火箭，现在大家对其已不陌生，航天事业已成为各大国以科技实力为代表的综合国力的重要角力场。而火箭发动机便是火箭的“心脏”，性能优良的火箭推进剂则是这“心脏”性能的关键。

　　这个视频是用动画展示的土星五号、航天飞机、猎鹰重型火箭和太空发射系统运载火箭升空后脱节和燃料的变化，很直观。

　　火箭是依靠火箭发动机产生的推力向前运动的。在运动过程中，发动机不断地向外喷出高速燃气流，利用燃气流的反推力来提高火箭速度。随着推进剂的消耗，火箭的质量不断地减小，速度也不断地提高，直到把载荷，也就是通常所说的卫星运送到一定高度并具备一定的速度，此时火箭的使命也就完成了。

　　通过下面这个是LearnEngineering制作的动画，视频中我们可以很直观的学习火箭升空的工作原理：

　　1926年3月16日，戈达德在马萨诸塞州的奥本成功发射了历史上首枚液体燃料火箭。这枚火箭采用液氧/汽油作为推进剂，总长约3米，发动机长0.6米，它的下方连接了两个串向推进剂贮箱，用两个长约1.5米的细管将液氧和汽油高压挤压到燃烧室中。3月16日，戈达德和妻子以及两个助手在沃德农场进行了世界上第一枚液体火箭的发射试验，虽然仅飞行了12.5米高、56.4米远，历时2.5秒，但这是人类第一枚液体火箭。

　　V-2火箭的发动机使用液氧/酒精作为推进剂，推力可达2.5吨，采用液膜冷却和再生冷却的方法对推力室进行冷却，采用由高锰酸钠催化过氧化氢分解生成的高温气流来驱动涡轮泵进行泵压式增压输送推进剂。使用酒精，可以利用酒精的较高的汽化时吸热，使得冷却推力室的再生冷却方式有效。汽油/酒精和氧（尤其是气态氧）取材方便，成本较低，缺点是比冲低。

　　比冲：specific impulse，比冲的定义为单位推进剂所产生的冲量，是用于衡量火箭或飞机发动机效率的重要物理参数。比冲相差10%则运载能力差30%。

　　发动机采用液氢、液氧，或者氧化剂采用的液氧的组元，这类燃料都有个蒸发的问题。因此贮箱不能完全封闭，否则随着温度上升，低温液体会不断蒸发成气体会导致内部压力过大而爆炸。实际上液氢和液氧都是在发射倒计时前才现场注入火箭内的，从那时起燃料罐就开始不断漏气泄压，一直补加燃料，补充挥发掉的部分（火箭发射时看到冒雾的原因）。如果军事用途的战备火箭军采用这种方式，那无论是从日常管理、安全性（防静电）、费用上都难以保证的。

　　从战备要求更高的军用火箭的实用需求出发,初期的火箭发动机多采用常温下稳定的肼、一甲基肼(MMH)、偏二甲肼(UDMH)、混肼(50%肼50%偏二甲肼)，氧化剂采用硝酸或N₂O₄。

　　（一）肼燃料：Hydrazine,剧毒,但肼的沸点为113.5℃，常温下液态，这是吸引科学家的一面。肼在在催化剂帮助下分解成氨气和氮气并放热，如果控制氨解离成氮和氢的吸热反应，最高可以得到1650K的燃气温度，通常作为小推力姿态控制发动机，在推力10N左右的微型发动机上用肼是最合适不过。航天飞机辅助动力单元的涡轮泵也采用了肼燃料燃气发生器，每台仅40公斤重，功率135马力。不过肼本身的热稳定性还比较差。

　　（二）偏二甲肼燃料：UDMH,同样剧毒,采用硝酸或N₂O₄等作氧化剂，有较宽的液态温度范围和较高的能量特性,有更便捷的军事用途,但比冲一般，作为巅峰质子火箭发动机RD-253,线S.由于氧化剂N₂O₄为红棕色，因此发射的时候出现橙红色是其明显特征。

