Принцип действия радиоактивных двигателей реферат

Обновлено: 05.07.2024

Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, не использующий для работы окружающую среду (воздух, воду). Наиболее широко применяются химические ракетные двигатели. Разрабатываются и испытываются другие виды ракетных двигателей – электрические, ядерные и другие. На космических станциях и аппаратах широко применяют и простейшие ракетные двигатели, работающие на сжатых газах. Обычно в качестве рабочего тела в них используют азот.

По назначению ракетные двигатели подразделяют на несколько основных видов: разгонные (стартовые), тормозные, маршевые, управляющие и другие. Ракетные двигатели в основном применяются на ракетах (отсюда взято название). Кроме этого ракетные двигатели иногда применяют в авиации. Ракетные двигатели являются основными двигателями в космонавтике.

По виду применяемого топлива (рабочего тела) ракетные двигатели подразделяются на:

Военные (боевые) ракеты обычно имеют твердотопливные двигатели. Это связанно с тем, что такой двигатель заправляется на заводе и не требует обслуживания весь срок хранения и службы самой ракеты. Часто твердотопливные двигатели применяют как разгонные для космических ракет. Особенно широко, в этом качестве, их применяют в США, Франции, Японии и Китае.

Жидкостные ракетные двигатели имеют более высокие тяговые характеристики, чем твердотопливные. Поэтому их применяют для вывода космических ракет на орбиту вокруг Земли и на межпланетные перелёты. Основными жидкими топливами для ракет являются керосин, гептан (диметилгидразин) и жидкий водород. Для таких видов топлива обязательно необходим окислитель (кислород). В качестве окислителя в таких двигателях применяют азотную кислоту и сжиженный кислород. Азотная кислота уступает сжиженному кислороду по окислительным свойствам, но не требует поддержания особого температурного режима при хранении, заправки и использовании ракет.

Двигатели для космических полетов отличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должны вырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы. По виду используемой энергии двигательные установки космических аппаратов подразделяются на четыре типа: термохимические, ядерные, электрические, солнечно – парусные. Каждый из перечисленных типов имеет свои преимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях.

В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют также миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень мала, но её бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля в пространстве.

Известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла – всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. В космическом пространстве воздуха нет, а для работы ракетных двигателей в космическом пространстве необходимо иметь два компонента – горючее и окислитель.

В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий водород. В качестве окислителя применяют жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота. Возможно, в будущем будет применяться в качестве окислителя жидкий фтор, когда будут изобретены способы хранения и использования такого активного химического вещества.

Горючее и окислитель для жидкостных реактивных двигателей хранятся раздельно, в специальных баках и с помощью насосов подаются в камеру сгорания. При их соединении в камере сгорания развивается температура до 3000 – 4500 °С.

Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость от 2500 до 4500 м/с. Отталкиваясь от корпуса двигателя, они создают реактивную тягу. При этом, чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше силы тяги двигателя.

Удельную тягу двигателей принято оценивать величиной тяги создаваемой единицей массы топлива сгораемой за одну секунду. Эту величину называют удельным импульсом ракетного двигателя и измеряют в секундах (кг тяги / кг сгоревшего топлива в секунду). Лучшие твердотопливные ракетные двигатели имеют удельный импульс до 190 с., то есть 1 кг топлива сгорающий за одну секунду создает тягу 190 кг. Водородно-кислородный ракетный двигатель имеет удельный импульс 350 с. Теоретически водородно-фторовый двигатель может развить удельный импульс более 400 с.

Обычно применяемая схема жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом. Сжатый газ создает необходимый напор в баках с криогенным горючим, для предотвращения возникновения газовых пузырей в трубопроводах. Насосы подают топливо в ракетные двигатели. Топливо впрыскивается в камеру сгорания через большое количество форсунок. Также через форсунки в камеру сгорания впрыскивают и окислитель.

В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого бы материала она ни была сделана. Жидкостный реактивный двигатель, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двух стеночной. В зазоре между стенками протекает холодный компонент топлива.

