RP-1

RP -1 (Rocket Propellant 1 atau Refined Petroleum 1) adalah suatu bentuk minyak tanah yang dimurnikan secara khusus untuk digunakan sebagai bahan bakar cair yang dapat disimpan untuk kendaraan peluncuran luar angkasa. Digunakan dengan oksigen cair sebagai oksidan, ia membentuk propelan cair yang kurang kuat dibandingkan hidrogen cair, namun lebih mudah ditangani, dengan kepadatan energi yang jauh lebih baik 1 dan tanpa memerlukan teknologi kriogenik canggih seperti LH2. Terakhir, bahan bakar ini jauh lebih tidak berbahaya dibandingkan bahan bakar jenis nitrogen peroksida / aerozine 50, yang lebih beracun dan bersifat karsinogenik dibandingkan minyak tanah.^[2]

Pengembangan RP-1 merupakan hasil dari pencarian Amerika Serikat terhadap propelan kuat yang dapat disimpan untuk menggerakkan rudal balistik antarbenua selama Perang Dingin. Studi dimulai dari teknologi yang dikembangkan oleh Third Reich, seringkali dengan mengabaikan nyawa tawanan perangnya.

RP-1 adalah bahan bakar pendorong tahap pertama roket Electron, Soyuz, Zenit, Delta I-III, Atlas, Falcon, Antares, dan Tronador II. Ia juga menggerakkan tahap pertama Energia, Titan I, Saturn I dan IB, dan Saturn V. Organisasi Penelitian Luar Angkasa India (ISRO) juga tengah mengembangkan mesin berbahan bakar RP-1 untuk roket-roket masa depannya.

RP-1 (Propelan Roket-1) adalah bentuk minyak tanah yang sangat murni yang digunakan sebagai bahan bakar roket, khususnya jika dikombinasikan dengan oksigen cair (LOX). Meskipun memiliki banyak keuntungan, ada beberapa alasan mengapa bahan bakar lain juga digunakan dalam peroketan:

Keuntungan RP-1

Kepadatan Energi Tinggi: RP-1 memiliki kandungan energi tinggi, yang memungkinkan roket mencapai daya dorong yang signifikan.
Stabilitas: Relatif stabil dan dapat disimpan dalam jangka waktu lama tanpa degradasi yang signifikan.
Efektivitas Biaya: RP-1 lebih murah dan lebih mudah diakses dibandingkan dengan bahan bakar roket lainnya, menjadikannya pilihan yang populer untuk peluncuran komersial.
Kinerja: Jika dikombinasikan dengan LOX, RP-1 menawarkan karakteristik kinerja yang baik, sehingga cocok untuk banyak misi.

Keterbatasan RP-1

Keterbatasan Kinerja: Meskipun RP-1 efektif, ia tidak memberikan impuls spesifik (Isp) tertinggi dibandingkan dengan bahan bakar lain seperti hidrogen cair (LH2). Kombinasi LH2/LOX menghasilkan kinerja yang lebih tinggi, terutama untuk misi yang membutuhkan efisiensi maksimum.
Sensitivitas Suhu: RP-1 perlu disimpan pada suhu tertentu dan memerlukan penanganan yang cermat untuk menghindari masalah seperti kokas (penumpukan karbon).
Kepadatan dan Volume: RP-1 memiliki kepadatan yang lebih rendah daripada beberapa bahan bakar lainnya, yang berarti tangki yang lebih besar diperlukan untuk menyimpan jumlah energi yang sama, yang dapat memengaruhi desain roket dan kapasitas muatan.
Pertimbangan Lingkungan: Beberapa bahan bakar baru sedang dikembangkan dengan mempertimbangkan dampak lingkungan, seperti bahan bakar yang menghasilkan lebih sedikit emisi atau berasal dari sumber terbarukan.

