A folyékony hajtóanyagú rakétamotor olyan típusú rakétamotor , amely működéséhez hajtóanyag- folyadékokat használ . A szilárd vagy hibrid rakétamotorokhoz hasonlóan ez a hajtástípus is hasznosítja a hajtóanyagok kémiai energiáját , amelyet vagy egy oxidálószer és egy üzemanyag exoterm reakciója , vagy bomlás útján szabadít fel . Mint minden rakétamotor, úgy működik ez is, hogy a kémiai reakció során keletkező gázok tömegét nagy sebességgel kiveti a kívánt haladási iránytól, és vákuumban is képes működni, mert nem veszi fel oxidálószerét a külső környezetben. A folyékony hajtómotor fő alkatrészei az ellátórendszerben vannak csoportosítva, amelyek felelősek a hajtóanyagok elvárt nyomás eléréséért, és egy égéstérben, amelyben a kémiai reakció lejátszódik, és a fúvókába juttatott gázokat előállítják . Gyakorlatilag minden olyan hordozórakétán alkalmazzák, amelyek műholdakat , űrszondákat és legénységgel rendelkező űrhajókat állítanak pályára .
Számos rakétamotor-konfiguráció létezik együtt: a legegyszerűbb, alacsony tolóerő esetén használatos, nyomás alatt lévő üzemanyagtartály-ellátó rendszeren alapul. A legösszetettebb, amely akár ezer tonna tolóerő elérését teszi lehetővé , nagyon nagy sebességgel forgó turbopumpákat használnak, és kriogén hajtóanyagokat égetnek el, például oxigént vagy folyékony hidrogént . A szilárd hajtóműves motorokkal ellentétben a tolóerő nagymértékben modulálható a megnövekedett komplexitás árán. A folyékony üzemanyagú rakétamotorok fejlesztése az 1920-as években kezdődött, és első operatív alkalmazást kapott a német V2 rakétával (1943). Használatát az 1950-es években kifejlesztett ballisztikus rakétákban általánosították, majd az évtized végén kiterjesztették a hordozórakétákra is. A különféle konfigurációk, valamint a legerősebb motorok fejlesztése az 1960-as és 1970-es években zajlott.
Ez volt a 1900-as években, hogy az orosz úttörője űrhajózás Constantin Ciolkovszkij javasolt az első használata az ilyen típusú motor számára űrkutatás . Pedro Paulet 1897-ben Párizsban elsőként működtetett ilyen típusú motort .
Kezdetben, 1920 és 1940 között néhány úttörő tesztelte az ilyen típusú motorok több modelljét. Közülük Robert Goddard , Robert Esnault-Pelterie és Friedrich Tsander , majd az 1930-as évek óta Valentin Glouchko a GIRD-ből . Németországban közben a második világháború , Wernher von Braun , Walter Dornberger alakult ki a félelmetes V2 rakétákat . Az 1950-es és 1970-es években sugárhajtású repülőgépek segédmotorként használták őket, például a francia Mirage III-k által használt SEPR rakétamotorokhoz .
A hidegháború idején a két blokk közötti verseny lehetővé tette az egyre kifinomultabb motorok és járművek megjelenését az általunk ismert következményekkel: Sputnik , Apollo Program , Űrsikló , Nemzetközi Űrállomás , Szojuz stb.
Ma gyakorlatilag minden űrjármű, néhány kísérleti repülőgép és több ballisztikus rakéta használja ezt a motortípust.
A rakétamotor a következőket tartalmazza:
A hajtóanyagokat nyomás alatt kell befecskendezni az égéstérbe. Számos üzemanyag-rendszer használható a motor tolóerejének és a kívánt teljesítménynek megfelelően. Az ellátórendszerek családjai, a legegyszerűbbtől a legbonyolultabbig: a tartályok nyomás alatti ellátása, az expander ciklus, a gázgenerátor ciklus és a szakaszos égési ciklus.
