Moteurs de fusée nucléaire et systèmes de propulsion électrique de fusée nucléaire. Moteur de fusée nucléaire
Moteurs nucléairesÀ la fin des années 40, face à l'euphorie suscitée par la perspective d'utiliser l'énergie nucléaire, les États-Unis et l'URSS ont commencé à travailler à l'installation de moteurs nucléaires sur tout ce qui pouvait bouger. L'idée de créer un tel moteur « perpétuel » était particulièrement attractive pour les militaires. Les centrales nucléaires (NPP) étaient principalement utilisées dans la marine, car les centrales électriques des navires n'étaient pas soumises à des exigences de taille et de poids aussi strictes que, par exemple, dans l'aviation. Néanmoins, l'Armée de l'Air ne pouvait pas « laisser passer » l'opportunité d'augmenter de manière illimitée la portée de l'aviation stratégique. En mai 1946 Le commandement de l'US Air Force a approuvé le projet de création de moteurs nucléaires pour équiper les bombardiers stratégiques « Énergie nucléaire pour la propulsion des avions » (en abrégé NEPA, traduit par « Énergie nucléaire pour les moteurs d'avions »). Les travaux sur sa mise en œuvre ont commencé au Laboratoire national d'Oak Ridge. En 1951 il a été remplacé par un programme conjoint de l'Armée de l'Air et de la Commission de l'énergie atomique (AEC) « Aircraft Nuclear Propulsion » (ANP, « Aviation Nuclear Propulsion »). La société General Electric a créé un turboréacteur (TRJ), qui ne différait du turboréacteur « ordinaire » que par le fait qu'au lieu d'une chambre de combustion conventionnelle, il y avait un réacteur nucléaire qui chauffait compressé par compresseur air. Dans le même temps, l’air est devenu radioactif – un circuit ouvert. Dans ces années-là, ils traitaient cela plus simplement, mais néanmoins, afin de ne pas polluer leur aérodrome, les avions de décollage et d'atterrissage étaient censés être équipés de moteurs au kérosène conventionnels. Le premier projet américain d'avion nucléaire a été créé sur la base du bombardier stratégique supersonique B-58. Le développeur (Convair) l'a désigné X-6. Quatre turboréacteurs à propulsion nucléaire étaient situés sous l'aile delta ; en outre, 2 turboréacteurs plus « ordinaires » étaient censés fonctionner pendant le décollage et l'atterrissage. Au milieu des années 1950, un prototype d'un petit réacteur nucléaire refroidissement par air d'une puissance de 1 MW. Un bombardier B-36H a été affecté à ses tests de protection des vols et de l'équipage. L'équipage du laboratoire volant se trouvait dans une capsule de protection, mais le réacteur lui-même, situé dans la soute à bombes, ne disposait d'aucune protection biologique. Le laboratoire volant s'appelait NB-36H. Depuis juillet 1955 à mars 1957 elle a effectué 47 vols au-dessus des régions désertiques du Texas et du Nouveau-Mexique, au cours desquels le réacteur a été allumé et éteint. À l'étape suivante, un nouveau réacteur nucléaire HTRE a été créé (son dernier modèle avait une puissance de 35 MW, suffisante pour faire fonctionner deux moteurs) et le moteur expérimental X-39, qui a passé avec succès des tests conjoints au sol. Cependant, à cette époque, les Américains se rendirent compte que le circuit ouvert n'était pas adapté et commencèrent à concevoir une centrale électrique avec chauffage de l'air dans un échangeur de chaleur. Le nouveau Convair NX-2 avait une conception canard (la queue horizontale était située devant l'aile). Le réacteur nucléaire devait être situé dans la partie centrale, les moteurs à l'arrière et les prises d'air sous l'aile. L'avion était censé utiliser de 2 à 6 turboréacteurs auxiliaires. Mais en mars 1961 le programme ANP a été fermé. En 1954-1955. un groupe de scientifiques du laboratoire de Los Alamos a préparé un rapport sur la possibilité de créer un moteur de fusée nucléaire (NRE). L'AEC américaine a décidé de commencer à travailler à sa création. Le programme s'appelait "Rover". Les travaux ont été menés en parallèle au laboratoire scientifique de Los Alamos et au Livermore Radiation Laboratory de l'Université de Californie. Depuis 1956, tous les efforts du Radiation Laboratory ont visé à créer un statoréacteur nucléaire (NRJE) selon le projet PLUTO (à Los Alamos ils ont commencé à créer un statoréacteur nucléaire).
Le moteur à réaction à propulsion nucléaire devait être installé sur un missile supersonique à basse altitude (SLAM) en cours de développement. Le missile (on l’appellerait désormais missile de croisière) était essentiellement un bombardier sans pilote à lancement vertical (utilisant quatre propulseurs à combustible solide). Le moteur à réaction nucléaire était mis en marche lorsqu'une certaine vitesse était atteinte et déjà à une distance suffisante de son propre territoire. L'air entrant par la prise d'air était chauffé dans le réacteur nucléaire et, circulant à travers la tuyère, créait une poussée. Le vol vers la cible et le largage des ogives à des fins furtives devaient être effectués à très basse altitude à une vitesse trois fois supérieure à la vitesse du son. Le réacteur nucléaire avait une puissance thermique de 500 MW, la température de fonctionnement du cœur était supérieure à 1600 degrés C. Un terrain d'essai spécial a été construit pour tester le moteur. |  |
Union soviétique un avion nucléaire était bien plus nécessaire que les États-Unis car ils ne disposaient pas de bases militaires à proximité des frontières américaines et ne pouvaient opérer qu'à partir de leur propre territoire, et les bombardiers stratégiques M-4 et Tu-95 apparus au milieu des années 50 pouvaient pas « couvrir » l’ensemble du territoire des États-Unis. Les travaux visant à étudier les problèmes liés à la création de centrales nucléaires pour les navires, les sous-marins et les avions ont déjà commencé en 1947. Cependant, la résolution du Conseil des ministres sur le début des travaux sur les avions à propulsion nucléaire n'a été publiée que le 12 août 1955. (à cette époque, le premier sous-marin nucléaire soviétique était déjà en construction). L'OKB-156 de Tupolev et l'OKB-23 de Myasishchev ont commencé à concevoir des avions dotés de centrales nucléaires, et l'OKB-276 de Kuznetsov et l'OKB-165 de Lyulka développaient eux-mêmes de telles centrales. En mars 1956 Un décret gouvernemental a été publié portant création (pour étudier l'influence des rayonnements sur la conception d'un avion et de ses équipements, ainsi que les questions de radioprotection) d'un laboratoire volant basé sur le bombardier stratégique Tu-95. En 1958 Un réacteur nucléaire expérimental « aéronautique » a été livré au site d'essai de Semipalatinsk. Au milieu de 1959 Le réacteur a été installé sur un avion de production désigné Tu-95LAL (Flying Atomic Laboratory). Le réacteur est utilisé 
n'était utilisé que comme source de rayonnement et était refroidi avec de l'eau. Le radiateur du système de refroidissement, situé au bas du fuselage, a été soufflé par le flux d'air entrant. En mai-août 1961 Le Tu-95LAL a effectué 34 vols au-dessus du site d'essai. L'étape suivante consistait à créer un Tu-119 expérimental basé sur le Tu-95. Sur deux (de 
Ses quatre moteurs NK-12M (Kuznetsov OKB), en plus des chambres de combustion, étaient équipés d'échangeurs de chaleur chauffés par un liquide de refroidissement à métal liquide qui captait la chaleur d'un réacteur nucléaire situé dans la soute. Les moteurs étaient désignés NK-14A. À l'avenir, il était prévu de créer un avion anti-sous-marin avec une durée de vol presque illimitée en installant 4 moteurs NK-14A sur l'avion et en augmentant le diamètre du fuselage. Cependant, la conception des moteurs NK-14A, ou plutôt de sa partie nucléaire, a progressé lentement en raison des nombreux problèmes survenus au cours de ce processus. En conséquence, les projets de création du Tu-119 n’ont jamais été réalisés. De plus, l'OKB-156 offrait plusieurs options pour les bombardiers supersoniques. Bombardier à longue portée Tu-120 d'une masse au décollage de 85 tonnes. 30,7 mètres de longueur. envergure 24,4 m. Et 
vitesse maximale d'environ 1400 km/h. Un autre projet concernait un avion d'attaque à basse altitude d'une masse au décollage de 102 tonnes. 37m de longueur. envergure 19m. et une vitesse maximale de 1400 km/h. L'avion avait une aile delta basse. Ses deux moteurs étaient situés dans un seul boîtier à l'arrière du fuselage. Pendant le décollage et l'atterrissage, les moteurs fonctionnaient au kérosène. Le bombardier stratégique supersonique était censé avoir une masse au décollage de 153 tonnes. longueur 40,5 m. et envergure 30,6 m. Sur les six turboréacteurs (Bureau de conception Kuznetsov), deux, situés dans la queue, étaient équipés d'échangeurs de chaleur et pouvaient être propulsés par un réacteur nucléaire. Quatre turboréacteurs conventionnels étaient placés sous l'aile sur des pylônes. Extérieurement, cet avion était similaire au bombardier supersonique moyen américain B-58. Le bureau d'études de Myasishchev a également envisagé la possibilité de créer un avion « nucléaire » basé sur le bombardier ZM existant en remplaçant les turboréacteurs conventionnels par des turboréacteurs nucléaires équipés d'échangeurs de chaleur (le réacteur était situé dans la soute à bombes). La possibilité de créer un bombardier supersonique M-60 a également été envisagée. Plusieurs options ont été proposées 
