火箭 推进剂 一般以某种形式大量存储在 推进剂 容器里，以 流体 喷射物的形式大量从 火箭发动机 喷射出，产生 推力 作推进。燃料 推进剂 往往与 氧化剂 推进剂燃烧产生大量非常热的气体，这些 气体膨胀 并从喷嘴喷出，不断加速，从火箭底部冲出产生推力直到火箭达到极高的速度。有时推进剂不会燃烧，但可以从外部加热都达到更好的效果。对于较小的实验推进器，使用压缩气体通过推进喷嘴喷出以推动飞船。
特点
火箭发动机的特点是同时使用两种不同类型的化学物质来支持 燃烧反应 ，产生热排气。这两种 物质 就构成了火箭专家称之为 推进剂 的东西。这两种化学物质分别是燃料和 氧化剂 ，燃料为火箭提供燃烧的物质以产生热排气，氧化剂为燃烧的过程供氧。所有的燃烧反应都要求有可燃物质和氧来支持。在大气层内有充足的 氧气 可以支持燃烧，所以汽车和飞机的 发动机 都不需要携带 氧化剂 ，但火箭既要在大气层中工作，又要在 航天 ，因此必须自带氧气来支持 燃烧室 的燃烧反应。
分类
火箭推进剂主要有三种类型的推进剂：固体、液体和混合型。
液体推进剂
液体推进剂的燃料和氧化剂都是液态地保存在火箭的燃料箱中的。目前较普遍的一种液体 推进剂 组合是用混肼[jǐng]-50(类似 煤油 )作燃烧剂， 四氧化二氮 作氧化剂。这种组合剂可在室温下储存，但其燃烧效率比较低。另一种组合是 氢气 做燃料， 液态氧 做氧化剂。这种组合是当前最有潜力的组合，其燃烧效率很高，但由于 液氢 和液氧的 沸点 都很低，所以其保存需要超低温的储存箱，使温度接近 绝对零度 ，在零下二百 摄氏度 左右，才能保证它们在液态，一旦温度超过沸点液体变成气体，就无法再用作推进剂，由于其比较复杂目前只有美国、 俄罗斯 、法国、中国和日本等少数几个国家掌握这种低温液体火箭技术。
大多数液体 推进剂 要求用火花点火开始燃烧。但有些燃料和 氧化剂 混合时会自动产生化学反应点火燃烧，我们称之为自燃推进剂。使用自燃推进剂的 发动机 不需要 点火系统 ，而且更加可靠，但这种推进剂几乎可以锈蚀所有与之接触的物质，而且含有剧毒，其生产、储存和使用过程存在较高安全风险，已逐步被环保型推进剂如液氧煤油、煤基航天煤油等替代。
固体推进剂
固体 推进剂 由 油灰 或橡胶状的可燃材料构成，是燃料和氧化剂的混合体。燃烧固体推进剂的火箭称为固体火箭。固体火箭的箭体与液体火箭的箭体差别不大，但内部没有推进剂储存箱，而是把整个火箭体的内部从上到下装满固体推进剂。在火箭体的中心有一条窄窄的圆柱形缝隙贯穿 推进剂 的 模芯 ，该缝隙称为 燃烧室 ，它可使推进剂从上到下均匀燃烧。火箭底部的 喷管 ，将燃烧室的排气导入合适的方向。
由于燃烧室是 推进剂 在中间留出来的缝隙，如果这个缝隙是圆柱形的，当火箭顶端的 点火器 击发点火后，随着燃烧的继续，燃烧室的表面积开始增大，使得推进剂与推进剂接触的面积增大，每一时间燃烧的推进剂开始增多，产生的 推力 也相应的加大。因此火箭在最初产生的推力较小，但随着时间的增加，推力逐渐增大，直到燃烧的最后阶段火箭获得最大的推力。考虑一下如果缝隙的形状不同，那它产生推力的效果也会不同。星形开缝在整个加力期间会均匀的产生推力，但 推进剂 要比圆柱形的燃烧快一些。现在火箭推进剂 模芯 中的缝隙形状分为圆柱形、管形、星形、多翼形、十字形等。
