Ракетні двигуни на рідкому паливі дали людині можливість вийти в космос – на навколоземні орбіти. Проте такі ракети спалюють 99% палива за перші кілька хвилин польоту. Залишку палива може не вистачити для подорожі на інші планети, та й швидкість буде настільки малою, що вояж займе десятки чи сотні років. Вирішити проблему можуть ядерні двигуни. Як? Розбиратимемося разом.

Принцип роботи реактивного двигуна дуже простий: він переводить паливо в кінетичну енергію струменя (закон збереження енергії), рахунок напряму цього струменя ракета рухається у просторі (закон збереження імпульсу). Важливо розуміти, що ми не можемо розігнати ракету чи літак до швидкості більшої, ніж швидкість витікання палива — розпеченого газу, що викидається назад.

Космічний апарат New Horizons

Що ж відрізняє ефективний двигун від невдалого чи застарілого аналога?Насамперед те, скільки палива знадобиться двигуну, щоб розігнати ракету до потрібної швидкості. Цей найважливіший параметр ракетного двигуна називається питомий імпульс, Який визначається як відношення загального імпульсу до витрати палива: що більший цей показник, то ефективніший ракетний двигун. Якщо ракета практично повністю складається з палива (це означає, що в ній немає місця для корисного вантажу, граничний випадок), питомий імпульс вважатимуться рівним швидкості закінчення палива (робочого тіла) з ракетного сопла. Запуск ракети — вкрай дорогий захід, враховується кожен грам не лише корисного вантажу, а й палива, яке також важить і займає місце. Тому інженери підбирають дедалі більше активне пальне, одиниця якої давала б максимальну віддачу, збільшуючи питомий імпульс.

Переважна більшість ракет в історії та сучасності була обладнана двигунами, які використовують хімічну реакцію горіння (окислення) палива.

Вони дозволили досягти Місяця, Венери, Марса і навіть планет далекого поясу - Юпітера, Сатурна та Нептуна. Щоправда, космічні експедиції зайняли місяці та роки (автоматичні станції Pioneer, Voyager, New Horizons та ін.). Необхідно відзначити, що всі подібні ракети витрачають значну частину палива для відриву від Землі, і далі продовжують політ інерції з рідкісними моментами включення двигуна.

Космічний апарат Pioneer

Подібні двигуни підходять для виведення ракет на навколоземну орбіту, але щоб її розігнати хоча б до чверті швидкості світла, знадобиться неймовірна кількість палива (розрахунки показують, що потрібно 103200 грам палива, при тому, що маса нашої Галактики не більше 1056 грама). Очевидно, що для досягнення найближчих планет, а тим більше зірок, нам потрібні досить великі швидкості, забезпечити які рідкопаливні ракети не в змозі.

‚Газофазний ядерний двигун

Далекий космос – справа зовсім інша. Взяти хоча б Марс, «обжитий» фантастами вздовж і впоперек: він добре вивчений і науково перспективний, а найголовніше — близький, як ніхто інший. Справа — за «космічним автобусом», який зможе доставити туди екіпаж за розумний час, тобто якнайшвидше. Але із міжпланетним транспортом є проблеми. Його складно розігнати до потрібної швидкості, зберігши при цьому прийнятні розміри та витративши розумну кількість палива.

RS-25 (Rocket System 25) - рідинний ракетний двигун компанії Рокетдайн, США. Застосовувався на планері космічної транспортної системи Space Shuttle, на кожному з яких було встановлено три таких двигуни. Найбільш відомий як двигун SSME (англ. Space Shuttle Main Engine - головний двигун космічного човника). Основними компонентами палива є рідкий кисень (окислювач) та водень (пальне). RS-25 використовує схему закритого циклу (з допалюванням генераторного газу).

Рішенням може бути "мирний атом", що штовхає космічні кораблі. Про створення легкого та компактного пристрою, здатного вивести на орбіту хоча б самого себе, інженери замислилися ще наприкінці 50-х років минулого століття. Головна відмінність ядерних двигунів від ракет із двигунами внутрішнього згоряння в тому, що кінетична енергіявиходить не рахунок згоряння палива, а рахунок теплової енергії розпаду радіоактивних елементів. Порівняємо ці підходи.

З рідинних двигуніввиходить розпечений «коктейль» вихлопних газів (закон збереження імпульсу), що утворюються при реакції палива та окислювача (закон збереження енергії). Найчастіше це комбінація кисню і водню (результат горіння водню — звичайна вода). H2O має набагато більшу молярну масу, ніж водень або гелій, тому її важче розігнати, питомий імпульс для подібного двигуна 4-500 м/с.

Наземні випробування NASA нової системизапуску космічних ракет, 2016 (штат Юта, США). Ці двигуни будуть встановлені на космічний корабель Orion, де планується місія на Марс.

У ядерних двигунахпропонується використовувати тільки водень і розганяти його за рахунок енергії ядерного розпаду. Тим самим йде економія на окислювачі (кисні), що вже чудово, але не все. Так як у водню відносно мала питома маса, нам простіше розігнати його до більш високих швидкостей. Звичайно, можна використовувати й інші теплосприйнятливі гази (гелій, аргон, аміак і метан), але всі вони не менш ніж удвічі програють водню в найголовнішому — питомому імпульсі (понад 8 км/c).

Тож чи варто його втрачати? Виграш настільки великий, що інженерів не зупиняє ні складність конструкції та управління реактором, ні його. велика вагані навіть радіаційна небезпека. Тим більше ніхто й не збирається стартувати з поверхні Землі — збирання таких кораблів вестиметься на орбіті.

‚Літаючий» реактор

Як працює ядерний двигун? Реактор у космічному двигунінабагато менше і компактніше своїх наземних аналогів, але всі основні компоненти та механізми управління принципово ті самі. Реактор виступає в ролі нагрівача, який подається рідкий водень. Температури в активній зоні сягають (і можуть перевищувати) 3000 градусів. Потім розігрітий газ випускають через сопло.

Однак такі реактори випромінюють шкідливі радіаційні випромінювання. Для захисту екіпажу та численного електронного обладнаннявід радіації потрібні ґрунтовні заходи. Тому проекти міжпланетних кораблів з атомним двигуном часто нагадують парасольку: двигун розташовується в екранованому окремому блоці, з'єднаному з основним модулем довгою фермою або трубою.

"Камерою згоряння"ядерного двигуна служить активна зона реактора, в якій водень, що подається під великим тиском, нагрівається до 3000 і більше градусів. Ця межа визначається лише жароміцністю матеріалів реактора та властивостями палива, хоча підвищення температури збільшує питомий імпульс.

Тепловиділяючі елементи- це жароміцні ребристі (для підвищення площі тепловіддачі) циліндри-«склянки», заповнені урановими пігулками. Вони «омиваються» потоком газу, що грає роль робочого тіла, і охолоджувача реактора. Вся конструкція ізольована бериллієвими екранами-відбивачами, які не випускають небезпечне радіаційне випромінювання назовні. Для керування виділенням тепла поруч із екранами розташовані спеціальні поворотні барабани.

Існує ряд перспективних конструкцій ядерних ракетних двигунів, реалізація яких чекає свого часу. Адже в основному вони будуть застосовуватись у міжпланетних подорожах, які, зважаючи на все, вже не за горами.

Проекти ядерних двигунів

Ці проекти були заморожені з різних причин — брак грошей, складність конструкції чи навіть необхідність збирання та встановлення у відкритому космосі.

"ОРІОН" (США, 1950-1960)

Проект пілотованого ядерно-імпульсного космічного корабля («вибухоліт») для дослідження міжпланетного та міжзоряного простору.

Принцип роботи.З двигуна корабля, у протилежному напрямку, викидається ядерний заряд невеликого еквівалента і підривається на порівняно малій дистанції від корабля (до 100 м). Ударна сила відбивається від масивної плити, що відбиває, в хвості корабля, «штовхаючи» його вперед.

«ПРОМЕТЕЙ» (США, 2002–2005)

Проект космічного агентства NASA з розробки ядерного двигуна для космічних апаратів.

Принцип роботи.Двигун космічного корабля повинен був складатися з іонізованих частинок, що створюють тягу, та компактного ядерного реактора, що забезпечує встановлення енергією. Іонний двигун створює тягу близько 60 грамів, але зможе працювати постійно. Зрештою, корабель поступово зможе набрати величезну швидкість - 50 км/сек, витративши мінімальну кількість енергії.

"ПЛУТОН" (США, 1957-1964)

Проект із розробки ядерного прямоточного повітряно-реактивного двигуна.

Принцип роботи.Повітря через передню частину транспортного засобу потрапляє до ядерного реактора, в якому нагрівається. Гаряче повітря розширюється, набуває великої швидкості і вивільняється через сопло, забезпечуючи необхідну тягу.

NERVA (США, 1952-1972)

(англ. Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) - спільна програма Комісії з атомної енергії США та NASA щодо створення ядерного ракетного двигуна.

Принцип роботи.Рідкий гідрогель подається до спеціального відсіку, в якому відбувається його нагрівання ядерним реактором. Гарячий газ розширюється і вивільняється в соплі, створюючи тягу.

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 усіх 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 Циолковського, 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 двигунита 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 ефективністьта 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 стінками 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 витікання - до 5 км / с. Але це вже практично межа ресурсів хімії.Більшого вона практично зробити не може.Хоча в запропонованому описі поки переважають рідинні ракетні двигуни, потрібно сказати, що першим в історіїлюдства був створений термохімічний ракетний двигун на твердому паливі РДТТ Паливо - наприклад спеціальний порох - знаходиться безпосередньо в камері згоряння.Камера згоряння з реактивним соплом, заповнена твердим паливом - ось і вся конструкція.Режим згоряння твердого палива залежить від призначення РДТТ (стартовий, маршовий або комбінований). Військовій справі характерно наявність стартового і маршового двигунів Стартовий РДТТ розвиває велику тягу на дуже короткий час, що необхідно для сходу ракети з пускової установки та її початкового розгону. 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 та космічних кораблів, а також міжпланетні станції працюють тільки в стартовому режимі зі старту ракети до виведення об'єкта на орбіту навколо Землі або на міжпланетну траєкторію. В цілому твердопаливні ракетні двигуни не мають багато переваг перед двигунами на рідкому паливі: вони прості у виготовленні, довгий часможуть 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 батарейабо 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 дугиводень 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 – в яких використовується тиск сонячного світла(сонячний вітер), існування якого досвідченим шляхомдовів 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 найпростішою схемоюядерного ракетного двигуна з реактором, що працює на твердому ядерному пальному 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 розробкиядерних ракетних двигунів, що використовують тверде ядерне пальне, було розпочато в середині 50-х років 20-го 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 енергіяперетворюється 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 в дослідних реакторах. Весь комплекс виконаних робіт у 70-80-ті роки дозволило в КБ «Салют», КБ хімавтоматики, ІАЕ, НІКІЕТ та НВО «Промінь» (ПНДТІ) розробляти різні проекти космічних ЯРД та гібридних ядерних енергорухових установок. У КБ хімавтоматики при науковому керівництві НДІТП (за елементи реактора відповідали ФЕІ, ІАЕ, НІКІЕТ, НДІТВЕЛ, НВО "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 є високотемпературним реактором-теплообмінником, 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

(Примітка: Тиск у камері нагрівання 45,7 атм, розширення до тиску 1 атм при незмінному хімічному складіробочого 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.У разі використання ТЯРД для розгону космічних апаратів у космосі, та за умови додаткового використання пертурбаційних маневрів з використанням поля тяжіння великих планет (Юпітер, Уран, Сатурн, Нептун) 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 персоналувже через добу після закінчення роботи ЯРД можна без будь-яких засобів індивідуального захисту перебувати протягом декількох десятків хвилин на відстані 50 м від ЯРД і навіть підходити до нього.

Рівень зараження пускових комплексів та довкілля, мабуть, не буде перешкодою 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 із досягнутих та очікуваних характеристик різних типівЯРД, з того, що може дати їх космонавтиці, застосування і, 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 унікальними характеристиками, до яких відносяться практично необмежена енергоємність, незалежність функціонування від навколишнього середовища, несхильність до зовнішніх впливів (космічної радіації, метеоритного пошкодження, високих і низьких температур і т. д.). Однак максимальна потужністьядерних 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 планет Сонячної системи (наприклад, 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

Росія була і зараз залишається лідером у галузі ядерної космічної енергетики. Досвід проектування, будівництва, запуску та експлуатації космічних апаратів, оснащених ядерним джерелом електроенергії, мають такі організації, як РКК «Енергія» та «Роскосмос». Ядерний двигун дозволяє експлуатувати літальні апаратибагато років, багаторазово підвищуючи їхню практичну придатність.

Історичний літопис

У той же час, доставка дослідницького апарату на орбіти далеких планет Сонячної системи вимагає збільшення ресурсу такої ядерної установки до 5-7 років. Доведено, що комплекс з ЯЕРДУ потужністю близько 1 МВт у складі дослідницького КА дозволить забезпечити прискорену доставку за 5-7 років на орбіти штучних супутників найбільш віддалених планет, планетоходів на поверхню природних супутників цих планет та доставку на Землю ґрунту з комет, астероїдів, Меркурія та супутників Юпітера та Сатурна.

Багаторазовий буксир (МБ)

Одним із найважливіших способів підвищення ефективності транспортних операційу космосі є багаторазове використання елементів транспортної системи. Ядерний двигун для космічних кораблів потужністю не менше 500 кВт дозволяє створити багаторазовий буксир і тим самим значно підвищити ефективність багатоланкової космічної транспортної системи. Особливо корисна така система у програмі забезпечення великих річних вантажопотоків. Прикладом може стати програма освоєння Місяця зі створенням і обслуговуванням бази, що постійно нарощується, і експериментальних технологічних і виробничих комплексів.

Розрахунок вантажообігу

Згідно з проектними проробками РКК «Енергія», при будівництві бази на поверхню Місяця повинні доставлятися модулі масою близько 10 т, на орбіту Місяця - до 30 т. Сумарний вантажопотік із Землі при будівництві заселеної місячної базита відвідуваної місячної орбітальної станції оцінюється в 700-800 т, а річний вантажопотік для забезпечення функціонування та розвитку бази - 400-500 т.

Однак принцип роботи ядерного двигуна не дозволяє розігнати транспортника досить швидко. Через тривалий час транспортування і, відповідно, значний час знаходження корисного вантажу в радіаційних поясах Землі не всі вантажі можуть бути доставлені з використанням буксирів з ядерним двигуном. Тому вантажопотік, який може бути забезпечений на основі ЯЕРДУ, оцінюється лише у 100-300 т/рік.

Економічна ефективність

Як критерій економічної ефективності міжорбітальної транспортної системи доцільно використовувати значення питомої вартості транспортування одиниці маси корисного вантажу (ПГ) із Землі на цільову орбіту. РКК «Енергія» була розроблена економіко-математична модель, яка враховує основні складові витрат у транспортній системі:

створення та виведення на орбіту модулів буксира;
на закупівлю робочої ядерної установки;
експлуатаційні витрати, і навіть витрати на проведення НДДКР та можливі капітальні витрати.

Вартісні показники залежать від оптимальних параметрів МБ. З використанням цієї моделі було досліджено порівняльну економічна ефективністьзастосування багаторазового буксиру на основі ЯЕРДУ потужністю близько 1 МВт та одноразового буксира на основі перспективних рідинних у програмі забезпечення доставки із Землі на орбіту Місяця висотою 100 км корисного вантажу сумарною масою 100 т/рік. При використанні однієї і тієї ж ракети-носія вантажопідйомністю, що дорівнює вантажопідйомності РН «Протон-М», та двопускової схеми побудови транспортної системи питома вартість доставки одиниці маси корисного вантажу за допомогою буксира на основі ядерного двигуна буде втричі нижчою, ніж при використанні одноразових буксирів на основі ракет із рідинними двигунами типу ДМ-3.

Висновок

Ефективний ядерний двигун для космосу сприяє вирішенню екологічних проблем Землі, польоту людини до Марса, створенню системи бездротової передачі енергії в космосі, реалізації з підвищеною безпекою поховання в космосі особливо небезпечних наземних радіоактивних відходів. атомної енергетики, створення місячної бази і початку промислового освоєння Місяця, забезпечення захисту Землі від астероїдно-кометної небезпеки.

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 засобівпри 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 і 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). Страшенно витратний надзвук, що низько летить, дозволяв по максимуму використовувати наявність практично не обмеженого джерела енергії на борту, крім того, важливою рисоюядерного повітряного реактивного двигунапокращення 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 зменшився значно 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. Гарний прикладРеалізація такої концепції - 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. мінімального розміруми почнемо крокувати до реального ядерного повітряного реактивного двигуна, згадуючи складнощі.

