火箭發動機

火箭發動機

火箭發動機就是利用沖量原理,自帶推進劑、不依賴外界空氣的噴氣發動機

  • 中文名稱
    火箭發動
  • 工作原理
    沖量原理
  • 分類
    化學火箭、核火箭發動機和電火箭
  • 優勢
    帶燃料、氧化劑,不需汲取氧氣

工作原理

大部分發動機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。

(圖)由于燃燒室無反壓力,發動機犧牲了部分推力(圖)由于燃燒室無反壓力,發動機犧牲了部分推力

向燃燒室供入推進劑

(圖)火箭發動機(圖)火箭發動機

這裏:

Vc 是燃燒室容量

At 是噴口面積

L* 的範圍通常為25-60英尺(0.6 - 1.5 m)

燃燒室的壓力和溫度通常達到極值,不同于吸氣式噴氣發動機有足夠的氮氣來稀釋和冷卻燃燒,火箭發動機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

(圖)漸縮漸闊噴嘴裏的溫度(T)、壓力(p)和速度(v)(圖)漸縮漸闊噴嘴裏的溫度(T)、壓力(p)和速度(v)

發動機的外形主要取決于膨脹噴嘴的外形:鍾罩形或錐形。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(高于圍壓的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,發動機排氣速度達到音速的十倍並不少見。

(圖)火箭的推力是壓力作用在燃燒室和噴嘴(圖)火箭的推力是壓力作用在燃燒室和噴嘴

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

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

將推進劑加熱到盡可能高的溫度(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(盡可能含氫)

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于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系;也因為牛頓第三定律,作用于發動機的壓力也作用于推進劑。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,排氣速度就是檢驗發動機效率的最好證明。

由于空氣動力的原因,廢氣在噴口產生阻流效應。音速隨溫度平方根成長,因此使用高溫尾氣能提高發動機性能。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于高溫。加之火箭推進劑通常選用小分子,這也使得在同等溫度下,廢氣中音速高于空氣中音速。

噴嘴的膨脹設計使排氣速度翻倍,通常是1.5至2倍,由此產生準高超音速排氣射流。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。但由于尾氣是超音速的,因此射流的壓力隻會低于或高于圍壓,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。如果尾氣壓力小于圍壓,運載器就會因為發動機前端與末端的氣壓差而減速。而如果尾氣壓力大于圍壓,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,是尾氣有足夠長的距離作用于噴嘴,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發動機效率。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。

動力迴圈

相對噴管處的熱能損失而言,泵氣損失微乎其微。大氣中使用的發動機使用高壓動力迴圈來提高噴管效率,而真空發動機則無此要求。對于液體發動機,將推進機註入燃燒室的動力迴圈共有四種基本形式:

擠壓迴圈- 推進劑被內置的高壓氣瓶中的氣體擠出。

膨脹迴圈 - 推進劑流經主燃燒室膨脹驅動渦輪泵。

燃氣發生器迴圈 - 小部分推進劑在預燃室中燃燒驅動渦輪泵,廢氣通過獨立通路排除,能效有損失。

分級燃燒迴圈 - 渦輪泵的高壓氣送回驅動自啓動迴圈,高壓廢氣直接送入主燃燒室,沒有能量損失。

發動機整體性能

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

(圖)火箭發動機(圖)火箭發動機

由于火箭發動機沒有噴氣式發動機的進風口,因此不需要從總推力中扣除沖壓阻力,因為凈推力就等于總推力(排除靜態反壓力)。

節流

發動機可通過控製推進劑流量 (通常以kg/s或lb/s計)來達到節流的目的。

原則上,發動機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)而上限可至發動機機械強製允許的最大值。

實際上發動機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,主要的限製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于圍壓太多,以避免流動分離問題。

(圖)火箭能量效率等于火箭速度除以有效排氣速度(圖)火箭能量效率等于火箭速度除以有效排氣速度

能量效率

火箭發動機是一種效率極高的熱力發動機,產生高速射流,結果如同卡諾迴圈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(相對于運載器),那麽能量效率是很高的。而在零速度下,能量效率也為零。(所有噴氣推進都是如此)

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通路。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。這是由于噴口處尾氣的高速(導致邊界層很薄)和高溫造成的。

大部分其他的噴氣式發動機的燃氣輪機運轉在高溫下,但由于其表面積過大,難以冷卻,因此不得不降低溫度,損失了效率。

(圖)火箭發動機(圖)火箭發動機

火箭常用的冷卻方式有:

不冷卻:用于短時運行或測試

燒蝕壁:室壁有燒蝕材料,可不斷吸熱脫落

輻射冷卻:使室壁達到白熱狀態以輻射熱量

熱沉式冷卻:將一種推進劑(通常是液氫)沿室壁倒下

再生冷卻:推進劑在燃燒前先流經室壁內的冷卻套管

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

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),隻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通路壁。由于這層邊界層充作室壁和冷卻劑的隔離層,因此其厚度要盡可能地薄,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) 。這使燃燒室外部處于很大的圓周應力之下。也由于高溫工作環境,結構材料的抗張強度顯著降低。

聲學問題

(圖)Viking 5C火箭發動機(圖)Viking 5C火箭發動機

火箭發動機內的極端振動和聲學環境導致其峰值應力遠高于平均值,尤其是類風琴管共振和氣流擾動的問題。

燃燒不穩定

燃燒不穩定有以下集幾種:

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

這是由于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。

振蕩燃燒

這種情況往往造成直接損傷,且很難控製。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,隻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葯,以確定發動機的脈沖回響,並估算室壓的回響時間:恢復越快,系統越穩定。

(圖)火箭發動機(圖)火箭發動機

排氣噪音

火箭發動機(特小型除外)比起其他發動機,其噪音十分大。特超音速尾氣與周圍空氣混合,形成沖擊波。沖擊波的聲音強度取決于火箭的尺寸。

土星五號發射時,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于火箭尺寸和排氣速度。在現場聽到的沖擊波特征音主要是爆裂音。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,隻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

發動機在投產前通常要在火箭發動機測試台上進行靜態測試。對于高空發動機,則需要縮短噴嘴或在大型真空室中進行測試。

安全性

火箭給人的印象是不可靠、危險、災難性事故。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,為了提高有效載荷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,那麽由設計,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于宇航標準資料下的飛行測試。

X-15火箭飛機的失誤率隻有0.5%,隻在一次地面測試中發生了故障。太空梭主發動機已在超過350次飛行中無事故發生。

化學問題

(圖)火箭發動機(圖)火箭發動機

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省物質全部轉化為廢氣動能。除了不可避免的損失和發動機設計缺陷,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。單原子氣體如氦氣隻有三個自由度,相當于一個三維空間坐標 {x,y,z},隻有這種球形對稱分子沒有這種損失。二原子分子如H2可以繞連線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。噴管的功能就是將自由熱能轉化為單向分子運動產生推力,隻要廢氣在膨脹時保持平衡狀態,擴散型噴管足夠大,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。因為發動機工作在極高溫度下,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,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:火工裝葯,電漿焰矩,電火花塞。一些燃料和氧化劑相遇燃燒,而對于非自燃燃料,可以在燃料管口填充自燃物質(俄羅斯發動機常用)。

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“硬啓動”。

氣體推進劑不會出現硬啓動,因為噴註口總面積小于噴管口面積,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。發動機停機幾秒鍾後,燃燒室可以自動重點火。然而一旦燃燒室冷卻,許多發動機都不能再點火。

羽流物理

煤油的廢氣富含,根據其發射譜線羽流呈橙色。基于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,但在紫外線紅外線視野中呈亮色。固體火箭推進劑含有金屬元素如,其燃燒發白光,因此其羽流高度可見。一些廢氣,尤其是酒精燃料的羽流呈鑽石型激波。

火箭的羽流形狀取決于設計高度,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。

火箭發動機種類

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隻有幾百米,目前的世界紀錄是623 米/2044 英尺
冷氣推力器無燃燒室,用于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

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,比沖適中,推力變動程式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管引發災難性後果;增加推進劑困難
固液混合火箭劑預先混合 結構簡單,通常沒有活動部件,質量分率適中,比沖適中,推力變動程式可以預置在推進劑中結構簡單;安全;可以節流和中途關機;填充缺陷不影響發動機工作某些氧化劑屬于單組員推進劑,可能爆炸;固體推進劑的機械問題可能阻塞噴管;中心孔燃燒時逐漸擴大會影響混合比
單組元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,高溫氣體通過噴管排出概念簡單;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;比沖隻有最好液體發動機的1/3
雙元液體推進劑火箭兩種液體推進劑由噴註器註入燃燒室並燃燒燃燒效率可達99%;易于控製混合比;可節流;由于渦輪泵的使用,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,影響重復使用;可能爆炸;需要許多通路
雙模式推進劑火箭火箭以二元推進劑模式起飛,然後轉為單組元推進簡單,易于控製性能比雙元推進劑火箭低
三元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發動機減輕起飛重量;比沖高問題與二元推進劑火箭類似,通路更多
空氣擴充式火箭實質是沖壓噴氣發動機,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;推重比和沖壓發動機相近
渦輪火箭發動機一種聯合迴圈的渦輪噴氣發動機/火箭,向氣流註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,與渦輪發動機類似;攜帶氧化劑很危險;比普通火箭重
預冷空氣發動機 / LACE進氣道中的空氣被降至低溫後送入沖壓發動機或渦輪發動機,可用在火箭發動機上用來入軌易于在地面測試;推重比可達14;燃料效率高;速度可達0-5.5+馬赫,可用于軌道發射,單級入軌或高速洲際旅行僅存在于實驗室原型階段,如RB545,SABRE,ATREX

