stanford-oval/wikipedia huggingface dataset:
Roket propelan cair
Prinsip kerja

Mesin roket cair memiliki tangki dan pipa untuk menyimpan dan mentransfer propelan, sistem injektor, dan satu atau lebih ruang pembakaran dengan nosel terkait .
Propelan cair yang umum memiliki massa jenis yang hampir sama dengan air, sekitar 0,7 hingga 1,4 g/cm3 ( 0,025 hingga 0,051 lb/cu in). Pengecualiannya adalah hidrogen cair yang memiliki massa jenis yang jauh lebih rendah, sementara hanya memerlukan tekanan yang relatif rendah untuk mencegah penguapan . Massa jenis dan tekanan rendah propelan cair memungkinkan tangki yang ringan: sekitar 1% dari isi untuk propelan padat dan sekitar 10% untuk hidrogen cair. Massa tangki yang meningkat disebabkan oleh massa jenis hidrogen cair yang rendah dan massa insulasi yang dibutuhkan.
Untuk injeksi ke dalam ruang bakar, tekanan propelan di injektor harus lebih besar dari tekanan ruang. Ini sering dicapai dengan pompa. Pompa yang cocok biasanya menggunakan turbopump sentrifugal karena daya tinggi dan bobotnya yang ringan, meskipun pompa resiprokal telah digunakan di masa lalu. Turbopump biasanya ringan dan dapat memberikan kinerja yang sangat baik; dengan bobot di Bumi jauh di bawah 1% dari daya dorong. Memang, rasio daya dorong terhadap berat secara keseluruhan termasuk turbopump telah setinggi 155:1 dengan mesin roket SpaceX Merlin 1D dan hingga 180:1 dengan versi vakum. Alih-alih pompa, beberapa desain menggunakan tangki gas inert bertekanan tinggi seperti helium untuk memberi tekanan pada propelan. Roket ini sering memberikan delta-v yang lebih rendah karena massa tangki penekan mengurangi kinerja. Dalam beberapa desain untuk penggunaan di ketinggian tinggi atau vakum, massa tangki dapat diterima.
Komponen utama mesin roket adalah ruang pembakaran (ruang dorong), penyala piroteknik, sistem umpan propelan, katup, regulator, tangki propelan, dan nosel mesin roket. Untuk memasukkan propelan ke ruang pembakaran, mesin propelan cair diberi tekanan atau dipompa, dengan mesin pompa bekerja dalam berbagai siklus mesin.
Tekanan udara

Propelan cair sering dipompa ke dalam ruang bakar dengan turbopump sentrifugal ringan . Baru-baru ini, beberapa perusahaan kedirgantaraan telah menggunakan pompa listrik dengan baterai. Pada mesin yang lebih sederhana dan kecil, gas inert yang disimpan dalam tangki pada tekanan tinggi terkadang digunakan sebagai pengganti pompa untuk memaksa propelan ke dalam ruang bakar. Mesin ini mungkin memiliki rasio massa yang lebih tinggi, tetapi biasanya lebih andal, dan karena itu digunakan secara luas di satelit untuk pemeliharaan orbit.
Propelan

Ribuan kombinasi bahan bakar dan oksidator telah dicoba selama bertahun-tahun. Beberapa yang paling umum dan praktis adalah:
Propelan > Kriogenik

