我对火箭发动机的了解确实不如百度了解那么多。
您罗列了这么多，是不是应该说明火箭发动机比飞机汽车发动机制造起来更复杂了吧？
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看来老胡对火箭发动机不了解。 这里我给你挑一个简单的百度上的一个词条作为最简单科普吧。
火箭发动机
火箭发动机的分类
能源在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。火箭发动机依形成气流动能的能源种类分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。
化学火箭发动机是目前技术最成熟，应用最广泛的发动机。核火箭的原理样机已经研制成功。电火箭已经在空间推进领域有所应用。后两类发动机比冲远高于化学火箭。化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（1500～5000米/秒）从喷管排出，产生推力。化学火箭发动机按推进剂的物态又分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发动机。液体火箭发动机使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航天器的要求。固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。混合推进剂火箭发动机极少使用。
固体火箭发动机
固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。
喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。 药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。
固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
固体火箭发动机主要由壳体、固体推进剂、喷管组件、点火装置等四部分组成，其中固体推进剂配方及成型工艺、喷管设计及采用材料与制造工艺、壳体材料及制造工艺是最为关键的环节，直接影响固体发动机的性能。固体发动机的性能主要看推力和比冲两方面，对于有特殊要求的如弹道导弹或是反导拦截弹用发动机，还会追求速燃性能。
固体发动机壳体使用的材料经过了从高强度金属（超高强度钢、钛合金等）到先进复合材料总要是高性能碳纤维的演进。不过对于航天发射来说，固体火箭发动机并不过于追求壳体的重量减低，所以很多固体火箭仍然在使用高强度钢作为壳体，如印度GSLV火箭使用的S-125助推器，使用M250型高强度钢。轻质高强度碳复合材料，主要使用在弹道导弹上，尤其是第三级发动机。
固体发动机的推进剂按能量可以分为低能，中能，高能推进剂，比冲大于2450 牛/秒/千克（即250秒）为高能，2255 牛/秒/千克（即 230 秒）到 2450 牛/秒/千克为中能，小于 2255 牛/秒/千克为低能；按特征信号分为有烟、微烟、无烟推进剂，一般的说，无烟推进剂相对于有烟推进剂，会有比冲上不小的损失；按材料配方组合可以分为单基，双基，复合推进剂，单基推进剂有单一化合物组成，如火棉，比冲太低已经不适用。双基推进剂由火棉或是硝化甘油和一些添加剂组成，比冲仍然不足，应用不多。 复合推进剂是单独的燃烧剂和氧化剂材料组合而成，以液态高分子聚合物粘合剂作为燃料，添加结晶状的氧化剂固体填料和其它添加剂，融合凝固成多相物体。为提高能量和密度还可加入一些粉末状轻金属材料作为可燃剂，如铝粉。复合推进剂通常以粘合剂燃料的化学名称来命名，如HTPB（端羟基聚丁二烯），氧化剂主要采用高氯酸盐如高氯酸胺。复合推进剂一般采用浇筑而成，是固体推进剂的绝对主流。此外还有改性双基推进剂包括复合改性双基推进剂（CMDB）和交联改性双基推进剂（简称 XLDB）两类。 在双基推进剂的基础上大幅降低基本组分火棉和硝化甘油的比例，加入高能量固体组分如氧化剂高氯酸盐和燃料铝粉等，则为复合改性双基推进剂，再加入高分子化合物作为交联剂，就成了交联改性双基推进剂。交联改性双基推进剂中的NEPE（硝酸脂增塑聚醚），是目前实用的比冲最高的固体推进剂，我国的DF-31A导弹第三级发动机，就是用了NEPE(中国编号N-15)推进剂。
火箭发动机喷管属于收敛-扩散型喷管（即拉瓦尔-DeLaval喷管），由入口段（收敛段）、喉部（喉衬）、出口锥（扩散段或扩张段）构成，它的作用是将燃烧产物的热能转换为高速射流的动能从而产生推力。扩张比，也就是喉部和喷口的面积比，直接决影响到发动机的性能，设计良好的喷管对于发动机的性能有很大影响。此外，和液体发动机采用冷却喷管不同，固体发动机采用烧蚀喷管，喷管内壁涂有烧蚀材料，通过材料的烧蚀蒸发吸收热量，防止喷管过热烧毁。一般的说，发动机喷管扩张段都采用钟形喷管
液体火箭发动机
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。
液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。
