Los cohetes con reactor de núcleo de gas son un tipo conceptual de cohete que se propulsa mediante el refrigerante agotado de un reactor de fisión gaseosa . El núcleo del reactor de fisión nuclear puede ser de gas o de plasma . Pueden ser capaces de crear impulsos específicos de 3000 a 5000 s (30 a 50 kN·s/kg, velocidades de escape efectivas de 30 a 50 km/s) y un empuje suficiente para viajes interplanetarios relativamente rápidos. La transferencia de calor al fluido de trabajo ( propelente ) se realiza mediante radiación térmica , principalmente en el ultravioleta , emitida por el gas de fisión a una temperatura de trabajo de alrededor de 25 000 °C.
Los cohetes nucleares con núcleo de gas pueden proporcionar un impulso específico mucho mayor que los cohetes nucleares de núcleo sólido porque sus limitaciones de temperatura están en las temperaturas estructurales de la tobera y de la pared del núcleo, que están alejadas de las regiones más calientes del núcleo de gas. En consecuencia, los reactores nucleares con núcleo de gas pueden proporcionar temperaturas mucho más altas al propulsor . Los cohetes nucleares térmicos con núcleo sólido pueden desarrollar un impulso específico mayor que los cohetes químicos convencionales debido al bajo peso molecular de un propulsor de hidrógeno, pero sus temperaturas de funcionamiento están limitadas por la temperatura máxima del núcleo sólido porque las temperaturas del reactor no pueden superar la temperatura de fusión más baja de sus componentes .
Debido a que el diseño de núcleo gaseoso permite alcanzar temperaturas mucho más altas, puede generar un impulso específico y un empuje mayores que la mayoría de los demás diseños nucleares convencionales. Esto se traduce en tiempos de tránsito de misión más cortos para los futuros astronautas o fracciones de carga útil más grandes. También puede ser posible utilizar plasma parcialmente ionizado del núcleo de gas para generar electricidad de forma magnetohidrodinámica , eliminando así la necesidad de una fuente de alimentación adicional.
Todos los diseños de cohetes con reactor de núcleo de gas comparten varias propiedades en sus núcleos de reactor nuclear, y la mayoría de los diseños comparten los mismos materiales. El concepto de diseño terrestre más cercano es el reactor de fisión gaseosa .
El combustible fisible suele ser uranio altamente enriquecido o un gas que contenga uranio ( U-235 o U-233 ). A veces se requiere tetrafluoruro de uranio debido a su estabilidad química; el propulsor suele ser hidrógeno .
La mayoría de los reactores con núcleo de gas están rodeados por una primera pared radial capaz de absorber la mayor parte del ambiente extremo presente en el interior del núcleo, una carcasa de presión para mantener todo junto y un moderador de neutrones radial, generalmente compuesto de óxido de berilio . El propulsor también proporciona moderación.
El propulsor de hidrógeno enfría el reactor y sus diversas partes estructurales. El hidrógeno se bombea primero a través de la boquilla, luego a través de las paredes y de regreso a la región del núcleo. Una vez que pasa a través de la región del núcleo, el hidrógeno se agota. Si el enfriamiento del propulsor no es suficiente, se requieren radiadores externos . Las temperaturas internas del núcleo de gas en la mayoría de los diseños varían, pero los diseños con los impulsos específicos más altos generalmente tienen plasmas de gas fisionante que calientan un propulsor de baja masa. Este calentamiento se produce principalmente mediante radiación.
A altas temperaturas, el calor se transfiere predominantemente por radiación térmica (en lugar de conducción térmica ). Sin embargo, el gas hidrógeno utilizado como propulsor es casi completamente transparente a esta radiación. Por lo tanto, en la mayoría de los conceptos de cohetes con reactor de núcleo de gas, se considera necesario algún tipo de siembra del propulsor mediante partículas sólidas o líquidas opacas. Las partículas de carbono [hollín] (que es muy opaco y permanece sólido hasta 3915 K, su punto de sublimación) parecerían ser una opción natural; sin embargo, el carbono es químicamente inestable en un entorno rico en hidrógeno a altas temperaturas y presiones. Por lo tanto, en lugar de carbono, se prefieren partículas de polvo o gotitas líquidas de un material como el tungsteno (punto de fusión 3695 K, punto de ebullición 6203 K) o carburo de tantalio y hafnio (punto de fusión 4263 K, punto de ebullición una temperatura más alta desconocida). Estas partículas constituirían hasta el 4% de la masa del gas de escape, lo que aumentaría considerablemente el costo del propulsor y reduciría ligeramente el impulso específico del cohete.
Sin embargo, a las temperaturas necesarias para alcanzar un impulso específico de 5000-7000 s, no sobreviviría ningún material sólido o líquido (la temperatura requerida en el reactor sería de al menos 50.000-100.000 K), y el propulsor se volvería transparente; como resultado, la mayor parte del calor sería absorbido por las paredes de la cámara. Esto impediría el uso de un cohete térmico nuclear con un impulso específico tan alto, a menos que se encuentre algún otro medio de siembra o transferencia de calor al propulsor.
El control se puede lograr modificando las densidades relativas o generales del combustible fisible y del propulsor o mediante dispositivos de control externos que muevan los tambores de absorción de neutrones o el moderador radial.
