為什麼SpaceX的梅林1D發動機有排氣管排出廢氣，而中俄的YF-100和RD-180煤油機卻不需要？

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梅林1D為什麼要採取這種設計，而不遵循像中俄YF-100和RD-180這種主流的設計呢？能否看出SpaceX作為快速成長的企業在發動機技術上，跟中俄這些航天強國仍然存在代差呢？
就是噴嘴右側那根噴煙的管子：

那個是廢氣噴管，用來排放推動渦輪做功後的渦輪廢氣。
根RD170和YF100不同，是因為火箭發動機的循環方式不同的問題。
首先說一下火箭發動機的功率，火箭發動機的有效功率，以太空梭主發動機來舉例，太空梭主發動機的功率大約是5000MW，這個數字是個什麼概念呢？
我們可以很容易的查到北京市的發電量數據，大約是每年300億千瓦時，如果平均下來相當於多大的功率呢？這個不難計算。三百億除以一年365天，除以每天24小時就是平均發電功率可以算出是3 424 657千瓦，也就是大概3425MW。比太空梭主發動機有效功率略小一些。而太空梭有三個主發動機，每一個的功率都超過整個北京市的發電量，想一想這是多麼可怕的能量。太空梭或者土星五號發射一次釋放的總能量都幾乎達到了一個原子彈的級別。

根據能量守恆，如此強大的能量顯然不是憑空出現的，如此大的能量是以每秒鐘都要燒掉噸級別的推進劑作為代價的。而這些推進劑如何供應就是一個很重要的問題。

熱機的原理表明，如果要想讓一個熱機的效率越高，就需要提高它的增壓比。而對於火箭而言，這個增壓比就是它的燃燒室壓強。現代火箭的燃燒室壓強通常在50倍的大氣壓以上，spacex的梅林發動機初期型號燃燒室壓強差不多是60倍大氣壓，改進後的梅林1D燃燒室壓強達到了100倍的大氣壓。

流體都有從高壓的地方，流向壓強較低的地方的趨勢，液體推進劑也不例外。如果我們有一個火箭發動機，燃燒室壓強是100倍大氣壓，那麼推進劑在進入燃燒室之前壓強應該高於100個大氣壓，比如說至少達到120個大氣壓。而怎麼給推進劑增壓就是火箭循環的關鍵問題了。

最簡單的一種方式就是擠壓循環，使用一個高壓氣瓶給推進劑儲罐加壓，比如燃燒室壓為100個大氣壓，那麼儲罐內就用氣瓶加壓到120個大氣壓。雖然燃燒室內有高壓，但是只要保證火箭儲罐內壓強比燃燒室壓強還高，就能把推進劑擠進燃燒室，進行燃燒。
這種方式的優點是結構簡單，但是缺點極大。我們日常使用的高壓鍋壓強只有兩倍大氣壓，如果爆炸，威力已經十分可觀。如果我們火箭儲罐內壓強高達120個大氣壓，需要非常厚的儲罐才能保證火箭儲罐不至於爆炸。這很可能需要儲罐比推進劑還重，如此笨重的火箭是無法將衛星送入軌道的。當然，這種循環並不是毫無用處，姿態控制發動機，變軌發動機經常使用擠壓循環。
當然，這個問題難不倒科學家和工程師們，有一個很常用的給流體加壓的工具，那就是泵。
如果用泵來給推進劑增壓的話，就不會遇到這種問題了。這樣的話儲罐就不需要被幾十甚至上百個大氣壓所摧殘，因為儲罐中的推進劑幾乎是常壓的，而儲罐不需要承受高壓的話，自然能夠做得很薄，減重也就能夠達到要求，於是就有了燃氣發生器循環。

