0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Ядерный ракетный двигатель схема

Ракета с ядерным двигателем: миф или реальность

Проблема досягаемости территории США для СССР, окруженного со всех сторон американскими базами, возникла сразу после окончания Второй мировой войны. Американские и английские стратегические бомбардировщики с ядерным оружием размещались вокруг не для мифической защиты от международных террористов, а конкретно для нападения на Советский Союз. Достичь же территории США с советских аэродромов классические советские бомбардировщики не могли: для этого требовалась дальность не менее 16 000 км. Для поражения же удаленных целей на территории США и свободного выбора трассы полета для обхода районов ПВО требовалась дальность в 25 000 км. Обеспечить ее на сверхзвуковом режиме могли только самолеты с ядерными силовыми установками.

Ядерный ракетный двигатель схема

Ракетные двигатели на жидком топливе дали человеку возможность выйти в космос — на околоземные орбиты. Однако подобные ракеты сжигают 99% топлива за первые несколько минут полёта. Остатка топлива может не хватить для путешествия на другие планеты, да и скорость будет настолько малой, что вояж займёт десятки или сотни лет. Решить проблему могут ядерные двигатели. Как? Будем разбираться вместе.

Эта статья была опубликована в журнале OYLA №4(20). Оформить подписку на печатную и онлайн-версию можно здесь.

Принцип работы реактивного двигателя очень прост: он переводит топливо в кинетическую энергию струи (закон сохранения энергии), за счёт направления этой струи ракета движется в пространстве (закон сохранения импульса). Важно понимать, что мы не можем разогнать ракету или самолёт до скорости большей, чем скорость истечения топлива — раскалённого газа, выбрасываемого назад.

Космический аппарат New Horizons

Что же отличает эффективный двигатель от неудачного или устаревшего аналога? Прежде всего то, сколько топлива потребуется двигателю, чтобы разогнать ракету до нужной скорости. Этот важнейший параметр ракетного двигателя называется удельный импульс, который определяется как отношение общего импульса к расходу топлива: чем больше этот показатель, тем эффективнее ракетный двигатель. Если ракета практически целиком состоит из топлива (это означает, что в ней нет места для полезного груза, предельный случай), удельный импульс можно считать равным скорости истечения топлива (рабочего тела) из ракетного сопла. Запуск ракеты — крайне дорогостоящее мероприятие, учитывается каждый грамм не только полезного груза, но и топлива, которое тоже весит и занимает место. Поэтому инженеры подбирают всё более и более активное горючее, единица которой давала бы максимальную отдачу, увеличивая удельный импульс.

Подавляющее большинство ракет в истории и современности было оборудовано двигателями, использующими химическую реакцию горения (окисления) топлива.

Они позволили достичь Луны, Венеры, Марса и даже планет дальнего пояса — Юпитера, Сатурна и Нептуна. Правда, космические экспедиции заняли месяцы и годы (автоматические станции Pioneer, Voyager, New Horizons и др.). Необходимо отметить, что все подобные ракеты расходуют значительную часть топлива для отрыва от Земли, и далее продолжают полёт по инерции с редкими моментами включения двигателя.

Космический аппарат Pioneer

Подобные двигатели подходят для вывода ракет на околоземную орбиту, но, чтобы её разогнать хотя бы до четверти скорости света, понадобится невероятное количество топлива (расчёты показывают, что нужно 103200 грамм топлива, при том, что масса нашей Галактики не более 1056 грамма). Очевидно, что для достижения ближайших планет, а тем более звёзд, нам необходимы достаточно большие скорости, обеспечить которые жидкотопливные ракеты не в состоянии.

Дальний космос — дело совсем другое. Взять хотя бы Марс, «обжитый» фантастами вдоль и поперёк: он хорошо изучен и научно перспективен, а самое главное — близок как никто другой. Дело — за «космическим автобусом», который сможет доставить туда экипаж за разумное время, то есть, как можно быстрее. Но с межпланетным транспортом есть проблемы. Его сложно разогнать до нужной скорости, сохранив при этом приемлемые размеры и потратив разумное количество топлива.

RS-25 (Rocket System 25) — жидкостный ракетный двигатель компании Рокетдайн, США. Применялся на планере космической транспортной системы «Space Shuttle», на каждом из которых было установлено три таких двигателя. Более известен как двигатель SSME (англ. Space Shuttle Main Engine — главный двигатель космического челнока). Основными компонентами топлива являются жидкий кислород (окислитель) и водород (горючее). RS-25 использует схему закрытого цикла (с дожиганием генераторного газа).

Решением может быть «мирный атом», толкающий космические корабли. О создании лёгкого и компактного устройства, способного вывести на орбиту хотя бы самого себя, инженеры задумались ещё в конце 50‑х годов прошлого века. Главное отличие ядерных двигателей от ракет с двигателями внутреннего сгорания в том, что кинетическая энергия получается не за счёт сгорания топлива, а за счёт тепловой энергии распада радио­активных элементов. Давайте сравним эти подходы.

Из жидкостных двигателей выходит раскалённый «коктейль» выхлопных газов (закон сохранения импульса), образующихся при реакции топлива и окислителя (закон сохранения энергии). В большинстве случаев это комбинация кислорода и водорода (результат горения водорода — обычная вода). H2O обладает гораздо большей молярной массой, чем водород или гелий, поэтому её труднее разогнать, удельный импульс для подобного двигателя 4 500 м/с.

Наземные испытания NASA новой системы запуска космических ракет, 2016 год (штат Юта, США). Эти двигатели будут установлены на космический корабль Orion, на котором планируется миссия на Марс.

В ядерных двигателях предлагается использовать только водород и разгонять (разогревать) его за счёт энергии ядерного распада. Тем самым идёт экономия на окислителе (кислороде), что уже замечательно, но не всё. Так как у водорода относительно малая удельная масса, нам проще его разогнать до более высоких скоростей. Конечно, можно использовать и другие тепловосприимчивые газы (гелий, аргон, аммиак и метан), но все они не менее чем в два раза проигрывают водороду в самом главном — достижимом удельном импульсе (более 8 км/c).

Так стоит ли его терять? Выигрыш настолько велик, что инженеров не останавливает ни сложность конструкции и управления реактором, ни его большой вес, ни даже радиационная опасность. Тем более никто и не собирается стартовать с поверхности Земли — сборка таких кораблей будет вестись на орбите.

Как работает ядерный двигатель? Реак­тор в космическом двигателе намного меньше и компактнее своих наземных аналогов, но все основные компоненты и механизмы управления принципиально те же. Реактор выступает в роли нагревателя, в который подаётся жидкий водород. Температуры в активной зоне достигают (и могут превышать) 3000 градусов. Затем разогретый газ выпускают через сопло.

Однако такие реакторы испускают вредные радиационные излучения. Для защиты экипажа и многочисленного электронного оборудования от радиации нужны основательные меры. Поэтому проекты межпланетных кораблей с атомным движком часто напоминают зонтик: двигатель располагается в экранированном отдельном блоке, соединённом с основным модулем длинной фермой или трубой.

«Камерой сгорания» ядерного двигателя служит активная зона реактора, в которой подаваемый под большим давлением водород нагревается до 3000 и более градусов. Этот предел определяется только жаропрочностью материалов реактора и свойствами топлива, хотя повышение температуры увеличивает удельный импульс.

Тепловыделяющие элементы — это жаропрочные ребристые (для повышения площади теплоотдачи) цилиндры-«стаканы», заполненные урановыми таблетками. Они «омываются» потоком газа, играющего роль и рабочего тела, и охладителя реактора. Вся конструкция изолирована бериллиевыми экранами-отражателями, не выпускающими опасное радиационное излучение наружу. Для управления выделением тепла рядом с экранами расположены специальные поворотные барабаны

Существует ряд перспективных конструкций ядерных ракетных двигателей, реализация которых ждёт своего часа. Ведь в основном они будут применяться в межпланетных путешествиях, которые, судя по всему, уже не за горами.

Эти проекты были заморожены по разным причинам — недостаток денег, сложность конструкции или даже необходимость сборки и установки в открытом космосе.

«ОРИОН» (США, 1950–1960)

Проект пилотируемого ядерно-импульсного космического корабля («взрыволёт») для исследования межпланетного и межзвёздного ­пространства.

Принцип работы. Из двигателя корабля, в направлении противоположном полёту, выбрасывается ядерный заряд небольшого эквивалента и подрывается на сравнительно малой дистанции от корабля (до 100 м). Ударная сила отражается от массивной отражающей плиты в хвосте корабля, «толкая» его вперёд.

Читать еще:  Двигатель loncin lc1p70fa характеристики

«ПРОМЕТЕЙ» (США, 2002–2005)

Проект космического агентства NASA по разработке ядерного двигателя для космических аппаратов.

Принцип работы. Двигатель космического корабля должен был состоять из ионизированных частиц, создающих тягу, и компактного ядерного реактора, обеспечивающего установку энергией. Ионный двигатель создаёт тягу порядка 60 грамм, но сможет работать постоянно. В конечном счёте, корабль постепенно сможет набрать огромную скорость — 50 км/сек, затратив минимальное количество энергии.

