火箭發動機（火箭 engine）是一種自備燃料和氧化劑，無需利用外界空氣或其他介質的噴氣發動機。主要由燃燒室和拉伐爾噴管(超音速噴管)組成。
燃料與氧化劑在燃燒室中燃燒，形成高溫高壓燃氣并以高速從噴管噴出，產生飛行所需的推力。利用化學燃料的火箭發動機有固體燃料與液體燃料火箭發動機兩種；此外，還有原子火箭發動機、離子火箭發動機及光子火箭發動機等。用于太空飛行器的動力裝置，也可作大氣層內飛行器的輔助動力裝置。
研發歷史
原始火箭起源于中國，北宋后期，民間流行的能升空的煙火，已利用發射藥燃氣的反作用力。這類煙火就是世界上最早的火箭。在13世紀，印度和阿拉伯也使用過火箭，后又傳入歐洲；13世紀-18世紀火箭技術進展緩慢，18世紀后期火藥筒改為鐵皮制造，取得較大進步；16世紀中葉尼古拉·哥白尼創立日心說，之后，約翰尼斯·開普勒發現了行星運動三定律；1687年艾薩克·牛頓提出萬有引力定律和三大運動定律，創立天體力學。19世紀儒勒·凡爾納的小說中用燃料化學反應的爆炸力作為飛天動力學的方案，孕育了現代空間技術的基本思想。康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基研究火箭原理和航天理論，認為必須實現發射裝置問題，利用噴氣反作用力推進火箭，同時提出，使用大推力液體火箭，用氧作為氧化劑，用液氫作為燃料劑，人們稱他為“航天之父”。
固體火箭發動機的發展?
在1942年，加州理工學院古根海姆航空實驗室的查爾斯·巴特利和約翰·帕森斯在聚硫橡膠的基礎上發明了固化復合推進劑。這種將固體氧化劑顆粒填充到橡膠基黏合劑中的澆注型復合推進劑很快成了現代固體火箭發動機設計的基礎。在1947年，加州理工大學古根海姆航空實驗室團隊試飛了一枚名為“雷鳥”的試驗火箭。這枚試驗火箭使用的就是聚硫橡膠基推進劑，以高蠶酸和高氯酸鉀的混合物作為氧化劑。這個發動機經過改進后，為空射戰術導彈提供動力。
在1957年10月4日，蘇聯成功發射了衛星一號斯普特尼克工。在1959年，聚硫橡膠火箭技術公司測試了民兵洲際彈道導彈的第一級發動機，這款發動機在1962年就服役了。其直徑為1.32 m，是當時制造的最大的發動機。改進過的發動機(第一級發動機與上面級發動機)分別在于1965年服役的地方武裝Ⅱ和于1970年服役的民兵Ⅲ中使用。直到1966年，已經生產了超過l 600發民兵導彈第一級發動機。
1959年首次提出的軸向分段藥柱設計的發展。空間助推器的發展步調與洲際彈道導彈是類似的：于1961年和 1962年對直徑為2.54 m的分段助推器進行了測試。于1963年測試了直徑為3.05 m的土衛Ⅲ(Titan ⅢI）助推器原型機。于1964年測試了直徑為3.96 m的分段助推器。有機會成為空軍主力的土衛Ⅲ—C(Titan IⅢlC)火箭于1965年首飛。聚硫橡膠公司于1973年獲得了研制航天飛機助推器的合同。在1965-1967年，史上最大的3臺發動機建造完成并進行了點火：直徑為6.6 m的航空噴氣公司的發動機，被用來代替土星V登月火箭的第一級液態火箭發動機。制造了3臺直徑為6.6 m的發動機，而每臺的長度都是48.88 m全尺寸模型助推器的一半。每臺發動機都裝有762000 kg的推進劑。
液體火箭發動機的發展
