Точно так же и в любом межпланетном полете электроракетные двигатели малой тяги будут всегда сотрудничать с термохимическими или ядерными двигателями большой тяги (или с теми и другими вместе1)), которые будут использоваться на участках взлета и посадки, т. е. между планетой и низкой планетоцентрической орбитой. Зона действия электроракетных двигателей — гелиоцентрический участок полета. Кстати сказать, анализ межпланетных траекторий такого рода с целью получения максимального полезного груза очень не прост и выполняется с помощью трудоемких расчетов на электронных машинах2).
Электроракетные двигатели лунных грузовых ракет также должны рассчитываться, очевидно, из условия обеспечения максимально возможного полезного груза. Продолжительность полета не играет, очевидно, большой роли и составит примерно два месяца, точнее, 52 дня (4,5е 106 сек). Если полезный груз равен 100 т при полной массе ракеты при взлете с околоземной орбиты 136 г, то остальные 36 г распределятся следующим образом: 19 г — масса энергетической установки и 17 г — масса рабочего вещества. Конечная (характеристическая) скорость составляет всего 8 кмсек; такая небольшая величина расширяет диапазон выбора оптимального удельного импульса (как показывает теория, чем больше конечная скорость, тем важнее выдержать точное значение удельного импульса); в данном случае принято значение скорости истечения 60 кмсек (удельный импульс примерно 6100 сек). Тяга двигателя равна 19,7 кГ, мощность ракетной «электростанции» 5700 кету расход рабочего вещества 3,22 г!сек, начальное ускорение ракеты 1,45.
|
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.