Raketen auf nuklearen thermonuklearen Brennstoff. Nukleargetriebener Marschflugkörper

In allgemeinen Bildungspublikationen zur Raumfahrt wird der Unterschied zwischen einem Kernraketentriebwerk (NRE) und einem elektrischen Antriebssystem für Kernraketen (NRE) häufig nicht unterschieden. Diese Abkürzungen verbergen jedoch nicht nur den Unterschied in den Prinzipien der Umwandlung von Kernenergie in Raketenschub, sondern auch eine sehr dramatische Entwicklungsgeschichte der Raumfahrt.

Die Dramatik der Geschichte liegt darin, dass bei Fortführung der hauptsächlich aus wirtschaftlichen Gründen gestoppten Forschung an Atom- und Kernkraftwerken sowohl in der UdSSR als auch in den USA Menschenflüge zum Mars längst alltäglich geworden wären .

Alles begann mit atmosphärischen Flugzeugen mit einem Staustrahl-Atomtriebwerk

Die im Rahmen des Pluto-Projekts entwickelten Triebwerke sollten in Marschflugkörper eingebaut werden, die in den 1950er Jahren unter der Bezeichnung SLAM (Supersonic Low Altitude Missile, Überschall-Low-Altitude-Missile) hergestellt wurden.

In den Vereinigten Staaten planten sie den Bau einer Rakete mit einer Länge von 26,8 Metern, einem Durchmesser von drei Metern und einem Gewicht von 28 Tonnen. Der Raketenkörper sollte einen Atomsprengkopf sowie ein Atomantriebssystem mit einer Länge von 1,6 Metern und einem Durchmesser von 1,5 Metern aufnehmen. Vor dem Hintergrund anderer Dimensionen wirkte die Anlage sehr kompakt, was ihr direkt durchströmtes Funktionsprinzip erklärt.

Die Entwickler glaubten, dass die Reichweite der SLAM-Rakete dank des Nuklearantriebs mindestens 182.000 Kilometer betragen würde.

1964 schloss das US-Verteidigungsministerium das Projekt. Der offizielle Grund war, dass ein atomgetriebener Marschflugkörper im Flug alles um sich herum zu sehr verschmutzt. Tatsächlich lag der Grund jedoch in den erheblichen Kosten für die Wartung solcher Raketen, zumal sich die Raketenwissenschaft zu diesem Zeitpunkt auf der Grundlage von Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken schnell entwickelte, deren Wartung viel billiger war.

Die UdSSR blieb der Idee, ein NRE mit Direktfluss zu schaffen, viel länger als die Vereinigten Staaten treu und schloss das Projekt erst 1985 ab. Aber die Ergebnisse waren viel bedeutsamer. So wurde das erste und einzige sowjetische Atomraketentriebwerk im Konstruktionsbüro Khimavtomatika in Woronesch entwickelt. Dies ist RD-0410 (GRAU-Index - 11B91, auch bekannt als "Irbit" und "IR-100").

In RD-0410 wurde ein heterogener thermischer Neutronenreaktor verwendet, Zirkoniumhydrid diente als Moderator, Neutronenreflektoren bestanden aus Beryllium, Kernbrennstoff war ein Material auf der Basis von Uran und Wolframkarbiden, das zu etwa 80% mit dem Isotop 235 angereichert war.

Das Design umfasste 37 Brennelemente, die mit einer thermischen Isolierung bedeckt waren, die sie vom Moderator trennte. Das Design sah vor, dass der Wasserstoffstrom zuerst durch den Reflektor und den Moderator strömte, deren Temperatur auf Raumtemperatur hielt, und dann in den Kern eintrat, wo er die Brennelemente abkühlte und sich auf 3100 K erwärmte. Am Stand befanden sich der Reflektor und der Moderator durch einen separaten Wasserstoffstrom gekühlt.

Der Reaktor durchlief eine bedeutende Reihe von Tests, wurde jedoch nie für die gesamte Betriebsdauer getestet. Außerhalb des Reaktors wurden die Einheiten jedoch vollständig ausgearbeitet.

Spezifikationen RD 0410

Schub ins Leere: 3,59 tf (35,2 kN)
Thermische Leistung des Reaktors: 196 MW
Spezifischer Schubimpuls im Vakuum: 910 kgf s/kg (8927 m/s)
Anzahl der Einschlüsse: 10
Arbeitsressource: 1 Stunde
Kraftstoffkomponenten: Arbeitsflüssigkeit - flüssiger Wasserstoff, Hilfsstoff - Heptan
Gewicht mit Strahlenschutz: 2 Tonnen
Motorabmessungen: Höhe 3,5 m, Durchmesser 1,6 m.

Relativ geringe Gesamtabmessungen und -gewicht, hohe Temperatur des Kernbrennstoffs (3100 K) mit einem effizienten Wasserstoffströmungskühlsystem zeigen, dass der RD0410 ein nahezu idealer Prototyp eines Kernraketentriebwerks für moderne Marschflugkörper ist. Und unter Berücksichtigung moderner Technologien zur Gewinnung von selbststoppendem Kernbrennstoff ist die Erhöhung der Ressource von einer Stunde auf mehrere Stunden eine sehr reale Aufgabe.

Konstruktionen von Atomraketentriebwerken

Je nach Art des Brennstoffs für den Reaktor gibt es drei Arten von NRE:

• feste Phase;
• Flüssigphase;
• Gasphase.

In Gasphasen-Kernraketentriebwerken befinden sich der Brennstoff (z. B. Uran) und das Arbeitsfluid in gasförmigem Zustand (in Form von Plasma) und werden durch ein elektromagnetisches Feld im Arbeitsbereich gehalten. Das auf Zehntausende Grad erhitzte Uranplasma überträgt Wärme auf das Arbeitsmedium (z. B. Wasserstoff), das seinerseits auf hohe Temperaturen erhitzt wird und einen Strahl bildet.

Entsprechend der Art der Kernreaktion werden ein Radioisotop-Raketentriebwerk, ein thermonukleares Raketentriebwerk und ein eigentlicher Kerntriebwerk (die Energie der Kernspaltung wird genutzt) unterschieden.

Eine interessante Option ist auch ein gepulstes NRE - es wird vorgeschlagen, eine Kernladung als Energiequelle (Brennstoff) zu verwenden. Solche Installationen können interner und externer Art sein.

Die Hauptvorteile des YRD sind:

• hoher spezifischer Impuls;
• erhebliche Energiereserve;
• Kompaktheit des Antriebssystems;
• die Möglichkeit, einen sehr großen Schub zu erhalten - zehn, hundert und tausend Tonnen im Vakuum.

• Flüsse durchdringender Strahlung (Gammastrahlung, Neutronen) während Kernreaktionen;
• Entfernung hochradioaktiver Uranverbindungen und seiner Legierungen;
• Ausströmen radioaktiver Gase mit dem Arbeitsmedium.

Kernkraftwerk

So lieferte beispielsweise der herausragende russische Wissenschaftler Anatoly Sasonovich Koroteev, Autor der patentierten Erfindung, eine technische Lösung für die Zusammenstellung der Ausrüstung eines modernen Kernkraftwerks. Weiter gebe ich einen Teil des angegebenen Patentdokuments wörtlich und ohne Kommentare wieder.

Das Wesen der vorgeschlagenen technischen Lösung wird durch das in der Zeichnung dargestellte Diagramm veranschaulicht. Das im Antriebsenergiemodus arbeitende Kernkraftwerk enthält ein elektrisches Antriebssystem (EPP) (das Diagramm zeigt beispielsweise zwei elektrische Raketentriebwerke 1 und 2 mit entsprechenden Versorgungssystemen 3 und 4), eine Reaktoranlage 5, eine Turbine 6 , einen Kompressor 7 , einen Generator 8 , einen Wärmetauscher-Rekuperator 9 , ein Rank-Hilsch-Wirbelrohr 10 , einen Kühler-Emitter 11 . In diesem Fall sind die Turbine 6 , der Kompressor 7 und der Generator 8 zu einem einzigen kombiniert Einheit - ein Turbogenerator-Kompressor. Das Kernkraftwerk ist mit Rohrleitungen 12 des Arbeitsfluids und elektrischen Leitungen 13 ausgestattet, die den Generator 8 und das elektrische Antriebssystem verbinden. Der Wärmetauscher-Rekuperator 9 hat sogenannte Hochtemperatur- 14 und Niedertemperatur-Eingänge 15 des Arbeitsmediums sowie Hochtemperatur- 16 und Niedertemperatur-Ausgänge 17 des Arbeitsmediums.

Der Ausgang der Reaktoranlage 5 ist mit dem Eingang der Turbine 6 verbunden, der Ausgang der Turbine 6 ist mit dem Hochtemperatureingang 14 des Wärmetauscher-Rekuperators 9 verbunden. Der Niedertemperaturausgang 15 des Wärmetauschers -Rekuperator 9 ist mit dem Einlass zum Ranque-Hilsch-Wirbelrohr 10 verbunden. Das Ranque-Hilsch-Wirbelrohr 10 hat zwei Ausgänge, von denen einer (durch das "heiße" Arbeitsfluid) mit dem Kühler-Emitter 11 verbunden ist, und der andere (über das "kalte" Arbeitsfluid) ist mit dem Einlass des Kompressors 7 verbunden. Der Auslass des Kühler-Emitters 11 ist auch mit dem Einlass des Kompressors 7 verbunden. Der Kompressorauslass 7 ist mit dem Niedertemperatur- Einlaß 15 zum Wärmetauscher-Rekuperator 9. Der Hochtemperaturauslaß 16 des Wärmetauscher-Rekuperators 9 ist mit dem Einlaß zur Reaktoranlage 5 verbunden. Somit sind die Hauptelemente des Kernkraftwerks durch einen einzigen Kreislauf miteinander verbunden des Arbeitsmediums.

YaEDU funktioniert wie folgt. Das in der Reaktoranlage 5 erwärmte Arbeitsfluid wird zur Turbine 6 geleitet, die den Betrieb des Kompressors 7 und des Generators 8 des Turbogenerator-Kompressors sicherstellt. Der Generator 8 erzeugt elektrische Energie, die über elektrische Leitungen 13 zu den elektrischen Raketentriebwerken 1 und 2 und deren Versorgungssystemen 3 und 4 geleitet wird und deren Betrieb sicherstellt. Nach dem Verlassen der Turbine 6 wird das Arbeitsfluid durch den Hochtemperatureinlass 14 zum Wärmetauscher-Rekuperator 9 geleitet, wo das Arbeitsfluid teilweise gekühlt wird.

Dann wird das Arbeitsfluid vom Niedertemperaturauslass 17 des Wärmetauscher-Rekuperators 9 zum Rank-Hilsch-Wirbelrohr 10 geleitet, in dem der Arbeitsfluidstrom in "heiße" und "kalte" Komponenten aufgeteilt wird. Der "heiße" Teil des Arbeitsfluids geht dann zum Kühler-Emitter 11, wo dieser Teil des Arbeitsfluids effektiv gekühlt wird. Der "kalte" Teil des Arbeitsmediums folgt dem Einlass zum Kompressor 7 und nach dem Abkühlen folgt dort der Teil des Arbeitsmediums, der den Kühler-Kühler 11 verlässt.

