로켓 추진제

Rocket propellant
"로켓 연료"는 여기서 리다이렉트됩니다.광고 회사 "FUEL"의 경우 Rocket Fuel Inc.를 참조하십시오.약물요법은 Mirtazapine § Interactions를 참조한다.
발사 중 델타 IV 헤비그 로켓은 액체 수소와 액체 산소 극저온 추진제로 완전히 연료를 공급받는다.

로켓 추진제는 로켓의 반응 질량이다.이 반응 질량은 추력을 생성하기 위해 로켓 엔진에서 가능한 최고 속도로 분출됩니다.필요한 에너지는 화학 로켓과 같이 추진제 자체에서 나오거나 이온 엔진과 같이 외부 소스에서 나올 수 있습니다.

개요

로켓은 질량을 후방으로 고속으로 분출함으로써 추진력을 만들어 냅니다.생성된 추력은 추진제의 질량 유량에 로켓에 대한 배기 속도를 곱하여 계산할 수 있다(특정 임펄스).로켓은 연소실 및 노즐에 가해지는 연소 가스의 압력에 의해 가속되는 것으로 생각할 수 있으며, 그 뒤쪽 또는 아래쪽의 공기에 "밀어서" 가속되는 것이 아닙니다.로켓 엔진은 엔진 외부의 공기 압력이 부족하기 때문에 우주 공간에서 가장 잘 작동합니다.공간에서는 흐름 분리를 겪지 않고 더 긴 노즐을 장착할 수도 있습니다.

대부분의 화학 추진제는 산화환원 화학, 특히 연소를 통해 에너지를 방출합니다.따라서 혼합물에는 산화제와 환원제(연료)가 모두 존재해야 한다.단일 추진제 로켓의 매우 불안정한 과산화 결합과 같은 분해도 에너지원이 될 수 있다.

이원제 액체 로켓의 경우, 연료 감소와 산화 산화제의 혼합물이 연소실에 도입되며, 일반적으로 압력을 극복하기 위해 터보펌프를 사용한다.연소가 발생하면 액체 추진제 질량은 고온과 압력에서 엄청난 양의 기체로 변환됩니다.이 배기 흐름은 엔진 노즐에서 고속으로 분출되어 뉴턴의 운동 법칙에 따라 로켓을 전진시키는 반대 힘을 생성합니다.

화학 로켓은 위상별로 분류할 수 있다.고체 로켓은 고체상 추진제를, 액체 연료 로켓은 액체상 추진제를, 가스 연료 로켓은 기체상 추진제를, 하이브리드 로켓은 고체 및 액체 또는 기체 추진제를 조합해 사용한다.

고체 로켓 모터의 경우 모터를 주조할 때 연료와 산화제가 결합됩니다.추진제 연소는 모터 케이스 내부에서 발생하며, 모터 케이스에 압력이 가해져야 합니다.고체 로켓은 일반적으로 액체 로켓보다 추력이 높고, 충격이 적고, 연소 시간이 짧고, 질량이 높으며, 한 번 켜지면 멈출 수 없다.

로켓단

우주에서 로켓단이 탑재물에 전달할 수 있는 최대 속도의 변화는 주로 질량비와 배기 속도의 함수입니다.이 관계는 로켓 방정식으로 설명된다.배기 속도는 사용되는 추진제 및 엔진에 따라 달라지며, 소비되는 추진제 질량 단위당 로켓 차량에 전달되는 총 에너지인 특정 임펄스와 밀접하게 관련되어 있습니다.질량비는 주어진 추진제의 선택에 의해서도 영향을 받을 수 있습니다.

대기권을 비행하는 로켓 무대는 일반적으로 더 작고 가벼운 탱크로 인해 더 낮은 성능, 높은 분자량, 고밀도 추진제를 사용합니다.대부분 또는 공간 진공에서만 작동하는 상위 단계는 높은 에너지, 고성능, 저밀도 액체 수소 연료를 사용하는 경향이 있습니다.

