超级军网火箭发动机概论
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火箭发动机概论（1）
真正的近代火箭的出现是在第二次世界大战时的法西斯德国。早在1932年德国就发射了A2火箭，飞行高度达为3公里。1942年10月发射成功V2火箭（A4型），飞行高度85公里，飞行距离190公里。V2火箭的发射成功，把航天先驱者的理论变成现实，是现代火箭技术发展史的重要一页。下面介绍一些关于火箭的最基本知识。早在1903年齐奥尔科夫斯基就推导出单级火箭的理想速度公式V=ωInMo/Mk被称为齐奥尔科夫斯基公式。ω为发动机的喷气速度。Mo和Mk分别是火箭的初始质量和发动机熄火（推进剂用完）时的质量，Mo/Mk被称为火箭的质量比。由这个公式可知，火箭的速度与发动机的喷气速度成正比，同时随火箭的始末质量比（的自然对数）增大而增大。如果使用性能最好的液氢液氧推进剂，发动机的喷气速度也只能达到4.3—4.4公里/秒。因此，单级火箭不可能把物体送入太空轨道，必须采用多级火箭，以接力的方式将航天器送入太空轨道。
根据上面的公式，再利用牛顿定律可以求得火箭发动机的推力为F=ωdm/dt，dm为喷出气体的质量，dt为单位时间，那么dm/dt也叫做燃料的燃烧速率。上式表明火箭发动机的推力与燃料的燃烧速率以及喷出气体的相对速度成正比。现在我们把推力与推进剂每秒消耗量之比称为比冲，它是推进系统燃烧效率的描述。比冲越高，射程越远，也就是燃料越省。通常定义为单位质量的推进剂所能带来的冲量（动量的改变），单位为米/秒（m/s）或牛·秒/千克（N·s/kg），工程上习惯使用秒（s）。比冲越高代表效率越好，亦即可以用相同质量的燃料产生更多的动量。比冲是发动机性能的主要指标，其高低与发动机设计、制造水平有关，但主要取决于所选用的推进剂的性能。要获得高比冲推进剂，要求推进剂具有高的化学能、高的燃烧效率和高的喷管效率，喷管形状直接影响比冲的大小。一般火箭的第一级要的是推力，如“土星”5号火箭启程登月时，5台发动机每秒钟消耗近3吨煤油，它们产生的推力相当于32架波音747的起飞推力。第二级和第三级要的是速度，提高喷气速度，减少燃料消耗。
多级火箭各级之间的联接方式，有串联、并联和串并联几种。串联就是把几枚单级火箭串联在一条直线上，并联就是把一枚较大的单级火箭放在中间，叫芯级。在它的周围捆绑多枚较小的火箭，一般叫助推火箭或助推器，即助推级；串并联式多级火箭的芯级也是一枚多级火箭。多级火箭各级之间、火箭和有效载荷及整流罩之间，通过连接—分离机构（常简称为分离机构）实现连接和分离。分离机构由爆炸螺栓（或爆炸索）和弹射装置（或小火箭）组成。平时，它们由爆炸螺栓或爆炸索连成一个整体；分离时，爆炸螺栓或爆炸索爆炸，使连接解锁，然后由弹射装置或小火箭将两部分分开，也有借助前面一级火箭发动机启动后的强大射流分开的。
载人的火箭还有逃逸塔，逃逸塔在火箭的最顶端，它的任务是在火箭起飞前900秒到起飞后360秒时间段内，也就是飞行高度在0公里至110公里时，万一火箭发生故障，它的顶端的火箭推进器可以拽着轨道舱和返回舱与火箭分离，并降落在安全地带，帮助飞船上的航天员脱离险境。2008年9月25日，我国发射“神舟7号”的“长征2F”火箭，就用到了逃逸塔，逃逸塔上有两组11个火箭推进器，在发射120秒时抛掉。火箭技术是一项十分复杂的综合性技术，主要包括火箭推进技术、总体设计技术、火箭结构技术、控制和制导技术、计划管理技术、可靠性和质量控制技术、试验技术。
火箭最关键的还是发动机，火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。基本原理是燃料在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。
火箭发动机按燃料可以分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。化学火箭发动机是目前技术最成熟，应用最广泛的发动机。核火箭的原理样机已经研制成功。电火箭已经在空间推进领域有所应用。后两类发动机比冲远高于化学火箭。化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（1500—5000米／秒）从喷管排出，产生推力。化学火箭发动机按推进剂的物态又分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发动机。液体火箭发动机使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航天器的要求。固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。混合推进剂火箭发动机极少使用。
固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500—3500度的高温和102—2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小。固体火箭发动机比冲在250—300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
固态火箭发动机的燃料是直接安装在火箭的后部，使用的时候利用点火器引发燃料燃烧，产生推力推送火箭。因为固态火箭燃料不需要额外的燃料槽，也不需要输送或加压的管线，在构造上固体火箭发动机比液态火箭发动机要简单许多，重量也比较轻。然而也因为固态火箭发动机的燃料的量与型态是固定的，要随意借由调整燃料与氧化剂的量来控制推力非常困难，燃料一但开始作用，若是中断燃烧的过程，很难重新点燃，因此固态火箭发动机多半使用在推力需求较为固定，一经启动就不需要停止的设计上面。在设计上需要依靠精确的形状和燃料颗粒来控制燃烧的速度和产生的推力。近年来固体因为火箭具有低成本和高发射机动性等优点，受到军事用户和低轨小卫星发射商的重视，研究渐热，也有大量控制推力的办法发明并得到应用。
固态火箭发动机的另外一个好处就是不需要经常维护，燃料虽然也有使用年限，通常需要更换的时间比液态火箭发动机的燃料要长。因此在需要使用的场合，固态火箭发动机的反应和准备时间较短。此外，固态火箭发动机没有管线或者是加压设备，对于外界的震荡或者是碰撞的忍耐程度比液态火箭发动机要高。前苏联在发展机动弹道导弹系统的时候就发现，以铁路运输的方式，车体的震荡对于液态火箭发动机的设备损伤很大，固态火箭就没有这个问题。
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500—5000米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度3000—4000℃，故需要冷却。推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。液体火箭发动机的优点是比冲高（250—500秒），推力范围大（单台推力在1克力—800吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。
电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化，经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。电火箭发动机具有极高的比冲（700—2500秒）、极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于100N。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。
核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作为工质。核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以6500—11000米/秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高（250—1000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探索阶段。
很多的卫星、探测器和宇宙飞船的寿命很大程度上决定于动力源，目前科学家们设计出了太阳能离子发动机（电火箭发动机）和太阳帆船。2008年8月，美国宇航局马歇尔太空飞行中心用“猎鹰1号”火箭将NanoSail-D太阳帆送入太空，结果发射失败。如果发射成功预计太阳帆船的理论速度可达光速2%。太阳帆船就是利用太阳风把探测器向太阳外部吹去。
太阳能离子发动机可将太阳能转化为电能，再通过电能电离惰性气体原子，喷射出高速氙离子流，为探测器提供主要动力。不过离子发动机的动力不够强劲，只安装在一些卫星上作为辅助和备用，主要供卫星调整飞行姿态和轨道。“SMART-1号”上的太阳能离子发动机动力足够支持探测器长时间飞行，该发动机能连续正常运转2000个小时。
2009年，位于美国得克萨斯州韦伯斯特市的艾德·阿斯特拉火箭公司（Ad Astra Rocket Company）开发出一款截至2009年为止最为强劲的离子发动机。该公司对满负荷运转的VASIMR发动机进行了测试——在休斯敦的一个真空室内运行了201千瓦的VX-200发动机，首次通过了200千瓦大关。自2005年创建以来，位于美国得克萨斯州韦伯斯特市的艾德·阿斯特拉火箭公司一直在完善一种名为“可变比冲磁致离子浆火箭”（简称VASIMR）的新型发动机。VASIMR发动机使用无线电波加热氩气，将其变成炽热的等离子体——一种使电子不再受限于原子核的物态。接下来，磁场将超高温等离子体喷射到发动机后面，令其在反方向产生推力。VASIMR发动机以比常规发动机更快的速率喷射推进剂，使得每公斤燃料产生的加速度更多。离子发动机或许会在5年内被用于维持国际空间站运行轨道，为将来一个月左右抵达火星的新型火箭的问世奠定基础。艾德·阿斯特拉火箭公司已与美宇航局签署协议，2013年在国际空间站测试200千瓦VASIMR发动机。艾德·阿斯特拉火箭公司已与美宇航局签署协议，2013年在国际空间站测试200千瓦VASIMR发动机。VASIMR发动机完成这项任务每年仅需0.3吨氩气，而使用常规推进器，每年会消耗7.5吨推进剂。因提升国际空间站轨道而获得的收入将帮助该公司“进一步完善这项技术，以实现载人火星探测任务。”据张福林介绍，一台10到20兆瓦VASIMR发动机可以在39天内将宇航员送上火星，而常规火箭则需要六个月甚至更长时间。
当然核动力是将来可能是以后发展的方向，卫星用的核电源有两类：放射性同位素温差发电器和核反应堆电源。前者功率较小，为几十至几百瓦；后者功率较大，可达数千瓦至数十千瓦。
美国在1965年发射的一颗卫星，用反应堆温差发电器作为电源，由于电源调节器出现故障仅工作43天。以钚238放射性同位素作热源的同位素温差发电器，曾用于“子午仪号”导航卫星、“林肯号”试验卫星和“雨云号”卫星。这些卫星经过长时间的空间运行后，放射性同位素衰变殆尽，再入大气层烧毁。美国在1964年4月发射“子午仪号”导航卫星时，因发射失败卫星所携带的放射性同位素源被烧毁，钚238散布在大气层中并扩散至全球。后来改用特种石墨作同位素源外壳，以防烧毁。1968年5月“雨云号”气象卫星发射失败时，核电源落入圣巴巴拉海峡，后被打捞上来。苏联在1967—1982年共发射了24颗核动力卫星。卫星带有以浓缩铀 235为燃料的热离子反应堆，功率为5—10千瓦。它们在200多公里的低轨道上工作，完成任务后核反应堆舱段与卫星体分离，并用小型火箭推到大约1000公里的轨道，可运行600年。1978年1月24日，苏联“宇宙954号”核动力卫星发生故障，核反应堆舱段未能升高而自然陨落，未燃尽的带有放射性的卫星碎片散落在加拿大境内，造成严重污染。1983年1月“宇宙1402号”核动力卫星发生类似故障，核反应堆舱段在南大西洋上空再入大气层时完全烧毁。1982年8月30日，苏联发射“宇宙1402号”核动力海洋监视卫星，与同年10月2日发射的“宇宙1412号”，组成在同一轨道面上飞行成对工作的双基站雷达卫星。
在外行星探测中，由于空间探测器远离太阳，难以利用太阳电池发电，必须采用核电源。美国在，“先驱者”10号、11号探测器，“旅行者”1号、2号探测器，木星和土星探测器中，都使用了同位素温差发电器作为电源。2008年，美国军火工业巨头诺斯罗普·格鲁曼公司目前正在为美国国家宇航局（NASA）研制一种可长时间在轨运行的新型核动力卫星，可能用于探测木星。这颗核动力卫星将被命名为“普罗米修斯”，预计其升空时间将不会早于2012年。我国也有核卫星计划。
其次，美国国家航天局正在研究反物质发动机，那么在太阳系内旅行只需要几毫克反物质（反质子），如果要去比邻星的话则也只需要几公斤。在现有的反物质发动机的设计方案有粒子束核心（Beam Core）：直接一对一地湮灭，然后以磁场控制带电介子并把它们直接从喷口喷射出去，由于这些介子的运动速度接近光速，发动机比冲量可能要超过1千万秒。因为湮灭产生的带电介子在衰变后变成半衰期更长的带电μ介子，所以这个办法完全可行。而且这个方式只需要反物质燃料，不需要其他推进剂。由于湮灭的产物是以接近光速运动的，所以飞船必须造得很长。预计使用粒子束核心反物质发动机的飞船从地球飞到火星只需要24个小时到2个星期（取决于地球和火星在公转中的相对位置），而要让目前的使用化学火箭发动机，则需要1到2年。
目前由于反物质太稀有，而且很难保存，所以要尽量少用反物质，多用核燃料，那么用自然发生的反物质湮灭来触发核反应比纯粹的反物质发动机更接近实际。目前有以下几种方案：（1）ICAN-II（ion compressed antimatter nuclear II）是由宾州州立大学的反物质太空推进小组（Antimatter Space Propulsion team）设计的，这种方式使用了反物质和核裂变的结合，用反物质来引发裂变。方法是让反质子撞击裂变物质的原子核，并同原子核里面的质子湮灭，产生的能量将使原子核分裂，其最终产生的能量要比普通的核裂变要大，估计去火星旅行一番需要140毫微克（1毫微克等于10亿分之1克）的反物质，远远少于粒子束核心反物质发动机的消耗量。（2）AIM是反质子触发微裂变/聚变的缩写（Antiproton Initiated Microfission/fusion），按照宾州州立大学的设想，如果有了比ICAN-II中能得到的稍微多一点的反物质，就可以朝粒子束核心反物质发动机的方向前进一步，用反物质来加强裂变，从而加热聚变燃料引发聚变。这种发动机对反物质的需要量增加了，但需要的裂变物质比较少，而且有比ICAN-II更高的比冲量，大约在61,000秒左右。他们把按这种方式设计的飞船称为AIM之星（AIMStar），如果能有30—130微克（1微克等于1/1000毫克）的反物质，AIM之星探测飞船能在50年内飞到奥尔特云。（3）聚变和反物质的结合，不过需要比AIM方式再多一些的反物质。只有足够的反物质，我们就可以完全抛弃裂变过程，直接用反物质湮灭产生的能量来触发惯性约束聚变，而不必像前面介绍惯性约束聚变时那样使用激光。
真正的近代火箭的出现是在第二次世界大战时的法西斯德国。早在1932年德国就发射了A2火箭，飞行高度达为3公里。1942年10月发射成功V2火箭（A4型），飞行高度85公里，飞行距离190公里。V2火箭的发射成功，把航天先驱者的理论变成现实，是现代火箭技术发展史的重要一页。下面介绍一些关于火箭的最基本知识。早在1903年齐奥尔科夫斯基就推导出单级火箭的理想速度公式V=ωInMo/Mk被称为齐奥尔科夫斯基公式。ω为发动机的喷气速度。Mo和Mk分别是火箭的初始质量和发动机熄火（推进剂用完）时的质量，Mo/Mk被称为火箭的质量比。由这个公式可知，火箭的速度与发动机的喷气速度成正比，同时随火箭的始末质量比（的自然对数）增大而增大。如果使用性能最好的液氢液氧推进剂，发动机的喷气速度也只能达到4.3—4.4公里/秒。因此，单级火箭不可能把物体送入太空轨道，必须采用多级火箭，以接力的方式将航天器送入太空轨道。
根据上面的公式，再利用牛顿定律可以求得火箭发动机的推力为F=ωdm/dt，dm为喷出气体的质量，dt为单位时间，那么dm/dt也叫做燃料的燃烧速率。上式表明火箭发动机的推力与燃料的燃烧速率以及喷出气体的相对速度成正比。现在我们把推力与推进剂每秒消耗量之比称为比冲，它是推进系统燃烧效率的描述。比冲越高，射程越远，也就是燃料越省。通常定义为单位质量的推进剂所能带来的冲量（动量的改变），单位为米/秒（m/s）或牛·秒/千克（N·s/kg），工程上习惯使用秒（s）。比冲越高代表效率越好，亦即可以用相同质量的燃料产生更多的动量。比冲是发动机性能的主要指标，其高低与发动机设计、制造水平有关，但主要取决于所选用的推进剂的性能。要获得高比冲推进剂，要求推进剂具有高的化学能、高的燃烧效率和高的喷管效率，喷管形状直接影响比冲的大小。一般火箭的第一级要的是推力，如“土星”5号火箭启程登月时，5台发动机每秒钟消耗近3吨煤油，它们产生的推力相当于32架波音747的起飞推力。第二级和第三级要的是速度，提高喷气速度，减少燃料消耗。
多级火箭各级之间的联接方式，有串联、并联和串并联几种。串联就是把几枚单级火箭串联在一条直线上，并联就是把一枚较大的单级火箭放在中间，叫芯级。在它的周围捆绑多枚较小的火箭，一般叫助推火箭或助推器，即助推级；串并联式多级火箭的芯级也是一枚多级火箭。多级火箭各级之间、火箭和有效载荷及整流罩之间，通过连接—分离机构（常简称为分离机构）实现连接和分离。分离机构由爆炸螺栓（或爆炸索）和弹射装置（或小火箭）组成。平时，它们由爆炸螺栓或爆炸索连成一个整体；分离时，爆炸螺栓或爆炸索爆炸，使连接解锁，然后由弹射装置或小火箭将两部分分开，也有借助前面一级火箭发动机启动后的强大射流分开的。
