超级军网航天小白来请教个问题，决定火箭发动机效率的主参数是什 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 05:10:55
航天方面小白。
决定火箭发动机效率，或者是比冲吧（是不是比冲相当于效率？）。
其效率的高低是不是大体上由燃烧室压力决定的？当然压力越高温度越高，应该是正相关的，
当然我猜想循环类型可能也对效率有关系，不同循环之间的效率应该差距也是比较大的。
而压力的高低的决定因素是不是燃烧室和涡轮材料决定？还是材料的冷却系统设计水平决定？
火箭发动机的效率是不是和喷气发动机那样，涡前温度相当程度上决定了推力和效率？
而TG的大推力发动机比不过先进水平发动机，差距较大，这是由于循环理论没吃透造成的，
还是材料水平（材料耐温水平）和机械设计水平（燃烧室，涡轮和冷却系统设计水平）比不上别人决定的？还是投资不足决定的？
如果选一两项解决的话，我们解决了哪一项，大推发动机就突破现在的水平，进入较高的水平？
各种循环什么的搞不清，航天版高人多，还望不吝赐教。
航天方面小白。
决定火箭发动机效率，或者是比冲吧（是不是比冲相当于效率？）。
其效率的高低是不是大体上由燃烧室压力决定的？当然压力越高温度越高，应该是正相关的，
当然我猜想循环类型可能也对效率有关系，不同循环之间的效率应该差距也是比较大的。
而压力的高低的决定因素是不是燃烧室和涡轮材料决定？还是材料的冷却系统设计水平决定？
火箭发动机的效率是不是和喷气发动机那样，涡前温度相当程度上决定了推力和效率？
而TG的大推力发动机比不过先进水平发动机，差距较大，这是由于循环理论没吃透造成的，
还是材料水平（材料耐温水平）和机械设计水平（燃烧室，涡轮和冷却系统设计水平）比不上别人决定的？还是投资不足决定的？
如果选一两项解决的话，我们解决了哪一项，大推发动机就突破现在的水平，进入较高的水平？
各种循环什么的搞不清，航天版高人多，还望不吝赐教。
比冲就是效率。在同种燃料同种循环方式的情况下，决定比冲的最重要因素还是燃烧室的压力。坛子里有个叫《火箭发动机概论》的老帖子，很适合对航天一知半解的人，在搜索里你把“火箭发动机概论”这几个字打进去就能搜到，要不行，百度这几个字也行。
比冲就是效率。在同种燃料同种循环方式的情况下，决定比冲的最重要因素还是燃烧室的压力。坛子里有个叫《火箭发动机概论》的老帖子，很适合对航天一知半解的人，在搜索里你把“火箭发动机概论”这几个字打进去就能搜到，要不行，百度这几个字也行。
http://bbs.9ifly.cn/thread-5292-1-1.html
推力室压力跟燃烧室和涡轮材料应该没太大关系吧。火箭发动机工作条件没航空发动机那么苛刻。
最基本的影响是排气速度。排气速度越高，效率越高。
而排气速度受到燃料类型、燃烧室压力、喷管形状等的影响。 一般来说室压越高，喷管的膨胀比越大，效率越高。
开式循环因为一部分燃料并没有进入喷管，所以相同情况下的效率低于闭式循环。
而排气速度受到燃料类型、燃烧室压力、喷管形状等的影响。 一般来说室压越高，喷管的膨胀比越大，效率越高。
开式循环因为一部分燃料并没有进入喷管，所以相同情况下的效率低于闭式循环。
提高推进剂泵功率（从而提高推力室室压），也不必让预燃室温度很高，增大预燃室流量也可以。所以推力室压力跟温度也没太大关系。
提高推进剂泵功率（从而提高推力室室压），也不必让预燃室温度很高，增大预燃室流量也可以。所以推力室压力跟温度也没太大关系。
百度搜了下RD-0120的预燃室温度才530摄氏度（可能不太准确，但肯定比航空发动机主燃烧室低的多），530摄氏度在先进航空发动机里只是相当于高压压气机出口主燃烧室进口的温度。
fengsa 发表于 2015-7-8 12:15
推力室压力跟燃烧室和涡轮材料应该没太大关系吧。火箭发动机工作条件没航空发动机那么苛刻。
比航空发动机要求高多了，火箭发动机是人类玩火的极致……SSME单独氧泵的功率就赶得上4台LM2500……
铁基单晶涡轮叶片SSME就开始使用了，在那之后才用在航空发动机上……
推力室压力跟燃烧室和涡轮材料应该没太大关系吧。火箭发动机工作条件没航空发动机那么苛刻。
比航空发动机要求高多了，火箭发动机是人类玩火的极致……SSME单独氧泵的功率就赶得上4台LM2500……
铁基单晶涡轮叶片SSME就开始使用了，在那之后才用在航空发动机上……
fengsa 发表于 2015-7-8 13:08
提高推进剂泵功率（从而提高推力室室压），也不必让预燃室温度很高，增大预燃室流量也可以。所以推力室压力 ...
