Roket propelan cair
Siklus mesin

Untuk roket berbahan bakar cair, ada empat cara berbeda dalam memberi tenaga untuk menyuntikkan bahan bakar ke dalam ruang roket.
Bahan bakar dan oksidator harus dipompa ke dalam ruang pembakaran melawan tekanan gas panas yang dibakar, dan daya mesin dibatasi oleh laju pompa propelan ke dalam ruang pembakaran. Untuk penggunaan atmosfer atau peluncur, siklus mesin bertekanan tinggi dan berdaya tinggi diinginkan untuk meminimalkan hambatan gravitasi . Untuk penggunaan orbital, siklus berdaya rendah biasanya baik-baik saja.
Bahan pendorong dipaksa masuk dari tangki bertekanan (yang relatif berat). Tangki yang berat berarti tekanan yang relatif rendah adalah yang optimal, membatasi tenaga mesin, tetapi semua bahan bakar dibakar, memungkinkan efisiensi tinggi. Bahan pendorong yang digunakan sering kali adalah helium karena kurangnya reaktivitas dan kepadatannya yang rendah. Contoh: AJ-10, yang digunakan dalam Pesawat Ulang Alik OMS, Apollo SPS, dan tahap kedua Delta II.
Motor listrik, umumnya motor listrik DC tanpa sikat, menggerakkan pompa. Motor listrik ini ditenagai oleh baterai. Motor ini relatif mudah diimplementasikan dan mengurangi kompleksitas desain turbomachinery, tetapi dengan mengorbankan massa kering ekstra dari baterai. Contoh mesinnya adalah Rutherford yang dirancang dan digunakan oleh Rocket Lab.
Persentase kecil propelan dibakar dalam preburner untuk menyalakan turbopump dan kemudian dikeluarkan melalui nosel terpisah, atau di bagian bawah nosel utama. Hal ini mengakibatkan penurunan efisiensi karena gas buang hanya memberikan sedikit atau tidak ada dorongan, tetapi turbin pompa bisa sangat besar, memungkinkan mesin berdaya tinggi. Contoh: F-1 dan J-2 milik Saturn V, RS-68 milik Delta IV, HM7B milik Ariane 5, Merlin milik Falcon 9.
Mengambil gas panas dari ruang pembakaran utama mesin roket dan menyalurkannya melalui turbin turbopump mesin untuk memompa propelan, lalu mengeluarkannya. Karena tidak semua propelan mengalir melalui ruang pembakaran utama, siklus tap-off dianggap sebagai mesin siklus terbuka. Contohnya termasuk J-2S dan BE-3.
Bahan bakar kriogenik (hidrogen, atau metana) digunakan untuk mendinginkan dinding ruang pembakaran dan nosel. Panas yang diserap menguapkan dan memuai bahan bakar yang kemudian digunakan untuk menggerakkan turbopump sebelum memasuki ruang pembakaran, sehingga menghasilkan efisiensi tinggi, atau dibuang ke laut, sehingga menghasilkan turbopump berdaya lebih tinggi. Panas terbatas yang tersedia untuk menguapkan bahan bakar membatasi daya mesin. Contoh: RL10 untuk Atlas V dan Delta IV tahap kedua (siklus tertutup), LE-5 H-II (siklus pembuangan).
Campuran yang kaya akan bahan bakar atau oksidator dibakar dalam preburner dan kemudian menggerakkan turbopump, dan gas buang bertekanan tinggi ini dialirkan langsung ke ruang utama tempat sisa bahan bakar atau oksidator mengalami pembakaran, sehingga memungkinkan tekanan dan efisiensi yang sangat tinggi. Contoh: SSME, RD-191, LE-7.
Campuran yang kaya akan bahan bakar dan oksidator dibakar dalam preburner terpisah dan menggerakkan turbopump, kemudian kedua gas buang bertekanan tinggi, satu kaya oksigen dan satu lagi kaya bahan bakar, dialirkan langsung ke ruang utama tempat keduanya bergabung dan terbakar, sehingga menghasilkan tekanan yang sangat tinggi dan efisiensi yang tinggi. Contoh: SpaceX Raptor.