> Техника, страница 96 > Стратостат

Стратостат

Стратостат, аэростат (смотрите), предназначенный для полетов в стратосферу (смотрите). От обычного аэростата С. отличается объёмом и нек-рыми деталями конструкции, в частности кабиной (гондолой). Полеты на С. производятся для научного исследования стратосферы, изучения вопросов пребывания человека в стратосфере и работы приборов в целях использования стратосферы для полетов в ней стратопланов и других видов аппаратов, тяжелее воздуха. В табл. 1

Таблица 1. — Высотные полеты на аэростатах в открытых кабинах, начиная с высоты 7 000 метров.

Достигнутая высота в м	Год полета	Аэронавты (пилоты)	Объем аэростата В Λ13
7 016	1804	Био и Гей-Люссак
7 377	1898	Берсон и Зюринг	1 280
7 400	1803	Коптэ и Робертсон	—
7 400	1925	Федосеенко	1437
7 900	1839	Спенсер Рут	—
7 928	1894	Гросс и Берсон	2 600
7 955	1899	Берсон и Зюринг	1 280
8 320	1898	Спенсер и Берсон	1 600
8 417	1900	Годар и Бальзак	—
8 600	1875	Тиссандье, Сивель и Кроче-Спинелли **	3 000
8 838	1862	Глешер и Коксвель	—
9 155	1894	Берсон	2 600
9 420	—	Виганд и Лютце	2 200
10 000	1934	Шренк и Мазох *2	9 500
10 500	1901	Берсон и Зюринг *з	8 400
11 ОСО	1928	Малас *4	2 200
12 944	1927	Грей	2 265
12 953	1927	Грей (^-й полет) *δ	2 265

*1 Сивель и Спинелли погибли от удушья. Тис-сандье пришел в себя при спуске с высоты 6 000 метров и благополучно опустился. *² Пилоты погибли от удушья из-за неисправности кислородных аппаратов. *з На высоте 10 500 метров оба пилота впали в обморочное состояние, пришли в себя на высоте 6 000 метров Спуск благополучен. *4 Погиб от удушья из-за неисправности кислородного аппарата. *5 Нехватило запаса кислорода—Грей погиб от удушья. приведены данные, относящиеся к высотным полетам на аэростатах в открытых корзинах. Аэростаты, предназначаемые для полетов в верхних слоях тропосферы, называются теперь субстратостатами. Первый полет в стратосферу совершен Пиккаром в 1931 г.; в таблице 2 помещены данные полетов в стратосферу С. до 19Ь6 г. На фигуре 1 показаны сравнительные вьь соты, достигнутые С. Все поднимавшиеся в стратосферу С. были снабжены герметич. гондолой, в которой помещались пилоты, необходимые приборы и кислородные аппараты, обеспечивающие жизнеспособность человека во все время полета. Почти все полеты в открытых кабинах до высот, близких к стратосфере, оканчивались катастрофой. Однако в дальнейшем возможно допустить полеты в стратосферу на С. с открытой гондолой при условии применения пилотами скафандров — специальных костюмов, предохраняющих человека от действия на организм пониженного давления воздуха и низких f, снабженных кислородной аппаратурой для

Дата полета		Страна	Название стратостата	Объем стратостата в Ж3	Кабина (гондола)	Аэронавты (пилоты)	Достигнутая высота в м	Продолжительность полета в час. и мин.	Пройденное расстояние в км
27/V	1931	Германия	FNRS	14 130	Герметич.	Пиккар и Копфер	15 781	16 ч.	_
18/VIII 1932		»	»	14 ! 30	»	Пиккар и Козине	16 300	12 ч. 5 метров.	—
5/VIII 1933		США	Век прогресса	16 300	»	Сеттль *1	200	15 метров.	—
ot>/IX 1933		СССР	СССР-1	24 000	»	Прокофьев, Годунов, Бирнбаум *2	19 000	10 ч.	100
20/XJ 19; 3		США	Век прогресса	16 300	»	Сеттль и Фордни	18 862	9 ч.	—
3C/I	1934	СССР	Осоавиахим-1	25 000	»	Федосеенко, Васенко и Усыскин *3	22 0Ю	19 ч. 19 метров.	_
28/VII 1934		США	Эксплорер	84 000	»	Кеппер, Стевенс и Андерсон *4	18 474	10 ч.	1 094
18/уШ 1934		Бельгия	Век прогресса	16С00		Козине и Вандер-Эльст	15 996	14 ч. 15 метров.	1000
22/Х	1934	США	» »	16 900	»	Жан Пиккар с женой	17 672	8 ч. 48 метров.	322
25/VI	1935	СССР	СССР-1 бис	24 000	»	Зилле, Прилуцкий, Вериго	16 осо	—	~~
11 /XI	1935	США	Эксплорер 2	104 000	»	Стивенс и Андерсон	to to о о	—	—

*1 Полет был прекращен на высоте 200 метров *2 Мировой рекорд высоты, державшийся до 1935 г. *³ Пилоты погибли при спуске. *4 Гондола оторвалась от оболочки стратостата на высоте 2 500 метров Пилоты спаслись при помощи индивидуальных парашютов. дыхания и обогревательным приспособлением. Идея применения герметической гондолы для полета в высоких слоях атмосферы была впервые высказана во Франции Тридоном в 1871 г. и впервые осуществлена Пиккаром. Первому удачному полету Пиккара предшествовала неудачная попытка (30/IX 1930 г.), когда сильный ветер прижал оболочку к земле. Во время полета Пиккара 27/V1931 г. С. достиг высоты 15 000 метров через 25 мин. после начала подъема; такая скорость подъема не дала возможности Пиккару производить научные наблюдения. Через 2 ч. 35 мин. после начала полета обнаружилось, что вследствие обрыва клапанной веревки нельзя было открыть клапан для выпуска части газа с целью спуска; пришлось ждать, пока подъемная сила газа под влиянием охлаждения его (вследствие захода солнца) уменьшится. Гондола еще на старте получила трещину, которую заделывали уже в полете, ряд приборов испортился вследствие быстрого подъема, ртуть разбившегося барометра едва не разъела стенки гондолы. Все это способствовало тому, что научные результаты полета оказались невелики. Вторичный подъем Пиккара 18/VIII 1932 г. на той же оболочке, но с другой гондолой был более удачным. Верхний люк гондолы был герметически закрыт на высоте 1 500 метров Подъем

С. происходил сначала медленно, за первые 40 мин. только на 1 600 м, затем под влиянием нагревания солнечными лучами водород в оболочке стал быстро расширяться, и за 14 мин.

С. достиг высоты 8 500 м, после чего подъем снова замедлился. Вследствие отсутствия у гондолы амортизирующего приспособления она при спуске на землю сильно подпрыгнула и перевернулась, часть приборов разбилась. Основная задача Пиккара во время обоих полетев — изучение космических лучей на большой высоте — не была выполнена с достаточной полнотой. Все же удалось выяснить увеличение интенсивности космич. лучей по мере подъема в стратосферу.

Первый полет Сеттля 5/VIII 1933 г. с территории Чикагской выставки окончился неудачно. Поднявшись на высоту 200 м, С. упал на одну из улиц Чикого. Первый в мире удачный во всех отношениях полет в стратосферу, установивший мировой рекорд высоты, был полет С.

«СССР-1» 30/IX 1933 г. (Прокофьев, Годунов и Бирнбаум).

Старт дан в 8 ч. 40 мин., взлет быстрый, череа 5 мин. высота 2 000 м, задраиваются лазы, еще через 15 мин. — 6 000 метров В 9 ч. 47 мин. С. уравновесился на высоте 17 500 метров дальнейший подъем— за счет сбрасывания балласта; t° в гондоле +25— 30°, снаружи —65°. В 12 ч. 55 мин. достигнута рекордная высота 19 000 м, после чего С. пошел вниз; на 6 000 метров открываются лазы. Спуск очень плавный, гондола коснулась земли амортизато» ром и осталась на нем стоять. Все приборы в исправности. Во время полета произведено много ценных научных наблюдений и взяты пробы воздуха на разных высотах. 20/XI 1933 г. Сеттль и Фордни установили мировой рекорд высоты буржуазных стран в 18 862 м, что однако ниже действительного рекорда высоты, установленного

С. «СССР-1» и державшегося до 1935 г.

30/1 1934 г.—полет С. «Осоавиахим-1», окончившийся гибелью. Как установлено по записям т. Васенко в бортовом журнале, начавшийся в 9 ч. 04 мин. подъем протекал нормально да высоты 19 500 м, каковая являлась зоной равновесия (зоной, на которой подъемная сила газа в оболочке равняется полному весу С., для «Осоавиахим-1» 2 480 килограмм) и была достигнута через 1 ч. 6 мин. Наличие балласта (580 килограмм дроби и аварийный балласт — приборы и личные вещи — 200 килограмм) обеспечивало нормальный спуск с этой высоты. Сбрасыванием затем 360 килограмм балласта и использованием увеличения подъемной силы газа за счет нагрева его солнечными лучами (что вызвало расширение газа в оболочке и выход части его через аппендикс) в 12 ч. 15 мин. была достигнута рекордная высота в 22 км; благополучный спуск с этой высоты требовал наличия на борту значительно большего количества балласта, чем оставалось. В 12 ч. 33 мин. начался спуск, однако скоро прекратившийся и возобновившийся в 13 ч. 20 мин. после продолжительного открытия клапана. Выполнившийся от разогрева С. с высоты 21 500 метров в 13 ч. 51 мин. снова пошел вверх. В 14 ч. 20 мин. — высота 21 200 м, начался очень медленный спуск. В 15 ч. 15 мин.—высота 17 400 метров спуск ускоряется, в 16 ч. 13,5 мин.—высота 12 000 метров Дальнейших записей нет. Скорость спуска увеличива-

ется вследствие понижения t° газа в оболочке из-за уменьшения интенсивности солнечной радиации и из-за обтекания оболочки холодным воздухом (t° воздуха —50°, 1° газа внутри оболочки на высоте 22 000 метров ок. + 4°). В 16 ч. 23 мин. оторвавшаяся от оболочки гондола ударилась о землю, то есть скорость падения, приведенная к плотности воздуха у земли, —12—15 м/ск. По наиболее вероятному анализу причин катастрофы, данному тов. Прокофьевым, катастрофа произошла вследствие разрыва ап-пендиксовой уздечки, вызванного быстрым спуском, что способствовало мгновенному образованию из оболочки парашюта (нижняя часть оболочки с силой вдавилась внутрь оболочки) искаженной формы.

Благодаря возникновению больших усилий в стропах вследствие быстрого торможения спуска произошел разрыв гусиных лапок. Неудачная скользящая подвеска при разрыве одной гусиной лапки (их было 64) выводила из строя основную стропу (их было 8) и тем самым вызвала увеличениенагру-зки в остальных стропах. Все это вместе и вызвало резкий крен и качание гондолы,что не дало возможности пилотам принять меры к замедлению спуска путем выбрасывания балласта (а вероятен и удар пилотов о выступы и стенки гондолы) и вызвало дальнейший обрыв строп. Несмотря на гибель С. полет «Осоавиахим-1» дал ценные научные материалы, частично восстановленные по записям наблюдений, производившихся пилотами.

28/VII 1934 г. — полет американского С. «Эксплорер» с целью побития советского рекорда и проведения ряда научных исследований. Объем С. был рассчитан для достижения 27 км. Люки гондолы были закрыты на высоте 4 500 метров Через 5 ч. 19 мин. после начала подъема была достигнута высота 12 000 м, подъем затем продолжался до высоты 18 474 ж, когда был замечен разрыв в нижней части оболочки; С. начал быстро опускаться. На высоте 6 500 метров нижняя часть оболочки оторвалась, верхняя преврати лась в подобие парашюта, С. опускался со скоростью 4 м/ск. На высоте 2 500 метров гондола оторвалась от оболочки. Попытка пилотов раскрыть специальный большой парашют для всей гондолы не удалась. Пилоты выбросились на парашютах с высоты 900, 500 и 150 метров Причины катастрофы точно не установлены, наиболее вероятная причина разрыва оболочки — недостатки конструкции ее и системы подвески и образова ние в материи оболочки складок при взлете, вызвавших рывки при расправлении их по мере расширения газа. Почти все приборы, бывшие в гондоле, при падении ее разбились; уцелел только один спектрограф, сброшенный заранее на парашюте. Поэтому несмотря на многочисленные научные наблюдения, произведенные во время полета, научный результат его был невелик. 18/VIII 1934 г. — полет проф. Козинса с целью изучения воздушных течений, температурных колебаний в стратосфере и космических лучей. Подъем происходил со скоростью сначала 4 м/ск, затем 3 м/ск. Спуск благополучный. 23/Х 1934 г. — полет Жана Пиккара (брата проф. Пиккара) на оболочке и гондоле С. Сеттля «Век

7860

1864

1868

7872

1876

1880

1884

1888

1892

1894

1898

1902

1904

1908

1912

1916

1920

1924

1928

1932

1934

1935 ГоЭь

ц

Глеи/ер -8838

р

1

1

Тш

осандье

-8600

i

it

i| t|

>о 1

I

*

1

Берс

он-9155

4xNN ц

§

1

Берсон

и Зюри

не 708ι

ΊΟ

и

ц

if

И

щ

Ё

Гре лас-110( Ί

й -1294i

4

i

и Мс

JUI I Пиккар conn ί

15781 _

Пиккао“ Т СССР- „ “J I. M800

ОСАХ 22000 _I_

ХХХЧ И

16

ООО Kol

UHC

„·

С’ 18475Ken nei: V7672 ntlhkal

iis.

16000

с.с.срТ

(бис) oj

&

N5

* i S

Фигура 1.

прогресса». Поднявшись на небольшую высоту,

С. снова опустился; вторичный подъем удачный, но при посадке оболочка зацепилась за деревья и разорвалась. Научные результаты—гл. обр. по изучению космич. лучей. 25/VI 1935 г. полетом «СССР-1 бис» с тт. Зилле, Прилуцким и проф.