因為泵需要消耗巨大的功率（比如太空梭主發動機泵總功率大約為60MW，雖然比不上整個發動機的功率，如此大的功率依然是非常可觀的），如何提供這樣一個功率就是一個巨大的問題。火箭發展的先驅戈達德想到的辦法是加裝一個汽油機來帶動泵。但是這有一個很明顯的問題，如果要飛到太空的話，汽油機吸氣從哪來？太空從哪去搞助燃的空氣？所以這種方案並沒有被實用化。
第一個真正實用化的液體火箭是德國人大名鼎鼎的V2導彈，它使用了一個創新的方法。初中我們都學過過氧化氫（雙氧水）可以分解為氧氣和水的過程。因為這個過程是放熱的，當過氧化氫濃度足夠高，其放出的熱可以使水沸騰，也就是說產生的是高溫的水蒸氣和氧氣。德國人用過氧化氫分解的氣體來吹渦輪，並以此來帶動泵。從而實現了真正實用化的第一個液體火箭。
但是高濃度過氧化氫不但催化的情況下會分解，受到撞擊，震動也可能會像炸藥一樣劇烈爆炸，這對安全使用是不利的，而且過氧化氫的分解放出的能量也不如燃燒放出的能量高。也就意味著，需要更多的過氧化氫來推動渦輪，這意味著火箭需要帶很多多餘的質量，會使其性能下降很多。

在此之後美蘇兩大國開始進入了太空時代，主流的發動機採用的是一個預燃室來提供燃氣推動渦輪。這個預燃室燒火箭本身的推進劑，而不需要額外一個過氧化氫儲罐。而且由於是燃燒反應，其放出的能量比過氧化氫分解高得多，性能自然也提高了不少。

但預燃室有一個毛病，那就是它絕不能讓推進劑完全燃燒。

不管是液氧煤油推進劑，液氧液氫推進劑，還是肼類推進劑其完全燃燒產生的溫度都達到了3000度以上，不鏽鋼的最高使用溫度大約1000度，航空發動機用的高溫合金最高使用溫度也不過1300-1400度。很多推進劑完全燃燒產生的溫度足以融化任何固體材料，無一例外。而高速旋轉的渦輪葉片上很難用推進劑流過來吸收熱量進行冷卻。也就是說如果讓推進劑完全燃燒，渦輪將不可避免的會被燒化。

而如果不完全燃燒，就能解決這個問題。不完全燃燒的方法很簡單，要麼氧化劑過量，要麼燃料過量。反正就是不能完全燃燒。比如spacex的梅林發動機，就採用的是燃料過量。而我們日常生活中都會發現，如果氧氣不足，煤油柴油或者石蠟之類的碳氫燃料會燒出巨大的黑煙。我們可以看到spacex的梅林發動機的排氣管排出的渦輪廢氣裡面就有大量的黑煙，這就是煤油過量的結果。

接下來接著說燃氣發生器循環有一個缺點，那就是預燃室燒的推進劑的比推力很低，遠低於燃燒室的，一般計算髮動機推力的時候都可以忽略渦輪廢氣產生的推力。這個的根本原因就是，這一部分推進劑不是完全燃燒的，而主燃燒室是完全燃燒，既沒有氧化劑過量也沒有燃料過量的。預燃室一般都不會使用氧化劑過量的燃氣，因為如果採用液氧燃料，燒出來幾乎是純氧，而用來做渦輪的金屬材料在高溫純氧中很容易被氧化腐蝕，如果要使用氧化劑過量的富氧燃氣，就必須要讓氧化劑過量程度更大，使其燃燒後溫度降到更低，保證不會對渦輪有所危害。但這也就意味著，燃氣的做功能力降低了，需要用更多的燃氣來推動渦輪，帶來性能損失，所以富氧燃氣來推動渦輪的燃氣發生器循環發動機至今沒有應用過的。

