航天推进系统是依照火箭推进原理，通过各种精密技术及元、器件制造出来的。

有两种不同用途的航天推进系统：

1、大推力发动机：这类发动机产生的反作用加速度一般大于重力加速度。主要用途是使运载工具起飞、升高，加速至所需要的宇宙速度。这种推进系统，工作持续的时间短（几分钟），有的运载火箭发射时，采用助推器加速，也需要大推力发动机，其工作时间更短。

2、小推力发动机：这类发动机产生的反作用加速度一般小于重力加速度。主要用途是用作航天器在空间的轨道变换、轨道校正、姿态稳定和控制、在月球和行星表面的着陆和起飞、重返大气层和降落、以及克服失重（例如，使空间站旋转）等。这类发动机又称为空间发动机，多级火箭上面级以及级间分离用的发动机，也属于空间发动机之列。那么，空间发动机的主要特点是什么呢：

1）大多数航天任务要求空间发动机有多次起动，这是与大推力火箭发动机的主要差别之一。多次起动的发动机与相同工作时间的连续工作的发动机相比，可靠性要求更高，对空间环境的适应能力要强。为此，推力室的点火是个关键问题，如果采用自燃推进剂，就不需要点火装置。然而，在空间的低温环境中，推进剂的自燃性会受到损害；在真空环境中，起动点火，可能发生推力室压力激烈的波动，从而会给飞行制导系统造成严重的负担。

2）航天器常常要求空间发动机具有在一定程度上的推力调节功能，即变推力功能，这是与大推力发动机的另一个差别。例如。“阿波罗”登月舱的降落发动机，需能连续地在470千克到4700千克的范围内改变推力，以便绕月飞行、选择降落地点和降落至月面。

按使用的能源（推进剂）不同，分为三种类型：

一、化学能

以化学反应为能源的化学火箭发动机

这种能量来源的原理是将化学推进剂进行化学反应所释放出的能量转化为推力。化学能的释放最常见的形式是燃烧放热。

根据这类发动机使用推进剂相态的不同，又可将它们分为：

1） 使用液体推进剂的液体推进剂火箭发动机，简称液体火箭发动机；

2） 使用固体推进剂的固体推进剂火箭发动机，简称固体火箭发动机；

3） 使用固体和液体推进剂的固液组合型火箭发动机。

二、核能

以核反应为能源的核火箭发动机

这类发动机能量来源的原理是将核反应释放出的能量转化为推力。核能的释放是和原子内部粒子的转变同时发生的，核能释放的形式有裂变、聚变、同位素衰变等多种类型，井以此分为不同的核火箭发动机。

三、辐射能

以辐射能为能源的火箭发动机

辐射是一种传播能量的形式，这里主要是指用连续辐射的太阳能作为发动机的能源。

从能量的观点看，发动机实质上是一个能量转换器，把来自能源的输入转化为喷射物质的动能形式的输出，最终获得直接反作用的推力。喷射物质可以是固态的、液态的或是气态的，在很高温度下也可能是一种等离子体，即电子激发的气体，实际上，喷射物质经常是上述物质的两种或两种以上的组合。

以上便是对航天推进系统的大体介绍。

航天器推进系统的功能是为航天器轨道机动提供所需要的推力，为航天器姿态变化提供所需要的力矩。用于航天器的推进系统多种多样，采用何种推进系统取决于航天器本身的任务及其对推进力(加速度)和力矩的具体要求。细说起来，航天器推进系统要为航天器完成以下任务提供动力。

为航天器变轨、轨道修正任务提供力和力矩，变轨控制是将航天器从一个轨道变到另一轨道，变轨前后2个轨道可以在同一个轨道平面内或不在同一个轨道平面内，如把航天器从低轨道转移到高轨道(如地球同步轨道)或月球轨道和行星轨道。由于各种摄动因素存在，航天器会逐渐偏离标称轨道，需要推进系统提供力与力矩进行修正，以保证在预定的轨道上稳定运行，如低轨道航天器．长期轨运行时会受到大气阻力的影响，轨道会慢慢衰减，耍经常进行轨道修正、提升，需要推进系统提供力与力矩。

为航天器轨道保持任务提供力和力矩。轨道保持是调整航天器的轨道速度．修正轨道参数，使航天器运行轨道与理论轨道的偏差控制在允许范围内。地球同步卫星的轨道保持即为位置保持。例如：地球静止轨道卫星在轨道运行期间。由于月球和太阳引力，会引起轨道倾角变化．需要推进系统为卫星南北位置保持提供控制力矩；由于地球形状的摄动和太阳光压，造成卫星经度偏移和偏心率摄动，需要推进系统为卫星东西位置保持提供控制力矩。

为航天器的交会对接任务提供推力。交会与对接是使2个或2个以上的航天器在轨道上预定的位置相会合并，在结构上相连接。在交会过程中还涉及到航天器之问的停靠和交会后的分离。

为航天器进人预定轨道，以及在完成任务后脱离运行轨道或再入地球大气层提供动力。将在近地轨道上的有效载荷送入到较高的地球轨道或行星际交会轨道。采用航天飞机发射静止轨道卫星，需要携带近地点发动机和远地点发动机，完成卫星的近地点和远地点的注入。如运载火箭发射静止轨道卫星，一般需要远地点发动机，完成卫星的远地点的注入。

航天器在轨运行时，要完成其承担的任务，必须依靠推进装置提供动力，以保持在预定姿态。航天器姿态控制包括姿态稳定和姿态机动两方面。姿态稳定是把航天器保持在规定姿态偏差范围内。姿态机动是把航天器从某一姿态调整到另一预定姿态。星箭分离后，航天器为了捕获姿态以及捕获太阳光能，需要推进系统为其完成太阳、地球和星的捕获提供控制力与力矩。

