In einer Kernthermalrakete wird eine Arbeitsflüssigkeit, gewöhnlich flüssiger Wasserstoff, zu einer hohen Temperatur in einem Kernreaktoren geheizt, und breitet sich dann durch eine Rakete-Schnauze aus, um Stoß zu schaffen. In dieser Art der Thermalrakete ersetzt die Energie des Kernreaktoren die chemische Energie der reaktiven Chemikalien von Treibgas in einer chemischen Rakete. Wegen der höheren Energiedichte des Kernbrennstoffs im Vergleich zu chemischen Brennstoffen, ungefähr 10mal, ist die resultierende vorantreibende Leistungsfähigkeit (wirksame Auspuffgeschwindigkeit) des Motors mindestens zweimal so gut wie chemische Motoren. Die gesamte grobe Abschuss-Masse einer Kernrakete ist ungefähr halb mehr als das einer chemischen Rakete, und folglich wenn verwendet, als eine obere Bühne verdoppelt sie grob oder verdreifacht die zur Bahn getragene Nutzlast.

Ein Kernmotor wurde für einige Zeit als ein Ersatz für den j-2 betrachtet, der auf dem S-II und den S-IVB Stufen auf dem Saturn V und Saturn I Raketen verwendet ist. Ursprünglich wurde "Störsignal"-Ersatz für die höhere Leistung betrachtet, aber ein größerer Ersatz für die S-IVB Bühne wurde später für Missionen zu Mars und anderen Profilen der hohen Last, bekannt als der S-N studiert. Kernthermalraum "Zerren" wurde als ein Teil des Raumtransport-Systems geplant, um Nutzlasten von einem vorantreibenden Depot in der Niedrigen Erdbahn zu höheren Bahnen, dem Mond und den anderen Planeten zu nehmen. Robert Bussard hat die Einzelne Bühne dem Bahn-"Zitterpappel"-Fahrzeug mit einer Kernthermalrakete für den Antrieb und flüssigem Wasserstofftreibgas für die teilweise Abschirmung gegen das Neutron vorgeschlagen, das sich zurück in der niedrigeren Atmosphäre zerstreut. Die Sowjetunion hat Kernmotoren für ihre eigenen Mondraketen, namentlich obere Stufen des n-1 studiert, obwohl sie nie in ein umfassendes Testprogramm wie dasjenige die Vereinigten Staaten eingegangen sind. geführt im Laufe der 1960er Jahre an der Testseite von Nevada. Trotz vieler erfolgreicher Zündungen sind amerikanische Kernraketen nicht geflogen, bevor die Raumrasse geendet hat.

Bis heute ist keine Kernthermalrakete geflogen, obwohl der NERVA NRX/EST und NRX/XE gebaut und mit Flugdesignbestandteilen geprüft wurden. Der hoch erfolgreiche amerikanische Projektrover, der von 1955 bis 1972 angesammelt mehr als 17 Stunden der Durchlaufzeit gelaufen ist. Der NERVA NRX/XE, geschätzt durch SNPO, der letzte "" Technologieentwicklungsreaktor zu sein, der vor dem Verfahren zu Flugprototypen notwendig ist, hat mehr als 2 Stunden der Durchlaufzeit einschließlich 28 Minuten an der Vollmacht angesammelt. Wie man auch forderte, war der russische Kernthermalrakete-RD 0410 von den Sowjets eine Reihe von Tests an der Kerntestseite in der Nähe von Semipalatinsk durchgegangen.

Die Vereinigten Staaten haben zwanzig verschiedene Größen und Designs während des Projektrovers und des NERVA Programms der NASA von 1959 bis 1972 an der Testseite von Nevada, benannten Kiwi, Phoebus, NRX/EST, NRX/XE, Pewee, Pewee 2 und der Kernbrennofen mit progressiv höheren Macht-Dichten geprüft, die in Pewee (1970) und Pewee 2 kulminieren. Tests von verbessertem Pewee 2 Design wurden 1970 für den tiefer gekosteten Kernbrennofen (NF-1) und das amerikanische Kernrakete-Programm offiziell beendet im Frühling 1973 annulliert. Die Forschung in Kernraketen hat ruhig seit dieser Zeit innerhalb der NASA weitergegangen. Strom (2010) basieren 25,000 Bezugsdesigns des Pfund-gestoßenen (NERVA-abgeleitete Raketen oder NDRs) auf Pewee, und haben spezifische Impulse von 925 Sekunden.

Typen von Kernthermalraketen

Eine Kernthermalrakete kann durch den Aufbau seines Reaktors kategorisiert werden, der sich von einem relativ einfachen festen Reaktor bis zu einem viel mehr komplizierten, aber effizienteren Reaktor mit einem Gaskern erstrecken kann.

