Практическое использование ЯРД.

Fakir>Никаких проблем, подруливайте, если не влом:) ТОлько списаться надо предварительно. А если рассчитываете, что я подрулю - это явно будет не раньше середины февраля.

Нет проблем - а куда - в Долгоп? В общем, нет проблем - мое мыло nep96samonline.ru - через него обменяемся телефонами. Готов сразу после Нового года подрулить сам. С удовольствием познакомлюсь с фмзтехами нового поколения (я то сам мифист 87 года выпуска)

KBOB>Кто нибудь располагает информацией о проекте TimberWind?

Family: Nerva. Country: USA. Status: Development 1992.

---

DARPA project. Nuclear fission engine using spherical fuel elements.

---

Specifications
Liftoff Thrust: 1,396,380 kgf. Total Mass: 884,478 kg. Core Diameter: 8.7 m. Total Length: 36.0 m. Flyaway Unit Cost $: 166.66 million. in 1985 unit dollars.

Stage Number: 0. 2 x Titan USRM Gross Mass: 357,239 kg. Empty Mass: 52,040 kg. Thrust (vac): 770,975 kgf. Isp: 286 sec. Burn time: 140 sec. Isp(sl): 259 sec. Diameter: 3.2 m. Span: 3.2 m. Length: 33.5 m. Propellants: Solid No Engines: 1. USRM
Stage Number: 1. 1 x Timberwind 250 Gross Mass: 170,000 kg. Empty Mass: 45,000 kg. Thrust (vac): 250,000 kgf. Isp: 1,000 sec. Burn time: 493 sec. Isp(sl): 780 sec. Diameter: 8.7 m. Span: 8.7 m. Length: 30.0 m. Propellants: Nuclear/LH2 No Engines: 1. Timberwind 250

---

---

Bibliography:

Asker, James R, Aviation Week and Space Technology, "Particle Bed Reactor Central to SDI Nuclear Rocket Project", 1991-04-08, page 18.

KBOB>>Кто нибудь располагает информацией о проекте TimberWind?

Timberwind Titan:

Family: Nerva. Country: USA. Status: Development 1992.

---

DARPA project. Nuclear fission engine using spherical fuel elements.

---

Specifications
LEO Payload: 63,636 kg. to: 155 km Orbit. Liftoff Thrust: 1,396,380 kgf. Total Mass: 900,840 kg. Core Diameter: 6.1 m. Total Length: 55.0 m. Flyaway Unit Cost $: 166.66 million. in 1985 unit dollars.

Stage Number: 0. 2 x Titan USRM Gross Mass: 357,239 kg. Empty Mass: 52,040 kg. Thrust (vac): 770,975 kgf. Isp: 286 sec. Burn time: 140 sec. Isp(sl): 259 sec. Diameter: 3.2 m. Span: 3.2 m. Length: 33.5 m. Propellants: Solid No Engines: 1. USRM
Stage Number: 1. 1 x Timberwind 75 Gross Mass: 110,000 kg. Empty Mass: 28,500 kg. Thrust (vac): 225,000 kgf. Isp: 1,000 sec. Burn time: 357 sec. Isp(sl): 890 sec. Diameter: 6.1 m. Span: 6.1 m. Length: 45.5 m. Propellants: Nuclear/LH2 No Engines: 3. Timberwind 75

---

---

Bibliography:

Asker, James R, Aviation Week and Space Technology, "Particle Bed Reactor Central to SDI Nuclear Rocket Project", 1991-04-08, page 18.

---

Timberwind Centaur:
DARPA project. Nuclear fission engine using spherical fuel elements.

---

Specifications
LEO Payload: 12,272 kg. to: 80 km Orbit. Payload: 6,363 kg. to a: 19,000 km orbital trajectory. Liftoff Thrust: 390,412 kgf. Total Mass: 223,628 kg. Core Diameter: 4.3 m. Total Length: 29.0 m. Flyaway Unit Cost $: 100.00 million. in 1985 unit dollars.

