya	Ya	5.92	4.014	0,39	3.311	2.542	7.37	4.679	0,44	3.587	2.499
OF ₂	CH ₄	Ya	Ya	4.94	3.485	1.06	4.157	2.160	5.58	4.131	1.09	4.207	2.139
OF ₂	C ₂ H ₆	Ya	Ya	3.87	3.511	1.13	4.539	2.176	3.86	4.137	1.13	4.538	2.176
OF ₂	RP-1	Ya	Ya	3.87	3.424	1.28	4.436	2.132	3.85	4.021	1.28	4.432	2.130
OF ₂	N ₂ H ₄	Ya	Ya	1.51	3.381	1.26	3.769	2.087	1.65	4.008	1.27	3.814	2.081
OF ₂	MMH	Ya	Ya	2.28	3.427	1.24	4.075	2.119	2.58	4.067	1.26	4.133	2.106
OF ₂	50,5% MMH + 29,8% N ₂ H ₄ + 19,7 H ₂ O	Ya	Ya	1.75	3.286	1.24	3.726	2.025	1.92	3.908	1.25	3.769	2.018
OF ₂	B ₂ H ₆	Ya	Ya	3,95	3.653	1.01	4.479	2.244	3,98	4.367	1.02	4.486	2.167
IRFNA III a	MMH	Ya	Tidak	2.59	2.690	1.27	2.849	1.665	2.71	3.178	1.28	2.841	1.655
IRFNA III a	UDMH	Ya	Tidak	3.13	2.668	1.26	2.874	1.648	3.31	3.157	1.27	2.864	1.634
IRFNA III a	60% UDMH + 40% DETA	Ya	Tidak	3.26	2.638	1.30	2.848	1.627	3.41	3.123	1.31	2.839	1.617
IRFNA IV HDA	MMH	Ya	Tidak	2.43	2.742	1.29	2.953	1.696	2.58	3.242	1.31	2.947	1.680
IRFNA IV HDA	UDMH	Ya	Tidak	2.95	2.719	1.28	2.983	1.676	3.12	3.220	1.29	2.977	1.662
IRFNA IV HDA	60% UDMH + 40% DETA	Ya	Tidak	3.06	2.689	1.32	2.903	1.656	3.25	3.187	1.33	2.951	1.641
N ₂ O ₄	N ₂ H ₄	Ya	Tidak	1.36	2.862	1.21	2.992	1.781	1.42	3.369	1.22	2.993	1.770
N ₂ O ₄	MMH	Ya	Tidak	2.17	2.827	1.19	3.122	1.745	2.37	3.347	1.20	3.125	1.724
N ₂ O ₄	50% UDMH + 50% N ₂ H ₄	Ya	Tidak	1,98	2.831	1.12	3.095	1.747	2.15	3.349	1.20	3.096	1.731
ClF ₃	N ₂ H ₄	Ya	Tidak	2.81	2.885	1.49	3.650	1.824	2.89	3.356	1,50	3.666	1.822
ClF ₅	N ₂ H ₄	Ya	Tidak	2.66	3.069	1.47	3.894	1.935	2.71	3.580	1.47	3.905	1.934
ClF ₅	MMH	Ya	Tidak	2.82	2.962	1.40	3.577	1.837	2.83	3.488	1.40	3.579	1.837
ClF ₅	86% MMH + 14% N ₂ H ₄	Ya	Tidak	2.78	2.971	1.41	3.575	1.844	2.81	3.498	1.41	3.579	1.844

Mesin roket orbital hipergolik

Mesin roket orbital hipergolik yang mudah menyala biasanya untuk pendorong vernier maupun roket tahap atas yang menempatkan muatan roket seperti satelit pada orbit.

