ядерный, прямоточный, воздушно-реактивный. Атомный реактивный двигатель

Ядерный реактивный двигатель

Использование: в космической технике, в частности в ракетной и ядерной технике. Сущность изобретения: ядерный реактивный двигатель содержит корпус с замедлителем нейтронов, охватывающим камеру деления, соленоид стабилизации плазмы в камере деления, плазмотрон, соединенный с подогревателем делящегося вещества, ускоритель плазмы и плазмовод, обеспечивающий ввод делящегося вещества в камеру деления. На одном из концов соленоида установлена магнитная система типа "магнитной пробки", удерживающая плазму делящегося вещества и осколков деления, на другом - магнитная система, которая удерживает плазму делящегося вещества, но пропускает осколки деления к выходному соплу двигателя. Камера деления может быть выполнена в форме половины тора с двумя выходными соплами на торцах. В торцовых областях расположены "магнитные пробки", которые удерживают плазму делящегося вещества и пропускают осколки деления через сопла. 2 с.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной и ядерной технике, предназначено для освоения космического пространства и может быть использовано для получения электрической и тепловой энергии на космическом корабле.

Общепринятым, традиционным способом создания реактивной тяги является химическая реакция горения, продукты которой выбрасываются из сопла реактивного, двигателя. Двигатели, основанные на химической реакции имеют невысокую скорость выхода продуктов горения из сопла двигателя, составляющую около 1000 - 3000 м/с. Кроме двигателей, использующих химическую реакцию горения, в настоящее время разрабатываются ядерные реактивные двигатели, например, двигатель по английскому патенту класса G 6 C N 1000050 от 29 августа 1962 г., принятый за прототип. Конструкция такого двигателя состоит из корпуса, внутри которого размещен замедлитель нейтронов охватывающий камеру деления, соленоидов, расположенных вокруг корпуса и обеспечивающего самопроизвольное образование плазмы из газообразного делящегося материала и ее стабилизацию в камере деления и устройства, подающего разогретое делящееся вещество в активную зону реакторной камеры. Цилиндрическая реакторная камера может быть образована сваренными между собой трубками, по которым рабочее тело (например, жидкий водород) поступает в камеру деления в которой происходит его испарение и нагрев, после чего оно выбрасывается из сопла, создавая реактивную тягу. Основным недостатком реактивных двигателей, использующих химическую реакцию горения топлива или разогрев рабочего тела с помощью ядерной реакции является относительно невысокая скорость истечения газов из сопла, которая не превышает десятка тысяч м/с, что приводит к необходимости размещения на ракете огромного запаса горючего, достигающего 90 и более % от массы снаряженной ракеты. Цель изобретения - создание ядерного реактивного двигателя космического корабля, обеспечивающего решение задачи космических передвижений при первоначальной массе горючего, не превышающей 30% от полной массы корабля даже при самых отдаленных перемещениях в пределах солнечной системы. Это достигается за счет того, что в качестве рабочего тела, выбрасываемого через сопло и создающего реактивную тягу, используются высокоэнергетические ядра-осколки, получающиеся в результате цепной реакции деления ядер делящегося топлива и имеющие скорость около 1,2

107 м/с. Возможность использования продуктов деления в качестве рабочего тела стала возможной благодаря тому, что в камере деления цепная ядерная реакция деления осуществлена на разреженном газообразном ядерном топливе плотность которого такова, что продукты деления практически без потери своей кинетической энергии покидают камеру деления и выходят из сопла двигателя. Более подробное рассмотрение процессов, которые протекают в предлагаемом ядерном реактивном двигателе изложены в заявке НИИСтали (исх. N 7/2-86 от 23.09.93) под названием "Способ создания реактивной тяги ядерного реактивного двигателя". Конструктивно ядерный реактивный двигатель состоит из корпуса, внутри которого размещен замедлитель нейтронов, охватывающий камеру деления, соленоида стабилизации плазмы в камере деления, устройства подачи делящегося вещества в камеру деления, которое содержит плазмотрон, соединенный с подогревателем делящегося вещества и ускорителем плазмы, плазмовода, установленного на выходе ускорителя плазмы и соединенного с камерой деления. При этом на одном конце соленоида стабилизации плазмы установлена магнитная система обеспечивающая конфигурацию магнитного поля в виде магнитной пробки, которая удерживает плазмы делящегося вещества и осколков деления, а на другом - магнитная система обеспечивающая удержание плазмы делящегося вещества и пропускание осколков деления к выходу через сопло. Камера деления может быть выполнена в форме половины тора, при этом средство для создания реактивной тяги включает два сопла, размещенных на торцах половины тора, причем в торцевых областях камеры деления установлены магнитные системы, обеспечивающие конфигурацию магнитного поля в виде магнитной пробки, обеспечивающей удержание плазмы делящегося вещества и пропускание осколков деления создающих реактивную тягу. На фиг. 1 изображена схема однопоточного; на фиг. 2 - схема двухпоточного ядерного двигателя. Схемы включают подогреватель 1, плазмотрон 2, ускоритель плазмы 3, плазмовод 4, камеру деления реактора 5, замедлитель нейтронов 6, корпус двигателя 7, соленоид стабилизации плазмы 8, сопло 9, концевой магнит 10, пропускающий осколки деления высокой энергии и запирающий выход для плазмы из делящегося вещества и магнитную пробку 11, которая является "непрозрачной" как для плазмы, так и для осколков деления высокой энергии. Делящийся материал, используемый в качестве ядерного горючего, может быть загружен на ракету или получен в камере трансмутации на борту ракеты из нерадиоактивных изотопов урана или тория. Ядерное горючее подогревается в подогревателе 1 и в плазмотроне 2 превращается в плазму, которая ускоряется в ускорителе плазмы 3 и по плазмоводу 4 поступает непосредственно в камеру деления 5 через конус потерь магнитной ловушки или после преобразования плазмы в атомарный пучек при ее подачи в камеру деления в любом другом месте. Камера деления окружена замедлителем 6, который замедляет быстрые нейтроны до тепловых энергий и направляет их в камеру деления где они взаимодействуют с плазмой из делящегося вещества вызывая цепную реакцию деления. В камере деления плазма из делящегося вещества удерживается магнитным полем соленоида 8. Торцевые области камеры деления реактора находятся под влиянием концевых магнитов 10 и 11. Магнит 11 является "пробкой" не выпускающей ионизированную плазму делящегося вещества и осколки деления из камеры деления, тогда как концевая магнитная пробка 10, удерживая плазму внутри камеры деления, является "прозрачной" для высокоэнергетических осколков деления. Продукты деления беспрепятственно выходят из камеры деления в выходное сопло двигателя 9, создавая реактивную тягу. Реактор может быть также выполнен в виде половины тора (фиг. 2), на концах которого установлены кольцевые магнитные пробки 10, запирающие плазму в камере деления 5 и свободно пропускающие осколки деления к выходным соплам 9, образуя два выходных потока истечения рабочего тела из двигателя. Сила тяги двигателя регулируется количеством поступающей плазмы в камеру деления. Эффективность предлагаемого двигателя можно оценить, предположив, что все осколки деления, выходящие из торцов магнитной ловушки, вносят 100% вклад в создание реактивной тяги. Тогда скорость ракеты после расходования 10% ее массы составит около 1300 км/с. Такая скорость позволит примерно в течение года осуществить полет к планете Плутон и вернуться обратно. При этом если исходная масса ракеты 50000 кг, то из этой массы 1300 кг (объемом менее 1 м3) будет приходиться на уран-238, которого хватит для того, чтобы ракета долетела до планеты Плутон и вернулась обратно на Землю. На начальном этапе движения мощность ядерного реактивного двигателя может быть равна 10 ГВт (3

1020 дел/с), расход плутония -10 кг в сутки с последующим повышением мощности до 100 ГВт (расход - 100 кг в сутки), при этом ускорение ракеты массой 50000 кг составит

1% от ускорения силы тяжести на Земле. При указанных значениях мощностей реактивного двигателя в теплоносителе от замедления быстрых нейтронов будет выделяться значительная энергия, составляющая около 300 МВт вначале и 3000 МВт при выходе двигателя на мощность 100 ГВт, которая может быть использована для получения тепловой и электрической энергии на борту космического корабля.

