На корабле устанавливаются две такие батареи максимальной мощностью по 1 кет при напряжении 23—26,5. Вес обеих батарей со всем связанным с ними оборудованием равен 65,7 кГ. Рабочая температура элементов равна 38—60° С. Батареи подвергались длительным наземным испытаниям в течение 1100 часов2), а затем успешно работали на кораблях «Джеминай» в семи суборбитальных и орбитальных космических полетах в 1965 г. В качестве «побочного продукта» топливные элементы давали при работе воду, пригодную для питья космонавтов, в количестве примерно 0,47 лквтч. Были произведены специальные испытания на людях в течение двух недель, показавшие полную схожесть этой воды с дистиллированной.
Аналогичные топливные элементы фирма Дженерал Электрик предназначает для установки на так называемых биологических искусственных спутниках: при 30-дневном полете такого спутника общий вес топливной батареи составит 95 кГ, тогда как при установке обычных аккумуляторов он достиг бы 365 кГ3).
Водородно-кислородные топливные элементы с едким калием концентрацией 85% в качестве электролита устанавливаются и на трехместном космическом корабле «Аполлон», предназначенном для полета на Луну4). Эти элементы разрабатываются фирмой Пратт Уитни, использовавшей приобретенный ею английский патент Бэкона на новые, усовершенствованные двуслойные пористые электроды. Один, тонкопористый слой при работе элемента заполняется электролитом, а второй слой, с более широкими порами — газами, что создает развитую трехфазную границу газ — жидкость — твердый электролит для интенсивного протекания электрохимических реакций5).
|
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.