火箭發動機概論
逃逸塔載人的火箭還有逃逸塔，逃逸塔在火箭的最頂端，它的任務是在火箭起飛前900秒到起飛後360秒時間段內，也就是飛行高度在0公里至110公里時，萬一火箭發生故障，它的頂端的火箭推進器可以拽著軌道艙和返回艙與火箭分離，並降落在安全地帶，幫助飛船上的航天員脫離險境。2008年9月25日，我國發射「神舟7號」的「長征2F」火箭，就用到了逃逸塔，逃逸塔上有兩組11個火箭推進器，在發射120秒時拋掉。火箭技術是一項十分複雜的綜合性技術，主要包括火箭推進技術、總體設計技術、火箭結構技術、控制和制導技術、計劃管理技術、可靠性和質量控制技術、試驗技術。火箭最關鍵的還是發動機，火箭發動機就是利用衝量原理，自帶推進劑、不依賴外界空氣的噴氣發動機。基本原理是燃料在火箭發動機內轉化為工質（工作介質）的動能，形成高速射流排出而產生動力。火箭發動機按燃料可以分為化學火箭發動機、核火箭發動機和電火箭發動機。化學火箭發動機是目前技術最成熟，應用最廣泛的發動機。核火箭的原理樣機已經研製成功。電火箭已經在空間推進領域有所應用。後兩類發動機比沖遠高於化學火箭。化學火箭發動機主要由燃燒室和噴管組成，化學推進劑既是能源也是工質，它在燃燒室內將化學能轉化為熱能，生成高溫燃氣經噴管膨脹加速，將熱能轉化為氣流動能，以高速（1500—5000米／秒）從噴管排出，產生推力。化學火箭發動機按推進劑的物態又分為液體火箭發動機、固體火箭發動機和混合推進劑火箭發動機。液體火箭發動機使用常溫液態的可貯存推進劑和低溫下呈液態的低溫推進劑，具有適應性強、能多次起動等特點，能滿足不同運載火箭和航天器的要求。固體火箭發動機的推進劑採用分子中含有燃料和氧化劑的有機物膠狀固溶體（雙基推進劑）或幾種推進劑組元的混合物（複合推進劑），直接裝在燃燒室內，結構簡單、使用方便、能長期貯存處於待發射狀態，適用於各種戰略和戰術導彈。混合推進劑火箭發動機極少使用。固體火箭發動機為使用固體推進劑的化學火箭發動機。固體推進劑有聚氨酯、聚丁二烯、端羥基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固體火箭發動機由葯柱、燃燒室、噴管組件和點火裝置等組成。葯柱是由推進劑與少量添加劑製成的中空圓柱體（中空部分為燃燒面，其橫截面形狀有圓形、星形等）。葯柱置於燃燒室（一般即為發動機殼體）中。在推進劑燃燒時，燃燒室須承受2500—3500度的高溫和102—2×107帕的高壓力，所以須用高強度合金鋼、鈦合金或複合材料製造，並在葯柱與燃燒內壁間裝備隔熱襯。固體火箭發動機與液體火箭發動機相比較，具有結構簡單，推進劑密度大，推進劑可以儲存在燃燒到中常備待用和操縱方便可靠等優點。缺點是「比沖」小。固體火箭發動機比沖在250—300秒，工作時間短，加速度大導致推力不易控制，重複起動困難，從而不利於載人飛行。固體火箭發動機主要用作火箭彈、導彈和探空火箭的發動機，以及航天器發射和飛機起飛的助推發動機。固態火箭發動機的燃料是直接安裝在火箭的後部，使用的時候利用點火器引發燃料燃燒，產生推力推送火箭。因為固態火箭燃料不需要額外的燃料槽，也不需要輸送或加壓的管線，在構造上固體火箭發動機比液態火箭發動機要簡單許多，重量也比較輕。然而也因為固態火箭發動機的燃料的量與型態是固定的，要隨意藉由調整燃料與氧化劑的量來控制推力非常困難，燃料一但開始作用，若是中斷燃燒的過程，很難重新點燃，因此固態火箭發動機多半使用在推力需求較為固定，一經啟動就不需要停止的設計上面。在設計上需要依靠精確的形狀和燃料顆粒來控制燃燒的速度和產生的推力。近年來固體因為火箭具有低成本和高發射機動性等優點，受到軍事用戶和低軌小衛星發射商的重視，研究漸熱，也有大量控制推力的辦法發明並得到應用。固態火箭發動機的另外一個好處就是不需要經常維護，燃料雖然也有使用年限，通常需要更換的時間比液態火箭發動機的燃料要長。因此在需要使用的場合，固態火箭發動機的反應和準備時間較短。此外，固態火箭發動機沒有管線或者是加壓設備，對於外界的震蕩或者是碰撞的忍耐程度比液態火箭發動機要高。前蘇聯在發展機動彈道導彈系統的時候就發現，以鐵路運輸的方式，車體的震蕩對於液態火箭發動機的設備損傷很大，固態火箭就沒有這個問題。液體火箭發動機是指液體推進劑的化學火箭發動機。常用的液體氧化劑有液態氧、四氧化二氮等，燃燒劑由液氫、偏二甲肼、煤油等。氧化劑和燃燒劑必須儲存在不同的儲箱中。液體火箭發動機一般由推力室、推進劑供應系統、發動機控制系統組成。推力室是將液體推進劑的化學能轉變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成。推進劑通過噴注器注入燃燒室，經霧化，蒸發，混合和燃燒等過成生成燃燒產物，以高速（2500—5000米/秒）從噴管中衝出而產生推力。燃燒室內壓力可達200大氣壓（約200MPa）、溫度3000—4000℃，故需要冷卻。推進劑供應系統的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同，有擠壓式（氣壓式）和泵壓式兩類供應系統。擠壓式供應系統是利用高壓氣體經減壓器減壓後（氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調定的壓力控制）進入氧化劑、燃燒劑貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統只用於小推力發動機。大推力發動機則用泵壓式供應系統，這種系統是用液壓泵輸送推進劑。液體火箭發動機的優點是比沖高（250—500秒），推力範圍大（單台推力在1克力—800噸力）、能反覆起動、能控制推力大小、工作時間較長等。液體火箭發動機主要用作航天器發射、姿態修正與控制、軌道轉移等。電火箭發動機是利用電能加速工質，形成高速射流而產生推力的火箭發動機。與化學火箭發動機不同，這種發動機的能源和工質是分開的。電能由飛行器提供，一般由太陽能、核能、化學能經轉換裝置得到。工質有氫、氮、氬、汞、氨等氣體。電火箭發動機由電源、電源交換器、電源調節器、工質供應系統和電推力器組成。電源和電源交換器供給電能；電源調節器的功用是按預定程序起動發動機，並不斷調整電推力器的各種參數，使發動機始終處於規定的工作狀態；工質供應系統則是貯存工質和輸送工質；電推力器的作用是將電能轉換成工質的動能，使其產生高速噴氣流而產生推力。按加速工質的方式不同，電火箭發動機有電熱火箭發動機、靜電火箭發動機和電磁火箭發動機的三種類型。電熱火箭發動機利用電能加熱（電阻加熱或電弧加熱）工質（氫、胺、肼等），使其氣化，經噴管膨脹加速後，由噴口排出而產生推力。靜電火箭發動機的工質（汞、銫、氫等）從貯箱輸入電離室被電離成離子，然後在電極的靜電場作用下加速成高速離子流而產生推力。電磁火箭發動機是利用電磁場加速被電離工質而產生射流，形成推力。電火箭發動機具有極高的比沖（700—2500秒）、極長的壽命（可重複起動上萬次、累計工作可達上萬小時）。但產生的推力小於100N。這種發動機僅適用於航天器的姿態控制、位置保持等。核火箭發動機用核燃料作能源，用液氫、液氦、液氨等作為工質。核火箭發動機由裝在推力室中的核反應堆、冷卻噴管、工質輸送系統和控制系統等組成。在核反應堆中，核能轉變成熱能以加熱工質，被加熱的工質經噴管膨脹加速後，以6500—11000米/秒的速度從噴口排出而產生推力。核火箭發動機的比沖高（250—1000秒）壽命長，但技術複雜，只適用於長期工作的航天器。這種發動機由於核輻射防護、排氣污染、反應堆控制，以及高效熱能交換器的設計等問題未能解決，至今仍處於試驗之中。此外，太陽加熱式和光子火箭發動機尚處於理論探索階段。很多的衛星、探測器和宇宙飛船的壽命很大程度上決定於動力源，目前科學家們設計出了太陽能離子發動機（電火箭發動機）和太陽帆船。2008年8月，美國宇航局馬歇爾太空飛行中心用「獵鷹1號」火箭將NanoSail-D太陽帆送入太空，結果發射失敗。如果發射成功預計太陽帆船的理論速度可達光速2%。太陽帆船就是利用太陽風把探測器向太陽外部吹去。
太陽帆船太陽能離子發動機可將太陽能轉化為電能，再通過電能電離惰性氣體原子，噴射出高速氙離子流，為探測器提供主要動力。不過離子發動機的動力不夠強勁，只安裝在一些衛星上作為輔助和備用，主要供衛星調整飛行姿態和軌道。「SMART-1號」上的太陽能離子發動機動力足夠支持探測器長時間飛行，該發動機能連續正常運轉2000個小時。
離子發動機飛行器2009年，位於美國得克薩斯州韋伯斯特市的艾德·阿斯特拉火箭公司（Ad Astra Rocket Company）開發出一款截至2009年為止最為強勁的離子發動機。該公司對滿負荷運轉的VASIMR發動機進行了測試——在休斯敦的一個真空室內運行了201千瓦的VX-200發動機，首次通過了200千瓦大關。自2005年創建以來，位於美國得克薩斯州韋伯斯特市的艾德·阿斯特拉火箭公司一直在完善一種名為「可變比沖磁致離子漿火箭」（簡稱VASIMR）的新型發動機。VASIMR發動機使用無線電波加熱氬氣，將其變成熾熱的等離子體——一種使電子不再受限於原子核的物態。接下來，磁場將超高溫等離子體噴射到發動機後面，令其在反方向產生推力。VASIMR發動機以比常規發動機更快的速率噴射推進劑，使得每公斤燃料產生的加速度更多。離子發動機或許會在5年內被用於維持國際空間站運行軌道，為將來一個月左右抵達火星的新型火箭的問世奠定基礎。艾德·阿斯特拉火箭公司已與美宇航局簽署協議，2013年在國際空間站測試200千瓦VASIMR發動機。艾德·阿斯特拉火箭公司已與美宇航局簽署協議，2013年在國際空間站測試200千瓦VASIMR發動機。VASIMR發動機完成這項任務每年僅需0.3噸氬氣，而使用常規推進器，每年會消耗7.5噸推進劑。因提升國際空間站軌道而獲得的收入將幫助該公司「進一步完善這項技術，以實現載人火星探測任務。」據張福林介紹，一台10到20兆瓦VASIMR發動機可以在39天內將宇航員送上火星，而常規火箭則需要六個月甚至更長時間。當然核動力是將來可能是以後發展的方向，衛星用的核電源有兩類：放射性同位素溫差發電器和核反應堆電源。前者功率較小，為幾十至幾百瓦；後者功率較大，可達數千瓦至數十千瓦。美國在1965年發射的一顆衛星，用反應堆溫差發電器作為電源，由於電源調節器出現故障僅工作43天。以鈈238放射性同位素作熱源的同位素溫差發電器，曾用於「子午儀號」導航衛星、「林肯號」試驗衛星和「雨雲號」衛星。這些衛星經過長時間的空間運行後，放射性同位素衰變殆盡，再入大氣層燒毀。美國在1964年4月發射「子午儀號」導航衛星時，因發射失敗衛星所攜帶的放射性同位素源被燒毀，鈈238散布在大氣層中並擴散至全球。後來改用特種石墨作同位素源外殼，以防燒毀。1968年5月「雨雲號」氣象衛星發射失敗時，核電源落入聖巴巴拉海峽，後被打撈上來。蘇聯在1967—1982年共發射了24顆核動力衛星。衛星帶有以濃縮鈾 235為燃料的熱離子反應堆，功率為5—10千瓦。它們在200多公里的低軌道上工作，完成任務後核反應堆艙段與衛星體分離，並用小型火箭推到大約1000公里的軌道，可運行600年。1978年1月24日，蘇聯「宇宙954號」核動力衛星發生故障，核反應堆艙段未能升高而自然隕落，未燃盡的帶有放射性的衛星碎片散落在加拿大境內，造成嚴重污染。1983年1月「宇宙1402號」核動力衛星發生類似故障，核反應堆艙段在南大西洋上空再入大氣層時完全燒毀。1982年8月30日，蘇聯發射「宇宙1402號」核動力海洋監視衛星，與同年10月2日發射的「宇宙1412號」，組成在同一軌道面上飛行成對工作的雙基站雷達衛星。在外行星探測中，由於空間探測器遠離太陽，難以利用太陽電池發電，必須採用核電源。美國在，「先驅者」10號、11號探測器，「旅行者」1號、2號探測器，木星和土星探測器中，都使用了同位素溫差發電器作為電源。2008年，美國軍火工業巨頭諾斯羅普·格魯曼公司目前正在為美國國家宇航局（NASA）研製一種可長時間在軌運行的新型核動力衛星，可能用於探測木星。這顆核動力衛星將被命名為「普羅米修斯」，預計其升空時間將不會早於2012年。我國也有核衛星計劃。其次，美國國家航天局正在研究反物質發動機，那麼在太陽系內旅行只需要幾毫克反物質（反質子），如果要去比鄰星的話則也只需要幾公斤。在現有的反物質發動機的設計方案有粒子束核心（Beam Core）：直接一對一地湮滅，然後以磁場控制帶電介子並把它們直接從噴口噴射出去，由於這些介子的運動速度接近光速，發動機比衝量可能要超過1千萬秒。因為湮滅產生的帶電介子在衰變後變成半衰期更長的帶電μ介子，所以這個辦法完全可行。而且這個方式只需要反物質燃料，不需要其他推進劑。由於湮滅的產物是以接近光速運動的，所以飛船必須造得很長。預計使用粒子束核心反物質發動機的飛船從地球飛到火星只需要24個小時到2個星期（取決於地球和火星在公轉中的相對位置），而要讓目前的使用化學火箭發動機，則需要1到2年。目前由於反物質太稀有，而且很難保存，所以要盡量少用反物質，多用核燃料，那麼用自然發生的反物質湮滅來觸發核反應比純粹的反物質發動機更接近實際。目前有以下幾種方案：（1）ICAN-II（ion compressed antimatter nuclear II）是由賓州州立大學的反物質太空推進小組（Antimatter Space Propulsion team）設計的，這種方式使用了反物質和核裂變的結合，用反物質來引發裂變。方法是讓反質子撞擊裂變物質的原子核，並同原子核裡面的質子湮滅，產生的能量將使原子核分裂，其最終產生的能量要比普通的核裂變要大，估計去火星旅行一番需要140毫微克（1毫微克等於10億分之1克）的反物質，遠遠少於粒子束核心反物質發動機的消耗量。（2）AIM是反質子觸發微裂變/聚變的縮寫（Antiproton Initiated Microfission/fusion），按照賓州州立大學的設想，如果有了比ICAN-II中能得到的稍微多一點的反物質，就可以朝粒子束核心反物質發動機的方向前進一步，用反物質來加強裂變，從而加熱聚變燃料引發聚變。這種發動機對反物質的需要量增加了，但需要的裂變物質比較少，而且有比ICAN-II更高的比衝量，大約在61,000秒左右。他們把按這種方式設計的飛船稱為AIM之星（AIMStar），如果能有30—130微克（1微克等於1/1000毫克）的反物質，AIM之星探測飛船能在50年內飛到奧爾特雲。（3）聚變和反物質的結合，不過需要比AIM方式再多一些的反物質。只有足夠的反物質，我們就可以完全拋棄裂變過程，直接用反物質湮滅產生的能量來觸發慣性約束聚變，而不必像前面介紹慣性約束聚變時那樣使用激光。
NASA設計的反物質飛行器下面再介紹一下4種火箭發動機的基本原理（沒興趣的可以跳過）。分級燃燒循環（staged combustion cycle）通常情況下也叫高壓補燃循環，是雙元液體推進劑火箭發動機的動力循環的一種。但是兩者也是有一定的區別的，分級燃燒不一定高壓，只有大推力分級燃燒發動機才是高壓的，幾噸推力的分級燃燒發動機的燃燒壓力還不到10Mpa。在分級燃燒循環中一部分燃料在預燃室燃燒產生高溫燃氣推動發動機的渦輪和泵。隨後廢氣和推進劑一起注入燃燒室。分級燃燒循環的主要優勢是所有燃氣和熱量都通過燃燒室排除，基本沒有損失。因此這種循環也常稱為「閉式循環」。而開式循環產生的廢氣直接排放，因而效率有所損失。分級燃燒循環帶來的另一個重要優點就是能承受非常高的燃燒室壓力，這致使更大膨脹比的噴嘴可以用在發動機上。而主要缺點就是渦輪機的工作環境苛刻，需要添加許多額外的導管來輸送高溫燃氣，還必須設計很複雜的反饋控制系統。分級燃燒循環發動機相對其他形式循環是最難設計的，它的一種簡化版本就是燃氣發生器循環。分級燃燒循環最初是阿列克謝·伊薩耶夫（Aleksei Mihailovich Isaev）在1949年提出的，由前蘇聯工程師格魯什科（Valentin Glushko）設計製造。第一台採用分級燃燒循環的發動機就是NK-33，N1火箭的第一級就安裝了30台這樣的發動機。1963年，另一台採用這種循環的發動機RD-253開始製造並於1965年安裝在了質子火箭上。洛克馬丁公司向俄羅斯購買的RD-180用於「宇宙神3號」和「宇宙神5號」的發動機也採用這種循環。在西方，首台實驗室分級燃燒發動機是由德國工程師路德維希·伯爾科（Ludwig Boelkow）於1963年製造的。20世紀50年代，英國開發的伽馬火箭發動機採取的是一種閉式循環，但不是分級燃燒循環。氧化劑過氧化氫先分解成氧氣來驅動渦輪機，然後和燃料煤油一起進入燃燒室燃燒。太空梭主發動機採用的也是這種循環。全流量分級燃燒循環（Full flow staged combustion，FFSCC）是分級燃燒循環的另一種版本，氧化劑和燃料分別由各自的動力渦輪機供壓，部分推進劑通過管道互相交換，分別燃燒驅動渦輪機。這種設計下，渦輪機的工作溫度更低，因而發動機的壽命得到延長，效率也更高。而且燃燒室的壓力可以更大，支持更大的比沖。目前採用這種循環的發動機是正在研製的集成動力驗證器。
燃氣發生器循環、分級燃燒循環和膨脹循環燃氣發生器循環（Gas-generator cycle）也叫開式循環，是雙元液體推進劑火箭發動機的動力循環的一種。一小部分推進劑在燃氣發生器中燃燒，產生燃氣推動發動機的渦輪泵。相比與之相似的分級燃燒循環，燃氣發生器循環有諸多優點。燃氣循環的渦輪不必應付向燃燒室排放廢氣時的反壓力，因而渦輪機能的工作效率更高，提供給燃料的壓力也更大，由此增加發動機的比沖。還有一個優點是燃氣循環的渦輪機壽命更長更可靠。一些可重用運載器使用這種動力循環有很大優勢。這種循環的主要劣勢就在於效率的損失。由於要用一部分燃料來驅動渦輪，廢氣直接排除，因此在凈效率上，它反而不如同等級的分級燃燒循環。使用燃氣發生器循環的發動機有F-1火箭發動機（「土星5號」的第一級），J-2火箭發動機（「土星5號」的第二級和第三級），LE-5火箭發動機，YF-73火箭發動機，YF-75火箭發動機，RS-68火箭發動機，火神發動機。膨脹循環（Expander cycle）是雙元液體推進劑火箭發動機的一種動力循環，能提高燃料供給的效率。在膨脹循環中，燃料燃燒前通常被主燃燒室餘熱的加熱。當液態燃料通過在燃燒室壁里的冷卻通道時，相變成氣態。 氣態燃料產生的氣壓差推動渦輪泵轉動。從而使推進劑高速進入推力室燃燒產生推力。鐘罩形的發動機由於沒有足夠的噴嘴面積來加熱燃料來駕駛渦輪機，因此單純的膨脹循環發動機的推力最多300KN。更高的推力級可以靠燃料分流來達到，一部分燃料被分流到渦輪機和推力室的冷卻通道，最後一起注入主燃燒室。瓦形發動機由於廢氣緊貼室壁，因此傳熱效率更高，可以產生更大的推力。兩種類型的發動機都必須使用低溫燃料，例如液氫、甲烷、丙烷等，這些燃料可以輕易達到沸點。有些膨脹循環發動機使用燃氣發生器來啟動渦輪機，直到燃燒室和噴管加熱的燃料產生的壓力能獨自啟動渦輪機。膨脹循環中還有一種循環叫作膨脹排放循環，也叫開放循環。這種工作循環是傳統膨脹循環的改進。排放循環中，只有一小部分推進劑用來驅動渦輪並拋棄，並沒有注入燃燒室。排出渦輪廢氣使通過渦輪的氣壓降最大化，從而提高了渦輪泵的輸出功率，但犧牲了發動機推力及效率。使用膨脹循環的發動機有：普惠公司的RL-10和RL-60，也就是半人馬座的上面級；LE-5A和LE-5B， H2/H2A的第三級；「阿麗亞娜5號」的上面級；「土星1號」。
火箭發動機的工作循環理論相對其他設計，膨脹循環有如下優點，1.低溫：在燃料轉化為氣態後，其溫度通常接近室溫，對渦輪機的損害微乎其微，使得發動機可重用性提高。與此相反，燃氣發生器循環或分級燃燒循環的發動機渦輪機都運行在高溫下。2.容錯性：在RL-10開發期間，工程師擔心燃料箱里的絕緣泡沫可能脫落從而引起發動機故障。他們故意放置鬆動的泡沫來測試這種情形。RL-10運行平穩，並未出現故障或性能損耗。而常規的使用燃氣發生器的發動機即使一小塊泡沫脫落也會造成嚴重後果。而膨脹循環所採用的燃料管道通常比較粗，對這種意外情況有較強的適應性。3.固有安全性：因為膨脹循環發動機的推力是有限的，因此在設計時可以很容易地將理論最大推力情況考慮在內。而在其他類型的發動機中，反饋系統故障或類似的問題可能導致發動機失控，其他類型的發動機需要複雜的機械或電子控制器來確保這種情況不會發生，膨脹循環不會出這種故障。擠壓循環（pressure-fed cycle）是火箭發動機動力循環的一種形式。推進劑受高壓氣體擠壓，進入燃燒室。擠壓循環的優點就是避開了結構複雜的渦輪機，泵和輸送管道。因為使用擠壓循環可以大幅降低發動機成本和複雜度。其缺點就是產生的壓力不夠高，因而發動機效率不高。美國的太空船常採用這種循環，如阿波羅飛船的服務艙發動機，登月艙發動機及其姿態控制發動機。
RD-0120的管路系統動力機械科研生產聯合體（NPO Energomash）是俄羅斯一家專門從事液體推進劑火箭設計生產的公司。其創建者是蘇聯20世紀20年代就開始從事火箭發動機研究的瓦朗坦·格魯什科，1954年，他成立了這家公司，並擔任主席，公司當時叫做OKB-456。格盧什科領導設計局長達30多年，給當時的蘇聯提供了許多性能最好的發動機。公司曾設計了RD-107和RD-108發動機，驅動R-7火箭將衛星號人造衛星送入太空。之後又為質子火箭設計了RD-253發動機。給「能源號」設計了RD-170。R-7是前蘇聯最早的一種火箭，R-7火箭的設計特點之一是具有一個芯級發動機段（A），其上捆綁了4個助推器（B，V，G和D）形成了第一級。每一級的芯級發動機上都捆綁著4個主發動機和4個遊動發動機。對於第一級，一共有20個主燃燒室和12個遊動燃燒室，都在同一時刻點火，推舉著飛行器離開發射台。當連接器引爆時它們就會分離，剩下芯級發動機繼續作為第二級，其上面級稱為第三級。對R-7的早期設計研究集中在以液氧（LOX）和煤油的混合物為推進劑的單燃燒室發動機上，由格魯什科負責的OKB-456設計局進行研發。芯級主發動機為RD-106發動機，發射時可以產生約520kN的推力，真空條件下可以產生約645kN的推力。4個捆綁助推器採用RD-105發動機，發射時每個發動機可以產生約540kN的推力。然而，在研發過程中，這些發動機在單燃燒室燃燒穩定性上都暴露出了問題。到1953年，這一問題變得更加突出，使得火箭無法再承受高熱核彈頭不斷增加的質量。1953年前，這種設計思想曾計劃用於採用洲際彈道導彈來發射原子彈，但是後來轉而用於發射（更重的）氫彈（或熱核彈）。從原子彈轉到熱核彈是運載能力必須增加的主要原因。它必須具有把一個54噸的彈頭送到8,500千米遠的運載能力。令人萬分苦惱的是，洲際彈道導彈的質量因此要達到283噸，需要將近3,920kN的推力。
RD-107發動機為了達到要求，格魯什科的設計局研製出了輔發動機RD-107和主發動機RD-108。RD-108發射時能產生約736kN的推力（真空下約942kN），燃燒時間為304秒；RD-107的推力和燃燒時間分別為814kN和122秒。這兩種發動機仍然使用液氧/煤油，保留了用於「聯盟號」的第一、第二級發動機（已改進）的中心推進單元，並有來自第三級或上面級的推力。RD-107和RD-108並不是R-7的最初選擇。用於運載火箭發動機的早期設計是一種單室液氧/煤油發動機，其推力約為490—589kN；但是人們很快就發現，這種發動機不能推舉起55t的載荷，而且在地面測試中其燃燒室的不穩定性導致出現嚴重的振蕩，顯示出了其性能的低劣。這個問題在由NII-88的總設計師A.伊薩耶夫進行的一次設計測試中得到了解決。他曾測試過由推力392kN的單室發動機改進的多室發動機，顯示出它比單室發動機具有更大的累計推力。後來就演變為採用泵壓式的四室發動機，這就減少了不穩定燃燒帶來的影響，也減小了發動機的質量，並使研製和測試的各個階段都得到了很大的簡化。這樣，RD-107和RD-108的研製成功為R-7提供了所需的動力。1957—1966年期間，經對R-7發動機、結構和其上面級的改進，一個可靠的、通用的運載火箭系列誕生了，並支持了蘇聯/俄羅斯航天計劃50年。1975年6月5日，通用機械製造部簽署了一項命令，對在「聯盟U」火箭進行改進，助推級和第一級火箭使用合成煤油，助推級用的發動機由RD-107變為RD-117，第一級用的發動機由RD-107變為RD-118，這樣「聯盟U2」就能比標準的「聯盟U」的發射能力有所提高。但是由於1996年停止生產合成煤油，因此不得不繼續使用「聯盟U」進行載人飛船的發射和執行「進步號」飛船與「和平號」空間站及早期的國際空間站對接的任務。RD-107火箭發動機和RD-108火箭發動機的技術參數RD-107火箭發動機RD-108火箭發動機RD-117火箭發動機真空推力：992kN真空推力：997kN真空推力：1,021.097kN海平面推力：821kN海平面推力：746kN海平面推力：真空比沖：315s真空比沖：315s真空比沖：310s海平面比沖：257s海平面比沖：248kg海平面比沖：264s燃燒時間：118s燃燒時間：286s燃燒時間：130重量：1,200kg重量：1400 kg重量：直徑：0.67m直徑：0.67m直徑：高度：2.86m高度：2.86m高度：燃燒室數：4燃燒室數：4燃燒室數：4燃燒室壓力：5.85MPa燃燒室壓力：5.1MPa燃燒室壓力：推重比：84.27：1推重比：72.59：1推重比：混合比：2.47：1（氧化劑：燃料）混合比：2.47：1（氧化劑：燃料）聯盟U助推級聯盟U第一級聯盟U2助推級由格魯什科領導的設計團隊研製了供「能源號」與「天頂號」使用的RD-170/RD-171型高壓補燃液氧煤油發動機。「能源號」火箭的助推器使用RD-170，而「天頂號」火箭則使用RD-171。二者的區別在於，RD-170的推力矢量噴管只能沿一個方向軸擺動，RD-171的噴管則可以沿兩個方向軸擺動。RD-170/RD-171是迄今為止世界上推力最大的液體火箭發動機，其真空推力高達7903kN。由於威力強大，「天頂號」火箭的第一級只需安裝一台發動機。「質子K」系列火箭的第一級用的是RD-253。RD-253的研製工作開始於1961年，由格魯什科領導的設計團隊設計，於1963年完成。RD-253採用的是燃氣發生器的富氧燃氣進行補燃的經濟運行方式，以四氧化二氮/偏二甲肼為推進劑。其第一級有6台RD-253發動機，分別捆綁在中央大氧化劑貯箱周圍，這6台發動機每台都有自己的燃料貯箱。第一級與第二級的發動機都安裝在鉸鏈支架上，這可使控制火箭的能量損耗最小。第一次發射是在1965年7月。RD-171/RD-170火箭發動機和RD-253火箭發動機的技術參數RD-171火箭發動機RD-170火箭發動機RD-253火箭發動機真空推力：7,903kN真空推力：7,887kN真空推力：1,635kN海平面推力：7,550kN海平面推力：7,550kN海平面推力：1,474kN真空比沖：338s真空比沖：337s真空比沖：316s海平面比沖：309s海平面比沖：309s海平面比沖：285s燃燒時間：150s燃燒時間：150s燃燒時間：130s重量：9,500kg重量：9,750kg重量：1,280kg直徑：4.02m直徑：4.02m直徑：1.50m高度：3.78m高度：3.78m高度：2.72m燃燒室數：4燃燒室數：4燃燒室數：1燃燒室壓力：245.00bar燃燒室壓力：245.00bar燃燒室壓力：152.00bar推重比：84.84：1推重比：82.66：1推重比：130.25：1混合比：2.63：1混合比：2.60：1混合比：2.67：1噴嘴面積比：36.87：1天頂號能源號質子K
RD-170火箭發動機
RD-171火箭發動機和RD-191火箭發動機RD-180是俄羅斯的一款雙燃燒室雙噴嘴的火箭發動機，由RD-170系列衍生而來。於RD-170相同，RD-180也是共用渦輪泵。RD-180的使用權已被通用動力公司航天部門取得（後來易手給洛馬公司），主要是用於20世紀90年代開發改進型一次性運載火箭（EELV）和「宇宙神」運載火箭。考慮到這些火箭既要滿足軍用，又要用於商業發射，因此普惠公司也加入發動機合作項目。發動機的生產全部在俄羅斯進行，而負責出售的是發動機生產商動力機械科研生產聯合體和普惠公司組成的合資公司。RD-180以煤油和液氧為推進劑，使用高壓分級燃燒循環。RD-180繼承了先驅RD-170的富氧預燃室設計，使發動機效率更高。噴嘴的活動由四個液壓缸支持。RD-180首先被使用在「宇宙神2A-R」火箭上，也就是「宇宙神2A」加字母R。（R代表俄羅斯，因為火箭採用了俄羅斯的主發動機）這款火箭後來被命名為「宇宙神3號」。目前美國現役的「宇宙神5號」火箭也沿用了RD-180。當初洛馬公司用來做結構測試和頻率響應測試的那台RD-180陳列在第23界G8峰會美國總統柯林頓和俄羅斯總統葉利欽會晤的地方。
RD-180火箭發動機RD-180火箭發動機和RD-191火箭發動機的技術參數RD-180火箭發動機RD-191火箭發動機真空推力：4,150kN真空推力：2,090kN真空比沖：338s海平面推力：1,920kN海平面比沖：311s真空比沖：337s重量：5,480kg海平面比沖：310.7s直徑：3.15m燃燒室壓力：263.4 kgf/cm2 (3,746 psi)長度：3.56m高度：4,000mm燃燒室數：2個直徑：1,450mm燃燒室壓力：257bar/3,722 psia (25.7 MPa)重量：2,200kg噴嘴面積比：36.87：1混合比：2.72：1（氧化劑：燃料）推重比：78.44：1宇宙神5第一級安加拉系列RD-191液氧煤油火箭發動機是RD-170/180發動機家族的改型。RD-191發動機用途廣泛，可以用作火箭第一級也可用作第二級。俄羅斯工程師向液氧煤油燃料中添加了有限數量的液氫，成功實現了三種組分的同時穩定燃燒。此外，RD-191發動機的可回收性和復用性將大大降低部署載荷的成本。美國是世界上首先驗證可重複使用液體燃料火箭可行性的國家。早在20世紀90年代中期，美國就發射了一枚小型的「德爾塔快船」單級火箭並成功返回。但美國決定與俄羅斯聯合開發可復用型發動機。1994—1995年間，Energomash科研生產中心曾致力於此項工作。此後不久美國放棄與俄羅斯的合作，將全部工作轉為機密類。波音公司正在進行一項耗資數十億美元的太空運載計劃（SLI），將研發先進可重複使用運載火箭。同時，NASA以競標形式研發了下一代可重複使用運載火箭。歐空局（ESA ）也曾嘗試研發可重複使用發動機，但NASA和ESA均未能在此領域有所建樹。NK-33和NK-43是蘇聯60年末70年代初由庫茲涅佐夫設計局設計製造的火箭發動機。用於登月火箭N1。NK-33的推重比是當前發動機領域最高的，同時其比沖也達到了很高的數值。NK-43與NK-33類似，但是用於上面級的。它噴嘴較長，在高空空氣稀薄的環境下工作效率較高。其產生的推力和比沖更大，但也更長更重。NK-33和NK-43分別源自早期和NK-15和NK-15V發動機。該發動機是分級燃燒循環雙元液體推進劑火箭發動機，採用富氧預燃室技術驅動渦輪泵。由於富氧排氣可能燒穿燃燒室臂，因而這種類型的發動機是比較少見的。美國從未在富氧發動機領域有過成功經驗，而蘇聯在冶金方面的優勢使之有製造這種發動機的基礎。由於NK-33使用了兩種密度近似的推進劑液氧和煤油，所以可以用一個轉軸來驅動兩者的供料渦輪泵。這使NK-33有著最高的真空推重比——136.66:1。即便是更重的NK-43，其真空推重比也達到了120:1。N1原本是在第一級使用NK-15發動機，在第二級使用NK-15V。然而N1發射的接連失敗是這項工程沒有了下文。而N1的改進還在繼續，庫茲涅佐夫將兩種發動機分別改造為NK-33和NK-43。改造後的N1就是N1F。由於在登月競賽上失利，蘇聯不得不重新設計新的重型運載火箭「能源號」。因此，N1F從未試飛。隨著N1工程的停工，政府下令毀掉一切資料，一個政府官員接管了這些發動機，將它們存放在倉庫中。發動機的消息最後傳到了美國。將近30年後，一些尚存懷疑態度的技術人員被帶到倉庫。 隨後，其中一台發動機被帶回美國，在精確測定發動機性能後，其技術參數才被公之於眾。至於用剩下的NK-33做什麼時常成為爭論焦點。當時超前的設計理念使這批發動機至今仍有利用價值。RSC能源公司打算用一台NK-33來驅動新運載器「Aurora-L.SK」。還有提議用NK-33替換「聯盟號」中間的RD-108，或者再用四台NK-33替換四個推進發動機RD-107。通過減輕飛船重量來增加有效載荷，而且使用倉庫存貨也能降低飛船造價。「Aurora」和「聯盟3」替換計劃都面臨一個現實問題，就是NK-33的現存數量不是很多，難以用在每年頻繁發射的聯盟飛船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的發動機數量比較少。軌道科學公司打算在新研製的「金牛2號」運載火箭的第一級使用兩台NK-33。NK-33（左邊兩張）和NK-43（右邊兩張）火箭發動機NK-33和NK-43火箭發動機的技術參數NK-33NK-43海平面推力：1,505kN海平面推力：1,753.8kN比沖：297s比沖：346s重量：1,235kg重量：1,473kg推重比：136：1推重比：120：1混合比：2.6：1混合比：2.6：1噴口面積比：27：1噴口面積比：80：1推進劑：液氧/煤油推進劑：液氧/煤油RD-0120是大推力氫氧發動機，能源號火箭芯級採用4台RD-0120作為動力裝置。每台發動機的真空推力200噸，真空比沖455秒。它與美國太空梭主發動機水平相當，在某些材料、工藝方面，還超過了美國太空梭主發動機。
RD-0120
太空梭主發動機SSME（Space Shuttle Main Engine，SSME，太空梭主發動機）是普惠公司的洛克達因分部為太空梭設計的主發動機，在公司內部也稱為RS-24。SSME是一種非常複雜的動力裝置，以外儲箱中的液氫/液氧為推進劑。每台發動機在起飛時能提供大約1.8 MN的推力。太空梭每次飛行歸來後，發動機都將被卸下交給太空梭主發動機加工廠（SSMEPF）進行維護檢測，替換一些部件。主發動機能夠在極端溫度工作，氫燃料的儲藏溫度為-253℃，而燃燒室的溫度可達3,300℃，高於鐵的沸點。將主發動機的燃料泵用於排水，一個家用游泳池的水可在25秒內排盡。主發動機的動作流程是：附加燃料箱中的推進劑通過臍帶管進入太空梭，然後進入三條並行管道，通過工作泵供給燃燒室。SSME的推力可以在67%到109%範圍內調節，目前的發射都採用104.5%推力，而106%至109%推力用於「太空梭異常中止模式」。以下是具體推力值，前者是海平面值，後者是真空值，100%推力：1670kN/2090kN，104.5%推力：1750kN/2170kN，109%推力：1860kN/2280kN。其中，100%推力並不代表最大推力值，而是額定值，是在SSME研發期間計算得出的。之後的研究表明主發動機在超過預設推力下也能安全工作。為了維持原來的預設標準不變，也便於以後推力比較，特意將原預設值規定為100%推力，此後如果推力增大，就不需要修改原值。SSME的推力會影響其可靠性，有研究表明當發動機推力超過104.5%時，對可靠性有明顯影響。因此超過100%的推力模式較少使用。原先的設想是在太空梭退役後，把SSME用在無人的「戰神5號」第一級和載人的戰神一號第二級上。雖然看起來可行，然而實際操作有一些缺點：1.發動機將被永久固定在火箭體上，因而發動機不可重用；2.發動機無法做試飛前試車；3.將目前的地面啟動型主發動機改造成適用於戰神一號的高空啟動型需要大筆資金且很費時。綜合考慮，「戰神1號」第二級將使用一台J-2X發動機，「戰神5號」將使用六台改進後的RS-68發動機，因此SSME也將隨太空梭一起完全退役。
RS-68火箭發動機RS-68（即英語：Rocket System 68的縮寫）是目前推力最大的氫氧火箭發動機。它的海平面推力達到2,950千牛，真空推力達到3,370千牛，兩個數據都是發動機在102%工作狀態下測得的。該發動機研發於90年代至21世紀初，設計目標是要降低生產成本。RS-68發動機由洛克達因的推進與動力分公司設計並在聖蘇珊娜實驗室製造，用來驅動「德爾塔4號」。出於簡化和節約的設計目的，這款發動機的成本比太空梭主發動機（SSME）低了將近80%，然而比沖也低了10%，推重比也有所下降。用于波音的德爾塔4號的發動機成本只有1400萬美元，而SSME成本是5000萬。RS-68的流控制閥可以在57%到102%的範圍內控制推進劑流量。發動機採用燃氣發生器循環，內置兩台獨立的渦輪泵。燃燒室採用了蘇聯發明的通道壁技術（channel-wall），即在燃燒室外層裝一層殼，中空層就是冷卻通道，比起其他發動機採用數百根銅管纏繞燃燒室的設計，這種設計更重，但成本大幅降低。噴嘴內壁採用燒蝕材料，可以帶走燃燒產生的大量熱量。這也使RS-68重量增加，但降低了製造難度。RS-68最初在空軍實驗室（AFRL）做相關試驗，後來轉到斯坦尼斯航天中心，發動機的首次成功試車是在1998年9月11日，而火箭的首次試飛是在2002年11月20日。RS-68也是公共推進核心（CBC）的一部分。2006年5月18日，NASA宣布「戰神5號」上原計劃使用的SSME將被6台RS-68替換。NASA看中RS-68也是因為它的低廉造價，在被NASA改進後，每台RS-68的成本也只有2000萬美元。NASA對RS-68的改進包括替換了一個新的燒蝕噴嘴以適應增長的燃燒時間，縮短啟動流程，更換了限制點火時氫逸出的設備，減少發射倒計時時氫的用量。改進後的RS-68的推力和比沖都會上升。現在「戰神5號」已計劃使用6台RS-68，另有計劃將兩至三台RS-68用於DIRECT計劃。