Я́дерный раке́тный дви́гатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают жидкостными (нагрев жидкого рабочего тела в нагревательной камере от ядерного реактора и вывод газа через сопло) и импульсно-взрывными (ядерные взрывы малой мощности при равном промежутке времени).
Традиционный ЯРД в целом представляет собой конструкцию из нагревательной камеры с ядерным реактором как источником тепла, системы подачи рабочего тела и сопла. Рабочее тело (как правило — водород) подаётся из бака в активную зону реактора, где, проходя через нагретые реакцией ядерного распада каналы, разогревается до высоких температур и затем выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу. Существуют различные конструкции ЯРД: твёрдофазный, жидкофазный и газофазный — соответствующие агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора — твёрдое, расплав или высокотемпературный газ (либо даже плазма).
В СССР развёрнутое постановление правительства по проблеме создания ЯРД было подписано в 1958 году. Этим документом руководство работами в целом было возложено на академиков Келдыша М. В., Курчатова И. В. и Королёва С. П.[1]. К работам были подключены десятки исследовательских, проектных, конструкторских, строительных и монтажных организаций. ЯРД активно разрабатывались КБХА в Воронеже и испытывались в СССР (см. РД-0410) и США (см. NERVA) с середины 1950-х годов. Исследования ведутся и в 2018 году[2].
По оценкам А. В. Багрова, М. А. Смирнова и С. А. Смирнова ядерный ракетный двигатель может добраться до Плутона за 2 месяца[3][4] и вернуться обратно за 4 месяца с затратой 75 тонн топлива, до Альфы Центавра за 12 лет, а до Эпсилон Эридана за 24,8 года[5].
Атомные заряды мощностью примерно в килотонну на этапе взлёта должны взрываться со скоростью один заряд в секунду. Ударная волна — расширяющееся плазменное облако — должна была приниматься «толкателем» — мощным металлическим диском с теплозащитным покрытием и потом, отразившись от него, создать реактивную тягу. Импульс, принятый плитой толкателя, через элементы конструкции должен передаваться кораблю. Затем когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно будет уменьшить. При взлёте корабль должен лететь строго вертикально чтобы минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы.
В США были проведены несколько испытаний модели летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Были получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем.
Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.
В США космические разработки с использованием импульсных ядерных ракетных двигателей осуществлялись с 1958 по 1965 год в рамках проекта «Орион» компанией «Дженерал Атомикс» по заказу ВВС США.
Программа развития проекта «Орион» была рассчитана на 12 лет, расчётная стоимость — 24 миллиарда долларов, что было сопоставимо с запланированными расходами на лунную программу «Аполлон» («Apollo»). Интересно, что разработчики проводили предварительные расчёты постройки на базе этой технологии корабля поколений с массой до 40 млн тонн и экипажем до 20 000 человек[6]. Согласно их
ru-wiki.ru
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Газофазный ядерный реактивный двигатель (ГФЯРД) — концептуальный тип реактивного двигателя, в котором реактивная сила создаётся за счёт выброса теплоносителя (рабочего тела) из ядерного реактора, топливо в котором находится в газообразной форме или в виде плазмы. Считается, что подобные двигатели смогут достичь удельного импульса порядка 3000-5000 секунд (до 30-50 кН·с/кг, эффективные скорости истечения реактивной струи - до 30-50 км/с) и тяги, достаточной для относительно быстрых межпланетных полётов.
Перенос тепла от топлива теплоносителю достигается в основном за счёт излучения, большей частью в ультрафиолетовой области спектра (при температурах топлива около 25 000 °C).
Я́дерный раке́тный дви́гатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают жидкостными (нагрев жидкого рабочего тела в нагревательной камере от ядерного реактора и вывод газа через сопло) и импульсно-взрывными (ядерные взрывы малой мощности при равном промежутке времени).
Традиционный ЯРД в целом представляет собой конструкцию из нагревательной камеры с ядерным реактором как источником тепла, системы подачи рабочего тела и сопла. Рабочее тело (как правило — водород) подаётся из бака в активную зону реактора, где, проходя через нагретые реакцией ядерного распада каналы, разогревается до высоких температур и затем выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу. Существуют различные конструкции ЯРД: твёрдофазный, жидкофазный и газофазный — соответствующие агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора — твёрдое, расплав или высокотемпературный газ (либо даже плазма).
