Жидкостные ракетные двигатели дали возможность выйти человеку в космос - на околоземные орбиты. Но скорость истечения реактивной струи в ЖРД не превышает 4,5 км/с, а для полетов на другие планеты нужны десятки километров в секунду. Возможным выходом является использование энергии ядерных реакций.

Практическое создание ядерных ракетных двигателей (ЯРД) вели только СССР и США. В 1955 году в США началась реализация программы «Rover» по разработке ядерного ракетного двигателя для космических кораблей. Через три года, в 1958 году, проектом стало заниматься НАСА, которое поставило конкретную задачу для кораблей с ЯРД - полет на Луну и Марс. С этого времени программа стала называться NERVA, что расшифровывается как - «ядерный двигатель для установки на ракеты».

К середине 70-х годов в рамках этой программы предполагалось спроектировать ЯРД с тягой около 30 тонн (для сравнения у ЖРД этого времени характерная тяга была примерно 700 тонн), но со скоростью истечения газов - 8,1 км/с. Однако, в 1973 году программа была закрыта из-за смещения интересов США в сторону космических челноков.

В СССР проектирование первых ЯРД велось во второй половине 50-х годов. При этом советские конструкторы, вместо создания полномасштабной модели, стали делать отдельные части ЯРД. А потом эти наработки испытывались во взаимодействии со специально разработанным импульсным графитовым реактором (ИГР).

В 70-80-е годы прошлого века в КБ «Салют», КБ «Химавтоматики» и НПО «Луч» были созданы проекты космических ЯРД РД-0411 и РД-0410 с тягой 40 и 3,6 т соответственно. В течение процесса проектирования были изготовлены реактор, «холодный» двигатель и стендовый прототип для проведения испытаний.

В июле 1961 года советский академик Андрей Сахаров сообщил о проекте ядерного взрыволета на совещании ведущих атомщиков в Кремле. Взрыволет имел обычные жидкостные ракетные двигатели для взлета, в космосе же предполагалось взрывать небольшие ядерные заряды. Возникающие при взрыве продукты деления передавали свой импульс кораблю, заставляя его лететь. Однако 5 августа 1963 года в Москве был подписан договор о запрещении испытаний ядерного оружия в атмосфере, космическом пространстве и под водой. Это послужило причиной закрытия программы ядерных взрыволетов.

Возможно, что разработки ЯРД опережали свое время. Однако они не были слишком преждевременными. Ведь подготовка пилотируемого полета к другим планетам длится несколько десятилетий, и двигательные установки для него должны готовиться заранее.

Конструкция ядерного ракетного двигателя

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) - реактивный двигатель, в котором энергия, возникающая при ядерной реакции распада или синтеза, нагревает рабочее тело (чаще всего, водород или аммиак).

Существует три типа ЯРД по виду топлива для реактора:

• твердофазный;
• жидкофазный;
• газофазный.

Наиболее законченным является твердофазный вариант двигателя. На рисунке изображена схема простейшего ЯРД с реактором на твердом ядерном горючем. Рабочее тело располагается во внешнем баке. С помощью насоса оно подается в камеру двигателя. В камере рабочее тело распыляется с помощью форсунок и вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным топливом. Нагреваясь, оно расширяется и с огромной скоростью вылетает из камеры через сопло.

Жидкофазный — ядерное топливо в активной зоне реактора такого двигателя находится в жидком виде. Тяговые параметры таких двигателей выше, чем у твердофазных, за счет более высокой температуры реакторе.

В газофазных ЯРД топливо (например, уран) и рабочее тело находится в газообразном состоянии (в виде плазмы) и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. Нагретая до десятков тысяч градусов урановая плазма передает тепло рабочему телу (например, водороду), которое, в свою очередь, будучи нагретым до высоких температур и образует реактивную струю.

По типу ядерной реакции различают радиоизотопный ракетный двигатель, термоядерный ракетный двигатель и собственно ядерный двигатель (используется энергия деления ядер).

Интересным вариантом также является импульсный ЯРД - в качестве источника энергии (горючего) предлагается использовать ядерный заряд. Такие установки могут быть внутреннего и внешнего типов.

Основными преимуществами ЯРД являются:

• высокий удельный импульс;
• значительный энергозапас;
• компактность двигательной установки;
• возможность получения очень большой тяги - десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме.

Основным недостатком является высокая радиоционная опасность двигательной установки:

• потоки проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны) при ядерных реакциях;
• вынос высокорадиоактивных соединений урана и его сплавов;
• истечение радиоактивных газов с рабочим телом.

Поэтому запуск ядерного двигателя неприемлем для стартов с поверхности Земли из-за риска радиоактивного загрязнения.

Идея бросать за корму атомные бомбы в оказалась слишком брутальной, но объемы энергии, которые дает реакция ядерного расщепления, не говоря уже о синтезе, крайне привлекательны для космонавтики. Поэтому было создано множество не-импульсных систем, избавленных от проблем с хранением сотен ядерных бомб на борту и циклопических амортизаторов. О них сегодня мы и поговорим.

Ядерная физика на пальцах

Что такое ядерная реакция? Если объяснять очень просто, картина будет примерно следующая. Из школьной программы мы помним, что вещество состоит из молекул, молекулы из атомов, а атомы - из протонов, электронов и нейтронов (есть уровни ниже, но нам хватит и этого). Некоторые тяжелые атомы имеют интересное свойство - если в них попадает нейтрон, они распадаются на более легкие атомы и выпускают несколько нейтронов. Если эти выпущенные нейтроны попадут в находящиеся рядом другие тяжелые атомы, распад повторится, и мы получим цепную ядерную реакцию. Движение нейтронов с большой скоростью означает, что это движение превращается в тепло при замедлении нейтронов. Поэтому атомный реактор - это очень мощный нагреватель. Им можно кипятить воду, полученный пар направить на турбину, и получить атомную электростанцию. А можно нагревать водород и выбрасывать его наружу, получив ядерный реактивный двигатель. Из этой идеи родились первые двигатели - NERVA и РД-0410.

NERVA

История проекта

Формальное авторство (патент) на изобретение атомного ракетного двигателя принадлежит Ричарду Фейнману, согласно его же мемуарам "Вы, конечно же шутите, мистер Фейнман". Книга, кстати, всячески рекомендуется к прочтению. Лос-Аламосская лаборатория стала разрабатывать ядерные ракетные двигатели в 1952 году. В 1955 году Был начат проект Rover. На первом этапе проекта, KIWI, было построено 8 экспериментальных реакторов и с 1959 по 1964 год изучалась продувка рабочего тела сквозь активную зону реактора. Для временнОй привязки, проект "Орион" существовал с 1958 по 1965 год. У "Ровера" были второй и третий этапы, изучавшие реакторы большей мощности, но NERVA базировалась на KIWI из-за планов первого испытательного пуска в космосе в 1964 году - более продвинутые варианты не было времени отрабатывать. Сроки постепенно съехали и первый наземный пуск двигателя NERVA NRX/EST (EST - Engine System Test - тест двигательной системы) состоялся в 1966 году. Двигатель успешно проработал два часа, из которых 28 минут составила работа на полной тяге. Второй двигатель NERVA XE был запущен 28 раз и проработал в общей сложности 115 минут. Двигатель был признан пригодным для космической техники, а испытательный стед был готов к испытаниям новых собранных двигателей. Казалось, что NERVA ждет блестящее будущее - полёт на Марс в 1978, постоянная база на Луне в 1981, орбитальные буксиры. Но успех проекта вызвал панику в Конгрессе - лунная программа оказалась очень дорогой для США, марсианская программа оказалась бы ещё дороже. В 1969 и 1970 годах финансирование космоса серьезно сокращалось - были отменены "Аполлоны" - 18, 19 и 20, и огромные объемы денег на марсианскую программу никто бы не стал выделять. В итоге работа по проекту велась без серьезной подпитки деньгами и он был закрыт в 1972 году.

Конструкция

Водород из бака поступал в реактор, нагревался там, и выбрасывался наружу, создавая реактивную тягу. Водород был выбран как рабочее тело потому, что у него легкие атомы, и их проще разогнать до большой скорости. Чем больше скорость реактивного выхлопа - тем эффективнее ракетный двигатель.
Отражатель нейтронов использовался для того, чтобы нейтроны возвращались обратно в реактор для поддержания цепной ядерной реакции.
Управляющие стержни использовались для управления реактором. Каждый такой стержень состоял из двух половин - отражателя и поглотителя нейтронов. Когда стержень поворачивался отражателем нейтронов, их поток в реакторе увеличивался и реактор повышал теплоотдачу. Когда стержень поворачивался поглотителем нейтронов, их поток в реакторе уменьшался, и реактор понижал теплоотдачу.
Водород также использовался для охлаждения сопла, а теплый водород от системы охлаждения сопла вращал турбонасос для подачи новых порций водорода.

Двигатель в работе. Водород поджигался специально на выходе из сопла во избежание угрозы взрыва, в космосе горения бы не было.

Двигатель NERVA создавал тягу 34 тонны, примерно в полтора раза меньше двигателя J-2, стоявшего на второй и третьей ступенях ракеты "Сатурн-V". Удельный импульс составлял 800-900 секунд, что было в два раза больше лучших двигателей на топливной паре "кислород-водород", но меньше ЭРД или двигателя "Ориона".

Немного о безопасности

Только что собранный и не запущенный ядерный реактор с новыми, ещё не работавшими топливными сборками достаточно чист. Уран ядовит, поэтому необходимо работать в перчатках, но не более. Никаких дистанционных манипуляторов, свинцовых стен и прочего не нужно. Вся излучающая грязь появляется уже после запуска реактора из-за разлетающихся нейтронов, "портящих" атомы корпуса, теплоносителя и т.п. Поэтому, в случае аварии ракеты с таким двигателем радиационное заражение атмосферы и поверхности было бы небольшим, и конечно же, было бы сильно меньше штатного старта "Ориона". В случае же успешного старта заражение было бы минимальным или вообще отсутствовало, потому что двигатель должен был бы запускаться в верхних слоях атмосферы или уже в космосе.

РД-0410

Советский двигатель РД-0410 имеет похожую историю. Идея двигателя родилась в конце 40-х годов среди пионеров ракетной и ядерной техники. Как и в проекте Rover первоначальной идеей была атомный воздушно-реактивный двигатель для первой ступени баллистической ракеты, затем разработка перешла в космическую отрасль. РД-0410 разрабатывался медленнее, отечественные разработчики увлеклись идеей газофазного ЯРД (об этом будет ниже). Проект был начат в 1966 году и продолжался до середины 80-х годов. В качестве цели для двигателя называлась миссия "Марс-94" - пилотируемый полёт на Марс в 1994 году.
Схема РД-0410 аналогична NERVA - водород проходит через сопло и отражатели, охлаждая их, подается в активную зону реактора, нагревается там и выбрасывается.
По своим характеристикам РД-0410 был лучше NERVA - температура активной зоны реактора составляла 3000 К вместо 2000 К у NERVA, а удельный импульс превышал 900 с. РД-0410 был легче и компактней NERVA и развивал тягу в десять раз меньше.

Испытания двигателя. Боковой факел слева внизу поджигает водород во избежание взрыва.

Развитие твердофазных ЯРД

Мы помним, что чем выше температура в реакторе, тем больше скорость истечения рабочего тела и тем выше удельный импульс двигателя. Что мешает повысить температуру в NERVA или РД-0410? Дело в том, что в обоих двигателях тепловыделяющие элементы находятся в твердом состоянии. Если повысить температуру, они расплавятся и вылетят наружу вместе с водородом. Поэтому для бОльших температур необходимо придумать какой-то другой способ осуществления цепной ядерной реакции.

Двигатель на солях ядерного топлива

В ядерной физике есть такое понятие как критическая масса. Вспомните цепную ядерную реакцию в начале поста. Если делящиеся атомы находятся очень близко друг к другу (например, их обжали давлением от специального взрыва), то получится атомный взрыв - очень много тепла в очень небольшие сроки. Если атомы обжаты не так плотно, но поток новых нейтронов от деления растет, получится тепловой взрыв. Обычный реактор в таких условиях выйдет из строя. А теперь представим, что мы берем водный раствор делящегося материала (например, солей урана) и подаем их непрерывно в камеру сгорания, обеспечивая там массу больше критической. Получится непрерывно горящая ядерная "свечка", тепло от которой разгоняет прореагировавшее ядерное топливо и воду.

Идея была предложена в 1991 году Робертом Зубриным и, по различным подсчетам, обещает удельный импульс от 1300 до 6700 с при тяге, измеряющейся тоннами. К сожалению, подобная схема имеет и недостатки:

• Сложность хранения топлива - необходимо избегать цепной реакции в баке, размещая топливо, например, в тонких трубках из поглотителя нейтронов, поэтому баки будут сложными, тяжелыми и дорогими.


• Большой расход ядерного топлива - дело в том, что КПД реакции (количество распавшихся/количество потраченных атомов) будет очень низким. Даже в атомной бомбе делящийся материал "сгорает" не полностью, тут же бОльшая часть ценного ядерного топлива будет выбрасываться впустую.


• Наземные тесты практически невозможны - выхлоп такого двигателя будет очень грязным, грязнее даже "Ориона".


• Есть некоторые вопросы насчет контроля ядерной реакции - не факт, что простая в словесном описании схема будет легкой в технической реализации.

Газофазные ЯРД

Следующая идея: а что, если мы создадим вихрь рабочего тела, в центре которого будет идти ядерная реакция? В этом случае высокая температура активной зоны не будет доходить до стенок, поглощаясь рабочим телом, и её можно будет поднять до десятков тысяч градусов. Так родилась идея газофазного ЯРД открытого цикла:

Газофазный ЯРД обещает удельный импульс до 3000-5000 секунд. В СССР был начат проект газофазного ЯРД (РД-600), но он не дошёл даже до стадии макета.
"Открытый цикл" означает, что ядерное топливо будет выбрасываться наружу, что, конечно, снижает КПД. Поэтому была придумана следующая идея, диалектически вернувшаяся к твердофазным ЯРД - давайте окружим область ядерной реакции достаточно термостойким веществом, которое будет пропускать излучаемое тепло. В качестве такого вещества предложили кварц, потому что при десятках тысяч градусов тепло передается излучением и материал контейнера должен быть прозрачным. Получился газофазный ЯРД закрытого цикла, или же "ядерная лампочка":

В этом случае ограничением для температуры активной зоны будет термическая прочность оболочки "лампочки". Температура плавления кварца 1700 градусов Цельсия, с активным охлаждением температуру можно повысить, но, в любом случае, удельный импульс будет ниже открытой схемы (1300-1500 с), но ядерное топливо будет расходоваться экономней, и выхлоп будет чище.

Альтернативные проекты

Кроме развития твердофазных ЯРД есть и оригинальные проекты.

Двигатель на делящихся фрагментах

Идея этого двигателя заключается в отсутствии рабочего тела - им служит выбрасываемое отработанное ядерное топливо. В первом случае из делящихся материалов делаются подкритические диски, которые не запускают цепную реакцию сами по себе. Но если диск поместить в реакторную зону с отражателями нейтронов, запустится цепная реакция. А вращение диска и отсутствие рабочего тела приведет к тому, что распавшиеся высокоэнергетические атомы улетят в сопло, генерируя тягу, а не распавшиеся атомы останутся на диске и получат шанс при следующем обороте диска:

Ещё более интересная идея состоит в создании пылевой плазмы (вспомним на МКС) из делящихся материалов, в которой продукты распада наночастиц ядерного топлива ионизируются электрическим полем и выбрасываются наружу, создавая тягу:

Обещают фантастический удельный импульс в 1 000 000 секунд. Энтузиазм охлаждает тот факт, что разработка находится на уровне теоретических изысканий.

Двигатели на ядерном синтезе

В ещё более отдаленной перспективе создание двигателей на ядерном синтезе. В отличие от реакций распада ядер, где атомные реакторы были созданы почти одновременно с бомбой, термоядерные реакторы до сих пор не передвинулись из "завтра" в "сегодня" и использовать реакции синтеза можно только в стиле "Ориона" - бросаясь термоядерными бомбами.

Ядерная фотонная ракета

Теоретически можно разогреть активную зону до такой степени, что тягу можно будет создавать, отражая фотоны. Несмотря на отсутствие технических ограничений, подобные двигатели на текущем уровне технологии невыгодны - тяга будет слишком маленькой.

Радиоизотопная ракета

Вполне рабочим будет ракета, нагревающая рабочее тело от РИТЭГа. Но РИТЭГ выделяет сравнительно мало тепла, поэтому такой двигатель будет очень малоэффективным, хотя и очень простым.

Заключение

На текущем уровне технологии можно собрать твердотельный ЯРД в стиле NERVA или РД-0410 - технологии освоены. Но такой двигатель будет проигрывать связке "атомный реактор+ЭРД" по удельному импульсу, выигрывая по тяге. А более продвинутые варианты есть пока только на бумаге. Поэтому лично мне более перспективной кажется связка "реактор+ЭРД".

Источники информации

Главный источник информации - английская Википедия и ресурсы, указанные в ней как ссылки. Как ни парадоксально, но любопытные статьи по ЯРД есть на Традиции - твердофазный ЯРД и газофазный ЯРД . Статья про двигатели на

Часто в общеобразовательных публикациях о космонавтике не различают разницу между ядерным ракетным двигателем (ЯРД) и ядерной ракетной электродвигательной установкой (ЯЭДУ). Однако под этими аббревиатурами скрывается не только разница в принципах преобразования ядерной энергии в силу тяги ракеты, но и весьма драматичная история развития космонавтики.

Драматизм истории состоит в том, что если бы остановленные главным образом по экономическим причинам исследования ЯДУ и ЯЭДУ как в СССР, так и в США продолжились, то полёты человека на марс давно бы уже стали обыденным делом.

Всё начиналось с атмосферных летательных аппаратов с прямоточным ядерным двигателем

Конструкторы в США и СССР рассматривали «дышащие» ядерные установки, способные втягивать забортный воздух и разогревать его до колоссальных температур. Вероятно, этот принцип образования тяги был заимствован от прямоточных воздушно-реактивных двигателей, только вместо ракетного топлива использовалась энергия деления атомных ядер диоксида урана 235.

В США такой двигатель разрабатывался в рамках проекта Pluto. Американцы сумели создать два прототипа нового двигателя - Tory-IIA и Tory-IIC, на которых даже производились включения реакторов. Мощность установки должна была составить 600 мегаватт.

Двигатели, разработанные в рамках проекта Pluto, планировалось устанавливать на крылатые ракеты, которые в 1950-х годах создавались под обозначением SLAM (Supersonic Low Altitude Missile, сверхзвуковая маловысотная ракета).

В США планировали построить ракету длинной 26,8 метра, диаметром три метра, и массой в 28 тонн. В корпусе ракеты должен был располагаться ядерный боезаряд, а также ядерная двигательная установка, имеющая длину 1,6 метра и диаметр 1,5 метра. На фоне других размеров установка выглядела весьма компактной, что и объясняет её прямоточный принцип работы.

Разработчики полагали, что, благодаря ядерному двигателю, дальность полета ракеты SLAM составит, по меньшей мере, 182 тысячи километров.

В 1964 году министерство обороны США проект закрыло. Официальной причиной послужило то, что в полете крылатая ракета с ядерным двигателем слишком сильно загрязняет все вокруг. Но на самом деле причина состояла в значительных затратах на обслуживание таких ракет, тем более к тому времени бурно развивалось ракетостроение на основе жидкостных реактивных ракетных двигателей, обслуживание которых было значительно дешевле.

СССР оставалась верной идеи создания ЯРД прямоточной конструкции значительно дольше, чем США, закрыв проект только в 1985 году . Но и результаты получились значительно весомее. Так, первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж. Это РД-0410 (Индекс ГРАУ - 11Б91, известен также как «Ирбит» и «ИР-100»).

В РД-0410 был применён гетерогенный реактор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражатели нейтронов - из бериллия, ядерное топливо - материал на основе карбидов урана и вольфрама, с обогащением по изотопу 235 около 80 %.

Конструкция включала в себя 37 тепловыделяющих сборок, покрытых теплоизоляцией, отделявшей их от замедлителя. Проектом предусматривалось, что поток водорода вначале проходил через отражатель и замедлитель, поддерживая их температуру на уровне комнатной, а затем поступал в активную зону, где охлаждал тепловыделяющие сборки, нагреваясь при этом до 3100 К. На стенде отражатель и замедлитель охлаждались отдельным потоком водорода.

Реактор прошёл значительную серию испытаний, но ни разу не испытывался на полную длительность работы. Однако, вне реакторные узлы были отработаны полностью.

Технические характеристики РД 0410

Тяга в пустоте: 3,59 тс (35,2 кН)
Тепловая мощность реактора: 196 МВт
Удельный импульс тяги в пустоте: 910 кгс·с/кг (8927 м/с)
Число включений: 10
Ресурс работы: 1 час
Компоненты топлива: рабочее тело - жидкий водород, вспомогательное вещество - гептан
Масса с радиационной защитой: 2 тонны
Габариты двигателя: высота 3,5 м, диаметр 1,6 м.

Относительно небольшие габаритные размеры и вес, высокая температура ядерного топлива (3100 K) при эффективной системе охлаждения потоком водорода свидетельствует от том, что РД0410 является почти идеальным прототипом ЯРД для современных крылатых ракет. А, учитывая современные технологии получения самоостанавливающегося ядерного топлива, увеличение ресурса с часа до нескольких часов является вполне реальной задачей.

Конструкции ядерных ракетных двигателей

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) - реактивный двигатель, в котором энергия, возникающая при ядерной реакции распада или синтеза, нагревает рабочее тело (чаще всего, водород или аммиак).

Существует три типа ЯРД по виду топлива для реактора:

• твердофазный;
• жидкофазный;
• газофазный.

Наиболее законченным является твердофазный вариант двигателя. На рисунке изображена схема простейшего ЯРД с реактором на твердом ядерном горючем. Рабочее тело располагается во внешнем баке. С помощью насоса оно подается в камеру двигателя. В камере рабочее тело распыляется с помощью форсунок и вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным топливом. Нагреваясь, оно расширяется и с огромной скоростью вылетает из камеры через сопло.

В газофазных ЯРД топливо (например, уран) и рабочее тело находится в газообразном состоянии (в виде плазмы) и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. Нагретая до десятков тысяч градусов урановая плазма передает тепло рабочему телу (например, водороду), которое, в свою очередь, будучи нагретым до высоких температур и образует реактивную струю.

По типу ядерной реакции различают радиоизотопный ракетный двигатель, термоядерный ракетный двигатель и собственно ядерный двигатель (используется энергия деления ядер).

Интересным вариантом также является импульсный ЯРД - в качестве источника энергии (горючего) предлагается использовать ядерный заряд. Такие установки могут быть внутреннего и внешнего типов.

Основными преимуществами ЯРД являются:

• высокий удельный импульс;
• значительный энергозапас;
• компактность двигательной установки;
• возможность получения очень большой тяги - десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме.

Основным недостатком является высокая радиационная опасность двигательной установки:

• потоки проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны) при ядерных реакциях;
• вынос высокорадиоактивных соединений урана и его сплавов;
• истечение радиоактивных газов с рабочим телом.

Ядерная энергодвигательная установка

Учитывая, что какую-либо достоверную информацию о ЯЭДУ по публикациям, в том числе и из научных статей, получить невозможно, принцип работы таких установок лучше всего рассматривать на примерах открытых патентных материалов, хотя и содержащих ноу-хау.

Так, например, выдающимся российским учёным Коротеевым Анатолием Сазоновичем, автором изобретения по патенту , приведено техническое решение по составу оборудования для современной ЯРДУ. Далее привожу часть указанного патентного документа дословно и без комментариев.

Сущность предлагаемого технического решения поясняется схемой, представленной на чертеже. ЯЭДУ, функционирующая в двигательно-энергетическом режиме, содержит электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) (на схеме для примера представлено два электроракетных двигателя 1 и 2 с соответствующими системами подачи 3 и 4), реакторную установку 5, турбину 6, компрессор 7, генератор 8, теплообменник-рекуператор 9, вихревую трубку Ранка-Хильша 10, холодильник-излучатель 11. При этом турбина 6, компрессор 7 и генератор 8 объединены в единый агрегат - турбогенератор-компрессор. ЯЭДУ оснащена трубопроводами 12 рабочего тела и электрическими линиями 13, соединяющими генератор 8 и ЭРДУ. Теплообменник-рекуператор 9 имеет так называемые высокотемпературный 14 и низкотемпературный 15 входы рабочего тела, а также высокотемпературный 16 и низкотемпературный 17 выходы рабочего тела.

Выход реакторной установки 5 соединен со входом турбины 6, выход турбины 6 соединен с высокотемпературным входом 14 теплообменника-рекуператора 9. Низкотемпературный выход 15 теплообменника-рекуператора 9 соединен со входом в вихревую трубку Ранка-Хильша 10. Вихревая трубка Ранка-Хильша 10 имеет два выхода, один из которых (по «горячему» рабочему телу) соединен с холодильником-излучателем 11, а другой (по «холодному» рабочему телу) соединен со входом компрессора 7. Выход холодильника-излучателя 11 также соединен со входом в компрессор 7. Выход компрессора 7 соединен с низкотемпературным 15 входом в теплообменник-рекуператор 9. Высокотемпературный выход 16 теплообменника-рекуператора 9 соединен со входом в реакторную установку 5. Таким образом, основные элементы ЯЭДУ связаны между собой единым контуром рабочего тела.

ЯЭДУ работает следующим образом. Нагретое в реакторной установке 5 рабочее тело направляется на турбину 6, которая обеспечивает работу компрессора 7 и генератора 8 турбогенератора-компрессора. Генератор 8 производит генерацию электрической энергии, которая по электрическим линиям 13 направляется к электроракетным двигателям 1 и 2 и их системам подачи 3 и 4, обеспечивая их работу. После выхода из турбины 6 рабочее тело направляется через высокотемпературный вход 14 в теплообменник-рекуператор 9, где осуществляется частичное охлаждение рабочего тела.

Затем, из низкотемпературного выхода 17 теплообменника-рекуператора 9 рабочее тело направляется в вихревую трубку Ранка-Хильша 10, внутри которой происходит разделение потока рабочего тела на «горячую» и «холодную» составляющие. «Горячая» часть рабочего тела далее следует в холодильник-излучатель 11, где происходит эффективное охлаждение этой части рабочего тела. «Холодная» часть рабочего тела следует на вход в компрессор 7, туда же следует после охлаждения часть рабочего тела, выходящая из холодильника-излучателя 11.

Компрессор 7 производит подачу охлажденного рабочего тела в теплообменник-рекуператор 9 через низкотемпературный вход 15. Это охлажденное рабочее тело в теплообменнике-рекуператоре 9 обеспечивает частичное охлаждение встречного потока рабочего тела, поступающего в теплообменник-рекуператор 9 из турбины 6 через высокотемпературный вход 14. Далее, частично подогретое рабочее тело (за счет теплообмена с встречным потоком рабочего тела из турбины 6) из теплообменника-рекуператора 9 через высокотемпературный выход 16 вновь поступает к реакторной установке 5, цикл вновь повторяется.

Таким образом, находящееся в замкнутом контуре единое рабочее тело обеспечивает непрерывную работу ЯЭДУ, причем использование в составе ЯЭДУ вихревой трубки Ранка-Хильша в соответствии с заявляемым техническим решением обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик ЯЭДУ, повышает надежность ее работы, упрощает ее конструктивную схему и дает возможность повысить эффективность ЯЭДУ в целом.