Fester Kern

Der traditionellste Typ verwendet einen herkömmlichen (obgleich leicht) Kernreaktor, der bei hohen Temperaturen läuft, um die Arbeitsflüssigkeit zu heizen, die sich durch den Reaktorkern bewegt. Das ist als das Fest-Kerndesign bekannt, und ist das einfachste Design, um zu bauen.

Die einfachste von Kernthermalraketen, feste Kernreaktoren werden durch den Schmelzpunkt der in den Reaktorkernen verwendeten Materialien beschränkt. Da die Leistungsfähigkeit eines Raketentriebwerks mit der Quadratwurzel der Temperatur der Arbeitsflüssigkeit verbunden ist, muss das feste Kerndesign Materialien gebaut werden, die stark bei einer so hohen Temperatur bleiben wie möglich. Kernreaktionen können viel höhere Temperaturen schaffen als die Temperaturen, denen die Materialien widerstehen können, bedeutend, dass so viel vom Potenzial des Reaktors für sehr hohe Temperaturen geopfert wird. Noch mehr Begrenzen ist das Knacken von Kraftstoffüberzügen wegen der großen Temperaturreihen (von 22 K bis zu 3000 K über die Länge einer 1.3-M-Kraftstoffstange), und die Notwendigkeit, Ausdehnungskoeffizienten in allen Bestandteilen zu vergleichen. Mit Wasserstofftreibgas liefert ein Fest-Kerndesign normalerweise spezifische Impulse (I) auf der Ordnung von 850 bis 1000 Sekunden, ungefähr zweimal mehr als das von flüssigen Wasserstoffsauerstoff-Designs wie Raumfähre Hauptmotor. Andere Treibgase werden manchmal, wie Ammoniak, Wasser oder Flüssigsauerstoff vorgeschlagen. Obwohl diese Treibgase reduzierte Auspuffgeschwindigkeit zur Verfügung stellen würden, kann ihre größere Verfügbarkeit Nutzlast-Kosten durch einen sehr großen Faktor reduzieren, wo das Missionsdelta-v, solcher als innerhalb des cislunar Raums oder zwischen Erdbahn und Marsbahn nicht zu hoch ist. Oben ungefähr 1500 K Wasserstoff beginnt, sich am niedrigen Druck oder 3000 K am Hochdruck, einem potenziellen Gebiet der Versprechung abzutrennen, für mich von festen Kernreaktoren außerordentlich zu vergrößern.

Sofort nach dem Zweiten Weltkrieg war das Gewicht eines ganzen Kernreaktoren so groß, dass es gefürchtet wurde, dass Fest-Kernmotoren unter Druck stehend sein würden, um ein Verhältnis des Stoßes zum Gewicht 1:1 zu erreichen, der erforderlich wäre, um den Ernst der Erde auf dem Start zu überwinden. Das Problem wurde jedoch schnell überwunden, und im Laufe der nächsten fünfundzwanzig Jahre haben amerikanische Kernthermalrakete-Designs schließlich Verhältnisse des Stoßes zum Gewicht ungefähr 7:1 erreicht. Und doch, das niedrigere Verhältnis des Stoßes zum Gewicht von Kernthermalraketen gegen chemische Raketen (die Verhältnisse des Stoßes zum Gewicht 70:1 haben) und die großen für die flüssige Wasserstofflagerung notwendigen Zisternen bedeutet, dass Fest-Kernmotoren am besten in oberen Stufen verwendet werden, wo Fahrzeuggeschwindigkeit bereits fast im Raum"Zerren" Augenhöhlen-ist, das verwendet ist, um Nutzlasten zwischen Ernst-Bohrlöchern, oder in Starts von einem niedrigeren Ernst-Planeten, geringer oder Mondplanet zu nehmen, wo der erforderliche Stoß niedriger ist. Um ein nützlicher Erdstart-Motor zu sein, würde das System entweder viel leichter sein, oder noch höheren spezifischen Impuls zur Verfügung stellen müssen. Die wahre Kraft von Kernraketen liegt zurzeit in der Sonnensystemerforschung außerhalb des Ernstes der Erde gut.

Eine Weise, die Temperatur, und so den spezifischen Impuls zu vergrößern, ist, die Kraftstoffelemente zu isolieren, so müssen sie nicht mehr starr sein. Das ist die Basis des Reaktors des Partikel-Betts, auch bekannt als das Fluidized-Bett, Staub-Bett oder Design des Drehen-Betts. In diesem Design wird der Brennstoff in mehrere (normalerweise kugelförmige) Elemente gelegt, die innerhalb des Wasserstoffs Arbeitsflüssigkeit "schwimmen" lassen". Das Drehen des kompletten Motors verdrängt die Kraftstoffelemente zu Wänden, die durch den Wasserstoff abgekühlt werden. Dieses Design vergrößert den spezifischen Impuls zu ungefähr 1000 Sekunden (9.8 kN · s/kg), Verhältnisse des Stoßes zum Gewicht berücksichtigend, die größer sind als 1:1, obwohl auf Kosten der vergrößerten Kompliziertheit. Solch ein Design konnte Designelemente mit einem Reaktor des Kieselstein-Betts teilen, von denen mehrere zurzeit Elektrizität erzeugen.

