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.

Нашёл интересную статью. Вообще атомные космические корабли меня всегда интересовали. Это будущее космонавтики. Обширные работы по этой тематике велись и в СССР. В статье как раз про них.

В космос на атомной тяге. Мечты и реальность.

доктор физико-математических наук Ю. Я. Стависский

В 1950 году я защитил диплом инженера-физика в Московском механическом институте (ММИ) Министерства боеприпасов. Пятью годами раньше, в 1945-м, там был образован инженерно-физический факультет, готовивший специалистов для новой отрасли, в задачи которой входило в основном производство ядерного боеприпаса. Факультет не имел себе равных. Наряду с фундаментальной физикой в объёме университетских курсов (методы математической физики, теория относительности, квантовая механика, электродинамика, статистическая физика и другие) нам преподавали полный набор инженерных дисциплин: химию, металловедение, сопротивление материалов, теорию механизмов и машин и пр. Созданный выдающимся советским физиком Александром Ильичём Лейпунским инженерно-физический факультет ММИ вырос со временем в Московский инженерно-физический институт (МИФИ). Другой инженерно-физический факультет, также влившийся впоследствии в МИФИ, был сформирован в Московском энергетическом институте (МЭИ), но если в ММИ основной упор делался на фундаментальную физику, то в Энергетическом — на тепло- и электрофизику.

Квантовую механику мы изучали по книге Дмитрия Ивановича Блохинцева. Каково же было моё удивление, когда при распределении меня направили к нему на работу. Я, заядлый экспериментатор (в детстве разобрал все часы в доме), и вдруг попадаю к известному теоретику. Меня охватила лёгкая паника, но по прибытии на место — „Объект В“ МВД СССР в Обнинске — сразу понял, что волновался напрасно.

К этому времени основная тематика „Объекта В“, во главе которого до июня 1950 года фактически стоял А.И. Лейпунский, уже сформировалась. Здесь создавали реакторы с расширенным воспроизводством ядерного горючего — „быстрые бридеры“. На посту директора Блохинцев инициировал развитие нового направления — создание двигателей на атомной тяге для космических полётов. Овладение космосом было давней мечтой Дмитрия Ивановича, ещё в юности он переписывался и встречался с К.Э. Циолковским. Я думаю, что понимание гигантских возможностей ядерной энергии, по теплотворной способности в миллионы раз превышающей лучшие химические топлива, и определило жизненный путь Д.И. Блохинцева.
„Лицом к лицу лица не увидать“… В те годы мы многого не понимали. Только сейчас, когда наконец-то появилась возможность сопоставить дела и судьбы выдающихся учёных Физико-энергетического института (ФЭИ) — бывшего „Объекта В“, переименованного 31 декабря 1966 года — складывается верное, как мне кажется, понимание идей, двигавших ими в то время. При всём многообразии дел, которыми приходилось заниматься институту, можно выделить приоритетные научные направления, оказавшиеся в сфере интересов его ведущих физиков.

Главный интерес АИЛа (так в институте за глаза называли Александра Ильича Лейпунского) — развитие глобальной энергетики на основе быстрых реакторов-бридеров (ядерных реакторов, не имеющих ограничений в ресурсах ядерного горючего). Трудно переоценить значение этой поистине „космической“ проблемы, которой он посвятил последние четверть века своей жизни. Немало сил Лейпунский потратил и на оборону страны, в частности на создание атомных двигателей для подводных лодок и тяжелых самолётов.

Интересы Д.И. Блохинцева (за ним закрепилось прозвище „Д. И.“) были направлены на решение проблемы использования ядерной энергии для космических полётов. К сожалению, в конце 1950-х годов он был вынужден оставить эту работу и возглавить создание международного научного центра — Объединённого института ядерных исследований в Дубне. Там он занимался импульсными быстрыми реакторами — ИБР. Это стало последним большим делом его жизни.

Одна цель — одна команда

Д.И. Блохинцев, преподававший в конце 1940-х в МГУ, приметил там, а затем пригласил на работу в Обнинск молодого физика Игоря Бондаренко, который буквально бредил космическими кораблями на атомной тяге. Первым его научным руководителем был А.И. Лейпунский, и Игорь, естественно, занимался его тематикой — быстрыми бридерами.

При Д.И. Блохинцеве вокруг Бондаренко сформировалась группа учёных, которые объединились, чтобы решить проблемы использования атомной энергии в космосе. Кроме Игоря Ильича Бондаренко в группу входили: Виктор Яковлевич Пупко, Эдвин Александрович Стумбур и автор этих строк. Главным идеологом был Игорь. Эдвин проводил экспериментальные исследования наземных моделей ядерных реакторов космических установок. Я занимался в основном ракетными двигателями „малой тяги“ (тяга в них создаётся своеобразным ускорителем — „ионным движителем“, который питается энергией от космической атомной электростанции). Мы исследовали процессы,
протекающие в ионных движителях, на наземных стендах.

