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液体燃料ロケット、または液体ロケットは、液体燃料を燃焼させるロケットエンジンを使用する。（代替案として、気体または固体燃料を使用する方法もある。）液体は、密度が比較的高く、燃焼生成物の比推力（Isp）が高いため、好ましい推進剤である。これにより、推進剤タンクの容積を比較的小さくすることができる。
液体ロケットには、単一種類の推進剤を使用する単一推進剤ロケットと、 2種類の推進剤を使用する二 推進剤ロケットがあります。3種類の推進剤を使用する三推進剤ロケットはまれです。液体酸化剤推進剤は、固体ロケットの利点の一部を備えたハイブリッドロケットにも使用されます。二推進剤液体ロケットは、液体水素やRP-1などの液体燃料と、液体酸素などの液体酸化剤を使用します。エンジンは極低温ロケットエンジンである場合があり、その場合、水素や酸素などの燃料と酸化剤は、非常に低い温度で液化されたガスです。
液体ロケットエンジンの大半は、推力可変運転のためにスロットル調整が可能である。中には、推進剤混合比（酸化剤と燃料の混合比）を制御できるものもある。また、停止させた後、適切な点火システムまたは自己着火性推進剤を用いることで再始動できるものもある。
ハイブリッドロケットは、固体燃料に液体または気体の酸化剤を噴射する。[ 1 ]： 354-356
液体推進剤の使用には、いくつかの利点がある。
液体推進剤の使用は、以下のような様々な問題にも関連する可能性がある。
液体ロケットエンジンは、推進剤を貯蔵および移送するためのタンクとパイプ、噴射システム、および関連するノズルを備えた1つ以上の燃焼室を備えている。
一般的な液体推進剤の密度は水とほぼ同じで、約0.7～1.4 g/cm³ （0.025～0.051 lb/cu in）です。例外は液体水素で、密度ははるかに低いものの、気化を防ぐために必要な圧力は比較的低く抑えられます。液体推進剤の密度と低圧のおかげで、タンクは軽量化できます。高密度推進剤の場合は内容物の約1%、液体水素の場合は約10%程度です。タンクの質量が増加するのは、液体水素の密度が低いことと、必要な断熱材の質量によるものです。
燃焼室に噴射するには、噴射器での推進剤圧力が燃焼室圧力よりも高くなければなりません。これは通常、ポンプによって実現されます。適切なポンプとしては、高出力で軽量な遠心ターボポンプが一般的に使用されますが、過去には往復ポンプも使用されていました。ターボポンプは通常軽量で、優れた性能を発揮し、地上での重量は推力の 1% をはるかに下回ります。実際、ターボポンプを含む全体の推力対重量比は、 SpaceX Merlin 1Dロケットエンジンでは 155:1、真空バージョンでは 180:1 に達しています。[ 5 ]ポンプの代わりに、ヘリウムなどの高圧不活性ガスのタンクを使用して推進剤を加圧する設計もあります。これらのロケットは、加圧タンクの質量によって性能が低下するため、デルタ Vが低くなることがよくあります。高高度または真空での使用を目的とした設計では、タンクの質量は許容範囲内となる場合があります。
ロケットエンジンの主要構成要素は、燃焼室（推力室）、火工品点火装置、推進剤供給システム、バルブ、レギュレーター、推進剤タンク、およびロケットエンジンノズルである。燃焼室への推進剤供給方法として、液体燃料エンジンは加圧式またはポンプ式のいずれかであり、ポンプ式エンジンは様々なエンジンサイクルで動作する。
液体推進剤は、軽量の遠心ターボポンプで燃焼室に送り込まれることが多い。最近では、一部の航空宇宙企業がバッテリー付きの電動ポンプを使用している。より単純な小型エンジンでは、ポンプの代わりに高圧タンクに貯蔵された不活性ガスを使用して推進剤を燃焼室に送り込むことがある。これらのエンジンは質量比が高くなる可能性があるが、通常は信頼性が高く、そのため軌道維持用の衛星で広く使用されている。[ 1 ]
長年にわたり、数千種類もの燃料と酸化剤の組み合わせが試されてきた。その中でも、より一般的で実用的なものをいくつか挙げると以下の通りである。
最も効率的な混合物の1つである酸素と水素は、液体水素の貯蔵に必要な極めて低い温度（約20 K、-253.2 °C、-423.7 °F）と非常に低い燃料密度（70 kg/m 3、4.4 lb/cu ft 、RP-1は820 kg/m 3、51 lb/cu ft ）に悩まされており、軽量で断熱性のある大型タンクが必要となる。スペースシャトルの外部燃料タンクに使用されていた軽量フォーム断熱材が、スペースシャトル・コロンビアの破壊につながった。一部が剥がれ落ち、翼を損傷し、大気圏再突入時に機体が分解したのである。
液体メタン/LNGはLH2に比べていくつかの利点があります。その性能（最大比推力）はLH2より低いですが、RP1（灯油）や固体推進剤より高く、他の炭化水素燃料と同様に密度が高いため、LH2よりも推力対体積比が高くなりますが、密度はRP1ほど高くはありません。[ 7 ]このため、密度が高いとモーター、推進剤タンク、および関連システムを小型化できるため、再利用可能な打ち上げシステム にとって特に魅力的です。 [ 6 ]また、LNGはRP1よりも煤の発生が少ないか、全く発生しない（コークス化が少ないか、全く発生しない）ため、RP1と比較して再利用が容易になります。また、LNGとRP1はLH2よりも低温で燃焼するため、LNGとRP1はエンジンの内部構造をそれほど変形させません。つまり、LNGを燃焼するエンジンは、RP1やLH2を燃焼するエンジンよりも再利用できるということです。 LH 2 を燃焼させるエンジンとは異なり、RP1 エンジンと LNG エンジンはどちらも、単一のタービンと 2 つのターボポンプ (LOX 用と LNG/RP1 用がそれぞれ 1 つずつ) を備えた共有シャフトで設計できます。[ 7 ]宇宙では、LNG は RP1 とは異なり、液体状態を保つためのヒーターを必要としません。[ 8 ] LNG は、大量に容易に入手できるため、安価です。より長期間貯蔵でき、LH 2よりも爆発性が低いです。[ 6 ]
多くの非極低温二液推進剤は自己着火性（自己発火性）である。
貯蔵可能なICBMや、有人宇宙船、惑星探査機、人工衛星を含むほとんどの宇宙船では、極低温推進剤を長期間貯蔵することは、蒸発による燃料損失のため不可能である。常に冷却するか、極度の圧力下で貯蔵する以外に方法はないが、どちらもこのような用途には現実的ではない。そのため、一般的にはヒドラジンまたはその誘導体と窒素酸化物の混合物が使用されるが、これらは有毒で発がん性がある。したがって、取り扱いを改善するため、ドリームチェイサーやスペースシップツーなどの一部の有人宇宙船では、無毒の燃料と酸化剤を組み合わせたハイブリッドロケットの使用が計画されている。
液体ロケットにおけるインジェクターの性能は、ノズルの理論性能のうち実際に達成できる割合を決定づける。インジェクターの性能が低いと、未燃焼の推進剤がエンジンから排出され、効率が低下する。
さらに、インジェクターは通常、ノズルにかかる熱負荷を低減する上で重要な役割を果たします。燃焼室の縁の周囲に燃料を多く供給することで、ノズル壁面の温度を大幅に下げることができます。
インジェクターは、燃料と酸化剤が通過する、精密に設計されたパターンで配置された多数の小径穴というシンプルな構造を持つ場合もある。流量は、インジェクターを通過する際の圧力降下の平方根、穴の形状、および推進剤の密度などのその他の詳細によって決まる。
V-2ロケットに最初に採用された噴射装置は、燃料と酸化剤を平行に噴射し、それが燃焼室内で燃焼する仕組みだった。しかし、この方式では効率が非常に悪かった。
現代のインジェクターは、一般的に、燃料と酸化剤の噴射口を多数の小さな穴から噴射し、噴射口から少し離れた一点で衝突させる構造になっている。これにより、燃料の流れが小さな液滴に分散され、燃焼しやすくなる。
インジェクターの主な種類は以下のとおりです。
ピントルインジェクターは、幅広い流量範囲において燃料と酸化剤の混合比を良好に制御することを可能にする。ピントルインジェクターは、アポロ月着陸船エンジン（降下推進システム）やケストレルエンジンに使用され、現在ではファルコン9およびファルコンヘビーロケットのマーリンエンジンに使用されている。
スペースシャトル用に設計されたRS -25エンジンは、溝付きポストのシステムを使用しており、プレバーナーからの加熱された水素を使用してポストの中心を流れる液体酸素を気化します[ 10 ]。これにより、燃焼プロセスの速度と安定性が向上します。アポロ計画で使用されたF-1などの以前のエンジンは、振動によってエンジンが破壊されるという重大な問題がありましたが、RS-25ではこの設計の詳細により、この問題は発生しませんでした。
