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火箭發(fā)動機就是利用沖量原理，自帶推進劑、不依賴外界空氣的噴氣發(fā)動機。火箭發(fā)動機是噴氣發(fā)動機的一種，將推進劑貯箱或運載工具內(nèi)的反應(yīng)物（推進劑）變成高速射流，由于牛頓第三運動定律而產(chǎn)生推力。火箭發(fā)動機可用于航天器推進，也可用于等在大氣層內(nèi)飛行。大部分火箭發(fā)動機都是內(nèi)燃機，也有非燃燒形式的發(fā)動機。

大部分發(fā)動機靠排出高溫高速燃氣來獲得推力，固體或液體推進劑（由氧化劑和燃料組成）在燃燒室中高壓（10-200bar）燃燒產(chǎn)生燃氣。

液體火箭通過泵或者高壓氣體使氧化劑和燃料分別進入燃燒室，兩種推進劑成分在燃燒室混合并燃燒。而固體火箭的推進劑事先混合好放入燃燒室。固液混合火箭使用固體和液體混合的推進劑或氣體推進劑，也有使用高能電源將惰性反應(yīng)物料送入熱交換機加熱，這就不需要燃燒室。火箭推進劑在燃燒并排出產(chǎn)生推力前通常儲存在推進劑箱中。推進劑一般選用化學(xué)推進劑，在經(jīng)歷放熱化學(xué)反應(yīng)后產(chǎn)生高溫氣體用于火箭推進。

化學(xué)火箭的燃燒室通常呈圓柱體形，其尺寸要滿足推進劑充分燃燒，所用推進劑不同，尺寸不同。用L*描述燃燒室尺寸

這里：

Vc是燃燒室容量

At是噴口面積

L*的范圍通常為25-60英尺（0.6-1.5m）

燃燒室的壓力和溫度通常達到極值，不同于吸氣式噴氣發(fā)動機有足夠的氮氣來稀釋和冷卻燃燒，火箭發(fā)動機燃燒室的溫度可達到化學(xué)上的標準值。而高壓意味著熱量在燃燒室壁的傳導(dǎo)速度非常快。

燃燒室的收縮比是指燃燒室橫截面積與噴管喉部面積之比。當推進劑和燃燒室壓力一定時，收縮比與質(zhì)量流量密度成反比，選定質(zhì)量流量密度也就選定了燃燒室收縮比。但利用收縮比來選擇燃燒室直徑更直接和方便一些。收縮比的選擇主要是根據(jù)實驗或者統(tǒng)計方法，推薦以下數(shù)據(jù)：

對于大多數(shù)泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)的大推力和高壓燃燒室，收縮比常取1.3~2.5。

對于采用離心式噴嘴的燃燒室，收縮比常取4~5。

發(fā)動機的外形主要取決于膨脹噴嘴的外形：鐘罩形或錐形。在一個高膨脹比的漸縮漸闊噴嘴中，燃燒室產(chǎn)生的高溫氣體通過一個開孔（噴口）排出。

如果給噴嘴提供足夠高的壓力（高于圍壓的2.5至3倍），就會形成噴嘴阻流和超音速射流，大部分熱能轉(zhuǎn)化為動能，由此增加排氣的速度。在海平面，發(fā)動機排氣速度達到音速的十倍并不少見。一部分火箭推力來自燃燒室內(nèi)壓力的不平衡，但主要還是來自擠壓噴嘴內(nèi)壁的壓力。排出氣體膨脹（絕熱）時對內(nèi)壁的壓力使火箭朝向一個方向運動，而尾氣向相反的方向。

要使發(fā)動機有效利用推進劑，需要用一定質(zhì)量的推進劑產(chǎn)生可能壓力作用于燃燒室和噴嘴，此外以下方法也能提高推進劑效率：

將推進劑加熱到盡可能高的溫度（使用高能燃料、氫、碳或某些金屬如鋁，或使用核能）。

使用低比重氣體（盡可能含氫）。

使用小分子推進劑（或能分解成小分子的推進劑）。

因為所有的措施都是出于減輕推進劑質(zhì)量的考慮；壓力與被加速的推進劑量成比例關(guān)系；也因為牛頓第三定律，作用于發(fā)動機的壓力也作用于推進劑。廢氣出燃燒室的速度似乎是由燃燒室壓決定的。然而該速度明顯受上述三種因素影響。綜合起來，排氣速度就是檢驗發(fā)動機效率的證明。

由于空氣動力的原因，廢氣在噴口產(chǎn)生阻流效應(yīng)。音速隨溫度平方根增長，因此使用高溫尾氣能提高發(fā)動機性能。在室溫下，空氣中的音速為340m/s，而在火箭的高溫氣體中可達1700m/s以上，火箭的大部分性能都是由于高溫。加之火箭推進劑通常選用小分子，這也使得在同等溫度下，廢氣中音速高于空氣中音速。

噴嘴的膨脹設(shè)計使排氣速度翻倍，通常是1.5至2倍，由此產(chǎn)生準高超音速排氣射流。速度的增量主要由面積膨脹比決定，即噴口面積與噴嘴出口面積的比值。而氣體的性質(zhì)也很重要。大膨脹比的噴嘴尺寸更大，但能使廢氣釋放更多的熱，由此提高排氣速度。

噴嘴效率受工作高度影響，因為大氣壓力隨高度升高而降低。但由于尾氣是超音速的，因此射流的壓力只會低于或高于圍壓，不能與之平衡。

如果尾氣壓力與圍壓不同，尾氣就可以成為膨脹，或過度膨脹。

要獲得性能，尾氣在噴嘴末端的壓力需要與圍壓相等。如果尾氣壓力小于圍壓，運載器就會因為發(fā)動機前端與末端的氣壓差而減速。而如果尾氣壓力大于圍壓，本該轉(zhuǎn)換成推力的尾氣壓力沒有轉(zhuǎn)換，能量被浪費。

