Наиболее совершенным из термоэлектрических радиоизотопных генераторов США является « СНАП-27» мощностью 50 вт на плутонии-238 (рис. 135). Он предназначен для контейнера с научным оборудованием, который должен быть оставлен космонавтами на Луне после старта корабля «Аполлон» в обратный рейс к Земле.
Как утверждают специалисты фирмы Дженерал Электрик, разрабатывавшие генератор, он сможет развивать мощность 70—75 вт в течение первого года работы на Луне и 65 вт после этого, и является наиболее мощным из всех радиоизотопных космических генераторов США1). Указывается, что по удельной мощности (3,2 вткГ) этот генератор впервые оказывается конкурентоспособным с солнечными батареями. Для уменьшения веса генератора (20,8 кГ2)) его корпус (цилиндр диаметром 152 мм и высотой 457 мм)t как и лопасти радиатора, изготовлены из бериллия3). Температура горячего спая термоэлементов (теллурид свинца) достигает 600° С, холодного спая — 270° С. Наибольшая рабочая температура поверхности капсулы с изотопом 760°С2). Еще более мощным будет разрабатываемый в настоящее время генератор «СНАП-29» мощностью 400 вт4), может быть, даже 500 вт5). Этот генератор весом примерно 180 кГ (размеры 1067X990 мм6)) работает на полонии-210 и предназначен для короткоживущих (14—90 дней) искусственных спутников и обитаемых орбитальных станций.
По литературным данным, только один из радиоизотопных генераторов «СНАП» имеет термоионный преобразователь— «СНАП-13» мощностью 12 вг и весом 1,8 кГ (по другим данным 2,1 кГ) на кюрии-242. Работы по этому генератору начаты еще в 1963 г.7); он представляет собой цилиндр высотой 150 мм и диаметром 76 мм8).
|
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.