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).
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.
Черт. 124. Диаграмма тяги ракеты.
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.
Черт. 125. Опыты с ракетами в Бреслау.
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:
Тут я пропустил 1страницу вычислений
Максимальная скорость, которую может получить ракета при учете земного притяжения, будет:
Поэтому полная высота подъема, без учета сопротивления воздуха будет:
Определим скорость (с) извержения газов:
При более совершенной дюзе получим подобную скорость равной 1800 m/sec и даже более (по Годдару), и тогда скорость v будет:
h= 1770 m
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.
Черт. 126. Реактивный станок Вальера.
Проблемой космических полетов он увлекался с ранних лет, в 1927 г. основал журнал „Die Rakete" и О-во Межпланетных сообщений.
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
Черт. 127. Диаграммы работы ракеты по Вальеру.
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.
Черт. 128. Диаграммы работы ракеты.
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).
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 RH II—подобна предыдущей, но с пороховым зарядом.
Ракета RH III.—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 RH IV—подобна RH III и предназначается для переброски почты на земле (с применением парашюта).
Ракеты RH III 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 RH V, 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: RH VI, 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 RH VI, 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,
Черт. 130. Ракета Геффта PH V.
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 RH V в t. при взлете с ускорением 30 m/sec 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
Черт. 131. Обстоятельства взлета ракеты Геффта PHV.
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. (RH V). Средний чертеж представляет изгиб земной поверхности, траекторию полета с тормажением на протяжении 1800 km в 5 минут (по формуле
Черт. 132. Спуск ракеты Геффта
Черт. 133- Составная ракета Геффта.
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 RH V при этомдостигнет 27,6 km/sec.
| Данные ракет. | RH VI | RH Vll. |
| Число ракет | 2 | 2 |
| Длина ....m | 26,4 | 32,5 |
| Ширина | 17,6 | 21,6 |
| Высота | 3,3 | 4 |
| Вес при взлете: | ||
| всей... t | 300 | 600 |
| головной ....... t | 3 | 3 |
| в конце работы вспомогательной ...t | 60 | 60 |
| в начале полета головной . ..t | 30 | 30 |
| Скорость при | ||
| отпадении вспомогательной ракеты 4.1,6....km/sec | 6,4 | 4.2,3=9,2 |
| головной 4.2,3....km/sec | 9,2 | 4.2,3=9,2 |
| полная km/sec | 15,6 | 18,4 |
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 м2, посадочная скорость—34,7m/sec,
Черт. 134. Ракета Геффта.
далее
назад