АНАЛИЗ ЯДЕРНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ МАРСА

Исследование Марса это одна из перспективы задач, которую пытаются реализовать многие страны. Основной перспективой исследования Марса является исследование на наличие полезных ископаемых или материалов, которые будут доступны только на поверхности данной планеты. На сегодняшний день, имеется большое количество марсианских программ, в которых главной целью является добыча грунта с поверхности Марса. Исследование Марса началось с 1960 года, СССР запустил свои первые спутники, но пуски были неудачными, а в 1962 году запустили "Марс - 1", пуск прошёл успешно, но была потеряна связь со спутником. Для того, чтобы осуществить все планируемые программы на данном этапе, необходим не только комический аппарат, а также главная его составляющая - ракетный двигатель, который должен обеспечить быстрый и минимальный по времени полёт, а также возможность его применения уже сейчас. Одним из важнейших перспектив использования именно ядерных ракетных двигателей это их способность работать непрерывно, так как реакция в данном двигателе идёт непрерывно.

Ракетный двигатель – это единственный применяемый способ вывода полезной нагрузки на любые орбиты Земли и планет Солнечной системы. За счёт преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи реактивного тела в ракетном двигателе возникает сила тяги. В наше время существует большое количество различных ракетных двигателей, которые имею разную массу, компоновку, топливо и самое главное импульс тяги. Жидкостные ракетные двигали, которые активно используют на данный момент, не могут достигнуть того импульса, который достигают ядерные ракетные двигатели.

Ядерные ракетные двигатели создавались ранее, но из-за недостатка средств, почти все проекты были закрыты. Так, например, конструкция и принцип работы первого ядерного ракетного двигателя была создана в 50-х годах, а уже в 70-х США начли испытания ядерного двигателя «NERVA», а СССР -  РД – 0410.

В США в 1955 году начали разрабатывать проект «Nerva». На первоначальной стадии проекта было простроено 8 экспериментальных реакторов, а на второй и третьей стадиях изучались реакторы большей мощности. В 1966 году состоялся первый наземный пуск двигателя, который успешно проработал 2 часа, из которых 28 минут – работа на полной тяге двигателя. Второй двигатель был запущен 28 раз и проработал в общей сложности 115 минут, что подтверждало его пригодность для использования в космической технике (рисунок 1). На этот проект были возложены планы для полёта на Марс (1978 г) и Луну (1981 г.)

В это же время в Советском Союзе создавался двигатель РД – 0410, где предполагалось использовать для первой ступени атомный воздушно – реактивный двигатель (рисунок 2). Разработка PД – 0410 была уникальной, потому что этот двигатель должен был работать на газофазном топливе. Целью создания такого двигателя являлась миссия «Маpс – 94», которая была запланирована на 1994 год.

         Рисунок 1. Двигатель Nerva                 Рисунок 2. Двигатель РД – 0410

На сегодняшний день можно найти большое количество проектов, которые реализуются с помощью ядерных ракетных двигателей с различными реакторами, но у всех у них похожий принцип работы, единственным отличием является тяговая характеристика, которая создаётся за счёт синтеза ядерного ядра.

Реак­тор в ядерном ракетном двигателе является более компактным, но все основные компоненты и механизмы управления аналогичны другим ракетным двигателям. Реактор выступает в роли нагревателя, в который подаётся жидкий водород (рисунок 3). Температуры в активной зоне достигают 3000 градусов. Затем разогретый газ выпускают через сопло.

 Активной зоной реактора служит камера сгорания, в которой подаваемый под большим давлением водород нагревается до 3000 и более градусов. Этот предел определяется только жаропрочностью материалов реактора и свойствами топлива, хотя повышение температуры увеличивает удельный импульс. Тепловыделяющие элементы — это жаропрочные ребристые цилиндры-«стаканы», заполненные урановыми таблетками. Они «омываются» потоком газа, играющего роль и рабочего тела, и охладителя реактора. Вся конструкция изолирована бериллиевыми экранами-отражателями, не выпускающими опасное радиационное излучение наружу. Для управления выделением тепла рядом с экранами расположены специальные поворотные барабаны (рисунок 4).

