火箭发动机

火箭发动机（rocket engine）是一种自备燃料和氧化剂，无需利用外界空气或其他介质的喷气发动机。主要由燃烧室和拉伐尔喷管(超音速喷管)组成。

原始火箭起源于中国，北宋后期，民间流行的能升空的烟火，已利用火药燃气的反作用力。这类烟火就是世界上最早的火箭。在13世纪，印度和阿拉伯也使用过火箭，后又传入欧洲；13世纪-18世纪火箭技术进展缓慢，18世纪后期火药筒改为铁皮制造，取得较大进步；16世纪中叶哥白尼创立日心说，之后，开普勒发现了行星运动三定律；1687年牛顿提出万有引力定律和三大运动定律，创立天体力学。19世纪儒勒·凡尔纳的小说中用燃料化学反应的爆炸力作为飞天动力学的方案，孕育了现代空间技术的基本思想。齐奥尔科夫斯基研究火箭原理和航天理论，认为必须实现发射装置问题，利用喷气反作用力推进火箭，同时提出，使用大推力液体火箭，用氧作为氧化剂，用液氢作为燃料剂，人们称他为“航天之父”。

在1942年，加州理工大学古根海姆航空实验室的查尔斯·巴特利和约翰·帕森斯在聚硫橡胶的基础上发明了固化复合推进剂。这种将固体氧化剂颗粒填充到橡胶基黏合剂中的浇注型复合推进剂很快成了现代固体火箭发动机设计的基础。在1947年，加州理工大学古根海姆航空实验室团队试飞了一枚名为“雷鸟”的试验火箭。这枚试验火箭使用的就是聚硫橡胶基推进剂，以高蚕酸铵[ǎn]和高氯酸钾的混合物作为氧化剂。这个发动机经过改进后，为空射战术导弹提供动力。

雷鸟火箭

在1957年10月4日，苏联成功发射了第一颗人造地球卫星斯普特尼克工。在1959年，聚硫橡胶火箭技术公司测试了民兵洲际弹道导弹的第一级发动机，这款发动机在1962年就服役了。其直径为1.32 m，是当时制造的最大的发动机。改进过的发动机(第一级发动机与上面级发动机)分别在于1965年服役的民兵Ⅱ和于1970年服役的民兵Ⅲ中使用。直到1966年，已经生产了超过l 600发民兵导弹第一级发动机。1959年首次提出的轴向分段药柱设计的发展。空间助推器的发展步调与洲际弹道导弹是类似的：于1961年和 1962年对直径为2.54 m的分段助推器进行了测试。于1963年测试了直径为3.05 m的土卫Ⅲ(Titan ⅢI）助推器原型机。于1964年测试了直径为3.96 m的分段助推器。有机会成为空军主力的土卫Ⅲ—C(Titan IⅢlC)火箭于1965年首飞。聚硫橡胶公司于1973年获得了研制航天飞机助推器的合同。在1965-1967年，史上最大的3台发动机建造完成并进行了点火：直径为6.6 m的航空喷气公司的发动机，被用来代替土星V登月火箭的第一级液体火箭发动机。制造了3台直径为6.6 m的发动机，而每台的长度都是48.88 m全尺寸模型助推器的一半。每台发动机都装有762000 kg的推进剂。

