Для полетов в более высокие слои стратосферы с очень большой скоростью обычный двигатель, состоящий из мотора внутреннего сгорания и винта, уже не годится. Даже при удовлетворительном разрешении проблем наддува и винта вес винтомоторной группы при имеющихся в этих слоях воздуха плотностях должен сильно увеличиваться при возрастающих скоростях. При скорости полета, равной примерно 200 км/час вблизи поверхности земли, мы будем иметь на высотах Н, равных О, 10, 20, 30, 40 и 50 км, при условии, что динамическое давление (скоростной напор) не изменится, соответственно следующие скорости v: 200, 366, 750, 1780, 2650 и 5270 км/час. Если мы предположим, что в наиболее благоприятном случае угол атаки будет постоянным, то тогда мощность силовой установки на 1 т полетного веса должна возрастать по меньшей мере в линейной зависимости от скорости и будет составлять соответственно: 74, 136, 278, 660, 985 и 1970 л. с/т. Предположим также, что перед нами чрезвычайно благоприятный случай, а именно: мощность установки остается постоянной при различных высотах; если при этом эффективная тяговая мощность пропеллера на 1 кг двигателя составляет 2 л. С./кг, тогда вес винтомоторной группы составит 3,7; 6,8; 13,9; 33; 49,2 и 98,4% от веса самолета. Если учесть вес остальных частей самолета, то уже на высоте 30 км и при скорости 1780 км/час была бы вовсе исключена возможность полетов, а на высоте 20 км, при скорости 750 км/час, полеты были бы уже экономически невыгодны. Фактически эти границы будут еще ниже вследствие ограниченных возможностей наддува и невозможности повысить число оборотов винта, а также ухудшения аэродинамических условий при высоких скоростях; уменьшение удельного веса двигателя едва ли сможет значительно компенсировать эти условия. На этом основании и из других соображений при столь высоких скоростях в качестве силовой установки был выбран ракетный двигатель, работающий по несколько иному принципу, нежели обыкновенный мотор, причем этим самым подготовляется также и возможность внеатмосферных высотных полетов. Предварительная теоретическая оценка способа действия ракетного двигателя произведена уже в многочисленных трудах. Дальнейших успехов в развитии этой проблемы при существующем положении вопроса можно ожидать только идя по пути практического опытного конструирования. В конструктивном отношении ракетные двигатели несколько напоминают газовые турбины. Придерживаясь подразделения, принятого в отношении газовых турбин, мы различаем следующие типы ракет, работающих на жидком топливе: а) ракеты, работающие взрывами без предварительного сжатия смеси (смесь состоит из жидкого или превращенного в пар горючего и газообразного кислорода или воздуха); б) ракеты, работающие взрывами с предварительным сжатием смеси; в) ракеты, работающие взрывами зарядов исключительно жидкого топлива (как горючее, так и кислород поступают в жидком виде); г) ракеты постоянного давления с предварительным сжатием смеси; д) ракеты постоянного давления, работающие исключительно на жидком топливе. Типы ракет «а» и «б» должны быть исключены из нашего рассмотрения ввиду малого к.п.д., который они могут дать; этот к.п.д. определяется для соответственных газовых турбин и по аналогии перенесен и на ракеты. Тип «г» не пригоден для самолетов ввиду необходимости затрачивать значительную мощность для сжатия смеси. Следовательно, по вышеизложенным причинам, которые ниже будут нами несколько подробнее освещены, нашему анализу подлежат лишь два типа ракет «в» и «д», т. е. ракеты, работающие исключительно на жидком топливе; из них ракеты типа «в» отличаются более низкими температурами в топочном пространстве, а ракеты типа «д» более высоким коэффициентом полезного действия. Ракеты, приводимые в действие порохом, также не будут нами здесь рассматриваться по причинам, которые будут изложены ниже.