这篇文章还没有正式开工，目前为下面这篇文章的附属说明，所以只有图片。

（题图为spaceX的猛禽发动机结构示意图）

挤压循环，燃料和氧化剂在高压气体的驱动下注入燃烧室，燃烧室压力不能大于气体压力（劲儿太小）膨胀循环，燃料（或者氧化剂）与喷管热交换，膨胀驱动涡轮和泵（劲不够大）燃气发生器循环，一部分推进剂提前燃烧，用于驱动涡轮和泵（然后排出，降低燃料利用率）分级燃烧循环，燃烧室的一小部分燃气用于驱动涡轮和泵（然后排出，会损失燃烧室压力）（上面的杆子画漏了）全流量分级燃烧循环，所有气体都经过喷管膨胀喷出，有最佳的燃料利用率（但是结构最复杂）电泵邪道……只有一款发动机这么搞：Rutherford，它的海平面推力2.44731吨，比冲311s，推重比只有72.8（小型煤油机的推重比居然比F-1还低，这就是电动的代价）

一般认为在燃料利用效率上闭式循环>开式循环，所以理论上前者的比冲可以做得更高，但是由于结构更复杂，采用类似结构的发动机推重比会更低一些（仅仅是理论上，工程上有其它许多因素，比如挤压循环似乎也是闭式的，嗯……）。

对于一般规模的火箭发动机，按技术难度排名大致为：全流量分级循环（闭式）>分级燃烧循环（开式）≥燃气发生器循环（开式）≥双膨胀循环（主要用于氢氧机）>膨胀循环>>挤压循环（这个是没有泵的）。按理说越难的技术应该会有越高的比冲（不然研究这个闲得慌吗），不过工程中总有各种各样的因素（比如大力出奇迹……），各国采取的技术路线也不尽相同，所以并不存在（或者不明显）这样的规律。