ПОЛЕТ РЕАКТИВНОГО КОРАБЛЯ В ПРОСТРАНСТВЕ БЕЗВОЗДУШНОМ И ЛИШЕННОМ СИЛ ТЯГОТЕНИЯ Теория движения реактивного корабля основывается на следующих двух положениях: 1) относительная скорость извержения газов остается постоянной и 2) имеет место случай наивыгоднейшего извержения, т. е. точки приложения внешних сил, центр инерции массы лежат на векторе равнодействующей сил .реакции. Обозначим через М—полную массу корабля, V—его скорость, mr — массу пустого корабля, таа—массу горючего при начале полета, та — массу горючего, оставшуюся в известный момет. Тогда в любой момент М—тг~*-та Для f = 0 та = таа '...................(И) Поэтому для t — О Обочначим отношение масс maa: mr = q и скорость извержения газов через val тогда, по закону количеств движения имеем (mr-*— та) dV— — va dma .................(14)* Интегрируя, получаем f dv — { dma i С ..(15) J Vfi J mr -i— шя ИЛИ Z—_i (m-+.m\ + c (16) При # = 0; ma-=maa и V—Q, поэтому C=-«-lg(mr-+-maa)....................(17) и V i //Hr ~^~ /H/»/7\ /h r>\ — — Ig —------m]......................(18) va *> \ mr h— ma / Наибольшая скорость получится при ma —0. Тогда ......(19) 301 * Пропускаем элементарные выводы (форм. 13) формулы 14-ой.ТАБЛИЦА II таа _ Kmax в М/С Wen о/о т, Ч При va = 5000 м/с При va = 4000 м/с 0 0 0 0 0.1 472.5 378 8.87 0.2 910.0 728 16.55 0.3 1310 1048 22.9 0.4 1680 1344 28.2 0.5 2025 1620 32.8 0.6 2345 1876 36.7 0.7 2645 2116 40.0 0.8 2930 2344 42.9 0.9 3210 2568 45.8 1.0 3465 2772 48.0 1.5 4575 3660 55.8 2.0 5490 4392 60.3 3.0 6900 5520 63.5 4.0 8045 6436 64.7 5.0 8960 7168 64.1 6.0 9730 7784 63.0 7.0 10375 8316 61.7 8.0 10985 8788 60.5 9.0 11515 9212 58.9 10.0 11990 9592 57.6 15.0 13865 11092 51.2 20.0 15220 12 176 46.3 30.0 17 170 13736 39.3 50.0 22400 17 920 31.0 100.0 26280 21040 21.0 193.0 30038 24032 14.4 00 оо оо 0 302Обозначим через Wen — энергетический коэффициент полезного действия ракетного корабля в среде без тяжести. Он равен отношению энергии, развитой ракетным кораблем к энергии горючего Простой по существу, но продолжительный по выполнению подсчет показывает, что наибольший энерг. коэффициент равен 64.7% при отношении масс <7opt =3.997 = cv 4.....................(20) При 7 = 0 и И^ = 0 (по 19) При <7= со и Wen — Q. Данные подсчетов приведены в таблице 2* и изображены на фиг. 106. {/кт/sec Wen Umaoc Щ Скорость полета также является функцией q (уравнения 18 и 12). Рассмотренный случай полета имеет место в пространстве без тяжести, именно: 1) между солнцами млечного пути, 2) на малых планетоидах с небольшим ускорением силы тяжести и 3) в расстояниях от небесного тела приблизительно равным его радиусу. Дальнейший подсчет показывает, что при движении в среде с постоянной тяжестью, например, в сфере земного тяготения, формулы не меняются, но вводится лишь множитель в виде так называемого члена ускорений. ПОЛЕТ В БЕЗВОЗДУШНОЙ СРЕДЕ С ПОСТОЯННЫМ ТЯГОТЕНИЕМ (ЗЕМНЫМ) В среде с земным тяготением имеем вместо уравнений 12 и 19 Хим. б. з. тех. (Я) У а ~ 5000 м/с для чистых водорода и кислорода и vq — 4000 м/с для углеводорода и кислорода или эндогенных кислородных соединий. 303б. з. <22> .....