Ядерный ракетный двигатель схема

Путешествие к Марсу посредством современных жидкостных ракетных двигателей без использования каких-либо других средств создания приращения скорости летательного аппарата потребует около двух лет полета, а стартовая масса такого аппарата превысит 1500 т. Чтобы сократить как время полета, так и стартовую массу летательного аппарата, необходимо создать новые, более экономичные и легкие двигательные установки, развивающие большую тягу и отличающиеся более высокой удельной тягой.
Требуемое для осуществления межпланетных перелетов ускорение может быть достигнуто с помощью лишь нескольких типов двигателей, среди которых криогенный жидкостной двигатель на компонентах кислород-водород, ядерные ракетные двигатели, а также гипотетические схемы двигателей, использующие термоядерную реакцию.
Наилучшие перспективы на ближайшие два десятилетия для осуществления относительно непродолжительных (около года или меньше) полетов имеют ядерные тепловые двигатели с твердой или газообразной активной зоной.
В отечественной технике они именуются, следуя собственной терминологии, твердофазными и газофазными. Исходными в классификационной схеме ядерных ракетных двигателей (ЯРД) являются двигатели, использующие тепловую и кинетическую энергии продуктов ядерных реакций. В свою очередь они делятся на реакторные, импульсные, радиоизотопные, аннигиляционные. Реакторные подразделяются на энергоустановки с использованием деления ядер и с синтезом ядер — термоядерные. Системы с делением ядер разделяются на твердофазные, газофазные и коллоидные. Двигатели твердофазные и радиоизотопные испытаны на стендах.
Значения удельной тяги, удельной массы, а также отношения тяги к массе этих двигателей выглядят весьма привлекательными.
Ядерный ракетный двигатель использует энергию, выделяющуюся при разложении ядерного «горючего», для нагревания рабочего вещества. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, в котором происходит реакция деления атомных ядер. Отпадает необходимость в окислителе.
Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер.
Удельная массовая энергия искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем у химических топлив. Однако применение подобных двигателей на ракетных летательных аппаратах связано с трудностями, так как изотопы выделяют энергию постоянно.
Ядерные реакторы деления используют энергию изотопа урана-235. Ядерное горючее уран-233, -235, -238, плутоний-239 значительно дешевле изотопного, обладает на порядок большей удельной массовой энергией и позволяет регулировать процесс тепловыделения. В качестве рабочего тела могут быть применены жидкий водород, аммиак, гидразин. Удельные импульсы соответственно — 900, 500, 450 с.
Практические разработки ядерных двигателей, использующих твердое ядерное горючее были начаты одновременно с введением в строй первых атомных электростанций в 1953 г.
В космосе уже побывали американская установка «Снап-ЮА» и советская «Топаз».
Двигатели, использующие термоядерную реакцию синтеза, обладают уникальными характеристиками: удельный импульс превышает 18 000 секунд, причем для работы используется водород, который является основным компонентом окружающей космической среды.
Поиски путей использования ядерной энергии в реактивных двигателях в США начались вскоре после открытия цепной реакции в 1942 г. В конце 50-х гг. ВВС и Министерством энергетики была развернута программа «ПЛУТО/ТОРИ» (PLUTO/TORY), нацеленная на создание ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя для самолета-носителя больших ракет с ядерными боеголовками. В начале 60-х годов программа была свернута ввиду появления компактных конструкций ракет, не требующих создания специального самолета-носителя. Рассматривалось также создание боевых ракет с ядерным ракетным двигателем, однако достигнутое сокращение размеров головных частей с ядерным зарядом сделало возможным использование для этих целей ракетных двигателей системы «Атлас». В общем, идея создания ядерных двигателей не относится к разряду новых.
Начиная с 1955 г., и до 1973 г. США вложили 1,5 млрд. долл. в программу разработки ядерного ракетного двигателя.
Идея была простой: поскольку вторая степень удельной тяги обратно пропорциональна молекулярной массе топлива, ядерный двигатель, в котором нагревается рабочее тело с низкой молекулярной массой, будет иметь большую удельную тягу, нежели двигатель, в котором тепло получается в результате химической реакции между двумя компонентами топлива. Предварительный анализ возможных вариантов рабочих тел быстро сузил круг кандидатов до одного — водорода, имеющего наименьшую молекулярную массу.
Работы по созданию ядерного ракетного двигателя «НЕРВА» (NERVA — Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) были начаты в 1960 г. совместно с Комиссией по атомной энергии. Полученные в самом начале работ по программе «Ровер» (Rover) в Лос-Аламосской лаборатории обнадеживающие результаты послужили поводом для того, чтобы президент Кеннеди в своей известной речи в 1961 г., посвященной планам высадки на Луну, призвал к ускорению работ по созданию ядерных ракетных двигателей, «которые обещают новые возможности в осуществлении еще более заманчивых и беспрецедентных по масштабам исследований космоса, вероятно, за пределами лунной орбиты, может быть даже самых удаленных областей Солнечной системы».
Спустя восемь лет, весной 1969 г. были завершены наземные испытания «Экс-Ф Прайм» (XF Prime), прототипа ядерного двигателя. Затем, через месяц после приземления «Аполло 11», Вернер фон Браун воспользовался представившейся ему возможностью выступить в Сенате, чтобы сообщить о ключевой роли, которую может сыграть проект «НЕРВА» в осуществлении планов США совершить пилотируемый полет к Марсу. В январе 1973 г., несмотря на выдающиеся достижения в области космической техники, изменение приоритетов в стратегии развития американской науки и техники заставило НАСА отказаться от своих планов осуществления пилотируемых межпланетных полетов и создания для этих целей ядерных ракетных двигателей.
НАСА снова рассматривает технические условия и возможности для проведения полетов на Марс и создания там базы.
Кроме программы «НЕРВА», нацеленной на разработку ядерных двигателей с твердой активной зоной, в сфере исследовательской деятельности находился ядерный двигатель с газообразной зоной, удельная тяга которого лежит в диапазоне 1500-1600 с.
Проект «Ровер» стал основой для разработки ядерных ракетных двигателей, предназначенных для пилотируемого полета на Марс.
То, что пытаются сделать, представляет собой летный вариант компактного, размерами с письменный стол, реактора, мощность которого соответствует приличной гидроэлектростанции.