1903年，俄罗斯的康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基（Konstantin E. Tsiolkovsky）发表了一篇文章，第一个提出用于发射到高空大气和星际航行的液体火箭发动机。虽然Tsiolkovsky概念里的液体火箭发动机不是完全可行的，但是他的想法仍具有现代液体火箭发动机的关键因素，比如燃烧室、喷管、推进剂箱和推进剂注入供给系统。1926年，在美国马萨诸塞州的奥本，克拉克大学的罗伯特·戈达德（Robert H. Goddard）教授发射了第一个液体推进探空火箭。Goddard早在1908年时就进行了相当多的分析，并且后来在固体和液体火箭发动机系统上都申请了专利。在1919年，Goddard 发表篇文章讨论Goddard提出的用于高空大气和月球的火箭飞行的数学理论。Goddard是第一个去设计、建造和测试液体火箭发动机的人，他在20世纪20年代早期完成了这些工作。他的发动机大多运用液氧和汽油作为推进剂。他同时采用薄膜冷却和再生冷却方案为燃烧室设计了可用的冷却回路。Goddard是第一个运用离心泵和高压油箱作为推进剂供给系统的人。1937年他给他的火箭装备了采用陀螺仪和风向标的飞行导航系统，解决了早前的飞行稳定性问题。他的一些发动机有万向架支座功能，类似于现代发动机，用以控制火箭。他早期在液体火箭发动机上的工作建立起了现代液体火箭发动机的基础。1933年，世界上第一个大型液体火箭发动机的重大发展出现在德国的佩纳明德，是由 沃纳·冯·布劳恩（Wernhervon Braun）作为技术领导的，这个发动机计划作为第一个军用大型弹道导弹V-2导弹的研发的一部分而被政府秘密地承担并支持。很多大型现代液体火箭发动机的原型都可以追溯到这个V-2导弹发动机。美国团队在火箭研究方面的第一个重大的成果出现在1935年的加利福尼亚帕萨迪纳市的加州理工学院古根海姆航空实验室（GALCIT)。自1941年起，很多家美国公司参与了一些与液体火箭发动机相关的商业贸易。总共有大约300种不同的液体火箭发动机被研发和论证。Reaction Motors 公司最有名的是研发了用于贝尔飞机X-1的27kN （6000 1bf)推力的RMI6000-C4发动机。X-1于1947年成了美国第一个突破声障的飞行器。后来，Reaction Motors公司研发了可节流的、可重新启动的、可重复使用的XLR—99发动机，用于在1961年首飞的北美航空的X—15研究飞机上。

火箭发动机点火以后，推进剂（液体的或固体的燃料加氧化剂）在发动机燃烧室里燃烧，产生大量高压气体；高压气体从发动机喷管高速喷出，对火箭产生反作用力，使火箭沿气体喷射的反方向前进。火箭推进原理依据的是牛顿第三定律：作用力和反作用力大小相等，方向相反。固体推进剂是从底层向顶层或从内层向外层快速燃烧的。 而液体推进剂是用高压气体对燃料与氧化剂贮箱增压，然后用涡轮泵将燃料与氧化剂输送进燃烧室。推进剂的能量在发动机内转化为燃气的动能，形成高速气流喷出，产生推力。火箭推进系统自带的推进剂包括燃烧剂和氧化剂，不需要空气中的氧气来助燃，它的主要特点如下：

• 火箭发动机的工作过程不需要大气中的氧气，因此可以在离地面任意高度上工作。由于外界大气的压力随高度的增加而减少，火箭发动机的推力也随飞行高度的增加而增加，到大气层外推力最大。所以火箭发动机是目前航天飞行唯一的动力装置。

• 火箭发动机的推力是依靠自身携带的推进剂在燃烧室燃烧喷射出高速燃气流产生的，因此，它的推力大小不受飞行速度的影响。不像空气喷气发动机产生推力的高速喷流是靠吸入空气流与燃料混合燃烧获得相对速度增量实现的，喷气速度就是飞行速度的极限。

• 火箭发动机在高温，高压和高飞行速度的恶劣条件下工作，要求特殊的材料和结构形式来保证其可靠地工作。因此，和其他类型的发动机相比，火箭发动机的体积最小，质量最轻。

• 火箭发动机的推进剂包括燃烧剂和氧化剂，相对于其他利用空气助燃的发动机(只消耗燃料)来说，其推进剂的消耗量要大得多。因此，采用高能推进剂，减少推进剂消耗，降低结构质量，始终是火箭发动机研制中要求解决的问题。

是衡量火箭发动机工作能力大小的一个参数。发动机的推力随着火箭的上升、周围大气压力的下降而不断增大，因此表示同一台发动机推力有三种方式，即海平面推力（大气压力为101千帕、温度为15℃时的推力）、地面推力（在地面试车台上测到的推力或按地面所处的环境压力和温度换算得到的推力）和真空推力（在大气压力为0的条件下的推力）。

是指单位推进剂流量产生的推力。比冲高，既表示推进剂能量高，又表示发动机效率高，它是两者结合的结果。因此，比冲的高低是衡量发动机性能的一个重要参数。同推力的表示方式一样，比冲亦有海平面比冲、地面比冲和真空比冲之分。