На Викторе Пупко (в будущем
он стал начальником отделения космической техники ФЭИ) лежала большая организационная работа. Игорь Ильич Бондаренко был выдающимся физиком. Он тонко чувствовал эксперимент, ставил простые, изящные и весьма эффективные опыты. Я думаю, как ни один экспериментатор, да, пожалуй, и немногие теоретики, „чувствовал“ фундаментальную физику. Всегда отзывчивый, открытый и доброжелательный, Игорь был поистине душой института. До сих пор ФЭИ живёт его идеями. Бондаренко прожил неоправданно короткую жизнь. В 1964-м, в возрасте 38 лет, он трагически погиб из-за врачебной ошибки. Как будто Бог, увидев, как много человек сделал, решил, что это уже чересчур и скомандовал: „Хватит“.

Нельзя не вспомнить ещё одну уникальную личность — Владимира Александровича Малыха, технолога „от Бога“, современного лесковского Левшу. Если „продукцией“ упомянутых выше учёных были в основном идеи и расчётные оценки их реальности, то работы Малыха всегда имели выход „в металле“. Его технологический сектор, насчитывавший во времена расцвета ФЭИ более двух тысяч сотрудников, мог сделать, без преувеличения, всё. Причём ключевую роль всегда играл он сам.

В.А. Малых начинал лаборантом в НИИ ядерной физики МГУ, имея за душой три курса физфака, — доучиться не дала война. В конце 1940-х годов ему удалось создать технологию изготовления технической керамики на основе окиси бериллия — материала уникального, диэлектрика с высокой теплопроводностью. До Малыха многие безуспешно бились над этой проблемой. А топливный элемент на основе серийной нержавеющей стали и природного урана, разработанный им для первой атомной электростанции, — чудо по тем да и по нынешнем временам. Или созданный Малыхом термоэмиссионный топливный элемент реактора-электрогенератора для питания космических аппаратов — „гирлянда“. До сих пор в этой области не появилось ничего лучшего. Творения Малыха были не демонстрационными игрушками, а элементами ядерной техники. Они работали месяцы и годы. Владимир Александрович стал доктором технических наук, лауреатом Ленинской премии, Героем Социалистического Труда. В 1964 году он трагически погиб от последствий военной контузии.

Шаг за шагом

С.П. Королёв и Д.И. Блохинцев с давних пор вынашивали мечту о полёте человека в космос. Между ними установились тесные рабочие связи. Но в начале 1950-х годов, в разгар „холодной войны“, средств не жалели только на военные цели. Ракетная техника рассматривалась лишь как носитель ядерных зарядов, а о спутниках и не помышляли. Между тем Бондаренко, зная о последних достижениях ракетчиков, настойчиво выступал за создание искусственного спутника Земли. Впоследствии об этом никто и не вспомнил.

Любопытна история создания ракеты, поднявшей в космос первого космонавта планеты — Юрия Гагарина. Связана она с именем Андрея Дмитриевича Сахарова. В конце 1940-х годов он разработал комбинированный делительно-термоядерный заряд — „слойку“, видимо, независимо от „отца водородной бомбы“ Эдварда Теллера, который предложил аналогичное изделие под названием „будильник“. Однако вскоре Теллер понял, что ядерный заряд такой схемы будет иметь „ограниченную“ мощность, не более ~ 500 килотонн толового эквивалента. Для „абсолютного“ оружия этого мало, поэтому „будильник“ был заброшен. В Союзе же в 1953 году взорвали сахаровскую слойку РДС-6с.

После успешных испытаний и избрания Сахарова в академики тогдашний глава Минсредмаша В.А. Малышев пригласил его к себе и поставил задачу определить параметры бомбы следующего поколения. Андрей Дмитриевич оценил (без детальной проработки) вес нового, значительно более мощного заряда. Докладная Сахарова легла в основу постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР, которое обязало С.П. Королёва разработать под этот заряд баллистическую ракету-носитель. Именно такая ракета Р-7 под названием „Восток“ и вывела на орбиту искусственный спутник Земли в 1957-м и космический корабль с Юрием Гагариным в 1961-м. Использовать её как носитель тяжёлого ядерного заряда тогда уже не планировали, поскольку развитие термоядерного оружия пошло иным путём.

На начальном этапе космической ядерной программы ФЭИ совместно с КБ В.Н. Челомея разрабатывал крылатую атомную ракету. Это направление развивалось недолго и завершилось расчётами и испытанием элементов двигателя, созданного в отделении В.А. Малыха. По сути, речь шла о низколетящем беспилотном самолете с прямоточным ядерным двигателем и ядерной боеголовкой (своего рода ядерный аналог „жужжащего клопа“ — немецкой V-1). Система стартовала с помощью обычных ракетных ускорителей. После выхода на заданную скорость тяга создавалась атмосферным воздухом, нагреваемым за счёт цепной реакции деления окиси бериллия, пропитанной обогащённым ураном.