Oksigen cair (LOX, O2) dan hidrogen cair (LH2, H2) – Mesin utama pesawat ulang-alik, tahap inti Space Launch System, tahap utama Ariane 5 dan tahap kedua Ariane 5 ECA, BE-3 dari New Shepard milik Blue Origin, tahap pertama dan kedua Delta IV, tahap atas Ares I, tahap kedua dan ketiga Saturn V, Saturn IB, dan Saturn I serta tahap roket Centaur, tahap atas Long March 3, Long March 5, Long March 8, tahap pertama dan tahap kedua H-II, H-IIA, H-IIB, dan tahap atas GSLV Mk-II dan GSLV Mk-III. Keuntungan utama dari campuran ini adalah pembakaran yang bersih (uap air adalah satu-satunya produk pembakaran) dan kinerja yang tinggi.
Oksigen cair (LOX) dan metana cair (CH4, gas alam cair, LNG) – mesin Raptor (SpaceX) dan BE-4 (Blue Origin). (Lihat juga proyek Propulsion Cryogenics & Advanced Development milik NASA, dan Project Morpheus.)
Salah satu campuran yang paling efisien, oksigen dan hidrogen, mengalami suhu yang sangat rendah yang diperlukan untuk menyimpan hidrogen cair (sekitar 20 K atau −253,2 °C atau −423,7 °F) dan kepadatan bahan bakar yang sangat rendah (70 kg/m3 atau 4,4 lb/cu ft, dibandingkan dengan RP-1 pada 820 kg/m3 atau 51 lb/cu ft), sehingga memerlukan tangki besar yang juga harus ringan dan bersifat isolasi. Isolasi busa ringan pada tangki eksternal Pesawat Ulang Alik menyebabkan kehancuran Pesawat Ulang Alik Columbia, karena satu bagian terlepas, merusak sayapnya dan menyebabkannya pecah saat memasuki atmosfer .
Metana cair/LNG memiliki beberapa keuntungan dibanding LH 2. Kinerjanya (impuls spesifik maks.) lebih rendah dibanding LH 2 tetapi lebih tinggi dibanding RP1 (minyak tanah) dan propelan padat, dan densitasnya yang lebih tinggi, sama seperti bahan bakar hidrokarbon lainnya, memberikan rasio dorong terhadap volume yang lebih tinggi dibanding LH 2, meskipun densitasnya tidak setinggi RP1. Hal ini membuatnya sangat menarik untuk sistem peluncuran yang dapat digunakan kembali karena densitas yang lebih tinggi memungkinkan motor yang lebih kecil, tangki propelan, dan sistem terkait. LNG juga terbakar dengan lebih sedikit atau tanpa jelaga (lebih sedikit atau tanpa kokas) dibanding RP1, yang memudahkan penggunaan kembali jika dibandingkan dengannya, dan LNG dan RP1 terbakar lebih dingin dibanding LH 2 sehingga LNG dan RP1 tidak terlalu merusak struktur interior mesin. Ini berarti bahwa mesin yang membakar LNG dapat digunakan kembali lebih banyak dibanding yang membakar RP1 atau LH 2. Tidak seperti mesin yang membakar LH 2, baik mesin RP1 maupun LNG dapat dirancang dengan poros bersama dengan satu turbin dan dua turbopump, masing-masing untuk LOX dan LNG/RP1. Di luar angkasa, LNG tidak memerlukan pemanas untuk membuatnya tetap cair, tidak seperti RP1. LNG lebih murah, karena tersedia dalam jumlah besar. LNG dapat disimpan untuk jangka waktu yang lebih lama, dan kurang mudah meledak dibandingkan LH 2.
Propelan > Semi-kriogenik

Oksigen cair (LOX) dan RP-1 (minyak tanah) – tahap pertama Saturn V, roket Zenit, wahana turunan R-7 termasuk tahap pertama Soyuz, Delta, Saturn I, dan Saturn IB, roket Titan I dan Atlas, Falcon 1 dan Falcon 9, tahap pertama Long March 5, Long March 6, Long March 7 dan Long March 8.
Oksigen cair (LOX) dan alkohol (etanol, C2H5OH) – roket cair awal, seperti A4 Jerman ( Perang Dunia II), alias V-2, dan Redstone
Oksigen cair (LOX) dan bensin – roket cair pertama Robert Goddard
Oksigen cair (LOX) dan karbon monoksida (CO) – diusulkan untuk kendaraan hopper Mars (dengan impuls spesifik sekitar 250  detik), terutama karena karbon monoksida dan oksigen dapat langsung diproduksi dengan elektrolisis Zirkonia dari atmosfer Mars tanpa memerlukan penggunaan sumber daya air Mars untuk memperoleh Hidrogen.
Propelan > Non-kriogenik/dapat disimpan/hipergolik