Большую силу тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура этой струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода и кислорода. Основные данные типичных топлив для жидкостных реактивных двигателей приведены в таблице №1

Плотность, кг/м 3

Удельная тяга, с

Удельная теплота сгорания, кДж/кг

Но у кислорода наряду с достоинствами есть и один недостаток – при нормальной температуре он представляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислород нельзя ведь в этом случае пришлось бы его хранить под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первым предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде как о компоненте без которого космические полеты не будут возможны.

Использование наиболее сильного из всех известных химии окислителей – фтора позволит существенно увеличить эффективность жидкостных реактивных двигателей. Однако жидкий фтор очень неудобен в эксплуатации и хранении из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188°С). Но это не останавливает ученых-ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют и испытываются в лабораториях и на экспериментальных стендах.

Хотя в предлагаемом описании пока преобладают жидкостные ракетные двигатели, нужно сказать, что первым в истории человечества был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе – РДТТ.

Топливо – например специальный порох – находится непосредственно в камере сгорания. Камера сгорания с реактивным соплом, заполненная твердым топливом – вот и вся конструкция. Режим сгорания твердого топлива зависит от предназначения РДТТ (стартовый, маршевый или комбинированный). Для твердотопливных ракет применяемых в военном деле характерно наличие стартового и маршевого двигателей. Стартовый РДТТ развивает большую тягу на очень короткое время, что необходимо для схода ракеты с пусковой установки и её первоначального разгона. Маршевый РДТТ предназначен для поддержания постоянной скорости полета ракеты на основном (маршевом) участке траектории полета. Различия между ними заключаются в основном в конструкции камеры сгорания и профиле поверхности горения топливного заряда, которые определяют скорость горения топлива от которой зависит время работы и тяга двигателя. В отличие от таких ракет космические ракеты-носители для запуска спутников Земли, орбитальных станций и космических кораблей, а также межпланетных станций работают только в стартовом режиме со старта ракеты до вывода объекта на орбиту вокруг Земли или на межпланетную траекторию.

В целом твердотопливные ракетные двигатели на имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, относительно взрывобезопасны. Но по удельной тяге твердотопливные двигатели на 10-30% уступают жидкостным.

У ядерных ракетных двигателей отпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована только одна жидкость.

В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большую силу тяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак, гидразин и вода.

Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер.

Радиоизотопные превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1кг) искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210 Ро она равна 5*10 8 КДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*10 4 КДж/кг.

К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого – высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнере и при стоянке ракеты на старте.

В простейшей схеме ядерного ракетного двигателя с реактором, работающим на твердом ядерном горючем рабочее тело размещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается через сопло наружу.

Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива. Тогда возникает закономерный вопрос – почему же установки на этом горючем имеют все-таки сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазного ядерного ракетного двигателя ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное действие на живые организмы. Биологическая защита от таких излучений имеет большой вес не применима на космических летательных аппаратах.

Существуют и более экзотические проекты ядерных ракетных двигателей, в которых делящееся вещество находится в жидком, газообразном или даже плазменном состоянии, однако реализация подобных конструкций на современном уровне техники и технологий нереальна.

Существуют, пока на стадии теоретической или лабораторной следующие проекты ракетных двигателей:

- импульсные ядерные ракетные двигатели использующие энергию взрывов небольших ядерных зарядов;

- термоядерные ракетные двигатели, в которых в качестве топлива может использоваться изотоп водорода. Энергопроизводительность водорода в такой реакции составляет 6,8*10 11 КДж/кг, то есть примерно на два порядка выше производительности ядерных реакций деления;

- солнечно-парусные двигатели – в которых используется давление солнечного света (солнечный ветер), существование которого опытным путем доказал русский физик П.Н. Лебедев еще в 1899 году. Расчетным путем ученые установили, что аппарат массой в 1 т, снабженный парусом диаметром 500 м, может долететь от Земли до Марса примерно за 300 суток. Однако эффективность солнечного паруса быстро уменьшается с удалением от Солнца.

