Americký zkušební program JRM

Počátky nukleárního raketového pohonu pod patronací americké Komise pro atomovou energii AEC (Atomic Energy Commission) a Ministerstva obrany lze vysledovat do prosince 1953, kdy Robert Bussard publikoval v časopise Journal of Reactor Science and Technology studii kompaktního grafitového nukleárního reaktoru s přímým ohřevem pracovní látky – vodíku. Vodík, zahřátý na vysokou teplotu, by vytékal tryskou a vytvářel tah motoru. Článek R. Bussarda vyvolal zájem v Komisi pro atomovou energii i v NASA a tak v roce 1955 bylo v USA zahájeno financování aplikačního výzkumu takového reaktoru s pevným jaderným palivem a s přímým ohřevem pracovní látky v rámci projektu “Rover”. Vývoj případného budoucího jaderného raketového motoru souvisel s tehdejší snahou USA vyvíjet silné raketové motory ještě dříve, než vznikl aktuální požadavek na jejich potřebu. (Například v roce 1959 zahájila NASA projekt obřího motoru F-1 na klasický chemický pohon a v roce 1960 i kyslíko-vodíkový motor J-2. Bylo to ještě před vyhlášením amerického měsíčního programu. Pět motorů F-1 pak pohánělo první stupeň měsíční rakety Saturn 5, pět motorů J-2 druhý stupeň této rakety a jeden motor J-2 byl použit na třetím stupni Saturnu 5).

Během čtyř let od zahájení projektu “Rover” se podařilo zkonstruovat první verzi reaktoru “Kiwi”, pojmenovaném po novozélandském ptáku (podobném pštrosovi), který nelétá. Reaktor Kiwi zahříval zatím jen plynný vodík, který procházel kanálky v kompaktním jaderném palivu, tvořeném karbidem U²³⁵ (uhlík současně plnil funkci moderátoru). Kromě toho karbid U²³⁵ má vyšší teplotu tání, než čistý U²³⁵, který taje při 1150° C. Výkon první verze reaktoru Kiwi byl jen 70 MW.

První zkouška reaktoru Kiwi A-1 v délce chodu 5 min se uskutečnila 1. července 1959. Podle některých zdrojů se tryska natavila v důsledku silného zahřívání, jinde se tvrdí, že zkouška proběhla uspokojivě. V každém případě všechny segmenty reaktoru pracovaly bez poruch. Další dvě zkoušky v červenci a říjnu 1960 byly uspokojivější. Po zkoušce Kiwi A-3 dne 19. října 1960 se zdál být program na dobré cestě, zejména když NASA přijala program urychleného vývoje s cílem uskutečnit první letovou zkoušku v roce 1967. Současně NASA a Komise pro atomovou energii uzavřely první kontrakty s firmami Aerojet, která měla na starosti celou koncepci JRM, a Westinghouse, odpovědné za vývoj reaktoru, na konstrukci operačního JRM NERVA (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Applications).

Ovšem potíže začaly, když byly zahájeny zkoušky s reaktory Kiwi B o výkonu 1100 MW. Během zkoušek s kapalným H₂ v září a v listopadu 1962 (Kiwi B-4A) byly reaktory poškozeny v důsledku vibrací. Vibrace, způsobené vodíkovým plynem, vedly k popraskání uranových palivových článků. Trvalo asi dva roky, než byly všechny problémy odstraněny. Zkoušky byly obnoveny 13. 5. 1964 s Kiwi B-4D. Dne 28. 8. 1964 Kiwi B-4E pracoval na plný výkon během 8 plánovaných minut. O měsíc později byl tentýž Kiwi B-4E znovu odstartován, potom vypnut a znovu zapnut během jediné zkoušky. Během zkoušek bylo dosaženo výtokové rychlosti 7335 m/s, což je více, než je možné dosáhnout u klasických chemických raketových motorů (maximum kolem 4000 m/s).

Ze studijních důvodů nechali technici v jednom z motorů Kiwi proběhnout neřízenou štěpnou reakci, aby se zjistilo, co se stane. V podstatě okamžitě však došlo k vypaření jaderného paliva i materiálu moderátoru a vše skončilo explozí reaktoru s únikem radioaktivního materiálu do ovzduší.

Program Kiwi potvrdil správnost koncepce reaktorů, se kterými se počítalo pro následující program NERVA. Od toho okamžiku se vlastně začaly experimentální reaktory vyvíjet směrem k letovým modelům. Verze NRX (Nuclear Rocket Experiment) byla zásobována a chlazena kapalným vodíkem, dopravovaným do reaktoru turbočerpadlem. Turbočerpadlo však ještě nebylo součástí motoru, ale bylo od reaktoru odděleno ochrannou betonovou zdí. Jeho pohon byl zajišťován stlačeným plynným vodíkem.

NRX A-2 byl poprvé zkoušen 24. 9. 1964, další model NRX A-3 uskutečnil tři zkoušky, z toho dvě se opakovaným restartem.

Dne 25. 6. 1965 byla zahájena nová etapa s experimentálním reaktorem Phoebus 1-A o 1100 MW, který měl těsně předcházet JRM NERVA-1. V únoru 1966 byl učiněn další pokrok při zkouškách NRX-EST (Engine System Test), kdy bylo poprvé turbočerpadlo umístěno k reaktoru tak, aby část horkého kapalného vodíku byla využita k pohonu turbíny čerpadla. Během 10 zkoušek na zkušebním stavu byl NRX-EST v činnosti kolem 110 min, z toho 28× na plný výkon (nad 1100 MW) při teplotě kolem 2000°C. NRX-5 pracoval nepřetržitě po 30 min, přičemž bylo dosaženo specifického impulsu 7600 Ns/kg a tahu 250 kN. Tyto zkoušky dovolily další krok vpřed: bylo možné spojit všechny elementy tvořící budoucí letový exemplář JRM, tj. reaktor, turbočerpadlo, nádrž na kapalný vodík do kompaktního tvaru, který byl zárodkem budoucího JRM NERVA. Zkoušky NERVA XE (Experimental Engine) však nezačaly dříve než po nových zkouškách reaktorů Phoebus 1. Např. Phoebus 1-B dosáhl 23.2. 1967 tahu 340 kN při výkonu 1500 MW. Reaktor Phoebus 2-A v červnu 1968 pracoval celkem 30 min, z toho po dobu 12 min při výkonu 4000 MW. Teplota v reaktoru byla kolem ~2200°C.

Pro XE byly vytvořeny nové zkušební instalace. Dosud byly všechny zkoušky prováděny tak, že reaktor byl připevněn na mobilní platformě na kolejích a tryska mířila vzhůru. Nové stavy ETS (Engine Test Stand) v Los Alamos, na kterých se zkoušela letová konfigurace, měly napodobovat letové podmínky, tj. tryska mířila dolů a bylo na ní možné simulovat podmínky práce v různých výškách. První ”horká” zkouška XE se konala 20. 3. 1969 a motor potom prošel sérií dalších zkoušek trvajících do září téhož roku. Motor XE pracoval celkem 3 hod. 45 min s 28 starty s maximálním výkonem 1100 MW a tahem 250 kN. Od XE již bylo možné odvodit skutečný operační JRM NERVA o tahu 340 kN po dobu 40 min. Motor měl mít výtokovou rychlost 7950 m/s (skoro 2× více než chemický kyslíko-vodíkový motor), výkon 1560 MW a pracovní teplotu kolem 2230°C. Tento motor měl od roku 1975 pohánět stupeň RIFT (Reactor in Flight Test), který měl zaměnit poslední stupeň S-4B rakety Saturn 5. Po tomto stupni měla přijít silnější NERVA 2 o 900 KN tahu, odvozeného z reaktoru Phoebus 2 o výkonu 5000 MW a poprvé zkoušeného v červnu 1968.

V průběhu finančního roku 1970 se program NERVA již dostal do stádia detailního projektového návrhu a výroby jednotlivých dílů letového motoru o tahu 340 kN, jehož vývoj měl v následujících 8 letech stát na 860 mil. USD. V roce 1970 byl program financován částkou 88 mil. USD a v roce 1971 částkou 85 mil. USD. Jelikož však v letech 1971 – 1972 NASA opustila myšlenku pilotovaných letů k Marsu, rychlý vývoj nukleárního raketového motoru tak ztratil na aktuálnosti. To vedlo k postupnému snižování rozpočtu programu NERVA a jeho útlumu až byl tento projekt po roce 1972 opuštěn. Ukončení programu JRM bylo jedním z důsledků velkých finančních redukcí amerického kosmického programu po období letů na Měsíc.

Tato stručná historie vývoje prototypů amerických JRM je převzata jednak z knihy: P. Maurel: L´escalade du cosmos (Bordas 1972) dále ze sborníku Orbit Raising and Maneuvering Propulsion: Research Status and Needs, Progress in Astronautics and Aeronautics, Vol 89 (Editor L. H. Caveny, AIAA, New York 1984). Další informace o JRM lze nalézt ve Wadeově encyklopedii astronautiky na adrese: http://www.astronautix.com/ nebo na adrese http://history.nasa.gov/SP-4102/ .

Ruský experimentální program JRM měl mnoho společných rysů s programem americkým. I zde šlo o vytvoření výkonného motoru pro horní stupně vyvíjené měsíční rakety N1. V období 1961 – 1963 konstrukční kanceláře Bondarjuka a Gluška studovaly projekty horních stupňů s JRM, pracujícími s kapalným vodíkem jako pracovním médiem. Tehdy se uvažovalo o motorech (o hmotnosti kolem 200 000 kg) s tahem asi 400 kN a specifickým impulsem v rozmezí 9000 – 9500 Ns/kg. V roce 1963 požádal S. P. Koroljov o detailnější rozpracování těchto projektů. V případě N1 se uvažovalo o třech variantách použití horních stupňů s JRM:
- Třístupňová varianta N1 s 1. a 2. stupněm N1 a 3. nukleárním stupněm.
- Třístupňová varianta N1 s 1. stupněm N1 2. a 3. nukleárním stupněm.
- Dvoustupňová varianta N1 s 1. stupněm N1 a 2. nukleárním stupněm.

Pro tyto varianty se uvažovalo o návrzích JRM typu A (tah 180 kN, hmotnost 4800 kg), typu AF (tah 200 kN, hmotnost 3250 kg), typu V (tah 400 kN, hmotnost 18 000 kg) a typu V s biologickým štítem pro použití při pilotovaných letech (tah 400 kN, hmotnost 25 000 kg). Detailnější studie těchto variant ukázala, že dvoustupňová varianta je nejoptimálnější. Ve srovnání s ekvivalentní raketou s kyslíko-vodíkovým pohonem 2. stupně měla nukleární varianta dvojnásobnou nosnost na nízkou oběžnou dráhu.

V případě letu k Marsu by motor AF mohl ve srovnání s chemickým pohonem nést o 40% vyšší užitečné zatížení a motor V by měl kapacitu dokonce o 50% vyšší. Studie však ukázala, že nukleární elektrický iontový motor by mohl mít kapacitu dokonce o 70% vyšší než ekvivalentní chemický kyslíko-vodíkový motor. Jelikož Koroljov byl stoupencem spíše elektrických iontových motorů, ukončil další studie termálního JRM pro raketu N1. Bondarjuk a Gluško pak přešli ke konstruktérovi V. N. Čelomějovi, který navrhoval konkurenční rakety typu UR (Univerzální Raketa). V roce 1962 dostal Čeloměj povolení vyvíjet raketu UR-500, později známou pod názvem Proton. Vývoj mohutnější varianty UR-700 pro přímý let na Měsíc, která byla přímým konkurentem Koroljovovy rakety N1, se ale prosadit nepodařilo. Gluško pouze dostal povolení vyvíjet mohutné motory RD-270, potřebné pro raketu UR-700, která svou koncepcí připomínala zvětšenou variantu známé rakety Proton. Pro první stupeň UR-700 se plánovalo 6 motorů RD-270. V září 1964 Čeloměj přesvědčoval N. S. Chruščova během jeho návštěvy na Bajkonuru o výhodách své rakety UR-700. N. S. Chruščov však byl v říjnu 1964 svržen L. Brežněvem a tak otázka vývoje rakety UR-700 byla opět odložena. Až v roce 1966, po smrti Koroljova, se Čelomej, Gluško a Jangel snažili získat povolení pro vývoj UR-700, která by nahradila N1. Souhlas k vývoji UR-700 dostal Čeloměj od vlády až v roce 1967. V té době však začínalo být jasné, že závod o Měsíc je pro Rusko prohrán a ruská vláda začala ztrácet zájem podporovat projekty velkých raket. Přesto se Čelomějova konstrukční kancelář snažila studovat různé varianty UR-700 až do roku 1974, kdy byl projekt UR-700 definitivně zastaven. Jednou z variant UR-700 byla i verse UR-700M pro pilotovaný let k Marsu. Raketa byla doplněna čtvrtým stupněm s JRM RD-0410, který byl v té době vyvíjen závodem Eněrgomaš.

Koncepce termálního JRM RD-0410 byla podobná americkému projektu NERVA. V termálním reaktoru byly palivové články z karbidu U²³⁵ uloženy v keramických válcových schránkách o délce 1,5 m. Volba karbidu dovoluje zvýšit teplotu ohřevu pracovní látky - směsi kapalného vodíku, obohaceného hexanem. Kapalný vodík protékal mezerami mezi palivovými články a moderátorovými plášti a tak působil současně jako chladící médium. Výkon reaktoru motoru RD-0410 činil 196 MW, tah ve vakuu 35,2 kN a měrný impuls 8920 Ns/kg. Motor byl schopen pracovat 1 hod a mohl být 10× aktivován. Délka motoru byla 3,5 m, průměr 1,6 m a celková hmotnost včetně štítu radiační ochrany 2000 kg. Tento motor měl tedy poměr tah/hmotnost rovný 17,6 N/kg což je, stejně jako u starých amerických projektů, důsledek nevhodné koncepce návrhu moderátoru neutronů.

Detailnější informace o ruském programu měsíční rakety N1 a projektu UR-700 lze nalézt ve Wadeově encyklopedii astronautiky na internetové adrese http://www.astronautix.com/ .

Raketě N1 a Protonu a historii soupeření S.P. Koroljova a V.N. Čeloměje byl věnován i poutavý článek K. Pacnera: “Tajný závod o Měsíc” (L+K 66 (1990) č. 7, č. 8 a č.9). Informace o raketě N1 lze nalézt v L+K 66 (1990) č. 17, s. 665 a v L+K 67 (1991) č. 9, s. 354.

Závěrečná poznámka: Vývoj JRM sice naznačil, že je možné vyvinout raketový motor se specifickým impulsem vyšším než u chemických raketových motorů, ale vyvíjené JRM byly značně hmotné. Kromě toho teploty dosahované ve zmiňovaných reaktorech s pevnou aktivní zónou se nijak dramaticky neliší od typických teplot ve spalovacích komorách chemických raketových motorů, takže uváděný vyšší specifický impuls u popisovaných JRM se dosahuje použitím vodíku jako pracovní látky, jak ostatně navrhl již v roce 1953 Robert Bussard. Molekulová váha H₂ je ~9× nižší než například molekulová váha H₂O nebo ~22× menší než molekulová váha CO₂ a proto vodík vytéká z trysky rychleji než vodní pára. O tom se lze přesvědčit z výrazu pro měrný (specifický) impuls I_s, definovaný jako poměr tahu motoru k množství pracovní látky, která vytéká tryskou motoru za jednu vteřinu (a současně je roven výtokové rychlosti z trysky). Specifický impuls za předpokladu ideální expanse do vakua lze psát ve tvaru:

kde T_o je teplota pracovní látky v komoře raketového motoru (ve stupních K), k - adiabatický exponent, tj. poměr specifických tepel při konstantním tlaku a objemu, µ - molekulová váha pracovní látky v kg/mol a R_o - plynová konstanta pro 1 mol látky (R_o ~ 8,314 J/(mol×stupeň K). Ze vztahu pro I_s tedy vyplývá, že při přibližně stejné teplotě T_o je poměr specifických impulsů při výtoku vodíku I_sH2 a vodní páry I_sH2O roven 3.