Advertisement

Abstract

Extensive space exploration is largely contingent upon the development of recoverable, reusable, low operating-cost transport systems. Chemical propulsion systems, without major breakthroughs in metastable states or free radical fuels, do not yield the required performance. Present concepts of high-thrust solid-core nuclear reactors also do not provide the performance potentialfor space interplanetary missions without staging or refueling and present a serious operational problem associated with possible malfunction of the solid-core system when launched and landed near populated areas. The gas-core reactor, however, not only provides the performance potential for single-staged, recoverable and reusable manned interplanetary space vehicles but also greatly simplifies the operational problems.

Take-off and landing modes are essentially accomplished with an H2/O2 chemical engine which is integral with the gas-core propulsion system. The gas-core system is then operated for the rest of the thrusting period. Upon completion of the mission, the gas-core reactor is shut down in space releasing both the critical mass and the volatile fission fragments, and the final landing is accomplished (using chemical engines) with a relatively uncontaminated vehicle. Owing to the high specific impulse of the nuclear propulsion system, the low critical mass required in the reactor design and the complete containment of fissionable material during the operating phase, the fuel cost in dollars per pound of payload delivered is significantly low.

The concept of the “glow-plug” nuclear gas-core reactor is as follows: The fissionable material and fission fragments are retained within transparent tubes. In an annular region between two transparent walls, liquid hydrogen is circulated rejecting the heat absorbed by walls through radiative and convective modes. The transmission characteristics of a material, such as quartz and liquid hydrogen, are such that only about three percent of the total energy generated through fissioning is absorbed: the remaining energy is either absorbed by seeded hydrogen within the cavity or by the surrounding moderator. The hydrogen is heated to a temperature of approximately 2800 K by passing through the surrounding graphite moderator prior to entering the cavity. Within the cavity the hydrogen is then heated by radiative absorption to a temperature of 7000 K and expelled through the nozzle. With this limitation and with the basic nuclear heating of the structure, the specific impulse of the system is calculated to be 2000 sec and the thrust-to-engine weight equal to a value of 15 for a thrust level of 4, 000, 000 lb.

Finally, the overall hazard problems, together with shielding requirements for both ground-based and on-board personnel, are presented.

Résumé

L’exploration intense de l’espace interplanétaire ne sera pas achevée qu’après un développement d’astronefs récupérables, réutilisables et économiques. Les systèmes chimiques ne seront pas — sauf après une découverte soudaine dans la catégorie des états metastables ou des radicaux libres — capable de fournir une performance suffisante. Même les réacteurs fissiothermiques les plus puissants à noyau solide déjà envisagés ne pourront pas achever des missions interplanétaires que par composition en plusieurs étages ou par réalimentation en vol; en plus, ils sont problématiques au point de vue d’une chance de panne pendant le démarrage ou l’atterissage dans une région habitée. Le réacteur à gaz, d’autre part, n’est pas seulement capable de fournir la performance nécessaire en un seul étage pour un astronef récupérable et réutilisable, mais il devra aussi être relativement simple à opérer.

Le démarrage et l’atterissage seront — cela va sans dire — accomplis par le moyen de fusées supplémentaires, chimiques à hydrogène et oxygène liquide, qui formeront cependant un aggrégat intégral avec le système de propulsion à réaction fissiothermique. Celui-ci fournira la poussée pendant le voyage interplanétaire propre. Après le retour, le réacteur à gaz sera arrêté déjà dans l’exosphère en éjectant la masse critique et les produits de fission de façon que l’atterrissage propre soit fait à l’aide des fusées chimiques avec un véhicule assez non-contaminé. Puisque l’impulsion spécifique de la propulsion à réacteur fissiothermique est très élevée et puisque la masse critique nécessaire est complètement contenue pendant la phase opérative, les frais directs par unité de poids utile délivré seront, en effect, très favorables.

La construction du réacteur fissiothermique à gaz incandescent est, en essence, la suivante: lamatière fissionable et les produits de fission sont contenus dans des tuyaux transparents. Dans l’anneau entre deux parois transparentes un courant d’hydrogène liquide transporte la chaleur reçue par les parois par rayonnement et par convection. Les propriétés transmissibles des matériaux comme le quartz et l’hydrogène liquide sont telles que pas plus de 3% de l’énergie produite par la fission sera retenue. Le reste de l’énergie sera absorbé par un courant d’hydrogène qui passe comme refroidisseur par la modérateur de graphite qui entoure le réacteur propre, et après par le noyau dans un état hypercritique et chargé d’une petite quantité de particules facilement ionisables. La température de l’hydrogène dans le modérateur sera maintènue à un maximum de 2800 K; à l’intérieur du noyau elle atteindra environs 7000 K. Avec cette limitation et en rendant compte de l’échauffement inévitable de la structure, l’impulsion spécifique du système est calculée à 2000 sec et la poussée spécifique (rapportée au poids de l’engin propulsif) à 15 pour un niveau de poussée de 1800 tonnes à peu près.

En conclusion, les problèmes de hazard qui restent à considérer, et les requisites d’écrans para-rayonnement pour le personnel de bord et de station sont discutés.

Абстрактный

Космические исследования большого масштаба в значительной степени зависят от разработки возвращающихся назад, пригодных для повторного использования транспортных систем с низкими эксплуатационными расходами. Химические двигатели без существенных прорывов в метастбильное состояние или свободно-радикального топлива не дают требуемых характеристик. Современные концепции ядерных реакторов с твердой активной зоной и с высокой тягой также не дают характеристик, необходимых для исследования межпланетного пространства без отделения ступеней ракеты или заправки топливом и представляют собой серьезную операционную проблему, связанную с возможным отказом в работе системы с твердой активной зоной при запуске и посадке вблизи населенных районов. Реактор же с газовой активной зоной не только обеспечивает необходимые характеристики для одноступенчатых, возвращающихся, пригодных для повторного использования, межпланетных космических кораблей с экипажем на борту, но также существенно упрощает проблему эксплуатации.

Взлет и посадка осуществляются в основном при помощи химического двигателя на H2/O2 что является неотъемлемой особенностью силовых установок с газовой активной зоной. Система с газовой активной зоной работает до окончания периода активного полета. По выполнении задачи реактор с газовой активной зоной выключается в межпланетном пространстве, выделяя как критическую массу, так и летучие осколки деления. Посадка осуществляется при помощи химических двигателей на относительно не зараженном корабле. Благодаря высокому удельному импульсу ядерной силовой установки, малой критической массе, требующейся при конструировании реактора, и полном содержании делящегося вещества в течение рабочей фазы, стоимость топлива, выражаемая в долларах на фунт получаемой полезной нагрузки, весьма мала.

Концепция ядерного реактора с газовой активной зоной и “пробкой свечения” такова: Делящееся вещество и осколки деления сохраняются внутри прозрачных трубок. В кольцеобразной области между двумя прозрачными стенками циркулирует жидкий водород, отбрасывая тепло, поглощаемое стенками, путем отражения и конвекции. Передаточные характеристики таких веществ, как кварц и жидкий водород, таковы, что поглощается лишь.3 процента суммарной энергии, генерированной при делении. Оставшаяся энергия поглощается введенным водородом внутрь полости или окружающим замедлителем. Водород нагревается до температуры около 2800°К, проходя через графитовый замедлитель до входа в полость. Затем водород нагревается внутри полости радиационным поглощением до температуры 7000°К и выбрасывается через сопло. С этой оговоркой и при основном ядерном нагреве конструкции удельный импульс системы составит согласно расчетам 2000 секунд, отношение тяги к весу двигателя будет равно 15 для номинальной тяги в 4 миллиона фунтов (1800 тонн).

В заключение изложены общие проблемы опасности, а также требования защиты наземного персонала и экипажа на борту корабля.

Preview

Unable to display preview. Download preview PDF.

Unable to display preview. Download preview PDF.

References

  1. Overhanser, A. W., Phys. Rev. 101, No. 6 (March 1956).Google Scholar
  2. Proposal to study thermal absorption mechanisms in gaseous core reactors,“ Douglas Aircraft Comp. Rep. SM-41951 (June 1962).Google Scholar
  3. 3).
    Hallet, R. W., Jr., McKee, J. W. and Faller, R. J., “Operationaluse of gas core nuclear reactor propulsion systems in large, manned, high-thrust spacecraft, ” Douglas Aircraft Comp. Engng. Pap. No. 1200 presented at Tenth Annual Meeting of the German Rocket Soc., Bremen, West Germany, September 23–25, 1961.Google Scholar
  4. 4).
    Couchman, J. C., “Applying the results from field diffusion studies to predict the atmospheric dispersal of effluents,” Convair-Fort Worth Rep. FZM-2276 (June 1961).Google Scholar
  5. 5).
    Szablewski, W., “The diffusion of a hot air jet in air in motion, ”NACA TM 1288 (December 1950).Google Scholar
  6. 6).
    Lowe, R. E. and Gervais, R. L., “Manned entry missions to Mars and Venus,” Douglas Aircraft Comp. Engng. Pap. No. 1223 (October 1961).Google Scholar

Copyright information

© Springer-Verlag Wien 1964

Authors and Affiliations

  • R. W. HalletJr.
    • 1
  1. 1.Missile and Space Systems DivisionDouglas Aircraft Company, Inc.Santa MonicaUSA

Personalised recommendations