 |
|
 |
|
|
|
|
|
Проф. Н. А. РЫНИН Издательство П.П. Сойкин 1929
|
n) Опыты с ракетами в Бреслау и Рёне. 23 ноября 1927 г. в Бреслау были произведены опыты полета моделей аэроплана с ракетным двигателем. Все модели (биплан) был 200 гр. Двигатель-ракета весила 120 g и прикреплялась спереди под крыльями. При взлете модель описывала мертвую петлю. Взлет и полет длились 10 сек. Спуск происходил планирующим полетом. Позднее ракета располагалась более вперед, что улучшало полет. Размах крыльев модели сначала был 2 m, а потом менее.
При опытах с полетом ракеты в 1928 г. к ней приделывались крылья (Гёттинген 410). Данные о модели следующие: размах – 1,5 m, нагрузка на кв. м. 6 kg, угол встречи – 2°, горизонтальный угол 24°. Устойчивость достигается эльеронами (черт. 123с). Опыты с ракетами. В 1927 г. в Машинной Лаборатории Высшей Технической Школы в Бреслау И. Винклером были произведены опыты над исследованием работы ракеты, именно, определялась реакция (отдача) вырывающихся из нее газов. Для этой цели служил индикатор, который обычно применяется для определения давления пара *). *) Горючим служили как порох, так и жидкие кислород и спирт. На черт. 124 изображена подобная диаграмма, а на черт 125 обстановка опыта. Для исследования послужила пороховая фейерверочная ракета. (Полный вес с предохранительной гильзой 120 g., заряд – 15 g, гильза – 40 g). Для предохранения, ракета была помещена в стальную гильзу. Газы вырывались вверх. Масштаб диаграммы 25 mm для 1 kg cm2. Так как при опыте приходилось изменять давление на cm2, то пришлось сделать некоторые изменения, в результате которых масштаб был 1 kg =7 mm.
Вращение барабана производилось электромотором со скоростью 40 cm в сек. Секунды отмечались при помощи электро-магнитного секундного маятника и штифта на бумаге 0,4 mm = 0,001 сек.
Вся диаграмма показывает реакцию на промежутке 0,35 сек., хотя полная продолжительность горения была несколько секунд. Однако реакция за остальное время не превышала 1 %, и потому остальная часть диаграммы отброшена. Диаграмма показывает следующее: Закон импульсов дает:
где P – реакция, t – продолжительность ее действия, m – израсходованная масса, G – вес ее, g – 9,81 m/sec2, v – полученная скорость движения ракеты. Последняя равна
Из диаграммы получаем: P = 4,8 kg, t = 0,15 сек., G = 150 g., Поэтому:
В действительности скорость будет несколько больше, так как вес уменьшится на 15 g. Ускорение равно:
Путь который пройдет ракета при вертикальном подъеме, и время горения заряда будет.
Максимальная скорость, которую может получить ракета при учете земного притяжения, будет: v0 = (b – g) t = 304 • 0,15 = 45,6 m/sec. Поэтому полная высота подъема, без учета сопротивления воздуха будет:
а с учетом сопротивления воздуха – 80 m. Определим скорость (с) извержения газов:
откуда
При более совершенной дюзе получим подобную скорость равной 1800 m/sec и даже более (по Годдару), и тогда скорость v будет:
и реакция:
Тогда:
v0 = (b – g) t = 1240 • 0,15 = 186 m/sec.
Иоганн Винклер родился 29 мая 1897 г. в Карльсруэ, в Шлезии, учился в реальной школе в Оппельне и в гимназии в Лигнитце. Закончил среднее образование в Данциге. Там же обучался машинному делу в течение 2-х семестров в Высшей Технической Школе и затем работал по постройке подводных лодок. После окончания мировой войны прошел 8 семестров в университетах Бреслау и Лейпциге и сдал экзамены в 1927 г.
