火箭发动机

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。

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${\displaystyle L*}$描述燃烧室尺寸：

${\displaystyle L*={\frac {V_{c}}{A_{t}}}}$

这里：

${\displaystyle V_{c}}$ 是燃烧室容量

${\displaystyle A_{t}}$ 是喷口面积

L* 的范围通常为25-60英寸（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。

渐缩渐阔喷管里的温度(T)、压力(p)和速度(v)

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。

火箭的推力是压力作用在燃烧室和喷管，由于反作用力产生的结果

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。

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管，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。

喷管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，即喷口面积与喷管出口面积的比值。而气体的性质也很重要。大膨胀比的喷管尺寸更大，但能使废气释放更多的热，由此提高排气速度。

喷管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。

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。

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：[3]

• 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。

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${\displaystyle I_{sp}}$）。比冲可用速度（${\displaystyle V_{e}}$ 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。

以下是发动机净推力的近似值计算公式：

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\;V_{e}={\dot {m}}\;V_{e-act}+A_{e}(P_{e}-P_{amb})}$[4]

这里：

${\displaystyle {\dot {m}}=\,}$尾气质量流

${\displaystyle V_{e}=\,}$有效排气速度

${\displaystyle V_{e-act}=\,}$ 喷管出口平面处的实际速度

${\displaystyle A_{e}=\,}$ 喷管出口平面流面积

${\displaystyle P_{e}=\,}$ 喷管出口平面静压

${\displaystyle P_{amb}=\,}$围压（或大气压）

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）。

${\displaystyle {\dot {m}}\;V_{e-act}\,}$代表动量推力，在给定的节流阀设定下是常数。而${\displaystyle A_{e}(P_{e}-P_{amb})\,}$代表压力推力，在节流阀全开时，火箭净推力随高度升高略有提高，因为逐渐降低的大气压增加了压力推力值。

如果尾气压力以围压不同，喷管就可以称为完全膨胀，围压或过度膨胀。不完全或过度膨胀都会损失效率，超过度膨胀损失的效率较少，但尾气流不稳定。火箭尾气在高空逐渐变得不完全膨胀，但在大气环境中启动瞬间，都是超过度膨胀的。[5]

比冲随易比较和计算的压强变化。因为火箭喷口产生阻流，超音速的尾气射流阻止外部压力影响射流上游，所以喷管出口压力与推进剂流量 ${\displaystyle {\dot {m}}}$成严格的比例关系。如果推进剂混合率和燃烧效率保持恒定，那么上述比冲方程可写作：

${\displaystyle Fvac=C_{f}{\dot {m}}c^{*}}$[6]

于是真空比冲为：

${\displaystyle V_{evac}=C_{f}c^{*}}$

这里：

${\displaystyle c^{*}=\,}$ 喷口出音速

${\displaystyle C_{f}=\,}$ 喷管的推力系数（通常在0.8至1.9之间）

因此：

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}V_{evac}-A_{e}P_{amb}}$

发动机可通过控制推进剂流量${\displaystyle {\dot {m}}}$ （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。

火箭能量效率等于火箭速度除以有效排气速度

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）

燃烧不稳定有以下几种：

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。[7]可导致不稳定共振，使隔热边界层变薄，产生悲剧性后果。[8] 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。

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。[9] 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${\displaystyle P=F*V}$，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。

太阳热能推进火箭使用太阳能加热反应物料，因此可以不使用其他太阳能推进器所使用的发电机。太阳能推进火箭只需要装备能收集太阳能的设备如聚集器和反射镜。受热推进剂送入传统火箭喷管产生推力。推力大小直接决定于太阳能聚集器表面积和该处太阳辐射强度。

核推进涵盖了多种使用核反应为主要能源来源的推进方式，多种核推进方案被提出，其中一些正在为宇航应用进行实验。