Сергєєв Олексій, 9 «А» клас МОУ «ЗОШ №84»

Науковий консультант: заступник директора некомерційного партнерства з наукової та інноваційної діяльності «Томський Атомний Центр»

Керівник: , вчитель фізики МОУ «ЗОШ №84» ЗАТО Сіверськ

Вступ

Двигуни на борту космічного апарату призначені для створення сили тяги або моменту імпульсу. За типом тяги рухової установки поділяються на хімічні (ХРД) і нехімічні (НХРД). ХРД діляться на рідинні (ЖРД), твердопаливні (РДТТ) та комбіновані (КРД). У свою чергу нехімічні рухові установки поділяються на ядерні (ЯРД) та електричними (ЕРД). Великий учений Костянтин Едуардович Ціолковський ще століття тому створив першу модель рухової установки, яка працювала на твердому та рідкому паливі. Після, у другій половині 20 століття було здійснено тисячі польотів з використанням переважно ЖРД та РДТТ.

Однак в даний час для польотів на інші планети, не кажучи вже про зірки, застосування РРД і РДТТ стає все більш невигідним, хоча і було розроблено безліч РД. Швидше за все, можливості ЖРД та РДТТ себе повністю вичерпали. Причина тут полягає в тому, що питомий імпульс всіх хімічних РД невисокий і не перевищує 5000 м/с, що вимагає для розвитку досить великих швидкостей тривалої роботи ДК і відповідно великих запасів палива або, як прийнято в космонавтиці, необхідні великі значення Циолковского, е. відношення маси заправленої ракети до маси порожньої. Так РН Енергія, що виводить на низьку орбіту 100 т корисного навантаження, має стартову масу близько 3 000 т, що дає для числа Ціолковського значення в межах 30.

Для польоту наприклад на Марс число Ціолковського має бути ще вищим, досягаючи значень від 30 до 50. Неважко оцінити, що при корисному вантажі близько 1 000 т, а саме в таких межах коливається мінімальна маса необхідна для забезпечення всім необхідним екіпаж, що стартує до Марса з урахуванням запасу палива для зворотного польоту до Землі, початкова маса КА має бути не менше 30 000 т., що явно знаходиться за межами рівня розвитку сучасної космонавтики, що ґрунтується на застосуванні ЗРД та РДТТ.

Таким чином, для досягнення пілотованими екіпажами навіть найближчих планет необхідно розвивати РН на двигунах, що працюють на принципах, відмінних від хімічних ДУ. Найбільш перспективними у цьому плані є електричні реактивні двигуни (ЕРД), термохімічні ракетні двигуни та ядерні реактивні (ЯРД).

1.Основні поняття

Ракетний двигун – це реактивний двигун, який не використовує для роботи навколишнє середовище (повітря, воду). Найбільш широко застосовуються хімічні ракетні двигуни. Розробляються та випробовуються інші види ракетних двигунів – електричні, ядерні та інші. На космічних станціях та апаратах широко застосовують і найпростіші ракетні двигуни, що працюють на стислих газах. Зазвичай як робоче тіло у яких використовують азот . /1/

Класифікація рухових установок

2. Призначення ракетних двигунів

За призначенням ракетні двигуни поділяють кілька основних видів: розгонні (стартові), гальмові, маршеві, управляючі та інші. Ракетні двигуни переважно застосовуються на ракетах (звідси взято назву). Крім цього, ракетні двигуни іноді застосовують в авіації. Ракетні двигуни є основними двигунами у космонавтиці.

Військові (бойові) ракети зазвичай мають твердопаливні двигуни. Це пов'язано з тим, що такий двигун заправляється на заводі і не потребує обслуговування весь термін зберігання та служби самої ракети. Часто твердопаливні двигуни застосовують як розгін для космічних ракет. Особливо широко, у цій якості, їх застосовують у США, Франції, Японії та Китаї.

Рідинні ракетні двигуни мають вищі тягові характеристики, ніж твердопаливні. Тому їх застосовують для виведення космічних ракет на орбіту навколо Землі та на міжпланетні перельоти. Основними рідкими паливами для ракет є гас, гептан (диметилгідразин) і рідкий водень. Для таких видів палива обов'язково потрібний окислювач (кисень). Як окислювач у таких двигунах застосовують азотну кислоту і зріджений кисень. Азотна кислота поступається зрідженому кисню за окисними властивостями, але не вимагає підтримки особливого температурного режиму при зберіганні, заправці та використанні ракет

Двигуни для космічних польотів відрізняються від земних тим, що вони за можливо меншої маси і обсягу повинні виробляти якомога більшу потужність. Крім того, до них пред'являються такі вимоги, як виключно висока ефективність та надійність, значний час роботи. За видом енергії рухові установки космічних апаратів поділяються на чотири типи: термохімічні, ядерні, електричні, сонячно - вітрильні. Кожен із перерахованих типів має свої переваги та недоліки і може застосовуватись у певних умовах.

В даний час космічні кораблі, орбітальні станції та безпілотні супутники Землі виводяться в космос ракетами, оснащеними потужними термохімічними двигунами. Існують також мініатюрні двигуни малої сили тяги. Це зменшена копія потужних двигунів. Деякі з них можуть поміститися на долоні. Сила тяги таких двигунів дуже мала, але її буває достатньо, щоб керувати положенням корабля у просторі

3.Термохімічні ракетні двигуни.

Відомо, що у двигуні внутрішнього згоряння, топці парового котла – усюди, де відбувається згоряння, найактивнішу участь бере атмосферний кисень. У космічному просторі повітря немає, а для роботи ракетних двигунів у космічному просторі необхідно мати два компоненти – пальне та окислювач.

У рідинних термохімічних ракетних двигунах як паливо використовують спирт, гас, бензин, анілін, гідразин, диметилгідразин, рідкий водень. Як окислювач застосовують рідкий кисень, перекис водню, азотна кислота. Можливо, в майбутньому буде застосовуватися як окислювач рідкий фтор, коли будуть винайдені способи зберігання та використання такої активної хімічної речовини.

Пальне та окислювач для рідинних реактивних двигунів зберігаються окремо, у спеціальних баках та за допомогою насосів подаються в камеру згоряння. При з'єднанні в камері згоряння розвивається температура до 3000 – 4500 °С.

Продукти згоряння, розширюючись, набувають швидкості від 2500 до 4500 м/с. Відштовхуючись від корпусу двигуна, вони створюють реактивну тягу. При цьому чим більше маса і швидкість витікання газів, тим більше сили тяги двигуна.

Питому тягу двигунів прийнято оцінювати величиною тяги створюваної одиницею маси палива, що згоряється за одну секунду. Цю величину називають питомим імпульсом ракетного двигуна та вимірюють у секундах (кг тяги/кг згорілого палива за секунду). Кращі твердопаливні ракетні двигуни мають питомий імпульс до 190 с., тобто 1 кг палива, що згорає за одну секунду, створює тягу 190 кг. Воднево-кисневий ракетний двигун має питомий імпульс 350 с. Теоретично воднево-фторовий двигун може розвинути питомий імпульс понад 400с.

Зазвичай застосована схема рідинного ракетного двигуна працює в такий спосіб. Стиснутий газ створює необхідний напір у баках з кріогенним пальним, для запобігання виникненню газових бульбашок у трубопроводах. Насоси подають паливо у ракетні двигуни. Паливо впорскується в камеру згоряння через велику кількість форсунок. Також через форсунки в камеру згоряння впорскують окислювач.

У будь-якій машині при згорянні палива утворюються великі теплові потоки, що нагрівають стінки двигуна. Якщо не охолоджувати стіни камери, вона швидко прогорить, з якого б матеріалу вона не була зроблена. Рідинний реактивний двигун, як правило, охолоджують одним із компонентів палива. Для цього камеру роблять дві стінкові. У проміжку між стінами протікає холодний компонент палива.

Алюміній та ін. Особливо як добавку до звичайного палива, наприклад воднево-кисневого. Подібні «потрійні композиції» здатні забезпечити найбільшу з можливих для хімічних палив швидкість Проте це вже практично межа ресурсів хімії. Більше вона практично зробити не може. РДТТ. Паливо - наприклад спеціальний порох - знаходиться безпосередньо в камері згоряння з реактивним соплом, заповнена твердим паливом - ось і вся конструкція. Військовій справі характерно наявність стартового і маршового двигунів. Маршовий РДТТ призначений підтримки постійної швидкості польоту ракети на основному (маршевому) ділянці траєкторії польоту. Відмінності між ними полягають в основному в конструкції камери згоряння та профілі поверхні горіння паливного заряду, які визначають швидкість горіння палива від якої залежить час роботи та тяга двигуна. На відміну від таких ракет, космічні ракети-носії для запуску супутників Землі, орбітальних станцій і космічних кораблів, а також міжпланетних станцій працюють тільки в стартовому режимі зі старту ракети до виведення об'єкта на орбіту навколо Землі або на міжпланетну траєкторію. Загалом твердопаливні ракетні двигуни не мають багато переваг перед двигунами на рідкому паливі: вони прості у виготовленні, тривалий час можуть зберігатися, завжди готові до дії щодо вибухобезпечні. Але по питомій тязі твердопаливні двигуни на 10-30% поступаються рідинним.

