Принцип работы атомного двигателя: Ядерные двигатели

С. В. Каплун

Введение

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

1. Силовые установки

    Ядерная силовая установка (ЯСУ) — это силовая установка, работающая на энергии цепной реакции деления ядра. ЯСУ состоит из ядерного реактора и паро- или газотурбинной установки, в которой тепловая энергия, выделяющаяся в реакторе, преобразуется в механическую или электрическую энергию. Преимуществами подобной установки являются неограниченная автономность передвижения (дальность хода), и большая мощность двигателей: и как следствие, возможность длительно использовать высокую скорость движения, транспортировать более тяжёлые грузы и способность работать в тяжёлых условиях.

Рис. 1. Схема отсеков атомной подводной лодки проекта 949А «Антей»

    Атомный флот. Название атомохо́д (атомное судно) носят суда, использующие ядерную энергетическую установку в качестве двигателя. Различают атомоходы гражданские (атомные ледоколы, транспортные суда) и военные (авианосцы, подводные лодки, крейсеры, тяжёлые фрегаты). Первым в мире атомоходом является подводная лодка «Наутилус», построенная в 1954 году в США.

2. Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)

    Ракетный двигатель является единственным почти освоенным способом вывода полезной нагрузки на орбиту Земли [1, 3]. За счёт преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи реактивного тела в ракетном двигателе возникает сила тяги. Классификацию ракетных двигателей можно провести по виду энергии, которая преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи. Различают такие виды, как химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.

Рис. 2. Модель американского двигателя «Nerva»

2.1. Устройство и принцип действия ЯРД.

    Ядерные ракетные двигатели бывают газофазными, жидкофазными и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Также они могут подразделяться на жидкостные и импульсно-взрывные.

Реакция дейтерий + тритий (топливо D-T)

²H + ³H = ⁴He + n + 17.6 МэВ

    Такая реакция наиболее легко осуществима с точки зрения современных технологий, даёт значительный выход энергии, топливные компоненты относительно дёшевы. Недостаток её — весьма большой выход нежелательной (и бесполезной для прямого создания тяги) нейтронной радиации, уносящей большую часть выходной энергии реакции и, как следствие, резко снижающей КПД двигателя. Тритий радиоактивен, период его полураспада около 12 лет, то есть долговременное хранение трития невозможно.

Реакция дейтерий + гелий-3

²H + ³He = ⁴He + p + 18.3 МэВ

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

• Сниженный нейтронный поток (реакцию можно отнести к «безнейтронным»),
• Меньшая масса радиационной защиты,
• Меньшая масса магнитных катушек реактора.

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

Другие виды реакций

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

²H + ²H → ³He + n + 3.3 МэВ,

²H + ²H →> ³H + p + 4 МэВ.

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

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

³He + ⁶Li → 2⁴He + p + 16.9 MэВ

p + ¹¹B → 3⁴He + 8.7 MэВ

Рис. 3 Строение жидкофазного ядерного двигателя

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

2.2 Ядерный импульсный двигатель

    В основе импульсного двигателя для космического аппарата лежит концепция атомного взрыва. Атомные заряды мощностью примерно в килотонну  на этапе взлёта должны были 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 передавался кораблю. Затем, когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно было уменьшить. При взлёте корабль должен был лететь строго вертикально, с целью минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы.
    В США были проведены несколько испытаний модели летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем.
    В США космические разработки с использованием импульсных ядерных ракетных двигателей осуществлялись с 1958 по 1965 год в рамках проекта «Орион» компанией «General Atomics») по заказу ВВС США. Программа развития проекта «Орион» была рассчитана на 12 лет. Однако приоритеты изменились, и в 1965 году проект был закрыт.
    В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950—70-х годах. 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.
    Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.