В Центре им. Льюиса были проведены оценки различных схем ядерных двигателей применительно к полету на Марс с возвращением корабля на Землю. Рассматривались: схема ядерного двигателя с твердой активной зоной и три схемы с газовой активной зоной — с регенеративным охлаждением элементов двигателя, со сбросом тепла в космос посредством излучателя и с прозрачными стенками, ограничивающими активную зону (типа «лампа»). Были подсчитаны массы космических кораблей, стартующих к Марсу с околоземной орбиты, для различных по своим задачам экспедиций — краткосрочная экспедиций без высадки на Марс продолжительностью не более 200 суток и научно-исследовательская экспедиция с обстоятельным изучением планеты в течение 40-дневного пребывания на ней, посредством оставляемого на Марсе специального мобильного блока массой 140 т.
Согласно расчетам, схема ядерного ракетного двигателя с регенеративным охлаждением и замкнутая цепь (или схема «лампа») позволят осуществить такую экспедицию приблизительно за год, а краткосрочную — за 150 суток, при стартовой массе 130 т. Обеспечивающая большую удельную тягу схема со сбросом тепла в космос посредством излучателя позволит осуществить научно-исследовательскую экспедицию за 200 суток, при стартовой массе 130 т, а краткосрочную — за 80 суток, при стартовой массе 90 т. Во всех расчетах рассмотренных схем, реализация которых намечалась не ранее 2000 г., закладывались данные, соответствующие уровню развития техники того времени, когда проводились оценки.
В 50-е гг. ядерные двигатели с газовой активной зоной привлекли внимание специалистов благодаря своим высоким характеристикам: в то время удельная тяга оценивалась величиной 6000 с при тяге, достигающей 130 кг.
В 60-х гг. рассматривалась замкнутая и открытая схемы ядерных двигателей с газовой активной зоной.
Реализация открытой схемы представляется более простой: необходимо лишь обеспечить требуемое содержание ядерного горючего путем соответствующей организации течения рабочего тела и управления реактором.
Несмотря на обнадеживающие результаты экспериментальных исследований схем газофазного ядерного двигателя в 60-е и 70-е гг., почти все подобные исследования были прекращены в 1975 г. Чтобы получить окончательное заключение о технической возможности создания двигателей с газовой активной зоной, необходимо провести комплексные научно-исследовательские и опытно-конструкторские испытания. Пока неизвестны другие схемы ракетных двигателей, которые используют в качестве топлива добываемые на Земле вещества и которые позволят совершить полет к Марсу с возвращением на Землю в относительно короткие сроки.
Удельная тяга электрореактивного двигателя более высокая и лежит в диапазоне 850-4400 с, однако в области создания таких двигателей еще не вышли за рамки лабораторных исследований. Согласно расчетам, межорбитальный аппарат, снабженный электро-ядерным ракетным двигателем, сможет доставлять с околоземной орбиты на геостационарную груз массой в три раза больший, чем с жидкостными двигателями на криогенных компонентах. Однако из-за низкой тяги электрореактивного двигателя продолжительность такой транспортировки увеличится до 200-400 суток, что может оказаться совершенно неприемлемым для некоторых грузов ввиду длительного нахождения в поясе Ван Аллена. Научно-исследовательские работы по созданию такого двигателя ведутся в лаборатории космической техники ВВС США и должны быть завершены к 2000 г.
Применение ядерных двигателей с непосредственньм преобразованием тепловой энергии в механическую (кинетическую) в межорбитальном аппарате позволит увеличить массу полезного груза в два раза по сравнению с аналогичным аппаратом, снабженным криогенным жидкостным двигателем, при сохранении такой же продолжительности перелета (порядка 5 ч) с низкой орбиты на геостационарную. Согласно оценкам, удельная тяга подобного двигателя составит 1000 с, при сохранении такой же высокой, как и у криогенного жидкостного двигателя, тяги. Недостатком двигателя является радиоактивное излучение, основным источником которого служит активная зона ядерного реактора.
Летом 1985 г. по инициативе ВВС была развернута программа «Проджект Форкаст 2» (Project Forecast 2), нацеленная на поиск новых схемных решений с исключительно высокими характеристиками. В фокусе исследований оказалось создание безопасного компактного ядерного двигателя для межорбитального транспортного аппарата. В это время в Лаборатории космической техники проводились исследования по разработке, изготовлению и испытаниям двигателя с делящимся веществом в виде мелких частиц.
Особое внимание уделено предотвращению нежелательных воздействий реактора на биосферу Земли при аварийном прекращении полета.
Опыт, накопленный в ходе работ по проекту «Ровер» и программе «НЕРВА», показывает, что риск, связанный с конструкцией ядерной двигательной установки и ее эксплуатацией, может быть ограничен вполне приемлемыми пределами.
Как США, так и ООН допускают возможность использования ядерных реакторов для освоения космического пространства при условии соблюдения определенных мер безопасности. Эти меры подразумевают запрещение незапланированных критических режимов работы ядерных реакторов в космосе, устранение опасности радиоактивных выбросов в случае аварий как на запуске, так и в полете, сохранение в допустимых пределах уровня радиационного облучения экипажа и обеспечение надежной работы двигательной установки, гарантирующей безопасное возвращение экипажа на Землю.
В случае полета на Марс ракеты с ядерным двигателем запуск реактора будет осуществляться на орбите сборки космического корабля. До момента старта корабля со сборочной орбиты реактор будет находиться на нулевом уровне мощности, а после выведения реактора на рабочий режим космический аппарат начнет свое ускоренное движение от Земли. При отклонении вектора тяги от расчетного направления должна быть предусмотрена возможность отсечения тяги двигателя. Время пребывания на сборочной орбите окажется вполне достаточным, чтобы уровень радиоактивности вышедшего из строя реактора постепенно снизился до безопасного при падении реактора на Землю. На случай возникновения неисправностей должна быть предусмотрена возможность ремонта или замены вышедших из строя элементов установки, чтобы обеспечить возможность повторного старта корабля в направлении к Марсу. Посредством экранирования и выбора расположения элементов компоновочной схемы аппарата, включая предельно возможное разнесение блока полезной нагрузки и реактора, можно снизить радиоактивное облучение полезной нагрузки и экипажа до приемлемого уровня. Подбором формы топливного бака и других элементов аппарата, а также их размещением можно предельно снизить эффект вторичного (наведенного) излучения.
Системы безопасности, включающие специальное диагностическое оборудование, позволят предвосхитить и предотвратить возникновение отказов или разрушение систем и агрегатов, а контроль за заданным режимом работы реактора, осуществляемый экипажем и центром управления полетом, исключил бы возможность опасных отклонений от расчетного разгона и аварий на крейсерском режиме работы.

