Содержание
Все страницы — Юнионпедия
Все страницы — Юнионпедия
Новый! Скачать Юнионпедия на вашем Android™ устройстве!
Скачать
Более быстрый доступ, чем браузер!
Все страницы · Предыдущая (Реестровые казаки) · Следующий (С начала времён)
Из:
| РД-0410 | РД-10 | РД-107 |
| РД-107А | РД-108 | РД-108А |
| РД-120 | РД-170 | РД-1700 |
| РД-171 | РД-171М | РД-171МВ |
| РД-173 | РД-175 | РД-180 |
| РД-181 | РД-191 | РД-193 |
| РД-20 | РД-250 | РД-251 |
| РД-252 | РД-253 | РД-256 |
| РД-261 | РД-262 | РД-264 |
| РД-270 | РД-270К | РД-270М |
| РД-275 | РД-275М | РД-276 |
| РД-3 | РД-301 | РД-33 |
| РД-33МК | РД-36 | РД-36-41 |
| РД-36-51 | РД-3М | РД-3М-500 |
| РД-41 | РД-45 | РД-500 |
| РД-54 | РД-600 | РД-600B |
| РД-7 | РД-701 | РД-704 |
| РД-8 | РД-843 | РД-857 |
| РД-9 | РД-9Б | РД0146 |
| РД0146Д | РДК | РДК-300 |
| РДП | РДОО «Пионеры Башкортостана» | РДОО «Пионеры Башкортостана» |
| РДА | РДН | РДС |
| РДС-1 | РДС-2 | РДС-220 |
| РДС-27 | РДС-3 | РДС-37 |
| РДС-4 | РДС-41 | РДС-5 |
| РДС-6с | РДС-7 | РДС-9 |
| РДСБ | РДТ | РДТТ |
| РДФЭН | РДЦ | РДЦ (значения) |
| РДШ | РДМ в Иерусалиме | РДГ |
| РДГ-1 | РДГ-2 | РДГУ |
| РДДР | РЕК | РЕПО |
| РЕН | РЕН (телеканал) | РЕН ТВ |
| РЕН ТВ (телеканал) | РЕН ТВ (Воронеж) | РЕН ТВ — СЕТИ НН |
| РЕН ТВ Балтия | РЕН ТВ-6 канал | РЕН ТВ-Воронеж |
| РЕН-ТВ | РЕНОВА | РЕНАМО |
| РЕНТВ | РЕС | РЕСПЕКТ (партия) |
| РЕСО-Гарантия | РЕТА | РЕТН |
| РЕФАЛ | РЕЦ | РЕЭ |
| РЕп Школа | РЕпер Сява | РЕМКО |
| РЕГНУМ | РЕЛКОМ | РЕЛЭКС |
| РЕЛИКТ-1 | РЛКСМ | РЛП Межреченский |
| РЛА | РЛС | РЛС (значения) |
| РЛС «Зоопарк» | РЛС разведки наземных целей | РЛС разведки наземных движущихся целей |
| РЛС контрбатарейной борьбы | РЛС наземной разведки | РЛС поля боя |
| РЛС Воронеж | РЛС Дуга | РЛХЛ |
| РЛЭ | РЛМ | РЛГСН |
| РЛД | РЛЛ | С |
| С (серия подводных лодок) | С (электросекция) | С (электровоз) |
| С (электропоезд) | С (язык программирования) | С (аниме) |
| С (буква) | С (значения) | С (кириллица) |
| С 300 | С 5 до 7. Время любовников | С 9 до 5 (фильм) |
| С собой не унесёшь | С собой не унесёшь (фильм) | С собой не унесешь |
| С собой не унесешь (фильм) | С согласия суда | С согласия суда (фильм) |
| С утра пораньше | С уважением | С улицы Роз (театр) |
| С ума сойти! | С унынием в лице | С унынием в лице (фильм) |
| С широко закрытыми глазами | С широко закрытыми глазами (фильм) | С широко открытыми глазами |
| С шиком | С шиком (фильм) | С точки зрения науки |
| С тобой и без тебя | С тобой и без тебя (фильм) | С тобой и без тебя (фильм, 1973) |
| С тобой и без тебя (фильм, 2001) | С тобой мы в разлуке | С того света (фильм) |
| С той стороны зеркального стекла | С той стороны зеркального стекла (альбом) | С течением времени |
| С течением времени (фильм) | С тех пор | С тех пор как вы ушли |
| С тех пор, как уехал Отар | С феями — шутки плохи | С феями — шутки плохи (фильм) |
| С феями — шутки плохи | С феями — шутки плохи (фильм) | С чёрного хода |
| С чёрного хода (фильм) | С чёрного хода (фильм, 1921) | С чёрного хода (фильм, 2008) |
| С чёрного хода (фильм, 2009) | С чистого листа | С чистого листа («Остаться в живых») |
| С чистого листа (телесериал) | С чистого листа (Остаться в живых) | С чистого листа (альбом) |
| С чистого листа (значения) | С черного хода | С черного хода (фильм) |
| С чего начинается Родина | С чего начинается Родина (значения) | С чего начинается Родина (памятник) |
| С чего начинается Родина (песня) | С чего начинается Родина? | С Н Гоенка |
| С Новым годом | С Новым годом (фильм) | С Новым годом! |
| С Новым годом! (фильм, 1973) | С Новым годом! (фильм, 2014) | С Новым годом, мамы! |
| С берёз, неслышен, невесом… | С вахты | С весельем и отвагой |
| С весельем и отвагой (фильм) | С вечера до полудня | С вечера до полудня (фильм) |
| С гулькин нос | С гачек | С глаз — долой, из чарта — вон! |
| С глаз — долой, из чарта — вон! (фильм) | С глаз — долой, из чарта — вон! | С глаз — долой, из чарта — вон! (фильм) |
| С глазу на глаз | С глазу на глаз (фильм) | С голубого ручейка начинается река |
| С дьявольским упорством | С двумя девушками | С динамитом в кулаке |
| С динамитом в кулаке (фильм) | С днём рождения (песня) | С днём рождения! |
| С днём рождения! (фильм) | С днём рождения! (альбом) | С днем рождения |
| С днем рождения тебя | С днем рождения! | С днем рождения! (фильм) |
| С добрым утром | С добрым утром (мультфильм) | С добрым утром! |
| С добрым утром! (мультфильм) | С девяти до пяти | С девяти до пяти (фильм) |
| С земными девушками всё легко и просто | С земными девушками всё легко и просто (фильм) | С земными девушками все легко и просто (фильм) |
| С извинениями для Джесси Джексона | С каких пор перевелись богатыри на Святой Руси | С квартиры на квартиру |
| С кошки всё и началось | С кошки всё и началось (фильм) | С кошки всё и началось. .. |
| С кошки всё и началось… (фильм, 1982) | С кошки всё и началось… | С кошки всё и началось… (фильм) |
| С кошки все и началось… | С корабля | С кем ты |
| С кем ты? | С кем бы отведать сыра | С кем бы побегать |
| С кем поведёшься | С кем поведёшься (фильм) | С кем поведёшься (мультфильм) |
| С кем поведешься | С кем поведешься (фильм) | С кем поведешься (мультфильм) |
| С кем переспать?! | С кем переспать?!! | С любимыми не расставайтесь |
| С любимыми не расставайтесь (фильм) | С любимой под венец | С любимой под венец (фильм) |
| С любовью к единственной | С любовью к Единственной | С любовью к Единственной (альбом) |
| С любовью, Рози (фильм) | С любовью, Саймон | С любовью, Хина |
| С любовью, Винсент | С любовью, Лайза | С любовью, Лайза (фильм) |
| С любовью, Лиля | С любовью, Лиля (фильм) | С лёгким паром |
| С лёгким паром! | С лёгким паром! (телепередача) | С легким паром |
| С легким паром! | С легким паром! (телепередача) | С мускульным приводом |
| С меня хватит | С меня хватит (фильм) | С меня хватит (фильм, 1993) |
| С меня хватит (фильм, 2002) | С меня хватит! | С меня хватит! (фильм, 1993) |
Ядерные ракетные двигатели — «ЭРГОСФЕРА»
Мы живем на дне гравитационного колодца.
Популярные книги про общую теорию относительности часто описывают пространство как тонкую резиновую пленку, весьма слабо натянутую. Звезды или планеты представляются шариками, положенными на эту пленку и сильно ее прогибающими. Такой прогиб и называют «гравитационным колодцем», хотя он больше похож на воронку.
Наш колодец очень глубок. Это необходимо, чтобы на Земле могла существовать жизнь: иначе наша планета растеряла бы кислород, которым мы дышим, а еще быстрее — воду, из которой все живое состоит больше чем наполовину. Ведь скорости молекул воздуха распределены по закону Максвелла, а значит, есть такие, чья скорость в четыре, шесть, даже в десять раз больше средней. Вот только число их стремительно падает с увеличением скорости. Но молекул со скоростью вчетверо больше средней еще достаточно много, поэтому водород и гелий в атмосфере Земли не удерживаются, а улетают в межпланетное пространство — как крошечные искусственные спутники. Потому что чем меньше молекулярный вес, тем большую скорость имеют молекулы при той же температуре, а у водорода и гелия — самые-самые легкие молекулы.
Масса молекулы водорода из двух атомов — 2 а.е., а одноатомного гелия — 4 а.е.
Кому это выгодно
Но когда такие же молекулы вылетают из сопла ракетного двигателя, в формулу тяги входит их средняя скорость. А ее можно поднять, только повышая температуру в камере сгорания. Молекулярную массу снизить можно, подбирая состав топлива для ракетного двигателя, но выбор тут крайне невелик. Лучшее горючее, каким мы располагаем, — это водород, а лучшие окислители — фтор и кислород. В результате реакции получается либо плавиковая кислота HF, либо обычная вода h3O. Молекулярная масса воды 18, а плавиковой кислоты — 19. Это в девять раз больше массы молекулы водорода, а значит, при той же температуре скорость будет в три раза меньше — в формуле энергии скорость в квадрате, помните, mv2/2? Соответственно, при той же температуре нагрева для создания той же тяги воды надо в три раза больше по массе, чем водорода.
Поэтому оказывается выгодным в камеру ЖРД водорода закачать побольше, чтобы он сгорел не весь, а остаток смешался с водяным паром и снизил среднюю молекулярную массу выхлопа, при этом температура упадет, но скорость в оптимуме получается в полтора раза больше.
Примерно так и работают все кислородно-водородные ракетные двигатели. Они самые эффективные среди всех химических ракетных двигателей. Но и их эффективности не хватает, чтобы одноступенчатая ракета могла вывести на орбиту сколько-нибудь заметную полезную нагрузку.
Чтобы получить еще большую эффективность, нужно иметь выхлоп из чистого водорода, но как его нагреть до нужной температуры? В конце 1950-х — начале 1960-х годов ответ на этот вопрос казался очевидным — конечно, ядерной энергией! То есть надо создать ядерный ракетный двигатель. По расчетам получалось, что он будет вдвое экономичнее лучшего кислород-водородного! Такой аппарат вполне мог бы взлететь с Земли и выйти на орбиту, не сбрасывая отработанные ступени.
Ядерные астронавты
Соревнование между СССР и США, в том числе и в космосе, шло в это время полным ходом, инженеры и ученые вступили в гонку по созданию ЯРД, военные тоже поддержали вначале проект ядерного ракетного двигателя. Поначалу задача казалась очень простой — нужно только сделать реактор, рассчитанный на охлаждение водородом, а не водой, пристроить к нему сопло, и — вперед, к Марсу! Американцы собирались на Марс лет через десять после Луны и не могли даже помыслить о том, что астронавты когда-нибудь его достигнут без ядерных двигателей.
Американцы очень быстро построили первый реактор-прототип и уже в июле 1959 года провели его испытания (они назывались KIWI-A). Эти испытания всего лишь показали, что реактор можно использовать для нагрева водорода. Конструкция реактора — с незащищенным топливом из оксида урана — не годилась для высоких температур, и водород нагревался всего до полутора тысяч градусов.
По мере накопления опыта конструкция реакторов для ядерного ракетного двигателя — ЯРД — усложнялась. Оксид урана был заменен на более термостойкий карбид, вдобавок его стали покрывать карбидом ниобия, но при попытках достигнуть проектной температуры реактор начинал разрушаться. Больше того, даже при отсутствии макроскопических разрушений происходила диффузия уранового топлива в охлаждающий водород, и потеря массы достигала 20% за пять часов работы реактора. Так и не был найден материал, способный работать при 2700−30000С и противостоять разрушению горячим водородом.
Поэтому американцы приняли решение пожертвовать эффективностью и в проект летного двигателя заложили удельный импульс (тяга в килограммах силы, достигаемая при ежесекундном выбросе одного килограмма массы рабочего тела; единица измерений — секунда).
860 секунд. Это вдвое превышало соответствующий показатель кислород-водородных двигателей того времени. Но когда у американцев стало что-то получаться, интерес к пилотируемым полетам уже упал, программа «Аполлон» была свернута, а в 1973 году окончательно закрыли проект «NERVA» (так назвали двигатель для пилотируемой экспедиции на Марс). Выиграв лунную гонку, американцы не захотели устраивать марсианскую.
Но уроки, извлеченные из десятка построенных реакторов и нескольких десятков проведенных испытаний, состояли в том, что американские инженеры слишком увлеклись натурными ядерными испытаниями, вместо того чтобы отрабатывать ключевые элементы без вовлечения ядерной технологии там, где этого можно избежать. А где нельзя — использовать стенды меньшего размера. Американцы почти все реакторы «гоняли» на полной мощности, но не смогли добраться до проектной температуры водорода — реактор начинал разрушаться раньше. Всего с 1955 по 1972 годы на программу ядерных ракетных двигателей было потрачено $1,4 млрд.
— примерно 5% стоимости лунной программы.
Мы пойдем другим путем
Для СССР в те годы это была чрезмерная сумма. Конечно, пока военные поддерживали проект ядерной ракеты, финансирование шло в достаточных объемах. Но уже к 1961 году стало ясно, что задача доставки ядерной боеголовки куда угодно решается и с обычными химическими двигателями, а межпланетные путешествия интересовали высшее руководство страны лишь постольку, поскольку приносили политические дивиденды. Так что советская программа ядерного двигателестроения была неизмеримо скромнее — если американцы начали с двигателя тягой 70 тонн, то наши решили ориентироваться всего на 14 тонн. Такой небольшой ЯРД хорошо подходил на четвертую ступень ракеты «Протон».
Конечно, и они были полны энтузиазма, и им хотелось построить хоть маленький, но «настоящий» ЯРД, и им тоже казалось, что это несложно. Но, к чести наших ученых, они очень быстро поняли глубину стоящих перед ними проблем. И «штурмовщина» сменилась системным подходом.
Первый стенд, на котором испытывался «физический аналог» реактора будущего ЯРД, назывался «Стрела».
Гетерогенные
Первое и главное отличие наших ЯРД от американских — их решено было делать гетерогенными. В гомогенных (однородных) реакторах ядерное топливо и замедлитель распределены в реакторе равномерно. В отечественном ЯРД ТВЭЛы (тепловыделяющие элементы, ядерное топливо) были отделены теплоизоляцией от замедлителя, так что замедлитель работал при гораздо меньших температурах, чем в американских реакторах. Следствие этого — отказ от графита и выбор гидрида циркония в качестве основного замедляющего материала. По нейтронно-физическим свойствам гидрид циркония близок к воде, поэтому, во-первых, реактор получался втрое компактнее, чем графитовый (а значит, и намного легче), во-вторых, физические модели двигательного реактора можно было отлаживать гораздо быстрее и дешевле.
Второе, может быть, даже более радикальное отличие — в гидродинамике. Раз уж невозможно было добиться, чтобы ядерное топливо не растрескивалось в реакторе, нужно сделать так, чтоб растрескивание не приводило к изменениям свойств реактора — ни ядерных, ни гидравлических.
Была проведена совершенно фантастическая по объему работа, в результате которой выбрали оптимальную форму стержней ядерного топлива — витые стерженьки с сечением в форме четырехлепесткового цветка, размер лепестков — всего пара миллиметров при длине стержня примерно в метр! Такие стержни, упакованные в плотную пачку, образуют систему каналов, свойства которых не изменяются, даже если стержни в процессе работы растрескиваются. Больше того, обломки размером даже в доли миллиметра оказываются заклинены соседними кусками стержня и остаются на месте! В сопло уносятся только совсем микроскопические частицы, максимум в десятки микрон.
Для достижения максимальной температуры водорода на выходе эти стержни содержали переменное по длине количество урана — чем ближе к «горячему» концу, то есть к соплу, тем меньше было делящегося материала. Назвали это «физическим профилированием». Конструкторы жертвовали компактностью реактора ради экономии водорода — тепловые потоки такой величины, как на «холодном» конце стержня, где перепад температур достигал 25000С, были невозможны на горячем, разница температур между ядерным топливом и водородом уменьшалась в 10 раз — во столько же нужно было снизить теплопоток.
На этом удалось выиграть еще 3500С выходной температуры.
По барабану
При такой конструкции реактора регулирующие нейтронный поток органы тоже пришлось вынести наружу. В традиционных реакторах это стержни, размещенные более или менее равномерно по объему. В ЯРД реактор был окружен отражателем нейтронов из бериллия, в который были врезаны барабаны, покрытые с одной стороны поглотителем нейтронов. В зависимости от того, какой стороной барабаны были обращены к активной зоне, они поглощали больше или меньше нейтронов, что и использовалось для управления реактором. К этой схеме пришли в итоге и американцы.
Ядерное топливо для реактора ЯРД — это отдельная, тоже очень объемная работа. Для исследования свойств материалов при таких условиях пришлось построить специальный опытный реактор ИГР, в котором исследуемый ТВЭЛ мог иметь температуру на 10000С больше, чем основной объем активной зоны. В два с половиной раза был в этом месте больше и поток нейтронов. Вот только испытания эти были кратковременными — но об этом позже.
Композитное топливо
В результате топливо стало композитом, как стеклопластик, из карбидов урана и вольфрама или циркония, причем при такой высокой температуре кристаллы карбида вольфрама придавали ему прочность, а карбид урана заполнял пространство между ними. И тут наши обошли американцев — заокеанские ядерщики уже научились использовать карбид урана вместо обычного для ядерной энергетики оксида и комбинировать его с карбидами других металлов, но до композитной структуры в своих исследованиях не дошли. Выпуском столь сложного ядерного материала занималось подольское НПО «Луч».
На Семипалатинском полигоне, в 50 километрах от места испытаний первой ядерной бомбы, для реакторов ЯРД был построен специальный стендовый комплекс «Байкал». «Планов громадьё» предусматривало в нем две очереди, но реализована была только первая. Из-за этого не было возможности испытать реактор с жидким водородом, да и испытания с газообразным сжатым удалось провести не в полном объеме. Тем не менее были построены два рабочих места, одно с реактором ИВГ-1, другое для реактора ИРГИТ.
Реактор ИВГ-1 был многоцелевым, он мог использоваться и как стендовый прототип будущего ЯРД тягой 20−40 тонн, и как стенд для испытания новых видов ядерного топлива. Старенький ИГР, заложенный еще при жизни Курчатова (Игорь Васильевич в шутку называл его ДОУД-3), мог работать только в импульсном режиме, так как вовсе не имел охлаждения и выделявшееся тепло разогревало активную зону до 30000C за несколько секунд, после чего требовался многочасовой перерыв. ИВГ мог работать до двух часов подряд, что давало возможность изучить долговременное влияние условий работы на ядерное топливо. Именно с него и началась в 1972 году работа на «Байкале». Несмотря на водяной замедлитель, водород, охлаждающий ядерное топливо, мог нагреваться до 25000C, а в специальном центральном канале можно было получить и все 30000C!
Подмосковный полигон
В это же время в подмосковных Химках шла отработка турбонасосного агрегата, агрегатов автоматики и управления и других механизмов, которые из реактора делают ЯРД.
А вот самого реактора в составе этого «холодного» двигателя и не было — подогрев водорода в специальных теплообменниках происходил от обычных кислород-водородных горелок. Остальные агрегаты полностью соответствовали настоящему двигателю. Например, для уменьшения выноса углерода из ТВЭЛов горячим водородом в активную зону приходилось добавлять гептан. Этот углеводород — фактически бензин для зажигалок, только очень тщательно очищенный, — нужен был в небольшом количестве, 1−1,5% от массы водорода. Такая малая добавка не влияла на удельный импульс двигателя, но для достижения нужной эффективности насоса тот должен был вращаться со скоростью почти 170 000 об./мин, то есть почти втрое быстрее гироскопов в системах управления ракет того времени! Однако к 1977 году все задачи удалось решить и агрегаты могли работать часами.
Наземные полеты
И вот наконец 27 марта 1978 года состоялось первое «горячее» испытание реактора 11Б91-ИР-100 (ИРГИТ) — такое имя получил будущий ЯРД. Это был так называемый энергетический пуск.
Параметры его были весьма скромными, мощность 25 МВт (примерно 1/7 от проектной), температура водорода — 15000С, время работы а этом режиме — 70 секунд. Но не подумайте, что наши инженеры на 19 лет отставали от американцев! Очень скоро, в июле и августе 1978 года, тот же реактор на огневых испытаниях показал гораздо более высокие результаты! Была достигнута мощность сначала 33 МВт, а потом и 42 МВт и температура водорода в 23600С. Реактор мог бы работать и дальше, но решено было остальные работы проводить со вторым экземпляром аппарата, а этот снять со стенда и разобрать, чтобы проверить, как испытание повлияло на реактор и топливо внутри него.
Вплоть до середины 1980-х годов испытания продолжались, мощность росла, и при каждом испытании нагрев водорода был близок к предельному, что отличало эти испытания от американских. В Соединенных Штатах двигателисты гнались за мощностью (в одном из испытаний она достигала 4400 МВт), а в СССР — за эффективностью ЯРД, критерием которой служила температура рабочего тела.
Почти все проектные характеристики были подтверждены за время испытаний.
Примерно в 1985 году РД-0410 (по другой системе обозначений 11Б91) мог бы совершить своей первый космический полет. Но для этого нужно было разработать разгонный блок на его основе. К сожалению, эта работа не была заказана ни одному космическому КБ, и тому есть множество причин. Главная из них — так называемая Перестройка. Необдуманные шаги привели к тому, что вся космическая отрасль мгновенно оказалась «в опале» и в 1988 году работы по ЯРД в СССР (тогда еще существовал СССР) были прекращены. Произошло это не из-за технических проблем, а по сиюминутным идеологическим соображениям. А в 1990-м году умер идейный вдохновитель программ ЯРД в СССР Виталий Михайлович Иевлев…
Наш ЯРД на запасном пути
Возможности упущены. Отчасти и по вине ученых и конструкторов. Они погнались за «журавлями в небе» — таких было целых два. Первый — это газофазный ЯРД. Совершенно фантастический на первый взгляд реактор, в котором ядерное топливо находилось бы в парообразном виде.
Он позволял поднять температуру водорода еще раз в пять-шесть, по крайней мере в теории, и достичь удельного импульса в 2000 секунд, как у нынешних электрореактивных двигателей на ксеноне, но при в тысячи раз большей тяге. Другой — это двухрежимная установка, способная при отлете от Земли работать в режиме ЯРД с нагревом водорода, а дальше — в электрогенерирующем режиме, снабжая энергией связку ЭРД, которые давали бы удельный импульс, недоступный и газофазному ЯРД, а малая величина тяги компенсировалась бы большим временем работы. Эта установка получила индекс 11Б97 и дошла до стадии проработки отдельных узлов. Однако из-за распада СССР оба «журавля» остались без финансирования.
Возобновление работ по ЯРД вполне возможно сейчас, тем более что практически все предприятия, которые были тогда вовлечены в программу, находятся на территории РФ (за исключением Семипалатинского полигона). Но тогдашний стенд все равно не удовлетворяет нынешним требованиям радиационной безопасности, так что все равно нужно строить новый. Рано или поздно это придется сделать, ведь химические ракеты давно достигли своего предела.
Об отправке на Марс пилотируемой миссии читайте на сайте специального проекта журнала: «Наш Марс».
К Марсу!
Одним из применений практически готового ЯРД мог бы стать, например, пилотируемый облет Марса и Венеры в 1988—1990 годах. Вот его схема.
С космодрома Байконур на низкую околоземную орбиту ракетой «Протон» выводится базовый блок марсианского корабля (переделанный из дублера ББ станции «Мир»). Вторая ракета «Протон» поднимает ядерный разгонный блок с РД-0410. После стыковки этих объектов РБ переводит связку на орбиту с перигеем 900 км и апогеем 930 000 км, после чего ядерный РБ сбрасывается. Один виток занимает примерно 1,5 месяца, за это время происходит тестирование бортовых систем. Третья ракета «Протон» запускает служебный блок марсианского корабля с припасами, топливом и запчастями, а четвертая — второй ядерный разгонник.
После стыковки вторая связка переводится на ту же орбиту, где после сброса второго РБ служебный блок стыкуется с базовым. Во время второго витка тестируются системы служебного блока. Наконец, на пятой ракете «Протон» с обычным, неядерным, разгонником «Блок ДМ» сюда же выводится корабль с космонавтами, переделанный из «Союз ТМ». С этой орбиты космонавты на двигателях служебного блока отправляются в марсианское путешествие. Оно продлилось бы примерно 440 суток, то есть столько же, сколько одиссея Владимира Полякова на станции «Мир», и космонавты могли бы увидеть Марс и Венеру с расстояния в сто раз меньшего, чем земляне видят Луну. Конечно, высадиться на Марсе при такой схеме невозможно, но зато можно сбросить на его поверхность марсоход и порулить им, покуда расстояние не слишком велико. Космонавты при этом не подвергаются опасности облучения от ЯРД, так как разгонники сбрасываются и уводятся до появления корабля с космонавтами. Для страховки от возможных отказов необходим лишь один запасной ядерный разгонник и одна ракета «Протон», при неудаче стыковки на высокоэллиптической орбите космонавты могут досрочно вернуться на Землю за счет остатков топлива «Блока ДМ».
Статья опубликована в журнале «Популярная механика» (№51, январь 2007).
