火箭发动机的工作原理

大部分发动机靠排出高温高速燃气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200 bar）燃烧产生燃气。 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 - 1.5 m）
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。
燃烧室收缩比
燃烧室的收缩比是指燃烧室横截面积与喷管喉部面积之比。当推进剂和燃烧室压力一定时，收缩比与质量流量密度成反比，选定质量流量密度也就选定了燃烧室收缩比。但利用收缩比来选择燃烧室直径更直接和方便一些。收缩比的选择主要是根据实验或者统计方法，推荐以下数据：
对于大多数泵压式供应系统的大推力和高压燃烧室，收缩比常取1.3~2.5
对于采用离心式喷嘴的燃烧室，收缩比常取4~5 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。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。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。 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340 m/s，而在火箭的高温气体中可达1700 m/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。
如果尾气压力与围压不同，尾气就可以成为完全膨胀，或过度膨胀。 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，使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。 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，将推进剂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。