Ссылки: Ядерные двигатели

В конце 40-х годов на волне эйфории от перспектив использования ядерной энергии и в США и в СССР разворачиваются работы по установке ядерных двигателей на всем что способно двигаться. Особенно привлекательной идея создания такого «вечного» двига- теля была для военных. Ядерные энергетические установки (ЯЭУ) в первую очередь нашли применение в военно-морском флоте поскольку к корабельным силовым установкам не предъявлялось таких жестких габаритно-весовых требований, как например в авиации. Тем не менее и ВВС не могли «пройти мимо» возможности неограниченно увеличить рад- иус действия стратегической авиации. В мае 1946г. командование ВВС США утвердило проект создания ядерных двигателей для оснащения стратегических бомбардировщиков «Nuclear Energy for the Propulsion of Aircraft» (сокращенно NEPA, в переводе «Ядерная энергия для авиационных двигате- лей»). Работы по его осуществлению начались в Ок-Риджской национальной лаборатории. В 1951г. на смену ему пришла совместная программа ВВС и Комиссии по атомной этерги (КАЭ) «Aircraft Nuclear Propulsion» (ANP, «Авиационные ядерные двигатели). Компа- нией «General Electric» был создан турбореактивный (ТРД) отличавшийся от «обыкновен- ного» только тем что вместо обычной камеры сгорания стоял ядерный реактор который и нагревал сжатый компрессором воздух. Воздух при этом становился радиоактивным - от- крытая схема. В те годы к этому относились проще, но все же чтобы не загрязнять свой аэродром, самолет для взлета и посадки предполагалось оснащать и обычными дви- гателями на керосине. Первый проект атомного самолета США создавался на базе сверх- звукового стратегического бомбардировщика B-58. У разработчика (фирмы «Convair») он получил обозначение X-6. Под треугольным крылом размещались четыре атомных ТРД, кроме того, на взлете и посадке должны были работать еще 2 «обычных» ТРД. К сере- дине 1950-х был изготовлен опытный образец небольшого атомного реактора воздушного охлаждения мощностью 1 Мвт. Для его летных испытаний и испытаний защиты экипажа был выделен бомбардировщик B-36H. Экипаж летающей лаборатории находился в защитной кап- суле, но сам реактор, размещенный в бомбовом отсеке не имел биологической защиты. Летающую лабораторию назвали NB-36H. С июля 1955г. по март 1957г. она совершила 47 полетов, над пустынными районами Техаса и Нью-Мексико во время которых включался и выключался реактор. На следующем этапе был создан новый атомный реактор HTRE (пос- ледняя его модель имела мощность 35 Мвт, достаточную для работы двух двигателей) и экспериментальный двигатель X-39 успешно прошедшие совместные наземные стендовые ис- пытания. Однако к этому времени американцы поняли, что открытая схема не годится, и начали проектирование силовой установки с нагревом воздуха в теплообменнике. Новая машина фирмы «Convair» NX-2 имела схему «утка» (горизонтальное оперение располага- лось впереди крыла). Атомный реактор должен был размещаться в центроплане, двига- тели - в корме, воздухозаборники - под крылом. На самолете предполагалось исполь- зовать от 2 до 6 вспомогательных ТРД. Но в марте 1961г. программа ANP была закрыта. В 1954-1955гг. группа учёных Лос-Аламосской лаборатории подготовила доклад о возможности создания ядерного ракетного двигателя (ЯРД). КАЭ США приняла решение о начале работ по его созданию. Программа получила наименование «Ровер». Работы параллельно велись в Лос-Аламосской научной лаборатории и в Радиационной лаборато- рии в Ливерморе при Калифорнийском университете. С 1956 г. все усилия Радиационной лаборатории были направленны на создание ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ЯПВРД) по проекту PLUTO (в Лос-Аламосе занялись созданием ЯРД).

ЯПВРД планировалось установить на разрабатывавшуюся сверхзвуковую низковысотную ракету (Supersonic Low- Altitude Missile - SLAM). Ракета (сейчас ее бы назвали крылатой) была по сути беспилотным бомбардировщиком с вертикальным стартом (при помощи четырех твердотоплив- ных ускорителей). ЯПВРД включался при достижении опреде- ленной скорости уже на достаточном удалении от собствен- ной территории. Воздух поступающий через воздухозабор- ник нагревался в ядерном реакторе и, истекая через соп- ло, создавал тягу. Полет к цели и сброс боеголовок в целях скрытности должен был осуществляться на сверхниз- кой высоте на скорости втрое превышающей скорость звука. Ядерный реактор имел тепловую мощность 500 МВт, рабочая температура активной зоны составляла более 1600 град.С. Для испытаний двигателя построили специальный полигон.

