液体火箭发动机

液體推進劑火箭引擎（英語：Liquid Propellant Rocket Engine，縮寫為LPRE），簡稱液體火箭引擎或液態火箭引擎，是指採用液態的燃料和氧化劑作為能源和工質的火箭引擎。液體火箭引擎的基本組成包括推力室、推進劑供應系統和引擎控制系統等。液體推進劑貯存在推進劑貯箱內，當引擎工作時推進劑在推進劑供應系統的作用下按照要求的壓力和流量輸送至燃燒室，經霧化、蒸發、混合和燃燒生成高溫高壓燃氣，再通過噴管加速至超音速排出，從而產生推力。
液體火箭引擎使用的推進劑可以是一種液態化學物，即單組元推進劑，也可以是幾種液態化學物的組合，即雙組元推進劑及三組元推進劑，它們均具有較高的能量特性。常用的單組元推進劑是肼，主要用於小推力引擎。雙組元推進劑主要有液氧/液氫、液氧/烴類（煤油、汽油和酒精等）、硝酸/烴類、四氧化二氮/偏二甲肼等組合。
歷史上第一枚液體火箭是由美國火箭學家羅伯特·戈達德於1926年發射的。德國火箭專家馮·布勞恩的研究團隊在第二次世界大戰期間研製的V-2火箭極大地促進了大型液體火箭引擎的發展。二戰後，美國和蘇聯/俄羅斯等許多國家研製了大量的液體火箭引擎。液體火箭引擎作為最為成熟的火箭推進系統之一，具有較高的性能和許多獨特的優點，目前被廣泛應用於運載火箭、太空飛行器以及飛彈。液體火箭引擎還曾在二戰時期被短暫作為飛機的推進動力。

早期開創性成果

康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基、羅伯特·戈達德和赫爾曼·奧伯特被公認為是現代火箭學之父，他們在同一時期各自獨立進行著現代火箭的早期研究工作。
1903年，俄羅斯教師康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基發表了第一部提出利用火箭進行航天活動的著作《利用反作用力設施探索宇宙空間》（俄語：Исследование мировых пространств реактивными приборами）。齊奧爾科夫斯基提出液體推進劑比固體推進劑能提供更多能量，認為液氧/液氫是用於航天飛行的最佳推進劑，並且給出包含燃燒室、噴管和推進劑貯箱等關鍵要素的液體火箭引擎的概念性草圖。此外，他還推導出逃逸速度和火箭方程，提出多級火箭設想。但齊奧爾科夫斯基並未實際建造和測試任何火箭。
美國克拉克大學教授羅伯特·戈達德在1914年就申請了關於液體燃料火箭裝置的專利，並且在1919年發表了關於火箭飛行的數學理論的著作《到達極高空的方法》（英語：A Method of Reaching Extreme Altitudes）。在1921年至1925年期間，戈達德進行了液體火箭引擎地面靜態試驗。1926年3月16日，戈達德在麻薩諸塞州的奧本成功發射了歷史上首枚液體燃料火箭。這枚火箭採用液氧/汽油作為推進劑，僅飛行了41英尺高、185英尺遠，歷時2.5秒。戈達德在液體火箭的研究上取得過很多開創性成果。但由於戈達德在世期間不願太多發表和透露他的液體火箭引擎的設計細節、試驗數據等有用信息，因此他的研究成果並未對美國的液體火箭發展產生太大影響。
1923年，德國科學家赫爾曼·奧伯特發表了題為《飛向星際空間的火箭》（德語：Die Rakete zu den Planetenräumen）的著作，並且在1929年修訂了這本書，將其命名為《通向航天之路》（德語：Wege zur Raumschiffahrt）。該書由於其重要的科學價值而得到國際上的認可。20世紀30年代，奧伯特建造並試驗了他的概念性的液體火箭引擎。他的第一枚火箭於1931年5月7日在德國柏林附近發射。