推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度3000～4000℃，故需要冷却。
推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。
发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作。关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。
液体火箭发动机的优点是比冲高（250～500秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。
液体火箭发动机是航天发射的主流，构造上比固体发动机复杂得多，主要由点火装置，燃烧室，喷管，燃料输送装置组成。点火装置一般是火药点火器，对于需要多次启动的上面级发动机，则需要多个火药点火器，如美国战神火箭的J-2X发动机，就具备2个火药点火器实现2次启动功能，我国的YF-73和YF-75也都安装了2个火药点火器，具备了2次启动能力；燃烧室是液体燃料和氧化剂燃烧膨胀的地方，为了获得更高的比冲，一般具有很高的压力，即使是普通的发动机，通常也有数十个大气压之高的压力，苏联的RD-180等发动机，燃烧室压力更是高达250多个大气压。高压下的燃烧比之常压下更为复杂，同时随着燃烧室体积的增加，燃烧不稳定情况越来越严重，解决起来也更加麻烦。目前根本没有可靠的数学模型分析燃烧稳定性问题，主要靠大量的发动机燃烧试验来解决。美国的土星5号火箭的F-1发动机，进行了高达20万秒的地面试车台燃烧测试，苏联能源号火箭的RD-170发动机，也进行了10多万秒的地面试车台燃烧测试，在反复的燃烧测试中不断优化发动机各项参数，缓解不稳定燃烧现象。不过室压低推力较小的发动机，不稳定燃烧现象很不明显，不稳定燃烧是制约液体发动机推力增加的主要问题之一。液体火箭发动机燃烧室使用液体燃料或是氧化剂进行冷却，在它们进入燃烧室前，先流过燃烧室壁降温；液体发动机的喷管同样是拉瓦尔喷管，扩张段一般都是钟形，不过采用冷却式喷管，由液体燃料或是氧化剂进行降温。
液体发动机燃料输送分为四种方式：挤压循环，燃气发生器循环，分级燃烧循环，膨胀循环。
挤压循环利用高压气体经减压器减压后进入氧化剂、燃烧剂储箱，将其分别挤压到燃烧室中，受制于储箱的材料，不可能做到多大压强，因此只用在小型低性能的发动机上。
燃气发生器循环中，一部分燃料和氧化剂流过一个燃气发生器，燃烧后推动燃料泵和氧化剂泵运转，燃料泵和氧化剂泵则把燃料压倒燃烧室中，预燃的废气直接排放。初始燃料和氧化剂的流动，有的是通过储箱的挤压，有的是依靠自然的重力引导。
分级燃烧循环又称补燃方式，同样是燃料和氧化剂在预燃器中燃烧，推动燃料泵和氧化剂泵，不过不同的是，预燃器中的燃气不是直接排放，而是压入燃烧室，这样避免了燃料和氧化剂的浪费，可以做到更大的比冲。追求高比冲发动机一般都会采用分级燃烧的循环方式，分级燃烧的时为了追求更高比冲，一般燃烧室压力要燃气发生器循环高得多，又称高压补燃方式。
膨胀循环则是燃料或是氧化剂流过燃烧室壁和喷管壁，在那里冷却燃烧室和喷管的同时，自身升温具有更大压力，推动燃料泵和氧化剂泵运转，很明显的，燃气发生器和分级燃烧的循环同样会流经这些高温部位，但是却加以预燃器高压燃气的驱动，可以做到大得多的推力。膨胀燃烧循环的发动机一般的说具有很高的比冲，理论上其他条件相同时是最高的比冲，不过推力很难做大，如美国的RL10-B-2，具有已用液体发动机中最高的比冲465.5秒，但是推力只有24750磅，约合11.2吨。
说到液体发动机，循环方式和燃烧室室压和喷管设计固然很影响比冲，但是最影响发动机比冲的却是液体燃料。早期的肼类燃料，配合四氧化二氮，真空中最多也只有300秒左右的比冲，而且肼类都有剧毒，四氧化二氮腐蚀性也很强，目前已经逐渐被淘汰，我国的长征5号等新一代火箭也将在未来几年内淘汰现有肼类燃料的长征火箭；比冲更高一些的是煤油燃料，煤油比之肼类，比冲高的不多，只有20秒左右，主要的特色是廉价，同时无毒，很适合液体发动机使用，当前商业火箭公司的发动机，都选液氧煤油发动机就是看中这点；比冲更高些的是甲烷发动机，甲烷是烃类燃料中比冲最高的，不过比之煤油高出不多，同样是20秒左右，同时需要低温存储，体积比煤油大得多，最主要的费用也要高不少，因此少有问津，不过冷战后，各航天国家开始对甲烷发动机的预研工作；比冲最高的燃料组合是液氢液氧组合，液氢燃料不要说比煤油，就是比肼类都要贵太多，而且储存体积巨大，不过液氢液氧的比冲比液氧煤油高的太多，在真空，普遍可以达到420秒以上，高出了1/3多。对照齐奥尔科夫斯基公式，这意味着可以用少得多的燃料将载荷打入轨道。不过由于液氢的昂贵，早期主要是在火箭的上面级（第一级以上称上面级）使用液氢燃料，随着技术的进步，液氢价格降低，新一代火箭普遍第一级也采用液氢燃料，如日本的H-II，欧洲的Ariane5等，我国的长征5号火箭第一级也将采用液氢燃料。美国更是出现了助推器也采用液氢燃料的大型火箭Delta4型火箭，其性能十分优越。
电火箭发动机
电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。
电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。
按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化；经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。电火箭发动机具有极高的比冲（700-2500秒）、极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于100N。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。
核火箭发动机
裂变类：裂变类火箭发动机其本质是将核反应堆小型化，并安置在火箭上。核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作工质。核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以6500～11000米/秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高（250-1000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探索阶段。 核火箭发动机
聚变类：聚变核火箭发动机被认为是最有潜力实现太阳系内飞行的火箭发动机，其原理和化学火箭类似，只是将燃料变成了氢的同位素氘，氚和氦等三种，利用核聚变反应所释放的巨大能量来推动火箭，相比化学火箭高出几个数量级。
由于聚变核反应所产生的物质是中子，质子和氦等，因此无法在地球大气层内使用，但宇宙空间中本身就充满了各种辐射，因此在太空使用并无不妥。核聚变火箭发动机最主要需要解决的问题是点火和燃料室的耐高温材料（反应室温度高达几千万至上亿摄氏度）两个问题，目前尚在理论探索阶段。
我国最新成果
2006-年7月4日，承担中国新一代大型运载火箭动力系统研制任务的航天推进技术研究院透露，用于推进中国新一代大型运载火箭的“120吨级液氧煤油发动机”，最近在该院首次整机试车成功。在试车过程中，发动机各项指标正常。
“120吨级液氧煤油发动机”是中国正在研制的新一代大型运载火箭的重要动力装置，其最大推力为120吨，采用了目前世界上最先进的高压补燃循环系统，各项技术指标远高于中国现有长征系列运载火箭的发动机，能将火箭现有的运载能力提高3倍左右，可使中国近地轨道的运载能力从现在的9．2吨提高到25吨，将为中国载人航天二期工程，月球探测二、三期工程，深空探测工作奠定坚实基础。目前，中国对该发动机的所有技术拥有完全自主知识产权。
据航天推进技术研究院的专家介绍，绿色环保是这种发动机的突出特点，它采用环保安全的液氧、煤油推进剂，无毒、无污染，可从根本上消除现有有毒推进剂对科研人员健康的损害及对环境的污染。
新一代运载火箭是中国运载火箭升级换代产品，可全面提高中国运载火箭的整体水平和能力，大幅度提高中国火箭的国际竞争力，提高现有长征系列运载火箭的性能和可靠性，满足中国未来20年至30年内航天发展需求，实现中国航天运载技术的跨越式发展。中国新一代大型运载火箭将于2012年左右投入使用。
世界知名火箭发动机
F-1火箭发动机
美国研制的世界最大推力单室液体火箭发动机，用于土星5号火箭，单台推力700吨，使用煤油做燃料，液氧为氧化剂。
F-1的详细数据：
燃烧形式：燃气发生器开式循环，液-液燃烧
推进剂：煤油-液氧
推力：海平面690.988吨
真空 793.683吨
比冲：海平面255.4秒（70台发动机平均值）
真空 304.1秒
直径：3.645米
长度：5.598米
总重：8451.66公斤
工作时推进剂流量：煤油：838.2公斤/秒,液氧1784.7公斤/秒
涡轮泵功率：46225千瓦
设计启动次数：20
设计寿命：2250秒
RD-170火箭发动机
俄罗斯研制的世界最大推力液体火箭发动机，使用煤油+液氧，单台推力800吨（采用四燃烧室，四喷嘴设计，也有人认为它是四台发动机并联，但共享燃气发生器和涡轮泵），用于能源号运载火箭和天顶号运载火箭(RD-171火箭发动机，对RD-170的改进型)第一级。
其衍生型号有RD-180火箭发动机，推力400吨，相当于把RD-170一分为二，双燃料室，双喷嘴。用于美国擎天神II和擎天神III运载火箭的第一级。
RD-191火箭发动机，单台推力200吨，单室单喷嘴，相当于把RD-170再一分为二，用于俄罗斯安加拉运载火箭。RD-191的衍生型号RD-151被出售给韩国，用于罗老号运载火箭的第一级。
RS-68火箭发动机
美国研制的世界上最大推力液氢液氧发动机，推力300吨级，用于德尔它四号运载火箭的第一级。
RD-0120火箭发动机
俄罗斯目前推力最大的液氢液氧火箭发动机，推力200吨级，用于能源号运载火箭的主发动机。
航天飞机主发动机（SSME）
美国航天飞机的主发动机，使用液氢液氧，推力200吨级，最大的特点是可重复使用。
航天飞机固体火箭发动机
目前世界上推力最大的火箭发动机，单台推力高达1200吨，可重复使用10次，用于美国航天飞机捆绑助推器，其改进型用于战神1号火箭主动机和战神5号火箭捆绑助推器。
http://baike.baidu.com/view/49000.htm
