火箭发动机

火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等地面应用。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尾气来获得推力，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）燃烧产生尾气。

向燃烧室供入推进剂

液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，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储存室，工作时储存室就是燃烧室。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。

喷管

发动机的外形主要取决于膨胀喷管的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷管中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。
如果给喷管提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷管阻流和超音速射流，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管内壁的压力（如图）。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力是火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。

反压力和最佳膨胀

要获得最佳性能，尾气在喷管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，喷管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管，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。有许多特殊喷管可以弥补这种缺陷，如塞式喷管、阶状喷管、扩散式喷管以及瓦形喷管。每种特殊喷管都能调整围压并让尾气在喷管中扩散更广，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：一个问题是喷管的剪重，在一些运载器中，喷管的重量也影响着发动机效率。第二个问题是尾气在喷管中绝热膨胀并冷却，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。

发动机整体性能

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）。比冲可用速度（ 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。

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（喷管流动分离）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。例如推进剂喷管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），但喷管往往可以在更大的范围内进行调整和测试。而且有必要保证喷管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）

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管） 。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著降低。

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。

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。 航天飞机起飞时组元地周围的噪音超过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，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试车台上进行静态测试。对于高空发动机，则需要缩短喷管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组元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。

点火

点火可以采取多种途径：火工装药，等离子体焰矩，电火花塞。一些燃料和氧化剂相遇燃烧，而对于非自燃燃料，可以在燃料管口填充自燃物质（俄罗斯发动机常用）。
对液体和固液混合火箭来说，推进剂进入燃烧室都必须立刻点火。液体推进剂进入燃烧室后点火延迟毫秒级时间，都会导致过量液体进入，点燃后产生的高温气体会超过燃烧室设计最大压力，从而引起灾难性后果。这叫做“硬启动”。
气体推进剂不会出现硬启动，因为喷注口总面积小于喷管口面积，点火前即使燃烧室充满气体也不会形成高压。固体推进剂通常使用一次性火工设备点燃。
点火后，燃烧室可以维持燃烧，点火器不再需要。发动机停机几秒钟后，燃烧室可以自动重点火。然而一旦燃烧室冷却，许多发动机都不能再点火。

羽流物理

煤油的废气富含碳，根据其发射谱线羽流呈橙色。组元于过氧化物氧化剂和氢燃料的火箭的羽流大部分是水蒸汽，肉眼几乎不可见，但在紫外线和红外线视野中呈亮色。固体火箭推进剂含有金属元素如铝，其燃烧发白光，因此其羽流高度可见。一些废气，尤其是酒精燃料的羽流呈钻石型激波。
火箭的羽流形状取决于设计高度，高度推力及其他因素。在高空所有火箭尾焰都呈超过度膨胀状态，并在尾部收束。

火箭发动机历史

据罗马作家格利乌斯所述，公元前400年，一位名叫阿尔希塔斯的希腊毕达哥拉斯信徒用蒸汽推动一只木鸟沿线前行。 然而因推力不足而无法离地。
公元一世纪古希腊人制造了汽转球，实际由一台固定在轴承上的热水发动机组成，它的诞生早于工业革命近两千年。显然汽转球更像一个玩具，其原理是以蒸汽产生喷射动力，而其真正的价值数千年间都没有被发掘。
使用黑火药发射物体成为后来固体火箭的先驱，九世纪中国的道士在炼制长生不老药中无意发明了火药，这项意外发明导致世界上第一种离地火箭发动机“火炮”（震天雷之类）的诞生。
火箭发动机亦被迈索尔国王蒂普苏丹引入使用。这些火箭尺寸不同，但都含有一个软锻铁制造的管道，一端封闭，8英寸长，直径1--3英寸。绑在一根4英尺长的竹筒上。铁筒当做燃烧室并装有约1磅火药，可发射至千米远处。此种“火箭”配上箭簇在离地几米的空中做长距离飞行后刺向敌人。当时在对付英帝国时非常有效。
20世纪前，火箭技术都发展缓慢，直到康斯坦丁·齐奥尔科夫斯组元在他的著作中首次提到了液体燃料火箭。而将之变为现实应该归功于罗伯特·戈达德，在他将渐缩渐阔喷管首次用于火箭，这加倍了推力并使工作效率成倍提高。
分级燃烧循环是阿列克谢· 伊萨耶夫在1949年首次提出的，伊萨耶夫的前助理梅尔尼科夫设计的用于苏联行星火箭的S1.5400发动机首次采用了这种循环。几乎在同时，（1959年） 尼古拉· 库兹涅佐夫开始为科罗廖夫的轨道洲际导弹GR-1设计闭合循环发动机NK-9。库兹涅佐夫后来根据此方案设计了工作在N1火箭上的NK-15和NK-33。在西方，首台实验室分级燃烧发动机是由德国工程师路德维希·伯尔科（Ludwig Boelkow）于1963年制造的。
液氢发动机是首先在美国研制成功的，即在1962年试飞成功的RL-10。液氢发动机也成功服务于阿波罗计划。
航天飞机主发动机是目前在使用的比冲最高的发动机。