En épocas remotas, los chinos iniciaron experimentos con tubos rellenos de pólvora comprimida, luego los adaptaron a flechas y los lanzaron con arcos. Pronto notaron que estos tubos podían propulsarse únicamente con la energía del gas quemado liberado, dando origen a los cohetes. 
El Dr. Robert Goddard (1882-1945) ha sido reconocido como el padre de la cohetería estadounidense, El Dr. Goddard propulso al primer cohete de combustible líquido (figura 1) el 16 de marzo de 1926 en Auburn usando una mezcla de oxígeno líquido y gasolina, el cohete voló durante solo 2.5 segundos, se elevó 12 m (41 pies) y aterrizó a 56 m (184 pies) de distancia horizontal.  Con sus aportaciones de pudo refinar la guía y el control de los cohetes en ese tiempo, así mismo, mejoró sus técnicas de soldadura, aislamiento térmico, bombas y otros equipos asociados.

 
Figura 1. Dr. Robert Goddard y su primer cohete de combustible líquido (referencia: https://www.britannica.com/biography/Robert-Goddard)

En 1923, Dr. Hermann Oberth (1894-1989) (Figura 2, a la derecha de su cohete) publicó un libro sobre el viaje en cohete al espacio exterior, derivado de esto, muchas sociedades de cohetes pequeños surgieron en todo el mundo. En la primavera de 1930, Wernher Von Braun de dieciocho años (Figura 2, segundo desde la derecha) ayudó al Dr. Oberth en sus primeros experimentos para probar un cohete de combustible líquido con un empuje de aproximadamente 7 kilogramos (15 libras).

 
Figura 1. Dr. Hermann Oberth y su cohete de combustible líquido (referencia: https://pioneersofflight.si.edu/content/hermann-julius-oberth-0)

Los alemanes, bajo la dirección técnica de Wernher Von Braun, desarrollaron el cohete bélico V-2 o A-4 en su Centro de Investigación en Peenemünde, Alemania. El V2 fue desarrollado durante la Segunda Guerra Mundial como el primer misil de precisión de largo alcance. Este cohete cuenta con un motor de combustible líquido propulsado por oxígeno líquido, etanol y agua. Este combustible alimenta a una tubería conectada a una turbobomba accionada por una turbina de vapor. Su alcance era de 300 kilómetros, con una carga explosiva de 750 kilogramos, propulsando 25 toneladas de empuje a 2,900 kilómetros por hora.
A partir del desarrollo del V2, se empezó una carrera en desarrollo tecnológico en el área de cohetería, el constructor en jefe Sergei Korolev duplicó y mejoró el misil V2 con los misiles soviéticos R1, R2 y R5 cimentando la bases del misil R7, el primer misil intercontinental, el cual, Korolev sabía que tenía la capacidad de transportar satélites artificiales y seres humanos en orbitas alrededor de la Tierra, siendo el mayor salto de la cohetería en sus tiempos, posteriormente y con muchos logros en la carrera aeroespacial entre Estados Unidos y la Unión Soviética, se construyó el Saturno V, un cohete de tres etapas con cinco motores F1 (Figura 3) de primera etapa que entregaban aproximadamente 3470 toneladas de empuje con oxigeno liquido como propelente oxidante y queroseno como propelente carburante.

 
Figura 3. Motores F1 del Cohete Saturno (fotografía tomada en el U.S. Space and Rocket Center ubicado en Huntsville Alabama)

Dentro de la clasificación actual de los cohetes, los cohetes que emplean combustible líquido se catalogan como cohetes térmico químicos, esta clase de cohetes generan propulsión por la combustión de uno o varios combustibles probando la expulsión de gases como producto de la misma combustión y son acelerados por conductos denominados toberas. La acción del escape contra el interior de las cámaras de combustión y toberas acelera el gas a una velocidad extremadamente alta y ejerce un gran impulso reactivo sobre el vehículo portador.
A los motores cohete que usan con combustible líquido en ingles se les denomina como “Rocket Engine” y no hay que confundirlos con los motores cohete que usan propelente sólido y que en el idioma inglés se les conoce como “Rocket Motor”. Los motores que emplean combustible líquidos se componen de diversos sistemas que accionan su funcionamiento, entre ellos, se puede mencionar al Sistema de bombeo, Sistema de refrigeración, Sistema de inyección, Sistema de dirección, Sistema de encendido.
Hablando un poco del sistema de bombeo se debe mencionar que existe el sistema de configuración abierta de turbina (Figura 4) y el sistema de configuración cerrada de turbina (Figura 5), este último se emplea muy comúnmente en lanzadores de la compañía americana Space X.

 
Figura 4. Sistema de configuración abierta de turbina (Ref. elaboración propia), 1. Estructura del Motor Cohete (cámara de combustión y tobera). 2. Tanque de carburante. 3. Tanque de oxidante. 4. Turbina. 5. Generador de gas. 6. Turbobomba de carburante. 7. Turbobomba de oxidante. 8. Conducto de salida hacia la atmósfera.

 
Figura 5. Sistema de configuración cerrada de turbina (Ref. elaboración propia), 1. Estructura del Motor Cohete (cámara de combustión y tobera). 2. Tanque de carburante. 3. Tanque de oxidante. 4. Turbina. 5. Generador de gas. 6. Turbobomba de carburante. 7. Turbobomba de oxidante. 

Hay que destacar que las configuraciones que se muestran en la figura 4 y 5 tienen una refrigeración tipo regenerativa, en la cual, el carburante es inyectado desde la falda de la tobera precalentando a este fluido y refrigerando la estructura de la tobera, también existe la refrigeración ablativa, en la que la estructura de la tobera se construye con un compuesto con base en carbono que tiene un punto de fusión extremadamente alto, de tal forma que, el material se vaporiza y luego se desprende, llevándose el calor consigo y refrigerando la estructura, sin embargo, esta tobera no es reutilizable. También, se puede mencionar a la refrigeración radiactiva, esta clase de refrigeración usa la transferencia de calor por radiación para disipar el calor de sus materiales, se emplean muy comúnmente en el vacío del espacio exterior, los materiales de estas toberas usan una aleación de niobio, que es capaz de soportar y disipar altas cargas de calor. Otro método efectivo de refrigeración es a través de películas térmicas, las cuales, inyectan a un fluido refrigerante entre la cámara de combustión y las paredes del motor como un aislante térmico, el propósito es crear una superficie limitante entre la pared y el gas como producto de la combustión.

Dentro de los principales componentes para construir un banco de prueba se debe contemplar a los siguientes mostrados en la Figura 6.

 
Figura 6. Esquematización de un banco de prueba con los componentes básicos para combustibles líquidos (Ref. elaboración propia); 1. Estructura a probar del Motor Cohete. 2. Sistema de medición de empuje e instrumentación. 3. Sistema de refrigeración independiente. 4. Tanque de oxidante (oxígeno líquido). 5. Tanque de carburante (hidrógeno, queroseno, metano, etc.). 6. Válvula de cierre o corte. 7. Válvula de alivio o drenaje. 8. Válvula de reabastecimiento. 9. Regulador de apertura de válvulas. 10. Válvula de control de flujo. 11. Filtro de combustible. 12. Válvula de retención o antirretorno. 13. Sensor de presión. 14. Sensor de presión y temperatura. 15. Caudalímetro. 16. Turbobomba de carburante. 17. Turbobomba de oxidante. 18. Generador de gas (G.G). 19. Sistema de sobrealimentación. 20. Marcha eléctrica. 21. Turbina. 22. Filtro de gases.