清华研制的清航壹号火箭发动机和普通火箭有什么不同？
首先，从推进剂体系来看，这是最根本的区别之一。“清航壹号”最引人注目的特点之一，就是它采用了先进的液体火箭发动机技术，并且着重于可重复使用和绿色环保的推进剂。
普通火箭发动机：传统上，很多大型运载火箭（比如早期的一些洲际弹道导弹改造的运载火箭，或者一些一次性使用的运载火箭）可能会使用四氧化二氮/偏二甲肼 (NTO/UDMH) 这种液体推进剂。这种推进剂比冲高，容易储存，但毒性极大，对环境和操作人员都有严重危害。另外，还有大量的火箭使用液氢/液氧 (LH2/LOX)，这是性能非常优越的推进剂，比冲最高，燃烧产物是水，非常环保。但液氢极低的沸点（253°C）和极高的挥发性，使得储存和加注技术要求非常高，成本也高。还有一些固体火箭发动机，顾名思义，推进剂是固态的，通常是复合推进剂，比如多级火箭的上面级或助推器，结构简单，但性能相对液体火箭较低，且一旦点燃就无法关停和再启动，灵活性差。
“清航壹号”的潜在优势：“清航壹号”的目标是研发高性能、可重复使用、环境友好的液体火箭发动机。这通常意味着它可能在推进剂的选择上有所侧重，例如：
甲烷/液氧 (CH4/LOX)：这是一个越来越被重视的先进推进剂组合。甲烷的液化温度比液氢高，储存相对容易，毒性低，是“绿色”推进剂。更关键的是，它在可重复使用发动机的性能（比冲、比推）和成本之间找到了一个很好的平衡点。甲烷燃烧产生的积碳问题在设计时需要克服，但一旦解决，其循环结构和燃烧稳定性都很适合重复使用。
煤油/液氧 (Kerosene/LOX)：这是目前很多可重复使用火箭（如SpaceX的“猎鹰9”系列）的主流选择。煤油（RP1）易于储存，能量密度高，发动机设计成熟，成本较低。但相比甲烷或液氢，其比冲略低，燃烧产物中含有碳，可能在重复使用中带来积碳和维护问题。
“清航壹号”可能在这些先进推进剂的基础上，通过创新的燃烧室设计、喷注器技术、涡轮泵系统等，进一步提升性能和可靠性，特别是在冷启动、节流、关机再启动等方面，以满足可重复使用的严苛要求。
其次，在发动机结构设计和工作原理上，“清航壹号”也可能展现出与传统火箭的不同。
普通火箭发动机：
泵前级/燃气发生器循环 (GasGenerator Cycle)：这是最常见的循环方式之一。一部分推进剂通过涡轮泵驱动，但燃烧后产生的燃气直接排到大气中，并未完全用于驱动涡轮泵，一部分能量被浪费，导致效率不高。
分级燃烧循环 (Staged Combustion Cycle)：这是目前最高效的液体火箭循环方式，例如苏联的RD180发动机或SpaceX的“猛禽”发动机。一部分推进剂先在预燃室内燃烧，产生高温高压燃气驱动涡轮泵，然后这些燃气连同其余推进剂一起进入主燃烧室再次燃烧。这种方式能量利用充分，比冲高，但技术非常复杂，对材料和制造精度要求极高。
增压循环 (Pressurized Cycle)：使用高压气体（如氦气）增压，直接将推进剂推入燃烧室。结构简单，但推进剂利用率低，推重比受限。
“清航壹号”的潜在创新：
先进分级燃烧或闭式循环：考虑到清华在尖端工程领域的研究实力，他们很可能在分级燃烧技术上有所突破，比如采用富氧分级燃烧 (OxygenRich Staged Combustion, ORSC) 或 富燃分级燃烧 (FuelRich Staged Combustion, FRSC)。ORSC可以有效冷却涡轮，并且在高温燃气中氧含量高，后续在主燃烧室与剩余推进剂混合燃烧时，燃烧更充分，效率更高。
先进的涡轮泵技术：可重复使用的发动机对涡轮泵的寿命和可靠性要求极高。清华可能在涡轮泵的材料、叶片设计、轴承技术等方面有所研究，以应对频繁启停和高负荷工作。