В СССР развёрнутое постановление правительства по проблеме создания ЯРД было подписано в 1958 году. Этим документом руководство работами в целом было возложено на академиков Келдыша М. В., Курчатова И. В. и Королёва С. П.[1]. К работам были подключены десятки исследовательских, проектных, конструкторских, строительных и монтажных организаций. ЯРД активно разрабатывались КБХА в Воронеже и испытывались в СССР (см. РД-0410) и США (см. NERVA) с середины 1950-х годов. Исследования ведутся и в 2018 году[2].
По оценкам А. В. Багрова, М. А. Смирнова и С. А. Смирнова ядерный ракетный двигатель может добраться до Плутона за 2 месяца[3][4] и вернуться обратно за 4 месяца с затратой 75 тонн топлива, до Альфы Центавра за 12 лет, а до Эпсилон Эридана за 24,8 года[5].
Атомные заряды мощностью примерно в килотонну на этапе взлёта должны взрываться со скоростью один заряд в секунду. Ударная волна — расширяющееся плазменное облако — должна была приниматься «толкателем» — мощным металлическим диском с теплозащитным покрытием и потом, отразившись от него, создать реактивную тягу. Импульс, принятый плитой толкателя, через элементы конструкции должен передаваться кораблю. Затем когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно будет уменьшить. При взлёте корабль должен лететь строго вертикально чтобы минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы.
В США были проведены несколько испытаний модели летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Были получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем.
Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.
В США космические разработки с использованием импульсных ядерных ракетных двигателей осуществлялись с 1958 по 1965 год в рамках проекта «Орион» компанией «Дженерал Атомикс» по заказу ВВС США.
Космический корабль проекта «Орион», рисунок художника Программа развития проекта «Орион» была рассчитана на 12 лет, расчётная стоимость — 24 миллиарда долларов, что было сопоставимо с запланированными расходами на лунную программу «Аполлон» («Apollo»). Интересно, что разработчики проводили предварительные расчёты постройки на базе этой технологии корабля поколений с массой до 40 млн тонн и экипажем до 20 000 человек[6]. Согласно их расчётам один из уменьшенных вариантов такого ядерно-импульсного звездолёта (массой 100 тыс. т) мог бы достичь Альфы Центавра за 130 лет, разогнавшись до скорости 10 000 км/с.[7][8] Однако приоритеты изменились, и в 1965 году проект был закрыт.
В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950—70х годах[9]. Устройство содержало дополнительные химические реактивные двигатели, выводящие его на 30-40 км от поверхности, Земли и затем предполагалось включать основной ядерно-импульсный двигатель. Основной проблемой была прочность экрана-толкателя, который не выдерживал огромных тепловых нагрузок от близких ядерных взрывов. Вместе с тем были предложены несколько технических решений, позволяющих разработать конструкцию плиты-толкателя с достаточным ресурсом. Проект не был завершён.
В 1960-х годах США были на пути к Луне. Менее известным является тот факт, что в Зоне 25 (рядом со знаменитой Зоной 51) на полигоне Невады учёные работали над одним амбициозным проектом — полётом на Марс на ядерных двигателях. Проект был назван NERVA. Работая на полную мощность, ядерный двигатель должен был нагреваться до температуры в 2026,7 °C. В январе 1965 года были произведены испытания ядерного ракетного двигателя под кодовым названием «КИВИ»(KIWI).
В ноябре 2017 года Китайская корпорация аэрокосмической науки и техники (China Aerospace Science and Technology Corporation, CASC) опубликовала дорожную карту развития космической программы КНР на период 2017—2045 годы. Она предусматривает, в частности, создание многоразового корабля, работающего на ядерном ракетном двигателе[10].
В феврале 2018 года появились сообщения о том, что НАСА возобновляет научно-исследовательские работы по ядерному ракетному двигателю[11][12].
С 2010 года в России начались работы над проектом ядерной электродвигательной установки (ЯЭДУ) мегаваттного класса для космических транспортных систем[13][14]. По словам директора и генерального конструктора ОАО «НИКИЭТ» Юрия Драгунова, чьё предприятие конструирует реакторную установку, согласно плану ЯЭДУ должна быть готова в 2018 году[15][16]. На начало 2016 года завершено эскизное проектирование[17], проектная документация[18], завершены испытания системы управления реактором[19], проведены испытания ТВЭЛ[20], проведены испытания корпуса реактора[21], проведены испытания полномасштабных макетов радиационной защиты реакторной установки[22].