Ядерный «Буревестник»: новая крылатая ракета станет «оружием возмездия»
С тех пор вокруг этой ракеты не утихают споры. В основном они ведутся по немногочисленным техническим параметрам и составным частям ракеты, которые стали известны широкой общественности — воздушный ядерный двигатель, дозвуковая скорость, инверсионный след (радиоактивный выхлоп) и т. д.
Ядерный двигатель
Пытаясь раскрыть «тайну» ядерного двигателя, многие специалисты в России и за рубежом предполагают, что он произошел от известной советской разработки — твердотопливного ракетного двигателя РД-0410.
Действительно, с 1965 по 1985 годы по этому двигателю был проведен колоссальный объем работ, в результате которых удалось создать образец двигателя массой около 2 тонн (с радиационной защитой), удельной тягой около тонны и рабочим ресурсом работы — 1 час. С таким коротким временем работы крылатая ракета вряд ли далеко улетит и тем более не сможет летать неограниченное время, согласитесь. Кстати, у нас на основе РД-0410 получились надежные ядерные энергоустановки для космических аппаратов, но это тема для отдельной статьи. Поэтому продолжу про крылатую ракету.
В качестве прародителя двигателя для «Буревестника» мог выступить только авиационный двигатель, а точнее — ядерная авиационная установка с прямоточным или турбореактивным двигателем. Разработки таких двигателей велись в СССР и США с 50-х годов прошлого века.
Пионерами в разработке таких двигателей стали американцы, начавшие в 1946 году проект NEPA (Nuclear Energy for the Propulsion of Aircraft — ядерная энергия для авиационной силовой установки). Затем были проект AEC (Atomic Energy Commission) и масштабная программа ANP (Aircraft Nuclear Propulsion, самолет с ядерной энергетической установкой), в рамках которой разработали экспериментальные реакторы ASTR и Р-1, а также провели испытательные полеты летающих лабораторий на основе бомбардировщиков В-36. Однако в 1961 году программа ANP была закрыта президентом США Кеннеди, который через официальное письмо уведомил о том, что у самолета с ядерной установкой в ВВС США нет перспективного будущего.
В СССР такие разработки начались в 1947 году с научно-исследовательских работ, результатом которых стало Постановление Совета Министров СССР № 1561-868 от 12 августа 1955 года, согласно которому к работам по созданию самолетов с ядерными авиационными двигателями (ЯАД) привлекались авиационные КБ — Мясищева, Туполева и Лавочкина, а также ведущие КБ в области двигателестроения — Кузнецова, Люльки и Бондарюка. Наиболее перспективным решением в создании ЯАД оказался проект ОКБ А. М.Люльки, в котором рассматривались ядерные турбореактивные двигатели в двух вариантах: «соосной» схемы и схемы «коромысло».
Несмотря на то, что это решение было вполне годным для установки на самолеты, работы над «атомолетами» был прекращены, так как не было найдено решение безопасной «наземной эксплуатации и защиты экипажа, населения и местности в случае вынужденной посадки самолета с ЯАД». Результаты работ положили на полку архива, с которой их достали тогда, когда в области разработки компактных ядерных реакторов Россия стала единственной страной в мире.
Да, на «Буревестнике» стоит ЯАД с компактным ядерным реактором — созданный благодаря современным российским технологиям, который позволяет крылатой ракете лететь неограниченное время с дозвуковой скоростью на любое расстояние.
Скорость и заметность
«Буревестник» часто критикуют за его дозвуковую скорость — мол, любой зенитно-ракетный комплекс с ним разделается, так как работа ЯАД оставляет заметный «радиоактивный выхлоп». Безусловно, критики правы в том случае, когда «Буревестник» привлекли бы для ответно-встречного удара — ПВО и ПРО вероятного противника еще не уничтожены и, естественно, могут обнаружить ракету. На самом деле все иначе.
«Буревестник», как и подводный беспилотник «Посейдон» — это оружие возмездия, оружие которое будет применяться после того, как по территории агрессора «отработают» боеголовки межконтинентальных баллистических ракет (МБР). Понятно, что после ответно-встречного удара наших РВСН кое-что останется от военной и гражданской инфраструктуры страны-агрессора — запасные командные пункты, защищенные военные базы, заводы, энергостанции и т. д. Такие «остатки» позволят стране-агрессору продолжать вести войну против России. Вот именно в этот момент и потребуется «оружие возмездия».
«Посейдоны» ударят по прибрежным объектам, а «Буревестники» ударят по всем объектам в глубине территории страны-агрессора. При этом не факт, что уцелевшие единичные комплексы ПВО и ПРО смогут обеспечить полноценную оборону (в этой обороне будет много брешей), а комплексы контроля за воздушной обстановкой в ионизированной атмосфере вряд ли увидят тот самый «радиактивный выхлоп» нашей крылатой ракеты. К тому же «Буревестник» будет маневрировать, обходя обнаруженные уцелевшие зоны противоздушной обороны.
Таким образом, «Буревестники» довершат разгром всех объектов военной и гражданской инфраструктуры страны-агрессора, не оставляя ей шансов на выживание. Сколько «Буревестников» понадобится для этого — оставлю «за кадром».
В то же время государства, вынашивающие агрессивные планы против России и ее союзников, должны знать — прилет «Буревестников» не только означает конец всем их надеждам на победу, но и конец их государственности. Именно «Буревестники», а не «Томагавки» втопчут страны-агрессоры в каменный век, и никак иначе.
Ядерные ракетные двигатели
Основная статья: Ядерный
ракетный двигатель
Ядерный ракетный двигатель — реактивный
двигатель, рабочее тело в котором
(например, водород, аммиак и др.) нагревается
за счет энергии, выделяющейся при ядерных
реакциях (распада или термоядерного
синтеза). Различают радиоизотопные,
ядерные и термоядерные
ракетные двигатели.
Ядерные ракетные двигатели позволяют
достичь значительно более высокого (по
сравнению с химическими ракетными
двигателями) значения удельного импульса
благодаря большой скорости истечения
рабочего тела (от 8 000 м/с до 50 км/с и
более). Вместе с тем, общая тяга ЯРД может
быть сравнима с тягой химических ракетных
двигателей, что создает предпосылки
для замены в будущем химических ракетных
двигателей ядерными. Основной проблемой
при использовании ЯРД является
радиоактивное загрязнение окружающей
среды факелом выхлопа двигателя, что
затрудняет использование ЯРД (кроме,
возможно, газофазных — см. ниже), на
ступенях ракет-носителей, работающих
в пределах земной атмосферы. Впрочем,
конструктивно совершенный ГФЯРД, исходя
из его расчётных тяговых характеристик,
может легко решить проблему создания
полностью многоразовой одноступенчатой
ракеты-носителя.
ЯРД по агрегатному состоянию ядерного
топлива в них подразделяются на твёрдо,
жидко- и газофазные. В твёрдофазных ЯРД
делящееся вещество, как и в обычных
ядерных
реакторах, размещено в
сборках-стержнях (ТВЭЛах) сложной формы
с развитой поверхностью, что позволяет
эффективно нагревать (лучистой энергией
в данном случае можно пренебречь)
газообразное
рабочее
тело (обычно — водород,
реже — аммиак),
одновременно являющееся теплоносителем,
охлаждающим элементы конструкции и
сами сборки. Температура РТ ограничена
максимальной допустимой температурой
элементов конструкции (не более 3 000 °К),
что ограничивает скорость истечения.
Удельный импульс твердофазного ЯРД, по
современным оценкам, составит 8000—9000
м/с, что более, чем вдвое превышает
показатели наиболее совершенных
химических ракетных двигателей. Такие
ядерные ракетные двигатели были созданы
и успешно испытаны на стендах (программа
NERVA в США, ядерный ракетный двигатель
РД-0410
в СССР). Жидкофазные ЯРД являются более
эффективными: ядерное топливо в их
активной зоне находится в виде расплава,
и, соответственно, тяговые параметры
таких двигателей выше (удельный импульс
может достигать величин порядка 1500 с).
В газофазных ЯРД (ГФЯРД)
делящееся вещество (например, уран),
также как и рабочее тело, находится в
газообразном состоянии и удерживается
в рабочей зоне электромагнитным полем
(один из многих предложенных вариантов
конструкции). Существует также конструкция
ГФЯРД, в которой ядерное топливо
(раскалённый урановый газ или плазма)
заключено в термоустойчивую оптически
прозрачную капсулу, т. н. ядерную лампу
(light bulb) и таким образом полностью
изолировано от омывающего «лампу»
потока рабочего тела, вследствие чего
нагрев последнего происходит за счет
излучения «лампы». В некоторых разработках
для материала ядерной лампы предлагалось
использовать искусственный сапфир или
подобные материалы.
В случае же удержания
ядерной плазмы электромагнитным полем
существует небольшая утечка делящегося
вещества во внешнюю среду и в конструкции
предусмотрена подача ядерного топлива
в активную зону для восполнения его
количества.
Строго говоря, в случае газофазного ЯРД
лишь часть активной зоны должна находиться
в газообразном состоянии, так как
периферийные части активной зоны могут,
за счёт предварительного контактного
подогрева водорода, выделять до 25 %
нейтронной мощности и обеспечивать
критическую конфигурацию активной зоны
при относительно небольшом размере
собственно газообразного ТВЭЛа.
Использование, например, бериллиевого,
также охлаждаемого, вытеснителя
нейтронов, позволяет повысить концентрацию
нейтронов в нейтронодефицитном газофазном
ТВЭЛе, в 2-2,5 раза по сравнению с показателем
для твердофазной части зоны. Без такого
«трюка» размеры газофазного ЯРД стали
бы неприемлемо большими, так как для
достижения критичности газофазный ТВЭЛ
должен иметь очень большой размер, из-за
низкой плотности высокотемпературного
газа.
Рабочее тело (водород) содержит частицы
углерода
для эффективного нагрева за счёт
поглощения лучистой энергии. Термостойкость
элементов конструкции в ЯРД этого типа
не является сдерживающим фактором,
поэтому скорость истечения рабочего
тела может превышать 30 000 м/с (удельный
импульс порядка 3000 с.) при температуре
рабочего тела на выходе из сопла до
12000 К. В качестве ядерного топлива для
ГФЯРД предлагается, в частности, уран-233.
Существуют варианты ГФЯРД закрытой (в
том числе с «ядерной лампой») и открытой
схемы (с частичным смешением ядерного
топлива и рабочего тела). Считается, что
газофазные ЯРД могут быть использованы
в качестве двигателей первой ступени,
несмотря на утечку делящегося вещества.
В случае же использования закрытой
схемы ГФЯРД с «ядерной лампой» факел
тяги двигателя может иметь относительно
невысокую радиоактивность.
Первые исследования в области ЯРД были
начаты еще в 1950-х гг. На настоящий момент
ядерные ракетные двигатели с делящимся
веществом в твердой фазе находятся на
стадии экспериментальной отработки.
В
Советском Союзе и в США твердофазные
ЯРД активно испытывались в 70-х
годах XX
века. Реактор «NERVA»
был готов к использованию в качестве
двигателя третьей ступени ракеты-носителя
«Сатурн
V», (см. Сатурн
C-5N) однако лунную программу к
этому времени закрыли, а других задач
для этих РН не было. В СССР к концу 1970-х
гг был создан и активно проходил испытания
на стендовой базе в районе Семипалатинска
ядерный ракетный двигатель РД-
0410. Основу этого двигателя с
тягой 3,6 т составлял ядерный реактор
ИР-100 с топливными элементами из твердого
раствора карбида урана и карбида
циркония. Температура водорода достигала
3000 К при мощности реактора ~ 170 МВт.
Газофазные ЯРД в настоящий момент
находятся на стадии теоретической
отработки, однако и в СССР, и в США
проводились также и экспериментальные
исследования. В СССР, в частности, был
разработан действующий тепловыделяющий
элемент для ГФЯРД. Ожидается, что новый
толчок к работам над газофазными
двигателями дадут результаты эксперимента
«Плазменный
кристалл», проводившегося
на орбитальных
космических станциях «МИР»
и МКС.
На конец 1-го десятиления XXI в. нет ни
одного случая практического применения
ядерных ракетных двигателей, несмотря
на то, что основные технические проблемы
создания такого двигателя были решены
ещё полвека тому назад. Основным
препятствием на пути практического
применения ЯРД являются оправданные
опасения того, что авария летательного
аппарата с ЯРД может создать значительное
радиационное загрязнение атмосферы и
некоторого участка поверхности Земли,
нанеся как прямой вред, так и осложнив
геополитическую ситуацию. Вместе с тем
очевидно, что дальнейшее развитие
космонавтики, приняв масштабный характер,
не сможет обойтись без применения схем
с ЯРД, так как химические ракетные
двигатели уже достигли практического
предела своей эффективности и их
потенциал развития весьма ограничен,
а для создания скоростного, долговременно
работающего и экономически оправданного
межпланетного транспорта химические
двигатели по ряду причин непригодны.
Настоящее и будущее ракетных двигателей
Еще основоположники космонавтики понимали, что ракетные двигатели на химическом топливе имеют предел и не смогут обеспечить быстрые перелеты между планетами Солнечной системы.
Поэтому, когда были открыты реакции радиоактивного распада, идея использовать атомную энергию для разгона космических аппаратов возникла почти сразу. Однако ядерные корабли не появились до сих пор, а первый полет назначен лишь на 2030 год.
Антон Кадман
Урановая машина
В 1905 году Эйнштейн вывел знаменитую формулу эквивалентности массы и энергии. Именно на нее опирался Константин Циолковский, когда в 1911–1912 годах в «Исследовании мировых пространств реактивными приборами» указал, что для выхода космического корабля за пределы Солнечной системы потребуется всего лишь «щепотка радия». Калужский изобретатель описал систему, которую позже назовут «атомной псевдоракетой»: она разгонялась, выбрасывая продукты ядерного распада. В то время еще не понимали, что построить «псевдоракету» малореально, поскольку такие частицы создают температуры в миллионы градусов и стенка любой камеры сгорания просто расплавится.
Следующий шаг сделал итальянский аэродинамик Гаэтано Крокко. В 1923 году он выступил с докладом «Замечания о технике воздухоплавания», заявив: такой «прямой» способ разгона достижим только при использовании мощнейших электромагнитных полей, которые могли бы заменить стенки камеры сгорания, что технически невероятно сложно. Куда разумнее применить «непрямой» способ – превращение атомной энергии в тепловую нагревом инертного рабочего тела, которое направляется в реактивное сопло.
Первые намеки на переход от теории к практике появились в годы Второй мировой войны, когда ракетный конструктор Вернер фон Браун узнал об «урановой машине», которую разрабатывал Гейзенберг. Ядерное устройство создавалось для подводных лодок, но
его в принципе можно было использовать и как реактор, расщепляющий воду на водород и кислород для подачи в камеру сгорания. В 1944 году фон Браун провел несколько консультаций с Гейзенбергом, однако стало ясно: создание компактного реактора – слишком далекая перспектива.
После войны немецкие ракетчики были перевезены в США, и плодотворная идея вновь стала востребованной. Фон Браун активно популяризировал свой Marsprojekt, предусматривавший отправку к соседней планете шести кораблей с ядерными двигателями. Некоторые его расчеты использовали при конструировании сверхтяжелой ракеты Nova для доставки на Луну кораблей Apollo: среди прочих рассматривался вариант установки на верхнюю ступень водородного двигателя с реактором. Однако в 1964 году проект Nova был заморожен, корабли запускали с помощью ракеты Saturn V на обычном топливе.
На советской скорости
В СССР работы над двигателями, использующими атомную энергию, начались во второй половине 1950-х при участии крупнейших ученых того времени – Мстислава Келдыша, Игоря Курчатова, Сергея Королева, Валентина Глушко. В конце 1959 года был утвержден проект двухступенчатой ракеты с реактором, разогревающим аммиак, который выбрасывался через четыре сопла.
По расчетам, такой носитель мог вывести в космос 150 т – целый межпланетный корабль! Затем, однако, концепция изменилась: специалисты предпочли твердофазный вариант, при котором жидкий водород сперва охлаждает корпус реактора и тепловыделяющие сборки снаружи, а затем поступает внутрь, нагревается до 3000 К и выбрасывается через сопло.
Разработкой реактора ИР-100 для такой двигательной установки (РД-0410) занимался НИИ № 1, будущий Центр им. Келдыша. Для испытаний на Семипалатинском полигоне построили две шахты, и на рубеже 1970–1980 годов краны опустили экспериментальные установки на глубину. Раскаленный водород огненной струей вырывался наружу, и, хотя истекающие газы имели слабую радиоактивность, приближаться к шахте запрещалось еще месяц. Эксперименты подтвердили работоспособность ИР-100: советский атомный двигатель для космоса был создан. К сожалению, он так и остался невостребованным, поскольку планируемые межпланетные экспедиции отменили, а использовать РД-0410 на околоземной орбите оказалось невыгодно и опасно.
Однако полученный опыт побудил инженеров искать новые пути применения. В 1987 году РКК «Энергия» предложила проект тяжелого межпланетного корабля (ТМК), оснащенного двумя связками электроракетных двигателей, работающих на ксеноне, с ядерным источником энергии. Согласно расчетам, пилотируемая экспедиция к Марсу и обратно на таком корабле заняла бы 716 суток. Технически проект был вполне осуществим: в то время СССР располагал ракетой «Энергия», которая могла вывести модули корабля на орбиту. Но после аварии на Чернобыльской АЭС развилась массовая радиофобия, и конструкторы отказались от реакторов, заменив их массивными солнечными батареями. Вскоре и проект ТМК ушел в никуда.
Рабочие лошадки
О нем заговорили снова лишь в нулевые, когда в РКК «Энергия» родилась необычная идея по упрощению и удешевлению полетов на геостационарные орбиты высотой 35–37 тыс. км. Как известно, именно здесь выгоднее всего размещать телекоммуникационные спутники, поэтому такие орбиты обладают наибольшим коммерческим потенциалом.
Буксир мог бы поднимать туда новые аппараты и сводить вниз старые. Для такой работы требуется высокая мощность, и в «Энергии» взялись за разработку ядерной энергодвигательной установки (ЯЭДУ) на основе советского ТМК.
Так появился проект транспортной системы из трех унифицированных буксиров: тральщика, постоянно находящегося на геостационарной высоте и собирающего устаревшие аппараты; транспорта дальнего действия, который перемещается между геостационарной и средней (800 км) орбитами; и транспорта ближнего действия, выводящего спутники на высоту 800 км. Буксиры планировалось снабдить одинаковыми ЯЭДУ с реакторами мощностью по 150 кВт и термоэмиссионными преобразователями тепла в электричество (нагреванием катода, который в процессе излучает электроны).
В дальнейшем специалисты РКК планировали построить установки с реакторами мощностью от 0,6 до 2,1 МВт для доставки грузов на Луну, Марс и даже к поясу астероидов, причем каждый буксир мог бы совершать до шести рейсов.
Замысел поддержало правительство, и в 2010 году началось проектирование транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) с ЯЭДУ мегаваттного класса, позднее получившего название «Нуклон». Головным разработчиком стал Исследовательский центр им. Келдыша.
«Зевс» впрягается в лямку
Конструкторам пришлось постараться, чтобы создать мощный и компактный реактор. Революционным для космоса нововведением стало применение для преобразования тепла в электричество не термоэмиссионной системы, а турбины – как на земных станциях. Другая оригинальная идея – сброс избыточного тепла через капельный холодильник-излучатель: нагретое вещество пропускается через открытый космос и снова собирается уже охлажденным. Сама установка вырабатывает только электричество, а его, в свою очередь, использует ионный двигатель ИД-ВМ, где ксеноновая плазма ускоряется, создавая тягу.Эскизное проектирование было завершено в 2013 году, хотя столь нестандартные решения потребовали дополнительных исследований.
Однако срыв заданных сроков вызвал недовольство правительства, и через пять лет Роскосмос передал проект системы в КБ «Арсенал», который продолжает эту работу до сих пор. В прошлом году стало известно, что конструкцию космического буксира, которому присвоили имя «Зевс», опять модифицируют, а турбину снова заменит термоэмиссионный преобразователь. В 2021-м был назван срок отправки первого изделия на орбиту – по заявлению руководства Роскосмоса, его планируется запустить в 2030 году ракетой «Ангара-А5» с космодрома Восточный в Амурской области.
Ожидается, что экспериментальная миссия продлится 50 месяцев. После старта аппарат достигнет Луны, далее совершит гравитационный маневр около Венеры и в конце концов окажется в системе Юпитера. Кроме того, глава Роскосмоса Дмитрий Рогозин сообщил, что «Зевс» может быть включен в состав Российской орбитальной служебной станции (РОСС), сборка которой начнется в конце 2025 года. Озвучен и военный вариант применения: буксир способен нести на себе локационный комплекс, который будет отслеживать летательные аппараты в интересах противовоздушной обороны.
Если к 2030 году создание модуля с реактором мегаваттной мощности действительно будет завершено, это полностью изменит мировую космонавтику. Например, космический корабль в связке с «Зевсом» сможет добираться до Марса всего за 40–50 дней вместо примерно 200, необходимых при движении по оптимальной инерционной траектории. Человечество получит средство транспорта, которое по своим характеристикам превзойдет все, созданное ранее. Будем надеяться, что ракетно-космическая отрасль сумеет воспользоваться такими перспективами и российские вымпелы наконец-то появятся на соседних планетах.
Прямоточный ядерный ракетный двигатель. Технические подробности: ракета с ядерным двигателем
Нашёл интересную статью. Вообще атомные космические корабли меня всегда интересовали. Это будущее космонавтики. Обширные работы по этой тематике велись и в СССР. В статье как раз про них.
В космос на атомной тяге. Мечты и реальность.
доктор физико-математических наук Ю.
Я. Стависский
В 1950 году я защитил диплом инженера-физика в Московском механическом институте (ММИ) Министерства боеприпасов. Пятью годами раньше, в 1945-м, там был образован инженерно-физический факультет, готовивший специалистов для новой отрасли, в задачи которой входило в основном производство ядерного боеприпаса. Факультет не имел себе равных. Наряду с фундаментальной физикой в объёме университетских курсов (методы математической физики, теория относительности, квантовая механика, электродинамика, статистическая физика и другие) нам преподавали полный набор инженерных дисциплин: химию, металловедение, сопротивление материалов, теорию механизмов и машин и пр. Созданный выдающимся советским физиком Александром Ильичём Лейпунским инженерно-физический факультет ММИ вырос со временем в Московский инженерно-физический институт (МИФИ). Другой инженерно-физический факультет, также влившийся впоследствии в МИФИ, был сформирован в Московском энергетическом институте (МЭИ), но если в ММИ основной упор делался на фундаментальную физику, то в Энергетическом — на тепло- и электрофизику.
Квантовую механику мы изучали по книге Дмитрия Ивановича Блохинцева. Каково же было моё удивление, когда при распределении меня направили к нему на работу. Я, заядлый экспериментатор (в детстве разобрал все часы в доме), и вдруг попадаю к известному теоретику. Меня охватила лёгкая паника, но по прибытии на место — „Объект В“ МВД СССР в Обнинске — сразу понял, что волновался напрасно.
К этому времени основная тематика „Объекта В“, во главе которого до июня 1950 года фактически стоял А.И. Лейпунский, уже сформировалась. Здесь создавали реакторы с расширенным воспроизводством ядерного горючего — „быстрые бридеры“. На посту директора Блохинцев инициировал развитие нового направления — создание двигателей на атомной тяге для космических полётов. Овладение космосом было давней мечтой Дмитрия Ивановича, ещё в юности он переписывался и встречался с К.Э. Циолковским. Я думаю, что понимание гигантских возможностей ядерной энергии, по теплотворной способности в миллионы раз превышающей лучшие химические топлива, и определило жизненный путь Д.
И. Блохинцева.
„Лицом к лицу лица не увидать“… В те годы мы многого не понимали. Только сейчас, когда наконец-то появилась возможность сопоставить дела и судьбы выдающихся учёных Физико-энергетического института (ФЭИ) — бывшего „Объекта В“, переименованного 31 декабря 1966 года — складывается верное, как мне кажется, понимание идей, двигавших ими в то время. При всём многообразии дел, которыми приходилось заниматься институту, можно выделить приоритетные научные направления, оказавшиеся в сфере интересов его ведущих физиков.
Главный интерес АИЛа (так в институте за глаза называли Александра Ильича Лейпунского) — развитие глобальной энергетики на основе быстрых реакторов-бридеров (ядерных реакторов, не имеющих ограничений в ресурсах ядерного горючего). Трудно переоценить значение этой поистине „космической“ проблемы, которой он посвятил последние четверть века своей жизни. Немало сил Лейпунский потратил и на оборону страны, в частности на создание атомных двигателей для подводных лодок и тяжелых самолётов.
Интересы Д.И. Блохинцева (за ним закрепилось прозвище „Д. И.“) были направлены на решение проблемы использования ядерной энергии для космических полётов. К сожалению, в конце 1950-х годов он был вынужден оставить эту работу и возглавить создание международного научного центра — Объединённого института ядерных исследований в Дубне. Там он занимался импульсными быстрыми реакторами — ИБР. Это стало последним большим делом его жизни.
Одна цель — одна команда
Д.И. Блохинцев, преподававший в конце 1940-х в МГУ, приметил там, а затем пригласил на работу в Обнинск молодого физика Игоря Бондаренко, который буквально бредил космическими кораблями на атомной тяге. Первым его научным руководителем был А.И. Лейпунский, и Игорь, естественно, занимался его тематикой — быстрыми бридерами.
При Д.И. Блохинцеве вокруг Бондаренко сформировалась группа учёных, которые объединились, чтобы решить проблемы использования атомной энергии в космосе. Кроме Игоря Ильича Бондаренко в группу входили: Виктор Яковлевич Пупко, Эдвин Александрович Стумбур и автор этих строк.
Главным идеологом был Игорь. Эдвин проводил экспериментальные исследования наземных моделей ядерных реакторов космических установок. Я занимался в основном ракетными двигателями „малой тяги“ (тяга в них создаётся своеобразным ускорителем — „ионным движителем“, который питается энергией от космической атомной электростанции). Мы исследовали процессы,
протекающие в ионных движителях, на наземных стендах.