為了維持尾氣壓力和圍壓的平衡，噴嘴直徑需要隨高度升高而增大，使尾氣有足夠長的距離作用于噴嘴，以降低壓力和溫度。而這增加了設(shè)計難度。實際設(shè)計中通常采用折衷的辦法，因而也犧牲了效率。有許多特殊噴嘴可以彌補這種缺陷，如塞式噴嘴、階狀噴嘴、擴散式噴嘴以及瓦形噴嘴。每種特殊噴嘴都能調(diào)整圍壓并讓尾氣在噴嘴中擴散更廣，在高空產(chǎn)生額外的推力。

當圍壓足夠低，如真空，就會出現(xiàn)一些問題：一個問題是噴嘴的剪重，在一些運載器中，噴嘴的重量也影響著發(fā)動機效率。第二個問題是尾氣在噴嘴中絕熱膨脹并冷卻，射流中某些化學(xué)物質(zhì)會凝結(jié)產(chǎn)生“雪”，導(dǎo)致射流的不穩(wěn)定，這是必須避免的。

相對噴管處的熱能損失而言，泵氣損失微乎其微。大氣中使用的發(fā)動機使用高壓動力循環(huán)來提高噴管效率，而真空發(fā)動機則無此要求。對于液體發(fā)動機，將推進劑注入燃燒室的動力循環(huán)共有四種基本形式：

擠壓循環(huán)——推進劑被內(nèi)置的高壓氣瓶中的氣體擠出。

膨脹循環(huán)——推進劑流經(jīng)主燃燒室膨脹驅(qū)動渦輪泵。

燃氣發(fā)生器循環(huán)——小部分推進劑在預(yù)燃室中燃燒驅(qū)動渦輪泵，廢氣通過獨立管道排除，能效有損失。

分級燃燒循環(huán)——渦輪泵的高壓氣送回驅(qū)動自啟動循環(huán)，高壓廢氣直接送入主燃燒室，沒有能量損失。

火箭技術(shù)集合了高推力（百萬牛頓），高排氣速度（海平面音速的10倍），高推重比（>100）以及能在大氣層外工作的能力。而且往往可以通過削弱一種性能而使另一種性能更高。

衡量發(fā)動機性能的重要指標就是單位質(zhì)量的推進劑產(chǎn)生的沖量，即比沖（通常寫作Isp）。比沖可用速度（Ve米每秒或英尺每秒）或時間（秒）度量。比沖大的發(fā)動機往往是性能的。

以下是發(fā)動機凈推力的近似值計算公式：

由于火箭發(fā)動機沒有噴氣式發(fā)動機的進風(fēng)口，因此不需要從總推力中扣除沖壓阻力，因為凈推力就等于總推力（排除靜態(tài)反壓力）。

發(fā)動機可通過控制推進劑流量 （通常以kg/s或lb/s計）來達到節(jié)流的目的。

原則上，發(fā)動機可通過節(jié)流使出口壓力降至圍壓的三分之一（噴嘴流動分離）而上限可至發(fā)動機機械強制允許的值。

實際上發(fā)動機可節(jié)流的范圍要出入很大，但大部分火箭都可以輕易達到其機械上限，主要的限制因素就是燃燒穩(wěn)定性。例如推進劑噴嘴需要一個最小壓力來避免引起破壞性振動（間歇性燃燒和燃燒不穩(wěn)定），但噴嘴往往可以在更大的范圍內(nèi)進行調(diào)整和測試。而且有必要保證噴嘴出口壓力不會低于圍壓太多，以避免流動分離問題。

火箭發(fā)動機是一種效率的熱力發(fā)動機，產(chǎn)生高速射流，結(jié)果如同卡諾循環(huán)一樣產(chǎn)生高燃燒室溫度和高壓縮比。如果運載工具的速度達到或略微超過排氣速度（相對于運載器），那么能量效率是很高的。而在零速度下，能量效率也為零。（所有噴氣推進都是如此）

反應(yīng)物料在燃燒室的反應(yīng)溫度可達約3500K（~5800℉）。這個溫度遠超出噴嘴和燃燒室材料的熔點（石墨和鎢除外）。的確在某些材料自身承受范圍內(nèi)能找到合適的推進劑，但要保證這些材料不會燃燒，熔化或沸騰也很重要。材料工藝決定了化學(xué)火箭尾氣溫度的上限。

另一種方法就是使用普通材料如鋁、鋼、鎳或銅合金并采用冷卻系統(tǒng)來防止材料過熱。如再生冷卻，使推進劑燃燒前通過燃燒室或噴嘴內(nèi)壁的管道。其他冷卻系統(tǒng)如水幕冷卻、薄膜冷卻可以延長燃燒室和噴嘴的壽命。這些技術(shù)可以保證氣體的熱邊界層在接觸材料時溫度不會影響材料的安全性。

火箭中的熱流通量往往在工程學(xué)上是的，其變化范圍在1-200MW/m2。而噴口處熱流通量又是的，通常是燃燒室和噴嘴處的兩倍。這是由于噴口處尾氣的高速（導(dǎo)致邊界層很薄）和高溫造成的。

大部分其他的噴氣式發(fā)動機的燃氣輪機運轉(zhuǎn)在高溫下，但由于其表面積過大，難以冷卻，因此不得不降低溫度，損失了效率。

不冷卻：用于短時運行或測試

燒蝕壁：室壁有燒蝕材料，可不斷吸熱脫落

輻射冷卻：使室壁達到白熱狀態(tài)以輻射熱量

熱沉式冷卻：將一種推進劑（通常是液氫）沿室壁倒下

再生冷卻：推進劑在燃燒前先流經(jīng)室壁內(nèi)的冷卻套管

水幕冷卻：推進劑噴射器被特殊安置，以使室壁周圍的燃氣溫度降低

薄膜冷卻：室壁被液體推進劑浸濕，液體蒸發(fā)吸熱使之冷卻

所有的冷卻措施都是要在室壁形成一層比室內(nèi)溫度低的隔離層（邊界層），只要這層隔離層不被破壞，室壁就不會出問題。而燃燒不穩(wěn)定或冷卻系統(tǒng)故障常常會導(dǎo)致邊界層的保護中斷，隨后導(dǎo)致室壁被破壞。