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 кількостіматеріалу оболонок в АЗ відразу 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, у 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).

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 двигуном 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 всі інші озвучені проекти ("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 установкуна борту представляв електричний макет, каже джерело.

Про крилату ракету з "необмеженою дальністю за рахунок надпотужної ядерної енергетичної установки" в габаритах крилатих ракет "Томагавк" (0,53 м діаметром і вагою 1400 кг) або Х-101 (0,74 м описаним діаметром і вагою 2300 кг).

Радянський прототип РД-0410(Індекс ГРАУ - 11Б91, відомий також як «Іргіт» та «ІР-100») - перший і єдиний радянський ядерний ракетний двигун

Почнемо з відео презентації ВВП

Резюмуючи відчуття від показаного проекту, можна сказати, що це надзвичайне здивування на межі недостовірності показаного. Спробую пояснити чому.

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

Проте всі ці роботи йшли в 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 морочиться 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.

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 низькозвучий надзвук дозволяв максимально використовувати наявність практично не обмеженого джерела енергії на борту, крім того, важливою рисою ядерного повітряного реактивного двигуна є поліпшення ккд роботи (термодинамічного циклу) при зростанні швидкості, тобто. та ж ідея, але на швидкостях у 1000 км/год мала б набагато важчий і габаритніший двигун. Нарешті, 3М на висоті сотню метрів 1965 року означало невразливість для ППО.

Виходить, що раніше концепція КР з ЯЕУ "зав'язувалася" на високій швидкості, де переваги концепції були сильними, а конкуренти з вуглеводневим паливом слабшали.

Показана ракета, на мій погляд, навколозвукова або слабонадзвукова (якщо, звичайно, вірити, що на відео саме вона). Але при цьому габарит реактора зменшився значно в порівнянні з TORY-II від ракети SLAM, де він становив аж 2 метри, включаючи радіальний відбивач нейтронів з графіту.

Активна зона першого тестового реактора TORY-II-A під час збирання.

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 складнощі. 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!

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

TORY-IIC. Твели в активно зоні являють собою шестигранні порожнисті трубки з UO2, покриті захисною керамічною оболонкою, зібрані в інкалоєвих ТВС.

У результаті мінімальний діаметр АЗ виростає до 40-50 см (для урану), а діаметр реактора з 10-сантиметровим берилієвим відбивачем до 60-70 см. 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 .

Перетин активної зони атмосферного реактивного ядерного двигуна MITEE і мінімальні маси для різних варіантів геометрії АЗ - в дужках позначені відносини довжини до кроку твела (перша цифра), кількість твелів (друга цифра), кількість елементів відбивача (тертя цифра) для різних композицій. Нецікавий варіант з паливом у вигляді Америція 242m та відбивачем з рідкого водню:)

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 таки насторожує.

Так чи інакше, ЯЭУ матиме потужність ~кілька мегават, що живляться ~10^16 розпадів на 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 c з активністю в кілька (кілька десятків) петабеккерелів який і після зупинки створять тло 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.

Рентген ракети SLAM. Всі приводи пневматичні, апаратура управління знаходиться в капсулі, що послаблює випромінювання.

Звичайно, в Росії досі є Новоземельський полігон, на якому можна проводити такі випробування, проте це суперечитиме духу договору про заборону 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 реактори МБІР, ), а ФЕІ та "Промінь" продовжують займатися супутніми розрахунками та технологіями відповідно. Курчатовський інститут у останні десятиліття більше перейшов до теорії ядерних реакторів.

Найближчими родичами повітряних ЯРД є космічні ЯРД, що продуваються воднем.

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, розповіло "Ведомостям", що радіаційна безпека при випробуваннях ракети була забезпечена. Ядерну установку на борту представляв електричний макет, каже джерело".

РД-0410

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. Позаактерні вузли були відпрацьовані повністю.

Вкрай цікаве відео:

Досить багато цікавих речей показано. Судячи з усього, ролик був зроблений наприкінці 80 для внутрішнього мінсредмашівського/мінзагальномашівського вживання, а на початку 90-х туди були вставлені англійські субтитри для того, щоб зацікавити технологіями американців.