Von 1987 bis 1991 hat das SDI Büro Projekttimberwind, eine nichtrotierende auf der Partikel-Betttechnologie gestützte Kernthermalrakete finanziell unterstützt. Obwohl das Projekt vor der Prüfung 1992 von der ankommenden Regierung von Clinton annulliert wurde, wie man dachte, hat das Design Verhältnisse des Stoßes zum Gewicht 30:1 und spezifische Impulse von mindestens 1000 Sekunden erreicht.

Flüssiger Kern

Drastisch größere Verbesserungen sind durch das Mischen vom Kernbrennstoff in die Arbeitsflüssigkeit und das Erlauben der Reaktion theoretisch möglich, in der flüssigen Mischung selbst stattzufinden. Das ist die Basis des so genannten Flüssig-Kernmotors, der bei höheren Temperaturen außer dem Schmelzpunkt des Kernbrennstoffs funktionieren kann. In diesem Fall ist die maximale Temperatur, dass die Behälterwand (normalerweise ein Neutronreflektor von einer Sorte), während aktiv abgekühlt, durch den Wasserstoff widerstehen kann. Es wird erwartet, dass das Flüssig-Kerndesign Leistung auf der Ordnung von 1300 bis 1500 Sekunden liefern kann (12.8-14.8 kN · s/kg).

Diese Motoren werden zurzeit sehr schwierig betrachtet zu bauen. Die Reaktionszeit des Kernbrennstoffs ist viel höher als die Anwärmdauer der Arbeitsflüssigkeit, eine Methode verlangend, den Brennstoff innerhalb des Motors zu fangen, während sie der Arbeitsflüssigkeit erlaubt, durch die Schnauze leicht abzugehen. Die meisten flüssig-phasigen Motoren haben sich darauf konzentriert, die Brennstoff lieferte/flüssige Mischung mit sehr hohen Geschwindigkeiten rotieren zu lassen, den Brennstoff zur Außenseite wegen der Zentrifugalkraft zwingend (ist Uran schwerer als Wasserstoff). Auf viele Weisen spiegelt das Design das Design des Partikel-Betts wider, obwohl, bei noch höheren Temperaturen funktionierend.

Ein alternatives Flüssig-Kerndesign, die Kernsalzwasserrakete ist von Robert Zubrin vorgeschlagen worden. In diesem Design ist die Arbeitsflüssigkeit Wasser, das als Neutronvorsitzender ebenso dient. Der Kernbrennstoff wird nicht behalten, drastisch das Design vereinfachend. Jedoch, durch sein wirkliches Design, würde die Rakete massive Mengen der äußerst radioaktiven Verschwendung entladen und konnte nur gut außerhalb der Atmosphäre der Erde und vielleicht sogar völlig außerhalb des magnetosphere der Erde sicher bedient werden.

Gaskern

Die Endklassifikation ist der Gaskernmotor. Das ist eine Modifizierung zum Flüssig-Kerndesign, das schnellen Umlauf der Flüssigkeit verwendet, um eine toroidal Tasche des gasartigen Uran-Brennstoffs in der Mitte des Reaktors zu schaffen, der durch Wasserstoff umgeben ist. In diesem Fall berührt der Brennstoff die Reaktorwand überhaupt nicht, so konnten Temperaturen mehrere zehn tausend von Graden erreichen, die spezifische Impulse von 3000 bis 5000 Sekunden erlauben würden (30 bis 50 kN · s/kg). In diesem grundlegenden Design, der "offene Zyklus", würden die Verluste von Kernbrennstoff schwierig sein zu kontrollieren, der zu Studien des "geschlossenen Zyklus" oder Kernglühbirne-Motors geführt hat, wo der gasartige Kernbrennstoff in einem Quarzbehälter "super hohe Temperatur" enthalten wird, über die der Wasserstoff fließt. Der geschlossene Zyklus-Motor hat wirklich viel mehr genau wie das Fest-Kerndesign, aber diese Zeit wird durch die kritische Temperatur von Quarz statt des Kraftstoffstapels beschränkt. Obwohl weniger effizient, als das Design des offenen Zyklus, wie man erwartet, liefert das Design des geschlossenen Zyklus einen ziemlich anständigen spezifischen Impuls von ungefähr 1500-2000 Sekunden (15-20 kN · s/kg).

