N G 70
N0.4
D E C E M B E R 796 1 /
O R G A A N V A N : D E N E D E R L A N D S E V E R E N I G I N G VOOR R U I M T E V en
ETONDE afdeling
n i g i n g voor L u c h t v a a r t
vaort v a n
is een verenigingso~gaan.Men kan zich nieL op "Ruimtevaai%" : het wordt toegezonden aan leden van de N. V. R. e n van NERO. Redacteur: Drs. C . W. Dornseiffen, Camplaan 34, Heemstede (N.H. ), telefoon O 2500-35816. Stukken voor de redactie aan dit adres. A s s . -Red. : 6. J. A. Arink.
en verzend in^ regelt het en Haag, tel. : O 70-77
.N.V. v. L. : Jozef
363315.
I N H O U D :
Pagina
IN MEMORIAM DR. J. J. RAIMOND JR.
96-97
J. M. J. Kooy, C. W. Dornseiffen
VAN DE REDACTIE
97
ON THE MOTION O F AN ARTIFICIAL EARTH SATELLITE, TAKING INTO ACCOUNT A FIXTITE SPE E D OF GRAVITATION
98-104
DE 24-UURSSATELLIE
105-111
SOME IMPRESSIONS IAF-CONGRESS, OC
112-118
NIEUWE INZICHTEN SATELLIETEN
119-122
WONEN O P DE MAAN
123-125 Mr. E. Franquinet 126- 130
RUIMTE ZIEKTE Dr. M. P. Lansberg OVERZICHT VAN DE ONTWW(ELING VAN HET RUIMTEVAARTRECHT
131-136
Mevr. Mr. J. N. Ph. de Rode-Verschoor 137
GEGEVENS SATURN-RAICET 6. J. A. Arink
RUIMTEVAART JOURNAAL SEPTEMBER-OKTOBER
138- 142
G. J. A. Arink VERENIGINGSNIEUWS N. V. R.
143
VERSLAG VAN DE N. V. R. LEZING: "STUWSTOFFEN VOORRAmTTEN
a43-152
6. J. A. Arink
PUNTEN UIT HET VE OVER 1962
O-ACT~~EITEN
153-151
.N. Swanenburg 159-175
NET RAKET-REN
Ir. J. H. Noutman 176
-
Het is moeilijk aan anderen te vertellen, wat dit verlies voor ons betekent, omdat we Dr. Raimond in zovéél opzichten zullen missen.
in tal van artikelen en voordrachten, die in duidelijkheid en verzorgde afwerking uniek waren, heeft hij bij velen niet alleen de studie van de sterrenkunde, maar ook die van de ruimtevaart bij velen ingeleid ën bevorderd. Hoezeer hij ook aan de ruimtevaart zijn hart verpand had, bleek uit de keuze van het onderwerp voor het symposium in dit voorjaar van de Nederlandse Vereniging voor Weer- en Sterrenkunde: "Ruimtevaart-onderzoek". Een symposium, waaraan hij helaas niet heeft kunnen deelnemen, maar waarvan de organisatie zijn voorbereiding verried. Van de oprichting van de N. V. R. af was hij vice-voorzitter, en de schakel tussen onze vereniging en die voor weer- en sterrenkunde. Zijn laatste voordracht voor ons was op 3 maart 1960, over radiosterrenkunde. Zijn redactie van ItHemel en Dampkring" was voor onze redactie het voorbeeld bij uitstek. We missen hem in nog andere opzichten. Ook en vooral hemzelf. Maar hij was geen figuur om daarover uit te wijden. Hem te kennen was een voorrecht. C. W. Dornseiffen.
V A N DE R E D A C T I E
Dit nummer is, maanden geleden, voorbereid als een speciaal nummer om het tienjarig bestaan van de N. V. R. te herdenken. We konden toen nog niet vermoeden, dat het tijdstip van verschijnen alle blijde gedachten daaraan zou uitsluiten. Allen, van wie bijdragen hierin zijn opgenomen, hebben ingestemd met het besluit: dit nummer op te d r a g e n aan van d r . J. J. Raimond Jr.
de
nagedachtenis
CNIEDENIS VAN DE N. V. R.
r van 1951 bespraken de drie initiatieiñemers, de heren outman, Ir. G. de Koningh en J. de Groot de mogelijkheid, een Nederland op t e richt J. Raimond Jr, met verenigingen: de Koninklij Vereniging voor Luchtvaart en de Nederlandse Vereniging voor Weer- en
.
van de N. V. R. volgde op een vergadering op 17 december ore van de K. N. V. v. L. Van de initiatiefnemers is Ir. de Konhgh enkele jaren bestuurslid geweest, de vereniging geweest, en is nog lid van ons bestuur. alen van de N. V. R. is geweest Fe in 1958 te Amsterdam, 97
T
In a previous article, published in Astronautica Acta,+) an iteration method was advanced in order to take into account in celestial mechanics a finite speed
ality the equator account, we have about its shortest satellite is near to the earth the earth must be accounted
terrestrial center, the z-ax solar system and not ro further introduce the re x y z+xf
y' z+x"
y' 2f----+x'"
u ac /
y"
2'
e obtained by consecutive rotations in The sy'stems x'y'z, xfryl right handed relation about the z-axis, the yl-axis and the zl-axis, through the in which uv denotes the angular speed of diurnal rotatand A,, angles d ,p e three axes of the terrestrial ion, whereas the system X'~'Y"Z' coincides w ellipsoid. = /3 (t) as functions of time then correspond with the The angles &=OC(t) and precession and nutation.
z-axis directed to observer
y!-axis directed from observer Fig. 2
2'-axis directed to observer Fig. 3
Now we obtain the following transformations: x' = xcos d+ySin&,
x" = X'COS/J-ZSin/B, x"! = x"c0s wt-by'sin w t
y' =-xSinaL+ycosA, ZI = x'sin/?+zc0sp, y" =-x"sinwt+y'cosurt so that: x"' ~(xcosA+ysinp)cosB - z s ~ cos~ w-t +j( - x s ~ ~ + y c A)sin os y" = <(xcosA+ysinp )cos B -zsinBJ s i n w t +(-xsind+ycos~)coswt
(1)
z' = (xcosdL+ysin~)sin/3+zcosp in which A = A(t) and p = p(t) The equation of the terrestrial surface as to system x f f l y f f zbe: q xlr,2 a
+ Y--.
1'2
b2
(2
+ E--
= 1.
O r with respect to system x y z:
d2 -t-
a
$-[[xcos A+ysinA)cos p -zsinp] sinut
+[
2 -i-
(-,sin& +ycosX) cosut]
+
b2
+
=1
Let the terrestrial mass distribution r ) = ~ ( x i q 9 y qbe q zgiven. q) Then the x component of the gravitational intensity at spatial point X P Z at time t becomes :
in.which L I = t
1
2 4- (y-Y) 2 + (z-Z) 2 '
if cl= speed of gravitational waves, f4he gravitational constant and x, y and z refer to time t'. The corresponding values x q q qy" , and zq at time t then follow from (1), substituting t4'. The triple integral throughout all space o r -which comes to the s region in which p (x,y, z, t q ) Now let us write (3): X
2
y2
2
2 + (-xsind((t')+ycosA(t~)) cos t'] .
+
~
b2
=
t'=t
-y
1, in which
d2
-1 ?
from which they can be found by numerical solution. In this way we can then find as many points x y z of a boundary surface y (xyz)=O as we like. This boundary surface will only the ter rest rial surface at time t , and includes the spatial r z, t') #O. yl and y2 are then the extreme values of y on this surface Y, (xyz)=O corresponding with any value of x, whereas x1 and x2 are the extreme values of x on this boundary s u r face. be computed numerically for any value set X, Y , Z, Then the triple integral (4) t. Therefore we can firstly carry out the numerical integration with respect to z for assumed values of x and y. This procedure must then be repeated for many values of y and the same fixed value of x, dist d equally throughout the interval y +y2, after which the numerical inte as to y can be carried out. The whoje foregoing procedure must then be repeated for many values of x, equally distributed throughout the interval x1+x2, after which the final integration with respect to x can be executed. In this way we can then find, for any value set X, Y, Z, t, the corresponding value Kx(X, Y, 2 , t). The X component of the disturbing force due to the deviation of the terrestrial re Kepler motion of attraction from the Newtonian form (e the satellite) then becomes:
and similar F (X, Y , Z , t) and FZ(X; Y, Z, t) Y It will be obvious that the effect of the finiteness of the finiteness of the speed of propagation of the gravitational waves on the terrestrial attraction will be very, very small, so that any other disturbance, as due to a residual air resistance, and the disturbing forces due to the sun and the moon, and even of the planets will be larger than this effect. 100
(The important disturbance due to the deviation of the earth from the globular form and corresponding radial symmetric internal mass distribution is already taken up in (6).) Further it will be evident that the disturbing forces of the sun, the moon and the planets will also be influenced by the finiteness of the gravitational speed. Let u s now assume -by way of simplification- that our earth satellite still remains at sufficient distance from the earth, so that no air drag comes into play. Let us further suppose that our satellite will be acted upon by the sun the moon and only one planet. (The addition of other planetary influences does not introduce new points of view. ) For the rest, because the relativistic interdependence of space and time may give effects of the same order a s due to finite gravitational speed, let us apply relativistic mechanics. Then the equations of motion of the satellite become: =
X
S
Kx (X,Y, Z , t )
-X
X
- fMS
+mS
Lxs-X)
2 +
+
2 uTs-Y)
+
(Zs-Z)
S -t
( xs2 + Y S 2 +
xm -X
x
P
+mP
2
X
m
-x 2
(x -X) + (y -Y) + (z -Z) C P P P
X
]
P
2 3/2 - m P (xp 2 +y;+
and similar equations for y and z direction. In these equations denote: c = speed of light X, Y, Z pcoordinates of the satellite coordinates of the sun
xs,y,, zs)-X
rn’ym,
xp, yp, zp>-
)- .
zs2 j3””
z;)3/2
all re€erring to the reference
coordinates of the moon coordinates of the disturbing planet
Ms, Mm, M ---+mass of sun, moon and planet respectively. P Let us consider x , y,, zs,xm, y, zm, xp, yp and z as given functions of time. S P
101
Then in (7) the left members of the three equations refer to time t, as well as the first terms on the right, being (X, Y,z,t), I< (X, Y, Z, t ) and f i r t h e r X, P o time t, alsdTin the right me equations (7). However, in the second terms on the right of the equal sign, in all three equations ('i), xs,y, and zs refer to time t1 following from: I
I
Further in the third terms on the right of the equal sign, in all three eqs. (7),
xs, ys and zS refer to time t2 following from: 1
\I
2
2
2 '
in the fourth terms on the right of the equal sign, in all three eqs. ( 7 ) , xm, y,
and z m refer to time t3 following from:
in the fifth terms on the right of the equal sign, in all three eqs ( 7 ) , xm, ym and zm refer t o time t4 following from:
in the sixth terms on the right of the equal sign, in all three eqs. ( 7 ) , x y and P' P
zP refer to time t 5 following from: 2
2 '
2
At last, in the seventh terms on the right of the equal sign, in all three eqs. ( 7 ) , xP' yP and zP re€er to time t6 following from:
Further carrying out the differentiation as t o t on the left of the equal sign ui the first equation (7) we obtain: 2 . 2 . 2 . . , . .. . .*. ( e -Y -z ) X + x Y Y +xzz d dt 2 - w2 e"-+ (X2+Y2+ i 11 C
102
and similar for the left members of the 50other equations (7). Hence the equations (7) are linear in X, Y and Z . Now in order to determine the ion of the satellite, we can apply the following iteration procedure. As solution in zero approximation we can substitute the undisturbed Kepler motion of the satellite, corresponding with given initial conditions:
. .
-
x0, po, zo, x0,y o , iO at ti met=^
(14)
Let us shortly indicate this solution in zero approximation by
Substituting (15) in (8), (10) and (12) we can then find by numerical solution tl,
t 3 and t5 corresponding with t, whereas t,, t4 and t6 follow from (9), (11)and (13). Then further substituting (15) in the right members of (7) with the times t 1,t 2,t 3,t 4,t 5 and t6 in the different terms as indicated abov solving the three equations as to the second time derivatives obtain: m0, y ' 9 =
m0,
Je>,
(16)
re now pure functions of t. For numerical integration of (16)
se functions for an integration interval t=O Lagrangian polynomes, by writing:
-?
T as
(t,), in which: O
i
nk(t-ti) = (t-tl) (t-t,) . ....
(t-"+l)
0
and similar
n
i k The function values
*
.... (t-t,)
(%-ti). must be computed for many instants tk equally
distributed throughout the interval t=O -+T. Carrying out we then obtain: n- 1
n- 1
Then substituting components and c
n- 1
essions in (16) and integrating, we obtain as speed approximation:
n- 1 k+l
k-O
17
k 0
103
97
k-O
k-O
The solutioii in first approximadion X(t),, Y(t)l and (t) can then again be substitued in ( 8 ) , (lo), (12) and subsequently in the right members of (7)w the time ti (i=l,2 .6) in the corresponding terms after dure can be repeated U, order to come to a solution in se Going on in this way, we can proceed to higher approxim process will always converge for a not too large time interval t=O -+T. Then for time T the initial conditions can be found for a following not too large time interval with any required degree of accuracy, after which the whole procedur can be repeated for this following time interval.
..
+)
104
Reference : J. M. J. Kooy, Gravitational Speed and Unmanned Space Flight, Astronautica Acta, Vol. VII/
DE 24-UURSSATELLIET d o o r M.Vertregt F . B . I . S .
Het idee om een satelliet te lanceren, die in precies 24 uren om de aarde draait, is al heel oud; men komt het in de oudste literatuur van de ruimtevaart tegen. Omdat die satelliet in dezel€de tijd om de aarde draait als de aarde om haar as draait, lijkt het, alsof de satelliet op een vaste plaats aan de hemel stilstaat. Als men nu drie van die satellieten, gelijkeliLk over de cirkelvormige baan verdeeld, dus met onderlinge hoekafstanden van 120 , uitrust met relayerings-inrichtingen voor radio en televisie, dan kan men daarmede van elke willekeurige plaats met elke andere willekeurige plaats op aarde een ultra-korte golf verbinding onderhouden.
in theorie is dat allemaal prachtig. Maar in werkelijkheid zal men rekening moeten houden met drie afwijkingen, die zeker zullen optreden: le. De satellieten zullen geen cirkelvormige, maar min of meer elliptische banen beschrijven. Ze. De onderlinge afstanden van de satellieten zullen niet precies 120' zijn. 3e. De omlooptijden van de satellieten zullen niet precies 24 uren zijn. De eerste afwijking is niet zo ernstig. Het gevolg er van zal zijn, dat de satelliet niet stilstaat aan de hemel, maar een oscillerende beweging om een middelste stand uitvoert.
Indien de tweede afwijking te groot is, moet deze het eerst gecorrigeerd worden. Men versnelt of vertraagt daarvoor twee van de drie satellieten, totdat op een gegeven ogenblik de onderlinge hoekafstanden precies 120' zijn. Daarna moeten direct de afwijkingen van de cirkelbaan en de juiste afstand gecorrigeerd worden, zoals hieronder beschreven wordt. De c o r r e c t i e v a n d e b a a n . De gevolgen van de derde afwijking zijn veel ernstiger. Een kleine &wijking in de omlooptijd zal op den duur steeds groter wordende afwijkingen van de stand aan de hemel veroorzaken. Evenals bij elk integrerend instrument, zoals bijvoorbeeld een klok, zal de kleinste fout uiteindelijk tot grote fouten aangroeien. Men kan de satelliet inderdaad het best met een klok vergelijken. Wanneer we de baan van de satelliet aan de hemel met een 24-urige wijzerplaat van een Mok vergelijken, dan zien we, dat, wanneer de gang van de klok O, 1%te snel of te langzaam is, dit per dag een aiwijking geeft van 86 seconden, en per maand een afwijking van 45 minuten. Als we de juiste plaats van de satelliet 12 uur noemen, dan zal de stand van de klok na een maand Iwart voor een zijn, na twee maanden half 2 . De satelliet gaat bij een Idokstand van zes uur onder. Dit zal gebeuren acht maanden na de lancering, en het duurt 16 maanden voor hij aan de andere kant van de horizon weer opgaat. Te zelfder tijd zullen de andere twee satellieten ook een weinig voor of achter lopen, en men ziet, dat e r al spoedig van een symmetrische stand aan de hemel in een gelijkzijdige driehoek geen sprake meer is. Het kan gebeuren, dat op een bepaald ogenblik alle drie de satellieten ondergegaan zijn, zodat ons halfrond geheel van telecommunicatie verstoken is; op een ander moment staan ze alle drie boven onze horizon, en hebben wij geen communicatie met het halfrond van onze tegenvoeters. Als een Idok voor of achter loopt, veranderen wij de lengte van de slinger of de spanning van de spiraalveer van de onrust, maar zo eenvoudig gaat dat bij een satelliet niet. Wij zullen met hulpraketjes de baan moeten corrigeren, maar zodra wij bijvoorbeeld trachten de snelheid te veranderen, veranderen wij tegelijkertijd alle 105
3
3
Y
(D
a
E
c
U
(D
G e v a l 3. De lengte van de straal R is groter dan de lengte van de apogeumstraal. Dus: R r180
'
a
Voor geval 1 is een impuls nodig, voor de gevallen 2 en 3 zijn twee impulsen nodig om de baan te corrigeren. G e v a l 1. (zie iig. 1).
ro < R
r180.
Omdat de lengte van de straal R tussen de lengten van de perigeum- en de apogeumstraal ligt, zal e r altijd een punt P op de ellips zijn, waar de voerstraal precies gelijk aan R is. In dat punt moet de correctie aangebracht worden. In punt I? is de elliptische snelheid van de satelliet Ve , en de hoek, die de richting van de snelheid met de voerstraal maakt is gelijk $ In werkelijkheid moet de snelheid gelijk worden aan de circulaire snelheid Vc en de hoek met de voerstraal moet een rechte hoek zijn. Om dit te bereiken moeten wij de satelliet een extra snelheid geven, gelijk aan Vchar, waarvan de richting een hoek + 90' met de voerstraal maakt. In mijn artikel, "Interplanetary Orbits" (J.B. I. S. 16, pp. 326-354) heb ik uitvoerig beschreven, hoe men de aanpassing moet berekenen van een cirkelvormige aan een elliptische baan en omgekeerd. Ik volsta hier dus met het opstellen van de vergelijkingen, die men daarvoor nodig heeft. Dat zijn:
.
107
2
5*
%har
=
ve2 i- vG -
2.v “V,. cos(90-
e
ierin stellen voor: de straal van de gewenste circulaire baan (= 42.260 km). de halve grote as van de werkelijke elliptische baann.
a
de excentriciteit van de elliptische baan. de perigeumhoek van de straal
$!
de hoek, die de richting van Ve maakt met straal R.
Vc
de circulaire snelheid in de vereiste circulaire baan.
Ve 4
de werkelijke snelheid in punt P van de elliptische baan. de constante van het aardse gravitatieveld ( = 3,989. lo2’ cm
3
.sec-2 ).
De corrigerende snelheid V,har. die men moet toepassen om de satelliet in de gewenste circulaire baan te brengen, is dan:
Voor de hoek
2 , die Vchar, met Vc maakt, geldt dan: V
sin
-ve
=
sin(90-1Y).
char De hoek
, bij welke de voerstraal preefes de lengte R heeft, is gelijk aan:
G e v a l 2 . (zie fig. 2).
R,ro. In dit geval is de lengte van R kleiner dan de lengte van de kortste voerstraal, de perigeumstraal. Wij moeten dus beginnen met de lengte van de grote as van de ellips te verkleinen. Wij kunnen dit doen door in het perigeum P een tegenstoot te geven, zodat de satelliet een nieuwe ellipsbaan, ellips 2 , gaat beschrijven. Deze elliptische baan 2 is zodanig, dat het nieuwe perigeum Q op een afstand R van het aantrekkende centrum ligt. In dat punt geven wij een tweede tegenstoot, zodat de snelheid Vp2 teruggebracht wordt tot de juiste circulaire snelheid VC. Wij doen deze manoeuvres bij voorkeur in de apsiden P en Q, omdat in deze punten de richting van de snelheid loodrecht staat op de grote as van de ellips. Bij een cirkelvormige baan is dit het geval in alle punten, zodat we dus geen correctie op de richting van de snelheid behoeven aan te brengen. Om de grootte van de impulsen te berekenen, redeneren we als volgt: De snelheid in het punt P op ellips 1 is:
vp;
=/a(-
2 ro
1 08
-
1
-)
al
Nu is: ro = al(l
waaruit:
-t
)
2 --
/rr
q1- 6 1
vPl
De halve grote as van ellips 2 is gelijk aan: a 2 = (r + R ) : 2 . O
Dan is de snelheid in P op ellips 2:
De snelheid in tegengestelde richting, die we in P moeten geven, is dus:
'in het punt Q is de snelheid op ellips 2:
De snelheid moet zijn: Vc 2 -AL - Re De snelheid in tegengestelde richting, die we moeten geven, is dus:
De totale characteristieke snelheid, die nodig is om de satelliet in de juiste cirkelbaan te brengen, is dus: 'char.
=
"PI - Va&
f
(Vp2 - Vc).
G e v a l 3 . (zie fig. 3).
culaire snelheid
L-
e som van deze twee impulsen is de characteristie
Benaderde oplossing. Bij een goede lancering mogen wij aannemen, dat de halve grote as a van de werkelijke ellipsbaan maar weinig afwijkt van de voorgeschreven straai cirldman. Wij mogen dus stellen: a=~(li.d). Verder mogen wij aannemen, dat ook de excentriciteit 6 van de elliptische baan Hein zal zijn. Wij mogen dan de volgende vereenvoudigingen invoeren:
.
Hetzelfde geldt voor f Wanneer wij deze vereenvoudigingen toepassen, smelten al de hierboven berekende ingewikkelde formules weg als sneeuw voor de zon, en wij houden over: voor geval 1:
-
'char.
vc
'char. voor gevallen 2 en 3: -C'
d 2
Eenvoudiger kan het bijna niet. Uit de gegeven voorwaarden Immen wij nog afleiden, dat voor geval 1: en voor de gevallen 2 en 3 :
d
L:
E
a
€46
Verdere correcties. Alle bovengenoemde correcties moeten vanaf de aarde radiografisch aan de satellieten doorgegeven worden. Ket spreekt vanzelf dat een foutloos opvolgen van de bevelen nodig is om de satellieten op de juiste onderlinge afstand en in de voorgeschreven baan te krijgen. Doch wanneer deze correcties eenmaal uitgevoerd zijn dan is men e r nog n i e t . Behalve aan de aantrekkingskracht van de aarde, zullen de satellieten ook aan storingen van de zon en de maan onderhevig zijn, verder zijn ze blootgesteld aan de "zonnewinden" (bestaande uit stromen protonen en electronen, die door de zon uitgestoten worden), ze zijn onderworpen zan de lichtdruk van de zon en aan het magnetische veld van de aarde. De correcties zullen dus van tijd tot tijd herhaald moeten worden. Men ziet dus wel, dat er technisch heel wat aan vastzit, om de drie communicatie-satellieten in hun juiste positie aan de hemel te plaatsen, en ze daar te houden, Project Relay. Een plan, dat gedurende de laatste tijd meer op de voorgrond gekomen is, is het Project Relay. Dit project beoogt een groot aantal kleine communicatie-satellieten, elk wegende 45 - 60 kg, aan de hemel te plaatsen in een baan, die ca. 4800 Inn boven het aardoppervlak ligt. De omlooptijd van zulk een satelliet is ongeveer
110
3u. 15 min. Men denkt 30 tot 50 van deze satellietjes te lanceren, en vertrouwt dan op de toevalswetken, dat er van dit grote aantal altijd verscheidene boven de horizon zullen zijn. Het is dus niet nodig, individuele kleine afwijkingen te corrigeren. De Radio Corporation of America en de Telegraph and Telephone Company zijn met het onderzoek bezig; het is de bedoeling dat te zijner tijd de exploitatie van deze communicatie-satellieten in handen van een particuliere maatschappij zal worden gegeven.
* *
*
111
ation effects on spaceships and satellites. Two more technical papers were pre, one on the motion of a body of variable mass with constant power consumpa gravitational field, by 6. L. Grodzovsh, Y. N. Ivanov and V. V. Tolmrev, while Grodzovsw also made some calculations on optimum contour heat injection ns cooled by radiation, Most of the U. S,-reports were "state of the art"-contributions, discussing or describing recent advances or problems in roclietry and stronautics, instead of predictions or expectations for the €uture, so frequently resented at previous congresses of the IAF. This is a typical result of the professional status of the space industry. Review papers of a nature which have more appeal to the interested amateurs were reserved by the Americans €or the "Space flight report to the Nation", held in the New York Colliseum from October 9 - 15. In New York more than 250 papers were placed on the program, and preprints of these papers could be bought only at the cost of one dollar a piece, which made information-collection on this meeting a rather costly bussiness. Also at the IAFcongress printed information was hard to get. Only an abstract-booklet was provided. Taking into account that there were a number o€ parallel sessions all the time, it is difficult to give a reliable overall technical picture of the technical program of the congress. The lack of printed information was one critic on this congress. The other one already mentioned was the lack of good review papers. A third inconvenience was the recept splitting of astronautics into two parts, the engineering problems of space flight and space science. The latter field is talcen over by COSPAR. This split offers the IAF-congress participants now only a one-sided view, while the members of the national societies in general are interested in results of both aspects. Finally the creation of the Academy of Astronautics within the IAF tends to separate the "worlcer-s" from the rltopl',by creating a class o€ itself in the organisation. The technical program contained sessions on space propulsion, energy conversion, combustion research, astrodynamics (orbit theory, guidance, control and geodesy, optimization theory, landing guidance), space vehicles and structures, In addition there were two sessions and a roundtable on bioastronautics, a roundtable of a whole day (24 short papers) on the exploration of the solar system by radar and radioastronomy (much more a subject for COSPAR-meetings than for one of the IAF if we want to be consistent with the present policy), two panel discussions on high performance combustion system-s , a space communication and an instmmentation roundtable, and last not least not less than €ive sessions in the 4th colloquium on the law of outer space. Spaee e ommunic at i o n s
In the space communication roundtable some possible communication techniques
side of the conventional radio communications band (20 Me - 20, O00 Me) were (Bell Telephone) iscussed, 6.F. Smith (Hughes Research) and considered light frequencies for radar and communication, J. W. Oglancl (WestingElectric) studied ultraviolet radiation in carrying info1 eresting rather unique c o m m ~ i c a t i opossibility ~i was a native of the Netherlands, now with Aerospace Corp. mmas. Nuclear power reactors employed in future space systems will produce ge quantities of gammas as a by-product. Gamma-beam modulation was investigated, and it was found that Moi*se-code conim~icationscan be ma over distances of the order of 100,000 miles, while talk can be carried out over about 1000 miles, with gammas coming from a 100 MW (thermal) nuclear reactor. Although other communication methods may perform better, the advantage of using reactor-produce~lgammas is that the system is relatively jam proof and the gammas r e available at no cost. As gammas are heavily scattered and absorbed in an atmosphere, this type of communication is limited to outer space. 113
bTT
Orbits H. Michielsen (also a native of the Netherlands, now with Lockheed) studied the effects of the tesseral harmonics of the earth on a stationary satellite. A stationary satellite revolves in the earth's equatorial plane. at exactly the same rate of rotation as the earth, and is thus stationary relative to it. Such a satellite is very useful for communication purposes. Theoretically such a stationary satellite is feasible, irrespective of the magnitude of the earth's gravitational field and of its zonal harmonics. But other celestial bodies, like the moon and the sun, will perturb the motion of the satellite. These effects are already considered previously. However there is another type of perturbation, due to an unroundness of the earth's equatorial plane, expressed by so-called tesseral harmonics in the earth's gravitational field. No accurate information on these harmonics can be introduced in a perturbation analysis today. *) But order of magnitude determinations are possible, It arc these tesseral harmonics which make that a stationary satellite in general will be not feasible unless provisions are made for continuous corrective thrust. However, the magnitude of the thrust required is small. H. Krause (George Marshall Space Flight Center NASA) arrived at more complete expressions for the secular perturbation of an earth's satellite due to "astrorelativity". in particular an improved expression for the relative difference of the time rates of a satellite clock compared against a standard earth clock could be given. Progress was also reported on calculations of the re-entry trajectory of an object descending in the atmosphere from space. W. H. T. Lok (Vought ry-mechanics, compri arrived at un unified analytical particular cases all previously ions where always some be neglected when solving the b **). E n e r g y c o n v e r s i o n (supply of electrical power)
SNAP-8. This system will have specific weight in the 50 to 70 lb planned for 1962. Nuclear auxili isotope units use alpha-emitters s with a half life of 86 years
he T r ~ s i t - uses ~ t
eactor is presently
iY61.
**) See for
t h e basic equations (w
ift) and
some
particular solu+ions my con>ributian in ,Ruimtevaarts
in 1959. (Jaargang 8, no.4, p.
15
sfer of waste orb the waste ect conversion power will continue to meet
possible solution here. able complexity and unr
ratio. ionic emission processes Thermoelectricity and cause of the difference of e necessity for electron emistemperature in excess of îOOO°C and preferably near 2000OC~Thermoelectricity appears limited to temperatures that do not appreciably exceed î200OC because conductor materials required for efficient thermoelectric most of the presently available heat sources (particularly nuclear reactors) operate below 1000°C, thermoelectricity is likely to find applications more quickly. The thermionic generator is receiving attention for advanced power systems because of the attributes of high power density (approximately 10 watts/cm2), simplicity of operation (no moving parts) and high temperature heat rejection, which implies a small radiator. Th amentals of thermionic power generation are simple: A cathode is heated to i escence and gives off electrons by thermionic emission, a colder anode is set opposing the cathode t o collect the
were discussed by hermionic emissi he temperature range in which they best oper
16
emitted current, and in most instances a plasma producing gas is introduced in the interspace which ionizes upon contact with the hot cathode and reduces the space charge effect. Several generators have now emerged from laboratory studies, all operating on the same basic principle, such as the vacuum cell (where space charge neutralization is achieved by reducing the spacing below the point where space charge limited current exceeds saturated emission current), the low temperature plasma cell (space charge neutralization occurs by the maintenance of the appropriate positive ion density usually cesium in the interelectrode region), the refractory metal plasma cell, and the carbide cesium cell (space charge neutralization caused by ion generation by the high temperature - 18OO0C - cathode). The major problem to be overcome in order to bring the high thermionic efficiencies into practical device operation is that of cathode life. Fuel cell applications in space were the subject of E. M. Cohn (Army Research Office). A number of progress reviews on fuel cells appeared recently *), so I can readily refer the interested reader to these publications. The device should prove useful in missions too long for primary batteries, once their feasibility and reliability have been established. Prominent among fuel cell problems are the need for a) highly active anode catalysts to realize a hydrocarbon fuel cell, b) sulfur resistant catalysts to permit the use of impure gases, and 3) highly active cathode catalysts for using air as the oxidant all for open end, low temperature systems.
-
Space propulsion H. B. Finger (AEC-NASA) reported that of the several propulsion systems proposed using nuclear energy there are two systems receiving major emphasis now in the U. S. These are the nuclear heat t r a n s k r rocket (Rover) and the nuclear powered electrical propulsion systems. Of these two, greatest emphasis is placed on the Rover-engine. in 1955 the Los Alamos Scientific Laboratory in New Mexico began studies and experimentation to demonstrate the feasibility of reactors for nuclear rockets. These efforts led to the KIWI-A series of reactor experiments in 1959 and 1960 which were conducted at the Nevada Test Site. Plans €or additional reactor experiments (KIWI-B series) were established and the necessary reactor test facilities have progressed toward completion. Sometime after the beginning of 1962 an industrial contractor will begin development activities on a RIFT (Reactor in Flight Test)-vehicle to meet the objectives of achieving flight testing in the 1966-1967 time period Plans call for launching the nuclear rocket on a shortrange ballistic flight from Cape Canaveral. It would be lifted by a Saturn-type first stage. The Saturn-launcher itself was discussed in various papers, and also a film was shown of its construction and transport to the Cape. A. W. Mottram (Bristol Siddely) proposed the use of liquid hydrogen as a fuel in the third stage of the Blue Streak Satellite Launcher, for the European Space Programme. The author also calculated that the addition of a liquid hydrogen second stage to the Black Knight would launch a payload of 300 lbs into a 300 mile circular orbit at a remarkable low cost. in addition G. K. C. Pardoe ( Aircraft) discussed the Blue Streak as first stage of a satellite launcher.
.
Bioastronautics (of the USSR academy of Sciences) reported that Soviet astronaut Thitov was somewhat space-sick during most of his 25 hours *) For instance: H.A.Liebhafsky ond W.T.Grubb Jr: ,The fuel c e l l in s p a c e Q ARS-Journal 31 (1961) p.1183. E.A.De Zubay and E.B.Shulfz, Jr: ,Fuel cellsa, Industrial Research 3 (1461) no.4 (October), p. E.B. Shultz Jr: Fuel cell developments in the g a s and oil industry', Preprint SPE-191, Fall Meeting SPE-
14.
AIME, Octoher
8-11,
Dallas 1961.
117
in orbit around the earth. e noted unpleasant sensations which became stronger and stronger, especially en the astronaut turned his head sharply or was observing swiftly moving objects, These sensations lessened a e r Thitov had some sleep during his trip, but they did not disappear until weightlessness ended as he encountered gravity during re-entiy. However, despite his space-sickness Thitov apparently retained his motor and sensory faculties and was able to do his work. Int er n a t i onal astronautic s
W. Dryden (NASA) presented an informal paper on flight missions of the NASAprogram, featuring a) scientific measurements, b) application of satellites, e) manned exploration and d) international aspects. Of the scientific measurements he mentioned the ionospheric beacon experiment, which had an unsuccessful launch this year, the gamma-ray telescope in Explorer II *), the measurement of energetic particles in Explorer 12, measurement of the atmospheric structure (in a satellite soon to be launched), the swept frequency topside sounder, build in Canada, the international ionosphere satellite, with British instrumentation, and the fixed frequency topside sounder to be launched in 1962. Instead of specially designed vehicles "streetcar"-satellites are considered presently, as for instance the OGO and OSO-satellites now under construction. Probes or sounding rockets of great heights can be launched with the Scout. The second Ranger-space probe will be launched in the near future, with which it will be tried to accomplish an impact landing on the moon. Not before the fall of 1962 a near-Venus flight will be possible. Even this planned trip will not try to reach Venus but it will be sent in the direction of this planet performing measurements along the road. In the application-field weather*atellites appeared extremely useful. **). The U. S. will try to have always& least one operational weather satellite of the Tiros-type in orbit in the %uture. Follow-up of the Tiros will be the Nimbus, in which one will try to direct the camera permanently to the earth's surface during the period of operation of the satellite's instruments. In the communication field projects Echo and Relay were discussed. The latter project is a repeater system, to be launched by a Thor-Delta, with the cooperation of The United Kingdom, France and Germany, in order to demonstrate TV across the Atlantic. American Telegraph and Telephone have another active satellite system, to be launched by the NASA. The NASA has at present joint satellite projects with the U. K. and Canada, nine joint sounding rocket projects (with Argentine, Australia, Canada, France, Italy, Japan, Norway, Pakistan and Sweden), and 30 cooperative tracking stations (of which one at Cursyou, operated by the U. S. ). There is also ground-based participation in the field of communication-satellites (jour countries), meteorological satellites (29 countries) and training programs (18 countries parkicipating). Final remarks At the final plenary session it was decided that the next meeting will be held in 1962 in Sofia. The new president of the I A F will be Prof. J. Peres of France. October 13, 1961. *) See for a detailed description IGY-Bulletin no.50, August 1961.
**) On
a r e c e n t A n n u a l M e e t i n g af the A G U i n Washington, n o t l e s s than 8 papers w e r e Presented en T i r o s s a t e l l i t e r e s u l t s , and t h e d i v e r s i v i t y of the r e s u l t s may be concluded from a summary'af the t i t l e s af t h e s e papers: G e o p h y s i c o l i m p l i c a t i o n s of T i r o s photographs; Some r a d i a t i o n r e s u l t s from T i r o s II; T h e Tiros I f r a d i a t i o n experiments; M e t e o r o l o g i c a l s a t e l l i t e research and applications; T r o p i c a l and s u b t r o p i z a l atmosp h e r i c systems observed by T i r o s I; C e l l u l a r cloud patterns r e v e o l e d b y T i r o s I; S a t e l l i t e p i c t u r e s of cloud streets; Tornado-producing c l o u d patterns seen from T i r o s I.
118
NIEUWE INZICHTEN OVER HET ftSPORcN1l VAN SATELLIETEN door Prof.Dr.C.de Jager
Het woord "sporen", dat in de titel van dit artikeltje voorkomt, is een poging om een goed Nederlands woord te vinden voor het Engelse: "to track", waarmee men bedoelt, het opsporen, volgen in de baan en bepalen van de positie van een raket of satelliet. Dit sporen van satellieten gebeurt met instrumenten van zeer verschillende aard. Aan de ene kant staat de amateur-waarnemer, die, gewapend met een stopwatch en binocle, tracht de positie van een satelliet tussen de sterren vast te leggen, waarbij hij een nauwkeurigheid van een halve graad en enkele tienden tijdseconden weet te bereiken. Aan de andere kant staat de grote radiotelescoop van Jodrell Bank, die gebruikt wordt voor het sporen van de ruimtesonden. Tussen deze twee extremen staan visuele, fotografische, radio-apparaten van allerlei aard, ieder met hun eigen precisie, hun eigen mogelijkheden en hun eigen onvolkomenheden. Aan verscheidene instituten wordt met lichtsterke fotografische apparaten de positie van een satelliet tussen de sterren vastgelegd. Het toppunt van volkomenheid van de fotografische apparatuur is op dit ogenblik nog steeds de Baker-Nunn-camera, waarvan zich 14 exemplaren bevinden op verschillende plaatsen, in hoofdzaak langs de evenaar verspreid. De gegevens van deze instrumenten gaan hoofdzakelijk naar het Smithsonian Observatory te Boston. Daarentegen baseert het rekencentrum van het Goddard Space Flight Centre van de Amerikaanse NASA zich vrijwel uitsluitend op gegevens, verkregen met behulp van de radiominitrack stations, terwijl het Engelse rekencentrum te Slough voor een belangrijk deel mede gebruik maakt van visuele waarnemingen, evenals het rekencentrum te Moskou. Het leek me van belang om de verschillende wijzen van sporen in dit artikeltje te overzien en na te gaan, hoe de techniek zich in de toekomst wellicht verder zal gaan ontwikkelen. Niet ieder, die een satelliet waarneemt, doet dit met dezelfde bedoeling. De hoogste eisen worden gesteld door de geodeten, die nauwkeurig de vorm van het aardpotentiaalveld willen vaststellen en de onderlinge ligging der continenten willen bepalen. Z i j eisen, dat de positie van de kunstmaan vastgesteld wordt met een nauwkeurigheid van enkele meters. Dit betekent, dat de plaats van het object aan de hemel moet gekend worden met een fout, niet groter dan enkele boogsecunden. De geophysicus, die zich interesseert voor de variaties van de dichtheid van de aardse dampkring en de vertragende werking, die hierdoor op de satelliet in zijn baan wordt uitgeoefend, is al tevreden met een nauwkeurigheid in de plaatsbepaling van 1' tot 10'. Tenslotte is er nog een derde groep van gebruikers, die wellicht van de drie hier genoemde de belangrijkste is.. Deze groep stelt slechts belang in de intensiteit en de modulatie van d e signalen, die door de satelliet naar de grond worden geseind; m. a,w. zij zijn reeds tevreden als een zich op de aaide bevindende antenne in staat is de satelliet aan de hemel te vinden, waarbij meestal een nauwkeurigheid van enkele graden voldoende is. Om deze gebruikers aan de nodige gegevens te helpen is het reeds voldoende de positie van de satelliet te bepalen met een nauwlreurigheid van ongeveer een halve graad. Daar we weten, dat een satelliet op gemiddelde hoogte ongeveer 1' per twee seconden aflegt, is snel te berekenen, dat een eis van 2" in de plaatsbepaling een corresponderende tijcuiauwlreurigheid vraagt van O , O01 seconde; 6' correspondeert met 1/5 seconde en O, 5' met 1 seconde. Wanneer men dus hoge eisen aan de plaatsbepaling stelt, moet men dit evenzo doen aan de tijdsbepaling. gewoon hoge eisen, die door de geodeten worden gesteld, kan geen der bestaande camera's voldoen. Het is waar, dat van de ker-Nunn-camera's (met een opening van ca 50 cm en een brandpuntsaistand van dezelfde orde) verwacht werd, dat deze een positiebepaling zouden Iainnen toe-
119
staan met een nauwkeurigheid van 1" à 2"; echter is gebleken, dat bij uitwerking van de waarnemingen de positie der satelliet systematische fouten kon vertonen, ie opliepen tot ca 10". E r is nog een ander bezwaar, dat in e loop der tijden gekoppeld bleek aan de Baker-Nunn-camerats. De plaats van de satelliet wordt op een film opgenomen. Deze films dienen naderhand uitgemeten te worden. Het uitmeten van deze fotografische opnamen is een heel werk en reeds vrij korte tijd na het in gebruik nemen van de twaalf Baker-Nu-camera's door het Smithsonian strophysical Observatory in Boston bleek, dat men niet in staat was deze stroom naar behoren te verwerken. et gevolg is dan ook, dat e r nog maar weinig gepubliceerd is van de talloze metingen, die reeds zijn uitgevoerd of die nog op u i t w e r ~ g achten en dat vrijwel alle resultaten, die tot dusver bereikt zijn op grond van ker-Nunn-opnamen gebaseerd zijn op de voorlopige schatting van de positie der satelliet op de film, waarbij de nauwkeurigheid slechts iets onder de boogminuut bleef. Men is blijkbaar door de grote hoeveelheid van waarnemingen niet in staat gebleken het materiaal naar behoren te verwerken. Het is om deze reden, dat NASA, het enkele jaren geleden opgerichte nieuwe grote Amerikaanse instituut .voor het ruimte-onderzoek, zich geheel en al van de Baker-Nunn-camera's heeft afgewend en haar heil zoekt in de minitrack stations, die t e r gelegenheid van het ïnternationale Geophysische Jaar werden gebouwd. Van deze minitrack stations bevindt zich een tiental op het Amerikaanse continent, terwijl zich er één bevindt nabij Slough in Engeland en een ander nabij Johannesburg in Zuid-Afrika. Het wezenlijke van de minitrack waarnemingsstations zijn twee rijen dipolen, die respectievelijk Oost-West e n Noord-Zuid zijn gericht; *door de interferentie waar te nemen in het signaal, ontvangen door een radiostraling uitzendende satelliet, is het mogelijk de positie van de satelliet aan de hemel vast te leggen. De minitrack antenne-systemen hebben een lengte van vele honderden meters. Niettemin is de nauwkeurigheid in de plaatsbepaling niet groter dan enkele boogminuten. Dit is dus belangrijk ongunstiger dan met de Baker-Nu-camera's mogelijk is. Het grote voordeel van het minitrack systeem is echter wel, dat de waarnemingsresultaten direct, d. w. z. vrijwel nog tijdens de overgang van de satelliet, doorgeseind kunnen worden naar het rekencentrum. Tijdens een bezoek, dat ik in september j. 1. aan NASA bracht, was het uitermate indrukwekkend om bij de telexapparaten te staan en te zien, hoe daar de geponste band uitschoot op hetzelfde ogenblik, waarop elders in Zuid-Amerika een satelliet over een der minitrack stations vloog. Het is mogelijk deze waarnemtngsgegevens onmiddellijk pasklaar te maken voor een grote IBM 7090 rekenmachine en ze eventueel te gebruiken voor een correctie van de baan-elementen van de satelliet. Daar bovendien radiowaarnemingen onafhankelijk zijn van de weektoestand en waarnemingen zowel overdag als ' s nachts uitgevoerd kunnen wordeist, is het duidelijk, dat het stelsel minitrack stations ondanks de geringere nauwkeurigheid toch wel een zeer groot voordeel biedt boven de optische waarnemingsstations, die de baan weliswaar met grote precisie kunnen waarnemen, maar dit alleen kunnen doen bij goed weer en slechts direct na zonsondergang of voor zonsopkomst. Dit is de reden, waarom NASA zich heeft gedistancïëerd van de optische stations en dientengevolge dan ook niet in staat is aan de verlangens van de geodeten te voldoen. De resultaten, die NASA oplevert, zijn slechts van belang voor geophysici, en voor de groep van gebruikers die zich interesseert voor de meetgegevens die door de verrezender in de satelliet naar de grond worden geseind. E r is echter een groep van satellieten, die niet waargenomen kan worden met behulp van het minitrack netwerk: dit zijn die satellieten, die geen radio-installatie aan boord hebben of waarvan de zender is uitgevallen. ïn het bijzonder zijn dit dus de drager-raketten, die gebruikt werden om satellieten in hun baan te brengen, en die zelf een kunstmaan zijn geworden. Satellieten van deze soort kunnen niet
120
met behulp van een minitrack station worden waargenomen en aangezien NASA zich oolr niet op fotografische waarnemingen toelegt, is men hiervoor uitsluitend aangewezen op de waarnemingen van andere instanties. Het was verrassend tijdens dit hierboven genoemde bezoek aan NASA te moeten horen, dat men juist hiervoor prijs stelt op de,gegevens, die van amateur-waarnemers ontvangen worden. Willen deze gegevens echter gebruikt kunnen worden, dan is het nodig, dat ze het rekencentrum bereiken hoogstens één 2 twee dagen nadat de waarneming zelf is gedaan. Meestal worden de baan-elementen eenmaal per week herzien, behalve in het geval van een satelliet, die op het punt staat onder te gaan, waarvoor de baan-elementen uiteraard sneller veranderen. De groep Nederlandse amateur-Imnstmaanwaarnemers tracht zich dan ook in hoofdzaak tot dit terrein te beperken, terwijl t e r verhoging van de nauwkeurigheid van de positiebepaling van heldere satellieten kortgeleden een achttal luchtcamera's zijn aangeschaft, waarmee de baan van deze hemellichamen met grote precisie zal kunnen worden vastgesteld, Hoe moeten we nu de toekomstige ontwikkeling zien? Net zeer nauwkeurig sporen van satellieten ten behoeve van geodetische doeleinden blijît een belangrijk programmapunt. Men kan hiervoor niet volstaan met een om de evenaar geconcentreerde reeks stations, zoals in het geval van de Baker-Nu-camera's; men dient hiervoor te beschikken over camera's met vrij kmge brandpuntsafstand, over de gehele wereld verdeeld. Tijdens een vergadering van de internationale werkgroep van COSPAR over het sporen van satellieten te Berkeley (V. S. ), in augustus j . 1. , is dan oolr een resolutie voorgesteld om de aarde te bedeldren met een net van BakerNunn-camera's, of toestellen met een dergelijke precisie, dat ongeveer driemaal zo dicht is als het op dit ogenblik bestaande net. Meer verwachten de geodeten echt e r nog van de zgn. flitsende satelliet. Dit is een satelliet, die op het ogenblik in de Verenigde Staten wordt geprepareerd en die t. z, t. , zich in zijn baan bewegende, op gezette tijden, bijv. om het half uur of om de paar uren, een felle maar zeer kort durende lichtflits zal uitzenden. Deze lichtflits wordt natuurlijk door alle waarnemingsstations gezien op exact hetzelfde ogenblik, zodat het tijdprobleem uitvalt. Indien men e r nu in zou slagen deze flits te fotograferen met behulp van camera's met lange brandpuntsafstand op zeer verschillende punten op aarde, dan zou het geodetische probleem belangrijk dichter bij zijn oplossing zijn gekomen. Een andere oplossing, die door de Nederlandse geodeten werd voorgesteld, is deze, dat de toekomstige Europese Ruimte,onderzoek Organisatie (ESRO) een drietal verplaatsbare grote camera's zal laten bouwen. Door dit drietal camera's achtereenvolgens op verschillende gedeelten van de aarde te laten opereren, zou men e r in de loop der jaren in slagen de vorm van het aard-potentiaalveld met grote nauwkeurigheid vast te stellen. Daarnáást blijft het van belang door middel van een redelijk nauwkeurige bepaling van de omloopstijden der satellieten de dichtheid en de dichtheidsvariaties van de dampkring te controleren, in hun samenhang met de steeds veranderende activiteit van de zon. Een van de belangrijke resultaten van de laatste jaren is, dat de dichtheid in de zeer hoge aardse dampkring sterk afhankelijk blijkt van de zonneactiviteit; het heeft alle zin deze diclitheidsfluctuaties verder te vervolgen en op deze manier een beter inzicht te krijgen in de manier, waarop de dampkring de ver-ultraviolette zonnestraling absorbeei-t. Het ziet e r echter bovendien naar uit, dat de steeds gecompliceerder wordende satellieten, die in de loop van de komende jaren zullen worden opgelaten, steeds hoger eisen gaan stellen aan de verzend-ontvangstapparatuur. Hiermee bedoel ilr het volgende: de satelliet van de toekomst zal niet meer bestaan uit een klein bolletje, waarin een vij€- of zestal verschillende eenvoudige instrumenten wordt opgeborgen, maar men zal meer en meer gebruik gaan maken van zeer gecompliceerde instrumenten, zoals een te1evisie;apparatuur waarmee foto's worden overge-
121
*
* *
de mogelijkheid heden, die niet oppervlak van de
uitsluitend al
ich uiterst
VOO
ostuums besch plaatsen om niet b ken. Zware loden beschadiging door
eren naar
heden, die dit hemellic terrein voor raketten,
en, ziet er voor een
PZT
nische methoden, zodat reeds terstond tot uitvoering ervan kan worden overgegaan. Op de mogelijkheden, die verder ontwikkelde methoden van kernsplitsing kunnen bieden, willen wij thans nog niet ingaan. Natuurlijk zullen vooralsnog de levensomstandigheden voor de mens op de maan heel wat bescheidener en primitiever zijn dan die, waaronder wij op aarde leven. Maar het is nu eenmaal door de eeuwen heen steeds z6 geweest, dat pioniers zich heel wat hebben moeten ontzeggen en zich ook hebben weten te ontzeggen.
* *
*
125
door Dr.M . P. Lansberg
Vanaf het moment dat de mens zijn verlangen ging realiseren om zijn wandelend bestaan op aarde te wijzigen en er een andere vorm van voortbeweging voor in de plaats te stellen, leerde h i j kennis maken met moeilijkheden die wij onder de titel "bewegingsziekten" of %inetosen" samenvatten. Zo kennen wij van oudsher de zeeziekte. &I later jaren is daar de wagenzielde bijgekomen en in onze moderne tijd als derde, de luchtziekte. De verschijnselen van de bewegingsziekte: misselijkheid, koud zweet, malaise, uitputting, braken etc. zijn genoegzaam bekend. Veel verschil van mening bestaat echter nog steeds over de oorzaak die aan liet optreden der verschijnselen ten grondslag ligt. Ongetwijfeld is het de beweging, die essentieel is. Maar wat zijn dan de bijzondere eigenschappen van de beweging dat zij zo'n verstorende invloed op 's mensen welzijn kunnen hebben? Laat mij om te beginnen er aan mogen herinneren dat het geenszins noodzalrelijk is dat men zelf beweegt om toch - tot zijn verdriet - alle narigheden van de bewegingszielrte deelachtig te worden. Zullrs kan men reeds ervaren bij het aanschouwen van een cinemascopisch beeld van een schip in de storm. Desalniettemin wordt in vrijwel alle beschouwingen over het ontstaan van bewegingsziekten toch de nadruk gelegd op de bewegingen waaraan de mens zelf onderworpen is. Deze zullen ook stellig in vele gevallen van grote betekenis zijn, maar met het zojuist gegeven voorbeeld heb ik slechts erop willen wijzen dat er toch ook andere factoren zijn die een rol spelen. Zonder nu in details te treden over de verschillende theorieën kunnen wij twee opvattingen tegenover elkaar plaatsen. De eerste meent dat de bewegingen van dien aard zijn dat het evenwichtsorgaan overmatig geprikkeld wordt. De andere opvatting daarentegen stelt, dat als kenmerkend voor de bewegingssituaties, die tot moeilijkheden aanleiding geven, telkenmale een conflict te vinden is in de informatie die door de verschillende zintuigen wordt geregistreerd en naar de hersenen wordt doorgegeven. Die zintuigen zijn dan, met name het oog, het evenwichtsorgaan en de receptoren van gevoelsindrukken die uit spieren, pezen en gewrichten stammen. Een enkel woord over de stations die op "hoger" niveau de informatie bewerken, verwerken en een antwoord hierop laten uitgaan. Onder "hoger" niveau zou dan te verstaan zijn zowel de hersenen als het onbewuste en bewuste zielsleven. Ongetwijfeld liggen hier, voor het optreden van de bewegingsziekte, belangrijke elementen, die bij de verschillende mensen een verschillend patroon vertonen en zo medebepalend kunnen zijn voor de reactie die optreedt. Wij willen dit hier slechts aanstippen omdat het speciaal voor de tweede opvatting van zo grote betekenis is. Immers, een conflict tussen de informaties die vanuit verschillende zintuigen de hogere niveau's bereiken, bestaat slechts zolang e r op deze niveau's nog geen aanpassing, geen gewenning is opgetreden. Zodra dit wel het geval is, en er dus centraal weer een coordinatie en integratie van de zintuigsignalen tot stand komt, bestaat e r geen conflict meer en de verschijnselen blijven achterwege. Deze gang van zaken is vele zeevarenden uit eigen ervaring belend. Wij spreken van adaptatieperiode. Hoezeer de centrale mechanismen zich aan de veranderde situatie aanpassen blijkt pas recht wanneer men weer aan land gaat. Dan ervaart men opnieuw een bewegingsmoeilijklieid, die nu juist berust op het ontbreken van de deining. Een readaptatie aan de situatie aan wal is nodig om deze landziekte te boven te komen. Het zijn de centrale mechanismen die bij de één maI&elijlr en snel, bij de ander moeizaam en traag de gewenning tot stand brengen. Het zou te ver voeren om hier nader in te gaan op de wij ze waarop het centrale zenuwstelsel deze gewenning bewerkstelligt. Wij willen nu speciaal onze aandacht richten op het evenwichtsorgaan. Hierin zijn weer twee afdelingen te onderscheiden. De eerste bevat de evenwichtssteentjes, de
126
t
zgn. otolieten, terwijl de andere uit drie met vloeistof gevulde ringen bestaat. De evenwichtssteentjes drukken op hun onderlaag. Richting en grootte van deze druk wijzigen zich onder invloed van lichaamsstand en lichaamsbeweging. De drie met vloeistof gevulde ringen reageren op draaibewegingen of, juister uitgedrukt, op ekversnellingen. Door de traagheid van de vloeistof verschuift deze ten opzichte van de wand der ring. Dit wordt door het gevoelige zintuig geregistreerd. Wanneer mene echter met constante snelheid ronddraait is e r geen vloeistofbeweging in de ring. Een dusdanige draaibeweging wordt door deze ringen, die halfcirkelvormige kanalen genoemd worden, niet geregistreerd. Gezeten op draaistoel of draaischijf wordt men zich daarom de draaiing niet gewaar zolang men de ogen dicht houdt. Stopt men de draaibeweging dan treedt opnieuw een vloeistofstroming op en men krijgt nu - valselijk - de indruk te draaien en wel in tegenovergestelde zin. De hierbeschreven situatie is e r een voorbeeld van hoe onder "ongewone" bewegingsconfiguraties de zintuigen niet langer in staat zijn een getrouwe informatie te verstrekken. Dan kan een conflict resulteren tussen wat het ene zintuig, b. v. het oog, meldt en wat door het andere zintuig, met name het evenwichtsorgaan, gerapporteerd wordt. Nog merkwaardiger wordt de situatie wanneer de twee afdelingen van het evenwichtsorgaan met elkaar in tegenspraak komen. Dat zal b. v. het geval zijn wanneer men al draaiend met constante snelheid het hoofd voorover o€ zijwaarts buigt. Dan ontstaan weer %dsefl vloeistofbewegingen in de halfcirkelvormige kanalen die nu echter een draaisensatie teweegbrengen. in een niet horizontaal vlak. Vanuit de evenwichtssteentjes wordt echter bericht dat e r ten opzichte van de verticaal rust heerst. Nu is e r eerst recht van een conflict sprake en het blijkt dat een dusdanige situatie zeer gemakkelijk de verschijnselen van de bewegingsziekte kan oproepen. Na deze uitwijding kunnen wij ons afvragen in hoeverre de besproken principes van betekenis b e n zijn voor de rwimtevaart. Indien dat zo zou blijken te zijn dan zouden wij de verwachting mogen uitspreken dat e r naast zee-, wagen- en luchtziekte, nu ook ruimteziekte als vorm van bewegingsziekte bekendheid zal verkxijgen. Ja, het is eigenlijk al reeds zover: Titow heeft gemeld dat hij gedurende een gedeelte van zijn trip hieraan geleden heeft. Ook heeft hij e r bij vermeld dat de verschijnselen speciaal werden opgewekt door hoofdbewegingen. Mij dunlic dat een verklaring in de hier volgende overwegingen te zoeken zou zijn. i/ De evenwichtssteentjes geven in de toestand van gewichtsloosheid niet langer meer een betrouwbare informatie over de hooiclstand. Wanneer men dan het hoofd voorover of zijwaarts buigt wordt dit wel gerapporteerd door de kanalen maar het bijbehorende otolietensignaal blijft; uit. Uitblijven van deze informatie is echter evenzeer informatie nml. dat er geen wijziging opgetreden is. Mitsdien is e r een conflict en de moeilijkheden zijn geboren. In feite is de situatie iets ingewikkelder. Een hoofdbuiging behoeft nml. - ook onder normale ornstandigheden - niet altijd met een gewijzigd otolietensignaal gepaard te gaan. Niet namelijk wanneer de buiging om een verticale as geschiedt. Dus bijv. wanneer men wederom het hoofd buigt maar nu niet terwijl men rechtop zit of staat maar terwijl i j ligt. Zal dan de ruimtevaarder concluderen dat hij op zijn zij ligt? et cabine en al op de zijde ligt? Maar op 1welBe zijde? En wanneer hij de schouder buigt moet hij dan ineens weer concluderen dat hij smet cabine en al horizontaal ligt? En ook dan zal hij weer niet kunnen kiezen tussen 2 mogelijkheden, in dit geval rugligging en buikligging. Als wij hier spreken van "concluderen" en "kiezen", dan wordt daarmee uiteraard niet bedoeld een diepzinnig denkproc , maar het bewustworden van een niet langer reflectorisch verlopende oriëntatie. t is het alarmsignaal van het bewustzijn dat de stabiliteit bedreigd wordt.