Почти все рассмотренные выше ракетные двигатели, развивают огромную силу тяги и предназначены для вывода космических аппаратов на орбиту вокруг Земли и разгона их до космических скоростей для межпланетных полетов. Совсем другое дело – двигательные установки для уже выведенных на орбиту или на межпланетную траекторию космических аппаратов. Здесь, как правило, нужны двигатели малой мощности (несколько киловатт или даже ватт) способные работать сотни и тысячи часов и многократно включаться и выключаться. Они позволяют поддерживать полет на орбите или по заданной траектории, компенсируя сопротивление полету создаваемое верхними слоями атмосферы и солнечным ветром.

В электрических ракетных двигателях разгон рабочего тела до определенной скорости производится нагреванием его электрической энергией. Электроэнергия поступает от солнечных батарей или атомной электростанции. Способы нагревания рабочего тела различны, но реально применяется в основном электродуговой. Он показал себя очень надежным и выдерживает большое количество включений. В качестве рабочего тела в электродуговых двигателя применяют водород. С помощью электрической дуги водород нагревается до очень высокой температуры и он превращается в плазму - электрически нейтральную смесь положительных ионов и электронов. Скорость истечения плазмы из двигателя достигает 20 км/с. Когда ученые решат проблему магнитной изоляции плазмы от стенок камеры двигателя, тогда можно будет значительно повысить температуру плазмы и довести скорость истечения до 100 км/с.

Первый электрический ракетный двигатель был разработан в Советском Союзе в 1929-1933 гг. под руководством В.П. Глушко (впоследствии он стал создателем двигателей для советских космических ракет и академиком) в знаменитой газодинамической лаборатории (ГДЛ).

Двигательные установки на борту транспортного средства предназначены для создания силы тяги или момента импульса. В последние десятилетия все большее внимание уделяется таким характеристикам как расход топлива и создаваемая тяга. Все большее внимание начинает уделяться разработкам ядерных двигателей на транспортных средствах. Одной из наиболее перспективных областей применения ядерных ракетных двигателей является космонавтика. В настоящее время для полетов на другие планеты, не говоря уж о звездах, применение жидкостных ракетных двигателей и твердотопливных ракетных двигателей становится все более невыгодным, хотя и было разработано множество ракетных двигателей.
Таким образом, для достижения пилотируемыми экипажами даже ближайших планет необходимо развивать ракетоносители на двигателях, работающих на принципах, отличных от химических двигательных установок. Наиболее перспективными в этом плане являются электрические реактивные двигатели, лазерные реактивные двигатели и ядерные реактивные.

1. Силовые установки

Ядерная силовая установка (ЯСУ) — это силовая установка, работающая на энергии цепной реакции деления ядра. ЯСУ состоит из ядерного реактора и паро- или газотурбинной установки, в которой тепловая энергия, выделяющаяся в реакторе, преобразуется в механическую или электрическую энергию. Преимуществами подобной установки являются неограниченная автономность передвижения (дальность хода), и большая мощность двигателей: и как следствие, возможность длительно использовать высокую скорость движения, транспортировать более тяжёлые грузы и способность работать в тяжёлых условиях.
Основная сфера применения ЯСУ — морской флот: как надводный, так и подводный, также потенциально ЯСУ может быть использована в автомобильном, железнодорожном, авиационном и космическом транспортном средстве.

2. Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)

2.1. Устройство и принцип действия ЯРД.

Ядерные ракетные двигатели бывают газофазными, жидкофазными и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Также они могут подразделяться на жидкостные и импульсно-взрывные. Жидкостные ядерные ракетные двигатели используют нагрев жидкого рабочего тела в нагревательной камере от ядерного реактора и вывод газа через сопло, а импульсно-взрывные основаны на создании ядерных взрывов малой мощности через равные промежутки времени.
ТЯРД может использовать различные виды термоядерных реакций в зависимости от вида применяемого топлива. В частности, на настоящее время принципиально осуществимы следующие типы реакций:

Реакция дейтерий + тритий (топливо D-T)

2 H + 3 H = 4 He + n + 17.6 МэВ

Такая реакция наиболее легко осуществима с точки зрения современных технологий, даёт значительный выход энергии, топливные компоненты относительно дёшевы. Недостаток её — весьма большой выход нежелательной (и бесполезной для прямого создания тяги) нейтронной радиации, уносящей большую часть выходной энергии реакции и, как следствие, резко снижающей КПД двигателя. Тритий радиоактивен, период его полураспада около 12 лет, то есть долговременное хранение трития невозможно. В то же время, возможно окружить дейтериево-тритиевый реактор оболочкой, содержащей литий: последний, в результате облучения нейтронным потоком, превращается в тритий, что приводит к замыканию топливного цикла, поскольку реактор работает в режиме размножителя (бридера). Таким образом, топливом для D-T-реактора фактически служат дейтерий и литий.

Реакция дейтерий + гелий-3

2 H + 3 He = 4 He + p + 18.3 МэВ

Условия её достижения значительно сложнее. Гелий-3, кроме того, редкий и чрезвычайно дорогой изотоп. В промышленных масштабах на настоящее время не производится. Кроме того, что энергетический выход этой реакции выше, чем у D-T-реакции, она имеет следующие дополнительные преимущества:

При реакции D- 3 He в форме нейтронов выделяется всего около 5% мощности (против 80% для D-T). Около 20% выделяется в форме рентгеновского излучения. Вся остальная энергия может быть непосредственно использована для создания реактивной тяги. Таким образом, реакция D- 3 He намного более перспективна для применения в реакторе ТЯРД.

Другие виды реакций

Реакции между ядрами дейтерия (D-D, монотопливо):

2 H + 2 H → 3 He + n + 3.3 МэВ,

2 H + 2 H →> 3 H + p + 4 МэВ.

Нейтронный выход в данном случае весьма значителен.
Возможны и некоторые другие типы реакций:

p + 6 Li → 4 He (1.7 MeV) + 3 He (2.3 MэВ)

3 He + 6 Li → 2 4 He + p + 16.9 MэВ

Рабочее тело, контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличивается в объеме, после чего выходит через сопло двигателя под высоким давлением.
Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.
Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.

2.2 Ядерный импульсный двигатель

2.3 Другие разработки

Рис. 4. Прототип двигателя в рамках проекта Pluto

Двигатели, разработанные в рамках проекта Pluto, планировалось устанавливать на крылатые ракеты, которые в 1950-х годах создавались под обозначением SLAM (Supersonic Low Altitude Missile (сверхзвуковая маловысотная ракета)). Планировалось построить ракету длиной 26.8 метра, диаметром три метра, и массой в 28 тонн. В корпусе ракеты должен был располагаться ядерный боезаряд, а также ядерная двигательная установка, имеющая длину 1.6 метра и диаметр 1.5 метра. На фоне других размеров установка выглядела весьма компактной, что и объясняет её прямоточный принцип работы.
Разработчики полагали, что, благодаря ядерному двигателю, дальность полета ракеты SLAM составит, по меньшей мере, 182 тысячи километров.
В 1964 году министерство обороны США проект закрыло. Официальной причиной послужило то, что в полете крылатая ракета с ядерным двигателем слишком сильно загрязняет все вокруг. Но в действительности причина состояла в значительных затратах на обслуживание таких ракет, тем более к тому времени бурно развивалось ракетостроение на основе жидкостных реактивных ракетных двигателей, обслуживание которых было значительно дешевле.

Технические характеристики РД 0410 [9]:

Тяга в пустоте: 3,59 тс (35,2 кН)
Тепловая мощность реактора: 196 МВт
Удельный импульс тяги в пустоте: 910 кгс·с/кг (8927 м/с)
Число включений: 10
Ресурс работы: 1 час
Компоненты топлива: рабочее тело — жидкий водород, вспомогательное вещество — гептан
Масса с радиационной защитой: 2 тонны
Габариты двигателя: высота 3,5 м, диаметр 1,6 м.

3. Проблема межпланетных полетов

3.1 Использование гравитационного маневра при полете к Марсу

Рассмотрим изменение характеристической скорости при полёте с околоземной круговой (опорной) орбиты к Марсу с использованием гравитационного манёвра у Луны [7].