고체 화학 추진제

고체 추진제는 크게 두 가지 종류가 있습니다.'합성물'은 대부분 고분자 결합제 중 질산암모늄, 디니트라미드 암모늄, 과염소산암모늄, 질산칼륨 등의 고체 산화제 과립과 고분자 연료 화합물(예: RDX, HMX, 알루미늄, 베릴륨)의 플레이크 또는 분말 혼합물로 구성된다.가소제, 안정제 및/또는 연소율 수식제(산화철, 산화동)도 첨가할 수 있다.

1염기, 2염기 또는 3염기(주성분 수에 따라 다름)는 1~3개의 주성분의 균질 혼합물이다.이러한 주요 성분은 연료와 산화제를 포함해야 하며 바인더와 가소제를 포함하는 경우가 많습니다.모든 구성 요소는 거시적으로 구분할 수 없으며 종종 액체로 혼합되어 단일 배치로 경화됩니다.재료는 여러 가지 역할을 할 수 있습니다.예를 들어, RDX는 연료이자 산화제이며, 니트로셀룰로오스는 연료, 산화제 및 구조 폴리머입니다.

더 복잡한 분류는 이중 베이스 및 복합 추진제 요소를 포함하는 많은 추진제가 있으며, 종종 바인더에 일정량의 에너지 첨가제가 균일하게 혼합되어 있습니다.화약(고분자 바인더가 없는 프레스 복합체)의 경우 연료는 목탄, 산화제는 질산칼륨, 황은 반응 촉매로서 작용하면서 황화칼륨 등의 다양한 반응 생성물을 형성한다.

CL-20(HNIW) 기반의 최신 니트라민 고체 추진제는 NTO/UDMH 저장성 액체 추진제의 성능에 필적할 수 있지만 조절하거나 재시동할 수는 없습니다.

이점

고체 추진제 로켓은 액체 추진제 로켓보다 보관과 취급이 훨씬 쉽다.높은 추진제 밀도로 소형화도 가능합니다.이러한 특징과 더불어 단순성 및 저비용의 고체 추진제 로켓은 군사 및 우주 응용 분야에 이상적입니다.

그 단순성은 또한 고체 로켓을 많은 양의 추력이 필요하고 비용이 문제가 될 때마다 좋은 선택으로 만듭니다.우주왕복선과 다른 많은 궤도 발사체들은 이러한 이유로 부스트 스테이지에서 고체 연료 로켓을 사용한다.

단점들

고체연료 로켓은 액체연료 로켓보다 추진제 효율의 척도인 비충동이 낮다.그 결과 고체질량비가 보통 .91~.93의 범위로 대부분의 액체추진제 상단과 같거나 더 나은데도 고체상단의 전체적인 성능은 액체단보다 낮다.이러한 분할되지 않은 고체 상부 스테이지에서 가능한 높은 질량비는 높은 추진제 밀도와 매우 높은 강도 대 중량 비율 필라멘트-와운드 모터 [citation needed]케이스의 결과입니다.

고체 로켓의 단점은 내부 추진제 형상을 조정하여 프로그램된 추력 일정을 만들 수 있지만 실시간으로 조절할 수 없다는 것입니다.고체 로켓은 연소 또는 역추력을 소화하기 위해 사거리를 제어하거나 단계 분리를 수용하기 위한 수단으로 분출될 수 있다.다량의 추진제를 주조할 경우 완성된 모터의 균열 및 공극을 방지하기 위해 일관성과 반복성이 요구됩니다.혼합 및 주조 작업은 진공 상태에서 컴퓨터 제어 하에 이루어지며, 추진제 혼합물을 얇게 펴서 스캔하여 모터에 큰 기포가 유입되지 않도록 합니다.