Geschichte

Obwohl Technikstudien von allen diesen Designs gemacht wurden, wurde nur der Fest-Kernmotor jemals gebaut. Die Entwicklung solcher Motoren hat unter der Ägide der Atomenergie-Kommission 1955 als Projektrover mit der Arbeit an einem passenden Reaktor angefangen, der an Los Alamos National Laboratory und Gebiet 25 in der Testseite von Nevada anfängt. Vier grundlegende Designs sind aus diesem Projekt gekommen: KIWI, Phoebus, Pewee und der Kernbrennofen. Zwanzig Raketen wurden geprüft.

Als NASA 1958 gebildet wurde, wurde sie über alle Aspekte ohne Atomwaffen des Rover-Programms Vollmacht erteilt. In der Größenordnung von NASA, um mit dem AEC zusammenzuarbeiten, wurde das Raumkernantrieb-Büro zur gleichen Zeit geschaffen. 1961 wurde das NERVA Programm (Kernmotor für Rakete-Fahrzeuganwendungen) geschaffen. Raumflugzentrum von Marschall hatte KIWI für die Missionsplanung zunehmend verwendet, und NERVA wurde gebildet, um den Zugang von Kernthermalraketentriebwerken in die Raumerforschung zu formalisieren. Verschieden von der AEC-Arbeit, die beabsichtigt war, um das Reaktordesign selbst zu studieren, war die Absicht von NERVA, einen echten Motor zu erzeugen, der auf Raummissionen aufmarschiert werden konnte. 75,000 lbf (334 kN) Stoß-Grundlinie hat NERVA Design auf der KIWI B4 Reihe basiert, und wurde für einige Zeit als die oberen Stufen für den Saturn V, im Platz der J-2s betrachtet, die wirklich geweht wurden.

Obwohl die Kiwi/Phoebus/NERVA Designs die einzigen in jedem wesentlichen Programm zu prüfenden waren, wurden mehrere andere Fest-Kernmotoren auch zu einem gewissen Grad studiert. Das Kleine Kernraketentriebwerk oder SNRE, wurde an Los Alamos National Laboratory (LANL) für den oberen Bühne-Gebrauch, beide auf unbemannten Abschussvorrichtungen sowie Raumfähre entworfen. Es hat eine Spalt-Schnauze gezeigt, die beiseite rotieren gelassen werden konnte, ihm erlaubend, weniger Zimmer in der Pendelladungsbucht aufzunehmen. Das Design hat 73 kN des Stoßes zur Verfügung gestellt und hat an einem spezifischen Impuls von 875 Sekunden funktioniert (8.58 kN · s/kg), und wurde es geplant, das zu 975 mit ziemlich grundlegenden Steigungen zu vergrößern. Das hat ihm erlaubt, einen Massenbruchteil von ungefähr 0.74 zu erreichen, sich mit 0.86 für den SSME, einen der besten herkömmlichen Motoren vergleichend.

Ein zusammenhängendes Design, das etwas Arbeit gesehen hat, aber sie nie zur Prototyp-Bühne gemacht hat, war Dumbo. Dumbo war KIWI/NERVA im Konzept ähnlich, aber hat fortgeschrittenere Bautechniken verwendet, um das Gewicht des Reaktors zu senken. Der Dumbo Reaktor hat aus mehreren großen Tuben bestanden (mehr wie Barrels), die der Reihe nach aufgeschoberter Teller des gewellten Materials gebaut wurden. Die Runzeln wurden aufgestellt, so dass der resultierende Stapel Kanäle hatte, die von innen zur Außenseite laufen. Einige dieser Kanäle wurden mit dem Uran-Brennstoff, anderen mit einem Vorsitzenden gefüllt, und einige wurden als ein Gaskanal offen gelassen. Wasserstoff wurde in die Mitte der Tube gepumpt, und würde durch den Brennstoff geheizt, als es durch die Kanäle gereist ist, weil es sein Weg zur Außenseite gearbeitet hat. Das resultierende System war leichter als ein konventionelles Muster für jeden besonderen Betrag des Brennstoffs. Das Projekt hat einige anfängliche Reaktordesigns entwickelt und ist geschienen, ausführbar zu sein.

Mehr kürzlich wurde ein fortgeschrittenes Motordesign unter Projekttimberwind, unter der Ägide der Strategischen Verteidigungsinitiative ("Star Wars") studiert, der später in ein größeres Design im Programm von Space Thermal Nuclear Propulsion (STNP) ausgebreitet wurde. Fortschritte in Hoch-Temperaturmetallen, dem Computermodellieren und der Kerntechnik sind im Allgemeinen auf drastisch verbesserte Leistung hinausgelaufen. Während der NERVA Motor geplant wurde, um ungefähr 6,803 Kg, der endgültige STNP angeboten gerade über 1/3 der Stoß von einem Motor von nur 1,650 Kg durch die Besserung von mir zu zwischen 930 und 1000 Sekunden zu wiegen.

