Cohete termal nuclear

Un cohete térmico nuclear ( NTR ) es un tipo de cohete térmico en el que el calor de una reacción nuclear , a menudo fisión nuclear , reemplaza la energía química de los propulsores en un cohete químico . En un NTR, un fluido de trabajo , generalmente hidrógeno líquido , se calienta a una temperatura alta en un reactor nuclear y luego se expande a través de la boquilla de un cohete para crear empuje . La fuente de calor nuclear externa teóricamente permite una velocidad de escape efectiva más alta y se espera que duplique o triplique la capacidad de carga útil en comparación con los propulsores químicos que almacenan energía internamente.

Boceto de un cohete térmico nuclear de fisión de núcleo sólido con turbobomba de derivación
1 de diciembre de 1967: El primer conjunto de motor de cohete nuclear experimental (XE) en tierra se muestra aquí en configuración de "flujo frío", ya que llega al final de la tarde al Puesto de Prueba de Motores No. 1 en Jackass Flats , Nevada . El motor está en el fondo izquierdo con una estructura de escudo en el medio / primer plano.

Las NTR se han propuesto como una tecnología de propulsión de naves espaciales , y las primeras pruebas en tierra se realizaron en 1955. Estados Unidos mantuvo un programa de desarrollo de NTR hasta 1973, cuando se cerró para centrarse en el desarrollo del transbordador espacial . Aunque se han construido y probado más de diez reactores de potencia variable, hasta 2021 no ha volado ningún cohete térmico nuclear. [1]

Mientras que todas las primeras aplicaciones de la propulsión de cohetes térmicos nucleares utilizaban procesos de fisión , la investigación en la década de 2010 se ha trasladado a enfoques de fusión . El proyecto Direct Fusion Drive en el Laboratorio de Física del Plasma de Princeton es un ejemplo de ello, aunque "la fusión de energía positiva sigue siendo esquiva". En 2019, el Congreso de los EE. UU. Aprobó US $ 125 millones en fondos para el desarrollo de cohetes de propulsión térmica nuclear. [1]

Ya en 1944, Stanisław Ulam y Frederic de Hoffmann contemplaron la idea de controlar el poder de las explosiones nucleares para lanzar vehículos espaciales. [2] Después de la Segunda Guerra Mundial, el ejército de Estados Unidos comenzó el desarrollo de misiles balísticos intercontinentales (ICBM) basados ​​en los diseños de cohetes V-2 alemanes . Algunos cohetes grandes fueron diseñados para transportar ojivas nucleares con motores de propulsión de propulsión nuclear. [2] Ya en 1946, los informes secretos se prepararon para la Fuerza Aérea de los EE.UU. , como parte del proyecto de la NEPA , por la aviación norteamericana y Douglas Aircraft Company 's Proyecto Rand . [3] Estos informes pioneros identificaron un motor de reactor en el que un fluido de trabajo de bajo peso molecular se calienta utilizando un reactor nuclear como la forma más prometedora de propulsión nuclear, pero identificaron muchos problemas técnicos que debían resolverse. [4] [5] [6] [7] [8] [9] [10] [11]

En enero de 1947, sin conocer esta investigación clasificada, los ingenieros del Laboratorio de Física Aplicada publicaron su investigación sobre la propulsión de energía nuclear y su informe finalmente fue clasificado. [12] [2] [13] En mayo de 1947, el científico chino educado en Estados Unidos Hsue-Shen Tsien presentó su investigación sobre "chorros térmicos" propulsados ​​por un reactor nuclear moderado por grafito poroso en los Seminarios de Ingeniería y Ciencia Nuclear LIV organizados por el Instituto de Tecnología de Massachusetts . [14] [13]

En 1948 y 1949, el físico Leslie Shepherd y el científico espacial Val Cleaver produjeron una serie de artículos científicos innovadores que consideraban cómo se podría aplicar la tecnología nuclear a los viajes interplanetarios . Los artículos examinaron la propulsión tanto nuclear-térmica como nuclear-eléctrica. [15] [16] [17] [18]