载人的火箭还有逃逸塔，逃逸塔在火箭的最顶端，它的任务是在火箭起飞前900秒到起飞后360秒时间段内，也就是飞行高度在0公里至110公里时，万一火箭发生故障，它的顶端的火箭推进器可以拽着轨道舱和返回舱与火箭分离，并降落在安全地带，帮助飞船上的航天员脱离险境。2008年9月25日，我国发射“神舟7号”的“长征2F”火箭，就用到了逃逸塔，逃逸塔上有两组11个火箭推进器，在发射120秒时抛掉。火箭技术是一项十分复杂的综合性技术，主要包括火箭推进技术、总体设计技术、火箭结构技术、控制和制导技术、计划管理技术、可靠性和质量控制技术、试验技术。
火箭最关键的还是发动机，火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。基本原理是燃料在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。
火箭发动机按燃料可以分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。化学火箭发动机是目前技术最成熟，应用最广泛的发动机。核火箭的原理样机已经研制成功。电火箭已经在空间推进领域有所应用。后两类发动机比冲远高于化学火箭。化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（1500—5000米／秒）从喷管排出，产生推力。化学火箭发动机按推进剂的物态又分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发动机。液体火箭发动机使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航天器的要求。固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。混合推进剂火箭发动机极少使用。
固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500—3500度的高温和102—2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小。固体火箭发动机比冲在250—300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
固态火箭发动机的燃料是直接安装在火箭的后部，使用的时候利用点火器引发燃料燃烧，产生推力推送火箭。因为固态火箭燃料不需要额外的燃料槽，也不需要输送或加压的管线，在构造上固体火箭发动机比液态火箭发动机要简单许多，重量也比较轻。然而也因为固态火箭发动机的燃料的量与型态是固定的，要随意借由调整燃料与氧化剂的量来控制推力非常困难，燃料一但开始作用，若是中断燃烧的过程，很难重新点燃，因此固态火箭发动机多半使用在推力需求较为固定，一经启动就不需要停止的设计上面。在设计上需要依靠精确的形状和燃料颗粒来控制燃烧的速度和产生的推力。近年来固体因为火箭具有低成本和高发射机动性等优点，受到军事用户和低轨小卫星发射商的重视，研究渐热，也有大量控制推力的办法发明并得到应用。
固态火箭发动机的另外一个好处就是不需要经常维护，燃料虽然也有使用年限，通常需要更换的时间比液态火箭发动机的燃料要长。因此在需要使用的场合，固态火箭发动机的反应和准备时间较短。此外，固态火箭发动机没有管线或者是加压设备，对于外界的震荡或者是碰撞的忍耐程度比液态火箭发动机要高。前苏联在发展机动弹道导弹系统的时候就发现，以铁路运输的方式，车体的震荡对于液态火箭发动机的设备损伤很大，固态火箭就没有这个问题。
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500—5000米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度3000—4000℃，故需要冷却。推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。液体火箭发动机的优点是比冲高（250—500秒），推力范围大（单台推力在1克力—800吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。
电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化，经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。电火箭发动机具有极高的比冲（700—2500秒）、极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于100N。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。
核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作为工质。核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以6500—11000米/秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高（250—1000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探索阶段。
很多的卫星、探测器和宇宙飞船的寿命很大程度上决定于动力源，目前科学家们设计出了太阳能离子发动机（电火箭发动机）和太阳帆船。2008年8月，美国宇航局马歇尔太空飞行中心用“猎鹰1号”火箭将NanoSail-D太阳帆送入太空，结果发射失败。如果发射成功预计太阳帆船的理论速度可达光速2%。太阳帆船就是利用太阳风把探测器向太阳外部吹去。
太阳能离子发动机可将太阳能转化为电能，再通过电能电离惰性气体原子，喷射出高速氙离子流，为探测器提供主要动力。不过离子发动机的动力不够强劲，只安装在一些卫星上作为辅助和备用，主要供卫星调整飞行姿态和轨道。“SMART-1号”上的太阳能离子发动机动力足够支持探测器长时间飞行，该发动机能连续正常运转2000个小时。
2009年，位于美国得克萨斯州韦伯斯特市的艾德·阿斯特拉火箭公司（Ad Astra Rocket Company）开发出一款截至2009年为止最为强劲的离子发动机。该公司对满负荷运转的VASIMR发动机进行了测试——在休斯敦的一个真空室内运行了201千瓦的VX-200发动机，首次通过了200千瓦大关。自2005年创建以来，位于美国得克萨斯州韦伯斯特市的艾德·阿斯特拉火箭公司一直在完善一种名为“可变比冲磁致离子浆火箭”（简称VASIMR）的新型发动机。VASIMR发动机使用无线电波加热氩气，将其变成炽热的等离子体——一种使电子不再受限于原子核的物态。接下来，磁场将超高温等离子体喷射到发动机后面，令其在反方向产生推力。VASIMR发动机以比常规发动机更快的速率喷射推进剂，使得每公斤燃料产生的加速度更多。离子发动机或许会在5年内被用于维持国际空间站运行轨道，为将来一个月左右抵达火星的新型火箭的问世奠定基础。艾德·阿斯特拉火箭公司已与美宇航局签署协议，2013年在国际空间站测试200千瓦VASIMR发动机。艾德·阿斯特拉火箭公司已与美宇航局签署协议，2013年在国际空间站测试200千瓦VASIMR发动机。VASIMR发动机完成这项任务每年仅需0.3吨氩气，而使用常规推进器，每年会消耗7.5吨推进剂。因提升国际空间站轨道而获得的收入将帮助该公司“进一步完善这项技术，以实现载人火星探测任务。”据张福林介绍，一台10到20兆瓦VASIMR发动机可以在39天内将宇航员送上火星，而常规火箭则需要六个月甚至更长时间。
当然核动力是将来可能是以后发展的方向，卫星用的核电源有两类：放射性同位素温差发电器和核反应堆电源。前者功率较小，为几十至几百瓦；后者功率较大，可达数千瓦至数十千瓦。
美国在1965年发射的一颗卫星，用反应堆温差发电器作为电源，由于电源调节器出现故障仅工作43天。以钚238放射性同位素作热源的同位素温差发电器，曾用于“子午仪号”导航卫星、“林肯号”试验卫星和“雨云号”卫星。这些卫星经过长时间的空间运行后，放射性同位素衰变殆尽，再入大气层烧毁。美国在1964年4月发射“子午仪号”导航卫星时，因发射失败卫星所携带的放射性同位素源被烧毁，钚238散布在大气层中并扩散至全球。后来改用特种石墨作同位素源外壳，以防烧毁。1968年5月“雨云号”气象卫星发射失败时，核电源落入圣巴巴拉海峡，后被打捞上来。苏联在1967—1982年共发射了24颗核动力卫星。卫星带有以浓缩铀 235为燃料的热离子反应堆，功率为5—10千瓦。它们在200多公里的低轨道上工作，完成任务后核反应堆舱段与卫星体分离，并用小型火箭推到大约1000公里的轨道，可运行600年。1978年1月24日，苏联“宇宙954号”核动力卫星发生故障，核反应堆舱段未能升高而自然陨落，未燃尽的带有放射性的卫星碎片散落在加拿大境内，造成严重污染。1983年1月“宇宙1402号”核动力卫星发生类似故障，核反应堆舱段在南大西洋上空再入大气层时完全烧毁。1982年8月30日，苏联发射“宇宙1402号”核动力海洋监视卫星，与同年10月2日发射的“宇宙1412号”，组成在同一轨道面上飞行成对工作的双基站雷达卫星。
在外行星探测中，由于空间探测器远离太阳，难以利用太阳电池发电，必须采用核电源。美国在，“先驱者”10号、11号探测器，“旅行者”1号、2号探测器，木星和土星探测器中，都使用了同位素温差发电器作为电源。2008年，美国军火工业巨头诺斯罗普·格鲁曼公司目前正在为美国国家宇航局（NASA）研制一种可长时间在轨运行的新型核动力卫星，可能用于探测木星。这颗核动力卫星将被命名为“普罗米修斯”，预计其升空时间将不会早于2012年。我国也有核卫星计划。
其次，美国国家航天局正在研究反物质发动机，那么在太阳系内旅行只需要几毫克反物质（反质子），如果要去比邻星的话则也只需要几公斤。在现有的反物质发动机的设计方案有粒子束核心（Beam Core）：直接一对一地湮灭，然后以磁场控制带电介子并把它们直接从喷口喷射出去，由于这些介子的运动速度接近光速，发动机比冲量可能要超过1千万秒。因为湮灭产生的带电介子在衰变后变成半衰期更长的带电μ介子，所以这个办法完全可行。而且这个方式只需要反物质燃料，不需要其他推进剂。由于湮灭的产物是以接近光速运动的，所以飞船必须造得很长。预计使用粒子束核心反物质发动机的飞船从地球飞到火星只需要24个小时到2个星期（取决于地球和火星在公转中的相对位置），而要让目前的使用化学火箭发动机，则需要1到2年。
目前由于反物质太稀有，而且很难保存，所以要尽量少用反物质，多用核燃料，那么用自然发生的反物质湮灭来触发核反应比纯粹的反物质发动机更接近实际。目前有以下几种方案：（1）ICAN-II（ion compressed antimatter nuclear II）是由宾州州立大学的反物质太空推进小组（Antimatter Space Propulsion team）设计的，这种方式使用了反物质和核裂变的结合，用反物质来引发裂变。方法是让反质子撞击裂变物质的原子核，并同原子核里面的质子湮灭，产生的能量将使原子核分裂，其最终产生的能量要比普通的核裂变要大，估计去火星旅行一番需要140毫微克（1毫微克等于10亿分之1克）的反物质，远远少于粒子束核心反物质发动机的消耗量。（2）AIM是反质子触发微裂变/聚变的缩写（Antiproton Initiated Microfission/fusion），按照宾州州立大学的设想，如果有了比ICAN-II中能得到的稍微多一点的反物质，就可以朝粒子束核心反物质发动机的方向前进一步，用反物质来加强裂变，从而加热聚变燃料引发聚变。这种发动机对反物质的需要量增加了，但需要的裂变物质比较少，而且有比ICAN-II更高的比冲量，大约在61,000秒左右。他们把按这种方式设计的飞船称为AIM之星（AIMStar），如果能有30—130微克（1微克等于1/1000毫克）的反物质，AIM之星探测飞船能在50年内飞到奥尔特云。（3）聚变和反物质的结合，不过需要比AIM方式再多一些的反物质。只有足够的反物质，我们就可以完全抛弃裂变过程，直接用反物质湮灭产生的能量来触发惯性约束聚变，而不必像前面介绍惯性约束聚变时那样使用激光。
挤压循环（pressure-fed cycle）是火箭发动机动力循环的一种形式。推进剂受高压气体挤压，进入燃烧室。挤压循环的优点就是避开了结构复杂的涡轮机，泵和输送管道。因为使用挤压循环可以大幅降低发动机成本和复杂度。其缺点就是产生的压力不够高，因而发动机效率不高。美国的太空船常采用这种循环，如阿波罗飞船的服务舱发动机，登月舱发动机及其姿态控制发动机。
火箭发动机概论（2）
动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。格鲁什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了RD-107和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为质子火箭设计了RD-253发动机。给“能源号”设计了RD-170。
R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续作为第二级，其上面级称为第三级。
对R-7的早期设计研究集中在以液氧（LOX）和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB-456设计局进行研发。芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。4个捆绑助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热核弹）。从原子弹转到热核弹是运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个54吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。
为了达到要求，格鲁什科的设计局研制出了辅发动机RD-107和主发动机RD-108。RD-108发射时能产生约736kN的推力（真空下约942kN），燃烧时间为304秒；RD-107的推力和燃烧时间分别为814kN和122秒。这两种发动机仍然使用液氧/煤油，保留了用于“联盟号”的第一、第二级发动机（已改进）的中心推进单元，并有来自第三级或上面级的推力。RD-107和RD-108并不是R-7的最初选择。用于运载火箭发动机的早期设计是一种单室液氧/煤油发动机，其推力约为490—589kN；但是人们很快就发现，这种发动机不能推举起55t的载荷，而且在地面测试中其燃烧室的不稳定性导致出现严重的振荡，显示出了其性能的低劣。这个问题在由NII-88的总设计师A.伊萨耶夫进行的一次设计测试中得到了解决。他曾测试过由推力392kN的单室发动机改进的多室发动机，显示出它比单室发动机具有更大的累计推力。后来就演变为采用泵压式的四室发动机，这就减少了不稳定燃烧带来的影响，也减小了发动机的质量，并使研制和测试的各个阶段都得到了很大的简化。这样，RD-107和RD-108的研制成功为R-7提供了所需的动力。1957—1966年期间，经对R-7发动机、结构和其上面级的改进，一个可靠的、通用的运载火箭系列诞生了，并支持了苏联/俄罗斯航天计划50年。
1975年6月5日，通用机械制造部签署了一项命令，对在“联盟U”火箭进行改进，助推级和第一级火箭使用合成煤油，助推级用的发动机由RD-107变为RD-117，第一级用的发动机由RD-107变为RD-118，这样“联盟U2”就能比标准的“联盟U”的发射能力有所提高。但是由于1996年停止生产合成煤油，因此不得不继续使用“联盟U”进行载人飞船的发射和执行“进步号”飞船与“和平号”空间站及早期的国际空间站对接的任务。
“质子K”系列火箭的第一级用的是RD-253。RD-253的研制工作开始于1961年，由格鲁什科领导的设计团队设计，于1963年完成。RD-253采用的是燃气发生器的富氧燃气进行补燃的经济运行方式，以四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂。其第一级有6台RD-253发动机，分别捆绑在中央大氧化剂贮箱周围，这6台发动机每台都有自己的燃料贮箱。第一级与第二级的发动机都安装在铰链支架上，这可使控制火箭的能量损耗最小。第一次发射是在1965年7月。
由格鲁什科领导的设计团队研制了供“能源号”与“天顶号”使用的RD-170/RD-171型高压补燃液氧煤油发动机。“能源号”火箭的助推器使用RD-170，而“天顶号”火箭则使用RD-171。二者的区别在于，RD-170的推力矢量喷管只能沿一个方向轴摆动，RD-171的喷管则可以沿两个方向轴摆动。RD-170/RD-171是迄今为止世界上推力最大的液体火箭发动机，其真空推力高达7903kN。由于威力强大，“天顶号”火箭的第一级只需安装一台发动机。
RD-180是俄罗斯的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机，由RD-170系列衍生而来。于RD-170相同，RD-180也是共用涡轮泵。RD-180的使用权已被通用动力公司航天部门取得（后来易手给洛马公司），主要是用于20世纪90年代开发改进型一次性运载火箭（EELV）和“宇宙神”运载火箭。考虑到这些火箭既要满足军用，又要用于商业发射，因此普惠公司也加入发动机合作项目。发动机的生产全部在俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体和普惠公司组成的合资公司。RD-180以煤油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱RD-170的富氧预燃室设计，使发动机效率更高。喷嘴的活动由四个液压缸支持。RD-180首先被使用在“宇宙神2A-R”火箭上，也就是“宇宙神2A”加字母R。（R代表俄罗斯，因为火箭采用了俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为“宇宙神3号”。目前美国现役的“宇宙神5号”火箭也沿用了RD-180。当初洛马公司用来做结构测试和频率响应测试的那台RD-180陈列在第23界G8峰会美国总统克林顿和俄罗斯总统叶利钦会晤的地方。
RD-191液氧煤油火箭发动机是RD-170/180发动机家族的改型。RD-191发动机用途广泛，可以用作火箭第一级也可用作第二级。俄罗斯工程师向液氧煤油燃料中添加了有限数量的液氢，成功实现了三种组分的同时稳定燃烧。此外，RD-191发动机的可回收性和复用性将大大降低部署载荷的成本。美国是世界上首先验证可重复使用液体燃料火箭可行性的国家。早在20世纪90年代中期，美国就发射了一枚小型的“德尔塔快船”单级火箭并成功返回。但美国决定与俄罗斯联合开发可复用型发动机。1994—1995年间，Energomash科研生产中心曾致力于此项工作。此后不久美国放弃与俄罗斯的合作，将全部工作转为机密类。波音公司正在进行一项耗资数十亿美元的太空运载计划（SLI），将研发先进可重复使用运载火箭。同时，NASA以竞标形式研发了下一代可重复使用运载火箭。欧空局（ESA ）也曾尝试研发可重复使用发动机，但NASA和ESA均未能在此领域有所建树。
动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。格鲁什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了RD-107和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为质子火箭设计了RD-253发动机。给“能源号”设计了RD-170。
R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续作为第二级，其上面级称为第三级。
对R-7的早期设计研究集中在以液氧（LOX）和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB-456设计局进行研发。芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。4个捆绑助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热核弹）。从原子弹转到热核弹是运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个54吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。
为了达到要求，格鲁什科的设计局研制出了辅发动机RD-107和主发动机RD-108。RD-108发射时能产生约736kN的推力（真空下约942kN），燃烧时间为304秒；RD-107的推力和燃烧时间分别为814kN和122秒。这两种发动机仍然使用液氧/煤油，保留了用于“联盟号”的第一、第二级发动机（已改进）的中心推进单元，并有来自第三级或上面级的推力。RD-107和RD-108并不是R-7的最初选择。用于运载火箭发动机的早期设计是一种单室液氧/煤油发动机，其推力约为490—589kN；但是人们很快就发现，这种发动机不能推举起55t的载荷，而且在地面测试中其燃烧室的不稳定性导致出现严重的振荡，显示出了其性能的低劣。这个问题在由NII-88的总设计师A.伊萨耶夫进行的一次设计测试中得到了解决。他曾测试过由推力392kN的单室发动机改进的多室发动机，显示出它比单室发动机具有更大的累计推力。后来就演变为采用泵压式的四室发动机，这就减少了不稳定燃烧带来的影响，也减小了发动机的质量，并使研制和测试的各个阶段都得到了很大的简化。这样，RD-107和RD-108的研制成功为R-7提供了所需的动力。1957—1966年期间，经对R-7发动机、结构和其上面级的改进，一个可靠的、通用的运载火箭系列诞生了，并支持了苏联/俄罗斯航天计划50年。
1975年6月5日，通用机械制造部签署了一项命令，对在“联盟U”火箭进行改进，助推级和第一级火箭使用合成煤油，助推级用的发动机由RD-107变为RD-117，第一级用的发动机由RD-107变为RD-118，这样“联盟U2”就能比标准的“联盟U”的发射能力有所提高。但是由于1996年停止生产合成煤油，因此不得不继续使用“联盟U”进行载人飞船的发射和执行“进步号”飞船与“和平号”空间站及早期的国际空间站对接的任务。
“质子K”系列火箭的第一级用的是RD-253。RD-253的研制工作开始于1961年，由格鲁什科领导的设计团队设计，于1963年完成。RD-253采用的是燃气发生器的富氧燃气进行补燃的经济运行方式，以四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂。其第一级有6台RD-253发动机，分别捆绑在中央大氧化剂贮箱周围，这6台发动机每台都有自己的燃料贮箱。第一级与第二级的发动机都安装在铰链支架上，这可使控制火箭的能量损耗最小。第一次发射是在1965年7月。
由格鲁什科领导的设计团队研制了供“能源号”与“天顶号”使用的RD-170/RD-171型高压补燃液氧煤油发动机。“能源号”火箭的助推器使用RD-170，而“天顶号”火箭则使用RD-171。二者的区别在于，RD-170的推力矢量喷管只能沿一个方向轴摆动，RD-171的喷管则可以沿两个方向轴摆动。RD-170/RD-171是迄今为止世界上推力最大的液体火箭发动机，其真空推力高达7903kN。由于威力强大，“天顶号”火箭的第一级只需安装一台发动机。
RD-180是俄罗斯的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机，由RD-170系列衍生而来。于RD-170相同，RD-180也是共用涡轮泵。RD-180的使用权已被通用动力公司航天部门取得（后来易手给洛马公司），主要是用于20世纪90年代开发改进型一次性运载火箭（EELV）和“宇宙神”运载火箭。考虑到这些火箭既要满足军用，又要用于商业发射，因此普惠公司也加入发动机合作项目。发动机的生产全部在俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体和普惠公司组成的合资公司。RD-180以煤油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱RD-170的富氧预燃室设计，使发动机效率更高。喷嘴的活动由四个液压缸支持。RD-180首先被使用在“宇宙神2A-R”火箭上，也就是“宇宙神2A”加字母R。（R代表俄罗斯，因为火箭采用了俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为“宇宙神3号”。目前美国现役的“宇宙神5号”火箭也沿用了RD-180。当初洛马公司用来做结构测试和频率响应测试的那台RD-180陈列在第23界G8峰会美国总统克林顿和俄罗斯总统叶利钦会晤的地方。
RD-191液氧煤油火箭发动机是RD-170/180发动机家族的改型。RD-191发动机用途广泛，可以用作火箭第一级也可用作第二级。俄罗斯工程师向液氧煤油燃料中添加了有限数量的液氢，成功实现了三种组分的同时稳定燃烧。此外，RD-191发动机的可回收性和复用性将大大降低部署载荷的成本。美国是世界上首先验证可重复使用液体燃料火箭可行性的国家。早在20世纪90年代中期，美国就发射了一枚小型的“德尔塔快船”单级火箭并成功返回。但美国决定与俄罗斯联合开发可复用型发动机。1994—1995年间，Energomash科研生产中心曾致力于此项工作。此后不久美国放弃与俄罗斯的合作，将全部工作转为机密类。波音公司正在进行一项耗资数十亿美元的太空运载计划（SLI），将研发先进可重复使用运载火箭。同时，NASA以竞标形式研发了下一代可重复使用运载火箭。欧空局（ESA ）也曾尝试研发可重复使用发动机，但NASA和ESA均未能在此领域有所建树。
NK-33和NK-43是苏联60年末70年代初由库兹涅佐夫设计局设计制造的火箭发动机。用于登月火箭N1。NK-33的推重比是当前发动机领域最高的，同时其比冲也达到了很高的数值。NK-43与NK-33类似，但是用于上面级的。它喷嘴较长，在高空空气稀薄的环境下工作效率较高。其产生的推力和比冲更大，但也更长更重。NK-33和NK-43分别源自早期和NK-15和NK-15V发动机。该发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机，采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由于富氧排气可能烧穿燃烧室臂，因而这种类型的发动机是比较少见的。美国从未在富氧发动机领域有过成功经验，而苏联在冶金方面的优势使之有制造这种发动机的基础。由于NK-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和煤油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮泵。这使NK-33有着最高的真空推重比——136.66:1。即便是更重的NK-43，其真空推重比也达到了120:1。
N1原本是在第一级使用NK-15发动机，在第二级使用NK-15V。然而N1发射的接连失败是这项工程没有了下文。而N1的改进还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造为NK-33和NK-43。改造后的N1就是N1F。由于在登月竞赛上失利，苏联不得不重新设计新的重型运载火箭“能源号”。因此，N1F从未试飞。随着N1工程的停工，政府下令毁掉一切资料，一个政府官员接管了这些发动机，将它们存放在仓库中。发动机的消息最后传到了美国。将近30年后，一些尚存怀疑态度的技术人员被带到仓库。 随后，其中一台发动机被带回美国，在精确测定发动机性能后，其技术参数才被公之于众。至于用剩下的NK-33做什么时常成为争论焦点。当时超前的设计理念使这批发动机至今仍有利用价值。RSC能源公司打算用一台NK-33来驱动新运载器“Aurora-L.SK”。还有提议用NK-33替换“联盟号”中间的RD-108，或者再用四台NK-33替换四个推进发动机RD-107。通过减轻飞船重量来增加有效载荷，而且使用仓库存货也能降低飞船造价。“Aurora”和“联盟3”替换计划都面临一个现实问题，就是NK-33的现存数量不是很多，难以用在每年频繁发射的联盟飞船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的发动机数量比较少。轨道科学公司打算在新研制的“金牛2号”运载火箭的第一级使用两台NK-33。
RD-0120是大推力氢氧发动机，能源号火箭芯级采用4台RD-0120作为动力装置。每台发动机的真空推力200吨，真空比冲455秒。它与美国航天飞机主发动机水平相当，在某些材料、工艺方面，还超过了美国航天飞机主发动机。
N1原本是在第一级使用NK-15发动机，在第二级使用NK-15V。然而N1发射的接连失败是这项工程没有了下文。而N1的改进还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造为NK-33和NK-43。改造后的N1就是N1F。由于在登月竞赛上失利，苏联不得不重新设计新的重型运载火箭“能源号”。因此，N1F从未试飞。随着N1工程的停工，政府下令毁掉一切资料，一个政府官员接管了这些发动机，将它们存放在仓库中。发动机的消息最后传到了美国。将近30年后，一些尚存怀疑态度的技术人员被带到仓库。 随后，其中一台发动机被带回美国，在精确测定发动机性能后，其技术参数才被公之于众。至于用剩下的NK-33做什么时常成为争论焦点。当时超前的设计理念使这批发动机至今仍有利用价值。RSC能源公司打算用一台NK-33来驱动新运载器“Aurora-L.SK”。还有提议用NK-33替换“联盟号”中间的RD-108，或者再用四台NK-33替换四个推进发动机RD-107。通过减轻飞船重量来增加有效载荷，而且使用仓库存货也能降低飞船造价。“Aurora”和“联盟3”替换计划都面临一个现实问题，就是NK-33的现存数量不是很多，难以用在每年频繁发射的联盟飞船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的发动机数量比较少。轨道科学公司打算在新研制的“金牛2号”运载火箭的第一级使用两台NK-33。
RD-0120是大推力氢氧发动机，能源号火箭芯级采用4台RD-0120作为动力装置。每台发动机的真空推力200吨，真空比冲455秒。它与美国航天飞机主发动机水平相当，在某些材料、工艺方面，还超过了美国航天飞机主发动机。
火箭发动机概论（3）
SSME（Space Shuttle Main Engine，SSME，航天飞机主发动机）是普惠公司的洛克达因分部为航天飞机设计的主发动机，在公司内部也称为RS-24。SSME是一种非常复杂的动力装置，以外储箱中的液氢/液氧为推进剂。每台发动机在起飞时能提供大约1.8 MN的推力。航天飞机每次飞行归来后，发动机都将被卸下交给航天飞机主发动机加工厂（SSMEPF）进行维护检测，替换一些部件。主发动机能够在极端温度工作，氢燃料的储藏温度为-253℃，而燃烧室的温度可达3,300℃，高于铁的沸点。将主发动机的燃料泵用于排水，一个家用游泳池的水可在25秒内排尽。主发动机的动作流程是：附加燃料箱中的推进剂通过脐带管进入航天飞机，然后进入三条并行管道，通过工作泵供给燃烧室。
SSME的推力可以在67%到109%范围内调节，目前的发射都采用104.5%推力，而106%至109%推力用于“航天飞机异常中止模式”。以下是具体推力值，前者是海平面值，后者是真空值，100%推力：1670kN/2090kN，104.5%推力：1750kN/2170kN，109%推力：1860kN/2280kN。其中，100%推力并不代表最大推力值，而是额定值，是在SSME研发期间计算得出的。之后的研究表明主发动机在超过预设推力下也能安全工作。为了维持原来的预设标准不变，也便于以后推力比较，特意将原预设值规定为100%推力，此后如果推力增大，就不需要修改原值。SSME的推力会影响其可靠性，有研究表明当发动机推力超过104.5%时，对可靠性有明显影响。因此超过100%的推力模式较少使用。
原先的设想是在航天飞机退役后，把SSME用在无人的“战神5号”第一级和载人的战神一号第二级上。虽然看起来可行，然而实际操作有一些缺点：1.发动机将被永久固定在火箭体上，因而发动机不可重用；2.发动机无法做试飞前试车；3.将目前的地面启动型主发动机改造成适用于战神一号的高空启动型需要大笔资金且很费时。综合考虑，“战神1号”第二级将使用一台J-2X发动机，“战神5号”将使用六台改进后的RS-68发动机，因此SSME也将随航天飞机一起完全退役。
RS-68（即英语：Rocket System 68的缩写）是目前推力最大的氢氧火箭发动机。它的海平面推力达到2,950千牛，真空推力达到3,370千牛，两个数据都是发动机在102%工作状态下测得的。该发动机研发于90年代至21世纪初，设计目标是要降低生产成本。RS-68发动机由洛克达因的推进与动力分公司设计并在圣苏珊娜实验室制造，用来驱动“德尔塔4号”。出于简化和节约的设计目的，这款发动机的成本比航天飞机主发动机（SSME）低了将近80%，然而比冲也低了10%，推重比也有所下降。用于波音的德尔塔4号的发动机成本只有1400万美元，而SSME成本是5000万。RS-68的流控制阀可以在57%到102%的范围内控制推进剂流量。发动机采用燃气发生器循环，内置两台独立的涡轮泵。燃烧室采用了苏联发明的通道壁技术（channel-wall），即在燃烧室外层装一层壳，中空层就是冷却通道，比起其他发动机采用数百根铜管缠绕燃烧室的设计，这种设计更重，但成本大幅降低。喷嘴内壁采用烧蚀材料，可以带走燃烧产生的大量热量。这也使RS-68重量增加，但降低了制造难度。RS-68最初在空军实验室（AFRL）做相关试验，后来转到斯坦尼斯航天中心，发动机的首次成功试车是在1998年9月11日，而火箭的首次试飞是在2002年11月20日。RS-68也是公共推进核心（CBC）的一部分。
2006年5月18日，NASA宣布“战神5号”上原计划使用的SSME将被6台RS-68替换。NASA看中RS-68也是因为它的低廉造价，在被NASA改进后，每台RS-68的成本也只有2000万美元。NASA对RS-68的改进包括替换了一个新的烧蚀喷嘴以适应增长的燃烧时间，缩短启动流程，更换了限制点火时氢逸出的设备，减少发射倒计时时氢的用量。改进后的RS-68的推力和比冲都会上升。现在“战神5号”已计划使用6台RS-68，另有计划将两至三台RS-68用于DIRECT计划。