ヴァレンティン・グルシュコは1930年代初頭に求心式噴射器を発明し、それはロシアのエンジンでほぼ普遍的に使用されてきた。液体（時には2種類の推進剤が混合される）に回転運動が加えられ、小さな穴から噴射されると、円錐形のシート状になり、急速に霧状になる。ゴダードの最初の液体エンジンは、単一の衝突式噴射器を使用していた。第二次世界大戦中、ドイツの科学者たちは平板に衝突式噴射器を実験し、ヴァッサーフォールミサイルで成功した。
チャギング（比較的低速の振動）などの不安定性を回避するためには、インジェクターにおける圧力降下を十分に確保し、流量が燃焼室圧力にほとんど依存しないようにエンジンを設計する必要がある。この圧力降下は通常、燃焼室圧力の少なくとも20%をインジェクターにかけることで達成される。
しかしながら、特に大型エンジンでは、高速燃焼振動が容易に発生し、そのメカニズムは十分に解明されていない。これらの高速振動はエンジンのガス側境界層を乱す傾向があり、冷却システムが急速に機能不全に陥り、エンジンを破壊する可能性がある。このような振動は大型エンジンでより頻繁に発生し、サターンVロケットの開発を悩ませたが、最終的には克服された。
RS-25エンジンなどの一部の燃焼室では、特定の共振周波数の上昇を抑制するための減衰機構としてヘルムホルツ共鳴器が使用されている。
これらの問題を回避するため、RS-25のインジェクター設計では、燃焼室への噴射前に推進剤を気化させるという工夫が凝らされた。不安定性の発生を防ぐために他にも多くの機能が用いられたが、後の研究でこれらの機能は不要であることが判明し、気相燃焼は安定して機能した。
安定性試験では、小型爆薬が用いられることが多い。これらの爆薬は運転中にチャンバー内で爆発させられ、衝撃的な励起を引き起こす。チャンバー内の圧力波形を調べて、この擾乱の影響がどれだけ速やかに減衰するかを判断することで、安定性を推定し、必要に応じてチャンバーの設計変更を行うことができる。
液体燃料ロケットの場合、推進剤を燃焼室に噴射するための動力源として、4つの異なる方法が一般的に使用されている。[ 11 ]
燃料と酸化剤は、燃焼する高温ガスの圧力に逆らって燃焼室に送り込む必要があり、エンジンの出力は、燃焼室に送り込める推進剤の速度によって制限される。大気圏内やロケット打ち上げで使用する場合は、重力抵抗を最小限に抑えるため、高圧、つまり高出力のエンジンサイクルが望ましい。軌道上での使用であれば、通常は低出力のサイクルで十分である。
ロケットエンジンの設計において、エンジンサイクルを選択することは初期段階の重要なステップの一つです。この選択には多くのトレードオフが伴い、その一部は以下のとおりです。
インジェクターは、燃焼室の壁に燃料リッチ層が形成されるように配置されるのが一般的です。これにより、燃焼室の温度、さらに下流のスロート部、ノズル部までの温度が低下し、燃焼室をより高い圧力で運転することが可能になります。これにより、より高い膨張比のノズルを使用することが可能になり、より高いI SPとより優れたシステム性能が得られます。[ 12 ]液体ロケットエンジンでは、再生冷却がよく用いられます。これは、燃料、またはあまり一般的ではありませんが酸化剤を使用して、燃焼室とノズルを冷却するものです。
点火方法は様々ですが、液体燃料ロケットの場合は、他のロケットよりも安定した強力な点火源が特に重要です。点火の遅れ（場合によってはわずか数十ミリ秒）は、過剰な燃料によって燃焼室内の過圧を引き起こす可能性があります。始動が急激に遅れると、エンジンが爆発することさえあります。
一般的に、点火システムは、燃焼室の全質量流量の約1%の質量流量で、インジェクター表面全体に炎を噴射しようとします。
安全インターロックは、主弁が開く前に点火源が存在することを確認するために使用されることがありますが、インターロックの信頼性は点火システムよりも低い場合があります。したがって、システムがフェイルセーフである必要があるか、ミッション全体の成功がより重要であるかによって異なります。インターロックは、インターロックの故障がミッションの失敗につながる無人上段ではほとんど使用されませんが、スペースシャトルの打ち上げ前にエンジンを停止するためにRS-25エンジンに搭載されています。さらに、点火装置の点火成功を検出することは驚くほど困難で、一部のシステムでは炎で切断される細いワイヤーを使用しており、圧力センサーも一部で使用されています。
点火方法には、火工品、電気（火花または熱線）、化学などがあります。 自己着火性推進剤は、自己着火性が高く、信頼性が高く、始動不良の可能性が低いという利点があります。1940年代、ロシアは自己着火性推進剤でエンジンを始動し、点火後に主推進剤に切り替える方式を採用しました。これは、アポロ計画で使用されたアメリカのF-1ロケットエンジンにも採用されました。
発火剤による着火：トリエチルアルミニウムは空気と接触すると発火し、水やその他の酸化剤と接触すると発火および/または分解します。極低温液体酸素と接触すると発火するほど発火性の高い数少ない物質の1つです。燃焼エンタルピーΔ c H° は−5,105.70 ± 2.90 kJ/mol (−1,220.29 ± 0.69 kcal/mol)です。その容易な着火性により、ロケットエンジンの点火剤として特に望ましい物質となっています。トリエチルボランと組み合わせて、トリエチルアルミニウム-トリエチルボラン（TEA-TEB としてよく知られている）を生成するために使用できます。
現代の文脈で理解されている液体燃料ロケットの概念は、ロシアのロケット科学者コンスタンチン・ツィオルコフスキーによる1903年の著書『ロケット推進機による宇宙探査』[ 13 ]で初めて登場した。ツィオルコフスキーの宇宙航行学への貢献は驚くべきもので、ツィオルコフスキーのロケット方程式、多段式ロケット、液体推進剤ロケットにおける液体酸素と液体水素の使用などが含まれる。[ 14 ]ツィオルコフスキーは、ヴェルナー・フォン・ブラウンなど、ヨーロッパ中の後のロケット科学者に影響を与えた。ペーネミュンデのソ連の捜索チームは、ツィオルコフスキーの著書のドイツ語訳を発見したが、その「ほぼすべてのページにフォン・ブラウンのコメントと注釈が書き込まれていた」。[ 15 ]ソ連を代表するロケットエンジン設計者ヴァレンティン・グルシュコとロケット設計者セルゲイ・コロリョフは若い頃にツィオルコフスキーの著作を研究し[ 16 ]、両者ともツィオルコフスキーの理論を現実のものにしようと努めた[ 17 ] 。
1929年から1930年にかけて、レニングラードのガス力学研究所（GDL）でグルシュコはロケット研究に従事し、液体燃料ロケットエンジンと電気ロケットエンジンの研究のための新しい研究部門が設立された。その結果、ORM（ロシア語で「実験ロケットモーター」の略）エンジンORM-1からORM-52が開発された。[ 18 ] 液体燃料ロケットのベンチテストが合計100回実施され、低沸点と高沸点の両方のさまざまなタイプの燃料が使用され、最大300kgの推力が 達成された。[ 19 ] [ 18 ]
この時期、モスクワでは科学者で発明家のフリードリヒ・ツァンダーが圧縮空気とガソリンで動く液体ロケットエンジンの設計と製造を行っていた。ツァンダーはガソリンに粉末金属を混ぜた高エネルギー燃料を研究した。1931年9月、ツァンダーはモスクワに拠点を置く「反作用運動研究グループ」[ 20 ]（ロシア語の頭字語「GIRD」でよく知られている）[ 21 ]を設立した。 1932年5月、セルゲイ・コロリョフがツァンダーの後任としてGIRDの責任者となった。1933年8月17日、ミハイル・ティホンラヴォフは液体酸素とゲル状ガソリンを燃料とするソ連初の液体推進ロケット（GIRD-9）を打ち上げた。高度は400メートル（1,300フィート）に達した[ 22 ]。1933年1月、ツァンダーはGIRD-Xロケットの開発を開始した。この設計では液体酸素とガソリンを燃焼させ、燃焼室の内壁を流れてから燃焼室に入る液体酸素によって再生冷却される最初のエンジンの 1 つでした。試験中に燃焼が途切れる問題が発生したため、ガソリンからエネルギーの低いアルコールに切り替えられました。最終的なミサイルは、長さ2.2 メートル (7.2フィート) 、直径140 ミリメートル (5.5インチ)、質量30 キログラム (66ポンド)で、 2 キログラム (4.4ポンド)のペイロードを高度5.5 キロメートル (3.4マイル)まで運ぶことができると予想されていました。[ 23 ] GIRD X ロケットは 1933 年 11 月 25 日に打ち上げられ、80 メートルの高さまで飛行しました。[ 24 ]
1933年、GDLとGIRDが合併し、反応科学研究所（RNII）となった。RNIIでは、グシュコは液体燃料ロケットエンジンОРМ-53からОРМ-102の開発を続け、ORM-65はロケット推進航空機RP-318の動力源となった。[ 18 ] 1938年、レオニード・ドゥシュキンがグシュコの後任となり、ロケット推進迎撃機ベレズニャク・イサエフBI-1のエンジンを含むORMエンジンの開発を続けた。[ 25 ] RNIIでは、ティホンラヴォフが酸素/アルコール液体燃料ロケットエンジンの開発に取り組んだ。[ 26 ]結局、1930年代後半のRNIIでは液体燃料ロケットエンジンの優先順位は低かったが、その研究は生産的で、後のソ連ロケット計画の成果にとって非常に重要だった。[ 27 ]
ペルーで生涯ロケットの実験を行っていたペルー人のペドロ・ポーレットは、 1927年にリマのエル・コメルシオ紙に手紙を書き、30年前にパリで学生だった頃に液体ロケットエンジンの実験を行ったと主張した。 [ 28 ] [ 29 ]初期のロケット実験の歴史家であるマックス・ヴァリエ、ウィリー・レイ、ジョン・D・クラークらは、ポーレットの報告に異なる程度の信憑性を与えている。ヴァリエは、Verein für Raumschiffahrtの出版物「Die Rakete」でポーレットの液体推進ロケット設計を称賛し、そのエンジンは「驚異的なパワー」を持ち、彼の計画は将来のロケット開発に必要であると述べた。[ 30 ]ヘルマン・オーベルトは1965年にパウレットをロケット工学の先駆者として挙げた。[ 31 ]ヴェルナー・フォン・ブラウンもパウレットを「液体燃料推進モーターの先駆者」と評し、「パウレットは人類が月面に到達するのを助けた」と述べた。[ 28 ] [ 32 ] [ 33 ] [ 34 ] [ 35 ]パウレットは後にナチス・ドイツから接触を受け、ロケット技術の開発を支援するために天文学協会への参加を誘われたが、プロジェクトが兵器化される運命にあることを知って協力を拒否し、推進剤の公式を決して共有しなかった。[ 32 ] [ 31 ]映画製作者で研究者のアルバロ・メヒアによると、フレデリック・I・オードウェイ3世は後に冷戦の文脈でポーレットの発見の信用を失墜させようとし、フォン・ブラウンの世間的なイメージをナチス・ドイツとの関係から遠ざけようとした。[ 36 ]
液体燃料ロケットの最初の飛行は、1926年3月16日にマサチューセッツ州オーバーンで、アメリカ人教授ロバート・H・ゴダード博士が液体酸素とガソリンを推進剤として使用したロケットを打ち上げたときに行われた。 [ 37 ]「ネル」と名付けられたこのロケットは、2.5秒間の飛行でわずか41フィート上昇し、キャベツ畑に墜落したが、液体推進ロケットが可能であることを示す重要な実証となった。ゴダードは約15年前に液体推進剤を提案し、1921年に本格的に実験を開始した。ドイツ系ルーマニア人のヘルマン・オーベルトは1923年に液体推進剤の使用を提案する本を出版した。[ 38 ]
ドイツでは、技術者や科学者が液体推進に魅了され、1920年代後半にリュッセルスハイムの世界初のロケット計画であるオペル RAKで、液体推進を製造・試験した。マックス・ヴァリエの記述によると、[ 39 ]オペル RAK ロケット設計者のフリードリヒ・ヴィルヘルム・ザンダーは、1929 年 4 月 10 日と 12 日にリュッセルスハイムのオペル レンバーンで 2 基の液体燃料ロケットを打ち上げた。これらのオペル RAK ロケットは、ヨーロッパ初の、そしてゴダードに次いで世界で 2 番目の液体燃料ロケットとなった。ヴァリエは著書「ロケット飛行」で、ロケットのサイズを 直径 21 cm、長さ 74 cm、重量は 空で 7 kg 、 燃料込みで 16 kg と記述している。最大推力は 45 ～ 50 kp、全燃焼時間は 132 秒であった。これらの特性は、ガス圧ポンピングを示しています。これらのテストの主な目的は、イギリス海峡横断飛行を計画していたゲブリューダー・ミュラー・グリースハイム航空機[ 40 ]の液体ロケット推進システムを開発することでした。また、宇宙飛行史家であり、ワシントンDCの国立航空宇宙博物館の学芸員であるフランク・H・ウィンターは、オペルグループが、陸上速度記録やオペルRAK.1による世界初の有人ロケット飛行機飛行に使用された固体燃料ロケットに加えて、液体燃料ロケットにも取り組んでいたことを確認しています。[ 41 ]マックス・ヴァリエの記述によれば、1929年5月までにエンジンは200kg （440 ポンド）の推力を「15分以上」発生させ、1929年7月にはオペルRAKの協力者たちがリュッセルスハイムのオペル工場で300kg（660ポンド）の推力で30分以上の動力段階を達成することができた。世界恐慌によりオペルRAKの活動は終焉を迎えた。1930年代初頭にドイツ軍で働いた後、サンダーは1935年にゲシュタポに逮捕された。当時、ドイツでは民間のロケット工学が禁止されていた。彼は反逆罪で有罪判決を受け、懲役5年の刑に処され、会社を売却せざるを得なくなり、1938年に亡くなった。[ 42 ]マックス・ヴァリエ（アーサー・ルドルフとヘイラントを通じて）とフリードリヒ・ザンダーの液体燃料ロケットに関する研究は、1930年に実験中に死亡し、ドイツ軍の兵器局によって没収され、 1930年代前半から中頃にかけてベルリン近郊の野原でヴァルター・ドルンベルガー将軍の活動に組み込まれた。[ 43 ]マックス・ヴァリエはアマチュア研究グループVfRの共同創設者であった。彼らは1930年代初頭に液体ロケットの研究に取り組んでおり、そのメンバーの多くは後に重要なロケット技術の先駆者となった。その中にはヴェルナー・フォン・ブラウンも含まれる。フォン・ブラウンは、ナチスのためにV-2ロケット兵器を設計した陸軍研究ステーションの責任者を務めた。
1930年代後半には、有人飛行にロケット推進を使用する本格的な実験が始まり、ドイツのハインケル He 176は、ドイツの航空技術者ヘルムート・ヴァルターが設計した液体ロケットエンジンを使用して、1939 年 6 月 20 日に初の有人ロケット推進飛行を行った。 [ 44 ] 軍で使用された唯一の量産型ロケット推進戦闘機であるMe 163コメート(1944～45 年) も、ヴァルター設計の液体ロケットエンジン、ヴァルター HWK 109-509を使用し、最大出力で 1,700 kgf (16.7 kN) の推力を発生した。
第二次世界大戦後、アメリカ政府と軍はついに液体燃料ロケットを兵器として真剣に検討し、開発資金の提供を開始した。ソ連も同様の措置を取り、こうして宇宙開発競争が始まった。
2010年代には、3Dプリントされたエンジンが宇宙飛行に使用され始めました。そのようなエンジンの例としては、SpaceX Dragon 2の緊急脱出システムに使用されているSuperDracoや、Astra [ 45 ] Orbex [ 46 ] [ 47 ] Relativity Space [ 48 ] Skyrora [ 49 ] 、 Launcher [ 50 ] [ 51 ] [ 52 ]などの打ち上げロケットの第1段または第2段に使用されているエンジンなどがあります。
ポーレットは明らかにロケット工学の分野の先駆者であり、ナチスが彼を自分たちの活動に協力させるために熱心に採用しようとしたのは当然のことである。ドイツ宇宙航行協会は彼をドイツに招き、ロケット推進の研究チームの一員となるよう誘った。彼は当初興味を示したが、その目的が軍事目的で使用される兵器を建造することだと知ると、招待を断った。1965年になっても、オーベルトは彼をロケット科学の真の先駆者の一人だと評している。
ヴェルナー・フォン・ブラウンでさえ、ポーレットを「航空学の父の一人」であり「液体燃料推進モーターの先駆者」と評した。彼は「ポーレットの努力によって、人類は月面に到達できた」と宣言した。
なぜなら、ペルーは1895年に世界初の液体燃料ロケットエンジンを、1900年には世界初の近代的なロケット推進システムを発明したペドロ・ポーレットの故郷だからである。...ヴェルナー・フォン・ブラウンによれば、「ポーレットは液体燃料推進モーターのパイオニアとみなされるべきであり、彼の努力によって人類は月面着陸を果たすことができた」。ポーレットはその後、ペルー空軍の前身となるペルー全国航空推進連盟を設立した。
Popular Mechanics 1931 curtiss.