ЭЛЕКТРОСТАНЦИЯ НА РАКЕТЕ 6


В другом, более консервативном проекте применен аналогичный генератор цилиндрической формы с соосными цилиндрами и церием-144 в качестве ядерного горючего; удельный вес равен примерно 1,8 кГ/квт), т. е. также рекордно мал. Однако создание подобных установок связано со многими нерешенными задачами.

Когда требуются более значительные мощности, что характерно для электроракетных двигателей, то вместо атомных батарей должны быть применены, вероятно, атомные реакторы, или котлы. Привычной формой такого реактора, хорошо известной по существующим энергетическим атомным установкам (на электростанциях, судах и др.), является такая, в которой тепло, выделяющееся в реакторе в результате деления атомных ядер, преобразовывается затем в электроэнергию с помощью замкнутого машинного термодинамического цикла. Основные элементы энергетической установки будут при этом такими же, как и для аналогичной солнечной установки, описанной выше; они включают в себя, кроме источника тепла (в данном случае реактора или промежуточного теплообменника), машинную часть — турбину (или тепловой двигатель другого типа), приводящую электрогенератор, и конденсатор-радиатор (иногда в качестве конденсатора используется промежуточный теплообменник, связанный с радиатором дополнительным теплоносителем в замкнутом контуре). Если рабочее тело (теплоноситель) представляет собой не жидкость, а газ, то должен быть предусмотрен также компрессор для сжатия расширившегося в турбине газа (в случае жидкости компрессор заменяется обычным насосом).

Мощность подобной атомной электростанции может быть как угодно большой, она ограничивается обычно лишь весом реактора и размерами радиатора. Не удивительно, что такие станции в диапазоне мощностей от 1000 до 10000 кет рассматриваются в качестве наиболее перспективных для использования на электрических ракетах). В США разрабатывается ряд проектов атом-

*) Astronautics and Aerospace Engineering, X, 1963, стр. 52-) AIAA Journal, II, 1963,

ных энергетических установок с реактором для ракет по упоминавшейся выше программе «СНАП» ).

Первая из этих установок — «СНАП-2» — рассчитана на генерирование электрической мощности 3 кет в течение 1 года. Экспериментальный образец реактора для установки «СНАП-2» испытывался на различных режимах (его тепловая мощность равна 50 кет).

В 1963—1964 гг. были проведены длительные испытания реактора продолжительностью 21 месяц, в том числе 48 дней непрерывной работы при температуре реактора 650°С). Расход урана равен 1 г на 24000 квтч.

На рис. 137 показана схема устройства установки. Атомный реактор с ураном-235 охлаждается жидким металлом (эвтектический сплав натрия и калия), прокачиваемым с помощью электромагнитного насоса через активную зону реактора (она состоит из 61 стержня обогащенного урана-235 общим весом 3 кГ с гидридом циркония в качестве замедлителя; ее диаметр равен примерно 225 мм) в количестве примерно 1660 кГ/час. При этом металл нагревается с 540° до 650° С, поглощая тепло в количестве 50 кет. Это тепло металл, являющийся промежуточным теплоносителем, отдает в теплообменнике рабочему телу силовой установки — ртути, и снова поступает в реактор, непрерывно циркулируя в замкнутом контуре. Для ртути теплообменник является котлом, она в нем испаряется и перегревается; по конструкции он очень прост — это два спиральных концентрических трубопровода: по центральному течет ртуть, а снаружи он омывается расплавленным теплоносителем (течение по спиральным трубопроводам имитирует силу тяжести в условиях невесомости).

Пары ртути расширяются затем в двухступенчатой активной турбине, приводящей вр вращение генератор переменного тока мощностью до 3,5 кет при напряжении 110 в и частоте 2000 гц. После турбины пары ртути поступают в радиатор-конденсатор, где снова конденсируются в жидкость при температуре 315° С и вакууме 0,42 атм. Радиатор состоит из ряда параллельных трубок малого".диаметра, связанных с алюминиевой оболочкой, являющейся теплорассеивающей поверхностью. Площадь

*) В отличие от нечетных номеров радиоизотопных генераторов, генераторы «СНАП» с атомным реактором имеют четные номера (5ci. Horizons, 1961, № 12).