1903年，俄羅斯的康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基（Konstantin E. Tsiolkovsky）發表了一篇文章，第一個提出用于發射到高空大氣和星際航行的液體火箭發動機。雖然Tsiolkovsky概念里的液體火箭發動機不是完全可行的，但是他的想法仍具有現代液體火箭發動機的關鍵因素，比如燃燒室、噴管、推進劑箱和推進劑注入供給系統。1926年，在美國馬薩諸塞州的奧本，克拉克大學的羅伯特·哥達德（Robert H. Goddard）教授發射了第一個液體推進探空火箭。Goddard早在1908年時就進行了相當多的分析，并且后來在固體和液態火箭發動機系統上都申請了專利。在1919年，Goddard 發表篇文章討論Goddard提出的用于高空大氣和月球的火箭飛行的數學理論。Goddard是第一個去設計、建造和測試液體火箭發動機的人，他在20世紀20年代早期完成了這些工作。他的發動機大多運用液態氧和汽油作為推進劑。他同時采用薄膜冷卻和再生冷卻方案為燃燒室設計了可用的冷卻回路。Goddard是第一個運用離心式水泵和高壓油箱作為推進劑供給系統的人。1937年他給他的火箭裝備了采用陀螺儀和風向標的飛行導航系統，解決了早前的飛行穩定性問題。他的一些發動機有萬向架支座功能，類似于現代發動機，用以控制火箭。他早期在液態火箭發動機上的工作建立起了現代液體火箭發動機的基礎。
1933年，世界上第一個大型液體火箭發動機的重大發展出現在德國的佩納明德，是由 沃納·馮·布勞恩（Wernhervon Braun）作為技術領導的，這個發動機計劃作為第一個軍用大型彈道導彈V-2導彈的研發的一部分而被政府秘密地承擔并支持。很多大型現代液體火箭發動機的原型都可以追溯到這個V-2導彈發動機。
美國團隊在火箭研究方面的第一個重大的成果出現在1935年的加利福尼亞州帕薩迪納的加州理工學院古根海姆航空實驗室（GALCIT)。自1941年起，很多家美國公司參與了一些與液態火箭發動機相關的商業貿易。總共有大約300種不同的液體火箭發動機被研發和論證。Reaction Motors 公司最有名的是研發了用于貝爾飛機X-1的27kN （6000 1bf)推力的RMI6000-C4發動機。X-1于1947年成了美國第一個突破聲障的飛行器。后來，Reaction Motors公司研發了可節流的、可重新啟動的、可重復使用的XLR—99發動機，用于在1961年首飛的北美航空的X—15研究飛機上。
技術特點
火箭發動機點火以后，（液體的或固體的燃料加）在發動機燃燒室里燃燒，產生大量高壓氣體；高壓氣體從發動機噴管高速噴出，對火箭產生反作用力，使火箭沿氣體噴射的反方向前進。火箭推進原理依據的是牛頓第三運動定律：作用力和反作用力大小相等，方向相反。固體推進劑是從底層向頂層或從內層向散逸層快速燃燒的。 而液體推進劑是用高壓氣體對燃料與氧化劑貯箱增壓，然后用渦輪泵將燃料與氧化劑輸送進燃燒室。的能量在發動機內轉化為燃氣的動能，形成高速氣流噴出，產生推力。火箭推進系統自帶的推進劑包括燃燒劑和氧化劑，不需要空氣中的來助燃，它的主要特點如下：
性能參數
推力
是衡量火箭發動機工作能力大小的一個參數。發動機的推力隨著火箭的上升、周圍大氣壓力的下降而不斷增大，因此表示同一臺發動機推力有三種方式，即海平面推力（大氣壓力為101千帕、溫度為15℃時的推力）、地面推力（在地面試車臺上測到的推力或按地面所處的環境壓力和溫度換算得到的推力）和真空推力（在大氣壓力為0的條件下的推力）。
比沖
是指單位流量產生的推力。比沖高，既表示推進劑能量高，又表示發動機效率高，它是兩者結合的結果。因此，比沖的高低是衡量發動機性能的一個重要參數。同推力的表示方式一樣，比沖亦有海平面比沖、地面比沖和真空比沖之分。
混合比
是指發動機質量流量與燃燒劑質量流量之比。混合比是通過發動機試車實際測量得到的，而混合比偏差則是通過對狀態一樣的發動機多次性能試車獲得的統計數據進行計算分析得到的。混合比偏差大，運載火箭所裝的安全余量要留得多，這將直接影響運載火箭的運載能力。因此，減小發動機的混合比偏差也是提高運載火箭運載能力的有效途徑之一。
