□作者: 孙欣荣
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液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统和发动机控制系统组成。
推力室是推进剂混合、燃烧并高速喷出产生推力的重要部件，由喷注器、燃烧室和喷管组成。推进剂燃烧时温度极高，极易烧穿燃烧室，因此必须进行冷却。冷却方法通常有再生冷却和内冷却两种。
推进剂供应系统的目的是将推进剂从贮箱输送到推力室，包括涡轮泵、各种导管和活门。推进剂输送方式有两种，一种是挤压式，一种是泵压式。挤压式是利用贮存在高压气瓶内的压缩气体，将推进剂从贮箱内挤压到燃烧室内。由于这种方式将使贮箱承受很大压力，需把贮箱制造得十分坚固，因此不利于减轻火箭的结构重量。泵压式是用涡轮泵将推进剂送入燃烧室。这种方法可使推进剂贮箱的压力大大减轻，减小贮箱的壁厚尺寸，减轻结构重量。
发动机控制系统的作用是控制发动机的启动、点火和关机等程序，控制推进剂的混合比例、推力的大小和方向等。
液体火箭发动机典型的启动和工作程序是：接到点火的指令后，发动机先打开氧化剂和燃烧剂的启动活门，使贮箱内的推进剂在气体的压力下进入涡轮泵；火药启动器通电点火，产生的燃气驱动涡轮泵高速旋转，使泵内的推进剂增压后，一部分进入燃气发生器点火燃烧，生成高温高压燃气，接替火药启动器的工作，驱动涡轮泵以更高的速度转动，将大量的推进剂压入推力室，而另一部分则直接进入推力室；燃烧剂主活门开启，使来自涡轮泵的燃烧剂进入燃烧室的冷却夹层，对燃烧室进行冷却后，由喷注器喷入燃烧室。与此同时，打开氧化剂主活门，使经过涡轮泵加压后的氧化剂直接由喷注器喷入燃烧室。这样，经过增压的燃烧剂和氧化剂在燃烧室内雾化、混合、燃烧，形成高温高压燃气，在喷管内迅速膨胀，最后以每秒几千米的高速喷出，产生巨大的反作用力，推动火箭高速飞行。
以上是发动机的自燃点火方式。对常用的自燃式推进剂来说，它们用不着点火，两者遇到一起就会自动燃烧。对于非自燃的推进剂来说，需要根据具体情况设计专用的点火系统，采用另外两种点火方式：焰火点火和电点火。
固体火箭发动机
顾名思义，固体火箭发动机就是采用固体推进剂的火箭发动机。历史上，以黑色火药为推进剂的原始固体火箭是我国的一个发明。到十五世纪中叶，我国固体火箭发动机制造技术已达到很高水平，戚继光所著《练兵实记》一书中就叙述了固体火箭发动机的制造方法，并对固体推进剂的装填提出明确要求。二十世纪60年代以后，国外固体火箭发动机技术逐步发展成熟，并开始应用于航天领域。如美国二十世纪60年代发展的侦察兵、80年代发展的白羊座、大篷车、飞马座、金牛座、航天飞机固体助推器和日本的M系列火箭等。
与液体火箭发动机相比，固体火箭发动机由于不需推进剂输送系统，推力室无需强制冷却，因此结构简单，没有活门、喷注器、涡轮泵、燃气发生器等部件。由于这个特点，它的可靠性较高，操作简便。另外，固体发动机能够长期贮存。固体火箭发动机的缺点是，比推力较低，工作时间较短，不易调节推力和多次启动。
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管和点火装置等组成。
固体推进剂常常被制成不同的形状，称为药柱。在推进剂相同的情况下，固体火箭发动机的推力由药柱的燃烧面决定。药柱的燃烧面越大，单位时间产生的燃气量就越多，推力也就越大。燃烧面除了影响推力外，还影响燃烧室的压力以及发动机工作时间的长短。在其它条件不变的情况下，燃烧面大的，燃烧室压力大，工作时间减小，反之，燃烧面小，燃烧室压力小，工作时间增加。根据这些特性，改变固体推进剂药柱的燃烧面就可改变固体火箭发动机的推力，所以固体推进剂药柱经常被加工成星孔型、车轮型、翼柱型、锥柱形、球型等不同形状。