) Machine Design, V, 1964.

Турбина

Рис. 137. Космическая «электростанция» с атомным реактором «СНАП-2».

а) Схема устройства, б) разрез. 1 — экран, 2 — реактор, з — радиатор, 4 — теплообменник, 5 — насосы, турбина и ротор генератора на одном валу в общем корпусе (Missiles and Rockets, 5. II. 1962).

этой поверхности, необходимая для рассеивания 40 кет тепла, равна примерно 9,3 м. Возврат сконденсировавшейся ртути в теплообменник-котел осуществляется насосом. Таким образом, единственной движущейся частью установки является ротор, вращающийся в герметическом корпусе со скоростью 40000 об/мин на ртутных гидродинамических подшипниках; на валу посажены ртутная турбина, якорь динамо-машины и оба насоса — для натрий-калиевого сплава и ртути (вес ротора всего 11,5 кГ). Размеры реактора 460X355 мм, его вес (без экранировки) равен 100 кГ*), вес всей установки (без экрана) 270 кГ, вес экрана 135 кГ, всего 405 кГ). Возможно создание варианта установки «СНАП-2» мощностью 6 кет, для чего с тем же реактором должны использоваться два одинаковых турбогенераторных преобразователя энергии мощностью по 3 кет. Общий вес такой установки будет равен примерно 410 кГ ).

По опубликованным сообщениям программа «СНАП-2» была прекращена в 1965 г., по одной версии — в связи с финансовыми ограничениями, по другой — вследствие встретившихся технических трудностей). Ряд фирм продолжает отрабатывать отдельные важнейшие узлы установки, в частности, турбогенератор и др.

На базе установки «СНАП-2» разработана более мощная установка того же типа «СНАП-8» электрической мощностью 30—35 кет. Тепловая мощность реактора этой установки 600 кет, что позволяет увеличить отдаваемую электрическую мощность до 60—70 кет при работе двух преобразователей энергии (турбогенератор) от одного общего реактора. Если установка «СНАП-2» была предназначена наряду с другими задачами для летных испытаний электроракетных двигателей, то установка «СНАП-8» должна быть использована для питания электроракетных двигателей космических ракет (возможная тяга двигателя примерно 50 Г, при сдвоенной установке—100 Г). Реактор установки «СНАП-8» (рис. 138) подобен по конструкции реактору «СНАП-2», но имеет значительно большее число

*) Astronautics, XII, 1960.

) Flight, 16. IX. 1960.

) В летном экземпляре реактора, построенном фирмой Атомикс Интернейшнл, число тепловыделяющих. элементов (стержней) уменьшено с 61 до 37. Вес реактора снижен до 90 кГ («Атомная техника за рубежом», 1961, № 3).

) Technology Week, 29. V. 1967, т. 20, № 22, стр. 36.

(211) более тонких (диаметр оболочки 14 мм) урановых элементов с целью увеличения теплоотдачи промежуточному теплоносителю; его рабочая температура (на выходе из реактора) повышена до 700° С. Схема установки «СНАП-8» изображена на рис. 139. Вес реактора примерно 250 кГ, вес противорадиационной защиты различен в зависимости от характера летательного аппарата; обязательная защита реактора весит 476 кГ). По проектным данным одной из установок «СНАП-8» ее общий вес должен равняться 1360 кГу из которых 33% приходится на вес радиатора и только около 18%—на долю реактора). Первое испытание реактора было произведено в ноябре 1963 г., к апрелю 1965 г. программа

предварительных испыта- ных элементов вынута (J. Space-ний была завершена, при- craft, VII, 1966, т. 3, № 7). чем реактор работал более

90% всего этого времени, около 500 дней (в том числе непрерывно более 5000 часов), из которых 100 суток — на максимальной мощности реактора 600 кет). Разборка реактора после испытаний выявила ряд дефектов. Целью доводки является обеспечение ресурса в 10000 часов непрерывной работы. Общее время работы установки к концу 1968 г. достигло 134 тыс. час., в начале 1969 г. ее мощность была доведена до 700 квт). В 1967 г. было высказано намерение заменить турбогенераторный преобразователь установки более простым и надежным термоэлектрическим с температурой горячего спая 1650°С).