고체 연료 로켓은 균열과 공극에 내성이 있으며 결함을 식별하기 위해 X선 스캔과 같은 후처리가 필요합니다.연소 과정은 연료의 표면적에 따라 달라집니다.공극과 균열은 연소 표면적이 국소적으로 증가하여 국소 온도가 상승하고 국소 연소 속도가 증가합니다.이러한 양의 피드백 루프는 케이스 또는 노즐의 치명적인 고장으로 이어질 수 있습니다.

역사

고체 로켓 추진체는 13세기 송나라 때 처음 개발됐다.송나라 사람들은 1232년 카이펑의 [1][2][3][4][5]군사 공성 때 처음으로 화약을 사용했다.

1950년대와 60년대에, 미국의 연구원들은 과염소산암모늄 복합 추진제를 개발했다.이 혼합물은 일반적으로 과염소산 암모늄(산화제)을 곱게 갈고 16-20%의 알루미늄 분말(연료)과 결합하며, 11-14%의 폴리부타디엔 아크릴로니트릴(PBAN) 또는 히드록실 종단 폴리부타디엔(폴리부타디엔 고무 연료) 베이스에 함께 보관됩니다.혼합물은 증점액으로 형성된 후 올바른 모양으로 주조되어 단단하지만 유연한 하중 지지 고체로 경화됩니다.역사적으로 APCP 고체 추진제의 집계는 비교적 적다.하지만 군은 APCP의 성능을 능가하는 고체 추진체를 다양하게 사용하고 있다.현재 발사체에 사용되는 다양한 고체 및 액체 추진제 조합으로 달성된 가장 높은 특정 임펄스의 비교는 고체 연료 [6]로켓에 관한 기사에 제시되어 있다.

미국은 1970~1980년대 LGM-30 미니트맨과 LG-118A 평화유지군(MX) 등 고체연료 ICBM으로 전환했고 1980~1990년대 소련과 러시아도 고체연료 ICBM(RT-23, RT-2)을 실전 배치했다.양측의 모든 고체연료 ICBM은 초기 고체단계가 3개였고, 독립적으로 표적이 된 여러 개의 탄두를 가진 ICBM은 재진입 차량의 궤적을 미세 조정하는 데 사용되는 정밀 기동식 버스를 가지고 있었다.

액체 화학 추진제

주요 기사: 액체 추진제 로켓

액체 추진제의 주요 유형은 저장성 추진제와 극저온 추진제입니다.

이점

액체 연료 로켓은 고체 로켓보다 비충격이 높고 조절, 정지, 재시동이 가능하다.액체 연료 로켓의 연소실만이 높은 연소 압력과 온도를 견딜 수 있어야 합니다.액체 추진제를 사용하여 회생적으로 냉각할 수 있습니다.터보펌프를 사용하는 차량의 경우 추진제 탱크는 연소실보다 압력이 낮기 때문에 탱크 질량이 감소합니다.이러한 이유로, 대부분의 궤도 발사체들은 액체 추진제를 사용한다.

액체 추진제의 주요 특이적 임펄스 이점은 고성능 산화제의 가용성 때문입니다.적절한 연료와 짝을 이룰 때 대부분의 고체 로켓에 사용되는 과염소산암모늄보다 더 나은 비임펄스를 가진 몇 가지 실용적인 액체 산화제(액체 산소, 사산화수소 및 과산화수소)를 사용할 수 있다.

일부 가스, 특히 산소와 질소는 상층 대기에서 수집되어 상당히 적은 [7]비용으로 추진제 저장소에서 사용하기 위해 지구 저궤도로 이동할 수 있습니다.

단점들

액체 추진제의 주요 어려움은 산화제에도 있다.저장성 산화제(예: 질산 및 사산화질소)는 매우 독성이 강하고 반응성이 높은 반면 극저온 추진제는 저온에서 저장되어야 하며 반응성/독성 문제도 있을 수 있습니다.액체 산소(LOX)는 유일한 비행 극저온 산화제입니다.불소/LOX 혼합물인 FLOX와 같은 다른 물질은 불안정성, 독성 및 [8]폭발성으로 인해 비행한 적이 없습니다.액체 오존(O3), ClF3 및 ClF와5 같은 불안정하고 에너지적이며 독성 있는 산화제가 제안되었습니다.

액체 연료 로켓은 잠재적으로 문제가 될 수 있는 밸브, 씰, 터보펌프를 필요로 하는데, 이는 발사체의 비용을 증가시킨다.터보펌프는 고성능 요구 사항 때문에 특히 문제가 많습니다.

현재 극저온 유형

현재 저장 가능 유형

혼합비

주어진 추진제 화학의 이론적 배기 속도는 추진제 질량 단위당 방출되는 에너지(비 에너지)에 비례합니다.화학 로켓에서, 미연소 연료 또는 산화제는 화학 위치 에너지의 손실을 나타내며, 이것은 비 에너지를 감소시킨다.그러나 대부분의 로켓은 연료가 풍부한 혼합물을 실행하므로 이론적으로 배기 [9]속도가 낮아집니다.

그러나 연료가 풍부한 혼합물은 분자량 배기종도 낮습니다.로켓의 노즐은 추진제의 열에너지를 유도 운동 에너지로 변환합니다.이 변환은 추진제가 연소실에서 엔진 후두를 통해 노즐 밖으로 흐르는데 걸리는 시간(일반적으로 1밀리초)에 발생합니다.분자는 회전, 진동, 그리고 변환으로 열에너지를 저장하는데, 그 중 후자만 로켓 단계에 에너지를 쉽게 추가할 수 있습니다.(CO 및2 H와 같은) 원자가 적은 분자는 (CO 및 HO와 같은22) 원자가 많은 분자보다 사용 가능한 진동 및 회전 모드가 적다.따라서 분자가 작을수록 일정량의 열입력에 대한 진동 및 회전 에너지가 적게 저장되므로 운동 에너지로 변환될 수 있는 번역 에너지가 많아진다.결과적으로 노즐 효율의 향상은 실제 로켓 엔진이 이론적인 배기 [9]속도가 다소 낮은 농후 혼합물을 실행함으로써 실제 배기 속도를 향상시킬 수 있을 만큼 충분히 큽니다.

노즐 효율에 대한 배기 분자량의 영향은 해수면 근처에서 작동하는 노즐에 가장 중요합니다.진공 상태에서 작동하는 고팽창 로켓은 훨씬 더 작은 효과를 볼 수 있기 때문에 덜 풍부합니다.

LOX/탄화수소 로켓은 혼합비가 화학량계에서 벗어나면 단위 질량당 에너지 방출량이 빠르게 감소하기 때문에 약간 농후하다(화학량계 3.4 대 4가 아닌 O/F 질량비 3).LOX/LH 로켓은 수소가 너무 가벼워서 추가 수소와 함께 단위 질량당 에너지 방출이 매우 느리게 감소하기 때문에 매우 풍부하게 작동한다(화학량학 8이 아닌 O/F 질량비 4).사실, LOX/LH 로켓은 일반적으로 기초 화학 [9]물질 대신 여분의 수소 탱크의 질량의 성능 패널티로 얼마나 풍부한지 제한된다.

또 다른 이유는 오프스토이코메트릭 혼합물이 스토이코메트릭 혼합물보다 더 차갑게 연소되어 엔진 냉각이 용이하다는 것입니다.연료가 풍부한 연소 생성물은 산화제가 풍부한 연소 생성물보다 화학 반응성(부식성)이 낮기 때문에 대부분의 로켓 엔진은 연료가 풍부한 상태로 작동하도록 설계되었습니다.적어도 한 가지 예외가 있습니다. 러시아제 RD-180 프리버너는 LOX와 RP-1을 2.72의 비율로 연소합니다.

또한 혼합비는 출시 중에 동적으로 변경될 수 있습니다.이는 전체 시스템 성능을 극대화하기 위해 비행 내내 산화제 대 연료비(전체 추력)를 조정하는 설계로 이용할 수 있다.예를 들어, 이륙 시 추력은 특정 임펄스보다 더 중요하며, O/F 비율을 신중하게 조정하면 더 높은 추력 수준을 허용할 수 있습니다.로켓이 발사대에서 떨어지면 엔진 O/F 비율을 조정하여 효율을 높일 수 있습니다.

추진제 밀도

액체 수소는 높은sp I를 주지만, 낮은 밀도가 단점이다: 수소는 등유와 같은 고밀도 연료보다 kg당 약 7배 더 많은 부피를 차지한다.연료 탱크, 배관 및 펌프는 그에 따라 커야 합니다.이렇게 하면 차량의 건조 질량이 증가하여 성능이 저하됩니다.액체 수소는 생산과 보관에 상대적으로 비용이 많이 들고 차량의 설계, 제조, 운용에 어려움을 일으킨다.그러나 액체 수소는 I가 프리미엄이고 추력 대 중량비가 관련성이 낮은 상위sp 단계 사용에 매우 적합합니다.

고밀도 추진체 발사체는 I가 낮아sp 이륙 질량이 높지만 엔진 부품의 부피가 작아져 이륙 추진력이 더 쉽게 발생한다.즉, 고밀도 연료 부스터 단계를 가진 차량은 더 일찍 궤도에 도달하여 중력 항력으로 인한 손실을 최소화하고 유효 델타-v 요건을 감소시킨다.

제안된 3프로펠러 로켓은 저고도에서는 주로 고밀도 연료를 사용하고 고고도에서는 수소로 전환한다.1960년대 연구는 이 [10]기술을 사용하여 차량의 궤도를 도는 단일 단계를 제안했다.우주왕복선은 처음 120초 동안 대부분의 추력을 위해 고밀도의 고체 로켓 부스터를 사용하여 이것을 근사하게 만들었다.주 엔진은 연료가 풍부한 수소와 산소 혼합물을 연소시켜 발사 내내 지속적으로 작동했지만 SRB 연소 후 높은 고도에서 대부분의 추력을 제공했다.

기타 화학 추진제

하이브리드 추진제

주요 기사:하이브리드 로켓

하이브리드 추진제: 고체 연료와 함께 사용되는 저장 가능한 산화제로, 액체(높은 ISP)와 고체(단순성)의 장점을 모두 유지합니다.

하이브리드 추진제 로켓은 보통 고체 연료와 액체 또는 NEMA 산화제를 [clarification needed]가지고 있다.액체 산화제는 액체 연료 로켓처럼 모터를 조절하고 재시동하는 것을 가능하게 한다.하이브리드 로켓은 또한 고성능 고체상 산화제가 염소(특히 과염소산 암모늄과 합성물)를 함유하고 있기 때문에, 하이브리드 로켓에 자주 사용되는 보다 양성 액체 산소 또는 아산화질소를 함유하고 있기 때문에 고체 로켓보다 환경적으로 안전할 수 있다.이는 특정 하이브리드 시스템에만 해당됩니다.염소나 불소화합물을 산화제로 사용한 하이브리드와 고체연료 입자에 베릴륨화합물과 같은 유해물질을 혼합한 하이브리드가 있다.하나의 성분만이 유체이기 때문에 하이브리드는 연소실로 유체를 운반하는 데 사용되는 추진력에 따라 액체 로켓보다 간단할 수 있습니다.일반적으로 유체가 적다는 것은 배관 시스템, 밸브 및 펌프(사용되는 경우)의 수가 줄어들고 작아진다는 것을 의미합니다.

하이브리드 모터는 두 가지 주요 단점을 안고 있습니다.첫 번째는 고체 로켓 모터와 공유되는 것으로, 연료 입자 주변의 케이싱은 완전한 연소 압력과 종종 극단적인 온도에도 견딜 수 있도록 제작되어야 한다는 것입니다.그러나 현대의 복합구조는 이 문제를 잘 처리하고 있으며, 아산화질소 및 고체고무추진제(HTPB)와 함께 사용하면 연료의 비율이 상대적으로 낮기 때문에 연소실이 특별히 [citation needed]크지 않습니다.

하이브리드의 주된 남은 어려움은 연소 과정에서 추진제를 혼합하는 것입니다.고체 추진제에서는 산화제와 연료가 공장에서 세심하게 제어된 상태로 혼합됩니다.액체 추진제는 일반적으로 연소실 상단의 인젝터에 의해 혼합되며, 이 인젝터는 연료와 산화제의 작고 빠르게 움직이는 흐름을 서로 유도합니다.액체 연료 로켓 분사기 설계는 매우 긴 시간 동안 연구되어 왔으며 여전히 신뢰할 수 있는 성능 예측에 저항하고 있다.하이브리드 모터에서 혼합은 연료의 용해 또는 증발 표면에서 발생합니다.혼합은 잘 제어된 프로세스가 아니며, 일반적으로 상당히 많은 추진제가 [11]연소되지 않은 상태로 남아 모터의 효율을 제한합니다.연료의 연소율은 산화제 플럭스와 노출된 연료 표면적에 의해 크게 결정됩니다.표면적이나 산화제 플럭스가 높지 않은 한 이 연소 속도는 부스트 단계와 같은 고출력 작동에는 일반적으로 충분하지 않습니다.산화제 플럭스가 너무 높으면 홍수와 화염 홀딩이 발생하여 연소가 국소적으로 차단될 수 있습니다.표면적은 일반적으로 긴 입자 또는 여러 포트에 의해 증가할 수 있지만, 이는 연소실 크기를 증가시키고 입자 강도를 감소시키며/또는 체적 부하를 감소시킬 수 있습니다.또한 연소가 계속됨에 따라 곡립의 중심('포트') 아래쪽에 있는 구멍이 넓어지고 혼합비가 산화제가 풍부해지는 경향이 있습니다.

하이브리드 모터의 개발은 고체 모터와 액체 모터보다 훨씬 적다.군사용으로는 취급과 유지보수가 용이하여 고체 로켓을 사용하게 되었다.궤도 작업의 경우, 액체 연료는 하이브리드보다 효율적이며 대부분의 개발이 거기에 집중되어 있습니다.최근 비군사적 준궤도 작업을 위한 하이브리드 모터 개발이 증가하고 있습니다.

  • 몇몇 대학들이 최근 하이브리드 로켓을 실험했다.브리검영대, 유타대, 유타주립대는 1995년 고체연료인 히드록시 종단 폴리부타디엔(HTPB)을 산소가스의 산화제로 태우는 유니티 IV라고 불리는 학생용 로켓을 발사했고, 2003년에는 산화질소로 HTPB를 태우는 더 큰 로켓을 발사했다.스탠포드 대학교는 아산화질소/파라핀 왁스 하이브리드 모터를 연구합니다.UCLA는 2009년부터 HTPB를 [12]이용해 학부생 그룹을 통해 하이브리드 로켓을 발사해 왔다.
  • 로체스터 공과대학은 작은 탑재물을 우주로 쏘아 올리기 위해 HTPB 하이브리드 로켓을 만들고 있었다.첫 출시는 2007년 여름이었다.
  • 최초의 민간 유인 우주선인 Scaled Composite SpaceShipOne은 HTPB를 아산화질소로 태우는 하이브리드 로켓에 의해 작동되었습니다.로켓 모터원하이브리드 로켓 엔진은 SpaceDev에 의해 제조되었다.SpaceDev는 부분적으로 NASA의 스테니스 우주 센터의 E1 테스트 스탠드에서 AMROC(American Rocket Company) 모터의 테스트로부터 수집된 실험 데이터에 기초하고 있습니다.

기체 추진제

GOX(가스 산소)는 부란 프로그램의 궤도 조종 시스템의 산화제로 사용되었다.

