Техника - молодёжи 1973-04, страница 56

сков, при длительной эксплуатации стартовой системы. Такими операциями, например, могут быть:

— регулярный запуск исследовательских автоматических космических аппаратов к различным планетам;

— запуск грузовых десантных аппаратов для обеспечения будущих баз на Луне и планетах.

По-видимому, в будущем возможны и другие области применения такой стартовой системы на орбитах ИСЗ, орбитах спутников планет и на поверхности Луны и планет без атмосферы.

На рисунке 3 приведен график зависимости суммарного веса EG груза, выводимого на орбиту ИСЗ, от количества запусков N для различных систем разгона космического аппарата. Видно, что для скорости раз- _а гона AV = 4 км/сек система с электрокатапультой *

требует меньших затрат веса по сравнению с лучши- ^ф

ми вариантами ЖРД и ЯРД при числе запусков бо- z лее 10—30. При больших потребных скоростях разго- 5а на весовые преимущества электрокатапульты проявля- £ ются заметнее. g

Специальные системы электропушки проследят за g необходимой точностью выведения аппарата на расчетную траекторию. Особые требования должны предъ- Зс являться к конструкции поддерживающей фермы для Ц обеспечения необходимой жесткости «ствола» в момент «выстрела». Это требование может явиться серьезной проблемой при создании электрокатапульты. Сравнительно краткое время «выстрела» (At « 0,5 сек.) и большой момент инерции такого гигантского сооружения размером 1 км, по-видимому, не вызовет серьезных затруднений в угловой стабилизации в момент «выстрела». Система коммутации электропитания соленоида должна обеспечивать необходимую программу разгона с постоянным предельно допустимым ускорением и отсечку электропитания соленоида при достижении расчетной скорости разгона. Предварительные ориентировочные оценки показывают, что принципиально возможно создание систем, обеспечивающих точность выведения аппарата, сопоставимую с точностью выведения современных ракетных систем. Если же точность мала, потребуются дополнительные затраты рабочего тела на коррекцию траектории, и это несколько уменьшит эффективность электрокатапульты.

На рисунках:

Рис. 1. Зависимость длины катапульты (в км) от приращения скорости аппарата (в км^сек) для различных значений допустимой перегрузки. Широкие полосы обозначают ориентировочные диапазоны допустимых перегрузок для (сверху вниз) космонавта (штри хованная линия — для космонавта в перспективном противоперегрузочном гидрокостюме), современной и будущей специально спроектированной аппаратуры. Астрономические символы планет внизу показывают, каково должно быть приращение скорости аппарата, чтобы, он достиг Луны, Венеры, Марса и Юпитера.

Рис. 2. Зависимость мощности энергоустановки (в кет) от времени накопления энергии для разгона аппаратов различного веса до АУ=4 км]сек при к.п.д. системы г\=0,9. Условные картинки в квадратиках символизируют различные веса аппаратов.

Рис. 3. Зависимость веса выводимого на орбиту ИСЗ (космический аппарат плюс катапульта или ракетные блоки) от числа пусков КА для различных систем разгона: жидкостных ракетных систем на современных высококипящих компонентах (ВК); на компонентах «керосин и жидкий кислород» (К+О2); на компонентах «жидкие водород и кислород» (Н2+О2); ядерных ракет (ЯРД) с водородом в качестве рабочего тела; электрокатапульты (ЭК). Вес КА — 5 т, разгон до A V=4 км!сек.

> d 5 Ц ш 20

$ ПРИРЩЕНИЕ СКОРОСТИ КА

5000

ЧАСЫ

ЗК

N

5 10 15 20 2S* 30

КОЛ-ВО ПУСКОВ КА