Формула изобретения

1. Ядерный реактивный двигатель, содержащий корпус, внутри которого размещен замедлитель нейтронов, охватывающий камеру деления, соленоид стабилизации плазмы в камере деления, сопло и устройство подачи разогретого делящегося вещества в камеру деления, отличающийся тем, что устройство подачи делящегося вещества в камеру деления содержит плазмотрон, соединенный с подогревателем делящегося вещества и ускорителем плазмы, и плазмовод, установленный на выходе ускорителя плазмы и соединенный с камерой деления, при этом на одном из концов соленоида стабилизации плазмы установлена магнитная система, создающая конфигурацию магнитного поля в виде магнитной пробки, обеспечивающая удержание плазмы делящегося вещества и осколков деления, а на другом - магнитная система, обеспечивающая удержание плазмы делящегося вещества и пропускание осколков деления к выходу через сопло. 2. Ядерный реактивный двигатель, содержащий корпус, внутри которого размещен замедлитель нейтронов, охватывающий камеру деления, соленоид стабилизации плазмы в камере деления, средство для создания реактивной тяги, отличающийся тем, что камера деления выполнена в форме половины тора, при этом средство для сохранения реактивной тяги включает два сопла, размещенных на торцах половины тора, причем в торцевых областях камеры деления установлены магнитные системы, обеспечивающие конфигурацию магнитного поля в виде магнитной пробки, обеспечивающей удержание плазмы делящегося вещества и пропускание осколков деления через сопла.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 05.11.2005

Извещение опубликовано: 27.09.2006 БИ: 27/2006

www.findpatent.ru

Электроядерный реактивный двигатель — Традиция

Материал из свободной русской энциклопедии «Традиция»

Электроядерный реактивный двигатель (ЭЯРД) — реактивный двигатель, в котором для образования реактивной струи используется энергия деления ядерного топлива под действием ионных (протонных) пучков получаемых в ускорителе, и передаваемая эффективному теплоносителю (гелий, водород). Оличается исключительно большой мощностью, теплонапряжением в т.наз «горячей зоне», и гигантским удельным импульсом. В настоящее время не существует рабочего образца такого двигателя, и работа над ним находится в стадии экспериментальных исследований.

История (ЭЯРД) сравнительно молодая, и начинается в 2001 году от опытов по делению ядер в г.Дубна с помощью мощных ионных пучков. В ходе экспериментов было получено доказательство возможной и выгодной энергетически, области применения этого явления для производства энергии с помощью ускорительной техники, а также возможности трансмутации радиоактивных отходов. Особо важным и показательным результатом, оказался эксперимент с бомбардировкой протонами мишеней изготовленных из свинца и висмута. В этом эксперименте удельный выход энергии превысил затраты в 5-7 раз. В тоже время возникла и концепция электроядерного двигателя для космических транспортных средств.

Основные теоритические характеристики[править]

Принцип работы ЭЯРД[править]

Электроядерный ракетный двигатель схож по потребляемому топливу с другими ядерными двигателями, но в отличие от последних он обладает существенными отличиями. Так например отсутствие условий на критичность, существенным образом упрощает его производство и облегчает установку в целом. Принцип работы данного реактивного двигателя состоит в следующем: мишень сферической формы (уран, плутоний, торий) подается с высокой (сверхзвуковой) скоростью в камеру деления, в которой облучается несколькими ионными пучками. При таком импульсном облучении, мишень сжимается проходя критический размер и массу, и атомы топлива мишени под действием ионного пучка делятся с выделением значительного количества энергии.

Преимущества перед газофазными и твёрдофазными двигателями[править]

Одним из важнейших преимуществ электроядерных двигателей перед другими ядерными двигателями является отсутствие условий критичности конструкции самого двигателя, так как камера деления представляет собой реактор инерциального деления. Другим приемуществом является широкий диапазон применяемого топлива и возможность реализации комбинированного ядерно-термоядерного топливного цикла. В последнем случае, топливные мишени представляют собой полые сферы изготовляемые из природного урана и заполняемые дейтеридом лития с необходимыми функциональными добавками.

В основном ряду недостатков такого двигателя, является: сложность фокусировки протонных пучков в условиях высокого давления в камере деления, что в свою очередь предъявляет более высокие требования к начальной мощности пучков и соответственно стоимости ускорителя. Другим недостатком является сверхвысокая мощность радиоактивного излучения из эпицентра камеры деления и высокие ударные нагрузки, так как деление мишени по-существу представляет собой ядерный микровзрыв. Сложность временной и геометрической синхронизации ионных пучков (влияние магнитных полей, струй газа и плазменные эффекты).

traditio.wiki

Твёрдофазный ядерный реактивный двигатель — Традиция

Материал из свободной русской энциклопедии «Традиция»

Первый советский ядерный ракетный двигатель РД-0410

Твёрдофа́зный я́дерный реакти́вный дви́гатель (ТфЯРД) — реактивный двигатель, в котором используется в качестве основного источника энергии высокотемпературный атомный реактор канального типа, в котором за счёт теплоносителя (водород, гелий и др) происходит съём тепла и образование реактивной струи сжатого, раскалённого газа. В отличие от радиоизотопных ракетных двигателей режим энерговыделения в ТфЯРД поддаётся глубокому регулированию.

Работы по ТфЯРД в США[править]

История ТЯРД начинается в США в 50-е годы. В те времена в Америке появилась идея практической демонстрации осуществимости ядерного реактивного двигателя которая получила название «Ровер». В 1954-1955 гг. группа заинтересованных американских учёных Лос-Аламосской лаборатории подготовила доклад об осуществимости этого двигателя на основании ряда опытов и исследований. В следствие этого доклада КАЭ США приняла оффициальное решение о планировании работ по ядерному ракетному двигателю, и созданию действующего образца такого двигателя. Весь объём работ был поручен Лос-Аламосской научной лаборатории и Радиационной лаборатории в Ливерморе при Калифорнийском университете. В 1956 году, после скрупулёзного рассмотрения проделанной работы, все исследования Радиационной лаборатории были направленны на создание прямоточного ядерного реактивного двигателя по проекту «Плуто». В начале 1957 года было определено окончательное направление работ Лос-Аламосской лаборатории, и принято решение по строительству графитового ядерного реактора с диспергированным в графите урановым горючим. Созданный в этом направлении реактор «Киви-А» был испытан в 1959 году 1-го июля. Помимо строительства реактора Лос-Аламосская лаборатория вела полным ходом работы по строительству специального испытательного полигона в Неваде, а также выполняла ряд специальных заказов ВВС США в смежных областях (разработка отдельных узлов ТЯРД). По поручению Лос-Аламосской лаборатории все специальные заказы на изготовления отдельных узлов осуществляли фирмы: «Аэроджет дженерал», отделение «Рокетдайн» фирмы «Норс-америкен авиэйшн». Летом 1958 года весь контроль за выполнением программы «Ровер» перешёл от ВВС США к вновь организованному Национальному управлению по аэронавтике и космосу (НАСА). В результате специального соглашения между КАЭ и НАСА в середине лета 1960 года было образовано Управление космическими ядерными двигателями под руководством Г. Фингера, которое и возглавило программу «Ровер» в дальнейшем. Полученные результаты шести «горячих испытаний» ядерных реактивных двигателей оказались весьма обнадёживающими, и в начале 1961 года был подготовлен доклад об испытаниях реактора (RJFT) в полёте. Затем в середине 1961 года стартовал проект «Нерва» (применение ядерного двигателя для космических ракет). В качестве генерального подрядчика была выбрана фирма «Аэроджет дженерал», а в качестве субподрядчика отвечающего за строительство реактора фирма «Вестингауз».

