Les systèmes à propergol liquide transportent le propergol dans des réservoirs extérieurs à la chambre de combustion. La plupart de ces moteurs utilisent un oxydant liquide et un combustible liquide, qui sont transférés de leurs réservoirs respectifs par des pompes. Les pompes élèvent la pression au-dessus de la pression de fonctionnement du moteur, et les propergols sont ensuite injectés dans le moteur de manière à assurer une atomisation et un mélange rapide. Les moteurs à propergol liquide présentent certaines caractéristiques qui les rendent préférables aux systèmes solides dans de nombreuses applications. Ces caractéristiques comprennent (1) des vitesses d’échappement effectives (ve) plus élevées, (2) des fractions de masse plus élevées (masse du propergol divisée par la masse des composants inertes) et (3) le contrôle du niveau de fonctionnement en vol (étranglement), y compris parfois la capacité d’arrêt et de redémarrage et l’arrêt d’urgence. En outre, dans certaines applications, il est avantageux que le chargement du propergol soit retardé jusqu’à peu de temps avant le lancement, une mesure que permet l’utilisation d’un propergol liquide. Ces caractéristiques tendent à promouvoir l’utilisation de systèmes liquides dans de nombreuses applications de l’étage supérieur où une veine élevée et une fraction massique élevée de propergol sont particulièrement importantes. Les systèmes liquides ont également été largement utilisés comme véhicules de lancement du premier étage pour les missions spatiales, comme par exemple dans les systèmes de lancement Saturn (États-Unis), Ariane (Europe) et Energia (Union soviétique). Les mérites relatifs des propergols solides et liquides dans les grands lanceurs font encore l’objet de débats et impliquent non seulement les performances de propulsion, mais aussi des questions liées à la logistique, aux coûts d’investissement et d’exploitation des sites de lancement, à la récupération et à la réutilisation du matériel de vol, et ainsi de suite.

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Les composants typiques d’un système de propulsion par fusée liquide sont le moteur, les réservoirs de carburant et la structure du véhicule avec laquelle maintenir ces pièces en place et se connecter à la charge utile et à la rampe de lancement (ou au véhicule). Les réservoirs de carburant et d’oxydant sont généralement de construction très légère, car ils fonctionnent à basse pression. Dans certaines applications, les propergols sont cryogéniques (c’est-à-dire qu’il s’agit de substances comme l’oxygène et l’hydrogène qui sont gazeuses aux conditions ambiantes et qui doivent être stockées dans des réservoirs à des températures extrêmement basses pour être à l’état liquide).

Le moteur à propergol liquide lui-même est constitué d’une chambre principale pour le mélange et la combustion du carburant et du comburant, l’extrémité avant étant occupée par les collecteurs et les injecteurs de carburant et de comburant et l’extrémité arrière étant composée de la tuyère supersonique. La chambre principale comporte une chemise de refroidissement dans laquelle circule un propergol liquide (généralement du carburant) à des taux suffisamment élevés pour permettre au moteur de fonctionner en continu sans augmentation excessive de la température dans la chambre. Les pressions de fonctionnement du moteur sont généralement comprises entre 1 000 et 10 000 kilopascals (10-100 atmosphères). Les propergols sont fournis au collecteur de l’injecteur à une pression un peu plus élevée, généralement par des turbopompes de grande capacité (une pour le carburant et une autre pour l’oxydant). De l’extérieur, un moteur à propergol liquide ressemble souvent à un labyrinthe de plomberie, qui relie les réservoirs aux pompes, achemine le flux de liquide de refroidissement vers et depuis les chemises de refroidissement, et transporte les fluides pompés vers l’injecteur. En outre, les moteurs sont généralement montés sur des cardans de manière à pouvoir être tournés de quelques degrés pour contrôler la direction de la poussée, et des actionneurs appropriés sont connectés entre le (ou les) moteur(s) et la structure du véhicule pour contraindre et faire tourner le moteur.

Chacun des moteurs principaux de la navette spatiale américaine utilise des ergols d’oxygène liquide (LO2) et d’hydrogène liquide (LH2). Ces moteurs représentent une variété très complexe et très performante de fusée à propergol liquide. Non seulement ils ont une valeur de veine de 3 630 mètres (11 909 pieds) par seconde, mais ils sont également capables de contrôler la magnitude de la poussée sur une plage importante (2-1). De plus, les moteurs de la navette font partie de l’orbiteur ailé, qui est conçu pour transporter à la fois l’équipage et la charge utile pour un maximum de 20 missions.

À l’extrême opposé de la complexité et des performances, on trouve un propulseur à hydrazine utilisé pour le contrôle d’attitude des véhicules de vol conventionnels et des engins spatiaux non habités. Un tel système peut employer un récipient sous pression à soupape à la place d’une pompe, et le propergol unique traverse un lit catalytique qui provoque une décomposition exothermique (dégageant de la chaleur). Le gaz résultant est évacué par une buse qui est orientée de manière appropriée pour la correction d’attitude requise. Les systèmes de ce type sont également utilisés comme générateurs de gaz pour les turbopompes des grandes fusées.

La plupart des fusées à propergol liquide utilisent des systèmes bipropulseurs, c’est-à-dire ceux dans lesquels un oxydant et un combustible sont stockés séparément et mélangés dans la chambre de combustion. Les propriétés souhaitables pour les combinaisons de propergols sont une faible masse moléculaire et une température élevée des produits de réaction (pour une vitesse d’échappement élevée), une densité élevée (pour minimiser le poids du réservoir), un faible facteur de risque (par exemple, corrosivité et toxicité), un faible impact environnemental et un faible coût. Les choix sont basés sur des compromis en fonction des applications. Par exemple, l’oxygène liquide est largement utilisé parce qu’il est un bon oxydant pour un certain nombre de combustibles (donnant une température de flamme élevée et une faible masse moléculaire) et parce qu’il est raisonnablement dense et relativement peu coûteux. Il n’est liquide qu’en dessous de -183 °C (-297 °F), ce qui limite quelque peu sa disponibilité, mais il peut être chargé dans des réservoirs isolés peu avant le lancement (et réapprovisionné ou vidangé en cas de retard au lancement). Le fluor liquide ou l’ozone sont de meilleurs oxydants à certains égards, mais ils sont plus dangereux et plus coûteux. Les basses températures de tous ces systèmes exigent une conception spéciale des pompes et autres composants, et la corrosivité, la toxicité et les caractéristiques dangereuses du fluor et de l’ozone ont empêché leur utilisation dans les systèmes opérationnels. Les autres oxydants qui ont été utilisés en service sont l’acide nitrique (HNO3), le peroxyde d’hydrogène (H2O2) et le tétroxyde d’azote (N2O4), qui sont liquides dans les conditions ambiantes. Bien que certains soient des produits chimiques quelque peu nocifs, ils sont utiles dans les applications où la fusée doit être dans un état presque prêt à tirer pendant une période prolongée, comme dans le cas des missiles balistiques à longue portée.

L’hydrogène liquide est généralement le meilleur combustible du point de vue de la vitesse d’échappement élevée, et il pourrait être utilisé exclusivement s’il n’y avait pas l’exigence cryogénique et sa très faible densité. Les carburants hydrocarbonés tels que l’alcool et le kérosène sont souvent préférés parce qu’ils sont liquides dans les conditions ambiantes et plus denses que l’hydrogène liquide, en plus d’être des carburants plus « concentrés » (c’est-à-dire qu’ils ont plus d’atomes de carburant dans chaque molécule). Les valeurs de la vitesse d’échappement sont déterminées par les effets relatifs des températures de flamme (combustion) plus élevées et des masses moléculaires des produits de réaction.

Dans la pratique, divers choix de systèmes de propulsion ont été faits dans les principaux systèmes, comme le montre le tableau des propulseurs liquides. Dans les vols où les ergols cryogéniques peuvent être utilisés (par exemple, la propulsion sol-orbite), l’oxygène liquide est le plus souvent utilisé comme comburant. Dans les premiers étages, on utilise soit un hydrocarbure, soit de l’hydrogène liquide, tandis que ce dernier est généralement adopté pour les seconds étages. Dans les ICBM et autres missiles guidés similaires qui doivent être prêts à être lancés à brève échéance, on utilise des systèmes de propulsion non cryogéniques (ou « stockables »), comme par exemple un mélange comburant-combustible de tétroxyde d’azote et d’hydrazine-diméthylhydrazine asymétrique (également appelée UDMH ; 2 NNH2). Les systèmes de ce type sont également utilisés pour les vols de longue durée, comme ceux de la navette spatiale Orbital Maneuvering System et du module lunaire Apollo. Les moteurs solides se sont avérés utiles sur les vols de longue durée, mais les systèmes liquides sont souvent préférés en raison de la nécessité d’une capacité d’arrêt-démarrage ou de contrôle de la poussée.

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