結構設計
點火系統
點火可以采取多種途徑；火工裝藥，等離子體焰矩，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，進入燃燒室都必須立刻點火。液體推進劑進入燃燒室后點火延遲毫秒級時間，都會導致過量液體進入，點燃后產生的高溫氣體會超過燃燒室設計最大壓力，從而引起災難性后果。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。點火后，燃燒室可以維持燃燒，點火器不再需要。發動機停機幾秒鐘后，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。
冷卻系統
火箭發動機工作時，燃氣溫度最大時可超過3300攝氏度，這超過了絕大多數金屬材料的熔點。為避免發動機高溫受損，需要對火箭發動機進行冷卻。冷卻方法多種多樣，目前的主流方法是“再生冷卻”，就是使用燃料冷卻。液態氧溫度在零下183攝氏度左右，看似超低溫，最適合作為冷卻劑，然而由于氧的高度活性，它極容易與金屬或者組成火箭發動機的其他材料發生反應。使用燃料作為冷卻劑。具體來說就是一部分燃料先到發動機噴管周圍走一個來回，這必然會帶走巨量的熱量，從而起到了給火箭發動機冷卻的效果。
被動冷卻
燃燒室吸熱
是最簡單的燃燒室冷卻方法，該方法用在低熱通量中或者熱氣停留時間較短的燃燒室內。這些燃燒室沒有冷卻通道，通常使用高傳導率材料結構。但是，其重量很大。研制零件時，對于短時間工作的噴注器評估也會用到這種吸熱燃燒室。在空間應用上的一些小推力室成功應用了該方法。但是，該方法明顯地受到燃燒室熱容能力的影響。
燒蝕燃燒室
燒蝕燃燒室相比于吸熱室稍微復雜一些，廣泛應用在低壓力的壓力反饋推力室中。在燒蝕燃燒室設計中，燃燒室的結構材料（比如二氧化硅/酚醛)，在熱氣壁面表面熔化和蒸發，向熱氣流中釋放燒蝕產物，通常燒蝕材料儲存在攜帶結構負載的結構外殼中。這一方法最顯著的缺點是燃燒室由于燒蝕構型發生變化，構型在喉部附近發生最大改變，該處熱通量和質量流量的共同作用最明顯，這一方法不適用于中等/高熱通量或者需要推力改變非常窄的應用中。
薄膜冷卻（邊界層冷卻)
沿著熱氣壁面引人薄的冷卻劑邊界層以降低壁面附近的溫度、混合比和熱通量。典型的有多孔噴注或在燃燒室壁面上多步噴注，這一方法適用于所有熱通量環境，也可以和其他方法結合使用。薄膜冷卻使用在低熱通量固體壁面燃燒室中，能夠允許升高燃燒室壓力和推力或者允許長時間燃燒。此外，薄膜冷卻用于再熱冷卻燃燒室，通過降低局部溫度，用以減輕熱氣壁面的熱損傷。薄膜冷卻由于一些推進劑在不能完全混合和燃燒時就流出燃燒室而導致了性能損失。
蒸發冷卻
適用于熱輻射冷卻也被限制應用在低熱通量應用中，受到燃燒室外表面向環境的輻射熱交換的限制。高溫材料需要用到這一方法。輻射冷卻也常用于噴管的低熱通量區域。
主動冷卻
再生冷卻
再生冷卻需要一種或兩種推進劑沿燃燒室壁面流入冷卻通道，吸收熱量。典型的低熱通量應用中使用最簡單的雙壁面結構方法。不用特別控制冷卻劑，其壓降就可達到最小化。低/中等熱通量應用中使用管道壁面結構。由于燃燒室內環境沿軸向方向變化，管道橫截面積沿管道長度方向可能有顯著變化。在一些應用中，管道壁面厚度、直徑和形狀沿著冷卻管道變化以適應壓力、熱通量和燃燒室環境的變化。圖4中最后一種再生冷卻方法是通道壁面結構，應用于中/高熱通量的環境。該通道在高速氣流條件下加工到密封極限，以使熱氣體壁面向冷卻劑的傳熱均勻可控。這一方法的缺點是由于冷卻回路上冷卻劑的高速流動，冷卻劑壓降比較高。材料技術保證了通道壁面燃燒室的可行性，這方面的內容將在下節討論。實際上，傳熱（薄、易冷卻）和結構(厚、應力小）的矛盾對再生燃燒室的設計有顯著影響。