德國（二戰時期）

1927年，德國的一群業餘火箭研究者成立了德國空間旅行學會（縮寫為VfR），奧伯特也是其成員之一。
20世紀30年代初，德國陸軍裝備部開始籌建官方的火箭研究組織。德國陸軍軍官瓦爾特·多恩伯格組建了由德國火箭專家沃納·馮·布勞恩領導的火箭研究小組。馮·布勞恩的研究團隊起初在柏林南郊的庫默斯多夫進行遠程火箭的研究，後來又搬至德軍在佩內明德新建的火箭研究基地繼續工作。他們相繼設計和測試了A-1、A-2、A-3和A-5等實驗火箭以及實用化的大型火箭A-4。其引擎主要由德國火箭專家瓦爾特·泰爾負責研製。A-4火箭於1942年10月3日在佩內明德成功試射，並在1944更名為V-2火箭，是第二次世界大戰中著名的彈道飛彈。V-2火箭的引擎使用液氧/酒精作為推進劑，推力可達56,000磅力，採用薄膜冷卻和再生冷卻的方法對推力室進行冷卻，採用由高錳酸鈉催化過氧化氫分解生成的高溫氣流來驅動渦輪泵進行泵壓式增壓輸送推進劑。1945年，二戰結束，馮·布勞恩和他的火箭團隊向美軍投降，相關技術報告和圖紙以及V-2火箭一起運送到美國，而蘇聯也得到了V-2火箭的部件和設備。V-2火箭具有極大的歷史意義，它對美國和蘇聯的大型液體火箭引擎的發展起到巨大的推動作用。
20世紀30年代後期，德國也對用於火箭動力飛機的液體火箭引擎進行研究。德國工程師赫爾穆特·瓦爾特的公司研製了這些液體火箭引擎。1939年6月20日，世界上第一架單獨使用液體火箭引擎作為推進動力的飛機——He 176飛機試飛成功，採用的是瓦爾特設計的HWK R1引擎。Me 163戰鬥機是德國在二戰中唯一服役的火箭動力戰鬥機，採用的是HWK 109-509引擎，使用C-Stoff和T-Stoff分別作為燃料和氧化劑。

美國

1930年，一群以科幻小說作家為主的愛好者成立了美國火箭學會（縮寫為ARS），隨後開展火箭的設計和實驗工作。
1936年，美國加州理工學院空氣動力學家西奧多·馮·卡門領導的古根海姆航空實驗室（縮寫為GALCIT）開始液體火箭相關研究工作，包括不同推進劑的性能研究以及推力室的設計和測試。
自20世紀40年代起，多家美國公司陸續參與了液體火箭引擎的研製。反應引擎公司（縮寫為RMI）是美國第一家液體火箭引擎公司，是由美國火箭學會的四位成員於1941年成立的。其設計的最有名的引擎是為貝爾X-1飛機設計的RMI 6000C-4火箭引擎，擁有四個推力室，總推力達6000磅力，採用液氧/酒精作為推進劑，還被用於道格拉斯D-558-2天空火箭、北美X-15。
