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液體推進劑火箭引擎（英語：liquid-propellant rocket engine，縮寫為LPRE），簡稱液體火箭引擎[1]:2或液態火箭引擎，是指採用液態的燃料和氧化劑作為能源和工質的火箭引擎。液體火箭引擎的基本組成包括推力室、推進劑供應系統和引擎控制系統等。液體推進劑貯存在推進劑貯箱內，當引擎工作時推進劑在推進劑供應系統的作用下按照要求的壓力和流量輸送至燃燒室，經霧化、蒸發、混合和燃燒生成高溫高壓燃氣，再通過噴管加速至超音速排出，從而產生推力。
液體火箭引擎使用的推進劑可以是一種液態化學物，即單組元推進劑，也可以是幾種液態化學物的組合，即雙組元推進劑及三組元推進劑，它們均具有較高的能量特性。常用的單組元推進劑是肼，主要用於小推力引擎。雙組元推進劑主要有液氧/液氫、液氧/烴類（煤油、汽油和酒精等）、硝酸/烴類、四氧化二氮/偏二甲肼等組合。
歷史上第一枚液體火箭是由美國火箭學家羅伯特·戈達德於1926年發射的。德國火箭專家馮·布朗的研究團隊在第二次世界大戰期間研製的V-2火箭極大地促進了大型液體火箭引擎的發展。二戰後，美國和蘇聯/俄羅斯等許多國家研製了大量的液體火箭引擎。液體火箭引擎作為最為成熟的火箭推進系統之一，具有較高的性能和許多獨特的優點，目前被廣泛應用於運載火箭、航天器以及導彈。液體火箭引擎還被用作部分飛機的推進動力。
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康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基、羅伯特·戈達德和赫爾曼·奧伯特被公認為是現代火箭學之父[2][3][4]，他們在同一時期各自獨立進行着現代火箭的早期研究工作。
1903年，俄羅斯教師康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基發表了第一部提出利用火箭進行航天活動的著作《利用反作用力設施探索宇宙空間》（俄語：Исследование мировых пространств реактивными приборами）[5]。齊奧爾科夫斯基提出液體推進劑比固體推進劑能提供更多能量，認為液氧/液氫是用於航天飛行的最佳推進劑，並且給出包含燃燒室、噴管和推進劑貯箱等關鍵要素的液體火箭引擎的概念性草圖[6]。此外，他還推導出逃逸速度和火箭方程，提出多級火箭設想[2]。但齊奧爾科夫斯基並未實際建造和測試任何火箭[6]。
美國克拉克大學教授羅伯特·戈達德在1914年就申請了關於液體燃料火箭裝置的專利[3][7]，並且在1919年發表了關於火箭飛行的數學理論的著作《到達極高空的方法》（英語：A Method of Reaching Extreme Altitudes）[8]。在1921年至1925年期間，戈達德進行了液體火箭引擎地面靜態試驗[9]。1926年3月16日，戈達德在馬薩諸塞州的奧本成功發射了歷史上首枚液體燃料火箭[3][a]。這枚火箭採用液氧/汽油作為推進劑，僅飛行了41英尺高、185英尺遠，歷時2.5秒[9]。戈達德在液體火箭的研究上取得過很多開創性成果。但由於戈達德在世期間不願太多發表和透露他的液體火箭引擎的設計細節、試驗數據等有用信息，因此他的研究成果並未對美國的液體火箭發展產生太大影響[9]。
1923年，德國科學家赫爾曼·奧伯特發表了題為《飛向星際空間的火箭》（德語：Die Rakete zu den Planetenräumen）的著作，並且在1929年修訂了這本書，將其命名為《通向航天之路》（德語：Wege zur Raumschiffahrt）[10]:271。該書由於其重要的科學價值而得到國際上的認可。20世紀30年代，奧伯特建造並試驗了他的概念性的液體火箭引擎。他的第一枚火箭於1931年5月7日在德國柏林附近發射[4]。
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1927年，德國的一群業餘火箭研究者成立了太空旅行學會[10]:283，奧伯特也是其成員之一。