options de mise en page avec divers types moteurs (masse au décollage 225-250t, charge utile - 25t, vitesse - jusqu'à 3000 km/h, longueur 51-59m, envergure - 27-31m). Pour se protéger des radiations, les pilotes ont été placés dans une capsule scellée spéciale et les moteurs ont été placés à l'arrière du fuselage. La visibilité visuelle depuis la capsule était exclue et le pilote automatique devait guider l'avion vers la cible. Pour assurer le contrôle manuel, il était prévu d'utiliser des écrans de télévision et de radar. Les développeurs ont initialement proposé de rendre l'avion sans pilote. Mais par souci de fiabilité, les militaires ont insisté sur une version habitée. Une option était un hydravion. Son avantage était que les réacteurs amortis pouvaient être plongés dans l'eau pour réduire le rayonnement de fond. Avec le développement de la science des fusées et l’avènement de missiles balistiques intercontinentaux et de sous-marins nucléaires fiables, l’intérêt militaire pour les bombardiers nucléaires s’est estompé et les travaux ont été réduits. Mais en 1965 l'idée de créer un avion anti-sous-marin à propulsion nucléaire a été reprise. Cette fois, le prototype était le transport lourd An-22 « Antey », doté des mêmes moteurs que le Tu-95. Le développement du NK-14A était alors assez avancé. Le décollage et l'atterrissage devaient être effectués au kérosène (puissance moteur 4 x 13 000 ch) et le vol de croisière à l'énergie nucléaire (4 x 8 900 ch). La durée du vol n'était limitée que par le « facteur humain » : pour limiter la dose reçue par l'équipage, elle était fixée à 50 heures. La portée de vol serait de 27 500 km. En 1972 L'An-22 avec un réacteur nucléaire à bord a effectué 23 vols, tout d'abord la radioprotection a été vérifiée. Cependant, les problèmes environnementaux en cas d'accident d'avion n'ont jamais été résolus, c'est peut-être la raison pour laquelle le projet n'a pas été mis en œuvre. Dans les années 80, l’intérêt s’est manifesté pour les avions nucléaires en tant que porteur de missiles balistiques. Étant presque constamment dans les airs, il serait invulnérable à une frappe soudaine de missile nucléaire ennemi. En cas d'accident d'avion, le réacteur nucléaire pourrait être séparé et abaissé par parachute. Mais le début de la détente, la « perestroïka » puis l’effondrement de l’URSS ne permettent pas à l’avion nucléaire de décoller. Dans OKB-301 ( chef designer S.A. Lavochkin) au milieu des années 50, la question de l'installation d'un moteur nucléaire à statoréacteur sur le missile de croisière intercontinental Burya (similaire au projet PLUTO) a été étudiée. Le projet a reçu la désignation « 375 ». Le développement de la fusée elle-même n’a pas posé de problème : les ingénieurs du moteur ont échoué. OKB-670 (concepteur en chef M.M. Bondaryuk) n'a pas pu pendant longtemps faire face à la création d'un moteur nucléaire à statoréacteur. En 1960 Le projet Tempest a été fermé avec sa version nucléaire. On n’en est jamais arrivé au point de tester un moteur nucléaire. L'énergie nucléaire peut être utilisée pour chauffer le fluide de travail non seulement dans un moteur respiratoire, mais également dans un moteur de fusée nucléaire (NRE), qui sont généralement divisés en moteurs réactifs, dans lesquels le processus de chauffage du fluide de travail (RT) se produit en continu, et pulsé ou pulsé (également en général réactif), dans lequel l'énergie nucléaire est libérée discrètement, à travers une série d'explosions nucléaires (thermonucléaires) de faible puissance. Par état d'agrégation Le combustible nucléaire dans le cœur du réacteur NRE est divisé en phase solide, phase liquide et phase gazeuse (plasma). Par ailleurs, on peut distinguer un moteur nucléaire dans un réacteur dans lequel le combustible nucléaire est à l'état fluidisé (sous la forme d'un « nuage » rotatif de particules de poussière). Un autre type de moteur de propulsion nucléaire est un moteur qui utilise l'énergie thermique libérée lors de la fission spontanée des isotopes radioactifs (désintégration radioactive) pour chauffer le RT. L'avantage d'un tel moteur est sa simplicité de conception ; un inconvénient important est le coût élevé des isotopes (par exemple le polonium-210). De plus, lors de la désintégration spontanée d'un isotope, de la chaleur est constamment libérée, même lorsque le moteur est éteint, et elle doit être évacuée d'une manière ou d'une autre du moteur, ce qui complique et alourdit la conception. Dans un moteur-fusée nucléaire pulsé, l’énergie d’une explosion atomique évapore le RT, le transformant en plasma. Le nuage de plasma en expansion exerce une pression sur le puissant fond métallique (plaque de poussée) et crée une poussée du jet. Une substance solide qui peut être facilement convertie en gaz, appliquée sur une plaque poussoir, de l'hydrogène liquide ou de l'eau stockée dans un réservoir spécial peut être utilisée comme RT. Il s'agit d'un schéma de centrale nucléaire dite à action externe pulsée ; un autre type est la centrale nucléaire pulsée à action interne, dans laquelle la détonation de petites charges nucléaires ou thermonucléaires est effectuée à l'intérieur de chambres spéciales (chambres de combustion) équipées de tuyères à jet. Du RT y est également fourni, qui, circulant à travers la tuyère, crée une poussée comme les moteurs-fusées à propergol liquide conventionnels. Un tel système est plus efficace, puisque tous les produits RT et explosion sont utilisés pour créer une poussée. Cependant, le fait que les explosions se produisent à l'intérieur d'un certain volume impose des restrictions sur la pression et la température dans la chambre de combustion. La centrale nucléaire à action externe pulsée est plus simple, et grande quantité L'énergie libérée dans les réactions nucléaires permet d'obtenir, même à moindre rendement bonnes caractéristiques de tels systèmes. Aux États-Unis en 1958-1963. Un projet de fusée dotée d'un moteur à propulsion nucléaire pulsé "Orion" était en cours de développement. Le modèle a même été testé avion avec un moteur à impulsions utilisant des explosifs chimiques conventionnels. Les résultats obtenus ont indiqué la possibilité fondamentale d'un vol contrôlé du véhicule à l'aide d'un tel moteur. Initialement, Orion devait être lancé depuis la Terre. Pour exclure la possibilité que la fusée soit endommagée par une explosion nucléaire au sol, il était prévu de l'installer sur huit tours de 75 mètres pour le lancement. Dans le même temps, la masse au lancement de la fusée atteignait 10 000 tonnes. et le diamètre de la plaque de poussée est d'environ 40 m. Pour réduire les charges dynamiques sur la structure et l'équipage de la fusée, un dispositif d'amortissement a été fourni. Après un cycle de compression, la plaque est ramenée à sa position initiale, après quoi une autre explosion s'est produite. Au lancement, une charge d’une puissance de 0,1 kt explosait toutes les secondes. Après avoir quitté l'atmosphère, charge avec une puissance de 20 kt. explosait toutes les 10 secondes. Plus tard, afin de ne pas polluer l'atmosphère, il a été décidé de soulever Orion de la Terre à l'aide du premier étage de la fusée Saturn-5, puisque son diamètre maximum était de 10 m. puis le diamètre de la plaque de poussée a été réduit à 
10 M. La poussée effective a donc diminué à 350 tonnes avec son propre poids « à sec » du système de propulsion (sans RT) de 90,8 tonnes. Livrer une charge utile de 680 tonnes sur la surface lunaire. il faudrait faire exploser environ 800 charges de plutonium (masse de plutonium 525 kg) et en consommer environ 800 tonnes. RT. La possibilité d'utiliser Orion comme moyen de transporter des charges nucléaires vers une cible a également été envisagée. Mais les militaires abandonnèrent bientôt cette idée. Et en 1963 un traité d'interdiction a été signé explosions nucléaires dans l'espace sur terre (dans l'atmosphère) et sous l'eau. Cela a rendu illégal l'ensemble du projet. Un projet similaire a été envisagé en URSS, mais aucun résultats pratiques il n'en avait pas. Tout comme le projet d’avion aérospatial M-19 (VKS) du Myasishchev Design Bureau. Le projet prévoyait la création d'un système aérospatial réutilisable à un étage, capable de lancer une charge utile pesant jusqu'à 40 tonnes sur des orbites de référence basses (jusqu'à 185 km). À cette fin, le VKS était censé être équipé d'un moteur de propulsion nucléaire et d'un système de propulsion aérobie multimode fonctionnant à la fois à partir d'un réacteur nucléaire et à l'hydrogène. Plus de détails sur ce projet sont décrits sur la page. L'énergie nucléaire peut non seulement être directement utilisée pour chauffer le RT dans le moteur, mais également être convertie en énergie électrique qui est ensuite utilisé pour créer une poussée dans les moteurs de propulsion électrique (EPE). Selon ce schéma, des systèmes de propulsion nucléaire (NPS) sont construits, composés de centrales nucléaires (NPS) et de systèmes de propulsion de fusée électrique (ERPS). Il n’existe pas de classification établie (généralement acceptée) de la propulsion électrique. Selon le « mécanisme » prédominant de l'accélération RT, les moteurs de propulsion électrique peuvent être divisés en gaz-dynamiques (électrochimiques), électrostatiques (ioniques) et électromagnétiques (plasma). Dans les systèmes électrochimiques, l'énergie électrique est utilisée pour le chauffage ou la décomposition chimique de la RT (chauffage électrique, thermocatalytique et hybride), et la température de la RT peut atteindre 5 000 degrés. L'accélération du RT se produit, comme dans les moteurs-fusées à propergol liquide conventionnels, lorsqu'il traverse le chemin dynamique des gaz du moteur (tuyère). Parmi les moteurs à propulsion électrique, les moteurs électrochimiques consomment le moins d’énergie par unité de poussée (environ 10 kW/kg). Dans un moteur à propulsion électrique électrostatique, le fluide de travail est d'abord ionisé, après quoi des ions positifs sont accélérés dans un champ électrostatique (à l'aide d'un système d'électrodes) créant une poussée (pour neutraliser la charge du jet, des électrons y sont injectés au sortie du moteur). Dans un moteur à propulsion électrique électromagnétique, le RT est chauffé jusqu'à l'état de plasma (des dizaines de milliers de degrés) par un courant électrique qui le