Советские и американские ученые разрабатывали ракетные двигатели на ядерном топливе с середины XX века. Дальше прототипов и единичных испытаний эти разработки не продвинулись, но сейчас единственная ракетная двигательная установка, которая использует ядерную энергию, создается в России. «Реактор» изучил историю попыток внедрения ядерных ракетных двигателей.
Когда человечество только начало покорять космос, перед учеными встала задача энергообеспечения космических аппаратов. Исследователи обратили внимание на возможность использования ядерной энергии в космосе, создав концепцию ядерного ракетного двигателя. Такой двигатель должен был использовать энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги.
В СССР уже в 1947 году начались работы по созданию ядерного ракетного двигателя. В 1953 году советские специалисты отмечали, что «использование атомной энергии позволит получить практически неограниченные дальности и резко снизить полетный вес ракет» (цитата по изданию «Ядерные ракетные двигатели » под редакцией А.С. Коротеева, М, 2001). Тогда двигательные установки на ядерной энергии предназначались, в первую очередь, для оснащения баллистических ракет, поэтому интерес правительства к разработкам был большим. Президент США Джон Кеннеди в 1961 году назвал национальную программу по созданию ракеты с ядерным ракетным двигателем (Project Rover) одним из четырех приоритетных направлений в завоевании космоса.
Реактор KIWI, 1959 год. Фото: NASA.
В конце 1950-х американские ученые создали реакторы KIWI. Они много раз были испытаны, разработчики сделали большое количество модификаций. Часто при испытаниях происходили неудачи, например, однажды произошло разрушение активной зоны двигателя и обнаружилась большая утечка водорода.
В начале 1960-х как в США, так и в СССР были созданы предпосылки для реализации планов по созданию ядерных ракетных двигателей, но каждая страна шла своей дорогой. США создавали много конструкций твердофазных реакторов для таких двигателей и испытывали их на открытых стендах. СССР вел отработку тепловыделяющей сборки и других элементов двигателя, готовя производственную, испытательную, кадровую базу для более широкого «наступления».
Схема ЯРД NERVA. Иллюстрация: NASA.
В США уже в 1962 году президент Кеннеди заявил, что «ядерная ракета не будет применяться в первых полетах на Луну», поэтому стоит направлять средства, выделяемые на освоение космоса, на другие разработки. На рубеже 1960-1970-х были испытаны еще два реактора (PEWEE в 1968 году и NF-1 в 1972 году) в рамках программы NERVA . Но финансирование было сосредоточено на лунной программе, поэтому программа США по созданию ядерных двигателей сокращалась в объеме, и в 1972 году была закрыта.
Фильм NASA про ядерный реактивный двигатель NERVA.
В Советском Союзе разработки ядерных ракетных двигателей продолжались до 1970-х годов, а руководила ими известнейшая ныне триада отечественных ученых-академиков: Мстислав Келдыш, Игорь Курчатов и . Они оценивали возможности создания и применения ракет с ядерными двигателями достаточно оптимистично. Казалось, что вот-вот, и СССР запустит такую ракету. Прошли огневые испытания на Семипалатинском полигоне - в 1978 году состоялся энергетический пуск первого реактора ядерного ракетного двигателя 11Б91 (или РД-0410), потом еще две серии испытаний - второго и третьего аппаратов 11Б91-ИР-100. Это были первые и последние советские ядерно-ракетные двигатели.
М.В. Келдыш и С.П. Королев в гостях у И.В. Курчатова, 1959 г.
Импульсный ЯРД был разработан в соответствии с принципом, предложенным в 1945 г. д-ром С. Уламом из Лос-Аламосской научно-исследовательской лаборатории, согласно которому в качестве источника энергии (горючего) высокоэффективной космической ракетной установки предлагается использовать ядерный заряд.
В те дни, как и в последующие многие годы, ядерные и термоядерные заряды были самыми мощными и компактными источниками энергии по сравнению с любыми другими. Как известно, в настоящее время мы находимся на пороге открытия способов управления еще более концентрированным источником энергии, поскольку мы уже достаточно далеко продвинулись в области разработки первого агрегата с использованием антивещества. Если исходить только из количества располагаемой энергии, то ядерные заряды обеспечивают удельную тягу более 200 000 сек, а термоядерные — вплоть до 400 000 сек. Такие значения удельных тяг чрезмерно высоки для большинства полетов в пределах солнечной системы. Более того, при использовании ядерного горючего в «чистом» виде возникает очень много проблем, которые даже в настоящее время еще не решены в полном объеме. Итак, энергия, выделяемая при взрыве, должна передаваться рабочему телу, которое нагревается и затем истекает из двигателя, создавая тягу. В соответствии с обычными методами решения такой задачи ядерный заряд помещается в «камеру сгорания», наполненную рабочим телом (например, водой или другим жидким веществом), которое испаряется и затем расширяется с большей или меньшей степенью диабатичности в сопле.
Такая система, которую мы называем импульсным ЯРД внутреннего действия, очень эффективна, поскольку все продукты взрыва и вся масса рабочего тела используются для создания тяги. Нестационарный цикл работы позволяет такой системе развивать более высокие давления и температуры в камере сгорания, а как следствие и более высокую удельную тягу по сравнению с непрерывным циклом работы. Однако сам факт, что взрывы происходят внутри некоторого объема, налагает существенные ограничения на давление и температуру в камере, а следовательно, и на достижимую величину удельной тяги. Ввиду этого, несмотря на многие достоинства импульсного ЯРД внутреннего действия, импульсный ЯРД внешнего действия оказался проще и эффективнее благодаря использованию гигантского количества энергии, выделяемой при ядерных взрывах.
В ЯРД внешнего действия не вся масса горючего и рабочего тела принимает участие в создании реактивной тяги. Однако здесь даже при меньшем к.п.д. используется большее количество энергии, что позволяет получить более эффективные характеристики систем. Импульсный ЯРД внешнего действия (называемый далее просто импульсным ЯРД) использует энергию взрыва большого количества небольших ядерных зарядов, находящихся на борту ракеты. Эти ядерные заряды последовательно выбрасываются из ракеты и подрываются за ней на некотором расстоянии (чертеж ниже ). При каждом взрыве некоторая часть расширяющихся газообразных осколков деления в виде плазмы с высокой плотностью и скоростью сталкивается с основанием ракеты — толкающей платформой. Количество движения плазмы передается толкающей платформе, которая движется вперед с большим ускорением. Ускорение уменьшается демпфирующим устройством до нескольких g в носовом отсеке ракеты, что не превышает пределов выносливости человеческого организма. После цикла сжатия демпфирующее устройство возвращает толкающую платформу в начальное положение, после чего она готова к воздействию очередного импульса.
Суммарное приращение скорости, приобретаемое космическим кораблем (рисунок , заимствованная из работы ), зависит от количества взрывов и, следовательно, определяется количеством ядерных зарядов, израсходованных при данном маневре. Систематическая разработка проекта такого ЯРД была начата д-ром Т. Б. Тейлором (отделение «Дженерал атомик» фирмы «Дженерал дайнемикс») и продолжалась при поддержке Управления перспективного планирования научно-исследовательских работ (ARPA), ВВС США, НАСА и фирмы «Дженерал дайнемикс» в течение девяти лет, после чего работы в этом направлении были временно прекращены, с тем чтобы в дальнейшем возобновиться вновь, так как такой тип двигательной установки был выбран в качестве одного из двух основных движителей космических кораблей, совершающих полеты в пределах солнечной системы.
Принцип действия импульсного ЯРД внешнего действия
Ранний вариант установки, разработанный НАСА в 1964—1965 гг., был сравним (по диаметру) с ракетой «Сатурн-5» и обеспечивал удельную тягу 2500 сек и эффективную тягу 350 г; «сухой» вес (без горючего) основного двигательного отсека составлял 90,8 т. В первоначальном варианте импульсного ЯРД использовались упомянутые ранее ядерные заряды, причем предполагалось, что он будет работать на низких земных орбитах и в зоне радиационных поясов из-за опасности радиоактивного загрязнения атмосферы продуктами распада, выделяющимися при взрывах. Затем удельная тяга импульсных ЯРД была доведена до 10 000 сек, а потенциальные возможности этих двигателей позволяли в будущем удвоить эту цифру.
Двигательная система с импульсным ЯРД могла быть уже разработана в 70-х годах, с тем чтобы осуществить первый пилотируемый космический полет к планетам в начале 80-х годов. Однако разработки этого проекта не велись в полную силу ввиду утверждения программы создания твердофазного ЯРД. Кроме того, разработка импульсного ЯРД была связана с политической проблемой, так как в нем использовались ядерные заряды.
Эрике К.А. (Krafft A. Ehricke)
Ядерные двигателиВ конце 40-х годов на волне эйфории от перспектив использования ядерной энергии и в США и в СССР разворачиваются работы по установке ядерных двигателей на всем что способно двигаться. Особенно привлекательной идея создания такого «вечного» двига- теля была для военных. Ядерные энергетические установки (ЯЭУ) в первую очередь нашли применение в военно-морском флоте поскольку к корабельным силовым установкам не предъявлялось таких жестких габаритно-весовых требований, как например в авиации. Тем не менее и ВВС не могли «пройти мимо» возможности неограниченно увеличить рад- иус действия стратегической авиации. В мае 1946г. командование ВВС США утвердило проект создания ядерных двигателей для оснащения стратегических бомбардировщиков «Nuclear Energy for the Propulsion of Aircraft» (сокращенно NEPA, в переводе «Ядерная энергия для авиационных двигате- лей»). Работы по его осуществлению начались в Ок-Риджской национальной лаборатории. В 1951г. на смену ему пришла совместная программа ВВС и Комиссии по атомной этерги (КАЭ) «Aircraft Nuclear Propulsion» (ANP, «Авиационные ядерные двигатели). Компа- нией «General Electric» был создан турбореактивный (ТРД) отличавшийся от «обыкновен- ного» только тем что вместо обычной камеры сгорания стоял ядерный реактор который и нагревал сжатый компрессором воздух. Воздух при этом становился радиоактивным - от- крытая схема. В те годы к этому относились проще, но все же чтобы не загрязнять свой аэродром, самолет для взлета и посадки предполагалось оснащать и обычными дви- гателями на керосине. Первый проект атомного самолета США создавался на базе сверх- звукового стратегического бомбардировщика B-58. У разработчика (фирмы «Convair») он получил обозначение X-6. Под треугольным крылом размещались четыре атомных ТРД, кроме того, на взлете и посадке должны были работать еще 2 «обычных» ТРД. К сере- дине 1950-х был изготовлен опытный образец небольшого атомного реактора воздушного охлаждения мощностью 1 Мвт. Для его летных испытаний и испытаний защиты экипажа был выделен бомбардировщик B-36H. Экипаж летающей лаборатории находился в защитной кап- суле, но сам реактор, размещенный в бомбовом отсеке не имел биологической защиты. Летающую лабораторию назвали NB-36H. С июля 1955г. по март 1957г. она совершила 47 полетов, над пустынными районами Техаса и Нью-Мексико во время которых включался и выключался реактор. На следующем этапе был создан новый атомный реактор HTRE (пос- ледняя его модель имела мощность 35 Мвт, достаточную для работы двух двигателей) и экспериментальный двигатель X-39 успешно прошедшие совместные наземные стендовые ис- пытания. Однако к этому времени американцы поняли, что открытая схема не годится, и начали проектирование силовой установки с нагревом воздуха в теплообменнике. Новая машина фирмы «Convair» NX-2 имела схему «утка» (горизонтальное оперение располага- лось впереди крыла). Атомный реактор должен был размещаться в центроплане, двига- тели - в корме, воздухозаборники - под крылом. На самолете предполагалось исполь- зовать от 2 до 6 вспомогательных ТРД. Но в марте 1961г. программа ANP была закрыта. В 1954-1955гг. группа учёных Лос-Аламосской лаборатории подготовила доклад о возможности создания ядерного ракетного двигателя (ЯРД). КАЭ США приняла решение о начале работ по его созданию. Программа получила наименование «Ровер». Работы параллельно велись в Лос-Аламосской научной лаборатории и в Радиационной лаборато- рии в Ливерморе при Калифорнийском университете. С 1956 г. все усилия Радиационной лаборатории были направленны на создание ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ЯПВРД) по проекту PLUTO (в Лос-Аламосе занялись созданием ЯРД).
ЯПВРД планировалось установить на разрабатывавшуюся сверхзвуковую низковысотную ракету (Supersonic Low- Altitude Missile - SLAM). Ракета (сейчас ее бы назвали крылатой) была по сути беспилотным бомбардировщиком с вертикальным стартом (при помощи четырех твердотоплив- ных ускорителей). ЯПВРД включался при достижении опреде- ленной скорости уже на достаточном удалении от собствен- ной территории. Воздух поступающий через воздухозабор- ник нагревался в ядерном реакторе и, истекая через соп- ло, создавал тягу. Полет к цели и сброс боеголовок в целях скрытности должен был осуществляться на сверхниз- кой высоте на скорости втрое превышающей скорость звука. Ядерный реактор имел тепловую мощность 500 МВт, рабочая температура активной зоны составляла более 1600 град.С. Для испытаний двигателя построили специальный полигон. |  |
Советскому союзу ядерный самолет был гораздо нужней, чем США поскольку он не
имел военных баз у границ США и мог действовать только со своей территории и появив-
шиеся в середине 50-х стратегические бомбардировщики М-4 и Ту-95 не могли «охватить»
всей территории США. Работы по изучению проблем создания ядерных силовых установок
для кораблей, подводных лодок и самолётов начались уже в 1947г. однако постановле-
ние Совета Министров о начале работ по летательным аппаратам с ядерным двигателем
выходит только 12 августа 1955г. (к этому времени уже строилась первая советская
атомная подводная лодка). ОКБ-156 Туполева и ОКБ-23 Мясищева занялись проектирова-
нием летательных аппаратов с ядерными силовыми установками, а ОКБ-276 Кузнецова и
ОКБ-165 Люльки разработкой самих таких силовых установок.
В марте 1956г. вышло правительственное постановление о создании (для изучения
влияния радиации на конструкцию самолета и его оборудование а также вопросов радиа-
ционной безопасности) летающей лаборатории на базе стратегического бомбардировщика
Ту-95. В 1958г. на Семипалатинский полигон был доставлен экспериментальный, «само-
летный» атомный реактор. В середине 1959г. реактор был установлен на серийный само-
лет получивший обозначение Ту-95ЛАЛ (Летающая Атомная Лаборатория). Реактор исполь-
зовался только как источника излучения и охлаждался водой. Радиатор системы охлаж-
дения, расположенный внизу фюзеляжа, обдувался набегающим потоком воздуха. В мае-
августе 1961г. Ту-95ЛАЛ совершил 34 полёта над территорией полигона. Следующим ша-
гом должно было стать создание на базе Ту-95 экспериментального Ту-119. На двух (из
четырех его двигателях НК-12М (ОКБ Кузнецова) в дополнение к камерам сгорания уста-
вились теплообменники, нагреваемые жидкометаллическим теплоносителем отбиравшим
тепло от атомного реактора расположенного в грузовом отсеке. Двигатели получили
обозначение НК-14А. В дальнейшем предполагалось, установив на самолете 4 двигателя
НК-14А и увеличив диаметр фюзеляжа, создать противолодочный самолет с практически
неограниченной продолжительностью полета. Однако проектирование двигателей НК-14А,
а точнее его ядерной части, шло медленно из-за множества возникавших при этом проб-
лем. В результате, планы создания Ту-119 так и не были реализованы. Кроме того
ОКБ-156 предлагало несколько вариантов сверхзвуковых бомбардировщиков. Дальний бом-
бардировщик Ту-120 с взлетным весом 85т. длинной 30,7м. размахом крыла 24,4м. и
максимальной скоростью около 1400км/ч. Другим проектом был маловысотный ударный
самолет с взлетным весом 102т. длинной 37м. размахом крыла 19м. и максимальной ско-
ростью 1400км/час. Самолет имел низкорасположенное треугольное крыло. Два его дви-
гателя располагались в одном пакете в задней части фюзеляжа. На взлете и посадке
двигатели работали на керосине. Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик должен
был иметь взлетный вес 153т. длину 40,5м. и размах крыла 30,6м. Из шести ТРД (КБ
Кузнецова) два, расположенные в хвосте, были оборудованы теплообменниками и могли
работать от атомного реактора. Четыре обычных ТРД размещались под крылом на пилонах.
Внешне этот самолет был похож на американский средний сверхзвуковой бомбардировщик
В-58.
В ОКБ Мясищева также рассматривали возможность создания «ядерного» самолета на
базе уже существующего бомбардировщика ЗМ путем замены обычных ТРД на атомные снаб-
женные теплообменниками (реактор размещался в бомбоотсеке). Рассматривалась и воз-
можность создания сверхзвукового бомбардировщика М-60. Предлагалось несколько ва-
риантов компановки с различными типами двигателей (взлетная масса 225-250т, полез-
ная нагрузка - 25т., скорость - до 3000 км/час длина 51- 59м., размах крыла – 27-
31м.). Для защиты от излучения летчиков поместили в специальную герметичную капсулу
а двигатели разместили в хвостовой части фюзеляжа. Визуальный обзор из капсулы ис-
ключался и вести самолет к цели должен был автопилот. Для обеспечения ручного управ-
ления предполагалось пользоваться телевизионными и радиолокационными экранами. Раз-
работчики изначально предлагали сделать самолет беспилотным. Но военные для надеж-
ности настаивали на пилотируемом варианте. Одним из вариантом был гидросамолет. Его
плюсом было то, что заглушенные реакторы для уменьшения радиационного фона можно
было опускать в воду.
С развитием ракетостроения и появлением надежных межконтинентальных баллисти-
ческих ракет и атомных ракетных подводных лодок интерес военных к атомным бомбар-
дировщикам угас и работы были свернуты. Но в 1965г. к идее создания атомного проти-
володочного самолета вернулись вновь. На этот раз прототипом стал тяжелый транспорт-
ный Ан-22 «Антей» на котором стояли те же двигатели что и на Ту-95. Разработка
НК-14А к тому времени достаточно продвинулась. Взлет и посадка должны были выпол-
няться на керосине (мощность двигателей 4 х 13000 л.с.), а крейсерский полет - на
атомной энергии (4 х 8900 л.с.). Продолжительность полета ограничивалась только
«человечиским фактором», для ограничения получаемой экипажем дозы ее установили рав-
ной 50час. Дальность полета полета при этом составила бы 27500км. В 1972г. Ан-22 с
ядерным реактором на борту совершил 23 полёта в них в первую очередь проверялась
радиационная защита. Однако экологические проблемы в случае аварии самолета так и
не были решены возможно это и стало причиной того, что проект не был реализован. В
80-х годах возник интерес к атомному самолету, как носителю баллистических ракет.
Практически постоянно находясь в воздухе он был бы неуязвим для внезапного ракетно-
ядерного удара противника. На случай аварии самолета атомный реактор мог отделялся
и спускался на парашюте. Но начавшиеся разрядка, «перестройка» а затем развал СССР
не позволили атомному самолету взлететь.
В ОКБ-301 (главный конструктор С.А.Лавочкин) середине 50-х прорабатывался воп-
рос установки на межконтинентальной крылатой ракете «Буря» прямоточного ядерного
двигателя (аналогично проекту «PLUTO»). Проект получил обозначение «375». Разработ-
ка самой ракеты не была проблемой, подвели двигателисты. ОКБ-670 (гл. конструктор
М.М.Бондарюк) долго не могло справиться с созданием прямоточного ядерного двигателя.
В 1960г. проект «Буря» был закрыт вместе его ядерной версией. До испытаний ядерного
двигателя дело так и не дошло.
Ядерная энергия может быть использована для нагрева рабочего тела не только в
воздушно-реактивном, но и в ядерном ракетном двигателе (ЯРД) которые принято делить
на реактивные, в которых процесс нагрва рабочего тела (РТ) происходит непрерывно, и
импульсные или пульсирующие (тоже в общем то реактивные), в которых ядерная энергия
выделяется дискретно, путем серии ядерных (термоядерных) взрывов малой мощности.
По агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора ЯРД делят
на твёрдофазные, жидкофазные и газофазные (плазма). Отдельно можно выделить ЯРД в
реакторе которого ядерное горючее находится в псевдосжиженом состоянии (в виде вр-
ащающегося «облака» пылевидных частиц). Другой разновидностью реактивного ЯРД явля-
ется двигатель использующий для нагрева РТ тепловую энергию выделяющаяся при само-
произвольном делении радиоактивных изотопов (радиоактивного распада). Достоинством
такого двигателя является простота конструкции, существенным недостатком - высокая
стоимость изотопов (например полония-210). Кроме того при самопроизвольном рас-
паде изотопа тепло выделяется постоянно, даже при выключенном двигателе, и его надо
как то отводить из двигателя что усложняет и утяжеляет конструкцию.
В импульсном ЯРД энергия атомного взрыва испаряет РТ, превращая его в плазму.
Расширяющееся плазменное облако оказывает давление на мощное металлическое днище
(плиту-толкатель) и создает реактивную тягу. В качестве РТ может быть использовано
легко обращаемое в газ твердое вещество, наносимое на плиту-толкатель, жидкий водо-
род или вода, хранящиеся в специальном баке. Это схема так называемого импульсного
ЯРД внешнего действия, другой разновидностью является импульсный ЯРД внутреннего
действия, в котором подрыв небольших ядерных или термоядерных зарядов производится
внутри специальных камер (камер сгорания) снабженных реактивными соплами. Туда же
подается и РТ, которое истекая через сопло создает тягу подобно обычным ЖРД. Такая
система более эффективна, поскольку всё РТ и продукты взрыва используются для соз-
дания тяги. Однако то, что взрывы происходят внутри некоторого объема, налагает ог-
раничения на давление и температуру в камере сгорания. Импульсный ЯРД внешнего
действия проще, а огромное количество выделяющийся в ядерных реакциях энергии позво-
ляет даже при меньшем КПД получить хорошие характеристики таких систем.
В США в 1958–63гг. разрабатывался проект ракеты с импульсным ЯРД «Орион». Были
даже проведены испытания модели летательного аппарата с импульсным двигателем на
обычной химической взрывчатке. Полученные результаты говорили о принципиальной воз-
можности управляемого полёта аппарата таким двигателем. Первоначально «Орион» пред-
полагалось запускать с Земли. Чтобы исключить возможность повреждения ракеты от на-
земного ядерного взрыва для старта ее планировалось устанавливать на восемь 75-мет-
ровых башен. При этом стартовая масса ракеты достигала 10000т. а диаметр толкающей
плиты около 40м. Для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию ракеты и эки-
паж предусматривалось демпфирующее устройство. После цикла сжатия оно возвращало
плиту в начальное положение, после чего происходил очередной взрыв. При старте
каждую секунду подрывался заряд мощностью 0,1кт. После выхода из атмосферы заряды
мощностью 20кт. подрывались каждые 10сек. Позднее, чтобы не загрязнять атмосферу
было решено поднимать «Орион» с Земли с помощью первой ступени ракеты «Сатурн-5», а
т.к ее максимальный диаметр составлял 10м. то и диаметр толкающей плиты урезали до
10 м. Эффективная тяга соответственно уменьшилась до 350 т. при собственном «сухом»
весе ДУ (без РТ) 90,8т. Для доставки на поверхность Луны полезного груза в 680т.
потребовалось бы взорвать около 800 плутониевых зарядов (масса плутония 525кг.) и
израсходовать около 800т. РТ. Рассматривался и вариант использования «Ориона» как
средства доставки ядерных зарядов к цели. Но вскоре военные от этой идеи отказались.
А в 1963г. был подписан договор о запрещении ядерных взрывов в космосе на земле (в
атмосфере) и под водой. Это поставило весь проект вне закона. Аналогичный проект
рассматривался и в СССР, но никаких практических результатов он не имел. Как и про-
ект воздушно-космического самолета (ВКС) М-19 КБ Мясищева. Проект предусматривал
создание многоразовой, одноступенчатой авиационно-космической системы способной вы-
водить на низкие опорные орбиты (до 185км.) полезную нагрузку массой до 40т. Для
этого ВКС предполагалось оснастить ЯРД и многорежимной воздушно-реактивной ДУ рабо-
тающей как от атомного реактора так и на водородном топливе. Подробнее об этом про-
екте рассказано на странице .
Ядерная энергия может не только непосредственно использоваться для нагрева РТ
в двигателе, но и быть преобразована в электрическую энергию которая затем исполь-
зуется для создания тяги в электрореактивных двигателях (ЭРД). По такой схеме пос-
троены ядерные энергодвигательные установки (ЯЭДУ) состоящие из ядерных энергетичес-
ких установок (ЯЭУ) и электрических ракетных двигательных установок (ЭРДУ). Устояв-
шейся (общепринятой) классификации ЭРД не существует. По преобладающему «механизму»
ускорения РТ ЭРД можно разделить на газодинамические (электрохимические), электро-
статические (ионные) и электромагнитные (плазменные). В электрохимических электро-
энергия используется для нагрева или химического разложения РТ (электронагревные,
термокаталитические и гибридные) при этом температура РТ может достигать 5000 град.
Ускорение РТ происходит, как в обычных ЖРД, при его прохождении через газодинамичес-
кий тракт двигателя (сопло). Электрохимические двигатели потребляют наименьшую
среди ЭРД мощность на единицу тяги (около 10 КВт/кГ). В электростатическом ЭРД
вначале производится ионизация рабочего тела, после чего положительные ионы ускоря-
ются в электростатическом поле (при помощи системы электродов) создавая тягу (для
нейтрализации заряда реактивной струи в неё на выходе из двигателя инжектируются
электроны). В электромагнитном ЭРД РТ разогревается до состояния плазмы (десятки
тысяч градусов) проходящим через него электрическим током. Затем плазма ускоряется
в электромагнитном поле («параллельно» может применяться и газодинамическое ускоре-
ние). В качестве РТ в электротермических ЭРД применяются низкомолекулярные или лег-
ко диссоциирующие газы и жидкости, в электростатических щелочные или тяжёлые, лег-
ко испаряющиеся металлы или органические жидкости, в электромагнитных различные
газы и твёрдые вещества.
Важным параметром двигателя является его удельный импульс тяги (см. страницу
) характеризующий его эффективность (чем он больше тем меньше РТ
расходуется на создание килограмма тяги). Удельный импульс для разных типов двига-
телей изменяется в широких пределах: твердотопливный РД -2650 м/сек, ЖРД-4500 м/сек,
электрохимический ЭРД - 3000 м/сек, плазменный ЭРД до 290 тысяч. Как известно ве-
личина удельного импульса прямо пропорциональна квадратному корню из значения темпе-
ратуры РТ перед соплом. Она (температура) в свою очередь определяется теплотворной
способностью топлива. Лучший показатель среди химических топлив имеет пара бериллий
+ кислород - 7200ккал/кг. Теплотворная способность Урана-235 примерно в 2 млн. раз
выше. Однако количество энергии которое может быть полезно использовано только в
1400 раз больше. Ограничения накладываемые конструктивными особенностями уменьшают
эту цифру для твердофазного ЯРД до 2-3 (максимально достижимая температура РТ около
3000 град.). И всеже удельный импульс твердофазного ЯРД составляет примерно 9000
м/с, против 3500-4500 у современных ЖРД. У жидкофазных ЯРД удельный импульс может
достигать 20000 м/сек, у газофазных, где температура РТ может достигать десятков
тысяч градусов, удельный импульс составляет 15-70 тысяч м/сек.
Другим важным параметром характеризующим весовое совершенство двигательной ус-
тановки (ДУ) или двигателя является их удельный вес - отношение веса ДУ (с компонен-
тами топлива или без) или двигателя к создаваемой тяге. Применяется и обратная ей
величина - удельная тяга. Удельный вес (тяга) определяет достижимое ускорение ле-
тательного аппарата, его тяговооруженность. У современных ЖРД удельный вес составля-
ет 7-20 кг. тяги на тонну собственного веса т.е. отношение тяги к весу достигает 14.
У ЯРД также неплохое отношение тяги к собственному весу - до 10. При этом для ЖРД,
использующих кислородно-водородное топливо, отношение массы РТ к массе конструкции
находится в пределах 7-8. У твердофазных ЯРД этот параметр снижается до 3-5, что
обеспечивает выигрыш в удельном весе ДУ с учетом веса РТ. У ЭРД развиваемая тяга
ограничивается большим расходом энергии на создание 1кг. тяги (от 10 кВт до 1МВт).
Максимальная тяга существующих ЭРД – несколько килограмм. При наличии в ЭРДУ допол-
нительных элементов, связанных с электропитанием ЭРД тяговооружённость аппарата с
такой ДУ много меньше единицы. Это делает невозможным их использование для вывода
полезных грузов на околоземную орбиту (некоторые ЭРД вообще могут работать лишь в
условиях космического вакуума). ЭРД имеет смысл применять только в космических аппа-
ратах как двигатели малой тяги для ориентации, стабилизации и коррекции орбит. Из-
за малого расхода рабочего тела (большой удельный импульс) время непрерывной работы
ЭРД может измеряться месяцами и годами. Обеспечение ЭРД электроэнергией от ядерного
реактора позволит применять их для полетов на «окраины» Солнечной системы, где мощ-
ности солнечных батарей будет недостаточно.
Таким образом основным преимуществом ЯРД перед другими видами РД является их
большой удельный импульс, при высокой тяговооруженности (десятки, сотни и тысячи
тонн тяги при значительно меньшем собственном весе). Основным недостатком ЯРД явля-
ется наличие мощного потока проникающей радиации а также вынос высокорадиоактивных
соединений урана с отраборанным РТ. В этой связи ЯРД неприемлем для наземных пусков.
Работы по созданию ЯРД и ЯЭУ в СССР начались в середине 50-х годов. В 1958г.
Совет Министров СССР принял ряд постановлений о проведении научно-исследовательских
работ по созданию ракет с ЯРД. Научное руководство было поручено М.В.Келдышу, И.В.
Курчатову и С.П.Королеву. К работам были привлечены десятки исследовательских,
проектно-конструкторских, строительных и монтажных организаций. Это НИИ-1 (ныне
Исследовательский центр им.Келдыша), ОКБ-670 (гл.конструктор М.М.Бондарюк), Инсти-
тут атомной энергии (ИАЭ, ныне Курчатовский институт) и Физико-энергетический инсти-
тут (ныне ФЭИ имени Лейпунского), НИИ приборостроения (гл.конструктор А.С.Абрамов),
НИИ-8 (ныне Научно исследовательский и конструкторский институт – НИКИЭТ им.Долежа-
ля) и ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш» им.Глушко), НИИТВЭл (НПО «Луч», ныне Подольский
научно-исследовательский технологический институт- ПНИТИ), НИИ-9 (ныне Высокотехно-
логический научно-исследовательский институт неорганических материалов - ВНИИНМ им.
А.А. Бочвара) и др.
В ОКБ-1 (в последующем наименование менялось на Центральное КБ эксперименталь-
ного машиностроения - ЦКБЭМ, НПО «Энергия», РКК «Энергия» им.Королева) разрабатыва-
лись эскизные проекты одноступенчатой баллистической ракеты ЯР-1 и двухступенчатой
ядерно-химической ракеты ЯХР-2. В обеих предусматривалось применение ЯРД тягой 140т.
Проекты были готовы к 30 декабря 1959г. однако создание боевой ЯР-1 было признано
нецелесообразным и работы по ней прекратили. ЯХР-2 имела схему аналогичную Р-7, но
с шестью боковыми ракетными блоками первой ступени, оснащенными двигателями НК-9.
Вторая ступень (центральный блок) оснащалась ЯРД. Стартовая масса ракеты составляла
850-880т. при массе полезного груза 35-40т. (рассматривался и вариант со стартовой
массой 2000т. длиной 42м. максимальным поперечным размером 19м. полезная нагрузка
до 150т.). Двигатели всех блоков ЯХР-2 запускались на Земле. При этом ЯРД выводился
на «холостой» режим (мощность реактора составляла 0,1% от номинальной при отсутст-
вии расхода рабочего тела). Вывод на рабочий режим производился в полете за несколь-
ко секунд до отделения боковых блоков. В середине 1959г. ОКБ-1 выдало технические
задания двигателистам (ОКБ-670 и ОКБ-456) на разработку эскизных проектов ЯРД с тя-
гой 200 и 40т. После начала работ над тяжелым носителем Н-1 рассматривался вопрос
о создании на его основе двухступенчатого носителя с ЯРД на второй ступени. Это
обеспечило бы увеличение полезной нагрузки выводимой на околоземную орбиту не менее
чем в 2-2,5 раза, а орбиту спутника Луны на 75-90% . Но и этот проект завершен не
был – ракета Н-1 так и не полетела.
Проектированием ЯРД занимались ОКБ-456 и ОКБ-670. Ими были выполнены несколько
эскизных проектов ЯРД с твердофазным реактором. Так в ОКБ-456 к 1959г. были готовы
эскизные проекты двигателей РД-401 с водным замедлителем и РД-402 с бериллиевым за-
медлителем, имевших тягу в пустоте 170т. при удельном импульсе тяги 428сек. Рабочим
телом служил жидкий аммиак. К 1962г. по техзаданию ОКБ-1 был выполнен проект РД-404
тягой 203т. при удельном импульсе тяги 950сек. (РТ - жидкий водород), а в 1963г. -
РД-405 с тягой 40-50т. Однако в 1963г. все усилия ОКБ-456 были перенаправлены на
разработку газофазных ЯРД. Несколько проектов ЯРД с твердофазным реактором и аммич-
но-спиртовой смесью в качестве РТ разработало в те же годы ОКБ-670.
Для перехода от эскизного проектирования к созданию реальных образцов ЯРД необ-
ходимо было решить еще множество вопросов и в первую очередь исследовать работоспо-
собность тепловыделяющих элементов (ТВЭл) ядерного реактора при высоких температу-
рах. Курчатов в 1958г. предложил создать для этого реактор взрывного действия (РВД,
современное название импульсный графитовый реактор - ИГР). Его проектирование и
изготовление было поручено НИИ-8. В РВД тепловая энергия деления урана не отводи-
лась за пределы активной зоны, а нагревала до весьма высоких температур графит из
которого (вместе с ураном) она и складывалась. Понятно, что работать такой реактор
мог лишь кратковременно – импульсами, с остановками на расхолаживание. Отсутствие
в активной зоне каких-либо металлических деталей позволяло производить «вспышки»
мощность которых ограничивалась только температурой возгонки графита. В центре ак-
тивной зоны имелась полость, в которой располагались испытуемые образцы. В том же
1958г. на Семипалатинском полигоне, недалеко от места испытаний первой атомной бом-
бы, началось строительство необходимых зданий и сооружений. В мае-июне 1960г. был
осуществлен физический («холодный») пуск реактора, а через год проведена серия пус-
ков с разогревами графитовой кладки до 1000 град. Для обеспечения экологической
безопасности стенд был построен по «закрытой» схеме - отработанный теплоноситель
пред выбросом в атмосферу выдерживался в газгольдерах, а затем фильтровался. С
1962г. на ИГР (РВД) проводились испытания ТВЭлов и тепловыделяющих сборок (ТВС) раз-
личных типов для реакторов ЯРД, разрабатывавшихся в НИИ-9 и НИИ-1.
Во второй половине 50-х годов в НИИ-1 и ФЭИ были проведены исследования газоди-
намики газовых ТВЭлов и физики газофазных реакторов которые показали принципиальную
возможность создания газофазных ЯРД. В рабочей камере такого двигателя при помощи
магнитного поля создаваемого окружающим ее соленоидом создавалась «застойная» зона
в которой уран разогревался до температур около 9000 град. и нагревал протекающий
через эту зону водород (для улучшения поглощения лучистой энергии к нему добавля-
лись специальные присадки). Некоторая часть ядерного топлива неизбежно уносилась
газовым потоком поэтому приходилось постоянно компенсировать убыль урана. Газофаз-
ный ЯРД мог иметь удельный импульс до 20000 м/сек. Работы над таким двигателем нача-
лись в 1963г. в ОКБ-456 (при научном руководстве НИИ-1).
В 1962г. в ФЭИ был создан экспериментальный стенд ИР-20 с твердофазным реакто-
ром, замедлителем в котором являлась вода. На нем были впервые изучены физические
параметры твердофазных реакторов ЯРД послужившие основой для последующих конструк-
ций. В 1968г. с учетом опыта, полученного на стенде ИР-20 здесь же был сооружен фи-
зический стенд «Стрела», на котором установлен реактор, представлявший собой кон-
струкцию достаточно близкую к реактору летного образца ЯРД. Следующим шагом на пути
создания ЯРД стало создание специального экспериментального стенда для испытаний
наземного прототипа реактора ЯРД. В 1964г. вышло Постановление правительства о
строительстве на Семипалатинском полигоне стендового комплекса для испытаний ЯРД
получившего наименование «Байкал». К февралю 1965г. в ИАЭ было готово техническое
задание на разработку реактора для комплекса «Байкал» (он получил индекс ИВГ-1 ис-
следовательский высокотемпературный газоохлаждаемый). К его проектированию приступа-
ет НИИ-8 (при научном руководстве ИАЭ). Разработка и изготовление ТВС возлагаются
на НИИТВЭл.
В 1966г. разработку первого советского твердофазного ЯРД (получившего индекс
11Б91 или РД-0410) передали в Воронежское КБ Химавтоматики (КБХА) Гл. конструктора
А.Д.Конопатова.
В 1968г. в НПО «Энергомаш» (ОКБ-456) была закончена разработка эскизного проек-
та двигателя с газофазным реактором. Двигатель получивший обозначение РД-600 должен
был иметь тягу около 600т. при собственной массе около 60т. В качестве замедлителя
и отражателя использовался бериллий и графит. РТ - водород с добавкой лития. 24 мая
1968г. вышло постановление правительства предусматривавшее создание ЯРД на основе
предложенного проекта, а также строительство стендовой базы для его испытаний, полу-
чившей название «Байкал-2».
Параллельно с разработкой летного образца ЯРД 11Б91 в КБХА, его стендовый про-
тотип (ИР-100) создавался в НИИ-1. В 1970г. было осуществлено объединение этих ра-
бот (программа получила индекс 11Б91-ИР-100) и вся конструкторская работа по стен-
довым и летным образцам ЯРД сосредоточилась в КБХА. Физический пуск первого реак-
тора ЯРД 11Б91-ИР-100 был произведен в ФЭИ на стенде «Стрела». На нем была проведе-
на обширная программа исследований.
Строительство комплекса «Байкал» продолжалось несколько лет. Комплекс должен
был состоять из двух шахт куда экспериментальные реакторы опускались помощью козло-
вого крана. 18 сентября 1972г. состоялся физический пуск реактора ИВГ-1 в составе
первого рабочего места комплекса «Байкал». Он мог использоваться и как стендовый
прототип будущего ЯРД тягой 20–40т. и как стенд для испытания новых видов ядерного
топлива. Реактор имел отражатель из бериллияп замедлителем была вода. Его активная
зона состояла из 31 ТВС. Водород, охлаждающий ядерное топливо, мог нагреваться до
2500 град, а в специальном центральном канале можно было получить и все 3000. Энер-
гетический пуск состоялся только в начале марта 1975г. что объяснялось необходимос-
тью завершения строительства всех зданий и сооружений стендового комплекса, выполне-
ния большого объема пуско-наладочных робот и подготовкой персонала. В подземном бун-
кере, расположенном между шахтами, находились приборы. Еще в одном расположенном на
удалении 800м. находился пульт управления. На пульт управления можно было попасть
из безопасной зоны через полуторакилометровый подземный тоннель. Рядом с шахтой на
глубине 150м. размещалась сферическая емкость куда закачивали под большим давлением
газообразный водород. Нагретый в реактор почти до 3000 град. водород выбрасывался
прямо в атмосферу. Однако вынос продуктов деления при этом был близок к радиоактив-
ным выбросам АЭС при их нормальной работе. И все же приближаться к шахте ближе полу-
тора километров не разрешалось в течение суток, а к самой шахте нельзя было подхо-
дить в течение месяца. За 13 лет работы было осуществлено 28 «горячих» пуска реак-
тора ИВГ-1. В составе 4-х опытных активных зон было испытано около 200 газоохлаж-
даемых ТВС. Наработанный на номинальной мощности ресурс ряда сборок составил 4000
сек. Многие результаты этих испытаний существенно превосходят полученные в процессе
работ по программе ЯРД в США, так максимальная плотность тепловыделения в активной
зоне реактора ИВГ-1 достигала 25 кВт/куб.см. против 5,2 у американцев, температура
водорода на выходе из тепловыделяющих сборок составляла около 2800 град против 2300
у американцев.
В 1977г. было введено в эксплуатацию второе-А рабочее место стендового комплек-
са «Байкал» на котором 17 сентября 1977г. был осуществлен физический пуск первого
стендового реактора для ЯРД 11Б91-ИР-100 который получил обозначение ИРГИТ. Через
полгода, 27 марта 1978г. проведен энергетический пуск. В ходе которого была достиг-
нута мощность 25 МВт (15% от проектной), температура водорода – 1500 град, время
работы составило 70сек. В ходе испытаний 3 июля 1978г. и 11 августа 1978г. была дос-
тигнута мощность 33 МВт и 42 МВт температура водорода составила 2360 град. В конце
70-х, начале 80-х годов на стендовом комплексе проведены еще две серии испытаний -
второго и третьего аппаратов 11Б91-ИР-100. Продолжались и испытания ТВС в реакторах
ИГР и ИВГ, велось строительство сооружений, имевшее целью ввод в эксплуатацию второ-
го-Б рабочего места для испытаний двигателя на жидком водороде.
Одновременно на расположенном в Подмосковном Загорске стенде проводились испы-
тания так называемого «холодного» двигателя 11Б91Х не имевшего ядерного реактора.
Подогрев водорода происходил в специальных теплообменниках от обычных кислород-во-
дородных горелок. К 1977г. все задачи по отработке «холодного» двигателя удалось
решить (агрегаты могли работать часами). В принципе ЯРД был создан и подготовка его
к летным испытаниям была делом еще нескольких лет. ЯРД 11Б91 имел гетерогенный ре-
актор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражателем берил-
лиий, ядерное топливо- материал на основе карбидов урана и вольфрама, с содержанием
урана-235 около 80%. Это был сравнительно небольшой металлический цилиндр диаметром
около 50см. и длиной около метра. Внутри - 900 тонких стержней, в которых находится
карбид урана. Реактор ЯРД был окружен отражателем нейтронов из бериллия, в который
были врезаны барабаны, покрытые с одной стороны поглотителем нейтронов. Они играли
роль регулирующих стержней - в зависимости от того, какой стороной барабаны были
обращены к активной зоне, они поглощали больше или меньше нейтронов, регулируя мощ-
ность ректора (такая же схема была и у американцев). Примерно в 1985г. ЯРД 11Б91 мог бы совершить свой первый космический полет. Но
этого не произошло по множеству причин. К началу 80-х годов были достигнуты сущест-
венные успехи в разработке высокоэффективных ЖРД, что наряду с отказом от планов
освоения Луны и других ближайших планет Солнечной системы, поставили под вопрос це-
лесообразность создания ЯРД. Возникшие экономические трудности и так называемая
«Перестройка» привели к тому, что вся космическая отрасль оказалась «в опале» и в
1988г. работы по ЯРД в СССР были прекращены.
Идею использования электроэнергии для создания реактивной тяги К.Э.Циолковский
высказал еще в 1903г. Первый экспериментальный ЭРД был создан в Газодинамической ла-
боратории (г. Ленинград) под руководством В.П.Глушко в 1929-1933гг. Изучение возмож-
ности создания ЭРД началось в конце 50-х годов в ИАЭ (под руководством Л.А.Арцимо-
вича), НИИ-1 (под руководством В.М.Иевлева и А.А.Поротникова) и ряде других орга-
низаций. Так в ОКБ-1 велись исследования направленные на создание ядерного ЭРД. В
1962г. в эскизный проект РН Н1 вошли «Материалы по ЯЭРД для тяжелых межпланетных ко-
раблей». В 1960г. вышло постановление правительства об организации работ по ЭРД.
Кроме ИАЭ и НИИ-1, к работе были подключены десятках других НИИ, КБ и организаций.
К 1962г. в НИИ-1 был создан импульсный плазменный двигатель (ИПД) эрозионного типа.
В ИПД плазма образуется вследствие испарения (абляции) твердого диэлектрика (фторо-
пласт-4 он же тефлон) в импульсном (искровом) электрическом разряде длительностью
несколько микросекунд (импульсная мощность 10-200 МВт) с последующим электромагнит-
ным ускорением плазмы. Первые ресурсные испытания такого двигателя начались 27 мар-
та и продолжались до 16 апреля 1962г. При средней потребляемой мощности 1кВт (им-
пульсная - 200 МВт) тяга составила 1г. -«цена» тяги 1 кВт/г. Для испытаний в кос-
мосе требовалась примерно в 4 раза меньшая «цена» тяги. Таких параметров удалось
достичь к концу 1962г. Новый двигатель потреблял 50 Вт (импульсная мощность 10 МВт)
на создание тяги 0.2г. (позднее «цену» тяги довели до 85Вт за 1г.). В марте 1963г.
была создана и испытана ДУ системы стабилизации КА на основе ИПД включавшая шесть
двигателей, преобразователь напряжения (искровой разряд создавался конденсаторы ём-
костью 100 мкф с напряжением 1кВ), программно-коммутирующее устройство, высоковольт-
ные герморазъемы и другое оборудование. Температура плазмы достигала 30 тыс.град. а
скорость истечения 16км/сек. Первый запуск КА (межпланетной станции типа «Зонд») с
ЭРД наметили на ноябрь 1963г. Пуск 11 ноября 1963г. закончился аварией РН. Только
30 ноября 1964г. АМС «Зонд-2» с ЭРД на борту успешно стартовала в сторону Марса. 14
декабря 1964г. на расстоянии более 5 млн.км от Земли были включены плазменные двига-
тели (газодинамические двигатели на это врнмя были выключены) работавшие от солнеч-
ных батарей. В течение 70мин. шесть плазменных двигателей поддерживали необходимую
ориентацию станции в пространстве. В США в 1968г. был запущен спутник связи «LES-6»
с четырьмя эрозионными ИПД которые функционировали в течение более чем 2 лет.
Для дальнейших работ по ЭРД было организовано ОКБ «Факел» (на базе ОКБ им. Б.С.
Стечкина г.Калининград). Первой разработкой ОКБ «Факел» стала ЭРДУ системы стаби-
лизации и ориентации для КА военного назначения типа «Глобус» (ИСЗ «Горизонт»),
близкая к ИПД «Зонд-2». С 1971г. в системе коррекции орбиты метеоспутника «Метеор»
использовались два плазменных двигателя ОКБ «Факел», каждый из которых при весе
32,5кг потреблял около 0,4кВт, развивая при этом тягу около 2г. скорость истечения
свыше 8 км/сек запас РТ (сжатый ксенон) составлял 2,4кг. С 1982г. на геостационар-
ных спутниках связи «Луч» используются ЭРД разработанные ОКБ «Факел». До 1991г.
ЭРД успешно работали на 16 КА. Подробнее о ЭРД будет рассказано на отдельной страни-
це сайиа.
Тяга созданных ЭРД ограничивалась электрической мощностью бортовых источников
энергии. Для увеличения тяги ЭРДУ до нескольких килограмм требовалось увеличить мощ-
ность до нескольких сот киловатт, что практически было невозможно традиционными ме-
тодами (аккумуляторы и солнечные батареи). Поэтому параллельно с работами по ЭРД в
ФЭИ, ИАЭ и др. организациях развернулись работы по непосредственному преобразованию
тепловой энергии ядерного реактора в электрическую. Исключение промежуточных этапов
превращения энергии и отсутствие движущихся частей, позволяло создать компактные,
лёгкие и надежные энергетические установки достаточно большой мощности и ресурса,
пригодные для использования на КА. В 1965г. в ОКБ-1 совместно с ФЭИ был разработан
эскизный проект ядерного ЭРД ЯЭРД-2200 для межпланетного корабля с экипажем. Двига-
тельная установка состояла из двух блоков (каждый имел свою ЯЭУ), электрическая мощ-
ность каждого блока составляла 2200кВт тяга 8,3кг. Магнитоплазменный двигатель имел
удельный импульс около 54000 м/сек. В 1966-70гг. был разработан эскизный проект тер-
моэмиссионной ЯЭУ (11Б97) и ЭРД для марсианского комплекса, выводимого РН Н1М. Ядер-
ная ЭРДУ собиралась из отдельных блоков электрическая мощность одного блока до 5
Мвт. тяга ЭРД - 9,5кг. при у дельном импульсе тяги 78000м/сек. Однако создание мощ-
ных ядерных источников электроэнергии потребовало значительно больше времени чем
предполагалось. Первыми практическое применение, благодаря простоте конструкции и
малому весу нашли радиоизотопные термоэлектрические генераторы (РИТЭГ) использовав-
шие тепло самопроизвольного деления радиоактивных изотопов (например полоний-210).
Термоэлектрический преобразователь представлял собой по сути обычную термопару.
Однако их сравнительно низкая энергоемкость РИТЭГ и высокая стоимость применяемых
изотопов сильно ограничивали их применение. Использование термоэлектрических и
термоэмиссионных преобразователей энергии в сочетании с ядерными реакторами объеди-
ненными в единый блок (реактор-преобразователь) имело лучшие перспективы. Для экс-
периментальной проверки возможности создания малогабаритного реактора-преобразова-
теля, в ИЭА (совместно с НПО «Луч») в 1964г. была создана экспериментальная установ-
ка «Ромашка». Тепло, выделяемое в активной зоне нагревало расположенный на внешней
поверхности реактора термоэлектрический преобразователь состоящий из большого числа
кремний-германиевых полупроводниковых пластин в то время как другая их поверхность
охлаждалась радиатором. Электрическая мощность составила 500 Вт. при тепловой мощ-
ности реактора 40 кВт. Испытания «Ромашки» вскоре были прекращены поскольку уже
проходила испытания ЯЭУ БЭС-5 («Бук») значительно большей мощности. Разработка ЯЭУ
БЭС-5 с электрической мощностью 2800Вт, предназначенной для электропитания аппарату-
ры КА радиолокационной разведки УС-А началась в 1961г. на НПО «Красная Звезда» при
научном руководстве ФЭИ. Первый полет КА УС-А (3 октября 1970г.«Космос-367») прошел
неудачно - ЯЭУ БЭС-5 проработала 110 мин. после чего произошло расплавление актив-
ной зоны реактора. Следующие 9 запусков доработанной ЯЭУ прошли успешно и в 1975г.
КА УС-А был принят на вооружение ВМФ. В январе 1978г. из-за отказа КА УС-А («Космос
-954» фрагменты ЯЭУ «Бук» упали на территории Канады. Всего (до снятия с вооружения
в 1989г.) было произведено 32 запуска этих КА.
Параллельно работам по созданию ЯЭУ с термоэлектрическими генераторами прово-
дились работы по ЯЭУ с термоэмиссионными преобразователями которые имели более высо-
кие КПД, ресурс и массогабаритные характеристики. В термоэмиссионном ЯЭУ использует-
ся эффект термоэлектронной эмиссии с поверхности достаточно нагретого проводника.
Для отработки термоэмиссионных преобразователей большой мощности в 1964г. была соз-
дана реакторная база в Киеве (в 1970г. такая же база появилась в Алма-Ате). Работы
проводились двумя разработчиками -на НПО «Красная Звезда» (научное руководство ФЭИ)
разраатывалась ЯЭУ «Топаз» электрической мощностью 5-6,6 кВт. для спутников радиоло-
кационной разведки, «Энерговак-ЦКБМ» (научное руководство РНЦ «Курчатовский инсти-
тут») разрабатывало ЯЭУ «Енисей» для КА телевизионного вещания «Экран-АМ». ЯЭУ
«Топаз» дважды была испытана в условиях космоса на борту КА «Плазма-А» (2 февраля
1987г. «Космос-1818» и 10 июля 1987г. «Космос-1867»). При расчётном ресурсе в один
год, уже во втором полете «Топаз» проработал более 11 месяцев, но на этом запуски
прекратились. Работы по ЯЭУ «Енисей» были прекращены на стадии наземных испытаний в
связи прекращением работ по КА, для которого она предназначалась. Подробнее о Ядер-
ных источниках энергии для КА будет рассказано на отдельной странице сайта.
В 1970г. в НПО «Энергомаш» был разработан эскизный проект космической ЯЭУ с
газофазным реактором (с непроточной зоной делящегося вещества) ЭУ-610 электрической
мощностью 3,3 гВт. Однако возникшие в ходе работ проблемы не позволили реализовать
этот проект.
В 1978г. на НПО «Красная Звезда» были разработаны технические предложения на 2
варианта ЯЭРДУ «Заря-3» электрической мощностью 24 кВт и ресурсом более года. Пер-
вый вариант является модификацией ЯЭУ «Топаз-1», другой имел оригинальную схему
(вынесенные ТЭП с тепловыми трубами). Работы по установкам были прекращены из-за
отсутствия привязки к конкретному КА.
В период 1981-86г.г. был выполнен большой объём проектно-конструкторских и экс-
периментальных работ, свидетельствующий о принципиальной возможности увеличения ре-
сурса ЯЭУ до 3-5 лет и электрической мощности до 600 кВт. В 1982г. НПО «Энергия»
(ЦКБЭМ) по техзаданию МО разработало техническое предложение по ядерному межорби-
тальному буксиру «Геркулес» электрической мощностью 550 кВт, выводимому на опорную
орбиту высотой 200км. комплексом «Энергия-Буран» или РН «Протон». В 1986г. было
разработано техническое предложение по использованию межорбитального буксира с
ядерным ЭРД для транспортирования на геостационарную орбиту полезных грузов массой
до 100т, выводимых на опорную орбиту РН «Энергия». Но продолжения эти работы не
получили. Таким образом в СССР так и не было создано реально работающей ядерной
ЭРДУ, хотя ЯЭУ успешно эксплуатировались на серийных КА.
Первым и единственным КА имевшим ЯЭУ с ЭРД былл американский «Snapshot», запу-
щенный 3 апреля 1965г. Электрическая мощность реактора-преобразователя составляла
650 Вт. На аппарате был установлен экспериментальный ионный двигатель. Однако
первое же включение ЭРД (на 43-й день полета) привело к аварийному глушению реакто-
ра. Возможно причиной этого стали высоковольтные пробои сопровождавшие работу ЭРД
в результате чего прошла ложная команда на сброс отражателя реактора, что и повлек-
ло за собой его глушение. В 1992г. США приобрели в России две ЯЭУ «Енисей». Один
из реакторов предполагалось использовать в 1995г. в «Космическом эксперименте с
ядерной ЭРДУ». Однако в 1996г. проект был закрыт.
В США исследования по проблеме создания ЯРД велись в Лос-Аламосской лаборато-
рии с 1952г. В 1957г. начались работы по программе «Ровер». В отличии от СССР,
где велась поэлементная отработка ТВС и других элементов двигателя, в США пошли по
пути создания и испытания сразу реактора целиком. Первый реактор получивший наиме-
нование «Киви-А» («KIWI-А») был испытан 1 июля 1959г. на специальном полигоне в
штате Невада. Это был гомогенный реактор активная зона которого была собрана из ни-
чем не защищенные пластины состоящие из смеси графита и оксида урана-235 обогащен-
ного до 90%. Замедлителем нейтронов служила тяжелая вода. Оксид урана не выдерживал
высоких температур, и водород, проходивший в каналах между пластин мог нагреваться
только до 1600 град. Мощность этих реакторов составляла всего 100 МВт. Испытания
«Киви-А», как и все последующие проводились с открытым выбросом. Активность продук-
тов выхлопа была невысокой и ограничений на проведение работ в зоне испытаний прак-
тически не вводилось. Испытания реактора завершились 7 декабря 1961г. (в ходе пос-
леднего пуска разрушилась активная зона, отмечен выброс в выхлопную струю обломков
пластин). Полученные результаты шести «горячих испытаний» ЯРД оказались весьма
обнадёживающими, и в начале 1961г. был подготовлен доклад о необходимости испытаний
реактора в полёте. Однако вскоре «головокружение» от первых успехов стало проходить,
пришло понимание того, что на пути создания ЯРД стоит множество проблем решение ко-
торых потребует много времени и денег. Кроме того прогресс в создании химических
двигателей для боевых ракет оставил для применения ЯРД лишь космическую сферу. Нес-
мотря на то, что с приходом в белый дом администрации Кеннеди (в 1961г.) работы по
самолету с атомным двигателем были прекращены, программа «Ровер» была названа «од-
ним из четырех приоритетных направлений в завоевании космоса» и получила дальнейшее
развитие. Были приняты новые программы «Рифт» (RIFT- Reactor In Flight Test- реак-
тор в испытательном полете) и «Нерва» (NERVA - Nuclear Engine for Rocket Vehicle
Application) создание летного варианта ЯРД.
Испытания реакторов серии «Киви» продолжились. 1 сентября 1962г. был испытан
«Киви-В» мощностью 1100 МВт работавший на жидком водороде. Оксид урана был заменен
на более термостойкий карбид, вдобавок старжни стали покрывать карбидом ниобия, но
в ходе испытания при попытках достичь проектной температуры реактор начинал разру-
шаться (через сопло начали вылетать обломки пластин). Следующий пуск состоялся 30
ноября 1962г. но после 260сек. работы испытание было прекращено вследствие появле-
ния внутри реактора сильной вибрации и вспышек пламени в выхлопной струе. В резуль-
тате этих неудач намеченные на 1963г. испытания реакторов «Киви-В» перенесли на
следующий год. В августе 1964г. было проведено еще одно испытание в ходе которого
двигатель работал на мощности в 900 МВт более восьми минут, развивав тягу 22,7т.
при скорости истечения 7500 м/сек. В самом начале 1965г. было проведено последнее
испытание в ходе которого реактор был разрушен. Его специально довели до взрыва в
результате быстрого «разгона». Если нормально переход реактора с нулевой мощности
на полную требует десятков секунд то при этом испытании длительность такого перехо-
да определялась лишь инерцией регулирующих стержней и примерно через 44 миллисекун-
ды после их перевода в положение полной мощности произошел взрыв эквивалентный 50
–60кг. тринитротолуола.
Программа «Рифт» предполагала запуск ракеты «Сатурн-В» с экспериментальным ре-
актором по баллистической траектории на высоту до 1000км. и последующее их падение
в южную часть Атлантического океана. Перед входом в воду реактор ЯРД должен был
быть взорван (о радиационной безопасности тогда мало кто думал). Но из года в год
выполнение программы задерживалась и она в конце концов так и не была реализована.
На первом этапе работы по двигателю «НЕРВА» базировались на несколько модифици-
рованном реакторе «Киви-В», получившем название «NERVA-NRX» (Nuclear Rocket Experi-
mental - ядерная ракета экспериментальная). Поскольку к этому времени еще не был
найден материал, способный работать при 2700–3000 град. и противостоять разрушению
горячим водородом было принято решение снизить рабочую температуру и удельный им-
пульс ограничился величиной 8400м/сек. Испытания реактора начались в 1964г., в них
была достигнута мощность 1000 МВт, тяга примерно 22,5т. скорость истечения более
7000м/с. В 1966г. впервые было произведено испытание двигателя на полной мощности
1100 МВт. На которой он проработал 28 мин. (из 110 минут работы). Температура водо-
рода на выходе из реактора достигала 2000 град., тяга 20 т. На следующем этапе
программы предполагалось использовать более мощные реакторы «Феб» («Phoebus», а
затем «Pewee»). Разработка усовершенствованных твердофазных графитовых реакторов
для двигателя «НЕРВА» по программе «Phoebus» велась в Лос-Аламосская лаборатория
еше с 1963г. Первый из этих реакторов имеет примерно такие же размеры, как и «Киви
-В» (диаметр 0,813 м., длину 1,395 м.), однако рассчитан на примерно вдвое большую
мощность. На базе этого реактора планировалось создать двигатель «НЕРВА-1». Следую-
щая модификация мощностью порядка 4000–5000 МВт должна была использоваться для дви-
гателя «НЕРВА-2». Этот двигатель с тягой в диапазоне 90-110т. должен был иметь ско-
рость истечения до 9000м/с. Высота двигателя примерно 12м. наружный диаметр - 1,8м.