77

Вериго достигнута высота 15 900 метров Во время полета произошел разрыв оболочки; вследствие выхода части газа из оболочки скорость снижения С. постепенно увеличивалась. Для уменьшения ее проф. Вериго с 4 000 метров и т. Прилуцкий с 2 000 метров выбросились на парашютах. В результате этого, а также и вследствие увеличения сопротивления оболочки, принявшей при этом форму, напоминающую парашют, стропа, соединяющая аппендиксовую уздечку с подвесным об-ручом, разорвалась. Это обстоятельство и послужило спасением положения: скорость падения уменьшилась и С. с т. Зилле на борту благополучно опустился. Гондола осталась цела, помялся только амортизатор. Полет дал наиболее ценный из всех полетов на G. научный материал. Несмотря на короткий полет стратонавт произвел большое количество наблюдений; все приборы и запись показаний их сохранились в целости. В ноябре 1935 г. американцы Стивенс и Андерсон на С. «Эксплорер 2» достигли высоты 22 700 метров В 1936 г. намечается полет Херрера (Испания) в открытой гондоле со скафандром. С. объёмом 24 000 м^ъ. Задача полета — испытание скафандра в полете. Проф. Пиккар проектирует

С. объёмом 113 000 м^г для подъема на 30 500 метров.

Конструкция С. Построенные до сего времени

С.мало конструктивно отличаются от обычных сферич. аэростатов. На фигуре 2 — схема С. Пик-кара, на фигуре 3 — схема С. «Осоавиахим-1» и на фигуре 4 — схема С. «СССР-1». Оболочка 1 изготовляется обычно не из одинаковой, как у аэростатов, ткани, а из разных в зависимости от конструкции подвески — из трех или двух сортов ткани различной прочности и газопроницаемости. Употребляется одно-, двух- и трехслойный прорезиненный перкаль или шелк. Оболочки первого С. Пиккара, «СССР-1» и «Осоавиахим-1» были из прорезиненного перкаля, второго С. Пиккара и американского С. «Эксплорер» — из прорезиненного шелка. Верхняя часть оболочки делается из двухслойной или более плотной однослойной ткани, нижняя — из однослойной. Самый верх купола в случае крепления к нему строп делают, как напримерв С. «СССР-1», из трехслойной ткани. Газонепроницаемость верхней части оболочки должен быть больше, чем нижней, т. к. в начале подъема и при спуске газом наполнена только верхняя часть оболочки; оболочка целиком выполняется только на зоне выполнения, и при происходящем во время дальнейшего подъема расширении газа и выходе его через аппендикс допустима потеря газа вследствие газопроницаемости оболочки. Примерные данные двухслойного прорезиненного перкаля: вес 200— 250 г/м², временное сопротивление по основе 1 100—1 300 килограмм/м, по утку 800—950 килограмм/м, удлинение по основе 4—6%, по утку 10—12%, газопроницаемость 15—20 л/м² в сутки; однослойного перкаля: вес 150—220 г/м², временное сопротивление по основе 550—950 килограмм/м, по утку 500— 870 килограмм/м, удлинение по основе и утку, как и у двухслойного, газопроницаемость 20—35 л/м² в сутки. Вес материи (однослойной) оболочки С. Пиккара «FNRS» в верхней части (³/₄ шара): перкаль 90 г/м², слой прорезинки 110 г/м², всего 200 г/м² в нижней части (^х/₄ шара) вес перкаля 55 г/м², прорезинки 110 г/м², всего 165 г/м²

вес материи С. «СССР-1», начиная от верхнего усиления и до нижней части оболочки, 220 г/м², вес нижней части 165 г/м²; вес материи «ОАХ-1»: верхняя часть до поясных лап (двухслойный перкаль) 250 г/м² и нижняя часть (однослойный перкаль) 180 г/м². Вес оболочки из прорезиненного шелка 125 г/м² (на строившемся испанском С.); в новом проекте С. Пиккар рассчитывает иметь вес шелковой оболочки 67 г/м², из них вес шелка 32 г/м² и слой прорезинки 35 г/м² при прочности 500 — 550 килограмм/м и газопроницаемости 30 л/м² в сутки. Обычно оболочка сшивается и склеивается из ряда полотнищ (оболочка С. «Эксплорер» только склеивалась); число полотнищ у С. Пиккара 100 (раскрой меридиональный), у наших С.—24 и 25 (раскрой трапецеидальный); шов (при сшивке) одно- или двухрядный, ширина строчек ок. 20— 25 миллиметров на швы накладываются ленты (с обеих сторон или только с наружной) шириной 25— 30 миллиметров. Снаружи оболочка покрывается алюминиевым порошком или окрашивается в желтый цвет, что делается с целью уменьшения вредного влияния на нее ультрафиолетовых лучей, вес слоя окраски 10—25 г/м². Значительную опасность в полете и особенно на старте представляет возможная электризация оболочки и проска-кивание искры вследствие образования на ней разницы потенциалов. Помимо принятия соответствующих мер на старте (наполнение оболочки газом не снизу, а сверху, посыпание места старта порошком графита, пропускание газа через фильтр, плотное соединение шлангов и прочие) необходимо исследование состава окраски обо

дочки с точки зрения уничтожения возможности накапливания на ней статических зарядов (и тем предотвращения образования опасных электрических разрядов). С этой целью в состав покрытия оболочки можно вводить раствор хлористого кальция, глицерина и других гигроско-пич. веществ; окраска алюминиевым порошком очевидно хуже; по произведенным в Германии опытам она способствует прсскакиванию искры. Подвесной такелаж, связывающий гондолу с оболочкой, бывает 3 основных типов: 1) как в С. Пиккара (фигура 2) — на оболочку в нижней ее части в местах касания строп нашит и приклеен кольцевой пояс 2 из прочной материи с парабо-лич. фестонами (128 шт.), к которым прикрепляются первые спуски 3, переходящие затем во вторые спуски 3 два вторых спуска переходят в одну, стропу 4 стропы (всего 32 шт.) прикрепляются к строповому кольцу над гондолой; 2) в

С. «ОАХ-1» (фигура 3) на оболочке были нашиты и приклеены 64 пятилучевые лапы 2 размером 325x328 миллиметров, от которых шли гусиные лапки 3, переходящие в 32 первых спуска 4, затем — в 16 вторых спусков 5 и наконец—в 8 строп 6. Недостаток этой подвески—подвижное (скользящее) соединение строп со спусками и т. д., благодаря чему при разрыве одной гусиной лапки выбывает из строя одна из восьми строп. Во всех аналогичных системах диам. веревок уменьшается при переходе от строп к гусиным лапкам (смотрите далее расчет подвески); 3) в

С. «СССР-1» стропы (24 шт.) прикреплялись не к поясу,а к веревочному кольцу (диам. 8 м) усиленной верхней части купола оболочки; на оболочке стропы укреплялись при помощи матерчатых шайб; такая система можен и 4-й тип: крепление разветвляющихся от строп спусков и гусиных лапок к веревочной сети, которая охватывает всю (как в аэростатах с сетью) оболочку или, что лучше, часть ее; тогда в верхней части сеть постепенно переходит в стропы, крепящиеся к усилению в верхней части купола или к нашитому в верхней половине оболочки параболич. поясу. Стропы, спуски и гусиные лапки — вые или шелковые веревки; при системе подвески, как в «СССР-1», возможны ленты. Прочность стропы в С. Пик-кара— 800 килограмм, в «СССР-1» —1 500 килограмм, в «ОАХ-1» — 1 600 килограмм. Поясной такелаж, служащий для удержания С. на старте, состоит из находящегося в верхней части оболочки пояса 7 с гусиными лапками 8 и спусками 9, как у Пиккара (фигура 2), или из матерчатых лап 7, нашитых и наклеенных на оболочку, как у «ОАХ-1» (100 лап размером 378x286 миллиметров) (фигура 3). От пояса или лап идут поясные веревки, за которые стартовая команда и удерживает С., при отправлении

С. в полет они могут выдергиваться. Вверху оболочки на полюсе клапан 10 (фигура 4), от которого идет клапанная веревка 11 в гондолу, выходя из оболочки через основной аппендикс 12 или, как обычно, через дополнительный 13 меньшего диам. рядом с основным; иногда клапан помещается не на полюсе, а на некотором расстоянии от него; на С. «Эксплорер»- клапан пневматический, открывавшийся из гондолы сжатым воздухом, подводимым к клапану через автомобильный шланг. Клапаны стратостатов Пик-кара, «СССР-1» и «ОАХ-1» (фигура 2 и 5) — таре-

гораздо целесообразнее. Воз-

лочные диаметром 0,66, 0,85 и 0,75 м, весом 7,14, 14 килограмма; усилие, необходимое для открытия клапана, 25—30 килограмм. Разрывное полотнище 14 наклеено изнутри на вырез в верхней части оболочки; от него через второй добавочный аппендикс 15 идет разрывная вожжа 16 к строповому кольцу над гондолой; расстояние между гондолой и разрывным полотнищем по мере выполнения оболочки уменьшается, вожжа провисает, поэтому необходимо предусмотреть невозможность запутывания ее о стропы. В целях устранения возможности случайного вскрытия разрывного полотнища (отрыв рассчитан под грузом в 55 килограмм) разрывная вожжа идет через аппендикс не непосредственно от разрывного полотнища, а проходит через карабин 27, с которого надо сорвать разрывную вожжу, прежде чем вскрыть разрывное. Кроме того некоторая слабина дается разрывной вожже, как это видно из схемы фигура 5, и внутри оболочки путем закрепления вожжи 18 в оболочку добавочного аппен

дикса. В С. Пиккара в месте присоединения к оболочке основного аппендикса 12 — кольцо 19, внутри аппендикса—рукав 20, завязанный на старте и развязывающийся при полете, и в нижней части—кольцо Пэшля 21, назначение которого впускать воздух в оболочку при спуске С. по мере сжатия газа, с тем, чтобы она имела более выполненный вид (и тем самым больший коэф. лобового сопротивления при спуске). Сбоку в оболочке имеется одно или два отверстия 22 с завязывающимся рукавом для наполнения ее газом. Наполнение газом через нижний аппендикс производить не следует, так как в материи верхней части оболочки могут при этом возникнуть значительные напряжения (благодаря вытягиванию оболочки вверх); при очень больших объёмах С. целесообразно производить наполнение газом через рукав в верхней части оболочки. Диаметр основного аппендикса у построенных С. ^2,5 м, диам. добавочных 0,5— 1,5 метров Вес оболочки с клапаном, разрывным полотнищем и аппендиксом в первом С. Пиккара— ок. 700 килограмм, такелажа—50 килограмм, «ОАХ-1»—950 и 50 килограмм, «СССР-1»—990 и 130 килограмм, С. Козинса—735 килограмм. В С. Козинса внутри оболочки была устроена матерчатая шахта, позволяющая регулировать высоту подъема и останавливать С. на определенной высоте. Та же цель преследовалась и в субстратостате «Барч фон Зигсфельд» (фигура 6) (схема на фигуре 6 и схематич. разрез шахты на фигура 7). От верхнего полюса внутри субстратостата проходит (выходя наружу снизу) шахта 2, через нее отводится (вверх) расширяющийся при подъеме газ (вместо обычного выхода его через аппендикс); шахта может складываться в виде гармоники, от смятия ее предохраняет ряд колец 2. Благодаря наличию внутри шахты особого приспособления—подвижного аппендикса 3, конусообразной мембраны с клапанным

кольцом 4, устанавливаемой (управлением из гондолы) на любой высоте шахты и регулирующей открытие и закрытие клапана камеры наружного воздуха 5, соединенной с атмосферой при помощи рукава 6, обеспечивается выпуск газа из оболочки при любой степени выполнения ее, тем самым дается возможность уравновеситься и совершать полет на выбранной высоте. Существующие С. (кроме субстратостата «Барч фон Зигсфельд») мало отличаются по своей конст-

рукции от обычных аэростатов. Недостаток их — необходимость наличия на борту большого количества балласта (до 30% от полной подъемной силы—см. расчет балласта), позволяющего затормозить скорость спуска С., которая в случае потери большого количества газа м. б. катастрофично велика. В целях устранения необходимости брать много балласта и во избежание перегрева газа при подъеме и охлаждения при спуске инж. Лебедевым предложена следующая конструкция С. Вокруг оболочки С. по экватору (фигура 8) нашито и приклеено парашютное кольцо 2, имеющее ряд круглых вырезов 2 от кромки этого кольца идет ряд строп 3, по три к каждой стропе оболочки. При подъеме стратостата парашютное кольцо висит вокруг оболочки, при спуске парашют раскрывается. Назначение парашюта — уменьшить скорость спуска, что достигается благодаря а) увеличению парашютирующей поверхности и б) увеличению коэф-та лобового сопротивления формы. Оболочка обычного С. по мере спуска при происходящем при этом уменьшении объёма газа принимает грушевидную, сравнительно хорошо обтекаемую вертикальным потоком воздуха форму, благодаря чему ее коэф. лобового сопротивления небольшой, сравнительно мала также и площадь сопротивления формы. Даже в случае спуска выполненной воздухом оболочки, при наличии например кольца Пэшля, коэф. лобового сопротивления ее не велик (как шара С_х=0,25); наличие парашюта и в этом случае помимо увеличения площади сопротивления даст и значительное увеличение С_х всей формы; при невыполненной же оболочке увеличение площади лобового сопротивления частично достигается и за счет горизонтальной слагающей силы лобового сопротивления парашютного кольца, способствующей растягиванию оболочки. Парашют вокруг оболочки предлагался и ранее (еще в одном из монгольфьеров), однако наличие одного парашютного кольца при спуске придаст С. неустойчивость и он будет раскачиваться, что нежелательно; ряд вырезов в парашютном кольце совершенно меняет дело и, как показали опыты с большими моделями, дает С. плавный и устойчивый спуск. Превращение оболочки в парашют происходит постепенно при помощи стягивающей системы 2, состоящей из ряда веревочных тяг, идущих от нижней части оболочки (у аппендикса) к верхней (вокруг полюса), перекинутых затем через блочки и идущих далее (переходя в одну тягу) через аппендикс наружу к гондоле. Притягивание нижней части оболочки к верхней по мере уменьшения объёма газа в оболочке происходит автоматически под действием силы веса гондолы и может также регулироваться пилотом при помощи наматывания веревки на барабан внутри гондолы, куда эта веревка пропущена через приспособление в стенке ее, аналогична приспособлению, служащему для ввода клапанной веревки. Эти простые добавочные к обычному С. устройства позволяют иметь полную уверенность, что даже при разрыве оболочки в воздухе скорость спуска будет, например для

С. объёмом 40 000 ж³, не больше 4,5 м/ск, тогда как в этом же случае при обычной системе С катастрофа неминуема. По сравнению с нормальным С. на С. предлагаемой системы м. б. при том же объёме достигнута большая высота подъема; изменения атмосферных условий во время полета С. меньше влияют на выполнение полета и нормальный спуск С. Вес добавочного устройства сравнительно с весом всей оболочки ничтожен.

