ında pamuk, parafin ve odunun da bulunduğu çeşitli yakıtları zaten denemişlerdi. XDF isminin kendisi de zaten ilk denemelerden biriyle alakalı olarak bir İngilizce kısaltmadan gelmekteydi: "eXperimental Douglas Fir" ("Deneysel Douglas Köknar"), "Douglas Fir" kullanılan odunun markasıydı.

1960'larda, Avrupalı organizasyonlar da hibrit roketler üzerinde çalışmaya başladı. Fransa'da kurulmuş olan ONERA, ve İsveç'te kurulmuş olan Volvo-Flygmotor şirketleri, hibrit roket motoru teknolojisi kullanarak sondaj/test roketleri geliştirdiler. ONERA grubu, nitrik asit ve amin yakıtı kullanan bir hipergolik roket motoru üzerinde çalışmalarını yoğunlaştırdı. Şirket, 1 kere Nisan 1964, 3 kere Haziran 1965 ve 4 kere 1967 tarihlerinde olmak üzere toplamda sekiz adet roket uçurmuştur. Erişilen en yüksek irtifa 100 km|'nin üzerindeydi . Volvo-Flygmotor şirketi de bir hipergolik yakıt kombinasyonu kullanmıştır. Onlar da oksitleyici olarak nitrk asit kullanmış ancak yakıt olarak ise olarak Tagaform (aromatik amin içeren Polibütadien. İng:) kullanmışlardır. 1969 yılında gerçekleştirdikleri uçuşta, 20 kg ağırlığındaki görev-yükünü 80 km yükseliğe çıkarmayı başarmışlardır.

Aynı tarihlerde Birleşik Devletlerde, "Birleşik Teknolojiler Merkezi" (İng:United Technologies Center) Kimyasal Sistemler Bölümü ve Beech Aircraft şirketi birlikte, "Sandpiper" olarak bilinen bir süpersonik hedef İHA'sı üzerinde çalışıyorlardı. MON-25 isimli (%25 NO, %75 NO) kimyasal bileşiği oksitleyici olarak ve polimetil metakrilat (PMM ya da Pleksi)-Mg karışımı yakıt olarak kullanılmıştır. İHA 1968 yılında toplamda altı kez, 300 saniyeden fazla bir süre 160 km'den fazla bir irtifada uçurulmuştur. Roketin tasarımı ikinci kez yapılırken/geliştirilirken bu yeni haline HAST adı verildi. HAST tasarımında yakıt olarak IRFNA-PB/PMM ikilisi kullanıldı ve motorun itki gücü 10:1 (%10-%100) aralığında kısılabilmekteydi. HAST, Sandpiper aracına göre daha ağır görev-yükü taşıyabilmekteydi. Bir başka tasarım geliştirme çalışması sonucu ortaya çıkan ve HAST ile,aynı yakıt kombinasyonunu kullanan sistem, Kimyasal Sistemler Bölümü (İng:Chemical Systems Division) ve Teledyne Aircraft tarafından geliştirilmiştir. Bu program 1980'lerin ortalarına doğru bitirilmiştir. Kimyasal Sistemler Bölümü ayrıca lityum ve FLOx (F and O) yakıt kombinasyonu üzerinde de çalışmıştır. Bu, çıkış gücü kısılabilen verimli bir hipergolik roket motoruydu. %93 yanma verimi ile vakumdaki özgül itici kuvvet değeri 380 saniyedir.

American Rocket Company (İng: ), 80'ların sonunda ve 90'ların başında, şimdiye kadar yapılmış olan en büyük hibrit roketleri üretmişti. Motorlarının ilk versiyonu, Hava Kuvvetleri Phillips Laboratuvarı'nda ateşlenmişti ve yakıt olarak LOX (sıvı oksijen) ile Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:) karışımı kullanarak 70 saniye boyunca 312 kN miktarında itki üretmişti. Motorun, H-250F olarak bilinen, ikinci versiyonu ise 1 MN miktarında itki üretebilmiştir

1982 yılında, eAc'de (İng:Environmental Aeroscience Corporation) çalışan Korey Kline daha öncesinde Westinghouse şirketinde çalışmış olan Bill Wood ile söz konusu teknoloji üzerine tartışmış ve, Kaliforniya'daki Lucerne Dry Lake civarındaki bir tesiste, ilk defa gaz oksijen ve yapay kauçuk karışımını kullanan bir hibrit roketi ateşlemiştir. İlk SpaceShipOne (İng:) isimli uzay-uçağının hibrit motor testleri, Kline ve eAc tarafından Mojave çölündeki bir tesiste gerçekleştirilmiştir.

