Liquid-propellant systemsは、燃焼室の外部にあるタンクに推進剤を入れて運ぶシステムである。 これらのエンジンの多くは、液体の酸化剤と液体の燃料を使用し、ポンプでそれぞれのタンクから送り出す。 ポンプでエンジンの作動圧力以上に昇圧し、噴霧化と急速混合を行いながらエンジンに噴射する。 液体燃料エンジンは、多くの用途で固体燃料システムより優れている点がある。 1）到達可能な有効排気速度が大きい、（2）質量分率が高い（推進剤質量÷不活性成分質量）、（3）飛行中の運転レベルを制御できる（スロットル性能）、（停止・再起動や緊急停止ができる）、などの特徴がある。 また、液体燃料を使用することにより、打ち上げ直前まで推進剤の充填を遅らせることができる利点がある用途もある。 このような特徴から、高電圧、高推薬質量分率が特に重要な上段への液体システムの採用が進んでいます。 また、液体ロケットは、サターン（米国）、アリアン（欧州）、エネルギア（ソ連）のように、宇宙ミッションの第1段ロケットとして広く使用されている。 大型ロケットにおける固体推進剤と液体推進剤の使い分けについては、推進性能だけでなく、ロジスティクスや射場の設備費・運用費、飛行機器の回収・再利用などの問題もあり、現在も議論が続いている。

液体ロケット推進システムの典型的な構成要素は、エンジン、燃料タンク、およびこれらの部品を所定の位置に保持し、ペイロードおよび発射台（または車両）に接続するための車両構造体です。 燃料タンクと酸化剤タンクは、低圧で動作するため、通常、非常に軽量な構造になっています。

液体燃料エンジン自体は、燃料と酸化剤を混合して燃焼させる主室からなり、前端は燃料と酸化剤のマニホールドとインジェクター、後端は超音速ノズルで構成されています。 主室には冷却水ジャケットがあり、液体燃料が循環し、主室内の温度を上昇させることなくエンジンを連続運転することができる。 エンジンの運転圧力は通常、1,000～10,000キロパスカル（10～100気圧）の範囲である。 推進剤は、通常、大容量のターボポンプ（燃料用と酸化剤用）により、やや高い圧力でインジェクター・マニホールドに供給される。 液体燃料エンジンは、外から見ると、タンクとポンプをつなぐ配管、冷却ジャケットとの間の冷却水流、インジェクターへの送液など、迷路のような構造になっている。 さらに、エンジンは一般に、推力方向制御のために数度回転できるようにジンバルに取り付けられ、エンジンを拘束し回転させるために、エンジン（またはエンジン）と車両構造の間に適切なアクチュエータが接続されています。 これらのエンジンは、非常に複雑で高性能な液体燃料ロケットの一種である。 毎秒3,630mという速度だけでなく、かなりの範囲（2-1）で推力倍率を制御することが可能である。 さらに、シャトルエンジンは、最大20回のミッションのために乗員とペイロードの両方を運ぶように設計された翼のあるオービターの一部です。

複雑さとパフォーマンスの対極にあるのが、従来の飛行体や無人宇宙船の姿勢制御に使われるヒドラジン推力装置です。 そのようなシステムは、ポンプの代わりにバルブ付き圧力容器を採用することができ、単一の推進剤が発熱 (熱放出) 分解を引き起こす触媒床を流れます。 得られたガスは、必要な姿勢補正のために適切な方向に向けられたノズルから排出される。

液体燃料ロケットの多くは、酸化剤と燃料を別々にタンクに入れ、燃焼室で混合する二液混合方式を採用しています。 推進剤の組み合わせとしては、低分子量・高温（排気速度が速い）、高密度（タンク重量が小さい）、低危険因子（腐食性、毒性など）、低環境負荷、低コストが望ましい。 用途に応じたトレードオフの関係で選択される。 例えば、液体酸素は、多くの燃料に対して良好な酸化剤（高い火炎温度と低分子量を与える）であり、適度に濃く、比較的安価であるため、広く利用されている。 液体酸素は-183℃以下でのみ液体であるため、利用可能性はやや制限されるが、打ち上げ直前に断熱タンクに積み込むことができる（打ち上げが遅延した場合は補充または排出することができる）。 液体フッ素やオゾンは、ある点ではより優れた酸化剤であるが、より危険でコストがかかる。 また、フッ素やオゾンは腐食性、毒性、危険性があるため、運用システムでの使用は不可能である。 その他の酸化剤としては、硝酸（HNO3）、過酸化水素（H2O2）、四酸化窒素（N2O4）などがあるが、これらは常温では液体である。

液体水素は通常、高い排気速度の観点から最良の燃料であり、極低温の要件とその非常に低い密度がなければ、独占的に使用されるかもしれない。 アルコール、ケロシンなどの炭化水素燃料は、常温で液体であり、液体水素より密度が高く、さらに「濃縮」燃料（すなわち、各分子に多くの燃料原子を持つ）であるため、しばしば好んで使用される。 排気速度の値は、より高い火炎（燃焼）温度と反応生成物の分子量の相対的な影響によって決まる。

実際には、液体推進剤の表に示すように、主要システムでさまざまな推進剤システムの選択が行われてきた。 極低温推進剤を利用できる飛行（例えば、地上から地球軌道への推進）では、酸化剤として液体酸素が最も多く使用される。 第1段では炭化水素または液体水素が、第2段では液体水素が用いられるのが一般的である。 例えば、四酸化窒素とヒドラジン-非対称ジメチルヒドラジン（UDMH、2 NNH2）の酸化剤-燃料混合物などである。 この種のシステムは、スペースシャトルの軌道制御システムやアポロ月着陸船のような、より長時間の飛行にも適用される。 7456>