Рис. 6. Эллиптическая орбита Гомана

Для перехода с круговой орбиты Земли вокруг Солнца на эллиптическую орбиту перелёта к Марсу (орбиту Гомана) необходима дополнительная характеристическая скорость (рис. 6) [8]:

где V_кр1 – первая (круговая) скорость относительно Солнца на орбите Земли, R 1 – радиус орбиты Земли, R 2 – радиус орбиты Марса.
Но, чтобы выйти на круговую орбиту Земли вокруг Солнца, нужно выйти из сферы притяжения Земли, т.е. получить вторую космическую (параболическую) V_пар01 = √2V_кр01 скорость относительно Земли. Следовательно, мы должны дать космическому аппарату такую кинетическую энергию на околоземной круговой орбите, что бы её хватило на выход из сферы притяжения Земли и переход на эллиптическую орбиту перелёта к Марсу (рис. 7)

Рис. 7. 1 – Орбита Земли вокруг Солнца, 2 – Эллиптическая орбита Гомана

Здесь V 1 – скорость отлёта из неподвижной относительно Земли точки, расположенной на круговой околоземной орбите. Учитывая, что мы уже движемся по этой орбите с круговой скоростью, для окончательной скорости отлёта к Марсу требуется скорость

Аналогично для перехода с эллиптической орбиты на орбиту вокруг Марса имеем

Здесь – первая (круговая) скорость относительно Марса, – первая (круговая) скорость на орбите Земли (рис. 6), – первая (круговая) скорость на орбите Марса (рис. 6), – первая (круговая) скорость относительно Земли, μ = GM – произведение массы тела M на гравитационную постоянную G . Значения параметра μ для Солнца, Земли и Марса
μ_с = 1.327·10 20 м 3 /с 2 , μ_з = 3.99·10 14 м 3 /с 2 , μ_мар = 4.228·10 13 м 3 /с 2

С учётом дополнительных затрат на управление и ориентацию (добавляем 5%) получим полную характеристическую скорость:

Если использовать гравитационный манёвр, то характеристическая скорость уменьшится

Соответственно выигрыш в скорости составит

Проведём расчёт характеристической скорости с учетом следующих значений радиусов орбит движения Земли и Марса вокруг Солнца:

R₁ = 1.5·10 11 м, R₂ = 2.28·10 11 м,

а также примем значения радиусов околоземной орбиты и орбиты около Марса

R₀₁ = 6.8·10 6 м, R₀₂ = 3.4·10 6 м

Максимальная скорость, которую мы можем получить при использовании гравитационного маневра у Луны, равняется:

ΔV_з = 3561 м/с, ΔV_мар = 2133 м/с,
ΔV_хар1 = 5979 м/с, ΔV_хар2 = 4379 м/с.

Выигрыш в скорости при использовании гравитационного маневра

При дальнейших расчетах будем использовать значение скорости ΔV_хар2 так как это позволяет нам сэкономить топливо.

3.2 Время полета к Марсу по орбите Гомана

Также необходимо рассчитать время полета к Марсу по выбранной нами траектории. Для этого используем формулы [8]:

Тогда время полета составит: Т ≈ 260 суток.

3.3 Сравнение затрат топлива жидкостного (Ж) и твердофазного ядерного (ТЯ) ракетного двигателя при полете к Марсу

Для нахождения массы топлива используем формулу К. Э. Циолковского [3]:

где M_т − масса топлива, M_к − конечная масса ракеты (без топлива), V_к − конечная скорость полета, V₀ − начальная скорость, W − скорость истечения газов из двигателя.
Обозначим:

Здесь: k ТО – весовой коэффициент топливного отсека, k су – весовой коэффициент системы управления, k ду – весовой коэффициент двигательной установки, n – коэффициент перегрузки, g 0 – ускорение силы тяжести, M пг – масса полезного груза. Также можно рассчитать какой процент топлива мы сэкономим при использовании ТЯРД по формуле:

Произведем расчеты при следующих параметрах для ЖРД и ЯРД:

ЖРД: W = 4599 м/с, k_ду = 0.001, k_су = 0.01, k_ТО = 0.1
ЯРД: W = 9000 м/с, k_ду = 0.01, k_су = 0.01, k_ТО = 0.1
n = 1, g = 9.81 мс -2 , M_пг = 128000 кг

Тогда имеем: D_ж = 1.65, D_я = 0.63, M_ж = 269903 кг, M_я = 105994 кг

Соответствующая экономия топлива составит ΔM = 69.7%.
Таким образом, использование гравитационного маневра у Луны дает значительный выигрыш в скорости, также следует отметить преимущество использования ТЯРД перед ЖРД.

