Проект космического корабля с термоядерным двигателем

+ Щелкните по рисунку, чтобы увеличить!

Принципиальная схема космического корабля с термоядерным ракетным двигателем

1 — возвращаемый аппарат; 2—отсек экипажа и командный отсек (управление, ЦПУ); 3 — переходная камера и стыковочный узел; 4 — вспомогательный отсек; 5—основной отсек; 6 — грузовой отсек и смотровой люк; 7 — ствол (диаметром 2 м); 8 — форсажное устройство; 9 — термоядерный РД; 10 — защита; 11 — теплообменники и запас рабочего тела; 12 — криогенный теплообменник (излучатель); 13 — многокамерный отсек хранения грузов с размещенными по окружности стыковочными устройствами; 14 — космическое «такси» (спускаемые аппараты, грузовые корабли и т.д).

Мощность термоядерного РД Pj = 100 Мвт

Перспективность. Для перевозки людей, транспортных рейсов, экспедиционно-исследовательские задачи в пределах солнечной системы, возможно и прилегающих ближних областях.

В термоядерном ракетном двигателе используется реакция превращения водорода в гелий. В 60-х годах фирма «Аэроджет-дженерал ньюклионикс» по контракту с ВВС США начала исследования под руководством д-ра Джона Льюиса по осуществлению управляемой термоядерной реакции. Конечной целью этих исследований было обеспечение условий протекания самоподдерживающейся термоядерной реакции для получения энергии и ее использования в ракетных двигателях. Термоядерная реакция в этих случаях должна происходить в стационарных условиях, включая протекание ядерной реакции в «камере сгорания». Такой переход от внешнего цикла действия, как в случае импульсного ЯРД, к внутреннему циклу без упомянутых выше ограничений достижимого удельного импульса возможен благодаря повышению температуры реакции приблизительно до 100 000 000 град. При такой температуре газ превращается в электрически проводящую плазму, которая может удерживаться магнитным полем. Практическое осуществление такого ЯРД возможно при удовлетворении трех основных требований.

1. Получение плазмы в процессе устойчивой самоподдерживающейся ядерной реакции, при которой лишь минимальная доля энергии всей системы выделяется в виде нейтронов.

2. Создание магнитного поля соответствующей конфигурации, позволяющей обеспечить условия устойчивой самоподдерживающейся реакции.

3. Конструктивная разработка устройства с минимальными весовыми характеристиками, обеспечивающего получение и стабилизацию мощного магнитного поля для удержания высокотемпературной плазмы; требование «минимальных весовых характеристик» подразумевает также и требование низких мощностей.

Практическая возможность получения плазмы в процессе самоподдерживающейся термоядерной реакции была продемонстрирована в начале 70-х годов. Это были в основном реакции трех типов: дейтерий — дейтерий (D—D), дейтерий — тритий (D—Т) и гелий-3 — дейтерий (Не³ — D). При протекании реакций дейтерий — дейтерий и дейтерий — тритий большая часть энергии выделяется в виде нейтронов (около 50 и 75% соответственно). В термоядерном РД, предложенном Джоном Льюисом, используется термоядерная реакция дейтерия с изотопом гелий-3, в результате которой получаются гелий-4 и протоны.

Оба продукта реакции представляют собой заряженные частицы, которые удерживаются магнитным полем, но подвергаются воздействию магнитных полей, благодаря чему плазма изолирована от стенок конструкции. Вследствие промежуточных образований происходят также вторичные реакции типа

и

Указанные вторичные реакции, однако, можно свести к минимуму, так что лишь небольшая доля (1—2%) полной энергии будет выделяться в виде нейтронов. Плазма удерживается комбинированными магнитными полями заостренной формы и обычной формы, образованными магнитными зеркалами. Магнитные поля гасят неустойчивость плазмы и обеспечивают адиабатическое удержание ее в течение длительного времени. Магнитные поля создаются сверхпроводящими катушками, выполненными из интерметаллических соединений ниобия и олова. Сверхпроводящие свойства некоторых интерметаллических соединений, впервые обнаруженные Кунцлером и др., позволили создать легкие экономичные системы генерирования чрезвычайно мощных магнитных полей с напряженностью, равной или превышающей 200 000 гс, без тяжелых катушек, используемых ранее, а также без громоздких преобразователей мощности, излучателей, конструктивных узлов и большого расхода электрической энергии.

Из нескольких соединений: ниобий — цирконий (Nb — Zr), ниобий — сплав олова (Nb₃Sn) и ванадий — галлий (V— Ga) — последнее оказалось наиболее привлекательным с точки зрения создания критических магнитных полей при несколько повышенных криогенных температурах, уменьшения нейтронных сечений и весовых характеристик на единицу проходящего тока. Основными элементами конструкции термоядерного РД являются: тепловая защита от тормозного излучения, сверхпроводящие катушки, конструктивные элементы крепления катушек, подсистема тепловой защиты, подсистема циркуляционного охлаждения, радиационная защита экипажа и криогенная подсистема. Указанные элементы конструкции кратко описаны в табл. (внизу страницы). Горючее состоит из 60% гелия-3 и 40% дейтерия. Продуктами реакции являются Не4 и Н. Рабочее тело состоит из дейтерия (D2) и водорода (Н2). В физике плазмы критическим параметром реакции синтеза является отношение β давления расширяющейся плазмы к магнитному давлению. В зависимости от степени устойчивости плазмы и формы магнитного поля параметр β может изменяться от 0,1 (требуемое магнитное давление в 10 раз превышает давление плазмы) до 1,0 (оба давления равны). Условие β = 1,0 требует высокой устойчивости плазмы и соответствующей формы магнитного поля. Некоторые из ранних плазменных устройств (стелларатор) 50-х годов имели значения β менее 0,1. Однако в некоторых устройствах с магнитным полем заостренной формы значение β достигало 0,8.

Удельный вес конструкции термоядерного ракетного двигателя

с учетом веса защиты в зависимости от параметра β

На схеме выше графически представлены соотношения между параметром β и оптимальным весом двигателя в единицах веса, приходящегося на киловатт мощности истекающей струи, для диапазона энергии электронов в плазме, соответствующего верхнему и нижнему пределам электронной температуры Т_e, и двух уровней мощностей 28 и 100 Мвт. Можно видеть, что наибольший выигрыш в удельном весе конструкции получается при значениях β = 0,4-0,5.

Для инициирования реакции в центр магнитного поля подаются нейтральные частицы, обладающие высокой энергией. При наличии мощных магнитных полей эти частицы ионизуются и удерживаются. При подаче и захвате магнитным полем плазмы высокой энергии (Не³ — D) концентрация частиц быстро повышается до уровня, при котором начинается реакция. После возникновения самоподдерживающейся термоядерной реакции ядерное горючее подается в область плазмы низкой энергии, где оно ионизуется и нагревается до требуемой температуры. В процессе продолжающейся реакции ионы, находящиеся в плазме, в конечном счете попадают в выхлопной конус и удерживаются магнитными зеркалами. Регулированием напряженности поля, создаваемого магнитным зеркалом (поле заднего зеркала слабее, чем переднего), обеспечивается направленное истечение плазмы назад. Система может работать непрерывно в течение нескольких лет.

Достижимая величина удельной тяги определяется следующим простым соотношением:

где Pj — мощность выхлопной струи, F — тяга и ώ — масса истекающей струи. При мощности струи Pj = 100 Мвт и тяге 45,4 кг удельная тяга составляет 45 910 сек. Даже при величине тяги 454 кг удельная тяга равна почти 4600 сек. Если мощность струи составляет 100 Мвт, расход горючего (D — Не³) равен 0,517 кг/сутки, или 6 • 10^-6 кг/сек при удельной тяге порядка 600 000 сек и тяге порядка 3,5 кг. Тягу и удельную тягу можно изменить по величине путем смешения выхлопных газов с дополнительным количеством холодного рабочего тела (D₂, Н₂) в форсажной камере двигателя. Приведенные выше цифры указывают на широкий диапазон тяг и удельных тяг, которые относительно легко могут быть достигнуты в полете космического корабля с термоядерным ракетным двигателем.

