ЯДЕРНАЯ РАКЕТА 3


Есть у любого газофазного реактора, вне зависимости от его устройства, и еще одна трудность, связанная на этот раз со специфическими особенностями цепной реакции ядерного деления. Как известно, эта реакция идет только в том случае, когда масса делящегося вещества — ядерного горючего достигает так называемого критического значения или превышает ее. Требование минимальной, критической массы ядерного горючего не является сколько-нибудь обременительным для твердофазного и жидкофазного реакторов, ибо обычно критическая масса составляет несколько килограммов или, самое большое — несколько десятков килограммов), и критические размеры активной зоны не получаются большими. Но в случае газообразного горючего, как легко видеть, эти размеры сильно возрастают и тем сильнее, чем выше температура газов в активной зоне. При обычных давлениях размеры газофазного ядерного реактора могут стать просто фантастическими, его диаметр может достичь сотен метров, иначе реакция не пойдет. По существу, единственным, наиболее реальным способом уменьшения размеров реактора является повышение давления в нем. По данным некоторых теоретических исследований), в случае активной зоны с однородной смесью горючего и рабочего вещества (т. е. «прямоточного» реактора) давление в реакторе должно достигать 7000 атм. Конечно, такое давление вряд ли осуществимо в реальном реакторе, но даже в лучшем случае давление должно все же составлять сотни атмосфер ).

*) Aviation Week, 3. II. 1964, стр. 64 и др.

) Raumfahrtforschung, 1963, № 3, стр. 105. Например, для реактора с цилиндрической активной зоной диаметром 80 см приводятся значения критической массы: плутония-239 2—3 кг, урана-233 6— 7 кг, урана-233 9—11 кг (реферативный журнал «Авиационные и ракетные двигатели», IX, 1967, реф. 9.34.145).

) Astronautics and Aerospace Engineering, VIII, 1963, стр. 90.

) Astronautics and Aeronautics, I, 1966, стр. 57.

Разумеется, это требование сильно усложняет проблему создания газофазного реактора, и, в частности, очень утяжеляет его, вследствие чего его применение мыслимо лишь для очень тяжелой ракеты. Одно время считалось даже, что такой реактор вообще практически неосуществим. Однако потенциальные преимущества газофазных ракетных двигателей постоянно возбуждают интерес исследователей к ним. По сообщениям зарубежной печати, на работы по этим двигателям (такие работы ведут фирмы Юнайтед Эркрафт, Дуглас, Эроспейс ) и др.) в США тратятся весьма значительные средства1 2), и все же создание такого двигателя — дело более отдаленного будущего, если оно вообще окажется возможным.

Существует и еще один мыслимый путь создания ядер-ных космических ракет, о котором часто пишет зарубежная печать). Этот путь основан на идее так называемых ядерно-импульсных ракетных двигателей, а проще говоря, на использовании в таких двигателях обычнык ... атомных бомб.

Действительно, почему не представить себе ракетный двигатель с тяговой камерой достаточно большого размера для того, чтобы в эту камеру периодически подавались и взрывались в ней ядерные бомбы малой мощности? Разумеется, одновременно в камеру должно подаваться и какое-либо инертное рабочее вещество, например, даже обычная вода, с тем, чтобы выделившаяся при взрыве ядерная энергия сообщалась этому веществу, нагревая его до очень высокой температуры и заставляя вытекать наружу через обычное реактивное сопло с образованием большой силы тяги? Большим преимуществом такого импульсного ядерного ракетного двигателя по сравнению с описанными выше непрерывно работающими является то, что в нем может быть достигнута очень высокая температура нагрева рабочего вещества без необходимости в сложных системах охлаждения и изоляции стенок. Правда, здесь возникают свои технические проблемы и немалые, в частности, связанные с обеспечением достаточной "прочности стенок, созданием механизма гашения

) Aviation Week, 6. XL 1967, т. 87, № 9, стр. 13; Space/Aeronau-tics, 1962, т. 38, № 4, стр. 54.

) Missiles and Rockets, 21. III. 1966, стр. 17 и др.

) Реферативный журнал «Исследование космического пространства», VI, 1967, реф. 6.62.287—8 и др.

