火箭發動機（Rocket   engine）飛機攜帶的推進劑（能源）不使用外部空氣的噴氣式發動機。它可以在稠密大氣層外的太空中工作，能量在火箭發動機中轉化為工作流體（工作介質）動能，形成高速噴射放電，產生推力。

火箭發動機是噴氣發動機的一種，在推進劑貯箱或運載工具中混合反應物（推進劑）成為高速噴射，并產生推力由于牛頓 運動第三定律。火箭發動機可用于航天器推進和在大氣層飛行的導彈。火箭發動機大部分是內燃機，也有非內燃機。

大多數發動機是通過排出高溫高速的氣體固體或液體推進劑來獲得推力的（由氧化劑和燃料組成）在燃燒室中高壓（10-200  bar）燃燒產生燃氣。

將推進劑送入燃燒室

液體火箭通過泵或高壓氣體使氧化劑和燃料分別進入燃燒室，兩種推進劑組分在燃燒室混合燃燒。固體火箭推進劑預先混合，放入燃燒室。固液混合火箭采用固液推進劑或氣體推進劑，有的采用高能電源將惰性反應材料送入熱交換器加熱，因此不需要燃燒室。

火箭推進劑通常儲存在推進劑箱中，然后燃燒排出產生推力。一般選用化學推進劑作為推進劑，經過放熱化學反應后產生高溫氣體用于火箭推進。

燃燒室

化學火箭的燃燒室通常是圓柱形的，其尺寸要滿足推進劑的充分燃燒使用的推進劑不同，大小也不一樣。用L * 描述了燃燒室的尺寸

這里：

Vc 是燃燒室容量

At 是噴嘴面積

L* 的范圍通常是25-60英尺（(6 )( 1)5 m）

燃燒室的壓力和溫度通常會達到極值與吸氣式噴氣發動機有足夠的氮氣稀釋和冷卻燃燒不同，火箭發動機燃燒室的溫度可以達到化學標準值。高壓意味著燃燒室壁中的熱傳導速度非常快。

燃燒室收縮比

燃燒室收縮比是指燃燒室橫截面積與噴嘴喉部面積之比。推進劑和燃燒室壓力一定時，收縮比與質量流密度成反比，質量流密度選定時，燃燒室收縮比選定。而用收縮比來選擇燃燒室直徑更直接方便。收縮率的選取主要基于實驗或統計方法，推薦以下數據：

對于大多數泵送供應系統的大推力高壓燃燒室，收縮比通常為1.3~2.5

對于帶離心噴嘴的燃燒室，收縮比通常為4~5

噴嘴

發動機的形狀主要取決于膨脹噴嘴的形狀：鐘罩形或錐形。在具有高膨脹比的錐形加寬噴嘴中，燃燒室產生的高溫氣體穿過開口（噴口）排出。

如果向噴嘴提供足夠高的壓力（高于圍壓的2.5至3倍），會形成噴嘴節流和超音速射流，大部分熱能轉化為動能，從而提高排氣速度。在海平面上，發動機以十倍音速排氣的情況并不少見。

火箭推力一部分來自燃燒室內的壓力不平衡，但主要來自擠壓噴管內壁的壓力。排出氣體膨脹（絕熱）內壁的壓力使火箭向一個方向運動，而廢氣則向相反的方向運動。

推進劑效率

為了使發動機有效地利用推進劑，需要使用一定質量的推進劑，使燃燒室和噴管產生盡可能大的壓力此外，以下方法也可以提高推進劑效率：

將推進劑加熱到最高溫度（使用高能燃料、氫碳或某些金屬如鋁，或核能的使用）

使用低比重氣體（盡可能含氫）

使用小分子推進劑（或者可以分解成小分子的推進劑）

因為所有的措施都是為了降低推進劑的質量；壓力與加速推進劑劑量成正比；也因為牛頓 根據第三定律，作用在發動機上的壓力也作用在推進劑上。廢氣離開燃燒室的速度似乎是由燃燒室壓力決定的。但是速度明顯受以上三個因素影響。綜合來看，排氣速度是考驗發動機的

效率的最好證明。

由于空氣動力學原因，廢氣在噴嘴處具有阻流效應。聲速隨著溫度的平方根增加，所以使用高溫廢氣可以提高發動機性能。在室溫下，聲音在空氣中的速度是340 m/s，在火箭高溫氣體中可達1700 m/以上，大部分的火箭 的表現是由于高溫。此外，火箭推進劑通常使用小分子，這也使得在相同溫度下，廢氣中的聲速高于空氣中的聲速。