之前提到過，燃燒室壓強越高，火箭發動機的熱效率就越高，也就是比推力（單位推進劑在單位時間內燃燒所能產生的推力）會越高。但這樣的話，泵所需要增壓的壓強也就越高，泵消耗的能量也會增大，預燃室燃燒所需要的推進劑也就越多。如果我們用10%的推進劑在預燃室燃燒，推動渦輪，也就意味著比推力下降10%。對火箭發動機而言，他要求較高的性能，10%的性能損失是非常大的，難以接受的性能損失。這也就意味著燃氣發生器循環的燃燒室壓強不能太高。提高燃燒室壓強，雖然主燃燒室的比推力提升，但是渦輪廢氣帶來的比沖損失會讓整體性能不升反降。對於燃氣發生器循環的火箭發動機而言，一般燃燒室壓強最高只會做到100個大氣壓，再高了性能反而下降。

而這時有另一種解決方法就是分級燃燒循環

對比分級燃燒循環與燃氣發生器循環，我們可以發現，主要的區別在於一個渦輪廢氣直接排出了，一個渦輪廢氣排入推力室補燃了。
而這也就意味著，廢氣損失不存在了，別說讓10%的推進劑通過預燃室，就算讓70%的推進劑在預燃室燃燒，推動渦輪，而後進入燃燒室燃燒，也不會有性能損失。雖然燃料在預燃室因為渦輪無法冷卻，不能夠完全燃燒，但是不完全燃燒導致剩餘大量氧化劑或者燃料的推進劑可以在排入燃燒室後完全燃燒，最終所有的燃料都能完全燃燒。這是一個巨大的飛躍，因為燃氣發生器循環的火箭發動機燃燒室壓強最多做到100個大氣壓，再提高性能反而降低，而分級燃燒循環完全沒有這個問題，燃燒室壓強在200個大氣壓以上的比比皆是。俄羅斯的RD170系列，中國的YF100，美國的太空梭主發動機都是如此，燃燒室壓非常高，所以效率也非常高，帶來的性能比推力也就是比沖也非常高。
但是這是有代價的。分級燃燒循環的火箭發動機結構複雜，零件多，對泵，渦輪，性能要求都很高，導致研發成本遠高於燃氣發生器循環的火箭發動機，對於液氧煤油燃料更是如此。
在燃氣推動渦輪做功之後，燃氣需要從噴注器噴入燃燒室進行完全燃燒，而噴注器其實類似於我們的淋浴噴頭，是有很多小孔組成的。如果我們使用燃料過量的燃氣，煤油將會燃燒產生很多的碳粒，一旦堵住噴注器，嚴重時可能導致火箭發動機爆炸。所以其預燃室必須採用氧化劑過量，而非煤油過量的方法，這樣才能產生「乾淨」的燃氣，不會堵塞噴注器，可以排入主燃燒室燃燒。
而如果氧化劑過量，渦輪幾乎是在純氧中工作，這對渦輪的抗氧化性能，還有預燃室的燃氣均勻性，以及很多問題都提出了挑戰。如果燃氣不均勻，一部分燃氣溫度高，一部分燃氣溫度低，可能導致溫度高的地方渦輪被氧化，甚至斷裂，引起發動機爆炸，除此之外，分級燃燒循環液氧煤油發動機需要攻克的技術難題還有很多，目前世界上只有俄羅斯和中國能製造這種發動機。

對比一下兩種循環液氧煤油發動機的特點：
燃氣發生器循環：
優點：結構簡單，成本較低，研發容易
缺點：性能較低，燃燒室壓有不高的上限
分級燃燒循環：
優點：性能高，燃燒室壓上限很高，無積炭，可重複利用
缺點：技術門檻較高，研發成本較高

從結論來說的話，分級燃燒循環是遠遠先進於燃氣發生器循環的。燃氣發生器循環的液氧煤油發動機預燃室中的積炭有可能會沉積到渦輪上，時間久了會影響可靠性，不利於重複利用，而分級燃燒循環不存在這個問題，性能較高，沒有廢氣損失。這也就是美國擁有燃氣發生器循環的F－1火箭發動機，卻依然需要引進俄羅斯的RD180火箭發動機的原因。

spacex現有的梅林火箭發動機相當於是比中俄的富氧預燃室分級燃燒循環發動機落後的。以梅林發動機的情況，就算獵鷹九號回收成功率做到了70％以上，一個火箭估計也最多發射兩三次，因為積碳會影響其多次飛行，重複利用，YF100反而比梅林更適合做可回收利用的火箭。當然，這是目前的情況，據說spacex今後要做分級燃燒循環的獵鷹發動機，如果成功了的話，性能將會追趕上中俄的液氧煤油發動機。只不過好多年前就說在搞了，但是長期也沒什麼消息，以spacex拖延症的習慣來說，不要抱太大期待。
（ps：縮小版的獵鷹發動機在2016年九月試車了，如果實用化的話對spacex的可重複利用火箭有重大意義）
順便一提，大多數燃氣發生器循環的發動機都是具有排出渦輪廢氣的噴口的，比如中國的YF77也一樣。紅色部分就是

看有沒有廢氣渦輪噴口是一種識別火箭發動機循環方式的比較簡單的方法，不過並不完全可靠。比如F－1火箭發動機就是在噴管上將渦輪廢氣排出的

箭頭所指的地方就是渦輪廢氣導管，在框中的地方排出，看起來好像沒有渦輪廢氣噴口了，但實際上還是有的。
ps：美國新的SLS運載火箭又要把壓箱底的F－1發動機改一改拿出來當助推器用了，又有充滿了燃氣發生器循環的氣息的渦輪廢氣噴管了

2016年10月1日更新：
spacex新搞了一個raptor火箭發動機，該發動機各項指標相當先進。使用了全流量分級燃燒循環，採用液氧甲烷推進劑，不會產生積碳，極為利於重複使用。關於全流量分級燃燒循環的知識可以參考我另一篇回答：http://www.zhihu.com/question/35950057/answer/102613447

循環方式不一樣，燃氣發生器循環和補燃循環的區別。

再補充一點，關於代差的問題，兩種循環方式上來講。確實是分級燃燒循環更為先進一些，但是整體差別還是較為有限的，考慮到成本和推重比等因素，自然就會有不同的選擇。

ula在分級燃燒的ssme之後選擇了燃氣發生器循環的rs68。
日本在le7a以後在h3上選擇了膨脹循環的le9。
也不能說是一種倒退。
按照卡諾機的原理來講，火箭發動機由於燃燒室溫度遠高於其他熱機，事實上這個效率efficiency被壓榨的也是最乾淨的。至少在比衝上來講，不改變推進劑的情況下，任何所作所為在這種情況下都成了擠牙膏，而推進劑也沒什麼好改的，事實上也確實是擠了幾十年牙膏。(想要堆性能最好還是把火箭做輕堆質量比吧)

這種情況下，spacex能夠將推重比，比沖各項指標都做到開式循環最優，自然技術不算差，而且spacex的政治環境也相比中俄更能夠買買買。

spacex現在還在研究全流量燃燒循環的甲烷機猛禽，講道理如果能夠勝任這項任務，技術應該還是很好的。

獵鷹1D不是循環燃氣發動機，是落後一代，但對企業來說又不是多先進才可以做生意，能用能回收就夠，而且獵鷹1D實際效率也不錯，彌補了技術上的代差。

謝邀。
在SpaceX Merlin用的燃氣發生器循環方式里，驅動渦輪泵的推進劑（約整機百分之幾的流量）不完全燃燒（以限制渦輪前溫度），驅動渦輪後通過排氣管直接排放掉，存在比沖損失。
在中國YF100和俄羅斯RD180用的分級燃燒循環方式里，驅動渦輪泵的推進劑一次燃燒驅動渦輪後進入主燃燒室再進行二次燃燒，不流失不浪費。

理論上說兩種方式存在代差，但實際比沖差距只有5~10%，可以通過結構減重等措施彌補。火箭發動機的「代差」並沒有實際意義，60年代的發動機設計放到現在一樣好用。（美國還真的用過蘇聯60年代登月失敗留下的庫存的NK33，結果炸了……）

一個選擇了閉式循環，一個用了開式循環。以後補充

別的啥都不看，一心盯著ISP看以此為準，分級燃燒循環自然先進些。
為何RD180/NK33能銷往美國？請先看價
rd180的成交價是1000多萬美元左右每台
舊nk33可低至110萬美元
美國貨呢？
rocketdyne一方舊有的rs27太小，F1過大
共同的首要問題都是用來幹啥，然後是誰來投資恢復生產線.
低溫引擎方面，以低成本為取向設計的rs68每台售價在2500萬美元以上，極低溫的液氫對火箭燃料箱製造/隔熱等的設計要求更高，這些都是成本。太空梭主引擎這種就更高貴了，報價是此物數倍
所以rd180/nk33競爭力主要在哪？意思相當明顯順便，前幾年俄國威脅說禁售美國rd180，製造商NPO能量機器的發言人表示這很蠢，本來就是美方狠壓價下的買賣斷供rd180後美國人有能力輕鬆找出或開發出替換產品

再看燃氣發生器循環煤油引擎，
無論俄國的還是美國的，大多可靠皮實有餘力不需要燃料箱額外加固/輔助增壓（都是重量），
不需要分拆燃燒室，依賴成倍的冷卻面積+純銅製通道壁而增重
符合RP1標的煤油都能歡快燒，至於哪國產/是合成還是石油制，具體什麼組分比例含硫雜質多少，它們都不在乎
製造上全身用不到錸--管線選材無需限定高鉻不鏽鋼--燃氣渦輪不需要表面氧化鉻保護/剝落檢測
如果有辦法用後收回來，燃氣渦輪等部件也不會因氧化損傷-增重而需要每次都更換（這也是以前npo能量機器聲稱rd180可多次使用同時推賣機贈件方式銷售的緣故）
上面這些暗含著的各種使用問題已經足夠去決斷實際應用中的選擇

火箭系統乃至引擎的性能需求不單是比沖，
同樣或相差不大的成本/推力/功能/可靠性前提下，比沖多多益善但不能面面俱到呢？
比沖是其中一個相對不那麼重要的參數
rd170穿天頂，rd180從不全流量使用， kvd1/rd0120多次點火拙計/用後內部斑駁，ssme哮喘
既然好先進威武，來和燃氣循環機比比適應性，比比服役記錄，如何？
分級燃燒煤油機也不是中俄特有（其實都算俄系）蘇聯解體前烏克蘭有小型上面級，美國的trw和rocketdyne也都有各自有特色的設計

流傳甚廣的某網文中提到的所謂神秘獨有-美國人乾瞪眼的先進耐熱氧材料並不存在實際應用的東西是表面附氧化鉻的鎳鉻合金，操作溫度800-900之間

不會吧！獵鷹9號中的Merlin 梅林火箭發動機，推重比高達150，是世界上推重比最高的火箭發動機。就算沒有採用補燃循環設計也是為了提高穩定性，因為SpaceX的火箭要重複使用，所以發動機的設計要可靠。

商業公司注重性價比。就這麼簡單。！

按照這樣的說法地面附近的燃氣輪機包括航空渦輪發動機其實是靠不燃燒物——氮氣過量來冷卻渦輪，使得航空渦輪發動機做到充分燃燒並且渦輪前溫度接近1900K。這是個很簡單的思路嘛，為什麼火箭發動機不使用高比熱高汽化熱的冷卻劑混燃來推動渦輪，事實上因為工質增加總體的效率是提高了（？）並且可以反覆使用，trade-off是增加一套儲箱和管路，有這樣的例子嗎？