Ядерная тепловая ракета - Nuclear thermal rocket - Wikipedia

Эскиз твердого ядра ядерной тепловой ракеты с ответвление турбонасос
1 декабря 1967 г .: Первый наземный экспериментальный ядерный ракетный двигатель (XE) в сборе показан здесь в конфигурации "холодного потока", поскольку он прибывает поздно вечером на испытательный стенд двигателя № 1 в г. Jackass Квартиры, Невада. Двигатель находится на левом заднем плане со структурой щита на среднем / переднем плане.

А ядерная тепловая ракета (NTR) является разновидностью тепловая ракета где тепло от ядерная реакция, довольно часто ядерное деление, заменяет химическую энергию пропелленты в химическая ракета. В НТР рабочая жидкость, обычно жидкий водород, нагревается до высокой температуры в ядерный реактор а затем расширяется через сопло ракеты создавать толкать. Внешний ядерный источник тепла теоретически позволяет эффективная скорость истечения и ожидается, что полезная нагрузка увеличится вдвое или втрое по сравнению с химическим топливом, накапливающим энергию внутри.

НТР были предложены в качестве двигательная установка космического корабля технологии, первые наземные испытания были проведены в 1955 году. США поддерживали программу развития NTR до 1973 года, когда она была закрыта, чтобы сосредоточиться на Космический шатл разработка. Хотя было построено и испытано более десяти реакторов различной выходной мощности, по состоянию на 2020 г., ни одна ядерная тепловая ракета не летала.[1]

В то время как все ранние приложения для ядерных тепловых ракетных двигателей использовались деление процессов, исследования в 2010-е годы переместились в слияние подходы. В Прямой привод Fusion Drive проект на Принстонская лаборатория физики плазмы является одним из таких примеров, хотя «позитивное слияние энергии осталось неуловимым». В 2019 году Конгресс США одобренный 125 миллионов долларов США в финансировании разработки ядерных тепловыделяющих ракет.[1]

История

Еще в 1944 г. Станислав Улам и Фредерик де Хоффманн обдумывал идею управления мощностью ядерных взрывов для запуска космических аппаратов.[2] После Второй мировой войны американские военные начали разработку межконтинентальные баллистические ракеты на основе немецкого Ракета Фау-2 конструкции. Некоторые большие ракеты были предназначены для нести ядерные боеголовки с ядерными двигательными установками.[2] Еще в 1946 году секретные отчеты для ВВС США готовились в рамках Проект НЕПА, к Североамериканская авиация и Компания Douglas Aircraft с Project Rand.[3] Эти новаторские отчеты идентифицировали реакторный двигатель, в котором рабочая жидкость с низкой молекулярной массой нагревается с использованием ядерного реактора, как наиболее многообещающую форму ядерной силовой установки, но выявили многие технические проблемы, которые необходимо было решить.[4][5][6][7][8][9][10][11]

В январе 1947 года, не подозревая об этом засекреченном исследовании, инженеры Лаборатория прикладной физики опубликовали свои исследования ядерных силовых установок, и их отчет в конечном итоге был засекречен.[12][13][14] В мае 1947 года китайский ученый, получивший образование в США, Сюэ-Шен Цзянь представил свое исследование "тепловых струй", приводимых в действие ядерным реактором с пористым графитовым замедлителем, на семинарах по ядерной науке и технике LIV, организованных Массачусетский Институт Технологий.[15][14]

В 1948 и 1949 годах физик Лесли Шеперд и ученый в области ракетостроения Вал Кливер выпустить серию новаторских научных работ, в которых рассматривались возможности применения ядерных технологий в межпланетное путешествие. В статьях рассматривались как ядерно-тепловые, так и ядерно-электрические двигательные установки.[16][17][18][19]

Виды ядерного топлива

Ядерную тепловую ракету можно разделить на категории по типу реактора, от относительно простого твердотельного реактора до гораздо более сложного в строительстве, но теоретически более эффективного реактора с газовой активной зоной. Как и все тепловая ракета конструкции, удельный импульс произведено пропорционально квадратному корню из температуры, до которой нагревается рабочая жидкость (реакционная масса). Чтобы добиться максимальной эффективности, температура должна быть как можно более высокой. Для данной конструкции температура, которая может быть достигнута, обычно определяется материалами, выбранными для конструкций реактора, ядерного топлива и оболочки твэла. Эрозия также вызывает беспокойство, особенно потеря топлива и связанные с этим выбросы радиоактивности.[нужна цитата ]

Твердое ядро

А NERVA сплошная конструкция

Ядерные реакторы с твердой активной зоной работали на уран которые существуют в твердая фаза в условиях, которые встречаются и проходят ядерное деление высвободить энергию. Летные реакторы должны быть легкими и выдерживать чрезвычайно высокие температуры, поскольку единственным доступным теплоносителем является рабочая жидкость / топливо.[1]Ядерный двигатель с твердым сердечником - это самая простая в конструкции конструкция, и эта концепция используется во всех испытанных NTR.[нужна цитата ]