是指发动机氧化剂质量流量与燃烧剂质量流量之比。混合比是通过发动机试车实际测量得到的，而混合比偏差则是通过对状态一样的发动机多次性能试车获得的统计数据进行计算分析得到的。混合比偏差大，运载火箭所装推进剂的安全余量要留得多，这将直接影响运载火箭的运载能力。因此，减小发动机的混合比偏差也是提高运载火箭运载能力的有效途径之一。

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。

火箭发动机工作时，燃气温度最大时可超过3300摄氏度，这超过了绝大多数金属材料的熔点。为避免发动机高温受损，需要对火箭发动机进行冷却。冷却方法多种多样，目前的主流方法是“再生冷却”，就是使用燃料冷却。液氧温度在零下183摄氏度左右，看似超低温，最适合作为冷却剂，然而由于氧的高度活性，它极容易与金属或者组成火箭发动机的其他材料发生反应。使用燃料作为冷却剂。具体来说就是一部分燃料先到发动机喷管周围走一个来回，这必然会带走巨量的热量，从而起到了给火箭发动机冷却的效果。

是最简单的燃烧室冷却方法，该方法用在低热通量中或者热气停留时间较短的燃烧室内。这些燃烧室没有冷却通道，通常使用高传导率材料结构。但是，其重量很大。研制零件时，对于短时间工作的喷注器评估也会用到这种吸热燃烧室。在空间应用上的一些小推力室成功应用了该方法。但是，该方法明显地受到燃烧室热容能力的影响。

烧蚀燃烧室相比于吸热室稍微复杂一些，广泛应用在低压力的压力反馈推力室中。在烧蚀燃烧室设计中，燃烧室的结构材料（比如二氧化硅/酚醛)，在热气壁面表面熔化和蒸发，向热气流中释放烧蚀产物，通常烧蚀材料储存在携带结构负载的结构外壳中。这一方法最显著的缺点是燃烧室由于烧蚀构型发生变化，构型在喉部附近发生最大改变，该处热通量和质量流量的共同作用最明显，这一方法不适用于中等/高热通量或者需要推力改变非常窄的应用中。

沿着热气壁面引人薄的冷却剂边界层以降低壁面附近的温度、混合比和热通量。典型的有多孔喷注或在燃烧室壁面上多步喷注，这一方法适用于所有热通量环境，也可以和其他方法结合使用。薄膜冷却使用在低热通量固体壁面燃烧室中，能够允许升高燃烧室压力和推力或者允许长时间燃烧。此外，薄膜冷却用于再热冷却燃烧室，通过降低局部温度，用以减轻热气壁面的热损伤。薄膜冷却由于一些推进剂在不能完全混合和燃烧时就流出燃烧室而导致了性能损失。

适用于热辐射冷却也被限制应用在低热通量应用中，受到燃烧室外表面向环境的辐射热交换的限制。高温材料需要用到这一方法。辐射冷却也常用于喷管的低热通量区域。

再生冷却需要一种或两种推进剂沿燃烧室壁面流入冷却通道，吸收热量。典型的低热通量应用中使用最简单的双壁面结构方法。不用特别控制冷却剂，其压降就可达到最小化。低/中等热通量应用中使用管道壁面结构。由于燃烧室内环境沿轴向方向变化，管道横截面积沿管道长度方向可能有显著变化。在一些应用中，管道壁面厚度、直径和形状沿着冷却管道变化以适应压力、热通量和燃烧室环境的变化。图4中最后一种再生冷却方法是通道壁面结构，应用于中/高热通量的环境。该通道在高速气流条件下加工到密封极限，以使热气体壁面向冷却剂的传热均匀可控。这一方法的缺点是由于冷却回路上冷却剂的高速流动，冷却剂压降比较高。材料技术保证了通道壁面燃烧室的可行性，这方面的内容将在下节讨论。实际上，传热（薄、易冷却）和结构(厚、应力小）的矛盾对再生燃烧室的设计有显著影响。基于不同的用途，一系列材料被使用在喷注器和燃烧室的构型中。燃烧室零件的选用标准主要是保证低重量和低成本．易于制造且和环境相匹配。

