Космические двигатели

   Путешествие к Марсу посредством современных жидкостных ракетных двигателей без использования каких-либо других средств создания приращения скорости летательного аппарата потребует около двух лет полета, а стартовая масса такого аппарата превысит 1500 т. Чтобы сократить как время полета, так и стартовую массу летательного аппарата, необходимо создать новые, более экономичные и легкие двигательные установки, развивающие большую тягу и отличающиеся более высокой удельной тягой.
   Требуемое для осуществления межпланетных перелетов ускорение может быть достигнуто с помощью лишь нескольких типов двигателей, среди которых криогенный жидкостной двигатель на компонентах кислород-водород, ядерные ракетные двигатели, а также гипотетические схемы двигателей, использующие термоядерную реакцию.
   Наилучшие перспективы на ближайшие два десятилетия для осуществления относительно непродолжительных (около года или меньше) полетов имеют ядерные тепловые двигатели с твердой или газообразной активной зоной.
   В отечественной технике они именуются, следуя собственной терминологии, твердофазными и газофазными. Исходными в классификационной схеме ядерных ракетных двигателей (ЯРД) являются двигатели, использующие тепловую и кинетическую энергии продуктов ядерных реакций. В свою очередь они делятся на реакторные, импульсные, радиоизотопные, аннигиляционные. Реакторные подразделяются на энергоустановки с использованием деления ядер и с синтезом ядер - термоядерные. Системы с делением ядер разделяются на твердофазные, газофазные и коллоидные. Двигатели твердофазные и радиоизотопные испытаны на стендах.
   Значения удельной тяги, удельной массы, а также отношения тяги к массе этих двигателей выглядят весьма привлекательными.
   Ядерный ракетный двигатель использует энергию, выделяющуюся при разложении ядерного "горючего", для нагревания рабочего вещества. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, в котором происходит реакция деления атомных ядер. Отпадает необходимость в окислителе.
   Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер.
   Удельная массовая энергия искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем у химических топлив. Однако применение подобных двигателей на ракетных летательных аппаратах связано с трудностями, так как изотопы выделяют энергию постоянно.
   Ядерные реакторы деления используют энергию изотопа урана-235. Ядерное горючее уран-233, -235, -238, плутоний-239 значительно дешевле изотопного, обладает на порядок большей удельной массовой энергией и позволяет регулировать процесс тепловыделения. В качестве рабочего тела могут быть применены жидкий водород, аммиак, гидразин. Удельные импульсы соответственно - 900, 500, 450 с.
   Практические разработки ядерных двигателей, использующих твердое ядерное горючее были начаты одновременно с введением в строй первых атомных электростанций в 1953 г.
   В космосе уже побывали американская установка "Снап-ЮА" и советская "Топаз".
   Двигатели, использующие термоядерную реакцию синтеза, обладают уникальными характеристиками: удельный импульс превышает 18 000 секунд, причем для работы используется водород, который является основным компонентом окружающей космической среды.
   Поиски путей использования ядерной энергии в реактивных двигателях в США начались вскоре после открытия цепной реакции в 1942 г. В конце 50-х гг. ВВС и Министерством энергетики была развернута программа "ПЛУТО/ТОРИ" (PLUTO/TORY), нацеленная на создание ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя для самолета-носителя больших ракет с ядерными боеголовками. В начале 60-х годов программа была свернута ввиду появления компактных конструкций ракет, не требующих создания специального самолета-носителя. Рассматривалось также создание боевых ракет с ядерным ракетным двигателем, однако достигнутое сокращение размеров головных частей с ядерным зарядом сделало возможным использование для этих целей ракетных двигателей системы "Атлас". В общем, идея создания ядерных двигателей не относится к разряду новых.
   Начиная с 1955 г., и до 1973 г. США вложили 1,5 млрд. долл. в программу разработки ядерного ракетного двигателя.
   Идея была простой: поскольку вторая степень удельной тяги обратно пропорциональна молекулярной массе топлива, ядерный двигатель, в котором нагревается рабочее тело с низкой молекулярной массой, будет иметь большую удельную тягу, нежели двигатель, в котором тепло получается в результате химической реакции между двумя компонентами топлива. Предварительный анализ возможных вариантов рабочих тел быстро сузил круг кандидатов до одного - водорода, имеющего наименьшую молекулярную массу.
