К. п. д. генератора 4,7%, горячие спаи его термоэлементов работают при температуре 565° С, холодные — 175° С. Для защиты от радиоактивного излучения при работе с генератором на земле в его корпус заливается более 1800 кГ ртути. Генератор «СНАП-1 А» предназначался лишь для наземных испытаний, для установки на космических аппаратах были разработаны менее мощные и более легкие генераторы.
Первым таким генератором, также с термоэлектрическим преобразователем, был «СНАП-3» (рис. 134) с 0,5— 0,7 Г полония-210 (период полураспада 138 дней); его мощность равна 2,4 вт, вес 2,3 кГ, размеры сравнительно невелики — высота 140 мм, диаметр 120 мм (без защитного кожуха), в нем используются 27 термоэлементов из теллурида свинца. Один из генераторов «СНАП-ЗА», но с заменой радиоизотопа полония на плутоний-238 с целью увеличения срока службы (период полураспада плуто-ния-238 равен примерно 90 лет), что привело и к некоторому увеличению мощности — до 2,7 вт1), был установлен на искусственном навигационном спутнике «Транзит-4А», запущенном на орбиту 29 июня 1961 г. (а также на другом спутнике «Транзит-4В», запущенном в ноябре 1961 г., где он проработал до июня 1962 г.); в начале 1968 г., через 6V2 лет, генератор все еще работал и рация спутника передавала на Землю сигналы2).
Плутоний-238 использовался и в генераторе«СНАП-9А», который был установлен на навигационном спутнике, запущенном в сентябре 1963 г., и на другом таком же, запущенном в декабре 1963 г.; в начале 1966 г. оба генератора продолжали работать. Мощность этого генератора 25 вт, вес 12,2 кГ3).
|
 Чтобы проиллюстрировать диапазон требующих учета факторов, можно привести пример. В случае применения турбогенераторных преобразователей энергии наличие вращающихся машинных частей (ротора) со значительным моментом инерции сильно усложняет проблему динамической стабилизации летательного аппарата, что может даже исключить возможность применения таких установок, в частности, на космических обсерваториях.
|
|
Подробнее...
|
 Поскольку именно вес электростанции является основным в общем весе электроракетной двигательной установки, то к. п. д. двигателя может оказаться решающим при выборе типа двигателя для применения на ракете данного назначения.
Необходимость оптимального выбора касается и «электростанций», питающей двигатели ракеты.
|
|
Подробнее...
|
 Кратковременно электротермические двигатели могут развивать еще значительно большие тяги, что может оказаться очень важным при маневрировании.
Одним из весьма важных факторов в выборе электроракетного двигателя является эффективность происходящих в нем преобразований энергии . Так, если к. п. д. самого двигателя, т. е. преобразования электрической энергии в кинетическую энергию реактивной струи, низок, то это приводит к значительному возрастанию мощности, а следовательно, размеров и веса бортовой электростанции.
|
|
Подробнее...
|
|
|
