火箭推进器是以氢氧为燃料的大功率装置。火箭发动机使用的推进剂有两种形式，一种是液态物质，另一种是固态物质。由于固态燃烧剂产生的能量比液体燃烧剂发出的能量高，所以，研制的火箭发动机多是固-液火箭发动机，两种燃料相遇燃烧，形成高温高压气体，气体从喷口喷出，产生巨大推力而把运载火箭送上了太空。火箭推进系统包括主发动机、推进剂供应管路、贮箱增压系统、姿态控制系统和轨道机动系统。

与引擎的设计原理类似，火箭推进器的管道排出气体来推进太空船以完成航程的各个阶段。在开始阶段，外部的推进火箭提供燃料给火箭推进器，直到燃料用尽时就抛弃。在那之后，强力的电磁体会进入火箭推进器来加速离子的激烈反应并达到近乎光速的速度，这提供了太空船绝大部份的推力。最后，在航程的最后一阶段，推进器负责了调整太空船进入行星引力圈，提供反向推进力来缓和速度让太空船能安然步入与行星同步的轨道。为了达到这所有的功能，推进器组必须具备有高能量离子加速的高度感应能力，也要能够掌控由固态燃料推进器所产生的数十万磅的推力。设计火箭推进器的工程师要能完成因太空船质量与重力加速度原理所需要功能才行。

我国使用推进器主要是以液体火箭推进器为主，液体火箭推进器以偏二甲肼（C2H8N2）作为主要燃料，相比固体火箭推进器便宜且安全。

运载火箭是用煤油、酒精、偏二甲肼、液态氢等作为燃烧剂，而用硝酸、液态氧等提供的氧化剂帮助燃烧的，人们习惯上把燃烧剂和氧化剂通称为火箭发动机的燃料或推进剂。

从物理形态上讲，火箭发动机使用的推进剂有两种形式，一种是液态物质，另一种是固态物质。燃烧剂和氧化剂都是呈液体形态的发动机则称为液体燃料发动机，或称为液体火箭发动机；两者都是呈固体状态，则称为固体燃料火箭发动机或固体火箭发动机；如果在两种燃料中，一种为固体，一种为液体，则称为固-液火箭发动机或直接称其物质名称的火箭发动机，如氢氧火箭发动机。

由于固态燃烧剂产生的能量比液体燃烧剂发出的能量高，所以，研制的火箭发动机多是固-液火箭发动机，两种燃料相遇燃烧，形成高温高压气体，气体从喷口喷出，产生巨大推力而把运载火箭送上了太空。

小型火箭多为固体推进系统，其主要出发点是成本低和机动性好，特别是成本。70-80年代美国曾对固、液两种系统反复进行比较，结论是二者可靠性相当，而成本以固体系统为优。因而固体推进系统成为小型系统的优先选择方案。其技术特点如下：

（1）模块化结构

实现系列化的主要手段是模块化结构。通常是用几种发动机通过不同方式的组合构成各种不同运载能力的型号，同一种发动机在同一系列的不同型号或不同系列中应用的情况十分普遍，使发动机的应用潜力得到了充分发挥，显著地节省了研制经费。例如美国的大蓬车火箭除顶级外，其余各级都使用同一类卡斯托-4发动机，通过组合和捆绑形成5个型号，其助推器和芯级发动机的区别仅在于喷管，上面级和下面级的区别在于发动机长度和喷管膨胀比不同；意大利的侦察兵-2情况与之极为相似，其助推器和芯级一、二级均为Zefiro发动机。由于捆绑助推器数量不同（0,2,4台）形成3 个型号；独联体的空间快车火箭采用SS-24导弹发动机和两种顶级，组成0234，0235，1234，1235，2234，2235六个型号，其中数字1、2、3 分别指采用SS-24 导弹的一、二、三级发动机，4、5 指两种顶级发动机；美国的飞马座火箭和金牛座火箭有三个发动机基本完全相同；日本M-352火箭，J-1 和M-5火箭的空中发射型，其二、三级发动机也是相同的。

（2）兼顾成本、性能和可靠性

高可靠性、低成本和高性能是对固体火箭的共性要求，但在不同应用领域其重点各有所异。大型航天器首先要求高度可靠，美国“国家发射系统”对固体发动机所提的可靠性指标是0.99（95%置信度），在此前提下努力降低成本。小型运载则特别强调低成本，在此基础上兼顾可靠性和高性能。小型运载用固体发动机可靠性通常要求达到0.98和弹道导弹相近，其顶级通常也选用高性能发动机，美、日、法、独联体还都研制了空中发射的小型运载火箭，有效地提高了运载能力。