Un cohete térmico nuclear puede clasificarse por el tipo de reactor, desde un reactor sólido relativamente simple hasta el reactor de núcleo de gas mucho más difícil de construir pero teóricamente más eficiente. Como ocurre con todos los diseños de cohetes térmicos , el impulso específico producido es proporcional a la raíz cuadrada de la temperatura a la que se calienta el fluido de trabajo (masa de reacción). Para extraer la máxima eficiencia, la temperatura debe ser lo más alta posible. Para un diseño dado, la temperatura que se puede alcanzar está determinada típicamente por los materiales elegidos para las estructuras del reactor, el combustible nuclear y la vaina del combustible. La erosión también es motivo de preocupación, especialmente la pérdida de combustible y las liberaciones asociadas de radiactividad. [ cita requerida ]

Núcleo sólido

Un diseño de núcleo sólido de NERVA

Los reactores nucleares de núcleo sólido han sido alimentados por compuestos de uranio que existen en fase sólida en las condiciones encontradas y se someten a fisión nuclear para liberar energía. Los reactores de vuelo deben ser livianos y capaces de tolerar temperaturas extremadamente altas, ya que el único refrigerante disponible es el fluido de trabajo / propulsor. [1] Un motor de núcleo sólido nuclear es el diseño más simple de construir y es el concepto utilizado en todos los NTR probados. [ cita requerida ]

El rendimiento de un reactor de núcleo sólido está limitado en última instancia por las propiedades del material, incluido el punto de fusión , de los materiales utilizados en el combustible nuclear y el recipiente de presión del reactor . Las reacciones nucleares pueden crear temperaturas mucho más altas de las que la mayoría de los materiales pueden soportar, lo que significa que gran parte del potencial del reactor no se puede realizar. Además, con el enfriamiento proporcionado por el propulsor, solo todo el calor de desintegración que queda después del apagado del reactor debe irradiarse al espacio, un proceso lento que expondrá las barras de combustible a un estrés térmico extremo. Durante el funcionamiento, las temperaturas en las superficies de las barras de combustible oscilan entre los 22 K de propulsante admitido hasta los 3000 K en el extremo del escape. Al tener lugar sobre los 1,3 m de longitud de una barra de combustible, es seguro que esto provocará el agrietamiento del revestimiento si los coeficientes de expansión no coinciden con precisión en todos los componentes del reactor. [ cita requerida ]

Al usar hidrógeno como propulsor, un diseño de núcleo sólido normalmente entregaría impulsos específicos (I sp ) del orden de 850 a 1000 segundos, que es aproximadamente el doble que los diseños de hidrógeno líquido y oxígeno , como el motor principal del transbordador espacial . También se han propuesto otros propulsores, como amoníaco, agua o LOX , pero estos propulsores proporcionarían una velocidad de escape y un rendimiento reducidos a un costo de combustible marginalmente reducido. Otra marca a favor del hidrógeno es que a bajas presiones comienza a disociarse a aproximadamente 1500 K, ya altas presiones alrededor de 3000 K. Esto reduce la masa de las especies de escape, aumentando I sp . [ cita requerida ]

Las primeras publicaciones dudaban de las aplicaciones espaciales de los motores nucleares. En 1947, un reactor nuclear completo era tan pesado que los motores térmicos nucleares de núcleo sólido serían completamente incapaces [19] de lograr una relación empuje / peso de 1: 1, que es necesaria para superar la gravedad de la Tierra en el lanzamiento. Durante los siguientes veinticinco años, los diseños de cohetes térmicos nucleares de EE. UU. Finalmente alcanzaron relaciones de empuje a peso de aproximadamente 7: 1. Esta sigue siendo una relación de empuje a peso mucho más baja que la que se puede lograr con los cohetes químicos, que tienen relaciones de empuje a peso del orden de 70: 1. Combinado con los grandes tanques necesarios para el almacenamiento de hidrógeno líquido, esto significa que los motores térmicos nucleares de núcleo sólido son los más adecuados para su uso en órbita fuera del pozo de gravedad de la Tierra , sin mencionar que se evita la contaminación radiactiva que resultaría del uso atmosférico [1] (si un Se utilizó un diseño de "ciclo abierto", en contraposición a un diseño de "ciclo cerrado" de menor rendimiento en el que no se permitía que ningún material radiactivo escapase con el combustible del cohete. [20] )

