火箭发动机(效率极高的热力发动机)

吴爱英 — Sun, 27 Nov 2022 15:56:02 +0000

火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。火箭发动机是一种效率极高的热力发动机，产生高速射流，结果如同卡诺循环一样产生高燃烧室温度和高压缩比。火箭发动机喷管属于收敛-扩散型喷管（即拉瓦尔-DeLaval喷管），由入口段（收敛段）、喉部（喉衬）、出口锥（扩散段或扩张段）构成，它的作用是将燃烧产物的热能转换为高速射流的动能从而产生推力。早期的肼类燃料，配合四氧化二氮，真空中最多也只有300秒左右的比冲，而且肼类都有剧毒，四氧化二氮腐蚀性也很强，已经逐渐被淘汰，我国的长征5号等新一代火箭也将在未来几年内淘汰现有肼类燃料的长征火箭；比冲更高一些的是煤油燃料，煤油比之肼类，比冲高的不多，只有20秒左右，主要的特色是廉价，同时无毒，很适合液体发动机使用，当前商业火箭公司的发动机，都选液氧煤油发动机就是看中这点；比冲更高些的是甲烷发动机，甲烷是烃类燃料中比冲最高的，不过比之煤油高出不多，同样是20秒左右，同时需要低温存储，体积比煤油大得多，最主要的费用也要高不少，因此少有问津，不过冷战后，各航天国家开始对甲烷发动机的预研工作；比冲最高的燃料组合是液氢液氧组合，液氢燃料不要说比煤油，就是比肼类都要贵太多，而且储存体积巨大，不过液氢液氧的比冲比液氧煤油高的太多，在真空，普遍可以达到420秒以上，高出了1/3多。

基本简介

火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂贮箱或运载工具内的反应物（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第三运动定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等在大气层内飞行。大部分火箭发动机都是内燃机，也有非燃烧形式的发动机。

工作原理

大部分发动机靠排出高温高速燃气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200 bar）燃烧产生燃气。

向燃烧室供入推进剂

液体火箭通过泵或者高压气体使氧化剂和燃料分别进入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。而固体火箭的推进剂事先混合好放入燃烧室。固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。

火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。

燃烧室

化学火箭的燃烧室通常呈圆柱体形，其尺寸要满足推进剂充分燃烧，所用推进剂不同，尺寸不同。用L * 描述燃烧室尺寸

这里：

Vc 是燃烧室容量

At 是喷口面积

L* 的范围通常为25-60英尺（0.6 – 1.5 m）

燃烧室的压力和温度通常达到极值，不同于吸气式喷气发动机有足够的氮气来稀释和冷却燃烧，火箭发动机燃烧室的温度可达到化学上的标准值。而高压意味着热量在燃烧室壁的传导速度非常快。

燃烧室收缩比

燃烧室的收缩比是指燃烧室横截面积与喷管喉部面积之比。当推进剂和燃烧室压力一定时，收缩比与质量流量密度成反比，选定质量流量密度也就选定了燃烧室收缩比。但利用收缩比来选择燃烧室直径更直接和方便一些。收缩比的选择主要是根据实验或者统计方法，推荐以下数据：

对于大多数泵压式供应系统的大推力和高压燃烧室，收缩比常取1.3~2.5

对于采用离心式喷嘴的燃烧室，收缩比常取4~5

喷嘴

发动机的外形主要取决于膨胀喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。

如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。

一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。

推进剂效率

要使发动机有效利用推进剂，需要用一定质量的推进剂产生最大可能压力作用于燃烧室和喷嘴，此外以下方法也能提高推进剂效率：

将推进剂加热到尽可能高的温度（使用高能燃料、氢，碳或某些金属如铝，或使用核能）

使用低比重气体（尽可能含氢）

使用小分子推进剂（或能分解成小分子的推进剂）

因为所有的措施都是出于减轻推进剂质量的考虑；压力与被加速的推进剂量成比例关系；也因为牛顿第三定律，作用于发动机的压力也作用于推进剂。废气出燃烧室的速度似乎是由燃烧室压决定的。然而该速度明显受上述三种因素影响。综合起来，排气速度就是检验发动机