Вообще говоря, возможность выполнения ракетой той или иной задачи космонавтики определяется скоростью, которую она приобретает после использования всего запаса рабочего тела (топлива и окислителя). Её вычисляют по формуле Циолковского: V = c×lnMн/ Мк, где с — скорость истечения рабочего тела, а Мн и Мк — начальная и конечная масса ракеты. В обычных химических ракетах скорость истечения определяется температурой в камере сгорания, видом топлива и окислителя и молекулярным весом продуктов сгорания. Например, американцы для высадки астронавтов на Луну использовали в спускаемом аппарате в качестве топлива водород. Продукт его сгорания — вода, чей молекулярный вес сравнительно низок, и скорость истечения в 1,3 раза выше, чем при сжигании керосина. Этого достаточно, чтобы спускаемый аппарат с космонавтами достиг поверхности Луны и затем вернул их на орбиту её искусственного спутника. У Королёва работы с водородным топливом были приостановлены из-за аварии с человеческими жертвами. Создать лунный спускаемый аппарат для человека мы не успели.

Один из путей существенного повышения скорости истечения — создание ядерных термических ракет. У нас это были баллистические атомные ракеты (БАР) с радиусом действия несколько тысяч километров (совместный проект ОКБ-1 и ФЭИ), у американцев — аналогичные системы типа „Киви“. Двигатели испытывались на полигонах под Семипалатинском и в Неваде. Принцип их действия следующий: водород нагревается в ядерном реакторе до высоких температур, переходит в атомарное состояние и уже в таком виде истекает из ракеты. Скорость истечения при этом повышается более чем вчетверо по сравнению с химической водородной ракетой. Вопрос состоял в том, чтобы выяснить, до какой температуры можно нагреть водород в реакторе с твёрдыми топливными элементами. Расчёты давали около 3000°К.

В НИИ-1, научным руководителем которого был Мстислав Всеволодович Келдыш (тогда президент Академии наук СССР), отдел В.М. Иевлева с участием ФЭИ занимался совсем уж фантастической схемой — газофазным реактором, в котором цепная реакция протекает в газовой смеси урана и водорода. Из такого реактора водород истекает ещё раз в десять быстрее, чем из твёрдотопливного, уран же сепарируется и остаётся в активной зоне. Одна из идей предполагала использование центробежной сепарации, когда горячая газовая смесь урана и водорода „закручивается“ поступающим холодным водородом, в результате чего уран и водород разделяются, как в центрифуге. Иевлев пытался, по сути дела, прямо воспроизвести процессы в камере сгорания химической ракеты, используя в качестве источника энергии не теплоту сгорания топлива, а цепную реакцию деления. Это открывало путь к полному использованию энергоёмкости атомных ядер. Но вопрос о возможности истечения из реактора чистого водорода (без урана) так и остался нерешённым, не говоря уже о технических проблемах, связанных с удержанием высокотемпературных газовых смесей при давлениях в сотни атмосфер.

Работы ФЭИ по баллистическим атомным ракетам завершились в 1969-1970 годах „огневыми испытаниями“ на семипалатинском полигоне прототипа ядерного ракетного двигателя с твёрдыми топливными элементами. Его создавал ФЭИ в кооперации с воронежским КБ А.Д. Конопатова, московским НИИ-1 и рядом других технологических групп. Основу двигателя с тягой 3,6 т составлял ядерный реактор ИР-100 с топливными элементами из твёрдого раствора карбида урана и карбида циркония. Температура водорода достигала 3000°К при мощности реактора ~ 170 МВт.

Атомные ракеты малой тяги

До сих пор речь шла о ракетах с тягой, превышающей их вес, которые могли бы стартовать с поверхности Земли. В таких системах увеличение скорости истечения позволяет снизить запас рабочего тела, повысить полезную нагрузку и отказаться от многоступенчатости. Однако есть пути достижения практически неограниченных скоростей истечения, например ускорение вещества электромагнитными полями. Я занимался этим направлением в тесном контакте с Игорем Бондаренко почти 15 лет.

Ускорение ракеты с электрореактивным двигателем (ЭРД) определяется отношением удельной мощности установленной на них космической атомной электростанции (КАЭС) к скорости истечения. В обозримом будущем удельные мощности КАЭС, судя по всему, не превысят 1 кВт/кг. При этом возможно создание ракет с малой тягой, в десятки и сотни раз меньшей веса ракеты, и с очень малым расходом рабочего тела. Такая ракета может стартовать только с орбиты искусственного спутника Земли и, медленно ускоряясь, достигать больших скоростей.

Для полётов в пределах Солнечной системы нужны ракеты со скоростью истечения 50-500 км/с, а для полётов к звёздам — выходящие за пределы нашего воображения „фотонные ракеты“ со скоростью истечения, равной скорости света. Чтобы осуществить сколько-нибудь разумный по времени дальний космический полёт, необходимы невообразимые удельные мощности энергетических установок. Пока нельзя даже представить, на каких физических процессах они могут быть основаны.

Проведенные расчёты показали, что во время Великого противостояния, когда Земля и Марс находятся ближе всего друг к другу, можно за один год осуществить полёт ядерного космического корабля с экипажем к Марсу и возвратить его на орбиту искусственного спутника Земли. Полный вес такого корабля — около 5 т (включая запас рабочего тела — цезия, равный 1,6 т). Он определяется в основном массой КАЭС мощностью 5 МВт, а реактивная тяга — двухмегаваттным пучком ионов цезия с энергией 7 килоэлектронвольт *. Корабль стартует с орбиты искусственного спутника Земли, выходит на орбиту спутника Марса, а спускаться на его поверхность придётся уже на аппарате с водородным химическим двигателем, подобным американскому лунному.