Banyak bipropelan nonkriogenik bersifat hipergolik (dapat menyala sendiri).
T-Stoff (80% hidrogen peroksida, H2O2  sebagai oksidator) dan C-Stoff (metanol,CH
3OH, dan hidrazin hidrat, N
2H
4 ·  n(H
2O) sebagai bahan bakar) – digunakan untuk keluarga mesin Hellmuth-Walter-Werke HWK 109-509 A, -B dan -C yang digunakan pada Messerschmitt Me 163 B Komet, pesawat tempur roket operasional Perang Dunia II , dan prototipe pencegat VTO berawak Ba 349 Natter .
Asam nitrat (HNO3) dan minyak tanah – Prototipe pesawat tempur roket BI-1 dan MiG I-270 Soviet, Scud -A, alias SS-1 SRBM
Menghambat asam nitrat berasap merah (IRFNA, HNO3 + N2O4) dan dimetil hidrazin tidak simetris (UDMH, (CH3)2N2H2) – Soviet Scud -C, alias SS-1 -c,-d,-e
Asam nitrat 73% dengan dinitrogen tetroksida 27% (AK27) dan campuran minyak tanah/bensin (TM-185) – berbagai rudal balistik perang dingin Rusia (USSR) ( R-12 , Scud -B,-D), Iran: Shahab-5, Korea Utara : Taepodong-2
Peroksida uji tinggi  (H2O2)  dan minyak tanah – Inggris (1970-an) Black Arrow, AS Pengembangan (atau studi): BA-3200
Hidrazin (N2H4) dan asam nitrat berasap merah – Rudal antipesawat MIM-3 Nike Ajax
Dimetilhidrazina tidak simetris (UDMH) dan dinitrogen tetroksida (N2O4  – Proton, Rokot, Long March 2 (digunakan untuk meluncurkan kendaraan awak Shenzhou.)
Aerozine 50 (50% UDMH, 50% hidrazin) dan dinitrogen tetroksida (N2O4) – Titans 2–4, modul bulan Apollo, modul layanan Apollo, wahana antariksa antarplanet (Seperti Voyager 1 dan Voyager 2)
Monomethylhydrazine (MMH, (CH3)HN2H2) dan dinitrogen tetroksida (N2O4) – Mesin sistem manuver orbital (OMS) pesawat ulang-alik dan pendorong sistem kendali reaksi (RCS). Mesin Draco dan SuperDraco milik SpaceX untuk pesawat antariksa Dragon.
Untuk ICBM yang dapat disimpan dan sebagian besar wahana antariksa, termasuk wahana berawak, wahana antariksa planet, dan satelit, menyimpan propelan kriogenik dalam jangka waktu lama tidaklah memungkinkan. Oleh karena itu, campuran hidrazin atau turunannya yang dikombinasikan dengan nitrogen oksida umumnya digunakan untuk aplikasi tersebut, tetapi bersifat toksik dan karsinogenik. Akibatnya, untuk meningkatkan penanganan, beberapa wahana berawak seperti Dream Chaser dan Space Ship Two berencana untuk menggunakan roket hibrida dengan kombinasi bahan bakar dan oksidator yang tidak beracun.
Injektor

Penerapan injektor pada roket cair menentukan persentase kinerja teoritis nosel yang dapat dicapai. Kinerja injektor yang buruk menyebabkan propelan yang tidak terbakar keluar dari mesin, sehingga menghasilkan efisiensi yang buruk.
Selain itu, injektor biasanya juga berperan penting dalam mengurangi beban termal pada nosel; dengan meningkatkan proporsi bahan bakar di sekitar tepi ruang, hal ini menghasilkan suhu yang jauh lebih rendah pada dinding nosel.
Injektor > Jenis-jenis injektor

Injektor dapat berupa sejumlah lubang berdiameter kecil yang disusun dalam pola yang dibuat dengan cermat, tempat bahan bakar dan oksidator mengalir. Kecepatan aliran ditentukan oleh akar kuadrat penurunan tekanan di seluruh injektor, bentuk lubang, dan detail lainnya seperti kepadatan propelan.
Injektor pertama yang digunakan pada V-2 menciptakan semburan bahan bakar dan oksidator paralel yang kemudian terbakar di dalam ruang bakar. Hal ini menghasilkan efisiensi yang cukup buruk.
Injektor saat ini secara klasik terdiri dari sejumlah lubang kecil yang mengarahkan semburan bahan bakar dan oksidator sehingga keduanya bertabrakan di suatu titik di ruang angkasa yang berjarak dekat dari pelat injektor. Ini membantu memecah aliran menjadi tetesan kecil yang lebih mudah terbakar.
Jenis utama injektor adalah
Kepala pancuran
Doublet yang saling menekan diri sendiri
Triplet yang saling bertabrakan
Sentripetal atau berputar-putar
Pintle
Injektor pintle memungkinkan kontrol campuran bahan bakar dan oksidator yang baik dan sesuai pada berbagai laju aliran. Injektor pintle digunakan dalam mesin Apollo Lunar Module (Descent Propulsion System) dan mesin Kestrel , saat ini digunakan dalam mesin Merlin pada roket Falcon 9 dan Falcon Heavy.
Mesin RS-25 yang dirancang untuk Pesawat Ulang Alik menggunakan sistem tiang beralur, yang menggunakan hidrogen yang dipanaskan dari preburner untuk menguapkan oksigen cair yang mengalir melalui bagian tengah tiang dan ini meningkatkan laju dan stabilitas proses pembakaran; mesin sebelumnya seperti F-1 yang digunakan untuk program Apollo memiliki masalah signifikan dengan osilasi yang menyebabkan kerusakan mesin, tetapi ini bukan masalah di RS-25 karena detail desain ini.
Valentin Glushko menemukan injektor sentripetal pada awal tahun 1930-an, dan injektor ini hampir digunakan secara universal di mesin-mesin Rusia. Gerakan rotasi diterapkan pada cairan (dan terkadang kedua propelan dicampur), kemudian cairan dikeluarkan melalui lubang kecil, di mana cairan membentuk lembaran berbentuk kerucut yang dengan cepat mengatomisasi. Mesin cairan pertama Goddard menggunakan satu injektor tumbukan. Ilmuwan Jerman pada Perang Dunia II bereksperimen dengan injektor tumbukan pada pelat datar, yang berhasil digunakan dalam rudal Wasserfall.
Injektor > Stabilitas pembakaran

Untuk menghindari ketidakstabilan seperti chugging, yang merupakan osilasi kecepatan yang relatif rendah, mesin harus dirancang dengan penurunan tekanan yang cukup di seluruh injektor untuk membuat aliran sebagian besar tidak bergantung pada tekanan ruang. Penurunan tekanan ini biasanya dicapai dengan menggunakan setidaknya 20% tekanan ruang di seluruh injektor.
Namun, khususnya pada mesin yang lebih besar, osilasi pembakaran berkecepatan tinggi mudah dipicu, dan hal ini tidak dipahami dengan baik. Osilasi berkecepatan tinggi ini cenderung mengganggu lapisan batas sisi gas pada mesin, dan ini dapat menyebabkan sistem pendingin cepat rusak, sehingga merusak mesin. Jenis osilasi ini jauh lebih umum terjadi pada mesin besar, dan mengganggu pengembangan Saturn V, tetapi akhirnya dapat diatasi.
Beberapa ruang pembakaran, seperti pada mesin RS-25, menggunakan resonator Helmholtz sebagai mekanisme peredam untuk menghentikan peningkatan frekuensi resonansi tertentu.
Untuk mencegah masalah ini, desain injektor RS-25 berupaya keras untuk menguapkan propelan sebelum disuntikkan ke dalam ruang pembakaran. Meskipun banyak fitur lain digunakan untuk memastikan ketidakstabilan tidak terjadi, penelitian selanjutnya menunjukkan bahwa fitur-fitur lain ini tidak diperlukan, dan pembakaran fase gas bekerja dengan andal.
Pengujian stabilitas sering kali melibatkan penggunaan bahan peledak kecil. Bahan peledak ini diledakkan di dalam ruang selama operasi, dan menyebabkan eksitasi impulsif. Dengan memeriksa jejak tekanan ruang untuk menentukan seberapa cepat efek gangguan menghilang, dimungkinkan untuk memperkirakan stabilitas dan mendesain ulang fitur ruang jika diperlukan.
Sistem tenaga mesin

