ЯДЕРНАЯ РАКЕТА 5


3 2 /

Рис. 31. Межпланетная ракета для пилотируемого полета на Марс

1 — первая ступень, предназначенная для взлета с Земли, 2 — вторая ступень, служащая для торможения при подлете к Марсу, з — третья ступень для взлета с Марса, 4 — космический корабль с экипажем, 5 — аппарат для посадки на Марс, 6 — аппарат для обратного входа в атмосферу Земли и посадки, 7 — силовая установка для работы в полете (маневрирование)

(Space/Aeronautics, IV, 1965, стр. 39).

Другой проект межпланетной космической ракеты для пилотируемого полета на Марс изображен на рис. 31. Эта ракета также трехступенчатая, но, в отличие от первой, она не нуждается в повторном запуске какого-либо из установленных на ней ядерных ракетных двигателей; после того, как двигатели отрабатывают, они сбрасываются с ракеты.

Чтобы закончить наш рассказ о ядерных космических ракетах, нужно упомянуть еще об одной из разновидности. Выше, на стр. 99, уже упоминалось о том, что в принципе возможно создание ядерного ракетного двигателя, основан-

*) Flight, 22. V. 1969, т. 95, № 3141, стр. 844.

. . ) Реферативный журнал «Ракетостроение», XI, 1967, реф. 11.41.75; Flinght, 29. VI. 1967, стр. 1076.

) Astronautics a. Aeronautics, VI, 1965, стр. 48.

ного и на использовании неуправляемой ядерной реакции радиоактивного распада. В последние годы в зарубежной печати не раз публиковались сообщения о разработке в США различных типов таких радиоизотопных ракетных двигателей космического назначения *). С некоторыми из них американские специалисты в области космонавтики связывают определенные надежды.

Наиболее просто, по крайней мере принципиально, создание радиоизотопной «псевдоракеты», но о ней уже шла речь выше и более подробно будет рассказано в гл. 9; здесь мы на этой возможности останавливаться не будем. Более реален и перспективен «тепловой» радиоизотопный двигатель с использованием какого-либо рабочего вещества. В таком двигателе ядерная энергия, выделяющаяся при радиоактивном распаде, преобразуется в тепло, подводимое к рабочему веществу; нагретое до высокой температуры, это вещество вытекает из двигателя наружу с большой скоростью, создавая реактивную тягу. По существу повторяется рабочий процесс ядерного двигателя с твердофазным реактором, о котором говорилось выше. В принципе возможно, конечно, использование и схем с «кипящим слоем» и жидкофазным реактором* 2).

Как сообщается в печати, в США изучаются три типа радиоизотопных ракетных двигателей, отличающихся характером радиоактивного распада ядерного «горючего» и, таким образом, источником тепла, сообщаемого рабочему веществу). В одном случае радиоизотоп испускает альфа-лучи, т. е. ядра атомов гелия, в другом случае бета-лучи, т. е. быстро летящие электроны, в третьем — проникающее электромагнитное излучение, получившее название гамма-лучей. Во всех трех случаях энергия излучения преобразуется в конце концов в тепло, сообщаемое рабочему веществу. Однако альфа- и бета-лучи поглощаются очень быстро, так что обычно слой твердого вещества толщиной в доли сантиметра, окружающий радиоизотоп, уже не пропускает эти лучи наружу. Поэтому преобразование энергии альфа- или бета-лучей (т. е. кинетической энергии вылетающих из радиоизотопа ядер атомов гелия или электронов) в тепло происходит в самом радиоизотопе, а также в тонкой оболочке капсулы, в которой размещен радиоизотоп. Обо

*) Space/Aeronautics, XI, 1964, стр. 77.

) J. of Spacecraft and Rockets, IV, 1966, т. 3, № 4, стр. 570.

дочка разогревается до очень высокой температуры, так что рабочее вещество, обтекающее капсулу, получает уже тепло от нее конвекцией. "Иначе обстоит дело в случае гамма-излучающего радиоизотопа; гамма-лучи обладают настолько высокой проникающей способностью, что в самом изотопе они практически не поглощаются, и капсула должна быть снабжена очень мощным слоем поглощающего вещества, затрудняющего теплопередачу рабочему веществу и соответственно усложняющего конструкцию двигателя.