噴氣飛機公司，由馮·卡門等人於1942年成立，是美國第二家研製火箭引擎的公司。噴氣飛機公司為A-20轟炸機、B-29轟炸機、B-45轟炸機、B-47轟炸機等許多軍用飛機研製了一系列噴氣助推起飛液體火箭引擎，還為波馬克飛彈IM-99A設計過液體火箭助推器。噴氣飛機公司設計的最成功的大型液體火箭引擎是分別用於泰坦系列運載火箭的第一節和第二節的LR-87和LR-91火箭引擎。LR-87引擎為雙推力室，LR-91引擎為單推力室，它們最初使用液氧/煤油（RP-1）作為推進劑，後來改用四氧化二氮/混肼50。
洛克達因是美國重要的液體火箭引擎製造商。其基於德國V-2火箭的引擎技術，為美國第一種彈道飛彈——紅石飛彈研製了A-6和A-7火箭引擎，海平面推力可達78,000磅力。紅石飛彈的引擎在1958年被用於發射美國第一顆人造衛星探險者一號的朱諾1號運載火箭，在1961年被用於執行美國首次載人亞軌道太空飛行任務的水星-紅石運載火箭。其在20世紀50年代分別為美國第一種洲際彈道飛彈——擎天神飛彈以及朱庇特彈道飛彈和雷神彈道飛彈等設計了液體火箭引擎。洛克達因的歷史性成就之一就是研發了用於發射阿波羅飛船以實現人類首次登月的農神5號運載火箭的F-1和J-2火箭引擎。F-1引擎是世界上推力最大的單推力室引擎，海平面推力達1,522,000磅力，採用液氧/煤油作為推進劑，被用於農神5號的第一節；J-2引擎是世界上第一個大推力氫氧火箭引擎，被用於第二節。洛克達因的歷史性成就還包括為美國太空梭設計的太空梭主引擎（縮寫為SSME），亦即RS-25火箭引擎。它使用液氧/液氫作為推進劑，是美國第一個採用分級燃燒循環的液體火箭引擎。RS-68火箭引擎是洛克達因於20世紀90年代末在太空梭主引擎的基礎上研發的低成本大推力液體引擎，通過採用中等燃燒室壓力、簡化引擎設計以達到降低成本的目的，被用於三角洲4號運載火箭的公共助推核心。
普惠公司在1957年決定進入液體火箭引擎領域。其最成功的液體火箭引擎就是RL10火箭引擎，於1963年首次成功飛行，是世界上第一個使用液氧/液氫作為推進劑以及第一個採用膨脹循環的火箭引擎。RL10系列引擎主要被用於半人馬座火箭、土星1號運載火箭的S-IV級以及三角洲3號和4號運載火箭的第二節等上面級。
現隸屬於諾斯洛普·格魯門公司空間技術部的推進產品中心（Propulsion Products Center），原為TRW公司的部門，是美國最早研發以肼為推進劑的單組元液體火箭引擎的機構。其為太空飛行器研製了許多單組元和雙組元液體火箭引擎，包括衛星姿態控制引擎、液體遠地點引擎以及阿波羅登月艙的下降級推進系統。
成立於2002年的太空探索科技公司（SpaceX）為自家致力於可回收使用的獵鷹系列運載火箭研製了默林火箭引擎和紅隼火箭引擎；為龍飛船研製了天龍座火箭引擎和超級天龍座火箭引擎。SpaceX正在研發大推力的猛禽火箭引擎，使用液氧/液態甲烷作為推進劑，採用全流量分級燃燒循環。

蘇聯和俄羅斯

1924年，世界上第一個民間業餘火箭學會——星際旅行研究學會在蘇聯成立。它吸引了包括齊奧爾科夫斯基在內的眾多成員。
蘇聯政府自20世紀20年代起開始建立液體火箭研究部門。第一個機構是於1921年成立的噴射推進實驗室，並在1928年更名為氣體動力學實驗室（縮寫為GDL）。蘇聯火箭專家瓦連京·格魯什科在1929年進入氣體動力學實驗室，負責液體火箭引擎研究。格魯什科團隊研製了包括蘇聯第一個液體火箭引擎ORM-1在內的一系列ORM引擎，試驗研究了許多不同的推進劑，提出並實現了推進劑自燃點火，還對特型噴管進行了研究。ORM­-65引擎是其研製的最成功的引擎之一，被用於RP­-318火箭動力滑翔機和212巡弋飛彈。
另一個火箭研究部門是成立於1931年的噴氣推進研究組（縮寫為GIRD），由蘇聯火箭專家謝爾蓋·科羅廖夫擔任其領導。噴氣推進研究組分為四個研究團隊，蘇聯航天學家弗里德里希·燦德爾負責其中的液體火箭引擎研究。燦德爾設計並試驗了OR-1、OR-2等引擎，還參與了GIRD-X火箭的設計。1933年8月17日，噴氣推進研究組成功發射了蘇聯第一枚混合燃料火箭GIRD-09，其採用液氧/凝固汽油作為推進劑，由蘇聯火箭學家米哈伊爾·吉洪拉沃夫所設計。同年11月，蘇聯第一枚真正的液體火箭GIRD-X進行了試驗飛行，採用液氧/酒精作為推進劑。1933年9月，氣體動力學實驗室與噴氣推進研究組合併為噴氣科學研究所（縮寫為RNII）。兩個部門繼續進行著液體火箭的研製。
為提高液體火箭引擎的研發能力，蘇聯政府又新成立了一批液體火箭引擎設計局。OKB-456，亦即現在的動力機械科研生產聯合體，是蘇聯在二戰後為復原德國V-2火箭技術而成立的一個設計局，由格魯什科領導，負責引擎研究。其基於V-2火箭的引擎技術，為蘇聯版的V-2火箭——R-1飛彈研發了RD-100火箭引擎。該設計局為世界上第一枚洲際彈道飛彈R-7設計了RD-107和RD-108火箭引擎。RD-107和RD-108引擎在1957年被用於發射世界上第一顆人造衛星衛星一號的衛星號運載火箭，在1961年被用於執行歷史上首次載人航天任務的東方號運載火箭，此外還被用於上升號、閃電號、聯盟號等系列運載火箭。動力機械科研生產聯合體在20世紀60年代設計的RD-253火箭引擎以四氧化二氮/偏二甲肼為推進劑，採用分級燃燒循環，是推力最大的採用可貯存推進劑的單室液體火箭引擎，被用於質子號運載火箭的第一節。20世紀70-80年代，動力機械科研生產聯合體研發了用於天頂號運載火箭的RD-120和RD-170/RD-171火箭引擎。RD-170/RD-171引擎具有重要歷史意義，是世界上推力最大的液體火箭引擎，真空推力可達1,770,000磅力，共有四個推力室，使用液氧/煤油，被用於能源號運載火箭的助推級和天頂號運載火箭的第一節。20世紀90年代，動力機械科研生產聯合體在RD-170引擎的基礎上研發了用於美國擎天神3號和5號的RD-180火箭引擎和用於安加拉系列運載火箭的RD-191火箭引擎。此外，動力機械科研生產聯合體還在20世紀80年代末開始研發三組元雙模式的RD-701和RD-704火箭引擎，即引擎先以液氧/煤油/液氫為推進劑產生較大推力在低空飛行，在高空時則使用液氧/液氫作為推進劑。
化工自動化設計局在20世紀50年代開始從事液體火箭引擎研究，主要研製用於火箭上面級的引擎。該設計局研發了用於東方號運載火箭第二節的RD-0109火箭引擎，用於閃電號和聯盟號系列運載火箭第二節的RD-0110火箭引擎，用於質子號運載火箭第二節的RD-0210和RD-0211火箭引擎以及用於質子號第三節的RD-0212火箭引擎。其也為蘇聯的地對空飛彈設計過RD-0200火箭引擎。化工自動化設計局在20世紀70-80年代研發的RD-0120火箭引擎是蘇聯主要的氫氧火箭引擎，採用富氧分級燃燒循環，被用於能源號運載火箭的芯級。另外，其還為R-29RM 「輕舟」潛射彈道飛彈的第一節設計了RD-0243火箭引擎。20世紀90年代，化工自動化設計局在RD-0120引擎的基礎上研發了三組元雙模式的RD-0750火箭引擎，還試驗了採用膨脹循環和膨脹-偏轉噴管的氫氧火箭引擎RD-0126。
化工機械設計局自20世紀60年代末起研製了一系列用於太空飛行器飛行控制的小推力脈衝火箭引擎。其也研製了許多用於太空飛行器機動的液體火箭引擎，如軌道機動引擎、制動引擎、著陸器上升級和下降級引擎。化工機械設計局還研發了用於潛射彈道飛彈的液體火箭引擎，並且在20世紀50年代為戰術彈道飛彈設計過液體火箭引擎。
此外，庫茲涅佐夫設計局在20世紀60-70年代為用於蘇聯登月計劃的N1運載火箭設計了NK-33和NK-43火箭引擎，以液氧/煤油為推進劑，採用分級燃燒循環。

其他國家

包括中國、歐洲多國（如法國、德國、英國、義大利、挪威、比利時、荷蘭等）、日本和印度等國家也都成立了各自的液體火箭引擎研究機構和公司，研製和發射了許多液體火箭引擎。中國於20世紀60年代開始研製大推力液體火箭引擎，設計了YF系列火箭引擎，用於發射長征系列運載火箭。法國的斯奈克瑪公司在20世紀80年代末開始為亞利安5型運載火箭研發火神引擎並成功發射。日本在20世紀60-70年代從美國引進火箭技術，並從80年代起先後自主研發了LE-5火箭引擎和LE-7火箭引擎並發射了H-I和H-II運載火箭。印度在低溫火箭引擎也取得突破，成功研製了大推力氫氧引擎——CE-20火箭引擎。

分類

液體火箭引擎有多種分類方法。按引擎用途，可將其分為用於發射有效載荷的主推進和用於軌道修正和姿態控制的輔助推進；按推力大小，可分為大推力、中等推力和小推力引擎；按推進劑組元數量，可分為單組元、雙組元和三組元液體火箭引擎；按推進劑供應系統類型，可分為擠壓式和泵壓式液體火箭引擎；按工況特點，可分為連續工作式和脈衝工作式引擎，或者一次啟動和多次啟動引擎，或者固定推力、小範圍推力調節、中等範圍推力調節和大範圍推力調節引擎。

基本組成

液體火箭引擎主要由推力室、推進劑供應系統和引擎控制系統等組成。

推力室

推力室是將推進劑的化學能轉化為噴氣動能的組件。它主要由噴注器、燃燒室和噴管組成，採用非自燃推進劑的推力室還有點火裝置。液體推進劑由噴注器噴入燃燒室，經霧化、蒸發、混合和燃燒生成高溫高壓氣態產物，再通過噴管膨脹加速。

燃燒室

燃燒室是推進劑霧化、蒸發、混合和燃燒的容腔，承受高溫燃氣壓力。其頭部裝有噴注器，末端與噴管連為一體。燃燒室主要的結構形式有球形、圓筒形和環形，其中圓筒形應用最為廣泛。

噴管

噴管使高溫燃氣膨脹和加速，產生高速射流。其通常為拉伐爾噴管，由收斂段、喉部和擴張段三部分組成。按照噴管型面的不同，噴管可分為錐形噴管、鐘形噴管、塞式噴管和膨脹偏流噴管等。

推進劑供應系統

推進劑供應系統是在液體火箭引擎工作時將貯箱中的推進劑按照要求的壓力和流量輸送到推力室中的系統，一般可分為擠壓式供應系統和泵壓式供應系統。

泵壓式供應系統

泵壓式供應系統是利用高速旋轉的泵將推進劑組元增壓後輸送至推力室。泵壓式供應系統主要由推進劑泵、渦輪、渦輪動力源、調節器、閥門和管路等組成。泵由渦輪驅動，二者組成渦輪泵。泵與渦輪之間的傳動布局有：將燃料泵、氧化劑泵和渦輪安置在同一根傳動軸上直接傳動，渦輪居中或者偏置，即為單轉子方案；也可以在它們的軸之間設置齒輪變速箱進行傳動，即為多轉子方案。液體火箭引擎最常用的泵為離心泵，採用的渦輪有衝擊式渦輪和反力式渦輪。
泵壓式液體火箭引擎的動力循環描述了推進劑在引擎主要組件中的具體流動路徑、驅動渦輪的工質供應方法及渦輪工質的排氣處理方式。按照渦輪工質的排放方式，可將動力循環分為開式循環和閉式循環。開式循環是將經渦輪工作後的工質直接從渦輪排氣噴管排出或者排到推力室噴管擴張段內，未利用工質剩餘能量；閉式循環是經渦輪工作後的工質最後都注入燃燒室燃燒以最大程度利用其能量。泵壓式供應系統又可按渦輪工質的來源分類，最常見的有燃氣發生器循環、膨脹循環和分級燃燒循環等。

燃氣發生器循環

燃氣發生器循環屬於開式循環，渦輪工質來自燃氣發生器。其使用的推進劑可由單獨的貯箱供應，亦可從推進劑組元供應系統中抽取。燃氣發生器的混合比通常是富燃或富氧的，這樣燃氣溫度不會過高導致渦輪葉片不能承受。燃氣驅動渦輪後通過渦輪排氣噴管排出引擎，使引擎產生了一個額外的小推力，故推力室本身的推力略低於引擎的總推力。由於渦輪排氣的能量未充分被利用，因此推力室本身的比沖略高於引擎的比沖，採用燃氣發生器循環的引擎的比沖一般也低於閉式循環引擎的比沖。燃氣發生器循環結構相對比較簡單，技術成熟，被V-2火箭的引擎以及F-1、J-2、RS-68等許多液體火箭引擎所採用。

膨脹循環

膨脹循環屬於閉式循環，是將用作推力室冷卻劑的液體燃料流經推力室冷卻夾套吸熱汽化後作為驅動渦輪的工質，從渦輪排出後再注入燃燒室，與氧化劑混合併燃燒。由於推力室冷卻夾套的加熱量有限，因此渦輪工質的做功能力有限，從而限制了燃燒室壓力的提高。膨脹循環的主要優點是引擎比沖較高、結構簡單、質量較小。膨脹循環適用於氫氧引擎，如RL10火箭引擎。

分級燃燒循環

分級燃燒循環也稱補燃循環，屬於閉式循環，是將一種推進劑組元的全部流量和另一種推進劑組元的部分或全部流量輸送至預燃室內燃燒，以產生的低溫燃氣來驅動渦輪，從渦輪排出的燃氣再被注入燃燒室中進行補充燃燒。將兩種推進劑組元的全部流量輸送到預燃室內進行燃燒的循環稱為全流量分級燃燒循環。通常，液氧/液氫推進劑選用富燃預燃室，液氧/煤油推進劑選用富氧預燃室，而全流量分級燃燒循環則一定為富氧和富燃雙預燃室。分級燃燒循環的渦輪工質流量較大，做功能力強，因而容許採用很高的燃燒室壓力。這種循環的引擎的比沖更高，但引擎結構較複雜、質量更重。分級燃燒循環在大推力液體火箭引擎中得到廣泛應用，如使用富燃預燃室的太空梭主引擎、RD-0120火箭引擎以及使用富氧預燃室的RD-120、RD-170火箭引擎。

控制系統

液體火箭引擎的啟動、操控和關機等各個工作階段的控制由引擎控制系統來完成。液體火箭引擎的基本控制系統包括引擎啟動和關機控制系統、引擎主級控制系統、貯箱增壓控制系統、引擎推力大小控制系統和推力矢量控制系統等。在現代液體火箭引擎中，計算元件、微處理器及計算機控制器與各類閥門和調節器、測量引擎系統各參數的傳感器和測量儀表以及電路系統等共同構成引擎控制系統。安裝在輸送管道上的各種閥門和調節器通過接受從控制器發出的指令信號，在電、液壓或氣動等能源的驅動下，對引擎的工作過程以及推力、推進劑混合比等工作參數實現控制和調節。液體火箭引擎上使用的閥門有兩類：一類是用來控制引擎工作過程的閥門，如啟動閥、加注閥、泄出閥、充氣閥、斷流閥、隔離閥、單向閥和卸壓閥等；另一類為諸如減壓器、壓力調節器、氣蝕文氏管和節流圈等這些用來調節引擎主要性能參數的閥門，即調節器或調節閥。

液體推進劑

液體火箭推進劑，簡稱液體推進劑，是為液體火箭引擎提供能源和工質的液態化學物質，是影響引擎及火箭性能的重要因素之一。它可以是單質、化合物，也可以是混合物。液體推進劑通過在燃燒室進行氧化反應或分解反應，將化學能轉化為熱能，生成高溫高壓氣體產物，再通過噴管膨脹加速，將熱能轉化為動能。

分類

液體推進劑的分類方式有：按推進劑組元數，可分為單組元推進劑、雙組元推進劑和三組元推進劑；按推進劑貯存性能，可分為可貯存推進劑（如煤油、硝酸等）和低溫推進劑（如液氫、液氧）；按氧化劑與燃料直接接觸時的化學反應能力，分為自燃推進劑和非自燃推進劑。

常用的液體推進劑

大多數液體火箭引擎使用的是雙組元推進劑。常用的雙組元液體推進劑有三類：①液氧/液氫推進劑組合，無毒推進劑組合中比沖最高的，主要用於運載火箭上面級和某些助推級；②液氧/烴類（如煤油、汽油、酒精等）推進劑組合，平均密度較高，可使火箭結構做得較緊湊，常用於運載火箭助推級和某些第二節；③可貯存推進劑組合，包括硝酸/烴類、四氧化二氮/偏二甲肼、四氧化二氮/混肼50以及四氧化二氮/一甲基肼等組合，可長期貯存，沒有低溫推進劑的發射準備時間長和處理複雜等問題，用於彈道飛彈第一、二級大型引擎以及幾乎所有使用雙組元推進劑的反作用控制小推力火箭引擎。
單組元推進劑必須具有化學穩定性和熱穩定性，並且還必須容易分解和反應。最常用的單組元推進劑是肼，被廣泛用於衛星和其他太空飛行器的姿態和軌道控制小推力火箭引擎。肼的分解產物包括氨氣、氮氣和氫氣，催化劑可採用銥、鐵、鎳和鈷等。