Mesin	Asal	Perancang	Kendaraan	Status	Pengguna	Propelan hipergolik	Siklus daya	Impuls spesifik (s)	Daya dorong (N)	Tekanan ruang (bar)	Massa (kg)	Daya dorong:rasio berat	Rasio pengoksidasi:bahan bakar
AJ-10-190	USA	Aerojet	Space Shuttle , Orion , Apollo CSM	Active	Upper	N ₂ O ₄ / MMH	Pressure-fed	316 ^{[ 5 ]}	26.689 ^{[ 5 ]}	8,62 ^{[ 5 ]}	118 ^{[ 5 ]}	23,08
RD-276 , 14Д14М	Rusia	NPO Energomash	Proton-M	Active	1st	N ₂ O ₄ / UDMH	Staged, oxidizer-rich	315,8 ^{[ 6 ]} 288 (SL)	1,831,882 1,671,053 (SL)	168,5	1,120	171,2
RD-861K	Ukraina	Pivdenne / Pivdenmash		Development	2nd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	330 ^{[ 7 ]}	77,629		207		2,41
Vikas (rocket engine)	India	LPSC	PSLV , GSLV , GSLV Mk III	Active	2nd, main, booster	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	262	680,500–804,500 600,500–756,500 (SL)	53,0–58.5
YF-21B	Tiongkok	AALPT	Long March 2E , 2F , 3	Active	Booster, 1st	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	260,66 (SL) ^{[ 8 ]}	740,400 (SL) ^{[ 8 ]}
YF-21C	Tiongkok	AALPT	Long March 2C , 2D , 3A , 3B , 3C , 4B , 4C	Active	1st	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	260,7 (SL) ^{[ 8 ]}	740,400 (SL) ^{[ 8 ]}
YF-25	Tiongkok	AALPT	Long March 3B , 3C	Active	Booster	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	260,66 (SL) ^{[ 8 ]}	740,400 (SL) ^{[ 8 ]}
YF-22B	Tiongkok	AALPT	Long March 2E , 2F	Active	2nd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	298,0 ^{[ 8 ]}	738,400
YF-22C	Tiongkok	AALPT	Long March 2C , 2D , 4B , 4C	Active	2nd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	298,0 ^{[ 8 ]}	742,040
YF-22D	Tiongkok	AALPT	Long March 3	Active	2nd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	298,0 ^{[ 8 ]}	741,400
YF-22E	Tiongkok	AALPT	Long March 3A , 3B , 3C	Active	2nd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	298,0 ^{[ 8 ]}	741,400
YF-40	Tiongkok	AALPT	Long March 4B , 4C	Active	3rd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	303	103,000
YF-50D	Tiongkok	AALPT	Long March 3B , 3C , 5 , 7	Active	Upper	N ₂ O ₄ / UDMH	Pressure-fed	315,5	6,500
Zenith	USA			Development	1st	CH ₄ / LOX	Staged, full-flow	345 ^{[ 9 ]}	444,822 ^{[ 9 ]}
Aestus	Uni Eropa	Airbus Defence and Space	Ariane 5 G, G+, ES	Retired	Upper	N ₂ O ₄ / MMH	Pressure-fed	324 ^{[ 10 ]}	30,000	11	111	27,6	1,9
Aestus II	Uni Eropa	Airbus Defence and Space	Ariane 5	Retired	Upper	N ₂ O ₄ / MMH	Gas generator	340 ^{[ 11 ]}	55,400	60	138	41,0	1,9
Gamma 2	Britania Raya		Black Arrow	Retired	2nd	RP-1 / H ₂ O ₂	Staged, decomposition and combustion	265 ^{[ 12 ]}	68,200		173	40,22	8
Gamma 8	Britania Raya		Black Arrow	Retired	1st	RP-1 / H ₂ O ₂	Staged, decomposition and combustion	265 ^{[ 13 ]}	234,800	47,40	342	70,01	8
RD-264 11Д119	USSR	NPO Energomash		Retired	1st	N ₂ O ₄ / UDMH	Staged, oxidizer-rich	318 ^{[ 14 ]} 293 (SL)	4,521,000	206	3,600	128,15
RD-270	USSR	NPO Energomash	UR-700 (proposed), UR-900 (proposed)	Tested, Cancelled	1st	N ₂ O ₄ / UDMH	Staged, full-flow	322 ^{[ 15 ]} 301 (SL)	6,710,000 6,270,000 (SL)	261	3,370	189,91
RD-275 14Д14	Rusia	NPO Energomash	Proton-M	Retired	1st	N ₂ O ₄ / UDMH	Staged, oxidizer-rich	316 ^{[ 16 ]} 287 (SL)	1,831,882 1,671,053 (SL)	160,0	1,070	171,2
RD-843	Ukraina	Pivdenne / Pivdenmash		Retired	upper	N ₂ O ₄ / UDMH	Pressure-fed	315,5	2,452	20,4	15,93		2,0
RD-854 8D612	Uni Soviet	Pivdenne / Pivdenmash	R-36ORB	Retired	3rd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator
RD-855 8D68M	Uni Soviet	Pivdenne / Pivdenmash	Tsyklon-2 , , R-36	Retired	1st vernier	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator		328,000	65,70	320		1,97
RD-856 8D69M	Uni Soviet	Pivdenne / Pivdenmash	Tsyklon-2 , ( -4 ), R-36	Retired	2nd vernier	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator		54,230	71,60	112,5		1,98
RD-861 11D25	Uni Soviet	Pivdenne / Pivdenmash	Tsyklon-2 ,	Retired	3rd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator		78,710	88,8	123		2,1
RD-864 15D177	Uni Soviet	Pivdenne / Pivdenmash	R-36 (missile) ,	Retired	3rd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	7002309000000000000♠ 298–309	7001202000000000000♠ 8,450–20,200	7001410000000000000♠ 17–41	199		1,8
RD-869 15D300	Uni Soviet	Pivdenne / Pivdenmash	R-36M	Retired	3rd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator	7002313000000000000♠ 302.3–313	7001204700000000000♠ 8,580–20,470	7001410000000000000♠ 17–41	196		1,8
Viking 2	Uni Eropa	Snecma	Ariane 1	Retired	1st	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator		690,000 611,200 (SL)		776	90,67
Viking 2B	Uni Eropa	Snecma	Ariane 2 , 3	Retired	1st	N ₂ O ₄ / UH 25	Gas generator		643,000 (SL)		776	84,5
Viking 4	Uni Eropa	Snecma	Ariane 1	Retired	2nd	N ₂ O ₄ / UDMH	Gas generator		713,000		826	88
Viking 4B	Uni Eropa	Snecma	Ariane 2 , 3 , 4	Retired	2nd	N ₂ O ₄ / UH 25	Gas generator		800,000		826	98,76
Viking 5C	Uni Eropa	Snecma	Ariane 4	Retired	1st	N ₂ O ₄ / UH 25	Gas generator		758,000 678,000 (SL)		826	93,57
Viking 6	Uni Eropa	Snecma	Ariane 4	Retired	Booster	N ₂ O ₄ / UH 25	Gas generator		750,000		826	92,59