Заключение

Преимущество, заключающееся в высоком показателе удельного импульса ядерных ракетных двигателей по сравнению с химическими, очевидно. Для твердофазных моделей величина удельного импульса составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Однако, когда речь идет о ядерном топливе, никогда не следует забывать о пагубном воздействии на экологию нашей планеты. Так и в случае с ядерными ракетными двигателями необходимо учитывать загрязнение атмосферы Земли. Поэтому, несмотря на существование действующих моделей ядерных ракетных двигателей, пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей высочайший, однако, и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.

Здравствуйте! Как Вы считаете, есть ли необходимость популяризации настольного тенниса в школах и высших учебных заведениях?

Здравствуйте! Спасибо за такую интересную статью! Как вы считаете, пропагандирование спорта в фильмах несет в себе положительно влияние или негативное? Очень часто в таких фильмах спорт преподносят как нечто травмирующее, опасное, нередко демонстрируют нездоровую зависимость от успеха в спорте.

Здравствуйте! Как Вы считаете, занятия на лыжах в школах Архангельской области наносят учащимся больше вреда из-за длительного нахождения на улице при отрицательных температурах или пользы от физической нагрузки?

Здравствуйте! Крайне актуальная статья! Как Вы думаете, действительно ли курение, употребление алкоголя и подобные вредные привычки помогают сбрасывать стресс? Подобный аргумент очень часто приводят люди с пагубными пристрастиями.

Здравствуйте! Как вы считает, достаточно ли физической нагрузки возлагается на студентов в период пандемии, если учитывать, что широкую популярность приобрели онлайн-занятия по физической культуре?

Здравствуйте! Что Вы можете посоветовать людям, которые собираются самостоятельно заняться бегом?

Здравствуйте! Как Вы считаете, почему игра в снежки по правилам "юкигассен" не получила широкого распространения?

Здравствуйте! Как Вы считаете, почему, исходя из результатов опроса, именно посещение бассейна стало наиболее эффективным путем адаптации для студентов?

Здравствуйте. Как вы считаете, сегодня достаточно ли внимания уделяют при работе со студентами с отклонениями здоровья?

Здравствуйте! Замечательная актуальная статья. Скажите, пожалуйста, есть ли какие-либо ограничения для этого упражнения (возрастные, по физической подготовке)?

Принципы действия радиоактивных двигателей

Текст работы размещён без изображений и формул.
Полная версия работы доступна во вкладке "Файлы работы" в формате PDF

История появления радиоактивных двигателей.

Всё начиналось с атмосферных летательных аппаратов с прямоточным ядерным двигателем. Конструкторы в США и СССР рассматривали ядерные установки, способные втягивать забортный воздух и разогревать его до колоссальных температур. Вероятно, этот принцип образования тяги был заимствован от прямоточных воздушно-реактивных двигателей, только вместо ракетного топлива использовалась энергия деления атомных ядер диоксида урана 235.
В США такой двигатель разрабатывался в рамках проекта Pluto. Американцы сумели создать два прототипа нового двигателя — Tory-IIA и Tory-IIC, на которых даже производились включения реакторов. Мощность установки должна была составить 600 мегаватт.

Технические характеристики РД 0410 :
Тяга в пустоте: 3,59 тс (35,2 кН)
Тепловая мощность реактора: 196 МВт
Удельный импульс тяги в пустоте: 910 кгс·с/кг (8927 м/с)
Число включений: 10
Ресурс работы: 1 час
Компоненты топлива: рабочее тело — жидкий водород, вспомогательное вещество — гептан
Масса с радиационной защитой: 2 тонны
Габариты двигателя: высота 3,5 м, диаметр 1,6 м.

Ядерный импульсивный двигатель.

Другие разработки.