Расчет оболочки на прочность для выполненной оболочки на зоне выполнения. Отсечем мысленно нижнюю часть оболочки BED (фигура 9), заменив ее действие силами натяжения г кг/η. м> равномерно распределенными по окружности основания сферич. сегмента BCD. Ур-ие равновесия сил:

А_с._с + (Ро + ah)nr — t2πг sin а — 0=0; (1)

т. к. сверхдавление у нижнего основания аппендикса равно 0, то

V_{€ С} · a dhnr²—t 2nr sin α — Mq=0; (1)

здесь А_СяС, С/_с#с, г и М — подъемная сила газа, объём, радиус основания и поверхность сегмента BCD, а — удельная подъемная сила газа на зоне выполнения, q — вес 1 п. м оболочки (верхнего сферич. сегмента) и h=КО=R (1 + cos а). Из ф-лы (1)

_ U_Ct€ a-f ahnr*—Мд

2nr sin а *

Наибольшая величина t— в верхней части оболочки. Обычно напряжение в оболочке сферич. аэростата считают по формуле Ренара:

где p_h — сверхдавление в оболочке на расстоянии h от основания аппендикса; однако г по этой формуле получается меньше, чем по более правильной формуле (2). Расчет невыполненной оболочки аналогичен; здесь а увеличивается и h уменьшается. Принимая коэф-т безопасности материи к, необходима материя с разрываю щим усилием не менее кг. Берут к не менег 12, желательно до 2G_Vт. к. возможны значительные местные напряжения в оболочке в нижней ее части при заполнении газом (невыполненной) поднимающейся вверх оболочки, когда происходит расправление складок (могущих слипнуться) оболочки. Стропы подвески рассчитываются на вес Q гондолы с приборами, оборудованием, балластом и экипажем. В каждой основной стропе усилие

Т=Q

cmp. _{n cos φ} »

где η — число основных строп, а φ — угол меж ду вертикалью и направлением стропы. Если каждая стропа от гондолы к оболочке разветвляется на 2 спуска, то усилие в спуске

Т=^^стР·

^СПт 2 cos <ρι ’

где <р_г — угол между направлением стропы и спуска; в случае дальнейшего разветвления спусков, например на гусиные лапки, расчет ведется аналогично. Веревки для строп подбираются по разрывающему усилию при том же (не менее) коэфициенте безопасности, что и у оболочки. Диаметр D_max поперечного сечения аппендикса определяется из расчета скорости подъема v_H выполненной оболочки, то есть после достижения С. зоны выполнения. Задаваясь v_H =10— 12 м/ск, определяем объём газа АС/, к-рый должен выходить через аппендикс за 1 ск (секундное приращение объёма газа в оболочке вследствие его расширения), исходя из ф-лы

^«1 ^аН

и_н а>нi *

1C

где U_н — объел1 газа на данной высоте (объём оболочки); £7 —объём газа через 1 ск., то есть при подъеме С. на 12 метров выше; а и а_н—на тех же высотах. Принимая н_г ~Н + 12, определим

ш=и Л*»— О.

^Μ α«+12 J

Приравнивая ΔU выпускной способности аппендикса Q_ann., получим _

Атт — О=kF M~ -?F—

— Vann. ^/u ami. _У( з где к — коэф. сжатия струи (для аппендикса м. б. принято /с=0,75), F_armt— площадь поперечного сечения аппендикса, р — сверхдавление га

за на уровне верхнего кольца аппендикса в килограммах/м² (на зоне выполнения), #=9,81 м/ск² и у_г—вес 1 м³ газа (на зоне выполнения). Определим F_ann% и D_ann% Диам. клапана определяется из расчета задаваемой секундной пропускной спо-

Фигура и. собности клапана Q_h._u (можно принять Q_K4t==0,03—0,035% от объёма выполненной оболочки U). Тогда площадь гнезда клапана или боковая поверхность цилиндра с диаметром гнезда клапана и высотой, соответствующей подъему та релки над гнездом (надо брать меньшую из этих площадей), F_K^ определится по той же ф-ле, что и для аппендикса:.

τρ — $кл. ^х к л. — >

ftll ^

у Уг в этом случае берем к_г=0,5; р берем в верхней точке оболочки на зоне равновесия.

Гондола стратостата. Требования, предъявляемые к гондоле: герметичность стенок, быстро“ открывающиеся и закрывающиеся герметические люки, надежное и герметичное устройство управления клапаном, достаточный для пребывания и работы людей объём, возможность удобного расположения оборудования и приборов, хороший обзор из гондолы, амортизатор, предохраняющий людей и инструменты от повреждения при посадке, наружная окраска, обеспечиваю-· щая поддержание внутри гондолы не слишком

высоких и низких ί°, возможно меньший вес. Гондолы для С.—сварной или клепаной конструкции. Гондола состоит из каркаса, к к-рому обычно непосредственно крепится такелаж, идущий к строповому кольцу и далее от него к оболочке. Стенки гондолы из листового тонкостенного материала; наилучшая форма гондолы—шарообразная, так как при этом получается наименьшее напряжение в материале стенок вследствие разницы внутреннего и наружного давления воздуха. В сварных конструкциях материалом служит алюминий, сталь и сплав с преобладанием магния, в клепаных — дюраль и кольчугалюминий. Размеры построенных гондол, веса и прочие даны в таблице 3. Особое внимание при сварке и клепке листов стенок гондолы обращается на герметичность гондолы. Наружная обшивка и окраска гондолы имеют целью предохранить людей от высоких (вследствие интенсивного нагревания солнечными лучами) и низких (t° в стратосфере— —56°) темп-p; окраска построенных гондол — см. табл. 3. Первая гондола

Стратостат	Диам. гондо лы, м	Конструк ция	Материал	Толщина стенок гондолы, мм	Врем, сопрот. на разрыв, кг/мм2	Вес гондо лы, кг	Наружная окраска гондолы (цвет)
Пиккар, 1-й полет.	2,2	Сварная	Алюминий	3,33	24	130	Половина алюминиевая, половина черная Вся алюминиевая
Пиккар, 2-й полет.	2,1	»	»	3,5	24	—
СССР-1.	2,3	Клепаная	Кольчугалюминий	2	35	280	Вся голубая
ОАХ-1.	2,4	Сварная	Антимагнитная хромоникелевая сталь	0,8	60	250	Серая
Эксплорер.	2,55		Сплав Доу (с 95% магния)	3,5		205	Половина белая, половина черная

Пиккара (фигура 10а и 106) имела каркас из 8 алюминиевых трубчатых стоек 2, к которым снизу укрепляется пол; вверху стойки выходят наружу гондолы и оканчиваются кольцами 2, от которых идут тросы к строповому кольцу. От стоек внутри гондолы идет ряд поперечных распорок 3. Сна-

ло А-А

ружи гондола стянута восемью тягами, переходящими к точкам крепления к строповому кольцу. Оболочка гондолы—из трех алюминиевых выштампованных частей. Снаружи гондолы укреплен пропеллер 4, вращаемый от электромотора 5 в гондоле, для регулирования температуры воздуха в ней путем поворачивания половины, окрашенной в черный цвет, к солнечным лучам для повышения г° внутри нее и свет лой— для понижения. Это устройство, оказалось неудачным, и во время полета 27/V 1931 г. t° внутри гондолы, сначала резко упавшая, повысилась затем до 41°. В верхней части гондолы, сбоку, — герметически закрывающийся лаз 6 с диам. 500 миллиметров (время, потребное на открытие лаза, —25 ск.); в стенке гондолы — 8 иллюминаторов 7 из двойного стекла диам. 100 миллиметров, толщиной 7,5мм; снаружи гондолы укреплен барабан 8 для наматывания клапанной веревки, проходящей затем через герметич. приспособление в гондолу. Сбоку гондолы — клапан 9 для впуска воздуха в гондолу. Над гондолой укреплен специальный гондольный парашют для замедления падения гондолы в случае разрыва оболочки. Благодаря окраске второй гондолы Пик-кара целиком в светлый цвет темп-pa внутри нее во время полета была —20°. На фигуре 11 изображен общий вид гондолы «СССР-1» (конструктор В. А. Чижевский), подготовленной к полету; на фигуре 12 видно внутреннее устройство ее (часть оболочки вырезана); на фигуре 13—чертеж общего вида гондолы. Каркас гондолы (фигура 12 и 13) состоит из 8 вертикальных 2, 16 наклонных кольчугалюминиевых труб 2 и 8 профилей в средней части 3, служащих основанием кольцевого стола для приборов 4, борта которого обтянуты войлоком. Узлы соединения труб стальные; 8 верхних и нижних узлов имеют косынки, к которым и прикреплена оболочка. В нижней части каркаса укреплен пол 5 из кольчугалюминиевых профилей и гсфра, зашитого листом, и 2 откидных стула 6. Каркас воспринимает все сосредоточенные нагрузки, а оболочка 7 гондолы — только разницу внутреннего и наружного давлений. Оболочка склепана из 12 выколоченных по поверхности шара с d=2,3 метров кольчугалюминиевых листов; тип двойного заклепочного шва 8, обеспечивающего герметичность гондолы, виден на фигуре 14; шаг заклепок 18 миллиметров; швы покрыты авиалаком. Для входа и выхода пилотов из гондолы в верхней половине оболочки прорезаны два отверстия 9 с d== 500 миллиметров у закрываемые люками 10, отлитыми из силумина (время на открытие люка — 8 ск.). К стенке гондолы прикреплена обичайка, в паз которой заложена очень эластичная резина; края люка специальным механизмом вдавливаются в резину обичайки, чем достигается полная герметичность. На открытие или закрытие люка ло Б-ΰ

(при помощи ручек 11) требуется 5—8 ск. На фигуре 15 дан вид на запирающий механизм люка внутри гондолы. В гондоле прорезано 9 окон

Фигура 14.

12 с d — 100 миллиметров; толщина стекол (оптических) — 8 миллиметров; окна снабжены предохранительными колпачками с резиновой прокладкой и зажимным устройством на случай разбития стекол. Катушка 13 снаружи гондолы служит для наматывания на нее веревки от клапана (при выполнении аэростата газом, по мере подъема, расстояние между клапаном и гондолой уменьшается, веревка провисает); катушка надета (фигура 16) на

Фигура 15.

стержень 14, проходящий через сальник 15, вклепанный в оболочку гондолы; на конце стержня — штурвал 16, поворачиванием которого пилот наматывает веревку на катушку. Под гондолой — амортизирующая подставка 17 из ивовых прутьев (фигура 12); она ломается в случае спуска со скоростью более 5 м/ск. Балласт (дробь) в мешках 18 подвешен к кольцу 19 под гондолой. В отверстия в кольце вставлены болтики, законтренные сверху шпильками, соединенными после довательно стальным тросом; к болтикам подвешивались на тросах мешки. В дне гондолы через герметич. сальник 20 (фигура 17, где показано приспособление для сбрасывания балласта) проходит вал 21, на нем изнутри гондолы ручка 22, поворотом которой трос наматывается на находящуюся снаружи катушку 23; при этом трос выдергивает» очередную шпильку, и дробь из мешка, нижним концом привязанного к гондоле и опрокидывающегося при этом, высыпается.

Тепловая изоляция гондолы достигалась обшивкой гондолы войлоком, поверх которого полотняная обтяжка, выкрашенная в голубой цвет, что предохраняло от влияния солнечных лучей; темп-pa внутри гондолы во время полета колебалась от + 14 до +30°. Гондола подвешивалась к строповому кольцу 24 (фигура 11) (от которого идут стропы к оболочке) за ушки 25 (фигура ^Фиг· ¹⁶·

13), которыми оканчивались вертикальные трубы 1 каркаса.

На фигуре 18 приведена гондола «ОАХ-1», в которой каркас из 10 стрингеров и 6 горизонтальных шпангоутов из трубочки d=12×14 миллиметров, сварка автогенная; материал—сталь с содержанием хрома ~1,6% и никеля — 22 %, временное сопротивление трубок —75 килограмм/м². Оболочка из стальных листов аналогичного состава с временным сопротивлением ~ 60 килограмм /мм².; сварка эле-ктроточечная. Оболочка приварена к каркасу при помощи металлич.клям-мер. Лаз 1 с d== 800 миллиметров вверху гондолы закрывается при помощи барашков (что неудачно, т. к. требует для открытия лаза более 2 мин.). Иллюминаторов 2—6 с d=150 миллиметров; зеркальные стекла толщиной в 12 миллиметров. Состав окраски гондолы: олифа, цинковые белила, двуокись титана, немного сажи и талька. Клапанная веревка проходит в гондолу через U-образную, наполненную ртутью стальную трубку в стенке гондолы. Внизу, внутри гондолы, балластосбрасыватель 3—металлич. прибор, состоящий из воронки, конусообразного сосуда и 2 кранов. Балласт (дробь) насыпается в верхнюю воронку; при открытии верхнего крана дробь перемещается в сосуд, верхний кран закрывается, открытием нижнего дробь высыпается наружу (1 килограмм/ск). Амортизатор 4 внизу под гондолой — пневматический. Гондола «ОАХ-1», имея

24

Т. Э. Доп. m.

