Deep space exploration requires significant energy expenditures in the exceptional duration of the flight. This paper proposes the optimal design of a hybrid propulsion system using nuclear energy, and electric, to form ions under an electric rocket engine with electrostatic acceleration of the working fluid (ERE).
Keywords: ion engine, rocket engine, nuclear reactor, power plant
В основе работы ядерного реактивного двигателя (ЯРД) лежит высвобождающаяся в ходе ядерной реакции энергия. Ядерные реакции протекают по двум механизмам: самопроизвольно (спонтанно) или вызываются искусственно [1]. В отличии от идеальной модели атома, где число протонов равно числу нейтронов, в реальных частицах количество нуклонов отличается. Основным преимуществом ядерных превращений перед химическими является энергетический эффект. Нуклоны внутри атома сдерживают, так называемые, ядерные силы (природа которых до сих пор не выяснена до конца). При разрушении нуклонов высвобождается огромное количество энергии: гораздо большее, чем при разрушении связей между молекулами в ходе химических реакций.
Явление испускания различных частиц используется в ядерном реакторе на борту летательного аппарата (ЛА). Продукты ядерной реакции тормозятся, и их кинетическая энергия переходит в тепловую, которая в свою очередь расходуется на необходимые нужды: будь то создание тяги, или выработка электрического тока.
Очевидно, что при использовании в ракетном двигателе (РД) даже малой доли располагаемой ядерной энергии, можно получить удельный импульс существенной больший, чем при полном использовании химической энергии любого топлива.
В структуре ЯРД можно предусмотреть реактор, в котором происходила бы управляемая цепная реакция деления (в перспективе синтеза и, может быть, аннигиляции), а выделяющееся при этом тепло нагревало рабочее тело, которое впоследствии выбрасывается через реактивное сопло, создавая силу тяги. На сегодняшний день в ракетном двигателестроении такая схема ЯРД не используется.
Начиная с 2009 года указом президентской комиссии по модернизации было принято решение о запуске проекта транспортно-энергетического модуля на основе ядерно-электрической ракетной двигательной установки (ЯЭРДУ) (рис. 1).
Рис. 1. Транспортно-энергетический модуль
Разработкой занимается «РОСКОСМОС» и «РОСАТОМ». Согласно проекту, используется ионный электрореактивный двигатель (ЭРД). Это один из видов электростатического двигателя. Идея использования электрической энергии для получения реактивной тяги обсуждалась еще К. Э. Циолковским и другими пионерами космонавтики. В ионных двигателях тяга создается за счет ионизированного газа, разогнанного в электрическом поле. Поток ионизированного газа способен достигать скоростей вплоть до 20...50 км/с. В традиционном представлении электрическую энергию такой двигатель берет от фотоэлектрических панелей, но в рассматриваемой установке для этого используется ядерный реактор. Применение такого типа устройств обусловлено высокой экономичностью и продолжительным сроком службы по сравнению с аналогичными ракетно-двигательными установками на химическом топливе. Рассматриваемая в статье двигательная установка получила название — ядерно-электрическая ракетная двигательная установка (ЯЭРДУ) [2, 3].
ЯЭРДУ использует в качестве топлива ксенон. В ионизатор подается топливо, которое само по себе нейтрально, но при бомбардировании высокоэнергетическими электронами ионизируется. Таким образом, в камере образуется смесь из положительных ионов и отрицательных электронов. Для «отфильтровывания» электронов в камеру вводится трубка с катодными сетками, которая притягивает к себе электроны. Положительные ионы притягиваются к системе извлечения, состоящей из двух или трех сеток. Между сетками поддерживается большая разность потенциалов. В результате попадания ионов между сетками они разгоняются и выбрасываются в пространство, ускоряя корабль, согласно третьему закону Ньютона. Электроны, пойманные в катодную трубку, выбрасываются из двигателя под небольшим углом к соплу и потоку ионов. Это делается для того, чтобы ионы, нейтрализованные таким образом, не притягивались обратно к кораблю.
В настоящий момент ионные двигатели применяются в основном в коммерческих космических аппаратах, например, в спутниках связи или глобальной системе спутникового позиционирования [4].
Наличие в ДУ рабочих элементов, связанных с электропитанием ЭРД, определяет низкую тяговооруженность космических аппаратов с этими двигателями. Поэтому ЭРД имеет смысл применять только в космических аппаратах (КА) после достижения первой космической скорости с помощью ракетного двигателя (РД), работающего на химическом ракетном топливе.
