Технические подробности: ракета с ядерным двигателем. Ядерные двигатели для космических кораблей
Александр Лосев
Быстрое развитие ракетно-космической техники в XX веке было обусловлено военно-стратегическими, политическими и, в определенной степени, идеологическими целями и интересами двух сверхдержав - СССР и США, а все государственные космические программы являлись продолжением их военных проектов, где главной задачей была необходимость обеспечить обороноспособность и стратегический паритет с вероятным противником. Стоимость создания техники и затраты на эксплуатацию тогда не имели принципиального значения. На создание ракет-носителей и космических аппаратов выделялись колоссальные ресурсы, а 108 минут полета Юрия Гагарина в 1961 году и телетрансляция Нила Армстронга и Базза Олдрина с поверхности Луны в 1969 году были не просто триумфами научно-технической мысли, они еще рассматривались как стратегические победы в битвах «Холодной войны».
Но после того как Советский Союз распался и выбыл из гонки за мировое лидерство, у его геополитических противников, прежде всего у США, исчезла необходимость реализовывать престижные, но крайне затратные космические проекты, чтобы доказывать всему миру превосходство западной экономической системы и идеологических концепций.
В 90-х годах основные политические задачи прошлых лет утратили актуальность, блоковое противостояние сменилось глобализацией, в мире возобладал прагматизм, поэтому большинство космических программ было свернуто или отложено, от масштабных проектов прошлого осталась, как наследие, только МКС. К тому же западная демократия поставила все дорогостоящие государственные программы в зависимость от электоральных циклов.
Поддержка избирателей, необходимая для получения или сохранения власти, заставляет политиков, парламенты и правительства склоняться к популизму и решать сиюминутные задачи, поэтому траты на исследования космоса сокращаются год от года.
Большинство фундаментальных открытий было сделано еще в первой половине ХХ века, а в наши дни наука и технологии достигли определенных пределов, к тому же во всем мире снизилась популярность научных знаний, и ухудшилось качество преподавания математики, физики и других естественных наук. Это и стало причиной застоя, в том числе и в космической сфере, последних двух десятилетий.
Но сейчас становится очевидным, что мир приближается к концу очередного технологического цикла, основанного на открытиях прошлого века. Поэтому любая держава, которая будет обладать принципиально новыми перспективными технологиями в момент смены глобального технологического уклада, автоматически обеспечит себе мировое лидерство как минимум на следующие пятьдесят лет.
Принципиальное устройство ЯРД с водородом в качестве рабочего тела
Это осознают и в Соединенных Штатах, где взят курс на возрождение американского величия во всех сферах деятельности, и в Китае, бросающем вызов американской гегемонии, и в Евросоюзе, который всеми силами пытается сохранить свой вес в глобальной экономике.
Там существует промышленная политика и всерьез занимаются развитием собственного научно-технического и производственного потенциала, а космическая сфера может стать наилучшим полигоном для отработки новых технологий и для доказательства или опровержения научных гипотез, способных заложить основу для создания принципиально иной более совершенной техники будущего.
И вполне естественно ожидать, что США будет первой страной, где возобновятся проекты исследования дальнего космоса с целью создания уникальных инновационных технологий как в области вооружений, транспорта и конструкционных материалов, так и в биомедицине и в сфере телекоммуникаций
Правда, ни даже Соединенным Штатам, успех на пути создания революционных технологий не гарантирован. Есть высокий риск оказаться в тупике, совершенствуя ракетные двигатели полувековой давности на основе химического топлива, как это делает компания SpaceX Илона Маска, или, создавая системы жизнеобеспечения длительного перелета похожие на те, что уже реализованы на МКС.
Может ли Россия, чья стагнация в космической сфере с каждым годом становится заметнее, совершить рывок в гонке за будущее технологическое лидерство, чтобы оставаться в клубе сверхдержав, а не в списке развивающихся стран?
Да, безусловно, Россия может, и более того, заметный шаг вперед уже сделан в ядерной энергетике и в технологиях ядерных ракетных двигателей, несмотря на хроническое недофинансирование космической отрасли.
Будущее космонавтики - это использование ядерной энергии. Чтобы понять, как связаны ядерные технологии и космос, необходимо рассмотреть основные принципы реактивного движения.
Итак, основные типы современных космических двигателей созданы на принципах химической энергетики. Это твердотопливные ускорители и жидкостные ракетные двигатели, в их камерах сгорания компоненты топлива (горючее и окислитель) вступая в экзотермическую физико-химическую реакцию горения, формируют реактивную струю, ежесекундно выбрасывающую из сопла двигателя тонны вещества. Кинетическая энергия рабочего тела струи преобразуется в реактивную силу, достаточную для движения ракеты. Удельный импульс (отношение создаваемой тяги к массе используемого топлива) таких химических двигателей зависит от компонентов топлива, давления и температуры в камере сгорания, а также от молекулярной массы газообразной смеси, выбрасываемой через сопло двигателя.
И чем выше температура вещества и давление внутри камеры сгорания, и чем ниже молекулярная масса газа, тем выше удельный импульс, а значит и эффективность двигателя. Удельный импульс - это количество движения, и его принято измерять в метрах в секунду, также как и скорость.
В химических двигателях наибольший удельный импульс дают топливные смеси кислород-водород и фтор-водород (4500–4700 м/с), но самыми популярными (и удобными в эксплуатации) стали ракетные двигатели, работающие на керосине и кислороде, например двигатели «Союзов» и ракет «Falcon» Маска, а также двигатели на несимметричном диметилгидразине (НДМГ) с окислителем в виде смеси тетраоксида азота и азотной кислоты (советский и российский «Протон», французский «Ариан», американский «Титан»). Их эффективность в 1.5 раза ниже, чем у двигателей на водородном топливе, но и импульса в 3000 м/с и мощности вполне достаточно, для того, чтобы было экономически выгодно выводить тонны полезной нагрузки на околоземные орбиты.
Но полеты к другим планетам требуют намного большего размера космических кораблей, чем все, что были созданы человечеством ранее, включая модульную МКС. В этих кораблях необходимо обеспечивать и длительное автономное существование экипажей, и определенный запас топлива и ресурс работы маршевых двигателей и двигателей для маневров и коррекции орбит, предусмотреть доставку космонавтов в специальном посадочном модуле на поверхность иной планеты, и возврат их на основной транспортный корабль, а затем и возвращение экспедиции на Землю.
Накопленные инженерно-технические знания и химическая энергетика двигателей позволяют вернуться на Луну и достигнуть Марса, поэтому велика вероятность, что в следующем десятилетии человечество побывает на Красной планете.
Если опираться только на имеющиеся космические технологии, то минимальная масса обитаемого модуля для пилотируемого полета к Марсу или к спутникам Юпитера и Сатурна составит примерно 90 тонн, что в 3 раза больше, чем лунные корабли начала 1970-х, а значит, ракеты-носители для их выведения на опорные орбиты для дальнейшего полета к Марсу будут намного превосходить «Сатурн-5» (стартовая масса 2965 тонн) лунного проекта «Аполлон» или советский носитель «Энергия» (стартовая масса 2400 тонн). Потребуется создать на орбите межпланетный комплекс массой до 500 тонн. Полет на межпланетном корабле с химическими ракетными двигателями потребует от 8 месяцев до 1 года времени только в одну сторону, потому что придется делать гравитационные маневры, используя для дополнительного разгона корабля силу притяжения планет, и колоссального запаса топлива.
Но используя химическую энергию ракетных двигателей дальше орбиты Марса или Венеры человечество не улетит. Нужны другие скорости полета космических кораблей и иная более мощная энергетика движения.
Современный проект ядерного ракетного двигателя Princeton Satellite Systems
Для освоения дальнего космоса необходимо значительно повысить тяговооруженность и эффективность ракетного двигателя, а значит увеличить его удельный импульс и ресурс работы. А для этого необходимо внутри камеры двигателя нагреть газ или вещество рабочего тела с низкой атомной массой до температур, в несколько раз превосходящих температуру химического горения традиционных топливных смесей, и сделать это можно с помощью ядерной реакции.
Если вместо обычной камеры сгорания внутрь ракетного двигателя поместить ядерный реактор, в активную зону которого будет подаваться вещество в жидком или газообразном виде, то оно, разогреваясь под большим давлением до нескольких тысяч градусов, начнет выбрасываться через канал сопла, создавая реактивную тягу. Удельный импульс такого ядерного реактивного двигателя будет в несколько раз больше, чем у обычного на химических компонентах, а значит многократно увеличится эффективность как самого двигателя, так и ракеты-носителя в целом. Окислитель для горения топлива при этом не потребуется, а в качестве вещества, создающего реактивную тягу, может быть использован легкий газ водород, мы же знаем, что чем меньше молекулярная масса газа, тем выше импульс, а это позволит намного уменьшить массу ракеты при лучших характеристиках мощности двигателя.
Ядерный двигатель будет лучше обычного, поскольку в зоне реактора легкий газ может нагреваться до температур, превышающих 9 тысяч градусов Кельвина, и струя такого перегретого газа обеспечит намного больший удельный импульс, чем могут дать обычные химические двигатели. Но это в теории.
Опасность даже не в том, что при старте ракеты-носителя с такой ядерной установкой может произойти радиоактивное загрязнение атмосферы и пространства вокруг пусковой площадки, основная проблема, что при высоких температурах может расплавиться сам двигатель вместе с космическим кораблем. Конструкторы и инженеры это понимают и уже несколько десятилетий пытаются найти подходящие решения.
У ядерных ракетных двигателей (ЯРД) есть уже своя история создания и эксплуатации в космосе. Первые разработки ядерных двигателей начались в середине 1950-х годов, то есть еще до полета человека в космос, и практически одновременно и в СССР и в США, а сама идея использовать ядерные реакторы для нагрева рабочего вещества в ракетном двигателе родилась вместе с первыми ректорами в середине 40-х годов, то есть больше 70 лет назад.
В нашей стране инициатором создания ЯРД стал ученый-теплофизик Виталий Михайлович Иевлев. В 1947 году он представил проект, который был поддержан С. П. Королевым, И. В. Курчатовым и М. В. Келдышем. Изначально планировалось использовать такие двигатели для крылатых ракет, а затем ставить и на баллистические ракеты. Разработкой занялись ведущие оборонные КБ Советского Союза, а также научно-исследовательские институты НИИТП, ЦИАМ, ИАЭ, ВНИИНМ.
Советский ядерный двигатель РД-0410 был собран в середине 60-х воронежском «Конструкторском бюро химавтоматики», где создавалось большинство жидкостных ракетных двигателей для космической техники.
В качестве рабочего тела в РД-0410 использовался водород, который в жидком виде проходил через «рубашку охлаждения», отводя лишнее тепло от стенок сопла и не давая ему расплавиться, а затем поступал в активную зону реактора, где нагревался до 3000К и выбрасывался через канал сопла, преобразуя, таким образом, тепловую энергию в кинетическую и создавая удельный импульс в 9100 м/с.
В США проект ЯРД был запущен в 1952 году, а первый действующий двигатель был создан в 1966 году и получил название NERVA (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application). В 60-х - 70-х годах Советский Союз и США старались не уступать друг другу.
Правда и наш РД-0410, и американский NERVA были твердофазными ЯРД, (ядерное топливо на основе карбидов урана находилось в реакторе в твердом состоянии), и их рабочая температура была в пределах 2300–3100К.
Чтобы увеличить температуру активной зоны без риска взрыва или расплавления стенок реактора, необходимо создать такие условия ядерной реакции, при которых топливо (уран) переходит в газообразное состояние или превращается в плазму и удерживается внутри реактора за счет сильного магнитного поля, не касаясь при этом стенок. А дальше водород, поступающий в активную зону реактора, «обтекает» находящийся в газовой фазе уран, и превращаясь в плазму, с очень высокой скоростью выбрасывается через канал сопла.
Этот тип двигателя получил название газофазного ЯРД. Температуры газообразного уранового топлива в таких ядерных двигателях могут находиться в диапазоне от 10 тысяч до 20 тысяч градусов Кельвина, а удельный импульс достигать 50000 м/с, что в 11 раз выше, чем у самых эффективных химических ракетных двигателей.
Создание и использование в космической технике газофазных ЯРД открытого и закрытого типов - это наиболее перспективное направление развития космических ракетных двигателей и именно то, что необходимо человечеству для освоения планет Солнечной системы и их спутников.
Первые исследования по проекту газофазного ЯРД начались в СССР в 1957 году в НИИ тепловых процессов (НИЦ имени М. В. Келдыша), а само решение о разработке ядерных космических энергоустановок на основе газофазных ядерных реакторов было принято в 1963 году академиком В. П. Глушко (НПО Энергомаш), а затем утверждено постановлением ЦК КПСС и Совета министров СССР.
Разработка газофазного ЯРД велась в Советском Союзе два десятилетия, но, к сожалению, так и не была завершена из-за недостаточного финансирования и необходимости дополнительных фундаментальных исследований в области термодинамики ядерного горючего и водородной плазмы, нейтронной физики и магнитной гидродинамики.
Советские ученые-ядерщики и инженеры-конструкторы столкнулись с рядом проблем, таких как достижение критичности и обеспечение устойчивости работы газофазного ядерного реактора, снижение потерь расплавленного урана при выбросе водорода, разогретого до нескольких тысяч градусов, теплозащита сопла и генератора магнитного поля, накопление продуктов деления урана, выбор химически стойких конструкционных материалов и пр.
А когда для советской программы «Марс-94» первого пилотируемого полета на Марс начала создаваться ракета-носитель «Энергия», проект ядерного двигателя был отложен на неопределенный срок. Советскому Союзу не хватило совсем немного времени, а главное политической воли и эффективности экономики, чтобы осуществить высадку наших космонавтов на планету Марс в 1994 году. Это было бы бесспорным достижением и доказательством нашего лидерства в высоких технологиях в течение следующих нескольких десятилетий. Но космос, как и многое другое, был предан последним руководством СССР. Историю уже не изменить, ушедших ученых и инженеров не вернуть, а утраченные знания не восстановить. Очень многое придется создавать заново.
Но космическая ядерная энергетика не ограничивается только сферой твердо- и газофазных ЯРД. Для создания нагретого потока вещества в реактивном двигателе можно использовать электрическую энергию. Эту идею первым высказал Константин Эдуардович Циолковский еще в 1903 году в своей работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами».
А первый электротермический ракетный двигатель в СССР был создан в 1930-х годах Валентином Петровичем Глушко - будущим академиком АН СССР и руководителем НПО «Энергия».
Принципы работы электрические ракетных двигателей могут быть различными. Обычно их принято делить на четыре типа:
- электротермические (нагревные или электродуговые). В них газ нагревается до температур 1000–5000К и выбрасывается из сопла точно также как и в ЯРД.
- электростатические двигатели (коллоидные и ионные), в которых сначала происходит ионизация рабочего вещества, а затем положительные ионы (атомы, лишенные электронов) ускоряются в электростатическом поле и также выбрасываются через канал сопла, создавая реактивную тягу. К электростатическим относятся также и стационарные плазменные двигатели.
- магнитоплазменные и магнитодинамические ракетные двигатели. Там газовая плазма ускоряется за счет силы Ампера в пересекающихся перпендикулярно магнитном и электрическом полях.
- импульсные ракетные двигатели, в которых используется энергия газов, возникающих при испарении рабочего тела в электрическом разряде.
Плюсом этих электрических ракетных двигателей является низкий расход рабочего тела, КПД до 60% и высокая скорость потока частиц, что позволяет значительно сократить массу космического аппарата, но есть и минус - малая плотность тяги, а соответственно низкая мощность, а также дороговизна рабочего тела (инертные газы или пары щелочных металлов) для создания плазмы.
Все перечисленные типы электродвигателей реализованы на практике и многократно использовались в космосе и на советских и на американских аппаратах начиная с середины 60-х годов, но из-за своей малой мощности применялись в основном в качестве двигателей коррекции орбит.
С 1968 по 1988 годы в СССР была запущена целая серия спутников «Космос» с ядерными установками на борту. Типы реакторов носили названия: «Бук», «Топаз» и «Енисей».
Реактор проекта «Енисей» обладал тепловой мощностью до 135 кВт и электрической мощностью порядка 5 кВт. Теплоносителем являлся натрий-калиевый расплав. Этот проект был закрыт в 1996 году.
Для настоящего маршевого ракетного электродвигателя требуется очень мощный источник энергии. И лучшим источником энергии для таких космических двигателей является ядерный реактор.
Ядерная энергетика - одна из высокотехнологичных отраслей, где наша страна сохраняет лидирующие позиции. И принципиально новый ракетный двигатель в России уже создается и этот проект близок к успешному завершению в 2018 году. Летные испытания намечена на 2020 год.
И если газофазный ЯРД - это тема будущих десятилетий к которой предстоит вернуться после проведения фундаментальных исследований, то его сегодняшняя альтернатива - это ядерная энергодвигательная установка мегаваттного класса (ЯЭДУ), и она уже создается предприятиями Росатома и Роскосмоса с 2009 года.
В создании ядерного энергодвигателя и транспортно-энергетического модуля принимают участие НПО «Красная звезда», которое на сегодняшний день является единственным в мире разработчиком и изготовителем космических ядерных энергетических установок, а также Исследовательский центр им. М. В. Келдыша, НИКИЭТ им. Н. А. Доллежаля, «НИИ НПО «Луч», «Курчатовский институт», ИРМ, ФЭИ, НИИАР и НПО Машиностроения.
Ядерная энергодвигательная установка включает в себя высокотемпературный газоохлаждаемый ядерный реактор на быстрых нейтронах с системой турбомашинного преобразования тепловой энергии в электрическую, систему холодильников-излучателей для отвода избыточного тепла в космос, приборно-агрегатный отсек, блок маршевых плазменных или ионных электродвигателей и контейнер для размещения полезной нагрузки.
В энергодвигательной установке ядерный реактор служит источником электроэнергии для работы электрических плазменных двигателей, при этом газовый теплоноситель реактора, проходящий через активную зону, попадает в турбину электрогенератора и компрессора и возвращается обратно в реактор по замкнутому контуру, а не выбрасывается в пространство как в ЯРД, что делает конструкцию более надежной и безопасной, а значит пригодной для пилотируемой космонавтики.
Планируется, что ядерная энергодвигательная установка будет применяться для многоразового космического буксира для обеспечения доставки грузов при освоении Луны или создания многоцелевых орбитальных комплексов. Плюсом будет являться не только многоразовое использование элементов транспортной системы (чего пытается добиться Илон Маск в своих космических проектах SpaceX), но и возможность доставки в три раза большей массы грузов, чем на ракетах с химическими реактивными двигателями сопоставимой мощности за счет уменьшения стартовой массы транспортной системы. Особая конструкция установки делает ее безопасной для людей и окружающей среды на Земле.
В 2014 году на ОАО «Машиностроительный завод» в г. Электросталь был собран первый тепловыделяющий элемент (твэл) штатной конструкции для этой ядерной электродвигательной установки, а в 2016 проведены испытания имитатора корзины активной зоны реактора.
Сейчас (в 2017 году) ведутся работы по изготовлению элементов конструкции установки и тестирование узлов и агрегатов на макетах, а также автономные испытания систем турбомашинного преобразования энергии и прототипов энергоблоков. Завершение работ запланировано на конец следующего 2018 года, правда, с 2015 года начало накапливаться отставание от графика.
Итак, как только эта установка будет создана, Россия станет первой в мире страной обладающей ядерными космическими технологиями, которые лягут в основу не только будущих проектов освоения Солнечной системы, но и земной и внеземной энергетики. Космические ядерные энергетические установки можно будет использовать для создания систем дистанционной передачи электроэнергии на Землю или на космические модули с помощью электромагнитного излучения. И это тоже станет передовой технологией будущего, где наша страна будет иметь лидирующие позиции.
На основе разрабатываемых плазменных электродвигателей будут созданы мощные двигательные установки для дальних полетов человека в космос и в первую очередь для освоения Марса, достичь орбиты которого можно будет всего за 1,5 месяца, а не за год с лишним, как при использовании обычных химических реактивных двигателей.
А будущее всегда начинается с революции в энергетике. И никак иначе. Энергетика первична и именно величина энергопотребления влияет на технический прогресс, на обороноспособность и на качество жизни людей.
Экспериментальный плазменный ракетный двигатель NASA
Советский астрофизик Николай Кардашёв еще в 1964 году предложил шкалу развития цивилизаций. Согласно этой шкале уровень технологического развития цивилизаций зависит от количества энергии, которое население планеты использует для своих нужд. Так цивилизация I типа использует все доступные ресурсы, имеющиеся на планете; цивилизация II типа - получает энергию своей звезды, в системе которой находится; а цивилизация III типа пользуется доступной энергией своей галактики. Человечество пока не доросло до цивилизации I типа по этой шкале. Мы используем лишь 0.16% всего объема потенциального энергетического запаса планеты Земля. А значит, и России и всему миру есть куда расти, и эти ядерные технологии откроют нашей стране дорогу не только в космос, но и будущее экономическое процветание.
И, возможно, единственный вариант для России в научно-технической сфере - это совершить сейчас революционный прорыв в ядерных космических технологиях для того чтобы одним «прыжком» преодолеть многолетнее отставание от лидеров и оказаться сразу у истоков новой технологической революции в очередном цикле развития человеческой цивилизации. Такой уникальный шанс выпадает той или иной стране лишь один раз в несколько столетий.
К сожалению, Россия, не уделявшая в последние 25 лет должного внимания фундаментальным наукам и качеству высшего и среднего образования, рискует навсегда упустить этот шанс, если программа окажется свернутой, а на смену нынешним ученым и инженерам не придет новое поколение исследователей. Геополитические и технологические вызовы, с которыми столкнется Россия уже через 10–12 лет, будут очень серьезными, сопоставимыми с угрозами середины ХХ века. Чтобы сохранить суверенитет и целостность России в будущем уже сейчас необходимо срочно начинать подготовку специалистов, способных на эти вызовы отвечать и создавать что-то принципиально новое.
Есть лишь примерно 10 лет на то, чтобы превратить Россию в мировой интеллектуально-технологический центр, и без серьезного изменения качества образования это сделать невозможно. Для научно-технологического прорыва необходимо вернуть системе образования (и школьной и ВУЗовской) системность взглядов на картину мира, научную фундаментальность и мировоззренческую целостность.
А что касается нынешнего застоя в космической отрасли, то это не страшно. Физические принципы, на которых основаны современные космические технологии будут еще долго востребованы сектором обычных спутниковых услуг. Вспомним, что человечество использовало парус на протяжении 5.5 тысяч лет, а эпоха пара длилась почти 200 лет, и лишь в ХХ веке мир начал стремительно меняться, потому что произошла очередная научно-техническая революция, запустившая волну инноваций и смену технологических укладов, что в итоге изменило и мировую экономику и политику. Главное, оказаться у истоков этих изменений.
Безопасный способ использования ядерной энергии в космосе изобретен еще в СССР, и сейчас ведутся работы по созданию на его основе ядерной установки, сообщил генеральный директор Государственного научного центра РФ «Исследовательский центр имени Келдыша», академик Анатолий Коротеев.
«Сейчас институт активно в этом направлении работает в большой кооперации предприятий Роскосмоса и Росатома. И я надеюсь, что в установленные сроки мы здесь получим положительный эффект», – заявил А.Коротеев на ежегодных «Королевских чтениях» в МГТУ имени Баумана во вторник.
По его словам, «Центр имени Келдыша» изобрел схему безопасного использования ядерной энергии в космическом пространстве, которая позволяет обойтись без выбросов и работает по замкнутой схеме, что делает установку безопасной даже в случае отказа и падения ее на Землю.
«Эта схема в значительной степени снижает риск использования ядерной энергии, особенно с учетом того, что одним из основополагающих моментов является эксплуатация этой системы на орбитах выше 800-1000 км. Тогда, в случае отказа, время «высвечивания» такое, что оно делает безопасным возвращение через большой промежуток времени этих элементов на Землю», — уточнил ученый.
А.Коротеев сообщил, что ранее в СССР уже применялись космические аппараты, работающие на ядерной энергии, но они были потенциально опасными для Земли, и впоследствии от них пришлось отказаться. «СССР использовал ядерную энергию в космосе. В космосе было 34 космических аппарата с ядерной энергией, из которых 32 советских и два американских», — напомнил академик.
По его словам, разрабатываемая в России ядерная установка будет облегчена за счет использования бескаркасной системы охлаждения, при которой охладитель ядерного реактора будет циркулировать непосредственно в космическом пространстве без системы трубопроводов.
А ведь еще еще в начале 1960-х годов конструкторы рассматривали ядерные ракетные двигатели как единственную реальную альтернативу для путешествия к другим планетам Солнечной системы. Давайте узнаем историю этого вопроса.
Соревнование между СССР и США, в том числе и в космосе, шло в это время полным ходом, инженеры и ученые вступили в гонку по созданию ЯРД, военные тоже поддержали вначале проект ядерного ракетного двигателя. Поначалу задача казалась очень простой - нужно только сделать реактор, рассчитанный на охлаждение водородом, а не водой, пристроить к нему сопло, и - вперед, к Марсу! Американцы собирались на Марс лет через десять после Луны и не могли даже помыслить о том, что астронавты когда-нибудь его достигнут без ядерных двигателей.
Американцы очень быстро построили первый реактор-прототип и уже в июле 1959 года провели его испытания (они назывались KIWI-A). Эти испытания всего лишь показали, что реактор можно использовать для нагрева водорода. Конструкция реактора - с незащищенным топливом из оксида урана - не годилась для высоких температур, и водород нагревался всего до полутора тысяч градусов.
По мере накопления опыта конструкция реакторов для ядерного ракетного двигателя - ЯРД - усложнялась. Оксид урана был заменен на более термостойкий карбид, вдобавок его стали покрывать карбидом ниобия, но при попытках достигнуть проектной температуры реактор начинал разрушаться. Больше того, даже при отсутствии макроскопических разрушений происходила диффузия уранового топлива в охлаждающий водород, и потеря массы достигала 20% за пять часов работы реактора. Так и не был найден материал, способный работать при 2700-3000 0 С и противостоять разрушению горячим водородом.
Поэтому американцы приняли решение пожертвовать эффективностью и в проект летного двигателя заложили удельный импульс (тяга в килограммах силы, достигаемая при ежесекундном выбросе одного килограмма массы рабочего тела; единица измерений - секунда). 860 секунд. Это вдвое превышало соответствующий показатель кислород-водородных двигателей того времени. Но когда у американцев сталочто-то получаться, интерес к пилотируемым полетам уже упал, программа «Аполлон» была свернута, а в 1973 году окончательно закрыли проект «NERVA» (так назвали двигатель для пилотируемой экспедиции на Марс). Выиграв лунную гонку, американцы не захотели устраивать марсианскую.
Но уроки, извлеченные из десятка построенных реакторов и нескольких десятков проведенных испытаний, состояли в том, что американские инженеры слишком увлеклись натурными ядерными испытаниями, вместо того чтобы отрабатывать ключевые элементы без вовлечения ядерной технологии там, где этого можно избежать. А где нельзя - использовать стенды меньшего размера. Американцы почти все реакторы «гоняли» на полной мощности, но не смогли добраться до проектной температуры водорода - реактор начинал разрушаться раньше. Всего с 1955 по 1972 годы на программу ядерных ракетных двигателей было потрачено $1,4 млрд. - примерно 5% стоимости лунной программы.
Также в США был придуман проект «Орион», соединявший в себе оба варианта ЯРД (реактивный и импульсный). Сделано это было следующим образом: из хвостовой части корабля выбрасывались небольшие ядерные заряды мощностью около 100 тонн в тротиловом эквиваленте. Вслед за ними отстреливались металлические диски. На расстоянии от корабля производился подрыв заряда, диск испарялся, и вещество разлеталось в разные стороны. Часть его попадала в усиленную хвостовую часть корабля и двигала его вперед. Небольшую прибавку к тяге должно было давать испарение плиты, принимающей на себя удары. Удельная стоимость такого полета должна была быть всего 150 тогдашних долларов на килограмм полезной нагрузки.
Дошло даже до испытаний: опыт показал, что движение при помощи последовательных импульсов возможно, как и создание кормовой плиты достаточной прочности. Но проект «Орион» был закрыт в 1965 году как неперспективный. Тем не менее, это пока единственная существующая концепция, которая может позволить осуществлять экспедиции хотя бы по Солнечной системе.
В первой половине 1960-х годов советские инженеры рассматривали экспедицию на Марс как логичное продолжение разворачиваемой в то время программы полета человека на Луну. На волне воодушевления, вызванного приоритетом СССР в космосе, даже такие чрезвычайно сложные проблемы оценивались с повышенным оптимизмом.
Одной из самых главных проблем была (и остается по сей день) проблема энергодвигательного обеспечения. Было ясно, что ЖРД, даже перспективные кислородно-водородные, если и могут в принципе обеспечить пилотируемый полет на Марс, то только при огромных стартовых массах межпланетного комплекса, с большим количеством стыковок отдельных блоков на монтажной околоземной орбите.
В поисках оптимальных решений ученые и инженеры обратились к ядерной энергии, постепенно присматриваясь к этой проблеме.
В СССР исследования по проблемам использования энергии ядра в ракетно-космической технике начались во второй половине 50-х годов, еще до запуска первых ИСЗ. В нескольких научно-исследовательских институтах возникли небольшие группы энтузиастов, поставивших целью создание ракетных и космических ядерных двигателей и энергоустановок.
Конструкторы ОКБ-11 С.П.Королева совместно со специалистами НИИ-12 под руководством В.Я.Лихушина рассматривали несколько вариантов космических и боевых (!) ракет, оснащенных ядерными ракетными двигателями (ЯРД). В качестве рабочего тела оценивались вода и сжиженные газы – водород, аммиак и метан.
Перспектива была многообещающей; постепенно работы нашли понимание и финансовое обеспечение в правительстве СССР.
Уже самый первый анализ показал, что среди множества возможных схем космических ядерных энергодвигательных установок (ЯЭДУ) наибольшие перспективы имеют три:
- с твердофазным ядерным реактором;
- с газофазным ядерным реактором;
- электроядерные ракетные ЭДУ.
Схемы отличались принципиально; по каждой из них наметили несколько вариантов для развертывания теоретических и экспериментальных работ.
Наиболее близким к реализации представлялся твердофазный ЯРД. Стимулом к развертыванию работ в этом направлении послужили аналогичные разработки, проводившиеся в США с 1955 г. по программе ROVER, а также перспективы (как тогда казалось) создания отечественного межконтинентального пилотируемого самолета-бомбардировщика с ЯЭДУ.
Твердофазный ЯРД работает как прямоточный двигатель. Жидкий водород поступает в сопловую часть, охлаждает корпус реактора, тепловыделяющие сборки (ТВС), замедлитель, а далее разворачивается и попадает внутрь ТВС, где нагревается до 3000 К и выбрасывается в сопло, ускоряясь до высоких скоростей.
Принципы работы ЯРД не вызывали сомнений. Однако конструктивное выполнение (и характеристики) его во многом зависели от «сердца» двигателя – ядерного реактора и определялись, прежде всего, его «начинкой» – активной зоной.
Разработчики первых американских (и советских) ЯРД стояли за гомогенный реактор с графитовой активной зоной. Несколько особняком шли работы поисковой группы по новым видам высокотемпературного топлива, созданной в 1958 г. в лаборатории №21 (руководитель – Г.А.Меерсон) НИИ-93 (директор – А.А.Бочвар). Под влиянием развернутых в то время работ по реактору для самолета (соты из оксида бериллия) в группе предприняли попытки (опять же поисковые) получить материалы на основе карбида кремния и циркония, стойкие к окислению.
По воспоминаниям Р.Б. Котельникова, сотрудника НИИ-9, весной 1958 г. у руководителя лаборатории №21 состоялась встреча с представителем НИИ-1 В.Н.Богиным. Он рассказал, что в качестве основного материала для тепловыделяющих элементов (твэлов) реактора в их институте (кстати, в то время головном в ракетной отрасли; начальник института В.Я.Лихушин, научный руководитель М.В.Келдыш, начальник лаборатории В.М.Иевлев) применяют графит. В частности, уже научились наносить на образцы покрытия для защиты от водорода. Со стороны НИИ-9 было предложено рассмотреть возможность применения карбидов UC-ZrC как основы твэлов.
Спустя короткое время появился еще один заказчик на твэлы – ОКБ М.М.Бондарюка, которое идейно конкурировало с НИИ-1. Если последний стоял за многоканальную цельноблочную конструкцию, то ОКБ М.М.Бондарюка взяло курс на разборный пластинчатый вариант, ориентируясь на легкость механообработки графита и не смущаясь сложностью деталей – пластин миллиметровой толщины с такими же ребрышками. Карбиды обрабатываются гораздо сложнее; в то время из них невозможно было изготовить такие детали, как многоканальные блоки и пластины. Стала ясна необходимость создания какой-то иной конструкции, соответствующей специфике карбидов.
В конце 1959 г. – начале 1960 г. было найдено решающее условие для твэлов ЯРД – стержневой тип сердечника, удовлетворяющий заказчиков – НИИ Лихушина и ОКБ Бондарюка. Как основную для них обосновали схему гетерогенного реактора на тепловых нейтронах; ее основные достоинства (по сравнению с альтернативным гомогенным графитовым реактором) таковы:
- возможно использовать низкотемпературный водородосодержащий замедлитель, что позволяет создать ЯРД с высоким массовым совершенством;
- возможно разработать малоразмерный прототип ЯРД тягой порядка 30…50 кН с высокой степенью преемственности для двигателей и ЯЭДУ следующего поколения;
- возможно широко применять в твэлах и других деталях конструкции реактора тугоплавкие карбиды, что позволяет максимально увеличить температуру нагрева рабочего тела и обеспечить повышенный удельный импульс;
- возможно поэлементно автономно отработать основные узлы и системы ЯРД (ЯЭДУ), такие как тепловыделяющие сборки, замедлитель, отражатель, турбонасосный агрегат (ТНА), систему управления, сопло и др.; это позволяет проводить отработку параллельно, сокращая объем дорогостоящих комплексных испытаний энергоустановки в целом.
Примерно в 1962–1963 гг. работы по проблеме ЯРД возглавил НИИ-1, имеющий мощную экспериментальную базу и прекрасные кадры. Им не хватало только технологии по урану, а также ядерщиков. С привлечением НИИ-9, а потом и ФЭИ сложилась кооперация, которая взяла за идеологию создание минимального по тяге (около 3.6 тс), но «настоящего» летнего двигателя с «прямоточным» реактором ИР-100 (испытательный или исследовательский, мощностью 100 МВт, главный конструктор – Ю.А.Трескин). Поддержанный постановлениями правительства, НИИ-1 строил электродуговые стенды, неизменно поражавшие воображение – десятки баллонов по 6–8 м высоты, громадные горизонтальные камеры мощностью свыше 80 кВт, броневые стекла в боксах. Участников совещаний вдохновляли красочные плакаты со схемами полетов к Луне, Марсу и т.д. Предполагалось, что в процессе создания и испытаний ЯРД будут решены вопросы конструкторского, технологического, физического плана.
По мнению Р.Котельникова, дело, к сожалению, осложнялось не очень ясной позицией ракетчиков. Министерство общего машиностроения (МОМ) с большими трудностями финансировало программу испытаний и строительство стендовой базы. Казалось, что МОМ не имеет желания или возможностей продвигать программу ЯРД.
К концу 1960-х годов поддержка конкурентов НИИ-1 – ИАЭ, ПНИТИ и НИИ-8 – была значительно серьезнее. Министерство среднего машиностроения («атомщики») активно поддерживало их разработку; «петлевой» реактор ИВГ (с активной зоной и сборками центрального канала стержневого типа разработки НИИ-9) в итоге к началу 70-х годов вышел на первый план; в нем начались испытания ТВС.
Сейчас, спустя 30 лет, представляется, что линия ИАЭ была более правильной: сначала – надежная «земная» петля – отработка твэлов и сборок, а потом создание летного ЯРД нужной мощности. Но тогда казалось, что можно очень быстро сделать настоящий двигатель, пусть маленький… Однако, поскольку жизнь показала, что объективной (или даже субъективной) потребности в таком двигателе не было (к этому можно еще прибавить, что серьезность негативных моментов этого направления, например международных соглашений о ядерных устройствах в космосе, поначалу сильно недооценивалась), то соответственно более правильной и продуктивной оказалась фундаментальная программа, цели которой не были узкими и конкретными.
1 июля 1965 г. был рассмотрен эскизный проект реактора ИР-20-100. Кульминацией стал выпуск техпроекта тепловыделяющих сборок ИР-100 (1967 г.), состоящих из 100 стержней (UC-ZrC-NbC и UC-ZrC-C для входных секций и UC-ZrC-NbC для выходной). НИИ-9 был готов к выпуску крупной партии стержневых элементов будущей активной зоны ИР-100. Проект был весьма прогрессивен: спустя примерно 10 лет практически без существенных изменений он был использован в зоне аппарата 11Б91, и даже сейчас все основные решения сохраняются в сборках подобных реакторов другого назначения, уже совсем с другой степенью расчетного и экспериментального обоснования.
«Ракетная» часть первого отечественного ядерного РД-0410 была разработана в воронежском Конструкторском бюро химической автоматики (КБХА), «реакторная» (нейтронный реактор и вопросы радиационной безопасности) – Институтом физики и энергии (Обнинск) и Курчатовским институтом атомной энергии.
КБХА известно своими работами в области ЖРД для баллистических ракет, КА и РН. Здесь было разработано около 60 образцов, 30 из которых доведено до серийного производства. В КБХА к 1986 г. был создан и самый мощный в стране однокамерный кислородно-водородный двигатель РД-0120 тягой 200 тс, использованный в качестве маршевого на второй ступени комплекса «Энергия-Буран». Ядерный РД-0410 создавался совместно со многими оборонными предприятиями, КБ и НИИ.
Согласно принятой концепции, жидкие водород и гексан (ингибирующая присадка, снижающая наводораживание карбидов и увеличивающая ресурс твэлов) подавались с помощью ТНА в гетерогенный реактор на тепловых нейтронах с ТВС, окруженными замедлителем из гидрида циркония. Их оболочки охлаждались водородом. Отражатель имел приводы для поворота поглотительных элементов (цилиндров из карбида бора). ТНА включал трехступенчатый центробежный насос и одноступенчатую осевую турбину.
За пять лет, с 1966 по 1971 гг., были созданы основы технологии реакторов-двигателей, а еще через несколько лет была введена в действие мощная экспериментальная база под названием «экспедиция №10», впоследствии опытная экспедиция НПО «Луч» на Семипалатинском ядерном полигоне.
Особые трудности встретились при испытаниях. Обычные стенды для запуска полномасштабного ЯРД использовать было невозможно из-за радиации. Испытания реактора решили проводить на атомном полигоне в Семипалатинске, а «ракетной части» – в НИИхиммаш (Загорск, ныне Сергиев Посад).
Для изучения внутрикамерных процессов было выполнено более 250 испытаний на 30 «холодных двигателях» (без реактора). В качестве модельного нагревательного элемента использовалась камера сгорания кислородно-водородного ЖРД 11Д56 разработки КБхиммаш (главный конструктор – А.М.Исаев). Максимальное время наработки составило 13 тыс сек при объявленном ресурсе в 3600 сек.
Для испытаний реактора на Семипалатинском полигоне были построены две специальные шахты с подземными служебными помещениями. Одна из шахт соединялась с подземным резервуаром для сжатого газообразного водорода. От использования жидкого водорода отказались из финансовых соображений.
В 1976 г. был проведен первый энергетический пуск реактора ИВГ-1. Параллельно в ОЭ создавался стенд для испытания «двигательного» варианта реактора ИР-100, и через несколько лет были проведены его испытания на разной мощности (один из ИР-100 впоследствии был переоборудован в материаловедческий исследовательский реактор малой мощности, который работает до сих пор).
Перед экспериментальным запуском реактор опускался в шахту с помощью установленного на поверхности козлового крана. После запуска реактора водород поступал снизу в «котел», раскалялся до 3000 К и огненной струей вырывался из шахты наружу. Несмотря на незначительную радиоактивность истекающих газов, в течение суток находиться снаружи в радиусе полутора километров от места испытаний не разрешалось. К самой же шахте нельзя было подходить в течение месяца. Полуторакилометровый подземный тоннель вел из безопасной зоны сначала к одному бункеру, а из него – к другому, находящемуся возле шахт. По этим своеобразным «коридорам» и передвигались специалисты.