再生冷卻系統(tǒng)還有第二層邊界層，就是圍繞室壁的冷卻管道壁。由于這層邊界層充作室壁和冷卻劑的隔離層，因此其厚度要盡可能地薄，這可以通過加快冷卻劑流速來實現(xiàn)。

火箭燃燒室工作在高壓下，通常是10-200bar（1-20MPa），壓力越高，通常性能也越好（因為可以使用更高效的噴嘴）。這使燃燒室外部處于很大的圓周應(yīng)力之下。也由于高溫工作環(huán)境，結(jié)構(gòu)材料的抗張強度顯著降低。

火箭發(fā)動機內(nèi)的振動和聲學(xué)環(huán)境導(dǎo)致其峰值應(yīng)力遠高于平均值，尤其是類風(fēng)琴管共振和氣流擾動的問題。

燃燒不穩(wěn)定有以下幾種：

這是運載器加速度變化引起推進劑輸送管壓力變化，導(dǎo)致的燃燒室壓力的低頻振動。可使運載器推力發(fā)生周期性變化，導(dǎo)致載荷和運載器受損。間歇性燃燒可通過使用高密度推進劑配上充氣阻尼渦輪泵來防止。

這是由于推進劑噴射器中壓力不足導(dǎo)致的。主要是令人不悅，并無實質(zhì)性危害。然而在某些情況，燃燒可能進入噴射器內(nèi)，引發(fā)單元推進劑的爆炸。

這種情況往往造成直接損傷，且很難控制。它往往是伴隨化學(xué)燃燒過程的聲學(xué)過程，是能量釋放的主要驅(qū)動力。可導(dǎo)致不穩(wěn)定共振，使隔熱邊界層變薄，產(chǎn)生悲劇性后果。這種影響很難在設(shè)計階段預(yù)先分析，只能通過曠日持久的測試，并不斷修正來。修正手段通常有細調(diào)噴射器，改變推進劑化學(xué)性質(zhì)，或在將推進劑噴射進亥姆霍茲阻尼器（用以改變?nèi)紵夜舱駹顟B(tài)）前蒸發(fā)成氣態(tài)。

還有一種常用測試方法是在燃燒室引爆少量，以確定發(fā)動機的脈沖響應(yīng)，并估算室壓的響應(yīng)時間：恢復(fù)越快，系統(tǒng)越穩(wěn)定。

火箭發(fā)動機（特小型除外）比起其他發(fā)動機，其噪音十分大。特超音速尾氣與周圍空氣混合，形成沖擊波。沖擊波的聲音強度取決于火箭的尺寸。

土星五號發(fā)射時，在離其發(fā)射點很遠處的地震儀檢測了這一噪音。產(chǎn)生的聲音強度依賴于火箭尺寸和排氣速度。在現(xiàn)場聽到的沖擊波特征音主要是爆裂音。這種噪音的峰值超過了傳音器和音頻電子設(shè)備的許可上限，因此在錄音或廣播音頻回放中這種噪音被削弱或消失了。大型火箭發(fā)射時的噪音可以直接致死周圍的人。航天飛機起飛時基地周圍的噪音超過200dB（A）。

通常火箭在地面附近的噪音，因為噪音從羽流中輻射出去，并被地面反射。還有當運載器緩慢上升時，只有很少的推進劑能量轉(zhuǎn)換成運載器動能（有用功P轉(zhuǎn)移到運載器P=F*V，F(xiàn)是推力，V是速度），因此大部分能量被分散到尾氣中，再與周圍空氣相互作用，產(chǎn)生噪音。這種噪音可通過有頂火焰隔離槽，向羽流噴水，偏轉(zhuǎn)羽流角度等方法消減。

發(fā)動機在投產(chǎn)前通常要在火箭發(fā)動機測試臺上進行靜態(tài)測試。對于高空發(fā)動機，則需要縮短噴嘴或在大型真空室中進行測試。

火箭給人的印象是不可靠、危險、災(zāi)難性事故。軍事用途的火箭可靠性都很高。但火箭的一個主要非軍事用途：軌道發(fā)射，為了提高有效載荷重量就必須降低自重，而可靠性和降低自重是無法同時滿足的。而且如果運載器飛行次數(shù)很少，那么由設(shè)計，操作或制造引發(fā)事故的概率就很高。其實所有運載器發(fā)射都是基于宇航標準資料下的飛行測試。

X-15火箭飛機的失誤率只有0.5%，只在一次地面測試中發(fā)生了故障。航天飛機主發(fā)動機已在超過350次飛行中無事故發(fā)生。

火箭推進劑要求使用高比能（能量每單位質(zhì)量）物質(zhì)，因為在理想情況下所有反應(yīng)物質(zhì)全部轉(zhuǎn)化為廢氣動能。除了不可避免的損失和發(fā)動機設(shè)計缺陷，不燃燒等因素，根據(jù)熱力學(xué)定律，一部分能量轉(zhuǎn)化為分子的動能，無法產(chǎn)生推力。單原子氣體如氦氣只有三個自由度，相當于一個三維空間坐標 {x,y,z}，只有這種球形對稱分子沒有這種損失。二原子分子如H2可以繞連接方向的軸和垂直這個方面的軸旋轉(zhuǎn)，按照統(tǒng)計力學(xué)的均分定律，有效能量會均分給各個自由度，因此這種分子在熱平衡中有3/5的能量轉(zhuǎn)化為單向運動，2/5轉(zhuǎn)化為旋轉(zhuǎn)運動。三原子分子如水分子有六個自由度。大多數(shù)化學(xué)反應(yīng)都是第三種情況。噴管的功能就是將自由熱能轉(zhuǎn)化為單向分子運動產(chǎn)生推力，只要廢氣在膨脹時保持平衡狀態(tài)，擴散型噴管足夠大，而讓廢氣充分膨脹和冷卻，損失的旋轉(zhuǎn)能限度地恢復(fù)為動能。

