Ядерные Ракетные Двигатели, классические и перспективные концепции Опции

[Denis_Hliustin]

Каким должен быть ядерный ракетный двигатель ближайших десятилетий?
Можно ли стартовать на нём с Земли?
Возможен ли ЯРД внешнего горения, с газообразной активной зоной и скоростью истечения 100 км/сек при тяге достаточной для взлёта с Земли?



В РД-0410 применялся гетерогенный реактор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражатели нейтронов из бериллия, ядерное топливо — материал на основе карбидов урана и вольфрама, обогащение по изотопу U235 около 80 %. Получилось:

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

Ресурс реактора соответствует расходованию 15 тонн водорода, тяга двигателя для взлёта с Земли с таким запасом - недостаточная. За время работы реактора образуются лишь 10 грамм осколков деления, пятитысячная часть от массы U235 в двигателе. Поэтому несмотря на конечную скорость ракеты, до 18 км/сек c таким двигателем, серийные ЯРД должны иметь более эффективное использование делящегося материала, обеспечивать выгорание уровня 10%.
Тонкие ТВЭЛы, нужные для высокой удельной мощности реактора, должны иметь высокую химическую стойкость в потоке горячего водорода.

Интересно отметить бытующее мнение о невозможности стартовать с Земли на ЯРД, основанное в частности на постулате о негерметичности ТВЭЛов ЯРД.
В первые минуты полёта осколки деления ещё не наработаны, поэтому старт из пустынной местности, с трассой разгона над океаном, потенциально возможный вариант. Это означает возможность выводить на орбиту одной тяжёлой ракетой не десятки-сотню, а тысячу тонн груза.

В связи с разработкой "марсианских" ЯРД представляет интерес обсудить идеи, которые могут быть положены в основу конструкции ЯРД.





Сообщение отредактировал Denis_Hliustin - 16.6.2013, 20:00

[armadillo]

и скоростью истечения 100 км/сек при тяге достаточной для взлёта с Земли?

тут был деятель про безопасную аэс, это к нему в палату.

на конечную скорость ракеты, до 18 км/сек c таким двигателем

какую-такую ракету? какая-такая скорость без начальных условий и полезной нагрузки?

У ракетных двигателей есть параметр УИ и отношения тяги к собственной массе. Лучше оставиться с ними. Марс тоже непонятно к чему и отчего.

В общем, от поста крайний негатив. Для уровня московского богомольца текст. Температуру водорода при скорости истечения 100км/с сами посчитаем? и потребная температура ТВЭЛов для такой температуры водорода.


ракеты-носитель на ЯРД не будет, даже если удасться создать двигатель достаточной тяги (что фантазии). Причина в возможности аварии и падении аппарата на Землю.
Как высокоорбитальный разгонник может быть полезен. Желательно многоразовый.

Для 100км/с рассматривались варианты ЯРД с газообразной активной зоной и расходом урана или что там будет горючим в рабочее тело. Твердотопливные ЯРД с такой скоростью истечения никто предлагать не пытался - возможно тогда рассчитывали на другой уровень слушателей.

Но смысла в затратах на разработку таких вещей нет, при наличии уже работающих ионников.

И да, я предполагаю, что ветка сведется к пропаганде транспорта навоза на другие планеты.

[Denis_Hliustin]

какую-такую ракету? какая-такая скорость без начальных условий и полезной нагрузки?

Цифра по скорости однозначно связана с имеющимися в задаче данными. Там указан ресурс двигателя 1 час (3600 секунд), из F=U*(dm/dt) находим секундный расход 4 кг/сек. Запас водорода 15 тонн и при лёгких баках, поскольку масса двигателя 2 тонны, без полезной нагрузки максимальная скорость V = U*ln(17/2) = 19 км/сек.

У ракетных двигателей есть параметр УИ и отношения тяги к собственной массе. Лучше оставиться с ними. Марс тоже непонятно к чему и отчего.

Удельный импульс измеряется в секундах, точнее в (кг*сек/кг). Численно его надо домножить на "g" /на десятку/, получится скорость истечения в метрах в секунду.

Теперь относительно Марса. Одноступенчатая ракета на ЯРД конкурирует с многоступенчатой на химических топливах. В этом сравнении ЯРД легче всего выигрывают в марсианском пилотируемом полёте: приемлемы малые ускорения, нужны высокие конечные скорости и многотонный груз.
Есть и ещё один аспект.
Период обращения Марса вокруг Солнца 687 суток, Земли 365 суток, разница угловых скоростей 0.46 угловых градуса в сутки.
На химических топливах используется самая энергетически экономная трасса. При эквивалентной скорости старта 11.35 км/сек лететь до Марса 8 месяцев, высокое облучение экипажа в лёгком корабле. Сразу после прилёта стартовать обратно на Землю невозможно: в исходной точке Земли уже не будет, она по другую сторону от Солнца. Расстояние не 55 миллионов километров, как при "Великом противостоянии Марса", а до 370 миллионов км /сумма больших полуосей орбит/.

Если же ЯРД разгонит космический корабль до 20 км/сек, время полёта 1 месяц в каждую сторону. Открывается возможность слетать туда-обратно за три - пять месяцев, в том числе два месяца на дорогу и один-три месяца пребывание на Марсе. При обратном старте Земля ещё будет находиться на нужной стороне орбиты, доза радиации набранная экипажем в полёте такой длительности уменьшится до приемлемого уровня даже в лёгком космическом аппарате без эффективной радиационной защиты.

Температуру водорода при скорости истечения 100км/с сами посчитаем? и потребная температура ТВЭЛов для такой температуры водорода.
Для 100км/с рассматривались варианты ЯРД с газообразной активной зоной и расходом урана или что там будет горючим в рабочее тело. Твердотопливные ЯРД с такой скоростью истечения никто предлагать не пытался - возможно тогда рассчитывали на другой уровень слушателей.

В названии темы отражены перспективные концепции. В том числе с газообразной (плазменной) активной зоной.
Автор известной публикации на эту тему - наш бывший соотечественник (вероятно не в первом поколении):
Robert Zubrin «Nuclear Salt Water Rockets: High Thrust at 10,000 sec ISP», Journal of the British Interplanetary Society 44, 371—376 (1991)

принцип выноса зоны реакции из корпуса двигателя позволяет снять ограничение температурных режимов реактора, и достигать значительно больших температур и давлений. Так, по некоторым расчетам, при эффективности выгорания ядерного топлива 0.8, скорость истечения рабочего тела для такого ЯРД составит 66000 м/с, удельный импульс 6730 секунд, мощность двигателя — 427 ГВт, тяга 12,7 меганьютон, тяговооруженность = 40, масса двигателя 33 тонны.
Уникальной характеристикой ЯРД Зубрина является также сочетание высокого значения удельного импульса и большой общей тяги (развиваемое ускорение может составить несколько g). Никакая другая схема ракетного двигателя, известная на настоящее время, не обладает такой характеристикой.
К недостаткам конструкции можно отнести расточительный расход ядерного топлива, высокие требования к конструкционным материалам сопла, высокорадиоактивный факел двигателя и сложность управления реактором.

Советские разработки газофазных ЯРД освещены здесь:

http://engine.aviaport.ru/issues/05/page41.html




Сообщение отредактировал Denis_Hliustin - 16.6.2013, 22:30