Pembuatan Propelan RP-1

Seperti banyak zat kimia lain yang sangat halus, propelan RP-1 disempurnakan melalui beberapa langkah khusus. Hal ini dilakukan untuk mengoptimalkan kinerjanya dengan meningkatkan kepadatan bahan bakar dan membuatnya lebih bertenaga sekaligus menghilangkan senyawa yang tidak diinginkan.

Salah satu langkah ini melibatkan penghilangan senyawa korosif seperti sulfur untuk mengurangi efek korosifnya pada komponen mesin.

Kadar aromatik, alkena, dan alkuna juga dijaga pada tingkat rendah selama periode pemurnian karena menyebabkan polimerisasi pada suhu tinggi dan juga setelah penyimpanan jangka panjang.

Banyak langkah lain yang terlibat dalam sintesis RP-1, tetapi membuat bahan bakar lebih rapat (dan sebagai hasilnya lebih bertenaga) dan menghilangkan senyawa yang tidak diinginkan untuk mengoptimalkan kinerja adalah dua komponen penting dalam proses pemurnian.

Perkembangan

Selama dan segera setelah Perang Dunia II, alkohol (terutama etanol, kadang-kadang metanol) umumnya digunakan sebagai bahan bakar untuk roket berbahan bakar cair yang besar. Panas penguapannya yang tinggi membuat mesin yang didinginkan secara regeneratif tidak meleleh, terutama mengingat bahwa alkohol biasanya mengandung beberapa persen air. Namun, diketahui bahwa bahan bakar hidrokarbon akan meningkatkan efisiensi mesin, karena kepadatannya yang sedikit lebih tinggi, kurangnya atom oksigen dalam molekul bahan bakar, dan kandungan air yang dapat diabaikan. Terlepas dari hidrokarbon mana yang dipilih, ia juga harus menggantikan alkohol sebagai pendingin.

Banyak roket awal membakar minyak tanah, tetapi seiring waktu pembakaran, efisiensi pembakaran, dan tekanan ruang bakar meningkat, massa mesin menurun, yang menyebabkan suhu mesin tidak terkendali. Minyak tanah mentah yang digunakan sebagai pendingin cenderung terdisosiasi dan berpolimerisasi. Produk ringan dalam bentuk gelembung gas menyebabkan kavitasi, dan produk berat dalam bentuk endapan lilin menghalangi saluran pendingin sempit di mesin. pendingin yang dihasilkan meningkatkan suhu lebih jauh, dan menyebabkan lebih banyak polimerisasi yang mempercepat kerusakan. Siklus tersebut meningkat dengan cepat (yaitu, thermal runaway) hingga dinding mesin pecah atau kegagalan mekanis lainnya terjadi, dan itu berlanjut bahkan ketika seluruh aliran pendingin terdiri dari minyak tanah. Pada pertengahan 1950-an perancang roket beralih ke ahli kimia untuk merumuskan hidrokarbon tahan panas, dengan hasil RP-1.

Selama tahun 1950an, LOX (oksigen cair) menjadi oksidator pilihan untuk digunakan dengan RP-1, meskipun oksidator lain juga telah digunakan.

Proses pembuatan RP-1 dimulai dengan pemurnian konvensional dengan tujuan untuk menghasilkan minyak tanah, yang kemudian akan diolah dengan desulfurisasi sebelum menghilangkan fraksi tak jenuh (yang menyelesaikan masalah endapan padat) kemudian fraksi linier yang terlalu tinggi (yang memecahkan masalah tersebut masalah pemecahan molekul menjadi produk sampingan ringan). Oleh karena itu, spesies molekuler yang disukai adalah hidrokarbon jenuh dalam C12sangat bercabang atau polisiklik, kurang lebih menyerupai tangga.

Hasilnya adalah zat dengan titik nyala tinggi (di atas 40 °C), sehingga stabil dan tidak terlalu berbahaya untuk ditangani, dengan kepadatan sekitar 810 kg/m 3 dan impuls spesifik nominal antara 270 dan 360 detik dengan cairan oksigen. Karena tidak terlalu mudah menguap, RP-1 harus diberi tekanan di dalam tangkinya dengan sistem khusus, umumnya berdasarkan nitrogen atau helium, yang meningkatkan kompleksitas perangkat.

Nilai untuk penggunaan yang setara dengan RP-1 telah dikembangkan di Uni Soviet dan masih digunakan di Rusia dengan nama T-1 dan RG-1, dengan kepadatan sedikit lebih tinggi, antara 830 dan 850 kg/m 3, dan bahkan lebih dengan mendinginkannya secukupnya; tangki minyak tanah peluncur Soyuz juga terletak di antara tangki oksigen cair dan nitrogen cair agar tetap dingin.

Perbandingan propelan hipergolik di permukaan laut dan dalam ruang hampa

Oksidan	Bahan bakar	Hiprg	Kriyo	Ekspansi optimal pada 6.895 kPa di permukaan laut					Ekspansi optimal pada 6.895 kPa dalam ruang hampa
Propelan pengoksidasi kriogenik LOX, LF2 atau FLOX				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
O₂	H₂	Tidak	Ya	4.13	3.816	0,29	2.740	2.416	4.83	4.462	0,32	2.978	2.386
	CH₄	Tidak	Ya	3.21	3.034	0,82	3.260	1.857	3.45	3.615	0,83	3.290	1.838
	C₂H₆	Tidak	Ya	2.89	3.006	0,90	3.320	1.840	3.10	3.584	0,91	3.351	1.825
	RP-1	Tidak	Ya	2.58	2.941	1.03	3.403	1.799	2.77	3.510	1.03	3.428	1.783
	N₂H₄	Tidak	Ya	0,92	3.065	1.07	3.132	1.892	0,98	3.460	1.07	3.146	1.878
	B₂H₆	Tidak	Ya	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	Tidak	Ya	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	Tidak	Ya	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	Ya	Ya	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	Ya	Ya	2.82	3.525	1.24	4.454	2.191	2.83	4.148	1.23	4.453	2.186
F₂	H₂	Ya	Ya	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	Ya	Ya	0,96	4.256	0,19	1.830	2.680
	39,3% Li + 60,7 H₂	Ya	Ya						1.08	5.050	0,21	1.974	2.656
	CH₄	Ya	Ya	4.53	3.414	1.03	3.918	2.068	4.74	4.075	1.04	3.933	2.064
	C₂H₆	Ya	Ya	3.68	3.335	1.09	3.914	2.019	3.78	3.987	1.10	3.923	2.014
	MMH	Ya	Ya	2.39	3.413	1.24	4.074	2.063	2.47	4.071	1.24	4.091	1.987
	N₂H₄	Ya	Ya	2.32	3.580	1.31	4.461	2.219	2.37	4.215	1.31	4.468	2.122
	_NH3	Ya	Ya	3.32	3.531	1.12	4.337	2.194	3.35	4.143	1.12	4.341	2.193
Propelan kriogenik dengan pengoksidasi oksigen fluorida		Hiprg	Kriyo	Rasio Ox/Red	v _e m/s	ρ /cm ³	T _C °C	C* m/s	Rasio Ox/Red	v _e m/s	ρ /cm ³	T _C °C	C* m/s
OF₂	H₂	Ya	Ya	5.92	4.014	0,39	3.311	2.542	7.37	4.679	0,44	3.587	2.499
	CH₄	Ya	Ya	4.94	3.485	1.06	4.157	2.160	5.58	4.131	1.09	4.207	2.139
	C₂H₆	Ya	Ya	3.87	3.511	1.13	4.539	2.176	3.86	4.137	1.13	4.538	2.176
	RP-1	Ya	Ya	3.87	3.424	1.28	4.436	2.132	3.85	4.021	1.28	4.432	2.130
	N₂H₄	Ya	Ya	1.51	3.381	1.26	3.769	2.087	1.65	4.008	1.27	3.814	2.081
	MMH	Ya	Ya	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	Ya	Ya	1.75	3.286	1.24	3.726	2.025	1.92	3.908	1.25	3.769	2.018
	B₂H₆	Ya	Ya	3,95	3.653	1.01	4.479	2.244	3,98	4.367	1.02	4.486	2.167
Penyimpanan propelan dengan oksidan nitrogen		Hiprg	Kriyo	Rasio Ox/Red	v _e m/s	ρ /cm ³	T _C °C	C* m/s	Rasio Ox/Red	v _e m/s	ρ /cm ³	T _C °C	C* m/s
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
	UDMH	Ya	Tidak	3.13	2.668	1.26	2.874	1.648	3.31	3.157	1.27	2.864	1.634
	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
	UDMH	Ya	Tidak	2.95	2.719	1.28	2.983	1.676	3.12	3.220	1.29	2.977	1.662
	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
N₂O₄	N₂H₄	Ya	Tidak	1.36	2.862	1.21	2.992	1.781	1.42	3.369	1.22	2.993	1.770
	MMH	Ya	Tidak	2.17	2.827	1.19	3.122	1.745	2.37	3.347	1.20	3.125	1.724
	50% UDMH + 50% N₂H₄	Ya	Tidak	1,98	2.831	1.12	3.095	1.747	2.15	3.349	1.20	3.096	1.731
Penyimpanan propelan dengan oksidan terhalogenasi		Hiprg	Kriyo	Rasio Ox/Red	v _e m/s	ρ /cm ³	T _C °C	C* m/s	Rasio Ox/Red	v _e m/s	ρ /cm ³	T _C °C	C* m/s
ClF₃	N₂H₄	Ya	Tidak	2.81	2.885	1.49	3.650	1.824	2.89	3.356	1,50	3.666	1.822
ClF₅	N₂H₄	Ya	Tidak	2.66	3.069	1.47	3.894	1.935	2.71	3.580	1.47	3.905	1.934
	MMH	Ya	Tidak	2.82	2.962	1.40	3.577	1.837	2.83	3.488	1.40	3.579	1.837
	86% MMH + 14% N₂H₄	Ya	Tidak	2.78	2.971	1.41	3.575	1.844	2.81	3.498	1.41	3.579	1.844

Lihat pula

Minyak tanah T-1, jenis lain yang digunakan di Uni Soviet, kemudian di Rusia
Minyak tanah RG-1, kelas lain yang digunakan di Uni Soviet, kemudian di Rusia
Hidrogen cair
Oksigen cair
Bahan bakar cair
Minyak tanah
Propelan roket
Impuls spesifik
Hidrogen cair
Electron (roket)
Soyuz (keluarga roket)
Delta (keluarga roket)
Atlas (keluarga roket)
Antares (roket)
Energia
HGM-25A Titan I
Saturn I
Saturn V

Referensi

^ Diagramm Saturn V
^ "ISRO Annual Report 2013-14". isro.org. 18 October 2015. Diarsipkan dari versi asli tanggal 18 October 2015. Diakses tanggal 2 June 2022.

Pranala luar

NASA page on propellants Diarsipkan 2009-07-28 di Wayback Machine.
Lox/Kerosene propellant
Last Fight of Hydrocarbons (Russian)

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

[Stages_Saturn-1] Diagramm Saturn V

[isro-2] "ISRO Annual Report 2013-14". isro.org. 18 October 2015. Diarsipkan dari versi asli tanggal 18 October 2015. Diakses tanggal 2 June 2022.

[1]

[2]

Agama	Bahasa	Biografi	Budaya	Ekonomi	Elektronika
Film	Filsafat	Geografi	Indonesia	Ilmu	Lingkungan
Masyarakat	Matematika	Militer	Mitologi	Musik	Olahraga
Pendidikan	Politik	Sastra	Sejarah	Seni	Teknologi