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 ракетами, использующими один тип топлива, или двухтопливными ракетами, использующими два типа топлива. Трехтопливные ракеты, использующие три типа топлива, встречаются редко. Жидкие окислители топлива также используются в гибридных ракетах , обладающих некоторыми преимуществами твердотопливных ракет . Двухтопливные жидкостные ракеты используют жидкое топливо , такое как жидкий водород или RP-1 , и жидкий окислитель, такой как жидкий кислород . Двигатель может быть криогенным ракетным двигателем , где топливо и окислитель, такие как водород и кислород, являются газами, которые были сжижены при очень низких температурах.
Большинство конструкций жидкостных ракетных двигателей имеют дроссельную заслонку для работы с переменной тягой. Некоторые позволяют контролировать соотношение компонентов смеси (соотношение, в котором смешиваются окислитель и топливо). Некоторые можно выключить и, с подходящей системой зажигания или самовоспламеняющимся топливом, перезапустить.
Гибридные ракеты используют жидкий или газообразный окислитель для твердого топлива. [1] : 354–356
Использование жидких топлив имеет ряд преимуществ:
Использование жидких топлив также может быть связано с рядом проблем:
Жидкостные ракетные двигатели имеют баки и трубопроводы для хранения и передачи топлива, систему инжектора и одну или несколько камер сгорания с соответствующими соплами .
Типичные жидкие топлива имеют плотность, примерно близкую к плотности воды, приблизительно 0,7–1,4 г/см 3 . Исключением является жидкий водород , который имеет гораздо более низкую плотность, при этом требуя лишь относительно скромного давления для предотвращения испарения . Плотность и низкое давление жидких топлив позволяют использовать легкие емкости: приблизительно 1% от содержимого для плотных топлив и около 10% для жидкого водорода. Увеличенная масса емкости обусловлена низкой плотностью жидкого водорода и массой необходимой изоляции.
Для впрыска в камеру сгорания давление топлива в инжекторах должно быть больше, чем давление в камере. Это часто достигается с помощью насоса. Подходящие насосы обычно используют центробежные турбонасосы из-за их высокой мощности и малого веса, хотя в прошлом применялись поршневые насосы . Турбонасосы обычно легкие и могут обеспечивать превосходную производительность; с весом на Земле значительно ниже 1% от тяги. Действительно, общее отношение тяги к весу , включая турбонасос, достигало 155:1 с ракетным двигателем SpaceX Merlin 1D и до 180:1 с вакуумной версией. [5] Вместо насоса некоторые конструкции используют бак с инертным газом высокого давления, таким как гелий, для нагнетания давления в топливе. Эти ракеты часто обеспечивают более низкую дельта-v, поскольку масса нагнетательного бака снижает производительность. В некоторых конструкциях для использования на большой высоте или в вакууме масса бака может быть приемлемой.
Основными компонентами ракетного двигателя являются, таким образом, камера сгорания (камера тяги), пиротехнический воспламенитель , система подачи топлива , клапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя . Для подачи топлива в камеру сгорания жидкостные ракетные двигатели бывают либо с подачей под давлением , либо с подачей насосом , причем двигатели с подачей 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 батареями. В более простых небольших двигателях инертный газ, хранящийся в баке под высоким давлением, иногда используется вместо насосов для подачи топлива в камеру сгорания. Эти двигатели могут иметь более высокое массовое отношение, но обычно более надежны и поэтому широко используются в спутниках для поддержания орбиты. [1]
За эти годы были испробованы тысячи комбинаций топлива и окислителей. Вот некоторые из наиболее распространенных и практичных:
Одна из самых эффективных смесей, кислород и водород , 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 фунта/куб. фут, по сравнению с RP-1 при 820 кг/м 3 или 51 фунт/куб. фут), что требует больших баков, которые также должны быть легкими и изолирующими. Легкая пенная изоляция на внешнем баке космического челнока привела к разрушению космического челнока Columbia , поскольку оторвавшийся кусок повредил его крыло и вызвал его разрушение при входе в атмосферу .