Рабочие характеристики реактора с твердой активной зоной в конечном итоге ограничиваются свойствами материала, в том числе: температура плавления, материалов, используемых в ядерное топливо и корпус реактора. Ядерные реакции могут создавать гораздо более высокие температуры, чем обычно выдерживают большинство материалов, а это означает, что большая часть потенциала реактора не может быть реализована. Кроме того, при охлаждении за счет топлива только все спад тепла Оставшиеся после остановки реактора должны быть отправлены в космос - медленный процесс, который подвергнет топливные стержни экстремальным температурным нагрузкам. Во время работы температуры на поверхностях твэлов находятся в диапазоне от 22 К допустимого топлива до 3000 К на выходе. При длине топливного стержня 1,3 м это обязательно вызовет растрескивание оболочки, если коэффициенты расширения не будут точно согласованы во всех компонентах реактора.[нужна цитата ]

Используя водород в качестве топлива, конструкция твердого сердечника обычно доставляет определенные импульсы (Iзр) порядка от 850 до 1000 секунд, что примерно вдвое больше, чем жидкий водород -кислород такие конструкции, как Главный двигатель космического челнока. Также предлагались другие пропелленты, такие как аммиак, вода или LOX, но эти топлива обеспечат пониженную скорость выхлопа и производительность при незначительном снижении стоимости топлива. Еще один признак в пользу водорода - то, что при низких давлениях он начинает диссоциировать примерно при 1500 K и при высоких давлениях около 3000 K. Это снижает массу выхлопных газов, увеличивая Iзр.[нужна цитата ]

Ранние публикации сомневались в космическом применении ядерных двигателей. В 1947 году полный ядерный реактор был настолько тяжелым, что ядерные тепловые двигатели с твердой активной зоной были бы совершенно неспособны.[20] для достижения тяговооруженность 1: 1, что необходимо для преодоления сила тяжести Земли при запуске. В течение следующих двадцати пяти лет американские ядерные тепловые ракеты в конечном итоге достигли отношения тяги к массе примерно 7: 1. Это по-прежнему намного более низкое соотношение тяги к весу, чем то, что можно получить с помощью химических ракет, у которых отношение тяги к весу составляет порядка 70: ​​1. В сочетании с большими резервуарами, необходимыми для хранения жидкого водорода, это означает, что ядерные тепловые двигатели с твердым сердечником лучше всего подходят для использования на орбите за пределами Земли. гравитационный колодец, не говоря уже о предотвращении радиоактивного загрязнения, которое могло бы произойти в результате использования в атмосфере[1] (если использовалась конструкция «открытого цикла», в отличие от конструкции «замкнутого цикла» с более низкими характеристиками, в которой радиоактивный материал не мог улетучиться вместе с ракетным топливом[21]).

Одним из способов повышения рабочей температуры реактора является замена тепловыделяющих элементов. Это основа реактора со слоем частиц, который питается от ряда (обычно сферических) элементов, которые «плавают» внутри водородной рабочей жидкости. Вращение всего двигателя могло предотвратить выброс топливного элемента из сопла. Считается, что эта конструкция способна увеличить удельный импульс примерно до 1000 секунд (9,8 кН · с / кг) за счет увеличения сложности. Такой дизайн может разделять элементы дизайна с реактор с галечным слоем, некоторые из которых в настоящее время вырабатывают электроэнергию.[нужна цитата ] С 1987 по 1991 гг. SDI Офис финансируется Проект Timberwind, невращающаяся ядерная тепловая ракета, основанная на технологии слоя частиц. Перед тестированием проект был закрыт.[нужна цитата ]

Импульсная ядерная тепловая ракета

Основная статья: Импульсная ядерная тепловая ракета
Концепция элементарной импульсной ядерной тепловой ракетной ячейки для язр усиление. В этой ячейке водородное топливо нагревается непрерывными интенсивными импульсами нейтронов в каналах топлива. В то же время нежелательная энергия от осколков деления удаляется через отдельный канал охлаждения с литием или другим жидким металлом.

Импульсная ядерная тепловая ракета (не путать с ядерная импульсная тяга, который является гипотетическим методом двигательная установка космического корабля который использует ядерные взрывы за толкать ) - это тип твердой ядерной тепловой ракеты для толкать и удельный импульс (язр) усиление.[22] В соответствии с этой концепцией обычный НТР твердого деления может работать как в стационарном, так и в импульсном режиме, как и TRIGA реактор. Поскольку Время жительства топлива в камере короткое, важное увеличение энергии достигается за счет пульсации ядерной активной зоны, что может увеличить тягу за счет увеличения массового расхода топлива. Однако наиболее интересной особенностью является возможность получения очень высоких температур топлива ( выше, чем у топлива), а затем большое усиление скорости выхлопа. Это связано с тем, что, в отличие от обычного стационарного твердого НТР, топливо нагревается интенсивным нейтронный поток от пульсации, которая напрямую передается от топлива к топливу в виде кинетической энергии. Путем пульсации активной зоны можно получить порох, более горячий, чем топливо. Однако, в отличие от классических ядерных тепловых ракет (включая жидкостные и газовые ядерные ракеты), тепловая энергия от распада дочерних элементов деления нежелательна.[нужна цитата ]

Очень высокие мгновенные температуры топлива гипотетически достижимы путем импульсного воздействия на твердое ядро ​​ядра, что ограничивается только быстрым радиационное охлаждение после пульсации.[нужна цитата ]

