Ракета на жидком топливе или жидкостная ракета использует ракетный двигатель , сжигающий жидкое топливо . (Альтернативные подходы используют газообразное или твердое топливо .) Жидкости являются желательными топливами, поскольку они имеют достаточно высокую плотность, а продукты их сгорания имеют высокий удельный импульс ( I sp ) . Это позволяет сделать объем топливных баков относительно небольшим.
Жидкостные ракеты могут быть монотопливными, использующими один тип топлива, или двухтопливными ракетами, использующими два типа топлива. Трехкомпонентные ракеты, использующие три типа топлива, встречаются редко. Жидкие окислители также используются в гибридных ракетах , обладающих некоторыми преимуществами твердотопливных ракет . Двухкомпонентные жидкостные ракеты используют жидкое топливо , такое как жидкий водород или РП-1 , и жидкий окислитель , такой как жидкий кислород . Двигатель может представлять собой криогенный ракетный двигатель , в котором топливо и окислитель, например водород и кислород, представляют собой газы, сжиженные при очень низких температурах.
Большинство конструкций жидкостных ракетных двигателей имеют дросселирование для работы с переменной тягой. Некоторые позволяют контролировать соотношение смеси топлива (соотношение, в котором смешиваются окислитель и топливо). Некоторые из них можно остановить и перезапустить с помощью подходящей системы зажигания или самовоспламеняющегося топлива.
Гибридные ракеты используют жидкий или газообразный окислитель для твердого топлива. [1] : 354–356
Использование жидкого топлива имеет ряд преимуществ:
Использование жидкого топлива также может быть связано с рядом проблем:
Жидкостные ракетные двигатели имеют резервуар и трубы для хранения и подачи топлива, систему инжекторов и одну или несколько камер сгорания с соответствующими соплами .
Типичные жидкие топлива имеют плотность, примерно такую же, как у воды, примерно 0,7–1,4 г/см 3 . Исключением является жидкий водород , который имеет гораздо меньшую плотность и требует лишь относительно небольшого давления для предотвращения испарения . Плотность и низкое давление жидкого топлива позволяют использовать легкие резервуары: примерно 1% содержимого для плотного топлива и около 10% для жидкого водорода. Увеличенная масса бака обусловлена низкой плотностью жидкого водорода и массой необходимой изоляции.
Для впрыска в камеру сгорания давление топлива в форсунках должно быть больше давления в камере сгорания. Часто это достигается с помощью насоса. Подходящие насосы обычно используют центробежные турбонасосы из-за их высокой мощности и легкого веса, хотя в прошлом использовались поршневые насосы . Турбонасосы обычно легкие и могут обеспечить отличную производительность; с массой на Земле значительно ниже 1% тяги. Действительно, общее соотношение тяги к весу, включая турбонасос, достигает 155:1 у ракетного двигателя SpaceX Merlin 1D и до 180:1 у вакуумной версии. [5] Вместо насоса в некоторых конструкциях используется резервуар с инертным газом высокого давления, например гелием, для создания давления в топливе. Эти ракеты часто имеют меньшую дельта-v, потому что масса нагнетательного бака снижает производительность. В некоторых конструкциях для использования на большой высоте или в вакууме масса резервуара может быть приемлемой.
Таким образом, основными компонентами ракетного двигателя являются камера сгорания (камера тяги), пиротехнический воспламенитель , система подачи топлива , клапаны, регуляторы, баки с топливом и сопло ракетного двигателя . Для подачи топлива в камеру сгорания жидкостные двигатели подаются либо под давлением, либо с насосом , при этом двигатели с насосом работают в различных циклах двигателя .
Жидкое топливо часто закачивается в камеру сгорания с помощью легкого центробежного турбонасоса . В последнее время некоторые аэрокосмические компании используют для этого электрические насосы с аккумуляторами. В более простых небольших двигателях вместо насосов для подачи топлива в камеру сгорания иногда используется инертный газ, хранящийся в баке под высоким давлением. Эти двигатели могут иметь более высокую относительную массу, но обычно более надежны и поэтому широко используются в спутниках для поддержания орбиты. [1]
За прошедшие годы были опробованы тысячи комбинаций топлива и окислителей. Некоторые из наиболее распространенных и практичных из них:
Одна из наиболее эффективных смесей, кислорода и водорода , страдает от чрезвычайно низких температур, необходимых для хранения жидкого водорода (около 20 К или -253,2 °C или -423,7 °F) и очень низкой плотности топлива (70 кг/м 3 или 4,4). фунт/куб фут по сравнению с RP-1 с плотностью 820 кг/м 3 или 51 фунт/куб фут), что требует больших резервуаров, которые также должны быть легкими и изолирующими. Изоляция из легкого пенопласта на внешнем баке космического корабля " Колумбия" привела к разрушению космического корабля "Колумбия " , поскольку кусок оторвался, повредил его крыло и вызвал его разрушение при входе в атмосферу .