Расход рабочего тела 136кг/с. Вес двигателя «НЕРВА-2» составлял примерно 13,6т.
из-за финансовых трудностей от двигателя «НЕРВА-2» вскоре отказались и переключи-
лись на проектирование двигателя «НЕРВА-1» повышенной мощности с тягой 34т. ско-
ростью истечения 8250м/с. Первое испытание реактора «NRX-A6» для этого двигателя,
было проведено 15 декабря 1967г. В июне 1969г. состоялись первые горячие испытания
экспериментального двигателя «NERVA ХЕ» на тяге 22,7т. Общее время работы двигате-
ля составило 115 минут, было произведено 28 пусков. ЯРД «НЕРВА-1» имел гомогеннный реактор с активной зоной диаметром 1м. и высо-
той 1,8м. состявшей из 1800 стержневых шестигранных ТВЭлов (концентрация ядерного
горючего 200 – 700 мг/куб.см.). Реактор имел кольцевой отражатель толщиной около
150 мм, из окиси бериллия. Силовой корпус реактора выполнен из алюминиевого сплава,
внутренний радиационный защитный экран из композитногно материала (карбид бора–алю-
миний–гидрид титана). Между реактором и турбонасосными агрегатами может устанавли-
ваться также дополнительная внешняя защита. НАСА считало двигатель пригодным для
планировавшегося полёта на Марс. Его предполагалось установить на верхней ступени
РН «Сатурн-5». Такой носитель мог бы выносить в космос в два или три раза больше
полезной нагрузки, чем его чисто химическая версия. Но большая часть американской
космической программы была отменена администрацией президента Никсона. А прекраще-
ние в 1970г. производства ракет «Сатурн-5» поставило окончательный крест на програм-
ме использования ЯРД. В Лос-Аламосе работа над двигателями «Pewee» по программе
«Rover» продолжалась еще до 1972г. после чего программа была окончательно закрыта.
Главное отличие наших ЯРД от американских в том что они были гетерогенными. В
гомогенных (однородных) реакторах ядерное топливо и замедлитель смешаны. В отечест-
венном ЯРД ядерное топливо было сосредоточено в ТВЭЛах (отдельно от замедлителя) и
было заключено в защитную оболочку, так что замедлитель работал при гораздо меньших
температурах, чем в американских реакторах. Это позволило отказаться от графита и
использовать в качестве замедлителя гидрид циркония. В результате реактор получался
значительно компактнее, и легче чем графитовый. Это в совокупности с найденной со-
ветскими конструкторами формой стержней (четырехлепестковая в поперечном сечении и
витая по длине) позволило значительно снизить потери урана в результате разрушения
стержней (полностью исключить разрушение не удалось). В настоящее время только США
и Россия имеют значительный опыт разработки и постройки твердофазных ЯРД, и в слу-
чае необходимости смогут создать такие двигатели за короткое время и по приемлемой
цене. Реакторные комплексы ИГР и ИВГ-1 сейчас принадлежат Национальному ядерному
центру Республики Казахстан. Оборудование поддерживается в относительно работоспо-
собном состоянии. Возможно что возобновление работ по программам полетов к Луне и
Марсу возродит интерес и к твердофазным ЯРД. Кроме того использование ЯРД может
существенно расширить границы изучения Солнечной системы, сократив время необходи-
мое для достижения дальних планет.
В 2010г. президент РФ Медведев распорядился создать космический транспортно-
энергетический модуль на основе ЯЭУ с использованием ионных ЭРД. Созданием реактора
будет заниматься НИКИЭТ. Центр им.Келдыша будет создавать ЯЭДУ, а РКК «Энергия» -
сам транспортно-энергетический модуль. Выходная электрическая мощность газотурбин-
ного преобразователя на номинальном режиме составит 100-150квт. в качестве РТ пред-
полагается использовать ксенон. удельный импульс ЭРД 9000-50000м/сек. ресурс 1,5-3
года. Масса и габариты установки должны позволять использовать для ее запуска РН
«Протон» и «Ангара». Наземные испытания рабочего прототипа начнутся в 2014 г. а к
2017 г. ядерный двигатель будет готов к запуску в космос (НАСА также начинало анало-
гичную программу в 2003г. но затем финансирование было прекращено). На разработку
всего проекта потребуется 17 млрд.руб. Поживем увидим.
Каждые несколько лет какой-нибудь
новый подполковник открывает для себя «Плутон».
После этого он звонит в лабораторию,
чтобы узнать дальнейшую судьбу ядерного ПВРД.
Модная нынче тема, но мне представляется, что гораздо интереснее ядерный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, ведь ему не надо таскать с собой рабочее тело.
Предполагаю, что в послании Президента речь шла именно о нем, но почему-то все сегодня начали постить про ЯРД???
Соберу-ка я тут все в одном месте. Прелюбопытные мысли, скажу я вам, появляются, когда вчитаешься в тему. И очень неудобные вопросы.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД; англоязычный термин — ramjet, от ram — таран) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи, истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для вывода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.
Во второй половине 1950-х годов, в эпоху холодной войны, в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.
Автор фото: Leicht modifiziert aus http://en.wikipedia.org/wiki/Image:Pluto1955.jpg
Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:
- межконтинентальная крылатая ракета-носитель ядерного заряда;
- одноступенчатый воздушно-космический самолёт.
В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 году были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 МВт в течение пяти минут с тягой 156 кН). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 года. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.
Про вторую в российских источниках сейчас не принято говорить...
В проекте «Плутон» должна была использоваться тактика полета на низких высотах. Данная тактика обеспечивала скрытность от радаров системы ПВО СССР.
Для достижения скорости, на которой работал бы прямоточный воздушно-реактивный двигатель, «Плутон» должен был с земли запускаться при помощи пакета обычных ракетных ускорителей. Запуск ядерного реактора начинался только после того, как «Плутон» достигал высоты крейсерского полета и достаточно удалялся от населенных районов. Ядерный двигатель, дающий практически неограниченный радиус действия, позволял ракете летать над океаном кругами в ожидании приказа перехода на сверхзвуковую скорость к цели в СССР.
Эскизный проект SLAM
Было принято решение провести статическое испытание полномасштабного реактора, который предназначался для прямоточного двигателя.
Поскольку после запуска реактор «Плутона» становился чрезвычайно радиоактивным, его доставка на место испытаний осуществлялась по специально построенной полностью автоматизированной железнодорожной линии. По данной линии реактор перемещаться на расстояние примерно двух миль, которые разделяли стенд статических испытаний и массивное «демонтажное» здание. В здании «горячий» реактор демонтировался для проведения обследования при помощи оборудования, управляемого дистанционно. Ученые из Ливермора наблюдали за процессом испытаний с помощью телевизионной системы, которая размещалась в жестяном ангаре далеко от испытательного стенда. На всякий случай ангар оборудовался противорадиационным укрытием с двухнедельным запасом пищи и воды.
Только чтобы обеспечить поставки бетона необходимого для строительства стен демонтажного здания (толщина составляла от шести до восьми футов), правительство Соединенных Штатов приобрело целую шахту.
Миллионы фунтов сжатого воздуха хранились в трубах, использующихся в нефтедобыче, общей протяженностью 25 миль. Данный сжатый воздух предполагалось использовать для имитации условий, в которых прямоточный двигатель оказывается во время полета на крейсерской скорости.
Чтобы обеспечить в системе высокое воздушное давление, лаборатория позаимствовала с базы подводных лодок (Гротон, шт. Коннектикут) гигантские компрессоры.
Для проведения теста, во время которого установка работала на полной мощности в течение пяти минут, требовалось прогонять тонну воздуха через стальные цистерны, которые заполнялись более чем 14 млн. стальных шариков, диаметром 4 см. Данные цистерны нагревались до 730 градусов при помощи нагревательных элементов, в которых сжигали нефть.
Установленный на железнодорожной платформе, Тори-2С готов к успешным испытаниям. Май 1964 года
14 мая 1961 г. инженеры и ученые, находящиеся в ангаре, откуда управлялся эксперимент, задержали дыхание — первый в мире ядерный прямоточный реактивный двигатель, смонтированный на ярко-красной железнодорожной платформе, возвестил о своем рождении громким ревом. Тори-2А запустили всего на несколько секунд, во время которых он не развивал своей номинальной мощности. Однако считалось, что тест являлся успешным. Самым важным стало то, что реактор не воспламенился, чего крайне опасались некоторые представители комитета по атомной энергетике. Почти сразу после испытаний Меркл приступил к работам по созданию второго реактора «Тори», который должен был иметь большую мощность при меньшей массе.
Работы по Тори-2B дальше чертежной доски не продвинулись. Вместо него ливерморцы сразу построили Тори-2C, который нарушил безмолвие пустыни спустя три года после испытаний первого реактора. Спустя неделю данный реактор был вновь запущен и проработал на полной мощности (513 мегаватт) в течение пяти минут. Оказалась что радиоактивность выхлопа значительно меньше ожидаемой. На этих испытаниях также присутствовали генералы ВВС и чиновники из комитета по атомной энергетике.
В это время заказчиков из Пентагона, финансировавших проект «Плутон», начали одолевать сомнения. Поскольку ракета запускалась с территории США и летела над территорией американских союзников на малой высоте, чтобы избежать обнаружения системами ПВО СССР, некоторые военные стратеги задумались — а не будет ли ракета представлять для союзников угрозу? Еще до того как ракета «Плутон» сбросит бомбы на противника, она сначала оглушит, раздавит и даже облучит союзников. (Ожидалось, что от Плутона, пролетающего над головой, уровень шума на земле будет составлять около 150 децибел. Для сравнения — уровень шума ракеты, отправившей американцев на Луну (Сатурн-5), на полной тяге составила 200 децибел). Разумеется, разорванные барабанные перепонки были бы наименьшей проблемой, если бы вы оказались под пролетающим над вашей головой обнаженным реактором, который изжарил бы вас как цыпленка гамма- и нейтронным излучением.
Тори-2C
Хотя создатели ракеты утверждали, что «Плутон» изначально по своей сути также неуловим, военные аналитики выражали недоумение — как нечто такое шумное, горячее, большое и радиоактивное может оставаться незамеченным на протяжении времени, которое необходимо для выполнения задачи. В это же время военно-воздушные силы США уже начали развертывать баллистические ракеты «Атлас» и «Титан», которые были способны достичь целей на несколько часов раньше летающего реактора, и противоракетная система СССР, страх перед которой стал основным толчком для создания «Плутона», так и не стала для баллистических ракет помехой, несмотря на успешно проведенные испытательные перехваты. Критики проекта придумали собственную расшифровку аббревиатуры SLAM — slow, low, and messy — медленно, низко и грязно. После успешных испытаний ракеты «Полярис» флот, изначально проявлявший интерес к использованию ракет для пусков с подводных лодок или кораблей, также начал покидать проект. И, наконец, стоимость каждой ракеты составляла 50 миллионов долларов. Внезапно «Плутон» стал технологией, которой нельзя найти приложения, оружием, у которого не было подходящих целей.
Однако последним гвоздем в гроб «Плутона» стал всего один вопрос. Он настолько обманчиво простой, что можно извинить ливерморцев за то, что они ему сознательно не уделили внимания. «Где проводить летные испытания реактора? Как убедить людей в том, что во время полета ракета не потеряет управление и не полетит над Лос-Анджелесом или Лас-Вегасом на малой высоте?» — спрашивал физик ливерморской лаборатории Джим Хэдли, который до самого конца работал над проектом «Плутон». В настоящее время он занимается обнаружением ядерных испытаний, которые проводятся в других странах, для подразделения Z. По признанию самого Хэдли, не было никаких гарантий, что ракета не выйдет из под контроля и не превратится в летающий Чернобыль.
Было предложено несколько вариантов решения данной проблемы. Одно из них - запуск Плутона около острова Уэйк, где ракета летала бы, нарезая восьмерки над принадлежащей Соединенным Штатам частью океана. «Горячие» ракеты предполагалась затапливать на глубине 7 километров в океане. Однако даже тогда, когда комиссия по атомной энергетике склоняла мнение людей думать о радиации как о безграничном источнике энергии, предложения сбрасывать множество загрязненных радиацией ракет в океан было вполне достаточно, чтобы работы приостановили.
1 июля 1964 г, спустя семь лет и шесть месяцев с начала работ, проект «Плутон» закрыли комиссия по атомной энергетике и военно-воздушные силы.
По словам Хэдли, каждые несколько лет какой-нибудь новый подполковник военно-воздушных сил открывает для себя «Плутон». После этого он звонит в лабораторию, чтобы узнать дальнейшую судьбу ядерного ПВРД. Энтузиазм у подполковников пропадает сразу же после того как Хэдли рассказывает о проблемах с радиацией и летными испытаниями. Больше одного раза никто Хэдли не звонил.
Если кого-то захочет вернуть к жизни «Плутон», то, возможно, ему удастся найти несколько новобранцев в Ливерморе. Однако их много не будет. Идею того, что могло стать адским безумным оружием, лучше оставить в прошлом.
Технические характеристики ракеты SLAM:
Диаметр — 1500 мм.
Длинна — 20000 мм.
Масса — 20 тонн.
Радиус действия — не ограниченный (теоретически).
Скорость на уровне моря — 3 Маха.
Вооружение — 16 термоядерных бомб (мощность каждой 1 мегатонна).
Двигатель — ядерный реактор (мощность 600 мегаватт).
Система наведения — инерциальная + TERCOM.
Максимальная температура обшивки — 540 градусов Цельсия.
Материал планера — высокотемпературная, нержавеющая сталь Рене 41.
Толщина обшивки — 4 — 10 мм.
Тем не менее, ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. То есть, например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скоростей от М = 1, переходит на использование атмосферного воздуха.
Как заявил президент РФ В. В. Путин, в начале 2018 года «состоялся успешный пуск крылатой ракеты с ядерной энергоустановкой». При этом, по его заявлению, дальность такой крылатой ракеты "неограниченная".
Интересно, а в каком регионе проводились испытания и почему их проушехлопили соответствующие службы мониторинга за ядерными испытаниями. Или все-таки осенний выброс рутения-106 в атмосфере как-то связан с этими испытаниями? Т.е. челябинцев не только присыпали рутением, но еще и поджарили?
А куда упала эта ракета можно узнать? Проще говоря, где расколотили ядерный реактор? На каком полигоне? На Новой Земле?
**************************************** ********************
А теперь немного почитаем про ядерные ракетные двигатели, хотя это совсем другая история
Я́дерный раке́тный дви́гатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают жидкостными (нагрев жидкого рабочего тела в нагревательной камере от ядерного реактора и вывод газа через сопло) и импульсно-взрывными (ядерные взрывы малой мощности при равном промежутке времени).
Традиционный ЯРД в целом представляет собой конструкцию из нагревательной камеры с ядерным реактором как источником тепла, системы подачи рабочего тела и сопла. Рабочее тело (как правило — водород) подаётся из бака в активную зону реактора, где, проходя через нагретые реакцией ядерного распада каналы, разогревается до высоких температур и затем выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу. Существуют различные конструкции ЯРД: твёрдофазный, жидкофазный и газофазный — соответствующие агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора — твёрдое, расплав или высокотемпературный газ (либо даже плазма).
Ист.
https://commons.wikimedia.org/w/index.php?curid=1822546
РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Иргит» и «ИР-100») — первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель 1947-78 гг. Был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж.
В РД-0410 был применён гетерогенный реактор на тепловых нейтронах. Конструкция включала в себя 37 тепловыделяющих сборок, покрытых теплоизоляцией, отделявшей их от замедлителя. Проект
ом предусматривалось, что поток водорода вначале проходил через отражатель и замедлитель, поддерживая их температуру на уровне комнатной, а затем поступал в активную зону, где нагревался при этом до 3100 К. На стенде отражатель и замедлитель охлаждались отдельным потоком водорода. Реактор прошёл значительную серию испытаний, но ни разу не испытывался на полную длительность работы. Внереакторные узлы были отработаны полностью.
********************************
А это американский ядерный ракетный двигатель. Его схема была на заглавной картинке
Автор: NASA - Great Images in NASA Description, Общественное достояние, https://commons.wikimedia.org/w/index.php?curid=6462378
NERVA (англ. Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) — совместная программа Комиссии по атомной энергии США и НАСА по созданию ядерного ракетного двигателя (ЯРД), продолжавшаяся до 1972 года.
NERVA продемонстрировал, что ЯРД вполне работоспособен и подходит для исследования космоса, и в конце 1968 года SNPO подтвердил, что новейшая модификация NERVA, NRX/XE, отвечает требованиям для пилотируемого полета на Марс. Хотя двигатели NERVA были построены и испытаны в максимально возможной степени и считались готовыми к установке на космический аппарат, бо́льшая часть американской космической программы была отменена администрацией президента Никсона.
NERVA была оценена AEC, SNPO и НАСА как высокоуспешная программа, достигшая или даже превысившая свои цели. Главная цель программы заключалась в «создании технической базы для систем ядерных ракетных двигателей, которые будут использоваться в разработке и развитии двигательных установок для космических миссий». Практически все космические проекты, использующие ЯРД, основаны на конструкциях NERVA NRX или Pewee.
Марсианские миссии стали причиной упадка NERVA. Члены Конгресса из обеих политических партий решили, что пилотируемый полет на Марс будет молчаливым обязательством для Соединенных Штатов в течение десятилетий поддерживать дорогостоящую космическую гонку. Ежегодно программа RIFT задерживалась и цели NERVA усложнялись. В конце концов, хотя двигатель NERVA прошёл много успешных испытаний и имел мощную поддержку Конгресса, он никогда не покидал Землю.
В ноябре 2017 года Китайская корпорация аэрокосмической науки и техники (China Aerospace Science and Technology Corporation, CASC) опубликовала дорожную карту развития космической программы КНР на период 2017—2045 годы. Она предусматривает, в частности, создание многоразового корабля, работающего на ядерном ракетном двигателе.
Ракетный двигатель, рабочим телом в котором служит либо какое либо вещество (напр., водород), нагреваемое за счет энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде, либо непосредственно продукты этих реакций. Различают… … Большой Энциклопедический словарь
Ракетный двигатель, рабочим телом в котором служит либо какое либо вещество (например, водород), нагреваемое за счёт энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде, либо непосредственно продукты этих реакций. Находится в… … Энциклопедический словарь
ядерный ракетный двигатель - branduolinis raketinis variklis statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Raketinis variklis, kuriame reaktyvinė trauka sudaroma vykstant branduolinei arba termobranduolinei reakcijai. Branduoliniams raketiniams varikliams sudaroma kur kas didesnė… … Artilerijos terminų žodynas
- (ЯРД) ракетный двигатель, в котором тяга создаётся за счёт энергии, выделяющейся при радиоактивном распаде или ядерной реакции. Соответственно типу происходящей в ЯРД ядерной реакции выделяют Радиоизотопный ракетный двигатель,… …
- (ЯРД) ракетный двигатель, в к ром источником энергии является ядерное топливо. В ЯРД с ядерным реак. тором теплота, выделяющаяся в результате цепной ядерной реакции, сообщается рабочему телу (напр., водороду). Активная зона ядерного реактора… …
Эту статью следует викифицировать. Пожалуйста, оформите её согласно правилам оформления статей. Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива (англ. … Википедия
Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают собственно реактивными (нагрев рабочего тела в ядерном реакторе и вывод газа через… … Википедия
Реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в… … Википедия
- (РД) Реактивный двигатель, использующий для своей работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). Т. о., в отличие от воздушно реактивных двигателей (См.… … Большая советская энциклопедия
Изотопный ракетный двигатель, ядерный ракетный двигатель, использующий энергию распада радиоактивных изотопов хим. элементов. Эта энергия служит для нагрева рабочего тела, либо же рабочим телом являются сами продукты распада, образующие… … Большой энциклопедический политехнический словарь