Im Januar 2012 hat die Antrieb-Gruppe für das Projekt Icarus ein Technologieentwicklungsprojekt begonnen, das als Projektbifrost, unter der Schirmherrschaft von Icarus Interstellare und Allgemeine Antrieb-Wissenschaften bekannt ist, um ein NTR Antrieb-System am Anfang zu entwickeln, das auf interplanetarische Missionen gerichtet ist.

Testzündungen

KIWI war erst, um angezündet zu werden, im Juli 1959 mit der KIWI 1 anfangend. Der Reaktor war für den Flug, folglich das Namengeben der Rakete nach einem flugunfähigen Vogel nicht beabsichtigt. Das war verschieden von späteren Tests, weil das Motordesign nicht wirklich verwendet werden konnte; der Kern war einfach ein Stapel von nicht gestrichenen Uran-Oxydtellern, auf die der Wasserstoff abgeladen wurde. Dennoch hat es 70 MW erzeugt und hat eine Auspufftemperatur von 2683 K erzeugt. Zwei zusätzliche Tests des grundlegenden Konzepts,' und A3, haben Überzüge zu den Tellern hinzugefügt, um Kraftstoffstange-Konzepte zu prüfen.

Die KIWI B Reihe hat völlig das Kraftstoffsystem entwickelt, das aus dem Uran-Brennstoff in der Form des winzigen Uran-Dioxyds (UO) Bereiche bestanden hat, die in einer Grafit-Matrix des niedrigen Bors eingebettet sind, und dann mit dem Niobium-Karbid angestrichen hat. Neunzehn Löcher haben die Länge der Bündel, und durch diese Löcher der flüssige für das Abkühlen überflutete Wasserstoff geführt. Eine während des KIWI-Programms eingeführte Endänderung hat den Brennstoff zum Uran-Karbid geändert, das zum letzten Mal 1964 geführt wurde.

Auf den anfänglichen Zündungen haben riesige Reaktorhitze und Vibrieren die Kraftstoffbündel geknackt. Ebenfalls, während die im Aufbau des Reaktors verwendeten Grafit-Materialien tatsächlich gegen hohe Temperaturen widerstandsfähig waren, haben sie unter der Hitze und dem Druck des enormen Stroms von überhitztem Wasserstoff weggefressen. Das Kraftstoffbündel-Problem war größtenteils (aber nicht völlig) gelöst am Ende des Programms und hat sich bezogen die Material-Arbeit am Argonne Nationalen Laboratorium hat viel versprechend ausgesehen. Kraftstoff- und Motorüberzüge haben nie ganz dieses Problem behoben, bevor das Programm geendet hat.

Auf die KIWI-Reihe bauend, waren die Reihen von Phoebus viel größere Reaktoren. Das erste 1A Test ist im Juni 1965 seit mehr als 10 Minuten an 1090 MW mit einer Auspufftemperatur von 2370 K gelaufen. Der B geführt hat im Februar 1967 das zu 1500 MW seit 30 Minuten verbessert. Das Finale 2A Test ist im Juni 1968 seit mehr als 12 Minuten an 4,000 MW, der stärkste jemals gebaute Kernreaktor gelaufen. Für die Unähnlichkeit erzeugt der Itaipu Damm, eines der stärksten Wasserkraftwerke in der Welt, 14,000 MW, um genug 19 % der ganzen Elektrizität zu liefern, die in Brasilien und 90 % davon verwendet ist, das in Paraguay verwendet ist.

NERVA NRX (Kernrakete Experimentell), angefangen, im September 1964 zu prüfen. Der Endmotor in dieser Reihe war der XE, der mit der Flugdesignhardware entworfen ist, und hat in einer Position nach unten in einen Unterdruckraum geschossen, um ein Vakuum vorzutäuschen. SNPO hat NERVA NRX/XE achtundzwanzigmal im März 1968 angezündet. Die Reihe, die alle erzeugten 1100 MW und viele der Tests nur geschlossen haben, als der Teststandplatz an Wasserstofftreibgas knapp geworden ist. NERVA NRX/XE hat die Grundlinie 75,000 lbf (334 kN) Stoß erzeugt, den die Marschall in Missionsplänen von Mars verlangt hat.

Eine kleinere Version der KIWI, Pewee wurde auch gebaut. Es wurde mehrere Male an 500 MW angezündet, um aus dem Zirkonium-Karbid gemachte Überzüge zu prüfen (statt des Niobium-Karbids), aber Pewee hat auch die Macht-Dichte des Systems vergrößert. Ein wasserabgekühltes System ohne Beziehung bekannt als NF-1 (für den Kernbrennofen) wurde für die zukünftige Material-Prüfung verwendet. Pewee ist die Basis für NTR aktuelle Designs geworden, die an den Forschungszentren von Glenn und Marshall der NASA erforschen werden.

