Плюсы и минусы ядерных ракетных двигателей - 2

Не знаю, насколько это будет самонадеяно с моей стороны, но похоже мне удалось решить обе проблемы. Причем удалось это сделать еще в то время, когда я в школу ходил. Я «заболел» космосом после полета Германа Титова. И «заболел» с технической точки зрения, то есть с точки зрения создания разных космических аппаратов. У меня было несколько толстых тетрадок, где я рисовал в разрезе всякие космические корабли и ракетные двигатели на антиматерии, «изобретал» способы передвижения по Луне и получения воды в условиях марсианской пустыни. Конечно, всё это было на детском уровне (то есть на совершенно примитивном).

Но две идеи из того моего детского увлечения вполне могли оказаться работоспособными. Первая идея касалась прямого преобразования ядерной энергии деления в электричество без всяких промежуточных стадий (по этому способу я, будучи уже в зрелом возрасте, даже изобретение сделал и статью опубликовал в серьезном научном журнале). А вторая идея касалась вот этого самого центробежного способа удержания жидкого топлива в активной зоне ядерно-термического реактора космического назначения. Но на мое письмо в соответствующие инстанции никто не ответил, наверное не восприняли всерьез школьника.

Идея состояла в следующем. Цилиндрическую вращающуюся камеру делаем точно такой же длины, зато ее диаметр уменьшаем в несколько раз. На боковой поверхности камеры максимально тесно устанавливаем как можно больше полых усеченных конусов расширением к оси камеры. Длина конуса должна быть такова, чтобы в сумме с радиусом камеры получалась примерно та же цифра, как для камеры двигателя ранних модификаций. И топливо в камеру подаем через узкую горловину конуса в таком количестве, чтобы объема конуса хватало для его нахождения. А также рабочее тело тоже подаем в активную зону через узкую горловину конуса. И вот что тогда происходит.

При вращении такой конструкции вокруг оси центробежная сила возрастает линейно от нуля на оси до максимума на периферии, то есть на срезе узкой горловины конуса. И не зависит от характеристик конуса. Зато давление, которое оказывает рабочее тело на топливо при барботировании через топливный слой, определяется именно характеристиками конуса и падает довольно быстро по мере продвижения через конус к оси камеры. Поэтому, варьируя геометрическими характеристиками камеры и конусов на ее боковой поверхности, всегда можно подобрать такие значения размеров, когда в объеме конуса возникает особая зона, в которой сила давления рабочего тела на жидкое топливо будет всегда меньше центробежной силы.

Для наглядности можете нарисовать график, по оси Х которого будет расстояние до центра (от 0 до 10), а по оси Y — сила (тоже от 0 до 10). И теперь чертите на графике прямую линию от оси Y с небольшим уклоном вниз по зависимости Y = -0.6X +7 (это будет центробежная сила) и вторую кривую по зависимости Y = 19.2/(X+2) +0.4 (это кривая будет изображать силу, с которой рабочее тело давит на топливо и отжимает его к центру камеры). И вы увидите, что в области пространства от примерно Х = 1.3 до Х = 7.5 центробежная сила оказывается больше, зато за границами этой зоны она меньше. Это означает, что такая зона превращается в своеобразную ловушку для топлива.

Если капелька жидкого топлива за счет случайных перемещений окажется от нулевой точки координаты ближе чем на расстоянии Х = 1.3, она будет отброшена рабочим телом назад в зону ловушки и области входа (то есть координаты Х = 0) не достигнет. А в самой этой зоне топливо центробежными силами (которые превышают силы давления на топливо со стороны пробулькивающего рабочего тела) отжимается от центральной камеры. Конечно, если капелька жидкого топлива случайно окажется за пределами зоны (скажем, в точке Х = 8.0) она будет вынесена в центральную камеру и далее покинет корабль. Но такое возможно лишь в том случае, если топливо занимает практически всю зону ловушки. А если занимает хотя бы половину зоны, тогда вынос капельки топлива из зоны ловушки за ее пределы резко снижается.

Так была решена «радиальная» причина уноса жидкого топлива из активной зоны ядерно-термического ракетного двигателя. Зато «аксиальная» причина решилась сама собой автоматически. Как я писал чуть выше, «аксиальная» причина раньше возникала из-за того, что суммарный вектор движения рабочего тела внутри топливного слоя был направлен не строго перпендикулярно оси камеры, но немного под углом к ней. А в придуманной мною конструкции вектор движения рабочего тела в пределах конуса всегда направлен строго перпендикулярно оси камеры (просто потому, что движение ограничено стенками конуса).

Такой ядерно-термический двигатель с жидким топливом должен превосходить двигатель с твердым топливом просто за счет более высоких температур нагрева рабочего тела. И даже есть вероятность, что на основе придуманной мною схемы можно создать также ядерно-термический двигатель с газообразным топливом. Действительно, если газообразное топливо по плотности значительно превосходит рабочее тело, для него будут действовать те же самые законы аэро-центробежного удержания в зоне ловушки, которое я придумал для жидкого топлива. Нужно будет только сразу подавать в активную зону газообразное топливо в виде гексафторида урана UF6.

Однако, у ядерно-термического ракетного двигателя есть и большой недостаток, который является следствием его достоинства: использование водорода в качестве рабочего тела. Хотя водород является наилучшим элементом с точки зрения достижения максимальной скорости истечения из сопла, зато он проигрывает другим химическим соединениям и веществам с точки зрения хранения и перевозки. Водород имеет очень малую плотность и потому для хранения требуемых количеств приходится строить большие танки и резервуары. Для земных условий это не столь критично, но для условий космоса это очень сложная проблема. А если мы решаем хранить водород в сжиженном виде, возникает проблема испарения и утечки испарившегося водорода в окружающее пространство. Какую бы отличную теплоизоляцию мы не использовали, но полностью исключить поступление тепла в бак с жидким водородом извне за счет поглощения солнечного излучения стенками бака не удастся. Пока наш корабль не удалился от Солнца достаточно далеко, поступление тепла внутрь бака будет. Значит часть водорода испарится и его придется скидывать в окружающее пространство. А это очень не выгодно.

Вследствие того, что единственный на сегодня достаточно отработанный ядерно-термический двигатель с твердым топливом не намного превосходит обычный ЖРД по скорости истечения (всего в два раза), с некоторого момента упор был перенесен на разработку двигателя ядерно-электрического типа. Такой двигатель содержит ядерный реактор и электро-термический или ионный ракетный двигатель: реактор производит тепло, которое преобразуется в электричество для работы ракетного двигателя. Первое достоинство электрических ракетных двигателей состоит в том, что они позволяют достичь намного более высоких скоростей истечения рабочего тела по сравнению с двигателями ядерно-термического типа (сотни километров в секунду против десятков километров). Второе их достоинство заключается в возможности более широкого выбора рабочего тела. Если для электро-термического ракетного двигателя наилучшим рабочим телом является водород, как и для ядерно-термического типа, то для ионного ракетного двигателя это уже не столь однозначно. В зависимости от способа ускорения ионов могут подойти и гораздо более тяжелые химические элементы и вещества. Например, инертный газ ксенон или даже щелочные металлы рубидий и цезий. А это кардинально решает проблему очень больших баков и теплоизоляции.

Зато у ядерно-электрического ракетного двигателя есть крупный недостаток, отсутствующий у двигателей ядерно-термического типа: охлаждение реактора. В ядерно-термическом двигателе все снятое с ТВЭЛов тепло поглощается рабочим телом и выбрасывается наружу. Поэтому для такого типа проблема охлаждения реактора не стоит. Зато в реакторе ядерно-электрического типа рабочее тело через реактор не прокачивается и тепло не снимает. Следовательно, возникает проблема охлаждения реактора и удаления ненужного тепла.

Преобразование выделяющегося в реакторе тепла в электричество с помощью обычного турбомашинного способа (его используют на всех АЭС) обеспечивает кпд около 30%. Возможно, для марсианской экспедиции сумеют несколько поднять эффективность преобразования энергии, но вряд ли выше 40-50%. Значит, остальные 50-60% нужно будет сбросить в окружающее пространство. И в космических условиях можно будет сбросить только излучением, а излучение — очень неэффективный прием удаления тепла, требующий больших площадей радиаторов.

Правда, недавно вроде бы разработали более эффективный способ удаления тепла излучением путем разбрызгивания в открытом космосе капелек горячей заряженной жидкости и ее последующего сбора электрическим полем. Но я не уверен, что такой способ гарантирует 100%-ный сбор всех охладившихся и затвердевших капелек. Все равно что-то будет потеряно.

Сегодня принята на вооружение схема ядерно-электрического ракетного двигателя. Если я не ошибаюсь, в качестве собственного ракетного двигателя в такой связке выбрали ионный двигатель на основе эффекта Холла. Специалисты оценивают, что космический корабль с ядерно-электрическим ракетным двигателем сможет достичь Марса всего за 40 суток.

Есть у ядерного двигателя еще одна неприятная проблема: низкая "маневренность" ядерного реактора. Ядерный реактор хорошо работает на постоянной мощности, но очень не "любит", когда мощность меняют. В этом случае в активной зоне быстро накапливаются отравляющие вещества в виде осколков деления и управлять реактором становится сложно. А в космосе требуется маневренность. Как быть в этом случае? Выход есть. Нужно будет просто отказаться от ядерной энергии и перейти на другую энергию, свободную от данного недостатка. На энергию физического вакуума. И такой реактор я тоже мог бы предложить. Но это уже тема другой статьи.