In astronautica chiamiamo propellente liquido qualsiasi sistema chimico composto da uno o più propellenti immagazzinati allo stato liquido per produrre, per decomposizione o per combustione , una miscela di gas la cui espansione attraverso un ugello fornisce una forza di spinta . Tali propellenti non consentono di raggiungere velocità molto elevate ma offrono una spinta sufficiente per il tempo necessario a vincere la gravità e portare in orbita i carichi utili. Sono quindi comunemente usati per fornire l'impulso necessario ai lanciatori per decollare e per manovrarli nello spazio.
Queste quantità sono introdotte nell'articolo " Motore a razzo ".
Annotato I sp e misurato in secondi, l' impulso specifico indica il tempo durante il quale una massa di un chilogrammo di propellente può fornire una forza di spinta di un chilogrammo-forza , ovvero 9,806 65 N :
, da dovecon:
Questa equazione sottolinea che, a parità di spinta , l' impulso specifico sarà tanto maggiore quanto minore sarà la portata massica, il che significa che si preferiranno propellenti i cui prodotti della combustione abbiano una massa molare bassa.
L'impulso specifico non è una quantità assoluta di un propellente, ma dipende dalle prestazioni del motore a razzo , ed in particolare dalla pressione raggiunta nella camera di combustione , che può influenzare le prestazioni del sistema dal 10 al 15%. Dipende anche dall'espansione dei gas di scarico nell'ugello , la cui geometria deve essere ottimale per massimizzare la spinta , e dipende quindi anche dalla pressione all'esterno del razzo: l'impulso specifico è massimo a vuoto, ma è quasi 15% in meno al decollo a livello del mare.
In letteratura, i valori degli impulsi specifici sono dati nel vuoto e in condizioni termodinamiche ideali, in modo da costituire limiti superiori ai quali i valori pratici sono generalmente inferiori del 5-10%.
Poiché il rapporto tra forza di spinta e flusso di massa è uguale alla velocità di espulsione dei gas di scarico, l' impulso specifico di un propellente può essere espresso anche mediante la velocità di scarico, espressa in metri al secondo , secondo l'uguaglianza:
con:
La frazione di massa del propellente è il rapporto tra la massa finale del lanciatore (dopo la combustione del propellente) e la sua massa iniziale (con il propellente prima della sua combustione):
con:
È una quantità che dipende sia dal design del lanciatore che dalla densità del propellente utilizzato.
Delta VInoltre, il termine “delta V” denota comunemente l'aumento di velocità impartito ad un veicolo spaziale dalla combustione di una data quantità di propellente . In assenza di un campo di gravità e di attrito, l'equazione di Tsiolkowski permette di esprimere semplicemente il delta V dalla frazione di massa del propellente:
con:
Possiamo chiaramente vedere con questa espressione che, per massimizzare il delta V, è necessario:
Il delta V dipende quindi sia dalla massa del veicolo spaziale, sia dalle qualità intrinseche ( densità e velocità di espulsione) del propellente utilizzato.
Densità di impulsoLa densità apparente del propellente essendo un dato come determinante come impulso specifico , si definisce l'impulso-densità (o densità di impulso) come il prodotto di queste due grandezze:
con:
A volte è la coppia ( I sp , I d ) piuttosto che la coppia ( v e , d prop ) che è indicata nelle tabelle dei valori numerici sui propellenti liquidi.
Sono detti ipergolici una coppia di propellenti che, messi a contatto tra loro, autocatalizzano il proprio redox : la combustione viene avviata spontaneamente, senza bisogno di un sistema di accensione, che semplifica la produzione del motore a razzo . L'affidabilità della propulsione è migliorata, perché diventa possibile controllare la spinta utilizzando due valvole (una per propellente ) senza dover ricorrere a complessi e fragili sistemi di controllo dell'accensione. Inoltre, la natura stessa dei propellenti impedisce loro di accumularsi sotto forma di miscela esplosiva causando dannose sovrapressioni al momento dell'accensione ( hard start ). D'altra parte, tali ipergoli sono generalmente pericolosi da maneggiare a causa della loro elevata reattività chimica.
Si qualifica di propellente criogenico un propellente il quale almeno uno dei propellenti deve essere mantenuto ad una temperatura inferiore a -150 °C , temperatura alla quale alcuni gas dell'aria si condensano a pressione ambiente. Tali propellenti sono generalmente molto efficienti ma possono essere utilizzati solo per il decollo dalla Terra , perché non possono essere mantenuti a lungo alla temperatura richiesta una volta caricati nel lanciatore . Questo è particolarmente il caso dell'idrogeno liquido , che inizia ad evaporare non appena si trova in un serbatoio.
Al contrario, i propellenti immagazzinabili possono essere mantenuti liquidi per lunghi periodi di tempo senza richiedere strutture speciali per conservarli.
Le basi dell'astronautica furono poste dagli ingegneri tedeschi durante la seconda guerra mondiale attraverso una serie di innovazioni tecniche supportate da tutta una serie di sostanze chimiche convenzionalmente indicate per mezzo di una lettera, in particolare (composizioni approssimative in frazione di massa):
Sviluppata in particolare a costo della vita di molti prigionieri di guerra, la tecnologia di propulsione chimica tedesca è stata adottata negli anni '50 da ingegneri americani e sovietici, che hanno sperimentato altre sostanze, a volte esotiche, come la tetrafluoroidrazina N 2 F 4con pentaborano B 5 H 9.