電力火箭

類型描述優勢劣勢
電離式發動機 (電加熱)單組元推進劑被電網加熱比單組元推進劑火箭比沖高約40%可變比沖,範圍從1000s至10,000s
電弧火箭 (放電輔助化學燃燒)概念上與電離式發動機類似,但增加了惰性推進劑,使用電弧來達到高溫1600s比沖低推力,高能源消耗,性能和離子驅動器相近
脈沖電漿推力器 (電弧加熱;釋放電漿概念上與電離式發動機類似,但增加了惰性推進劑,使用電弧來達到高溫高比沖;可隨時開關用以高度控製低能效
可變比沖磁電漿火箭微波加熱電漿,磁力控製噴管可變比沖,範圍從1000s至10,000s從1000s至10,000s 推重比略小于離子驅動器;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堆;從未使用過;需要低溫以供超導體工作

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。太陽能推進火箭隻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管產生推力。推力大小直接決定于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推進劑被太陽能聚集器加熱隻在太空使用,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沖

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製在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裏計以提供位于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套用進行實驗。

類型描述優勢劣勢
發射性同位素火箭 (同位素衰變為能源)反物質火箭 (湮滅為能源)比沖700-800s,幾乎沒有活動部件低推重比
核熱火箭 (核子分裂為能源)推進劑(一般是氫)通過核反應堆被加熱到高溫比沖可高達900s;材料技術限製了溫度上限;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)氣態核反應堆與推進劑緊密接觸發生核反應推進劑溫度極高;不因儲存固體反應物而受限;比沖介于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;噴管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,但比沖因此下降一半
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,在噴管反應極高比沖;極高推力噴管熱處理問題;推進劑不穩定;尾氣高放射性;尚在理論階段
核脈沖推進 (爆炸核子彈或熱核彈)塑性核彈在運載器後爆炸極高比沖;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
核脈沖推進 (爆炸核子彈或熱核彈)反物質做催化劑小型火箭上可以使用在巨觀量上對反物質,產物進行包容目前不現實;尚在理論階段
核聚變火箭 (核聚變為能源)聚變加熱推進劑極高尾氣速度遠超過當前技術水準
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介子形式損失;熱能問題;尚在理論階段

火箭發動機歷史

(圖)火箭發動機(圖)火箭發動機

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。

公元一世紀誕生了“汽轉球”(亦稱Hero's engine)實際由一台固定在軸承上的熱水發動機組成,它的誕生早于工業革命近兩千年。顯然汽轉球更像一個玩具,其背後的原理並不為人們所熟知,而其真正的價值數千年間都沒有被發發掘。

使用黑火葯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葯中無意發明了火葯,這項意外發明導致世界上第一種離地火箭發動機“火炮”(震天雷之類)的誕生。

火箭發動機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通路,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磅火葯,可發射至千米遠處。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于羅伯特·戈達德,在他將漸縮漸闊噴管首次用于火箭,這加倍了推力並使工作效率成倍提高。

分級燃燒迴圈(Замкнутая схема)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于蘇聯行星火箭的S1.5400發動機首次採用了這種迴圈。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設計閉合迴圈發動機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發動機是由德國工程師路德維希·伯爾科(Ludwig Boelkow)于1963年製造的。

液氫發動是首先在美國研製成功的,即在1962年試飛成功的RL-10。液氫發動機也成功服務于阿波羅計畫。

太空梭主發動機(SSME)是目前在使用的比沖最高的發動機

優勢

​同空氣噴氣發動機相比較,火箭發動機的最大特點是:它自身既帶燃料,又帶氧化劑,靠氧化劑來助燃,不需要從周圍的大氣層中汲取氧氣。所以它不但能在大氣層內,也可在大氣層之外的宇宙真空中工作。這是任何空氣噴氣發動機都做不到的。發射的人造衛星、 月球飛船以及各種宇宙飛行器所用的推進裝置,都是火箭發動機。

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