Этому направлению, основанному на технических решениях, возможных уже сегодня, был посвящён большой цикл работ ФЭИ.

Ионные движители

В те годы обсуждались пути создания различных электрореактивных движителей для космических аппаратов, таких, как „плазменные пушки“, электростатические ускорители „пыли“ или капель жидкости. Однако ни одна из идей не имела под собой чёткой физической основы. Находкой оказалась поверхностная ионизация цезия.

Ещё в 20-е годы прошлого века американский физик Ирвинг Лэнгмюр открыл поверхностную ионизацию щелочных металлов. При испарении атома цезия с поверхности металла (в нашем случае — вольфрама), у которого работа выхода электронов больше потенциала ионизации цезия, он практически в 100% случаев теряет слабо связанный электрон и оказывается однократно заряженным ионом. Таким образом, поверхностная ионизация цезия на вольфраме и есть тот физический процесс, который позволяет создать ионный движитель с почти 100-процентным использованием рабочего тела и с энергетическим КПД, близким к единице.

Большую роль в создании моделей ионного движителя такой схемы сыграл наш коллега Сталь Яковлевич Лебедев. Своим железным упорством и настойчивостью он преодолевал все преграды. В результате удалось воспроизвести в металле плоскую трёхэлектродную схему ионного движителя. Первый электрод — пластина вольфрама размером примерно 10×10 см с потенциалом +7 кВ, второй — сетка из вольфрама с потенциалом -3 кВ, третий — сетка из торированного вольфрама с нулевым потенциалом. „Молекулярная пушка“ давала пучок паров цезия, который сквозь все сетки попадал на поверхность вольфрамовой пластины. Уравновешенная и откалиброванная металлическая пластина, так называемые весы, служила для измерения „силы“, т. е. тяги ионного пучка.

Ускоряющее напряжение до первой сетки разгоняет ионы цезия до 10 000 эВ, тормозящее напряжение до второй замедляет их до 7000 эВ. Это та энергия, с которой ионы должны покидать движитель, что соответствует скорости истечения 100 км/с. Но пучок ионов, ограниченный объёмным зарядом, не может „выйти в открытый космос“. Объёмный заряд ионов необходимо скомпенсировать электронами, чтобы образовалась квазинейтральная плазма, которая беспрепятственно распространяется в пространстве и создаёт реактивную тягу. Источником электронов для компенсации объёмного заряда ионного пучка служит нагреваемая током третья сетка (катод). Вторая, „запирающая“ сетка не даёт электронам попасть с катода на вольфрамовую пластину.

Первый опыт с моделью ионного движителя положил начало более чем десятилетним работам. Одна из последних моделей — с пористым вольфрамовым эмиттером, созданная в 1965 году, давала „тягу“ около 20 г при токе ионного пучка 20 А, имела коэффициент использования энергии около 90% и вещества — 95%.

Прямое преобразование ядерного тепла в электричество

Пути прямого преобразования энергии ядерного деления в электрическую пока не найдены. Мы ещё не можем обойтись без промежуточного звена — тепловой машины. Поскольку её КПД всегда меньше единицы, „отработанное“ тепло нужно куда-то девать. На земле, в воде и в воздухе с этим проблем нет. В космосе же существует только один путь — тепловое излучение. Таким образом, КАЭС не может обойтись без „холодильника-излучателя“. Плотность же излучения пропорциональна четвёртой степени абсолютной температуры, поэтому температура холодильника-излучателя должна быть как можно более высокой. Тогда удастся сократить площадь излучающей поверхности и соответственно массу энергетической установки. У нас появилась идея использовать „прямое“ преобразование ядерного тепла в электричество, без турбины и генератора, что казалось более надёжным при длительной работе в области высоких температур.

Из литературы мы знали о работах А.Ф. Иоффе — основателя советской школы технической физики, пионера в исследовании полупроводников в СССР. Мало кто теперь помнит о разработанных им источниках тока, применявшихся в годы Великой Отечественной войны. Тогда не один партизанский отряд имел связь с Большой землёй благодаря „керосиновым“ ТЭГам — термоэлектрогенераторам Иоффе. „Венец“ из ТЭГов (он представлял собой набор полупроводниковых элементов) надевался на керосиновую лампу, а его провода подсоединялись к радиоаппаратуре. „Горячие“ концы элементов нагревались пламенем керосиновой лампы, „холодные“ — остывали на воздухе. Поток тепла, проходя через полупроводник, порождал электродвижущую силу, которой хватало для сеанса связи, а в промежутках между ними ТЭГ заряжал аккумулятор. Когда через десять лет после Победы мы побывали на московском заводе ТЭГов, оказалось, что они ещё находят сбыт. У многих деревенских жителей были тогда экономичные радиоприемники „Родина“ на лампах прямого накала, работающие от батареи. Вместо них зачастую использовали ТЭГи.

Беда керосинового ТЭГа — его низкий КПД (всего около 3,5%) и невысокая предельная температура (350°К). Но простота и надёжность этих приборов привлекали разработчиков. Так, полупроводниковые преобразователи, разработанные группой И.Г. Гвердцители в Сухумском физико-техническом институте, нашли применение в космических установках типа „Бук“.