traverse. Ensuite, le plasma est accéléré dans un champ électromagnétique (« l’accélération dynamique gazeuse peut également être utilisée en parallèle »). Des gaz et des liquides de faible poids moléculaire ou facilement dissociables sont utilisés comme RT dans les moteurs de propulsion électrique électrothermiques ; dans les moteurs électrostatiques, alcalins ou lourds, des métaux ou des liquides organiques facilement évaporés ; dans les moteurs électromagnétiques, divers gaz et solides sont utilisés. Un paramètre important du moteur est son impulsion de poussée spécifique (voir page) qui caractérise son efficacité (plus elle est grande, moins on dépense de PT pour créer un kilogramme de poussée). L'impulsion spécifique pour différents types de moteurs varie considérablement : propulseur à propergol solide - 2650 m/s, moteur-fusée à propergol liquide - 4500 m/s, propulseur électrochimique - 3000 m/s, propulseur à plasma jusqu'à 290 000. Comme on le sait, la valeur d'impulsion spécifique est directement proportionnelle racine carrée de la température RT devant la buse. Elle (la température) est à son tour déterminée par le pouvoir calorifique du carburant. Le meilleur indicateur parmi carburants chimiques a une paire de béryllium + oxygène - 7200 kcal/kg. Le pouvoir calorifique de l’uranium 235 est environ 2 millions de fois plus élevé. Cependant, la quantité d’énergie qui peut être utilement utilisée n’est que 1 400 fois supérieure. Limites imposées caractéristiques de conception réduisez ce chiffre pour la propulsion nucléaire en phase solide à 2-3 (la température RT maximale réalisable est d'environ 3000 degrés). Et pourtant, l’impulsion spécifique d’un moteur-fusée à propergol nucléaire en phase solide est d’environ 9 000 m/s, contre 3 500 à 4 500 pour les moteurs-fusée à propergol liquide modernes. Pour les moteurs nucléaires en phase liquide, l'impulsion spécifique peut atteindre 20 000 m/sec ; pour ceux en phase gazeuse, où la température RT peut atteindre des dizaines de milliers de degrés, l'impulsion spécifique est de 15 à 70 000 m/sec. Un autre paramètre important caractérisant la perfection du poids d'un système de propulsion (PS) ou d'un moteur est leur gravité spécifique - le rapport entre le poids du PS (avec ou sans composants combustibles) ou du moteur et la poussée générée. Sa quantité inverse, la poussée spécifique, est également utilisée. La gravité spécifique (poussée) détermine l'accélération réalisable de l'avion et son rapport poussée/poids. Les moteurs de fusée modernes à propergol liquide ont une densité de 7 à 20 kg. poussée par tonne de poids mort, c'est-à-dire le rapport poussée/poids atteint 14. Les NRE ont également un bon rapport poussée/poids - jusqu'à 10. De plus, pour les moteurs-fusées à propergol liquide utilisant du carburant oxygène-hydrogène, le rapport entre la masse RT et la masse de la structure est de l'ordre de 7-8. Pour les moteurs de propulsion nucléaire en phase solide, ce paramètre est réduit à 3-5, ce qui permet un gain de densité spécifique DU prenant en compte le poids du RT. Dans un moteur à propulsion électrique, la poussée développée est limitée par la grande consommation d'énergie pour créer 1 kg. poussée (de 10 kW à 1 MW). La poussée maximale des moteurs de propulsion électrique existants est de plusieurs kilogrammes. Si le système de propulsion électrique contient des éléments supplémentaires liés à l'alimentation en propulsion électrique, le rapport poussée/poids d'un véhicule équipé d'un tel système de propulsion est bien inférieur à un. Cela rend impossible leur utilisation pour lancer des charges utiles en orbite terrestre basse (certains moteurs de propulsion électrique ne peuvent fonctionner que dans le vide de l’espace). Il est logique d'utiliser des moteurs de propulsion électriques uniquement dans les engins spatiaux comme moteurs à faible poussée pour l'orientation, la stabilisation et la correction des orbites. En raison du faible débit du fluide de travail (impulsion spécifique élevée), la durée de fonctionnement continu du moteur de propulsion électrique peut être mesurée en mois et en années. Alimenter les moteurs de propulsion électriques avec l'électricité d'un réacteur nucléaire permettra de les utiliser pour des vols vers les « périphéries » du système solaire, où la puissance des panneaux solaires ne suffira pas. Ainsi, le principal avantage des moteurs nucléaires par rapport aux autres types de moteurs de fusée est leur impulsion spécifique importante, avec un rapport poussée/poids élevé (des dizaines, des centaines et des milliers de tonnes de poussée avec un poids mort nettement inférieur). Le principal inconvénient du NRE est la présence d'un puissant flux de rayonnement pénétrant ainsi que l'élimination des composés d'uranium hautement radioactifs du RT usé. À cet égard, le moteur-fusée à propulsion nucléaire est inacceptable pour les lancements au sol. Les travaux sur la création de moteurs de propulsion nucléaire et de centrales nucléaires en URSS ont commencé au milieu des années 50. En 1958 Le Conseil des ministres de l'URSS a adopté un certain nombre de résolutions sur la réalisation de travaux de recherche sur la création de fusées à moteur nucléaire. La supervision scientifique a été confiée à M.V. Keldysh, I.V. Kurchatov et S.P. Korolev. Des dizaines d'organismes de recherche, de conception, de construction et d'installation ont été impliqués dans les travaux. Il s'agit du NII-1 (aujourd'hui le Centre de recherche Keldysh), de l'OKB-670 (concepteur en chef M.M. Bondaryuk), de l'Institut de l'énergie atomique (IAE, aujourd'hui Institut Kurchatov) et de l'Institut de physique et d'énergie (aujourd'hui IPPE Leypunsky), de recherche Institut d'ingénierie des instruments (concepteur en chef A.S. Abramov), NII-8 (maintenant Institut de recherche et de conception scientifique - NIKIET du nom de Dolezhal) et OKB-456 (maintenant NPO Energomash du nom de Glushko), NIITVEL (NPO "Luch", maintenant Podolsk Institut technologique de recherche scientifique - PNITI), NII-9 (aujourd'hui Institut de recherche de haute technologie sur les matériaux inorganiques - VNIINM du nom de A.A. Bochvar), etc. Dans OKB-1 (en Par la suite, le nom a été changé en Bureau central de conception de Génie mécanique expérimental - TsKBEM, NPO Energia, RSC Energia du nom. Korolev) avant-projets d'un système à un étage missile balistique YAR-1 et fusée nucléaire-chimique à deux étages YAR-2. Tous deux prévoyaient l'utilisation de moteurs de propulsion nucléaire d'une poussée de 140 tonnes. Les projets étaient prêts le 30 décembre 1959. cependant, la création d'un YAR-1 de combat a été jugée inappropriée et les travaux ont été arrêtés. Le YakhR-2 avait une conception similaire au R-7, mais avec six nacelles de fusée latérales de premier étage équipées de moteurs NK-9. Le deuxième étage (bloc central) était équipé d'un moteur à propulsion nucléaire. La masse au lancement de la fusée était de 850 à 880 tonnes. avec une masse de charge utile de 35 à 40 t. (une option avec un poids au lancement de 2000 tonnes, une longueur de 42 m, une dimension transversale maximale de 19 m, une charge utile allant jusqu'à 150 tonnes a également été envisagée). Les moteurs de toutes les unités YakhR-2 ont démarré sur Terre. Dans ce cas, le moteur de propulsion nucléaire a été mis en mode « ralenti » (la puissance du réacteur était de 0,1 % de la puissance nominale sans débit de fluide de travail). Le passage en mode opérationnel a été effectué en vol quelques secondes avant la séparation des blocs latéraux. Au milieu de 1959 OKB-1 a publié des spécifications techniques destinées aux ingénieurs moteurs (OKB-670 et OKB-456) pour le développement de conceptions préliminaires de moteurs nucléaires d'une poussée de 200 et 40 tonnes. Après le début des travaux sur le lanceur lourd N-1, la question de la création d'un lanceur à deux étages avec un moteur à propulsion nucléaire dans le deuxième étage a été examinée sur cette base. Cela garantirait une augmentation de la charge utile lancée en orbite terrestre basse d'au moins 2 à 2,5 fois et l'orbite des satellites lunaires de 75 à 90 %. Mais ce projet n'a pas été achevé non plus - la fusée N-1 n'a jamais volé. La conception des moteurs nucléaires a été réalisée par OKB-456 et OKB-670. Ils ont réalisé plusieurs conceptions préliminaires de moteurs de propulsion nucléaire avec un réacteur en phase solide. Donc dans OKB-456 en 1959. Les conceptions préliminaires des moteurs RD-401 avec modérateur à eau et du RD-402 avec modérateur en béryllium, dotés d'une poussée à vide de 170 tonnes, étaient prêtes. avec une impulsion de poussée spécifique de 428 sec. L'ammoniac liquide servait de fluide de travail. Vers 1962 Selon les spécifications techniques de l'OKB-1, le projet RD-404 d'une poussée de 203 tonnes a été achevé. avec une impulsion de poussée spécifique de 950 sec. (RT - hydrogène liquide), et en 1963. - RD-405 avec une poussée de 40-50t. Cependant, en 1963 tous les efforts de l'OKB-456 ont été redirigés vers le développement de moteurs de propulsion nucléaire en phase gazeuse. Plusieurs projets NRE avec un réacteur en phase solide et un mélange ammoniac-alcool comme RT ont été développés par OKB-670 au cours des mêmes années. Pour passer de la conception préliminaire à la création d'échantillons réels de moteurs de propulsion nucléaire, il a fallu résoudre bien d'autres problèmes et, tout d'abord, étudier les performances des éléments combustibles (éléments combustibles) d'un réacteur nucléaire à haute température. Kourtchatov en 1958 a proposé de créer à cet effet un réacteur explosif (RVD, le nom moderne est un réacteur à graphite pulsé - IGR). Sa conception et sa production ont été confiées à NII-8. En RVD l'énérgie thermique La fission de l'uranium n'était pas évacuée à l'extérieur du noyau, mais était chauffée à un niveau très élevé. hautes températures graphite à partir duquel (avec l'uranium) il était composé. Il est clair qu'un tel réacteur ne pourrait fonctionner que pendant une courte période - par impulsions, avec des arrêts pour refroidir. L'absence de toute pièce métallique dans le noyau permettait de produire des « fusées éclairantes » dont la puissance n'était limitée que par la température de sublimation du graphite. Au centre de la zone active se trouvait une cavité dans laquelle se trouvaient les échantillons d’essai. Également en 1958. Sur le site d'essais de Semipalatinsk, non loin du site d'essais de la première bombe atomique, la construction des bâtiments et des structures nécessaires a commencé. En mai-juin 1960 Un démarrage physique (« à froid ») du réacteur a été effectué, et un an plus tard, une série de démarrages a été réalisée avec chauffage de la pile de graphite à 1000 degrés. Pour garantir la sécurité environnementale, le stand a été construit selon un schéma « fermé » : le liquide de refroidissement usé était conservé dans des réservoirs de gaz avant d'être rejeté dans l'atmosphère, puis filtré. Depuis 1962 A l'IGR (RVD), des essais de crayons combustibles et d'assemblages combustibles (FA) de différents types ont été réalisés pour les réacteurs nucléaires développés au NII-9 et au NII-1. Dans la seconde moitié des années 50, NII-1 et IPPE ont mené des études sur la dynamique des gaz des éléments combustibles gazeux et la physique des réacteurs en phase gazeuse, qui ont montré la possibilité fondamentale de créer des moteurs de propulsion nucléaire en phase gazeuse. Dans la chambre de travail d'un tel moteur, à l'aide du champ magnétique créé par le solénoïde qui l'entoure, une zone « stagnante » a été créée dans laquelle l'uranium a été chauffé à des températures d'environ 9 000 degrés. et chauffait l'hydrogène circulant dans cette zone (pour améliorer l'absorption de l'énergie radiante, des additifs spéciaux y ont été ajoutés). Une partie du combustible nucléaire était inévitablement emportée par le flux de gaz, il fallait donc constamment compenser la perte d'uranium. Un moteur de propulsion nucléaire en phase gazeuse pourrait avoir une impulsion spécifique allant jusqu'à 20 000 m/sec. Les travaux sur un tel moteur ont commencé en 1963. à OKB-456 (sous la direction scientifique du NII-1). En 1962 A l'IPPE, un stand expérimental IR-20 a été créé avec un réacteur en phase solide dans lequel l'eau était modératrice. Les paramètres physiques des réacteurs NRE en phase solide y ont été étudiés pour la première fois, ce qui a servi de base aux conceptions ultérieures. En 1968 Compte tenu de l'expérience acquise sur le stand IR-20, un stand physique "Strela" a été construit ici, sur lequel un réacteur a été installé, dont la conception est assez proche du réacteur du prototype de vol NRE. L'étape suivante vers la création d'un moteur de propulsion nucléaire a été la création d'un stand expérimental spécial pour tester un prototype au sol d'un réacteur de propulsion nucléaire. En 1964 Un décret gouvernemental a été publié concernant la construction d'un complexe de bancs d'essais pour les moteurs de propulsion nucléaire sur le site d'essais de Semipalatinsk, baptisé « Baïkal ». En février 1965 Les spécifications techniques pour le développement d'un réacteur pour le complexe du Baïkal ont été élaborées à l'IAE (il a reçu l'indice IVG-1, recherche refroidi par gaz à haute température). NII-8 (sous la direction scientifique de l'IAE) commence à le concevoir. Le développement et la production des assemblages combustibles sont confiés à NIITVEL. En 1966 le développement du premier moteur de propulsion nucléaire soviétique à phase solide (ayant reçu l'indice 11B91 ou RD-0410) a été transféré au Bureau de conception de Voronej de Khimavtomatiki (KBKhA) Ch. designer A.D. Konopatov. En 1968 NPO Energomash (OKB-456) a achevé le développement d'une conception préliminaire d'un moteur avec un réacteur en phase gazeuse. Le moteur, désigné RD-600, était censé avoir une poussée d'environ 600 tonnes. avec son propre poids d'environ 60 tonnes. Le béryllium et le graphite ont été utilisés comme modérateur et réflecteur. RT - hydrogène avec additif au lithium. 24 mai 1968 Un décret gouvernemental a été publié, prévoyant la création d'un moteur de propulsion nucléaire basé sur le projet proposé, ainsi que la construction d'un banc pour ses tests, appelé « Baïkal-2 ». Parallèlement au développement du modèle de vol du YARD 11B91 chez KBKhA, son prototype de banc (IR-100) a été créé au NII-1. En 1970 Ces travaux ont été combinés (le programme a reçu l'indice 11B91-IR-100) et tous les travaux de conception sur les modèles de banc et de vol du système de propulsion nucléaire ont été concentrés au KBKhA. Le lancement physique du premier réacteur YARD 11B91-IR-100 a été réalisé à l'IPPE sur le stand Strela. Un vaste programme de recherche a été mené à ce sujet. La construction du complexe Baïkal a duré plusieurs années. Le complexe était censé comprendre deux mines où réacteurs expérimentaux ont été descendus à l'aide d'un portique. 18 septembre 1972 Le lancement physique du réacteur IVG-1 a eu lieu dans le cadre du premier chantier du complexe Baïkal. Il pourrait également être utilisé comme prototype de banc d’un futur moteur-fusée à propulsion nucléaire d’une poussée de 20 à 40 tonnes. et comme support pour tester de nouveaux types de combustible nucléaire. Le réacteur avait un réflecteur en béryllium et le modérateur était de l'eau. Son noyau était constitué de 31 assemblages combustibles. L'hydrogène, refroidissant le combustible nucléaire, pouvait chauffer jusqu'à 2 500 degrés, et dans un canal central spécial, il était possible d'en obtenir tous les 3 000. La mise en service de l'électricité n'a eu lieu qu'au début du mois de mars 1975. ce qui s'explique par la nécessité d'achever la construction de tous les bâtiments et structures du complexe des bancs d'essais, de réaliser un grand volume de travaux de mise en service et de formation du personnel. Il y avait des instruments dans un bunker souterrain situé entre les puits. Dans un autre situé à 800m. il y avait un panneau de contrôle. Le panneau de contrôle était accessible depuis la zone de sécurité via un tunnel souterrain d'un kilomètre et demi. A proximité de la mine à 150m de profondeur. Un récipient sphérique a été placé dans lequel de l'hydrogène gazeux a été pompé sous haute pression. Chauffé dans le réacteur à près de 3000 degrés. l'hydrogène était rejeté directement dans l'atmosphère. Cependant, les rejets de produits de fission étaient proches des émissions radioactives des centrales nucléaires lors de leur fonctionnement normal. Et pourtant, il était interdit de s'approcher de la mine à moins d'un kilomètre et demi pendant 24 heures, et il était interdit de s'approcher de la mine elle-même pendant un mois. En 13 années d'exploitation, 28 démarrages « à chaud » du réacteur IVG-1 ont été réalisés. Environ 200 assemblages combustibles refroidis au gaz ont été testés dans le cadre de 4 cœurs expérimentaux. La durée de vie d'un certain nombre d'assemblages à la puissance nominale était de 4 000 secondes. Bon nombre des résultats de ces tests dépassent largement ceux obtenus lors des travaux sur le programme de propulsion nucléaire aux États-Unis. Par exemple, la densité maximale de dégagement de chaleur dans le cœur du réacteur IVG-1 a atteint 25 kW/cc. contre 5,2 pour les Américains, la température de l'hydrogène à la sortie des assemblages combustibles était d'environ 2800 degrés contre 2300 pour les Américains. En 1977 le deuxième-A a été mis en service lieu de travail complexe de stands "Baïkal" sur lequel le 17 septembre 1977 Le lancement physique du premier réacteur de banc pour le moteur de propulsion nucléaire 11B91-IR-100 a été réalisé, qui a reçu la désignation IRGIT. Six mois plus tard, le 27 mars 1978 la mise sous tension a été effectuée. Au cours de laquelle une puissance de 25 MW a été atteinte (15 % de la conception), la température de l'hydrogène était de 1 500 degrés et la durée de fonctionnement était de 70 secondes. Lors des tests du 3 juillet 1978. et le 11 août 1978 Une puissance de 33 MW et 42 MW a été atteinte, la température de l'hydrogène était de 2360 degrés. À la fin des années 70 et au début des années 80, deux autres séries de tests ont été réalisées au complexe de bancs : les deuxième et troisième appareils 11B91-IR-100. Les essais des assemblages combustibles dans les réacteurs IGR et IVG se sont poursuivis et la construction des structures était en cours dans le but de mettre en service un poste de travail deuxième B pour tester le moteur à hydrogène liquide. Parallèlement, des tests du moteur dit « froid » 11B91X, dépourvu de réacteur nucléaire, ont été réalisés sur un stand situé à Zagorsk, près de Moscou. L'hydrogène était chauffé dans des échangeurs de chaleur spéciaux à partir de brûleurs oxygène-hydrogène conventionnels. En 1977 Tous les problèmes liés aux tests d'un moteur « froid » ont été résolus (les unités pouvaient fonctionner pendant des heures). En principe, le moteur nucléaire a été créé et sa préparation aux essais en vol a pris encore plusieurs années. Le 11B91 YARD possédait un réacteur à neutrons thermiques hétérogène, le modérateur était de l'hydrure de zirconium, le réflecteur était du béryllium, un combustible nucléaire à base d'uranium et de carbures de tungstène, avec une teneur en uranium 235 d'environ 80 %. Il s'agissait d'un cylindre métallique relativement petit, d'un diamètre d'environ 50 cm. et environ un mètre de long. À l’intérieur se trouvent 900 fines tiges contenant du carbure d’uranium. Le réacteur NRE était entouré d'un réflecteur de neutrons en béryllium, dans lequel étaient encastrés des tambours, recouverts d'un côté d'un absorbeur de