L' etanolo H 3 C-CH 2 OHè stato ampiamente utilizzato, puro o miscelato con altri combustibili, dagli ingegneri tedeschi e poi alleati negli anni '40 a causa del suo alto calore latente di vaporizzazione, che ne ha permesso l'uso per raffreddare i motori. Le sue prestazioni sono comunque inferiori a quelle consentite dagli idrocarburi , che sono più densi ed energici. Il principale ostacolo all'utilizzo degli idrocarburi come combustibile per razzi era il loro scarso comportamento termico: passando nei circuiti di raffreddamento del motore, le frazioni più pesanti tendevano a polimerizzare e a bloccare le bolle risultanti dalla vaporizzazione delle frazioni, le più leggere, che finivano per ostruire i circuiti.
Questi problemi sono stati risolti a metà degli anni '50 , riducendo fortemente il contenuto di zolfo , che favorisce la polimerizzazione , così come quello degli idrocarburi insaturi (i più inclini a polimerizzare), favorendo al contempo gli alcani ramificati e ciclici, che sono più resistenti al calore rispetto alcani lineari. Le specie ricercate sono del tipo C 12 ladderane. Ciò ha portato allo sviluppo di RP-1 , Refined Petroleum-1 o Rocket Propellant-1 a seconda della versione. Con lo sviluppo dell'industria petrolifera e delle tecniche di raffinazione, da allora l' RP-1 e l'idrogeno liquido si sono affermati come combustibili energetici, mentre l' idrato di idrazina N 2 H 4• H 2 O( B-Stoff ) è stato sostituito da forme anidre metilate, monometilidrazina H 2 N-NHCH 3(MMH) e dimetilidrazina asimmetrica H 2 N-N (CH 3 ) 2 (UDMH) per aumentare le prestazioni nelle manovre di precisione.
Sul lato ossidante, l'ossigeno liquido è rimasto l'ossidante delle applicazioni energetiche con cherosene ( RP-1 ) e idrogeno liquido , mentre la ricerca su SV-Stoff mirava a stabilizzare l'acido nitrico HNO 3per limitare gli effetti nocivi dei vapori di biossido di azoto NO 2abbondantemente rilasciato dall'acido nitrico (questi vapori sono anche la ragione per cui HNO 3concentrato è chiamato acido nitrico fumante , WFNA in inglese, per acido nitrico fumante bianco ). Questo è stato fatto diluendo HNO 3in perossido di azoto N 2 O 4, che dava all'insieme una colorazione rossastra (da cui il nome red fuming nitric acid , RFNA in inglese), mentre il problema della corrosione dei serbatoi è stato risolto aggiungendo acido fluoridrico HF per passivare la superficie all'interno dei serbatoi depositando uno strato di fluoruro metallico in esso: questo è chiamato acido nitrico fumante rosso inibito , o IRFNA in inglese.
È consuetudine distinguere formalmente tre tipi di propellenti liquidi in base al numero di propellenti che li costituiscono:
Questa nomenclatura è infatti abbastanza artificiale perché la differenza fondamentale sta tra monopropellenti e altri propellenti liquidi:
L' idrazina N 2 H 4è il monopropellente più comunemente utilizzato, soprattutto nelle fasi finali di discesa delle sonde spaziali prima di atterrare sul loro obiettivo: è stato il caso dei lander del programma Viking così come della missione Phoenix , arrivata su Marte il25 maggio 2008. Il Mars Reconnaissance Orbiter è stato messo in orbita con un serbatoio di oltre una tonnellata di idrazina per stabilizzare la sua traiettoria attorno a Marte . L'idrazina si decompone in modo molto esotermico su un catalizzatore metallico di iridio su allumina Al 2 O 3oppure nanofibre di carbonio / grafite o nitruro di molibdeno su allumina , che catalizzano le reazioni:
Queste reazioni rilasciano energia sufficiente per portare la camera di combustione a 800 °C in un millisecondo con un'efficienza molto buona, risultando in un impulso di vuoto specifico di circa 220 s .
Lo sviluppo di tecnologie di propellente immagazzinabile è stato effettuato per uno scopo in gran parte militare, essenzialmente al fine di fornire agli arsenali una batteria di missili pronti per essere lanciati il più rapidamente possibile nel più lungo periodo di tempo possibile da 'impianti il più piccoli possibile. La maggior parte dei lanciatori russi e americani con propellenti immagazzinabili sono quindi derivati da missili balistici intercontinentali .
Carburanti Aérozine 50, UDMH, UH 25 o MMHLa miscela 50% idrazina H 2 N-NH 2+ 50% UDMH H 2 N-N (CH 3 ) 2si chiama aerozine 50 . È un carburante sviluppato negli Stati Uniti negli anni '50 inizialmente per equipaggiare i missili Titan II , all'origine dei lanciatori dopo i quali questo carburante è stato ampiamente utilizzato nell'astronautica ; fu in particolare onorato nella missione Apollo 11 per aver assicurato l' atterraggio e poi il decollo del LEM . L' aerozina 50 è leggermente meno densa dell'idrazina pura e ha un punto di ebollizione leggermente inferiore, ma fornisce stabilità e un tempo di risposta con l' NTO ottimizzato (perossido di azoto N 2 O 4).
