4
Полет к Луне с захватом на
орбиту высотой Н л = 200 км
с орбиты Земли h 3 = 200 км
Полет к Марсу с захватом на
орбиту высотой h м = 200 км
с орбиты Земли h 3 = 200 км
Полет с орбиты Земли высо-
той А 3 = 200 км к планетам
юпитерианской группы:
а) к Юпитеру с захватом на
орбиту высотой h ю и ООО км
б) к Плутону без захвата на
орбиту вокруг него
* 9,5
5,7
* 0,04
0,26
0,26
0,15
24
8,5
3.10" 4
6 • Ю- 2
весе могли развивать тягу, необходимую для вывода КА
на орбиту. В соплах этих двигателей происходит разгон
продуктов сгорания высококалорийных смесей. Сущест-
вует простая формула для подсчета максимально дости-
жимой скорости истечения струи для данного случая:
"max = V 2xkT/(x—\)M.
Здесь Т — температура в камере сгорания, М —
средняя масса молекул — продуктов реакции, % — так
называемый показатель адиабаты \ k — постоянная
Больцмана (1,38- Ю -23 Дж/град). Значение скорости ис-
течения струи, рассчитанное по этой формуле, соответ-
ствует к.п.д. двигателя, равному 100%.
1 Для одноатомных газов Х = 5/3, для двухатомных — 7/5.
Как видно, скорость истечения струи прежде всего
определяется начальной температурой Т и средней мас-
сой молекул М. Физически это совершенно понятно,
поскольку в сопле за счет столкновений молекул друг с
другом их хаотическая (тепловая) энергия переходит в
кинетическую энергию направленного движения. При
этом одной и той же кинетической энергии соответствует
тем большая скорость, чем меньше масса молекул. Та-
ким образом, выбирая топливо для термохимического
двигателя, необходимо, с одной стороны, брать более
калорийные смеси, а с другой — такие, продукты
реакции которых обладают малым молекулярным
весом.
В табл. 3 приведены некоторые наиболее эффектив-
ные комбинации «окислитель—горючее», соответствую-
щие им максимальные скорости истечения продуктов ре-
акции и достигаемые температуры.
Т а б л и ц а 3
Предельные скорости истечения и температуры в камере сгорания
при использовании двухкомпонентного топлива
Окислитель — горючее
" m a x , КМ/С