膨脹機循環是雙組元火箭發動機的動力循環。 在這個循環中，燃料用于冷卻發動機的燃燒室，吸收熱量并改變相位。 現在加熱的氣態燃料然后為驅動發動機燃料和氧化劑泵的渦輪提供動力，然后被注入燃燒室并燃燒。

由于必要的相變，膨脹機循環受方-立方定律的推力限制。 當鐘形噴嘴按比例縮放時，用于加熱燃料的噴嘴表面積隨著半徑的平方而增加，但要加熱的燃料體積隨著半徑的立方而增加。 因此，超過大約 300 kN（70,000 lbf）的推力，不再有足夠的噴嘴面積來加熱足夠的燃料來驅動渦輪機，從而驅動燃料泵。 使用旁路膨脹機循環可以實現更高的推力水平，其中一部分燃料繞過渦輪機和/或推力室冷卻通道并直接進入主室噴射器。 非環形氣塞發動機不受方-立方定律的限制，因為發動機的線性形狀不是等距縮放的：燃料流量和噴嘴面積與發動機的寬度成線性比例。 所有膨脹機循環發動機都需要使用液態氫、液態甲烷或液態丙烷等容易達到沸點的低溫燃料。

一些膨脹機循環發動機可能使用某種氣體發生器來啟動渦輪機并運行發動機，直到來自推力室和噴嘴裙的熱量輸入隨著室壓力的增加而增加。

膨脹機循環發動機的一些例子是 Aerojet Rocketdyne RL10 和用于未來 Ariane 6 的 Vinci 發動機。

該運行循環是對傳統膨脹機循環的修改。 在排氣（或開放）循環中，不是將所有加熱的推進劑都通過渦輪機并將其送回燃燒，而是僅使用一小部分加熱的推進劑來驅動渦輪機，然后放氣，被排放 落水而不經過燃燒室。 另一部分被注入燃燒室。 通過降低背壓和最大化通過渦輪的壓降，排出渦輪排氣允許更高的渦輪泵效率。 與標準膨脹機循環相比，這允許更高的發動機推力，但會通過傾倒渦輪機排氣以降低效率為代價。

三菱 LE-5A 是世界上xxx臺投入運行的膨脹機引氣循環發動機。

與可以在全流量循環中分別對氧化劑和燃料實施分級燃燒的方式類似，膨脹機循環可以作為雙膨脹機循環在兩條單獨的路徑上實施。 在渦輪分子泵的渦輪和泵側使用與液體化學性質相同的熱氣體消除了吹掃和一些故障模式的需要。 此外，當燃料和氧化劑的密度顯著不同時，例如在 H2/LOX 情況下，最佳渦輪泵速度差異很大，以至于它們需要在燃料泵和氧化劑泵之間安裝變速箱。 使用帶有獨立渦輪機的雙膨脹機循環，消除了這種容易發生故障的設備。

雙膨脹機循環可以通過在再生冷卻系統上為燃料和氧化劑使用單獨的部分，或者通過使用單一流體進行冷卻和熱交換器來沸騰第二種流體來實現。 例如，在xxx種情況下，您可以使用燃料冷卻燃燒室，使用氧化劑冷卻噴嘴。 在第二種情況下，您可以使用燃料來冷卻整個發動機，并使用熱交換器來煮沸氧化劑。

與其他設計相比，膨脹機循環具有許多優點：

低溫在變成氣態后，推進劑通常接近室溫，對渦輪機造成的損壞很小或沒有，從而使發動機可以重復使用。 相比之下，燃氣發電機或多級燃燒發動機的渦輪機在高溫下運行。耐受性在 RL10 的開發過程中，工程師們擔心安裝在油箱內部的絕緣泡沫可能會破裂并損壞發動機。

他們通過將松散的泡沫放入油箱并將其通過發動機來進行測試。 RL10 毫無問題地消化了它，性能也沒有明顯下降。 傳統的氣體發生器實際上是微型火箭發動機，具有隱含的所有復雜性。 即使阻塞氣體發生器的一小部分也會導致熱點，從而導致發動機劇烈損壞。 由于使用了更寬的燃料流動通道，因此將發動機鐘罩用作“氣體發生器”也使其非常能容忍燃料污染。固有的安全性由于鐘罩式膨脹機循環發動機的推力有限，因此可以輕松設計為承受 它的xxx推力條件。