Jądrowy silnik rakietowy – silnik rakietowy, którego zasada działania opiera się na reakcji jądrowej lub rozpadzie promieniotwórczym, przy czym uwalniana jest energia podgrzewająca płyn roboczy, którym mogą być produkty reakcji lub inna substancja, np. wodór. Istnieje kilka typów silników rakietowych, które wykorzystują powyższą zasadę działania: nuklearne, radioizotopowe, termojądrowe. Stosując nuklearne silniki rakietowe, możliwe jest uzyskanie określonych wartości impulsów znacznie wyższych niż te, które mogą dać chemiczne silniki rakietowe. Wysoką wartość impulsu właściwego tłumaczy się dużą prędkością wypływu płynu roboczego - około 8-50 km/s. Siła ciągu silnika jądrowego jest porównywalna z siłą ciągu silników chemicznych, co pozwoli w przyszłości zastąpić wszystkie silniki chemiczne silnikami jądrowymi.

Główną przeszkodą w całkowitej wymianie jest radioaktywne skażenie środowiska spowodowane przez nuklearne silniki rakietowe.

Dzielą się na dwa typy - fazę stałą i fazę gazową. W pierwszym typie silników materiał rozszczepialny umieszcza się w zespołach prętowych o rozwiniętej powierzchni. Dzięki temu możliwe jest efektywne podgrzanie gazowego płynu roboczego, zwykle czynnikiem roboczym jest wodór. Prędkość spalin jest ograniczona maksymalną temperaturą płynu roboczego, która z kolei zależy bezpośrednio od maksymalnej dopuszczalnej temperatury elementów konstrukcyjnych i nie przekracza 3000 K. W jądrowych silnikach rakietowych w fazie gazowej substancja rozszczepialna jest w stanie gazowym. Jego utrzymanie w obszarze roboczym odbywa się poprzez ekspozycję na pole elektromagnetyczne. W tego typu nuklearnych silnikach rakietowych elementy konstrukcyjne nie są odstraszające, dlatego prędkość wypływu płynu roboczego może przekraczać 30 km/s. Można je stosować jako silniki pierwszego stopnia, pomimo wycieku materiału rozszczepialnego.

W latach 70. XX wiek w Stanach Zjednoczonych i Związku Radzieckim aktywnie testowano nuklearne silniki rakietowe z materiałem rozszczepialnym w fazie stałej. W Stanach Zjednoczonych opracowywany był program stworzenia eksperymentalnego nuklearnego silnika rakietowego w ramach programu NERVA.

Amerykanie opracowali reaktor grafitowy chłodzony ciekłym wodorem, który podgrzewano, odparowywano i wyrzucano przez dyszę rakiety. Wybór grafitu wynikał z jego odporności temperaturowej. Według tego projektu impuls właściwy powstałego silnika miał być dwukrotnie większy od odpowiadającej mu charakterystyki wskaźnikowej silników chemicznych, o ciągu 1100 kN. Reaktor Nerva miał pracować w ramach trzeciego etapu rakiety nośnej Saturn V, jednak ze względu na zamknięcie programu księżycowego i brak innych zadań dla silników rakietowych tej klasy, reaktor nigdy nie został przetestowany w praktyce.

Obecnie atomowy silnik rakietowy na fazę gazową znajduje się na etapie rozwoju teoretycznego. W silniku jądrowym pracującym w fazie gazowej przewiduje się wykorzystanie plutonu, którego wolno poruszający się strumień gazu otoczony jest szybszym przepływem stygnącego wodoru. Na orbitalnych stacjach kosmicznych MIR i ISS przeprowadzono eksperymenty, które mogą dać impuls do dalszego rozwoju silników na fazę gazową.

Dziś można powiedzieć, że Rosja nieco „zamroziła” swoje badania w dziedzinie nuklearnych systemów napędowych. Praca rosyjskich naukowców w większym stopniu koncentruje się na opracowywaniu i doskonaleniu podstawowych elementów i zespołów systemów napędowych elektrowni jądrowych, a także ich unifikacji. Priorytetowym kierunkiem dalszych badań w tym obszarze jest budowa elektrowni jądrowych zdolnych do pracy w dwóch trybach. Pierwszy to tryb pracy nuklearnego silnika rakietowego, drugi to sposób instalacji generującej energię elektryczną do zasilania urządzeń zainstalowanych na pokładzie statku kosmicznego.

Często w ogólnych publikacjach edukacyjnych na temat astronautyki nie rozróżnia się różnicy między nuklearnym silnikiem rakietowym (NRE) a elektrycznym układem napędowym rakiety nuklearnej (NRE). Jednak za tymi skrótami kryje się nie tylko różnica w zasadach przetwarzania energii jądrowej na ciąg rakietowy, ale także bardzo dramatyczna historia rozwoju astronautyki.

Dramat historii polega na tym, że gdyby badania nad elektrowniami jądrowymi i elektrowniami jądrowymi zostały wstrzymane głównie ze względów ekonomicznych, zarówno w ZSRR, jak i w USA byłyby kontynuowane, to loty ludzi na Marsa stałyby się już dawno powszechną praktyką.

Wszystko zaczęło się od samolotów atmosferycznych z silnikiem nuklearnym odrzutowym

Projektanci w USA i ZSRR rozważali „oddychające” instalacje nuklearne, zdolne do zasysania powietrza z zewnątrz i podgrzewania go do kolosalnych temperatur. Prawdopodobnie tę zasadę tworzenia ciągu zapożyczono z silników strumieniowych, tylko zamiast paliwa rakietowego wykorzystano energię rozszczepienia jąder atomowych dwutlenku uranu 235.

W USA taki silnik opracowano w ramach projektu Pluto. Amerykanom udało się stworzyć dwa prototypy nowego silnika – Tory-IIA i Tory-IIC, na których nawet włączono reaktory. Moc elektrowni miała wynosić 600 megawatów.

Silniki opracowane w ramach projektu Pluto miały być instalowane w rakietach manewrujących, które powstawały w latach 50. XX wieku pod oznaczeniem SLAM (Supersonic Low Altitude Missile, supersonic low altitude pocisk).

W Stanach Zjednoczonych planowano zbudować rakietę o długości 26,8 metra, średnicy trzech metrów i wadze 28 ton. W korpusie rakiety miała znajdować się głowica nuklearna oraz nuklearny układ napędowy o długości 1,6 metra i średnicy 1,5 metra. Na tle innych wymiarów instalacja wyglądała na bardzo zwartą, co wyjaśnia jej bezpośrednią zasadę działania.

Twórcy wierzyli, że dzięki silnikowi nuklearnemu zasięg rakiety SLAM wyniesie co najmniej 182 000 kilometrów.

W 1964 roku Departament Obrony USA zamknął projekt. Oficjalnym powodem było to, że podczas lotu rakieta manewrująca o napędzie atomowym za bardzo zanieczyszcza wszystko wokół. Ale tak naprawdę powodem były znaczne koszty utrzymania takich rakiet, zwłaszcza że w tym czasie nauka o rakietach szybko się rozwijała w oparciu o silniki rakietowe na paliwo ciekłe, których utrzymanie było znacznie tańsze.

ZSRR pozostał wierny idei stworzenia NRE o bezpośrednim przepływie znacznie dłużej niż Stany Zjednoczone, zamykając projekt dopiero w 1985 roku. Ale rezultaty były znacznie bardziej znaczące. W ten sposób w biurze projektowym Khimavtomatika w Woroneżu opracowano pierwszy i jedyny radziecki silnik rakietowy nuklearny. Jest to RD-0410 (indeks GRAU - 11B91, znany również jako „Irbit” i „IR-100”).

W RD-0410 zastosowano heterogeniczny termiczny reaktor neutronowy, moderatorem był wodorek cyrkonu, reflektory neutronów wykonano z berylu, paliwem jądrowym był materiał na bazie uranu i węglików wolframu, wzbogacony w izotop 235 około 80%.

Projekt obejmował 37 zespołów paliwowych pokrytych izolacją termiczną oddzielającą je od moderatora. Konstrukcja przewidywała, że ​​strumień wodoru najpierw przechodził przez reflektor i moderator, utrzymując ich temperaturę w temperaturze pokojowej, a następnie przedostawał się do rdzenia, gdzie schładzał zespoły paliwowe, nagrzewając się do temperatury 3100 K. Na stanowisku reflektor i moderator były chłodzony oddzielnym strumieniem wodoru.

Reaktor przeszedł znaczną serię testów, ale nigdy nie został przetestowany przez cały czas pracy. Jednak na zewnątrz jednostki reaktora były w pełni opracowane.

Dane techniczne RD 0410

Pchnięcie w pustkę: 3,59 tf (35,2 kN)
Moc cieplna reaktora: 196 MW
Specyficzny impuls ciągu w próżni: 910 kgf·s/kg (8927 m/s)
Liczba wtrąceń: 10
Zasób pracy: 1 godzina
Składniki paliwa: płyn roboczy – ciekły wodór, substancja pomocnicza – heptan
Waga z ochroną przed promieniowaniem: 2 tony
Wymiary silnika: wysokość 3,5 m, średnica 1,6 m.

Stosunkowo małe gabaryty i masa, wysoka temperatura paliwa jądrowego (3100 K) przy wydajnym układzie chłodzenia przepływem wodoru wskazują, że RD0410 jest niemal idealnym prototypem nuklearnego silnika rakietowego do nowoczesnych rakiet manewrujących. A biorąc pod uwagę nowoczesne technologie pozyskiwania samozatrzymującego się paliwa jądrowego, zwiększenie zasobów z godziny do kilku godzin jest bardzo realnym zadaniem.

Projekty silników rakiet nuklearnych

Jądrowy silnik rakietowy (NRE) to silnik odrzutowy, w którym energia wytwarzana w wyniku rozpadu jądrowego lub reakcji syntezy jądrowej podgrzewa płyn roboczy (najczęściej wodór lub amoniak).

Istnieją trzy rodzaje NRE w zależności od rodzaju paliwa stosowanego w reaktorze:

• faza stała;
• faza ciekła;
• faza gazowa.

Najbardziej kompletna jest wersja silnika na fazę stałą. Rysunek przedstawia schemat najprostszego NRE z reaktorem na paliwo stałe. Płyn roboczy znajduje się w zbiorniku zewnętrznym. Za pomocą pompy wprowadzany jest do komory silnika. W komorze płyn roboczy jest rozpylany za pomocą dysz i wchodzi w kontakt z wytwarzającym ciepło paliwem jądrowym. Po podgrzaniu rozszerza się i wylatuje z komory przez dyszę z dużą prędkością.