Жидкое ядро

Ядерные двигатели с жидким сердечником работают на соединениях расщепляющийся элементы в жидкая фаза. Предлагается двигатель с жидким сердечником для работы при температурах выше точки плавления твердого ядерного топлива и оболочки, при этом максимальная рабочая температура двигателя вместо этого определяется корпусом реактора и отражатель нейтронов материал. Ожидается, что более высокие рабочие температуры обеспечат удельную импульсную мощность порядка 1300–1500 секунд (12,8–14,8 кН · с / кг).[нужна цитата ]

Реактор с жидкой активной зоной было бы чрезвычайно сложно построить с использованием современных технологий. Одна из основных проблем заключается в том, что время реакции ядерного топлива намного больше, чем время нагрева рабочего тела. Если ядерное топливо и рабочая жидкость физически не разделены, это означает, что топливо должно удерживаться внутри двигателя, в то время как рабочая жидкость может легко выходить через сопло. Одно из возможных решений - вращать смесь топливо / жидкость на очень высоких скоростях, чтобы вытеснить топливо с более высокой плотностью наружу, но это подвергнет корпус реактора под давлением максимальной рабочей температуре, увеличивая массу, сложность и движущиеся части.[нужна цитата ]

Альтернативой конструкции с жидким сердечником является ядерная ракета с морской водой. В этой конструкции вода является рабочей жидкостью, а также служит замедлитель нейтронов. Ядерное топливо не сохраняется, что резко упрощает конструкцию. Однако ракета будет сбрасывать огромное количество чрезвычайно радиоактивных отходов и может безопасно эксплуатироваться только за пределами земной атмосферы и, возможно, даже полностью за пределами земной атмосферы. магнитосфера.[нужна цитата ]

Газовое ядро

Схема ракетного двигателя замкнутого цикла с ядерным газовым сердечником, ядерная "лампочка"
Схема ракетного двигателя открытого цикла с ядерным газовым сердечником

Окончательная классификация деления - это газовый двигатель. Это модификация конструкции с жидким сердечником, в которой используется быстрая циркуляция жидкости для создания тороидальный карман из газообразного уранового топлива в середине реактора, окруженный водородом. В этом случае топливо вообще не соприкасается со стенкой реактора, поэтому температура может достигать нескольких десятков тысяч градусов, что дает удельные импульсы от 3000 до 5000 секунд (от 30 до 50 кН · с / кг). В этой базовой конструкции, «открытом цикле», потери ядерного топлива было бы трудно контролировать, что привело к исследованиям «замкнутого цикла» или ядерная лампочка двигатель, где газообразное ядерное топливо содержится в сверхвысокой температуре кварц емкость, по которой течет водород. Двигатель с замкнутым циклом на самом деле имеет гораздо больше общего с конструкцией с твердым сердечником, но на этот раз ограничено критической температурой кварца, а не топлива и оболочки. Хотя конструкция с замкнутым циклом менее эффективна, чем конструкция с открытым циклом, ожидается, что она будет обеспечивать удельный импульс длительностью около 1500–2000 секунд (15–20 кН · с / кг).[нужна цитата ]

Конструкции с делением твердой активной зоны на практике

KIWI A Prime ядерный ракетный двигатель на тепловых нейтронах

Советский Союз и Россия

Советский РД-0410 прошел серию испытаний на ядерном полигоне возле Семипалатинск.[23][24]

В октябре 2018 года Российский Центр Келдыша подтвердил успешное наземное испытание радиаторов отходящего тепла для ядерного космического двигателя, а также предыдущие испытания топливных стержней и ионные двигатели.[нужна цитата ]

Соединенные Штаты

Разработка NTR с твердым сердечником началась в 1955 г. Комиссия по атомной энергии (AEC) как Project Rover, и продлился до 1973 года.[1] Работы по созданию подходящего реактора велись в г. Лос-Аламосская национальная лаборатория и Площадь 25 в Испытательный полигон в Неваде. В результате этого проекта появилось четыре основных дизайна: KIWI, Phoebus, Pewee и Nuclear Furnace. Было испытано двадцать отдельных двигателей, суммарная наработка которых составила более 17 часов.[25]

Когда НАСА была сформирована в 1958 году, ей были даны полномочия по всем неядерным аспектам программы Rover. Для обеспечения сотрудничества с AEC и разделения секретной информации Управление космических ядерных двигателей (СНПО) было сформировано в то же время. 1961 год NERVA Программа должна была привести к запуску ядерных тепловых ракетных двигателей в освоение космоса. В отличие от работы AEC, которая была направлена ​​на изучение конструкции самого реактора, цель NERVA заключалась в создании настоящего двигателя, который можно было бы использовать в космических миссиях. Базовая конструкция NERVA с тягой 75 000 фунтов-силы (334 кН) была основана на серии KIWI B4.[нужна цитата ]

Проверенные двигатели включали Kiwi, Phoebus, NRX / EST, NRX / XE, Pewee, Pewee 2 и Nuclear Furnace. Постепенно более высокая плотность мощности привела к появлению Pewee.[25] Испытания улучшенной конструкции Pewee 2 были отменены в 1970 году в пользу более дешевой ядерной печи (NF-1), и американская ядерная ракетная программа официально завершилась весной 1973 года. NERVA накоплено за 2 часа работы, включая 28 минут на полной мощности.[1] В SNPO рассматривали NERVA как последний реактор для разработки технологий, необходимый для создания летных прототипов.[нужна цитата ]

