В последнем случае необходимый для горения воздух заимствуется ракетой из окружающей атмосферы; к этому количеству могут иногда прибавляться еще более или менее значительные излишки воздуха. Если же реакция, испытываемая ракетой не применяется непосредственно для того, чтобы привести в движение какую-нибудь систему/ а вместо этого ракета помещается на конце вращающегося стержня таким образом, чтобы получилась периферическая реакция, то мы получим настоящий газовый турникет, представляющий собой двигатель, который может приводить в действие любой механический двигатель. Этот принцип,— излюбленный принцип многочисленных изобретателей газовых турбин,— мы встречаем также и в устройстве, известном под названием реактивного пропеллера и разработанном некоторыми изобретателями. В этом устройстве пропеллер приводится в действие выбрасыванием в соответствующем направлении ракет, расположенных на конце лопастей. Между всеми этими системами тяговых двигателей, какими бы различными они не казались на первый взгляд, существует однако, большая аналогия; к ним также примыкает и классическая винто-моторная система. На самом деле, все эти двигатели основаны на сгорании взрывчатого вещества или взрывчатой смеси, с целью во-первых, производить извержение газовой струи через подвижное или неподвижное отверстие, прямая реакция которого может дать полезный эффе'кт движения, а во-вторых, с целью, по желанию, производить на вал механическое воздействие, превращаемое пропеллером в полезную работу движения. Можно провести сравнение между этими системами, установив принципы, на основании которых мы будем их сравнивать. Здесь я ограничусь рассмотрением их с точки зрения их коэффициентов полезного действия. Но сначала необходимо точно определить этот коэффициент и установить для него выражение. Общая схема рассматриваемых нами систем изображена на фиг. 118» Воздух, заимствуемый из окружающей атмосферы, поступает в аппарат через неподвижное осевое отверстие Л, направленное вперед. Запасы горючего находятся на борту. Воздух и горючее, при прохождении череа аппарат, подвергаются известным физическим и химическим изменениям, главными моментами которых являются сжатие, сгорание и взрыв. Эти термо-динамические изменения происходят частично в тепловом двигателе (термическом моторе) М, частично во вращательном аппарате или турбине Т. Турбина Т соединена с мотором М и может, смотря по надобности, быть приведена в действие последним, или же, наоборот, приводить его в действие (в последнем случае мотор М будет представлять собой, точно говоря, приемник). Турбина Т извергает газы в атмосферу через отверстия, направленные назад и перпендикулярно своей абсолютной траектории, которая является спиральной. Турбина Т приводит в действие пропеллер Н, с которым она может быть слита, как например в устройстве, изображенном на нашем рисунке* 326Как видно, эта общая схема заключает в себе в виде частных применений, все рассмотренные выше системы, и, кроме того, еще и классическую винто-моторную. Чтобы получить эту последнюю, нужно только вообразить себе, что роль турбины Т сведена к простой трансмиссии (передаче) движения от мотора М на винт. Тогда эта часть аппарата будет автоматически останавливаться картером мотора и, благодаря тому, что извержение газов происходит из неподвижного отверстия, снова придаст авиационному мотору его нормальное очертание. Чтобы получить ракетный двигатель нужно только сделать турбину Т неподвижной и совсем уничтожить пропеллер //. Тогда работа мотора М не будет передаваться наружу и извержение газов будет происходить, как и следует логически, уже после того, как они выйдут из мотора, в задней части группы, как это происходит в обыкновенной ракете. Для получения взрывной ракеты, не поглощающей наружный воздух, нужно только уничтожить отверстие А. Чтобы получить чисто-реактивный пропеллер, следует только выбросить мотор М; тогда сжатие будет происходить в полых (пустотелых, выдолбленных) лопастях пропеллера, а сгорание в камере сгорания, помещенной на вершине лопасти и питающей трубки для газов ракет, прямая реакция которых приводит пропеллер в движение. Кроме того, само собой ясно, что предыдущая схема дает возможность сконструировать еще множество других тяговых двигателей, представляющих собой непрерывный ряд комбинаций из тех же элементов — ряд, на концах которого окажутся частные случаи, только что нами рассмотренные. Что мы понимаем под общим коэффициентом полезного действия каждой из этих групп тяговых двигателей? Сначала следует дать определение, хотя и произвольное, но насколько возможно логическое, во-первых полезного эффекта тяги, а во-вторых — расхода, за счет которого совершается это полезное действие. Если бы движение буксируемой группы происходило идеальным образом, в упрощенной форме, при которой не требовалось бы наличия тягового двигателя, ее аэродинамическое сопротивление было бы равно R, а мощность, необходимая для того, чтобы двигать ее со скоростью V, была бы равна R V. Во время действия тягового двигателя тяговое усилие, которое он производит при скорости У, уравновешивает фактическое сопротивление буксирной группы, при чем на последнюю влияет присутствие тягового двигателя и его работа. Пусть это истинное усилие тяги будет R'. Устанавливаем R = R'(\ -не). Коэффициент е, обычно положительный и небольшой, представляет при рассматриваемом нами режиме, общее влияние тягового двигателя на сопротивление, которое должно быть преодолено. ** 327Мощность производимого движения будет R' V, но мы возьмем выражение R V, как меру полезной мощности, независимо от того, какой системы нами взят тяговой двигатель. Тяговый двигатель, чтобы дать полезную мощность К V, расходует т кг/с горючего, калорийная (калорифическая) мощность которого равна /,.* Его чистый коэффициент полезного действия будет ri V mL Это отношение может быть разложено на два, чтобы яснее выявить роль термодинамического преобразования, которому подвергаются воздух и горючее. Известно, что это преобразование обычно характеризуется так наз. термическим коэффициентом полезного действия. Этот коэффициент может быть определен, как отношение к калорийной мощности той эффективной (полезной) работы, которую дало бы то же самое преобразование, если бы оно происходило при одинаковом обмене теплоты с наружной средой и при одинаковом пассивном сопротивлении в обыкновенном неподвижном двигателе. Установим, ввиде определения, что чистый коэффициент полезного действия тягового двигателя есть произведение его термического коэффициента полезного действия на выражение, которое мы назовем коэффициентом полезного действия двигателя. Отсюда мы имеем R' V откуда, согласно нашему определению, ri V Р т . щъ . L Вернемся к общему коэффициенту полезного действия. Этот коэффициент равен отношению между полезным действием, измеряемым согласно общепринятому обычаю, посредством R V— R' V(\ — s), и расходом, за счет которого происходит это полезное действие. Согласно общепринятому обычаю, за меру расхода берется калорийная мощность (mL) веса израсходованного горючего. Я буду придерживаться этого условного обозначения, но ниже докажу, что оно приводит нас к заключению, на первый взгляд парадоксальному. * Я исхожу из предположения, что берутся единицы, имеющие связь друг с другом, и, в частности, что количества теплоты или работы выражены в одних и тех же единицах. За единицу массы здесь взят килограмм. 