火箭与推进技术
化学/电/核推进、发动机循环、复用与发射弹道。
- 电推进
电推进是指利用电能加速推进剂工质产生推力的航天器推进技术，其核心特征是将能量来源与工质加速过程解耦，从而获得远高于化学推进的排气速度。电推进的比冲典型范围在 1000–10000 秒，远高于化学推进的 300–450 秒，但推力水平仅毫牛至牛级，适合长周期轨道维持和深空探测主推进等任务。霍尔推进器和离子推进器是当前工程应用最广泛的两类电推进装置。
- 多级火箭
多级火箭是指由两级或两级以上独立推进单元串联或并联组成、逐级工作并抛弃已完成工作部分以持续加速的运载火箭。其核心原理源于齐奥尔科夫斯基火箭方程：单级火箭受质量比限制无法达到入轨所需速度，而逐级抛弃空贮箱和发动机可不断减小无效质量，使剩余推进剂能量集中于加速有效载荷。级间分离分为热分离与冷分离两种方式。
- 分级燃烧循环
分级燃烧循环是指液体火箭发动机中一种推进剂组元的全部流量与另一组元的部分或全部流量先在预燃室燃烧，产生高温燃气驱动涡轮泵，随后涡轮排气全部注入主燃烧室进行二次燃烧和膨胀的动力循环方式，属于闭式循环。其核心优势是推进剂化学能利用充分、比冲较开式循环高约1%–5%，且能支持很高的燃烧室压力。代价是系统复杂、涡轮工作环境苛刻、研制难度极大。
- 固体火箭发动机
固体火箭发动机是指使用固体推进剂的化学火箭发动机，其推进剂以药柱形式预置于燃烧室内，点火后自主燃烧直至推进剂耗尽。它的核心特征是结构简单、可长期贮存待用、瞬间响应能力强，但比冲较低且推力难以实时调节。固体火箭发动机广泛用于导弹动力装置、运载火箭助推器和上面级，是航天推进体系中与液体火箭发动机互补的重要分支。
- 固液混合火箭
固液混合火箭是指采用固体燃料与液体或气体氧化剂作为推进剂组合的化学火箭发动机。其核心特征是将燃料与氧化剂分置于不同物态中贮存，兼具固体火箭的结构简单与液体火箭的可关机和推力调节能力。固液混合火箭的典型比冲介于固体与液体发动机之间，安全性和环保性突出，但燃料退移速率偏低与低频不稳定燃烧是长期制约其工程化应用的主要因素。
- 核推进
核推进是指以核裂变反应释放的能量作为航天器推进初级能源的推进技术，主要分为核热推进与核电推进两类。核热推进利用反应堆直接加热氢气等低分子量推进剂，比冲可达 850–1000 秒，推力可达数十千牛级；核电推进将核反应堆热能转化为电能驱动电推力器，比冲可达数千至一万秒，但推力仅为牛顿量级。
- 化学火箭发动机
化学火箭发动机是指利用推进剂的化学能，在燃烧室中进行化学反应，产生高温高压燃气，高速气流向后喷出，产生反作用推力的动力装置。它是区别于核火箭、电火箭的推进类型，也是当前技术最成熟、应用最广泛的航天动力形式。按推进剂物理状态，化学火箭发动机分为液体、固体和混合推进剂三类。核心性能指标比冲普遍在200秒至500秒之间，排气速度约2至5 km/s。
- 火箭安全性
火箭安全性是指运载火箭在全寿命周期内不发生导致人员伤亡、财产损失或环境破坏事故的能力，其核心目标是在火箭发生故障时保障人员与地面设施的安全。与可靠性关注任务成功概率不同，安全性以风险控制为核心，通过故障检测处理、逃逸救生、飞行终止、落区控制等技术手段实现。载人火箭配备故障检测处理系统和逃逸系统，构成航天员的生命保障线。
- 火箭测发控系统
火箭测发控系统是指运载火箭地面测试与发射控制系统的简称，是火箭控制系统的重要组成部分，负责在发射前对火箭各电气系统进行综合测试、参数装订、供电控制，并最终实施点火发射和紧急关机。其核心功能是在火箭不起飞的前提下，验证箭上设备与地面设备之间的接口匹配、参数正确性和系统工作状态，确保火箭不带故障升空。
- 火箭测试与试验
火箭测试与试验是指运载火箭从元件研制到发射升空全过程中所进行的各类地面与飞行验证活动的总称，其核心目的是在地面尽可能复现飞行环境，提前暴露设计缺陷与工艺薄弱环节。按对象层级分为元件试验、组件试验和整机试验；按目的涵盖结构可靠性、性能验证、环境模拟、鉴定与验收等类别。发动机试车、全箭模态试验、整流罩分离试验和静态点火试验是其中最具代表性的项目。
- 火箭成本与商业化
火箭成本与商业化是指运载火箭从研制、生产到发射服务的全寿命周期费用构成及其通过市场化运营实现可持续盈利的产业过程，其核心逻辑是通过可重复使用技术、规模化生产和商业运营模式将单次发射成本从传统一次性火箭的每公斤数万至十余万元大幅压缩。火箭一子级成本约占全箭硬件成本的70%，发动机与箭体是成本主体。
- 火箭地面支持
火箭地面支持是指运载火箭从总装完成到点火升空期间，由发射场地面设施、设备和人员提供的全部保障性功能的总称，涵盖机械支撑、推进剂加注、供气、电气连接、环境控制和发射操作等环节。在发射场的功能划分中，地面支持、加注供气和调度指挥被形象地称为发射场的“骨骼、血液与最强大脑”。
- 火箭发动机循环
火箭发动机循环是指液体火箭发动机泵压式供应系统中涡轮工质的流程方式，其核心分类依据是涡轮排气是否进入主燃烧室二次利用。开式循环将涡轮废气直接排出，结构简单、涡轮工作条件温和，但损失部分推进剂能量，比冲通常低于闭式循环约 1%–5%；闭式循环将涡轮排气全部注入主燃烧室，能量利用充分，但系统复杂度和涡轮工作环境更苛刻。
- 火箭发射弹道
火箭发射弹道是指运载火箭从地面起飞到将航天器送入预定轨道所经过的飞行轨迹，其核心任务是在入轨点满足给定的位置与速度参数。发射弹道按入轨方式分为直接入轨、滑行入轨和过渡入轨三类，分别适用于低轨道、中高轨道和地球静止轨道任务。
- 火箭回收技术
火箭回收技术是指使运载火箭一子级在完成发射任务后安全返回地面或海上平台并保持可复用状态的技术体系，其核心目标是通过复用箭体降低单次发射成本。当前主流回收方式包括垂直起降（VTVL）、海上网系捕获、溅落打捞和空中捕获等，其中垂直起降技术最为成熟，猎鹰9号和朱雀三号均已实现陆地或海上平台的精确着陆。
- 火箭结构材料
火箭结构材料是指用于制造运载火箭箭体、贮箱、发动机壳体、整流罩等承力与功能结构件的材料体系，其核心要求是在极端力学与热环境下实现尽可能高的比强度和比刚度。铝合金、钛合金、不锈钢与碳纤维复合材料构成当前主流材料谱系。
- 火箭可靠性
火箭可靠性是指运载火箭在规定条件下和规定时间内完成预定发射与飞行任务的概率性指标，其核心度量包括飞行可靠性、发射可靠性和待命完好率。火箭可靠性受时间计划、经费、工业基础和技术水平综合约束，国内外最高可靠性指标维持在0.97左右，进一步提升的边际成本呈指数增长。冗余设计与故障容错是提升可靠性的关键工程手段。
- 火箭控制系统
火箭控制系统是指运载火箭中负责导航、制导、姿态控制、时序管理和电源配电的箭上飞行控制系统，以及地面测试发射控制系统的总称，其核心任务是在各种干扰条件下控制火箭质心沿预定弹道飞行并将航天器精确送入目标轨道。惯性导航是控制系统的导航基础，通过陀螺仪和加速度计测量角速度和加速度，递推出火箭的姿态、速度和位置。
- 火箭热防护
火箭热防护是指通过材料与结构设计保护运载火箭及其有效载荷免受气动加热和发动机高温损害的技术体系，其核心机制是在传入热流与向外辐射或消耗散热之间建立平衡。热防护系统按原理分为被动防热、半被动防热和主动防热三大类。可重复使用火箭的底部热防护是当前工程难点，再入过程中喷管出口外沿和箭体底部边缘的热流峰值可达380 kW/m²。
- 火箭推进原理
火箭推进原理是指火箭发动机通过高速喷射自身携带的推进剂产生反作用力，从而推动火箭前进的力学机制。其物理学基础是牛顿第三运动定律——作用力与反作用力大小相等、方向相反。与航空发动机不同，火箭发动机同时携带燃料和氧化剂，不依赖外界空气，因此能在真空中工作。齐奥尔科夫斯基火箭方程 Δv = vₑ ln(m₀/m₁) 定量描述了速度增量与排气速度、质量比的关系，是运载火箭设计的核心公式。
- 火箭总体设计
火箭总体设计是指将运载火箭各分系统综合为一个整体，在给定任务指标约束下寻求综合性能最优的系统工程方法，其核心特征是以顶层设计驱动全寿命周期决策。总体设计的核心工作是选择总体参数、确定构型方案、进行参数分配与系统集成。典型火箭的推进剂质量占起飞质量的80%–95%，总体设计的本质是在推力、比冲、结构系数与级间比之间寻求最优平衡。
- 霍尔推进
霍尔推进是指利用正交电磁场约束电子、电离推进剂并加速离子产生推力的电推进技术。其核心机制是电子在径向磁场中的霍尔漂移形成环形电流，电离中性气体后离子在轴向电场中被加速排出。霍尔推进的比冲典型范围在 1500–3000 秒，推力密度高于离子推进，结构相对简单，是当前在轨应用规模最大的电推进类型。
- 可重复使用火箭
可重复使用火箭是指发射后能够回收核心部件（主要是一子级箭体和发动机）并经检修维护后再次执行发射任务的运载火箭，其核心设计理念是通过多次复用分摊制造成本以大幅降低单次发射费用。可重复使用火箭与一次性火箭的根本区别在于全寿命周期的成本结构：一次性火箭的箭体和发动机成本占比超过80%，而可重复使用火箭将这部分成本分摊到多次飞行中。
- 离子推进
离子推进是指利用静电场将电离后的推进剂离子加速至极高速度喷出以产生推力的电推进技术。其核心机制是离子在栅极间的高压电场中获得动能，排气速度可达 20000–100000 m/s，对应比冲 3000–10000 秒，远高于化学推进。离子推进的推力极低，典型值在毫牛量级，但推进剂利用效率极高，适合深空探测主推进和轨道维持等长周期任务。NASA 的 Dawn 探测器是离子推进最经典的在轨验证案例。
- 膨胀循环
膨胀循环是指液体火箭发动机利用燃料流经推力室冷却通道时吸收热量、相变为气态后驱动涡轮泵的动力循环方式，属于闭式循环。其核心特征是涡轮工质温度接近室温，对涡轮损害极小，发动机结构简单、可靠性高、启动平稳。膨胀循环的主要限制是推力受冷却面积约束，钟罩形发动机推力上限约300 kN。RL10和YF-75D是该循环的经典代表，广泛应用于运载火箭上面级。
- 燃气发生器循环
燃气发生器循环是指液体火箭发动机中设置独立燃气发生器燃烧少量推进剂、产生燃气驱动涡轮泵、涡轮排气直接排出机外的动力循环方式，属于开式循环。其核心特征是涡轮工质不进入主燃烧室二次利用，结构相对简单、涡轮工作条件温和，但损失部分推进剂能量，比冲低于闭式循环。燃气发生器循环是技术最成熟、应用最广泛的泵压式循环形式，代表性发动机包括F-1、RS-68、默林1D、天鹊-12和YF-77。
- 太阳能推进
太阳能推进是指以太阳辐射能作为航天器推进系统能量来源的推进技术，严格分为太阳能电推进与太阳能热推进两大类。太阳能电推进通过光伏电池将太阳能转化为电能驱动电推力器，比冲可达 2000–4000 秒，已广泛应用于卫星轨道维持和深空探测；太阳能热推进利用聚光器直接加热氢气等低分子量工质产生推力，理论比冲可达 800–900 秒，推力高于电推进，但工程成熟度仍处于地面试验阶段。
- 推进剂类型
推进剂类型是指火箭发动机所用能源与工质在物理状态和化学组成上的分类体系，核心分为液体推进剂、固体推进剂和固液混合推进剂三大类。液体推进剂比冲最高、可调节、可多次启动，但系统复杂且部分组合有毒；固体推进剂结构简单、可长期贮存、瞬间响应，但比冲较低且推力不可实时调节；固液混合推进剂安全性突出，但燃速偏低、燃烧效率有待提升。
- 未来推进技术
未来推进技术是指超越当前化学推进和电推进工程实践、旨在突破比冲与推力边界的新型航天推进方案集合，涵盖核热推进、核电推进、旋转爆震发动机、聚变推进、激光帆和反物质推进等方向。其核心驱动力是化学推进的比冲已接近理论极限，深空载人任务和星际探测对速度增量与航行时间提出了远超现有技术能力的要求。
- 液体火箭发动机
液体火箭发动机是指采用液体推进剂的火箭发动机，由推力室、推进剂供应系统和控制系统组成。液体推进剂经泵加压后进入推力室燃烧，化学能转化为热能，高温高压燃气通过喷管膨胀加速，以高速喷出产生推力。按供应系统分为挤压式（小推力）和泵压式（大推力）；按动力循环分为开式（燃气发生器循环，结构简单、比冲略低）和闭式（分级燃烧循环、膨胀循环，能量利用率高、比冲更高）。