Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 20. 18 maj 1946 - Mera om V2-bomben, av S Malmström
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
25 maj 1940 217
Turbin:
diameter ..................................................................mm 470
gasförbrukning ......................................................kg/s 1,6
arbetstryck ..............................................................at 23
mottryck ................................................................at 0,1
uppskattad effekt vid 5 000 r/m........................hk 680
arbetstid vid 1,6 kg/s förbrukning....................s 113
Syrgaspump:
total diameter ......................................................mm 270
kapacitet vid 5 000 r/m ......................................kg/s 73
effekt vid 5 000 r/m ......................................hk 320
arbetstryck ............................................................at 25
Spritpump:
diameter ..................................................................mm 340
kapacitet vid 5 000 r/m ......................................kg/s 57
effekt vid 5 000 r/m ......................................hk 360
arbetstryck ............................................................at 26
Total bränslemängd till förbränningskammare kg/s 125
Total reaktionskraft ..............................................Mp 25—30
Drivtid vid full kapacitet ......................................s 70
Raketen drivs genom förbränning av en 75 % lösning
etylalkohol i vatten tillsammans med flytande syre.
Bränslet förvaras i två lättmetalltankar och matas fram till för
bränningsrummet med två turbindrivna centrifugalpumpar.
Turbinerna drivs med en vätesuperoxid-permanganatmotor.
I förbränningsrummet blandas syrgasen med alkoholen och
antändes. Förbränningsgaserna strömmar ut genom
reaktionsmunstycket. Väggtemperaturen i
förbränningsrummet överstiger inte 1 000°C.
Avfyrningen tillgår så, att raketen ställes tom i lodrätt
läge. Omedelbart före starten fyller man på bränslet, vilket
tar 12 min och sker i följande ordning: sprit,
vätesuperoxid, syre, permanganat. Om det flytande syret lämnas
stående, avdunstar 2 kg/min. Då påfyllningen är klar,
tändes en blåslampa, varefter ventilerna för bränslet öppnas
och 10-—15 kg/min syrgas och sprit rinner ner i
förbränningsrummet, där de antänds. Då man ser att
förbränningen sker normalt, startas turbinerna, som når full
hastighet på 3 s. Under denna tid lättar raketen. Hela
avfyrningen tar 7—10 s.
Raketen går uppåt med ständigt större hastighet och
acceleration under 60—70 s, varefter drivmaskineriet kopplas
ur, och bomben fortsätter i en kastparabel mot målet. Då
drivmotorerna slås ifrån på ca 80 km höjd, är acceleratio:
nen som störst, 8 g, motorernas dragkraft ca 32 Mp,
hastigheten 5 800 km/h och motoreffekten nära 700 000 hk.
Totala flygtiden är ca 5 min, och skottvidden kan varieras
mellan 200 och 350 km. Maximala höjden är ungefär en
fjärdedel av skottvidden, alltså 50—90 km.
Fig. 1 Principbihl av ggroskopisk
accelerationsmätare.
Styrorganens konstruktion torde ha varit en tekniskt lika
krävande uppgift som konstruktionen av drivmaskineriet.
All inriktning måste nämligen förläggas till startperioden,
ty det finns ingen teknisk möjlighet att styra projektilen,
då motorerna stängts av och den kastas mot sitt mål.
Luftmotståndet är ytterst obetydligt och kan inte åstadkomma
någon riktningsändring.
Inriktningen mot målet regleras med en autopilot, som
har två gyroskop som impulsgivare. Skottvidden regleras
genom att man före starten ställer in ett regleringsorgan
på en viss flyghastighet. Då denna uppnås, slås motorerna
automatiskt ifrån.
Autopilotens gyron är elektriskt drivna. Det ena har sin
axel vinkelrätt mot raketens och mot vertikalplanet genom
startplatsen och målet. Det mäter elektriskt såväl
kursavvikelsen som skevningar hos raketen samt omvandlar
dem till motverkande roderrörelser. Det andra gyroskopet
har sin axel ursprungligen lodrätt, alltså överens med
raketens axel. Det reglerar raketens "höjdroder" på sådant
sätt, att raketens längdaxel alltid står parallellt ined
gyro-axeln. Denna tvingas med elektriska medel att under
startperioden precedera ned mot målplanet. Den tar då med sig
raketen, så att dess axel vid motorernas frånkoppling lutar
40—45° mot horisontalplanet och pekar mot målet. Själva
styrningen sker huvudsakligen med inre roder, som böjer
reaktionsstrålen.
Skottvidden reglerades ursprungligen med radio. En
sändare och en mottagare var inbyggda i raketen. Dennas
hastighet mättes enligt Dopplers princip, och då den
uppnått ett på förhand bestämt värde, fick mottagaren
impulser från marken, vilka stängde av drivmaskineriet.
Radiometoden övergavs dock snart till förmån för en
sinnrik gyroskopisk accelerationsmätare, vars princip framgår
av fig. 1. A är ett gyroskop, lagrat i ramen B, som i sin
tur är lagrad längs axeln C—C’ i ramen, lagrad längs axeln
D—D’ i ett hölje, som sitter fast i raketen; gyrots
tyngdpunkt är F. Då raketen accelererar, kommer en
accelerationskraft att angripa i F. Kraften får ett moment kring
axeln C—C’, varför gyroskopet börjar precedera kring
axeln D—D’ med en vridningshastighet, som är
proportionell mot raketens acceleration. Vridningsvinkeln hos axeln
D—D’ är alltså proportionell mot raketens hastighet.
Vinkeln nedväxlas till ett kugghjul G med en kain H. Då
hjulet G vridit sig en viss vinkel, dvs. då raketen
uppnått en viss hastighet, sluter kammen H kontakten I, som
via reläer stänger av drivmotorerna. Kontakten I sitter på
ett hjul K, som kan manövreras med en inställningsratt
L, vilken kan ställas in för avstängning vid olika
hastigheter.
Tyskarna hade börjat experimentera ined vingar på
raketen. Man skulle då kunna tänka sig raketen bemannad. Då
den på sin väg ned mot jordytan återvänder till de nedre
luftlagren, övertar piloten styrningen och segelflyger till
målet. Med vingar av den storlek tyskarna gjort försök
med, kan man komma ned till en landningshastighet av
cirka 200 km/h och en vingbelastning i landningen av cirka
170 kg/m2. Flygsträckan ökar från 250 km till 550 km.
Tyskarna hade också ett projekt att starta raketen med
en hjälpraket, vilken frigöres från den egentliga raketen
på 30 km höjd vid en hastighet av 5 000 km/h och faller
tillbaka till jorden. Den egentliga raketen har sitt bränsle
oförbrukat och kan fortsätta i planflykt eller eventuellt
stiga ytterligare. På så sätt får man teoretiskt flygsträckor
upp till 5 000 km med en hastighet av 13 000 km/h. En
flygning från Stockholm till New York skulle sålunda ta ca
t h. Detta medför emellertid nya problem, ty vid sin
kompression framför bomben kommer luften att bli upphettad
till över 2 000°C. Piloten kan inte heller styra raketen,
förrän den återvänt till cirka 40 000 m höjd. Hjälpraketen
blir oformligt stor. Den som planerades av tyskarna skulle
sålunda väga över 100 t. Tyskarna hoppades att kunna
tillvarata den och använda den flera gånger.
S Malmström
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