Читать еще: Двигатель k24 какое масло лить

Ядерный ракетный двигатель схема

Газофазные ядерные двигатели
для космических аппаратов

В соответствии с принятыми правительственными решениями в некоторых научных центрах и КБ уже со второй половины 50-х гг. начались разработки ядерных ракетных двигателей (ЯРД). Среди различных типов ядерных реакторов, которые предусматривались для применения в космических системах, особое место занимает высокотемпературный газофазный ядерный реактор (ГФЯР), обещавший достижение уникальных параметров.

Решение о разработке ЯРД и ядерных космических энергоустановок (ЯКЭУ) на основе ГФЯР было принято в 1963 г. руководителем НПО Энергомаш академиком В.П. Глушко, а затем утверждено постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР. К этому времени научный коллектив НПО Энергомаш имел шестилетний опыт проектно-конструкторской и технологической разработки ЯРД с твердофазным реактором. Теоретические исследования по ГФЯР выполнялись с 1957 г. под руководством члена-корреспондента АН СССР В.М. Иевлева в НИИ тепловых процессов (ныне НИЦ имени М.В. Келдыша). На решение столь сложной (сопоставимой с проблемой управляемого термоядерного синтеза) и требующей колоссальных финансовых затрат научно-технической проблемы, какой является создание ГФЯР, в то время посягнули только две страны — СССР и США.

Ведущим подразделением в НПО Энергомаш по проблеме ГФЯР и двигательно-энергетических установок на его основе стал отдел под руководством Р.А. Глиника. Мы все, тогдашние участники начала разработок, были молоды и увлеклись заманчивыми революционными перспективами использования ГФЯР в космической технике, несмотря на огромные технические проблемы. Руководителям — Р.А. Глинику и В.М. Иевлеву было по 37 лет, а сами коллективы пополнялись специально подготовленными выпускниками МАИ, ХАИ, МВТУ, МГУ, МИФИ и МФТИ. Для успешного решения стоящих проблем к работам были привлечены многие институты (в первую очередь ракетно-космической и атомной отраслей) и ведущие вузы страны под общим научным руководством НИИ тепловых процессов. Большое внимание и поддержку оказали такие видные ученые, как академики М.Д. Миллионщиков, А.А. Бочвар, Е.П. Велихов.

Разработчики столкнулись с большим, совершенно новым кругом проблем организации рабочих процессов и обеспечения работоспособности конструкции в высокотемпературном ГФЯР. Вполне естественно, что и у нас, и у американцев ни аналогов, ни прототипов до тех пор не было. Несколько месяцев ушло только на предварительное ознакомление с сущностью вопросов, прослушивание лекций ведущих сотрудников НИИ тепловых процессов, изучение научных отчетов и литературы, консультации во многих организациях.

В период 1963-1973 гг. численность специализированного отдела НПО Энергомаш, занимавшегося разработкой реактора и двигательно-энергетической установки, составляла около 90 человек. В этот период проводились интенсивные экспериментальные и производственные работы по подготовке демонстрационных реакторных испытаний в 1975 г. Однако в 1974 г. в НПО Энергомаш началась разработка РД-170/171 — мощного ЖРД для системы «Энергия-Буран», в связи с чем исследования по ГФЯР были приостановлены, а коллектив специализированного отдела сокращен до 30 человек. В течение восьми лет финансировались лишь «бумажные» работы. За это время оказались утраченными обширные технологические, производственные и экспериментальные заделы.

С 1982 г. производственные работы были возобновлены, около двух лет тот же коллектив конструкторов и расчетчиков восстанавливал технологию и экспериментальную базу. Но все же в конце 1989 г. финансирование, практически, полностью прекратилось. В США также не удалось довести дело до минимальных демонстрационных испытаний.

Предполагалось, что основным элементом конструкции ГФЯР будет одна или несколько рабочих камер, окруженных замедлителем-отражателем нейтронов. Ядерное горючее внутри камер должно удерживаться изолированно от стенок в плазменном состоянии в количестве, необходимом для самоподдерживающейся цепной реакции. В промежутке между зоной делящейся плазмы и стенками организуется поток рабочего тела. Нагрев рабочего тела обеспечивается лучистым теплопереносом, при этом его средняя температура на выходе рабочей камеры достигает значений порядка 104 К. Поглощение лучистой энергии рабочим телом обеспечивает одновременно и тепловую защиту стенок.

При разработке газофазного реактора основной проблемой было снижение потерь делящегося вещества, которые не должны превышать долей процента от расхода рабочего тела. Приемлемый уровень выноса ядерного горючего из камеры предполагалось обеспечить ламинаризацией потока поступающего рабочего тела, профилированием поля его начальных скоростей, наложением внешнего магнитного поля, специальным подбором состава рабочих компонентов и выбором геометрии полости. Вынос ядерного горючего компенсировался его подачей в рабочую камеру либо в жидкометаллическом виде (1500К), либо в виде пастообразной смеси порошка с NaK эвтектикой (эвтектика — расплав, находящийся в равновесии с твердыми фазами).

Космические энергетические установки проектировались по открытой и замкнутой схемам. Если рабочее тело выбрасывается через реактивное сопло наружу, то установка представляет собой ядерный ракетный двигатель открытой схемы. В качестве рабочего тела используется водород, в который для обеспечения электропроводности и поглощения лучистого теплового потока добавляются присадки в виде паров NaK и Li, а также вольфрамового порошка (при этом одновременно достигается приемлемая температура водорода у стенки камеры). Такой ЯРД имел бы чрезвычайно высокие удельные характеристики (удельный импульс порядка 2000:3000 с). Если установка спроектирована таким образом, что рабочее тело выбрасывается наружу через МГД-генератор с высоким КПД, то имеем ЯКЭУ открытой схемы.

Двигательная энергетическая установка открытой схемы (рис. 1) включает в себя однополостной реактор с кольцевым выходным каналом и газофазным твэлом (ГФТЭ) с застойной плазменной зоной ядерного горючего. Стабилизация зоны осуществляется с помощью мощного внешнего соленоида. Применение двигателя такой схемы по экологическим соображениям возможно лишь на космических аппаратах, но не на носителях, стартующих с Земли.

Для обеспечения энергией различных потребителей, в том числе соленоида и электропривода насосов, в установке предполагалось использовать комбинацию сопла и МГД-генератора. ЯРД и ЯКЭУ, помимо схемного различия, отличаются степенью использования энергии газового потока в МГД-генераторе: в первом случае преобразуется в электроэнергию не более 2 %, а во втором — 30. 40 %.

В установках замкнутой схемы (рис. 2) преобразователем энергии является МГД-генератор, а все рабочие компоненты циркулируют по контуру, не имеющему связи с внешней средой. В этом случае получаем ЯКЭУ, имеющую весьма высокий КПД (30:40 %), низкие значения удельной массы преобразователя и удельного расхода рабочего тела. Присадки, вводимые в рабочее тело, помимо всего прочего, призваны способствовать МГД-взаимодействию. Кроме газофазного реактора и МГД-генератора в конструкции непременно должны присутствовать холодильники, сепараторы и насосы. Рабочим телом является пар NaK в смеси с гелием. Выделяющееся избыточное тепло сбрасывается в космическое пространство с помощью излучателей. Вырабатываемая энергия используется для различных целей, одним из ее потребителей может быть электроракетный двигатель.