Поскольку стенд был неподвижен то для обеспечения работы ЯПВРД в специальные резер- вуары закачивалось 500т. сжатого воздуха (для работы на полной мощности требовалось тонна воздуха в секунду). Перед подачей в двигатель воздух подогревали до темпера- туры более 700 град. пропуская его через четыре резервуара наполненные 14 млн. рас- каленных стальных шариков. 14 мая 1961г. прототип ЯПВРД, получивший наименование Tory-IIA, включился. Поработал он всего несколько секунд и развил только часть рас-
Советскому союзу ядерный самолет был гораздо нужней, чем США поскольку он не имел военных баз у границ США и мог действовать только со своей территории и появив- шиеся в середине 50-х стратегические бомбардировщики М-4 и Ту-95 не могли «охватить» всей территории США. Работы по изучению проблем создания ядерных силовых установок для кораблей, подводных лодок и самолётов начались уже в 1947г. однако постановле- ние Совета Министров о начале работ по летательным аппаратам с ядерным двигателем выходит только 12 августа 1955г. (к этому времени уже строилась первая советская атомная подводная лодка). ОКБ-156 Туполева и ОКБ-23 Мясищева занялись проектирова- нием летательных аппаратов с ядерными силовыми установками, а ОКБ-276 Кузнецова и ОКБ-165 Люльки разработкой самих таких силовых установок. В марте 1956г. вышло правительственное постановление о создании (для изучения влияния радиации на конструкцию самолета и его оборудование а также вопросов радиа- ционной безопасности) летающей лаборатории на базе стратегического бомбардировщика Ту-95. В 1958г. на Семипалатинский полигон был доставлен экспериментальный, «само- летный» атомный реактор. В середине 1959г. реактор был установлен на серийный само- лет получивший обозначение Ту-95ЛАЛ (Летающая Атомная Лаборатория). Реактор исполь-
зовался только как источника излучения и охлаждался водой. Радиатор системы охлаж- дения, расположенный внизу фюзеляжа, обдувался набегающим потоком воздуха. В мае- августе 1961г. Ту-95ЛАЛ совершил 34 полёта над территорией полигона. Следующим ша- гом должно было стать создание на базе Ту-95 экспериментального Ту-119. На двух (из
четырех его двигателях НК-12М (ОКБ Кузнецова) в дополнение к камерам сгорания уста- вились теплообменники, нагреваемые жидкометаллическим теплоносителем отбиравшим тепло от атомного реактора расположенного в грузовом отсеке. Двигатели получили обозначение НК-14А. В дальнейшем предполагалось, установив на самолете 4 двигателя НК-14А и увеличив диаметр фюзеляжа, создать противолодочный самолет с практически неограниченной продолжительностью полета. Однако проектирование двигателей НК-14А, а точнее его ядерной части, шло медленно из-за множества возникавших при этом проб- лем. В результате, планы создания Ту-119 так и не были реализованы. Кроме того ОКБ-156 предлагало несколько вариантов сверхзвуковых бомбардировщиков. Дальний бом- бардировщик Ту-120 с взлетным весом 85т. длинной 30,7м. размахом крыла 24,4м. и
максимальной скоростью около 1400км/ч. Другим проектом был маловысотный ударный самолет с взлетным весом 102т. длинной 37м. размахом крыла 19м. и максимальной ско- ростью 1400км/час. Самолет имел низкорасположенное треугольное крыло. Два его дви- гателя располагались в одном пакете в задней части фюзеляжа. На взлете и посадке двигатели работали на керосине. Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик должен был иметь взлетный вес 153т. длину 40,5м. и размах крыла 30,6м. Из шести ТРД (КБ Кузнецова) два, расположенные в хвосте, были оборудованы теплообменниками и могли работать от атомного реактора. Четыре обычных ТРД размещались под крылом на пилонах. Внешне этот самолет был похож на американский средний сверхзвуковой бомбардировщик В-58. В ОКБ Мясищева также рассматривали возможность создания «ядерного» самолета на базе уже существующего бомбардировщика ЗМ путем замены обычных ТРД на атомные снаб- женные теплообменниками (реактор размещался в бомбоотсеке). Рассматривалась и воз- можность создания сверхзвукового бомбардировщика М-60. Предлагалось несколько ва-
риантов компановки с различными типами двигателей (взлетная масса 225-250т, полез- ная нагрузка - 25т., скорость - до 3000 км/час длина 51- 59м., размах крыла – 27- 31м.). Для защиты от излучения летчиков поместили в специальную герметичную капсулу а двигатели разместили в хвостовой части фюзеляжа. Визуальный обзор из капсулы ис- ключался и вести самолет к цели должен был автопилот. Для обеспечения ручного управ- ления предполагалось пользоваться телевизионными и радиолокационными экранами. Раз- работчики изначально предлагали сделать самолет беспилотным. Но военные для надеж- ности настаивали на пилотируемом варианте. Одним из вариантом был гидросамолет. Его плюсом было то, что заглушенные реакторы для уменьшения радиационного фона можно было опускать в воду. С развитием ракетостроения и появлением надежных межконтинентальных баллисти- ческих ракет и атомных ракетных подводных лодок интерес военных к атомным бомбар- дировщикам угас и работы были свернуты. Но в 1965г. к идее создания атомного проти- володочного самолета вернулись вновь. На этот раз прототипом стал тяжелый транспорт- ный Ан-22 «Антей» на котором стояли те же двигатели что и на Ту-95. Разработка НК-14А к тому времени достаточно продвинулась. Взлет и посадка должны были выпол- няться на керосине (мощность двигателей 4 х 13000 л.с.), а крейсерский полет - на атомной энергии (4 х 8900 л.с.). Продолжительность полета ограничивалась только «человечиским фактором», для ограничения получаемой экипажем дозы ее установили рав- ной 50час. Дальность полета полета при этом составила бы 27500км. В 1972г. Ан-22 с ядерным реактором на борту совершил 23 полёта в них в первую очередь проверялась радиационная защита. Однако экологические проблемы в случае аварии самолета так и не были решены возможно это и стало причиной того, что проект не был реализован. В 80-х годах возник интерес к атомному самолету, как носителю баллистических ракет. Практически постоянно находясь в воздухе он был бы неуязвим для внезапного ракетно- ядерного удара противника. На случай аварии самолета атомный реактор мог отделялся и спускался на парашюте. Но начавшиеся разрядка, «перестройка» а затем развал СССР не позволили атомному самолету взлететь. В ОКБ-301 (главный конструктор С.А.Лавочкин) середине 50-х прорабатывался воп- рос установки на межконтинентальной крылатой ракете «Буря» прямоточного ядерного двигателя (аналогично проекту «PLUTO»). Проект получил обозначение «375». Разработ- ка самой ракеты не была проблемой, подвели двигателисты. ОКБ-670 (гл. конструктор М.М.Бондарюк) долго не могло справиться с созданием прямоточного ядерного двигателя. В 1960г. проект «Буря» был закрыт вместе его ядерной версией. До испытаний ядерного двигателя дело так и не дошло. Ядерная энергия может быть использована для нагрева рабочего тела не только в воздушно-реактивном, но и в ядерном ракетном двигателе (ЯРД) которые принято делить на реактивные, в которых процесс нагрва рабочего тела (РТ) происходит непрерывно, и импульсные или пульсирующие (тоже в общем то реактивные), в которых ядерная энергия выделяется дискретно, путем серии ядерных (термоядерных) взрывов малой мощности. По агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора ЯРД делят на твёрдофазные, жидкофазные и газофазные (плазма). Отдельно можно выделить ЯРД в реакторе которого ядерное горючее находится в псевдосжиженом состоянии (в виде вр- ащающегося «облака» пылевидных частиц). Другой разновидностью реактивного ЯРД явля- ется двигатель использующий для нагрева РТ тепловую энергию выделяющаяся при само- произвольном делении радиоактивных изотопов (радиоактивного распада). Достоинством такого двигателя является простота конструкции, существенным недостатком - высокая стоимость изотопов (например полония-210). Кроме того при самопроизвольном рас- паде изотопа тепло выделяется постоянно, даже при выключенном двигателе, и его надо как то отводить из двигателя что усложняет и утяжеляет конструкцию. В импульсном ЯРД энергия атомного взрыва испаряет РТ, превращая его в плазму. Расширяющееся плазменное облако оказывает давление на мощное металлическое днище (плиту-толкатель) и создает реактивную тягу. В качестве РТ может быть использовано легко обращаемое в газ твердое вещество, наносимое на плиту-толкатель, жидкий водо- род или вода, хранящиеся в специальном баке. Это схема так называемого импульсного ЯРД внешнего действия, другой разновидностью является импульсный ЯРД внутреннего действия, в котором подрыв небольших ядерных или термоядерных зарядов производится внутри специальных камер (камер сгорания) снабженных реактивными соплами. Туда же подается и РТ, которое истекая через сопло создает тягу подобно обычным ЖРД. Такая система более эффективна, поскольку всё РТ и продукты взрыва используются для соз- дания тяги. Однако то, что взрывы происходят внутри некоторого объема, налагает ог- раничения на давление и температуру в камере сгорания. Импульсный ЯРД внешнего действия проще, а огромное количество выделяющийся в ядерных реакциях энергии позво- ляет даже при меньшем КПД получить хорошие характеристики таких систем. В США в 1958–63гг. разрабатывался проект ракеты с импульсным ЯРД «Орион». Были даже проведены испытания модели летательного аппарата с импульсным двигателем на обычной химической взрывчатке. Полученные результаты говорили о принципиальной воз- можности управляемого полёта аппарата таким двигателем. Первоначально «Орион» пред- полагалось запускать с Земли. Чтобы исключить возможность повреждения ракеты от на- земного ядерного взрыва для старта ее планировалось устанавливать на восемь 75-мет- ровых башен. При этом стартовая масса ракеты достигала 10000т. а диаметр толкающей плиты около 40м. Для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию ракеты и эки- паж предусматривалось демпфирующее устройство. После цикла сжатия оно возвращало плиту в начальное положение, после чего происходил очередной взрыв. При старте каждую секунду подрывался заряд мощностью 0,1кт. После выхода из атмосферы заряды мощностью 20кт. подрывались каждые 10сек. Позднее, чтобы не загрязнять атмосферу было решено поднимать «Орион» с Земли с помощью первой ступени ракеты «Сатурн-5», а т.к ее максимальный диаметр составлял 10м. то и диаметр толкающей плиты урезали до
10 м. Эффективная тяга соответственно уменьшилась до 350 т. при собственном «сухом» весе ДУ (без РТ) 90,8т. Для доставки на поверхность Луны полезного груза в 680т. потребовалось бы взорвать около 800 плутониевых зарядов (масса плутония 525кг.) и израсходовать около 800т. РТ. Рассматривался и вариант использования «Ориона» как средства доставки ядерных зарядов к цели. Но вскоре военные от этой идеи отказались. А в 1963г. был подписан договор о запрещении ядерных взрывов в космосе на земле (в атмосфере) и под водой. Это поставило весь проект вне закона. Аналогичный проект рассматривался и в СССР, но никаких практических результатов он не имел. Как и про- ект воздушно-космического самолета (ВКС) М-19 КБ Мясищева. Проект предусматривал создание многоразовой, одноступенчатой авиационно-космической системы способной вы- водить на низкие опорные орбиты (до 185км.) полезную нагрузку массой до 40т. Для этого ВКС предполагалось оснастить ЯРД и многорежимной воздушно-реактивной ДУ рабо- тающей как от атомного реактора так и на водородном топливе. Подробнее об этом про- екте рассказано на странице . Ядерная энергия может не только непосредственно использоваться для нагрева РТ в двигателе, но и быть преобразована в электрическую энергию которая затем исполь- зуется для создания тяги в электрореактивных двигателях (ЭРД). По такой схеме пос- троены ядерные энергодвигательные установки (ЯЭДУ) состоящие из ядерных энергетичес- ких установок (ЯЭУ) и электрических ракетных двигательных установок (ЭРДУ). Устояв- шейся (общепринятой) классификации ЭРД не существует. По преобладающему «механизму» ускорения РТ ЭРД можно разделить на газодинамические (электрохимические), электро- статические (ионные) и электромагнитные (плазменные). В электрохимических электро- энергия используется для нагрева или химического разложения РТ (электронагревные, термокаталитические и гибридные) при этом температура РТ может достигать 5000 град. Ускорение РТ происходит, как в обычных ЖРД, при его прохождении через газодинамичес- кий тракт двигателя (сопло). Электрохимические двигатели потребляют наименьшую среди ЭРД мощность на единицу тяги (около 10 КВт/кГ). В электростатическом ЭРД вначале производится ионизация рабочего тела, после чего положительные ионы ускоря- ются в электростатическом поле (при помощи системы электродов) создавая тягу (для нейтрализации заряда реактивной струи в неё на выходе из двигателя инжектируются электроны). В электромагнитном ЭРД РТ разогревается до состояния плазмы (десятки тысяч градусов) проходящим через него электрическим током. Затем плазма ускоряется в электромагнитном поле («параллельно» может применяться и газодинамическое ускоре- ние). В качестве РТ в электротермических ЭРД применяются низкомолекулярные или лег- ко диссоциирующие газы и жидкости, в электростатических щелочные или тяжёлые, лег- ко испаряющиеся металлы или органические жидкости, в электромагнитных различные газы и твёрдые вещества. Важным параметром двигателя является его удельный импульс тяги (см. страницу ) характеризующий его эффективность (чем он больше тем меньше РТ расходуется на создание килограмма тяги). Удельный импульс для разных типов двига- телей изменяется в широких пределах: твердотопливный РД -2650 м/сек, ЖРД-4500 м/сек, электрохимический ЭРД - 3000 м/сек, плазменный ЭРД до 290 тысяч. Как известно ве- личина удельного импульса прямо пропорциональна квадратному корню из значения темпе- ратуры РТ перед соплом. Она (температура) в свою очередь определяется теплотворной способностью топлива. Лучший показатель среди химических топлив имеет пара бериллий + кислород - 7200ккал/кг. Теплотворная способность Урана-235 примерно в 2 млн. раз выше. Однако количество энергии которое может быть полезно использовано только в 1400 раз больше. Ограничения накладываемые конструктивными особенностями уменьшают эту цифру для твердофазного ЯРД до 2-3 (максимально достижимая температура РТ около 3000 град.). И всеже удельный импульс твердофазного ЯРД составляет примерно 9000 м/с, против 3500-4500 у современных ЖРД. У жидкофазных ЯРД удельный импульс может достигать 20000 м/сек, у газофазных, где температура РТ может достигать десятков тысяч градусов, удельный импульс составляет 15-70 тысяч м/сек. Другим важным параметром характеризующим весовое совершенство двигательной ус- тановки (ДУ) или двигателя является их удельный вес - отношение веса ДУ (с компонен- тами топлива или без) или двигателя к создаваемой тяге. Применяется и обратная ей величина - удельная тяга. Удельный вес (тяга) определяет достижимое ускорение ле- тательного аппарата, его тяговооруженность. У современных ЖРД удельный вес составля- ет 7-20 кг. тяги на тонну собственного веса т.е. отношение тяги к весу достигает 14. У ЯРД также неплохое отношение тяги к собственному весу - до 10. При этом для ЖРД, использующих кислородно-водородное топливо, отношение массы РТ к массе конструкции находится в пределах 7-8. У твердофазных ЯРД этот параметр снижается до 3-5, что обеспечивает выигрыш в удельном весе ДУ с учетом веса РТ. У ЭРД развиваемая тяга ограничивается большим расходом энергии на создание 1кг. тяги (от 10 кВт до 1МВт). Максимальная тяга существующих ЭРД – несколько килограмм. При наличии в ЭРДУ допол- нительных элементов, связанных с электропитанием ЭРД тяговооружённость аппарата с такой ДУ много меньше единицы. Это делает невозможным их использование для вывода полезных грузов на околоземную орбиту (некоторые ЭРД вообще могут работать лишь в условиях космического вакуума). ЭРД имеет смысл применять только в космических аппа- ратах как двигатели малой тяги для ориентации, стабилизации и коррекции орбит. Из- за малого расхода рабочего тела (большой удельный импульс) время непрерывной работы ЭРД может измеряться месяцами и годами. Обеспечение ЭРД электроэнергией от ядерного реактора позволит применять их для полетов на «окраины» Солнечной системы, где мощ- ности солнечных батарей будет недостаточно. Таким образом основным преимуществом ЯРД перед другими видами РД является их большой удельный импульс, при высокой тяговооруженности (десятки, сотни и тысячи тонн тяги при значительно меньшем собственном весе). Основным недостатком ЯРД явля- ется наличие мощного потока проникающей радиации а также вынос высокорадиоактивных соединений урана с отраборанным РТ. В этой связи ЯРД неприемлем для наземных пусков. Работы по созданию ЯРД и ЯЭУ в СССР начались в середине 50-х годов. В 1958г. Совет Министров СССР принял ряд постановлений о проведении научно-исследовательских работ по созданию ракет с ЯРД. Научное руководство было поручено М.В.Келдышу, И.В. Курчатову и С.П.Королеву. К работам были привлечены десятки исследовательских, проектно-конструкторских, строительных и монтажных организаций. Это НИИ-1 (ныне Исследовательский центр им.Келдыша), ОКБ-670 (гл.конструктор М.М.Бондарюк), Инсти- тут атомной энергии (ИАЭ, ныне Курчатовский институт) и Физико-энергетический инсти- тут (ныне ФЭИ имени Лейпунского), НИИ приборостроения (гл.конструктор А.С.Абрамов), НИИ-8 (ныне Научно исследовательский и конструкторский институт – НИКИЭТ им.Долежа- ля) и ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш» им.Глушко), НИИТВЭл (НПО «Луч», ныне Подольский научно-исследовательский технологический институт- ПНИТИ), НИИ-9 (ныне Высокотехно- логический научно-исследовательский институт неорганических материалов - ВНИИНМ им. А.А. Бочвара) и др. В ОКБ-1 (в последующем наименование менялось на Центральное КБ эксперименталь- ного машиностроения - ЦКБЭМ, НПО «Энергия», РКК «Энергия» им.Королева) разрабатыва- лись эскизные проекты одноступенчатой баллистической ракеты ЯР-1 и двухступенчатой ядерно-химической ракеты ЯХР-2. В обеих предусматривалось применение ЯРД тягой 140т. Проекты были готовы к 30 декабря 1959г. однако создание боевой ЯР-1 было признано нецелесообразным и работы по ней прекратили. ЯХР-2 имела схему аналогичную Р-7, но с шестью боковыми ракетными блоками первой ступени, оснащенными двигателями НК-9. Вторая ступень (центральный блок) оснащалась ЯРД. Стартовая масса ракеты составляла 850-880т. при массе полезного груза 35-40т. (рассматривался и вариант со стартовой массой 2000т. длиной 42м. максимальным поперечным размером 19м. полезная нагрузка до 150т.). Двигатели всех блоков ЯХР-2 запускались на Земле. При этом ЯРД выводился на «холостой» режим (мощность реактора составляла 0,1% от номинальной при отсутст- вии расхода рабочего тела). Вывод на рабочий режим производился в полете за несколь- ко секунд до отделения боковых блоков. В середине 1959г. ОКБ-1 выдало технические задания двигателистам (ОКБ-670 и ОКБ-456) на разработку эскизных проектов ЯРД с тя- гой 200 и 40т. После начала работ над тяжелым носителем Н-1 рассматривался вопрос о создании на его основе двухступенчатого носителя с ЯРД на второй ступени. Это обеспечило бы увеличение полезной нагрузки выводимой на околоземную орбиту не менее чем в 2-2,5 раза, а орбиту спутника Луны на 75-90% . Но и этот проект завершен не был – ракета Н-1 так и не полетела. Проектированием ЯРД занимались ОКБ-456 и ОКБ-670. Ими были выполнены несколько эскизных проектов ЯРД с твердофазным реактором. Так в ОКБ-456 к 1959г. были готовы эскизные проекты двигателей РД-401 с водным замедлителем и РД-402 с бериллиевым за- медлителем, имевших тягу в пустоте 170т. при удельном импульсе тяги 428сек. Рабочим телом служил жидкий аммиак. К 1962г. по техзаданию ОКБ-1 был выполнен проект РД-404 тягой 203т. при удельном импульсе тяги 950сек. (РТ - жидкий водород), а в 1963г. - РД-405 с тягой 40-50т. Однако в 1963г. все усилия ОКБ-456 были перенаправлены на разработку газофазных ЯРД. Несколько проектов ЯРД с твердофазным реактором и аммич- но-спиртовой смесью в качестве РТ разработало в те же годы ОКБ-670. Для перехода от эскизного проектирования к созданию реальных образцов ЯРД необ- ходимо было решить еще множество вопросов и в первую очередь исследовать работоспо- собность тепловыделяющих элементов (ТВЭл) ядерного реактора при высоких температу- рах. Курчатов в 1958г. предложил создать для этого реактор взрывного действия (РВД, современное название импульсный графитовый реактор - ИГР). Его проектирование и изготовление было поручено НИИ-8. В РВД тепловая энергия деления урана не отводи- лась за пределы активной зоны, а нагревала до весьма высоких температур графит из которого (вместе с ураном) она и складывалась. Понятно, что работать такой реактор мог лишь кратковременно – импульсами, с остановками на расхолаживание. Отсутствие в активной зоне каких-либо металлических деталей позволяло производить «вспышки» мощность которых ограничивалась только температурой возгонки графита. В центре ак- тивной зоны имелась полость, в которой располагались испытуемые образцы. В том же 1958г. на Семипалатинском полигоне, недалеко от места испытаний первой атомной бом- бы, началось строительство необходимых зданий и сооружений. В мае-июне 1960г. был осуществлен физический («холодный») пуск реактора, а через год проведена серия пус- ков с разогревами графитовой кладки до 1000 град. Для обеспечения экологической безопасности стенд был построен по «закрытой» схеме - отработанный теплоноситель пред выбросом в атмосферу выдерживался в газгольдерах, а затем фильтровался. С 1962г. на ИГР (РВД) проводились испытания ТВЭлов и тепловыделяющих сборок (ТВС) раз- личных типов для реакторов ЯРД, разрабатывавшихся в НИИ-9 и НИИ-1. Во второй половине 50-х годов в НИИ-1 и ФЭИ были проведены исследования газоди- намики газовых ТВЭлов и физики газофазных реакторов которые показали принципиальную возможность создания газофазных ЯРД. В рабочей камере такого двигателя при помощи магнитного поля создаваемого окружающим ее соленоидом создавалась «застойная» зона в которой уран разогревался до температур около 9000 град. и нагревал протекающий через эту зону водород (для улучшения поглощения лучистой энергии к нему добавля- лись специальные присадки). Некоторая часть ядерного топлива неизбежно уносилась газовым потоком поэтому приходилось постоянно компенсировать убыль урана. Газофаз- ный ЯРД мог иметь удельный импульс до 20000 м/сек. Работы над таким двигателем нача- лись в 1963г. в ОКБ-456 (при научном руководстве НИИ-1). В 1962г. в ФЭИ был создан экспериментальный стенд ИР-20 с твердофазным реакто- ром, замедлителем в котором являлась вода. На нем были впервые изучены физические параметры твердофазных реакторов ЯРД послужившие основой для последующих конструк- ций. В 1968г. с учетом опыта, полученного на стенде ИР-20 здесь же был сооружен фи- зический стенд «Стрела», на котором установлен реактор, представлявший собой кон- струкцию достаточно близкую к реактору летного образца ЯРД. Следующим шагом на пути создания ЯРД стало создание специального экспериментального стенда для испытаний наземного прототипа реактора ЯРД. В 1964г. вышло Постановление правительства о строительстве на Семипалатинском полигоне стендового комплекса для испытаний ЯРД получившего наименование «Байкал». К февралю 1965г. в ИАЭ было готово техническое задание на разработку реактора для комплекса «Байкал» (он получил индекс ИВГ-1 ис- следовательский высокотемпературный газоохлаждаемый). К его проектированию приступа- ет НИИ-8 (при научном руководстве ИАЭ). Разработка и изготовление ТВС возлагаются на НИИТВЭл. В 1966г. разработку первого советского твердофазного ЯРД (получившего индекс 11Б91 или РД-0410) передали в Воронежское КБ Химавтоматики (КБХА) Гл. конструктора А.Д.Конопатова. В 1968г. в НПО «Энергомаш» (ОКБ-456) была закончена разработка эскизного проек- та двигателя с газофазным реактором. Двигатель получивший обозначение РД-600 должен был иметь тягу около 600т. при собственной массе около 60т. В качестве замедлителя и отражателя использовался бериллий и графит. РТ - водород с добавкой лития. 24 мая 1968г. вышло постановление правительства предусматривавшее создание ЯРД на основе предложенного проекта, а также строительство стендовой базы для его испытаний, полу- чившей название «Байкал-2». Параллельно с разработкой летного образца ЯРД 11Б91 в КБХА, его стендовый про- тотип (ИР-100) создавался в НИИ-1. В 1970г. было осуществлено объединение этих ра- бот (программа получила индекс 11Б91-ИР-100) и вся конструкторская работа по стен- довым и летным образцам ЯРД сосредоточилась в КБХА. Физический пуск первого реак- тора ЯРД 11Б91-ИР-100 был произведен в ФЭИ на стенде «Стрела». На нем была проведе- на обширная программа исследований. Строительство комплекса «Байкал» продолжалось несколько лет. Комплекс должен был состоять из двух шахт куда экспериментальные реакторы опускались помощью козло- вого крана. 