预燃室涡前温度上不去，泵功率怎么提高？你知道自己在说什么吗？
提高推进剂泵功率（从而提高推力室室压），也不必让预燃室温度很高，增大预燃室流量也可以。所以推力室压力 ...
预燃室涡前温度上不去，泵功率怎么提高？你知道自己在说什么吗？
预燃室涡前温度上不去，泵功率怎么提高？你知道自己在说什么吗？
增大进入预燃室推进剂的流量应该可以吧。我不太了解火箭发动机。
增大进入预燃室推进剂的流量应该可以吧。我不太了解火箭发动机。
比航空发动机要求高多了，火箭发动机是人类玩火的极致……SSME单独氧泵的功率就赶得上4台LM2500……
铁 ...
我不太了解火箭发动机，SSME的预燃室温度多高？不可能比航空发动机主燃烧室温度高吧？
而且火箭发动机还可以用液冷，航空发动机只能用气冷。
铁 ...
我不太了解火箭发动机，SSME的预燃室温度多高？不可能比航空发动机主燃烧室温度高吧？
而且火箭发动机还可以用液冷，航空发动机只能用气冷。
fengsa 发表于 2015-7-8 13:53
增大进入预燃室推进剂的流量应该可以吧。我不太了解火箭发动机。
那就是全流量分级燃烧循环的路子了，这东西只存在于纸面上，最接近成功的RD270死的连渣都不剩，TR106只完成了基本设计，SpX的猛禽还在嘴炮呢……
增大进入预燃室推进剂的流量应该可以吧。我不太了解火箭发动机。
那就是全流量分级燃烧循环的路子了，这东西只存在于纸面上，最接近成功的RD270死的连渣都不剩，TR106只完成了基本设计，SpX的猛禽还在嘴炮呢……
比航空发动机要求高多了，火箭发动机是人类玩火的极致……SSME单独氧泵的功率就赶得上4台LM2500……
铁 ...
航空发动机已经普遍使用镍基单晶叶片了
铁 ...
航空发动机已经普遍使用镍基单晶叶片了
fengsa 发表于 2015-7-8 13:55
我不太了解火箭发动机，SSME的预燃室温度多高？不可能比航空发动机主燃烧室温度高吧？
而且火箭发动机还 ...
预燃室温度本来就要控制，否则高温气体过弯管那是嫌爆炸不精彩吗？
我不太了解火箭发动机，SSME的预燃室温度多高？不可能比航空发动机主燃烧室温度高吧？
而且火箭发动机还 ...
预燃室温度本来就要控制，否则高温气体过弯管那是嫌爆炸不精彩吗？
fengsa 发表于 2015-7-8 13:55
我不太了解火箭发动机，SSME的预燃室温度多高？不可能比航空发动机主燃烧室温度高吧？
而且火箭发动机还 ...
液冷？冷却的液体温度仅有20K左右，这样高温下的氢蚀氢脆问题自己想想有多严重？氢泵转速高达16185 rpm，这可是离心泵……
航空发动机主燃烧室温度主流在1900K左右;SSME预燃室温度低是因为富燃，但是因此带来的密封性问题挑战性也是非常大的。SSME燃烧室温度在3000K以上，这几乎就是人类玩火的极致了
我不太了解火箭发动机，SSME的预燃室温度多高？不可能比航空发动机主燃烧室温度高吧？
而且火箭发动机还 ...