W jądrowych silnikach rakietowych w fazie gazowej paliwo (na przykład uran) i płyn roboczy znajdują się w stanie gazowym (w postaci plazmy) i są utrzymywane w obszarze roboczym za pomocą pola elektromagnetycznego. Podgrzana do dziesiątek tysięcy stopni plazma uranowa przekazuje ciepło do płynu roboczego (na przykład wodoru), który z kolei po podgrzaniu do wysokich temperatur tworzy strumień.

Ze względu na rodzaj reakcji jądrowej wyróżnia się radioizotopowy silnik rakietowy, termojądrowy silnik rakietowy i właściwy silnik jądrowy (wykorzystuje się energię rozszczepienia jądrowego).

Ciekawą opcją jest także impulsowy NRE – proponuje się wykorzystanie ładunku jądrowego jako źródła energii (paliwa). Takie instalacje mogą być typu wewnętrznego i zewnętrznego.

Główne zalety YRD to:

• wysoki impuls właściwy;
• znaczna rezerwa energii;
• zwartość układu napędowego;
• możliwość uzyskania bardzo dużego ciągu - dziesiątki, setki i tysiące ton w próżni.

Główną wadą jest duże zagrożenie radiacyjne układu napędowego:

• strumienie promieniowania przenikającego (promieniowanie gamma, neutrony) podczas reakcji jądrowych;
• usuwanie wysoce radioaktywnych związków uranu i jego stopów;
• wypływ gazów radioaktywnych wraz z płynem roboczym.

Elektrownia atomowa

Biorąc pod uwagę, że z publikacji, w tym także z artykułów naukowych, nie da się uzyskać wiarygodnych informacji o elektrowniach jądrowych, zasadę działania takich instalacji najlepiej omówić na przykładach otwartych materiałów patentowych, choć zawierają one know-how.

I tak na przykład wybitny rosyjski naukowiec Anatolij Sazonowicz Koroteev, autor wynalazku objętego patentem, przedstawił rozwiązanie techniczne dotyczące składu wyposażenia nowoczesnej elektrowni jądrowej. Dalej podaję część określonego dokumentu patentowego dosłownie i bez komentarzy.

Istotę proponowanego rozwiązania technicznego ilustruje schemat pokazany na rysunku. Elektrownia jądrowa pracująca w trybie napędowo-energetycznym zawiera elektryczny układ napędowy (EPP) (przykładowo na schemacie przedstawiono dwa elektryczne silniki rakietowe 1 i 2 z odpowiadającymi im układami zasilania 3 i 4), reaktor 5, turbinę 6, sprężarka 7, generator 8, wymiennik ciepła-rekuperator 9, rurka wirowa Ranka-Hilscha 10, emiter lodówki 11. W tym przypadku turbina 6, sprężarka 7 i generator 8 są połączone w jeden pojedynczy zespół - turbogenerator-sprężarka. Elektrownia jądrowa wyposażona jest w rurociągi 12 płynu roboczego oraz linie elektryczne 13 łączące generator 8 z elektrycznym układem napędowym. Wymiennik ciepła-rekuperator 9 posiada tzw. wysokotemperaturowe 14 i niskotemperaturowe 15 wloty płynu roboczego, a także wysokotemperaturowe 16 i niskotemperaturowe 17 wyloty płynu roboczego.

Wylot reaktora 5 jest podłączony do wlotu turbiny 6, wylot turbiny 6 jest podłączony do wlotu wysokiej temperatury 14 wymiennika ciepła-rekuperatora 9. Wylot niskotemperaturowy 15 wymiennika ciepła - rekuperator 9 jest podłączony do wlotu rurki wirowej Ranque'a-Hilscha 10. Rura wirowa Ranque'a-Hilscha 10 ma dwa wyjścia, z których jedno (przez „gorący” płyn roboczy) jest podłączone do chłodnicy-chłodnicy 11, oraz drugi (przez „zimny” płyn roboczy) jest podłączony do wlotu sprężarki 7. Wylot chłodnicy 11 jest również podłączony do wlotu do sprężarki 7. Wylot 7 sprężarki jest podłączony do niskotemperaturowego wlot 15 do wymiennika ciepła-rekuperatora 9. Wysokotemperaturowy wylot 16 wymiennika ciepła-rekuperatora 9 jest połączony z wlotem do reaktora 5. W ten sposób główne elementy elektrowni jądrowej są połączone pojedynczym układem roboczym obwód płynu.

YaEDU działa w następujący sposób. Płyn roboczy ogrzany w reaktorze 5 kierowany jest do turbiny 6, która zapewnia pracę sprężarki 7 i generatora 8 turbogeneratora-sprężarki. Generator 8 wytwarza energię elektryczną, która przesyłana jest liniami elektrycznymi 13 do elektrycznych silników rakietowych 1 i 2 oraz ich systemów zasilania 3 i 4, zapewniając ich pracę. Po opuszczeniu turbiny 6 ciecz robocza kierowana jest przez wlot wysokiej temperatury 14 do wymiennika ciepła-rekuperatora 9, gdzie ciecz robocza ulega częściowemu schłodzeniu.

Następnie z niskotemperaturowego wylotu 17 wymiennika ciepła-rekuperatora 9 płyn roboczy jest przesyłany do rurki wirowej Ranka-Hilscha 10, wewnątrz której przepływ płynu roboczego dzieli się na składniki „gorące” i „zimne”. „Gorąca” część płynu roboczego trafia następnie do emitera chłodnicy 11, gdzie ta część płynu roboczego jest skutecznie chłodzona. „Zimna” część płynu roboczego podąża za wlotem do sprężarki 7, a po ochłodzeniu część płynu roboczego opuszczająca chłodnicę 11 podąża tam.

Sprężarka 7 dostarcza schłodzony płyn roboczy do wymiennika ciepła-rekuperatora 9 przez wlot niskotemperaturowy 15. Ten schłodzony płyn roboczy w wymienniku ciepła-rekuperatorze 9 zapewnia częściowe chłodzenie nadchodzącego przepływu płynu roboczego wchodzącego do wymiennika ciepła- rekuperator 9 z turbiny 6 przez wlot wysokiej temperatury 14. Ponadto częściowo podgrzany płyn roboczy (w wyniku wymiany ciepła z przeciwprądem płynu roboczego z turbiny 6) z wymiennika ciepła-rekuperatora 9 przez wysokotemperaturowy wylot temperatury 16 ponownie wchodzi do reaktora 5, cykl powtarza się ponownie.

Zatem pojedynczy płyn roboczy umieszczony w zamkniętym obiegu zapewnia ciągłą pracę elektrowni jądrowej, a zastosowanie rurki wirowej Ranka-Hilscha jako części elektrowni jądrowej zgodnie z proponowanym rozwiązaniem technicznym poprawia charakterystykę wagową i gabarytową elektrowni jądrowej, zwiększa niezawodność jej pracy, upraszcza jej schemat konstrukcyjny i umożliwia zwiększenie sprawności całej elektrowni jądrowej.

Spinki do mankietów:

Już pod koniec tej dekady w Rosji może powstać statek kosmiczny o napędzie atomowym do podróży międzyplanetarnych. A to radykalnie zmieni sytuację zarówno w przestrzeni okołoziemskiej, jak i na samej Ziemi.

Elektrownia jądrowa (NPP) będzie gotowa do lotu już w 2018 roku. Zostało to ogłoszone przez dyrektora Keldysh Center, akademika Anatolij Korotejew. „Musimy przygotować pierwszą próbkę (elektrowni jądrowej o mocy megawatowej – ok. „Expert Online”) do testów projektu w locie w 2018 roku. To, czy poleci, czy nie, to już inna sprawa, może być kolejka, ale musi być gotowy do lotu” – relacjonuje RIA Novosti. Oznacza to, że jeden z najbardziej ambitnych radziecko-rosyjskich projektów w zakresie eksploracji kosmosu wchodzi w fazę natychmiastowej praktycznej realizacji.

Istota tego projektu, którego korzenie sięgają połowy ubiegłego wieku, polega na tym. Obecnie loty w przestrzeń bliską Ziemi odbywają się na rakietach, które poruszają się w wyniku spalania w swoich silnikach paliwa ciekłego lub stałego. W rzeczywistości jest to ten sam silnik, co w samochodzie. Tylko w samochodzie benzyna, spalając się, popycha tłoki w cylindrach, przenosząc przez nie swoją energię na koła. A w silniku rakietowym spalanie nafty lub heptylu bezpośrednio popycha rakietę do przodu.

W ciągu ostatniego półwiecza technologia rakietowa została opracowana na całym świecie w najdrobniejszych szczegółach. Ale sami naukowcy zajmujący się rakietami to przyznają. Poprawa – tak, jest konieczna. Próbując zwiększyć nośność rakiet z obecnych 23 ton do 100, a nawet 150 ton w oparciu o „ulepszone” silniki spalinowe – tak, trzeba spróbować. Ale to ślepy zaułek z punktu widzenia ewolucji. " Nieważne ilu specjalistów od silników rakietowych na całym świecie pracuje, maksymalny efekt, jaki uzyskamy, będzie liczony w ułamkach procenta. Z grubsza rzecz biorąc, z istniejących silników rakietowych wyciśnięto wszystko, czy to na paliwo ciekłe, czy na paliwo stałe, a próby zwiększenia ciągu i impulsu właściwego są po prostu daremne. Elektrownie jądrowe natomiast dają kilkukrotny wzrost. Na przykładzie lotu na Marsa - teraz trzeba lecieć tam i z powrotem od półtora do dwóch lat, ale lot będzie możliwy za dwa do czterech miesięcy ”- kiedyś ocenił sytuację były szef Federalnej Agencji Kosmicznej Rosji Anatolij Perminow.

Dlatego w 2010 roku ówczesny prezydent Rosji, a obecnie premier Dmitrij Miedwiediew Do końca tej dekady wydano rozkaz stworzenia w naszym kraju kosmicznego modułu transportowo-energetycznego opartego na megawatowej elektrowni jądrowej. Na rozwój tego projektu planuje się przeznaczyć do 2018 roku 17 miliardów rubli z budżetu federalnego Roskosmosu i Rosatomu. Z tej kwoty 7,2 miliarda przeznaczono dla Państwowej Korporacji Energii Atomowej Rosatom na budowę elektrowni jądrowej (robi to Instytut Badawczo-Projektowy Energetyki Dollezhal), 4 miliardy na Centrum Keldysha na utworzenie elektrowni jądrowej Elektrownia jądrowa. 5,8 miliarda rubli przeznaczono dla RSC Energia na stworzenie modułu transportowo-energetycznego, czyli inaczej statku rakietowego.

