Raketter med flydende drivmiddel har drivmidlet i tanke uden for forbrændingskammeret. De fleste af disse motorer anvender et flydende oxidationsmiddel og et flydende brændstof, som overføres fra deres respektive tanke ved hjælp af pumper. Pumperne hæver trykket over motorens driftstryk, og drivmidlerne sprøjtes derefter ind i motoren på en måde, der sikrer forstøvning og hurtig opblanding. Flydende drivmiddelmotorer har visse egenskaber, som gør dem at foretrække frem for faste systemer i mange anvendelser. Disse egenskaber omfatter (1) højere opnåelige effektive udstødningshastigheder (ve), (2) højere massefraktioner (drivmiddelmasse divideret med masse af inaktive komponenter) og (3) kontrol af driftsniveauet under flyvning (throttleability), undertiden med mulighed for stop-and-restart og nødafbrydelse i nødstilfælde. I nogle anvendelser er det også en fordel, at påfyldning af drivmiddel udskydes til kort før opsendelsestidspunktet, en foranstaltning, som brugen af flydende drivmiddel muliggør. Disse egenskaber fremmer brugen af flydende systemer i mange anvendelser i det øverste trin, hvor det er særlig vigtigt med høj ve og høj masseandel af drivstof. Flydende systemer er også blevet anvendt i stor udstrækning som første fase af løfteraketter til rummissioner, f.eks. i Saturn- (USA), Ariane- (Europa) og Energia-løfteraketterne (Sovjetunionen). De relative fordele ved faste og flydende drivmidler i store løfteraketter er stadig til debat og vedrører ikke kun fremdriftsevnen, men også spørgsmål i forbindelse med logistik, kapital- og driftsomkostninger til opsendelsessteder, genvinding og genbrug af flyveudstyr osv.

Britannica Quiz

36 spørgsmål fra Britannicas mest populære videnskabsquizzer

Hvor godt kender du astronomi? Hvad med kvantemekanik? Denne quiz tager dig gennem 36 af de sværeste spørgsmål fra Britannicas mest populære quizzer om videnskaberne. Kun de bedste quizmasters klarer den.

De typiske komponenter i et fremdriftssystem til flydende raketter er motoren, brændstoftankene og køretøjets struktur, hvormed disse dele holdes på plads og forbindes til nyttelast og affyringsrampe (eller køretøj). Brændstof- og oxidationstankene er normalt af meget letvægtskonstruktion, da de fungerer ved lavt tryk. I nogle anvendelser er drivmidlerne kryogene (dvs. stoffer som f.eks. ilt og brint, der er gasformige ved omgivelsesforhold og skal tankes ved ekstremt lave temperaturer for at være i flydende tilstand).

Selve motoren med flydende drivmiddel består af et hovedkammer til blanding og forbrænding af brændstof og oxidationsmiddel, hvor den forreste ende er optaget af brændstof- og oxidationsmiddelfordelere og -injektorer, og den bageste ende består af supersoniske dyser. I hovedkammeret er der en kølemiddelkappe, hvorigennem flydende drivmiddel (normalt brændstof) cirkuleres med en hastighed, der er tilstrækkelig høj til, at motoren kan fungere kontinuerligt uden en for stor temperaturstigning i kammeret. Motorens driftstryk ligger normalt i intervallet 1 000-10 000 kilopascal (10-100 atmosfærer). Drivmidlerne tilføres til indsprøjtningsmanifolden ved et noget højere tryk, normalt ved hjælp af turbopumper med høj kapacitet (en til brændstoffet og en anden til oxidationsmidlet). Udefra ser en motor med flydende drivmidler ofte ud som en labyrint af rørføring, der forbinder tankene med pumperne, fører kølevæskestrømmen til og fra kølemantlerne og transporterer de pumpede væsker til injektoren. Desuden er motorerne generelt monteret på kardanmontering, så de kan drejes nogle få grader med henblik på styring af skubretningen, og passende aktuatorer er forbundet mellem motoren (eller motorerne) og køretøjets struktur for at fastholde og dreje motoren.

Hver af hovedmotorerne i den amerikanske rumfærge anvender flydende ilt (LO2) og flydende brint (LH2) som drivmidler. Disse motorer repræsenterer en meget kompleks, højtydende variant af en raket med flydende drivstof. De har ikke blot en ve-værdi på 3 630 meter (11 909 fod) pr. sekund, men er også i stand til at styre skubmængden over et betydeligt område (2-1). Desuden er rumfærgemotorerne en del af den vingede orbiter, som er designet til at transportere både besætning og nyttelast i op til 20 missioner.