В ноябре 2017 года Китайская корпорация аэрокосмической науки и техники (China Aerospace Science and Technology Corporation, CASC) опубликовала дорожную карту развития космической программы КНР на период 2017—2045 годы. Она предусматривает, в частности, создание многоразового корабля, работающего на ядерном ракетном двигателе.

Ядерная электродвигательная установка

Ядерная электродвигательная установка (ЯЭДУ) используется для выработки электроэнергии , которая, в свою очередь, используется для работы электрического ракетного двигателя .

Подобная программа в США (проект NERVA ) была свёрнута в 1971 году, но в 2020 году американцы вновь вернулись к данной теме, заказав разработку ядерного теплового двигателя (Nuclear Thermal Propulsion, NTP) компании Gryphon Technologies, для военных космических рейдеров на атомных двигателях для патрулирования окололунного и околоземного пространства, также с 2015 года идут работы по проекту Kilopower .

В 2021 году Космическое агентство Великобритании заключило соглашение с компанией Rolls-Royce , в рамках которого планируется создать ядерный силовой двигатель для космических аппаратов дальнего действия.

Как работает ядерный двигатель?

Ядерный ракетный двигатель — ракетный двигатель, принцип действия которого основан на ядерной реакции или радиоактивном распаде, при этом выделяется энергия, нагревающая рабочее тело, которым могут служить продукты реакций либо какое-то другое вещество, например водород.

Существует несколько разновидностей ракетных двигателей, использующих вышеописанный принцип действия: ядерный, радиоизотопный, термоядерный. Используя ядерные ракетные двигатели, можно получить значения удельного импульса значительно выше тех, которые могут дать химические ракетные двигатели. Высокое значение удельного импульса объясняется большой скоростью истечения рабочего тела — порядка 8—50 км/с. Сила тяги ядерного двигателя сравнима с показателями химических двигателей, что позволит в будущем заменить все химические двигатели на ядерные.

Основным препятствием на пути полной замены является радиоактивное загрязнение окружающей среды, которое наносят ядерные ракетные двигатели.

Их разделяют на два типа — твердофазные и газофазные. В первом типе двигателей делящееся вещество размещается в сборках-стержнях с развитой поверхностью. Это позволяет эффективно нагревать газообразное рабочее тело, обычно в качестве рабочего тела выступает водород. Скорость истечения ограничена максимальной температурой рабочего тела, которая, в свою очередь, напрямую зависит от максимально допустимой температуры элементов конструкции, а она не превышает 3000 К. В газофазных ядерных ракетных двигателях делящееся вещество находится в газообразном состоянии. Его удержание в рабочей зоне осуществляется посредством воздействия электромагнитного поля. Для этого типа ядерных ракетных двигателей элементы конструкции не являются сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения рабочего тела может превышать 30 км/с. Могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, невзирая на утечку делящегося вещества.

В 70-х гг. XX в. в США и Советском Союзе активно испытывались ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе. В США разрабатывалась программа по созданию опытного ядерного ракетного двигателя в рамках программы NERVA.

В настоящее время в стадии теоретической разработки находится газофазный ядерный ракетный двигатель. В газофазном ядерном двигателе подразумевается использовать плутоний, медленно движущаяся газовая струя которого окружена более быстрым потоком охлаждающего водорода. На орбитальных космических станциях МИР и МКС проводились эксперименты, которые могут дать толчок к дальнейшему развитию газофазных двигателей.

Реактивный двигатель – так называемое устройство, предназначенное для передвижения, как правило, в воздухе этого же устройства и, как правило, сопряженное совместно с каким-либо агрегатом (аппаратом для полетов).

Перемещение двигателя производится за счет силы тяги, называемой реактивной, которая возникает при превращении энергии разного рода веществ или топливв (электроэнергии, химической, ядерной). Реактивная сила отдающих свою энергию истекающих струй и образующаяся на выходном сопле устройства, способна приводить в движение весь аппарат без помощи посторонних узлов и механизмов.

Саму теорию практического применения энергии реактивной силы, которая бы справилась с притяжением Земли, предложил ученый-инженер из России Циолковский К.Э. Однако ученому понадобилось достаточно много времени, в том числе политической смены власти, чтобы его научные исследования были приняты в практическом использовании.