127
estand in feite geen een ltrechtop'lof r'opzij", dat volkomen juist maar zijn leefruimte niet anders ervaren dan met een onder en boven, met een verticaal dus. De visuele indrukin gewichtsloze toestand - de otoken spelen daarbij een grote rol maar een gelijk otolietensignaal komt dt dit geihterpreteerd als een ediaanvlak. Buigbewegingen van het hoofd, een conflicterende inzal wellicht t e g e n w e ~ e ndat meer is van een onder en bo
et voorgaande, mogen verwachten dat e r zelfs zonder hoofdbewegingen een permanent conflict kan zijn wanneer het hoofd, in meerdere of mindere mate, zijdelings geneigd staat. De visuele oriëntatie over onder en boven in de cabine klopt dan niet meer met de berichtgeving uit de otolieten. Dit zal intussen wel meevallen, en wel in de eerste plaats omdat men het hoo€d gemeenlijk recht houdt, maar bovendien omdat, wanneer het om een stationaire toestand gaat, de berichtgeving uit de otolieten spoedig aan zeggingskracht inboet ten gunste van de visuele indrukken. Het zijn bovenal de veranderingen die door de otolieten gesignaleerd worden. 3/ We hebben de moeilijkheden besproken die zich voordoen bij de zintuigelijke informatie met betrekking tot hoofdbewegingen om wat als een "horizontale" as ervaren wordt. Ook zagen wij hoe in principe zelfs een conflict kan ontstaan zonder beweging uitsluitend doordat het hoofd scheef gehouden wordt. Scheef wederom ten opzichte van wat als verticaal ervaren wordt. Tenslotte zijn er dan nog de lineaire er twee mogelijkheden onder ogen bewegingen bespreken. Ook hierbij dienen te zien. en kunnen namelijk uitgevoerd worden hetzij langs een "horizontale" s een "verticale". In het laatste geval zijn er geen moeilijkheden te verwachten. Geheel anders is het echter met betrekking tot de eerst genoemde mogelijkheid - de bewegingen langs een horizontale as. Met andere woorden: Wanneer men het hoofd naar voor of achter, naar rechts of links beweegt, ontstaat weer een zintuigelijk conflict. Een dergelijke beweging bestaat immers uit een versnelling en een vertraging met eventueel als tussenphase een - niet terzake doende - snelheid. Het gedrag van de otolieten hierop laat zich voorstellen door een vectordiagram waarbij de resultante in richting en grootte gevormd wordt uit de genoemde traagheidsversnelling en de zwaartekrachtsversnelling. In gewichtsloze toestand vervalt de tweede vector en iedere lineaire hoofdbeweging zal daardoor geihterpreteerd worden als een verticale hoofdbeweging. Is deze indruk zeer uitgesproken dan zal men bij voor- en achterwaartse hoofdbewegingen het gevoel hebben dat de cabine 90' voorover of 90° achterover ligt terwijl zijwaartse hoofdbewegingen het idee zullen geven dat de cabine op zijn rechter- of linkerzijde ligt. De onmogelijkheid om hierbij een keuze te maken tussen voorover en achterover, resp. links en rechts, is op zichzelf al zeer storend. Daarbij komt nog dat het niet om een enkele beweging gaat, maar dat er verschillende na elkaar zullen zijn die telkens weer andere oriëntatieconflicten zullen oproepen. In het contact met de buitenwereld zijn er de binnedomende signalen en de verwerking hiervan en het antwoord hierop. Anders uitgedrukt: e r is een sensorisch en een motorisch deel. In het voorgaande hebben wij ons bezig gehouden met de problemen die ten aanzien van het sensorische deel rijzen in de toestand van gewichtsloosheid. De moeilijkheden met betrekking tot het motorische deel zouden een aparte bespreking vereisen. Genoeg zij e r op te wijzen dat zij op hun beurt de verwarring kunnen vergroten doordat zij een ondoeltreffende feed-back ten gevolge hebben voor het toch reeds bezwaarde sensorische systeem.
128
i
Net is zeer wel mogelijk dat desalniettemin de toestand van gewichtsloosheid voor de mens zeer wel te verdragen zal zijn doordat hij zich er a m zal weten a m te passen. M a a r evenzeer is het denkbaar dat voor velen de moeilijkheden niet gering zullen zijn en dat de ruimteziekte als modernste vorm van bewegingsziekte nog tot veel ongerief aanleiding kan geven. Wanneer men de gewichtsloosheid opheft door het ruimteschip een draaibeweging te geven waardoor de inzittenden een centrifugaal gewicht verkrijgen, verlegt men de moeilijkheden maar men heft ze niet op. Ook dit moet hier verder onbesproken blijven. SAMENVATTING.
Op grond van physiologische overwegingen lijkt het zeer wel mogelijk dat in de toestand van gewichtsloosheid oriëntatie-moeilijkheden optreden. Speciaal wanneer daarbij een conflict ontstaat tussen de informaties die de verschillende zintuigen verstrekken, mag men verwachten dat zich de welbekende verschijnselen van de e zijn het de evenwichtssteentjes, waarbewegingsziekten zullen voordoen. Met van de informatie zal indruisen tegen de visuele indrukken alsmede tegen de gegevens die vanuit de halfcirkelvormige kanalen stammen. Daarbij zijn drie situaties te onderscheiden: i/ hoofd in rust maar scheef ten opzichte van wat als verticale as ervaren wordt. 2/ hoofdbewegingen om een "horizontale" as. 3/ hoofdbewegingen 1 n "horizontale" as. een verticale as zullen niet tot soortgelijke codiieten Hoofdbewegingen om o aanleiding geven. Wanneer zich op grond hiervan moeilijkheden blijken voor te doen zou men hiera geven, welke als volgt t de naam ruimteziekte Ruimteziekte is die vo door de toestand van ge wicht. Het kunstmatig gewic
en wij in deze beschouwing niet betrokken.
oofd geneigd: evenwichtssteentjes geven een
/ k!
I
OVERZICHT VAN DE O ~ T W I ~ L IVAN ~ GHET R U I ~ T E V ~ A R T ~ C H T , .Ph. de Rode-Verschoor.
De eerste jurist die voorzover bekend is reeds aan het ruimtevaartrecht heeft gedacht, was de Fransman Emile Laude, die in 1910 in de "Revue Juridique Internationale de la Locomotion Aérienne" heeft geschreven: "Un droit nouveau régira les relations juridiques nouvelles. C e ne sera plus du Droit Aérien. Mais à coup sar i1 s'agit du Droit de l'Espace. 'I Verder is er reeds in 1932 een dissertatie verschenen van de Duitser Mand1 met als titel: "Das Weltraumrecht, Ein Problem der Raumfahrt"; in 1953 schreef de Prins van Hannover een proefschrift over: "Luftrecht und Weltraum", temvijl in 1959 door Dr. R. K. Woetzel een proefschrift werd geschreven onder de titel: "Die internationale Kontrolle der höheren Luflschichten und des Weltraums". In 1952 merkt Prof. Meyer op: "Les problèmes juridiques qui probablement seront créés avec le développement de l'exploration de l'espace peuvent être prévus déjà aujourd'hui malgré que jusqu'à maintenant aucun engin avec équipage ne soit entré dans l'espace. I ' Na de lancering van Sputnik I op 4 olctober 1957 en de daarop volgende e,uperimenten heeft het onderwerp echter meer dan theoretische waarde verkregen. De belangen van de staten in de ruimtevaart zijn veelzijdig n. 1. op strategisch, politiek, economisch en wetenschappelijk gebied. Een internationale regeling zal derhalve onmisbaar zijn, bij gebreke waarvan de staten Iim gedragingen slechts zullen baseren op de machtsmiddelen welke zij bezitten. Wat is nu de kosmische ruimte en wat moet de juridische status van de kosmische ruimte zijn? Men kan de wereldruimte beschouwen als alle ruimte buiten het aardoppervlak minus de luchtruimte. De meerderheid der deslisindigen op dit gebied zou e r voor voelen dit gebied als vrij gebied te verklaren met als contrôle-lichaam de Verenigde Naties. In dit verband is het van belang te vermelden dat op het congres van de international Law Association in 1960 te Hamburg gehouden, duidelijk naar voren kwam dat de Oost-Europese landen niet voelen voor een verdrag op het gebied van de ruimtevaart. Volgens deze landen zijn het internationale publieke recht en de vreedzame coëxistentie voldoende in staat om de onderhavige problemen te regelen. Bovendien wensen deze landen de ruimtevaart verbonden Le zien aan de problemen van de ontwapening. De Verenigde Naties meenden tot betere resultaten te komen door de ruimtevaart van het onderwerp ontwapening, waaronder dit in het begin ressorteerde, los te maken, En nu is de eerste logische vraag die opkomt: Is het nu niet mogelijk om de regels van het luchtrecht - het luchtrecht dat al verscheidene goed-werkende verdragen kent, waarvan het eerste in 1919 is gesloten - op de ruimtevaart toe te passen? Deze vraag moet om twee redenen ontlrennend worden beantwoord. speelt, terwijl met dit beis dat de souvereiniteit in het luchtrecht een g blijkt duidelijk uit een voorgrip bij de ruimtevaart niet gewerkt kan worden s moeten proberen voor te beeld van Prof. Tammes, die van mening is d stellen dat vanuit de snel wentelende aarde souvereiniteitssecloren in de oneindigheid worden geprojecteerd en, als de lichtbundel van een vuurtoren, rondwieken in het juridische duister van het heelal. Het begrip souvereiniteit heeft alleen zin wanneer het mogelijk is daadwerkelijk enige macht uit te oefenen, zoals dat in het luchtrecht het geval is. De staat heeft de souvereiniteit over de lucht boven zijn grondgebied en deze souvereiniteit strelic zich uit tot zover als liet de staat mogelijk is zijn macht uit te oefenen. oewel de deslrundigeri. over het algemeen het wel erover eens zijn dat souvereiniteit van de kosmische ruimte niet mogelijk is, denkt men verschillend over de ju-
131
s voorstander men, terwijl an-
regeling te treffen als in natuurlijk een groot ver-
et veiligheidsprobleem arctica. Zo zal het alle gebieden van Antarctica door te dringen, niet op de kosmische ruimte kunnen worden toegepast. Vormt dus het begrip souvereiniteit een groot verschil hissen luchtvaart en ruimtevaart, een tweede verschil waardoor de regels van het luchtrecht niet op het ruimtevaartrecht kunnen worden toegepast is gelegen in het volgende. Terwijl de luchtvaart zich voor een groot gedeelte van luchtvaartuigen bedient, zullen de ruimtevaartuigen over het algemeen staatsluchtvaartuigen zijn, daar de financiële kosten aan het lanceren verbonden meestal slechts door de staten zullen kunnen worden gedragen. Het Verdrag van Chicago is alleen van toepassing op burgerluchtvaargen. Voor ruimtevaartuigen zal dus een geheel nieuwe regeling moeten worden getroffen. De vraag of de regels van het luchtrecht 06 het ruimtevaartrecht zullen h e n worden toegepast dient men derhalve ontkennend te beantwoorden. ke zich voordoet betreft de grenzen tussen luchtvaart en ich hiervoor verschillende oploss 1. Een bepaalde hoogte aan t e nemen tot waar de souvereiniteit zich zal uitstrekken. Controle op het nakomen van deze bepaling zou echter zeer moeilijk zijn.
2. Als tweede oplossing heeft men wel voorgesteld om de dampkring als grens te nemen, voorzover dit een grens is te noemen, d a a r de dichtheid van de atmosfeer geleidelijk afneemt, zodat ook hier ren grens moeilijk is te trekken. Hij strekt zich tot circa 30 mijl uit. 3. Als luchtvaartuigen moet men volgens de definities van het Verdrag van Parijs en dat van Chicago beschouwen die toestellen, welke zich in het luchtruim bewegen dank zij de reacties van de lucht. Als derde oplossing heeft men derhalve naar voren gebracht de mogelijkheid om de grens daar te trekken waar het regime van de lucht als object van de luchtvaart ophoudt. Men kan wel de hoogte vaststellen waarop de lucht zo ijl wordt dat een luchtvaartuig volgens de reeds genoemde definitie zich er niet meer kan ophouden, de z. g. von Karmann lijn. Een en ander is bij een juridische commissie van de Verenigde Naties in studie waarbij men misschien tot een compromis zal trachten te komen in de vorm van een oplossing sub 1, dus dat men een fictieve souvereiniteit zal a m e m e n . De kwestie van de grens tussen luchtvaart en ruimtevaart kan niet geregeld worden zonder de nodige wetenschappelijke gegevens. Samenwerking tussen technici en juristen is in dit opzicht onontbeerlijk. Sommige juristen menen echter dat het niet wenselijk is om een grens aan te geven. Z i j zijn voorstanders van het regelen van bepaalde vluchten in zijn geheel, hetzij in, hetzij buiten het luchtruim. in het Luchtvaart-Verdrag van Chicago van 1944 komt een bepaling voor' ten aanzien van onbemande luchtvaartuigen, n. 1. in artikel 8 dat als volgt luidt: "Geen luchtvaartuig, dat kan vliegen zonder bestuurder, z d zonder bestuurder
steld voor burgerluchtvaartuigen te waarborgen, dat gevaar voor burgerluchtvaarduigen wordt voorkomen. Men rnerke op dat artikel 8 de ~ l ~ c ~zonder t e n hem slechts .controlemaatregelen vereist. Wanneer men zich afvraagt of volgens deze bepaling ra
13
Momenteel gaat overigens de vergelijking niet op bases bedoeld waren om op ébn plaats t indt vooralsnog geen el, het opstijgen en landen van luchtvaa parallel in de ruimtevaart. Onze conclusie luidde dus dat een geheel nieuwe regeling voor de ruimtevaart noodzakelijk zal zijn. Een regeling op het gebied van de golflengte is ree e telecommun in 1959 te Genève door de inte en gereserveer komst. E r zijn hierbij o. m. go it is van belang omdat in de afgelopen jaren meer staan doordat de radio-installaties, welke voor raketten werden gebruikt, op dezelfde frequentie werkten als de aardse radio-installaties. Zo schijnt de zender Kootwijk hinder te hebben ondervonden van de Sputnik I. Een belangrijk vraagstuk is ook het recht van passage met de daaraan verbonden moeilijkheden inzake lucht- en ruimtevaartfotografie. De mogelijkheid van spionnage door het fotograferen van militaire installaties e. d. zal zeker zijn invloe nationale verdediging doen gelden. in dit verband is het de moeite waard melding te maken van de wrijvingen tussen Amerika en Rusland, veroorzaakt door het overdrijven van meteorologische ballons op zeer grote hoogte, welke res in een uitwisseling van nota's. Men maakte niet zozeer bezwaar tegen de zelf als wel tegen de fotografische apparaten waarvan de ballons zouden zijn voorzien. Het is nu al mogelijk met een telescoop van behoorlijke afmetingen van een hoogte van 500 km. op de aarde voorwerpen waar te nemen die niet groter zijn dan een halve meter. Ook de aansprakelijkheid voor schade veroorzaakt door een ruimtevaartuig zal geregeld moeten worden. in het recht van bijna alle landen bestaat het grondprincipe dat ieder die door het gebruik van een zaak een bron van gevaar schept, aan de gemeenschap daarvoor verantwoording schuldig is in dien zin dat niemand door het gebruik hiervan in gevaar mag worden gebracht. Dit principe komt bij ons ook in artikel 31 van de Wegenverkeerswet voor. Nu zijn e r m. i. drie mogelijkheden om deze aansprakelijkheid voor schade t e regelen. Een eerste mogelijkheid is door een aansprakelijkheidsregeling waarbij de schade volledig vergoed wordt, uitgaande van het principe dat de derden, welke niet deelnemen aan het verkeer, zoveel mogelijk beschermd dienen t e worden. Ook in het luchtrecht kent men een dergelijke regeling n. 1. in het Verdrag van Rome van 1952, dat de schade regelt door vliegtuigen aan derden op het aardoppervlak toegebracht. Ook hier heeft men gemeend aan de exploitant een zeer zware aansprakelijkheid te moeten opleggen, welke echter een bepaald geldsbedrag, afhankelijk van het gewicht van het vliegtuig, niet te boven gaat. Dit is dus een internationaal verdrag t e r bescherming van de belangen van derden welke niets met het luchtverkeer te maken hebben en dus zo goed mogelijk beschermd dienen te worden. Een dergelijke regeling zou dus ook voor ruimtevaartuigen kunnen worden toegepast. Een tweede mogelijkheid zou zijn een regeling te scheppen welke meer het in het luchtrecht bekende Verdrag van Warschau van 1929 nadert. N. 1. door een aansprakelijlrheidsregeling waarbij de schade veroorzaakt door overmacht wordt uitgesloten en waarbij dus een staat niet aansprakelijk zal zijn wanneer hij kan bewijzen de noodzakelijke maatregelen tot voorkomen van de schade te hebben genomen. Hoewel deze regeling minder bescherming aan derden biedt en de absolute aansprakelijkheid in dit verband logischer is, zou ik deze mogelijkheid toch niet geheel willen uitschakelen en wel op de volgende gronden:
134
Er zou een onbillijkheid in kunnen zijn gelegen om een staat gedurende de vele jaren dat een satelliet kan rondcirkelen steeds met deze zware aansprakelijkheid te belasten, temeer daar ook andere staten wellicht van de wetenschappelijke gegevens, door deze satelliet verkregen, zullen profiteren. b. Net is mogelijk dat de staat niet in staat zal zijn de satelliet onder besturing te houden of dat andere oorzaken - buiten zijn schuld - op de satelliet zullen inwerken. c. Daarom zou m. i. een derde mogelijkheid het beste zijn, n. 1. het stichten van een Internationaal Garantiefonds onder controle van de Verenigde Naties. De gelden voor dit Garantiefonds zouden door de belanghebbende staten dienen te worden bijeengebracht, De eventueel door ruimtevaartuigen veroorzaakte schade zou uit dit Fonds vergoed kunnen worden. Betreffende de schade veroorzaakt door ruimtevaartuigen zal men dus allereerst een keuze moeten doen ten aanzien van het principe van de aansprakelijkheid. De tweede vraag welke zich op dit gebied zal voordoen is welke schade vergoed zal moeten worden. Zoals Prof. Cooper poneert moet men bestuderen of een verschillend principe betreffende de uitkering van schade ten grondslag moet liggen in het geval dat de schade wordt veroorzaakt op het aardoppervlak, in de lucht of in de kosmische ruimte. Een derde punt betreffende de aansprakelijkheid voor schade is het probleem of men de teruggave van een ruimtevaartuig dat op vreemde bodem is neergekomen afhankelijk mag maken van de aanvaarding door die staat van de aansprakelijkheid voor schade, die door zulk een ruimtevaartuig is veroorzaakt. vierde vraag betreffende de schade door ruimtevaartuigen zal de jurisdictie ffen. Ook in de juridische commissie van de Verenigde Naties is reeds de bevoegdheid van het Internationale Hof van Justitie voor schade door ruimtevaartuigen veroorzaakt, ter sprake gekomen. Ook de verzekering volgt met een waakzaam oog de ontwikkeling op het gebied van de aansprakelijkheid voor schade hetgeen reeds bleek uit de aanwezigheid van internationale verzekeraars op luchtvaartgebied op het colloquium in Londen in 1959. Uiteraard is ook de regeling van een registratie van ruimtevaartuigen van belang, daar het zonder een dergelijke regeling niet doenlijk is om vast te stellen wie de schade heeft veroorzaakt. Andere onderwerpen welke geregeld dienen te worden zijn de volgende: 1. overeenstemming over een voorafgaande aankondiging wanneer men een ruimtelichaam zal gaan lanceren; 2. uiwisseling van wetenschappelijke gegevens; 3. een regeling te zijner tijd van liet recht op passage naar hoger gelegen atmosferen; 4. regeling van de controle door een internationaal lichaam, waarvoor men de Verenigde Naties heefh voorgesteld; probleem van de botsing in de kosmisc niet volledig. e o ~ s o ~isi uiteraard n ~ ikkeling van de tee zullen ook nog andere juridische problemen dienen te worden bezien. De organisaties die zich tot nu toe met de organisatie van de ruimtevaart hebben bezig gehouden zijn de volgende. 1. Verenigde Naties. In 1957 werd door de Algemene Vergadering van de Verenigde Naties de resolutie aangenomen dat binnen 3 maanden voor het van kracht worden van het ontwaperag de v e r d r ~ s l u i t e e partijen in ee? tee isch cornit6 zouden samenwerken teneinde een inspectie-ontwerp te bestuderen dat het mogelijk zou maken a.
1
135
het lanceren van raketten e. d. door de kosmische ruimte uitsluitend te doen plaatsiaven etenschappelijke doeleinden. cle Algemene Vergadering van de Verenigde Naties 1958 g goed van een, Commissie ad-hoc ingesteld voor het vreedzaam gebruik van de ruimtevaart. Van deze Commissie maakten de volgende staten deel uit: stralië, België, Brazilië, Canada, Czechoslovakije, Engeland, , Iran9 ItalïiJ, Japan, Mexico, N. Ierland, Polen, U. S. A. , en Zweden. Men vroeg e gespecialiseerde organen n die betrekking hadden tevaart, Verder werd verzocht de betreffende internationale samenwerking en programma's, die op dit gebied door de Verenigde Naties zouden kunnen worden bevorderd, te bestuderen, waarbij men in aanmerking zou moeten nemen dat de onderzoekingen, begonnen in het Geophysisch Jaar (dit ftjaarff duurde van 1 Juli 1957 - 20 April 1959), op permanente basis zouden worden voortgezet. Net uitwisselen van gegevens op het gebied van de ruimtevaart zou dienen te worden georganiseerd, terwijl tevens coordinatie van nationale onderzoekingen op het gebied van de studie van de ruimtevaart wenselijk zou zijn. Bovendien zou de Commissie de juridische problemen bestuderen welke kunnen ontstaan uit het onderzoek van de kosmische ruimte. Naar aanleiding van de overeenkomsten van het Geophysisch Jaar heeft men wel geponeerd dat de staten stilzwijgend toestemming zouden hebben gegeven voor het overvliegen van satellieten. Ik meen echter dat men deze toestemming inderdaad in het kader van het Geophysisch Jaar moet zien en dat men voorzichtig moet zijn met hieruit ook voor de toekomst een toestemming voor het overvliegen te distilleren. Nadat over de samenstelling van de vorengenoemde Commissie diepga waren ontstaan, daar Rusland van men' dat de Westerse issie te groot zou zijn, is de samenstel communistien thans zitting i 2 westerse lan
van de ruimtevaart beraden. Wat de Internationale Vereniging voor Ruimtevaart betreft heeft men in 1956 te Rome en in 1957 te Barcelona deze problemen even aangeroerd. In 1958 is echter voor het eerst in het kader van het congres te Amsterdam een juridisch Colloquium gehouden, waarbij allerlei deskundigen op luchtrechtgebied hun mening over de ruimtevaart te kennen hebben gegeven. Het colloquiurn kwam tot de conclusie dat een geheel nieuw verdrag wenselijk was, dat het noodzakelijk was een permanent juridisch comité in te stellen om deze vraagstukken te bestuderen, hetgeen inkussen gebeurd is, en dat de Verenigde Naties van de meningen van het congres op de hoogte zouden worden gebracht. In 1959 zijn te Londen, in 1960 te Stockholm en in 1961 te New York op verdere colloquia van deze Vereniging de problemen van het ruimtevaartrecht nader bestudeerd. 3. Ook de International Law Association heeft op de congressen van 1958 en 1960 resp. te New York en Hamburg met Prof. Goedhuis als rapporteur de juridische problemen van de ruimtevaart aan een nader onderzoek onderworpen. De ruimtevaart en daarmede het ruimtevaartrecht staan nog slechts aan het begin. Om hierbij resultaten te kunnen boeken zal internationale samenwerking een eerste * vereiste zijn. 136
*
*
G E G E V E N S SATURN - R A K E T . Per abuis werd in ons oktober-nummer bij het artikel over de Saturn raket de onderstaande tabel niet opgenomen. Hierin staan enige technische gegevens vermeld over de daarbij besproken rakettrappen. Gegevens van de trappen (m) lengte *) max. diameter le eggewicht
(m) (t )
Booster S1
S IV
25
15 556
697 35
totaal gewicht getankt (t) *)
375
3,6 22,6
stuwstofgewicht
340
19
(t )
stuwstoffen spec. impuls
02/kerosine (sec)
02/H2
275 bij 1 atm.
S V (Centaur) 895 3,05 195 13,6 12
375 bij
375 bij
vac.
vac.
6 80
40
brandtijd
128
17 8
333
2650
107
36
6
2
stuwstofverbruik (&/sec) aantal motoren type motor
*)
8
Rocketdyne H 1
20
697
02/H2
stuwkracht totaal (t) (sec)
s rI (C2)
13,6
Pratt & Whitney LR 115
180
4
Rocketdyne 5 2
zonder nuttige last. 6 .J. A. Arink.
* * * *
137
E9 september mis
. Na 1% omwentelingen
r commu-
voortzetting van deze proeflancering tot een operationeel systeem, waartoe enige tomen van deze naaldjes in een poolbaan op een hoogte van 5000 à 6000 h. gebracht moelen worden. 25 Oktober.
Van de zijde van de Amerikaanse kommissie voor ruimtevaart is verklaard dat de datum voor de eerste bemande satellietvlucht voorlopig is vastgesteld op 5 december. Later is dit tijdstip verschoven naar begin januari 1962. 27 Oktober. Lancering van de eerste 49 m. lange nabootsingen van de bove kwam 8 min. n as ca. 150 Irm. was zo geweldig, dat op 4 Inn. afstand van de st an 115 decibel werd gemeten, terwijl de pijngrens voor het gehoor ligt bij 135 decibel. firma's uitgenodigd om voor
E70 omwentelingen is een van at hij 2020 bruikbare beelden
e amerikaanse kommissie voor atoomenergie heeft bekend gema nen is aan de ontwikkeling van een 25 Watt radio-isotoop batterij welke werkt op Curium 242. Deze batterij zal gebruikt worden in het Surveyor toestel dat bestem is om in 1963 een lading instrumenten met een zachte landing op de maan te brengen. Als startraket zal de Atlas Centaur dienen. Na uitgebreide studies heeft de NASA een gebied ten noorden van de huidige lanceerinrichtingen op Cape Canaveral gekozen als startplaats voor de S voor een maanvl z e ins~alla~ies be Blijkens een mededeling van NASA-administrateur James Webb, zal begin 1962 een opdracht verstrelct worden voor de bouw van de Rover raket, die voortgestuwd zal worden door de NERVA-motor welke thans door Aerojet General wordt gebouwd. Net Marshall SFC van de NASA heeft aan de Radio Corporation of America een opdracht verstrekt, $ 993.559, voor de bouw van een toestel waarmee eind volgend jaar 2 ionenmotoren met een stuwkracht van O, 0045 kg. met een Scout raket gestart zullen worden voor een hoogtevlucht tot max. 6500 km,duur van de vlucht: ca. 70 min. In totaal zijn 10 van dergelijke vluchten gepland. NIMBUS
Momenteel wer
an een opdracht, groot teem van de Nimbus weersaAgena B raket gelanceerd zal g van het NASA Goddard Space Flight worden. Het gehele project Center, dat gelijk bekend, de supervisie heei3 over alle aardsatelliet-projecten. Er zullen 4 van deze 300 kg. zware satellieten gestart worden in een poolbaan op ca. 1000 km. hoogte. Z i j zullen in 24 uur de gehele aarde kmmen waarnemen. Het kontrole-systeem houdt de satellietas naar het aardmiddelpunt gericht terwijl over het dag-gedeelte van de de 2 panelen met zonnecellen gedurende de v aardbol op de zon gericht gehouden worden. De kontrole-apparatuur bevindt zich tussen de zonne-panelen (zie foto), terwijl de waarnemingsapparatuur die o. a. t. v. -kamera's, meetinstrumenten voor infrarode straling en telemetrie-apparatuur omvat, in het onderste gedeelte is ondergebracht. (foto beschikbaar gesteld door de General Electric Co. )
140
1A 9
VERENIGINGSNIEUWS
N.V.R.
M e d e d e 1i n g Onder goedkeuring van het bestuur is de heer 6. J. A. Arink bereid gevonden de functie van assistent-redacteur van ons orgaan te vervullen. Symposium Luchtvaartwetenschappen-Ruimtevaart. Eet symposium van de afdelingen T.;chtvaartwetenschappen en Ruimtevaart van de K. N. V. v. L, was ook dit jaar weer een succes. Op 4 november jl.. kwamen vele leden van beide afdelingen samen, om te luisteren naar voordrachten van de hoogleraren Prof. Ir. Wittenberg, Pro€. Dr. van Wulfien Palthe en Prof. Dr. Ir. Bordewijk. Helaas belet gebrek aan plaatsruimte ons nader op de voordrachten in te gaan, maar de afwezigen hadden zeker ongelijk. Na een gezellig samenzijn en een genoeglijk diner werd de samenkomst besloten met de vertoning van twee films over ruimtevaart. "STUWSTOFFEN VOOR RAKETTEN"
VERSLAG VAN DE N.V.R.-LEZING: door G . J . A .
Arink
Op 1 7 olrtrober j. 1. hield de heer dr. E. W. Lindeyer van het Technologisch Laboratorium van de Rijksverdedigingsorganisatie T. N.O. voor de leden van de N.V. R. een zeer interessante lezing over het bovengenoemde onderwerp. Behalve een aantal N. V. R. leden waren ook vele leerlingen van de "Anthony Fokker" - school te Den Haag, waar de lezing werd gehouden, aanwezig om naar deze voordracht te luisteren. Na het openingswoord van onze waarnemend secretaris, de heer J. M. Le Grand, begon de spreker met een overzicht van de verschillende mogelijkheden welke voor de voortstuwing van een raket openstaan. De meer futuristische, ofschoon reeds in onderzoekstadium verkerende, mogelijkheden zoals thermonucleaire en ionenvoortstuwing werden kort aangegeven waarna de eigenlijke onderwerpen van deze avond, de vaste en vloeibare stuwstoffen aan de orde kwamen, Eerst werden tot een goed begrip van het gedrag en de mogelijkheden van deze stuwstoffen enige fundamentele begrippen behandeld. Zo kwam al direkt het onderscheid ter sprake dat, zowel bij vaste, als bij vloeibare stuwstoffen gemaakt moet worden tussen de oxydans en de eigenlijke brandstof welke beide in de raketmotor gebracht worden die schematisch is afgebeeld in onderstaande figuur.
__
1
I
verbrandings- straa I kamer Pijp
-aP-
K
-
1 ,monding
"
o'* TC = verbrandingstemperatuur = kamertemperatuur in K = kamerdruk PG Pe = mondingsdruk P O = buitendruk
143
e motor ~eschouwenwe telt bijvoorbeeld dat e r een homogeen mengsel v gasvormige reaktieprodukten met een konstante samenstelling zal ontstaan, dat zonder wrijving of warmtewisseling aan de wanden, met een over de doorsnede rme snelheid door de straalbuis stroomt. ok veronderstelt men dat de gassen zich ideaal gedragen, hetgeen bij de heerische energie van de molesende hoge temperaturen geoorloofd is daar dan de potentiele energie Irleini is, rbij vergeleken hun onder eR ZO groot is, d volgt dat de stuwkracht de impulsvergel F = &ve
+ (pe - po) Ae
d. i. de massa der per sec. uitstromende gassen. waarin: 6I = de mas ve = de mondingssnelheid van de gassen t. o. v. de raket. A = mondingsdoorsnede. e Uit deze formule vol de F onafhankelijk is van de snelheid van de raket en dat hij groter is naarmate po afneemt bij het opstijgen. Men kan aantonen dat de maximale F bereikt wordt als F = 6IVe dus als op een bepaalde hoogte pe = po, daar dan Ve maximaal is; dit is tevens de optimale expansieverhouding. Deze kan bij een opstijgende raket niet voortdurend bereikt worden, zodat men start met een kleine overexpansie die later overgaat in een onderexpansie. De prestatie van een motor wordt verder bepaald door de impuls welke hij levert en men vindt door integratie over de gehele brandtijd t dat Itot
F dt, en voor konstante stuwkracht : Itot = F.t
. O
Voor het beoordelen van een bepaalde stuwstofkombinatie wordt het begrip specifieke impuls gebruikt,
w = het voor Itot. gebr W =
stuwstofverbruik
go = versnelling o. i.
e
=
artekracht = 9 , 8 1 m/sec.2 op zeeniveau. effektieve mondingssnelheid welke gedefinieerd is als F m bij de optimale expansieverhouding is c = cideaal.
meestal is hij 93
T.
? 99 i%
van cideaal.
Voor de ideale motor geldt volgens de thermodynamica bij de optimale expansieverhouding. 1 ,
waarin: k = de verhouding van de soortelijke warmten van het gasmengsel resp. bij constante druk en bij constant volume = Cp CV
R = molekulaire gaskonstante per grammolekuul massa M = gemiddeld molekuulgewicht van de gassen.
144
G,
Voor een bepaalde motor is c dus evenredig met - waaruit het grote belang van de waarden van TC en M volgt. TC ligt in de praktijk tussen 2200 en 4200°K, hij wordt begrensd door de aard van de chemische reaktie en praldiseh door de toelaatbare temperaturen voor de materialen van de motor. gepiddelde molekuulgewicht M is het r e l w h n d i g gemiddelde van de molewichten van de komponenten van het reaktiemengsel, welke dus bekend moeten zijn. Di nu is een zeer moeilijk punt, niet alleen VOOE stuwstoffen van ingewikkelde same stelling maar ook bij eenvoudige vloeibare stuwstoffen. Zo geeft watersto€ en zuurstof, gemengd in de stoechiometrische verhouding (d. i. de verhouding waarbij de oxydans de brandstof volledig oxydeert) , namelijk de gewichtsverhouding 1:8, niet alleen H20 volgens de reaktie 2 H2 + 02 4 2 H20, maar door de hoge vlamtemperatuur ontstaat tevens een aantal dissociatieprodukten met de volgende evenwichtsreakties: warmte + 2 H20 warmte + 2 H20 warmte + H2 warmte + 02 2 O
d
Door deze dissociaties neemt het aantal vrij bewegende deeltjes (molekulen, vrije radikalen en atomen) toe zodat M Meiner wordt. Een afwijking van de stoechiometrische verhouding kan een zodanige verlaging van M opleveren dat ondanks de gelijktijdig optredende verlaging van T, de ISP toch groter ,wordt. De waarden voor M liggen bij 20 SI 25 en minimaal bij zuiver H2 is M=10. Bij het doorstromen van de straalbuis zal in het algemeen weer rekombinatie kunnen optreden waarbij de.opgenomen warmte vrij komt. Met chemische stuwstoffen is maximaal een Isp van ongeveer 400 sec. te bereiken. Van groot belang is verder de dichtheid d van de stuwstoffen i. v. m. het volume en dus het gewicht van de reservoirs en evt. pompen en de invloed daardoor op de massaverhouding R. startmassa van de raket = eindmassa = startmassa - massa van verbruikte stuwstoffen
in dit verband gebruikt men ook wel het begrip volumetrische (= Isp. d ) en noemt Isp dan de gravimetrische specifieke impuls een enkelstuwstof (brandstof en oxydans in een) is duidelijk bepa
een dubbelstuwstof hangt af van de mengverhouding tussen beide komponenten. r = wt+l r = gewichtsverhouding tussen oxydans en branddmengsel 7 wt+l wt stof.
dm %r Voor dox en dbr neemt men de dichtheden van oxydans en brandstof bij k r, voor de cryogene stuwstoffen (met bij 1 at. een kookpunt ben htheid bij dat koolrpimt. ijna altijd is dox groter c i s dbr; de ichtheid van vloe are s t u w s t ~ f f Ie ~ meestal tussen O , 9 en 1 , 3 g/em3, bij vloeibaar 2 als brandstof tussen O, 3 O , 9 g/em3. Tenslotte kennen we nog de bekende "hoofdwet" van de s a k e t i ~ e c ~ a nwelke i ~ a de eindsnelheid van een raket gee&: g = zwaartekrachtkonstantnte = bran sverlies door luchtweerstand (voor grote raketten ongeveer 1 B 2
__-_--_-_-_--
96
esprak dr. Lindeyer voor de pauze no
Kr
o
CD = verbrandingskamer MC =straalbuis K =keel M =monding A = afsluiter S = steunrooster K r = kruitlading W = ontbrandingswering P =poort O = ontsteker
De afsluiter A dient om de raket bij opslag en transport af te sluiten terwijl hij ook nodig is voor het opbouwen van een voldoend hoge begindruk om een goede ontrscheid maken tussen explosieve ng van kruit moet men e heeft de energieovergang van de onatie. Bij het eerstge reagerende naar de aangrenzende laag in hoofdzaak plaats door warmtegeleiding. E r is dus een bepaalde, vrij lage doorbrandingssnelheid die meestal ligt tussen O , O01 en O, 06 m/sec. Bij detonatie vindt de energie-overgang plaats door een schokgolf, welke een chemische reaMie veroorzaakt. Door de daarbij vrijkomende energie kan de schokgolf zich voortplanten. De detonatiesnelheid is supersoon, namelijk tussen 3000 en 9000 m/sec. De verschillende kruitsoorten kunnen verdeeld worden in: a. Homogeen of colloidkruit, dat in hoofdzaak bestaat uit organische nitraten b. v. cellulosenitraat (nitrocellulose) glyceroltrinitraat (nitroglycerine) dinit rotolueen ftalaten, stabilisators, kaliumnitraat, en soms vrij grote hoeveelheden aluminium. b. Compositiekruit, bestaande uit circa 75 % anorganische oxydantia zoals ammoniumnitraat, kaliumperchloraat en ammoniumperchloraat, gemengd met ongeveer 20 % bindmiddel dat tevens brandstof is. Hiervoor wordt meestal een kunststof gebruikt b. v. thiokol-rubber (polysulfide), polyesters, polyurethaan en pvc. Het compositiekruit heeft t. o. v. het homogeen kruit vele voordelen vooral door de na-oorlogse ontwikkeling van geschikte kunststoffen als bindmiddel. Het munt o. a. uit door een goede gietbaarheid, gekombineerd met thermohardende eigenschappen, goede mechanische eigenschappen en hechting aan de wanden. Met de huidige stoffen kan een specifieke impuls van 200 à 230 sec. bereikt worden, mogelijk is dit nog te verhogen tot 250 sec.
146
Bij de fabrikage van stuwstofelementen (korrels) uit homogeen kruit kunnen verschillende methoden gevolgd worden. Het nitrocellulose kan bijvoorbeeld met aceton en nitroglycerine gegelatineerd worden, waarbij het ontstane kneedbare mengsel door kneden en walsen in de gewenste vorm gebracht wordt. Bij grote korrels levei-t deze methode bezwaren op doordat het oplosmiddel niet volledig verdampt; het resterende deel dat later verdampt veroorzaakt dan scheurtjes. E r is gezocht naar methoden om dit te vermijden. Hieruit resulteerde o. a. het oplosmiddelloze kruit en de methode met de basis-korrels. Het laatste kan op twee manieren: men maakt op de boven beschreven wijze door extrusie korte stukjes kruit met een diameter van O , 5 à 1,25 mm, waarmee de raketlading worst gevormd. Ofwel men gaat uit van oud kruit of nieuwe nitrocellulose dat opgelost wordt in ethylacetaat en waaraari een stabilisator, dit is een stof die de autokatalyse (het versneld ontleden) van het cellulosenitraat tegengaat door de ontledingsprodulrten chemisch te binden, en andere stoffen worden toegevoegd. De oplossing wordt onder sterk roeren uitgegoten in een verdunde waterige stijfseloplossing waaraan CaC03 is toegevoegd en waarin de kruitoplossing kleine bolletjes vormt. Een deel van de ethylacetaat gaat over in het water terwijl evt. zure bestanddelen gebonden worden door het CaC03. Vervolgens wordt de ethylacetaat afgedestilleerd, waarbij het kruit coaguleert tot harde bolletjes met een diameter van O, 5 tot 2 mm, die na centrifugeren en drogen de basis-korrels vormen. De raketlading wordt gevormd door een cilindervormige ontbrandingsweerder, beker genaamd, bijvoorbeeld van celluloseacetaat of pvc, te vullen met de basiskorrels. Op de plaats waar de kruitdoorboringen moeten komen worden taps toelopende metalen kernen geplaatst. De resterende holten tussen de korrels worden onder vacuum gevuld met weekmaker, bijvoorbeeld een mengsel van triacetine en nitroglycerine, waarna gedurende 8 tot 48 uur gehard wordt op een temperatuur van 40 à 55OC. Hierbij vormen de korrels met de weekmaker een homogene massa. Vervolgens worden de metalen kernen uit het kruit getrokken, de gehele korrel op maat gebracht en in de verbrandingskamer gedrukt waarbij tussen kamerwand en beker praktisch geen speling gelaten wordt. Gelijk reeds vermeld, is het procédé bij compositiekruit veel eenvoudiger. De bestanddelen worden gemengd met een polymerisator en onder vacuum (ter vermijding van luchtbellen) direkt in de verbrandingskamer van de raket gegoten. De wanden van de kamer worden tevoren voorzien van een laag van het bindmiddel uit het kruit. Deze laag dient als bescherming van de wand tegen de hete gassen in de verbrandingszone en tevens om spanningen veroorzaakt door de ongelijke uitzetting van het kruit en de kamer op te vangen. Voor de holten worden ook hier weer kernen gebruikt. Na het gieten wordt de lading gehard op een temperatuur die voor polymeriseerbare harsen 40 à 60°C en voor thermohardende stoffen tot 2OO0C kan bedragen. De wijze van harden en een zeer gelijkmatige afkoeling zijn zeer belangrijk om barsten in het kruit te voorkomen. De spreker toonde enige tabellen met de bij diverse raketten gebruikte kruitsoorten. ********e*
Voor de verbrandingssnelheid Vb, d. i. het gewicht dat per sec. verbrandt, van een hoeveelheid kruit in een motor wordt gev D = doorbranding b V1, = Db. Al,. dk Ab = het brandend ~ ~ ~ ~ i t o p pinem2 ~lak dk = de dichtheid van het kruit bij de kamerdruk pc in kg/m3. Bij konstante pc is de hoeveelheid gas die door de straalbuis uitstroomt, dit is e massastroom m, iets ldeiner dan Vb daar het verbrande kruitvolume door gas wordt ingenomen.
147
d = de dichtheid van het gas. g De waarde wellre volgens deze even~vichtsvergelijkingsevonclen wordt han van T NI en de z. g. klemming IC, d. i. de verhouding brandoppervlak C’ keeldoorsnede
.
, dit is de snelheid waarmee de reaktiezone doorbrandingssnelhe pc en de e aard van het Ir: aatst, is afhankelijk temperatuur, Meestal geb men de formule b een kruitIconstante is en n de drukexponent,
.B
.A
log
% = n log p + log 13
a
Als en p op logarithmisclie schaal uitgezet worden dan zou indien n en b onafhankelijk van p zijn, de rechte lijn a ontstaan. Echter, bij n groter dan 1 kan de verbranding niet stabiel zijn en ook bij n=l niet ten gevolge van drulduktuaties. Praktisch vindt men dan ook meestal een verloop als bij b. in het vlalrke middengedeelte, plateau genaamd, is n zeer Hein, dus drukvariaties hebben weinig invloed op de verbranding. Door bepaalde stoffen toe te voegen kan men de plateau-vorming bevorderen of zelfs een negatieve n bereiken, z.g. mesa-brandend kruit (lijn 6). Men kan de kruitlading op verschillende manieren laten verbranden:
a
148
b
De a. b. c. d.
pijltjes geven de richting van de doorbrandingssnelheid aan. Pijpkruit, beperkte neiitrale verbranding Pijpkruit, beperkle pragressieve verbranding Staafkruit, onbeperkte degressieve verbranding Staafkruit, beperkte neutrale verbranding.
Men treft een grote verscheidenheid aan bij de kernholten welke in vaste stuwstofraketten gebruikt worden. Het meest voorkomend is de stervormige holte. Het drukverloop in de kamer wordt beïnvloed door de grootte vim de klemming IC en de drukexponent n volgens de vergelijking: 1 a is een konstante. pc = a1' K - 1 - n 1 Het drukverloop in de kamer kan gemeten worden, maar meestal bepaalt men het stuwkrachtttijddiagram, zoals in onderstaande figuur voor een neutraal brandend kruit afgebeeld is. In het punt A begint de ontbranding van de kruitlading.
Na een korte pauze begon de spreker aan het laatste onderwerp: de vloeibare stuwstoffen. Hieronder vindt men het vereenvoudigde schema van het raketmotorsysteem voor een enkelstuwstof die d. m. v. drukgas aan de motor wordt toegevoerd
Voor een dubbelstuwstofsysteem met pompen is het schema veel ingewikkelder.
149
ox
=
oxydans
br
= brandstof
E
=
T
= turbopomp
I3
=
regelaars
I
=
inspuitplaat
energiebron voor turbine
Aan een vloeibare stuwstof worden zeer veel eisen gesteld welke vaak tegengestelde eigenschappen veronderstellen. Deze eisen zijn als volgt te verdelen: chemisch: -de stuwstof moet voldoende stabiel zijn om lange tijd bewaard te kunnen worden (goede oplegbaarheid) -geringe realdiviteit (Irorrosie) t. o. v. het materiaal van tanlrs en leidingen. -ge ring explosiegevaar. -niet giftig; dit bezwaar hebben borium en fluorverbindingen.
.
fysisch: -grote dichtheid, i. v. m. de massaverhouding van de ïaket. -hoog kookpunt (lage dampdruk dus lichte reservoirs etc. ) en laag vriespunt (ter vermijding van kristalvorming en dus verstoppingen. -kleine viskositeit voor een klein benodigd pompvermogen, die tevens weinig gevoelig is voor teinperatuurvariaties. -groot warintegeleidingsvermogen, hoge soortelijlre warmte en een grote verdampingswarmte (voor tianspiratieltoeling)
.
ballistisch: -hoge verbrandingstemperatuur en laag molela~ulgewiclitvan de ïeaktieprodukten. -gemakkelijke ontbranding en een gelijlmatige verbranding. economiseh : -de stuwstoffen moeten in grote hoeveelheden en goedkoop gemaald lainnen worden. In het algemeen zijn beneden een Itot van 30.000 tonkraclitsec. kruitralretten goedkoper dan raketten met vloeibare stuwstoffen, daarboven is het omgekeerd. Zoals in het voorgaande reeds terloops vermeld werd onderscheidt men: enkelsiuwstoffen, onderverdeeld in enkelvoudige en samengestelde, en dubbelstuwstof€en, verdeeld in brandstoffen en oxydantia.
150
Hierna gaf de spreker een overzicht van de thans meest gebruikte stoffen en de daarmee bereikte prestaties. De belangrijkste enkelvoudige enkelstuwstoffen zijn: dichtheid g/cm3 waterstofperoxyde 100% 87%
mononitromethaan hydrazine ethyleenoxyde methylacethyleen
H202
CH3N02 N2H4 2'4'' CHCCH3
1,45
1,14 1,o 1
I sec. SP 145 126 222
boven 200
O, 87
170
-
160
Samengestelde enkelstuwstoffen zijn bijvoorbeeld: een mengsel van salpeterzuur en koolwaterstoffen waterstofperoxyde met methylalkohol CHgOH tetranitromethaan C (N02)4 met mononitromethaan C H Q N Q ~ distikstofmonoxyde N 2 0 met ammoniak NH3 (cryogeen) NH4N03 opgelost in vloeibaar NH3. Dubbelstuwstoffen. De hierbij gebruikte brandstof en oxydans kan zowel enkelvoudig als samengesteld zijn. E r zijn dubbelstuwstoffen die bij het samenbrengen van de twee komponenten spontaan gaan ontbranden, zij zijn z. g. hypergool. De ontbranding begint evenwel nooit onmiddellijk, e r is een bepaalde ontbrandingstijd. Van de thans toegepaste brandstoffen kunnen genoemd worden: -waterstof H2 dat in het bijzonder met zuurstof, ozon en fluor reaktieprodukten geeft met een laag molekuulgewicht. Het eist echter door zijn geringe dichtheid en zeer lage temperatuur (vloeib. H2 - 253OC) grote tanks met stralingreflekterend materiaal tussen de dubbele wanden waardoor de constructie wordt verzwaard en de luchtweerstand vergroot. Voor de bovenste trappen van een raket gelden deze bezwaren niet zo sterk. Zodoende wordt bijvoorbeeld bij de tweede trap van de Atlas Centaur en bij de Saturn-raket gebruik gemaakt van 02/H2 motoren. -koolwaterstoffen als benzine, kerosine JP-4, R P 1 en JP-6. -boonvaterstoffen (boranen) als diboraan B2H6, pentaboram B5Hg en dekaboraanB N . -stikstofw@e&%o€-verbindingen als : ammoniak NH3 dat met vloeibaar O2 gebruikt wordt in het X-15 raketvliegtuig. aminen, hierbij zijn in het NH3 een of meer H atomen vervangen door een koolwaterstofgroep. hydrazine N2H4. geallsyleerde hydrazinen waarvan het onsymmetrische dimethylhydrazine (UDM ofwel dimazine de bekendste is, hydyne, een mengsel van 60% dimazine en 40% diethyleentriaminc. -alkoholen en ethers b. v. methyl-, ethyl- en 1Ur%urylalkohol, Als oxydantia worden gebruikt: zuurstof, dit levert met vloeibaar 2 een maximale Isp van 388 sec. ; ozon; waterstofperoxyde; salpeterzuur HNQ3; stiksto€tet de N2O4; fluor F2 dat zeer hoge spec. impulsen kan geven b. v. met vloeib. aximaal 398 sec., en tenslotte fluoriden. Tot slot werd nog beschouwd welke voor- en nadelen kruit- en vloeistofraketten hebben en welke faktoren meespelen bij het geven van de voorkeur aan het ene of aan het 151
auwste samen met het doel waarvoor men de raket wil gebruiken. Zo zal voor een Ideine raket die in korte tijd een hoge snelheid moet bereiken een kruitmotor de voorkeur verdienen, vooral als een groot aantal raketten nodig is. Daarentegen is een vloeistofraket zeer geschikt als een kleine versnelling bij een lange brandtijd gewenst wordt in het bijzonder als de stuwkracht regelbaar moet zijn of de motor tijdens de vlucht enige malen aan en uit geschakeld moet worden. Een aantal belangrijke faktoren zijn verder: -de maximaal te bereiken Isp; deze bedraagt voor kruitraketten circa 250 sec., voor vloeistofraketten ongeveer 400 sec. -de gekoinpliceerdheid van de raket, waarbij de kruitraket verreweg het gunstigste is. -de paraatheid, welke vooral voor militaire toepassingen vereist wordt. Ofschoon thans ook reeds oplegbare vloeibare stuwstoffen beschikbaar zijn is hier toch de tendens waar te nemen van een verschuiving naar kruitraketten. Zo zal bijvoorbeeld door de U. S. Army de Redstone vervangen worden door de 2 traps Pershing kruitraket, de Polaris vervangt de Regulus (turbojet met Jato) en de Sergeant de Corporal (. vloeistof). Een andere bekende kruitraket is de Scout. -betrouwbaarheid; ofschoon deze voor de kruitraket toch wel het grootst is is het verschil met de vloeistofraket niet evident en speciaal bij lage kamerdrukken is de betrouwbaarheid van de laatste toch voldoende. -de mogelijkheid tot snelheidsregeling en de prijs. Hiermede aan het slot van zijn lezing gekomen, gaf dr. Lindeyer vervolgens nog gelegenheid tot het stellen van vragen, waarvan een intensief gebruik gemaakt werd. E r ontwikkelde zich naar aanleiding van enige vragen een levendige diskussie welke tenslotte uitliep op de verschillen die e r zijn tussen ionen- en plasmavoortstuwing; misschien een onderwerp voor een volgende keer. Hierna dankte de heer Le Grand de spreker voor de zeer interessante voordracht.
Literatuur en een uitgebreidere behandeling van het onderwerp van deze lezing zijn te vinden in: dr. E. W. Lindeyer, 1. Raketmotor en stuwstof en 2. Stuwstoffen voor raketten, Overdruk uit het Weekblad "De Ingenieur" no. 19, 23 en 25, 1961; Technisch Wetenschappelijk Onderzoek 8 en Chemische Techniek 4 en 5, waaraan ook voor dit artikel gegevens en figuren zijn ontleend.
152
1961
het programma van 1961 stond als belangrijlmte punt de bouw van een testllatie voor het verrichten van statische proefnemingen met raketmotoren en de ontwikkeling van de daarbij behorende meetapparatuur. De installatie moest geschikt zijn voor het onderzoeken van motoren met een stuwkracht tot maximaal 1000 kilogram. e meetapparatuu bestaan uit een stuwkrachtopnemer en de benodigde registratie-apparatuur. daartoe tijd en gelden beschikbaar waren, zou ook een poging gedaan worden mperatuur van de brandkamerwand te bepale eze programmapunten werden gelijktijdig aangepakt. Om de meetmethode te beoor de periode waarin de teststoel nog niet klaar was, een miniagebouwd, waarop een klein reactiemotortje (van het type "Jetex") geOp deze wijze kon in principe een test nagebootst worden. We wastaat tijdig en goedkoop het principe van de stuwkrachtsmeting te rdoor was het mogelijk dat reeds twee weken na het klaarkomen van de teststoel de eerste test kon worden uitgevoerd. (27 juni 1961). Na die tijd zijn er veel van de mechanische gebreken verholpen. uitgevoerd door de leden van afdeling Leiden.
*) Over de bouw van de zender en de onivenginrichiing zal in een volgend nurcrner een artikel vorschiinen.
R a k e tontwe r p en.
-- I
1
1 I I I i
I I
boo0 I 1 I 1
I I
1 I I
I I I I
I I
154
Voor het verkrijgen van meetervaring en ter beproeving van de testapparatuur wordt gebruik gemaakt van een zeer eenvoudige raketmotor, welke gedreven wordt door een goedkope en veilige vaste et ontwerp werd gemaakt naar gegevens uit een artikel in Scientific American (juni 1957). In figuur 1 is de opbouw van de raket weergegeven. De raket is ook geschikt voor lancering. Het is onze bedoeling, om wameer bijvoorbeeld de zender gebruiksklaar is, deze in te bouwen in een daarvoor geconstrueerde instrumentenhuls. Met behulp van de raket kan dan de werking van deze zender, eventueel met nog enige instrumenten, aan de praktijk getoetst worden. Met de hierboven beschreven raket zal waarschijnlijk slechts een hoogte van enkele kilometers te bereiken zijn. E r werden daarom plannen gemaakt voor een nieuw ontwerp. Vooral de hierbij toegepaste brandstof moest veel betere eigenschappen hebben. De mogelijkheid om aan een dergelijke brandstof te komen kregen wij door toezegging van de Koninklijke Nederlandse Springstoffenfabrieken. Wij zullen wellicht de door hen geproduceerde brandstof in onze motoren kunnen beproeven. De maximale hoogte, die wij met de onbestuurde raket wilden bereiken werd gesteld op 50 kilometer, daar dit wel de grootste hoogte schijnt te zijn waarbij de raket binnen een aan Nederlandse eisen gebonden doelgebied terecht kan komen. Het gewicht van het mee te nemen instrumentarium werd gesteld op l, 5 kilogram om de afmetingen en het gewicht van de raket in totaal niet te groot te maken. Door de raket een tweetrapsuitvoering te geven kan men een veel voordeliger oplossing vinden dan met een enkelvoudige raket mogelijk is. De booster geeft nu namelijk de tweede trap plus instrumen-
tenhuls op geringe hoogte (ong. 2 km)een zekere snelheid (700-1000 m/s). Hierna wordt de booster ontkoppeld, de tweede trap Iran dan op een van te voren bepaalde hoogte ontstoken worden (ruim 10 km). Op deze wijze ondervindt men veel minder nadeel van de luchtweerstand dan met een enkelvoudige raket het geval zal zijn. Hieronder volgt een opgave van de voorlopige gegevens van de raket: Eerste trap Brandstofgewicht C onstructiegewicht Sterb rande r Brandtijd Stuwkracht Lengte Diameter
15 kg 5kg 5 sec. 500 kg l m 12 cm
Tweede trap Brandstofgewicht C onstructiegewicht Sterbrander Brandtijd Stuwkracht Lengte Diameter
5%
295 kg 3 sec 300 kg 90 cm 8 cm
Instrumentenhuls + neuskegel Gewicht instrumentarium Constructiegewicht Lengte Grootste diameter
195 kg 1-kg 60 cin 8 cm
Maximaal optredende versnelling naar schatting 60 g. In beide trappen wordt dezelfde brandstof toegepast. Enkele vermoedelijke gegevens hiervan zijn: 175 sec. Specifieke impuls 1,s g/cm3 Dichtheid 7 mm/sec Brandsnelheid ong.
Het ontwerp van de tweede trap en de instrumentenhuls zal allereerst voltooid worden. Deze combinatie kan gebruikt worden voor het verkrijgen van meet- en lanceerervaring, waarbij de bereikte hoogte in de buurt van de 20 km zal liggen. Bij het opstellen van deze gegevens ging het e r voornamelijk om, een algemene richtlijn te geven voor het ontwerp. Slechts zeer ruwe berekeningen liggen eraan ten grondslag, zodat het zeer wel mogelijk is dat het uiteindelijke ontwerp niet onaanzienlijke verschillen met deze gegevens zal vertonen. Sn verband met het feit, dat het ontwerp een studieproject is, waarbij e r dus meer aandacht aan enige interessante details besteed kan worden, dan aan het totaalontwerp, zal het zeker mogelijk zijn dat het resultaat niet het meest gunstige is, waarmee het gestelde doel (1,5 kg nuttige lading tot een hoogte van 50 k m te brengen) bereikt kan worden. Ook om deze reden had het geen zin de specificatie nauwkeuriger op te geven.
155
e testinstallatie. mei 1961 lireeg NER de€initie€toestemming het terrein " Leeuwendal" te gebruiken voor statische proeheiningen met raketmotoren. Het al enige malen gewijzigde ontwerp van de teststoel, kon toen aangepast worden aan de omstandigheden van het terrein. Figuur 2 geeft een indruk van de opstelling zoals deze op het ogenblik in gebruik is.
oor het gevaarte in te graven is een zeer solide opstelling verkregen. Ook de in figuur 2 geschetste bevestiging van de raket voldoet uitstekend. Resultaten van de e e r s t e d r i e t e s t s . erste test op 27 juni 1961. oe1 van de test was liet beproeven van de ontsteking en van de apparatuur voor tuwlcrachtsmeting. e gedragingen van de raket werden vastgelegd op een film (64 beelden per sec. ). Ook het geluid van de raket werd met behulp van een taperecorder geregistreerd. De ontsteking werlde ogenschijnlijk bij de N-1 uitstekend. Uit het geluidsdiagram en de film biijia echter, dat e r na de ontbranding van de ontstekingspil een liort ogenblik is, waarop e r nagenoeg geen geluid geproduceerd wordt en waarop de uitlaat niet meer door rook aan het oog onttrokken wordt. Na dit moment komt zowel het geluid als de vuurzee geleidelijk op gang. Een en ander is duidelijk te zien op de uit de film vergrote foto's en op de foto van het geluidsdiagram (fig. 3). Bij de N-2 is dit verschijnsel in sterkere mate opgetreden. Hier faalde de ontsteking namelijk tot tweemaal toe. De stuwkrachtsnieting verliep bij deze test ook nog niet naar wens. De meetballi (zie fig. 2 ) onderging namelijk onder invloed van de stuwkracht een, weliswaar zeer kleine, verplaatsing in de inklempunten bij de brackets. Hierdoor kwam het Ierntje na het opbranden niet meer op de oorspronkelijke plaats terug (zie ook "Ruimtevaart" 1961, 2 , p. 42). Ook het mechanisme om dit kerntje voor de proef op de goede plaats in te stellen was nog zeer gebrekkig, zodat met het afregelen veel tijd verloren ging.
156
Door deze fouten in de apparatuur leverde de poging de brandtijd nauwkeurig te meten met behulp van een elektronisch telwerk geen resultaten op. Het signaal na het uitbranden van de raket was namelijk nog zo sterk, dat het telwerk bleef tellen. Uit de film en het geluidsdiagram volgt voor de N-1 een brandtijd van ongeveer O, 65 sec. Daar bij de volgende tests de samenstelling van de brandstof iets gewijzigd werd, heeft deze waarneming geen waarde voor het maken van vergelijkingen,
e t w e e d e t e s t op 11 j u l i 1 9 6 1 . Daar de resultaten van de eerste test niet erg bevredigend waren, werd besloten zo snel mogelijk een nieuwe proef te nemen. et doel hiervan was weer de ontsteking en de meetapparatuur te testen. Een nieuw type ontstekingspil leverde goede resultaten. Niet alleen ontbrandde de anding van de raket kwam pil zeer snel na de "druk op de knop", maar ook de v laatste blijkt uit de fil binnen enkele honderdsten seconden op volle sterkte. die ook van deze tests weer gemaakt werden. grootste fout va^ de stuwkrachtsmeting was verholpe van de meetbalk ten opzichte van de spoeltjes was nie stel~echani~ was ~ eechter nog op de meetbalk gemonteer ie hierop tijdens de meting werkten, kon nog een per een zodanige instelling bereikt worden, dat het telwerk direct na
N-1 N-2
: 0,223 sec : O,27 sec
157
n de ontbranding te fotograferen. Dit vanwege de beperkte hoeveelheid af
wijze verkregen stuwgheden in het lint zelf. iaties in de stuwkracht construeren (fig, 4).
