¿Los diseños de motores térmicos nucleares están limitados a aproximadamente el doble del Isp de los motores de cohetes químicos existentes? Si es así, por qué; ¿Cuál es el factor limitante?

Discusión a continuación Con motores nucleares ultraseguros y propulsor de hidrógeno, ¿hasta dónde podría llegar a Marte y aún así poder regresar a la Tierra en caso de emergencia? incluido un comentario que sugiere que la siguiente cita hace que suene como un "cohete térmico nuclear de núcleo sólido", y que es probable que tenga un rendimiento similar "como cualquier otro cohete térmico nuclear de núcleo sólido".

De su comunicado de prensa del 19 de octubre de 2020, Ultra Safe Nuclear Technologies entrega un diseño avanzado de propulsión térmica nuclear a la NASA :

Los sistemas NTP logran capacidades de masa de carga útil expandidas debido a que duplican su impulso específico en comparación con los sistemas de propulsión química.

Desde kerolox hasta LOX LH2 Isp tiene un rango de aproximadamente 360 ​​a 440 segundos.

Pregunta: ¿Están los diseños térmicos nucleares en el rango de aproximadamente 700 a 900 segundos? Si es así, ¿cuál es el factor limitante? ¿Por qué no pueden subir más alto fácilmente?

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Respuestas (1)

Para motores de núcleo sólido, sí, ese es su límite.

Si es así, ¿cuál es el factor limitante?

La velocidad de escape (y, por lo tanto, el impulso específico) está vinculada al calor del propulsor. El propulsor no puede calentarse más que los elementos combustibles.

¿Por qué no pueden subir más alto fácilmente?

Porque sus elementos combustibles se derretirían y saldrían disparados por la parte trasera del cohete de una manera vergonzosa.

Como mencionó en su propia pregunta, una cifra importante de mérito es la "velocidad característica":

C ∗ ∝ T t METRO w

dónde T t puede tomarse como la temperatura de escape, y METRO w es el peso molecular de las especies de gas en el escape. Si desea una fuente para la ecuación, puede verla mencionada aquí , junto con un montón de notas relacionadas. es la ecuacion 9

Básicamente, esto se reduce a que tanto los motores químicos como los NTR tienen los mismos límites operativos finales... solo pueden calentarse un poco, antes de que las partes críticas se derritan y todo se estropee.

Sin embargo, a diferencia de un cohete químico, un NTR puede producir gases de escape que tienen gases mucho más livianos, como H 2 puro . A las mismas temperaturas de escape, esas moléculas ligeras viajarán mucho más rápido que, digamos, el H 2 O más pesado que sale de un cohete LH2/LOX.

Un NTR lleno de agua tendría prácticamente el mismo I sp que el cohete LH2/LOX, aunque tendría tanques de masa de reacción algo más pequeños y convenientes, y es un poco más fácil de llenar.

Hay varias soluciones que se han propuesto para hacer frente a esto.

Los NTR con núcleo líquido y de gas son los más obvios, en los que se funde previamente el núcleo del reactor deliberadamente, aunque, por supuesto, tienen sus propios desafíos técnicos formidables.

Hay un diseño de reactor pulsado adicional que se basa en el calentamiento de neutrones de la masa de reacción que permite un escape más caliente al depender del calentamiento de neutrones de la masa de reacción, lo que suena un poco descabellado técnicamente, pero obviamente alguien cree en ello.

La solución más plausible parece ser construir un cohete NEP decente en su lugar. Ciertamente eso está dentro de nuestras capacidades técnicas en este momento.

@uhoh, parece que se reduce a la temperatura y al peso molecular de los productos de escape. Un NTR podría tener H2 puro que fluye por la parte posterior, mientras que un cohete químico tiene que arreglárselas con H20 pesado en su lugar.
@uhoh si desea una fuente para el T / METRO cosa, aparece en todo tipo de lugares, como aquí: web.stanford.edu/~cantwell/AA103_Course_Material/…
18 / 2 = 3 ¿Estos motores funcionan a 4/9 de la temperatura de LH2/LOX o también está sucediendo algo más?
@uhoh ese será el trabajo pesado por el ∝ ;-) La química de los gases de escape no es algo de lo que sepa nada.
Por NEP, supongo que se refiere a una unidad eléctrica nuclear donde la planta de generación eléctrica alimenta una unidad de plasma o de iones.
@BrianDrummond Si busca en Google "NEP Rocket", accede a en.wikipedia.org/wiki/Nuclear_electric_rocket -- es decir, probablemente sí.
La temperatura de los gases que pasan por la turbina de un motor a reacción está por encima de la temperatura de fusión de los álabes de la turbina. Tal vez los ingenieros nucleares que diseñan los motores de los cohetes podrían impulsar de manera similar los límites del ISP mediante un enfriamiento innovador de los elementos combustibles.
Otra alternativa posible es el concepto electrotérmico nuclear, aunque parece estar poco desarrollado.
Sin embargo, @MikeH, el calentamiento en un motor a reacción ocurre en los gases. en los NTR, el calentamiento ocurre en los elementos combustibles, y luego el calor tiene que transferirse al fluido de trabajo de temperatura más baja. Eso significa que, a menos que haga cosas complicadas, como calentamiento de neutrones o cápsulas de alto punto de fusión llenas de combustible líquido, su fluido de trabajo debe tener una temperatura más baja que su combustible.
¿Los diseños de motores térmicos nucleares están limitados a aproximadamente el doble del Isp de los motores de cohetes químicos existentes? Si es así, por qué; ¿Cuál es el factor limitante?
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