В свое время А.Ф. Иоффе предложил ещё один термоэмиссионный преобразователь — диод в вакууме. Принцип его действия следующий: нагретый катод испускает электроны, часть их, преодолевающая потенциал анода, совершает работу. От этого прибора ожидали значительно большего КПД (20-25%) при рабочей температуре выше 1000°К. Кроме того, в отличие от полупроводника вакуумный диод не боится нейтронного излучения, и его можно совместить с ядерным реактором. Однако оказалось, что осуществить идею „вакуумного“ преобразователя Иоффе невозможно. Как и в ионном движителе, в вакуумном преобразователе нужно избавиться от объёмного заряда, но на этот раз не ионов, а электронов. А.Ф. Иоффе предполагал использовать в вакуумном преобразователе микронные зазоры между катодом и анодом, что в условиях высоких температур и термических деформаций практически невозможно. Вот тут-то и пригодился цезий: один ион цезия, полученный за счёт поверхностной ионизации на катоде, компенсирует объёмный заряд около 500 электронов! По сути дела, цезиевый преобразователь — это „обращённый“ ионный движитель. Физические процессы в них близки.

«Гирлянды» В.А. Малыха

Одним из результатов работ ФЭИ над термоэмиссионными преобразователями были создание В.А. Малыхом и серийный выпуск в его отделении тепловыделяющих элементов из последовательно соединённых термоэмиссионных преобразователей — „гирлянд“ для реактора „Топаз“. Они давали до 30 В — раз в сто больше, чем одноэлементные преобразователи, созданные „конкурирующими организациями“ — ленинградской группой М.Б. Барабаша и позднее — Институтом атомной энергии. Это позволяло „снимать“ с реактора в десятки и сотни раз большую мощность. Однако надёжность системы, напичканной тысячами термоэмиссионных элементов, вызывала опасения. В то же время паро- и газотурбинные установки работали без сбоев, поэтому мы обратили внимание и на „машинное“ преобразование ядерного тепла в электричество.

Вся трудность заключалась в ресурсе, ведь в дальних космических полётах турбогенераторы должны работать год, два, а то и несколько лет. Чтобы уменьшить износ, „обороты“ (скорость вращения турбины) нужно сделать по возможности более низкими. С другой стороны, турбина работает эффективно, если скорость молекул газа или пара близка к скорости её лопаток. Поэтому сначала мы рассматривали применение самого тяжёлого — ртутного пара. Но нас испугала интенсивная радиационно-стимулированная коррозия железа и нержавеющей стали, которая возникала в охлаждаемом ртутью ядерном реакторе. За две недели коррозия „съела“ тепловыделяющие элементы опытного быстрого реактора „Клементина“ в Аргонской лаборатории (США, 1949 год) и реактора БР-2 в ФЭИ (СССР, Обнинск, 1956 год).

Заманчивым оказался калиевый пар. Реактор с кипящим в нём калием лёг в основу разрабатываемой нами энергетической установки космического корабля малой тяги — калиевый пар вращал турбогенератор. Такой „машинный“ способ преобразования тепла в электричество позволял рассчитывать на КПД до 40%, в то время как реальные термоэмиссионные установки давали кпд всего около 7%. Однако КАЭС с „машинным“ преобразованием ядерного тепла в электричество не получили развития. Дело завершилось выпуском подробного отчёта, по сути — „физической записки“ к техническому проекту космического корабля малой тяги для полёта с экипажем к Марсу. Сам проект так и не был разработан.

В дальнейшем, я думаю, просто пропал интерес к космическим полётам с использованием ядерных ракетных двигателей. После смерти Сергея Павловича Королёва поддержка работ ФЭИ по ионным движителям и „машинным“ ядерно-энергетическим установкам заметно ослабла. ОКБ-1 возглавил Валентин Петрович Глушко, у которого не было интереса к смелым перспективным проектам. Созданное им ОКБ „Энергия“ строило мощные химические ракеты и возвращаемый на Землю космический корабль „Буран“.

«Бук» и «Топаз» на спутниках серии «Космос»

Работы по созданию КАЭС с прямым преобразованием тепла в электричество, теперь уже в качестве источников питания для мощных радиотехнических спутников (космических радиолокационных станций и телетрансляторов), продолжались до начала перестройки. С 1970 по 1988 год в космос запустили около 30 радиолокационных спутников с ядерно-энергетическими установками „Бук“ с полупроводниковыми реакторами-преобразователями и два — с термоэмиссионными установками „Топаз“. „Бук“, по сути дела, представлял собой ТЭГ — полупроводниковый преобразователь Иоффе, только вместо керосиновой лампы в нём использовался ядерный реактор. Это был быстрый реактор мощностью до 100 кВт. Полная загрузка высокообогащённого урана составляла около 30 кг. Тепло из активной зоны передавалось жидким металлом — эвтектическим сплавом натрия с калием полупроводниковым батареям. Электрическая мощность достигала 5 кВт.

Установку „Бук“ под научным руководством ФЭИ разрабатывали специалисты ОКБ-670 М.М. Бондарюка, позднее — НПО „Красная звезда“ (главный конструктор — Г.М. Грязнов). Создать ракету-носитель для вывода спутника на орбиту поручили днепропетровскому КБ „Южмаш“ (главный конструктор — М.К. Янгель).

Время работы „Бука“ — 1-3 месяца. Если установка отказывала, спутник переводили на орбиту длительного существования высотой 1000 км. За почти 20 лет запусков было три случая падения спутника на Землю: два — в океан и один — на сушу, в Канаде, в окрестности Большого Невольничьего озера. Туда упал „Космос-954“, запущенный 24 января 1978 года. Он проработал 3,5 месяца. Урановые элементы спутника полностью сгорели в атмосфере. На земле нашли лишь остатки бериллиевого отражателя и полупроводниковых батарей. (Все эти данные приведены в совместном отчёте атомных комиссий США и Канады об операции „Утренний свет“.)

В термоэмиссионной ядерно-энергетической установке „Топаз“ использовался тепловой реактор мощностью до 150 кВт. Полная загрузка урана составляла около 12 кг — значительно меньше, чем у „Бука“. Основой реактора были тепловыделяющие элементы — „гирлянды“, разработанные и изготовленные группой Малыха. Они представляли собой цепочку термоэлементов: катод — „напёрсток“ из вольфрама или молибдена, заполненный окисью урана, анод — тонкостенная трубка из ниобия, охлаждаемая жидким натрий-калием. Температура катода достигала 1650°C. Электрическая мощность установки доходила до 10 кВт.

Первый лётный образец — спутник „Космос-1818“ с установкой „Топаз“ вышел на орбиту 2 февраля 1987 года и безотказно проработал полгода, до исчерпания запасов цезия. Второй спутник — „Космос-1876“ был запущен через год. Он отработал на орбите почти в два раза дольше. Главным разработчиком „Топаза“ было ОКБ ММЗ „Союз“, возглавляемое С.К. Туманским (бывшее КБ конструктора авиамоторов А.А. Микулина).

Это было в конце 1950-х годов, когда мы занимались ионным движителем, а он — двигателем третьей ступени, предназначавшимся для ракеты, которой предстояло облететь Луну и совершить посадку на неё. Воспоминания о мельниковской лаборатории свежи и поныне. Она располагалась в Подлипках (ныне г. Королёв), на площадке № 3 ОКБ-1. Огромный цех площадью около 3000 м2, уставленный десятками письменных столов со шлейфными осциллографами, производящими запись на 100-миллиметровой рулонной бумаге (это была ещё прошлая эпоха, сегодня хватило бы одного персонального компьютера). У передней стены цеха — стенд, где монтируется камера сгорания двигателя „лунной“ ракеты. К осциллографам идут тысячи проводов от датчиков скорости газов, давления, температуры и других параметров. День начинается в 9.00 с зажигания двигателя. Он работает несколько минут, затем сразу после остановки бригада механиков первой смены разбирает его, тщательно осматривает и измеряет камеру сгорания. Одновременно анализируются ленты осциллографов и вырабатываются рекомендации по изменениям конструкции. Вторая смена — конструкторы и рабочие мастерских вносят рекомендованные изменения. В третью смену на стенде монтируются новая камера сгорания и система диагностики. Через сутки, ровно в 9.00, — следующий сеанс. И так без выходных недели, месяцы. Более 300 вариантов двигателя за год!

Так создавались двигатели химических ракет, которым предстояло работать всего 20-30 минут. Что же говорить об испытаниях и доработках ядерно-энергетических установок — расчёт был на то, что они должны работать не один год. Это требовало поистине гигантских усилий.

Советские и американские ученые разрабатывали ракетные двигатели на ядерном топливе с середины XX века. Дальше прототипов и единичных испытаний эти разработки не продвинулись, но сейчас единственная ракетная двигательная установка, которая использует ядерную энергию, создается в России. «Реактор» изучил историю попыток внедрения ядерных ракетных двигателей.

Когда человечество только начало покорять космос, перед учеными встала задача энергообеспечения космических аппаратов. Исследователи обратили внимание на возможность использования ядерной энергии в космосе, создав концепцию ядерного ракетного двигателя. Такой двигатель должен был использовать энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги.

В СССР уже в 1947 году начались работы по созданию ядерного ракетного двигателя. В 1953 году советские специалисты отмечали, что «использование атомной энергии позволит получить практически неограниченные дальности и резко снизить полетный вес ракет» (цитата по изданию «Ядерные ракетные двигатели » под редакцией А.С. Коротеева, М, 2001). Тогда двигательные установки на ядерной энергии предназначались, в первую очередь, для оснащения баллистических ракет, поэтому интерес правительства к разработкам был большим. Президент США Джон Кеннеди в 1961 году назвал национальную программу по созданию ракеты с ядерным ракетным двигателем (Project Rover) одним из четырех приоритетных направлений в завоевании космоса.

Реактор KIWI, 1959 год. Фото: NASA.