*) AIAA J., I, 1963, т. 1, № 10, стр. 2355.

) Missiles and Rockets, 18. II. 1963.

®) J. Spacecarft, VII, 1966, т. 3, № 7, стр. 1099.

) Nucl. Engng, III—IV, 1969; Вопросы ракетной техники, № 11, 1968.

) Electronic News, 3. VII. 1967, т. 12, № 607, стр. 14.

Рис. 138. Активная зона ядерного реактора «СНАП-8». Часть топлив-

Больше продвинулись работы по третьей, наименее мощной установке «СНАП-10А», рассчитанной на электрическую мощность всего 500 вт ). Реактор этой установки тепловой мощностью 40 кет представляет собой, по существу, уменьшенную копию реактора «СНАП-2» (его длина 40 см, диаметр 36 см, диаметр активной зоны 22,8 см, вес 113 кГ, 37 топливных элементов диаметром 3,2 см и длиной 31,1 см, общий вес урана-235 458 кГ)). Однако система преобразования энергии совершенно

Рис. 139. Схема ядерной энергоустановки «СНАП-8».

1 — реактор, 2 котел-испаритель ртути (теплообменник натрий-калиевый сплав — ртуть), з — циркуляция натрий-калиевого сплава в первом контуре, 4 — турбина, 5 — конденсатор, 6 — циркуляция ртути во втором контуре, 7 — радиаторы, 8 — циркуляция натрий-калиевого сплава в третьем контуре, 9 — четвертый контур (охлаждения и смазки), 10 — циркуляция органического вещества в четвертом контуре (Machine Design, 1964, стр. 12).

иная — вместо турбогенераторной применена термоэлектрическая. В оболочку реактора заделаны горячие спаи 2880 термоэлементов, образующих слой толщиной 38 мм, а их холодные спаи передают тепло оребренному алюминиевому радиатору с помощью циркулирующего в замкнутом контуре жидкого металла — эвтектического сплава натрия и калия; его циркуляция обеспечивается магнитогидродинамическим насосом). К. п. д. преобразователя равен всего 1,43% ). Устройство установки «СНАП-10А» изображено на рис. 140, реактор установки — на рис. 141. Установка «СНАП-10А» первой из подобных установок США была подвернута летным испытаниям в орбитальном

) Space World, VI, 1966.

) Raumfahrtforschung, 1966, № 2, стр. 95. По другим данным вес реактора 125 кГ, общий вес 436 кГ (Astronautics and Aeronautics, X, 1965, стр. 60).

) SAE JL, III, 1966, стр. 92.

) Raumfahrtforschung, 1966, № 2, стр. 95.

полете (в апреле 1965 г.) вместе с ионными двигателями, о чем уже упоминалось в предыдущей главе. Установка работала в течение 43 суток (500 обращений вокруг

Рис. 140. Устройство ядерной космической энергоустановки «СНАП-10А». Внизу — циркуляционный контур натрий-калиевого, сплава с термоэлементами и указанием рабочих температур.

1 — радиатор термоэлектрического преобразователя, 2 — компенсатор термического расширения, 3 — опора крепления к ракете, 4 — насос теплоносителя, 5 — реактор, 6 — экранировка, 7 — ребра жесткости, 8 — трубопровод теплоносителя (натрий-калиевого сплава), 9 — приборный отсек, 10 — термоэлектрический элемент (кремний — германий), 11 — изолятор.

Земли) и затем самопроизвольно выключилась, причем за это время было генерировано более 500 квтч энергии); *)

*) Machine Design, 28. IV. 1966, стр. 14.

