液氢液氧燃料（开放式的燃烧）发动机是航天的平民化路线。 
要达到入门的技术又可以得到很高的比冲（4000 m.s)非她莫属。  发动机的循环方式有两种，开放式的燃气发生器和分级燃烧（循环式）。  如果你选用简单的燃气发生器煤油液氧燃料那么比冲就惨不忍睹。 
如果要高级的煤油液氧循环补燃那么技术难度惊人，举个例子吧。
液氢液氧燃料（开放式的燃气发生器）发动机的燃烧室压力一般都在 
10 MPa( 1 MPa = 145 PSI) ， 美国普通房子水压 50 PSI， 
去到145 
PSI就发生旧水管热水炉爆破了， 高级的煤油液氧循环补燃发动机的燃烧室压力在26 
+ MPa， 
难度可以想像（比冲3300 左右）。  鬼子的LE-7 液氢液氧燃料发动机开始就用14 
MPa， 技术不过关撤回来12MPa。 
美国，欧洲， 日本都不得不停留在 液氢液氧燃料发动机 
的入门技术上， 好说的技术简单比冲非常高，但是劣势是天然的少了一条腿。


转一段网友评比：
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液氢液氧的优势：
比冲高，这是题主提到的“高效”的专业说法。比冲是衡量火箭燃烧效率的指标，比冲值越高，消耗同样质量的燃料，产生的冲量越大（即火箭能获得更多的加速）不同燃料的比冲





然后就是液氢液氧的劣势：
其实主要都是液氢的劣势，液氧+煤油或者别的燃烧剂没什么太大问题

1、体积。液氢的密度是70 
kg/m^3，相比之下煤油（RP1燃料，五号第一级用的）是820 kg/m^3，偏二甲肼是786 
kg/m^3。液氢的密度不到别人的十分之一！
(NASA网站上有个表：Liquid Fuels）
这样带来一个巨大的问题就是，你需要一个巨大的罐子装液氢才够用：




航天飞机的外燃料箱（橙罐）看起来很大，其实非常轻，发射时侧面两个固体助推器就占了全部质量的一半（相比之下固体燃料密度很高），剩下那个大罐子和航天飞机主体瓜分剩下的一半质量。而在橙罐中，那个深色的环往下的部分全部都是液氢，上面则是液氧（密度1141 
kg/m^3)

2、温度
液氢的沸点是-252摄氏度，先不说自身的储存问题，这个温度首先就使液氢对和他一起装在火箭里的氧化剂非常的“不友好”，比如液氧的冰点是-219度。在一些简单的火箭设计中，燃烧剂和氧化剂的罐子是连在一起的，中间只有一层舱壁。而液氢罐和液氧罐却必须完全分离开，中间留空（所以上面的橙罐上会有一个那么长的深色区域），不然液氢就把隔壁的液氧给冻住了。

3、储存
因为极端低温，液氢和液氧的储存比较麻烦，如上图中外置燃料箱上的橙色涂料就是保温涂层。题主说液氢液氧在工业和民用领域非常普遍，这是因为这些领域都在地面上！地上的冷却系统再重也没问题，但是却不能搬到火箭上。实际上，火箭中的燃料罐基本都没有主动冷却，而只有尽量保温。即便如此，通常火箭中液氢罐的保温罐体本身往往可以占到满罐总质量的10%，而别的燃料罐这个值都是个位数（这个也和液氢的低密度有关）。这样一来又浪费一些了液氢高比冲带来的效率

4、蒸发
液氢和液氧被称为Cryogenic 
Propellant，这类燃料都有个蒸发的问题。前面说到火箭中液氢和液氧罐只能被动保温，而保温再好也是挡不住温度上升的，因此罐子不能完全封闭，否则随着温度上升，低温液体会不断蒸发成气体会导致内部压力过大而爆炸。实际上液氢和液氧都是在发射倒计时前才现场注入火箭内的，从那时起燃料罐就开始不断漏气泄压（更正一下图片，发射前的火花是为了消耗掉漏出来的的燃料，而之前那个喷白雾主要是主动泵进引擎用来降温的液氧）
如果飞行中火箭发动机需要中途关机，等待二次点火，阀门也不能关死。因此液氢液氧只能用作发射燃料，不能在航天器上长期储存，不然就漏光了。像需要长时间运行的空间站，卫星，火星和深空探测器上，是绝对不可能用液氢+液氧的。这些航天器上往往会使用稳定得多的燃料，如广泛用于姿态控制喷口的联氨，比冲只有220，但是冰点2度，沸点114度，长期储存起来就方便的多。

