П.3.1. Применение ядерных фотонных ракет

Главная цель полетов в дальний космос может состоять в изучении структуры отдаленных объектов солнечной системы: пояса Купера, гелиосферы, гравитационной солнечной линзы, а также в исследовании дальних границ солнечной системы, межзвездной среды и т.д. Для выполнения таких миссий необходимы космические аппараты, способные удалиться от Земли на расстояния от 100 до 10000 астрономических единиц (а.е.) и далее.

На фоне различных предлагаемых экзотических концепций, подходы, основанные на использовании в космосе энергии деления ядер, представляются вполне обоснованными и перспективными, так как, во-первых, энергетический выход этой реакции является наивысшим среди всех известных на сегодня ядерных реакций; во-вторых, ядерные технологии в настоящее время достаточно хорошо освоены, в том числе и в космических применениях.

В 1998 году в проф. В.Я. Пупко с соавторами была предложена концепция фотонной ракеты на основе ядерного реактора и была показана эффективность использования такой системы для полета к планете Плутон [70]. В основу рассматриваемой концепции космической двигательной системы положена идея преобразования тепловой энергии ядерного реактора в энергию направленного потока электромагнитного излучения. Предполагается, что такое преобразование может быть осуществлено с помощью секций излучателя, выполненных в виде параболических зеркал. При этом в первом варианте конструкции тепловая энергия от реактора может доставляться в фокус такого зеркала с помощью системы тепловых труб, а в другом варианте компактный высокотемпературный ядерный реактор может прямо размещаться в фокусе гигантского зеркала, а охлаждение реактора осуществляется излучением. Заметим, что фотонный пучок, отраженный от поверхности параболического зеркала, становится практически параллельным, рис.16.

Рис.16. Схема ракеты на основе ЯФД: 1 – реактор; 2 – коллектор тепла; 3 – параболическое зеркало; 4 – направленное излучение

Ядерный фотонный двигатель (ЯФД) имеет ряд преимуществ по сравнению с традиционными двигателями:

· максимально возможный удельный импульс ~3×10⁷ с, так как по сути дела рабочим телом в данном случае являются фотоны;

· высокая эффективность преобразования энергии деления в энергию направленного фотонного пучка;

· не требуется наличие мощных источников электроэнергии на борту КА;

· для создания фотонной тяги используется «бросовое» тепло реактора.

Основным недостатком ЯФД является его относительно малая тяга вследствие малого импульса, который уносят с собой фотоны. Другим недостатком является необходимость высоких температур в реакторе и на коллекторе теплоты. Следовательно, в конструкции необходимо применять высокотемпературные материалы.

Оценим, какие космические миссии возможны для ракеты с ядерным фотонным двигателем [71].

Для полета к ближайшей звезде, находящейся от Солнца на расстоянии ~ 4.2 световых года, за время жизни одного поколения людей необходимо обеспечить ракете скорость, равную одной десятой скорости света (с). Это потребует ~10⁴⁵ т ядерного горючего. Таким образом, предлагаемый способ полета на ракете с ЯФД к ближайшей звезде за время ~ 50 лет в принципе невозможен! Аналогичные оценки показывают, что для достижения скорости ракеты ~0.01c потребуется ~ 300000 т горючего, что также нереально для современного уровня развития ядерных технологий.

Для достижения скоростей 1000 и 300 км/с (0.0033с и 0.001с) потребуется ~ 300 и 18 т ядерного горючего соответственно. Последние цифры представляются уже вполне разумными с современной технической точки зрения. Отметим, что при скоростях КА ~ 100-200 а.е./год возможно достижение космических объектов, находящихся от Солнца на расстоянии ~ 1000 – 5000 а.е., так как время полета до них составляет ~ 20 – 50 лет.

Расчеты показывают, что до пояса Купера (расстояние от Солнца ~ 50 – 100 а.е.) можно долететь за времена ~ 20 – 25 лет. При стартовой массе КА в 10 т и мощности энергоустановки N=100 МВт тепловых потребуется ~ 5 т ядерного горючего.

Полет на расстояние ~ 1000 а.е. в течении 25 лет также возможен. Таким требованиям удовлетворяет, например, ракета с начальной массой в 20 т (16 т ядерного горючего) с ядерной энергетической установкой мощностью 2000 МВт. Отметим, что такие параметры близки к параметрам ядерной установки на основе реактора NERVA.

Еще более далекие космические миссии потребуют использования установок с существенно большими массогабаритными характеристиками. При этом полеты на расстояния ~ 5000 – 10000 а.е. могут быть осуществлены за времена ~ 50 – 80 лет.

Рассмотрим некоторые аспекты создания высокотемпературного источника тепла – ядерного реактора. Требования к такому реактору достаточно жесткие. Он должен обеспечивать работоспособность установки на протяжении нескольких десятков лет для мощностей порядка нескольких сотен мегаватт при максимальной температуре установки.

Перспективным вариантом является использование реактора с газофазной активной зоной, содержащей гексафторид урана. Несмотря на высокое давление (2-2.5 МПа) эта установка обладает достаточно большим размером. Здесь отсутствуют проблемы с поддержанием критичности, т.к. она обеспечивается циркуляцией топлива.

Можно предложить также второй вариант установки с псевдосжиженной активной зоной. Ядерная высокотемпературная установка, предназначенная для использования в качестве источника теплового излучения, в этом случае состоит из реакторного блока и источника теплового излучения (излучателя). Топливо в активной зоне представлено, например, в виде крошки. Топливная засыпка удерживается в активной зоне вихревым потоком газа, который используется как теплоноситель и как рабочее тело в турбокомпрессорном агрегате. Рабочее тело – смесь гелия и ксенона. Энергия, выделяемая в топливе, передается газу и выносится из активной зоны в высокотемпературный излучатель. Оценки показывают, что масса реакторной установки с псевдосжиженной активной зоной будет равна ~ 10 т.