Жидкий метан/СПГ имеет ряд преимуществ перед LH 2 . Его характеристики (макс. удельный импульс ) ниже, чем у LH 2 , но выше, чем у РП1 (керосин) и твердого топлива, а более высокая плотность, как и у других углеводородных топлив, обеспечивает более высокую тяговооруженность, чем у LH 2 , хотя его плотность не такая высокая, как у RP1. [7] Это делает его особенно привлекательным для многоразовых пусковых систем, поскольку более высокая плотность позволяет использовать меньшие по размеру двигатели, топливные баки и связанные с ними системы. [6] СПГ также горит с меньшим количеством сажи или без нее (меньше или без коксования), чем RP1, что облегчает повторное использование по сравнению с ним, а СПГ и RP1 горят при более низкой температуре, чем LH 2 , поэтому СПГ и RP1 не деформируют внутренние конструкции двигателя. столько. Это означает, что двигатели, работающие на СПГ, могут быть повторно использованы чаще, чем двигатели, работающие на RP1 или LH2 . В отличие от двигателей, сжигающих LH 2 , двигатели RP1 и LNG могут быть сконструированы с общим валом с одной турбиной и двумя турбонасосами, по одному для LOX и LNG/RP1. [7] В космосе СПГ не нуждается в нагревателях для поддержания жидкого состояния, в отличие от RP1. [8] СПГ дешевле, поскольку доступен в больших количествах. Его можно хранить в течение более длительных периодов времени, и он менее взрывоопасен, чем LH 2 . [6]
Многие некриогенные битоплива гиперголичны (самовоспламеняющиеся).
Для хранимых межконтинентальных баллистических ракет и большинства космических аппаратов, включая пилотируемые аппараты, планетарные зонды и спутники, хранение криогенного топлива в течение длительного периода времени нецелесообразно. По этой причине для таких применений обычно используются смеси гидразина или его производных в сочетании с оксидами азота, но они токсичны и канцерогенны . Следовательно, для улучшения управляемости некоторые экипажные машины, такие как Dream Chaser и Space Ship Two, планируют использовать гибридные ракеты с нетоксичными комбинациями топлива и окислителя.
Применение форсунки в жидкостных ракетах определяет процент теоретической производительности сопла, которого можно достичь. Плохая работа форсунки приводит к тому, что несгоревшее топливо покидает двигатель, что приводит к снижению эффективности.
Кроме того, форсунки также обычно играют ключевую роль в снижении термической нагрузки на форсунку; за счет увеличения доли топлива по краю камеры это дает гораздо более низкие температуры на стенках сопла.
Форсунки могут представлять собой несколько отверстий небольшого диаметра, расположенных по тщательно продуманной схеме, через которые проходят топливо и окислитель. Скорость потока определяется квадратным корнем из перепада давления на форсунках, формой отверстия и другими деталями, такими как плотность топлива.
Первые форсунки, использованные на Фау-2, создавали параллельные струи топлива и окислителя, которые затем сгорали в камере. Это дало весьма низкую эффективность.
Сегодняшние форсунки классически состоят из ряда небольших отверстий, которые направляют струи топлива и окислителя так, что они сталкиваются в точке пространства на небольшом расстоянии от пластины форсунки. Это помогает разбить поток на мелкие капли, которые легче горят.
Основные типы форсунок:
Игольчатая форсунка обеспечивает хороший контроль смеси топлива и окислителя в широком диапазоне скоростей потока. Игольчатый инжектор использовался в двигателях лунного модуля «Аполлон» ( Descent Propulsion System ) и двигателе «Кестрел» , в настоящее время он используется в двигателе «Мерлин» на ракетах Falcon 9 и Falcon Heavy .