（3）极强的技术继承性

研制小型运载用固体发动机最普遍使用的途径是技术继承，特别是继承弹道导弹的成熟技术。这样不仅可显著地缩小研制规模、降低成本、缩短周期，还有效地保障了在高可靠性前提下提高性能。

K-1火箭推进系统

组成

（1）主发动机

空气喷气公司(Aerojet)的AJ26-58、AJ26-59和AJ26-60发动机是用于K-1火箭的高性能液氧/煤油发动机。这些发动机通过大量的试车，证明了前苏联登月火箭的NK-33/NK-43发动机的主要组件（高温燃气系统和涡轮泵组件）和空气喷气公司改进的电子控制系统、点火系统、重复起动系统、电动阀和常平架等都是合格的。

（2）推进剂供应管路

凯特曼公司（Ketema）负责供应系统的设计、开发、生产和检验，空气喷气公司负责监督工作。零组件采用现有的飞行产品及其改进产品。贮箱到发动机的供应管路采用SSME常平架式因康镍轻型结构导管，泵前隔离阀、循环阀和充填排放阀由德尔它（Delat）的飞行产品改进而成。首枚火箭的推进剂供应系统已经完成了90%。

（3）推进剂贮箱增压系统

该系统用于主发动机和轨道机动器推进剂贮箱的增压。增压用的常温氮气保存在压力为41.37MPa的气瓶中，气瓶的外壳由钛丝织成。增压控制采用脉冲阀门，以便减轻重量和控制简单。为使操作方便，所有阀门和其他组件都按模块化设计安装在一起。该系统的设计工作己经完成，并确定了控制程序，编织气瓶外壳的钛丝已经制造完毕，编织技术己经通过论证，其他所有组件均已完成。首枚火箭的组合件已经完成80%。

（4）一级姿态控制系统

该系统安装在一级的前面，由四个相同的推力室模块组成，每个模块在三个轴线各有一台推力为667N的推力室，推力室工质为氮气，贮存在压力为41.37MPa的气瓶中，气瓶的外壳由钦丝织成（与增压气体的气瓶相同）。氮气产生的总冲量为266.9N·秒。Pegasus设计的铝质推力室己经得到飞行验证，为使操作方便，所有阀门和其他组件都按模块化设计安装在一起。该系统的设计工作已经完成，推力室模块得到验证，编织气瓶外壳的钦丝已经制造完毕，编织技术已经通过论证，其他所有组件均已完成。首枚火箭的组合件已经完成80%。

（5）轨道器姿态控制系统

该系统安装在子级的后面，由四个相同的推力室模块组成，每个模块在三个轴线各有一台推力为667N的推力室，推力室的总冲量为266.9N·秒。气氧贮存在压力为34.47MPa的气瓶中，气瓶采用DC-X 和X-3的飞行产品，酒精贮存在氦气增压的膜片式贮箱中，该贮箱正在制造。推力室采用空气喷气公司的轨道机动系统的技术，提供的气氧只能用于低混合比（MLB）燃烧。该系统的初步设计已经结束，大部分组件已在使用。首枚火箭的组合件已经完成50%。

（6）轨道机动系统

该系统由挤压式液氧/酒精发动机和一些关键组件组成，为了提高可靠性，这些关键组件采用冗余设计。发动机的层板喷注器采用已被多次验证的喷注单元，液氧/ 酒精发动机的技术问题NASA在80年代早期己经解决。点火器采用oc-X 和X-3的技术，电动的伺服机构采用航空技术。铝质氧化剂贮箱、复合材料外壳的钦质酒精贮箱和推进剂管理系统符合工业标准。液膜冷却的妮合金燃烧室/喷管组件采用空气喷气公司设计的结构，通过了大范围的试验。阀门和自动器采用现有的设计。点火器通过了40次试验，完全成功的试验时间超过40分钟。试验中推进剂调节范围较大，每次试验都使用点火器。喷注器的高工况的结构试验己成功进行，其稳定性得到验证。大面积比的铌合金燃烧室/喷管已经生产完毕，推进剂贮箱的设计工作已经结束，并开始生产。首枚火箭的组合件已完成70%。

特点

（1）性能高、系统简单，利用现有技术，可重复使用；（2）发动机性能高、结构可靠，是俄罗斯和美国最高技术的结晶；（3）推进剂供应系统采用常温氦气增压，供应管路由现有系统的组合件改进而来，维护方便，寿命长；（4）一级姿态控制系统采用常温氮气，所用的氮气可以和吹除、气囊所用的氮气设计在一起，以减小贮存要求；（5）轨道器姿态控制系统采用轨道机动系统的技术，系统性能高，无毒；（6）轨道机动系统采用无毒的液氧/酒精推进剂，操作方便，性能高。