Как сделать ядерный двигатель

Добавил пользователь Евгений Кузнецов
Обновлено: 04.10.2024

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.

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.

Если положить руку на сердце, то со времен Королева ракеты-носители, используемые для полетов в космос, кардинальных изменений не претерпели. Общий принцип работы — химический, основанный на сгорании топлива с окислителем, остается прежним. Меняются двигатели, система управления, виды топлива. Основа путешествий в космосе остается неизменной — реактивная тяга толкает ракету или космический аппарат вперед.

Очень часто можно услышать, что нужен серьезный прорыв, разработка, способная заменить реактивный двигатель, чтобы повысить эффективность и сделать полеты к Луне и Марсу более реалистичными. Дело в том, что в настоящее время едва ли не большая часть массы межпланетных космических аппаратов, — это топливо и окислитель. А что если отказаться от химического двигателя вообще и начать использовать энергию ядерного двигателя?

Идея создания ядерной двигательной установки не нова. В СССР развернутое постановление правительства по проблеме создания ЯРД было подписано еще в далеком 1958 году. Уже тогда были проведены исследования, показавшие, что, используя ядерный ракетный двигатель достаточной мощности, можно добраться до Плутона (еще не утратившего свой планетный статус) и обратно за шесть месяцев (два туда и четыре обратно), потратив на путешествие 75 т топлива.

Занимались в СССР разработкой ядерного ракетного двигателя, однако приближаться к реальному прототипу ученые стали только сейчас. Дело не в деньгах, тема оказалась настолько сложной, что ни одна из стран не смогла до сих пор создать работающий прототип, а в большинстве случаев всё заканчивалось планами и чертежами. В США проводились испытания двигательной установки для полета на Марс в январе 1965 года. Но дальше тестов KIWI проект NERVA по покорению Марса на ядерном двигателе не сдвинулся, да и был он значительно проще, чем нынешняя российская разработка. Китай поставил в свои планы космического развития создание ядерного двигателя поближе к 2045 году, что тоже очень и очень не скоро.

Ядерное движение

В ионных двигателях тяга создается путем создания реактивной тяги на базе ионизированного газа, разогнанного до высоких скоростей в электрическом поле. Ионные двигатели есть и сейчас, они испытываются в космосе. Пока у них только одна проблема — практически все они имеют очень небольшую тягу, хоть и расходуют очень мало топлива. Для космических путешествий такие двигатели — прекрасный вариант, особенно если решить проблему получения электричества в космосе, что и сделает ядерная установка. К тому же работать ионные двигатели могут достаточно долго, максимальный срок непрерывной работы самых современных образцов ионных двигателей составляет более трех лет.

Если посмотреть на схему, можно заметить, что ядерная энергия начинает свою полезную работу совсем не сразу. Сначала нагревается теплообменник, затем вырабатывается электричество, оно уже используется для создания тяги ионного двигателя. Увы, более простым и эффективным образом использовать ядерные установки для движения человечество пока не научилось.

Проблемы космического масштаба

Естественно, что проблем у ядерной установки в космосе гораздо больше, чем на Земле, и самая главная из них — это охлаждение. В обычных условиях для этого используется вода, очень эффективно поглощающая тепло двигателя. В космосе же сделать это нельзя, и ядерным двигателям требуется эффективная система охлаждения — причем тепло от них нужно отводить во внешнее космическое пространство, то есть делать это можно только в виде излучения. Обычно для этого в космических кораблях используются панельные радиаторы — из металла, с циркулирующей по ним жидкостью теплоносителем. Увы, такие радиаторы, как правило, имеют большой вес и габариты, кроме того, они никак не защищены от попадания метеоритов.

В августе 2015 года на авиасалоне МАКС была показана модель капельного охлаждения ядерных энергодвигательных систем. В ней жидкость, рассеянная в виде капель, пролетает в открытом космическом пространстве, охлаждается, а затем снова собирается в установку. Только представьте себе огромный космический корабль, в центре которого гигантская душевая установка, из которой вырываются наружу миллиарды микроскопических капель воды, летят в космосе, а затем засасываются в огромный раструб космического пылесоса.

Совсем недавно стало известно, что капельная система охлаждения ядерной двигательной установки была испытана в земных условиях. При этом система охлаждения — это важнейший этап в создании установки.

