I sistemi a propellente liquido portano il propellente in serbatoi esterni alla camera di combustione. La maggior parte di questi motori utilizza un ossidante liquido e un combustibile liquido, che vengono trasferiti dai rispettivi serbatoi tramite pompe. Le pompe aumentano la pressione al di sopra della pressione operativa del motore, e i propellenti vengono poi iniettati nel motore in modo da assicurare l’atomizzazione e la rapida miscelazione. I motori a propellente liquido hanno alcune caratteristiche che li rendono preferibili ai sistemi solidi in molte applicazioni. Queste caratteristiche includono (1) maggiori velocità di scarico effettive raggiungibili (ve), (2) maggiori frazioni di massa (massa del propellente divisa per la massa dei componenti inerti), e (3) controllo del livello operativo in volo (throttleability), a volte includendo la capacità di stop-and-restart e l’arresto di emergenza. Inoltre, in alcune applicazioni è un vantaggio che il caricamento del propellente sia ritardato fino a poco prima del lancio, una misura che l’uso di un propellente liquido permette. Queste caratteristiche tendono a promuovere l’uso di sistemi liquidi in molte applicazioni dello stadio superiore dove l’alta ve e l’alta frazione di massa del propellente sono particolarmente importanti. I sistemi liquidi sono stati anche ampiamente utilizzati come veicoli di lancio del primo stadio per le missioni spaziali, come, per esempio, nei sistemi di lancio Saturn (USA), Ariane (europeo), ed Energia (sovietico). I meriti relativi dei propellenti solidi e liquidi nei veicoli di lancio di grandi dimensioni sono ancora oggetto di dibattito e coinvolgono non solo le prestazioni di propulsione, ma anche le questioni relative alla logistica, i costi di capitale e operativi dei siti di lancio, il recupero e il riutilizzo dell’hardware di volo, e così via.

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I componenti tipici di un sistema di propulsione a razzo liquido sono il motore, i serbatoi di carburante e la struttura del veicolo con cui tenere queste parti in posizione e collegarsi al carico utile e alla rampa di lancio (o veicolo). I serbatoi del combustibile e dell’ossidante sono di solito di costruzione molto leggera, poiché operano a bassa pressione. In alcune applicazioni, i propellenti sono criogenici (cioè, sono sostanze come l’ossigeno e l’idrogeno che sono gassosi a condizioni ambientali e devono essere conservati a temperature estremamente basse per essere allo stato liquido).

Il motore a propellente liquido stesso consiste in una camera principale per miscelare e bruciare il carburante e l’ossidante, con l’estremità anteriore occupata dai collettori e dagli iniettori del carburante e dell’ossidante e l’estremità posteriore composta dall’ugello supersonico. Integrato alla camera principale c’è una camicia di raffreddamento attraverso la quale il propellente liquido (di solito combustibile) viene fatto circolare a tassi abbastanza alti da permettere al motore di funzionare continuamente senza un eccessivo aumento della temperatura nella camera. Le pressioni di funzionamento del motore sono di solito nell’intervallo 1.000-10.000 kilopascal (10-100 atmosfere). I propellenti sono forniti al collettore dell’iniettore ad una pressione un po’ più alta, di solito da turbopompe ad alta capacità (una per il carburante e un’altra per l’ossidante). Dall’esterno, un motore a propellente liquido sembra spesso un labirinto di tubature, che collega i serbatoi alle pompe, porta il flusso di refrigerante da e verso le camicie di raffreddamento, e convoglia i fluidi pompati all’iniettore. Inoltre, i motori sono generalmente montati su gimbal in modo che possano essere ruotati di qualche grado per il controllo della direzione di spinta, e opportuni attuatori sono collegati tra il motore (o i motori) e la struttura del veicolo per vincolare e ruotare il motore.

Ognuno dei motori principali dello space shuttle statunitense impiega propellenti a ossigeno liquido (LO2) e idrogeno liquido (LH2). Questi motori rappresentano una varietà molto complessa e performante di razzi a propellente liquido. Non solo ognuno ha un valore di vena di 3.630 metri (11.909 piedi) al secondo, ma è anche in grado di controllare la spinta-magnitudine su una gamma significativa (2-1). Inoltre, i motori dello shuttle fanno parte dell’orbiter alato, che è progettato per trasportare sia l’equipaggio che il carico utile per un massimo di 20 missioni.

All’estremo opposto della complessità e delle prestazioni c’è un thrustor all’idrazina usato per il controllo dell’assetto dei veicoli di volo convenzionali e dei veicoli spaziali senza equipaggio. Un tale sistema può impiegare un recipiente a pressione con valvole al posto di una pompa, e il singolo propellente scorre attraverso un letto di catalizzatore che causa una decomposizione esotermica (che rilascia calore). Il gas risultante viene scaricato attraverso un ugello opportunamente orientato per la correzione d’assetto richiesta. Sistemi di questo tipo sono anche usati come generatori di gas per le turbopompe sui razzi più grandi.

La maggior parte dei razzi a propellente liquido usano sistemi bipropellenti, cioè quelli in cui un ossidante e un combustibile sono conservati separatamente e mescolati nella camera di combustione. Le proprietà desiderabili per le combinazioni di propellenti sono: bassa massa molecolare e alta temperatura dei prodotti di reazione (per un’alta velocità di scarico), alta densità (per minimizzare il peso del serbatoio), basso fattore di rischio (per esempio, corrosività e tossicità), basso impatto ambientale e basso costo. Le scelte si basano su compromessi a seconda delle applicazioni. Per esempio, l’ossigeno liquido è ampiamente utilizzato perché è un buon ossidante per un certo numero di combustibili (dando alta temperatura di fiamma e bassa massa molecolare) e perché è ragionevolmente denso e relativamente poco costoso. È liquido solo sotto i -183 °C (-297 °F), il che limita un po’ la sua disponibilità, ma può essere caricato in serbatoi isolati poco prima del lancio (e rifornito o drenato in caso di ritardi nel lancio). Il fluoro liquido o l’ozono sono ossidanti migliori sotto alcuni aspetti, ma comportano maggiori rischi e costi più elevati. Le basse temperature di tutti questi sistemi richiedono una progettazione speciale delle pompe e di altri componenti, e la corrosività, la tossicità e le caratteristiche pericolose del fluoro e dell’ozono hanno impedito il loro uso in sistemi operativi. Altri ossidanti che hanno visto l’uso operativo sono l’acido nitrico (HNO3), il perossido di idrogeno (H2O2), e il tetrossido di azoto (N2O4), che sono liquidi in condizioni ambientali. Mentre alcuni sono sostanze chimiche piuttosto nocive, sono utili nelle applicazioni in cui il razzo deve essere in una condizione quasi pronta al fuoco per un lungo periodo di tempo, come nel caso dei missili balistici a lungo raggio.

L’idrogeno liquido è di solito il miglior carburante dal punto di vista dell’alta velocità di scarico, e potrebbe essere usato esclusivamente se non fosse per il requisito criogenico e la sua densità molto bassa. I combustibili idrocarburici come l’alcool e il cherosene sono spesso preferiti perché sono liquidi in condizioni ambientali e più densi dell’idrogeno liquido, oltre ad essere combustibili più “concentrati” (cioè, hanno più atomi di combustibile in ogni molecola). I valori della velocità di scarico sono determinati dagli effetti relativi delle temperature di fiamma (combustione) più elevate e dalle masse molecolari dei prodotti di reazione.

In pratica, nei sistemi principali sono state fatte diverse scelte di propellenti, come mostrato nella tabella dei propellenti liquidi. Nei voli in cui possono essere utilizzati propellenti criogenici (ad esempio, la propulsione terra-terra-orbita), l’ossigeno liquido è più spesso usato come ossidante. Nei primi stadi viene impiegato un idrocarburo o idrogeno liquido, mentre quest’ultimo viene solitamente adottato per i secondi stadi. Negli ICBM e in altri missili guidati simili che devono essere pronti per il lancio con breve preavviso, vengono utilizzati sistemi di propellenti non criogenici (o “stoccabili”), come, per esempio, una miscela ossidante-combustibile di tetrossido di azoto e idrazina-unsymmetrical dimethylhydrazine (designata anche UDMH; 2 NNH2). Sistemi di questo tipo trovano applicazione anche su voli di lunga durata come quelli che coinvolgono lo Space Shuttle Orbital Maneuvering System e il modulo lunare Apollo. I motori solidi si sono dimostrati utili nei voli di lunga durata, ma i sistemi a liquido sono spesso preferiti a causa della necessità di capacità di stop-start o di controllo della spinta.