Stage Number: 1. 1 x Atlas IIIA Gross Mass: 195,628 kg. Empty Mass: 13,725 kg. Thrust (vac): 423,052 kgf. Isp: 337 sec. Burn time: 132 sec. Isp(sl): 311 sec. Diameter: 3.1 m. Span: 3.1 m. Length: 29.0 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 1. RD-180
Stage Number: 2. 1 x Timberwind 45 Gross Mass: 28,000 kg. Empty Mass: 7,500 kg. Thrust (vac): 45,000 kgf. Isp: 1,000 sec. Burn time: 449 sec. Isp(sl): 890 sec. Diameter: 4.3 m. Span: 4.3 m. Length: 23.9 m. Propellants: Nuclear/LH2 No Engines: 1. Timberwind 45

---

---

Bibliography:

Asker, James R, Aviation Week and Space Technology, "Particle Bed Reactor Central to SDI Nuclear Rocket Project", 1991-04-08, page 18.

Димитър
В 1992г захотели построить ракету с "Particle Bed Reactor" не знаю как это по русски.
Дык на дворе уже 2003г, хотелось бы знать чем все дело завершилось.

KBOB>В 1992г захотели построить ракету с "Particle Bed Reactor". Дык на дворе уже 2003г, хотелось бы знать чем все дело завершилось.
Раз ракета не летит - проэкт остался на бумаге. Подробности не знаю. Поищем в И-нете? Кстати это единственный проэкт РН с ЯДТ, о котором я знаю.

Димитър> Подробности не знаю. Поищем в И-нете?

Нашел!

Дык ты первую страницу ветки почитай. Я с энтой ссылки иначал!

К вопросу о практическом использовании ЯРД:
Может быть, что ЯРД раньше заиграют не в космосе, а на Земле - один из разработчиков отечественных ЯРД, А.А.Павельев, предлагает использовать технологий, предназначавшиеся изначально для ГФЯРД, на наземных АЭС, что должно обеспечить высокий уровень их безопасности.

Димитър>>
KBOB>В 1992г захотели построить ракету с "Particle Bed Reactor". Дык на дворе уже 2003г, хотелось бы знать чем все дело завершилось.
>> Раз ракета не летит - проэкт остался на бумаге. Подробности не знаю. Поищем в И-нете? Кстати это единственный проэкт РН с ЯДТ, о котором я знаю.

Проектов РН с ЯРД было немало - например, в 60-х рассматривался вариант Р-7 с ЯРД в качестве двигателя центрально блока первой ступени. Тогда не то что о РН, о ядерных самолётах всерьёз говорили, и у нас, и в ЮСА.

Что то я не то запостил. Как исправить?
Проектов ЯРД было много Nerva, например. Но экологи уж слишком беснуются, если услышат про ядерный ракетный двигатель и тому подобные вещи.

Читаем на сайте www.fas.org

The space nuclear thermal propulsion program was initiated by LTG James Abrahamson, Director of the Strategic Defense Initiative Organization, in November 1987.
The goals of the Timberwind program focused on the development of a PBR engine with the following characteristics:
Thrust 178 kN
Throttlable No.
Run Time 100 seconds
Specific Impulse 869 seconds
Thrust/Weight Ratio 30 : 1
Power - ???
Power Density 40 MWt / liter
Exhaust Temperature 2750 K
Restart Capability No


Дальше, видимо после развала СССР, цели и задачи несколько изменились.
Название вроде как изменилось тоже. Стало SNTP (Space Nuclear Thermal Propulsion).

The Air Force officially established the Space Nuclear Thermal Propulsion program on 1 October 1991, when program responsibility transitioned from the Strategic Defense Initiative Organization to the Air Force Phillips Laboratory. In January 1992 the Timberwind program classification was terminated, and much of the activity associated with this project was declassified. LTC Gary Bleeker of Phillips Laboratory was designated SNTP Program Manager in February 1992. Some ongoing technical activity remained classified, with some activity remaining at the Special Access Required level, although under a new name, given the extent to which the Timberwind designation had been compromised.
The priorities of the SNTP program have been characterized as:
1 - Safety;
2 - Reliability;
3 - Operability;
4 - Performance.
The goal of the SNTP effort is the demonstration of the technology needed for a nuclear
rocket engine using liquid hydrogen propellant. Target engine characteristics include:
Thrust Baseline 333 - 370 kN , Options 90 - 380 kN
Throttle 5 : 1 ratio
Run Time 100% Thrust - 500 seconds, 20% Thrust - 700 seconds
Specific impulse seconds 930 - 1000
Thrust/weight ratio 25:1 - 30:1
Power 2000 MWt
Power Density 40 MW / liter
Exhaust Temperature 3000 K
Number of Fuel Elements 19, 37 or 61

То есть были взяты несколько повышенные обязательства!!!
Далее по тексту приводятся только планы научных экспериментов и технических испытаний на период до ~ 1995г. И тишина.... © к/ф "Неуловимые мстители"

В конце подробно рассмотрены потенциальные области применения и преимущеста SNTP в сравнении с традиционными ракетными двигательными установками. Хотя особых преимуществ (позволяющих ассигновать на него значительные денежные средства) у проекта SNTP не нашлось. Выделялось по 40млн $ в год.

