Некоторые ракетные двигатели работают на жидком топливе, а некоторые - на твердом. Ракетные двигатели на твердом топливе иногда называют "ракетными двигателями".
Ракетные двигатели на жидком топливе часто требуют сложных насосов и клапанов для правильного перемещения (и давления) жидкости из топливного бака в двигатель. Эти машины должны работать при экстремальных температурах и давлениях. Жидкий кислород очень холодный (-223˚C), в то время как двигатель очень горячий (3000˚C), а давление часто в сотни раз превышает нормальное давление воздуха. Из-за этих условий жидкотопливные ракетные двигатели часто очень сложны и требуют очень специализированных материалов (металлов, керамики и т.д.).
В твердотопливных ракетных двигателях топливо (так называемое ракетное топливо) представляет собой твердую смесь окислителя и горючего. Окислитель поддерживает горение топлива подобно тому, как кислород поддерживает горение. Обычным окислителем является порошкообразный перхлорат аммония, а обычным топливом - порошкообразный металлический алюминий. Эти два порошка соединены вместе третьим компонентом, известным как связующее вещество. Связующее вещество представляет собой резиновое твердое вещество, которое также сгорает как топливо. Простая идея делает твердотопливные ракетные двигатели более дешевыми, но их нельзя отключить или контролировать, и вероятность их взрыва выше, чем у жидкостных ракетных двигателей. Твердотопливные ракеты также обеспечивают меньший удельный импульс, поэтому для запуска той же полезной нагрузки они должны быть тяжелее.
В военных ракетах обычно используются твердотопливные ракеты, поскольку их можно поддерживать в готовности в течение многих лет. Многие спутниковые ракеты-носители используют твердотопливные ракетные ускорители при старте, но жидкостные ракеты на протяжении большей части полета.
Гибридные ракетные двигатели объединяют эти две идеи. Два топлива представляют собой различные состояния материи, часто с жидкими окислителями и твердым топливом. Они мало используются, но могут быть более безопасными, чем твердотопливные или жидкостные ракетные двигатели.
| Технические характеристики жидкостного ракетного двигателя |
| | RL-10 | HM7B | Vinci | КВД-1 | CE-7.5 | CE-20 | YF-75 | YF-75D | RD-0146 | ES-702 | ES-1001 | LE-5 | LE-5A | LE-5B |
| Страна происхождения |  Соединенные Штаты
|  Франция
| Франция |  Советский Союз
|  Индия
| Индия |  Китай
| Китай |  Россия
|  Япония
| Япония | Япония | Япония | Япония |
| Цикл | Расширитель | Газогенератор | Расширитель | Поэтапное сжигание | Поэтапное сжигание | Газогенератор | Газогенератор | Расширитель | Расширитель | Газогенератор | Газогенератор | Газогенератор | Цикл продувки расширителя
（расширитель форсунок） | Цикл продувки расширителя
（Камерный расширитель） |
| Усилие (вак.) | 66,7 кН (15 000 фунтов силы) | 62,7 кН | 180 кН | 69,6 кН | 73 кН | 200 кН | 78,45 кН | 88,26 кН | 98,1 кН (22 054 фунт-фут) | 68,6 кН (7,0 тс) | 98 кН (10,0 тс) | 102,9 кН (10,5 тс) | r121.5kN (12.4 tf) | 137,2 кН (14 тс) |
| Соотношение смеси | | | | | | | 5.2 | 6.0 | | 5.2 | 6.0 | 5.5 | 5 | 5 |
| Соотношение форсунок | 40 | | | | | 100 | 80 | 80 | | 40 | 40 | 140 | 130 | 110 |
| Isp (vac.) | 433 | 444.2 | 465 | 462 | 454 | 443 | 438 | 442 | 463 | 425 | 425 | 450 | 452 | 447 |
| Давление в камере :МПа | 2.35 | 3.5 | 6.1 | 5.6 | 5.8 | 6.0 | 3.68 | | 7.74 | 2.45 | 3.51 | 3.65 | 3.98 | 3.58 |
| LH2 TP об/мин | | | | | | | | | 125,000 | 41,000 | 46,310 | 50,000 | 51,000 | 52,000 |
| LOX TP об/мин | | | | | | | | | | 16,680 | 21,080 | 16,000 | 17,000 | 18,000 |
| Длина м | 1.73 | 1.8 | 2.2~4.2 | 2.14 | 2.14 | | 2.8 | | 2.2 | | | 2.68 | 2.69 | 2.79 |
| Сухой вес кг | 135 | 165 | 280 | 282 | 435 | 558 | 550 | | 242 | 255.8 | 259.4 | 255 | 248 | 285 |