(23) Здесь Ц^дин = обозначает динамический коэффициент полезного действия, Ь — ускорение реактивного корабля (см. примечание 1). В этих формулах знаки обозначают : хим. — химический фактор, б. з. — биолого-земной, и тех. — технический. Химический фактор зависит от рода горючего, места его взрыва (воздух или безвоздушное пространство) и смеси и влияет на скорость извержения. Технический фактор, — т, е. отношение масс q, влияет на прочность и на вопрос о постройке больших и легких баков, которые должны выдерживать ускорение обоих знаков (см. примечание 2). Наконец, биолого-земной фактор разделяется на два — корабельное ускорение и земное ускорение. Первое не должно превышать предела, опасного для человека (b = 5g), второе — характеризует нашу планету. Принимая b = 5g, получим для сферы земного тяготения К0 = 0,8 V } ( C28Y И^»0=^-. И^п = 0,8ГеЛ ' Примечание 1. Уравнения 21 и 22 выводятся следующим образом: Время горения определенной массы горючего не зависит от наличия среды тяготения и равно (24) где v — скорость корабля по использовании определенной массы горючего в t сек. Так как, согласно наших положений, векторы (Ь) и (g) лежат по одной линии и направлены в противоположные стороны (фиг. 107), то (Ь — g) есть относительное ускорение корабля. Эффект ускорений (кажущаяся тяжесть) будет b = b:g ........................ (25) При движении по инерции (без действия внешних сил вроде ускорения или сопротивления воздуха) 6 = 0. Обозначим через t2 — время горения всего запаса горючего, и через К„ах полученную при этом максимальную скорость. Тогда ta= Vm^\b ..................... (26 и из уравнения (24) (V^ = v.[b:(b-g)} ................. (27) 304Уравнение 27 вместе с уравнением 12 и дает уравнение 21. Аналогичные рассуждения приводят и к уравнению (22).* Примечание 2. По Циолковскому можно допустить д = 25 и даже 35. При и^дин = 0.8, следует числа таблицы II соответственно уменьшить. Из уравнений 12, 19, 21 и 22 и таблицы следует: при возрастании «^скорость увеличивается до бесконечности. Далее, при q = const., и У= const., т. е. скорость полета не зависит от абсолютного веса корабля. Скорость полета вообще, равно как и максимальная скорость, не зависят от продолжительности горения. Если b = g, то по уравнению (21) скорость в сфере тяготения (земного, если g = 9.81 м/с2) равняется нулю, независимо от количества сожженного горючего. Увеличение динамического коэф. п. д. позволяет уменьшить скорость извержения и, что еще важнее, отношение q и, благодаря этому увеличить прочность корабля (увеличивая вес конструкции). Человек мог бы перенести (по Циолковскому) ускорения и больше 5g> если его поместить в сосуд с жидкостью. При мгновенном взрыве Ь= оо> т— = 0 и динам, к. п. д. = 1 (100%). При этом скорость в среде с тяготе- нием будет равна таковой же без тяготения. Таблица II показывает, что при увеличении скорости извержения (г/а) получаются большие конечные скорости, а при равных скоростях, — меньшие q. Кроме того, с увеличением va увеличивается и Wen. Это заставляет нас применять горючее с большой скоростью извержения газов, при которой можно было по крайней мере достичь Wen или = 65% или 50 — 60% и малаго q. По интерполяции получаем, что при b = 5g, U^HH==0.8 (80%) и корабль с горючим Н и О при отлете с земли будет иметь q — со 18, а при наивыгоднейшем случае при b~4g, И7д„н = 0.75 (75%), и q = 20.5. Даль нейшее уменьшение q возможно путем применения катапульты. Подсчет показывает, что отношение масс в случае применения катапульты, будет Ута» ~ vk где Vfr — начальная скорость, полученная при помощи катапульты. На основании уравнения 3 составлена таблица III. Повидимому уравнения 22 и 21 должны, в соответствии с 27 иметь множитель не (Прим. Н. Р.). Н. Рынин. 20 305ТАБЛИЦА II ч V ~к„,<Г Г 8 max | 11 17 vk — 5 кг/с V — v , =— max A; 3 6 12 ^t = 0.8 2.31 10.0 9 = 4 8 20 т/? = 4 км/с ^max --— ^/t ~ 4 7 13 4k = 1.24 3.08 12.0 я — 4 8 30 Vfc = 3 KM/C I/ ---— • 7/ * mn; max fc 5 8 14 4k~. 1.72 4 15 q — 4 8 30 Спуск в земную атмосферу со скоростью 12 км/с представляет трудную задачу. Решение ее может быть сделано двумя способами: 1) обратной реакцией газов или 2) использованием сопротивления воздуха (или обоими способами). Подсчет показывает, что при нормальном старте, спуск при помощи реакции газов невозможен, так как даже в наивыгоднейшем случае ( Ц7ДИН = 0.8), <71=323.* В случае же катапульты дело обстоит лучше. Разные авторы применяют разные методы. Оберт, Вальер, Годдар — реакцию газов и парашют, Цандер, Циолковский — аэродинамический спуск (крылатая ракета). * Если корабль при соприкосновении с Землей должен иметь скорость 0, то для возможности такого случая при помощи реакции газов, необходимо отношение масс jr gi — (I -+— «7)2..................................(30) При малых подъемах q < 0.5 и по (30) : сц = оо 2q. Подъем с Земли и спуск на другую планету потребует: 78)-l .......................... (31) где «уд имеет смысл, аналогичный q\ для другой планеты. Посещение планеты и возвращение на землю потребует <74 = (1ч-<7)2(1-«-<7з)2-1 .......................... (32) 306Выше приведенные исследования предполагали вертикальный подъем. Но ракета может подниматься и наклонно и лететь горизонтально. При полете на большой высоте со скоростью И=^(г-ьЛ).* = 8000 м/с* (г — радиус земли, h — высота полета), центробежное ускорение -* _...... будет равно земному (фиг. 107) и вес корабля аннулируется. Не учитывая сопротивление воз— ocpt-ЛЯ г духа, получим, что горизонтальный полет (и взлет Фиг. 107. по касательной к земле) гораздо выгоднее верти- кального, так как динамический коэффициент полезного действия будет не (33) Например, при b = 5g, ( Гдиа)№ = 0.96 (96%)-** Анализ условий наклонного взлета дает динамический коэффициент полезного действия более выгодный.*** СОПРОТИВЛЕНИЕ ВОЗДУХА**** Вопрос о сопротивлении воздуха является в нашей задаче не ясным; однако, как видно из дальнейшего, он не является ее ахиллесовой пятой, так как все исследователи приходят к заключению, что сопротивление воздуха при полете космического корабля не играет' столь большой роли, как это могло бы показаться с первого взгляда и при взлете и спуске можно воспользоваться подъемной силой.***** .К этому же положению склоняются авторитеты внешней баллистики.****** * При Л — 0 эта скорость будет vm : \/2g. ** Действительно, обозначим через R=\?b2g* — горизонтальное ускорение ко- tfg2 ?2,2 .рабля. анергия в t сек. будет равна -^ — • №, соответствующая сила -=• — • fg lg При делении одного значения на другое получим (33). *** Здесь Здесь а — угол между равнодействующей сил и отвесом, a ri — ускорение корабля по наклону. **** См. статью проф. Ludwig Hopf. Uber Modellregeln und Dimensionsbetrachtungen в „Naturwissenschaften", 8 Jahrg., Heft vom Januar 1920, SS. 81—85. ***** Разделение понятий „сопротивление воздуха " и „подъемная сила" основано на том, что последнее, при более глубоком анализе, обозначает силу „ sui generis ", независя -щую от сопротивления среды. См. работы Бьеркнесов (отца и сына); Кутта, Жуковского и Прандтля. ****** См. работы Becker, Crantz, Eberhardt, Krupp, Mach, Roschdestwensky, Rothe^ JSiacci. 