俗话说水往低处流，而类似的，只要是流体，不管是液体还是气体，自由流动的话都只能是从压强高的地方往压强的地方流。当然，水也能从低往高处流，比如用个水泵来抽的话。同样，在火箭发动机里面，也可以用涡轮泵来实现让燃料/氧化剂从低压流向高压，或者说实现增压过程。

　　比如上图中，1（燃料箱）-〉2（泵前）和3（泵后）-〉4（热交换器）-〉5（涡轮前）-〉6（涡轮后）-〉7（主燃烧室）-〉8（喷管）的过程中，压强都是逐步降低的，只有在2-〉3的过程中，涡轮泵把液态氢的压强大大提高。另外，燃烧室和喷管的气体压强越高，发动机的比冲就越高。如果没有这个涡轮泵的话，储存罐就得承受很大的内部压强，那样，安全性差，结构重量也大。因此除了结构简单、推力小、比冲也低的挤压循环(Pressure Fed Cycle)外，涡轮泵是液体火箭发动机中不可缺少的核心部分。

　　不管怎么样，能量守恒定律总是要遵守的。涡轮泵实现了从2-〉3的增压，实际上也就是增加了燃料/氧化剂的能量。这些能量不可能凭空变出来，因此要靠驱动涡轮的燃料（或者燃气）5-〉6提供，相对应的，5-〉6的过程中，燃料的压强下降，温度也下降了。

　　而驱动涡轮的燃料（或燃气）的能量也不能无中生有，火箭发动机的所有能量来源归根到底都是靠燃料和氧化剂发生燃烧反应，把化学能转化为热能。那么驱动涡轮的气体的能量只能从燃烧反应中获得。在分级燃烧循环(Staged Combustion Cycle)和燃气发生器循环(Gas-Generator Cycle)中，是靠预燃烧器产生的热燃气来驱动涡轮，等于是直接利用预燃烧器的燃烧热。而膨胀循环中，并没有预燃烧器这个部件，而是利用主燃烧室和喷管的高温，让燃料在热交换器中吸收燃烧热。比如使用液氢的时候，液氢在热交换器中吸收热量后气化为气体，并且受热膨胀，然后被用来驱动涡轮。

　　相较于其他循环方式，膨胀循环的优点是很明显的：

　　1． 结构简单可靠。膨胀循环省掉了预燃烧器这个部件，大大简化了发动机构造，因此提高了可靠性。

　　2． 因为没有使用预燃烧器，驱动涡轮的是纯粹的燃料，没有燃烧生成的水蒸气，因此在低温下可能出现的结冰问题（涡轮泵一边是可以高到上千度的酷热，一边是可以低到零下二百度的极冷）也不存在。这样一来，膨胀循环的多次点火性能好，符合上面级的要求。

　　3． 因为直接使用受热膨胀后的燃料气体驱动涡轮，因此温度比燃气发生器循环和分级燃烧循环中一般使用的富燃燃气（苏联的煤油机中更是用危险的富氧燃气）低得多，比如日本JAXA的LE-5B的涡轮前温度只有428K，也就是摄氏150多度，连一般锅炉的级别都不到，对一般的火箭发动机的涡轮泵来说简直可以说是很凉爽了。这样一来，涡轮泵的设计难度减小，可靠性则提高了很多。这样一来，可重复使用的难度也得以降低。

　　4． 因为没有预燃烧，使用含碳燃料的时候很头痛的富燃燃气的积碳问题也就不存在了。因此，采用膨胀循环的液氢/液氧发动机很容易改成液态甲烷/液氧发动机。液氢的沸点温度太低，比固态氧的熔点都低。而甲烷的沸点则和液氧相近，相比之下比液氢方便很多。

　　5． 闭式膨胀循环中，所有燃烧过程都在主燃烧室中完成，燃料和氧化剂都不浪费，因此可以实现尽可能高的利用率。相应的，美国设计的使用闭式膨胀循环的RL-10B-2是已投入实用的火箭发动机中比冲最高的，真空比冲达到462.3秒。（分级燃烧循环的SSME是452.5秒，RD-0120则是455秒）

　　但是，膨胀循环的弱点也很明显，就是一般来说，推力不够大。这个毛病同样也要归因于没有预燃烧器。涡轮泵的能量来源要靠燃烧热，涡轮前气体能量越高，涡轮泵就越有劲，能输送更多的燃料和氧化剂，而且能产生更高的压强。使用预燃烧器的时候，忽略热传导的散失的话，可以说高温燃气吸收了所有燃烧热，可谓劲道十足（当然副作用就是温度火烫）。而膨胀循环中，气体只能靠热交换器吸热，效率和直接燃烧相比要低很多，带来的结果就是驱动涡轮的时候能量不够高，那么涡轮泵的驱动能力也就有限得很。何况从燃烧室到喷口，为了不损失推力，不可能像普通的热交换器那样让高温燃气走点弯弯绕绕，因此吸热只能说是雁过拔毛而已。

　　这样一来，涡轮泵能驱动的燃料和氧化剂的流量受限制，压强也受限制，当然推力也就上不去。一般来说，推力超过十吨的膨胀循环就算推力很可观的了，因此采用膨胀循环的火箭发动机都是中小推力，用于推力要求不高的上面级倒是正好。

　　但是总还是有人看中了膨胀循环的种种优点，并且想搞出更大推力的膨胀循环的发动机来，让它派更大用场，由此产生了开式膨胀循环。

　　开式膨胀循环的目标很明确，就是为了在膨胀循环的基础上增大推力，那么就要想办法突破涡轮驱动能力不足的瓶颈，尽可能从驱动涡轮的气体中多榨一些能量出来。涡轮能量来自于涡轮前后(5->6)的气体能量差，因此提高涡轮前的气压，或者降低涡轮后的气压，都能多获取能量。提高涡轮前气压的最直接的办法就是提高热交换器的效率。这个办法不能说没效果，但是雁过拔毛的效果总归有限，再想提高难度很大。