为航天器提供动力，使其按预定要求进入月球或行星的大气层，并在其表面软着落．在完成其探测任务后起飞返回。

因此，推进系统的性能优劣直接影响航天器的控制精度、寿命和可靠性。推进系统的结构质量加上所装载的推进剂，占航天器相当一部分质量(如地球同步静止轨道卫星推进剂占整个卫星质量的50%左右)，故推进系统性能对航天器是至关重要的。选择一个合适的系统方案，精确地计算出所需推进剂质量，就能增加航天器的有效载荷比或者延长航天器的寿命。航天器推进系统的发展，也始终围绕着如何提高推进系统性能这个思路进行的。

从总体的角度来说，对航天器推进系统的要求如下：

(1)响应快、动作快速。由于航天器用空间发动机所执行的任务不论是姿态控制，轨道修正，还是空间各种机动，都要求空问发动机T作快速。只有这样才能保证对航天器的控制精度。空间发动机起动、关机时间，以及控制阀门响应时间一般小于100ms。最先进的指标为10ms左右。

(2)多次起动、脉冲工作。由于航天器在轨飞行时间长，要求推进系统具有多次起动、脉冲和长程工作的性能。需要解决失重条件下推进剂供应、长程工作和多次可靠起动等技术问题。比如美国阿波罗飞船在一次登月飞行中，使用的16台R-4D发动机起动关机的总次数达到15万次，而个别单机起动关机的总次数达到1万次以上。

(3)性能参数尽可能高。推进系统占有航天器大部分质量，不断提高其组件的性能十分重要。火箭发动机性能包括稳态性能和动态性能。稳态性能参数有推力、比冲等，动态性能参数有调节精度、过调量、响应时间等。可采用有一定基础的新材料、新工艺，将推进系统因性能提高而节省的质量和空间转移给有效载荷，提高任务效能。空问液体火箭发动机比冲为2746～4413N·s/kg。双组元变推力液体火箭发动机比冲为2452～3138N·s/kg。

(4)总质量小。结构质量一般为航天器总质量(未加注推进剂时)的5%左右。

(5)具有高可靠性。航天器的可靠性由各分系统可靠性组成。对航天器的可靠性一般都要求很高。而空间发动机起动关机次数频繁，要求推进系统工作可靠性就更高。航天器推进系统可靠性指标要求：一般航天器可靠度为0．98～1．0(置信度0．95)．载人航天器为1．0。

(6)低成本。推进系统在航天器成本中占有相当大的比例，必须寻求降低推进系统成本的途径。

推进系统在满足上述总体要求的情况下，还要满足飞行功能要求和系统性能要求。

航天器推进系统要在特定的空问环境巾完成各种不同的任务，因而它的工作方式、技术性和系统结构等方面都具有明显的特点：

(1)工作环境恶劣。航天器推进系统工作高度范围是无限的，根据航天器的任务不同，可能在高层大气巾，也可能在外层空问或深度宇宙空间工作。要在高真空和失重的空问环境中长期工作，并经受太阳及其各恒星的空间辐射。要适应恶劣的工作环境，给航天器推进系统研制带来许多特殊的问题。

(2)单个推力室的推力比较小。用于航天器的主发动机推力范围一般为0．5～100kN，辅助发动机的推力范围仅为0．05N～2kN(在国内，无水肼推力器推力已达0．1 N左右、电推进推力器推力约为40mN、冷气推力器推力约为40mN)。产生的反作用加速度一般小于重力加速度。发动机推力小，带来了试验时的参数测量精度、推力室冷却传热等诸多问题。如推进剂流量小．喷注器面上喷嘴不能多，二次混合燃烧组织困难，推力室比冲低；不能均一地轴向对称地燃烧，烧热室周向容易产生局部高温，产生烧穿室壁问题。

(3)多次起动或脉冲工作。一般要求航天器采用的空间发动机应具有多次起动或脉冲工作，响应要快，脉冲宽度要小。对于液体空间发动机，由安装在推力室头部的电磁阀直接控制推进剂进入燃烧室，响应时间一般4～25ms。

(4)工作时间长。航天器推进系统无论是持续工作和脉冲式工作，累积工作时间比一般运载火箭的主推进系统要长的多。累积工作次数或循环工作寿命．从几十次至几十万次，有些在轨寿命高达10年以上。工作时间长，会带来推进剂贮存问题．如推进剂蒸发损失，推进剂与结构材料的相容性问题等。

(5)推力调节范围大。航天器推进系统不仅能在额定推力下工作，而且可根据不同任务的要求调节推力．推力调节范围较大，最大推力可大于额定推力的十几倍。

(6)结构尺寸小。航天器推进系统的发动机结构尺寸较小，推进剂流量小，耍保证发动机具有高的性能，流量控制精度和燃烧过程组织要求高，将使喷注器流路及喷嘴的制造加工更加困难，难度更大。

(7)一般采用挤压式推进剂供应方式。推进剂贮箱、贮箱增压气瓶以及相应管路是系统组成的一部分。随着航天事业的发展，地球同步卫星的体积和质量越来越大，这就需要大提高航天器推进系统的真空比推力。因此，提出泵压式液体远地点发动机替代传统的挤压式推进系统，以减少航天器推进系统自重和增加发动机燃烧室压力来增大比推力，进而增加航天器有效载荷，降低成本。