Bármi legyen is a tüzelőanyag-ellátó rendszer, támaszkodik csövek és szelepek, amelyek gyakran kell működtetni szélsőséges hőmérsékleti és nyomáskörülmények között: például a szelep, amely szabályozza a bypass a motor oxigén turbószivattyú. J-2 lát elhaladó indításkor a folyékony hidrogén hogy - 252,87 ° C, és egy másodperccel később az égett gáz, amelynek hőmérséklete eléri a 400 ° C-ot . Amerikai motoroknál a pillangószelepeket gyakran alkalmazták az űrkor elején, de manapság a gömbcsapokat előnyben részesítik, mivel kevesebb erőre van szükségük, és lehetővé teszik a hajtóanyagok áramlásának pontosabb modulálását. A rakéta meghajtását vezérlő rendszer pneumatikus működtetők segítségével hat a szelepekre, amelyek energiáját például nyomás alatt lévő hélium áramkörből merítik.
Az égéstérbe tápláló hajtóanyagok nyomásának legegyszerűbb módja a tartályokban a magas nyomás fenntartása inert gáz , például nitrogén vagy hélium alkalmazásával . Ehhez a megoldáshoz azonban szükséges, hogy a tartályok kellően vastag falakkal bírják ezt a nyomást. Ez az áramellátási mód tehát olyan rakétamotorok számára van fenntartva, amelyeknek csökkentett tolóerővel kell rendelkezniük, mivel a nagyobb teljesítményű motorokhoz, és ezért nagy tartályokkal rendelkeznek, ez a megoldás a tartályok falának vastagsága miatt a tartályok túl nagy tömegét eredményezi. Általános esetben a nyomáshoz használt inert gázt nagyon nagy nyomás alatt, külön tartályban tárolják. A hajtóanyagtartályba történő befecskendezését nyomásszabályozó rendszer vezérli. Az inert gáz előállítható gázgenerátorral vagy a nyomás alá helyezett hajtóanyagok kis részének elhárításával is. Csökkenteni lehet a felhasznált inert gáz tömegét is, ha az égéstérrel integrált hőcserélőn vezetjük át , ami növeli annak hőmérsékletét és ennélfogva a nyomását. A nyomásnövelő rendszert nagymértékben le lehet egyszerűsíteni (a teljesítmény rovására) azáltal, hogy megszüntetjük a nyomás alatt lévő gázt tároló tartályt ( lefújási mód ): ez ugyanabban a tartályban található, mint a hajtóanyagok, de hirtelen nagyobb mennyiség szükséges hozzá. Az inert gáz által kifejtett nyomás a tartály kiürülésével csökken, ami a két hajtóanyag kevésbé optimális keveredését eredményezi, és megköveteli, hogy az égéstér viszonylag széles nyomástartományban működjön. Különböző rendszerek - rugalmas membrán, dugattyú vagy fújtató - használhatók a hajtóanyag és az inert gáz elválasztására annak megakadályozása érdekében, hogy ez utóbbiak az égéstérbe tápláló csövekbe kerüljenek és az utóbbit megzavarják. Ez az eszköz különösen akkor szükséges, ha a rakéta keresztirányú gyorsulásokon vagy súlytalansági fázisokon megy keresztül, amelyek gázbuborékok képződéséhez vezethetnek a hajtóanyagok belsejében.
A turbopumpás energiarendszert közepes és nagy tolóerővel rendelkező motorokhoz használják . Ebben a rendszerben a hajtóanyagok sebessége és ezért a tápkörben a nyomás megnő egy turbopumpának köszönhetően, amely percenként több tízezer fordulatnál forog. Ezt egy gázturbina hajtja, amelyet leggyakrabban egy gázgenerátor szolgáltat . Ennek az etetési rendszernek több változata létezik együtt, amelyekre egyre nagyobb komplexitás jellemző.