В предлагаемой статье рассматривается конструкция космического ЯЭРДУ, тяга у которой создается в результате взаимодействия электростатического поля с ионизированным рабочим телом. Основное достоинство этого проекта — большой период эксплуатации (порядка 10 лет).
Такие характеристики проекта открывают новые горизонты в детальном изучении дальних планет солнечной системы.
Первичная цель — пилотируемый полет человека на Марс. Пилотируемый космический корабль для полета к планетам является, безусловно, уникальным по своей сложности объектом. Конструкция двигательной установки такого корабля будет мощной энергосиловой установкой высокого технического уровня. Такой двигатель состоит из двух основных частей: бортовой энергетической установки и, собственно, двигателя, который принято называть движителем (преимущественно малой тяги).
Для преобразования тепловой энергии в электрическую на борту устанавливается термоэлектрический преобразователь (ТЭП), действие которого основано на термоэлектрическом эффекте Зеебека-Пельтье-Томсона. Это явление возникновения термоэдс в цепи, состоящей из разнородных металлических или полупроводниковых материалов, спаи (места контакта) которых имеют разные температуры. При этом создается внутреннее электрическое поле, напряженность которого и характеризуется термоэдс.
В условиях открытого космоса важной проблемой является отвод тепла как от корпуса ЛА и его двигателя, так и от приборов и агрегатов. Единственный механизм осуществления теплопередачи — это тепловое излучение (радиация). Лучистый теплообмен между телами отличается сложным механизмом переноса, сильной чувствительностью к конфигурации тел и их расположению в пространстве, многообразием конкретных практических задач. Универсальных методик его расчета нет. Методы расчета приспосабливаются под группы типовых задач. Тепловое излучение имеет квантово-волновую природу. Для решения проблемы охлаждения можно использовать специальное устройство — капельный холодильник излучатель (КХИ) (рис. 2). Теплоноситель (жидкость) нагретый внутри системы летательного аппарата направляется в генератор капель (ГК). Генератор капель представляет собой устройство, в котором происходит распыливание охлаждающей жидкости на мелкие капли [5].
Рис. 2. Капельный холодильник излучатель
В результате интенсивного лучистого теплообмена с окружающей средой капельный теплоноситель охлаждается. Далее распыленный охладитель попадает в сборочный коллектор, откуда перекачивается в охлаждающую систему космического летательного аппарата (КЛА).
Работающий в составе двигателя ядерный реактор является источником гамма-излучения. Наличие такого источника на борту аппарата может нанести вред как самому летательному аппарату и его системам, так и людям, находящимся на борту. В частности может произойти перегрев рабочего тела и конструкционных элементов, охрупчивание металлов и пластмасс, старение резиновых изделий. Такие изменения значительно повлияют на работу аппарата и с высокой вероятностью могут привести к выходу его из строя.
Методы магнитной защиты не работают против гамма-излучения, поскольку поток состоит из частиц, которые не имеют электрического заряда. Реактор должен снабжаться защитой достаточно легкой, не влияющей на массу полезной нагрузки и обладающей достаточно радиационно-защитными свойствами. Такие двигательные установки снабжаются системой теневой защиты. Это означает, что радиационный экран устанавливается только с одной стороны двигателя и защищает от излучения космонавтов или оборудование. Оставшееся излучение свободно рассеивается в космическом пространстве по всем направлениям. Проблема радиационной безопасности и защиты требует качественно новых решений как с точки зрения конструкции, так и используемых материалов. Решение их имеет важное значение для реализации данного типа двигателя.
Литература:
- Дорофеев А. А. Основы теории тепловых ракетные двигателей. Теория, расчет и проектирование. М. Изд-во МГТУ ин. Н. Э. Баумана, 2014. — 571 с.
- Глушко В. П. и др., Энциклопедия «Космонавтика» М.: Советская энциклопедия, 1985.
- Роскосмос. / Под общей редакцией А. Н. Перминова. М.: Рестарт, 2007. — 240 с.
- Edgar Y. Choueiri. New down for electric rockets. [Электронный источник] URL: http://alfven.princeton.edu/publications/choueiri-sciam-2009 (дата обращения 23.10.2016).
- Патент РФ № 2532629, 10.11.2014. Железняков А. Г., Конюхов Г. В., Коротеев А. А., Петров А. И., Баранчиков В. А. Способы работы капельного холодильника-излучателя. Бюл. № 31.