　　另一条路则是降低涡轮后气压。然而在闭式循环中（无论是膨胀循环还是分级燃烧循环），涡轮后的气体都要压入主燃烧室中进行燃烧，因此压强必须比主燃烧室的压强高。考虑到一般来说，为了提高推力和比冲，主燃烧室的压强是唯恐不够高，10M Pa（相当于100个大气压）的压强是家常便饭，那么涡轮后的压强就不可能低。

　　对应的办法就是改用开式循环。例如燃气发生器循环中，涡轮后气体就不再送到主燃烧室，而是直接排放到外界。外界无非是从大气海平面到真空，压强最多就是一个大气压0.1M Pa。那么涡轮后压强也可以很低，和主燃烧室的压强比几乎可以算是0。这样，就可以把驱动涡轮的气体的能量几乎全部榨取出来。从这个思路出发，就产生了膨胀循环的变种——开式膨胀循环，分流一部分燃料经过受热膨胀后驱动涡轮，然后把这部分燃料直接排放到外界中。

　　那么，开式膨胀循环相较于膨胀循环的优缺点就很明显（类似于燃气发生器循环和分级燃烧循环的比较，比如RS68相对于SSME），缺点是驱动涡轮的燃料没有燃烧就直接排放掉了，等于说这些燃料中蕴含的燃烧热都损失了，从而效率降低，损失了比冲。

　　而优点也很明显：由于涡轮能量增大，推力可以增加。而且各部分压强都可以减小一些，可靠性也增强了。显然，价钱也会便宜很多。

　　按德国论文所述，日本JAXA在开式膨胀循环上处于领先地位。到目前为止，世界上经过飞行测试的开式膨胀循环的火箭发动机只有日本的LE-5A和LE-5B两种，在H2和H2A火箭上得到了成功使用。

　　LE-5B是LE-5A的改进型，实际上除了推力有所提高外，其他指标全都下降了，但是部件数减少很多，可靠性大大提高。从推力上来说，这两种发动机真空推力也就是十多吨，燃烧室压强只有40个大气压不到，比冲较高，氢氧混合比只有5.0，膨胀循环的好处体现在涡轮前气温可以说是相当低。

　　在这个基础上，日本计划发展的LE-X可以说是全面提高。真空推力增大到十倍以上，达到140吨，燃烧室压强增加到3倍，接近120个大气压，氢氧混合比也提高到5.9。比冲有所下降，但仍然有430秒。LE-X的推力已经可以充当火箭的第一级或者助推级。

　　上图是LE-X的原理图，和LE-5A/B相比变化不大。液氢只有一部分被分流到热交换器中被加热，加热膨胀气化后的氢气被再次分流。氢气一部分用来驱动涡轮，然后未经燃烧直接排放到喷管中，另一部分则和未经加热的液氢混合后进入燃烧室。

　　液氢和液氧各用一个涡轮泵，加热后的氢气先驱动氢泵，然后再驱动氧泵。

　　需要燃烧的液氢和部分加热后的氢气进行混合是为了提高燃烧前的温度，达到超临界态。这是在LE-5A上遇到了燃烧不稳定的现象后作出的改进。因为氢的沸点太低，导致有时候燃烧室的氧喷嘴被冻结。这个混合加热可以消除这种问题。当然，如果使用的是沸点和氧接近的甲烷作为燃料，这种氧喷嘴被冻结的问题就不会发生。

　　相比之下，德国方案（主要是型号SE-21D）采用了和JAXA有些区别的设计思路。

　　象这个原理图所示，德国方案中也采用了两个涡轮泵分别驱动液氢和液氧。但是加热后的氢气是分成两部分分别驱动这两个泵，而不是日本方案中的同一股氢气先后驱动两个泵。另外，氢泵分成前后两级，第一级加压后的一部分液氢分流后被第二级泵再次加压，然后被送到热交换器进行加热膨胀。这样一来，有利于进一步提高涡轮驱动氢气流的压强，从而加大涡轮泵的驱动能力。涡轮废气则从单独的喷口排出。

　　和LE-X相似，在进入燃烧室前，也把一部分加热后的氢气导入，对氢进行了混合加热。

　　下图则是发动机的计算模型，包含了各部分的参数。

　　因为目标是用于可重复使用的助推级，德国方案中的性能指标并不是很高，比如燃烧室的压强只有60多个大气压，远低于LE-X。燃料的总混合比也只有4.87。导致的结果是真空比冲只有407秒，也大大低于LE-X（略低于RS-68的410秒）。

　　德国方案中，液氢经过第一级泵后升压到8.749M Pa，第二级泵则把分流出来的约1/6的氢升压到12.11M Pa，这也是整个发动机中的最高压强值。涡轮前压强为8.311M Pa，温度只有摄氏230多度，涡轮后压强降到只有0.3M Pa，也就是大概3个大气压，温度低于水的沸点。这样一来，涡轮泵的难度就可以大大降低，重复使用时的安全性比较可靠。

　　德国方案的设计思路可能类似于RS-68，降低一些性能来换取大推力和高可靠性。方案中的推力对膨胀循环来说是空前的，达到了220吨，超过SSME，完全可以用作中等推力火箭的第一级和助推级。

　　这是德国方案设想的应用开式膨胀循环液氢液氧发动机的阿丽亚娜改进型火箭。第一级使用改进后的阿丽亚娜5的芯级，捆绑使用了两个可重复使用的助推器，每个助推器安装两台推力220吨的SE-21D。预计整个系统的同步轨道运载能力将超过12吨。