18 сентября 1972г. состоялся физический пуск реактора ИВГ-1 в составе первого рабочего места комплекса «Байкал». Он мог использоваться и как стендовый прототип будущего ЯРД тягой 20–40т. и как стенд для испытания новых видов ядерного топлива. Реактор имел отражатель из бериллияп замедлителем была вода. Его активная зона состояла из 31 ТВС. Водород, охлаждающий ядерное топливо, мог нагреваться до 2500 град, а в специальном центральном канале можно было получить и все 3000. Энер- гетический пуск состоялся только в начале марта 1975г. что объяснялось необходимос- тью завершения строительства всех зданий и сооружений стендового комплекса, выполне- ния большого объема пуско-наладочных робот и подготовкой персонала. В подземном бун- кере, расположенном между шахтами, находились приборы. Еще в одном расположенном на удалении 800м. находился пульт управления. На пульт управления можно было попасть из безопасной зоны через полуторакилометровый подземный тоннель. Рядом с шахтой на глубине 150м. размещалась сферическая емкость куда закачивали под большим давлением газообразный водород. Нагретый в реактор почти до 3000 град. водород выбрасывался прямо в атмосферу. Однако вынос продуктов деления при этом был близок к радиоактив- ным выбросам АЭС при их нормальной работе. И все же приближаться к шахте ближе полу- тора километров не разрешалось в течение суток, а к самой шахте нельзя было подхо- дить в течение месяца. За 13 лет работы было осуществлено 28 «горячих» пуска реак- тора ИВГ-1. В составе 4-х опытных активных зон было испытано около 200 газоохлаж- даемых ТВС. Наработанный на номинальной мощности ресурс ряда сборок составил 4000 сек. Многие результаты этих испытаний существенно превосходят полученные в процессе работ по программе ЯРД в США, так максимальная плотность тепловыделения в активной зоне реактора ИВГ-1 достигала 25 кВт/куб.см. против 5,2 у американцев, температура водорода на выходе из тепловыделяющих сборок составляла около 2800 град против 2300 у американцев. В 1977г. было введено в эксплуатацию второе-А рабочее место стендового комплек- са «Байкал» на котором 17 сентября 1977г. был осуществлен физический пуск первого стендового реактора для ЯРД 11Б91-ИР-100 который получил обозначение ИРГИТ. Через полгода, 27 марта 1978г. проведен энергетический пуск. В ходе которого была достиг- нута мощность 25 МВт (15% от проектной), температура водорода – 1500 град, время работы составило 70сек. В ходе испытаний 3 июля 1978г. и 11 августа 1978г. была дос- тигнута мощность 33 МВт и 42 МВт температура водорода составила 2360 град. В конце 70-х, начале 80-х годов на стендовом комплексе проведены еще две серии испытаний - второго и третьего аппаратов 11Б91-ИР-100. Продолжались и испытания ТВС в реакторах ИГР и ИВГ, велось строительство сооружений, имевшее целью ввод в эксплуатацию второ- го-Б рабочего места для испытаний двигателя на жидком водороде. Одновременно на расположенном в Подмосковном Загорске стенде проводились испы- тания так называемого «холодного» двигателя 11Б91Х не имевшего ядерного реактора. Подогрев водорода происходил в специальных теплообменниках от обычных кислород-во- дородных горелок. К 1977г. все задачи по отработке «холодного» двигателя удалось решить (агрегаты могли работать часами). В принципе ЯРД был создан и подготовка его к летным испытаниям была делом еще нескольких лет. ЯРД 11Б91 имел гетерогенный ре- актор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражателем берил- лиий, ядерное топливо- материал на основе карбидов урана и вольфрама, с содержанием урана-235 около 80%. Это был сравнительно небольшой металлический цилиндр диаметром около 50см. и длиной около метра. Внутри - 900 тонких стержней, в которых находится карбид урана. Реактор ЯРД был окружен отражателем нейтронов из бериллия, в который были врезаны барабаны, покрытые с одной стороны поглотителем нейтронов. Они играли роль регулирующих стержней - в зависимости от того, какой стороной барабаны были обращены к активной зоне, они поглощали больше или меньше нейтронов, регулируя мощ- ность ректора (такая же схема была и у американцев). Примерно в 1985г. ЯРД 11Б91 мог бы совершить свой первый космический полет. Но этого не произошло по множеству причин. К началу 80-х годов были достигнуты сущест- венные успехи в разработке высокоэффективных ЖРД, что наряду с отказом от планов освоения Луны и других ближайших планет Солнечной системы, поставили под вопрос це- лесообразность создания ЯРД. Возникшие экономические трудности и так называемая «Перестройка» привели к тому, что вся космическая отрасль оказалась «в опале» и в 1988г. работы по ЯРД в СССР были прекращены. Идею использования электроэнергии для создания реактивной тяги К.Э.Циолковский высказал еще в 1903г. Первый экспериментальный ЭРД был создан в Газодинамической ла- боратории (г. Ленинград) под руководством В.П.Глушко в 1929-1933гг. Изучение возмож- ности создания ЭРД началось в конце 50-х годов в ИАЭ (под руководством Л.А.Арцимо- вича), НИИ-1 (под руководством В.М.Иевлева и А.А.Поротникова) и ряде других орга- низаций. Так в ОКБ-1 велись исследования направленные на создание ядерного ЭРД. В 1962г. в эскизный проект РН Н1 вошли «Материалы по ЯЭРД для тяжелых межпланетных ко- раблей». В 1960г. вышло постановление правительства об организации работ по ЭРД. Кроме ИАЭ и НИИ-1, к работе были подключены десятках других НИИ, КБ и организаций. К 1962г. в НИИ-1 был создан импульсный плазменный двигатель (ИПД) эрозионного типа. В ИПД плазма образуется вследствие испарения (абляции) твердого диэлектрика (фторо- пласт-4 он же тефлон) в импульсном (искровом) электрическом разряде длительностью несколько микросекунд (импульсная мощность 10-200 МВт) с последующим электромагнит- ным ускорением плазмы. Первые ресурсные испытания такого двигателя начались 27 мар- та и продолжались до 16 апреля 1962г. При средней потребляемой мощности 1кВт (им- пульсная - 200 МВт) тяга составила 1г. -«цена» тяги 1 кВт/г. Для испытаний в кос- мосе требовалась примерно в 4 раза меньшая «цена» тяги. Таких параметров удалось достичь к концу 1962г. Новый двигатель потреблял 50 Вт (импульсная мощность 10 МВт) на создание тяги 0.2г. (позднее «цену» тяги довели до 85Вт за 1г.). В марте 1963г. была создана и испытана ДУ системы стабилизации КА на основе ИПД включавшая шесть двигателей, преобразователь напряжения (искровой разряд создавался конденсаторы ём- костью 100 мкф с напряжением 1кВ), программно-коммутирующее устройство, высоковольт- ные герморазъемы и другое оборудование. Температура плазмы достигала 30 тыс.град. а скорость истечения 16км/сек. Первый запуск КА (межпланетной станции типа «Зонд») с ЭРД наметили на ноябрь 1963г. Пуск 11 ноября 1963г. закончился аварией РН. Только 30 ноября 1964г. АМС «Зонд-2» с ЭРД на борту успешно стартовала в сторону Марса. 14 декабря 1964г. на расстоянии более 5 млн.км от Земли были включены плазменные двига- тели (газодинамические двигатели на это врнмя были выключены) работавшие от солнеч- ных батарей. В течение 70мин. шесть плазменных двигателей поддерживали необходимую ориентацию станции в пространстве. В США в 1968г. был запущен спутник связи «LES-6» с четырьмя эрозионными ИПД которые функционировали в течение более чем 2 лет. Для дальнейших работ по ЭРД было организовано ОКБ «Факел» (на базе ОКБ им. Б.С. Стечкина г.Калининград). Первой разработкой ОКБ «Факел» стала ЭРДУ системы стаби- лизации и ориентации для КА военного назначения типа «Глобус» (ИСЗ «Горизонт»), близкая к ИПД «Зонд-2». С 1971г. в системе коррекции орбиты метеоспутника «Метеор» использовались два плазменных двигателя ОКБ «Факел», каждый из которых при весе 32,5кг потреблял около 0,4кВт, развивая при этом тягу около 2г. скорость истечения свыше 8 км/сек запас РТ (сжатый ксенон) составлял 2,4кг. С 1982г. на геостационар- ных спутниках связи «Луч» используются ЭРД разработанные ОКБ «Факел». До 1991г. ЭРД успешно работали на 16 КА. Подробнее о ЭРД будет рассказано на отдельной страни- це сайиа. Тяга созданных ЭРД ограничивалась электрической мощностью бортовых источников энергии. Для увеличения тяги ЭРДУ до нескольких килограмм требовалось увеличить мощ- ность до нескольких сот киловатт, что практически было невозможно традиционными ме- тодами (аккумуляторы и солнечные батареи). Поэтому параллельно с работами по ЭРД в ФЭИ, ИАЭ и др. организациях развернулись работы по непосредственному преобразованию тепловой энергии ядерного реактора в электрическую. Исключение промежуточных этапов превращения энергии и отсутствие движущихся частей, позволяло создать компактные, лёгкие и надежные энергетические установки достаточно большой мощности и ресурса, пригодные для использования на КА. В 1965г. в ОКБ-1 совместно с ФЭИ был разработан эскизный проект ядерного ЭРД ЯЭРД-2200 для межпланетного корабля с экипажем. Двига- тельная установка состояла из двух блоков (каждый имел свою ЯЭУ), электрическая мощ- ность каждого блока составляла 2200кВт тяга 8,3кг. Магнитоплазменный двигатель имел удельный импульс около 54000 м/сек. В 1966-70гг. был разработан эскизный проект тер- моэмиссионной ЯЭУ (11Б97) и ЭРД для марсианского комплекса, выводимого РН Н1М. Ядер- ная ЭРДУ собиралась из отдельных блоков электрическая мощность одного блока до 5 Мвт. тяга ЭРД - 9,5кг. при у дельном импульсе тяги 78000м/сек. Однако создание мощ- ных ядерных источников электроэнергии потребовало значительно больше времени чем предполагалось. Первыми практическое применение, благодаря простоте конструкции и малому весу нашли радиоизотопные термоэлектрические генераторы (РИТЭГ) использовав- шие тепло самопроизвольного деления радиоактивных изотопов (например полоний-210). Термоэлектрический преобразователь представлял собой по сути обычную термопару. Однако их сравнительно низкая энергоемкость РИТЭГ и высокая стоимость применяемых изотопов сильно ограничивали их применение. Использование термоэлектрических и термоэмиссионных преобразователей энергии в сочетании с ядерными реакторами объеди- ненными в единый блок (реактор-преобразователь) имело лучшие перспективы. Для экс- периментальной проверки возможности создания малогабаритного реактора-преобразова- теля, в ИЭА (совместно с НПО «Луч») в 1964г. была создана экспериментальная установ- ка «Ромашка». Тепло, выделяемое в активной зоне нагревало расположенный на внешней поверхности реактора термоэлектрический преобразователь состоящий из большого числа кремний-германиевых полупроводниковых пластин в то время как другая их поверхность охлаждалась радиатором. Электрическая мощность составила 500 Вт. при тепловой мощ- ности реактора 40 кВт. Испытания «Ромашки» вскоре были прекращены поскольку уже проходила испытания ЯЭУ БЭС-5 («Бук») значительно большей мощности. Разработка ЯЭУ БЭС-5 с электрической мощностью 2800Вт, предназначенной для электропитания аппарату- ры КА радиолокационной разведки УС-А началась в 1961г. на НПО «Красная Звезда» при научном руководстве ФЭИ. Первый полет КА УС-А (3 октября 1970г.«Космос-367») прошел неудачно - ЯЭУ БЭС-5 проработала 110 мин. после чего произошло расплавление актив- ной зоны реактора. Следующие 9 запусков доработанной ЯЭУ прошли успешно и в 1975г. КА УС-А был принят на вооружение ВМФ. В январе 1978г. из-за отказа КА УС-А («Космос -954» фрагменты ЯЭУ «Бук» упали на территории Канады. Всего (до снятия с вооружения в 1989г.) было произведено 32 запуска этих КА. Параллельно работам по созданию ЯЭУ с термоэлектрическими генераторами прово- дились работы по ЯЭУ с термоэмиссионными преобразователями которые имели более высо- кие КПД, ресурс и массогабаритные характеристики. В термоэмиссионном ЯЭУ использует- ся эффект термоэлектронной эмиссии с поверхности достаточно нагретого проводника. Для отработки термоэмиссионных преобразователей большой мощности в 1964г. была соз- дана реакторная база в Киеве (в 1970г. такая же база появилась в Алма-Ате). Работы проводились двумя разработчиками -на НПО «Красная Звезда» (научное руководство ФЭИ) разраатывалась ЯЭУ «Топаз» электрической мощностью 5-6,6 кВт. для спутников радиоло- кационной разведки, «Энерговак-ЦКБМ» (научное руководство РНЦ «Курчатовский инсти- тут») разрабатывало ЯЭУ «Енисей» для КА телевизионного вещания «Экран-АМ». ЯЭУ «Топаз» дважды была испытана в условиях космоса на борту КА «Плазма-А» (2 февраля 1987г. «Космос-1818» и 10 июля 1987г. «Космос-1867»). При расчётном ресурсе в один год, уже во втором полете «Топаз» проработал более 11 месяцев, но на этом запуски прекратились. Работы по ЯЭУ «Енисей» были прекращены на стадии наземных испытаний в связи прекращением работ по КА, для которого она предназначалась. Подробнее о Ядер- ных источниках энергии для КА будет рассказано на отдельной странице сайта. В 1970г. в НПО «Энергомаш» был разработан эскизный проект космической ЯЭУ с газофазным реактором (с непроточной зоной делящегося вещества) ЭУ-610 электрической мощностью 3,3 гВт. Однако возникшие в ходе работ проблемы не позволили реализовать этот проект. В 1978г. на НПО «Красная Звезда» были разработаны технические предложения на 2 варианта ЯЭРДУ «Заря-3» электрической мощностью 24 кВт и ресурсом более года. Пер- вый вариант является модификацией ЯЭУ «Топаз-1», другой имел оригинальную схему (вынесенные ТЭП с тепловыми трубами). Работы по установкам были прекращены из-за отсутствия привязки к конкретному КА. В период 1981-86г.г. был выполнен большой объём проектно-конструкторских и экс- периментальных работ, свидетельствующий о принципиальной возможности увеличения ре- сурса ЯЭУ до 3-5 лет и электрической мощности до 600 кВт. В 1982г. НПО «Энергия» (ЦКБЭМ) по техзаданию МО разработало техническое предложение по ядерному межорби- тальному буксиру «Геркулес» электрической мощностью 550 кВт, выводимому на опорную орбиту высотой 200км. комплексом «Энергия-Буран» или РН «Протон». В 1986г. было разработано техническое предложение по использованию межорбитального буксира с ядерным ЭРД для транспортирования на геостационарную орбиту полезных грузов массой до 100т, выводимых на опорную орбиту РН «Энергия». Но продолжения эти работы не получили. Таким образом в СССР так и не было создано реально работающей ядерной ЭРДУ, хотя ЯЭУ успешно эксплуатировались на серийных КА. Первым и единственным КА имевшим ЯЭУ с ЭРД былл американский «Snapshot», запу- щенный 3 апреля 1965г. Электрическая мощность реактора-преобразователя составляла 650 Вт. На аппарате был установлен экспериментальный ионный двигатель. Однако первое же включение ЭРД (на 43-й день полета) привело к аварийному глушению реакто- ра. Возможно причиной этого стали высоковольтные пробои сопровождавшие работу ЭРД в результате чего прошла ложная команда на сброс отражателя реактора, что и повлек- ло за собой его глушение. В 1992г. США приобрели в России две ЯЭУ «Енисей». Один из реакторов предполагалось использовать в 1995г. в «Космическом эксперименте с ядерной ЭРДУ». Однако в 1996г. проект был закрыт. В США исследования по проблеме создания ЯРД велись в Лос-Аламосской лаборато- рии с 1952г. В 1957г. начались работы по программе «Ровер». В отличии от СССР, где велась поэлементная отработка ТВС и других элементов двигателя, в США пошли по пути создания и испытания сразу реактора целиком. Первый реактор получивший наиме- нование «Киви-А» («KIWI-А») был испытан 1 июля 1959г. на специальном полигоне в штате Невада. Это был гомогенный реактор активная зона которого была собрана из ни- чем не защищенные пластины состоящие из смеси графита и оксида урана-235 обогащен- ного до 90%. Замедлителем нейтронов служила тяжелая вода. Оксид урана не выдерживал высоких температур, и водород, проходивший в каналах между пластин мог нагреваться только до 1600 град. Мощность этих реакторов составляла всего 100 МВт. Испытания «Киви-А», как и все последующие проводились с открытым выбросом. Активность продук- тов выхлопа была невысокой и ограничений на проведение работ в зоне испытаний прак- тически не вводилось. Испытания реактора завершились 7 декабря 1961г. (в ходе пос- леднего пуска разрушилась активная зона, отмечен выброс в выхлопную струю обломков пластин). Полученные результаты шести «горячих испытаний» ЯРД оказались весьма обнадёживающими, и в начале 1961г. был подготовлен доклад о необходимости испытаний реактора в полёте. Однако вскоре «головокружение» от первых успехов стало проходить, пришло понимание того, что на пути создания ЯРД стоит множество проблем решение ко- торых потребует много времени и денег. Кроме того прогресс в создании химических двигателей для боевых ракет оставил для применения ЯРД лишь космическую сферу. Нес- мотря на то, что с приходом в белый дом администрации Кеннеди (в 1961г.) работы по самолету с атомным двигателем были прекращены, программа «Ровер» была названа «од- ним из четырех приоритетных направлений в завоевании космоса» и получила дальнейшее развитие. Были приняты новые программы «Рифт» (RIFT- Reactor In Flight Test- реак- тор в испытательном полете) и «Нерва» (NERVA - Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) создание летного варианта ЯРД. Испытания реакторов серии «Киви» продолжились. 1 сентября 1962г. был испытан «Киви-В» мощностью 1100 МВт работавший на жидком водороде. Оксид урана был заменен на более термостойкий карбид, вдобавок старжни стали покрывать карбидом ниобия, но в ходе испытания при попытках достичь проектной температуры реактор начинал разру- шаться (через сопло начали вылетать обломки пластин). Следующий пуск состоялся 30 ноября 1962г. но после 260сек. работы испытание было прекращено вследствие появле- ния внутри реактора сильной вибрации и вспышек пламени в выхлопной струе. В резуль- тате этих неудач намеченные на 1963г. испытания реакторов «Киви-В» перенесли на следующий год. В августе 1964г. было проведено еще одно испытание в ходе которого двигатель работал на мощности в 900 МВт более восьми минут, развивав тягу 22,7т. при скорости истечения 7500 м/сек. В самом начале 1965г. было проведено последнее испытание в ходе которого реактор был разрушен. Его специально довели до взрыва в результате быстрого «разгона». Если нормально переход реактора с нулевой мощности на полную требует десятков секунд то при этом испытании длительность такого перехо- да определялась лишь инерцией регулирующих стержней и примерно через 44 миллисекун- ды после их перевода в положение полной мощности произошел взрыв эквивалентный 50 –60кг. тринитротолуола. Программа «Рифт» предполагала запуск ракеты «Сатурн-В» с экспериментальным ре- актором по баллистической траектории на высоту до 1000км. и последующее их падение в южную часть Атлантического океана. Перед входом в воду реактор ЯРД должен был быть взорван (о радиационной безопасности тогда мало кто думал). Но из года в год выполнение программы задерживалась и она в конце концов так и не была реализована. На первом этапе работы по двигателю «НЕРВА» базировались на несколько модифици- рованном реакторе «Киви-В», получившем название «NERVA-NRX» (Nuclear Rocket Experi- mental - ядерная ракета экспериментальная). Поскольку к этому времени еще не был найден материал, способный работать при 2700–3000 град. и противостоять разрушению горячим водородом было принято решение снизить рабочую температуру и удельный им- пульс ограничился величиной 8400м/сек. Испытания реактора начались в 1964г., в них была достигнута мощность 1000 МВт, тяга примерно 22,5т. скорость истечения более 7000м/с. В 1966г. впервые было произведено испытание двигателя на полной мощности 1100 МВт. На которой он проработал 28 мин. (из 110 минут работы). Температура водо- рода на выходе из реактора достигала 2000 град., тяга 20 т. На следующем этапе программы предполагалось использовать более мощные реакторы «Феб» («Phoebus», а затем «Pewee»). Разработка усовершенствованных твердофазных графитовых реакторов для двигателя «НЕРВА» по программе «Phoebus» велась в Лос-Аламосская лаборатория еше с 1963г. Первый из этих реакторов имеет примерно такие же размеры, как и «Киви -В» (диаметр 0,813 м., длину 1,395 м.), однако рассчитан на примерно вдвое большую мощность. На базе этого реактора планировалось создать двигатель «НЕРВА-1». Следую- щая модификация мощностью порядка 4000–5000 МВт должна была использоваться для дви- гателя «НЕРВА-2». Этот двигатель с тягой в диапазоне 90-110т. должен был иметь ско- рость истечения до 9000м/с. Высота двигателя примерно 12м. наружный диаметр - 1,8м. Расход рабочего тела 136кг/с. Вес двигателя «НЕРВА-2» составлял примерно 13,6т. из-за финансовых трудностей от двигателя «НЕРВА-2» вскоре отказались и переключи- лись на проектирование двигателя «НЕРВА-1» повышенной мощности с тягой 34т. ско- ростью истечения 8250м/с. Первое испытание реактора «NRX-A6» для этого двигателя, было проведено 15 декабря 1967г. В июне 1969г. состоялись первые горячие испытания экспериментального двигателя «NERVA ХЕ» на тяге 22,7т. Общее время работы двигате- ля составило 115 минут, было произведено 28 пусков. ЯРД «НЕРВА-1» имел гомогеннный реактор с активной зоной диаметром 1м. и высо- той 1,8м. состявшей из 1800 стержневых шестигранных ТВЭлов (концентрация ядерного горючего 200 – 700 мг/куб.см.). Реактор имел кольцевой отражатель толщиной около 150 мм, из окиси бериллия. Силовой корпус реактора выполнен из алюминиевого сплава, внутренний радиационный защитный экран из композитногно материала (карбид бора–алю- миний–гидрид титана). Между реактором и турбонасосными агрегатами может устанавли- ваться также дополнительная внешняя защита. НАСА считало двигатель пригодным для планировавшегося полёта на Марс. Его предполагалось установить на верхней ступени РН «Сатурн-5». Такой носитель мог бы выносить в космос в два или три раза больше полезной нагрузки, чем его чисто химическая версия. Но большая часть американской космической программы была отменена администрацией президента Никсона. А прекраще- ние в 1970г. производства ракет «Сатурн-5» поставило окончательный крест на програм- ме использования ЯРД. В Лос-Аламосе работа над двигателями «Pewee» по программе «Rover» продолжалась еще до 1972г. после чего программа была окончательно закрыта. Главное отличие наших ЯРД от американских в том что они были гетерогенными. В гомогенных (однородных) реакторах ядерное топливо и замедлитель смешаны. В отечест- венном ЯРД ядерное топливо было сосредоточено в ТВЭЛах (отдельно от замедлителя) и было заключено в защитную оболочку, так что замедлитель работал при гораздо меньших температурах, чем в американских реакторах. Это позволило отказаться от графита и использовать в качестве замедлителя гидрид циркония. В результате реактор получался значительно компактнее, и легче чем графитовый. Это в совокупности с найденной со- ветскими конструкторами формой стержней (четырехлепестковая в поперечном сечении и витая по длине) позволило значительно снизить потери урана в результате разрушения стержней (полностью исключить разрушение не удалось). В настоящее время только США и Россия имеют значительный опыт разработки и постройки твердофазных ЯРД, и в слу- чае необходимости смогут создать такие двигатели за короткое время и по приемлемой цене. Реакторные комплексы ИГР и ИВГ-1 сейчас принадлежат Национальному ядерному центру Республики Казахстан. Оборудование поддерживается в относительно работоспо- собном состоянии. Возможно что возобновление работ по программам полетов к Луне и Марсу возродит интерес и к твердофазным ЯРД. Кроме того использование ЯРД может существенно расширить границы изучения Солнечной системы, сократив время необходи- мое для достижения дальних планет. В 2010г. президент РФ Медведев распорядился создать космический транспортно- энергетический модуль на основе ЯЭУ с использованием ионных ЭРД. Созданием реактора будет заниматься НИКИЭТ. Центр им.Келдыша будет создавать ЯЭДУ, а РКК «Энергия» - сам транспортно-энергетический модуль. Выходная электрическая мощность газотурбин- ного преобразователя на номинальном режиме составит 100-150квт. в качестве РТ пред- полагается использовать ксенон. удельный импульс ЭРД 9000-50000м/сек. ресурс 1,5-3 года. Масса и габариты установки должны позволять использовать для ее запуска РН «Протон» и «Ангара». Наземные испытания рабочего прототипа начнутся в 2014 г. а к 2017 г. ядерный двигатель будет готов к запуску в космос (НАСА также начинало анало- гичную программу в 2003г. но затем финансирование было прекращено). На разработку всего проекта потребуется 17 млрд.руб. Поживем увидим.