RS-68火箭發動機和J-2X火箭發動機的技術參數RS-68火箭發動機SSME發動機RD-0120海平面推力：2,950kN海平面推力：1,670kN (100%推力)海平面推力：1,517.1kN真空推力：3,370kN真空推力：2,090kN(100%推力)真空推力：1,961kN海平面比沖：365s海平面比沖：363s海平面比沖：359s真空比沖：410s真空比沖：452.5s真空比沖：455s重量：6,600kg重量：3,177kg重量：3,450kg長度：2.4384m長度：4.24m長度：4.55m直徑：直徑：1.63m直徑：2.42m混合比：6:1混合比：混合比：6：1推重比：51.2：1推重比：73.3：1推重比：57.97：1推進劑：液氧/液氫推進劑：液氧/液氫推進劑：液氧/液氫噴嘴面積比：21.5：1噴嘴面積比：77.50：1噴嘴面積比：85.70：1燃燒室壓力：95.92bar燃燒室壓力：204.08bar燃燒室壓力：218bar燃燒時間：燃燒時間：520s燃燒時間：480—500s戰神5號/德爾塔4太空梭主發動機能源號芯級F-1火箭發動機（以下簡稱F-1）是美國洛克達因公司設計製造的一款煤油液氧發動機，用於「土星5號」的第一級。F-1是投入使用的推力最大的單噴嘴液體發動機（M-1推力更大，但未投產）。洛克達因最初設計F-1隻是出於美國空軍在1955年提出的製造超大型火箭發動機的要求。公司最後設計出兩個版本，一個E-1，一個更大的F-1。E-1雖然在靜態點火試驗中取得成功，但很快這款發動機被視為沒有前途，而且有更強大的F-1存在，E-1計劃被擱淺了。然而美國空軍發現沒有使用如此強大的發動機的必要，F-1的研究計劃也隨之中止。剛剛成立的NASA看中了這款發動機，並與洛克達因簽約，要求儘快完成研發。1957年，發動機進行了局部試驗，而整機的靜態點火試驗也在1959年3月取得成功。F-1在隨後七年的測試中，其燃燒不穩定性逐漸暴露出來，並可能導致災難性事故。攻克這個技術難題的工作最初進展十分緩慢，因為這種故障的發生是不可預知的。最終，工程師們想出了解決辦法，他們將少量的爆轟炸藥放在燃燒室中，並在發動機運轉時引爆炸藥，以此測試燃燒室在壓力變化時將作何反應。設計師隨後測試了幾種不同的燃料噴射器，並得到了最佳匹配方案。這個問題從1959年一直拖到1961年才算告一段落。F-1以燃氣發生器循環為基礎。即在爐外燃燒室里燃燒一小部分燃料，以燃氣驅動渦輪泵將燃料和氧化劑泵入主燃室。發動機的核心組件是推力室，燃料和氧化劑混合併燃燒產生推力。發動機頂部是一個半球形小室，即做輸送液氧的歧管，也做萬向軸承的支撐架，連接發動機和火箭箭體。小室之下是噴射器，用來混合燃料和氧化劑。一部分燃料從另一個歧管進入噴射器，另一部分燃料通過178根管道直接通入推力室，盤旋的管道形成了推力室的上半部分，還可以起到給推力室降溫的作用。燃料和液氧由不同的泵泵入，但泵由同一個渦輪驅動。渦輪轉速為5,500RPM，產生55,000制動馬力（41 MW）。在此功率下，工作泵每分鐘可以泵入58,564煤油和93,920液氧。渦輪泵被設計得可以應付嚴酷的溫度環境：煤氣的溫度高達816℃，而液氧的溫度低至-184℃。一些燃料煤油被充作渦輪的潤滑劑和冷卻劑。推力室下方是噴嘴的延伸，大致延伸到發動機的一半長度位置。延伸部分將發動機的膨脹比從10:1提高到16:1。渦輪機排除的低溫氣體通過錐形歧管進入延伸部分，保護噴嘴在高溫（3,200℃）下不受損壞。F-1每秒消耗1,789千克的液氧，788千克的煤油，6.7MN的推力。在兩分半鐘的運轉中，「土星5號」憑藉F-1上升68千米的高度，達到9,920km/h的速度。「土星5號」每秒的推進劑流量時12,710升，可以在8.9秒內清空一個容量110,000升的游泳池。每台F-1發動機的推力都比太空梭上三台發動機總和還多。F-1在「阿波羅8號」和「阿波羅17號」任務期間得到改進。因為隨著任務的進展，「土星5號」的負荷也逐漸增大。每次任務對發動機的性能要求都略有差異，阿波羅15號所用的發動機其起飛推力為6,909kN（3480噸）。F1火箭發動機的技術參數F-1發動機(阿波羅4、6、8)F-1發動機(阿波羅9及以上)F-1發動機(阿波羅15)海平面推力：6,670kN海平面推力：6,770kN海平面推力：6,909kN真空推力：真空推力：真空推力：海平面比沖：260s海平面比沖：263s海平面比沖：264.72s真空比沖：真空比沖：真空比沖：重量：8,353kg重量：8,391kg重量：長度：5.79m長度：5.79m長度：5.79m直徑：3.76m直徑：3.76m直徑：3.76m混合比：2.27：1混合比：2.27：1混合比：2.2674：1推重比：推重比：推重比：推進劑：液氧/煤油推進劑：液氧/煤油推進劑：液氧/煤油噴嘴面積比：16：1噴嘴面積比：16：1噴嘴面積比：16：1燃燒室壓力：70bar燃燒室壓力：70bar燃燒室壓力：70bar燃燒時間：150s燃燒時間：165s燃燒時間：159s土星5號第一級S-IC土星5號第一級S-IC土星5號第一級S-IC
F-1火箭發動機20世紀60年代，洛克達因在對F-1的持續研究之後，開發出了新款的F-1A發動機，雖然二者外觀相似，但F-1A比F-1更輕，且推力更大（達到910噸）。可以滿足後阿波羅時期的土星五號需求，然而隨著土星五號生產線的停產，F-1A從未使用過。當時有提議在諾瓦火箭的第一級使用八台F-1，從70年代至今，還不斷有各種關於如果使用F-1來開發新型火箭的意見，但都未能成行。F-1一直保持著最大推力液體發動機的地位，直到蘇聯的RD-170出現。RD-170實際上是一個渦輪泵驅動的四個獨立燃燒室組合起來的發動機，因此一直有爭議認為RD-170是四個發動機。F-1在單缸單噴嘴發動機領域的第一位置依然沒有動搖。J-2火箭發動機是太空梭主發動機誕生之前，美國所擁有的最大推力的液氫液氧發動機。洛克達因公司設計製造。該發動機將曾經用於「阿波羅計劃」。J-2是「土星5號」上的主要發動機，第二級（S-II）裝有5台，第三級（S-IVB）裝有1台。「土星1B」的第二級裝有1台。在當時，J-2的一項重要技術就是可以在發動機熄火後自動重啟動。位於S-IVB的那台發動機就被要求能點火兩次，第一次燃燒約2分鐘，將「阿波羅」飛船送入地球軌道，然後熄火，待機組人員檢查飛船一切正常後，發動機再次點火6.5分鐘，將飛船加速到第二宇宙速度，飛向月球。1964年，原設計公司洛克達因為了改進J-2的性能而研發了這個試驗版本J-2S，當初名為J-2X（並不是後來的J-2X）。最主要的改動就是將燃氣發生器循環換成抽氣循環，即將通過燃燒室上的管道供應熱氣體，而不是通過獨立的燃燒器。除了要移除發動機上部分結構，這些改動還降低了發動機啟動的難度並妥善地協調了各燃燒室的關係。其他的改動還包括節流系統，可變的燃料混合系統。還有一個新的「空閑模式」，它提供很少的推力，可用於在軌機動，或在再次燃燒之前穩定燃料箱。試驗中，洛克達因生產了6台樣機。從1965年到1972年，這些樣機總共試車30858秒。1972年，美國當局決定不再生產「土星5號」，該發動機的研製也告一段落。而NASA考慮將J-2S用於其他用途，在眾多太空梭方案中，其中就用5台J-2S來驅動的方案。當J-2S的研製工作還在繼續時，NASA就開始資助另一個研發項目：給J-2S加裝一個新的塞式噴管。這會更加顯著地提高發動機的性能。試驗用的2台發動機，J-2T-200k達到了890kN的推力，J-2T-250k達到了1111kN。和J-2S一樣，J-2T也隨著阿波羅計劃的停止而停止。J-2X是J-2的一個新版本，它將用於星座計劃和未來的載人飛船獵戶座。原先的計劃是使用2台J-2X來驅動地球出發站（EDS），「戰神5號」的第一級用了6台RS-68發動機後，地球出發站只需要1台J-2X發動機就夠了。每台J-2X將提供1,308的推力。2006年2月18日，NASA決定將J-2X用在「戰神1號」的第二級。除此之外，J-2X還簡化了獵戶座的結構。2007年8月23日，NASA還專為J-2X發動機試車在斯坦尼斯航天中心建造了新的試驗基地。2007年12月到2008年5月間，在試驗基地已用J-2發動的各組件進行了九次試驗，為研製J-2X做了準備。J-2X將比J-2效率更高且更簡單，而且比太空梭發動機成本低。2007年7月16日，NASA正式宣布洛克達因承接了總價達12億美元的J-2X研發合同，並決定將J-2X用於「戰神5號」的上面級。
J-2X火箭發動機RL10火箭發動機是美國研製的第一種液氫燃料火箭發動機，其改進版現用於多種運載器，「土星1號」的S-IV級使用6台，半人馬座上面級使用1至2台，「德爾塔4」運載火箭上面級使用1台。該發動機第一次地面試車實在1959年，成品的第一次飛行是在1963年11月27日。在這次飛行中，兩台RL10A-3驅動「宇宙神」火箭的半人馬座上面級。這次飛行是用來檢驗火箭結構完整性和性能表現。RL10一直在改進，最新型號是RL10B-2，用於「德爾塔4號」第二級。為了提高性能，現行設計已比RL10原設計變化很大，其中一個顯著變化是採用可延長噴管，使用電控萬向節以減輕重量並增加可靠性。目前發動機比沖為465.5 s，排氣速度4.53 km/s。2005年，NASA宣布獵戶座飛船計劃，其中月球著陸艙（LSAM）的下降段和上升段都採用氫氧發動機（上升段原始計劃採用液氧/甲烷發動機）。出於推進劑的考慮，且計劃飛船將從赤道軌道降落到月球極地區域，NASA決定採用4台RL10為下降段提供主動力。目前，用於「德爾塔4號」的RL10B-2推力可低至最大推力的20%。但由於月球著陸艙需要在月面盤旋並平穩著陸，RL10需要改進到最大推力的10%，此外加強性能和應用於載人飛船的改進也必須進行。採用RL10使NASA在登月項目上節約大量資金。RL10火箭發動機的技術參數RL10B-2火箭發動機RL10A火箭發動機J-2X火箭發動機推力(高空)110.1kN推力(高空)99.2kN真空推力：1,308kN (130噸)燃燒時間：3,500s(總共)燃燒時間：842s重量：2,477kg高度：4.14m比沖：451s比沖：448s直徑：2.21m工作循環：膨脹循環推重比：比沖：465.5s推進劑：液氫/液氧噴嘴面積比：80：1乾重：301kg燃燒室壓力：膨脹比：280：1燃燒時間：工作循環：膨脹循環混合比：5.5：1混合比：5.88：1直徑3.05m推進劑：液氫/液氧長度4.70m推進劑流量：氧化劑20.6 kg/s，燃料3.5 kg/s推進劑：液氫/液氧德爾塔4型的第二級1台半人馬座上面級1台戰神5號第二級
RL10火箭發動機（從左到右分別為RL10A-1、RL10A-4、RL10B-2、RL10B-2）太空梭使用的是固體火箭助推器（Solid Rocket Booster，簡稱SRB），主要承包商和葯柱生產商是位於猶他州百翰市的錫奧科爾公司，為太空梭在發射升空前2分鐘內提供推力，安裝在外儲箱兩側。每台助推器能產生1.8倍於F-1發動機的推力，F-1是推力最大的單室液體燃料火箭發動機，單台推力可達到6909千牛（705噸），5台F-1發動機就可以舉起火箭「土星5號」。而SRB是推力最大的固體助推器，也是載人航天第一次使用固體助推器。SRB提供太空梭離地時的主要推力，發射時每台助推器產生約1245噸推力，隨後迅速增加到1379噸推力。SRB可重複使用數次，有回收系統。太空梭的SRB助推器高45.46米，直徑3.71米。在發射台上，每台助推器重589.55噸，兩台助推器佔全部起飛質量的60%。而每台助推器中填充的推進劑重約498.85噸。發動機推進劑由高氯酸銨（氧化劑，佔69.6% 質量），鋁（燃料，16%），鐵氧化物（催化劑，0.4%），聚合物（如PBAN和HTPB，作粘合劑，次級燃料，12.04%），環氧樹脂（固化劑，1.96%）組成。這種推進劑也稱作高氯酸銨組合推進劑（APCP）。用這種推進劑海平面比沖為242秒，真空比沖268秒。主燃料是鋁，因為鋁的比能為31.0MJ/kg，但是體積應變能密度也很高，因此難以意外引燃。美國重返月球計劃中的「戰神5號」運載火箭也將繼續用SRB助推器，主要是看中它驚人的推力。但是「戰神5號」用的並不是原先的SRB助推器，而是改進過的SRB助推器，太空梭的SRB助推器是四段式的，而戰神系列的SRB助推器是五段式（5.5段式）的。在2003年「哥倫比亞號」事故之前，NASA曾考慮過將現有的四段式發動機換成五段式助推器，哥倫比亞事件之後，NASA擱置了五段式助推器研發。改進之後的SRB助推器高度有所增加，推力也有所增加，燃燒時間也增加了2秒。SRB助推級的技術參數五段式的SRB/戰神1號五段式的SRB/戰神5號四段式的SRB助推級海平面推力：15,800kN海平面推力：16,329.6kN海平面推力：12,500kN燃燒時間：126s燃燒時間：126s真空比沖：269s高度：55m高度：52.72m海平面比沖：237s直徑：3.7m直徑：3.7m燃燒時間：124s總質量：794,000kg總質量：801,000kg直徑：3.71m高度：45.46m總質量：589,55kg空置量：63,272kg燃燒室數：1戰神1號戰神5號太空梭
戰神1號的第一級、戰神5號的助推火箭和太空梭的助推火箭
火神2號火箭發動機火神發動機（Vulcain）是用於歐空局「阿麗亞娜5號」火箭的低溫第一級的發動機系列。火神發動機的主要承包商是法國的斯奈克瑪公司，也負責液氫渦輪泵。液氧渦輪泵由義大利Avio公司，驅動渦輪泵的燃氣泵和噴管由瑞典的沃爾沃公司負責。火神發動機的研發始於1988年，在歐空局的協助下隨「阿麗亞娜5號」火箭同時研究。1996年，發動機隨「阿麗亞娜501號」飛行首飛，首飛失敗，但不是發動機造成的。2002年，升級版的「火神2號」發動機推力增大了20%。新版發動機隨517號飛行升空，由於發動機故障導致飛行失敗。事後調查認為事故誘因是火箭超載。隨後，發動機噴管經過重新設計，增加了結構並加強的管壁的熱防護。增加了液氫冷卻劑的流量，並對冷卻管受熱面增加了熱防護。部分改造後的「火神2號」發動機在521號飛行中成功升空。火神發動機是採用燃氣發生器循環的氫氧發動機，管壁採用再生冷卻技術。「火神2號」在噴管較低部位（渦輪廢氣注入的部位）引入膜冷卻技術。發動機驅動「阿麗亞娜5號」第一級，主低溫級（EPC）提供離地推力的8%。（其餘推力有兩台固體助推器提供）發動機工作時間為600秒。高度3米，直徑1.76 米，重量1686千克，最新版本推力137 噸。液氧渦輪泵轉速13600 rpm，功率3 MW，質量流速235 kg/s；液氫渦輪泵轉速34000 rpm，質量流速41.2 kg/s。「阿麗亞娜5-ECA號」火箭的第二級用的是1台HM7-B發動機，推力為64.7千牛，比沖為446秒，燃料為液氫/液氧，燃燒時間為960秒。火神火箭發動機的技術參數火神發動機火神2號發動機VinciHM-7B真空推力：1,120kN真空推力：1,340kN真空推力：180kN真空推力：64.8kN海平面推力：800kN海平面推力：900kN真空比沖：465s真空比沖：446s燃燒室壓力：114bar燃燒室壓力：117bar燃燒室壓力：60.8bar燃燒室壓力：35bar真空比沖：433s真空比沖：431s重量：550kg重量：165kg燃燒時間：589s燃燒時間：650s液氧流量：33.70 kg/s液氧流量：膨脹比：45：1膨脹比：60：1液氫流量：5.80 kg/s液氫流量：燃料：液氫/液氧燃料：液氫/液氧混合比：5.80：1混合比：5.14：1噴嘴面積比：噴嘴面積比：83.1：1燃料：液氫/液氧燃料：液氫/液氧阿麗亞娜5G阿麗亞娜5-ECA阿麗亞娜5-ECB上面級阿麗亞娜5-ECA上面級HM-7B是歐空局研製的一款火箭發動機，是通過不斷改進後的產物，其老祖宗是HM-4，HM-7也是它的改進型，用於「阿麗亞娜1號」火箭的第三級，於1979年首飛。其改進版HM-7B主要提高了比沖，用於「阿麗亞娜」2、3、4號的第三級，也用於「阿麗亞娜5-ECA」的第三級。Vinci是為「阿麗亞娜5-ECB」的上面級，能將12噸的載荷送到地球同步轉移軌道。Vinci採用的是膨脹循環，是歐洲的第一種膨脹循環的發動機，燃料為液氫/液氧，能重複點火5次，其主要技術來自於它的前輩HM-7B。
HM-7、HM-7B、Vinci和YF-100火箭發動機YF系列火箭發動機是中國為長征系列運載火箭研發的火箭液態發動機系列，YF取自液態和發動機第一字的首字母。「長征5號」火箭的芯級發動機採用液氫/液氧燃料的YF-77發動機，採用燃氣發生器循環方式，海平面推力約為540千牛，推力算起來只有火神2的一半略多，海平面比沖約為333秒，真空推力約為700千牛，真空比沖約為438秒。YF-77燃氣發生器循環液氧液氫發動機則是獨立開發的技術，由於我國材料機械基礎工業落後和開發推力氫氧發動機固有的高難度，對比同類型發動機，YF-77發動機指標只能用慘不忍睹來形容。「大推力」三個字實在說不出口。不過敝帚自珍，對比以前只有78.5千牛真空推力的YF-75發動機來說，也是一個很大的進步。話說回來，發動機上仍然有很大差距是相對於美俄而言，對比歐空局和日本宇宙開發機構，在發動機上，我國已經趕了上來。如果一定要糾結於沒有分級燃燒的氫氧發動機的話，把YF-100改為氫氧發動機並沒有技術上的大障礙。我國第一型氫氧發動機YF-73，就是YF-23肼類發動機直接改為氫氧燃料的，分級燃燒循環的技術在YF-100已經有了工程驗證，大推力氫氧機在YF-77上也有了工程驗證，再有蘇聯人NK-33改用液氫燃料的先例，以YF-100為基礎發展出一型比沖略低於推力相近於LE-7A的分級燃燒的氫氧發動機是輕而易舉的事情。助推器採用液氧/煤油燃料的YF-100發動機，採用分級燃燒（由於分級燃燒一般採用高壓，所以很多時候也稱為高壓補燃，但嚴格的說兩者並不等同，分級燃燒不一定高壓，只有大推力分級燃燒發動機才是高壓的，幾噸推力的分級燃燒發動機的燃燒壓力還不到10Mpa）循環方式，海平面推力約為1223.5千牛，海平面比沖約為300秒，真空推力約為1366千牛，真空比沖約為336秒。YF-100高壓補燃液氧煤油發動機的技術可以追溯到蘇聯的RD-120，在1990年代引進了RD-120的技術上，通過逆向工程摸清了高壓補燃發動機的設計原理，以此為基礎，開發出了新的YF-100大推力高壓補燃液氧/煤油發動機。YF-100具有節流能力，推力可在65%—100%之間浮動。「長征5號」的上面級採用YF-75的改進版本YF-75D發動機，YF-75D仍然用液氫/液氧為燃料，但循環方式由YF-75的燃氣發生器循環方式改進到膨脹循環方式，比沖和推力都有不小的提升。在開發120噸推力的YF-100之餘，還開發了液氧/煤油燃料的YF-115發動機，推力約為15噸，採用高壓補燃方式。此外，還有一種8噸級的小型液氧/煤油發動機，編號不知，可能是用於做遊動發動機調整姿態用。新一代的小型運載火箭（可能獲得CZ-6的編號）的發動機採用液氧/煤油燃料，運載能力指標為700千米高度太陽同步軌道500千克載荷，按照目前已有發動機的儲備來看，很有可能是一子級一台YF-100發動機外加上面級YF-115發動機（這個用在這裡推力似乎有些偏大了）的二級火箭配置。固體火箭儘管相對液體火箭而言比沖低，有效載荷少並且價格更為昂貴，但是具有射前準備時間短，簡單可靠等特點。在固體火箭方面，科工集團研製了首枚全固體燃料四級運載火箭「開拓者1號」，用於發射小衛星以及微型衛星，運載能力為低地軌道100千克。「開拓者1號」系列還有改進型「開拓者1A號」和帶固體助推器的版本「開拓者1B」（原來的「開拓者2」系列火箭）。「開拓者1號」的發動機等技術來源於固體中程彈道導彈DF-21，直徑為1.4米，第一，二級採用FG-05D發動機，第三級和第四級採用FG-53和FG-54發動機。其中值得注意的是，FG-54發動機殼體是我國第一個採用碳複合材料的型號發動機殼體，於2003年9月通過全箭飛行試驗（也是「開拓者1號」的首次發射成功）。「開拓者1B」發動機採用新研製的1.7米直徑發動機作為芯級，捆綁兩台原有的1.4米發動機，運載能力有很大提高。此外，2006年珠海航展上，還展出了H-6為載機的空射小型固體運載火箭，重量為13噸，帶翼三級運載火箭，500公里太陽同步軌道運載能力為50千克，低地軌道運載能力約為100千克。LE-7火箭發動機及其改進型LE-7A是日本為H2火箭系列製造的氫氧發動機。是第一種主級主發動機。設計研發工作都在日本國內進行，由國家航天發展局（NASDA），航空航天工程技術實驗室（NAL），三菱重工和石川島播磨重工業公司合力完成。NASDA和NAL已經合併為JAXA。設計主要由三菱重工完成。石川島播磨提供渦輪泵。因為該發動機也稱為「三菱重工 LE-7（A）」。LE-7的設計初衷是為H2火箭研製一個不可重用的高效中等尺寸發動機。LE-7A是LE-7的改進型，沒有改變原有的基礎設計。但7A在降低成本，增加可靠性和改善性能上有所增強。7A是隨著H-IIA火箭的誕生而設計的。新版本火箭發動機另有一種附加在原有短噴管上的噴管延伸部的設計，用以提高性能。但裝上噴管延伸部後，發動機遇到新的邊緣過載問題，噴管不規則受熱。這些問題嚴重到能在啟動和停車時損傷再生冷卻管道和萬向節傳動機。設計人員運用計算流動動力學（CFD）模擬並解決了這個問題，從而設計出新的長噴管，使用整體再生冷卻。新噴管使用前，H-IIA已使用短噴管飛行了數次。
LE-7A火箭發動機表9—8 LE-7A火箭發動機和YF-100火箭發動機的技術參數LE-7A火箭發動機YF-100火箭發動機真空推力：1,098kN真空推力：1,366kN海平面比沖：338s海平面推力：1223.5kN真空比沖：438s真空比沖：336s燃燒時間：390s海平面比沖：300s重量：1,800kg燃燒時間：155s長度：3.67m燃燒室數：1燃燒室壓力：121.00 bar噴嘴面積比：51.90：1混合比：5.90：1H-2A長征5號宇宙探索技術公司的「獵鷹9號」火箭兩節皆為可回收式的。「獵鷹9號」的第一節有九顆默林引擎，第二節則有一顆，火箭是有次序的將所有發動機點燃，並用電腦全程式控制制，如有任何問題會自動將液態燃料供給系統關閉，因此，有人認為Space X將會擁有先進的發射技術。宇宙探索技術公司的默林發動機一直都在改進，早期的「獵鷹1號」火箭用的是默林1A發動機，海平面推力為347kN，發射兩次後就用改進後的默林1C發動機，主要是加裝了噴嘴冷卻系統，海平面推力為512kN。2010年後發射的「獵鷹1e」將用默林1C+發動機，海平面推力為556kN，海平面比沖275秒，「獵鷹9號」也將用默林1C+發動機。將來可能還要推出默林2發動機，主要技術來自於「土星5號」的F-1發動機。
默林發動機早期的航天人，想法是相當浪漫的，在他們眼裡，其實「土星5號」這個古老的怪物也不算什麼的，大家可以看看NASA在阿波羅時期設想的火星探險用的火箭和切洛梅同志的UR-700，是怎樣的巨無霸。在火箭發動機領域，則是陷入「指標狂熱」，一味地追求高指標：更大的推力、更高的效率（比沖）。在這個過程中，人類研製出了像F-1、SSME、RD-170、RD-0120這樣傳世的精品，為輝煌的宇航事業打下了堅實的基礎。隨著冷戰的結束，像阿波羅這種一次發射燒掉大半條核動力超級航母的活動，再不會有了，宏偉的「星球大戰」這樣的超級航天計劃也被束之高閣。人類的航天活動，呈現出前所未有的現實和功利。於是，從紙面的指標來看，人類的航天技術，比起30年前是落後多了，甚至產生了「30年前可以登月，現在反而不行了。可見登月是假的」這樣的荒謬論調。真的如此么？顯然是不可能的，人類社會總在向前發展，奴隸社會雖然遠遠沒有原始社會公平公正，確是人類的巨大進步。「宇宙神5」、「德爾塔4」、「阿麗亞娜5」的運載能力雖然沒有「土星5號」大，也沒有「土星5號」100%的成功率，它們更加先進確是不容置疑的。人類的航天技術已經成熟，所以就更加客觀冷靜，更加實際，開始用理性的眼光來考察火箭和火箭發動機：指標是幹什麼的？還不是為了實現用途？為了指標而指標，為了先進而先進，是毫無疑義和極其愚蠢的。所以，在新一代火箭的方案上，各國都把經濟性、安全性和環保性作為最重要的三項要求，不再追求先進技術和高指標，盡量採用成熟的技術，這方面的代表，就是EELV系列的「宇宙神 5」和「德爾塔4」，前者是「充分繼承」與「博採眾長」的典範，後者則是「合理規劃」與「厚積薄發」楷模。長期以來，人們發現一個規律，就是在基礎原理取得突破之前，越是接近指標極限，前進就越是困難，花費就越大，常常會多花一倍開銷，只將指標提高了百分之幾。今天最高比沖的實用型火箭發動機，波音公司的RL10B-2，雖然在循環方式（完全膨脹），推進劑類型（氫/氧）、噴管設計（大面積比、可伸縮的碳/碳材料噴管）三個主要方面都採取了最有利於提高比沖的措施，比沖仍然只達到了465.5秒，比起它的直系老祖宗，1958年開發的RL10隻提高了10秒多，可見提高比沖之艱難。半個世紀以來，為了提高航天運載的效率，人們在提高火箭發動機比沖方面作了很多努力，但是收效不大。想大幅度提高火箭的比沖，不外乎三種方法（其實上面提到的RL10B-2和Vinci做到極致了）：更強的推進劑、更好的循環方式、更大的噴管面積比。但是經過長期的摸索，上述三條路線，都是困難重重：目前比沖最高的實用型推進劑組合是液氫/液氧，其實人類試驗過的更強的推進劑還有很多：更強的燃料有金屬鈹、非金屬硼，鋁氫化物、硼氫化物等，更強的氧化劑有氟氣、氟氧化物、氯氧化物等等。這些東西，在相似的燃燒壓力、噴管面積比下可以將比沖提高到500秒以上。但是有高中化學知識的人，都能看出這些東西都是集劇毒、強腐蝕、不穩定於一身的威猛藥品，而且價格比傳統燃料高出2個數量級，反應產物也大多劇毒，是無論如何也難以實際應用的，除非願意將發射場做成一次性的。最強的化學推進劑組合是什麼呢？是臭氧/金屬鈹/氟氣三組元推進劑，三個組分都是劇毒，但是誰敢用？有趣的是，世界上還真有氫/氟發動機，譬如前蘇聯的RD-301，用於上面級實際比沖只有381秒，完全沒有發揮氟的巨大威力嘛，還不如氫氧。美國的RL10也做過多次氫/氟循環的試驗，結論是只消極少改動，就可以改燒氫/氟推進劑。但這些方案最終都沒有付諸實施。在循環方式改進方面，常見的循環方案也就4種：膨脹循環、分級燃燒循環、擠壓循環、燃氣發生器，前兩者為開式，後兩者為閉式。其中膨脹循環的效率自然最高了，完全膨脹循環氫氧發動機的比沖是最高的，誰也不要與之相比，但是這種發動機推力小，只適用做上面級。日本開發了獨特的LE-5部分膨脹循環氫氧發動機，可以提高推力，但仍然不足以做第一級。擠壓循環很少用，效率最低，一般用在調姿。於是競爭就在分級燃燒循環與燃氣發生器循環之間展開了。需要說明的是，有資料將分級燃燒循環說成高壓補燃循環，這是不對的，分級燃燒不一定高壓，只有大推力分級燃燒發動機才是高壓的，幾噸推力的分級燃燒發動機的燃燒壓力還不到10Mpa。與燃氣發生器循環相比，分級燃燒效率高、比沖大、污染小（畢竟屬於閉式循環），是不爭的事實。但是，相應的，研製難度大，投資高、風險大、機構體積重量大，反而降低了提高效率帶來的好處。以燃氣發生器的王者：F-1發動機與最強的分級燃燒發動機RD-170相比，後者的燃燒壓力相當於前者的3 倍，比沖也從260秒提高到309秒，而兩者的發動機推重比，卻發現只是從76提高到了78，極其有限。當然，由於火箭發動機推力極大，而自身重量佔總重比例又極低，所以該指標對總體推進效率影響極其有限。但是，RD-170四個燃燒室、四個噴管的複雜構造帶來研製成本、風險隱患的提高，卻是極為可觀的。同樣，在氫氧發動機領域，古老的燃氣循環發動機J-2的推重比達到67，遠遠超過俄羅斯最好的分級燃燒氫氧發動機RD-0120的57.6。在研製投資方面，分級燃燒發動機的投入要大得多，需要更好的材料、更多的測試、更多的時間和金錢。巨大的RD-170發動機在1993年之前，試車達911次之多，SSME定型前總試車時間達到30.9萬秒，這些每秒吞吃數百公斤燃料的巨獸，光試驗燒掉的燃料，就要數以萬噸計。歐洲在論證阿麗亞娜火箭的HM-60發動機的方案時，經過計算髮現，如果投資增加13%以內，使用分級燃燒循環就是划算的，但是以當時的基礎工藝、設備狀況，上分級燃燒得增加投資30%，於是毅然選擇了燃氣循環方案。日本的H-2火箭成本居高不下，競爭力差，很大原因就是採用了投資巨大的分級燃燒發動機。別的不談，大推力分級燃燒發動機那巨大的燃燒壓力就不是那麼好處理的，簡化版H-2：H-2A火箭的一個重要改進就是降低發動機的壓力。同樣，雖然有RD-170、RD-180在前，俄羅斯搞縮小版的RD-191M依舊困難重重，直接導致「安加拉」運載火箭從1993年難產至今，到2010年也無法服役。至於噴管上的文章，也是大有可做的，噴管面積比達到3,000，普通發動機也可以達到500秒的比沖。