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火箭發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動機。火箭發動機是噴氣發動機的一種，將推進劑貯箱或運載工具內的反應物（推進劑）變成高速射流，由于牛頓第三運動定律而產生推力。火箭發動機可用于航天器推進，也可用于等在大氣層內飛行。大部分火箭發動機都是內燃機，也有非燃燒形式的發動機。

大部分發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生推力前通常儲存在推進劑箱中。推進劑一般選用化學推進劑，在經歷放熱化學反應后產生高溫氣體用于火箭推進。

化學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動機有足夠的氮氣來稀釋和冷卻燃燒，火箭發動機燃燒室的溫度可達到化學上的標準值。而高壓意味著熱量在燃燒室壁的傳導速度非常快。

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，收縮比與質量流量密度成反比，選定質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實驗或者統計方法，推薦以下數據：

對于大多數泵壓式供應系統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，大部分熱能轉化為動能，由此增加排氣的速度。在海平面，發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壓力的不平衡，但主要還是來自擠壓噴嘴內壁的壓力。排出氣體膨脹（絕熱）時對內壁的壓力使火箭朝向一個方向運動，而尾氣向相反的方向。

要使發動機有效利用推進劑，需要用一定質量的推進劑產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量的考慮；壓力與被加速的推進劑量成比例關系；也因為牛頓第三定律，作用于發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動機效率的證明。

由于空氣動力的原因，廢氣在噴口產生阻流效應。音速隨溫度平方根增長，因此使用高溫尾氣能提高發動機性能。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。

噴嘴的膨脹設計使排氣速度翻倍，通常是1.5至2倍，由此產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，本該轉換成推力的尾氣壓力沒有轉換，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。而這增加了設計難度。實際設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整圍壓并讓尾氣在噴嘴中擴散更廣，在高空產生額外的推力。

當圍壓足夠低，如真空，就會出現一些問題：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，射流中某些化學物質會凝結產生“雪”，導致射流的不穩定，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。大氣中使用的發動機使用高壓動力循環來提高噴管效率，而真空發動機則無此要求。對于液體發動機，將推進劑注入燃燒室的動力循環共有四種基本形式：

擠壓循環——推進劑被內置的高壓氣瓶中的氣體擠出。

膨脹循環——推進劑流經主燃燒室膨脹驅動渦輪泵。

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

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

火箭技術集合了高推力（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。

衡量發動機性能的重要指標就是單位質量的推進劑產生的沖量，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。比沖大的發動機往往是性能的。

以下是發動機凈推力的近似值計算公式：

由于火箭發動機沒有噴氣式發動機的進風口，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（排除靜態反壓力）。

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

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

實際上發動機可節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定），但噴嘴往往可以在更大的范圍內進行調整和測試。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。

火箭發動機是一種效率的熱力發動機，產生高速射流，結果如同卡諾循環一樣產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）

反應物料在燃燒室的反應溫度可達約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壁的管道。其他冷卻系統如水幕冷卻、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（導致邊界層很薄）和高溫造成的。

大部分其他的噴氣式發動機的燃氣輪機運轉在高溫下，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室壁內的冷卻套管

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。而燃燒不穩定或冷卻系統故障常常會導致邊界層的保護中斷，隨后導致室壁被破壞。

再生冷卻系統還有第二層邊界層，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。

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力之下。也由于高溫工作環境，結構材料的抗張強度顯著降低。

火箭發動機內的振動和聲學環境導致其峰值應力遠高于平均值，尤其是類風琴管共振和氣流擾動的問題。

燃燒不穩定有以下幾種：

這是運載器加速度變化引起推進劑輸送管壓力變化，導致的燃燒室壓力的低頻振動。可使運載器推力發生周期性變化，導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致的。主要是令人不悅，并無實質性危害。然而在某些情況，燃燒可能進入噴射器內，引發單元推進劑的爆炸。

這種情況往往造成直接損傷，且很難控制。它往往是伴隨化學燃燒過程的聲學過程，是能量釋放的主要驅動力。可導致不穩定共振，使隔熱邊界層變薄，產生悲劇性后果。這種影響很難在設計階段預先分析，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噴射器，改變推進劑化學性質，或在將推進劑噴射進亥姆霍茲阻尼器（用以改變燃燒室共振狀態）前蒸發成氣態。

還有一種常用測試方法是在燃燒室引爆少量，以確定發動機的脈沖響應，并估算室壓的響應時間：恢復越快，系統越穩定。

火箭發動機（特小型除外）比起其他發動機，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。

土星五號發射時，在離其發射點很遠處的地震儀檢測了這一噪音。產生的聲音強度依賴于火箭尺寸和排氣速度。在現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換成運載器動能（有用功P轉移到運載器P=F*V，F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，產生噪音。這種噪音可通過有頂火焰隔離槽，向羽流噴水，偏轉羽流角度等方法消減。

發動機在投產前通常要在火箭發動機測試臺上進行靜態測試。對于高空發動機，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很少，那么由設計，操作或制造引發事故的概率就很高。其實所有運載器發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生了故障。航天飛機主發動機已在超過350次飛行中無事故發生。

火箭推進劑要求使用高比能（能量每單位質量）物質，因為在理想情況下所有反應物質全部轉化為廢氣動能。除了不可避免的損失和發動機設計缺陷，不燃燒等因素，根據熱力學定律，一部分能量轉化為分子的動能，無法產生推力。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，按照統計力學的均分定律，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的能量轉化為單向運動，2/5轉化為旋轉運動。三原子分子如水分子有六個自由度。大多數化學反應都是第三種情況。噴管的功能就是將自由熱能轉化為單向分子運動產生推力，只要廢氣在膨脹時保持平衡狀態，擴散型噴管足夠大，而讓廢氣充分膨脹和冷卻，損失的旋轉能限度地恢復為動能。

雖然推進劑比能起關鍵作用，低平均分子質量的反應產物在決定尾氣速度上作用依然明顯。因為發動機工作在溫度下，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。因此使用低原子質量元素更優。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。其他物質如硼、液態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（俄羅斯發動機常用）。

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，都會導致過量液體進入，點燃后產生的高溫氣體會超過燃燒室設計壓力，從而引起災難性后果。這叫做“硬啟動”。

氣體推進劑不會出現硬啟動，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備點燃。

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

火箭發動機-羽流物理

煤油的廢氣富含碳，根據其發射譜線羽流呈橙色。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，并在尾部收束。

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

化學火箭發動機是技術，應用泛的發動機。核火箭的原理樣機已經研制成功。電火箭已經在空間推進領域有所應用。后兩類發動機比沖遠高于化學火箭。化學火箭發動機主要由燃燒室和噴管組成，化學推進劑既是能源也是工質，它在燃燒室內將化學能轉化為熱能，生成高溫燃氣經噴管膨脹加速，將熱能轉化為氣流動能，以高速（1500～5000米/秒）從噴管排出，產生推力。化學火箭發動機按推進劑的物態又分為液體火箭發動機、固體火箭發動機和混合推進劑火箭發動機。液體火箭發動機使用常溫液態的可貯存推進劑和低溫下呈液態的低溫推進劑，具有適應性強、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（復合推進劑），直接裝在燃燒室內，結構簡單、使用方便、能長期貯存處于待發射狀態，適用于各種戰略和戰術。混合推進劑火箭發動機極少使用。

同空氣噴氣發動機相比較，火箭發動機的特點是：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，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動機都做不到的。發射的人造衛星、月球飛船以及各種宇宙飛行器所用的推進裝置，都是火箭發動機。

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

固體火箭發動機為使用固體推進劑的化學火箭發動機。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、鈦合金或復合材料制造，并在藥柱與燃燒內壁間裝備隔熱襯。

點火裝置用于點燃藥柱，通常由電發火管和盒（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生推力外，為了控制推力方向，常與推力向量控制系統組成噴管組件。該系統能改變燃氣噴射角度，從而實現推力方向的改變。

藥柱燃燒完畢，發動機便停止工作。

固體火箭發動機與液體火箭發動機相比較，具有結構簡單，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點。缺點是“比沖”小（也叫比推力，是發動機推力與每秒消耗推進劑重量的比值，單位為秒）。固體火箭發動機比沖在250～300秒，工作時間短，加速度大導致推力不易控制，重復起動困難，從而不利于載人飛行。

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

固體火箭發動機主要由殼體、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、噴管設計及采用材料與制造工藝、殼體材料及制造工藝是關鍵的環節，直接影響固體發動機的性能。固體發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攔截彈用發動機，還會追求速燃性能。

固體發動機殼體使用的材料經過了從高強度金屬（超高強度鋼、鈦合金等）到*復合材料總要是高性能碳纖維的演進。不過對于航天發射來說，固體火箭發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。輕質高強度碳復合材料，主要使用在彈道上，尤其是第三級發動機。

固體發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，應用不多。復合推進劑是單獨的和氧化劑材料組合而成，以液態高分子聚合物粘合劑作為燃料，添加結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。復合推進劑通常以粘合劑燃料的化學名稱來命名，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合改性雙基推進劑（CMDB）和交聯改性雙基推進劑（簡稱XLDB）兩類。在雙基推進劑的基礎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，則為復合改性雙基推進劑，再加入高分子化合物作為交聯劑，就成了交聯改性雙基推進劑。交聯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）構成，它的作用是將燃燒產物的熱能轉換為高速射流的動能從而產生推力。擴張比，也就是喉部和噴口的面積比，直接決影響到發動機的性能，設計良好的噴管對于發動機的性能有很大影響。此外，和液體發動機采用冷卻噴管不同，固體發動機采用燒蝕噴管，噴管內壁涂有燒蝕材料，通過材料的燒蝕蒸發吸收熱量，防止噴管過熱燒毀。一般的說，發動機噴管擴張段都采用鐘形噴管。

液體火箭發動機是指液體推進劑的化學火箭發動機。常用的液體氧化劑有液態氧、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。

液體火箭發動機一般由推力室、推進劑供應系統、發動機控制系統組成。

推力室是將液體推進劑的化學能轉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，經霧化，蒸發，混合和燃燒等過成生成燃燒產物，以高速（2500～5000米/秒）從噴管中沖出而產生推力。燃燒室內壓力可達200大氣壓（約20MPa）、溫度3000～4000℃，故需要冷卻。

推進劑供應系統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）和泵壓式兩類供應系統。擠壓式供應系統是利用高壓氣體經減壓器減壓后（氧化劑、的流量是靠減壓器調定的壓力控制）進入氧化劑、貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統只用于小推力發動機。大推力發動機則用泵壓式供應系統，這種系統是用液壓泵輸送推進劑。

發動機控制系統的功用是對發動機的工作程序和工作參數進行調節和控制。工作程序包括發動機起動、工作、關機三個階段，這一過程是按預定程序自動進行的。工作參數主要指推力大小、推進劑的混合比。

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

液體火箭發動機是航天發射的主流，構造上比固體發動機復雜得多，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動機，則需要多個點火器，如美國戰神火箭的J-2X發動機，就具備2個點火器實現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，即使是普通的發動機，通常也有數十個大氣壓之高的壓力，蘇聯的RD-180等發動機，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雜，同時隨著燃燒室體積的增加，燃燒不穩定情況越來越嚴重，解決起來也更加麻煩。根本沒有可靠的數學模型分析燃燒穩定性問題，主要靠大量的發動機燃燒試驗來解決。美國的土星5號火箭的F-1發動機，進行了高達20萬秒的地面試車臺燃燒測試，蘇聯能源號火箭的RD-170發動機，也進行了10多萬秒的地面試車臺燃燒測試，在反復的燃燒測試中不斷優化發動機各項參數，緩解不穩定燃燒現象。不過室壓低推力較小的發動機，不穩定燃燒現象很不明顯，不穩定燃燒是制約液體發動機推力增加的主要問題之一。液體火箭發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。

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

擠壓循環利用高壓氣體經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動機上。

燃氣發生器循環中，一部分燃料和氧化劑流過一個燃氣發生器，燃燒后推動燃料泵和氧化劑泵運轉，燃料泵和氧化劑泵則把燃料壓入燃燒室中，預燃的廢氣直接排放。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。

分級燃燒循環又稱補燃方式，同樣是燃料和氧化劑在預燃器中燃燒，推動燃料泵和氧化劑泵，不過不同的是，預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。追求高比沖發動機一般都會采用分級燃燒的循環方式，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生器循環高得多，又稱高壓補燃方式。

膨脹循環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，很明顯的，燃氣發生器和分級燃燒的循環同樣會流經這些高溫部位，但是卻加以預燃器高壓燃氣的驅動，可以做到大得多的推力。膨脹燃燒循環的發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。

說到液體發動機，循環方式和燃燒室室壓和噴管設計固然很影響比沖，但是最影響發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淘汰現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，很適合液體發動機使用，當前商業火箭公司的發動機，都選液氧煤油發動機就是看中這點；比沖更高些的是甲烷發動機，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，不過冷戰后，各航天國家開始對甲烷發動機的預研工作；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*。

電火箭發動機是利用電能加速工質，形成高速射流而產生推力的火箭發動機。與化學火箭發動機不同，這種發動機的能源和工質是分開的。電能由飛行器提供，一般由太陽能、核能、化學能經轉換裝置得到。工質有氫、氮、氬、汞、氨等氣體。

電火箭發動機由電源、電源交換器、電源調節器、工質供應系統和電推力器組成。電源和電源交換器供給電能；電源調節器的功用是按預定程序起動發動機，并不斷調整電推力器的各種參數，使發動機始終處于規定的工作狀態；工質供應系統則是貯存工質和輸送工質；電推力器的作用是將電能轉換成工質的動能，使其產生高速噴氣流而產生推力。

按加速工質的方式不同，電火箭發動機有電熱火箭發動機、靜電火箭發動機和電磁火箭發動機的三種類型。電熱火箭發動機利用電能加熱（電阻加熱或電弧加熱）工質（氫、胺、肼等），使其氣化；經噴管膨脹加速后，由噴口排出而產生推力。靜電火箭發動機的工質（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生推力。電磁火箭發動機是利用電磁場加速被電離工質而產生射流，形成推力。電火箭發動機具有的比沖（700-2500秒）、極長的壽命（可重復起動上萬次、累計工作可達上萬小時）。但產生的推力小于100N。這種發動機僅適用于航天器的姿態控制、位置保持等。

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

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

由于聚變核反應所產生的物質是中子，質子和氦等，因此無法在地球大氣層內使用，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，承擔新一代大型運載火箭動力系統研制任務的航天推進技術研究院透露，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動機，日前成功實施整機熱試車。據悉，這是中國首型大推力、高性能液氧煤油高空發動機，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動機“天火十二”圓滿完成全系統熱試車。它是目前國內商業航天推力的液體火箭發動機，也是的3D打印發動機。^[5]

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

據國外媒體報道，宇航局建造的大火箭目前已經進入關鍵評審階段，預計在2018年完成，質量大約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火箭的關鍵設計評審已經完成了所有的步驟。當SLS火箭發射升空時，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*。

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探索系統開發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環節，我們已經完成了輪發動機測試，下一步是在2017年制造、測試SLS火箭，并通過設計認證。最終SLS會變成非常*的火箭，SLS項目經理認為，該火箭設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動機，使用RS-25發動機，美國宇航局正準備對SLS火箭推進進行第二輪考核，完成一些結構測試。^[3]

當地時間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星。^[4]

F-1火箭發動機

美國研制的大推力單室液體火箭發動機，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的詳細數據：

燃燒形式：燃氣發生器開式循環，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

設計啟動次數：20

設計壽命：2250秒

RD-170火箭發動機

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

其衍生型號有RD-180火箭發動機，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火箭發動機

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

RD-0120火箭發動機

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

航天飛機主發動機（SSME）

美國航天飛機的主發動機，使用液氫液氧，推力200噸級，的特點是可重復使用。

航天飛機固體火箭發動機

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