入り口核ロケットエンジン。 原子力ロケットエンジンおよび原子力ロケット電気推進システム
原子爆弾を船尾の後ろに投げるというアイデアはあまりにも残忍であることが判明しましたが、核融合はもちろん、核分裂反応によって生成されるエネルギーの量は宇宙飛行士にとって非常に魅力的です。 したがって、何百ものデータを保管する手間を省く、多くの非パルスシステムが作成されました。 核爆弾オンボードおよびサイクロピアンショックアブソーバー。 今日はそれらについて話します。
核物理学をすぐに利用できる
核反応とは何ですか? すごく簡単に説明するとこんな感じの絵になります。 私たちは学校のカリキュラムで、物質は分子で構成され、分子は原子で構成され、原子は陽子、電子、中性子で構成されることを覚えています（もっと低いレベルもありますが、これで十分です）。 一部の重い原子には興味深い特性があります。中性子が当たると、軽い原子に崩壊し、いくつかの中性子を放出します。 これらの放出された中性子が近くにある他の重原子に衝突すると、崩壊が繰り返され、核連鎖反応が起こります。 中性子が高速で移動するということは、中性子が減速するとその移動が熱に変わることを意味します。 したがって、原子炉は非常に強力なヒーターです。 水を沸騰させ、その蒸気をタービンに送り、原子力発電所を作ることができます。 あるいは、水素を加熱して外に投げて、核ジェットエンジンを作ることもできます。 このアイデアから最初のエンジン、NERVA と RD-0410 が誕生しました。
ネルヴァ
プロジェクトの歴史
彼の回想録「きっと冗談だよ、ファインマンさん」によれば、原子ロケットエンジンの発明の正式な著作者（特許）はリチャード・ファインマンに帰属している。 ちなみに、この本は一読を強くお勧めします。 ロス アラモス研究所は 1952 年に核ロケット エンジンの開発を開始しました。 1955 年にローバー プロジェクトが開始されました。 プロジェクトの第 1 段階である KIWI では、8 基の実験炉が建設され、1959 年から 1964 年にかけて、炉心を通る作動流体のパージが研究されました。 時間の参照のために、オリオン プロジェクトは 1958 年から 1965 年まで存在しました。 ローバーは、より高出力の原子炉を探索するフェーズ 2 と 3 を行っていましたが、NERVA は 1964 年に宇宙で最初の試験打ち上げを計画していたため、KIWI に基づいていました。より高度なオプションを開発する時間がありませんでした。 期限は徐々に前倒しされ、NERVA NRX/EST エンジン (EST - エンジン システム テスト - テスト) の最初の地上打ち上げが行われました。 モーターシステム）は1966年に起こりました。 エンジンは 2 時間正常に動作し、そのうち 28 分間は全開状態でした。 2 番目の NERVA XE エンジンは 28 回始動され、合計 115 分間稼働しました。 このエンジンは宇宙用途に適していると判断され、テストベンチは新しく組み立てられたエンジンをテストする準備ができていました。 ネルバには、1978年の火星への飛行、1981年の月の恒久基地、軌道曳航など、明るい未来が待っているように見えた。 しかし、プロジェクトの成功は議会にパニックを引き起こした。月計画は米国にとって非常に費用がかかることが判明し、火星計画はさらに費用がかかることが判明した。 1969 年と 1970 年には宇宙資金が大幅に削減され、アポロ 18 号、19 号、20 号は中止され、火星計画に巨額の資金を割り当てる人は誰もいませんでした。 その結果、このプロジェクトの作業は多額の資金を得ることなく実行され、1972 年に閉鎖されました。デザイン
タンクからの水素が原子炉に入り、そこで加熱されて吐き出され、ジェット推力が発生しました。 水素は原子が軽く、高速まで加速しやすいため、作動流体として選択されました。 ジェットの排気速度が速いほど、ロケット エンジンの効率は高くなります。
中性子反射板を使用して、中性子が原子炉に確実に戻されて核連鎖反応が維持されるようにしました。
原子炉を制御するために制御棒が使用されました。 このようなロッドはそれぞれ、反射体と中性子吸収体の 2 つの部分から構成されていました。 中性子反射体によってロッドが回転すると、原子炉内の中性子の流れが増加し、原子炉の熱伝達が増加しました。 中性子吸収体によって棒が回転すると、原子炉内の中性子吸収体の流れが減少し、原子炉の熱伝達が減少しました。
水素はノズルの冷却にも使用され、ノズル冷却システムからの温かい水素がターボポンプを回転させてより多くの水素を供給しました。
エンジンは作動しています。 爆発の危険を避けるために、水素はノズルの出口で特別に点火され、宇宙では燃焼しません。
NERVA エンジンは 34 トンの推力を生成しましたが、これはサターン V ロケットの第 2 段と第 3 段に動力を供給した J-2 エンジンの約 1.5 分の 1 でした。 比推力は 800 ～ 900 秒で、酸素と水素の燃料ペアを使用する最良のエンジンの 2 倍でしたが、電気推進システムやオリオン エンジンよりは低かったです。
セキュリティについて少し
組み立てられたばかりでまだ起動されていない原子炉は、まだ使用されていない新しい燃料集合体を備えており、非常にきれいです。 ウランは有毒なので手袋を着用する必要がありますが、それ以上は必要ありません。 リモートマニピュレーターや鉛の壁などは必要ありません。 すべての放射性汚れは、原子炉が始動した後に散乱する中性子によって現れ、容器や冷却材などの原子を「汚す」ことになります。 したがって、そのようなエンジンを使用したロケット事故が発生した場合、大気と地表の放射能汚染は少なく、もちろん、オリオンの通常の打ち上げよりもはるかに少ないでしょう。 打ち上げが成功した場合、エンジンは大気の上層かすでに宇宙空間に打ち上げられる必要があるため、汚染は最小限に抑えられるか、まったく存在しません。RD-0410
ソビエトの RD-0410 エンジンにも同様の歴史があります。 エンジンのアイデアは、1940 年代後半にロケットと原子力技術の先駆者の間で生まれました。 ローバープロジェクトと同様、当初のアイデアは第一段階用の空気吸入核エンジンでした。 弾道ミサイル、その後開発は宇宙産業に移りました。 RD-0410 の開発はさらに遅く、国内の開発者は気相原子力推進エンジンのアイデアに夢中になりました (これについては以下で詳しく説明します)。 このプロジェクトは 1966 年に始まり、80 年代半ばまで続きました。 このエンジンの目標は、1994 年の火星への有人飛行であるマーズ 94 ミッションでした。
RD-0410の設計はNERVAに似ています。水素はノズルと反射板を通過して冷却され、炉心に供給され、そこで加熱されて放出されます。
その特性によると、RD-0410はNERVAよりも優れていました。炉心の温度はNERVAの2000Kではなく3000Kであり、比推力は900秒を超えていました。 RD-0410はNERVAよりも軽量かつコンパクトで、推力は10分の1でした。
エンジンテスト。 左下のサイドトーチで水素に点火して爆発を防ぎます。
固相原子力推進エンジンの開発
反応器内の温度が高くなるほど、作動流体の流量が増加し、エンジンの比推力が高くなるということを覚えています。 NERVA または RD-0410 の温度上昇を妨げるものは何ですか? 実際のところ、どちらのエンジンでも燃料要素は固体状態にあります。 温度を上げると溶けて水素と一緒に飛び散ります。 したがって、より高い温度では、核連鎖反応を実行する何らかの別の方法を考え出す必要があります。塩分のエンジン 核燃料
