ідносної маси транспортного корабля
від питомої імпульсу при переході на геостаціонарну орбіту:
1 - двигуни великої тяги; 2 - двигуни малої тяги
В
Початковою маса КА - на вихідній орбіті складається з маси корисного навантаження М , маси бортовий енергоустановки М 2 , маси робочої речовини М 3 і маси ЕРД М 4 (прискорювач, система подачі робочої речовини, вузли кріплення і т.д.):
(1.9)
М 2 + М ь + М 4 .
Якщо тяга двигуна залишається постійною протягом усього часу перельоту t , то масу робочого тіла можна визначити за формулою
В
M 3 = Ft / v , (1.11)
а масу ЕРД - за формулою
М 4 = аМ 3 .
Об'єднуючи (1.9) - (1.11),
масу КА у початковій навколоземній орбіті визначаємо з виразу
Провівши диференціювання, знаходимо оптимальне значення швидкості, відповідне при заданій масі корисного навантаження М мінімального значенням стартовою маси М про :
(1.12)
Наприклад, при
Підводячи підсумки, сформулюємо ще раз основні відмінні особливості ЕРД як самостійного класу космічних двигунів: поділ джерела енергії та робочої речовини, можливість отримання високих швидкостей закінчення, мала величина прискорень, тривалий час перельоту при використанні ЕРД в якості маршових двигунів, оптимальна швидкість витікання.
Робочі характеристики ЕРД
Тяга двигуна в разі постійної витрати дорівнює
В
Електричні ракетні двигуни і перспективні рухові установки інших типів
Електричні ракетні двигуна являють собою надзвичайно гнучкі системи, робочі процеси в яких вельми чутливі Навіть до невеликої зміни параметрів. У ЕРД різних типів залежно від поставленої конкретного завдання можуть по-різному поєднуватися різні механізми прискорення робочої речовини. Тому розробники ЕРД повинні мати ясні уявлення про ефективних способах організації робочих процесів і навчитися творчо використовувати їх при вирішенні конкретних завдань.
Вкажемо лише основні класи ЕРД, робочі процеси в яких розрізняються принциповим чином.
1.Іонние, або електростатичні, ЕРД.
2.Двігателі з азимутним дрейфом електронів.
3.Сільноточние двигуни.
4. Теплообмінні електричні ракетні двигуни. p> Відповідно з цим поділом і побудовані наступні розділи книги.
Зупинимося на аналізі питання, яке місце можуть зайняти двигуни цього типу серед інших перспективних ракетних двигунів.
Хімічний двигун, що працює на киснево-водневому паливі, забезпечує швидкість витікання до 4,69-10 3 м/с. Найбільш високоенергетичне паливо фтор-водень має питомою енергією 12,9 кДж/г, що відповідає швидкості закінчення 5,41-10 3 м/с.
Ще вищі швидкості закінчення можна отримати, якщо використовувати в якості палива ракетних двигунів вільні радикали і Метастабільний пальне. Наприклад, рекомбінація атомарного водню в стані забезпечити питому енергію W = 218 кДж/г і відповідно швидкість v K = 2,17-10 4 м/с, розпад трехатомного гелію - енергію W = 478 кДж/г та швидкість v K = 3,22 - Ю 4 м/с. Однак щоб забезпечити отримання, зберігання і управління реакцією горіння цих перспективних палив, буде потрібно вирішити ряд надзвичайно важких технічних проблем. Наприклад, атомарний водень необхідно зберігати в матриці з твердого водню при температурі 0,2 К в магнітному полі з індукцією 3 Тл [7].
Твердофазні ядерні енергоустановки можуть працювати при температурах до 2400-2500 В° С, що при використанні водню як робочої речовини забезпечить швидкість витікання до 9,2-10 4 м/с. Ще більш високу швидкість витікання - до 1,5-10 4 - 6,1-10 4 м/с, можна буде отримати, перейшовши до ядерних двигунів з газофазной активної зоною.
Наступний великий крок у цьому напрямку буде пов'язаний із створенням ракетних двигунів, що працюють на реакції термоядерного синтезу ( W = 4,2-10 8 кДж/г, v к = 3-Ю 7 м/с).
Слід зауважити, що розробка розглянутих тут перспективних ракетних двигунів зажадає набагато більших зусиль, ніж це було у випадку ЕРД. Електричні ракетні двигуни можуть працювати в складі бортових енергодвігательних установок, що використовують сонячні батареї або ядерні реактори. Сонячні або ядерні рухові установки з ЕРД мають питому масу 10 - 50 кг/кВт...