基于不同的用途，一系列材料被使用在噴注器和燃燒室的構型中。燃燒室零件的選用標準主要是保證低重量和低成本．易于制造且和環境相匹配。
燃燒室材料
高強度高溫合金，比如英高625和英高鎳7l8被廣泛應用。對于中等強度需求，耐腐蝕不銹鋼是可取的，因為它有低成本和易于焊接的特性。個別也應用一些特殊材料。比如，由于獨特的高導電性、中等強度以及延展性，周密設計的銅合金常被用于燃燒室內熱通道壁面。此外，高溫合金，比如記和銖通常應用在薄膜冷卻推進器中。各個部分燃燒室都采用焊接和焊連接，主要部件通過螺栓固定在一起，螺栓提供了靈活性，但是會增加重量負擔。
推力室
推力室是火箭發動機的關鍵部件，它將儲存在推進劑中的化學能轉換為產生推力所需的動能。推力室包括噴注器、燃燒室和噴管。從理論上講，燃料和氧化劑被集中到燃燒室內，產生高溫高壓氣體。之后，這些燃氣在噴管內膨脹，將壓力和溫度轉變為速度。燃氣流動到喉部，產生熱壅塞，達到音速。之后繼續在噴管擴張，以超聲速膨脹。最終，內能轉換為動能，產生動量推力。推力室由噴注器、燃燒室和噴管構成。圖2顯示了有積分噴管的推力室內的關鍵工作過程。推進劑通過噴注器進人并經歷一系列復雜的物理化學過程，比如霧化、蒸發、混合、化學反應及膨脹。燃燒室包含高壓、高溫燃氣，并必須維持穩定燃燒。然后，這些燃氣通過噴管膨脹。擴張噴管開始于喉部平面的尾部，是燃燒室結構中的典型積分環節。在很多情況下，使用單獨延伸的噴管進一步使燃氣膨脹并增加推力。
噴注器
對于良好的噴注器最重要的是穩定工作和高性能。穩定燃燒是確保不發生有規律的周期性燃燒室壓力振蕩，以免損傷零件或引起系統故障。有一些減輕和控制壓力振蕩的設計方法。比如，一個噴注器可以使用多種長度的噴注零件，以防止在某一頻率下的顯著響應反饋。另外，也要防止噴注響應頻率和燃燒室的固有頻率相匹配。有許多設備可以用于降低燃燒室壓力振蕩，包括擋板和聲振凹腔。擋板通過阻礙壓力波在噴注器表面的移動來降低振蕩。凹腔作為共振腔來降低壓力振蕩振幅。最后，通過烈火實驗來證明穩定性，以說明在整個發動機工作過程中，不存在有規律的周期性燃燒室壓力振蕩。
燃燒室
燃燒室內含有燃料和氧化劑化學反應產生的高壓、高溫氣體。這些燃氣的溫度能超過3600 K。因此，燃燒室內的熱氣壁面必須得到足夠的冷卻以避免超過壁面材料所能承受的溫度極限，燃燒室的關鍵挑戰是操控高溫燃氣。
噴管
噴管通過把燃燒室內高壓高溫氣體的內能轉變為動能，用于增加液態火箭發動機的推力。一個漸縮漸擴噴管能使燃燒室內產生的氣體膨脹并在出口達到超聲速。對于給定的燃燒室壓力，當噴管出口壓力和大氣壓相同時，推力達到最大。這種情況被稱為最佳噴管膨脹。當出口壓力和環境壓力不同時，出現兩種情況：①過膨脹，pe一pa ；②欠膨脹，pe>pa。在過膨脹的情況下，噴管過度膨脹，使得出口壓力低于環境壓力，產生了激波以使壓力匹配。通常，一系列沿著自由射流邊界重復出現的縱波和膨脹波現象，稱為馬赫盤。當流體欠膨脹時發生相似現象。出口流動首先通過普朗特一邁耶波擴張膨脹，接著受到壓縮，重復該過程實現壓力匹配。
氣體發生器
氣體發生器循環是一種常見的泵壓式液態火箭發動機循環。氣體發生器循環具有結構簡單的優勢，因為輔助燃燒設備和推力室的工作幾乎相互獨立，即開式循環。這種弱耦合允許用不同推進劑來推動渦輪機及推動火箭。盡管一些傳統發動機曾用不同的推進劑，火箭發動機通常在輔助燃燒設備和推力室中采用相同的推進劑。氣體發生器流量被限定在推進劑總流量的3%~7%，并全部排出。