20* 307Циолковский, при скоростях, больше скорости звука, применяет обычный закон квадрата скоростей для определения сопротивления W = f(vf ...... .............. .....(34) и приходит к формуле, выражающей работу сопротивления воздуха.* Эта формула показывает, что при взлете 10 т ракеты (Н. О) на работу сопротивления воздуха затрачивается около 1 : 4000 части всей работы подъема. При наклонном взлете она, конечно, больше. Однако, при наклоне к горизонту в 10° она равна около 1% всей работы подъема. (Наклонный, взлет является вообще выгодным). Закон квадратов принимает и Оберт на основании данных балластики^ изменяя лишь коэффициент сопротивления Cw. При скорости v ^ 300 м/с, cw — const.** Однако он, при достижении v значения скорости звука,, бистро возрастает, и при z> = 425 м/с получает наибольшее значение (около 2.6 раз больше его значения при v с возможны лишь боковые токи. Результатом уплотнения воздуха является то, что как при v <С Су так и при v ^> с, давление пропорционально квадрату скорости. Сзади движущегося тела образуется разрежение, которое производит подсасывание при v — (давление -+— подсасывание) : (F . q) ............ (35) стремится к пределу cw = давление : (F . q) ....... ..... ........ (36) i Здесь F — площадь миделя, q — статическое давление = Q : Vs : 2, где Q — плотность воздуха. В случае космического корабля подсасывание * Циолковский дает для работы сопротивления воздуха уравнение )y . Ла — сю g . sin2 a F — площадь миделя, а — наклон траектории к горизонту, у — уд. вес воздуха на уровне моря, А — высота пбдъема, cw — коэффициент сопротивления. При вертикальном подъеме а = 90° ; sin а = 1 ; ** с — скорость звука. 308исчезает, так как пространство сзади него наполнено вырывающимися газами. Циолковский* полагает, что сопротивление воздуха при больших скоростях (v ]> с), лучше выражать в степенном ряде и можно ограничиться членом адгЛ Подъемные силы при больших скоростях исследованы еще менее. Некоторое указание дает следующая цитата из соч. Прандтля.** . . .„Мои подсчеты основываются на условиях обтекания плоских профилей с малой подъемной силой и указывают, что при таком профиле и при потоке в сжимаемой жидкости происходит такое же распределение давлений, как в несжимаемой жидкости при другом профиле, которого поперечные размеры превосходят первый в отношении 1 1/1-- У L С2 Из этого следует, что вблизи скорости звука разрыв струй происходит гораздо легче, чем при малых скоростях (см. фиг. 108). Поэтому ' -V;k& •при v < с при подсчетах можно принимать условие двухмерного потока. 14 10 5 0 • • 1 ___ „ / Фиг. 108. Опыты с моделями при таких скоростях весьма трудны. Наиболее удобны следующие исследования: тело бросают катапультой в канале повышенного давления, наполненном водой, глицерином или иной жидкостью, что и было предложено автором, Циолковским и Обертом. В Гет-тингенской лаборатории имеется подобная установка для г><с; г; — с ОСНОВЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ Материалы для постройки корабля должны соответствовать условию «го полета и в частности длительному действию температуры от абсолютного нуля до 2500 — 3000° С и давлению от 30 до 50 атмосфер. В особен- * Письмо от 11 V 1927. ** Письмо от 15 XII 1926. *** См. Albert Betz. Einfuhrung in die Theorie der Flugzeug— Tragfliige. Die Naturwis-senscKaften", 6 Jahrg. №№ 38 u. 39. SS. 557—552 и 573—578. 