Жидкий метан/СПГ имеет несколько преимуществ перед LH 2 . Его производительность (макс. удельный импульс ) ниже, чем у LH 2 , но выше, чем у RP1 (керосина) и твердых топлив, а его более высокая плотность, как и у других углеводородных топлив, обеспечивает более высокое отношение тяги к объему, 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 двигатели, топливные баки и связанные с ними системы. [6] СПГ также сгорает с меньшим количеством или без сажи (меньшее или отсутствие коксования), чем RP1, что облегчает повторное использование по сравнению с ним, а СПГ и RP1 горят холоднее, чем LH 2 , поэтому СПГ и RP1 не так сильно деформируют внутренние структуры двигателя. Это означает, что двигатели, которые сжигают СПГ, можно использовать повторно больше, чем те, которые сжигают RP1 или LH 2 . В отличие от двигателей, сжигающих LH 2 , двигатели RP1 и LNG могут быть спроектированы с общим валом с одной турбиной и двумя турбонасосами, по одному для LOX и LNG/RP1. [7] В космосе LNG не нуждается в нагревателях для поддержания его в жидком состоянии, в отличие от RP1. [8] LNG менее дорог, поскольку легко доступен в больших количествах. Его можно хранить в течение более длительных периодов времени, и он менее взрывоопасен, чем LH 2 . [6]
Многие некриогенные двухкомпонентные топлива являются гиперголическими (самовоспламеняющимися).
Для хранимых МБР и большинства космических аппаратов, включая пилотируемые аппараты, планетарные зонды и спутники, хранение криогенного топлива в течение длительного времени нецелесообразно. Из-за этого для таких целей обычно используются смеси гидразина или его производных в сочетании с оксидами азота, но они токсичны и канцерогенны . Следовательно, для улучшения управляемости некоторые пилотируемые аппараты, такие как Dream Chaser и Space Ship Two, планируют использовать гибридные ракеты с нетоксичными комбинациями топлива и окислителя.
Реализация инжектора в жидкостных ракетах определяет процент теоретической производительности сопла , который может быть достигнут. Плохая производительность инжектора приводит к тому, что несгоревшее топливо покидает двигатель, что приводит к низкой эффективности.
Кроме того, форсунки обычно играют ключевую роль в снижении тепловой нагрузки на сопло; увеличивая долю топлива по краю камеры, это обеспечивает значительно более низкие температуры на стенках сопла.
Инжекторы могут быть такими простыми, как ряд отверстий небольшого диаметра, расположенных в тщательно сконструированных узорах, через которые проходит топливо и окислитель. Скорость потока определяется квадратным корнем перепада давления на инжекторах, формой отверстия и другими деталями, такими как плотность топлива.
Первые инжекторы, используемые на V-2, создавали параллельные струи топлива и окислителя, которые затем сгорали в камере. Это давало довольно низкую эффективность.
Сегодняшние инжекторы классически состоят из ряда небольших отверстий, которые направляют струи топлива и окислителя так, чтобы они сталкивались в точке пространства на небольшом расстоянии от пластины инжектора. Это помогает разбить поток на мелкие капли, которые легче сгорают.
Основные типы инжекторов:
Штифтовой инжектор обеспечивает хороший контроль смеси топлива и окислителя в широком диапазоне скоростей потока. Штифтовой инжектор использовался в двигателях лунного модуля Apollo ( система спуска ) и двигателе Kestrel , в настоящее время он используется в двигателе Merlin на ракетах Falcon 9 и Falcon Heavy .
Двигатель RS-25, разработанный для космического челнока , использует систему рифленых стоек, которые используют нагретый водород из форкамеры для испарения жидкого кислорода, протекающего через центр стоек [10] , и это улучшает скорость и стабильность процесса сгорания; предыдущие двигатели, такие как F-1, использовавшийся для программы «Аполлон», имели значительные проблемы с колебаниями, которые приводили к разрушению двигателей, но в RS-25 это не было проблемой из-за этой конструктивной детали.
Валентин Глушко изобрел центростремительный инжектор в начале 1930-х годов, и он практически повсеместно использовался в российских двигателях. Жидкости придается вращательное движение (иногда смешиваются два топлива), затем она выбрасывается через небольшое отверстие, где образует конусообразный лист, который быстро распыляется. Первый жидкостный двигатель Годдарда использовал одиночный инжектор. Немецкие ученые во время Второй мировой войны экспериментировали с инжекторами на плоских пластинах, которые успешно применялись в ракете «Вассерфаль» .
Чтобы избежать нестабильности, такой как пыхтение, которое является относительно низкой колебанием скорости, двигатель должен быть спроектирован с достаточным падением давления на инжекторах, чтобы сделать поток в значительной степени независимым от давления в камере. Это падение давления обычно достигается путем использования не менее 20% давления в камере на инжекторах.
Тем не менее, особенно в более крупных двигателях, колебания сгорания с высокой скоростью легко возникают, и они не очень хорошо изучены. Эти колебания с высокой скоростью имеют тенденцию нарушать газовый пограничный слой двигателя, и это может привести к быстрому отказу системы охлаждения, разрушая двигатель. Такого рода колебания гораздо более распространены в крупных двигателях и мешали разработке Saturn V , но в конечном итоге были преодолены.
В некоторых камерах сгорания, например в двигателе RS-25 , в качестве демпфирующих механизмов используются резонаторы Гельмгольца , которые не позволяют определенным резонансным частотам расти.
Чтобы предотвратить эти проблемы, конструкция инжектора RS-25 вместо этого приложила много усилий для испарения топлива перед впрыском в камеру сгорания. Хотя для обеспечения отсутствия нестабильности использовались многие другие функции, более поздние исследования показали, что эти другие функции были излишними, и газофазное сгорание работало надежно.
Тестирование стабильности часто включает использование небольших взрывчатых веществ. Они детонируют внутри камеры во время работы и вызывают импульсное возбуждение. Изучая след давления камеры, чтобы определить, как быстро затухают эффекты возмущения, можно оценить стабильность и перепроектировать характеристики камеры, если это необходимо.
Для жидкостных ракет обычно используются четыре различных способа подачи топлива в камеру. [11]
Топливо и окислитель должны быть закачаны в камеру сгорания против давления горячих сжигаемых газов, а мощность двигателя ограничена скоростью, с которой топливо может быть закачано в камеру сгорания. Для атмосферного или пускового использования желательны циклы двигателя с высоким давлением и, следовательно, высокой мощностью, чтобы минимизировать гравитационное сопротивление . Для орбитального использования обычно подходят циклы с более низкой мощностью.
Выбор цикла двигателя является одним из ранних шагов в проектировании ракетного двигателя. Из этого выбора вытекает ряд компромиссов, некоторые из которых включают:
Инжекторы обычно располагаются так, чтобы на стенке камеры сгорания создавался слой, богатый топливом. Это снижает температуру там, а также ниже по потоку к горловине и даже в сопле и 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 , которое использует топливо или, реже, окислитель для охлаждения камеры и сопла.
Зажигание может быть выполнено многими способами, но, возможно, в большей степени, чем в случае с жидкими ракетами, требуется постоянный и значительный источник воспламенения; задержка зажигания (в некоторых случаях всего несколько десятков миллисекунд) может вызвать избыточное давление в камере из-за избытка топлива. Жесткий запуск может даже привести к взрыву двигателя.
Обычно системы зажигания пытаются подать пламя по всей поверхности инжектора с массовым расходом примерно 1% от полного массового расхода камеры.
Иногда используются предохранительные блокировки, чтобы обеспечить наличие источника воспламенения до открытия главных клапанов; однако надежность блокировок в некоторых случаях может быть ниже, чем у системы зажигания. Таким образом, это зависит от того, должна ли система быть отказоустойчивой или важнее общий успех миссии. Блокировки редко используются для верхних, беспилотных ступеней, где отказ блокировки может привести к потере миссии, но присутствуют на двигателе RS-25, чтобы выключить двигатели перед стартом космического челнока. Кроме того, обнаружение успешного воспламенения воспламенителя на удивление сложно, некоторые системы используют тонкие провода, которые перерезаются пламенем, датчики давления также нашли некоторое применение.
Методы зажигания включают пиротехнические , электрические (искра или раскаленная проволока) и химические. Гиперголические топлива имеют преимущество самовоспламенения, надежности и с меньшей вероятностью трудного запуска. В 1940-х годах русские начали запускать двигатели с помощью гиперголов, чтобы затем перейти на основные топлива после зажигания. Это также использовалось в американском ракетном двигателе F-1 в программе Apollo .
Воспламенение с помощью пирофорного агента: 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 , Δ c H°, составляет −5 105,70 ± 2,90 кДж/моль (−1 220,29 ± 0,69 ккал/моль). Его легкое воспламенение делает его особенно желательным в качестве воспламенителя ракетного двигателя . Может использоваться вместе с триэтилбораном для создания триэтилалюминий-триэтилборана, более известного как TEA-TEB.
Идея ракеты на жидком топливе, как она понимается в современном контексте, впервые появилась в 1903 году в книге «Исследование Вселенной с помощью ракетных транспортных средств» [13] русского учёного-ракетчика Константина Циолковского . Масштабы его вклада в астронавтику поразительны, включая уравнение Циолковского , многоступенчатые ракеты и использование жидкого кислорода и жидкого водорода в ракетах на жидком топливе. [14] Циолковский оказал влияние на более поздних учёных-ракетчиков по всей Европе, таких как Вернер фон Браун . Советские поисковые группы в Пенемюнде нашли немецкий перевод книги Циолковского, «почти каждая страница которой... была украшена комментариями и заметками фон Брауна». [15] Ведущий советский конструктор ракетных двигателей Валентин Глушко и конструктор ракет Сергей Королев изучали работы Циолковского в юности [16] и оба стремились превратить теории Циолковского в реальность. [17]
С 1929 по 1930 год в Ленинграде Глушко занимался ракетными исследованиями в Газодинамической лаборатории (ГДЛ), где был создан новый научно-исследовательский отдел по изучению жидкостных и электрических ракетных двигателей . Результатом этого стали двигатели ОРМ (от «Экспериментальный ракетный двигатель») от ОРМ-1 до ОРМ-52 . [18] Всего было проведено 100 стендовых испытаний жидкостных ракет с использованием различных видов топлива, как низкокипящих, так и высококипящих, и достигнута тяга до 300 кг. [19] [18]
В этот период в Москве Фридрих Цандер — учёный и изобретатель — проектировал и строил жидкостные ракетные двигатели, работавшие на сжатом воздухе и бензине. Цандер исследовал высокоэнергетическое топливо, включая 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), работавшую на жидком кислороде и загущенном бензине. Она достигла высоты 400 метров (1300 футов). [22] В январе 1933 года Цандер начал разработку ракеты ГИРД-X. Эта конструкция сжигала жидкий кислород и бензин и была одним из первых двигателей, который регенеративно охлаждался жидким кислородом, который протекал по внутренней стенке камеры сгорания перед тем, как войти в нее. Проблемы с прогоранием во время испытаний побудили перейти с бензина на менее энергетический спирт. Окончательная ракета, длиной 2,2 метра (7,2 фута) и диаметром 140 миллиметров (5,5 дюйма), имела массу 30 килограммов (66 фунтов), и предполагалось, что она сможет нести полезную нагрузку 2 килограмма (4,4 фунта) на высоту 5,5 километров (3,4 мили). [23] Ракета GIRD X была запущена 25 ноября 1933 года и взлетела на высоту 80 метров. [24]
В 1933 году ГДЛ и ГИРД объединились и стали Реактивным научно-исследовательским институтом (РНИИ). В РНИИ Гушко продолжил разработку жидкостных ракетных двигателей ОРМ-53 - ОРМ-102, с ОРМ-65 для ракетного самолета РП-318 . [18] В 1938 году Леонид Душкин сменил Глушко и продолжил разработку двигателей ОРМ, включая двигатель для ракетного перехватчика Березняк-Исаев БИ-1 . [25] В РНИИ Тихонравов работал над разработкой кислородно-спиртовых жидкостных ракетных двигателей. [26] В конечном итоге в конце 1930-х годов в РНИИ жидкостным ракетным двигателям уделялось мало внимания, однако исследования были продуктивными и очень важными для последующих достижений советской ракетной программы. [27]
