火箭引擎

火箭引擎是噴射發動機的一種，將推進劑箱或運載工具內的反應物料（推進劑）變成高速射流，由於牛頓第三定律而產生推力。火箭引擎可用於太空載具推進，也可用於飛彈等地面應用。大部分火箭引擎都是內燃機，也有非燃燒形式的引擎。

YF-100液氧煤油火箭引擎

RS-68在斯坦尼斯航空中心試車， 其尾氣主要是過熱蒸汽，因而近乎透明

Viking 5C火箭引擎

液體燃料火箭的簡化圖。

固體燃料火箭的簡化圖。

工作原理

由於燃燒室無反壓力，引擎犧牲了部分推力

大部分引擎靠排出高溫高速尾氣來獲得推力，固體或液體推進劑（由氧化劑和燃料組成）在燃燒室中高壓（10-200 bar）燃燒產生尾氣。

向燃燒室供入推進劑

液體火箭通過泵將氧化劑和燃料分別泵入燃燒室，兩種推進劑成分在燃燒室混合併燃燒。而固體火箭的推進劑事先混合好放入儲存室，工作時儲存室就是燃燒室。固液混合火箭使用固體和液體混合的推進劑或氣體推進劑，也有使用高能電源將惰性反應物料送入熱交換機加熱，這就不需要燃燒室。

火箭推進劑在燃燒並排出產生推力前通常儲存在推進劑箱中。推進劑一般選用化學推進劑，在經歷放熱化學反應後產生高溫氣體用於火箭推進。

燃燒室

化學火箭的燃燒室通常呈圓柱體形，其尺寸要滿足推進劑充分燃燒，所用推進劑不同，尺寸不同。用$L*$描述燃燒室尺寸：

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

這裡：

$V_{c}$ 是燃燒室容量

$A_{t}$ 是噴口面積

L* 的範圍通常為25-60英寸（0.6 - 1.5 m）

燃燒室的壓力和溫度通常達到極值，不同於吸氣式噴射發動機有足夠的氮氣來稀釋和冷卻燃燒，火箭引擎燃燒室的溫度可達到化學上的標準值。而高壓意味著熱量在燃燒室壁的傳導速度非常快。

噴嘴

主條目：火箭引擎噴嘴

漸縮漸闊噴嘴里的溫度(T)、壓力(p)和速度(v)

引擎的外形主要取決於膨脹噴嘴的外形：鐘罩形或錐形。在一個高膨脹比的漸縮漸闊噴嘴中，燃燒室產生的高溫氣體通過一個開孔（噴口）排出。

如果給噴嘴提供足夠高的壓力（高於圍壓的2.5至3倍），就會形成噴嘴阻流和超音速射流，大部分熱能轉化為動能，由此增加排氣的速度。在海平面，引擎排氣速度達到音速的十倍並不少見。

火箭的推力是壓力作用在燃燒室和噴嘴，由於反作用力產生的結果

一部分火箭推力來自燃燒室內壓力的不平衡，但主要還是來自擠壓噴嘴內壁的壓力（如圖）。排出氣體膨脹（絕熱）時對內壁的壓力是火箭朝向一個方向運動，而尾氣向相反的方向。

推進劑效率

要使引擎有效利用推進劑，需要用一定質量的推進劑產生最大可能壓力作用於燃燒室和噴嘴，此外以下方法也能提高推進劑效率：

• 將推進劑加熱到儘可能高的溫度（使用高能燃料、氫，碳或某些金屬如鋁，或使用核能）
• 使用低比重氣體（儘可能含氫）
• 使用小分子推進劑（或能分解成小分子的推進劑）

因為所有的措施都是出於減輕推進劑質量的考慮；壓力與被加速的推進劑量成比例關係；也因為牛頓第三定律，作用於引擎的壓力也作用於推進劑。廢氣出燃燒室的速度似乎是由燃燒室壓決定的。然而該速度明顯受上述三種因素影響。綜合起來，排氣速度就是檢驗引擎效率的最好證明。