불활성 추진제

일부 로켓 디자인은 외부 에너지원과 함께 추진체에 에너지를 전달한다.예를 들어, 물 로켓은 압축 가스, 일반적으로 공기를 사용하여 물 반응 덩어리를 로켓 밖으로 밀어냅니다.

이온 스러스터

다음 항목도 참조하십시오.이온 스러스터

이온 스러스터는 중성 가스를 이온화하고 이온(또는 플라즈마)을 전기장 및/또는 자기장에 의해 가속시킴으로써 스러스트를 생성합니다.

열로켓

주요 기사:열로켓

열로켓은 고온에서 가열 메커니즘과 화학적으로 호환되는 저분자량의 불활성 추진제를 사용한다.태양열 로켓과 핵 열 로켓은 일반적으로 액체 수소를 약 600-900초의 특정 임펄스에 사용하거나, 어떤 경우에는 약 190초의 특정 임펄스에 증기로서 배출되는 물을 사용할 것을 제안한다.핵열 로켓은 핵분열의 열을 이용하여 추진체에 에너지를 더한다.일부 설계는 핵연료와 작동유체를 분리하여 방사능 오염 가능성을 최소화하지만, 핵연료 손실은 실제 시험 프로그램 동안 지속적인 문제였다.태양열 로켓은 원자로를 사용하는 대신 농축된 햇빛을 이용하여 추진체를 가열한다.

압축 가스

주요 기사 : 냉가스 추진기

자세 제어 제트와 같은 저성능 애플리케이션의 경우 질소와 같은 압축 가스가 [13]사용되었습니다.에너지는 불활성 가스의 압력에 저장됩니다.그러나 모든 실용 가스의 밀도가 낮고 이를 담는 데 필요한 압력 용기의 질량이 높기 때문에 압축 가스는 전류 사용이 거의 없습니다.

핵 플라즈마

주요 기사:핵펄스 추진

프로젝트 오리온과 다른 핵펄스 추진 제안에서 추진제는 일련의 [14]핵폭발로 인한 플라즈마 파편일 것이다.

「 」를 참조해 주세요.

레퍼런스

  1. ^ McGowen, Tom (2008). Space Race: The Mission, the Men, the Moon. Enslow Pub Inc. p. 7. ISBN 978-0766029101.
  2. ^ Games, Alex (2007). Balderdash & Piffle. BBC Books. pp. 199. ISBN 978-0563493365.
  3. ^ Gref, Lynn G. (2010). The Rise and Fall of American Technology. Algora. p. 95. ISBN 978-0875867533.
  4. ^ Greatrix, David R. (2012). Powered Flight: The Engineering of Aerospace Propulsion. Springer. pp. 1. ISBN 978-1447124849.
  5. ^ Mahaffey, James (2017). Atomic Adventures: Secret Islands, Forgotten N-Rays, and Isotopic Murder - A Journey Through The Wild World of Nuclear Science. Pegasus Books. ISBN 978-1681774213.
  6. ^ M. D. Black, The Evolution of ROCKET TECHNOLOGE, 2012년 3월 3일, payloadz.com 전자책/역사 페이지 109-112 및 페이지 114-119
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  8. ^ 유튜브 '유독 추진제 위험'
  9. ^ a b c 로켓 추진, 로버트 A.Braeunig, 로켓과 우주 기술, 2012.
  10. ^ "Robert Salkeld'S". Pmview.com. Retrieved 2014-01-18.
  11. ^ 점화! 액체 로켓 추진제의 비공식 역사, 존 D. Clark (Rutgers University Press, 1972), 12장
  12. ^ "Rocket Project at UCLA".
  13. ^ Steyn, Willem H; Hashida, Yoshi (1999). "An Attitude Control System for a Low-Cost Earth Observation Satellite with Orbit Maintenance Capability". Small Satellite Conference. USU Small Satellite Conference Surrey Space Centre. Retrieved 18 October 2016.
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외부 링크

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