Схема установки «СНАП-8» изображена на рис. 139. Вес реактора примерно 250 кГ, вес противорадиационной защиты различен в зависимости от характера летательного аппарата; обязательная защита реактора весит 476 кГх). По проектным данным одной из установок «СНАП-8» ее общий вес должен равняться 1360 кГ, из которых 33% приходится на вес радиатора и только около 18%—на долю реактора2). Первое испытание реактора было произведено в ноябре 1963 г., к апрелю 1965 г. программа предварительных испытаний была завершена, причем реактор работал более
90% всего этого времени, около 500 дней (в том числе непрерывно более 5000 часов), из которых 100 суток — на максимальной мощности реактора 600 квг3). Разборка реактора после испытаний выявила ряд дефектов. Целью доводки является обеспечение ресурса в 10000 часов непрерывной работы. Общее время работы установки к концу 1968 г. достигло 134 тыс. час, в начале 1969 г. ее мощность была доведена до 700 кет4). В 1967 г. было высказано намерение заменить турбогенераторный преобразователь установки более простым и надежным термоэлектрическим с температурой горячего спая 1650°С5).
Больше продвинулись работы по третьей, наименее мощной установке «СНАП-10А», рассчитанной на электрическую мощность всего 500 вт Реактор этой установки тепловой мощностью 40 кет представляет собой, по существу, уменьшенную копию реактора «СНАП-2» (его длина 40 см, диаметр 36 см, диаметр активной зоны 22,8 см, вес 113 кГ, 37 топливных элементов диаметром 3,2 см и длиной 31,1 см, общий вес урана-235 4.8 кГ)2).
|
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.