由於空氣動力的原因，廢氣在噴口產生阻流效應。音速隨溫度平方根增長，因此使用高溫尾氣能提高引擎性能。在室溫下，空氣中的音速為340 m/s，而在火箭的高溫氣體中可達1700 m/s以上，火箭的大部分性能都是由於高溫。加之火箭推進劑通常選用小分子，這也使得在同等溫度下，廢氣中音速高於空氣中音速。

噴嘴的膨脹設計使排氣速度翻倍，通常是1.5至2倍，由此產生准高超音速排氣射流。速度的增量主要由面積膨脹比決定，即噴口面積與噴嘴出口面積的比值。而氣體的性質也很重要。大膨脹比的噴嘴尺寸更大，但能使廢氣釋放更多的熱，由此提高排氣速度。

噴嘴效率受工作高度影響，因為大氣壓力隨高度升高而降低。但由於尾氣是超音速的，因此射流的壓力只會低於或高於圍壓，不能與之平衡。

反壓力和最佳膨脹

要獲得最佳性能，尾氣在噴嘴末端的壓力需要與圍壓相等。如果尾氣壓力小於圍壓，運載器就會因為引擎前端與末端的氣壓差而減速。而如果尾氣壓力大於圍壓，本該轉換成推力的尾氣壓力沒有轉換，能量被浪費。

為了維持尾氣壓力和圍壓的平衡，噴嘴直徑需要隨高度升高而增大，使尾氣有足夠長的距離作用於噴嘴，以降低壓力和溫度。而這增加了設計難度。實際設計中通常採用折衷的辦法，因而也犧牲了效率。有許多特殊噴嘴可以彌補這種缺陷，如塞式噴嘴、階狀噴嘴、擴散式噴嘴以及瓦形噴嘴。每種特殊噴嘴都能調整圍壓並讓尾氣在噴嘴中擴散更廣，在高空產生額外的推力。

當圍壓足夠低，如真空，就會出現一些問題：一個問題是噴嘴的剪重，在一些運載器中，噴嘴的重量也影響著引擎效率。第二個問題是尾氣在噴嘴中絕熱膨脹並冷卻，射流中某些化學物質會凝結產生「雪」，導致射流的不穩定，這是必須避免的。

動力循環

相對噴嘴處的熱能損失而言，泵氣損失微乎其微。大氣中使用的引擎使用高壓動力循環來提高噴嘴效率，而真空引擎則無此要求。對於液體引擎，將推進劑注入燃燒室的動力循環共有四種基本形式：

• 擠壓循環- 推進劑被內置的高壓氣瓶中的氣體擠出。
• 膨脹循環 - 推進劑流經主燃燒室膨脹驅動渦輪泵。
• 燃氣發生器循環 - 小部分推進劑在預燃室中燃燒驅動渦輪泵，廢氣通過獨立管道排除，能效有損失。
• 分級燃燒循環 - 渦輪泵的高壓氣送回驅動自啟動循環，高壓廢氣直接送入主燃燒室，沒有能量損失。

引擎整體性能

火箭技術集合了高推力（百萬牛頓），高排氣速度（海平面音速的10倍），高推重比（>100）以及能在大氣層外工作的能力。而且往往可以通過削弱一種性能而使另一種性能更高。

比衝

主條目：比衝

衡量引擎性能的重要指標就是單位質量的推進劑產生的衝量，即比衝（通常寫作$I_{sp}$）。比衝可用速度（$V_{e}$ 公尺每秒或英尺每秒）或時間（秒）度量。比衝大的引擎往往是性能極佳的。

淨推力

以下是引擎淨推力的近似值計算公式：

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

這裡：

${\dot {m}}=\,$尾氣質量流

$V_{e}=\,$有效排氣速度

$V_{e-act}=\,$ 噴嘴出口平面處的實際速度

$A_{e}=\,$ 噴嘴出口平面流面積

$P_{e}=\,$ 噴嘴出口平面靜壓

$P_{amb}=\,$圍壓（或大氣壓）

由於火箭引擎沒有噴射式引擎的進風口，因此不需要從總推力中扣除衝壓阻力，因為淨推力就等於總推力（排除靜態反壓力）。

${\dot {m}}\;V_{e-act}\,$代表動量推力，在給定的節流閥設定下是常數。而$A_{e}(P_{e}-P_{amb})\,$代表壓力推力，在節流閥全開時，火箭淨推力隨高度升高略有提高，因為逐漸降低的大氣壓增加了壓力推力值。

如果尾氣壓力以圍壓不同，噴嘴就可以稱為完全膨脹，圍壓或過度膨脹。不完全或過度膨脹都會損失效率，超過度膨脹損失的效率較少，但尾氣流不穩定。火箭尾氣在高空逐漸變得不完全膨脹，但在大氣環境中啟動瞬間，都是超過度膨脹的。

真空比衝

比衝隨易比較和計算的壓強變化。因為火箭噴口產生阻流，超音速的尾氣射流阻止外部壓力影響射流上游，所以噴嘴出口壓力與推進劑流量 ${\dot {m}}$成嚴格的比例關係。如果推進劑混合率和燃燒效率保持恆定，那麼上述比衝方程可寫作：

$Fvac=C_{f}{\dot {m}}c^{*}$

於是真空比衝為：

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

這裡：

$c^{*}=\,$ 噴口出音速

$C_{f}=\,$ 噴嘴的推力係數（通常在0.8至1.9之間）

因此：

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

節流

引擎可通過控制推進劑流量${\dot {m}}$ （通常以kg/s或lb/s計）來達到節流的目的。

原則上，引擎可通過節流使出口壓力降至圍壓的三分之一（噴嘴流動分離）而上限可至引擎機械強制允許的最大值。

實際上引擎可節流的範圍要出入很大，但大部分火箭都可以輕易達到其機械上限，主要的限制因素就是燃燒穩定性。例如推進劑噴嘴需要一個最小壓力來避免引起破壞性振動（間歇性燃燒和燃燒不穩定），但噴嘴往往可以在更大的範圍內進行調整和測試。而且有必要保證噴嘴出口壓力不會低於圍壓太多，以避免流動分離問題。

能量效率

火箭能量效率等於火箭速度除以有效排氣速度

火箭引擎是一種效率極高的熱力引擎，產生高速射流，結果如同卡諾循環一樣產生高燃燒室溫度和高壓縮比。如果運載工具的速度達到或略微超過排氣速度（相對於運載器），那麼能量效率是很高的。而在零速度下，能量效率也為零。（所有噴射推進都是如此）

冷卻

反應物料在燃燒室的反應溫度可達約3500 K (~5800 °F)。這個溫度遠超出噴嘴和燃燒室材料的熔點（石墨和鎢除外）。的確在某些材料自身承受範圍內能找到合適的推進劑，但要保證這些材料不會燃燒，熔化或沸騰也很重要。材料工藝決定了化學火箭尾氣溫度的上限。

另一種方法就是使用普通材料如鋁、鋼、鎳或銅合金並採用冷卻系統來防止材料過熱。如再生冷卻，使推進劑燃燒前通過燃燒室或噴嘴內壁的管道。其他冷卻系統如水幕冷卻、薄膜冷卻可以延長燃燒室和噴嘴的壽命。這些技術可以保證氣體的熱邊界層在接觸材料時溫度不會影響材料的安全性。

火箭中的熱流通量往往在工程學上是最高的，其變化範圍在1-200 MW/m²。而噴口處熱流通量又是最高的，通常是燃燒室和噴嘴處的兩倍。這是由於噴口處尾氣的高速（導致邊界層很薄）和高溫造成的。