4.Електричні ракетні двигуни

Майже всі розглянуті вище ракетні двигуни розвивають величезну силу тяги і призначені для виведення космічних апаратів на орбіту навколо Землі та розгону їх до космічних швидкостей для міжпланетних польотів. Зовсім інша річ – рухові установки для вже виведених на орбіту чи міжпланетну траєкторію космічних апаратів. Тут, як правило, потрібні двигуни малої потужності (кілька кіловат або навіть ват) здатні працювати сотні і тисячі годин і багаторазово вмикатися і вимикатися. Вони дозволяють підтримувати політ на орбіті або по заданій траєкторії, компенсуючи опір польоту, що створюється верхніми шарами атмосфери та сонячним вітром. В електричних ракетних двигунах розгін робочого тіла до певної швидкості проводиться нагріванням електричною енергією. Електроенергія надходить від сонячних батарей або атомної електростанції. Способи нагрівання робочого тіла різні, але реально застосовується переважно електродуговий. Він показав себе дуже надійним та витримує велику кількість включень. В якості робочого тіла в електродугових двигунах застосовують водень. За допомогою електричної дуги водень нагрівається до дуже високої температури і він перетворюється на плазму - електрично нейтральну суміш позитивних іонів та електронів. Швидкість закінчення плазми із двигуна досягає 20 км/с. Коли вчені вирішать проблему магнітної ізоляції плазми від стінок камери двигуна, можна буде значно підвищити температуру плазми і довести швидкість закінчення до 100 км/с. Перший електричний ракетний двигун був розроблений у Радянському Союзі у мм. під керівництвом (згодом він став творцем двигунів для радянських космічних ракет та академіком) у знаменитій газодинамічній лабораторії (ГДЛ)./10/

5.Інші види двигунів

Існують і більш екзотичні проекти ядерних ракетних двигунів, в яких речовина, що ділиться, знаходиться в рідкому, газоподібному або навіть плазмовому стані, проте реалізація подібних конструкцій на сучасному рівні техніки і технологій нереальна. Існують, поки на стадії теоретичної чи лабораторної наступні проекти ракетних двигунів

Імпульсні ядерні ракетні двигуни, що використовують енергію вибухів невеликих ядерних зарядів;

Термоядерні ракетні двигуни, в яких як паливо може використовуватися ізотоп водню. Енергопродуктивність водню в такій реакції становить 6,8 * 1011 КДж / кг, тобто приблизно на два порядки вище продуктивності ядерних реакцій поділу;

Сонячно-вітрильні двигуни – у яких використовується тиск сонячного світла (сонячний вітер), існування якого досвідченим шляхом довів російський фізик ще 1899 року. Розрахунковим шляхом вчені встановили, що апарат масою 1 т, з вітрилом діаметром 500 м, може долетіти від Землі до Марса приблизно за 300 діб. Проте ефективність сонячного вітрила швидко зменшується із віддаленням від Сонця.

6.Ядерні ракетні двигуни

Один із основних недоліків ракетних двигунів, що працюють на рідкому паливі, пов'язаний з обмеженою швидкістю закінчення газів. У ядерних ракетних двигунах можна використовувати колосальну енергію, що виводиться при розкладанні ядерного «пального», для нагрівання робочої речовини. Принцип дії ядерних ракетних двигунів майже відрізняється від принципу дії термохімічних двигунів. Різниця полягає в тому, що робоче тіло нагрівається не за рахунок своєї власної хімічної енергії, а за рахунок сторонньої енергії, що виділяється при внутрішньоядерній реакції. Робоче тіло пропускається через ядерний реактор, в якому відбувається реакція поділу атомних ядер (наприклад, урану), і при цьому нагрівається. У ядерних ракетних двигунів відпадає потреба в окислювачі і тому може бути використана лише одна рідина. Як робоче тіло доцільно застосовувати речовини, що дозволяють двигуну розвивати велику силу тяги. Цій умові найповніше задовольняє водень, потім слідує аміак, гідразин і вода. Процеси, у яких виділяється ядерна енергія, поділяють на радіоактивні перетворення, реакції поділу важких ядер, реакцію синтезу легких ядер. Радіоізотопні перетворення реалізуються у про ізотопних джерелах енергії. Питома масова енергія (енергія, яку може виділити речовину масою 1кг) штучних радіоактивних ізотопів значно вища, ніж хімічних палив. Так, для 210Ро вона дорівнює 5*10 8КДж/кг, тоді як найбільш енергопродуктивного хімічного палива (берилій з киснем) це значення вбирається у 3*10 4 КДж/кг. На жаль, подібні двигуни застосовувати на космічних ракетах-носіях поки що не раціонально. Причина цього – висока вартість ізотопної речовини та труднощі експлуатації. Адже ізотоп виділяє енергію постійно, навіть при його транспортуванні у спеціальному контейнері та при стоянці ракети на старті. У ядерних реакторах використовують більш енергопродуктивне паливо. Так, питома масова енергія 235U (діляється ізотопу урану) дорівнює 6,75 * 109 КДж / кг, тобто приблизно на порядок вище, ніж у ізотопу 210Ро. Ці двигуни можна «вмикати» і «вимикати», ядерне пальне (233U, 235U, 238U, 239Pu) значно дешевше за ізотопне. У таких двигунів як робоче тіло може застосовуватися не лише вода, а й ефективніші робочі речовини – спирт, аміак, рідкий водень. Питома тяга двигуна з рідким воднем дорівнює 900 с. У найпростішій схемі ядерного ракетного двигуна з реактором, що працює на твердому паливному ядерному робоче тіло розміщено в баку. Насос подає його до камери двигуна. Розпорошуючись за допомогою форсунок, робоче тіло вступає в контакт з тепловиділяючим ядерним пальним, нагрівається, розширюється і з великою швидкістю викидається через сопло назовні. Ядерне пальне за запасом енергії перевершує будь-який інший вид палива. Тоді виникає закономірне питання – чому ж установки на цьому пальному мають порівняно невелику питому тягу і велику масу? Справа в тому, що питома тяга твердофазного ядерного ракетного двигуна обмежена температурою речовини, що ділиться, а енергетична установка при роботі випускає сильне іонізуюче випромінювання, що надає шкідливу дію на живі організми. Біологічний захист від таких випромінювань має велику вагу не застосовується на космічних літальних апаратах. Практичні розробки ядерних ракетних двигунів, що використовують тверде ядерне пальне, було розпочато в середині 50-х років 20 століття в Радянському Союзі та США, майже одночасно з будівництвом перших ядерних електростанцій. Роботи проводилися в обстановці підвищеної таємності, але відомо, що реального застосування у космонавтиці такі ракетні двигуни досі не отримали. Все поки що обмежилося використанням ізотопних джерел електроенергії щодо невеликої потужності на безпілотних штучних супутниках Землі, міжпланетних космічних апаратах та всесвітньо відомому радянському «місяцеході».

7.Ядерні реактивні двигуни, принцип роботи, способи отримання імпульсу ЯРД.

ЯРД отримали свою назву завдяки тому, що створюють потяг за рахунок використання ядерної енергії, тобто енергії, що виділяється в результаті ядерних реакцій. У загальному сенсі під цими реакціями маються на увазі будь-які зміни енергетичного стану атомних ядер, а також перетворення одних ядер на інші, пов'язані з перебудовою структури ядер або зміною кількості елементарних частинок, що містяться в них, - нуклонів. Причому ядерні реакції, як відомо, можуть відбуватися або спонтанно (тобто мимоволі), або викликатись штучно, наприклад, при бомбардуванні одних ядер іншими (або елементарними частинками). Ядерні реакції поділу та синтезу за величиною енергії перевершують хімічні реакції відповідно в мільйони та десятки мільйонів разів. Це тим обставиною, що енергія хімічного зв'язку атомів у молекулах набагато менше енергії ядерного зв'язку нуклонів в ядрі. Ядерну енергію в ракетних двигунах можна використовувати двома способами:

1. Енергія, що вивільняється, використовується для нагрівання робочого тіла, яке потім розширюється в соплі, так само як у звичайному ЗРД.

2. Ядерна енергія перетворюється на електричну і потім використовується для іонізації та розгону частинок робочого тіла.

3. Нарешті, імпульс створюється самими продуктами поділу, утвореними в процесі DIV_ADBLOCK265">

За аналогією з ЗРД вихідне робоче тіло ЯРД зберігається в рідкому стані в баку рухової установки та його подача проводиться за допомогою турбонасосного агрегату. Газ для обертання цього агрегату, що складається з турбіни та насоса, може вироблятися у самому реакторі.

Схема такої рухової установки зображена малюнку.

Існує безліч ЯРД із реактором поділу:

Твердофазний

Газофазний

ЯРД із реактором синтезу

Імпульсні ЯРД та інші

З усіх можливих типів ЯРД найбільш розроблені тепловий радіоізотопний двигун та двигун з твердофазним реактором поділу. Але якщо характеристики радіоізотопних ЯРД не дозволяють сподіватися на їх широке застосування в космонавтиці (принаймні в найближчому майбутньому), створення твердофазних ЯРД відкриває перед космонавтикою великі перспективи. Типовий ЯРД цього типу містить твердофазний реактор у вигляді циліндра з висотою та діаметром близько 1-2 м (при близькості цих параметрів витік нейтронів поділу в навколишній простір мінімальний).

Реактор складається із активної зони; відбивача, що оточує цю зону; керуючих органів; силового корпусу та інших елементів. Активна зона містить ядерне пальне - речовина, що ділиться (збагачений уран), укладена в тепловиділяючих елементах, і сповільнювач або розріджувач. Реактор, представлений малюнку, є гомогенним - у ньому сповільнювач входить до складу тепловиділяючих елементів, будучи однорідно перемішаним з пальним. Уповільнювач може розміщуватися окремо від ядерного палива. І тут реактор називається гетерогенним. Розріджувачі (ними можуть бути, "наприклад, тугоплавкі метали - вольфрам, молібден) використовуються для надання речовинам, що діляться, спеціальних властивостей.

Тепловиділяючі елементи твердофазного реактора пронизані каналами, якими протікає, поступово нагріваючись, робоче тіло ЯРД. Канали мають діаметр близько 1-3 мм, які сумарна площа становить 20-30% поперечного перерізу активної зони. Активна зона підвішується за допомогою спеціальної решітки всередині силового корпусу, щоб вона могла розширюватися при нагріванні реактора (інакше вона зруйнувалася б через термічну напругу).

Активна зона відчуває високі механічні навантаження, пов'язані з дією значних гідравлічних перепадів тиску (до декількох десятків атмосфер) від робочого тіла, що протікає, термічних напруг і вібрацій. Збільшення розмірів активної зони при нагріванні реактора сягає кількох сантиметрів. Активна зона та відбивач розміщуються всередині міцного силового корпусу, що сприймає тиск робочого тіла та тягу, що створюється реактивним соплом. Корпус закривається міцною кришкою. На ній розміщуються пневматичні, пружинні або електричні механізми приводу регулюючих органів, вузли кріплення ЯРД до космічного апарату, фланці для з'єднання ЯРД з трубопроводами живлення робочого тіла. На кришці може розташовуватись і турбонасосний агрегат.