На Викторе Пупко (в будущем
он стал начальником отделения космической техники ФЭИ) лежала большая организационная работа. Игорь Ильич Бондаренко был выдающимся физиком. Он тонко чувствовал эксперимент, ставил простые, изящные и весьма эффективные опыты. Я думаю, как ни один экспериментатор, да, пожалуй, и немногие теоретики, „чувствовал“ фундаментальную физику. Всегда отзывчивый, открытый и доброжелательный, Игорь был поистине душой института. До сих пор ФЭИ живёт его идеями. Бондаренко прожил неоправданно короткую жизнь. В 1964-м, в возрасте 38 лет, он трагически погиб из-за врачебной ошибки.
Как будто Бог, увидев, как много человек сделал, решил, что это уже чересчур и скомандовал: „Хватит“.
Нельзя не вспомнить ещё одну уникальную личность — Владимира Александровича Малыха, технолога „от Бога“, современного лесковского Левшу. Если „продукцией“ упомянутых выше учёных были в основном идеи и расчётные оценки их реальности, то работы Малыха всегда имели выход „в металле“. Его технологический сектор, насчитывавший во времена расцвета ФЭИ более двух тысяч сотрудников, мог сделать, без преувеличения, всё. Причём ключевую роль всегда играл он сам.
В.А. Малых начинал лаборантом в НИИ ядерной физики МГУ, имея за душой три курса физфака, — доучиться не дала война. В конце 1940-х годов ему удалось создать технологию изготовления технической керамики на основе окиси бериллия — материала уникального, диэлектрика с высокой теплопроводностью. До Малыха многие безуспешно бились над этой проблемой. А топливный элемент на основе серийной нержавеющей стали и природного урана, разработанный им для первой атомной электростанции, — чудо по тем да и по нынешнем временам.
Или созданный Малыхом термоэмиссионный топливный элемент реактора-электрогенератора для питания космических аппаратов — „гирлянда“. До сих пор в этой области не появилось ничего лучшего. Творения Малыха были не демонстрационными игрушками, а элементами ядерной техники. Они работали месяцы и годы. Владимир Александрович стал доктором технических наук, лауреатом Ленинской премии, Героем Социалистического Труда. В 1964 году он трагически погиб от последствий военной контузии.
Шаг за шагом
С.П. Королёв и Д.И. Блохинцев с давних пор вынашивали мечту о полёте человека в космос. Между ними установились тесные рабочие связи. Но в начале 1950-х годов, в разгар „холодной войны“, средств не жалели только на военные цели. Ракетная техника рассматривалась лишь как носитель ядерных зарядов, а о спутниках и не помышляли. Между тем Бондаренко, зная о последних достижениях ракетчиков, настойчиво выступал за создание искусственного спутника Земли. Впоследствии об этом никто и не вспомнил.
Любопытна история создания ракеты, поднявшей в космос первого космонавта планеты — Юрия Гагарина. Связана она с именем Андрея Дмитриевича Сахарова. В конце 1940-х годов он разработал комбинированный делительно-термоядерный заряд — „слойку“, видимо, независимо от „отца водородной бомбы“ Эдварда Теллера, который предложил аналогичное изделие под названием „будильник“. Однако вскоре Теллер понял, что ядерный заряд такой схемы будет иметь „ограниченную“ мощность, не более ~ 500 килотонн толового эквивалента. Для „абсолютного“ оружия этого мало, поэтому „будильник“ был заброшен. В Союзе же в 1953 году взорвали сахаровскую слойку РДС-6с.
После успешных испытаний и избрания Сахарова в академики тогдашний глава Минсредмаша В.А. Малышев пригласил его к себе и поставил задачу определить параметры бомбы следующего поколения. Андрей Дмитриевич оценил (без детальной проработки) вес нового, значительно более мощного заряда. Докладная Сахарова легла в основу постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР, которое обязало С.
П. Королёва разработать под этот заряд баллистическую ракету-носитель. Именно такая ракета Р-7 под названием „Восток“ и вывела на орбиту искусственный спутник Земли в 1957-м и космический корабль с Юрием Гагариным в 1961-м. Использовать её как носитель тяжёлого ядерного заряда тогда уже не планировали, поскольку развитие термоядерного оружия пошло иным путём.
На начальном этапе космической ядерной программы ФЭИ совместно с КБ В.Н. Челомея разрабатывал крылатую атомную ракету. Это направление развивалось недолго и завершилось расчётами и испытанием элементов двигателя, созданного в отделении В.А. Малыха. По сути, речь шла о низколетящем беспилотном самолете с прямоточным ядерным двигателем и ядерной боеголовкой (своего рода ядерный аналог „жужжащего клопа“ — немецкой V-1). Система стартовала с помощью обычных ракетных ускорителей. После выхода на заданную скорость тяга создавалась атмосферным воздухом, нагреваемым за счёт цепной реакции деления окиси бериллия, пропитанной обогащённым ураном.
Вообще говоря, возможность выполнения ракетой той или иной задачи космонавтики определяется скоростью, которую она приобретает после использования всего запаса рабочего тела (топлива и окислителя). Её вычисляют по формуле Циолковского: V = c×lnMн/ Мк, где с — скорость истечения рабочего тела, а Мн и Мк — начальная и конечная масса ракеты. В обычных химических ракетах скорость истечения определяется температурой в камере сгорания, видом топлива и окислителя и молекулярным весом продуктов сгорания. Например, американцы для высадки астронавтов на Луну использовали в спускаемом аппарате в качестве топлива водород. Продукт его сгорания — вода, чей молекулярный вес сравнительно низок, и скорость истечения в 1,3 раза выше, чем при сжигании керосина. Этого достаточно, чтобы спускаемый аппарат с космонавтами достиг поверхности Луны и затем вернул их на орбиту её искусственного спутника. У Королёва работы с водородным топливом были приостановлены из-за аварии с человеческими жертвами. Создать лунный спускаемый аппарат для человека мы не успели.
Один из путей существенного повышения скорости истечения — создание ядерных термических ракет. У нас это были баллистические атомные ракеты (БАР) с радиусом действия несколько тысяч километров (совместный проект ОКБ-1 и ФЭИ), у американцев — аналогичные системы типа „Киви“. Двигатели испытывались на полигонах под Семипалатинском и в Неваде. Принцип их действия следующий: водород нагревается в ядерном реакторе до высоких температур, переходит в атомарное состояние и уже в таком виде истекает из ракеты. Скорость истечения при этом повышается более чем вчетверо по сравнению с химической водородной ракетой. Вопрос состоял в том, чтобы выяснить, до какой температуры можно нагреть водород в реакторе с твёрдыми топливными элементами. Расчёты давали около 3000°К.
В НИИ-1, научным руководителем которого был Мстислав Всеволодович Келдыш (тогда президент Академии наук СССР), отдел В.М. Иевлева с участием ФЭИ занимался совсем уж фантастической схемой — газофазным реактором, в котором цепная реакция протекает в газовой смеси урана и водорода.
Из такого реактора водород истекает ещё раз в десять быстрее, чем из твёрдотопливного, уран же сепарируется и остаётся в активной зоне. Одна из идей предполагала использование центробежной сепарации, когда горячая газовая смесь урана и водорода „закручивается“ поступающим холодным водородом, в результате чего уран и водород разделяются, как в центрифуге. Иевлев пытался, по сути дела, прямо воспроизвести процессы в камере сгорания химической ракеты, используя в качестве источника энергии не теплоту сгорания топлива, а цепную реакцию деления. Это открывало путь к полному использованию энергоёмкости атомных ядер. Но вопрос о возможности истечения из реактора чистого водорода (без урана) так и остался нерешённым, не говоря уже о технических проблемах, связанных с удержанием высокотемпературных газовых смесей при давлениях в сотни атмосфер.
Работы ФЭИ по баллистическим атомным ракетам завершились в 1969-1970 годах „огневыми испытаниями“ на семипалатинском полигоне прототипа ядерного ракетного двигателя с твёрдыми топливными элементами.
Его создавал ФЭИ в кооперации с воронежским КБ А.Д. Конопатова, московским НИИ-1 и рядом других технологических групп. Основу двигателя с тягой 3,6 т составлял ядерный реактор ИР-100 с топливными элементами из твёрдого раствора карбида урана и карбида циркония. Температура водорода достигала 3000°К при мощности реактора ~ 170 МВт.
Атомные ракеты малой тяги
До сих пор речь шла о ракетах с тягой, превышающей их вес, которые могли бы стартовать с поверхности Земли. В таких системах увеличение скорости истечения позволяет снизить запас рабочего тела, повысить полезную нагрузку и отказаться от многоступенчатости. Однако есть пути достижения практически неограниченных скоростей истечения, например ускорение вещества электромагнитными полями. Я занимался этим направлением в тесном контакте с Игорем Бондаренко почти 15 лет.
Ускорение ракеты с электрореактивным двигателем (ЭРД) определяется отношением удельной мощности установленной на них космической атомной электростанции (КАЭС) к скорости истечения.
В обозримом будущем удельные мощности КАЭС, судя по всему, не превысят 1 кВт/кг. При этом возможно создание ракет с малой тягой, в десятки и сотни раз меньшей веса ракеты, и с очень малым расходом рабочего тела. Такая ракета может стартовать только с орбиты искусственного спутника Земли и, медленно ускоряясь, достигать больших скоростей.
Для полётов в пределах Солнечной системы нужны ракеты со скоростью истечения 50-500 км/с, а для полётов к звёздам — выходящие за пределы нашего воображения „фотонные ракеты“ со скоростью истечения, равной скорости света. Чтобы осуществить сколько-нибудь разумный по времени дальний космический полёт, необходимы невообразимые удельные мощности энергетических установок. Пока нельзя даже представить, на каких физических процессах они могут быть основаны.
Проведенные расчёты показали, что во время Великого противостояния, когда Земля и Марс находятся ближе всего друг к другу, можно за один год осуществить полёт ядерного космического корабля с экипажем к Марсу и возвратить его на орбиту искусственного спутника Земли.
Полный вес такого корабля — около 5 т (включая запас рабочего тела — цезия, равный 1,6 т). Он определяется в основном массой КАЭС мощностью 5 МВт, а реактивная тяга — двухмегаваттным пучком ионов цезия с энергией 7 килоэлектронвольт *. Корабль стартует с орбиты искусственного спутника Земли, выходит на орбиту спутника Марса, а спускаться на его поверхность придётся уже на аппарате с водородным химическим двигателем, подобным американскому лунному.
Этому направлению, основанному на технических решениях, возможных уже сегодня, был посвящён большой цикл работ ФЭИ.
Ионные движители
В те годы обсуждались пути создания различных электрореактивных движителей для космических аппаратов, таких, как „плазменные пушки“, электростатические ускорители „пыли“ или капель жидкости. Однако ни одна из идей не имела под собой чёткой физической основы. Находкой оказалась поверхностная ионизация цезия.
Ещё в 20-е годы прошлого века американский физик Ирвинг Лэнгмюр открыл поверхностную ионизацию щелочных металлов.
При испарении атома цезия с поверхности металла (в нашем случае — вольфрама), у которого работа выхода электронов больше потенциала ионизации цезия, он практически в 100% случаев теряет слабо связанный электрон и оказывается однократно заряженным ионом. Таким образом, поверхностная ионизация цезия на вольфраме и есть тот физический процесс, который позволяет создать ионный движитель с почти 100-процентным использованием рабочего тела и с энергетическим КПД, близким к единице.
Большую роль в создании моделей ионного движителя такой схемы сыграл наш коллега Сталь Яковлевич Лебедев. Своим железным упорством и настойчивостью он преодолевал все преграды. В результате удалось воспроизвести в металле плоскую трёхэлектродную схему ионного движителя. Первый электрод — пластина вольфрама размером примерно 10×10 см с потенциалом +7 кВ, второй — сетка из вольфрама с потенциалом -3 кВ, третий — сетка из торированного вольфрама с нулевым потенциалом. „Молекулярная пушка“ давала пучок паров цезия, который сквозь все сетки попадал на поверхность вольфрамовой пластины.
Уравновешенная и откалиброванная металлическая пластина, так называемые весы, служила для измерения „силы“, т. е. тяги ионного пучка.
Ускоряющее напряжение до первой сетки разгоняет ионы цезия до 10 000 эВ, тормозящее напряжение до второй замедляет их до 7000 эВ. Это та энергия, с которой ионы должны покидать движитель, что соответствует скорости истечения 100 км/с. Но пучок ионов, ограниченный объёмным зарядом, не может „выйти в открытый космос“. Объёмный заряд ионов необходимо скомпенсировать электронами, чтобы образовалась квазинейтральная плазма, которая беспрепятственно распространяется в пространстве и создаёт реактивную тягу. Источником электронов для компенсации объёмного заряда ионного пучка служит нагреваемая током третья сетка (катод). Вторая, „запирающая“ сетка не даёт электронам попасть с катода на вольфрамовую пластину.
Первый опыт с моделью ионного движителя положил начало более чем десятилетним работам. Одна из последних моделей — с пористым вольфрамовым эмиттером, созданная в 1965 году, давала „тягу“ около 20 г при токе ионного пучка 20 А, имела коэффициент использования энергии около 90% и вещества — 95%.
Прямое преобразование ядерного тепла в электричество
Пути прямого преобразования энергии ядерного деления в электрическую пока не найдены. Мы ещё не можем обойтись без промежуточного звена — тепловой машины. Поскольку её КПД всегда меньше единицы, „отработанное“ тепло нужно куда-то девать. На земле, в воде и в воздухе с этим проблем нет. В космосе же существует только один путь — тепловое излучение. Таким образом, КАЭС не может обойтись без „холодильника-излучателя“. Плотность же излучения пропорциональна четвёртой степени абсолютной температуры, поэтому температура холодильника-излучателя должна быть как можно более высокой. Тогда удастся сократить площадь излучающей поверхности и соответственно массу энергетической установки. У нас появилась идея использовать „прямое“ преобразование ядерного тепла в электричество, без турбины и генератора, что казалось более надёжным при длительной работе в области высоких температур.
Из литературы мы знали о работах А.Ф. Иоффе — основателя советской школы технической физики, пионера в исследовании полупроводников в СССР.
Мало кто теперь помнит о разработанных им источниках тока, применявшихся в годы Великой Отечественной войны. Тогда не один партизанский отряд имел связь с Большой землёй благодаря „керосиновым“ ТЭГам — термоэлектрогенераторам Иоффе. „Венец“ из ТЭГов (он представлял собой набор полупроводниковых элементов) надевался на керосиновую лампу, а его провода подсоединялись к радиоаппаратуре. „Горячие“ концы элементов нагревались пламенем керосиновой лампы, „холодные“ — остывали на воздухе. Поток тепла, проходя через полупроводник, порождал электродвижущую силу, которой хватало для сеанса связи, а в промежутках между ними ТЭГ заряжал аккумулятор. Когда через десять лет после Победы мы побывали на московском заводе ТЭГов, оказалось, что они ещё находят сбыт. У многих деревенских жителей были тогда экономичные радиоприемники „Родина“ на лампах прямого накала, работающие от батареи. Вместо них зачастую использовали ТЭГи.
Беда керосинового ТЭГа — его низкий КПД (всего около 3,5%) и невысокая предельная температура (350°К).
Но простота и надёжность этих приборов привлекали разработчиков. Так, полупроводниковые преобразователи, разработанные группой И.Г. Гвердцители в Сухумском физико-техническом институте, нашли применение в космических установках типа „Бук“.
В свое время А.Ф. Иоффе предложил ещё один термоэмиссионный преобразователь — диод в вакууме. Принцип его действия следующий: нагретый катод испускает электроны, часть их, преодолевающая потенциал анода, совершает работу. От этого прибора ожидали значительно большего КПД (20-25%) при рабочей температуре выше 1000°К. Кроме того, в отличие от полупроводника вакуумный диод не боится нейтронного излучения, и его можно совместить с ядерным реактором. Однако оказалось, что осуществить идею „вакуумного“ преобразователя Иоффе невозможно. Как и в ионном движителе, в вакуумном преобразователе нужно избавиться от объёмного заряда, но на этот раз не ионов, а электронов. А.Ф. Иоффе предполагал использовать в вакуумном преобразователе микронные зазоры между катодом и анодом, что в условиях высоких температур и термических деформаций практически невозможно.
Вот тут-то и пригодился цезий: один ион цезия, полученный за счёт поверхностной ионизации на катоде, компенсирует объёмный заряд около 500 электронов! По сути дела, цезиевый преобразователь — это „обращённый“ ионный движитель. Физические процессы в них близки.
«Гирлянды» В.А. Малыха
Одним из результатов работ ФЭИ над термоэмиссионными преобразователями были создание В.А. Малыхом и серийный выпуск в его отделении тепловыделяющих элементов из последовательно соединённых термоэмиссионных преобразователей — „гирлянд“ для реактора „Топаз“. Они давали до 30 В — раз в сто больше, чем одноэлементные преобразователи, созданные „конкурирующими организациями“ — ленинградской группой М.Б. Барабаша и позднее — Институтом атомной энергии. Это позволяло „снимать“ с реактора в десятки и сотни раз большую мощность. Однако надёжность системы, напичканной тысячами термоэмиссионных элементов, вызывала опасения. В то же время паро- и газотурбинные установки работали без сбоев, поэтому мы обратили внимание и на „машинное“ преобразование ядерного тепла в электричество.
Вся трудность заключалась в ресурсе, ведь в дальних космических полётах турбогенераторы должны работать год, два, а то и несколько лет. Чтобы уменьшить износ, „обороты“ (скорость вращения турбины) нужно сделать по возможности более низкими. С другой стороны, турбина работает эффективно, если скорость молекул газа или пара близка к скорости её лопаток. Поэтому сначала мы рассматривали применение самого тяжёлого — ртутного пара. Но нас испугала интенсивная радиационно-стимулированная коррозия железа и нержавеющей стали, которая возникала в охлаждаемом ртутью ядерном реакторе. За две недели коррозия „съела“ тепловыделяющие элементы опытного быстрого реактора „Клементина“ в Аргонской лаборатории (США, 1949 год) и реактора БР-2 в ФЭИ (СССР, Обнинск, 1956 год).
Заманчивым оказался калиевый пар. Реактор с кипящим в нём калием лёг в основу разрабатываемой нами энергетической установки космического корабля малой тяги — калиевый пар вращал турбогенератор. Такой „машинный“ способ преобразования тепла в электричество позволял рассчитывать на КПД до 40%, в то время как реальные термоэмиссионные установки давали кпд всего около 7%.
Однако КАЭС с „машинным“ преобразованием ядерного тепла в электричество не получили развития. Дело завершилось выпуском подробного отчёта, по сути — „физической записки“ к техническому проекту космического корабля малой тяги для полёта с экипажем к Марсу. Сам проект так и не был разработан.
В дальнейшем, я думаю, просто пропал интерес к космическим полётам с использованием ядерных ракетных двигателей. После смерти Сергея Павловича Королёва поддержка работ ФЭИ по ионным движителям и „машинным“ ядерно-энергетическим установкам заметно ослабла. ОКБ-1 возглавил Валентин Петрович Глушко, у которого не было интереса к смелым перспективным проектам. Созданное им ОКБ „Энергия“ строило мощные химические ракеты и возвращаемый на Землю космический корабль „Буран“.
«Бук» и «Топаз» на спутниках серии «Космос»
Работы по созданию КАЭС с прямым преобразованием тепла в электричество, теперь уже в качестве источников питания для мощных радиотехнических спутников (космических радиолокационных станций и телетрансляторов), продолжались до начала перестройки.
С 1970 по 1988 год в космос запустили около 30 радиолокационных спутников с ядерно-энергетическими установками „Бук“ с полупроводниковыми реакторами-преобразователями и два — с термоэмиссионными установками „Топаз“. „Бук“, по сути дела, представлял собой ТЭГ — полупроводниковый преобразователь Иоффе, только вместо керосиновой лампы в нём использовался ядерный реактор. Это был быстрый реактор мощностью до 100 кВт. Полная загрузка высокообогащённого урана составляла около 30 кг. Тепло из активной зоны передавалось жидким металлом — эвтектическим сплавом натрия с калием полупроводниковым батареям. Электрическая мощность достигала 5 кВт.
Установку „Бук“ под научным руководством ФЭИ разрабатывали специалисты ОКБ-670 М.М. Бондарюка, позднее — НПО „Красная звезда“ (главный конструктор — Г.М. Грязнов). Создать ракету-носитель для вывода спутника на орбиту поручили днепропетровскому КБ „Южмаш“ (главный конструктор — М.К. Янгель).
Время работы „Бука“ — 1-3 месяца. Если установка отказывала, спутник переводили на орбиту длительного существования высотой 1000 км.
За почти 20 лет запусков было три случая падения спутника на Землю: два — в океан и один — на сушу, в Канаде, в окрестности Большого Невольничьего озера. Туда упал „Космос-954“, запущенный 24 января 1978 года. Он проработал 3,5 месяца. Урановые элементы спутника полностью сгорели в атмосфере. На земле нашли лишь остатки бериллиевого отражателя и полупроводниковых батарей. (Все эти данные приведены в совместном отчёте атомных комиссий США и Канады об операции „Утренний свет“.)
В термоэмиссионной ядерно-энергетической установке „Топаз“ использовался тепловой реактор мощностью до 150 кВт. Полная загрузка урана составляла около 12 кг — значительно меньше, чем у „Бука“. Основой реактора были тепловыделяющие элементы — „гирлянды“, разработанные и изготовленные группой Малыха. Они представляли собой цепочку термоэлементов: катод — „напёрсток“ из вольфрама или молибдена, заполненный окисью урана, анод — тонкостенная трубка из ниобия, охлаждаемая жидким натрий-калием. Температура катода достигала 1650°C.
Электрическая мощность установки доходила до 10 кВт.
Первый лётный образец — спутник „Космос-1818“ с установкой „Топаз“ вышел на орбиту 2 февраля 1987 года и безотказно проработал полгода, до исчерпания запасов цезия. Второй спутник — „Космос-1876“ был запущен через год. Он отработал на орбите почти в два раза дольше. Главным разработчиком „Топаза“ было ОКБ ММЗ „Союз“, возглавляемое С.К. Туманским (бывшее КБ конструктора авиамоторов А.А. Микулина).
Это было в конце 1950-х годов, когда мы занимались ионным движителем, а он — двигателем третьей ступени, предназначавшимся для ракеты, которой предстояло облететь Луну и совершить посадку на неё. Воспоминания о мельниковской лаборатории свежи и поныне. Она располагалась в Подлипках (ныне г. Королёв), на площадке № 3 ОКБ-1. Огромный цех площадью около 3000 м2, уставленный десятками письменных столов со шлейфными осциллографами, производящими запись на 100-миллиметровой рулонной бумаге (это была ещё прошлая эпоха, сегодня хватило бы одного персонального компьютера).
У передней стены цеха — стенд, где монтируется камера сгорания двигателя „лунной“ ракеты. К осциллографам идут тысячи проводов от датчиков скорости газов, давления, температуры и других параметров. День начинается в 9.00 с зажигания двигателя. Он работает несколько минут, затем сразу после остановки бригада механиков первой смены разбирает его, тщательно осматривает и измеряет камеру сгорания. Одновременно анализируются ленты осциллографов и вырабатываются рекомендации по изменениям конструкции. Вторая смена — конструкторы и рабочие мастерских вносят рекомендованные изменения. В третью смену на стенде монтируются новая камера сгорания и система диагностики. Через сутки, ровно в 9.00, — следующий сеанс. И так без выходных недели, месяцы. Более 300 вариантов двигателя за год!
Так создавались двигатели химических ракет, которым предстояло работать всего 20-30 минут. Что же говорить об испытаниях и доработках ядерно-энергетических установок — расчёт был на то, что они должны работать не один год.
Это требовало поистине гигантских усилий.
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
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
— (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,… …
— (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… …
Эту статью следует викифицировать. Пожалуйста, оформите её согласно правилам оформления статей. Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива (англ. … Википедия
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
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
— (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
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 — ракетный двигатель, принцип действия которого основан на ядерной реакции или радиоактивном распаде, при этом выделяется энергия, нагревающая рабочее тело, которым могут служить продукты реакций либо какое-то другое вещество, например водород.
Давайте разберем варианты и принципы из действия…
Существует несколько разновидностей ракетных двигателей, использующих вышеописанный принцип действия: ядерный, радиоизотопный, термоядерный. Используя ядерные ракетные двигатели, можно получить значения удельного импульса значительно выше тех, которые могут дать химические ракетные двигатели.
Высокое значение удельного импульса объясняется большой скоростью истечения рабочего тела — порядка 8-50 км/с. Сила тяги ядерного двигателя сравнима с показателями химических двигателей, что позволит в будущем заменить все химические двигатели на ядерные.
Основным препятствием на пути полной замены является радиоактивное загрязнение окружающей среды, которое наносят ядерные ракетные двигатели.
Их разделяют на два типа — твердо-и газофазные. В первом типе двигателей делящееся вещество размещается в сборках-стержнях с развитой поверхностью. Это позволяет эффективно нагревать газообразное рабочее тело, обычно в качестве рабочего тела выступает водород. Скорость истечения ограничена максимальной температурой рабочего тела, которая, в свою очередь, напрямую зависит от максимально допустимой температуры элементов конструкции, а она не превышает 3000 К. В газофазных ядерных ракетных двигателях делящееся вещество находится в газообразном состоянии. Его удержание в рабочей зоне осуществляется посредством воздействия электромагнитного поля.
Для этого типа ядерных ракетных двигателей элементы конструкции не являются сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения рабочего тела может превышать 30 км/с. Могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, невзирая на утечку делящегося вещества.
В 70-х гг. XX в. в США и Советском Союзе активно испытывались ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе. В США разрабатывалась программа по созданию опытного ядерного ракетного двигателя в рамках программы NERVA.
Американцами был разработан графитовый реактор, охлаждаемый жидким водородом, который нагревался, испарялся и выбрасывался через ракетное сопло. Выбор графита был обусловлен его температурной стойкостью. По этому проекту удельный импульс полученного двигателя должен был вдвое превышать соответствующий показатель, характерный для химических двигателей, при тяге в 1100 кН. Реактор Nerva должен был работать в составе третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн V», но в связи с закрытием лунной программы и отсутствием других задач для ракетных двигателей этого класса реактор так и не был опробован на практике.
В настоящее время в стадии теоретической разработки находится газофазный ядерный ракетный двигатель. В газофазном ядерном двигателе подразумевается использовать плутоний, медленно движущаяся газовая струя которого окружена более быстрым потоком охлаждающего водорода. На орбитальных космических станциях МИР и МКС проводились эксперименты, которые могут дать толчок к дальнейшему развитию газофазных двигателей.
На сегодняшний день можно сказать, что Россия немного «заморозила» свои исследования в области ядерных двигательных установок. Работа российских ученых больше ориентирована на разработку и совершенствование базовых узлов и агрегатов ядерных энергодвигательных установок, а также их унификацию. Приоритетным направлением дальнейших исследований в этой области является создание ядерных энергодвигательных установок, способных работать в двух режимах. Первым является режим ядерного ракетного двигателя, а вторым — режим установки генерирующей электроэнергии для питания аппаратуры, установленной на борту космического аппарата.
Каждые несколько лет какой-нибудь
новый подполковник открывает для себя «Плутон».
После этого он звонит в лабораторию,
чтобы узнать дальнейшую судьбу ядерного ПВРД.
Модная нынче тема, но мне представляется, что гораздо интереснее ядерный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, ведь ему не надо таскать с собой рабочее тело.
Предполагаю, что в послании Президента речь шла именно о нем, но почему-то все сегодня начали постить про ЯРД???
Соберу-ка я тут все в одном месте. Прелюбопытные мысли, скажу я вам, появляются, когда вчитаешься в тему. И очень неудобные вопросы.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД; англоязычный термин — ramjet, от ram — таран) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи, истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха.
ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для вывода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.
Во второй половине 1950-х годов, в эпоху холодной войны, в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.
Автор фото: Leicht modifiziert aus http://en.wikipedia.org/wiki/Image:Pluto1955.jpg
Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:
— межконтинентальная крылатая ракета-носитель ядерного заряда;
— одноступенчатый воздушно-космический самолёт.
В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 году были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 МВт в течение пяти минут с тягой 156 кН). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 года. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.
Про вторую в российских источниках сейчас не принято говорить…
В проекте «Плутон» должна была использоваться тактика полета на низких высотах. Данная тактика обеспечивала скрытность от радаров системы ПВО СССР.
Для достижения скорости, на которой работал бы прямоточный воздушно-реактивный двигатель, «Плутон» должен был с земли запускаться при помощи пакета обычных ракетных ускорителей.
Запуск ядерного реактора начинался только после того, как «Плутон» достигал высоты крейсерского полета и достаточно удалялся от населенных районов. Ядерный двигатель, дающий практически неограниченный радиус действия, позволял ракете летать над океаном кругами в ожидании приказа перехода на сверхзвуковую скорость к цели в СССР.
Эскизный проект SLAM
Было принято решение провести статическое испытание полномасштабного реактора, который предназначался для прямоточного двигателя.
Поскольку после запуска реактор «Плутона» становился чрезвычайно радиоактивным, его доставка на место испытаний осуществлялась по специально построенной полностью автоматизированной железнодорожной линии. По данной линии реактор перемещаться на расстояние примерно двух миль, которые разделяли стенд статических испытаний и массивное «демонтажное» здание. В здании «горячий» реактор демонтировался для проведения обследования при помощи оборудования, управляемого дистанционно. Ученые из Ливермора наблюдали за процессом испытаний с помощью телевизионной системы, которая размещалась в жестяном ангаре далеко от испытательного стенда.
На всякий случай ангар оборудовался противорадиационным укрытием с двухнедельным запасом пищи и воды.
Только чтобы обеспечить поставки бетона необходимого для строительства стен демонтажного здания (толщина составляла от шести до восьми футов), правительство Соединенных Штатов приобрело целую шахту.
Миллионы фунтов сжатого воздуха хранились в трубах, использующихся в нефтедобыче, общей протяженностью 25 миль. Данный сжатый воздух предполагалось использовать для имитации условий, в которых прямоточный двигатель оказывается во время полета на крейсерской скорости.
Чтобы обеспечить в системе высокое воздушное давление, лаборатория позаимствовала с базы подводных лодок (Гротон, шт. Коннектикут) гигантские компрессоры.
Для проведения теста, во время которого установка работала на полной мощности в течение пяти минут, требовалось прогонять тонну воздуха через стальные цистерны, которые заполнялись более чем 14 млн. стальных шариков, диаметром 4 см. Данные цистерны нагревались до 730 градусов при помощи нагревательных элементов, в которых сжигали нефть.
Установленный на железнодорожной платформе, Тори-2С готов к успешным испытаниям. Май 1964 года
14 мая 1961 г. инженеры и ученые, находящиеся в ангаре, откуда управлялся эксперимент, задержали дыхание — первый в мире ядерный прямоточный реактивный двигатель, смонтированный на ярко-красной железнодорожной платформе, возвестил о своем рождении громким ревом. Тори-2А запустили всего на несколько секунд, во время которых он не развивал своей номинальной мощности. Однако считалось, что тест являлся успешным. Самым важным стало то, что реактор не воспламенился, чего крайне опасались некоторые представители комитета по атомной энергетике. Почти сразу после испытаний Меркл приступил к работам по созданию второго реактора «Тори», который должен был иметь большую мощность при меньшей массе.
Работы по Тори-2B дальше чертежной доски не продвинулись. Вместо него ливерморцы сразу построили Тори-2C, который нарушил безмолвие пустыни спустя три года после испытаний первого реактора.
Спустя неделю данный реактор был вновь запущен и проработал на полной мощности (513 мегаватт) в течение пяти минут. Оказалась что радиоактивность выхлопа значительно меньше ожидаемой. На этих испытаниях также присутствовали генералы ВВС и чиновники из комитета по атомной энергетике.
В это время заказчиков из Пентагона, финансировавших проект «Плутон», начали одолевать сомнения. Поскольку ракета запускалась с территории США и летела над территорией американских союзников на малой высоте, чтобы избежать обнаружения системами ПВО СССР, некоторые военные стратеги задумались — а не будет ли ракета представлять для союзников угрозу? Еще до того как ракета «Плутон» сбросит бомбы на противника, она сначала оглушит, раздавит и даже облучит союзников. (Ожидалось, что от Плутона, пролетающего над головой, уровень шума на земле будет составлять около 150 децибел. Для сравнения — уровень шума ракеты, отправившей американцев на Луну (Сатурн-5), на полной тяге составила 200 децибел). Разумеется, разорванные барабанные перепонки были бы наименьшей проблемой, если бы вы оказались под пролетающим над вашей головой обнаженным реактором, который изжарил бы вас как цыпленка гамма- и нейтронным излучением.
Тори-2C
Хотя создатели ракеты утверждали, что «Плутон» изначально по своей сути также неуловим, военные аналитики выражали недоумение — как нечто такое шумное, горячее, большое и радиоактивное может оставаться незамеченным на протяжении времени, которое необходимо для выполнения задачи. В это же время военно-воздушные силы США уже начали развертывать баллистические ракеты «Атлас» и «Титан», которые были способны достичь целей на несколько часов раньше летающего реактора, и противоракетная система СССР, страх перед которой стал основным толчком для создания «Плутона», так и не стала для баллистических ракет помехой, несмотря на успешно проведенные испытательные перехваты. Критики проекта придумали собственную расшифровку аббревиатуры SLAM — slow, low, and messy — медленно, низко и грязно. После успешных испытаний ракеты «Полярис» флот, изначально проявлявший интерес к использованию ракет для пусков с подводных лодок или кораблей, также начал покидать проект. И, наконец, стоимость каждой ракеты составляла 50 миллионов долларов.
Внезапно «Плутон» стал технологией, которой нельзя найти приложения, оружием, у которого не было подходящих целей.
Однако последним гвоздем в гроб «Плутона» стал всего один вопрос. Он настолько обманчиво простой, что можно извинить ливерморцев за то, что они ему сознательно не уделили внимания. «Где проводить летные испытания реактора? Как убедить людей в том, что во время полета ракета не потеряет управление и не полетит над Лос-Анджелесом или Лас-Вегасом на малой высоте?» — спрашивал физик ливерморской лаборатории Джим Хэдли, который до самого конца работал над проектом «Плутон». В настоящее время он занимается обнаружением ядерных испытаний, которые проводятся в других странах, для подразделения Z. По признанию самого Хэдли, не было никаких гарантий, что ракета не выйдет из под контроля и не превратится в летающий Чернобыль.
Было предложено несколько вариантов решения данной проблемы. Одно из них — запуск Плутона около острова Уэйк, где ракета летала бы, нарезая восьмерки над принадлежащей Соединенным Штатам частью океана.
«Горячие» ракеты предполагалась затапливать на глубине 7 километров в океане. Однако даже тогда, когда комиссия по атомной энергетике склоняла мнение людей думать о радиации как о безграничном источнике энергии, предложения сбрасывать множество загрязненных радиацией ракет в океан было вполне достаточно, чтобы работы приостановили.
1 июля 1964 г, спустя семь лет и шесть месяцев с начала работ, проект «Плутон» закрыли комиссия по атомной энергетике и военно-воздушные силы.
По словам Хэдли, каждые несколько лет какой-нибудь новый подполковник военно-воздушных сил открывает для себя «Плутон». После этого он звонит в лабораторию, чтобы узнать дальнейшую судьбу ядерного ПВРД. Энтузиазм у подполковников пропадает сразу же после того как Хэдли рассказывает о проблемах с радиацией и летными испытаниями. Больше одного раза никто Хэдли не звонил.
Если кого-то захочет вернуть к жизни «Плутон», то, возможно, ему удастся найти несколько новобранцев в Ливерморе. Однако их много не будет.
Идею того, что могло стать адским безумным оружием, лучше оставить в прошлом.
Технические характеристики ракеты SLAM:
Диаметр — 1500 мм.
Длинна — 20000 мм.
Масса — 20 тонн.
Радиус действия — не ограниченный (теоретически).
Скорость на уровне моря — 3 Маха.
Вооружение — 16 термоядерных бомб (мощность каждой 1 мегатонна).
Двигатель — ядерный реактор (мощность 600 мегаватт).
Система наведения — инерциальная + TERCOM.
Максимальная температура обшивки — 540 градусов Цельсия.
Материал планера — высокотемпературная, нержавеющая сталь Рене 41.
Толщина обшивки — 4 — 10 мм.
Тем не менее, ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела.
То есть, например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скоростей от М = 1, переходит на использование атмосферного воздуха.
Как заявил президент РФ В. В. Путин, в начале 2018 года «состоялся успешный пуск крылатой ракеты с ядерной энергоустановкой». При этом, по его заявлению, дальность такой крылатой ракеты «неограниченная».
Интересно, а в каком регионе проводились испытания и почему их проушехлопили соответствующие службы мониторинга за ядерными испытаниями. Или все-таки осенний выброс рутения-106 в атмосфере как-то связан с этими испытаниями? Т.е. челябинцев не только присыпали рутением, но еще и поджарили?
А куда упала эта ракета можно узнать? Проще говоря, где расколотили ядерный реактор? На каком полигоне? На Новой Земле?
**************************************** ********************
А теперь немного почитаем про ядерные ракетные двигатели, хотя это совсем другая история
Я́дерный раке́тный дви́гатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги.
Бывают жидкостными (нагрев жидкого рабочего тела в нагревательной камере от ядерного реактора и вывод газа через сопло) и импульсно-взрывными (ядерные взрывы малой мощности при равном промежутке времени).
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).
Ист.
https://commons.wikimedia.org/w/index.php?curid=1822546
РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Иргит» и «ИР-100») — первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель 1947-78 гг.
Был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж.
В РД-0410 был применён гетерогенный реактор на тепловых нейтронах. Конструкция включала в себя 37 тепловыделяющих сборок, покрытых теплоизоляцией, отделявшей их от замедлителя. Проект
ом предусматривалось, что поток водорода вначале проходил через отражатель и замедлитель, поддерживая их температуру на уровне комнатной, а затем поступал в активную зону, где нагревался при этом до 3100 К. На стенде отражатель и замедлитель охлаждались отдельным потоком водорода. Реактор прошёл значительную серию испытаний, но ни разу не испытывался на полную длительность работы. Внереакторные узлы были отработаны полностью.
********************************
А это американский ядерный ракетный двигатель. Его схема была на заглавной картинке
Автор: NASA — Great Images in NASA Description, Общественное достояние, https://commons.wikimedia.org/w/index.php?curid=6462378
NERVA (англ. Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) — совместная программа Комиссии по атомной энергии США и НАСА по созданию ядерного ракетного двигателя (ЯРД), продолжавшаяся до 1972 года.
NERVA продемонстрировал, что ЯРД вполне работоспособен и подходит для исследования космоса, и в конце 1968 года SNPO подтвердил, что новейшая модификация NERVA, NRX/XE, отвечает требованиям для пилотируемого полета на Марс. Хотя двигатели NERVA были построены и испытаны в максимально возможной степени и считались готовыми к установке на космический аппарат, бо́льшая часть американской космической программы была отменена администрацией президента Никсона.
NERVA была оценена AEC, SNPO и НАСА как высокоуспешная программа, достигшая или даже превысившая свои цели. Главная цель программы заключалась в «создании технической базы для систем ядерных ракетных двигателей, которые будут использоваться в разработке и развитии двигательных установок для космических миссий». Практически все космические проекты, использующие ЯРД, основаны на конструкциях NERVA NRX или Pewee.
Марсианские миссии стали причиной упадка NERVA. Члены Конгресса из обеих политических партий решили, что пилотируемый полет на Марс будет молчаливым обязательством для Соединенных Штатов в течение десятилетий поддерживать дорогостоящую космическую гонку.
Ежегодно программа RIFT задерживалась и цели NERVA усложнялись. В конце концов, хотя двигатель NERVA прошёл много успешных испытаний и имел мощную поддержку Конгресса, он никогда не покидал Землю.
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.
Атомный двигатель для космических ракет — казалось бы, далекая мечта писателей-фантастов — был, оказывается, не только разработан в сверхсекретных конструкторских бюро, но и изготовлен, а затем испытан на полигонах. «Это была нетривиальная работа», — говорит генеральный конструктор Воронежского федерального государственного предприятия «КБ химавтоматики» Владимир Рачук. В его устах «нетривиальная работа» означает очень высокую оценку сделанного.
«КБ химавтоматики», хотя и имеет отношение к химии (изготавливает насосы для соответствующих отраслей промышленности), на самом деле является одним из уникальных, ведущих в России и за рубежом центров ракетного двигателестроения.
Предприятие было создано в Воронежской области в октябре 1941 года, когда гитлеровские войска рвались к Москве. В то время КБ разрабатывало агрегаты для боевой авиационной техники. Однако в пятидесятые годы коллектив переключился на новую перспективную тематику — жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). «Изделия» из Воронежа были установлены на «Востоках», «Восходах», «Союзах», «Молниях», «Протонах»…
Здесь, в «КБ химавтоматики», создан и самый мощный в стране однокамерный кислородно-водородный космический «мотор» тягой в двести тонн. Он использовался в качестве маршевого двигателя на второй ступени ракетно-космического комплекса «Энергия-Буран». Воронежские ЖРД установлены на многих военных ракетах (например, SS-19, известных как «Сатана», или SS-N-23, запускаемых с подводных лодок). Всего было разработано около 60 образцов, 30 из которых доведено до серийного производства. В этом ряду наособицу стоит ядерный ракетный двигатель РД-0410, который создавался совместно со многими оборонными предприятиями, КБ и НИИ.
Один из основоположников отечественной космонавтики Сергей Павлович Королев рассказывал, что о силовой атомной установке для ракет мечтал еще с 1945 года. Очень заманчиво было использовать могучую энергию атома для покорения космического океана. Но в то время у нас и ракет-то не было. А в середине 50-х советские разведчики сообщили, что в США полным ходом идут исследования по созданию ядерного ракетного двигателя (ЯРД). Эта информация была сразу же доведена до высшего руководства страны. Скорее всего, с ней был ознакомлен и Королев. В 1956-м в секретном докладе о перспективах развития ракетной техники он подчеркивал, что ядерные двигатели будут иметь очень большие перспективы. Впрочем, все понимали, что реализация идеи сопряжена с огромными трудностями. Атомная электростанция, к примеру, занимает многоэтажный корпус. Задача состояла в том, чтобы превратить это большое здание в компактную установку величиной с два письменных стола. В 1959 году в Институте атомной энергии состоялась весьма знаменательная встреча «отца» нашей атомной бомбы Игоря Курчатова, директора Института прикладной математики, «главного теоретика космонавтики» Мстислава Келдыша и Сергея Королева.
Фотография «трех К», трех выдающихся людей, прославивших страну, стала хрестоматийной. Но мало кто знает, что именно обсуждали они в тот день.
— Курчатов, Королев и Келдыш вели разговор о конкретных аспектах создания ядерного двигателя, — комментирует фотографию ведущий конструктор атомного «мотора» Альберт Белогуров, более 40 лет работающий в воронежском КБ. — Сама идея к тому времени уже не казалась фантастической. С 57-го, когда у нас появились межконтинентальные ракеты, конструкторы Средмаша (министерства, занимавшегося атомной тематикой) стали заниматься предварительными проработками ядерных двигателей. После встречи «трех К» эти исследования получили новый мощный импульс.
Атомщики трудились бок о бок с ракетчиками. Для ракетного двигателя взяли один из самых компактных реакторов. Внешне это сравнительно небольшой металлический цилиндр диаметром около 50 сантиметров и длиной примерно метр. Внутри — 900 тонких трубок, в которых находится «горючее» — уран. Принцип работы реактора сегодня известен и школьникам.
Во время цепной реакции деления атомных ядер образуется огромное количество тепла. Мощные насосы прокачивают через пекло уранового котла водород, который нагревается до 3000 градусов. Затем раскаленный газ, вырываясь с огромной скоростью из сопла, создает мощную тягу…
На схеме все выглядело хорошо, но что покажут испытания? Обычные стенды для запуска полномасштабного ядерного двигателя не используешь — с радиацией шутки плохи. Реактор — это, по сути, атомная бомба, только замедленного действия, когда энергия выделяется не мгновенно, а в течение определенного времени. В любом случае необходимы особые меры предосторожности. Испытания реактора решили проводить на атомном полигоне в Семипалатинске, а первую часть конструкции (как бы сам двигатель) — на стенде в Подмосковье.
— В Загорске имеется превосходная база для наземных запусков ракетных двигателей, — поясняет Альберт Белогуров. — Мы изготовили около 30 образцов для стендовых испытаний. Водород сжигали в кислороде и затем газ направляли в двигатель — на турбину.
Турбонасос перекачивал поток, но не в атомный реактор, как положено по схеме (реактора в Загорске, понятно, не было), а в атмосферу. Всего было проведено 250 испытаний. Программа завершилась полным успехом. В итоге получили работоспособный двигатель, отвечавший всем предъявленным требованиям. Сложнее оказалось организовать испытания ядерного реактора. Для этого необходимо было построить специальные шахты и другие сооружения на Семипалатинском полигоне. Столь масштабные работы были сопряжены, естественно, с большими финансовыми затратами, а получить деньги и в то время было непросто.
Тем не менее стройка на полигоне началась, хотя и велась, по словам Белогурова, «в экономном режиме». Не один год ушел на сооружение двух шахт и служебных помещений под землей. В бетонном бункере, расположенном между шахтами, находились чуткие приборы. В другом бункере, на удалении 800 метров, — пульт управления. Во время испытаний ядерного реактора пребывание людей в первом из названных помещений было категорически запрещено.
В случае аварии стенд превратился бы в мощный источник радиации.
Перед экспериментальным запуском реактор аккуратно опускали в шахту с помощью установленного снаружи (на поверхности земли) козлового крана. Шахта была соединена с выдолбленной на глубине 150 метров в граните и облицованной сталью сферической емкостью. В такой необычный «резервуар» закачивали под большим давлением газообразный водород (для использования его в жидком виде, что, конечно же, эффективней, не было денег). После запуска реактора водород поступал снизу в урановый котел. Газ раскалялся до 3000 градусов и с грохотом огненной струей вырывался из шахты наружу. Сильной радиоактивности в этом потоке не было, но в течение суток находиться снаружи в радиусе полутора километров от места испытаний не разрешалось. К самой же шахте нельзя было подходить в течение месяца. Полуторакилометровый подземный тоннель, защищенный от проникновения радиации, вел из безопасной зоны сначала к одному бункеру, а из него — к другому, находящемуся возле шахт.
По этим своеобразным длиннющим «коридорам» и передвигались специалисты.
Испытания реактора проводились в 1978-1981 годах. Результаты экспериментов подтвердили правильность конструктивных решений. В принципе ядерный ракетный двигатель был создан. Оставалось соединить две части и провести комплексные испытания ЯРД в собранном виде. Но на это денег уже не дали. Ибо в восьмидесятые годы практического использования в космосе атомных силовых установок не предусматривалось. Для старта с Земли они не годились, ибо окружающая местность подверглась бы сильному радиационному загрязнению. Ядерные двигатели вообще предназначены только для работы в космосе. И то на очень высоких орбитах (600 километров и выше), чтобы космический аппарат вращался вокруг Земли многие столетия. Потому что «период высвечивания» ЯРД составляет как минимум 300 лет. Собственно говоря, аналогичный двигатель американцы разрабатывали прежде всего для полета к Марсу. Но в начале восьмидесятых руководителям нашей страны было предельно ясно: полет к Красной планете нам не под силу (как, впрочем, и американцам, они тоже свернули эти работы).
Однако именно в 1981-м у наших конструкторов появились новые перспективные идеи. Почему бы не использовать ядерный двигатель еще и в качестве энергетической установки? Проще говоря, вырабатывать на нем в космосе электроэнергию. При пилотируемом полете можно с помощью раздвижной штанги «отодвинуть» от жилых помещений, в которых находятся космонавты, урановый котел на расстояние до 100 метров. Будет он лететь вдали от станции. При этом получили бы очень мощный источник столь нужной на космических кораблях и станциях энергии. В течение 15 лет воронежцы вместе с атомщиками занимались этими перспективными исследованиями, проводили испытания на Семипалатинском полигоне. Государственного финансирования не было вообще, и все работы велись за счет заводских ресурсов и: энтузиазма. Сегодня мы имеем здесь очень солидный задел. Вопрос лишь в том, будут ли эти разработки востребованы.
— Обязательно, — уверенно отвечает генеральный конструктор Владимир Рачук. — Сегодня на космических станциях, кораблях и спутниках энергию получают от солнечных батарей.
Но на ядерном реакторе выработка электричества намного дешевле — вдвое, а то и втрое. Кроме того, в тени Земли солнечные батареи не работают. Значит, нужны аккумуляторы, а это заметно увеличивает вес космического аппарата. Конечно, если речь идет о небольшой мощности, скажем, о 10-15 киловаттах, то проще иметь солнечные батареи. Но когда в космосе требуется 50 киловатт и больше, то без ядерной установки (которая, кстати, служит 10-15 лет) на орбитальной станции или межпланетном корабле не обойтись. Сейчас на такие заказы мы, откровенно говоря, не очень рассчитываем. Но в 2010-2020 годах ядерные двигатели, являющиеся одновременно мини-электростанциями, будут очень нужны.
— Сколько весит такая ядерная установка?
— Если говорить о двигателе РД- 0410, то масса его вместе с радиационной защитой и рамой крепления — две тонны. А тяга — 3,6 тонны. Выигрыш очевиден. Для сравнения: «Протоны» поднимают на орбиту и 20 тонн. А более мощные ядерные установки, конечно, будут повесомее — может быть, 5-7 тонн.
Но в любом случае ядерные ракетные двигатели позволят выводить на стационарную орбиту грузы, имеющие в 2-2,5 раза большую массу, и обеспечат космические аппараты долговременной стабильной энергетикой.
Я не стал говорить с генеральным конструктором на больную тему — о том, что на Семипалатинском полигоне (нынче это территория другого государства) осталось немало ценного заводского оборудования, которое вернуть в Россию пока не удалось. Там же, в шахте, находится и один из испытательных атомных реакторов. Да и козловой кран все еще стоит на своем месте. Только вот испытания ядерного двигателя больше не проводятся: В собранном виде он стоит сейчас в заводском музее. Ждет своего часа.
Solid Core NTR — Beyond NERVA
Ядерная тепловая ракета с твердой сердцевиной (NTR-S) — единственный тип ядерной тепловой ракетной системы, когда-либо испытанной как полноценная система, и даже была допущена к полетам для пилотируемых полетов. В этих ракетах ядерный реактор на твердом топливе (в виде таблеток, стержней, пластин или других вариантов) используется для нагрева рабочего газа (обычно водорода, но предлагались аммиак, метан и CO2).
Затем он расширяется из сопла для создания тяги, унося как можно больше тепла в потоке выхлопных газов.
Блок-схема NTR через НАСА
Твердотопливные элементы являются наиболее знакомым типом топлива для разработчиков реакторов, и поэтому эти конструкции требуют меньше (но все же значительной) работы для подготовки к полету, и поэтому они, вероятно, первыми будут запущены. Однако существует широкий спектр различных видов топлива, разных форм и размеров, а это означает, что даже только в этой категории есть много разных вариантов. К ним относятся более традиционные формы шестиугольной призмы, топливные таблетки, удерживаемые в стержнях, топливные таблетки TRISO (триструктурные изотропные, относящиеся к трем частям таблетки: топливо, замедлитель, оболочка) в конструкции реактора с галечными слоями, пластины и другие, особенно скрученные. ленточная конструкция, используемая в конструкциях российских реакторов. Однако у всех одна и та же цель: максимально увеличить количество контактов между топливом и топливом, которое также действует как теплоноситель для активной зоны реактора.
Топливная сборка вездехода, Финсет, 1991 г.
Топливный элемент TRISO через Project Rho
Российские топливные элементы через Project Rho
Поскольку теплоноситель выходит из реактора в качестве топлива, в этих конструкциях обычно не требуются большие тепловые радиаторы, что почти уникально среди конструкций реакторов. Кроме того, поскольку газ одновременно охлаждает реактор и является топливом, поток топлива обычно начинается до запуска самого реактора и продолжается некоторое время после остановки реактора, чтобы произошло необходимое замедление от водорода и чтобы получить избавление от остаточного тепла реактора после останова. Это одна из уникальных характеристик NTR с точки зрения наведения, навигации и управления по сравнению с химическими двигателями (другое время набора тяги до минуты, если вас интересуют соображения GNC для NTR, я рекомендую этот документ в качестве хорошей отправной точки ).