Иевлев Виталий Михайлович
Результаты экспериментов, проведенных с реактором в 1978– 1981 гг., подтвердили правильность конструктивных решений. В принципе ЯРД был создан. Оставалось соединить две части и провести комплексные испытания.
Примерно в 1985 году РД-0410 (по другой системе обозначений 11Б91) мог бы совершить своей первый космический полет. Но для этого нужно было разработать разгонный блок на его основе. К сожалению, эта работа не была заказана ни одному космическому КБ, и тому есть множество причин. Главная из них - так называемая Перестройка. Необдуманные шаги привели к тому, что вся космическая отрасль мгновенно оказалась «в опале» и в 1988 году работы по ЯРД в СССР (тогда еще существовал СССР) были прекращены. Произошло это не из-за технических проблем, а по сиюминутным идеологическим соображениям.А в 1990-м году умер идейный вдохновитель программ ЯРД в СССР Виталий Михайлович Иевлев…
Каких же основных успехов достигли разработчики, создавая ЯРД схемы «А»?
Проведено более полутора десятков натурных испытаний на реакторе ИВГ-1, и получены следующие результаты: максимальная температура водорода – 3100 К, удельный импульс – 925 сек, удельное тепловыделение до 10 МВт/л, общий ресурс более 4000 сек при последовательных 10 включениях реактора. Эти итоги значительно превосходят американские достижения на графитовых зонах.
Следует заметить, что за все время испытаний ЯРД, несмотря на открытый выхлоп, выход радиоактивных осколков деления не превышал допустимых норм ни на полигоне, ни за его пределами и не был зарегистрирован на территории сопредельных государств.
Важнейшим результатом работы явилось создание отечественной технологии таких реакторов, получение новых тугоплавких материалов, а факт создания реактора-двигателя породил ряд новых проектов и идей.
Хотя дальнейшее развитие таких ЯРД было приостановлено, полученные достижения являются уникальными не только в нашей стране, но и в мире. Это неоднократно подтверждено в последние годы на международных симпозиумах по космической энергетике, а также на встречах отечественных и американских специалистов (на последних было признано, что реактор-стенд ИВГ – единственный на сегодня в мире работоспособный испытательный аппарат, который может сыграть важную роль в экспериментальной отработке ТВС и атомных ЭДУ).
источники
http://newsreaders.ru
http://marsiada.ru
http://vpk-news.ru/news/14241
Ракетный двигатель, рабочим телом в котором служит либо какое либо вещество (напр., водород), нагреваемое за счет энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде, либо непосредственно продукты этих реакций. Различают… … Большой Энциклопедический словарь
Ракетный двигатель, рабочим телом в котором служит либо какое либо вещество (например, водород), нагреваемое за счёт энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде, либо непосредственно продукты этих реакций. Находится в… … Энциклопедический словарь
ядерный ракетный двигатель - 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
- (ЯРД) ракетный двигатель, в котором тяга создаётся за счёт энергии, выделяющейся при радиоактивном распаде или ядерной реакции. Соответственно типу происходящей в ЯРД ядерной реакции выделяют Радиоизотопный ракетный двигатель,… …
- (ЯРД) ракетный двигатель, в к ром источником энергии является ядерное топливо. В ЯРД с ядерным реак. тором теплота, выделяющаяся в результате цепной ядерной реакции, сообщается рабочему телу (напр., водороду). Активная зона ядерного реактора… …
Эту статью следует викифицировать. Пожалуйста, оформите её согласно правилам оформления статей. Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива (англ. … Википедия
Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают собственно реактивными (нагрев рабочего тела в ядерном реакторе и вывод газа через… … Википедия
Реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в… … Википедия
- (РД) Реактивный двигатель, использующий для своей работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). Т. о., в отличие от воздушно реактивных двигателей (См.… … Большая советская энциклопедия
Изотопный ракетный двигатель, ядерный ракетный двигатель, использующий энергию распада радиоактивных изотопов хим. элементов. Эта энергия служит для нагрева рабочего тела, либо же рабочим телом являются сами продукты распада, образующие… … Большой энциклопедический политехнический словарь
Часто в общеобразовательных публикациях о космонавтике не различают разницу между ядерным ракетным двигателем (ЯРД) и ядерной ракетной электродвигательной установкой (ЯЭДУ). Однако под этими аббревиатурами скрывается не только разница в принципах преобразования ядерной энергии в силу тяги ракеты, но и весьма драматичная история развития космонавтики.
Драматизм истории состоит в том, что если бы остановленные главным образом по экономическим причинам исследования ЯДУ и ЯЭДУ как в СССР, так и в США продолжились, то полёты человека на марс давно бы уже стали обыденным делом.
Всё начиналось с атмосферных летательных аппаратов с прямоточным ядерным двигателем
Конструкторы в США и СССР рассматривали «дышащие» ядерные установки, способные втягивать забортный воздух и разогревать его до колоссальных температур. Вероятно, этот принцип образования тяги был заимствован от прямоточных воздушно-реактивных двигателей, только вместо ракетного топлива использовалась энергия деления атомных ядер диоксида урана 235.В США такой двигатель разрабатывался в рамках проекта Pluto. 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.
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).
В США планировали построить ракету длинной 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 на самом деле 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 оставалась 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 был применён гетерогенный реактор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражатели нейтронов - из бериллия, ядерное топливо - материал на основе карбидов урана и вольфрама, с обогащением по изотопу 235 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, нагреваясь при этом до 3100 К. На стенде 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
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.
Относительно небольшие габаритные размеры и вес, высокая температура ядерного топлива (3100 K) при эффективной системе охлаждения потоком водорода свидетельствует от том, что РД0410 является почти идеальным прототипом ЯРД для современных крылатых ракет. А, учитывая современные технологии получения самоостанавливающегося ядерного топлива, увеличение ресурса с часа до нескольких часов является вполне реальной задачей.
Конструкции ядерных ракетных двигателей
Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) - реактивный двигатель, в котором энергия, возникающая при ядерной реакции распада или синтеза, нагревает рабочее тело (чаще всего, водород или аммиак).Существует три типа ЯРД по виду топлива для реактора:
- твердофазный;
- жидкофазный;
- газофазный.
В газофазных ЯРД топливо (например, уран) и рабочее тело находится в газообразном состоянии (в виде плазмы) и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. Нагретая до десятков тысяч градусов урановая плазма передает тепло рабочему телу (например, водороду), которое, в свою очередь, будучи нагретым до высоких температур и образует реактивную струю.
По типу ядерной реакции различают радиоизотопный ракетный двигатель, термоядерный ракетный двигатель и собственно ядерный двигатель (используется энергия деления ядер).
Интересным вариантом также является импульсный ЯРД - в качестве источника энергии (горючего) предлагается использовать ядерный заряд. Такие установки могут быть внутреннего и внешнего типов.
Основными преимуществами ЯРД являются:
- высокий удельный импульс;
- значительный энергозапас;
- компактность двигательной установки;
- возможность получения очень большой тяги - десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме.
- потоки проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны) при ядерных реакциях;
- вынос высокорадиоактивных соединений урана и его сплавов;
- истечение радиоактивных газов с рабочим телом.
Ядерная энергодвигательная установка
Учитывая, что какую-либо достоверную информацию о ЯЭДУ по публикациям, в том числе и из научных статей, получить невозможно, принцип работы таких установок лучше всего рассматривать на примерах открытых патентных материалов, хотя и содержащих ноу-хау.Так, например, выдающимся российским учёным Коротеевым Анатолием Сазоновичем, автором изобретения по патенту , приведено техническое решение по составу оборудования для современной ЯРДУ. Далее привожу часть указанного патентного документа дословно и без комментариев.
Сущность предлагаемого технического решения поясняется схемой, представленной на чертеже. ЯЭДУ, функционирующая в двигательно-энергетическом режиме, содержит электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) (на схеме для примера представлено два электроракетных двигателя 1 и 2 с соответствующими системами подачи 3 и 4), реакторную установку 5, турбину 6, компрессор 7, генератор 8, теплообменник-рекуператор 9, вихревую трубку Ранка-Хильша 10, холодильник-излучатель 11. При этом турбина 6, компрессор 7 и генератор 8 объединены в единый агрегат - турбогенератор-компрессор. ЯЭДУ оснащена трубопроводами 12 рабочего тела и электрическими линиями 13, соединяющими генератор 8 и ЭРДУ. Теплообменник-рекуператор 9 имеет так называемые высокотемпературный 14 и низкотемпературный 15 входы рабочего тела, а также высокотемпературный 16 и низкотемпературный 17 выходы рабочего тела.Ссылки: Ядерные двигателиВыход реакторной установки 5 соединен со входом турбины 6, выход турбины 6 соединен с высокотемпературным входом 14 теплообменника-рекуператора 9. Низкотемпературный выход 15 теплообменника-рекуператора 9 соединен со входом в вихревую трубку Ранка-Хильша 10. Вихревая трубка Ранка-Хильша 10 имеет два выхода, один из которых (по «горячему» рабочему телу) соединен с холодильником-излучателем 11, а другой (по «холодному» рабочему телу) соединен со входом компрессора 7. Выход холодильника-излучателя 11 также соединен со входом в компрессор 7. Выход компрессора 7 соединен с низкотемпературным 15 входом в теплообменник-рекуператор 9. Высокотемпературный выход 16 теплообменника-рекуператора 9 соединен со входом в реакторную установку 5. Таким образом, основные элементы ЯЭДУ связаны между собой единым контуром рабочего тела.
ЯЭДУ работает следующим образом. Нагретое в реакторной установке 5 рабочее тело направляется на турбину 6, которая обеспечивает работу компрессора 7 и генератора 8 турбогенератора-компрессора. Генератор 8 производит генерацию электрической энергии, которая по электрическим линиям 13 направляется к электроракетным двигателям 1 и 2 и их системам подачи 3 и 4, обеспечивая их работу. После выхода из турбины 6 рабочее тело направляется через высокотемпературный вход 14 в теплообменник-рекуператор 9, где осуществляется частичное охлаждение рабочего тела.
Затем, из низкотемпературного выхода 17 теплообменника-рекуператора 9 рабочее тело направляется в вихревую трубку Ранка-Хильша 10, внутри которой происходит разделение потока рабочего тела на «горячую» и «холодную» составляющие. «Горячая» часть рабочего тела далее следует в холодильник-излучатель 11, где происходит эффективное охлаждение этой части рабочего тела. «Холодная» часть рабочего тела следует на вход в компрессор 7, туда же следует после охлаждения часть рабочего тела, выходящая из холодильника-излучателя 11.
Компрессор 7 производит подачу охлажденного рабочего тела в теплообменник-рекуператор 9 через низкотемпературный вход 15. Это охлажденное рабочее тело в теплообменнике-рекуператоре 9 обеспечивает частичное охлаждение встречного потока рабочего тела, поступающего в теплообменник-рекуператор 9 из турбины 6 через высокотемпературный вход 14. Далее, частично подогретое рабочее тело (за счет теплообмена с встречным потоком рабочего тела из турбины 6) из теплообменника-рекуператора 9 через высокотемпературный выход 16 вновь поступает к реакторной установке 5, цикл вновь повторяется.
Таким образом, находящееся в замкнутом контуре единое рабочее тело обеспечивает непрерывную работу ЯЭДУ, причем использование в составе ЯЭДУ вихревой трубки Ранка-Хильша в соответствии с заявляемым техническим решением обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик ЯЭДУ, повышает надежность ее работы, упрощает ее конструктивную схему и дает возможность повысить эффективность ЯЭДУ в целом.
В конце 40-х годов на волне эйфории от перспектив использования ядерной энергии и в США и в СССР разворачиваются работы по установке ядерных двигателей на всем что способно двигаться. Особенно привлекательной идея создания такого «вечного» двига- теля была для военных. Ядерные энергетические установки (ЯЭУ) в первую очередь нашли применение в военно-морском флоте поскольку к корабельным силовым установкам не предъявлялось таких жестких габаритно-весовых требований, как например в авиации. Тем не менее и ВВС не могли «пройти мимо» возможности неограниченно увеличить рад- иус действия стратегической авиации. В мае 1946г. командование ВВС США утвердило проект создания ядерных двигателей для оснащения стратегических бомбардировщиков «Nuclear Energy for the Propulsion of Aircraft» (сокращенно NEPA, в переводе «Ядерная энергия для авиационных двигате- лей»). Работы по его осуществлению начались в Ок-Риджской национальной лаборатории. В 1951г. на смену ему пришла совместная программа ВВС и Комиссии по атомной этерги (КАЭ) «Aircraft Nuclear Propulsion» (ANP, «Авиационные ядерные двигатели). Компа- нией «General Electric» был создан турбореактивный (ТРД) отличавшийся от «обыкновен- ного» только тем что вместо обычной камеры сгорания стоял ядерный реактор который и нагревал сжатый компрессором воздух. Воздух при этом становился радиоактивным - от- крытая схема. В те годы к этому относились проще, но все же чтобы не загрязнять свой аэродром, самолет для взлета и посадки предполагалось оснащать и обычными дви- гателями на керосине. Первый проект атомного самолета США создавался на базе сверх- звукового стратегического бомбардировщика B-58. У разработчика (фирмы «Convair») он получил обозначение X-6. Под треугольным крылом размещались четыре атомных ТРД, кроме того, на взлете и посадке должны были работать еще 2 «обычных» ТРД. К сере- дине 1950-х был изготовлен опытный образец небольшого атомного реактора воздушного охлаждения мощностью 1 Мвт. Для его летных испытаний и испытаний защиты экипажа был выделен бомбардировщик B-36H. Экипаж летающей лаборатории находился в защитной кап- суле, но сам реактор, размещенный в бомбовом отсеке не имел биологической защиты. Летающую лабораторию назвали NB-36H. С июля 1955г. по март 1957г. она совершила 47 полетов, над пустынными районами Техаса и Нью-Мексико во время которых включался и выключался реактор. На следующем этапе был создан новый атомный реактор HTRE (пос- ледняя его модель имела мощность 35 Мвт, достаточную для работы двух двигателей) и экспериментальный двигатель X-39 успешно прошедшие совместные наземные стендовые ис- пытания. Однако к этому времени американцы поняли, что открытая схема не годится, и начали проектирование силовой установки с нагревом воздуха в теплообменнике. Новая машина фирмы «Convair» NX-2 имела схему «утка» (горизонтальное оперение располага- лось впереди крыла). Атомный реактор должен был размещаться в центроплане, двига- тели - в корме, воздухозаборники - под крылом. На самолете предполагалось исполь- зовать от 2 до 6 вспомогательных ТРД. Но в марте 1961г. программа ANP была закрыта. В 1954-1955гг. группа учёных Лос-Аламосской лаборатории подготовила доклад о возможности создания ядерного ракетного двигателя (ЯРД). КАЭ США приняла решение о начале работ по его созданию. Программа получила наименование «Ровер». Работы параллельно велись в Лос-Аламосской научной лаборатории и в Радиационной лаборато- рии в Ливерморе при Калифорнийском университете. С 1956 г. все усилия Радиационной лаборатории были направленны на создание ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ЯПВРД) по проекту PLUTO (в Лос-Аламосе занялись созданием ЯРД).