Перуанец Педро Паулет , экспериментировавший 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, когда был студентом в Париже три десятилетия назад. [28] [29] Историки ранних экспериментов в области ракетной техники, среди которых Макс Валье , Вилли Лей и Джон Д. Кларк , по-разному относятся к отчету Паулета. Валье приветствовал жидкостную ракету Паулета в публикации Verein für Raumschiffahrt Die Rakete , заявив, что двигатель обладает «удивительной мощностью» и что его планы необходимы для будущего развития ракет. [30] Герман Оберт назвал Паулета пионером в области ракетной техники в 1965 году. [31] Вернер фон Браун также описал Паулета как «пионера жидкотопливного двигателя» и заявил, что «Паулет помог человеку достичь Луны ». [28] [32] [33] [34] [35] Позже к Паулету обратилась нацистская Германия , пригласив его присоединиться к Astronomische Gesellschaft для помощи в разработке ракетных технологий, хотя он отказался помогать, обнаружив, что проект предназначен для вооружения, и никогда не делился формулой своего топлива. [36] [37] По словам кинорежиссера и исследователя Альваро Мехии, Фридрих I. Ордуэй III позже попытался дискредитировать открытия Паулета в контексте Холодной войны и в попытке отвлечь общественный имидж фон Брауна от его истории с нацистской Германией. [38]
Первый полет ракеты на жидком топливе состоялся 16 марта 1926 года в Оберне, штат Массачусетс , когда американский профессор доктор Роберт Х. Годдард запустил аппарат, использовавший 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 жидкое топливо, возможны. Годдард предложил жидкое топливо примерно пятнадцатью годами ранее и начал серьезно экспериментировать с ним в 1921 году. Немецко-румынский Герман Оберт опубликовал книгу в 1922 году, в которой предлагал использовать жидкое топливо.
В Германии инженеры и ученые увлеклись жидкостным двигателем, строя и испытывая его в конце 1920-х годов в рамках Opel RAK , первой в мире ракетной программы, в Рюссельсхайме. Согласно отчету Макса Валье , [40] конструктор ракет Opel RAK Фридрих Вильгельм Зандер запустил две жидкотопливные ракеты на Opel Rennbahn в Рюссельсхайме 10 и 12 апреля 1929 года. Эти ракеты Opel RAK стали первыми европейскими и вторыми в мире после Годдарда жидкотопливными ракетами в истории. В своей книге «Raketenfahrt» Валье описывает размер ракет как 21 см в диаметре и длину 74 см, вес 7 кг без топлива и 16 кг с топливом. Максимальная тяга составляла от 45 до 50 кПа, а общее время горения — 132 секунды. Эти свойства указывают на нагнетание давления газа. Основной целью этих испытаний была разработка жидкостной ракетно-двигательной системы для самолета Gebrüder-Müller-Griessheim [41], строящегося для запланированного перелета через Ла-Манш. Также историк космических полетов Фрэнк Х. Винтер , куратор Национального музея авиации и космонавтики в Вашингтоне, округ Колумбия, подтверждает, что группа Opel работала, в дополнение к своим твердотопливным ракетам, используемым для рекордов скорости на земле и первых в мире пилотируемых полетов ракетоплана с Opel RAK.1 , над жидкотопливными ракетами. [42] К маю 1929 года двигатель выдавал тягу 200 кг (440 фунтов) «более пятнадцати минут, а в июле 1929 года сотрудники Opel RAK смогли достичь фаз питания более тридцати минут для тяги 300 кг (660 фунтов) на заводе Opel в Рюссельсхайме», снова согласно отчету Макса Валье. Великая депрессия положила конец деятельности Opel RAK. После работы на немецкую армию в начале 1930-х годов, Зандер был арестован гестапо в 1935 году, когда частная ракетная инженерия была запрещена в Германии. Он был осужден за измену и приговорен к 5 годам тюрьмы и вынужден был продать свою компанию, он умер в 1938 году. [43] Работа Макса Валье (через Артура Рудольфа и Хейландта), который умер во время эксперимента в 1930 году, и Фридриха Зандера по ракетам на жидком топливе была конфискована немецкими военными, Heereswaffenamt , и интегрирована в деятельность генерала Вальтера Дорнбергера в начале и середине 1930-х годов на поле недалеко от Берлина. [44] Макс Валье был одним из основателей любительской исследовательской группы VfR , работавшей над жидкостными ракетами в начале 1930-х годов, и многие из членов которой в конечном итоге стали важными пионерами ракетных технологий, включая Вернера фон Брауна .Фон Браун был начальником армейской исследовательской станции, которая проектировалаРакетное оружие V-2 для нацистов.