与液体推进剂相比，固体推进剂最大的优势在于它可以在室温下储存。而且 发动机 不需要其它复杂的部件，而液体推进剂的发动机要求有专门的设备来控制液体注入 燃烧室 。当然也正是由于这个原因，使得固体推进剂的燃烧不容易控制，在燃料没有烧完的情况下，很难实现发动机的关闭，因此不具备多次点火的能力。早期的固体火箭基本都是一次燃烧，但随着技术的发展，现在已经出现多次点火的固体火箭。
惰性推进剂
一些火箭设计的 推进剂 来自非 化学 能源或甚至是来自外部的能源。例如 水火箭 使用压缩气体，一般是空气，迫使水从火箭喷出。
太阳能 火箭 和 核能 火箭通常建议使用 氢气 以达到600-900秒 I sp（比冲），或在某些情况下，用水蒸汽达到190秒 I sp。
此外对于低性能要求的情况，如姿态 喷射器 ，也有用惰性气体 氮气 的。
离子推力器
离子推力器， 离子推进器 又称离子 发动机 ，其原理是先将 气体 电离 ，然后用 电场力 将带电的离子加速后喷出，以其反作用力推动火箭。这是目前已实用化的火箭技术中，最为经济的一种，因为只要调整 电场 强度，就可以调整推力，由于比冲(specific impulse)远大于现有的其他推进技术，因此只需要少量的 推进剂 就可以达到很高的最终速度，而既然 航天飞机 本身不需要携带太多燃料，总重量大幅减少后就可以使用较小而经济的载运火箭，节省下来的燃料更是可观。缺点是它的 推力 很小，目前的离子 推进系统 只能吹得动一张纸，无法使太空船脱离地表，而且也需要很长的时间进行加速。离子推力器目前只能应用于真空的环境中。在经过很长时间的持续推进后，将会获得比 化学 推进快很多的速度，这使得离子推力器被用在远距离的航行中。
常用推进剂
氢气 (燃料) 液态氧 ( 氧化剂 )燃烧效率很高多用于 航天飞机 及 运载火箭 末级昂贵、不易储存。
肼-50(燃料) 四氧化二氮 (氧化剂)燃烧效率一般多用于中型火箭价格适中、较易储存。
RP-1 高精炼 煤油 (燃料)液氧(氧化剂)燃烧效率一般多用于火箭第一级价格适中、不易储存。
肼(燃料)四氧化二氮(氧化剂)燃烧效率一般自燃、多用于 卫星 价格相对便宜、腐蚀性极强。
化学混合比例
给出的化学 推进剂 理论排空 速率 是每单位质量推进剂（具体能量）能量释放的函数。未燃尽的燃料或 氧化剂 会影响具体能源。令人惊讶的是，大多数火箭载富燃料运行。
推进剂密度
虽然 液氢 有很高的 I sp，其密度低是一个重要的缺点：每公斤氢占得的体积是密集燃料（如 煤油 ）7倍多。这不仅对贮槽设施不利，而且油箱的管道和 燃油泵 ，需要原来体积和重量的7倍。（引擎的oxidiser一侧和渣当然不受影响。）这使得航天器的干质量要高得多，所以使用 氢气 比起预想的不是这么有效。事实上，一些致密 碳氢化合物 / 液态氧 推进剂 组合具有较高的性能同时，干重的不利也包括在内。
由于较低的 I sp，密集推进剂 运载火箭 ，具有更高的起飞质量，但这并不意味着一个成比例的高成本，相反，航天器很可能最终更便宜。 液氢 生产和储存是相当昂贵的，并给航天器的设计和制造带来许多实际困难。
由于较高的整体重量，密集燃料运载火箭必然要求更高的起飞 推力 ，但它携带推力的能力要一直持续到达轨道。这一点，再加上更好的推力/重量比，这意味着密集燃料的航天器达到轨道早些时候，从而尽量减少重力阻力造成的损失。因此，这些航天器的有效 delta-v 要求减少了。
但是， 氢气 给予明确的优势，整体重量需要最小；例如， 土星 V飞行器在它的末级使用 液氢 ；降低了重量，这意味着使用密集燃料的第一级可成比例的缩小，节省不少钱。