一般来说推力越小效率越高，例如上面级的氢氧发动机真空中效率可以有85%以上。

火箭不能只看热机效率，热机效率指的是能量，而火箭工作需要的是冲量。如果按照超过排气速度飞行，那么算出的效率超过了100%，因为这部分能量很多是使用之前能量加速燃料，高速飞行的燃料也有很多动能。

有一个最优平衡点的，可建立理论模型来求值

引用 小俊:
一般来说推力越小效率越高，例如上面级的氢氧发动机真空中效率可以有85%以上。

膨胀循环，分级燃烧循环效率最高，而分级燃烧循环发动机不但不小，而且很大，比如RD－170。而且推力最小的很多是挤压循环，效率也不高。

引用 法式油炸薯条:
膨胀循环，分级燃烧循环效率最高，而分级燃烧循环发动机不但不小，而且很大，比如RD－170。而且推力最小的很多是挤压循环，效率也不高。

挤压循环的确效率比较低。同等结构下一般推力小的效率高一些。很多上面级的小氢氧发动机采用膨胀循环，效率也非常高，例如RL10。当然也有例外，例如SSME这种就是奇葩的存在。

引用 小俊:
挤压循环的确效率比较低。同等结构下一般推力小的效率高一些。很多上面级的小氢氧发动机采用膨胀循环，效率也非常高，例如RL10。当然也有例外，例如SSME这种就是奇葩的存在。

同等情况下也是越大效率越高的。ssme效率高是因为是分级燃烧循环，而且rd170效率比ssme更高

对于瞬时效率，要看以什么参照系来计算火箭速度。
如果以火箭箭体和工质的共同质量中心为参考，火箭和工质所受冲量大小相等，那么二者分配到的能量应该与质量成反比，工质喷射速度越快，工质带走的能量越多。
如果以火箭箭体和地球的共同质量中心为参考，火箭喷出去的工质动量被空气吸收最终作用于整个地球，以地球质量和火箭质量之比来分配动能，火箭几乎获得推力所提供的全部动能，那么这个时候，火箭效率基本等同于发动机效率。
由于发射火箭的目的这是使其远离地球，所以默认以地球为参考（忽略火箭质量，地心即相当于火箭和地球的共同质量中心）。