核物理学には臨界質量というものがあります。 この投稿の冒頭の核連鎖反応を思い出してください。 核分裂性原子が互いに非常に近い場合（たとえば、特殊な爆発による圧力で圧縮された場合）、次のことがわかります。 核爆発- 非常に短時間に大量の熱が発生します。 原子がそれほど強く圧縮されていないにもかかわらず、核分裂による新しい中性子の流れが増加すると、熱爆発が発生します。 従来の原子炉はそのような条件下では故障するでしょう。 ここで、核分裂性物質 (ウラン塩など) の水溶液を取り、それを燃焼室に連続的に供給し、臨界質量よりも大きな質量を提供すると想像してください。 その結果、核の「ろうそく」が燃え続け、その熱によって反応した核燃料と水が加速されます。
このアイデアは 1991 年に Robert Zubrin によって提案され、さまざまな推定によれば、トン単位の推力で 1300 ～ 6700 秒の比推力が約束されています。 残念ながら、このようなスキームには次のような欠点もあります。
- 燃料貯蔵の複雑さ – タンク内の連鎖反応は、例えば中性子吸収体からの細い管に燃料を入れることによって回避する必要があるため、タンクは複雑で重く、高価になります。
- 核燃料の消費量が多いのは、反応効率 (崩壊した原子の数/消費された原子の数) が非常に低いためです。 中でも 原爆核分裂性物質は完全に「燃焼」しないため、貴重な核燃料のほとんどがすぐに無駄になってしまいます。
- 地上テストは事実上不可能です - そのようなエンジンの排気は非常に汚れており、オリオンよりも汚れています。
- 核反応の制御に関してはいくつかの疑問があります。口頭で説明すれば簡単なスキームが技術的に実装するのが簡単であるということは事実ではありません。
気相原子力推進エンジン
次のアイデア: 作動流体の渦を作成し、その中心で核反応が起こったらどうなるでしょうか? この場合、コアの高温は壁に到達せず、作動流体に吸収され、数万度まで上昇する可能性があります。 これが、オープンサイクル気相原子力推進エンジンのアイデアがどのようにして生まれたのかということです。
気相原子力推進エンジンは、最大 3000 ～ 5000 秒の比推力を約束します。 ソ連では気相原子力推進エンジン（RD-600）のプロジェクトが開始されたが、モックアップ段階にも至らなかった。
「オープンサイクル」とは核燃料が外部に放出されることを意味し、当然効率は低下する。 そこで、弁証法的に固相のNREに戻り、放射熱を伝える十分な耐熱性の物質で核反応領域を囲おうという考えが生まれました。 数万度では熱が輻射によって伝わるため、容器の材質は透明である必要があるため、そのような物質として石英が提案されました。 その結果、気相閉サイクル原子力推進エンジン、つまり「原子力電球」が誕生しました。
この場合、中心温度の制限は「電球」のシェルの熱強度になります。 石英の融点は摂氏 1700 度で、能動的冷却を使用すると温度を上げることができますが、いずれにしても、比推力は開回路 (1300 ～ 1500 秒) よりも低くなりますが、核燃料の消費はより経済的になります。 、排気がきれいになります。
代替プロジェクト
固相原子力推進エンジンの開発以外にも、独自のプロジェクトもあります。核分裂性エンジン
このエンジンの考え方は、作動流体はなく、排出される使用済み核燃料であるということです。 最初のケースでは、未臨界ディスクは核分裂性物質から作られており、それ自体では連鎖反応を開始しません。 しかし、円盤が中性子反射体のある原子炉ゾーンに置かれると、連鎖反応が始まります。 そして、ディスクの回転と作動流体の不在により、崩壊した高エネルギー原子がノズルに飛び散って推力が発生し、崩壊していない原子はディスク上に残り、次のチャンスを得るでしょう。ディスクの次の回転:
さらにもっと 興味深いアイデア核燃料ナノ粒子の崩壊生成物がイオン化される、核分裂性物質から塵の多いプラズマ (ISS で思い出してください) を生成することから成ります。 電界そして投げ出されて推進力が生まれます。
1,000,000 秒の素晴らしい比推力を約束します。 開発が理論研究のレベルにあるという事実により、熱意は弱まります。
核融合エンジン
さらに遠い未来、核融合エンジンが誕生。 爆弾とほぼ同時に原子炉が作成された核崩壊反応とは異なり、熱核反応器はまだ「明日」から「今日」に移行しておらず、核融合反応は熱核爆弾を投射する「オリオン」スタイルでのみ使用できます。核光子ロケット
理論的には、光子の反射によって推力を生成できる程度までコアを加熱することが可能です。 技術的な制限がないにもかかわらず、現在の技術レベルではそのようなエンジンは採算が悪く、推力が低すぎるためです。放射性同位体ロケット
RTG からの作動流体を加熱するロケットは完全に機能します。 しかし、RTG が発生する熱は比較的少ないため、このようなエンジンは非常に単純ではありますが、非常に非効率になります。結論
現在の技術レベルでは、NERVA または RD-0410 のスタイルでソリッドステート原子力推進エンジンを組み立てることが可能であり、その技術は習得されています。 しかし、そのようなエンジンは、比推力の点では「原子炉 + 電気推進」の組み合わせに負けますが、推力の点では勝ちます。 しかし、より高度なオプションはまだ紙の上にあるだけです。 したがって、個人的には「原子炉＋電気推進」の組み合わせの方が有望だと考えています。情報源
主な情報源は英語版 Wikipedia と、そこにリンクとしてリストされているリソースです。 逆説的ですが、Tradition には固相 NRE と気相 NRE に関する NRE に関する興味深い記事があります。 エンジンに関する記事セルゲイエフ・アレクセイ、9 年 A クラス、市立教育機関「中等学校 No.84」
科学コンサルタント: 、科学的および革新的な活動のための非営利パートナーシップ「トムスク原子力センター」の副所長
校長: 市立教育機関「中等学校 No. 84」 CATO Seversk 物理教師
導入
宇宙船に搭載された推進システムは、推力や運動量を生み出すように設計されています。 使用される推力の種類に応じて、推進システムはケミカル (CHRD) とノンケミカル (NCRD) に分けられます。 CRD は、液体推進剤エンジン (LPRE)、固体推進剤ロケット エンジン (固体推進剤エンジン)、複合ロケット エンジン (RCR) に分類されます。 次に、非化学推進システムは原子力 (NRE) と電気 (EP) に分類されます。 偉大な科学者コンスタンチン・エドゥアルドヴィッチ・ツィオルコフスキーは、1世紀前に固体燃料と液体燃料で動作する推進システムの最初のモデルを作成しました。 その後、20世紀後半には、主に液体推進剤エンジンや固体推進剤ロケットエンジンを使用して数千回の飛行が行われました。
しかし、現在、星はもとより、他の惑星への飛行には、多くのロケットエンジンが開発されているものの、液体推進ロケットエンジンや固体推進ロケットエンジンの使用は採算が合わなくなってきている。 おそらく、液体燃料ロケット エンジンと固体推進燃料ロケット エンジンの能力は完全に使い果たされていると考えられます。 その理由は、すべての化学スラスターの比推力が低く、5000 m/s を超えないためです。そのため、十分な高速度を実現するにはスラスターの長期間の動作が必要であり、したがって、慣例に従って大量の燃料を蓄えておく必要があります。宇宙航行において必要な 大きな値ツィオルコフスキー数、つまり燃料を積んだロケットの質量と空のロケットの質量の比。 したがって、100 トンのペイロードを低軌道に打ち上げるエネルギアロケットの打ち上げ質量は約 3,000 トンで、これによりツィオルコフスキー数は 30 以内の値になります。
