Зазор между эмиттером и коллектором электронов заполняется при работе установки цезием, поступающим из специального резервуара. При температуре эмиттера 2000° К удельная мощность установки, полученная в ходе длительных, во много тысяч часов,
наземных испытаний в вакууме, составляла примерно 17 втсм2. На космическом аппарате предполагается установить пять описываемых преобразователей в фокусе параболического солнечного коллектора диаметром примерно 1,5 л1). По одному из сообщений печати2) преобразователь подобного типа работал при испытаниях более года при к. п. д. 20% и удельной мощности 60 втсм2, причем считается возможным достижение к. п. д. 30%. Ведутся исследования и такого «плазменного диода», в котором цезий содержится только в газообразной фазе, что устраняет необходимость в резервуаре жидкого цезия со сложной системой регулирования его температуры, и, таким образом, сильно упрощает термоионный преобразователь1).
Поскольку термоионный генератор работает в диапазоне более высоких температур, чем термоэлектрический, то логичной является мысль о сочетании обоих этих устройств преобразования тепла в электроэнергию. О создании подобного термоионного-термоэлектрического генератора в США сообщала зарубежная печать. «Отбросное» тепло первого генератора используется во втором, что, естественно, увеличивает к. п. д. преобразования примерно вдвое (в созданном образце мощностью 15 вт термоионный преобразователь работал при 1440° С, а термоэлектрический—при 500° С, общий к. п. д. достигал 10— 12%, тогда как для обоих составляющих преобразователей они равнялись 5—7%).
|
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.
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.
Кратковременно электротермические двигатели могут развивать еще значительно большие тяги, что может оказаться очень важным при маневрировании.