8 - Сопло,

9 - Сопловий насадок, що розширюється,

10 - Відбір робочої речовини на турбіну,

11 - Силовий корпус,

12 - Керуючий барабан,

13 - Вихлоп турбіни (використовується для управління орієнтацією та збільшення тяги),

14 - Кільце приводів керуючих барабанів)

На початку 1957 року було визначено остаточне спрямування робіт Лос-Аламоської лабораторії, і прийнято рішення щодо будівництва графітового ядерного реактора з диспергованим у графіті урановим пальним. Створений у цьому напрямі реактор «Ківі-А» був випробуваний 1959 року 1 липня.

Американський твердофазний ядерний реактивний двигун ХЕ Primeна випробувальному стенді (1968.г)

Крім будівництва реактора, Лос-Аламоська лабораторія вела повним ходом роботи з будівництва спеціального випробувального полігону в Неваді, а також виконувала ряд спеціальних замовлень ВПС США в суміжних областях (розробка окремих вузлів ТЯРД). За дорученням Лос-Аламоської лабораторії всі спеціальні замовлення на виготовлення окремих вузлів здійснювали фірми: "Аероджет дженерал", відділення "Рокетдайн" фірми "Норс-амерікен авіейшн". Влітку 1958 року весь контроль за виконанням програми «Ровер» перейшов від ВПС США до новоствореного Національного управління з аеронавтики та космосу (НАСА). У результаті спеціальної угоди між КАЕ та НАСА в середині літа 1960 року було утворено Управління космічними ядерними двигунами під керівництвом Г. Фінгера, яке й очолило програму «Ровер» надалі.

Отримані результати шести «гарячих випробувань» ядерних реактивних двигунів виявилися дуже обнадійливими, і на початку 1961 року було підготовлено доповідь про випробування реактора (RJFT) у польоті. Потім у середині 1961 року стартував проект «Нерва» (застосування ядерного двигуна для космічних ракет). Як генеральний підрядник було обрано фірму «Аероджет дженерал», а субпідрядником відповідального за будівництво реактора фірму «Вестингауз».

10.2 Роботи з ТЯРД у Росії

Американців російські вчені використовували найбільш економічні та ефективні випробування окремих тепловиділяючих елементів у дослідницьких реакторах. Весь комплекс проведених робіт у 70-80-і роки дозволило в КБ Салют», КБ хімавтоматики, ІАЕ, НІКІЕТ та НВО «Промінь» (ПНДТІ) розроблятимуть різні проекти космічних ЯРД та гібридних ядерних енергорухових установок. Промінь", МАІ) створювалися ЯРД РД 0411та ядерний двигун мінімальної розмірності РД 0410тягою 40 та 3,6 т відповідно.

В результаті було виготовлено реактор, «холодний» двигун та стендовий прототип для проведення випробувань на газоподібному водні. На відміну від американського, з питомим імпульсом не більше 8250 м/с, радянський ТЯРД за рахунок застосування більш жаростійких та скоєних за конструкцією тепловиділяючих елементів та високої температури в активній зоні мав цей показник рівним 9100 м/с та вище. Стендова база для випробувань ТЯРД об'єднаної експедиції НВО «Промінь» розміщувалася в 50 км на південний захід від м. Семипалатинськ-21. Вона почала працювати 1962 року. У мм. на полігоні випробовувалися натурні тепловиділяючі елементи прототипів ЯРД. При цьому відпрацьований газ надходив у систему закритого викиду. Стендовий комплекс для повнорозмірних випробувань ядерних двигунів «Байкал-1» знаходиться за 65 км на південь від м. Семипалатинськ-21. З 1970 до 1988 року проведено близько 30 «гарячих пусків» реакторів. При цьому потужність не перевищувала 230 МВт при витраті водню до 16,5 кг/сек та його температурі на виході з реактора 3100 К. Усі запуски пройшли успішно, безаварійно, та за планом.

Радянський ТЯРД РД-0410 - єдиний працюючий та надійний промисловий ядерний ракетний двигун у світі

В даний час подібні роботи на полігоні припинені, хоча обладнання підтримується відносно працездатним станом. Стендова база НВО «Промінь» – єдиний у світі експериментальний комплекс, де можна без значних фінансових та тимчасових витрат проводити випробування елементів реакторів ЯРД. Не виключено, що відновлення в США робіт з ТЯРД для польотів до Місяця та Марса в рамках програми «Космічна дослідницька ініціатива» з запланованою участю в них фахівців Росії та Казахстану призведе до відновлення діяльності семипалатинської бази та здійснення «марсіанської» експедиції у 2020-ті роки .

Основні характеристики

· Питомий імпульс на водні: 910 – 980 сік(теор. до 1000 сік).

· Швидкість закінчення робочого тіла (водень): 9100 – 9800 м/сек.

· Досяжна тяга: до сотень і тисяч тонн.

· Максимальні робочі температури: 3000 ° С - 3700 ° С (короткочасне включення).

· Ресурс роботи: до кількох тисяч годин (періодичне включення). /5/

11.Пристрій

Влаштування радянського твердофазного ядерного ракетного двигуна РД-0410

1 - магістраль від бака робочого тіла

2 - турбонасосний агрегат

3 - Привід регулюючого барабана

4 - радіаційний захист

5 - Регулюючий барабан

6 - сповільнювач

7 - тепловиділяючі зборки

8 - корпус реактора

9 - вогневе днище

10 - магістраль охолодження сопла

11- соплова камера

12 - сопло

12. Принцип роботи

ТЯРД за своїм принципом роботи являє собою високотемпературний реактор-теплообмінник, в який вводиться робоче тіло (рідкий водень) під тиском, і в міру його розігріву до високих температур (понад 3000°С) викидається через сопло, що охолоджується. Регенерація тепла в соплі дуже вигідна, тому що дозволяє значно швидше розігрівати водень і утилізуючи значну кількість теплової енергії, підвищити питомий імпульс до 1000 сек (9100-9800 м/с).

Реактор ядерного ракетного двигуна

MsoNormalTable">

Робоче тіло

Щільність, г/см3

Питома тяга (при зазначених температурах у камері нагріву, °К), сік

0,071 (рідок)

0,682 (рідок)

1,000 (рідок)

ні. даних

ні. даних

ні. даних

(Примітка: Тиск у камері нагрівання 45,7 атм, розширення до тиску 1 атм при незмінному хімічному складі робочого тіла) /6/

15. Переваги

Основною перевагою ТЯРД перед хімічними ракетними двигунами є отримання більш високого питомого імпульсу, значний енергозапас, компактність системи та можливість отримання дуже великої тяги (десятки, сотні та тисячі тонн у вакуумі. В цілому питомий імпульс досягається у вакуумі більше ніж у відпрацьованого двокомпонентного хімічного ракет (гас-кисень, водень-кисень) в 3-4 рази, а при роботі на найвищій теплонапруженості в 4-5 разів. освоєння космосу) такі двигуни можуть бути зроблені за короткий час і будуть мати розумну вартість. Досяжні межі вивчення Сонячної системи суттєво розширюються, а час потрібний для досягнення далеких планет значно скорочується. Крім того, ТЯРД можуть бути успішно застосовані для апаратів працюючих на низьких орбітах планет-гігантів з використанням їх розрядженої атмосфери як робочого тіла, або для роботи в їх атмосфері. /8/

16. Недоліки

Основним недоліком ТЯРД є наявність потужного потоку проникаючої радіації (гама-випромінювання, нейтрони), а також винесення високорадіоактивних сполук урану, тугоплавких сполук з наведеною радіацією та радіоактивних газів з робочим тілом. У цьому ТЯРД неприйнятний для наземних пусків щоб уникнути погіршення екологічної обстановки дома пуску й у атмосфері. /14/

17. Поліпшення показників ТЯРД. Гібридні ТЯРД

Як і у будь-якого ракетного або взагалі будь-якого двигуна, у твердофазного ядерного реактивного двигуна є суттєві обмеження досяжних найважливіших характеристик. Ці обмеження є неможливістю пристрою (ТЯРД) працювати в області температур перевищують діапазон граничних робочих температур конструкційних матеріалів двигуна. Для розширення можливостей та значного збільшення головних робочих параметрів ТЯРД можуть бути застосовані різні гібридні схеми у яких ТЯРД відіграє роль джерела тепла та енергії та використовуються додаткові фізичні способи прискорення робочих тіл. Найбільш надійною, практично здійсненною і має високі характеристики по питомому імпульсу і тязі є гібридна схема з додатковим МГД-контуром (магнітогідродинамічним контуром) розгону іонізованого робочого тіла (водень і спеціальні присадки). /13/

18. Радіаційна небезпека від ЯРД.

ЯРД, що працює, є потужним джерелом радіації - гамма- і нейтронного випромінювання. Без вжиття спеціальних заходів, радіація може викликати в космічному апараті неприпустиме нагрівання робочого тіла та конструкції, крихітність металевих конструкційних матеріалів, руйнування пластмасових та старіння гумових деталей, порушення ізоляції електричних кабелів, виведення з ладу електронної апаратури. Радіація може викликати наведену (штучну) радіоактивність матеріалів – активізацію їх.

В даний час проблема радіаційного захисту космічних апаратів з ЯРД вважається вирішеною в принципі. Вирішено також і принципові питання, пов'язані з обслуговуванням ЯРД на випробувальних стендах та пускових майданчиках. Хоча працюючий ЯРД становить небезпеку для обслуговуючого персоналу" вже через добу після закінчення роботи ЯРД можна без будь-яких засобів індивідуального захисту перебувати протягом кількох десятків хвилин на відстані 50 м від ЯРД і навіть підходити до нього. Найпростіші засоби захисту дозволяють обслуговуючому персоналу входити в робочу зону ЯРД вже невдовзі після випробувань.

Рівень зараження пускових комплексів та навколишнього середовища, мабуть, не буде на заваді використанню ЯРД на нижніх щаблях космічних ракет. Проблема радіаційної небезпеки для навколишнього середовища та обслуговуючого персоналу значною мірою пом'якшується тим, що водень, що використовується як робоче тіло, практично не активується при проходженні через реактор. Тому реактивний струмінь ЯРД трохи небезпечніша, ніж струмінь ЖРД./4/

Висновок

При розгляді перспектив розвитку та використання ЯРД у космонавтиці слід виходити з досягнутих та очікуваних характеристик різних типів ЯРД, з того, що може дати космонавтиці їх застосування та, нарешті, з наявності тісного зв'язку проблеми ЯРД з проблемою енергозабезпечення в космосі та з питаннями розвитку енергетики взагалі.