Lihat pula

Kendaraan peluncur antariksa
Wahana antariksa
Mesin roket
Landasan peluncuran
Bandar antariksa
Bahan bakar roket
Propulsi roket
Mesin roket
Kriogenik (bahan bakar) propelan cair pada temperatur yang sangat rendah berupa cair gas seperti hidrogen cair , untuk roket tahap pertama, tahap inti dan lainnya.
Oksidator
Oksigen cair
Hidrogen cair
RP-1 Rocket Propellant 1 atau Refined Petroleum 1
Dinitrogen tetroksida N ₂ O ₄
Dimetilhidrazin tak simetris UDMH
Propelan roket cair
Gaya dorong

Referensi

^ Clark (1972), p.45
^ T.A. Heppenheimer, Development of the Shuttle, 1972-1981. Smithsonian Institution Press, 2002. ISBN 1-58834-009-0 .
^ "Space Launch Report: Ariane 5 Data Sheet" .
^ "SpaceX Updates — December 10, 2007" . SpaceX . 2007-12-10. Diarsipkan dari versi asli tanggal 2013-04-05 . Diakses tanggal 2010-02-03 .
^ ^a ^b ^c ^d "In-Space Product Data Sheets" (PDF) . Aerojet Rocketdyne . September 13, 2019. Diarsipkan dari versi asli (PDF) tanggal January 11, 2020 . Diakses tanggal January 29, 2020 .
^ "RD-276 "Comrade " " . NPO Energomash . Diarsipkan dari versi asli tanggal January 27, 2022 . Diakses tanggal 14 October 2019 .
^ "RD-861K" . www.yuzhnoye.com . Diarsipkan dari versi asli tanggal February 25, 2022 . Diakses tanggal 2020-01-19 .
^ ^a ^b ^c ^d ^e ^f ^g ^h ⁱ ^j "2.2 LM-3A Launch Vehicle". LM-3A Series Launch Vehicle User's Manual. Issue 2011 (PDF) . CASC . 2011. hlm. 2–4 . Diakses tanggal 2016-01-16 .
^ ^a ^b "Nova" . Stoke Space / 100% reusable rockets / USA (dalam bahasa Inggris) . Diakses tanggal 2024-12-18 .
^ "Aestus Rocket Engine" . Airbus Defence and Space . Diarsipkan dari versi asli tanggal 2015-04-20 . Diakses tanggal 29 January 2014 .
^ "Aestus Rocket Engine" . Airbus Defence and Space . Diarsipkan dari versi asli tanggal 2015-05-28 . Diakses tanggal 29 January 2014 .
^ "Gamma 2" . Encyclopedia Astronautica . Diarsipkan dari versi asli tanggal 22 May 2013 . Diakses tanggal 26 April 2013 .
^ "Gamma 8" . Encyclopedia Astronautica . Diarsipkan dari versi asli tanggal 22 May 2013 . Diakses tanggal 26 April 2013 .
^ Wade, Mark. "RD-264" . Encyclopedia Astronautica . Diarsipkan dari versi asli tanggal October 14, 2016 . Diakses tanggal 10 June 2017 .
^ "RD-270 (8D420)" . NPO Energomash . Diakses tanggal 6 February 2023 .
^ "RD-253 and RD-275" . NPO Energomash . Diarsipkan dari versi asli tanggal April 5, 2015 . Diakses tanggal 30 June 2015 .