3D打印等增材制造技术：现代火箭发动机，特别是先进发动机，越来越倾向于使用3D打印技术来制造复杂零部件，如喷注器、燃烧室衬套等。这可以显著减少零件数量，降低重量，缩短制造周期，并且能实现更精密的结构设计，可能在“清航壹号”的制造工艺中得到应用。
再者，可重复使用设计是“清航壹号”与许多传统一次性火箭发动机最本质的区别。
普通一次性火箭发动机：设计目标是完成一次飞行任务。虽然也会考虑可靠性，但对部件寿命和多次启停的性能稳定性要求相对较低。例如，发动机的燃烧室、喷嘴等部件可能采用相对简单的材料和结构，不考虑长期高温下的疲劳和腐蚀。
“清航壹号”的可重复使用设计：
耐久性材料：发动机的燃烧室、喷嘴喉部等关键部位会采用能够承受多次高温高压循环的先进材料，例如高镍合金、陶瓷基复合材料等。
优化的热管理系统：频繁的启停和变工况操作会带来巨大的热应力。发动机需要高效的热防护和冷却系统，确保在每一次任务后都能保持良好的性能。
精确的控制系统：可重复使用的发动机需要具备非常精确的推力调节能力，能够平稳地进行节流、关停和再启动。这依赖于先进的电子控制器、高精度传感器和伺服机构。
模块化设计与维护：为了方便地面检查和维护，发动机设计可能倾向于模块化，方便快速更换易损件，缩短复用周期。
最后，研究与应用定位也决定了它们的不同。
普通火箭发动机：很多是为特定任务（如发射卫星、载人飞船）设计，目标明确，性能指标相对固定。技术路径也较为成熟。
“清航壹号”的定位：清华大学作为顶尖科研机构，其发动机研制往往带有更强的前瞻性、基础性研究和技术验证性质。它可能是在探索新的发动机循环方式、推进剂应用、制造工艺，或是为未来的商业航天、深空探测等提供关键技术支撑。因此，“清航壹号”更像是一个技术验证平台和前沿技术探索者，它所积累的技术和经验，会为未来更先进的发动机奠定基础，而不是直接作为某个特定一次性任务的主力。
总而言之，“清航壹号”火箭发动机相较于普通火箭发动机，更倾向于在推进剂选择（如甲烷）上体现绿色化和经济性，在发动机循环方式上追求更高的效率（可能通过先进分级燃烧），在设计理念上强调可重复使用的耐久性和智能化控制，并且更侧重于前沿技术的研发和验证。这标志着我国在液体火箭发动机技术上正向着更加先进、高效、环保和经济的方向发展，对未来航天事业具有重要的战略意义。
网友意见
前期回答过于简要，现在来彻底修改下详细回答
首先明确下这是一型连续旋转爆震冲压发动机。
根据新闻中出现的清华大学航天航空学院，王兵 ，谢峤峰二人姓名信息
查询清华大学王兵的主页
王兵和谢峤峰两人合著的主要论文均与detonation（爆震）相关
He, W.; Xie, Q.; Ji, Z.; Rao, Z.; Wang, B.*; 2019. Characterizing continuously rotating detonation via nonlinear time series analysis, Proceedings of the Combustion Institute, 37, 3433–3442. https://doi.org/10.1016/j.proci.2018.07.045
Wen, H.; Xie, Q.; Wang, B.*; 2019. Propagation behaviors of rotating detonation in an obround combustor, Combustion and Flame, 210, 389–398. https://doi.org/10.1016/j.combustflame.2019.09.008