NERVA NRX A6 Cutaway, Finseth 1991
Наиболее распространенными типами NTR-S являются варианты ряда реакторов, разработанных США в 50–70-е годы в рамках проекта Rover, совместной программы Комиссии по атомной энергии (позже Министерство энергетики) и ВВС США (переданы вскоре после старта программы НАСА). В рамках этой программы были испытаны четыре основных типа реакторов в огневых испытаниях на Национальном ядерном испытательном полигоне в Неваде, на объекте Jackass Flats и в инженерных испытаниях реакторов в Лос-Аламосской научной лаборатории (позднее Лос-Аламосская национальная лаборатория). Это были реакторы KIWI-A, KIWI-B, Phoebus и Pewee, а еще два испытывались только в Лос-Аламосе – реакторы Dumbo и MITEE. По мере продвижения программы конструкция реактора Phoebus была выбрана для программы NERVA (Ядерная энергия для ракетных транспортных средств) для конкретной цели создания готовой к полету ядерной тепловой ракеты с пилотируемым двигателем для запланированных послелунных миссий на Марс. как продолжение программы «Аполлон».
Испытание NERVA без даты, через LANL
Однако из-за отмены более поздних миссий на Луну, а тем более миссий на Марс, и растущего общественного сопротивления ядерной энергетике программа была свернута, а огневые испытания были остановлены в 1972 году, но работа продолжалась после этого, и окончательный отчет по программе не был опубликован до 1991 года. Работа по крайней мере над двумя из этих конструкций, реакторами Pewee и MITEE, продолжается сегодня на гораздо более низком уровне, с производной от Pewee, Малой ядерной тепловой ракетой ( СНТР), являющийся наиболее продвинутой конструкцией с точки зрения разработки и, вероятно, той, которая будет использоваться первой, если в относительно ближайшем будущем будет применяться ядерная тепловая ракета.
РД-0410 через Astronautix
В СССР также был ряд программ разработки НТР, большинство из которых основано на карбидах урана, которые обеспечивают невероятно высокую термостойкость (для твердого топлива). Первоначально предлагалась ракета первой ступени, но вскоре от нее отказались. Другие программы приходили и уходили в течение следующих нескольких десятилетий и, наконец, завершились созданием пары двигателей: РД-0410 и РД-0411. Эти реакторы уникальны по форме топливных элементов: в этих реакторах использовались топливные элементы в форме скрученной ленты, чтобы максимально увеличить площадь поверхности топлива, контактирующего с топливом, что позволяет передавать больше тепла топливу. а также позволяя большему количеству топлива проходить через реактор.
Для НТР были предложены и другие формы топлива, фактически НАСА в настоящее время больше 30 лет занимается топливом CERMET, или металлокерамическим композитом. Это форма топлива, которая, хотя и не обладает такой высокой теплоемкостью, как карбиды, обеспечивает гораздо большую гибкость в составе топлива. Из-за этого для функционирования NTR требуется более низкое обогащение (см. страницу «Топливные элементы»), и поэтому США используют этот вариант для краткосрочной разработки NTR. Для получения дополнительной информации см. мою серию сообщений о программе НАСА NTP.
Реактор с галечным слоем в разрезе через Project Rho
Реактор с галечным слоем — еще одна концепция, популярная для НТР. Наиболее проработанный из этих проектов был разработан для Project Timberwind, партнерской программы Стратегической оборонной инициативы (Звездные войны). Преимущество конструкции в том, что, поскольку топливо не удерживается в неподвижном стержне, оно может перемещаться по реактору по мере его нагрева и охлаждения, а по мере того, как происходит реакция деления, топливо также меняет плотность и движется по-другому. Этот реактор имеет много преимуществ, поскольку он увеличивает как температуру, при которой может работать реактор, так и площадь поверхности между топливом и топливом. Однако, чтобы удерживать топливо на месте, реактор должен вращаться достаточно быстро, чтобы удерживать топливные таблетки на месте под действием центростремительной силы, что усложняет конструкцию реактора.
Импульсный NTR, изображение из Википедии
В другой конструкции используются пластины топлива, а не гранулы или галька. Этот дизайн представляет собой гораздо более продвинутый дизайн, предложенный доктором Ариасом из Университета Каталонии. Эта конструкция основана на реакторе TRIGA (Training, Research and Isotope General Atomic), который был разработан для того, чтобы студенты могли экспериментировать с реактором, расплавить который очень сложно. Этот реактор может иметь импульсную мощность до 33 000 МВт в течение короткие периоды времени, не вызывая повреждения реактора, из-за очень короткого времени, в течение которого возникает импульс, очень мало энергии, которая может передаваться в корпус самого реактора. Это пульсирование привлекло внимание доктора Ариаса из Политехнического университета Каталонии, который разработал ядерную ракету с тепловым импульсом. Этот двигатель имеет два режима: первый максимизирует тягу за счет удельного импульса, второй режим максимизирует удельный импульс за счет значительного снижения тяги.
Диаграмма бимодального ядерного термоэлектрического двигателя, McCurdy et al. NASA GRC 2014
Существуют и другие варианты каждого из этих реакторов. Двумя примечательными являются бинарная ядерная тепловая ракета, которая включает в себя систему преобразования энергии в дополнение к тепловому двигательному оборудованию, и после первоначального сжигания с использованием тепловой ракеты реактор переключается на производство электроэнергии для электрической двигательной установки. Это позволяет быстро менять орбиту, требующую большой тяги, но также позволяет увеличить скорость за счет непрерывного горения электрического двигателя. Второй вариант — LANTR, или ядерная тепловая ракета с жидким кислородом. Это фактически форсаж для NTR. Поскольку водород, который используется в качестве топлива, не сгорает, его сжигание может значительно увеличить тягу так же, как форсажная камера в реактивном двигателе (хотя там топливо добавляется к несгоревшему кислороду, а не наоборот). Оба эти варианта доступны для любой системы NTR, но наиболее развита концепция твердотопливных систем.
Концепция LANTR, Borowski 1995
Управление реактивностью и нейтроникой: топливные элементы 101
Почти все конструкции реакторов используют некоторую форму замедлителя, чтобы замедлить нейтроны настолько, чтобы увеличить вероятность того, что они будут захвачены атомом делящегося топлива и расщеплены . В случае с ядерными ракетами этот замедлитель должен быть максимально легким и, как правило, минимально громоздким (хотя обычно это не представляет сложности). Во многих конструкциях даже не используется замедлитель, вместо этого используются внешние отражатели нейтронов (сделанные из обедненного урана или бериллия), чтобы дольше удерживать нейтроны в активной зоне.
Топливные элементы NTR, через NASA
В первоначальных проектах реакторов для США и всех проектах реакторов для России топливо представляло собой графитовую композитную структуру с кусочками уранового топлива, подвешенными в графите. Это не только замедлило нейтроны в самом топливе, но и высокие допуски на тепловую нагрузку (оно может очень быстро нагреваться или охлаждаться с минимальными повреждениями) также делает этот вариант привлекательным. Потому что водородное топливо (или водород в топливе, если не используется h3) будет реагировать с углеродом, вызывая значительную эрозию топливных элементов. Из-за этого требуется плакирующее вещество, обычно циркаллой (специальный сплав на основе циркония, используемый в наземных реакторах для той же цели). Это другой уровень модерации.
Используются и другие материалы. В США самые последние и текущие разработки были сосредоточены на металлокерамическом композите, известном как CERMET. Это сочетает в себе преимущества керамического делящегося топлива с теплопроводностью и ударной вязкостью металла. Другим распространенным вариантом является использование карбидов в различных формах, поскольку они обладают невероятно высокой термостойкостью. Это направление, которое разрабатывается в России, а также активно экспериментируется в США, причем некоторые предложения продолжают действовать и по сей день.
Для более подробного ознакомления с типами топливных элементов и связанными с ними компромиссами посетите страницу топливных элементов [Скоро!].
Поперечное сечение НТР, нижняя стрелка указывает на барабан управления, нейтронный яд на небольшом участке, обращенном к шестиугольной активной зоне. Изображение через НАСА
Вместо управляющих стержней, проходящих через реактор, большая часть управления нейтронами в большинстве конструкций осуществляется с помощью набора барабанов, установленных по внешней окружности реактора. Эти барабаны покрыты с одной стороны материалом, поглощающим нейтроны, обычно бором, а с другой — материалом, отражающим нейтроны, обычно бериллием. Изменяя ориентацию барабанов по отношению к реактору, поток нейтронов может поглощаться, чтобы предотвратить ядерную реакцию, или может отражаться, чтобы запустить и затормозить реакцию. В зависимости от ориентации барабанов большее или меньшее количество нейтронов отражается или поглощается.
В некоторых конструкциях по-прежнему имеется один или два управляющих стержня, но поскольку регулирующий стержень должен быть физически удален из реактора, требуется дополнительный корпус для перемещения втянутых управляющих стержней, что занимает больший объем и требует дополнительных двигатели и приводные системы. Из-за этого, а также из-за продемонстрированной эффективности барабанов управления во время Project Rover в США, этот выбор конструкции менее распространен, чем когда-то.
НТР всех типов используют топливо, нагретое в реакторе, для создания тяги. Поскольку целью является максимально возможная скорость выхлопа для максимальной эффективности, водород (h3) является одним из наиболее эффективных топлив из-за его низкой атомной массы, которую может превзойти только одноатомный водород. К сожалению, твердое топливо не может достигать температур, необходимых для диссоциации h3 на одноатомный водород, поэтому мы не будем его здесь рассматривать, но более совершенные конструкции могут сделать это при увеличении удельного импульса на 1000 секунд.
Были предложены и другие варианты, которые более подробно рассматриваются на главной странице NTR.
Размер и выходная мощность
Семейство испытательных реакторов Rover, изображение предоставлено НАСА
Многие из ранних проектов, как для США, так и для СССР, были большими реакторами, иногда мощностью 1000 МВт и более. Первым проектом, который рассматривали русские, была многоразовая атомная первая ступень, работающая на аммиаке (в конце 1950-х годов ОКБ-1), но из соображений безопасности от нее довольно быстро отказались. Самый большой американский реактор, когда-либо испытанный, Phoebus 2A, имел мощность 4000 МВт. Однако размеры реакторов быстро сокращались: мощность предлагаемых реакторов в СССР снизилась с 200 МВт в 1919 г. 63 к еще двум современным конструкциям, испытанным в 1980-х годах, мощностью не более 70 МВт (НПО «Луч РД0411»). В настоящее время лидером среди NTR с твердым сердечником в США является Малая ядерная тепловая ракета, или SNTR, разработанная и тщательно исследованная доктором Стэном Боровски из Исследовательского центра Гленна НАСА, мощностью 367 МВт, аналогично классу Pewee в Project. Ровер в размерах.
Для этого есть ряд причин. Во-первых, выходная мощность реактора также оказывает прямое влияние на степень защиты от радиации, необходимую для двигателя, а во-вторых, несколько двигателей могут использоваться для одного космического корабля. Для защиты от радиации это означает более крупный и тяжелый корабль: либо вы можете разместить полезную нагрузку (включая жилые модули) дальше от реактора, удлинив корабль и увеличив его вес, либо добавив более плотную и тяжелую защиту в том же месте, что и и так был сосредоточен хороший процент массы корабля: прямо возле двигателя.
Ограничение критичности SNTR, Borowski et al. 2014
Другое соображение заключается в том, что в случае США и России в качестве первого применения этой технологии предлагаются беспилотные зонды: для США в качестве предшественника была предложена ракета мощностью 145 МВт. к SNTR, называемому NTR с ограниченной критичностью; российский РД0411 предназначен для беспилотных зондов (тяга 392 кН, невозможно найти мощность реактора).
Как правило, ядерная энергетика лучше масштабируется в больших масштабах, чем в малых, и то же самое можно сказать в качестве общего практического правила для ядерных ракет с точки зрения плотности энергии. Однако ограничения в системе двигателя в целом ограничат размер, которого может достичь двигатель (хотя двигатели значительно большей мощности, чем 4000 МВт, легко реализуемы).
Обновления
Скоро будет больше!
Неизвестный левиафан Лунной гонки
Ядерный УР-700: Неизвестный левиафан Лунной гонки
Крупнейший ракетный проект в советских попытках опередить Америку на Луне оказался и самым неуловимым для историков. Только во время празднования 100-летия со дня рождения его создателя Владимира Челомея в 2014 году наконец-то появилась подробная информация о невероятной конструкции УР-700 с ядерной силовой установкой.
Предыдущая глава: УР-700
«Атомный» вариант ракеты-носителя УР-700. Copyright © 2014 Анатолий Зак
От издателя: Пожалуйста, помогите сайту оставаться открытым и актуальным! Темпы нашего развития зависят в первую очередь от уровня поддержки со стороны наших читателей. |
Атомная лунная ракета
В 1960-е годы плодовитый советский космический конструктор Владимир Челомей руководил разработкой гигантской ракеты УР-700. Он был задуман как модульная альтернатива «однокорпусной» ракете-носителю Н1, которая была одобрена советским руководством из-за политически актуальной цели высадки человека на Луну раньше США. Однако проект Н1, инициированный Сергеем Королевым в конце 1950-х годов, столкнулся с многочисленными техническими проблемами, не последней из которых была необходимость сборки гигантского корабля на удаленном космодроме Байконур посреди казахской степи и разработать сложную многодвигательную двигательную установку.
К концу 1967 года Кремль дал добро Владимиру Челомею на работу над эскизным проектом ракеты УР-700 в качестве дублера проблемной Н1. В отличие от Н1, ракета Челомея будет собираться из компонентов, произведенных в Москве и перевозимых по железной дороге. Что еще более важно, он будет использовать всего 12 двигателей на трех ступенях вместо 42 на ускорительных ступенях N1. Наконец, УР-700 мог выпустить 151 тонну полезной нагрузки против 97 тонн у Н1 и 127 тонн у американского Сатурна-5.
Параллельно с разработкой «обычного» УР-700, инженеры Челомея разработали проект гораздо более крупной машины, которая будет оснащена ядерными двигателями. (658) Двигатель, известный как «Схема «А» (Конфигурация «А»), будет иметь твердотопливный ядерный реактор и позволит УР-700 выводить на околоземную орбиту до 250 тонн груза. В более отдаленном будущем будет разработан ядерный двигатель с реактором с жидкостным сердечником, известный как Схема «Б» (Конфигурация «В»), а затем двигатель с реактором с газовым сердечником, получивший название Схема «В» (Конфигурация «В»). ).
Первые две ступени ракеты УР-700 с двигателем варианта «А» будут заимствованы практически без изменений у исходной УР-700. В обеих версиях шесть ускорителей первой ступени будут питать собственные двигатели и одновременно заправлять три ускорителя второй ступени. В результате у второй ступени будут полные баки, когда она возьмет на себя подъем после отделения первой ступени.
Тем временем третья и четвертая ступени «атомной» версии УР-700 будут разрабатываться с нуля и оснащаться революционными ядерными двигателями РО-31 (он же РД-0411), работающими либо на криогенном жидком водороде, либо на жидком метане и развивая тягу 40 тонн. Семь таких двигателей будут установлены на третьей ступени и три будут двигать четвертую ступень.
Задача третьей ступени — отправить космический корабль на траекторию отхода от околоземной орбиты, а четвертая — провести маневр торможения вблизи Луны или Марса. Конструкторские работы по двигателю РО-31 были начаты в КБ КБХА в г. Воронеже в 1964 г. (717) 26 октября 1965 г. вышло постановление правительства СССР № 842-304, дающее добро разработка малосерийного прототипа ядерного ракетного двигателя, известного как РД-0410. (718) Предполагалось, что он приведёт в движение верхнюю ступень ракеты «Протон», запустив будущие планетарные зонды в дальний космос. (156)
Атомная версия ракеты УР-700, по-видимому, должна была доставить на Луну пилотируемый космический корабль с экипажем до семи человек. Кроме того, могут быть запущены модули лунной базы и компоненты марсианского экспедиционного комплекса. Наконец, одной такой ракеты будет достаточно, чтобы запустить пилотируемый космический корабль к Марсу или Венере. (400)
Челомей подписал завершенный эскизный проект УР-700, (в который, видимо, входило и предложение по «атомному» варианту), 30.09.1968. Примерно в это же время Валентин Глушко, видимо, рассматривал разработку кислородно-керосинового двигателя РД-116 с тягой 5880 кН на земле и 6321 кН в вакууме для первой и второй ступеней ракеты УР-700М. Однако полномасштабная разработка ракеты УР-700 так и не была профинансирована, поскольку все деньги и усилия были направлены на то, чтобы заставить Н1 лететь на последнем этапе гонки на Луну.
УР-700М: самая большая из когда-либо задуманных ракет?
Однако Челомей, по-видимому, видел еще большие шансы на продолжение УР-700 в течение года после закрытия проекта. После поражения США в лунной гонке в 1969 году советские политики и инженеры задумались о новом рубеже в космической гонке. Одним из вариантов было бы победить НАСА на Марсе!
К 1970 году группа Челомея обратилась в московское конструкторское бюро КБОМ, специализирующееся на стартовом оборудовании, с просьбой разработать проект стартовой площадки, которая была бы на абсолютном пределе мыслимых размеров. Объект должен был вместить 16000-тонный колосс, получивший название УР-700М, способный выводить на орбиту 750 тонн груза. Трехступенчатый аппарат должен был развивать тягу 23 400 тонн на старте и запускать марсианский экспедиционный комплекс МК-700 одним выстрелом. Космический корабль получил название «Аэлита» в честь известного русского послереволюционного научно-фантастического романа Алексея Толстого.
В 1971 году КБОМ также выполнило заказы на проектирование стартовых площадок для двухступенчатой версии ракеты УР-700М, которой, вероятно, хватило бы, чтобы вывести на орбиту гигантский обитаемый аванпост вокруг Земли.
Для управления такой гигантской машиной на стартовой площадке инженерам КБОМ пришлось отказаться от всех общепринятых архитектурных принципов советского ракетостроения, согласно которым полностью собранный космический ракетный блок транспортируется в горизонтальном положении, а затем устанавливается на стартовый стол. Теперь им пришлось применить американский подход, доставив ракету на площадку в вертикальном положении. Более того, космический корабль будет транспортироваться отдельно и интегрироваться с ракетой на стартовой площадке.
После рассмотрения трех возможных конструкций стартовой площадки был принят вариант с частично заглубленной пусковой платформой, вероятно, для того, чтобы уменьшить связанное с этим давление ветра на возвышающийся транспортное средство. Что еще более удивительно, Челомей запросил возможность одновременной сборки трех таких ракет на трех отдельных стартовых площадках. (112) Спустя более 40 лет после того, как он был задуман, конструкция чудовищного транспортного средства все еще остается загадкой.
Известные характеристики ракет УР-700А и УР-700М:
| Спецификация | УР-700А | УР-700М/МК-700М |
| Масса полезной нагрузки (круговая орбита высотой 200 км) | 230-250 тонн | 750 тонн |
| Масса полезной нагрузки с околоземной орбиты в дальний космос | 105-115 тонн | ? |
| Стартовая масса | 4 823 тонны | 16 000 тонн |
| Суммарная загрузка окислителя (четырехокись азота, N2O4) | 2 892 тонны | ? |
| Суммарная топливная загрузка (несимметричный диметилгидразин, НДМГ) | 1 092 тонны | ? |
| Общее водородное или метановое топливо | 198 тонн | ? |
| Суммарная тяга при отрыве | 5 933 тонны | 23 400 тонн |
| Общая длина автомобиля | 114,0 м | ? |
| Количество ступеней | 4 | 3, 2 |
| ЭТАП I | Шесть бустеров — | ? — |
| Силовая установка | Шесть двигателей РД-270 (8Д420) | ? |
| Окислитель | Тетроксид азота, N2O4 | ? |
| Топливо | Несимметричный диметилгидразин, НДМГ | ? |
| ЭТАП II s) | Три усилителя — | ? |
| Силовая установка | Три двигателя РД-270 | ? |
| Окислитель | Тетроксид азота, N2O4 | ? |
| Топливо | Несимметричный диметилгидразин, НДМГ | ? |
| Суммарная тяга двигательной установки (три двигателя РД-270) | 2 058 тонн | ? |
| ЭТАП III | — | ? |
| Силовая установка | Семь двигателей РО-31 (Тяга: 40 тонн каждый) | ? |
| Окислитель | Н/Д | ? |
| Топливо | Жидкий водород или жидкий метан | ? |
| Суммарная тяга двигательной установки | 280 тонн | ? |
| ЭТАП IV | — | — |
| Силовая установка | Три двигателя РО-31 (Тяга: 40 тонн каждый) | Н/Д |
| Окислитель | Н/Д | Н/Д |
| Топливо | Жидкий водород или жидкий метан | Н/Д |
| Суммарная тяга двигательной установки | 120 тонн | Н/Д |
КБХА
КБХА
улица Ворошилова, 22 Воронеж 394055 Россия
«КБ химавтоматики», хотя и имеет отношение к химии (производит насосы для соответствующих отраслей промышленности), по сути является одним из уникальных центров ракетного двигателестроения в России и за рубежом. Воронежское КБ «Химавтоматика», также известное по имени своего основателя, как «компания Косберг», прославилось созданием жидкостных ракетных двигателей для разгонных блоков «Союз», ракет-носителей «Протон», самого мощного советского водородного двигателя для «Энергии». , наконец, советские ядерные ракетные двигатели. Открытое акционерное общество «Конструкторское бюро химавтоматики» (ОКБ КБХА) один из мировых лидеров в разработке жидкостных ракетных двигателей, участник всех российских программ пилотируемых космических полетов. КБХА сегодня — это современное научно-производственное объединение, осуществляющее полный цикл разработки жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для ракет военного назначения, научных и коммерческих ракет-носителей. Выпускает востребованную высокотехнологичную и сложную конверсионную продукцию.
История
Военное время
В июле 1940 года в Москве в составе карбюраторного завода №33 было организовано Конструкторское бюро (КБ-2) по разработке систем непосредственного впрыска топлива для авиационных двигателей. Семен Косберг назначен начальником бюро и заместителем главного конструктора. 13 октября 1941 года ОКБ было преобразовано в самостоятельное предприятие и эвакуировано в г. Бердск Новосибирской области вместе с эвакуированным из Харькова заводом №296.
Главным конструктором завода назначен С. Косберг. Команда конструкторов начала с разработки систем непосредственного впрыска, а заводчане – с подготовки производства первой системы (НБ-ЗУ). В 1942, заводские испытания НБ-ЗУ в двигателе М-82 были успешно завершены, а также летные испытания на самолете Су-2, и в сентябре 1942 года завод приступил к серийному выпуску системы. Летные испытания показали, что замена карбюратора для системы НБ-ЗУ обеспечило увеличение мощности двигателя М-82 на 70 л.с. при значительном снижении расхода топлива. Это позволило повысить такие летные характеристики самолетов Ла-5, Ла-7, Ту-2, Ту-2Д, как скороподъемность, маневренность, скорость и дальность полета, что обеспечило летное преимущество русских самолетов перед лучшими немецкими машинами. Преимущество системы непосредственного впрыска перед карбюраторной оценили все основные конструкторы авиамоторов (генеральные конструкторы А. Швецов, А. Микулин, В. Климов, В. Добрынин), а в ОКБ разработано около 50 вариантов таких конструкций. форсунки в течении 1941-1952.
Рассвет эры реактивных двигателей
Апрель 1946 года ОКБ переехало в Воронеж. Он был размещен на заводе № 265 Министерства авиационной промышленности и получил название «КБ завода 265», а позже, в мае 1946 г., — «КБ завода 154». Послевоенные времена были годами развития реактивной авиации, поэтому наряду с работами над инжекторными системами компания приступила к разработке различных компонентов для турбореактивных и турбовинтовых двигателей. с 19С 46 по 1954 г. было разработано около 80 наименований, таких как топливные форсунки, масляные насосы, топливные фильтры, регуляторы подачи топлива, системы контроля и регулирования и т. д. Среди последних разработок в этой области была разработка твердотопливных и жидкостных вспомогательных двигателей (JATO ). ЖРД JATO вобрала в себя ряд основных узлов ЖРД: газогенератор, турбину, насосы, узлы регулирования и управления, что послужило основой для начала разработки более сложных двигателей – ЖРД.
Первые ЖРД разрабатывались как сложные силовые установки для реактивных двигателей конструкции А. Микояна (ЖРД РД0100 и РД0101) в 1955-1956 гг., А. Яковлева (РД0102) в 1957-1959 гг., П. Сухого (РД0103) в 1957 г.
КБХА Ракетное двигателестроительное предприятие Годы погашения
Успешные результаты работы явились основанием для преобразования ОКБ завода 154 в самостоятельную компанию ОКБ-154. Новое предприятие должно было разрабатывать ракетные двигатели.
Работы выполнялись по двум направлениям: разработка ЖРД для ракет-носителей (РН) и ракет.
Начало работ ознаменовано совещанием С. Косберга и С. Королева 10 февраля 1958 г. Результатом этого совещания стала совместная разработка кислородно-керосинового двигателя РД0105 для РН ступени РН «Луна» (главный конструктор двигателя В. Кошельников). Этот двигатель позволил РН впервые в мире достичь второй космической скорости, доставить вымпел СССР на поверхность Луны, совершить облет Луны и сделать снимки обратной стороны Луны. Позже один из кратеров на его тыльной стороне был назван именем С. Косберга.