Сергеев Алексей, 9 «А» класс МОУ «СОШ №84»

Научный консультант: , заместитель директора некоммерческого партнерства по научной и инновационной деятельности «Томский Атомный Центр»

Руководитель: , учитель физики МОУ «СОШ №84» ЗАТО Северск

Введение

Двигательные установки на борту космического аппарата предназначены для создания силы тяги или момента импульса. По типу используемой тяги двигательной установки разделяются на химические (ХРД) и нехимические (НХРД). ХРД делятся на жидкостные (ЖРД), твердотопливные (РДТТ) и комбинированные (КРД). В свою очередь нехимические двигательные установки делятся на ядерные (ЯРД) и электрическими (ЭРД). Великий ученый Константин Эдуардович Циолковский еще век назад создал первую модель двигательной установки, которая работала на твердом и жидком топливе. После, во второй половине 20 века были осуществлены тысячи полетов с использованием в основном ЖРД и РДТТ.

Однако в настоящее время для полетов на другие планеты, не говоря уж о звездах, применение ЖРД и РДТТ становится все более невыгодным, хотя и было разработано множество РД. Скорее всего, возможности ЖРД и РДТТ себя полностью исчерпали. Причина здесь заключается в том, что удельный импульс всех химических РД невысок и не превышает 5000 м/с, что требует для развития достаточно больших скоростей длительной работы ДУ и соответственно больших запасов топлива или, как принято в космонавтике, необходимы большие значения числа Циолковского, т. е. отношения массы заправленной ракеты к массе пустой. Так РН Энергия, выводящая на низкую орбиту 100 т полезной нагрузки, имеет стартовую массу около 3 000 т, что дает для числа Циолковского значение в пределах 30.

Для полета к примеру на Марс число Циолковского должно быть еще выше, достигая значений от 30 до 50. Нетрудно оценить, что при полезном грузе около 1 000 т, а именно в таких пределах колеблется минимальная масса требуемая для обеспечения всем необходимым экипаж, стартующий к Марсу с учетом запаса топлива для обратного полета к Земле, начальная масса КА должна быть не менее 30 000 т., что явно находится за пределами уровня развития современной космонавтики, основанной на применении ЖРД и РДТТ.

Таким образом, для достижения пилотируемыми экипажами даже ближайших планет необходимо развивать РН на двигателях, работающих на принципах, отличных от химических ДУ. Наиболее перспективными в этом плане являются электрические реактивные двигатели (ЭРД), термохимические ракетные двигатели и ядерные реактивные (ЯРД).

1.Основные понятия

Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, не использующий для работы окружающую среду (воздух, воду). Наиболее широко применяются химические ракетные двигатели. Разрабатываются и испытываются другие виды ракетных двигателей – электрические, ядерные и другие. На космических станциях и аппаратах широко применяют и простейшие ракетные двигатели, работающие на сжатых газах. Обычно в качестве рабочего тела в них используют азот . /1/

Классификация двигательных установок

2. Назначение ракетных двигателей

По назначению ракетные двигатели подразделяют на несколько основных видов: разгонные (стартовые), тормозные, маршевые, управляющие и другие. Ракетные двигатели в основном применяются на ракетах (отсюда взято название). Кроме этого ракетные двигатели иногда применяют в авиации. Ракетные двигатели являются основными двигателями в космонавтике.

Военные (боевые) ракеты обычно имеют твердотопливные двигатели. Это связанно с тем, что такой двигатель заправляется на заводе и не требует обслуживания весь срок хранения и службы самой ракеты. Часто твердотопливные двигатели применяют как разгонные для космических ракет. Особенно широко, в этом качестве, их применяют в США, Франции, Японии и Китае.

Жидкостные ракетные двигатели имеют более высокие тяговые характеристики, чем твердотопливные. Поэтому их применяют для вывода космических ракет на орбиту вокруг Земли и на межпланетные перелёты. Основными жидкими топливами для ракет являются керосин, гептан (диметилгидразин) и жидкий водород . Для таких видов топлива обязательно необходим окислитель (кислород). В качестве окислителя в таких двигателях применяют азотную кислоту и сжиженный кислород. Азотная кислота уступает сжиженному кислороду по окислительным свойствам, но не требует поддержания особого температурного режима при хранении, заправки и использовании ракет

Двигатели для космических полетов отличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должны вырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы. По виду используемой энергии двигательные установки космических аппаратов подразделяются на четыре типа: термохимические, ядерные, электрические, солнечно – парусные. Каждый из перечисленных типов имеет свои преимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях.

В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют также миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень мала, но её бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля в пространстве

3.Термохимические ракетные двигатели.

Известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла – всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. В космическом пространстве воздуха нет, а для работы ракетных двигателей в космическом пространстве необходимо иметь два компонента – горючее и окислитель.

В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий водород. В качестве окислителя применяют жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота. Возможно, в будущем будет применяться в качестве окислителя жидкий фтор, когда будут изобретены способы хранения и использования такого активного химического вещества

Горючее и окислитель для жидкостных реактивных двигателей хранятся раздельно, в специальных баках и с помощью насосов подаются в камеру сгорания. При их соединении в камере сгорания развивается температура до 3000 – 4500 °С.

Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость от 2500 до 4500 м/с. Отталкиваясь от корпуса двигателя, они создают реактивную тягу. При этом, чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше силы тяги двигателя.

Удельную тягу двигателей принято оценивать величиной тяги создаваемой единицей массы топлива сгораемой за одну секунду. Эту величину называют удельным импульсом ракетного двигателя и измеряют в секундах (кг тяги / кг сгоревшего топлива в секунду). Лучшие твердотопливные ракетные двигатели имеют удельный импульс до 190 с., то есть 1 кг топлива сгорающий за одну секунду создает тягу 190 кг. Водородно-кислородный ракетный двигатель имеет удельный импульс 350 с. Теоретически водородно-фторовый двигатель может развить удельный импульс более 400с.

Обычно применяемая схема жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом. Сжатый газ создает необходимый напор в баках с криогенным горючим, для предотвращения возникновения газовых пузырей в трубопроводах. Насосы подают топливо в ракетные двигатели. Топливо впрыскивается в камеру сгорания через большое количество форсунок. Также через форсунки в камеру сгорания впрыскивают и окислитель.

В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого бы материала она ни была сделана. Жидкостный реактивный двигатель, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двух стеночной. В зазоре между стенками протекает холодный компонент топлива.

Алюминий" href="/text/category/alyuminij/" rel="bookmark">алюминий и др. В особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую из возможных для химических топлив скорость истечения – до 5 км/с. Но это уже практически предел ресурсов химии. Большего она практически сделать не может. Хотя в предлагаемом описании пока преобладают жидкостные ракетные двигатели, нужно сказать, что первым в истории человечества был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе – РДТТ. Топливо – например специальный порох – находится непосредственно в камере сгорания. Камера сгорания с реактивным соплом, заполненная твердым топливом – вот и вся конструкция. Режим сгорания твердого топлива зависит от предназначения РДТТ (стартовый, маршевый или комбинированный). Для твердотопливных ракет применяемых в военном деле характерно наличие стартового и маршевого двигателей. Стартовый РДТТ развивает большую тягу на очень короткое время, что необходимо для схода ракеты с пусковой установки и её первоначального разгона. Маршевый РДТТ предназначен для поддержания постоянной скорости полета ракеты на основном (маршевом) участке траектории полета. Различия между ними заключаются в основном в конструкции камеры сгорания и профиле поверхности горения топливного заряда, которые определяют скорость горения топлива от которой зависит время работы и тяга двигателя. В отличие от таких ракет космические ракеты-носители для запуска спутников Земли, орбитальных станций и космических кораблей, а также межпланетных станций работают только в стартовом режиме со старта ракеты до вывода объекта на орбиту вокруг Земли или на межпланетную траекторию. В целом твердотопливные ракетные двигатели не имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, относительно взрывобезопасны. Но по удельной тяге твердотопливные двигатели на 10-30% уступают жидкостным.

4.Электрические ракетные двигатели

Почти все рассмотренные выше ракетные двигатели, развивают огромную силу тяги и предназначены для вывода космических аппаратов на орбиту вокруг Земли и разгона их до космических скоростей для межпланетных полетов. Совсем другое дело – двигательные установки для уже выведенных на орбиту или на межпланетную траекторию космических аппаратов. Здесь, как правило, нужны двигатели малой мощности (несколько киловатт или даже ватт) способные работать сотни и тысячи часов и многократно включаться и выключаться. Они позволяют поддерживать полет на орбите или по заданной траектории, компенсируя сопротивление полету создаваемое верхними слоями атмосферы и солнечным ветром. В электрических ракетных двигателях разгон рабочего тела до определенной скорости производится нагреванием его электрической энергией. Электроэнергия поступает от солнечных батарей или атомной электростанции . Способы нагревания рабочего тела различны, но реально применяется в основном электродуговой. Он показал себя очень надежным и выдерживает большое количество включений. В качестве рабочего тела в электродуговых двигателя применяют водород. С помощью электрической дуги водород нагревается до очень высокой температуры и он превращается в плазму - электрически нейтральную смесь положительных ионов и электронов. Скорость истечения плазмы из двигателя достигает 20 км/с. Когда ученые решат проблему магнитной изоляции плазмы от стенок камеры двигателя, тогда можно будет значительно повысить температуру плазмы и довести скорость истечения до 100 км/с. Первый электрический ракетный двигатель был разработан в Советском Союзе в гг. под руководством (впоследствии он стал создателем двигателей для советских космических ракет и академиком) в знаменитой газодинамической лаборатории (ГДЛ)./10/

5.Другие виды двигателей

Существуют и более экзотические проекты ядерных ракетных двигателей, в которых делящееся вещество находится в жидком, газообразном или даже плазменном состоянии, однако реализация подобных конструкций на современном уровне техники и технологий нереальна. Существуют, пока на стадии теоретической или лабораторной следующие проекты ракетных двигателей

Импульсные ядерные ракетные двигатели использующие энергию взрывов небольших ядерных зарядов;

Термоядерные ракетные двигатели, в которых в качестве топлива может использоваться изотоп водорода. Энергопроизводительность водорода в такой реакции составляет 6,8*1011 КДж/кг, то есть примерно на два порядка выше производительности ядерных реакций деления;

Солнечно-парусные двигатели – в которых используется давление солнечного света (солнечный ветер), существование которого опытным путем доказал русский физик еще в 1899 году. Расчетным путем ученые установили, что аппарат массой в 1 т, снабженный парусом диаметром 500 м, может долететь от Земли до Марса примерно за 300 суток. Однако эффективность солнечного паруса быстро уменьшается с удалением от Солнца.

6.Ядерные ракетные двигатели

Один из основных недостатков ракетных двигателей, работающих на жидком топливе, связан с ограниченной скоростью истечения газов. В ядерных ракетных двигателях представляется возможным использовать колоссальную энергию, выводящуюся при разложении ядерного «горючего», для нагревания рабочего вещества. Принцип действия ядерных ракетных двигателей почти не отличается от принципа действия термохимических двигателей. Разница заключается в том, что рабочее тело нагревается не за счет своей собственной химической энергии, а за счет «посторонней» энергии, выделяющейся при внутриядерной реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор , в котором происходит реакция деления атомных ядер (например, урана), и при этом нагревается. У ядерных ракетных двигателей отпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована только одна жидкость. В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большую силу тяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак , гидразин и вода. Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер. Радиоизотопные превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1кг) искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210Ро она равна 5*10 8КДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*10 4 КДж/кг. К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого – высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнере и при стоянке ракеты на старте. В ядерных реакторах используется более энергопроизводительное топливо. Так, удельная массовая энергия 235U (делящегося изотопа урана) равна 6,75*10 9 КДж/кг, то есть примерно на порядок выше, чем у изотопа 210Ро. Эти двигатели можно «включать» и «выключать», ядерное горючее (233U, 235U, 238U, 239Pu) значительно дешевле изотопного. У таких двигателей в качестве рабочего тела может применяться не только вода, но и более эффективные рабочие вещества – спирт, аммиак, жидкий водород. Удельная тяга двигателя с жидким водородом равна 900 с. В простейшей схеме ядерного ракетного двигателя с реактором, работающим на твердом ядерном горючем рабочее тело размещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается через сопло наружу. Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива. Тогда возникает закономерный вопрос – почему же установки на этом горючем имеют все-таки сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазного ядерного ракетного двигателя ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное действие на живые организмы. Биологическая защита от таких излучений имеет большой вес не применима на космических летательных аппаратах. Практические разработки ядерных ракетных двигателей, использующих твердое ядерное горючее, были начаты в середине 50-х годов 20-го столетия в Советском Союзе и США, почти одновременно со строительством первых ядерных электростанций. Работы проводились в обстановке повышенной секретности, но известно, что реального применения в космонавтике такие ракетные двигатели до сих пор не получили. Все пока ограничилось использованием изотопных источников электроэнергии относительно небольшой мощности на беспилотных искусственных спутниках Земли, межпланетных космических аппаратах и всемирно известном советском «луноходе».

7.Ядерные реактивные двигатели, принцип работы, способы получения импульса в ЯРД.

ЯРД получили свое название благодаря тому, что создают тягу за счет использования ядерной энергии, т. е. энергии, которая выделяется в результате ядерных реакций. В общем смысле под этими реакциями подразумеваются любые изменения энергетического состояния атомных ядер, а также превращения одних ядер в другие, связанные с перестройкой структуры ядер или изменением количества содержащихся в них элементарных частиц - нуклонов. Причем ядерные реакции, как известно, могут происходить либо спонтанно (т. е. самопроизвольно), либо вызываться искусственно, например, при бомбардировке одних ядер другими (или элементарными частицами). Ядерные реакции деления и синтеза по величине энергии превосходят химические реакции соответственно в миллионы и десятки миллионов раз. Это объясняется тем обстоятельством, что энергия химической связи атомов в молекулах во много раз меньше энергии ядерной связи нуклонов в ядре. Ядерную энергию в ракетных двигателях можно использовать двумя способами:

1. Высвобождаемая энергия используется для нагрева рабочего тела, которое затем расширяется в сопле, так же как в обычном ЖРД.

2. Ядерная энергия преобразуется в электрическую и затем используется для ионизации и разгона частиц рабочего тела.

3. Наконец импульс создается самими продуктами деления, образованными в процессе например, тугоплавкие металлы - вольфрам, молибден) используются для придания делящимся веществам специальных свойств.

Тепловыделяющие элементы твердофазного реактора пронизаны каналами, по которым протекает, постепенно нагреваясь, рабочее тело ЯРД. Каналы имеют диаметр порядка 1-3 мм, а их суммарная площадь составляет 20-30% поперечного сечения активной зоны. Активная зона подвешивается при помощи специальной решетки внутри силового корпуса, с тем чтобы она могла расширяться при нагреве реактора (иначе она разрушилась бы из-за термических напряжений).

Активная зона испытывает высокие механические нагрузки, связанные с действием значительных гидравлических перепадов давления (до нескольких десятков атмосфер) от протекающего рабочего тела, термических напряжений и вибраций. Увеличение размеров активной зоны при нагреве реактора достигает нескольких сантиметров. Активная зона и отражатель размещаются внутри прочного силового корпуса, воспринимающего давление рабочего тела и тягу, создаваемую реактивным соплом. Корпус закрывается прочной крышкой. На ней размещаются пневматические, пружинные или электрические механизмы привода регулирующих органов, узлы крепления ЯРД к космическому аппарату, фланцы для соединения ЯРД с питающими трубопроводами рабочего тела. На крышке может располагаться и турбонасосный агрегат.