Теперь дело за тем, чтобы испытать ее работоспособность в условиях невесомости и уже только после этого систему охлаждения можно будет пробовать создать в размерах, требуемых для установки. Каждое такое успешное испытание по чуть-чуть приближает российских специалистов к созданию ядерной установки. Ученые спешат изо всех сил, ведь считается, что вывод ядерного двигателя в космос сможет России помочь вернуть лидерские позиции в космосе.

Ядерная космическая эра

Допустим, это получится, и уже через несколько лет в космосе начнет свою работу ядерный двигатель. Чем это поможет, как это можно будет использовать? Для начала стоит уточнить, что в том виде, в котором ядерная двигательная установка существует сегодня, она может работать только в космическом пространстве. Взлетать с Земли и садиться в таком виде она не может никак, тут пока без традиционных химических ракет не обойтись.

А зачем в космосе? Ну слетает человечество до Марса и Луны быстро, и всё? Не совсем так. В настоящее время все проекты орбитальных заводов и фабрик, работающих на орбите Земли, стопорятся из-за отсутствия сырья для работы. Нет смысла строить что-либо в космосе до тех пор, пока не найден способ выводить на орбиту большое количество требуемого сырья, например металлической руды.

Но зачем поднимать их с Земли, если можно, наоборот, привезти из космоса. В том же поясе астероидов в Солнечной системе есть просто огромные запасы различных металлов, в том числе и драгоценных. И вот в таком случае создание ядерного буксира станет просто палочкой-выручалочкой.

Привезти на орбиту огромный платино- или золотосодержащий астероид и начать его разделывать прямо в космосе. По расчетам специалистов такая добыча с учетом объема может оказаться одной из наиболее выгодных.

Аналогично и с межпланетными путешествиями. Без быстрого способа доставлять грузы и людей на орбиту Марса шансов начать колонизацию просто нет. Ракеты-носители нынешнего поколения будут делать это очень дорого и долго. До сих пор длительность полета остается одной из самых серьезных проблем при полете к другим планетам. Выдержать месяцы полета на Марс и обратно в закрытой капсуле космического корабля — задача не из простых. Ядерный буксир сможет помочь и тут, существенно сократив это время.

Необходимо и достаточно

В настоящее время всё это выглядит фантастикой, но до тестирования прототипа, как утверждают ученые, остаются считаные годы. Главное, что требуется, это не только завершить разработку, но и сохранить в стране необходимый уровень космонавтики. Даже при падении финансирования должны продолжать взлетать ракеты, строиться космические аппараты, работать ценнейшие специалисты.

Иначе один атомный двигатель без соответствующей инфраструктуры делу не поможет, для максимальной эффективности разработку будет очень важно не просто продать, но использовать самостоятельно, показав все возможности нового космического транспортного средства.

Пока же всем жителям страны, не завязанным на работе, остается только посматривать на небо и надеяться, что у российской космонавтики всё получится. И ядерный буксир, и сохранение нынешних возможностей. В другие исходы и верить не хочется.

Двигательные установки на борту транспортного средства предназначены для создания силы тяги или момента импульса. В последние десятилетия все большее внимание уделяется таким характеристикам как расход топлива и создаваемая тяга. Все большее внимание начинает уделяться разработкам ядерных двигателей на транспортных средствах. Одной из наиболее перспективных областей применения ядерных ракетных двигателей является космонавтика. В настоящее время для полетов на другие планеты, не говоря уж о звездах, применение жидкостных ракетных двигателей и твердотопливных ракетных двигателей становится все более невыгодным, хотя и было разработано множество ракетных двигателей.
Таким образом, для достижения пилотируемыми экипажами даже ближайших планет необходимо развивать ракетоносители на двигателях, работающих на принципах, отличных от химических двигательных установок. Наиболее перспективными в этом плане являются электрические реактивные двигатели, лазерные реактивные двигатели и ядерные реактивные.

1. Силовые установки

Ядерная силовая установка (ЯСУ) — это силовая установка, работающая на энергии цепной реакции деления ядра. ЯСУ состоит из ядерного реактора и паро- или газотурбинной установки, в которой тепловая энергия, выделяющаяся в реакторе, преобразуется в механическую или электрическую энергию. Преимуществами подобной установки являются неограниченная автономность передвижения (дальность хода), и большая мощность двигателей: и как следствие, возможность длительно использовать высокую скорость движения, транспортировать более тяжёлые грузы и способность работать в тяжёлых условиях.
Основная сфера применения ЯСУ — морской флот: как надводный, так и подводный, также потенциально ЯСУ может быть использована в автомобильном, железнодорожном, авиационном и космическом транспортном средстве.

2. Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)

2.1. Устройство и принцип действия ЯРД.

Ядерные ракетные двигатели бывают газофазными, жидкофазными и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Также они могут подразделяться на жидкостные и импульсно-взрывные. Жидкостные ядерные ракетные двигатели используют нагрев жидкого рабочего тела в нагревательной камере от ядерного реактора и вывод газа через сопло, а импульсно-взрывные основаны на создании ядерных взрывов малой мощности через равные промежутки времени.
ТЯРД может использовать различные виды термоядерных реакций в зависимости от вида применяемого топлива. В частности, на настоящее время принципиально осуществимы следующие типы реакций:

Реакция дейтерий + тритий (топливо D-T)

2 H + 3 H = 4 He + n + 17.6 МэВ

Такая реакция наиболее легко осуществима с точки зрения современных технологий, даёт значительный выход энергии, топливные компоненты относительно дёшевы. Недостаток её — весьма большой выход нежелательной (и бесполезной для прямого создания тяги) нейтронной радиации, уносящей большую часть выходной энергии реакции и, как следствие, резко снижающей КПД двигателя. Тритий радиоактивен, период его полураспада около 12 лет, то есть долговременное хранение трития невозможно. В то же время, возможно окружить дейтериево-тритиевый реактор оболочкой, содержащей литий: последний, в результате облучения нейтронным потоком, превращается в тритий, что приводит к замыканию топливного цикла, поскольку реактор работает в режиме размножителя (бридера). Таким образом, топливом для D-T-реактора фактически служат дейтерий и литий.

Реакция дейтерий + гелий-3

2 H + 3 He = 4 He + p + 18.3 МэВ

Условия её достижения значительно сложнее. Гелий-3, кроме того, редкий и чрезвычайно дорогой изотоп. В промышленных масштабах на настоящее время не производится. Кроме того, что энергетический выход этой реакции выше, чем у D-T-реакции, она имеет следующие дополнительные преимущества:

При реакции D- 3 He в форме нейтронов выделяется всего около 5% мощности (против 80% для D-T). Около 20% выделяется в форме рентгеновского излучения. Вся остальная энергия может быть непосредственно использована для создания реактивной тяги. Таким образом, реакция D- 3 He намного более перспективна для применения в реакторе ТЯРД.

Другие виды реакций

Реакции между ядрами дейтерия (D-D, монотопливо):

2 H + 2 H → 3 He + n + 3.3 МэВ,

2 H + 2 H →> 3 H + p + 4 МэВ.

Нейтронный выход в данном случае весьма значителен.
Возможны и некоторые другие типы реакций:

p + 6 Li → 4 He (1.7 MeV) + 3 He (2.3 MэВ)

3 He + 6 Li → 2 4 He + p + 16.9 MэВ

Рабочее тело, контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличивается в объеме, после чего выходит через сопло двигателя под высоким давлением.
Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.
Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.

2.2 Ядерный импульсный двигатель

2.3 Другие разработки

Рис. 4. Прототип двигателя в рамках проекта Pluto

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)). Планировалось построить ракету длиной 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 в действительности 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.

Технические характеристики РД 0410 [9]:

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.

3. Проблема межпланетных полетов

3.1 Использование гравитационного маневра при полете к Марсу

Рассмотрим изменение характеристической скорости при полёте с околоземной круговой (опорной) орбиты к Марсу с использованием гравитационного манёвра у Луны [7].

Рис. 6. Эллиптическая орбита Гомана

Для перехода с круговой орбиты Земли вокруг Солнца на эллиптическую орбиту перелёта к Марсу (орбиту Гомана) необходима дополнительная характеристическая скорость (рис. 6) [8]:

где V_кр1 – первая (круговая) скорость относительно Солнца на орбите Земли, R 1 – радиус орбиты Земли, R 2 – радиус орбиты Марса.
Но, чтобы выйти на круговую орбиту Земли вокруг Солнца, нужно выйти из сферы притяжения Земли, т.е. получить вторую космическую (параболическую) V_пар01 = √2V_кр01 скорость относительно Земли. Следовательно, мы должны дать космическому аппарату такую кинетическую энергию на околоземной круговой орбите, что бы её хватило на выход из сферы притяжения Земли и переход на эллиптическую орбиту перелёта к Марсу (рис. 7)