噴嘴的膨脹設計使排氣速度加倍，通常為1.5到2次，從而產生準高超音速廢氣射流。速度的增量主要由面積擴張比決定，即噴嘴面積與噴嘴出口面積的比值。而且氣體的性質也很重要。大膨脹比的噴管尺寸更大，但可以使廢氣釋放更多的熱量，從而提高排氣速度。

噴嘴效率受工作高度的影響，因為大氣壓隨高度而降低。但由于尾氣是超音速的，射流的壓力只會低于或高于圍壓，無法與之平衡。

如果尾氣壓力與圍壓不同，尾氣可以完全膨脹，也可以過度膨脹。

背壓和最佳膨脹

為了獲得最佳性能，噴嘴端的尾氣壓力需要等于圍壓。如果排氣壓力小于圍壓，車輛會因為發動機前后端的壓力差而減速。但如果排氣壓力大于圍壓，本應轉化為推力的排氣壓力沒有轉化，浪費了能量。

為了保持尾氣壓力和圍壓的平衡，噴嘴直徑需要隨高度增加，這樣尾氣就有足夠長的距離作用在噴嘴上，降低壓力和溫度。這增加了設計難度。在實際設計中，通常采用折衷的方法，從而犧牲了效率。有很多特殊的噴嘴可以彌補這個缺陷，比如塞式噴嘴、階狀噴嘴、擴散噴嘴和瓷磚噴嘴。每種

特殊的噴管可以調節圍壓，使尾氣在噴管內擴散更廣，產生高空額外推力。

當圍壓足夠低的時候，比如真空，就會出現一些問題：一個問題是噴嘴的重量減輕在某些運載工具中，噴嘴的重量也會影響發動機效率。第二個問題是尾氣在噴嘴中絕熱膨脹并冷卻，噴流中的一些化學物質會凝結“雪”導致噴射不穩定，這是必須避免的。

與噴嘴處的熱損失相比，泵送損失非常小。大氣中使用的發動機采用高壓動力循環來提高噴管效率，而真空發動機沒有這個要求。對于液體發動機，將推進劑噴入燃燒室的動力循環有四種基本形式：

擠壓循環- 推進劑由內置高壓氣瓶中的氣體擠出。

膨脹機循環 - 推進劑流經主燃燒室膨脹，驅動渦輪泵。

氣體發生器循環 - 少量推進劑在預燃室燃燒驅動渦輪泵，廢氣通過獨立管道排出，造成能效損失。

分級燃燒循環 - 渦輪泵高壓氣體送回驅動自啟動循環，高壓廢氣直接送入主燃燒室，無能量損失。

發動機投產前，通常在火箭發動機試車臺上進行靜態試驗。對于高海拔發動機，需要縮短噴管或在大真空室中進行試驗。

與空氣噴氣發動機相比，火箭發動機的最大特點是：它攜帶燃料和氧化劑，依靠氧化劑支持燃燒，不從周圍大氣中吸取氧氣。4]所以它不僅能在大氣中工作，也能在大氣外的宇宙真空中工作。這可以 這是任何噴氣發動機都做不到的。2]發射的人造衛星、月球飛船和各種飛船使用的推進裝置都是火箭發動機。

點火可以采取多種方式：煙火藥劑，等離子火焰矩，電火花火花塞。有些燃料和氧化劑相遇燃燒，而對于非自燃的燃料，可以在燃料噴嘴內填充自燃物質（通常使用俄羅斯發動機）

對于液體和固液混合火箭，推進劑進入燃燒室后必須立即點火。液體推進劑進入燃燒室后，點火延遲為毫秒級，會導致液體進入過量，點火后產生的高溫氣體會超過燃燒室的設計最大壓力，從而造成災難性后果。這叫做“硬啟動”

氣體推進劑不會硬啟動，因為噴射口總面積小于噴口總面積，即使燃燒室在點火前充滿氣體也不會形成高壓。固體推進劑通常由一次性煙火設備點燃。

點火后燃燒室能維持燃燒，點火器不再需要發動機停幾秒鐘，燃燒室就能自動點火。然而，一旦燃燒室冷卻，許多發動機就不能重新點火。

火箭發動機-羽流物理

煤油的廢氣富含碳，從其排放線來看羽流是橙色的。以過氧化物氧化劑和氫燃料為基礎的火箭羽流，大部分是水蒸氣，肉眼幾乎看不到，但在紫外和紅外領域是明亮的。固體火箭推進劑含有鋁等金屬元素，燃燒時會發出白光，因此其羽流非常明顯。一些廢氣，尤其是酒精燃料的羽流，是菱形沖擊波。