Xie, Q.; Wang, B.*; Wen, H.; He, W.; 2019. Thermoacoustic instabilities in an annular rotating detonation combustor under off-design condition, Journal of Propulsion and Power, 35, 141–151. https://doi.org/10.2514/1.B37044
Xie, Q.; Wang, B.*; Wen, H.; He, W.; Wolanski, P.; 2019. Enhancement of continuously rotating detonation in hydrogen and oxygen-enriched air, Proceedings of the Combustion Institute, 37, 3425–3432. https://doi.org/10.1016/j.proci.2018.08.046
Xie, Q.; Wen, H.; Li, W.; Ji, Z.; Wang, B.*; Wolanski, P.; 2018. Analysis of operating diagram for H2/Air rotating detonation combustors under lean fuel condition, Energy, 151, 408–419. https://doi.org/10.1016/j.energy.2018.03.062
Rao, Z.; Luo, Y.; Wang, B.*; Xie, Q.; He, W.; 2019. Mitigation of H2/air gaseous detonation via utilization of PAN-based carbon fibre felt, International Journal of Hydrogen Energy, 44, 5054–5062. https://doi.org/10.1016/j.ijhydene.2018.12.196
清华航院的官网上还介绍了谢峤峰在ISHPMIE获最佳论文奖，其论文Effects of silicone rubber and aerogel blanket walled tubes on H2/Air gaseous detonation
2020年科学中国人写过一篇王兵的专访
揭示旋转爆震燃烧稳定性机理——原理样机在实验室获得验证
王兵在接受采访时介绍，与基于等压燃烧的传统发动机不同，连续旋转爆震发动机具有更高的热循环效率、更加简单紧凑的结构、更低的氮氧化物排放等优点，近年来受到国内外研究者的广泛关注。自2012年以来，王兵就开始带领团队从事爆震燃烧机理及连续旋转爆震发动机（CRDE）核心机研发相关的研究工作，在科技创新基金、教育部联合人才基金等项目的支持下，开展了包括理论分析、数值模拟、实验测试等多个方面的系统研究。
王兵团队提出了“连续旋转爆震与燃烧不稳定性本质一致性理论”，指导连续旋转爆震发动机燃烧室的设计与调控技术。针对氢气/空气连续旋转爆震燃烧，通过一系列的实验研究，在质量流量-当量比相空间内给出了快速爆燃、不稳定爆震、准稳定爆震，据此提出了稳定爆震等四种燃烧模式的完整极限图，对确定爆震发动机稳定工作图谱具有重要意义，并揭示了快速爆燃模式的热声耦合机制。
同时，他们还提出了富氧空气调控方式，实现了宽工况范围的稳定连续旋转爆震，对可实现性连续爆震发动机的研发具有重要的应用价值；提出了旋转爆震组合循环发动机热力循环计算分析模型，为基于连续旋转爆震组合循环发动机的设计工作提供了重要参考。
针对煤油-空气两相旋转爆震，王兵团队通过数值模拟的方法获得了稳定工作的当量比、温度和压力范围，提出了煤油裂解方案，为进一步开展液态燃料旋转爆震发动机的研制提供技术参考。