SSME（Space Shuttle Main Engine，SSME，航天飞机主发动机）是普惠公司的洛克达因分部为航天飞机设计的主发动机，在公司内部也称为RS-24。SSME是一种非常复杂的动力装置，以外储箱中的液氢/液氧为推进剂。每台发动机在起飞时能提供大约1.8 MN的推力。航天飞机每次飞行归来后，发动机都将被卸下交给航天飞机主发动机加工厂（SSMEPF）进行维护检测，替换一些部件。主发动机能够在极端温度工作，氢燃料的储藏温度为-253℃，而燃烧室的温度可达3,300℃，高于铁的沸点。将主发动机的燃料泵用于排水，一个家用游泳池的水可在25秒内排尽。主发动机的动作流程是：附加燃料箱中的推进剂通过脐带管进入航天飞机，然后进入三条并行管道，通过工作泵供给燃烧室。
SSME的推力可以在67%到109%范围内调节，目前的发射都采用104.5%推力，而106%至109%推力用于“航天飞机异常中止模式”。以下是具体推力值，前者是海平面值，后者是真空值，100%推力：1670kN/2090kN，104.5%推力：1750kN/2170kN，109%推力：1860kN/2280kN。其中，100%推力并不代表最大推力值，而是额定值，是在SSME研发期间计算得出的。之后的研究表明主发动机在超过预设推力下也能安全工作。为了维持原来的预设标准不变，也便于以后推力比较，特意将原预设值规定为100%推力，此后如果推力增大，就不需要修改原值。SSME的推力会影响其可靠性，有研究表明当发动机推力超过104.5%时，对可靠性有明显影响。因此超过100%的推力模式较少使用。
原先的设想是在航天飞机退役后，把SSME用在无人的“战神5号”第一级和载人的战神一号第二级上。虽然看起来可行，然而实际操作有一些缺点：1.发动机将被永久固定在火箭体上，因而发动机不可重用；2.发动机无法做试飞前试车；3.将目前的地面启动型主发动机改造成适用于战神一号的高空启动型需要大笔资金且很费时。综合考虑，“战神1号”第二级将使用一台J-2X发动机，“战神5号”将使用六台改进后的RS-68发动机，因此SSME也将随航天飞机一起完全退役。
RS-68（即英语：Rocket System 68的缩写）是目前推力最大的氢氧火箭发动机。它的海平面推力达到2,950千牛，真空推力达到3,370千牛，两个数据都是发动机在102%工作状态下测得的。该发动机研发于90年代至21世纪初，设计目标是要降低生产成本。RS-68发动机由洛克达因的推进与动力分公司设计并在圣苏珊娜实验室制造，用来驱动“德尔塔4号”。出于简化和节约的设计目的，这款发动机的成本比航天飞机主发动机（SSME）低了将近80%，然而比冲也低了10%，推重比也有所下降。用于波音的德尔塔4号的发动机成本只有1400万美元，而SSME成本是5000万。RS-68的流控制阀可以在57%到102%的范围内控制推进剂流量。发动机采用燃气发生器循环，内置两台独立的涡轮泵。燃烧室采用了苏联发明的通道壁技术（channel-wall），即在燃烧室外层装一层壳，中空层就是冷却通道，比起其他发动机采用数百根铜管缠绕燃烧室的设计，这种设计更重，但成本大幅降低。喷嘴内壁采用烧蚀材料，可以带走燃烧产生的大量热量。这也使RS-68重量增加，但降低了制造难度。RS-68最初在空军实验室（AFRL）做相关试验，后来转到斯坦尼斯航天中心，发动机的首次成功试车是在1998年9月11日，而火箭的首次试飞是在2002年11月20日。RS-68也是公共推进核心（CBC）的一部分。
2006年5月18日，NASA宣布“战神5号”上原计划使用的SSME将被6台RS-68替换。NASA看中RS-68也是因为它的低廉造价，在被NASA改进后，每台RS-68的成本也只有2000万美元。NASA对RS-68的改进包括替换了一个新的烧蚀喷嘴以适应增长的燃烧时间，缩短启动流程，更换了限制点火时氢逸出的设备，减少发射倒计时时氢的用量。改进后的RS-68的推力和比冲都会上升。现在“战神5号”已计划使用6台RS-68，另有计划将两至三台RS-68用于DIRECT计划。
F-1火箭发动机（以下简称F-1）是美国洛克达因公司设计制造的一款煤油液氧发动机，用于“土星5号”的第一级。F-1是投入使用的推力最大的单喷嘴液体发动机（M-1推力更大，但未投产）。洛克达因最初设计F-1只是出于美国空军在1955年提出的制造超大型火箭发动机的要求。公司最后设计出两个版本，一个E-1，一个更大的F-1。E-1虽然在静态点火试验中取得成功，但很快这款发动机被视为没有前途，而且有更强大的F-1存在，E-1计划被搁浅了。然而美国空军发现没有使用如此强大的发动机的必要，F-1的研究计划也随之中止。刚刚成立的NASA看中了这款发动机，并与洛克达因签约，要求尽快完成研发。1957年，发动机进行了局部试验，而整机的静态点火试验也在1959年3月取得成功。F-1在随后七年的测试中，其燃烧不稳定性逐渐暴露出来，并可能导致灾难性事故。攻克这个技术难题的工作最初进展十分缓慢，因为这种故障的发生是不可预知的。最终，工程师们想出了解决办法，他们将少量的爆轰炸药放在燃烧室中，并在发动机运转时引爆炸药，以此测试燃烧室在压力变化时将作何反应。设计师随后测试了几种不同的燃料喷射器，并得到了最佳匹配方案。这个问题从1959年一直拖到1961年才算告一段落。
F-1以燃气发生器循环为基础。即在炉外燃烧室里燃烧一小部分燃料，以燃气驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃室。发动机的核心组件是推力室，燃料和氧化剂混合并燃烧产生推力。发动机顶部是一个半球形小室，即做输送液氧的歧管，也做万向轴承的支撑架，连接发动机和火箭箭体。小室之下是喷射器，用来混合燃料和氧化剂。一部分燃料从另一个歧管进入喷射器，另一部分燃料通过178根管道直接通入推力室，盘旋的管道形成了推力室的上半部分，还可以起到给推力室降温的作用。
燃料和液氧由不同的泵泵入，但泵由同一个涡轮驱动。涡轮转速为5,500RPM，产生55,000制动马力（41 MW）。在此功率下，工作泵每分钟可以泵入58,564煤油和93,920液氧。涡轮泵被设计得可以应付严酷的温度环境：煤气的温度高达816℃，而液氧的温度低至-184℃。一些燃料煤油被充作涡轮的润滑剂和冷却剂。推力室下方是喷嘴的延伸，大致延伸到发动机的一半长度位置。延伸部分将发动机的膨胀比从10:1提高到16:1。涡轮机排除的低温气体通过锥形歧管进入延伸部分，保护喷嘴在高温（3,200℃）下不受损坏。
F-1每秒消耗1,789千克的液氧，788千克的煤油，6.7MN的推力。在两分半钟的运转中，“土星5号”凭借F-1上升68千米的高度，达到9,920km/h的速度。“土星5号”每秒的推进剂流量时12,710升，可以在8.9秒内清空一个容量110,000升的游泳池。每台F-1发动机的推力都比航天飞机上三台发动机总和还多。
F-1在“阿波罗8号”和“阿波罗17号”任务期间得到改进。因为随着任务的进展，“土星5号”的负荷也逐渐增大。每次任务对发动机的性能要求都略有差异，阿波罗15号所用的发动机其起飞推力为6,909kN（3480吨）。
20世纪60年代，洛克达因在对F-1的持续研究之后，开发出了新款的F-1A发动机，虽然二者外观相似，但F-1A比F-1更轻，且推力更大（达到910吨）。可以满足后阿波罗时期的土星五号需求，然而随着土星五号生产线的停产，F-1A从未使用过。当时有提议在诺瓦火箭的第一级使用八台F-1，从70年代至今，还不断有各种关于如果使用F-1来开发新型火箭的意见，但都未能成行。F-1一直保持着最大推力液体发动机的地位，直到苏联的RD-170出现。RD-170实际上是一个涡轮泵驱动的四个独立燃烧室组合起来的发动机，因此一直有争议认为RD-170是四个发动机。F-1在单缸单喷嘴发动机领域的第一位置依然没有动摇。
J-2火箭发动机是航天飞机主发动机诞生之前，美国所拥有的最大推力的液氢液氧发动机。洛克达因公司设计制造。该发动机将曾经用于“阿波罗计划”。J-2是“土星5号”上的主要发动机，第二级（S-II）装有5台，第三级（S-IVB）装有1台。“土星1B”的第二级装有1台。在当时，J-2的一项重要技术就是可以在发动机熄火后自动重启动。位于S-IVB的那台发动机就被要求能点火两次，第一次燃烧约2分钟，将“阿波罗”飞船送入地球轨道，然后熄火，待机组人员检查飞船一切正常后，发动机再次点火6.5分钟，将飞船加速到第二宇宙速度，飞向月球。
1964年，原设计公司洛克达因为了改进J-2的性能而研发了这个试验版本J-2S，当初名为J-2X（并不是后来的J-2X）。最主要的改动就是将燃气发生器循环换成抽气循环，即将通过燃烧室上的管道供应热气体，而不是通过独立的燃烧器。除了要移除发动机上部分结构，这些改动还降低了发动机启动的难度并妥善地协调了各燃烧室的关系。其他的改动还包括节流系统，可变的燃料混合系统。还有一个新的“空闲模式”，它提供很少的推力，可用于在轨机动，或在再次燃烧之前稳定燃料箱。试验中，洛克达因生产了6台样机。从1965年到1972年，这些样机总共试车30858秒。1972年，美国当局决定不再生产“土星5号”，该发动机的研制也告一段落。而NASA考虑将J-2S用于其他用途，在众多航天飞机方案中，其中就用5台J-2S来驱动的方案。当J-2S的研制工作还在继续时，NASA就开始资助另一个研发项目：给J-2S加装一个新的塞式喷管。这会更加显著地提高发动机的性能。试验用的2台发动机，J-2T-200k达到了890kN的推力，J-2T-250k达到了1111kN。和J-2S一样，J-2T也随着阿波罗计划的停止而停止。
J-2X是J-2的一个新版本，它将用于星座计划和未来的载人飞船猎户座。原先的计划是使用2台J-2X来驱动地球出发站（EDS），“战神5号”的第一级用了6台RS-68发动机后，地球出发站只需要1台J-2X发动机就够了。每台J-2X将提供1,308的推力。2006年2月18日，NASA决定将J-2X用在“战神1号”的第二级。除此之外，J-2X还简化了猎户座的结构。2007年8月23日，NASA还专为J-2X发动机试车在斯坦尼斯航天中心建造了新的试验基地。2007年12月到2008年5月间，在试验基地已用J-2发动的各组件进行了九次试验，为研制J-2X做了准备。J-2X将比J-2效率更高且更简单，而且比航天飞机发动机成本低。2007年7月16日，NASA正式宣布洛克达因承接了总价达12亿美元的J-2X研发合同，并决定将J-2X用于“战神5号”的上面级。
RL10火箭发动机是美国研制的第一种液氢燃料火箭发动机，其改进版现用于多种运载器，“土星1号”的S-IV级使用6台，半人马座上面级使用1至2台，“德尔塔4”运载火箭上面级使用1台。该发动机第一次地面试车实在1959年，成品的第一次飞行是在1963年11月27日。在这次飞行中，两台RL10A-3驱动“宇宙神”火箭的半人马座上面级。这次飞行是用来检验火箭结构完整性和性能表现。RL10一直在改进，最新型号是RL10B-2，用于“德尔塔4号”第二级。为了提高性能，现行设计已比RL10原设计变化很大，其中一个显著变化是采用可延长喷管，使用电控万向节以减轻重量并增加可靠性。目前发动机比冲为465.5 s，排气速度4.53 km/s。
2005年，NASA宣布猎户座飞船计划，其中月球着陆舱（LSAM）的下降段和上升段都采用氢氧发动机（上升段原始计划采用液氧/甲烷发动机）。出于推进剂的考虑，且计划飞船将从赤道轨道降落到月球极地区域，NASA决定采用4台RL10为下降段提供主动力。目前，用于“德尔塔4号”的RL10B-2推力可低至最大推力的20%。但由于月球着陆舱需要在月面盘旋并平稳着陆，RL10需要改进到最大推力的10%，此外加强性能和应用于载人飞船的改进也必须进行。采用RL10使NASA在登月项目上节约大量资金。
F-1以燃气发生器循环为基础。即在炉外燃烧室里燃烧一小部分燃料，以燃气驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃室。发动机的核心组件是推力室，燃料和氧化剂混合并燃烧产生推力。发动机顶部是一个半球形小室，即做输送液氧的歧管，也做万向轴承的支撑架，连接发动机和火箭箭体。小室之下是喷射器，用来混合燃料和氧化剂。一部分燃料从另一个歧管进入喷射器，另一部分燃料通过178根管道直接通入推力室，盘旋的管道形成了推力室的上半部分，还可以起到给推力室降温的作用。
燃料和液氧由不同的泵泵入，但泵由同一个涡轮驱动。涡轮转速为5,500RPM，产生55,000制动马力（41 MW）。在此功率下，工作泵每分钟可以泵入58,564煤油和93,920液氧。涡轮泵被设计得可以应付严酷的温度环境：煤气的温度高达816℃，而液氧的温度低至-184℃。一些燃料煤油被充作涡轮的润滑剂和冷却剂。推力室下方是喷嘴的延伸，大致延伸到发动机的一半长度位置。延伸部分将发动机的膨胀比从10:1提高到16:1。涡轮机排除的低温气体通过锥形歧管进入延伸部分，保护喷嘴在高温（3,200℃）下不受损坏。
F-1每秒消耗1,789千克的液氧，788千克的煤油，6.7MN的推力。在两分半钟的运转中，“土星5号”凭借F-1上升68千米的高度，达到9,920km/h的速度。“土星5号”每秒的推进剂流量时12,710升，可以在8.9秒内清空一个容量110,000升的游泳池。每台F-1发动机的推力都比航天飞机上三台发动机总和还多。
F-1在“阿波罗8号”和“阿波罗17号”任务期间得到改进。因为随着任务的进展，“土星5号”的负荷也逐渐增大。每次任务对发动机的性能要求都略有差异，阿波罗15号所用的发动机其起飞推力为6,909kN（3480吨）。
20世纪60年代，洛克达因在对F-1的持续研究之后，开发出了新款的F-1A发动机，虽然二者外观相似，但F-1A比F-1更轻，且推力更大（达到910吨）。可以满足后阿波罗时期的土星五号需求，然而随着土星五号生产线的停产，F-1A从未使用过。当时有提议在诺瓦火箭的第一级使用八台F-1，从70年代至今，还不断有各种关于如果使用F-1来开发新型火箭的意见，但都未能成行。F-1一直保持着最大推力液体发动机的地位，直到苏联的RD-170出现。RD-170实际上是一个涡轮泵驱动的四个独立燃烧室组合起来的发动机，因此一直有争议认为RD-170是四个发动机。F-1在单缸单喷嘴发动机领域的第一位置依然没有动摇。
J-2火箭发动机是航天飞机主发动机诞生之前，美国所拥有的最大推力的液氢液氧发动机。洛克达因公司设计制造。该发动机将曾经用于“阿波罗计划”。J-2是“土星5号”上的主要发动机，第二级（S-II）装有5台，第三级（S-IVB）装有1台。“土星1B”的第二级装有1台。在当时，J-2的一项重要技术就是可以在发动机熄火后自动重启动。位于S-IVB的那台发动机就被要求能点火两次，第一次燃烧约2分钟，将“阿波罗”飞船送入地球轨道，然后熄火，待机组人员检查飞船一切正常后，发动机再次点火6.5分钟，将飞船加速到第二宇宙速度，飞向月球。
1964年，原设计公司洛克达因为了改进J-2的性能而研发了这个试验版本J-2S，当初名为J-2X（并不是后来的J-2X）。最主要的改动就是将燃气发生器循环换成抽气循环，即将通过燃烧室上的管道供应热气体，而不是通过独立的燃烧器。除了要移除发动机上部分结构，这些改动还降低了发动机启动的难度并妥善地协调了各燃烧室的关系。其他的改动还包括节流系统，可变的燃料混合系统。还有一个新的“空闲模式”，它提供很少的推力，可用于在轨机动，或在再次燃烧之前稳定燃料箱。试验中，洛克达因生产了6台样机。从1965年到1972年，这些样机总共试车30858秒。1972年，美国当局决定不再生产“土星5号”，该发动机的研制也告一段落。而NASA考虑将J-2S用于其他用途，在众多航天飞机方案中，其中就用5台J-2S来驱动的方案。当J-2S的研制工作还在继续时，NASA就开始资助另一个研发项目：给J-2S加装一个新的塞式喷管。这会更加显著地提高发动机的性能。试验用的2台发动机，J-2T-200k达到了890kN的推力，J-2T-250k达到了1111kN。和J-2S一样，J-2T也随着阿波罗计划的停止而停止。
J-2X是J-2的一个新版本，它将用于星座计划和未来的载人飞船猎户座。原先的计划是使用2台J-2X来驱动地球出发站（EDS），“战神5号”的第一级用了6台RS-68发动机后，地球出发站只需要1台J-2X发动机就够了。每台J-2X将提供1,308的推力。2006年2月18日，NASA决定将J-2X用在“战神1号”的第二级。除此之外，J-2X还简化了猎户座的结构。2007年8月23日，NASA还专为J-2X发动机试车在斯坦尼斯航天中心建造了新的试验基地。2007年12月到2008年5月间，在试验基地已用J-2发动的各组件进行了九次试验，为研制J-2X做了准备。J-2X将比J-2效率更高且更简单，而且比航天飞机发动机成本低。2007年7月16日，NASA正式宣布洛克达因承接了总价达12亿美元的J-2X研发合同，并决定将J-2X用于“战神5号”的上面级。
RL10火箭发动机是美国研制的第一种液氢燃料火箭发动机，其改进版现用于多种运载器，“土星1号”的S-IV级使用6台，半人马座上面级使用1至2台，“德尔塔4”运载火箭上面级使用1台。该发动机第一次地面试车实在1959年，成品的第一次飞行是在1963年11月27日。在这次飞行中，两台RL10A-3驱动“宇宙神”火箭的半人马座上面级。这次飞行是用来检验火箭结构完整性和性能表现。RL10一直在改进，最新型号是RL10B-2，用于“德尔塔4号”第二级。为了提高性能，现行设计已比RL10原设计变化很大，其中一个显著变化是采用可延长喷管，使用电控万向节以减轻重量并增加可靠性。目前发动机比冲为465.5 s，排气速度4.53 km/s。
2005年，NASA宣布猎户座飞船计划，其中月球着陆舱（LSAM）的下降段和上升段都采用氢氧发动机（上升段原始计划采用液氧/甲烷发动机）。出于推进剂的考虑，且计划飞船将从赤道轨道降落到月球极地区域，NASA决定采用4台RL10为下降段提供主动力。目前，用于“德尔塔4号”的RL10B-2推力可低至最大推力的20%。但由于月球着陆舱需要在月面盘旋并平稳着陆，RL10需要改进到最大推力的10%，此外加强性能和应用于载人飞船的改进也必须进行。采用RL10使NASA在登月项目上节约大量资金。
火箭发动机概论（4）
航天飞机使用的是固体火箭助推器（Solid Rocket Booster，简称SRB），主要承包商和药柱生产商是位于犹他州百翰市的锡奥科尔公司，为航天飞机在发射升空前2分钟内提供推力，安装在外储箱两侧。每台助推器能产生1.8倍于F-1发动机的推力，F-1是推力最大的单室液体燃料火箭发动机，单台推力可达到6909千牛（705吨），5台F-1发动机就可以举起火箭“土星5号”。而SRB是推力最大的固体助推器，也是载人航天第一次使用固体助推器。SRB提供航天飞机离地时的主要推力，发射时每台助推器产生约1245吨推力，随后迅速增加到1379吨推力。SRB可重复使用数次，有回收系统。
航天飞机的SRB助推器高45.46米，直径3.71米。在发射台上，每台助推器重589.55吨，两台助推器占全部起飞质量的60%。而每台助推器中填充的推进剂重约498.85吨。发动机推进剂由高氯酸铵（氧化剂，占69.6% 质量），铝（燃料，16%），铁氧化物（催化剂，0.4%），聚合物（如PBAN和HTPB，作粘合剂，次级燃料，12.04%），环氧树脂（固化剂，1.96%）组成。这种推进剂也称作高氯酸铵组合推进剂（APCP）。用这种推进剂海平面比冲为242秒，真空比冲268秒。主燃料是铝，因为铝的比能为31.0MJ/kg，但是体积应变能密度也很高，因此难以意外引燃。美国重返月球计划中的“战神5号”运载火箭也将继续用SRB助推器，主要是看中它惊人的推力。但是“战神5号”用的并不是原先的SRB助推器，而是改进过的SRB助推器，航天飞机的SRB助推器是四段式的，而战神系列的SRB助推器是五段式（5.5段式）的。在2003年“哥伦比亚号”事故之前，NASA曾考虑过将现有的四段式发动机换成五段式助推器，哥伦比亚事件之后，NASA搁置了五段式助推器研发。改进之后的SRB助推器高度有所增加，推力也有所增加，燃烧时间也增加了2秒。
火神发动机（Vulcain）是用于欧空局“阿丽亚娜5号”火箭的低温第一级的发动机系列。火神发动机的主要承包商是法国的斯奈克玛公司，也负责液氢涡轮泵。液氧涡轮泵由意大利Avio公司，驱动涡轮泵的燃气泵和喷管由瑞典的沃尔沃公司负责。火神发动机的研发始于1988年，在欧空局的协助下随“阿丽亚娜5号”火箭同时研究。1996年，发动机随“阿丽亚娜501号”飞行首飞，首飞失败，但不是发动机造成的。2002年，升级版的“火神2号”发动机推力增大了20%。新版发动机随517号飞行升空，由于发动机故障导致飞行失败。事后调查认为事故诱因是火箭超载。随后，发动机喷管经过重新设计，增加了结构并加强的管壁的热防护。增加了液氢冷却剂的流量，并对冷却管受热面增加了热防护。部分改造后的“火神2号”发动机在521号飞行中成功升空。
火神发动机是采用燃气发生器循环的氢氧发动机，管壁采用再生冷却技术。“火神2号”在喷管较低部位（涡轮废气注入的部位）引入膜冷却技术。发动机驱动“阿丽亚娜5号”第一级，主低温级（EPC）提供离地推力的8%。（其余推力有两台固体助推器提供）发动机工作时间为600秒。高度3米，直径1.76 米，重量1686千克，最新版本推力137 吨。液氧涡轮泵转速13600 rpm，功率3 MW，质量流速235 kg/s；液氢涡轮泵转速34000 rpm，质量流速41.2 kg/s。“阿丽亚娜5-ECA号”火箭的第二级用的是1台HM7-B发动机，推力为64.7千牛，比冲为446秒，燃料为液氢/液氧，燃烧时间为960秒。
HM-7B是欧空局研制的一款火箭发动机，是通过不断改进后的产物，其老祖宗是HM-4，HM-7也是它的改进型，用于“阿丽亚娜1号”火箭的第三级，于1979年首飞。其改进版HM-7B主要提高了比冲，用于“阿丽亚娜”2、3、4号的第三级，也用于“阿丽亚娜5-ECA”的第三级。Vinci是为“阿丽亚娜5-ECB”的上面级，能将12吨的载荷送到地球同步转移轨道。Vinci采用的是膨胀循环，是欧洲的第一种膨胀循环的发动机，燃料为液氢/液氧，能重复点火5次，其主要技术来自于它的前辈HM-7B。
YF系列火箭发动机是中国为长征系列运载火箭研发的火箭液态发动机系列，YF取自液态和发动机第一字的首字母。“长征5号”火箭的芯级发动机采用液氢/液氧燃料的YF-77发动机，采用燃气发生器循环方式，海平面推力约为540千牛，推力算起来只有火神2的一半略多，海平面比冲约为333秒，真空推力约为700千牛，真空比冲约为438秒。YF-77燃气发生器循环液氧液氢发动机则是独立开发的技术，由于我国材料机械基础工业落后和开发推力氢氧发动机固有的高难度，对比同类型发动机，YF-77发动机指标只能用惨不忍睹来形容。“大推力”三个字实在说不出口。不过敝帚自珍，对比以前只有78.5千牛真空推力的YF-75发动机来说，也是一个很大的进步。话说回来，发动机上仍然有很大差距是相对于美俄而言，对比欧空局和日本宇宙开发机构，在发动机上，我国已经赶了上来。如果一定要纠结于没有分级燃烧的氢氧发动机的话，把YF-100改为氢氧发动机并没有技术上的大障碍。我国第一型氢氧发动机YF-73，就是YF-23肼类发动机直接改为氢氧燃料的，分级燃烧循环的技术在YF-100已经有了工程验证，大推力氢氧机在YF-77上也有了工程验证，再有苏联人NK-33改用液氢燃料的先例，以YF-100为基础发展出一型比冲略低于推力相近于LE-7A的分级燃烧的氢氧发动机是轻而易举的事情。
助推器采用液氧/煤油燃料的YF-100发动机，采用分级燃烧（由于分级燃烧一般采用高压，所以很多时候也称为高压补燃，但严格的说两者并不等同，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到10Mpa）循环方式，海平面推力约为1223.5千牛，海平面比冲约为300秒，真空推力约为1366千牛，真空比冲约为336秒。YF-100高压补燃液氧煤油发动机的技术可以追溯到苏联的RD-120，在1990年代引进了RD-120的技术上，通过逆向工程摸清了高压补燃发动机的设计原理，以此为基础，开发出了新的YF-100大推力高压补燃液氧/煤油发动机。YF-100具有节流能力，推力可在65%—100%之间浮动。“长征5号”的上面级采用YF-75的改进版本YF-75D发动机，YF-75D仍然用液氢/液氧为燃料，但循环方式由YF-75的燃气发生器循环方式改进到膨胀循环方式，比冲和推力都有不小的提升。
在开发120吨推力的YF-100之余，还开发了液氧/煤油燃料的YF-115发动机，推力约为15吨，采用高压补燃方式。此外，还有一种8吨级的小型液氧/煤油发动机，编号不知，可能是用于做游动发动机调整姿态用。新一代的小型运载火箭（可能获得CZ-6的编号）的发动机采用液氧/煤油燃料，运载能力指标为700千米高度太阳同步轨道500千克载荷，按照目前已有发动机的储备来看，很有可能是一子级一台YF-100发动机外加上面级YF-115发动机（这个用在这里推力似乎有些偏大了）的二级火箭配置。
固体火箭尽管相对液体火箭而言比冲低，有效载荷少并且价格更为昂贵，但是具有射前准备时间短，简单可靠等特点。在固体火箭方面，科工集团研制了首枚全固体燃料四级运载火箭“开拓者1号”，用于发射小卫星以及微型卫星，运载能力为低地轨道100千克。“开拓者1号”系列还有改进型“开拓者1A号”和带固体助推器的版本“开拓者1B”（原来的“开拓者2”系列火箭）。“开拓者1号”的发动机等技术来源于固体中程弹道导弹DF-21，直径为1.4米，第一，二级采用FG-05D发动机，第三级和第四级采用FG-53和FG-54发动机。其中值得注意的是，FG-54发动机壳体是我国第一个采用碳复合材料的型号发动机壳体，于2003年9月通过全箭飞行试验（也是“开拓者1号”的首次发射成功）。“开拓者1B”发动机采用新研制的1.7米直径发动机作为芯级，捆绑两台原有的1.4米发动机，运载能力有很大提高。此外，2006年珠海航展上，还展出了H-6为载机的空射小型固体运载火箭，重量为13吨，带翼三级运载火箭，500公里太阳同步轨道运载能力为50千克，低地轨道运载能力约为100千克。
LE-7火箭发动机及其改进型LE-7A是日本为H2火箭系列制造的氢氧发动机。是第一种主级主发动机。设计研发工作都在日本国内进行，由国家航天发展局（NASDA），航空航天工程技术实验室（NAL），三菱重工和石川岛播磨重工业公司合力完成。NASDA和NAL已经合并为JAXA。设计主要由三菱重工完成。石川岛播磨提供涡轮泵。因为该发动机也称为“三菱重工 LE-7（A）”。LE-7的设计初衷是为H2火箭研制一个不可重用的高效中等尺寸发动机。LE-7A是LE-7的改进型，没有改变原有的基础设计。但7A在降低成本，增加可靠性和改善性能上有所增强。7A是随着H-IIA火箭的诞生而设计的。新版本火箭发动机另有一种附加在原有短喷管上的喷管延伸部的设计，用以提高性能。但装上喷管延伸部后，发动机遇到新的边缘过载问题，喷管不规则受热。这些问题严重到能在启动和停车时损伤再生冷却管道和万向节传动机。设计人员运用计算流动动力学（CFD）模拟并解决了这个问题，从而设计出新的长喷管，使用整体再生冷却。新喷管使用前，H-IIA已使用短喷管飞行了数次。
航天飞机使用的是固体火箭助推器（Solid Rocket Booster，简称SRB），主要承包商和药柱生产商是位于犹他州百翰市的锡奥科尔公司，为航天飞机在发射升空前2分钟内提供推力，安装在外储箱两侧。每台助推器能产生1.8倍于F-1发动机的推力，F-1是推力最大的单室液体燃料火箭发动机，单台推力可达到6909千牛（705吨），5台F-1发动机就可以举起火箭“土星5号”。而SRB是推力最大的固体助推器，也是载人航天第一次使用固体助推器。SRB提供航天飞机离地时的主要推力，发射时每台助推器产生约1245吨推力，随后迅速增加到1379吨推力。SRB可重复使用数次，有回收系统。
航天飞机的SRB助推器高45.46米，直径3.71米。在发射台上，每台助推器重589.55吨，两台助推器占全部起飞质量的60%。而每台助推器中填充的推进剂重约498.85吨。发动机推进剂由高氯酸铵（氧化剂，占69.6% 质量），铝（燃料，16%），铁氧化物（催化剂，0.4%），聚合物（如PBAN和HTPB，作粘合剂，次级燃料，12.04%），环氧树脂（固化剂，1.96%）组成。这种推进剂也称作高氯酸铵组合推进剂（APCP）。用这种推进剂海平面比冲为242秒，真空比冲268秒。主燃料是铝，因为铝的比能为31.0MJ/kg，但是体积应变能密度也很高，因此难以意外引燃。美国重返月球计划中的“战神5号”运载火箭也将继续用SRB助推器，主要是看中它惊人的推力。但是“战神5号”用的并不是原先的SRB助推器，而是改进过的SRB助推器，航天飞机的SRB助推器是四段式的，而战神系列的SRB助推器是五段式（5.5段式）的。在2003年“哥伦比亚号”事故之前，NASA曾考虑过将现有的四段式发动机换成五段式助推器，哥伦比亚事件之后，NASA搁置了五段式助推器研发。改进之后的SRB助推器高度有所增加，推力也有所增加，燃烧时间也增加了2秒。
火神发动机（Vulcain）是用于欧空局“阿丽亚娜5号”火箭的低温第一级的发动机系列。火神发动机的主要承包商是法国的斯奈克玛公司，也负责液氢涡轮泵。液氧涡轮泵由意大利Avio公司，驱动涡轮泵的燃气泵和喷管由瑞典的沃尔沃公司负责。火神发动机的研发始于1988年，在欧空局的协助下随“阿丽亚娜5号”火箭同时研究。1996年，发动机随“阿丽亚娜501号”飞行首飞，首飞失败，但不是发动机造成的。2002年，升级版的“火神2号”发动机推力增大了20%。新版发动机随517号飞行升空，由于发动机故障导致飞行失败。事后调查认为事故诱因是火箭超载。随后，发动机喷管经过重新设计，增加了结构并加强的管壁的热防护。增加了液氢冷却剂的流量，并对冷却管受热面增加了热防护。部分改造后的“火神2号”发动机在521号飞行中成功升空。
火神发动机是采用燃气发生器循环的氢氧发动机，管壁采用再生冷却技术。“火神2号”在喷管较低部位（涡轮废气注入的部位）引入膜冷却技术。发动机驱动“阿丽亚娜5号”第一级，主低温级（EPC）提供离地推力的8%。（其余推力有两台固体助推器提供）发动机工作时间为600秒。高度3米，直径1.76 米，重量1686千克，最新版本推力137 吨。液氧涡轮泵转速13600 rpm，功率3 MW，质量流速235 kg/s；液氢涡轮泵转速34000 rpm，质量流速41.2 kg/s。“阿丽亚娜5-ECA号”火箭的第二级用的是1台HM7-B发动机，推力为64.7千牛，比冲为446秒，燃料为液氢/液氧，燃烧时间为960秒。
HM-7B是欧空局研制的一款火箭发动机，是通过不断改进后的产物，其老祖宗是HM-4，HM-7也是它的改进型，用于“阿丽亚娜1号”火箭的第三级，于1979年首飞。其改进版HM-7B主要提高了比冲，用于“阿丽亚娜”2、3、4号的第三级，也用于“阿丽亚娜5-ECA”的第三级。Vinci是为“阿丽亚娜5-ECB”的上面级，能将12吨的载荷送到地球同步转移轨道。Vinci采用的是膨胀循环，是欧洲的第一种膨胀循环的发动机，燃料为液氢/液氧，能重复点火5次，其主要技术来自于它的前辈HM-7B。
YF系列火箭发动机是中国为长征系列运载火箭研发的火箭液态发动机系列，YF取自液态和发动机第一字的首字母。“长征5号”火箭的芯级发动机采用液氢/液氧燃料的YF-77发动机，采用燃气发生器循环方式，海平面推力约为540千牛，推力算起来只有火神2的一半略多，海平面比冲约为333秒，真空推力约为700千牛，真空比冲约为438秒。YF-77燃气发生器循环液氧液氢发动机则是独立开发的技术，由于我国材料机械基础工业落后和开发推力氢氧发动机固有的高难度，对比同类型发动机，YF-77发动机指标只能用惨不忍睹来形容。“大推力”三个字实在说不出口。不过敝帚自珍，对比以前只有78.5千牛真空推力的YF-75发动机来说，也是一个很大的进步。话说回来，发动机上仍然有很大差距是相对于美俄而言，对比欧空局和日本宇宙开发机构，在发动机上，我国已经赶了上来。如果一定要纠结于没有分级燃烧的氢氧发动机的话，把YF-100改为氢氧发动机并没有技术上的大障碍。我国第一型氢氧发动机YF-73，就是YF-23肼类发动机直接改为氢氧燃料的，分级燃烧循环的技术在YF-100已经有了工程验证，大推力氢氧机在YF-77上也有了工程验证，再有苏联人NK-33改用液氢燃料的先例，以YF-100为基础发展出一型比冲略低于推力相近于LE-7A的分级燃烧的氢氧发动机是轻而易举的事情。
助推器采用液氧/煤油燃料的YF-100发动机，采用分级燃烧（由于分级燃烧一般采用高压，所以很多时候也称为高压补燃，但严格的说两者并不等同，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到10Mpa）循环方式，海平面推力约为1223.5千牛，海平面比冲约为300秒，真空推力约为1366千牛，真空比冲约为336秒。YF-100高压补燃液氧煤油发动机的技术可以追溯到苏联的RD-120，在1990年代引进了RD-120的技术上，通过逆向工程摸清了高压补燃发动机的设计原理，以此为基础，开发出了新的YF-100大推力高压补燃液氧/煤油发动机。YF-100具有节流能力，推力可在65%—100%之间浮动。“长征5号”的上面级采用YF-75的改进版本YF-75D发动机，YF-75D仍然用液氢/液氧为燃料，但循环方式由YF-75的燃气发生器循环方式改进到膨胀循环方式，比冲和推力都有不小的提升。
在开发120吨推力的YF-100之余，还开发了液氧/煤油燃料的YF-115发动机，推力约为15吨，采用高压补燃方式。此外，还有一种8吨级的小型液氧/煤油发动机，编号不知，可能是用于做游动发动机调整姿态用。新一代的小型运载火箭（可能获得CZ-6的编号）的发动机采用液氧/煤油燃料，运载能力指标为700千米高度太阳同步轨道500千克载荷，按照目前已有发动机的储备来看，很有可能是一子级一台YF-100发动机外加上面级YF-115发动机（这个用在这里推力似乎有些偏大了）的二级火箭配置。
固体火箭尽管相对液体火箭而言比冲低，有效载荷少并且价格更为昂贵，但是具有射前准备时间短，简单可靠等特点。在固体火箭方面，科工集团研制了首枚全固体燃料四级运载火箭“开拓者1号”，用于发射小卫星以及微型卫星，运载能力为低地轨道100千克。“开拓者1号”系列还有改进型“开拓者1A号”和带固体助推器的版本“开拓者1B”（原来的“开拓者2”系列火箭）。“开拓者1号”的发动机等技术来源于固体中程弹道导弹DF-21，直径为1.4米，第一，二级采用FG-05D发动机，第三级和第四级采用FG-53和FG-54发动机。其中值得注意的是，FG-54发动机壳体是我国第一个采用碳复合材料的型号发动机壳体，于2003年9月通过全箭飞行试验（也是“开拓者1号”的首次发射成功）。“开拓者1B”发动机采用新研制的1.7米直径发动机作为芯级，捆绑两台原有的1.4米发动机，运载能力有很大提高。此外，2006年珠海航展上，还展出了H-6为载机的空射小型固体运载火箭，重量为13吨，带翼三级运载火箭，500公里太阳同步轨道运载能力为50千克，低地轨道运载能力约为100千克。
LE-7火箭发动机及其改进型LE-7A是日本为H2火箭系列制造的氢氧发动机。是第一种主级主发动机。设计研发工作都在日本国内进行，由国家航天发展局（NASDA），航空航天工程技术实验室（NAL），三菱重工和石川岛播磨重工业公司合力完成。NASDA和NAL已经合并为JAXA。设计主要由三菱重工完成。石川岛播磨提供涡轮泵。因为该发动机也称为“三菱重工 LE-7（A）”。LE-7的设计初衷是为H2火箭研制一个不可重用的高效中等尺寸发动机。LE-7A是LE-7的改进型，没有改变原有的基础设计。但7A在降低成本，增加可靠性和改善性能上有所增强。7A是随着H-IIA火箭的诞生而设计的。新版本火箭发动机另有一种附加在原有短喷管上的喷管延伸部的设计，用以提高性能。但装上喷管延伸部后，发动机遇到新的边缘过载问题，喷管不规则受热。这些问题严重到能在启动和停车时损伤再生冷却管道和万向节传动机。设计人员运用计算流动动力学（CFD）模拟并解决了这个问题，从而设计出新的长喷管，使用整体再生冷却。新喷管使用前，H-IIA已使用短喷管飞行了数次。
火箭发动机概论（5）
宇宙探索技术公司的“猎鹰9号”火箭两节皆为可回收式的。“猎鹰9号”的第一节有九颗默林引擎，第二节则有一颗，火箭是有次序的将所有发动机点燃，并用电脑全程控制，如有任何问题会自动将液态燃料供给系统关闭，因此，有人认为Space X将会拥有先进的发射技术。宇宙探索技术公司的默林发动机一直都在改进，早期的“猎鹰1号”火箭用的是默林1A发动机，海平面推力为347kN，发射两次后就用改进后的默林1C发动机，主要是加装了喷嘴冷却系统，海平面推力为512kN。2010年后发射的“猎鹰1e”将用默林1C+发动机，海平面推力为556kN，海平面比冲275秒，“猎鹰9号”也将用默林1C+发动机。将来可能还要推出默林2发动机，主要技术来自于“土星5号”的F-1发动机。
早期的航天人，想法是相当浪漫的，在他们眼里，其实“土星5号”这个古老的怪物也不算什么的，大家可以看看NASA在阿波罗时期设想的火星探险用的火箭和切洛梅同志的UR-700，是怎样的巨无霸。在火箭发动机领域，则是陷入“指标狂热”，一味地追求高指标：更大的推力、更高的效率（比冲）。在这个过程中，人类研制出了像F-1、SSME、RD-170、RD-0120这样传世的精品，为辉煌的宇航事业打下了坚实的基础。
随着冷战的结束，像阿波罗这种一次发射烧掉大半条核动力超级航母的活动，再不会有了，宏伟的“星球大战”这样的超级航天计划也被束之高阁。人类的航天活动，呈现出前所未有的现实和功利。于是，从纸面的指标来看，人类的航天技术，比起30年前是落后多了，甚至产生了“30年前可以登月，现在反而不行了。可见登月是假的”这样的荒谬论调。真的如此么？显然是不可能的，人类社会总在向前发展，奴隶社会虽然远远没有原始社会公平公正，确是人类的巨大进步。“宇宙神5”、“德尔塔4”、“阿丽亚娜5”的运载能力虽然没有“土星5号”大，也没有“土星5号”100%的成功率，它们更加先进确是不容置疑的。人类的航天技术已经成熟，所以就更加客观冷静，更加实际，开始用理性的眼光来考察火箭和火箭发动机：指标是干什么的？还不是为了实现用途？为了指标而指标，为了先进而先进，是毫无疑义和极其愚蠢的。所以，在新一代火箭的方案上，各国都把经济性、安全性和环保性作为最重要的三项要求，不再追求先进技术和高指标，尽量采用成熟的技术，这方面的代表，就是EELV系列的“宇宙神 5”和“德尔塔4”，前者是“充分继承”与“博采众长”的典范，后者则是“合理规划”与“厚积薄发”楷模。
长期以来，人们发现一个规律，就是在基础原理取得突破之前，越是接近指标极限，前进就越是困难，花费就越大，常常会多花一倍开销，只将指标提高了百分之几。今天最高比冲的实用型火箭发动机，波音公司的RL10B-2，虽然在循环方式（完全膨胀），推进剂类型（氢/氧）、喷管设计（大面积比、可伸缩的碳/碳材料喷管）三个主要方面都采取了最有利于提高比冲的措施，比冲仍然只达到了465.5秒，比起它的直系老祖宗，1958年开发的RL10只提高了10秒多，可见提高比冲之艰难。
半个世纪以来，为了提高航天运载的效率，人们在提高火箭发动机比冲方面作了很多努力，但是收效不大。想大幅度提高火箭的比冲，不外乎三种方法（其实上面提到的RL10B-2和Vinci做到极致了）：更强的推进剂、更好的循环方式、更大的喷管面积比。但是经过长期的摸索，上述三条路线，都是困难重重：目前比冲最高的实用型推进剂组合是液氢/液氧，其实人类试验过的更强的推进剂还有很多：更强的燃料有金属铍、非金属硼，铝氢化物、硼氢化物等，更强的氧化剂有氟气、氟氧化物、氯氧化物等等。这些东西，在相似的燃烧压力、喷管面积比下可以将比冲提高到500秒以上。但是有高中化学知识的人，都能看出这些东西都是集剧毒、强腐蚀、不稳定于一身的威猛药品，而且价格比传统燃料高出2个数量级，反应产物也大多剧毒，是无论如何也难以实际应用的，除非愿意将发射场做成一次性的。最强的化学推进剂组合是什么呢？是臭氧/金属铍/氟气三组元推进剂，三个组分都是剧毒，但是谁敢用？有趣的是，世界上还真有氢/氟发动机，譬如前苏联的RD-301，用于上面级实际比冲只有381秒，完全没有发挥氟的巨大威力嘛，还不如氢氧。美国的RL10也做过多次氢/氟循环的试验，结论是只消极少改动，就可以改烧氢/氟推进剂。但这些方案最终都没有付诸实施。
在循环方式改进方面，常见的循环方案也就4种：膨胀循环、分级燃烧循环、挤压循环、燃气发生器，前两者为开式，后两者为闭式。其中膨胀循环的效率自然最高了，完全膨胀循环氢氧发动机的比冲是最高的，谁也不要与之相比，但是这种发动机推力小，只适用做上面级。日本开发了独特的LE-5部分膨胀循环氢氧发动机，可以提高推力，但仍然不足以做第一级。挤压循环很少用，效率最低，一般用在调姿。于是竞争就在分级燃烧循环与燃气发生器循环之间展开了。需要说明的是，有资料将分级燃烧循环说成高压补燃循环，这是不对的，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到10Mpa。与燃气发生器循环相比，分级燃烧效率高、比冲大、污染小（毕竟属于闭式循环），是不争的事实。但是，相应的，研制难度大，投资高、风险大、机构体积重量大，反而降低了提高效率带来的好处。以燃气发生器的王者：F-1发动机与最强的分级燃烧发动机RD-170相比，后者的燃烧压力相当于前者的3 倍，比冲也从260秒提高到309秒，而两者的发动机推重比，却发现只是从76提高到了78，极其有限。当然，由于火箭发动机推力极大，而自身重量占总重比例又极低，所以该指标对总体推进效率影响极其有限。但是，RD-170四个燃烧室、四个喷管的复杂构造带来研制成本、风险隐患的提高，却是极为可观的。
同样，在氢氧发动机领域，古老的燃气循环发动机J-2的推重比达到67，远远超过俄罗斯最好的分级燃烧氢氧发动机RD-0120的57.6。在研制投资方面，分级燃烧发动机的投入要大得多，需要更好的材料、更多的测试、更多的时间和金钱。巨大的RD-170发动机在1993年之前，试车达911次之多，SSME定型前总试车时间达到30.9万秒，这些每秒吞吃数百公斤燃料的巨兽，光试验烧掉的燃料，就要数以万吨计。欧洲在论证阿丽亚娜火箭的HM-60发动机的方案时，经过计算发现，如果投资增加13%以内，使用分级燃烧循环就是划算的，但是以当时的基础工艺、设备状况，上分级燃烧得增加投资30%，于是毅然选择了燃气循环方案。日本的H-2火箭成本居高不下，竞争力差，很大原因就是采用了投资巨大的分级燃烧发动机。别的不谈，大推力分级燃烧发动机那巨大的燃烧压力就不是那么好处理的，简化版H-2：H-2A火箭的一个重要改进就是降低发动机的压力。同样，虽然有RD-170、RD-180在前，俄罗斯搞缩小版的RD-191M依旧困难重重，直接导致“安加拉”运载火箭从1993年难产至今，到2010年也无法服役。
至于喷管上的文章，也是大有可做的，喷管面积比达到3,000，普通发动机也可以达到500秒的比冲。但是，如此之大的喷管，火箭根本就塞不进去。现在的火箭和导弹为了增大喷管面积比，都采用可伸缩的喷管，但是尽管如此，也很难将面积比提高到100以上，遑论3,000了。当然也可以用其它的技术，譬如美国在90年代的 X-33试验的洛克达因公司XRS-2200线性气动塞式喷管发动机，喷管面积比达到173，在燃烧压力与SSME相比下降三分之一的情况下，真空比冲竟然相差无几。
由于提高比冲很困难，得不偿失，所以现在的火箭发动机研制的潮流是：将比冲指标持平，甚至降低一点，来换取在三性（经济、安全、环保）方面的显著提高，同时，充分利用先进的设计方法和生产技术，来降低成本和提高质量。美国现在与未来的主力火箭发动机：RS-68正是这方面的杰出代表。需要说明的是，虽然俄罗斯在分级燃烧发动机领域名声很大，但是美国在这方面的技术也极其高超：譬如SSME，无论是推力还是比冲仍是当今最好的氢氧机之一，从来没有出过故障，更难能可贵的是，它是按照55次反复使用设计的，跟别的一次性火箭有本质不同。更有巨大的RS-84，技术问题都解决了，只是经济上不划算，才没有问世。研制中的机器更牛，比如DC/DX配套的发动机，燃烧压力高达40Mpa，远远超过RD-191。
尽管有分级燃烧技术的雄厚基础，RS-68仍然抛弃了分级燃烧方案，毅然选择了可靠、成熟的燃气发生器循环，将燃烧压力降低到9.7Mpa，不足SSME的50%，真空比冲也降低到410秒左右，比RD-0120、LE-7低了四五十秒之多。从指标上，是落后了很多，但是从其他方面看，则是巨大的进步：首先，运用先进计算机三维设计技术，RS-68大大降低了研制周期和研制费用，从设计到实验只有15个月，相当于SSME和J-2的三分之一，研制费用虽然没有公布，但是比起SSME的25亿美元和J-2的17亿美元，肯定是成倍减少。低廉的研制费用，使之在最重要的经济性上就占得先机。其次，尽可能的使用继承性的成熟技术，提高了可靠性，降低了费用；采用先进工艺，大幅度降低零部件数量和工时。以涡轮泵为例，与SSME相比，零件数由200个降低到30个。总零件数目只有SSME的7%，总工时由171,000降低到8,000，这是巨大的飞跃。第三，采用大量简化工艺，降低成本的工艺，燃烧室不采用电铸，喷管用烧蚀型等等。与美国指标最高的分级燃烧发动机SSME相比，推力提高了50%，比冲只降低了15%不到，而这一切确是在主要工况显著降低下实现的（涡轮泵温度相当于SSME的62%，转速相当于60%，冷却量和压力只有50%和45%）。所以，RS-68是先进的设计理念、设计方法的集中体现，是当代火箭发动机的优秀代表。不但是“德尔它4”火箭的主力发动机，在美国“重返月球”的计划中，也成为承担当年“战神5”巨型火箭的第一级主发动机。
分级燃烧的技术困难很多很大，但并不意味着F-1这样的单燃烧室大推力发动机难度就低。大推力发动机稳定燃烧是世界级难题，美国人为了解决容易得多的F-1不稳定燃烧问题，花费了巨大的时间和精力财力，苏联人就没能解决大推力发动机不稳定燃烧问题，以至于其至今搞不出大单室发动机。正如前面的分析，加大推力、提高经济性、安全性，是最迫切的需求，而不是分级燃烧带来的先进性和高效率，在大推力领域，完全可以效率不够、体积凑嘛。关于环保方面，既然摒弃了有毒的肼/四氧化二氮推进剂，那么开式循环的负面影响，也就不显著了。因此，我国新一代火箭发动机最佳的路线还是大推力（200吨以上），单室的燃烧发生器循环发动机。形象的讲，如果我们的新火箭是以三分之一台F-1加上三分之一台RS-68 为动力组合，那要好得多。最后，设想归设想，实际毕竟是实际，有人说过，如果美国出口F1，19.1亿美元买1台也行啊。但是，我国只能买到俄罗斯古老的85吨分级燃烧机RD-120，然后在此基础上发展120吨机，也就把我们带进了分级燃烧的领域。毕竟，即使是博物馆里的F-1，美国也不可能卖给我们，同样，俄罗斯能卖RD-180给美国，更好的RD-191的技术可以转让给韩国，却只肯卖给我们RD-120。（摘自《技术狂想症与新时代火箭发动机的选择》）
2009年6月10日，中科院发布中国2050年科技发展路线图，根据这份路线图，我国深空探测的规划相当的宏伟。实现这些伟大的梦想，现有的“长征”2，3，4系列运载火箭是远远不够的，同步转移轨道最大5.5吨运力的长征3B/E火箭，实在无法承担起这么远大的任务，当然，负责月球软着陆探测器或是火星探测器的发射还是可行的，但是发射月球采样返回探测器，就力不从心了。如要维持驻月基地，需要研制重型运载火箭，并进一步指出，重型运载火箭是实现快捷安全的载人登月和载人火星探测的必要条件，要求尽快对关键技术如500吨级液氧煤油发动机，8—10米直径的箭体尽快进行预研。可喜的是，在2007年航天推进技术发展目标中，明确指出2008—2009年的发展目标就包括这些内容：进行重型运载火箭（LEO100吨）5,000KN液氧/烃系统方案、1,500kN液氢/液氧系统方案的概念研究和关键技术梳理；完成用于固体小运载器和中型固体助推器的1,200kN推力的整体式固体发动机研制；开始3,600kN、5,000kN大推力分段式固体助推器关键技术研究。
我国对航天系统的资金投入逐年加大，也能满足开发这些大推力发动机的需要。根据2009年陆续出现的新闻，1,200KN中型固体助推器已经初步完成开发，分段式固体助推器的分段式发动机技术开始取得突破，3,600KN和5,000KN大推力固体助推器正式亮相的时间已经不远了。1,200KN只能配合中小运力的运载火箭，不过5,000KN的固体助推器，就是用来为我国重型运载火箭提供固体动力选择的了。考虑到液体发动机开发的难度，未来登月，我们很可能先看到这些500吨级固体助推器的亮相，配合原有“长征5号”的构型，已经可以勉强应付早期简单登月的需求了。
从2009年相继出现在《宇航学报》、《航空动力学报》、《火箭推进》等专业刊物上的论文来看，5,000KN的液氧/烃系统方案已经开始清晰起来，由于YF-100高压补燃液氧煤油发动机开发的成功经验，西安的航天6院倾向于开发高压补燃液氧煤油发动机，加上近几年新建了500吨级大推力液体发动机的试车台，作为专门进行航天推进系统的研究院，未雨绸缪，开展大推力液氧煤油发动机正当其时。不过为了配合5米箭体的需要，发动机推力不得不降低到4,000KN，如此才能在5米直径的火箭箭体内，安装两台4,000KN高压补燃液氧煤油发动机。全新重型火箭拘泥于长征5号的5米箭体，中国航天人实在是穷怕了，拼命省钱。不过仔细想想这个决策也很合理，这种巨型火箭发射次数不会多，单独开发新的箭体，而不是和将来肯定频繁使用的“长征5号”系列火箭共用技术，从继承性上来说是败笔，从经费上说更是败家之举。何况单台4,000KN还是5,000KN推力，对于近地轨道运载能力100吨以上，月球转移轨道运载能力也达到50吨以上的重型火箭来说，其实差别不大。我国的新型液氧煤油发动机，如果仅仅是4,000KN或是5,000KN的单台推力，在重型火箭里并不突出。美国人的“土星5号”火箭用的F-1发动机，推力可达6,770KN；苏联人的RD-170/171发动机，更是达到了7,800KN。
不过F-1发动机没能采用更高效的高压补燃循环方式，比冲偏低，而RD-171发动机，派生自RLA-1200发动机，由于无法实现300吨的单室稳定燃烧，所以只好单室推力降低到200吨左右，4燃烧室并联实现的大约800吨推力。航天6院计划开发的大推力高压补燃液氧煤油发动机，在采用高性能的高压补燃循环方式，其次还将是史无前例的大推力单燃烧室发动机。大推力发动机稳定燃烧是世界级难题，苏联人就没能解决大推力发动机不稳定燃烧问题，现在轮到中国人了。如果我们能够做成规划中的4000KN高压补燃液氧煤油发动机的话，那可以说达到了液体发动机的世界最高水平。解决400吨级单室不稳定燃烧问题，比之解决200吨级单室不燃烧，难度即使不是天地之别也差不多了。考虑到我国的2030年登月，并不迫切，更不用说实际还可能延迟几年，对于下一代政治领导人是根本看不到的目标，所以需求并不迫切。航天6院有充足的时间和精力进行4000KN高压补燃液氧煤油发动机的开发，不会如苏联或是美国人那样，重蹈忙中出错的覆辙。
同样让人很感兴趣的是1,500KN液氢/液氧发动机，凑巧的是，1,500KN地面推力的分级燃烧循环液氢液氧发动机，这个世界正好曾经有一个现成的型号，那就是苏联人的RD-0120，能源号火箭的芯级发动机。如果为了显示“中国特色”的话，很有可能改用全流量分级燃烧循环（FFSC）方式，显著提高性能。如果能实现全流量分级燃烧循环的话，和实现大推力高压补燃发动机一样，将标志着中国航天在液氢液氧发动机技术上也达到了世界最高水平。
2025年，按计划将是是否开展载人登月的关键时间节点了，那时4,000KN液氧/煤油发动机和1,500KN的液氢/液氧发动机也将彻底公布于众。至少按目前的论证，届时将会出现的重型火箭，简直就是苏联能源火箭的加强版本，芯级都是4台1,500KN地面推力的液氢/液氧发动机，助推器里都是高压补燃液氧煤油发动机，助推器推力都是800吨左右。和能源号不同的是，我们的重型火箭还有第二级单台1,500KN液氢液氧发动机，文昌发射场的纬度要低得多，因此运载能力要远远大于“能源号”火箭。到2030年前后，将是航天业真真切切的现实，他们将把欧空局，日本宇宙开发机构，俄罗斯航天局和印度航天机构彻底抛下。
宇宙探索技术公司的“猎鹰9号”火箭两节皆为可回收式的。“猎鹰9号”的第一节有九颗默林引擎，第二节则有一颗，火箭是有次序的将所有发动机点燃，并用电脑全程控制，如有任何问题会自动将液态燃料供给系统关闭，因此，有人认为Space X将会拥有先进的发射技术。宇宙探索技术公司的默林发动机一直都在改进，早期的“猎鹰1号”火箭用的是默林1A发动机，海平面推力为347kN，发射两次后就用改进后的默林1C发动机，主要是加装了喷嘴冷却系统，海平面推力为512kN。2010年后发射的“猎鹰1e”将用默林1C+发动机，海平面推力为556kN，海平面比冲275秒，“猎鹰9号”也将用默林1C+发动机。将来可能还要推出默林2发动机，主要技术来自于“土星5号”的F-1发动机。
早期的航天人，想法是相当浪漫的，在他们眼里，其实“土星5号”这个古老的怪物也不算什么的，大家可以看看NASA在阿波罗时期设想的火星探险用的火箭和切洛梅同志的UR-700，是怎样的巨无霸。在火箭发动机领域，则是陷入“指标狂热”，一味地追求高指标：更大的推力、更高的效率（比冲）。在这个过程中，人类研制出了像F-1、SSME、RD-170、RD-0120这样传世的精品，为辉煌的宇航事业打下了坚实的基础。
随着冷战的结束，像阿波罗这种一次发射烧掉大半条核动力超级航母的活动，再不会有了，宏伟的“星球大战”这样的超级航天计划也被束之高阁。人类的航天活动，呈现出前所未有的现实和功利。于是，从纸面的指标来看，人类的航天技术，比起30年前是落后多了，甚至产生了“30年前可以登月，现在反而不行了。可见登月是假的”这样的荒谬论调。真的如此么？显然是不可能的，人类社会总在向前发展，奴隶社会虽然远远没有原始社会公平公正，确是人类的巨大进步。“宇宙神5”、“德尔塔4”、“阿丽亚娜5”的运载能力虽然没有“土星5号”大，也没有“土星5号”100%的成功率，它们更加先进确是不容置疑的。人类的航天技术已经成熟，所以就更加客观冷静，更加实际，开始用理性的眼光来考察火箭和火箭发动机：指标是干什么的？还不是为了实现用途？为了指标而指标，为了先进而先进，是毫无疑义和极其愚蠢的。所以，在新一代火箭的方案上，各国都把经济性、安全性和环保性作为最重要的三项要求，不再追求先进技术和高指标，尽量采用成熟的技术，这方面的代表，就是EELV系列的“宇宙神 5”和“德尔塔4”，前者是“充分继承”与“博采众长”的典范，后者则是“合理规划”与“厚积薄发”楷模。
长期以来，人们发现一个规律，就是在基础原理取得突破之前，越是接近指标极限，前进就越是困难，花费就越大，常常会多花一倍开销，只将指标提高了百分之几。今天最高比冲的实用型火箭发动机，波音公司的RL10B-2，虽然在循环方式（完全膨胀），推进剂类型（氢/氧）、喷管设计（大面积比、可伸缩的碳/碳材料喷管）三个主要方面都采取了最有利于提高比冲的措施，比冲仍然只达到了465.5秒，比起它的直系老祖宗，1958年开发的RL10只提高了10秒多，可见提高比冲之艰难。
半个世纪以来，为了提高航天运载的效率，人们在提高火箭发动机比冲方面作了很多努力，但是收效不大。想大幅度提高火箭的比冲，不外乎三种方法（其实上面提到的RL10B-2和Vinci做到极致了）：更强的推进剂、更好的循环方式、更大的喷管面积比。但是经过长期的摸索，上述三条路线，都是困难重重：目前比冲最高的实用型推进剂组合是液氢/液氧，其实人类试验过的更强的推进剂还有很多：更强的燃料有金属铍、非金属硼，铝氢化物、硼氢化物等，更强的氧化剂有氟气、氟氧化物、氯氧化物等等。这些东西，在相似的燃烧压力、喷管面积比下可以将比冲提高到500秒以上。但是有高中化学知识的人，都能看出这些东西都是集剧毒、强腐蚀、不稳定于一身的威猛药品，而且价格比传统燃料高出2个数量级，反应产物也大多剧毒，是无论如何也难以实际应用的，除非愿意将发射场做成一次性的。最强的化学推进剂组合是什么呢？是臭氧/金属铍/氟气三组元推进剂，三个组分都是剧毒，但是谁敢用？有趣的是，世界上还真有氢/氟发动机，譬如前苏联的RD-301，用于上面级实际比冲只有381秒，完全没有发挥氟的巨大威力嘛，还不如氢氧。美国的RL10也做过多次氢/氟循环的试验，结论是只消极少改动，就可以改烧氢/氟推进剂。但这些方案最终都没有付诸实施。
在循环方式改进方面，常见的循环方案也就4种：膨胀循环、分级燃烧循环、挤压循环、燃气发生器，前两者为开式，后两者为闭式。其中膨胀循环的效率自然最高了，完全膨胀循环氢氧发动机的比冲是最高的，谁也不要与之相比，但是这种发动机推力小，只适用做上面级。日本开发了独特的LE-5部分膨胀循环氢氧发动机，可以提高推力，但仍然不足以做第一级。挤压循环很少用，效率最低，一般用在调姿。于是竞争就在分级燃烧循环与燃气发生器循环之间展开了。需要说明的是，有资料将分级燃烧循环说成高压补燃循环，这是不对的，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到10Mpa。与燃气发生器循环相比，分级燃烧效率高、比冲大、污染小（毕竟属于闭式循环），是不争的事实。但是，相应的，研制难度大，投资高、风险大、机构体积重量大，反而降低了提高效率带来的好处。以燃气发生器的王者：F-1发动机与最强的分级燃烧发动机RD-170相比，后者的燃烧压力相当于前者的3 倍，比冲也从260秒提高到309秒，而两者的发动机推重比，却发现只是从76提高到了78，极其有限。当然，由于火箭发动机推力极大，而自身重量占总重比例又极低，所以该指标对总体推进效率影响极其有限。但是，RD-170四个燃烧室、四个喷管的复杂构造带来研制成本、风险隐患的提高，却是极为可观的。
同样，在氢氧发动机领域，古老的燃气循环发动机J-2的推重比达到67，远远超过俄罗斯最好的分级燃烧氢氧发动机RD-0120的57.6。在研制投资方面，分级燃烧发动机的投入要大得多，需要更好的材料、更多的测试、更多的时间和金钱。巨大的RD-170发动机在1993年之前，试车达911次之多，SSME定型前总试车时间达到30.9万秒，这些每秒吞吃数百公斤燃料的巨兽，光试验烧掉的燃料，就要数以万吨计。欧洲在论证阿丽亚娜火箭的HM-60发动机的方案时，经过计算发现，如果投资增加13%以内，使用分级燃烧循环就是划算的，但是以当时的基础工艺、设备状况，上分级燃烧得增加投资30%，于是毅然选择了燃气循环方案。日本的H-2火箭成本居高不下，竞争力差，很大原因就是采用了投资巨大的分级燃烧发动机。别的不谈，大推力分级燃烧发动机那巨大的燃烧压力就不是那么好处理的，简化版H-2：H-2A火箭的一个重要改进就是降低发动机的压力。同样，虽然有RD-170、RD-180在前，俄罗斯搞缩小版的RD-191M依旧困难重重，直接导致“安加拉”运载火箭从1993年难产至今，到2010年也无法服役。
至于喷管上的文章，也是大有可做的，喷管面积比达到3,000，普通发动机也可以达到500秒的比冲。但是，如此之大的喷管，火箭根本就塞不进去。现在的火箭和导弹为了增大喷管面积比，都采用可伸缩的喷管，但是尽管如此，也很难将面积比提高到100以上，遑论3,000了。当然也可以用其它的技术，譬如美国在90年代的 X-33试验的洛克达因公司XRS-2200线性气动塞式喷管发动机，喷管面积比达到173，在燃烧压力与SSME相比下降三分之一的情况下，真空比冲竟然相差无几。
由于提高比冲很困难，得不偿失，所以现在的火箭发动机研制的潮流是：将比冲指标持平，甚至降低一点，来换取在三性（经济、安全、环保）方面的显著提高，同时，充分利用先进的设计方法和生产技术，来降低成本和提高质量。美国现在与未来的主力火箭发动机：RS-68正是这方面的杰出代表。需要说明的是，虽然俄罗斯在分级燃烧发动机领域名声很大，但是美国在这方面的技术也极其高超：譬如SSME，无论是推力还是比冲仍是当今最好的氢氧机之一，从来没有出过故障，更难能可贵的是，它是按照55次反复使用设计的，跟别的一次性火箭有本质不同。更有巨大的RS-84，技术问题都解决了，只是经济上不划算，才没有问世。研制中的机器更牛，比如DC/DX配套的发动机，燃烧压力高达40Mpa，远远超过RD-191。
尽管有分级燃烧技术的雄厚基础，RS-68仍然抛弃了分级燃烧方案，毅然选择了可靠、成熟的燃气发生器循环，将燃烧压力降低到9.7Mpa，不足SSME的50%，真空比冲也降低到410秒左右，比RD-0120、LE-7低了四五十秒之多。从指标上，是落后了很多，但是从其他方面看，则是巨大的进步：首先，运用先进计算机三维设计技术，RS-68大大降低了研制周期和研制费用，从设计到实验只有15个月，相当于SSME和J-2的三分之一，研制费用虽然没有公布，但是比起SSME的25亿美元和J-2的17亿美元，肯定是成倍减少。低廉的研制费用，使之在最重要的经济性上就占得先机。其次，尽可能的使用继承性的成熟技术，提高了可靠性，降低了费用；采用先进工艺，大幅度降低零部件数量和工时。以涡轮泵为例，与SSME相比，零件数由200个降低到30个。总零件数目只有SSME的7%，总工时由171,000降低到8,000，这是巨大的飞跃。第三，采用大量简化工艺，降低成本的工艺，燃烧室不采用电铸，喷管用烧蚀型等等。与美国指标最高的分级燃烧发动机SSME相比，推力提高了50%，比冲只降低了15%不到，而这一切确是在主要工况显著降低下实现的（涡轮泵温度相当于SSME的62%，转速相当于60%，冷却量和压力只有50%和45%）。所以，RS-68是先进的设计理念、设计方法的集中体现，是当代火箭发动机的优秀代表。不但是“德尔它4”火箭的主力发动机，在美国“重返月球”的计划中，也成为承担当年“战神5”巨型火箭的第一级主发动机。
分级燃烧的技术困难很多很大，但并不意味着F-1这样的单燃烧室大推力发动机难度就低。大推力发动机稳定燃烧是世界级难题，美国人为了解决容易得多的F-1不稳定燃烧问题，花费了巨大的时间和精力财力，苏联人就没能解决大推力发动机不稳定燃烧问题，以至于其至今搞不出大单室发动机。正如前面的分析，加大推力、提高经济性、安全性，是最迫切的需求，而不是分级燃烧带来的先进性和高效率，在大推力领域，完全可以效率不够、体积凑嘛。关于环保方面，既然摒弃了有毒的肼/四氧化二氮推进剂，那么开式循环的负面影响，也就不显著了。因此，我国新一代火箭发动机最佳的路线还是大推力（200吨以上），单室的燃烧发生器循环发动机。形象的讲，如果我们的新火箭是以三分之一台F-1加上三分之一台RS-68 为动力组合，那要好得多。最后，设想归设想，实际毕竟是实际，有人说过，如果美国出口F1，19.1亿美元买1台也行啊。但是，我国只能买到俄罗斯古老的85吨分级燃烧机RD-120，然后在此基础上发展120吨机，也就把我们带进了分级燃烧的领域。毕竟，即使是博物馆里的F-1，美国也不可能卖给我们，同样，俄罗斯能卖RD-180给美国，更好的RD-191的技术可以转让给韩国，却只肯卖给我们RD-120。（摘自《技术狂想症与新时代火箭发动机的选择》）
2009年6月10日，中科院发布中国2050年科技发展路线图，根据这份路线图，我国深空探测的规划相当的宏伟。实现这些伟大的梦想，现有的“长征”2，3，4系列运载火箭是远远不够的，同步转移轨道最大5.5吨运力的长征3B/E火箭，实在无法承担起这么远大的任务，当然，负责月球软着陆探测器或是火星探测器的发射还是可行的，但是发射月球采样返回探测器，就力不从心了。如要维持驻月基地，需要研制重型运载火箭，并进一步指出，重型运载火箭是实现快捷安全的载人登月和载人火星探测的必要条件，要求尽快对关键技术如500吨级液氧煤油发动机，8—10米直径的箭体尽快进行预研。可喜的是，在2007年航天推进技术发展目标中，明确指出2008—2009年的发展目标就包括这些内容：进行重型运载火箭（LEO100吨）5,000KN液氧/烃系统方案、1,500kN液氢/液氧系统方案的概念研究和关键技术梳理；完成用于固体小运载器和中型固体助推器的1,200kN推力的整体式固体发动机研制；开始3,600kN、5,000kN大推力分段式固体助推器关键技术研究。
我国对航天系统的资金投入逐年加大，也能满足开发这些大推力发动机的需要。根据2009年陆续出现的新闻，1,200KN中型固体助推器已经初步完成开发，分段式固体助推器的分段式发动机技术开始取得突破，3,600KN和5,000KN大推力固体助推器正式亮相的时间已经不远了。1,200KN只能配合中小运力的运载火箭，不过5,000KN的固体助推器，就是用来为我国重型运载火箭提供固体动力选择的了。考虑到液体发动机开发的难度，未来登月，我们很可能先看到这些500吨级固体助推器的亮相，配合原有“长征5号”的构型，已经可以勉强应付早期简单登月的需求了。
从2009年相继出现在《宇航学报》、《航空动力学报》、《火箭推进》等专业刊物上的论文来看，5,000KN的液氧/烃系统方案已经开始清晰起来，由于YF-100高压补燃液氧煤油发动机开发的成功经验，西安的航天6院倾向于开发高压补燃液氧煤油发动机，加上近几年新建了500吨级大推力液体发动机的试车台，作为专门进行航天推进系统的研究院，未雨绸缪，开展大推力液氧煤油发动机正当其时。不过为了配合5米箭体的需要，发动机推力不得不降低到4,000KN，如此才能在5米直径的火箭箭体内，安装两台4,000KN高压补燃液氧煤油发动机。全新重型火箭拘泥于长征5号的5米箭体，中国航天人实在是穷怕了，拼命省钱。不过仔细想想这个决策也很合理，这种巨型火箭发射次数不会多，单独开发新的箭体，而不是和将来肯定频繁使用的“长征5号”系列火箭共用技术，从继承性上来说是败笔，从经费上说更是败家之举。何况单台4,000KN还是5,000KN推力，对于近地轨道运载能力100吨以上，月球转移轨道运载能力也达到50吨以上的重型火箭来说，其实差别不大。我国的新型液氧煤油发动机，如果仅仅是4,000KN或是5,000KN的单台推力，在重型火箭里并不突出。美国人的“土星5号”火箭用的F-1发动机，推力可达6,770KN；苏联人的RD-170/171发动机，更是达到了7,800KN。
不过F-1发动机没能采用更高效的高压补燃循环方式，比冲偏低，而RD-171发动机，派生自RLA-1200发动机，由于无法实现300吨的单室稳定燃烧，所以只好单室推力降低到200吨左右，4燃烧室并联实现的大约800吨推力。航天6院计划开发的大推力高压补燃液氧煤油发动机，在采用高性能的高压补燃循环方式，其次还将是史无前例的大推力单燃烧室发动机。大推力发动机稳定燃烧是世界级难题，苏联人就没能解决大推力发动机不稳定燃烧问题，现在轮到中国人了。如果我们能够做成规划中的4000KN高压补燃液氧煤油发动机的话，那可以说达到了液体发动机的世界最高水平。解决400吨级单室不稳定燃烧问题，比之解决200吨级单室不燃烧，难度即使不是天地之别也差不多了。考虑到我国的2030年登月，并不迫切，更不用说实际还可能延迟几年，对于下一代政治领导人是根本看不到的目标，所以需求并不迫切。航天6院有充足的时间和精力进行4000KN高压补燃液氧煤油发动机的开发，不会如苏联或是美国人那样，重蹈忙中出错的覆辙。
同样让人很感兴趣的是1,500KN液氢/液氧发动机，凑巧的是，1,500KN地面推力的分级燃烧循环液氢液氧发动机，这个世界正好曾经有一个现成的型号，那就是苏联人的RD-0120，能源号火箭的芯级发动机。如果为了显示“中国特色”的话，很有可能改用全流量分级燃烧循环（FFSC）方式，显著提高性能。如果能实现全流量分级燃烧循环的话，和实现大推力高压补燃发动机一样，将标志着中国航天在液氢液氧发动机技术上也达到了世界最高水平。
2025年，按计划将是是否开展载人登月的关键时间节点了，那时4,000KN液氧/煤油发动机和1,500KN的液氢/液氧发动机也将彻底公布于众。至少按目前的论证，届时将会出现的重型火箭，简直就是苏联能源火箭的加强版本，芯级都是4台1,500KN地面推力的液氢/液氧发动机，助推器里都是高压补燃液氧煤油发动机，助推器推力都是800吨左右。和能源号不同的是，我们的重型火箭还有第二级单台1,500KN液氢液氧发动机，文昌发射场的纬度要低得多，因此运载能力要远远大于“能源号”火箭。到2030年前后，将是航天业真真切切的现实，他们将把欧空局，日本宇宙开发机构，俄罗斯航天局和印度航天机构彻底抛下。
喷嘴面积比，膨胀比，混合比。固体发动机的分段以及其推力关系。比冲推力为什么有海平面和真空之分
mark一下，一会下飞机收录。
辛苦了！！！！！
文章好长，感谢补课
楼主辛苦了。
按照最新消息-
500吨液氧煤油机，分级燃烧，双推力室。单室推力仍是200吨级。
220吨液氧液氢机，燃气发生器循环。先进的循环方式也没有了。
重型火箭构型是芯一级双500吨发动机，四个助推器均是单500吨发动机，起飞推力3000吨；二子级双220吨发动机；三子级双真空推力70吨级的YF77。
中国航天人还得拼命省钱，韬光养晦。
按照最新消息-
500吨液氧煤油机，分级燃烧，双推力室。单室推力仍是200吨级。
220吨液氧液氢机，燃气发生器循环。先进的循环方式也没有了。
重型火箭构型是芯一级双500吨发动机，四个助推器均是单500吨发动机，起飞推力3000吨；二子级双220吨发动机；三子级双真空推力70吨级的YF77。
中国航天人还得拼命省钱，韬光养晦。
长征9的结构材料不知道是成熟的铝铜合金，还是树脂基碳纤维啊
知道的大神，科普一下
知道的大神，科普一下
知识贴，学习。
涨姿势了，谢谢楼主
走向星空的第一把梯子啊，多谢楼主科普！
天降祥瑞 发表于 2014-1-22 11:26
楼主辛苦了。
按照最新消息-
500吨液氧煤油机，分级燃烧，双推力室。单室推力仍是200吨级。
航天运载火箭，要的就是低成本+可靠+运力足够。
技术是否先进并不重要。
楼主辛苦了。
按照最新消息-
500吨液氧煤油机，分级燃烧，双推力室。单室推力仍是200吨级。
航天运载火箭，要的就是低成本+可靠+运力足够。
技术是否先进并不重要。
转lsquirrel 的帖子-211厂厂长的文章明确说了，即使是搞8、9米直径的重型火箭，箭体材料仍然是147/2219铝合金。
xtal 发表于 2014-1-23 11:27
航天运载火箭，要的就是低成本+可靠+运力足够。
技术是否先进并不重要。
道理不是不懂。只是遗憾罢了。
按这个节奏，空天飞机什么时候能服役，估计我的有生之年是看不到了。
航天运载火箭，要的就是低成本+可靠+运力足够。
技术是否先进并不重要。
道理不是不懂。只是遗憾罢了。
按这个节奏，空天飞机什么时候能服役，估计我的有生之年是看不到了。
天降祥瑞 发表于 2014-1-23 12:17
道理不是不懂。只是遗憾罢了。
按这个节奏，空天飞机什么时候能服役，估计我的有生之年是看不到了。{:18 ...
不能为了技术而技术。美国和苏联当年太空竞赛就有这个架势，结果乱花了很多钱。
最典型的，航天飞机C系统，如果一开始就搞出来的话，压根没多花多少钱（液氢液氧燃料储箱，液氢液氧发动机，固体火箭发动机都是现成的）。但是立刻就多了发射成本比航天飞机还低的一个100吨级LEO的大号火箭（液氢液氧发动机指标不变，改成一次性的，可以省很多钱）。这么多年玩下来，这火箭会非常可靠。
而ISS的发射费用和发射时间会下降一个数量级
道理不是不懂。只是遗憾罢了。
按这个节奏，空天飞机什么时候能服役，估计我的有生之年是看不到了。{:18 ...
不能为了技术而技术。美国和苏联当年太空竞赛就有这个架势，结果乱花了很多钱。
最典型的，航天飞机C系统，如果一开始就搞出来的话，压根没多花多少钱（液氢液氧燃料储箱，液氢液氧发动机，固体火箭发动机都是现成的）。但是立刻就多了发射成本比航天飞机还低的一个100吨级LEO的大号火箭（液氢液氧发动机指标不变，改成一次性的，可以省很多钱）。这么多年玩下来，这火箭会非常可靠。
而ISS的发射费用和发射时间会下降一个数量级
xtal 发表于 2014-1-23 13:49
不能为了技术而技术。美国和苏联当年太空竞赛就有这个架势，结果乱花了很多钱。
最典型的，航天飞机C系 ...
航天飞机 重型火箭；重复使用 一次性。是航天发射系统进步的门槛。
中国搞的是两手抓的路线-第二代天地往返运输系统 长征9的配对。
也算是一种弥补吧。
不能为了技术而技术。美国和苏联当年太空竞赛就有这个架势，结果乱花了很多钱。
最典型的，航天飞机C系 ...
航天飞机 重型火箭；重复使用 一次性。是航天发射系统进步的门槛。
中国搞的是两手抓的路线-第二代天地往返运输系统 长征9的配对。
也算是一种弥补吧。
膨胀比：气流在喷管入口处的总压与出口处的静压之比称为喷管落压比、膨胀比或压力比。
面积比：收敛-扩散喷管出口面积与临界截面面积（最小截面处的面积）之比称喷管膨胀面积比，通称面积比。
推力 ＝ 推进剂流量 × 喷气速度 ＋ ( 喷管出口压力 － 外界压力 ) × 喷管出口面积 （注意这个推力公式本人不确定）
补充内容 (2014-4-25 16:09):
这里对膨胀比/面积比、推力描述是错误，正确的在42、44楼emellzzq 版主的科普。
面积比：收敛-扩散喷管出口面积与临界截面面积（最小截面处的面积）之比称喷管膨胀面积比，通称面积比。
推力 ＝ 推进剂流量 × 喷气速度 ＋ ( 喷管出口压力 － 外界压力 ) × 喷管出口面积 （注意这个推力公式本人不确定）
补充内容 (2014-4-25 16:09):
这里对膨胀比/面积比、推力描述是错误，正确的在42、44楼emellzzq 版主的科普。
谢谢楼主啊
天降祥瑞 发表于 2014-1-22 11:26
楼主辛苦了。
按照最新消息-
500吨液氧煤油机，分级燃烧，双推力室。单室推力仍是200吨级。
这图里其实都不准确，去年确定研发方案后，YF500和YF220都有很大的改动。
楼主辛苦了。
按照最新消息-
500吨液氧煤油机，分级燃烧，双推力室。单室推力仍是200吨级。
这图里其实都不准确，去年确定研发方案后，YF500和YF220都有很大的改动。
楠宫萧vn 发表于 2014-1-24 16:34
这图里其实都不准确，去年确定研发方案后，YF500和YF220都有很大的改动。
有靠谱的么，这些应该不保密
这图里其实都不准确，去年确定研发方案后，YF500和YF220都有很大的改动。
有靠谱的么，这些应该不保密
xtal 发表于 2014-1-24 17:43
有靠谱的么，这些应该不保密
我发过那篇论文的PDF版下载链接吧……
http://pan.baidu.com/s/1ntwhUlF
有靠谱的么，这些应该不保密
我发过那篇论文的PDF版下载链接吧……
http://pan.baidu.com/s/1ntwhUlF
天降祥瑞 发表于 2014-1-22 11:26
楼主辛苦了。
按照最新消息-
500吨液氧煤油机，分级燃烧，双推力室。单室推力仍是200吨级。
我觉着很好 此方案很现实，很实际，
美苏当年把所有的路都淌了一遍，现在火箭技术正处于停滞期，中国人可以检这个便宜
楼主辛苦了。
按照最新消息-
500吨液氧煤油机，分级燃烧，双推力室。单室推力仍是200吨级。
我觉着很好 此方案很现实，很实际，
美苏当年把所有的路都淌了一遍，现在火箭技术正处于停滞期，中国人可以检这个便宜
浮岛 发表于 2014-1-24 19:56
我觉着很好 此方案很现实，很实际，
美苏当年把所有的路都淌了一遍，现在火箭技术正处于停滞期，中国人 ...
现实版龟兔赛跑。
苏联已死，俄罗斯是捧着金饭碗，喝稀粥；美国人就是丢了西瓜捡芝麻的猴子，现在也疲惫了。
我觉着很好 此方案很现实，很实际，
美苏当年把所有的路都淌了一遍，现在火箭技术正处于停滞期，中国人 ...
现实版龟兔赛跑。
苏联已死，俄罗斯是捧着金饭碗，喝稀粥；美国人就是丢了西瓜捡芝麻的猴子，现在也疲惫了。
楠宫萧vn 发表于 2014-1-24 17:47
我发过那篇论文的PDF版下载链接吧……
http://pan.baidu.com/s/1ntwhUlF
请教，在别的论坛看到有人说高压补燃煤油火箭比液氢火箭先进，是这样吗？
我发过那篇论文的PDF版下载链接吧……
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请教，在别的论坛看到有人说高压补燃煤油火箭比液氢火箭先进，是这样吗？
jwcq 发表于 2014-4-23 16:45
请教，在别的论坛看到有人说高压补燃煤油火箭比液氢火箭先进，是这样吗？
额……你得看什么氢氧机和什么高压补燃煤油机……
RD0120/RS25之流……洗洗睡吧，人类玩火的极致……
RL60、MB60、芬奇、LE7之类的研制难度和RD120应该差不多，比RD170系列差点……
火神1/2、J2、YF75D、RL10、LE5B就洗洗睡吧……
YF77、YF75、YF73、LE5就别出来丢人了……
请教，在别的论坛看到有人说高压补燃煤油火箭比液氢火箭先进，是这样吗？
额……你得看什么氢氧机和什么高压补燃煤油机……
RD0120/RS25之流……洗洗睡吧，人类玩火的极致……
RL60、MB60、芬奇、LE7之类的研制难度和RD120应该差不多，比RD170系列差点……
火神1/2、J2、YF75D、RL10、LE5B就洗洗睡吧……
YF77、YF75、YF73、LE5就别出来丢人了……
天降祥瑞 发表于 2014-1-22 11:31
长征9的结构材料不知道是成熟的铝铜合金，还是树脂基碳纤维啊
知道的大神，科普一下
就是沿用CZ-5的铝铜合金
长征9的结构材料不知道是成熟的铝铜合金，还是树脂基碳纤维啊
知道的大神，科普一下
就是沿用CZ-5的铝铜合金
楠宫萧vn 发表于 2014-4-23 16:53
额……你得看什么氢氧机和什么高压补燃煤油机……
RD0120/RS25之流……洗洗睡吧，人类玩火的极致……
R ...
谢谢！有人在别的论坛说长征7号成功后中国就成了火箭技术世界第二，请教，真是这样吗？
额……你得看什么氢氧机和什么高压补燃煤油机……
RD0120/RS25之流……洗洗睡吧，人类玩火的极致……
R ...
谢谢！有人在别的论坛说长征7号成功后中国就成了火箭技术世界第二，请教，真是这样吗？
谢谢！有人在别的论坛说长征7号成功后中国就成了火箭技术世界第二，请教，真是这样吗？
长征7这水平-_-|||
载荷比别说和F9比了……和联盟比都惨不忍睹啊……
为了通用性与落区的制约，牺牲太大……否则以长征7的技术水平，15吨LEO还是有的……虽然也不好看，但是比起现在好多了……
中型运载火箭里，宇宙神5 401/402，德尔塔4M，日本的H2A/H3，联盟都能鄙视长征7……
不过长征7也有自己的优势，万金油载荷区间……下一代运载火箭主力……
长征7这水平-_-|||
载荷比别说和F9比了……和联盟比都惨不忍睹啊……
为了通用性与落区的制约，牺牲太大……否则以长征7的技术水平，15吨LEO还是有的……虽然也不好看，但是比起现在好多了……
中型运载火箭里，宇宙神5 401/402，德尔塔4M，日本的H2A/H3，联盟都能鄙视长征7……
不过长征7也有自己的优势，万金油载荷区间……下一代运载火箭主力……
楠宫萧vn 发表于 2014-4-23 21:17
长征7这水平-_-|||
载荷比别说和F9比了……和联盟比都惨不忍睹啊……
为了通用性与落区的制约，牺牲太 ...
多谢解惑！
长征7这水平-_-|||
载荷比别说和F9比了……和联盟比都惨不忍睹啊……
为了通用性与落区的制约，牺牲太 ...
多谢解惑！
jwcq 发表于 2014-4-23 21:26
多谢解惑！
长征7并不是一款全新发展的运载火箭，长征2基础上发展的。不仅要照顾在文昌发射时的一子级落点问题，还有在酒泉发射的运输问题……
实际上以YF100的实际寿命，发展一款全新的工作时间200秒左右的芯一级没有太大问题，但是考虑到在酒泉发射LEO载荷芯一级会直接砸到东南沿海；在文昌射LEO会砸到菲律宾；在太原射SSO一级估计都砸云贵甚至缅甸去了……
最后搞出来一款芯一级170吨，工作时间180秒，二级却重达100吨工作时间长达400秒的怪胎……
嗯……在天朝也不算怪胎，长征2F也这德行-_-|||
jwcq 发表于 2014-4-23 21:26
多谢解惑！
长征7并不是一款全新发展的运载火箭，长征2基础上发展的。不仅要照顾在文昌发射时的一子级落点问题，还有在酒泉发射的运输问题……
实际上以YF100的实际寿命，发展一款全新的工作时间200秒左右的芯一级没有太大问题，但是考虑到在酒泉发射LEO载荷芯一级会直接砸到东南沿海；在文昌射LEO会砸到菲律宾；在太原射SSO一级估计都砸云贵甚至缅甸去了……
最后搞出来一款芯一级170吨，工作时间180秒，二级却重达100吨工作时间长达400秒的怪胎……
嗯……在天朝也不算怪胎，长征2F也这德行-_-|||
楠宫萧vn 发表于 2014-4-23 21:34
长征7并不是一款全新发展的运载火箭，长征2基础上发展的。不仅要照顾在文昌发射时的一子级落点问题，还 ...
谢！
长征7并不是一款全新发展的运载火箭，长征2基础上发展的。不仅要照顾在文昌发射时的一子级落点问题，还 ...
谢！
楠宫萧vn 发表于 2014-4-23 21:34
长征7并不是一款全新发展的运载火箭，长征2基础上发展的。不仅要照顾在文昌发射时的一子级落点问题，还 ...
子一级运行时间过短，那有什么坏处啊！
长征7并不是一款全新发展的运载火箭，长征2基础上发展的。不仅要照顾在文昌发射时的一子级落点问题，还 ...
子一级运行时间过短，那有什么坏处啊！
子一级运行时间过短，那有什么坏处啊！
一子级提供的速度增量不足，就要靠二子级顶。而对于高轨载荷，上面级的质量很敏感……因为最终二子级是要和载荷一起入轨的……
假如同样需要300吨燃料提供足够的入轨速度增量，一级200吨二级100吨和一级250吨二级50吨差距就出来了……
猎鹰9一子级关机能达到7公里左右的速度，长征7助推级和一子级加一起，与二级分离时也就提供5公里左右……
一子级提供的速度增量不足，就要靠二子级顶。而对于高轨载荷，上面级的质量很敏感……因为最终二子级是要和载荷一起入轨的……
假如同样需要300吨燃料提供足够的入轨速度增量，一级200吨二级100吨和一级250吨二级50吨差距就出来了……
猎鹰9一子级关机能达到7公里左右的速度，长征7助推级和一子级加一起，与二级分离时也就提供5公里左右……