Bayangkan sebuah pesawat ruang angkasa (SC), bagian depannya terdiri dari kerucut pusat fairing dan saluran masuk gas annular di sepanjang tepinya, sedangkan rasio luas pangkal kerucut dan saluran masuk gas annular dipilih untuk memastikan pemanasan minimal hidrogen, yang membentuk sebagian besar gas yang memasuki saluran masuk gas, saat pesawat ruang angkasa bergerak melalui atmosfer planet. Situasi yang ideal adalah penolakan total terhadap kerucut fairing, tetapi elemen ini menyembunyikan di balik mekanisme dan perangkat pesawat luar angkasa serta tangki hidrogen komersial, oleh karena itu, jika memungkinkan, harus sekecil mungkin tetapi tidak boleh memiliki area nol.
Mari bagi aliran masuk hidrogen menjadi dua, perbandingan massa yang akan kita buat nanti. Mari kita bahas aliran pertama dengan kompresi signifikan yang tajam dengan mempersempit saluran yang melaluinya mengalir dan, sebagai konsekuensinya, meningkatkan suhu aliran secara signifikan. Pada saat yang sama, ini akan mendinginkan aliran pertama dengan mengorbankan aliran kedua. Ketika tekanan tertentu dari aliran pertama tercapai, kami mengeluarkannya dari jalur pertukaran panas dan mengarahkannya ke pemuaian tajam, yang mengarah ke kondensasi. Hasil dari proses ini adalah pencairan hidrogen di atmosfer yang dikirim ke pesawat ruang angkasa, yang dikirim ke tangki hidrogen komersial.
Aliran kedua hidrogen yang dipanaskan oleh yang pertama diarahkan ke mesin nuklir fase padat aliran langsung di mana kita memanaskannya ke suhu yang lebih tinggi 3000
dan mengeluarkannya dari sisi belakang pesawat ruang angkasa melalui nosel dengan dorongan khusus I_{SP}=9.0/
untuk mengimbangi ketahanan atmosfer dan meningkatkan massa pesawat ruang angkasa karena hidrogen komersial.
Ciri yang menarik dari gerakan semacam itu adalah bahwa rumus Tsiolkovsky tidak berlaku untuk itu, karena selama gerakan tertentu kecepatan pesawat ruang angkasa tetap konstan dan hanya massanya yang berubah.
Mari kita tentukan berapa yang seharusnya menjadi rasio massa antara dua aliran hidrogen, dengan mengabaikan berbagai kerugian yang terkait dengan ketidaksempurnaan desain.
V1=15.061/
, V_E=2.590/
, V_{atm}
:
m_1
:
2.385(6)
1.385(6)
, 1.0
.
.
V_H=5.933/
, V_{UE}
, :
m_2
:
m_3
, :
1.0
5.209
, .
32,2 . , , .
( ) , , , .
, , .
+6.0/
, ( ), . . - .
Tahap kedua mempercepat Pengumpul Oksigen yang diisi dengan hidrogen komersial hingga kecepatannya +2.6/
, juga di perisentrum planet, tetapi dalam satu tahap. Setelah mencapai kecepatan yang diperlukan, tahap kedua memisahkan diri dari Pengumpul Oksigen dan segera memulai manuver pengereman untuk kembali ke orbit planet yang sangat elips, di mana, seperti tahap pertama, ia melakukan manuver pengereman udara di atmosfer planet.
Dengan demikian, 32.2
Pengumpul Oksigen yang diisi dengan hidrogen komersial dikirim pada penerbangan musim panas, dan pesawat ruang angkasa yang dirancang untuk beroperasi di atmosfer Uranus tidak meninggalkan sekitar planet ini.