. Y.
; ro-i*-’6,
In fig. 4 is het feit, dat het rustsignaal voor en na de ontbranding toch nog niet helemaal gelijk was weggewerkt door aan te nemen, dat deze fout bij het begin van de ontbranding optrad. Met behulp van een grove ijking werd een aanvaardbare schatting van de stuwkracht gemaakt. Uit het stuwkrachtsdiagram volgt een nauwkeurige waarde voor de brandtijd. Te weten: voor de N-1 O, 24 see. en voor de N-2 O, 24 sec.. De afwijking van deze waarde met die verkregen uit de geluidsdiagrammen, te weten resp. O, 42 en O, 40 sec. worden nu gezocht in het optreden van echo’s in het dal, waarin de test geschiedt. Om dit probleem definitief op te lossen zal bij de volgende test de taperecorder veel ongevoeliger gezet worden. Nu trad namelijk oversturing op, zodat een verloop van de geluidsterkte niet goed te zien was. Bovendien zal met de nu geijkte camera een film gemaakt worden, waarbij we, door van een andere hoek te filmen, minder van de rook te verwachten hebben. e resultaten van deze vierde test, die op 21 november plaatsvindt, zullen in een volgend artikel besproken worden. B. N. Swanenburg.
* *
*
HET ~
E T door 1r.J.H.Woutman
~
~
~
E
~
~
Hebt ge U van technisch standpunt wel eens geërgerd over de plechtig langzame start van een raket ? De motoren werken op volle kracht, maar de snelheid is nog nihil. Arbeidsvermogen is kracht maal snelheid. De motoren presteren dus slechts weinige paardekrachten, maar ze verslinden honderden of duizenden liters brandstof per seconde: een afschuwelijk slecht rendement. We willen trachten U te troosten: De raket doet heus zijn best. Hij is bezig volle tanks met brandstof te versnellen, die hij onderweg nodig zal hebben. E r zijn nog geen tankstations daar boven en als ze er waren zouden we ze toch vanaf de grond moeten bijvullen. De nuttige lading ml, die de raket moet transporteren, zou dus heel best brandstof kunnen zijn. De brandstofmassa mb is dus even nuttig als ml te beschouwen. Maar de constructiemassa mc is dan toch wGl een blok aan het been, hoewel ook dit kan meevallen wanneer we b. v. de ledige tanks gaan inrichten als woonruimte voor een ruimtestation. in dat geval beperkt de mc zich tot enkele geheel onbruikbare onderdelen en moet men het grootste deel van het ledige gewicht tot ml rekenen, althans van de laatste trap, die de omloopbaan bereikt. De mc van de onderweg af te werpen trappen is inderdaad onnutte ballast voor ons doel. Natuurlijk kunnen we niet buiten dit constructiegewicht, maar men tracht de toestellen steeds lichter te construeren door b. v. af te zien van een geraamte en door de ledige hulzen stijfheid te geven door ze met gas onder druk te vullen (boven de brandstof: de tanks vormen zelf de huid van het schip). Wanneer men op bovenstaande wijze over kracht maal snelheid spreekt doet men de raket groot onrecht: men beschouwt hem dan als een ouderwetse zuigerstang die een snelle krukas voortduwt. De raket zet zichzelf echter allerminst tegen de omgeving af, maar hij ondervindt slechts de naar voren gerichte druk van de gassen in de verbrandingskamer. Die gassen duwen hun eigen verbrande resten naar achteren door de straalpijp, waar een metalen wand ontbreekt, die bij aanwezigheid de naar voren gerichte kracht zou opheffen. Die gassen moeten we dan ook zo onbelemmerd mogelijk laten ontsnappen. Wanneer ze zeer heet zijn rrwillenllze een groot volume innemen, dat niet zo snel door de straalpijp kan weglopen. We kunnen dan met minder gas (brandstof) toe in zekere tijd. De naar voren gerichte kracht kan men gemakkelijk vergroten door de brandstoi sneller in de verbrandingskamer te persen. De druk moet dan zover toenemen dat het verbrande gas kans ziet zó snel weg te komen dat het gewicht van de in de verbrandingskamer aanwezige gassen (dus de druk) niet verder toeneemt. Door geschikte koeling van kamer en straalpijp (met behulp van de brandstoffen zelf) en door het gebruik van sterke, goed warmte weg-geleidende, dunne wanden van zo goed mogelijk warmtebestendig metaal is de raketmotor ontwikkeld tot een relatief zeer lichte leverancier van enorme stuwkrachten, waar de raket zelf tegen bestand moet zijn. Wanneer er géén motor was ingebouwd zou de constructiemassa van de vol beladen en "opgepompte" raket een bepaalde minimum waarde mc min moeten hebben om juist betrouwbaar rechtop te kunnen staan. Bij inbouw van toenemend sterke motoren zal men de romp steeds meer moeten verzwaren en tot hogere spanningen oppompen om hem bestand te maken tegen de dan optredende grotere versnellingen. in fig. i is de massa van de motoren plus die van de daarbij horen sterkingen uitgezet tegen de stuwkracht K van die motor die uiteraard afhangt van de vorderingen der techniek, wijde grenzen van K vrijwel recht verlopen: b. v. tusse K4.
59
Wanneer we in de grafiek een lijn van 2 door i trekken vinden we een punt a. De ware constructie-massa (mc waar) wordt dan goed benaderd door
Onder mm moet dus worden verstaan de massa van de machinerie plus een deel van die der rompversterking. De rest van mc is dan scheepsmassa. Construeert men een lichter schip met dezelfde ml en mb maar met veel geringere motorkracht Kb (hissen K3 en Kq), dan vinden we een ander punt b en geldt: mcb = msb + mmb = msb
Kb +tgB
(2)
Laat men b naar O naderen dan wordt de scheepsmassa ms = mc min' Men ziet in (1)dat tgA = K = a m mm
(3)
We stellen voor dit de m o t o r v e r s n e 11 i n g te noemen. Het is de versnelling die de losse motor met een deel der rompversterking zou krijgen als hij in de vrije ruimte zou kunnen werken. De formule m = m C -K (1) c s a m is dus steeds bruikbaar in een vrij groot gebied van K-waarden met daarbij behorende m en a S m'
Voor lichte motoren valt am(= tgB) kennelijk ongunstiger uit dan voor grote, zwaardere constructies (in fig. 1 is tgB < tgA). De constructeur zal naar een maximale waarde van % en naar een minimale ms streven om de boven gesignaleerde vijand mc zo klein mogelijk te houden. Daar ml en mb als even llbraafllmoeten worden beschouwd kunnen we aan m = ml -I- % + me (4)
niets anders doen dan een "geschikk" K kiezen, die immers mc volgens (1)vastlegt. Als dit is gebeurd, ligt de constructie vast, maar wat is "geschikt" ? Wat bepaalt het in de eerste alinea geschetste afschuwelijke rendement? Bepalend zijn: a) De constructiemassa, dus K. b) De onderlinge verhouding der verschillende constructiedelen, dus b. v. aantal en grootte van de verschillende afwerpbare trappen. c) De benodigde mb, dus het tempo waarmee de raket massa verliest per secbnde en de tijd dat de stuwkracht K moet worden volgehouden om het d mb - dt mb doel te bereiKen. d) De situatie waarin wijzelf de raket brengen: op welk hemellichaam, zijn stand t. o. v. de horizon, zijn hoogte en eventuele beginsnelheid. Deze punten zijn bepalend voor het gedrag van de raket en dus ook voor zijn rendement, maar we moeten eerst weten wat het rendement is en waartoe het dient. Hier laat de literatuur ons echter volkomen'in de steek. Allereerst moeten we weten hoe groot K ie. De mechanica leert dat de hoeveelheid van beweging (= massa maal snelheid = mv) van een lichaam, waar geen uitwendige krachten op werken, constant blijft. Wanneer dus een kleine massa Am: zich met een snelheid C afzet tegen een stilstaande massa m moet blijven gelden:
.
m . F + Q m.C = O
(5)
Nog even het volgende, daar praldische wiskundigen zich hier nog wel eens vergissen: in (5) stellen F en C snelheidsvectoren voor, die behalve een grootte 4 V , resp. e, oo& een richting hebben. Deze richtingen moeten blijkbaar tegengesteld zijn want
-
m. A V - = - m. C Wat alleen de grootte der getallen betreft:
(6)
a m. c (7) Onder dm verstaat men de t o e n e m i n g van m. Wanneer m dus met een positief bedrag A m af n e e m t kunnen we hiervoor ook - dm schrijven, daar d m bij afneming negatief is: een negatieve toeneming. Aldus wordt - dm weer positief, zodat tenslotte : m dv = - c dm (8) m.
AV- =
Of
of kort geschreven: m s =
(10)
e r e a e t i e k r a e h t , die m naar links en -dm naar rechts duwt, i s d u s gelijk aan de p e r seconde aan de gassen afgegeven hoeveelheid van beweging. Volgens (8) is dv = - CU m De snelheidsopbouw in vacuum hangt dus af van c en geschiedt d van massadelen waarvan de belangrijkheid moet worden beoordeel aanwezige massa, m. a. w. de snelheidswinst ge rende het verstoken van dm hangt uitsluitend af van c en van het percentage mass ai: we offeren en n i e i: feersnelheid. Integratie levert direct:
m
e O
e m = vca = c l n -mO e
= clnr
ierin is mo de begin- en me de eind-massa van de raket. Wanneer vrijwel alle brandstof (met oxydatiemiddel) is verbruikt is me = ml + mc. De maximaal in vacuum bereikbare vca (karakteristieke snelheid) is dus ook slechts van c en de massaverhouding r aaiankelijk en heeft met de tijd die men daarvoor nodig had niets te maken. Ook K hangt volgens (9) van c af. Men krijgt K als men (8) wel door de tijd dt gaat delen. ~ = m a = m -dv =-ciii=a m =emmm dt m m We kunnen fm de "motorfrequentie7'noemeii, dat is het getal dat maal c de groot gewenste am oplevert of wel (zie 12) het aantal malen dat per seconde de motormassa mm aan brandstof wordt verstookt. T. o. v. de startplaats gezien leveren de motoren een arbeid per seconde, dus een vermogen:
P = K V = - c m v = c fm mm v
(13)
Terwille van grote waarden van dv, ve, K en P moeten we dus wegens (10, 11, 12 en 13) zorgen voor g r o t e w a a r d e n van c , r, dm, fm en v envoor een k l e i n e of g r o t e mm wegens (1) of (12). De eerste vier eisen kunnen we op de tafel van de constructeur leggen, maar het zal juist de kunst zijn om op "geschikte" wijze aan die v te komen, waarbij voor mm kennelijk een compromis moet worden getroffen hissen tegenstrijdige eisen: Enerzijds kleine m, dus kleine mm opdat K het voertuig zo snel mogelijk in de omloopbaan de noodzakelijke circulaire snelheid vc kan geven, teneinde aan de remmende werking van de zwaartekracht en de luchtweerstand zo spoedig mogelijk te ontkomen. Deze tegengesteld gerichte krachten leveren immers een vertraging of negatieve versnelling op, die met de tijd vermenigvuldigd een snelheid oplevert, welke van de theoretisch in vacuum bereikbare snelheid moet worden afgetrokken. Anderzijds zou een grotere mm volgens (1)en (12) een grotere K mogelijk maken, waardoor de snelheid (ondanks grotere m) sneller zou toenemen, zodat weliswaar de luchtweerstand wat groter zou zijn maar toch de zwaartekracht belangrijk sneller zou zijn opgeheven.
162
We zoeken e e n c r i t e r i u m w a a r a a n w e h e t g e s l a a g d z i j n z o w e l v a n d e c o n s t r u c t i e (punten a, b en c) a l s v a n d e b e s t u r i n g v a n d e r a k e t , aangepast aan het betreffende hemellichaam (punt d), k u n n e n t o e t s e n . de machinebouw gebruikt men d s criterium het rendement. Dat is het verkregen resultaat (b. v. het vermogen van een motor) gedeeld door wat theoretisch wenseliik zou zijn geweest in verband met de verbruikte brandstof en zijn energie-inhoud. Het wordt nu tijd punt d), dus de omstandigheden waaronder wij de raket laten er nu eigenlijk precies wenselijk is werken, nader te bezien om uit te maken gedurende de start van een raket. Net I1rendement" op het ogenblik t, dus />I i; moet steeds zo goed zijn dat het "als zo goed mogelijk uitvalt. Moeten gehele rendement", gedurende de gehele start we werkelijk energieën gaan vergelijken zoals in de techniek gebruilcelijk, of is een beschouwing en vergelijking van snelheden bij deze nieuwe techniek der snelheid niet veel wenselijker en nuttiger voor het doel een bruikbaar criterium te krijgen? zou het niet wenselijk zijn het ingeburgerde en begrijpelijke woord "rendement" te reserveren voor een bruikbaar "Snelheids-reT,dement" inplaats voor een Wijfelachtig energie-rendement? Bij formule (10) bleek immers reeds dat de raket snelheidstoenemingen dv levert in ruil voor procenten van zijn massa. De stoommachine echter geeft brokjes arbeid per zuigerslag en per druppel brandstof. We bezien de omstandigheden nader: Pas K = ma toe op de zwaartekracht: Gewicht = mg. De valversnelling g = 9,8 m/sec2 of ongeveer 10 m/sec2. in het Giorgi-stelsel (U zult er aan wennen ) uitgedrukt is het gewicht G van 1kg massa (m=l) G = 1x g = g Newton (N), zeg 10 N, dat is dus 1 kgf(kg-kracht), dus 9,8 N = 1 kgf of 1 kp (force, Pfund) of 1 N is ongeveer - 9,8 N een (1,02) ons-kracht. De massa van 1kg is gewoon g 9,8m/s2 = l k g ' Men neemt dus de kg als eenheid van massa. Als 1N e r aan trekt wordt de versnelling 1m/secz : K = m a wordt dan 1= 1x 1. Ter zake: Om 1kg recht tegen een h = 5 meter hoge helling op te brengen is nodig gh = 10 x 5 = 50 N-meter arbeid = 50 joule (J). (De hellingshoek doet er niet toe). Onderaan die helling moet die kg dan een arbeidsvermogen van beweging hebben gelijk 50 J, dus mv2 = x 1x v2 = 50 of v5 = 10 m/sec. Zijn we boven aangeland dan is de snelheid juist opgesoupeerd. Willen we nog eens 5 meter omhoog dan is e r weer 10 m/sec nodig. Tezamen hadden we dan 2 x 50 J of 20 m/sec "nodigtt. Strikt nodig is dit echter niet, want als we meteen besluiten 10 m omhoog te gaan moet gh = 100 = v2, dus vlo = 10 \/ZE14 m/s. In heide gevallen is de verkregen potentiele energie 100 J, ten kostewan 100 J prestatie, dus energie-rendement 100%. In het eerste geval is echter 10 m hoogte bereikt ten koste van 20 m/s, terwijl 14 m/s voldoende waren. Wanneer we dus nu een "snelheidsrendement" voorstellen zal dit bij de eerste methode 14= 70% opleveren en voor de directe startmethode
s-
4
4
4
100%. 20 Dit soort rendement weet dus w&l goed van kwaad te onderscheiden in gevallen waar men met behulp van een sneIle aanloop de ruimte in wil springen.
et zal nu wel duidelijk zijn dat deze aanloop zo laag mogelijk bij de grond in horizontale richtin hebben opdat de tegenwerkende c o m p o ~ evan ~t g het boven geschetste spelletje dat v2 t v2 kleis krijgt. erekenen we nog even circulaire snelheid) en de parabolische snelheid vp,
r meter van het middelpunt van ons hemellichaam (massa M, straal R = 6380 iom) is de zwaartekracht, dus de valversnelling van (of de kracht die trekt aan) een massa
163
Voor onze aarde is gR of go = 9 , 8 =
/u.
2
(m/sec. ). In de omloopbaan moet gr
R gelijk zijn aan de Ikniddelpunt vliedendef1versnelling in de krommebaan met straal r, dus: 2 7 -tL (15) R2 of v2 = goR2-g r z L . 7 g r = g o 2r r r r cr I-
-
3
3
2 , & = m = g R2 = g r2=rv (157 R r er is dus een constante die bij het betreffende hemellichaam behoort. algemene gravitatie-constante. Berekening van de energie die nodig is om van een baan r af juist aan het zwaarteveld te ontsnappen (restsnelheid nul in het oneindige) geeft de parabolische snelheid van die baan vPr. Het schip zal het hemellichaam dan volgens een paraboolbaan verlaten, die raalrt aan de cirkelbaan met straal r en waarvan het brandpunt ligt in het midden van het hemellichaam (gemakshalve verder aarde A te noemen).
of
Steeds stelt v2 een energie voor (op een constante na) nl. 4 mv2 = E. De "energie" v2 nodig om van het aardoppervlak (R) de plaats R + h = r (hoogte h) te bereiken is u h r a a r d gelijk aan het verschil der energieën die resp. nodig zijn om vanaf R of vanaf r het oneindige te bereiken, dus:
dus E - i m (v2 + v 2 ) hc h C
=
i m (2v2 - 2vcr 2 CR
+Ver) 2 = g m (2 gRR - gR. + R2
=
Deze energie zou een zuigermachine langs een spoorbaan naar hoogte h moeten ontwikkelen om daar de omloopsnelheid te bereiken, dus nauwelijks maatgevend
164
voor een raket. in ieder geval neemt de benodigde arbeid toe met de baanhoogte. We geven nu een min of meer mwe berekening (g blijft 10) van drie manieren om op omstreeks 127,6 km hoogte (h' =k= O, 02) per raket in een omloopbaan te komen Fe (waar de luchtweerstand ons niet geheel met rust laat): A Neem een raket die "gemiddeld" een versnelling a = 40 m/s2 presteert in vacuum (verschillende trappen beginnen langzamer en eindigen sneller). Zeg maar dat a constant blijft. Begin verticaal 45 sec lang recht tegen g in en meteen daarna 200 sec horizontaal te stuwen tot VH = 8 km/s (ongeveer vc ). Na 45 sec is h45 = (40-10) 452 meter = 30 km. Gedurende de volgende 135 sec verdwijnt de bereilde vv = 1350 m/s. Dit geeft nog een hoogtewinst, die volgt uit mgh = mv2, of hl35 = m 2 m = 91 km. 20 Tezamen 121 lan (bij constante g), waarvan de nu volgende 65 sec weer 10.652 m = 21 km zou afnemen. Een weer naar beneden gerichte vv zou aangroeien tot 650 m/s ware het niet dat we inmiddels (tengevolge van de horizontale aanloop) steeds dichter bij de omloopsnelheid zijn gekomen, zodat g gedurende de laatste 65 sec van de 200 sec belangrijk kleiner is geworden voor de raket. Na 135 sec is nl. VH = 135 x 40 = 5400 m/s. Nu is r = 6380 +. 121 = 6500 km (iets meer daar g reeds kleiner is). 2 De raket ondervindt nu dus nog slechts g = go - 6500000 54002 = 9 , 8 - 4,5 = 5,3 m/s Ruw benaderd geldt op geringe hoogte: 2 (vs in km/s, mits 4 ( v (8) g = (8-v ) 2 m/s (20) H
4
4
4.
Wanneer we nu meteen gedurende de laatste 200 sec enige graden omhoog sturen kan het toestel zonder merkbaar horizontaal snelheidsverlies een zodanige extra verticale snelheid krijgen dat de val van de laatste 65 sec wordt gecompenseerd en we horizontaal op 127,6 I m hoogte arriveren met vH = 8 lards. Zou men av 50 sec volhouden in plaats van 45 sec, dan zou men op groter hoogte komen, maar na 150 sec (ongeveer) weer gaan dalen, wat we toch ook zouden moeten opvangen om op 127,6 Ian te blijven. Deze methode kost ons weinig luchtweerstand daar we met lage snelheid de dichte lucht langs de kortste weg verlaten. De totaal benodigde karakteristieke snelheid is echter groot: 250 x 40 = 10.000 m/s.