Як говорилося вище, з усіх можливих типів ЯРД найбільш розроблені тепловий радіоізотопний двигун і двигун з твердофазним реактором поділу. Але якщо характеристики радіоізотопних ЯРД не дозволяють сподіватися на їх широке застосування в космонавтиці (принаймні в найближчому майбутньому), створення твердофазних ЯРД відкриває перед космонавтикою великі перспективи.

Запропоновано, наприклад, апарат з початковою масою 40000 т (тобто приблизно в 10 разів більше, ніж у найбільших сучасних ракет-носіїв), причому 1/10 цієї маси припадає на корисний вантаж, а 2/3 - на ядерних зарядів . Якщо кожні 3 с підривати по одному заряду, їх запасу вистачить на 10 днів безперервної роботи ЯРД. За цей час апарат розженеться до швидкості 10000 км/с і надалі, через 130 років, може досягти зірки Альфа Центавра.

Ядерні енергоустановки мають унікальні характеристики, до яких відносяться практично необмежена енергоємність, незалежність функціонування від навколишнього середовища, несхильність до зовнішніх впливів (космічної радіації, метеоритного пошкодження, високих і низьких температур тощо). Однак максимальна потужність ядерних радіоізотопних установок обмежена величиною близько декількох сотень ват. Це обмеження не існує для ядерних реакторних енергоустановок, що й визначає вигідність їх використання при тривалих польотах важких космічних апаратів у навколоземному просторі, при польотах до далеких планет Сонячної системи та інших випадках.

Переваги твердофазних та інших ЯРД з реакторами поділу найбільш повно розкриваються при дослідженні таких складних космічних програм, як пілотовані польоти до Сонячної системи (наприклад, при експедиції на Марс). У разі збільшення питомого імпульсу РД дозволяє вирішувати якісно нові завдання. Всі ці проблеми значно полегшуються при використанні твердофазного ЯРД із питомим імпульсом удвічі більшим, ніж у сучасних ЗРД. У цьому випадку стає можливим помітно скоротити терміни польотів.

Найімовірніше, що вже в найближчому майбутньому твердофазні ЯРД стануть одними з найпоширеніших РД. Твердофазний ЯРД можна використовувати як апарати для далеких польотів, наприклад, такі планети як Нептун, Плутон і навіть вилітати межі Сонячної Системи. Однак для польотів до зірок ЯРД, заснований на принципах поділу, не придатний. У цьому випадку перспективними є ЯРД або точніше термоядерні реактивні двигуни (ТРД), що працюють на принципі синтезу реакцій і фотонні реактивні двигуни (ФРД), джерелам імпульсу в яких є реакція анігіляції речовини і антиречовини. Втім, швидше за все, людство для подорожі в міжзоряному просторі буде використовувати інший, відмінний від реактивного, спосіб пересування.

Насамкінець наведу перефразування відомої фрази Ейнштейна - для подорожі до зірок людство має придумати щось таке, яке було б порівняно за складністю та сприйняттям з ядерним реактором для неандертальця!

ЛІТЕРАТУРА

Джерела:

1. "Ракети та люди. Книга 4 Місячна гонка"-М: Знання, 1999.
2. http://www. lpre. de/energomash/index. htm
3. Первушин " Битва за зірки. Космічне протистояння " -М: знание,1998.
4. Л. Гільберг "Підкорення неба" - М: Знання, 1994.
5. http://epizodsspace. *****/bibl/molodtsov
6. "Двигун", "Ядерні двигуни для космічних апаратів", №5 1999 р.

7. "Двигун", "Газофазні ядерні двигуни для космічних апаратів",

№ 6, 1999 р
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., Чекалін транспорт майбутнього.

М: Знання, 1983.

11. , Чекалін освоєння космосу.- М.:

Знання, 1988.

12. «Енергія - Буран» - крок у майбутнє // Наука життя й.

13. Космічна техніка.- М.: Світ, 1986.

14., Сергеюк та комерція. - М.: АПН, 1989.

15. СРСР у космосі. 2005 рік.-М.: АПН, 1989.

16. На шляху до далекого космосу // Енергія. – 1985. – № 6.

ДОДАТОК

Основні характеристики твердофазних ядерних реактивних двигунів

Країна виробник	Двигун	Тяга (Thrust) у вакуумі, кН	Питомий імпульс сік		Робота проекту, рік
	NERVA/Lox Mixed Cycle

Ракетний двигун, робочим тілом в якому служить або якась речовина (напр., водень), що нагрівається за рахунок енергії, що виділяється при ядерній реакції або радіоактивному розпаді, або безпосередньо продукти цих реакцій. Розрізняють… Великий Енциклопедичний словник

Ракетний двигун, робочим тілом в якому служить або якась речовина (наприклад, водень), що нагрівається за рахунок енергії, що виділяється при ядерній реакції або радіоактивному розпаді, або безпосередньо продукти цих реакцій. Знаходиться в… … Енциклопедичний словник

ядерний ракетний двигун- branduolinis raketinis variklis statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Raketinis variklis, kuriame reaktyvinė trauka sudaroma викстан branduolinei arba termobranduolinei reakcijai. Branduoliniams raketiniams varikliams sudaroma kur kas didesnė… … Artilerijos terminų žodynas

- (ЯРД) ракетний двигун, у якому тяга створюється рахунок енергії, що виділяється при радіоактивному розпаді чи ядерної реакції. Відповідно типу ядерної реакції, що відбувається в ЯРД, виділяють Радіоізотопний ракетний двигун,… …

- (ЯРД) ракетний двигун, в якому джерелом енергії є ядерне паливо. У ЯРД з ядерним реак. тором теплота, що виділяється в результаті ланцюгової ядерної реакції, повідомляється робочого тіла (напр., водню). Активна зона ядерного реактора.

Цю статтю слід вікіфікувати. Будь ласка, оформіть її згідно з правилами оформлення статей. Ядерний ракетний двигун на гомогенному розчині солей ядерного палива (англ. … Вікіпедія

Ядерний ракетний двигун (ЯРД) – різновид ракетного двигуна, що використовує енергію поділу або синтезу ядер для створення реактивної тяги. Бувають власне реактивними (нагрів робочого тіла в ядерному реакторі та виведення газу через… … Вікіпедія

Реактивний двигун, джерело енергії та робоче тіло якого знаходиться у самому засобі пересування. Ракетний двигун єдиний практично освоєний для виведення корисного навантаження на орбіту штучного супутника Землі та застосування в … Вікіпедія

- (РД) Реактивний двигун, який використовує для своєї роботи тільки речовини та джерела енергії, що є в запасі на апараті, що переміщається (літальному, наземному, підводному). Т. о., на відміну від повітряно реактивних двигунів. Велика Радянська Енциклопедія

Ізотопний ракетний двигун, ядерний ракетний двигун, що використовує енергію розпаду радіоактивних ізотопів хім. елементів. Ця енергія служить для нагрівання робочого тіла, або робочим тілом є самі продукти розпаду, що утворюють… … Великий енциклопедичний політехнічний словник

Олександр Лосєв

Швидкий розвиток ракетно-космічної техніки в XX столітті було обумовлено військово-стратегічними, політичними і, певною мірою, ідеологічними цілями та інтересами двох наддержав - СРСР та США, а всі державні космічні програми були продовженням їхніх військових проектів, де головним завданням була необхідність забезпечити обороноздатність та стратегічний паритет із ймовірним противником. Вартість створення техніки та витрати на експлуатацію тоді не мали принципового значення. На створення ракет-носіїв та космічних апаратів виділялися колосальні ресурси, а 108 хвилин польоту Юрія Гагаріна у 1961 році та телетрансляція Ніла Армстронга та Базза Олдріна з поверхні Місяця у 1969 році були не просто тріумфами науково-технічної думки, вони ще розглядалися як стратегічні перемоги битвах «Холодної війни».

Але після того, як Радянський Союз розпався і вибув із гонки за світове лідерство, у його геополітичних противників, насамперед у США, зникла необхідність реалізовувати престижні, але вкрай витратні космічні проекти, щоб доводити усьому світові перевагу західної економічної системи та ідеологічних концепцій.
У 90-х роках основні політичні завдання минулих років втратили актуальність, блокове протистояння змінилося глобалізацією, у світі взяв гору прагматизм, тому більшість космічних програм було згорнуто або відкладено, від масштабних проектів минулого залишилася, як спадщина, тільки МКС. До того ж, західна демократія поставила всі дорогі державні програми в залежність від електоральних циклів.
Підтримка виборців, необхідна для отримання чи збереження влади, змушує політиків, парламенти та уряди схилятися до популізму та вирішувати нагальні завдання, тому витрати на дослідження космосу скорочуються з року в рік.
Більшість фундаментальних відкриттів було зроблено ще в першій половині ХХ століття, а в наші дні наука та технології досягли певних меж, до того ж у всьому світі знизилася популярність наукових знань та погіршилася якість викладання математики, фізики та інших природничих наук. Це і стало причиною застою, зокрема й у космічній сфері, останніх двох десятиліть.
Але зараз стає очевидним, що світ наближається до кінця чергового технологічного циклу, що ґрунтується на відкриттях минулого століття. Тому будь-яка держава, яка матиме принципово нові перспективні технології в момент зміни глобального технологічного укладу, автоматично забезпечить собі світове лідерство як мінімум на наступні п'ятдесят років.