上述工作中的基础研究成果在Combusiton and Flame、Journal of Fluid Mechanics、Energy、Journal of Power and Propulsion、Proceedings of Combustion Institute等国际期刊上发表SCI论文20篇，授权发明专利10项。王兵的这些研究成果受到国内外同行的关注，他多次受邀在国际燃烧过程大会、国际爆震推进研讨会（IWDP）等国际会议上作大会报告。
2018年9月，王兵担任第九届国际爆震推进研讨会（IWDP 2018）的大会主席。之后，他提出的“基于连续旋转爆震的组合循环发动机”和“一种连续旋转爆震涡轮发动机的结构形式”两项发明双双获得2018年纽伦堡国际发明展金奖，“基于连续旋转爆震的地面燃气轮机”获得2018年美国硅谷国际发明节金奖。
王兵在旋转爆震方面的研究也受到了产业界的关注，2018年与某科技有限公司签订合作协议，拟建立增压燃烧技术中心和爆震涡轮技术中心，继续开展连续旋转爆震发动机的研制工作，旨在将这种新型推进装置应用于航天航空领域。
推动“连续旋转爆震发动机以及增压燃烧技术”转化
上文提到的连续旋转爆震发动机燃烧室技术以及增压燃烧调控技术，主要产品是连续旋转爆震火箭发动机，以及其衍生的组合动力发动机和可重复使用发动机。
据王兵介绍，连续旋转爆震发动机的主要特点是先进性和经济可承受性。先进性体现在自增压燃烧，这不同于当前所有航空发动机、地面燃机、其他民用动力等所采用的等压燃烧，对于发动机的结构及循环方式产生了颠覆性的变革。经济可承受性体现在核心结构部件可适应性工作，同时降低研发制造和维修支持成本，提高循环效率以及推进效率，并提升燃油经济性，降低污染物NOx排放与碳排放。
连续旋转爆震燃烧可应用于不同类型的发动机和动力装置，如航空发动机和地面燃机等。用于航空发动机时，可将现有近10级压气机减为3-4级，航空发动机的最关键指标推重比显著提高。涡轮输出功率相应大幅增加，可与发电装置联合工作，提供混合动力或组合动力等变革性推进方式。用于地面燃机时，可降低天然气和合成气（煤化工气）的发电成本，提高节能减排指标。用于火箭发动机，大幅降低涡轮泵等惰性质量，同等推力量级能有效提高载荷质量。
与火箭发动机一样，连续旋转爆震发动机涵盖了航空、航天两个领域的工作范围，王兵长期致力于研发的发动机燃烧室技术是产业链中最核心的部件，也是技术难度最高的部件产品。
以航空发动机为例，一台在用主流的CFM56发动机售价约为1000万美元；一台罗罗公司的Trent900发动机（新型的）售价约为3000万美元；以地面燃机为例，300MW级大致为5亿元人民币；20MW级大概为1000万元人民币。用连续旋转爆震燃烧室替代现有发动机或者动力装置的燃烧室，将大幅提高动力装置的性价比，参考现有产品的价格将有显著的性能优势，航空、航天、舰船、高端无人机等产业的潜在需求量巨大。
因此，连续旋转爆震发动机燃烧室产品在产业链的最顶层，面对的是每年超过1000亿美元规模的市场：美国正在进行先进推进系统的研发验证项目，重点开发应用于各个领域的发动机“颠覆性”技术，如美国“经济可承受的先进涡轮技术”（ATTAM）项目（2016年首次公布），旨在整合与主推进、加力、主燃烧和发电相关的增压燃烧技术。从2015年起美国能源部加大了对若干所大学和公司（Aerojet 等）在该方面的支持力度，用于发展新一代地面燃机。美国Innovative Scientific Solutions Inc.公司当前致力于开展连续旋转爆震发动机的成果转化和工程应用。俄罗斯于2017年创建的“新能源动力公司”和法国的赛峰（空客）、波兰的航空研究院等都正在大力开展连续旋转爆震发动机研发和技术应用工作。