она будет оставаться на орбите более 4000 лет)- В 1966 г. были проведены длительные наземные испытания установки в течение 10 000 часов ), причем было выработано более 4000 квтч энергии. Кстати сказать, в Советском Союзе

энергетическая установка с ядерным реактором (на быстрых нейтронах) и термоэлектрическим преобразователем мощностью 500 вт была создана и пущена раньше, чем в США. Эта установка — «Ромашка»—запущена 14 августа 1964 г. и проработала более года непрерывно при высокой температуре

1770° С).

В зарубежной печати публикуются сведения и об исследованиях более мощных перспективных ядерно-реак-торных космических энергоустановок. Однако эти разведочные исследования в основном сводятся пока к анализу возможных и оптимальных схем установок, а также к теоретическому и экспериментальному исследованию элементов их рабочего процесса и основных конструктивных узлов. Разработка комплексных установок не ведется как по бюджетным причинам, так и вследствие отсутствия конкретных планов их использования в настоящее время; в теоретических изысканиях перспектив подобного использования фигурируют перспективные обитаемые межпланетные корабли с электрическими ракет-

*) Machine Design, 23. XII. 1965.

) «Атомная техника за рубежом», VII, 1966, № 7.

) «Правда», 1 сентября 1964 г.; «Советская Россия», 23 октября 1967 г.

Рис. 141. Реактор установки SNAP-10A.

1 — отражатель на реакторе (в нерабочем положении), 2 — узел крепления, з — насос теплоносителя, 4 — радиационный экран (гидрид лития).

ными двигателями, большие обитаемые орбитальные станции, лунные базы и др.

Наиболее известна программа США по созданию ядер-ной реакторной космической энергоустановки мощностью в диапазоне 300—1000 /сет, получившей в 1963 г. обозначение «СНАП-50/СПУР» в результате слияния двух существовавших до того программ «СНАП-50» (Комиссии по атомной энергии и НАСА) и «СПУР» (ВВС США) ). В основе энергоустановки лежит использование высокотемпературного твердофазного ядерного реактора на быстрых нейтронах тепловой мощностью 8—10 Мет) (его разработка пока не ведется) и термодинамического турбогенераторного преобразователя с циклом Ренкина. Этот преобразователь должен иметь три различных контура с циркулирующими в них жидкометаллическими теплоносителями (рис. 142). Расчетная продолжительность работы установки в космосе—10000 часов), некоторые важнейшие узлы установки (турбогенератор, насосы, теплообменники) уже прошли наземные испытания нужной длительности). Предполагаемый удельный вес установки 4,3— 3,5 кГ/квт. В 1965 г. программа разработки установки была прекращена в связи с бюджетными ограничениями); некоторые работы по этой установке ведутся без бюджетных ассигнований. Общая стоимость всех работ по установке значительна, она считается равной 1 млрд, долларов).

Публикуются сообщения и об исследованиях мощных ядерных космических энергоустановок с термоионным преобразователем, который считается перспективным для высокотемпературных реакторов,в особенности в случае установки элементов преобразователя непосредственно в активной зоне реактора). По одному из таких проектов («СНАП-70») рабочая температура должна превышать 1640°С). По другому проекту ядерное горючее (UO2) размещается в полом цилиндрическом молибденовом

*) New Scientist, 9. IX. 1965, стр. 620.

) Flugwelt, X, 1962, № 10.

) Technology Week, 17. IV. 1967, стр. 39.

) Aviation Week, 11. IX. 1967, стр. 96.

) Interavia Air Letter, 6. VII. 1965, № 5783, стр. 6. ) Missiles and Rockets, 10. II. 1964, стр. 24.

) J. Spacecraft, VII, 1967, t. 4, № 7, стр. 852 и др.

) Missiles and Rockets, 1962, t. 10, № 8.

Рис. 142. Принципиальная схема ядерной

катоде — эмиттере преобразователя, нагреваемом до 1700° С, а коллектор и замедлитель (ZrH) охлаждается до 700—800° С *). Аналогичная космическая ядерная энергоустановка с термоионным преобразователем в активной зоне реактора создается в ФРГ, ее электрическая мощность равна 30 /сет), вес равен 550 кГ, включая 15 кГ урана-235 ).

