Использование ядерных атомных установок на беспилотных космических аппаратах и управление ими из ЦУП г.Краснознаменска

 

 

 

 

 

Автор:               Фролов Сергей  Павлович

                                                                       

 

 

 

Научный руководитель:           Родченко          

Альбина Александровна

 

 

 

 

 

 

 

2005

Как только человек поглубже заглянул в просторы Вселенной, стало очевидным, что принятые на Земле меры измерения расстояний непригодны, когда речь заходит о звездах. Вряд ли мы можем представить себе, что такое 150 миллионов километров, которыми измеряется расстояние до Солнца. При рассмотрении явлений в пределах Солнечной системы в повседневной практике используется особая мера длины - астрономическая единица (а.е.), равная расстоянию от Земли до Солнца и имеющая величину 149 500 000 км. Все планеты отстоят от Солнца на расстояниях не более 40 а.е.

Однако если осознать, что это небольшое число на самом деле очень велико по обычным меркам, то сколь же огромна умопомрачительная величина 271 800 а. е.! До звезды Альфа Центавра в четверть миллиона раз дальше, чем до Солнца. Свет, который испускает эта звезда и который распространяется в вакууме со скоростью 300 000 км/с, достигает Земли за 4⅓ года, а ведь это ближайшая звездная соседка Земли!

Для исчисления межзвездных расстояний приходится ввести еще одну единицу измерения. Такой единицей служит световой год - расстояние, проходимое светом за один год. Таким образом, десять световых лет эквивалентны примерно 633 000 а. е., или 95×10¹⁵ км.

Для преодоления таких расстояний, космический летательный аппарат должен двигаться со скоростью, во много раз превышающую скорость света.

Рассмотрим принципиальные возможности полета со сверхсветовой скоростью. Как известно, тяга ракетных двигателей не зависит от скорости движения ракеты, а только от скорости вытекания газов из сопел двигателей и запасов топлива. О том, какие скорости полета могут быть достигнуты, можно судить по следующему примеру. Пусть у звездолета имеются фотонные ракетные двигатели, то есть фотоны вылетают относительно корпуса со скоростью света. В этом случае, если конечная масса ракеты будет составлять 1 процент от начальной массы, то ракета может достичь 4,6 скорости света. При перегрузке в одну единицу (космонавты будут воспринимать силу, равную силе веса на Земле) разгон ракеты до такой скорости будет продолжаться около четырех с половиной лет.

 К числу важнейших можно отнести работы по навигации космического корабля и управлению его полетом. От их решения зависит не только точное и своевременное достижение намеченной цели, но и обеспечение безопасности полета: в космическом пространстве движутся многочисленные метеориты и другие тела, а также облака пыли, встреча с которыми может закончиться аварией или даже катастрофой. При сверхсветовых скоростях полета навигация будет осуществляться в автоматическом режиме. Многочисленные датчики навигационной информации способны воспринимать излучения от небесных тел в широком диапазоне частот. Обработка сигналов этих датчиков позволяет определить координаты местонахождения корабля и скорость движения относительно звездных ориентиров. Основным ядром навигационного комплекса космического корабля явится автоматическая система для счисления пути относительно инерциального межзвездного пространства.

Понимая  исключительную важность освоения космического пространства, Мстислав  Всеволодович Келдыш во второй половине ХХ века развернул большие работы по баллистическому проектированию полётов космических летательных аппаратов к  Луне,  Венере, Марсу  и их навигационному обеспечению. ЦУП вёл оптимальную обработку информации о траекториях полёта до достижения  максимальной точности облёта планет или посадки на них  при минимальных расходах топлива.

В поисках оптимальных решений ученые и инженеры обратились к ядерной энергии, постепенно присматриваясь к этой проблеме. Процесс расщепления атомов технически реализовать проще. Чтобы он начался, необходимо лишь достаточное количество топлива (так называемая «критическая масса»). Из одинакового количества топлива в процессе ядерного синтеза выделяется больше энергии, чем при расщеплении атомного ядра, поэтому процесс ядерного синтеза больше подходит для космических полетов.

Конструкторы ОКБ-11 С.П.Королева рассматривали несколько вариантов космических и боевых  ракет, оснащенных ядерными ракетными двигателями (ЯРД). В качестве рабочего тела оценивались вода и сжиженные газы – водород, аммиак и метан.
Перспектива была многообещающей.

Планировалась разработка ракетных двигателей с высокой удельной тягой и освоение новых способов осуществления космических полетов, в частности, использующие атмосферу Земли или другой планеты для изменения траектории космического летательного аппарата. Двигатели большой и малой тяги последующих поколений как на химическом топливе, так и электрические, должны увеличить массу полезной нагрузки, доставляемую на планету, при уменьшении стоимости запуска с Земли.

Работы по созданию Космических АЭС с прямым преобразованием тепла в электричество, теперь уже в качестве источников питания для мощных спутников, продолжались до начала перестройки. С 1970 по 1988 год в космос запустили около 30 радиолокационных спутников с ядерно-энергетическими установками "Бук" с полупроводниковыми реакторами-преобразователями и два - с термоэмиссионными установками "Топаз".