高强度高温合金，比如英高镍[niè]625和英高镍7l8被广泛应用。对于中等强度需求，耐腐蚀不锈钢是可取的，因为它有低成本和易于焊接的特性。个别也应用一些特殊材料。比如，由于独特的高导电性、中等强度以及延展性，周密设计的铜合金常被用于燃烧室内热通道壁面。此外，高温合金，比如记和铢通常应用在薄膜冷却推进器中。各个部分燃烧室都采用焊接和钎[qiān]焊连接，主要部件通过螺栓固定在一起，螺栓提供了灵活性，但是会增加重量负担。

推力室是火箭发动机的关键部件，它将储存在推进剂中的化学能转换为产生推力所需的动能。推力室包括喷注器、燃烧室和喷管。从理论上讲，燃料和氧化剂被集中到燃烧室内，产生高温高压气体。之后，这些燃气在喷管内膨胀，将压力和温度转变为速度。燃气流动到喉部，产生热壅塞，达到声速。之后继续在喷管扩张，以超声速膨胀。最终，内能转换为动能，产生动量推力。推力室由喷注器、燃烧室和喷管构成。图2显示了有积分喷管的推力室内的关键工作过程。推进剂通过喷注器进人并经历一系列复杂的物理化学过程，比如雾化、蒸发、混合、化学反应及膨胀。燃烧室包含高压、高温燃气，并必须维持稳定燃烧。然后，这些燃气通过喷管膨胀。扩张喷管开始于喉部平面的尾部，是燃烧室结构中的典型积分环节。在很多情况下，使用单独延伸的喷管进一步使燃气膨胀并增加推力。

对于良好的喷注器最重要的是稳定工作和高性能。稳定燃烧是确保不发生有规律的周期性燃烧室压力振荡，以免损伤零件或引起系统故障。有一些减轻和控制压力振荡的设计方法。比如，一个喷注器可以使用多种长度的喷注零件，以防止在某一频率下的显著响应反馈。另外，也要防止喷注响应频率和燃烧室的固有频率相匹配。有许多设备可以用于降低燃烧室压力振荡，包括挡板和声振凹腔。挡板通过阻碍压力波在喷注器表面的移动来降低振荡。凹腔作为共振腔来降低压力振荡振幅。最后，通过烈火实验来证明稳定性，以说明在整个发动机工作过程中，不存在有规律的周期性燃烧室压力振荡。

燃烧室内含有燃料和氧化剂化学反应产生的高压、高温气体。这些燃气的温度能超过3600 K。因此，燃烧室内的热气壁面必须得到足够的冷却以避免超过壁面材料所能承受的温度极限，燃烧室的关键挑战是操控高温燃气。

喷管通过把燃烧室内高压高温气体的内能转变为动能，用于增加液体火箭发动机的推力。一个渐缩渐扩喷管能使燃烧室内产生的气体膨胀并在出口达到超声速。对于给定的燃烧室压力，当喷管出口压力和大气压相同时，推力达到最大。这种情况被称为最佳喷管膨胀。当出口压力和环境压力不同时，出现两种情况：①过膨胀，p_e一p_a ；②欠膨胀，p_e>p_a。在过膨胀的情况下，喷管过度膨胀，使得出口压力低于环境压力，产生了激波以使压力匹配。通常，一系列沿着自由射流边界重复出现的压缩波和膨胀波现象，称为马赫盘。当流体欠膨胀时发生相似现象。出口流动首先通过普朗特一迈耶波扩张膨胀，接着受到压缩，重复该过程实现压力匹配。

气体发生器循环是一种常见的泵压式液体火箭发动机循环。气体发生器循环具有结构简单的优势，因为辅助燃烧设备和推力室的工作几乎相互独立，即开式循环。这种弱耦合允许用不同推进剂来推动涡轮机及推动火箭。尽管一些传统发动机曾用不同的推进剂，火箭发动机通常在辅助燃烧设备和推力室中采用相同的推进剂。气体发生器流量被限定在推进剂总流量的3%~7%，并全部排出。