При достаточно большой мощности установки такая система может обладать наименьшим весом. Испытания термоионного преобразователя совместно с урановым реактором осуществлены в США в 1960 г.; пространство между электродами этого преобразователя было заполнено парами цезия, как об этом уже говорилось выше. Наибольшая полученная электрическая мощность испытанного преобразователя составляла 90 вт при удельной мощности 21 вт/см и рабочей температуре 1900° С. Эффективность преобразования тепла в электроэнергию составляла 10%. В другом аналогичном эксперименте применялся диод с плазмой благородного газа (аргона) при температуре катода 1620° С; расстояние между электродами составляло 5 мм. За рубежом подвергаются теоретическому и экспериментальному исследованию как эти, так и другие типы преобразователей атомной энергии в электрическую, в частности, с использованием образующейся высокотемпературной плазмы (газовой или металлической) в магнитогидродинамическом генераторе, о чем уже шла речь выше. Этот последний преобразователь считается выгоднее всех остальных при достаточно большой мощности, порядка сотен киловатт) и мегаватт, в частности, с использованием неравновесной ионизации (с «горячими» электронами)). Может оказаться выгодным и сочетание ядерного ракетного двигателя с магнитогидродинамической энергоустановкой ).

На X Международном астронавтическом конгрессе было сообщено о нескольких проектах мощных атомных энергоустановок для космоса. Одна из них (рис. 143) мощно-

—----

0 Реферативный журнал «Авиационные и ракетные двигатели», I, 1968, реф. 1.34. 191.^

) Вопросы ракетной техники, 1968, № 11.

) Mech. Engineering, I, 1969, т. 91, № 1, стр. 40.

) «Ракетная техника и космонавтика», VIII, 1967, т. 5, № 8, стр. 133.

) J. BIS I—И, 1963, стр. 62.

°) IEEE Trans, on Nuclear Science, 1963, т. 12, № 1.,

стью 1000 кет имеет длину 24 м и диаметр 2,4 м (эти размеры определяются радиатором, без него длина установки всего около 5 м). Тепловая мощность уранового реактора с керамическими тепловыделяющими элементами и гелиевым

Рис. 143. Проекты атомной космической энергоустановки мощностью 1000 кет (по докладам на 10-м Международном астронавтическом конгрессе). Сверху с жидким охладителем атомного реактора и промежуточным теплообменником — испарителем. Снизу — с газообразным охладителем атомного реактора (гелием), газовой турбиной и компрессором. Радиатор не показан.

охлаждением равна 7800 кет. Вес установки без экрана равен 5* Г, т. е. удельный вес 5 кГ/квт. Следует заметить, что по данным ряда зарубежных проектных изысканий увеличение мощности подобных установок до 20000 кет может снизить удельный вес до 3 кГ/квт и даже меньше).

0 Aerospace Engineering, XII, 1962.

В турбогенераторном преобразователе установки применена 12-ступенчатая газовая (гелиевая) турбина из молибдена, которая приводит во вращение 41-ступенчатый компрессор (большое число ступеней компрессора и турбины связано с малым атомным весом гелия) и индукционный генератор переменного тока частотой 400 ги, при скорости вращения 24000 об/мин. Через турбину протекает около 2 кГ гелия в секунду с температурой на входе 1450° К. Предполагаемый ресурс установки 10000 часов.