"Бук", по сути дела, представлял собой ТЭГ - полупроводниковый преобразователь Иоффе, только вместо керосиновой лампы в нем использовался ядерный реактор. Это был реактор мощностью до 100 кВт. Полная загрузка высокообогащенного урана составляла около 30 кг. Тепло из активной зоны передавалось жидким металлом - эвтектическим сплавом натрия с калием полупроводниковым батареям. Электрическая мощность достигала 5 кВт.

В термоэмиссионной ядерно-энергетической установке "Топаз" использовался тепловой реактор мощностью до 150 кВт. Полная загрузка урана составляла около 12 кг - значительно меньше, чем у "Бука". Основой реактора были тепловыделяющие элементы - "гирлянды", разработанные и изготовленные группой Малыха. Они представляли собой цепочку термоэлементов: катод - "наперсток" из вольфрама или молибдена, заполненный окисью урана, анод - тонкостенная трубка из ниобия, охлаждаемая жидким натрий-калием. Температура катода достигала 1650^oC. Электрическая мощность установки доходила до 10 кВт.               

Двигательные установки на борту космического аппарата предназначены для создания силы тяги или момента импульса. По типу используемой тяги двигательной установки разделяются на химические (ХРД) и нехимические (НХРД). ХРД делятся на жидкостные (ЖРД), твердотопливные (РДТТ) и комбинированные (КРД). В свою очередь нехимические двигательные установки делятся на ядерные (ЯРД) и электрические (ЭРД).

Во второй половине 20 века были осуществлены тысячи полетов с использованием в основном ЖРД и РДТТ. Однако в настоящее время для полетов на другие планеты, не говоря уж о звездах, применение ЖРД и РДТТ становится все более невыгодным. Скорее всего, возможности ЖРД и РДТТ себя полностью исчерпали. Причина здесь заключается в том, что удельный импульс всех химических РД не превышает 5000 м/с, и необходимы большие значения числа Циолковского, т.е. отношения массы заправленной ракеты к массе пустой. Так ракетоноситель «Энергия», выводящий на низкую орбиту 100 т полезной нагрузки, имеет стартовую массу около 3 000 т, что дает для числа Циолковского значение в пределах 30.

                                                                                                                                                                                                                                                   

Наиболее широко применяются:

 

·        ЖРД (жидкий ракетный двигатель);

·        РДТТ (ракетный двигатель на твердом топливе);

·        ЭРД  (электрореактивный двигатель);

• ЯРД (ядерный ракетный двигатель);                     
• ИРД (ионный ракетный двигатель);
• ГФЯРД (газофазный

                                             

ЖРД

 

         На ракетах до сих пор преобладает ЖРД, т. к. он не загрязняет атмосферу ра­диацией, и он намного безопаснее других РД.

ЖРД установлены на многих военных ракетах. Всего было разработано около 60 образцов, 30 из которых доведено до серийного производства. В этом ряду наособицу стоит ядерный ракетный двигатель РД-0410, который создавался совместно со многими оборонными предприятиями, КБ и НИИ.

 

РДТТ

 

В качестве ядерного горючего в реакторах твердофазных ЯРД используется в основном уран-238, обогащенный (примерно до 90%) изотопом уран-235. В будущем в ЯРД найдут, по-видимому, применение также плутоний-239 и уран-233, что позволит существенно снизить массу активной зоны реакторов. В настоящее время эти вещества слишком дороги и дефицитны. Этот вид ракетных двигателей использовался ещё до начала космической эры. Они поднимались в воздух как: 

                         -Сигнальные ракеты;

                         -Снаряды  реактивной  артиллерии;

                        -Ускорители  при старте;  

     -Двигатели мягкой посадки космических кораблей.

 

И Р Д

 

Обсуждались пути создания различных электрореактивных движителей для космических аппаратов. Однако ни одна из идей не имела под собой четкой физической основы. Находкой оказалась поверхностная ионизация цезия.

Еще в 20-е годы прошлого века американский физик Ирвинг Лэнгмюр открыл поверхностную ионизацию щелочных металлов. При испарении атома цезия с поверхности металла (в нашем случае - вольфрама), у которого работа выхода электронов больше потенциала ионизации цезия, он практически в 100% случаев теряет слабо связанный электрон и оказывается однократно заряженным ионом. Таким образом, поверхностная ионизация цезия на вольфраме и есть тот физический процесс, который позволяет создать ионный движитель с почти 100% использованием рабочего тела и с энергетическим кпд, близким к единице.

Большую роль в создании моделей ионного движителя такой схемы сыграл наш коллега Сталь Яковлевич Лебедев. Ему удалось воспроизвести в металле плоскую трехэлектродную схему ионного движителя. Первый электрод - пластина вольфрама размером примерно 10х10 см с потенциалом +7 кВ, второй - сетка из вольфрама с потенциалом -3 кВ, третий - сетка из торированного вольфрама с нулевым потенциалом. "Молекулярная пушка" давала пучок паров цезия, который сквозь все сетки попадал на поверхность вольфрамовой пластины. Уравновешенная и откалиброванная металлическая пластина, служила для измерения тяги ионного пучка.

Ускоряющее напряжение до первой сетки разгоняет ионы цезия до 10 000 эВ, тормозящее напряжение до второй замедляет их до 7000 эВ. Это та энергия, с которой ионы должны покидать движитель, что соответствует скорости истечения 100 км/с. Но пучок ионов, ограниченный объемным зарядом, не может "выйти в открытый космос". Объемный заряд ионов необходимо скомпенсировать электронами, чтобы образовалась квазинейтральная плазма, которая беспрепятственно распространяется в пространстве и создает реактивную тягу. Источником электронов для компенсации объемного заряда ионного пучка служит нагреваемая током третья сетка (катод). Вторая, "запирающая" сетка не дает электронам попасть с катода на вольфрамовую пластину.

Первый опыт с моделью ионного движителя положил начало более чем десятилетним работам. Одна из последних моделей - с пористым вольфрамовым эмиттером, созданная в 1965 году, давала "тягу" около 20 г при токе ионного пучка 20 А, имела коэффициент использования энергии около 90% и вещества - 95%.

 

ЭРД

 

Большой интерес проявляется именно к этому виду ракетных двигателей.

Ускорение ракеты с ЭРД определяется отношением удельной мощности установленной на космической атомной электростанции (КАЭС) к скорости истечения. В обозримом будущем удельные мощности КАЭС, судя по всему, не превысят 1 кВт/кг. При этом возможно создание ракет с малой тягой, в десятки и сотни раз меньшей веса ракеты, и с очень малым расходом рабочего тела. Такая ракета может стартовать только с орбиты искусственного спутника Земли и, медленно ускоряясь, достигать больших скоростей.

Для полетов в пределах Солнечной системы нужны ракеты со скоростью истечения 50-500 км/с, а для полетов к звездам - "фотонные ракеты" со скоростью истечения, равной скорости света. Чтобы осуществить сколько-нибудь разумный по времени дальний космический полет, необходимы невообразимые удельные мощности энергетических установок. Пока нельзя даже представить, на каких физических процессах они могут быть основаны.

            Удельная тяга электрореактивного двигателя лежит в диапазоне 850–4400 с, однако в области создания таких двигателей еще не вышли за рамки лабораторных исследований. Согласно расчетам, межорбитальный аппарат, снабженный электро–ядерным ракетным двигателем, сможет доставлять с околоземной орбиты на геостационарную груз массой в три раза больший, чем с жидкостными двигателями на криогенных компонентах. Однако из–за низкой тяги электрореактивного двигателя продолжительность такой транспортировки увеличится до 200–400 суток, что может оказаться совершенно неприемлемым для некоторых грузов.   Применение ядерных двигателей с непосредственным преобразованием тепловой энергии в механическую (кинетическую) в межорбитальном аппарате позволит увеличить массу полезного груза в два раза по сравнению с аналогичным аппаратом, снабженным криогенным жидкостным двигателем, при сохранении такой же продолжительности перелета (порядка 5 ч) с низкой орбиты на геостационарную. Согласно оценкам, удельная тяга подобного двигателя составит 1000 с, при сохранении такой же высокой, как и у криогенного жидкостного двигателя, тяги. Недостатком двигателя является радиоактивное излучение, основным источником которого служит активная зона ядерного реактора.

        

ЯРД

 

Жидкостные (химические) ракетные двигатели открыли человеку дорогу в космос - на околоземные орбиты. Но дальше двигаться на этой энергетической базе просто не имеет смысла: скорость истечения реактивной струи в них не превышает 4.5 км/с, а для межпланетных полетов нужны десятки километров в секунду. А чтобы получить конечную скорость больше скорости истечения нужно, чтобы отбрасываемая масса была значительно больше остающейся. В свою очередь, для дальних полетов эта конечная масса тоже не маленькая...

Следующим звеном ракетных двигателей стали ЯРД.

Ядерный ракетный дви­га­тель - ракетный дви­га­тель, рабочим телом в котором служит либо какое-либо вещество (водород), нагреваемое за счет энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде, либо непосредственно продукты этих реакций. Различают радиоизотопные, термоядерные и собственно ядерные ракетные двигатели (используется энергия деления ядер). Находятся в стадии разработки.

ЯРД получили свое название благодаря тому, что создают тягу за счет использования ядерной энергии, т. е. энергии, которая выделяется в результате ядерных реакций. В общем смысле под этими реакциями подразумеваются любые изменения энергетического состояния атомных ядер, а также превращения одних ядер в другие, связанные с перестройкой структуры ядер или изменением количества содержащихся в них элементарных частиц - нуклонов. Ядерные реакции деления и синтеза по величине энергии превосходят химические реакции соответственно в миллионы и десятки миллионов раз. Это объясняется тем обстоятельством, что энергия химической связи атомов в молекулах во много раз меньше энергии ядерной связи нуклонов в ядре.

Ядерную энергию в ракетных двигателях можно использовать тремя способами:

1. Высвобождаемая энергия используется для нагрева рабочего тела, которое затем расширяется в сопле, так же как в обычном ЖРД.

2. Ядерная энергия преобразуется в электрическую и затем используется для ионизации и разгона частиц рабочего тела.

3. Наконец импульс создается самими продуктами деления, образованными в процессе ядерной реакции деления.

Они значительно эффективнее ЖРД, но только в определенном диапазоне. Они не могут запускаться на Земле. Они не могут и возвращаться на Землю из-за остаточной радиации. Они требуют тяжелой радиационной защиты. Их скорость истечения (удельный импульс, численно равен скорости истечения, деленной на ускорение свободного падения на Земле) не достаточна для эффективного решения межпланетных задач. Ядерные двигатели вообще предназначены исключительно для работы в космосе. И то на очень высоких орбитах (600 километров и выше), чтобы космический аппарат вращался вокруг Земли многие столетия. Потому что "период высвечивания" ЯРД составляет как минимум 300 лет.

Почему - бы не использовать ядерный двигатель еще и в качестве энергетической установки? При пилотируемом полете можно с помощью раздвижной штанги "отодвинуть" от жилых помещений, в которых находятся космонавты, урановый котел на 100 метров. Будет он лететь вдали от станции. При этом получили бы очень мощный источник столь нужной на космических кораблях и станциях энергии.

Сегодня на космических станциях, кораблях и спутниках энергию получают от солнечных батарей. Но на ядерном реакторе выработка электричества намного дешевле - вдвое, а то и втрое. Кроме того, в тени Земли солнечные батареи не работают. Значит, нужны аккумуляторы, а это заметно увеличивает вес космического аппарата. Конечно, если речь идет о небольшой мощности, скажем, о 10-15 киловаттах, то проще иметь солнечные батареи. Но когда в космосе требуется 50 киловатт и больше, то без ядерной установки (которая, кстати, служит 10-15 лет) на орбитальной станции или межпланетном корабле не обойтись.

Если говорить о двигателе РД- 0410, то масса его вместе с радиационной защитой и рамой крепления - две тонны. А тяга - 3,6 тонны. Выигрыш очевиден.

Что же представляет собой ядерный ракетный двигатель? Многие его системы устроены так же, как у жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Только температура рабочего тела, истекающего из сопла и создающего тягу, повышается не за счет реакции окисления (горения) двух компонентов, а за счет тепловой энергии, выделяющейся в процессе деления ядер радиоактивного вещества. Вместо камеры сгорания, как у ЖРД, в ядерном двигателе размещен реактор, способный нагреть газ более чем до 3000 К. Эта температура ограничивается стойкостью применяемых материалов.

Но почему ЯРД в несколько раз эффективнее ЖРД? Ведь он гораздо сложнее, имеет во много раз большую массу и нуждается в специальных системах защиты. Дело в том, что в реакторе можно разогревать любой газ, а энергетическая эффективность ракетного двигателя тем выше, чем это рабочее тело имеет меньшую молекулярную массу. Вот и получается, что если в ЯРД применить водород, то скорость истечения его из сопла будет в 3 раза выше, чем в лучшем - кислородно-водородном ЖРД. Все потому, что молекулярная масса в первом случае - 2 г/моль, а во втором - 18. Значит, для космического полета потребуется существенно меньше рабочего тела. (надо отметить, что в имеющихся проектах электронно-импульсного двигателя выдвинута еще более перспективная идея – в качестве рабочего тела использовать электроны, у которых «молекулярная масса» в 4000 раз меньше, чем у водорода – ред. сайта)

Ядерные реакторы деления используют энергию изотопа урана–235. Ядерное горючее значительно дешевле изотопного, обладает на порядок большей удельной массовой энергией и позволяет регулировать процесс тепловыделения. В качестве рабочего тела могут быть применены жидкий водород, аммиак, гидразин. Удельные импульсы соответственно — 900, 500, 450 с.

За прошедшие с тех пор почти 40 лет, наука шагнула далеко вперёд, и ядерная энергетика стала несколько безопаснее и надёжнее, хотя 100% гарантий безопасности всё равно никто никогда не давал.

В общем и целом, ядерный двигатель нужен по двум причинам.

 Во-первых, количество ядерного топлива, умещающееся в банке из-под газировки, позволит вырабатывать в пятьдесят раз больше энергии, чем полный бак обычного химического топлива.

Во-вторых, в NASA надеются сломать порог скорости перемещения в космическом пространстве, не менявшийся в течение последних 40 лет, — 29 тысяч км/ч.

Один из возможных вариантов двигателей для отрыва от Земли — это устройства, в которых урановый ядерный реактор будет разогревать водород до 2500^oC, затем этот водород будет смешиваться с атмосферным воздухом и сгорать при температуре 4000^oC.

Опять-таки, подобная система пригодна только для отрыва от Земли. Более того, включать её будут только на высоте 10 тысяч метров, а до этого ракету должен будет тянуть "обычный" ракетный двигатель на химическом топливе, чтобы в случае аварии минимизировать ущерб.

Похожим образом, но без участия кислорода, предлагается двигать космический аппарат и в открытом космосе: разогретый в ядерном реакторе водород выбрасывается наружу через сопла, создавая двигательный импульс.

В отличие от американского, с удельным импульсом не больше 8250 м/с, советский ЯРД за счет более жаростойких и совершенных по конструкции тепловыделяющих элементов и высокой температуры в активной зоне имел этот показатель равным 9100 м/с.

Особое внимание уделено предотвращению нежелательных воздействий реактора на биосферу Земли при аварийном прекращении полета.
       Опыт показывает, что риск, связанный с конструкцией ядерной двигательной установки и ее эксплуатацией, может быть ограничен вполне приемлемыми пределами.
           ООН допускают возможность использования ядерных реакторов для освоения космического пространства при условии соблюдения определенных мер безопасности. Эти меры подразумевают запрещение незапланированных критических режимов работы ядерных реакторов в космосе, устранение опасности радиоактивных выбросов в случае аварий как на запуске, так и в полете, сохранение в допустимых пределах уровня радиационного облучения экипажа и обеспечение надежной работы двигательной установки.
         В случае полета ракеты с ядерным двигателем запуск реактора будет осуществляться на орбите сборки космического корабля. До момента старта корабля со сборочной орбиты реактор будет находиться на нулевом уровне мощности, а после выведения реактора на рабочий режим космический аппарат начнет свое ускоренное движение от Земли. Время пребывания на сборочной орбите окажется вполне достаточным, чтобы уровень радиоактивности вышедшего из строя реактора постепенно снизился до безопасного при падении реактора на Землю. Посредством экранирования можно снизить радиоактивное облучение полезной нагрузки и экипажа до приемлемого уровня. Подбором формы топливного бака и других элементов аппарата, а также их размещением можно предельно снизить эффект вторичного излучения.
         Системы безопасности, включающие специальное диагностическое оборудование, позволят предвосхитить и предотвратить возникновение отказов или разрушение систем и агрегатов, а контроль над заданным режимом работы реактора, осуществляемый экипажем и центром управления полетов, исключил бы возможность опасных отклонений от расчетного разгона и аварий на крейсерском режиме работы.

Особое место в системе безопасности занимает радиоактивное загрязнение атмосферы и местности. При ядерном взрыве радиоактивное загрязнение характеризуется большими пространственными масштабами территорий и весьма продолжительным временем существования и возможного воздействия на людей. Формирование радиоактивных выпадений при ядерном взрыве определяется сложным комплексом процессов, протекающих в светящейся области и облаке взрыва, в результате которых образуются радиоактивные частицы. Эти частицы переносятся воздушными течениями в турбулентной атмосфере и выпадают на поверхность Земли.
            Процесс формирования радиоактивных частиц в облаке наземного взрыва начинается после снижения температуры до нескольких тысяч градусов, когда создаются условия для конденсации тугоплавких радионуклидов. Эти нуклиды захватываются расплавленными частицами грунта. После затвердевания этих частиц продолжается конденсация уже более летучих радионуклидов. Таким образом, формируется основной тип радиоактивных частиц.

В периферийных зонах облака взрыва формирование радиоактивных частиц осуществляется за счет поступления в него пыли из приземного слоя. Взаимодействие частиц пыли с продуктами взрыва происходит в зоне с более низкой температурой, частицы пыли не успевают проплавиться на всю глубину, поэтому образующиеся радиоактивные частицы обычно имеют поверхностное распределение активности.
             Различие в температурах конденсации отдельных радионуклидов и их предшественников в цепочках распада приводит к сдвигу фактического соотношения количества различных радионуклидов, находящихся в радиоактивных частицах, по сравнению с их соотношением в смеси радионуклидов, образующейся в процессе деления. Это явление называется фракционированием.
              Под действием воздушных потоков в облаке и вблизи него формируется сложное пространственное распределение радиоактивных частиц, которое является объемным источником радиоактивного загрязнения окружающей среды. Загрязнение окружающей среды происходит за счет выпадения из объемного источника радиоактивных частиц. Различают три зоны выпадений:

·                    "след" радиоактивного облака - выпадение крупных частиц в районе, примыкающем к месту взрыва по направлению движения облака;

·                    тропосферные выпадения мелких частиц, простирающиеся на несколько тысяч километров от места взрыва в основном по направлению движения облака;

·                    глобальные выпадения мелких частиц в течение нескольких лет.

 

Сейчас существует много видов ЯРД.

         Среди них:

-ядерный взрывной двигатель;

-ЯРД с реактором деления.
 

Ядерный взрывной двигатель.

              В рамках проекта Орион было построено несколько моделей платформ из алюминия; вопрос состоял в том, выдержит ли она быстрый рост температуры и давления, создаваемых химическими взрывами. Некоторые испытания были неудачными, но в ноябре 1959 года состоялся 100-метровый полет платформы, обеспеченный шестью последовательными взрывами, который был удачным и продемонстрировал, что импульсный режим полета может быть стабильным.     В экспериментах было показано также, что платформа может иметь профилированную толщину (толще в центре, тоньше по краям) для получения максимума эффективности при минимуме веса.

 Эксперименты показали, что платформа подвергалась воздействию максимальных температур в течение одной миллисекунды от действия каждого взрыва, и что абляция захватывала только тонкий поверхностный слой платформы. Воздействие высоких температур было столь кратковременным, что поток тепла в платформу был невелик, и охлаждения платформы не требовалось. Эксперименты показали, что такие материалы, как алюминий или сталь, подходят для изготовления платформы.

ЯРД с реактором деления.

 

Этот тип ЯРД представляет собой сочетание энергетического реактора, подобного тем, которые используются в атомных электростанциях или на надводных и подводных судах, с жидкостным ракетным двигателем.

Существует множество ЯРД с реактором деления:
- Твердофазный ЯРД;
- Газофазный ЯРД;
- Жидкофазные и коллоидные ЯРД;
- ЯРД с реактором синтеза;
- Импульсные ЯРД и другие.

 

Из всех возможных типов ЯРД наиболее разработаны тепловой радиоизотопный двигатель и двигатель с твердофазным реактором деления. Но если характеристики радиоизотопных ЯРД не позволяют надеяться на их широкое применение в космонавтике, то создание твердофазных ЯРД открывает перед космонавтикой большие перспективы. Типичный ЯРД этого типа содержит твердофазный реактор в виде цилиндра с высотой и диаметром около 1-2 м.

Реактор состоит из активной зоны; отражателя, окружающего эту зону; управляющих органов; силового корпуса и других элементов. Активная зона содержит ядерное горючее - делящееся вещество (обогащенный уран), заключенное в тепловыделяющих элементах, и замедлитель.

Тепловыделяющие элементы твердофазного реактора пронизаны каналами, по которым протекает, постепенно нагреваясь, рабочее тело ЯРД. Каналы имеют диаметр порядка 1-3 мм, а их суммарная площадь составляет 20-30% поперечного сечения активной зоны. Активная зона подвешивается при помощи специальной решетки внутри силового корпуса, с тем чтобы она могла расширяться при нагреве реактора (иначе она разрушилась бы из-за термических напряжений). Активная зона испытывает высокие механические нагрузки, связанные с действием значительных гидравлических перепадов давления (до нескольких десятков атмосфер) от протекающего рабочего тела, термических напряжений и вибраций. Увеличение размеров активной зоны при нагреве реактора достигает нескольких сантиметров.

   Наилучшие перспективы на ближайшие два десятилетия для осуществления относительно непродолжительных полетов имеют ядерные тепловые двигатели с твердой или газообразной активной зоной.

Дальнейшим развитием ЯРД является концепция ядерной двигательно-энергетической установки на основе высокотемпературного газофазного реактора - ГФЯР. Эти работы находятся на стадии научных исследований. Как упоминалось, разогрев рабочего тела в ЯРД с твердофазным реактором ограничен температурой тепловыделяющих элементов и стойкостью их материала. А чем выше температура, тем больше удельный импульс двигателя. И если использовать газообразное ядерное топливо, то эта проблема снимается. Появляются возможности увеличения удельного импульса до 20-30 км/с при температуре рабочего тела до 12000 К.

В основе одного из проектов такой установки - высокотемпературный ГФЯР со вспомогательными подвижными твердофазными тепловыделяющими сборками, которые обеспечивают критическую массу ядерного горючего. В центральной цилиндрической полости ГФЯР - рабочей камере - за счет магнитного поля соленоида, окружающего реактор, формируется малорасходная, "застойная", зона. Уран, находящийся в ней в газовой фазе, разогревает до температуры выше 9000 К протекающий водород за счет распределенных в газе лучепоглощающих добавок и не смешивается с ним. Истекающая из сопла плазма обладает высокой электропроводностью и обеспечивает получение электрической энергии во встроенном в сопло МГД-генераторе. Эта энергия необходима для питания соленоида, насосов, подающих рабочее тело, и бортовых систем аппарата.

Удельный импульс ГФЯРД, по расчетам, может достигать 20000 м/с. Основная проблема при разработке газофазного реактора – снижение потерь делящегося вещества, которые не должны превышать долей процента от расхода рабочего тела.

  Применение ЯРД такой схемы по экологическим соображениям возможно лишь на космических аппаратах, но не на носителях, стартующих с Земли.             

 

В городе Краснознаменск расположена 32 отдельная ордена Красной звезды инженерно-испытательная часть. В задачи этой части входит осуществление полетов космических аппаратов.

История формирования 32-ой отдельной ордена Красной звезды инженерно-испытательной части начиналась в 1956 году. Приказом Заместителя Министра Обороны СССР по ракетно-артиллерийскому вооружению Маршала артиллерии Неделина М.И. предписывалось командиру 77-ой отдельной инженерной бригады полковнику Бойчук Е.И. направить в распоряжение начальника НИИП 5 МО генерал-лейтенанта Нестеренко А.И. один дивизион.

В середине июля 1956 года во исполнение этого приказа на полигон прибыл 229 отдельный инженерный дивизион под командованием подполковника Черенкова И.И. Дивизион состоял из четырех инженерных батарей. Первоначально он размещался на жилой площадке полигона, но в конце 1956 года командование дивизиона и первые три батареи были переведены в полевой городок, состоящий из бараков и землянок. Руководство личного состава дивизиона было возложено на службу ОИР полигона, которую возглавлял заместитель начальника полигона по ОИР полковник Носов А.И.

К концу 1956 года, в основном, были построены здания и сооружения для испытания ракеты Р-7, смонтировано наземное проверочно-пусковое оборудование. В феврале 1957 года были завершены автономные испытания оборудования в МИКе на площадке 2 и на СК площадки 1. Вооруженные знаниями и увлеченные идеей покорения космического пространства, солдаты, сержанты и офицеры дивизиона под руководством службы ОИР полигона, в тесном сотрудничестве с инженерами КБ, НИИ, заводов и других предприятий промышленности, с большим воодушевлением выполняли поставленные перед ними задачи. Работы шли днем и ночью без выходных, и уже 15 мая 1957 года состоялся первый запуск ракеты Р-7.

Пуск был аварийным (ракета разрушилась в процессе полета), но основная цель запуска была достигнута - ракета ушла со старта, боевой расчет полигона доказал свою способность решать поставленные перед ним боевые задачи.

Спустя три недолгих года, 12 апреля мир потрясен новой вестью. Впервые в мире Совет­ский Союз осуществил запуск ЮС «Восток» с летчиком-космонавтом на борту. Было положено начало практической космонавтике.

Всего с 1-го старта космодрома Байконур, именуемого в народе «Гагаринским стартом», боевым расчетом 32 ОИИЧ было запущено 396 ракет Р-7, Р-7а и 14 их модификаций, с космическими аппаратами более 60-ти наименований в интересах науки народного хозяйства, обороны страны и различных пилотируемых программ. О многих запусках в сообщениях СМИ была приставка «впервые»: первая межконтинентальная баллистическая ракета; первый искусственный спутник земли; первое животное в космосе - собака Лайка; первый космонавт планеты; первый полет к Луне, Марсу, Венере; первый суточный полет космонавта; первый космический экипаж; первый групповой полет космических кораблей; первая женщина - космонавт; первый выход человека в открыый космос; первый многоместный космический корабль; первый групповой полет двух пилотируемых космических кораблей разных стран - экспериментальный полет «Аполлон- Союз»; подготовка к запуску первой в мире орбитальной станции; первый интернациональный экипаж и много других программ различного значения.

Кроме того, на технической позиции части было подготовлено и передано для запуска с других стартов несколько десятков тяжелых космических аппаратов, типа «Марс», «Венера», «Молния», головной блок Л-3, орбитальные станции «Салют», «Мир», «Квант» и некоторые другие. Со старта площадки 51 боевым расчетом части было произведено 25 запусков ракеты Р-9 - итог этой работы: принятие ракеты на вооружение с постановкой ее на боевое дежурство во вновь сформированной ОИИЧ. С этого же старта было приведено 8 запусков экспериментальной установки по отработке системы аварийного спасения космонавтов.

Но основное бремя разработки и проектирования космических полетов взял на себя Центр Управления Полетов.

ЦУП обеспечивает практическое управление полетами российских космических аппаратов социально-экономического и научного назначения разных классов: пилотируемых орбитальных комплексов, транспортных космических кораблей, автоматических межпланетных станций и искусственных спутников дистанционного зондирования Земли. Одновременно Центр ведет научные и проектные исследования по разработке методов и созданию специализированных программно-технических комплексов для решения задач навигации и управления полетами, активно участвуют в реализации ФЦП «Глонасс» по восстановлению национальной системы глобальной космической навигации и созданию единой системы координатно-временного обеспечения народного хозяйства. В настоящее время основным проектом ЦУП является управление российским сегментом Международной космической станции.

Центр управления полетами состоит из трех основных комплексов:

 

·                    Баллистический — расчет орбит, маневров и спусков космических аппаратов;

·                    Командный — планирование, формирование и выдача команд управления;

·                    Телеметрический — высокоскоростная обработка в реальном времени, отображение и документирование служебной и научной информации, поступающей с МКС.

·                     

Сегодня ЦУП Российского авиационно-космического агентства, компания Hewlett-Packard и компания SCAN анонсируют проект по созданию информационно-вычислительного комплекса (ИВК) обработки и хранения различных видов информации для центра управления полезными нагрузками (центр ПН) российского сегмента Международной космической станции (МКС) на базе аппаратной платформы НР. Задачами центра ПН являются: централизованный сбор, регистрация, обработка, долговременное хранение и доставка потребителям всех необходимых технологических и научных.

В качестве ядра системы хранения данных выбран дисковый массив HP. Технологический комплекс также включает ленточную библиотеку, периферийное оборудование, персональные системы НР. В ближайшие планы НР и SCAN входит ввод в эксплуатацию терабайтной системы хранения информации, модернизация комплексов обработки, а также построение системы управления информационно-технологическими ресурсами.

 

 

   Возможности обычной ракетной техники, которая была столь полезна человеку при освоении Солнечной системы, использованы до предела. Для совершения рывка к ближайшим звездам нужны корабли особого типа, так называемого типа «Дедал», которые являются беспилотными аппаратами.

Экспедиция на кораблях этого типа проходит следующим образом. В первые несколько лет полета, пока корабль не наберет скорости, составляющей 10- 20% скорости света, работают двигатели корабля, а затем в течение нескольких десятилетий он будет двигаться к месту назначения по инерции. Во время полета находящиеся на борту роботы и другая научная аппаратура будут постоянно функционировать, собирая фундаментальные данные о Галактике и Вселенной, такие, как количество и состав межзвездного вещества, величина галактического магнитного поля, расстояние до отдаленных звезд галактик.

Цель полета - относительно близкие звезды, находящиеся на расстоянии в пределах десяти световых лет. По достижении цели первые звездные корабли не смогут погасить свою колоссальную скорость. Их двигатели не справятся с этой задачей. Вместо этого с кораблей будут запущены исследовательские приборы во все концы обширного пространства, подобного целой Солнечной системе, чтобы каждый из них, достигнув цели, произвел измерения и получил полную картину по всем возможным параметрам. Вся эта информация будет передана по радио на огромный приемный комплекс в Солнечной системе.

Первая в мире инженерная проработка беспилотного космического корабля для исследования одной из ближайших звезд была выполнена рабочей группой Британского межпланетного общества в период 1973-1977 гг. Цель полета - достижение звезды Барнарда, отстоящей от Земли на расстоянии 6 световых лет.

Звездолет «Дедал», по современным представлениям, должен иметь массу ~ 54 000 т, и нести 450 т полностью автоматизированного полезного груза. Из-за слишком большого времени прохождения радиокоманд между Землей и звездолетом управлять им и осуществлять все необходимые действия в исследовательской фазе полета должен «электронный мозг» - электронная вычислительная машина.

За несколько лет до встречи со звездой Барнарда к ее планете, или луне, или к самой звезде будет послано 18 космических зондов, которые будут передавать результаты исследований центральной ЭВМ звездолета. Наиболее детально проработана концепция ядерного пульсирующего ракетного двигателя, основанная на исследованиях управляемого термоядерного синтеза.

Характеристики корабля «Дедал» были выбраны в соответствии с принятым в начале исследования решением, что полет к звезде Барнарда должен быть осуществлен за время жизни людей, принимавших участие в разработке этого проекта, т. е. примерно за 50 лет. Это означало, что двигатель корабля «Дедал» должен обеспечить скорость движения 38 600 км/с. После всестороннего анализа возможных методов создания тяги был сделан вывод, что наилучшим вариантом является пульсирующий ядерный двигатель. Принцип действия такого двигателя основан на идее установки для управляемого термоядерного синтеза, в которой сферические объемы дейтерия и гелия-3 инжектируются в центр магнитной ловушки. Когда сферический объем достигнет заданной точки, в него одновременно выстреливают несколько мощных электронных пучков. Частота повторения взрывов 250 Гц.

Звездолет «Дедал» имеет двухступенчатую схему. Двигатели размещаются в хвостовой части, а большие топливные баки - по периферии конструкции в связи с необходимостью их отстыковки и сброса в полете. Между баками находится служебное оборудование космического аппарата, включая узлы вспомогательной энергоустановки и топливо. Отсек полезного груза, расположенный за головным защитным экраном, имеет палубы, где размещаются зонды, запускаемые с корабля, телескопы, роботы-«смотрители» и электронно-вычислительные машины. Главный вычислительный комплекс, навигационный, осуществляет управление всем кораблем, контролирует проведение научных наблюдений и даже производит текущий ремонт с помощью телеуправляемых роботов-«смотрителей». Он также дает команды на запуск вспомогательных зондов, которые передают научные данные для анализа на борту. Вся собранная кораблем информация кодируется главным вычислительным комплексом, и обработанные результаты, видеозаписи, данные об исследуемой звезде, планетах и лунах, магнитных полях, радиационных поясах и т. п. передаются на Землю. Сборка звездолета должна производиться в космосе, вероятно в районе Юпитера, из-за особых требований к производству ядерного топлива, включающего гелий-3. При высокой скорости, с которой движется корабль, серьезнейшей проблемой будет эрозия конструкции вследствие столкновений в полете с частицами космической пыли. Поэтому на корабле устанавливается защитный противоэрозионный экран из бериллия, прикрывающий двигатель второй ступени.

 

 

Звездолет «Дедал»
1 Защитный экран от эрозии;
2 Отсек полезного груза;
3 Бак с жидким водородом;

4 Двигатели малой тяги;
5 Топливные баки второй ступени;
6 Топливный бак двигателей маневрирования;
7 Реакторы вспомогательных энергоустановок;
8 Параболический отражатель второй ступени;
9 Несущая конструкция;
10 Топливные баки первой ступени;
11 Бак с жидким водородом;
12 Основная несущая конструкция;
13 Инжектор ядерного топлива;
14 «Камера сгорания» первой ступени;
15 Контур индуктивности;
16 Электронные пушки;
17 Сверхпроводящая катушка (1 из 4);
18 Параболический отражатель первой ступени;
19 Сферические объемы замороженного ядерного топлива;

 

 

 

 

Двигатель звездолета «Дедал»

 

1 Пушка для инжекции сферических объемов ядер топлива.
2 Сверхпроводящие катушки магнитного поля (4 шт.).
3 Генераторы пучков электронов.
4 Плазменная струя на выходе двигателя.
5 Магнитное поле.
6 Катушки отбора энергии.
7 Объем замороженного топлива сферической формы.
8 Ядерный взрыв.

9 Камера, внутри которой происходит реакция.

 

 

 

 

 

Зонды для исследования планет

1 Защитный экран от эрозии
2 Энергоустановка.
3 Радиационная защита.
4 Отсек аппаратуры связи.
5 Отсек с оптическими приборами.
6 Бортовая ЭВМ и приборы управления.
7 Отсек с вспомогательными зондами.
8 Ионные двигатели.

 

 

Роботы-«смотрители»
1 Антенна радиолокатора.
2 Автоматические манипуляторы.
3 Двигательная установка и топливо.
4 «Опорная рука».
5 Система управления положением в пространстве.
6 Отсек с ЭВМ.

Сопло

Катод

Сетка из торированного вольфрама

Волфрамовая сетка

Вольфрамовая пластина

 

 

 

 

 

 

ИОННЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