неудачные конструктивные детали (лазы, бал-ластосбрасыватель), показала высокую прочность; при ударе о землю оторвавшейся от С. гондолы она только несколько помялась.

Фяг. 18.

На фигуре 19 представлен проект гондолы, разработанный инженером ЦАГИ Бычковым. Гондола—шар с D=2,45 метров (1 —подвесное коль-

ставка для взлета). Каркас из двух — верхнего и нижнего — трубчатых поясов и из вертикальных стальных труб между ними. Как материал для оболочки гондолы рассмотрены дюраль и антимагнитная сталь; электрон вследствие недостаточности опыта с применением его и его склонности к коррозии едва ли в настоящее время применим. При коэф-тах прочности на разрыв дуралюмина 38 килограмм/мм² и антимагнитной стали 60 килограмм/мм² дюралевая оболочка при одинаковой прочности получается легче. На диаграмме (фигура 20) даны веса оболочки гондолы из разных материалов и при разной толщине листов оболочки в функции диам. гондолы. Из графика видно, что при D=2,45 метров вес дюралевой оболочки толщиной 1,5 миллиметров — 79 килограмм, толщина стальной оболочки при том же запасе прочности 0,95 миллиметров и вес 140 килограмм. При расчетной разности давления внутри и снаружи в 0,8 килограмм/см², что соответствует давлению в гондоле при закрытии люков на высоте 2 000 м, а наружного воздуха на высоте 25 000 метров (по стандартной атмосфере), подсчитывая напряжение в оболочке гондолы по ф-ле к=т|—,

где р=0,8 килограмм/см², D — диам. гондолы, <5— толщина листов оболочки и т — коэф. ослабления обшивки швами, принимаемый т=0,75, получим диаграмму фигура 21 напряжение на разрыв по шву в ф-ии D гондолы. Запас прочности в швах принят 8,5. В случае применения супердюраля (коэф. крепости 48 килограмм/мм²) вес гондолы уменьшится или запас прочности увеличится. В проекте инж. Бычкова предусмотрено крепление полок для размещения приборов не-

Уйщий бид гондолы

Схема нлепни обшибли гондолы Дюраль /, 5мм, /2листов 1000*2000 I

балласт

48мешноб

Фигура 19.

цо,2 — верхний люк, 3 — нижний люк, 4 — боковой амортизатор, 5 — главный амортизатор, 6 — кольцо для сбрасывания балласта, 7 — под жесткое, упругое, позволяющее обшивке деформироваться. Люков два — один в верхней половине гондолы 2, другой — в нижней 3 на уровне пола. К верхней части оболочки гондолы крепится подвесное кольцо 7, к нижней части — амортизатор 5, состоящий из 6 матерчатых мешков, расположенных по окружности. К мешкам пришиты легкие упругие кольца из рояльной проволоки, позволяющие мешкам сохранять свою

Пм^гг

100

2,0 2,1 22 2,3 2,4 2,5 2,6 Ом или троса имеется дополнительный вал с тросом, обеспечивающим сбрасывание балласта в случае отказа основного механизма. На фигуре 23а представлена схема с индивидуальным приводом к каждому мешку с балластом, где 1 — кольцо для сбрасывания мешка, 2 — тяга, 3 — саль-

Фигура 20 и 21

форму. Кольца связаны друг с другом несколькими проволоками, дающими дополнительную устойчивость всей конструкции; в мешках — ряд

Схема 1

ник, 4 — проволока 0,5 лш, 5 — предохранительный колпачок, 6 — запорная шпилька, 7 — мешок с балластом. На фигуре 236 дан вариант уп-

Схема2

Смешков

Рабочий тросе Запасный тросе

it----(F	1 ^ ή	pSj	д ϊ-!-Л_’
	jyg3^

7

Рабочий ролин Запасный ролин

Рабочий ролин запасный ролин

Фигура 22.

отверстий для выхода воздуха. Работа при ударе о землю поглощается за счет сжатия воздуха в мешках и одновременного выпуска части его через отверстие. К механизму управления балластом предъявлено требование полной надежности его работы. С этой целью по одному варианту (фигура 22) помимо механизма по типу, как в гондоле «СССР-1»,. на случай заедания вала лотнений, где 1 — резина, 2 — пробка, 3 — с маслом, 4 — пробка. Обеспечение герметичности выводов вполне возможно, а как показали опыты, даже и при отсутствии специальных уплотнений расход воздуха через отверстие с проволокой очень мал и не дает заметного уменьшения давления в гондоле. На фиг 24 и 25 даны разрез и общий вид гондолыпопроекту инже-

неров ЦАГИ Кузнецова и Комова. Диам. гондолы—·

2,4 метров материал — кольчугалюминий. С целью удобства расположения пилотов в гондоле каркас состоит не из системы вертикальных сквозных труб, а из 4-рамных шпангоутов, верхние концы которых завязаны внутренним кольцом из коробчатого профиля. К верхним концам шпангоутов крепятся стальные узлы, проходящие сквозь оболочку гондолы. К ним крепится строповое кольцо; такое расположение его вблизи гондолы сделано с целью большей устойчивости гондолы против раскачивания. Между шпангоутами— полка для приборов. Люк — в верхней половине гондолы. Амортизатор — в виде двух колец из прорезиненного полотна с боковыми карманами в виде двух кольцевых сегментов; между камерами — обратные клапаны для регулирования; регулятор давления выводится в гондолу. Высота амортизации 525 миллиметров рассчитана на поглощение работы ударом при спуске со скоростью 5 м/ск.

Расчет гондол С.: каркаса — обыкновенными методами, оболочки — по приведенной выше формуле и на местные нагрузки от веса человека, а также на удар при жесткой посадке со скоростью 8—10 м/ск. Испытания на прочность и воздухонепроницаемость оболочки Гондолы — путем повышения давления внутри нее примерно до 2,5—3 atm или в специальной камере с разреженным воздухом. Гондола должен быть оборудована специальными аппаратами для обеспечения дыхания и работоспособности людей во время длительного пребывания в ней. Жизнедеятельность организма человека на высоте определяется величиной парциального давления кислорода во вдыхаемом воздухе. При полетах в открытой кабине без кислородных аппаратов уже с 2 500 метров начинается нарушение деятельности головного мозга, хотя до 5 000 — 7 000 метров человек может дышать без дополнительного питания организма кислородом. При условии вдыхания 100%-ного кислорода и обогрева одежды летчика человек может выдержать в открытой кабине высоту максимум 14 000 — 14 500 м, у большинства еще раньше лопаются кровеносные сосуды, что объясняется тем, что при давлениях, соответствующих этим высотам, кислород, содержащийся в крови человека, начинает выделяться из нее; большая высота обязательно требует герметичности гондолы (или наличия скафандра); на 19 000 метров без этого происходит закипание крови в сосудах. Поэтому помимо обеспечения герметичности гондолы и поддержания необходимых для жизнедеятельности организма давления и темп-ры внутри гондолы должен быть обеспечены подача достаточного количества кислорода и удаление углекислоты, выделяемой человеком при дыхании. Обычно в воздушном флоте применяются две системы кислородных аппаратов — система высокого давления, где газообразный кислород содержится в сжатом состоянии под давлением до 150 atm, и система низкого давления — с применением жидкого кислорода. В обоих случаях кислород дросселированием доводится до соответствующего давления, под которым и поступает в маску или прямо в кабину, поддерживая в ней давление и компенсируя использованный для дыхания кислород. Стальные бутыли, в которых содержится газообразный кислород, удобнее брать небольшой емкости (до 1 л), т. к. они м. б. использова-ныжак последовательно сбрасываемый посадочный балласт. В гондоле Пиккара кроме бутыли с газообразным кислородом был установлен аппарат Дрегера (с жидким кислородом), дававший

I в минуту 2,3 л чистого кислорода и производивший циркуляцию 90 л воздуха гондолы, прогоняя его через калиевые ы, поглощающие вредные продукты дыхания (двуокись углерода). В гондоле «СССР-1» для возмещения убыли кислорода служил металлический дюаровский сосуд с жидким кислородом и кроме того была регенеративная установка для поглощения углекислоты, выдыхаемой пилотами. В гондоле «ОАХ-1» вентилятор засасывал испорченный воздух в трубопровод под деревянным полом гондолы и прогонял его через 12 ов Аудос; поглощающаяся углекислота направлялась в верхнюю часть гондолы. ы устанавливались под полом приемными отверстиями на его уровне; отверстия для выхода восстановленного воздуха вставлены в трубопровод под полом. Вентилятор (3 600 об/м.), производительность которого 72 м^г/ч при напоре 100 миллиметров вод. ст., приводился в движение от умформера, питаемого аккумуляторами.

Определение высоты подъема С. Определение высоты подъема летательного аппарата производят по след, ф-лам. 1) Ф-ла Галлея

^Н=Я°^,П^’ (‘)

где р₀ — давление воздуха в миллиметров рт. ст. на уровне моря и р_н — на высоте Я; Я₀ — высота однородной атмосферы;

где R — характеристич. постоянная для воздуха, Т₀ — абсолютная темп-pa, Р₀ — давление воздуха в килограммах/м², γ₀ — плотность воздуха в килограммах/м³. Эта ф-яа верна только при условии изотермич. атмосферы, то есть при t₀=t_H=Const, что по существу имеет место только в стратосфере (на тех высотах, которые м. б. доступны С.) и если при этом не учитываются влажность воздуха, широта места подъема и изменение с высотой силы тяжести.

Для учета этих факторов в формулу (1) следовало бы ввести поправки: а) на изменение t° воздуха с высотой — поправочный коэф. (1 4 0,00366 t_cp/),

где tcp. “ ·~·^ ^t2 > *ι “ h — темп-ры на верхней и нижней границе рассматриваемого слоя, 0,00366 — коэф. объёмного расширения газов

α= —g ; б) на влажность воздуха — поправрч-

ный коэф. 1 4-0,378-А, где 1—средняя абсолютная влажность в миллиметров рт. ст. в рассматриваемом слое; в) на изменение силы тяжести за счет изменения высоты Я и за счет данной широты места подъема. До высоты стратосферы (где t° устанавливается Const и воздух считается совершенно сухим) первые две поправки необходимо учитывать; поправка на изменение силы тяжести сравнительно невелика и ей при не очень точных подсчетах обычно пренебрегают. Точная зависимость д от Я выражается ф-лой д =

= ( _{R я} )²ffi> ^гД^е -R — радиус земли=6 380 км,

д₁ — ускорение силы тяжести на уровне Я=0, к-рое изменяется в зависимости от широты места подъема φ д_х=(1 — 0,00264 φ) д₀, где д₀== 9,81 м/ск² на широте φ =45°, так что д== ( в~4"я)² ^ — 0,002649?) _9о. При внесении этой поправки в ф-лы для определения Я принимаем д₀ за единицу. Зависимость изменения д от Я видна из табл. 4.

Таблица 4. — Зависимость ускорения силы тяжести от высоты.

Н в м	l—Y r+h)	Поправка в % ОТ 01
0	1	0
10 000	0,9969	-0,31
20 000	0,9938	—0,62
30 000	0,9907	-0,93
40 000 i_	0,9876	-1,24

Зависимость изменения д_г от φ для Н—0 метров видна из табл. 5.

Таблица 5. — Зависимость изменения ускорения силы тяжести на высоте Н=0 от широты места

<Р в °	1-0,00264. COS 2φ	Поправка! в % ОТ 90	В*·	1-0,00264. • COS 2φ	Поправка в % ОТ 0о
0	0,99736	—0,264	50	1.000458	+0,0458
10	0,99753	-0,247	60	1,00132	+0,132
20	0,99798	—0,202	70 :	1,00202	+0.202
30	0,99868	-0,132	80	1,00247	+0,247
40 45	0,99954 1	-0,0458 0	90	1,00264	+0,264

Т. о. для данной Н подъема наименьшее д будет на экваторе и наибольшее— на полюсах. Изменение д для Н=30 км на разных φ видно из табл. 6.

Таблица 6. — Изменение ускорения силы тяжести для Н — 30 км при разных широтах φ.

<Р В 0	0 в долях 91	Поправка в % ОТ 0о	в”··	0 в долях 91	Поправка В % ОТ 00
0	0,98808	-1,192	50	0,99115	—0,885
10	0,98825	-1,175	60	0,99201	-0,799
20	0,98870	-1,190	70	0,99270	-0.730
30	0,98939	-1,061	80	0,99315	-0 685
40 45	0,99024 0,9907	—0,976 -0,93	90	0,99332	-0,668

Считая высоту Н=30 км близкой к предельной, достижимой С., видим, что и на этой Н поправка на изменение напряжения силы тяжести, даже на φ=0°, ок. 1%, поэтому для не очень точных подсчетов этой поправкой пренебрегают.