Принциповий пристрій ЯРД з воднем як робоче тіло

Це усвідомлюють і в Сполучених Штатах, де взято курс на відродження американської величі у всіх сферах діяльності, і в Китаї, який кидає виклик американській гегемонії, і в Євросоюзі, який намагається зберегти свою вагу в глобальній економіці.
Там існує промислова політика і всерйоз займаються розвитком власного науково-технічного та виробничого потенціалу, а космічна сфера може стати найкращим полігоном для відпрацювання нових технологій та для доказу чи спростування наукових гіпотез, здатних закласти основу для створення принципово іншої більш досконалої техніки майбутнього.
І цілком природно очікувати, що США буде першою країною, де відновляться проекти дослідження далекого космосу з метою створення унікальних інноваційних технологій як в галузі озброєнь, транспорту та конструкційних матеріалів, так і в біомедичній та телекомунікаційній сфері.
Щоправда, ні навіть Сполученим Штатам успіх на шляху створення революційних технологій не гарантований. Є високий ризик опинитися в глухому куті, удосконалюючи ракетні двигуни півстолітньої давності на основі хімічного палива, як це робить компанія SpaceX Ілона Маска, або, створюючи системи життєзабезпечення тривалого перельоту схожі на ті, що вже реалізовані на МКС.
Чи може Росія, чия стагнація в космічній сфері з кожним роком стає помітнішою, зробити ривок у гонці за майбутнє технологічне лідерство, щоб залишатися в клубі наддержав, а не в списку країн, що розвиваються?
Так, безумовно, Росія може, і більше, помітний крок уперед уже зроблено в ядерній енергетиці і в технологіях ядерних ракетних двигунів, незважаючи на хронічне недофінансування космічної галузі.
Майбутнє космонавтики – це використання ядерної енергії. Щоб зрозуміти, як пов'язані ядерні технології та космос, необхідно розглянути основні засади реактивного руху.
Отже, основні типи сучасних космічних двигунів створено за принципами хімічної енергетики. Це твердопаливні прискорювачі і рідинні ракетні двигуни, в їх камерах згоряння компоненти палива (паливо і окислювач) вступаючи в екзотермічну фізико-хімічну реакцію горіння, формують реактивний струмінь, що щомиті викидає з сопла двигуна тонни речовини. Кінетична енергія робочого тіла струменя перетворюється на реактивну силу, достатню для руху ракети. Питомий імпульс (ставлення створюваної тяги до маси палива, що використовується) таких хімічних двигунів залежить від компонентів палива, тиску і температури в камері згоряння, а також від молекулярної маси газоподібної суміші, що викидається через сопло двигуна.
І що вище температура речовини і тиск усередині камери згоряння, і що нижча молекулярна маса газу, то вище питомий імпульс, отже, і ефективність двигуна. Питомий імпульс - це кількість руху, і його прийнято вимірювати в метрах на секунду, як і швидкість.
У хімічних двигунах найбільший питомий імпульс дають паливні суміші кисень-водень і фтор-водень (4500-4700 м/с), але найпопулярнішими (і зручними в експлуатації) стали ракетні двигуни, що працюють на гасі та кисні, наприклад двигуни «Союзів» та ракет «Falcon» Маска, а також двигуни на несиметричному диметилгідразині (НДМГ) з окислювачем у вигляді суміші тетраоксиду азоту та азотної кислоти (радянський та російський «Протон», французький «Аріан», американський «Титан»). Їхня ефективність в 1.5 рази нижча, ніж у двигунів на водневому паливі, але й імпульсу в 3000 м/с і потужності цілком достатньо, для того, щоб було економічно вигідно виводити тонни корисного навантаження на навколоземні орбіти.
Але польоти до інших планет вимагають набагато більшого розміру космічних кораблів, ніж все, що були створені людством раніше, включаючи модульну МКС. У цих кораблях необхідно забезпечувати і тривале автономне існування екіпажів, і певний запас палива та ресурс роботи маршових двигунів та двигунів для маневрів та корекції орбіт, передбачити доставку космонавтів у спеціальному посадковому модулі на поверхню іншої планети та повернення їх на основний транспортний корабель, а потім та повернення експедиції на Землю.
Накопичені інженерно-технічні знання та хімічна енергетика двигунів дозволяють повернутися на Місяць і досягти Марса, тому велика ймовірність, що в наступному десятилітті людство побуває на Червоній планеті.
Якщо спиратися тільки на наявні космічні технології, то мінімальна маса модуля для пілотованого польоту до Марса або до супутників Юпітера і Сатурна складе приблизно 90 тонн, що в 3 рази більше, ніж місячні кораблі початку 1970-х, а значить, ракети-носії для їх виведення на опорні орбіти для подальшого польоту до Марса набагато перевершуватиме Сатурн-5 (стартова маса 2965 тонн) місячного проекту «Аполлон» або радянський носій «Енергія» (стартова маса 2400 тонн). Потрібно створити на орбіті міжпланетний комплекс вагою до 500 тонн. Політ на міжпланетному кораблі з хімічними ракетними двигунами вимагатиме від 8 місяців до 1 року часу лише в один бік, тому що доведеться робити гравітаційні маневри, використовуючи для додаткового розгону корабля силу тяжіння планет та колосального запасу палива.
Але використовуючи хімічну енергію ракетних двигунів далі орбіти Марса чи Венери людство не відлетить. Потрібні інші швидкості польоту космічних кораблів та інша потужніша енергетика руху.

Сучасний проект ядерного ракетного двигуна Princeton Satellite Systems

Для освоєння далекого космосу необхідно значно підвищити тягоозброєність та ефективність ракетного двигуна, а значить збільшити його питомий імпульс та ресурс роботи. А для цього необхідно всередині камери двигуна нагріти газ або речовину робочого тіла з низькою атомною масою до температур, що у кілька разів перевершують температуру хімічного горіння традиційних паливних сумішей, і зробити це можна за допомогою ядерної реакції.
Якщо замість звичайної камери згоряння всередину ракетного двигуна помістити ядерний реактор, в активну зону якого подаватиметься речовина в рідкому або газоподібному вигляді, воно, розігріваючись під великим тиском до декількох тисяч градусів, почне викидатися через канал сопла, створюючи реактивну тягу. Питомий імпульс такого ядерного реактивного двигуна буде у кілька разів більшим, ніж у звичайного на хімічних компонентах, а отже, багаторазово збільшиться ефективність як самого двигуна, так і ракети-носія в цілому. Окислювач для горіння палива при цьому не буде потрібний, а як речовина, що створює реактивну тягу, може бути використаний легкий газ водень, ми ж знаємо, що чим менше молекулярна маса газу, тим вище імпульс, а це дозволить набагато зменшити масу ракети при кращих характеристиках потужності двигуна.
Ядерний двигун буде кращим за звичайний, оскільки в зоні реактора легкий газ може нагріватися до температур, що перевищують 9 тисяч градусів Кельвіна, і струмінь такого перегрітого газу забезпечить набагато більший питомий імпульс, ніж можуть дати звичайні хімічні двигуни. Але це теоретично.
Небезпека навіть не в тому, що при старті ракети-носія з такою ядерною установкою може статися радіоактивне забруднення атмосфери та простору навколо пускового майданчика, основна проблема, що за високих температур може розплавитися сам двигун разом із космічним кораблем. Конструктори та інженери це розуміють і вже кілька десятиліть намагаються знайти відповідні рішення.
У ядерних ракетних двигунів (ЯРД) є вже своя історія створення та експлуатації у космосі. Перші розробки ядерних двигунів почалися в середині 1950-х років, тобто ще до польоту людини в космос, і практично одночасно і в СРСР і в США, а сама ідея використовувати ядерні реактори для нагрівання робочої речовини в ракетному двигуні народилася разом з першими ректорами середині 40-х років, тобто понад 70 років тому.
У нашій країні ініціатором створення ЯРД став вчений теплофізик Віталій Михайлович Євлєв. У 1947 році він представив проект, який був підтриманий С. П. Королевим, І. В. Курчатовим і М. В. Келдишем. Спочатку планувалося використовувати такі двигуни для крилатих ракет, а потім ставити і балістичні ракети. Розробкою зайнялися провідні оборонні КБ Радянського Союзу, а також науково-дослідні інститути НДІТП, ЦІАМ, ІАЕ, ВНІІНМ.
Радянський ядерний двигун РД-0410 був зібраний у середині 60-х воронезькому «Конструкторському бюро хімавтоматики», де створювалася більшість рідинних ракетних двигунів для космічної техніки.
Як робоче тіло в РД-0410 використовувався водень, який у рідкому вигляді проходив через «сорочку охолодження», відводячи зайве тепло від стінок сопла і не даючи йому розплавитися, а потім надходив в активну зону реактора, де нагрівався до 3000К і викидався через канал сопла, перетворюючи, таким чином, теплову енергію в кінетичну і створюючи питомий імпульс 9100 м/с.
У США проект ЯРД був запущений в 1952 році, а перший двигун, що діє, був створений в 1966 році і отримав назву NERVA (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application). У 60-х - 70-х роках Радянський Союз та США намагалися не поступатися один одному.
Правда і наш РД-0410, і американський NERVA були твердофазними ЯРД (ядерне паливо на основі карбідів урану знаходилося в реакторі в твердому стані), і їхня робоча температура була в межах 2300-3100К.
Щоб збільшити температуру активної зони без ризику вибуху або розплавлення стінок реактора, необхідно створити такі умови ядерної реакції, за яких паливо (уран) переходить у газоподібний стан або перетворюється на плазму і утримується всередині реактора за рахунок сильного магнітного поля, не торкаючись при цьому стінок. А далі водень, що надходить в активну зону реактора, «обтікає» уран, що знаходиться в газовій фазі, і перетворюючись на плазму, з дуже високою швидкістю викидається через канал сопла.
Цей тип двигуна отримав назву газофазного ЯРД. Температури газоподібного уранового палива в таких ядерних двигунах можуть бути в діапазоні від 10 тисяч до 20 тисяч градусів Кельвіна, а питомий імпульс досягатиме 50000 м/с, що в 11 разів вище, ніж у найефективніших хімічних ракетних двигунів.
Створення та використання в космічній техніці газофазних ЯРД відкритого та закритого типів – це найбільш перспективний напрямок розвитку космічних ракетних двигунів і саме те, що необхідно людству для освоєння планет Сонячної системи та їх супутників.
Перші дослідження з проекту газофазного ЯРД розпочалися в СРСР у 1957 році в НДІ теплових процесів (НДЦ імені М. В. Келдиша), а саме рішення про розробку ядерних космічних енергоустановок на основі газофазних ядерних реакторів було прийнято в 1963 академіком В. П. Глушко (НВО Енергомаш), а потім затверджено постановою ЦК КПРС та Ради міністрів СРСР.
Розробка газофазного ЯРД велася у Радянському Союзі два десятиліття, але, на жаль, так і не була завершена через недостатнє фінансування та необхідність додаткових фундаментальних досліджень у галузі термодинаміки ядерного пального та водневої плазми, нейтронної фізики та магнітної гідродинаміки.
Радянські вчені-ядерники та інженери-конструктори зіткнулися з низкою проблем, таких як досягнення критичності та забезпечення стійкості роботи газофазного ядерного реактора, зниження втрат розплавленого урану при викиді водню, розігрітого до декількох тисяч градусів, теплозахист сопла та генератора магнітного поля, накопичення продуктів , вибір хімічно стійких конструкційних матеріалів та ін.
А коли для радянської програми "Марс-94" першого пілотованого польоту на Марс почала створюватися ракета-носій "Енергія", проект ядерного двигуна було відкладено на невизначений термін. Радянському Союзу забракло зовсім небагато часу, а головне політичної волі та ефективності економіки, щоб здійснити висадку наших космонавтів на планету Марс у 1994 році. Це було б безперечним досягненням та доказом нашого лідерства у високих технологіях протягом наступних кількох десятиліть. Але космос, як і багато іншого, був відданий останнім керівництвом СРСР. Історію вже не змінити, учених та інженерів, що пішли, не повернути, а втрачені знання не відновити. Дуже багато доведеться створювати заново.
Але космічна ядерна енергетика не обмежується лише сферою твердо- та газофазних ЯРД. Для створення нагрітого потоку речовини у реактивному двигуні можна використовувати електричну енергію. Цю ідею першим висловив Костянтин Едуардович Ціолковський ще 1903 року у своїй роботі «Дослідження світових просторів реактивними приладами».
А перший електротермічний ракетний двигун у СРСР був створений у 1930-х роках Валентином Петровичем Глушком – майбутнім академіком АН СРСР та керівником НВО «Енергія».
Принципи роботи електричних ракетних двигунів можуть бути різними. Зазвичай їх прийнято ділити на чотири типи:

• електротермічні (нагрівні або електродугові). Вони газ нагрівається до температур 1000–5000К і викидається з сопла так само як і в ЯРД.
• електростатичні двигуни (колоїдні та іонні), в яких спочатку відбувається іонізація робочої речовини, а потім позитивні іони (атоми, позбавлені електронів) прискорюються в електростатичному полі і викидаються через канал сопла, створюючи реактивну тягу. До електростатичних належать також і стаціонарні плазмові двигуни.
• магнітоплазмові та магнітодинамічні ракетні двигуни. Там газова плазма прискорюється за рахунок сили Ампера в перпендикулярно магнітному і електричному полях, що перетинаються.
• імпульсні ракетні двигуни, в яких використовується енергія газів, що виникають при випаровуванні робочого тіла електричному розряді.

Плюсом цих електричних ракетних двигунів є низька витрата робочого тіла, ККД до 60% та висока швидкість потоку частинок, що дозволяє значно скоротити масу космічного апарату, але є й мінус – мала щільність тяги, а відповідно низька потужність, а також дорожнеча робочого тіла (інертні) гази чи пари лужних металів) для створення плазми.
Всі перелічені типи електродвигунів реалізовані на практиці і багаторазово використовувалися в космосі і на радянських і на американських апаратах починаючи з середини 60-х років, але через свою малу потужність застосовувалися в основному як двигуни корекції орбіт.
З 1968 по 1988 роки в СРСР було запущено цілу серію супутників «Космос» з ядерними установками на борту. Типи реакторів мали назви: «Бук», «Топаз» та «Єнісей».
Реактор проекту «Єнісей» мав теплову потужність до 135 кВт та електричну потужність близько 5 кВт. Теплоносієм був натрій-калієвий розплав. Цей проект було закрито у 1996 році.
Для цього маршового ракетного електродвигуна потрібно дуже потужне джерело енергії. І найкращим джерелом енергії для таких космічних двигунів є ядерний реактор.
Ядерна енергетика – одна з високотехнологічних галузей, де наша країна зберігає лідируючі позиції. І принципово новий ракетний двигун у Росії вже створюється і цей проект близький до успішного завершення у 2018 році. Літні випробування намічено на 2020 рік.
І якщо газофазний ЯРД – це тема майбутніх десятиліть до якої належить повернутися після проведення фундаментальних досліджень, то його сьогоднішня альтернатива – це ядерна енергорухова установка мегаватного класу (ЯЕДУ), і вона вже створюється підприємствами Росатому та Роскосмосу з 2009 року.
У створенні ядерного енергодвигуна та транспортно-енергетичного модуля беруть участь НВО «Червона зірка», яке на сьогоднішній день є єдиним у світі розробником та виробником космічних ядерних енергетичних установок, а також Дослідницьким центром ім. М. В. Келдиша, НІКІЕТ ім. Н. А.Доллежаля, «НДІ НВО «Промінь», «Курчатівський інститут», ІРМ, ФЕІ, НДІАР та НВО Машинобудування.
Ядерна енергорухова установка включає високотемпературний газоохолоджувальний ядерний реактор на швидких нейтронах з системою турбомашинного перетворення теплової енергії в електричну, систему холодильників-випромінювачів для відведення надлишкового тепла в космос, приладно-агрегатний відсік, блок маршових плазмових або контейнерних .
В енергорухової установки ядерний реактор служить джерелом електроенергії для роботи електричних плазмових двигунів, при цьому газовий теплоносій реактора, що проходить через активну зону, потрапляє в турбіну електрогенератора і компресора і повертається назад в реактор по замкнутому контуру, а не викидається в простір як в ЯРД, що робить конструкцію більш надійною та безпечною, а значить придатною для пілотованої космонавтики.
Планується, що ядерна енергорухова установка застосовуватиметься для багаторазового космічного буксиру для забезпечення доставки вантажів при освоєнні Місяця або створення багатоцільових орбітальних комплексів. Плюсом буде не тільки багаторазове використання елементів транспортної системи (чого намагається добитися Ілон Маск у своїх космічних проектах SpaceX), але й можливість доставки втричі більшої маси вантажів, ніж на ракетах з хімічними реактивними двигунами порівнянної потужності за рахунок зменшення стартової маси транспортної системи . Особлива конструкція установки робить її безпечною для людей та навколишнього середовища на Землі.
У 2014 році на ВАТ «Машинобудівний завод» у м.Електросталь було зібрано перший тепловиділяючий елемент (тел) штатної конструкції для цієї ядерної електрорухової установки, а у 2016 проведено випробування імітатора кошика активної зони реактора.
Наразі (у 2017 році) ведуться роботи з виготовлення елементів конструкції встановлення та тестування вузлів та агрегатів на макетах, а також автономні випробування систем турбомашинного перетворення енергії та прототипів енергоблоків. Завершення робіт заплановано на кінець наступного 2018 року, щоправда, з 2015 року почало накопичуватися відставання від графіка.
Отже, як тільки ця установка буде створена, Росія стане першою у світі країною з ядерними космічними технологіями, які ляжуть в основу не тільки майбутніх проектів освоєння Сонячної системи, а й земної та позаземної енергетики. Космічні ядерні енергетичні установки можна використовувати для створення систем дистанційної передачі електроенергії Землю чи космічні модулі з допомогою електромагнітного випромінювання. І це теж стане передовою технологією майбутнього, де наша країна матиме лідируючі позиції.
На основі плазмових електродвигунів, що розробляються, будуть створені потужні рухові установки для далеких польотів людини в космос і в першу чергу для освоєння Марса, досягти орбіти якого можна буде всього за 1,5 місяці, а не за рік з гаком, як при використанні звичайних хімічних реактивних двигунів .
А майбутнє завжди починається з революції в енергетиці. І ніяк інакше. Енергетика первинна і саме величина енергоспоживання впливає на технічний прогрес, на обороноздатність та якість життя людей.

Експериментальний плазмовий ракетний двигун NASA

Радянський астрофізик Микола Кардашев ще 1964 року запропонував шкалу розвитку цивілізацій. Згідно з цією шкалою, рівень технологічного розвитку цивілізацій залежить від кількості енергії, яку населення планети використовує для своїх потреб. Так цивілізація типу використовує всі доступні ресурси, наявні на планеті; цивілізаціяII типу - отримує енергію своєї зірки, у системі якої перебуває; а цивілізація III типу користується доступною енергією своєї галактики. Людство поки не доросло до цивілізації типу за цією шкалою. Ми використовуємо лише 0.16% всього обсягу потенційного енергетичного запасу планети Земля. А отже, і Росії і всьому світу є куди зростати, і ці ядерні технології відкриють нашій країні дорогу не лише в космос, а й у майбутнє економічне процвітання.
І, можливо, єдиний варіант для Росії у науково-технічній сфері - це зробити зараз революційний прорив у ядерних космічних технологіях для того, щоб одним «стрибком» подолати багаторічне відставання від лідерів і опинитися одразу біля витоків нової технологічної революції в черговому циклі розвитку людської цивілізації. Такий унікальний шанс випадає тій чи іншій країні лише один раз на кілька століть.
На жаль, Росія, яка не приділяла в останні 25 років належної уваги фундаментальним наукам і якості вищої та середньої освіти, ризикує назавжди згаяти цей шанс, якщо програма виявиться згорнутою, а на зміну нинішнім ученим та інженерам не прийде нове покоління дослідників. Геополітичні та технологічні виклики, з якими зіткнеться Росія вже через 10–12 років, будуть дуже серйозними, порівнянними з загрозами середини ХХ століття. Щоб зберегти суверенітет і цілісність Росії у майбутньому вже зараз необхідно терміново розпочинати підготовку фахівців, здатних на ці виклики відповідати та створювати щось нове.
Є лише приблизно 10 років на те, щоб перетворити Росію на світовий інтелектуально-технологічний центр, і без серйозної зміни якості освіти це зробити неможливо. Для науково-технологічного прориву необхідно повернути системі освіти (і шкільної та ВУЗівської) системність поглядів на картину світу, наукову фундаментальність та світоглядну цілісність.
А щодо нинішнього застою в космічній галузі, то це не страшно. Фізичні принципи, на яких засновані сучасні космічні технології, будуть ще довго затребувані сектором звичайних супутникових послуг. Згадаймо, що людство використовувало вітрило протягом 5.5 тисяч років, а епоха пари тривала майже 200 років, і лише у ХХ столітті світ почав стрімко змінюватись, бо відбулася чергова науково-технічна революція, яка запустила хвилю інновацій та зміну технологічних укладів, що у результаті змінило і світову економіку та політику. Головне, опинитися біля витоків цих змін [email protected] ,
сайт: https://delpress.ru/information-for-subscribers.html

Підписатися на електронну версію журналу «Арсенал Вітчизни» можна за посиланням .
Вартість річної передплати -
12 000 руб.