ru.wikibedia.ru
Изобретение относится к ракетной и ядерной технике, предназначено для освоения космического пространства и может быть использовано для получения электрической и тепловой энергии на космическом корабле. Общепринятым, традиционным способом создания реактивной тяги является химическая реакция горения, продукты которой выбрасываются из сопла реактивного, двигателя. Двигатели, основанные на химической реакции имеют невысокую скорость выхода продуктов горения из сопла двигателя, составляющую около 1000 - 3000 м/с. Кроме двигателей, использующих химическую реакцию горения, в настоящее время разрабатываются ядерные реактивные двигатели, например, двигатель по английскому патенту класса G 6 C N 1000050 от 29 августа 1962 г., принятый за прототип. Конструкция такого двигателя состоит из корпуса, внутри которого размещен замедлитель нейтронов охватывающий камеру деления, соленоидов, расположенных вокруг корпуса и обеспечивающего самопроизвольное образование плазмы из газообразного делящегося материала и ее стабилизацию в камере деления и устройства, подающего разогретое делящееся вещество в активную зону реакторной камеры. Цилиндрическая реакторная камера может быть образована сваренными между собой трубками, по которым рабочее тело (например, жидкий водород) поступает в камеру деления в которой происходит его испарение и нагрев, после чего оно выбрасывается из сопла, создавая реактивную тягу. Основным недостатком реактивных двигателей, использующих химическую реакцию горения топлива или разогрев рабочего тела с помощью ядерной реакции является относительно невысокая скорость истечения газов из сопла, которая не превышает десятка тысяч м/с, что приводит к необходимости размещения на ракете огромного запаса горючего, достигающего 90 и более % от массы снаряженной ракеты. Цель изобретения - создание ядерного реактивного двигателя космического корабля, обеспечивающего решение задачи космических передвижений при первоначальной массе горючего, не превышающей 30% от полной массы корабля даже при самых отдаленных перемещениях в пределах солнечной системы. Это достигается за счет того, что в качестве рабочего тела, выбрасываемого через сопло и создающего реактивную тягу, используются высокоэнергетические ядра-осколки, получающиеся в результате цепной реакции деления ядер делящегося топлива и имеющие скорость около 1,2·107 м/с. Возможность использования продуктов деления в качестве рабочего тела стала возможной благодаря тому, что в камере деления цепная ядерная реакция деления осуществлена на разреженном газообразном ядерном топливе плотность которого такова, что продукты деления практически без потери своей кинетической энергии покидают камеру деления и выходят из сопла двигателя. Более подробное рассмотрение процессов, которые протекают в предлагаемом ядерном реактивном двигателе изложены в заявке НИИСтали (исх. N 7/2-86 от 23.09.93) под названием "Способ создания реактивной тяги ядерного реактивного двигателя". Конструктивно ядерный реактивный двигатель состоит из корпуса, внутри которого размещен замедлитель нейтронов, охватывающий камеру деления, соленоида стабилизации плазмы в камере деления, устройства подачи делящегося вещества в камеру деления, которое содержит плазмотрон, соединенный с подогревателем делящегося вещества и ускорителем плазмы, плазмовода, установленного на выходе ускорителя плазмы и соединенного с камерой деления. При этом на одном конце соленоида стабилизации плазмы установлена магнитная система обеспечивающая конфигурацию магнитного поля в виде магнитной пробки, которая удерживает плазмы делящегося вещества и осколков деления, а на другом - магнитная система обеспечивающая удержание плазмы делящегося вещества и пропускание осколков деления к выходу через сопло. Камера деления может быть выполнена в форме половины тора, при этом средство для создания реактивной тяги включает два сопла, размещенных на торцах половины тора, причем в торцевых областях камеры деления установлены магнитные системы, обеспечивающие конфигурацию магнитного поля в виде магнитной пробки, обеспечивающей удержание плазмы делящегося вещества и пропускание осколков деления создающих реактивную тягу. На фиг. 1 изображена схема однопоточного; на фиг. 2 - схема двухпоточного ядерного двигателя. Схемы включают подогреватель 1, плазмотрон 2, ускоритель плазмы 3, плазмовод 4, камеру деления реактора 5, замедлитель нейтронов 6, корпус двигателя 7, соленоид стабилизации плазмы 8, сопло 9, концевой магнит 10, пропускающий осколки деления высокой энергии и запирающий выход для плазмы из делящегося вещества и магнитную пробку 11, которая является "непрозрачной" как для плазмы, так и для осколков деления высокой энергии. Делящийся материал, используемый в качестве ядерного горючего, может быть