　　（三）一甲基肼：MMH，姿态控制专用,沸点87.5℃，冰点-52℃，与氧化剂N₂O₄接触能自燃，能够多次启动。MMH+N₂O₄双组元大推力，解决了过氧化氢，或者肼催化、电热分解姿态控制发动机燃料比冲小、推力小的缺陷。航天飞机轨道机动系统（OMS）的AJ10-190发动机，安装在垂尾两侧，合计推力达到53.4千牛。X37B也采用了这种燃料用于变轨。

　　（四）混肼50：别名航空肼Aerozine50，是肼和偏二甲肼（UDMH）的50/50重量份混合物，上世纪50年代末由美国通用航空喷气公司研制，高能，广泛用作火箭燃料，混肼比肼更稳定，比单纯UDMH具有更高的密度和沸点，提高了安全性，并允许用作发动机中的循环冷却，采用四氧化二氮作为氧化剂。在大力神火箭LR87均采用。

　　煤油突出特点是成本低，无毒环保，性能较高, 和液氧在一起成为最佳拍档，代表发动机有F1、RD170/180、spaceX的Merlin系列发动机。存在的不足是：比冲347秒较氢氧的457秒差距非常大；煤油燃烧会因为硫含量存在不同程度积碳影响重复使用；煤油作为冷却剂，受到结焦温度低的限制。目前通过分级富氧燃烧、提高燃烧室压力已经逼近理论极限。苏联甚至在极短的时间内通过在火箭的燃料箱中冷却煤油，实现了更高的密度。

　　现如今spaceX也采取这种方案，2016年9月1日，在燃料加注的过程中结冰的氧和复合材料缠绕压力贮箱的碳纤维发生猛烈的反应，最终爆炸，损失惨重。

　　因为我国长征五号主发动机推进剂便是液氢液氧，因为-252℃液氢和-183℃液氧的贮存状态，长征五号又被称作“冰箭”。齐奥尔科夫斯基提出液体推进剂比固体推进剂能提供更多能量，并提出液氧/液氢是用于航天飞行的最佳推进剂。液氢液氧燃料缺点：液氢密度小，所需贮箱体积大；液氢超低温，极易蒸发和逃逸，储箱保温外壳的重量占比高；优点是比冲高达457S、无积碳、无污染，是多级火箭上面级的最佳选择。冷战期间，美苏在大推力液氢液氧发动机的研制上都有突破，迄今为止SSME和RD-0120依然是优秀发动机代表。冷战后，回归理性、注重效益，采用燃气发生器循环的RS68则是世界上目前推力最大的氢氧发动机，海平面推力达到30吨，线、液氧甲烷燃料——星际旅行特款

　　（二）基本无积碳：甲烷结焦温度为950K，煤油结焦温度为560K，基本可以避免烃类燃料使用过程中的积碳和结焦。

　　但由于综合性能不如高压补燃循环的液氧煤油、比冲效能不如液氢液氧，虽然早就做了大量的研发和测试，但一直未被重视，直到星际旅行概念的兴起。

　　星际旅行要求发动机能够重复长时间使用、燃料就地取材的需求，液氧甲烷的优势明显。甲烷沸点为-161度，液氧沸点为-183度，两种理想工作温度更接近空间环境温度，理论上更易实现推进剂的空间长期贮存，属于空间可以贮存推进剂。而且由于温区接近，两种推进剂贮存及保温可以采用同样的方案和工艺手段，利于简化系统，贮箱可以共底，贮箱间无需特殊的绝热，简化贮箱设计，减轻结构质量。spaceX的RAPTOR目前已经缩比试车成功，燃烧室室压30MPa，线T。

　　液氟/液氢是比冲最高的双组元推进剂，达到480S，苏联采用研发了RD-350，用于UR700的上面级，3台推力350吨。但由于氟和氟化物有很高的毒性，应用过程中问题很大，至今未被应用在飞行器上。美国洛克达因公司在上世纪60年代，利用RL-10换FO2（二氧化氟）/CH4燃料，也研制了比冲为417s的发动机，同样也因为安全问题未采用。

　　也有在液氢/液氧推进剂中，添加轻金属（锂、铍或者锂、铍的氢化物），轻金属和氧化剂反应，产生高温，不过毒性、费用都要考虑考虑。