1994 yılında, A.B.D. Hava Kuvvetleri Akademisi, hibrit motorlu bir sondaj roketini 5 km yüksekliğe kadar çıkarmıştır. 6.4 m uzunluğundaki roket yakıt olarak HTPB ve LOX karışımını kullanmış ve 16 saniyelik itki süresi sırasında 4400 N itki miktarına ulaşmıştır.

En basit haliyle, hibrit roket motorunda, sıvı oksitleyici içeren basınçlı bir kazan (tank) ve katı roket yakıtı içeren bir yanma odası ile bunları ayıran mekanik bir cihazdan oluşmaktadır. İtki gerektiğinde, uygun bir ateşleme kaynağı yanma odasına sokulur ve aradaki vana açılır. Sıvı (ya da gaz) yakıt yanma odasına akar ve orada buharlaşır akabinde ise katı yakıt ile etkileşir. Yanma, katı yakıtın yüzeyine bitişik bir sınır tabaka (İng: ) yayılma alevi (İng:) içerisinde gerçekleşmektedir.

Genellike sıvı roket yakıtı oksitleyici olarak ve katı roket yakıtı ise yakıt olarak kullanılmaktadır çünkü katı oksitleyiciler çok tehlikelidirler ve.sıvı oksitleyicilere göre daha düşük verimlidirler. Ayrıca, Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:) veya parafin mumu gibi katı yakıtların kullanımı, alüminyum, lityum, ve metal hidrürleri (İng:) gibi yüksek enerjili yakıt katkılarının eklenebilmesini mümkün kılmaktadır.

Hibrit roketler için kullanılan temel yanma denklemine göre, "yakıt-katı-hal-gerilemesi/kayboluşu" oranı (İng:"fuel regression rate"), oksitleyicinin kütle akı oranına (İng:"mass flux rate") bağımlıdır; bu da dolayısıyla yakıtın yanma miktarı, bağlantı kanalından gelen oksitleyicinin miktarı ile doğrudan orantılıdır. Bu durum katı yakıtlı roket motorunda farklıdır çünkü gerileme oranı motorun bölme basıncı (İng:) ile doğrudan orantılıdır.

Motorda yanma devam ederken, yakıt bağlantı kanalının çapındaki artış, yakıtın kütle akı oranında artışla sonuçlanır. Bu olay oksitleyici-yakıt oranının (O/Y) yanma sırasında değişmesine/kaymasına neden olur. Artan yakıt kütle akış oranı, ayrıca oksitleyici akış oranı artırılarak karşılanabilir. O/Y oranının zamanın bir işlevi olarak değişmesine ek olarak, bu oran ayrıca sıkıştırılmış yakıt tozundaki konuma göre de değişiklik gösterir. Sıkıştırılmış yakıt tozunun tepesine ne kadar yakın konumda olunursa, o kadar yüksek bir O/Y oranı elde edilir. O/Y oranı yakıt bağlantı kanalı boyunca da değişiklik gösterdiği için, sıkıştırılmış yakıt tozu üzerinde bir yerde stokiyometrik nokta olarak adlandırılan bir nokta varolabilmektedir.

Hibrit roket motorları, sıvı yakıtlı roket motorları ile katı yakıtlı roket motorlarına göre bazıları çok belirgin olan bazıları çok fark edilmeyen çeşitli üstünlüklere sahiptir. Bunlardan bazılarının kısa özeti aşadağı verilmiştir:



Hibrit roketler, sıvı ve yakıtlı roketlerle karşılaştırıldığında, bazı dezavantajlar sergilerler. Aşağıda bunlar sıralanmıştır:


Genel olarak, hibrit roketler için katı ya da sıvı yakıtlı roketlere göre çok daha az geliştirme faaliyeti gerçekleştirilmiştir. Bu dezavantajların bazıları muhtemelen araştırma ve geliştirme çalışmalarına yapılacak yatırımlar sayesinde çözübilecektir.