在闭式循环发动机中，比如多级燃烧发动机中，用于产生涡轮机动力的称为预燃室。当排气驱动完涡轮机后，进入推力室，以最佳配比燃烧。预燃室将工作在富燃或富氧混合比下，具体的混合比取决于推进剂的组合和设计要求。富燃或富氧配比的选择主要取决于所选燃料。如果燃料容易产生积炭，如碳氢燃料，则通常采用富氧燃烧室。如果燃料不易产生积炭，如氢气，则通常选用富燃预燃室。与气体发生器发动机不同的是，在多级燃烧发动机中，积炭的存在是极其有害的，因为排气通过具有多喷孔通道的主唢注器，任何该区域的积炭都可能造成阻塞。因此，简单的仅仅避免最高积炭范围并不适合于多级燃烧发动机。虽然它能够应付气体发生器发动机中较大面积（涡轮机入口)的阻塞情况。在高压下操控富氧气体使得富氧预燃室的使用遇到了许多额外的挑战，一般风险包括:①材料可能在高压富氧环境中降解。②如果发生点火，材料立即燃烧。

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[zhǐ]、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯和硝酸酯增塑聚醚等。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（一般为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500~3500℃的高温和102~214Pa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柱。药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。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。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室中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小（也称比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂质量的比值，单位为秒）。固体火箭发动机比冲在250~300s，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复启动困难，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。

固体火箭发动机结构原理图

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。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过程生成燃烧产物，以高速（2500-5000米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约20MPa）、温度3000～4000℃，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（250~500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。

液体火箭发动机机构原理示意图

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[yà]、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[jǐng]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[sè]、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（700-2500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100N。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。

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6500～11000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。

美国制造的液体火箭发动机F—1是土星V号第一级（S—IC）的发动机。五个发动机集成在S—IC级上可提供33.8 kN推力。在1967——1973年，共生产制造了68台发动机，使土星号火箭多次成功地发射了阿波罗飞船。图1展示了在NASA马歇尔太空飞行中心（MSFC)中，安装在S—IC级上的两个F—1发动机。发动机使用液氧/RP—1煤油推进剂和燃气涡轮泵压式推进剂供应系统。F—1发动机是固定推力的发动机系统，使用一些燃料RP—1煤油充当燃气涡轮的润滑剂、发动机力室为两段式：用RP—1再生冷却到10∶1喷管面积比处，用燃气涡轮排气冷却到16∶1喷管面积比处。使用储箱压头，燃气发生器可产生足够能力力室为两段式：用RP—1再生冷却到10∶1喷管面积比处，用燃气涡轮排气冷却到16∶1喷管面积比处。使用储箱压头，燃气发生器可产生足够能力以启动发动机，并使用自身的部分排气确保其在额定功率附近运行。高压推进剂提供启动后的液压动力，一部分推进剂被送去燃气发生器源源不断产生高温气体以驱动涡轮泵。驱动两级涡轮泵后，燃气被送入换热器，交换的热量被用于调节储箱增压气体。冷却下来的涡轮排气被引入喷管双层壁板段提供膜冷却。连接推进剂输送管至燃气发生器的喷嘴通过提供泵入推力室的恒定质量流量来控制系统功率级别，以保证产生恒定的推力。发动机使用火药点火装置启动燃气发生器，使用自燃点火装置启动主燃烧室。整个发动机可实现推力矢量控制。

SSME是美国研制的可重复使用的高性能液体火箭发动机，是航天飞机的一级和二级动力装置。该发动机使用液氧/液氢推进剂，其推进剂供应系统有氧化剂和燃料两个预燃室，并采用补燃循环的动力循环方式。发动机包括头部、主燃烧室和喷管几个部分。发动机头部有两个预燃室，一个主喷注器和一个氧化剂热交换器，这些装置均焊接在热气歧管上。预燃室产生富燃的高温气体用以驱动氧化剂和燃料泵。液氢也用于冷却燃烧室和喷管。发动机推力可以在67%~109%范围内调节。储箱启动液压约为燃烧室压力的25%，启动时序发出后5s之内发动机达到主级工作状态。

RL10是美国研制的上面级液体火箭发动机。其改进型已成功用于德尔塔-4运载火箭第二级和宇宙神-5火箭第二级。图7展示了RL10-A4型发动机。该发动机使用闭式膨胀循环供应液氧/液氢推进剂，并采用液氢再生冷却喷管。冷却喷管而被加热蒸发的氢气被导入涡轮泵驱动其旋转。闭式膨胀循环方式使得所有推进剂进入燃烧室燃烧，从而提高了发动机性能。因为涡轮泵中没有液体，所以发动机不易发生冻堵，并可在飞行过程中多次启动。另外，真空条件下使用的大扩张比喷管可充分加热液氢以驱动涡轮。