火箭发动机.docx
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火箭发动机
火箭发动机
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简介
火箭发动机的分类
火箭发动机的优势
现代火箭发动机
其他能源的火箭发动机
我国火箭发动机发展最新成果
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简介
火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。
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火箭发动机的分类
能源在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。
火箭发动机依形成气流动能的能源种类分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。
化学火箭发动机是目前技术最成熟，应用最广泛的发动机。
核火箭的原理样机已经研制成功。
电火箭已经在空间推进领域有所应用。
后两类发动机比冲远高于化学火箭。
化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（1500～5000米／秒）从喷管排出，产生推力。
化学火箭发动机按推进剂的物态又分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发动机。
液体火箭发动机使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航天器的要求。
固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。
混合推进剂火箭发动机极少使用。
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火箭发动机的优势
火箭发动机是我国劳动人民首先创造出来的。
早在唐代初年（约在七世纪）火药就出现了，南宋时代火药用来制造烟火，其中包括“起花”。
大约在十三世纪制成火箭。
我国古代制造的火箭和起花所用的是黑色火药。
它们的工作原理和现代的固体燃料火箭是一样的。
同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：
它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。
所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。
这是任何空气喷气发动机都做不到的。
目前发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。
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现代火箭发动机
现代火箭发动机主要分固体推进剂和液体推进剂发动机。
所谓“推进剂”就是燃料（燃烧剂）加氧化剂的合称。
固体火箭发动机
固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。
固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。
药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。
药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。
在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。
通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。
喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。
该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。
药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。
缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。
固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。
固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
液体火箭发动机
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。
常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。
氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。
液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。
推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。
它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。
推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。
燃烧室内压力可达2O0大气压（约20OMPa）、温度300O～4000℃，故需要冷却。
推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。
按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。
挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。
挤压式供应系统只用于小推力发动机。
大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。
发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。
工作程序包括发动机起动、工作。
关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。
工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。
液体火箭发动机的优点是比冲高（25O～5OO秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。
液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。
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其他能源的火箭发动机
（一）电火箭发动机
电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。
与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。
电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。
工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。
电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。
电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。
按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。
电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化；经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。
静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。
电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。
电火箭发动机具有极高的比冲（70O～250O秒）、极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。
但产生的推力小于10ON。
这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。
（二）核火箭发动机
核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作工质。
核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。
在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以6500～1100O米／秒的速度从喷口排出而产生推力。
核火箭发动机的比冲高（250～1000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。
这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。
此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探索阶段。
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我国火箭发动机发展最新成果
2006-年７月4日，承担中国新一代大型运载火箭动力系统研制任务的航天推进技术研究院透露，用于推进中国新一代大型运载火箭的“１２０吨级液氧煤油发动机”，最近在该院首次整机试车成功。
在试车过程中，发动机各项指标正常。
“１２０吨级液氧煤油发动机”是中国正在研制的新一代大型运载火箭的重要动力装置，其最大推力为１２０吨，采用了目前世界上最先进的高压补燃循环系统，各项技术指标远高于中国现有长征系列运载火箭的发动机，能将火箭现有的运载能力提高３倍左右，可使中国近地轨道的运载能力从现在的９．２吨提高到２５吨，将为中国载人航天二期工程，月球探测二、三期工程，深空探测工作奠定坚实基础。
目前，中国对该发动机的所有技术拥有完全自主知识产权。
据航天推进技术研究院的专家介绍，绿色环保是这种发动机的突出特点，它采用环保安全的液氧、煤油推进剂，无毒、无污染，可从根本上消除现有有毒推进剂对科研人员健康的损害及对环境的污染。
新一代运载火箭是中国运载火箭升级换代产品，可全面提高中国运载火箭的整体水平和能力，大幅度提高中国火箭的国际竞争力，提高现有长征系列运载火箭的性能和可靠性，满足中国未来２０年至３０年内航天发展需求，实现中国航天运载技术的跨越式发展。
中国新一代大型运载火箭将于２０１２年左右投入使用。
火箭发动机
所属分类：
空对空飞弹能源科学
添加摘要
RS-68在斯坦尼斯航天中心试车
火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。
火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等地面应用。
大部分火箭发动机都是内燃机，也有非燃烧形式的发动机。
目录[隐藏]
∙1工作原理
∙2发动机整体性能
∙3冷却
∙4机械问题
∙5声学问题
∙6试车
∙7安全性
∙8化学问题
∙9点火
∙10羽流物理
∙11火箭发动机种类
∙12火箭发动机历史
∙13参考资料
火箭发动机-工作原理
大部分发动机靠排出高温高速尾气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200bar）燃烧产生尾气。
由于燃烧室无反压力，发动机牺牲了部分推力
向燃烧室供入推进剂
液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。
而固体火箭的推进剂事先混合好放入储存室，工作时储存室就是燃烧室。
固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。
火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。
推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。
燃烧室
化学火箭的燃烧室通常呈圆柱体形，其尺寸要满足推进剂充分燃烧，所用推进剂不同，尺寸不同。
用L*描述燃烧室尺寸
这里：
Vc是燃烧室容量
At是喷口面积
L*的范围通常为25-60英尺（0.6-1.5m）
燃烧室的压力和温度通常达到极值，不同于吸气式喷气发动机有足够的氮气来稀释和冷却燃烧，火箭发动机燃烧室的温度可达到化学上的标准值。
而高压意味着热量在燃烧室壁的传导速度非常快。
喷嘴
渐缩渐阔喷嘴里的温度（T）、压力（p）和速度（v）
发动机的外形主要取决于膨胀喷嘴的外形：
钟罩形或锥形。
在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。
如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。
在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。
火箭的推力是压力作用在燃烧室和喷嘴
一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力（如图）。
排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力是火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。
推进剂效率
要使发动机有效利用推进剂，需要用一定质量的推进剂产生最大可能压力作用于燃烧室和喷嘴，此外以下方法也能提高推进剂效率：
将推进剂加热到尽可能高的温度（使用高能燃料、氢，碳或某些金属如铝，或使用核能）
使用低比重气体（尽可能含氢）
使用小分子推进剂（或能分解成小分子的推进剂）
因为所有的措施都是出于减轻推进剂质量的考虑；压力与被加速的推进剂量成比例关系；也因为牛顿第三定律，作用于发动机的压力也作用于推进剂。
废气出燃烧室的速度似乎是由燃烧室压决定的。
然而该速度明显受上述三种因素影响。
综合起来，排气速度就是检验发动机效率的最好证明。
由于空气动力的原因，废气在喷口产生阻流效应。
音速随温度平方根增长，因此使用高温尾气能提高发动机性能。
在室温下，空气中的音速为340m/s，而在火箭的高温气体中可达1700m/s以上，火箭的大部分性能都是由于高温。
加之火箭推进剂通常选用小分子，这也使得在同等温度下，废气中音速高于空气中音速。
喷嘴的膨胀设计使排气速度翻倍，通常是1.5至2倍，由此产生准高超音速排气射流。
速度的增量主要由面积膨胀比决定，即喷口面积与喷嘴出口面积的比值。
而气体的性质也很重要。
