В начале 50-х годов космическая гонка двух великих планетарных держав, США и СССР, еще находилась в зачаточном состоянии. Однако с теоретической точки зрения обе страны уже разработали несколько полезных систем, позволяющих вывести человека за пределы атмосферы благодаря прогрессу в области орбитальной механики, ракет и способности обрабатывать «специальные» материалы.
Одной из серьезных научных и инженерных задач было создание двигательной системы, подходящей для этой задачи, которая могла бы создать достаточную тягу, чтобы преодолеть огромную силу веса космического корабля и позволить им развивать скорость, превышающую ускользнуть скорость наземный (чуть более 40.000 км / ч). Кроме того, было важно, чтобы двигатель затем продолжал работать вне атмосферы, чтобы транспортное средство могло дополнительно ускоряться и использовать тягу для выполнения орбитальных маневров. Затем они начали проектировать несколько ракетыдвигатели, которые не требуют внешней атмосферы, из которой можно извлечь часть топлива, имея все необходимые для работы реагенты, размещенные на борту в специальных резервуарах. В частности, было разработано несколько термохимические эндореакторыКонцептуально весьма похожи на те, которые предназначены для питания ракет в военных.
Идея этих двигателей состоит в том, чтобы преобразовать энергию химического связывания реагентов (окислителя и топлива) в энтальпию смеси топлива (то есть в «расходуемую», «обменную» энергию из рабочей жидкости) посредством сгорания, для затем довести продукты химической реакции до расширения в газодинамическое сопло (сходящийся-расходящийся канал), превращая энтальпию в кинетическую энергию (то есть энергию, связанную со скоростью переноса газов). Этот процесс включает в себя ускорение газов и, следовательно, по закону действия-реакции динамики, рождение противоположной силы, действующей на двигатель: тяги.
Были разработаны три типа термохимических двигателей: жидкое топливо, твердотопливное и гибридное топливо (изображение), характеризуемые различными производимыми усилиями и различной продолжительностью процесса сгорания. Однако во всех трех случаях были проблемы, связанные с весом топлива (особенно в твердом корпусе, с последующим увеличением веса транспортного средства) и размером резервуаров для хранения (особенно в жидком случае из-за низкой плотности). реагентов, с последующим увеличением аэродинамического сопротивления при полете в атмосферу). Поэтому была предусмотрена необходимость в разработке другого типа двигателя, который позволил бы уменьшить массу топлива, которое будет храниться на борту, и объем баков: каждый сэкономленный кг будет преобразован в кг перевозимой полезной нагрузки и уменьшит след бы уменьшил аэродинамическое сопротивление на ранних этапах полета!
Развитие технологий, связанных с делением ядер, привело ученых к мысли, что атомная энергия является оптимальным решением для разработки двигателей нового класса. Идея ядерной тяги уже получила распространение в Соединенных Штатах и в настоящее время разрабатывается как в морском секторе (в 1954 году была запущена первая атомная подводная лодка, Nautilus) и в области авиации, через проект НАООС (Ядерная энергия для двигателя самолета-Ядерная энергия для авиационного двигателя) и программа ANP (Самолет Ядерный двигатель-Ядерный авиационный двигатель).
Воспользовавшись полученным опытом, они начали проектировать первые ядерные тепловые эндореакторы.
В 1959 году первый ядерный ракетный двигатель, Киви-А (Проект «Ровер»). В 1961 году достигнутые превосходные результаты дали толчок рождению еще более масштабной и амбициозной программы НЕРВА (Ядерные двигатели для ракетостроения – ядерные двигатели для применения на ракетных транспортных средствах), под руководством НАСА и AEC (Комиссия по атомной энергии - Комиссия по атомной энергии). Требования к двигателям, созданным в ходе этой программы, постоянно менялись, становясь все более амбициозными с точки зрения требуемой тяги и генерируемой тепловой мощности.
Благодаря постоянным усовершенствованиям, инженеры стали строить догадки, чтобы оборудовать третий этап Сатурн V (ракета, которая привела человека на Луну) ядерного теплового двигателя таким образом, чтобы он мог нести большие нагрузки и что он мог быть использован для исследования Марса. Однако нехватка средств подтолкнула к снижению необходимых требований, что привело к созданию менее мощных двигателей.
Программа продолжалась до 1972 года, когда администрация Никсона отменила ее, чтобы сконцентрировать средства на разработке великого главного героя исследования космоса человеком: космического челнока.
Техника
Ядерные тепловые двигатели используют деление атома некоторых конкретных веществ (то есть принудительное дробление атома и его ядра) для производства тепла, которое впоследствии используется для нагрева ракетного топлива. Таким образом получается энтальпия рабочего тела (точно так же, как в случае сгорания в термохимических эндореакторах). Затем пропеллент может быть расширен в сопло, где энтальпия преобразуется в кинетическую энергию. Результатом является ускорение самой жидкости и, по принципу действия-реакции, тяга, действующая на двигатель.
Реакция деления инициируется бомбардировкой нейтронами на некоторые атомы используемого расщепляющегося материала (обычно уран-235). Воздействие нейтронов вызывает разрушение атомного ядра, компоненты которого сталкиваются с соседними атомами, вызывая их разрушение и, следовательно, подпитывая процесс. В результате деления ядра в основном образуются две формы энергии: кинетическая энергия осколков и электромагнитная энергия (гамма-лучи). Движение различных фрагментов, образующихся в результате деления, приводит к повышению температуры материала. Чтобы препятствовать тому, чтобы реакция стала неконтролируемой, необходимо наличие контрольных стержней (они поглощают фрагменты, высвобождаемые атомами, ингибируя реакцию) или «замедлителей», способных замедлять нейтроны, предотвращая их фрагментацию атомов.
Запустил реакцию, пропеллент, обычно водород H2 в жидкой или аммиачной форме NH3Это сделано для того, чтобы скользить по стенкам реактора, чтобы он мог отводить от него тепло, благодаря разнице температур между жидкостью (очень холодной) и активной зоной, где происходит ядерное деление (очень горячим). Рабочая жидкость, нагреваясь этим процессом, достигает 2200-2700 ° С, превращаясь в газ. Чем выше температура, достигаемая газами, тем больше их энергия и, следовательно, тяга, получаемая при их расширении в сопле. Следовательно, ограничение максимальной тяги, которую могут обеспечить эти системы, определяется максимальной температурой, которая может быть достигнута топливом, не вызывая разрушения стенок двигателя.
Сколько массы топлива экономит эта двигательная установка по сравнению с термохимическими эндореакторами?
Чтобы ответить на этот вопрос, необходимо ввести очень важный параметр для эндореакторов:удельный весовой импульс.
Этот параметр определяется как:
Dove T это тяга, обеспечиваемая двигателем,mp скорость потока (масса в секунду) топлива, проходящего через форсунку е g0 это ускорение земной гравитации. Следовательно, импульс удельного веса представляет собой соотношение между тягой, создаваемой двигателем, и массой топлива, проходящего через сопло (которое, следовательно, «создает» вышеупомянутую тягу). Плюс Isp чем она больше, тем больше двигателю удается обеспечить тягу с меньшей потребляемой массой (а следовательно, и весом) топлива! Ядерные тепловые двигатели позволяют использовать низкомолекулярное топливо (например,водород) и в меньших количествах, поскольку нет необходимости инициировать горение, нет необходимости в окислителе и топливе, поэтому они имеют больший удельный весовой импульс (≈ 845 - 1000 Secondi) по сравнению с термохимическими двигателями (≈ 200 - 400 Secondi).
Преимущество, обеспечиваемое ядерным тепловым двигателем, становится еще более очевидным при включении импульса удельного веса в "Ракетное уравнениеЭто уравнение, которое в одной из своих форм связывает изменение скорости, сообщенное ракете, с массой топлива, присутствующего на борту.
Представьте, что вам нужно передать скорость ракете для орбитального маневра 10 км / с. В случае жидкого топлива термохимический двигатель с Isp= 500 сек процент требуемой массы ракетного топлива равен 87% от общей массы ракеты. В случае ядерного теплового двигателя с Isp= 900 сек Вы получаете процент необходимой массы топлива, равный 67.8% от общей массы ракеты!
Как было показано, ядерное движение является преимуществом, однако проблемы безопасности не следует недооценивать, от возможной потери расщепляющегося материала до необходимости защищать экипаж от излучения, генерируемого в активной зоне. Недавние американские стремления доставить человека на Марс, однако, разожгли интерес к этому типу двигателей. Фактически, при той же массе ракетного топлива, он способен обеспечить более высокое увеличение скорости по сравнению с термохимическими реакторами, что позволяет перемещаться по более коротким орбитам передачи между Землей и Красной планетой. Это фундаментальный аспект, особенно учитывая потенциальные риски для здоровья космонавтов, связанные с длительным воздействием солнечного излучения.
Образность:
НАСА
https://www.politesi.polimi.it/bitstream/10589/4764/1/2010_10_Mazzetti.pdf
https://4.bp.blogspot.com/-rhLf2-GQdA4/Wm3lJBrxfZI/AAAAAAAARiU/gekUPBxWK...
https://www.researchgate.net/figure/Credit-Atomic-Energy-Commission-The-...
https://www.researchgate.net/publication/224137251_Nuclear_propulsion_ch...
источники:
https://www.researchgate.net/publication/224137251_Nuclear_propulsion_ch...
https://www.researchgate.net/publication/320621010_HISTORY_OF_THE_NUCLEA...
Заметки о курсе аэрокосмических силовых установок, Политехнический университет Милана