В двигателе РС-25 , разработанном для космического корабля "Шаттл", используется система рифленых стоек, которые используют нагретый водород из предварительной камеры сгорания для испарения жидкого кислорода, проходящего через центр стоек [10] , что повышает скорость и стабильность процесса сгорания. ; предыдущие двигатели, такие как F-1, использовавшиеся в программе «Аполлон», имели серьезные проблемы с колебаниями, которые приводили к разрушению двигателей, но в RS-25 это не было проблемой из-за этой детали конструкции.
Валентин Глушко изобрел центростремительную форсунку в начале 1930-х годов, и она почти повсеместно использовалась в российских двигателях. К жидкости прикладывается вращательное движение (иногда оба топлива смешиваются), затем она выбрасывается через небольшое отверстие, где образует конусообразный лист, который быстро распыляется. В первом жидкостном двигателе Годдарда использовалась единственная ударная форсунка. Немецкие ученые во время Второй мировой войны экспериментировали с ударными форсунками на плоских пластинах, которые успешно использовались в ракете Вассерфаль .
Чтобы избежать нестабильности, такой как пыхтение, которое представляет собой колебание на относительно низкой скорости, двигатель должен быть спроектирован с достаточным перепадом давления на форсунках, чтобы поток был в значительной степени независимым от давления в камере. Такое падение давления обычно достигается за счет использования не менее 20% давления в камере на форсунках.
Тем не менее, особенно в более крупных двигателях, легко возникают высокоскоростные колебания сгорания, и это еще не совсем понятно. Эти высокоскоростные колебания имеют тенденцию разрушать пограничный слой двигателя со стороны газа, что может привести к быстрому выходу из строя системы охлаждения и выходу двигателя из строя. Подобные колебания гораздо чаще встречаются в больших двигателях и мешали разработке Saturn V , но в конце концов были преодолены.
В некоторых камерах сгорания, например в двигателе RS-25 , в качестве механизмов демпфирования используются резонаторы Гельмгольца , предотвращающие рост определенных резонансных частот.
Чтобы предотвратить эти проблемы, в конструкции форсунки RS-25 были приложены большие усилия по испарению топлива перед впрыском в камеру сгорания. Хотя для предотвращения возникновения нестабильности использовались многие другие функции, более поздние исследования показали, что эти другие функции были ненужными, и горение в газовой фазе работало надежно.
Проверка устойчивости часто включает использование небольших взрывчатых веществ. Они детонируют внутри камеры во время работы и вызывают импульсивное возбуждение. Исследуя след давления в камере, чтобы определить, насколько быстро затухают эффекты возмущения, можно оценить устойчивость и при необходимости перепроектировать камеру.
Для жидкостных ракет обычно используются четыре различных способа впрыска топлива в камеру. [11]
Топливо и окислитель должны закачиваться в камеру сгорания против давления сгорающих горячих газов, а мощность двигателя ограничивается скоростью, с которой топливо может закачиваться в камеру сгорания. Для атмосферного использования или использования в пусковых установках желательно использовать циклы двигателя высокого давления и, следовательно, высокой мощности, чтобы минимизировать гравитационное сопротивление . Для орбитального использования обычно подходят более низкие энергетические циклы.
Выбор цикла двигателя — один из первых шагов в проектировании ракетного двигателя. Этот выбор приводит к ряду компромиссов, некоторые из которых включают в себя:
Форсунки обычно располагаются таким образом, что у стенки камеры сгорания создается слой, богатый топливом. Это снижает температуру там, после горловины и даже в сопле, а также позволяет камере сгорания работать при более высоком давлении, что позволяет использовать сопло с более высокой степенью расширения, что обеспечивает более высокий I SP и лучшую производительность системы. [12] Жидкостный ракетный двигатель часто использует регенеративное охлаждение , при котором для охлаждения камеры и сопла используется топливо или, реже, окислитель.
Зажигание может осуществляться разными способами, но, возможно, в большей степени для жидкого топлива, чем для других ракет, требуется постоянный и значительный источник воспламенения; задержка воспламенения (в некоторых случаях всего лишь несколько десятков миллисекунд) может вызвать избыточное давление в камере из-за избытка пороха. Резкий запуск может даже привести к взрыву двигателя.
Обычно системы зажигания пытаются подать пламя по поверхности форсунки с массовым расходом примерно 1% от полного массового расхода камеры.
Иногда используются предохранительные блокировки, чтобы гарантировать наличие источника возгорания до открытия главных клапанов; однако надежность блокировок в некоторых случаях может быть ниже, чем системы зажигания. Таким образом, это зависит от того, должна ли система быть отказоустойчивой или же более важен общий успех миссии. Блокировки редко используются на верхних беспилотных ступенях, где выход из строя блокировки может привести к потере миссии, но они присутствуют в двигателе RS-25 для остановки двигателей перед взлетом космического корабля "Шаттл". Кроме того, обнаружить успешное зажигание воспламенителя на удивление сложно, в некоторых системах используются тонкие провода, которые перерезаются пламенем, датчики давления также нашли применение.
Способы воспламенения включают пиротехнический , электрический (искровой или горячей проволокой) и химический. Преимущество гиперголического топлива состоит в том, что оно самовоспламеняется, надежно и с меньшей вероятностью жесткого запуска. В 1940-х годах русские начали запускать двигатели с гиперголами, чтобы затем после воспламенения переходить на первичное топливо. Он также использовался на американском ракетном двигателе F-1 по программе «Аполлон» .
Воспламенение пирофорным агентом: Триэтилалюминий воспламеняется при контакте с воздухом и воспламеняется и/или разлагается при контакте с водой и любым другим окислителем — это одно из немногих веществ, достаточно пирофорных, чтобы воспламениться при контакте с криогенным жидким кислородом . Энтальпия сгорания Δc H ° составляет -5105,70 ± 2,90 кДж/моль (-1220,29 ± 0,69 ккал/моль). Легкое воспламенение делает его особенно желательным в качестве воспламенителя ракетного двигателя . Может использоваться в сочетании с триэтилбораном для создания триэтилалюминий-триэтилборана, более известного как TEA-TEB.
Идея ракеты на жидком топливе в современном понимании впервые появилась в 1903 году в книге русского ученого-ракетчика Константина Циолковского « Исследование Вселенной с помощью ракетных двигателей» [13] . Масштабы его вклада в космонавтику поразительны, включая уравнение ракеты Циолковского , многоступенчатые ракеты и использование жидкого кислорода и жидкого водорода в ракетах на жидком топливе. [14] Циолковский оказал влияние на более поздних ученых-ракетчиков по всей Европе, таких как Вернер фон Браун . Советские поисковые группы в Пенемюнде обнаружили немецкий перевод книги Циолковского, в которой «почти каждая страница... была украшена комментариями и примечаниями фон Брауна». [15] Ведущий советский конструктор ракетных двигателей Валентин Глушко и ракетоконструктор Сергей Королев изучали работы Циолковского в юности [16] и оба стремились воплотить теории Циолковского в реальность. [17]
С 1929 по 1930 год в Ленинграде Глушко занимался ракетными исследованиями в Лаборатории газодинамики (ГДЛ), где был создан новый научный отдел по изучению жидкостных и электрических ракетных двигателей . В результате были созданы двигатели ОРМ (от «Экспериментальный ракетный двигатель») — двигатели от ОРМ-1 до ОРМ-52 . [18] Всего было проведено 100 стендовых испытаний жидкостных ракет на различных видах топлива, как низкокипящих, так и высококипящих, достигнута тяга до 300 кг. [19] [18]
В этот период в Москве Фридрих Цандер – учёный и изобретатель – проектировал и создавал жидкостные ракетные двигатели, работавшие на сжатом воздухе и бензине. Цандер исследовал высокоэнергетическое топливо, в том числе порошкообразные металлы, смешанные с бензином. В сентябре 1931 года Цандер сформировал в Москве « Группу по изучению реактивного движения » [20] , более известную под русской аббревиатурой «ГИРД». [21] В мае 1932 года Сергей Королев сменил Цандера на посту руководителя ГИРД. 17 августа 1933 года Михаил Тихонравов запустил первую советскую жидкостную ракету (ГИРД-9), работающую на жидком кислороде и загущенном бензине. Он достиг высоты 400 метров (1300 футов). [22] В январе 1933 года Цандер приступил к разработке ракеты ГИРД-Х. Эта конструкция сжигала жидкий кислород и бензин и была одним из первых двигателей с регенеративным охлаждением жидким кислородом, который обтекал внутреннюю стенку камеры сгорания перед попаданием в нее. Проблемы с прогоранием во время испытаний побудили перейти с бензина на менее энергичный алкоголь. Последняя ракета длиной 2,2 метра (7,2 фута) и диаметром 140 миллиметров (5,5 дюйма) имела массу 30 кг (66 фунтов), и предполагалось, что она сможет нести полезную нагрузку массой 2 кг (4,4 фунта) на высота 5,5 км (3,4 мили). [23] Ракета GIRD X была запущена 25 ноября 1933 года и поднялась на высоту 80 метров. [24]
В 1933 году ВКЛ и ГИРД объединились и образовали Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). В РНИИ Гушко продолжили разработку жидкостных ракетных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-102, причем ОРМ-65 оснащался ракетным самолетом РП-318 . [18] В 1938 году Леонид Душкин сменил Глушко и продолжил разработку двигателей ОРМ, в том числе двигателя для ракетного перехватчика Березняка -Исаева БИ-1 . [25] В РНИИ Тихонравов занимался разработкой кислородно-спиртовых жидкостных ракетных двигателей. [26] В конечном итоге жидкостным ракетным двигателям в конце 1930-х годов в РНИИ уделялось мало внимания, однако исследования были продуктивными и очень важными для последующих достижений советской ракетной программы. [27]
Перуанец Педро Паулет , который экспериментировал с ракетами на протяжении всей своей жизни в Перу , написал письмо в El Comercio в Лиме в 1927 году, утверждая, что он экспериментировал с жидкостным ракетным двигателем, будучи студентом в Париже, тремя десятилетиями ранее. [28] [29] Историки ранних экспериментов в области ракетной техники, в том числе Макс Валье , Вилли Лей и Джон Д. Кларк , по-разному доверяют отчету Полета. Валье аплодировал конструкции ракеты с жидкостным двигателем Поле в публикации Die Rakete, изданной в журнале Verein für Raumschiffahrt , заявив, что двигатель обладает «удивительной мощностью» и что его планы необходимы для будущих разработок ракет. [30] Герман Оберт назвал Паулета пионером ракетной техники в 1965 году. [31] Вернер фон Браун также назвал Паулета «пионером жидкотопливного маршевого двигателя» и заявил, что «Паулет помог человеку достичь Луны ». [28] [32] [33] [34] [35] Позже нацистская Германия обратилась к Паулету с предложением присоединиться к Astronomische Gesellschaft , чтобы помочь в разработке ракетных технологий, но он отказался помочь после того, как обнаружил, что проект предназначен для создания оружия. и никогда не делился формулой своего топлива. [36] [37] По словам кинорежиссера и исследователя Альваро Мехиа, Фредерик I. Ордуэй III позже попытается дискредитировать открытия Паулета в контексте Холодной войны и в попытке отодвинуть общественный имидж фон Брауна от его истории с помощью Нацистская Германия. [38]
Первый полет жидкостной ракеты состоялся 16 марта 1926 года в Оберне, штат Массачусетс , когда американский профессор доктор Роберт Х. Годдард запустил ракету, использующую жидкий кислород и бензин в качестве топлива. [39] Ракета, получившая название «Нелл», поднялась всего на 41 фут во время 2,5-секундного полета, который закончился на капустном поле, но это была важная демонстрация того, что ракеты, использующие жидкостное движение, возможны. Годдард предложил жидкое топливо примерно пятнадцатью годами ранее и начал серьезно экспериментировать с ним в 1921 году. Герман Оберт , немец румынского происхождения , в 1922 году опубликовал книгу, в которой предлагал использовать жидкое топливо.