大膨胀比的喷嘴尺寸更大，但能使废气释放更多的热，由此提高排气速度。
喷嘴效率受工作高度影响，因为大气压力随高度升高而降低。
但由于尾气是超音速的，因此射流的压力只会低于或高于围压，不能与之平衡。
如果尾气压力以围压不同，喷嘴就可以称为完全膨胀
反压力和最佳膨胀
要获得最佳性能，尾气在喷嘴末端的压力需要与围压相等。
如果尾气压力小于围压，运载器就会因为发动机前端与末端的气压差而减速。
而如果尾气压力大于围压，本该转换成推力的尾气压力没有转换，能量被浪费。
为了维持尾气压力和围压的平衡，喷嘴直径需要随高度升高而增大，是尾气有足够长的距离作用于喷嘴，以降低压力和温度。
而这增加了设计难度。
实际设计中通常采用折衷的办法，因而也牺牲了效率。
有许多特殊喷嘴可以弥补这种缺陷，如塞式喷嘴、阶状喷嘴、扩散式喷嘴以及瓦形喷嘴。
每种特殊喷嘴都能调整围压并让尾气在喷嘴中扩散更广，在高空产生额外的推力。
当围压足够低，如真空，就会出现一些问题：
一个问题是喷嘴的剪重，在一些运载器中，喷嘴的重量也影响着发动机效率。
第二个问题是尾气在喷嘴中绝热膨胀并冷却，射流中某些化学物质会凝结产生“雪”，导致射流的不稳定，这是必须避免的。
动力循环
相对喷管处的热能损失而言，泵气损失微乎其微。
大气中使用的发动机使用高压动力循环来提高喷管效率，而真空发动机则无此要求。
对于液体发动机，将推进机注入燃烧室的动力循环共有四种基本形式：
挤压循环-推进剂被内置的高压气瓶中的气体挤出。
膨胀循环-推进剂流经主燃烧室膨胀驱动涡轮泵。
燃气发生器循环-小部分推进剂在预燃室中燃烧驱动涡轮泵，废气通过独立管道排除，能效有损失。
分级燃烧循环-涡轮泵的高压气送回驱动自启动循环，高压废气直接送入主燃烧室，没有能量损失。
火箭发动机-发动机整体性能
火箭技术集合了高推力（百万牛顿），高排气速度（海平面音速的10倍），高推重比（>100）以及能在大气层外工作的能力。
而且往往可以通过削弱一种性能而使另一种性能更高。
比冲
衡量发动机性能的重要指标就是单位质量的推进剂产生的冲量，即比冲（通常写作Isp）。
比冲可用速度（Ve米每秒或英尺每秒）或时间（秒）度量。
比冲大的发动机往往是性能极佳的。
净推力
以下是发动机净推力的近似值计算公式：
由于火箭发动机没有喷气式发动机的进风口，因此不需要从总推力中扣除冲压阻力，因为净推力就等于总推力（排除静态反压力）。
节流
发动机可通过控制推进剂流量（通常以kg/s或lb/s计）来达到节流的目的。
原则上，发动机可通过节流使出口压力降至围压的三分之一（喷嘴流动分离）而上限可至发动机机械强制允许的最大值。
实际上发动机可节流的范围要出入很大，但大部分火箭都可以轻易达到其机械上限，主要的限制因素就是燃烧稳定性。
例如推进剂喷嘴需要一个最小压力来避免引起破坏性振动（间歇性燃烧和燃烧不稳定），但喷嘴往往可以在更大的范围内进行调整和测试。
而且有必要保证喷嘴出口压力不会低于围压太多，以避免流动分离问题。
火箭能量效率等于火箭速度除以有效排气速度
能量效率
火箭发动机是一种效率极高的热力发动机，产生高速射流，结果如同卡诺循环一样产生高燃烧室温度和高压缩比。
如果运载工具的速度达到或略微超过排气速度（相对于运载器），那么能量效率是很高的。
而在零速度下，能量效率也为零。
（所有喷气推进都是如此）
火箭发动机-冷却
阿波罗8号火箭发动机
反应物料在燃烧室的反应温度可达约3500K（~5800°F）。
这个温度远超出喷嘴和燃烧室材料的熔点（石墨和钨除外）。
的确在某些材料自身承受范围内能找到合适的推进剂，但要保证这些材料不会燃烧，熔化或沸腾也很重要。
材料工艺决定了化学火箭尾气温度的上限。
另一种方法就是使用普通材料如铝、钢、镍或铜合金并采用冷却系统来防止材料过热。
如再生冷却，使推进剂燃烧前通过燃烧室或喷嘴内壁的管道。
其他冷却系统如水幕冷却、薄膜冷却可以延长燃烧室和喷嘴的寿命。
这些技术可以保证气体的热边界层在接触材料时温度不会影响材料的安全性。
火箭中的热流通量往往在工程学上是最高的，其变化范围在1-200MW/m2。
而喷口处热流通量又是最高的，通常是燃烧室和喷嘴处的两倍。
这是由于喷口处尾气的高速（导致边界层很薄）和高温造成的。
大部分其他的喷气式发动机的燃气轮机运转在高温下，但由于其表面积过大，难以冷却，因此不得不降低温度，损失了效率。
火箭发动机
火箭常用的冷却方式有：
不冷却：
用于短时运行或测试
烧蚀壁：
室壁有烧蚀材料，可不断吸热脱落
辐射冷却：
使室壁达到白热状态以辐射热量
热沉式冷却：
将一种推进剂（通常是液氢）沿室壁倒下
再生冷却：
推进剂在燃烧前先流经室壁内的冷却套管
水幕冷却：
推进剂喷射器被特殊安置，以使室壁周围的燃气温度降低
薄膜冷却：
室壁被液体推进剂浸湿，液体蒸发吸热使之冷却
所有的冷却措施都是要在室壁形成一层比室内温度低的隔离层（边界层），只要这层隔离层不被破坏，室壁就不会出问题。
而燃烧不稳定或冷却系统故障常常会导致边界层的保护中断，随后导致室壁被破坏。
再生冷却系统还有第二层边界层，就是围绕室壁的冷却管道壁。
由于这层边界层充作室壁和冷却剂的隔离层，因此其厚度要尽可能地薄，这可以通过加快冷却剂流速来实现。
火箭发动机-机械问题
火箭燃烧室工作在高压下，通常是10-200bar（1--20MPa），压力越高，通常性能也越好（因为可以使用更高效的喷嘴）。
这使燃烧室外部处于很大的圆周应力之下。
也由于高温工作环境，结构材料的抗张强度显著降低。
火箭发动机-声学问题
Viking5C火箭发动机
火箭发动机内的极端振动和声学环境导致其峰值应力远高于平均值，尤其是类风琴管共振和气流扰动的问题。
燃烧不稳定
燃烧不稳定有以下集几种：
间歇性燃烧
这是运载器加速度变化引起推进剂输送管压力变化，导致的燃烧室压力的低频振动。
可使运载器推力发生周期性变化，导致载荷和运载器受损。
间歇性燃烧可通过使用高密度推进剂配上充气阻尼涡轮泵来防止。
嗡鸣现象
这是由于推进剂喷射器中压力不足导致的。
主要是令人不悦，并无实质性危害。
然而在某些极端情况，燃烧可能进入喷射器内，引发单元推进剂的爆炸。
振荡燃烧
这种情况往往造成直接损伤，且很难控制。
它往往是伴随化学燃烧过程的声学过程，是能量释放的主要驱动力。
可导致不稳定共振，使隔热边界层变薄，产生悲剧性后果。
这种影响很难在设计阶段预先分析，只能通过旷日持久的测试，并不断修正来。
修正手段通常有细调喷射器，改变推进剂化学性质，或在将推进剂喷射进亥姆霍兹阻尼器（用以改变燃烧室共振状态）前蒸发成气态。
还有一种常用测试方法是在燃烧室引爆少量炸药，以确定发动机的脉冲响应，并估算室压的响应时间：
恢复越快，系统越稳定。
火箭发动机
排气噪音
火箭发动机（特小型除外）比起其他发动机，其噪音十分大。
特超音速尾气与周围空气混合，形成冲击波。
冲击波的声音强度取决于火箭的尺寸。
土星五号发射时，在离其发射点很远处的地震仪检测了这一噪音。
产生的声音强度依赖于火箭尺寸和排气速度。
在现场听到的冲击波特征音主要是爆裂音。
这种噪音的峰值超过了传音器和音频电子设备的许可上限，因此在录音或广播音频回放中这种噪音被削弱或消失了。
大型火箭发射时的噪音可以直接致死周围的人。
航天飞机起飞时基地周围的噪音超过200dB（A）。
通常火箭在地面附近的噪音最大，因为噪音从羽流中辐射出去，并被地面反射。
还有当运载器缓慢上升时，只有很少的推进剂能量转换成运载器动能（有用功P转移到运载器P=F*V，F是推力，V是速度），因此大部分能量被分散到尾气中，再与周围空气相互作用，产生噪音。
这种噪音可通过有顶火焰隔离槽，向羽流喷水，偏转羽流角度等方法消减。
火箭发动机-试车
发动机在投产前通常要在火箭发动机测试台上进行静态测试。
对于高空发动机，则需要缩短喷嘴或在大型真空室中进行测试。
火箭发动机-安全性
火箭给人的印象是不可靠、危险、灾难性事故。
军事用途的火箭可靠性都很高。
但火箭的一个主要非军事用途：
轨道发射，为了提高有效载荷重量就必须降低自重，而可靠性和降低自重是无法同时满足的。
而且如果运载器飞行次数很少，那么由设计，操作或制造引发事故的概率就很高。
其实现在所有运载器发射都是基于宇航标准资料下的飞行测试。
X-15火箭飞机的失误率只有0.5%，只在一次地面测试中发生了故障。
航天飞机主发动机已在超过350次飞行中无事故发生。
火箭发动机-化学问题
火箭发动机
火箭推进剂要求使用高比能（能量每单位质量）物质，因为在理想情况下所有反省物质全部转化为废气动能。
除了不可避免的损失和发动机设计缺陷，不完全燃烧等因素，根据热力学定律，一部分能量转化为分子的动能，无法产生推力。
单原子气体如氦气只有三个自由度，相当于一个三维空间坐标{x,y,z}，只有这种球形对称分子没有这种损失。
二原子分子如H2可以绕连接方向的轴和垂直这个方面的轴旋转，按照统计力学的均分定律，有效能量会均分给各个自由度，因此这种分子在热平衡中有3/5的能量转化为单向运动，2/5转化为旋转运动。
三原子分子如水分子有六个自由度。
大多数化学反应都是第三种情况。
喷管的功能就是将自由热能转化为单向分子运动产生推力，只要废气在膨胀时保持平衡状态，扩散型喷管足够大，而让废气充分膨胀和冷却，损失的旋转能能最大限度地恢复为动能。
虽然推进剂比能起关键作用，低平均分子质量的反应产物在决定尾气速度上作用依然明显。
因为发动机工作在极高温度下，而温度与分子能量成正比，一定温度一定定量的能量分配给更多的低质量的分子最终可以获得更高的尾气速度。
因此使用低原子质量元素更优。
液氢（LH2）液氧（LOX或LO2）是目前广泛使用的相对尾气速度而言效率最高的推进剂。
其他物质如硼，液态臭氧在理论上效率更高，但付诸使用任存在许多问题。
火箭发动机-点火
点火可以采取多种途径：
火工装药，等离子体焰矩，电火花塞。
一些燃料和氧化剂相遇燃烧，而对于非自燃燃料，可以在燃料管口填充自燃物质（俄罗斯发动机常用）。
对液体和固液混合火箭来说，推进剂进入燃烧室都必须立刻点火。
液体推进剂进入燃烧室后点火延迟毫秒级时间，都会导致过量液体进入，点燃后产生的高温气体会超过燃烧室设计最大压力，从而引起灾难性后果。
这叫做“硬启动”。
气体推进剂不会出现硬启动，因为喷注口总面积小于喷管口面积，点火前即使燃烧室充满气体也不会形成高压。
固体推进剂通常使用一次性火工设备点燃。
点火后，燃烧室可以维持燃烧，点火器不再需要。
发动机停机几秒钟后，燃烧室可以自动重点火。
然而一旦燃烧室冷却，许多发动机都不能再点火。
火箭发动机-羽流物理
煤油的废气富含碳，根据
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