Принцип работы реактивного двигателя

В общем виде принцип работы реактивного двигателя практически аналогичен принципу работы ядерного двигателя. Для первого применяется химическая движущая энергия, для вотрого же - энергия ядерных элементов.

Многие из нас, особенно мужская половина населения (на службе в армии, на охоте, в тире, на полигоне), стреляли из огнестрельного оружия и, соответственно, чувствовали на себе действие реактивной силы в виде отдачи. Этот же принцип, основанный на законе сохранения импульса, применяется в реактивных двигательных установках, в которых главным двигательным веществом является топливо.

Если рассмотреть вариант реактивного двигателя, функционирующего на керосиновом топливе, то в смесительном отсеке агрегата, где топливо смешивается с окислителем и происходит горение состав, выпускается огромнейшая энергия в виде тепла и мгновенного повышения давления в 10-20-30 и более раз выше атмосферного.

Как работает реактивный двигатель

Воздух из окружающего пространства поступает на всас вентиляторов, которые подают его далее лопатки вращающегося с очень высокой скоростью турбокомпрессора. При этом поступающий воздух выполняет 2 функции:

окислитель для сгорания топлива;
охладитель агрегата.

В лопаточном аппарате турбокомпрессора воздух крепко уплотняется и под высоким давлением (от 3 МПа) подается в топливную смесительную камеру реактивного двигателя. Из рисунка 3 видно, что камера сгорания устроена таким образом, что смешение воздуха производится в несколько ступеней - на входе и в самой камере. Сюда же подводится топливо.

Хорошо перемешанная и в достаточном количестве обогащенная смесь воспламеняется, и в результате сгорания образуется тепловая энергия с выделением огромного объема газов. Последние приводят во вращение турбину горячей части двигателя, привод которой служит приводом турбокомпрессора.

В отдельных моделях реактивных двигателей турбины на выходе не монтируются. По большей части данное исполнение применяется в конструкции и принципе работы ракетного двигателя, где продукты сгорания после камеры попадают на выходные сопла.

Устройство реактивного двигателя

С первого взгляда кажется устройство конструкции реактивной установки достаточно простым, однако характеристики использования топлива и его сгорания требуют применения высокопрочных материалов.

На рисунке 4 изображено устройство реактивного двигателя.

Из рисунка 4 видно, что на входе в аппарат установлен вентилятор всасывающий воздух в двигатель. Вентилятор состоит из мощных и объемных по размеру лопастей, которые, как правило, изготавливаются из титана. Далее вслед за вентилятором установлен многоступенчатый турбокомпрессор для подачи воздуха непосредственно в камеру, где происходит сгорание рабочего тела.

После воспламенения и сгорания поток реактивных газов направляется на рабочие лопатки турбоагрегата, чем и приводят его во вращение. На валу турбины горячей ступени имеется жесткая связь с компрессором, который вращается от работы турбины.

Отработанный газовый вихрь через сопла набирает реактивную скорость и покидает полость аппарата. Для предотвращения перегрева и расплавки на сопла подводится охлаждающий воздух от турбокомпрессора по специальным каналам в корпусе двигателя.

Разновидности реактивных двигателей

Существует несколько реактивных двигателей отличающихся по своему принципу работы и подобию. Так, принцип работы ядерного двигателя, в основу которого положена синтезная реакция разложения химического элемента, к примеру - урана.

Данный элемент помещается в реактор. Туда же подводится при помощи турбонасосов рабочее вещество. Распылительными форсунками производится его рассеивание по рабочей камере, в которой происходит контакт с химическим ураном. В результате выделяется энергия большой силы, которая и является движущей.

Не смотря на всю конфиденциальность и секретность информации о ядерном вооружении стран во всем мире, самую большую опасность представляет крылатая ракета, работающая на ядерном топливе.

Системы противовоздушной обороны настолько совершенны, что обмануть простыми полетами и маневрами уже не так-то просто. В этом случае и выступает на передний план ядерный двигатель. Увы, принцип работы ядерного двигателя для крылатой ракеты недоступен и, вряд ли, когда-нибудь будет раскрыт для общественности.

Читайте также: