Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 30. 21 augusti 1948 - Rymdraketens möjligheter, av sah
<< 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.
14 augusti 1948
519
Rymdraketens möjligheter
629.136.3
Rakelcn är den enklaste och den potentiellt effektivaste
av alla värmemotorer; det finns inga självklara gränser
för den effekt som kan uppnås — V-2 utvecklade sålunda
nära 500 000 hk. Vidare bär raketen sitt eget bränsle och
oxidationsmedel och är därför helt oberoende av det
omgivande mediet; raketen är sålunda den enda motor, som
kan arbeta i lufttomt rum — för övrigt effektivare där än
i atmosfären.
Problemet att med raketer nå stora höjder är uteslutande
av ballistisk natur, varvid, om luftmotståndet försummas,
den kända lagen h >= V2/2g är tillämplig. För en raket, som
skjutes vertikalt uppåt med de hastigheter, det här är
fråga om minskar emellertid g snabbt vilket gör att h
växer mycket snabbt, för att nå oändligheten vid Vt= 11,2
km/s, vid vilken hastighet projektilen bryter sig ut ur
jordens gravitationsfält. De största hastigheler, som
hittills har nåtts med en raket, är 1,5 km/s, motsvarande en
maximihöjd av ca 180 km; dessa värden gäller för V-2,
vars prestationer så vitt känt ännu är oöverträffade.
Enligt uppgifter, som nu har blivit tillgängliga från
"Neptune"-raketen, vilken är under byggnad för
amerikanska marinens räkning, kan denna under förbränning av
alkohol-syrgas under 75 s stiga vertikalt till (»0 km höjd
och därvid nå en sluthastighet av 2,5 kin/s, varefter den
genom sin rörelseenergi ytterligare kan stiga till 400 km
höjd under en total stigtid av 335 s. Till denna höjd kan
Neptune bära 50 kg instrument, eller 1 t till 140 km höjd.
Hittills har raketforskningen i USA huvudsakligen sysslat
med modifierade utföranden av V-2, vilka är försedda
med instrument, som kontinuerligt sänder
observations-data till observatörer på marken och som kan återfås i
oskadat skick efter nedslaget. På detta sätt har man
kunnat få direkta temperatur- och tryckavläsningar i
jonosfären och även spektrogram av den solens ultravioletta
strålning, som icke’ genomtränger jordatmosfären.
Nuvarande tekniska förutsättningar
Den hastighet som kan nås av en raket bestämmes av den
utströmmande gasens hastighet v och massförhållandet R.
dvs. förhållandet mellan raketens utsk jutningsvikt och
dess slutvikt sedan bränslet är förbrukat. Om andra
krafter försummas, blir raketens sluthastighet V — vh\R. De
enda faktorer som har inflytande på ekvationens giltighet
är jordens gravitationskraft och luftmotståndet. Denna
senare avtar emellertid starkt med höjden; förlusten
genom denna faktor kan uppskattas till högst 10—20 %
och kan ytterligare minskas genom utskjutning från höga
bergstoppar. Gravitationsförlusten kan hållas nere om
man använder höga accelerationer, dvs. kort
förbränningstid; Neptunes slutaccelcration kommer att bli över
10 g.
Av v och R är den första variabeln den mest kritiska,
vilket framgår av ekvationens struktur. För närvarande
synes v =2,5 km/s vara det praktiskt uppnåeliga
maximivärdet med hänsyn till att förbränningstemperaturen inte
får överstiga 3 000°K. Kan de kemiska och metallurgiska
svårigheterna övervinnas, torde 5 km/s kunna uppnås.
Massförhållandet R begränsas uteslutande av
konstruk-tionshänsyn, huvudsakligen projektilens tomvikt. För V-2
var R i=3, för Neptune blir det R i= 4,5. Dubbla värdet
skulle möjligen kunna nås i en nära framtid. Insättes
dessa praktiskt möjliga siffror i ekvationen skulle man
kunna få V i= b ln 7 = 10 km/s. Om gravitationsförlusten
uppskattas till 2 km/s skulle en sådan framtidsraket kunna
nå 6 000 km höjd — en imponerande distans, som dock
endast utgör en jordradie. Det återstår alltså en bra bil
kvar till månen och de andra planeterna.
För att nå dessa kräves, som ovan nämnts, att
hastigheten då allt bränsle är förbrukat överskrider 11,2 km/s,
vilket vid y t= 3—4 km/s kräver ett massförhållande av
R i— 100; detta innebär att i en 100 t raket skulle 99 t vara
bränsle, medan återstående 1 t skulle vara totalvikten av
hölje, motor, bränslebehållare och den befordrade lasten
— till synes en omöjlighet.
Bättre prestationer kan förväntas av en vätgasdriven
raket med atomvärmekälla. Vid en temperatur av 3 000°K
blir förbränningsgasernas medelhastighet oi= 8,5 km/s; om
förbränningstiden är 30 s och accelerationen 20 g skulle
raketen kunna bryta sig ut ur jordens dragningskraft vid ett
massförhållande R^= 4; kan förbränningstemperaturen stiga
till 5 000°K, skulle massförhållandet kunna gå ned till 2,5.
Flerstegsraketen
Ovan anförda, "oöverstigliga" svårigheter kan emellertid
kringgås genom att utföra raketen i flera steg. Det första
steget användes för att driva projektilen till stor höjd,
varefter det lossnar eller kastas av. Den nu lättade
projektilen drives av det andra steget tills dess att bränslet är
förbrukat, då höljet kastas av, och så vidare — teoretiskt
i all oändlighet. Man kunde alltså börja med en raket
med en begynnelsevikt av tusentals ton och sluta med en
projektil på endast ett par tre ton. På så sätt skulle t.ex.
en flerstegsraket med en begynnelsevikt av 50 t kunna
befordra en slutprojektil på 50 kg till månen, med
användning av nuvarande bränslen.
Flerstegsraketen är inte heller bara en teoretisk
spekulation: ett tjugotal fyrstegsraketer blev verkligen avskjutna
av tyskarna mot Antwerpen i slutet av kriget. Ett ännu
olöst problem är emellertid utkastningen av utbrända sleg
och dess inverkan på den återstående delraketens stabilitet.
Ett aktuellt amerikanskt projekt är Rex (ßocket, escape,
eaperimental), en femstegsraket med 372 t startvikt, 39 m
längd och 3,1 m diameter. Raketen drivs med ett
anilin-syrabränsle, som ger en utgångshastighet av 2,2 km/s.
Varje steg har en bränntid av 40 s, och efter utgången av
den totala bränntiden, 200 s, har raketen en hastighet av
10,4 km/s, vilket vid den höjd som raketen då har nått
räcker för att motväga jordens dragningskraft. Efter hand
som de olika stegmotorerna kastas av minskar Rex’ vikt
till 43 kg, vilket ger plats för en radarutrustning.
Dragkraften är i första steget 1 360 000 kp och i det sista 376 kp.
Om antalet steg ökas till tio, minskas totala vikten till
61 t och initialkraften till 159 000 kp, medan varje ökning
därutöver ger en allt obetydligare vinst. Det finns
nämligen för varje raketkonstruktion ett optimum i antalet
steg, beroende på konstruktions- och driftsvårigheter,
vilka uppväger fördelarna ur hastighets- och viktsynpunkt.
Skulle syrgas-vätgasmotorn en gång bli verklighet, behöver
initialkraften icke vara större än 20 000 kp, och
startvikten kan då minskas till 4 t. Data för några aktuella
amerikanska projekt samt för V-2 och Neptune återges i
tabellen på nästa sida.
Rymdraketens tillämpningar
När förbättrade raketer av detta slag en gång i tiden blir
praktiskt möjliga kommer de att öppna synnerligen
spännande perspektiv. Ett sådant är möjligheten att fotografera
eller skaffa televisionsbilder av månens baksida, ett annat
är utsändningen av missiler, vilka kretsar runt jorden och
sänder observationer till markstationer under en relativt
lång tidsrymd. Genom val av lämplig omloppshastighet
kan man efter behag reglera en sådan konstgjord satellits
bandiameter. En särskilt tilltalande möjlighet är att placera
en raket på radien 42 000 km, varvid omloppstiden blir
exakt 24 h och kroppen alltså förblir orörlig över samma
punkt på jorden. Man har redan föreslagit användningen
av sådana "fasta" rymdstationer som televisionsreläer.
Alla sådana projekt, vilka syntes helt fantastiska endast
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