自2012年开始，王兵全身心投入连续旋转爆震发动机以及增压燃烧技术的研发，他在这一项目上的科学研究与技术研发一直处于国内外领先地位，某关键部件技术具有技术独特性，拥有涉及该发动机的发明专利20余项（清华大学独享专利权）。王兵带领的团队具备连续旋转爆震发动机自主设计和技术研发能力，掌握了独特的喷注与燃烧组织方案，形成了技术优势和技术壁垒。
目前，团队自主设计的发动机点火超过1000次，获得了国家多项基金的资助，王兵应邀在第五届全国爆震与新型推进大会、第六届和第七届国际爆震推进研讨会、第23届国际燃烧过程大会等多个国际性学术活动上作报告，他的成果引起了国内外同行的广泛关注。
让王兵欣慰的是，随着项目研究进展，越来越多的产业界开始关注到这一项目组的研究成果，并陆续和项目组签约合作研究项目。目前，已经有社会资本为项目团队投入研发资本超过2000万元，越来越多的横向产学研合作项目也正在落实中。
加速“连续旋转爆震发动机”工程转化进度
我国在连续旋转爆震领域的工程转化起步较晚，王兵在从事连续旋转爆震燃烧机理与发动机工程化研制过程中，充分调研了国际专业领域的研究进展与比较优势，集聚了国际顶尖科学家的智慧和经验，走出了一条与众不同的发展道路，在短短三年内就迅速成为国际上举足轻重的研究力量，他的研究工作先后被美国航天航空年鉴American Aerospace in Review多次报道。
王兵带领团队，以氢气燃料的连续旋转爆震燃烧作为研究切入点，制定了与美国、欧洲不同的研究路线，直接面向工程化迫切需要解决的两个关键问题——点火起爆与稳定性传播——开展攻坚克难研究工作，通过逾千次的点火实验，获得了基于流量和当量比的发动机工作图谱，为发动机的工程化提供了路线图，并独立自主研制出一套实验室原理样机，以及发动机实验测试所必需的实验台架。
在这个过程中，作为项目的总指挥，王兵邀请到国际顶尖学者Piotr Wolanski 院士作为实验室的合作顾问，还招收了Wolanski院士指导的研究生进入实验室攻读博士学位，并与波兰华沙理工大学签订了合作协议，他出色的沟通能力和卓越的领导艺术，使各方的研究优势在项目中充分发挥出来。
自2013年起，Wolanski院士每年访问王兵的实验室，传授心得，指导实验工作以及一些部件的设计。通过与外方学者的合作，王兵带领团队不断扩展研究方向和研究深度，还衍生了在安全防护领域的两项中国专利和欧盟专利。
除此之外，王兵团队多次组织了围绕“爆震推进”为主题的系列学术研讨会，来自美国斯坦福大学、密歇根大学、马里兰大学、佐治亚理工大学、辛辛那提大学、匹兹堡大学、波兰华沙理工大学、韩国釜山大学、日本名古屋大学、日本青山学院等院校的20余位国际同行先后访问实验室，充分探讨了爆震推进相关基础研究的关键点以及未来发展路径。国际顶级专家John Lee教授先后两次造访实验室，共同探讨爆震物理基础研究进展。
这些集聚国际优势力量的合作，促进王兵带领的实验室团队形成了既博采众长又独具特色的研制道路，敢于攻坚克难，取得关键技术突破。
在此期间，王兵也多次访问了欧洲ENSMA、普瓦捷大学、波兰华沙理工大学和图卢兹流体力学研究所等研究机构，充分了解“国际队”的进展，捕获研究灵感，在推动实验室走向国际、引领国际研究方向等方面做出了实质性工作。
2017年，王兵带领的团队在法国进行申办陈述，获得了国际同行的一致支持， 赢得了2018年在中国举办“国际爆震推进研讨会”的机会，进一步提升了实验室的国际影响力。
2018年7月，在首次举办的“美国硅谷国际发明节”上，王兵带领的团队不负众望，其提出的连续旋转爆震动力系统斩获金奖。
全文用三个标题大约一半的篇幅介绍王兵在旋转爆震发动机领域的研究。
因此我们认为此次发射任务试验的应为一型旋转爆震发动机或最起码是一型爆震发动机。
爆震发动机的情况