燃烧室是装填推进剂并供其燃烧的组件，也是箭体的一部分。因发动机工作时要承受高温、高压，必须具备较高的强度，所以燃烧室通常采用高强度合金钢、玻璃钢、钛合金等材料制成，并在内壁粘贴一定厚度的绝热层进行保护。
固体火箭发动机的喷管具有将推进剂放出的热能转换成推进用的动能的作用。因为它不像液体发动机那样采用冷却措施，所以一般采用合金钢或玻璃钢等抗高温材料制成，并采用烧蚀等技术进行保护。一台固体火箭发动机可以设计成一个喷管，也可以设计成几个。喷管有固定的，也有可动的。可动喷管可以绕发动机纵轴转动或摆动，实现对发动机推力方向的控制。
点火装置的任务是点燃发动机的固体推进剂药柱。点火装置包括电爆管、点火药和壳体结构。按照不同的点火要求，它安装在燃烧室头部、药柱中间或尾端。
固体火箭发动机的工作过程比液体火箭发动机简单得多。点火时，先通电使电爆管爆炸，引燃点火药，点火药燃烧后点燃推进剂药柱。
固液混合火箭发动机
由于液体火箭发动机和固体火箭发动机各有各的优缺点，所以科学家把它们结合起来，组成了固液混合式火箭发动机。它通常有固液混合式和液固混合式两种。液固混合式发动机是燃烧剂为液体、氧化剂为固体，而固液混合式发动机正好与它相反。从性能上说，固液混合火箭发动机的比推力高于固体火箭发动机，低于高能液体发动机，与可贮存的液体发动机相当。从系统和结构来说，这种火箭发动机的优点是简单紧凑，缺点是燃烧效率低，推进剂混合比不易控制，调节推力时能量损失较大。
结构系统——火箭的躯体
火箭结构系统通常称为箭体结构，大多是用金属板材和加强件组成的硬壳、半硬壳式结构。材料多为比强度和比刚度较高、塑性范围较窄的铝合金，部分采用不锈钢、钛合金和非金属材料。
从火箭的头部向下数，多级液体火箭的箭体结构主要包括有效载荷整流罩、仪器舱、推进剂贮箱、箱间段、级间段、尾舱、尾翼。固体火箭的箭体结构与液体火箭的箭体结构基本相同，不同的是它比较简单，大部分为发动机外壳。
位于运载火箭顶端的有效载荷整流罩有火箭的“皇冠”之称。它用于包容卫星、飞船、宇宙探测器等有效载荷，使它们免受火箭在大气层内飞行时产生的空气动力和空气动力加热的损害。火箭飞出大气层后，完成使命的有效载荷整流罩即被抛掉。
仪器舱一般位于有效载荷的下面，用于安装火箭飞行控制用的仪器和设备。仪器舱的壁板上经常开有舱口，便于安装仪器设备和对仪器设备进行检查测试。
推进剂贮箱是箭体结构中比例最大的部分，约占全箭总长的三分之二。每级火箭由独立存在的燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱两部分组成。为减小箭体长度，减轻结构重量，有些火箭也将氧化剂贮箱和燃烧剂贮箱设计成一个整体，中间用一个箱底隔开，称之为共底贮箱。如我国的长征三号火箭使用的第三级液氢液氧贮箱，以及美国航天飞机的外挂推进剂贮箱采用的就是共底贮箱。对于这种容装低温推进剂的贮箱来说，为了防止推进剂的蒸发损耗，外表面需喷涂隔热层。
除了存贮推进剂外，推进剂贮箱还是火箭的主要承力构件，必须具有足够的强度，所以通常采用化学铣切或机械铣切的方法，将贮箱的内表面加工成多个网格，这样既可保证结构强度，又能减轻结构重量。
箱间段是联接燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱的构件，也用于安装部分控制设备。
级间段是多级火箭各级之间的连接构件。它有两种形式，一种是用合金钢管制成的杆系结构；另一种是半硬壳式结构。当采用热分离方式时，级间段可以让上一级火箭发动机工作时产生的燃气通畅排出。
尾段是火箭最下端的部分。它的作用一是保护火箭发动机，二是在发射台上支撑火箭。火箭安装尾翼时，它还是尾翼的支持部件。尾段上开有各种舱口，供安装、检查、维护伺服机构、火工品和动力系统时使用。
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