Flüssigtreibstoffsysteme führen den Treibstoff in Tanks außerhalb der Brennkammer mit. Die meisten dieser Triebwerke verwenden ein flüssiges Oxidationsmittel und einen flüssigen Treibstoff, die durch Pumpen aus den jeweiligen Tanks gefördert werden. Die Pumpen erhöhen den Druck über den Betriebsdruck des Triebwerks, und die Treibstoffe werden dann so in das Triebwerk eingespritzt, dass eine Zerstäubung und schnelle Vermischung gewährleistet ist. Triebwerke mit Flüssigtreibstoff haben bestimmte Eigenschaften, die sie bei vielen Anwendungen gegenüber Feststoffsystemen vorteilhaft machen. Zu diesen Merkmalen gehören (1) höhere erreichbare effektive Abgasgeschwindigkeiten (ve), (2) höhere Massenanteile (Treibstoffmasse geteilt durch die Masse der inerten Komponenten) und (3) Steuerung der Betriebsstufe während des Fluges (Drosselbarkeit), manchmal einschließlich der Möglichkeit des Anhaltens und Wiederanlassens sowie der Notabschaltung. Bei einigen Anwendungen ist es auch von Vorteil, dass das Laden des Treibstoffs bis kurz vor dem Start verzögert wird, eine Maßnahme, die durch die Verwendung eines Flüssigtreibstoffs möglich ist. Diese Eigenschaften begünstigen den Einsatz von Flüssigtreibstoffsystemen in vielen Anwendungen der Oberstufe, bei denen eine hohe Ve und ein hoher Treibstoffmassenanteil besonders wichtig sind. Flüssigsysteme wurden auch in großem Umfang als Trägerraketen der ersten Stufe für Weltraummissionen eingesetzt, wie z. B. bei den Trägersystemen Saturn (USA), Ariane (Europa) und Energia (Sowjetunion). Die relativen Vorzüge von Fest- und Flüssigtreibstoffen in großen Trägerraketen werden immer noch diskutiert und betreffen nicht nur die Antriebsleistung, sondern auch Fragen im Zusammenhang mit der Logistik, den Kapital- und Betriebskosten von Startanlagen, der Rückgewinnung und Wiederverwendung von Fluggeräten usw.

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Die typischen Komponenten eines Flüssigkeitsraketen-Antriebssystems sind das Triebwerk, die Treibstofftanks und die Fahrzeugstruktur, mit der diese Teile an Ort und Stelle gehalten und mit der Nutzlast und der Startrampe (oder dem Fahrzeug) verbunden werden. Die Tanks für Treibstoff und Oxidationsmittel sind in der Regel sehr leicht, da sie bei niedrigem Druck arbeiten. Bei einigen Anwendungen sind die Treibstoffe kryogen (d. h. es handelt sich um Stoffe wie Sauerstoff und Wasserstoff, die bei Umgebungsbedingungen gasförmig sind und bei extrem niedrigen Temperaturen getankt werden müssen, um in den flüssigen Zustand überzugehen).

Das Flüssigtriebwerk selbst besteht aus einer Hauptkammer zum Mischen und Verbrennen des Treibstoffs und des Oxidationsmittels, wobei das vordere Ende von Treibstoff- und Oxidationsmittelverteilern und Einspritzdüsen eingenommen wird und das hintere Ende aus der Überschalldüse besteht. Zur Hauptkammer gehört ein Kühlmantel, durch den flüssiges Treibmittel (in der Regel Treibstoff) mit ausreichender Geschwindigkeit zirkuliert, damit das Triebwerk ohne übermäßigen Temperaturanstieg in der Kammer kontinuierlich betrieben werden kann. Der Betriebsdruck des Triebwerks liegt in der Regel im Bereich von 1.000-10.000 Kilopascal (10-100 Atmosphären). Die Treibstoffe werden dem Einspritzkrümmer mit einem etwas höheren Druck zugeführt, in der Regel durch Turbopumpen mit hoher Kapazität (eine für den Treibstoff und eine für das Oxidationsmittel). Von außen sieht ein Flüssigtriebwerk oft wie ein Labyrinth von Rohrleitungen aus, die die Tanks mit den Pumpen verbinden, den Kühlmittelstrom zu und von den Kühlmänteln leiten und die gepumpten Flüssigkeiten zum Injektor befördern. Außerdem sind die Triebwerke in der Regel kardanisch aufgehängt, so dass sie zur Steuerung der Schubrichtung um einige Grad gedreht werden können, und zwischen dem Triebwerk (oder den Triebwerken) und der Fahrzeugstruktur sind entsprechende Aktuatoren angeschlossen, um das Triebwerk zu spannen und zu drehen.

Jedes der Haupttriebwerke des US-Space Shuttle verwendet Flüssigsauerstoff (LO2) und Flüssigwasserstoff (LH2) als Treibstoffe. Diese Triebwerke stellen eine sehr komplexe, leistungsstarke Variante der Flüssigtreibstoffraketen dar. Jedes dieser Triebwerke hat nicht nur einen Ve-Wert von 3.630 Metern pro Sekunde, sondern ist auch in der Lage, die Schubstärke über einen erheblichen Bereich zu steuern (2-1). Darüber hinaus sind die Shuttle-Triebwerke Teil des geflügelten Orbiters, der sowohl die Besatzung als auch die Nutzlast für bis zu 20 Missionen befördern soll.

Das entgegengesetzte Extrem in Bezug auf Komplexität und Leistung ist ein Hydrazin-Triebwerk, das zur Lageregelung von konventionellen Flugkörpern und unbemannten Raumfahrzeugen verwendet wird. Bei einem solchen System kann anstelle einer Pumpe ein Druckbehälter mit Ventil verwendet werden, und das einzelne Treibmittel strömt durch ein Katalysatorbett, das eine exotherme (Wärme freisetzende) Zersetzung bewirkt. Das dabei entstehende Gas wird durch eine Düse ausgestoßen, die entsprechend der erforderlichen Lagekorrektur ausgerichtet ist. Systeme dieser Art werden auch als Gasgeneratoren für Turbopumpen auf größeren Raketen verwendet.

Die meisten Flüssigtreibstoffraketen verwenden Bipropellant-Systeme, d.h. solche, bei denen ein Oxidationsmittel und ein Treibstoff separat getankt und in der Brennkammer gemischt werden. Wünschenswerte Eigenschaften für Treibstoffkombinationen sind eine geringe Molekülmasse und eine hohe Temperatur der Reaktionsprodukte (für eine hohe Abgasgeschwindigkeit), eine hohe Dichte (um das Gewicht des Tanks zu minimieren), ein geringer Gefahrenfaktor (z. B. Korrosivität und Toxizität), eine geringe Umweltbelastung und niedrige Kosten. Die Auswahl basiert auf Kompromissen je nach Anwendung. Flüssiger Sauerstoff wird zum Beispiel häufig verwendet, weil er ein gutes Oxidationsmittel für eine Reihe von Brennstoffen ist (hohe Flammentemperatur und niedrige Molekülmasse) und weil er relativ dicht und preiswert ist. Er ist nur unterhalb von -183 °C (-297 °F) flüssig, was seine Verfügbarkeit etwas einschränkt, aber er kann kurz vor dem Start in isolierte Tanks gefüllt werden (und im Falle von Startverzögerungen aufgefüllt oder abgelassen werden). Flüssiges Fluor oder Ozon sind in mancher Hinsicht bessere Oxidationsmittel, bergen aber mehr Gefahren und sind teurer. Die niedrigen Temperaturen all dieser Systeme erfordern eine spezielle Konstruktion von Pumpen und anderen Komponenten, und die Korrosivität, Toxizität und gefährlichen Eigenschaften von Fluor und Ozon haben ihre Verwendung in operationellen Systemen verhindert. Andere Oxidationsmittel, die in der Praxis verwendet wurden, sind Salpetersäure (HNO3), Wasserstoffperoxid (H2O2) und Stickstofftetroxid (N2O4), die unter Umgebungsbedingungen flüssig sind. Einige von ihnen sind zwar etwas schädlich, aber sie sind nützlich für Anwendungen, bei denen die Rakete über einen längeren Zeitraum in einem nahezu zündbereiten Zustand sein muss, wie bei ballistischen Langstreckenraketen.

Flüssiger Wasserstoff ist normalerweise der beste Treibstoff unter dem Gesichtspunkt der hohen Ausstoßgeschwindigkeit und könnte ausschließlich verwendet werden, wenn nicht die Tieftemperaturanforderungen und seine sehr geringe Dichte zu berücksichtigen wären. Kohlenwasserstoff-Kraftstoffe wie Alkohol und Kerosin werden oft bevorzugt, da sie unter Umgebungsbedingungen flüssig und dichter als flüssiger Wasserstoff sind und zudem eine höhere Konzentration aufweisen (d. h. mehr Atome in jedem Molekül). Die Werte der Abgasgeschwindigkeit werden durch die relativen Auswirkungen höherer Flammentemperaturen (Verbrennungstemperaturen) und Molekülmassen der Reaktionsprodukte bestimmt.

In der Praxis wurden in den wichtigsten Systemen eine Vielzahl von Treibstoffsystemen gewählt, wie in der Tabelle der Flüssigtreibstoffe dargestellt. Bei Flügen, bei denen kryogene Treibstoffe verwendet werden können (z. B. beim Antrieb vom Boden zur Erde), wird meist flüssiger Sauerstoff als Oxidationsmittel eingesetzt. In den ersten Stufen wird entweder ein Kohlenwasserstoff oder flüssiger Wasserstoff verwendet, während letzterer in der Regel für die zweiten Stufen eingesetzt wird. In Interkontinentalraketen und ähnlichen Lenkflugkörpern, die kurzfristig startbereit sein müssen, werden nicht kryogene (oder „lagerfähige“) Treibstoffsysteme verwendet, wie z. B. ein Oxidationsmittel-Treibstoff-Gemisch aus Stickstofftetroxid und Hydrazin-unsymmetrisches Dimethylhydrazin (auch als UDMH bezeichnet; 2 NNH2). Solche Systeme werden auch bei Langzeitflügen eingesetzt, wie z. B. beim Orbitalen Manövriersystem des Space Shuttle und der Apollo-Mondlandefähre. Feststoffmotoren haben sich bei Langzeitflügen als nützlich erwiesen, aber Flüssigtriebwerke werden oft bevorzugt, weil sie eine Stopp-Start-Fähigkeit oder eine Schubsteuerung benötigen.