Una forma de aumentar la temperatura de trabajo del reactor es cambiar los elementos de combustible nuclear. Esta es la base del reactor de lecho de partículas, que está alimentado por una serie de elementos (típicamente esféricos) que "flotan" dentro del fluido de trabajo de hidrógeno. Hacer girar todo el motor podría evitar que el elemento combustible sea expulsado por la boquilla. Se cree que este diseño es capaz de aumentar el impulso específico a aproximadamente 1000 segundos (9,8 kN · s / kg) a costa de una mayor complejidad. Tal diseño podría compartir elementos de diseño con un reactor de lecho de guijarros , varios de los cuales actualmente generan electricidad. [ cita requerida ] Desde 1987 hasta 1991, la Oficina de la Iniciativa de Defensa Estratégica (SDI) financió el Proyecto Timberwind , un cohete térmico nuclear no giratorio basado en tecnología de lecho de partículas. El proyecto se canceló antes de la prueba. [ cita requerida ]

Cohete térmico nuclear pulsado

Concepto de celda unidad de cohete térmico nuclear pulsado para amplificación de I sp . En esta celda, el propulsor de hidrógeno se calienta mediante los intensos y continuos pulsos de neutrones en los canales del propulsor. Al mismo tiempo, la energía no deseada de los fragmentos de fisión es eliminada por un canal de enfriamiento solitario con litio u otro metal líquido.

El cohete térmico nuclear pulsado (que no debe confundirse con la propulsión nuclear por pulsos , que es un método hipotético de propulsión de naves espaciales que utiliza explosiones nucleares para el empuje ) es un tipo de cohete térmico nuclear sólido para la amplificación del empuje y del impulso específico ( I sp ). [21] En este concepto, el NTR de fisión sólida convencional puede operar tanto en modo estacionario como pulsado, al igual que un reactor TRIGA . Debido a que el tiempo de residencia del propulsor en la cámara es corto, se puede lograr una importante amplificación de energía pulsando el núcleo nuclear, que puede aumentar el empuje aumentando el flujo másico del propulsor. Sin embargo, la característica más interesante es la capacidad de obtener temperaturas del propulsor muy altas (más altas que el combustible) y luego una alta amplificación de la velocidad de escape. Esto se debe a que, a diferencia de la NTR sólida estacionaria convencional, el propulsor se calienta mediante el intenso flujo de neutrones de la pulsación, que se transporta directamente desde el combustible al propulsor como energía cinética. Pulsando el núcleo es posible obtener un propulsor más caliente que el combustible. Sin embargo, y en claro contraste con los cohetes térmicos nucleares clásicos (incluidos los cohetes nucleares de gas y líquido), la energía térmica de la desintegración de las hijas de la fisión no es deseada. [ cita requerida ]

Las temperaturas instantáneas muy altas del propulsor son hipotéticamente alcanzables pulsando el núcleo nuclear sólido, solo limitado por el rápido enfriamiento radiativo después de la pulsación. [ cita requerida ]

Núcleo líquido

Los motores nucleares de núcleo líquido son alimentados por compuestos de elementos fisionables en fase líquida . Se propone que un motor de núcleo líquido funcione a temperaturas superiores al punto de fusión del combustible nuclear sólido y el revestimiento, y que la temperatura máxima de funcionamiento del motor esté determinada por la vasija de presión del reactor y el material reflector de neutrones . Se esperaría que las temperaturas de funcionamiento más altas produzcan un rendimiento de impulso específico del orden de 1300 a 1500 segundos (12,8-14,8 kN · s / kg). [ cita requerida ]

Un reactor de núcleo líquido sería extremadamente difícil de construir con la tecnología actual. Un problema importante es que el tiempo de reacción del combustible nuclear es mucho más largo que el tiempo de calentamiento del fluido de trabajo. Si el combustible nuclear y el fluido de trabajo no están separados físicamente, esto significa que el combustible debe quedar atrapado dentro del motor mientras se permite que el fluido de trabajo salga fácilmente a través de la boquilla. Una posible solución es rotar la mezcla de combustible / fluido a velocidades muy altas para forzar el combustible de mayor densidad hacia el exterior, pero esto expondría la vasija de presión del reactor a la temperatura máxima de operación mientras agrega masa, complejidad y partes móviles. [ cita requerida ]