К концу 1930-х годов начались серьезные эксперименты с использованием ракетного двигателя для пилотируемых полетов, когда немецкий самолет Heinkel He 176 совершил первый пилотируемый полет с использованием ракетного двигателя, разработанного немецким инженером-авиаконструктором Гельмутом Вальтером 20 июня 1939 года. [45] Единственный серийный боевой самолет с ракетным двигателем, когда-либо поступавший на военную службу, Me 163 Komet в 1944-45 годах, также использовал разработанный Вальтером жидкостный ракетный двигатель Walter HWK 109-509 , который развивал тягу до 1700 кгс (16,7 кН) на полной мощности.
После Второй мировой войны американское правительство и военные наконец-то серьезно рассмотрели жидкостные ракеты как оружие и начали финансировать работу над ними. Советский Союз сделал то же самое, и таким образом началась космическая гонка .
В 2010-х годах 3D-печатные двигатели начали использоваться для космических полетов. Примерами таких двигателей являются SuperDraco, используемый в системе аварийного спасения SpaceX Dragon 2 , а также двигатели, используемые для первой или второй ступени в ракетах-носителях Astra , [ 46] Orbex , [47] [48] Relativity Space , [49] Skyrora , [50] или Launcher. [51] [52] [53]
Паулет был, несомненно, пионером в области ракетостроения, и неудивительно, что нацисты стремились завербовать его для оказания помощи в своих усилиях. Немецкое астронавтическое общество пригласило его в Германию, чтобы он стал частью группы исследователей ракетного движения, и поначалу он был заинтересован, но когда он узнал, что намерение состояло в том, чтобы сконструировать оружие, которое будет использоваться в военных целях, он отклонил приглашение. Еще в 1965 году Оберт описал его как одного из настоящих пионеров ракетостроения.
Даже Вернер фон Браун описал Паулета как «одного из отцов аэронавтики» и «пионера жидкотопливного двигателя». Он заявил, что «своими усилиями Паулет помог человеку достичь Луны».
Перу занимает особое место среди EMSA Латинской Америки, поскольку страна была родиной Педро Паулета, 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 жидкостного ракетного двигателя... своими усилиями Паулет помог человеку достичь Луны». Паулет основал Национальную лигу поддержки авиации Перу, предшественницу перуанских ВВС.
Паулет был, несомненно, пионером в области ракетостроения, и неудивительно, что нацисты стремились завербовать его для оказания помощи в своих усилиях. Немецкое астронавтическое общество пригласило его в Германию, чтобы он стал частью группы исследователей ракетного движения, и поначалу он был заинтересован, но когда он узнал, что намерение состояло в том, чтобы сконструировать оружие, которое будет использоваться в военных целях, он отклонил приглашение. Еще в 1965 году Оберт описал его как одного из настоящих пионеров ракетостроения.
Popular Mechanics 1931 curtiss.