燃烧波有两种基本类型：爆燃波和爆震波。
仅从第三行T1/T0来看，根据热力学的基本原理，该数值越大则热效率越高，显然爆震热力循环热效率增益更大，基于爆震构建推进装置具有显著的理论性能优势。
基于爆震构建的发动机大体可以分为连续旋转爆震发动机（Rotating detonation engine RDE）和驻定爆震发动机（Standing detonation engine SDE）两类。
连续旋转爆震燃烧室的典型结构是可燃混气从环形燃烧室头部进入，爆震在头部起爆沿周向运动，并在向下游膨胀的高温燃气中形成一道斜激波；爆震波后压力下降，新鲜混气得以持续注入，从而形成连续旋转的爆震波。
连续旋转爆震发动机又可以分为火箭式、涡轮式和冲压式等在内的多种型式。本次发射任务的上面级发动机明显不是火箭式和涡轮式，因此火箭式和涡轮式这里就不再详细描述了，讲一下冲压式连续旋转爆震发动机。
冲压式连续旋转爆震发动机大体有两种结构
可以看出b图显示的冲压式连续旋转爆震发动机结构已经与常规的亚燃冲压发动机非常接近了，简单只靠不加标识动画示意图不太能区分两种发动机。
上述示意图太难理解可以借助下图法国的气氢-液氧两相流旋转爆震波发动机示意图来看
震爆发动机的第二大类驻定爆震发动机（Standing detonation engine SDE）目前主要是吸气式斜爆震发动机（Oblique detonation engine ODE）。其主要特点：（1）爆震燃烧允许进入燃烧室的气流速度高（Ma>4），进气过程无需大的压缩比，总压损失小；（2）燃烧室静温低，为燃料化学能释放留出更大温差空间，发动机可工作的油气比范围宽，推力调节范围大；（3）斜爆震燃烧放热 过程近似等容，循环热效率高，可获得更高的比冲性能；（4）斜爆震燃烧放热过程时间/空间尺度小，燃烧室长度可大幅缩短，高热载荷内流道面积小，大大降低热防护难度。其基本结构如下图所示
除了上图所示常规的斜爆震发动机结构形式，还有一种与常规超燃冲压发动机结构形式更相似的燃料内喷构型，如下图所示
总的来说，斜爆震发动机适用的速度更快，难度也更大。从新闻中可以看到
该发动机头部有一个明显的激波锥，且激波的压缩比很大，而斜爆震发动机最大的特点就是爆震燃烧允许进入燃烧室的气流速度高（Ma>4），进气过程无需大的压缩比，总压损失小。再结合王兵教授团队的主要研究方向是旋转爆震发动机，因此我们判断此次发动机是冲压式旋转爆震发动机。
事实上从新闻给的视频可以看到燃料喷口在进气口后，燃料在环形燃烧室点燃，内置的锥形发动机尾喷口清晰可见。
在《富氧空气连续旋转爆震燃烧特性研究》一文可以看到王兵团队在2017年前完成了小型地面试验台架的搭建，实验过程中遇到了了爆燃与不稳定性爆震。
目前已经开始了飞行试验，说明早期遇到的困难在5年内已经基本克服，在向实际工程化样机发展，进步非常明显。
连续旋转爆震冲压发动机的性能
连续旋转爆震冲压发动机最大的意义是突破带有旋转部件的涡轮发动机难以在马赫数 2.5 以上应用，造成涡轮基组合循环发动机遭遇了马赫数较低时的“推力陷阱”。现有解决推力陷阱的方法大致有几种，最典型的就是使用引射火箭推过马赫数较低的推力陷阱阶段，但是需要付出飞行器带着涡轮发动机死重飞到高空高超声速的代价。
此外，连续旋转爆震冲压发动机的比冲和比推力性能也很优良
可以看到该发动机在2.5马赫下有最大比冲和最大比推力
上图可以看到该发动机在30千米高度6马赫时仍有大约1500秒的比冲，明显优于传统火箭发动机。
连续旋转爆震冲压发动机最终的目的是组成组合动力发动机的一部分，为组合动力飞行器提供动力。关于组合动力飞行器可以参考我之前的回答，这里不再赘述
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