Un diseño alternativo de núcleo líquido es el cohete nuclear de agua salada . En este diseño, el agua es el fluido de trabajo y también sirve como moderador de neutrones . El combustible nuclear no se retiene, lo que simplifica drásticamente el diseño. Sin embargo, el cohete descargaría cantidades masivas de desechos extremadamente radiactivos y solo podría operarse de manera segura fuera de la atmósfera de la Tierra y quizás incluso completamente fuera de la magnetosfera de la Tierra . [ cita requerida ]

Núcleo de gas

Diagrama de motor de cohete de ciclo cerrado de núcleo de gas nuclear, "bombilla" nuclear
Diagrama de motor de cohete de ciclo abierto de núcleo de gas nuclear

La clasificación de fisión final es el motor de núcleo de gas . Se trata de una modificación del diseño de núcleo líquido que utiliza la circulación rápida del fluido para crear una bolsa toroidal de combustible de uranio gaseoso en el centro del reactor, rodeada de hidrógeno. En este caso, el combustible no toca la pared del reactor en absoluto, por lo que las temperaturas podrían alcanzar varias decenas de miles de grados, lo que permitiría impulsos específicos de 3000 a 5000 segundos (30 a 50 kN · s / kg). En este diseño básico, el "ciclo abierto", las pérdidas de combustible nuclear serían difíciles de controlar, lo que ha dado lugar a estudios del "ciclo cerrado" o motor de bombilla nuclear , donde el combustible nuclear gaseoso está contenido en un super-alto - Recipiente de cuarzo a temperatura , sobre el que fluye el hidrógeno. El motor de ciclo cerrado en realidad tiene mucho más en común con el diseño de núcleo sólido, pero esta vez está limitado por la temperatura crítica del cuarzo en lugar del combustible y el revestimiento. Aunque es menos eficiente que el diseño de ciclo abierto, se espera que el diseño de ciclo cerrado entregue un impulso específico de aproximadamente 1500-2000 segundos (15-20 kN · s / kg). [ cita requerida ]

El motor de cohete térmico nuclear KIWI A principal

Unión Soviética y Rusia

El RD-0410 soviético pasó por una serie de pruebas en el sitio de pruebas nucleares cerca del sitio de pruebas de Semipalatinsk . [22] [23]

En octubre de 2018, el Centro de Investigación Keldysh de Rusia confirmó una prueba en tierra exitosa de radiadores de calor residual para un motor espacial nuclear, así como pruebas anteriores de barras de combustible y motores de iones . [ cita requerida ]

Estados Unidos

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Un video del Departamento de Energía de los Estados Unidos sobre cohetes térmicos nucleares.

El desarrollo de NTR de núcleo sólido comenzó en 1955 bajo la Comisión de Energía Atómica (AEC) como Proyecto Rover , y se prolongó hasta 1973. [1] El trabajo en un reactor adecuado se llevó a cabo en el Laboratorio Nacional de Los Alamos y el Área 25 (Sitio de Seguridad Nacional de Nevada) en el sitio de pruebas de Nevada . De este proyecto surgieron cuatro diseños básicos: KIWI, Phoebus, Pewee y Nuclear Furnace. Se probaron veinte motores individuales, con un total de más de 17 horas de funcionamiento del motor. [24]

Cuando se formó la NASA en 1958, se le otorgó autoridad sobre todos los aspectos no nucleares del programa Rover. Para permitir la cooperación con la AEC y mantener compartimentada la información clasificada, se formó al mismo tiempo la Oficina de Propulsión Nuclear Espacial (SNPO). El programa NERVA de 1961 estaba destinado a conducir a la entrada de motores de cohetes térmicos nucleares en la exploración espacial. A diferencia del trabajo de AEC, que estaba destinado a estudiar el diseño del reactor en sí, el objetivo de NERVA era producir un motor real que pudiera desplegarse en misiones espaciales. El diseño NERVA de línea base de empuje de 334 kN (75,000 lb f ) se basó en la serie KIWI B4. [ cita requerida ]