«ПЛУТОН» (США, 1957–1964)

Проект по разработке ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Принцип работы. Воздух через переднюю часть транспортного средства попадает в ядерный реактор, в котором нагревается. Горячий воздух расширяется, приобретает большую скорость и высвобождается через сопло, обеспечивая необходимую тягу.

NERVA (США, 1952–1972)

(англ. Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) — совместная программа Комиссии по атомной энергии США и NASA по созданию ядерного ракетного двигателя.

Принцип работы. Жидкий гидрогель подаётся в специальный отсек, в котором происходит его нагревание ядерным реактором. Горячий газ расширяется и высвобождается в сопле, создавая тягу.

Преимущества и недостатки конструкции [ править ]

Данный тип ЯРД имеет ряд преимуществ по сравнению с реакторными ЯРД. В последних нагрев рабочего тела (а соответственно, и удельный импульс) ограничен факторами температурной и механической прочности элементов реактора. Соответственно, лишь небольшая часть энергии, производимой ядерным топливом в активной зоне передаётся рабочему телу.

В ЯРД Зубрина коэффициент использования энергии ядерного распада значительно выше — поскольку ядерное топливо и рабочее тело объединены. При реакции они полностью выбрасываются из корабля. А принцип выноса зоны реакции из корпуса двигателя позволяет снять ограничение температурных режимов реактора, и достигать значительно больших температур и давлений. Так, по некоторым расчетам, при эффективности выгорания ядерного топлива 0.8,скорость истечения рабочего тела для такого ЯРД составит 66,000 м/с, удельный импульс 6,730 секунд, мощность двигателя — 427 ГВт, тяга 12,7 меганьютон, тяговооруженность = 40, масса двигателя 33 метрических тонны.

Уникальной характеристикой ЯРД Зубрина является также сочетание высокого значения удельного импульса и большой общей тяги (развиваемое ускорение может составить несколько g). Помимо ядерно-импульсного «взрыволёта» типа Орион, никакая другая схема ракетного двигателя, известная на настоящее время, не обладает такой характеристикой.

К недостаткам конструкции можно отнести расточительный расход ядерного топлива, высокие требования к конструкционным материалам сопла, высокорадиоактивный факел двигателя и сложность управления реактором.

Опыт США

С середины 1950-х годов ученые Радиационной лаборатории в Ливерморе (штат Калифорния) в рамках проекта Pluto разрабатывали ядерный прямоточный воздушно-реактивный двигатель для сверхзвуковой крылатой ракеты.

К началу 1960-х годов были созданы несколько прототипов ЯПВРД, первый из которых — Tory-IIA — был испытан в мае 1961 года. В 1964 году начались испытания новой модификации двигателя — Tory-IIC, который смог проработать пять минут, показав тепловую мощность около 500 МВт и тягу в 16 т.

Однако вскоре проект был закрыт. Традиционно считают, что причиной этого как в США, так и в СССР стало успешное создание межконтинентальных баллистических ракет, способных доставить ядерные боезаряды на территорию противника. В этой ситуации межконтинентальные крылатые ракеты не выдержали конкуренции.

Ядерные ракетные двигатели и ядерные ракетные электродвигательные установки

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

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

Всё начиналось с атмосферных летательных аппаратов с прямоточным ядерным двигателем

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

В США такой двигатель разрабатывался в рамках проекта Pluto[1]. Американцы сумели создать два прототипа нового двигателя — Tory-IIA и Tory-IIC, на которых даже производились включения реакторов. Мощность установки должна была составить 600 мегаватт.

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

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

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

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

СССР оставалась верной идеи создания ЯРД прямоточной конструкции значительно дольше, чем США, закрыв проект только в 1985 году [2]. Но и результаты получились значительно весомее. Так, первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж. Это РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Ирбит» и «ИР-100»).

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

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

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

Технические характеристики РД 0410

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

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

Конструкции ядерных ракетных двигателей

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — реактивный двигатель, в котором энергия, возникающая при ядерной реакции распада или синтеза, нагревает рабочее тело (чаще всего, водород или аммиак)[3].

Существует три типа ЯРД по виду топлива для реактора:

  • твердофазный;
  • жидкофазный;
  • газофазный.

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

Читать еще:  Двигатель 4d34 mitsubishi характеристики

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

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

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

Основными преимуществами ЯРД являются:

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

Основным недостатком является высокая радиационная опасность двигательной установки:

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

Ядерная энергодвигательная установка

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

Так, например, выдающимся российским учёным Коротеевым Анатолием Сазоновичем, автором изобретения по патенту [4], приведено техническое решение по составу оборудования для современной ЯРДУ. Далее привожу часть указанного патентного документа дословно и без комментариев.