Работы по ТфЯРД в СССР[править]

В Советском Союзе разработка и проектирование первых ТЯРД проводилось во второй половине 50-х годов. Проведение работ производилось КБ главных конструкторов А.М. Люльки, С.А. Лавочкина, В.М. Мясищева, М.М. Бондарюка, В.П. Глушко совместно с рядом научно-исследовательских институтов - НИИТП, ЦИАМ, ИАЭ, ВНИИНМ, СФТИ и др. Летом 1959 года сотрудники НИИТП В.М. Иевлев и Ю.А. Трескин представили доклад о постановке эксперимента на исследовательском реакторе ИГР, первый пуск которого состоялся в 1961 году. Конструкции сборки совершенствовались, и уже в 1975-1989 гг. на новом реакторе ИВГ-1 была выполнена отработка тепловыделяющих сборок на ресурс в форсированном режиме при температурах до 3100 К (до 2827°С) и теплонапряжении реакторного объёма до 20 кВт/см3 (на порядок выше, чем в США). На стендовом реакторе минимальной размерности (ИРГИТ) проводились контрольные пуски при мощности до 60 МВт и температуре до 2650 К (2377°С). В отличие от американцев российские ученые использовали наболее экономичные и эффективные испытания отдельных тепловыделяющих элементов в исследовательских реакторах. Весь комплекс произведённых работ в 70-80-е годы позволило в КБ «Салют», КБ химавтоматики, ИАЭ, НИКИЭТ и НПО «Луч» (ПНИТИ) разрабатывать различные проекты космических ЯРД и гибридных ядерных энергодвигательных установок. В КБ химавтоматики при научном руководстве НИИТП (за элементы реактора отвечали ФЭИ, ИАЭ, НИКИЭТ, НИИТВЭЛ, НПО «Луч», МАИ) создавались ЯРД РД 0411 и ядерный двигатель минимальной размерности РД 0410 тягой 40 и 3,6 т соответственно. В результате были изготовлены реактор, «холодный» двигатель и стендовый прототип для проведения испытаний на газообразном водороде. В отличие от американского, с удельным импульсом не больше 8250 м/с, советский ТЯРД за счет применения более жаростойких и совершенных по конструкции тепловыделяющих элементов и высокой температуры в активной зоне имел этот показатель равным 9100 м/с и выше. Стендовая база для испытаний ТЯРД объединенной экспедиции НПО «Луч» размещалась в 50 км юго-западнее г. Семипалатинск-21. Она начала работать в 1962 году. В 1971-1978 гг. на полигоне испытывались натурные тепловыделяющие элементы прототипов ЯРД. При этом отработанный газ поступал в систему закрытого выброса. Стендовый комплекс для полноразмерных испытаний ядерных двигателей «Байкал-1» находится в 65 км к югу от г. Семипалатинск-21. С 1970 по 1988 год проведено около 30 «горячих пусков» реакторов. При этом мощность не превышала 230 МВт при расходе водорода до 16,5 кг/сек и его температуре на выходе из реактора 3100 К. Все запуски прошли успешно, безаварийно, и по плану. В настоящее время подобные работы на полигоне прекращены, хотя оборудование поддерживается в относительно работоспособном состоянии. Стендовая база НПО «Луч» - единственный в мире экспериментальный комплекс, где можно без значительных финансовых и временных затрат проводить испытания элементов реакторов ЯРД. Не исключено, что возобновление в США работ по ТЯРД для полетов к Луне и Марсу в рамках программы «Космическая исследовательская инициатива» с планируемым участием в них специалистов России и Казахстана приведет к возобновлению деятельности семипалатинской базы и осуществлению «марсианской» экспедиции в 2020-е годы.

Советский ТЯРД РД-0410 — единственный работающий и надёжный промышленный ядерный ракетный двигатель в мире
Схема устройства американского ТЯРД (По программе NERVA)(1- Основание бака с жидким водородом, 2- Шары-баллоны,
Американский твёрдофазный ядерный реактивный двигатель ХЕ Prime на испытательном стенде (1968.г)
Первый американский ТЯРД KIWI-A установленный на испытательном стенде (Полигон в шт. Невада).
Американский твёрдофазный ядерный реактивный двигатель (Проект NERVA (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application)
Огневые испытания ТЯРД KIWI-A (Полигон в шт. Невада).
Схема устройства ТЯРД (1- Жидкий водород из бака, 2- Насос, 3- Турбина, 4- Выхлопные сопла турбонасоса, 5- Трубопровод системы охлаждения сопла (внутри трубопровода течет водород), 6- Сопло двигателя, 7- Отбор 3% расхода рабочего вещества (водорода) из реактора, 8- Радиационная защита, 9- Клапан регулирования мощности турбины.)
Устройство советского твёрдофазного ядерного ракетного двигателя РД-0410

Основные характеристики[править]

Удельный импульс на водороде: 910 — 980 сек (теор.до 1200 сек).
Скорость истечения рабочего тела (водород): 9100 — 9800 м/сек.
Достижимая тяга: до сотен и тысяч тонн.
Максимальные рабочие температуры: 2500-3000°C.
Ресурс работы: до нескольких тысяч часов (периодическое включение).

Основные характеристики ядерных реакетных двигателей и экспериментальных сборок СССР и США:

Страна-изготовитель Двигатель Тяга (Thrust) в вакууме, кН/(тонн) Удельный импульс, сек Работа проекта, год

США	NPS-2
США	Nerva 12 GW				1959
США	RN-6
СССР	РД-0410	35,3 (3,53 тонн)	910		1965-94
СССР	РД-410	68 (6,8 тонн)			1960
США	Nerva Alpha	71,7 (7,17 тонн)	860		1972
СССР	ЯРД-2200	81 (8,1 тонн)			1962-69
США	Nerva Gamma	81 (8,1 тонн)	975		1972
СССР	ЯРД тип A	177 (17,7 тонн)	900		1963
СССР	ЯРД тип AФ	196 (19,6 тонн)	950		1963
США	Nerva	266 (26,6 тонн)	800		1968
США	Nerva NTR	333,4 (33,34 тонн)	925		1991
СССР	РО-31	392 (39,2 тонн)			1967
СССР	ЯРД тип V-B	392 (39,2 тонн)	900		1963
СССР	ЯРД тип V	392 (39,2 тонн)	900		1963
СССР	РД-0411	392 (39,2 тонн)	900		1965-94
США	Timberwind 45	441,3 (44,13 тонн)	1000		1992
США	Timberwind 75	735,5 (73,55 тонн)	1000		1992
США	Nerva 2	867,4 (86,74 тонн)	825		1950-74
СССР	РД-600	1 960 (196 тонн)	2000	Газофазный	1962-70
США	Timberwind 250	2 451,6 (245,16 тонн)	1000		1992
США	Nuclear 12 Gw	2 892 (289,2 тонн)	830		1960
США	Nuclear 14 Gw	3 334 (333,4 тонн)	830		1960
США	NERVA 1mlbf	8 963 (896,3 тонн)	850		1963
США	NERVA/Lox Mixed Cycle	24 126 (2412,6 тонн)	810		1963

Принцип работы[править]

ТЯРД по своему принципу работы представляет собой высокотемпературный реактор-теплообменник, в который вводится рабочее тело (жидкий водород) под давлением, и по мере его разогрева до высоких температур (свыше 3000°С) выбрасывается через охлаждаемое сопло. Регенерация тепла в сопле очень выгодна, так как позволяет значительно быстрее разогревать водород и утилизируя значительное количество тепловой энергии повысить удельный импульс до 1000 сек (9100— 9800 м/с).