大部分其他的噴射式引擎的燃氣輪機運轉在高溫下，但由於其表面積過大，難以冷卻，因此不得不降低溫度，損失了效率。

火箭常用的冷卻方式有：

1. 不冷卻：用於短時運行或測試
2. 燒蝕壁：室壁有燒蝕材料，可不斷吸熱脫落
3. 輻射冷卻：使室壁達到白熱狀態以輻射熱量
4. 熱沉式冷卻：將一種推進劑（通常是液氫）沿室壁倒下
5. 再生冷卻：推進劑在燃燒前先流經室壁內的冷卻套管
6. 水幕冷卻：推進劑噴射器被特殊安置，以使室壁周圍的燃氣溫度降低
7. 薄膜冷卻：室壁被液體推進劑浸濕，液體蒸發吸熱使之冷卻

所有的冷卻措施都是要在室壁形成一層比室內溫度低的隔離層（邊界層），只要這層隔離層不被破壞，室壁就不會出問題。而燃燒不穩定或冷卻系統故障常常會導致邊界層的保護中斷，隨後導致室壁被破壞。

再生冷卻系統還有第二層邊界層，就是圍繞室壁的冷卻管道壁。由於這層邊界層充作室壁和冷卻劑的隔離層，因此其厚度要儘可能地薄，這可以通過加快冷卻劑流速來實現。

機械問題

火箭燃燒室工作在高壓下，通常是10-200 bar （1--20 MPa），壓力越高，通常性能也越好（因為可以使用更高效的噴嘴） 。這使燃燒室外部處於很大的圓周應力之下。也由於高溫工作環境，結構材料的抗張強度顯著降低。

聲學問題

火箭引擎內的極端振動和聲學環境導致其峰值應力遠高於平均值，尤其是類風琴管共振和氣流擾動的問題。

燃燒不穩定

燃燒不穩定有以下幾種：

間歇性燃燒

這是運載器加速度變化引起推進劑輸送管壓力變化，導致的燃燒室壓力的低頻振動。可使運載器推力發生周期性變化，導致載荷和運載器受損。間歇性燃燒可通過使用高密度推進劑配上充氣阻尼渦輪泵來防止。

嗡鳴現象

這是由於推進劑噴射器中壓力不足導致的。主要是令人不悅，並無實質性危害。然而在某些極端情況，燃燒可能進入噴射器內，引發單元推進劑的爆炸。

振盪燃燒

這種情況往往造成直接損傷，且很難控制。它往往是伴隨化學燃燒過程的聲學過程，是能量釋放的主要驅動力。可導致不穩定共振，使隔熱邊界層變薄，產生悲劇性後果。 這種影響很難在設計階段預先分析，只能通過曠日持久的測試，並不斷修正來。修正手段通常有細調噴射器，改變推進劑化學性質，或在將推進劑噴射進亥姆霍茲阻尼器（用以改變燃燒室共振狀態）前蒸發成氣態。

還有一種常用測試方法是在燃燒室引爆少量炸藥，以確定引擎的脈衝響應，並估算室壓的響應時間：恢復越快，系統越穩定。

排氣噪音

火箭引擎（特小型除外）比起其他引擎，其噪音十分大。特超音速尾氣與周圍空氣混合，形成衝擊波。衝擊波的聲音強度取決於火箭的尺寸。

農神五號發射時，在離其發射點很遠處的地震儀檢測了這一噪音。產生的聲音強度依賴於火箭尺寸和排氣速度。在現場聽到的衝擊波特徵音主要是爆裂音。這種噪音的峰值超過了傳音器和音頻電子設備的許可上限，因此在錄音或廣播音頻回放中這種噪音被削弱或消失了。大型火箭發射時的噪音可以直接致死周圍的人。 太空梭起飛時基地周圍的噪音超過200 dB(A)。

通常火箭在地面附近的噪音最大，因為噪音從羽流中輻射出去，並被地面反射。還有當運載器緩慢上升時，只有很少的推進劑能量轉換成運載器動能（ 有用功P轉移到運載器$P=F*V$，F是推力，V是速度），因此大部分能量被分散到尾氣中，再與周圍空氣相互作用，產生噪音。這種噪音可通過有頂火焰隔離槽，向羽流噴水，偏轉羽流角度等方法消減。

試車

引擎在投產前通常要在火箭引擎試車台上進行靜態測試。對於高空引擎，則需要縮短噴嘴或在大型真空室中進行測試。

安全性

軍事用途的火箭可靠性都很高。但火箭的一個主要非軍事用途：軌道發射，為了提高酬載重量就必須降低自重，而可靠性和降低自重是無法同時滿足的。而且如果運載器飛行次數很少，那麼由設計，操作或製造引發事故的概率就很高。其實現在所有運載器發射都是基於宇航標準資料下的飛行測試。

X-15火箭飛機的失誤率只有0.5%，只在一次地面測試中發生了故障。RS-25已在超過350次飛行中無事故發生。

化學問題

火箭推進劑要求使用高比能（能量每單位質量）物質，因為在理想情況下所有反應物質全部轉化為廢氣動能。除了不可避免的損失和引擎設計缺陷，不完全燃燒等因素 ，根據熱力學定律，一部分能量轉化為分子的動能，無法產生推力。單原子氣體如氦氣只有三個自由度，相當於一個三維空間坐標 {x,y,z}，只有這種球形對稱分子沒有這種損失。二原子分子如H₂可以繞連接方向的軸和垂直這個方面的軸旋轉，按照統計力學的均分定律，有效能量會均分給各個自由度，因此這種分子在熱平衡中有3/5的能量轉化為單向運動，2/5轉化為旋轉運動。三原子分子如水分子有六個自由度。大多數化學反應都是第三種情況。噴嘴的功能就是將自由熱能轉化為單向分子運動產生推力，只要廢氣在膨脹時保持平衡狀態，擴散型噴嘴足夠大，而讓廢氣充分膨脹和冷卻，損失的旋轉能能最大限度地恢復為動能。

雖然推進劑比能起關鍵作用，低平均分子質量的反應產物在決定尾氣速度上作用依然明顯。因為引擎工作在極高溫度下，而溫度與分子能量成正比，一定溫度一定定量的能量分配給更多的低質量的分子最終可以獲得更高的尾氣速度。因此使用低原子質量元素更優。液氫（LH2）液氧（LOX或LO2）是目前廣泛使用的相對尾氣速度而言效率最高的推進劑。其他物質如硼，液態臭氧在理論上效率更高，但付諸使用任存在許多問題。

點火

點火可以採取多種途徑：火工裝藥，電漿體焰矩，電火花塞。一些燃料和氧化劑相遇燃燒，而對於非自燃燃料，可以在燃料管口填充自燃物質（俄羅斯引擎常用）。

對液體和固液混合火箭來說，推進劑進入燃燒室都必須立刻點火。液體推進劑進入燃燒室後點火延遲毫秒級時間，都會導致過量液體進入，點燃後產生的高溫氣體會超過燃燒室設計最大壓力，從而引起災難性後果。這叫做「硬啟動」。

氣體推進劑不會出現硬啟動，因為噴注口總面積小於噴嘴口面積，點火前即使燃燒室充滿氣體也不會形成高壓。固體推進劑通常使用一次性火工設備點燃。

點火後，燃燒室可以維持燃燒，點火器不再需要。引擎停機幾秒鐘後，燃燒室可以自動重點火。然而一旦燃燒室冷卻，許多引擎都不能再點火。

羽流物理

煤油的廢氣富含碳，根據其發射譜線羽流呈橙色。基於過氧化物氧化劑和氫燃料的火箭的羽流大部分是水蒸汽，肉眼幾乎不可見，但在紫外線和紅外線視野中呈亮色。固體火箭推進劑含有金屬元素如鋁，其燃燒發白光，因此其羽流高度可見。部分推進劑組合之下，燃燒時既會發出可見光、廢氣中又少有固體微粒，羽流為半透明狀；此類火箭在低空飛行過程中，其羽流往往呈馬赫環。

火箭的羽流形狀取決於設計高度，高度推力及其他因素。在高空所有火箭尾焰都呈超過度膨脹狀態，並在尾部收束。

火箭引擎種類

物理動力火箭

種類	描述	優勢	劣勢
水火箭	加壓的水容器，加上尾翼和前端配重	容易製作	飛行高度只有幾百米，目前的世界紀錄是623公尺（2,044英尺）
冷氣推力器	無燃燒室，用於姿態噴射器	無燃燒廢氣	性能極低
熱水火箭	熱水裝在高溫高壓容器中，變成水蒸氣排出	簡易，安全	水箱很重，因此性能很低

化學火箭

參見：液體火箭推進劑

種類	描述	優勢	劣勢
固體火箭	易點火，自維持燃燒，推進劑預先混合	結構簡單，通常沒有活動部件，質量分率適中，比衝適中，推力變動程序可以預置在推進劑中	一旦點燃，在耗盡推進劑前很難熄滅；不能及時節流；處理推進劑混合物易引起爆炸；推進劑填充缺陷可能堵塞噴嘴引發災難性後果；添加推進劑困難
液體火箭	採用液態的燃料和氧化劑作為推進劑和氧化劑	可節流；具有較高的性能；可以多次啟動，可控性好	零部件較多、結構複雜；發射準備時間較長，維護使用不便
固液混合火箭	氧化劑燃料分離，氧化劑呈液態裝在氧化劑罐中，燃料呈固態填充在中心孔中	結構簡單；安全；可以節流和中途關機；填充缺陷不影響引擎工作	某些氧化劑屬於單基推進劑，可能爆炸；固體推進劑的機械問題可能阻塞噴嘴；中心孔燃燒時逐漸擴大會影響混合比
單基推進劑火箭	推進劑採用聯氨、過氧化氫或一氧化二氮，流經催化劑分解放熱，高溫氣體通過噴嘴排出	概念簡單；可節流；燃燒室溫度較低	催化劑容易受污染；推進劑受污染或受激可能爆炸；比衝只有最好液體引擎的1/3
雙基液體推進劑火箭	兩種液體推進劑由噴注器注入燃燒室並燃燒	燃燒效率可達99%；易於控制混合比；可節流；由於渦輪泵的使用，可以減輕推進劑儲箱質量；極其謹慎地使用可以達到很高安全度	所需的泵要求性能極高，設計花費很大；燃燒室壁熱通量巨大，影響重複使用；可能爆炸；需要許多管道
雙模式推進劑火箭	火箭以二元推進劑模式起飛，然後轉為單基推進	簡單，易於控制	性能比雙元推進劑火箭低
三基推進劑火箭	三種推進劑（通常為氫，碳氫化合物和液氧）以不同的比例導入燃燒室，或者以固定比例導入多個引擎	減輕起飛重量；比衝高	問題與二元推進劑火箭類似，管道更多
空氣擴充式火箭	實質是衝壓噴射發動機，進氣道的空氣被壓縮並與火箭尾氣混合燃燒	馬赫數0至4.5+（亦可在外大氣層工作），馬赫數2至4時效率最高	低速和在外大氣層中工作效率和火箭相近；進氣道偏小；推重比和衝壓引擎相近
渦輪火箭引擎	一種聯合循環的渦輪噴射發動機/火箭，向氣流注入氧化劑如氧氣以增加最高飛行高度	與現有設計接近；可在高空工作；空速和高度變動範圍大	大氣中速度極限局限在一定範圍，與渦輪引擎類似；攜帶氧化劑很危險；比普通火箭重
預冷空氣引擎 / LACE	進氣道中的空氣被降至低溫後送入衝壓引擎或渦輪引擎，可用在火箭引擎上用來入軌	易於在地面測試；推重比可達14；燃料效率高；速度可達0-5.5+馬赫，可用於軌道發射，單級入軌或高速洲際旅行	僅存在於實驗室原型階段，如RB545，SABRE，ATREX

電力火箭

類型	描述	優勢	劣勢
電離式引擎 （電加熱）	單基推進劑被電網加熱	比單基推進劑火箭比衝高約40%	使用大量電力，推力不高
電弧火箭 （放電輔助化學燃燒）	概念上與電離式引擎類似，但增加了惰性推進劑，使用電弧來達到高溫	1600s比衝	低推力，高能源消耗，性能和離子驅動器相近
脈衝電漿體推力器 （電弧加熱；釋放電漿體）	電漿體用以銷蝕固體推進劑	高比衝；可隨時開關用以高度控制	低能效
可變比衝磁電漿體火箭	微波加熱電漿體，磁力控制噴嘴	可變比衝，範圍從1000s至10,000s	推重比略小於離子驅動器；和離子驅動器一樣需要巨大能量來獲得有實際意義的推力；需要使用先進的核反應爐；從未使用過；需要低溫以供超導體工作

參見：離子引擎

太陽能火箭

太陽熱能推進火箭使用太陽能加熱反應物料，因此可以不使用其他太陽能推進器所使用的發電機。太陽能推進火箭只需要裝備能收集太陽能的設備如聚集器和反射鏡。受熱推進劑送入傳統火箭噴嘴產生推力。推力大小直接決定於太陽能聚集器表面積和該處太陽輻射強度。

類型	描述	優勢	劣勢
太陽熱能推進火箭	推進劑被太陽能聚集器加熱	設計簡單，使用氫做推進劑，比衝900s，相當於熱核火箭	只在太空使用，因為推力相當低，而且氫在太空中不易儲存。如果使用稍高分子質量的推進劑會降低比衝

參見：離子引擎

波束驅動

類型	描述	優勢	劣勢
線偏振光線驅動火箭	推進劑被線偏振光線（如雷射）加熱，光束從遠處瞄準運載器，直接或間接通過熱交換機	原則上簡易，原則上可達極高排氣速率	將一公斤載荷送入軌道需要約1 MW能量；相對高的加速度；雷射會被雲霧擋住，反射雷射對地面造成危害；使用氫為推進劑導致儲箱過重；一些設計因光線再發射而驅動時間限制在600秒左右，且推進劑/熱交換機達到白熱化
微波束驅動火箭	推進劑被從遠處瞄準運載器的微波束加熱	微波避免再發射，運載器工作時間可達約900秒	將一公斤載荷送入軌道需要約1 MW能量；相對高的加速度；微波會被與吸收；反射微波對地面造成危害；使用氫為推進劑導致儲箱過重；微波發射器直徑以公里計以提供位於100KM高空的運載器足夠能量

核動力

核推進涵蓋了多種使用核反應為主要能源來源的推進方式，多種核推進方案被提出，其中一些正在為宇航應用進行實驗。

類型	描述	優勢	劣勢
放射性同位素火箭 （同位素衰變為能源）	同位素衰變放熱加熱氫	比衝700-800s，幾乎沒有活動部件	低推重比
核熱力火箭 （核子分裂為能源）	推進劑（一般是氫）通過核反應爐被加熱到高溫	比衝可高達900s；	材料技術限制了溫度上限；某些方案中尾氣含放射性微粒；核反應防護層很重；不能在地球表面使用；推重比不高
氣芯堆火箭 （核子分裂為能源）	氣態核反應爐與推進劑緊密接觸發生核反應	推進劑溫度極高；不因保存固體反應物而受限；比衝介於1500s至3000s之間；高推力	難以在加熱推進劑時使尾氣中不含可裂變物質；噴嘴喉部面臨大量熱問題；尾氣註定高放射性；使用核石英球體（Nuclear lightbulb）可以包容裂變物質，但比衝因此下降一半
分裂碎片火箭 （核子分裂為能源）	裂變產物直接排出產生推力		尚在理論階段
裂變帆 （核子分裂為能源）	帆材料的一面塗有裂變物質	無活動部件，在深空使用	尚在理論階段
核鹽水火箭 （核子分裂為能源）	核物質以鹽形式溶解在溶液中，在噴嘴反應	極高比衝；極高推力	噴嘴熱處理問題；推進劑不穩定；尾氣高放射性；尚在理論階段
核脈衝推進 （爆炸原子彈或熱核彈）	塑性核彈在運載器後爆炸	極高比衝；極高推重比；當前沒有技術瓶頸	從未測試；推力板可能因振動而破損；當前最小尺寸的核彈依然相對大；小範圍使用費用昂貴；違背與核有關條約；在大氣層中使用有核輻射
反物質催化核脈衝推進 （裂變或聚變為能源）	反物質做催化劑	小型火箭上可以使用	在宏觀量上對反物質，產物進行包容目前不現實；尚在理論階段
聚變火箭 （核融合為能源）	聚變加熱推進劑	極高尾氣速度	遠超過當前技術水平
反物質火箭 （湮滅為能源）	反物質湮滅加熱推進劑	能源極端豐富；極高理論排氣速度	反物質產物和處理帶來問題；能量以中微子、伽馬射線和μ子形式損失；熱能問題；尚在理論階段

火箭引擎歷史

據羅馬作家格利烏斯所述，公元前400年，一位名叫阿爾希塔斯的希臘畢達哥拉斯信徒用蒸汽推動一隻木鳥沿線前行。 然而因推力不足而無法離地。

公元一世紀古希臘人製造了汽轉球，實際由一台固定在軸承上的熱水引擎組成，它的誕生早於工業革命近兩千年。顯然汽轉球更像一個玩具，其原理是以蒸汽產生噴射動力，而其真正的價值數千年間都沒有被發掘。

使用黑火藥發射物體成為後來固體火箭的先驅，九世紀中國的道士在煉製長生不老藥中無意發明了火藥，這項意外發明導致世界上第一種離地火箭引擎「火炮」（震天雷之類）的誕生。

火箭引擎亦被邁索爾國王蒂普蘇丹引入使用。這些火箭尺寸不同，但都含有一個軟鍛鐵製造的管道，一端封閉，8英寸長，直徑1--3英寸。綁在一根4英尺長的竹筒上。鐵筒當做燃燒室並裝有約1磅火藥，可發射至公里遠處。此種「火箭」配上箭簇在離地幾米的空中做長距離飛行後刺向敵人。當時在對付英帝國時非常有效。

20世紀前，火箭技術都發展緩慢，直到康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基，在他的著作中首次提到了液體燃料火箭。而將之變為現實應該歸功於羅伯特·戈達德，在他將漸縮漸闊噴嘴首次用於火箭，這加倍了推力並使工作效率成倍提高。

分級燃燒循環是阿列克謝· 伊薩耶夫在1949年首次提出的，伊薩耶夫的前助理梅爾尼科夫設計的用於蘇聯行星火箭的S1.5400引擎首次採用了這種循環。幾乎在同時，（1959年） 尼古拉· 庫茲涅佐夫開始為科羅廖夫的軌道洲際飛彈GR-1設計閉合循環引擎NK-9。庫茲涅佐夫後來根據此方案設計了工作在N1火箭上的NK-15和NK-33。在西方，首台實驗室分級燃燒引擎是由德國工程師路德維希·伯爾科（Ludwig Boelkow）於1963年製造的。

液氫引擎是首先在美國研製成功的，即在1962年試飛成功的RL-10。液氫引擎也成功服務於阿波羅計畫。

RS-25是目前在使用的比衝最高的引擎。

參見

• 火箭
• NERVA - NASA的將核能用於運載火箭計
• 普羅米修斯計畫, NASA的用於長期空間飛行的核動力推進研發，始於2003年
• 噴流阻尼 一種減緩運載器的旋轉速度的排氣射流產生的效果

外部連結

• 引擎平均壽命
• Rocket 羽流光譜法分析引擎性能
• Rocket 引擎推力室技術