Ряд других твердотопливных двигателей также в некоторой степени изучен. Малый ядерный ракетный двигатель, или SNRE, был разработан в Лос-Аламосская национальная лаборатория (LANL) для использования на разгонной ступени, как на пусковых установках без винтов, так и на Космический шатл. Он отличался раздельным соплом, которое можно было повернуть в сторону, что позволяло ему занимать меньше места в грузовом отсеке Shuttle. Конструкция обеспечивала тягу 73 кН и работала с удельным импульсом 875 секунд (8,58 кН · с / кг), и планировалось увеличить это значение до 975 секунд, достигнув массовая доля около 0,74, по сравнению с 0,86 для SSME, один из лучших обычных двигателей.[нужна цитата ]

Схожим проектом, который претерпел некоторые доработки, но так и не дошел до стадии прототипа, был Дамбо. Дамбо был похож на KIWI / NERVA по концепции, но использовал более передовые методы строительства, чтобы снизить вес реактора. Реактор Дамбо состоял из нескольких больших бочкообразных труб, которые в свою очередь были построены из уложенных друг на друга пластин из гофрированного материала. Гофры были выровнены так, чтобы образовавшаяся стопка имела каналы, идущие изнутри наружу. Некоторые из этих каналов были заполнены урановым топливом, другие - замедлителем, а некоторые были оставлены открытыми как газовые. Водород закачивался в середину трубы и нагревался топливом, когда он проходил через каналы, продвигаясь наружу. Полученная система была легче, чем обычная конструкция для любого конкретного количества топлива.[нужна цитата ]

В период с 1987 по 1991 гг. Проект Timberwind, под Стратегическая оборонная инициатива, который позже был расширен в более крупный дизайн в Космическая тепловая ядерная тяга (STNP) программа. Достижения в области жаропрочных металлов, компьютерного моделирования и ядерной техники в целом привели к значительному повышению производительности. В то время как двигатель NERVA был рассчитан на вес около 6803 кг, последний STNP предлагал чуть более 1/3 тяги от двигателя всего 1650 кг за счет улучшения I.зр от 930 до 1000 секунд.[нужна цитата ]

Тестовые стрельбы

Двигатель KIWI проходит разрушительные испытания

KIWI был первым, кто был запущен, начиная с июля 1959 г. с KIWI 1. Реактор не был предназначен для полета и назван в честь нелетающих птица. Ядро представляло собой просто стопку пластин оксида урана без покрытия, на которые сбрасывался водород. Была произведена тепловая мощность 70 МВт при температуре выхлопа 2683 К. Два дополнительных испытания базовой концепции, A1 и A3, добавили покрытия к пластинам для проверки концепции топливных стержней.[нужна цитата ]

Серия KIWI B создавалась крошечными диоксид урана (UO2) сферы, встроенные в низко-бор графит матрица и покрыта карбид ниобия. По всей длине пучков проходило девятнадцать отверстий, через которые протекал жидкий водород. Во время первых запусков тепловыделяющие пучки треснули из-за сильного нагрева и вибрации. Графитовые материалы, использованные в конструкции реактора, были устойчивы к высоким температурам, но подвергались эрозии под действием перегретого водорода. Восстановитель. Позже вид топлива был изменен на карбид урана, с последним запуском двигателя в 1964 году. Проблемы эрозии и растрескивания топливного пучка были устранены, но так и не были решены полностью, несмотря на многообещающие Аргоннская национальная лаборатория.[нужна цитата ]

NERVA NRX (Nuclear Rocket Experimental) начал испытания в сентябре 1964 года. Последним двигателем в этой серии был XE, разработанный с использованием летно-репрезентативного оборудования и запускаемый в камеру низкого давления для имитации вакуума. В марте 1968 года SNPO выпустила NERVA NRX / XE 28 раз. Вся серия вырабатывала 1100 МВт, и многие испытания завершились только тогда, когда на испытательном стенде закончилось топливо. NERVA NRX / XE произвела базовую тягу в 75000 фунтов силы (334 кН), которую Маршалл требовал в планах миссии на Марс. Последний запуск NRX потерял 17 килограммов (38 фунтов) ядерного топлива за 2 часа испытаний, что было сочтено SNPO достаточным для космических миссий.[нужна цитата ]

Основываясь на серии KIWI, серия Phoebus была гораздо более крупными реакторами. Первое испытание 1A в июне 1965 г. длилось более 10 минут при 1090 МВт и температуре выхлопных газов 2370 К. Испытание B в феврале 1967 г. улучшило этот показатель до 1500 МВт в течение 30 минут. Последнее испытание 2А в июне 1968 года длилось более 12 минут при мощности 4000 МВт, в то время это был самый мощный ядерный реактор из когда-либо построенных.[нужна цитата ]

Также была построена уменьшенная версия KIWI, Pewee. Он был запущен несколько раз мощностью 500 МВт, чтобы испытать покрытия из карбид циркония (вместо карбид ниобия ), но Pewee также увеличил удельную мощность системы. Система водяного охлаждения, известная как NF-1 (для Ядерная печь) использовал тепловыделяющие элементы Pewee 2 для будущих испытаний материалов, что еще больше продемонстрировало сокращение коррозии топлива в 3 раза. Pewee 2 никогда не тестировался на стенде и стал основой для текущих проектов NTR, исследуемых в исследовательских центрах НАСА Гленна и Маршалла.[нужна цитата ]

В NERVA / Rover проект был в конечном итоге отменен в 1972 году из-за общего сворачивания НАСА в пост-Аполлон эпоха. Без человеческая миссия на Марс, потребность в ядерной тепловой ракете неясна. Еще одна проблема - обеспокоенность общественности безопасностью и радиоактивным загрязнением.

Киви-ТНТ разрушающий тест

В январе 1965 года американская программа Rover намеренно модифицировала реактор Kiwi (KIWI-TNT), чтобы он сразу стал критическим, что привело к немедленному разрушению корпуса реактора, сопла и топливных сборок. Предназначен для моделирования наихудшего сценария падения с высоты в океан, например, при отказе ускорителя после запуска, в результате выброс радиации мог бы привести к гибели людей на высоте до 600 футов (183 метра) и травмам до 2000 футов (610 метров). Реактор располагался на железнодорожном вагоне в г. Jackass Квартиры площадь Испытательный полигон в Неваде.[26]

объединенное Королевство

По состоянию на январь 2012 г. двигательная группа для Проект Икар изучал двигательную установку НТР.[27]

Израиль

В 1987 году Ронен и Лейбсон [28][29] опубликовал исследование по применению 242 кв.м.Am (один из изотопы америция ) в качестве ядерного топлива для космические ядерные реакторы, отмечая его чрезвычайно высокую термическое сечение и плотность энергии. Ядерные системы на базе 242 кв.м.Мне требуется в 2-100 раз меньше топлива по сравнению с обычными ядерное топливо.

Осколочная ракета с помощью 242 кв.м.Am был предложен Джордж Чаплин[30] в LLNL в 1988 году, который предложил двигательную установку, основанную на прямом нагреве порохового газа осколками деления, создаваемыми делящимся материалом. Ронен и др.[31] продемонстрировать, что 242 кв.м.Am может поддерживать устойчивое ядерное деление в виде чрезвычайно тонкой металлической пленки, толщиной менее 1/1000 миллиметра. 242 кв.м.Am требуется только 1% массы 235U или 239Pu до критического состояния. Группа Ронена в Университет Бен-Гуриона в Негеве далее показал, что ядерное топливо на основе 242 кв.м.Am может разогнать космические аппараты от Земли до Марса всего за две недели.[32]

242 кв.м.Am как ядерное топливо вытекает из того факта, что оно имеет самое высокое сечение теплового деления (тысячи сараи ), примерно в 10 раз больше следующего по величине поперечного сечения по всем известным изотопам.242 кв.м.Я делящийся (потому что у него нечетное количество нейтроны ) и имеет низкий критическая масса, сравнимо с 239Пу.[33][34]Имеет очень высокий поперечное сечение на деление, а если в ядерном реакторе разрушается относительно быстро. Другой отчет утверждает, что 242 кв.м.Am может выдерживать цепную реакцию даже в виде тонкой пленки и может быть использован для нового типа ядерная ракета.[31][35][36][37]

Поскольку термический сечение поглощения из 242 кв.м.Am очень высокий, лучший способ получить 242 кв.м.Am по захвату быстрый или же эпитермальный нейтроны в Америций-241 облученный в быстрый реактор. Тем не мение, реакторы на быстрых нейтронах недоступны. Детальный анализ 242 кв.м.Размножаю в существующих PWR был предоставлен в [38]. Распространение сопротивление 242 кв.м.Am сообщил Карлсруэ технологический институт Исследование 2008 года. [39]

Италия

В 2000 г. Карло Руббиа в ЦЕРН далее расширил работу Ронена [40] и Чаплин[41] на Осколочная ракета с помощью 242 кв.м.Я как топливо[42]. Проект 242[43] на основе дизайна Rubbia изучил концепцию 242 кв.м.Тонкопленочные фрагменты деления с подогревом NTR на основе Am[44] за счет прямого преобразования кинетической энергии осколков деления в увеличение энтальпии порохового газа. Проект 242 изучал применение этой двигательной установки в пилотируемой миссии на Марс.[45] Предварительные результаты были очень удовлетворительными, и было замечено, что двигательная установка с такими характеристиками может сделать миссию выполнимой. Другое исследование было сосредоточено на производстве 242 кв.м.Занимаюсь обычными тепловыми ядерными реакторами.[46]

Текущее исследование

Впечатление художника от двухрежимных двигателей NTR на марсианском транспортном средстве (MTV). Холодный запуск, он будет собираться на орбите с помощью ряда подъемников полезной нагрузки Block 2 SLS. В Космический корабль Орион состыкован слева.

Современные конструкции ядерных тепловыделяющих ракет с твердым сердечником предназначены для значительного ограничения рассеивания и разрушения радиоактивных топливных элементов в случае катастрофического отказа.[47]

По состоянию на 2013 год NTR для межпланетное путешествие с орбиты Земли на орбиту Марса изучается в Центр космических полетов Маршалла.[48] В исторических наземных испытаниях NTR оказались как минимум вдвое эффективнее как самые современные химические двигатели, которые позволят сократить время перевалки и увеличить грузоподъемность. Меньшая продолжительность полета, оцениваемая в 3–4 месяца с двигателями НТР,[49] по сравнению с 6–9 месяцами использования химических двигателей,[50] снизит воздействие на экипаж потенциально вредных и трудных для щит космические лучи.[51][52][53][54] Двигатели NTR, такие как Pewee из Project Rover, были отобраны в Эталонная архитектура Mars Design (ДРА).[52][53][55][56]

В 2017 году НАСА продолжило исследования и разработки в области NTR, проектируя для космических приложений с использованием одобренных для гражданского использования материалов, с трехлетним контрактом на сумму 18,8 миллиона долларов.[57][нуждается в обновлении ]

В 2019 году законопроект об ассигнованиях был принят Конгресс США включены 125 миллионов долларов США[1] в финансировании исследований ядерных тепловых двигателей, включая планирование демонстрационного полета к 2024 году.[58]

По состоянию на 2020 год был большой интерес к ядерным тепловым ракетам со стороны Космические силы США для миссий в окололунное пространство, а в сентябре 2020 г. DARPA присудил Gryphon Technologies задание на $ 14 млн для их программы DRACO, целью которой является демонстрация ядерной тепловой двигательной установки на орбите. Помимо военных США, администратор НАСА Джим Бриденстайн также выразил интерес к проекту и его потенциальным приложениям в будущем. миссия на Марс.[59]

Риски

Отказ ракеты в атмосфере или на орбите может привести к выбросу радиоактивного материала в окружающую среду. Столкновение с орбитальным мусором, разрушение материала из-за неконтролируемого деления, дефекты материала или усталость, или недостатки конструкции человека могут вызвать нарушение условий содержания делящегося материала. Такой катастрофический отказ во время полета может привести к выбросу радиоактивного материала над Землей в обширной и непредсказуемой области. Степень загрязнения будет зависеть от размера ядерного теплового ракетного двигателя, в то время как зона загрязнения и ее концентрация будут зависеть от преобладающих погодных и орбитальных параметров во время возвращения в атмосферу.[нужна цитата ]

Считается маловероятным, что тепловыделяющие элементы реактора будут разбросаны по большой площади, поскольку они состоят из таких материалов, как углеродные композиты или карбиды, и обычно покрыты гидрид циркония. До возникновения критичности топливо NTR с твердой активной зоной не представляет особой опасности. После того, как реактор был запущен в первый раз, производятся чрезвычайно радиоактивные короткоживущие продукты деления, а также менее радиоактивные, но чрезвычайно долгоживущие продукты деления. Кроме того, все конструкции двигателя подвергаются прямой бомбардировке нейтронами, что приводит к их радиоактивной активации.[нужна цитата ]