Der Kompressor 7 führt das gekühlte Arbeitsfluid dem Wärmetauscher-Rekuperator 9 durch den Niedertemperatureinlass 15 zu. Dieses gekühlte Arbeitsfluid im Wärmetauscher-Rekuperator 9 sorgt für eine teilweise Kühlung des entgegenkommenden Stroms des Arbeitsfluids, das in den Wärmetauscher eintritt. Rekuperator 9 von der Turbine 6 durch den Hochtemperatureinlass 14. Ferner wird das teilweise erwärmte Arbeitsfluid (aufgrund von Wärmeaustausch mit dem Gegenstrom des Arbeitsfluids von der Turbine 6) aus dem Wärmetauscher-Rekuperator 9 durch den Hochtemperatureinlass 14 Temperaturauslass 16 wieder in die Reaktoranlage 5 gelangt, wiederholt sich der Kreislauf erneut.

Somit gewährleistet ein einziges Arbeitsfluid, das sich in einem geschlossenen Kreislauf befindet, einen kontinuierlichen Betrieb des Kernkraftwerks, und die Verwendung eines Rank-Hilsch-Wirbelrohrs als Teil des Kernkraftwerks gemäß der vorgeschlagenen technischen Lösung verbessert die Gewichts- und Größeneigenschaften des Kernkraftwerks, erhöht die Zuverlässigkeit seines Betriebs, vereinfacht sein Konstruktionsschema und ermöglicht es, die Effizienz des Kernkraftwerks insgesamt zu steigern.

Vorsicht vor vielen Buchstaben.

Bis 2025 soll ein Flugmodell eines Raumfahrzeugs mit einem Kernkraftwerk (KKW) in Russland erstellt werden. Die entsprechenden Arbeiten sind im Entwurf des Bundesraumprogramms 2016–2025 (FKP-25) enthalten, der von Roscosmos zur Genehmigung an die Ministerien geschickt wurde.

Atomkraftwerke gelten als die wichtigsten vielversprechenden Energiequellen im Weltraum bei der Planung großer interplanetarer Expeditionen. Kernkraftwerke, die derzeit von Rosatom-Unternehmen entwickelt werden, können künftig Megawatt-Leistung im Weltraum bereitstellen.

Alle Arbeiten zur Errichtung von Kernkraftwerken werden gemäß den geplanten Fristen fortgesetzt. Wir können mit großer Zuversicht sagen, dass die Arbeiten termingerecht abgeschlossen werden, wie es das Zielprogramm vorsieht, - sagt Andrey Ivanov, Projektleiter der Kommunikationsabteilung der staatlichen Korporation Rosatom.

Im Rahmen des Projekts wurden kürzlich zwei wichtige Etappen durchlaufen: Es wurde ein einzigartiges Design des Brennelements geschaffen, das die Funktionsfähigkeit bei hohen Temperaturen, großen Temperaturgradienten und hochdosierter Bestrahlung gewährleistet. Auch die technologischen Tests des Reaktorbehälters des zukünftigen Weltraumkraftwerks wurden erfolgreich abgeschlossen. Dabei wurde die Karosserie unter Druck gesetzt und 3D-Messungen in den Bereichen Grundwerkstoff, Rundnaht und Konusübergang durchgeführt.

Funktionsprinzip. Geschichte der Schöpfung.

Bei einem Kernreaktor für den Weltraumeinsatz gibt es keine grundsätzlichen Schwierigkeiten. In der Zeit von 1962 bis 1993 wurde in unserem Land eine reiche Erfahrung in der Herstellung ähnlicher Anlagen gesammelt. Ähnliche Arbeiten wurden in den USA durchgeführt. Seit Anfang der 1960er Jahre wurden weltweit verschiedene Arten von elektrischen Antriebsmotoren entwickelt: Ionen, stationäres Plasma, Anodenschichtmotor, gepulster Plasmamotor, Magnetoplasma, Magnetoplasmodynamik.

In der UdSSR und den USA wurde im letzten Jahrhundert aktiv an der Schaffung von Atommotoren für Raumfahrzeuge gearbeitet: Die Amerikaner schlossen das Projekt 1994, die UdSSR - 1988. Die Schließung der Arbeiten wurde weitgehend durch die Katastrophe von Tschernobyl erleichtert, die die öffentliche Meinung zur Nutzung der Kernenergie negativ beeinflusste. Darüber hinaus wurden Tests von Nuklearanlagen im Weltraum nicht immer regelmäßig durchgeführt: 1978 trat der sowjetische Satellit Kosmos-954 in die Atmosphäre ein und zerfiel, wobei Tausende radioaktiver Fragmente auf einer Fläche von 100.000 Quadratmetern verstreut wurden. km im Nordwesten Kanadas. Die Sowjetunion zahlte Kanada eine finanzielle Entschädigung in Höhe von mehr als 10 Millionen Dollar.

Im Mai 1988 machten zwei Organisationen – die Federation of American Scientists und das Committee of Soviet Scientists for Peace Against the Nuclear Threat – einen gemeinsamen Vorschlag zum Verbot der Nutzung von Kernenergie im Weltraum. Dieser Vorschlag hatte keine formalen Konsequenzen, aber seitdem hat kein Land ein Raumschiff mit Kernkraftwerken an Bord gestartet.

Die großen Vorteile des Projekts sind praktisch wichtige Betriebseigenschaften - eine lange Lebensdauer (10 Betriebsjahre), ein erhebliches Überholungsintervall und eine lange Betriebszeit an einem Schalter.

2010 wurden technische Vorschläge für das Projekt formuliert. Design begann in diesem Jahr.

Das Kernkraftwerk enthält drei Hauptgeräte: 1) eine Reaktoranlage mit einem Arbeitsmedium und Hilfsgeräten (einem Wärmetauscher-Rekuperator und einem Turbogenerator-Kompressor); 2) elektrisches Raketenantriebssystem; 3) Kühlschrank-Emitter.

Reaktor.

Physikalisch gesehen handelt es sich um einen kompakten gasgekühlten Reaktor für schnelle Neutronen.
Der verwendete Brennstoff ist eine Verbindung (Dioxid oder Carbonitrid) von Uran, aber weil das Design sehr kompakt sein muss, hat Uran eine höhere Anreicherung des 235-Isotops als in Brennstäben in konventionellen (zivilen) Kernkraftwerken, vielleicht über 20 %. Und ihre Schale ist eine monokristalline Legierung aus Refraktärmetallen auf Basis von Molybdän.

Dieser Kraftstoff muss bei sehr hohen Temperaturen funktionieren. Daher war es notwendig, Materialien zu wählen, die die mit der Temperatur verbundenen negativen Faktoren einschränken und gleichzeitig dem Brennstoff ermöglichen, seine Hauptfunktion zu erfüllen - das Erhitzen des gasförmigen Kühlmittels, das zur Stromerzeugung verwendet wird.

Kühlschrank.

Gaskühlung während des Betriebs einer kerntechnischen Anlage ist unbedingt erforderlich. Wie kann man Wärme in den Weltraum leiten? Die einzige Möglichkeit ist die Strahlungskühlung. Die erhitzte Oberfläche im Hohlraum wird gekühlt, indem elektromagnetische Wellen in einem weiten Bereich, einschließlich sichtbarem Licht, emittiert werden. Die Einzigartigkeit des Projekts liegt in der Verwendung einer speziellen Kühlmittel-Helium-Xenon-Mischung. Die Installation bietet einen hohen Wirkungsgrad.

Motor.

Das Funktionsprinzip des Ionenmotors ist wie folgt. In der Gasentladungskammer wird mit Hilfe von Anoden und einem in einem Magnetfeld befindlichen Kathodenblock ein verdünntes Plasma erzeugt. Ihm werden Ionen des Arbeitsmediums (Xenon oder andere Substanz) durch die Emissionselektrode „entzogen“ und im Spalt zwischen ihr und der Beschleunigungselektrode beschleunigt.

Für die Umsetzung des Plans wurden im Zeitraum von 2010 bis 2018 17 Milliarden Rubel versprochen. Davon waren 7,245 Milliarden Rubel für den Bau des Reaktors durch die Staatsgesellschaft Rosatom vorgesehen. Andere 3,955 Milliarden - FSUE "Center of Keldysh" für die Schaffung eines Kernkraftwerks - Kraftwerk. Weitere 5,8 Milliarden Rubel gehen an RSC Energia, wo im selben Zeitraum das Arbeitsbild des gesamten Transport- und Energiemoduls erstellt werden muss.

Planmäßig soll bis Ende 2017 ein Kernkraftwerk zur Vervollständigung des Transport- und Energiemoduls (Interplanetares Flugmodul) vorbereitet werden. Bis Ende 2018 soll das Kernkraftwerk für Flugdesigntests bereit sein. Das Projekt wird aus dem Bundeshaushalt finanziert.

Es ist kein Geheimnis, dass in den USA und in der UdSSR bereits in den 60er Jahren des letzten Jahrhunderts mit der Entwicklung von Atomraketentriebwerken begonnen wurde. Wie weit sind sie gekommen? Und welchen Herausforderungen sind Sie unterwegs begegnet?

Anatoly Koroteev: Tatsächlich begannen die Arbeiten zur Nutzung der Kernenergie im Weltraum in den 1960er und 1970er Jahren in unserem Land und in den Vereinigten Staaten und wurden aktiv durchgeführt.

Ursprünglich bestand die Aufgabe darin, Raketentriebwerke zu entwickeln, die eine Wasserstofferwärmung auf eine Temperatur von etwa 3000 Grad anstelle der chemischen Energie der Brennstoff- und Oxidationsmittelverbrennung nutzen würden. Aber es stellte sich heraus, dass ein solcher direkter Weg immer noch ineffizient ist. Wir bekommen kurzzeitig hohen Schub, werfen aber gleichzeitig einen Strahl aus, der sich bei anormalem Betrieb des Reaktors als radioaktiv verseucht herausstellen kann.

Es wurden einige Erfahrungen gesammelt, aber weder wir noch die Amerikaner waren damals in der Lage, zuverlässige Motoren zu bauen. Sie haben funktioniert, aber nicht genug, denn das Erhitzen von Wasserstoff auf 3000 Grad in einem Kernreaktor ist eine ernsthafte Aufgabe. Außerdem gab es bei Bodentests solcher Triebwerke Umweltprobleme, da radioaktive Strahlen in die Atmosphäre emittiert wurden. Es ist kein Geheimnis mehr, dass solche Arbeiten auf dem speziell für Atomtests vorbereiteten Testgelände in Semipalatinsk durchgeführt wurden, das in Kasachstan verblieb.

Das heißt, zwei Parameter erwiesen sich als kritisch - unerschwingliche Temperatur und Strahlungsemissionen?

Anatoly Koroteev: Im Allgemeinen ja. Aus diesen und einigen anderen Gründen wurde die Arbeit in unserem Land und in den Vereinigten Staaten eingestellt oder ausgesetzt - dies kann unterschiedlich bewertet werden. Und es schien uns unvernünftig, sie so wieder aufzunehmen, ich würde sagen, frontal, um einen Atommotor mit all den bereits erwähnten Mängeln herzustellen. Wir haben einen völlig anderen Ansatz vorgeschlagen. Er unterscheidet sich vom alten wie ein Hybridauto von einem konventionellen. In einem herkömmlichen Auto dreht der Motor die Räder, während in Hybridautos Strom aus dem Motor erzeugt wird und dieser Strom die Räder antreibt. Das heißt, es wird ein bestimmtes Zwischenkraftwerk geschaffen.

Also schlugen wir ein Schema vor, bei dem der Weltraumreaktor den von ihm ausgestoßenen Strahl nicht erhitzt, sondern Strom erzeugt. Das heiße Gas aus dem Reaktor treibt die Turbine an, die Turbine dreht den elektrischen Generator und den Kompressor, der das Arbeitsmedium in einem geschlossenen Kreislauf zirkuliert. Der Generator hingegen erzeugt Strom für ein Plasmatriebwerk mit einer spezifischen Schubkraft, die 20-mal höher ist als bei chemischen Pendants.

Intelligentes Schema. Im Wesentlichen ist dies ein Mini-Kernkraftwerk im Weltraum. Und was sind seine Vorteile gegenüber einem Staustrahl-Atomtriebwerk?

Anatoly Koroteev: Die Hauptsache ist, dass der Strahl, der aus dem neuen Triebwerk kommt, nicht radioaktiv ist, da ein völlig anderes Arbeitsmedium durch den Reaktor fließt, der sich in einem geschlossenen Kreislauf befindet.

Außerdem müssen wir bei diesem Schema Wasserstoff nicht auf extreme Werte erhitzen: Im Reaktor zirkuliert ein inertes Arbeitsmedium, das sich auf 1500 Grad erhitzt. Wir vereinfachen unsere Aufgabe ernsthaft. Und als Ergebnis erhöhen wir den spezifischen Schub nicht um das Doppelte, sondern um das 20-fache im Vergleich zu chemischen Motoren.

Wichtig ist noch etwas anderes: Aufwändige Großversuche, die die Infrastruktur des ehemaligen Testgeländes Semipalatinsk, insbesondere den in der Stadt Kurchatov verbliebenen Prüfstand, erfordern, entfallen.

In unserem Fall können alle notwendigen Tests auf dem Territorium Russlands durchgeführt werden, ohne sich in lange internationale Verhandlungen über die Nutzung der Kernenergie außerhalb unseres Staates einmischen zu müssen.

Werden ähnliche Arbeiten in anderen Ländern durchgeführt?

Anatoly Koroteev: Ich hatte ein Treffen mit dem stellvertretenden Leiter der NASA, wir haben Fragen im Zusammenhang mit der Rückkehr zur Arbeit an der Kernenergie im Weltraum besprochen, und er sagte, dass die Amerikaner großes Interesse daran zeigen.

Gut möglich, dass China seinerseits auch aktiv reagiert, also ist schnelles Handeln gefragt. Und das nicht nur, um einen halben Schritt voraus zu sein.

Wir müssen vor allem schnell arbeiten, damit wir in der entstehenden internationalen Zusammenarbeit, die sich de facto bildet, würdig aussehen.

Ich schließe nicht aus, dass in naher Zukunft ein internationales Programm für ein nukleares Weltraumkraftwerk, ähnlich dem Programm für kontrollierte thermonukleare Fusion, das derzeit umgesetzt wird, initiiert werden könnte.

Sergeev Alexey, 9 Klasse "A" MOU "Sekundarschule Nr. 84"

Wissenschaftlicher Berater: , Stellvertretender Direktor der gemeinnützigen Partnerschaft für wissenschaftliche und innovative Aktivitäten „Tomsk Atomic Center“

Betreuer: , Physiklehrer, MOU "Sekundarschule Nr. 84" ZATO Seversk

Einführung

Antriebssysteme an Bord eines Raumfahrzeugs sind so ausgelegt, dass sie Schub oder Impuls erzeugen. Je nach Art des vom Antriebssystem verwendeten Schubs werden sie in chemische (CRD) und nicht-chemische (NCRD) unterteilt. HRD werden in flüssige (LRE), feste Brennstoffe (RDTT) und kombinierte (KRD) unterteilt. Nicht-chemische Antriebssysteme werden wiederum in nukleare (NRE) und elektrische (EP) unterteilt. Der große Wissenschaftler Konstantin Eduardovich Tsiolkovsky schuf vor einem Jahrhundert das erste Modell eines Antriebssystems, das mit festen und flüssigen Brennstoffen betrieben wurde. Danach wurden in der zweiten Hälfte des 20. Jahrhunderts Tausende von Flügen hauptsächlich mit LRE- und Feststoffraketentriebwerken durchgeführt.

Gegenwärtig wird jedoch für Flüge zu anderen Planeten, ganz zu schweigen von den Sternen, die Verwendung von Flüund Feststoffraketentriebwerken immer unrentabler, obwohl viele Raketentriebwerke entwickelt worden sind. Höchstwahrscheinlich haben sich die Möglichkeiten von LRE- und Feststoffraketentriebwerken vollständig ausgeschöpft. Der Grund dafür ist, dass der spezifische Impuls aller chemischen Raketentriebwerke gering ist und 5000 m/s nicht überschreitet, was einen Langzeitbetrieb des Antriebssystems und dementsprechend große Treibstoffreserven erfordert, um ausreichend hohe Geschwindigkeiten zu entwickeln, oder wie in der Raumfahrt üblich, große Werte der Tsiolkovsky-Zahl, d.h. das Verhältnis der Masse einer betankten Rakete zur Masse einer leeren. So hat RN Energia, das 100 Tonnen Nutzlast in eine niedrige Umlaufbahn bringt, eine Startmasse von etwa 3.000 Tonnen, was der Tsiolkovsky-Zahl einen Wert im Bereich von 30 verleiht.

Für einen Flug zum Mars beispielsweise dürfte die Tsiolkovsky-Zahl noch höher liegen und Werte von 30 bis 50 erreichen. Das lässt sich leicht abschätzen, bei einer Nutzlast von etwa 1.000 Tonnen nämlich die Mindestmasse, die nötig ist, um alles Notwendige bereitzustellen für eine zum Mars startende Besatzung unter Berücksichtigung der Treibstoffversorgung für den Rückflug zur Erde muss die Anfangsmasse des Raumfahrzeugs mindestens 30.000 Tonnen betragen, was deutlich über dem Entwicklungsstand der modernen Astronautik liegt, die auf der Verwendung von Flüssigkeit basiert Treibraketentriebwerke und Feststoffraketentriebwerke.

Damit bemannte Besatzungen sogar die nächsten Planeten erreichen können, ist es daher notwendig, Trägerraketen mit Triebwerken zu entwickeln, die nach Prinzipien arbeiten, die sich von chemischen Antrieben unterscheiden. Die vielversprechendsten in dieser Hinsicht sind elektrische Strahltriebwerke (EP), thermochemische Raketentriebwerke und nukleare Strahltriebwerke (NJ).

1.Grundlegende Konzepte

Ein Raketentriebwerk ist ein Strahltriebwerk, das die Umgebung (Luft, Wasser) nicht zum Betrieb nutzt. Die am weitesten verbreiteten chemischen Raketentriebwerke. Andere Arten von Raketentriebwerken werden entwickelt und getestet - elektrisch, nuklear und andere. In Raumstationen und Fahrzeugen sind auch die einfachsten Raketentriebwerke, die mit komprimierten Gasen betrieben werden, weit verbreitet. Sie verwenden normalerweise Stickstoff als Arbeitsmedium. /ein/

Klassifizierung von Antriebssystemen

2. Zweck von Raketentriebwerken

Je nach Zweck werden Raketentriebwerke in mehrere Haupttypen unterteilt: Beschleunigen (Starten), Bremsen, Stützen, Steuern und andere. Raketentriebwerke werden hauptsächlich in Raketen eingesetzt (daher der Name). Darüber hinaus werden manchmal Raketentriebwerke in der Luftfahrt eingesetzt. Raketentriebwerke sind die Hauptantriebe in der Raumfahrt.

Militärische (Kampf-)Raketen haben in der Regel Feststoffantriebe. Dies liegt daran, dass ein solcher Motor im Werk betankt wird und während der gesamten Lager- und Wartungszeit der Rakete selbst keine Wartung erfordert. Festtreibstoffmotoren werden häufig als Booster für Weltraumraketen verwendet. Besonders weit verbreitet sind sie in dieser Funktion in den USA, Frankreich, Japan und China.

Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke haben höhere Schubeigenschaften als Festtreibstoff-Raketentriebwerke. Daher werden sie verwendet, um Weltraumraketen in die Erdumlaufbahn und auf interplanetaren Flügen zu starten. Die wichtigsten Flüssigtreibstoffe für Raketen sind Kerosin, Heptan (Dimethylhydrazin) und flüssiger Wasserstoff. Für solche Brennstoffe ist ein Oxidationsmittel (Sauerstoff) erforderlich. Als Oxidationsmittel werden in solchen Motoren Salpetersäure und verflüssigter Sauerstoff verwendet. Salpetersäure ist verflüssigtem Sauerstoff in Bezug auf Oxidationseigenschaften unterlegen, erfordert jedoch kein spezielles Temperaturregime während der Lagerung, Betankung und Verwendung von Raketen

Triebwerke für die Raumfahrt unterscheiden sich von irdischen dadurch, dass sie bei möglichst geringer Masse und Volumen möglichst viel Leistung erbringen müssen. Darüber hinaus unterliegen sie Anforderungen wie einer außergewöhnlich hohen Effizienz und Zuverlässigkeit sowie einer erheblichen Betriebszeit. Je nach Art der verwendeten Energie werden Antriebssysteme für Raumfahrzeuge in vier Typen unterteilt: thermochemisch, nuklear, elektrisch, Sonnensegeln. Jeder dieser Typen hat seine eigenen Vor- und Nachteile und kann unter bestimmten Bedingungen verwendet werden.

Derzeit werden Raumfahrzeuge, Orbitalstationen und unbemannte Erdsatelliten von Raketen ins All geschossen, die mit leistungsstarken thermochemischen Triebwerken ausgestattet sind. Es gibt auch Miniaturmotoren mit niedrigem Schub. Dies ist eine reduzierte Kopie von leistungsstarken Motoren. Einige von ihnen passen in Ihre Handfläche. Die Schubkraft solcher Motoren ist sehr gering, reicht jedoch aus, um die Position des Schiffes im Weltraum zu steuern.

3. Thermochemische Raketentriebwerke.

Es ist bekannt, dass im Verbrennungsmotor, der Feuerung eines Dampfkessels - überall dort, wo Verbrennung stattfindet, Luftsauerstoff die aktivste Rolle spielt. Im Weltraum gibt es keine Luft, und für den Betrieb von Raketentriebwerken im Weltraum sind zwei Komponenten erforderlich - Brennstoff und ein Oxidationsmittel.

In flüssigen thermochemischen Raketentriebwerken werden Alkohol, Kerosin, Benzin, Anilin, Hydrazin, Dimethylhydrazin, flüssiger Wasserstoff als Brennstoff verwendet. Als Oxidationsmittel werden flüssiger Sauerstoff, Wasserstoffperoxid, Salpetersäure verwendet. Es ist möglich, dass in Zukunft flüssiges Fluor als Oxidationsmittel verwendet wird, wenn Verfahren zur Lagerung und Verwendung einer solchen aktiven Chemikalie erfunden werden.

Treibstoff und Oxidationsmittel für Flüssigkeitsstrahltriebwerke werden getrennt in speziellen Tanks gelagert und in die Brennkammer gepumpt. Bei ihrer Vereinigung im Brennraum entsteht eine Temperatur von bis zu 3000 - 4500 °C.

Die sich ausdehnenden Verbrennungsprodukte erreichen eine Geschwindigkeit von 2500 bis 4500 m/s. Ausgehend vom Triebwerksgehäuse erzeugen sie Strahlschub. Gleichzeitig ist die Schubkraft des Motors umso größer, je größer die Masse und Geschwindigkeit des Ausströmens von Gasen ist.

Es ist üblich, den spezifischen Schub von Triebwerken anhand der Schubmenge abzuschätzen, die durch eine in einer Sekunde verbrannte Masseneinheit Kraftstoff erzeugt wird. Dieser Wert wird als spezifischer Impuls des Raketentriebwerks bezeichnet und in Sekunden gemessen (kg Schub / kg verbrannter Treibstoff pro Sekunde). Die besten Feststoffraketentriebwerke haben einen spezifischen Impuls von bis zu 190 s, dh 1 kg Treibstoff, der in einer Sekunde brennt, erzeugt einen Schub von 190 kg. Das Wasserstoff-Sauerstoff-Raketentriebwerk hat einen spezifischen Impuls von 350 s. Theoretisch kann ein Wasserstoff-Fluor-Motor einen spezifischen Impuls von mehr als 400 s entwickeln.

Das allgemein verwendete Schema eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks funktioniert wie folgt. Komprimiertes Gas erzeugt in den Tanks mit kryogenem Kraftstoff den nötigen Druck, um das Entstehen von Gasblasen in Rohrleitungen zu verhindern. Pumpen versorgen Raketentriebwerke mit Treibstoff. Kraftstoff wird durch eine große Anzahl von Injektoren in den Brennraum eingespritzt. Außerdem wird durch die Düsen ein Oxidationsmittel in die Brennkammer eingespritzt.

In jedem Auto entstehen bei der Verbrennung von Kraftstoff große Wärmeströme, die die Wände des Motors erhitzen. Wenn Sie die Wände der Kammer nicht kühlen, brennt sie schnell aus, egal aus welchem ​​​​Material sie besteht. Ein Flüssigkeitsstrahltriebwerk wird üblicherweise mit einer der Treibmittelkomponenten gekühlt. Dazu ist die Kammer zweiwandig ausgeführt. Die kalte Kraftstoffkomponente strömt in den Spalt zwischen den Wänden.

Aluminium" href="/text/category/aluminij/" rel="bookmark">Aluminium usw. Insbesondere als Zusatz zu konventionellen Kraftstoffen wie Wasserstoff-Sauerstoff. Solche "Triple-Kompositionen" sind in der Lage, die höchstmögliche Geschwindigkeit bereitzustellen für den Abfluss chemischer Brennstoffe - bis zu 5 km / s. Dies ist jedoch praktisch die Grenze der Ressourcen der Chemie. Mehr kann sie praktisch nicht. Obwohl die vorgeschlagene Beschreibung immer noch von Flüssigkeitsraketentriebwerken dominiert wird, muss gesagt werden, dass der erste in Die Geschichte der Menschheit wurde ein thermochemisches Raketentriebwerk auf Festbrennstoff - Festtreibstoff-Raketentriebwerk geschaffen.Der Brennstoff - zum Beispiel spezielles Schießpulver - befindet sich direkt in der Brennkammer.Die Brennkammer mit einer mit Festbrennstoff gefüllten Strahldüse - das ist der Der Verbrennungsmodus von Festbrennstoffen hängt vom Zweck des Feststoffraketentriebwerks ab (Starten, Marschieren oder kombiniert).Für militärische Zwecke eingesetzte Feststoffraketen sind durch das Vorhandensein von Start- und Erhaltungstriebwerken gekennzeichnet. Dies ist eine kurze Zeit, die die Rakete benötigt, um die Trägerrakete und ihre Anfangsbeschleunigung zu verlassen. Ein marschierendes Feststoffraketentriebwerk ist so ausgelegt, dass es im Hauptabschnitt (Reiseflug) der Flugbahn eine konstante Fluggeschwindigkeit der Rakete aufrechterhält. Die Unterschiede zwischen ihnen liegen hauptsächlich in der Konstruktion der Brennkammer und dem Profil der Verbrennungsoberfläche der Kraftstoffladung, die die Geschwindigkeit der Kraftstoffverbrennung bestimmen, von der die Betriebszeit und der Triebwerksschub abhängen. Im Gegensatz zu solchen Raketen arbeiten Trägerraketen zum Starten von Erdsatelliten, Orbitalstationen und Raumfahrzeugen sowie interplanetaren Stationen nur im Startmodus vom Start der Rakete bis zum Start eines Objekts in die Umlaufbahn um die Erde oder auf einen Interplanetaren Flugbahn. Im Allgemeinen haben Feststoffraketentriebwerke gegenüber Flüssigbrennstofftriebwerken nicht viele Vorteile: Sie sind einfach herzustellen, lange lagerfähig, immer einsatzbereit und relativ explosionssicher. Aber in Bezug auf den spezifischen Schub sind Feststoffmotoren den Flüssigmotoren um 10-30% unterlegen.

4. Elektrische Raketenmotoren

Fast alle oben diskutierten Raketentriebwerke entwickeln einen enormen Schub und sind dafür ausgelegt, Raumfahrzeuge in eine Umlaufbahn um die Erde zu bringen und sie für interplanetare Flüge auf Weltraumgeschwindigkeit zu beschleunigen. Es ist eine ganz andere Sache - Antriebssysteme für Raumfahrzeuge, die bereits in den Orbit oder auf eine interplanetare Flugbahn gestartet sind. Hier werden in der Regel Motoren mit geringer Leistung (mehrere Kilowatt oder sogar Watt) benötigt, die Hunderte und Tausende von Stunden arbeiten und sich wiederholt ein- und ausschalten können. Sie ermöglichen es Ihnen, den Flug im Orbit oder entlang einer bestimmten Flugbahn aufrechtzuerhalten und den Flugwiderstand zu kompensieren, der durch die obere Atmosphäre und den Sonnenwind erzeugt wird. Bei elektrischen Raketentriebwerken wird das Arbeitsmedium durch Erhitzen mit elektrischer Energie auf eine bestimmte Geschwindigkeit beschleunigt. Strom kommt von Sonnenkollektoren oder einem Kernkraftwerk. Die Methoden zum Erhitzen des Arbeitsmediums sind unterschiedlich, aber in Wirklichkeit wird hauptsächlich ein Lichtbogen verwendet. Es hat sich als sehr zuverlässig erwiesen und hält einer Vielzahl von Einschlüssen stand. Wasserstoff wird als Arbeitsmedium in Lichtbogenmotoren verwendet. Mit Hilfe eines Lichtbogens wird Wasserstoff auf eine sehr hohe Temperatur erhitzt und verwandelt sich in Plasma – ein elektrisch neutrales Gemisch aus positiven Ionen und Elektronen. Die Plasmaaustrittsgeschwindigkeit aus dem Triebwerk erreicht 20 km/s. Wenn Wissenschaftler das Problem der magnetischen Isolierung des Plasmas von den Wänden der Motorkammer lösen, wird es möglich sein, die Temperatur des Plasmas erheblich zu erhöhen und die Austrittsgeschwindigkeit auf 100 km/s zu bringen. Der erste elektrische Raketenmotor wurde in den Jahren in der Sowjetunion entwickelt. unter der Leitung (später Schöpfer von Triebwerken für sowjetische Weltraumraketen und Akademiker) im berühmten gasdynamischen Labor (GDL). / 10 /

5.Andere Arten von Motoren

Es gibt auch exotischere Projekte von Atomraketentriebwerken, bei denen sich das spaltbare Material in einem flüssigen, gasförmigen oder sogar Plasmazustand befindet, aber die Umsetzung solcher Konstruktionen auf dem aktuellen Stand der Technik und Technologie ist unrealistisch. Während der Theorie- oder Laborphase gibt es die folgenden Projekte von Raketentriebwerken

Impulsnukleare Raketentriebwerke, die die Energie von Explosionen kleiner nuklearer Ladungen nutzen;

Thermonukleare Raketentriebwerke, die ein Wasserstoffisotop als Treibstoff verwenden können. Die Energieeffizienz von Wasserstoff in einer solchen Reaktion beträgt 6,8*1011 kJ/kg, also etwa zwei Größenordnungen höher als die Produktivität von Kernspaltungsreaktionen;

Sonnensegelmotoren - die den Druck des Sonnenlichts (Sonnenwinds) nutzen, dessen Existenz bereits 1899 von einem russischen Physiker experimentell nachgewiesen wurde. Durch Berechnung haben Wissenschaftler festgestellt, dass ein Gerät mit einem Gewicht von 1 Tonne und einem Segel mit einem Durchmesser von 500 m in etwa 300 Tagen von der Erde zum Mars fliegen kann. Allerdings nimmt die Effizienz eines Sonnensegels mit zunehmender Entfernung von der Sonne rapide ab.

6. Atomraketentriebwerke

Einer der Hauptnachteile von Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken ist mit der begrenzten Geschwindigkeit des Ausströmens von Gasen verbunden. In nuklearen Raketentriebwerken scheint es möglich, die bei der Zersetzung von nuklearem "Brennstoff" freigesetzte enorme Energie zur Erwärmung des Arbeitsstoffes zu nutzen. Das Funktionsprinzip von Nuklearraketentriebwerken ist fast das gleiche wie das Funktionsprinzip von thermochemischen Triebwerken. Der Unterschied besteht darin, dass das Arbeitsmedium nicht durch seine eigene chemische Energie erhitzt wird, sondern durch die bei der intranuklearen Reaktion freigesetzte „fremde“ Energie. Das Arbeitsmedium wird durch einen Kernreaktor geleitet, in dem die Spaltreaktion von Atomkernen (z. B. Uran) stattfindet, und gleichzeitig erwärmt es sich. Kernraketentriebwerke machen ein Oxidationsmittel überflüssig, und daher kann nur eine Flüssigkeit verwendet werden. Als Arbeitsflüssigkeit ist es ratsam, Substanzen zu verwenden, die es dem Motor ermöglichen, eine große Zugkraft zu entwickeln. Wasserstoff erfüllt diese Bedingung am besten, gefolgt von Ammoniak, Hydrazin und Wasser. Die Prozesse, bei denen Kernenergie freigesetzt wird, werden in radioaktive Umwandlungen, Spaltreaktionen schwerer Kerne und Fusionsreaktionen leichter Kerne unterteilt. Radioisotopenumwandlungen werden in den sogenannten isotopischen Energiequellen realisiert. Die spezifische Massenenergie (die Energie, die ein 1 kg schwerer Stoff freisetzen kann) künstlicher radioaktiver Isotope ist viel höher als die von chemischen Brennstoffen. Für 210Ро ist er also gleich 5*10 8 KJ/kg, während für den energieeffizientesten chemischen Brennstoff (Beryllium mit Sauerstoff) dieser Wert 3*10 4 KJ/kg nicht überschreitet. Leider ist es noch nicht sinnvoll, solche Motoren in Trägerraketen einzusetzen. Der Grund dafür sind die hohen Kosten der isotopischen Substanz und die schwierige Handhabung. Schließlich gibt das Isotop ständig Energie ab, auch beim Transport in einem speziellen Container und beim Abstellen der Rakete am Start. Kernreaktoren verwenden energieeffizientere Brennstoffe. Somit beträgt die spezifische Massenenergie von 235U (dem spaltbaren Uranisotop) 6,75 * 10 9 kJ / kg, dh ungefähr eine Größenordnung höher als die des 210Ро-Isotops. Diese Motoren können "ein- und ausgeschaltet" werden, Kernbrennstoff (233U, 235U, 238U, 239Pu) ist viel billiger als Isotop. In solchen Motoren kann nicht nur Wasser als Arbeitsflüssigkeit verwendet werden, sondern auch effizientere Arbeitsstoffe - Alkohol, Ammoniak, flüssiger Wasserstoff. Der spezifische Schub eines Motors mit flüssigem Wasserstoff beträgt 900 s. Im einfachsten Schema eines Atomraketentriebwerks mit einem Reaktor, der mit festem Kernbrennstoff betrieben wird, befindet sich das Arbeitsfluid in einem Tank. Die Pumpe fördert es in den Motorraum. Mit Hilfe von Düsen versprüht, kommt das Arbeitsmedium mit dem wärmeerzeugenden Kernbrennstoff in Kontakt, erwärmt sich, dehnt sich aus und wird mit hoher Geschwindigkeit durch die Düse nach außen geschleudert. Kernbrennstoff übertrifft in Bezug auf die Energiereserven alle anderen Brennstoffarten. Dann stellt sich eine natürliche Frage: Warum haben Anlagen mit diesem Brennstoff immer noch einen relativ geringen spezifischen Schub und eine große Masse? Tatsache ist, dass der spezifische Schub eines Festphasen-Atomraketentriebwerks durch die Temperatur des spaltbaren Materials begrenzt ist und das Kraftwerk während des Betriebs starke ionisierende Strahlung abgibt, die sich schädlich auf lebende Organismen auswirkt. Der biologische Schutz gegen solche Strahlung ist von großer Bedeutung und ist für Raumfahrzeuge nicht anwendbar. Die praktische Entwicklung von Atomraketentriebwerken mit festen Kernbrennstoffen begann Mitte der 1950er Jahre in der Sowjetunion und den Vereinigten Staaten, fast gleichzeitig mit dem Bau der ersten Kernkraftwerke. Die Arbeit wurde unter strengster Geheimhaltung durchgeführt, aber es ist bekannt, dass solche Raketentriebwerke in der Raumfahrt noch keinen wirklichen Einsatz gefunden haben. Bisher beschränkte sich alles auf die Nutzung von isotopischen Stromquellen mit relativ geringer Leistung auf unbemannten künstlichen Satelliten der Erde, interplanetaren Raumfahrzeugen und dem weltberühmten sowjetischen "Mondrover".

7. Kernstrahltriebwerke, Funktionsprinzip, Methoden zum Erhalten eines Impulses in einem Kernraketentriebwerk.

NRE hat seinen Namen aufgrund der Tatsache, dass sie Schub durch die Nutzung von Kernenergie erzeugen, dh der Energie, die als Ergebnis von Kernreaktionen freigesetzt wird. Im Allgemeinen bedeuten diese Reaktionen alle Änderungen des Energiezustands von Atomkernen sowie die Umwandlung einiger Kerne in andere, die mit der Umordnung der Struktur der Kerne oder einer Änderung der Anzahl der darin enthaltenen Elementarteilchen verbunden sind - Nukleonen. Darüber hinaus können Kernreaktionen bekanntlich entweder spontan (d. h. spontan) oder künstlich herbeigeführt auftreten, beispielsweise wenn einige Kerne von anderen (oder Elementarteilchen) bombardiert werden. Kernreaktionen der Spaltung und Fusion übertreffen chemische Reaktionen um das Millionen- bzw. Zehnmillionenfache. Dies erklärt sich dadurch, dass die chemische Bindungsenergie von Atomen in Molekülen um ein Vielfaches geringer ist als die Kernbindungsenergie von Nukleonen im Kern. Kernenergie in Raketentriebwerken kann auf zwei Arten genutzt werden:

1. Die freigesetzte Energie wird genutzt, um das Arbeitsmedium zu erhitzen, das dann wie in einem herkömmlichen Raketentriebwerk in der Düse expandiert.

2. Kernenergie wird in elektrische Energie umgewandelt und dann verwendet, um Partikel des Arbeitsfluids zu ionisieren und zu beschleunigen.

3. Schließlich wird der Impuls von den Spaltprodukten selbst erzeugt, die im Prozess DIV_ADBLOCK265"> gebildet werden

Analog zum LRE wird das Original-Arbeitsmedium des NRE in flüssigem Zustand im Tank des Antriebssystems gespeichert und über eine Turbopumpeneinheit zugeführt. Das Gas für die Rotation dieser Einheit, bestehend aus einer Turbine und einer Pumpe, kann im Reaktor selbst erzeugt werden.

Ein Diagramm eines solchen Antriebssystems ist in der Abbildung dargestellt.

Es gibt viele NREs mit einem Spaltreaktor:

feste Phase

Gasphase

NRE mit Fusionsreaktor

Pulse YARD und andere

Von allen möglichen Arten von NRE sind die thermischen Radioisotopenmotoren und die Motoren mit einem Festphasenspaltungsreaktor die am weitesten entwickelten. Aber wenn die Eigenschaften von Radioisotopen-NREs uns nicht auf ihre breite Anwendung in der Raumfahrt (zumindest in naher Zukunft) hoffen lassen, dann eröffnet die Herstellung von Festphasen-NREs große Perspektiven für die Raumfahrt. Ein typischer NRE dieses Typs enthält einen Festphasenreaktor in Form eines Zylinders mit einer Höhe und einem Durchmesser von etwa 1–2 m (wenn diese Parameter nahe beieinander liegen, ist der Austritt von Spaltneutronen in den umgebenden Raum minimal).

Der Reaktor besteht aus einer aktiven Zone; einen diese Zone umgebenden Reflektor; Leitungsgremien; Power Case und andere Elemente. Der Kern enthält Kernbrennstoff – spaltbares Material (angereichertes Uran), eingeschlossen in Brennelementen, und einen Moderator oder Verdünnungsmittel. Der in der Abbildung gezeigte Reaktor ist homogen – in ihm ist der Moderator Teil der Brennelemente und wird mit dem Brennstoff homogen vermischt. Der Moderator kann auch getrennt vom Kernbrennstoff angeordnet werden. In diesem Fall wird der Reaktor als heterogen bezeichnet. Verdünnungsmittel (z. B. hochschmelzende Metalle - Wolfram, Molybdän) werden verwendet, um spaltbaren Stoffen besondere Eigenschaften zu verleihen.

Die Brennelemente des Festphasenreaktors sind mit Kanälen durchzogen, durch die das Arbeitsmedium des NRE strömt und sich allmählich erwärmt. Die Kanäle haben einen Durchmesser von etwa 1–3 mm und ihre Gesamtfläche beträgt 20–30 % des Querschnitts des Kerns. Der Kern ist an einem speziellen Gitter im Inneren des Leistungsgehäuses aufgehängt, damit er sich bei Erwärmung des Reaktors ausdehnen kann (sonst würde er durch thermische Spannungen zusammenbrechen).

Der Kern erfährt hohe mechanische Belastungen, die mit der Wirkung erheblicher hydraulischer Druckabfälle (bis zu mehreren zehn Atmosphären) von dem strömenden Arbeitsfluid, thermischen Spannungen und Vibrationen verbunden sind. Die Vergrößerung des Kerns beim Aufheizen des Reaktors erreicht mehrere Zentimeter. Die aktive Zone und der Reflektor befinden sich in einem robusten Antriebsgehäuse, das den Druck des Arbeitsmediums und den von der Strahldüse erzeugten Schub wahrnimmt. Das Gehäuse wird durch eine starke Abdeckung verschlossen. Es nimmt pneumatische, Feder- oder elektrische Mechanismen zum Antreiben der Regulierungsorgane, Befestigungspunkte für das NRE am Raumfahrzeug, Flansche zum Verbinden des NRE mit den Versorgungsleitungen des Arbeitsfluids auf. Auf dem Deckel kann sich auch eine Turbopumpeneinheit befinden.

8 - Düse,

9 - Aufweitdüse,

10 - Auswahl des Arbeitsstoffes zur Turbine,

11 - Energiekorps,

12 - Steuertrommel

13 - Turbinenauspuff (wird verwendet, um die Fluglage zu steuern und den Schub zu erhöhen),

14 - Ringantriebe Steuertrommeln)

Zu Beginn des Jahres 1957 wurde die endgültige Richtung der Arbeit des Los Alamos Laboratory festgelegt, und es wurde beschlossen, einen Graphitkernreaktor mit in Graphit dispergiertem Uranbrennstoff zu bauen. Der in dieser Richtung geschaffene Kiwi-A-Reaktor wurde am 1. Juli 1959 getestet.

Amerikanisches Festphasen-Nuklearstrahltriebwerk XE Prime auf einem Prüfstand (1968)

Neben dem Bau des Reaktors war das Los Alamos Laboratory mit dem Bau eines speziellen Testgeländes in Nevada in vollem Gange und führte auch eine Reihe von Sonderaufträgen der US Air Force in verwandten Bereichen aus (Entwicklung einzelner TNRE Einheiten). Im Auftrag des Los Alamos Laboratory wurden alle Sonderaufträge zur Fertigung einzelner Komponenten von den Firmen: Aerojet General, The Rocketdyne Division of North American Aviation, ausgeführt. Im Sommer 1958 ging die gesamte Kontrolle über das Rover-Programm von der US Air Force auf die neu organisierte National Aeronautics and Space Administration (NASA) über. Aufgrund einer Sondervereinbarung zwischen der AEC und der NASA wurde Mitte des Sommers 1960 das Office of Space Nuclear Engines unter der Leitung von G. Finger gegründet, das in Zukunft das Rover-Programm leitete.

Die Ergebnisse von sechs "heißen Tests" von Atomstrahltriebwerken waren sehr ermutigend, und Anfang 1961 wurde ein Bericht über Reaktorflugtests (RJFT) erstellt. Dann, Mitte 1961, wurde das Nerva-Projekt (die Verwendung eines Atommotors für Weltraumraketen) gestartet. Aerojet General wurde als Generalunternehmer und Westinghouse als Subunternehmer für den Bau des Reaktors ausgewählt.

10.2 TNRD-Arbeit in Russland

Amerikanische" href="/text/category/amerikanetc/" rel="bookmark">amerikanisch-russische Wissenschaftler verwendeten die wirtschaftlichsten und effizientesten Tests einzelner Brennelemente in Forschungsreaktoren. Saljut", Design Bureau of Chemical Automation, IAE, NIKIET und NPO "Luch" (PNITI) zur Entwicklung verschiedener Projekte von Weltraumraketentriebwerken und Hybridkernkraftwerken. Luch", MAI) wurden gegründet HOF RD 0411 und ein Nuklearmotor von minimaler Abmessung RD0410 Schub von 40 bzw. 3,6 Tonnen.

Als Ergebnis wurden ein Reaktor, ein „kalter“ Motor und ein Laborprototyp zum Testen mit gasförmigem Wasserstoff hergestellt. Im Gegensatz zum amerikanischen mit einem spezifischen Impuls von nicht mehr als 8250 m / s hatte der sowjetische TNRE aufgrund der Verwendung hitzebeständigerer und fortschrittlicherer Brennelemente und der hohen Temperatur im Kern diesen Indikator gleich 9100 m / s s und höher. Die Prüfbasis zum Testen des TNRD der gemeinsamen Expedition von NPO Luch befand sich 50 km südwestlich der Stadt Semipalatinsk-21. 1962 begann sie zu arbeiten. In den Jahren Auf dem Testgelände wurden maßstäbliche Brennelemente von NRE-Prototypen getestet. Gleichzeitig trat das Abgas in das geschlossene Abgassystem ein. Der Prüfstandkomplex für umfassende Tests von Kernmotoren "Baikal-1" befindet sich 65 km südlich der Stadt Semipalatinsk-21. Von 1970 bis 1988 wurden etwa 30 "Heißstarts" von Reaktoren durchgeführt. Gleichzeitig überstieg die Leistung 230 MW bei einem Wasserstoffdurchsatz von bis zu 16,5 kg/s und einer Temperatur am Reaktorausgang von 3100 K nicht. Alle Starts verliefen erfolgreich, unfallfrei und planmäßig.

Sowjetischer TYARD RD-0410 - das einzige funktionierende und zuverlässige industrielle Atomraketentriebwerk der Welt

Derzeit wurden solche Arbeiten auf der Deponie eingestellt, obwohl die Ausrüstung in einem relativ betriebsbereiten Zustand gehalten wird. Der Prüfstand des NPO Luch ist weltweit der einzige Versuchskomplex, in dem es möglich ist, Elemente von NRE-Reaktoren ohne erheblichen finanziellen und zeitlichen Aufwand zu testen. Es ist möglich, dass die Wiederaufnahme der Arbeiten an TNRE für Flüge zum Mond und zum Mars in den Vereinigten Staaten im Rahmen des Programms der Weltraumforschungsinitiative unter geplanter Beteiligung von Spezialisten aus Russland und Kasachstan zur Wiederaufnahme der Aktivitäten von Semipalatinsk führen wird Basis und die Durchführung der „Marsian“-Expedition in den 2020er Jahren.

Hauptmerkmale

Spezifischer Impuls auf Wasserstoff: 910 - 980 Sek(theoretisch bis 1000 Sek).

· Ablaufgeschwindigkeit eines Arbeitskörpers (Wasserstoff): 9100 - 9800 m/sec.

· Erreichbarer Schub: bis zu Hunderten und Tausenden von Tonnen.

· Maximale Betriebstemperaturen: 3000°С - 3700°С (kurzzeitige Aufnahme).

· Lebensdauer: bis zu mehreren tausend Stunden (periodische Aktivierung). /fünf/

11.Gerät

Das Gerät des sowjetischen Festphasen-Atomraketentriebwerks RD-0410

1 - Leitung vom Behälter der Arbeitsflüssigkeit

2 - Turbopumpeneinheit

3 - Trommelantrieb steuern

4 - Schutz vor Radioaktivität

5 - Steuertrommel

6 - Verzögerer

7 - Brennelement

8 - Reaktorkessel

9 - Feuerboden

10 - Düsenkühlleitung

11- Düsenkammer

12 - Düse

12. Arbeitsprinzip

Nach seinem Funktionsprinzip ist der TNRE ein Hochtemperatur-Reaktor-Wärmetauscher, in den ein Arbeitsmedium (flüssiger Wasserstoff) unter Druck eingeführt und dabei auf hohe Temperaturen (über 3000 ° C) erhitzt wird durch eine gekühlte Düse ausgestoßen. Die Wärmerückgewinnung in der Düse ist sehr vorteilhaft, da sie eine viel schnellere Erwärmung des Wasserstoffs ermöglicht und durch Nutzung einer erheblichen Menge an Wärmeenergie den spezifischen Impuls auf 1000 Sekunden (9100–9800 m/s) erhöht.

Nuklearer Raketentriebwerksreaktor

MsoNormalTable">

Arbeitskörper

Dichte, g/cm3

Spezifischer Schub (bei den angegebenen Temperaturen in der Heizkammer, °K), Sek

0,071 (flüssig)

0,682 (flüssig)

1.000 (flüssig)

Nein. Daten

Nein. Daten

Nein. Daten

(Hinweis: Der Druck in der Heizkammer beträgt 45,7 atm, Expansion auf einen Druck von 1 atm bei unveränderter chemischer Zusammensetzung des Arbeitsmediums) /6/

15. Vorteile

Der Hauptvorteil von TNRD gegenüber chemischen Raketentriebwerken besteht darin, einen höheren spezifischen Impuls, eine erhebliche Energiereserve, ein kompaktes System und die Fähigkeit zu erhalten, einen sehr hohen Schub zu erzielen (zehn, hundert und tausend Tonnen im Vakuum. Im Allgemeinen der spezifische Impuls im Vakuum erreicht wird, ist um das 3- bis 4-fache höher als die des verbrauchten chemischen Zweikomponenten-Raketentreibstoffs (Kerosin-Sauerstoff, Wasserstoff-Sauerstoff) und um das 4- bis 5-fache bei Betrieb bei höchster Wärmeintensität. Derzeit in den USA und Russland gibt es beträchtliche Erfahrung in der Entwicklung und dem Bau solcher Triebwerke, und falls erforderlich (spezielle Programme zur Weltraumforschung) können solche Triebwerke in kurzer Zeit und zu angemessenen Kosten hergestellt werden im Weltall und vorbehaltlich des zusätzlichen Einsatzes von Störungsmanövern unter Nutzung des Gravitationsfeldes großer Planeten (Jupiter, Uranus, Saturn, Neptun) erreichbare Grenzen der Erforschung der Sonne Die Systeme erweitern sich erheblich, und die Zeit, die zum Erreichen entfernter Planeten benötigt wird, wird erheblich verkürzt. Darüber hinaus kann TNRD erfolgreich für Fahrzeuge eingesetzt werden, die in niedrigen Umlaufbahnen von Riesenplaneten operieren und deren verdünnte Atmosphäre als Arbeitsflüssigkeit verwenden, oder um in ihrer Atmosphäre zu arbeiten. /8/

16. Nachteile

Der Hauptnachteil von TNRD ist das Vorhandensein eines starken Flusses durchdringender Strahlung (Gammastrahlung, Neutronen) sowie die Entfernung von hochradioaktiven Uranverbindungen, feuerfesten Verbindungen mit induzierter Strahlung und radioaktiven Gasen mit dem Arbeitsfluid. Insofern ist TNRD für Bodenstarts nicht akzeptabel, um eine Verschlechterung der Umweltsituation am Startplatz und in der Atmosphäre zu vermeiden. /vierzehn/

17. Verbesserung der Eigenschaften des TJARD. Hybrid-TNRD

Wie jede Rakete oder jedes Triebwerk im Allgemeinen hat ein Festphasen-Nuklearstrahltriebwerk erhebliche Einschränkungen hinsichtlich der erreichbaren kritischen Eigenschaften. Diese Einschränkungen stellen die Unmöglichkeit der Vorrichtung (TNRD) dar, in dem Temperaturbereich zu arbeiten, der den Bereich der maximalen Betriebstemperaturen der Motorstrukturmaterialien überschreitet. Um die Fähigkeiten zu erweitern und die Hauptbetriebsparameter des TNRD deutlich zu erhöhen, können verschiedene Hybridschemata angewendet werden, bei denen das TNRD die Rolle einer Wärme- und Energiequelle spielt und zusätzliche physikalische Methoden zur Beschleunigung der Arbeitskörper verwendet werden. Am zuverlässigsten, praktischsten und mit hohen Eigenschaften in Bezug auf spezifischen Impuls und Schub ist ein Hybridschema mit einem zusätzlichen MHD-Kreislauf (magnetohydrodynamischer Kreislauf) zur Beschleunigung des ionisierten Arbeitsmediums (Wasserstoff und spezielle Additive). /13/

18. Strahlungsgefahr durch YARD.

Ein funktionierendes NRE ist eine starke Strahlungsquelle - Gamma- und Neutronenstrahlung. Ohne besondere Maßnahmen kann Strahlung zu einer unzulässigen Erwärmung des Arbeitsmediums und der Struktur im Raumfahrzeug, zur Versprödung metallischer Konstruktionsmaterialien, zur Zerstörung von Kunststoff und Alterung von Gummiteilen, zur Beschädigung der Isolierung elektrischer Kabel und zum Ausfall elektronischer Geräte führen. Strahlung kann induzierte (künstliche) Radioaktivität von Materialien verursachen - ihre Aktivierung.

Das Problem des Strahlenschutzes von Raumfahrzeugen mit NRE gilt derzeit als grundsätzlich gelöst. Auch die grundsätzlichen Fragen im Zusammenhang mit der Wartung von Kernraketentriebwerken auf Prüfständen und Startplätzen wurden gelöst. Obwohl ein funktionierender NRE eine Gefahr für das Betriebspersonal darstellt, „ist es bereits einen Tag nach Beendigung des NRE-Betriebs möglich, sich ohne persönliche Schutzausrüstung mehrere zehn Minuten lang in einer Entfernung von 50 m vom NRE aufzuhalten und sich ihm sogar nähern Die einfachsten Schutzmaßnahmen ermöglichen es dem Wartungspersonal, den Arbeitsbereich HOF bald nach der Prüfung zu betreten.

Der Grad der Kontamination von Startkomplexen und der Umwelt wird offenbar kein Hindernis für den Einsatz von Atomraketentriebwerken in den unteren Stufen von Weltraumraketen sein. Die Problematik der Strahlengefährdung von Umwelt und Bedienpersonal wird weitgehend dadurch entschärft, dass der als Arbeitsmedium eingesetzte Wasserstoff beim Durchgang durch den Reaktor praktisch nicht aktiviert wird. Daher ist der NRE-Jet nicht gefährlicher als der LRE-Jet. / 4 /

Fazit

Bei der Betrachtung der Aussichten für die Entwicklung und Verwendung von NREs in der Raumfahrt sollte man von den erreichten und erwarteten Eigenschaften verschiedener Arten von NREs ausgehen, von dem, was sie der Raumfahrt, ihrer Anwendung und schließlich dem Vorhandensein eines Abschlusses geben können Verbindung zwischen dem NRE-Problem und dem Problem der Energieversorgung im Weltraum und mit der Energieentwicklung überhaupt.

Wie oben erwähnt, sind von allen möglichen Arten von NRE die thermischen Radioisotopenmotoren und die Motoren mit einem Festphasenspaltungsreaktor am weitesten entwickelt. Aber wenn die Eigenschaften von Radioisotopen-NREs uns nicht auf ihre breite Anwendung in der Raumfahrt (zumindest in naher Zukunft) hoffen lassen, dann eröffnet die Herstellung von Festphasen-NREs große Perspektiven für die Raumfahrt.

Beispielsweise wurde ein Gerät mit einer Anfangsmasse von 40.000 Tonnen (dh etwa 10-mal größer als die der größten modernen Trägerraketen) vorgeschlagen, wobei 1/10 dieser Masse auf die Nutzlast und 2/3 auf Kernenergie fallen Gebühren . Wenn alle 3 Sekunden eine Ladung gesprengt wird, reicht ihre Versorgung für 10 Tage Dauerbetrieb des Atomraketentriebwerks. In dieser Zeit beschleunigt das Gerät auf eine Geschwindigkeit von 10.000 km/s und kann in Zukunft nach 130 Jahren den Stern Alpha Centauri erreichen.

Kernkraftwerke haben einzigartige Eigenschaften, zu denen praktisch unbegrenzter Energieverbrauch, unabhängiger Betrieb von der Umgebung und Widerstandsfähigkeit gegen äußere Einflüsse (kosmische Strahlung, Meteoritenschäden, hohe und niedrige Temperaturen usw.) gehören. Die maximale Leistung nuklearer Radioisotopenanlagen ist jedoch auf einen Wert in der Größenordnung von mehreren hundert Watt begrenzt. Diese Einschränkung gilt nicht für Kernreaktorkraftwerke, was die Rentabilität ihres Einsatzes bei Langzeitflügen schwerer Raumfahrzeuge im erdnahen Weltraum, bei Flügen zu fernen Planeten des Sonnensystems und in anderen Fällen vorgibt.

Die Vorteile von Festphasen- und anderen NREs mit Spaltreaktoren zeigen sich am deutlichsten bei der Untersuchung solch komplexer Weltraumprogramme wie bemannter Flüge zu den Planeten des Sonnensystems (z. B. während einer Expedition zum Mars). In diesem Fall ermöglicht eine Erhöhung des spezifischen Impulses des RD die Lösung qualitativ neuer Probleme. All diese Probleme werden durch die Verwendung eines Festphasen-NRE mit einem spezifischen Impuls, der doppelt so hoch ist wie der von modernen LREs, erheblich erleichtert. In diesem Fall wird es auch möglich, die Flugzeiten erheblich zu verkürzen.

Höchstwahrscheinlich werden Festphasen-NREs in naher Zukunft zu einem der häufigsten RDs werden. Die Festphasen-NRE können als Vehikel für Langstreckenflüge verwendet werden, zum Beispiel zu Planeten wie Neptun, Pluto und sogar aus dem Sonnensystem herausfliegen. Für Flüge zu den Sternen ist das auf Kernspaltungsprinzip basierende NRE jedoch nicht geeignet. Vielversprechend sind hier NREs oder genauer Thermonuclear Jet Engines (TRDs), die nach dem Prinzip der Fusionsreaktionen arbeiten, und Photonic Jet Engines (PRDs), bei denen die Vernichtungsreaktion von Materie und Antimaterie die Impulsquelle ist. Allerdings wird die Menschheit, die im interstellaren Raum reist, höchstwahrscheinlich eine andere Bewegungsmethode verwenden, die sich von der Jet-Methode unterscheidet.

Abschließend werde ich Einsteins berühmten Satz umformulieren: Um zu den Sternen reisen zu können, muss sich die Menschheit etwas einfallen lassen, das in Komplexität und Wahrnehmung mit einem Atomreaktor für einen Neandertaler vergleichbar wäre!

LITERATUR

Quellen:

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11., Chekalin Weltraumforschung.- M.:

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13. Raumfahrttechnik - M.: Mir, 1986.

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16. Auf dem Weg ins Weltall // Energie. - 1985. - Nr. 6.

BLINDDARM

Hauptmerkmale von Festphasen-Nuklearstrahltriebwerken

Etwa ein Marschflugkörper mit „unbegrenzter Reichweite durch ein superstarkes Kernkraftwerk“ in den Dimensionen von Tomahawk-Marschflugkörpern (0,53 m Durchmesser und 1400 kg schwer) oder Kh-101 (0,74 m Durchmesser und 2300 kg schwer).

Sowjetischer Prototyp RD-0410(GRAU-Index - 11B91, auch bekannt als "Irgit" und "IR-100") - das erste und einzige sowjetische Atomraketentriebwerk

Beginnen wir mit einer Videopräsentation des BIP

Zusammenfassend die Empfindungen aus dem gezeigten Projekt, können wir sagen, dass dies eine extreme Überraschung am Rande der Unzuverlässigkeit des Gezeigten ist. Ich werde versuchen zu erklären, warum.

Ja, historisch gesehen gab es Entwicklungen von Marschflugkörpern mit einem nuklearen Staustrahltriebwerk: Dies ist die SLAM-Rakete in den USA mit dem TORY-II-Reaktor, das Avro Z-59-Konzept in Großbritannien und Entwicklungen in der UdSSR.

Eine moderne Darstellung des Avro Z-59-Raketenkonzepts mit einem Gewicht von etwa 20 Tonnen.

All diese Arbeiten wurden jedoch in den 60er Jahren als Forschung und Entwicklung unterschiedlicher Tiefe fortgesetzt (die Vereinigten Staaten gingen am weitesten, wie unten erörtert) und wurden nicht in Form von Modellen in Betrieb fortgesetzt. Sie haben es aus dem gleichen Grund nicht verstanden wie viele andere Entwicklungen im Atomzeitalter - Flugzeuge, Züge, Raketen mit Kernkraftwerken. Alle diese Fahrzeugoptionen, mit einigen Vorteilen, die die hektische Energiedichte in Kernbrennstoff bietet, haben sehr schwerwiegende Nachteile - hohe Kosten, Komplexität des Betriebs, Anforderungen an ständigen Schutz und schließlich unbefriedigende Entwicklungsergebnisse, über die normalerweise wenig bekannt ist (Veröffentlichung F&E-Ergebnisse sind für alle Parteien profitabler, um Errungenschaften aufzudecken und Fehler zu verbergen).

Insbesondere für Marschflugkörper ist es viel einfacher, einen Träger (U-Boot oder Flugzeug) zu schaffen, der viele Marschflugkörper zum Startplatz "schleppt", als mit einer kleinen Flotte herumzuspielen (und es ist unglaublich schwierig, einen zu beherrschen große Flotte) von Marschflugkörpern, die vom eigenen Hoheitsgebiet abgefeuert werden. Ein universelles, billiges Massenprodukt gewann am Ende ein kleines, teures und mit zweideutigen Pluspunkten. Nukleare Marschflugkörper gingen nicht über Bodentests hinaus.

Diese konzeptionelle Sackgasse der 60er Jahre der Kirgisischen Republik mit Kernkraftwerken ist meiner Meinung nach immer noch aktuell, daher ist die Hauptfrage zu dem gezeigten "warum??". Aber es wird noch konvexer durch die Probleme, die bei der Entwicklung, Erprobung und dem Betrieb solcher Waffen auftreten, über die wir weiter sprechen werden.

Beginnen wir also mit dem Reaktor. Die SLAM- und Z-59-Konzepte waren dreimotorige Tiefflugraketen von beeindruckender Größe und Masse (über 20 Tonnen nach dem Abwurf der Startbooster). Der furchtbar kostspielige Tiefflug-Überschall ermöglichte es, das Vorhandensein einer praktisch unbegrenzten Energiequelle an Bord optimal zu nutzen. Außerdem ist ein wichtiges Merkmal eines nuklearen Luftstrahltriebwerks die Verbesserung der Betriebseffizienz (thermodynamischer Zyklus). mit zunehmender Geschwindigkeit, dh die gleiche Idee, aber bei Geschwindigkeiten von 1000 km / h hätte ein viel schwererer und insgesamterer Motor. Schließlich bedeutete 3M in einer Höhe von hundert Metern im Jahr 1965 Unverwundbarkeit für die Luftverteidigung.

Es stellt sich heraus, dass zuvor das CR-Konzept mit Kernkraftwerken mit hoher Geschwindigkeit "gebunden" war, wo die Vorteile des Konzepts stark waren und die Wettbewerber mit Kohlenwasserstoffbrennstoffen schwächelten.

Die gezeigte Rakete ist meiner Meinung nach transsonisch oder schwach überschallig (es sei denn, Sie glauben natürlich, dass sie es im Video ist). Gleichzeitig verringerte sich die Größe des Reaktors im Vergleich zum TORY-II der SLAM-Rakete, wo er bis zu 2 Meter betrug, einschließlich eines radialen Neutronenreflektors aus Graphit, erheblich

Der Kern des ersten TORY-II-A-Testreaktors während der Montage.

Ist es überhaupt möglich, einen Reaktor mit einem Durchmesser von 0,4 bis 0,6 Metern zu verlegen? Beginnen wir mit einem grundlegend minimalen Reaktor - einem Rohling von Pu239. Ein gutes Beispiel für die Umsetzung eines solchen Konzepts ist der Kilopower-Weltraumreaktor, der allerdings U235 verwendet. Der Durchmesser des Reaktorkerns beträgt nur 11 Zentimeter! Wenn wir zu Plutonium 239 wechseln, verringern sich die Abmessungen des Kerns um das 1,5- bis 2-fache.

Jetzt, von der minimalen Größe, werden wir beginnen, uns einem echten nuklearen Luftstrahltriebwerk zu nähern, wobei wir uns an die Komplexität erinnern. Das allererste, was zur Größe des Reaktors hinzugefügt wird, ist die Größe des Reflektors – insbesondere verdreifacht BeO in Kilopower die Größe. Zweitens können wir keinen U- oder Pu-Rohling verwenden - sie brennen einfach in nur einer Minute in einem Luftstrom aus. Es wird eine Ummantelung benötigt, wie z. B. Incaloy, die einer sofortigen Oxidation bis zu 1000 C widersteht, oder andere Nickellegierungen mit einer möglichen Keramikbeschichtung. Das Einbringen einer großen Menge Hüllmaterial in den Kern erhöht sofort die benötigte Menge an Kernbrennstoff um ein Vielfaches – schließlich hat sich die „unproduktive“ Aufnahme von Neutronen im Kern nun dramatisch erhöht!

Darüber hinaus ist die metallische Form von U oder Pu nicht mehr geeignet - diese Materialien selbst sind nicht feuerfest (Plutonium schmilzt im Allgemeinen bei 634 ° C) und sie interagieren auch mit dem Material von Metallschalen. Wir wandeln den Brennstoff in die klassische Form von UO2 oder PuO2 um - wir erhalten eine weitere Verdünnung des Materials im Kern, jetzt mit Sauerstoff.

Schließlich erinnern wir uns an den Zweck des Reaktors. Wir müssen viel Luft durchpumpen, an die wir Wärme abgeben. etwa 2/3 des Platzes werden von "Luftschläuchen" eingenommen.

TORY-IIC. Die Brennstäbe in der aktiven Zone sind sechseckige Hohlrohre aus UO2, die mit einer schützenden Keramikhülle bedeckt sind und in Incalo-Brennelementen montiert sind.

Infolgedessen wächst der minimale Kerndurchmesser auf 40-50 cm (für Uran) und der Durchmesser des Reaktors mit einem 10-cm-Berylliumreflektor auf 60-70 cm Jupiter. Dieses vollständig aus Papier bestehende Projekt (die Temperatur des Kerns wird beispielsweise mit 3000 K angegeben, und die Wände bestehen aus Beryllium, das einer Kraft von 1200 K standhalten kann) hat trotz Neutronik einen Durchmesser des Kerns von 55,4 cm Die Tatsache, dass die Kühlung mit Wasserstoff es ermöglicht, die Kanäle, durch die das Kühlmittel gepumpt wird, leicht zu verkleinern.

Der Querschnitt der aktiven Zone des atmosphärischen Kernstrahltriebwerks MITEE und die minimal erreichbaren Massen für verschiedene Varianten der Kerngeometrie - in Klammern stehen die Verhältnisse der Länge zum Brennstababstand (erste Ziffer), der Anzahl der Brennstäbe (zweite Ziffer), die Anzahl der Reflektorelemente (tertiäre Ziffer) für unterschiedliche Zusammensetzungen. Die Option mit Treibstoff in Form von Americium 242m und einem Flüssigwasserstoffreflektor ist nicht uninteressant :)

Meiner Meinung nach kann ein Luft-Nuklearstrahltriebwerk in eine Rakete mit einem Durchmesser von etwa einem Meter geschoben werden, was übrigens immer noch nicht kardinal größer als die geäußerten 0,6-0,74 m ist, aber immer noch alarmierend.

