火箭发动机的全流量分级燃烧循环什么缺点都没有吗？
首先，要理解FFSC的“全流量”意味着什么。在这个循环里，推进剂（通常是液氢和液氧）的全部质量都会被预燃室（preburner）加热并膨胀，驱动涡轮，而这个驱动涡轮的燃气随后会进入主燃烧室参与最终的燃烧。与传统的燃气发生器循环（Gas Generator Cycle）或分级燃烧循环（Staged Combustion Cycle）相比，FFSC的设计将涡轮驱动部分整合得更为彻底，理论上减少了能量损失，提高了整体的效率和比冲。
然而，也正是这种“全流量”的极致设计，带来了它最显著的挑战——极端复杂性与高可靠性要求。想象一下，所有的推进剂都要先通过预燃室，经过高温高压的洗礼，然后驱动涡轮，再送入主燃烧室。这意味着预燃室的工作条件比一般的涡轮驱动系统要苛刻得多。预燃室本身的设计就非常精巧，需要精确控制两种推进剂的混合比和燃烧过程，以产生足够的热量和压力来驱动涡轮，但又不能过热到损坏涡轮叶片。
随之而来的问题是材料科学的严峻考验。预燃室和涡轮在FFSC中承受的温度和压力是火箭发动机中数一数二的。特别是当采用富氧化剂预燃时，温度会异常高。材料需要同时具备耐高温、耐高压、抗氧化、抗腐蚀以及足够的强度和韧性，才能在这样的环境下稳定工作。即使是最先进的合金，在长期或极端工况下也可能面临疲劳、蠕变或氧化侵蚀等问题。这不仅限制了材料的选择，也对制造工艺提出了极高的要求，使得开发成本居高不下，制造难度也随之增加。
再者，控制系统的难度大幅提升。FFSC的整体性能高度依赖于预燃室的输出和涡轮的转速。为了维持主燃烧室的稳定燃烧并获得最佳的推进效率，需要对预燃室的推进剂流量、混合比以及涡轮转速进行极其精密的实时调控。任何微小的偏差都可能导致整个发动机性能下降，甚至引发危险的燃烧不稳定。这意味着需要开发出高度复杂、响应迅速且极其可靠的电子控制系统和执行机构，这本身就是一个巨大的工程挑战。
此外，启动过程的复杂性与风险。FFSC的启动不像一些简单的循环那样直接将推进剂送入主燃烧室点火。它需要先启动预燃室，驱动涡轮，然后才能将预燃室的燃气与剩余推进剂一同送入主燃烧室。这个启动序列必须严丝合缝，任何一步的延迟或错误都可能导致启动失败，甚至损坏发动机。特别是在大推力发动机上，起动时的压力和温度剧烈变化，对发动机的整体稳定性构成了严峻的考验。
最后，维护和维修的困难。由于其结构的复杂性，FFSC发动机的内部组件往往难以触及和更换。一旦某个部件出现问题，即使是微小的故障，也可能需要将整个发动机拆卸，这不仅耗时费力，而且对操作人员的技术水平要求极高。这种高昂的维护成本和周期，在一定程度上限制了它在某些领域的广泛应用。
总而言之，全流量分级燃烧循环就像一位追求极致性能的运动员，为了刷新纪录，他不断挑战身体的极限，而这也意味着他需要付出更多的训练、更精密的装备以及承担更高的受伤风险。FFSC正是如此，它通过极致的设计换来了更高的效率，但也因此在复杂性、材料、控制、启动以及维护等方面，都埋下了不少“隐患”，这些都不是可以轻易忽视的缺点。
网友意见
全流量分级燃烧作为性能最强的液体火箭发动机种类有着众多优点，单论纸面数据可以说碾压同类液体发动机。
在这个回答里，从工程难度从简到难介绍几种循环。
燃气发生器循环
既然这个题是关于SpaceX的，就拿另一个SpaceX的劳模火箭和发动机举例子。上图的液氧煤油发动机「梅林」就是一个标准的典型燃气发生器循环发动机。喷嘴旁边的粗管子就是它的排气管，看这喷的黑烟就是富油不充分燃烧造成的。
一部分氧气和一部分煤油（别的发动机也可以是别的燃料）被泵入燃气发生器，燃烧生成高温高压燃气，这部分燃气推动涡轮，涡轮又带动泵工作。泵将燃料泵入燃气发生器，以及主燃烧室，在主燃烧室生成的高温高压燃气进入主喷管产生推力。