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

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

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

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

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

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

Сайт о нанотехнологиях #1 в России

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

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

Всё начиналось с атмосферных летательных аппаратов с прямоточным ядерным двигателем

Конструкторы в США и СССР рассматривали «дышащие» ядерные установки, способные втягивать забортный воздух и разогревать его до колоссальных температур. Вероятно, этот принцип образования тяги был заимствован от прямоточных воздушно-реактивных двигателей, только вместо ракетного топлива использовалась энергия деления атомных ядер диоксида урана 235. В США такой двигатель разрабатывался в рамках проекта Pluto[1]. Американцы сумели создать два прототипа нового двигателя — Tory-IIA и Tory-IIC, на которых даже производились включения реакторов. Мощность установки должна была составить 600 мегаватт.

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

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

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

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

СССР оставалась верной идеи создания ЯРД прямоточной конструкции значительно дольше, чем США, закрыв проект только в 1985 году [2]. Но и результаты получились значительно весомее. Так, первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж. Это РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Ирбит» и «ИР-100»).

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

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

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

Читать еще:  Nexia какой двигатель надежнее

Технические характеристики РД 0410

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

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

Конструкции ядерных ракетных двигателей

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — реактивный двигатель, в котором энергия, возникающая при ядерной реакции распада или синтеза, нагревает рабочее тело (чаще всего, водород или аммиак)[3]. Существует три типа ЯРД по виду топлива для реактора:

  • твердофазный;
  • жидкофазный;
  • газофазный.

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

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

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

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

Основными преимуществами ЯРД являются:

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

Основным недостатком является высокая радиационная опасность двигательной установки:

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

Ядерная энергодвигательная установка

Учитывая, что какую-либо достоверную информацию о ЯЭДУ по публикациям, в том числе и из научных статей, получить невозможно, принцип работы таких установок лучше всего рассматривать на примерах открытых патентных материалов, хотя и содержащих ноу-хау. Так, например, выдающимся российским учёным Коротеевым Анатолием Сазоновичем, автором изобретения по патенту [4], приведено техническое решение по составу оборудования для современной ЯРДУ.

Далее привожу часть указанного патентного документа дословно и без комментариев.

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

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

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

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

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

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

Развитие идеи ядерного ракетного двигателя (ГФЯР)

Дальнейшим развитием идеи ядерного ракетного двигателя является концепция ядерной двигательно-энергетической установки на основе высокотемпературного газофазного реактора – ГФЯР. Как упоминалось ранее, разогрев рабочего тела в ядерного ракетного двигателя с твердофазным реактором ограничен температурой тепловыделяющих элементов и стойкостью их материала. А чем выше температура, тем больше удельный импульс двигателя.

И если использовать газообразное ядерное топливо, то эта проблема снимается. Появляются возможности увеличения удельного импульса до 20-30 км/с при температуре рабочего тела до 12 000 К.

В основе одного из проектов такой установки – высокотемпературный ГФЯР со вспомогательными подвижными твердофазными тепловыделяющими сборками, которые обеспечивают критическую массу ядерного горючего.

В центральной цилиндрической полости ГФЯР – рабочей камере – за счет магнитного поля соленоида, окружающего реактор, формируется малорасходная, “застойная”, зона. Уран, находящийся в ней в газовой фазе, разогревает до температуры выше 9000 К протекающий водород за счет распределенных в газе лучепоглощающих добавок и не смешивается с ним.

Истекающая из сопла плазма обладает высокой электропроводностью и обеспечивает получение электрической энергии во встроенном в сопло МГД-генераторе. Эта энергия необходима для питания соленоида, насосов, подающих рабочее тело, и бортовых систем аппарата. Некоторая часть урана постоянно уносится потоком водорода в окружающее пространство, но система подачи ядерного горючего все время компенсирует его убыль.

Энергоснабжение космического аппарата с ГФЯРД на режиме выключенной рабочей камеры осуществляют две газотурбинные энергоустановки общей мощностью 200 кВт с нагревом рабочего тела в твердофазных тепловыделяющих сборках. По расчетам, такой ГФЯРД будет иметь тягу 17,3 т при давлении в рабочей камере 100 кг/см2 и скорости истечения водорода 20 км/с. Продолжительность работы на номинальном режиме при пяти включениях – около 3,5 ч. Мощность МГД-генератора должна составлять 25 МВт.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector