В зарубежной печати публикуются сведения и об исследованиях более мощных перспективных ядерно-реакторных космических энергоустановок. Однако эти разведочные исследования в основном сводятся пока к анализу возможных и оптимальных схем установок, а также к теоретическому и экспериментальному исследованию элементов их рабочего процесса и основных конструктивных узлов. Разработка комплексных установок не ведется как по бюджетным причинам, так и вследствие отсутствия конкретных планов их использования в настоящее время; в теоретических изысканиях перспектив подобного использования фигурируют перспективные обитаемые межпланетные корабли с электрическими ракетными двигателями, большие обитаемые орбитальные станции, лунные базы и др.
Наиболее известна программа США по созданию ядерной реакторной космической энергоустановки мощностью в диапазоне 300—1000 кет, получившей в 1963 г. обозначение «СНАП-50СПУР» в результате слияния двух существовавших до того программ «СНАП-50» (Комиссии по атомной энергии и НАС А) И « СПУР» (ВВС США)1). В основе энергоустановки лежит использование высокотемпературного твердофазного ядерного реактора на быстрых нейтронах тепловой мощностью 8—10 Мет2) (его разработка пока не ведется) и термодинамического турбогенераторного преобразователя с циклом Ренкина. Этот преобразователь должен иметь три различных контура с циркулирующими в них жидкометаллическими теплоносителями (рис. 142). Расчетная продолжительность работы установки в космосе—10000 часов3), некоторые важнейшие узлы установки (турбогенератор, насосы, теплообменники) уже прошли наземные испытания нужной длительности).
|
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.