效率的最好证明。

由于空气动力的原因，废气在喷口产生阻流效应。音速随温度平方根增长，因此使用高温尾气能提高发动机性能。在室温下，空气中的音速为340 m/s，而在火箭的高温气体中可达1700 m/s以上，火箭的大部分性能都是由于高温。加之火箭推进剂通常选用小分子，这也使得在同等温度下，废气中音速高于空气中音速。

喷嘴的膨胀设计使排气速度翻倍，通常是1.5至2倍，由此产生准高超音速排气射流。速度的增量主要由面积膨胀比决定，即喷口面积与喷嘴出口面积的比值。而气体的性质也很重要。大膨胀比的喷嘴尺寸更大，但能使废气释放更多的热，由此提高排气速度。

喷嘴效率受工作高度影响，因为大气压力随高度升高而降低。但由于尾气是超音速的，因此射流的压力只会低于或高于围压，不能与之平衡。

如果尾气压力与围压不同，尾气就可以成为完全膨胀，或过度膨胀。

反压力和最佳膨胀

要获得最佳性能，尾气在喷嘴末端的压力需要与围压相等。如果尾气压力小于围压，运载器就会因为发动机前端与末端的气压差而减速。而如果尾气压力大于围压，本该转换成推力的尾气压力没有转换，能量被浪费。

为了维持尾气压力和围压的平衡，喷嘴直径需要随高度升高而增大，使尾气有足够长的距离作用于喷嘴，以降低压力和温度。而这增加了设计难度。实际设计中通常采用折衷的办法，因而也牺牲了效率。有许多特殊喷嘴可以弥补这种缺陷，如塞式喷嘴、阶状喷嘴、扩散式喷嘴以及瓦形喷嘴。每种

特殊喷嘴都能调整围压并让尾气在喷嘴中扩散更广，在高空产生额外的推力。

当围压足够低，如真空，就会出现一些问题：一个问题是喷嘴的剪重，在一些运载器中，喷嘴的重量也影响着发动机效率。第二个问题是尾气在喷嘴中绝热膨胀并冷却，射流中某些化学物质会凝结产生“雪”，导致射流的不稳定，这是必须避免的。

动力循环

相对喷管处的热能损失而言，泵气损失微乎其微。大气中使用的发动机使用高压动力循环来提高喷管效率，而真空发动机则无此要求。对于液体发动机，将推进剂注入燃烧室的动力循环共有四种基本形式：

挤压循环- 推进剂被内置的高压气瓶中的气体挤出。

膨胀循环 – 推进剂流经主燃烧室膨胀驱动涡轮泵。

燃气发生器循环 – 小部分推进剂在预燃室中燃烧驱动涡轮泵，废气通过独立管道排除，能效有损失。

分级燃烧循环 – 涡轮泵的高压气送回驱动自启动循环，高压废气直接送入主燃烧室，没有能量损失。

整体性能

火箭技术集合了高推力（百万牛顿），高排气速度（海平面音速的10倍），高推重比（>100）以及能在大气层外工作的能力。而且往往可以通过削弱一种性能而使另一种性能更高。

比冲

衡量发动机性能的重要指标就是单位质量的推进剂产生的冲量，即比冲（通常写作Isp）。比冲可用速度（Ve 米每秒或英尺每秒）或时间（秒）度量。比冲大的发动机往往是性能极佳的。

净推力

以下是发动机净推力的近似值计算公式：

由于火箭发动机没有喷气式发动机的进风口，因此不需要从总推力中扣除冲压阻力，因为净推力就等于总推力（排除静态反压力）。

节流

发动机可通过控制推进剂流量（通常以kg/s或lb/s计）来达到节流的目的。

原则上，发动机可通过节流使出口压力降至围压的三分之一（喷嘴流动分离）而上限可至发动机机械强制允许的最大值。

实际上发动机可节流的范围要出入很大，但大部分火箭都可以轻易达到其机械上限，主要的限制因素就是燃烧稳定性。例如推进剂喷嘴需要一个最小压力来避免引起破坏性振动（间歇性燃烧和燃烧不稳定），但喷嘴往往可以在更大的范围内进行调整和测试。而且有必要保证喷嘴出口压力不会低于围压太多，以避免流动分离问题。

能量效率

火箭发动机是一种效率极高的热力发动机，产生高速射流，结果如同卡诺循环一样产生高燃烧室温度和高压缩比。如果运载工具的速度达到或略微超过排气速度（相对于运载器），那么能量效率是很高的。而在零速度下，能量效率也为零。（所有喷气推进都是如此）

冷却系统

材料工艺

反应物料在燃烧室的反应温度可达约3500 K (~5800 °F)。这个温度远超出喷嘴和燃烧室材料的熔点（石墨和钨除外）。的确在某些材料自身承受范围内能找到合适的推进剂，但要保证这些材料不会燃烧，熔化或沸腾也很重要。材料工艺决定了化学火箭尾气温度的上限。

另一种方法就是使用普通材料如铝、钢、镍或铜合金并采用冷却系统来防止材料过热。如再生冷却，使推进剂燃烧前通过燃烧室或喷嘴内壁的管道。其他冷却系统如水幕冷却、薄膜冷却可以

延长燃烧室和喷嘴的寿命。这些技术可以保证气体的热边界层在接触材料时温度不会影响材料的安全性。

火箭中的热流通量往往在工程学上是最高的，其变化范围在1-200 MW/m2。而喷口处热流通量又是最高的，通常是燃烧室和喷嘴处的两倍。这是由于喷口处尾气的高速（导致边界层很薄）和高温造成的。

大部分其他的喷气式发动机的燃气轮机运转在高温下，但由于其表面积过大，难以冷却，因此不得不降低温度，损失了效率。

常用的冷却方式

不冷却：用于短时运行或测试

烧蚀壁：室壁有烧蚀材料，可不断吸热脱落

辐射冷却：使室壁达到白热状态以辐射热量

热沉式冷却：将一种推进剂（通常是液氢）沿室壁倒下

再生冷却：推进剂在燃烧前先流经室壁内的冷却套管

水幕冷却：推进剂喷射器被特殊安置，以使室壁周围的燃气温度降低

薄膜冷却：室壁被液体推进剂浸湿，液体蒸发吸热使之冷却

所有的冷却措施都是要在室壁形成一层比室内温度低的隔离层（边界

层），只要这层隔离层不被破坏，室壁就不会出问题。而燃烧不稳定或冷却系统故障常常会导致边界层的保护中断，随后导致室壁被破坏。

再生冷却系统还有第二层边界层，就是围绕室壁的冷却管道壁。由于这层边界层充作室壁和冷却剂的隔离层，因此其厚度要尽可能地薄，这可以通过加快冷却剂流速来实现。

机械问题

火箭燃烧室工作在高压下，通常是10-200 bar （1–20 MPa），压力越高，通常性能也越好（因为可以使用更高效的喷嘴）。这使燃烧室外部处于很大的圆周应力之下。也由于高温工作环境，结构材料的抗张强度显着降低。

声学问题

火箭发动机内的极端振动和声学环境导致其峰值应力远高于平均值，尤其是类风琴管共振和气流扰动的问题。

燃烧不稳定

燃烧不稳定有以下集几种：

间歇性燃烧

这是运载器加速度变化引起推进剂输送管压力变化，导致的燃烧室压力的低频振动。可使运载器推力发生周期性变化，导致载荷和运载器受损。间歇性燃烧可通过使用高密度推进剂配上充气阻尼涡轮泵来防止。

嗡鸣现象

这是由于推进剂喷射器中压力不足导致的。主要是令人不悦，并无实质性危害。然而在某些极端情况，燃烧可能进入喷射器内，引发单元推进剂的爆炸。

振荡燃烧

这种情况往往造成直接损伤，且很难控制。它往往是伴随化学燃烧过程的声学过程，是能量释放的主要驱动力。可导致不稳定共振，使隔热边界层变薄，产生悲剧性后果。这种影响很难在设计阶段预先分析，只能通过旷日持久的测试，并不断修正来。修正手段通常有细调喷射器，改变推进剂化学性质，或在将推进剂喷射进亥姆霍兹阻尼器（用以改变燃烧室共振状态）前蒸发成气态。

还有一种常用测试方法是在燃烧室引爆少量炸药，以确定发动机的脉冲响应，并估算室压的响应时间：恢复越快，系统越稳定。

排气噪音

火箭发动机（特小型除外）比起其他发动机，其噪音十分大。特超音速尾气与周围空气混合，形成冲击波。冲击波的声音强度取决于火箭的尺寸。

土星五号发射时，在离其发射点很远处的地震仪检测了这一噪音。产生的声音强度依赖于火箭尺寸和排气速度。在现场听到的冲击波特征音主要是爆裂音。这种噪音的峰值超过了传音器和音频电子设备的许可上限，因此在录音或广播音频回放中这种噪音被削弱或消失了。大型火箭发射时的噪音可以直接致死周围的人。航天飞机起飞时基地周围的噪音超过200 dB(A)。

通常火箭在地面附近的噪音最大，因为噪音从羽流中辐射出去，并被地面反射。还有当运载器缓慢上升时，只有很少的推进剂能量转换成运载器动能（有用功P转移到运载器P = F * V，F是推力，V是速度），因此大部分能量被分散到尾气中，再与周围空气相互作用，产生噪音。这种噪音可通过有顶火焰隔离槽，向羽流喷水，偏转羽流角度等方法消减。

试车

发动机在投产前通常要在火箭发动机测试台上进行静态测试。对于高空发动机，则需要缩短喷嘴或在大型真空室中进行测试。

安全性

火箭给人的印象是不可靠、危险、灾难性事故。军事用途的火箭可靠性都很高。但火箭的一个主要非军事用途：轨道发射，为了提高有效载荷重量就必须降低自重，而可靠性和降低自重是无法同时满足的。而且如果运载器飞行次数很少，那么由设计，操作或制造引发事故的概率就很高。其实现在所有运载器发射都是基于宇航标准资料下的飞行测试。

X-15火箭飞机的失误率只有0.5%，只在一次地面测试中发生了故障。航天飞机主发动机已在超过350次飞行中无事故发生。

化学问题

火箭推进剂要求使用高比能（能量每单位质量）物质，因为在理想情况下所有反省物质全部转化为废气动能。除了不可避免的损失和发动机设计缺陷，不完全燃烧等因素，根据热力学定律，一部分能量转化为分子的动能，无法产生推力。单原子气体如氦气只有三个自由度，相当于一个三维空间坐标 {x,y,z}，只有这种球形对称分子没有这种损失。二原子分子如H2可以绕连接方向的轴和垂直这个方面的轴旋转，按照统计力学的均分定律，有效能量会均分给各个自由度，因此这种分子在热平衡中有3/5的能量转化为单向运动，2/5转化为旋转运动。三原子分子如水分子有六个自由度。大多数化学反应都是第三种情况。喷管的功能就是将自由热能转化为单向分子运动产生推力，只要废气在膨胀时保持平衡状态，扩散型喷管足够大，而让废气充分膨胀和冷却，损失的旋转能能最大限度地恢复为动能。

虽然推进剂比能起关键作用，低平均分子质量的反应产物在决定尾气速度上作用依然明显。因为发动机工作在极高温度下，而温度与分子能量成正比，一定温度一定定量的能量分配给更多的低质量的分子最终可以获得更高的尾气速度。因此使用低原子质量元素更优。液氢（LH2）液氧（LOX或LO2）是目前广泛使用的相对尾气速度而言效率最高的推进剂。其他物质如硼，液态臭氧在理论上效率更高，但付诸使用任存在许多问题。

优势

同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。这是任何空气喷气发动机都做不到的。发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。

现代机

现代火箭发动机主要分固体推进剂和液体推进剂发动机。所谓“推进剂”就是燃料（燃烧剂）加氧化剂的合称。

固体火箭发动机

固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。

固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。

点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。

喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。

药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。

固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。

固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。

固体火箭发动机主要由壳体、固体推进剂、喷管组件、点火装置等四部分组成，其中固体推进剂配方及成型工艺、喷管设计及采用材料与制造工艺、壳体材料及制造工艺是最为关键的环节，直接影响固体发动机的性能。固体发动机的性能主要看推力和比冲两方面，对于有特殊要求的如弹道导弹或是反导拦截弹用发动机，还会追求速燃性能。

固体发动机壳体使用的材料经过了从高强度金属（超高强度钢、钛合金等）到先进复合材料总要是高性能碳纤维的演进。不过对于航天发射来说，固体火箭发动机并不过于追求壳体的重量减低，所以很多固体火箭仍然在使用高强度钢作为壳体，如印度GSLV火箭使用的S-125助推器，使用M250型高强度钢。轻质高强度碳复合材料，主要使用在弹道导弹上，尤其是第三级发动机。

固体发动机的推进剂按能量可以分为低能，中能，高能推进剂，比冲大于2450 牛/秒/千克（即250秒）为高能，2255 牛/秒/千克（即 230 秒）到 2450 牛/秒/千克为中能，小于 2255 牛/秒/千克为低能；按特征信号分为有烟、微烟、无烟推进剂，一般的说，无烟推进剂相对于有烟推进剂，会有比冲上不小的损失；按材料配方组合可以分为单基，双基，复合推进剂，单基推进剂有单一化合物组成，如火棉，比冲太低已经不适用。双基推进剂由火棉或是硝化甘油和一些添加剂组成，比冲仍然不足，应用不多。复合推进剂是单独的燃烧剂和氧化剂材料组合而成，以液态高分子聚合物粘合剂作为燃料，添加结晶状的氧化剂固体填料和其它添加剂，融合凝固成多相物体。为提高能量和密度还可加入一些粉末状轻金属材料作为可燃剂，如铝粉。复合推进剂通常以粘合剂燃料的化学名称来命名，如HTPB（端羟基聚丁二烯），氧化剂主要采用高氯酸盐如高氯酸胺。复合推进剂一般采用浇筑而成，是固体推进剂的绝对主流。此外还有改性双基推进剂包括复合改性双基推进剂（CMDB）和交联改性双基推进剂（简称 XLDB）两类。在双基推进剂的基础上大幅降低基本组分火棉和硝化甘油的比例，加入高能量固体组分如氧化剂高氯酸盐和燃料铝粉等，则为复合改性双基推进剂，再加入高分子化合物作为交联剂，就成了交联改性双基推进剂。交联改性双基推进剂中的NEPE（硝酸脂增塑聚醚），是实用的比冲最高的固体推进剂，我国的DF-31A导弹第三级发动机，就是用了NEPE(中国编号N-15)推进剂。

火箭发动机喷管属于收敛-扩散型喷管（即拉瓦尔-DeLaval喷管），由入口段（收敛段）、喉部（喉衬）、出口锥（扩散段或扩张段）构成，它的作用是将燃烧产物的热能转换为高速射流的动能从而产生推力。扩张比，也就是喉部和喷口的面积比，直接决影响到发动机的性能，设计良好的喷管对于发动机的性能有很大影响。此外，和液体发动机采用冷却喷管不同，固体发动机采用烧蚀喷管，喷管内壁涂有烧蚀材料，通过材料的烧蚀蒸发吸收热量，防止喷管过热烧毁。一般的说，发动机喷管扩张段都采用钟形喷管

液体火箭发动机

液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。

液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。

推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约20MPa）、温度3000～4000℃，故需要冷却。

推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。

发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作。关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。

液体火箭发动机的优点是比冲高（250～500秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。

液体火箭发动机是航天发射的主流，构造上比固体发动机复杂得多，主要由点火装置，燃烧室，喷管，燃料输送装置组成。点火装置一般是火药点火器，对于需要多次启动的上面级发动机，则需要多个火药点火器，如美国战神火箭的J-2X发动机，就具备2个火药点火器实现2次启动功能，我国的YF-73和YF-75也都安装了2个火药点火器，具备了2次启动能力；燃烧室是液体燃料和氧化剂燃烧膨胀的地方，为了获得更高的比冲，一般具有很高的压力，即使是普通的发动机，通常也有数十个大气压之高的压力，苏联的RD-180等发动机，燃烧室压力更是高达250多个大气压。高压下的燃烧比之常压下更为复杂，同时随着燃烧室体积的增加，燃烧不稳定情况越来越严重，解决起来也更加麻烦。根本没有可靠的数学模型分析燃烧稳定性问题，主要靠大量的发动机燃烧试验来解决。美国的土星5号火箭的F-1发动机，进行了高达20万秒的地面试车台燃烧测试，苏联能源号火箭的RD-170发动机，也进行了10多万秒的地面试车台燃烧测试，在反复的燃烧测试中不断优化发动机各项参数，缓解不稳定燃烧现象。不过室压低推力较小的发动机，不稳定燃烧现象很不明显，不稳定燃烧是制约液体发动机推力增加的主要问题之一。液体火箭发动机燃烧室使用液体燃料或是氧化剂进行冷却，在它们进入燃烧室前，先流过燃烧室壁降温；液体发动机的喷管同样是拉瓦尔喷管，扩张段一般都是钟形，不过采用冷却式喷管，由液体燃料或是氧化剂进行降温。

液体发动机燃料输送分为四种方式：挤压循环，燃气发生器循环，分级燃烧循环，膨胀循环。

挤压循环利用高压气体经减压器减压后进入氧化剂、燃烧剂储箱，将其分别挤压到燃烧室中，受制于储箱的材料，不可能做到多大压强，因此只用在小型低性能的发动机上。

燃气发生器循环中，一部分燃料和氧化剂流过一个燃气发生器，燃烧后推动燃料泵和氧化剂泵运转，燃料泵和氧化剂泵则把燃料压倒燃烧室中，预燃的废气直接排放。初始燃料和氧化剂的流动，有的是通过储箱的挤压，有的是依靠自然的重力引导。

分级燃烧循环又称补燃方式，同样是燃料和氧化剂在预燃器中燃烧，推动燃料泵和氧化剂泵，不过不同的是，预燃器中的燃气不是直接排放，而是压入燃烧室，这样避免了燃料和氧化剂的浪费，可以做到更大的比冲。追求高比冲发动机一般都会采用分级燃烧的循环方式，分级燃烧的时为了追求更高比冲，一般燃烧室压力要燃气发生器循环高得多，又称高压补燃方式。

膨胀循环则是燃料或是氧化剂流过燃烧室壁和喷管壁，在那里冷却燃烧室和喷管的同时，自身升温具有更大压力，推动燃料泵和氧化剂泵运转，很明显的，燃气发生器和分级燃烧的循环同样会流经这些高温部位，但是却加以预燃器高压燃气的驱动，可以做到大得多的推力。膨胀燃烧循环的发动机一般的说具有很高的比冲，理论上其他条件相同时是最高的比冲，不过推力很难做大，如美国的RL10-B-2，具有已用液体发动机中最高的比冲465.5秒，但是推力只有24750磅，约合11.2吨。

说到液体发动机，循环方式和燃烧室室压和喷管设计固然很影响比冲，但是最影响发动机比冲的却是液体燃料。早期的肼类燃料，配合四氧化二氮，真空中最多也只有300秒左右的比冲，而且肼类都有剧毒，四氧化二氮腐蚀性也很强，已经逐渐被淘汰，我国的长征5号等新一代火箭也将在未来几年内淘汰现有肼类燃料的长征火箭；比冲更高一些的是煤油燃料，煤油比之肼类，比冲高的不多，只有20秒左右，主要的特色是廉价，同时无毒，很适合液体发动机使用，当前商业火箭公司的发动机，都选液氧煤油发动机就是看中这点；比冲更高些的是甲烷发动机，甲烷是烃类燃料中比冲最高的，不过比之煤油高出不多，同样是20秒左右，同时需要低温存储，体积比煤油大得多，最主要的费用也要高不少，因此少有问津，不过冷战后，各航天国家开始对甲烷发动机的预研工作；比冲最高的燃料组合是液氢液氧组合，液氢燃料不要说比煤油，就是比肼类都要贵太多，而且储存体积巨大，不过液氢液氧的比冲比液氧煤油高的太多，在真空，普遍可以达到420秒以上，高出了1/3多。对照齐奥尔科夫斯基公式，这意味着可以用少得多的燃料将载荷打入轨道。不过由于液氢的昂贵，早期主要是在火箭的上面级（第一级以上称上面级）使用液氢燃料，随着技术的进步，液氢价格降低，新一代火箭普遍第一级也采用液氢燃料，如日本的H-II，欧洲的Ariane5等，我国的长征5号火箭第一级也将采用液氢燃料。美国更是出现了助推器也采用液氢燃料的大型火箭Delta4型火箭，其性能十分优越。

其他能源

电火箭发动机

电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。

电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。

按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化；经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。电火箭发动机具有极高的比冲（700-2500秒）、极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于100N。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。

核火箭发动机

裂变类：裂变类火箭发动机其本质是将核反应堆小型化，并安置在火箭上。核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作工质。核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以6500～11000米/秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高（250-1000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探索阶段。

聚变类：聚变核火箭发动机被认为是最有潜力实现太阳系内飞行的火箭发动机，其原理和化学火箭类似，只是将燃料变成了氢的同位素氘，氚和氦等三种，利用核聚变反应所释放的巨大能量来推动火箭，相比化学火箭高出几个数量级。

由于聚变核反应所产生的物质是中子，质子和氦等，因此无法在地球大气层内使用，但宇宙空间中本身就充满了各种辐射，因此在太空使用并无不妥。核聚变火箭发动机最主要需要解决的问题是点火和燃料室的耐高温材料（反应室温度高达几千万至上亿摄氏度）两个问题，尚在理论探索阶段。

世界知名

F-1火箭发动机

美国研制的世界最大推力单室液体火箭发动机，用于土星5号火箭，单台推力700吨，使用煤油做燃料，液氧为氧化剂。

F-1的详细数据：

燃烧形式：燃气发生器开式循环，液-液燃烧

推进剂：煤油-液氧

推力：海平面690.988吨

真空 793.683吨

比冲：海平面255.4秒（70台发动机平均值）

真空 304.1秒

直径：3.645米

长度：5.598米

总重：8451.66公斤

工作时推进剂流量：煤油：838.2公斤/秒,液氧1784.7公斤/秒

涡轮泵功率：46225千瓦

设计启动次数：20

设计寿命：2250秒

RD-170火箭发动机

俄罗斯研制的世界最大推力液体火箭发动机，使用煤油+液氧，单台推力800吨（采用四燃烧室，四喷嘴设计，也有人认为它是四台发动机并联，但共享燃气发生器和涡轮泵），用于能源号运载火箭和天顶号运载火箭(RD-171火箭发动机，对RD-170的改进型)第一级。

其衍生型号有RD-180火箭发动机，推力400吨，相当于把RD-170一分为二，双燃料室，双喷嘴。用于美国擎天神II和擎天神III运载火箭的第一级。

RD-191火箭发动机，单台推力200吨，单室单喷嘴，相当于把RD-170再一分为二，用于俄罗斯安加拉运载火箭。RD-191的衍生型号RD-151被出售给韩国，用于罗老号运载火箭的第一级。

RS-68火箭发动机

美国研制的世界上最大推力液氢液氧发动机，推力300吨级，用于德尔它四号运载火箭的第一级。

RD-0120火箭发动机

俄罗斯推力最大的液氢液氧火箭发动机，推力200吨级，用于能源号运载火箭的主发动机。

航天飞机主发动机（SSME）

美国航天飞机的主发动机，使用液氢液氧，推力200吨级，最大的特点是可重复使用。

航天飞机固体火箭发动机

世界上推力最大的火箭发动机，单台推力高达1200吨，可重复使用10次，用于美国航天飞机捆绑助推器，其改进型用于战神1号火箭主动机和战神5号火箭捆绑助推器。

火箭发动机