В Германии инженеры и ученые увлеклись жидкостными двигателями, создавая и испытывая их в конце 1920-х годов в рамках Opel RAK , первой в мире ракетной программы, в Рюссельсхайме. Согласно рассказу Макса Валье , [40] конструктор ракеты Opel RAK Фридрих Вильгельм Зандер запустил две ракеты на жидком топливе на канатной дороге Opel Rennbahn в Рюссельсхайме 10 и 12 апреля 1929 года. Эти ракеты Opel RAK были первыми европейскими ракетами, и после Годдарда вторая в истории ракета на жидком топливе. В своей книге «Ракетенфарт» Валье описывает размеры ракеты: диаметром 21 см, длиной 74 см, весом 7 кг пустого и 16 кг с топливом. Максимальная тяга составляла от 45 до 50 л.с., общее время горения — 132 секунды. Эти свойства указывают на накачку газа под давлением. Основной целью этих испытаний была разработка жидкостной ракетной двигательной установки для строящегося самолета Гебрюдер-Мюллер-Гриссхайм [41] для планового перелета через Ла-Манш. Историк космических полетов Фрэнк Х. Винтер , куратор Национального музея авиации и космонавтики в Вашингтоне, округ Колумбия, подтверждает, что группа Opel работала над созданием твердотопливных ракет, используемых для установления рекордов наземной скорости, и первых в мире пилотируемых полетов на ракетных самолетах. с Opel RAK.1 , на жидкотопливных ракетах. [42] К маю 1929 года двигатель производил тягу 200 кг (440 фунтов) «в течение более пятнадцати минут, а в июле 1929 года сотрудники Opel RAK смогли достичь фаз мощности более тридцати минут для тяги 300 кг (660 фунтов) на заводе Opel в Рюссельсхайме», опять же согласно рассказу Макса Валье. Великая депрессия положила конец деятельности Opel RAK. После работы в немецкой армии в начале 1930-х годов Сандер был арестован гестапо в 1935 году, когда в Германии было запрещено частное ракетостроение. Он был осужден за государственную измену к 5 годам тюремного заключения и вынужден продать свою компанию. Он умер в 1938 году . Ракеты были конфискованы немецкими военными Heereswaffenamt и задействованы в деятельности генерала Вальтера Дорнбергера в начале и середине 1930-х годов на полях под Берлином. [44] Макс Валье был соучредителем любительской исследовательской группы VfR , работавшей над жидкостными ракетами в начале 1930-х годов, и многие из членов которой в конечном итоге стали важными пионерами ракетной технологии, включая Вернера фон Брауна .Фон Браун возглавлял армейскую исследовательскую станцию, разработавшуюРакетное оружие Фау-2 нацистов.
К концу 1930-х годов начали серьезно экспериментировать с использованием ракетных двигателей для пилотируемых полетов, поскольку немецкий самолет Heinkel He 176 совершил первый пилотируемый полет с ракетным двигателем с использованием жидкостного ракетного двигателя, разработанного немецким авиационным инженером Хельмутом Вальтером 20 июня 1939 года. [45] Единственный серийный боевой самолет с ракетным двигателем, когда-либо поступивший на военную службу, Me 163 Komet в 1944-45 годах, также использовал разработанный Уолтером жидкостный ракетный двигатель Walter HWK 109-509 , который развивал тягу до 1700 кгс . (16,7 кН) тяга на полной мощности.
После Второй мировой войны американское правительство и военные наконец всерьез рассматривали жидкостные ракеты как оружие и начали финансировать работы над ними. Советский Союз сделал то же самое, и таким образом началась космическая гонка .
В 2010-х годах 3D-печатные двигатели начали использовать для космических полетов. Примеры таких двигателей включают SuperDraco , используемый в системе аварийного спасения SpaceX Dragon 2 , а также двигатели, используемые для первой или второй ступеней в ракетах -носителях Astra , [46] Orbex , [47] [48] Relativity Space , [49] Skyrora , [50] или Панель запуска. [51] [52] [53]
Паулет явно был пионером в области ракетной техники, и неудивительно, что нацисты стремились завербовать его для помощи в своих усилиях. Немецкое астронавтическое общество пригласило его в Германию, чтобы стать частью группы исследователей ракетных двигателей, и поначалу он был заинтересован, но когда он обнаружил, что намерением было создать оружие, которое будет использоваться в военных целях, он отклонил приглашение. Еще в 1965 году Оберт назвал его одним из истинных пионеров ракетостроения.
Даже Вернер фон Браун описал Паулета как «одного из отцов воздухоплавания» и «пионера жидкотопливного маршевого двигателя». Он заявил, что «своими усилиями Полет помог человеку достичь Луны».
Перу занимает особое место среди EMSA Латинской Америки, поскольку в этой стране жил Педро Паулет, который изобрел первый в мире жидкостный ракетный двигатель в 1895 году и первую современную ракетную двигательную установку в 1900 году. ... По словам Вернера фон Брауна, « Паулета следует считать пионером жидкотопливного двигателя... своими усилиями Паулет помог человеку достичь Луны». Полет основал Перуанскую национальную лигу поддержки авиации, предшественника перуанских ВВС.
Паулет явно был пионером в области ракетной техники, и неудивительно, что нацисты стремились завербовать его для помощи в своих усилиях. Немецкое астронавтическое общество пригласило его в Германию, чтобы стать частью группы исследователей ракетных двигателей, и поначалу он был заинтересован, но когда он обнаружил, что намерением было создать оружие, которое будет использоваться в военных целях, он отклонил приглашение. Еще в 1965 году Оберт назвал его одним из истинных пионеров ракетостроения.
«Популярная механика», Кертисс, 1931 год.