たとえば、火星への飛行の場合、ツィオルコフスキー数はさらに大きくなり、30 から 50 の値に達するはずです。ペイロードが約 1,000 トンであれば、それを見積もるのは簡単であり、最小質量はこれらの制限内にあります。火星へ出発する乗組員に必要なものをすべて提供するために必要な量はさまざまである 地球への帰還飛行のための燃料供給を考慮すると、宇宙船の初期質量は少なくとも 30,000 トンでなければならず、これは明らかに現代の宇宙飛行学の発展レベルを超えている。液体推進剤エンジンと固体推進剤ロケットエンジンの使用に基づいています。
したがって、有人乗組員が最も近い惑星にさえ到達するためには、化学推進以外の原理で動作するエンジンを搭載した打ち上げロケットを開発する必要がある。 この点で最も有望なのは、電気ジェット エンジン (EPE)、熱化学ロケット エンジン、核ジェット エンジン (NRE) です。
1.基本的な考え方
ロケット エンジンは、動作に環境 (空気、水) を使用しないジェット エンジンです。 化学ロケット エンジンが最も広く使用されています。 電気式、原子力式など、他の種類のロケット エンジンが開発およびテストされています。 圧縮ガスで動作する最も単純なロケット エンジンは、宇宙ステーションや宇宙船でも広く使用されています。 通常、作動流体として窒素を使用します。 /1/
推進システムの分類
2. ロケットエンジンの目的
ロケットエンジンはその目的に応じて、加速（始動）、制動、推進、制御などの主な種類に分けられます。 ロケット エンジンは主にロケットで使用されます (そのため名前が付けられています)。 さらに、ロケット エンジンは航空分野で使用されることがあります。 ロケット エンジンは宇宙飛行の主要なエンジンです。
軍用（戦闘用）ミサイルには通常、固体推進剤モーターが搭載されています。 これは、そのようなエンジンは工場で燃料補給され、ロケット自体の保管期間と耐用年数全体にわたってメンテナンスを必要としないという事実によるものです。 固体推進剤エンジンは、宇宙ロケットのブースターとしてよく使用されます。 これらは、米国、フランス、日本、中国でこの用途で特に広く使用されています。
液体ロケットエンジンは固体ロケットエンジンよりも高い推力特性を持っています。 したがって、それらは宇宙ロケットを地球周回軌道に打ち上げたり、惑星間飛行に使用されます。 ロケット用の主な液体推進剤は、灯油、ヘプタン (ジメチルヒドラジン)、液体水素です。 このような種類の燃料には酸化剤（酸素）が必要です。 このようなエンジンでは、酸化剤として硝酸と液化酸素が使用されます。 硝酸は液化酸素に比べて酸化力は劣りますが、特別なメンテナンスは必要ありません。 温度体制ミサイルの保管、給油、使用中
宇宙飛行用のエンジンは、可能な限り最小の質量と体積で可能な限り多くの出力を生成する必要があるという点で、地球上のエンジンとは異なります。 さらに、非常に高い効率と信頼性、長時間の稼働などの要件が課せられます。 使用されるエネルギーの種類に基づいて、宇宙船の推進システムは、熱化学、原子力、電気、ソーラーセイルの 4 つのタイプに分類されます。 リストされたタイプにはそれぞれ独自の長所と短所があり、特定の条件で使用できます。
現在、宇宙船、軌道ステーション、無人地球衛星は、強力な熱化学エンジンを搭載したロケットによって宇宙に打ち上げられています。 低推力の小型エンジンもあります。 これは強力なエンジンの小型コピーです。 中には手のひらに収まるサイズのものもあります。 このようなエンジンの推力は非常に小さいですが、宇宙で船の位置を制御するには十分です。
3.熱化学ロケットエンジン。
内燃機関、蒸気ボイラーの炉など、燃焼が発生する場所では、大気中の酸素が最も活発な役割を果たすことが知られています。 宇宙空間には空気がありません。宇宙空間でロケット エンジンを動作させるには、燃料と酸化剤という 2 つのコンポーネントが必要です。
液体熱化学ロケット エンジンは、アルコール、灯油、ガソリン、アニリン、ヒドラジン、ジメチルヒドラジン、液体水素を燃料として使用します。 酸化剤としては液体酸素、過酸化水素、硝酸が使用されます。 おそらく将来、そのような活性化学物質の保管および使用方法が発明されると、液体フッ素が酸化剤として使用されるようになるでしょう。
液体ジェットエンジンの燃料と酸化剤は専用タンクに分けて保管され、ポンプを使って燃焼室に供給されます。 これらが燃焼室内で混合されると、温度は 3000 ～ 4500 °C に達します。
燃焼生成物は膨張し、2500 ～ 4500 m/s の速度になります。 エンジン本体から押し出され、ジェット推力を生み出します。 同時に、ガス流の質量と速度が大きくなるほど、エンジンの推力も大きくなります。
エンジンの比推力は、通常、1秒間に燃焼される燃料の単位質量当たりに生成される推力の量によって推定されます。 この量はロケット エンジンの比推力と呼ばれ、秒単位で測定されます (推力 kg / 毎秒燃焼燃料 kg)。 最高の固体燃料ロケット エンジンの比推力は最大 190 秒です。つまり、1 秒間に 1 kg の燃料が燃焼すると、190 kg の推力が生成されます。 水素酸素ロケット エンジンの比推力は 350 秒です。 理論的には、水素フッ素エンジンは 400 秒を超える比推力を発生させることができます。
一般的に使用される液体ロケット エンジン回路は次のように動作します。 圧縮ガスは極低温燃料の入ったタンク内に必要な圧力を生み出し、パイプライン内での気泡の発生を防ぎます。 ポンプはロケットエンジンに燃料を供給します。 燃料は多数のインジェクターを通じて燃焼室に噴射されます。 酸化剤もノズルを通じて燃焼室に噴射されます。
どのような車でも、燃料が燃焼すると大きな熱流が形成され、エンジンの壁が加熱されます。 部屋の壁を冷やさないと、それがどのような材質でできていても、すぐに燃え尽きてしまいます。 液体ジェット エンジンは通常、燃料成分の 1 つによって冷却されます。 この目的のために、チャンバーは 2 つの壁で構成されています。 燃料の冷たい成分は壁の間の隙間を流れます。
アルミニウム" href="/text/category/alyuminij/" rel="bookmark">アルミニウムなど。特に水素酸素などの従来の燃料への添加剤として使用されます。このような「三成分組成」は、化学物質に対して可能な限り最高の速度を提供します。燃料の排出 - 最大 5 km/s. しかし、これは実質的に化学資源の限界です. 実際にはそれ以上のことはできません. 提案された説明は依然として液体ロケットエンジンによって支配されていますが、これは歴史上初めてであると言わなければなりません人類は、固体燃料を使用した熱化学ロケット エンジン - 固体燃料ロケット モーターを作成しました。燃料 - たとえば、特殊な火薬 - は燃焼室に直接配置されます。固体燃料で満たされたジェット ノズルを備えた燃焼室 - それが全体の設計です。固体燃料の燃焼方式は、固体燃料ロケットエンジンの目的（打ち上げ、持続、複合）によって異なりますが、軍事で使用される固体燃料ロケットの場合、始動エンジンと推進エンジンの存在が特徴です。非常に高い推力 短時間、ロケットが降下するために必要です。 ランチャーそしてその初期加速。 サスティナー固体推進剤ロケット モーターは、飛行経路の主要 (推進) セクションでロケットの飛行速度を一定に維持するように設計されています。 それらの違いは主に、燃焼室の設計と装入燃料の燃焼面のプロファイルにあり、これらによって燃料の燃焼速度が決まり、運転時間とエンジン推力が決まります。 このようなロケットとは対照的に、地球の衛星、軌道ステーション、および衛星を打ち上げるための宇宙打ち上げロケット。 宇宙船、および惑星間ステーションは、ロケットの発射から物体が地球の周りの軌道または惑星間の軌道に打ち上げられるまで、開始モードでのみ動作します。 一般に、固体ロケットモーターには液体燃料エンジンに比べて多くの利点がありません。製造が容易であり、 長い間保管可能で、いつでもすぐに使用でき、比較的防爆性があります。 しかし、比推力の点では、固体燃料エンジンは液体エンジンより 10 ～ 30% 劣ります。
4. 電気ロケットエンジン
上で説明したほとんどすべてのロケット エンジンは巨大な推力を発生し、宇宙船を地球周回軌道に打ち上げ、惑星間飛行のために宇宙速度まで加速するように設計されています。 まったく別の問題は、すでに軌道上または惑星間の軌道上に打ち上げられた宇宙船の推進システムです。 ここでは、原則として、何百、何千時間も動作し、繰り返しオンとオフを切り替えることができる低電力モーター (数キロワット、さらにはワット) が必要です。 これにより、大気の上層と太陽風によって生じる飛行抵抗を補い、軌道上または特定の軌道に沿った飛行を維持することができます。 電気ロケット エンジンでは、作動流体を電気エネルギーで加熱することで特定の速度まで加速します。 電気は太陽光パネルや原子力発電所から供給されます。 作動流体を加熱する方法は異なりますが、実際には電気アークが主に使用されます。 非常に信頼性が高く、多数の起動に耐えられることが実証されています。 水素はアークモーターの作動流体として使用されます。 電気アークを使用すると、水素が非常に高温に加熱され、プラスイオンと電子の電気的に中性の混合物であるプラズマに変わります。 エンジンから流出するプラズマの速度は20km/sに達します。 科学者がエンジンチャンバーの壁からプラズマを磁気的に隔離する問題を解決すれば、プラズマの温度を大幅に上昇させ、排気速度を100 km/sまで高めることが可能になります。 最初の電気ロケット エンジンは数年後にソ連で開発されました。 有名なガス力学研究所 (GDL) の指導者 (後に彼はソ連の宇宙ロケット用エンジンの作成者および学者になった) の下で。/10/
5.その他のエンジン
核ロケットエンジンには、核分裂性物質が液体、気体、さらにはプラズマ状態にある、より風変わりな設計もありますが、現在の技術レベルでそのような設計を実装することは非現実的です。 以下のロケット エンジン プロジェクトが存在しますが、まだ理論段階または実験段階にあります。
小さな核装薬の爆発エネルギーを利用したパルス核ロケットエンジン。
水素同位体を燃料として使用できる熱核ロケット エンジン。 このような反応における水素のエネルギー生産性は 6.8 * 1011 KJ/kg であり、これは核分裂反応の生産性よりも約 2 桁高いことになります。
ソーラーセイルエンジン - 太陽光（太陽風）の圧力を利用し、その存在は1899年にロシアの物理学者によって経験的に証明されました。 科学者らの計算によると、直径500メートルの帆を備えた重さ1トンの装置が地球から火星まで約300日で飛行できることが判明した。 しかし、ソーラーセイルの効率は太陽から離れるにつれて急速に低下します。
6.原子力ロケットエンジン
液体燃料で動作するロケット エンジンの主な欠点の 1 つは、ガスの流量が制限されることに関連しています。 核ロケットエンジンでは、核「燃料」の分解中に放出される膨大なエネルギーを使用して作動物質を加熱することが可能であると考えられます。 核ロケットエンジンの動作原理は、熱化学エンジンの動作原理とほとんど変わりません。 違いは、作動流体がそれ自体の化学エネルギーによって加熱されるのではなく、核内反応中に放出される「外部」エネルギーによって加熱されることです。 作動流体は原子炉を通過し、そこで原子核（例えばウラン）の核分裂反応が起こり、加熱されます。 核ロケットエンジンでは酸化剤が不要なため、使用できる液体は 1 つだけです。 作動流体として、エンジンがより大きな牽引力を発生できる物質を使用することをお勧めします。 この条件を最も完全に満たすのは水素であり、次にアンモニア、ヒドラジン、水が続きます。 核エネルギーが放出される過程は、放射性変化、重い原子核の分裂反応、軽い原子核の核融合反応に分けられます。 放射性同位体変換は、いわゆる同位体エネルギー源で実現されます。 人工放射性同位体の比質量エネルギー（重さ 1 kg の物質が放出できるエネルギー）は、化学燃料の比質量エネルギーよりも大幅に高くなります。 したがって、210Po の場合、これは 5*10 8 KJ/kg に等しくなりますが、最もエネルギー効率の高い化学燃料 (酸素を含むベリリウム) の場合、この値は 3*10 4 KJ/kg を超えません。 残念ながら、そのようなエンジンを宇宙打上げロケットに使用することはまだ合理的ではありません。 その理由は、同位体物質のコストが高いことと、操作が難しいことです。 結局のところ、同位体は、特別なコンテナで輸送されているときやロケットが発射場に駐機されているときでも、常にエネルギーを放出しています。 原子炉はよりエネルギー効率の高い燃料を使用します。 したがって、235U (ウランの核分裂性同位体) の比質量エネルギーは 6.75 * 10 9 KJ/kg に等しく、つまり 210Po 同位体よりも約 1 桁高いことになります。 これらのエンジンは「スイッチを入れる」ことも「スイッチを切る」こともでき、核燃料 (233U、235U、238U、239Pu) は同位体燃料よりもはるかに安価です。 このようなエンジンでは、水だけでなく、より効率的な作動物質（アルコール、アンモニア、液体水素）も作動流体として使用できます。 液体水素を使用したエンジンの比推力は 900 秒です。 で 最も単純なスキーム固体核燃料で動作する原子炉を備えた核ロケットエンジンの場合、作動流体はタンク内に入れられます。 ポンプはそれをエンジンチャンバーに供給します。 ノズルを使用して噴霧される作動流体は、燃料を生成する核燃料と接触して加熱、膨張し、ノズルから高速で放出されます。 核燃料は、他のどの種類の燃料よりもエネルギー貯蔵量に優れています。 その場合、論理的な疑問が生じます。なぜこの燃料を使用する施設の比推力が比較的低く、質量が大きいのでしょうか? 実際、固相核ロケットエンジンの比推力は核分裂性物質の温度によって制限され、稼働中の発電所は強い電離放射線を放出し、生物に悪影響を及ぼします。 このような放射線に対する生物学的防御は、 重い宇宙では適用できない 航空機。 固体核燃料を用いた核ロケットエンジンの実用開発は、20世紀の50年代半ばにソ連とアメリカで最初の原子力発電所の建設とほぼ同時に始まった。 この作業は機密性が高まった雰囲気の中で行われたが、そのようなロケットエンジンはまだ宇宙飛行において実際に使用されていないことが知られている。 これまでのところ、すべては、無人人工地球衛星、惑星間宇宙船、および世界的に有名なソ連の「月面探査機」での、比較的低出力の同位体電源の使用に限定されている。
7.原子力ジェットエンジン、動作原理、原子力推進エンジンで推力を得る方法。
原子力ロケットエンジンは、核エネルギー、つまり核反応の結果として放出されるエネルギーを利用して推力を生み出すことからその名前が付けられました。 一般的な意味では、これらの反応は、原子核のエネルギー状態の変化、および原子核の構造の再構築や原子核に含まれる素粒子の数の変化に伴う、一部の原子核の他の原子核への変換を意味します。核子。 さらに、知られているように、核反応は自発的に（すなわち自発的に）起こることもあれば、例えばある原子核が他の原子核（または素粒子）によって衝突されたときに人為的に引き起こされることもあります。 核分裂と核融合反応はエネルギーの大きさを超えます 化学反応それぞれ数百万回と数千万回。 これは、分子内の原子の化学結合エネルギーが原子核内の核子の核結合エネルギーよりも何倍も小さいという事実によって説明されます。 ロケット エンジンの核エネルギーは 2 つの方法で使用できます。
1. 放出されたエネルギーは作動流体の加熱に使用され、従来のロケット エンジンと同様に作動流体がノズル内で膨張します。
2. 原子力電気エネルギーに変換され、作動流体の粒子をイオン化して加速するために使用されます。
3. 最後に、衝撃は、プロセス中に形成される核分裂生成物自体によって生成されます (たとえば、高融点金属 - タングステン、モリブデン) は、核分裂性物質に特殊な特性を与えるために使用されます。
固相炉の燃料要素には、原子力推進エンジンの作動流体が流れるチャネルが浸透しており、徐々に加熱されます。 チャネルの直径は約 1 ～ 3 mm、総面積は 20 ～ 30% です。 断面アクティブゾーン。 炉心は、原子炉が加熱されたときに膨張できるように、発電容器内の特別なグリッドによって吊り下げられています（そうしないと、熱応力によって崩壊してしまいます）。
炉心は、流れる作動流体による大幅な油圧低下（最大数十気圧）、熱応力、振動に伴う高い機械的負荷を受けます。 反応器が加熱されると、活性ゾーンのサイズの増加は数センチメートルに達します。 アクティブゾーンとリフレクターは、作動流体の圧力とジェットノズルによって生成される推力を吸収する耐久性のあるパワーハウジング内に配置されています。 ケースは耐久性のある蓋で閉じられます。 これには、規制機関を駆動するための空気圧、バネ、または電気機構、宇宙船への原子力推進エンジンの取り付けポイント、および原子力推進エンジンを作動流体の供給パイプラインに接続するためのフランジが収容されています。 ターボポンプユニットもカバー上に配置できます。
8 - ノズル、
9 - 拡張ノズルノズル、
10 - タービンの作動物質の選択、
11 - 電力部隊、
12 - コントロールドラム、
13 - タービン排気（姿勢制御と推力増加に使用）、
14 - コントロールドラム用ドライブリング)
1957 年の初めに、ロス アラモス研究所での作業の最終方向が決定され、黒鉛中にウラン燃料を分散させた黒鉛原子炉を建設することが決定されました。 この方向で作成されたキウイ A 原子炉は、1959 年 7 月 1 日に試験されました。
アメリカの固相原子力ジェットエンジン XEプライム実験台の上 (1968)
原子炉の建設に加えて、ロスアラモス研究所はネバダ州の特別実験場の建設に本格的に取り組んでおり、関連分野で米空軍からの多くの特別注文も実行した（個別の実験施設の開発）。 TURE 単位)。 ロス アラモス研究所に代わって、個々のコンポーネントの製造に関する特別注文はすべて、次の企業によって実行されました: Aerojet General、North American Aviation の Rocketdyne 部門。 1958 年の夏、ローバー プログラムのすべての管理はアメリカ空軍から新しく組織されたアメリカ航空宇宙局 (NASA) に移管されました。 1960 年の真夏に AEC と NASA の間で締結された特別協定の結果、G. フィンガーの指導の下に宇宙原子力推進局が設立され、その後ローバー プログラムの責任者となりました。
原子力ジェットエンジンの6回の「高温試験」から得られた結果は非常に有望なものであり、1961年初めに原子炉飛行試験(RJFT)に関する報告書が作成された。 その後、1961 年半ばに、ネルバ プロジェクト (宇宙ロケットに原子力エンジンを使用する) が開始されました。 エアロジェット・ジェネラルがゼネコンとして選ばれ、ウェスチングハウスが原子炉の建設を担当する下請け業者として選ばれた。
10.2 ロシアにおけるTUREへの取り組み
アメリカ人" href="/text/category/americanetc/" rel="bookmark">アメリカ人やロシアの科学者は、研究用原子炉で個々の燃料要素の最も経済的で効果的なテストを使用しました。研究の全範囲は 70 ～ 80 年代に実施されました。これにより、設計局「サリュート」、化学オートマチック設計局、IAE、NIKIET、およびNPO「Luch」(PNITI)が宇宙用原子力推進エンジンおよびハイブリッド原子力発電所のさまざまなプロジェクトを開発することが許可されました。 NIITPのリーダーシップ（FEI、IAE、NIKIET、NIITVEL、NPOが原子炉要素Luch"、MAIを担当）が設立されました ヤード RD 0411最小サイズの原子力エンジンと RD0410推力はそれぞれ40トンと3.6トン。
その結果、水素ガスの試験用に原子炉、「コールド」エンジン、ベンチプロトタイプが製造されました。 比推力が 8250 m/s 以下のアメリカの TNRE とは異なり、ソビエトの TNRE は、より耐熱性が高く先進的な設計の燃料要素の使用と炉心の高温により、この数値は 9100 m/s に相当しました。 /s 以上。 NPO「Luch」の共同遠征隊のTUREをテストするためのベンチ基地は、セミパラチンスク-21市の南西50kmに位置していた。 彼女は 1962 年に働き始めました。 で 試験場では、原子力ロケットエンジン試作機の実物大の燃料要素が試験された。 この場合、排気ガスは密閉排気システムに入りました。 実物大の原子力エンジン試験を行うバイカル 1 号試験ベンチ複合施設は、セミパラチンスク 21 の南 65 km に位置しています。 1970 年から 1988 年にかけて、約 30 回の原子炉の「ホットスタート」が実施されました。 同時に、出力は 230 MW を超えず、水素消費量は最大 16.5 kg/秒、原子炉出口温度は 3100 K でした。すべての打ち上げは成功し、トラブルはなく、計画どおりでした。
ソビエトの TNRD RD-0410 は世界で唯一稼働し信頼性の高い産業用原子力ロケット エンジンです
現在、現場でのこうした作業は停止されているが、設備は比較的稼働状態に維持されている。 NPO ルッホのテストベンチ基地は、多額の金銭的および時間的コストをかけずに原子力推進炉の要素をテストできる世界で唯一の実験施設です。 ロシアとカザフスタンの専門家の参加が計画されている宇宙研究イニシアチブプログラムの枠組みの中で、米国で月や火星への飛行用の原子力推進エンジンの研究が再開されれば、宇宙飛行士の活動再開につながる可能性がある。セミパラチンスク基地と2020年代の「火星」遠征の実施。
主な特徴
水素の比推力: 910 - 980 秒(理論的には最大1000 秒).