Space shuttle main engine flow.

Encyclopædia Britannica, Inc.

I den modsatte yderlighed af kompleksitet og ydeevne er en hydrazin-thrustor, der anvendes til holdningskontrol af konventionelle flyvemaskiner og ubemandede rumfartøjer. Et sådant system kan anvende en trykbeholder med ventiler i stedet for en pumpe, og det enkelte drivmiddel strømmer gennem et katalysatorbed, der forårsager exotermisk (varmefrigivende) nedbrydning. Den resulterende gas udledes gennem en dyse, der er passende orienteret med henblik på den nødvendige stillingskorrektion. Systemer af denne art anvendes også som gasgeneratorer til turbopumper på større raketter.

De fleste raketter med flydende drivmiddel anvender bipropellantsystemer – dvs. systemer, hvor et oxidationsmiddel og et brændstof er tanket separat og blandet i forbrændingskammeret. Ønskelige egenskaber for drivmiddelkombinationer er lav molekylmasse og høj temperatur for reaktionsprodukterne (for at opnå høj udstødningshastighed), høj massefylde (for at minimere tankens vægt), lav risikofaktor (f.eks. ætsning og toksicitet), lav miljøpåvirkning og lave omkostninger. Valgene er baseret på afvejninger i forhold til anvendelsesformålene. F.eks. anvendes flydende ilt i vid udstrækning, fordi det er et godt oxidationsmiddel til en række brændstoffer (det giver høj flammetemperatur og lav molekylmasse), og fordi det er rimeligt tæt og relativt billigt. Det er kun flydende under -183 °C (-297 °F), hvilket i nogen grad begrænser dets tilgængelighed, men det kan fyldes i isolerede tanke kort før opsendelsen (og fyldes op eller tømmes i tilfælde af forsinkelser i opsendelsen). Flydende fluor eller ozon er i visse henseender bedre oxidationsmidler, men indebærer større fare og højere omkostninger. De lave temperaturer i alle disse systemer kræver en særlig udformning af pumper og andre komponenter, og fluor og ozons korrosivitet, toksicitet og farlige egenskaber har forhindret deres anvendelse i operationelle systemer. Andre oxidationsmidler, der har været anvendt i drift, er salpetersyre (HNO3), hydrogenperoxid (H2O2) og kvælstoftetroxid (N2O4), som er væsker under omgivende forhold. Selv om nogle af dem er noget skadelige kemikalier, er de nyttige i anvendelser, hvor raketten skal være næsten klar til affyring over en længere periode, som det er tilfældet med ballistiske missiler med lang rækkevidde.

Væskebrint er normalt det bedste brændstof ud fra et synspunkt om høj udstødningshastighed, og det kunne anvendes udelukkende, hvis det ikke var for kravet om kryogenitet og dets meget lave massefylde. Sådanne kulbrintebrændstoffer som alkohol og petroleum foretrækkes ofte, fordi de er flydende under omgivende forhold og er tættere end flydende brint, og fordi de desuden er mere “koncentrerede” brændstoffer (dvs. de har flere brændselsatomer i hvert molekyle). Værdierne for udstødningshastigheden bestemmes af de relative virkninger af højere flamme(forbrændings)temperaturer og reaktionsprodukternes molekylære masse.

I praksis er der i større systemer foretaget en række valg af drivmiddelsystemer, som det fremgår af tabellen over flydende drivmidler. Ved flyvninger, hvor kryogene drivmidler kan anvendes (f.eks. ved fremdrift fra jord til jordbane), anvendes flydende oxygen oftest som oxidationsmiddel. I første trin anvendes enten kulbrinte eller flydende brint, mens sidstnævnte normalt anvendes i andet trin. I ICBM’er og andre lignende styrede missiler, der skal være klar til opsendelse med kort varsel, anvendes ikke-kryogene (eller “opbevaringsvenlige”) drivsystemer, f.eks. en oxidationsmiddel-brændstofblanding af kvælstoftetroxid og hydrazin-unsymmetrisk dimethylhydrazin (også kaldet UDMH; 2 NNH2). Systemer af denne type anvendes også på længerevarende flyvninger, f.eks. med rumfærgens Orbital Maneuvering System og Apollo Lunar Module. Faste motorer har vist sig at være nyttige på flyvninger af lang varighed, men flydende systemer foretrækkes ofte på grund af behovet for mulighed for stop-start eller styring af skubstyrken.