2.3 Другие разработки

    В 1960-х годах США были на пути к Луне. Менее известным является тот факт, что на полигоне Невады учёные работали над одним амбициозным проектом — полётом на Марс на ядерных двигателях. Проект был назван NERVA. В январе 1965 года были произведены испытания ядерного ракетного двигателя под кодовым названием «КИВИ» (KIWI). При испытаниях реактору ЯРД специально позволили перегреться. При температуре в 4000 °C реактор взорвался. Пять месяцев спустя произошла настоящая авария, когда перегрелся ядерный двигатель другой сборки, который носил кодовое название Феб (Phoebus).
    Также в США разрабатывался ядерный ракетный двигатель прямоточной конструкции в рамках проекта Pluto (рис. 4). Американцы сумели создать два прототипа нового двигателя — Tory-IIA и Tory-IIC, на которых даже производились включения реакторов. Мощность установки должна была составить 600 мегаватт.

Рис. 4. Прототип двигателя в рамках проекта Pluto

    Двигатели, разработанные в рамках проекта Pluto, планировалось устанавливать на крылатые ракеты, которые в 1950-х годах создавались под обозначением SLAM (Supersonic Low Altitude Missile (сверхзвуковая маловысотная ракета)). Планировалось построить ракету длиной 26.8 метра, диаметром три метра, и массой в 28 тонн. В корпусе ракеты должен был располагаться ядерный боезаряд, а также ядерная двигательная установка, имеющая длину 1.6 метра и диаметр 1.5 метра. На фоне других размеров установка выглядела весьма компактной, что и объясняет её прямоточный принцип работы.
    Разработчики полагали, что, благодаря ядерному двигателю, дальность полета ракеты SLAM составит, по меньшей мере, 182 тысячи километров.
    В 1964 году министерство обороны США проект закрыло. Официальной причиной послужило то, что в полете крылатая ракета с ядерным двигателем слишком сильно загрязняет все вокруг. Но в действительности причина состояла в значительных затратах на обслуживание таких ракет, тем более к тому времени бурно развивалось ракетостроение на основе жидкостных реактивных ракетных двигателей, обслуживание которых было значительно дешевле.

    СССР оставался верной идеи создания ЯРД прямоточной конструкции значительно дольше, чем США, закрыв проект только в 1985 году. Но и результаты получились значительно весомее. Так, первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж. Это РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Ирбит» и «ИР-100»).
    В РД-0410 (рис. 5) был применён гетерогенный реактор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражатели нейтронов были выполнены из бериллия, в качестве ядерного топлива служил материал на основе карбидов урана и вольфрама, с обогащенный изотопом ²³⁵U до концентрации около 80 %.
    Конструкция включала в себя 37 тепловыделяющих сборок, покрытых теплоизоляцией, отделявшей их от замедлителя. Проектом предусматривалось, что поток водорода вначале проходил через отражатель и замедлитель, поддерживая их температуру на уровне комнатной, а затем поступал в активную зону, где охлаждал тепловыделяющие сборки, достигая при этом температур до 3100 К. На стенде и отражатель, и замедлитель охлаждались отдельным потоком водорода.
    Реактор прошёл значительную серию испытаний, но ни разу не испытывался на полную длительность работы. Однако вне реакторные узлы были отработаны полностью.

Технические характеристики РД 0410 [9]:

• Тяга в пустоте: 3,59 тс (35,2 кН)
• Тепловая мощность реактора: 196 МВт
• Удельный импульс тяги в пустоте: 910 кгс·с/кг (8927 м/с)
• Число включений: 10
• Ресурс работы: 1 час
• Компоненты топлива: рабочее тело — жидкий водород, вспомогательное вещество — гептан
• Масса с радиационной защитой: 2 тонны
• Габариты двигателя: высота 3,5 м, диаметр 1,6 м.