Oczywiście cała ta praca nie jest wykonywana w próżni. W latach 1970–1988 tylko ZSRR wystrzelił w przestrzeń kosmiczną ponad trzydzieści satelitów szpiegowskich wyposażonych w elektrownie jądrowe małej mocy typu Buk i Topaz. Wykorzystano je do stworzenia całorocznego systemu monitorowania celów powierzchniowych w oceanach i wydawania oznaczeń celów z transmisją do nośników broni lub stanowisk dowodzenia - morskiego systemu rozpoznania kosmicznego i wyznaczania celów Legenda (1978).

NASA i amerykańskie firmy produkujące statki kosmiczne i ich pojazdy dostawcze nie były w stanie w tym czasie, choć trzykrotnie próbowały, stworzyć reaktora jądrowego, który działałby stabilnie w przestrzeni kosmicznej. Dlatego też w 1988 r. za pośrednictwem ONZ wprowadzono zakaz użytkowania statków kosmicznych z napędem jądrowym, a w Związku Radzieckim zaprzestano produkcji satelitów typu US-A z elektrowniami jądrowymi na pokładzie.

Równolegle w latach 60. i 70. ubiegłego wieku w Keldysh Center prowadzone były aktywne prace nad stworzeniem silnika jonowego (silnika elektroplazmowego), który najlepiej nadaje się do stworzenia układu napędowego dużej mocy zasilanego paliwem jądrowym. Reaktor wytwarza ciepło, które generator zamienia na energię elektryczną. Za pomocą energii elektrycznej ksenonowy gaz obojętny w takim silniku jest najpierw jonizowany, a następnie dodatnio naładowane cząstki (dodatnie jony ksenonowe) są przyspieszane w polu elektrostatycznym do zadanej prędkości i wytwarzają ciąg, opuszczając silnik. Taka jest zasada działania silnika jonowego, którego prototyp powstał już w Keldysh Center.

« W latach 90. w Keldysh Center wznowiliśmy prace nad silnikami jonowymi. Teraz dla tak potężnego projektu powinna zostać nawiązana nowa współpraca. Istnieje już prototyp silnika jonowego, na którym można opracować główne rozwiązania technologiczne i projektowe. Nadal trzeba tworzyć regularne produkty. Mamy termin - do 2018 roku produkt powinien być gotowy do testów w locie, a do 2015 roku powinien zakończyć się główny rozwój silnika. Dalej - testy żywotności i testy całego urządzenia jako całości”- zauważył w zeszłym roku kierownik katedry elektrofizyki Centrum Badawczego im. M.V. Keldysha, profesor, Wydział Aerofizyki i Badań Kosmicznych, Moskiewski Instytut Fizyki i Technologii Oleg Gorszkow.

Jakie są praktyczne korzyści dla Rosji z tych wydarzeń? Korzyść ta znacznie przekracza 17 miliardów rubli, które państwo zamierza przeznaczyć do 2018 roku na stworzenie rakiety nośnej z elektrownią jądrową na pokładzie o mocy 1 MW. Po pierwsze, jest to gwałtowne poszerzenie możliwości naszego kraju i ludzkości w ogóle. Statek kosmiczny z silnikiem nuklearnym daje ludziom realne możliwości wyjazdu na inne planety. Teraz wiele krajów ma takie statki. Wznowiono je w Stanach Zjednoczonych w 2003 r., po tym jak Amerykanie otrzymali dwie próbki rosyjskich satelitów z elektrowniami jądrowymi.

Jednak mimo to członek specjalnej komisji NASA ds. lotów załogowych Edwarda Crowleya, uważa na przykład, że statek lecący do międzynarodowego lotu na Marsa powinien mieć rosyjskie silniki nuklearne. " Rosyjskie doświadczenie w rozwoju silników jądrowych jest poszukiwane. Myślę, że Rosja ma duże doświadczenie zarówno w rozwoju silników rakietowych, jak i technologii nuklearnej. Ma także duże doświadczenie w adaptacji człowieka do warunków kosmicznych, gdyż rosyjscy kosmonauci wykonywali bardzo długie loty. „, Crowley powiedział reporterom zeszłej wiosny po wykładzie na Moskiewskim Uniwersytecie Państwowym na temat amerykańskich planów załogowej eksploracji kosmosu.

Po drugie statki takie umożliwiają gwałtowne zintensyfikowanie aktywności w przestrzeni okołoziemskiej i dają realną szansę na rozpoczęcie kolonizacji Księżyca (istnieją już projekty budowy elektrowni jądrowych na satelicie Ziemi). " Zastosowanie elektrowni jądrowych rozważa się w przypadku dużych systemów załogowych, a nie małych statków kosmicznych, które mogą latać na innych typach instalacji wykorzystując napęd jonowy lub energię wiatru słonecznego. Istnieje możliwość wykorzystania elektrowni jądrowych z silnikami jonowymi na międzyorbitalnym holowniku wielokrotnego użytku. Na przykład do transportu ładunku między niskimi i wysokimi orbitami, do lotu do asteroid. Możesz stworzyć holownik księżycowy wielokrotnego użytku lub wysłać wyprawę na Marsa„- mówi profesor Oleg Gorszkow. Takie statki radykalnie zmieniają ekonomikę eksploracji kosmosu. Według obliczeń specjalistów RSC Energia rakieta nośna o napędzie atomowym pozwala ponad dwukrotnie obniżyć koszt wyniesienia ładunku na orbitę okołoksiężycową w porównaniu z silnikami rakietowymi na paliwo ciekłe.

Trzeci, są to nowe materiały i technologie, które powstaną w trakcie realizacji tego projektu, a następnie zostaną wprowadzone do innych gałęzi przemysłu - metalurgii, budowy maszyn itp. Oznacza to, że jest to jeden z takich przełomowych projektów, który może naprawdę popchnąć do przodu zarówno rosyjską, jak i światową gospodarkę.

Pomysł zrzucania bomb atomowych za rufę okazał się zbyt brutalny, ale ilość energii, jaką daje reakcja rozszczepienia jądrowego, nie mówiąc już o syntezie jądrowej, jest niezwykle atrakcyjna dla astronautyki. Dlatego stworzono wiele systemów bezimpulsowych, pozbawionych problemów związanych z przechowywaniem na pokładzie setek bomb nuklearnych i amortyzatorów cyklopowych. Porozmawiamy o nich dzisiaj.

Fizyka jądrowa na wyciągnięcie ręki

Co to jest reakcja jądrowa? Jeśli wyjaśnisz to bardzo prosto, obraz będzie w przybliżeniu następujący. Z programu szkolnego pamiętamy, że materia składa się z cząsteczek, cząsteczek atomów i atomów – z protonów, elektronów i neutronów (są niższe poziomy, ale nam to wystarczy). Niektóre ciężkie atomy mają ciekawą właściwość – jeśli trafi w nie neutron, rozpadają się na lżejsze atomy i uwalniają kilka neutronów. Jeśli te uwolnione neutrony zderzą się z innymi ciężkimi atomami w pobliżu, rozpad się powtórzy i nastąpi jądrowa reakcja łańcuchowa. Ruch neutronów z dużą prędkością oznacza, że ​​ruch ten zamienia się w ciepło w miarę zwalniania neutronów. Dlatego reaktor jądrowy jest bardzo mocnym grzejnikiem. Potrafią zagotować wodę, wysłać powstałą parę do turbiny i zbudować elektrownię jądrową. Można też podgrzać wodór i wyrzucić go, uzyskując nuklearny silnik odrzutowy. Z tego pomysłu narodziły się pierwsze silniki – NERVA i RD-0410.

NERWA

Historia projektu

Formalne autorstwo (patent) na wynalezienie silnika rakiety atomowej należy do Richarda Feynmana, jak wynika z jego wspomnień „Pan oczywiście żartuje, panie Feynman”. Swoją drogą, książkę warto przeczytać. Los Alamos rozpoczął prace nad nuklearnymi silnikami rakietowymi w 1952 roku. W 1955 roku rozpoczęto projekt Rovera. W pierwszym etapie projektu KIWI zbudowano 8 reaktorów eksperymentalnych, a w latach 1959-1964 badano przedmuch płynu roboczego przez rdzeń reaktora. Dla porównania, projekt Orion istniał od 1958 do 1965 roku. Łazik miał drugą i trzecią fazę badania większych reaktorów, ale NERVA stacjonowała w KIWI ze względu na plany pierwszego testowego startu w przestrzeń kosmiczną w 1964 roku – nie było czasu na opracowanie bardziej zaawansowanych opcji. Terminy stopniowo się przesuwały i pierwsze naziemne uruchomienie silnika NERVA NRX/EST (EST – Engine System Test – test układu napędowego) miało miejsce w roku 1966. Silnik z powodzeniem pracował przez dwie godziny, z czego 28 minut na pełnym ciągu. Drugi silnik NERVA XE został uruchomiony 28 razy i pracował łącznie przez 115 minut. Silnik uznano za nadający się do zastosowań kosmicznych, a stanowisko testowe było gotowe do przetestowania nowo zmontowanych silników. Wydawało się, że NERVA ma przed sobą świetlaną przyszłość – lot na Marsa w 1978 r., stała baza na Księżycu w 1981 r., holowniki orbitalne. Ale sukces projektu wywołał panikę w Kongresie - program księżycowy okazał się dla Stanów Zjednoczonych bardzo kosztowny, program marsjański byłby jeszcze droższy. W latach 1969 i 1970 poważnie zmniejszono finansowanie przestrzeni kosmicznej - Apollo 18, 19 i 20 zostały odwołane i nikt nie przeznaczył ogromnych sum pieniędzy na program Mars. W rezultacie prace nad projektem prowadzono bez poważnego finansowania i zamknięto w 1972 roku.

Projekt

Wodór ze zbiornika dostał się do reaktora, tam się ogrzał i został wyrzucony, tworząc ciąg odrzutowy. Na płyn roboczy wybrano wodór, ponieważ ma lekkie atomy i łatwiej jest je rozproszyć z dużą prędkością. Im większa prędkość spalin odrzutowych, tym wydajniejszy jest silnik rakietowy.
Zastosowano reflektor neutronów, aby zapewnić powrót neutronów do reaktora w celu podtrzymania jądrowej reakcji łańcuchowej.
Do sterowania reaktorem wykorzystano pręty sterujące. Każdy taki pręt składał się z dwóch połówek - reflektora i pochłaniacza neutronów. Kiedy pręt został obrócony przez reflektor neutronów, ich strumień w reaktorze wzrósł, a reaktor zwiększył przepływ ciepła. Gdy pręt został obrócony przez pochłaniacz neutronów, ich strumień w reaktorze zmniejszył się, a reaktor obniżył wymianę ciepła.
Do chłodzenia dyszy wykorzystano także wodór, a ciepły wodór z układu chłodzenia dyszy obracał turbopompę, dostarczając więcej wodoru.