Рис. 7. 1 – Орбита Земли вокруг Солнца, 2 – Эллиптическая орбита Гомана

Здесь V 1 – скорость отлёта из неподвижной относительно Земли точки, расположенной на круговой околоземной орбите. Учитывая, что мы уже движемся по этой орбите с круговой скоростью, для окончательной скорости отлёта к Марсу требуется скорость

Аналогично для перехода с эллиптической орбиты на орбиту вокруг Марса имеем

Здесь – первая (круговая) скорость относительно Марса, – первая (круговая) скорость на орбите Земли (рис. 6), – первая (круговая) скорость на орбите Марса (рис. 6), – первая (круговая) скорость относительно Земли, μ = GM – произведение массы тела M на гравитационную постоянную G . Значения параметра μ для Солнца, Земли и Марса
μ_с = 1.327·10 20 м 3 /с 2 , μ_з = 3.99·10 14 м 3 /с 2 , μ_мар = 4.228·10 13 м 3 /с 2

С учётом дополнительных затрат на управление и ориентацию (добавляем 5%) получим полную характеристическую скорость:

Если использовать гравитационный манёвр, то характеристическая скорость уменьшится

Соответственно выигрыш в скорости составит

Проведём расчёт характеристической скорости с учетом следующих значений радиусов орбит движения Земли и Марса вокруг Солнца:

R₁ = 1.5·10 11 м, R₂ = 2.28·10 11 м,

а также примем значения радиусов околоземной орбиты и орбиты около Марса

R₀₁ = 6.8·10 6 м, R₀₂ = 3.4·10 6 м

Максимальная скорость, которую мы можем получить при использовании гравитационного маневра у Луны, равняется:

ΔV_з = 3561 м/с, ΔV_мар = 2133 м/с,
ΔV_хар1 = 5979 м/с, ΔV_хар2 = 4379 м/с.

Выигрыш в скорости при использовании гравитационного маневра

При дальнейших расчетах будем использовать значение скорости ΔV_хар2 так как это позволяет нам сэкономить топливо.

3.2 Время полета к Марсу по орбите Гомана

Также необходимо рассчитать время полета к Марсу по выбранной нами траектории. Для этого используем формулы [8]:

Тогда время полета составит: Т ≈ 260 суток.

3.3 Сравнение затрат топлива жидкостного (Ж) и твердофазного ядерного (ТЯ) ракетного двигателя при полете к Марсу

Для нахождения массы топлива используем формулу К. Э. Циолковского [3]:

где M_т − масса топлива, M_к − конечная масса ракеты (без топлива), V_к − конечная скорость полета, V₀ − начальная скорость, W − скорость истечения газов из двигателя.
Обозначим:

Здесь: k ТО – весовой коэффициент топливного отсека, k су – весовой коэффициент системы управления, k ду – весовой коэффициент двигательной установки, n – коэффициент перегрузки, g 0 – ускорение силы тяжести, M пг – масса полезного груза. Также можно рассчитать какой процент топлива мы сэкономим при использовании ТЯРД по формуле:

Произведем расчеты при следующих параметрах для ЖРД и ЯРД:

ЖРД: W = 4599 м/с, k_ду = 0.001, k_су = 0.01, k_ТО = 0.1
ЯРД: W = 9000 м/с, k_ду = 0.01, k_су = 0.01, k_ТО = 0.1
n = 1, g = 9.81 мс -2 , M_пг = 128000 кг

Тогда имеем: D_ж = 1.65, D_я = 0.63, M_ж = 269903 кг, M_я = 105994 кг

Соответствующая экономия топлива составит ΔM = 69.7%.
Таким образом, использование гравитационного маневра у Луны дает значительный выигрыш в скорости, также следует отметить преимущество использования ТЯРД перед ЖРД.

Заключение

Преимущество, заключающееся в высоком показателе удельного импульса ядерных ракетных двигателей по сравнению с химическими, очевидно. Для твердофазных моделей величина удельного импульса составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Однако, когда речь идет о ядерном топливе, никогда не следует забывать о пагубном воздействии на экологию нашей планеты. Так и в случае с ядерными ракетными двигателями необходимо учитывать загрязнение атмосферы Земли. Поэтому, несмотря на существование действующих моделей ядерных ракетных двигателей, пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей высочайший, однако, и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.

Все материалы добавляются пользователями. При копировании необходимо указывать ссылку на источник.

Читайте также: