Propergol liquide

En astronautique, on appelle propergol liquide tout système chimique composé d'un ou plusieurs ergols stockés à l'état liquide pour produire, par décomposition ou par combustion, un mélange gazeux dont la détente à travers une tuyère fournit une force de poussée. De tels propergols ne permettent pas d'atteindre des vitesses très élevées mais offrent une poussée suffisante pendant le temps nécessaire pour s'affranchir de la pesanteur et placer des charges utiles en orbite. Ils sont donc couramment utilisés pour fournir l'impulsion nécessaire au décollage des lanceurs et pour les manœuvrer dans l'espace.

Lanceur russe Proton, propulsé au NTO/UDMH.

Grandeurs caractérisant un propergol

Ces grandeurs sont introduites dans l'article « Moteur-fusée ».

Impulsion spécifique

Notée I_sp et mesurée en secondes, l'impulsion spécifique indique la durée pendant laquelle une masse d'un kilogramme de propergol peut fournir une force de poussée d'un kilogramme-force, soit 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 l'impulsion spécifique exprimée en secondes
F_prop la force de poussée du propergol, mesurée en newtons
g₀ l'accélération de la gravité moyenne au niveau du sol (pesanteur normale), soit 9,806 65 m/s²
${\dot {m}}$ le débit massique d'éjection des gaz d'échappement, mesuré en kilogrammes par seconde

Cette équation souligne que, à poussée égale, l'impulsion spécifique sera d'autant plus élevée que le débit massique sera faible, ce qui signifie qu'on privilégiera des ergols dont les produits de combustion ont une masse molaire faible.

L'impulsion spécifique n'est pas une grandeur absolue d'un propergol, mais dépend des performances du moteur-fusée, et tout particulièrement de la pression atteinte dans la chambre de combustion, qui peut affecter les performances du système de 10 à 15 %. Elle dépend également de la détente des gaz d'échappement dans la tuyère, dont la géométrie doit être optimale pour maximiser la poussée, et elle dépend donc aussi de la pression à l'extérieur de la fusée : l'impulsion spécifique est maximale dans le vide, mais est inférieure de près de 15 % au décollage au niveau de la mer.

Dans la littérature, les valeurs d'impulsion spécifique sont données dans le vide et dans les conditions thermodynamiques idéales, de sorte qu'elles constituent des bornes supérieures auxquelles les valeurs pratiques sont généralement inférieures de 5 à 10 %.

Vitesse d'éjection des gaz d'échappement

Dans la mesure où le rapport de la force de poussée au débit massique est égal à la vitesse d'éjection des gaz d'échappement, on peut également exprimer l'impulsion spécifique d'un propergol au moyen de la vitesse d'échappement, exprimée en mètres par seconde, selon l'égalité :

v_{e}={\frac {F_{prop}}{\dot {m}}}=g_{0}\cdot I_{sp}

avec :

v_e la vitesse d'éjection des gaz d'échappement, exprimée en m/s
g₀ la pesanteur normale, soit 9,806 65 m/s²
I_sp l'impulsion spécifique mesurée en secondes

Fraction massique du propergol, delta V, densité d'impulsion

Fraction massique

On appelle fraction massique du propergol le rapport entre la masse finale du lanceur (après combustion du propergol) et sa masse initiale (avec le propergol avant sa combustion) :

f_{\mathrm {mass} }\ =\ 1-{\frac {m_{\mathrm {prop} }}{M_{0}}}

avec :

$f_{\mathrm {mass} }$ la fraction massique du propergol consommé ;
$m_{\mathrm {prop} }$ la masse de propergol consommé, mesurée en kg ;
$M_{0}$ la masse initiale de l'engin spatial (avec le propergol consommé), mesurée en kg.

C'est une grandeur qui dépend à la fois de la conception du lanceur et de la masse volumique du propergol employé.

Delta V

Par ailleurs, on désigne couramment par « delta V » le surcroît de vitesse imprimé à un engin spatial par la combustion d'une quantité donnée de propergol. En l'absence de champ de gravité et de frottements, l'équation de Tsiolkowski permet d'exprimer simplement le delta V à partir de la fraction massique du propergol :

\Delta {v}=v_{e}\cdot \ln \left[{\frac {M_{\mathrm {plein} }}{M_{\mathrm {vide} }}}\right]

avec :

Δv la variation de vitesse de l'engin spatial exprimée en m/s
v_e la vitesse d'éjection des gaz d'échappement, mesurée en m/s
M_plein la masse de l'engin spatial au décollage, mesurée en kg
M_vide la masse hors propergol de l'engin spatial, mesurée en kg

On voit clairement avec cette expression que, pour maximiser le delta V, il faut :

utiliser un propergol qui permette d'éjection des gaz d'échappement à une vitesse v_e aussi élevée que possible
maximiser le rapport M_plein / M_vide, ce qui signifie :
- construire un astronef aussi léger que possible
- utiliser un propergol aussi dense que possible

Le delta V dépend donc à la fois de la masse du véhicule spatial et des qualités intrinsèques (masse volumique et vitesse d'éjection) du propergol utilisé.

Densité d'impulsion

La masse volumique apparente du propergol étant une donnée aussi déterminante que son impulsion spécifique, on définit l'impulsion-densité (ou densité d'impulsion) comme le produit de ces deux grandeurs :

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

avec :

I_d l'impulsion-densité exprimée en s kg m⁻³
d_prop la masse volumique apparente du propergol mesurée en kg/m³
I_sp l'impulsion spécifique mesurée en secondes

C'est parfois le couple (I_sp, I_d) plutôt que le couple (v_e, d_prop) qui est indiqué dans les tables de valeurs numériques sur les propergols liquides.

Qualités d'un propergol liquide

Hypergolique / non-hypergolique

On qualifie d'hypergolique un couple d'ergols qui, lorsqu'ils sont mis en contact l'un avec l'autre, autocatalysent leur propre oxydoréduction : la combustion s'initie spontanément, sans qu'il y ait besoin d'un système d'allumage, ce qui simplifie la réalisation du moteur-fusée. La fiabilité de la propulsion s'en trouve améliorée, car il devient possible de contrôler la poussée à l'aide de deux valves (une par ergol) sans devoir recourir à des systèmes de contrôle d'allumage complexes et fragiles. De plus, la nature même des ergols empêche qu'ils ne s'accumulent sous forme d'un mélange explosif à l'origine de surpressions dommageables au moment de l'allumage (hard start). En contrepartie, de tels hypergols sont généralement dangereux à manipuler en raison de leur grande réactivité chimique.

Cryogénique / stockable

On qualifie de cryogénique un propergol dont l'un au moins des ergols doit être maintenu à une température inférieure à −150 °C, température à partir de laquelle certains gaz de l'air se condensent à pression ambiante. De tels propergols sont généralement très performants mais ne peuvent être utilisés qu'au décollage depuis la Terre, car ils ne peuvent être maintenus longtemps à la température requise une fois chargés dans le lanceur. C'est tout particulièrement le cas de l'hydrogène liquide, qui commence à s'évaporer dès qu'il est en réservoir.

À l'opposé, les propergols stockables peuvent être maintenus liquides sur de longues périodes de temps sans nécessiter d'installations particulières pour les conserver.

Développement et utilisation des propergols liquides

Peenemünde : un V2 quatre secondes après son décollage du pas de tir d'essai VII, été 1943.

Dans les années 1940

Après la Seconde Guerre mondiale

Tir d'un missile américain PGM-11 Redstone (numéro de série 56) à Cap Canaveral, 17 septembre 1958. Comme le Redstone est un dérivé direct du V-2 allemand, il utilise donc comme propergol de l'éthanol éthylique coupé à 25% et de l'oxygène liquide.

Développée notamment au prix de la vie de nombreux prisonniers de guerre, la technologie allemande en matière de propulsion chimique a été reprise dans les années 1950 par les ingénieurs américains et soviétiques, qui expérimentèrent d'autres substances, parfois exotiques, telles que la tétrafluorohydrazine N₂F₄ avec le pentaborane B₅H₉.

L'éthanol H₃C-CH₂OH a été très utilisé, pur ou mélangé avec d'autres combustibles, par les ingénieurs allemands puis alliés dans les années 1940 en raison de sa chaleur latente de vaporisation élevée, qui permettait de l'utiliser pour refroidir les moteurs. Ses performances sont néanmoins inférieures à celles permises par les hydrocarbures, plus denses et plus énergétiques. Le principal obstacle à l'utilisation d'hydrocarbures comme combustible pour fusées était leur mauvais comportement thermique : en passant dans les circuits de refroidissement des moteurs, les fractions les plus lourdes avaient tendance à polymériser et à bloquer les bulles issues de la vaporisation des fractions les plus légères, ce qui finissait par obstruer les circuits.

Ces problèmes ont été résolus au milieu des années 1950, en réduisant sévèrement la teneur en soufre, qui favorise la polymérisation, ainsi que celle en hydrocarbures insaturés (les plus susceptibles de polymériser), tout en privilégiant les alcanes ramifiés et cycliques, plus résistants à la chaleur que les alcanes linéaires. Les espèces recherchées sont de type ladderane en C₁₂. Ceci a conduit au développement du RP-1, Refined Petroleum-1 ou Rocket Propellant-1 selon les versions. Avec le développement de l'industrie pétrolière et des techniques de raffinage, le RP-1 et l'hydrogène liquide se sont imposés depuis comme combustibles de puissance, tandis que l'hydrate d'hydrazine N₂H₄•H₂O (B-Stoff) était remplacé par des formes anhydres méthylées, monométhylhydrazine H₂N-NHCH₃ (MMH) et diméthylhydrazine asymétrique H₂N-N(CH₃)₂ (UDMH) pour en accroître les performances dans les manœuvres de précision.

Côté oxydant, l'oxygène liquide est resté le comburant des applications de puissance avec le kérosène (RP-1) et l'hydrogène liquide, tandis que les recherches sur le SV-Stoff ont visé à stabiliser l'acide nitrique HNO₃ pour limiter les effets nocifs des vapeurs de dioxyde d'azote NO₂ abondamment libérées par l'acide nitrique (ces vapeurs sont d'ailleurs la raison pour laquelle HNO₃ concentré est appelé acide nitrique fumant, WFNA en anglais, pour White Fuming Nitric Acid). Ceci fut réalisé en diluant HNO₃ dans le peroxyde d'azote N₂O₄, ce qui donnait à l'ensemble une coloration rougeâtre (d'où le nom acide nitrique fumant rouge, RFNA en anglais), tandis que le problème de la corrosion des réservoirs était résolu en ajoutant de l'acide fluorhydrique HF pour passiver la surface intérieure des réservoirs en y déposant une couche de fluorure métallique : c'est ce qu'on appelle l’acide nitrique fumant rouge inhibé, ou IRFNA en anglais.

Aujourd'hui

On a coutume de distinguer formellement trois types de propergols liquides selon le nombre d'ergols qui les constituent :

les monergols (ou monoergols), qui ne sont composés que d'un seul ergol ;
les diergols (ou biergols), qui sont composés de deux ergols ;
les triergols, qui sont composés de trois ergols.

Cette nomenclature est en fait assez artificielle car la différence fondamentale réside entre les monergols et les autres propergols liquides :

les monergols fonctionnent sur la base d'une décomposition exothermique catalysée ;
les autres propergols reposent sur la combustion d'un ou plusieurs carburants dans un ou plusieurs comburants.

Hydrazine

L'hydrazine N₂H₄ est le monergol le plus couramment employé, notamment dans les phases finales de descente des sondes spatiales avant atterrissage sur leur cible : ce fut le cas des landers du programme Viking ainsi que de la mission Phoenix, arrivée sur Mars le 25 mai 2008. La sonde Mars Reconnaissance Orbiter a été mise en orbite avec un réservoir de plus d'une tonne d'hydrazine pour stabiliser sa trajectoire autour de Mars. L'hydrazine se décompose de façon très exothermique sur catalyseur métallique d'iridium sur alumine Al₂O₃ ou nanofibres de carbone/graphite^[1] ou nitrure de molybdène sur l'alumine^[2], qui catalysent les réactions :

3 N₂H₄ → 4 NH₃ + N₂
N₂H₄ → N₂ + 2 H₂
4 NH₃ + N₂H₄ → 3 N₂ + 8 H₂

Ces réactions dégagent suffisamment d'énergie pour conduire la chambre de combustion à 800 °C en une milliseconde^[1] avec un très bon rendement^[2], d'où une impulsion spécifique dans le vide d'environ 220 s^[3].

Propergols stockables

Le développement des technologies à propergols stockables a été mené dans un but largement militaire, essentiellement afin de mettre à disposition des arsenaux une batterie de missiles prêts à être tirés dans les délais les plus brefs sur la période de temps la plus longue possible à partir d'installations aussi réduites que possible. La plupart des lanceurs russes et américains à propergols stockables sont ainsi dérivés de missiles balistiques intercontinentaux.

Le lanceur ukraino-russe Dniepr-1, propulsé au NTO/UDMH, a été développé à partir des missiles soviétiques R-36 (SS-18 Satan) reconvertis en lanceurs commerciaux LEO ; il est tiré depuis un silo enterré.

Combustibles Aérozine 50, UDMH, UH 25 ou MMH

Le mélange 50 % hydrazine H₂N-NH₂ + 50 % UDMH H₂N-N(CH₃)₂ est appelé aérozine 50. C'est un combustible développé aux États-Unis dans les années 1950 au départ pour équiper les missiles Titan II, à l'origine de lanceurs à la suite desquels ce carburant a été très employé dans l'astronautique ; il fut notamment à l'honneur dans la mission Apollo 11 pour avoir assuré l'atterrissage puis le décollage du LEM. L'aérozine 50 est un peu moins dense que l'hydrazine pure et a un point d'ébullition un peu moins élevé, mais offre une stabilité et un temps de réponse optimisés avec le NTO (peroxyde d'azote N₂O₄).

La France avait opté dès les années 1960 pour une propulsion NTO / UDMH avec les fusées Diamant, à l'origine du programme Ariane : lancées depuis Hammaguir (Algérie) jusqu'en 1967, puis à partir du Centre spatial guyanais de Kourou à partir de 1970, les fusées Diamant ont connu trois échecs et neuf succès, dont la mise en orbite du satellite Astérix en 1965 ainsi que de Castor et Pollux en 1975. Afin d'assurer la propulsion du lanceur Ariane 1, le programme Ariane avait opté, dans la continuité des fusées Diamant, pour une propulsion à l'UDMH pure, qui fut en partie à l'origine de l'échec du second lancement de la fusée, en 1980. Après cela, les lanceurs Ariane 2 à Ariane 4 fonctionnèrent avec de l'UH 25, un mélange 75 % UDMH H₂N-N(CH₃)₂ + 25 % hydrate d'hydrazine H₂N-NH₂•H₂O, Ariane 4 devenant l'un des lanceurs les plus fiables au monde, avec un taux de succès de plus de 97 %.

La MMH H₂N-NHCH₃ s'est par la suite imposée face aux diverses combinaisons d'hydrazine et d'UDMH pour le fonctionnement dans l'espace ; elle est notamment employée dans le système de manœuvre orbital (OMS) de la navette spatiale de la NASA ainsi que dans l'étage à propergol stockable (EPS) d'Ariane 5.

Particulièrement toxiques, ces composés font l'objet de recherches pour les remplacer par des équivalents moins dangereux, par exemple le DMAZ^[4] (2-azido-N,N-diméthyléthanamine (CH₃)₂N–CH₂–CH₂–N=N⁺=N⁻).

Oxydant NTO ou MON

Le peroxyde d'azote N₂O₄, généralement désigné par NTO (pour Nitrogen Tetroxide), est l'oxydant « historique » avec tous ces carburants azotés : il est à la fois hypergolique avec eux, et stockable dans les conditions terrestres. Il est rarement utilisé pur mais mélangé avec du monoxyde d'azote N≡O dans des proportions variables, afin de limiter les effets de la corrosion du NTO, notamment sur les alliages en titane utilisés dans les systèmes de propulsion. Un mélange de x % de N≡O avec (100-x) % de NTO est appelé MON-x (pour Mixed Oxides of Nitrogen), la limite étant le MON-40 ; les Américains utilisent généralement du MON-3, tandis que les Européens semblent préférer le MON-1,3.

Le propergol NTO / aérozine 50 est surtout employé au décollage, les systèmes MON / MMH sont utilisés pour les ajustements orbitaux dans l'espace sur des engins assez gros et pour des périodes d'utilisation de l'ordre de quelques semaines, et l'hydrazine comme monergol reste la solution privilégiée pour le positionnement des engins plus petits tels que des satellites ou des sondes sur des périodes de temps se chiffrant en mois, voire en années.

Décollage d'une fusée Delta II emportant la sonde Dawn en septembre 2007.
**Propulseurs d'appoint** : PCPA solide
   - Impulsion spécifique : 278 s
   - Poussée : 628,3 kN pour chacun des neuf propulseurs
   - Durée : 75 s
**1^er étage** : LOX / RP-1 non-hypergolique cryogénique
   - Impulsion spécifique : 302 s
   - Poussée : 1 054,2 kN
   - Durée : 265 s
**2^e étage** : NTO / aérozine 50 hypergolique stockable
   - Impulsion spécifique : 319 s
   - Poussée : 43,6 kN
   - Durée : 431 s.
**3^e étage** (*Payload Assist Module* facultatif) : PCPA solide
   - Impulsion spécifique : 286 s
   - Poussée : 66,0 kN
   - Durée : 87 s

Propergols cryogéniques LOX / RP-1, LH2 ou CH4

Propergol LOX / RP-1

Le RP-1 a été largement utilisé aux États-Unis dans les années 1960 et 1970 comme combustible de puissance pour les premiers étages de lanceurs tels que les fusées Atlas, Titan I, Delta, Saturn I et IB, et bien sûr Saturn V, célèbre pour ses lancements du programme Apollo et du laboratoire Skylab. À la fois dense et stockable, optimisé pour les moteurs-fusées, il offre d'excellentes performances au décollage avec l'oxygène liquide, généralement désigné par l'acronyme LOX.

À la différence des propergols azotés, le système LOX / RP-1 n'est pas hypergolique et nécessite donc un système d'allumage dans le moteur pour amorcer la combustion. Il est 8 % moins dense que le système NTO / aérozine 50 mais fournit une impulsion spécifique légèrement supérieure (3 %). Il est surtout bien moins dangereux à manipuler.

Les lanceurs Delta, qui devaient être retirés du service dans les années 1980 au profit des navettes spatiales, ont été remis sur le devant de la scène à la suite de l'explosion de Challenger en 1986, et le Delta II est resté un pilier de l'astronautique américaine jusqu'à la fin des années 2010, avec une impressionnante série de sondes spatiales lancées dans le système solaire ; leur premier étage était propulsé au LOX / RP-1 tandis que le second était propulsé au NTO / aérozine 50. Ces lanceurs furent retirés du service en septembre 2018^[5].

Propergol LOX / LH2

L'hydrogène liquide, généralement désigné par l'acronyme LH2, est le plus puissant combustible utilisé avec l'oxygène liquide : son impulsion spécifique est supérieure de près de 30 % à celle du RP-1, mais la masse volumique apparente d'un système LOX / LH2 est inférieure également de près de 30 % à celle d'un système LOX / RP-1. Son utilisation pose donc des problèmes d'encombrement des réservoirs et d'aérodynamisme au décollage, les forces de frottement sur le lanceur pouvant faire perdre l'avantage énergétique procuré par les systèmes à LH2 par rapport aux systèmes à RP-1.

De surcroît, l'hydrogène liquide est une substance particulièrement fugace dont la manipulation implique de tenir compte de forts risques d'explosion, en disposant d'une technologie cryogénique robuste permettant de manipuler un fluide à une température n'excédant jamais 20,28 K, soit −252,87 °C. Enfin, la technologie de liquéfaction de l'hydrogène est coûteuse en énergie et doit gérer le problème de l'isomérie de spin du dihydrogène : à température ambiante, l'orthohydrogène représente 75 % des molécules, proportion qui tombe à 0,21 % à l'état liquide au terme d'une transition exothermique qui tend à réchauffer l'hydrogène une fois liquéfié en accélérant son évaporation.

Propergol LOX / CH4

Le méthane liquide présente plusieurs avantages opérationnels qui le rendent compétitif avec l'oxygène liquide par rapport à l'hydrogène liquide malgré une impulsion spécifique théorique d'environ 380 s, contre environ 450 s pour le système LOX / LH2, soit une valeur 16 % inférieure. En effet, les technologies de moteurs-fusées à ergols liquides des années 2020 permettent d'opérer à des pressions plus élevées qui améliorent sensiblement leurs performances, tandis que la liquéfaction du méthane et la manipulation du méthane liquide requièrent des installations moins complexes et moins coûteuses que celles nécessaires pour l'hydrogène liquide^[6], bien plus froid : les intervalles de températures auxquelles ces substances existent à l'état liquide à pression atmosphérique sont de 54 à 90 K pour l'oxygène, 91 à 112 K pour le méthane liquide, mais 14 à 20 K pour l'hydrogène. Cette technologie est développée à travers le moteur Prometheus d'ArianeGroup, le moteur Raptor de SpaceX et le moteur BE-4 de Blue Origin ; des études préliminaires avaient été menées dans les années 2000 par Rocketdyne sur le moteur RS-18 (en) dans le cadre du programme Constellation de la NASA, annulé en 2010.

Autre intérêt du méthane liquide comme ergol combustible, il peut être produit localement sur la planète Mars par une combinaison de réaction de Sabatier et de réaction du gaz à l'eau inverse (RWGS) dans le cadre de technologies d'utilisation des ressources in situ (ISRU)^[7]^,^[8].

Autres propergols liquides

CLF3 ou CLF5 / N2H4

Le trifluorure de chlore ClF₃ et le pentafluorure de chlore ClF₅ sont deux oxydants qui ont été étudiés — et développés — pendant la guerre froide en vertu de leur densité élevée, de leur facilité de stockage et des performances avec l'hydrazine. Ce sont néanmoins des composés réellement dangereux à manipuler, qui ont tendance à enflammer la moindre matière oxydable, et qui constituent donc un danger majeur pour tous les intervenants amenés à les manipuler. De surcroît, leurs gaz d'échappement contiennent du fluorure d'hydrogène HF et du chlorure d'hydrogène HCl, particulièrement nocifs pour l'environnement.

Triergols

Les triergols ont été étudiés de façon intensive aux États-Unis et en Union Soviétique, sans jamais aboutir à des réalisations concrètes en raison de leur coût prohibitif et surtout des obstacles technologiques à leur mise en œuvre. Les plus connus sont :

LO2 / LBE + LH2, c'est-à-dire oxygène liquide avec hydrogène liquide dopé au béryllium, rapidement abandonné en raison du coût et de la dangerosité du béryllium et de ses oxydes ;
NTO / MMH + LBE (puis LAL), c'est-à-dire peroxyde d'azote avec monométhylhydrazine dopée au béryllium (puis à l'aluminium pour des raisons de coût et de toxicité), abandonné malgré tout également en raison de la difficulté à mettre en œuvre une propulsion liquide à partir d'un métal solide ;
LF2 / LLI + LH2, c'est-à-dire fluor liquide avec lithium liquide et hydrogène liquide, a priori le plus puissant propergol connu mais dont la mise en œuvre nécessiterait de maîtriser ensemble et de sécuriser dans le même engin spatial la technologie des trois ergols les plus exigeants qu'on puisse imaginer.

Comparaison numérique de propergols liquides

Données nominales au niveau de la mer

Le tableau déroulant qui suit reproduit un formulaire ASCII^[Quoi ?] donnant les principales grandeurs caractérisant un propergol liquide par oxydant et par combustible en détaillant si nécessaire les nuances de proportions dans les mélanges :

Paramètres nominaux de propergols liquides standards au niveau de la mer

Oxydant : LOX : Oxygène liquide
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
LH2 : Hydrogène liquide	5,00	381	124	3 738	2 347	3 304	11,8	1,21	0,32
Méthane liquide	2,77	299	235	2 932	1 842	3 379	19,6	1,21	0,79
Méthanol	1,19	274	260	2 687	1 677	3 214	22,7	1,19	0,95
75 % Éthanol + 25 % Eau	1,29	269	264	2 635	1 643	3 167	23,4	1,19	0,98
95 % Éthanol + 5 % Eau	1,49	277	269	2 713	1 698	3 314	22,8	1,20	0,97
RP-1 (kérosène)	2,29	289	294	2 834	1 787	3 526	21,6	1,22	1,02
Hydrazine	0,74	303	321	2 973	1 875	3 275	18,2	1,22	1,06
MMH : Monométhylhydrazine	1,15	300	298	2 938	1 855	3 399	19,3	1,22	0,99
UDMH : Diméthylhydrazine asymétrique	1,38	297	286	2 916	1 841	3 447	19,8	1,22	0,96
Aérozine 50 : 50 % UDMH + 50 % Hydrazine	1,06	300	300	2 941	1 856	3 373	19,1	1,22	1,00
UH 25 : 75 % UDMH + 25 % Hydrate d'hydrazine	1,22	299	292	2 928	1 848	3 412	19,5	1,22	0,98
Ammoniac liquide	1,28	287	253	2 815	1 765	3 020	19,1	1,20	0,88
Aniline	1,72	276	302	2 708	1 714	3 657	24,2	1,23	1,09
Tonka-250	1,97	283	288	2 780	1 754	3 543	22,5	1,22	1,02
PBHT : Polybutadiène hydroxytéléchélique	2,12	282	299	2 766	1 747	3 612	23,1	1,22	1,06

Oxydant : LF2 : Fluor liquide
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
LH2 : Hydrogène liquide	6,00	400	155	3 925	2 528	3 548	10,4	1,29	0,39
Méthanol	2,20	321	376	3 146	2 030	4 402	19,9	1,30	1,17
72 % Éthanol + 28 % Eau	2,26	317	383	3 106	2 004	4 344	20,2	1,30	1,21
Hydrazine	1,82	338	432	3 315	2 143	4 544	18,4	1,31	1,28
Ammoniac liquide	2,81	334	382	3 278	2 117	4 469	18,6	1,30	1,14

FLOX : Fluor liquide + Oxygène liquide (fraction massique de fluor dépendant du combustible)
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
79 % LF2 / Méthane liquide	4,82	335	337	3 281	2 120	4 530	18,8	1,30	1,01
89 % LF2 / 95 % Éthanol + 5 % Eau	2,56	320	377	3 134	2 023	4 437	20,2	1,30	1,18
69 % LF2 / RP-1	3,67	323	386	3 166	2 045	4 571	20,4	1,30	1,19
85 % LF2 / MMH	2,33	333	399	3 264	2 110	4 583	19,2	1,31	1,20
80 % LF2 / UDMH	2,60	330	383	3 239	2 093	4 591	19,5	1,31	1,16
88 % LF2 / Aérozine 50	2,22	334	403	3 273	2 115	4 575	19,0	1,31	1,21
83 % LF2 / UH 25	2,41	332	411	3 255	2 104	4 584	19,3	1,31	1,24
57 % LF2 / Aniline	2,41	306	373	3 006	1 939	4 517	22,4	1,30	1,22
67 % LF2 / Tonka-250	3,07	317	374	3 114	2 010	4 553	21,0	1,30	1,18
62 % LF2 / PBHT	3,14	314	380	3 082	1 990	4 555	21,5	1,30	1,21

NTO : Peroxyde d'azote
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
LH2 : Hydrogène liquide	6,50	340	137	3 334	2 103	2 973	13,1	1,22	0,40
Méthane liquide	4,27	273	271	2 682	1 688	3 220	22,1	1,21	0,99
Méthanol	1,78	258	288	2 528	1 583	3 058	24,1	1,20	1,12
75 % Éthanol + 25 % Eau	1,93	253	293	2 479	1 551	3 006	24,8	1,20	1,16
95 % Éthanol + 5 % Eau	2,26	259	300	2 540	1 593	3 151	24,5	1,20	1,16
RP-1	3,53	267	330	2 619	1 653	3 342	23,9	1,22	1,24
Hydrazine	1,08	286	342	2 803	1 771	3 137	19,5	1,23	1,19
MMH : Monométhylhydrazine	1,73	280	325	2 742	1 733	3 252	21,1	1,23	1,16
UDMH : Diméthylhydrazine asymétrique	2,10	277	316	2 713	1 715	3 296	21,8	1,23	1,14
Aérozine 50 : 50 % UDMH + 50 % Hydrazine	1,59	280	326	2 750	1 738	3 229	20,8	1,23	1,16
UH 25 : 75 % UDMH + 25 % Hydrate d'hydrazine	1,85	278	321	2 730	1 725	3 268	21,4	1,23	1,15
Ammoniac liquide	1,89	267	278	2 615	1 644	2 860	20,8	1,21	1,04
Aniline	2,64	259	336	2 538	1 606	3 452	26,0	1,23	1,30
Tonka-250	3,03	264	323	2 585	1 633	3 360	24,6	1,22	1,23
PBHT : Polybutadiène hydroxytéléchélique	3,26	262	335	2 571	1 625	3 408	25,1	1,23	1,28

IRFNA : Acide nitrique fumant rouge inhibé
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
LH2 : Hydrogène liquide	8,00	317	147	3 112	1 957	2 795	14,3	1,21	0,46
Méthane liquide	5,32	261	281	2 561	1 603	2 971	22,9	1,20	1,08
Méthanol	2,13	249	292	2 441	1 524	2 824	24,2	1,19	1,17
75 % Éthanol + 25 % Eau	2,30	244	296	2 391	1 492	2 758	24,7	1,19	1,21
95 % Éthanol + 5 % Eau	2,30	244	296	2 391	1 492	2 758	24,7	1,19	1,21
RP-1	4,42	256	335	2 514	1 576	3 076	24,4	1,20	1,31
Hydrazine	1,28	276	341	2 702	1 702	2 932	19,8	1,22	1,24
MMH : Monométhylhydrazine	2,13	269	328	2 635	1 658	3 033	21,7	1,21	1,22
UDMH : Diméthylhydrazine asymétrique	2,60	266	321	2 605	1 638	3 062	22,4	1,21	1,21
Aérozine 50 : 50 % UDMH + 50 % Hydrazine	1,94	270	329	2 643	1 663	3 009	21,3	1,21	1,22
UH 25 : 75 % UDMH + 25 % Hydrate d'hydrazine	2,27	267	324	2 622	1 649	3 037	21,9	1,21	1,21
Ammoniac liquide	2,18	254	278	2 487	1 562	2 572	20,7	1,21	1,09
Aniline	3,31	250	340	2 451	1 539	3 160	26,2	1,21	1,36
Tonka-250	3,79	254	328	2 488	1 560	3 087	25,0	1,20	1,29
PBHT : Polybutadiène hydroxytéléchélique	4,09	252	340	2 476	1 553	3 124	25,5	1,20	1,34

85 % Peroxyde d'hydrogène + 15 % Eau
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
LH2 : Hydrogène liquid	14,00	294	180	2 882	1 801	2 544	15,6	1,19	0,61
Méthane liquide	9,19	260	289	2 550	1 586	2 590	20,6	1,18	1,11
Méthanol	3,55	251	296	2 464	1 533	2 511	21,4	1,18	1,17
75 % Éthanol + 25 % Eau	3,77	247	295	2 425	1 508	2 447	21,5	1,18	1,20
95 % Éthanol + 5 % Eau	4,62	252	304	2 476	1 540	2 552	21,5	1,18	1,20
RP-1	7,84	258	324	2 530	1 574	2 666	21,5	1,18	1,26
Hydrazine	2,15	269	328	2 642	1 654	2 630	19,0	1,20	1,22
MMH : Monométhylhydrazine	3,76	265	320	2 600	1 623	2 681	20,3	1,19	1,21
UDMH : Diméthylhydrazine asymétrique	4,63	263	316	2 582	1 610	2 690	20,7	1,19	1,20
Aérozine 50 : 50 % UDMH + 50 % Hydrazine	3,39	266	320	2 604	1 626	2 668	20,0	1,19	1,21
UH 25 : 75 % UDMH + 25 % Hydrate d'hydrazine	4,02	264	318	2 592	1 617	2 681	20,4	1,19	1,20
Ammoniac liquide	3,46	252	279	2 470	1 545	2 305	19,1	1,20	1,11
Aniline	5,95	254	329	2 495	1 553	2 719	22,6	1,18	1,29
Tonka-250	6,70	256	320	2 513	1 564	2 671	21,8	1,18	1,25
PBHT : Polybutadiène hydroxytéléchélique	7,31	256	327	2 510	1 561	2 694	22,1	1,18	1,28

95 % Peroxyde d'hydrogène + 5 % Eau
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
LH2 : Hydrogène liquide	11,00	312	171	3 064	1 918	2 666	14,4	1,20	0,55
Méthane liquide	7,70	272	302	2 663	1 658	2 802	20,4	1,18	1,11
Méthanol	3,06	261	308	2 556	1 590	2 709	21,5	1,18	1,18
75 % Éthanol + 25 % Eau	3,27	257	311	2 519	1 566	2 653	21,6	1,18	1,21
95 % Éthanol + 5 % Eau	3,97	262	320	2 571	1 599	2 762	21,6	1,18	1,22
RP-1 (kérosène)	6,50	268	345	2 632	1 639	2 878	21,4	1,18	1,28
Hydrazine	1,82	280	345	2 741	1 718	2 801	18,8	1,20	1,23
MMH : Monométhylhydrazine	3,13	276	337	2 702	1 688	2 871	20,0	1,19	1,22
UDMH : Diméthylhydrazine asymétrique	3,82	274	332	2 685	1 676	2 884	20,4	1,19	1,21
Aérozine 50 : 50 % UDMH + 50 % Hydrazine	2,82	276	337	2 706	1 692	2 852	19,8	1,19	1,22
UH 25 : 75 % UDMH + 25 % Hydrate d'hydrazine	3,32	275	334	2 695	1 683	2 870	20,1	1,19	1,22
Ammoniac liquide	3,04	263	294	2 583	1 615	2 510	19,1	1,19	1,11
Aniline	4,94	264	349	2 585	1 610	2 934	22,6	1,18	1,32
Tonka-250	5,58	266	340	2 611	1 626	2 884	21,8	1,18	1,28
PBHT : Polybutadiène hydroxytéléchélique	6,06	266	348	2 607	1 622	2 910	22,1	1,18	1,31

Protoxyde d'azote
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
LH2 : Hydrogène liquide	12,00	294	160	2 883	1 828	2 905	16,8	1,24	0,54
Méthane liquide	8,42	253	258	2 485	1 575	3 147	24,6	1,24	1,02
Méthanol	3,40	245	267	2 404	1 517	2 998	25,4	1,22	1,09
75 % Éthanol + 25 % Eau	3,70	241	268	2 367	1 494	2 957	25,9	1,22	1,11
95 % Éthanol + 5 % Eau	4,37	246	273	2 408	1 523	3 076	25,8	1,23	1,11
RP-1 (kérosène)	7,01	250	288	2 455	1 559	3 241	25,7	1,24	1,15
Hydrazine	1,96	267	304	2 620	1 663	3 042	21,2	1,24	1,14
MMH : Monométhylhydrazine	3,34	260	291	2 554	1 622	3 171	23,2	1,24	1,12
UDMH : Diméthylhydrazine asymétrique	4,10	258	285	2 528	1 606	3 209	24,0	1,24	1,10
Aérozine 50 : 50 % UDMH + 50 % Hydrazine	3,04	261	292	2 563	1 627	3 148	22,9	1,24	1,12
UH 25 : 75 % UDMH + 25 % Hydrate d'hydrazine	3,57	259	288	2 543	1 615	3 182	23,5	1,24	1,11
Ammoniac liquide	3,58	250	261	2 453	1 552	2 842	22,9	1,23	1,04
Aniline	5,26	246	292	2 415	1 536	3 321	27,1	1,25	1,19
Tonka-250	6,02	249	285	2 438	1 548	3 253	26,2	1,24	1,15
PBHT : Polybutadiène hydroxytéléchélique	6,48	248	290	2 429	1 544	3 286	26,6	1,24	1,17

Pentafluorure de chlore
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
LH2 : Hydrogène liquide	9,00	337	179	3 307	2 130	3 377	13,9	1,29	0,53
Méthanol	2,71	275	380	2 700	1 741	3 723	23,0	1,30	1,38
72 % Éthanol + 28 % Eau	2,76	270	383	2 645	1 706	3 608	23,2	1,30	1,42
Hydrazine	2,12	297	439	2 915	1 880	3 958	20,9	1,30	1,48
Ammoniac liquide	3,56	287	392	2 818	1 818	3 874	21,9	1,30	1,37

Pentafluorure de chlore + Fluorure de perchloryle (fraction massique de CLF5 en fonction du combustible)
Carburant	RM	Isp (s)	Id (s g cm⁻³)	Ve (m/s)	C* (m/s)	Temps (K)	Masse (g/mol)	Cp/Cv	Densité (g/cm³)
66 % ClF5 / Méthane liquide	6,20	285	343	2 799	1 806	3 956	22,6	1,30	1,20
75 % ClF5 / 95 % Éthanol + 5 % Eau	3,18	273	372	2 674	1 723	3 755	23,7	1,29	1,36
48 % ClF5 / RP-1	4,65	277	382	2 716	1 754	3 965	24,0	1,30	1,38
74 % ClF5 / MMH	2,84	290	402	2 849	1 838	4 017	22,2	1,30	1,38
64 % ClF5 / UDMH	3,20	287	397	2 816	1 818	4 020	22,7	1,30	1,34
79 % ClF5 / Aérozine 50	2,69	292	407	2 859	1 845	4 006	22,0	1,30	1,40
71 % ClF5 / UH 25	2,96	289	395	2 836	1 831	4 019	22,4	1,30	1,36
28 % ClF5 / Aniline	3,04	265	362	2 598	1 678	3 890	25,8	1,30	1,37
45 % ClF5 / Tonka-250	3,87	273	369	2 679	1 729	3 935	24,5	1,30	1,35
36 % CLF5 / PBHT	3,96	270	372	2 649	1 710	3 927	25,0	1,30	1,38

RM = rapport de mélange
Isp = impulsion spécifique au niveau de la mer, en secondes
Id = impulsion-densité, en secondes-grammes par centimètre cube
Ve = vitesse d'éjection des gaz d'échappement, en mètres par seconde
C* = vitesse caractéristique, en mètres par seconde
Temp = température dans la chambre de combustion, en kelvins
Masse = masse molaire des gaz d'échappement, en grammes par mole
Cp/Cv = rapport des chaleurs spécifiques
Densité = masse volumique apparente du propergol, en grammes par centimètre cube

Le site http://www.braeunig.us/space/ présente des données similaires.

Comparaison des données au niveau de la mer et dans le vide

PSI	kPa	coeff
1 000	6 895	1,00
900	6 205	0,99
800	5 516	0,98
700	4 826	0,97
600	4 137	0,95
500	3 447	0,93
400	2 758	0,91
300	2 068	0,88

Les données du tableau ci-dessous sont issues de l'ouvrage de Huzel & Huang intitulé « Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines », 1992, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington, (ISBN 1-56347-013-6) ; on y trouve les résultats publiés par la société Rocketdyne sur la base de calculs menés en supposant une combustion adiabatique, une détente isentropique uniaxiale et l'ajustement continu du rapport de mélange oxydant/combustible en fonction de l'altitude. Ces calculs sont menés pour une pression en chambre de combustion de 1 000 PSI, c'est-à-dire 1 000 « livres par pouce-carré » (Pounds per Square Inch), ce qui correspond, en unités internationales (SI), à 6 894 757 Pa. La vitesse d'éjection aux pressions inférieures peut être estimée en appliquant un coefficient à partir de l'abaque ci-contre.