預熱室
在閉式循環發動機中，比如多級燃燒發動機中，用于產生渦輪機動力的稱為預燃室。當排氣驅動完渦輪機后，進入推力室，以最佳配比燃燒。預燃室將工作在富燃或富氧混合比下，具體的混合比取決于推進劑的組合和設計要求。富燃或富氧配比的選擇主要取決于所選燃料。如果燃料容易產生積炭，如碳氫燃料，則通常采用富氧燃燒室。如果燃料不易產生積炭，如氫氣，則通常選用富燃預燃室。與氣體發生器發動機不同的是，在多級燃燒發動機中，積炭的存在是極其有害的，因為排氣通過具有多噴孔通道的主嗩注器，任何該區域的積炭都可能造成阻塞。因此，簡單的僅僅避免最高積炭范圍并不適合于多級燃燒發動機。雖然它能夠應付氣體發生器發動機中較大面積（渦輪機入口)的阻塞情況。在高壓下操控富氧氣體使得富氧預燃室的使用遇到了許多額外的挑戰，一般風險包括:①材料可能在高壓富氧環境中降解。②如果發生點火，材料立即燃燒。
分類
化學火箭發動機
固體火箭發動機
為使用固體的化學火箭發動機。固體推進劑有聚氨酯[zhǐ]、、和硝酸酯增塑等。為提高能量和密度還可加入一些粉末狀輕金屬材料作為可燃劑，如鋁粉。
固體火箭發動機由藥柱、燃燒室、噴管組件和點火裝置等組成。藥柱是由推進劑與少量添加劑制成的中空圓柱體（中空部分為燃燒面，其橫截面形狀有圓形、星形等）。藥柱置于燃燒室（一般為發動機殼體）中。在推進劑燃燒時，燃燒室須承受2500~3500℃的高溫和102~214Pa的高壓力，所以須用高強度、或復合材料制造，并在藥柱與燃燒內壁間裝備隔熱襯。
點火裝置用于點燃藥柱，通常由電發火管和盒（裝黑火藥或煙火劑）組成。通電后由電熱絲點燃黑火藥，再由黑火藥點火燃藥柱。藥柱燃燒完畢，發動機便停止工作。
噴管除使燃氣膨脹加速產生推力外，為了控制推力方向，常與推力向量控制系統組成噴管組件。該系統能改變燃氣噴射角度，從而實現推力方向的改變。
與相比較，具有結構簡單，密度大，推進劑可以儲存在燃燒室中常備待用和操縱方便可靠等優點。缺點是“比沖”小（也稱比推力，是發動機推力與每秒消耗推進劑質量的比值，單位為秒）。固體火箭發動機比沖在250~300s，工作時間短，加速度大導致推力不易控制，重復啟動困難，從而不利于載人飛行。
主要用作火箭彈，導彈和探空火箭的發動機，以及航天器發射和飛機起飛的助推發動機。
液體火箭發動機
是指液體的火箭發動機。常用的液體有、等，燃燒劑由、、等。氧化劑和燃燒劑必須儲存在不同的儲箱中。液體火箭發動機一般由推力室、推進劑供應系統、發動機控制系統組成。
推力室是將液體推進劑的化學能轉變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成。通過噴注器注入燃燒室，經霧化，蒸發，混合和燃燒等過程生成燃燒產物，以高速（2500-5000米/秒）從噴管中沖出而產生推力。燃燒室內壓力可達200大氣壓（約20MPa）、溫度3000～4000℃，故需要冷卻。
推進劑供應系統的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同，有擠壓式（氣壓式）和泵壓式兩類供應系統。擠壓式供應系統是利用高壓氣體經器減壓后（、燃燒劑的流量是靠減壓器調定的壓力控制）進入氧化劑、燃燒劑貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統只用于小推力發動機。大推力發動機則用泵壓式供應系統，這種系統是用液壓泵輸送。
發動機控制系統的功用是對發動機的工作程序和工作參數進行調節和控制。工作程序包括發動機起動、工作、關機三個階段，這一過程是按預定程序自動進行的。工作參數主要指推力大小、推進劑的混合比。