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ а б c d е ж грамм Каин, Фрейзер (3 июля 2019 г.). "Земля до Марса через 100 дней? Сила ядерных ракет". Универсальная наука. Получено 24 августа 2019. Первые испытания ядерных ракет начались в 1955 году с проекта Rover в Лос-Аламосской научной лаборатории. Ключевым достижением было уменьшение размеров реакторов до такой степени, чтобы их можно было разместить на ракете. В течение следующих нескольких лет инженеры построили и испытали более десятка реакторов разных размеров и мощностей.
  2. ^ а б Корлисс, Уильям Р .; Швенк, Фрэнсис К. (1968). Ядерная двигательная установка для космоса (PDF). Понимание серии Atom. Комиссия по атомной энергии США. С. 11–12.
  3. ^ Шрайбер, Р. (1 апреля 1956 г.). "Программа ядерных ракетных двигательных установок LASL": ЛАМС – 2036, 7365651. Дои:10.2172/7365651. Цитировать журнал требует | журнал = (помощь)
  4. ^ Сербер, Р. (5 июля 1946 г.). Использование атомной энергии для ракет. Компания Douglas Aircraft.
  5. ^ Х. П. Йоки, Т. Ф. Диксон (1 июля 1946 г.), "Предварительное исследование использования ядерной энергии в ракетных ракетах", отчет NA-46-574.
  6. ^ Р. Гомог (3 августа 1946 г.), «Ракетные вычисления», Отчет NEPA-508.
  7. ^ Л. А. Облингер (13 августа 1946 г.), «Опытная установка для самолетов с ядерными двигателями», отчет NEEA-505.
  8. ^ Л. А. Олингер (21 ноября 1946 г.) "Средства управления самолетами с ядерными двигателями", Отчет NEPA-511.
  9. ^ Выполнимость ракет с ядерными двигателями и ПВРД, Отчет № 47-15, февраль 1947 г.
  10. ^ "Полет на ядерных установках", LEXP-1, 30 сентября 1948 года.
  11. ^ Э. М. Реддинг (8 сентября 1948 г.), «Возможности ядерных ракет», Отчет LP-148.
  12. ^ Под ред. А. Э. Руарка. (14 января 1947 г.) "Полет на ядерных установках", APL / JEU-TG-20.
  13. ^ Корлисс, Уильям Р .; Швенк, Фрэнсис К. (1968). Ядерная двигательная установка для космоса (PDF). Понимание серии Atom. Комиссия по атомной энергии США. С. 11–12.
  14. ^ а б Шрайбер, Р. Э. (1956). Программа ядерных ракетных двигателей LASL (PDF). LAMS 2036. LANL.
  15. ^ Цзянь, Х.С. (1949). «Ракеты и другие тепловые струи с использованием ядерной энергии». В Goodman, C. (ред.). Наука и техника ядерной энергетики. 2. Эддисон-Уэсли Пресс. (Представлено на семинаре Массачусетского технологического института в 1947 г.)
  16. ^ Shepherd, L.R .; Кливер, А. В. (сентябрь 1948 г.). «Атомная ракета I». Журнал Британского межпланетного общества. 7: 185–194. ISSN  0007-084X.
  17. ^ Shepherd, L.R .; Кливер, А. В. (ноябрь 1948 г.). «Атомная ракета-2». Журнал Британского межпланетного общества. 7: 234–241. ISSN  0007-084X.
  18. ^ Shepherd, L.R .; Кливер, А. В. (январь 1949 г.). «Атомная ракета III». Журнал Британского межпланетного общества. 8: 23–27. ISSN  0007-084X.
  19. ^ Shepherd, L.R .; Кливер, А. В. (март 1949 г.). «Атомная ракета IV». Журнал Британского межпланетного общества. 8: 59–70. ISSN  0007-084X.
  20. ^ Альварес, Луис, «Нет очевидного или простого способа использовать атомную энергию для космических кораблей», U.S. Air Services, Январь 1947 г., стр. 9–12.
  21. ^ http://www.projectrho.com/public_html/rocket/enginelist2.php#id--Nuclear_Thermal
  22. ^ Ариас, Франсиско. J (2016). «Об использовании импульсной ядерной тепловой ракеты для межпланетных путешествий». 52-я Совместная конференция по двигательным установкам AIAA / SAE / ASEE Солт-Лейк-Сити, Юта, Двигательные установки и энергетика, (AIAA 2016-4685). Дои:10.2514/6.2016-4685.
  23. ^ Уэйд, Марк. «РД-0410». Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинал 8 апреля 2009 г.. Получено 25 сентября 2009.
  24. ^ ""Конструкторское бюро химавтоматики "- научно-исследовательский комплекс / РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные ракеты-носители". КБХА - Конструкторское бюро химической автоматики. Архивировано из оригинал 30 ноября 2010 г.. Получено 25 сентября 2009.
  25. ^ а б Дьюар, Джеймс. «До конца солнечной системы: история ядерной ракеты», Apogee, 2003 г.
  26. ^ Фултин, Р. В. (июнь 1968 г.). «Воздействие на окружающую среду сточных вод киви-TNT: обзор и оценка» (PDF). Отчеты Лос-Анджелеса: Комиссия по атомной энергии США. Лос-Аламос: 1–67. PMID  5695558. LA-3449. (На страницах 35-36 есть цитируемый материал.)
  27. ^ Гилстер, Пол (26 января 2012 г.). «Проект Бифрост: возвращение к ракетно-ядерной технике». Получено 5 июля 2019.
  28. ^ Ронен, Игаль и Мелвин Дж. Лейбсон. «Пример потенциального применения америция-242m в качестве ядерного топлива». Пер. Israel Nucl. Soc. 14 (1987): V-42.
  29. ^ Ронен, Игаль и Мелвин Дж. Лейбсон. «Возможное применение 242mAm в качестве ядерного топлива». Ядерная наука и инженерия 99.3 (1988): 278-284.
  30. ^ Чаплин, Джордж. «Концепция ракеты осколков деления». Ядерные инструменты и методы в физических исследованиях Секция A: Ускорители, спектрометры, детекторы и связанное с ними оборудование 271.1 (1988): 207-208.