・作動流体（水素）の流出速度：9100～9800m/sec。
・達成可能な推力：最大数百トン、数千トン。
· 最大動作温度: 3000°С - 3700°С (短時間スイッチオン)。
・動作寿命：最大数千時間（定期活性化）。 /5/
11.デバイス
ソ連の固相核ロケットエンジンRD-0410の設計
1 - 作動油タンクからのライン
2 - ターボポンプユニット
3 - ドラムドライブの制御
4 - 放射線防護
5 - 調整ドラム
6 - リターダー
7 - 燃料集合体
8 - 反応容器
9 - 火の底
10 - ノズル冷却ライン
11- ノズルチャンバー
12 - ノズル
12.動作原理
その動作原理によれば、TURE は高温反応器熱交換器であり、作動流体 (液体水素) が加圧下で導入され、高温 (3000°C 以上) に加熱されると反応器から排出されます。冷却されたノズル。 ノズル内での熱再生は、水素をより速く加熱してリサイクルできるため、非常に有益です。 かなりの量熱エネルギーにより比推力は 1000 秒 (9100 ～ 9800 m/s) に増加します。
ロケットエンジン原子炉
MsoNormalTable">
作動流体
密度、g/cm3
比推力 (加熱室内の指定温度、°K)、 秒
0.071（液体）
0.682（液体）
1,000（液体）
いいえ。 ダン
いいえ。 ダン
いいえ。 ダン
(注: 加熱室内の圧力は 45.7 気圧であり、作動流体の同じ化学組成で 1 気圧まで膨張します) /6/
15.特典
化学ロケット エンジンに対する TNRE の主な利点は、より高い比推力、大幅なエネルギーの蓄え、システムのコンパクトさ、および非常に高い推力 (真空中で数十、数百、数千トン) を得ることができることです。真空中で達成される比推力は、使用済みの 2 成分化学ロケット燃料 (灯油 - 酸素、水素 - 酸素) の比推力よりも 3 ～ 4 倍大きく、最高熱強度で動作する場合には 4 ～ 5 倍大きくなります。米国とロシアには、そのようなエンジンの開発と製造において豊富な経験があり、必要に応じて（特別プログラムの宇宙探査）、そのようなエンジンは短期間で製造でき、合理的なコストがかかります。宇宙船を加速するためにTNREを使用する場合宇宙では、重力場を使用した摂動操作の追加使用の対象となります。 主要な惑星(木星、天王星、土星、海王星)、太陽系の研究で達成可能な限界は大幅に拡大しており、遠く離れた惑星に到達するのに必要な時間は大幅に短縮されています。 さらに、TNRE は、希薄な大気を作動流体として使用して巨大惑星の低軌道で動作する装置や、大気中で動作する装置にうまく使用できます。 /8/
16.デメリット
TNRE の主な欠点は、強力な透過放射線 (ガンマ線、中性子) の流れが存在することと、高放射性ウラン化合物、誘導放射線による耐火性化合物、および作動流体による放射性ガスの除去が行われることです。 この点において、発射場および大気中の環境状況の悪化を避けるために、地上発射では TURE は受け入れられません。 /14/
17.TURDの特性を改善する。 ハイブリッド ターボプロップ エンジン
一般的なロケットやエンジンと同様に、固相原子力ジェット エンジンには、達成可能な最も重要な特性に関して重大な制限があります。 これらの制限は、エンジンの構造材料の最大動作温度の範囲を超える温度範囲ではデバイス (TJRE) が動作できないことを意味します。 TJRE の機能を拡張し、主要な動作パラメータを大幅に増加させるために、TJRE が熱とエネルギーの供給源の役割を果たし、さらに追加の役割を果たすさまざまなハイブリッド スキームを使用できます。 物理的方法作動体の加速。 最も信頼性が高く、実用可能で、高い比推力と推力特性を備えているのは、イオン化作動流体 (水素と特殊添加剤) を加速するための追加の MHD 回路 (磁気流体力学回路) を備えたハイブリッド方式です。 /13/
18. 原子力推進エンジンからの放射線の危険。
作動する原子力エンジンは、 強力なソース放射線 - ガンマ線と 中性子線。 特別な対策を講じないと、放射線は宇宙船内の作動流体や構造の許容できない加熱、金属構造材料の脆化、プラスチックの破壊やゴム部品の老化、電気ケーブルの絶縁損傷、電子機器の故障を引き起こす可能性があります。 放射線は、物質の誘導（人工）放射能、つまり物質の活性化を引き起こす可能性があります。
現在、原子力推進エンジンを搭載した宇宙船の放射線防護の問題は、原理的には解決されていると考えられている。 試験スタンドや発射場における原子力推進エンジンのメンテナンスに関する基本的な問題も解決された。 稼働中の NRE は運用担当者に危険をもたらしますが、NRE の稼働終了から 1 日経つと、個人用保護具なしで NRE から 50 m の距離に数十分立って、さらには近づくことができます。最も簡単な保護手段により、作業員はテスト直後に作業エリア YARD に入ることができます。
発射施設の汚染レベルと 環境どうやら、宇宙ロケットの下段での原子力推進エンジンの使用には障害にはならないようです。 環境や運転員に対する放射線の危険性の問題は、作動流体として使用される水素が原子炉を通過する際に実質的に活性化されないという事実によって大幅に軽減される。 したがって、原子力エンジンのジェット流は、液体推進ロケット エンジンのジェット流と同様に危険ではありません。/4/
結論
宇宙飛行における原子力推進エンジンの開発と使用の見通しを考えるときは、さまざまな種類の原子力推進エンジンの達成および期待される特性、それらの応用が宇宙飛行に与える可能性、そして最後に密接な関係から進む必要があります。原子力推進エンジンの問題と、宇宙におけるエネルギー供給の問題、そしてそもそもエネルギー開発の問題。
上で述べたように、考えられるすべてのタイプの原子力推進エンジンの中で、最も開発されているのは、熱放射性同位元素エンジンと固相核分裂炉を備えたエンジンです。 しかし、放射性同位元素推進エンジンの特性により、宇宙飛行における普及が（少なくとも近い将来には）望めないとしても、固相核推進エンジンの開発は宇宙飛行に大きな展望を開くことになる。
たとえば、初期質量が 40,000 トン（つまり、最新の最大の打ち上げロケットの約 10 倍）である装置が提案されており、この質量の 1/10 がペイロードを占め、2/3 が原子力に相当します。料金も 3 秒ごとに 1 回の装薬を爆発させると、原子力推進システムを 10 日間連続稼働させるのに十分な量になります。 この間に装置は秒速 10,000 km まで加速し、将来 130 年後には恒星アルファ ケンタウリに到達することができます。
原子力発電所には、事実上無制限のエネルギー強度、環境からの運転の独立性、および外部影響（宇宙放射線、隕石による損傷、高温および低温など）に対する耐性など、独特の特性があります。 しかし、核放射性同位元素施設の最大出力は数百ワット程度に制限されています。 この制限は原子炉発電所には存在せず、地球近傍空間での重量宇宙船の長期飛行中、太陽系の遠方の惑星への飛行中、その他の場合に原子炉発電所を使用することの収益性が決まります。
核分裂炉を備えた固相およびその他の原子力推進エンジンの利点は、太陽系の惑星への有人飛行（たとえば、火星遠征中）などの複雑な宇宙計画の研究で最も完全に明らかになります。 この場合、スラスターの比推力の増加により、質的に新しい問題を解決することが可能になります。 現在の液体推進ロケット エンジンの 2 倍の比推力を持つ固相核推進ロケット エンジンを使用すると、これらすべての問題が大幅に軽減されます。 この場合、飛行時間の大幅な短縮も可能となる。
近い将来、固相原子力推進エンジンが最も一般的なロケット エンジンの 1 つになる可能性が最も高くなります。 固相原子力推進エンジンは、例えば海王星や冥王星などの惑星への長距離飛行、さらには太陽系の外への飛行のための装置として使用することができます。 しかし、星への飛行には、核分裂原理に基づいた原子力エンジンは適していません。 この場合、有望なのは、核融合反応の原理で動作する核エンジン、より正確には熱核ジェットエンジン（TRE）と、物質と反物質の消滅反応を運動量源とする光子ジェットエンジン（PRE）です。 。 しかしおそらく、人類は星間空間を移動するために、ジェットとは異なる別の移動手段を使用することになるでしょう。