但是，如此之大的噴管，火箭根本就塞不進去。現在的火箭和導彈為了增大噴管面積比，都採用可伸縮的噴管，但是儘管如此，也很難將面積比提高到100以上，遑論3,000了。當然也可以用其它的技術，譬如美國在90年代的 X-33試驗的洛克達因公司XRS-2200線性氣動塞式噴管發動機，噴管面積比達到173，在燃燒壓力與SSME相比下降三分之一的情況下，真空比沖竟然相差無幾。由於提高比沖很困難，得不償失，所以現在的火箭發動機研製的潮流是：將比沖指標持平，甚至降低一點，來換取在三性（經濟、安全、環保）方面的顯著提高，同時，充分利用先進的設計方法和生產技術，來降低成本和提高質量。美國現在與未來的主力火箭發動機：RS-68正是這方面的傑出代表。需要說明的是，雖然俄羅斯在分級燃燒發動機領域名聲很大，但是美國在這方面的技術也極其高超：譬如SSME，無論是推力還是比沖仍是當今最好的氫氧機之一，從來沒有出過故障，更難能可貴的是，它是按照55次反覆使用設計的，跟別的一次性火箭有本質不同。更有巨大的RS-84，技術問題都解決了，只是經濟上不划算，才沒有問世。研製中的機器更牛，比如DC/DX配套的發動機，燃燒壓力高達40Mpa，遠遠超過RD-191。儘管有分級燃燒技術的雄厚基礎，RS-68仍然拋棄了分級燃燒方案，毅然選擇了可靠、成熟的燃氣發生器循環，將燃燒壓力降低到9.7Mpa，不足SSME的50%，真空比沖也降低到410秒左右，比RD-0120、LE-7低了四五十秒之多。從指標上，是落後了很多，但是從其他方面看，則是巨大的進步：首先，運用先進計算機三維設計技術，RS-68大大降低了研製周期和研製費用，從設計到實驗只有15個月，相當於SSME和J-2的三分之一，研製費用雖然沒有公布，但是比起SSME的25億美元和J-2的17億美元，肯定是成倍減少。低廉的研製費用，使之在最重要的經濟性上就佔得先機。其次，儘可能的使用繼承性的成熟技術，提高了可靠性，降低了費用；採用先進工藝，大幅度降低零部件數量和工時。以渦輪泵為例，與SSME相比，零件數由200個降低到30個。總零件數目只有SSME的7%，總工時由171,000降低到8,000，這是巨大的飛躍。第三，採用大量簡化工藝，降低成本的工藝，燃燒室不採用電鑄，噴管用燒蝕型等等。與美國指標最高的分級燃燒發動機SSME相比，推力提高了50%，比沖只降低了15%不到，而這一切確是在主要工況顯著降低下實現的（渦輪泵溫度相當於SSME的62%，轉速相當於60%，冷卻量和壓力只有50%和45%）。所以，RS-68是先進的設計理念、設計方法的集中體現，是當代火箭發動機的優秀代表。不但是「德爾它4」火箭的主力發動機，在美國「重返月球」的計劃中，也成為承擔當年「戰神5」巨型火箭的第一級主發動機。分級燃燒的技術困難很多很大，但並不意味著F-1這樣的單燃燒室大推力發動機難度就低。大推力發動機穩定燃燒是世界級難題，美國人為了解決容易得多的F-1不穩定燃燒問題，花費了巨大的時間和精力財力，蘇聯人就沒能解決大推力發動機不穩定燃燒問題，以至於其至今搞不出大單室發動機。正如前面的分析，加大推力、提高經濟性、安全性，是最迫切的需求，而不是分級燃燒帶來的先進性和高效率，在大推力領域，完全可以效率不夠、體積湊嘛。關於環保方面，既然摒棄了有毒的肼/四氧化二氮推進劑，那麼開式循環的負面影響，也就不顯著了。因此，我國新一代火箭發動機最佳的路線還是大推力（200噸以上），單室的燃燒發生器循環發動機。形象的講，如果我們的新火箭是以三分之一台F-1加上三分之一台RS-68 為動力組合，那要好得多。最後，設想歸設想，實際畢竟是實際，有人說過，如果美國出口F1，19.1億美元買1台也行啊。但是，我國只能買到俄羅斯古老的85噸分級燃燒機RD-120，然後在此基礎上發展120噸機，也就把我們帶進了分級燃燒的領域。畢竟，即使是博物館裡的F-1，美國也不可能賣給我們，同樣，俄羅斯能賣RD-180給美國，更好的RD-191的技術可以轉讓給韓國，卻只肯賣給我們RD-120。（摘自《技術狂想症與新時代火箭發動機的選擇》）2009年6月10日，中科院發布中國2050年科技發展路線圖，根據這份路線圖，我國深空探測的規劃相當的宏偉。實現這些偉大的夢想，現有的「長征」2，3，4系列運載火箭是遠遠不夠的，同步轉移軌道最大5.5噸運力的長征3B/E火箭，實在無法承擔起這麼遠大的任務，當然，負責月球軟著陸探測器或是火星探測器的發射還是可行的，但是發射月球採樣返回探測器，就力不從心了。如要維持駐月基地，需要研製重型運載火箭，並進一步指出，重型運載火箭是實現快捷安全的載人登月和載人火星探測的必要條件，要求儘快對關鍵技術如500噸級液氧煤油發動機，8—10米直徑的箭體儘快進行預研。可喜的是，在2007年航天推進技術發展目標中，明確指出2008—2009年的發展目標就包括這些內容：進行重型運載火箭（LEO100噸）5,000KN液氧/烴系統方案、1,500kN液氫/液氧系統方案的概念研究和關鍵技術梳理；完成用於固體小運載器和中型固體助推器的1,200kN推力的整體式固體發動機研製；開始3,600kN、5,000kN大推力分段式固體助推器關鍵技術研究。我國對航天系統的資金投入逐年加大，也能滿足開發這些大推力發動機的需要。根據2009年陸續出現的新聞，1,200KN中型固體助推器已經初步完成開發，分段式固體助推器的分段式發動機技術開始取得突破，3,600KN和5,000KN大推力固體助推器正式亮相的時間已經不遠了。1,200KN只能配合中小運力的運載火箭，不過5,000KN的固體助推器，就是用來為我國重型運載火箭提供固體動力選擇的了。考慮到液體發動機開發的難度，未來登月，我們很可能先看到這些500噸級固體助推器的亮相，配合原有「長征5號」的構型，已經可以勉強應付早期簡單登月的需求了。從2009年相繼出現在《宇航學報》、《航空動力學報》、《火箭推進》等專業刊物上的論文來看，5,000KN的液氧/烴系統方案已經開始清晰起來，由於YF-100高壓補燃液氧煤油發動機開發的成功經驗，西安的航天6院傾向於開發高壓補燃液氧煤油發動機，加上近幾年新建了500噸級大推力液體發動機的試車台，作為專門進行航天推進系統的研究院，未雨綢繆，開展大推力液氧煤油發動機正當其時。不過為了配合5米箭體的需要，發動機推力不得不降低到4,000KN，如此才能在5米直徑的火箭箭體內，安裝兩台4,000KN高壓補燃液氧煤油發動機。全新重型火箭拘泥於長征5號的5米箭體，中國航天人實在是窮怕了，拚命省錢。不過仔細想想這個決策也很合理，這種巨型火箭發射次數不會多，單獨開發新的箭體，而不是和將來肯定頻繁使用的「長征5號」系列火箭共用技術，從繼承性上來說是敗筆，從經費上說更是敗家之舉。何況單台4,000KN還是5,000KN推力，對於近地軌道運載能力100噸以上，月球轉移軌道運載能力也達到50噸以上的重型火箭來說，其實差別不大。我國的新型液氧煤油發動機，如果僅僅是4,000KN或是5,000KN的單台推力，在重型火箭里並不突出。美國人的「土星5號」火箭用的F-1發動機，推力可達6,770KN；蘇聯人的RD-170/171發動機，更是達到了7,800KN。不過F-1發動機沒能採用更高效的高壓補燃循環方式，比沖偏低，而RD-171發動機，派生自RLA-1200發動機，由於無法實現300噸的單室穩定燃燒，所以只好單室推力降低到200噸左右，4燃燒室並聯實現的大約800噸推力。航天6院計劃開發的大推力高壓補燃液氧煤油發動機，在採用高性能的高壓補燃循環方式，其次還將是史無前例的大推力單燃燒室發動機。大推力發動機穩定燃燒是世界級難題，蘇聯人就沒能解決大推力發動機不穩定燃燒問題，現在輪到中國人了。如果我們能夠做成規劃中的4000KN高壓補燃液氧煤油發動機的話，那可以說達到了液體發動機的世界最高水平。解決400噸級單室不穩定燃燒問題，比之解決200噸級單室不燃燒，難度即使不是天地之別也差不多了。考慮到我國的2030年登月，並不迫切，更不用說實際還可能延遲幾年，對於下一代政治領導人是根本看不到的目標，所以需求並不迫切。航天6院有充足的時間和精力進行4000KN高壓補燃液氧煤油發動機的開發，不會如蘇聯或是美國人那樣，重蹈忙中出錯的覆轍。同樣讓人很感興趣的是1,500KN液氫/液氧發動機，湊巧的是，1,500KN地面推力的分級燃燒循環液氫液氧發動機，這個世界正好曾經有一個現成的型號，那就是蘇聯人的RD-0120，能源號火箭的芯級發動機。如果為了顯示「中國特色」的話，很有可能改用全流量分級燃燒循環（FFSC）方式，顯著提高性能。如果能實現全流量分級燃燒循環的話，和實現大推力高壓補燃發動機一樣，將標誌著中國航天在液氫液氧發動機技術上也達到了世界最高水平。2025年，按計劃將是是否開展載人登月的關鍵時間節點了，那時4,000KN液氧/煤油發動機和1,500KN的液氫/液氧發動機也將徹底公佈於眾。至少按目前的論證，屆時將會出現的重型火箭，簡直就是蘇聯能源火箭的加強版本，芯級都是4台1,500KN地面推力的液氫/液氧發動機，助推器里都是高壓補燃液氧煤油發動機，助推器推力都是800噸左右。和能源號不同的是，我們的重型火箭還有第二級單台1,500KN液氫液氧發動機，文昌發射場的緯度要低得多，因此運載能力要遠遠大於「能源號」火箭。到2030年前後，將是航天業真真切切的現實，他們將把歐空局，日本宇宙開發機構，俄羅斯航天局和印度航天機構徹底拋下。（摘自《中國新一代運載火箭評析》）
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