КБХА разработан ЖРД РД0109 для третьей ступени РН «Восток» (главный конструктор В. Кошельников) на базе двигателя РД0105. Двигатель был более надежным и имел более высокие технические характеристики за счет создания новой эффективной облегченной камеры сгорания. РД 0109 выводит на орбиту космический корабль «Восток» с Ю. Гагариным на борту, позже все одноместные пилотируемые корабли, а также различные военные и научные космические аппараты. Развитие космической промышленности в конце 50-х -х -х и начале 60-х -й требовал создания более мощной РН для вывода на орбиту объектов массой до 7000 кг. Для этого в ОКБ на базе двигателя второй ступени РД0106 боевой качалки П-9А разработаны двигатели РД0107, РД0108 и РД0110 (главный конструктор Ю. Гершковиц) для третьей ступени РН С.Королева «Молния». , «Восход», «Союз», которые обеспечивали запуски межпланетных станций к Марсу и Венере, вывод на орбиту космических кораблей с 2 и 3 космонавтами на борту. Члены этих экипажей первыми вышли в открытый космос, совершили орбитальную стыковку и совместный полет двух кораблей, в том числе американского «Аполлона». РН «Союз» используется для доставки полезных грузов на орбитальные станции.
С использованием высоконадежного двигателя РД0110 выполнено более 1500 успешных пусков РН. В начале 1965 г. в автокатастрофе погиб главный конструктор С. Косберг. А. Конопатов был назначен ведущим конструктором ОКБ.
Новые проекты – Новые двигатели. Семидесятые годы прошлого века
Еще одной вехой в развитии космической отрасли России стало создание генеральным конструктором В. Челомеем мощной РН УР500. РН могла выводить на орбиту тяжелые объекты массой до 20 тонн. Для второй ступени РН «Протон» в КБХА созданы ЖРД РД0208 и РД0209.(главный конструктор В. Козелков), работающий по схеме ступенчатого сжигания в форсажной камере с обогащением окислителем. В качестве прототипа использовался двигатель РД0206, устанавливаемый на боевую ракету УР-200. Эта РН вывела на орбиту тяжелые автоматизированные станции «Протон». Позже РН UR500 получила название «Протон».
Трехступенчатый «Протон» представлял собой более мощную РН, для которой были модернизированы двигатели второй ступени РД0208 и РД0209. Модернизированные двигатели получили индексы РД0210 и РД0211 (главный конструктор В. Козелков). Для третьего этапа был заменен двигатель РД0212 (главный конструктор Ю. Гершковиц). Кроме того, для коррекции положения космической станции «Алмаз», запускаемой «Протоном», в КБХА был создан двигатель РД0225 (главный конструктор В. Бородин) и многократного запуска (до 100 раз), с режимом ожидания на орбите (до до 2 лет). Эти РН доставили на Луну лунные экскурсионные модули — межпланетные корабли, которые взяли зонды лунного грунта и совершили посадку на Марс и Венеру. Стал возможным запуск долговременных орбитальных станций «Салют» и «Мир», а также модулей «Заря» и «Звезда» для Международной космической станции. На данный момент выполнено более 300 пусков РН «Протон».
Техническое совершенство двигателей РД0110, РД0210, РД0211, РД0212 обеспечило их долгую жизнь. На этих двигателях уже более 40 лет осуществляются запуски различных космических аппаратов, автоматических станций и пилотируемых космических кораблей. Высокие энергомассовые характеристики и простота в эксплуатации обеспечивают их место среди лучших отечественных и зарубежных двигателей того же класса.
Первый ядерный ракетный двигатель
В 1965 году КБХА было привлечено к проекту разработки ядерных ракетных двигателей РД0410 и РД0411 (главный конструктор Г. Чурсин, ведущие конструкторы — Л. Никитин, М. Бирюков, А. Белогуров, Ю. Мамонтов). Двигатели предназначались для ускорения и торможения космических кораблей и коррекции орбиты для исследования дальнего космоса. Благодаря высоким термодинамическим свойствам рабочего тела и высоким температурам нагрева в ядерном реакторе (до 3000 К) двигатель обладает высоким КПД (вакуум Исп 910 кг с/кг). Для экономии времени и средств ядерный реактор и «холодный» двигатель (система питания, элементы регулирования и управления) разрабатывались параллельно. Ядерный реактор спроектирован по гетерогенной схеме – в его конструкции используется блочный принцип монтажа, что позволило разработать урансодержащие (ТВ) сборки и реактор отдельно.
Результаты разработки ядерного ракетного двигателя РД-0410 использованы при создании главного турбонасоса двигателя РД-0120 и положены в основу создания многорежимных космических ядерных энергетических установок.
Первый газодинамический лазер
В начале 70-х годов КБХА приступило к разработке непрерывных мощных газодинамических СО2-лазеров (ГДЛ), работающих на преобразовании тепловой энергии активной газовой среды, полученной при неравновесном расширении в сверхзвуковой сопловой решетке, в электромагнитное излучение. Создано семейство образцов ГДЛ с энергией излучения от 10 до 600 кВт и космическими бортовыми ГДЛ РД0600, работающими на газообразном топливе (ведущие конструкторы — В.П. Кошельников, Г.И. Завижн, В.Ю. Гутерман).
«Энергия-Буран». Новые уникальные разработки
В 70-м -м -80 -м -м ЖРД РД0120 (главные конструкторы Г. Чурсин, В. Рачук, ведущий конструктор Л. Никитин) был разработан маршевый двигатель второй ступени РН «Энергия», разработанный генеральным конструктором. В. Глушко. Эта задача разработки является наиболее значимой в аспекте сложности и технической новизны. Для создания высокоэнергетического двигателя, работающего на криогенных топливах, был решен целый комплекс научных, конструкторских и технологических задач, осуществлено создание новой производственной и экспериментальной базы. Высокая надежность двигателя подтверждена более чем 800 испытательными стрельбами с общей продолжительностью отработки около 170 000 с, в том числе двумя летными испытаниями в составе РН «Энергия» и космического комплекса «Энергия-Буран».
Новые двигатели на рубеже тысячелетия
Коллектив КБХА имеет богатый конструкторский опыт, в штате высококвалифицированные ученые (6 кандидатов наук и более 50 кандидатов наук), конструкторы, технологи и рабочие, продолжающие работать над созданием новых ракетных двигателей и силовых установок.
РД-0124
С 1993 г. ведется разработка четырехкамерных ЖРО-керосина ЖРД РД-0124, 14Д23 (главные конструкторы — В.Коселков и В.Горохов, ведущие конструкторы — В.Бородин, А.Плис и В.Гурин) для третьей очереди генерального конструктора Д. Козлова ракета-носитель «Союз-2». Основное предназначение двигателя — доставка на орбиту различных полезных грузов: спутников, грузов и пилотируемых космических аппаратов. Двигатель РД-0124 разработан как замена РД-0110. Он имеет практически identica
l интерфейсов, габаритов и массы, но имеет более высокие удельные параметры — лучшие из разработанных ЖРД этого класса. Двигатель работает по циклу обогащения окислителем и имеет высокую
r (на 33 с) КПД по сравнению с РД-0110. Это позволит выводить на орбиту более крупные полезные грузы (~950 кг) или обеспечить запуск ракеты-носителя «Союз-2» с космодромов, расположенных севернее Байконура. Проведенная серия успешных стендовых испытаний подтвердила выполнение требований спецификации по основным параметрам. Проведены два стендовых огневых испытания в составе 3-й -й ступени РН «Союз-2» -й ступени, завершившие 1-й этап отработки наземного двигателя.
27 декабря 2006 г. проведены первые летные испытания двигателя в составе РН «Союз-2б». В 1998 году в КБХА была изучена и определена возможность использования РД-0124 (РД-0124А) для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара», созданного в КБЦ им. Хруничева и предназначенного для вывода на орбиту многоцелевых космических аппаратов. Основные отличия от требований к базовому двигателю заключаются в изменении времени работы двигателя главной и конечной ступени тяги.
01.12.2007 г. проведено 150 огневых испытаний с общей продолжительностью отработки более 30 000 секунд, подтвердивших соответствие основных параметров требованиям технического задания.
РД-0750
В 1993-1998 годах по инициативе КБХА был проведен большой объем проектно-изыскательских, научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию трехкомпонентного двухрежимного двигателя на базе РД-0120. Топливо двигателя: жидкий водород, керосин и жидкий кислород.
Исследования и рекомендации ведущих российских НИИ и зарубежных фирм, показавшие экономическую целесообразность применения двухрежимных трехкомпонентных двигателей на перспективных ракетах-носителях (особенно одноступенчатых), стали реальной опорой для выполнения работ по трехкомпонентным двигателям . Двигатель по первому режиму работает на кислороде и керосине с небольшой добавкой водорода, а по второму режиму работы — на кислороде и водороде.
В результате этой работы впервые в практике создания ЖРД успешно прошли испытания в КБХА и в условиях демонстратора РД0750Д в НИИХИММАШе трехкомпонентный двухрежимный форсажный блок (ведущие конструкторы – Мартыненко Ю.А., Туртушов В.А.).
РД-0146
В 1997 году КБХА по Техническому заданию Космического центра имени Хруничева приступило к разработке нового кислородно-водородного двигателя РД-0146 (главный конструктор — Н.Е. Титков, ведущий конструктор — И.В. Липлавый) для космических разгонных блоков перспективных вариантов ракет-носителей «Протон» и «Ангара». Впервые в России разработан двигатель детандерного цикла со страховкой многократных запусков в полете. С 2001 года изготовлено 4 двигателя, проведены независимые испытания узлов двигателя и камеры с воспламенителем на режимах выше номинальных. Всего огневых испытаний 30 на режиме до 109.5% и с общим временем работы 1680 секунд. Время разработки на каждый двигатель составило 1604 секунды в 27 испытаниях.
РД-0126, РД-0126Z
В 1995 году начаты НИР по созданию детандерных керосин-водородных ЖРД для перспективных космических ракет-носителей и межорбитальных буксировщиков. Он определил конфигурацию и характеристики двигателя. Данная работа была завершена выпуском технического предложения. На основании этой работы РКК «Энергия» выдано техническое задание на разработку двигателя РД-0126, которое было представлено в двух вариантах:
Двигатель РД0126 — с традиционной сопловой камерой Лаваля, а РД0126З — с деформационно-отклоняющим соплом и кольцевой горловиной (главный конструктор В. Грохов, ведущий конструктор И. Липлявый).
Двигатель РД0126З имеет следующие преимущества по сравнению с традиционными ЖРД:
В 1998 году была испытана стендовая камера с кольцевым горлом. Проведено 5 огневых испытаний на уровне моря, которые подтвердили течение продуктов сгорания без отрыва пограничного слоя в пределах высотного сопла, что значительно упрощает разработку двигателя. Расчетные данные производительности соответствовали расчетным показателям. Установившийся рабочий процесс был стабильным; оборудование находится в удовлетворительном работоспособном состоянии.
ГПВРД 58Л
С 1994 года по заданию Института ЦИАМ имени Баранова в КБХА был разработан экспериментальный осесимметричный ГПВРД 58Л (ведущие конструкторы — Ю.В. Липлавый, Ю.А. Мартыненко), для изучения процессов горения водорода при скоростях потока 3-6,5 М и высотах полета 20-35 км. условия. Жидкий водород является моторным топливом, проходящим через каналы охлаждения КС и вводимым в зоны сгорания. Камера сгорания представляет собой кольцевую и трехзонную конструкцию. В первой зоне горение водорода происходит в дозвуковом потоке воздуха, в двух других — в сверхзвуковом потоке. Камера сгорания полностью спроектирована и изготовлена в КБХА, реализованы новые и прогрессивные конструктивные и технологические решения. В 1998 успешно проведены летные испытания ГПВРД на борту лаборатории «Холод». Работа двигателя началась при скорости полета 3 М, к концу полета на 77 с скорость аппарата достигла 6,47 М. Впервые в мире произошло горение водорода в условиях сверхзвукового потока. Двигатель отработал по программе испытаний и без замечаний по программе испытаний.
РД-0155
В 1999 г. ГП «Красмашзавод» совместно с КБХА создал опытный жидкий кислород-керосин РД-0155 (ведущий конструктор — И. Фукс).
При разработке двигателя РД-0155 конструкторы использовали конструкторский, производственный и экспериментальный потенциал, накопленный при разработке двигателя РД-0244 – опытного образца. Значительный запас мощности, подтвержденный опытно-конструкторскими испытаниями двигателя РД0244, и опыт, полученный после его изготовления на Красмашзаводе, позволяют ускорить разработку двигателя РД0155.
В 1999 году успешно проведены огневые испытания демонстратора РД-0244КД на керосине жидких углеводородов, которые подтвердили возможность создания двигателя РД-0155, работающего на экологически чистых топливах. Успешное огневое испытание двигателя было проведено 08 апреля 2003 г.
НОВОСТИ ПИСЬМО |
| Присоединяйтесь к списку рассылки GlobalSecurity.org |
Введите свой адрес электронной почты |
Очень краткая история ракетных двигателей с ядерным реактором в космосе – Guest OP ED
Примечание для читателей – Доктор Мартин Х. Гудман – врач, ученый, эколог и сторонник ядерной энергетики. . Он написал этот гостевой OP ED по просьбе Neutron Bytes после того, как отправил эту колонку в виде длинного комментария. Было сочтено, что его взгляды заслуживают более широкого круга читателей, поэтому они публикуются здесь.
Автор: Martin H. Goodman MD
В последнее время ходили разговоры о разработке в США ракетных двигателей с ядерным реактором для будущих космических полетов. После недавнего взрыва крылатой ракеты в России СМИ заполнили слухи о разработке в России «ядерных ракет». В 2020 году Роскосмос (Роскосмос) планирует запустить космический корабль с использованием ядерной двигательной установки (разработанной в Научном центре им. Келдыша), которая включает небольшой газоохлаждаемый реактор деления мощностью 1 МВт.
Читатель может удивиться, узнав, что полвека назад в США была очень активная программа разработки ракетных двигателей с ядерными реакторами, которая включала множество очень успешных испытаний ядерных ракетных двигателей на земле в период с 1958 по 1973 год, верно вплоть до использования их для запуска космических кораблей. Сюда входили программы Kiwi (наземные испытания двигателей, названных в честь нелетающей птицы), Phoebus и PeeWee.
Ядерная твердотопливная ракета NERVA. Изображение: Лос-Аламосская национальная лаборатория
Программа США «Киви» включала в качестве последнего испытания в январе 1965 года преднамеренное испытание на уничтожение ядерного ракетного двигателя, в котором преднамеренно была вызвана немедленная критичность и взрыв, по оценкам, сравнимый с 300 фунтами черного пороха. Радиоактивный материал был разбросан в радиусе 1700 футов (то есть в очень большой степени). Это наглядно показывает, насколько эта программа была озабочена даже очень маловероятными неблагоприятными событиями. Обратите внимание, что это испытание потребовало серьезных модификаций двигателя KIWI, в том числе наличия органов управления, которые можно было полностью перевести в рабочее положение с помощью пневматических цилиндров.
Ракетные двигатели с ядерным реактором деления, в которых реактор деления нагревает топливо, которое затем выбрасывается обычным способом реактивной ракеты, предлагают как минимум удельный импульс вдвое больше, чем теоретически самые лучшие химические ракетные двигатели, и могут быть может быть разработан, чтобы быть во много раз лучше, чем это. Таким образом, эти факторы сокращают время в пути для космических миссий.
См. также – Лос-Аламосская национальная лаборатория – Ядерные ракеты на Марс и дальше
В Советском Союзе также была программа разработки ядерных ракет, действовавшая в период с 1965 по 1986 год (закончившаяся после Чернобыльской катастрофы). В опубликованных отчетах утверждается, что они провели наземные испытания ядерного ракетного двигателя «РД-0410».
Ничего нового о ядерном делении Реакторы на орбите
Спецификации NERVA, данные Лос-Аламосской национальной лаборатории
Хотя до настоящего времени ни один реактор ядерного деления / ракетный двигатель с реактивным двигателем не использовался ни для запуска космического корабля, ни для его питания в космосе, ядерные реакторы деления были размещены на околоземную орбиту столько же, сколько полвека назад, когда в 1965 США вывели на орбиту один из своих ядерных реакторов «SNAP 10», используя его для обеспечения электричеством спутника.
Советский Союз привел в действие около дюжины различных спутников с их ядерным реактором «Топаз». В обоих случаях тепло от реактора напрямую преобразовывалось в электричество твердотельными (термоэмиссионными) средствами. В настоящее время активно проводятся исследования по разработке двигателей Стирлинга для преобразования такого тепла в электричество, что позволяет получить 4-кратное увеличение эффективности по сравнению с существующими методами, подобными термопаре, с чем-то легким и достаточно надежным, чтобы его можно было использовать в полете в дальний космос.
Гораздо более простое средство использования ядерной энергии в космосе, чем ядерный реактор, вот уже почти полвека служит источником рабочего электричества для некоторых из самых вдохновляющих достижений нашего вида: чрезвычайно успешные автоматические космические зонды, которые исследовали нашу Солнечной системы, особенно ее отдаленных уголков.
Этот источник электроэнергии — Радиоизотопный Термоядерный Генератор (РИТЭГ), в котором тепло от простого «куска» высокорадиоактивного материала (как правило, плутония-238 в РИТЭГах для космических аппаратов) отбрасывает физическое тепло (на многие десятилетия), и это тепло превращается в электричество с помощью термопары (устройства Пельтье).
Радиоизотопный термоядерный генератор – Изображение: NASA
РИТЭГ не имеет движущихся частей, поэтому идеально подходит для космических полетов продолжительностью от 20 до 50 и более лет. Впечатляющие роботизированные космические миссии, использующие РИТЭГи в качестве источника электроэнергии, включают зонды «Вояджер», миссии «Викинг» на Марс, текущий марсоход, «Галилео» (система Юпитера), «Кассини» (система Сатурна) и «Новые горизонты» (Плутон и пояс Койпера). миссии.
По крайней мере, один весьма успешный космический корабль и космическая миссия (миссия «Рассвет» к Церере и Весте) уже приводились в действие ионными двигателями, что позволило космическому кораблю-роботу вывести себя на орбиту вокруг одного астероида, изучить его, затем покинуть орбиту и полететь к другому астероиду и выйти на его орбиту, чтобы изучить его. Ионный привод Dawn питался от солнечных батарей мощностью 1,4 киловатта, но такое же количество электроэнергии можно получить и на космическом корабле от ядерного реактора или даже от простого РИТЭГа.
Ссылки для дальнейшего чтения
- https://en.wikipedia.org/wiki/Nuclear_power_in_space
- https://en.wikipedia.org/wiki/Systems_for_Nuclear_Auxiliary_Power
- https://en.wikipedia.org/wiki/SNAP-10A
- https://en.wikipedia.org/wiki/Nuclear_thermal_rocket
# # #
Нравится:
Нравится Загрузка…
Малоизвестный проект советского ядерного ракетного двигателя
16.04.2021 16:51:17
2146 просмотров
аннотация
Традиционный химический ракетный двигатель ограничен энергией топлива. По сравнению с химическим топливом ядерная материя содержит гораздо более высокую энергию. Детектор.S.S
Заработайте + 1000 долларов в Интернете БЫСТРО, начиная с НУЛЯ (заработок в Интернете для начинающих)
▲ Krdish
Основой возможностей космической деятельности является двигательная установка, а удельный импульс двигателя двигательной установки напрямую определяет объем и масштаб космической деятельности. Традиционный химический ракетный двигатель ограничен энергией топлива. Теоретический максимальный удельный импульс высокоэнергетического водородно-кислородного топлива составляет всего 520 секунд, а практического водородно-кислородного двигателя всего 465 секунд. По сравнению с химическим топливом ядерная материя содержит гораздо более высокую энергию. Ядерные ракетные двигатели могут достигать более высокого удельного импульса и имеют блестящие перспективы применения. Ядерные ракетные двигатели также привлекли большое внимание аэрокосмических держав.
Предложение ядерного теплового ракетного двигателя
Американский инженер Станислав Улам впервые предложил концепцию ядерной тепловой ракеты в 1944 году, когда он участвовал в Манхэттенском проекте. Вскоре после этого Совет также предложил аналогичную концепцию. Концепция Соединенных Штатов и Советского Союза была реализована на практике одновременно.
▲ Памятная марка к 100-летию Курчатова
Осенью 1954 года ВВС США поручили Комиссии по атомной энергии продемонстрировать и исследовать ядерные тепловые ракетные двигатели. Первоначально он планировался как межконтинентальный ракетный двигатель, а затем использовался в ракетах-носителях и в дальнем космосе. детектор. В 1955 Мстислав Клдиш, академик АН СССР, а затем президент АН СССР, также предложил разработку ядерного ракетного двигателя. Советские ученые и инженеры выступили с рядом теоретических разработок и активно рекомендовали их руководству. Революционный высокопроизводительный ракетный двигатель.
Столкнувшись с разработкой ядерных тепловых ракетных двигателей в США и настоятельным призывом советских ученых, Совет Министров СССР официально принял решение о разработке ядерных тепловых ракетных двигателей в 1958. Академик Кольдш, впервые выдвинувший инициативу по созданию ядерного теплового двигателя, пионер советской ядерной области и отец атомной бомбы Игорь, академик Курчатов и меценат советской аэрокосмической промышленности Сергей Королев — все участвовали в разработке ядерного теплового двигателя. В разработке этой революционной космической двигательной установки участвовали десятки научно-исследовательских институтов и связанных с ними подразделений по всему Советскому Союзу. Ядерный тепловой ракетный двигатель в основном разрабатывался Конструкторским бюро химической автоматики в Воронеже.
▲ Слева направо: Королев, Курчатов, Кольдш
Уникальная советская программа ядерных тепловых двигателей
Хотя ядерный тепловой ракетный двигатель США был разработан раньше и в него было вложено больше средств Замечательно, было сделано много достижений, но советская ядерная тепловая двигательная установка было реализовано множество технологических новшеств, а конструкция двигателя стала более эффективной и безопасной.
Проект американского ядерного теплового ракетного двигателя под кодовым названием ROVER plan. План ROVER использует гомогенизированные реакторы. Несколько реакторов, таких как серия KIWI, были построены для тестовой проверки. В конструкции советского ядерного теплового ракетного двигателя используется неоднородный ядерный реактор. Его особенностью является то, что ядерное топливо и замедлитель расположены отдельно. Этот оригинальный дизайн имеет много преимуществ:
может охладить модератора в одиночку. Таким образом, при выборе замедлителя можно учитывать только эффективность замедления, и нет необходимости слишком много учитывать устойчивость к высоким температурам, что расширяет диапазон выбора замедлителя и снижает сложность разработки.
▲ Схематическая диаграмма полётной сборки NASA DRA5 Mars с ядерным тепловым ракетным двигателем
Уменьшить количество и типы высокотемпературных компонентов в реакторе. Существует больше типов реакторных материалов на выбор, что соответственно снижает сложность проектирования и изготовления реактора.
позволяет проверить тепловой процесс жидкого водородного рабочего тела в реакторе в одном или нескольких компонентах ядерного топлива. Таким образом, испытание можно провести в экспериментальном реакторе без необходимости с самого начала строить полномасштабный ядерный реактор, что снижает сложность испытания и стоимость разработки.
Гетерогенные ядерные реакторы Советского Союза также используют модульную конструкцию активной зоны. Модульная конструкция означает, что даже если конкретные требования и показатели ядерного теплового ракетного двигателя не ясны, можно начинать разработку унифицированных тепловыделяющих сборок. Советский Союз разработал стандартизированные тепловыделяющие сборки для получения реакторов разных размеров и мощностей за счет комбинации разного количества компонентов. Универсальная и комбинированная конструкция ядерного реактора способствует разработке серии ядерных тепловых ракетных двигателей, соответствующих характеристикам. Требования к ядерным тепловым ракетам для различных миссий по исследованию дальнего космоса. Комбинированная конструкция также повышает безопасность и надежность ядерных реакторов и снижает стоимость разработки ядерных тепловых ракетных двигателей.
▲ Принципиальная схема космического корабля миссии «Марс-94» конструкции Курчатова
Разработка ядерного теплового двигателя
Теоретический удельный импульс ядерного теплового ракетного двигателя может достигать около 900 секунд, что является лучшей химической энергией в два раза по сравнению с ракетным двигателем . Согласно отчетам американского справочника по проектированию пилотируемых ракет DRM-1, DRM-3 — DRA-5, ядерный тепловой ракетный двигатель может уменьшить вес земной стартовой ступени с 1400 тонн до примерно 800 тонн, а общая эффективность увеличивается. на 70%. Перспективы применения очень хорошие. Соблазнительный.
▲США. Ядерный тепловой ракетный двигатель NERVA
Ядерный тепловой ракетный двигатель имеет характеристики высокого удельного импульса и большой тяги. Теоретическая производительность очень хороша, но разработка также очень сложна. Советский Союз официально начал разрабатывать ядерное тепло в 1958 году. Ракетный двигатель не показывал свой свет до 1978 года, и, к сожалению, он был разрушен до того, как стал практическим. Для создания ядерных тепловых ракетных двигателей в Советском Союзе активно разрабатывались высокотемпературные тепловыделяющие сборки, проектировались и изготавливались многоядерные тепловые двигательные установки, были построены три специальных испытательных реактора: ИГР, ИВГ-1 и ИРГИТ. Это меньше, чем план ROVER/NERVA в США, но капиталовложения все равно не маленькие.
ИГР — неоднородный газоохлаждаемый графитовый импульсный ядерный реактор. Он может генерировать чрезвычайно высокую плотность потока нейтронов и гамма-лучей за короткое время. Он в основном используется для проверки топливных компонентов ядерной тепловой двигательной установки в суровых условиях ядерной надежности в радиационной среде. Реактор ИГР открыл путь к проверке конструктивной схемы и технологии изготовления тепловыделяющей сборки.
▲ Советский ядерный тепловой ракетный двигатель РД-0410
ИВГ-1 — неоднородный газоохлаждаемый ядерный реактор с водой в качестве замедлителя. Он использует модульную конструкцию активной зоны и может регулировать или даже заменять все тепловыделяющие сборки и замедлители. Реактор ИВГ-1 имеет автономное устройство подачи водорода, которое позволяет не только испытывать ТВС различных схем, но и проверять тепловой процесс нагрева водорода.
ИРГИТ — наземный прототип советского ядерного теплового ракетного двигателя РД-0410. IRGIT провел все испытания от запуска, работы на полной мощности до остановки и осмотра. В ходе испытаний была достигнута максимальная мощность 42 МВт. После нагрева активной зоны средняя температура водородного рабочего тела превышает 2300 градусов Цельсия, что является космическим ядерным испытанием. Разработка теплового ракетного двигателя РД-0410 заложила прочную основу.
