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加圧式エンジンは、ロケットエンジンの設計の一種である。通常はヘリウムなどの別のガス供給源によって推進剤タンクが加圧され、燃料と酸化剤が燃焼室に送り込まれる。適切な流量を維持するためには、タンク内の圧力が燃焼室の圧力を上回る必要がある。
加圧式エンジンは配管がシンプルで、複雑で信頼性に欠けるターボポンプを必要としません。一般的な始動手順は、まずバルブ（多くの場合、使い捨ての火工品）を開いて、加圧ガスが逆止弁を通って推進剤タンクに流れ込むようにすることから始まります。次に、エンジン本体の推進剤バルブを開きます。燃料と酸化剤が自己着火性であれば、接触するとすぐに燃焼します。自己着火性でない燃料には点火装置が必要です。必要に応じて推進剤バルブを開閉するだけで、複数回の燃焼を行うことができます。加圧システムに作動バルブも備えている場合は、電気的に作動させるか、小型の電気式バルブで制御されるガス圧によって作動させることができます。
特に長時間の燃焼中は、断熱膨張による加圧ガスの過冷却を避けるよう注意しなければならない。冷たいヘリウムは液化しないが、推進剤を凍結させたり、タンク圧力を低下させたり、低温用に設計されていない部品を損傷させたりする可能性がある。アポロ月着陸船降下推進システムは、ヘリウムを超臨界状態で非常に低温に貯蔵するという点で特異であった。熱交換器を通して周囲温度の燃料から取り出される際に加熱された。 [ 1 ]
宇宙船の姿勢制御および軌道マニューバリングスラスタは、ほぼ例外なく加圧式設計である。[ 2 ] 例としては、スペースシャトルオービターのリアクションコントロール（RCS）エンジンと軌道マニューバリング（OMS）エンジン、アポロ司令船/機械船のRCSおよびサービス推進システム（SPS）エンジン、スペースXドラゴン2のスーパードラコ（飛行中緊急脱出）エンジンとドラコ（RCS）エンジン、アポロ月着陸船のRCS、上昇および下降エンジンなどが挙げられる。[ 1 ]
ロケットの上段の一部には、加圧式エンジンも使用されています。これには、デルタIIロケットの第2段で使用されているエアロジェットAJ10とTRW TR-201、およびスペースXのファルコン1のケストレルエンジンが含まれます。[ 3 ]
1960年代にロバート・トゥルアックスが考案した、大型で単純なブースターであるシー・ドラゴン構想では、加圧式エンジンが使用される予定だった。
加圧式エンジンは推進剤圧力に実際的な制限があり、それが燃焼室圧力にも制限を与えます。高圧推進剤タンクは壁が厚く、材料もより丈夫なものが必要となるため、車両のタンクが重くなり、性能とペイロード容量が低下します。ロケットの下段では、代わりに固体燃料エンジンまたはポンプ式液体燃料エンジンが使用されることが多く、高圧比ノズルが望ましいと考えられています。[ 2 ]
加圧式エンジンを使用しているその他の車両または企業：