(амортизации) ударных нагрузок при взрыве с тем, чтобы они не сообщались космическому кораблю и др.

Сообщения о теоретических и проектных разработках подобных ядерно-импульсных ракет в США публикуются зарубежной печатью уже в течение ряда лет. В частности, по одному из проектов такого рода, выполненному известной авиакосмической фирмой Мартин (рис. 22)), космическая ракета должна иметь общую высоту 90 м, диаметр тяговой «взрывной» камеры примерно 40 м и взлетную массу порядка 1600 г, из которых масса инертного рабочего вещества (воды)—примерно 930 г и масса полезного груза — 90 г. Стенки взрывной камеры — стальные, толщиной около 13 мм, в ней взрываются ядер-ные бомбы (капсулы) небольшой мощности, порядка 0,01 килотонн тринитротолуола. Подача капсул во взрывную камеру производится специальной пневматической «пушкой».

Расстояние кабины экипажа корабля от центра ядерного взрыва в камере избрано равным примерно 66 м, что соответствует безопасному в отношении радиации расстоянию в 3 км от эпицентра взрыва ядерной бомбы мощностью 20 килотонн. Это, так сказать, на всякий случай...

Судя по сообщениям зарубежной печати, проекты создания ядерно-импульсных ракет, подобных описанной выше, не получили развития в США.

Зато эта печать за последние годы

не раз возвращалась к идее ядерно-импульсной ракеты другого типа, отличающейся от описанной выше тем, что она вообще начисто лишена какого бы то ни было... ракетного двигателя. *)

Рис. 22. Схема космической импульсноядерной ракеты по проекту фирмы Мартин (США).

1 — кабина экипажа,

2 — полезный груз, з — амортизатор, 4 — бак рабочего вещества и хранилище ядерных капсул (бомб), 5 — амортизатор, 6 — механизм подачи капсул в тяговую камеру («пневматическая пушка»), 7 — тяговая камера, 8 — реактивное сопло

*) Aviation Week, 25. I. 1960, стр. 34.

На первый взгляд эта фраза кажется вообще лишенной смысла, какой-то неуместной шуткой, но в действительности дело обстоит не так. Конечно, ракеты без ракетного двигателя не бывает, но в данном случае этот двигатель принимает вид уж очень необычный для ракетной техники. По существу, двигатель, создающий тягу для полета ракеты, располагается... вне ракеты.

Но довольно загадок и иносказаний. Речь идет о той же ядерно-импульсной ракете взрывного типа, но только без специальной взрывной камеры. На самом деле, так ли уж велика нужда в ней? Ведь в принципе можно представить себе ту же ядерную бомбу, взрывающуюся непосредственно за кормой ракеты так, чтобы давление образующихся при взрыве газов (рабочее вещество необходимо и здесь, оно должно размещаться в самой бомбе) толкало ракету вперед. Эта схема и положена в основу проекта «Орион», разрабатывающегося в США). Космическая ракета по этому проекту должна быть снабжена сзади мощной стальной плитой, на которую и будет действовать давление ядерного взрыва (рис. 23). Взрывные устройства (ядерные бомбы) мощностью порядка 1 килотонны должны выбрасываться специальным устройством из ракеты назад через определенные интервалы времени и взрываться на заданном расстоянии от плиты. На исследовательские работы по проекту «Орион» затрачены немалые средства; считается, что он мог бы быть реализован примерно к середине 1980-х гг. Однако данные о серьезных работах над этим проектом в печати отсутствуют, государственное финансирование этих работ прекращено), что связано, в частности, с известным договором о прекращении ядерных испытаний. Вряд ли американские ученые сколько-нибудь основательно ориентируются на этот проект, планируя будущее своих исследований космического пространства.

Из приведенного выше краткого обзора различных рассматривающихся за рубежом возможных схем мощных ядерных ракетных двигателей напрашивается один непреложный вывод: реальная возможность значитель

ного повышения температуры рабочего вещества ракетного двигателя с помощью ядерной энергии в общем не

) American Machinist, 7. VI. 1965 и др.

) Space Age News, VII, 1964, стр. 25.

велика. В ядерных ракетных двигателях, создание которых возможно в ближайшие годы, именно двигателях с твердофазным реактором, повышение температуры вообще недостижимо, а различные более сложные двигатели, где такое повышение в принципе возможно, не вышли, по существу, из стадии первоначальных изысканий и на пути их создания стоят уникальные инженерные трудности.

Рис. 23. Рисунок ядерно-импульсной ракеты по проекту «Орион» (США). Ракета диаметром 10 м и весом порядка 90 т должна выводиться в космос ракетой-носителем «Сатурн-5» (Missiles and Rockets, 14. XII 1964, стр. 13).

Но значит ли это, что космонавтика вообще не может рассчитывать в своих планах на реальную помощь ядерной энергии? Никоим образом. Ведь мы рассматривали до сих пор только одну возможность — повышение температуры рабочего вещества. Тут дело п.охо. Однако, может быть, лучше перспективы возможного уменьшения молекулярного веса рабочего вещества ядерных ракетных двигателей? Ведь только совместное влияние обоих этих факторов определяет, как подчеркивалось выше, конечную эффективность космического ракетного двигателя.

Такие перспективы, действительно, имеются. Ведь никто не мешает использовать в качестве рабочего вещества атомной ракеты химический элемент с наименьшим возможным молекулярным весом — водород. Это должно дать немалый эффект в отношении увеличения удельного импульса.

На самом деле, в случае термохимических двигателей минимальным возможным значением молекулярного веса продуктов сгорания нужно считать, вероятно, 9—10. При работе таких двигателей на жидком водороде и жидком кислороде продуктом полного сгорания является вода, ее молекулярный вес равен 18. А использование того же водорода в качестве рабочего вещества ядерного двигателя дает сразу величину 2, т. е, уменьшение по крайней мере в 4,5—5 раз.

Какие же значения удельного импульса считаются в этом случае возможными для ядерных ракетных двигателей разных типов?

Зарубежная печать приводит различные значения, однако наиболее типичными можно считать следующие:

для твердофазного реактора — 800—1000 сек (по другим

Как видно, диапазон возможных значений очень велик (рис. 25). Но если даже ориентироваться на наименьшие из приведенных значений, относящиеся к вполне реально осуществимому двигателю с твердофазным реактором, работающему на жидком водороде, то и тогда величина удельного импульса по сравнению с химическими двигателями возрастает раза в два. Возможности, которые откроются в космонавтике в связи с таким увеличением, трудно переоценить. Так, по разным оценкам это позволит увеличить полезный груз ракеты-носителя данного взлетного веса при полете на Луну или планеты в 1,5—2 раза ), сильно сократить длительность полета, сделать вообще возможными некоторые межпланетные полеты и т. д. А более со-

) ARS Journal, IV, 1961, стр. 547.

) Technology Week, 1966, т. 19, № 22, стр. 168.

) Missiles and Rockets, 21. III. 1966, стр. 17; Space/Aeronautics RaD., 1963, стр. 69.

) Реферативный журнал «Исследование космического пространства», VI, 1967, реф. 6.62.287—8.

°) Astronautics a. Aeronautics, III, 1965, стр. 25 и XII, 1964, стр. 22 и др.

данным, несколько ниже: 700—900 сек; см. рис. 24)

для реактора с «кипящим слоем» для жидкофазного реактора для газофазного реактора для ядерно-импульсного двигателя

— 1000 -1200 сек)

— 1200- 1600 сек)

— 1500-5000 сек)

— до 100 000 сек и даже ) 200 000 сек

вершенные ядерные ракетные двигатели в состоянии повысить эффективность космических ракет-носителей в десятки и сотни раз *)•

Эти возможности объясняют то большое внимание, которое уделяется в США созданию ядерного ракетного

2000 2500 3000

Температура нагреварабочего Вещества, °в

Рис. 24. Зависимость удельного импульса ядерного ракетного двигателя от вида рабочего вещества и температуры его нагрева в реакторе.

1 — водород, 2 — метан, 3 — аммиак, 4 — вода (Journal of the British Interplanetary Society, 1963—

1964, 19, стр. 307).

двигателя. Прежде всего это касается двигателя с твердофазным реактором, как наиболее реальной и, по существу, единственно посильной при современном уровне знаний задаче. Ядерная ракета с таким реактором разрабатывается в США по общей программе «Ровер», работы по которой ведутся уже полтора десятка лет, но пока еще далеки от завершения. В качестве возможного срока создания такой ракеты теперь называют конец семидесятых и даже середину восьмидесятых годов, да и то при условии выде-

) Mechanical Engineering, V, 1964 и др. Например, в случае полета на Марс или Венеру полезный груз может составить 25—35% взлетной массы ракеты-носителя тогда как для химических ракет он равен лишь десятым долям процента (Aviation Week, 3. II. 1964, стр. 64).

ления достаточных средств, кстати сказать, более чем значительных *).

Первый реактор для ракеты «Ровер» получил название «Киви» по имени безобидной новозеландской птицы,

Отношение массоОыя раеходоб рабочего бещестЗа и ядерного горючего

Рис. 25. Диапазон возможных значений удельного импульса химических и ядерных космических ракетных двигателей большой тяги.

1 — ядерный двигатель с твердофазным реактором, 2 - то же с «кипящим слоем» и с жидкофазным реактором, 3 — то же с газофазным реактором, 4 — то же с перспективными более высокотемпературными газофазными реакторами, 5 — теоретически максимально возможный удельный импульс (соответствует скорости истечения, равной скорости света), 6 — область необходимых значений удельного импульса для первых межзвездных полетов, 7 — то же для межпланетных полетов в Солнечной системе (по Missiles and Rockets, 4. V. 1964, стр. 26).

отличающейся тем, что она не способна летать; выбор названия объясняется назначением реактора — он был предназначен не для полета, а лишь для наземных стендовых испытаний. Эти реакторы, как и все последующие, разра

*) New Scientist, 16. III. 1967, стр. 549.

ботанные по программе «Ровер», являются твердофазными и в принципе одинаковы по конструкции. Активная зона реактора представляет собой связки тепловыделяющих элементов из графита, в котором диспергированы частицы делящегося ядерного горючего — карбида урана с покры-тием из пиролитического графита. В тепловыделяющих элементах предусмотрены каналы для течения рабочего вещества, которым служит жидкий водород. Чтобы устранить коррозионное действие водорода на графит, эти каналы имеют покрытие из карбида ниобия ).

Первая серия из трех реакторов — «Киви-Д» — была предназначена для испытаний на газообразном водороде, начатых в 1959 г. Расчетная тепловая мощность для этих реакторов 100 Мет. Затем, начиная с 1962 г., начались испытания второй серии реакторов — «Киви-В» (рис. 26) тепловой мощностью 1100 Мет, презназначенных уже для работы на жидком водороде (всего испытывалось семь модификаций реактора «Киви»). Эти эксперименты выявили многочисленные дефекты реакторов, подвергавшихся поэтому различным конструктивным доработкам, и были закончены в августе 1964 г.) испытанием реактора В-4Е-301. В ходе этого испытания двигатель работал ) на мощности 900 Мет более 8 мин, развивая тягу порядка 22 700 кГ при удельном импульсе 750 сек. Затем в самом начале 1965 г. реактор был разрушен в ходе специального испытания «Киви-ТНТ», при котором он был доведен до взрыва вследствие разгона реактора с целью выяснения особенностей такого катастрофического режима ). Если нормально переход реактора с нулевой мощности на полную требует десятков секунд (что, кстати, совершенно недостижимо для стационарных реакторов), то при этом испытании длительность такого перехода определялась лишь инерцией регулирующих стержней; она составляла тысячные доли секунды, почти взрыв (он происходит еще в тысячи раз быстрее). Примерно через 44 миллисекунды после перевода стержней в положение полной мощности реактор был разрушен действием сил, эквивалентных взрыву 50—60 кг тринитротолуола ).

*) Flight, 6. IV. 1967, стр. 532.

) Missiles and Rockets, 30. XI. 1964, стр. 173.

) Flight, 5. VIII. 1965.

) Missiles and Rockets, 11. I. 1965, стр. 15.

) Space/Aeronautics, IV, 1965, стр. 32.

Еще в ходе работ по программе «Киви», в 1961 г. была начата разработка ядерного ракетного двигателя по программе «Нерва», предназначенного уже для летных

Рис. 26. Ядерный ракетный двигатель с реактором «Киви-В» на испытательном стенде. Реактивное сопло направлено вверх (Astronautics, XII, 1962).

испытаний и основанного на использовании реактора типа «Киви») - Макет двигателя«Нерва»фирмы Эроджет показан на рис, 27 (подобный макет в натуральную величину общей

*) J. of the British Interplanetary Society, 1— 1964, t, 19, стр. 306,

Рис. 27. Атомный ракетный двигатель «Нерва», США (макет).

1 — рама подвески двигателя, передающая ракете усилие тяги двигателя; 2 — баллоны со сжатым газом системы управления, з, 4 — шарнирные механизмы поворота двигателя для управления ракетой по тангажу и курсу, 5 — пневмомеханизм управления регулирующими стержнями реактора, 6 — реактивные сопла управления ракетой по крену, 7 — ядерный реактор, 8 — трубопроводы подачи газа в туроонаоооный агрегат, расположенный над реактором, 9 — реаК’

тивнос сотого двигателя,

высотой 6,6 м был экспонирован на выставке в Париже в 1967 г.), а схема устройства этого двигателя — на рис. 28.

В том же году были начаты работы и по ракете, предназначенной для испытаний двигателя «Нерва» и получившей название «Рифт» (рис. 29). Однако впоследствии

Рис. 28. Схема устройства ядерного ракетного двигателя «Нерва». Отдельно показано устройство твердофазной активной зоны.

1 — активная зона, 2 — реактивное сопло, 3 — корпус, 4 — отражатель, 5 — экранировка, 6 — турбина, 7 — насос, 8 — бак с жидким водородом (Space/Aeronautics, IV, 1965, стр. 34).

работы по этой ракете, которую предполагалось использовать в качестве верхней ступени космической ракеты-носителя «Сатурн-5», были прекращены). Разработка двигателей «Нерва» и реакторов для них ведется поэтому пока лишь для целей наземных испытаний, хотя итогом -этой работы должно быть, в конце концов, создание летного образца.

Первые этапы работы по двигателю «Нерва» базировались на реакторе, изготовленном в нескольких модифика-

*) Technology Week, 12. IV. 1967, т. 20, № 24, стр. 18. ) Flight, 30. III. 1967, стр. 493,

циях фирмой Вестингауз ), получившем обозначение NRX и представлявшем собой реактор «Киви-В» (реакторы «Киви» создавались в Лос-Аламосской лаборатории Калифорнийского университета), специально модифицированный для этих работ). Испытания реакторов начались в 1964 г.), при этих испытаниях была достигнута мощность

Рис. 29. Рисунок ядерной ракеты по проекту «Рифт» (Astronautics, XII, 1962).

1000 Мег, тяга примерно 22,5 Т и удельный импульс более 700 сек; в ходе испытаний, продолжавшихся в 1965 г., один из реакторов работал на полной мощности 1100 Мет в течение примерно 16,5 мин) с удельным импульсом более 750 сек )• При этих испытаниях отрабатывались отдельные элементы двигателя «Нерва»). В 1966 г. впервые было произведено испытание всего двигателя с реактором) на полной мощности; в первой серии этих испытаний

*) Astronautics a. Aeronautics, VI, 1965, стр. 34. *) Aviation Week, 18. V. 1964.

) Astronautics a. Aeronautics, I, 1965, стр. 31.

) Space World, VIII, 1965.

) Spaceflight, IV, 1966, стр. 122.

!) Engineering, 15. VII. 1966.

') Aviation Week, 21. III. 1966, стр. 101.

двигатель работал в течение 110 минут, из которых 28 минут на полной мощности; тепловая мощность реактора достигала 1100 Мет, максимальная температура водорода на выходе из реактора — примерно 2000 С, тяга двигателя — 20 7).

В 1963 г. Лос-Аламосская лаборатория начала разработку новых усовершенствованных твердофазных графитовых реакторов для двигателя «Нерва» по программе «Феб» 1 2).



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



Блондинка за углом смотреть фильм
Маленькая Вера смотреть фильм
Любовь и голуби смотреть фильм