火箭發(fā)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(fā)動機。它可以在稠密大氣層外的太空中工作，能量在火箭發(fā)動機中轉(zhuǎn)化為工作流體（工作介質(zhì)）動能，形成高速噴射放電，產(chǎn)生推力。

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

大多數(shù)發(fā)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(chǎn)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(yù)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(yīng)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(chǎn)生推力。一般選用化學(xué)推進劑作為推進劑，經(jīng)過放熱化學(xué)反應(yīng)后產(chǎn)生高溫氣體用于火箭推進。

燃燒室

化學(xué)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(fā)動機有足夠的氮氣稀釋和冷卻燃燒不同，火箭發(fā)動機燃燒室的溫度可以達到化學(xué)標準值。高壓意味著燃燒室壁中的熱傳導(dǎo)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(zhì)量流密度成反比，質(zhì)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(tǒng)計方法，推薦以下數(shù)據(jù)：

對于大多數(shù)泵送供應(yīng)系統(tǒng)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(fā)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(chǎn)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(jié)流和超音速射流，大部分熱能轉(zhuǎn)化為動能，從而提高排氣速度。在海平面上，發(fā)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(nèi)的壓力不平衡，但主要來自擠壓噴管內(nèi)壁的壓力。排出氣體膨脹（絕熱）內(nèi)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(fā)動機有效地利用推進劑，需要使用一定質(zhì)量的推進劑，使燃燒室和噴管產(chǎn)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(zhì)量；壓力與加速推進劑劑量成正比；也因為牛頓 根據(jù)第三定律，作用在發(fā)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(fā)動機的

效率的最好證明。

由于空氣動力學(xué)原因，廢氣在噴嘴處具有阻流效應(yīng)。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(fā)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(xiàn)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(shè)計使排氣速度加倍，通常為1.5到2次，從而產(chǎn)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(zhì)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(fā)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(yīng)轉(zhuǎn)化為推力的排氣壓力沒有轉(zhuǎn)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(shè)計難度。在實際設(shè)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(diào)節(jié)圍壓，使尾氣在噴管內(nèi)擴散更廣，產(chǎn)生高空額外推力。

當(dāng)圍壓足夠低的時候，比如真空，就會出現(xiàn)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(fā)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(xué)物質(zhì)會凝結(jié)“雪”導(dǎo)致噴射不穩(wěn)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(fā)動機采用高壓動力循環(huán)來提高噴管效率，而真空發(fā)動機沒有這個要求。對于液體發(fā)動機，將推進劑噴入燃燒室的動力循環(huán)有四種基本形式：

擠壓循環(huán)- 推進劑由內(nèi)置高壓氣瓶中的氣體擠出。

膨脹機循環(huán) - 推進劑流經(jīng)主燃燒室膨脹，驅(qū)動渦輪泵。

氣體發(fā)生器循環(huán) - 少量推進劑在預(yù)燃室燃燒驅(qū)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(huán) - 渦輪泵高壓氣體送回驅(qū)動自啟動循環(huán)，高壓廢氣直接送入主燃燒室，無能量損失。

發(fā)動機投產(chǎn)前，通常在火箭發(fā)動機試車臺上進行靜態(tài)試驗。對于高海拔發(fā)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(fā)動機相比，火箭發(fā)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(fā)動機都做不到的。2]發(fā)射的人造衛(wèi)星、月球飛船和各種飛船使用的推進裝置都是火箭發(fā)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(nèi)填充自燃物質(zhì)（通常使用俄羅斯發(fā)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(dǎo)致液體進入過量，點火后產(chǎn)生的高溫氣體會超過燃燒室的設(shè)計最大壓力，從而造成災(zāi)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(shè)備點燃。

點火后燃燒室能維持燃燒，點火器不再需要發(fā)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(fā)動機就不能重新點火。

火箭發(fā)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(chǔ)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(lǐng)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(fā)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。