Propelan harus disuntikkan di bawah tekanan ke dalam ruang bakar. Beberapa sistem tenaga dapat digunakan untuk menyesuaikan tingkat daya dorong mesin dan kinerja yang diinginkan. Kelompok sistem tenaga listrik, mulai dari yang paling sederhana hingga yang paling rumit, adalah: pasokan listrik melalui tekanan tangki, siklus expander, siklus generator gas, dan siklus pembakaran bertahap.
Apa pun sistem suplainya, sistem ini bergantung pada pipa dan katup yang sering kali harus beroperasi dalam kondisi suhu dan tekanan ekstrem: misalnya katup yang mengontrol bypass pompa turbo oksigen mesin D-2 melihat hidrogen cair pada −252,87  ° C saat start-up dan sedetik kemudian gas terbakar yang suhunya mencapai 400  °C . Dalam kasus mesin Amerika, katup kupu-kupu sering digunakan pada awal zaman ruang angkasa tetapi katup bola lebih disukai saat ini karena memerlukan lebih sedikit tenaga untuk beroperasi dan memungkinkan modulasi aliran propelan dengan lebih presisi. Sistem yang mengontrol tenaga penggerak roket bekerja pada katup menggunakan aktuator pneumatik yang mengambil energinya misalnya dari sirkuit helium bertekanan.
Sistem tenaga mesin > Pasokan melalui tekanan tangki

Metode paling sederhana untuk memberi tekanan pada propelan yang menyuplai ruang bakar adalah dengan mempertahankan tekanan tinggi di dalam tangki dengan menggunakan gas inert seperti nitrogen atau helium . Namun, solusi ini mengharuskan tangki memiliki dinding yang cukup tebal untuk menahan tekanan tersebut. Oleh karena itu, mode catu daya ini dicadangkan untuk mesin roket yang harus memberikan daya dorong yang berkurang, karena untuk mesin yang lebih bertenaga dan karena itu memiliki tangki yang besar, solusi ini menghasilkan massa tangki yang terlalu besar karena ketebalan dinding tangki. Dalam kasus umum, gas inert yang digunakan untuk tekanan disimpan di bawah tekanan yang sangat tinggi dalam tangki terpisah. Injeksinya ke dalam tangki propelan dikendalikan oleh sistem pengaturan tekanan. Gas inert juga dapat diproduksi oleh generator gas atau dengan mengalihkan sebagian kecil propelan bertekanan (autogenous pressurization). Kita juga dapat mengurangi massa gas inert yang digunakan dengan melewatkannya melalui penukar panas yang terpasang pada ruang bakar , yang meningkatkan suhu dan tekanannya. Sistem bertekanan dapat disederhanakan (dengan mengorbankan kinerja) dengan menghilangkan tangki penyimpanan gas bertekanan (mode blowdown): tangki ini terletak di tangki yang sama dengan propelan namun oleh karena itu diperlukan volume yang lebih besar untuk penyimpanannya. Tekanan yang diberikan oleh gas inert berkurang seiring dengan pengosongan tangki, sehingga mengakibatkan pencampuran kedua propelan menjadi kurang optimal dan memerlukan ruang bakar untuk beroperasi dalam rentang tekanan yang relatif lebar. Sistem yang berbeda - diafragma elastis, piston atau bellow- dapat digunakan untuk memisahkan propelan dan gas inert untuk mencegah gas inert memasuki pipa yang memasok ruang bakar dan mengganggunya. Perangkat ini khususnya diperlukan ketika roket mengalami percepatan transversal atau fase tanpa bobot yang dapat mengakibatkan terciptanya gelembung gas di dalam propelan.
Sistem tenaga mesin > Turbopump

Sistem tenaga turbopump digunakan untuk mesin dengan daya dorong sedang dan tinggi. Dalam sistem ini, kecepatan propelan dan tekanan di sirkuit suplai ditingkatkan berkat turbopump yang terkadang berputar dengan kecepatan beberapa puluh ribu putaran per menit. Hal ini digerakkan oleh turbin gas yang pada umumnya ditenagai oleh generator gas. Beberapa varian sistem tenaga ini hidup berdampingan yang ditandai dengan meningkatnya kompleksitas.
Siklus mesin > Perbandingan tradeoff siklus mesin

Pemilihan siklus mesin merupakan salah satu langkah awal dalam desain mesin roket. Sejumlah kompromi muncul dari pemilihan ini, beberapa di antaranya meliputi:
| 0 | 1 | 2 | 3 | 4 |
| --- | --- | --- | --- | --- |

: Jenis siklus
|  | Generator gas | Siklus ekspander | Pembakaran bertahap | Tekanan |
| Kelebihan | Sederhana; massa kering rendah; memungkinkan turbopump berdaya tinggi untuk daya dorong tinggi | Impuls spesifik tinggi; kompleksitas cukup rendah | Impuls spesifik tinggi; tekanan ruang bakar tinggi memungkinkan daya dorong tinggi | Sederhana; tidak ada turbopump; massa kering rendah; impuls spesifik tinggi |
| Kekurangan | Impuls spesifik lebih rendah | Harus menggunakan bahan bakar kriogenik; perpindahan panas ke bahan bakar membatasi daya yang tersedia untuk turbin dan dengan demikian daya dorong mesin | Kompleksitas dan massa meningkat pesat (lebih-lebih untuk aliran penuh) | Tekanan tangki membatasi tekanan dan daya dorong ruang bakar; tangki berat dan perangkat keras penekan terkait |
Ruang pembakaran

Ruang bakar merupakan tempat terjadinya pembakaran propelan. Untuk mengurangi ukuran, dan juga berat, mesin roket, tekanan di ruang bakar harus setinggi mungkin. Umumnya propelan disemprotkan dalam proporsi yang menjamin pembakaran hampir sempurna (campuran stoikiometri) yang mengasumsikan bahwa campuran tersebut homogen, sekaligus mengoptimalkan impuls spesifik. Rasio antara laju aliran propelan ditentukan oleh rasio pencampuran . Untuk memaksimalkan gaya dorong, terkadang ada manfaatnya jika menggunakan rasio non-stoikiometri. Memang benar, dengan pasangan oksigen-minyak tanah misalnya, roket tertentu meningkatkan porsi oksigen melebihi rasio stoikiometri untuk menurunkan suhu ruang bakar, dan meningkatkan daya dorong karena volume gas yang dihasilkan lebih besar. Oleh karena itu, pemilihan laporan sangatlah rumit.
Injektor yang mengalirkan bahan bakar dan oksidan ke dalam ruang bakar merupakan elemen terpenting dalam ruang bakar. Ada dua jenis injektor :
sentrifugal, di mana propelan berputar dan berhamburan menjadi tetesan-tetesan halus segera setelah keluar, agak rumit untuk dikerjakan dengan mesin.
linier, di mana propelan disuntikkan pada sudut yang sangat kecil, ini sedikit kurang efisien dibandingkan yang pertama tetapi lebih mudah untuk diproduksi.
Ada beberapa varian pemasangan injektor: koaksial (menggabungkan injektor sentrifugal dan injektor linier memungkinkan Anda memperoleh campuran yang sangat baik), di kepala pancuran (dapat diterapkan pada hampir semua jenis), dengan jet bersilang di mana jet dari beberapa injektor bertemu dan menyemprot satu sama lain (hanya dengan injektor linier),  dll.
Mungkin saja gangguan lokal yang bersifat getaran nyala api menyebabkan gangguan umum pada aliran, yang dapat menyebabkan kerusakan total pada mesin. Untuk mengatasi fenomena ini, kami memiliki pemisahan yang membagi area injeksi menjadi ruang-ruang independen dan dengan demikian membatasi penguatan gangguan. Masalah ketidakstabilan ini menjadi sangat akut pada ruang bakar yang besar, khususnya ketika molekul bahan bakarnya besar (minyak tanah). Amerika dihadapkan pada hal ini selama pengembangan mesin roket raksasa F-1.
Nosel

Nosel mempercepat gas hasil pembakaran, dibawa ke tekanan dan suhu yang sangat tinggi, dengan memberinya kecepatan di sepanjang sumbu roket (saat tidak mengarah). Nosel berbentuk kerucut konvergen kemudian divergen yang memungkinkan gas melintasi kecepatan suara: di hulu tenggorokan, kecepatan gas adalah subsonik dan hilir supersonik. Dengan adanya atmosfer, daya dorong optimal ketika tekanan gas yang meninggalkan nosel sama dengan tekanan sekitar. Oleh karena itu, nosel tahap pertama lebih pendek dibandingkan nosel tahap yang harus beroperasi dalam ruang hampa. Untuk membatasi kebutuhan ruang, nosel mesin roket tingkat atas dapat dipasang sebagian.
Pendinginan

Injektor biasanya ditata sedemikian rupa sehingga lapisan kaya bahan bakar tercipta di dinding ruang bakar. Hal ini mengurangi suhu di sana, dan hilir ke tenggorokan dan bahkan ke dalam nosel dan memungkinkan ruang bakar dijalankan pada tekanan yang lebih tinggi, yang memungkinkan nosel rasio ekspansi yang lebih tinggi untuk digunakan yang memberikan ISP yang lebih tinggi dan kinerja sistem yang lebih baik. Mesin roket cair sering menggunakan pendinginan regeneratif, yang menggunakan bahan bakar atau yang lebih jarang, oksidator untuk mendinginkan ruang dan nosel.
Dinding ruang bakar serta nosel dipanaskan hingga suhu yang sangat tinggi (beberapa ribu derajat) dan harus didinginkan karena tidak ada paduan yang dapat menahan suhu tersebut. Banyak mesin beroperasi dengan setidaknya satu propelan yang disimpan pada suhu sangat rendah sehingga tetap dalam bentuk cair. Propelan ini, yang disebut kriogenik, adalah oksigen, hidrogen, dan metana. Metode yang paling umum untuk menjaga dinding ruang bakar pada suhu yang dapat diterima terdiri dari mensirkulasikan salah satu propelan di dalam dinding ruang yang untuk tujuan ini berongga atau terdiri dari tabung-tabung yang disambung. Tergantung pada arsitektur mesin, propelan yang digunakan untuk pendinginan dapat diinjeksikan kembali ke dalam ruang bakar (siklus tertutup atau regeneratif) N1 ) atau, kurang efisien, dikeluarkan di ujung nosel (siklus terbuka, pendinginan dengan cairan yang hilang). Ruang di mana propelan pendingin bersirkulasi terdiri dari pipa-pipa halus, yang digiling ke dinding atau bersirkulasi dalam saluran yang dipasang ke mesin. Semuanya ditutupi dengan selubung yang umumnya terbuat dari baja atau paduan titanium.
Cara sebelumnya tidak akan berhasil jika kedua propelan yang digunakan disimpan pada suhu ruangan. Hal ini misalnya terjadi pada mesin yang beroperasi dengan campuran Nitrogen Peroksida / UDMH yang digunakan pada banyak mesin yang dikembangkan pada tahun 1960an/1970an. Dalam hal ini, salah satu propelan digunakan sebagian untuk membuat lapisan film yang secara permanen menutupi dinding bagian dalam ruang bakar dan ditempatkan di antara dinding tersebut dengan gas pembakaran hasil pembakaran. Film ini dibuat dan terus diperbarui baik berkat injektor periferal yang memproyeksikan propelan ke dinding atau melalui lubang-lubang yang melapisi dinding.
Dinding yang terkena panas meliputi dinding ruang bakar itu sendiri, leher nosel dan dinding bagian dalam nosel. Rakitan yang disebut dinding internal ini dibuat dengan bahan yang disesuaikan dengan tekanan termal. Pabrikan mesin dapat menggunakan :
Tembaga, dengan titik leleh yang sangat rendah tetapi konduktivitas termal yang sangat tinggi sehingga panas dapat dengan mudah dikeluarkan;
Baja tahan karat, lebih tahan terhadap panas;
Grafit, ketahanan panas yang sangat baik.