8 - Сопло,

9 - Расширяющийся сопловой насадок,

10 - Отбор рабочего вещества на турбину,

11 - Силовой корпус,

12 - Управляющий барабан,

13 - Выхлоп турбины (используется для управления ориентацией и увеличения тяги),

14 - Кольцо приводов управляющих барабанов)

В начале 1957 года было определено окончательное направление работ Лос-Аламосской лаборатории, и принято решение по строительству графитового ядерного реактора с диспергированным в графите урановым горючим. Созданный в этом направлении реактор «Киви-А» был испытан в 1959 году 1-го июля.

Американский твёрдофазный ядерный реактивный двигатель ХЕ Prime на испытательном стенде (1968.г)

Помимо строительства реактора Лос-Аламосская лаборатория вела полным ходом работы по строительству специального испытательного полигона в Неваде, а также выполняла ряд специальных заказов ВВС США в смежных областях (разработка отдельных узлов ТЯРД). По поручению Лос-Аламосской лаборатории все специальные заказы на изготовления отдельных узлов осуществляли фирмы: «Аэроджет дженерал», отделение «Рокетдайн» фирмы «Норс-америкен авиэйшн». Летом 1958 года весь контроль за выполнением программы «Ровер» перешёл от ВВС США к вновь организованному Национальному управлению по аэронавтике и космосу (НАСА). В результате специального соглашения между КАЭ и НАСА в середине лета 1960 года было образовано Управление космическими ядерными двигателями под руководством Г. Фингера, которое и возглавило программу «Ровер» в дальнейшем.

Полученные результаты шести «горячих испытаний» ядерных реактивных двигателей оказались весьма обнадёживающими, и в начале 1961 года был подготовлен доклад об испытаниях реактора (RJFT) в полёте. Затем в середине 1961 года стартовал проект «Нерва» (применение ядерного двигателя для космических ракет). В качестве генерального подрядчика была выбрана фирма «Аэроджет дженерал», а в качестве субподрядчика отвечающего за строительство реактора фирма «Вестингауз».

10.2 Работы по ТЯРД в России

Американец" href="/text/category/amerikanetc/" rel="bookmark">американцев российские ученые использовали наболее экономичные и эффективные испытания отдельных тепловыделяющих элементов в исследовательских реакторах. Весь комплекс произведённых работ в 70-80-е годы позволило в КБ «Салют», КБ химавтоматики, ИАЭ, НИКИЭТ и НПО «Луч» (ПНИТИ) разрабатывать различные проекты космических ЯРД и гибридных ядерных энергодвигательных установок. В КБ химавтоматики при научном руководстве НИИТП (за элементы реактора отвечали ФЭИ, ИАЭ, НИКИЭТ, НИИТВЭЛ, НПО "Луч", МАИ) создавались ЯРД РД 0411 и ядерный двигатель минимальной размерности РД 0410 тягой 40 и 3,6 т соответственно.

В результате были изготовлены реактор, «холодный» двигатель и стендовый прототип для проведения испытаний на газообразном водороде. В отличие от американского, с удельным импульсом не больше 8250 м/с, советский ТЯРД за счет применения более жаростойких и совершенных по конструкции тепловыделяющих элементов и высокой температуры в активной зоне имел этот показатель равным 9100 м/с и выше. Стендовая база для испытаний ТЯРД объединенной экспедиции НПО «Луч» размещалась в 50 км юго-западнее г. Семипалатинск-21 . Она начала работать в 1962 году. В гг. на полигоне испытывались натурные тепловыделяющие элементы прототипов ЯРД. При этом отработанный газ поступал в систему закрытого выброса. Стендовый комплекс для полноразмерных испытаний ядерных двигателей «Байкал-1» находится в 65 км к югу от г. Семипалатинск-21. С 1970 по 1988 год проведено около 30 «горячих пусков» реакторов. При этом мощность не превышала 230 МВт при расходе водорода до 16,5 кг/сек и его температуре на выходе из реактора 3100 К. Все запуски прошли успешно, безаварийно, и по плану.

Советский ТЯРД РД-0410 - единственный работающий и надёжный промышленный ядерный ракетный двигатель в мире

В настоящее время подобные работы на полигоне прекращены, хотя оборудование поддерживается в относительно работоспособном состоянии. Стендовая база НПО «Луч» - единственный в мире экспериментальный комплекс, где можно без значительных финансовых и временных затрат проводить испытания элементов реакторов ЯРД. Не исключено, что возобновление в США работ по ТЯРД для полетов к Луне и Марсу в рамках программы «Космическая исследовательская инициатива» с планируемым участием в них специалистов России и Казахстана приведет к возобновлению деятельности семипалатинской базы и осуществлению «марсианской» экспедиции в 2020-е годы.

Основные характеристики

· Удельный импульс на водороде: 910 - 980 сек (теор. до 1000 сек ).

· Скорость истечения рабочего тела (водород): 9100 - 9800 м/сек.

· Достижимая тяга: до сотен и тысяч тонн.

· Максимальные рабочие температуры: 3000°С - 3700°С (кратковременное включение).

· Ресурс работы: до нескольких тысяч часов (периодическое включение). /5/

11.Устройство

Устройство советского твёрдофазного ядерного ракетного двигателя РД-0410

1 - магистраль от бака рабочего тела

2 - турбонасосный агрегат

3 - привод регулирующего барабана

4 - радиационная защита

5 - регулирующий барабан

6 - замедлитель

7 - тепловыделяющая сборки

8 - корпус реактора

9 - огневое днище

10 - магистраль охлаждения сопла

11- сопловая камера

12 - сопло

12.Принцип работы

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

Реактор ядерного ракетного двигателя

MsoNormalTable">

Рабочее тело

Плотность, г/см3

Удельная тяга (при указанных температурах в камере нагрева, °К), сек

0,071 (жидк)

0,682 (жидк)

1,000 (жидк)

нет. данн

нет. данн

нет. данн

(Примечание: Давление в камере нагрева 45,7 атм, расширение до давления 1 атм при неизменном химическом составе рабочего тела) /6/

15.Преимущества

Основным приемуществом ТЯРД перед химическими ракетными двигателями является получение более высокого удельного импульса, значительный энергозапас, компактность системы и возможность получения очень большой тяги (десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме . В целом удельный импульс достигаемый в вакууме больше чем у отработанного двухкомпонентного химического ракетного топлива (керосин-кислород, водород-кислород) в 3-4 раза, а при работе на наивысшей теплонапряжённости в 4-5 раз. В настоящее время в США и России существует значительный опыт разработки и постройки таких двигателей, и в случае необходимости (специальные программы освоения космоса) такие двигатели могут быть произведены за короткое время и будут иметь разумную стоимость. В случае использования ТЯРД для разгона космических аппаратов в космосе, и при условии дополнительного использования пертурбационных манёврах с использованием поля тяготения крупных планет (Юпитер, Уран, Сатурн, Нептун) достижимые границы изучения Солнечной системы существенно расширяются, а время потребное для достижения дальних планет значительно сокращается. Кроме того ТЯРД могут быть успешно применены для аппаратов работающих на низких орбитах планет-гигантов с использованием их разряжённой атмосферы в качестве рабочего тела, или для работы в их атмосфере. /8/

16.Недостатки

Основным недостатком ТЯРД является наличие мощного потока проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны), а также вынос высокорадиоактивных соединений урана, тугоплавких соединений с наведённой радиацией, и радиоактивных газов с рабочим телом. В этой связи ТЯРД неприемлем для наземных пусков во избежание ухудшения экологической обстановки на месте пуска и в атмосфере. /14/

17.Улучшение характеристик ТЯРД. Гибридные ТЯРД

Как и у всякого ракетного или вообще любого двигателя, у твёрдофазного ядерного реактивного двигателя имеются существенные ограничения достижимых важнейших характеристик. Эти ограничения представляют собой невозможность устройству (ТЯРД) работать в области температур превышающих диапазон предельных рабочих температур конструкционных материалов двигателя. Для расширения возможностей и значительного увеличения главных рабочих параметров ТЯРД могут быть применены различные гибридные схемы в которых ТЯРД играет роль источника тепла и энергии и используются дополнительные физические способы ускорения рабочих тел. Наиболее надёжной, практически осуществимой, и имеющей высокие характеристики по удельному импульсу и тяге является гибридная схема с дополнительным МГД-контуром (магнитогидродинамическим контуром) разгона ионизированного рабочего тела (водород и специальные присадки). /13/

18.Радиационная опасность от ЯРД.

Работающий ЯРД является мощным источником радиации - гамма- и нейтронного излучения. Без принятия специальных мер, радиация может вызвать в космическом аппарате недопустимый нагрев рабочего тела и конструкции, охрупчивание металлических конструкционных материалов, разрушение пластмассовых и старение резиновых деталей, нарушение изоляции электрических кабелей, вывод из строя электронной аппаратуры. Радиация может вызвать наведенную (искусственную) радиоактивность материалов - активизацию их.

В настоящее время проблема радиационной защиты космических аппаратов с ЯРД считается в принципе решенной. Решены также и принципиальные вопросы, связанные с обслуживанием ЯРД на испытательных стендах и пусковых площадках. Хотя работающий ЯРД представляет опасность для обслуживающего персонала" уже через сутки после окончания работы ЯРД можно без всяких средств индивидуальной защиты находиться в течение нескольких десятков минут на расстоянии 50 м от ЯРД и даже подходить к нему. Простейшие средства защиты позволяют обслуживающему персоналу входить в рабочую зону ЯРД уже вскоре после испытаний.

Уровень заражения пусковых комплексов и окружающей среды, по-видимому, не будет препятствием использованию ЯРД на нижних ступенях космических ракет. Проблема радиационной опасности для окружающей среды и обслуживающего персонала в значительной степени смягчается тем обстоятельством, что водород, используемый в качестве рабочего тела, практически не активируется при прохождении через реактор. Поэтому реактивная струя ЯРД не более опасна, чем струя ЖРД./4/

Заключение

При рассмотрении перспектив развития и использования ЯРД в космонавтике следует исходить из достигнутых и ожидаемых характеристик различных типов ЯРД, из того, что может дать космонавтике их, применение и, наконец, из наличия тесной связи проблемы ЯРД с проблемой энергообеспечения в космосе и с вопросами развития энергетики вообще.

Как уже говорилось выше, из всех возможных типов ЯРД наиболее разработаны тепловой радиоизотопный двигатель и двигатель с твердофазным реактором деления. Но если характеристики радиоизотопных ЯРД не позволяют надеяться на их широкое применение в космонавтике (по крайней мере в ближайшем будущем), то создание твердофазных ЯРД открывает перед космонавтикой большие перспективы.

Предложен, например, аппарат с начальной массой 40000 т (т. е. примерно в 10 раз большей, чем у самых крупных современных ракет-носителей), причем 1/10 этой массы приходится на полезный груз, а 2/3 - на ядерных зарядов. Если каждые 3 с взрывать по одному заряду, то их запаса хватит на 10 дней непрерывной работы ЯРД. За это время аппарат разгонится до скорости 10000 км/с и в дальнейшем, через 130 лет, может достигнуть звезды Альфа Центавра.

Ядерные энергоустановки обладают уникальными характеристиками, к которым относятся практически неограниченная энергоемкость, независимость функционирования от окружающей среды, неподверженность внешним воздействиям (космической радиации, метеоритному повреждению, высоким и низким температурам и т. д.). Однако максимальная мощность ядерных радиоизотопных установок ограничена величиной порядка нескольких сот ватт. Это ограничение не существует для ядерных реакторных энергоустановок, что и предопределяет выгодность их использования при продолжительных полетах тяжелых космических аппаратов в околоземном пространстве, при полетах к дальним планетам Солнечной системы и в других случаях.

Преимущества твердофазных и других ЯРД с реакторами деления наиболее полно раскрываются при исследовании таких сложных космических программ, как пилотируемые полеты к планетам Солнечной системы (например, при экспедиции на Марс). В том случае увеличение удельного импульса РД позволяет решать качественно новые задачи. Все эти проблемы значительно облегчаются при использовании твердофазного ЯРД с удельным импульсом вдвое большим, чем у современных ЖРД. В этом случае становится также возможным заметно сократить сроки полетов.

Вероятнее всего, что уже в ближайшем будущем твердофазные ЯРД станут одними из самых распространенный РД. Твердофазный ЯРД можно будет использовать как аппараты для дальних полетов, например, на такие планеты как Нептун, Плутон и даже вылетать за пределы Солнечной Системы. Однако для полетов к звездам ЯРД, основанный на принципах деления не пригоден. В этом случае перспективными являются ЯРД или точнее термоядерные реактивные двигатели (ТРД), работающие на принципе реакций синтеза и фотонные реактивные двигатели (ФРД), источникам импульса в которых является реакция аннигиляции вещества и антивещества. Впрочем, скорее всего человечество для путешествия в межзвездном пространстве будет использовать иной, отличный от реактивного, способ передвижения.

В заключение приведу перефразировку известной фразы Эйнштейна - для путешествия к звездам человечество должно придумать нечто такое, которое было бы сравнимо по сложности и восприятию с ядерным реактором для неандертальца!

ЛИТЕРАТУРА

Источники:

1. "Ракеты и люди. Книга 4 Лунная гонка"-М: Знание, 1999.
2. http://www. lpre. de/energomash/index. htm
3. Первушин "Битва за звёзды. Космическое противостояние"-М: знание,1998.
4. Л. Гильберг "Покорение неба"- М: Знание, 1994.
5. http://epizodsspace. *****/bibl/molodtsov
6. "Двигатель", " Ядерные двигатели для космических аппаратов", №5 1999 г.

7. "Двигатель", "Газофазные ядерные двигатели для космических аппаратов",

№ 6, 1999 г
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., Чекалин транспорт будущего.

М.: Знание, 1983.

11. , Чекалин освоения космоса.- М.:

Знание, 1988.

12.Губанов Б. «Энергия - Буран» - шаг в будущее // Наука и жизнь.-

13.Гэтланд К. Космическая техника.- М.: Мир, 1986.

14., Сергеюк и коммерция.- М.: АПН, 1989.

15 .СССР в космосе. 2005 год.-М.: АПН, 1989.

16. На пути в дальний космос // Энергия. - 1985. - № 6.

ПРИЛОЖЕНИЕ

Основные характеристики твёрдофазных ядерных реактивных двигателей

Страна-изготовитель	Двигатель	Тяга (Thrust) в вакууме, кН	Удельный импульс, сек		Работа проекта, год
	NERVA/Lox Mixed Cycle