雖然推進劑比能起關(guān)鍵作用，低平均分子質(zhì)量的反應(yīng)產(chǎn)物在決定尾氣速度上作用依然明顯。因為發(fā)動機工作在溫度下，而溫度與分子能量成正比，一定溫度一定定量的能量分配給更多的低質(zhì)量的分子最終可以獲得更高的尾氣速度。因此使用低原子質(zhì)量元素更優(yōu)。液氫（LH2）液氧（LOX或LO2）是廣泛使用的相對尾氣速度而言高的推進劑。其他物質(zhì)如硼、液態(tài)臭氧在理論上效率更高，但付諸使用仍存在許多問題。

點火可以采取多種途徑：火工裝藥，等離子體焰矩，電火花塞。一些燃料和氧化劑相遇燃燒，而對于非自燃燃料，可以在燃料管口填充自燃物質(zhì)（俄羅斯發(fā)動機常用）。

對液體和固液混合火箭來說，推進劑進入燃燒室都必須立刻點火。液體推進劑進入燃燒室后點火延遲毫秒級時間，都會導(dǎo)致過量液體進入，點燃后產(chǎn)生的高溫氣體會超過燃燒室設(shè)計壓力，從而引起災(zāi)難性后果。這叫做“硬啟動”。

氣體推進劑不會出現(xiàn)硬啟動，因為噴注口總面積小于噴管口面積，點火前即使燃燒室充滿氣體也不會形成高壓。固體推進劑通常使用一次性火工設(shè)備點燃。

點火后，燃燒室可以維持燃燒，點火器不再需要。發(fā)動機停機幾秒鐘后，燃燒室可以自動重點火。然而一旦燃燒室冷卻，許多發(fā)動機都不能再點火。

火箭發(fā)動機-羽流物理

煤油的廢氣富含碳，根據(jù)其發(fā)射譜線羽流呈橙色。基于過氧化物氧化劑和氫燃料的火箭的羽流大部分是水蒸汽，肉眼幾乎不可見，但在紫外線和紅外線視野中呈亮色。固體火箭推進劑含有金屬元素如鋁，其燃燒發(fā)白光，因此其羽流高度可見。一些廢氣，尤其是酒精燃料的羽流呈鉆石型激波。

火箭的羽流形狀取決于設(shè)計高度，高度推力及其他因素。在高空所有火箭尾焰都呈超過度膨脹狀態(tài)，并在尾部收束。

能源在火箭發(fā)動機內(nèi)轉(zhuǎn)化為工質(zhì)（工作介質(zhì)）的動能，形成高速射流排出而產(chǎn)生動力。火箭發(fā)動機依形成氣流動能的能源種類分為化學(xué)火箭發(fā)動機、核火箭發(fā)動機和電火箭發(fā)動機。

化學(xué)火箭發(fā)動機是技術(shù)，應(yīng)用泛的發(fā)動機。核火箭的原理樣機已經(jīng)研制成功。電火箭已經(jīng)在空間推進領(lǐng)域有所應(yīng)用。后兩類發(fā)動機比沖遠高于化學(xué)火箭。化學(xué)火箭發(fā)動機主要由燃燒室和噴管組成，化學(xué)推進劑既是能源也是工質(zhì)，它在燃燒室內(nèi)將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為熱能，生成高溫燃氣經(jīng)噴管膨脹加速，將熱能轉(zhuǎn)化為氣流動能，以高速（1500～5000米/秒）從噴管排出，產(chǎn)生推力。化學(xué)火箭發(fā)動機按推進劑的物態(tài)又分為液體火箭發(fā)動機、固體火箭發(fā)動機和混合推進劑火箭發(fā)動機。液體火箭發(fā)動機使用常溫液態(tài)的可貯存推進劑和低溫下呈液態(tài)的低溫推進劑，具有適應(yīng)性強、能多次起動等特點，能滿足不同運載火箭和航天器的要求。固體火箭發(fā)動機的推進劑采用分子中含有燃料和氧化劑的有機物膠狀固溶體（雙基推進劑）或幾種推進劑組元的混合物（復(fù)合推進劑），直接裝在燃燒室內(nèi)，結(jié)構(gòu)簡單、使用方便、能長期貯存處于待發(fā)射狀態(tài)，適用于各種戰(zhàn)略和戰(zhàn)術(shù)。混合推進劑火箭發(fā)動機極少使用。

同空氣噴氣發(fā)動機相比較，火箭發(fā)動機的特點是：它自身既帶燃料，又帶氧化劑，靠氧化劑來助燃，不需要從周圍的大氣層中汲取氧氣。所以它不但能在大氣層內(nèi)，也可在大氣層之外的宇宙真空中工作。這是任何空氣噴氣發(fā)動機都做不到的。發(fā)射的人造衛(wèi)星、月球飛船以及各種宇宙飛行器所用的推進裝置，都是火箭發(fā)動機。

現(xiàn)代火箭發(fā)動機主要分固體推進劑和液體推進劑發(fā)動機。所謂“推進劑”就是燃料（）加氧化劑的合稱。

固體火箭發(fā)動機為使用固體推進劑的化學(xué)火箭發(fā)動機。固體推進劑有聚氨酯、聚丁二烯、端羥基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。