Yörüngeye çıkartılacak olan büyük hibrit roketleri tasarımında ortaya sorunlardan birisi, yüksek akış hızlarına ulaşmak ve oksitleyicinin basınçlandırılması için turbopompa kullanımının zorunlu hale gelmesidir. Bu turbopompanın çalışması için bir şekilde güç sağlanması gerekmektedir. geleneksel bir sıvı-itki yakıtlı roket motorunda, turbopompa roket ile aynı yakıt ve oksitleyiciyi kullanır çünkü her ikisi sıvıdır ve ön yakıcıya (pre-burner) gönderilebilirler. Ancak hibritte ise, yakıt katıdır ve turbopompa motoruna gönderilemez.Bazı hibritlerde kullanılan oksitleyici aynı zamanda (oksitleyici olmadan kullanılan) tekli yakıt (İng: ) olarak da kullanılabilir. Bu tür oksitleyicilere örnek olarak nitrometan (İng:) veya hidrojen peroksit (İng: ). Ancak bu iki yakıt da sıvı oksijenden daha az az bir verimle çalışmaktadır. Bu yüzden de tek başlarına turbopompayı çalıştırmaya yetmemektedir. Bu da başka bir sıvı yakıta ihtiyaç duyulmaktadır ve bu da beraberinde ayrı bir tank gerektireceğinden hibrit roketin verimini düşürecektir.

Çok yaygın olmayan ters hibrit rokette katı oksitleyici ile sıvı yakıt kullanılır. Bazı sıvı yakıt seçenekleri arasında kerosen, hidrazin, ve LH bulunmaktadır. Tipik bir hibrit roket için kullanılan yaygın yakıtlarda, pleksi gibi polimerler, polietilen (PE), çapraz-bağlı (İng:ed) ve Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:) gibi bir kauçuk çeşidini ya da parafin gibi sıvılaşan yakıtlar bulunmaktadır. Pleksi [camı] eskiden yaygın bir yakıttı çünkü yanma olayı şeffaf yanma çemberinden izlenebilmekteydi. HTPB ise günümüzde hibrit roket motorlarında kullanılan en popüler yakıttır çünkü düşük bir enerji sığasına sahiptir ve işlenmesi/uğraşması en güvenli olan yakıttır. HTPB'nin sıvı oksijen içerisine batırıldığı ve yine de patlayıcı hale gelmediği testler gerçekleştirilmiştir. Bu yakıtlar, katı yakıtlı roket motorlarında kullanılan katı yakıtlar kadar yoğun değildir. Bu yüzden genellikle yoğunluğunu ve dolayısıyla roket verimini artırmak amacıyla alüminyum ile karıştırılırlar.

Hibrit roket yakıt-tozları, genellikle plastik ya kauçuktan oluştuklarından, döküm teknikleriyle üretilebilmektedirler. Daha yüksek yakıt kütle akışına olan ihtiyaç nedeniyle gerekli hale gelen karmaşık yakıt-tozu geometrileri, hibrit roketlerinde kullanılacak olan yakıt-tozuları için döküm kalıplarından üretilmesini, kısmi olarak ekipman maliyetleri yüzünden, çok pahalı ve zaman alan bir işlem haline getirmektedir. Daha büyük ölçekte ise büyük yakıt-tozu parçalarının roket çıkışını/nozulu tıkamaması ve bu kısımlara zarar vermemesi için, 'dökülmüş' yakıt-tozu "iç-ağ/tünel" sistemi (İng:"internal webbing") ile desteklenmelidir. Yakıt-tozu bozuklukları (İng:defect) daha büyük taneli tozlar için de sorun teşkil etmektedir. Döküm ile üretilen geleneksel yakıtlar Hidroksille Sonlanan Polibütadien (İng:) ile parafin mumlarıdır.

Katkı maddesi üretimi, daha önceleri üretilmesi mümkün olmayan yakıt tozu yapılarının üretilmesinde kullanılmaktadır. Sarmal şekildeki yakıt bağlantı kanallarının, hacimsel verimi (İng: volumetric efficiency) artırırken, yakıt gerileme oranlarını artırdığı gösterilmiştir. Hibrit roket yakıtında kullanılan malzemelere örnek olarak Akrilonitril bütadien stiren (ABS) verilebilir. Basılmış/yazılmış (İng:printed) malzemeler roket verimini artırmak için genellikle katkı maddeleriyle kuvvetlendirilirler/geliştirilirler.

Yaygın oksitleyiciler arasında gaz ya da sıvı formdaki oksijen, Nitrus oksit (İng:), ve hidrojen peroksit bileşikleri bulunmaktadır. Ters hibrit roketlerde ise, oksitleyici olarak donmuş oksijen ve amonyum