neutrons. Ils jouaient le rôle de barres de contrôle - selon le côté des tambours faisant face au noyau, ils absorbaient plus ou moins de neutrons, régulant la puissance du recteur (les Américains avaient le même schéma). Vers 1985 YARD 11B91 pourrait effectuer son premier vol spatial. Mais cela ne s’est pas produit pour plusieurs raisons. Au début des années 80, des progrès significatifs avaient été réalisés dans le développement de moteurs-fusées à propergol liquide très efficaces qui, avec l'abandon des projets d'exploration de la Lune et d'autres planètes proches du système solaire, remettaient en question la faisabilité de créer des moteurs de fusée à propergol nucléaire. Les difficultés économiques qui ont surgi et la soi-disant « Perestroïka » ont conduit au fait que l'ensemble de l'industrie spatiale s'est retrouvée « en disgrâce » et en 1988. les travaux sur la propulsion nucléaire en URSS ont été arrêtés. L'idée d'utiliser l'électricité pour créer poussée du jet K.E. Tsiolkovsky l'a exprimé en 1903. Le premier moteur de propulsion électrique expérimental a été créé au Laboratoire de dynamique des gaz (Leningrad) sous la direction de V.P. Glushko en 1929-1933. L'étude de la possibilité de créer des moteurs de propulsion électriques a commencé à la fin des années 50 à l'IAE (sous la direction de L.A. Artsimovich), au NII-1 (sous la direction de V.M. Ievlev et A.A. Porotnikov) et dans un certain nombre d'autres organisations. Ainsi, OKB-1 a mené des recherches visant à créer un moteur de propulsion nucléaire électrique. En 1962 La conception préliminaire du LV N1 comprenait des « matériaux destinés à la propulsion nucléaire pour les engins spatiaux interplanétaires lourds ». En 1960 Un arrêté gouvernemental a été pris concernant l'organisation des travaux sur la propulsion électrique. Outre l'IAE et le NII-1, des dizaines d'autres instituts de recherche, bureaux d'études et organisations ont été impliqués dans les travaux. Vers 1962 Au NII-1, un moteur à plasma pulsé (PPD) de type érosion a été créé. Dans le SPD, le plasma se forme en raison de l'évaporation (ablation) d'un diélectrique solide (fluoroplastique-4, également connu sous le nom de téflon) dans une décharge électrique pulsée (étincelle) d'une durée de plusieurs microsecondes (puissance d'impulsion 10-200 MW) suivie d'une accélération électromagnétique. du plasma. Les premiers tests de durée de vie d'un tel moteur débutèrent le 27 mars et se poursuivirent jusqu'au 16 avril 1962. Avec une consommation électrique moyenne de 1 kW (impulsion - 200 MW), la poussée était de 1 g. - « prix » de traction 1 kW/g. Pour les tests dans l’espace, le « prix » de la poussée était environ 4 fois inférieur. Ces paramètres ont été atteints à la fin de 1962. Le nouveau moteur consommait 50 W (puissance d'impulsion 10 MW) pour créer une poussée de 0,2 g. (plus tard, le « prix » de la traction a été augmenté à 85 W par an). En mars 1963 Une télécommande pour un système de stabilisation d'engin spatial basé sur IPD a été créée et testée, qui comprenait six moteurs, un convertisseur de tension (la décharge par étincelle a été créée par des condensateurs d'une capacité de 100 μF avec une tension de 1 kV), un dispositif de commutation logiciel , connecteurs hermétiques haute tension et autres équipements. La température du plasma a atteint 30 000 degrés. et la vitesse d'échappement est de 16 km/sec. Le premier lancement d'un vaisseau spatial (station interplanétaire de type Zond) à propulsion électrique était prévu pour novembre 1963. Lancement le 11 novembre 1963 s'est terminé par un accident de lanceur. Seulement le 30 novembre 1964 La sonde Zond-2 équipée d'un système de propulsion électrique a été lancée avec succès vers Mars. 14 décembre 1964 À une distance de plus de 5 millions de km de la Terre, des moteurs à plasma étaient allumés (les moteurs à gaz dynamique étaient éteints à ce moment-là) alimentés par des batteries solaires. Dans les 70 minutes. six moteurs à plasma maintenaient l'orientation nécessaire de la station dans l'espace. Aux Etats-Unis en 1968 Le satellite de communication «LES-6» a été lancé avec quatre IPD à érosion, qui ont fonctionné pendant plus de 2 ans. Pour la poursuite des travaux selon ERD, le Fakel OKB a été organisé (sur la base du B.S. Stechkin OKB à Kaliningrad). Le premier développement du Fakel Design Bureau a été le système de propulsion électrique du système de stabilisation et d'orientation pour les engins spatiaux à usage militaire de type Globus (satellite Horizon), proche du Zond-2 IPD. Depuis 1971 Dans le système de correction d'orbite du satellite météorologique Meteor, deux moteurs à plasma du Fakel Design Bureau ont été utilisés, dont chacun, pesant 32,5 kg, consommait environ 0,4 kW, tout en développant une poussée d'environ 2 g. la vitesse d'échappement était supérieure à 8 km/s et la quantité de RT (xénon comprimé) était de 2,4 kg. Depuis 1982 Les satellites de communication géostationnaires « Luch » utilisent des systèmes de propulsion électrique développés par OKB « Fakel ». Jusqu'en 1991 Les moteurs de propulsion électrique ont fonctionné avec succès sur 16 engins spatiaux. Plus de détails sur la propulsion électrique seront discutés sur une page séparée du site Web. La poussée des moteurs de propulsion électriques créés était limitée par la puissance électrique des sources d'énergie embarquées. Pour augmenter la poussée du système de propulsion électrique à plusieurs kilogrammes, il fallait augmenter la puissance à plusieurs centaines de kilowatts, ce qui était pratiquement impossible avec les méthodes traditionnelles (batteries et panneaux solaires). Ainsi, parallèlement aux travaux sur la propulsion électrique, l'IPPE, l'IAE et d'autres organisations ont entamé des travaux sur la conversion directe de l'énergie thermique d'un réacteur nucléaire en énergie électrique. L'exclusion des étapes intermédiaires de conversion d'énergie et l'absence de pièces mobiles ont permis de créer des centrales électriques compactes, légères et fiables, d'une puissance et d'une durée de vie suffisamment élevées, adaptées à une utilisation sur des engins spatiaux. En 1965 OKB-1, en collaboration avec l'IPPE, a développé une conception préliminaire du système de propulsion nucléaire électrique YaERD-2200 pour un vaisseau spatial interplanétaire avec un équipage. Le système de propulsion se composait de deux blocs (chacun avait sa propre centrale nucléaire), la puissance électrique de chaque bloc était de 2 200 kW et la poussée de 8,3 kg. Le moteur à magnétoplasma avait une impulsion spécifique d'environ 54 000 m/sec. En 1966-70. Une conception préliminaire d'une centrale nucléaire thermoionique (11B97) et d'un système de propulsion électrique pour le complexe martien lancé par le lanceur N1M a été développée. Le système de propulsion nucléaire-électrique était assemblé à partir de blocs séparés ; la puissance électrique d'un bloc pouvait atteindre 5 MW. poussée de propulsion électrique - 9,5 kg. avec une impulsion de poussée spécifique de 78 000 m/sec. Cependant, la création de puissantes sources d’énergie nucléaire a pris beaucoup plus de temps que prévu. D'abord utilisation pratique , en raison de la simplicité de conception et de leur faible poids, des générateurs thermoélectriques à radio-isotopes (RTG) ont été trouvés qui utilisaient la chaleur de fission spontanée d'isotopes radioactifs (par exemple, le polonium-210). Le convertisseur thermoélectrique était essentiellement un thermocouple ordinaire. Cependant, leur intensité énergétique relativement faible et le coût élevé des isotopes utilisés ont fortement limité leur utilisation. L'utilisation de convertisseurs d'énergie thermoélectriques et thermoioniques en combinaison avec des réacteurs nucléaires regroupés en une seule unité (réacteur convertisseur) offrait les meilleures perspectives. Tester expérimentalement la possibilité de créer un réacteur-convertisseur de petite taille, à l'AIE (en collaboration avec NPO Luch) en 1964. L'installation expérimentale « Romashka » a été créée. La chaleur générée dans le cœur chauffait un convertisseur thermoélectrique situé sur la surface extérieure du réacteur, constitué d'un grand nombre de tranches semi-conductrices de silicium-germanium, tandis que leur autre surface était refroidie par un radiateur. La puissance électrique était de 500 W. à une puissance thermique du réacteur de 40 kW. Les essais de "Romashka" ont été rapidement arrêtés car la centrale nucléaire BES-5 (Buk), d'une puissance beaucoup plus élevée, était déjà en cours de test. Le développement de la centrale nucléaire BES-5 d'une puissance électrique de 2800 W, destinée à alimenter les équipements du vaisseau spatial de reconnaissance radar US-A, a débuté en 1961. à l'OBNL « Red Star » sous la direction scientifique de l'IPPE. Le premier vol du vaisseau spatial US-A (3 octobre 1970, « Cosmos-367 ») a échoué : la centrale nucléaire BES-5 a fonctionné pendant 110 minutes. après quoi le cœur du réacteur a fondu. Les 9 lancements suivants de la centrale nucléaire modifiée furent couronnés de succès en 1975. Le vaisseau spatial US-A a été adopté par la Marine. En janvier 1978 en raison de la panne du vaisseau spatial US-A (Cosmos -954), des fragments de la centrale nucléaire de Buk sont tombés sur le territoire canadien. Au total (avant le déclassement en 1989), 32 lancements de ces engins spatiaux ont été effectués. travaux sur la création de centrales nucléaires avec générateurs à fil thermoélectrique - des travaux ont été menés sur des centrales nucléaires équipées de convertisseurs thermo-ioniques qui présentaient des caractéristiques de rendement, de durée de vie et de poids plus élevées. Les centrales nucléaires thermo-ioniques utilisent l'effet de l'émission thermo-ionique de la surface " Red Star" (direction scientifique de l'IPPE), la centrale nucléaire Topaz d'une puissance électrique de 5-6,6 kW a été développée. pour les satellites de reconnaissance radar, Energovak-TsKBM (direction scientifique de l'Institut RRC Kurchatov) a développé la centrale nucléaire d'Ienisseï pour le satellite de diffusion télévisée Ekran-AM. La centrale nucléaire Topaz a été testée deux fois dans l'espace à bord du vaisseau spatial Plasma-A (2 février 1987, Cosmos-1818 et 10 juillet 1987, Cosmos-1867). Avec une durée de vie nominale d'un an, Topaz a déjà fonctionné pendant plus de 11 mois lors du deuxième vol, mais les lancements se sont arrêtés là. Les travaux sur la centrale nucléaire de Ienisseï ont été arrêtés au stade des essais au sol en raison de l'arrêt des travaux sur le vaisseau spatial auquel ils étaient destinés. Plus de détails sur les sources d'énergie nucléaire pour les engins spatiaux seront discutés sur page séparée site. En 1970 NPO Energomash a développé une conception préliminaire d'une centrale nucléaire spatiale avec un réacteur en phase gazeuse (avec une zone de non-écoulement de matières fissiles) EU-610 d'une puissance électrique de 3,3 GW. Cependant, les problèmes survenus lors des travaux n'ont pas permis la réalisation de ce projet. En 1978 L'ONG Krasnaya Zvezda a élaboré des propositions techniques pour 2 versions du système de propulsion nucléaire Zarya-3 d'une puissance électrique de 24 kW et d'une durée de vie de plus d'un an. La première option est une modification de la centrale nucléaire Topaz-1, l'autre avait une conception originale (TEC à distance avec caloducs). Les travaux sur les installations ont été interrompus faute de connexion avec un vaisseau spatial spécifique. Dans la période 1981-86. De nombreux travaux de conception et d'expérimentation ont été réalisés, indiquant la possibilité fondamentale d'augmenter la durée de vie des centrales nucléaires à 3 à 5 ans et la puissance électrique à 600 kW. En 1982 NPO Energia (TsKBEM), conformément aux termes de référence de la région de Moscou, a élaboré une proposition technique pour le remorqueur nucléaire interorbital Hercules d'une puissance électrique de 550 kW, lancé sur une orbite de référence à une altitude de 200 km. le complexe Energia-Bourane ou le lanceur Proton. En 1986 une proposition technique a été élaborée pour l'utilisation d'un remorqueur interorbital doté d'un système de propulsion nucléaire-électrique pour transporter des charges utiles pesant jusqu'à 100 tonnes sur une orbite géostationnaire, lancée sur l'orbite de référence du lanceur Energia. Mais ces travaux ne furent pas poursuivis. Ainsi, l'URSS n'a jamais créé de système de propulsion nucléaire électrique véritablement fonctionnel, bien que les centrales nucléaires aient été exploitées avec succès sur des engins spatiaux en série. Le premier et seul vaisseau spatial doté d’une centrale nucléaire à propulsion électrique fut le « Snapshot » américain, lancé le 3 avril 1965. La puissance électrique du réacteur convertisseur était de 650 W. Un moteur ionique expérimental a été installé sur l'appareil. Cependant, la toute première activation du moteur de propulsion électrique (au 43e jour du vol) a entraîné un arrêt d'urgence du réacteur. La raison en est peut-être les pannes à haute tension qui ont accompagné le fonctionnement du moteur de propulsion électrique, à la suite desquelles une fausse commande a été envoyée pour réinitialiser le réflecteur du réacteur, ce qui a entraîné son arrêt. En 1992 Les États-Unis ont acheté à la Russie deux centrales nucléaires de Yenisei. L'un des réacteurs devait être utilisé en 1995. dans « Expérience spatiale avec propulsion nucléaire ». Cependant, en 1996 le projet a été clôturé. Aux États-Unis, des recherches sur le problème de la création de moteurs de propulsion nucléaire sont menées au laboratoire de Los Alamos depuis 1952. En 1957 Les travaux ont commencé sur le programme Rover. Contrairement à l'URSS, où des tests élément par élément des assemblages combustibles et d'autres éléments du moteur étaient effectués, les États-Unis ont pris la voie de la création et des tests de l'ensemble du réacteur en même temps. Le premier réacteur, baptisé KIWI-A, fut testé le 1er juillet 1959. sur un terrain d'entraînement spécial au Nevada. Il s'agissait d'un réacteur homogène dont le cœur était assemblé à partir de plaques non protégées constituées d'un mélange de graphite et d'oxyde d'uranium 235 enrichi à 90 %. L'eau lourde servait de modérateur de neutrons. L'oxyde d'uranium ne pouvait pas résister à des températures élevées et l'hydrogène traversant les canaux entre les plaques ne pouvait chauffer que jusqu'à 1 600 degrés. La puissance de ces réacteurs n'était que de 100 MW. Les tests Kiwi-A, comme tous les tests ultérieurs, ont été réalisés avec une éjection ouverte. L'activité des produits d'échappement était faible et pratiquement aucune restriction n'a été introduite sur les travaux dans la zone d'essai. Les essais du réacteur furent achevés le 7 décembre 1961. (lors du dernier lancement, le noyau a été détruit et des fragments de plaques ont été libérés dans le flux d'échappement). Les résultats obtenus lors de six « essais à chaud » de moteurs nucléaires se sont révélés très encourageants, et ce au début de 1961. un rapport a été rédigé sur la nécessité de tester le réacteur en vol. Cependant, les « vertiges » des premiers succès ont rapidement commencé à se dissiper et on a compris qu'il y avait de nombreux problèmes sur la voie de la création d'un système de propulsion nucléaire, dont la solution nécessiterait beaucoup de temps et d'argent. De plus, les progrès dans la création de moteurs chimiques pour missiles de combat n'ont laissé que le domaine spatial pour l'utilisation de moteurs de propulsion nucléaire. Malgré le fait qu'avec l'arrivée de l'administration Kennedy à la Maison Blanche (en 1961), les travaux sur les avions avec moteur nucléaire ont été interrompus, le programme Rover a été désigné « l’un des quatre domaines prioritaires de la conquête spatiale » et a été développé davantage. Les nouveaux programmes « Rift » (RIFT - Reactor In Flight Test) et « Nerva » (NERVA - Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) ont été adoptés pour créer une version de vol du moteur nucléaire. Les tests des réacteurs de la série Kiwi se sont poursuivis. 1er septembre 1962 Le Kiwi-V d’une capacité de 1 100 MW fonctionnant à l’hydrogène liquide a été testé. L'oxyde d'uranium a été remplacé par un carbure plus résistant à la chaleur. De plus, les tiges ont commencé à être recouvertes de carbure de niobium, mais lors des tests, en essayant d'atteindre température de conception le réacteur a commencé à s'effondrer (des morceaux de plaques ont commencé à s'envoler par la tuyère). Le lancement suivant eut lieu le 30 novembre 1962. mais après 260 sec. Pendant le fonctionnement, l'essai a été arrêté en raison de l'apparition de fortes vibrations à l'intérieur du réacteur et d'éclairs de flammes dans le flux d'échappement. À la suite de ces échecs, prévus pour 1963. les tests des réacteurs Kiwi-V ont été reportés à l'année prochaine. En août 1964 Un autre test a été réalisé au cours duquel le moteur a fonctionné à une puissance de 900 MW pendant plus de huit minutes, développant une poussée de 22,7 tonnes. à une vitesse d'échappement de 7 500 m/sec. Au tout début de 1965. le dernier essai a été réalisé au cours duquel le réacteur a été détruit. Il a été délibérément amené au point d’explosion à la suite d’une « accélération » rapide. Si normalement le passage d'un réacteur de puissance nulle à pleine puissance nécessite des dizaines de secondes, alors dans cet essai la durée d'une telle transition a été déterminée uniquement par l'inertie des barres de commande, et environ 44 millisecondes après leur passage à pleine puissance position de puissance, une explosion équivalente à 50-60 kg s'est produite. trinitrotoluène. Le programme Rift impliquait le lancement d'une fusée Saturn-V avec un réacteur expérimental basé sur trajectoire balistique jusqu'à une altitude de 1000 km. et leur chute ultérieure dans la partie sud océan Atlantique. Avant d'entrer dans l'eau, le réacteur nucléaire a dû sauter (peu de gens pensaient à la radioprotection à cette époque). Mais année après année, le programme a été retardé et n’a finalement jamais été mis en œuvre. Lors de la première étape des travaux sur le moteur NERVA, celui-ci était basé sur un réacteur Kiwi-V légèrement modifié, appelé NERVA-NRX (Nuclear Rocket Experimental - fusée nucléaire expérimental). Car à cette époque, aucun matériau capable de fonctionner à une température de 2 700 à 3 000 degrés n’avait encore été trouvé. et résister à la destruction par l'hydrogène chaud, il a été décidé de réduire température de fonctionnement et l'impulsion spécifique était limitée à 8 400 m/sec. Les tests du réacteur ont commencé en 1964, ils ont atteint une puissance de 1 000 MW et une poussée d'environ 22,5 tonnes. la vitesse d'échappement est supérieure à 7000 m/s. En 1966 Pour la première fois, le moteur a été testé à pleine puissance de 1 100 MW. Sur lequel il a travaillé pendant 28 minutes. (sur 110 minutes de travail). La température de l'hydrogène à la sortie du réacteur atteignait les degrés 2000, la poussée était de 20 tonnes. Lors de la prochaine étape du programme, il était prévu d'utiliser des réacteurs Phoebus plus puissants (Phoebus, puis Pewee). Le développement de réacteurs en graphite en phase solide améliorés pour le moteur NERVA dans le cadre du programme Phoebus est réalisé au laboratoire de Los Alamos depuis 1963. Le premier de ces réacteurs a à peu près les mêmes dimensions que le Kiwi-V (diamètre 0,813 m, longueur 1,395 m), mais est conçu pour environ deux fois la puissance. Sur la base de ce réacteur, il était prévu de créer le moteur NERVA-1. La modification