Запуск ЖРД производится с помощью управляемого пневмоэлектроклапана 1, который, открываясь, одновременно включает зажигательное устройство 12. Сжатый до 300 атм инертный газ поступает из баллонов 3 через редуктор 2, где давление понижается до 30 атм, и пусковые мембраны 6 в баки с горючим 5 и окислителем 4. Под действием этого инертного газа горючее и окислитель через мембраны 7 и вентиль 8 подаются каждый по своему трубопроводу через форсунки 10 в камеру сгорания 9. По пути в камеру сгорания один из компонентов топлива проходит по охлаждающему тракту 11 камеры сгорания и сопла. Распыление и смешение компонентов топлива происходит только в камере сгорания во избежание взрыва. Компоненты топлива подаются в камеру сгорания в заданном весовом отношении.
В результате преобразования в сопле 13 тепловой энергии газов в кинетическую энергию возникает тяга двигателя, сообщая ускорение ракете, на которой двигатель установлен.
Уже в 1931 году советским инженером Ф. А. Цандером был сконструирован, построен и испытан первый жидкостный ракетный двигатель. В те же годы состоялись успешные полеты жидкостной ракеты, сконструированной советским ученым М. К. Тихонравовым. Камеру сгорания, выдерживающую высокие температуры, изобрел в 1929 г. советский инженер П. И. Шатилов, чем ускорил создание конструкции жидкостного ракетного двигателя. Дальнейшее усовершенствование конструкции ЖРД принадлежит советским инженерам Л. С. Душкину и А. М. Исаеву. Теория жидкостных ракетных двигателей разработана Ф. А. Цандером, И. И. Кулагиным и другими советскими инженерами и учеными.
Жидкостные ракетные двигатели в подавляющем своем большинстве могут быть либо с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания, либо с баллонной системой подачи. Вторая является наиболее простой и применяется для двигателей сравнительно небольших ракет. Первая применяется в ракетных двигателях дальнего действия.
Выбор конкретной системы подачи топлива ракетного двигателя и ее составных частей определяется прежде всего назначением двигателя, его размерами, топливом, тягой, характером полета и продолжительностью работы, а также общими требованиями простоты конструкции, легкости изготовления, удобства эксплуатации и, главное, минимального веса.
Жидкостные ракетные двигатели работают или на жидких компонентах топлива или на одном жидком, применяемом в качестве горючего, а другом газообразном, используемом в качестве окислителя.