Auf die eine oder andere Weise wird das Kernkraftwerk eine Leistung von ~mehreren Megawatt haben, angetrieben von ~10^16 Zerfällen pro Sekunde. Das bedeutet, dass der Reaktor selbst ein Strahlungsfeld von mehreren zehntausend Röntgen in der Nähe der Oberfläche und bis zu tausend Röntgen entlang der gesamten Rakete erzeugen wird. Auch die Installation von mehreren hundert kg Sektorschutz wird diese Werte nicht wesentlich reduzieren, da. Neutronen und Gammaquanten werden von der Luft reflektiert und "umgehen den Schutz". In wenigen Stunden wird ein solcher Reaktor ~ 10 ^ 21-10 ^ 22 Atome Spaltprodukte c mit einer Aktivität von mehreren (mehreren zehn) Petabecquerel produzieren, was selbst nach dem Abschalten einen Hintergrund von mehreren tausend Röntgen in der Nähe von erzeugen wird Reaktor. Das Raketendesign wird auf etwa 10^14 Bq aktiviert, obwohl die Isotope hauptsächlich Betastrahler sein werden und nur durch Bremsstrahlung gefährlich sind. Der Hintergrund der Struktur selbst kann in einer Entfernung von 10 Metern vom Raketenkörper Dutzende von Röntgenstrahlen erreichen.

Röntgenaufnahme der SLAM-Rakete. Alle Antriebe sind pneumatisch, die Steuerung befindet sich in einer strahlungsdämpfenden Kapsel.

All diese "Fröhlichkeit" lässt vermuten, dass die Entwicklung und Erprobung einer solchen Rakete eine Aufgabe am Rande des Möglichen ist. Es ist notwendig, eine ganze Reihe von strahlungsbeständigen Navigations- und Kontrollgeräten zu erstellen, um alles auf ziemlich komplexe Weise zu testen (Strahlung, Temperatur, Vibrationen - und das alles für Statistiken). Flugtests mit einem funktionierenden Reaktor können jederzeit zu einer Strahlenkatastrophe werden, wenn Hunderte von Terrabecquerel auf Einheiten von Petabecquerel freigesetzt werden. Auch ohne Katastrophensituationen sind die Druckentlastung einzelner Brennstäbe und die Freisetzung von Radionukliden sehr wahrscheinlich.

Natürlich gibt es in Russland immer noch ein Testgelände in Novaya Zemlya, an dem solche Tests durchgeführt werden können, aber dies widerspricht dem Geist des Vertrags, der Atomwaffentests in drei Umgebungen verbietet (das Verbot wurde eingeführt, um eine systematische Kontamination der Atmosphäre und Ozean mit Radionukliden).

Schließlich ist interessant, wer in der Russischen Föderation einen solchen Reaktor entwickeln könnte. An Hochtemperaturreaktoren waren traditionell zunächst das Kurtschatow-Institut (allgemeine Auslegung und Berechnungen), das FEI Obninsk (Experimentelle Prüfung und Brennstoff) und das Forschungsinstitut Luch in Podolsk (Brennstoff- und Werkstofftechnik) beteiligt. Später beteiligte sich das NIKIET-Team an der Konstruktion solcher Maschinen (z. B. der IGR- und IVG-Reaktoren - Prototypen der aktiven Zone des Atomraketentriebwerks RD-0410). Heute verfügt NIKIET über ein Team von Designern, die an der Konstruktion von Reaktoren arbeiten (hochtemperaturgasgekühlter RUGK, schnelle Reaktoren MBIR, ), während IPPE und Luch sich weiterhin mit entsprechenden Berechnungen bzw. Technologien befassen. Das Kurtschatow-Institut hat sich in den letzten Jahrzehnten mehr in Richtung der Theorie der Kernreaktoren bewegt.

Die nächsten Verwandten von Luft-NREs sind mit Wasserstoff gespülte Weltraum-NREs.

Zusammenfassend möchte ich sagen, dass die Schaffung eines Marschflugkörpers mit Luftstrahltriebwerken mit Kernkraftwerken insgesamt eine machbare Aufgabe ist, aber gleichzeitig äußerst teuer und komplex ist und eine erhebliche Mobilisierung von Menschen und Menschen erfordert finanzielle Ressourcen, wie es mir scheint, in größerem Umfang als alle anderen stimmhaften Projekte (" Sarmat", "Dagger", "Status-6", "Vanguard"). Es ist sehr seltsam, dass diese Mobilisierung nicht die geringste Spur hinterlassen hat. Und vor allem ist überhaupt nicht klar, welchen Nutzen der Erwerb solcher Waffentypen (vor dem Hintergrund bestehender Träger) hat und wie sie die zahlreichen Nachteile aufwiegen können - Fragen der Strahlensicherheit, hohe Kosten, Inkompatibilität mit strategischen Waffen Reduktionsverträge.

P.S. Die „Quellen“ beginnen jedoch bereits, die Situation aufzuweichen: „Eine Quelle in der Nähe des militärisch-industriellen Komplexes teilte Wedomosti mit, dass die Strahlensicherheit während der Raketentests gewährleistet sei ."

RD-0410

In RD-0410 wurde ein heterogener thermischer Neutronenreaktor verwendet, Zirkoniumhydrid diente als Moderator, Neutronenreflektoren bestanden aus Beryllium, Kernbrennstoff war ein Material auf der Basis von Uran und Wolframkarbiden, das zu etwa 80% mit dem Isotop 235 angereichert war. Das Design umfasste 37 Brennelemente, die mit einer thermischen Isolierung bedeckt waren, die sie vom Moderator trennte. Das Design sah vor, dass der Wasserstoffstrom zuerst durch den Reflektor und den Moderator strömte, deren Temperatur auf Raumtemperatur hielt, und dann in den Kern eintrat, wo er die Brennelemente abkühlte und sich auf 3100 K erwärmte. Am Stand befanden sich der Reflektor und der Moderator durch einen separaten Wasserstoffstrom gekühlt.

Der Reaktor durchlief eine bedeutende Reihe von Tests, wurde jedoch nie für die gesamte Betriebsdauer getestet. Die Extra-Reaktor-Knoten wurden vollständig ausgearbeitet.

Hochinteressantes Video:

Es werden einige interessante Dinge gezeigt. Anscheinend wurde das Video Ende der 80er Jahre für den internen Gebrauch von Minsredmashevsky / Minsredmashevsky erstellt, und Anfang der 90er Jahre wurden dort englische Untertitel eingefügt, um die Amerikaner für Technologie zu interessieren.

Russland war und ist führend auf dem Gebiet der nuklearen Weltraumenergie. Organisationen wie RSC Energia und Roskosmos haben Erfahrung in der Entwicklung, dem Bau, dem Start und dem Betrieb von Raumfahrzeugen, die mit einer Kernenergiequelle ausgestattet sind. Ein Nuklearmotor ermöglicht den langjährigen Betrieb von Flugzeugen und erhöht deren Praxistauglichkeit erheblich.

historische Chronik

Gleichzeitig erfordert die Lieferung eines Forschungsgeräts in die Umlaufbahnen der fernen Planeten des Sonnensystems eine Erhöhung der Ressourcen einer solchen Kernanlage auf 5-7 Jahre. Es wurde bewiesen, dass ein Komplex mit einem Kernantriebssystem mit einer Leistung von etwa 1 MW als Teil eines Forschungsraumfahrzeugs eine beschleunigte Lieferung künstlicher Satelliten der entferntesten Planeten, Planetenrover an die Oberfläche natürlicher Satelliten dieser Planeten ermöglichen wird und Lieferung von Erde von Kometen, Asteroiden, Merkur und Satelliten von Jupiter und Saturn.

Wiederverwendbarer Schlepper (MB)

Eine der wichtigsten Möglichkeiten, die Effizienz von Transportvorgängen im Weltraum zu steigern, ist die wiederverwendbare Verwendung von Elementen des Transportsystems. Ein Nuklearmotor für Raumfahrzeuge mit einer Leistung von mindestens 500 kW ermöglicht es, einen wiederverwendbaren Schlepper zu schaffen und damit die Effizienz eines Multilink-Raumtransportsystems erheblich zu steigern. Ein solches System ist besonders nützlich in einem Programm zur Sicherstellung großer jährlicher Ladungsströme. Ein Beispiel wäre das Monderkundungsprogramm mit der Schaffung und Aufrechterhaltung einer ständig wachsenden bewohnbaren Basis und experimenteller technologischer und industrieller Komplexe.

Berechnung des Frachtumschlags

Laut den Designstudien von RSC Energia sollten während des Baus der Basis Module mit einem Gewicht von etwa 10 Tonnen an die Mondoberfläche, bis zu 30 Tonnen in die Mondumlaufbahn geliefert und der jährliche Frachtfluss sichergestellt werden, um die Funktion und Entwicklung sicherzustellen der Basis ist 400-500 Tonnen.

Das Funktionsprinzip eines Atommotors erlaubt es jedoch nicht, den Transporter schnell genug zu zerstreuen. Aufgrund der langen Transportzeit und der damit verbundenen erheblichen Verweildauer der Nutzlast in den Strahlungsgürteln der Erde können nicht alle Frachten mit nuklearbetriebenen Schleppern transportiert werden. Daher wird der Frachtfluss, der auf der Grundlage von NEP sichergestellt werden kann, auf nur 100-300 Tonnen/Jahr geschätzt.

Wirtschaftliche Effizienz

Als Kriterium für die Wirtschaftlichkeit des interorbitalen Transportsystems empfiehlt es sich, den Wert der spezifischen Kosten für den Transport einer Masseneinheit Nutzlast (PG) von der Erdoberfläche zum Zielorbit heranzuziehen. RSC Energia hat ein wirtschaftliches und mathematisches Modell entwickelt, das die Hauptkostenkomponenten im Transportsystem berücksichtigt:

• für die Erstellung und den Start von Schleppmodulen in die Umlaufbahn;
• für den Kauf einer funktionierenden Kernanlage;
• Betriebskosten sowie F&E-Kosten und mögliche Kapitalkosten.

Kostenindikatoren hängen von den optimalen Parametern des MB ab. Mit diesem Modell wurde die vergleichende Wirtschaftlichkeit des Einsatzes eines wiederverwendbaren Schleppers auf Basis eines nuklearen Antriebs mit einer Leistung von etwa 1 MW und eines Einwegschleppers auf Basis fortschrittlicher Flüssigkeitsantriebe im Programm zur Beförderung einer Nutzlast mit einer Gesamtmasse von 100 untersucht t/Jahr von der Erde bis zur Umlaufbahn des Mondes in 100 km Höhe. Bei Verwendung derselben Trägerrakete mit einer Tragfähigkeit, die der Tragfähigkeit der Proton-M-Trägerrakete entspricht, und einem Zwei-Start-Schema zum Bau eines Transportsystems die Einheitskosten für die Lieferung einer Einheitsmasse an Nutzlast mit einem nuklearbetriebenen Schlepper wird dreimal niedriger sein als bei der Verwendung von Einwegschleppern auf Basis von Raketen mit Flüssigkeitsmotoren des Typs DM-3.

Ausgabe

Ein effizienter Nuklearmotor für den Weltraum trägt zur Lösung der Umweltprobleme der Erde, zum bemannten Flug zum Mars, zur Schaffung eines Systems zur drahtlosen Energieübertragung im Weltraum bei und führt mit erhöhter Sicherheit die Versenkung besonders gefährlicher radioaktiver Abfälle aus bodengestützter Kernenergie im Weltraum durch , Schaffung einer bewohnbaren Mondbasis und Beginn der industriellen Erforschung des Mondes, Gewährleistung des Schutzes der Erde vor der Gefahr von Asteroiden und Kometen.