Конечно, и эту работу можно было бы возложить на электроракетные двигатели, но применение ядерного двигателя на этом этапе гораздо выгоднее — он обеспечивает быстрое пересечение опасного радиационного пояса Земли, что уменьшает необходимую противорадиационную защиту корабля и, значит, его вес, а также сильно сокращает общую длительность полета. Как только достигается вторая космическая скорость, ядерный двигатель останавливается и включается электроракетный; в исследованиях принят ионный двигатель с ядерной реакторной термоионной энергоустановкой. Этот двигатель работает с постоянной
тягой (не самый выгодный вариант, как отмечалось выше) в полете по гелиоцентрической орбите вокруг Солнца. Затем следует участок дрейфа с остановленным двигателем, снова включается ионный двигатель, осуществляющий выход к орбите Марса и спиралевидное снижение (подробнее об этом рассказано в гл. 10) до близкой околомарсианской «орбиты ожидания». Еще до того, как достигается эта орбита, от корабля отделяется «марсианский посадочный модуль», снабженный термохимическим ракетным двигателем и всем необходимым для пребывания двух-трех членов экипажа на Марсе в течение 30—40 суток.
За это время оставшиеся члены экипажа проводят необходимые регламентно-ремонтные работы по ионному двигателю и всем системам корабля. Взлетевший с Марса «посадочный модуль» стыкуется на «орбите ожидания» с кораблем, и все происходит в обратном порядке — ионный двигатель по спирали удаляет корабль от Марса, затем движет его по гелиоцентрической орбите и приближает к Земле с переходом на геоцентрическую «орбиту ожидания» на высоте примерно 100000 км, т. е. вне опасного радиационного пояса. Здесь происходит встреча и стыковка с прибывшей с Земли термохимической ракетой, осмотр и дезинфекция (биологическая и радиоактивная) экипажа, а затем ракета, взяв с собой экипаж, возвращается на Землю.
|
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.