suivante, d'une puissance d'environ 4 000 à 5 000 MW, devait être utilisée pour le moteur NERVA-2. Ce moteur a une poussée comprise entre 90 et 110 t. aurait dû avoir une vitesse d'échappement allant jusqu'à 9 000 m/s. La hauteur du moteur est d'environ 12 m. diamètre extérieur - 1,8 m. Consommation de fluide de travail 136 kg/s. Le poids du moteur NERVA-2 était d'environ 13,6 tonnes. En raison de difficultés financières, le moteur NERVA-2 fut bientôt abandonné et fut remplacé par la conception du moteur NERVA-1 de puissance accrue avec une poussée de 34 tonnes. avec une vitesse de sortie de 8250 m/s. Le premier essai du réacteur NRX-A6 pour ce moteur a été réalisé le 15 décembre 1967. En juin 1969 Les premiers essais à chaud du moteur expérimental NERVA XE avec une poussée de 22,7 tonnes ont eu lieu. La durée totale de fonctionnement du moteur était de 115 minutes, 28 démarrages ont été effectués. Le NERVA-1 YARD possédait un réacteur homogène avec un cœur d'un diamètre de 1 m. et hauteur 1,8 m. composé de 1800 éléments combustibles hexagonaux en tiges (concentration de combustible nucléaire 200 - 700 mg/cc.). Le réacteur avait un réflecteur annulaire d'environ 150 mm d'épaisseur, en oxyde de béryllium. La cuve de puissance du réacteur est en alliage d'aluminium, le bouclier anti-radiation interne est en matériau composite (carbure de bore-aluminium-hydrure de titane). Une protection externe supplémentaire peut également être installée entre le réacteur et les groupes turbopompes. La NASA a considéré que le moteur était adapté au vol prévu vers Mars. Il était censé être installé sur l’étage supérieur du lanceur Saturn 5. Un tel transporteur pourrait transporter dans l’espace deux à trois fois plus de charge utile que sa version purement chimique. Mais la plupart de Le programme spatial américain a été annulé par l’administration Nixon. Et cela s'est arrêté en 1970. La production des fusées Saturn-5 a mis un terme définitif au programme d'utilisation de moteurs de propulsion nucléaire. À Los Alamos, les travaux sur les moteurs Pewee dans le cadre du programme Rover se sont poursuivis jusqu'en 1972. après quoi le programme a finalement été fermé. La principale différence entre nos moteurs nucléaires et ceux américains est qu’ils étaient hétérogènes. Dans les réacteurs homogènes (uniformes), le combustible nucléaire et le modérateur sont mélangés. Dans le NRE national, le combustible nucléaire était concentré dans des barres de combustible (séparées du modérateur) et enfermé dans une coque de protection, de sorte que le modérateur fonctionnait à des températures beaucoup plus basses que dans les réacteurs américains. Cela a permis d'abandonner le graphite et d'utiliser l'hydrure de zirconium comme modérateur. En conséquence, le réacteur était beaucoup plus compact et plus léger que celui en graphite. Ceci, combiné à la forme des crayons trouvés par les concepteurs soviétiques (à quatre lobes en section transversale et torsadés sur la longueur), a permis de réduire considérablement la perte d'uranium résultant de la destruction des crayons (ce n'était pas le cas). possible d’éliminer complètement la destruction). Actuellement, seuls les États-Unis et la Russie possèdent une expérience significative dans le développement et la construction de moteurs de propulsion nucléaire à phase solide et, si nécessaire, ils seront en mesure de créer de tels moteurs dans un délai court et à un prix abordable. Les complexes de réacteurs IGR et IVG-1 appartiennent désormais au Centre nucléaire national de la République du Kazakhstan. L'équipement est maintenu dans un état relativement fonctionnel. Il est possible que la reprise des travaux sur les programmes de vols vers la Lune et Mars ravive l'intérêt pour les moteurs de propulsion nucléaire en phase solide. En outre, l'utilisation de moteurs de propulsion nucléaires peut considérablement élargir les limites de l'étude du système Solaire, en réduisant le temps nécessaire pour atteindre des planètes lointaines. En 2010 Le président russe Medvedev a ordonné la création d'un module de transport spatial et d'énergie basé sur des centrales nucléaires utilisant des moteurs de propulsion électriques ioniques. La création du réacteur sera réalisée par NIKIET. Le Centre Keldysh créera le système de propulsion nucléaire et RSC Energia créera lui-même le module de transport et d'énergie. La puissance électrique de sortie du convertisseur à turbine à gaz en mode nominal sera de 100 à 150 kW. Il est proposé d'utiliser le xénon comme RT. impulsion spécifique du moteur de propulsion électrique 9000-50000m/sec. ressource 1,5 à 3 ans. Le poids et les dimensions de l'installation doivent permettre l'utilisation des lanceurs Proton et Angara pour son lancement. Essais au sol Un prototype fonctionnel débutera en 2014 et, d'ici 2017, le moteur nucléaire sera prêt à être lancé dans l'espace (la NASA a également lancé un programme similaire en 2003, mais son financement a ensuite été interrompu). Le développement de l'ensemble du projet nécessitera 17 milliards de roubles. Attend et regarde.
À la fin de l'année dernière, le russe troupes de fusée objectif stratégique testé une arme complètement nouvelle, dont l'existence était auparavant considérée comme impossible. Le missile de croisière à propulsion nucléaire, que les experts militaires appellent 9M730, est exactement la nouvelle arme dont a parlé le président Poutine dans son discours à l'Assemblée fédérale. Le test du missile a probablement été effectué sur le site de test Nouvelle terre, vers la fin de l'automne 2017, mais les données exactes ne seront pas déclassifiées de sitôt. Le développeur de la fusée est probablement également le Novator Experimental Design Bureau (Ekaterinbourg). Selon des sources compétentes, le missile a atteint la cible en mode normal et les tests ont été considérés comme totalement réussis. Ensuite, de prétendues photographies du lancement sont apparues dans les médias (ci-dessus). nouvelle fusée avec le nucléaire centrale électrique et même une confirmation indirecte associée à la présence à l'heure prévue d'essais à proximité immédiate du site d'essai du «laboratoire volant» Il-976 LII Gromov portant les marques Rosatom. Cependant, d’autres questions se sont posées. La capacité déclarée du missile à voler à une portée illimitée est-elle réaliste et comment y parvient-elle ?
Caractéristiques d'un missile de croisière doté d'une centrale nucléaire
Les caractéristiques d’un missile de croisière doté d’armes nucléaires, apparues dans les médias immédiatement après le discours de Vladimir Poutine, peuvent différer des vraies, qui seront connues plus tard. À ce jour, les données suivantes sur la taille et les caractéristiques de performance de la fusée sont devenues publiques :Longueur
- page d'accueil- au moins 12 mètres,
- marcher- au moins 9 mètres,
Diamètre du corps de fusée- environ 1 mètre,
Largeur du boîtier- environ 1,5 mètres,
Hauteur de la queue- 3,6 - 3,8 mètres
Le principe de fonctionnement d'un missile de croisière à propulsion nucléaire russe
Le développement de missiles à propulsion nucléaire a été réalisé par plusieurs pays à la fois et le développement a commencé dans les années 1960. Les conceptions proposées par les ingénieurs ne différaient que par les détails ; de manière simplifiée, le principe de fonctionnement peut être décrit comme suit : un réacteur nucléaire chauffe un mélange entrant dans des conteneurs spéciaux (diverses options, de l'ammoniac à l'hydrogène) avec libération ultérieure par des buses sous haute pression. Cependant, la version du missile de croisière dont il a parlé Président russe, ne correspond à aucun des exemples de conceptions développés précédemment.Le fait est que, selon Poutine, le missile a une portée de vol presque illimitée. Bien entendu, cela ne peut pas signifier que le missile peut voler pendant des années, mais cela peut être considéré comme une indication directe que sa portée de vol est plusieurs fois supérieure à celle des missiles de croisière modernes. Le deuxième point, incontournable, concerne également la portée de vol illimitée déclarée et, par conséquent, le fonctionnement du groupe motopropulseur du missile de croisière. Par exemple, un réacteur à neutrons thermiques hétérogène, testé dans le moteur RD-0410, développé par Kurchatov, Keldysh et Korolev, avait une durée de vie d'essai de seulement 1 heure, et dans ce cas, il ne peut y avoir une portée de vol illimitée d'un tel missile de croisière à propulsion nucléaire.
Tout cela suggère que les scientifiques russes ont proposé un concept de structure complètement nouveau, jusqu'alors inconsidéré, dans lequel une substance qui a une ressource de consommation très économique sur de longues distances est utilisée pour le chauffage et son éjection ultérieure de la buse. A titre d'exemple, il pourrait s'agir d'un moteur nucléaire respiratoire (NARE) d'un type complètement nouveau, dans lequel la masse utile est air atmosphérique, pompé dans des réservoirs de travail par des compresseurs, chauffé par une installation nucléaire puis rejeté par des buses.
Il convient également de noter ce qu'a annoncé Vladimir Poutine missile de croisière avec une centrale nucléaire est capable de survoler les zones actives de défense anti-aérienne et défense antimissile, et maintiennent également le chemin vers la cible à basse et ultra-basse altitude. Cela n’est possible qu’en équipant le missile de systèmes de suivi du terrain résistants aux interférences créées par les systèmes de guerre électronique ennemis.
Cour à impulsions a été développé conformément au principe proposé en 1945 par le Dr S. Ulam du laboratoire de recherche de Los Alamos, selon lequel, en tant que source d'énergie (carburant), un espace spatial hautement efficace lance-roquettes il est proposé d'utiliser une charge nucléaire.
À cette époque, comme au cours des nombreuses années qui ont suivi, les charges nucléaires et thermonucléaires étaient les sources d’énergie les plus puissantes et les plus compactes par rapport aux autres. Comme vous le savez, nous sommes actuellement sur le point de découvrir des moyens de contrôler une source d'énergie encore plus concentrée, puisque nous sommes déjà assez avancés dans le domaine du développement de la première unité utilisant de l'antimatière. Si l'on part uniquement de la quantité d'énergie disponible, alors les charges nucléaires fournissent une poussée spécifique de plus de 200 000 secondes et les charges thermonucléaires jusqu'à 400 000 secondes. Ces valeurs de poussée spécifiques sont excessivement élevées pour la plupart des vols à l'intérieur système solaire. De plus, l’utilisation du combustible nucléaire sous sa forme « pure » pose de nombreux problèmes qui, même à l’heure actuelle, ne sont pas encore entièrement résolus. Ainsi, l'énergie libérée lors de l'explosion doit être transférée au fluide de travail, qui se réchauffe puis s'écoule hors du moteur, créant une poussée. Conformément aux méthodes conventionnelles pour résoudre un tel problème, une charge nucléaire est placée dans une « chambre de combustion » remplie d'un fluide de travail (par exemple de l'eau ou une autre substance liquide), qui s'évapore puis se dilate avec un degré plus ou moins grand de diabaticité dans la buse.
Un tel système, que nous appelons propulsion nucléaire pulsée action interne, est très efficace, puisque tous les produits de l'explosion et toute la masse du fluide de travail sont utilisés pour créer une poussée. Un cycle de fonctionnement instable permet à un tel système de développer des pressions et des températures plus élevées dans la chambre de combustion et, par conséquent, une poussée spécifique plus élevée par rapport à un cycle de fonctionnement continu. Cependant, le fait même que des explosions se produisent à l'intérieur d'un certain volume impose des restrictions importantes sur la pression et la température dans la chambre et, par conséquent, sur la valeur atteignable de la poussée spécifique. Compte tenu de cela, malgré les nombreux avantages d'un NRE pulsé interne, un NRE pulsé externe s'est avéré plus simple et plus efficace en raison de l'utilisation de la gigantesque quantité d'énergie libérée lors des explosions nucléaires.
Dans un moteur de propulsion nucléaire à action externe, la masse totale du carburant et du fluide de travail ne participe pas à la création de la poussée du jet. Cependant, ici même avec une efficacité moindre. Plus d'énergie est utilisée, ce qui se traduit par des performances du système plus efficaces. Une centrale nucléaire pulsée externe (ci-après simplement appelée centrale nucléaire pulsée) utilise de l'énergie d'explosion grande quantité petites ogives nucléaires à bord d'un missile. Ces charges nucléaires sont séquentiellement éjectées de la fusée et explosent derrière elle à une certaine distance ( dessin ci-dessous). À chaque explosion, certains des fragments de fission gazeux en expansion sous forme de plasma à haute densité et vitesse entrent en collision avec la base de la fusée - la plate-forme de poussée. L'élan du plasma est transféré à la plate-forme de poussée, qui avance avec une grande accélération. L'accélération est réduite par un dispositif d'amortissement à plusieurs g dans le compartiment avant de la fusée, qui ne dépasse pas les limites d'endurance du corps humain. Après le cycle de compression, le dispositif d'amortissement ramène la plateforme de poussée dans sa position initiale, après quoi elle est prête à recevoir l'impulsion suivante.
L'augmentation totale de la vitesse acquise par le vaisseau spatial ( dessin, emprunté au travail ), dépend du nombre d'explosions et est donc déterminé par le nombre de charges nucléaires dépensées au cours d'une manœuvre donnée. Le développement systématique d'un tel projet de propulsion nucléaire a été lancé par le Dr T. B. Taylor (Division General Atomics de General Dynamics) et s'est poursuivi avec le soutien de l'Advanced Research Projects Agency (ARPA), de l'US Air Force, de la NASA et de General Dynamix. neuf ans, après quoi les travaux dans ce sens ont été temporairement arrêtés pour reprendre dans le futur, puisque ce type de système de propulsion a été choisi comme l'un des deux propulseurs principaux vaisseaux spatiaux voler dans le système solaire.
Principe de fonctionnement d'un moteur de propulsion nucléaire pulsé à action extérieure
Une première version de l'installation, développée par la NASA en 1964-1965, était comparable (en diamètre) à la fusée Saturn 5 et offrait une poussée spécifique de 2 500 secondes et une poussée effective de 350 g ; le poids « à sec » (sans carburant) du compartiment moteur principal était de 90,8 tonnes. La version initiale du moteur-fusée nucléaire pulsé utilisait les charges nucléaires mentionnées précédemment, et on supposait qu'il fonctionnerait sur des orbites terrestres basses et dans les radiations. zone de ceinture en raison du risque de contamination radioactive de l'atmosphère par les produits de désintégration libérés lors des explosions. Ensuite, la poussée spécifique des moteurs nucléaires pulsés a été augmentée à 10 000 secondes, et les capacités potentielles de ces moteurs ont permis de doubler ce chiffre à l'avenir.
Un système de propulsion nucléaire pulsé aurait déjà été développé dans les années 70, en vue de réaliser le premier vol spatial habité vers les planètes au début des années 80. Cependant, le développement de ce projet n'a pas été réalisé en pleine puissance en raison de l'approbation du programme de création de moteurs de propulsion nucléaire en phase solide. De plus, le développement d'un moteur-fusée nucléaire pulsé était associé à un problème politique, puisqu'il utilisait des charges nucléaires.
Erica K.A. (Krafft A. Ehricke)
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Moteur de fusée isotopique, un moteur de fusée nucléaire qui utilise l'énergie de désintégration des isotopes chimiques radioactifs. éléments. Cette énergie sert à chauffer le fluide de travail, ou le fluide de travail est constitué des produits de décomposition eux-mêmes, formant... ... Grand dictionnaire polytechnique encyclopédique
Un moteur de fusée nucléaire est un moteur de fusée dont le principe de fonctionnement est basé sur une réaction nucléaire ou une désintégration radioactive, qui libère de l'énergie qui chauffe le fluide de travail, qui peut être des produits de réaction ou une autre substance, comme l'hydrogène. Il existe plusieurs types de moteurs-fusées qui utilisent le principe de fonctionnement décrit ci-dessus : nucléaire, radio-isotopique, thermonucléaire. Grâce aux moteurs-fusées nucléaires, il est possible d'obtenir des valeurs d'impulsion spécifiques nettement supérieures à celles pouvant être atteintes par des moteurs-fusées chimiques. La valeur élevée de l'impulsion spécifique s'explique par grande vitesse le débit de sortie du fluide de travail est d'environ 8 à 50 km/s. La force de poussée d'un moteur nucléaire est comparable à celle des moteurs chimiques, ce qui permettra à l'avenir de remplacer tous les moteurs chimiques par des moteurs nucléaires.
Le principal obstacle au remplacement complet est la contamination radioactive environnement, qui est causée par les moteurs de fusée nucléaires.
Ils sont divisés en deux types : phase solide et phase gazeuse. Dans le premier type de moteurs, la matière fissile est placée dans des assemblages de barres à surface développée. Cela permet de chauffer efficacement un fluide de travail gazeux, généralement l'hydrogène fait office de fluide de travail. Le débit est limité Température maximale fluide de travail, qui, à son tour, dépend directement du maximum température admissibleéléments structurels, et elle ne dépasse pas 3 000 K. Dans les moteurs de fusée nucléaire en phase gazeuse, la matière fissile est à l'état gazeux. Son maintien dans espace de travail réalisé par influence Champ électromagnétique. Pour ce type de moteurs-fusées nucléaires, les éléments structurels ne constituent pas un facteur limitant, c'est pourquoi la vitesse d'échappement du fluide de travail peut dépasser 30 km/s. Ils peuvent être utilisés comme moteurs de premier étage, malgré les fuites de matières fissiles.
Dans les années 70 XXe siècle Aux États-Unis et en Union soviétique, des moteurs de fusée nucléaires contenant de la matière fissile en phase solide ont été activement testés. Aux États-Unis, un programme était en cours d'élaboration pour créer un moteur de fusée nucléaire expérimental dans le cadre du programme NERVA.
Les Américains ont développé un réacteur en graphite refroidi par de l'hydrogène liquide, qui était chauffé, évaporé et éjecté par une tuyère de fusée. Le choix du graphite s'est porté sur sa résistance à la température. Selon ce projet, l'impulsion spécifique du moteur résultant aurait dû être deux fois plus élevée que le chiffre correspondant caractéristique des moteurs chimiques, avec une poussée de 1 100 kN. Le réacteur Nerva était censé fonctionner dans le cadre du troisième étage du lanceur Saturn V, mais en raison de la fermeture du programme lunaire et du manque d'autres tâches pour les moteurs-fusées de cette classe, le réacteur n'a jamais été testé dans la pratique.
Un moteur-fusée nucléaire en phase gazeuse est actuellement au stade de développement théorique. En phase gazeuse moteur nucléaire Cela implique d’utiliser du plutonium, dont le flux gazeux lent est entouré d’un flux plus rapide d’hydrogène refroidissant. Des expériences ont été menées sur les stations spatiales orbitales MIR et ISS qui pourraient donner une impulsion à la poursuite du développement moteurs à phase gazeuse.
Aujourd’hui, on peut dire que la Russie a légèrement « gelé » ses recherches dans le domaine des systèmes de propulsion nucléaire. Le travail des scientifiques russes est davantage axé sur le développement et l’amélioration des composants et assemblages de base des centrales nucléaires, ainsi que sur leur unification. Orientation prioritaire D'autres recherches dans ce domaine concernent la création de systèmes de propulsion nucléaire capables de fonctionner selon deux modes. Le premier est le mode moteur de fusée nucléaire, et le second est le mode d'installation de production d'électricité pour alimenter les équipements installés à bord. vaisseau spatial.
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