309ности трудные условия работы материалов в камере сгорания и в дюзе. Различают корабли без пассажиров и с пассажирами. Проекты первых предлагались Годдаром с вспышкою для освещения темной части Луны и для наблюдения этой вспышки в телескоп; так же известны проекты Гефта (Hoefft), Оберта и Циолковского, которые предлагали устройства регистрирующей ракеты с самозаписывающими инструментами. Кроме того Фиг. 109. Оберт и Циолковский предлагали ракеты и с пассажирами. Далее ракеты, различаются по роду горючего: с твердым (порохообразным) по Годдару для малого аппарата (без пассажиров) и с жидким — по предложению остальных исследователей. Последние предлагают или одну камеру сгорания и одну дюзу (Циолковский, Цандер) или несколько (Оберт). Оберт Фиг. ПО. предлагает составную ракету, отсеки которой, по использовании части горючего, отпадают, пассажирская же каюта спускается на парашюте-Вопрос о крылатом корабле еще остается не выясненным, так как его целесообразность не оправдана подсчетами и автор этого проекта (Цандер — Москва) не опубликовал своих исследований. Конструкции Оберта, Оберта-Вальера и Циолковского в общем сходны, и корпус их кораблей испытывает усилия на изгиб как в мягких дирижаблях (Парсеваля) благодаря внутреннему давлению. Ракета Циолковского состоит (фиг. 109) из вере- 310тенообразного стального корпуса с двойными стенками и с вакуумом между ними (как в термосах). Большие баки с горючим располагаются вокруг единственной большой центральной камеры сгорания и слабо конической (с углом раствора 8—10°) дюзой. Горючее, имеющее температуру абсолютного нуля, нагнетается насосами в камеру сгорания (по Циолковскому это очень простые помпы) и зажигается электрической искрой. Фиг. 111. Управление достигается или при помощи руля, помещенного в потоке газа или перемещением масс, изменяющих положение центра тяжести. Массы передвигаются с помощью электрического серво-мотора. Управление рулями регулируется при помощи перископа, получающего направляющие лучи солнца или звезд и передающих их соленоидам. Фиг. 112. Двойная ракета Оберта схематически изображена на фиг. 110. Горючее поступает через ряд распылителей в камеру сгорания и оттуда, через Лавалеобразные дюзы в пространство. Нижняя ракета использует спирт, воду и кислород; верхняя—чистые Н и О. В качестве материала для корпуса спиртовой ракеты Оберт предлагает сплав алюминия (уд. вес 3, сопротивление растяжению 30—32 кг/мм2), для баков с кислородом — медь и свинец, и для ракеты Н. О — свинец, медь и мягкое железо. Управление производится при помощи плавников и регулирования горения. Ракеты без пассажиров управляются автоматически. 311Вариант ракеты Оберта представляет конструкция Оберта-Вальера ^фиг. 111). В ней камеры расположены посередине корабля вокруг ахтер-штевня с рулями и занимают около 80% площади миделя. Следуя от носа к корме увидим: отделяющийся нос с парашютом. На носу имеются две линцеобразные пассажирские каюты с центральным проходом. Большие баки с горючим, 8 камер сгорания, рулевой стержень, в нем еще баки с горючим и, наконец, оперение. В камере сгорания видна система труб, {фиг. 112) подводящих горючее, сотообразные дюзы, трубы охлаждения, которые предохраняют оболочку камеры. ЗАКЛЮЧЕНИЕ В настоящее