Предположим, что межпланетный корабль с термоядерным РД готов для старта с околоземной орбиты (1,5-часовой период обращения) при орбитальном стартовом весе 454 т. При тангенциально направленной постоянной тяге 454 кг и удельной тяге порядка 4600 сек ему потребуется приблизительно 106 начальных периодов обращения, или 26,5 час (при расходе рабочего тела ~360 кг/сек), для достижения местной параболической (второй космической) скорости на расстоянии приблизительно 28 земных радиусов. В этой точке космический корабль уходит из гравитационного поля Земли и в дальнейшем может маневрировать в пределах гравитационного поля Солнца. У Земли гравитационное поле Солнца характеризуется величиной 6 • 10^-4 gEa (gEa — ускорение силы тяжести на поверхности нашей планеты). Это значит, что на расстоянии в 28 земных радиусов можно перейти на режим работы двигателя с меньшей тягой в соответствии с условиями солнечного притяжения. Корабль израсходует приблизительно 95 т рабочего тела. Следовательно, его вес уменьшится до 359 т, а мгновенное ускорение составит 1,27 • 10^-3 g. Если уменьшить тягу до 1/5 ее начального значения, мгновенное ускорение понизится до 2,5 • 10⁴ gEa (что составляет довольно большую долю силы солнечного притяжения у земной поверхности — приблизительно 0,4 — и обеспечивает относительно высокую скорость активного полета корабля по гелиоцентрической орбите), расход топлива уменьшится до 5,6 кг/час (около 134 кг/сутки), а удельная тяга повысится до 24 000 сек. Совершая полет с такой тягой и ускорением, направленным вдоль траектории ухода от Солнца, космический корабль достигнет параболической скорости относительно Солнца на расстоянии, немного меньшем 1,1 а. е., менее чем за 60 суток при расходе рабочего тела 8,17 т.

После этого пилот может «настроить» двигатель на режим «холостого хода», при котором двигатель практически не развивает тяги; следовательно, дальнейший полет будет происходить без нарастания ускорения, без расхода рабочего тела, при пренебрежимо малом расходе ядерного горючего. Обладая гелиоцентрической параболической скоростью, космический корабль пересечет орбиту Марса через 60 суток и орбиту Юпитера через 300 суток. Для выхода на орбиту вокруг этих планет, естественно, потребуется гелиоцентрический маневр торможения, после которого корабль приблизится к планете почти с параболической скоростью, которая впоследствии уменьшится в гравитационном поле планеты. В данном случае требуется увеличение тяги до значения, определяемого желаемой орбитой захвата. Приведенные выше данные не характерны для оптимальных профилей полета, тем не менее они подтверждают факт, что при использовании термоядерного РД для осуществления полетов в пределах солнечной системы его универсальность и энергетические характеристики конкурируют с аналогичными характеристиками сверхзвуковых ТРД с форсажной камерой.

* На чертеже в заглавии приведена принципиальная схема космического корабля с термоядерным РД (мощность Pj = 100 Мвт). Эскиз двигательного отсека с незначительными изменениями конфигурации криогенного излучателя взят из работы [Shattuck R. D., Denington R. J., Status and Future Engineering Problems of Electric Propulsion Systems. AIAA Second Manned Space Flight Meeting. Dallas, Texas, April 1963].

По материалам Shattuck R.D., Denington R.J. Status and Future Engineering Problems of Electric Propulsion Systems, AIAA Second Manned Spase…. (Dallas, Texas, April 1963)

PRETICH.ru

***