Ракетный двигатель
Содержание:
Проблемы космического масштаба
Естественно, что проблем у ядерной установки в космосе гораздо больше, чем на Земле, и самая главная из них — это охлаждение. В обычных условиях для этого используется вода, очень эффективно поглощающая тепло двигателя. В космосе же сделать это нельзя, и ядерным двигателям требуется эффективная система охлаждения — причем тепло от них нужно отводить во внешнее космическое пространство, то есть делать это можно только в виде излучения. Обычно для этого в космических кораблях используются панельные радиаторы — из металла, с циркулирующей по ним жидкостью теплоносителем. Увы, такие радиаторы, как правило, имеют большой вес и габариты, кроме того, они никак не защищены от попадания метеоритов.
В августе 2015 года на авиасалоне МАКС была показана модель капельного охлаждения ядерных энергодвигательных систем. В ней жидкость, рассеянная в виде капель, пролетает в открытом космическом пространстве, охлаждается, а затем снова собирается в установку. Только представьте себе огромный космический корабль, в центре которого гигантская душевая установка, из которой вырываются наружу миллиарды микроскопических капель воды, летят в космосе, а затем засасываются в огромный раструб космического пылесоса.
Совсем недавно стало известно, что капельная система охлаждения ядерной двигательной установки была испытана в земных условиях. При этом система охлаждения — это важнейший этап в создании установки.
Схема капельной системы охлаждения для ядерных энергодвигательных систем
Теперь дело за тем, чтобы испытать ее работоспособность в условиях невесомости и уже только после этого систему охлаждения можно будет пробовать создать в размерах, требуемых для установки. Каждое такое успешное испытание по чуть-чуть приближает российских специалистов к созданию ядерной установки. Ученые спешат изо всех сил, ведь считается, что вывод ядерного двигателя в космос сможет России помочь вернуть лидерские позиции в космосе.
Принцип — действие — ракета
|
Фейерверочная ракета. |
Принцип действия ракеты заключается в следующем.
Принцип действия ракеты прост: ракета с большой скоростью выбрасывает вещество ( газообразные продукты сгорания топлива), которое с силой воздействует на ракету и сообщает ей ускорение. Предположим, что на ракету действует внешняя сила F. Это может быть сила тяготения, сила сопротивления среды, в которой движется ракета, и пр.
Принцип действия ракет известен хорошо. Ракета движется за счет выбрасывания назад части ее массы в виде газа.
В чем заключается принцип действия ракеты.
|
Устройство пороховой ракеты. |
На рис. 331 показана механическая модель, иллюстрирующая принцип действия ракеты. Пружина, стянутая ниткой, вложена в рамку. Пружина играет роль порохового заряда.
|
Устройство пороховой ракеты.| Пружинная модель ракеты. |
На рис. 336 показана простая механическая модель, иллюстрирующая принцип действия ракеты.
На рис. 336 показана простая механическая модель, иллюстрирующая принцип действия ракеты. Пружина, стянутая ниткой, вложена в рамку. Пружина играет роль порохового заряда. Пережжем нитку; это соответствует сгоранию пороха. Пружина, распрямляясь, окажет давление на рамку ( реакция пороховыхгазов) и вылетит из рамки подобно тому, как вылетают пороховые газы из отверстия ракеты.
|
Пружинная модель ракеты. |
На рис. 336 показана простая механическая модель, иллюстрирующая принцип действия ракеты. Пружина, стянутая ниткой, вложена в рамку. Пружина играет роль порохового заряда. Пережжем нитку; это соответствует сгоранию пороха. Пружина, распрямляясь, окажет давление на рамку ( реакция пороховых газов) и вылетит из рамки подобно тому, как вылетают пороховые газы из отверстия ракеты.
Проиллюстрировать использование закона сохранения количества движения путем рассмотрения одного приложения, приобретшего особый интерес в последнее время, а именно — принципа действия ракет.