ЯРД разрабатываемый в рамках программ TimberWind и SNTP дает в сравнении с традиционным ЯРД типа NERVA лучшее отношение Тяга/Масса (Thrust/weight), правда круг задач, где это существенно, не так уж и широк. Например верхние ступени ракетоносителей.
Titan launch vehicles could nearly double their payload capability to either low Earth orbit or to geostationary orbit through the use of PBR upper stages. Launch vehicles consisting of Titan 4 Solid Rocket Motor Upgrade strapon boosters, with large diameter PBR core stages, could double or triple that low Earth orbit payload of the baseline Titan 4. The addition of a PBR upper stage could place more than 30 tons in geostationary orbit, over six times the capacity of the Titan 4.

Что то я не то запостил. Как исправить?

Проектов ЯРД было много Nerva, например. Но экологи уж слишком беснуются, если услышат про ядерный ракетный двигатель и тому подобные вещи.

Читаем на сайте Federation of American Scientists

The space nuclear thermal propulsion program was initiated by LTG James Abrahamson, Director of the Strategic Defense Initiative Organization, in November 1987.
The goals of the Timberwind program focused on the development of a PBR engine with the following characteristics:
Thrust 178 kN
Throttlable No.
Run Time 100 seconds
Specific Impulse 869 seconds
Thrust/Weight Ratio 30 : 1
Power - ???
Power Density 40 MWt / liter
Exhaust Temperature 2750 K
Restart Capability No


Дальше, видимо после развала СССР, цели и задачи несколько изменились.
Название вроде как изменилось тоже. Стало SNTP (Space Nuclear Thermal Propulsion).

The Air Force officially established the Space Nuclear Thermal Propulsion program on 1 October 1991, when program responsibility transitioned from the Strategic Defense Initiative Organization to the Air Force Phillips Laboratory. In January 1992 the Timberwind program classification was terminated, and much of the activity associated with this project was declassified. LTC Gary Bleeker of Phillips Laboratory was designated SNTP Program Manager in February 1992. Some ongoing technical activity remained classified, with some activity remaining at the Special Access Required level, although under a new name, given the extent to which the Timberwind designation had been compromised.
The priorities of the SNTP program have been characterized as:
1 - Safety;
2 - Reliability;
3 - Operability;
4 - Performance.
The goal of the SNTP effort is the demonstration of the technology needed for a nuclear
rocket engine using liquid hydrogen propellant. Target engine characteristics include:
Thrust Baseline 333 - 370 kN , Options 90 - 380 kN
Throttle 5 : 1 ratio
Run Time 100% Thrust - 500 seconds, 20% Thrust - 700 seconds
Specific impulse seconds 930 - 1000
Thrust/weight ratio 25:1 - 30:1
Power 2000 MWt
Power Density 40 MW / liter
Exhaust Temperature 3000 K
Number of Fuel Elements 19, 37 or 61

То есть были взяты несколько повышенные обязательства!!!
Далее по тексту приводятся только планы научных экспериментов и технических испытаний на период до ~ 1995г. И тишина.... © к/ф "Неуловимые мстители"

В конце подробно рассмотрены потенциальные области применения и преимущеста SNTP в сравнении с традиционными ракетными двигательными установками. Хотя особых преимуществ (позволяющих ассигновать на него значительные денежные средства) у проекта SNTP не нашлось. Выделялось по 40млн $ в год.

ЯРД разрабатываемый в рамках программ TimberWind и SNTP дает в сравнении с традиционным ЯРД типа NERVA лучшее отношение Тяга/Масса (Thrust/weight), правда круг задач, где это существенно, не так уж и широк. Например верхние ступени ракетоносителей.
Titan launch vehicles could nearly double their payload capability to either low Earth orbit or to geostationary orbit through the use of PBR upper stages. Launch vehicles consisting of Titan 4 Solid Rocket Motor Upgrade strapon boosters, with large diameter PBR core stages, could double or triple that low Earth orbit payload of the baseline Titan 4. The addition of a PBR upper stage could place more than 30 tons in geostationary orbit, over six times the capacity of the Titan 4.