Проблемой космических полетов он увлекался с ранних лет, в 1927 г. основал журнал «Die Rakete» и О-во Межпланетных сообщений. Опыты с ракетами Вальера. С 1927 г. немецкий изобретатель и ученый Макс Вальер начал опыты по определению условий работы ракеты, как мотора. Для этой цели им был построен станок (черт. 126), на подобие децимальных весов. Вдоль верхнего края этих весов могла устанавливаться головка перевернутой ракеты. Далее рычаг опирался на динамометр, перо которого чертило кривую давлений на вращающемся барабане. Образцы полученных диаграмм приведены на черт. 127, из диаграмм можно прочесть: время горения в сек, и отдачу – (тягу) в kg. Площадь, ограниченная кривою (за вычетом веса ее), будучи произведением из
тяги в kg на время в сек. выражает в известном масштабе работу ракеты. Она же дает и среднюю отдачу ракеты R. Частное от деления веса заряда на время горения дает секундное обращенное в газ количество пороха m (в kg веса и, при делении на g = 9,81 – в здесь применяемых kg массы). Из двух последних величин получаем основное уравнение тяги ракеты: R/m = C, дающее скорость извержения. Сначала опыты производились с ракетами, туго набитыми во всем объеме (Brandern), отверстия которых закрывались дисками разного диаметра. Отношения площади сечения ракеты к площади отверстия брались от 1 до 100.
На черт. 128 показан образец результатов для ракеты со сплошной забивкой калибра 50 mm при разных диаметрах отверстия (от 5 до 30 mm). Одна кривая дает отдачу в kg (Ruckstoss), другая – скорость извержения в m/ces. (Auspyff), третья расход горючего (Pulver menge) в g/ceк, четвертая – время сгорания (Brennzeit) в сек. При малом отверстии (6 mm) наступает взрыв. Наибольшая скорость извержения имеет место при отверстии 9 mm. Ракета с конической пустотой (Seelen Raketen) дает диаграмму, отличающуюся от первой (черт. 127, справа). Проект опытов Геффта с ракетами. Инженер Гёффт (черт. 129) в своем докладе в Бреслау 9 февраля 1928 г. описал предполагаемые им опыты с ракетами разных типов, названных ими RH (Rakete-Haefft) и далее римскими цифрами от I до VIII. Первый тип RH I называется регистрирующей ракетой. Длина ее 1,2 m, диаметр 20 cm, вес 30 kg. Заряд ее – 10 kg спирта и 12 kg жидкого кислорода. Она должна подниматься на высоту 10 km при помощи воздушного шара и нести полезный груз – метеорографы – весом в 1 kg. На этой высоте она автоматически взрывается, отделяется от шара и должна взлететь на 100 km. Устойчивость достигается при помощи жироскопa. Спуск производится при помощи парашюта *). *) Для полета на луну по Геффту на l kg, полезного груза надо до kg, горючего. Ракета RHII – подобна предыдущей, но с пороховым зарядом.
Ракета RHIII. – двойная, весом в 3 t и весет во второй части в качестве полезного груза 5 – 10 kg ярко горящего пороха, который при падении на луну должен дать яркий взрыв. Последний должен ваблюдаться с земли. Кроме того, при помощи жироскопического управления, она смогла бы облететь вокруг луны, снять фотографию с невидимой ее части и затем вернуться на землю. Ракета RHIV – подобна RHIII и предназначается для переброски почты на земле (с применением парашюта). Ракеты RHIII и IV сначала поднимаются на высоту 6 km при помощи воздушных шаров или вспомогательных ракет, или, наконец, запускаются с высоких гор. Подробные подсчеты произведены для ракеты RHV, которая взлетает с воды (Н = 0) и летит по вертикали до 25 km и далее по кривой. Начальный вес – 30 t, конечный – 3 t, площадь миделя – 8 m3, коэффициент формы 1/4, вертикальное ускорение – 30 m sec2. Эта ракета могла бы служить головною для составных: RHVI, VII, VIII.
На черт. 130 изображен общий вид ракеты RHV. Длина ее – 12 м. [Ширина – 8 m, высота – 1,5 m. При скорости извержения гремучего газа 4 km/sec., скорость полета – 9,2 km/sec. Несет от 2 до 4 человек и взлетает и спускается на воду. Подобная ракета, взлетая при помощи добавочных ракет RHVI, или VII, или VIII, могла бы облететь луну и спуститься на землю. Спуск может производиться следующим образом. При входе в атмосферу со скоростью 12 – 13 km/sec. она,
при помощи поворотной дюзы, поворачивается плашмя к направлению полета. Воздух тормозит ее движение. Когда скорость полета сделается меньше скорости звука, ракета поворачивается пилотом и идет на планирующий спуск к воде. По воде же она плывет при помощи взрывов остатка горючего. На черт. 131 изображены обстоятельства взлета ракеты. По абсциссе отложены сопротивление воздуха движению ракеты RHV в t. при взлете с ускорением 30 m/sec
Далее кривая изображает изменение атмосферного давления с высотою. Еще кривая изображает наростание скоростей ракеты. Вверху давление, для ясности, изображено в виде новой кривой в масштабе в 10 раз крупнее. Кривая RHV показывает горизонтальный взлет с воды, загиб вверх до 24 km и наклон по кеплеровскому эллипсу. Кривая RC 5,5 показывает, насколько уменьшается сопротивление воздуха при взлете с высоты 5,5 km. Разрыв кривых «R» показывает переход к скоростям большим скорости звука. На черт. 132 изображены обстоятельства спуска с торможением при входе в атмосферу со скоростью 12 km/sec. на высоте 80 km (верхний чертеж). Допуская замедление тормажением воздуха в 40 m/sec.2, получим схему снижения на 70, 60, 50, 40 km по верхнему чертежу, причем уменьшение скорости на 1 km происходит каждые 25 сек. Площадь поперечного сечения ракеты предположена 8 m2, вес – 3 t. (RHV). Средний чертеж представляет изгиб земной поверхности, траекторию полета с тормажением на протяжении 1800 km в 5 минут (по формуле Нижняя кривая показывает общий вид траектории. В конце ее начинается планирование. Применяя ракету RHV в качестве головной к ракетам RHVI и VII, получим возможность полета на Марс, Луну и Венеру. На черт. 133 изображены эти ракеты. Верхняя заштрихованная часть изображает головную ракету RHV; при взлете на известную высоту нижняя ракета
отделяется и, управляемая пилотом, спускается на воду. Верхняя же летит дальше. В ракете RHVIII добавляется еще одна ракета и вес ее при взлете будет 12000 t, скорость RHV при этом достигнет 27,6 km/sec.
На черт. 134 изображена более подробная схема реактивного корабля Геффта с двумя поплавками (d) для взлета с воды. В сущности она представляет собою летящее крыло (а) (с кабиной внутри) сзади которого имеется серия ракет (в). Поворотная дюза (с) служит рулем бокового равновесия, е – руль высоты, f – поворотов. Вес при взлете 30 t, при посадке – 3 t. Площадь крыла 100 m2, посадочная скорость – 34,7 m/sec,
Инженер А. Прелл, изучая условия облегчения старта тяжелых самолетов, предложил использовать реакцию газа или воды, выбрасываемых назад с самолета с большой скоростью при помощи взрыва горючей смеси (как в газовой тюрбине Гимпфрея). Полученная тяга достигает значительной величины. Например, при скорости самолета в 20 m/sec и давлении во взрывной камере 5 atm скорость вылетающей струи воды будет v = √̅ ̅2̅g̅•̅5̅•̅1̅0 = 31 m/sec что, при площади выходного отверстия 200 cm2 даст реакцию
При работе этого двигателя в продолжение 4 сек. будет выброшено 2720 kg. Так как в конце разбега скорость будет увеличиваться, то придется увеличивать давление, доведя его хотя бы до 10 atm. Недостатком этого способа является значительный вес воды, который придется брать с собою, и, поэтому, он был бы целесообразен лишь для гидросамолетов, так как последние могут забирать воду и выбрасывать затем ее назад и даже вниз. В 1926 г. в Англии капитан Робертс построил и производил опыты с реактивным самолетом. Опыты полета ракетных самолетов и их моделей. В журнале Z. F. М. (1928 год) появилось описание опытов полета ракетных самолетов и их моделей, произведенных исследовательским институтом Рен-Розиттенского О-ва. Описание заключает в себе две статьи: 1) Липпиша (A. Lippisch) «Технический обзор» и 2) Стамера (Fr. Stamer) «Полеты». I. ТЕХНИЧЕСКИЙ ОБЗОР. Опыты начались по инициативе М. Вальера, Ф. Сандера и фирмы Г. Оппеля с самолетом «Утка» (Ente) и состоялись 10 и 11 июня 1928 г. в Вассеркуппе. Ракеты были доставлены пиротехнической фабрикой «Sinus» Ф. Сандера (Везермюнде) и