Уже сам принцип радиоизотопного двигателя отчетливо свидетельствует о том, что его удельный импульс не может быть выше, чем в двигателе с твердофазным реактором. Однако не это является его главным недостатком. Помимо того, что постоянство скорости процесса радиоактивного распада сильно ограничивает возможности регулирования мощности радиоизотопного ракетного двигателя, ограниченной оказывается величина этой мощности. Для того чтобы тяга двигателя была достаточно большой, например, как в двигателе «Нерва», тепловая мощность радиоизотопного источника должна быть порядка мегаватт, но нужными для этого количествами подходящих радиоизотопов техника в настоящее время не располагает, да и стоимость таких изотопов оказывается обычно чрезмерно высокой. Столь же недопустимо высоким получается и вес двигателя.

Поэтому исследуемые в США типы радиоизотопных двигателей рассчитаны на относительно небольшую тягу и, очевидно, не могут в этом отношении конкурировать ни с современными мощными химическими ракетными двигателями, ни с ядерными двигателями типа «Нерва».

Тяга разрабатываемых в США двигателей в лучшем случае не превышает нескольких килограммов, обычно даже значительно меньше. Однако и такие двигатели могут оказаться очень полезными космонавтике, как об этом подробнее будет сказано ниже.

Наиболее известным из разрабатываемых в США радиоизотопных ракетных двигателей является двигатель «Пудл» с использованием альфа-излучающего радиоизотопа полония-210 (другие возможные изотопы такого рода: кюрий-242 и 244, плутоний-238 и др.) и жидкого водорода в качестве рабочего вещества (рис. 32). Двигатель должен иметь в летном варианте небольшие размеры: длину 330 мм, ширину 100 мм, вес 13,5 кГ, но мала и его

тяга—112,5 Г ). Удельный импульс должен составить 700—800 сек, тепловая мощность 5 кет ). Жидкий водород, поступающий в двигатель без какого-либо насоса, будет обтекать по спиральным каналам три капсулы с радиоактивным изотопом, испаряться и нагреваться до температуры 1500—2000° С, а затем вытекать наружу через реактивное сопло обычного типа. Работы по двигателю «Пудл» ведутся с 1961 г. комиссией по атомной энергии и фирмой Спейс

Рис. 32. Схема устройства радиоизотопного ядерного ракетного двигателя «Пудл» (США).

1 — вход воды, служащий для охлаждения двигателя при стоянке ракеты на Земле, 2 — вход рабочего вещества (жидкий водород), 3 — клапан, поддерживающий постоянное давление охлаждающей воды, 4 — радиоизотопное ядерное горючее, 5 — каналы для течения водорода, 6 — капсулы с радиоизотопом, 7 — тепловая «суперизоляция», 8 — спиральные стенки каналов для водорода, 9 — проход для охлаждающей воды, 10 — реактивное сопло (Raumfahrtforschung, Н. 4, 1964, стр. 187).

Текнолоджи. По одному из проектов двигатели «Пудл» могут быть установлены на верхней ступени космической ракеты-носителя; диаметр этой ступени 3 м> а ее общий вес — 3300 кГ (вместе с полезным грузом), из которых примерно 1640 кГ приходится на долю запаса жидкого водорода. Силовую установку этой ступени составит связка из четырех двигателей «Пудл», так что их общая тяга

_С? d_

*) Missiles and Rockets, 5. V. 1965, т. 16, № 14, стр. 9.

) Product Engineering, 3. VIII. 1964, стр. 60. По более поздним данным, при испытаниях двигателя, длительность которых составила 85 часов, тепловая мощность равнялась 500 вт (Реферативный журнал «Исследование космического пространства», XI, 1967, реф. 11.62.314).

достигнет примерно 0,5 кГ*). Такая тяга кажется ничтожной по сравнению с современными значениями для мощных химических ракет, но ведь двигатели «Пудл» и не предназначены для взлета с Земли. Их функция — работа в космосе, а там такие тяги и даже еще гораздо меньше, как мы узнаем ниже, очень полезны и могут совершить большую работу. В частности, та же ядерная ракета с двигателями «Пудл» в состоянии осуществить перевод искусственного спутника Земли, выведенного в космос мощной химической ракетой, с низкорасположенной орбиты на более высокую. Правда, такой перевод должен длиться не минуты и часы, как в случае обычных космических пусков с химическими носителями, а дни, на стационарную же суточную орбиту — даже целый месяц. Но разве это всегда помеха? О таких «медленных» полетах мы тоже подробнее расскажем ниже, в связи с ракетными двигателями совсем иного типа. В особенности выгодно это замедление в случае, когда оно сопровождается увеличением полезного груза. Например, та же ядерная ракета с двигателями «Пудл» способна вывести на синхронную орбиту полезный груз около 1050 кг, тогда как обычная химическая ракета — менее 700 кг. Так сказывается преимущество в величине удельного импульса. Сказывается оно и на длительности полета: облет Юпитера, например, с помощью ядерной ракеты с двигателем «Пудл» может быть совершен за 9—12 месяцев, тогда как химической ракетой только за 2—-3 года.

В двигателе «Пудл» предусмотрены два варианта температурного регулирования — активное и пассивное. В первом случае тепло, генерируемое радиоизотопным источником, отводится наружу (когда нет расхода рабочего вещества, т. е. двигатель не работает) с помощью специальных раскрывающихся жалюзи, экранирующих теплоизлучающие (радиационные) поверхности на оболочке двигателя. Во втором случае никаких подвижных частей нет и отвод тепла наружу осуществляется в результате простого повышения температуры оболочки; легко видеть, что такой метод несколько снижает тепловую эффективность двигателя. До летных испытаний двигателя предстоит решить еще много инженерных проблем. Первые наземные испытания проведены в феврале 1965 г. и длились трое

) Space/Aeronautics, XI, 1964, стр. 81.

суток; они велись на водороде; двигатель развивал тягу 110 Г; температура в активной зоне составляла примерно 1500°С, удельный импульс равнялся 650—700 сек).

Для двигателя «Пудл» отношение веса двигателя к развиваемой им тяге равно 120 (13,5:0,1125); для радиоизотопных двигателей с альфа-излучателем можно считать характерным значение этого отношения 100—120. Сравните его с таким же значением для химических ракетных двигателей — там оно оказывается меньшим единицы и доходит до 0,07! Разница огромная, и все же, как видно хотя бы на примере упомянутой выше ядерной ступени, радиоизотопные двигатели оказываются выгодными. Вот что значит — удельный импульс!

Для радиоизотопных двигателей с бета- и, особенно, гамма-излучающими источниками удельный вес получается еще большим. Для последних он может составить, как указывается, 500—1000 ). Так сказывается вес необходимой поглощающей экранировки таких двигателей (см. схему на рис. 33). Этот и другие недостатки делают подобные двигатели менее перспективными.

В США разрабатываются и радиоизотопные ракетные двигатели с альфа-излучателем, рассчитанные на гораздо меньшую тягу, чем у «Пудл», например, порядка 5 мГ и даже еще гораздо меньше). Такие, как говорят, микро-ракетные радиоизотопные двигатели разрабатываются, в частности, фирмой Филко для использования в системах ориентации и стабилизации космических летательных аппаратов. Эти двигатели рассчитаны на весьма длительную работу в космосе, порядка года и более, и потому используют сравнительно долгоживущие альфа-излучатели, например, плутоний-238, период полураспада которого равен примерно 86 годам. Рабочим веществом для них служит также водород, причем двигатели могут работать как в непрерывном режиме, так и в пульсирующем, что требует установки специального клапана, перекрывающего течение водорода через реактивное сопло. Интересным методом возможного, хранения водорода в двигателе в течение ряда лет без его потерь в космос является изучаемое той же фирмой включение водорода в кристаллическую решетку гидридов металла, например, титана, циркония или

*) Missiles/Space Daily, 2. III. 1965, т. 12, № 12, стр. 9.

) Missiles and Rockets, 5. IV. 1965, т. 16, № 14, стр. 9.

) Aviation Week, 12. VII. 1965, стр. 35.

лития. При нагреве гидридов они отдают запасенный водород. Такие двигатели являются пока экспериментальными. Это относится и к разрабатываемым в США микро радиоизотопным двигателям того же назначения, в которых тепло радиоактивного распада альфа-излучателя

Рис. 33. Схема радиоизотопного ядерного ракетного двигателя с гамма-излучателем.

1 — гамма-излучающий радиоактивный изотоп, 2 — реактивное сопло, 3 — мощная конструкция, поглощающая гамма-лучи (например, из вольфрама), 4 — Подача рабочего вещества, 5 — реактивная струя (Space/Aeronautics, XI, 1964, стр. 81).

служит для нагрева катализатора, вызывающего диссоциацию долгохранимого однокомпонентного химического ракетного топлива). Так, например, при нагреве катализатора, вызывающего диссоциацию гидразина (N2H4) на азот, водород и аммиак, скорость процесса диссоциации резко возрастает, что и используется в радиоизотопном двигателе «Нимпхе», разрабатываемом в США; для обеспечения импульсной (прерывистой) работы двигателя служит быстродействующий клапан, перекрывающий доступ рабочего вещества (гидразина) в реактивное сопло.

) Weltraumfahrt, 1964, Н. 3, стр. 79.

Микроракетные радиоизотопные двигатели для систем ориентации и стабилизации космических летательных аппаратов разрабатываются в США рядом фирм, что свидетельствует о перспективности этих двигателей. Некоторые из них уже доведены до высокой надежности. Так, двигатель фирмы Дженерал Электрик, работающий на прометии-147 в качестве ядерного горючего и аммиаке в

качестве рабочего вещест-

ва и предназначенный для системы стабилизации орбитальной обитаемой лаборатории, успешно испытывался после 10000 часов непрерывной работы *)• Тяга двигателя (его называют «радиоизо-джет», рис. 34) меняется в диапазоне от 2,5 до 20 Г (тепловая мощность 60 вг); он может работать как в непрерывном, так и пульсирующем режиме. Радиоизотопный двигатель тягой 112 Г создан фирмой Томпсон Рамо Вулдридж1 2) и работает на полонии-210; поскольку примерно 40% тепла, генерируемого радиоактивным источником, излучается в космическое пространство, то фирма имеет в виду в дальнейшем использовать это тепло в электрогенерирующей установке мощностью 70 вт (а при неработающем ракетном двигателе—до 250 вг). Такое сочетание, представляющее собой одно из важных преимуществ радиоизотопных двигателей, вообще является вполне оправданным и перспективным, о нем подробнее будет сказано в гл. 7.

Как ни интересны возможности радиоизотопных ракетных космических двигателей малой тяги, основной интерес вызывают, конечно, ядерные ракетные двигатели реак

Рис. 34. Радиоизотопный ракетный двигатель «радиоизоджет» фирмы Дженерал Электрик (США). Масштабная линейка — в дюймах.

1 — реактивное сопло, 2 — радиоизотопный источник тепла для подогрева рабочего вещества, 3 — тепловой экран. (Technology Week, Y, 1967, Т. 20, JSB 19, стр. 34).

) J. Spacecraft, VI, 1968, т. 5, № 6, стр. 672.

) Chemical and Engineering News, 31. V. 1963, t. 43, № 22, стр. 35.

торного типа. Несомненно, что использование мощных ядерных космических ракет-носителей или хотя бы отдельных ступеней таких ракет с ядерными двигателями открыло бы большие возможности перед космонавтикой. Можно предполагать, что в ближайшие одно-два десятилетие такие ракеты будут созданы и поставлены на службу космонавтике наряду с химическими и даже, может быть, будут играть в ней ведущую роль).

Но все же той проблемы преодоления барьера удельного импульса, о которой говорилось выше, ядерной ракете радикально не решить. Ведь величина удельного импульса в 800 или даже 1000 сек, реально достижимая с помощью твердофазных ядерных ракетных двигателей, это еще не решение. Создание же более совершенных ядерных ракет, например, с газофазным реактором, дело пока весьма проблематичное, хотя по некоторым прогнозам американских ученых к 2000 г. такие ракеты будут основой космонавтики). Однако и эти ракеты, даже в лучшем случае, всех нужд космонавтики тоже не решат. Ей нужны какие-то иные, новые методы существенного повышения удельного импульса.

В начале настоящей главы упоминалось о двух принципиальных возможностях решения этой задачи, одной из которых и посвящена глава. О другой возможности пойдет речь в следующих главах книги.

*) Вестник Академии наук СССР, X, 1962.

) Реферативный журнал «Исследование космического пространства», I, 1968, реф. 1.62.442.



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



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