La Francia aveva optato negli anni '60 per una propulsione NTO / UDMH con i razzi Diamant , all'origine del programma Ariane : lanciati da Hammaguir ( Algeria ) fino al 1967, poi dal centro spaziale della Guyana di Kourou dal 1970, i razzi Diamant avevano tre fallimenti e nove successi, tra cui la messa in orbita del satellite Asterix nel 1965 e di Castore e Polluce nel 1975. Per assicurare la propulsione del lanciatore Ariane 1 , il programma Ariane aveva optato, nella continuità del Diamant razzi, per pura propulsione UDMH , che fu in parte all'origine del fallimento del secondo lancio del razzo, nel 1980. Successivamente, i lanciatori da Ariane 2 ad Ariane 4 operarono con l' UH 25 , una miscela 75% UDMH H 2 NN (CH 3 ) 2+ 25% idrazina idrato H 2 N-NH 2• H 2 O, Ariane 4 diventa uno dei lanciatori più affidabili al mondo, con una percentuale di successo di oltre il 97%.
Il MMH H 2 N-NHCH 3successivamente si è imposto di fronte a varie combinazioni di idrazina e UDMH per il funzionamento nello spazio; sarà utilizzato nel sistema di manovra orbitale (OMS) dello Space Shuttle della NASA e nello stadio a propellente immagazzinabile (EPS) di Ariane 5 .
Particolarmente tossici, questi composti sono oggetto di ricerca sostituirle con equivalenti meno pericolose, ad esempio DMAZ ( 2-azido- N , N -dimethylethanamine (CH 3 ) 2 N - CH 2 -CH 2 -N = N + = N -).
ossidante NTO o MONIl perossido di azoto N 2 O 4, generalmente indicato con NTO (per Nitrogen Tetroxide ), è l'ossidante "storico" di tutti questi combustibili azotati: con essi è sia ipergolico , sia conservabile in condizioni terrestri. Viene raramente utilizzato puro ma miscelato con monossido di azoto N≡O in proporzioni variabili, al fine di limitare gli effetti della corrosione dell'NTO, in particolare sulle leghe di titanio utilizzate nei sistemi di propulsione. Una miscela di x % N≡O con (100- x )% NTO è chiamata MON - x (per ossidi misti di azoto ), il limite è MON-40; Gli americani generalmente usano MON-3, mentre gli europei sembrano preferire MON-1.3.
Il propellente NTO/aerozine 50 viene utilizzato principalmente per il decollo, i sistemi MON/MMH vengono utilizzati per regolazioni orbitali nello spazio su macchine abbastanza grandi e per periodi di utilizzo dell'ordine di alcune settimane, e l'idrazina come monergol rimane la preferita soluzione per il posizionamento di macchine più piccole come satelliti o sonde in periodi di tempo pari a mesi o addirittura anni.
Propellenti criogenici LOX / RP-1, LH2 o CH4 Propellente LOX / RP-1L' RP-1 è stato ampiamente utilizzato negli Stati Uniti negli anni '60 e '70 come carburante per i primi stadi di lanciatori come i razzi Atlas , Titan I , Delta , Saturn I e I B e, naturalmente, Saturn V , famoso per i suoi lanci del programma Apollo e del laboratorio Skylab . Sia denso che immagazzinabile, ottimizzato per motori a razzo , offre ottime prestazioni di decollo con ossigeno liquido , comunemente indicato con l'acronimo LOX.
A differenza dei propellenti azotati, il sistema LOX/RP-1 non è ipergolico e quindi richiede un sistema di accensione nel motore per avviare la combustione. È meno denso dell'8% rispetto al sistema NTO/ aerozine 50 ma fornisce un impulso specifico leggermente superiore (3%). Soprattutto, è molto meno pericoloso da maneggiare.
I lanciatori Delta , che sarebbero stati ritirati dal servizio negli anni '80 a favore delle navette spaziali , sono stati riportati alla ribalta dopo l' esplosione del Challenger nel 1986, e il Delta II è rimasto un pilastro dell'astronautica americana fino alla fine degli anni 2010 , con una serie impressionante di sonde spaziali lanciate nel sistema solare ; il loro primo stadio era alimentato da LOX / RP-1 mentre il secondo era alimentato da NTO / aerozine 50 . Questi lanciatori sono stati ritirati dal servizio insettembre 2018.
Propellente LOX / LH2L' idrogeno liquido , generalmente designato con l'acronimo LH2, è il combustibile più potente utilizzato con l' ossigeno liquido : il suo impulso specifico è maggiore di circa il 30% rispetto all'RP-1 , ma anche la densità apparente di un sistema LOX/LH2 è quasi 30% inferiore a quello di un sistema LOX/RP-1. Il suo utilizzo pone quindi problemi di dimensione del serbatoio e aerodinamica al decollo, le forze di attrito sul lanciatore potendo perdere il vantaggio energetico fornito dai sistemi LH2 rispetto ai sistemi RP-1.
Inoltre, idrogeno liquido è una sostanza particolarmente fugace cui trattamento consiste nel prendere in considerazione gli elevati rischi di esplosione, avendo una robusta tecnologia criogenica rendendo possibile la gestione di un fluido ad una temperatura non superiore 20.28 K o -252,87 ° C . Infine, la tecnologia della liquefazione dell'idrogeno è costosa in termini energetici e deve affrontare il problema dell'isomerismo di spin del diidrogeno : a temperatura ambiente, l'ortoidrogeno rappresenta il 75% delle molecole, proporzione che scende allo 0,21% a temperatura ambiente. di una transizione esotermica che tende a riscaldare l' idrogeno una volta liquefatto accelerandone l'evaporazione.
Propellente LOX / CH4Il metano ha numerosi vantaggi operativi che lo rendono competitivo con l' ossigeno liquido rispetto all'idrogeno liquido nonostante l' impulso specifico teorico di circa 380 s , contro circa 450 s per il sistema LOX/LH2 , un valore inferiore del 16%. In effetti, la tecnologia dei motori a razzo a propellente liquido degli anni '20 funzionava a pressioni più elevate che migliorano notevolmente le loro prestazioni, mentre la liquefazione del metano e la gestione del metano liquido richiedono strutture meno complesse e meno costose di quelle necessarie per l'idrogeno liquido, molto più fresche: gli intervalli di temperatura in cui queste sostanze esistono allo stato liquido a pressione atmosferica sono da 54 a 90 K per l' ossigeno , da 91 a 112 K per il metano liquido, ma da 14 a 20 K per l' idrogeno . Questa tecnologia è stata sviluppata attraverso il motore Prometheus di ArianeGroup, il motore Raptor di SpaceX e il motore BE-4 di Blue Origin ; Studi preliminari sono stati condotti negli anni 2000 da Rocketdyne sul motore RS-18 (in) nel programma Constellation della NASA , cancellato nel 2010.
Un altro vantaggio del metano liquido come combustibile propellente , può essere prodotto localmente su un altro pianeta Terra da una combinazione di reazione Sabatier e gas di reazione a differenza dell'acqua ( RWGS ) nel contesto di tecnologie che utilizzano risorse in situ ( ISRU ), ad esempio su Marte .
Altri propellenti liquidi CLF3 o CLF5 / N2H4Il trifluoruro di cloro ClF 3e pentafluoruro di cloro ClF 5sono due ossidanti che sono stati studiati - e sviluppati - durante la Guerra Fredda in virtù della loro alta densità, facilità di stoccaggio e prestazioni con l' idrazina . Si tratta comunque di composti davvero pericolosi da maneggiare, che tendono ad infiammare qualsiasi materiale ossidabile, e che quindi costituiscono un grave pericolo per tutti coloro che sono coinvolti nella loro manipolazione. Inoltre, i loro gas di scarico contengono acido fluoridrico HF e acido cloridrico HCl, particolarmente dannosi per l'ambiente.
TriergolI triergol sono stati intensamente studiati negli Stati Uniti e in Unione Sovietica, non portano mai a risultati concreti a causa del loro costo proibitivo e soprattutto delle barriere tecnologiche alla loro attuazione. I più famosi sono:
La seguente tabella a tendina riproduce una forma ASCII Dando le principali grandezze che caratterizzano un propellente liquido per ossidante e per combustibile, dettagliando se necessario le sfumature di proporzioni nelle miscele:
Parametri nominali dei propellenti liquidi standard a livello del mareCarburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
LH2 : Idrogeno liquido | 5.00 | 381 | 124 | 3.738 | 2 347 | 3.304 | 11,8 | 1.21 | 0,32 |
Metano liquido | 2.77 | 299 | 235 | 2 932 | 1.842 | 3 379 | 19,6 | 1.21 | 0.79 |
metanolo | 1.19 | 274 | 260 | 2.687 | 1,677 | 3214 | 22,7 | 1.19 | 0,95 |
75% Etanolo + 25% Acqua | 1.29 | 269 | 264 | 2.635 | 1643 | 3 167 | 23,4 | 1.19 | 0,98 |
95% Etanolo + 5% Acqua | 1.49 | 277 | 269 | 2.713 | 1.698 | 3 314 | 22,8 | 1.20 | 0,97 |
RP-1 (cherosene) | 2.29 | 289 | 294 | 2.834 | 1787 | 3.526 | 21.6 | 1.22 | 1.02 |
idrazina | 0,74 | 303 | 321 | 2 973 | 1.875 | 3,275 | 18.2 | 1.22 | 1.06 |
MMH : Monometilidrazina | 1.15 | 300 | 298 | 2 938 | 1 855 | 3 399 | 19.3 | 1.22 | 0,99 |
UDMH : dimetilidrazina asimmetrica | 1.38 | 297 | 286 | 2 916 | 1.841 | 3.447 | 19,8 | 1.22 | 0,96 |
Aerozine 50 : 50% UDMH + 50% idrazina | 1.06 | 300 | 300 | 2 941 | 1.856 | 3 373 | 19.1 | 1.22 | 1.00 |
UH 25 : 75% UDMH + 25% idrazina idrato | 1.22 | 299 | 292 | 2 928 | 1.848 | 3 412 | 19,5 | 1.22 | 0,98 |
Ammoniaca liquida | 1.28 | 287 | 253 | 2.815 | 1.765 | 3.020 | 19.1 | 1.20 | 0,88 |
Anilina | 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 : Polibutadiene idrossitelechelicolic | 2.12 | 282 | 299 | 2.766 | 1.747 | 3.612 | 23.1 | 1.22 | 1.06 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
LH2 : Idrogeno liquido | 6.00 | 400 | 155 | 3 925 | 2,528 | 3.548 | 10.4 | 1.29 | 0,39 |
metanolo | 2.20 | 321 | 376 | 3 146 | 2.030 | 4.402 | 19,9 | 1.30 | 1.17 |
72% Etanolo + 28% Acqua | 2.26 | 317 | 383 | 3 106 | 2004 | 4 344 | 20.2 | 1.30 | 1.21 |
idrazina | 1.82 | 338 | 432 | 3,315 | 2 143 | 4.544 | 18.4 | 1.31 | 1.28 |
Ammoniaca liquida | 2.81 | 334 | 382 | 3 278 | 2 117 | 4.469 | 18.6 | 1.30 | 1.14 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
79% LF2 / Metano liquido | 4.82 | 335 | 337 | 3.28128 | 2 120 | 4.530 | 18.8 | 1.30 | 1.01 |
89% LF2 / 95% Etanolo + 5% Acqua | 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 | 3264 | 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 / Aerozina 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 / anilina | 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 | 1990 | 4.555 | 21.5 | 1.30 | 1.21 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
LH2 : Idrogeno liquido | 6.50 | 340 | 137 | 3.334 | 2 103 | 2 973 | 13.1 | 1.22 | 0.40 |
Metano liquido | 4.27 | 273 | 271 | 2.682 | 1.688 | 3,220 | 22.1 | 1.21 | 0,99 |
metanolo | 1.78 | 258 | 288 | 2,528 | 1.583 | 3.058 | 24.1 | 1.20 | 1.12 |
75% Etanolo + 25% Acqua | 1.93 | 253 | 293 | 2,479 | 1,551 | 3.006 | 24,8 | 1.20 | 1.16 |
95% Etanolo + 5% Acqua | 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 |
idrazina | 1.08 | 286 | 342 | 2 803 | 1.771 | 3 137 | 19,5 | 1.23 | 1.19 |
MMH : Monometilidrazina | 1.73 | 280 | 325 | 2.742 | 1.733 | 3.252 | 21.1 | 1.23 | 1.16 |
UDMH : dimetilidrazina asimmetrica | 2.10 | 277 | 316 | 2.713 | 1.715 | 3 296 | 21,8 | 1.23 | 1.14 |
Aerozine 50 : 50% UDMH + 50% idrazina | 1.59 | 280 | 326 | 2.750 | 1.738 | 3 229 | 20,8 | 1.23 | 1.16 |
UH 25 : 75% UDMH + 25% idrazina idrato | 1.85 | 278 | 321 | 2,730 | 1.725 | 3 268 | 21,4 | 1.23 | 1.15 |
Ammoniaca liquida | 1.89 | 267 | 278 | 2.615 | 1644 | 2.860 | 20,8 | 1.21 | 1.04 |
Anilina | 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 : Polibutadiene idrossitelechelicolic | 3.26 | 262 | 335 | 2,571 | 1,625 | 3.408 | 25.1 | 1.23 | 1.28 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
LH2 : Idrogeno liquido | 8.00 | 317 | 147 | 3 112 | 1.957 | 2.795 | 14.3 | 1.21 | 0,46 |
Metano liquido | 5.32 | 261 | 281 | 2,561 | 1,603 | 2 971 | 22.9 | 1.20 | 1.08 |
metanolo | 2.13 | 249 | 292 | 2,441 | 1.524 | 2.824 | 24.2 | 1.19 | 1.17 |
75% Etanolo + 25% Acqua | 2.30 | 244 | 296 | 2391 | 1492 | 2 758 | 24,7 | 1.19 | 1.21 |
95% Etanolo + 5% Acqua | 2.30 | 244 | 296 | 2391 | 1492 | 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 |
idrazina | 1.28 | 276 | 341 | 2 702 | 1.702 | 2 932 | 19,8 | 1.22 | 1.24 |
MMH : Monometilidrazina | 2.13 | 269 | 328 | 2.635 | 1,658 | 3.033 | 21,7 | 1.21 | 1.22 |
UDMH : dimetilidrazina asimmetrica | 2.60 | 266 | 321 | 2 605 | 1,638 | 3.062 | 22,4 | 1.21 | 1.21 |
Aerozine 50 : 50% UDMH + 50% idrazina | 1.94 | 270 | 329 | 2.643 | 1.663 | 3.009 | 21.3 | 1.21 | 1.22 |
UH 25 : 75% UDMH + 25% idrazina idrato | 2.27 | 267 | 324 | 2.622 | 1649 | 3 037 | 21.9 | 1.21 | 1.21 |
Ammoniaca liquida | 2.18 | 254 | 278 | 2487 | 1.562 | 2,572 | 20,7 | 1.21 | 1.09 |
Anilina | 3.31 | 250 | 340 | 2 451 | 1.539 | 3 160 | 26.2 | 1.21 | 1.36 |
Tonka-250 | 3.79 | 254 | 328 | 2488 | 1.560 | 3.087 | 25.0 | 1.20 | 1.29 |
PBHT : Polibutadiene idrossitelechelicolic | 4.09 | 252 | 340 | 2,476 | 1.553 | 3 124 | 25,5 | 1.20 | 1.34 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
LH2 : Idrogeno liquido | 14.00 | 294 | 180 | 2 882 | 1.801 | 2,544 | 15.6 | 1.19 | 0,61 |
Metano liquido | 9.19 | 260 | 289 | 2,550 | 1.586 | 2,590 | 20.6 | 1.18 | 1.11 |
metanolo | 3.55 | 251 | 296 | 2,464 | 1.533 | 2,511 | 21,4 | 1.18 | 1.17 |
75% Etanolo + 25% Acqua | 3.77 | 247 | 295 | 2 425 | 1.508 | 2,447 | 21.5 | 1.18 | 1.20 |
95% Etanolo + 5% Acqua | 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 |
idrazina | 2.15 | 269 | 328 | 2.642 | 1,654 | 2.630 | 19.0 | 1.20 | 1.22 |
MMH : Monometilidrazina | 3.76 | 265 | 320 | 2.600 | 1,623 | 2,681 | 20.3 | 1.19 | 1.21 |
UDMH : dimetilidrazina asimmetrica | 4.63 | 263 | 316 | 2,582 | 1,610 | 2.690 | 20,7 | 1.19 | 1.20 |
Aerozine 50 : 50% UDMH + 50% idrazina | 3.39 | 266 | 320 | 2 604 | 1,626 | 2.668 | 20.0 | 1.19 | 1.21 |
UH 25 : 75% UDMH + 25% idrazina idrato | 4.02 | 264 | 318 | 2,592 | 1,617 | 2,681 | 20,4 | 1.19 | 1.20 |
Ammoniaca liquida | 3.46 | 252 | 279 | 2,470 | 1.545 | 2 305 | 19.1 | 1.20 | 1.11 |
Anilina | 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 : Polibutadiene idrossitelechelicolic | 7.31 | 256 | 327 | 2,510 | 1,561 | 2.694 | 22.1 | 1.18 | 1.28 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
LH2 : Idrogeno liquido | 11.00 | 312 | 171 | 3.064 | 1.918 | 2.666 | 14.4 | 1.20 | 0,55 |
Metano liquido | 7.70 | 272 | 302 | 2.663 | 1,658 | 2 802 | 20,4 | 1.18 | 1.11 |
metanolo | 3.06 | 261 | 308 | 2,556 | 1.590 | 2 709 | 21.5 | 1.18 | 1.18 |
75% Etanolo + 25% Acqua | 3.27 | 257 | 311 | 2,519 | 1.566 | 2.653 | 21.6 | 1.18 | 1.21 |
95% Etanolo + 5% Acqua | 3.97 | 262 | 320 | 2,571 | 1.599 | 2.762 | 21.6 | 1.18 | 1.22 |
RP-1 (cherosene) | 6.50 | 268 | 345 | 2.632 | 1,639 | 2 878 | 21,4 | 1.18 | 1.28 |
idrazina | 1.82 | 280 | 345 | 2.741 | 1.718 | 2 801 | 18.8 | 1.20 | 1.23 |
MMH : Monometilidrazina | 3.13 | 276 | 337 | 2 702 | 1.688 | 2 871 | 20.0 | 1.19 | 1.22 |
UDMH : dimetilidrazina asimmetrica | 3.82 | 274 | 332 | 2,685 | 1,676 | 2 884 | 20,4 | 1.19 | 1.21 |
Aerozine 50 : 50% UDMH + 50% idrazina | 2.82 | 276 | 337 | 2 706 | 1.692 | 2 852 | 19,8 | 1.19 | 1.22 |
UH 25 : 75% UDMH + 25% idrazina idrato | 3.32 | 275 | 334 | 2.695 | 1.683 | 2.870 | 20.1 | 1.19 | 1.22 |
Ammoniaca liquida | 3.04 | 263 | 294 | 2,583 | 1,615 | 2,510 | 19.1 | 1.19 | 1.11 |
Anilina | 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 : Polibutadiene idrossitelechelicolic | 6.06 | 266 | 348 | 2 607 | 1,622 | 2 910 | 22.1 | 1.18 | 1.31 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
LH2 : Idrogeno liquido | 12.00 | 294 | 160 | 2 883 | 1,828 | 2,905 | 16.8 | 1.24 | 0,54 |
Metano liquido | 8.42 | 253 | 258 | 2,485 | 1.575 | 3 147 | 24.6 | 1.24 | 1.02 |
metanolo | 3.40 | 245 | 267 | 2 404 | 1.517 | 2 998 | 25.4 | 1.22 | 1.09 |
75% Etanolo + 25% Acqua | 3.70 | 241 | 268 | 2367 | 1494 | 2 957 | 25.9 | 1.22 | 1.11 |
95% Etanolo + 5% Acqua | 4.37 | 246 | 273 | 2 408 | 1.523 | 3.076 | 25.8 | 1.23 | 1.11 |
RP-1 (cherosene) | 7.01 | 250 | 288 | 2 455 | 1,559 | 3.241 | 25,7 | 1.24 | 1.15 |
idrazina | 1.96 | 267 | 304 | 2.620 | 1.663 | 3 042 | 21.2 | 1.24 | 1.14 |
MMH : Monometilidrazina | 3.34 | 260 | 291 | 2,554 | 1,622 | 3 171 | 23.2 | 1.24 | 1.12 |
UDMH : dimetilidrazina asimmetrica | 4.10 | 258 | 285 | 2,528 | 1,606 | 3,209 | 24,0 | 1.24 | 1.10 |
Aerozine 50 : 50% UDMH + 50% idrazina | 3.04 | 261 | 292 | 2,563 | 1,627 | 3 148 | 22.9 | 1.24 | 1.12 |
UH 25 : 75% UDMH + 25% idrazina idrato | 3.57 | 259 | 288 | 2,543 | 1,615 | 3 182 | 23,5 | 1.24 | 1.11 |
Ammoniaca liquida | 3.58 | 250 | 261 | 2 453 | 1.552 | 2.842 | 22.9 | 1.23 | 1.04 |
Anilina | 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 : Polibutadiene idrossitelechelicolic | 6.48 | 248 | 290 | 2 429 | 1.544 | 3.286 | 26.6 | 1.24 | 1.17 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
LH2 : Idrogeno liquido | 9.00 | 337 | 179 | 3 307 | 2 130 | 3 377 | 13.9 | 1.29 | 0,53 |
metanolo | 2.71 | 275 | 380 | 2.700 | 1.741 | 3.723 | 23.0 | 1.30 | 1.38 |
72% Etanolo + 28% Acqua | 2.76 | 270 | 383 | 2.645 | 1.706 | 3.608 | 23.2 | 1.30 | 1.42 |
idrazina | 2.12 | 297 | 439 | 2 915 | 1.880 | 3 958 | 20.9 | 1.30 | 1.48 |
Ammoniaca liquida | 3.56 | 287 | 392 | 2.818 | 1.818 | 3.874 | 21.9 | 1.30 | 1.37 |
Carburante | RM | Ispettore ( i ) |
Id ( s g cm -3 ) |
Ve ( m / s ) |
C* ( m/s ) |
Tempo ( K ) |
Massa ( g/mol ) |
Cp / Cv | Densità ( g / cm 3 ) |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
66% ClF5 / Metano liquido | 6.20 | 285 | 343 | 2,799 | 1.806 | 3 956 | 22.6 | 1.30 | 1.20 |
75% ClF5 / 95% Etanolo + 5% Acqua | 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 / Aerozina 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 / anilina | 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 | 1729 | 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 |
Il sito http://www.braeunig.us/space/ presenta dati simili.
PSI | kPa | coefficiente |
---|---|---|
1000 | 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 |
I dati nella tabella sottostante sono tratti dal lavoro di Huzel & Huang intitolato " Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines ", 1992, American Institute of Aeronautics and Astronautics , Washington, ( ISBN 1-56347-013- 6 ) ; contiene i risultati pubblicati dalla società Rocketdyne sulla base di calcoli effettuati ipotizzando combustione adiabatica , espansione isoentropica uniassiale e regolazione continua del rapporto di miscela ossidante/carburante in funzione dell'altitudine. Questi calcoli vengono effettuati per una pressione in camera di combustione di 1000 PSI , cioè 1000 "pounds per square inch" ( Pounds per Square Inch ), che corrisponde, in unità internazionali ( SI ), a 6.894.757 Pa . La velocità di espulsione a pressioni inferiori può essere stimata applicando un coefficiente dal grafico a lato.
Le dimensioni mostrate in questa tabella sono le seguenti:
L'interesse di questa tabella è spiegare l'evoluzione dei parametri tra decollo e arrivo in orbita: a sinistra, i valori a livello del mare; a destra, lo stesso nel vuoto. Si tratta in ogni caso di valori nominali calcolati per un sistema ideale, arrotondati in unità SI (le composizioni sono espresse in percentuale sulla massa):
ossidante | Riduttore | Hyprg | crio | Rilassamento ottimale a 6.895 kPa a livello del mare |
Riduzione ottimale dello stress a 6895 kPa nel vuoto |
||||||||
Propellenti ossidanti criogenici LOX, LF2 o FLOX |
Rapporto bue / rosso |
v e m / s |
ρ g / cm 3 |
T C ° C |
C * m / s |
Rapporto bue / rosso |
v e m / s |
ρ g / cm 3 |
T C ° C |
C * m / s |
|||
O 2 | H 2 | No | sì | 4.13 | 3.816 | 0.29 | 2,740 | 2,416 | 4.83 | 4.462 | 0,32 | 2 978 | 2386 |
CH 4 | No | sì | 3.21 | 3 034 | 0,82 | 3.260 | 1.857 | 3.45 | 3.615 | 0.83 | 3,290 | 1.838 | |
C 2 H 6 | No | sì | 2.89 | 3.006 | 0,90 | 3.320 | 1,840 | 3.10 | 3.584 | 0.91 | 3 351 | 1,825 | |
RP-1 | No | sì | 2.58 | 2 941 | 1.03 | 3.403 | 1.799 | 2.77 | 3.510 | 1.03 | 3428 | 1783 | |
N 2 H 4 | No | sì | 0.92 | 3.065 | 1.07 | 3 132 | 1,892 | 0,98 | 3.460 | 1.07 | 3 146 | 1 878 | |
SI 2 H 6 | No | sì | 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 | No | sì | 4.80 | 3.871 | 0,32 | 2 954 | 2 453 | 5.70 | 4.520 | 0,36 | 3 195 | 2,417 |
RP-1 | No | sì | 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 | sì | sì | 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 | sì | sì | 2.82 | 3.525 | 1.24 | 4.454 | 2 191 | 2.83 | 4.148 | 1.23 | 4.453 | 2 186 |
FA 2 | H 2 | sì | sì | 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% H 2 | sì | sì | 0,96 | 4.256 | 0.19 | 1.830 | 2.680 | ||||||
39,3% Li + 60,7% H 2 | sì | sì | 1.08 | 5,050 | 0.21 | 1.974 | 2.656 | ||||||
CH 4 | sì | sì | 4.53 | 3 414 | 1.03 | 3 918 | 2.068 | 4.74 | 4.075 | 1.04 | 3 933 | 2.064 | |
C 2 H 6 | sì | sì | 3.68 | 3,335 | 1.09 | 3 914 | 2019 | 3.78 | 3 987 | 1.10 | 3 923 | 2014 | |
mmh | sì | sì | 2.39 | 3 413 | 1.24 | 4.074 | 2.063 | 2.47 | 4.071 | 1.24 | 4.091 | 1 987 | |
N 2 H 4 | sì | sì | 2.32 | 3.580 | 1.31 | 4.461 | 2 219 | 2.37 | 4 215 | 1.31 | 4.468 | 2 122 | |
NH 3 | sì | sì | 3.32 | 3.531 | 1.12 | 4 337 | 2 194 | 3.35 | 4.143 | 1.12 | 4 341 | 2 193 | |
Propellenti criogenici ossidanti al fluoruro di ossigeno | Hyprg | crio |
Rapporto bue / rosso |
v e m / s |
ρ g / cm 3 |
T C ° C |
C * m / s |
Rapporto bue / rosso |
v e m / s |
ρ g / cm 3 |
T C ° C |
C * m / s |
|
DI 2 | H 2 | sì | sì | 5.92 | 4.014 | 0,39 | 3 311 | 2,542 | 7.37 | 4,679 | 0,44 | 3.587 | 2 499 |
CH 4 | sì | sì | 4.94 | 3 485 | 1.06 | 4.157 | 2 160 | 5.58 | 4.131 | 1.09 | 4.207 | 2 139 | |
C 2 H 6 | sì | sì | 3.87 | 3.511 | 1.13 | 4.539 | 2 176 | 3.86 | 4.137 | 1.13 | 4.538 | 2 176 | |
RP-1 | sì | sì | 3.87 | 3424 | 1.28 | 4.436 | 2 132 | 3.85 | 4.021 | 1.28 | 4.432 | 2 130 | |
N 2 H 4 | sì | sì | 1,51 | 3 381 | 1.26 | 3.769 | 2.087 | 1.65 | 4.008 | 1.27 | 3.814 | 2.081 | |
mmh | sì | sì | 2.28 | 3427 | 1.24 | 4.075 | 2 119 | 2.58 | 4.067 | 1.26 | 4.133 | 2 106 | |
50,5% MMH + 29,8% N 2 H 4+ 19,7% H 2 O | sì | sì | 1.75 | 3.286 | 1.24 | 3.726 | 2.025 | 1.92 | 3.908 | 1.25 | 3.769 | 2.018 | |
SI 2 H 6 | sì | sì | 3.95 | 3 653 | 1.01 | 4.479 | 2 244 | 3.98 | 4 367 | 1.02 | 4,486 | 2 167 | |
Propellenti immagazzinabili con ossidanti azotati | Hyprg | crio |
Rapporto bue / rosso |
v e m / s |
ρ g / cm 3 |
T C ° C |
C * m / s |
Rapporto bue / rosso |
v e m / s |
ρ g / cm 3 |
T C ° C |
C * m / s |
|
IRFNA III a | mmh | sì | No | 2.59 | 2.690 | 1.27 | 2 849 | 1,665 | 2.71 | 3 178 | 1.28 | 2.841 | 1 655 |
UDMH | sì | No | 3.13 | 2.668 | 1.26 | 2 874 | 1648 | 3.31 | 3.157 | 1.27 | 2.864 | 1,634 | |
60% UDMH + 40% DETA | sì | No | 3.26 | 2.638 | 1.30 | 2.848 | 1,627 | 3.41 | 3 123 | 1.31 | 2.839 | 1,617 | |
IRFNA IV HDA | mmh | sì | No | 2.43 | 2.742 | 1.29 | 2 953 | 1,696 | 2.58 | 3 242 | 1.31 | 2 947 | 1.680 |
UDMH | sì | No | 2,95 | 2.719 | 1.28 | 2 983 | 1,676 | 3.12 | 3,220 | 1.29 | 2 977 | 1.662 | |
60% UDMH + 40% DETA | sì | No | 3.06 | 2.689 | 1.32 | 2.903 | 1,656 | 3.25 | 3 187 | 1.33 | 2 951 | 1641 | |
N 2 O 4 | N 2 H 4 | sì | No | 1.36 | 2.862 | 1.21 | 2 992 | 1781 | 1.42 | 3 369 | 1.22 | 2 993 | 1.770 |
mmh | sì | No | 2.17 | 2 827 | 1.19 | 3 122 | 1.745 | 2.37 | 3 347 | 1.20 | 3 125 | 1.724 | |
50% UDMH + 50% N 2 H 4 | sì | No | 1.98 | 2.831 | 1.12 | 3.095 | 1.747 | 2.15 | 3 349 | 1.20 | 3.096 | 1.731 | |
Propellenti immagazzinabili ossidanti alogenati | Hyprg | crio |
Rapporto bue / rosso |
v e m / s |
ρ g / cm 3 |
T C ° C |
C * m / s |
Rapporto bue / rosso |
v e m / s |
ρ g / cm 3 |
T C ° C |
C * m / s |
|
ClF 3 | N 2 H 4 | sì | No | 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 | sì | No | 2.66 | 3.069 | 1.47 | 3.894 | 1.935 | 2.71 | 3.580 | 1.47 | 3.905 | 1.934 |
mmh | sì | No | 2.82 | 2 962 | 1.40 | 3.577 | 1.837 | 2.83 | 3 488 | 1.40 | 3.579 | 1.837 | |
86% MMH + 14% N 2 H 4 | sì | No | 2.78 | 2 971 | 1.41 | 3.575 | 1.844 | 2.81 | 3 498 | 1.41 | 3.579 | 1.844 |