▲ Американский тепловой ракетный двигатель KIWI-B4A
Испытание и прекращение ядерных тепловых двигателей
В 1978 году Советский Союз провел предварительные испытания ядерного теплового ракетного двигателя на Семипалатинском полигоне Ядерный реактор ИРГИТ. Водород является мощным химическим восстановителем, который более восстанавливает при высоких температурах. В условиях высокотемпературной водородной среды от 2000 до 3000 градусов Цельсия поддержание стабильной работы двигателя является серьезной технической проблемой. Тройное карбидное топливо, разработанное в Советском Союзе, лучше решило эту проблему. Однако проблема ядерного загрязнения ядерных тепловых ракетных двигателей еще серьезнее. Как только реактор выйдет из строя или даже даст течь, выбрасывается высокотемпературный водород с высокорадиоактивным ядерным топливом, что станет огромной экологической катастрофой.
В 1980-х годах в Советском Союзе было проведено множество испытаний наземного реактора-прототипа ядерной тепловой машины РД-0410. Прототип подвергся многочисленным испытаниям электрического нагрева на испытательном стенде. Испытан ядерный тепловой ракетный двигатель РД-0410 тягой 3,5 т. От правильности материалов и процессов до общего конструктивного плана он готов к изготовлению настоящего ядерного теплового ракетного двигателя. Однако неспокойные годы конца Советского Союза разрушили мечту об использовании ядерных тепловых ракетных двигателей для освоения дальнего космоса. Перегруженные финансы Советского Союза не могли позволить себе эти прожигающие деньги космические проекты, и грандиозная мечта об использовании ядерных тепловых ракетных двигателей для исследования Луны и Марса вместе с Ядерным тепловым ракетным двигателем, еще находящимся в зачаточном состоянии, была отложена на полку. в 1988.
После окончания холодной войны Россия однажды предложила курчатовскую пилотируемую миссию «Марс-94» с ядерным тепловым ракетным двигателем РД-0410 в качестве энергосистемы. В начале этого века Россия также воспользовалась богатым технологическим накоплением Советского Союза в области космической ядерной энергетики, чтобы предложить разработку ядерной термоядерной двухрежимной космической энергетической системы для будущих пилотируемых миссий по исследованию дальнего космоса. К сожалению, эти планы, предложенные Россией, лишены капитальных вложений и всегда оставались на бумаге. В последние годы Россия переключила свое внимание на ядерные энергетические двигательные установки, и технология ядерных тепловых двигателей, скорее всего, умрет, не успев взлететь.
.
Патент США на реактор для хранения топлива для ядерного ракетного двигателя. Патент (Патент № 10 414 520, выдан 17 сентября 2019 г.) № 15/955,596, поданной 17 апреля 2018 г.
и озаглавленной «РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТЕПЛОВОЙ ЯДЕРНОЙ РАБОТЕ», раскрытие которой включено в настоящий документ полностью, включая его спецификацию, чертежи и формулу изобретения, посредством этой ссылки.
ЗАЯВЛЕНИЕ О ГОСУДАРСТВЕННЫХ ИНТЕРЕСАХ
Неприменимо.
АВТОРСКИЕ ПРАВА НА ЧЕРТЕЖ
Часть раскрытия этого патентного документа содержит материалы, защищенные авторским правом. Владелец патента не возражает против факсимильного воспроизведения кем-либо патентного документа или раскрытия патента, как они появляются в патентном деле или записях Ведомства по патентам и товарным знакам, но в остальном сохраняет за собой все авторские права.
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее раскрытие относится к ракетным двигателям, а точнее к ракетным двигателям, которые используют ядерное деление в качестве источника тепловой энергии для создания движущей силы для создания удельного импульса, достаточного для подъема объектов на околоземную орбиту, или для высокоскоростного выхода в межпланетный полет.
ПРЕДПОСЫЛКИ
Существует постоянный интерес к усовершенствованию ракетных двигателей, и, в частности, к конструкциям, которые обеспечили бы значительное повышение эффективности, часто характеризуемой эталоном удельного импульса, особенно по сравнению с обычными двигателями на химическом топливе. ракетные двигатели. Такие новые ракетные двигатели могут найти применение в самых разных областях. Эксплуатационные затраты на запуск могут быть существенно снижены в пересчете на фунт полезной нагрузки за счет принятия новой конструкции ракетного двигателя с ядерной тепловой тягой, которая обеспечивает значительное улучшение удельного импульса по сравнению с существующими конструкциями ракетных двигателей предшествующего уровня техники. Далее, с точки зрения общей стоимости полета, поскольку масса большинства компонентов ракетных летательных аппаратов пропорциональна массе топлива, было бы желательно разработать новую конструкцию ракетного двигателя, позволяющую уменьшить массу расходуемых компонентов, необходимых для инициирование взлета и ускорения, будь то до орбитальной скорости или для достижения межпланетных скоростей, что значительно сократило бы предполагаемые сроки миссий на планету Марс. Такое усовершенствование окажет большое влияние на всю область ракетостроения, начиная от стартового веса и заканчивая коэффициентом полезной нагрузки. Для полетов за пределы околоземной орбиты было бы выгодно с точки зрения продолжительности полета предусмотреть новую конструкцию ракетного двигателя, которая снижает не только отношение полезной нагрузки к стартовому весу, но и время полета до цели полета. Такие улучшения могут быть достигнуты за счет обеспечения высокого удельного импульса, чтобы свести к минимуму количество топлива, необходимого для достижения высоких скоростей транспортного средства, необходимых для выполнения выбранной межпланетной миссии в минимальные сроки по сравнению с использованием топливных систем на химической основе. И было бы желательно создать такой улучшенный ракетный двигатель, который включает в себя компоненты, которые были повторно использованы и идентифицированы как сравнительно надежные и рентабельные, и, таким образом, сводит к минимуму конструктивный риск и, таким образом, минимизирует объем испытаний, которые могут быть необходимы, по сравнению с множество альтернативных конструкций, которые подвержены нагрузкам и деформациям от температуры и давления при эксплуатации ракетных двигателей. Таким образом, можно понять, что было бы выгодно разработать новую высокоэффективную конструкцию ракетного двигателя, которая обеспечивает высокий удельный импульс, тем самым сводя к минимуму отношение стартовой массы к полезной нагрузке.
Как правило, эффективность ракетного двигателя можно оценить по эффективному использованию расходуемого топлива, т. е. количеству импульса, создаваемого на единицу массы топлива, которое само пропорционально скорости газов, выходящих из сопла ракетного двигателя. . В системах ядерных тепловых ракетных двигателей удельный импульс увеличивается пропорционально квадратному корню из температуры и обратно пропорционально квадратному корню из молекулярной массы газов, выходящих из сопла ракетного двигателя. Следовательно, в конструкции ядерного теплового ракетного двигателя эффективность максимизируется за счет использования самой высокой доступной температуры с учетом конструктивных ограничений материалов и за счет использования движущей жидкости с очень низкой молекулярной массой для создания тяги.
Были рассмотрены различные ракетные двигатели на основе ядерного деления, и некоторые из них были испытаны. Обзор текущего состояния таких усилий и предложения относительно подходящих конфигураций для различных миссий были опубликованы 16 октября 2014 г. на коллоквиуме по физике Государственного университета Анджело в Сан-Анджело, штат Северная Мексика, Майклом Г. Хаутсом. , доктор философии, из Центра космических полетов НАСА им. Маршалла, Хантсвилл, Алабама, в своей презентации, озаглавленной «Космическая ядерная энергия и движение»; копия которого доступна по адресу: http://ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=20140016814. Как он отмечает, программа Rover/NERVA (1955-1973) испытал конструкцию ракетного двигателя деления. Кроме того, самым мощным ядерным ракетным двигателем, который был испытан на сегодняшний день, был Phoebus 2a, в котором использовался реактор, который работал на уровне мощности более 4,0 миллионов киловатт в течение 12 минут из 32-минутного испытательного запуска. Однако ясно, что различные конструкции ракетных двигателей ядерного деления, доступные в настоящее время, имеют различные недостатки, такие как чрезмерное производство гамма-излучения оставшимися компонентами активной зоны, что требует обширной и тяжелой защиты при использовании в пилотируемых полетах.
Одно из наиболее интересных раскрытий ракетного двигателя на основе ядерного деления было представлено в патенте США No. № 6,876,714 B2, выданный 5 апреля 2005 г. Карло Руббиа, который называется «УСТРОЙСТВО ДЛЯ НАГРЕВА ГАЗА ИЗ ТОНКОГО СЛОЯ ЯДЕРНОГО ТОПЛИВА И КОСМИЧЕСКИЙ ДВИГАТЕЛЬ, ВКЛЮЧАЮЩИЙ ТАКОЕ УСТРОЙСТВО», ссылка. Этот патент раскрывает нагрев газообразного водорода осколками деления, испускаемыми из тонкой пленки делящегося материала, такого как металлический америций или его соединение, которая наносится на внутреннюю стенку охлаждаемой камеры. Однако в этом устройстве в целом описывается использование делящегося материала в условиях критической массы, и хотя в нем упоминается рассмотрение механизмов деления при докритической массе, подробности таких условий скудны, если вообще присутствуют в их описании.
Кроме того, в патенте США No. № 9,180,985 B1, выданный 10 ноября 2015 г. на имя Hardy et al., который озаглавлен «РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТЕПЛОВОЙ ТЯДЕ», раскрытие которого полностью включено в настоящий документ посредством этой ссылки.
Последующая работа показала, что было бы желательно сконфигурировать реактор, в котором происходит деление, таким образом, чтобы свести к минимуму или существенно предотвратить потери делящихся материалов. Было бы желательно разработать конструкцию, которая сводит к минимуму потерю компонентов с большой массой, таких как уран и/или плутоний, из сопла ракеты, особенно потому, что выбрасывание таких высокомолекулярных материалов из сопла ракеты снижает величину обеспечиваемого удельного импульса.
Таким образом, остается техническая проблема, а именно необходимость создания усовершенствованной конструкции высокоудельного импульса ядерного теплового ракетного двигателя, которая минимизирует или предотвращает потери делящихся материалов при запуске ракетного двигателя. Кроме того, было бы выгодно, если бы такая конструкция одновременно решала две или более различных практических проблем, включая (а) обеспечение контроля мощности, особенно в отношении количества вырабатываемой энергии в любой момент времени, путем обеспечения дросселирования реакции деления; (b) минимизация веса расходных материалов (таких как химические компоненты топлива для миссии) в пересчете на фунт полезной нагрузки; (c) избежание чрезмерных требований к радиационной защите, когда конструкция используется в пилотируемых полетах, за счет отказа от использования оставшегося радиоактивного оборудования, которое генерирует большие выбросы гамма-излучения; (d) сведение к минимуму или предотвращение потерь делящихся материалов во время запуска ракетного двигателя; и (e) обеспечение высокого удельного импульса по сравнению с ракетными двигателями на химическом/сгорании.
РЕЗЮМЕ
Разработан новый ядерный тепловой ракетный двигатель на основе деления, который в различных вариантах одновременно обеспечивает двигательную установку с высоким удельным импульсом, позволяет регулировать выходную мощность путем замедления нейтронов, образующихся при делении, и который имеет реакционную камеру с выпускным отверстием, расположенным, по существу, в направлении движения ракеты, а не напротив направления движения ракеты, чтобы свести к минимуму или предотвратить потерю высокомолекулярных делящихся материалов (или продуктов, полученных из такое деление), путем физического удержания таких делящихся материалов в реакторе за счет силы ускорения ракеты во время запуска. В конструкции ракетного двигателя может использоваться источник расщепляющегося материала, такого как плутоний, в носителе, которым в варианте осуществления может быть метан, этан или их комбинация. Метан особенно выгоден, поскольку он действует как замедлитель нейтронов, и его количества можно замедлить в смеси для регулирования или помощи в регулировании реакции деления. Кроме того, имеется источник нейтронов из генератора пучка нейтронов, который также может способствовать регулированию реакции деления. Посредством геометрии конструкции двигателя различные варианты осуществления могут предусматривать пересечение пучка нейтронов от генератора нейтронов с замедлителем нейтронов, который снижает уровень энергии нейтронов от генератора пучка нейтронов до уровня энергии, который увеличивает захват нейтронов делящимся материалом. вводят в качестве жидкости-носителя в реактор. Нейтроны, создаваемые генератором нейтронного пучка, с пониженным уровнем энергии, обеспечиваемым замедлителем нейтронов, затем воздействуют на делящийся материал, что приводит к ядерному делению в реакторе с выделением тепловой энергии материалам внутри реактора. Размер и форма реактора рассчитаны на прием реагентов и низкомолекулярной способной к расширению текучей среды, такой как водород, а также на удержание нагретых и сжатых газов для выпуска через горловину в расширительное сопло ракетного двигателя для выброса из него тяги.
Преимущество раскрытой здесь новой конструкции ядерного теплового ракетного двигателя на основе ядерного топлива заключается в том, что когда такой двигатель используется на второй или последующей ступени системы запуска, радиоактивные продукты деления могут быть выброшены в космический вакуум с выбранное время, место и траектория, а не разряжаться во время запуска ракетного двигателя.
Считается, что достижения в технологии генератора нейтронного пучка сделают возможной разработку ядерного теплового ракетного двигателя, в котором процесс производства нейтронов может быть частично отделен от процесса поглощения нейтронов расщепляющимся материалом, так что в одном варианте осуществления , процесс деления может быть инициирован и поддержан при использовании менее критической массы расщепляющегося материала. Таким образом, была разработана конструкция, в которой радиоактивные продукты деления могут поддерживаться в реакторе за счет разгона корабля при запуске ракеты, чтобы такие высокомолекулярные материалы не терялись из сопла ракеты в космос с другими выхлопными газами. газы для снижения удельного импульса. И это позволяет пополнять израсходованный делящийся материал новым делящимся материалом только по мере необходимости для поддержания продолжающегося деления, чтобы получить необходимое тепловыделение для работы.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖА
Настоящее изобретение (изобретения) будет описано посредством примерных вариантов осуществления с использованием для иллюстрации прилагаемых чертежей, на которых одинаковые ссылочные позиции обозначают одинаковые элементы и на которых:
РИС. 1 представляет собой частичный вид в перспективе одного из вариантов ракетного двигателя, показывающий использование реактора, установленного таким образом, что выпускное отверстие для горячих газов находится в том же направлении, что и направление движения ракеты (а не в противоположном направлении, как было бы в случае традиционной конфигурации), чтобы удерживать высокомолекулярные делящиеся материалы во время разгона космического корабля, на котором развернут ракетный двигатель, а также показывать генератор нейтронного пучка, который подает пучок нейтронов в реактор для пересекаются с актинидами, вводимыми в реактор с первой жидкостью, а также показывают впрыск второй жидкости, которая обеспечивается для обеспечения тяги за счет нагрева и расширения в реакторе, а также концептуально изображают турбонасосы для подачи как первой жидкости, так и второй жидкости в реактор.
РИС. 2 представляет собой вид в поперечном сечении основных компонентов варианта осуществления ракетного двигателя, показывающий реактор с выпускным отверстием, сконфигурированным так, что высокомолекулярные делящиеся материалы под действием ускорения ракетного двигателя вынуждены оставаться в реакторе, и в котором ограничительная горловина обеспечен выход, который ведет к трубопроводам, по которым нагретая вторая жидкость, такая как водород, направляется к расширительному соплу, а также демонстрируется использование генератора нейтронного пучка, который подает пучок нейтронов в реактор для пересечения с актинидами, введенными в реактор. реактор с первой жидкостью, а также показывающий впрыск второй жидкости, такой как водород, который обеспечивает тягу для расширения за счет нагрева в реакторе.
РИС. 3 представляет собой частичный вид в поперечном сечении варианта реализации реактора с выпускным отверстием, выполненным таким образом, что высокомолекулярные делящиеся материалы вынуждены оставаться в реакторе за счет ускорения ракетного двигателя, и в котором предусмотрена ограничительная горловина, образующая выпускное отверстие. который ведет к каналам, по которым нагретая вторая движущая жидкость, такая как водород, поступает в расширительное сопло, а также демонстрирует использование генератора нейтронного пучка, который направляет пучок нейтронов в реактор для пересечения с актинидами, введенными в реактор.
РИС. 4 представляет собой частичное поперечное сечение ключевых компонентов варианта осуществления ракетного двигателя, который включает в себя реактор с выпускным отверстием, сконфигурированным так, что высокомолекулярные делящиеся материалы за счет ускорения ракетного двигателя вынуждены оставаться в реакторе, и в котором предусмотрена ограничительная горловина, образующая выпускное отверстие, которое ведет к каналам, по которым нагретая вторая рабочая жидкость поступает к паре расширительных сопел, а также демонстрирует использование генератора нейтронного пучка, который подает пучок нейтронов в реактор для пересечения с замедлитель нейтронов и, следовательно, с актинидами, вводимыми в реактор, а также концептуальное изображение турбонасосов для подачи в реактор как первой жидкости, так и второй жидкости, а также демонстрация использования газогенератора для выработки дымовых газов высокого давления для приведения в движение топлива турбонасос и турбонасос жидкости тяги.
РИС. 5 представляет собой вид снизу варианта осуществления ракетного двигателя, если смотреть вверх на расширительное сопло, показывающий второй распределитель жидкости на выходе из расширительного сопла, который используется для распределения второй жидкости по каналам охлаждающей жидкости вдоль стенок расширительного сопла. расширительный патрубок и реактор, а также показывающий выход из реактора.
РИС. 6 представляет собой частичный вид в поперечном сечении варианта осуществления ракетного двигателя, изображающий реактор с выпускным отверстием, которое ведет к расширительному соплу, и генератор нейтронного пучка, который направляет пучок нейтронов в реактор для пересечения с замедлителем нейтронов и оттуда. с актинидами, вводимыми в реактор с первой жидкостью, а также показывающая впрыск второй жидкости, которая предусмотрена для создания тяги на расширение за счет нагрева в реакторе, а также схематично изображающая использование турбонасосов на общем валу или редукторе для подача в реактор как первой текучей среды, так и второй текучей среды, а также наличие, приводимого в действие одной и той же системой турбин, электрического генератора для выработки электроэнергии для питания генератора нейтронного пучка.
РИС. 7 графически представлены результаты, полученные с помощью программы моделирования ядерной реакции «Монте-Карло» (перенос нейтронов), когда различные смеси водорода, или метана, или этана, или гидрида лития используются в сочетании с различными количествами плутония в качестве делящегося вещества. материал, и графически описывает пределы, достигаемые, когда нейтроны генерируют результат «полные банки», указывая плотность, при которой производится избыточная энергия и нейтроны.
Вышеприведенные фигуры приведены только в качестве примера и содержат различные элементы, которые могут присутствовать или отсутствовать в окончательной конфигурации для различных вариантов реализации газоядерного теплового ракетного двигателя, использующего либо докритическую, либо критическую массу топлива, или которые могут быть реализованы в различных вариантах осуществления, описанных здесь для ракетного двигателя. В других вариантах конструкций ядерных тепловых ракетных двигателей могут использоваться несколько иные механические конструкции, механические устройства, конфигурации твердого потока, конфигурации потока жидкости или конфигурации потока пара, и все же использовать принципы, описанные здесь и как в целом изображено на предоставленных чертежах. Была предпринята попытка нарисовать рисунки таким образом, чтобы проиллюстрировать, по крайней мере, те элементы, которые важны для понимания примерных конструкций ядерных тепловых ракетных двигателей. Такие детали могут быть весьма полезны для обеспечения движения космического корабля с высоким удельным импульсом и, таким образом, снижения стоимости полезных грузов, доставляемых на околоземную орбиту, в лунные или межпланетные миссии.
Следует понимать, что в соответствии с изложенными здесь идеями могут использоваться различные функции, которые могут быть полезны в различных вариантах осуществления, а также полезны для различных размеров и форм и требований к тяге, в зависимости от требований миссии, в рамках объема и охвата настоящего документа. идеи в настоящем документе, как определено формулой изобретения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
Используемый здесь термин «реактор» используется для описания конструкции, в которой делящийся материал подвергается контролируемой ядерной реакции с последующим высвобождением энергии, при этом тепловая энергия передается движущей жидкости например водород. В различных вариантах осуществления ядерная реакция в описываемой конструкции ракеты может быть самоподдерживающейся (т. е. критический режим) или может зависеть от источника нейтронов, как описано в настоящем документе, для обеспечения достаточного количества нейтронов для начала или поддержания ядерной реакции (т. е. докритического режима). операция). Важно отметить, что конструкции ракетных двигателей, описанные в настоящем документе, позволяют в различных вариантах осуществления оптимизировать типы топлива по различным критериям, таким как реакции, которые являются «доминирующими от источника» и зависят от нейтронов, подаваемых извне нейтронным генератором, или «доминируют по обратной связи». и наличие более чем достаточного количества нейтронов от самоподдерживающихся реакций деления) для достижения оптимального уровня подкритичности или критичности. Например, делящийся материал в реакторе может быть сконструирован таким образом, чтобы реактор оставался подкритическим при переходе из «холодного» состояния перед пуском или после останова в «горячее» состояние нормальной работы, чтобы позволить конфигурации без регулирующие стержни, и которые обеспечивали бы безопасную эксплуатацию и безопасное отключение при различных предсказуемых аварийных ситуациях. С другой стороны, раскрытая уникальная конструкция обеспечивает внешнюю подачу делящегося материала в небольших количествах в зону реакции, что позволяет осуществлять уникальное управление конструкцией критического типа, поскольку реакцией можно управлять, модулируя (или прекращая) ввод делящегося материала в зону реакции. реактора без необходимости использования регулирующих стержней, которые обычно используются в обычном ядерном реакторе.
Внимание обращается на РИС. 1 и 3 чертежа. ИНЖИР. 1 показан вид в перспективе частей варианта осуществления ядерного теплового ракетного двигателя 10 , показывающий реактор 12 , имеющий трубчатую часть 13 и горловину 14 , образующую выход 16 , который ведет через каналы 171 и 172 к горловине 18 расширительного сопла 20 . Реактор 12 выполнен с горловиной 14 и выпускное отверстие 16 ориентированы по существу в направлении движения ракеты (см. стрелку 21 на фиг. 2), а не против направления движения ракеты, чтобы свести к минимуму или предотвратить потери высокомолекулярных делящихся материалов (или продуктов, полученных в результате такого деления), путем физического удержания таких делящихся материалов в реакторе 12 за счет силы ускорения ракетного двигателя 10 во время запуска.
Генератор пучка нейтронов 22 предназначен для направления пучка нейтронов 24 в реактор 12 . Может быть предусмотрено отделение для хранения первой жидкости 26 для хранения первой жидкости 28 , такой как метан (CH 4 ) или этан (C 2 H) или их смесь (обычно обозначаемая как C x H Y в первом отсеке для хранения жидкости 26 , где C представляет собой углерод, а H представляет собой водород, а X и Y представляют собой положительные целые числа). Второе отделение для хранения жидкости 30 предназначен для хранения второй жидкости 32 , такой как водород H 2 , который может быть в форме жидкого водорода, обычно обозначаемого как LH 2 . Третий отсек 34 для хранения жидкости предназначен для хранения третьей жидкости 36 , обычно окислителя, такого как кислород (O 2 ). В одном варианте третья жидкость 36 также может быть удобно использована для реакции со второй жидкостью 32 , такой как водород (H 2 ) в газогенераторе 38 (также обозначенном как GG на фиг. 3) для производства жидкости высокого давления 40 (например, продуктов сгорания) для привода турбины 42 в турбонасосе 44 , как указано ниже. В таком случае после снижения давления через турбину 42 оставшийся водяной пар низкого давления может быть сброшен за борт, как показано стрелкой 46 ссылки.
Выбранное актинидное топливо F, которое дает делящийся материал, может поставляться из контейнера для хранения 50 для смешивания с первой жидкостью 28 . В одном варианте осуществления выбранное топливо F может быть предоставлено в выбранной форме, в зависимости от реакции деления (и побочных продуктов), которая должна быть получена, а также химических и физических характеристик, необходимых для совместимости и обращения с ним. В одном варианте осуществления выбранное топливо F может быть представлено в виде очень мелких частиц или, более конкретно, в форме мелкого порошка. В одном варианте осуществления выбранное топливо F может быть представлено в виде химического раствора. В одном варианте осуществления топливо F может содержать выбранное соединение актиноида. В одном варианте осуществления топливо F может содержать множество выбранных актинидных соединений. В одном варианте осуществления топливо F может содержать по существу чистый металлический актинид. В варианте осуществления топливо F может поставляться в форме, включающей один или несколько изотопов плутония (Pu). В одном из вариантов топливо F может поставляться в виде делящегося материала в виде плутония 239.( 239 Пу). В варианте осуществления топливо F может поставляться в виде делящегося материала в виде урана-235 ( 235 U). В различных вариантах осуществления выбранный делящийся материал, обеспечивающий топливо F, перед вводом в реактор 12 должен иметь форму (например, химическую структуру и физическую структуру каждого из них), совместимую с первой жидкостью 28 .