5.点火
上文提到的偏二甲肼+四氧化二氮只要发生接触就会直接燃烧，无需点火系统。联氨更是只需要流过喷口前的一块催化剂就可以自主分解燃烧。这种发动机启动时只需要油泵开始工作即可。而液氢液氧发动机每次启动都需要主动点火，这样既增加了发动机的复杂程度，更多了一个可能失效的系统


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补充，修改第5点，齿轮箱毛子也有。补充，膨胀循环没有预燃室了，不过泵还是有的。

除了上面各位答案说的，保温问题，储存问题，还有一个很讨厌的问题：燃料泵的设计…
现代火箭燃料消耗速度及其夸张，都是要靠燃气涡轮泵进行燃料的泵送的，所以你基本每个火箭发动机都有个叫预燃室的东西，用于少量燃料的燃烧，驱动涡轮泵。然后问题来了。
其他燃料组合中，氧化剂和燃料的密度差距不算太大，一般用一个预燃室带一个动力涡轮，驱动同一个轴上的两个泵轮，燃料和氧化剂的泵送都搞定了。然而到了氢氧机这里，液氢液氧密度差距太大，两个泵的工作条件非常难凑到一起去。解决方法五花八门，包括但不限于：
1：两个泵都不工作在最佳范围，性能差。
2：其中一个尽量接近最佳范围，另一个将就，这样将就的那个往往可靠性很低
3：两个预燃室，各干各的，性能好，但发动机死重大量增加，降低了可用推力和效率
4：一个预燃室，两套动力涡轮驱动两个泵，性能好，但是燃气管道和阀门各种复杂，可靠性差，同样死重会变大
5：一个预燃室一个动力涡轮，搞个齿轮变速箱，两个泵一个直驱一个通过变速箱驱动，这个变速箱及其难搞，属于黑科技级别，全球好像也就美苏搞成了？

这个发动机内部设计的问题比燃料箱的问题更大，毕竟燃料箱我们有橙罐


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讲一些火箭发射过程中的实操经验（虽然是二十年前的经验，不过在壳体材料和燃料没有变化的情况下应该还有用）：

1、液氢液氧加注过程比偏二甲肼四氧化二氮危险得多。液氢液氧加注时，发射塔上的人要穿防静电服，因为液氢液氧易挥发，静电火花都可能引起爆炸，我有次未穿防静电服上下塔，被吓得要死，一直抓着铁栏杆释放静电。
2、偏二甲肼四氧化二氮加注也有挥发，因为有毒性，有时需要戴防毒面具，但空气中浓度不高时不戴也没问题。一般来说，要求没有明火，但是我也见过战士在加注管道附近抽烟的。
3、偏二甲肼四氧化二氮相对比较稳定，记得有一次加注完后，在发射过程中卫星出现问题，火箭带着燃料竖在发射塔上有相当长一段时间，大概是一周还是半个月，年代久远不记得了，每天都是太阳晒着，也没什么问题，发射前补充加注了一些，然后发射成功了。但是液氢液氧的话，映像中最多只敢推迟24小时而已。
4、液氢温度低，分子小，易于从微小孔隙散逸，对材料要求太高，其它燃料要好很多，抗腐蚀抗压有一定气密性就可以了。
5、液氢液氧总体成本更高，可靠性更低，作为商业发射的选择，如果不是比推不够，能用常规燃料还是用常规的好。

这是我曾经在西昌卫星发射中心的一点点经验，多年不搞了，希望有用。
 
再补充一点题外的东西，当年负责加注偏二甲肼四氧化二氮的兄弟们，只有一个生的女儿，其他全部生的儿子，不知道是否因为可能燃料对体内酸碱度或者其它因素有影响？可惜没有人就这方面研究。 




链接：https://www.zhihu.com/question/31895323/answer/55198276

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