ЯПВРД планировалось установить на разрабатывавшуюся сверхзвуковую низковысотную ракету (Supersonic Low- Altitude Missile - SLAM). Ракета (сейчас ее бы назвали крылатой) была по сути беспилотным бомбардировщиком с вертикальным стартом (при помощи четырех твердотоплив- ных ускорителей). ЯПВРД включался при достижении опреде- ленной скорости уже на достаточном удалении от собствен- ной территории. Воздух поступающий через воздухозабор- ник нагревался в ядерном реакторе и, истекая через соп- ло, создавал тягу. Полет к цели и сброс боеголовок в целях скрытности должен был осуществляться на сверхниз- кой высоте на скорости втрое превышающей скорость звука. Ядерный реактор имел тепловую мощность 500 МВт, рабочая температура активной зоны составляла более 1600 град.С. Для испытаний двигателя построили специальный полигон. |  |
Советскому союзу ядерный самолет был гораздо нужней, чем США поскольку он не
имел военных баз у границ США и мог действовать только со своей территории и появив-
шиеся в середине 50-х стратегические бомбардировщики М-4 и Ту-95 не могли «охватить»
всей территории США. Работы по изучению проблем создания ядерных силовых установок
для кораблей, подводных лодок и самолётов начались уже в 1947г. однако постановле-
ние Совета Министров о начале работ по летательным аппаратам с ядерным двигателем
выходит только 12 августа 1955г. (к этому времени уже строилась первая советская
атомная подводная лодка). ОКБ-156 Туполева и ОКБ-23 Мясищева занялись проектирова-
нием летательных аппаратов с ядерными силовыми установками, а ОКБ-276 Кузнецова и
ОКБ-165 Люльки разработкой самих таких силовых установок.
В марте 1956г. вышло правительственное постановление о создании (для изучения
влияния радиации на конструкцию самолета и его оборудование а также вопросов радиа-
ционной безопасности) летающей лаборатории на базе стратегического бомбардировщика
Ту-95. В 1958г. на Семипалатинский полигон был доставлен экспериментальный, «само-
летный» атомный реактор. В середине 1959г. реактор был установлен на серийный само-
лет получивший обозначение Ту-95ЛАЛ (Летающая Атомная Лаборатория). Реактор исполь-
зовался только как источника излучения и охлаждался водой. Радиатор системы охлаж-
дения, расположенный внизу фюзеляжа, обдувался набегающим потоком воздуха. В мае-
августе 1961г. Ту-95ЛАЛ совершил 34 полёта над территорией полигона. Следующим ша-
гом должно было стать создание на базе Ту-95 экспериментального Ту-119. На двух (из
четырех его двигателях НК-12М (ОКБ Кузнецова) в дополнение к камерам сгорания уста-
вились теплообменники, нагреваемые жидкометаллическим теплоносителем отбиравшим
тепло от атомного реактора расположенного в грузовом отсеке. Двигатели получили
обозначение НК-14А. В дальнейшем предполагалось, установив на самолете 4 двигателя
НК-14А и увеличив диаметр фюзеляжа, создать противолодочный самолет с практически
неограниченной продолжительностью полета. Однако проектирование двигателей НК-14А,
а точнее его ядерной части, шло медленно из-за множества возникавших при этом проб-
лем. В результате, планы создания Ту-119 так и не были реализованы. Кроме того
ОКБ-156 предлагало несколько вариантов сверхзвуковых бомбардировщиков. Дальний бом-
бардировщик Ту-120 с взлетным весом 85т. длинной 30,7м. размахом крыла 24,4м. и
максимальной скоростью около 1400км/ч. Другим проектом был маловысотный ударный
самолет с взлетным весом 102т. длинной 37м. размахом крыла 19м. и максимальной ско-
ростью 1400км/час. Самолет имел низкорасположенное треугольное крыло. Два его дви-
гателя располагались в одном пакете в задней части фюзеляжа. На взлете и посадке
двигатели работали на керосине. Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик должен
был иметь взлетный вес 153т. длину 40,5м. и размах крыла 30,6м. Из шести ТРД (КБ
Кузнецова) два, расположенные в хвосте, были оборудованы теплообменниками и могли
работать от атомного реактора. Четыре обычных ТРД размещались под крылом на пилонах.
Внешне этот самолет был похож на американский средний сверхзвуковой бомбардировщик
В-58.
В ОКБ Мясищева также рассматривали возможность создания «ядерного» самолета на
базе уже существующего бомбардировщика ЗМ путем замены обычных ТРД на атомные снаб-
женные теплообменниками (реактор размещался в бомбоотсеке). Рассматривалась и воз-
можность создания сверхзвукового бомбардировщика М-60. Предлагалось несколько ва-
риантов компановки с различными типами двигателей (взлетная масса 225-250т, полез-
ная нагрузка - 25т., скорость - до 3000 км/час длина 51- 59м., размах крыла – 27-
31м.). Для защиты от излучения летчиков поместили в специальную герметичную капсулу
а двигатели разместили в хвостовой части фюзеляжа. Визуальный обзор из капсулы ис-
ключался и вести самолет к цели должен был автопилот. Для обеспечения ручного управ-
ления предполагалось пользоваться телевизионными и радиолокационными экранами. Раз-
работчики изначально предлагали сделать самолет беспилотным. Но военные для надеж-
ности настаивали на пилотируемом варианте. Одним из вариантом был гидросамолет. Его
плюсом было то, что заглушенные реакторы для уменьшения радиационного фона можно
было опускать в воду.
С развитием ракетостроения и появлением надежных межконтинентальных баллисти-
ческих ракет и атомных ракетных подводных лодок интерес военных к атомным бомбар-
дировщикам угас и работы были свернуты. Но в 1965г. к идее создания атомного проти-
володочного самолета вернулись вновь. На этот раз прототипом стал тяжелый транспорт-
ный Ан-22 «Антей» на котором стояли те же двигатели что и на Ту-95. Разработка
НК-14А к тому времени достаточно продвинулась. Взлет и посадка должны были выпол-
няться на керосине (мощность двигателей 4 х 13000 л.с.), а крейсерский полет - на
атомной энергии (4 х 8900 л.с.). Продолжительность полета ограничивалась только
«человечиским фактором», для ограничения получаемой экипажем дозы ее установили рав-
ной 50час. Дальность полета полета при этом составила бы 27500км. В 1972г. Ан-22 с
ядерным реактором на борту совершил 23 полёта в них в первую очередь проверялась
радиационная защита. Однако экологические проблемы в случае аварии самолета так и
не были решены возможно это и стало причиной того, что проект не был реализован. В
80-х годах возник интерес к атомному самолету, как носителю баллистических ракет.
Практически постоянно находясь в воздухе он был бы неуязвим для внезапного ракетно-
ядерного удара противника. На случай аварии самолета атомный реактор мог отделялся
и спускался на парашюте. Но начавшиеся разрядка, «перестройка» а затем развал СССР
не позволили атомному самолету взлететь.
В ОКБ-301 (главный конструктор С.А.Лавочкин) середине 50-х прорабатывался воп-
рос установки на межконтинентальной крылатой ракете «Буря» прямоточного ядерного
двигателя (аналогично проекту «PLUTO»). Проект получил обозначение «375». Разработ-
ка самой ракеты не была проблемой, подвели двигателисты. ОКБ-670 (гл. конструктор
М.М.Бондарюк) долго не могло справиться с созданием прямоточного ядерного двигателя.
В 1960г. проект «Буря» был закрыт вместе его ядерной версией. До испытаний ядерного
двигателя дело так и не дошло.
Ядерная энергия может быть использована для нагрева рабочего тела не только в
воздушно-реактивном, но и в ядерном ракетном двигателе (ЯРД) которые принято делить
на реактивные, в которых процесс нагрва рабочего тела (РТ) происходит непрерывно, и
импульсные или пульсирующие (тоже в общем то реактивные), в которых ядерная энергия
выделяется дискретно, путем серии ядерных (термоядерных) взрывов малой мощности.
По агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора ЯРД делят
на твёрдофазные, жидкофазные и газофазные (плазма). Отдельно можно выделить ЯРД в
реакторе которого ядерное горючее находится в псевдосжиженом состоянии (в виде вр-
ащающегося «облака» пылевидных частиц). Другой разновидностью реактивного ЯРД явля-
ется двигатель использующий для нагрева РТ тепловую энергию выделяющаяся при само-
произвольном делении радиоактивных изотопов (радиоактивного распада). Достоинством
такого двигателя является простота конструкции, существенным недостатком - высокая
стоимость изотопов (например полония-210). Кроме того при самопроизвольном рас-
паде изотопа тепло выделяется постоянно, даже при выключенном двигателе, и его надо
как то отводить из двигателя что усложняет и утяжеляет конструкцию.
В импульсном ЯРД энергия атомного взрыва испаряет РТ, превращая его в плазму.
Расширяющееся плазменное облако оказывает давление на мощное металлическое днище
(плиту-толкатель) и создает реактивную тягу. В качестве РТ может быть использовано
легко обращаемое в газ твердое вещество, наносимое на плиту-толкатель, жидкий водо-
род или вода, хранящиеся в специальном баке. Это схема так называемого импульсного
ЯРД внешнего действия, другой разновидностью является импульсный ЯРД внутреннего
действия, в котором подрыв небольших ядерных или термоядерных зарядов производится
внутри специальных камер (камер сгорания) снабженных реактивными соплами. Туда же
подается и РТ, которое истекая через сопло создает тягу подобно обычным ЖРД. Такая
система более эффективна, поскольку всё РТ и продукты взрыва используются для соз-
дания тяги. Однако то, что взрывы происходят внутри некоторого объема, налагает ог-
раничения на давление и температуру в камере сгорания. Импульсный ЯРД внешнего
действия проще, а огромное количество выделяющийся в ядерных реакциях энергии позво-
ляет даже при меньшем КПД получить хорошие характеристики таких систем.
В США в 1958–63гг. разрабатывался проект ракеты с импульсным ЯРД «Орион». Были
даже проведены испытания модели летательного аппарата с импульсным двигателем на
обычной химической взрывчатке. Полученные результаты говорили о принципиальной воз-
можности управляемого полёта аппарата таким двигателем. Первоначально «Орион» пред-
полагалось запускать с Земли. Чтобы исключить возможность повреждения ракеты от на-
земного ядерного взрыва для старта ее планировалось устанавливать на восемь 75-мет-
ровых башен. При этом стартовая масса ракеты достигала 10000т. а диаметр толкающей
плиты около 40м. Для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию ракеты и эки-
паж предусматривалось демпфирующее устройство. После цикла сжатия оно возвращало
плиту в начальное положение, после чего происходил очередной взрыв. При старте
каждую секунду подрывался заряд мощностью 0,1кт. После выхода из атмосферы заряды
мощностью 20кт. подрывались каждые 10сек. Позднее, чтобы не загрязнять атмосферу
было решено поднимать «Орион» с Земли с помощью первой ступени ракеты «Сатурн-5», а
т.к ее максимальный диаметр составлял 10м. то и диаметр толкающей плиты урезали до
10 м. Эффективная тяга соответственно уменьшилась до 350 т. при собственном «сухом»
весе ДУ (без РТ) 90,8т. Для доставки на поверхность Луны полезного груза в 680т.
потребовалось бы взорвать около 800 плутониевых зарядов (масса плутония 525кг.) и
израсходовать около 800т. РТ. Рассматривался и вариант использования «Ориона» как
средства доставки ядерных зарядов к цели. Но вскоре военные от этой идеи отказались.
А в 1963г. был подписан договор о запрещении ядерных взрывов в космосе на земле (в
атмосфере) и под водой. Это поставило весь проект вне закона. Аналогичный проект
рассматривался и в СССР, но никаких практических результатов он не имел. Как и про-
ект воздушно-космического самолета (ВКС) М-19 КБ Мясищева. Проект предусматривал
создание многоразовой, одноступенчатой авиационно-космической системы способной вы-
водить на низкие опорные орбиты (до 185км.) полезную нагрузку массой до 40т. Для
этого ВКС предполагалось оснастить ЯРД и многорежимной воздушно-реактивной ДУ рабо-
тающей как от атомного реактора так и на водородном топливе. Подробнее об этом про-
екте рассказано на странице .
Ядерная энергия может не только непосредственно использоваться для нагрева РТ
в двигателе, но и быть преобразована в электрическую энергию которая затем исполь-
зуется для создания тяги в электрореактивных двигателях (ЭРД). По такой схеме пос-
троены ядерные энергодвигательные установки (ЯЭДУ) состоящие из ядерных энергетичес-
ких установок (ЯЭУ) и электрических ракетных двигательных установок (ЭРДУ). Устояв-
шейся (общепринятой) классификации ЭРД не существует. По преобладающему «механизму»
ускорения РТ ЭРД можно разделить на газодинамические (электрохимические), электро-
статические (ионные) и электромагнитные (плазменные). В электрохимических электро-
энергия используется для нагрева или химического разложения РТ (электронагревные,
термокаталитические и гибридные) при этом температура РТ может достигать 5000 град.
Ускорение РТ происходит, как в обычных ЖРД, при его прохождении через газодинамичес-
кий тракт двигателя (сопло). Электрохимические двигатели потребляют наименьшую
среди ЭРД мощность на единицу тяги (около 10 КВт/кГ). В электростатическом ЭРД
вначале производится ионизация рабочего тела, после чего положительные ионы ускоря-
ются в электростатическом поле (при помощи системы электродов) создавая тягу (для
нейтрализации заряда реактивной струи в неё на выходе из двигателя инжектируются
электроны). В электромагнитном ЭРД РТ разогревается до состояния плазмы (десятки
тысяч градусов) проходящим через него электрическим током. Затем плазма ускоряется
в электромагнитном поле («параллельно» может применяться и газодинамическое ускоре-
ние). В качестве РТ в электротермических ЭРД применяются низкомолекулярные или лег-
ко диссоциирующие газы и жидкости, в электростатических щелочные или тяжёлые, лег-
ко испаряющиеся металлы или органические жидкости, в электромагнитных различные
газы и твёрдые вещества.
Важным параметром двигателя является его удельный импульс тяги (см. страницу
) характеризующий его эффективность (чем он больше тем меньше РТ
расходуется на создание килограмма тяги). Удельный импульс для разных типов двига-
телей изменяется в широких пределах: твердотопливный РД -2650 м/сек, ЖРД-4500 м/сек,
электрохимический ЭРД - 3000 м/сек, плазменный ЭРД до 290 тысяч. Как известно ве-
личина удельного импульса прямо пропорциональна квадратному корню из значения темпе-
ратуры РТ перед соплом. Она (температура) в свою очередь определяется теплотворной
способностью топлива. Лучший показатель среди химических топлив имеет пара бериллий
+ кислород - 7200ккал/кг. Теплотворная способность Урана-235 примерно в 2 млн. раз
выше. Однако количество энергии которое может быть полезно использовано только в
1400 раз больше. Ограничения накладываемые конструктивными особенностями уменьшают
эту цифру для твердофазного ЯРД до 2-3 (максимально достижимая температура РТ около
3000 град.). И всеже удельный импульс твердофазного ЯРД составляет примерно 9000
м/с, против 3500-4500 у современных ЖРД. У жидкофазных ЯРД удельный импульс может
достигать 20000 м/сек, у газофазных, где температура РТ может достигать десятков
тысяч градусов, удельный импульс составляет 15-70 тысяч м/сек.
Другим важным параметром характеризующим весовое совершенство двигательной ус-
тановки (ДУ) или двигателя является их удельный вес - отношение веса ДУ (с компонен-
тами топлива или без) или двигателя к создаваемой тяге. Применяется и обратная ей
величина - удельная тяга. Удельный вес (тяга) определяет достижимое ускорение ле-
тательного аппарата, его тяговооруженность. У современных ЖРД удельный вес составля-
ет 7-20 кг. тяги на тонну собственного веса т.е. отношение тяги к весу достигает 14.
У ЯРД также неплохое отношение тяги к собственному весу - до 10. При этом для ЖРД,
использующих кислородно-водородное топливо, отношение массы РТ к массе конструкции
находится в пределах 7-8. У твердофазных ЯРД этот параметр снижается до 3-5, что
обеспечивает выигрыш в удельном весе ДУ с учетом веса РТ. У ЭРД развиваемая тяга
ограничивается большим расходом энергии на создание 1кг. тяги (от 10 кВт до 1МВт).
Максимальная тяга существующих ЭРД – несколько килограмм. При наличии в ЭРДУ допол-
нительных элементов, связанных с электропитанием ЭРД тяговооружённость аппарата с
такой ДУ много меньше единицы. Это делает невозможным их использование для вывода
полезных грузов на околоземную орбиту (некоторые ЭРД вообще могут работать лишь в
условиях космического вакуума). ЭРД имеет смысл применять только в космических аппа-
ратах как двигатели малой тяги для ориентации, стабилизации и коррекции орбит. Из-
за малого расхода рабочего тела (большой удельный импульс) время непрерывной работы
ЭРД может измеряться месяцами и годами. Обеспечение ЭРД электроэнергией от ядерного
реактора позволит применять их для полетов на «окраины» Солнечной системы, где мощ-
ности солнечных батарей будет недостаточно.
Таким образом основным преимуществом ЯРД перед другими видами РД является их
большой удельный импульс, при высокой тяговооруженности (десятки, сотни и тысячи
тонн тяги при значительно меньшем собственном весе). Основным недостатком ЯРД явля-
ется наличие мощного потока проникающей радиации а также вынос высокорадиоактивных
соединений урана с отраборанным РТ. В этой связи ЯРД неприемлем для наземных пусков.
Работы по созданию ЯРД и ЯЭУ в СССР начались в середине 50-х годов. В 1958г.
Совет Министров СССР принял ряд постановлений о проведении научно-исследовательских
работ по созданию ракет с ЯРД. Научное руководство было поручено М.В.Келдышу, И.В.
Курчатову и С.П.Королеву. К работам были привлечены десятки исследовательских,
проектно-конструкторских, строительных и монтажных организаций. Это НИИ-1 (ныне
Исследовательский центр им.Келдыша), ОКБ-670 (гл.конструктор М.М.Бондарюк), Инсти-
тут атомной энергии (ИАЭ, ныне Курчатовский институт) и Физико-энергетический инсти-
тут (ныне ФЭИ имени Лейпунского), НИИ приборостроения (гл.конструктор А.С.Абрамов),
НИИ-8 (ныне Научно исследовательский и конструкторский институт – НИКИЭТ им.Долежа-
ля) и ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш» им.Глушко), НИИТВЭл (НПО «Луч», ныне Подольский
научно-исследовательский технологический институт- ПНИТИ), НИИ-9 (ныне Высокотехно-
логический научно-исследовательский институт неорганических материалов - ВНИИНМ им.
А.А. Бочвара) и др.
В ОКБ-1 (в последующем наименование менялось на Центральное КБ эксперименталь-
ного машиностроения - ЦКБЭМ, НПО «Энергия», РКК «Энергия» им.Королева) разрабатыва-
лись эскизные проекты одноступенчатой баллистической ракеты ЯР-1 и двухступенчатой
ядерно-химической ракеты ЯХР-2. В обеих предусматривалось применение ЯРД тягой 140т.
Проекты были готовы к 30 декабря 1959г. однако создание боевой ЯР-1 было признано
нецелесообразным и работы по ней прекратили. ЯХР-2 имела схему аналогичную Р-7, но
с шестью боковыми ракетными блоками первой ступени, оснащенными двигателями НК-9.
Вторая ступень (центральный блок) оснащалась ЯРД. Стартовая масса ракеты составляла
850-880т. при массе полезного груза 35-40т. (рассматривался и вариант со стартовой
массой 2000т. длиной 42м. максимальным поперечным размером 19м. полезная нагрузка
до 150т.). Двигатели всех блоков ЯХР-2 запускались на Земле. При этом ЯРД выводился
на «холостой» режим (мощность реактора составляла 0,1% от номинальной при отсутст-
вии расхода рабочего тела). Вывод на рабочий режим производился в полете за несколь-
ко секунд до отделения боковых блоков. В середине 1959г. ОКБ-1 выдало технические
задания двигателистам (ОКБ-670 и ОКБ-456) на разработку эскизных проектов ЯРД с тя-
гой 200 и 40т. После начала работ над тяжелым носителем Н-1 рассматривался вопрос
о создании на его основе двухступенчатого носителя с ЯРД на второй ступени. Это
обеспечило бы увеличение полезной нагрузки выводимой на околоземную орбиту не менее
чем в 2-2,5 раза, а орбиту спутника Луны на 75-90% . Но и этот проект завершен не
был – ракета Н-1 так и не полетела.
Проектированием ЯРД занимались ОКБ-456 и ОКБ-670. Ими были выполнены несколько
эскизных проектов ЯРД с твердофазным реактором. Так в ОКБ-456 к 1959г. были готовы
эскизные проекты двигателей РД-401 с водным замедлителем и РД-402 с бериллиевым за-
медлителем, имевших тягу в пустоте 170т. при удельном импульсе тяги 428сек. Рабочим
телом служил жидкий аммиак. К 1962г. по техзаданию ОКБ-1 был выполнен проект РД-404
тягой 203т. при удельном импульсе тяги 950сек. (РТ - жидкий водород), а в 1963г. -
РД-405 с тягой 40-50т. Однако в 1963г. все усилия ОКБ-456 были перенаправлены на
разработку газофазных ЯРД. Несколько проектов ЯРД с твердофазным реактором и аммич-
но-спиртовой смесью в качестве РТ разработало в те же годы ОКБ-670.
Для перехода от эскизного проектирования к созданию реальных образцов ЯРД необ-
ходимо было решить еще множество вопросов и в первую очередь исследовать работоспо-
собность тепловыделяющих элементов (ТВЭл) ядерного реактора при высоких температу-
рах. Курчатов в 1958г. предложил создать для этого реактор взрывного действия (РВД,
современное название импульсный графитовый реактор - ИГР). Его проектирование и
изготовление было поручено НИИ-8. В РВД тепловая энергия деления урана не отводи-
лась за пределы активной зоны, а нагревала до весьма высоких температур графит из
которого (вместе с ураном) она и складывалась. Понятно, что работать такой реактор
мог лишь кратковременно – импульсами, с остановками на расхолаживание. Отсутствие
в активной зоне каких-либо металлических деталей позволяло производить «вспышки»
мощность которых ограничивалась только температурой возгонки графита. В центре ак-
тивной зоны имелась полость, в которой располагались испытуемые образцы. В том же
1958г. на Семипалатинском полигоне, недалеко от места испытаний первой атомной бом-
бы, началось строительство необходимых зданий и сооружений. В мае-июне 1960г. был
осуществлен физический («холодный») пуск реактора, а через год проведена серия пус-
ков с разогревами графитовой кладки до 1000 град. Для обеспечения экологической
безопасности стенд был построен по «закрытой» схеме - отработанный теплоноситель
пред выбросом в атмосферу выдерживался в газгольдерах, а затем фильтровался. С
1962г. на ИГР (РВД) проводились испытания ТВЭлов и тепловыделяющих сборок (ТВС) раз-
личных типов для реакторов ЯРД, разрабатывавшихся в НИИ-9 и НИИ-1.
Во второй половине 50-х годов в НИИ-1 и ФЭИ были проведены исследования газоди-
намики газовых ТВЭлов и физики газофазных реакторов которые показали принципиальную
возможность создания газофазных ЯРД. В рабочей камере такого двигателя при помощи
магнитного поля создаваемого окружающим ее соленоидом создавалась «застойная» зона
в которой уран разогревался до температур около 9000 град. и нагревал протекающий
через эту зону водород (для улучшения поглощения лучистой энергии к нему добавля-
лись специальные присадки). Некоторая часть ядерного топлива неизбежно уносилась
газовым потоком поэтому приходилось постоянно компенсировать убыль урана. Газофаз-
ный ЯРД мог иметь удельный импульс до 20000 м/сек. Работы над таким двигателем нача-
лись в 1963г. в ОКБ-456 (при научном руководстве НИИ-1).
В 1962г. в ФЭИ был создан экспериментальный стенд ИР-20 с твердофазным реакто-
ром, замедлителем в котором являлась вода. На нем были впервые изучены физические
параметры твердофазных реакторов ЯРД послужившие основой для последующих конструк-
ций. В 1968г. с учетом опыта, полученного на стенде ИР-20 здесь же был сооружен фи-
зический стенд «Стрела», на котором установлен реактор, представлявший собой кон-
струкцию достаточно близкую к реактору летного образца ЯРД. Следующим шагом на пути
создания ЯРД стало создание специального экспериментального стенда для испытаний
наземного прототипа реактора ЯРД. В 1964г. вышло Постановление правительства о
строительстве на Семипалатинском полигоне стендового комплекса для испытаний ЯРД
получившего наименование «Байкал». К февралю 1965г. в ИАЭ было готово техническое
задание на разработку реактора для комплекса «Байкал» (он получил индекс ИВГ-1 ис-
следовательский высокотемпературный газоохлаждаемый). К его проектированию приступа-
ет НИИ-8 (при научном руководстве ИАЭ). Разработка и изготовление ТВС возлагаются
на НИИТВЭл.
В 1966г. разработку первого советского твердофазного ЯРД (получившего индекс
11Б91 или РД-0410) передали в Воронежское КБ Химавтоматики (КБХА) Гл. конструктора
А.Д.Конопатова.
