Roket propelan cair
Lihat pula

Wahana peluncur antariksa
Roket tahap atas
Mesin jet
Impuls
Propelan roket
Propelan roket cair
Hidrogen cair
RP-1
Oksidator
Oksigen cair
Impuls spesifik
Mesin roket
Roket propelan padat
Roket propelan padat
Roket monopropelan
Roket tripropelan
Roket hibrida
Mesin roket kriogenik
Sebuah tim teknisi dari Marshall Space Center membuat replika roket berbahan bakar cair pertama di dunia: Goddard pada tahun 1926.
Replika roket propelan cair pertama di dunia: Goddard.
RP-1 (Rocket Propellant-1 atau Refined Petroleum-1)
Uji Peluncuran LGM-25C Titan II di Pangkalan Angkatan Udara Vandenberg, California
Roket 09 (kiri) dan 10 (GIRD-09 dan GIRD-X). Museum Kosmonautika dan Teknologi Roket; St. Petersburg.
Sketsa konsep desain G-4 (R-14) didasarkan pada gambar pendorong R-7 yang juga telah digunakan pada roket Vostok dan Soyuz.
Strapon L40 GSLV-F14
Teknisi di Fasilitas Perakitan Michoud NASA di New Orleans memindahkan tangki hidrogen cair roket Sistem Peluncuran Luar Angkasa (SLS) NASA
Pengelasan di dalam tangki hidrogen cair besar untuk Sistem Peluncuran Luar Angkasa NASA di Fasilitas Perakitan Michoud di New Orleans
Tangki oksigen cair.di Fasilitas Perakitan Michoud NASA di New Orleans
Bahan bakar berwarna merah, oksidator berwarna biru
Tampilan lain, memperlihatkan dengan lebih jelas bagaimana bahan bakar dan oksidator mengalir.
Injektor pintle ditampilkan selama uji aliran dingin. Kedua jalur aliran aktif.
Zona resirkulasi untuk mesin injektor tunggal
Roket berbahan bakar cair Tsiolkovsky
Diagram pengoperasian mesin roket berbahan bakar cair konvensional.
Diagram tekanan tangki: 1 Tangki bahan bakar, 2 Tangki pembakaran, 3 Katup, 4 Ruang pembakaran, 5 Penukar panas, 6 Tangki gas yang digunakan untuk tekanan, 7 Nosel.
Diagram mesin dengan siklus ekspander: 1 Pompa bahan bakar, 2 Turbin, 3 Pompa oksidator, 5 Katup, 6 Ruang pembakaran, 7 Penukar panas, 8 Nosel.
Diagram mesin bypass dengan generator gas: 1 Pompa bahan bakar, 2 Turbin, 3 Pompa oksidator, 4 Generator gas, 5 Katup, 6 Ruang pembakaran, 7 Penukar panas, 8 Nosel.
Skema mesin pembakaran bertahap: 1 Pompa bahan bakar, 2 Turbin, 3 Pompa oksidator, 4 Ruang pra-pembakaran, 5 Katup, 6 Ruang pembakaran, 7 Penukar panas, 8 Nosel.
Diagram sistem pendinginan konvektif regeneratif untuk ruang pembakaran mesin roket propelan cair. Hidrogen cair berwarna biru (LH2) disuntikkan di bawah tenggorokan nosel ke dalam pipa paduan tembaga berdinding tipis yang melapisi bagian dalam nosel. Hidrogen mendinginkan dinding saat bersirkulasi dan kemudian disuntikkan kembali ke dalam ruang pembakaran: 1 Injektor - 2 Manifold outlet hidrogen gas (93 °C, 110 bar) - 3 Jaket struktural dalam Inconel 625 - 4 Jaket internal dalam paduan tembaga - 5 Konduksi dan konveksi - 6 Kedatangan hidrogen cair kolektor (-240 °C, 138 bar) - 7 Pembakaran (2200-3300 °C, 96 bar) - 8 Radiasi dan konveksi.
Ruang pembakaran Titan II dipamerkan di Bandara Internasional Kalamazoo/Battle Creek di Portage, Michigan (Amerika Serikat).
Konrad Dannenberg merancang beberapa nosel pencampur dalam contoh yang ditampilkan. Ini adalah salah satu dari 18 unit yang merupakan bagian dari ruang pembakaran mesin roket.
Konstruksi berdinding ganda dari mesin roket V2.
Dengan daya dorong dua puluh lima metrik ton, motor V-2 adalah mesin roket berbahan bakar cair pertama di dunia dan menggerakkan rudal balistik pertama, V-2 Jerman pada Perang Dunia II.
Ruang pembakaran mesin roket V-2.
Gambar 1: Nosel de Laval, menunjukkan perkiraan kecepatan aliran meningkat dari hijau ke merah searah aliran
Kepadatan aliran dalam nosel
Diagram nosel de Laval, menunjukkan kecepatan aliran (v) meningkat searah aliran, dengan penurunan suhu (t) dan tekanan (p). Angka Mach (M) meningkat dari subsonik, menjadi sonik di tenggorokan, menjadi supersonik.
Nozel dapat (dari atas ke bawah):kurang mengembang
ambient
mengembang berlebihan
mengembang berlebihan secara kasar.
Jika nozel mengembang terlalu banyak atau terlalu sedikit, maka terjadi kehilangan efisiensi relatif terhadap nozel ideal.

Nozel yang mengembang berlebihan secara kasar memiliki efisiensi yang lebih baik relatif terhadap nozel yang kurang mengembang (meskipun masih kurang efisien dibandingkan nozel dengan rasio ekspansi ideal), namun semburan gas buang tidak stabil.
Dirakit pada tahun 1960, motor vernier Mercury Atlas (Rocketdyne LR101) ini menyediakan penyesuaian arah selama peluncuran roket. Motor ini memiliki banyak elemen dari mesin bahan bakar cair yang kemudian menggerakkan roket Apollo dan SpaceX– dengan pendinginan regeneratif pada nosel, penyala elektrik, katup RP1 dan LOX, serta piston ganda untuk penunjuk arah.