Принцип действия ракеты очень прост. Ракета с большой скоростью выбрасывает вещество ( газы), воздействуя на него с большой силой. Выбрасываемое вещество с той же, но противоположно направленной силой в свою очередь действует на ракету и сообщает ей ускорение в противоположном направлении. Если нет внешних сил, то ракета вместе с выброшенным веществом является замкнутой системой. Импульс такой системы не может меняться во времени. На этом положении и основана теория движения ракет. Целесообразно, однако, обобщить задачу, предположив, что на ракету действуют внешние силы. Такими силами могут быть сила земной тяжести, гравитационное притяжение Солнца и планет, а также сила сопротивления среды, в которой движется ракета.
Принцип действия ракеты очень прост. Ракета с большой скоростью выбрасывает вещество ( газы), воздействуя на него с большой силой. Выбрасываемое вещество с той же, но противоположно направленной силой в свою очередь действует на ракету и сообщает ей ускорение в противоположном направлении. Если нет внешних сил, то ракета вместе с выброшенным веществом является замкнутой системой. Импульс такой системы не может меняться во времени. На этом положении и основана теория движения ракет. Целесообразно, однако, обобщить задачу, предположив, что на ракету действуют внешние силы. Такими силами могут быть сила земной тяжести, гравитационное притяжение Солнца и планет, а также сила сопротивления среды / в которой движется ракета.
Сравнение двигательных установок
Ниже приведена сравнительная таблица различных типов двигательных установок, включающая как проверенные, так и гипотетические варианты.
В первой колонке указан удельный импульс (равный скорости истечения рабочего тела), или эквивалентная ему величина для нереактивных двигателей, во второй колонке — тяга двигателя, в третьей — время работы двигателя, в четвёртой — максимальное приращение скорости (для одноступенчатой системы), при этом:
- если приращение скорости много больше удельного импульса, требуется огромное количество топлива;
- если приращение скорости много меньше удельного импульса, требуется пропорционально большее количество энергии, а при её отсутствии — времени.
В пятой колонке указан уровень готовности технологии:
- 1 — известны только основные физические принципы;
- 2 — сформулирована теория;
- 3 — теория подтверждена экспериментально;
- 4 — компоненты испытаны в лаборатории;
- 5 — компоненты испытаны в вакууме;
- 6 — проведены наземные испытания / компоненты испытаны в космосе;
- 7 — проведены испытания в космосе;
- 8 — допущено к лётным испытаниям;
- 9 — проведены лётные испытания.
| Тип | Эквивалентныйудельныйимпульс (км/с) | Тяга(Н) | Времяработы | Макс.приращениескорости (км/с) | Уровеньготовности |
|---|---|---|---|---|---|
| Твердотопливный ракетный двигатель | 1—4 | 103 — 107 | минуты | ~ 7 | 9 |
| Гибридный ракетный двигатель | 1,5—4,2 | 7 | минуты | > 3 | 9 |
| Однокомпонентный ракетный двигатель | 1—3 | 0,1 — 100 | миллисекунды/минуты | ~ 3 | 9 |
| Жидкостный ракетный двигатель | 1,0—4,7 | 0,1 — 107 | минуты | ~ 9 | 9 |
| Ионный двигатель | 15 — 210 | 10−3 — 10 | месяцы/годы | > 100 | 9 |
| Двигатель на эффекте Холла | 8—50 | 10−3 — 10 | месяцы/годы | > 100 | 9 |
| 2—6 | 10−2 — 10 | минуты | ? | 8 | |
| Электрический ракетный двигатель термический | 4—16 | 10−2 — 10 | минуты | ? | 8[источник не указан 3815 дней] |
| Электростатический ракетный двигатель | 100 — 130 | 10−6 — 10−3 | месяцы/годы | ? | 8 |
| Пульсирующий плазменный двигатель | ~ 20 | ~ 0.1 | ~2 000-10 000 ч | ? | 7 |
| Двухрежимный ракетный двигатель | 1—4,7 | 0.1 — 107 | миллисекунды/минуты | ~ 3 — 9 | 7 |
| Солнечный парус | 300 000 (давление света)145—750 (солнечный ветер) | 9 на 1 а. е.230 на 0,2 а. е.10−10 на 4 св. годах(для паруса площадью 1 км²) | неограниченно | > 40 | 9, 6, 5 |
| Трехкомпонентный ракетный двигатель | 2,5—5,3 | 0,1 — 107 | минуты | ~ 9 | 6 |
| Магнитоплазмодинамический двигатель | 20—100 | 100 | недели | ? | 6 |
| Ядерный ракетный двигатель | 9 | 107 | минуты | > ~ 20 | 6 |
| Электромагнитный ускоритель | 0 — ~30 | 104 — 108 | месяцы | ? | 6 |
| Тросовая система | — | 1—1012 | минуты | ~ 7 | 7 |
| Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | 5—6 | 0.1 — 107 | секунды/минуты | > 7? | 6 |
| Двигатель с ожижением атмосферного воздуха | 4,5 | 103 — 107 | секунды/минуты | ? | 6 |
| Пульсирующий индуктивный двигатель | 10—80 | 20 | месяцы | ? | 5 |
| Электромагнитный ракетный ускоритель | 10—300 | 40 — 1,200 | дни/месяцы | > 100 | 5 |
| Плазменный двигатель | 10—130 | 0,1—1 | дни/месяцы | > 100 | 5 |
| Солнечный ракетный двигатель | 7—12 | 1 — 100 | недели | > ~ 20 | 4 |
| Радиоизотопный ракетный двигатель | 7—8 | 1.3 — 1.5 | месяцы | ? | 4 |
| Ядерный электрический ракетный двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | 4 |
| Проект «Орион» (ядерный «взрыволёт») | 20—100 | 109 — 1012 | несколько дней | ~ 30—60 | 3 |
| Космический лифт | — | — | неограниченно | > 12 | 3 |
| 30/4,5 | 0.1 — 107 | минуты | 9,4 | 3 | |
| Магнитный парус | 145—750 | 70/40 тонн | неограниченно | ? | 3 |
| 200 | ~1 Н/кВт | месяцы | ? | 3 | |
| Лучевой (лазерный) двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | 3 |
| Пусковая петля/космический мост | — | ~104 | минуты | ≫ 11 — 30 | 2 |
| Проект «Дедал» | 20—1000 | 109 — 1012 | годы | ~ 15 000 | 2 |
| Газофазный ядерный реактивный двигатель | 10—20 | 103 — 106 | ? | ? | 2 |
| Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива | 100 | 103 — 107 | полчаса | ? | 2 |
| Парус на частицах ядерного распада | ? | ? | ? | ? | 2 |
| Ракетный двигатель на частицах ядерного распада | 15 000 | ? | ? | ? | 2 |
| Фотонный двигатель | 300 000 | 10−5 — 1 | годы/десятилетия | ? | 2 |
| Термоядерный ракетный двигатель | 100—1000 | ? | ? | ? | 2 |
| Каталитический ядерный импульсный ракетный двигатель на антиматерии | 200—4000 | ? | дни/недели | ? | 2 |
| Межзвёздный прямоточный двигатель Бассарда | 2,2—20 000 | ? | неограниченно | ~30 000 | 2 |
| Двигатель Алькубьерре | > 300 000 | ? | ? | неограниченно | 2 |
| Варп-двигатель | > 300 000 | ? | ? | неограниченно | 1 |
Ядерное движение
На протяжении всего времени разработки в прессу просачиваются новости о готовности то одной, то другой части будущего ядерного двигателя. При этом в целом, кроме специалистов, мало кто представляет себе, как и за счет чего он будет работать. Собственно, суть космического ядерного двигателя примерно такая же, как и на Земле. Энергия ядерной реакции используется для нагрева и работы турбогенератора-компрессора. Если говорить проще, то ядерная реакция используется для получения электричества, практически точно так же, как и на обычной атомной электростанции. А уже при помощи электричества работают электроракетные двигатели. В данной установке это ионные двигатели высокой мощности.
двигатель
Испытание ионного двигателя
Фото: commons.wikimedia.org/Общественное достояние
В ионных двигателях тяга создается путем создания реактивной тяги на базе ионизированного газа, разогнанного до высоких скоростей в электрическом поле. Ионные двигатели есть и сейчас, они испытываются в космосе. Пока у них только одна проблема — практически все они имеют очень небольшую тягу, хоть и расходуют очень мало топлива. Для космических путешествий такие двигатели — прекрасный вариант, особенно если решить проблему получения электричества в космосе, что и сделает ядерная установка. К тому же работать ионные двигатели могут достаточно долго, максимальный срок непрерывной работы самых современных образцов ионных двигателей составляет более трех лет.
Если посмотреть на схему, можно заметить, что ядерная энергия начинает свою полезную работу совсем не сразу. Сначала нагревается теплообменник, затем вырабатывается электричество, оно уже используется для создания тяги ионного двигателя. Увы, более простым и эффективным образом использовать ядерные установки для движения человечество пока не научилось.
В СССР запускались спутники с ядерной установкой в составе комплекса целеуказания «Легенда» для морской ракетоносной авиации, но это были совсем маленькие реакторы, а их работы хватало только на выработку электричества для повешенных на спутник приборов. Советские космические аппараты имели мощность установки в три киловатта, сейчас же российские специалисты работают над созданием установки с мощностью более мегаватта.
Подмосковный полигон
В это же время в подмосковных Химках шла отработка турбонасосного агрегата, агрегатов автоматики и управления и других механизмов, которые из реактора делают ЯРД. А вот самого реактора в составе этого «холодного» двигателя и не было — подогрев водорода в специальных теплообменниках происходил от обычных кислород-водородных горелок. Остальные агрегаты полностью соответствовали настоящему двигателю. Например, для уменьшения выноса углерода из ТВЭЛов горячим водородом в активную зону приходилось добавлять гептан. Этот углеводород — фактически бензин для зажигалок, только очень тщательно очищенный, — нужен был в небольшом количестве, 1−1,5% от массы водорода. Такая малая добавка не влияла на удельный импульс двигателя, но для достижения нужной эффективности насоса тот должен был вращаться со скоростью почти 170 000 об./мин, то есть почти втрое быстрее гироскопов в системах управления ракет того времени! Однако к 1977 году все задачи удалось решить и агрегаты могли работать часами.
Гетерогенные
Первое и главное отличие наших ЯРД от американских — их решено было делать гетерогенными. В гомогенных (однородных) реакторах ядерное топливо и замедлитель распределены в реакторе равномерно. В отечественном ЯРД ТВЭЛы (тепловыделяющие элементы, ядерное топливо) были отделены теплоизоляцией от замедлителя, так что замедлитель работал при гораздо меньших температурах, чем в американских реакторах. Следствие этого — отказ от графита и выбор гидрида циркония в качестве основного замедляющего материала. По нейтронно-физическим свойствам гидрид циркония близок к воде, поэтому, во‑первых, реактор получался втрое компактнее, чем графитовый (а значит, и намного легче), во‑вторых, физические модели двигательного реактора можно было отлаживать гораздо быстрее и дешевле.
Второе, может быть, даже более радикальное отличие — в гидродинамике. Раз уж невозможно было добиться, чтобы ядерное топливо не растрескивалось в реакторе, нужно сделать так, чтоб растрескивание не приводило к изменениям свойств реактора — ни ядерных, ни гидравлических. Была проведена совершенно фантастическая по объему работа, в результате которой выбрали оптимальную форму стержней ядерного топлива — витые стерженьки с сечением в форме четырехлепесткового цветка, размер лепестков — всего пара миллиметров при длине стержня примерно в метр! Такие стержни, упакованные в плотную пачку, образуют систему каналов, свойства которых не изменяются, даже если стержни в процессе работы растрескиваются. Больше того, обломки размером даже в доли миллиметра оказываются заклинены соседними кусками стержня и остаются на месте! В сопло уносятся только совсем микроскопические частицы, максимум в десятки микрон.
Для достижения максимальной температуры водорода на выходе эти стержни содержали переменное по длине количество урана — чем ближе к «горячему» концу, то есть к соплу, тем меньше было делящегося материала. Назвали это «физическим профилированием». Конструкторы жертвовали компактностью реактора ради экономии водорода — тепловые потоки такой величины, как на «холодном» конце стержня, где перепад температур достигал 25000С, были невозможны на горячем, разница температур между ядерным топливом и водородом уменьшалась в 10 раз — во столько же нужно было снизить теплопоток. На этом удалось выиграть еще 3500С выходной температуры.
Преимущества[править]
Основным приемуществом ТЯРД перед химическими ракетными двигателями является получение более высокого удельного импульса, значительный энергозапас, компактность системы и возможность получения очень большой тяги (десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме. В целом удельный импульс достигаемый в вакууме больше чем у отработанного двухкомпонентного химического ракетного топлива (керосин-кислород, водород-кислород) в 3-4 раза, а при работе на наивысшей теплонапряжённости в 4-5 раз. В настоящее время в США и России существует значительный опыт разработки и постройки таких двигателей, и в случае необходимости (специальные программы освоения космоса) такие двигатели могут быть произведены за короткое время и будут иметь разумную стоимость. В случае использования ТЯРД для разгона космических аппаратов в космосе, и при условии дополнительного использования пертурбационных манёвров с использованием поля тяготения крупных планет (Юпитер, Сатурн, Уран, Нептун) достижимые границы изучения Солнечной системы существенно расширяются, а время потребное для достижения дальних планет значительно сокращается. Кроме того ТЯРД могут быть успешно применены для аппаратов работающих на низких орбитах планет-гигантов с использованием их разряжённой атмосферы в качестве рабочего тела, или для работы в их атмосфере.
Ядерная электродвигательная установка
С 2010 года в России начались работы над проектом ядерной электродвигательной установки (ЯЭДУ) мегаваттного класса для космических транспортных систем. По словам директора и генерального конструктора ОАО «НИКИЭТ» Юрия Драгунова, чьё предприятие конструирует реакторную установку, согласно плану ЯЭДУ должна быть готова в 2018 году. На начало 2016 года завершено эскизное проектирование, проектная документация, завершены испытания системы управления реактором, проведены испытания ТВЭЛ, проведены испытания корпуса реактора, проведены испытания полномасштабных макетов радиационной защиты реакторной установки.
Советские проекты
В СССР работами по созданию ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя занималось ОКБ-670 под руководством Михаила Бондарюка. ЯПВРД был предназначен для модификации межконтинентальной крылатой ракеты «Буря» («изделие 375»), которую с 1954 года проектировало ОКБ-301 под руководством Семена Лавочкина. Стартовый вес ракеты достигал 95 т, дальность должна была составить 8 тыс. км. Однако в 1960 году через несколько месяцев после смерти Лавочкина проект «обычной» крылатой ракеты «Буря» был закрыт. Создание же ракеты с ЯПВРД так и не вышло за рамки предэскизного проектирования.
Впоследствии специалисты ОКБ-670 (переименованного в КБ «Красная Звезда») занялись созданием ядерных ракетных двигателей для космических и боевых баллистических ракет, однако ни один из проектов так и не дошел до стадии испытаний. После смерти Бондарюка работы над авиационными ядерными двигателями были фактически прекращены.
К ним вернулись лишь в 1978 году, когда при НИИ тепловых процессов было образовано конструкторское бюро из бывших специалистов «Красной Звезды», занимавшееся прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Одной из их разработок стал ядерный прямоточный воздушно-реактивный двигатель для более компактной, по сравнению с «Бурей», крылатой ракеты (стартовой массой до 20 т). Как писали СМИ, «проведенные исследования показали принципиальную возможность реализации проекта». Однако о ее испытаниях не сообщалось.
Само КБ просуществовало под различными названиями (НПВО «Пламя», ОКБ «Пламя-М») до 2004 года, после чего закрыто.
Эффективность
Основная задача двигательной установки — изменять скорость космического аппарата. Поскольку требуемая для этого энергия зависит от массы аппарата, конструкторы используют понятие импульса, равного произведению массы на скорость. Таким образом, двигательная установка изменяет импульс космического аппарата.
Для аппаратов, двигательная установка которых работает на участке выведения (как, например, у транспортной системы «Спейс шаттл»), выбранный способ ускорения должен обеспечить преодоление земного притяжения — придать аппарату первую космическую скорость, которая для Земли составляет около 7,9 км/с. При движении вокруг планеты воздействие двигательной установки приводит к изменению орбиты аппарата.
Достижение заданной скорости может быть обеспечено короткими периодами включения двигательной установки при больших ускорениях либо длительными периодами включения с малыми ускорениями. При этом второй метод малопригоден для выведения аппарата в космос, так как требует непомерных затрат энергии на преодоление планетарной гравитации. Однако тело, выводимое в космос, на начальном этапе траектории может, аналогично самолёту, использовать подъёмную силу крыла, пока не достигнет менее плотных слоёв атмосферы.
Для человека привычно воздействие гравитации, характеризуемой ускорением свободного падения примерно 9,8 м/с², или 1 g. Для пилотируемого аппарата идеальной двигательной установкой была бы система, обеспечивающая постоянное ускорение, равное этой величине, что устранило бы неприятные явления у экипажа: тошноту, ослабление мышц, вымывание кальция из костной ткани, потерю чувства вкуса. Однако обеспечить такое ускорение затруднительно: при выведении это привело бы к неэффективному расходу горючего, а в космосе не соответствовало бы основным задачам аппарата или приводило бы к слишком долгому времени полёта.
Закон сохранения импульса устанавливает, что при изменении импульса космического аппарата должен меняться импульс чего-то ещё, чтобы общий импульс системы был постоянным. Для двигательных установок, использующих энергию магнитных полей или давления света, этой проблемы не существует, но большинство космических аппаратов вынуждены иметь на борту запас рабочего тела, за счет отбрасывания которого может меняться импульс самого аппарата. Двигательные установки, работающие на этом принципе, называются реактивными.
Для ускорения рабочего тела нужна энергия, которую можно получить из различных источников. В твердотопливных, жидкостных и гибридных ракетных двигателях энергия выделяется при химической реакции компонентов, а рабочим телом является образовавшийся в результате газ, под высоким давлением истекающий из сопла. В ионном двигателе для разгона частиц рабочего тела используется электрическая энергия, получаемая от солнечных батарей, ядерной силовой установки или из других источников.
При оценке эффективности реактивных двигательных установок используют понятие удельного импульса, равного отношению создаваемого импульса к расходу рабочего тела. В системе СИ удельный импульс имеет размерность «метр в секунду», но на практике чаще используется размерность системы МКГСС — «секунда».
Более высокий удельный импульс соответствует более высокой скорости истечения рабочего тела, однако энергия, требуемая для ускорения рабочего тела, пропорциональна квадрату скорости, из-за чего с увеличением удельного импульса падает энергетическая эффективность двигательной установки. Это является недостатком двигателей большой мощности, в результате чего большинство двигателей с высоким удельным импульсом имеют малую тягу, как, например электроракетные двигатели.
Не имеет аналогов в мире
На современных двигателях низкопотенциальное (избыточное) тепло, которое может повредить бортовую аппаратуру, выводится в окружающее пространство (космос) через трубы панельных радиаторов, где циркулирует жидкость-теплоноситель. Такая система охлаждения представляет собой громоздкую конструкцию, не защищённую к тому же от попадания метеоритов.
Российские учёные изобрели принципиально новую схему отвода тепла. С помощью генератора холодильник-излучатель формирует капельные струйки горячего теплоносителя, который охлаждается на пути к гидросборнику и, собираясь в нём, направляется снова в рабочий контур. Подобная технология не предусматривает использования труб и таким образом облегчает конструкцию системы охлаждения.
Также по теме
«В самое жерло огненной печи»: станция BepiColombo начала семилетний полёт к Меркурию
С космодрома Куру во Французской Гвиане состоялся запуск космического корабля в рамках миссии по изучению Меркурия BepiColombo —…
«Успешное испытание системы охлаждения означает, что российским учёным удалось решить ключевую проблему на пути создания ЯЭДУ. Дело в том, что у атомной силовой установки один большой недостаток — она очень сильно нагревается. Если на Земле ядерный реактор охлаждается под напором воды, то в космосе такая возможность отсутствует», — сказал Петров.
Инициатором создания ЯЭДУ считается академик отделения физико-технических проблем энергетики РАН, бывший генеральный директор ФГУП «Исследовательский центр им. Келдыша» Анатолий Коротеев. Головной разработчик атомной энергодвигательной установки — Научно-исследовательский и конструкторский институт энерготехники им. Н.А. Доллежаля (НИКИЭТ).
Создание ЯЭДУ ведётся в рамках запущенного в 2010 году проекта транспортно-энергетического модуля (ТЭМ), над которым работают предприятия «Росатома» и «Роскосмоса». Согласно графику комиссии по модернизации при президенте РФ, опытный образец ядерного реактора мегаваттного класса должен появиться до конца 2018 года. В материалах «Росатома» подчёркивается, что данный проект не имеет аналогов в мире.
«Реализация этого проекта позволит на базе уже имеющегося задела поднять отечественную технику на принципиально новый уровень, во многом опережающий зарубежные разработки», — заявил в октябре 2009 года на заседании комиссии по модернизации глава «Роскосмоса» (в 2004—2011 годах) Анатолий Перминов.
Как сообщил ранее генеральный конструктор НИКИЭТ доктор технических наук Юрий Драгунов, в основу ЯЭДУ лёг накопленный с 1960-х годов опыт создания ядерных ракетных двигателей, термоэлектрических энергоустановок и эксплуатации всевозможной космической техники. Мощность первого образца ядерной энергодвигательной установки он оценил в 1 МВт.
- Ядерный реактор атомной электростанции
- РИА Новости
Однако, как заявил Драгунов, в недалёком будущем Россия сможет производить 10-мегаваттные установки, «что подразумевает практически неограниченные возможности энергетики для космоса». По его словам, ЯЭДУ будет обладать более высоким коэффициентом полезного действия, так как тепловая энергия реактора не будет направляться на разогрев газовой смеси.
В процессе работы над космической атомной установкой специалисты ФГУП «НИИ НПО «Луч» (Подольск) впервые в мире разработали промышленную технологию создания монокристаллических длинномерных трубок из тугоплавких металлов (молибден, вольфрам, тантал, ниобий) и сплавов. Данное изобретение позволяет изготавливать агрегаты двигателей, способных работать при температуре 1500 °C.
Топливо (ядерное горючее)[править]
В качестве высокоэффективных топливных композиций ТЯРД применяется сплошное карбидное горючее: сплавы карбида урана с карбидом ниобия, карбидом циркония, карбидом тантала. Максимальное содержание монокарбида урана в карбидном горючем не превышает 50% (мол) так как необходимо чтоб горючее имело температуру плавления свыше 3200°С. В случае понижения содержания карбида урана в горючем до 40-20% (мол) температура плавления горючего увеличивается на сотни градусов, и появляется возможность увеличить и температуру нагреваемого рабочего тела, и соответственно удельный импульс. Наиболее высокотемпературной топливной композицией в настоящее время считается сплав монокарбида урана с карбидом тантала (3650°С (20% монокарбида урана)), 3700°С (10% монокарбида урана)), которые позволяют при меньшем общем энергозапасе горючего обеспечить нагрев рабочего тела до 3300°С — 3500°С. Исследованные композиции монокарбида урана с карбидом гафния оказались пока бесперспективны (несмотря на ещё более высокую температуру плавления) так как гафний входящий в состав сплава обладает существенным сечением захвата тепловых нейтронов, и это его свойство сводит на нет применение такого горючего.
