NERVA：宇宙探査用の核エンジン

（へロレンツォ・パストゥレンツィ)

10/03/20

50 年代初頭、アメリカとソ連という二大惑星大国による宇宙開発競争はまだ初期段階にありました。しかし、理論的な観点から見ると、軌道力学、ロケット工学、「特別な」物質を加工する能力のおかげで、両国は人類を大気圏の外へ連れ出すための有用なシステムをすでにいくつか考案していた。

科学的および工学的な大きな課題の XNUMX つは、このミッションに適した推進システムを考案することによって表現されました。したがって、宇宙船の巨大な重量に打ち勝つのに十分な推力を生成し、宇宙船の速度を超える速度に達することができます。 脱出速度 地上（時速40.000km強）。さらに、宇宙船がさらに加速して推力を利用して軌道操縦を実行できるように、エンジンが大気圏外でも動作し続けることが不可欠でした。それから私たちはさまざまなものをデザインし始めました ロケットつまり、推進剤の一部を取り出すための外部雰囲気を必要としないスラスターで、動作に必要なすべての試薬が特別なタンクに搭載されています。特にいくつか開発されたのは、 熱化学ロケット、概念的には軍のミサイルに動力を供給するために設計されたものと非常によく似ています。

これらのスラスターの基本的な考え方は、燃焼を通じて反応物 (酸化剤と燃料) の化学結合エネルギーを推進剤混合物のエンタルピー (つまり、作動流体からの「使い捨て」「交換可能な」エネルギー) に変換することにあります。次に、化学反応の生成物をガス動的ノズル (収束発散ダクト) 内で膨張させ、エンタルピーを運動エネルギー (つまり、ガスの移動速度に関連するエネルギー) に変換します。この手順にはガスの加速が含まれるため、力学の作用反作用の法則により、エンジンに作用する反対の力、つまり推力が生成されます。

XNUMX 種類の熱化学スラスターが開発されました。 液体推進剤、固体推進剤、ハイブリッド推進剤 (画像)、生成される推力と燃焼プロセスの持続時間が異なることが特徴です。しかし、XNUMX つのケースすべてにおいて、推進剤の重量 (特に固体の場合、結果的に車両の重量力が増加する) と貯蔵タンクのサイズ (特に液体の場合) に関連する問題がありました。試薬の密度が低いため、その結果、大気圏飛行中の空気力学的抵抗が増加します)。したがって、船上に保管する推進剤の質量とタンクの容積を削減できる別のタイプのエンジンを開発する必要性が予見されました。節約されたすべてのキログラムが可搬性のペイロードのキログラムに変換され、全体の重量が削減されます。この寸法により、飛行の初期段階での空気力学的抵抗が軽減されるでしょう。

核分裂に関連する技術の発展により、科学者たちは原子力が新しい種類のエンジンを設計するための最適な解決策であると考えるようになりました。原子力推進の考え方はすでに米国に定着しており、海事分野でも開発が進められていた（1954年に最初の原子力潜水艦が進水し、 ノーチラス）そして航空分野において、プロジェクトを通じてネパ (航空機推進用原子力 - 航空推進用原子力）とプログラム ANP (航空機 原子力推進 - 原子力航空推進).

得られた経験を活かして、最初のものの設計が始まりました 核熱ロケット.

1959 年、最初の核ロケットエンジンである Kiwi-A (「ローバー」プロジェクト）。 1961 年、達成された優れた成果により、さらに大規模で野心的なプログラムが誕生するきっかけとなりました。 ネルヴァ (ロケット輸送用原子力エンジン – ロケットロケット用途の原子力エンジン)、NASA と AEC の指導の下 (原子力委員会 - 原子力委員会）。このプログラムに基づいて構築されたエンジンの要件は常に変化し、必要な推力と生成される熱出力の点でますます野心的になってきました。

継続的な改善のおかげで、エンジニアは第 XNUMX ステージに サターンV （人類を月に連れて行ったロケット）核熱スラスターを搭載し、大きなペイロードを搭載でき、火星の探査に使用できるようにしました。しかし、資金不足により要求仕様が再び引き下げられ、出力の低いエンジンが製造されることになりました。

このプログラムは 1972 年まで継続されましたが、有人宇宙探査の主要なプレーヤーであるスペースシャトルの開発に資金を集中させるため、ニクソン政権によって中止されました。

テクニック

熱核スラスターは、特定の物質の原子の分裂（つまり、原子とその原子核の強制的な粉砕）を利用して熱を生成し、その熱は後に推進剤の加熱に使用されます。このようにして、作動流体のエンタルピーが増加します（熱化学ロケットの燃焼の場合とまったく同じです）。推進剤はノズル内で膨張し、エンタルピーが運動エネルギーに変換されます。その結果、流体自体が加速され、作用反作用の原理によりエンジンに推力が作用します。

核分裂反応は、使用される核分裂性物質（通常は ウラン235）。中性子の衝突により原子核の断片化が発生し、その成分が隣接する原子に衝突して原子核が破壊され、プロセスが加速します。核の分裂は主に XNUMX つの形態のエネルギーを生成します。破片の運動エネルギーと電磁エネルギー (ガンマ線) です。核分裂によって生成されるさまざまな破片の運動により、材料の温度が上昇します。反応が制御不能になるのを防ぐには、制御棒（原子から放出された破片を吸収して反応を阻害する）、または中性子の速度を低下させて原子の破片化を防ぐことができる「減速材」の存在が必要である。

反応が引き起こされると、推進剤 (通常は水素) H₂ 液体またはアンモニアの形で NH₃、流体（非常に冷たい）と核分裂が起こる炉心（非常に熱い）の間の温度差のおかげで、原子炉の壁に沿って流れるように作られ、原子炉から熱を奪います。このプロセスによって加熱された作動流体は 2200 ～ 2700 °C に達し、気体に変わります。ガスが到達する温度が高いほど、ガスのエネルギーが高くなり、したがってノズル内でのガスの膨張から得られる推力も大きくなります。したがって、そのようなシステムが提供できる最大推力の制限は、エンジン壁の崩壊を引き起こすことなく推進剤が到達できる最大温度によって決まります。

この推進システムは、熱化学ロケットと比較してどれくらいの推進剤の質量を節約できますか?

この質問に答えるには、ロケットエンジンの非常に重要なパラメータを導入する必要があります。重量固有の推力.

このパラメータは次のように定義されます。

どこ T はエンジンによって提供される推力であり、m_p ノズルを通過する燃料の流量 (XNUMX 秒あたりの質量) e g₀ は地球の重力による加速度です。したがって、重量比推力は、エンジンによって供給される推力と、ノズルを通過する推進剤の重量との比を表します（したがって、ノズルは前述の推力を「生成」します）。もっと I_sp が大きいほど、消費される推進剤の質量 (したがって重量) が少なくなり、エンジンはより多くの推力を提供できます。熱核エンジンでは、低分子量推進剤の使用が可能になります（たとえば、水素）、程度は低いですが、燃焼を引き起こす必要がないため、酸化剤と燃料を使用する必要がなく、そのため、より大きな比重推力（≈ 845 - 1000）を持ちます。 secondi) 熱化学スラスターとの比較 (≈ 200 - 400 secondi).

核熱推進によってもたらされる利点は、比重力積を「」に挿入するとさらに明白になります。ロケットの方程式」、つまり、その形式の XNUMX つで、ロケットに与えられる速度変化を、搭載されている推進剤の質量に結び付ける方程式です。

軌道操縦のためにロケットに 10 Km/s に等しい速度変化を与えなければならないことを想像してみましょう。液体燃料熱化学エンジンの場合 I_sp= 500 ドライロケットの総質量の 87% に相当する必要な推進剤の質量パーセントが得られます。原子力熱機関の場合 I_sp= 900 ドライ必要な推進剤の質量パーセントは、ロケットの総質量の 67.8% に相当します。

実証されているように、原子力推進は有利ですが、核分裂性物質の損失の可能性から炉心で発生する放射線から乗組員を保護する必要性まで、安全性の問題を過小評価すべきではありません。しかし、人間を火星に連れて行きたいという最近のアメリカの願望により、このタイプのエンジンへの関心が再燃しています。実際、同じ質量の推進剤の場合、熱化学反応器よりも高い速度増加を実現できるため、地球と赤い惑星の間でより短い持続時間の移動軌道を移動することが可能になります。これは、特に太陽放射への長時間の曝露に関連する宇宙飛行士の潜在的な健康リスクを考慮すると、基本的な側面です。