Los motores probados incluyeron Kiwi, Phoebus, NRX / EST, NRX / XE, Pewee, Pewee 2 y Nuclear Furnace. Las densidades de potencia progresivamente más altas culminaron en el Pewee. [24] Las pruebas del diseño mejorado de Pewee 2 se cancelaron en 1970 a favor del horno nuclear de menor costo (NF-1), y el programa de cohetes nucleares de EE. UU. Terminó oficialmente en la primavera de 1973. Durante este programa, el NERVA acumuló más de 2 horas de tiempo de ejecución, incluidos 28 minutos a plena potencia. [1] El SNPO consideró a NERVA como el último reactor de desarrollo tecnológico necesario para proceder a los prototipos de vuelo. [ cita requerida ]

También se han estudiado hasta cierto punto otros motores de núcleo sólido. El motor de cohete nuclear pequeño, o SNRE, fue diseñado en el Laboratorio Nacional de Los Alamos (LANL) para su uso en la etapa superior, tanto en lanzadores sin tripulación como en el transbordador espacial . Presentaba una boquilla dividida que se podía girar hacia un lado, lo que le permitía ocupar menos espacio en el compartimento de carga del Shuttle. El diseño proporcionó 73 kN de empuje y funcionó a un impulso específico de 875 segundos (8,58 kN · s / kg), y se planeó aumentar esto a 975 segundos, logrando una fracción de masa de aproximadamente 0,74, en comparación con 0,86 para el Space Shuttle main engine (SSME), uno de los mejores motores convencionales. [ cita requerida ]

Un diseño relacionado que vio algo de trabajo, pero que nunca llegó a la etapa de prototipo, fue Dumbo. Dumbo era similar a KIWI / NERVA en concepto, pero utilizó técnicas de construcción más avanzadas para reducir el peso del reactor. El reactor Dumbo constaba de varios tubos grandes en forma de barril que a su vez estaban construidos con placas apiladas de material corrugado. Las corrugaciones se alinearon de modo que la pila resultante tuviera canales que se extendieran desde el interior hacia el exterior. Algunos de estos canales se llenaron con combustible de uranio, otros con un moderador y algunos se dejaron abiertos como canal de gas. El hidrógeno se bombeaba al centro del tubo y el combustible lo calentaba a medida que viajaba a través de los canales a medida que avanzaba hacia el exterior. El sistema resultante era más ligero que un diseño convencional para cualquier cantidad particular de combustible. [ cita requerida ]

Entre 1987 y 1991, se estudió un diseño de motor avanzado en el marco del Proyecto Timberwind , en el marco de la Iniciativa de Defensa Estratégica , que luego se expandió a un diseño más amplio en el programa de Propulsión Nuclear Térmica Espacial (STNP). Los avances en los metales de alta temperatura, el modelado informático y la ingeniería nuclear en general dieron como resultado una mejora espectacular del rendimiento. Mientras que se proyectaba que el motor NERVA pesaría alrededor de 6803 kg, el STNP final ofreció poco más de 1/3 del empuje de un motor de solo 1650 kg al mejorar el I sp a entre 930 y 1000 segundos. [ cita requerida ]

Cocciones de prueba

Un motor KIWI que se está probando de forma destructiva.

KIWI fue el primero en ser disparado, comenzando en julio de 1959 con KIWI 1. El reactor no estaba diseñado para volar y recibió su nombre del ave no voladora , Kiwi. El núcleo era simplemente una pila de placas de óxido de uranio sin recubrimiento sobre las que se vertía el hidrógeno . Se generó una potencia térmica de 70 MW a una temperatura de escape de 2683 K. Dos pruebas adicionales del concepto básico, A1 y A3, agregaron revestimientos a las placas para probar los conceptos de las barras de combustible. [ cita requerida ]

La serie KIWI B fue alimentada por diminutas esferas de dióxido de uranio (UO 2 ) incrustadas en una matriz de grafito con bajo contenido de boro y recubiertas con carburo de niobio . Diecinueve agujeros corrían a lo largo de los haces, a través de los cuales fluía el hidrógeno líquido. En los disparos iniciales, un inmenso calor y vibración agrietaron los haces de combustible. Los materiales de grafito utilizados en la construcción del reactor eran resistentes a altas temperaturas pero se erosionaban bajo la corriente de hidrógeno sobrecalentado, un agente reductor . La especie de combustible se cambió más tarde a carburo de uranio , con el último motor en funcionamiento en 1964. Los problemas de erosión y agrietamiento del haz de combustible mejoraron pero nunca se resolvieron por completo, a pesar del trabajo prometedor de materiales en el Laboratorio Nacional de Argonne . [ cita requerida ]