Топливо (ядерное горючее)[править]

В качестве высокоэффективных топливных композиций ТЯРД применяется сплошное карбидное горючее: сплавы карбида урана с карбидом ниобия, карбидом циркония, карбидом тантала. Максимальное содержание монокарбида урана в карбидном горючем не превышает 50% (мол) так как необходимо чтоб горючее имело температуру плавления свыше 3200°С. В случае понижения содержания карбида урана в горючем до 40-20% (мол) температура плавления горючего увеличивается на сотни градусов, и появляется возможность увеличить и температуру нагреваемого рабочего тела, и соответственно удельный импульс. Наиболее высокотемпературной топливной композицией в настоящее время считается сплав монокарбида урана с карбидом тантала (3650°С (20% монокарбида урана)), 3700°С (10% монокарбида урана)), которые позволяют при меньшем общем энергозапасе горючего обеспечить нагрев рабочего тела до 3300°С - 3500°С. Исследованные композиции монокарбида урана с карбидом гафния оказались пока бесперспективны (несмотря на ещё более высокую температуру плавления) так как гафний входящий в состав сплава обладает существенным сечением захвата тепловых нейтронов, и это его свойство сводит на нет применение такого горючего.

Зависимость теоретической удельной тяги от молекулярного веса рабочего тела и температуры в камере сгорания (реакторе). 1 — область соверемнных ЖРД, 2 — область водорода и гелия.

В качестве рабочего тела в ТЯРД применяется жидкий водород с дополнительно вводимыми функциональными добавками (гексан, гелий) как наиболее эффективный теплоноситель позволяющий достичь высоких значений удельного импульса. Помимо водорода может быть использован гелий, аргон и другие инертные газы. Но в случае применения гелия резко падает достижимый удельный импульс (в два раза) и резко возрастает стоимость теплоносителя. Аргон существенно дешевле гелия и может быть применён в ТЯРД, но его теплофизические свойства намного уступают гелию и тем более водороду (в 4 раза меньший удельный импульс). Более тяжёлые инертные газы из-за еще более худших теплофизических и экономических (высокая стоимость) показателей не могут быть применены в ТЯРД. Применение в качестве рабочего тела аммиака в принципе возможно, но при высоких температурах атомы азота образующегося при распаде аммиака вызывают высокотемпературную коррозию элементов ТЯРД. Кроме того достижимый удельный импульс настолько мал что уступает некоторым химическим топливам. В целом применение аммиака нецелесообразно. Использование углеводородов в качестве рабочего тела также возможно, но из всех углеводородов может быть применён только метан ввиду наибольшей стабильности. Углеводороды в большей степени показаны как функциональные добавки к рабочему телу. В частности добавка гексана к водороду улучшает работу ТЯРД в ядерно-физическом отношении и увеличивает ресурс работы карбидного топлива.

Сравнительные характеристики рабочих тел ЯРД

Рабочее тело Плотность, г/см3 Удельная тяга (при указанных температурах в камере нагрева, °К), сек 1920 2760 3590 4420 5250

Водород	0,071 (жидк)	638	774	905	1060	1235
Гелий	0,29 (жидк)	401	481	550	610	664
Аммиак	0,682 (жидк)	312	376	438	507	587
Вода	1,000 (жидк)	226	276	нет.данн	нет.данн	нет.данн

(Примечание: Давление в камере нагрева 45,7 атм, расширение до давления 1 атм при неизменном химическом составе рабочего тела)

Основным приемуществом ТЯРД перед химическими ракетными двигателями является получение более высокого удельного импульса, значительный энергозапас, компактность системы и возможность получения очень большой тяги (десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме. В целом удельный импульс достигаемый в вакууме больше чем у отработанного двухкомпонентного химического ракетного топлива (керосин-кислород, водород-кислород) в 3-4 раза, а при работе на наивысшей теплонапряжённости в 4-5 раз. В настоящее время в США и России существует значительный опыт разработки и постройки таких двигателей, и в случае необходимости (специальные программы освоения космоса) такие двигатели могут быть произведены за короткое время и будут иметь разумную стоимость. В случае использования ТЯРД для разгона космических аппаратов в космосе, и при условии дополнительного использования пертурбационных манёвров с использованием поля тяготения крупных планет (Юпитер, Сатурн, Уран, Нептун) достижимые границы изучения Солнечной системы существенно расширяются, а время потребное для достижения дальних планет значительно сокращается. Кроме того ТЯРД могут быть успешно применены для аппаратов работающих на низких орбитах планет-гигантов с использованием их разряжённой атмосферы в качестве рабочего тела, или для работы в их атмосфере.

Основным недостатком ТЯРД является наличие мощного потока проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны), а также вынос высокорадиоактивных соединений урана, тугоплавких соединений с наведённой радиацией, и радиоактивных газов с рабочим телом. В этой связи ТЯРД неприемлем для наземных пусков во избежание ухудшения экологической обстановки на месте пуска и в атмосфере.

Улучшение характеристик ТфЯРД. Гибридные ТфЯРД[править]

Как и у всякого ракетного или вообще любого двигателя, у твёрдофазного ядерного реактивного двигателя имеются существенные ограничения достижимых важнейших характеристик. Эти ограничения представляют собой невозможность устройству (ТфЯРД) работать в области температур превышающих диапазон предельных рабочих температур конструкционных материалов двигателя. Для расширения возможностей и значительного увеличения главных рабочих параметров ТфЯРД могут быть применены различные гибридные схемы в которых ТфЯРД играет роль источника тепла и энергии и используются дополнительные физические способы ускорения рабочих тел. Наиболее надёжной, практически осуществимой, и имеющей высокие характеристики по удельному импульсу и тяге является гибридная схема с дополнительным МГД-контуром (магнитогидродинамическим контуром) разгона ионизированного рабочего тела (водород и специальные присадки).

Ядерный ракетный двигатель времен СССР

traditio.wiki

Газофазный ядерный реактивный двигатель — Традиция

Материал из свободной русской энциклопедии «Традиция»

Газофазный ядерный реактивный двигатель (ГфЯРД) — двигатель, в котором для образования реактивной струи используется энергия деления ядерного топлива находящегося в газообразной плазменной форме, и передаваемая эффективному теплоносителю (гелий, водород). Оличается исключительно большой мощностью, теплонапряжением в т.наз «горячей зоне», и высоким удельным импульсом.

