燃烧室
推进剂在这里完成燃烧，把化学能变成高温高压气体。
燃烧室压力（室压）是衡量循环先进程度最直接的单一指标：F-1 是 70 bar，Merlin 1D 是 97 bar，RD-180 是 257 bar，Raptor 超过 300 bar。室压越高，同样尺寸能产生越大推力，喷管也能做更大的扩张比。但室压每提高一档，对泵功率、材料、冷却和燃烧稳定性的要求都同步提高——开式循环几乎不可能做到 200 bar 以上，这是循环决定性能上限的具体机制。
发动机是怎么工作的
一台泵压式液体火箭发动机，本质上是把两种低压液体在几秒内变成每秒几百公斤、几千度的超声速气流。下面这张剖面图把这条链路上的每个零件拆开——点任意部件读它为什么存在。
结构剖面
这是一台燃气发生器循环液体发动机的典型剖面。推进剂从上方进入，经泵增压后分两路：大头进主燃烧室，一小股先在燃气发生器里烧掉去驱动涡轮。
3D 模型
这台发动机的喷管不是画出来的，是算出来的：由推力与燃烧室压力反算喉部面积，再按扩张比放大到出口。用 F-1 验算，这套算法给出的喉径、出口直径与喷管长度都与公开尺寸吻合。
六种动力循环
所有差别归结为一个问题：驱动泵的能量从哪来，用完的燃气去哪儿。 下面六张流程图是同一个问题的六种答案。
燃料氧化剂涡轮电池
燃气发生器循环
最常见、最容易研制的方案。代价是那 2–5% 被排掉的推进剂，以及由此带来的比冲损失。
分级燃烧循环
涡轮废气全部进主燃烧室，一点不浪费。代价是涡轮工作在高温富氧或富燃燃气里，材料与工艺门槛陡增。
全流量分级燃烧
燃料与氧化剂各一个预燃室，两路燃气都进主燃烧室。涡轮温度最低、寿命最长，但要造两套涡轮泵和两个预燃室。
典型案例：猛禽真空版 RVac猛禽 2
膨胀循环
不烧任何额外推进剂：燃料在冷却室壁时吸收的热量就是涡轮的动力。最简单可靠，但推力被换热面积卡死，只能做上面级。
电泵循环
用电机和电池取代涡轮，发动机里最难的部分被整个删掉。代价是电池不产生推力，且功率随推力线性增长，存在明确的推力上限。
典型案例：卢瑟福
挤压式
干脆不要泵，用高压气体把推进剂挤进燃烧室。没有转动部件，但贮箱必须承受燃烧室压力，因而笨重、室压受限。
几个反复出现的概念
读发动机参数表时，下面这几个量比「推力多大」更能说明问题。
比冲（Isp）
单位重量推进剂产生的冲量，单位是秒。可以粗略理解为「燃料效率」：比冲 300 s 意味着 1 kg 推进剂能产生 1 kg 力的推力持续 300 秒。它直接进入火箭方程的指数部分，所以上面级每提高 1% 比冲，几乎就是 1% 的载荷。同一台发动机在真空里的比冲总是高于海平面，因为大气压会抵消一部分喷管出口的推力。
扩张比与过膨胀
喷管出口面积除以喉部面积。扩张比越大，气流被加速得越充分，比冲越高——但只在出口压力接近环境压力时成立。海平面上用大扩张比喷管会过膨胀：出口压力低于大气压，气流在喷管内脱离壁面，产生剧烈的侧向载荷，严重时能把喷管撕开。这就是真空发动机不能在低空点火的原因，也是海平面版与真空版必须分开设计的原因。
混合比
氧化剂与燃料的质量比。它不是按化学恰当比来选的：氢氧发动机的恰当比约 8:1，实际却普遍用 5.5:1 左右——多带的燃料既能降低燃烧温度保护室壁，又因为氢的分子量低而提高排气速度。换句话说，混合比是在比冲、温度与贮箱体积之间做的一次三方权衡。
节流与重启
节流是可回收火箭的前提：一枚烧空的一级即使只点一台发动机，推重比也远大于 1，必须能把推力压到 40% 以下才可能软着陆。而重启能力决定了任务剖面——能不能在轨道上滑行半圈再点火，直接决定了能否执行直接 GEO 注入、地月转移和末级离轨。这两项都必须从设计之初就规划（需要沉底系统、多次点火器、更长的低温贮存），无法后期加装。
燃烧不稳定
燃烧释放的压力波与燃烧室的声学模态耦合形成自激振荡，可以在几十毫秒内烧穿喷注器。燃烧室越大越容易发生，这正是格鲁什科选择「四个小燃烧室共用一套涡轮泵」而不是造一个大燃烧室的原因，也是 F-1 卡了四年的原因。今天的对策是喷注器隔板、声腔和大量的稳定性试验（包括人为在燃烧室里引爆小炸药包，看它能不能自行恢复）。
推重比
发动机推力除以自身重量。Merlin 1D 约 180，是量产液体发动机中的顶尖水平；而 RL10 只有约 37——因为它是上面级发动机，推力小、喷管大，且用了极致轻的材料换比冲。发动机自重是「上面级每一公斤更值钱」这条规律的直接受益对象：上面级发动机可以牺牲推重比换比冲，一级发动机则相反。