Silnik pracuje. Wodór zapalano specjalnie na wylocie dyszy, aby uniknąć zagrożenia wybuchem i nie doszłoby do spalenia się w kosmosie.

Silnik NERVA wytwarzał ciąg 34 ton, czyli około półtora razy mniejszy niż silnik J-2, który napędzał drugi i trzeci stopień rakiety Saturn-V. Impuls właściwy wynosił 800-900 sekund, czyli dwukrotnie więcej niż w najlepszych silnikach tlenowo-wodorowych, ale mniej niż silnik ERE czy Orion.

Trochę o bezpieczeństwie

Reaktor jądrowy, który właśnie został zmontowany i nie został uruchomiony, z nowymi zespołami paliwowymi, które jeszcze nie działały, jest wystarczająco czysty. Uran jest trujący, dlatego należy pracować w rękawiczkach, ale nie więcej. Nie są potrzebne żadne zdalne manipulatory, ołowiane ściany i inne rzeczy. Cały promieniujący brud pojawia się po uruchomieniu reaktora z powodu latających neutronów, które „psują” atomy naczynia, chłodziwa itp. Dlatego w razie wypadku rakietowego z takim silnikiem zanieczyszczenie radiacyjne atmosfery i powierzchni byłoby niewielkie i oczywiście znacznie mniejsze niż przy normalnym wystrzeleniu Oriona. Jednak w przypadku udanego startu zanieczyszczenie byłoby minimalne lub nie występowałoby wcale, ponieważ silnik musiałby zostać wystrzelony w górnych warstwach atmosfery lub już w kosmosie.

RD-0410

Podobną historię ma radziecki silnik RD-0410. Pomysł silnika narodził się pod koniec lat 40-tych wśród pionierów technologii rakietowej i nuklearnej. Podobnie jak w przypadku projektu Rover, początkowym pomysłem był atomowy silnik odrzutowy do pierwszego stopnia rakiety balistycznej, następnie prace rozwojowe przeniesiono do przemysłu kosmicznego. RD-0410 rozwijał się wolniej, krajowi deweloperzy dali się ponieść idei NRE w fazie gazowej (zostanie to omówione poniżej). Projekt rozpoczął się w 1966 roku i trwał do połowy lat 80-tych. Celem dla silnika była misja „Mars-94” – załogowy lot na Marsa w 1994 roku.
Schemat RD-0410 jest podobny do NERVA - wodór przepływa przez dyszę i reflektory, chłodząc je, wprowadzany jest do rdzenia reaktora, tam podgrzewany i wyrzucany.
Według swoich właściwości RD-0410 był lepszy od NERVA - temperatura rdzenia reaktora wynosiła 3000 K zamiast 2000 K dla NERVA, a impuls właściwy przekraczał 900 s. RD-0410 był lżejszy i bardziej kompaktowy niż NERVA i rozwijał dziesięć razy mniejszy ciąg.

Testowanie silnika. Boczna latarka w lewym dolnym rogu zapala wodór, aby uniknąć eksplozji.

Rozwój NRE w fazie stałej

Pamiętamy, że im wyższa temperatura w reaktorze, tym większa prędkość wypływu płynu roboczego i większy impuls właściwy silnika. Co stoi na przeszkodzie podniesieniu temperatury w NERVA lub RD-0410? Faktem jest, że w obu silnikach elementy paliwowe są w stanie stałym. Jeśli podniesiesz temperaturę, stopią się i wylecą wraz z wodorem. Dlatego w przypadku wyższych temperatur konieczne jest wymyślenie innego sposobu przeprowadzenia jądrowej reakcji łańcuchowej.

Silnik solny na paliwo jądrowe

W fizyce jądrowej istnieje coś takiego jak masa krytyczna. Pamiętaj o reakcji łańcuchowej nuklearnej na początku postu. Jeśli atomy rozszczepialne znajdują się bardzo blisko siebie (na przykład zostały skompresowane pod ciśnieniem w wyniku specjalnej eksplozji), wówczas nastąpi eksplozja atomowa - dużo ciepła w bardzo krótkim czasie. Jeśli atomy nie zostaną ściśnięte tak mocno, ale strumień nowych neutronów powstałych w wyniku rozszczepienia wzrośnie, nastąpi eksplozja termiczna. Konwencjonalny reaktor zawiedzie w takich warunkach. A teraz wyobraźmy sobie, że bierzemy wodny roztwór materiału rozszczepialnego (na przykład soli uranu) i w sposób ciągły wprowadzamy go do komory spalania, zapewniając tam masę większą od krytycznej. Otrzymana zostanie stale paląca się „świeca” nuklearna, której ciepło przyspiesza przereagowane paliwo jądrowe i wodę.

Pomysł został zaproponowany w 1991 roku przez Roberta Zubrina i według różnych szacunków przewiduje specyficzny impuls o czasie od 1300 do 6700 s przy tonach ciągu. Niestety ten schemat ma również wady:

• Trudność w magazynowaniu paliwa - należy unikać reakcji łańcuchowej w zbiorniku, umieszczając paliwo np. w cienkich rurkach z pochłaniacza neutronów, przez co zbiorniki będą skomplikowane, ciężkie i drogie.


• Duże zużycie paliwa jądrowego - faktem jest, że wydajność reakcji (liczba rozpadających się / liczba zużytych atomów) będzie bardzo niska. Nawet w bombie atomowej materiał rozszczepialny nie „wypala się” całkowicie; natychmiast większość cennego paliwa jądrowego zostanie wyrzucona.


• Testy naziemne są praktycznie niemożliwe - wydech takiego silnika będzie bardzo brudny, nawet bardziej niż w Orionie.


• Pojawiają się pytania dotyczące sterowania reakcją jądrową - nie jest faktem, że schemat prosty w opisie słownym będzie łatwy w realizacji technicznej.

YRD w fazie gazowej

Następny pomysł: co jeśli stworzymy wir ciała roboczego, w środku którego nastąpi reakcja jądrowa? W takim przypadku wysoka temperatura rdzenia nie dotrze do ścianek, zostanie pochłonięta przez płyn roboczy i może wzrosnąć do dziesiątek tysięcy stopni. Tak narodził się pomysł NRE w fazie gazowej o obiegu otwartym:

YARD w fazie gazowej zapewnia specyficzny impuls trwający do 3000-5000 sekund. W ZSRR uruchomiono projekt stoczni gazowej (RD-600), który nie osiągnął nawet etapu makiety.
„Cykl otwarty” oznacza, że ​​paliwo jądrowe zostanie wyrzucone, co oczywiście zmniejsza wydajność. Dlatego wymyślono następujący pomysł, który dialektycznie powrócił do NRE w fazie stałej - otoczmy obszar reakcji jądrowej substancją wystarczająco żaroodporną, która będzie przepuszczać wypromieniowane ciepło. Jako taką substancję zaproponowano kwarc, ponieważ przy dziesiątkach tysięcy stopni ciepło jest przenoszone przez promieniowanie, a materiał pojemnika musi być przezroczysty. Rezultatem był YARD w fazie gazowej o cyklu zamkniętym, czyli „żarówka nuklearna”:

W tym przypadku ograniczeniem temperatury rdzenia będzie wytrzymałość termiczna osłony „żarówki”. Temperatura topnienia kwarcu wynosi 1700 stopni Celsjusza, przy aktywnym chłodzeniu temperaturę można zwiększyć, ale w każdym przypadku impuls właściwy będzie niższy niż w obwodzie otwartym (1300-1500 s), ale paliwo jądrowe będzie wydawane bardziej ekonomicznie , a spaliny będą czystsze.

Projekty alternatywne

Oprócz rozwoju NRE w fazie stałej pojawiają się także projekty autorskie.

Silnik fragmentów rozszczepialnych

Ideą tego silnika jest brak płynu roboczego – jest to wyrzucone wypalone paliwo jądrowe. W pierwszym przypadku dyski podkrytyczne wykonane są z materiałów rozszczepialnych, które same nie inicjują reakcji łańcuchowej. Jeśli jednak dysk zostanie umieszczony w strefie reaktora z reflektorami neutronów, rozpocznie się reakcja łańcuchowa. A obrót dysku i brak płynu roboczego doprowadzą do tego, że rozłożone atomy o wysokiej energii wlecą do dyszy, wytwarzając ciąg, a nierozłożone atomy pozostaną na dysku i dostaną szansę kolejny obrót dysku:

Jeszcze ciekawszym pomysłem jest wytworzenie pyłowej plazmy (pamiętajcie o ISS) z materiałów rozszczepialnych, w której produkty rozpadu nanocząstek paliwa jądrowego są jonizowane przez pole elektryczne i wyrzucane, tworząc ciąg:

Obiecują fantastyczny specyficzny impuls wynoszący 1 000 000 sekund. Entuzjazm chłodzi fakt, że rozwój odbywa się na poziomie badań teoretycznych.

Silniki syntezy jądrowej

W jeszcze bardziej odległej przyszłości powstanie silników opartych na syntezie jądrowej. W odróżnieniu od reakcji rozszczepienia jądrowego, gdzie reaktory jądrowe powstawały niemal równocześnie z bombą, reaktory termojądrowe nie przeniosły się jeszcze z „jutra” na „dziś”, a reakcje syntezy jądrowej można stosować jedynie w stylu Oriona – rzucania bomb termojądrowych.

Jądrowa rakieta fotonowa

Teoretycznie możliwe jest nagrzanie rdzenia do takiego stopnia, że ​​w wyniku odbicia fotonów będzie można wytworzyć ciąg. Pomimo braku ograniczeń technicznych takie silniki na obecnym poziomie technologii są niekorzystne - ciąg będzie za mały.

rakieta radioizotopowa

Rakieta podgrzewająca płyn roboczy z RTG będzie całkiem sprawna. Ale RTG emituje stosunkowo mało ciepła, więc taki silnik będzie bardzo nieefektywny, choć bardzo prosty.

