Space engines

Travel to Mars by means of modern liquid rocket engines without use of any other means of creation of an increment of speed of the flying device will demand about two years of flight, and the starting weight of such device will exceed 1500 т. To reduce both time of flight, and starting weight of the flying device, it is necessary to create the new, more economic and easy{light} impellent installations developing greater{big} draft and differing higher specific draft.
Demanded for realization of interplanetary flights acceleration can be reached{achieved} by means of only several types of engines, among which cryogenic liquid the engine on components oxygen-hydrogen, nuclear rocket engines, and also the hypothetical schemes{plans} of engines using thermonuclear reaction.
The best prospects the nearest two decades for realization concerning short (about one year or it it is less) flights have nuclear thermal engines with a firm or gaseous active zone.
In domestic technics{technical equipment} they are called, following own terminology, твердофазными and газофазными. In the classification scheme{plan} of nuclear rocket engines (ЯРД) the engines using thermal and kinetic Energia of products of nuclear reactions are initial. In turn they share on реакторные, pulse, radioisotope, аннигиляционные. Реакторные are subdivided on энергоустановки with use of division of kernels and with synthesis of kernels - thermonuclear. Systems with division of kernels are divided{shared} on твердофазные, газофазные and коллоидные. Engines твердофазные and radioisotope are tested at stands.
Values of specific draft, specific weight, and also the attitude{relation} of bent for to weight of these engines look{appear} rather attractive.
The nuclear rocket engine uses an Energia allocated at decomposition of nuclear "fuel", for heating working substance. The working body is passed{missed} through a nuclear reactor in which there is a reaction of division of nuclear kernels. Disappears necessity for an oxidizer.
Processes at which the nuclear energy is allocated, subdivide into reactions of division of heavy kernels, reaction of synthesis of easy{light} kernels.
Specific mass Energia of artificial radioactive isotopes considerably above, than at chemical топлив. However application of similar engines on rocket flying devices is connected with difficulties as isotopes allocate an Energia constantly.
Nuclear reactors of division use an Energia of an isotope of uranium-235. Nuclear fuel uranium-233,-235,-238, plutonium-239 is much cheaper isotope, possesses on the order a greater specific mass Energia and allows to adjust{regulate} process of a thermal emission. As a working body liquid hydrogen, ammonia, гидразин can be applied. Specific impulses accordingly - 900, 500, 450 with.
Practical development of the nuclear engines using firm nuclear fuel have been begun simultaneously with introduction in build the first atomic power stations in 1953
Space have already visited American installation "Снап-ЮА" and Soviet "Topaz".
The engines using thermonuclear reaction of synthesis, possess unique characteristics: the specific impulse exceeds 18 000 seconds, and for work hydrogen which is the basic component of the surrounding space environment is used.
Searches of ways of use of a nuclear energy in jet engines in the USA have begun soon after opening chain reaction in 1942 In the end of 50th of the Air Forces and the Ministry of power had been developed{unwrapped} program "ПЛУТО/ТОРИ" (PLUTO/TORY), aimed on creation of the nuclear direct-flow propulsion jet engine for the plane-carrier{-bearer} of greater{big} rockets with nuclear warheads. In the beginning of 60th years the program has been curtailed{turned} in view of occurrence of compact designs of the rockets which are not demanding creation of the special plane-carrier{-bearer}. Creation of combat missiles with the nuclear rocket engine was considered{examined} also, however the reached{achieved} reduction of the sizes of head parts with a nuclear charge has made possible{probable} use for these purposes of rocket engines of system " Atlas ". In general, the idea of creation of nuclear engines does not concern to the category new.
Since 1955, and up to 1973 of the USA have enclosed 1,5 billion dollars in the program of development of the nuclear rocket engine.
The idea was idle time: as the second degree of specific draft inversely proportional to molecular weight of fuel, the nuclear engine in which the working body with low molecular weight heats up, will have greater{big} specific draft, rather than the engine in which heat turns out as a result of chemical reaction between two components of fuel. The preliminary analysis of possible{probable} variants of working bodies has quickly narrowed a circle of candidates up to one - the hydrogen having the least molecular weight.
Works on creation of nuclear rocket engine " NERVE " (NERVA - Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) have been begun in 1960 together with the Commission on an atomic energy. Received right at the beginning of works under the program "Rover" (Rover) in Лос-Аламосской encouraging results have served laboratory an occasion that president Kennedi in the known speech in 1961, the landing devoted to plans to the Moon, has called for acceleration of works on creation of nuclear rocket engines, " which new opportunities in realization even more tempting and unprecedented on scales of researches of space, possibly, outside a lunar orbit promise, can be even the most removed areas of Solar system ".
Later eight years, in the spring 1969 have been completed ground tests " Экс-Ф the Prime " (XF Prime), the prototype of the nuclear engine. Then, in a month after a landing " Apollo 11 ", Verner a background Brown has taken advantage of the opportunity which has presented it{him} to act in the Senate to inform on a key role which the project of "NERVE" in realization of plans of the USA can play to make piloted flight to Mars. In January, 1973, despite of outstanding achievements in the field of space technics{technical equipment}, change of priorities in strategy of development of the American science and technics{technical equipment} has forced NASA to refuse the plans of realization of piloted interplanetary flights and creation for these purposes of nuclear rocket engines.
NASA again considers{examines} specifications and opportunities for carrying out of flights to Mars and creation there bases.
Except for the program of "NERVE" aimed at development of nuclear engines with a firm active zone, in sphere of research activity there was a nuclear engine with a gaseous zone which specific draft lays in a range 1500-1600 with.
The project "Rover" became a basis for development of the nuclear rocket engines intended for piloted flight to Mars.
That try to make, represents летный a variant compact, the sizes about a desk, a reactor which capacity{power} corresponds{meets} to decent hydroelectric power station.
In the Center it{him}. Lewis estimations of various schemes{plans} of nuclear engines with reference to flight to Mars with returning the ship to the Earth have been lead. Were considered{examined}: the scheme{plan} of the nuclear engine with a firm active zone also three schemes{plans} with a gas active zone - with regenerative cooling elements of the engine, with dump of heat in space by means of a radiator and with the transparent walls limiting an active zone (type "lamp"). Weights of spacecrafts, стартующих to Mars from a circumterraneous orbit, for various expeditions{dispatches} on the problems{tasks} - short-term expeditions{dispatches} without landing to Mars by duration no more than 200 day and research expedition{dispatch} with detailed studying a planet during 40-day's stay on it{her}, by means of the special mobile block left on Mars in weight 140 т have been counted up.
According to calculations, the scheme{plan} of the nuclear rocket engine with regenerative cooling and the closed circuit (or the scheme{plan} "lamp") will allow to carry out such expedition{dispatch} approximately for a year, and short-term - for 150 day, at starting weight 130 т. The scheme{plan} providing greater{big} specific draft with dump of heat in space by means of a radiator will allow to carry out research expedition{dispatch} for 200 day, at starting weight 130 т, and short-term - for 80 day, at starting weight 90 т. In all calculations of the considered{examined} schemes{plans} which realization was outlined not earlier than 2000, the data corresponding{meeting} a level of development of technics{technical equipment} of that time when estimations were spent were pawned.
In 50th nuclear engines with a gas active zone have drawn attention of experts owing to the high characteristics: at that time specific draft was estimated{appreciated} by size 6000 with at the draft reaching{achieving} 130 kg.
In 60th it was considered{examined} the closed and open schemes{plans} of nuclear engines with a gas active zone.
Realization of the open scheme{plan} is represented more simple: it is necessary to provide only the demanded maintenance{contents} of nuclear fuel by the corresponding{meeting} organization of current of a working body and management of a reactor.
Despite of encouraging results of experimental researches of schemes{plans} газофазного the nuclear engine in 60 and 70th, almost all similar researches have been stopped in 1975 to receive the final conclusion about a technical opportunity of creation of engines with a gas active zone, it is necessary to lead complex research and developmental tests. While other schemes{plans} of rocket engines which use substances extracted{obtained} on the Earth as fuel and which will allow to make flight to Mars with returning to the Earth in rather short terms are unknown.
Specific draft of the electrojet engine higher also lays in a range 850-4400 with, however in the field of creation of such engines yet were not beyond laboratory researches. According to calculations, the interorbital device supplied by the electro-nuclear rocket engine, can deliver from a circumterraneous orbit on geostationary a cargo in weight three times greater, than with liquid engines on cryogenic components. However because of low draft of the electrojet engine duration of such transportation will increase till 200-400 day that can appear absolutely unacceptable for some cargoes in view of a long finding in Van Allen's belt{zone}. Research works on creation of such engine are conducted in laboratory of space technics{technical equipment} of the Air Forces of the USA and should be completed to 2000
Application of nuclear engines with непосредственньм transformation of thermal energy in mechanical (kinetic) in the interorbital device will allow to increase weight of a payload twice in comparison with the similar device supplied by the cryogenic liquid engine, at preservation of the same duration of flight (the order 5) from a low orbit on geostationary. According to estimations, specific draft of the similar engine will make 1000 with, at preservation same high, as well as at the cryogenic liquid engine, draft. Lack of the engine is radioactive radiation as which basic source the active zone of a nuclear reactor serves.
In the summer 1985 under the initiative of the Air Forces the program " Проджект Форкаст 2 " (Project Forecast 2), aimed on search of new circuit decisions with exclusively high characteristics has been developed{unwrapped}. In focus of researches there was a creation of the safe compact nuclear engine for the interorbital transport device. At this time researches were carried out in Laboratory of space technics{technical equipment} on development, manufacturing and tests of the engine with a sharing substance in the form of fine particles.
The special attention is given to prevention of undesirable influences of a reactor on biosphere of the Earth at the emergency termination{discontinuance} of flight.
The experience which has been saved up{which has been saved} during works under the project "Rover" and the program of "NERVE", shows, that the risk connected with a design of nuclear impellent installation and its{her} operation, can be limited by quite comprehensible limits.
Both the USA, and the United Nations suppose an opportunity of use of nuclear reactors for development of a space under condition of observance of the certain security measures. These measures mean prohibition of not planned critical operating modes of nuclear reactors in space, elimination of danger of radioactive emissions in case of failures{accidents} both on start, and in flight, preservation in admissible limits of a level of a radiating irradiation of crew and maintenance of reliable work of the impellent installation guaranteeing safe returning of crew to the Earth.
In case of flight to Mars rockets with the nuclear engine start of a reactor will be carried out in an orbit of assembly of a spacecraft. Till the moment of start of the ship from an assembly orbit the reactor will be at a zero level of capacity{power}, and after deducing{removing} a reactor on an operating conditions the space vehicle will begin the accelerated movement from the Earth. At a deviation{rejection} of a vector of draft from a settlement direction the opportunity of cutting off of draft of the engine should be stipulated. Time of stay in an assembly orbit will appear quite sufficient that the level of a radio-activity of the failed reactor gradually has decreased to a safe reactor at falling to the Earth. On a case of occurrence of malfunctions the opportunity of repair or replacement of the failed elements of installation should be stipulated to provide an opportunity of repeated start of the ship in a direction to Mars. By means of shielding and a choice of an arrangement of elements of the layout scheme{plan} of the device, including extremely possible{probable} разнесение the block of useful loading and a reactor, it is possible to lower a radioactive irradiation of useful loading and crew to a comprehensible level. Selection of the form of a fuel tank and other elements of the device, and also their accommodation it is possible to lower effect of the secondary (induced) radiation extremely.
The systems of safety including the special diagnostic equipment, will allow to anticipate and prevent occurrence of refusals or destruction of systems and units, and the control over the set operating mode of the reactor, carried out by crew and control centre of flight, would exclude an opportunity of dangerous deviations{rejections} from settlement dispersal and failures{accidents} on a cruiser operating mode.

Original version of the text

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.