В 1968г. в НПО «Энергомаш» (ОКБ-456) была закончена разработка эскизного проек-
та двигателя с газофазным реактором. Двигатель получивший обозначение РД-600 должен
был иметь тягу около 600т. при собственной массе около 60т. В качестве замедлителя
и отражателя использовался бериллий и графит. РТ - водород с добавкой лития. 24 мая
1968г. вышло постановление правительства предусматривавшее создание ЯРД на основе
предложенного проекта, а также строительство стендовой базы для его испытаний, полу-
чившей название «Байкал-2».
Параллельно с разработкой летного образца ЯРД 11Б91 в КБХА, его стендовый про-
тотип (ИР-100) создавался в НИИ-1. В 1970г. было осуществлено объединение этих ра-
бот (программа получила индекс 11Б91-ИР-100) и вся конструкторская работа по стен-
довым и летным образцам ЯРД сосредоточилась в КБХА. Физический пуск первого реак-
тора ЯРД 11Б91-ИР-100 был произведен в ФЭИ на стенде «Стрела». На нем была проведе-
на обширная программа исследований.
Строительство комплекса «Байкал» продолжалось несколько лет. Комплекс должен
был состоять из двух шахт куда экспериментальные реакторы опускались помощью козло-
вого крана. 18 сентября 1972г. состоялся физический пуск реактора ИВГ-1 в составе
первого рабочего места комплекса «Байкал». Он мог использоваться и как стендовый
прототип будущего ЯРД тягой 20–40т. и как стенд для испытания новых видов ядерного
топлива. Реактор имел отражатель из бериллияп замедлителем была вода. Его активная
зона состояла из 31 ТВС. Водород, охлаждающий ядерное топливо, мог нагреваться до
2500 град, а в специальном центральном канале можно было получить и все 3000. Энер-
гетический пуск состоялся только в начале марта 1975г. что объяснялось необходимос-
тью завершения строительства всех зданий и сооружений стендового комплекса, выполне-
ния большого объема пуско-наладочных робот и подготовкой персонала. В подземном бун-
кере, расположенном между шахтами, находились приборы. Еще в одном расположенном на
удалении 800м. находился пульт управления. На пульт управления можно было попасть
из безопасной зоны через полуторакилометровый подземный тоннель. Рядом с шахтой на
глубине 150м. размещалась сферическая емкость куда закачивали под большим давлением
газообразный водород. Нагретый в реактор почти до 3000 град. водород выбрасывался
прямо в атмосферу. Однако вынос продуктов деления при этом был близок к радиоактив-
ным выбросам АЭС при их нормальной работе. И все же приближаться к шахте ближе полу-
тора километров не разрешалось в течение суток, а к самой шахте нельзя было подхо-
дить в течение месяца. За 13 лет работы было осуществлено 28 «горячих» пуска реак-
тора ИВГ-1. В составе 4-х опытных активных зон было испытано около 200 газоохлаж-
даемых ТВС. Наработанный на номинальной мощности ресурс ряда сборок составил 4000
сек. Многие результаты этих испытаний существенно превосходят полученные в процессе
работ по программе ЯРД в США, так максимальная плотность тепловыделения в активной
зоне реактора ИВГ-1 достигала 25 кВт/куб.см. против 5,2 у американцев, температура
водорода на выходе из тепловыделяющих сборок составляла около 2800 град против 2300
у американцев.
В 1977г. было введено в эксплуатацию второе-А рабочее место стендового комплек-
са «Байкал» на котором 17 сентября 1977г. был осуществлен физический пуск первого
стендового реактора для ЯРД 11Б91-ИР-100 который получил обозначение ИРГИТ. Через
полгода, 27 марта 1978г. проведен энергетический пуск. В ходе которого была достиг-
нута мощность 25 МВт (15% от проектной), температура водорода – 1500 град, время
работы составило 70сек. В ходе испытаний 3 июля 1978г. и 11 августа 1978г. была дос-
тигнута мощность 33 МВт и 42 МВт температура водорода составила 2360 град. В конце
70-х, начале 80-х годов на стендовом комплексе проведены еще две серии испытаний -
второго и третьего аппаратов 11Б91-ИР-100. Продолжались и испытания ТВС в реакторах
ИГР и ИВГ, велось строительство сооружений, имевшее целью ввод в эксплуатацию второ-
го-Б рабочего места для испытаний двигателя на жидком водороде.
Одновременно на расположенном в Подмосковном Загорске стенде проводились испы-
тания так называемого «холодного» двигателя 11Б91Х не имевшего ядерного реактора.
Подогрев водорода происходил в специальных теплообменниках от обычных кислород-во-
дородных горелок. К 1977г. все задачи по отработке «холодного» двигателя удалось
решить (агрегаты могли работать часами). В принципе ЯРД был создан и подготовка его
к летным испытаниям была делом еще нескольких лет. ЯРД 11Б91 имел гетерогенный ре-
актор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражателем берил-
лиий, ядерное топливо- материал на основе карбидов урана и вольфрама, с содержанием
урана-235 около 80%. Это был сравнительно небольшой металлический цилиндр диаметром
около 50см. и длиной около метра. Внутри - 900 тонких стержней, в которых находится
карбид урана. Реактор ЯРД был окружен отражателем нейтронов из бериллия, в который
были врезаны барабаны, покрытые с одной стороны поглотителем нейтронов. Они играли
роль регулирующих стержней - в зависимости от того, какой стороной барабаны были
обращены к активной зоне, они поглощали больше или меньше нейтронов, регулируя мощ-
ность ректора (такая же схема была и у американцев). Примерно в 1985г. ЯРД 11Б91 мог бы совершить свой первый космический полет. Но
этого не произошло по множеству причин. К началу 80-х годов были достигнуты сущест-
венные успехи в разработке высокоэффективных ЖРД, что наряду с отказом от планов
освоения Луны и других ближайших планет Солнечной системы, поставили под вопрос це-
лесообразность создания ЯРД. Возникшие экономические трудности и так называемая
«Перестройка» привели к тому, что вся космическая отрасль оказалась «в опале» и в
1988г. работы по ЯРД в СССР были прекращены.
Идею использования электроэнергии для создания реактивной тяги К.Э.Циолковский
высказал еще в 1903г. Первый экспериментальный ЭРД был создан в Газодинамической ла-
боратории (г. Ленинград) под руководством В.П.Глушко в 1929-1933гг. Изучение возмож-
ности создания ЭРД началось в конце 50-х годов в ИАЭ (под руководством Л.А.Арцимо-
вича), НИИ-1 (под руководством В.М.Иевлева и А.А.Поротникова) и ряде других орга-
низаций. Так в ОКБ-1 велись исследования направленные на создание ядерного ЭРД. В
1962г. в эскизный проект РН Н1 вошли «Материалы по ЯЭРД для тяжелых межпланетных ко-
раблей». В 1960г. вышло постановление правительства об организации работ по ЭРД.
Кроме ИАЭ и НИИ-1, к работе были подключены десятках других НИИ, КБ и организаций.
К 1962г. в НИИ-1 был создан импульсный плазменный двигатель (ИПД) эрозионного типа.
В ИПД плазма образуется вследствие испарения (абляции) твердого диэлектрика (фторо-
пласт-4 он же тефлон) в импульсном (искровом) электрическом разряде длительностью
несколько микросекунд (импульсная мощность 10-200 МВт) с последующим электромагнит-
ным ускорением плазмы. Первые ресурсные испытания такого двигателя начались 27 мар-
та и продолжались до 16 апреля 1962г. При средней потребляемой мощности 1кВт (им-
пульсная - 200 МВт) тяга составила 1г. -«цена» тяги 1 кВт/г. Для испытаний в кос-
мосе требовалась примерно в 4 раза меньшая «цена» тяги. Таких параметров удалось
достичь к концу 1962г. Новый двигатель потреблял 50 Вт (импульсная мощность 10 МВт)
на создание тяги 0.2г. (позднее «цену» тяги довели до 85Вт за 1г.). В марте 1963г.
была создана и испытана ДУ системы стабилизации КА на основе ИПД включавшая шесть
двигателей, преобразователь напряжения (искровой разряд создавался конденсаторы ём-
костью 100 мкф с напряжением 1кВ), программно-коммутирующее устройство, высоковольт-
ные герморазъемы и другое оборудование. Температура плазмы достигала 30 тыс.град. а
скорость истечения 16км/сек. Первый запуск КА (межпланетной станции типа «Зонд») с
ЭРД наметили на ноябрь 1963г. Пуск 11 ноября 1963г. закончился аварией РН. Только
30 ноября 1964г. АМС «Зонд-2» с ЭРД на борту успешно стартовала в сторону Марса. 14
декабря 1964г. на расстоянии более 5 млн.км от Земли были включены плазменные двига-
тели (газодинамические двигатели на это врнмя были выключены) работавшие от солнеч-
ных батарей. В течение 70мин. шесть плазменных двигателей поддерживали необходимую
ориентацию станции в пространстве. В США в 1968г. был запущен спутник связи «LES-6»
с четырьмя эрозионными ИПД которые функционировали в течение более чем 2 лет.
Для дальнейших работ по ЭРД было организовано ОКБ «Факел» (на базе ОКБ им. Б.С.
Стечкина г.Калининград). Первой разработкой ОКБ «Факел» стала ЭРДУ системы стаби-
лизации и ориентации для КА военного назначения типа «Глобус» (ИСЗ «Горизонт»),
близкая к ИПД «Зонд-2». С 1971г. в системе коррекции орбиты метеоспутника «Метеор»
использовались два плазменных двигателя ОКБ «Факел», каждый из которых при весе
32,5кг потреблял около 0,4кВт, развивая при этом тягу около 2г. скорость истечения
свыше 8 км/сек запас РТ (сжатый ксенон) составлял 2,4кг. С 1982г. на геостационар-
ных спутниках связи «Луч» используются ЭРД разработанные ОКБ «Факел». До 1991г.
ЭРД успешно работали на 16 КА. Подробнее о ЭРД будет рассказано на отдельной страни-
це сайиа.
Тяга созданных ЭРД ограничивалась электрической мощностью бортовых источников
энергии. Для увеличения тяги ЭРДУ до нескольких килограмм требовалось увеличить мощ-
ность до нескольких сот киловатт, что практически было невозможно традиционными ме-
тодами (аккумуляторы и солнечные батареи). Поэтому параллельно с работами по ЭРД в
ФЭИ, ИАЭ и др. организациях развернулись работы по непосредственному преобразованию
тепловой энергии ядерного реактора в электрическую. Исключение промежуточных этапов
превращения энергии и отсутствие движущихся частей, позволяло создать компактные,
лёгкие и надежные энергетические установки достаточно большой мощности и ресурса,
пригодные для использования на КА. В 1965г. в ОКБ-1 совместно с ФЭИ был разработан
эскизный проект ядерного ЭРД ЯЭРД-2200 для межпланетного корабля с экипажем. Двига-
тельная установка состояла из двух блоков (каждый имел свою ЯЭУ), электрическая мощ-
ность каждого блока составляла 2200кВт тяга 8,3кг. Магнитоплазменный двигатель имел
удельный импульс около 54000 м/сек. В 1966-70гг. был разработан эскизный проект тер-
моэмиссионной ЯЭУ (11Б97) и ЭРД для марсианского комплекса, выводимого РН Н1М. Ядер-
ная ЭРДУ собиралась из отдельных блоков электрическая мощность одного блока до 5
Мвт. тяга ЭРД - 9,5кг. при у дельном импульсе тяги 78000м/сек. Однако создание мощ-
ных ядерных источников электроэнергии потребовало значительно больше времени чем
предполагалось. Первыми практическое применение, благодаря простоте конструкции и
малому весу нашли радиоизотопные термоэлектрические генераторы (РИТЭГ) использовав-
шие тепло самопроизвольного деления радиоактивных изотопов (например полоний-210).
Термоэлектрический преобразователь представлял собой по сути обычную термопару.
Однако их сравнительно низкая энергоемкость РИТЭГ и высокая стоимость применяемых
изотопов сильно ограничивали их применение. Использование термоэлектрических и
термоэмиссионных преобразователей энергии в сочетании с ядерными реакторами объеди-
ненными в единый блок (реактор-преобразователь) имело лучшие перспективы. Для экс-
периментальной проверки возможности создания малогабаритного реактора-преобразова-
теля, в ИЭА (совместно с НПО «Луч») в 1964г. была создана экспериментальная установ-
ка «Ромашка». Тепло, выделяемое в активной зоне нагревало расположенный на внешней
поверхности реактора термоэлектрический преобразователь состоящий из большого числа
кремний-германиевых полупроводниковых пластин в то время как другая их поверхность
охлаждалась радиатором. Электрическая мощность составила 500 Вт. при тепловой мощ-
ности реактора 40 кВт. Испытания «Ромашки» вскоре были прекращены поскольку уже
проходила испытания ЯЭУ БЭС-5 («Бук») значительно большей мощности. Разработка ЯЭУ
БЭС-5 с электрической мощностью 2800Вт, предназначенной для электропитания аппарату-
ры КА радиолокационной разведки УС-А началась в 1961г. на НПО «Красная Звезда» при
научном руководстве ФЭИ. Первый полет КА УС-А (3 октября 1970г.«Космос-367») прошел
неудачно - ЯЭУ БЭС-5 проработала 110 мин. после чего произошло расплавление актив-
ной зоны реактора. Следующие 9 запусков доработанной ЯЭУ прошли успешно и в 1975г.
КА УС-А был принят на вооружение ВМФ. В январе 1978г. из-за отказа КА УС-А («Космос
-954» фрагменты ЯЭУ «Бук» упали на территории Канады. Всего (до снятия с вооружения
в 1989г.) было произведено 32 запуска этих КА.
Параллельно работам по созданию ЯЭУ с термоэлектрическими генераторами прово-
дились работы по ЯЭУ с термоэмиссионными преобразователями которые имели более высо-
кие КПД, ресурс и массогабаритные характеристики. В термоэмиссионном ЯЭУ использует-
ся эффект термоэлектронной эмиссии с поверхности достаточно нагретого проводника.
Для отработки термоэмиссионных преобразователей большой мощности в 1964г. была соз-
дана реакторная база в Киеве (в 1970г. такая же база появилась в Алма-Ате). Работы
проводились двумя разработчиками -на НПО «Красная Звезда» (научное руководство ФЭИ)
разраатывалась ЯЭУ «Топаз» электрической мощностью 5-6,6 кВт. для спутников радиоло-
кационной разведки, «Энерговак-ЦКБМ» (научное руководство РНЦ «Курчатовский инсти-
тут») разрабатывало ЯЭУ «Енисей» для КА телевизионного вещания «Экран-АМ». ЯЭУ
«Топаз» дважды была испытана в условиях космоса на борту КА «Плазма-А» (2 февраля
1987г. «Космос-1818» и 10 июля 1987г. «Космос-1867»). При расчётном ресурсе в один
год, уже во втором полете «Топаз» проработал более 11 месяцев, но на этом запуски
прекратились. Работы по ЯЭУ «Енисей» были прекращены на стадии наземных испытаний в
связи прекращением работ по КА, для которого она предназначалась. Подробнее о Ядер-
ных источниках энергии для КА будет рассказано на отдельной странице сайта.
В 1970г. в НПО «Энергомаш» был разработан эскизный проект космической ЯЭУ с
газофазным реактором (с непроточной зоной делящегося вещества) ЭУ-610 электрической
мощностью 3,3 гВт. Однако возникшие в ходе работ проблемы не позволили реализовать
этот проект.
В 1978г. на НПО «Красная Звезда» были разработаны технические предложения на 2
варианта ЯЭРДУ «Заря-3» электрической мощностью 24 кВт и ресурсом более года. Пер-
вый вариант является модификацией ЯЭУ «Топаз-1», другой имел оригинальную схему
(вынесенные ТЭП с тепловыми трубами). Работы по установкам были прекращены из-за
отсутствия привязки к конкретному КА.
В период 1981-86г.г. был выполнен большой объём проектно-конструкторских и экс-
периментальных работ, свидетельствующий о принципиальной возможности увеличения ре-
сурса ЯЭУ до 3-5 лет и электрической мощности до 600 кВт. В 1982г. НПО «Энергия»
(ЦКБЭМ) по техзаданию МО разработало техническое предложение по ядерному межорби-
тальному буксиру «Геркулес» электрической мощностью 550 кВт, выводимому на опорную
орбиту высотой 200км. комплексом «Энергия-Буран» или РН «Протон». В 1986г. было
разработано техническое предложение по использованию межорбитального буксира с
ядерным ЭРД для транспортирования на геостационарную орбиту полезных грузов массой
до 100т, выводимых на опорную орбиту РН «Энергия». Но продолжения эти работы не
получили. Таким образом в СССР так и не было создано реально работающей ядерной
ЭРДУ, хотя ЯЭУ успешно эксплуатировались на серийных КА.
Первым и единственным КА имевшим ЯЭУ с ЭРД былл американский «Snapshot», запу-
щенный 3 апреля 1965г. Электрическая мощность реактора-преобразователя составляла
650 Вт. На аппарате был установлен экспериментальный ионный двигатель. Однако
первое же включение ЭРД (на 43-й день полета) привело к аварийному глушению реакто-
ра. Возможно причиной этого стали высоковольтные пробои сопровождавшие работу ЭРД
в результате чего прошла ложная команда на сброс отражателя реактора, что и повлек-
ло за собой его глушение. В 1992г. США приобрели в России две ЯЭУ «Енисей». Один
из реакторов предполагалось использовать в 1995г. в «Космическом эксперименте с
ядерной ЭРДУ». Однако в 1996г. проект был закрыт.
В США исследования по проблеме создания ЯРД велись в Лос-Аламосской лаборато-
рии с 1952г. В 1957г. начались работы по программе «Ровер». В отличии от СССР,
где велась поэлементная отработка ТВС и других элементов двигателя, в США пошли по
пути создания и испытания сразу реактора целиком. Первый реактор получивший наиме-
нование «Киви-А» («KIWI-А») был испытан 1 июля 1959г. на специальном полигоне в
штате Невада. Это был гомогенный реактор активная зона которого была собрана из ни-
чем не защищенные пластины состоящие из смеси графита и оксида урана-235 обогащен-
ного до 90%. Замедлителем нейтронов служила тяжелая вода. Оксид урана не выдерживал
высоких температур, и водород, проходивший в каналах между пластин мог нагреваться
только до 1600 град. Мощность этих реакторов составляла всего 100 МВт. Испытания
«Киви-А», как и все последующие проводились с открытым выбросом. Активность продук-
тов выхлопа была невысокой и ограничений на проведение работ в зоне испытаний прак-
тически не вводилось. Испытания реактора завершились 7 декабря 1961г. (в ходе пос-
леднего пуска разрушилась активная зона, отмечен выброс в выхлопную струю обломков
пластин). Полученные результаты шести «горячих испытаний» ЯРД оказались весьма
обнадёживающими, и в начале 1961г. был подготовлен доклад о необходимости испытаний
реактора в полёте. Однако вскоре «головокружение» от первых успехов стало проходить,
пришло понимание того, что на пути создания ЯРД стоит множество проблем решение ко-
торых потребует много времени и денег. Кроме того прогресс в создании химических
двигателей для боевых ракет оставил для применения ЯРД лишь космическую сферу. Нес-
мотря на то, что с приходом в белый дом администрации Кеннеди (в 1961г.) работы по
самолету с атомным двигателем были прекращены, программа «Ровер» была названа «од-
ним из четырех приоритетных направлений в завоевании космоса» и получила дальнейшее
развитие. Были приняты новые программы «Рифт» (RIFT- Reactor In Flight Test- реак-
тор в испытательном полете) и «Нерва» (NERVA - Nuclear Engine for Rocket Vehicle
Application) создание летного варианта ЯРД.
Испытания реакторов серии «Киви» продолжились. 1 сентября 1962г. был испытан
«Киви-В» мощностью 1100 МВт работавший на жидком водороде. Оксид урана был заменен
на более термостойкий карбид, вдобавок старжни стали покрывать карбидом ниобия, но
в ходе испытания при попытках достичь проектной температуры реактор начинал разру-
шаться (через сопло начали вылетать обломки пластин). Следующий пуск состоялся 30
ноября 1962г. но после 260сек. работы испытание было прекращено вследствие появле-
ния внутри реактора сильной вибрации и вспышек пламени в выхлопной струе. В резуль-
тате этих неудач намеченные на 1963г. испытания реакторов «Киви-В» перенесли на
следующий год. В августе 1964г. было проведено еще одно испытание в ходе которого
двигатель работал на мощности в 900 МВт более восьми минут, развивав тягу 22,7т.
при скорости истечения 7500 м/сек. В самом начале 1965г. было проведено последнее
испытание в ходе которого реактор был разрушен. Его специально довели до взрыва в
результате быстрого «разгона». Если нормально переход реактора с нулевой мощности
на полную требует десятков секунд то при этом испытании длительность такого перехо-
да определялась лишь инерцией регулирующих стержней и примерно через 44 миллисекун-
ды после их перевода в положение полной мощности произошел взрыв эквивалентный 50
–60кг. тринитротолуола.
Программа «Рифт» предполагала запуск ракеты «Сатурн-В» с экспериментальным ре-
актором по баллистической траектории на высоту до 1000км. и последующее их падение
в южную часть Атлантического океана. Перед входом в воду реактор ЯРД должен был
быть взорван (о радиационной безопасности тогда мало кто думал). Но из года в год
выполнение программы задерживалась и она в конце концов так и не была реализована.
На первом этапе работы по двигателю «НЕРВА» базировались на несколько модифици-
рованном реакторе «Киви-В», получившем название «NERVA-NRX» (Nuclear Rocket Experi-
mental - ядерная ракета экспериментальная). Поскольку к этому времени еще не был
найден материал, способный работать при 2700–3000 град. и противостоять разрушению
горячим водородом было принято решение снизить рабочую температуру и удельный им-
пульс ограничился величиной 8400м/сек. Испытания реактора начались в 1964г., в них
была достигнута мощность 1000 МВт, тяга примерно 22,5т. скорость истечения более
7000м/с. В 1966г. впервые было произведено испытание двигателя на полной мощности
1100 МВт. На которой он проработал 28 мин. (из 110 минут работы). Температура водо-
рода на выходе из реактора достигала 2000 град., тяга 20 т. На следующем этапе
программы предполагалось использовать более мощные реакторы «Феб» («Phoebus», а
затем «Pewee»). Разработка усовершенствованных твердофазных графитовых реакторов
для двигателя «НЕРВА» по программе «Phoebus» велась в Лос-Аламосская лаборатория
еше с 1963г. Первый из этих реакторов имеет примерно такие же размеры, как и «Киви
-В» (диаметр 0,813 м., длину 1,395 м.), однако рассчитан на примерно вдвое большую
мощность. На базе этого реактора планировалось создать двигатель «НЕРВА-1». Следую-
щая модификация мощностью порядка 4000–5000 МВт должна была использоваться для дви-
гателя «НЕРВА-2». Этот двигатель с тягой в диапазоне 90-110т. должен был иметь ско-
рость истечения до 9000м/с. Высота двигателя примерно 12м. наружный диаметр - 1,8м.
Расход рабочего тела 136кг/с. Вес двигателя «НЕРВА-2» составлял примерно 13,6т.
из-за финансовых трудностей от двигателя «НЕРВА-2» вскоре отказались и переключи-
лись на проектирование двигателя «НЕРВА-1» повышенной мощности с тягой 34т. ско-
ростью истечения 8250м/с. Первое испытание реактора «NRX-A6» для этого двигателя,
было проведено 15 декабря 1967г. В июне 1969г. состоялись первые горячие испытания
экспериментального двигателя «NERVA ХЕ» на тяге 22,7т. Общее время работы двигате-
ля составило 115 минут, было произведено 28 пусков. ЯРД «НЕРВА-1» имел гомогеннный реактор с активной зоной диаметром 1м. и высо-
той 1,8м. состявшей из 1800 стержневых шестигранных ТВЭлов (концентрация ядерного
горючего 200 – 700 мг/куб.см.). Реактор имел кольцевой отражатель толщиной около
150 мм, из окиси бериллия. Силовой корпус реактора выполнен из алюминиевого сплава,
внутренний радиационный защитный экран из композитногно материала (карбид бора–алю-
миний–гидрид титана). Между реактором и турбонасосными агрегатами может устанавли-
ваться также дополнительная внешняя защита. НАСА считало двигатель пригодным для
планировавшегося полёта на Марс. Его предполагалось установить на верхней ступени
РН «Сатурн-5». Такой носитель мог бы выносить в космос в два или три раза больше
полезной нагрузки, чем его чисто химическая версия. Но большая часть американской
космической программы была отменена администрацией президента Никсона. А прекраще-
ние в 1970г. производства ракет «Сатурн-5» поставило окончательный крест на програм-
ме использования ЯРД. В Лос-Аламосе работа над двигателями «Pewee» по программе
«Rover» продолжалась еще до 1972г. после чего программа была окончательно закрыта.
Главное отличие наших ЯРД от американских в том что они были гетерогенными. В
гомогенных (однородных) реакторах ядерное топливо и замедлитель смешаны. В отечест-
венном ЯРД ядерное топливо было сосредоточено в ТВЭЛах (отдельно от замедлителя) и
было заключено в защитную оболочку, так что замедлитель работал при гораздо меньших
температурах, чем в американских реакторах. Это позволило отказаться от графита и
использовать в качестве замедлителя гидрид циркония. В результате реактор получался
значительно компактнее, и легче чем графитовый. Это в совокупности с найденной со-
ветскими конструкторами формой стержней (четырехлепестковая в поперечном сечении и
витая по длине) позволило значительно снизить потери урана в результате разрушения
стержней (полностью исключить разрушение не удалось). В настоящее время только США
и Россия имеют значительный опыт разработки и постройки твердофазных ЯРД, и в слу-
чае необходимости смогут создать такие двигатели за короткое время и по приемлемой
цене. Реакторные комплексы ИГР и ИВГ-1 сейчас принадлежат Национальному ядерному
центру Республики Казахстан. Оборудование поддерживается в относительно работоспо-
собном состоянии. Возможно что возобновление работ по программам полетов к Луне и
Марсу возродит интерес и к твердофазным ЯРД. Кроме того использование ЯРД может
существенно расширить границы изучения Солнечной системы, сократив время необходи-
мое для достижения дальних планет.
В 2010г. президент РФ Медведев распорядился создать космический транспортно-
энергетический модуль на основе ЯЭУ с использованием ионных ЭРД. Созданием реактора
будет заниматься НИКИЭТ. Центр им.Келдыша будет создавать ЯЭДУ, а РКК «Энергия» -
сам транспортно-энергетический модуль. Выходная электрическая мощность газотурбин-
ного преобразователя на номинальном режиме составит 100-150квт. в качестве РТ пред-
полагается использовать ксенон. удельный импульс ЭРД 9000-50000м/сек. ресурс 1,5-3
года. Масса и габариты установки должны позволять использовать для ее запуска РН
«Протон» и «Ангара». Наземные испытания рабочего прототипа начнутся в 2014 г. а к
2017 г. ядерный двигатель будет готов к запуску в космос (НАСА также начинало анало-
гичную программу в 2003г. но затем финансирование было прекращено). На разработку
всего проекта потребуется 17 млрд.руб. Поживем увидим.