2) Поправки на t° и влажность обычно объединяют и тогда формула Галлея с учетом этих поправок выражается в виз;е

Я=Я₀ [1 + 0,00378 (t_cP —15)] In (₂)

где t_0P=+- и 0,00378 — коэф. расширения с учетом изменения влажности от t° (взят вместо 0,00366). Для получения большей точности в подсчете Н всю высоту разбивают на ряд промежуточных высот, для которых и подставляются в формулу (2) соответствующие им t_± и р_± на нижней границе и t₂ и р₂ на верхней границе данной разности высот. Ошибка, связанная с предположением средней арифметической г изменяется почти пропорционально квадрату величин частей, на которые делится вся высота, т. ч. если разбить Н на промежуточные высоты, каждая в 1 000 м, то мы уменьшим ошибку в 4 раза по сравнению с разбивкой Н на высоты йb 2 000 метров каждая. При 15° и 50% относительной влажности Н₀=— 8 440 метров Тогда формула (2) примет вид

Я=8 440 [1 + 0,00378 (t_cp. — 15)] In |1 =

•=19 460 [1 + 0,00378 (t_ep, -15)] lg -|i- · (2)

Пересчет с Я₀, подсчитанного при t₀, на H_aпри t₀ по ф-ле я;=я.(1±4).

Если требуется определить высоту С. на основании показаний барографа и известной t° на земле или если известна t° на какой-либо высоте, то, вводя темп-рный градиент т (на основании имеющихся данных об изменении t° с высотой) по формуле *i=t₂ + тН или t₂ — t_L — τϋΓ, определяем Η по ф-ле

Я=Я₀ [ 1 + 0,00378 (t, — 15--"Т")] 1^η (3)

Если известна темп-pa t_lt то по формуле Я=Я„ [ 1 + 0,00378 (г₂ - 15 + +)] In ^. (3)

3) В воздухоплавании часто пользуются для приближенного подсчета Н таблицей «высотных чисел», подсчитанной Эмденом (табл. 7).

В этой таблице п=^ ; высоты Н, приве-

Рн денные в таблице, определены по формуле (1), причем Н₀=8 000 м_у что приблизительно соответствует t°=0° и 760 миллиметров рт. ст. Зная ~ — п_у находим в таблице 7 Н (например ^-=1,93 Н=5 255)·

Для учета изменения г° по высоте необходимо вводить поправку: увеличивать Н на 4°/₀ на каждый градус средней темп-ры (t_cpm) воздуха между двумя уровнями, разность высот которых определяется, если t_cpt выше 0°, и уменьшать Н

Таблица 7. — Высотные числа Эмдена для определения высоты подъема Я.

, η.	0	0,01	0,02	0,03	0,04	0,05	0,06	0,07	0,08	0,09	0,10
1,0		79	158	*236	313	390	466	541	615	689	762
1,1	762	834	906	977	1 047	1 117	1 186	1 255	1 323	1 390	1 457
1,2	1 457	1524	1 690	1 654	1 718	1 782	1 846	1 910	1 973	2 035	2 097
1,3	2 097	2 153	2 219	2 279	2 338	2 397	2 456	2 515	2 573	2 631	2 688
1,4	2 688	2 745	2 8J2	2 858	2 913	2 969	3 025	3 080	3 134	3 187	3 240
1,5	3 240	3 293	3 346	3 398	3 450	3 502	3 553	3 604	3 655	3 705	3 755
1,6	3 755	3 805	3 854	3 903	3 952	4 001	4 049	4 098	4146	4193	4 239
1,7	4 239	4 286	4 333	4 379	4 425	4 471	4 517	4 563	4 608	4 653	4 698
Г 1.8	4 698	4 742	4 786	4 829	4 872	4 916	4 959	5 002	5 045	5 088	5 130
1,9	5 130	5 172	5 213	5 255	5 296	5 337	5 378	5 419	5 459	5 499	5 539
2	5 539	5 929	6 301	6 656	6 996	7 21	7 636	7 936	8 227	8 508	8 779
3	8 779	9 041	9 294	9 540	9 778	10 010	10 237	10 455	10 6С9	Ю 876	1Т 078
4	11078	11 270	11 468	11 656	11 840	12 « 19	12 195	12 367	12 535	12 700	12 860
5	12 860	13 020	13 175	13 327	13 475	13 622	13766	13 908	14047	14 185	14318
6	14318	14 452	14 580	14 708	14 833	14 957	15 079	15 2U0	15 317	15 434	15 549
7	15 549	15 663	15 7/6	15 Я85	15 924	16 101	16 208	16 312	16 415	16 517	16 617
8	26 617	16 715	16 814	16 915	17 007	17 099	17 195	17 287	17 379	17 470	17 560
9	17 560	17 646	17 734	17 820	17 906	17 990	18 174	18 157	18 239	18 319	18 .>99
10	18 399	18 478	18 577	18 635	18 712	18 789	18 Ь65	18 940	19 014	19 088	19 161

на 4°/₀ на каждый градус, если t_cp. ниже 0°. Это практич. правило выражается ф-лой высота основания слоя. Ф-ла (9) м. б. представлена в виде

Н=8 000 (1 ±0,004 г,. ) In =

°Ρ· р_п

= 18 400 (1 ±0,004г^.) lg£. (4)

Можно рекомендовать до высоты стратосферы определять Я по ф-лам (2), (3) или (4), начиная же с Я, где t° устанавливается Const, подсчитывать дальнейшую высоту по формуле (1) без учета изменений г°, то есть если например t°=Const (нижняя граница стратосферы) установится с 11 000 м, полная высота

Н=11 000 + Я₀ In, (5)

Рн где Я₀ и р_1г — соответствующие величины для 11 000 метров.

4) В качестве стандартной, принятой F. А. I. (La Federation Aeronautique Internationale) при установлении международных рекордов высоты, служит формула Соро:

Н=5 (3064 + 1,73 р - 0,0011 р») lg —. (6)

Рн

Эта формула выведена на основании многочисленных атмосферных исследований ^аэрологических станций Бельгии, Италии, Германии и Австрии; она считается пригодной для высот от 2 000 метров до 17 000 м, ее применяют и до Я=20 000 метров Определяя Я по формуле (6), получим следующие данные (табл. 8).

Таблица 8. — Определение высоты подъема С. по формуле Соро.

Р в .мм рт. ст. 1	Я в м 1	Р в миллиметров рт. ст.	Я в м	Р в миллиметров рт. ст.	Я в м
40	20 022	80	15 261	200	9 758
50	18 601 1	90	14 875	229,7	8 843
60	17 443 I	100	14 208	300	7 032
65	16 936	120	13 050	380	5 362
70	16 466	140	12 066	400	4 990
72	16 288	160	11 208	410	4 810
73	16 201	180	10 446	500	3 322
76	15 946	190	10 093	600	14)02
78	15 781	192,7	10 000	760	0

Другая формула Соро, пригодная с 2 до 29 км:

Igp

= 2,7955 — 0,0622# +

0.3112Н + 15,783 Н2-12,69Н+180,3

О)

Подсчитанные по этой формуле величины р для данных Я приведены в таблице 12.

Для высот от 15 до 25 км Соро дает очень простую ф-лу

Я=44,3 — 15 lg р. (8)

5) В международных метеорологич. таблицах (изд. Yillars et. Со.) приводится формула Лапласа (Laplace), которой часто пользуются для более точного определения высоты подъема шаров-зондов:

_А_ в к=18 400 (1,00157 + 0,00367«,.,.) · (---Λ ·

i — 0,37 - )

⁴ Р

_О _ _ D_

• (i + °>^{00259 cos 2}?> · ^гшгтоЗ U· (⁹)

Здесь t_cp,=-¹ ~^·*² — средняя t° слоя, l —=¹¹ — среднее давление водяных паров в

•слое, р=-·^ι~γ~ ² — среднее барометрич. давление •слоя, φ — средняя широта места зондажа, h —

1 g#=lg-4 + gB + lgC + lg# +

+ lg (lg Pi - 1 gp₂)· (9)

Ральманом (Rahlmann) и Вильдом (Wild) составлены таблицы, дающие логарифмы А, В, Си

D. Т. к. в D входит Я, то получим первое приближение, отбросив D при определении lg Я. Полученную при этом величину Я вводим в формулу (9) для окончательного определения Я. Подсчет Я по этой формуле для большей точности надо производить методом сечений; получится тем большая точность, чем меньшие промежутки высот будут браться.

6) По ф-лам и таблицам международной стандартной атмосферы.

Плотность воздуха, а также и газов, применяемых в воздухоплавании, с учетом влияния изменения г°, наличия в газе водяных паров и изменения напряжения силы тяжести с высотой и широтой места м. б. определена по ф-ле

[р— Ρβ. п (l ~ “)] Т₀д

Ро^а * 90

где Ρβ. п— давление в газе водяных паров, <5 — уд. вес водяных паров (по отношению к воздуху), 5 — уд. вес сухого газα= Т₀ =

= 273 и Pq =10 333 иг/ж², а —коэф. объёмного расширения газа. Зависимость γ от изменения отношения ~ м. б. определена по приведенной выше ф-ле; как было видно из табл. 4, 5, 6, изменение величины д по сравнению с д₀ невелико, поэтому мы этой поправкой пренебрегаем. Изменение плотности в зависимости от t° может быть довольно значительно. Изменение температурных условий вследствие например облачности (в тропосфере) может в течение нескольких минут увеличить γ на 2—3%. Однако с увеличением.Я значение t° уменьшается и затем уступает место давлению. В табл. 9 приведены отношения для соответствующих Я при условии различных t° на уровне моря и при постоянном температурном градиенте 1°»на каждые 160 метров высоты.

Таблица 9. — Значения — при различных f У 0

на уровне моря.

Я в м	Темп-pa воздуха на уровне моря
	-5°	+5°	+ 15°	+2о°
0	1,075	1,036	1,000	0,966
1 000	0,973	0,939	0,907	0,879
2 000	0,870	0,844	0,822	0,798
3 000	0,779	0,766	0,742	0,725
4 000	0,097	0,683	0,669	0,655
5 000	0,621	0,610	0,601	0,5 U
6 000	0,551	0,545	0,538	0,531
7 000	0,487	0,484	0,481	0,476
8 000	0,430	0,430	0,429	0,428

Эта таблица подсчитана по сложной формуле действительной зависимости — от изменения ί°,

у о каковую формулу мы здесь не приводим.

Влажность воздуха при небольшой t° сравнительно мало влияет на γ; при 0° и при насыщенном водяными парами воздухе с относительной влажностью 100% у уменьшается всего на 0,2%, но при 40° влияние влажности на плотность выразится в 2,75%, при 15° поправка в 0,67%. Относительная влажность в тропосфере обычно всегда больше 0° и меньше 100%, в среднем принимается в 50%; в стратосфере воздух считается совершенно сухим. Обобщенная формула у_в03духа ^с учетом влияния t°, р и влажности при стандартной t°=15° имеет вид

1 _ о,378 2^2*·

^γ ^ ^γ°Ίρο 1 + 0,00347 (f — 15°) ^

И С ТОЧНОСТЬЮ ДО 1°/₀

y=y;f_o[l^-0₎00378 (t-15°)]. (12)

Здесь у₀— стандартная плотность сухого воздуха, γ₀=1,292 килограмма/м^ъ— плотность воздуха при относительной влажности в 50%, р=р_в -f р_вщПравно полному барометрич. давлению, р_в — давление воздуха, р_влП—давление водяных паров. При t°=0° ф-лы (И) и (12) будут иметь вид

1 _ 0,378

^γ==γ°Ρο 1 rf 0,00367ί PI

—0,004f). (12)

Зависимость между у и высотой Я выражается приближенными (точная формула очень сложна и неудобна для подсчетов) ф-лами, из которых приводим: 1)ф-ла Мизеса (von Mises)

= (¹-°-⁰¹⁷⁴шоГ²; <¹⁸>

2) формула Гримо (Grimault)

То =(l- 0,02253 (14)

В этих ф-лах принята на уровне моря стандартная ί°=15°. Если t° на уровне моря .не 15°, а г_1? то в ф-лы вводится поправка

vo 268 + ii V 7 620 )

Наибольшую точность по сравнению со стандартной атмосферой, как это видно из табл. 10, дает формула (14) (до Я=12 км).

Таблица 10. — Определение плотности воздуха по различным формулам.

Я в м	1Ά УО				% ошибок при подсчете по формулам
	g’it Н Я и ОНО ft £ G tt ей	по формулам
		(13)	(14) »	(15)	(13)	(14)	(15)
1000 2 000 3 000 4 000 5 000 6 000 7 000 8 000 9 000 10 000 11 000 12 000	0,9074 0,8216 0,7420 0,6686 0,6008 0,5384 0,481 0,4285 0,3806 0,3367 0,2967 0,2533	0,9029 0,8137 0,7315 0,6575 0,6888 0,5263 0,4692 0,4181 0,3711 0,3287 0,2904 0,2559	0,9075 0,8227 0,7424 0,6991 0,6013 0,5390 0,4818 0,4293 0,3813 0,3377 0,2977 0,2615	0,9001 0,8102 0,7292 0,6564 0,5935 0,5317 0,4786 0,4308	0,495 0,95 1.42 1,66 1,995 2,25 2,44 2.43 2,08 2,37 2,12 -0,65	—0,18 -0,12 -0,054 -0,076 -0,083 -0,111 -0,166 —0,118 0,606 0,297 0,337 3,242	0,809 1,380 1,730 1,830 1,20 1,27 0,966 0,537

3) Линке предложил очень простую ф-лу

Ун _ (	f 0,528 Я/8 000	(15)
γο	уо
4) Соро до Я=14	км рекомендует ф-лу
*-.(‘ +	2Я р	(16)
	Д2+ 18Я+156 Р0 *

По этой формуле подсчитаны у в таблице 10. От 15 до 25 км Соро предлагает очень простую ф-лу у=(2,296 — 0,01 Я) р. (17)

Для сравнения между собой измерений, произведенных в разное время и в различных местах, замеренные в полете данные принято приводить к международной стандартной атмосфере, определяющейся следующими положениями: а) за нулевую высоту принимается уровень моря р₀== 760 миллиметров рт. ст.; ί₀=-f- 15°; при этих условиях весовая плотность воздуха у₀ — 1,225 килограмм/м³ и массовая плотность ρ=0,125 килограмм - ск²/м“_у

б) считается до Я=11 000 м: темп-pa изменяется по закону прямой:

t°H — 15° — 0,00065 Я,	(18)
давление изменяется по ф-ле
„ _ 1л Н 5,256 Рн Ро I1 44 300 )	(19)
и плотность по ф-ле у - V ( Н 4’256* Ун 7о у 44 300 ] ’	(20)
в) начиная с Я=11 000 метров и выше t° воздуха считается tu=— 56,5°=Const, давление изменяется по ф-ле Я— 11 000
7) — η 6 340 Рн+и “ Рп е и плотность Я— 11 000	(21)
л· —. jj 6 340 Уи411 — Ун · с	(22)

г) Влажностью воздуха на всех высотах пренебрегают. Считают везде применимым ур-ие Клапейрона для совершенных газов (характеристич. постоянная для воздуха принимается R =29,3). Переход от действительных, замеренных в полете, условий к стандартным по ф-ле

У о — 0,4645 Щ > (23)

где индекс д означает действительные величины, замеренные в полете. Зная γ_ό, определяем по таблицам стандартной атмосферы (табл. 11) или по графику у=f(H) соответствующую высоту Я по стандартной атмосфере. При приведении замеренных в полете р_д и Т_д к стандартным может (для небольших высот при полете в зимних условиях) оказаться, что полет совершался поя «стандартной Я=0 ж». Если при одном и том же давлении 1° воздуха изменилась с Т до Т_1%то новая γ_Τί определится из

Ут_х=Ут · (Щ

Таблицы международной стандартной атмосферы составлены до Я=15 000 метров Мы приводим здесь продолжение этой таблицы до Я=30 000 метров Для удобства пользования таблицей переносим в нее данные стандартной атмосферы для Я== 11 000—15 000 метров из имеющихся таблиц через 1 000 метров.

В действительности считают, что t° воздуха остается в стратосфере“ постоянной лишь до Я=20 000 — 22 000 ж, выше t° начинает увеличиваться, так что рекомендовать пользоваться стандартной атмосферой и выше 22 км для точных подсчетов нельзя; лучше брать необходимые значения из табл. 12, составленной на основании средних данных из целого ряда наблюдений, произведенных различными метеорологическими станциями средней Европы при помощи шаров-зондов. В табл. 12 приведены эти средние данные по Гемфри для лета и зимы отдельно. В той же таблице под рубрикой «По Соро» при-

Н, в м		Тп	тн То	Рн Ро	Рн В мм рт. ст.	он Q0	V 8к=1г	у в килограммах/мb
11 000	-56,5	216,5	0,7517	0,2229	169,4	0,2967	0,0371	0,3636
12 000	-56,5	216,5	0,7517	0,2229	169,4	0,2927	0,0371	_ -
13 000	—56,5	216,5	0,7517	—	—	_	_	_
24 000	-56,6	216,5	0,7517	_	_	_	_	_
15 000	-56,5	216,5	0,7517	0,1186	0,1579	90,14	0,0197	0,1935
15 500	—56,5	216,5	0,7517	0,1098	0,1453	83,5	0,0183	0,1795
16 000	—56,5	216,5	0,7517	0,10105	0,1338	76,88	0,01685	0,1656
16 500	-56,5	216,5	0,7517	0,0935	0,1235	70,95	0,01555	0,1525
17 000	—56,5	216,5	0,7517	0,08907	0,1143	67,70	0,0144	0,1413
17 500	—56,5	216,5	0,7517	0,07984	0,1056	60,68	0,0183	0,1305
18 000	-56,5	216,5	0,7517	0,07384	0,09769	56,12	0,0123	0,1207
18 500	—56,5	216,5	0,7517	0,06831	0,090389	51,92	0,01138	0,1116
19 000	-56,5	216,5	0,7517	0,06302	0,08181	47,90	0,0103	0,1030
19 500	-56,5	216,5	0,7517	0,05823	0,07545	44,26	0,0095	0,09516
20 000	-56,5	216,5	0,7517	0,05402	0,07013	41,06	0,009	0,08826
20 500	-56,5	216,5	0,7517	0,04994	0,06608	37,96	0,00832	0,08162
21 000	-56,5	216,5	0,7517	0,04598	0,06084	34,95	0,00766	0,07560
21 500	-56,5	216,5·	0,7517	0,04395	0,05607	32,22	0,00706	0,06926
22 000	—56,5	216,5	0,7517	0,03938	0,0521	29,93	0.00656	0,06435
22 500	-56,5	216,5	0,7517	0,03614	0,04781	27,47	0,00602	0,05906
23 000	-56,5	216,5	0,7517	0,03365	0,04448	25,55	0,0056	0,05494
23 500	-56,5	216,5	0,7517	о,озш	0,04154	23,86	0,00523	0,05131
24 000	-56,5	216,5	0,7517	0,02839.	0,03757	21,58	0,00473	0,04640
24 500	—56,5	216,5	0,7517	0,02653	0,0351	20,17	0,00442	0,04395
25 000	—56,5	216,5	0,7517	0,02461	0,03256	18,71	0,0041	0,04020
25 500	-56,5	216,5	0,7517	0,02251	0,02978	17,11	0,00375	0,03679
26 000	-56,5	216,5	0,7517	0,02097	0,02772	15,92	0,00349	0,03442
26 500	-56,5	216,5	0,7517	0,01956	0,02592	14,87	0,003264	0,03202
27 000	-56,5	216,5	0,7517	0,01777	0,02351	13,51	0,00296	0,02900
27 500	-56,5	216,5	0,7517	0,01675	0,02216	12,73	0,00279	0,02737
28 000	-56,5	216,5	0,7517	0,01525	0,02017	11,59	0,00254	0,02492
28 500	-56,5	216,5	0,7517	0,01417	0,01875	10,77	0,00236	0,02314
29 000	—56,5	216,5	0,7517	0,01302	0,01723	9,90	0,00217	0,02127
29 500	-56,5	216,5	0,7517	0,01200	0,01588	9,125	0,002	0,01962
30 000	-56,5	216,5	0,7517	0,01110	0,01477	8,45	0,00186	0,01824

Таблица 12. — Экспериментальные данные давлений и температур.

	По Гемфри						По Соро
Высота		Лето			Зима
Н В м									0
							Рн	Ун	*н
	Рн“1	Ун *2	*н	Рн	Ун	fH
0	762,55	1,22442	+ 14,7	763,3	1,28758	+ 1,7	763,9		+15
500	718,75	1,15917	—	717,4	1,2123 L		—	—	—
1 ООО	677,24	1,09961	+11,8	674,1	1,14723	+ 0,6	674,1	—	+ 8,5
1 500	637,81	1,04650	—	633,1	1,08423	_	_	—	—
2000	600,31	0,99519	+ 6,2	594,4	1,02503	- 4,1	594,8	1,018	+ 2.
2 500	564,67	0,94556	—	557,7	0,97008	_	_	—
3 000	530,82	0,89773	+ 1	522,99	0,91987	- 9,1	524,1	0,9081	— 4,8
4 000	468,23	0,80807	- 4,2	458,91	0,82662	—15,3	461	0,8137	— 10
5 000	411,93	0,72657	— 9,9	401,32	0,74333	—22,2.	404,3	0,7314	—16,6
6 000	361,32	0,65335	-16,2	349,62	0,66641	-21,3	353,4	0,6577	—24
7 000	315,84	0,58739	-24,2	303,34	0,59605	-36,6	307,6	0,590	-31,6
8 000	274,98	0,52726	-30,7	261,94	0,53041	-43,6	266,6	0,5265	-38,8
9 000	238,39	0,47170	-38,2	225,37	0,46861	-49,6	230,2	0,4665	-45
10 000	205,77	0,41894	—44,8	193,19	0,41034	—54,3	198	0,410	-50
И 000	176,95	0,36866	-50	165,19	0,35520	—56,8	169,9	0,3574	—53,8
12 000	151.80	0,31903	-52,8	141,11	0,30343	—57,2	145,4	0,3093	-56,3
13 000	130,14	0,27351	—52,7	120,55	0,25922	-56,3	124,3	0,2661	-57,9
14 000	111,58	0,23450	—51,9	102,99	0,22146	-56,5	106,2	0,2279	-58,6
15 000	96,67	0,20106	—51,5	87,99	0,18920	-57,1	90,70	0,1946	—58,7
16 000	82,03	0,17240	—51,0	75,18	0,16166	—57,3	77,50	0,1658	—58,4
17 000	70,34	0,14783	-50,1	64,24	0,13813	—57,6	66,25	0,1445	-57,7
18 000	60,32	0,12677	—49,5	54,89	0,11803	-57,6	56,68	0,1202	-56,8
19 000	51,73	0,10872	-49,8	46,91	0,10087	-57,6	48,53	0,1023	-55,8
20 000	44.34	0,09325	—49,8	40,09	0,08620	—57,9	41,58	0,0872	-54,8
21 000	38,05	0,07997	-49,8	34,26	0,07367	-57,9	35,66	0,0744	-53.9
22 000	32.64	0,06860		29,28	0,06296		30,61	0,0635	—52 9
23 000	27,99	0,05882		25,02	0,05380		26,30	0,0543	—52’
24 000	24,01	0,05046		21,39	0,04599		22,60	0,0464	—51,2
25 С00	20,60	0,04329		18,28	0,03931		19,44	0,0398	-50,5
26 000	17,67	0,03714		15,63	0,03361		16,74	0,0341	-49 9
27 000	15,16	0,03186		13,36	0,02873		14,42	0,0293	-49,4
28 000	13,01	0,02734		11,42	0,02456		12,42	0,0231	—48,9
29 000	11,16	0,02345		9J77	0,02101		10,71	0,0216	-48,5
30 000	9,58	0,02013		8,35	0,01795		9,23	0,0156	-48,2
32 000	7,05	0.01482		6,10	0,01312
34 000	5,19	0,01091		4,46	0,00958
36 000	3,83	0,00805		3,27	0,00703
38 000	2,82	0,00593		2,39	0,00514
40 000	2,08	0,00437 1		1,75	0,00376		I

*1 В миллиметров ртутного столба. *2 в килограммах/м^.

ведены значения р_НУ подсчитанные по формуле (9), у_н—по формуле (16) и z_M, выведенные Соро на основе его предположений о распределении t° в стратосфере.

Аэростатический расчет. Подъемная сила 1 м³ газа (удельная подъемная сила)

^а=Ув — У,=(!—^s) Ув- (²⁵)

Здесь и в дальнейшем индексом в обозначены все величины, относящиеся к воздуху, индексом г — к подъемному газу. По формуле (10) уд. подъемная сила газа с учетом наличия водяных паров в воздухе и газе и изменения д с высотой Я и широтой места определится (считая Т_г(> =

= ^Тв₀= ^То) ИЗ Ф-ЛН

__9 То [р_в — р_в. _n(i — <5)] _

^а~ТотА-г_в-?«*-

р« — Ре

dizzily).

т_г I

(26)

Не учитывая изменения д, на что при определении а имеем тем большее право, что одновременно с изменением а в том же отношении изменяются и веса поднимаемых масс С., и считая, что водяные пары, являющиеся составной частью воздуха и газа, учитываются соответствующим изменением y_eQ и у_г, перепишем ф-лу

То ро

У· о

(27)

Полная подъемная сила газа в оболочке С. объёмом U будет

Если принять р_в=р_г == р (величина р несколько различается на уровнях аппендикса и полюса оболочки, однако очень незначительно, за р всюду принимаем среднее давление на уровне центра объёма оболочки), то формула (28) примет вид

^-^[»-^[тг[(ЧгНтг)]· <">

Если при этом t° газа и воздуха, равные вначале, изменяются одинаково, то есть остается Т_в== т,=Т₀, то

A=Ua=U(y_e -у,)=V. (30)

Тро ^Weo ^rto Т Ро ^{0 v} >

Оболочка С. наполняется у земли газом только на небольшую часть своего объёма с таким расчетом, чтобы подъемная сила газа у земли А₀была равна сумме весов: конструкции С.—д_к, всего находящегося в гондоле оборудования и снаряжения — д_Шш, веса пилотов — д_ПУ балласта маневренного — д_{б м} и балласта, необходимого для спуска и резервного— д_{б с} плюс некоторая сплавная подъемная сила А_спЛг0, то есть:

9к “i" 9сн. “Ь 9п Ф 9б.м Ф 9б.с “1“ ^спл.о 2j 9 Ф

Ф 9 б»М Ф 9б.С Ф ^~СПЛ.0 2j ^ Ф ^СПЛ.Оз (^)

где

2^ ^ 9к Ф 9сн. Ф 9п и ²

2] ^ 2j& ф ^{м с>}

отсюда

А_СПл. 0 ⁼ 2 ^ ⁼ ^0 (Ув₀ Уг₀) ~ 2

Чем меньший процент составляет начальный объём газа U от полного объёма оболочки U_{3 e}, тем на большую высоту С. может подняться (индекс з. в здесь и в дальнейшем означает «зона выполнения»). До зоны выполнения, то есть до той высоты, на которой расширившийся вследствие изменения атмосферных условий газ займет («выполнит») весь объём оболочки, подъем

С. будет происходить по законам для невыполненного аэростата. Начиная с высоты зоны выполнения, дальнейший подъем—по законам аэростатики для выполненного аэростата. Спуск С. происходит по законам для невыполненного аэростата. В течение подъема или спуска возможны конечно переходы от одного состояния к другому. На любой высоте Н до зоны выполнения

А спл.	н	Ап-	-2G=^«1	κ-	kJ- s®	=
			= £V»-2G			(33)
или Т.	к.
			VeH Увн >4 ро	Το Τ«η ’		(34)
			n: II *v	Το Τ*η		(35)
И
			Я II о ?|s	тг гп То ’		(36)
то
		А	— Λ спл .Η It	2G_
	и0	[««.(	^)βu ^ ^ ,Ρ,Η η τ„Η)	~γ·».	|-Σ«·	(37)
При	невыполненной оболочке				С. стенки ее

могут свободно расширяться, поэтому р_г== Рв_н =Рн и формула (37) будет

^Аспл.н=^*-2G=ff.[y_ie(J»)-

-rJ-2^G· “ (38)

Из этого ур-ия видно, что А_спл% — Const для всех Н до зоны выполнения, если отношение абсолютных темп-p газа и воздуха остается не-

изменным, хотя Т_г ф Т. Т. к. —*^н -=1 -f-

н н 1 в_н

Т_г — Т_в

-|-----, то следовательно A_{mJlt н} — Const,

^вн если отношение разности абсолютных темп-p газа и воздуха к t° воздуха равно Const. Если T_t" — Т_в ^ то ур-ие (38) напишется:

^ш.,=Л-2е=Р,(у._|-),_|)-2^с =

= £/₀a₀-2^G=^o-2^G. (89)

то есть

Фспл. н ^-спл. 0 Фспл. з. в Const.

Следовательно С. будет подниматься до высоты зоны выполнения с постоянной сплавной подъемной силой; на этой высоте ур-ие (39) еще остается в силе. Высота зоны выполнения определится из ф-лы

A_M=Ua₃._t=Uy_e3mt{i-s)=A_au.+2_lG (40) как соответствующая

А спл. + 2^G

у_й=_

³-^в U (i — s) ’

где U — объём выполненной оболочки С., остающийся неизменным и при дальнейшем подъеме

С. выше зоны выполнения. Дойдя до зоны выполнения С. будет продолжать подъем, причем А_спЛшбудет постепенно уменьшаться за счет свободного выхода части расширяющегося при этом газа через аппендикс (если бы он был закрыт, то вследствие увеличения р_г по сравнению с р_в напряжение материи оболочки сильно увеличилось бы и она могла бы лопнуть). Подъем будет происходить до зоны равновесия, то есть до высоты, на которой подъемная сила .уменьшится на А_спл, и следовательно, если балласт при подъеме до’зо-ны равновесия не расходовался, то з.р з.в ^хх спл.

— 2^ "* 9б.м + 9б.с=Uy_e

з.р

(l-s). (42)

Отсюда высота зоны равновесия определится как соответствующая

Ув.

Σ,

з.р

9 + 96. м + 96· с U (1 - s)

(43)

На высоте Н, соответствующей этой плотности воздуха, С. остановится (фактически благодаря инерции С. несколько превысит эту высоту), дальнейший подъем возможен либо за счет сбрасывания части балласта (уменьшения величины д_б,_м) либо за счет увеличения t°_t по сравнению с t°_e. До начала спуска g_6tC должен оставаться неприкосновенным, следовательно максимальная высота H_maxi которой С. может достигнуть, определится из

+ qg.c

Yei

U (1 s)

(44)

Из этой ф-лы видно, что Н_тах зависит от уд. в наполняющего С. газа и от отношения hg + + g_6tC к объёму, то есть от веса конструкции С. и поднимаемых на потолок грузов, приходящихся на единицу объёма. При конструировании нового С., задаваясь определенной целью полета, определив количество экипажа (обычно 2—3 чел.), подсчитывают веса оборудования и снаряжения гондолы. Т. о. д_п и д_тт (естественно, что g_CHt отчасти зависит и от заданной продолжительности полета) известны. Вес конструкции С. д_кв формуле (31) состоит из веса оболочки д_обт, веса клапана, аппендикса, разрывного приспособления и прочего снаряжения оболочки, такелажа, каковой вес обозначим д_т, и из веса гондолы д_г последним весом, после того как определены габаритные размеры гондолы, легко задаться хотя бы на основании статистич. данных. Т. о. %д в формуле (44) м. б. представлено, как

^9={9г + 9 тонн + 9п) + (9 об. + 9 тонн) =

⁼ 5TConst+ )Уо6. + 9т)

Вес ffconst" Яг + 9т. + 9п можно считать не за-висящим от объёма оболочки и от высоты подъема С., вес д^, + д_т зависит от U, к-рое в свою очередь зависит от заданной Н подъема; д_об% + д_тможет очень значительно изменяться от U и в пределах данного U зависит гл. об. от веса материи, идущей на изготовление оболочки С.

2_

Поверхность оболочки F=4,85 С/³; если вес

_2

1 м² материи q, то д_об.=4,85 U³. q д_т можно задаться как определенным процентом от д^_ш примем д_т=кд_об, (при предварительных подсчётах вес такелажа, аппендикса, клапана и Прочего снаряжения оболочки можно принять равным 15% от то есть д_т=0,15 д^, хотя следует иметь в виду, что чем материал легче, тем больший процент от g_o6t составляет д_т); тогда

9об. + 9т=М⁵ и“ (1 + к). В формуле (44) неизвестно и g_6tC; возьмем этот вес в ф-ии от полной подъемной силы газа на потолке:

9б.с

Uy_e min (^· ^s) ·

Тогда формула (44) перепишется:

У в min

Sr_Const^{+ 4}’^{85t73 q rl} + + ^nU (1 - ^s)^ min

U (1 - s)

Wt⁺⁴’^85U

<2 (1+ k)

U(1-sX(l — n) ^

Задаваясь д_б,_е в долях от А_{н т(1Т} (о количестве необ-ходимого д_б%с смотрите ниже), будем иметь в правой части ур-ия (45) неизвестной только величину U. Задаваясь различными U, определим соответствующие им γ_{β min}, а по этим последним найдем (из таблиц) значения ’Н_тах, то есть можем построить кривую Н по U. Предлагаемый способ очень удобен для предварительного выбора объёма оболочки, необходимого для достижения заданной Н_тах, когда вес 1 м² материи, из которой будет изготовляться С., известен. Величина s, входящая в формулу (45), при условии равенства Т_в=Т_г зависит для данного газа от наличия в нем примесей, в частности водяных паров, и от Т₀ и р₀ на земле. В табл. 13 даны γ₀ для воздуха и у₀, а₀ и 5 для водорода и гелия. Техническим газом называется газ с некоторой средней установленной практикой и обычно у нас применяемой при подсчетах величиной (точное определение у_?о возможно только на старте, при наполнении С. данным газом). Во всех построенных С. газом для наполнения служил водород; гелий, безопасный в пожарном отношении, дает, как видно из табл. 13, меньшую а₀ и следователь-

Т а б л. 13. — Значения у<ь о, о, s для воздуха, водорода и гелия при различных их состояниях.

Наименование	го, пг/мb	0.0= Ув~ У г
Воздух при нормальных условиях (0° и 760 миллиметров рт. ст.)	1,298
Водород чистый, сухой при тех же условиях.	0,09	1,203	0,0696
Водород технический при тех же условиях.	0,132	1,161	0,1021
Гелий чистый, сухой при тех же условиях.	0,18	1,113	0,1392
Гелий технический при тех же условиях.	0,237	1,056	0,1833
Воздух при стандартных условиях (15° и 760 миллиметров рт. ст.)..	νί,225
Водород чистый, сухой при тех же условиях.	0,08531	1,13969	0,0696
Водород технический при тех же условиях.	0,125	1,100	0,1021
Гелий чистый, сухой при тех же условиях.	0,1706	1,0544	0,1392
Гелий технический при тех же условиях.	0,225	1,000	0,1836

но требует для достижения той же Н, что и при водороде, значительно большего объёма С. Если известно γ₀ при даннОхМ Т_1} то пересчет на другое Т производится по формуле γ_οΤ =

= γ_οΤι -ψ. При определении H_max по формуле (42) мы считаем, что Т^ то есть не учитываем происходящего вследствие влияния солнечной радиации перегрева газа по сравнению с г°_в. Эта разница может достигнуть 60—80° и даже больше. За счет перегрева газа получится некоторая дополнительная подъемная сила:

ЬА_Н=А_н - А_н=U [а’_н - о_п)=U [{f„_H -

(46)

Пользуясь приведенными выше соотношениями, принимая новую t° газа за Т _g и считая, что

tl не меняется, то есть Т_д=Т_в =Т=Г, по-

⁶ н ^вн ¹н ^н

лучим

или, принимая р_н=р_м, то есть считая приращение АА_и на данной высоте Н

= и_Угя^~=иЛа_я, (48)

где Аа_н &_н q_h.

Это приращение подъемной силы газа равносильно сбрасыванию со С. балласта весом AA_Ht под влиянием чего С. поднимется на новую высоту Нтах“ превышающую н_тах на АН высота Н_тшнайдется из построенной заранее кривой а’_н по Я с учетом данного перегрева f_t по сравнению с г°₀ или путем простых пересчетов. Если происходит изменение t°_z и t°_gi то при условии неизменения р_н изменение величины а_н можно производить и по ф-ле, которой обычно пользуются при полетах на сфериках:

^ан ^ан ^а [Ув₀ (^г^в_н“ У»0 (^Тгн ~~ ^Тгп)!·

Т₀ V -

(49)

Если Т_г ф Т_в и р_г=р_в ф Const, то

_σ _ _α=Уп-У.п _а _

“м “н р₀ “н

- а {a (it — t_e ) —

Рн ¹ о ^{v в}н ^вн^}

“(4,-Ч.Ш· (⁵°)

На величину д_б%с% входящую в формулу (45),· очень сильно влияет возможное изменение атмосферных условий во время полета. Основное количество балласта требуется для компенсации потери подъемной силы за счет выхода части газа через аппендикс при расширении его вследствие перегрева по сравнению с г°_в разница в г°_в на месте и в момент старта и %°_в при спуске, особенно если спуск происходит после захода солнца (а подъем утром, как обычно), также влияет на величину д_бС %°_г может стать во время спуска (например ночью) даже ниже t°_e; на уменьшение ь°_гвлияет и скорость спуска. Продолжительность пребывания на высоте может отразиться на потере газа вследствие газопроницаемости оболочки. Наконец при обратном прохождении С. через тропосферу возможно увеличение влажности воздуха (и газа) по сравнению с той, которая была при подъеме; возможны и осадки, сильно утяжеляющие оболочку. Все эти обстоятельства учесть точно заранее при проектировании нового С. невозможно, поэтому величину д_б,_с приходится учитывать приближенно и на обычных С. не продолжать полет, если нет полной гарантии, что наличие д_бгС при данных атмосферных и прочих условиях обеспечивает безопасный спуск.

Существующие ф-лы для подсчета балласта, применяемые для сферич. аэростатов, мало пригодны для С., т. к. дают явно преувеличенное или преуменьшенное количество балласта. Можно рекомендовать д_бс определять по простым ф-лам т_г — т_в

9б.с =- ^ΗΎ- ^η Ап (51)

или по ф-ле

9б.с=(ΐ - А_н (52)

или по ф-ле

9 б.с

Ро ^Гв0

(53)

выведенной из соображения, что при окончании спуска г°_г=t°_g.

При проектировании С. следует полученные по этим ф-лам величины [ф-лы (51) и (52) дают большие значения g_6tC, чем формула (53)] несколько увеличивать. Можно рекомендовать учесть балласт в количестве: для спуска 20—25% и для маневрирования на потолке ок. 5% от А_н. Кроме того должен быть резервный балласт, к-рый можно не учитывать, т. к. им будут служить использованные во время полета кислородные баллоны, дробь в

приборах и прочее не необходимое и не ценное снаряжение и оборудование. Если такого снаряжения много, то естественно допустимо уменьшить и общее количество балласта, на что особенно возможно рассчитывать при проектировании рекордного С. Уменьшение балласта (взятого в том или ином виде) возможно только в случае проектирования С., обеспечивающего безопасность спуска во всех случаях, то есть имеющего специальное приспособление для парашютирования оболочки со скоростью не выше 5 м/ск (даже в случае полной потери газа), как это позволяет например система С., разработанного автором. На фигуре 26 кривая γ_β по Η (1), построенная по стандартной атмосфере, и кривые подъемных сил без учета разницы г_г и г_в (2) и с учетом этой разницы (3) при построении последней кривой считалось, что Т_г — Т₀=288°; Т_вбралось по условиям стандартной атмосферы; на этой же диаграмме нанесена кривая 5 по Н (4). На фигуре 27, 28 кривые Н по £7, построенные по предлагаемой формуле (45), причем при построении их учитывалось: для кривой {!) — вес 1 м²

оболочки и приходящегося на нее веса швов, аппендикса, клапана, такелажа и прочие^#(1 + к) — — 0,23 килограмма/м² и вес балласта д^,_с=0,25 А_н кг,

то есть коэф. п в формуле (45) равен 0,25; для кривой (2) q( 1 + к)=0,135 пг м², п=0,25; для кривой (3) q( 1 -f к)=0,23 килограмма/ж² и п — 0,05; для

*! 30000 2SOOO 20000 15000

Д и а грамма Н по U

~ZT-

_____

ί

—

з _

— -

—

--t—

—

ί Δ

I

ΐ

1 npu aft+Kh0.230*e/M*u п--0.25поФ-л 2 · * 0135 нг/м2и η=0 25" ·

ef42)

3 · * 0250 нг/м2и η=0.05 4 ’ · 0.135 кг/мг и П-0.05

г· «

1

О 100000 200000 300000 400000 500000 U

Фигура 28.

кривой (4) q{ 1 + /с)=0,135 килограмм/м² и η=0,05. Рассчитывать на облегчение материи до 100— 110 г/м⁹ возможно (мы упоминали, что Пиккар проектирует С. из материи 67 г/м²), уменьшение

балласта до 5% от А_н на обычного типа С. невозможно. Из кривых видно, что при увеличении объёма до 50 000 ж³ приращение Н идет быстро, при дальнейшем увеличении U возрастание Я сильно замедляется.

На фигуре 29 (Я по U при Т_г —Т_в =71,5°)— кривые, аналогичные фигура 28, но с учетом разогрева газа по сравнению с г° воздуха. При коэф-те балласта п=0,05 спуск возможен только пу тем парашютирования С. Кривые фигура 29 строим из след, соображений: вес всей системы, поднимаемой на данный потолок Я, равен Ua_n =

= Uan, u — U, то есть для достижения одного

^а н и того же потолка, если учесть перегрев газа, потребуется меньший объём оболочки, чем U. Подставляя различные значения U и находя соответствующие им значения Я из фигура 29, получим новые кривые Я по Я, идущие выше соответствующих кривых Я по U, построенных без учета перегрева газа. Кривые Я по U показывают (по сравнению с кривыми Я по U), насколько уменьшится объём, потребный для достижения заданной Я, если учитывать разницу t° газа и воздуха, или насколько увеличится по той же причине достигаемая Я при заданном объёме. Кривые Я по U построены при условии Т_г ===Т₀, Т_в изменяется по стандартной атмосфере: можно построить ряд кривых для различных Т₇ — Т_в и в зависимости от предполагаемых температурных условий полета определять Я соответствующим данным объёмом или объёмом, необходимым для достижения данных Я. Упомянем, что из кривых а_н по Я по сравнению с кривой по Я легко определяется приращенное Я при Т_г^ > Т_в

Научные исследования и приборы для исследований в стратосфере. Основные задачи научных исследований в стратосфере, которые м. б. проведены на С., следующие: а) Изучение давления, t° и влажности воздуха, облачности и осадков, видимости атмосферных слоев по горизонтали и вертикали и оптических явлений; проверка барометрич. ф-лы. б) Исследование космич. лучей (космич. излучения по терминологии Мел-ликена); измерение их интенсивности последовательно на ряде высот (для получения кривой зависимости интенсивности от массы вышележащего слоя атмосферного воздуха), что дает материал для решения вопроса о природе космич. лучей, наблюдения над проникающей способностью (жесткостью) их, что дает возможность определить спектральный состав космических лучей. Изучение космич. лучей очень важно, т. к. ими решается ряд физич. за-’ конов нашей планеты;

I это изучение может i дать ключ к познанию мира за пределами солнечной системы и к строению вселенной. Химич. и физиологич. действие космических лучей очень велико и почти совсем не изучено, в)

Наблюдения над проводимостью атмосферы и над напряжением электрического поля, г) Наблюдения над изменением напряжения солнечной и рассеянной радиации с высотой, д) Исследование химического состава воздуха на различных высотах, е) Изучение направления и силы воздушных течений на различных высотах, ж) Определение яркости неба. Кроме того полетами на С. решается ряд практич. задач, связанных гл. обр. с подготовкой полетов в стратосфере на стратопланах, з) Применение аэро-

фотосъемки с больших высот, и) Изучение действия комбинированного влияния на материалы вредных лучеиспусканий, озона, низких и высоких t°. к) Действие тех же комбинированных

Фигура 31.

влияний на человеческий организм. Физиологии, условия пребывания человека в специальных герметич. гондолах. Проверка на опыте действия аппаратуры для обеспечения длительного

М(

Фигура 32.

пребывания человека на большой высоте в целях создания правильного жизненного режима, л) Изучение работы аэронавигационных приборов для управления стратосферным полетом в условиях отсутствия земных ориентиров. Влияние магнитных свойств стратосферной среды на показания приборов. м) Изучение вопросов применения аэрофотосъемки с больших высот, н) Проверка регулярности и радиопередачи с больших высот. о) Ряд вопросов о военном использовании стратосферных полетов. Таким образом С. является научной лабораторией для решения чрезвычайно важных научных и практич. задач и наиболее простым и реальным на данный момент средством для обеспечения дальнейшего завоевания стратосферы с целью передвижения в ней на стратопланах.

Приборами для наблюдения над давлением воздуха служат ртутные и легкожидкостные специальной конструкции барометры и барометрич. часть специальных метеорографов; для наблюдения над температурой — специальные электрические платиновые термометры и темп-рные приемники специального метеорографа. На фигуре 30 показан примененный на С. «СССР-1» метеорограф, разработанный проф. Молчановым в Ин-те аэрологии главной геофизической обсерватории. Раструб в верхней части вентиляционной шахты прибора устроен для увеличения вентиляции, которая создавалась при помощи вентилятора типа Сирокко. На фигуре 30 кожух снят и справа виден барабан, на котором производится запись. На фигуре 31 автоматич. запись метеорографа при полете «СССР-1». На фигуре 32 схема также использованного на С. «СССР-1» ртутного барометра сифонного типа с точностью измерений до i 1 миллиметров рт. ст. Барометр заключался в металлическую оправу и освещался (при отсчетах) электрич. лампочками. Для избежания неточности в отсчетах, происходящей вследствие непрерывного движения жидкости в трубках во времяподъема или спуска С., на резиновых трубках, соединяющих открытые колена сифонов с наружным воздухом, установлены краники, поворотом которых барометр м. б. разъединен от наружного воздуха; при этом жидкость в коленах останавливалась. На фигуре 33 показан ртутный баровакуумметр с передачей перемещения ртутного столба на стрелку, что повышает удобство, а также точность отсчетов по сравнению с нормальным ртутным баровакууммет-ром в 6 раз. На фигуре 34 дана отдельная верхняя часть прибора со шкалой. Кроме того в ЦАГИ секцией ЛАС под руководством инж. Ноздровского построен светочувствительный высотомер, к-рый имеет 2 шкалы — крупную и мелкую — от О до 40 000 метров Масштаб показаний по крупной шкале 2 метров высоты в 1 миллиметров перемещения стрелки и на мелкой шкале (дибутил-фталатовый баровакуумметр), позволяющей измерять абсолютное давление от 0 до 280 миллиметров рт. ст. с точностью до ±0,03 миллиметров рт. ст.

Для точных измерений темп-p употребляются электрич. платиновые термометры. В одном из таких термометров, разработанных ГГО, приемником служит платиновая проволока, натянутая в виде ряда спиралей внутри круглого ободка, заключенного в проволочную защиту. Помещаемый вне кабины приемник соединяется со стрелочным омметром, находящимся в кабине; от-

if

Фигура зз. счет производится по шкале омметра, разделенной на градусы темп-ры; прибор пригоден до t° — —70°. Для измерения прозрачности атмосферы и для оптич. наблюдений служит ф о-т о м е т р. Проверка барометрич. ф-лы производится путем одновременных отсчетов (с приме-

Фигура 34.

нением радиосигналов) по барометрам и по базисным наблюдениям при помощи точных геодезич. теодолитов.

Приборы для измерения интенсивности космич. лучей — электрометр Кольгестера; на нем во время полета С. «СССР-1» был сделан ряд измерений на высоте 9 600—15 000 метров Для исследования проникающей способности космич. лучей на С. «СССР-1» служил электрометр типа Гессе, применяющийся для измерения гамма-лучей радия стратостата. Прибор помещается внутри свинцового фильтра (двухстенный медный сосуд со свинцовой дробью между стенками); в боковой стенке фильтра (толщина 3 —10 см) два отверстия — одно для микроскопа, другое для освещения прибора электрической лампочкой. Для фотографирования путей космических лучей служит камера Вильсона. Пиккар для определения космической радиации употреблял прибор, состоящий из закрытого сосуда, в к-ром находится под давлением в 6 aim 30 л углекислого газа, ионизирующего только под действием космич. лучей. Электризация массы молекул этого

1203 п

Фигура 35.

газа определялась электрометром Кальвина. Для улавливания ионов космич. происхождения Пиккар употреблял прибор, схема которого изображена на фигуре 35. Попадая в наполненную разреженным газом трубку Гейгера 2, космич. лучи встречают поле слабого действия. Молекулы, рассеянные в этой среде, ионизируются через известные интервалы (что позволяет их легко сосчитать); при этом нарушается установившееся при помощи батареи 2 электрич. равновесие между центральной нитью и посеребренной поверхностью трубки, что резко отражается на показаниях электрометра 3 типа электроскопа, к-рый снимается на кинопленку. Фильм позволяет сосчитать число ионов; частота их появления служит мерой напряжения космич. радиации, их производящей. Для определения направления космич. лучей Пиккар во втором полете пользовался прибором, состоящим из удлиненной трубки Гейгера для ионизирования, счетной трубки и усилителя, благодаря к-рому слышны ы, происходящие, когда космич. лучи в трубке производят ионизацию. Жан Пиккар во время полета 23/Х 1934 г. для измерения действия космич. лучей пользовался аппаратом Милликена, имеющим свинцовую оболочку толщиной 4 дм, и аппаратом ,сконструированным ин-том Франклина в Су-эртморе. Приборы дляизмерения проводимости атмосферы— аспиратор Гердиена с фоторегистрирую -щим приспособлением и электрометром Вульфа. Схема установки этих приборов на С.

«СССР-1»—на фигура 36. Через цилиндрич. конденсатор 1 пропеллером 2 от моторчика 3 просасывается воздух в направлении стрелок. Внутри светонепроницаемой алюминиевой камеры 4, жестко-ссединенной с цилиндром и отделенной от него суконной прокладкой для поглощения вибраций мотора, помещаются электрометр Вульфа 5 и контактные часы 6, приводящие в движение барабан 7 с фотографической лентой. Электромагнит электрометра производит его зарядку, а источник света 8 проектирует движение нитей электрометра на барабан. Весь аппарат приводится в действие током, подводимым из гондолы С. от батареи аккумуляторов; измерение· напряжения электрич. поля — применением лампового вольтметра или однонитевым электрометром. Для изучения напряжения электрич. поля Пиккар подвешивал снизу гондолы резиновую трубку длиной 100 м, в нее наливался ; трубка проходила в гондолу через изолятор из горного хрусталя. Столб а (незамерзающей жидкости) воспринимал электрич. потенциал у нижнего отверстия трубки; идущий от него в гондолу металлич. проводник позволял измерить разность потенциалов между двумя точками. Другая, примененная Пиккаром схе-

Н гондоле стратоста.

Фигура 36.

ма измерения электризации атмосферы следующая: на длинном стержне, опущенном из гондолы, укрепляются 2 одноосных (один внутри другого) металлических цилиндра, заряженных электричеством разного знака. Во время спуска С., когда между цилиндрами образуется ток воздуха снизу вверх, атмосферные ионы обоих знаков поглощаются одной или другой поверхностью цилиндров; величина этого поглощения определяется электрометром в гондоле. Приборы для наблюдения солнечной и рассеянной радиации — пиранометр ы специального типа. Проф. Ка-литиным в ГГО для С. «СССР-1» была разработана комбинированная установка, соединяющая в себе пиранометр и альбедо-метр. Прибор подвешивается на 75 миллиметров от гондолы; трос—провод из трех изолированных жил—

через переключатель соединяется с гальванометром. Переключатель позволяет измерять прибором суммарную радиацию неба и солнца, радиацию земли и облаков и комбинацию этих отсчетов. Прибор для взятия проб воздуха, разработанный в ГГО Гольц-маном (фигура 37а), представляет баллон емкостью в 1 л, откачанный и.отпаянный под высоким вакуумом. Включением тока внутри гондолы баллон открывается, набирает I воздух и также вновь запаивается. К i* баллону 1 припаяна трубка2, переходящая в капилляр 3, расширяющийся и заканчивающийся оттянутым и запаянным острием 4. К трубке с капилляром 3 припаяна окружающая его стеклянная трубка 5, наполненная воздухом под атмосферным давлением. Вокруг капилляра 3 на тонкой асбестовой прокладке обмотана платиновая проволочка б, являющаяся обмоткой, к концам которой приварены платиновые вводы, впаянные в стеклянную трубку 5. При разряжении в баллоне и внутри капилляра 3 стенка последнего, размягченная от нагрева раскаленной платиновой проволочки, под давлением воздуха в пространстве между 3 и 5 сжимается и сваривается. Для открывания сосуда к трубке 5 через платиновые вводы 7 и 8 припаян тройник 9, внз^трь которого входит оттянутый конец 4 капилляра 3. В верхнюю вертикальную часть тройника входит грузик 14 (фигура 37б), подвешенный на стальной проволоке 15 к штифту 16 якоря 18 электромагнита 19. Штифт 16 входит в направляющие отверстия вилки 17 обоймы

20 корпуса электромагнита, якорь 18 прижимается к отверстью 17 возбуждающей обмоткой

21 спиральной стальной пружинки 22. При возбуждении электромагнита, 18 оттягивается; грузик 24, падая вниз, разбивает конец 4 капилляра, соединенного с 1, и открывает доступ в 1

воздуха. Для извлечения воздуха из запаянного баллона он имеет трубку 10, оканчивающуюся оттянутым концом 22, входящим в тройник 22, в верхней части вертикальной трубки которого впаяна поперечная платиновая проводочка 13 с вводами. В нижнем запаянном конце вертикальной трубки тройника — стеклянная вата для амортизации удара грузика.* Прибор заключен в решетчатый дюралевый футляр, к-рый подвешивается на амортизаторах вне гондолы к стропам оболочки.

Лит.: «Труды Всесоюзной конференции по изучению стратосферы», Л.—М., 1935; Ру коп Г. и др., Электрофизика высоких слоев атмосферы, пер. с нем., М.—Л., 1934; Полозов Н., Баллонные материи и веревочный такелаж, М.—Л., 1934; Рынин Н., Завоевание стратосферы, Л., 1933; Главная геофизическая обсерватория и полет в стратосферу 30 сентября 1933, Л., 1934; За овладение стратосферой, «Новости техники», 29—30, 1934; Кирпичников К., Советский стратостат ОАХ-1, «Бюлл. ЦАГИ», 21, 1933; Фельдман, Стратосферные полеты, «Техника воздушного флота», 9, 1933; Sore au R., L’air moyen et la stratosphfcre, Berenger, P., 1933; P i с с a r d A. A. 16 000 metri, Milano, 1933* H. Лебедев.