Преимуществом использования в замкнутых схемах ГФЯР, в котором вместо твердых твэлов используются газообразные, является принципиальная возможность обеспечения весьма длительного функционирования за счет соответствующей подпитки горючим взамен выводимых из контура во внешнюю среду продуктов ядерных реакций.

Существенное значение имеет и то обстоятельство, что в замкнутых схемах требование к выносу ядерного горючего из реактора вместе с рабочим телом менее строгое, чем в открытых. Это позволяет рассматривать более простую организацию процессов, допускающих большую степень смешения ядерного горючего и рабочего тела. При этом отпадает необходимость в магнитной стабилизации — плазменная зона из застойной превращается в струйную. Использование нескольких таких зон (многополостной реактор) улучшает массогабаритные характеристики ГФЯР.

Читать еще: Шприц как паровой двигатель

Известно, что между тепловой мощностью реактора и возможностями обеспечения приемлемого температурного режима элементов конструкции существует определенная зависимость. Исследованиями было установлено, что оптимальная тепловая мощность ГФЯР открытой схемы должна быть не ниже 2 ГВт, а замкнутой — 300 МВт (при давлении в рабочей камере порядка 1000 кгс/см2).

Концептуальная разработка ядерной двигательно-энергетической установки для обеспечения марсианской экспедиции является последней по времени, вобравшей в себя весь предшествующий опыт. Установка основана на комбинированном однополостном газофазно-твердофазном реакторе трансформируемой конструкции массой 57,5 т (рис. 3). Тепловая мощность реактора 2,14 ГВт. Твердофазные тепловыделяющие сборки (ТФТС), размещенные по кольцу вокруг центральной полости реактора и снабженные приводными механизмами, обеспечивают необходимый уровень нейтронного потока и критичность при запуске, когда ядерное горючее в полости газофазного твэла отсутствует. По мере подачи и накопления в центральной полости ядерного горючего, т.е. образования плазменной зоны и формирования газофазного твэла, ТФТС из активной зоны извлекаются, а реактор превращается в ГФЯР.

Благодаря трансформируемой конструкции установка может работать в двух режимах:
— двигательном (газофазном) тягой 17 т при удельном импульсе 2000 с — на разгонных и тормозных участках траектории;
— энергетическом (твердофазном) с электрической мощностью 200 кВт для обеспечения внутренних нужд космического аппарата без расходования рабочего тела — на маршевом участке траектории.Этот режим обеспечивается замкнутым газотурбинным контуром с гелий-ксеноновой смесью в качестве рабочего тела, преобразованием тепловой энергии в электрическую с КПД 20 % и сбросом избыточного тепла через холодильник-излучатель (цикл Брайтона).

На двигательном режиме работы электроснабжение обеспечивается встроенным в сопло многополюсным МГД-генератором мощностью 25 МВт с электродами и шинами возбуждения, ориентированными по образующим сопла.

Минимизацию массогабаритных характеристик ГФЯР обеспечивают:

— применение в качестве ядерного горючего урана-233;
— максимально возможное использование в замедлителе-отражателе реактора металлического, в том числе крупнокристаллического бериллия, а в остальной части — графита;
— максимально возможное использование для высокотемпературных элементов конструкций рабочей камеры тугоплавких металлов улучшенного изотопного состава, а для силовых корпусов реактора — высокопрочных титановых сплавов и упрочняющих углекомпозитов;
— применение для сильноточных систем магнитной стабилизации, возбуждения МГД-генератора и электропривода насосов гиперпроводящего алюминия (чистотой 0,9999), допускающего при жидководородном охлаждении плотность тока 50. 100 А/мм2 при удельном сопротивлении в десятки раз ниже, чем у меди.

Понятно, что экстремальные температурные режимы работы многих элементов конструкции ГФЯР и крайне агрессивная среда (расплавленный уран, водород высокого давления, щелочные металлы) потребовали проведения глубоких материаловедческо-технологических проработок. В результате для системы подачи ядерного горючего были разработаны и внедрены в экспериментальное производство тугоплавкие сплавы на основе тантала — вольфрама — гафния, а также ниобия. Для некоторых участков стенок рабочей камеры были разработаны пористые тугоплавкие материалы как на основе вольфрама, так и молибдена, а для высокотемпературных фильтроэлементов — никеля и нихрома.

Дальнейший анализ выявил исключительную эффективность применения рассмотренного выше ЯРД для марсианского экспедиционного комплекса.

И с т о р и я к о с м о н а в т и к и

Галерея

Ядерные ракетные двигатели

Жидкостные ракетные двигатели дали возможность выйти человеку в космос — на околоземные орбиты. Но скорость истечения реактивной струи в ЖРД не превышает 4,5 км/с, а для полетов на другие планеты нужны десятки километров в секунду. Возможным выходом является использование энергии ядерных реакций.

Практическое создание ядерных ракетных двигателей (ЯРД) вели только СССР и США. В 1955 году в США началась реализация программы «Rover» по разработке ядерного ракетного двигателя для космических кораблей. Через три года, в 1958 году, проектом стало заниматься НАСА, которое поставило конкретную задачу для кораблей с ЯРД — полет на Луну и Марс. С этого времени программа стала называться NERVA, что расшифровывается как — «ядерный двигатель для установки на ракеты».