3. Проблема межпланетных полетов

3.1 Использование гравитационного маневра при полете к Марсу

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

Рис. 6. Эллиптическая орбита Гомана

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

где V_кр1 – первая (круговая) скорость относительно Солнца на орбите Земли, R₁ – радиус орбиты Земли, R₂ – радиус орбиты Марса.
    Но, чтобы выйти на круговую орбиту Земли вокруг Солнца, нужно выйти из сферы притяжения Земли, т.е. получить вторую космическую (параболическую) V_пар01 = √2V_кр01 скорость относительно Земли. Следовательно, мы должны дать космическому аппарату такую кинетическую энергию на околоземной круговой орбите, что бы её хватило на выход из сферы притяжения Земли и переход на эллиптическую орбиту перелёта к Марсу (рис. 7)

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

Здесь V₁ – скорость отлёта из неподвижной относительно Земли точки, расположенной на круговой околоземной орбите. Учитывая, что мы уже движемся по этой орбите с круговой скоростью, для окончательной скорости отлёта к Марсу требуется скорость

    Аналогично для перехода с эллиптической орбиты на орбиту вокруг Марса имеем

где

Здесь – первая (круговая) скорость относительно Марса, – первая (круговая) скорость на орбите Земли (рис. 6), – первая (круговая) скорость на орбите Марса (рис. 6), – первая (круговая) скорость относительно Земли, μ = GM – произведение массы тела M на гравитационную постоянную G. Значения параметра μ для Солнца, Земли и Марса
μ_с = 1.327·10²⁰ м³/с², μ_з = 3.99·10¹⁴ м³/с², μ_мар = 4.228·10¹³ м³/с²

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

V_хар1 = 1.05·(ΔV_з + ΔV_мар).

    Если использовать гравитационный манёвр, то характеристическая скорость уменьшится

V_хар2 = V_хар1 –   ΔV_грав

    Соответственно выигрыш в скорости составит

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

R₁ = 1. 5·10¹¹ м,  R₂ = 2.28·10¹¹ м,

а также примем значения радиусов околоземной орбиты и орбиты около Марса

R₀₁ = 6.8·10⁶ м,  R₀₂ = 3.4·10⁶ м

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

    ΔV_грав = 1680 м/с

Тогда имеем

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

Выигрыш в скорости при использовании гравитационного маневра

 ΔV% = 26.8%.

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

3.2 Время полета к Марсу по орбите Гомана

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

Тогда время полета составит: Т ≈ 260 суток.

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

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

V_хар2 = V_к – V₀ = W_{ln(1 + Mт/Mк),}

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

Тогда

Здесь: k_ТО – весовой коэффициент топливного отсека, k_су – весовой коэффициент системы управления, k_ду – весовой коэффициент двигательной установки, n – коэффициент перегрузки, g₀ – ускорение силы тяжести,_{Mпг – масса полезного груза. Также можно рассчитать какой процент топлива мы сэкономим при использовании ТЯРД по формуле:}

Произведем расчеты при следующих параметрах для ЖРД и ЯРД:

ЖРД:   W = 4599 м/с, k_ду = 0. 001,  k_су = 0.01,    k_ТО = 0.1
ЯРД:   W = 9000 м/с, k_ду = 0.01,  k_су = 0.01,    k_ТО = 0.1
n = 1, g = 9.81 мс^-2,  M_пг = 128000 кг

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

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

Заключение

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

Литература

1. Новый политехнический словарь / Гл. ред. А.Ю. Ишлинский. — М.: Большая Российская энциклопедия, 2000. 
2. Рылев Ю. 6000 изобретений XX и XXI веков, изменившие мир. М.: Эксмо. 2017.
3. Космонавтика: Энциклопедия. М.: Сов. Энциклопедия, 1985
4. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. М.: Наука, 1979.
5. Свободная интернет-энциклопедия Википедия.
6. Дорофеев А.А. Основы теории тепловых ракетных двигателей. М.: Изд. МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2014.
7. Руппе Г. Введение в астронавтику.- М.: Наука, 1970.
8. Фертрегт М. Основы космонавтики.- М.: Просвещение, 1969.
9. КБ Химавтоматика. Перспективные космические аппараты. Интернет-ресурс: http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=66