NERVA NRX (Nuclear Rocket Experimental), comenzó a probarse en septiembre de 1964. El motor final de esta serie fue el XE, diseñado con hardware representativo de vuelo y disparado en una cámara de baja presión para simular un vacío. SNPO disparó NERVA NRX / XE veintiocho veces en marzo de 1968. Todas las series generaron 1100 MW, y muchas de las pruebas concluyeron sólo cuando el banco de pruebas se quedó sin propulsor de hidrógeno. NERVA NRX / XE produjo el empuje de referencia de 334 kN (75,000 lb f ) que el Centro Marshall de Vuelos Espaciales requería en los planes de la misión a Marte . El último disparo de NRX perdió 17 kg (38 lb) de combustible nuclear en 2 horas de prueba, lo que fue juzgado suficiente para misiones espaciales por SNPO. [ cita requerida ]

Sobre la base de la serie KIWI, la serie Phoebus eran reactores mucho más grandes. La primera prueba de 1A en junio de 1965 se llevó a cabo durante más de 10 minutos a 1090 MW y una temperatura de escape de 2370 K. La prueba B en febrero de 1967 mejoró esto a 1500 MW durante 30 minutos. La prueba final de 2A en junio de 1968 duró más de 12 minutos a 4000 MW, en ese momento el reactor nuclear más poderoso jamás construido. [ cita requerida ]

También se construyó una versión más pequeña de KIWI, el Pewee. Se quemó varias veces a 500 MW para probar revestimientos hechos de carburo de circonio (en lugar de carburo de niobio ), pero Pewee también aumentó la densidad de potencia del sistema. Un sistema refrigerado por agua conocido como NF-1 (para Nuclear Furnace ) usó los elementos combustibles de Pewee 2 para futuras pruebas de materiales, lo que mostró una reducción del factor 3 en la corrosión del combustible aún más. Pewee 2 nunca fue probado en el soporte, y se convirtió en la base para la corriente NTR diseños en fase de investigación en la NASA 's Centro de Investigación Glenn de vuelo y Marshall Space Center. [ cita requerida ]

El proyecto NERVA / Rover finalmente se canceló en 1972 con el cierre general de la NASA en la era posterior a Apolo . Sin una misión humana a Marte , la necesidad de un cohete térmico nuclear no está clara. Otro problema serían las preocupaciones del público sobre la seguridad y la contaminación radiactiva.

Prueba destructiva Kiwi-TNT

En enero de 1965, el programa Rover de los EE. UU. Modificó intencionalmente un reactor Kiwi (KIWI-TNT) para que fuera crítico rápidamente, lo que provocó la destrucción inmediata de la vasija de presión del reactor, la boquilla y los conjuntos de combustible. Con la intención de simular el peor de los casos de una caída desde la altura hacia el océano, como podría ocurrir en una falla del propulsor después del lanzamiento, la liberación de radiación resultante habría causado muertes hasta 183 m (600 pies) y lesiones hasta 610 m. m (2000 pies). El reactor se colocó en un vagón de ferrocarril en el área de Jackass Flats del sitio de pruebas de Nevada . [25]

Reino Unido

En enero de 2012, el grupo de propulsión del Proyecto Ícaro estaba estudiando un sistema de propulsión NTR. [26]

Israel

En 1987, Ronen & Leibson [27] [28] publicaron un estudio sobre aplicaciones de 242m Am (uno de los isótopos del americio ) como combustible nuclear para reactores nucleares espaciales , destacando su sección transversal térmica extremadamente alta y su densidad de energía . Los sistemas nucleares propulsados ​​por 242 m Am requieren menos combustible en un factor de 2 a 100 en comparación con los combustibles nucleares convencionales .