20世紀30年代初，德國陸軍裝備部開始籌建官方的火箭研究組織。德國陸軍軍官瓦爾特·多恩伯格組建了由德國火箭專家韋恩赫爾·馮·布朗領導的火箭研究小組[11]。馮·布朗的研究團隊起初在柏林南郊的庫默斯多夫進行遠程火箭的研究，後來又搬至德軍在佩內明德新建的火箭研究基地繼續工作。他們相繼設計和測試了A-1、A-2、A-3和A-5等實驗火箭以及實用化的大型火箭A-4[11]。其引擎主要由德國火箭專家瓦爾特·蒂爾負責研製[10]:750。A-4火箭於1942年10月3日在佩內明德成功試射，並在1944更名為V-2火箭[11]，是第二次世界大戰中著名的彈道導彈。V-2火箭的引擎使用液氧/酒精作為推進劑，推力可達56,000磅力，採用薄膜冷卻和再生冷卻的方法對推力室進行冷卻，採用由高錳酸鈉催化過氧化氫分解生成的高溫氣流來驅動渦輪泵進行泵壓式增壓輸送推進劑[12][13]。1945年，二戰結束，馮·布朗和他的火箭團隊向美軍投降，相關技術報告和圖紙以及V-2火箭一起運送到美國[10]:752-753，而蘇聯也得到了V-2火箭的部件和設備[11]。V-2火箭具有極大的歷史意義，它對美國和蘇聯的大型液體火箭引擎的發展起到巨大的推動作用。
20世紀30年代後期，德國也對用於火箭動力飛機的液體火箭引擎進行研究。德國工程師赫爾穆特·瓦爾特的公司研製了這些液體火箭引擎[10]:754-762。1939年6月20日，世界上第一架單獨使用液體火箭引擎作為推進動力的飛機——He 176飛機[b]試飛成功，採用的是瓦爾特設計的HWK R1引擎[14]。Me 163戰鬥機是德國在二戰中唯一服役的火箭動力戰鬥機，採用的是HWK 109-509引擎，使用C-Stoff[c]和T-Stoff[d]分別作為燃料和氧化劑[10]:757。
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1930年，一群以科幻小說作家為主的愛好者成立了美國火箭學會（縮寫為ARS）[15][e]，隨後開展火箭的設計和實驗工作。
1936年，美國加州理工學院空氣動力學家西奧多·馮·卡門領導的古根海姆航空實驗室（縮寫為GALCIT）開始液體火箭相關研究工作，包括不同推進劑的性能研究以及推力室的設計和測試[9]。
自20世紀40年代起，多家美國公司陸續參與了液體火箭引擎的研製。反應引擎公司（縮寫為RMI）是美國第一家液體火箭引擎公司，是由美國火箭學會的四位成員於1941年成立的[15]。其設計的最有名的引擎是為貝爾X-1飛機設計的RMI 6000C-4火箭引擎，擁有四個推力室，總推力達6000磅力，採用液氧/酒精作為推進劑，還被用於道格拉斯D-558-2天空火箭、北美X-15[9]。
噴氣飛機公司，由馮·卡門等人於1942年成立，是美國第二家研製火箭引擎的公司[9]。噴氣飛機公司為A-20轟炸機、B-29轟炸機、B-45轟炸機、B-47轟炸機等許多軍用飛機研製了一系列噴氣助推起飛液體火箭引擎[9]，還為波馬克導彈IM-99A設計過液體火箭助推器[16]。噴氣飛機公司設計的最成功的大型液體火箭引擎是分別用於泰坦系列運載火箭的第一節和第二節的LR-87和LR-91火箭引擎。LR-87引擎為雙推力室，LR-91引擎為單推力室，它們最初使用液氧/煤油（RP-1）作為推進劑，後來改用四氧化二氮/混肼50[9]。
洛克達因[f]是美國重要的液體火箭引擎製造商。其基於德國V-2火箭的引擎技術，為美國第一種彈道導彈——紅石導彈研製了A-6和A-7火箭引擎[g]，海平面推力可達78,000磅力[9]。紅石導彈的引擎在1958年被用於發射美國第一顆人造衛星探險者一號的朱諾1號運載火箭，在1961年被用於執行美國首次載人亞軌道太空飛行任務的水星-紅石運載火箭[9][17]。其在20世紀50年代分別為美國第一種洲際彈道導彈——擎天神導彈以及朱庇特彈道導彈和雷神彈道導彈等設計了液體火箭引擎[9]。洛克達因的歷史性成就之一就是研發了用於發射阿波羅飛船以實現人類首次登月的農神5號運載火箭的F-1和J-2火箭引擎。F-1引擎是世界上推力最大的單推力室引擎，海平面推力達1,522,000磅力，採用液氧/煤油作為推進劑，被用於農神5號的第一節；J-2引擎是世界上第一個大推力氫氧火箭引擎，被用於第二節[9]。洛克達因的歷史性成就還包括為美國穿梭機設計的穿梭機主引擎（縮寫為SSME），亦即RS-25火箭引擎[18]。它使用液氧/液氫作為推進劑，是美國第一個採用分級燃燒循環的液體火箭引擎[9]。RS-68火箭引擎是洛克達因於20世紀90年代末在穿梭機主引擎的基礎上研發的低成本大推力液體引擎，通過採用中等燃燒室壓力、簡化引擎設計以達到降低成本的目的，被用於三角洲4號運載火箭的公共助推核心[19]。
普惠公司在1957年決定進入液體火箭引擎領域。其最成功的液體火箭引擎就是RL10火箭引擎，於1963年首次成功飛行，是世界上第一個使用液氧/液氫作為推進劑以及第一個採用膨脹循環的火箭引擎[9]。RL10系列引擎主要被用於半人馬座火箭、土星1號運載火箭的S-IV級以及三角洲3號和4號運載火箭的第二節等上面級[19][20]。