В конце 1950-х американские ученые создали реакторы KIWI. Они много раз были испытаны, разработчики сделали большое количество модификаций. Часто при испытаниях происходили неудачи, например, однажды произошло разрушение активной зоны двигателя и обнаружилась большая утечка водорода.

В начале 1960-х как в США, так и в СССР были созданы предпосылки для реализации планов по созданию ядерных ракетных двигателей, но каждая страна шла своей дорогой. США создавали много конструкций твердофазных реакторов для таких двигателей и испытывали их на открытых стендах. СССР вел отработку тепловыделяющей сборки и других элементов двигателя, готовя производственную, испытательную, кадровую базу для более широкого «наступления».

Схема ЯРД NERVA. Иллюстрация: NASA.

В США уже в 1962 году президент Кеннеди заявил, что «ядерная ракета не будет применяться в первых полетах на Луну», поэтому стоит направлять средства, выделяемые на освоение космоса, на другие разработки. На рубеже 1960-1970-х были испытаны еще два реактора (PEWEE в 1968 году и NF-1 в 1972 году) в рамках программы NERVA . Но финансирование было сосредоточено на лунной программе, поэтому программа США по созданию ядерных двигателей сокращалась в объеме, и в 1972 году была закрыта.

Фильм NASA про ядерный реактивный двигатель NERVA.

В Советском Союзе разработки ядерных ракетных двигателей продолжались до 1970-х годов, а руководила ими известнейшая ныне триада отечественных ученых-академиков: Мстислав Келдыш, Игорь Курчатов и . Они оценивали возможности создания и применения ракет с ядерными двигателями достаточно оптимистично. Казалось, что вот-вот, и СССР запустит такую ракету. Прошли огневые испытания на Семипалатинском полигоне - в 1978 году состоялся энергетический пуск первого реактора ядерного ракетного двигателя 11Б91 (или РД-0410), потом еще две серии испытаний - второго и третьего аппаратов 11Б91-ИР-100. Это были первые и последние советские ядерно-ракетные двигатели.

М.В. Келдыш и С.П. Королев в гостях у И.В. Курчатова, 1959 г.

Ядерный ракетный двигатель - ракетный двигатель, принцип действия которого основан на ядерной реакции или радиоактивном распаде, при этом выделяется энергия, нагревающая рабочее тело, которым могут служить продукты реакций либо какое-то другое вещество, например водород.

Давайте разберем варианты и принципы из действия…

Существует несколько разновидностей ракетных двигателей, использующих вышеописанный принцип действия: ядерный, радиоизотопный, термоядерный. Используя ядерные ракетные двигатели, можно получить значения удельного импульса значительно выше тех, которые могут дать химические ракетные двигатели. Высокое значение удельного импульса объясняется большой скоростью истечения рабочего тела - порядка 8-50 км/с. Сила тяги ядерного двигателя сравнима с показателями химических двигателей, что позволит в будущем заменить все химические двигатели на ядерные.

Основным препятствием на пути полной замены является радиоактивное загрязнение окружающей среды, которое наносят ядерные ракетные двигатели.

Их разделяют на два типа - твердо-и газофазные. В первом типе двигателей делящееся вещество размещается в сборках-стержнях с развитой поверхностью. Это позволяет эффективно нагревать газообразное рабочее тело, обычно в качестве рабочего тела выступает водород. Скорость истечения ограничена максимальной температурой рабочего тела, которая, в свою очередь, напрямую зависит от максимально допустимой температуры элементов конструкции, а она не превышает 3000 К. В газофазных ядерных ракетных двигателях делящееся вещество находится в газообразном состоянии. Его удержание в рабочей зоне осуществляется посредством воздействия электромагнитного поля. Для этого типа ядерных ракетных двигателей элементы конструкции не являются сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения рабочего тела может превышать 30 км/с. Могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, невзирая на утечку делящегося вещества.

В 70-х гг. XX в. в США и Советском Союзе активно испытывались ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе. В США разрабатывалась программа по созданию опытного ядерного ракетного двигателя в рамках программы NERVA.

Американцами был разработан графитовый реактор, охлаждаемый жидким водородом, который нагревался, испарялся и выбрасывался через ракетное сопло. Выбор графита был обусловлен его температурной стойкостью. По этому проекту удельный импульс полученного двигателя должен был вдвое превышать соответствующий показатель, характерный для химических двигателей, при тяге в 1100 кН. Реактор Nerva должен был работать в составе третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн V», но в связи с закрытием лунной программы и отсутствием других задач для ракетных двигателей этого класса реактор так и не был опробован на практике.

В настоящее время в стадии теоретической разработки находится газофазный ядерный ракетный двигатель. В газофазном ядерном двигателе подразумевается использовать плутоний, медленно движущаяся газовая струя которого окружена более быстрым потоком охлаждающего водорода. На орбитальных космических станциях МИР и МКС проводились эксперименты, которые могут дать толчок к дальнейшему развитию газофазных двигателей.

На сегодняшний день можно сказать, что Россия немного «заморозила» свои исследования в области ядерных двигательных установок. Работа российских ученых больше ориентирована на разработку и совершенствование базовых узлов и агрегатов ядерных энергодвигательных установок, а также их унификацию. Приоритетным направлением дальнейших исследований в этой области является создание ядерных энергодвигательных установок, способных работать в двух режимах. Первым является режим ядерного ракетного двигателя, а вторым - режим установки генерирующей электроэнергии для питания аппаратуры, установленной на борту космического аппарата.

Можно было бы начать эту статью традиционным пассажем про то, как писатели-фантасты выдвигают смелые идеи, а ученые потом воплощают их в жизнь. Можно, но писать штампами не хочется. Лучше вспомнить, что современные ракетные двигатели, твердотопливные и жидкостные, имеют более чем неудовлетворительные характеристики для полетов на относительно дальние дистанции. Вывести груз на орбиту Земли они позволяют, доставить что-то на Луну – тоже, хотя и обходится такой полет дороже. А вот полететь на Марс с такими двигателями уже нелегко. Им подавай горючее и окислитель в нужных объемах. И объемы эти прямо пропорциональны расстоянию, которое надо преодолеть.

Альтернатива традиционным химическим ракетным двигателям – двигатели электрические, плазменные и ядерные. Из всех альтернативных двигателей до стадии разработки двигателя дошла только одна система – ядерная (ЯРД). В Советском Союзе и в США еще в 50-х годах прошлого века были начаты работы по созданию ядерных ракетных двигателей. Американцы прорабатывали оба варианта такой силовой установки: реактивный и импульсный. Первая концепция подразумевает нагрев рабочего тела при помощи ядерного реактора с последующим выбросом через сопла. Имульсный ЯРД, в свою очередь, движет космический аппарат за счет последовательных взрывов небольшого количества ядерного топлива.

Также в США был придуман проект «Орион», соединявший в себе оба варианта ЯРД. Сделано это было следующим образом: из хвостовой части корабля выбрасывались небольшие ядерные заряды мощностью около 100 тонн в тротиловом эквиваленте. Вслед за ними отстреливались металлические диски. На расстоянии от корабля производился подрыв заряда, диск испарялся, и вещество разлеталось в разные стороны. Часть его попадала в усиленную хвостовую часть корабля и двигала его вперед. Небольшую прибавку к тяге должно было давать испарение плиты, принимающей на себя удары. Удельная стоимость такого полета должна была быть всего 150 тогдашних долларов на килограмм полезной нагрузки.

Дошло даже до испытаний: опыт показал, что движение при помощи последовательных импульсов возможно, как и создание кормовой плиты достаточной прочности. Но проект «Орион» был закрыт в 1965 году как неперспективный. Тем не менее, это пока единственная существующая концепция, которая может позволить осуществлять экспедиции хотя бы по Солнечной системе.

До строительства опытного экземпляра удалось дойти только реактивным ЯРД. Это были советский РД-0410 и американский NERVA. Они работали по одинаковому принципу: в «обычном» ядерном реакторе нагревается рабочее тело, которое при выбросе из сопел и создает тягу. Рабочим телом обоих двигателей был жидкий водород, но на советском в качестве вспомогательного вещества использовался гептан.

Тяга РД-0410 составляла 3,5 тонны, NERVA давал почти 34, однако имел и большие габариты: 43,7 метров длины и 10,5 в диаметре против 3,5 и 1,6 метров соответственно у советского двигателя. При этом американский двигатель в три раза проигрывал советскому по ресурсу – РД-0410 мог работать целый час.

Однако оба двигателя, несмотря на перспективность, тоже остались на Земле и никуда не летали. Главная причина закрытия обоих проектов (NERVA в середине 70-х, РД-0410 в 1985 году) – деньги. Характеристики химических двигателей хуже, чем у ядерных, но цена одного запуска корабля с ЯРД при одинаковой полезной нагрузке может быть в 8-12 раз больше пуска того же «Союза» с ЖРД. И это еще без учета всех расходов, необходимых для доведения ядерных двигателей до пригодности к практическому применению.

Вывод из эксплуатации «дешевых» Шаттлов и отсутствие в последнее время революционных прорывов в космической технике требует новых решений. В апреле этого года тогдашний глава Роскосмоса А. Перминов заявил о намерении разработать и ввести в эксплуатацию совершенно новый ЯРД. Именно это, по мнению Роскосмоса, должно кардинально улучшить «обстановку» во всей мировой космонавтике. Теперь же выяснилось, кто должен стать очередными революционерами космонавтики: разработкой ЯРД займется ФГУП «Центр Келдыша». Генеральный директор предприятия А. Коротеев уже обрадовал общественность о том, что эскизный проект космического корабля под новый ЯРД будет готов уже в следующем году. Проект двигателя должен быть готов к 2019, а испытания запланированы на 2025 год.

Комплекс получил название ТЭМ – транспортно-энергетический модуль. Он будет нести ядерный реактор с газовым охлаждением. С непосредственным движителем пока не определились: либо это будет реактивный двигатель наподобие РД-0410, либо электрический ракетный двигатель (ЭРД). Однако последний тип пока нигде в мире массово не применялся: ими оснащались всего три космических аппарата. Но в пользу ЭРД говорит тот факт, что от реактора можно запитывать не только двигатель, но и множество других агрегатов или вообще использовать весь ТЭМ как космическую электростанцию.