В варианте осуществления первая жидкость 28 из первого отделения для хранения жидкости 26 может быть сначала впрыснут без топлива F в реактор 12 через линию подачи 49 и через клапан 51 , и в таком случае может быть смешан с кислородом 36 , а затем инициировано химическое сжигание в реактор 12 для нагрева реактора перед началом реакции деления. В любом случае, чтобы начать реакцию деления, выбранное количество топлива F смешивают с выбранным количеством первой жидкости 28 , а затем вводят в реактор 12 . В одном варианте осуществления первая жидкость 28 и выбранное количество топлива F могут быть смешаны для создания обогащенной топливной смеси 52 (т. е. смеси топлива F и первой жидкости 28 ) перед прохождением обогащенного топлива. смесь 52 через регулирующий клапан 53 и далее в топливный турбонасос 54 , который перекачивает богатую топливом смесь 52 в реактор 12 через линию подачи топлива 56 , топливный коллектор 0072 . Первый комплект топливных форсунок 60 ограничивает и обеспечивает прямое прохождение богатой топливом смеси 52 в реактор 12 . В варианте осуществления регулирующий клапан 53 может обеспечивать возможность включения-выключения. В различных вариантах осуществления регулирующий клапан 53 может дополнительно обеспечивать возможность дросселирования для регулирования расхода обогащенной топливной смеси 52 . В одном варианте осуществления во время впрыска богатая топливом смесь 52 может находиться в газообразной форме, неся при этом актинидное топливо F. Однако, как показано на фиг. 1 и 2, в различных вариантах в момент впрыска богатая топливная смесь 52 может быть в жидкой форме, но содержать в себе актинидное топливо F. В одном варианте осуществления делящийся материал перед введением в реактор может быть представлен в виде частиц. В одном варианте осуществления делящийся материал перед введением в реактор может быть представлен в жидкой форме, например как растворенное вещество. В варианте осуществления первый набор топливных форсунок , 60, может быть ориентирован под выбранным набором направленных внутрь углов альфа (α) (см. фиг. 2), который направляет обогащенную топливную смесь 52 поток в направлении зоны реакции 62 , в которой энергичные нейтроны 24 из генератора нейтронного пучка 22 и нейтроны, образующиеся при делении делящегося материала, сталкиваются с атомами замедлителя нейтронов и, следовательно, с делящимся материалом в топливе F, как обнаружено в богатой топливной смеси 52 , чтобы вызвать деление атомов топлива F с выделением тепла. В любом случае генератор 22 пучка нейтронов, который дополнительно обсуждается ниже, сконфигурирован для направления нейтронов 24 (изображено схематически) для столкновения с замедлителями, а затем, по крайней мере, с частью делящегося материала топлива F в зоне реакции 62 , при этом нейтроны 24 и делящийся материал взаимодействуют, тем самым вызывая деление по крайней мере некоторых атомов делящегося материала в топливе F и выделение тепла.
В различных вариантах осуществления ракетный двигатель 10 может работать с делением делящегося материала топлива F в условиях докритической массы. В различных вариантах делящийся материал может включать плутоний-239.. В одном варианте осуществления количество полученного плутония 239 ( 239 Pu) может составлять примерно от десяти процентов (10%) до пятнадцати процентов (15%) по весу в указанной первой жидкости 28 . В одном варианте осуществления количество полученного плутония 239 ( 239 Pu) может составлять примерно от десяти процентов (10%) до двадцати процентов (20%) по весу в указанной первой жидкости 28 . В одном варианте осуществления количество предоставленного плутония 239 ( 239 Pu) может составлять примерно от десяти процентов (10%) до двадцати пяти процентов (25%) по весу в указанной первой жидкости 9.0071 28 . В одном варианте осуществления количество плутония 239 ( 239 Pu), содержащегося в указанной первой жидкости, может составлять примерно от одного процента (1%) до тридцати процентов (30%) по весу.
В различных вариантах осуществления первой жидкостью 28 может быть коммерчески доступный метан, содержащий менее нуля целых одна (0,1) молярного процента C 5 + углеводородов. В различных вариантах осуществления первая жидкость 28 может дополнительно включать один или несколько дополнительных углеводородов. В варианте осуществления первая жидкость 28 , может дополнительно включать один или несколько изотопов водорода. В варианте осуществления первая жидкость 28 может также включать дейтерий ( 2 H). В варианте осуществления первая жидкость 28 может включать по меньшей мере некоторое количество трития ( 1 T 3 ). В варианте осуществления первая жидкость 28 может дополнительно включать как дейтерий, так и тритий. В одном варианте осуществления присутствие трития может вызывать вторичные реакции, тем самым увеличивая удельный импульс без значительного повышения температуры стенок двигателя.
Путем подробного исследования с использованием программы моделирования ядерной реакции Монте-Карло (перенос нейтронов) при использовании различных смесей водорода и других жидкостей в сочетании с различными количествами плутония в качестве расщепляющегося материала было обнаружено, что генерация нейтронов с использованием первые жидкости, раскрытые в предшествующем патенте США No. № 9180986 B1 (упомянутый выше), которые были ограничены водородом и его изотопами, приводили к высокому давлению в камере для поддержания плотности водорода, необходимой для обеспечения достаточного количества столкновений нейтронов. Таким образом, результаты, полученные при анализе с помощью моделирования методом Монте-Карло, описывали результат «банки полны», указывая на избыточную энергию и производство нейтронов. См. ТАБЛИЦУ 1 ниже. Следовательно, мы теперь обнаружили, что было бы выгодно использовать первую жидкость, содержащую углерод, и, более конкретно, углеводород, такой как метан или этан, или, в одном варианте осуществления, комбинацию метана и этана, для получения углерода и водорода. в реакторе 12 (и, например, улучшение замедляющих свойств за счет увеличения плотности присутствующего водорода за счет использования силы молекулярного связывания водорода с углеродом в метане) для замедления эмиссии нейтронов (т. е. замедления нейтронов, возникающих в результате деления ) в реакторе 12 . При использовании таких углеродсодержащих первых жидкостей реактор 12 может, в варианте осуществления, работать при давлении в реакторе в диапазоне от примерно трех тысяч фунтов на квадратный дюйм (3000 фунтов на квадратный дюйм) до примерно четырех тысяч фунтов на квадратный дюйм. (4000 фунтов на квадратный дюйм). В варианте осуществления топливный турбонасос 54 может работать при давлении нагнетания около шести тысяч (6000) фунтов на квадратный дюйм (PSI) плюс-минус примерно пятнадцать процентов (15%). Такое давление считается достижимым, поскольку в качестве примера предшествующего уровня техники главный двигатель космического корабля «Шаттл», эксплуатируемый НАСА в Соединенных Штатах, работал при заданном давлении в реакторе 2994 фунта на квадратный дюйм (абсолютный фунт на квадратный дюйм) согласно цифрам, опубликованным Aerojet Rockedyne. . См.: http://www.rocket.com/space-shuttle-main-engine.
Данные, представленные на фиг. 8 также представлена в табличной форме в виде ТАБЛИЦЫ 1 ниже. Как видно из ТАБЛИЦЫ 1, при использовании метана в качестве первой жидкости первая жидкость может иметь плотность до 0,67 грамма на кубический сантиметр, включая использование 25% по весу плутония в жидкости, до того, как появится избыточная энергия и генерация нейтронов. индикацией «banks full» программы моделирования Монте-Карло. Аналогичным образом, если этан используется в качестве первой жидкости, то первая жидкость может иметь плотность до 0,8 грамма на кубический сантиметр, включая использование 25% по весу плутония в жидкости, прежде чем избыточная энергия и генерация нейтронов будут обозначены знаком « банки заполнены» индикация программы моделирования Монте-Карло. С другой стороны, при использовании 25% по массе плутония, тогда когда первой жидкостью является водород, первая жидкость может иметь плотность всего до 0,23 грамма на кубический сантиметр, в том числе при использовании 25% по массе плутония в жидкости, до того, как избыточная генерация нейтронов будет обозначена индикацией «банки полны» в программе моделирования Монте-Карло. Следовательно, очевиден полезный эффект включения первой жидкости, содержащей углеводородный компонент, в качестве замедлителя нейтронов.
Для обеспечения тяги путем нагрева и расширения в реакторе 12 и последующего выброса через расширительное сопло 20 в качестве второй жидкости используется низкомолекулярная рабочая жидкость, такая как водород (H 2 ). 32 . Второй флюид 32 может храниться во втором отсеке 30 для хранения флюида и по требованию подается по линии 70 в турбонасос 44 упорной жидкости. Тяга жидкостного турбонасоса 44 получает второй флюид 32 из отсека для хранения второго флюида 30 и подает (как правило, опосредованно) второй флюид 32 под давлением в реактор 12 . В одном варианте осуществления вторая жидкость 32 может быть направлена под давлением из турбонасоса 44 жидкости тяги по второй линии подачи жидкости 72 к распределительному кольцу 74 , расположенному на выходной плоскости 77 расширительного сопла или рядом с ней. 20 .
76670,7050,841,45
766767050,841,45
7667670,7050,841,45
76676676717171717171717171717171717171717171717171717171717 гг. 74 к патрубкам каналов охлаждающей жидкости 76 расположен снаружи 78 расширительного сопла 20 . Таким образом, очень холодная жидкость, т.е. жидкий водород можно использовать в качестве хладагента для расширительного сопла путем прохождения второй жидкости 32 через каналы 76 для хладагента сопла. В варианте осуществления во время входа в каналы 76 охлаждающей жидкости сопла вторая текучая среда 32 может быть жидкостью. И, как видно на фиг. 3, реактор 12 включает каналы 86 для теплоносителя реактора на внешней поверхности реактора 88 . Таким образом, очень холодная жидкость, т.е. жидкий водород используется в качестве хладагента для реактора 12 за счет прохождения второго флюида 32 через каналы 86 для хладагента реактора. Таким образом, ракетный двигатель 10 может использовать вторую жидкость 32 в качестве хладагента путем прохождения второй жидкости 32 через каналы 9 охлаждающей жидкости сопла.0071 76 и через каналы теплоносителя реактора 86 перед вводом второй жидкости 32 в реактор 12 . В данной области техники известны различные концепции детальной конструкции сопел ракетных двигателей, включая использование охлаждающих каналов, пленочное охлаждение внутренней части сопла или впрыск текучих сред через стенки реактора или сопла. Таким образом, приведенные здесь иллюстрации следует рассматривать как концептуальные, а не ограничивающие. Справочную информацию читатель может найти в (1) Отчете НАСА NASA SP-0B087, 19 апреля.72, озаглавленный «Камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя с жидкостным охлаждением», (2) U.S. Pat. № 6789316 B2, выданный 14 сентября 2004 г. на имя Haggander et al. на способ изготовления выпускных сопел для ракетных двигателей, (3) U.S. Pat. № 7,389,636 B2, выданный 24 июня 2008 г. Fowler et al., для ракетного двигателя-носителя, использующего газообразный углеводород в каталитически усовершенствованном цикле газогенератора, и (4) патент США No. № 5,067,316, выданный 26 ноября 1991 г. на имя Bonniot, для расширительного сопла ракетного двигателя с дополнительным кольцевым соплом, описание каждого из которых включено в настоящий документ посредством этой ссылки.
Как только вторая жидкость 32 достигнет реактора 12 , коллектор 92 может быть использован для сбора второй жидкости 32 из каналов 86 для теплоносителя реактора . В одном варианте осуществления из коллектора 92 второй флюид 32 может быть направлен во второй набор инжекторов 94 , которые сконфигурированы для ограничения прохождения второго флюида 32 во время нагнетания в реактор 9.0071 12 . С помощью инжекторов 94 вторая жидкость 32 может быть направлена или впрыснута в зону смешивания 96 , причем зона 96 смешивания расположена после зоны 62 реакции. В зоне смешения 96 вторая жидкость 32 нагревается и выпускается через горловину 14 и выпускное отверстие 16 реактора 12 и, таким образом, создает тягу путем выброса через горловину 18 расширительного сопла 20 .
Как упоминалось выше и показано на РИС. 4, для обеспечения мощности турбонасоса 44 рабочей жидкости может быть предусмотрена газогенерирующая камера 38 для генерирования продуктов сгорания в виде горячего газа высокого давления 40 , который приводит в действие турбину 42 , который, в свою очередь, приводит в движение рабочее колесо насоса 100 . Следовательно, когда кислород, третья жидкость 36 подается для сжигания с водородом в качестве второй жидкости 32 , образуется водяной пар, и образовавшийся поток 46 водяного пара низкого давления выбрасывается за борт. Аналогично, как также показано на фиг. 4, водород в качестве второй жидкости 32 и кислород 36 могут подаваться во второй газогенерирующий блок 102 для выработки горячего газа 104 , который приводит в движение турбину 106 , которая, в свою очередь, приводит в движение рабочее колесо 108 топливного насоса. топливный турбонасос 54 .
В другом варианте для ракетного двигателя 10 ‘, как показано на фиг. 6, может быть предусмотрена другая конструкция турбонасоса , 144, для подачи топлива. В такой конструкции турбонасос , 144, тягового топлива может обеспечивать перекачку второй жидкости , 32, с помощью крыльчатки , 145, насоса, а также дополнительно обеспечивать электрический генератор , 146, . В варианте осуществления электрический генератор , 146, может быть сконфигурирован для выработки электроэнергии и подачи ее по линиям электропередачи 9.0071 148 и 150 к генератору нейтронного пучка 22 . В одном варианте осуществления вариант осуществления для турбонасоса 144 рабочей жидкости может дополнительно включать топливный турбонасос 160 для приема первой жидкости 28 из первого отсека 26 для хранения жидкости и подачи первой жидкости 28 под давлением. к реактору 12 . В варианте осуществления ротор 145 турбонасоса с рабочей жидкостью, ротор 9 топливного турбонасоса0071 161 , и электрический генератор 146 могут приводиться в действие газовой турбиной 162 на общем валу 164 или через редуктор от общего вала 164 .
В различных вариантах реализации ракетного двигателя 10 или 10 ′ или подобного, использующего ядерный тепловой нагрев низкомолекулярного газа, такого как водород, как описано в настоящем документе, может быть предусмотрен ракетный двигатель, который имеет удельный импульс в диапазон от примерно восьмисот (800) секунд до примерно двадцати пятисот (2500) секунд. В различных вариантах осуществления, использующих ядерный тепловой нагрев низкомолекулярного газа, такого как водород, как описано здесь, может быть предусмотрен ракетный двигатель, который имеет удельный импульс в диапазоне от примерно одной тысячи (1000) секунд до примерно двенадцатисот пятнадцати (1215) секунд. ) секунд.
Подводя итог, можно сказать, что для облегчения подачи двигательной составляющей, которая может состоять в основном из водорода, в реактор 12 для нагрева, может быть предусмотрен турбонасос 44 или 144 жидкости тяги или тому подобное, как обычно описан здесь выше. В одном варианте осуществления жидкий водород, т.е. криогенная жидкость, может подаваться в ракетный двигатель 10 или 10 ′ с помощью турбонасоса тяговой жидкости, который приводится в действие турбиной, приводимой во вращение газами высокого давления. В одном варианте осуществления газы высокого давления могут быть обеспечены посредством продуктов сгорания, например, путем сжигания водорода и кислорода в газогенерирующей камере GG для получения продуктов сгорания высокого давления, которые после прохождения через турбину 42 или 162 , в зависимости от обстоятельств, может выбрасываться за борт в виде потока водяного пара 46 или 46 ′. Компромисс потери КПД из-за потери топлива (водорода), израсходованного в газогенерирующей камере ГГ, ввиду обычной экономии веса и простоты конструкции (и отсутствия радиоактивного загрязнения), по сравнению с дополнительным весом и сложностью ввиду любого дополнительного вклада удельного импульса в конструкциях, которые могли бы избежать таких потерь при сгорании, можно оценить для конкретной конструкции космического корабля и сопутствующего профиля миссии, как будет понятно специалистам в данной области техники. Различные конфигурации для привода подходящего жидкостного турбонасоса для подачи водорода в реактор могут быть предложены специалистами в данной области техники с использованием традиционных принципов проектирования системы жидкостного турбонасоса, и, таким образом, нет необходимости предоставлять такие подробности. В общем, турбонасос рабочей жидкости должен избегать кавитации при перекачке жидкого водорода при относительно низком давлении на входе и подавать водород в реактор (а в одном варианте — через распределительное кольцо и каналы охлаждения) при очень высоком давлении и, желательно, с возможностью для обеспечения относительно широкого диапазона дросселирования. В различных вариантах выбранный турбонасос 9 жидкости тягиКонструкция 0071 44 или 144 может быть оптимизирована для минимизации веса при обеспечении необходимой производительности и в то же время минимизации размера блока турбонасоса тяговой жидкости, чтобы минимизировать необходимое пространство в выбранной конструкции космического корабля. Выбор подходящих подшипников и уплотнений, конечно, необходим, и специалистам в данной области техники известны различные варианты конструкции. В более общем плане специалистам в данной области техники будет понятно, что турбонасосы для подачи криогенных жидкостей в ракетные двигатели требуют конструкции, обеспечивающей максимальную производительность при минимальном весе.
Аналогичным образом, для облегчения подачи первой жидкости, несущей плутоний или другой актинид, в реактор 12 для расщепления хотя бы части плутония может быть предусмотрен топливный турбонасос 54 . В различных вариантах осуществления жидкий метан или жидкий этан или их комбинации (т.е. криогенные жидкости) могут подаваться в ракетный двигатель 10 или 10 ′ посредством топливного турбонасоса 54 или 160 , который приводится в движение турбиной ( 106 или 162 ), который приводится во вращение газом под высоким давлением. В одном варианте осуществления газы высокого давления могут быть получены в виде продуктов сгорания, например, путем сжигания водорода и кислорода для получения горючего газа высокого давления. Различные конфигурации для привода подходящего топливного турбонасоса для подачи реагентов в реактор могут быть предложены специалистами в данной области техники с использованием традиционных принципов проектирования системы жидкостного турбонасоса, и, таким образом, нет необходимости предоставлять такие подробности. В общем, топливный турбонасос ( 54 или 160 ) должны избегать кавитации при перекачивании жидкостей при относительно низком давлении на входе и подавать жидкости в реактор при очень высоком давлении и, желательно, с возможностью обеспечения относительно широкого диапазона дросселирования. В различных вариантах осуществления выбранная конструкция топливного турбонасоса может быть оптимизирована для минимизации веса при обеспечении необходимой производительности и в то же время минимизации размера блока топливного турбонасоса, чтобы минимизировать необходимое пространство в выбранной конструкции космического корабля.
Кроме того, для выработки электроэнергии для выбранного генератора пучка нейтронов 22 электрический генератор 146 может быть объединен с турбонасосом 144 , так что турбина 162 с приводом от горячего газа в турбонасосе 144 также обеспечивает мощность на валу для электрического генератора 146 . В одном варианте осуществления газы высокого давления могут быть обеспечены посредством продуктов сгорания, например, путем сжигания водорода и кислорода в газогенерирующей камере GG для получения продуктов сгорания высокого давления, которые после прохождения через газовую турбину 162 , может выбрасываться за борт в виде выхлопного потока водяного пара 46 . В качестве альтернативы может быть предусмотрен автономный генератор электрической турбины с собственной турбиной, приводимой в действие газообразным водородом или горючим газом, способом, в целом описанным выше.
В одном варианте осуществления может использоваться генератор нейтронов типа дейтерий-дейтерий («DD») 22 . Например, в настоящее время для различных применений доступны генераторы нейтронов с высоким выходом с переменным выходом нейтронов в пределах 1×10 11 и 5×10 11 нейтронов в секунду (н/с). Преимуществом конструкции нейтронного генератора типа DD является то, что, поскольку не используется тритий, значительно снижается радиационная защита и сопутствующие проблемы безопасности, а также нормативные требования. Таким образом, такие конструкции могут быть пригодны для пилотируемых космических аппаратов. В одном варианте осуществления конструкция генератора дейтерий-дейтериевых (DD) нейтронов может обеспечивать генератор нейтронов на 2,5 МэВ со следующими основными функциями:
1 D 2 + 1 D 2 →He 3 + 0 n 1 (2,5 МэВ)
Такая функциональность позволяет замедлителю, такому как метан или водород, или другой углеводород, как описано выше, снижать энергию нейтрона до энергетического уровня, при котором он с большей вероятностью будет поглощен ядром актинида, такого как плутоний, например. до уровня энергии в диапазоне около 0,5 МэВ.
В одном варианте осуществления может использоваться генератор нейтронов типа дейтерий-тритий («DT»). Например, в настоящее время доступны генераторы нейтронов с чрезвычайно высоким выходом, основанные на принципах конструкции DT, с переменным выходом нейтронов в пределах 1×10 13 и 5×10 13 нейтронов в секунду (н/с). Такие конструкции могут потребовать соответствующей защиты и разрешений регулирующих органов для пилотируемых космических полетов, но могут быть особенно подходящими для беспилотных космических аппаратов с большой полезной нагрузкой.
Нейтронные генераторы либо дейтериево-дейтериевой конструкции, либо дейтериево-тритиевой конструкции были разработаны Phoenix Nuclear Labs, 2555 Industrial Drive, Monona, Wis. 53713, с веб-страницей по адресу http://phoenixnuclearlabs.com. Другие поставщики в настоящее время предлагают другие конструкции. Например, Gradel Group, 6, Z.A. E. Треугольник Верт, L-5691 ELLANGE, Люксембург (см. http://gradel.lu/en/activities/neutrons-generators/products/14-1-mev-neutrones-dt/) в настоящее время предоставляет нейтронный генератор на 14 МэВ дейтериево-тритиевой конструкции с базовыми Функциональность следующим образом:
1 D 2 + 1 T 3 → 2 HE 4 (3,5 MEV) + 0 N 1 9015 1 9015 1 9015 1 9015 1 9015 1 9015 1 9015 1 9015 1 9015 1 9015 1 1 9015 1
(3,5 MEV) + 0 8 1 (3,5 MEV) + 0 1 (3,5 MEV) + 0 1 (3,5 MEV) + . что любая выбранная конструкция генератора нейтронного пучка может потребовать адаптивных конфигураций к различным конструкциям и компонентам, чтобы сделать их подходящими для суровых условий запуска ракеты и последующего космического полета. Однако фундаментальные принципы, описанные здесь для создания ракетного двигателя на основе ядерного деления, могут быть достигнуты путем предоставления подходящим образом адаптированного устройства генератора пучка нейтронов. Дополнительные сведения о конструкции генераторов нейтронных пучков и выборе подходящих делящихся материалов для работы подкритических реакторов см. в Ускоритель — управляемые системы ( ADS ) и реакторы на быстрых нейтронах ( FR ) в усовершенствованных ядерных топливных циклах , Организация экономического сотрудничества и развития Агентства по ядерной энергии, авторское право 2002 г., глава 4 , и находится по адресу https://www.oecd-nea.org/ndd/reports/2002/nea3109-ads.pdf, где описаны примеры мишеней расщепления, используемых при генерации нейтронов, а также примеры критериев выбора актинидов при оптимизации конструкции реактора, раскрытие которой включено в настоящий документ посредством этой ссылки.
В целом следует понимать, что в конструкции ядерного теплового ракетного двигателя эффективность максимизируется за счет использования самой высокой доступной температуры, с учетом конструктивных ограничений материалов и за счет использования рабочей жидкости с очень низкой молекулярной массой для генерации толкать. По этой причине использование водорода в качестве. движущая жидкость, нагретая с помощью ядерного теплового ракетного двигателя, была бы выгодна. Например, ядерный тепловой ракетный двигатель может работать при температуре до 2000°С9.0003
В варианте осуществления способа работы газового ядерного теплового ракетного двигателя предусмотрен реактор, имеющий вход для топлива, вход для топлива и выход, направленные по существу в направлении движения ядерного теплового ракетного двигателя. В реактор подается делящийся материал. В одном из вариантов количество подачи указанного делящегося материала в реактор регулируется во времени. Предусмотрен генератор пучка нейтронов, который генерирует нейтроны и направляет их в реактор для бомбардировки замедлителя нейтронов, такого как выбранный углеводород, сгенерированными нейтронами, причем эти нейтроны после этого находятся на уровне энергии для взаимодействия с ядрами делящегося материала. Когда нейтроны сталкиваются с делящимися материалами, генерируются дополнительные нейтроны, и, таким образом, размножающиеся нейтроны обеспечивают неуклонно растущую докритическую ядерную реакцию делящегося материала в процессе деления с получением тепловой энергии. Движущая низкомолекулярная жидкость подается в реактор через вход для топлива. Тепловая энергия, выделяющаяся в результате докритического (или критического) процесса деления, восстанавливается путем нагрева движущейся низкомолекулярной жидкости. Движущая низкомолекулярная жидкость направляется через расширительное сопло для создания тяги с удельным импульсом в диапазоне от примерно восьмисот (800) секунд до примерно двенадцатисот пятнадцати (1215) секунд. Чтобы удержать делящийся материал в реакторе, реактор подвергают ускорению примерно от 0,5 g до 9 g.g, где 1 g составляет примерно 9,8 метра в секунду в секунду, при этом высокомолекулярный делящийся материал и продукты разложения делящегося материала по существу удерживаются в реакторе, когда на реактор действует ускорение
В предыдущем описании, в целях пояснения были изложены многочисленные детали, чтобы обеспечить полное понимание раскрытых примерных вариантов конструкции ядерного теплового ракетного двигателя, работающего в условиях докритической массы (или критической массы) ядерного топлива. Однако некоторые из описанных подробностей могут не потребоваться для предоставления полезных вариантов осуществления или для практического применения выбранных или других раскрытых вариантов осуществления. Кроме того, в описательных целях могут использоваться различные относительные термины. Термины, которые относятся только к точке отсчета, не предназначены для интерпретации как абсолютные ограничения, а вместо этого включены в вышеприведенное описание для облегчения понимания различных аспектов раскрытых вариантов осуществления. И различные действия или действия в любом способе, описанном в данном документе, могут быть описаны как несколько отдельных действий, в свою очередь, таким образом, который наиболее полезен для понимания настоящего изобретения. Однако порядок описания не следует истолковывать как подразумевающий, что такие действия обязательно зависят от порядка. В частности, некоторые операции необязательно должны выполняться точно в том порядке, в котором они представлены. И в различных вариантах осуществления изобретения одно или несколько действий могут выполняться одновременно или исключаться частично или полностью, в то время как другие действия могут добавляться. Кроме того, читатель заметит, что неоднократно использовалась фраза «в варианте осуществления» или «в одном варианте осуществления». Эта фраза обычно не относится к одному и тому же варианту осуществления; впрочем, может. Наконец, термины «содержащий», «имеющий» и «включающий» следует считать синонимами, если контекст не требует иного.
Специалистам в данной области техники будет понятно, что различные варианты осуществления новых конструкций ядерных тепловых ракетных двигателей, использующих деление выбранного актинидного делящегося материала при докритической массе, были описаны здесь только в той степени, в которой такие специалисты могут сделать и использовать такой ядерный тепловой ракетный двигатель. Дополнительные детали могут быть разработаны специалистами в данной области техники для выбранного набора требований миссии и критериев проектирования, например, будет ли миссия пилотируемой или беспилотной (например, может ли потребоваться какая-либо необходимая минимизация радиации или радиационная защита).