スペースXのロケットエンジン
4メガニュートン (1,000,000 lbf)を真空中で生み出すように設計中で比推力(Isp)は真空中で363秒で海面高度でのIspは321秒である。 ラプターの技術の初期の構成要素の段階の試験は2014年5月に開始予定である。最初の試験の部品は単体のラプターの噴射装置の予定である。 ラプターのフルフロー二段燃焼サイクルは(低燃料比の)100%の酸化剤が酸化剤ターボポンプの動力として通過し、(低酸化剤比の)100%の燃料がメタンターボポンプの動力として通過する。酸化剤と燃料の両方の流れは燃焼室に入る前は完全に気相である。2014年までフルフロー二段燃焼サイクルのエンジンは1960年代に開発されたソビエトのRD-270と2000年代半ばに開発されたエアロジェット・ロケットダインのインテグレーテッド・パワーヘッド・デモンストレーターの2機種のみに過ぎず、いずれも地上試験の段階で実際の打ち上げには使用されていない。
フルフロー二段燃焼サイクルの設計は設計の相反する要素の妥協の可能性により、性能或いは信頼性の更なる向上を期待される特徴を有する。:
伝統的に近代的な化学ロケットエンジンの故障の要因であった燃料-酸化剤タービン間のシールを除去できる
ポンプシステムの低圧化により寿命が延び、破滅的な故障の危険性を低減できる
燃焼圧力を高める事が可能で全体的な性能が向上、或いは冷却ガスを使用して標準的な二段燃焼サイクルと同じ性能を大幅に素材の応力を減らす事で素材に起因するエンジンの重量を大幅に低減する。
続けて2010年から2013年にかけて行われたファルコン9初期型の打ち上げでも、マーリン1Cが用いられた。
マーリン1Dは2011年から2012年にかけて開発され、同様に再生冷却ノズルと燃焼室を備え、真空中での推力は690 kN (155,000 lbf) で真空中での比推力は(Isp)of310 s、膨張比は16(以前のマーリン1Cでは14.5だった)で燃焼室圧力は9.7 MPa (1,410 psi) である。エンジンの新しい特徴は推力を100%から70%に調整出来る事である。エンジンの推力重量比は150:1でこれまでに開発されたエンジンで到達した最高値である。
マーリン1Dエンジンの初飛行は同様にファルコン9 v1.1の初飛行でもあった。
2013年9月29日に行われたファルコン9の6回目の打ち上げでは、カナダ宇宙庁のCASSIOPEを極軌道への投入に成功した。また、将来のロケットの再使用のための実験として、マーリン1Dを再点火して1段目を再突入させた。