El cohete de fragmentos de fisión que utiliza 242m Am fue propuesto por George Chapline [29] en el Laboratorio Nacional Lawrence Livermore (LLNL) en 1988, quien sugirió la propulsión basada en el calentamiento directo de un gas propulsor por fragmentos de fisión generados por un material fisible. Ronen y col. [30] demuestran que 242m Am pueden mantener la fisión nuclear sostenida como una película metálica extremadamente delgada, de menos de 1/1000 de milímetro de espesor. 242m Am requiere solo el 1% de la masa de 235 U o 239 Pu para alcanzar su estado crítico. El grupo de Ronen en la Universidad Ben-Gurion del Negev demostró además que el combustible nuclear basado en 242m Am, podría acelerar los vehículos espaciales de la Tierra a Marte en tan solo dos semanas. [31]

Los 242m Am como combustible nuclear se derivan del hecho de que tiene la sección transversal de fisión térmica más alta (miles de graneros ), aproximadamente 10 veces la siguiente sección transversal más alta en todos los isótopos conocidos. El 242m Am es fisible (porque tiene un número impar de neutrones ) y tiene una masa crítica baja , comparable a la del 239 Pu . [32] [33]

Tiene una sección transversal muy alta para la fisión, y si se encuentra en un reactor nuclear se destruye con relativa rapidez. Otro informe afirma que 242m Am puede sostener una reacción en cadena incluso como una película delgada y podría usarse para un nuevo tipo de cohete nuclear . [30] [34] [35] [36]

Dado que la sección transversal de absorción térmica de 242 m Am es muy alta, la mejor manera de obtener 242 m Am es mediante la captura de neutrones rápidos o epitermales en Americio-241 irradiado en un reactor rápido . Sin embargo, los reactores de espectro rápido no están fácilmente disponibles. Se proporcionó un análisis detallado de la cría de 242 m Am en un reactor de agua a presión (PWR) existente. [37] El estudio del Instituto de Tecnología de Karlsruhe de 2008 informó sobre la resistencia a la proliferación de 242 m Am . [38]

Italia

En 2000, Carlo Rubbia del CERN amplió aún más el trabajo de Ronen [39] y Chapline [40] sobre el cohete de fragmentos de fisión que utiliza 242 m Am como combustible. [41] Proyecto 242 [42] basado en el diseño Rubbia estudiaron un concepto de 242m basado Am Thin-Film Fission Fragmento climatizada NTR [43] mediante el uso de conversión directa de la energía cinética de fisión fragmentos en el aumento de la entalpía de un gas propulsor. El Proyecto 242 estudió la aplicación de este sistema de propulsión a una misión tripulada a Marte. [44] Los resultados preliminares fueron muy satisfactorios y se ha observado que un sistema de propulsión con estas características podría hacer viable la misión. Otro estudio se centró en la producción de 242 m Am en reactores nucleares térmicos convencionales. [45]

Investigación actual en EE. UU. Desde 2000

Impresión artística de motores NTR bimodales en un Mars Transfer Vehicle (MTV). Lanzado en frío, se ensamblaría en órbita mediante varios elevadores de carga útil SLS del Bloque 2. La nave espacial Orion está acoplada a la izquierda.

Los diseños actuales de cohetes térmicos nucleares de núcleo sólido están destinados a limitar en gran medida la dispersión y descomposición de los elementos combustibles radiactivos en caso de una falla catastrófica. [46]

A partir de 2013, se está estudiando una NTR para viajes interplanetarios desde la órbita terrestre a la órbita de Marte en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales . [47] En pruebas históricas en tierra, los NTR demostraron ser al menos dos veces más eficientes que los motores químicos más avanzados, lo que permitiría un tiempo de transferencia más rápido y una mayor capacidad de carga. La duración de vuelo más corta, estimada en 3-4 meses con motores NTR, [48] ​​en comparación con 6-9 meses con motores químicos, [49] reduciría la exposición de la tripulación a rayos cósmicos potencialmente dañinos y difíciles de proteger . [50] [51] [52] [53] Los motores NTR, como el Pewee del Proyecto Rover , fueron seleccionados en la Arquitectura de Referencia de Diseño de Marte (DRA). [51] [52] [54] [55]

En 2017, la NASA continuó la investigación y el desarrollo de NTR, diseñando para aplicaciones espaciales con materiales civiles aprobados, con un contrato de tres años por US $ 18,8 millones. [56]