Les grandeurs reproduites dans ce tableau sont les suivantes :

ratio, le rapport de mélange (débit massique de l'oxydant sur débit massique du combustible)
v_e, la vitesse d'éjection des gaz d'échappement, exprimée en mètres par seconde
ρ, la masse volumique apparente du propergol, exprimée en grammes par centimètre cube
T_C, la température d'équilibre dans la chambre de combustion, exprimée en °C
C*, la vitesse caractéristique^[a], exprimée en mètres par seconde

L'intérêt de ce tableau est d'expliciter l'évolution des paramètres entre le décollage et l'arrivée en orbite : à gauche, les valeurs au niveau de la mer ; à droite, les mêmes dans le vide. Il s'agit chaque fois des valeurs nominales calculées pour un système idéal, arrondies en unités SI (les compositions sont exprimées en pourcentages massiques) :

Oxydant	Réducteur	Hyprg	Cryo	Détente optimale à 6 895 kPa au niveau de la mer					Détente optimale à 6 895 kPa dans le vide
Propergols à oxydant cryogénique LOX, LF2 ou FLOX				ratio Ox/Red	v_e m/s	ρ g/cm³	T_C °C	C* m/s	ratio Ox/Red	v_e m/s	ρ g/cm³	T_C °C	C* m/s
O₂	H₂	Non	Oui	4,13	3 816	0,29	2 740	2 416	4,83	4 462	0,32	2 978	2 386
	CH₄	Non	Oui	3,21	3 034	0,82	3 260	1 857	3,45	3 615	0,83	3 290	1 838
	C₂H₆	Non	Oui	2,89	3 006	0,90	3 320	1 840	3,10	3 584	0,91	3 351	1 825
	RP-1	Non	Oui	2,58	2 941	1,03	3 403	1 799	2,77	3 510	1,03	3 428	1 783
	N₂H₄	Non	Oui	0,92	3 065	1,07	3 132	1 892	0,98	3 460	1,07	3 146	1 878
	B₂H₆	Non	Oui	1,96	3 351	0,74	3 489	2 041	2,06	4 016	0,75	3 563	2 039
70 % O₂ + 30 % F₂	H₂	Non	Oui	4,80	3 871	0,32	2 954	2 453	5,70	4 520	0,36	3 195	2 417
70 % O₂ + 30 % F₂	RP-1	Non	Oui	3,01	3 103	1,09	3 665	1 908	3,30	3 697	1,10	3 692	1 889
70 % F₂ + 30 % O₂	RP-1	Oui	Oui	3,84	3 377	1,20	4 361	2 106	3,84	3 955	1,20	4 361	2 104
87,8 % F₂ + 12,2 % O₂	MMH	Oui	Oui	2,82	3 525	1,24	4 454	2 191	2,83	4 148	1,23	4 453	2 186
F₂	H₂	Oui	Oui	7,94	4 036	0,46	3 689	2 556	9,74	4 697	0,52	3 985	2 530
	34,8 % Li + 65,2 % H₂	Oui	Oui	0,96	4 256	0,19	1 830	2 680
	39,3 % Li + 60,7 % H₂	Oui	Oui						1,08	5 050	0,21	1 974	2 656
	CH₄	Oui	Oui	4,53	3 414	1,03	3 918	2 068	4,74	4 075	1,04	3 933	2 064
	C₂H₆	Oui	Oui	3,68	3 335	1,09	3 914	2 019	3,78	3 987	1,10	3 923	2 014
	MMH	Oui	Oui	2,39	3 413	1,24	4 074	2 063	2,47	4 071	1,24	4 091	1 987
	N₂H₄	Oui	Oui	2,32	3 580	1,31	4 461	2 219	2,37	4 215	1,31	4 468	2 122
	NH₃	Oui	Oui	3,32	3 531	1,12	4 337	2 194	3,35	4 143	1,12	4 341	2 193
Propergols cryogéniques à oxydant fluorure d'oxygène		Hyprg	Cryo	ratio Ox/Red	v_e m/s	ρ g/cm³	T_C °C	C* m/s	ratio Ox/Red	v_e m/s	ρ g/cm³	T_C °C	C* m/s
OF₂	H₂	Oui	Oui	5,92	4 014	0,39	3 311	2 542	7,37	4 679	0,44	3 587	2 499
	CH₄	Oui	Oui	4,94	3 485	1,06	4 157	2 160	5,58	4 131	1,09	4 207	2 139
	C₂H₆	Oui	Oui	3,87	3 511	1,13	4 539	2 176	3,86	4 137	1,13	4 538	2 176
	RP-1	Oui	Oui	3,87	3 424	1,28	4 436	2 132	3,85	4 021	1,28	4 432	2 130
	N₂H₄	Oui	Oui	1,51	3 381	1,26	3 769	2 087	1,65	4 008	1,27	3 814	2 081
	MMH	Oui	Oui	2,28	3 427	1,24	4 075	2 119	2,58	4 067	1,26	4 133	2 106
	50,5 % MMH + 29,8 % N₂H₄ + 19,7 % H₂O	Oui	Oui	1,75	3 286	1,24	3 726	2 025	1,92	3 908	1,25	3 769	2 018
	B₂H₆	Oui	Oui	3,95	3 653	1,01	4 479	2 244	3,98	4 367	1,02	4 486	2 167
Propergols stockables à oxydant azoté		Hyprg	Cryo	ratio Ox/Red	v_e m/s	ρ g/cm³	T_C °C	C* m/s	ratio Ox/Red	v_e m/s	ρ g/cm³	T_C °C	C* m/s
IRFNA IIIa^[b]	MMH	Oui	Non	2,59	2 690	1,27	2 849	1 665	2,71	3 178	1,28	2 841	1 655
	UDMH	Oui	Non	3,13	2 668	1,26	2 874	1 648	3,31	3 157	1,27	2 864	1 634
	60 % UDMH + 40 % DETA	Oui	Non	3,26	2 638	1,30	2 848	1 627	3,41	3 123	1,31	2 839	1 617
IRFNA IV HDA^[c]	MMH	Oui	Non	2,43	2 742	1,29	2 953	1 696	2,58	3 242	1,31	2 947	1 680
	UDMH	Oui	Non	2,95	2 719	1,28	2 983	1 676	3,12	3 220	1,29	2 977	1 662
	60 % UDMH + 40 % DETA	Oui	Non	3,06	2 689	1,32	2 903	1 656	3,25	3 187	1,33	2 951	1 641
N₂O₄	N₂H₄	Oui	Non	1,36	2 862	1,21	2 992	1 781	1,42	3 369	1,22	2 993	1 770
	MMH	Oui	Non	2,17	2 827	1,19	3 122	1 745	2,37	3 347	1,20	3 125	1 724
	50 % UDMH + 50 % N₂H₄	Oui	Non	1,98	2 831	1,12	3 095	1 747	2,15	3 349	1,20	3 096	1 731
Propergols stockables à oxydant halogéné		Hyprg	Cryo	ratio Ox/Red	v_e m/s	ρ g/cm³	T_C °C	C* m/s	ratio Ox/Red	v_e m/s	ρ g/cm³	T_C °C	C* m/s
ClF₃	N₂H₄	Oui	Non	2,81	2 885	1,49	3 650	1 824	2,89	3 356	1,50	3 666	1 822
ClF₅	N₂H₄	Oui	Non	2,66	3 069	1,47	3 894	1 935	2,71	3 580	1,47	3 905	1 934
	MMH	Oui	Non	2,82	2 962	1,40	3 577	1 837	2,83	3 488	1,40	3 579	1 837
	86 % MMH + 14 % N₂H₄	Oui	Non	2,78	2 971	1,41	3 575	1 844	2,81	3 498	1,41	3 579	1 844

Notes et références

Notes

↑ La vitesse caractéristique correspond à la pression dans la chambre de combustion multipliée par la section d'admission du propergol divisée par le débit massique ; c'est un indicateur de performance de la combustion dans le moteur-fusée.
↑ 83,4 % HNO₃ + 14 % NO₂ + 2 % H₂O + 0,6 % HF
↑ 54,3 % HNO₃ + 44 % NO₂ + 1 % H₂O + 0,7 % HF.