загружен на ракету или получен в камере трансмутации на борту ракеты из нерадиоактивных изотопов урана или тория. Ядерное горючее подогревается в подогревателе 1 и в плазмотроне 2 превращается в плазму, которая ускоряется в ускорителе плазмы 3 и по плазмоводу 4 поступает непосредственно в камеру деления 5 через конус потерь магнитной ловушки или после преобразования плазмы в атомарный пучек при ее подачи в камеру деления в любом другом месте. Камера деления окружена замедлителем 6, который замедляет быстрые нейтроны до тепловых энергий и направляет их в камеру деления где они взаимодействуют с плазмой из делящегося вещества вызывая цепную реакцию деления. В камере деления плазма из делящегося вещества удерживается магнитным полем соленоида 8. Торцевые области камеры деления реактора находятся под влиянием концевых магнитов 10 и 11. Магнит 11 является "пробкой" не выпускающей ионизированную плазму делящегося вещества и осколки деления из камеры деления, тогда как концевая магнитная пробка 10, удерживая плазму внутри камеры деления, является "прозрачной" для высокоэнергетических осколков деления. Продукты деления беспрепятственно выходят из камеры деления в выходное сопло двигателя 9, создавая реактивную тягу. Реактор может быть также выполнен в виде половины тора (фиг. 2), на концах которого установлены кольцевые магнитные пробки 10, запирающие плазму в камере деления 5 и свободно пропускающие осколки деления к выходным соплам 9, образуя два выходных потока истечения рабочего тела из двигателя. Сила тяги двигателя регулируется количеством поступающей плазмы в камеру деления. Эффективность предлагаемого двигателя можно оценить, предположив, что все осколки деления, выходящие из торцов магнитной ловушки, вносят 100% вклад в создание реактивной тяги. Тогда скорость ракеты после расходования 10% ее массы составит около 1300 км/с. Такая скорость позволит примерно в течение года осуществить полет к планете Плутон и вернуться обратно. При этом если исходная масса ракеты 50000 кг, то из этой массы 1300 кг (объемом менее 1 м3) будет приходиться на уран-238, которого хватит для того, чтобы ракета долетела до планеты Плутон и вернулась обратно на Землю. На начальном этапе движения мощность ядерного реактивного двигателя может быть равна 10 ГВт (3·1020 дел/с), расход плутония -10 кг в сутки с последующим повышением мощности до 100 ГВт (расход - 100 кг в сутки), при этом ускорение ракеты массой 50000 кг составит ≈ 1% от ускорения силы тяжести на Земле. При указанных значениях мощностей реактивного двигателя в теплоносителе от замедления быстрых нейтронов будет выделяться значительная энергия, составляющая около 300 МВт вначале и 3000 МВт при выходе двигателя на мощность 100 ГВт, которая может быть использована для получения тепловой и электрической энергии на борту космического корабля.
1. Ядерный реактивный двигатель, содержащий корпус, внутри которого размещен замедлитель нейтронов, охватывающий камеру деления, соленоид стабилизации плазмы в камере деления, сопло и устройство подачи разогретого делящегося вещества в камеру деления, отличающийся тем, что устройство подачи делящегося вещества в камеру деления содержит плазмотрон, соединенный с подогревателем делящегося вещества и ускорителем плазмы, и плазмовод, установленный на выходе ускорителя плазмы и соединенный с камерой деления, при этом на одном из концов соленоида стабилизации плазмы установлена магнитная система, создающая конфигурацию магнитного поля в виде магнитной пробки, обеспечивающая удержание плазмы делящегося вещества и осколков деления, а на другом - магнитная система, обеспечивающая удержание плазмы делящегося вещества и пропускание осколков деления к выходу через сопло. 2. Ядерный реактивный двигатель, содержащий корпус, внутри которого размещен замедлитель нейтронов, охватывающий камеру деления, соленоид стабилизации плазмы в камере деления, средство для создания реактивной тяги, отличающийся тем, что камера деления выполнена в форме половины тора, при этом средство для сохранения реактивной тяги включает два сопла, размещенных на торцах половины тора, причем в торцевых областях камеры деления установлены магнитные системы, обеспечивающие конфигурацию магнитного поля в виде магнитной пробки, обеспечивающей удержание плазмы делящегося вещества и пропускание осколков деления через сопла.
PC4A - Регистрация договора об уступке патента Российской Федерации на изобретение
Номер и год публикации бюллетеня: 13-2003
(73) Патентообладатель:
Малофеев Александр Михайлович (RU)
(73) Патентообладатель:
Ирдынчеев Люммир Ананьевич (RU)
Договор № 15926 зарегистрирован 23.01.2003
Извещение опубликовано: 10.05.2003
MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 05.11.2005
Извещение опубликовано: 27.09.2006 БИ: 27/2006
bankpatentov.ru