2 We verstoken de brandstof iets sneller zodat a = 42,? m/s der een hoek P met de horizon naar boven (zie fig. 2). Weer is maar tegelijkertijd krijgen we av = 15 m/s2. een of andere manier (b, v. uit een
.
B
vlieghiig) staden we de raket. Wegens g ontstaat er een onder een hoek, A. gerichte netto versnelling %, die spoedig een snelheid in die richting oplevert, zodat e r onder een hoek '/7 - dc. t. o. v. de ngteas een storm begint op te steken, die een toenemende weerstand ('Idragci) produceert, die tegen de snelheid 7 in is gericht (Wanneer de-constructeur het toestel met zijn neus in de wind weet te krijgen met a; zo niet dan wordt het onstabiel of het krijgt 1 , waardoor de richverandert en daarmek de richting van a,, zodat ook 7 niet meer in de zal blijven wijzen). We zullen D verwaarlozen omdat dat vliegtuig ons dan maar uit de ergste moeilijkheden moet helpen. We hebben tenslotte nog een netto verticale versnelling van 5 m/s2 die ons uit de narigheid kan helpen. Als het moe nemen we in het begin wat groter en later weer kleiner (dat zal heus wel moeten Op de maan of hoog gen0 oven de aarde is e r geen vuiltje aan de lucht: in 200 sec 8 km/s en 5 m/s2 levert een hoogte i.5. ZOO2 m = hebben we op aarde onze 100 k m met Wv = 200 x 5 = 1000 m/s. Wegens het ahemen van g gedurende de verticale versnelling (niet pas er na) zullen we de gewenste 127,6 km wel halen i. p. v. 100 k p , terwijl we meer dan 1 km/s voor wv schoon overhouden. Dit kost Vca = 200 x 42,? = 8540 m/s. Betere waar voor minder geld, want
'
vca = N. C In -'mo ___ b. v. voor n gelijke snelheid leverende trappen: elke trap is de mC+ml
ml van de vorige zodat het startgewicht voor elke extra km/s wordt.
haast 2 x zo zwaar
C
We starten nu rakend aan de aarde (lucht wegdenken) uit P. De perigeum afstand van de te beschrijven ellipsbaan tot het aardmiddelpunt A is dan P A = r -R. Het midden van de horizontaal gedachte lange as PM = 2a is O. De korte as Zl-staat loodrecht op P M in O, O in zijn midden. Als men a uit de uiteinden van de korte as omcirkelt vindt men de twee brandpunten op PM. A ligt in het linker brandpunt. A 0 = c = \I a2 - b2 ', e = c a heet excentriciteit. Het rechter punt M van de baan kan
166
b. v. de maan zijn, die we vanaf de aarde willen bereiken, of wel ons punt op 127,6 km hoogte. In dat laatste geval is h = O, 02 R = 2c, dus c = O, O 1 R en e = 1 101 want a = R + c. Dan geldt voor het verste punt M (apogeum) AM = r = R + 2 c = 1,02 R. a De omlooptijd T in een circulaire baan volgt uit 2 2 2 2 2 " = ( 2 T r / T ) = ~ / of rr3 =,ALT / 4 T of T = 477- rC)/,LL v2 Cr 2 2 3 Evenzo geldt voor een ellipsbaan: T = 4 r a
(21) (22)
Voor de omlooptijd van de maan moet men nemen ,U = f (M + M maan) = 1,01228daarde Kepler's wet der perken geeft een betrekking voor de snelheid in de ellipsbaan in perigeum en apogeum v en va : P r v = r v P P a a Tenslotte geldt in ons voorbeeld:
We starten dus met 1%meer energie en met i% meer snelheid dan voor een omloopbaan langs het aardoppervlak. vCR = 7910 m/s, dus v = 1,005 vCR = vCR -I- 40 m/s (26) P r 2 2 2 - 4 ~ - AR v2 = 0,97 = (0,985V ) Va@+c)(R+2c) CR CR Uit (15): v2 -= = -& !. v2 = O, 98 vCR 2 = (O, 990 v )2 Cr r ra R+2c CR CR
GR
T-m *R"cR
2 2 i j M moeten we aan v een "eneTgie" O, 01vCR toevoegen om v2
a de nieuwe omloopbaan op hoogte h'
h
Cr te krijgen in
1
= R =so= O, 02.
2 ezamen met de "energie" in P (25) is dit 1,02 vCR of v2 (l+h') volgens (19). CR
e energie is volgens de methoden A, B of C altijd dezelfde. 2 h 2 h v2 = 2 v2 2 Volgens (17) is vh = 2- VeR = 2 R+~ CR 51 CR = O, 04 VeR
(29)
a
2 :r uit (28) geeft dit uiteraard weer 1 , 0 2 vCR.
us slechts 4% uit van ) en (28) moet aan va worden toegevoegd O, O05
tR om e r vC r van
weer 40 m/s. In P en M werd dus een zelfde energie toegevoegd aan en v2 en eveneens zelfde snelheidsvermeerderinge~jesbij deze benaa
ie tezamen 2%en snelheid slechts 1%tot een totale vca = 7990 m/s.
167
ver = O, 99 veR uit (28) vinden we nu theoretisch voor metho
een vca = 1 , 1 9 vCR.
= 1 , 2 5 x 8000 m/s, waardoor het startgewicht miswel 4 maal zo groot moet zijn als volgens C. 1,19 VCR treedt op als men direct de gewenste snelheden heeft. Maar volgens ie tijd bestal de g s t de raket 45 s hem voor 45 x 10 = 45
In feite vonden wij 10000 m/s
Resumerend heeft men bij horizontale start 7990 m/s, onder een hoek 15 op 40 8540 m/s en verticaal 10000 m/s nodig alles voor dezelfde geleverde energie. Net e n e r g i e k e n m e r k is d u s v o o r d e b e o o r d e l i n g v a n d e r a k e t niet geschikt. Alleen de horizontale componenten van de v e r s n e l l i n g of d e s n e l h e i d h e b b e n w e r k e l i j k e w a a r d e o m d a t d e z e n i e t d o o r g w o r d e n a a n g e t a st . Elke verticale beweging is uitsluitend nodig om een groter weerstandsverlies te voorkomen. Op zichzelf beschouwd is een verticale versnellingscomponente een onding dat net als de weerstand als verlies moet worden aanvaard, voor zover hij invloed heeft: op aH. Men bescliouwe dus de geringste hoogte waar men b. v. 10 minuten met zeer kleine a (dus met lichte constructies) kan versnellen, zonder ernstig weerstandsverlies, als het in eerste instastie te bereiken doel, waarvan hoogte en Vc gegeven zijn. Men tracht dit doel te bereiken met behulp van een zodanig voor te schrijven programma over het verloop van av dat de integratie van de daardoor werkelijk optredende aH een maximaal resultaat oplevert. Het momenteel rendement /? t moet daartoe direct deze ware aH (waarin dus de weerstand D moet zijn verrekend tot aHD, zie fig. 2) opleveren wanneer we de vergelijkingsgrootheid met@ vermenigvuldigen. Daar 9 t dimensieloos moet zijn zal deze laatste grootheid ook een versnelling moeten zijn of een snelheid voor het algeheel rendement gedurende de start 7 S. In de literatuur vinden we resp. bij 6, P. Sutton (Rocket propulsion elements, 1949) en Ing. H. G. Mebus (Berechung von Raketentriebwerken, 1957) onderling gelijke waarden voor het momenteel rendement, n. 1. in onze notatie: (- m positief) (30)
Men meent dat de teller de arbeid is die de raket "ten goede" komt. Dit is wel erg relatief: Wanneer de snelheid direct na de start 10 m/s is zou 7 plotseling 10 maal beter zijn dan even tevoren bij v = 1, terwijl de toestand van de machine zelL practisch eender is. Wanneer de waarnemer met v = 1 0 meebeweegt zou hij denken dat 37 = O is. Deze ?I is dus wel sterk gedacht van een buiten-raket-standpunt af en is daarom voor zijn technische beoordeling ongeschilct. Wanneer het toestel bijna is leeggebrand worden een paar kg brandstof vervoerd door een zeer zware mc -I-ml. Op dit ogenblik zou men mib willen overhevelen naar een veel lichter gebouwd toestel. Dat doet men dan o o k het is de volgende trap. Helaas kan dit slechts een paar keer gebeuren. De meeste tijd zijn de tanks half vol en dus te zwaar gebouwd. Hun relatieve zwaarte is een sein om tot een andere trap over te gaan. Dit dient dus in ?I tot uiting te komen. Volgens (30) is 9 echter bij lege tanks en grote v het best. Inderdaad is a nu groot maar juist nu zou het grotendeels vervallen van mc (wanneer b. v. mc = ml) tot een verdubbeling van de reeds grote a leiden. M. a. w. juist nu gaat een grote snelheidetoeneming dv verloren. H e t m o g e n u d u i d e 1i j k z i j n d a t we d e h o r i z o n t a l e r a k e t v e r s n e l l i n g o p e l k o g e n b l i k d i e n e n te vergelijken met de versnelling die een p r e c i e s eendere raket zou p r o d u c e r e n i n vacuum indien z i j n c o n s t r u c t i e m a s s a mc = O w a s . 168
Dat is de ware i d e a 1e r a k e t : deze geest- of spookraket (ghost-rocket klinkt beter! ) die een ideale versnelling ai krijgt en welks karakteristieke snelheid gelijk is aan de ideale snelheid vi van onze raket, waarmee we de bereikte vH kunnen vergelijken t e r bepaling van het algehele start-rendement '1 S. Wanneer we nog even de noemer van (30) bezien is - b61 C2 inderdaad de op dat ogenblik door de motor geleverde arbeid. Maar kunnen we zeggen dat - mv2.
4
nu door ons wordt "betaald"? Het is slechts de som van alle voorgaande netto prestaties die dienden om de hoeveelheid -m t e r plaatse te brengen opdat - mc2 door
+
de motor kan worden gepresteerd. We zien niet in dat - riiV2 op dit moment tot de "geleverde" energie behoort: het
4
is slechts de as die we tot daar noodgedwongen moesten meevoeren en die we nu volkomen passief laten vallen. Men wil door dit in te voeren blijkbaar bereiken dat = 1voor v = c opdat de oude zuigermachine technicus tevreden kan zijn. I r . D r . J. M . J. K Oo y (Ballisties of the future, 1946)verhuist o. i. terecht de 1 m v2 naar de teller in zijn momenteel (kinetisch) rendement: 2 (Q=) Ttk =
(31)
C
1 m c2 2
De teller heeft nu inderdaad betrekking op een netto ontvangen arbeid, afgewogen tegen de brandstofprestatie m c2, gezien door een waarnemer op de grond.
4
Met zijn opgezamelde arbeid kan deze raket een pantser doorboren. dus zeer geschikt om bv een "bazooka" te beoordelen. Intergratie van (31) naar heeft echter geen enkele zin daar niet met brandstof-
8
verbruik evenredig is. D h kan dus nooit een geschikte
3
opleveren: het resultaat
wordt zelfs negatief als v > 3c : het totaal rendement van een zeer snelle raket is toch zeker nooit negatief. Wel kan 9 (31) dit zijn omdat al te ver opbranden de ra zo licht maakt dat hij geen stootkracht overhoudt. Voor de ruimtevaart is (31) echter ongeschikt. Voor de bazooka kunnen we het totaal kinetisch rendement alsvolgt invoeren (zie (11)) :
Ter bepaling van het maximum stellen we
d 2 SK= O en vinden dan 2 -A= In r
dr of r = 4 , 9 5 Bij het maximale (kinetische) rendement vinden we de eindsnelheid: 2
v = clnr = e ( 2 -4,) = 1,596 c e an is
er we in het maxi eonstant blijven.
dus de eindsnelheid, een beetje zeggen, dat het momenteel ren
r (33)
ade aan verandert, m. a. w. voor (33) moet Ttk van (31) dan niets ten goede of ten sk van ( 3 5 ) zijn. rdaad is = ! lnr, dus (31) wordt met (33): C
7tk = 2 lnr-(lnr)2 = lnr(2-lnr) =
2 2 4(r-1) (2--)= ____
r r
q. e. d.
r2
(36)
2 wordt (31) negatief. Wij zouden deze prestatie echter juist zeer
wonderen: elke excra snelheid is positieve winst en verlangt dus een positieve waardering door 9 t. We willen geen grote l m v 2 maar een grote v. Het verloren 2 gaan van - 1~ & 2vbetekent voor de raket geen verlies van stuwkracht: het is slechts een stootkrachtverlies. Voor een grote stootkracht moet niet te veel m verloren gaan. In de ruimtevaart geldt de vraag of een groot of klein voorwerp een grote snelheid v heeft. Wanneer het zich in tweeen splitst komen beide delen evenver, maar als een van beide delen alle resterende brandstof neemt komt dat deel het verst: het behoeft die brandstof dan niet met het afgestoten deel te delen. Het kwijt raken van bv. 75% van de dode massa me betekent bij constante brandstofhoeveelheid hetzelfde als het met 300% vergroten van de beginmassa m o = mc + ml + mb (dus grotendeels brandstof), want r = "o wordt dan 4 x zo groot en via cln4r = clnr -I- cln4 wordt mC de voordien bereikbare vca dan plotseling cln 4 5 1 4 c groter en dat is precies wat evenredig in het op pag. 168 voorgestelde algehele startrendement 9 tot uiting komt t. o. v. de nog idealer V i , die als het ware maatgevend is. Het verloren gaan van de bewegingsenergie van de te verbranden brandstof kan dus geen nadeel zijn voor het momenteel rendement 9 t : we ruimen slechts ten dode gedoemde massa op, die we (indien mogelijk) na verbranding nooit zouden hebben willen behouden in een ruimteraket. 1 2 Alleen voor de aardse waarnemer lijkt die -,mv moeizaam verkregen winst, die echter slechts voor de stootliracht verloren gaat, wat juist de verdere snelheidsvermeerdering bevordert. Het zal inmiddels duidelijk zijn geworden dat ook zonder die laatste term (31) voor ons niet bruikbaar is. Onze conclusie blijft dus dat voor de ruimtevaart moet gelden (zie fig. 2 en blz.168): a m DH =HD (37) K mlfmb
'Vt
va=ay-
Hierin moeten a en K dus worden voorgeschreven. Verder is m = ml + mc -I-mb K en a =-. m Verschillende grootheden zullen van de tijd aaangen (mb, m, a, DH). Het totale startrendement, dat door integratie uit aHD kan worden berekend, is: aHD=
7 t.
a.1
(38)
Indien wenselijk zullen we in het volgende met index t de veranderlijkheid van een grootheid aangeven: bv mt. We denken nu D = o (39)
170
Voor een gewone raket zullen at = Ki; en m&t (dus de stuwkracht en de constructiemassa per kg raket op zeker moment) bij het opbranden steeds groter worden daar mt afneemt. Men zou kunnen denken dat de raket bestaat uit mt deel-raketjes van 1 kg, ieder met eigen stuwkracht at en constructiemassa mbt. Bij het verdwijnen van 1 kg brandstof IIordt dus telkens de massa m&t onder de "nabestaanden" verdeeld, wier m&t dus steeds verder aangroeit. Tengevolge van deze toenemende "hartvervetting" der deelraketten daalt elks rendement 9 t dat gelijk is aan dat van de gehele raket op elk ogenblik. Steeds is
We zullen overeenkomstig pag. 159 ml bij mb mogen rekenen, daar het niet de Irschuldffvan de raket is als wij achtera2 een deel der brandstof niet gebruiken en die weer als ml beschouwen of wel alles opbranden, waarbij 4 t toch O zou worden volgens (37) omdat de ideale raket dan oneindig snel gaat. Dan is mbt = 1 in (39). Nu is weer voor de gewone raket:
-i
= mbt -
-K mbt
(41)
--
mbct
Daar aan mbt toch niets valt te doen moet de groep onder het wortelteken liefst extreem (groot) worden, dus : 1 a2 V e= 2 (zie (1)) moet maximaal zijn (42) (mbst'mm) (am.mm)2 dus :
(44) 1
dus : 145)
hter lid is voor te Schrijven en be (wegens het opraken van de brands is. De mm kan nu worden bere nd voor een gemiddelde mb, r daarmee de meest gewenste kent volgens K = am. Ook moet: 2/3
-1 m
(45)
e hopen later deze formules nog eens nader te k t e 171
Met excuses voor
sterk afhangt van ons gezichtspunt. Men vraagt een bak voer. Maar aan de koe vraagt men en moet haar niet met p. k. * s lastig vallen. het energierendement voor de ruimteraket melkerij. De vraag was een handleiding
*) rendement dat een energie-gevoelswaarde kreeg, terwijl het slechts het resultaat tegen het wenselijke wil afwegen?
*) Nu we het toch over woorden hebben: Onze vice-voorzitter Dr. J. J. Raimond Jr. heeft ruim 1 0 jaar gestreden-voor het Nederlandse woord "vuurpijl", waar wij technici eigenlijk niet aan willen: het doet ons denken aan een kartonnen huls met buskruit en dat willen we dit mooie snelle instrument niet aandoen. Men kan natuurlijk het criterium leggen bij het woordje llpijlff,d. w. z. oorlogswerktuig. Maar dan is de militaire v u u r p i j l R e d s t o n e t e g e l i j k e e n r a k e t als er een aap meegaat. Dat leidt tot verwarring en wordt nooit spraakgebruik. Is het niet het eenvoudigst de knoop aldus door te hakken: e " r a k e t t e n m e t v a s t e b r a n d s t o f f 1 (wat een afschuwelijke mondvol ) z i j n i n o p k o m s t . L a t e n we d i e v u u r p i j l e n n o e m e n . Zezijnde nazaten van die kartonnen hulzen. Latenwe r a k e t r e s e r v e r e n v o o r t o e s t e l l e n m e t v l o e i b a r e stuwstof en/of machine i n s t a l l a t i e s . Over de i on e n s t u w e r spreken we later wel. Alle drie zullen in de ruimtevaart hun eigen grote rol toebedeeld krijgen.
172
(D
a
(D
s,
til
co
, II ; "O
+
Y
(D
2
P
0.b I
laar ter bespreking af te staan.
-
schiinliiklieid te beantwoorden. is niet alleen een afschatting. wenseliik van het aan" " tal stersen die planeten om zich hebben, en vervolgens van het aantal planeten die in een soortgelijke toestand als de aarde zijn, alles binnen een zekere afstand. We mogen namelijk aannemen, dat de omstandigheden wazrin het lzven nu o mogelijk is, vroeger (in het prae-cambrium) in het geheel niet aanwezig wa het meer primitieve leven zich ontwikkelde. De omstandigheden;waaronder zich ontwildielen kan,dienen voor ons vraagstuk eerst bestudeerd te w de grens tussen leven en niet-leven is daarbij belangrijk. L'iL nu geeft dit boek daarop, vanuit bijna iedere gezicht Is, een kijk Diegrens biijlct lang niet zo duidelijk en vanzelisprekend te zijn a en zou denken, als die grens uit histologisch, geologisch, thermodynamisch, morfologisch, biochemisch en medisch oogpunt tegelijk ouwd wordt; zelfs kan men zich afvragen of het aannemen van een vrij sche ens zin heeft en de discussie daarover nog een feitelijke inhoud heeft. Zodra men spreekt over leven of niet-leven van een cel blijkt namelijk dit onderscheid veel minder duidelijk te zijn dan bij mensen oî hoger ontwikkelde dieren. Hoe meer bijzonderheden vali de functies van een cel die met het leven verband houden, bekend worden, des te ingewildcelder wordt dit probleem. Daarom is het bestuderen van wat hiermee samenhangt, vooral als dat gebeurt uit verschillende gezichtshoeken zoals in dit boek, beslist noodzaltelijk voor het ver-
zijn op onderhou
.W. N. V. R.
De Penningineester verzoekt de leden, die niet gedaan nebben DRLNGEND huil contri K. N. V. v. L. te den Haag.
176
Dornseiffen.