[1] Clark (1972), p.45

[2] T.A. Heppenheimer, Development of the Shuttle, 1972-1981. Smithsonian Institution Press, 2002. ISBN 1-58834-009-0 .

[3] "Space Launch Report: Ariane 5 Data Sheet" .

[sxu20071210-4] "SpaceX Updates — December 10, 2007" . SpaceX . 2007-12-10. Diarsipkan dari versi asli tanggal 2013-04-05 . Diakses tanggal 2010-02-03 .

[:1-5] "In-Space Product Data Sheets" (PDF) . Aerojet Rocketdyne . September 13, 2019. Diarsipkan dari versi asli (PDF) tanggal January 11, 2020 . Diakses tanggal January 29, 2020 .

[RD-276-6] "RD-276 "Comrade " " . NPO Energomash . Diarsipkan dari versi asli tanggal January 27, 2022 . Diakses tanggal 14 October 2019 .

[7] "RD-861K" . www.yuzhnoye.com . Diarsipkan dari versi asli tanggal February 25, 2022 . Diakses tanggal 2020-01-19 .

[casc-lm3a-2011-8] ^ ^a ^b ^c ^d ^e ^f ^g ^h ⁱ ^j "2.2 LM-3A Launch Vehicle". LM-3A Series Launch Vehicle User's Manual. Issue 2011 (PDF) . CASC . 2011. hlm. 2–4 . Diakses tanggal 2016-01-16 .

[:0-9] "Nova" . Stoke Space / 100% reusable rockets / USA (dalam bahasa Inggris) . Diakses tanggal 2024-12-18 .

[Aestus_Airbus-10] "Aestus Rocket Engine" . Airbus Defence and Space . Diarsipkan dari versi asli tanggal 2015-04-20 . Diakses tanggal 29 January 2014 .

[AestusII_Airbus-11] "Aestus Rocket Engine" . Airbus Defence and Space . Diarsipkan dari versi asli tanggal 2015-05-28 . Diakses tanggal 29 January 2014 .

[Gamma2-12] "Gamma 2" . Encyclopedia Astronautica . Diarsipkan dari versi asli tanggal 22 May 2013 . Diakses tanggal 26 April 2013 .

[Gamma8-13] "Gamma 8" . Encyclopedia Astronautica . Diarsipkan dari versi asli tanggal 22 May 2013 . Diakses tanggal 26 April 2013 .

[RD-264-14] Wade, Mark. "RD-264" . Encyclopedia Astronautica . Diarsipkan dari versi asli tanggal October 14, 2016 . Diakses tanggal 10 June 2017 .

[RD-270-15] "RD-270 (8D420)" . NPO Energomash . Diakses tanggal 6 February 2023 .

[RD-275-16] "RD-253 and RD-275" . NPO Energomash . Diarsipkan dari versi asli tanggal April 5, 2015 . Diakses tanggal 30 June 2015 .

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

[ 12 ]

[ 13 ]

[ 14 ]

[ 15 ]

[ 16 ]