328 *Таким образом мы можем написать Эта формула, являющаяся результатом принятых нами определений, имеет то теоретическое преимущество, что ясно выявляет три следующие фактора совершенно разнородного характера: 1. Влияние (е) тягового двигателя на преодолеваемое сопротивление. 2. Качество (nth) термодинамического преобразования, претерпеваемого активными телами (воздухом и горючим) при прохождении их через аппарат. 3. Коэффициент полезного действия г) двигателя. Фиг. 118. t Теперь посмотрим, каким образом можно вычислить общий коэффи циент полезного действия какой-нибудь r-руппы, из числа изображенны: в общей схеме на фиг. 118. Тяговое усилие R' следует расчитывать путем приложения к групп* и к содержимым в ней телам (воздуху и горючему) в течение известног периода его движения (хода), которое предполагается периодически* теоремы количеств движения в проекции в направлении передачи V. Сюд должны входить сопротивление неподвижного корпуса аппарата, напор ил тяга лопастей пропеллера, сопротивление ракетных оболочек, и наконец толчок давлений, действующих на входное и выходное отверстие, а така и количества движения, теряемые впереди мотора и восстанавливаешь позади него. Путем рассуждений, не трудных для понимания, но довольно слоз ных, легко доказать, что можно вообще говоря, не принимать во вниман! аэродинамическое сопротивление ракетных оболочек (тел полых с отве стиями), и включить в тягу пропеллера сопротивление собственно корпусе 329которые, до известной степени, составляют оболочку и фюзелаж его оси (ступицы). С другой стороны приложение теоремы кинетических моментов вокруг оси пропеллера к описанной выше системе даст нам второе отношение, из которого мы узнаем мощность поглощаемую оказывающим сопротивление аэродинамической парой сил сопротивления винта. Эта мощность связана с полезной мощностью тяги означенного пропеллера через посредство коэффициента полезного действия f]th этого пропеллера, определенного общепринятым способом, и ставшего ныне общеизвестным характеристическим признаком воздушных винтов. Составленные таким образом уравнения вводят сюда, кроме того, механическую мощность, передаваемую мотором М турбине Т, которая. в теории, отождествляется с пропеллером //. Эту мощность удобно рассматривать, как определенную дробь А эффективной работы термодинамического преобразования израсходованных активных тел. Таким образом она укладывается в формулу A.m. v)th . L. Чтобы определить относительную скорость извержения газов, которая является *весьма важным неизвестным, нужно только взять еще одно (третье) отношение из закона сохранения энергии, путем приложения его при тех же условиях, при каких были приложены нами упомянутые выше теоремы. Не входя в подробности этих вычислений, не представляющих никакой трудности, при которых мне пришлось сделать лишь несколько предположений, не имеющих особого значения, я ограничусь указанием, что мы в результате их, получаем следующие формулы В этих формулах r]th, А и rjh имеют указанное нами выше значение. Параметр а представляет собой отношение — — ? где а обозначает вес воздуха, поглощаемого аппаратом в то время, которое требуется на расходование 1 кг горючего. Угол fte является углом, образуемым конечной скоростью (равнодействующей скорости) ракеты с ее скоростью передачи. Когда ракета помещается на конце лопасти, tg— /?ее представляет собой функциональный пара- Ue метр -рг пропеллера. Наконец, параметр q обозначается выражением 9~~т/а ' Этот пара- метр имеет, как мы увидим дальше, очень большое значение. Приведенное выше уравнение значительно упрощается, когда величина а является достаточно большой по отношению к единице, что именно 330и бывает во всех моторах, работающих на жидком горючем, если только имеется хотя бы небольшой избыток воздуха. Тогда мы можем приравнять а к единице, благодаря чему получаем (1 — А) щ= Применим это уравнение непосредственно для сравнения различных групп, характеризуемых одинаковым значением q и имеющих пропеллеры с одинаковым коэффициентом полезного действия ; эти группы отличаются друг от друга только количеством А термодинамической работы, производимой двигателем и передаваемой или на пропеллер, или посредством -у действия пропеллера. В случае А = 1 мы имеем обыкновенную винто-моторную группу. В случае А = 0 мы имеем чисто реактивную ракету уже в себе самой заключающую двигатель. На фиг. 119 и 120 показаны примерные колебания A, r)th, (I —A)^ и наконец ^„, когда А колеблется от 0 до 1 при различных значениях -у и при значении q = 50, взятом как некоторый отправной пункт для рассуждений. 331Это значение мы получаем в том случае, когда имеем = 11,000 км/кг У =117 м/сек = 420 км/час. Условия, характеризующие авиационный мотор очень высокого качества и самолет с большой скоростью. 0,25 0,5 Фиг. 120. 0,75 WO Изучение кривых, изображающих г) является в особенности поучительным. При рассмотрении их сразу становится очевидным следующее: если, как в рассматриваемом нами случае, предполагается, что q и r\th являются постоянными, то выгоднее стремиться к тому, чтобы А как можно больше удалилось от 0 и приблизилось к 1. Я мог бы привести еще целый ряд примеров, доказывающих, что при всех значениях параметра q, представляющих интерес для авиации и осуществимых в настоящее время, только что выведенное нами заключение остается правильным. 332 А -*•Этим мы приходим к выводу о полной непригодности чисто-реактивного пропеллера по сравнению с классической винто-моторной группой в тех условиях, которые мы себе поставили, т. е. если значение отношения будет постоянным, а термический коэффициент полезного действия — одинаковым. Чтобы избегнуть этого неблагоприятного заключения, нужно иметь возможность оперировать в случае реактивного пропеллера, или с очень малыми значениями q, или с более выгодными значениями термического коэффициента полезного действия г^л (ц который увеличивается вместе с rjth несмотря на то, что q, которое также увеличивается, тем самым заставляет уменьшаться ^„). Между тем, само собою очевидно, что чисто-реактивный двигатель подобным условиям не подчиняется. На самом деле, такой пропеллер может дать сжатие гораздо менее значительное, чем обыкновенный авиационный мотор. С другой стороны, этот пропеллер не может работать на сильно разбавленной горючей смеси, вследствие того, что каналы сжатия внутри лопастей у него очень узкие. Впрочем, я мимоходом замечу, что, быть может, оказалось бы возможным получить немного более высокий, — сравнительно с классической винто-моторной группой — общий коэффициент полезного действия, взяв пропеллер с частичной реакцией. Того же результата можно было достигнуть наверняка, если бы удалось повысить термический коэффициент полезного действия всей группы в целом, не слишком понижая при этом коэффициент полезного действия самого двигателя. Для этого нужно было бы извергать отработанные газы мотора через трубки, помещенные на вершине лопастей пропеллера, т. е., другими словами, использовать самый пропеллер в качестве прибора, извергающего отработанные газы. Возможность осуществления со временем такого устройства отнюдь не представляется химерической и этот вопрос мог бы стать отправным пунктом для весьма интересных, по крайней мере с теоретической точки зрения, работ. Рассмотрим теперь другой случай, гораздо более заманчивый для изобретателей, а именно, случай двигателя прямой реакции или собственно ракеты. Раньше, чем рассматривать случай ракеты, работающей на жидком горючем, обратимся к взрывной ракете. Для подобной ракеты приведенные выше общие формулы значительно упрощаются путем приравнения А = 0 и а = 0. Тогда получаем 333Эти формулы могут быть выведены непосредственно на основании следующих рассуждений. Используемая часть mr)th . L энергии горючего превращается в относительную кинетическую энергию ти-у Реакция извержения имеет значение mw, а мощность порождаемая этой реакцией, т. е. полезная мощность, будет, если пренебречь внутренней работой двигателя (в = 0) К IV w2 IV т = — • m -^— = — • mrtth L. •w 2. w "* Отсюда получаем общий коэффициент полезного действия IV О 2К 20/ ото доказывает, что »?/• =—•> а так как ог = 2я,/. L, то ** ' Ч w j i in у \ и Выражаемые этими формулами коэффициенты полезного действия возрастают до бесконечности вместе с У. А между тем в рациональное понятие коэффициента полезного действия уже включается невозможность превысить единицу. Однако парадокс, с которым мы столкнулись, является лишь кажущимся и его легко устранить. Мы пришли к нему, как я уже подчеркивал в начале этой статьи, лишь вследствие того, что взяли за меру расхода мощности при движении калорийную мощность mL, — обстоятельство, на которое подчас не обращают должного внимания. Между тем mL выражает лишь часть этого расхода. На самом деле, абсолютная энергия, заключающаяся теоретически в единице массы горючего (если взять за Т/9, единицу массы 1 кг), будет не L, a L -+— -у (калорийная мощность -*— абсолютная кинетическая энергия). Если мы примем этот факт во внимание при вычислении знаменателя общего коэффициента полезного действия, то этот коэффициент получит несколько иное выражение, а именно (для упрощения предполагая по прежнему €==0) __ mwV mL -#— m -fr- 334V При mzu = 2m^tflL, откуда выводим, отбросив w В этом виде, щ„ уже не будет больше возрастать до бесконечности вместе с V. Если мы предположим, что r)th — величина постоянная, то щд достигает, при y=\/2r)thL, максимума, равного \/^fA, т. е. величины, которая всегда будет меньше единицы. Каковы же поддающиеся учету (вычислению) значения общего коэффициента полезного действия г)д? Данные выше формулы позволяют нам легко их вычислить. Для этого достаточно вычислить значения f]th и L. Термический коэффициент полезного действия взрывной ракеты находится в зависимости от давления, вызываемого сгоранием и от совершенства устройства взрывных трубок. Из вычислений видно, что даже при самых благоприятных предположениях относительно сопротивления (поведения) стенок камеры сгорания и трубок, этот коэффициент вряд ли может превысить 45 — 50%. Значения L будут гораздо меньше при пользовании взрывчатыми веществами, чем при пользовании каким-либо из известных нам до сих пор жидких горючих, так как 1 кг взрывчатого вещества заключает в себе, кроме самого горючего вещества (атомов СН ...) еще и сжигающее вещество (О2). Так мы имеем Для нефти: 1 = 10000—11000 км/кг. „ черного пороха: L = 650 км/кг. „ коллоидального пороха или пороха B:L = 12QO км/кг. Ниже мы приводим значения общего коэффициента полезного действия пороха В при различных условиях. V — 40 м/с (144 км/час) ................. m = 0.40 m = o.60 rtg = 0.016 fig — 0.048 Ъд = 0,080 fig = 0.019 vj0 = 0,058 »10 = 0.098 V — 120 м/с (432 км/час) ............. V — 200 м/с (720 км/час) . , ............... На практике же при скоростях, равных 700 км/час., нельзя расчитывать получить общий коэффициент полезного действия равный хотя бы 8°/0, между тем как существующие в настоящее время моторы и пропеллеры сплошь и рядом имеют общий коэффициент полезного действия равный 15-22%. Не трудно вычислить ту скорость передачи, начиная с которой ракета будет эффективнее обычной винто-моторной группы. Это будет скорость 335порядка 1200 — 1600 км/час., в зависимости от того, какой будет взят для нее порох — черный или коллоидальный. Кроме малого коэффициента полезного действия тяги, взрывная ракета имеет еще один недостаток, влияющий на ее скорость, а именно -значительный вес горючего, зависящий от только что упомянутого малого коэффициента полезного действия, а также от незначительной калорийной мощности. Вследствие этих весьма существенных недостатков, взрывная ракета теряет для нас всякий интерес в качестве аппарата для буксирования самолетов; она может быть применена для этой цели лишь при скоростях в 1000 — 1500 км/час, и выше. Здесь я позволю себе заметить, что изучение ракетных двигателей выдвигает множество крайне интересных в техническом отношении вопросов по внутренней баллистике — вопросов, разработанных во время минувшей войны некоторыми французскими учеными. Первым в ряду имен этих ученых должно стоять славное имя бывшего председателя нашего Общества, Огюста Рато. Так как взрывная ракета не может быть в настоящее время использована для полетов в воздухе, нам остается только рассмотреть ракету, работающую на жидком горючем. Эта ракета может мыслиться как двигатель внутреннего сгорания с сильно сокращенным взрывом, так, чтобы работа газов в моторе точна компенсировала работу, идущую на предварительное сжатие карбюрован-ной смеси или воздуха, потребного для сгорания. Выход газов под высоким давлением регулируется соответствующими трубками, превращающими этот выход в правильное извержение, прямая реакция которого и вызывает тяговое усилие. Приведенные нами выше общие уравнения применимы и в этом случае. Следует только взять Л = 0, tg /? — 0, и тогда, как только получится достаточно большой излишек воздуха в горючей смеси, можно будет приравнять а к единице. Таким путем мы получим следующие весьма простые формулы Коэффициент полезного действия двигателя Y\r возрастает постоянно, стремясь к единице по мере уменьшения q и стремления его к 0. Этот * коэффициент зависит исключительно от параметра <7==~ра" Возвращаясь к тому выражению ^fl, в которое термический коэффициент полезного действия 1](J входит два раза, мы видим, что для того,, чтобы увеличить r)(J следует увеличить V. 336Как и всегда, двигатель прямой реакции становится тем более интересным, чем больше скорость тяги, о которой идет речь. Самым важным является вопрос, о возрастании величины а, т. е. веса воздуха, на который действует двигатель на 1 кг расходуемого горючего. Именно этот вопрос, непосредственно связанный с вопросом об усовершенствовании ракет посредством эжекторов (trompe), и обсуждался во время того научного спора, о котором я упомянул выше. Между тем, не трудно доказать, что увеличение расхода горючего (пропускной способности) в двигателе является безусловно выгодным. Не будем принимать во внимание при расчете этого расхода отношение между массой горючего и массой воздуха. В этом и состоит наша гипотеза а = 1, вполне допустимая, если только имеется сколько нибудь значительное разжижение. Предположим, что состояние жидкостей и скорости их одинаковы, как у входа, так и у выхода из двигателя. Усилие тяги (если мы не примем во внимание коэффициент влияния е) будет равно возрастанию количества движения относительно массы (та) жидкости, т. е. при прохождении последней через двигатель, будет равно та(ш— V). Полезная мощность равна [та (го— V) V]. Расходуемая мощность равна mL. Колебание относительной кинети- и,2 __ 1/2 ческой энергии та----~---— жидкости, выходящей из двигателя зависит от использованной части (mr)thL) израсходованной мощности. — К2)__ mr)thL. (1) Таким образом, общий коэффициент полезного действия будет дан непосредственно (е при этом откидывается) в отношении _ та (ш— V) V__ (w—V) V „ __г IV 'У mL . «»a— К2 ** ** ч V-t-w Чтобы увеличить г)д, нужно, если /?,л предполагается постоянным, уменьшить w, а следовательно согласно уравнения (1) увеличить а. Другими словами, значительный расход жидкости при небольшой скорости, является более выгодным, чем малый расход при большой скорости. В пределе, при а равном бесконечности, мы имели бы я> = 0, а т^=1; 'Пд = 'Пм> чем и определяется высший предел коэффициента полезного действия. Но чтобы это заключение было верно, необходимо еще, чтобы величина r)th не изменилась под влиянием увеличения расхода. Теория эжекторов еще мало разработана и не вполне достоверна; впрочем, так как время доклада у меня ограничено, я не могу здесь привести все причины, по которым я считаю, что нельзя надеяться увеличить расход жидкости посредством эжекторов расположенных более или менее целесо- Н. Рынин. 22 337образно, не уменьшая з то же время, по крайней мере, до известной степени, термический коэффициент полезного действия общего превращения активных тел (т. е. воздуха для сгорания и воздуха для разжигания каптируемого эжекторами). Однако, не следует думать, будто я этим утверждаю, что эжекторы поэтому вообще не представляют для нас никакого интереса. Достаточно и того, что вызываемое ими уменьшение влияния i]th оказывается меньшим, чем приносимая ими выгода, заключающаяся в том, что они дают возможность увеличить расход. Впрочем, этот вопрос еще должен быть изучен путем систематически поставленных опытов. Приведенные выше формулы явно напоминают классические приблизительные формулы, дающие общее выражение для коэффициента полезного действия пропеллера. Турбина f Винто1).д$игат. Фиг. 121. Действительно, не трудно заметить, что эти формулы идентичны. На самом деле, если мы будем рассматривать пропеллер, как двига тель/действующий лишь в ограниченной среде, и если мы откинем энергии вращения этой среды, то коэффициент полезного действия пропеллера как функция от скорости V отдачи выразится IV IV •/л—2V-t-v— V-*-(V-+v) а общий коэффициент полезного действия винто-моторной группы буде* п —* У 2V Пд — 'Пм> Для того, чтобы получился одинаковый коэффициент полезного дей ствия от эжекторной (trompe) ракеты и от винто-моторной группы, тре буется очевидно иметь для обоих один и тот же термический коэффициен полезного действия и V-b-v=-w, т. е. относительный расход воздух в обоих аппаратах должен также быть одинаковый. В таком случае окажется, что эжекторная (trompe) ракета, равна по эффективности винто-моторной группе, дана в схеме на фиг. 12" Из этой схемы ясно, что в таком случае, при котором уже трудно доп] стить, чтобы группа эжекторная (trompe) имела такой же высокий терм! ческий коэффициент полезного действия, как мотор хорошего качеств; 338 аэжекторный (trompe) двигатель уже не будет иметь обычно приписываемые ему характерные черты простоты и меньшей громоздкости. Однако, нет оснований считать, чтобы двигатели прямой реакции не представляли вообще никакого интереса. Они могли бы быть применены в некоторых случаях, еще не предусматриваемых в настоящее время, как например, для буксирования мин или самолетов специального назначения при очень больших скоростях (например порядка 1000 км/час). С этой точки зрения экспериментальное изучение этих двигателей безусловно оправдывается, тем более, что в таком случае, весьма вероятно, что быстрота движения пропеллера задерживалась бы при таких больших скоростях, приближающихся к скорости распространения звука в воздухе, значительным уменьшением его коэффициента полезного действия. Итак, заканчивая настоящий, несколько сухой, мой доклад, я резюмирую выводы к которым прихожу — выводы, которые по всей вероятности не вызовут удивления у моих слушателей. Эти выводы попросту состоят а том, что наиболее выгодным типом двигателя для самолетов является комбинация термического мотора (мотора внутреннего сгорания) и воздушного винта, т. е. именно тот тип, который применяется с момента зарождения авиации и благодаря которому был совершен первый полет. Реактивные двигатели смогут конкурировать с ним лишь при полетах, требующих очень больших скоростей, ныне еще не достигнутых или непригодных на практике. Все же пусть те, кто работает над усовершенствованием термического мотора (двигателя внутреннего сгорания) и воздушного винта, почерпнут ^ этом утверждении новые силы и идут дальше по тому пути, который привел человечество к таким блестящим успехам в области авиации, в уверенности, что перспективы дальнейшего развития этих двигателей остаются прежними и что им пока не угрожает никакая конкуренция. 33?Ю. В.КОНДРАТЮК В 1929 г. в Новосибирске вышла в свет книга Ю. Кондратюка „Завоевание межпланетных пространств" под редакцией проф. В. П. Ветчинкина {изд. автора). Отсылая интересующихся к самой книге, приводим оглавление ее. 1. Данные ракеты; основные обозначения. 2. Формула нагруженное™. 3. Скорость выделения. Химический материал. 4. Процесс сгорания и конструкция камеры сжигания и извергающей трубы. 5. Пропорциональный пассив. 6. Типы траекторий и требуемые ракетные скорости. 7. Максимум ускорения. 8. Действие атмосферы на ракету при отправлении. 9. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы. 10. Межпланетная база и ракето-артиллерийское снабжение. 11. Управление ракетой; измерительные и ориентировочные приборы. 12. Общие перспективы. 13. Эксперименты и исследования. Весь способ изложения, обозначения и вычислений у автора является оригинальным. Что же касается идей и выводов автора, то новыми являются: 1. Предложение пользоваться горением различных веществ (лития, бора, алюминия, кремния, магния) в озоне, а не в кислороде, что повышает теплоту горения. В частности, он предлагает сгорание нефти в метане, кремневодороде, бороводороде, ацетилене или водороде. 2. Исследование нагрева носа ракеты, с учетом, как адиабатического сжатия воздуха, так и лучеиспускания поверхности ракеты и самого нагретого воздуха. По нашей просьбе Ю. Кондратюк прислал свой портрет и краткие биографические сведения, которые мы здесь и помешаем. 341Уважаемый Николай Алексеевич! Полагая, что чисто личные стороны моей жизни не представляют особого интереса, постараюсь сообщить достаточно полно преимущественно то, что имеет отношение к моим исследованиям по теории межпланетного сообщения. Первоначально толкнуло мою мысль на работу в сторону овладения мировыми пространствами или вернее вообще в сторону грандиозных и необычных проэктов — редкое по силе впечатление произведенное прочитанной мною в юности, талантливой индустриальной поэмой Келлермана „Тоннель". К этому времени мой научный и технический багаж состоял: незаконченное среднее образование плюс несколько несистематические дополнения, сделанные самостоятельно в сторону высшей математики, физики и обще-теоретических основ техники со склонностью к изобретательству и самостоятельным исследованиям более, чем детальному изучению уже найденного и открытого. Мною были „изобретены": водяная турбина типа колеса Пельтона, взамен мельничных водяных колес, считавшихся мною единственными водяными двигателями, гусеничный автомобиль для езды по мягким и сыпучим грунтам, беспружинные центробежные рессоры, пневматические рессоры,, автомобиль для езды по неровной местности, вакуум насос особой конструкции, барометр, часы с длительным заводом, электрическая машина переменного тока высокой мощности, парортутная турбина, — и многое другое, вещи частью технически совершенно непрактичные, частью уже известные, частью и новые, заслуживающие дальнейшей разработки и осуществления. В математике — упорные исследования по геометрической аксиоматике (преимущественно постулату параллельных), „ открытие" основных формул теории конечных разностей, некоторые, неразвитые,, однако далее обобщения теории конечных разностей и анализа и много менее значительных вещей, почти сплошь являвшихся открытием ранее известного. В химии и технике — основные элементарные представления. В физике упорное стремление опровергнуть второй принцип термодинамики (характерно, что это кажется общая черта с К. Э. Циолковским) — и даже в философии попытки построения логических систем, закончившиеся вместе с 99/100-ми самого интереса к философии „открытием" тяжело воспринятого принципа детерминизма. 342Впечатление от Келлермановского „Тоннеля" было таково, что немедленно вслед за его прочтением я принялся обрабатывать, насколько позволяли мои силы, почти одновременно две темы: пробивка глубокой шахты для исследования недр земли и утилизации теплоты ядра и — полет за пределы земли. Любопытно, что читанные мною ранее фантастические романы Жюль-Верна и Г. Уэльса, написанные непосредственно на темы межпланетных полетов, не произвели на меня особого впечатления — причиной этому видимо было то, что романы эти, написанные менее талантливо и ярко, чем роман Келлермана, являлись в то же время для меня явно несостоятельными с научно-технической точки зрения. Тема о глубокой шахте, после выработки основ некоторых предположительных вариантов, очень быстро уперлась в невозможность для меня провести соответствующую экспериментальную работу,— тема же о межпланетном полете оказалась много благодарнее, допуская значительные теоретические исследования, и овладела мною на продолжительное время, в течение которого я неоднократно к ней возвращался, пока не подошел к пределу, за которым дальнейшая плодотворная работа невозможна без параллельного экспериментирования. Первый период работы продолжался более полугода и включил в себя нахождение почти всех основных положений ракетного полета вошедших в изданный труд, но без более детальной обработки и зачастую без точной математической аргументации. Из впоследствии изданного в этот период совершенно не были намечены главы V и VIII и только в принципе намечались главы IV и IX, а в гл. VII по слабому знакомству с химией рассматривался только заряд из кислорода и водорода. Основным материалом работы этого периода было выведение основной формулы ракеты (ф. 4), нахождение наивыгоднейшей траектории (гл. VI) и некоторые общие положения из других глав. Задавшись темой полета в межпланетные пространства я сразу остановился на ракетном методе, „ракетном" в общем смысле этого слова согласно определения, данного мною в гл. I, отбросив артиллерийский, как 343 Фиг. 122. Ю. Кондратюк.явно технически черезчур громоздкий, а главное не сулящий возвращения на землю и потому бессмысленный. Еще до выведения основной формулы мною было примерно рассчитано несколько механических вариантов, из которых самым последним и совершенным был быстро вращающийся барабан, с намотанным на нем стальным троссом, который должен был разматываться по инерции в одну сторону, сообщая барабану ускорение в противоположную; получив, разумеется, сразу же невероятно чудовищные значения для необходимого веса ракеты („п") я перешел к комбинированным ракето-артиллерийским вариантам: пушка выстреливает из себя ядро, которое в свою очередь является пушкой, выстреливающей ядро и т. д. — и опять получил чудовищные размеры начального орудия, после этого я вторичную пушку (т. е. первое ядро) повернул дулом назад, превратив ее в постоянный член ракеты, и заставил ее стрелять в обратную сторону более мелкими ядрами, т. е. увеличил активную массу заряда за счет пассивных масс — и опять получил чудовищное значение для массы пушки ракеты, — но тут заметил уже, что чем больше увеличиваю массу активной части заряда за счет пассивных масс (ядер), тем выгоднее получаются формулы для массы этой ракеты — отсюда нетрудно было логически перейти к чистой термохимической ракете, которую можно рассматривать, как пушку непрерывно стреляющую холостыми зарядами; вслед за этим и была выведена основная формула (4) ракеты, причем, вследствие сделанного мною при первоначальных подсчетах упрощения, и потом забытого и упущенного из виду, в основании этой формулы некоторое время стояло не „1", а „2", и результаты из за этой ошибки сразу получились чрезвычайно обнадеживающие. Вскоре же мною были найдены и принципы наивыгоднейшего использования ракетной реакции — сообщение ускорения в низшей точке траектории. После исправления ошибки в основании ф. 4 я получил в результате уже менее благоприятное значение „п" (отношение массы ракеты к полезному грузу), а именно „тг" = 55 без учета неизбежных потерь на коэффициенте полезного действия и присутствии пропорциональных пассивных масс. Эта цифра 55 меня уже сильно тревожила, но обаяние затронутой темы было таково, что, сам себя обманывая, я насильно считал эту цифру приемлемой до тех пор, пока не нашел в конце концов противоядия этим „55" в виде физико-математического обоснования возможности благополучного спуска на землю за счет сопротивления атмосферы, а затем в развитии искусственным путем начальной скорости, организации межпланетной базы и ее ракето-артиллерийском снабжении. Другим смутно тревожившим вопросом долгое время являлась необходимая по первому чисто ракетному варианту отлета, весьма значительная сила реакции — не менее удвоенной силы тяжести — это беспокойство оставило меня позднее — после найденной возможности с выгодой использовать при отлете авиационные крылья, причем минимальная допустимая сила реакции уменьшается в несколько раз; наконец, последним сильно беспокоившим меня вопросом являлась метеорная опасность, — лишь несколько дней назад получив от Я. И. Перельмана его книгу „Меж- 344планетные путешествия я узнал, что иностранные авторы, математически исследовавшие этот вопрос, пришли к благоприятным выводам. Достигнув в 1917 году в своей работе первых положительных результатов, и не подозревая в то время, что я не являюсь первым и единственным исследователем в этой области, я на некоторое время как бы „почил на лаврах" в ожидании возможности приступить к экспериментам, которую рассчитывал получить реализацией изобретений, держа в то же время свою работу в строжайшем секрете, так как учитывая с самого начала ч*— огромность и неопределенность возможных последствий от выхода чело- века в межпланетные пространства, я в то же время наивно полагал, что достаточно опубликовать найденные основные принципы, как немедленно кто нибудь обладая достаточными материальными средствами, осуществит межпланетный полет. «В 1918 году, в одном из старых номеров „Нивы" я случайно наткнулся на заметку о ракете Циолковского, — но „ Вестника воздухрплава-ния ", на который ссылалась заметка я еще долгое время не мог разыскать. Эта заметка и попадавшиеся мне впоследствии заметки в периодической печати о заграничных исследованиях дали толчок для дальнейшей более точной и подробной разработки теории полета для перехода от общих физических принципов к обсуждению технической возможности к их реальному применению. Принимаясь за работу несколько раз с перерывами между репетиторством, колкой дров и работой смазчика, мне удалось _— к 1925 году дополнить ее почти до настоящего ее вида: — во всех главах была проведена более основательная математическая мотивировка, подобран доволно полный химический материал, разработана гл. VIII о сопротивлении атмосферы при отлете, обоснована расчетами возможность благополучного планирующего спуска и сделаны и другие менее важные дополнения. В 1925 году, когда работа уже приходила к концу, и когда мне удалось наконец разыскать „Вестник воздухоплавания" за 1911 год с частью работы К. Э. Циолковского, я хотя и был отчасти разочарован тем, что основные положения открыты мною вторично, но в то же время с удовольствием увидел, что не только повторил предыдущее исследование, хотя и другими методами, но сделал также и новые важные вклады в теорию полета. Главное отличие в методе моих расчетов с методом К. Э. Циолковского заключается в том, что Циолковский в весьма многих случаях исходит из работы, я же всюду исключительно из скоростей и ускорений; ввиду того, что работа сил в ракетном вопросе зависит от многих условий и сказывается также весьма различно, сообщаемые же ими ускорения,— а следовательно и скорости гораздо более определенны, я и считаю скоростной метод расчета более легким и продуктивным. В 1925 году я по-! лучил отзыв проф. В. П. Ветчинкина, прямо ошеломивший меня своей высокой оценкой моей работы (по традиции я от „профессоров" заранее не склонен был ожидать ничего хорошего) и со дня на день стал ожидать ее издания — но последовала основательная доброкачественная волокита Главнауки и Гиза — рассмотрения, перерассмотрения, ассигнование денег 345и отобрание их обратно — протянувшаяся два с половиной года. К счастию из машинистов мне к этому времени удалось выдвинуться в механики и конструкторы, вследствие чего я получил возможность собрать средства на собственное издание книги в Новосибирске, без чего неизвестно когда увидела бы свет моя работа: Главнаука отказала не только в ассигнованных ею ранее небольших деньгах на издание, но даже и в организационной помощи (издать за мой счет в какой либо из приспособленных для научных изданий типографий) — печатать же в журналах я не хотел, не видя возможности сократить свой труд и в то же время не рассчитывая на напечатание полностью. В 1927 году по совету В. П. Ветчинкина мною была изменена на более обычную и удобопонимаемую система обозначений и отчасти терминология, вставлен не приводившийся мною ранее вывод ф. 4 и исправлена ошибка в ф. 6 (влияние масс пропорционального пассива). Он же обратил мое внимание на огромное значение конструктивной разработки „ горелки " — извергающей трубы — вследствие чего мною и была написана и вставлена гл. IV. Дальнейшая плодотворная разработка темы о межпланетном полете чисто теоретическими методами повидимому невозможна, для меня по крайней мере; необходимы экспериментальные исследования. Время и деньги для них я и рассчитываю получить изобретениями в различных областях, в частности по роду моей работы теперь — в области элеваторной механики; пока имею первые успехи ввиде недавнего признания моего нового типа элеваторного ковша и самотасок, завоевывающих уже себе место против почти неизменного издавна типа. Попутно препровождаю Вам любопытный, классический отзыв одного ученого, показывающий, что не перевелись еще зубры, которые будут с тупым упрямством хаять идею межпланетного сообщения, как и всякую новую идею, до тех самых пор, пока не будет установлено регулярное сообщение с мировыми пространствами и пока холодные страны не будут обогреты перехваченными за тысячи верст от земли солнечными лучами. 1 V 1929. Уважающий Вас Юр. Кондратюк. 346П. Н. ЛЕБЕДЕВ В истории развития идеи межпланетных сообщений неоднократно приходится сталкиваться с предлагаемыми разными лицами проектами движения межпланетных кораблей при помощи давления лучей света. Для оценки величины этого давления мы здесь приводим краткое ч содержание результатов экспериментальных и теоретических работ П. Н. Лебедева, каковые признаются классическими в этом отношении. Русский физик Петр Николаевич Лебедев родился в Москве в 1866 г. Первоначальное образование получил в Петропавловском училище, а затем в реальном училище Хайновского. По окончании последнего в 1884 г. он поступил в Московское Высшее Техническое училище (б. Императорское Техническое училище), где пробыл студентом два года. Заинтересовавшись физикой, он отправился в Германию, где работал под руководством известных ученых и за свои исследования получил германскую степень доктора. Первая его работа „ Об отталки-вательной силе лучеиспускающих тел" была доложена в Германии (Страсбурге) 30 (18) июля 1891 г. Вернувшись в Москву он продолжал работы по физике под руководством профессора А.Столетова. Здесь одной из первых работ его было исследование над короткими электромагнитными волнами и определение условий, когда они производят отталкивание и когда притяжение. За эти работы он получил степень доктора физики. В 1900 г. Лебедев избирается на кафедру физики в Московском Университете, в котором он продолжал работать до 1911 г., когда перешел в Университет имени А. Л. Шанявского. Скончался он 14 марта 1912 г. Фиг. 123. П. Лебедев. 347Главной его работой было исследование о световом давлении на твердые тела и газы — последнее в связи с вопросом о происхождении комет-ных хвостов. Отсылая интересующихся подробностями этой экспериментальной работы к сочинению П. Лебедева „Давление света" (Классики естествознания, кн. 4, Гос. Изд. Москва 1922), приводим здесь лишь главнейшие выводы, сделанные Лебедевым на основании своих работ. 348Определение давления света на твердые тела и газы. ТВЕРДЫЕ ТЕЛА. 1. Падающий пучек света производит давление как на поглощающие* так и на отражающие поверхности. 2. Силы давления света прямо пропорциональны энергии падающего луча и не зависят от цвета. 3. Наблюденные силы давления света количественно равны Макс-велло-Бартолиевым силам давления, лучистой энергии и выражаются формулой здесь Р давящая сила Е — энергия, которая падает в единицу времени на поглощающее тело, V — скорость луча в той среде, в которой находится тело. Если по Ланглею принять количество тепла (С), доставляемым в 1 минуту пучком солнечных лучей в 1,см2 поперечного сечения (так называемая „солнечная" постоянная), равным 3 граммо-калорий, а механический эквивалент тепла В = 425 граммо-метров, то энергия лучей Е, падающая на 1 см2 в 1 сек. будет ?= — В ==7л:425 = 21 граммо-метр. Принимая скорость света К—3.108 м/с, получаем по формуле (1) давление Р(), производимое пучками солнечных лучей с поперечным сечением в 1 см2 на поглощающее тело, находящееся от Солнца на таком расстоянии, как Земля Примечание: на 1 м2 давление будет -^ миллиграмма, или в абсолютной мере Р0=-6 . 1(Г5 дин .......... ............ (2)Если мы примем: расстояние Земли от Солнца у = 15.1012 см скорость Земли по орбите у=— ЗЛО6 см/с, то солнечное ускорение А в расстоянии Земли будет А= =0.6 см/с2. Таким образом на расстоянии Q Солнце притягивает 1 грамм массы с силою А. А = 0.6 дин .......................... (3) Действие, оказываемое Солнцем на обращающиеся вокруг него тела, составляется, во-первых, из Ньютоновского притяжения; во-вторых, из отталкивательных сил излучения. Пусть нам дано шаровидное тело, которое поглощает всю на него падающую энергию Солнца, и лучеиспускает ее затем равномерно во все стороны, и пусть это тело находится на расстоянии Q от Солнца. Обозначив его радиус в см через г и плотность через И, мы можем вычислить силу G, с которой оно притягивается Солнцем, и силу Н с которою оно отталкивается им Отсюда легко вычислить ту результирующую силу F, с которой Солнце притягивает данное тело, и выразить ее в долях Ньютоновской силы притяжения /г __ 9^~Л _ 1 __ IL _ 1 _ A pq (а\ С С~ 4 Arb ' v ' Для данного тела эта сила F представляет собою характеристическую постоянную, не зависящую от расстояния от Солнца, так как величины, как Р0, так и А в одинаковой степени зависят от этого расстояния. Заменяя в уравнении (4) величины Р0 и А их числовыми значениями (2) и (3), мы получаем Отсюда видно, что всех тел, у которых б > 1 и г <С metr., отступления от закона Ньютона настолько малы, что не могут быть открыты точнейшими наблюдениями. Чем меньше мы возьмем радиус тела, тем более будет выступать отталкивательная сила Солнца. 350В кометных хвостах, которые состоят преимущественно из газообразных углеводородов, мы имеем дело с отдельными молекулами, радиус которых г <С 10~8 см, а плотность б < 10. Можно утверждать, что отталкивание этих хвостов во много раз превышает притяжение их. Только что разобранный вопрос об отталкивательной силе Солнца можно решить и для более общего случая, где вместо Солнца мы имеем тело, радиус которого R, плотность Л, и количество тепла, лучеиспускае-мое 1 см2 его поверхности в 1 сек. равно Q. К этому общему случаю мы можем перейти, исходя из добытых результатов для Солнца и имея ввиду, что радиус Солнца см, 4, = 1.4 лучеиспускание 1 см2 его поверхности в 1 сек. * = граммо-калор. Обозначив через S отношение отталкивательной силы лучеиспускания тела к его Ньютоновской силе притяжения, мы можем утверждать, что S прямо пропорционально Q, и обратно пропорционально Л и также обратно пропорционально /?.** Для Солнца эта величина G0 из формулы (5) о_ О - или, заменяя »S0, <40, Q0 и /?0 вышеприведенными величинами, имеем с— __ гб 2000 Л R r.d.R.A Равнодействующая притягательной и отталкивательной силы этого тела К K^l-S^l-5-^^ ..... .(8) * Если мы примем, что на расстоянии Земли от Солнца у = 15 . 1012 см на 1 см* па дают в мин. 3 грам.-кал., или в 1 сек. 0.05 гр.-кал., то 1 см2 поверхности Солнца, в расстоянии rq — 7 . 1012 см от центра, лучеиспускает Qo — 0.05 t-} — 2000 гр.-калор. в 1 сек. * Так как притягательная сила массы пропорциональна R'-, а отталкивательная сила лучеиспускания пропорциональна R?. 351Для черного тела, находящегося при 0° С Christiansen нашел, что 1 см2 его поверхности лучеиспускает в 1 сек. количество Q1 Q' = (1,21.1(Г12)(2734) = 0,0037 гр. калор. Таким образом сила К', с которой шаровидное абсолютно черное тело, находящееся при 0° С и имеющее радиус R см и плотность А, будет притягивать в мировом пространстве шаровидное абсолютно черное тело, радиус которого г см, а плотность б, будет приблизительно равна 20 r.d.R.A (9) отсюда следует, что два шаровидных тела, температура которых около 0°С,. плотность /1 = 6 = 10, и радиусы /? = г=10 мм, не притягивают и не отталкивают друг друга. Пылинки же, радиус которых не превышает одной тысячной миллиметра будут отталкиваться при 0° С в мировом пространстве с силою, порядок которой в миллион раз превышает порядок силы их Ньютоновского притяжения. ГАЗЫ На основании опытов с газами Лебедев пришел к следующим результатам. 1. Существование давления света на газы установлено опытным путем. 2. Величины этого давления прямо пропорциональны энергии пучка света и коэффициенту поглощения газа. 3. В пределах ошибок наблюдений и вычислений соотношение, указанное Фитцжеральдом, количественно удовлетворяет наблюдениям. , Таким образом сила Р с которой свет давит на слой газа, равна Р=а где а — коэффициент поглощения слоя газа для лучистой энергии, Е—количество этой энергии, падающей на слой газа в 1 с, V—скорость распространения света. В таблице даны величины давлений Р, полученные по формуле (6) для разных газов и выраженных в миллионных долях дины на кв. сант. Газ к Р 0.5 метана -*— 0 5 Н» ..... • • • • • 0 0057 — 0 0071 0.66 — 0.98 0.5 пропана -t— 0 5 Но • ...... ... 00175 — 0.020 1.89 — 2.10 0.5 бутана -*— 0 5 Н2 ............ 00172 — 00189 2.06 — 3.03 0 1 бутана -»— 0 9 Н<> ...... \ . 00063 — 0 0072 0 87 — 0.97 0.0068 — 0.0075 0.73 — 1.04 0 5 ацетилена — t— 0 5 Н» . . . 00063 — 0 0080 0.77 — 1.00 0.5 углекислоты — 1— 0 5 Н« ...... ... 00055 — 0 0072 0.69 — 0.92 352Н. А. РЫНИН Эффект ускорения на животных ние В двух из предыдущих выпусков нашей серии „Межпланетных сообщений", именно в „Суперавиации и Суперартиллерии" (Лгр. 1929, стр. 144) и „Теории реактивного движения" (Лгр. 1929 г.) мы уже сделали подроб-1ый обзор имевших место в разных странах опытов над изучением эффекта ускорения на живые организмы. Однако нам казалось, что опыты эти выявили далеко не все стороны юпроса. Поэтому для всестороннего изучения влияния эффекта ускорения еобходимо было произвести еще ряд исследований. Прежде чем производить их с человеком, мы решили произвести их рядом низших животных, чтобы, базируясь на эти результаты, выявить олее целесообразную постановку опытов с человеком. Нам удалось эстроить две центробежных машины, дававших — одна до 300 оборотов минуту (при радиусе 1 м) и другая (центрофуга) до 2800 оборотов минуту при радиусе 0.32 м. >сят В эти машины в особых коробках помещались испытываемые живот-ie (мухи, жуки, тараканы, рыбы (караси), лягушки, мыши, крысы, голуби, жи, вороны, кролики, кошки) и наблюдался на них эффект центробеж-го ускорения, развивавшегося при вращении. Опыты производились зною и летом 1930 г. и дали материал, полезный при проектировании \ьшой центробежной машины для намечаемых в будущем опытов с чело- J " тем (ОМ. т— ИКОВ Кроме вращения перегрузки определялись еще и при падении свежих •иных яиц в песок. Следует заметить, что при опытах на испытуемое животное действо- и два фактора: центробежная сила, дававшая утяжеление (перегрузку) ;отного, и вращение. При небольшой продолжительности опыта пре- адало влияние центробежной силы, которая иногда вызывала даже трав- *ческие повреждения, при длительном же опыте преобладало влияние цения, вызывавшего расстройство координации и чувства равновесия. Полный отчет о произведенных опытах помещен в № 1 бюллетеней гитута Гражданского Воздушного флота (Лгр.). Здесь же мы помещаем лютивную часть статьи. [55 Н, Рынин, 23 353При этом считаем долгом упомянуть, что в физиологических наблюдениях принимали участие под руководством профессора А. А. Лихачева доктора М. М. Лихачев, В. М. Карасик, А. М. Васильев и А. А. Сергеев. ВЫВОДЫ 1. Насекомые (навозный жук, черный таракан, таракан-пруссак, муха ком- натная обыкновенная, слепень) безо всякого вреда выдерживают перегрузку до 2500 раз длительностью до 1 минуты. 2. Рыбы (карась) весом до 20 г в воде выдерживают со слабым наруше- нием деятельности перегрузки до 2200 раз в продолжение одной минуты (!'). 3. Лягушки весом от 23 г до 65 г в воде и без воды выдерживают без вреда перегрузки до 23 раз безо всякого нарушения длительности) до У. При перегрузках до 2200 раз длительностью до 1' наблюдается среднее расстройство движения с последующим приходом в норму минут через 30. 4. Птицы (чижи, голуби, ворона). a) Чижи (вес 11,4 гр). Перегрузку в 39 раз выдерживают хорошо при длительности ее около 2'. При длительности же перегрузки до 5' наблюдается расстройство координации. b) Голуби (вес 275 гр). Перегрузку в 28 раз выдерживают в течение 2' со слабым нарушением координации, перегрузку в 23 раза, но в течение 4' — выдерживают, однако при этом нарушение координации сильнее. c) Ворона (вес 380 гр). Выдержала перегрузку в 23 раза в продолжение 4'50" со слабым нарушением координации. 5. Мыши и крысы. a) Мыши (белые, вес 17 гр). Отношение к перегрузкам и продолжительности их действия характеризуется следующей таблицей. Перегрузки Продолжительность Эффект 12 2' в норме 48 2' среднее нарушение 58 сильное „ 58 5' смерть. b) Крысы серые (вес 45 гр). Перегрузки Продолжительность Эффект 30 2' среднее нарушение 25 3' сильное „ 6. Кролики (вес от 1520 до 2600 гр). Перегрузки Продолжительность Эффект 10 2' слабое нарушение 16—28 2' длительность среднее „ опыта 1' 55" 354-С- Перегрузки 23 10 Продолжительность 2' длительность всего опыта 6' 25" 6' длительность опыта 11' 15" Эффект сильное нарушение смерть. 7. Кошки (вес от 3250 до 3729 гр). Перегрузки Продолжительность 10 28 28 2" 2" 2" Продолжительность всего опыта 4' 10" Г 55" 4' 30" Эффект 8. Яйца сырые (вес от 38 до 55 гр). Выдерживают без повреждений перегрузку в воде и без воды: в 39 раз длительностью 30" 30 раз „ 1' 280 раз „ 0,01" (при падении). Дают небольшие трещины без нарушения содержимого при перегрузке в 700 раз длительностью 5" толстым концом наружу диска в песке или 100 раз „ 0,01" при падении в песке в банке с водой или 48 раз „ 1" в воде. Разбиваются при перегрузке в 48 раз длительностью 1" без воды 300 раз „ 0,01" при падении в песок 700 раз „ 5" в песке носком наружу диска. В общем можно заметить следующее: 1. Чем крупнее и тяжелее животные, тем труднее они переносят перегрузки. Примеры: Мыши выдерживали....... 58 Птицы „ ...... Кролики „ ...... Кошка 39 28 28 2. Длительность перегрузки сильно влияет на эффект ее. Причем это явление у лягушек и птиц менее сильно, а у мышей, крыс, кроликов и кошек более сильно. Примеры: Лягушки выдерживали перегрузку • . . . . 23 раза 5' Птицы 2200 раз 1' .... 39 „ 5' Мыши „ , . . 58 2' 58 „ 5' ... 25 3' Кролики „ „ .... 28 2' 10 6' Кошка 28 2' 355При длительном опыте преобладающее значение получал фактор вращения. 3. Насекомые, рыбы и лягушки выдерживают длительные перегрузки от 2200 до 2500 раз. 4. На выносливость животных сильно влияет способ их помещения в камере, в смысле равномерности прижимания их тела к наружной стенке ящика. Например, погружение карасей и лягушек в воду в общем улучшало их сопротивляемость, яйца в обыкновенной воде сопротивлялись лучше, чем без воды, в соленой воде лучше, чем в пресной, в песке — еще лучше. Мышь в вате лучше сопротивлялась, чём без ваты. 5. Опыты с лягушками показывает, что невидимому одна и та же центробежная сила может иметь на них разный эффект в зависимости от того, за счет чего она получена: увеличенного числа оборотов и малого" радиуса или наоборот. Однако, этот вывод следует еще проверить на других животных в особенности в зависимости от размеров животного и радиуса вращения. Таким образом для различных животных вполне переносимыми оказались следующие перегрузки. Таракан-пруссак, навозный жук . . Черный таракан, слепень, комнатная муха............. Карась Лягушка Чиж . Белая мышь Кролик . . Кошка Предел перегрузки и продолжительность — минуты, " — секунды 2532 1' 2200 1' 10" 28 1' 48 2" 38.9 2' 30.7 2' 12 2' 10 2" 10 2' 356