固體火箭發(fā)動機由藥柱、燃燒室、噴管組件和點火裝置等組成。藥柱是由推進劑與少量添加劑制成的中空圓柱體（中空部分為燃燒面，其橫截面形狀有圓形、星形等）。藥柱置于燃燒室（一般即為發(fā)動機殼體）中。在推進劑燃燒時，燃燒室須承受2500～3500度的高溫和102～2×107帕的高壓力，所以須用高強度合金鋼、鈦合金或復(fù)合材料制造，并在藥柱與燃燒內(nèi)壁間裝備隔熱襯。

點火裝置用于點燃藥柱，通常由電發(fā)火管和盒（裝黑或煙火劑）組成。通電后由電熱絲點燃黑，再由黑點火燃藥拄。

噴管除使燃氣膨脹加速產(chǎn)生推力外，為了控制推力方向，常與推力向量控制系統(tǒng)組成噴管組件。該系統(tǒng)能改變?nèi)細鈬娚浣嵌龋瑥亩鴮崿F(xiàn)推力方向的改變。

藥柱燃燒完畢，發(fā)動機便停止工作。

固體火箭發(fā)動機與液體火箭發(fā)動機相比較，具有結(jié)構(gòu)簡單，推進劑密度大，推進劑可以儲存在燃燒到中常備待用和操縱方便可靠等優(yōu)點。缺點是“比沖”小（也叫比推力，是發(fā)動機推力與每秒消耗推進劑重量的比值，單位為秒）。固體火箭發(fā)動機比沖在250～300秒，工作時間短，加速度大導(dǎo)致推力不易控制，重復(fù)起動困難，從而不利于載人飛行。

固體火箭發(fā)動機主要用作火箭彈、和探空火箭的發(fā)動機，以及航天器發(fā)射和飛機起飛的助推發(fā)動機。

固體火箭發(fā)動機主要由殼體、固體推進劑、噴管組件、點火裝置等四部分組成，其中固體推進劑配方及成型工藝、噴管設(shè)計及采用材料與制造工藝、殼體材料及制造工藝是關(guān)鍵的環(huán)節(jié)，直接影響固體發(fā)動機的性能。固體發(fā)動機的性能主要看推力和比沖兩方面，對于有特殊要求的如彈道或是反導(dǎo)攔截彈用發(fā)動機，還會追求速燃性能。

固體發(fā)動機殼體使用的材料經(jīng)過了從高強度金屬（超高強度鋼、鈦合金等）到*復(fù)合材料總要是高性能碳纖維的演進。不過對于航天發(fā)射來說，固體火箭發(fā)動機并不過于追求殼體的重量減低，所以很多固體火箭仍然在使用高強度鋼作為殼體，如印度GSLV火箭使用的S-125助推器，使用M250型高強度鋼。輕質(zhì)高強度碳復(fù)合材料，主要使用在彈道上，尤其是第三級發(fā)動機。

固體發(fā)動機的推進劑按能量可以分為低能，中能，高能推進劑，比沖大于2450牛/秒/千克（即250秒）為高能，2255牛/秒/千克（即230秒）到2450牛/秒/千克為中能，小于2255牛/秒/千克為低能；按特征信號分為有煙、微煙、無煙推進劑，一般的說，無煙推進劑相對于有煙推進劑，會有比沖上不小的損失；按材料配方組合可以分為單基，雙基，復(fù)合推進劑，單基推進劑有單一化合物組成，如火棉，比沖太低已經(jīng)不適用。雙基推進劑由火棉或是和一些添加劑組成，比沖仍然不足，應(yīng)用不多。復(fù)合推進劑是單獨的和氧化劑材料組合而成，以液態(tài)高分子聚合物粘合劑作為燃料，添加結(jié)晶狀的氧化劑固體填料和其它添加劑，融合凝固成多相物體。為提高能量和密度還可加入一些粉末狀輕金屬材料作為可燃劑，如鋁粉。復(fù)合推進劑通常以粘合劑燃料的化學(xué)名稱來命名，如HTPB（端羥基聚丁二烯），氧化劑主要采用高氯酸鹽如高氯酸胺。復(fù)合推進劑一般采用澆筑而成，是固體推進劑的主流。此外還有改性雙基推進劑包括復(fù)合改性雙基推進劑（CMDB）和交聯(lián)改性雙基推進劑（簡稱XLDB）兩類。在雙基推進劑的基礎(chǔ)上大幅降低基本組分火棉和的比例，加入高能量固體組分如氧化劑高氯酸鹽和燃料鋁粉等，則為復(fù)合改性雙基推進劑，再加入高分子化合物作為交聯(lián)劑，就成了交聯(lián)改性雙基推進劑。交聯(lián)改性雙基推進劑中的NEPE（硝酸脂增塑聚醚），是實用的比沖的固體推進劑。

火箭發(fā)動機噴管屬于收斂-擴散型噴管（即拉瓦爾-DeLaval噴管），由入口段（收斂段）、喉部（喉襯）、出口錐（擴散段或擴張段）構(gòu)成，它的作用是將燃燒產(chǎn)物的熱能轉(zhuǎn)換為高速射流的動能從而產(chǎn)生推力。擴張比，也就是喉部和噴口的面積比，直接決影響到發(fā)動機的性能，設(shè)計良好的噴管對于發(fā)動機的性能有很大影響。此外，和液體發(fā)動機采用冷卻噴管不同，固體發(fā)動機采用燒蝕噴管，噴管內(nèi)壁涂有燒蝕材料，通過材料的燒蝕蒸發(fā)吸收熱量，防止噴管過熱燒毀。一般的說，發(fā)動機噴管擴張段都采用鐘形噴管。

液體火箭發(fā)動機是指液體推進劑的化學(xué)火箭發(fā)動機。常用的液體氧化劑有液態(tài)氧、等，由液氫、偏二甲肼、煤油等。氧化劑和必須儲存在不同的儲箱中。

液體火箭發(fā)動機一般由推力室、推進劑供應(yīng)系統(tǒng)、發(fā)動機控制系統(tǒng)組成。

推力室是將液體推進劑的化學(xué)能轉(zhuǎn)變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成。推進劑通過噴注器注入燃燒室，經(jīng)霧化，蒸發(fā)，混合和燃燒等過成生成燃燒產(chǎn)物，以高速（2500～5000米/秒）從噴管中沖出而產(chǎn)生推力。燃燒室內(nèi)壓力可達200大氣壓（約20MPa）、溫度3000～4000℃，故需要冷卻。

推進劑供應(yīng)系統(tǒng)的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同，有擠壓式（氣壓式）和泵壓式兩類供應(yīng)系統(tǒng)。擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)是利用高壓氣體經(jīng)減壓器減壓后（氧化劑、的流量是靠減壓器調(diào)定的壓力控制）進入氧化劑、貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)只用于小推力發(fā)動機。大推力發(fā)動機則用泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)，這種系統(tǒng)是用液壓泵輸送推進劑。

發(fā)動機控制系統(tǒng)的功用是對發(fā)動機的工作程序和工作參數(shù)進行調(diào)節(jié)和控制。工作程序包括發(fā)動機起動、工作、關(guān)機三個階段，這一過程是按預(yù)定程序自動進行的。工作參數(shù)主要指推力大小、推進劑的混合比。

液體火箭發(fā)動機的優(yōu)點是比沖高（250～500秒），推力范圍大（單臺推力在1克力～700噸力）、能反復(fù)起動、能控制推力大小、工作時間較長等。液體火箭發(fā)動機主要用作航天器發(fā)射、姿態(tài)修正與控制、軌道轉(zhuǎn)移等。

液體火箭發(fā)動機是航天發(fā)射的主流，構(gòu)造上比固體發(fā)動機復(fù)雜得多，主要由點火裝置、燃燒室、噴管、燃料輸送裝置組成。點火裝置一般是點火器，對于需要多次啟動的上面級發(fā)動機，則需要多個點火器，如美國戰(zhàn)神火箭的J-2X發(fā)動機，就具備2個點火器實現(xiàn)2次啟動功能，我國的YF-73和YF-75也都安裝了2個點火器，具備了2次啟動能力；燃燒室是液體燃料和氧化劑燃燒膨脹的地方，為了獲得更高的比沖，一般具有很高的壓力，即使是普通的發(fā)動機，通常也有數(shù)十個大氣壓之高的壓力，蘇聯(lián)的RD-180等發(fā)動機，燃燒室壓力更是高達250多個大氣壓。高壓下的燃燒比之常壓下更為復(fù)雜，同時隨著燃燒室體積的增加，燃燒不穩(wěn)定情況越來越嚴重，解決起來也更加麻煩。根本沒有可靠的數(shù)學(xué)模型分析燃燒穩(wěn)定性問題，主要靠大量的發(fā)動機燃燒試驗來解決。美國的土星5號火箭的F-1發(fā)動機，進行了高達20萬秒的地面試車臺燃燒測試，蘇聯(lián)能源號火箭的RD-170發(fā)動機，也進行了10多萬秒的地面試車臺燃燒測試，在反復(fù)的燃燒測試中不斷優(yōu)化發(fā)動機各項參數(shù)，緩解不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象。不過室壓低推力較小的發(fā)動機，不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象很不明顯，不穩(wěn)定燃燒是制約液體發(fā)動機推力增加的主要問題之一。液體火箭發(fā)動機燃燒室使用液體燃料或是氧化劑進行冷卻，在它們進入燃燒室前，先流過燃燒室壁降溫；液體發(fā)動機的噴管同樣是拉瓦爾噴管，擴張段一般都是鐘形，不過采用冷卻式噴管，由液體燃料或是氧化劑進行降溫。

液體發(fā)動機燃料輸送分為四種方式：擠壓循環(huán)，燃氣發(fā)生器循環(huán)，分級燃燒循環(huán)，膨脹循環(huán)。

擠壓循環(huán)利用高壓氣體經(jīng)減壓器減壓后進入氧化劑、儲箱，將其分別擠壓到燃燒室中，受制于儲箱的材料，不可能做到多大壓強，因此只用在小型低性能的發(fā)動機上。

燃氣發(fā)生器循環(huán)中，一部分燃料和氧化劑流過一個燃氣發(fā)生器，燃燒后推動燃料泵和氧化劑泵運轉(zhuǎn)，燃料泵和氧化劑泵則把燃料壓入燃燒室中，預(yù)燃的廢氣直接排放。初始燃料和氧化劑的流動，有的是通過儲箱的擠壓，有的是依靠自然的重力引導(dǎo)。

分級燃燒循環(huán)又稱補燃方式，同樣是燃料和氧化劑在預(yù)燃器中燃燒，推動燃料泵和氧化劑泵，不過不同的是，預(yù)燃器中的燃氣不是直接排放，而是壓入燃燒室，這樣避免了燃料和氧化劑的浪費，可以做到更大的比沖。追求高比沖發(fā)動機一般都會采用分級燃燒的循環(huán)方式，分級燃燒的時為了追求更高比沖，一般燃燒室壓力要燃氣發(fā)生器循環(huán)高得多，又稱高壓補燃方式。

膨脹循環(huán)則是燃料或是氧化劑流過燃燒室壁和噴管壁，在那里冷卻燃燒室和噴管的同時，自身升溫具有更大壓力，推動燃料泵和氧化劑泵運轉(zhuǎn)，很明顯的，燃氣發(fā)生器和分級燃燒的循環(huán)同樣會流經(jīng)這些高溫部位，但是卻加以預(yù)燃器高壓燃氣的驅(qū)動，可以做到大得多的推力。膨脹燃燒循環(huán)的發(fā)動機一般的說具有很高的比沖，理論上其他條件相同時是的比沖，不過推力很難做大，如美國的RL10-B-2，具有已用液體發(fā)動機中的比沖465.5秒，但是推力只有24750磅，約合11.2噸。

說到液體發(fā)動機，循環(huán)方式和燃燒室室壓和噴管設(shè)計固然很影響比沖，但是最影響發(fā)動機比沖的卻是液體燃料。早期的肼類燃料，配合，真空中最多也只有300秒左右的比沖，而且肼類都，腐蝕性也很強，已經(jīng)逐漸被淘汰，我國的長征5號等新一代火箭也將在未來幾年內(nèi)淘汰現(xiàn)有肼類燃料的長征火箭；比沖更高一些的是煤油燃料，煤油比之肼類，比沖高的不多，只有20秒左右，主要的特色是廉價，同時無毒，很適合液體發(fā)動機使用，當前商業(yè)火箭公司的發(fā)動機，都選液氧煤油發(fā)動機就是看中這點；比沖更高些的是甲烷發(fā)動機，甲烷是烴類燃料中比沖的，不過比之煤油高出不多，同樣是20秒左右，同時需要低溫存儲，體積比煤油大得多，最主要的費用也要高不少，因此少有問津，不過冷戰(zhàn)后，各航天國家開始對甲烷發(fā)動機的預(yù)研工作；比沖的燃料組合是液氫液氧組合，液氫燃料不要說比煤油，就是比肼類都要貴太多，而且儲存體積巨大，不過液氫液氧的比沖比液氧煤油高的太多，在真空，普遍可以達到420秒以上，高出了1/3多。對照齊奧爾科夫斯基公式，這意味著可以用少得多的燃料將載荷打入軌道。不過由于液氫的昂貴，早期主要是在火箭的上面級（級以上稱上面級）使用液氫燃料，隨著技術(shù)的進步，液氫價格降低，新一代火箭普遍級也采用液氫燃料，如日本的H-II，歐洲的Ariane5等，我國的長征5號火箭級也將采用液氫燃料。美國更是出現(xiàn)了助推器也采用液氫燃料的大型火箭Delta4型火箭，其性能十分*。

電火箭發(fā)動機是利用電能加速工質(zhì)，形成高速射流而產(chǎn)生推力的火箭發(fā)動機。與化學(xué)火箭發(fā)動機不同，這種發(fā)動機的能源和工質(zhì)是分開的。電能由飛行器提供，一般由太陽能、核能、化學(xué)能經(jīng)轉(zhuǎn)換裝置得到。工質(zhì)有氫、氮、氬、汞、氨等氣體。

電火箭發(fā)動機由電源、電源交換器、電源調(diào)節(jié)器、工質(zhì)供應(yīng)系統(tǒng)和電推力器組成。電源和電源交換器供給電能；電源調(diào)節(jié)器的功用是按預(yù)定程序起動發(fā)動機，并不斷調(diào)整電推力器的各種參數(shù)，使發(fā)動機始終處于規(guī)定的工作狀態(tài)；工質(zhì)供應(yīng)系統(tǒng)則是貯存工質(zhì)和輸送工質(zhì)；電推力器的作用是將電能轉(zhuǎn)換成工質(zhì)的動能，使其產(chǎn)生高速噴氣流而產(chǎn)生推力。

按加速工質(zhì)的方式不同，電火箭發(fā)動機有電熱火箭發(fā)動機、靜電火箭發(fā)動機和電磁火箭發(fā)動機的三種類型。電熱火箭發(fā)動機利用電能加熱（電阻加熱或電弧加熱）工質(zhì)（氫、胺、肼等），使其氣化；經(jīng)噴管膨脹加速后，由噴口排出而產(chǎn)生推力。靜電火箭發(fā)動機的工質(zhì)（汞、銫、氫等）從貯箱輸入電離室被電離成離子，然后在電極的靜電場作用下加速成高速離子流而產(chǎn)生推力。電磁火箭發(fā)動機是利用電磁場加速被電離工質(zhì)而產(chǎn)生射流，形成推力。電火箭發(fā)動機具有的比沖（700-2500秒）、極長的壽命（可重復(fù)起動上萬次、累計工作可達上萬小時）。但產(chǎn)生的推力小于100N。這種發(fā)動機僅適用于航天器的姿態(tài)控制、位置保持等。

裂變類：裂變類火箭發(fā)動機其本質(zhì)是將核反應(yīng)堆小型化，并安置在火箭上。核火箭發(fā)動機用核燃料作能源，用液氫、液氦、液氨等作工質(zhì)。核火箭發(fā)動機由裝在推力室中的核反應(yīng)堆、冷卻噴管、工質(zhì)輸送系統(tǒng)和控制系統(tǒng)等組成。在核反應(yīng)堆中，核能轉(zhuǎn)變成熱能以加熱工質(zhì)，被加熱的工質(zhì)經(jīng)噴管膨脹加速后，以6500～11000米/秒的速度從噴口排出而產(chǎn)生推力。核火箭發(fā)動機的比沖高（250-1000秒）壽命長，但技術(shù)復(fù)雜，只適用于長期工作的航天器。這種發(fā)動機由于核輻射防護、排氣污染、反應(yīng)堆控制，以及高效熱能交換器的設(shè)計等問題未能解決，至今仍處于試驗之中。此外，太陽加熱式和光子火箭發(fā)動機尚處于理論探索階段。

聚變類：聚變核火箭發(fā)動機被認為是潛力實現(xiàn)太陽系內(nèi)飛行的火箭發(fā)動機，其原理和化學(xué)火箭類似，只是將燃料變成了氫的同位素氘，氚和氦等三種，利用核聚變反應(yīng)所釋放的巨大能量來推動火箭，相比化學(xué)火箭高出幾個數(shù)量級。

由于聚變核反應(yīng)所產(chǎn)生的物質(zhì)是中子，質(zhì)子和氦等，因此無法在地球大氣層內(nèi)使用，但宇宙空間中本身就充滿了各種輻射，因此在太空使用并無不妥。核聚變火箭發(fā)動機最主要需要解決的問題是點火和燃料室的耐高溫材料（反應(yīng)室溫度高達幾千萬至上億攝氏度）兩個問題，尚在理論探索階段。

2006年7月4日，承擔(dān)新一代大型運載火箭動力系統(tǒng)研制任務(wù)的航天推進技術(shù)研究院透露，用于推進中國新一代大型運載火箭的“120噸級液氧煤油發(fā)動機”，在該院整機試車成功。

2018年7月17日，從六院獲悉，該院研制的中國大推力、高性能液氧煤油高空發(fā)動機，日前成功實施整機熱試車。據(jù)悉，這是中國首型大推力、高性能液氧煤油高空發(fā)動機，推力可達120噸，用于運載火箭芯二級。^[2]

2022年11月，天兵科技110噸推力液氧煤油火箭發(fā)動機“天火十二”圓滿完成全系統(tǒng)熱試車。它是目前國內(nèi)商業(yè)航天推力的液體火箭發(fā)動機，也是的3D打印發(fā)動機。^[5]

2022年11月26日，我國自主研制的130噸級重復(fù)使用液氧煤油補燃循環(huán)發(fā)動機兩次起動試車取得圓滿成功。^[6]

據(jù)國外媒體報道，宇航局建造的大火箭目前已經(jīng)進入關(guān)鍵評審階段，預(yù)計在2018年完成，質(zhì)量大約550萬磅，高度達到98米，推力為840萬磅。這是一個歷史性的時刻，近40年來我們再次獲得了超級火箭，因為我們要登陸火星。目前SLS火箭的關(guān)鍵設(shè)計評審已經(jīng)完成了所有的步驟。當SLS火箭發(fā)射升空時，就開啟了探索火星的時代，這就是我們大的運載火箭，能夠近百噸貨物送入近地軌道，運載能力強大。

這將是目前大的火箭，能夠與獵戶座飛船搭配，形成探索地球軌道之外的運載工具。NASA探索系統(tǒng)開發(fā)部門的副主任助理認為，次飛行的所有主要部件正在進入生產(chǎn)環(huán)節(jié)，我們已經(jīng)完成了輪發(fā)動機測試，下一步是在2017年制造、測試SLS火箭，并通過設(shè)計認證。最終SLS會變成非常強大的火箭，SLS項目經(jīng)理認為，該火箭設(shè)計團隊非常努力地工作，加速推進火箭的研制。

火箭核心動力為低溫液氫液氧發(fā)動機，使用RS-25發(fā)動機，美國宇航局正準備對SLS火箭推進進行第二輪考核，完成一些結(jié)構(gòu)測試。^[3]

當?shù)貢r間2022年3月30日，韓國旗下研究所在忠清南道泰安郡，成功試射一枚自主研制的固體燃料火箭，該火箭將用于搭載小型偵察衛(wèi)星。^[4]

F-1火箭發(fā)動機

美國研制的大推力單室液體火箭發(fā)動機，用于土星5號火箭，單臺推力700噸，使用煤油做燃料，液氧為氧化劑。

F-1的詳細數(shù)據(jù)：

燃燒形式：燃氣發(fā)生器開式循環(huán)，液-液燃燒

推進劑：煤油-液氧

推力：海平面690.988噸

真空 793.683噸

比沖：海平面255.4秒（70臺發(fā)動機平均值）

真空 304.1秒

直徑：3.645米

長度：5.598米

總重：8451.66公斤

工作時推進劑流量：煤油：838.2公斤/秒，液氧1784.7公斤/秒

渦輪泵功率：46225千瓦

設(shè)計啟動次數(shù)：20

設(shè)計壽命：2250秒

RD-170火箭發(fā)動機

俄羅斯研制的大推力液體火箭發(fā)動機，使用煤油+液氧，單臺推力800噸（采用四燃燒室，四噴嘴設(shè)計，也有人認為它是四臺發(fā)動機并聯(lián)，但共享燃氣發(fā)生器和渦輪泵），用于能源號運載火箭和天頂號運載火箭（RD-171火箭發(fā)動機，對RD-170的改進型）級。

其衍生型號有RD-180火箭發(fā)動機，推力400噸，相當于把RD-170一分為二，雙燃料室，雙噴嘴。用于美國擎天神II和擎天神III運載火箭的級。

RD-191火箭發(fā)動機，單臺推力200噸，單室單噴嘴，相當于把RD-170再一分為二，用于俄羅斯安加拉運載火箭。RD-191的衍生型號RD-151被出售給韓國，用于羅老號運載火箭的級。

RS-68火箭發(fā)動機

美國研制的大推力液氫液氧發(fā)動機，推力300噸級，用于德爾它四號運載火箭的級。

RD-0120火箭發(fā)動機

俄羅斯推力的液氫液氧火箭發(fā)動機，推力200噸級，用于能源號運載火箭的主發(fā)動機。

航天飛機主發(fā)動機（SSME）

美國航天飛機的主發(fā)動機，使用液氫液氧，推力200噸級，的特點是可重復(fù)使用。

航天飛機固體火箭發(fā)動機

世界上推力的火箭發(fā)動機，單臺推力高達1200噸，可重復(fù)使用10次，用于美國航天飛機捆綁助推器，其改進型用于戰(zhàn)神1號火箭主動機和戰(zhàn)神5號火箭捆綁助推器。