液冷？冷却的液体温度仅有20K左右，这样高温下的氢蚀氢脆问题自己想想有多严重？氢泵转速高达16185 rpm，这可是离心泵……
航空发动机主燃烧室温度主流在1900K左右;SSME预燃室温度低是因为富燃，但是因此带来的密封性问题挑战性也是非常大的。SSME燃烧室温度在3000K以上，这几乎就是人类玩火的极致了
fengsa 发表于 2015-7-8 14:00
航空发动机已经普遍使用镍基单晶叶片了
SSME研发的年代F100还没搞利索呢……
航空发动机已经普遍使用镍基单晶叶片了
SSME研发的年代F100还没搞利索呢……
楠宫萧vn 发表于 2015-7-8 13:50
比航空发动机要求高多了，火箭发动机是人类玩火的极致……SSME单独氧泵的功率就赶得上4台LM2500……
铁 ...
不是据说能源号的起飞功率号称顶一个三峡水电站么。。。
比航空发动机要求高多了，火箭发动机是人类玩火的极致……SSME单独氧泵的功率就赶得上4台LM2500……
铁 ...
不是据说能源号的起飞功率号称顶一个三峡水电站么。。。
fengsa 发表于 2015-7-8 12:15
推力室压力跟燃烧室和涡轮材料应该没太大关系吧。火箭发动机工作条件没航空发动机那么苛刻。
从设计寿命的角度讲，怎么可能一台设计寿命几千秒的发动机的工况，比设计寿命几千小时的发动机的工况更不恶劣呢？
fengsa 发表于 2015-7-8 12:15
推力室压力跟燃烧室和涡轮材料应该没太大关系吧。火箭发动机工作条件没航空发动机那么苛刻。
从设计寿命的角度讲，怎么可能一台设计寿命几千秒的发动机的工况，比设计寿命几千小时的发动机的工况更不恶劣呢？
fengsa 发表于 2015-7-8 13:55
我不太了解火箭发动机，SSME的预燃室温度多高？不可能比航空发动机主燃烧室温度高吧？
而且火箭发动机还 ...
预燃室温度的确不高，液氢侧1,310°F/710°C，液氧侧871°F/466°C
我不太了解火箭发动机，SSME的预燃室温度多高？不可能比航空发动机主燃烧室温度高吧？
而且火箭发动机还 ...
预燃室温度的确不高，液氢侧1,310°F/710°C，液氧侧871°F/466°C
fengsa 发表于 2015-7-8 12:15
推力室压力跟燃烧室和涡轮材料应该没太大关系吧。火箭发动机工作条件没航空发动机那么苛刻。
这个关系很大。
推力室压力跟燃烧室和涡轮材料应该没太大关系吧。火箭发动机工作条件没航空发动机那么苛刻。
这个关系很大。
楠宫萧vn 发表于 2015-7-8 14:11
液冷？冷却的液体温度仅有20K左右，这样高温下的氢蚀氢脆问题自己想想有多严重？氢泵转速高达16185 rpm， ...
氢泵转速远比16185高，这个只能是低压的，YF75都比这高。航发也超过16000RPM的。
预燃室的温度比航发的低，但是这里面都是由旋转部件-涡轮，所以难度上航发也不小，而SSME燃烧室的温度再高也没有转动部件，这个只要解决燃烧稳定性。
而氢氧泵的密封难度在航发上是不存在的。
液冷？冷却的液体温度仅有20K左右，这样高温下的氢蚀氢脆问题自己想想有多严重？氢泵转速高达16185 rpm， ...
氢泵转速远比16185高，这个只能是低压的，YF75都比这高。航发也超过16000RPM的。
预燃室的温度比航发的低，但是这里面都是由旋转部件-涡轮，所以难度上航发也不小，而SSME燃烧室的温度再高也没有转动部件，这个只要解决燃烧稳定性。
而氢氧泵的密封难度在航发上是不存在的。
这个问题问的很专业，估计很多专业人士也不好回答。比冲实际上就是火箭发动机效率的直接表征。比冲制约因素首先是推进剂种类（即喷管燃气R值决定的），必然液氧煤油、必然氢氧、甚至电推进也可以类似比较。同等介质，条件下就比膨胀比（即燃烧压力和喷管出口压力之比）了，提高室压或降低出口压力（）延伸喷管就是这个方向。当然从循环原理说，高室压需要涡轮泵系统负担就重了，在涡轮入口问题基本达到极限条件下，只有拼涡轮泵效率、以及涡轮压比了，比较复杂。总之尽可能提高涡轮泵效率很重要的。
氢泵转速远比16185高，这个只能是低压的，YF75都比这高。航发也超过16000RPM的。
预燃室的温度比航发的 ...
YF75是轴流泵，SSME氢泵是离心泵，这两个转速完全不一个概念
预燃室的温度比航发的 ...
YF75是轴流泵，SSME氢泵是离心泵，这两个转速完全不一个概念
dsandy1 发表于 2015-7-8 13:07
最基本的影响是排气速度。排气速度越高，效率越高。
而排气速度受到燃料类型、燃烧室压力、喷管形状等的 ...
那个叫流量，火箭发动机其实是一种特殊的燃气机
最基本的影响是排气速度。排气速度越高，效率越高。
而排气速度受到燃料类型、燃烧室压力、喷管形状等的 ...
那个叫流量，火箭发动机其实是一种特殊的燃气机
楠宫萧vn 发表于 2015-7-8 19:46
YF75是轴流泵，SSME氢泵是离心泵，这两个转速完全不一个概念
第一次听说75氢泵是轴流泵。得有证据啊。
诱导轮+离心泵是标配吧（不过诱导轮可以看做轴流泵）
楠宫萧vn 发表于 2015-7-8 19:46
YF75是轴流泵，SSME氢泵是离心泵，这两个转速完全不一个概念
第一次听说75氢泵是轴流泵。得有证据啊。
诱导轮+离心泵是标配吧（不过诱导轮可以看做轴流泵）
这个问题问的很专业，估计很多专业人士也不好回答。比冲实际上就是火箭发动机效率的直接表征。比冲制约因素 ...
除开工质热值和燃烧速率等因素，和不同循环的固有效率区间之外，提高涡轮泵效率是不是又回到了涡轮系统设计水平上来了？比如说叶片三维流体设计水平和流体理论理解和设计水平？
除开工质热值和燃烧速率等因素，和不同循环的固有效率区间之外，提高涡轮泵效率是不是又回到了涡轮系统设计水平上来了？比如说叶片三维流体设计水平和流体理论理解和设计水平？
蕶落 发表于 2015-7-8 23:59
那个叫流量，火箭发动机其实是一种特殊的燃气机
不一样。流速不高但截面通过量大，照样可以做到大流量（比如泵流量增加一倍，单燃烧室变双燃烧室，排气速度不变），但这种情况对于提高发动机比冲并无效果。
蕶落 发表于 2015-7-8 23:59
那个叫流量，火箭发动机其实是一种特殊的燃气机
不一样。流速不高但截面通过量大，照样可以做到大流量（比如泵流量增加一倍，单燃烧室变双燃烧室，排气速度不变），但这种情况对于提高发动机比冲并无效果。
黑火药 发表于 2015-7-8 07:16
比冲就是效率。在同种燃料同种循环方式的情况下，决定比冲的最重要因素还是燃烧室的压力。坛子里有个叫《火 ...
正解。一切的参数的归宿——比冲和推力。
比冲就是效率。在同种燃料同种循环方式的情况下，决定比冲的最重要因素还是燃烧室的压力。坛子里有个叫《火 ...
正解。一切的参数的归宿——比冲和推力。
ying2kangta 发表于 2015-7-9 09:09
除开工质热值和燃烧速率等因素，和不同循环的固有效率区间之外，提高涡轮泵效率是不是又回到了涡轮系统设 ...
涡轮泵效率要分开看，涡轮部分和泵的部分
涡轮部分又要涉及到驱动气体的问题，涡轮效率高，但驱动气体温度流量不合适则会影响主燃烧室的燃烧效率
除开工质热值和燃烧速率等因素，和不同循环的固有效率区间之外，提高涡轮泵效率是不是又回到了涡轮系统设 ...
涡轮泵效率要分开看，涡轮部分和泵的部分
涡轮部分又要涉及到驱动气体的问题，涡轮效率高，但驱动气体温度流量不合适则会影响主燃烧室的燃烧效率
涡轮效率，泵效率，燃烧效率，喷管效率。同样的推进剂和循环方式下，看的就是这四个。
涡轮效率，泵效率，燃烧效率，喷管效率。同样的推进剂和循环方式下，看的就是这四个。
涡轮效率，泵效率，燃烧效率，喷管效率。同样的推进剂和循环方式下，看的就是这四个。
这么说和预燃室压力和推力室压力关系不大？
这么说和预燃室压力和推力室压力关系不大？
比航空发动机要求高多了，火箭发动机是人类玩火的极致……SSME单独氧泵的功率就赶得上4台LM2500……
铁 ...
单独看工作条件的苛刻程度，从高压、高温、高转速的绝对值来讲确实火箭发动机更恶劣。。但是要是看要求高，还是航发，要求几千小时安全可靠工作，而火箭发动机是几百秒，要求的高低自然不言自喻。另外军用航发要求高推重比，推重比也是军用航发划代的标准,民航发要求低耗油率,耗油率(3600/比冲)高了商业上不用你。火箭发动机相对而言，对性能的要求没有那么高，不管你用什么推进剂，什么循环方式，能完成任务就行。航发则不然，同类型的发动机几乎都一个样，需要精益求精，这也是航发被喻为工业皇冠上的明珠的原因。
铁 ...
单独看工作条件的苛刻程度，从高压、高温、高转速的绝对值来讲确实火箭发动机更恶劣。。但是要是看要求高，还是航发，要求几千小时安全可靠工作，而火箭发动机是几百秒，要求的高低自然不言自喻。另外军用航发要求高推重比，推重比也是军用航发划代的标准,民航发要求低耗油率,耗油率(3600/比冲)高了商业上不用你。火箭发动机相对而言，对性能的要求没有那么高，不管你用什么推进剂，什么循环方式，能完成任务就行。航发则不然，同类型的发动机几乎都一个样，需要精益求精，这也是航发被喻为工业皇冠上的明珠的原因。
单独看工作条件的苛刻程度，从高压、高温、高转速的绝对值来讲确实火箭发动机更恶劣。。但是要是看要求高 ...
可靠性与寿命要求是有前提的……
而且火箭发动机可靠性就低？完成任务就可以？你可以尝试让RS25/SSME比冲降十秒，看看还能不能入轨……
火箭发动机是一个非常大的集合，你要是非拿涡扇比，那么当然用分级燃烧循环氢氧机比较……而且航空发动机大同小异？罗罗的三转子和普惠的齿轮传动、通用的复合风扇，技术上的差别大了……
可靠性与寿命要求是有前提的……
而且火箭发动机可靠性就低？完成任务就可以？你可以尝试让RS25/SSME比冲降十秒，看看还能不能入轨……
火箭发动机是一个非常大的集合，你要是非拿涡扇比，那么当然用分级燃烧循环氢氧机比较……而且航空发动机大同小异？罗罗的三转子和普惠的齿轮传动、通用的复合风扇，技术上的差别大了……
可靠性与寿命要求是有前提的……
而且火箭发动机可靠性就低？完成任务就可以？你可以尝试让RS25/SSME比 ...
我的意思是要求相对的高低。我可没说火箭发动机可靠性低，从工作时间上来看确实航空发动机要求相对更高些。另外我说几乎一个样是大体上的，相对而言航发没有火箭发动机种类那么多，推进剂就是航空煤油呗，当然具体的结构上有所差异，双转子，三转子也好，齿轮传动也罢，都是有高压部件也有低压部件。不是非得拿涡扇比，现在航空里涡扇是主流。
而且火箭发动机可靠性就低？完成任务就可以？你可以尝试让RS25/SSME比 ...
我的意思是要求相对的高低。我可没说火箭发动机可靠性低，从工作时间上来看确实航空发动机要求相对更高些。另外我说几乎一个样是大体上的，相对而言航发没有火箭发动机种类那么多，推进剂就是航空煤油呗，当然具体的结构上有所差异，双转子，三转子也好，齿轮传动也罢，都是有高压部件也有低压部件。不是非得拿涡扇比，现在航空里涡扇是主流。
可靠性与寿命要求是有前提的……
而且火箭发动机可靠性就低？完成任务就可以？你可以尝试让RS25/SSME比 ...
我说的能完成任务就可以，我觉得确实是这样的。运载火箭用什么推进剂的都有，固体的，氢氧的，液氧煤油的，四氧化二氮偏二甲肼的;循环方式也多，补燃的，膨胀循环的，开式的。能完成任务就可以，当然对性能也有要求。
而且火箭发动机可靠性就低？完成任务就可以？你可以尝试让RS25/SSME比 ...
我说的能完成任务就可以，我觉得确实是这样的。运载火箭用什么推进剂的都有，固体的，氢氧的，液氧煤油的，四氧化二氮偏二甲肼的;循环方式也多，补燃的，膨胀循环的，开式的。能完成任务就可以，当然对性能也有要求。
我说的能完成任务就可以，我觉得确实是这样的。运载火箭用什么推进剂的都有，固体的，氢氧的，液氧煤油的 ...
那飞机还可以用涡喷呢，还可以用活塞螺旋桨呢-_-||
运载火箭能否完成任务需要特定性能的发动机，你让UR700不用RD270去用YF20试试？
由于火箭发动机的比冲和推重比对速度增量的意义是决定性的，所以火箭发动机性能的要求是锱铢必较。涡扇耗油率差百分之几也许没什么，火箭发动机比冲差百分之几就意味着项目的失败……涡扇推重比低一些可以在结构上补回来，在结构上减重到极点的运载火箭发动机推重比差一点就是毁灭性的，干质比达不到设计要求一样无法入轨……
那飞机还可以用涡喷呢，还可以用活塞螺旋桨呢-_-||
运载火箭能否完成任务需要特定性能的发动机，你让UR700不用RD270去用YF20试试？
由于火箭发动机的比冲和推重比对速度增量的意义是决定性的，所以火箭发动机性能的要求是锱铢必较。涡扇耗油率差百分之几也许没什么，火箭发动机比冲差百分之几就意味着项目的失败……涡扇推重比低一些可以在结构上补回来，在结构上减重到极点的运载火箭发动机推重比差一点就是毁灭性的，干质比达不到设计要求一样无法入轨……
我的意思是要求相对的高低。我可没说火箭发动机可靠性低，从工作时间上来看确实航空发动机要求相对更高些 ...
航发不是种类少，是主流正在使用的种类少。
火箭涡轮发动机、亚燃冲压、超燃冲压、脉冲式喷气发动机、脉冲震爆发动机、预冷式发动机……
时间上看航空发动机要求就高一些？那么我可不可以说一句，很多星载发动机寿命上万小时？
航发不是种类少，是主流正在使用的种类少。
火箭涡轮发动机、亚燃冲压、超燃冲压、脉冲式喷气发动机、脉冲震爆发动机、预冷式发动机……
时间上看航空发动机要求就高一些？那么我可不可以说一句，很多星载发动机寿命上万小时？
那飞机还可以用涡喷呢，还可以用活塞螺旋桨呢-_-||
运载火箭能否完成任务需要特定性能的发动机，你让UR7 ...
毛子质子号用补燃循环能完成它的任务，我们用常规推进剂开式循环可以完成我们的任务。咱们火箭发动机基本能满足现在的需求，可航空发动机却远远不行，航空发动机要求确实高，不仅仅是能飞机飞的问题，当然涡喷，螺旋桨都能飞，打起仗来试试。这个问题讨论起来其实没完没了，都是学习。您对火箭发动机认识比较深入，至于火箭发动机要求高还是航空发动机要求高，不同的角度有不同的看法吧。
运载火箭能否完成任务需要特定性能的发动机，你让UR7 ...
毛子质子号用补燃循环能完成它的任务，我们用常规推进剂开式循环可以完成我们的任务。咱们火箭发动机基本能满足现在的需求，可航空发动机却远远不行，航空发动机要求确实高，不仅仅是能飞机飞的问题，当然涡喷，螺旋桨都能飞，打起仗来试试。这个问题讨论起来其实没完没了，都是学习。您对火箭发动机认识比较深入，至于火箭发动机要求高还是航空发动机要求高，不同的角度有不同的看法吧。
航发不是种类少，是主流正在使用的种类少。
火箭涡轮发动机、亚燃冲压、超燃冲压、脉冲式喷气发动机、脉 ...
这些可称为吸气式发动机，有些是组合循环。航空发动机一般指，涡扇，涡喷，涡轴，涡桨这些，当然也包括活塞式的，冲压发动机一般不说是航空发动机。目前航空发动机的主体就是涡扇发动机，也是用途最广的航空发动机，拿来比最合适不过了。。还是拿泵压式液体火箭发动机比比较合适。还有就是航空发动机推重比本来就是结构重量减到了极致的。三代机发动机8，四代机推重比是10。正是因为我们航空发动机达不到这样高的性能要求，才使用俄罗斯的发动机，能飞就行涡喷就能飞，飞机实战中显然不行。实际上都是极致的，都是锱铢必较的，至少不能说火箭发动机比航空发动机要求高。世界上有能力设计生产研制出涡扇发动机的国家，美英俄法中，况且我们的发动机可靠性还不行。能研制出液体火箭发动机的国家比这多。这也从一个侧面显示出航空发动机的难度与高要求。
火箭涡轮发动机、亚燃冲压、超燃冲压、脉冲式喷气发动机、脉 ...
这些可称为吸气式发动机，有些是组合循环。航空发动机一般指，涡扇，涡喷，涡轴，涡桨这些，当然也包括活塞式的，冲压发动机一般不说是航空发动机。目前航空发动机的主体就是涡扇发动机，也是用途最广的航空发动机，拿来比最合适不过了。。还是拿泵压式液体火箭发动机比比较合适。还有就是航空发动机推重比本来就是结构重量减到了极致的。三代机发动机8，四代机推重比是10。正是因为我们航空发动机达不到这样高的性能要求，才使用俄罗斯的发动机，能飞就行涡喷就能飞，飞机实战中显然不行。实际上都是极致的，都是锱铢必较的，至少不能说火箭发动机比航空发动机要求高。世界上有能力设计生产研制出涡扇发动机的国家，美英俄法中，况且我们的发动机可靠性还不行。能研制出液体火箭发动机的国家比这多。这也从一个侧面显示出航空发动机的难度与高要求。
这些可称为吸气式发动机，有些是组合循环。航空发动机一般指，涡扇，涡喷，涡轴，涡桨这些，当然也包括活 ...
能自主研发大推力液体火箭发动机的很遗憾，就美、俄、法/德、中、日，能山寨的加上一个印度；
现在主力中型运载火箭，高压补燃煤油机（安加拉、宇宙神5），能研发投入使用的国家现在就俄罗斯一个，有型号未装机的加上中乌；燃气发生器循环氢氧机两款（德尔塔4、阿丽亚娜5），能研发并且投入使用的美、法/德；分级燃烧循环联氨发动机N款，全是毛子的；燃烧发生器循环联氨三个系列（东风5系列、旋风系列和GSLV），能够自主研发的中、俄/乌，能山寨的加上一个印度；燃气发生器循环煤油动力两款，德尔塔2和猎鹰9，伪燃气发生器一款，联盟，能够独立研发并且投入使用的俄美。
其中燃气发生器循环煤油机占据主流，产品能够投入使用的就两个国家；燃气发生器循环氢氧机和分级燃烧循环煤油机紧随其后，也分别两个国家。合并同类项，美俄欧。
飞机装涡喷能飞，运载火箭过氧化氢催化一样能飞（英国黑箭），仅仅以能飞来算未免太偏颇；航空器有飞行经济性指标，运载火箭同样载荷系数很重要。
能自主研发大推力液体火箭发动机的很遗憾，就美、俄、法/德、中、日，能山寨的加上一个印度；
现在主力中型运载火箭，高压补燃煤油机（安加拉、宇宙神5），能研发投入使用的国家现在就俄罗斯一个，有型号未装机的加上中乌；燃气发生器循环氢氧机两款（德尔塔4、阿丽亚娜5），能研发并且投入使用的美、法/德；分级燃烧循环联氨发动机N款，全是毛子的；燃烧发生器循环联氨三个系列（东风5系列、旋风系列和GSLV），能够自主研发的中、俄/乌，能山寨的加上一个印度；燃气发生器循环煤油动力两款，德尔塔2和猎鹰9，伪燃气发生器一款，联盟，能够独立研发并且投入使用的俄美。
其中燃气发生器循环煤油机占据主流，产品能够投入使用的就两个国家；燃气发生器循环氢氧机和分级燃烧循环煤油机紧随其后，也分别两个国家。合并同类项，美俄欧。
飞机装涡喷能飞，运载火箭过氧化氢催化一样能飞（英国黑箭），仅仅以能飞来算未免太偏颇；航空器有飞行经济性指标，运载火箭同样载荷系数很重要。