Кстати сказать, продолжительность полета, хотя это и кажется на первый взгляд парадоксальным, в этом случае мало зависит от ускорения, создаваемого двигателем, и, следовательно, от его тяги. О причинах этого интересного явления будет подробнее сказано в гл. 10. Поэтому сила тяги может быть небольшой; она принята в этом примере равной 46,8 кГ, что соответствует начальному ускорению 1,06 "104 g для корабля со взлетной массой 435 г. Из этой массы полезный груз (предполагается наличие экипажа) составляет 150 г (34,5% взлетной массы!
Недосягаемая мечта для термохимических ракет), масса силовой установки 93 г и рабочего вещества 192 т (это вещество будет расходоваться в количестве всего 3,83 гсек). Энерговооруженность корабля составляет 0,3 квткГ, мощность силовой установки 27 900 кет. Скорость истечения избрана равной 120 кмсек (оптимальное значение), т. е. удельный импульс равен 12 200 сек. В подобном межпланетном полете, характеризуемом большой конечной скоростью корабля (72 кмсек), даже сравнительно небольшое отклонение от оптимальной величины удельного импульса недопустимо, так как приводит к существенному уменьшению полезного груза. Корабль достигнет Марса через 300 дней, обратный полет к орбите Земли (при начальном ускорении 1,4 104 g) займет 260 дней. Следовательно, в отношении продолжительности полета такая ракета будет немногим отличаться от термохимической, намного превосходя ее в отношении полезного груза.
|
 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.
|
|
Подробнее...
|
 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.
Необходимость оптимального выбора касается и «электростанций», питающей двигатели ракеты.
|
|
Подробнее...
|
 Кратковременно электротермические двигатели могут развивать еще значительно большие тяги, что может оказаться очень важным при маневрировании.
Одним из весьма важных факторов в выборе электроракетного двигателя является эффективность происходящих в нем преобразований энергии . Так, если к. п. д. самого двигателя, т. е. преобразования электрической энергии в кинетическую энергию реактивной струи, низок, то это приводит к значительному возрастанию мощности, а следовательно, размеров и веса бортовой электростанции.
|
|
Подробнее...
|
|
|