Références

↑ ^{a et b} (en) R. Vieira, C. Pham-Huu, N. Keller et M. J. Ledoux, « New carbon nanofiber/graphite felt composite for use as a catalyst support for hydrazine catalytic decomposition », Chemical Communications, n^o 9,‎ 3 avril 2002, p. 954-955 (PMID 12123065, DOI 10.1039/b202032g, lire en ligne)
↑ ^{a et b} (en) Xiaowei Chen, Tao Zhang, Liangen Xia, Tao Li, Mingyuan Zheng, Zili Wu, Xiaodong Wang, Zhaobin Wei, Qin Xin et Can Li, « Catalytic Decomposition of Hydrazine over Supported Molybdenum Nitride Catalysts in a Monopropellant Thruster », Catalysis Letters, vol. 79,‎ avril 2002, p. 21-25 (DOI 10.1023/A:1015343922044, lire en ligne)
↑ (en) Monopropellant Hydrazine Thrusters, sur eads.net.
↑ (en) B. Mellor, « A Preliminary Technical Review of DMAZ: A Low-Toxicity Hypergolic Fuel », Proceedings of the 2nd International Conference on Green Propellants for Space Propulsion (ESA SP-557). 7-8 juin 2004, Chia Laguna (Cagliari), Sardinia, Italy.,‎ 2004, p. 22.1 (résumé)
Format [PDF]
↑ (en) « Space Launch Report: Delta II Data Sheet », sur spacelaunchreport.com (consulté le 20 octobre 2020).
↑ (en) Drew Turney, « Why the next generation of rockets will be powered by methane », sur australiascience.tv, Australia’s Science Channel, 3 juillet 2019 (consulté le 18 octobre 2020).
↑ (en) Sergio Adan-Plaza, Mark Hilstad, Kirsten Carpenter, Chris Hoffman, Laila Elias, Matt Schneider, Rob Grover et Adam Bruckner, « Extraction of Atmospheric Water on Mars for the Mars Reference Mission », sur lpi.usra.edu, USRA, 4-5 mai 1998 (consulté le 18 octobre 2020).
↑ (en) Kim Newton, « NASA Tests Methane-Powered Engine Components for Next Generation Landers », sur nasa.gov, NASA, Centre de vol spatial Marshall, 28 octobre 2015 (consulté le 18 octobre 2020).

Voir aussi

Articles connexes

Équation de Tsiolkowski
Moteur-fusée
- Moteur-fusée à ergols liquides
Ergols :
- 2-azido-N,N-diméthyléthanamine (DMAZ)
- Acide nitrique fumant rouge inhibé (IRFNA)
- Aérozine 50
- Diéthylènetriamine (DETA)
- Diméthylhydrazine asymétrique (UDMH)
- Fluorure de perchloryle
- Hydrate d'hydrazine
- Hydrazine
- Hydrogène liquide (LH2)
- Mixed Oxides of Nitrogen (MON)
- Monométhylhydrazine (MMH)
- Oxygène liquide (LOX)
- Pentafluorure de chlore
- Peroxyde d'azote (NTO)
- RP-1
- Trifluorure de chlore
- UH 25
Monergol
Triergol
Propergol composite :

[9] La vitesse caractéristique correspond à la pression dans la chambre de combustion multipliée par la section d'admission du propergol divisée par le débit massique ; c'est un indicateur de performance de la combustion dans le moteur-fusée.

[10] 83,4 % HNO₃ + 14 % NO₂ + 2 % H₂O + 0,6 % HF

[11] 54,3 % HNO₃ + 44 % NO₂ + 1 % H₂O + 0,7 % HF.

[10.1039/b202032g-1] {a et b} (en) R. Vieira, C. Pham-Huu, N. Keller et M. J. Ledoux, « New carbon nanofiber/graphite felt composite for use as a catalyst support for hydrazine catalytic decomposition », Chemical Communications, n^o 9,‎ 3 avril 2002, p. 954-955 (PMID 12123065, DOI 10.1039/b202032g, lire en ligne)

[10.1023/A:1015343922044-2] {a et b} (en) Xiaowei Chen, Tao Zhang, Liangen Xia, Tao Li, Mingyuan Zheng, Zili Wu, Xiaodong Wang, Zhaobin Wei, Qin Xin et Can Li, « Catalytic Decomposition of Hydrazine over Supported Molybdenum Nitride Catalysts in a Monopropellant Thruster », Catalysis Letters, vol. 79,‎ avril 2002, p. 21-25 (DOI 10.1023/A:1015343922044, lire en ligne)

[3] (en) Monopropellant Hydrazine Thrusters, sur eads.net.

[2004ESASP.557E..22M-4] (en) B. Mellor, « A Preliminary Technical Review of DMAZ: A Low-Toxicity Hypergolic Fuel », Proceedings of the 2nd International Conference on Green Propellants for Space Propulsion (ESA SP-557). 7-8 juin 2004, Chia Laguna (Cagliari), Sardinia, Italy.,‎ 2004, p. 22.1 (résumé)
Format [PDF]

[SLR.Delta2-5] (en) « Space Launch Report: Delta II Data Sheet », sur spacelaunchreport.com (consulté le 20 octobre 2020).

[6] (en) Drew Turney, « Why the next generation of rockets will be powered by methane », sur australiascience.tv, Australia’s Science Channel, 3 juillet 2019 (consulté le 18 octobre 2020).

[7] (en) Sergio Adan-Plaza, Mark Hilstad, Kirsten Carpenter, Chris Hoffman, Laila Elias, Matt Schneider, Rob Grover et Adam Bruckner, « Extraction of Atmospheric Water on Mars for the Mars Reference Mission », sur lpi.usra.edu, USRA, 4-5 mai 1998 (consulté le 18 octobre 2020).

[8] (en) Kim Newton, « NASA Tests Methane-Powered Engine Components for Next Generation Landers », sur nasa.gov, NASA, Centre de vol spatial Marshall, 28 octobre 2015 (consulté le 18 octobre 2020).

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