Expander ciklusA tágulási ciklusban a turbószivattyút nem az első égés által szolgáltatott gázok működtetik, hanem a kriogén hajtóanyag egyedüli tágulása, amely az égéstér falaiban kering, hogy lehűtse azt, és így halad át a folyékony halmazállapotból gáz halmazállapotban. . Ez az eszköz lehetővé teszi a gázgenerátor kiküszöbölését és csökkenti azt a hőmérsékletet, amelyig a turbinának ellen kell állnia, de nem teszi lehetővé az ilyen nagy nyomás elérését az égéstér bemeneti nyílásánál. Valójában az égéstér által leadott hőmennyiséget, amely meghatározza a gázosított hajtóanyagok mennyiségét és ezért a turbopumpa menetsebességét, a kamra mérete korlátozza. Ennek a ciklusnak több változata van. A legelterjedtebb változatban a ciklus zárt, vagyis a turbopumpa meghajtására használt elgázosított hajtóanyagot visszavezetik az égéstérbe. A ciklus megnyitható, ebben az esetben ezt a hajtóanyagot vagy a turbopumpa dobja ki az űrbe, vagy befecskendezi a fúvóka alsó részébe, hogy ezt lehűtse. A nyitott áramkörben a hajtóanyagok energiapotenciáljának egy részét nem használják fel, másrészt a turbószivattyúnak nem kell újból összenyomnia a forgatáshoz használt hajtóanyagot, mielőtt befecskendezi az égéstérbe. Ez a jellemző lehetővé teszi az égéstérben kétszer-háromszor nagyobb nyomás elérését, és ezáltal a fúvóka nyakának átmérőjének csökkentését. Ez a geometria viszont lehetővé teszi a széttartó rész keresztmetszeti arányának növelését és ezáltal a kiszivárgott gázok vákuumban történő tágulásának növelését, ami jobb hatékonyságot eredményez.
Ez a képlet lehetővé teszi olyan erőteljes motorok (jó fajlagos impulzus ) megszerzését , amelyeknél a tolóerő szerény (legfeljebb körülbelül 20-30 tonna tolóerő). Ezt az erőátviteli rendszert olyan kriogén rakétamotoroknál használják, amelyek a rakéta felső fokozatait hajtják végre, például az RL-10 (a Centaur fokozat által használt motor vagy az európai Vinci motor, amely az Ariane 6 rakéta második fokozatát hivatott meghajtani) .
Gázgenerátor ciklusEbben az architektúrában a szivattyú meghajtórendszere független a hajtóanyagok égéstérbe juttatásától: a hajtóanyagok töredékét égetik el egy gázgenerátorban , a keletkező gázok hajtják a turbinát, majd az égéstéren vagy az égéstéren való áthaladás vagy átengedés nélkül ürítik, vagy a fúvóka mellett. Ez a megoldás kevésbé hatékony, mint a következő, mert a gázgenerátor által használt hajtóanyagok által termelt energia egy része elvész. Másrészt lehetővé teszi egy egyszerűbb motor tervezését. Közepes és nagy teljesítmény esetén ez a leggyakrabban használt rendszer. A legismertebb motorok az amerikai F-1 , amely a Saturn V rakéta első fokozatát hajtja , a rakéta második fokozatának J-2 kriogén motorja , az első európai Ariane rakéták Viking motorja , a japánok első változata. LE-5 és az Ariane 5 rakétát hajtó Vulcain motor .
Fokozatos égési ciklusA különösen hatékony motorok eléréséhez az égéstérben a lehető legnagyobb nyomásnak kell lennie. Fokozatos égési teljesítményciklus segítségével 250-300 bar elérhető. Ebben a hajtóanyagok nagy része átmegy egy égési előszobán, ahol részben meg vannak égve. Az előkamrából kilépő gázok hajtják a turbinákat, mielőtt befecskendezik őket az égéstérbe. Az égési előtérben az oxidálószer (oxigén) aránya szándékosan túl magas ahhoz, hogy az égés teljes legyen, ami lehetővé teszi utóbbi mérsékelt hőmérsékleten tartását. A rendszer hatékonyabb, de nehezebb és összetettebb motort eredményez. A legerősebbek meghajtására használják őket. A leghíresebb ilyen típusú motorok az RD-170 , amely a legerősebb ebben a kategóriában, az amerikai űrsikló RS-25-ös , amelynek különlegessége, hogy újrafelhasználható, a japán LE-7 és a szovjet NK-33 .
Az orosz RD-170 rakétamotor a legerősebb a szakaszos égésű rakétamotorok között
Az amerikai űrsikló RS-25 rakétamotorja
Az LE-7 közepes lóerős motor, amelyet japán mérnökök fejlesztettek ki
Nagyon kicsi rakétamotoroknál a hajtóanyagok nyomását elektromos motorral hajtott szivattyú segítségével lehet végrehajtani. Ez az eset a Rutherford rakéták által használt motorja. Az Electron of Rocket Lab elektromos szivattyúkat használ, amelyek elektromos motorokat működtetnek, amelyek viszont akkumulátorral és lítiummal működnek .