Установка другого типа, о которой было сообщено на конгрессе, имеет также электрическую мощность 1000 кет и турбогенераторный преобразователь тепловой энергии в электрическую, но ее рабочим веществом является уже не газ (с чем связана необходимость в громоздком компрессоре), а щелочной металл, в данном случае калий. Атомный реактор охлаждается жидким калием, который циркулирует с помощью насоса в замкнутом контуре и передает полученное в реакторе тепло другому рабочему веществу (им также является калий, хотя это и не обязательно) в теплообменнике. Это второе рабочее вещество испаряется в теплообменнике, расширяется в четырехступенчатой турбине, приводящей во вращение при 12.000 об/мин электрогенератор переменного тока частотой 2000 гц и напряжением 3000 в, и снова конденсируется в радиаторе рабочей поверхностью ~ 185* ж. Схема этой установки также показана на рис. 143. Снова из-за радиатора (кольцевого типа) размеры установки получаются большими — длина 21,5 м, диаметр 3,7 м. Вес этой установки (без экранировки) примерно 5900 кГ, из которых на долю радиатора приходится 2270 кГ и на долю электрогенератора 2040 кГ; реактор (без экрана) весит 450 кГ.

Мы говорили до сих пор о двух основных компонентах космической энергоустановки, именно, об источнике энергии и ее преобразователе. Однако любая такая установка, обеспечивающая питание электроракетного двигателя, обязательно содержит еще один важнейший узел, задачей которого является согласование электрической энергии, генерируемой энергоустановкой, с потребностями электроракетного двигателя. Ведь каждый данный двигатель нуждается в подводе тока строго определенных кондиций; сила тока, его напряжение, частота и т. п. должны отвечать нужным двигателю значениям, а часто и меняться во времени по заданным законам. Вот такое «кондиционирование»

подводимого тока и выполняет узел, который можно назвать «блоком регулирования и управления» (рис. 144). Этот блок обычно представляет собой весьма сложную

Отвод (диссипация) тепло о космос.

Рис. 144. Блок-схема космической энергоустановки с

электро ракетным двигателем.

электронную систему с большим числом входящих в нее преобразовательных, распределительных, регулирующих, блокирующих, защитных и других устройств, выполняемых в виде отдельных модулей. О его сложности можно

.W А:%' V?'** »QVT; Ш *

‘-/’У t\

* * ‘ * ,V *0, y* O' * 6' \*

« .u у xr*&ba*

N 1 , -■<■■■'■■ 44M«. Лл vwaav. |

' ** I - <U T

У * ' w ^ ? vv <V . . . 8 \ , * t <■ ^

* И'И 'Ц A-A,

*■ -Л-СДС* v «Kg X- %'WW./- s ,

% - > ' * w . ■^■''sss + а A ,

' , stm -r*' л '' „ j 'B * r

,. X К- - < —'*

' i , & < ^ <g?\

Рис. 145. Установка ионного электроракетного двигателя с блоком регулирования и управления, прошедшая ресурсные

500-часовые испытания:

1 — блок регулирования и управления, 2 — система подачи рабочего вещества (ртути) в двигатель, 3 — ионный двигатель с электронной бомбардировкой (Space/Aeronautics, VI, 1967, стр. 96).

судить хотя бы по рис. 145, на котором показана комплектная силовая установка с ртутным ионным электроракет-ным двигателем, прошедшим ресурсные испытания в течение 500 часов, о чем упоминалось в предыдущей главе. При

мощности двигателя 2,5 квт блок регулирования весил примерно 9 кГ, что соответствует удельному весу примерно 3,6 кГ/квт, тогда как удельный вес всей установки равнялся примерно 6,8 кГ/квт). Как видно, на блок регулирования приходится весьма существенная часть общего веса установки, что требует особо тщательного его проектирования, особенно усложняющегося в связи с необходимыми высоким к. п. д. (не менее 90%) и большим ресурсом в десятки тысяч часов непрерывной работы (блок кондиционирования установки рис. 142 обладает надежностью выше 96% при длительности работы 10000 часов). При этом требуется обеспечение оптимального сочетания характеристик, ведь сразу, например, не скажешь, что лучше: удельный вес блока 3 кГ/квт при к. п. д. 85% или 4 кГ/квт при к. п. д. 90%—тут нужны сложные оптимизационные расчеты. Как подчеркивается в зарубежной печати, разработка блоков регулирования и управлёния в США отстает от разработки энергоустановок и электроракетных двигателей, что может лимитировать внедрение таких двигателей в эксплуатацию.

Указывается, что если в настоящее время в США реально разрабатывается около 15 типов электроракетных двигателей и несколько энергоустановок для них, то ни одного разработанного проекта летного блока регулирования и управления нет).

Каковы возможные характеристики блока регулирования и управления и его место в комплектной электрора-кетной силовой установке, можно судить на примере перспективной установки такого рода с ядерной термоионной энергоустановкой мощностью более \ Мет и цезиевым ионным двигателем с удельным импульсом 5000 сек. Приведенные ниже в таблице данные основаны на расчетах, произведенных в США и относящихся к трем вариантам установки: 1-й вариант считается пессимистическим, он

относится примерно к современному уровню развития, 2-й вариант принят в качестве номинального (с учетом развития в течение ближайших двух —пяти лет) и 3-й — оптимистический вариант — предусматривает развитие в течение 5—10 лет.

*) Space Aeronautics, VI, 1967, стр. 96. ) AIAA Paper, 1967, № 67-52.

1-й вариант

2-й вариант

З-й вариант

Уд. вес

К.п.д.

Уд. вес

К.п.д.

Уд. вес

К.п.д.

кГ /кет

кГ/квт

кГ/квт

Энергоустановка ....

Блок регулирования . .

Двигатель........

Вся установка.....

38,4

18,1

76,5

83,5

Выбор электросиловой установки того или иного типа для использования с электроракетными двигателями зависит, естественно, от многих факторов: мощности, длительности работы, удельного веса (т. е. веса, приходящегося

>100

Термохимические (машинные) установки

Ядерно - реакторные установки

Ядерно -реакторные или

солнечные установки

Радио

изотопные

Солнечные

динамические

установки

установки

Солнечные или

радиоизотопные статические установки

______________ ____I__I_

*10мин /Омин-* *4< 1чае- сутки-J\<1неделя/м-р- А<>/года

-/час -/сутки -1 неделя -/м-р -/год

Длительность работы

Рис. 146. Оптимальные области применения космических энергоустановок (Ind. Appl. Isot. Pow. Gen. Joint Symp., 1966, Paper 3, 1967).

на 1 кет мощности) и др. В свою очередь многие из этих факторов зависят друг от друга. Так, например, удельный вес обычно сильно изменяется в зависимости от мощности, вида преобразователя энергии и проч. В частности, удельный вес атомных электросиловых установок ракет с реактором быстро уменьшается при возрастании мощности, как это показали исследования Штулингера и Зейт-

ца. Эти выводы согласуются с данными, относящимися к установкам «СНАП».

Примерные области оптимального применения различных «электростанций» ракет в зависимости от мощности и длительности работы показаны на рис. 146. Однако развитие электроракетных силовых установок, как и космической техники вообще, может существенно изменить оптимальные области использования по сравнению с современными представлениями. Может быть, об этом лучше всего говорит судьба рис. 74 первого издания настоящей книги — хотя этот рисунок представлял собой прогноз развития электроракетных двигателей (составленный в 1960 г.) на 1970 г. он во многом уже безнадежно устарел. Вполне .вероятно, что эта судьба постигнет и нынешний прогноз, приведенный на рис. 146. i

Окончательное решение о выборе типа космической «электростанции» зависит от многих факторов, а не только от мощности и длительности работы, как это сделано на рис. 146, в частности, оно зависит от удельных параметров энергоустановки (удельный вес, удельная мощность), ее надежности, стоимости, сложности в эксплуатации, особенностей конструкции и назначения космической ракеты и т. п. Однако, может быть, прежде всего такое решение будет определяться просто наличными возможностями, ибо разработка бортовых космических энергоустановок уже сейчас отстает от потребностей космонавтики и, несомненно, является одной из труднейших и важнейших ее проблем). Это отставание сдерживает и применение электроракетных двигателей. Но об этом — в следующей главе. *)



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



Блондинка за углом смотреть фильм
Маленькая Вера смотреть фильм
Любовь и голуби смотреть фильм