的優點是比沖高（250~500秒），推力范圍大（單臺推力在1克力～700噸力）、能反復起動、能控制推力大小、工作時間較長等。液體火箭發動機主要用作航天器發射、姿態修正與控制、軌道轉移等。
電火箭發動機
電火箭發動機是利用電能加速工質，形成高速射流而產生推力的火箭發動機。與火箭發動機不同，這種發動機的能源和工質是分開的。電能由飛行器提供，一般由太陽能、核能、化學能經轉換裝置得到。工質有氫、氮、、汞、氨等氣體。
電火箭發動機由電源、電源交換器、電源調節器、工質供應系統和電推力器組成。電源和電源交換器供給電能；電源調節器的功用是按預定程序起動發動機，并不斷調整電推力器的各種參數，使發動機始終處于規定的工作狀態；工質供應系統則是貯存工質和輸送工質；電推力器的作用是將電能轉換成工質的動能，使其產生高速噴氣流而產生推力。
按加速工質的方式不同，電火箭發動機有電熱火箭發動機、靜電火箭發動機和電磁火箭發動機的三種類型。電熱火箭發動機利用電能加熱（加熱或電弧加熱）工質（氫、胺、等），使其氣化；經噴管膨脹加速后，由噴口排出而產生推力。靜電火箭發動機的工質（汞、、氫等）從貯箱輸入電離室被電離成離子，然后在電極的靜電場作用下加速成高速離子流而產生推力。電磁火箭發動機是利用電磁場加速被電離工質而產生射流，形成推力。電火箭發動機具有極高的比沖（700-2500秒）、極長的壽命（可重復起動上萬次、累計工作可達上萬小時）。但產生的推力小于100N。這種發動機僅適用于航天器的姿態控制、位置保持等。
核火箭發動機
核火箭發動機用核燃料作能源，用、液氦、等作工質。核火箭發動機由裝在推力室中的核反應堆、冷卻噴管、工質輸送系統和控制系統等組成。在核反應堆中，核能轉變成熱能以加熱工質，被加熱的工質經噴管膨脹加速后，以6500～11000米/秒的速度從噴口排出而產生推力。核火箭發動機的比沖高（250-1000秒）壽命長，但技術復雜，只適用于長期工作的航天器。這種發動機由于核輻射防護、排氣污染、反應堆控制，以及高效熱能交換器的設計等問題未能解決，至今仍處于試驗之中。
典型發動機
F-1 發動機
美國制造的液態火箭發動機F—1是土星V號第一級（S—IC）的發動機。五個發動機集成在S—IC級上可提供33.8 kN推力。在1967——1973年，共生產制造了68臺發動機，使土星號火箭多次成功地發射了阿波羅飛船。圖1展示了在NASA馬歇爾太空飛行中心（MSFC)中，安裝在S—IC級上的兩個F—1發動機。發動機使用液態氧/RP—1煤油推進劑和燃氣渦輪泵壓式推進劑供應系統。F—1發動機是固定推力的發動機系統，使用一些燃料RP—1煤油充當燃氣渦輪的潤滑劑、發動機力室為兩段式：用RP—1再生冷卻到10∶1噴管面積比處，用燃氣渦輪排氣冷卻到16∶1噴管面積比處。使用儲箱揚程，燃氣發生器可產生足夠能力力室為兩段式：用RP—1再生冷卻到10∶1噴管面積比處，用燃氣渦輪排氣冷卻到16∶1噴管面積比處。使用儲箱壓頭，燃氣發生器可產生足夠能力以啟動發動機，并使用自身的部分排氣確保其在額定功率附近運行。高壓推進劑提供啟動后的液壓動力，一部分推進劑被送去燃氣發生器源源不斷產生高溫氣體以驅動渦輪泵。驅動兩級渦輪泵后，燃氣被送入冷卻器，交換的熱量被用于調節儲箱增壓氣體。冷卻下來的渦輪排氣被引入噴管雙層壁板段提供膜冷卻。連接推進劑輸送管至燃氣發生器的噴嘴通過提供泵入推力室的恒定質量流量來控制系統功率級別，以保證產生恒定的推力。發動機使用發射藥點火裝置啟動燃氣發生器，使用自燃點火裝置啟動主燃燒室。整個發動機可實現推力矢量控制。
SSME