因为燃气发生器的排气进入涡轮后直接于外界相连，也就是说涡轮的背压很低，这就保证了涡轮压比可以做到相对比较高。
下图为欧洲主力火箭Ariane5的芯级主发动机液氢液氧发动机火神2的涡轮泵。（因为没找到梅林的涡轮泵照片）
涡轮泵能对氧化剂和燃料所加的压决定了火箭发动机主燃烧室压力，也就直接决定了火箭发动机的一个最重要的核心指标——比冲，而流量又决定了发动机推力。虽然轴功率以万马力为单位，但是还需要保证高可靠性。火箭发动机的开发成本超过一半都是这个涡轮泵，同时还占了火箭发动机制造成本的大部分。
但是就如照片所显示，一部分燃料和氧化剂被烧掉后排出，并没有进入主燃烧室形成推力，有不小的浪费，尤其是为了降低燃气温度保护涡轮，额外的燃料被喷入燃气发生器，作用约等于冷却剂，火箭上珍贵的燃料就这样被浪费，总体效率还有提高空间。
如果把燃气发生器出来的由推过涡轮的废气打入主燃烧室再次参与燃烧产生推力，这不就不浪费了吗？
分级燃烧循环
燃气发生器也就改名叫预燃烧室了，一部分燃料和氧化剂在通过预燃烧室后又进入主燃烧室，两次燃烧，所以这种循环就叫分级燃烧循环。一小部分燃料和氧化剂进入预燃烧室，产生的燃气推动涡轮，涡轮带动泵体，废气再进入主燃烧室与大部分燃料和氧化剂混合，最终全部燃烧从喷管喷出产生推力，没有不产生推力的排气管。
为了不浪费燃料，也是要付出代价的。在燃气发生器循环中，燃气发生器和主燃烧室相对分离，在设计时，工程师有多一个自由度，这两个东西可以各自缩放。但是在分级燃烧循环中，预燃烧室和主燃烧室相互绑定，不能各自独立缩放。
在工作中，又需要更多的管线输送燃气，以及更多的反馈控制循环，大大增加了系统复杂性。
上图和下图都是航天飞机的主发动机SSME和NASA大宝贝SLS主发RS-25，分级燃烧循环液氢液氧发动机。
因为燃气涡轮的下游是高压的主燃烧室而不是低压甚至真空的外界，所以涡轮压比较小，工作效率较低。为了达到高燃烧室压力以实现大比冲，涡轮被压榨到极致，工作环境非常苛刻。
怎样才能同时改善涡轮工作环境还提升燃烧室压力呢？
可以降低涡轮的工作温度，同时又以高流量来保障涡轮功率！
而涡轮流量提升的极限是哪里呢？最大只能是全部燃料和氧化剂全部经过预燃烧室和涡轮，换句话说就是全流量。
全流量分级燃烧循环
这种发动机循环有两个预燃烧室和两个涡轮，一边贫油燃烧再推一个涡轮带动燃料泵，另一侧则是富油燃烧推动另一个涡轮带动液氧泵。
最终这两个涡轮的排气再于主燃烧室汇合参与最终燃烧并从喷管喷出形成推力。
全流量分级燃烧循环可以说是液体火箭的终极形态了，道理这么简单为啥并没有装在全世界所有火箭上呢？
因为全流量，才可以让燃气温度很低，改善了涡轮工作环境同时还保证了涡轮泵功率。然而因为预燃烧室过于富油和过于贫油且温度低，两侧预燃烧室的燃烧稳定性都很差，很难得长时间稳定燃烧的火焰，让发动机在额定工况下长时间稳定工作。而燃烧不稳定性是火箭发动机的大敌。
但是这世界上有人就是爱吃螃蟹，马斯克的大火箭BFR搭配的发动机猛禽Raptor就是甲烷液氧发动机，采用了全流量分级燃烧循环。以马斯克的执行力和SpaceX的工程速度，还是搞了这么久，期间大改过几次参数，可见这种发动机有多难降伏。
SpaceX是一家私人企业，马斯克并没有太多透露过Raptor项目遇到的困难，但是想象在这条路上工程师遇到了多少设计和制造困难，我估计主要是它特殊的预燃烧室和特殊的涡轮泵。
航天路上总是充满荆棘坎坷，那我们为什么还要探索太空？
因为它就在那里呀。
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