Часто в загальноосвітніх публікаціях про космонавтику не розрізняють різницю між ядерним ракетним двигуном (ЯРД) та ядерною ракетною електродвигуною установкою (ЯЕДУ). Однак під цими абревіатурами ховається не тільки різниця в принципах перетворення ядерної енергії в силу тяги ракети, а й драматична історія розвитку космонавтики.

Драматизм історії полягає в тому, що якби зупинені головним чином з економічних причин дослідження ЯДУ та ЯЕДУ як у СРСР, так і в США продовжилися, то польоти людини на марс давно вже стали б звичайною справою.

Все починалося з атмосферних літальних апаратів із прямоточним ядерним двигуном

Конструктори в США та СРСР розглядали «дихаючі» ядерні установки, здатні втягувати забортне повітря та розігрівати його до колосальних температур. Ймовірно, цей принцип утворення тяги був запозичений від прямоточних повітряно-реактивних двигунів, тільки замість ракетного палива використовувалася енергія поділу атомних ядер діоксиду урану 235.

У США такий двигун розроблявся у рамках проекту Pluto. Американці зуміли створити два прототипи нового двигуна - Tory-IIA та Tory-IIC, на яких навіть проводилися включення реакторів. Потужність установки мала скласти 600 мегават.

Двигуни, розроблені в рамках проекту Pluto, планувалося встановлювати на крилаті ракети, що у 1950-х роках створювалися під позначенням SLAM (Supersonic Low Altitude Missile, надзвукова маловисотна ракета).

У США планували побудувати ракету довжиною 26,8 метра, діаметром три метри, і масою 28 тонн. У корпусі ракети мав розташовуватися ядерний боєзаряд, і навіть ядерна рухова установка, має довжину 1,6 метри і діаметр 1,5 метра. На тлі інших розмірів установка виглядала досить компактною, що пояснює її прямоточний принцип роботи.

Розробники вважали, що завдяки ядерному двигуну дальність польоту ракети SLAM складе щонайменше 182 тисячі кілометрів.

1964 року міністерство оборони США проект закрило. Офіційною причиною стало те, що в польоті крилата ракета з ядерним двигуном дуже забруднює все навколо. Але насправді причина полягала у значних витратах на обслуговування таких ракет, тим більше на той час бурхливо розвивалося ракетобудування на основі рідинних реактивних ракетних двигунів, обслуговування яких було значно дешевше.

СРСР залишалася вірною ідеї створення ЯРД прямоточної конструкції значно довше, ніж США, закривши проект лише 1985 року. Але й результати вийшли значно вагоміше. Так, перший та єдиний радянський ядерний ракетний двигун був розроблений у конструкторському бюро «Хімавтоматика», Воронеж. Це РД-0410 (Індекс ГРАУ – 11Б91, відомий також як «Ірбіт» та «ІР-100»).

У РД-0410 був застосований гетерогенний реактор на теплових нейтронах, сповільнювачем служив гідрид цирконію, відбивачі нейтронів - з берилію, ядерне паливо - матеріал на основі карбідів урану та вольфраму, зі збагаченням за ізотопом 235 близько 80%.

Конструкція включала 37 тепловиділяючих збірок, покритих теплоізоляцією, що відокремлювала їх від сповільнювача. Проектом передбачалося, що потік водню спочатку проходив через відбивач і сповільнювач, підтримуючи їх температуру на рівні кімнатної, а потім надходив в активну зону, де охолоджував тепловиділяючі зборки, нагріваючись при цьому до 3100 К. На стенді відбивач і сповільнювач охолоджувалися окремим потіком.

Реактор пройшов значну серію випробувань, але жодного разу не відчував повну тривалість роботи. Однак поза реакторні вузли були відпрацьовані повністю.

Технічні характеристики РД 0410

Тяга у порожнечі: 3,59 тс (35,2 кН)
Теплова потужність реактора: 196 МВт
Питома імпульс тяги в порожнечі: 910 кгс·с/кг (8927 м/с)
Число включень: 10
Ресурс роботи: 1 год
Компоненти палива: робоче тіло - рідкий водень; допоміжна речовина - гептан.
Маса з радіаційним захистом: 2 тонни
Габарити двигуна: висота 3,5м, діаметр 1,6м.

Відносно невеликі габаритні розміри та вага, висока температура ядерного палива (3100 K) за ефективної системи охолодження потоком водню свідчить про те, що РД0410 є майже ідеальним прототипом ЯРД для сучасних крилатих ракет. А, враховуючи сучасні технології отримання ядерного палива, що самозупиняється, збільшення ресурсу з години до декількох годин є цілком реальним завданням.

Конструкції ядерних ракетних двигунів

Ядерний ракетний двигун (ЯРД) - реактивний двигун, в якому енергія, що виникає при ядерній реакції розпаду або синтезу, нагріває робоче тіло (найчастіше водень або аміак).

Існує три типи ЯРД за видом палива для реактора:

• твердофазний;
• рідкофазний;
• газофазний.

Найбільш закінченим є твердофазний варіант двигуна. На малюнку зображено схему найпростішого ЯРД з реактором на твердому ядерному паливі. Робоче тіло розташовується у зовнішньому баку. За допомогою насоса воно подається до камери двигуна. У камері робоче тіло розпорошується за допомогою форсунок і вступає в контакт з тепловиділяючим ядерним паливом. Нагріваючись, воно розширюється і з величезною швидкістю вилітає із камери через сопло.

У газофазних ЯРД паливо (наприклад, уран) та робоче тіло знаходиться у газоподібному стані (у вигляді плазми) та утримується в робочій зоні електромагнітним полем. Нагріта до десятків тисяч градусів уранова плазма передає тепло робочому тілу (наприклад, водню), яке, своєю чергою, нагріте до високих температур і утворює реактивний струмінь.

За типом ядерної реакції розрізняють радіоізотопний ракетний двигун, термоядерний ракетний двигун і ядерний двигун (використовується енергія поділу ядер).

Цікавим варіантом також є імпульсний ЯРД – як джерело енергії (пального) пропонується використовувати ядерний заряд. Такі установки можуть бути внутрішнього та зовнішнього типів.

Основними перевагами ЯРД є:

• високий питомий імпульс;
• значний енергозапас;
• компактність рухової установки;
• можливість отримання дуже великої тяги - десятки, сотні та тисячі тонн у вакуумі.

Основним недоліком є ​​висока радіаційна небезпека рухової установки:

• потоки проникаючої радіації (гама-випромінювання, нейтрони) при ядерних реакціях;
• винесення високорадіоактивних сполук урану та його сплавів;
• витікання радіоактивних газів з робочим тілом.

Ядерне енергорухове встановлення

Враховуючи, що будь-яку достовірну інформацію про ЯЕДУ з публікацій, у тому числі і з наукових статей, отримати неможливо, принцип роботи таких установок найкраще розглядати на прикладах відкритих патентних матеріалів, що хоч і містять ноу-хау.

Так, наприклад, видатним російським вченим Коротєєвим Анатолієм Сазоновичем, автором винаходу за патентом, наведено технічне рішення щодо складу обладнання для сучасної ЯРДУ. Далі наводжу частину зазначеного патентного документа дослівно та без коментарів.

Сутність запропонованого технічного рішення пояснюється схемою, що на кресленні. ЯЕДУ, що функціонує в рухово-енергетичному режимі, містить електроракетну рухову установку (ЕРДУ) (на схемі для прикладу представлено два електроракетні двигуни 1 і 2 з відповідними системами подачі 3 і 4), реакторну установку 5, турбіну 6, компресор 7, генератор 8 теплообмінник-рекуператор 9, вихрову трубку Ранка-Хільша 10 холодильник-випромінювач 11. При цьому турбіна 6, компресор 7 і генератор 8 об'єднані в єдиний агрегат - турбогенератор-компресор. ЯЕДУ оснащена трубопроводами 12 робочого тіла та електричними лініями 13, що з'єднують генератор 8 та ЕРДУ. Теплообмінник-рекуператор 9 має так звані високотемпературний 14 і низькотемпературний входи 15 робочого тіла, а також високотемпературний 16 і низькотемпературний 17 виходи робочого тіла.

Вихід реакторної установки 5 з'єднаний з входом турбіни 6, вихід турбіни 6 з'єднаний з високотемпературним входом 14 теплообмінника-рекуператора 9. Низькотемпературний вихід 15 теплообмінника-рекуператора 9 з'єднаний з входом у вихрову трубку Ранка-Хільша 10. Вихрова трубка1 один з яких (по «гарячому» робочому тілу) з'єднаний з холодильником-випромінювачем 11, а інший (по «холодному» робочому тілу) з'єднаний з входом компресора 7. Вихід холодильника-випромінювача 11 також з'єднаний з входом в компресор 7. Вихід компресора 7 з'єднаний з низькотемпературним входом 15 в теплообмінник-рекуператор 9. Високотемпературний вихід 16 теплообмінника-рекуператора 9 з'єднаний з входом в реакторну установку 5. Таким чином, основні елементи ЯЕДУ пов'язані між собою єдиним контуром робочого тіла.

ЯЕДУ працює в такий спосіб. Нагріте в реакторній установці 5 робоче тіло направляється на турбіну 6, яка забезпечує роботу компресора 7 і 8 генератора турбогенератора-компресора. Генератор 8 виробляє генерацію електричної енергії, яка електричними лініями 13 направляється до електроракетних двигунів 1 і 2 та їх систем подачі 3 і 4, забезпечуючи їх роботу. Після виходу з турбіни 6 робоче тіло направляється через високотемпературний вхід 14 теплообмінник-рекуператор 9, де здійснюється часткове охолодження робочого тіла.

Потім, з низькотемпературного виходу 17 теплообмінника-рекуператора 9 робоче тіло направляється в вихрову трубку Ранка-Хільша 10, всередині якої відбувається поділ потоку робочого тіла на гарячу і холодну складові. «Гаряча» частина робочого тіла далі йде холодильник-випромінювач 11, де відбувається ефективне охолодження цієї частини робочого тіла. «Холодна» частина робочого тіла слід на вхід у компресор 7, туди слід після охолодження частина робочого тіла, що виходить з холодильника-випромінювача 11.

Компресор 7 виробляє подачу охолодженого робочого тіла в теплообмінник-рекуператор 9 через низькотемпературний вхід 15. Це охолоджене робоче тіло в теплообміннику-рекуператорі 9 забезпечує часткове охолодження зустрічного потоку робочого тіла, що надходить у теплообмінник-4 рекуператор. частково підігріте робоче тіло (за рахунок теплообміну з зустрічним потоком робочого тіла з турбіни 6) з теплообмінника-рекуператора 9 через високотемпературний вихід 16 знову надходить до реакторної установки 5 цикл знову повторюється.

Таким чином, єдине робоче тіло, що знаходиться в замкнутому контурі, забезпечує безперервну роботу ЯЕДУ, причому використання в складі ЯЕДУ вихрової трубки Ранка-Хільша відповідно до заявляється технічним рішенням забезпечує поліпшення масогабаритних характеристик ЯЕДУ, підвищує надійність її роботи, спрощує її конструктивну схему. ефективність ЯЕДУ загалом.

Посилання:

У одному з розділів"Живого Журналу" інженер - електронник постійно пише про ядерні та термоядерні машини - реактори, установки, дослідницькі лабораторії, прискорювачі, а також про . Нова російська ракета, свідчення під час щорічного послання Президента, викликала найжвавіший інтерес блогера. І ось що він знайшов на цю тему.

Так, історично розробки крилатих ракет із прямоточним ядерним повітряним двигуном були: це ракета SLAM у США з реактором TORY-II, концепт Avro Z-59 у Великій Британії, опрацювання в СРСР.

Сучасний рендер концепту ракети Avro Z-59 масою близько 20 тонн.

Однак усі ці роботи йшли у 60-х як НДДКР різного ступеня глибини (далі зайшли США, про що нижче) і продовження у вигляді зразків на озброєнні не отримали. Не отримали з тієї ж причини, що багато інших опрацювань Atom Age - літаки, потяги, ракети з ЯЕУ. Всі ці варіанти транспортних засобів при деяких плюсах, які дає шалена щільність енергії в ядерному паливі, мають дуже серйозні мінуси - дорожнеча, складність експлуатації, вимоги постійної охорони, нарешті незадовільні результати розробок, про які зазвичай мало відомо (публікуючи результати НДДКР всім сторонам вигідніше виставляти досягнення та приховувати невдачі).

Зокрема, для крилатих ракет набагато простіше створити носій (підводний човен або літак), який "підтягне" безліч КР до місця пуску, ніж морочитися з невеликим парком (а великий парк освоїти неймовірно складно) крилатих ракет, що запускаються зі своєї території. Універсальний, дешевий, масовий засіб переміг у результаті малосерійний, дорогий і з неоднозначними плюсами. Атомні крилаті ракети не пішли далі за наземні випробування.

Цей концептуальний глухий кут 60-х років КР з ЯЕУ, на мій погляд, актуальний і зараз, тому основне питання до показаного "навіщо??". Але ще опуклішим його роблять проблеми, які виникають при розробці, випробуваннях та експлуатації подібної зброї, про що говоримо далі.

Отже, почнемо з реактора. Концепти SLAM і Z-59 були тримаховими ракетами, що низько летять, значних габаритів і маси (20+ тонн після скидання стартових прискорювачів). Страшно витратний надзвук, що низько летить, дозволяв по максимуму використовувати наявність практично не обмеженого джерела енергії на борту, крім того, важливою рисою ядерного повітряного реактивного двигуна єпокращення ккд роботи (термодинамічного циклу) у разі зростання швидкості, тобто. та ж ідея, але на швидкостях у 1000 км/год мала б набагато важчий і габаритніший двигун. Нарешті, 3М на висоті в сотню метрів в 1965 році означало невразливість для ППО. погляд, навколозвукова або слабоназвукова (якщо, звичайно, вірити, що на відео саме вона). Але при цьому габарит реактора значно зменшився в порівнянні з TORY-II від ракети SLAM, де він становив аж 2 метри, включаючи радіальний відбивач нейтронів з графіту.

Чи можна взагалі укласти реактор діаметром 0,4-0,6 метра?

Почнемо з принципово мінімального реактора – болванки з Pu239. Хорошим прикладом реалізації такої концепції є космічний реактор Kilopower, де, щоправда, використовується U235. Діаметр активної зони реактора лише 11 сантиметрів! Якщо перейти на плутоній 239, розміри АЗ впадуть ще в 1,5-2 рази. Тепер від мінімального розміру ми почнемо крокувати до реального ядерного повітряного реактивного двигуна, згадуючи про складності.

Найпершим до розміру реактора додається розмір відбивача - зокрема Kilopower BeO потроює розміри. По-друге, ми не можемо використовувати болванку U або Pu - вони елементарно згорять у потоці повітря буквально через хвилину. Потрібна оболонка, наприклад, з інкалою, який протистоїть миттєвому окисленню до 1000 С, або інших нікелевих сплавів з можливим покриттям керамікою. Внесення великої кількості матеріалу оболонок до АЗ одразу в кілька разів збільшує необхідну кількість ядерного палива – адже "непродуктивне" поглинання нейтронів в АЗ тепер різко зросло!

Більше того, металева форма U або Pu тепер не годиться – ці матеріали й самі не тугоплавкі (плутоній взагалі плавиться при 634 С), так ще й взаємодіють із матеріалом металевих оболонок. Перекладаємо паливо в класичну форму UO2 або PuO2 – отримуємо ще одне розведення матеріалу в АЗ, тепер уже киснем.

Зрештою, згадуємо призначення реактора. Нам потрібно прокачувати через нього багато повітря, якому ми віддаватимемо тепло. Приблизно 2/3 простору займуть "повітряні трубки".

У результаті мінімальний діаметр АЗ виростає до 40-50 см (для урану), а діаметр реактора з 10-сантиметровим берилієвим відбивачем до 60-70 см. MITEE для польотів в атмосфері Юпітера. Цей абсолютно паперовий проект (наприклад температура АЗ передбачається в 3000 К, а стінки з берилію, що витримує від сили 1200 К) має розрахунковий по нейтроніку діаметр АЗ в 55.4 см, при тому, що охолодження воднем дозволяє зменшити розміри каналів, якими прокачується теплоносій .

На мій погляд, повітряний ядерний реактивний двигун можна впхнути в ракету діаметром близько метра, що, втім, все ж таки не кардинально більше озвучених 0,6-0,74 м, але все ж насторожує. Так чи інакше, ЯЕУ матиме потужність ~ кілька мегават, що живляться ~10^16 розпадів в секунду. Це означає, що сам реактор створюватиме радіаційне поле в кілька десятків тисяч рентген біля поверхні, і до тисячі рентген уздовж усієї ракети. Навіть установка кількох сотень кг секторного захисту не сильно знизить ці рівні, т.к. нейтрони і гамма-кванти відбиватимуться від повітря і "обходитимуть захист".

За кілька годин такий реактор напрацює ~10^21-10^22 атомів продуктів поділу з активністю в кілька (кілька десятків) петабеккерелів, які і після зупинки створять фон у кілька тисяч рентген біля реактора.

Конструкція ракети буде активована приблизно до 10^14 Бк, хоча ізотопи будуть в основному бета-випромінювачами і небезпечні тільки гальмівним рентгеном. Фон від самої конструкції може досягати десятки рентгенів на відстані 10 метрів від корпусу ракети.

Всі ці "веселості" дають уявлення, що і розробка та випробування подібної ракети - завдання на межі можливого. Необхідно створити цілий набір радіаційно-стійкого навігаційного та керуючого обладнання, випробувати все це досить комплексним чином (радіація, температура, вібрації - і все це на статистику). Літні випробування з працюючим реактором у будь-який момент можуть перетворитися на радіаційну катастрофу з викидом від сотень терабекерелів до одиниць петабекерелів. Навіть без катастрофічних ситуацій можлива розгерметизація окремих твелів і викид радіонуклідів.

Звичайно, в Росії досі єНовоземельський полігон на якому можна проводити такі випробування, проте це суперечитиме духу договору прозабороні випробувань ядерної зброї у трьох середовищах (Заборона вводилася з метою недопущення планомірного забруднення атмосфери та океану радінуклідами).

Зрештою, цікаво, хто в РФ міг би займатися розробкою такого реактора. Традиційно спочатку високотемпературними реакторами займався Курчатовський інститут (загальне проектування та розрахунки), Обнінський ФЕІ (експериментальне відпрацювання та паливо), НДІ "Промінь" у Подільську (паливо та технології матеріалів). Пізніше до проектування подібних машин підключився колектив НІКІЕТ (наприклад, реактори ІГР та ІВГ - прообрази активної зони ядерного ракетного двигуна РД-0410).

Сьогодні НІКІЕТ має колектив конструкторів, які виконують роботи з проектування реакторів (високотемпературний газоохолоджуваний РУГК , швидкі реакториМБІР, ), а ФЕІ та "Промінь" продовжують займатися супутніми розрахунками та технологіями відповідно. Курчатовський інститут у останні десятиліття більше перейшов до теорії ядерних реакторів.

Резюмуючи, хочеться сказати, що створення крилатої ракети з повітряним реактивним двигунам з ЯЕУ є в цілому здійсненним завданням, але водночас вкрай дорогим і складним, що вимагає значної мобілізації людських і фінансових ресурсів, як мені здається більшою мірою, ніж решта озвучених проектів (" Сармат", "Кинжал", "Статус-6", "Авангард"). Дуже дивно, що ця мобілізація не залишила жодного сліду. А головне, зовсім не зрозуміло, в чому користь від отримання подібних зразків озброєнь (на тлі наявних носіїв), і як вони можуть переважити численні мінуси – питання радіційної безпеки, дорожнечі, несумісності із договорами про скорочення стратегічних озброєнь.

P.S. Втім "джерела" вже починають пом'якшувати ситуацію: "Джерело, близьке до ВПК, розповів "Відомостям », що радіаційна безпека під час випробувань ракети була забезпечена. Ядерну установку на борту представляв електричний макет.