Wniosek

Na obecnym poziomie technologii możliwy jest montaż półprzewodnikowego YRD w stylu NERVA lub RD-0410 - technologie zostały opanowane. Jednak taki silnik przegra z kombinacją „reaktor jądrowy + napęd elektryczny” pod względem impulsu właściwego, wygrywając pod względem ciągu. A bardziej zaawansowane opcje są wciąż tylko na papierze. Dlatego osobiście pakiet „reaktor + napęd elektryczny” wydaje mi się bardziej obiecujący.

Źródła informacji

Głównym źródłem informacji jest angielska Wikipedia i zasoby wymienione w niej jako linki. Paradoksalnie w Tradycji można znaleźć ciekawe artykuły na temat NRE – NRE w fazie stałej i NRE w fazie gazowej. Artykuł o silnikach

Siergiejew Aleksiej, 9 klasa „A” MOU „Szkoła Średnia nr 84”

Konsultant naukowy: , Zastępca Dyrektora partnerstwa non-profit ds. działalności naukowej i innowacyjnej „Tomskie Centrum Atomowe”

Opiekun: , nauczyciel fizyki, MOU „Szkoła Średnia nr 84” ZATO Seversk

Wstęp

Układy napędowe na pokładzie statku kosmicznego mają na celu generowanie ciągu lub pędu. Ze względu na rodzaj ciągu wykorzystywanego przez układ napędowy dzieli się je na chemiczny (CRD) i niechemiczny (NCRD). HRD dzielą się na paliwa płynne (LRE), paliwa stałe (RDTT) i mieszane (KRD). Z kolei niechemiczne układy napędowe dzielą się na nuklearne (NRE) i elektryczne (EP). Wielki naukowiec Konstantin Eduardowicz Ciołkowski sto lat temu stworzył pierwszy model układu napędowego zasilanego paliwami stałymi i płynnymi. Później, w drugiej połowie XX wieku, wykonano tysiące lotów, wykorzystując głównie silniki rakietowe LRE i na paliwo stałe.

Jednak obecnie w przypadku lotów na inne planety, nie mówiąc już o gwiazdach, stosowanie silników rakietowych na paliwo ciekłe i silników rakietowych na paliwo stałe staje się coraz bardziej nieopłacalne, chociaż opracowano wiele silników rakietowych. Najprawdopodobniej możliwości silników rakietowych LRE i na paliwo stałe całkowicie się wyczerpały. Dzieje się tak dlatego, że impuls właściwy wszystkich chemicznych silników rakietowych jest niski i nie przekracza 5000 m/s, co wymaga długotrwałej pracy układu napędowego i co za tym idzie dużych zapasów paliwa, aby rozwinąć odpowiednio duże prędkości, lub jak to zwykle bywa w astronautyce, duże wartości liczby Ciołkowskiego, t, tj. stosunek masy rakiety napędzanej do masy pustej. Zatem RN Energia, która umieszcza na niskiej orbicie 100 ton ładunku, ma masę startową około 3000 ton, co daje liczbie Ciołkowskiego wartość w przedziale 30.

Na przykład w przypadku lotu na Marsa liczba Ciołkowskiego powinna być jeszcze wyższa, osiągając wartości od 30 do 50. Łatwo oszacować, że przy ładunku około 1000 ton, czyli minimalnej masie wymaganej do zapewnienia wszystkiego, co niezbędne dla załogi wyruszającej na Marsa, biorąc pod uwagę zapas paliwa na lot powrotny na Ziemię, masa początkowa statku kosmicznego musi wynosić co najmniej 30 000 ton, co wyraźnie wykracza poza poziom rozwoju współczesnej astronautyki opartej na wykorzystaniu cieczy silniki rakietowe na paliwo stałe i silniki rakietowe na paliwo stałe.

Aby więc załogi załogowe mogły dotrzeć nawet do najbliższych planet, konieczne jest opracowanie rakiet nośnych na silnikach działających na innych zasadach niż napęd chemiczny. Najbardziej obiecujące pod tym względem są elektryczne silniki odrzutowe (EP), termochemiczne silniki rakietowe i nuklearne silniki odrzutowe (NJ).

1.Podstawowe pojęcia

Silnik rakietowy to silnik odrzutowy, który do pracy nie wykorzystuje środowiska (powietrza, wody). Najszerzej stosowane chemiczne silniki rakietowe. Opracowywane i testowane są inne typy silników rakietowych - elektryczne, nuklearne i inne. Na stacjach kosmicznych i pojazdach szeroko stosowane są również najprostsze silniki rakietowe działające na sprężone gazy. Zwykle używają azotu jako płynu roboczego. /1/

Klasyfikacja układów napędowych

2. Przeznaczenie silników rakietowych

Zgodnie z przeznaczeniem silniki rakietowe dzielą się na kilka głównych typów: przyspieszanie (rozruch), hamowanie, podtrzymywanie, sterowanie i inne. Silniki rakietowe są stosowane głównie w rakietach (stąd nazwa). Ponadto w lotnictwie czasami stosuje się silniki rakietowe. Silniki rakietowe są głównymi silnikami w astronautyce.

Pociski wojskowe (bojowe) są zwykle wyposażone w silniki na paliwo stałe. Wynika to z faktu, że taki silnik jest tankowany fabrycznie i nie wymaga konserwacji przez cały okres przechowywania i obsługi samej rakiety. Silniki na paliwo stałe są często używane jako wzmacniacze rakiet kosmicznych. Szczególnie szeroko w tym charakterze są stosowane w USA, Francji, Japonii i Chinach.

Silniki rakietowe na paliwo ciekłe mają wyższą charakterystykę ciągu niż silniki rakietowe na paliwo stałe. Dlatego wykorzystuje się je do wystrzeliwania rakiet kosmicznych na orbitę okołoziemską oraz podczas lotów międzyplanetarnych. Głównymi ciekłymi paliwami rakietowymi są nafta, heptan (dimetylohydrazyna) i ciekły wodór. W przypadku takich paliw wymagany jest środek utleniający (tlen). W takich silnikach jako środek utleniający stosuje się kwas azotowy i skroplony tlen. Kwas azotowy jest gorszy od skroplonego tlenu pod względem właściwości utleniających, ale nie wymaga utrzymywania specjalnego reżimu temperaturowego podczas przechowywania, tankowania i użytkowania rakiet

Silniki do lotów kosmicznych różnią się od silników naziemnych tym, że przy możliwie najmniejszej masie i objętości muszą wytwarzać jak najwięcej mocy. Dodatkowo stawiane są im takie wymagania jak wyjątkowo wysoka wydajność i niezawodność, znaczny czas pracy. W zależności od rodzaju wykorzystywanej energii systemy napędowe statków kosmicznych dzielą się na cztery typy: termochemiczne, jądrowe, elektryczne, żeglarskie słoneczne. Każdy z tych typów ma swoje zalety i wady i może być stosowany w określonych warunkach.

Obecnie statki kosmiczne, stacje orbitalne i bezzałogowe satelity Ziemi są wystrzeliwane w przestrzeń kosmiczną za pomocą rakiet wyposażonych w potężne silniki termochemiczne. Istnieją również miniaturowe silniki o niskim ciągu. To zmniejszona kopia mocnych silników. Niektóre z nich mieszczą się w dłoni. Siła ciągu takich silników jest bardzo mała, ale wystarcza do kontrolowania pozycji statku w przestrzeni.

3. Termochemiczne silniki rakietowe.

Wiadomo, że w silniku spalinowym, piecu kotła parowego - wszędzie tam, gdzie zachodzi spalanie, najbardziej aktywną rolę odgrywa tlen atmosferyczny. W kosmosie nie ma powietrza, a do działania silników rakietowych w kosmosie potrzebne są dwa składniki – paliwo i utleniacz.

W ciekłych termochemicznych silnikach rakietowych jako paliwo stosuje się alkohol, naftę, benzynę, anilinę, hydrazynę, dimetylohydrazynę, ciekły wodór. Jako środek utleniający stosuje się ciekły tlen, nadtlenek wodoru, kwas azotowy. Niewykluczone, że w przyszłości ciekły fluor będzie stosowany jako utleniacz, gdy zostaną wynalezione metody przechowywania i wykorzystania takiej aktywnej substancji chemicznej.

Paliwo i utleniacz do silników odrzutowych na paliwo ciekłe magazynuje się oddzielnie, w specjalnych zbiornikach i pompuje do komory spalania. Po połączeniu ich w komorze spalania powstaje temperatura dochodząca do 3000 – 4500°C.

Produkty spalania, rozszerzając się, osiągają prędkość od 2500 do 4500 m/s. Zaczynając od obudowy silnika, wytwarzają ciąg odrzutowy. Jednocześnie im większa masa i prędkość wypływu gazów, tym większa siła ciągu silnika.

Zwyczajowo szacuje się ciąg właściwy silników na podstawie wielkości ciągu wytworzonego przez jednostkową masę paliwa spalonego w ciągu jednej sekundy. Wartość ta nazywana jest impulsem właściwym silnika rakietowego i mierzona jest w sekundach (kg ciągu/kg spalonego paliwa na sekundę). Najlepsze silniki rakietowe na paliwo stałe mają impuls właściwy do 190 s, co oznacza, że ​​1 kg paliwa spalanego w ciągu jednej sekundy wytwarza ciąg o wartości 190 kg. Silnik rakietowy na wodór i tlen ma impuls właściwy wynoszący 350 s. Teoretycznie silnik wodorowo-fluorowy może wytworzyć impuls właściwy trwający ponad 400 sekund.

Powszechnie stosowany schemat silnika rakietowego na paliwo ciekłe działa w następujący sposób. Sprężony gaz wytwarza w zbiornikach paliwa kriogenicznego niezbędne ciśnienie, które zapobiega powstawaniu pęcherzyków gazu w rurociągach. Pompy dostarczają paliwo do silników rakietowych. Paliwo wtryskiwane jest do komory spalania poprzez dużą liczbę wtryskiwaczy. Poprzez dysze do komory spalania wtryskiwany jest również środek utleniający.

W każdym samochodzie podczas spalania paliwa powstają duże strumienie ciepła, które podgrzewają ścianki silnika. Jeśli nie schłodzisz ścianek komory, szybko się wypali, niezależnie od materiału, z jakiego jest wykonana. Silnik odrzutowy na paliwo ciekłe jest zwykle chłodzony jednym ze składników paliwa. W tym celu komora jest dwuścienna. Zimny ​​składnik paliwa przepływa w szczelinie pomiędzy ściankami.