Az égéstér az a hely, ahol a hajtóanyagok elégetése zajlik . A rakétamotor méretének és ezért súlyának csökkentése érdekében az égéstérben a lehető legnagyobbnak kell lennie a nyomásnak. Általában a hajtóanyagokat olyan arányban permetezik, amelyek szinte teljes égést biztosítanak ( sztöchiometrikus keverés ), amely feltételezi, hogy a keverék homogén, ugyanakkor optimalizálja a specifikus impulzust . A hajtóanyagok áramlási sebességének arányát a keverési arány határozza meg . A tolóerő maximalizálása érdekében néha előnyös lehet nem sztöchiometrikus arányok alkalmazása. Valójában például egy oxigén-kerozin pár alkalmazásával egyes rakéták a sztöchiometrikus arányon felül növelik az oxigéntartalmat az égéstér hőmérsékletének csökkentése érdekében, és növelik a tolóerőt, mert akkor a keletkező gáz térfogata nagyobb. Az arányválasztás ezért különösen összetett.
Az injektor, amely tüzelőanyagot és oxidálószert juttat az égéstérbe, az égéstér legkritikusabb eleme. Kétféle injektor létezik:
Az injektorok felszerelésének több változata létezik: koaxiális (a centrifugális injektor és a lineáris összekapcsolása lehetővé teszi a kiváló keverék előállítását), zuhanyfejben (gyakorlatilag minden típusra alkalmazható), keresztezett fúvókákkal, ahol több injektor fúvókája találkozik, és porlasztani (csak lineáris injektorokkal) stb.
Előfordulhat, hogy a láng vibrációs jellegű lokális zavarai az áramlás általános zavarához vezetnek, ami a motor egyenes pusztulásához vezethet. Ennek a jelenségnek az ellensúlyozására olyan elválasztások állnak rendelkezésre, amelyek az injektálási területet független terekre osztják fel, és így korlátozzák a zavarok amplifikációját. Ez az instabilitási probléma különösen élessé válik a nagy égéstérben, különösen akkor, ha az üzemanyag molekula nagy (kerozin). Az óriás F-1 rakétamotor fejlesztése során az amerikaiak szembesültek vele.
Ha nem hipergolikus, akkor a keveréket olyan eszközzel kell meggyújtani, amelynek megbízhatósága elengedhetetlen kritérium. Különböző módszerek valósíthatók meg:
Nagy tolóerővel rendelkező motoroknál, beleértve a nagy égéstéret is, fontos, hogy az égés egységesen induljon el, hogy ne keletkezzenek olyan területek, ahol nem égett hajtóanyagok halmozódnak fel. Valójában ebben a konfigurációban robbanásveszélyes jelenségek léphetnek fel, nyomáshullámokat generálva, amelyek az égéstér tönkremeneteléhez vezethetnek. Az oxidálószer felhalmozódása (nagyobb, mint a sztöchiometriai arány ) az égéstér perforációjához is vezethet, amelyet általában nem úgy terveztek, hogy magas hőmérsékleten ellenálljon ennek a kombinációnak.
A fúvóka lehetővé teszi az égésből származó gázok felgyorsítását, amelyek nagyon magas nyomásokra és hőmérsékletekre kerülnek, sebességet adva nekik a rakéta tengelye mentén (amikor az utóbbi nem térít le). A fúvóka konvergáló, majd szétváladó kúp alakú, amely lehetővé teszi a gázok számára, hogy átlépjék a hangsebességet: a torok előtt a gáz sebessége szubszonikus, az áramlási szuperszonikus. Légkör jelenlétében a tolóerő akkor optimális, ha a fúvóka kimenetén lévő gázok nyomása megegyezik a környezeti nyomással. Az első fokozatú fúvókák ennélfogva rövidebbek, mint azoké, amelyeknek vákuumban kell működniük. Az ömlesztés korlátozása érdekében a felső fokozatú rakétamotorok fúvókája részben kioldható lehet.
Az égéstér és a fúvóka falai nagyon magas hőmérsékletre (több ezer fok) kerülnek, és ezeket le kell hűteni, mert nincs olyan ötvözet, amely ellenállna az ilyen hőmérsékleteknek. Sok motor legalább egy hajtóanyaggal működik, nagyon alacsony hőmérsékleten tárolva, így folyékony marad. Ezek a kriogén hajtóanyagokként ismert hajtóanyagok oxigén, hidrogén és metán. Az égéstér falának elfogadható hőmérsékleten tartásának legáltalánosabb módja az, hogy e hajtóanyagokat az egyik üreges vagy összefüggő csövekből álló kamra falán belül keringteti. A motor felépítésétől függően a hűtéshez használt hajtóanyag visszavezethető az égéstérbe (zárt vagy regeneráló ciklus), vagy kevésbé hatékony a fúvóka végén (nyitott ciklus, elveszített folyadék által történő hűtés). Az a tér, amelyben a hűtő hajtóanyag kering, finom csövekből áll, vagy a falba marva , vagy a motorhoz szerelt csatornákban keringenek. Az egészet általában acélból vagy titánötvözetből készült burkolat borítja .
Az előző módszer nem működik, ha a két használt hajtóanyagot szobahőmérsékleten tárolják. Ez a helyzet például a nitrogén-peroxid / UDMH keverékkel működő motorok esetében, amelyeket sok, az 1960/1970-es években kifejlesztett motorban használnak. Ebben az esetben az egyik hajtóanyagot részben olyan film létrehozására használják, amely állandóan lefedi az égéstér belső falát, és amely az utóbbi és az égés során keletkező forró gázok között helyezkedik el. Ez a film létrejön és folyamatosan megújul vagy a perifériás injektoroknak köszönhetően, amelyek a hajtóanyagot a falra vetítik, vagy a falat szegélyező perforációk révén.
A hőnek kitett fal magában foglalja magát az égéstér falát, a fúvóka nyakát és a fúvóka belső falát. Ez az úgynevezett belső falszerkezet hőfeszültségre alkalmas anyagokkal készül. A motorgyártók a következőket használhatják:
Az égés instabilitása az egyik legnehezebben megszüntethető jelenség a motor fejlesztése során, mert dinamikájukat nehéz meghatározni. Minél erősebb a motor, annál potenciálisan fontosabbak az instabilitások. A szovjet motorok tervezői az 1950-es években úgy döntöttek, hogy megkerülik a problémát azáltal, hogy növelik az egyetlen turbopumpa által szállított égéstérek (és ezáltal a fúvókák) számát. Ez a típusú motor hajtja a Szojuz indító első fokozatát (az RD-107 RD-108 : 4 kamrák), és amelyet a gyártás legerősebb motorján, a 4 kamrás RD-170- nél használnak.
A folyékony hajtóanyagú rakétamotorok egyik fő előnye a szilárd hajtóanyagú rakétamotorok másik nagy családjával szemben, hogy ezek a motorok képesek változtatni a tolóerőt. Ez a tulajdonság nagyon érdekes az indítószerkezet gyorsulásának korlátozására, mivel annak tömege csökken. Szükség van arra is, ha rakétamotorokat használnak egy gép (automatikus szonda vagy emberes hajó) leszállítására egy bolygón. A tolóerő modulációját az égéstérbe befecskendezett hajtóanyagok áramlási sebességének beállításával lehet elérni. Annak érdekében, hogy a tolóerő állítható legyen, szükséges, hogy a különböző üzemanyag-ellátási rendszereknél az égés stabil legyen, ami megnehezíti a motor fejlődését.
A rakétamotor által meghajtott űrjármű (hordozórakéta, hajó) irányának korrigálásához a tolóerőnek orientálhatónak kell lennie. A folyékony hajtóanyagú rakétamotor tolóereje viszonylag könnyen orientálható: emelőkkel lehet a motort néhány fokkal eldönteni. Egyetlen motorral a dőlésszög és a ferde mozgások elérhetők, de a tekercsről dedikált motoroknak kell gondoskodniuk. Négy motorral hajtott színpadon a gördülési mozgás is támogatható. Ha a tolóerő néhány tonna, az emelőket elektromos motor, ezen túl hidraulikus emelők működtetik. A tolóerő irányát úgy is meg lehet szerezni, hogy változóan kombináljuk több speciális motor nevű motorját .
A motor többször újrafelhasználható
Turbopumpa
Gázturbina-turbopump szerelvény
V-2 gázturbina-turbopumpa szerelvénye
Az alacsony tolóerővel rendelkező rakétamotorokat (0,1–400 kg tolóerő) segédeszközként használják a hordozórakéta hozzáállásának módosítására, a pályájának korrigálására, a műhold pályájának módosítására, manőverek végrehajtására, a forgás sebességének módosítására. Egy űrhajónak nagyon sok ilyen kis hajtóműve lehet. Rendelkezésüktől függően ezek a motorok nagyon sajátos jellemzőkkel bírnak: nagyon sokszor működnek, tökéletesen kalibrált mikrolöketet, nagyon rövid szünetekkel láncos mikrolökéseket generálnak ...
Általános szabály, hogy az égéstérben elégetett keverék két elemből áll: egy üzemanyagból és egy oxidálószerből, amely égés útján a kémiai energiát energiává alakítja. Számos öltönyt teszteltek az űrkorszak kezdetekor, de manapság nagyon kevés öltönyt használnak.
Néhány alacsony tolóerővel rendelkező motor egyetlen hajtóanyagot használ. A legelterjedtebb a hidrazin, amely katalizátor jelenlétében bomlik, exoterm reakciót eredményezve. A múltban három hajtóanyaggal történő kombinációt próbáltak ki, de egyik sem érte el az üzemeltetési fázist a megvalósítás bonyolultságához kapcsolódó okokból.
A rakétamotor teljesítményének mérésére számos jellemző használható. Néhány fontos minden felhasználási esetben:
Egyéb jellemzőket csak bizonyos felhasználásoknál vesznek figyelembe:
Kis sűrűségű hajtóanyag, például hidrogén használata indirekt büntetést indukálhat, mivel ehhez nagy tartályok szükségesek, és ezáltal hozzájárul a légkör alsó rétegeiben jelentkező ellenállás növekedéséhez. A kriogén hajtóanyagok használata büntetést vált ki a hőszigetelő rétegek jelenlétével kapcsolatban.
A folyékony hajtóanyagú rakétamotor előnyei és hátrányai a szilárd hajtóanyag-meghajtással szemben a következők:
| SSME | D-2 | RD-170 | Vulcan 2 | Vinci | F-1 | Raptor | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Dobás a földre / az üregbe | 1860 kN / 2279 kN | / 1033 kN | 7887 kN | / 1340 kN | / 180 kN | 6770 kN / | 1962 kN / 2116 kN |
| Ergols | LOX / LH2 | LOX / LH2 | LOX / RP-1 | LOX / LH2 | LOX / LH2 | LOX / RP-1 | LOX / CH4 |
| Föld / vákuum specifikus impulzus | 363 s. / 452,3 s. | 200 s. / 421 s. | 309 s / 368 s | - / 431 s | - / 465 s | 263 s / | 330 s / 356 s |
| A tolóerő aránya | 73.18 | 82 | |||||
| Etetési rendszer | Fokozatos égés | Fokozatos égés | Integrált gáz- / áramgenerátor | Expander ciklus | Gázgenerátor | Fokozatos égés | |
| Nyomás az égéstérben | 206 bár | 30 bár | 245 bár | 115 bár | 60 bár | 70 bár | 330 bár |
| Egy másik építészeti jellemző | Újrafelhasználható | 4 égéstér | Telepíthető divergens | Újrafelhasználható | |||
| Motor tömeg | 3526 t . | 1.438 t . | 9,5 t . | 2,1 t . | ~ 0,55 t . | 9,153 t | t |
| Magasság / átmérő | 4,3 × 2,4 m | 3,38 m / 2,01 m | 3,78 / 4,02 m | 3,45 / 2,10 m | 2,37-4,20 m / 2,20 m | 5,79 m / 3,76 m . | 3,1 m / 1,3 m . |
| Moduláris tolóerő | 20% -100% | ||||||
| Szakaszjelentés | 77 | 28. | 36.87 | 58.3 | 243 | ||
| Egyéb jellemzők | Újra gyullad | Újra gyullad | |||||
| Termelésben | tizenkilenc nyolcvan egy | 2016/2017 | |||||
| használat | Amerikai űrsikló | Szaturnusz V. , Szaturnusz 1B | Energia , Zenit | Ariane 5 | fejlesztés alatt | Szaturnusz V. | Csillaghajó, szuper nehéz |
Az alábbiakban néhány különböző típusú és különböző korszakból származó motor található.
„Aerospike” típusú motor
Orosz RD-108
Gemini manővermotor
V2 motor
Két orosz RD-180 tesztje
SNECMA Vulcain II
Az egyik első orosz motor: az ORM
Amerikai J-2X modellezése
Raptor motor (atmoszférikus változat)