История ядерного газофазного двигателя начинает свой путь с конца 50-х годов, в то время когда человечеством была достигнута устойчивая технология производства ядерной энергии в реакторах и был накоплен солидный объём данных о ядерном топливе и его поведении в самых различных условиях эксплуатации. Сама возможность реализации принципов деления ядерного топлива в газообразной фазе предопределила и стремление учёных-атомщиков и разработку газообразного ТВЭЛа. Появилось несколько схем устройства газофазных ядерных реакторов и ракетных двигателей, но существенное отставание в практическом материаловедении от теоритических разработок не позволило создать рабочий образец газофазного реактора и ракетного двигателя по сегодняшний день. Трудности практической реализации оказались весьма велики, и в их ряду: организация устойчивого деления, создание критических условий в ГТВЭЛ (газофазный топливный элемент), подбор тугоплавких конструкционных материалов, и КПД деления топлива, оказались полностью взаимоувязаны и представляют комплексную проблему. В связи с этим разработчики стали вести поиски направлений реализации ГТВЭЛ в области физического удержания урановой плазмы с помощью сверхсильных магнитных полей. В этом направлении был достигнут наиболее ощутимый успех, и в этом прямая заслуга атомщиков-профессионалов России, но как и прежде ещё существует значительная масса технических трудностей. Общий ход и динамика разработки газофазного ядерного реактивного двигателя (равно и реактора) в настоящий момент позволяют утверждать что появление первых серийных и длительно работающих двигателей и реакторов большой мощности и с высокой степенью надёжности - перспектива ближайших 8-12 лет (2019-2029.г.г). Ведущей страной в направлении разработки и конструирования ГФЯРД является Россия.

Основные характеристики[править]

Принцип работы[править]

Принцип работы достаточно прост: в критической сборке реактора расположены специальные ТВЭЛы в которых в зависимости от коструктивного типа ТВЭЛа происходит деление урана, плутония и др в паровой (газообразной) фазе (урановая плазма). Разогретая до десятков тысяч градусов урановая плазма передаёт тепловую энергию теплоносителю (водород, гелий) с помощью лучистого теплообмена, а теплоноситель в свою очередь будучи нагрет до высоких температур и образует реактивную струю с высоким удельным импульсом.

ГТВЭЛ в ГФЯРД подразделятся на различные группы, в зависимости от того как организован процесс деления урановой плазмы. В настоящее время достаточно точно исследованы пять групп ГТВЭЛ, и именно на них базируется та или иная конструкция ГФЯРД. Группы ГТВЭЛ:

ТВЭЛ полного смешения[править]

Принципиальная схема ГФЯРД с ТВЭЛом полного смешения: (1-бериллиевый замедлитель-отражатель нейтронов, 2-урановая плазма, 3-силовой корпус двигателя, 4-боковой обдув «камеры сгорания», 5-регулирующие стержни (уран,бериллий,поглотитель), 6-подача расплавленного (суспензированного урана), 7-водородные форсунки, 8-урановые (пусковые) стержни, 9-рубашка охлаждения, 10-сопло Лаваля, А- продукты деления урана (осколки), вспомогательные добавки, водород).

ТВЭЛ полного смешения и ракетный двигатель на его основе представляет собой наиболее простую и надёжную конструкцию, но при этих достоинствах огромным недостатком такого типа ТВЭЛ является его крайне низкая экономичность при возможности получения высоких значений удельной тяги. При работе такого типа ТВЭЛ рабочее тело (водород) свободно смешивается с урановой плазмой и отсюда появляется колоссальный и совершенно недопустимый (из экологических и экономических соображений) расход дорогостоящего урана-233 -235. Деление урана происходит в полости ТВЭЛа после достижения нужных значений критической массы. При запуске двигателя в специальные каналы расположенные в бериллиевом замедлителе-отражателе нейтронов вводятся стержни из высокообогащённого урана, и одновременно в рубашку охлаждения двигателя и в рубашку охлаждения отражателя нейтронов вводится жидкий водород. Затем осуществляется впрыск тонкораспылённого металлического или шестифтористого урана-233 в полость ТВЭЛа полного смешения. По мере развития ядерных реакций и роста мощности в полости ТВЭЛ увеличивают подачу водорода через рубашку охлаждения в полость деления, и одновременно выдвигают урановые стержни из замедлителя отражателя с заменой их на одновременно вводимые стержни из бериллия. При развитии полной мощности развивается температура до 7000°С - 12000°С и давление в центральной полости до 1000 атм. Удельный импульс двигателя может быть доведён до 1000 - 2000 сек в зависимости от наличия дополнительного энергетического контура. В то же время расход металлического урана практически сравнивается с расходом рабочего тела и это условие существенно ограничивает перспективы применения ГФЯРД с ТВЭЛ полного смешения. Единственной возможностью приспособления такой схемы в качестве экономичной может быть осуществлено только в случае резкого снижения критической массы (применение тяжёлых трансуранов), и организация вихревого течения урановой плазмы в полости ТВЭЛ.

ТВЭЛ с прозрачной перегородкой (с открытым контуром)[править]

Принципиальная схема ГФЯРД с ТВЭЛом с прозрачной перегородкой (открытый контур): (1-бериллиевый замедлитель-отражатель нейтронов, 2-урановая плазма, 3-силовой корпус двигателя, 4-боковой обдув «камеры сгорания», 5-регулирующие стержни (уран,бериллий,поглотитель), 6-подача расплавленного (суспензированного урана), 7-водородные форсунки, 8-урановые (пусковые) стержни, 9-рубашка охлаждения, 10-сопло Лаваля, 11 - прозрачная перегородка, 12 - охлаждающие каналы в замедлителе.

Для уменьшения потерь дорогостоящего урана предложен ТВЭЛ в котором удержание урановой плазмы осуществляется механически, и исключается практически полностью перемешивание урановой плазмы с рабочим телом. Для осуществления такого ТВЭЛа и двигателя на его основе применяется разделение полостей урановой плазмы и рабочего тела с помощью прозрачной перегородки. В качестве материалов для конструирования прозрачной перегородки предложены двуокись кремния, оксид магния и оксид алюминия, так как они практически полностью удовлетворяют как своими физико-механическими свойствами, так и ядерными и оптическими. Энергия из полости с урановой плазмой передаётся рабочему телу с помощью излучения. Так же в конструкции перегородок предусматривается их обдув и охлаждение с помощью инертных газов. В качестве рабочего инертного газа для охлаждения и обдува прозрачной перегородки наиболее эффективен неон и некоторые его смеси с другими инертными газами. Для увеличения оптической плотности рабочего тела (водород) применяется добавление в него паров лития в количестве от 0,3% до 10%.

ТВЭЛ с прозрачной перегородкой (с закрытым контуром)[править]

В конструкции ТВЭЛ с прозрачной перегородкой и замкнутым контуром используются так же передача энергии от урановой плазмы к рабочему телу с помощью излучения, но в отличие от схемы ТВЭЛ с открытым контуром, уран в данном случае циркулирует по замкнутому циклу и после очистки и сгущения вновь направляется в полость ТВЭЛ для энерговыделения. Двигатель на основе данной схемы ТВЭЛ обладает существенно более высокой экономичностью и потери урана в нём относительно невелики. Другим достоинством его является возможность получения не только высокого удельного импульса, но и больших величин удельной тяги (десятки-сотни тонн). Температуры в полости деления урановой плазмы в таком ТВЭЛ достигают 25000 - 30000К

ТВЭЛ с разделением урановой плазмы и рабочего тела в активной зоне реактора[править]

Используется разделение сред в поле центробежных сил за счет разницы в массе рабочего тела и урана. Твэл - цилиндрический канал, в который тангенсально вводится смесь. Силы действующие в вихре компенсируются центробежными силами. Размер выходного сопла выбирается с учетом допустимой потери урана. Наиболее сложно осуществление разделения урана и рабочего тела в вихре при жестком ограничении потери урана. Необходимо оценивать степень турбулизации потока, т.к. она влияет на распределение урана.

ТВЭЛ струйного типа (открытый контур)[править]

Принципиальная схема ГФЯРД с ТВЭЛом струйного типа и открытым контуром: (1-бериллиевый замедлитель-отражатель нейтронов, 2-зона лучистого теплообмена урановой плазмы и рабочего тела, 3-силовой корпус двигателя, 4-боковой обдув «камеры сгорания», 5-регулирующие стержни (уран,бериллий,поглотитель), 6-подача водорода, 7-водородные форсунки, 8-урановые (пусковые) стержни, 9-рубашка охлаждения, 10-сопло Лаваля, 11 -охлаждающие каналы в замедлителе-отражателе, 12 -охлаждающая полость перегородки, 13 -тугоплавкая перегородка застойной зоны, 14 -патрубки подачи расплавленного или суспензированного урана, 15 - патрубок ввода жидкого водорода в рубашку охлаждения, 16- продукты деления урана (осколки), вспомогательные добавки, водород), 17 -урановая струя, 18 - перегретый водород.

В конструкции ТВЭЛ струйного типа с открытым контуром применяется специальная перегородка через которую осуществляется впрыск жидкого урана в полость деления, и формирующая застойную зону деления урана. Конструктивно она выполняется из тугоплавкого сплава, имеет охлаждение и способность отражать некоторую часть нейтронов (встроенный отражатель). Делящийся уран в столбе плазмы передаёт тепловую энергию с помощью излучения непосредственно рабочему телу, и частично смешивается с ним. Вынос урана из двигателя с ТВЭЛом такого типа хотя и меньший чем из ТВЭЛа полного смешения, но всё же достаточно велик, и ввиду этого данная схема считается для практического использования неэкономичной и неперспективной.

ТВЭЛ струйного типа с рециркуляцией урана)[править]

Принципиальная схема ГФЯРД с ТВЭЛом струйного типа и рециркуляцией урана (замкнутый контур): (1-регулирующие стержни (уран,бериллий,поглотитель), 2-подача жидкого или диспергированного урана, 3-водородные форсунки, 4-силовой корпус двигателя, 5-урановые (пусковые) стержни, 6-охлаждающие каналы в замедлителе-отражателе, 7-рубашка охлаждения, 8-патрубок ввода жидкого водорода в рубашку охлаждения, 9-продукты деления урана (осколки), вспомогательные добавки, водород), 10-сопло Лаваля, 11-,12-,13-,14-,15-,16-бериллиевый замедлитель-отражатель нейтронов,17-боковой обдув «камеры сгорания»,18- столб урановой плазмы

В этом типе ТВЭЛа реализуется схема непрерывной циркуляции урана через замкнутый контур. Потери делящегося вещества в нём невелики и приемлемы для выгодной и достаточно безопасной эксплуатации. Разогретый (жидкий уран) подаётся по трубопроводу в полость деления в виде медленно движущейся струи пара имеющей ламинарный характер течения. Струя урановой плазмы направляется вдоль оси ТВЭЛа к приёмнику паров урана. Приёмник паров урана засасывает эти пары вместе с небольшой примесью рабочего тела и вспомогательных добавок (смешение урана и водорода незначительно но имеет место) и далее эта смесь направляется в сепаратор. Отделённый от рабочего тела уран вновь направляется насосом в полость деления, а отфильтрованное рабочее тело и примеси сбрасывается в космос.

ТВЭЛ со стабилизацией течения струи плазмы магнитным полем[править]

ТВЭЛ струйного типа с рециркуляцией урана по замкнутой схеме экономичен и надёжен, но как показали исследования наложение сильного продольного магнитного поля на столб ионизированной урановой плазмы позволяет существенно улучшить геометрию столба урановой плазмы и как следствие повысить не только её устойчивость, но и резко уменьшить смешение паров ядерного топлива с рабочим телом. В настоящее время такая схема является наиболее предпочтительной для создания мощных и долговечных ГФЯРД с наиболее высокими температурами в зоне деления и соответственно с наиболее высоким удельным импульсом. В пределе могут быть достигнуты и использоваться в ТВЭЛах такого типа температуры до 60 000-90 000К (!) и выше, а удельный импульс может быть доведён до 6000-10000 сек. Мнение большинства специалистов рассматривает именно этот тип ТВЭЛ как наиболее вероятный для создания двигателей для полётов к другим планетам.

Основные преимущества[править]

Приемуществом ГФЯРД перед другими типами и видами реактивных двигателей состоит в том что в нём могут быть реализованы чрезвычайно высокие мощностные характеристики, удельный импульс, и относительно малая масса на единицу мощности. Подобно мощным жидкостным ракетным двигателям, в ГФЯРД может быть получена тяга в сотни и даже тысячи тонн. При этом если химическое топливо позволяет достичь пределного удельного импульса в 600 сек (max'), то в ГФЯРД удельный импульс превышает 1000 сек и может быть доведён до 10 000 сек (max'). Помимо этого ГФЯРД обладает удельной мощностью в десятки и сотни раз большей чем ТФЯРД (твёрдофазый ядерный ракетный двигатель) и более широким спектром топливных композиций (уран-233, уран-235, плутоний-239 и некоторые трансураны).

Основные недостатки[править]

Основным недостатком ГФЯРД является его радиационная опасность, напрямую зависящая от коэффициента деления урана. При любом, даже самом минимальном выносе урана и его продуктов деления из сопла двигателя, общий объём радиоактивного загрязнения оказывается недопустимо большим. Вынос газообразного урана и радиоактивных продуктов его деления, представляет серьёзную экологическую опасность и исключает возможность применения ГФЯРД для старта с Земли. Единственно приемлемым способом его эксплуатации является использование ГФЯРД для разгона космических кораблей и иных грузов исключительно в космическом пространстве, а также на иных планетах и их спутниках (допускающих возможность загрязнения).

Топливо и рабочее тело[править]

Некоторые доступные и перспективные делящиеся изотопы приемлемые для обеспечения ГФЯРД энергией

Рабочий изотоп Энергия осколков, Мэв Энергия осколков, ккал/кг Плотность топл, г/см3 Эквивалент (h3+O2), тонн/кг

233U	171,5	19,04
235U	172,7	19,04
239Pu	178,6	19,84
243Am	177,5	13,67
245Cm	189,4	13,,51
251Cf	185,0	15,1
252Cf	190	15,1

Значение ГФЯРД для космонавтики[править]

Значение ГФЯРД для освоения космического пространства весьма велико, так как именно в таком двигателе на сегодняшний день может быть реализована не только очень большая тяга и общий энергозапас, но и ввиду громадного удельного импульса очень высокие скорости до которых может быть разогнан пилотируемый или непилотируемый космический аппарат. Достижение возможности ускорения космических кораблей до сотен и первых тысяч километров в секунду открывает путь пилотируемым полётам к самым отдалённым уголкам Солнечной системы (Пояс Койпера) за разумно короткие сроки. Помимо этого применение ГФЯРД позволит обеспечить практическое освоение и колонизацию Луны и Марса. Гигантские величины удельной тяги ГФЯРД позволят осуществлять быструю буксировку достаточно крупных астероидов с ценными полезными ископаемыми или запасами необходимых элементов требуемых в процессах терраформирования планет.

Под ред А. С. Кортеньева. Ракетные двигатели и энергетические установки на основе газофазного ядерного реактора. Москва. «Машиностроение». 2002.г.

traditio.wiki

Ядерный реактивный двигатель - это... Что такое Ядерный реактивный двигатель?

Я́дерный раке́тный дви́гатель (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 сопло) и импульсными (ядерные взрывы малой мощности при равном промежутке времени).

Традиционный ЯРД в целом представляет собой конструкцию из ядерного реактора и собственно двигателя. Рабочее тело (чаще — аммиак или 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, соответственно агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора — твёрдое, расплав или высокотемпературный газ (либо плазма). ЯРД активно разрабатывались и испытывались в СССР и США с середины 1950-х годов. Исследования ведутся и в настоящее время.

Ядерный импульсный двигатель

Исследовались также импульсные ядерные ракетные двигатели. Ими занимались и в США и, позднее, в СССР.

Космический корабль проекта «Орион», рисунок художника

Например, в США известен проект «Orion» в 1958 году фирмы «Дженерал Атомикс» (англ. «General Atomics»).

Атомные заряды мощностью примерно в 1 килотонну на этапе взлёта должны были 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 передавался собственно кораблю. Затем, когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно было уменьшить. При взлёте корабль должен был лететь строго вертикально, чтобы минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы.

Программа развития проекта «Orion» была рассчитана на 12 лет, расчётная стоимость — 24 миллиарда долларов, что было сопоставимо с запланированными расходами на лунную программу «Аполлон» («Apollo»). Интересно, что разработчики предполагали на базе этого корабля построить самый настоящий звездолёт массой в 500 000 т. Согласно их расчётам, ядерно-импульсный звездолёт достиг бы Альфы Центавра за 130 лет. Однако приоритеты изменились. В дальнейшем финансировании проекта было отказано.

В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950-70-х годах (см. РД-0410).

Устройство содержало дополнительные химические реактивные двигатели, выводящие его на 30-40 км от поверхности Земли и 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.

В США были проведены несколько испытаний модели летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем.

Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось. Дальнейшие практические разработки в области импульсных ЯРД были прекращены в конце 1960-х гг.

См. также

Ссылки

Wikimedia Foundation. 2010.

dic.academic.ru

Ядерный реактивный двигатель Википедия

Классификация ядерных ракетных двигателей[1]

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: твёрдофазный, 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 Келдыша М. В., Курчатова И. В. и Королёва С. П.[2]. 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 ведутся и в 2018 году[3].

По оценкам А. В. Багрова, М. А. Смирнова и С. А. Смирнова ядерный ракетный двигатель может добраться до Плутона за 2 месяца[4][5] и вернуться обратно за 4 месяца с затратой 75 тонн топлива, до Альфы Центавра за 12 лет, а до Эпсилон Эридана за 24,8 года[6].

Твёрдофазный ядерный ракетный двигатель

В твёрдофазных 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 8000—9000 м/с, что более, чем вдвое превышает показатели наиболее совершенных химических ракетных двигателей. Наземные демонстраторы технологий ТфЯРД в ХХ веке были созданы и успешно испытаны на стендах (программа NERVA в США, РД-0410 в СССР).

Жидкофазный ядерный ракетный двигатель

Газофазный ядерный ракетный двигатель

Ядерный импульсный двигатель

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 были проведены несколько испытаний модели летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Были получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем.

Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.

Другие разработки

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.

Космический корабль проекта «Орион», рисунок художника

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[7]. 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.[8][9] Однако приоритеты изменились, и в 1965 году проект был закрыт.

В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950—70х годах[10]. Устройство содержало дополнительные химические реактивные двигатели, выводящие его на 30-40 км от поверхности, Земли и 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.

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 2026,7 °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[11].

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

Ядерная электродвигательная установка

С 2010 года в России начались работы над проектом ядерной электродвигательной установки (ЯЭДУ) мегаваттного класса для космических транспортных систем[14][15]. По словам директора и генерального конструктора ОАО «НИКИЭТ» Юрия Драгунова, чьё предприятие конструирует реакторную установку, согласно плану ЯЭДУ должна быть готова в 2018 году[16][17]. На начало 2016 года завершено эскизное проектирование[18], проектная документация[19], завершены испытания системы управления реактором[20], проведены испытания ТВЭЛ[21], проведены испытания корпуса реактора[22], проведены испытания полномасштабных макетов радиационной защиты реакторной установки[23].

См. также

Примечания

↑ Паневин, Прищепа, 1978.
↑ Центр Келдыша, 2003, с. 192.
↑ Роскосмос занялся разработкой ядерного космического корабля, Lenta.ru, 28.10.2009.
↑ АКАДЕМИИ НАУК СССР КОМИССИЯ ПО РАЗРАБОТКЕ НАУЧНОГО НАСЛЕДИЙ К. Э. ЦИОЛКОВСКОГО ГОСУДАРСТВНЫЙ МУЗЕЙ ИСТОРИИ КОСМОНАВТИКИ им. к.э. ЦИОЛКОВСКОГО ТРУДЫ ДВАДЦАТЫХ ЧТЕНИЙ К. Э.ЦИОЛКОВСКОГО Секция «Проблемы ракетной и космической техники» Калуга, 1985 г. А. В. Багров, М. А. Смирнов, С. А. Смирнов МЕЖЗВЕЗДНЫЕ КОРАБЛИ С МАГНИТНЫМ ЗЕРКАЛОМ
↑ Багров А. В., Смирнов М. А. Каравеллы для звездоплавателей // Наука и человечество. 1992—1994. — М.: Знание, 1994.
↑ Международный ежегодник «Гипотезы прогнозы наука и фантастика» 1991 г. XXI век: строим звездолет. Александр Викторович Багров. Михаил Александрович Смирнов
↑ http://www.astronautix.com/lvs/oritsink.htm Orion Starship — Heat Sink, Encyclopedia Astronautica www.astronautix.com
↑ http://www.astronautix.com/lvs/oriative.htm Orion Starship — Ablative, Encyclopedia Astronautica www.astronautix.com
↑ Looking Back at Orion by Paul Gilster on September 23, 2006, Centauri Dreams (centauri-dreams.org)
↑ Российские ядерные двигатели могут быть использованы при полёте на Марс
↑ Andrew Jones //China sets out long-term space transportation roadmap including a nuclear space shuttle. gbtimes.com. 2017-11-16.
↑ NASA Is Bringing Back Nuclear-Powered Rockets to Get to Mars//Fortune, новостной портал, по информации Bloomberg. 15 февраля 2018.
↑ Даниил Ревадзе//NASA возвращается к идее ядерного двигателя для космических кораблей. Портал hightech.fm. 17 февраля 2018.
↑ В России создается принципиально новая энергодвигательная установка для космических миссий
↑ Росатом разработка новой космической ядерной установки идет по плану
↑ В России собрали первый в мире ТВЭЛ для космической энергоустановки. // Lenta.ru
↑ Завершены испытания системы управления реактором космической ЯЭДУ
↑ Первая часть проекта ядерного двигателя для корабля будет заверена в 2012 г
↑ В 2016 году Росатом приступит к созданию космического реактора
↑ Завершены испытания регулирующего органа реактора ЯЭДУ мегаваттного класса
↑ Космические ядерные энергодвигательные установки сейчас возможны только в России
↑ В России успешно завершены испытания корпуса ядерного реактора для космоса
↑ АО «НИКИЭТ» успешно завершило испытания полномасштабных макетов радиационной защиты реакторной установки для транспортно-энергетического модуля

Литература

Паневин И. Г., Прищепа В. И. Космические ядерные ракетные двигатели. — М.: «Знание», 1978. — 64 с.
КОРОТЕЕВ А.С., КОНЮХОВ Г.В., ДЕМЯНКО Ю.Г. ЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ. — М.: Норма-Информ, 2001. — 415 с.
Демянко Ю. Г., Конюхов Г. В., Коротеев А. С., Кузьмин Е. П., Павельев А. А. Ядерные ракетные двигатели. 2001.
АКИМОВ В.Н., КОРОТЕЕВ А.С., ГАФАРОВ А.А. и другие. Ядерные ракетные двигатели: воспоминания о будущем // Исследовательский центр имени М. В. Келдыша. 1933-2003 : 70 лет на передовых рубежах ракетно-космической техники. — М: "Машиностроение", 2003. — С. 190—209. — 439 с. — ISBN 5-217-03205-7.
Коротеев А. С. Ракетные двигатели и энергетические установки на основе ядерного реактора.

Ссылки

wikiredia.ru

ядерный, прямоточный, воздушно-реактивный: red_atomic_tank

Опыт Второй мировой войны отлично показал – если авиастроительная фирма хочет остаться на плаву и рассчитывать на военные заказы, необходимо не просто идти в ногу со временем, но и значительно опережать его. Новые технологии появлялись буквально из ниоткуда и надо было быстро адаптироваться под них. Потому уже в 50-ых годах многие конструкторы активно занимались решениями для самолётов, что могут быть построены лишь через 20 или 30 лет. Так в Republic Aviation Corporation ещё в начале 50-ых приступили к исследованию вопроса создания гиперзвуковых самолётов, в том числе прорабатывая и их возможное военное применение. Активным сторонником этих работ был сам Александр Картвели, по сути, и возглавивший эти изыскания. В 1960 году на Национальном собрании авиаконструкторов в Сан-Диего он выступил с докладом о прогрессе в работе над гиперзвуком и представил два возможных проекта гиперзвуковых бомбардировщиков 70-80ых годов.

1. 4,25-маховый бомбардировщик с ядерным прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

По мнению Картвели, наиболее выгодным вариантом для гиперзвукового бомбардировщика по сочетанию сложность-эффективность является использование ядерных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, аналогичных разрабатываемому в то время двигателю Pluto для Vought SLAM, но только в разы более мощных. Для бомбардировщика массой в 159 тонн он предложил использовать два ядерных прямоточных двигателя на базе ядерных двигателей General Electric AC-210-1, которые обеспечили бы самолёту скорость до 4,25 Мах на высоте в 26 километров. Формально самолёт имел неограниченную дальность полёта, но после прохождения 63000 километров заканчивалась рабочая масса реактора, так что можно сказать, что радиус полёта - 31500 километров.

4,25-маховый ядерный бомбардировщик в сравнении с ядерной крылатой ракетой SLAM. Рисунок Scott Lowther.

Кроме ядерных прямоточных "турбин" бомбардировщик имел целый набор дополнительных двигателей. Так как ядерный ПВРД такой конструкции мог заработать лишь на скорости в 3 Мах, самолёт оснащался четырьмя сбрасываемыми ракетными ускорителями в две очереди. Первая очередь использовалась для взлёта (который мог выполнять как горизонтально, так и вертикально) и первоначального набора высоты. После происходил сброс двигателей, и их место занимали ускорители второй очереди, обеспечивающие набор нужной скорости. Такая схема так же решала вопрос с радиоактивным загрязнением от ядерных ПВРД. Самолёт должен был базироваться в США и лететь над территорией страны именно на ракетных двигателях. В дальнейшем, как и ракета SLAM, бомбардировщик оставлял за собой шлейф радиоактивных осадков, что служило дополнительным поражающим фактором. После выполнения миссии самолёт возвращался, предварительно набрав максимальную высоту. Перед входом на американскую территорию ядерные двигатели останавливались, во избежание загрязнения и самолёт планировал на авиабазу, используя дополнительные выдвижные двигатели J-79 для манёвров и коррекции траектории посадки.

Устройство 4,25-махового ядерного бомбардировщика. Рисунок Scott Lowther.

Из-за высокой радиационной опасности экипаж из двух человек размещался внутри бомбардировщика в маленьком кокпите за массивным экраном из свинца, стали и гипса. Посадка в капсулу происходила через специальный туннель, блокируемый перед взлётом, что в итоге обеспечивало сплошную радиационную защиту. Пилоты не имели никакой возможности управлять самолётом иначе, чем по приборам. Единственный перископ был выведен в нижнюю часть носа самолёта и использовался для посадки. Неизвестно, была ли предусмотрена эвакуация экипажа в случае поражения или поломки бомбардировщика.

4,25-маховый ядерный бомбардировщик Александра Картвели. Рисунок Scott Lowther.

Основным оружием самолёта должны были стать крылатые или баллистические ракеты, возможно так же с ядерным двигателем. Такой выбор был обусловлен тем, что скорости в 4,25 Мах было недостаточно для гарантированного преодоления вражеской ПВО, но благодаря ядерным двигателем бомбардировщик мог атаковать СССР или любого другого противника с абсолютно любого направления, не прикрытого ПВО. И даже если самолёт будет сбит, его падение на территорию противника всё равно нанесёт серьёзный урон. Рассматривался так же вариант с долговременным барражированием над Мировым океаном перед непосредственной атакой, в ожидании приказа на нанесение удара или на возврат на базу. Предполагалось, что самолёт может быть построен уже в 1970 и встать на вооружение в 1975 году.

2. 7-маховый гиперзвуковой бомбардировщик.

Хоть использование ядерных ПВРД и выгодно, но область их применения из-за загрязнения крайне ограничена – по сути, самолёт с этими двигателями может совершить взлёт только в случае начала полноценной ядерной войны, когда уже нечего терять. Для всех других задач необходимо создать проект с использованием обычных двигателей, что хоть и сложнее, но всё же возможно. Потому Картвели представил на конференции и аванпроект одноместного бомбардировщика-разведчика, развивающего скорость до 7 Мах с прямоточными двигателями обычного типа.

7-маховый гиперзвуковой бомбардировщик Александра Картвели. Рисунок Scott Lowther.

Форма самолёта – результат почти пяти лет исследований механики гиперзвуковых полётов в Republic Aviation Corporation. Многие решения, показанные в данном варианте (например, использование дельтовидного крыла) станут почти классическими для иных гиперзвуковых проектов. Бомбардировщик имел две пары двигателей – обычные турбины для взлёта, посадки и набора скорости до 3 Мах, и два ПВРД, разгонявшие самолёт до 7 Мах. Интересно отметить, что двигатели располагались последовательно друг за другом и использовали одни воздухозаборники и сопла. Спереди размещался обычный двигатель, позади ПВРД, это было сделано для экономии веса самолёта. Оба двигатели должны были использовать один тип топлива - JP-7, что упростило бы размещение баков на бомбардировщике.

7-маховый гиперзвуковой бомбардировщик, внутреннее устройство.

Бомбардировщик мог нести одну ядерную бомбу весом до 1,2 тонны, либо аппаратуру для выполнения разведывательных полётов. Радиус полёта бомбардировщика всего 3700 километров. В отличие от своего ядерного коллеги, скорость и высота этого самолёта были достаточны для преодоления любой, даже перспективной ПВО, потому никаких сложных и длинных маршрутов ему не требовалось. Этот проект был проработан куда менее первого, из-за того, что многие детали (например двигатели) ещё недостаточно исследованы, но Картвели считал, что уже к 80-ым годам создание такого самолёта будет возможно.

Источники:Aviation Week. 08-1960.US Bomber Projects Number 8. Scott Lowther.US Bomber Projects Number 10. Scott Lowther.

red-atomic-tank.livejournal.com