Рисунок 3. Принцип работы ЯРД

Рисунок 4. Активная зона ядерного реактора

Из известных на сегодняшний день ядерных ракетных двигателей, работающих на разных активных зонах (твердофазные, гозофазые, жидкостные, импульсные), можно провести анализ. В таблице 1 приведены сравнительные характеристики каждого ядерного ракетного двигателя. [2]

Помимо данных рабочих тел имеются перспективы применения и других, таких как:

1. Дейтерий и тритий

Реакция этих компонентов позволяет осуществить значительный выход энергии. Из преимуществ можно выделить дешевизну данных компонентов, длительность периода полураспада, которые будет длиться примерно 12 лет.

Недостатком является очень большой выход нейтронной радиации, которая способна снизить КПД двигателя.

Таблица 1.

Характеристики ядерных ракетный двигателей с реакторами деления

2. Дейтерий и гелий-3

Условия её достижения значительно сложнее. Гелий-3, кроме того, редкий и чрезвычайно дорогой изотоп. В промышленных масштабах на настоящее время не производится. Кроме того, что энергетический выход этой реакции выше, чем у реакции дейтерия и трития, она имеет следующие дополнительные преимущества:

Данная реакция позволяет увеличить энергетический выход, но её получение значительно сложно, т.к. гелий-3 является дорогим изотопом, но также эта реакция имеет свои преимущества: сниженный нейтронный поток, меньшая масса радиационной защиты, меньшая масса магнитных катушек реактора.

Применение новых элементов топлива в качестве рабочих тел могут изменить характеристики всех двигателей, т.к. их применение не было рассмотрено ранее.

Все рассмотренные ядерные ракетные двигатели имеют большие перспективы в развитии, а также они могут применяться в качестве двигателей, которые могут использовать на космических аппаратах или космических кораблях для путешествий на Марс, Луну и Венеру. В качестве доказательства, рассмотрим таблицу 2 в который приведены сравнительные характеристики удельных импульсов разных ракетных двигателей, которые существуют на сегодняшний день, а также те, которые возможно применять теоретически.

Таблица 2.

Сравнительные характеристики ракетных двигателей

По данным в таблице можно судить о том, что использование ядерных, плазменных и электрических ракетных двигателей предпочтительнее, т.к. их удельный импульс выше остальных.

Применение ядерного ракетного двигателя предполагается на космических аппаратах и космических кораблях, потому что их использование на ступенях ракеты-носителя нанесёт большой ущерб экологии. В таблице 3 приведены виды разных космических аппаратов и космических кораблей, на которых возможно применение ядерных ракетных двигателей.

Таблица 3.

Виды полезного груза выводимого с помощью ядерных ракетных двигателей

Эти программы были закрыты, т.к. создаются более новые, уникальные и перспективные разработки для полёта на Марс и на другие планеты Солнечной системы. Так, например, Российская Федерация разрабатывает несколько вариантов проектов по исследованию Марса – «Марс – Грунт» и спутнику Фобос – автоматическая межпланетная станция «Фобос – Грунт».

Рассмотрим программу «Марс – Грунт», где основной задачей космического аппарата является доставка образцов марсианского грунта на Землю в автоматическом режиме. [4]

При заданных параметрах космических аппаратов и кораблей можно рассчитать, характеристическую скорость, которую смогут они развить, если установить ядерный ракетный двигатель. В данной программе могут рассматриваться два варианта запуска:

1. Однопусковой (рисунок 5).
2. Двухпусковой (рисунок 6).

Рисунок 5. Однопусковой вариант схемы перелёта автоматической космической станции

Рисунок 6. Двухпусковой вариант схемы перелёта автоматической космической станции

В таблице 4 приведены примерные массовые характеристики космического аппарата и его элементов.

Таблица 4.

Массовые характеристики составляющих космического аппарата

По этим данным можно сделать расчёт для определения характеристической скорости аппарата при использовании на нём ядерного ракетного двигателя с различными видами активных зон реактора.

По формуле Циолковского (1) рассчитываем характеристическую скорость:

 ,                                                                        (1)

где удельный импульс ядерного ракетного двигателя;

      масса космического аппарата без учёта топлива;

      масса космического аппарата с учётом топлива.

1. Ядерный ракетный двигатель с твердофазной активной зоной.

2. Ядерный ракетный двигатель с жидкофазной активной зоной.

3. Ядерный ракетный двигатель с газофазной активной зоной.

4. Импульсный ядерный ракетный двигатель.

Для полёта на Марс первой космической скорости может быть недостаточно, поэтому зададим условие, что нужна скорость 9 000 м/с. «Марс – Грунт» имеет массу топлива 500 кг, но для достижения заданной скорость необходимо провести увеличение или уменьшение этой массы, т.к. эта вариация будет зависеть от типа ядерного ракетного двигателя.

1. Ядерный ракетный двигатель с твердофазной активной зоной.

При увеличении массы топлива в 15 раз получим массу топлива 7 500 кг:

2. Ядерный ракетный двигатель с жидкофазной активной зоной.

При увеличении массы топлива в 10,6 раз получим массу топлива 5 300 кг:

3. Ядерный ракетный двигатель с газофазной активной зоной.

При увеличении массы топлива в 1,86 раз получим массу топлива 930 кг:

4. Импульсный ядерный ракетный двигатель.

При уменьшении массы топлива в 1,124 получим массу топлива 445 кг:

Для выведения космического аппарата предлагается использовать ракета-носитель среднего класса, например «Союз – 2» с разгонным блоком «Фрегат» или же ракета-носитель тяжёлого класса «Протон – М» с разгонным блоком «Бриз – М», а также разрабатываемые ракеты-носители серии «Ангара» и «Енисей».

В данной исследовательской работе были рассмотрены ядерные ракетные двигатели, применение которых планируется на космических аппаратах и космических кораблях. Выбор ядерного двигателя обуславливается преимуществом удельного импульса по сравнению с другими ракетными двигателями, а также основным достоинством этих двигателей является также время работы двигателя, которое увеличивается в несколько раз, что необходимо полёта на Марс. По проведённому анализу был сделан вывод, что удельный импульс твердофазного ядерного ракетного двигателя составляет 8 000 – 9 500 м/с, жидкофазного – 10 000 – 12 000 м/с, газофазного – 30 000 – 50 000 м/с, импульсного – 45 000 – 100 000 м/с.  В качестве рабочего тела предполагается использовать Уран – 233, т.к. использование этого топлива возможно в различных состояниях, т.е. оно является уникальным и наиболее подходящим, помимо этого компонента топлива можно использовать водород, плутоний, гелий, и возможность их применения планируется рассмотреть дальше и выяснять, какое же рабочее тело пойдёт лучше для данного вида ядерного ракетного двигателя.

Применение ядерных ракетных двигателей возможно в Российских проектах для вывода космического аппарата или корабля, которые будут проводить исследования поверхности Марса. Например, в программе «Марс-Грунт» использование ядерных ракетных двигателей позволит добраться до Марса за более короткий срок, потому реакция рабочего тела идёт непрерывно. По проведенному примерному расчёту (без учёта гравитации и т.д.) скорости космического аппарата значительно отличаются в зависимости от применения рабочего тела. Из полученных данных можно судить о том, что предпочтительнее использовать импульсный ядерный ракетный двигатель, потому что его удельный импульс намного выше, чем у других двигателей, а также при вариации массы топлива было рассчитано, что её можно уменьшить не теряя параметров заданной скорости.  Установка импульсного двигателя является больше теоретической, чем практической, взамен этого двигателя предлагается установить ядерный ракетный двигатель с газофазной активной зоной, так как создание такого двигателя уже было осуществлено.

Список литературы:

1. Дорофеев А.А. Основы теории тепловых ракетных двигателей.–М.: Изд. МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2014.
2. Дорофеев А.А. Ядерные ракетные двигатели и энергетические установки. Введение в теорию, расчет и проектирование : учеб. пособие / под ред. чл.-кор. РАН И.И. Федика. — М. : Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012. — 342, с. : ил.
3. «Как работает ядерный двигатель» https://oyla.xyz/article/kak-rabotaet-adernyj-dvigatel
4. КопикрА. «Новостилкосмонавтики»лhttp://epizodsspace.airbase.ru/bibl/nk/2005/10/52-56.html
5. Космонавтика: Энциклопедия.–М.: Сов. Энциклопедия, 1985
6. Фертрегт М. Основы космонавтики.– М.: Просвещение, 1969.
7. «Ядерныеодвигатели»лhttp://nuclphys.sinp.msu.ru/students/nphm/06_tt.htm