К середине 70-х годов в рамках этой программы предполагалось спроектировать ЯРД с тягой около 30 тонн (для сравнения у ЖРД этого времени характерная тяга была примерно 700 тонн), но со скоростью истечения газов — 8,1 км/с. Однако, в 1973 году программа была закрыта из-за смещения интересов США в сторону космических челноков.

В СССР проектирование первых ЯРД велось во второй половине 50-х годов. При этом советские конструкторы, вместо создания полномасштабной модели, стали делать отдельные части ЯРД. А потом эти наработки испытывались во взаимодействии со специально разработанным импульсным графитовым реактором (ИГР).

В 70—80-е годы прошлого века в КБ «Салют», КБ «Химавтоматики» и НПО «Луч» были созданы проекты космических ЯРД РД-0411 и РД-0410 с тягой 40 и 3,6 т соответственно. В течение процесса проектирования были изготовлены реактор, «холодный» двигатель и стендовый прототип для проведения испытаний.

Принципиальная и конструктивная схемы взрыволета А. Д. Сахарова

В июле 1961 года советский академик Андрей Сахаров сообщил о проекте ядерного взрыволета на совещании ведущих атомщиков в Кремле. Взрыволет имел обычные жидкостные ракетные двигатели для взлета, в космосе же предполагалось взрывать небольшие ядерные заряды. Возникающие при взрыве продукты деления передавали свой импульс кораблю, заставляя его лететь. Однако 5 августа 1963 года в Москве был подписан договор о запрещении испытаний ядерного оружия в атмосфере, космическом пространстве и под водой. Это послужило причиной закрытия программы ядерных взрыволетов.

ракетный двигатель РД-0410

Возможно, что разработки ЯРД опережали свое время. Однако они не были слишком преждевременными. Ведь подготовка пилотируемого полета к другим планетам длится несколько десятилетий, и двигательные установки для него должны готовиться заранее.

Конструкция ядерного ракетного двигателя

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — реактивный двигатель, в котором энергия, возникающая при ядерной реакции распада или синтеза, нагревает рабочее тело (чаще всего, водород или аммиак).

Существует три типа ЯРД по виду топлива для реактора:

твердофазный;
жидкофазный;
газофазный.

Наиболее законченным является твердофазный вариант двигателя. На рисунке изображена схема простейшего ЯРД с реактором на твердом ядерном горючем. Рабочее тело располагается во внешнем баке. С помощью насоса оно подается в камеру двигателя. В камере рабочее тело распыляется с помощью форсунок и вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным топливом. Нагреваясь, оно расширяется и с огромной скоростью вылетает из камеры через сопло.

Жидкофазный — ядерное топливо в активной зоне реактора такого двигателя находится в жидком виде. Тяговые параметры таких двигателей выше, чем у твердофазных, за счет более высокой температуры реакторе.

В газофазных ЯРД топливо (например, уран) и рабочее тело находится в газообразном состоянии (в виде плазмы) и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. Нагретая до десятков тысяч градусов урановая плазма передает тепло рабочему телу (например, водороду), которое, в свою очередь, будучи нагретым до высоких температур и образует реактивную струю.

Принцип действия ЯРД

По типу ядерной реакции различают радиоизотопный ракетный двигатель, термоядерный ракетный двигатель и собственно ядерный двигатель (используется энергия деления ядер).

Интересным вариантом также является импульсный ЯРД — в качестве источника энергии (горючего) предлагается использовать ядерный заряд. Такие установки могут быть внутреннего и внешнего типов.

Основными преимуществами ЯРД являются:

высокий удельный импульс;
значительный энергозапас;
компактность двигательной установки;
возможность получения очень большой тяги — десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме.

Основным недостатком является высокая радиоционная опасность двигательной установки:

потоки проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны) при ядерных реакциях;
вынос высокорадиоактивных соединений урана и его сплавов;
истечение радиоактивных газов с рабочим телом.

Поэтому запуск ядерного двигателя неприемлем для стартов с поверхности Земли из-за риска радиоактивного загрязнения.

ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

(ЯРД) — ракетный двигатель, в к-ром источником энергии является ядерное топливо. В ЯРД с ядерным реак. тором теплота, выделяющаяся в результате цепной ядерной реакции, сообщается рабочему телу (напр., водороду). Активная зона ядерного реактора может быть твёрдофазной, жидкой или газофазной. Ракета с ЯРД может получить существенно болыпую скорость истечения, чем ракета с хим. РД, при значит. тяге. В радиоизотопном ракетном двигателе используется энергия радиоактивного распада. См. рис.

Принципиальная схема ядерного ракетного двигателя: 1 — бак с жидким водородом; 2 — насос; 3 — турбина; 4 — тепловыделяющие элементы; 5 — выпуск газов из турбины; 6 — сопло; 7 — стержни управления; 8 — защитный экран

Большой энциклопедический политехнический словарь . 2004 .

ЯДЕРНЫЙ ПАРАМАГНЕТИЗМ
ЯДЕРНЫЙ РЕАКТОР

Смотреть что такое «ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ» в других словарях:

ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — ракетный двигатель, рабочим телом в котором служит либо какое либо вещество (напр., водород), нагреваемое за счет энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде, либо непосредственно продукты этих реакций. Различают… … Большой Энциклопедический словарь

Ядерный ракетный двигатель — (ЯРД) разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают реактивными (нагрев рабочего тела в ядерном реакторе и вывод газа через сопло) и импульсными (ядерные взрывы… … Википедия

ядерный ракетный двигатель — ракетный двигатель, рабочим телом в котором служит либо какое либо вещество (например, водород), нагреваемое за счёт энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде, либо непосредственно продукты этих реакций. Находится в… … Энциклопедический словарь

ядерный ракетный двигатель — branduolinis raketinis variklis statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Raketinis variklis, kuriame reaktyvinė trauka sudaroma vykstant branduolinei arba termobranduolinei reakcijai. Branduoliniams raketiniams varikliams sudaroma kur kas didesnė… … Artilerijos terminų žodynas

Читать еще: Асинхронный двигатель схемы графики

Ядерный ракетный двигатель — (ЯРД) ракетный двигатель, в котором тяга создаётся за счёт энергии, выделяющейся при радиоактивном распаде или ядерной реакции. Соответственно типу происходящей в ЯРД ядерной реакции выделяют Радиоизотопный ракетный двигатель,… … Большая советская энциклопедия

Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива — Эту статью следует викифицировать. Пожалуйста, оформите её согласно правилам оформления статей. Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива (англ. … Википедия

Ядерный реактивный двигатель — Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают собственно реактивными (нагрев рабочего тела в ядерном реакторе и вывод газа через… … Википедия

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в… … Википедия

Ракетный двигатель — (РД) Реактивный двигатель, использующий для своей работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). Т. о., в отличие от воздушно реактивных двигателей (См.… … Большая советская энциклопедия

РАДИОИЗОТОПНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — изотопный ракетный двигатель, ядерный ракетный двигатель, использующий энергию распада радиоактивных изотопов хим. элементов. Эта энергия служит для нагрева рабочего тела, либо же рабочим телом являются сами продукты распада, образующие… … Большой энциклопедический политехнический словарь

Ядерный ракетный двигатель

Я́дерный раке́тный дви́гатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги.

Традиционный ЯРД в целом представляет собой конструкцию из нагревательной камеры с ядерным реактором как источником тепла, системы подачи рабочего тела и сопла. Рабочее тело (как правило — водород) подаётся из бака в активную зону реактора, где, проходя через нагретые реакцией ядерного распада каналы, разогревается до высоких температур и затем выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу. Существуют различные конструкции ЯРД: твердофазный, жидкофазный и газофазный — соответствующие агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора — твёрдое, расплав или высокотемпературный газ (либо даже плазма).

В СССР развёрнутое постановление правительства по проблеме создания ЯРД было подписано в 1958 году. Этим документом руководство работами в целом было возложено на академиков М. В. Келдыша, И. В. Курчатова и С. П. Королёва [2] [3] . К работам были подключены десятки исследовательских, проектных, конструкторских, строительных и монтажных организаций. ЯРД активно разрабатывались КБХА в Воронеже и испытывались в СССР (см. РД-0410) и США (см. NERVA) с середины 1950-х годов. Исследования продолжаются и в 21-м веке [4] .

Содержание

1 Твердофазный ядерный ракетный двигатель
2 Жидкофазные и коллоидные ядерный ракетный двигатель
3 Газофазный ядерный ракетный двигатель
4 Ядерный импульсный двигатель
5 Другие разработки
6 Ядерная электродвигательная установка
7 Перспективы
8 См. также
9 Примечания
10 Литература
11 Ссылки

Твердофазный ядерный ракетный двигатель [ править | править код ]

В твердофазных ЯРД (ТфЯРД) делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах, размещено в сборках-стержнях (ТВЭЛах) сложной формы с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать газообразное рабочее тело (обычно — водород, реже — аммиак), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура нагрева ограничена температурой плавления элементов конструкции (не более 3000 К). Удельный импульс твердофазного ЯРД, по современным оценкам, составит 850—900 с, что более чем вдвое превышает показатели наиболее совершенных химических ракетных двигателей [5] . Наземные демонстраторы технологий ТфЯРД в ХХ веке были созданы и успешно испытаны на стендах (программа NERVA в США, РД-0410 в СССР).

Жидкофазные и коллоидные ядерный ракетный двигатель [ править | править код ]

Работы по жидкофазным и коллоидным ЯРД не получили большого развития, так как эти ЯРД по своей эффективности сравнительно мало превосходят твердофазные, а по технической сложности сравнимы с газофазными (проблемы организации запуска, регулирования и выключения для жидкофазных и коллоидных ЯРД являются столь же сложными).

Газофазный ядерный ракетный двигатель [ править | править код ]

Газофазный ядерный реактивный двигатель (ГЯРД) — концептуальный тип реактивного двигателя, в котором реактивная сила создаётся за счёт выброса теплоносителя (рабочего тела) из ядерного реактора, топливо в котором находится в газообразной форме или в виде плазмы. Считается, что в подобных двигателях удельный импульс составит 30—50 тыс. м/с. Перенос тепла от топлива к теплоносителю достигается в основном за счёт излучения, большей частью в ультрафиолетовой области спектра (при температурах топлива около 25 000 °C).

Ядерный импульсный двигатель [ править | править код ]

Атомные заряды мощностью примерно в килотонну на этапе взлёта должны взрываться со скоростью один заряд в секунду. Ударная волна — расширяющееся плазменное облако — должна была приниматься «толкателем» — мощным металлическим диском с теплозащитным покрытием и потом, отразившись от него, создать реактивную тягу. Импульс, принятый плитой толкателя, через элементы конструкции должен передаваться кораблю. Затем, когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно будет уменьшить. При взлёте корабль должен лететь строго вертикально, чтобы минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы.

В США космические разработки с использованием импульсных ядерных ракетных двигателей осуществлялись с 1958 по 1965 год в рамках проекта «Орион» компанией «Дженерал Атомикс» по заказу ВВС США.

По проекту «Орион» проводились не только расчёты, но и натурные испытания. Лётные испытания моделей летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Были получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем. Также для исследования прочности тяговой плиты проведены испытания на атолле Эниветок. Во время ядерных испытаний на этом атолле покрытые графитом стальные сферы были размещены в 9 м от эпицентра взрыва. Сферы после взрыва найдены неповреждёнными, тонкий слой графита испарился (аблировал) с их поверхностей.

Программа развития проекта «Орион» была рассчитана на 12 лет, расчётная стоимость — 24 миллиарда долларов, что было сопоставимо с запланированными расходами на лунную программу «Аполлон» («Apollo»). Интересно, что разработчики проводили предварительные расчёты постройки на базе этой технологии корабля поколений с массой до 40 млн тонн и экипажем до 20 000 человек [6] . Согласно их расчётам один из уменьшенных вариантов такого ядерно-импульсного звездолёта (массой 100 тыс. т) мог бы достичь Альфы Центавра за 130 лет, разогнавшись до скорости 10 000 км/с. [7] [8] Однако приоритеты изменились, и в 1965 году проект был закрыт.

В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950—70-х годах [9] . Устройство содержало дополнительные химические реактивные двигатели, выводящие его на 30—40 км от поверхности Земли; затем предполагалось включать основной ядерно-импульсный двигатель. Основной проблемой была прочность экрана-толкателя, который не выдерживал огромных тепловых нагрузок от близких ядерных взрывов. Вместе с тем были предложены несколько технических решений, позволяющих разработать конструкцию плиты-толкателя с достаточным ресурсом. Проект не был завершён. Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.

Другие разработки [ править | править код ]

В 1960-х годах США были на пути к Луне. Менее известным является тот факт, что в Зоне 25 (рядом со знаменитой Зоной 51) на полигоне Невады учёные работали над одним амбициозным проектом — полётом на Марс на ядерных двигателях. Проект был назван NERVA. Работая на полную мощность, ядерный двигатель должен был нагреваться до температуры в 2000 °C. В январе 1965 года были произведены испытания ядерного ракетного двигателя под кодовым названием «КИВИ» (KIWI).

В ноябре 2017 года Китайская корпорация аэрокосмической науки и техники (China Aerospace Science and Technology Corporation, CASC) опубликовала дорожную карту развития космической программы КНР на период 2017—2045 годы. Она предусматривает, в частности, создание многоразового корабля, работающего на ядерном ракетном двигателе [10] .

В феврале 2018 года появились сообщения о том, что НАСА возобновляет научно-исследовательские работы по ядерному ракетному двигателю [11] [12] [13] .

Ядерная электродвигательная установка [ править | править код ]

Ядерная электродвигательная установка (ЯЭДУ) используется для выработки электроэнергии, которая, в свою очередь, используется для работы электрического ракетного двигателя.

Подобная программа в США (проект NERVA) была свёрнута в 1971 году, но в 2020 году американцы вновь вернулись к данной теме, заказав разработку ядерного теплового двигателя (Nuclear Thermal Propulsion, NTP) компании Gryphon Technologies, для военных космических рейдеров на атомных двигателях для патрулирования окололунного и околоземного пространства [14] , также с 2015 года идут работы по проекту Kilopower.

С 2010 года в России начались работы над проектом ядерной электродвигательной установки мегаваттного класса для космических транспортных систем (космический буксир «Нуклон»). На 2021 год ведётся отработка макета; к 2025 году планируется создать опытные образцы данной ядерной энергоустановки; заявлена плановая дата лётных испытаний космического тягача с ЯЭДУ — 2030 год.

В 2021 году Космическое агентство Великобритании заключило соглашение с компанией Rolls-Royce, в рамках которого планируется создать ядерный силовой двигатель для космических аппаратов дальнего действия [15] .

Перспективы [ править | править код ]

По оценкам А. В. Багрова, М. А. Смирнова и С. А. Смирнова, ядерный ракетный двигатель может добраться до Плутона за 2 месяца [16] [17] и вернуться обратно за 4 месяца с затратой 75 тонн топлива, до Альфы Центавра за 12 лет, а до Эпсилона Эридана за 24,8 года [18] .