Der letzte NRX Zündung hat relativ kleine 38 Pfunde des Brennstoffs in 2 Stunden der Prüfung verloren, um genug genügend für Raummissionen durch SNPO beurteilt zu werden. Pewee 2's haben Kraftstoffelemente Kraftstoffkorrosion noch weiter, durch einen Faktor 3 in der Kernbrennofen-Prüfung reduziert, aber Pewee 2 wurde auf dem Standplatz nie geprüft. Wie man hielt, waren spätere Designs von NASA für die Raumerforschung verwendbar, und Los Alamos hat gefunden, dass es das letzte von den Material-Problemen mit ungeprüftem Pewee geheilt hatte.

Das NERVA/Rover-Projekt wurde schließlich 1972 mit dem allgemeinen Wind-unten der NASA im Zeitalter von post-Apollo annulliert. Ohne eine besetzte Mission zu Mars war das Bedürfnis nach einer Kernthermalrakete unklar. In einem kleineren Ausmaß wurde es klar, dass es intensiven öffentlichen Ausruf gegen jeden Versuch geben konnte, einen Kernmotor zu verwenden.

Kern-gegen die Chemikalie

Direkt ist das Vergleichen der Leistung eines Kernmotors und eines chemischen nicht leicht; das Design jeder Rakete ist eine Studie in Kompromissen und verschiedenen Ideen davon, was "besser" einsetzt. Im Umriss unten werden wir den NERVA-abgeleiteten Motor denken, der von NASA in den 1960er Jahren betrachtet wurde, ihn mit der S-IVB Bühne vom Saturn vergleichend, den er beabsichtigt war, um zu ersetzen.

Für jeden gegebenen Stoß wird der Betrag der Macht, die erzeugt werden muss, dadurch definiert, wo T der Stoß ist, und die Auspuffgeschwindigkeit ist. kann vom spezifischen Impuls, mir berechnet werden, wo (wenn ich in Sekunden und g bin, ist der Standard, nicht lokal, Beschleunigung des Ernstes), mit dem j-2 auf dem S-IVB als ein Grundlinie-Design, wir P = (1014 kN) (414 s) (9.81 m/s)/2 = 2,060 MW haben. Das ist über den Betrag der in einem großen Kernreaktoren erzeugten Macht.

Jedoch, wie entworfen, oben, hat sogar das einfache Fest-Kerndesign eine große Zunahme in mir zu ungefähr 850 Sekunden zur Verfügung gestellt. Mit der Formel oben können wir den Betrag der Macht berechnen, die erzeugt, mindestens äußerst effiziente Wärmeübertragung gegeben werden muss: P = (1014 kN) (850 s * 9.81 m/s ²)/2 = 4,227 MW. Bemerken Sie, dass es ich Verbesserung ist, die die höhere Energie fordert. Gegebene Wirkungslosigkeit in der Wärmeübertragung, die wirklichen NERVA Designs wurden geplant, um ungefähr 5 GW zu erzeugen, die sie die größten Kernreaktoren in der Welt machen würden.

Der Kraftstofffluss für jedes gegebene Stoß-Niveau kann davon gefunden werden. Für den j-2 ist das M = 1014 kN / (414 * 9.81), oder ungefähr 250 kg/s. Für den NERVA Ersatz, der oben betrachtet ist, würde das 121 kg/s sein. Erinnern Sie sich, dass die Masse von Wasserstoff viel niedriger ist als die Mischung des Wasserstoffs/Sauerstoffes im j-2, wo nur über 1/6 der Masse Wasserstoff ist. Da flüssiger Wasserstoff eine Dichte von ungefähr 70 Kg/M ³ hat, vertritt das einen Fluss von ungefähr 1,725 Litern pro Sekunde, ungefähr dreimal mehr als das des j-2. Das verlangt zusätzliches Sondieren, aber ist keineswegs ein ernstes Problem; der berühmte f-1 hatte Durchflüsse auf der Ordnung von 2,500 l/s.

Schließlich muss man das Design der Bühne als Ganzes denken. Der S-IVB hat gerade mehr als 300,000 Liter des Brennstoffs getragen; 229,000 Liter flüssiger Wasserstoff (17,300 Kg) und 72,700 Liter flüssiger Sauerstoff (86,600 Kg). Der S-IVB verwendet ein allgemeines Schott zwischen den Zisternen, so würde das Entfernen davon, um eine einzelne größere Zisterne zu erzeugen, die Gesamtlast nur ein bisschen vergrößern. Eine neue Wasserstoff-Only-Kernbühne würde so gerade mehr als 300,000 Liter insgesamt (300 M ³), oder ungefähr 21,300 Kg (47,000 Pfd.) tragen. An 1,725 Litern pro Sekunde ist das eine Brandwunde-Zeit von nur 175 Sekunden, im Vergleich zu ungefähr 500 im ursprünglichen S-IVB (obwohl etwas davon bei einer niedrigeren Macht-Einstellung ist).

Die Gesamtänderung in der Geschwindigkeit, dem so genannten Delta-v, kann von der Rakete-Gleichung gefunden werden, die auf dem Starten und Ende von Massen der Bühne basiert:

Wo die anfängliche Masse mit dem Brennstoff ist, ist die Endmasse ohne es, und V als oben. Die leere Gesamtmasse des j-2 ist gerast S-IVB war 13,311 Kg, von denen ungefähr 1,600 Kg der j-2 Motor war. Das Entfernen des Zwischenzisterne-Schottes, um Wasserstofflagerung zu verbessern, würde wahrscheinlich das etwas, vielleicht zu 10,500 Kg für das Fassungsvermögen des Tanks allein erhellen. Die Grundlinie NERVA Designs war ungefähr 15,000 Pfd. oder 6,800 Kg, die unangetriebene Gesamtmasse eines "Störsignals" S-IVB Ersatz ungefähr 17,300 Kg machend. Das leichtere Gewicht des Brennstoffs mehr als macht die Zunahme im Motorgewicht wett; wohingegen die angetriebene Masse des ursprünglichen S-IVB 119,900 Kg für die Atomversion war, fällt das auf nur 38,600 Kg.

Im Anschluss an die Formel oben bedeutet das, dass der j-2 gerast ist, erzeugt Version einen Δv (414 s * 9.81) ln (119,900/13,311), oder 8,900 m/s. Die Atomversion, die oben angenommen ist, würde (850*9.81) ln (38,600/17,300), oder 6,700 m/s sein. Dieser Fall in der gesamten Leistung ist größtenteils zum viel höheren "Durchbrennen"-Gewicht des Motors, und zur kleineren Brandwunde-Zeit wegen weniger - dichter Brennstoff erwartet. Als ein Störsignal-Ersatz, dann, scheint der Kernmotor nicht, irgendwelche Vorteile anzubieten.

Jedoch ignoriert diese einfache Überprüfung mehrere wichtige Probleme. Für einen wiegt die neue Bühne beträchtlich weniger als die ältere, was bedeutet, dass die niedrigeren Stufen darunter die neue obere Bühne an einer höheren Geschwindigkeit verlassen werden. Das allein wird viel vom Unterschied in der Leistung wettmachen. Noch wichtiger der Vergleich nimmt an, dass die Bühne dasselbe Design insgesamt sonst bleiben würde. Das ist eine schlechte Annahme; man macht allgemein die oberen Stufen so groß, wie ihnen das Werfen-Gewicht der Stufen unter ihnen gegeben werden kann. In diesem Fall würde man keine Störsignal-Version des S-IVB, aber eine größere Bühne machen, deren gesamtes Gewicht dasselbe als der S-IVB war.

Folgend, dass Gedankenfaden, wir uns einen Ersatz S-IVB Bühne vorstellen können, die völlig angetriebene 119,900 Kg wiegt, der viel größere Zisternen verlangen würde. Annehmend, dass sich die Masse des Fassungsvermögens des Tanks verdreifacht, haben wir eine M 31,500 + 6,800 = 38,300 Kg, und seitdem wir an 119,900 Kg befestigt haben, bekommen wir

Δv = (850 s*9.81) ln (119,900/38,300), oder 9,500 m/s. So, in Anbetracht derselben Masse wie der ursprüngliche S-IVB, kann man eine gemäßigte Zunahme in der gesamten Leistung mit einem Kernmotor erwarten. Diese Bühne würde über dieselbe Größe wie die S-II auf dem Saturn verwendete Bühne sein.

Natürlich könnte diese Zunahme im Fassungsvermögen des Tanks nicht leicht sein sich zu einigen. NASA hat wirklich gedacht, dass ein neuer S-IVB Ersatz, der S-N, gebaut so physisch groß war wie möglich, während sie noch im Stande gewesen sind, im VAB gebaut zu werden. Es hat nur 10,429 Kg leer und angetriebene 53,694 Kg gewogen (das Vorschlagen, dass das Strukturladen der dominierende Faktor in der Bühne-Masse, nicht das Fassungsvermögen des Tanks ist). Die Kombination des niedrigeren Gewichts und der höheren Leistung hat die Nutzlast des Saturns V als Ganzes von 127,000 Kg verbessert, die an die niedrige Erdbahn (LEO) zu 155,000 Kg geliefert sind.

Es lohnt sich auch, die Verbesserung in der Bühne-Leistung mit dem fortgeschritteneren Motor aus dem STNP Programm zu denken. Mit derselben S-IVB Grundlinie, die wirklich Sinn in diesem Fall wegen des niedrigeren Stoßes hat, haben wir ein unangetriebenes Gewicht 10,500 + 1,650 = 12,150 Kg und eine angetriebene Masse 22,750 + 12,150 = 34,900 Kg. Das Stellen dieser Zahlen in dieselbe Formel wir bekommen einen Δv von gerade mehr als 10,000 m/s-remember, ist das von der kleineren S-IV-sized Bühne. Sogar mit dem niedrigeren Stoß hat die Bühne auch ein Verhältnis des Stoßes zum Gewicht, das dem ursprünglichen S-IVB, 34,900 Kg ähnlich ist, die durch 350 kN (10.0 N/kg oder 1.02 lbf/lb) im Vergleich mit 114,759 Kg stoßen werden, die durch 1,112 kN (9.7 N/kg oder 0.99 lbf/lb) gestoßen sind. Der STNP-basierte S-IVB würde tatsächlich ein "Störsignal-Ersatz" für den ursprünglichen S-IVB sein, höhere Leistung vom viel niedrigeren Gewicht anbietend.

Gefahren

Es gibt immer eine innewohnende Möglichkeit des atmosphärischen oder Augenhöhlenrakete-Misserfolgs, der auf eine Streuung des radioaktiven Materials hinauslaufen konnte. Katastrophaler Misserfolg, die Ausgabe des radioaktiven Materials in die Umgebung bedeutend, wenn es stattgefunden hat, würde das Ergebnis eines Eindämmungsbruchs sein. Ein Eindämmungsbruch konnte das Ergebnis eines Einflusses mit dem Augenhöhlenschutt, materieller Misserfolg wegen nicht kontrollierter Spaltung, materieller Schönheitsfehler oder Erschöpfung und menschlicher Designfehler sein. Eine Ausgabe des radioaktiven Materials, während im Flug radioaktiven Schutt über die Erde in einem breiten und unvorhersehbaren Gebiet verstreuen konnte. Die Zone der Verunreinigung und seiner Konzentration würde von vorherrschenden Wetterbedingungen und Augenhöhlenrahmen zur Zeit des Wiedereintritts abhängig sein. Der Betrag der Verunreinigung würde von der Größe des Kernthermalraketentriebwerks abhängen.

Kraftstoffelemente in Fest-Kernkernthermalraketen werden entworfen, um sehr hohen Temperaturen (bis zu 3500K) und Hochdruck (bis zu 200 atm) zu widerstehen; folglich ist es hoch unwahrscheinlich, dass Kraftstoffelemente eines Reaktors über ein breites Gebiet ausgebreitet würden. Sie werden aus sehr starken Materialien, entweder Kohlenstoff-Zusammensetzungen oder Karbide zusammengesetzt, und normalerweise mit dem Zirkonium hydride angestrichen. Der NTR feste Kernbrennstoff selbst ist herkömmlich ein kleiner Prozentsatz von U-235 begraben gut innerhalb eines äußerst starken Kohlenstoff oder Karbid-Mischung. Wenn die physisch kleinen Reaktoren seit einer verlängerten Periode nicht geführt worden sind, ist die Radioaktivität dieser Elemente ziemlich niedrig und würde eine minimale Gefahr aufstellen. Das amerikanische Rover-Programm hat wirklich tatsächlich einen Kiwi-Reaktor vorsätzlich zerstört, um einen Fall von der Höhe vorzutäuschen, und kein radioaktives Material wurde veröffentlicht.

Mit aktuellen Fest-Kernkernthermalrakete-Designs ist es möglich, dass potenziell radioaktive Kraftstoffelemente intakt über ein viel kleineres Gebiet verstreut würden. Die gesamte Gefahr von den Elementen würde auf die Nähe die Abschussbasis beschränkt und würde viel niedriger sein als die vielen Freiluftkernwaffentests der 1950er Jahre.

Siehe auch

• In - situ Quellenanwendung
• NERVA
• Kernpulsantrieb
• Planen Sie Orion
• Planen Sie Pluto
• Projektrover
• Planen Sie Prometheus
• Planen Sie Timberwind
• Raumfahrzeugantrieb
• UHTREX

Links

• Dumbo (PDF)
• Bild AB den ' Motor
• Rover Kernraketentriebwerk-Programm: Schlussbericht - NASA 1991 (PDF)
• Neofuel Vorschlag für den dampfbasierten interplanetarischen Laufwerk, mit Außererdeisablagerungen
• Projektprometheus: Außer dem Mond und Mars
• Kernantrieb
• RD das Kernraketentriebwerk von 0410 UDSSR
• Sowjetisches/russisches festes Kernkernraketentriebwerk