半个世纪以来，为了提高航天运载的效率，人们在提高火箭发动机比冲方面作了很多努力，但是收效不大。想大幅度提高火箭的比冲，主要有三种方法：更强的推进剂、更好的循环方式、更大的喷管面积比。但是经过长期的摸索，上述三条路线，都是困难重重：目前比冲最高的实用型推进剂组合是液氢/液氧，其实人类试验过的更强的推进剂还有很多：更强的燃料有金属铍、非金属硼，铝氢化物、硼氢化物等，更强的氧化剂有氟气、氟氧化物、氯氧化物等等。这些东西，在相似的燃烧压力、喷管面积比下可以将比冲提高到500秒以上。但是有高中化学知识的人，都能看出这些东西都是集剧毒、强腐蚀、不稳定于一身的威猛药品，而且价格比传统燃料高出2个数量级，反应产物也大多剧毒，是无论如何也难以实际应用的，除非愿意将发射场做成一次性的。最强的化学推进剂组合是什么呢？是臭氧/金属铍/氟气三组元推进剂，三个组分都是剧毒，但是谁敢用？有趣的是，世界上还真有氢/氟发动机，譬如前苏联的RD-301，计划用于“质子号”火箭的上面级，实际比冲只有400秒，完全没有发挥氟的巨大威力，还不如氢氧。美国的RL-10也做过多次氢/氟循环的试验，结论是只消极少改动，就可以改烧氢/氟推进剂。但这些方案最终都没有付诸实施。

在循环方式改进方面，常见的循环方案也就4种：膨胀循环、分级燃烧循环、挤压循环、燃气发生器循环，前两者为开式，后两者为闭式。其中膨胀循环的效率自然最高了，完全膨胀循环氢氧发动机的比冲是最高的，谁也不要与之相比，但是这种发动机推力小，只适用做上面级。日本开发了独特的LE-5部分膨胀循环氢氧发动机，可以提高推力，但仍然不足以做第一级。挤压循环很少用，效率最低，一般用在调姿。于是竞争就在分级燃烧循环与燃气发生器循环之间展开了。与燃气发生器循环相比，分级燃烧效率高、比冲大、污染小（毕竟属于闭式循环），是不争的事实。但是，相应的，研制难度大，投资高、风险大、机构体积重量大，反而降低了提高效率带来的好处。以燃气发生器的王者：F-1发动机与最强的分级燃烧发动机RD-170相比，后者的燃烧压力相当于前者的3 倍，比冲也从260秒提高到309.3秒，而两者的发动机推重比，却发现只是从76提高到了78，极其有限。当然，由于火箭发动机推力极大，而自身重量占总重比例又极低，所以该指标对总体推进效率影响极其有限。但是，RD-170四个燃烧室、四个喷管的复杂构造带来研制成本、风险隐患的提高，却是极为可观的。

同样，在氢氧发动机领域，古老的燃气循环发动机J-2的推重比达到67，远远超过俄罗斯最好的分级燃烧氢氧发动机RD-0120的57.6。在研制投资方面，分级燃烧发动机的投入要大得多，需要更好的材料、更多的测试、更多的时间和金钱。巨大的RD-170发动机在1993年之前，试车达911次之多，SSME定型前总试车时间达到30.9万秒，这些每秒吞吃数百千克燃料的巨兽，光试验烧掉的燃料，就要数以万吨计。欧洲在论证“阿丽亚娜”火箭的HM-60发动机的方案时，经过计算发现，如果投资增加13%以内，使用分级燃烧循环就是划算的，但是以当时的基础工艺、设备状况，上分级燃烧得增加投资30%，于是毅然选择了燃气循环方案。日本的H-2火箭成本居高不下，竞争力差，很大原因就是采用了投资巨大的分级燃烧发动机。别的不谈，大推力分级燃烧发动机那巨大的燃烧压力就不是那么好处理的，简化版H-2：H-2A火箭的一个重要改进就是降低发动机的压力。同样，虽然有RD-170、RD-180在前，俄罗斯搞缩小版的RD-191M依旧困难重重，直接导致“安加拉”运载火箭从1993年难产至今，到2012年也无法服役。

至于喷管上的文章，也是大有可做的，喷管面积比达到3 000，普通发动机也可以达到500秒的比冲。但是，如此之大的喷管，火箭根本就塞不进去。现在的火箭和导弹为了增大喷管面积比，都采用可伸缩的喷管，但是尽管如此，也很难将面积比提高到100以上，遑论3 000了。当然也可以用其它的技术，譬如美国在90年代的 X-33试验的洛克达因公司XRS-2200线性气动塞式喷管发动机，喷管面积比达到173，在燃烧压力与SSME相比下降三分之一的情况下，真空比冲竟然相差无几。

由于提高比冲很困难，得不偿失，所以现在的火箭发动机研制的潮流是：将比冲指标持平，甚至降低一点，来换取在三性（经济、安全、环保）方面的显著提高，同时，充分利用先进的设计方法和生产技术，来降低成本和提高质量。美国现在与未来的主力火箭发动机：RS-68正是这方面的杰出代表。需要说明的是，虽然俄罗斯在分级燃烧发动机领域名声很大，但是美国在这方面的技术也极其高超：譬如SSME，无论是推力还是比冲仍是当今最好的氢氧机之一，从来没有出过故障，更难能可贵的是，它是按照55次反复使用设计的，跟别的一次性火箭有本质不同。更有巨大的RS-84，技术问题都解决了，只是经济上不划算，才没有问世。研制中的机器更牛，比如DC/DX配套的发动机，燃烧压力高达40Mpa，远远超过RD-191。

尽管有分级燃烧技术的雄厚基础，RS-68仍然抛弃了分级燃烧方案，毅然选择了可靠、成熟的燃气发生器循环，将燃烧压力降低到9.7Mpa，不足SSME的50%，真空比冲也降低到410秒左右。从指标上，是落后了很多，但是从其他方面看，则是巨大的进步：首先，运用先进计算机三维设计技术，RS-68大大降低了研制周期和研制费用，从设计到实验只有15个月，相当于SSME和J-2的三分之一，研制费用虽然没有公布，但是比起SSME的25亿美元和J-2的17亿美元，肯定是成倍减少。低廉的研制费用，使之在最重要的经济性上就占得先机。其次，尽可能的使用继承性的成熟技术，提高了可靠性，降低了费用；采用先进工艺，大幅度降低零部件数量和工时。以涡轮泵为例，与SSME相比，零件数由200个降低到30个。总零件数目只有SSME的7%，总工时由171 000降低到8 000，这是巨大的飞跃。第三，采用大量简化工艺，降低成本的工艺，燃烧室不采用电铸，喷管用烧蚀型等等。与美国指标最高的分级燃烧发动机SSME相比，推力提高了50%，比冲只降低了15%不到，而这一切确是在主要工况显著降低下实现的（涡轮泵温度相当于SSME的62%，转速相当于60%，冷却量和压力只有50%和45%）。所以，RS-68是先进的设计理念、设计方法的集中体现，是当代火箭发动机的优秀代表，是“德尔它4”火箭的主力发动机。分级燃烧的技术困难很多很大，但并不意味着F-1这样的单燃烧室大推力发动机难度就低。大推力发动机稳定燃烧是世界级难题，美国人为了解决容易得多的F-1不稳定燃烧问题，花费了巨大的时间和精力财力，苏联人就没能解决大推力发动机不稳定燃烧问题，以至于其至今搞不出大单室发动机。

不过，美国的SLS还是弃用了RS-68B发动机，虽然SSME非常昂贵，但是它是可以回收的，而且从来没有出现过问题。其次RS-68B发动机采用燃气发生器循环，毕竟效率不高。在这里我推出一个叫作载重比（发射重量与运载能力的比值）的参数来说明。当今世界最先进的“德尔塔4H”火箭，全部采用液氢燃料，而且第二级采用RL-10B-2发动机，比冲达到466.5秒，它的发射重量为728.74吨，低轨道运载能力为23.04吨，低载重比为31.629。再来看看“质子号”火箭，可以说是老爷车级别的了，而且，推进剂还是使用偏二甲肼和四氧化二氮，但是经过改进后低轨道运载能力也达到22吨，而发射重量为695.58吨，低载重比为31.6172，与“德尔塔4H”相差无几，可以说“质子M”火箭已经做到了极致。而采用RD-180发动机的“宇宙神5（551）”火箭的低轨道运载能力为18.5吨，发射重量为583.6吨，低推重比为31.546，比“德尔塔4H”火箭的低推重比还要低，也就是说燃料的利用率非常高。但是，这并不能完全这样说，运载能力还取决于发射初重量和末重量，也就是说如果能在中途尽可能多的抛弃多余的重量就能提到运载能力，像“质子号”火箭就是最典型的例子，它有四级，而且微风M上面级也可以在运行中抛弃辅助燃料箱。而“德尔塔4H”只有两级，第一级推进剂加注量相对于第二级来说非常多，在发射过程中第二级会燃烧两次，而且没有抛弃多余的东西。但是，两级型的火箭，使用的发动机数量较少，结构简单，可靠性和稳定性高，而“质子号”火箭有四级，总共有12台发动机，这可能是“质子号”火箭初期发射总是失败的原因，但是经过40多年的改进，稳定性和可靠性不断提高，而且发射费用比“德尔塔4H”低很多，是国际商业卫星发射市场的主力运载火箭，而“德尔塔4H”火箭只服务于美国军方。

不管发动机有多先进，比冲有多高，但是很大程度上，低轨道运载能力取决于燃料加注量。还是要摆上“质子M”火箭和“德尔塔4H”火箭，“质子M”火箭的燃料加注量为642吨，“德尔塔4H”火箭的燃料加注量为626.15吨，如果去除纬度因素和燃料效率因素，运载能力几乎相同。虽然说RS-68发动机很便宜，但是比起俄罗斯的发动机还是贵很多，虽然“质子M”火箭使用12台发动机，发射费用只有1.2亿美元左右，而“德尔塔4H”火箭只使用4台发动机，但是每次发射费用达到2.54亿美元（2004年价格）。如果要提高同步转移轨道运载能力，使用低温燃料是最好的选择，毕竟液氢燃料非常轻，而且混合比通常达到6，也就是说也尽可能携带轻的液氢燃料。这也是为什么“德尔塔4H”火箭的同步转移轨道运载能力达到13.13吨，而“质子M”火箭的同步转移轨道运载能力只有6.36吨的原因。因此，俄罗斯目前正在研制高比冲的液氢发动机，如RD-0146发动机和RD-0126发动机。

如果要研制推力超过700吨的火箭发动机，采用分级燃烧循环是最好的选择，而采用单燃烧室的燃气发生器循环的发动机，比冲明显偏低，而且会产生巨大的噪音，况且大型单燃烧室的发动机也是世界级的难题。采用多喷嘴的分级燃烧循环的发动机，每个喷嘴可以分担一定推力，但是恶劣的高压力的燃烧室环境对材料的要求非常高，对涡轮泵的要求更高，细小的颗粒对其造成的影响可能烧穿泵体引起爆炸，必要通过长期的测试找出最佳的系统配置方案和制造工艺。