最後に、アインシュタインの有名なフレーズを言い換えます。星々に旅行するには、複雑さと認識の点でネアンデルタール人の原子炉に匹敵するものを人類が考え出さなければなりません。
文学
出典:
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16. 深宇宙へ向かう途中 // エネルギー。 - 1985年。 - 第6位。
応用
固相原子力ジェットエンジンの主な特徴
製造国 | エンジン | 真空中の推力、kN | 特定の衝動、 秒 | プロジェクト作業、年 |
|
NERVA/Lox 混合サイクル |
すでにこの10年代の終わりには、惑星間旅行のための原子力動力の宇宙船がロシアで製造されるかもしれない。 そしてこれは、地球近傍空間と地球自体の両方の状況を劇的に変えるでしょう。
原子力発電所 (NPP) は 2018 年に飛行準備が整います。 これはケルディシュセンター所長の学者が発表した。 アナトリー・コロテエフ。 「我々は（核の）最初のサンプルを準備しなければならない」 発電所メガワット級。 – 約 「Expert Online」）2018年の飛行試験用。 彼女が飛ぶかどうかは別の問題で、行列ができるかもしれないが、彼女は飛ぶ準備ができているはずだ」とRIAノーボスチは彼の言葉を報じた。 以上のことは、宇宙探査の分野における最も野心的なソ連・ロシアのプロジェクトの一つが即時実用化の段階に入りつつあることを意味する。
前世紀半ばにそのルーツを遡るこのプロジェクトの本質はこれです。 現在、地球近傍宇宙への飛行は、エンジン内の液体または固体燃料の燃焼によって移動するロケットで行われています。 基本的には車のエンジンと同じです。 ガソリンが燃焼するとシリンダー内のピストンを押し、そのエネルギーがシリンダーを通じて車輪に伝達されます。 また、ロケット エンジンでは、燃焼する灯油またはヘプチルがロケットを直接前進させます。
過去半世紀にわたり、このロケット技術は世界中で細部まで完成されてきました。 しかし、ロケット科学者自身もそれを認めています。 改善 - はい、必要です。 「改良された」燃焼エンジンに基づいて、ロケットのペイロードを現在の 23 トンから 100 トン、さらには 150 トンに増加しようとしています。はい、努力する必要があります。 しかし、これは進化の観点から見ると行き止まりです。 」 世界中のロケットエンジンの専門家がどんなに頑張っても、 最大限の効果、私たちが受け取るものはパーセントの端数で計算されます。 大雑把に言えば、液体燃料であれ固体燃料であれ、既存のロケットエンジンからはすべてが搾り取られており、推力や比推力を増大させようとする試みはまったく無駄である。 原子力推進システムは数倍の増加をもたらします。 火星への飛行を例に挙げると、現在は往復に1年半～2年かかっていますが、2～4か月で飛行できるようになるでしょう。 「 - ロシア連邦宇宙庁の元長官はかつて状況を評価した アナトリー・ペルミノフ.
したがって、2010年に当時のロシア大統領、そして現在は首相となった ドミトリー・メドベージェフこの10年の終わりまでに、我が国にメガワット級の原子力発電所をベースにした宇宙輸送およびエネルギーモジュールを創設する命令が下されました。 このプロジェクトの開発には、連邦予算、ロスコスモス、ロスアトムから2018年まで170億ルーブルが割り当てられる予定だ。 この金額のうち、72億は原子炉プラントの建設のためにロスアトム国営企業に割り当てられ（これはエネルギー工学のドレザル研究設計研究所によって行われています）、40億は原子力発電の建設のためにケルディシュセンターに割り当てられました。推進プラント。 RSC Energia は、輸送およびエネルギー モジュール、つまりロケット船の製作に 58 億ルーブルを割り当てました。
当然のことながら、この作業はすべて単独で行われるわけではありません。 1970年から1988年にかけて、ソ連だけでもブクやトパーズなどの低出力原子力発電所を備えた30機以上の偵察衛星を宇宙に打ち上げた。 これらは、世界の海洋全体で水上目標を監視し、武器母艦または指揮所に送信して目標指定を発行するための全天候システム、つまりレジェンド海軍宇宙偵察および目標指定システム (1978 年) を作成するために使用されました。
NASAと アメリカの企業宇宙船とその輸送手段を製造する企業は、3回の試みにもかかわらず、この期間中に宇宙で安定して動作する原子炉を作ることができませんでした。 そのため、1988年に原子力推進システムを搭載した宇宙船の使用禁止が国連を通過し、ソ連での原子力推進システムを搭載したUS-A型人工衛星の生産は中止された。
並行して、前世紀の 60 ～ 70 年代に、ケルディッシュ センターは、核燃料で動作する高出力推進システムを作成するのに最適なイオン エンジン (エレクトロプラズマ エンジン) の作成に積極的に取り組みました。 反応器は熱を発生し、その熱は発電機によって電気に変換されます。 このようなエンジンでは、電気の助けを借りて不活性ガスのキセノンが最初にイオン化され、次に正に帯電した粒子 (正のキセノンイオン) が静電界内で所定の速度まで加速され、エンジンから出るときに推力が発生します。 これがイオンエンジンの動作原理であり、その試作機はケルディッシュセンターですでに作成されています。
« 20 世紀の 90 年代に、私たちケルディッシュ センターはイオン エンジンの研究を再開しました。 このような強力なプロジェクトのために、新たな協力体制を構築する必要があります。 すでに、基本的な技術および設計ソリューションをテストできるイオン エンジンのプロトタイプが存在します。 しかし、標準製品はまだ作成する必要があります。 私たちには期限が設定されており、2018 年までに製品の飛行テストの準備が整い、2015 年までにメインエンジンのテストが完了する必要があります。 次に、寿命テストとユニット全体のテストです。」と、M.V. にちなんで名付けられた研究センターの電気物理部門の責任者は昨年述べました。 ケルディシュ、MIPT航空物理宇宙研究学部教授 オレグ・ゴルシコフ。
どれの 実用こうした展開からロシアはどうなるのか？この利益は、容量1MWの原子力発電所を搭載した打ち上げロケットの開発に国が2018年までに支出する予定の170億ルーブルをはるかに上回っている。 第一に、これは我が国と人類全体の能力の劇的な拡大です。 原子力を動力とする宇宙船は、人々が他の惑星で何かを成し遂げる本当の機会を提供します。 現在、多くの国がそのような船を保有しています。 米国が原子力発電所を備えたロシアの人工衛星のサンプル２基を受け取った後、２００３年には米国でも再開された。
しかし、それにもかかわらず、NASAの有人飛行に関する特別委員会のメンバーは、 エドワード・クロウリーたとえば、火星への国際線の船にはロシアの原子力エンジンが搭載されるべきだと同氏は考えている。 」 原子力エンジン開発におけるロシアの経験が求められている。 ロシアはロケットエンジンの開発と原子力技術の両方において豊富な経験を持っていると思います。 ロシアの宇宙飛行士は非常に長い飛行を行ったため、彼女は宇宙条件への人間の適応についても豊富な経験を持っています。 「」とクロウリー氏は昨春、モスクワ州立大学で米国の有人宇宙探査計画について講義した後、記者団に語った。
第二に、そのような船は、地球近傍空間での活動を急激に強化することを可能にし、月への植民地化を開始する本当の機会を提供します（すでに地球の衛星上に原子力発電所を建設するプロジェクトがあります）。 」 原子力推進システムの使用は、イオン推進や電力を使用して他のタイプの設備で飛行できる小型宇宙船ではなく、大型有人システムで検討されています。 太陽風。 イオンエンジンを備えた原子力推進システムは、軌道間再利用可能なタグボートで使用できます。 たとえば、低軌道と高軌道の間で貨物を輸送したり、小惑星に飛行したりできます。 再利用可能な月タグボートを作成したり、火星に遠征隊を派遣したりできます」とオレグ・ゴルシコフ教授は言います。 このような船は宇宙探査の経済学を劇的に変えています。 RSC Energia の専門家らの計算によると、原子力打ち上げロケットは、液体ロケット エンジンと比較して、ペイロードを月周回軌道に打ち上げるコストを半分以下に削減します。
三番目、これらは、このプロジェクトの実施中に作成され、冶金、機械工学などの他の産業に導入される新しい材料と技術です。 つまり、これはロシア経済と世界経済の両方を真に前進させることができる画期的なプロジェクトの1つである。
パルスヤードは、1945 年にロス アラモス研究所の S. ウラム博士によって提案された原理に従って開発されました。この原理によれば、高効率宇宙ロケット発射装置のエネルギー源 (燃料) として核電荷を使用することが提案されています。
当時、その後の長年と同様に、核および熱核の装薬は、他のどのエネルギー源と比較しても最も強力でコンパクトなエネルギー源でした。 ご存知のとおり、反物質を使用した最初のユニットの開発はすでにかなり進んでおり、私たちは現在、さらに集中したエネルギー源を制御する方法を発見しようとしているところです。 利用可能なエネルギーの量のみから判断すると、核電荷は 200,000 秒を超える比推力を提供し、熱核電荷は最大 400,000 秒の推力を提供します。 これらの特定の推力値は、太陽系内のほとんどの飛行にとって法外に高い値です。 さらに、核燃料を「純粋な」形で使用すると、現時点でもまだ完全に解決されていない多くの問題が発生します。 したがって、爆発中に放出されるエネルギーは作動流体に伝達され、作動流体が加熱されてエンジンから流れ出て推力が発生する必要があります。 このような問題を解決するための従来の方法によれば、作動流体（例えば、水または他の液体物質）で満たされた「燃焼室」に核装薬が置かれ、作動流体は蒸発し、その後多かれ少なかれ膨張する。ノズル内の断熱性。
このようなシステムは内部パルス核推進エンジンと呼ばれ、爆発の生成物すべてと作動流体の全質量が推力の生成に使用されるため、非常に効果的です。 非定常な動作サイクルにより、このようなシステムはさらに発展することができます。 高圧燃焼室内の温度が高く、その結果、連続運転サイクルと比較して比推力が高くなります。 しかし、爆発が特定の体積内で発生するという事実自体が、室内の圧力と温度に重大な制限を課し、その結果、達成可能な比推力の値に大きな制限を課します。 これを考慮すると、内部パルスNREには多くの利点があるにもかかわらず、核爆発中に放出される膨大な量のエネルギーを使用するため、外部パルスNREはより単純で効率的であることが判明しました。
外部作動型原子力推進エンジンでは、燃料と作動流体の質量全体がジェット推力の生成に関与するわけではありません。 ただし、ここでは効率が低くてもです。 より多くのエネルギーが使用されるため、システムのパフォーマンスがより効率的になります。 外部パルス型NPP（以下、単にパルス型NPPという）は爆発エネルギーを利用します。 大量ミサイルに搭載された小型の核弾頭。 これらの核薬はロケットから順番に放出され、ある距離でロケットの後方で爆発します ( 以下の図）。 爆発のたびに、高密度かつ高速のプラズマの形で膨張するガス状の核分裂破片の一部がロケットの基部であるプッシャープラットフォームに衝突します。 プラズマの勢いが押し台に伝わり、大きな加速度で前進します。 加速度はダンピング装置により数分の１に低減されます。 gロケットの機首部分にある、耐久限界を超えないもの 人体。 圧縮サイクルの後、減衰装置は押しプラットフォームを初期位置に戻し、その後次の衝撃を受ける準備が整います。
宇宙船が獲得した合計速度増加 ( 描画、職場から借りたもの ）は爆発の数に依存するため、特定の操作中に消費される核薬の数によって決まります。 このような原子力推進システムの設計の体系的な開発は、T.B. テイラー博士 (ジェネラル ダイナミクスのジェネラル アトミックス部門) によって開始され、事務局の支援を受けて継続されました。 将来の計画このタイプの推進システムは、米国空軍、NASA、およびゼネラル・ダイナミクスの研究活動 (ARPA) の 1 つとして 9 年間にわたって研究されましたが、その後、このタイプの推進システムが将来再び再開するために一時的に中止されました。太陽系内を飛行する宇宙船の 2 つの主推進器。
パルス外部作用原子力推進エンジンの動作原理
1964 年から 1965 年にかけて NASA によって開発された初期バージョンの装置は、（直径において）サターン 5 ロケットに匹敵し、比推力 2500 秒、有効推力 350 g を提供しました。 メインエンジンコンパートメントの「乾燥」重量（燃料なし）は90.8トンでした。初期バージョンのパルス核ロケットエンジンは前述の核装薬を使用し、地球低軌道や放射線の中で動作すると想定されていました。爆発時に放出される崩壊生成物による放射性汚染大気の危険性のため、ベルト地帯。 その後、パルス原子力エンジンの比推力は 10,000 秒に増加し、これらのエンジンの潜在的な能力により、将来的にはこの数値を 2 倍にすることが可能になりました。
パルス原子力推進システムは、80年代初頭に惑星への初の有人宇宙飛行を実施することを目的として、70年代にすでに開発されていた可能性がある。 しかし、固相原子力推進エンジンの作成プログラムが承認されたため、このプロジェクトの開発は本格的には実行されませんでした。 さらに、パルス原子力推進エンジンの開発は、 政治問題核電荷を使用したため。
エリカ K.A. (クラフト・A・エーリッケ)
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核ロケットエンジン- branduolinis raketinis variklis statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Raketinis variklis、kuriame reaktyvinė trauka sudaroma vykstant branduolinei arba termobranduolinei reakcijai。 Branduoliniams raketiniams varikliams sudaroma kur kas Didesnė… … Artilerijos terminų žodynas
- (Nuclear Jet) 放射性崩壊または核反応中に放出されるエネルギーによって推力が生成されるロケット エンジン。 核エンジンで起こる核反応の種類に応じて、放射性同位体ロケットエンジンが区別されますが……
- (YRD) エネルギー源が核燃料であるロケット エンジン。 原子炉を備えた原子力エンジン内。 核連鎖反応の結果として放出されるトーラス熱は、作動流体 (水素など) に伝達されます。 原子炉の炉心……
この記事は Wiki 化する必要があります。 記事の体裁ルールに従って整形してください。 核燃料塩の均一溶液を使用した核ロケットエンジン (英語... Wikipedia
核ロケット エンジン (NRE) は、原子核の分裂または核融合のエネルギーを使用してジェット推力を生成するロケット エンジンの一種です。 これらは実際には反応性です (原子炉内の作動流体を加熱し、原子炉内でガスを放出します... ... ウィキペディア
エネルギー源と作動流体が車両自体に搭載されているジェット エンジン。 ロケット エンジンは、ペイロードを人工地球衛星の軌道に打ち上げたり、さまざまな分野で使用するために実際に習得された唯一のものです。
- (RD) 移動する乗り物 (航空機、地上、水中) で予備として利用可能な物質とエネルギー源のみを動作に使用するジェット エンジン。 したがって、エアジェットエンジンとは異なります（参照... ... ソビエト大百科事典
同位体ロケット エンジン。放射性化学同位体の崩壊エネルギーを利用する核ロケット エンジン。 要素。 このエネルギーは作動流体を加熱する役割を果たします。または作動流体自体が分解生成物となって形成されます... ... 大百科事典ポリテクニック辞典