Aluminium" href="/text/category/aluminij/" rel="bookmark">aluminium itp. Zwłaszcza jako dodatek do paliw konwencjonalnych, takich jak wodór-tlen. Takie „potrójne kompozycje” są w stanie zapewnić najwyższą możliwą prędkość dla wypływu paliw chemicznych – do 5 km/s. Jest to jednak praktycznie granica możliwości chemii. Więcej praktycznie nie da się zrobić. Choć w proponowanym opisie nadal dominują silniki rakietowe na paliwo ciekłe, to trzeba stwierdzić, że pierwsze w w historii ludzkości powstał termochemiczny silnik rakietowy na paliwo stałe - silnik rakietowy na paliwo stałe. Paliwo - na przykład specjalny proch - znajduje się bezpośrednio w komorze spalania. Komora spalania z dyszą strumieniową wypełnioną paliwem stałym - to jest cały projekt.Sposób spalania paliwa stałego zależy od przeznaczenia silnika rakietowego na paliwo stałe (rozruchowy, marszowy lub kombinowany).Rakiety na paliwo stałe stosowane w wojsku charakteryzują się obecnością silników rozruchowych i podtrzymujących.Początkowy materiał pędny silnik rakietowy w bardzo krótkim czasie rozwija wysoki ciąg, niezbędny do opuszczenia wyrzutni przez rakietę i jej początkowego przyspieszenia. Marszowy silnik rakietowy na paliwo stałe ma za zadanie utrzymywać stałą prędkość lotu rakiety na głównym (przelotowym) odcinku toru lotu. Różnice między nimi polegają głównie na konstrukcji komory spalania oraz profilu powierzchni spalania wsadu paliwowego, od których zależy szybkość spalania paliwa, od której zależy czas pracy i ciąg silnika. W przeciwieństwie do takich rakiet, kosmiczne pojazdy nośne do wystrzeliwania satelitów Ziemi, stacji orbitalnych i statków kosmicznych, a także stacji międzyplanetarnych, działają tylko w trybie startowym od wystrzelenia rakiety do wyniesienia obiektu na orbitę wokół Ziemi lub na przestrzeń międzyplanetarną trajektoria. Ogólnie rzecz biorąc, silniki rakietowe na paliwo stałe nie mają wielu zalet w porównaniu z silnikami na paliwo ciekłe: są łatwe w produkcji, można je długo przechowywać, są zawsze gotowe do działania i są stosunkowo przeciwwybuchowe. Jednak pod względem ciągu właściwego silniki na paliwo stałe są o 10–30% gorsze od silników na paliwo ciekłe.

4. Elektryczne silniki rakietowe

Prawie wszystkie omówione powyżej silniki rakietowe wytwarzają ogromny ciąg i są przeznaczone do umieszczania statków kosmicznych na orbicie okołoziemskiej i przyspieszania ich do prędkości kosmicznych potrzebnych do lotów międzyplanetarnych. To zupełnie inna sprawa – układy napędowe statków kosmicznych już wystrzelonych na orbitę lub na trajektorię międzyplanetarną. Tutaj z reguły potrzebne są silniki o małej mocy (kilka kilowatów, a nawet watów), zdolne do pracy przez setki i tysiące godzin oraz wielokrotnego włączania i wyłączania. Pozwalają utrzymać lot na orbicie lub po zadanej trajektorii, kompensując opór lotu tworzony przez górne warstwy atmosfery i wiatr słoneczny. W elektrycznych silnikach rakietowych płyn roboczy przyspiesza się do określonej prędkości poprzez ogrzewanie go energią elektryczną. Energia elektryczna pochodzi z paneli słonecznych lub elektrowni jądrowej. Metody podgrzewania płynu roboczego są różne, ale w rzeczywistości stosuje się głównie łuk elektryczny. Okazał się bardzo niezawodny i wytrzymał dużą liczbę wtrąceń. Wodór stosowany jest jako płyn roboczy w silnikach łukowych. Za pomocą łuku elektrycznego wodór podgrzewa się do bardzo wysokiej temperatury i zamienia się w plazmę – elektrycznie obojętną mieszaninę jonów dodatnich i elektronów. Prędkość wypływu plazmy ze steru strumieniowego sięga 20 km/s. Gdy naukowcy rozwiążą problem magnetycznej izolacji plazmy od ścianek komory silnika, możliwe będzie znaczne podniesienie temperatury plazmy i doprowadzenie prędkości wypływu do 100 km/s. W Związku Radzieckim opracowano pierwszy elektryczny silnik rakietowy. pod kierownictwem (później został twórcą silników do radzieckich rakiet kosmicznych i akademikiem) w słynnym laboratorium dynamiki gazu (WDL). / 10 /

5.Inne typy silników

Istnieją również bardziej egzotyczne projekty nuklearnych silników rakietowych, w których materiał rozszczepialny znajduje się w stanie ciekłym, gazowym, a nawet plazmowym, ale realizacja takich projektów przy obecnym poziomie technologii i technologii jest nierealna. Na etapie teoretycznym lub laboratoryjnym istnieją następujące projekty silników rakietowych

Impulsowe nuklearne silniki rakietowe wykorzystujące energię eksplozji małych ładunków jądrowych;

Termonuklearne silniki rakietowe, które mogą wykorzystywać izotop wodoru jako paliwo. Efektywność energetyczna wodoru w takiej reakcji wynosi 6,8*1011 kJ/kg, czyli w przybliżeniu o dwa rzędy wielkości więcej niż produktywność reakcji rozszczepienia jądrowego;

Silniki żaglowe zasilane energią słoneczną - wykorzystujące ciśnienie światła słonecznego (wiatru słonecznego), którego istnienie udowodnił eksperymentalnie rosyjski fizyk już w 1899 roku. Obliczeniami naukowcy ustalili, że urządzenie ważące 1 tonę, wyposażone w żagiel o średnicy 500 m, może przelecieć z Ziemi na Marsa w około 300 dni. Jednak wydajność żagla słonecznego szybko maleje wraz z odległością od Słońca.

6. Jądrowe silniki rakietowe

Jedna z głównych wad silników rakietowych na paliwo ciekłe wiąże się z ograniczoną prędkością wypływu gazów. W nuklearnych silnikach rakietowych wydaje się możliwe wykorzystanie kolosalnej energii uwalnianej podczas rozkładu „paliwa” nuklearnego do ogrzania substancji roboczej. Zasada działania nuklearnych silników rakietowych jest prawie taka sama jak zasada działania silników termochemicznych. Różnica polega na tym, że płyn roboczy nagrzewa się nie dzięki własnej energii chemicznej, ale dzięki „obcej” energii uwalnianej podczas reakcji wewnątrzjądrowej. Płyn roboczy przepuszczany jest przez reaktor jądrowy, w którym zachodzi reakcja rozszczepienia jąder atomowych (na przykład uranu), a jednocześnie się nagrzewa. Jądrowe silniki rakietowe eliminują potrzebę stosowania utleniacza, dlatego można zastosować tylko jedną ciecz. Jako płyn roboczy zaleca się stosowanie substancji, które pozwalają silnikowi wytworzyć dużą siłę uciągu. Wodór spełnia ten warunek najpełniej, a następnie amoniak, hydrazyna i woda. Procesy, w których uwalniana jest energia jądrowa, dzielą się na przemiany radioaktywne, reakcje rozszczepienia ciężkich jąder i reakcje syntezy lekkich jąder. Przemiany radioizotopowe realizowane są w tzw. izotopowych źródłach energii. Właściwa energia masowa (energia, jaką może uwolnić substancja o masie 1 kg) sztucznych izotopów promieniotwórczych jest znacznie wyższa niż paliw chemicznych. Zatem dla 210Ро wynosi ona 5*10 8 KJ/kg, natomiast dla najbardziej energooszczędnego paliwa chemicznego (beryl z tlenem) wartość ta nie przekracza 3*10 4 KJ/kg. Niestety, nie jest jeszcze racjonalne stosowanie takich silników w kosmicznych pojazdach nośnych. Powodem tego jest wysoki koszt substancji izotopowej i trudność obsługi. W końcu izotop uwalnia energię stale, nawet gdy jest transportowany w specjalnym pojemniku i gdy rakieta jest zaparkowana na starcie. Reaktory jądrowe wykorzystują bardziej energooszczędne paliwo. Zatem właściwa energia masowa 235U (rozszczepialnego izotopu uranu) wynosi 6,75 * 10 9 kJ / kg, czyli w przybliżeniu o rząd wielkości więcej niż izotopu 210Ро. Silniki te można „włączać” i „wyłączać”, paliwo nuklearne (233U, 235U, 238U, 239Pu) jest znacznie tańsze niż izotop. W takich silnikach jako płyn roboczy można zastosować nie tylko wodę, ale także bardziej wydajne substancje robocze - alkohol, amoniak, ciekły wodór. Ciąg właściwy silnika zasilanego ciekłym wodorem wynosi 900 s. W najprostszym schemacie nuklearnego silnika rakietowego z reaktorem zasilanym stałym paliwem jądrowym płyn roboczy umieszcza się w zbiorniku. Pompa tłoczy go do komory silnika. Natryskiwana za pomocą dysz ciecz robocza styka się z wytwarzającym ciepło paliwem jądrowym, nagrzewa się, rozszerza i jest wyrzucana na zewnątrz przez dyszę z dużą prędkością. Paliwo jądrowe pod względem rezerw energii przewyższa każdy inny rodzaj paliwa. Powstaje wówczas naturalne pytanie – dlaczego instalacje na tym paliwie nadal mają stosunkowo mały ciąg właściwy i dużą masę? Faktem jest, że ciąg właściwy jądrowego silnika rakietowego na fazę stałą jest ograniczony temperaturą materiału rozszczepialnego, a elektrownia emituje podczas pracy silne promieniowanie jonizujące, które ma szkodliwy wpływ na organizmy żywe. Ochrona biologiczna przed takim promieniowaniem ma ogromne znaczenie i nie dotyczy statków kosmicznych. Praktyczny rozwój nuklearnych silników rakietowych wykorzystujących stałe paliwo jądrowe rozpoczął się w połowie lat pięćdziesiątych XX wieku w Związku Radzieckim i Stanach Zjednoczonych, niemal równocześnie z budową pierwszych elektrowni jądrowych. Prace prowadzono w atmosferze dużej tajemnicy, ale wiadomo, że takie silniki rakietowe nie znalazły jeszcze prawdziwego zastosowania w astronautyce. Do tej pory wszystko ograniczało się do wykorzystania izotopowych źródeł energii elektrycznej o stosunkowo małej mocy na bezzałogowych sztucznych satelitach Ziemi, międzyplanetarnych statkach kosmicznych i słynnym na całym świecie sowieckim „łaziku księżycowym”.

7. Jądrowe silniki odrzutowe, zasada działania, metody uzyskiwania impulsu w nuklearnym silniku rakietowym.

NRE ma swoją nazwę ze względu na fakt, że wytwarzają ciąg poprzez wykorzystanie energii jądrowej, czyli energii uwalnianej w wyniku reakcji jądrowych. W ogólnym sensie reakcje te oznaczają wszelkie zmiany stanu energetycznego jąder atomowych, a także przemianę jednych jąder w inne, związaną z przegrupowaniem struktury jąder lub zmianą liczby zawartych w nich cząstek elementarnych - nukleony. Ponadto, jak wiadomo, reakcje jądrowe mogą zachodzić albo samoistnie (tj. spontanicznie), albo sztucznie wywołane, na przykład gdy jedne jądra są bombardowane przez inne (lub przez cząstki elementarne). Reakcje rozszczepienia i syntezy jądrowej pod względem energii przewyższają reakcje chemiczne odpowiednio miliony i dziesiątki milionów razy. Wyjaśnia to fakt, że energia wiązań chemicznych atomów w cząsteczkach jest wielokrotnie mniejsza niż energia wiązań jądrowych nukleonów w jądrze. Energię jądrową w silnikach rakietowych można wykorzystać na dwa sposoby:

1. Wyzwolona energia wykorzystywana jest do podgrzania cieczy roboczej, która następnie rozpręża się w dyszy, zupełnie jak w konwencjonalnym silniku rakietowym.

2. Energia jądrowa przekształcana jest w energię elektryczną, a następnie wykorzystywana do jonizacji i przyspieszania cząstek płynu roboczego.

3. Wreszcie impuls wytwarzają same produkty rozszczepienia powstałe w procesie, na przykład metale ogniotrwałe - wolfram, molibden) służą do nadawania specjalnych właściwości substancjom rozszczepialnym.

Elementy paliwowe reaktora fazy stałej przebite są kanałami, przez które przepływa płyn roboczy NRE, stopniowo nagrzewając się. Kanały mają średnicę około 1-3 mm, a ich łączna powierzchnia stanowi 20-30% przekroju rdzenia. Rdzeń jest zawieszony na specjalnej siatce wewnątrz obudowy mocy, dzięki czemu może się rozszerzać podczas nagrzewania reaktora (w przeciwnym razie zapadłby się pod wpływem naprężeń termicznych).

Rdzeń podlega dużym obciążeniom mechanicznym związanym z działaniem znacznych spadków ciśnienia hydraulicznego (do kilkudziesięciu atmosfer) od przepływającej cieczy roboczej, naprężeń termicznych i wibracji. Wzrost wielkości rdzenia podczas ogrzewania reaktora sięga kilku centymetrów. Strefa aktywna i reflektor są umieszczone wewnątrz mocnej obudowy mocy, która odbiera ciśnienie płynu roboczego i ciąg wytwarzany przez dyszę strumieniową. Etui zamykane jest na mocną pokrywę. Zawiera mechanizmy pneumatyczne, sprężynowe lub elektryczne do napędzania organów regulacyjnych, punkty mocowania NRE do statku kosmicznego, kołnierze do połączenia NRE z rurociągami zasilającymi płyn roboczy. Na pokrywie może być również umieszczona jednostka turbopompy.

8 - Dysza,

9 - Dysza rozprężna,

10 - Dobór substancji roboczej do turbiny,

11 - Korpus Mocy,

12 - Bęben sterujący

13 - Wydech turbiny (służy do kontrolowania położenia i zwiększania ciągu),

14 - Pierścień napędza bębny sterujące)

Na początku 1957 roku ustalono ostateczny kierunek prac Laboratorium Los Alamos i podjęto decyzję o budowie grafitowego reaktora jądrowego na paliwo uranowe rozproszone w graficie. Stworzony w tym kierunku reaktor Kiwi-A został przetestowany w 1959 roku 1 lipca.

Amerykański nuklearny silnik odrzutowy na fazę stałą XE Prime na stanowisku probierczym (1968)

Oprócz budowy reaktora Laboratorium Los Alamos pracowało pełną parą nad budową specjalnego poligonu testowego w Nevadzie, a także realizowało szereg specjalnych zamówień Sił Powietrznych USA w pokrewnych obszarach (opracowanie indywidualnych TNRE jednostki). Na zlecenie Laboratorium Los Alamos wszystkie specjalne zamówienia na produkcję poszczególnych podzespołów realizowały firmy: Aerojet General, oddział Rocketdyne North American Aviation. Latem 1958 roku cała kontrola nad programem Rovera przeszła z Sił Powietrznych Stanów Zjednoczonych do nowo zorganizowanej Narodowej Agencji Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej (NASA). W wyniku specjalnego porozumienia między AEC a NASA w połowie lata 1960 roku utworzono Biuro Kosmicznych Silników Jądrowych pod przewodnictwem G. Fingera, który w przyszłości kierował programem Rover.

Wyniki sześciu „gorących testów” nuklearnych silników odrzutowych były bardzo zachęcające i na początku 1961 roku przygotowano raport z testów w locie reaktorów (RJFT). Następnie w połowie 1961 roku uruchomiono projekt Nerva (wykorzystanie silnika nuklearnego do rakiet kosmicznych). Na generalnego wykonawcę wybrano firmę Aerojet General, a na podwykonawcę odpowiedzialnego za budowę reaktora Westinghouse.

10.2 Praca TNRD w Rosji

Amerykanie" href="/text/category/amerikanetc/" rel="bookmark">Amerykanie Rosyjscy naukowcy zastosowali najbardziej ekonomiczne i wydajne testy poszczególnych elementów paliwa w reaktorach badawczych. Salyut”, Biuro Projektowe Automatyki Chemicznej, IAE, NIKIET i utworzono NPO „Luch” (PNITI) w celu opracowania różnych projektów kosmicznych silników rakietowych i hybrydowych elektrowni jądrowych. Luch”, MAI). YARD RD 0411 oraz silnik jądrowy o minimalnych wymiarach RD0410 ciąg odpowiednio 40 i 3,6 tony.

W efekcie powstał reaktor, „zimny” silnik oraz prototyp stanowiska do badań na gazowym wodorze. W odróżnieniu od amerykańskiego, o impulsie właściwym nie większym niż 8250 m/s, radziecki TNRE, dzięki zastosowaniu bardziej żaroodpornych i zaawansowanych elementów paliwowych oraz wysokiej temperaturze w rdzeniu, miał ten wskaźnik równy 9100 m/s si i wyżej. Baza stanowiskowa do testowania TNRD wspólnej wyprawy NPO Luch znajdowała się 50 km na południowy zachód od miasta Semipałatyńsk-21. Pracę rozpoczęła w 1962 r. W latach Na poligonie przetestowano pełnowymiarowe elementy paliwowe prototypów NRE. Jednocześnie spaliny przedostawały się do zamkniętego układu spalinowego. Kompleks stanowisk do testowania na pełną skalę silników jądrowych „Bajkał-1” znajduje się 65 km na południe od miasta Semipałatyńsk-21. W latach 1970-1988 przeprowadzono około 30 „gorących startów” reaktorów. Jednocześnie moc nie przekraczała 230 MW przy natężeniu przepływu wodoru do 16,5 kg/s i jego temperaturze na wylocie reaktora 3100 K. Wszystkie starty przebiegły pomyślnie, bezwypadkowo i zgodnie z planem.

Radziecki TYARD RD-0410 - jedyny działający i niezawodny przemysłowy silnik rakietowy nuklearny na świecie

Obecnie prace takie na składowisku zostały wstrzymane, choć sprzęt jest utrzymany w w miarę sprawnym stanie. Baza laboratoryjna NPO Luch jest jedynym kompleksem doświadczalnym na świecie, w którym możliwe jest badanie elementów reaktorów NRE bez znacznych kosztów finansowych i czasowych. Możliwe, że wznowienie w USA prac nad TNRE w zakresie lotów na Księżyc i Marsa w ramach programu Space Research Initiative przy planowanym udziale specjalistów z Rosji i Kazachstanu doprowadzi do wznowienia działalności Semipałatyńska bazy i realizacji wyprawy „Marsjańskiej” w latach 2020-tych.

Główna charakterystyka

Impuls właściwy na wodorze: 910 - 980 sek(teor. do 1000 sek).

· Prędkość wydechu ciała roboczego (wodór): 9100 - 9800 m/s.

· Osiągalny ciąg: do setek i tysięcy ton.

· Maksymalne temperatury pracy: 3000°С - 3700°С (włączenie krótkotrwałe).

· Żywotność: do kilku tysięcy godzin (okresowa aktywacja). /5/

11. Urządzenie

Urządzenie radzieckiego nuklearnego silnika rakietowego na fazę stałą RD-0410

1 - przewód ze zbiornika płynu roboczego

2 - zespół turbopompy

3 - sterowanie napędem bębna

4 - ochrona przed promieniowaniem

5 - bęben sterujący

6 - opóźniacz

7 - montaż paliwa

8 - naczynie reakcyjne

9 - dno ogniowe

10 - Przewód chłodzenia dyszy

11- komora dyszy

12 - dysza

12. Zasada działania

TNRD z zasady działania jest wysokotemperaturowym reaktorem-wymiennikiem ciepła, do którego pod ciśnieniem wprowadza się płyn roboczy (ciekły wodór), a po jego nagrzaniu do wysokich temperatur (ponad 3000°C) następuje wyrzucany przez chłodzoną dyszę. Odzysk ciepła w dyszy jest bardzo korzystny, gdyż pozwala na znacznie szybsze nagrzewanie wodoru i przy wykorzystaniu znacznej ilości energii cieplnej zwiększyć impuls właściwy do 1000 s (9100-9800 m/s).

Reaktor silnika rakietowego jądrowego

MsoNormalTable">

pracujące ciało

Gęstość, g/cm3

Ciąg właściwy (przy wskazanych temperaturach w komorze grzewczej, °K), sek

0,071 (ciecz)

0,682 (ciecz)

1000 (płyn)

NIE. dane

NIE. dane

NIE. dane

(Uwaga: Ciśnienie w komorze grzewczej wynosi 45,7 atm, rozprężenie do ciśnienia 1 atm przy niezmienionym składzie chemicznym płynu roboczego) /6/

15.Zalety

Główną przewagą TNRD nad chemicznymi silnikami rakietowymi jest uzyskanie wyższego impulsu właściwego, znacznej rezerwy energii, zwartego układu i możliwości uzyskania bardzo dużego ciągu (dziesiątki, setki i tysiące ton w próżni. Generalnie impuls właściwy osiągana w próżni jest 3-4 razy większa niż w przypadku zużytego dwuskładnikowego chemicznego paliwa rakietowego (nafta-tlen, wodór-tlen) 3-4 razy, a przy pracy przy najwyższej intensywności cieplnej 4-5 razy. Obecnie w USA i Rosji istnieje duże doświadczenie w opracowywaniu i budowie takich silników, a w razie potrzeby (specjalne programy eksploracji kosmosu) silniki takie można wyprodukować w krótkim czasie i będą miały rozsądne koszty.W przypadku wykorzystania TNRD do przyspieszania statków kosmicznych w przestrzeni kosmicznej i pod warunkiem dodatkowego wykorzystania manewrów perturbacyjnych z wykorzystaniem pola grawitacyjnego dużych planet (Jowisz, Uran, Saturn, Neptun) osiągalne granice badań Układu Słonecznego znacznie się poszerzają, a czas potrzebny na dotarcie do odległych planet jest znacznie zmniejszona. Ponadto TNRD może być z powodzeniem stosowany w pojazdach poruszających się na niskich orbitach planet-olbrzymów wykorzystujących ich rozrzedzoną atmosferę jako płyn roboczy lub do pracy w ich atmosferze. /8/

16. Wady

Główną wadą TNRD jest obecność silnego strumienia promieniowania przenikliwego (promieniowanie gamma, neutrony), a także usuwanie wysoce radioaktywnych związków uranu, związków ogniotrwałych za pomocą indukowanego promieniowania i gazów radioaktywnych wraz z płynem roboczym. W związku z tym TNRD jest niedopuszczalny w przypadku startów naziemnych, aby uniknąć pogorszenia sytuacji środowiskowej w miejscu startu i w atmosferze. /14/

17. Poprawa właściwości TJARD. Hybrydowy TNRD

Jak każda rakieta lub ogólnie każdy silnik, jądrowy silnik odrzutowy na fazę stałą ma znaczne ograniczenia w zakresie osiągalnych parametrów krytycznych. Ograniczenia te wynikają z braku możliwości pracy urządzenia (TNRD) w zakresie temperatur przekraczającym zakres maksymalnych temperatur pracy materiałów konstrukcyjnych silnika. Aby rozszerzyć możliwości i znacznie zwiększyć główne parametry pracy TNRD, można zastosować różne schematy hybrydowe, w których TNRD pełni rolę źródła ciepła i energii oraz stosuje się dodatkowe fizyczne metody przyspieszania ciał roboczych. Najbardziej niezawodny, praktycznie wykonalny i posiadający wysokie właściwości pod względem impulsu właściwego i ciągu jest schemat hybrydowy z dodatkowym obwodem MHD (obwód magnetohydrodynamiczny) do przyspieszania zjonizowanego płynu roboczego (wodór i specjalne dodatki). /13/

18. Zagrożenie promieniowaniem ze strony YARD.

Działający NRE jest potężnym źródłem promieniowania - promieniowania gamma i neutronowego. Bez podjęcia specjalnych środków promieniowanie może spowodować niedopuszczalne nagrzanie płynu roboczego i konstrukcji statku kosmicznego, kruchość metalowych materiałów konstrukcyjnych, zniszczenie plastiku i starzenie się części gumowych, naruszenie izolacji kabli elektrycznych i awarię sprzętu elektronicznego. Promieniowanie może powodować indukowaną (sztuczną) radioaktywność materiałów – ich aktywację.

Obecnie problem ochrony radiologicznej statków kosmicznych za pomocą NRE uważa się za w zasadzie rozwiązany. Rozwiązano także podstawowe kwestie związane z konserwacją nuklearnych silników rakietowych na stanowiskach doświadczalnych i w miejscach startu. Choć pracujący NRE stwarza zagrożenie dla obsługującego go personelu, „już dzień po zakończeniu pracy NRE można przebywać przez kilkadziesiąt minut w odległości 50 m od NRE bez środków ochrony osobistej i nawet się do niego zbliżyć.Najprostsze środki ochrony pozwalają personelowi konserwacyjnemu wejść na obszar roboczy YARD wkrótce po teście.

Poziom skażenia kompleksów startowych i środowiska najwyraźniej nie będzie przeszkodą w zastosowaniu nuklearnych silników rakietowych na dolnych stopniach rakiet kosmicznych. Problem zagrożenia radiacyjnego środowiska i personelu obsługującego reaktor w dużym stopniu łagodzi fakt, że wodór, będący cieczą roboczą, podczas przejścia przez reaktor praktycznie nie ulega aktywacji. Zatem odrzutowiec NRE nie jest bardziej niebezpieczny niż odrzutowiec LRE. / 4 /

Wniosek

Rozważając perspektywy rozwoju i zastosowania NRE w astronautyce, należy wyjść od uzyskanych i oczekiwanych cech różnych typów NRE, od tego, co mogą one dać astronautyce, ich zastosowania i wreszcie od obecności bliskiego związek problemu NRE z problemem zaopatrzenia w energię w kosmosie i z rozwojem energii w ogóle.

Jak wspomniano powyżej, ze wszystkich możliwych typów NRE najbardziej rozwinięte są silnik radioizotopowy termiczny i silnik z reaktorem rozszczepialnym na fazie stałej. Jeśli jednak właściwości radioizotopowych NRE nie pozwalają mieć nadziei na ich szerokie zastosowanie w astronautyce (przynajmniej w najbliższej przyszłości), to utworzenie NRE w fazie stałej otwiera przed astronautyką ogromne perspektywy.

Przykładowo zaproponowano urządzenie o masie początkowej 40 000 ton (czyli około 10 razy większej od masy największych współczesnych rakiet nośnych), przy czym 1/10 tej masy przypada na ładunek, a 2/3 na jądrowy opłaty. Jeśli co 3 sekundy zostanie wysadzony w powietrze jeden ładunek, wówczas ich zapas wystarczy na 10 dni ciągłej pracy nuklearnego silnika rakietowego. W tym czasie urządzenie rozpędzi się do prędkości 10 000 km/s, a w przyszłości, po 130 latach, będzie mogło dotrzeć do gwiazdy Alfa Centauri.

Elektrownie jądrowe charakteryzują się unikalnymi cechami, do których zaliczają się praktycznie nieograniczona pojemność energetyczna, niezależność działania od otoczenia, odporność na wpływy zewnętrzne (promieniowanie kosmiczne, uszkodzenia meteorytów, wysokie i niskie temperatury itp.). Jednakże maksymalna moc instalacji radioizotopów jądrowych ograniczona jest do wartości rzędu kilkuset watów. Ograniczenia tego nie ma w przypadku elektrowni z reaktorami jądrowymi, co przesądza o opłacalności ich wykorzystania podczas długotrwałych lotów ciężkich statków kosmicznych w przestrzeni blisko Ziemi, podczas lotów na odległe planety Układu Słonecznego i w innych przypadkach.

Zalety silników rakietowych na fazę stałą i innych nuklearnych silników rakietowych z reaktorami rozszczepialnymi najpełniej ujawniają się w badaniu tak złożonych programów kosmicznych, jak załogowe loty na planety Układu Słonecznego (na przykład podczas wyprawy na Marsa). W tym przypadku wzrost specyficznego impulsu RD umożliwia jakościowe rozwiązanie nowych problemów. Wszystkie te problemy są znacznie ułatwione dzięki zastosowaniu NRE w fazie stałej o impulsie właściwym dwukrotnie większym niż nowoczesne LRE. W tym przypadku możliwe staje się również znaczne skrócenie czasu lotu.

Najprawdopodobniej w najbliższej przyszłości NRE w fazie stałej staną się jednymi z najczęstszych RD. NRE w fazie stałej można wykorzystać jako pojazdy do lotów na duże odległości, np. do takich planet jak Neptun, Pluton, a nawet wylecieć poza Układ Słoneczny. Jednak w przypadku lotów do gwiazd NRE, oparty na zasadach rozszczepienia, nie jest odpowiedni. W tym przypadku obiecujące są NRE, a dokładniej termojądrowe silniki odrzutowe (TRD) działające na zasadzie reakcji termojądrowych oraz fotoniczne silniki odrzutowe (PRD), w których źródłem pędu jest reakcja anihilacji materii i antymaterii. Jednak najprawdopodobniej ludzkość podróżując w przestrzeni międzygwiezdnej będzie korzystała z innego, innego niż odrzutowiec, sposobu poruszania się.

Podsumowując, przeformułuję słynne zdanie Einsteina - aby podróżować do gwiazd, ludzkość musi wymyślić coś, co byłoby porównywalne pod względem złożoności i percepcji do reaktora jądrowego dla neandertalczyka!

LITERATURA

Źródła:

1. „Rakiety i ludzie. Księga 4 Wyścig na Księżycu” – M: Wiedza, 1999.
2. http://www. lpre. de/energomash/index. htm
3. Pervushin „Bitwa o gwiazdy. Konfrontacja kosmiczna” – M: wiedza, 1998.
4. L. Gilberg „Podbój nieba” – M: Wiedza, 1994.
5. http://epizodsspace. *****/bibl/molodcow
6. „Silnik”, „Silniki jądrowe do pojazdów kosmicznych”, nr 5, 1999

7. „Silnik”, „Silniki jądrowe w fazie gazowej do pojazdów kosmicznych”,

Nr 6, 1999
7. http://www. *****/content/numbers/263/03.shtml
8. http://www. lpre. de/energomash/index. htm
9. http://www. *****/content/numbers/219/37.shtml
10., Czekalin transport przyszłości.

Moskwa: Wiedza, 1983.

11., Eksploracja kosmosu Czekalin.- M.:

Wiedza, 1988.

12. Gubanov B. „Energia – Buran” – krok w przyszłość // Nauka i życie.-

13. Getland K. Technologia kosmiczna.- M.: Mir, 1986.

14., Siergiejuk i handel - M.: APN, 1989.

15.ZSRR w kosmosie. 2005.-M.: APN, 1989.

16. W drodze w kosmos // Energia. - 1985. - nr 6.

APLIKACJA

Główne cechy nuklearnych silników odrzutowych na fazę stałą

Kraj producenta	Silnik	Ciąg w próżni, kN	specyficzny impuls, sek		Praca projektowa, rok
	Cykl mieszany NERVA/Lox