En 2019, un proyecto de ley de asignaciones aprobado por el Congreso de los EE. UU. Incluyó 125 millones de dólares [1] en fondos para la investigación de propulsión térmica nuclear, incluida la planificación de una misión de demostración de vuelo para 2024. [57]

A partir de 2021, ha habido mucho interés en los cohetes térmicos nucleares de la Fuerza Espacial de los Estados Unidos y DARPA para usos orbitales y cis-lunares. Además del ejército estadounidense, el administrador de la NASA Jim Bridenstine también ha expresado interés en el proyecto y sus posibles aplicaciones para una futura misión a Marte . [58] DARPA ha adjudicado 2 contratos para su programa Cohete de demostración para operaciones cislunares ágiles (DRACO), que tiene como objetivo demostrar un sistema de propulsión térmica nuclear en órbita: una adjudicación en septiembre de 2020 a Gryphon Technologies por 14 millones de dólares EE.UU. [58] y otro premio en abril de 2021 a General Atomics por 22 millones de dólares. [59]

La falla de un cohete atmosférico u orbital podría resultar en la dispersión de material radiactivo en el medio ambiente. Una colisión con escombros orbitales, una falla del material debido a una fisión incontrolada, imperfecciones o fatiga del material o fallas de diseño humano podrían causar una brecha de contención del material fisionable. Una falla tan catastrófica durante el vuelo podría liberar material radiactivo sobre la Tierra en un área amplia e impredecible. La cantidad de contaminación dependería del tamaño del motor del cohete térmico nuclear, mientras que la zona de contaminación y su concentración dependerían de los parámetros meteorológicos y orbitales predominantes en el momento del reingreso. [ cita requerida ]

Se considera poco probable que los elementos combustibles de un reactor se distribuyan en un área amplia, ya que están compuestos de materiales como compuestos de carbono o carburos y normalmente están recubiertos con hidruro de circonio . Antes de que ocurra la criticidad, el combustible NTR de núcleo sólido no es particularmente peligroso. Una vez que el reactor se ha puesto en marcha por primera vez, se producen productos de fisión de vida corta extremadamente radiactivos, así como productos de fisión menos radiactivos pero de vida extremadamente larga. Además, todas las estructuras del motor están expuestas al bombardeo directo de neutrones, lo que resulta en su activación radiactiva. [ cita requerida ]

  • NERVA  - Proyecto de motor de cohete térmico nuclear de EE. UU. 1956-1973
  • Project Rover  : proyecto de EE. UU. Para construir un cohete térmico nuclear
  • Proyecto Timberwind  : proyecto de EE. UU., 1987-1991, para desarrollar motores de cohetes térmicos nucleares
  • Cohete termal
  • Cohete de fragmentos de fisión
  • Cohete eléctrico nuclear
  • Propulsión de pulso nuclear
  • Cohete de radioisótopos
  • Propulsión de naves espaciales
  • Proyecto Prometeo  - Proyecto de propulsión eléctrica nuclear de la NASA 2003-2006
  • UHTREX  - Experimento americano del reactor de temperatura ultra alta (1959-1971)
  • Proyecto Plutón  : proyecto de estatorreactor nuclear de EE. UU., 1957-1964

  1. ↑ a b c d e f g Cain, Fraser (3 de julio de 2019). "¿Tierra a Marte en 100 días? El poder de los cohetes nucleares" . Ciencia universal . Consultado el 24 de agosto de 2019 . Las primeras pruebas de cohetes nucleares comenzaron en 1955 con el Proyecto Rover en el Laboratorio Científico de Los Alamos. El desarrollo clave fue miniaturizar los reactores lo suficiente como para poder ponerlos en un cohete. Durante los siguientes años, los ingenieros construyeron y probaron más de una docena de reactores de diferentes tamaños y potencias.
  2. ^ a b c Corliss, William R .; Schwenk, Francis C. (1968). Propulsión nuclear para el espacio (PDF) . La serie Entendiendo el átomo. Comisión de Energía Atómica de Estados Unidos. págs. 11-12. Este artículo incorpora texto de esta fuente, que es de dominio público .
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