были следующих сортов: 1. Для модели: а) Стартовая ракета с тягой 75 kg и продолжительностью горения 3 сек. в) Стартовая ракета с тягой 175 kg и продолжительностью горения 3 сек. с) Ракета с длительным действием с тягой 3 kg и продолжительностью горения 30–40 сек. 2. Для самолета: а) Стартовая ракета с тягой 360 kg и продолжительностью горения 3 сек. в) Для длительного действия с тягой 20 kg и продолжительностью горения 30 сек. Вес этих ракет доходил до 6 kg и по сгорании уменьшался на 70%. Сначала опыты производились с моделью самолета № 4 (Аист – Storch), с 2 ракетами, расположенными одна на другой под крылом (черт. 135а). При работе 75 kg стартовой ракеты произошел крутой взлет (черт. 135с), благодаря эксцентрицицету между тягой и сопротивлением воздуха. Второй опыт был произведен с 5 kg ракетой длительного действия, помещенной над крыльями модели, но был также неудачен, благодаря неустойчивости модели. Третий опыт производился с перестроенной моделью (черт. 135в). Ракета помещалась между крыльями, которые были в плане расположены под большим углом к линии размаха, и, кроме того, было изменено оперение. Модель с незажженной ракетой сначала была испытана во взлете при помощи резинового шнура, и опыт вполне удался. Затем модель была запущена с 5 kg ракетой длительного действия при помощи шнура. Модель немного, но устойчиво, пролетела и плавно спустилась вблизи старта. При втором опыте вместо шнура применялась стартовая ракета с тягой 175 kg. Было получено ускорение в 12 раз больше земного при весе модели 14–15 kg. При контакте ракета как бы выстрелила и поднялась круто на высоту 80–100 m и, по прекращении работы ракеты, скользнула на крыло, перешла в планирование и плавно спустилась. Третий опыт с той же моделью был также при действии 175 kg стартовой ракеты. Чтобы помешать крутому взлету и достичь большой скорости, оперение было поставлено на крутое планирование. Модель взлетела более полого и с большей скоростью (до 500 km/h), но при прекращении горения упала почти вертикально и сломалась. Опыты показали, что полеты моделей с ракетами при надлежащей центровке, могут быть вполне удачными, и что можно перейти к полету человека на самолете «Утка», у которого статическая устойчивость и выносливость к большим ускорениям лучше, чем у бесхвостых типов. Схема самолета показана на черт. 135d. Общий вид самолета в полете изображен на черт. 136. Ракеты были расположены посредине конца фюзеляжа, при чем сначала их предполагалось заключить в металлический ящик, однако, в виду задержки в установке его, их поместили без ящика.
Установка состояла из 2 ракет. Получающийся при неодновременном действии их момент должен был уравновешиваться рулем направлений. Воспламенение производилось пилотом при помощи электричества. Так как ракеты находились далеко сзади центра тяжести, то, для уравновешивания, на носу фюзеляжа помещался противовес, который при прекращении горения, мог быть перемещен или сброшен. Для самого полета достаточны были ракеты длительного действия с тягой 12–20 kg, соответствующей мощности 7–8 HP. От применения же стартовой ракеты с тягой в 360 kg пока отказались, в виду ожидавшихся больших ускорений. 2.ПОЛЕТЫ. Сначала полет был произведен с двумя ракетами в 12 и 15 kg тягой. Запуск делался при помощи резинового шнура. Первый старт был неудачен. Самолет не оторвался от земли и даже при воспламенении ракеты с тягой в 12 kg не поднялся. При втором опыте были применены 15 и 20 kg ракеты. Самолет при помощи шнура и 15 kg ракеты взлетел свободно, но полетел не горизонтально, а наклонно, спускаясь, и приземлился в расстоянии 200 m, без работы второй 20 kg ракеты. Третий опыт был с применением двух 20 kg ракет. Самолет при помощи шнура и одной ракеты хорошо оторвался от земли. Пролетев 200 m при некотором подъеме, пилот повернул вправо на 45° и еще пролетел 300 м. Затем был сделан еще поворот вправо на 45°. После
этого первая ракета окончила работу, и была заложена вторая, при помощи которой пилот пролетел еще 500 m, сделал поворот вправо на 30° и через 200 m спустился по прекращении работы ракеты. Полная длина полета была около 1300–1500 m. Продолжительность полета 40–80 сек. Взлет происходил почти незаметно. Тяга была почти равномерной. Горение ракеты было хорошо слышно. Эксцентричность тяги легко уравновешивалась рулем направлений. Полет был приятен, благодаря отсутствию вибраций и вращающего момента мотора. Следующий полет происходил с двумя 20 kg тяги ракетами, которые должны были зажигаться последовательно. Взлет произошел хорошо при помощи резинового шнура и при подъеме была зажжена первая ракета – через 1 или 2 секунды эта ракета взорвалась. Из нее вырвалось 4 kg пороху и подожгла самолет. Пилот пошел на планирование, благополучно спустился и почти уже потушил пожар, но при этом, благодаря порче изоляции, воспламенилась вторая ракета, подожгла вновь самолет и последний совершенно сгорел. Можно предположить, что взрыв первой ракеты произошел благодаря нарушению правильности забивки при тряске автомобиля. В заключение пилот делает следующие выводы: 1. Ракеты должны быть изолированы от горючих частей самолета 2. Ракеты должны быть прочно прикреплены к самолету. 3. Горящая струя не должна касаться горючих частей самолета. 4. Провода зажигания должны быть хорошо изолированы. 5. Кроме обыкновенного регулятора зажигания должен быть другой, который бы выключал ток при неправильной работе ракет. 6. Каждая ракета должна сидеть в своем стальном гнезде (гильзе] и при взрыве вылетать с гильзой назад. 7. Эти гильзы должны быть изолированы друг от друга и не нагреваться при горении соседних ракет. 8. Особенное внимание должно быть обращено на работу электрических зажигателей для предупреждения случайных контактов при аггрегате ракет. В общем полет самолета с ракетным двигателем вполне возможен, В самолете «Утка» центр тяжести ракет лежал около 1 m сзади центра тяжести самолета, и для уравновешения помещался на носу фюзеляже груз (на растоянии 2 m), который, при сгорании ракет, мог перемещаться. Длина горящей струи доходила до 1 m и присутствие ее требует специального устройства или хвоста самолета, или расположении ракет.
Другие опыты с ракетными двигателями. В 1928 г. на Тегернском озере в Германии были произведены опыты с небольшой моделью ракетного порохового двигателя. Модель поднималась на высоту 10 km (?) при максимальной скорости 211 m/sec,; предположено построить регистрирующую ракету для подъема на 150 km. В 1928 г. авиационная фирма Рааб-Катценштейн (в Касселе) в лице шеф-пилота ее Рааба вошла в соглашение с фирмой Опеля на предмет постройки а затем и полетов реактивного самолета. Для этой цели был намечен спортивный самолет марки R. К., небольшой биплан «Grasmucke» со следующими видоизменениями: он переделан в тип «Канар», с передним рулем высоты, а сзади фюзеляжа предположено устройство ракет (черт. 135 е и f). 26 мая 1928 г. близ р. Дуная инженером Бизай были произведены опыты с моделью небольшого ракетного моноплана (размах 0,8 mt). Опыты производились о-вом планеризма (Akaflugverein) в Вене. Самолет был металлический с одной ракетой фабрики Сириус, скорость была 41,7 км/ч. (по другим сведениям в нем было 24 ракеты и скорость 158 км/ч.). Подобные же опыты были сделаны с моделями в Магдебурге. В Чехословакии инж. Лёви производил опыты с реактивными повозками. Горючим служил бензин. Ракетный аэроплан по Шершевскому должен иметь следующие очертания. В нем не должно быть особой гондолы, как у обыкновенного
самолета, и все должно помещатся в крылах. Дюзы ракет располагаются сзади (черт. 137). На черт. 138 изображена схема самолета с тремя фюзеляжами, в конце которых должны быть реактивные двигатели; там же показаны и рули для поворота аппарата в безвоздушном пространстве силою давления вытекающих газов. По бокам хвостов фюзеляжей видны и рули высоты
и поворотов при полете в воздухе. Наконец по концам крыльев имеются рули бокового равновесия. В 1928 г. французский изобретатель Жан Шапеделен предложил проект и построил модель жироптера, в котором отчасти использован принцип реактивного движения (черт. 139). Аппарат состоит из гондолы на колесах. Помещенный внутри мотор (40 HP) всасывает воздух через продолговатые отверсчия в крыше, образуя разрежение, поддерживающее аппарат в воздухе. Далее воздух боковыми тюрбинами гонится вбок или взад, создавая реактивное движение вбок или вперед. Отверстия, через которые воздух втекает в аппарат, пилот может по желанию открывать и закрывать, создавая таким образом разные моменты сил, необходимые для управления аппаратом. Построенная модель в 1/10 н. в. имела в длину 48 см., в ширину 24 см., электромотор ее 1/7 Н. Р и две турбины были диаметром 15 см, и шириною 6 см. Вес ее – 750 g. При работе турбин со скоростью 7000 об. в мин. модель легко отрывалась от земли и стояла в воздухе, Ток подавался с земли по проводу. Подъемная сила была 5 kg на 1 HP.
|
|
|
|
|