время единственным средством полета в мировое пространство является реактивный аппарат. Вопрос назрел и его физические и психические условия таковы, что надо думать о его практическом осуществлении. История развития его еще молода. Принципиально реактивный корабль возможен, его динамическая теория ясна, вопросы же сопротивления воздуха, материалов, конструкции еще не вполне решены. Главнейшие типы ракет: Оберта, Годдара, Циолковского достаточно разработаны в деталях, а практическое их осуществление зависит лишь от денег. Реактивный корабль должен быть осуществлен, так как он поможет человечеству разрешить ряд научных вопросов. ПРИБАВЛЕНИЕ Добавим несколько сведений справочного характера. 1. Доктор Франц Гёфт (Hoefft) (Вена) строит в настоящее время первую ракету для исследования с автоматическим оборудованием. Длины: 1.2 м, диаметр — 0.3 м, удлинение -^=4, М=30кг; /яаа = 22кг, тг = 8 кг; ^ = 2.75, высота подъема Л = 100|км, горючее Ни-О. Спуск при помощи парашюта. 2. Циолковский делает первые опыты с моделями. Результаты появятся в печати вероятно летом 1928 г. 3. Др. Инж. Россман, ассистент проф. Кранца, читал в Шарлоттен-бургском политехникуме (Берлин) лекции о реактивных кораблях и ссылался на работы Годдара, Оберта и Циолковского. Его теория сопротивления воздуха возбуждает возражения. В интегрировании уравнений движения коробля с учетом сопротивления воздуха работают профессора Н. Reissner и G. Hamel. 4. Профессор Оберт пишет мне (29 дек. 1926 г.) „Идея испытания моделей с катапультой кажется мне очень хорошей. Ваши результаты опытов с малыми моделями в плотном воздухе хотя и не совсем приложимы 312к большим машинам, летящим в разреженной атмосфере, но лучше это иметь, чем ничего". Далее Оберт утверждает, что теория и постройка реактивного корабля (ракеты) проще, чем реактивного самолета. 5. Далее идет вопрос о „реактивном самолете". Мною обрабатывается теория его для Вальера. 6. Проект реактивных моторов для моноплана Юнкерса (J. 24) и нового легкого самолета (соединение 20-сильных самолетов Клемма-Даймлера) — невозможен. Каждая скорость соответствует определенному наивыгоднейшему очертанию крыла в плане и в профиле, и для скоростей, больших скорости звука, еще необходимо производить исследования. 7. Большие исследования Р. Годдара и Р. Ладемана (Берлин) будут «ще опубликованы.ЮЛИУС КУНЦ , Инженер Юлиус Кунц в журнале „Die Rakete" (15 Januar 1928) дает пример решения нескольких простейших задач на полет ракеты, причем исходным пунктом ему служит положение, что ракета достигла высоты 1600 км над уровнем моря и обладает космической скоростью 10000 м/с, достаточной, чтобы перелететь нейтральный слой между Землею и Луной. Задачи по теории ракетного полета на Луну 7 задача. Каково должно быть ускорение (у) в пункте на высоте S= 1600 км, чтобы масса т могла здесь иметь скорость v = 10 000 м/с.? Решение. У ~ 2S ~ 2. 1,6 .106 = 31,25 м/с. * 2 задача. В какое время она разовьет такое ускорение? Решение. _ г>__10000_оОП = ^Г==Ж25" = 5 задача. Какая необходима сила Р, чтобы сообщить массе т ускорение 31,25 м/с? Решение. Р=т. 7 = 31,25 м. Если 1000 то />= . 31 . 25 =3185,5 кг. 4 задача. Какова должна быть сила, которая преодолела бы силу притяжения при взлете ракеты весом 1000 кг, от уровня моря до высоты 1600 км? 315Решение. Вес ракеты у уровня моря —1000 кг. Вес ракеты на высоте 1600 км—0,64% от 1000 кг, т. е. 640 кг. Принимая в среднем и с запасом этот вес 1000 кг. и учитывая результат задачи 3, получаем полную силу 3185,5 -*— 1000-н4185,4 кг. Примечание. Кунц сопротивлением воздуха пренебрегает, считая его малым. 5 задача. Где находится нейтральная зона притяжений Луны и Земли ? Решение. Обозначая расстояние этой точки от центров Земли и Луны соответственно через R и г и принимая в среднем расстояние Луны от Земли равным R -*— г — 384 000 км, а массу М1 Луны = gj массы М Земли, имеем kM__kMi_ kM f&" Г2 ~— 81г2 — = •— = 81; R = 9r; г = 38400км; > /? — 345 600 км (здесь k — постоянная тяготения). 6 задача. Какую скорость будет иметь масса, подверженная притяжению Луны и Земли: а) в нейтральной точке N, и Ь) при падении на Луну, если она на высоте 1600 км над уровнем моря, имела скорость 10 000 м/с? (фиг. ИЗ). Решение. Обозначим расстояние от Земли до Луны R = 384 . 108 см, массу Земли: М= 6064 .1024 гр, массу Луны Мг — от' постоянную тяготения 1с=66ЛО~9, расстояние движущейся точки С от центра Земли в некоторый момент через S. При этом ускорение земного притяжения будет отрицательным, а Луны — положительным. Полное ускорение будет _ kM dt* S* 81 (R — dS_p.d*S_dP_P.dP_ . Г1 1 И «ft ~ ' dtz ~~ dt ~ dS n L^2 81 (R — S)2J При интегрировании получим S 81 (R и, окончательно, скорость 316 Р="— = Л 2kM ~ -i-C /— ,. •/ ^И815(Я —S) ^'Определение постоянной С. Постоянная С определяется из условия, что для »S=7970 . 10е см. ~ = 10 000 м/с = 106 см/с. Поэтому 1012 — откуда 81 . 384 . 10^ — 80 . 7970 . 10* 81 . 7970 '. 10— ! (384 . 108 — 7970 . С=— 0,406. 1010. Поэтому скорость ——1/ Л л У 81 'R ~ О 4П6 1 П10 u,4Uo . iu а) Скорость в нейтральной точке. Для этого случая 5= 345,6. 108 см; R — 5=38,4. 108 см. — — Л/ 2kM 81 ' Л — У _ и>^ 81 . 34^,6 . 108 . 38,4 . 108 = 1,473 . 105 см/с = 1473 м/с. Ь) Скорость при падении на Луну. 5=382,264 . 108(см. чертеж); R — 5=1,736 . 108 см; 81 . 384 . 108 — 80 . 382,264 . 108 ____0406 1010 = 81 . 1,736 . 10» . 382,264 . 1Q8 = 2,713 . 105 см/с = 2713 м/с (в предположении, что Луна не имеет атмосферы). 7 задача. Определить время полета массы ш: а) на пути с места на высоте 1600 км над уровнем моря до нейтральной точки и б) оттуда до поверхности Луны. Решение. Исходя из формулы для скорости имеем откуда время ? — 81 R — 80.У S1S(R~S)' 317Решение этого интеграла сложно. Проще решить его приближенно-(до У2%) пользуясь графиком скоростей (фиг. 114). Принимаем для каждого промежутка между ординатами скоростей скорость равной средней Фяг. 113. S*?L"-------------------_ — 337630 КП^- зоо b Q &0~Й? 3&6644i II Фиг. 114. между ними и постоянной. Делим соответственный путь на эту скорость и, таким образом, получаем время прохождения этого участка. Сумма таких времен и даст полное время полета. a) Время полета от точки на высоте 1600 км над уровнем моря до ней- . тральной точки 155830 с...... b) Тоже от нейтральной точки до поверхности 22 546 с........ c) Тоже от поверхности Земли до точки на высоте 1600 км над уровнем моря (см. 2) 320 с............ 43 6 * 5 10 46 20 Всего . . . 178696 с . 49 38 16 Если в нейтральной точке тело будет иметь скорость 1000 м/с, то, при подходе к Луне, оно будет иметь скорость 2493 м/с, а максимальная скорость его будет 9944 м/с. Если же в нейтральной точке скорость его будет 0, то при подходе к Луне она будет 2284 м/с, а максимальная — 9892 м/с. Все предыдущие задачи решены для случая, что масса начинает свое движение над земным полюсом. При отправлении же с другой точки следует учесть скорость вращения Земли, но и тогда максимальная скорость, как показывает подсчет, незначительно изменится. 318 --------------I Г. ПИРКЭ Гвидо Пиркэ (Ingenieur Guido von Pirquet). Родился в 1880 году в замке Гирштеттен, помещик; учился сначала в реальной школе, а затем J Фиг. 115. Г. Пиркэ. в Высшей Технической школе в Вене (машинное отделение) и в Граце. Самостоятельно занимался астрономией и другими научными вопросами, служил в испытательном комитете по изобретениям и секретарем О-ва по исследованию высших слоев атмосферы в Вене. Написал ряд работ, •относящихся к межпланетным сообщениям. 319К. ДЕБУС Карл Дебус (Dr. Karl Debus). Родился 10 сент. 1891 г. в Лейштатдте (Рейнпфальц). Учился в гимназии в Бад-Дюркгейме, Шпейере и Людвигс- Фиг. 116. К. Дебус. гафене (Рейн), далее продолжал образование в Мюнхене и Вюрцбурге. С 1915 по 1918 г. принимал участие в мировой войне; за последние годы писал в газетах и журналах в особенности по вопросам Земли, как мирового тела. Н. Рынин. 21 321В. ЛЕИ Вилли Лей (Willy Ley). Родился 2 октября 1906 г. в Берлине и там же учился в реальной школе, но выпускных экзаменов не сдал по бо- Фиг. 117. В. Лей. лезни. Служил в банке до 1926 г., а затем занялся литературой. Изучал биологию и астрономию. В 1926 г. издал свое сочинение „Полет в мировое пространство" и написал ряд статей по палеонтологии, астрономии и реактивному полету. 323МОРИС РУА Горный инженер, профессор в Госуд. Школе Путей Сообщения (Париж) Реактивное движение* Про всякую систему движения, возникающую в жидкости, можно оказать, что она вызывает реакцию. Двигающую реакцию (отдачу) можно получить или посредством механического двигателя, действующего в этой жидкой среде, или же путем выбрасывания из движимой системы назад известного количества движения. К первому устройству относится классический винт (пропеллер), ко второму — обыкновенная ракета. Таким образом, оба эти двигателя являются в известном смысле, реактивными двигателями. Однако, согласно общепринятой терминологии, название „реактивных" двигателей присвоено преимущественно двигателям извержения (или извергающим жидкую струю в окружающую среду). Наиболее известными примерами подобных двигателей являются пиротехническая ракета и гидравлический турникет. В своем докладе я намерен остановиться на двигателях именно этого типа. При этом позволю себе заметить, что по этому вопросу здесь уже был прочитан доклад, вслед за которым возникли весьма интересные прения. На одном крайне существенном пункте обсуждавшемся во время этих прений, мне придется сейчас остановиться. Хотя ракета и очень давнего изобретения, однако, она всегда много говорила воображению изобретателей. О ракетах говорилось не только в связи с межпланетными путешествиями, при которых они являются единственным возможным средством передвижения, но также и для полетов в воздухе, как о том свидетельствуют недавние опыты в этом направлении. Согласно проектам изобретателей, ракетный двигатель может быть устроен или как обыкновенная взрывная ракета, или же работать на жидком горючем, производя извержение отработанных газов. * Доклад, прочитанный во французском о-ве Воздухоплавания на заседании 2911930 г. (Перевод из „La Technique Aeronautique " от 15 января 1930 г.) 325