   Работы по созданию ядерного ракетного двигателя "НЕРВА" (NERVA - Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) были начаты в 1960 г. совместно с Комиссией по атомной энергии. Полученные в самом начале работ по программе "Ровер" (Rover) в Лос-Аламосской лаборатории обнадеживающие результаты послужили поводом для того, чтобы президент Кеннеди в своей известной речи в 1961 г., посвященной планам высадки на Луну, призвал к ускорению работ по созданию ядерных ракетных двигателей, "которые обещают новые возможности в осуществлении еще более заманчивых и беспрецедентных по масштабам исследований космоса, вероятно, за пределами лунной орбиты, может быть даже самых удаленных областей Солнечной системы".
   Спустя восемь лет, весной 1969 г. были завершены наземные испытания "Экс-Ф Прайм" (XF Prime), прототипа ядерного двигателя. Затем, через месяц после приземления "Аполло 11", Вернер фон Браун воспользовался представившейся ему возможностью выступить в Сенате, чтобы сообщить о ключевой роли, которую может сыграть проект "НЕРВА" в осуществлении планов США совершить пилотируемый полет к Марсу. В январе 1973 г., несмотря на выдающиеся достижения в области космической техники, изменение приоритетов в стратегии развития американской науки и техники заставило НАСА отказаться от своих планов осуществления пилотируемых межпланетных полетов и создания для этих целей ядерных ракетных двигателей.
   НАСА снова рассматривает технические условия и возможности для проведения полетов на Марс и создания там базы.
   Кроме программы "НЕРВА", нацеленной на разработку ядерных двигателей с твердой активной зоной, в сфере исследовательской деятельности находился ядерный двигатель с газообразной зоной, удельная тяга которого лежит в диапазоне 1500-1600 с.
   Проект "Ровер" стал основой для разработки ядерных ракетных двигателей, предназначенных для пилотируемого полета на Марс.
   То, что пытаются сделать, представляет собой летный вариант компактного, размерами с письменный стол, реактора, мощность которого соответствует приличной гидроэлектростанции.
   В Центре им. Льюиса были проведены оценки различных схем ядерных двигателей применительно к полету на Марс с возвращением корабля на Землю. Рассматривались: схема ядерного двигателя с твердой активной зоной и три схемы с газовой активной зоной - с регенеративным охлаждением элементов двигателя, со сбросом тепла в космос посредством излучателя и с прозрачными стенками, ограничивающими активную зону (типа "лампа"). Были подсчитаны массы космических кораблей, стартующих к Марсу с околоземной орбиты, для различных по своим задачам экспедиций - краткосрочная экспедиций без высадки на Марс продолжительностью не более 200 суток и научно-исследовательская экспедиция с обстоятельным изучением планеты в течение 40-дневного пребывания на ней, посредством оставляемого на Марсе специального мобильного блока массой 140 т.
   Согласно расчетам, схема ядерного ракетного двигателя с регенеративным охлаждением и замкнутая цепь (или схема "лампа") позволят осуществить такую экспедицию приблизительно за год, а краткосрочную - за 150 суток, при стартовой массе 130 т. Обеспечивающая большую удельную тягу схема со сбросом тепла в космос посредством излучателя позволит осуществить научно-исследовательскую экспедицию за 200 суток, при стартовой массе 130 т, а краткосрочную - за 80 суток, при стартовой массе 90 т. Во всех расчетах рассмотренных схем, реализация которых намечалась не ранее 2000 г., закладывались данные, соответствующие уровню развития техники того времени, когда проводились оценки.
   В 50-е гг. ядерные двигатели с газовой активной зоной привлекли внимание специалистов благодаря своим высоким характеристикам: в то время удельная тяга оценивалась величиной 6000 с при тяге, достигающей 130 кг.
   В 60-х гг. рассматривалась замкнутая и открытая схемы ядерных двигателей с газовой активной зоной.
   Реализация открытой схемы представляется более простой: необходимо лишь обеспечить требуемое содержание ядерного горючего путем соответствующей организации течения рабочего тела и управления реактором.
   Несмотря на обнадеживающие результаты экспериментальных исследований схем газофазного ядерного двигателя в 60-е и 70-е гг., почти все подобные исследования были прекращены в 1975 г. Чтобы получить окончательное заключение о технической возможности создания двигателей с газовой активной зоной, необходимо провести комплексные научно-исследовательские и опытно-конструкторские испытания. Пока неизвестны другие схемы ракетных двигателей, которые используют в качестве топлива добываемые на Земле вещества и которые позволят совершить полет к Марсу с возвращением на Землю в относительно короткие сроки.
   Удельная тяга электрореактивного двигателя более высокая и лежит в диапазоне 850-4400 с, однако в области создания таких двигателей еще не вышли за рамки лабораторных исследований. Согласно расчетам, межорбитальный аппарат, снабженный электро-ядерным ракетным двигателем, сможет доставлять с околоземной орбиты на геостационарную груз массой в три раза больший, чем с жидкостными двигателями на криогенных компонентах. Однако из-за низкой тяги электрореактивного двигателя продолжительность такой транспортировки увеличится до 200-400 суток, что может оказаться совершенно неприемлемым для некоторых грузов ввиду длительного нахождения в поясе Ван Аллена. Научно-исследовательские работы по созданию такого двигателя ведутся в лаборатории космической техники ВВС США и должны быть завершены к 2000 г.
   Применение ядерных двигателей с непосредственньм преобразованием тепловой энергии в механическую (кинетическую) в межорбитальном аппарате позволит увеличить массу полезного груза в два раза по сравнению с аналогичным аппаратом, снабженным криогенным жидкостным двигателем, при сохранении такой же продолжительности перелета (порядка 5 ч) с низкой орбиты на геостационарную. Согласно оценкам, удельная тяга подобного двигателя составит 1000 с, при сохранении такой же высокой, как и у криогенного жидкостного двигателя, тяги. Недостатком двигателя является радиоактивное излучение, основным источником которого служит активная зона ядерного реактора.
   Летом 1985 г. по инициативе ВВС была развернута программа "Проджект Форкаст 2" (Project Forecast 2), нацеленная на поиск новых схемных решений с исключительно высокими характеристиками. В фокусе исследований оказалось создание безопасного компактного ядерного двигателя для межорбитального транспортного аппарата. В это время в Лаборатории космической техники проводились исследования по разработке, изготовлению и испытаниям двигателя с делящимся веществом в виде мелких частиц.
   Особое внимание уделено предотвращению нежелательных воздействий реактора на биосферу Земли при аварийном прекращении полета.
   Опыт, накопленный в ходе работ по проекту "Ровер" и программе "НЕРВА", показывает, что риск, связанный с конструкцией ядерной двигательной установки и ее эксплуатацией, может быть ограничен вполне приемлемыми пределами.
   Как США, так и ООН допускают возможность использования ядерных реакторов для освоения космического пространства при условии соблюдения определенных мер безопасности. Эти меры подразумевают запрещение незапланированных критических режимов работы ядерных реакторов в космосе, устранение опасности радиоактивных выбросов в случае аварий как на запуске, так и в полете, сохранение в допустимых пределах уровня радиационного облучения экипажа и обеспечение надежной работы двигательной установки, гарантирующей безопасное возвращение экипажа на Землю.
   В случае полета на Марс ракеты с ядерным двигателем запуск реактора будет осуществляться на орбите сборки космического корабля. До момента старта корабля со сборочной орбиты реактор будет находиться на нулевом уровне мощности, а после выведения реактора на рабочий режим космический аппарат начнет свое ускоренное движение от Земли. При отклонении вектора тяги от расчетного направления должна быть предусмотрена возможность отсечения тяги двигателя. Время пребывания на сборочной орбите окажется вполне достаточным, чтобы уровень радиоактивности вышедшего из строя реактора постепенно снизился до безопасного при падении реактора на Землю. На случай возникновения неисправностей должна быть предусмотрена возможность ремонта или замены вышедших из строя элементов установки, чтобы обеспечить возможность повторного старта корабля в направлении к Марсу. Посредством экранирования и выбора расположения элементов компоновочной схемы аппарата, включая предельно возможное разнесение блока полезной нагрузки и реактора, можно снизить радиоактивное облучение полезной нагрузки и экипажа до приемлемого уровня. Подбором формы топливного бака и других элементов аппарата, а также их размещением можно предельно снизить эффект вторичного (наведенного) излучения.
   Системы безопасности, включающие специальное диагностическое оборудование, позволят предвосхитить и предотвратить возникновение отказов или разрушение систем и агрегатов, а контроль за заданным режимом работы реактора, осуществляемый экипажем и центром управления полетом, исключил бы возможность опасных отклонений от расчетного разгона и аварий на крейсерском режиме работы.