  31. ^ а б Ронен, Игаль; Швагераус, Э. (2000). «Ультратонкие тепловыделяющие элементы 241mAm в ядерных реакторах». Ядерные инструменты и методы в физических исследованиях A. 455 (2): 442–451. Bibcode:2000НИМПА.455..442Р. Дои:10.1016 / s0168-9002 (00) 00506-4.
  32. ^ «Чрезвычайно эффективное ядерное топливо может доставить человека на Марс всего за две недели» (Пресс-релиз). Университет Бен-Гуриона в Негеве. 28 декабря 2000 г.
  33. ^ «Расчет критической массы для 241Являюсь, 242 кв.м.Я и 243Являюсь" (PDF). Архивировано из оригинал (PDF) 22 июля 2011 г.. Получено 3 февраля 2011.
  34. ^ Людвиг, Х. и др. «Проектирование реакторов со слоем частиц для программы космических ядерных тепловых двигателей». Прогресс в ядерной энергии 30.1 (1996): 1-65.
  35. ^ Ронен Ю. и Г. Райцес. «Ультратонкие тепловыделяющие элементы 242mAm в ядерных реакторах. II». Ядерные инструменты и методы в физических исследованиях Секция A: Ускорители, спектрометры, детекторы и связанное с ними оборудование 522.3 (2004): 558-567.
  36. ^ Ронен, Игаль, Менаше Абуди и Дрор Регев. «Новый метод производства энергии с использованием 242 м Am в качестве ядерного топлива». Ядерные технологии 129.3 (2000): 407-417.
  37. ^ Ронен Ю., Фридман Э., Швагераус Э. «Самый маленький тепловой ядерный реактор». Ядерная наука и инженерия 153.1 (2006): 90-92.
  38. ^ Голянд, Леонид, Игаль Ронен, Евгений Швагераус. «Рабочий проект размножения 242 м Am в реакторах с водой под давлением». Ядерная наука и инженерия 168.1 (2011): 23-36.
  39. ^ Кесслер, Г. «Устойчивость к распространению америция, происходящего из отработавшего облученного реакторного топлива реакторов с водой под давлением, быстрых реакторов и систем, управляемых ускорителем, с различными вариантами топливного цикла». Ядерная наука и инженерия 159.1 (2008): 56-82.
  40. ^ Ронен1988
  41. ^ Чаплин 1988
  42. ^ Руббиа, Карло. Нагрев осколков деления для космических двигателей. № SL-Note-2000-036-EET. ЦЕРН-SL-Примечание-2000-036-EET, 2000.
  43. ^ М. Аугелли, Г. Ф. Биньями и Г. Гента. «Проект 242: Прямой нагрев осколков деления для космических двигателей. Синтез программ и приложения к исследованию космоса». Acta Astronautica 82.2 (2013): 153-158.
  44. ^ Дэвис, Эрик В. Продвинутое исследование двигательной установки. Метрики Warp Drive Metrics, 2004.
  45. ^ Чезана, Алессандра и др. «Некоторые соображения по производству 242 м Ам в тепловых реакторах». Ядерная технология 148.1 (2004): 97-101.
  46. ^ Benetti, P., et al. «Производство 242mAm». Ядерные инструменты и методы в физических исследованиях Секция A: Ускорители, спектрометры, детекторы и связанное с ними оборудование 564.1 (2006): 482-485.
  47. ^ «Недавняя деятельность Центра космических ядерных исследований по разработке ядерных тепловых ракет» (PDF). Национальная лаборатория Айдахо. Inl.gov. Получено 12 июн 2017.
  48. ^ «Исследователи НАСА, изучающие передовые ядерные ракетные технологии». space-travel.com.
  49. ^ Брайан Фишбайн, Роберт Ханрахан, Стивен Хау, Ричард Маленфант, Кэролин Шерер, Хаскелл Шейнберг и Октавио Рамос-младший (декабрь 2016 г.). «Ядерные ракеты: на Марс и дальше». Наука национальной безопасности. Лос-Аламосская национальная лаборатория.CS1 maint: использует параметр авторов (связь)
  50. ^ "Сколько времени займет поездка на Марс?". НАСА.
  51. ^ «Насколько быстро мы можем (должны) мы отправиться на Марс? Сравнение ядерно-электрической тяги (NEP) с ядерной тепловой ракетой (NTR) и химической ракетой для устойчивого однолетнего полета человека на Марс туда и обратно».
  52. ^ а б Лаура М. Берк, Стэнли К. Боровски, Дэвид Р. МакКарди и Томас Паккард (июль 2013 г.). Одногодичный полет экипажа на Марс с использованием бимодальных ядерных тепловых и электрических двигателей (БНТЭП). 49-я Конференция по совместным двигательным установкам AIAA / ASME / SAE / ASEE Сан-Хосе, Калифорния. ARC. Дои:10.2514/6.2013-4076.CS1 maint: использует параметр авторов (связь)
  53. ^ а б Боровски, Стэнли К .; Маккарди, Дэвид Р .; Паккард, Томас У. (9 апреля 2012 г.). «Ядерная тепловая тяга (NTP): проверенная технология роста для миссий по исследованию ОСЗ / Марса человеком» (PDF). НАСА.
  54. ^ Боровски, Стэнли К .; Маккарди, Дэвид Р .; Паккард, Томас У. (16 августа 2012 г.). «Характеристики ядерной тепловой ракеты / корабля и сделки по чувствительности для исследования эталонной архитектуры проекта Марса (DRA) 5.0 НАСА» (PDF). НАСА.
  55. ^ Крис Бергин (24 января 2012 г.). «Оценки плана исследования SLS дают ключ к разгадке полетов людей на Марс». NASASpaceFlight.com. Получено 26 января 2012.
  56. ^ Рик Смит для Центра космических полетов Маршалла, Хантсвилл, штат Алабама (SPX) (10 января 2013 г.). «Исследователи НАСА, изучающие передовые ядерные ракетные технологии».
  57. ^ «НАСА заключает контракт с BWXT Nuclear Energy на развитие ядерных тепловых двигателей. Август 2017».
  58. ^ «Окончательный бюджетный законопроект на 2019 финансовый год обеспечивает НАСА 21,5 миллиарда долларов». SpaceNews. 17 февраля 2019 г.. Получено 14 августа 2019.
  59. ^ https://www.space.com/darpa-nuclear-thermal-rocket-for-moon-contract

внешняя ссылка