現隸屬於諾斯洛普·格魯門公司空間技術部的推進產品中心（Propulsion Products Center），原為TRW公司的部門，是美國最早研發以肼為推進劑的單組元液體火箭引擎的機構。其為航天器研製了許多單組元和雙組元液體火箭引擎，包括衛星姿態控制引擎、液體遠地點引擎以及阿波羅登月艙的下降級推進系統。[9]
成立於2002年的太空探索科技公司（SpaceX）為自家致力於可回收使用的獵鷹系列運載火箭研製了默林火箭引擎和紅隼火箭引擎[21][22]；為龍飛船研製了天龍座火箭引擎和超級天龍座火箭引擎[23]。SpaceX正在研發大推力的猛禽火箭引擎，使用液氧/液態甲烷作為推進劑，採用全流量分級燃燒循環[24]。
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1924年，世界上第一個民間業餘火箭學會——星際旅行研究學會在蘇聯成立[6]。它吸引了包括齊奧爾科夫斯基在內的眾多成員。
蘇聯政府自20世紀20年代起開始建立液體火箭研究部門。第一個機構是於1921年成立的噴射推進實驗室，並在1928年更名為氣體動力學實驗室（縮寫為GDL）[6]。蘇聯火箭專家瓦連京·格魯什科在1929年進入氣體動力學實驗室，負責液體火箭引擎研究[25]。格魯什科團隊研製了包括蘇聯第一個液體火箭引擎ORM-1在內的一系列ORM引擎，試驗研究了許多不同的推進劑，提出並實現了推進劑自燃點火，還對特型噴管進行了研究[6]。ORM-65引擎是其研製的最成功的引擎之一，被用於RP-318火箭動力滑翔機和212巡航導彈[26][h]。
另一個火箭研究部門是成立於1931年的噴氣推進研究組（縮寫為GIRD），由蘇聯火箭專家謝爾蓋·科羅廖夫擔任其領導[6]。噴氣推進研究組分為四個研究團隊，蘇聯航天學家弗里德里希·燦德爾負責其中的液體火箭引擎研究[27]:268。燦德爾設計並試驗了OR-1、OR-2等引擎[6]，還參與了GIRD-X火箭的設計[27]:269。1933年8月17日，噴氣推進研究組成功發射了蘇聯第一枚混合燃料火箭GIRD-09，其採用液氧/凝固汽油作為推進劑，由蘇聯火箭學家米哈伊爾·吉洪拉沃夫所設計[10]:546。同年11月，蘇聯第一枚真正的液體火箭GIRD-X進行了試驗飛行，採用液氧/酒精作為推進劑[27]:269。1933年9月，氣體動力學實驗室與噴氣推進研究組合併為噴氣科學研究所（縮寫為RNII）[27]:271。兩個部門繼續進行着液體火箭的研製。
為提高液體火箭引擎的研發能力，蘇聯政府又新成立了一批液體火箭引擎設計局。OKB-456，亦即現在的動力機械科研生產聯合體，是蘇聯在二戰後為復原德國V-2火箭技術而成立的一個設計局，由格魯什科領導，負責引擎研究[11]。其基於V-2火箭的引擎技術，為蘇聯版的V-2火箭——R-1導彈研發了RD-100火箭引擎[26]。該設計局為世界上第一枚洲際彈道導彈R-7設計了RD-107和RD-108火箭引擎[6]。RD-107和RD-108引擎在1957年被用於發射世界上第一顆人造衛星衛星一號的衛星號運載火箭，在1961年被用於執行歷史上首次載人航天任務的東方號運載火箭，此外還被用於上升號運載火箭、閃電號、聯盟號等系列運載火箭[6][28]。動力機械科研生產聯合體在20世紀60年代設計的RD-253火箭引擎以四氧化二氮/偏二甲肼為推進劑，採用分級燃燒循環，是推力最大的採用可貯存推進劑的單室液體火箭引擎，被用於質子號運載火箭的第一節[6][29]。20世紀70-80年代，動力機械科研生產聯合體研發了用於天頂號運載火箭的RD-120和RD-170/RD-171火箭引擎。RD-170/RD-171引擎具有重要歷史意義，是世界上推力最大的液體火箭引擎，真空推力可達1,770,000磅力，共有四個推力室，使用液氧/煤油，被用於能源號運載火箭的助推級和天頂號運載火箭的第一節[6]。20世紀90年代，動力機械科研生產聯合體在RD-170引擎的基礎上研發了用於美國擎天神3號和5號的RD-180火箭引擎和用於安加拉系列運載火箭的RD-191火箭引擎[26]。此外，動力機械科研生產聯合體還在20世紀80年代末開始研發三組元雙模式的RD-701和RD-704火箭引擎，即引擎先以液氧/煤油/液氫為推進劑產生較大推力在低空飛行，在高空時則使用液氧/液氫作為推進劑[6]。
化工自動化設計局在20世紀50年代開始從事液體火箭引擎研究，主要研製用於火箭上面級的引擎。該設計局研發了用於東方號運載火箭第二節的RD-0109火箭引擎，用於閃電號和聯盟號系列運載火箭第二節的RD-0110火箭引擎，用於質子號運載火箭第二節的RD-0210和RD-0211火箭引擎以及用於質子號第三節的RD-0212火箭引擎[6]。其也為蘇聯的地對空導彈設計過RD-0200火箭引擎[30]。化工自動化設計局在20世紀70-80年代研發的RD-0120火箭引擎是蘇聯主要的氫氧火箭引擎，採用富氧分級燃燒循環，被用於能源號運載火箭的芯級[6]。另外，其還為R-29RM 「輕舟」潛射彈道導彈的第一節設計了RD-0243火箭引擎[6]。20世紀90年代，化工自動化設計局在RD-0120引擎的基礎上研發了三組元雙模式的RD-0750火箭引擎[30]，還試驗了採用膨脹循環和膨脹-偏轉噴管的氫氧火箭引擎RD-0126[6]。
化工機械設計局自20世紀60年代末起研製了一系列用於航天器飛行控制的小推力脈衝火箭引擎。其也研製了許多用於航天器機動的液體火箭引擎，如軌道機動引擎、制動引擎、着陸器上升級和下降級引擎。化工機械設計局還研發了用於潛射彈道導彈的液體火箭引擎，並且在20世紀50年代為戰術彈道導彈設計過液體火箭引擎。[6]
此外，庫茲涅佐夫設計局在20世紀60-70年代為用於蘇聯登月計劃的N1運載火箭設計了NK-33和NK-43火箭引擎，以液氧/煤油為推進劑，採用分級燃燒循環[6]。
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包括中國、歐洲多國（如法國、德國、英國、意大利、挪威、比利時、荷蘭等）、日本和印度等國家也都成立了各自的液體火箭引擎研究機構和公司，研製和發射了許多液體火箭引擎。中國於20世紀60年代開始研製大推力液體火箭引擎，設計了YF系列火箭引擎，用於發射長征系列運載火箭。法國的斯奈克瑪公司在20世紀80年代末開始為亞利安5型運載火箭研發火神引擎並成功發射。日本在20世紀60-70年代從美國引進火箭技術，並從80年代起先後自主研發了LE-5火箭引擎和LE-7火箭引擎並發射了H-I和H-II運載火箭。印度在低溫火箭引擎也取得突破，成功研製了大推力氫氧引擎——CE-20火箭引擎。[10]
液體火箭引擎有多種分類方法。按引擎用途，可將其分為用於發射有效載荷的主推進和用於軌道修正和姿態控制的輔助推進；按推力大小，可分為大推力、中等推力和小推力引擎；按推進劑組元數量，可分為單組元、雙組元和三組元液體火箭引擎；按推進劑供應系統類型，可分為擠壓式和泵壓式液體火箭引擎；按工況特點，可分為連續工作式和脈衝工作式引擎，或者一次啟動和多次啟動引擎，或者固定推力、小範圍推力調節、中等範圍推力調節和大範圍推力調節引擎。[31]:5-8[32]:198
液體推進劑在壓力的作用下從貯箱經推進劑輸送管道進入燃燒室；推進劑在燃燒室發生霧化、蒸發、混合和燃燒，生成高溫高壓燃氣，將推進劑的化學能轉化為燃燒產物的熱能；燃氣流入先收縮再擴張的噴管，膨脹並加速至超音速，將熱能轉化為動能；燃氣從噴管噴出，產生作用在引擎上的推力，將燃燒產物的動能轉變為火箭飛行器的動能[1]:14。 火箭引擎的推力產生可以由牛頓第三運動定律來描述，它主要是高壓燃燒產物高速噴射出所引起的反作用力。火箭引擎的推力等於噴氣反作用力與大氣壓強的合力之代數和，可近似地表示為：[1]:31
其中，是噴管的質量流量，是噴管排氣速度，是噴管出口橫截面積， 是噴管出口氣體壓強， 是外界大氣壓強。
液體火箭引擎主要由推力室、推進劑供應系統和引擎控制系統等組成。
推力室是將推進劑的化學能轉化為噴氣動能的組件。它主要由噴注器、燃燒室和噴管組成，採用非自燃推進劑的推力室還有點火裝置[1]:180。液體推進劑由噴注器噴入燃燒室，經霧化、蒸發、混合和燃燒生成高溫高壓氣態產物，再通過噴管膨脹加速。
噴注器將液體推進劑組元以一定的流量引入燃燒室，使其霧化並按一定比例相互混合。噴嘴是構成噴注器的最基本元件。噴嘴組成噴注單元，按照一定順序排列在噴注面上。噴嘴及噴注單元的主要結構形式有：
- 直流式
- 直流式噴嘴結構簡單，它是直接在噴注器面板上或者在鑲嵌於噴注器的零件上開的圓柱形直流孔[1]:195。直流式噴嘴組成的噴注單元主要有互擊式、自擊式、蓮蓬頭式以及濺板式。二股互擊式噴注單元由一個燃料射流和一個氧化劑射流互擊組成，霧化和混合效果較好；三股互擊式噴注單元由一種推進劑組元的軸向中心射流和另一種推進劑組元的二股對稱撞擊的外側射流互擊組成，形成對稱的霧化模式，具有良好的混合效果；二股自擊式噴注單元由一對燃料射流和一對氧化劑射流分別自擊組成，混合效果不如二股互擊式但能較好兼顧性能高和穩定性好兩方面的要求，被廣泛用於大推力引擎；蓮蓬頭式噴注單元將射流垂直於噴注面噴射出，互不撞擊，依靠湍流和擴散來混合，多用於室壁的燃料邊界層冷卻；濺板式噴注單元是採用將燃料和氧化劑射流與濺板撞擊的方式來霧化和混合推進劑，但其結構較複雜、工作穩定性差、對噴注面燒蝕嚴重，因此較少採用。[1]:217-218[33]:77-85
- 離心式
- 離心式噴嘴結構較複雜，通常由帶切向孔或渦流器的渦流室和噴口組成。液體從渦流室殼體上的切向進口孔或從渦流器上的端孔進入渦流室，沿壁面旋轉後由噴口噴出。離心式噴嘴可分為單組元（帶切向孔或渦流器）噴嘴和雙組元（內混合和外混合）噴嘴。[1]:196對於單組元離心式噴嘴，燃料噴嘴和氧化劑噴嘴需按照一定方式進行組合排列；對於雙組元離心式噴嘴，一個噴嘴就是一個獨立的噴注單元。
- 同軸式
- 同軸式噴嘴主要用於氫氧引擎。液氧以較低的速度從中心噴嘴噴出，從冷卻夾套吸熱並氣化後的氫從環繞中心噴嘴的環形通道以較高的速度噴出，利用速度差產生的剪切力使液氧霧化[32]:274。中心噴嘴可以為直流式，這種結構形式廣泛用於美國的氫氧引擎；也可以為離心式，被俄羅斯的氫氧引擎所採用[33]:80。對於同軸式噴嘴，一個噴嘴就是一個噴注單元。
單組元離心式噴嘴排列方案示意圖
（○—燃料噴嘴；●—氧化劑噴嘴）
（○—燃料噴嘴；●—氧化劑噴嘴）
蜂窩式：每個燃料噴嘴周圍有6個氧化劑噴嘴，氧化劑噴嘴數與燃料噴嘴數之比為2
棋盤式：每個燃料噴嘴周圍有8個氧化劑噴嘴，氧化劑噴嘴數與燃料噴嘴數之比為3
同心圓式：燃料噴嘴與氧化劑噴嘴沿同心圓交替排列
噴注器噴嘴的排列對燃燒性能、燃燒穩定性和燃燒室可靠性都具有重要影響[33]:75。對於單組元離心式噴嘴，其基本排列方式有蜂窩式、棋盤式和同心圓式。蜂窩式的每個燃料噴嘴周圍有6個氧化劑噴嘴，實際的氧化劑噴嘴數與燃料噴嘴數之比為2；棋盤式的每個燃料噴嘴周圍有8個氧化劑噴嘴[i]，實際的氧化劑噴嘴數與燃料噴嘴數之比為3；同心圓式則是所有噴嘴都位於一系列同心圓上，燃料噴嘴與氧化劑噴嘴沿同心圓交替排列，雙組元離心式噴嘴和直流式噴注單元通常也採用這種排列方式。[33]:91-92
考慮到燃燒室壁的可靠冷卻問題，可利用靠近室壁的邊區噴嘴建立燃料邊界層冷卻。在進行邊區噴嘴排列時，可將近壁層的混合單元做成不完整的，取消氧化劑噴嘴；或者在周邊用一圈燃料噴嘴構成保護邊界層，一般採用小流量的離心式噴嘴或採用直流式噴嘴的內冷卻環。[33]:93為改善燃燒穩定性，在噴嘴排列時常採用液相分區的辦法，即將噴注器分成若干個區域，採用不同類型的噴嘴、不同的質量流量密度、不同的撞擊角度和不同的組元混合比，造成各區域不一樣的燃燒。分區面上通常採用霧化較粗、噴射距離較遠、流量較大的噴嘴，分區噴嘴噴射出的液體形成連續的液膜，將各區隔開。[33]:98
燃燒室是推進劑霧化、蒸發、混合和燃燒的容腔，承受高溫燃氣壓力。其頭部裝有噴注器，末端與噴管連為一體。燃燒室主要的結構形式有球形、圓筒形和環形，其中圓筒形應用最為廣泛[33]:245。
噴管使高溫燃氣膨脹和加速，產生高速射流。其通常為拉伐爾噴管，由收斂段、喉部和擴張段三部分組成。按照噴管型面的不同，噴管可分為錐形噴管、鐘形噴管、塞式噴管和膨脹偏流噴管等[33]:272。
液體火箭引擎在工作過程中，由於高溫燃氣的作用會造成推力室內壁溫度迅速升高，為防止內壁溫度過高導致殼體強度劇烈下降，需要對推力室採用冷卻和防熱措施。推力室冷卻防熱方法主要有：
- 再生冷卻
- 在較大推力液體火箭引擎上所採用的最基本的冷卻方法。利用推進劑的一種組元（通常為燃料）或兩種組元作為冷卻劑，在其進入燃燒室之前以一定流速流經推力室內外壁之間的夾層或通道，將內壁的熱量帶走，以達到冷卻目的。冷卻劑吸收的熱量並未損失，它隨着冷卻劑噴入燃燒室而又回收到燃燒室內，故稱為再生冷卻。[32]:286-288
- 排放冷卻
- 從主燃料輸送管路中引出一小部分燃料作為冷卻劑流經冷卻通道，傳熱機理與再生冷卻類似，但冷卻劑不流回集液腔，而是通過冷卻通道出口的小噴管排出並產生一定推力。一般應用於氫氧引擎的噴管擴張段。[33]:325-326
- 薄膜冷卻
- 最早的推力室冷卻方法，由戈達德在20世紀20年代最先使用[10]:75。冷卻劑（如一定量的推進劑）沿推力室內壁以低速噴入推力室，在內壁面上形成一層薄層液膜或在內壁附近形成一層低溫的蒸氣膜，以降低高溫燃氣向壁面傳遞的熱流。常用作輔助冷卻方法，可應用於整個燃燒室或僅用於噴管喉部區。[32]:290-291
- 發汗冷卻
- 薄膜冷卻的特殊形式。推力室的內壁由多孔材料製成，孔徑為數十微米。多孔材料通常用金屬粉末燒結而成，或用金屬網壓制而成。冷卻劑通過多孔材料滲入到推力室內表面上，吸收熱量蒸發並形成低溫蒸氣膜。使用氫燃料的J-2引擎和穿梭機主引擎採用了這種方法來冷卻噴注器面。[32]:291[33]:333
- 輻射冷卻
- 推力室只有單層室壁，由耐高溫材料製成。燃氣向室壁傳熱，使得室壁溫度升高，同時室壁向外界環境中輻射的熱量也增加。最終室壁達到熱平衡，壁溫達到穩定值，此時室壁通常發紅或發白。常用於熱通量密度較小的部件，如大膨脹比的噴管的擴張段、單組元推力室等。[32]:286
- 燒蝕冷卻
- 推力室的室壁有採用燒蝕材料製成的內襯。燒蝕材料通常由一系列埋入有機材料（如塑料、環氧樹脂、酚醛樹脂）基體的高強度定向纖維（如玻璃、凱芙拉、碳纖維）組成。在引擎工作過程中，基體材料吸收熱量，並且分解生成氣體，氣體從基體滲出後在內壁面上形成保護邊界層。常用於燃燒室壓力較低、工作時間較短的推力室以及噴管擴張段。[32]:288-289
- 隔熱防護
- 在推力室壁內表面敷上一層高熱阻材料作為絕熱層。可以在室壁內表面塗上一層耐高溫塗層，如氧化鋁或氧化鋯塗層，要求塗層材料導熱係數低、表面容許溫度高、附着性好以及具有抗振動載荷、抗機械衝擊、抗熱衝擊的性能。也可以採用難熔材料如陶瓷、石墨製成襯套覆蓋在室壁內表面上，多用於非冷卻引擎，特別是噴管喉部附近，但這些材料對熱衝擊敏感，容易引起裂紋和剝落。[33]:335-336
推進劑供應系統是在液體火箭引擎工作時將貯箱中的推進劑按照要求的壓力和流量輸送到推力室中的系統，一般可分為擠壓式供應系統和泵壓式供應系統。
擠壓式供應系統是利用高壓氣體將推進劑組元從貯箱擠壓到推力室中。高壓氣體擠壓推進劑的方式有氣體直接擠壓、柔性囊袋擠壓和活塞擠壓[32]:204。擠壓氣體的來源有以下幾種方案：
- 貯氣系統
- 氣源來自高壓氣瓶，在引擎工作前通過充氣閥將壓縮氣體充入氣瓶中。擠壓氣體通常選用氮氣、氦氣等惰性氣體。大多數擠壓式供應系統利用減壓器將從氣瓶流出的氣體控制在恆定的壓力來擠壓貯箱中的推進劑，即為恆壓式貯氣系統。若引擎工作時允許推力逐步下降，則可取消氣瓶和減壓器，適當調整貯箱中初始氣墊的容積，依靠初始氣墊的自身膨脹來擠壓推進劑，即為落壓式貯氣系統。[1]:308[31]:24
- 液體汽化系統
- 將容易汽化的推進劑組元通過換熱器加熱、汽化後擠壓貯箱中的推進劑。推進劑汽化系統主要用於泵壓式供應系統的貯箱增壓，對於擠壓式供應系統，引擎還需要單獨的貯氣系統來擠壓液體在換熱器中汽化，但這使得增壓系統更複雜化。[31]:25-26
- 化學反應系統
- 利用化學反應生成擠壓氣體。化學反應生成擠壓氣體的方案有三種：固體推進劑燃氣發生器、液體推進劑燃氣發生器以及在貯箱中直接化學反應產生擠壓氣體。固體推進劑燃氣發生器系統由燃氣發生器、過濾器和燃氣調節器等組成；液體推進劑燃氣發生器系統由輔助氣瓶、輔助貯箱和燃氣發生器以及其他附件組成採用。燃氣發生器系統還需要對熱燃氣冷卻降溫。在貯箱中直接化學反應的系統是將少量燃料（或氧化劑）噴注到氧化劑貯箱（或燃料貯箱）中，發生自燃反應產生擠壓氣體。[31]:26-28
泵壓式供應系統是利用高速旋轉的泵將推進劑組元增壓後輸送至推力室。泵壓式供應系統主要由推進劑泵、渦輪、渦輪動力源、調節器、閥門和管路等組成[31]:28。泵由渦輪驅動，二者組成渦輪泵。泵與渦輪之間的傳動佈局有：將燃料泵、氧化劑泵和渦輪安置在同一根傳動軸上直接傳動，渦輪居中或者偏置，即為單轉子方案；也可以在它們的軸之間設置齒輪變速箱進行傳動，即為多轉子方案[31]:229。液體火箭引擎最常用的泵為離心泵[32]:371，採用的渦輪有衝擊式渦輪和反力式渦輪[32]:380。
泵壓式液體火箭引擎的動力循環描述了推進劑在引擎主要組件中的具體流動路徑、驅動渦輪的工質供應方法及渦輪工質的排氣處理方式[32]:222。按照渦輪工質的排放方式，可將動力循環分為開式循環和閉式循環。開式循環是將經渦輪工作後的工質直接從渦輪排氣噴管排出或者排到推力室噴管擴張段內，未利用工質剩餘能量；閉式循環是經渦輪工作後的工質最後都注入燃燒室燃燒以最大程度利用其能量[32]:222。泵壓式供應系統又可按渦輪工質的來源分類，最常見的有燃氣發生器循環、膨脹循環和分級燃燒循環等[j]。
燃氣發生器循環屬於開式循環，渦輪工質來自燃氣發生器。其使用的推進劑可由單獨的貯箱供應，亦可從推進劑組元供應系統中抽取。燃氣發生器的混合比通常是富燃或富氧的，這樣燃氣溫度不會過高導致渦輪葉片不能承受。燃氣驅動渦輪後通過渦輪排氣噴管排出引擎，使引擎產生了一個額外的小推力，故推力室本身的推力略低於引擎的總推力。由於渦輪排氣的能量未充分被利用，因此推力室本身的比沖略高於引擎的比沖，採用燃氣發生器循環的引擎的比沖一般也低於閉式循環引擎的比沖。燃氣發生器循環結構相對比較簡單，技術成熟，被V-2火箭的引擎以及F-1、J-2、RS-68等許多液體火箭引擎所採用。[31]:29[32]:222-224
膨脹循環屬於閉式循環，是將用作推力室冷卻劑的液體燃料流經推力室冷卻夾套吸熱汽化後作為驅動渦輪的工質，從渦輪排出後再注入燃燒室，與氧化劑混合併燃燒。由於推力室冷卻夾套的加熱量有限，因此渦輪工質的做功能力有限，從而限制了燃燒室壓力的提高。膨脹循環的主要優點是引擎比沖較高、結構簡單、質量較小。膨脹循環適用於氫氧引擎，如RL10火箭引擎。[31]:30[32]:224
膨脹排放循環是它的一個開放循環改型，能夠達到更高的推力。
分級燃燒循環也稱補燃循環，屬於閉式循環，是將一種推進劑組元的全部流量和另一種推進劑組元的部分或全部流量輸送至預燃室內燃燒，以產生的低溫燃氣來驅動渦輪，從渦輪排出的燃氣再被注入燃燒室中進行補充燃燒。將兩種推進劑組元的全部流量輸送到預燃室內進行燃燒的循環稱為全流量分級燃燒循環。通常，液氧/液氫推進劑選用富燃預燃室，液氧/煤油推進劑選用富氧預燃室，而全流量分級燃燒循環則一定為富氧和富燃雙預燃室。分級燃燒循環的渦輪工質流量較大，做功能力強，因而容許採用很高的燃燒室壓力。這種循環的引擎的比沖更高，但引擎結構較複雜、質量更重。分級燃燒循環在大推力液體火箭引擎中得到廣泛應用，如使用富燃預燃室的穿梭機主引擎、RD-0120火箭引擎以及使用富氧預燃室的RD-120、RD-170火箭引擎。[31]:30-31[32]:222-227
抽氣循環為開式循環。從火箭引擎主燃燒室抽取一部分熱燃氣引入渦輪驅動燃料/氧化劑泵，最後乏氣直接排出。[34]
NASA的J-2S火箭引擎，在1969年成功測試了抽氣循環引擎。[35]2013年, 藍色起源（Blue Origin）公司的使用了抽氣循環BE-3火箭引擎的新謝潑德火箭飛行測試成功。
抽氣循環引擎的起動相當複雜。而且循環渦輪必須耐受更高溫度。[36]
液體火箭引擎的啟動、操控和關機等各個工作階段的控制由引擎控制系統來完成。液體火箭引擎的基本控制系統包括引擎啟動和關機控制系統、引擎主級控制系統、貯箱增壓控制系統、引擎推力大小控制系統和推力向量控制系統等[31]:55。在現代液體火箭引擎中，計算元件、微處理器及計算機控制器與各類閥門和調節器、測量引擎系統各參數的傳感器和測量儀表以及電路系統等共同構成引擎控制系統[31]:318。安裝在輸送管道上的各種閥門和調節器通過接受從控制器發出的指令信號，在電、液壓或氣動等能源的驅動下，對引擎的工作過程以及推力、推進劑混合比等工作參數實現控制和調節。液體火箭引擎上使用的閥門有兩類：一類是用來控制引擎工作過程的閥門，如啟動閥、加注閥、泄出閥、充氣閥、斷流閥、隔離閥、單向閥和卸壓閥等；另一類為諸如減壓器、壓力調節器、氣蝕文氏管和節流圈等這些用來調節引擎主要性能參數的閥門，即調節器或調節閥[31]:318。
液體火箭推進劑，簡稱液體推進劑，是為液體火箭引擎提供能源和工質的液態化學物質，是影響引擎及火箭性能的重要因素之一。它可以是單質、化合物，也可以是混合物。液體推進劑通過在燃燒室進行氧化反應或分解反應，將化學能轉化為熱能，生成高溫高壓氣體產物，再通過噴管膨脹加速，將熱能轉化為動能。
對液體推進劑的基本要求主要有：[32]:242-251[37]:147
實際上並沒有各方面性質都很好的推進劑，選擇液體推進劑時需要綜合權衡以上這些因素。
液體推進劑的分類方式有：按推進劑組元數，可分為單組元推進劑、雙組元推進劑和三組元推進劑；按推進劑貯存性能，可分為可貯存推進劑（如煤油、硝酸等）和低溫推進劑（如液氫、液氧）；按氧化劑與燃料直接接觸時的化學反應能力，分為自燃推進劑和非自燃推進劑。[31]:9
大多數液體火箭引擎使用的是雙組元推進劑。常用的雙組元液體推進劑有三類：①液氧/液氫推進劑組合，無毒推進劑組合中比沖最高的，主要用於運載火箭上面級和某些助推級；②液氧/烴類（如煤油、汽油、酒精等）推進劑組合，平均密度較高，可使火箭結構做得較緊湊，常用於運載火箭助推級和某些第二節；③可貯存推進劑組合，包括硝酸/烴類、四氧化二氮/偏二甲肼、四氧化二氮/混肼50以及四氧化二氮/一甲基肼等組合，可長期貯存，沒有低溫推進劑的發射準備時間長和處理複雜等問題，用於彈道導彈第一、二級大型引擎以及幾乎所有使用雙組元推進劑的反作用控制小推力火箭引擎。[32]:241-242
單組元推進劑必須具有化學穩定性和熱穩定性，並且還必須容易分解和反應。最常用的單組元推進劑是肼，被廣泛用於衛星和其他航天器的姿態和軌道控制小推力火箭引擎。肼的分解產物包括氨氣、氮氣和氫氣，催化劑可採用銥、鐵、鎳和鈷等。[32]:259-260
液體推進劑從噴入燃燒室到完全變成燃燒產物，需要經歷一個十分複雜的物理-化學過程。為便於描述和理解燃燒過程，可以從宏觀角度將燃燒室定性分為三個特徵區域：
- 噴射/霧化區
- 從噴注器噴注的推進劑組元射流或液膜通過相互撞擊等方式霧化成小液滴。部分液滴開始蒸發，形成富氧或富燃的局部區域。該區域是非均相的，含有液滴、推進劑蒸氣以及一些高溫燃氣。由於推進劑溫度較低以及富氧區和富燃區燃燒速率不高，該區域只有一定的化學反應發生，釋熱率較低。[32]:345-346
- 快速燃燒區
- 隨着溫度的不斷提高，劇烈而快速的化學反應發生，所有剩餘液滴都受熱蒸發，富燃和富氧氣團相互混合。推進劑反應生成中間產物以及更小更簡單的燃燒產物，並放出大量的熱。熱氣的快速膨脹會造成氣體從高溫高燃燒速率區向低溫低燃燒速率區的局部橫向流動。隨着氣體向快速燃燒區下游的流動，氣體組分和混合比變得更加均勻。氣體在加速過程中，溫度越來越高，橫向速度與不斷增加的軸向速度相比越來越小。[32]:344-345
- 管流燃燒區
- 化學反應以較低速率繼續進行，並使得燃燒產物趨於化學平衡狀態。燃氣為流動速度很高的流線型軸向流，幾乎沒有橫向流動。這一區域可延伸至噴管。[32]:346
推進劑在燃燒室內的燃燒不會是絕對平穩的，總是有一些壓力、溫度、速度的波動，當這些波動與推進劑供應系統（甚至整個飛行器結構）的固有頻率或燃燒室聲學振盪相耦合時，就會產生周期性的疊加振盪，即為燃燒不穩定性[32]:348。引擎燃燒室可以看作自激振盪系統，系統的能量來源是燃燒過程釋放的能量，振盪器是燃燒室和推進劑供應系統，二者之間存在一定的響應和反饋過程，維持着振盪過程[38]:201。燃燒不穩定性通常以燃燒室壓力變化的周期性來表徵。燃燒不穩定性的燃燒室壓力波動具有明顯的周期性，且振幅較大，一般在平均室壓的±5%以上[38]:192。若引擎穩態工作期間壓力波動不超過平均室壓的±5%，則認為引擎處於平穩燃燒狀態；若燃燒的壓力波動很大並且是隨機的，則稱其為粗糙燃燒[32]:348。
液體火箭引擎燃燒不穩定性按燃燒室壓力振盪頻率分為低頻燃燒不穩定性、中頻燃燒不穩定性和高頻燃燒不穩定性：[32]:348[33]:190-224[37]:212
| 低頻燃燒不穩定性 | 中頻燃燒不穩定性 | 高頻燃燒不穩定性 | |
|---|---|---|---|
| 頻率範圍[k] | 200赫茲以下 | 200－1000赫茲 | 1000赫茲以上 |
| 燃燒室壓強分佈 | 較均勻 | 不均勻 | 很不均勻 |
| 壓強振幅 | 室壓的25%－50%左右 | 較小 | 室壓的50%－100%或更大 |
| 有關因素 | 和推進劑供應系統（甚至整個飛行器結構）與燃燒室壓力的相互作用有關 | 和推進劑系統結構及噴注器集液腔的振動、流動漩渦、燃料/氧化劑混合比波動、推進劑供應系統諧振有關 | 和燃燒過程中各種力（壓力波）及燃燒室聲學諧振特性有關 |
| 危害 | 使燃燒過程惡化，導致引擎性能下降；系統發生共振，可能導致管路或接頭斷裂 | 導致推進劑混合比的振盪和引擎性能的降低 | 燃燒室局部傳熱率急劇增加從而導致引擎損壞 |
| 抑制措施 | 提高燃燒室壓強和噴注器壓降，採用噴霧細微的噴嘴，以改善噴霧的形成，減小燃燒時滯 | 改變推進劑供應系統或噴注器結構以減小兩者之間的耦合，或在推進劑供應系統中設置節流圈、蓄壓器或四分之一波管等阻尼裝置 | 在噴注面上安裝隔板、聲襯或聲腔等阻尼器；改進噴注器的形式、孔徑和壓降以及噴嘴排列等 |
液體火箭引擎具有化學火箭引擎的特點：[1]:180-181
- 自身攜帶推進劑，工作不依靠大氣，可在大氣層內、大氣層外以及水下工作；
- 推力隨飛行高度增加而增加，與飛行速度無關；
- 引擎結構質量與引擎推力之比較低；
- 工作條件苛刻，在高壓、高溫、高轉速、高速噴氣、超低溫和強腐蝕性條件下工作。
液體火箭引擎與固體火箭引擎相比各具優缺點：[1]:10-11
| 液體火箭引擎 | 固體火箭引擎 | |
|---|---|---|
| 結構 | 零部件較多、結構複雜 | 結構相對簡單 |
| 比沖 | 較高，可達450 s | 較低，不超過300 s |
| 可控性 | 可以多次啟動和脈衝工作，可控性好 | 很難調節推力大小和多次啟動，可控性差 |
| 可靠性 | 較低 | 較高 |
| 使用和維護 | 發射準備時間較長，維護使用不便 | 操作簡單，維護方便 |
| 工作時間 | 較長 | 較短 |
| 質量比[l] | 較低 | 較高 |
| 成本 | 較高 | 較低 |
| 環境適應性 | 較高 | 工作性能受外界環境溫度（裝藥初溫）影響較大 |
液體火箭引擎作為最為成熟的火箭推進系統之一，具有較高的性能和許多獨特的優點，應用廣泛。目前液體火箭引擎主要被用於運載火箭、航天器以及導彈等方面：
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