SSME是美國研制的可重復使用的高性能液態火箭發動機，是航天飛機的一級和二級動力裝置。該發動機使用液態氧/液氫推進劑，其推進劑供應系統有氧化劑和燃料兩個預燃室，并采用補燃循環的動力循環方式。發動機包括頭部、主燃燒室和噴管幾個部分。發動機頭部有兩個預燃室，一個主噴注器和一個氧化劑換熱器，這些裝置均焊接在熱氣歧管上。預燃室產生富燃的高溫氣體用以驅動氧化劑和燃料泵。氫氣也用于冷卻燃燒室和噴管。發動機推力可以在67%~109%范圍內調節。儲箱啟動液壓約為燃燒室壓力的25%，啟動時序發出后5s之內發動機達到主級工作狀態。
RL10
RL10是美國研制的上面級液態火箭發動機。其改進型已成功用于德爾塔-4運載火箭第二級和宇宙神-5火箭第二級。圖7展示了RL10-A4型發動機。該發動機使用閉式膨脹循環供應液態氧/液氫推進劑，并采用液氫再生冷卻噴管。冷卻噴管而被加熱蒸發的氫氣被導入渦輪泵驅動其旋轉。閉式膨脹循環方式使得所有推進劑進入燃燒室燃燒，從而提高了發動機性能。因為渦輪泵中沒有液體，所以發動機不易發生凍堵，并可在飛行過程中多次啟動。另外，真空條件下使用的大擴張比噴管可充分加熱氫氣以驅動渦輪。
重大事件
大力神34D運載火箭（1986年)：就在挑戰者號航天飛船失事后的幾個月，從發射的一枚大力神34D運載火箭在升空后發生爆炸。原因是一臺固體助推器的殼體被燃氣燒穿。
大力神ⅣA運載火箭（1993年)：大力神ⅣA的固體助推器由7段組成。由于火焰傳播到裂紋而引起躥火故障，所以助推器殼體被燒穿。
雅典娜工(1995年)：雅典娜Ⅰ運載火箭是研制的。它的第一級為卡斯托—-120發動機。由于大量的液壓油流入發動機的熱尾焰羽流區域而引起災難性的大火。大火燒壞了推力矢量控制器的電纜，導致火箭失去控制。
德爾塔Ⅱ（1997)：德爾塔Ⅱ是一種捆綁固體火箭助推器的運載火箭。它失敗的原因是復合材料殼體在飛行前受到損傷。
金牛座T6(2001)：金牛座T6運載火箭失敗的原因是推力矢量控制系統中的執行機構的閥門受到污染，使推力矢量控制系統中的制動器出現了短暫的停滯。
2021年5月5日，SpaceX的星艦原型SN15在得克薩斯州博卡奇卡成功完成高空飛行測試，這是SpaceX星艦原型第五次挑戰，也首次沒有發生爆炸事故。
2021年10月19日，由中國自主研制的截至2021年世界上推力最大、可工程化應用的整體式固體火箭發動機在中國航天科技集團四院試車成功。
2022年2月10日，ELaNa 41發射任務失敗，造成此次發射失敗的兩個故障來自有效整流罩分離和上面級推力矢量控制（TVC）。
2022年6月12日，Astra遭遇了2022年的第二次失敗，Astra稱此次的火箭發射失利原因已確定為高于正常水平的燃料消耗率導致上面級提前關閉。通過飛行數據的審查、飛行時間線的復原和故障樹的全面構造，Astra將根本原因限定到上面級發動機的問題。
2022年12月20日，一枚阿麗亞娜航天公司的織女星C型運載火箭（Vega C）從法屬圭亞那庫魯的歐洲太空港發射升空，火箭計劃將兩顆空中客車公司的Pléiades Neo星座地球觀測衛星送入軌道。雖然火箭的第一級按照計劃正常進行，但第二級名為Zefiro-40的發動機在點火工作不久后出現重大故障，于是火箭飛行偏離軌道。
參考資料 >
火箭的原理.國家航天局.2023-11-16
液體火箭發動機的主要性能參數有哪些?.國家航天局.2023-11-16
看過來，這款火箭不一般！.百家號-中國科普博覽.2023-11-22
年度航天大事記:回顧2021年全球航天事件TOP10.澎湃新聞.2023-11-23
發射為什么失敗?2022年全球火箭重大事故盤點.騰訊網.2023-11-23