Hay dos variantes principales del cohete con reactor de núcleo de gas: los diseños de ciclo abierto , que no contienen el combustible dentro de un recipiente, y los diseños de ciclo cerrado , que contienen el núcleo de reacción de gas dentro de una estructura sólida.
La desventaja del ciclo abierto es que el combustible puede escapar con el fluido de trabajo a través de la boquilla antes de que alcance niveles significativos de combustión. Por lo tanto, es necesario encontrar una forma de limitar la pérdida de combustible para los diseños de ciclo abierto. A menos que se dependa de una fuerza externa (es decir, fuerzas magnéticas, aceleración de cohetes), la única forma de limitar la mezcla de combustible y propulsor es mediante la hidrodinámica del flujo . Otro problema es que el eflujo radiactivo de la boquilla hace que el diseño sea totalmente inadecuado para el funcionamiento dentro de la atmósfera terrestre.
La ventaja del diseño de ciclo abierto es que puede alcanzar temperaturas de operación mucho más altas que el diseño de ciclo cerrado y no requiere los materiales exóticos necesarios para un diseño de ciclo cerrado adecuado.
La forma del núcleo de gas fisible puede ser cilíndrica , toroidal o toroidal de contraflujo. Dado que existen problemas relacionados con la pérdida de combustible fisible con los diseños cilíndricos y toroidales, la geometría del núcleo de gas toroidal de contraflujo es la principal fuente de investigación. El toroide de contraflujo es el más prometedor porque tiene la mejor estabilidad y, teóricamente, evita la mezcla del combustible fisible y el propulsor de manera más efectiva que los conceptos mencionados anteriormente. En este diseño, el combustible fisible se mantiene principalmente en una burbuja de recirculación estabilizada por inyección de base mediante confinamiento hidrodinámico. La mayoría de los diseños utilizan una pared de núcleo de gas cilíndrica para facilitar el modelado. Sin embargo, pruebas de flujo frío anteriores han demostrado que la contención hidrodinámica se logra más fácilmente con un diseño de geometría de pared interna esférica.
La formación del vórtice de combustible es compleja. Básicamente, se trata de un flujo sobre una placa con forma de proyectil y una base roma. El vórtice se forma colocando una pared semiporosa delante de la ubicación deseada del vórtice de combustible, pero dejando espacio a lo largo de sus lados para el propulsor de hidrógeno. A continuación, el propulsor se bombea dentro de la cavidad del reactor a lo largo de una región de entrada anular. A continuación, se desarrolla un espacio muerto detrás de la pared semiporosa; debido a las fuerzas viscosas y de corte , se desarrolla una rotación contratoroidal. Una vez que se desarrolla el vórtice, se puede inyectar combustible fisible a través de la placa semiporosa para llevar el reactor a un estado crítico. La formación y la ubicación del vórtice de combustible dependen ahora de la cantidad de combustible fisible que se filtre en el sistema a través de la pared semiporosa. Cuando se filtre más combustible en el sistema a través de la pared, el vórtice se desplaza más hacia abajo. Cuando se filtre menos, el vórtice se desplaza más hacia arriba. Por supuesto, la ubicación aguas arriba está limitada por la colocación de la pared semiporosa .
El ciclo cerrado es ventajoso porque su diseño prácticamente elimina la pérdida de combustible, pero la necesidad de una pared física entre el combustible y el propulsor plantea el obstáculo de encontrar un material con características extremadamente optimizadas. Se debe encontrar un medio que sea transparente a una amplia gama de energías gamma, pero que pueda soportar el entorno de radiación presente en el reactor, específicamente el bombardeo de partículas de las reacciones de fisión cercanas. Este bombardeo de partículas puede provocar pulverización catódica y, en última instancia, erosión de la pared.
Un diseño de cohete con núcleo de gas de ciclo cerrado (a menudo llamado bombilla nuclear ) contiene el gas fisionable en un recinto de cuarzo que está separado del propulsor. Primero, el refrigerante de hidrógeno pasa por la boquilla y dentro de las paredes del recinto de cuarzo para enfriarse. A continuación, el refrigerante pasa por el exterior del recinto de combustible de cuarzo. Dado que el gas fisionable estaría en contacto directo con las paredes, la temperatura de funcionamiento no es tan alta como en otros diseños porque las paredes acabarían desapareciendo .
Salvo que exista una fuerza externa, la contención hidrodinámica es la única forma de aumentar el tiempo de residencia del combustible en el reactor. Sin embargo, uno puede preguntarse por qué, salvo que exista una fuerza externa, no se podría utilizar el confinamiento magnético, ya que el combustible estaría altamente ionizado (tres o cuatro veces ionizado) mientras que el propulsor estaría solo parcialmente ionizado. Para responder a esta pregunta, uno debe comprender un poco sobre el confinamiento de plasma magnético. El parámetro clave de interés para el confinamiento magnético es la relación entre la presión cinética y la presión magnética , β.
Cuando β<1 es posible el confinamiento magnético (la mayoría de los esquemas de fusión tienen un β cercano a 0,05). Sin embargo, las presiones en un cohete con núcleo de gas son mucho más altas que las presiones en los dispositivos de fusión, aproximadamente 1000 atm (100 MPa ). Para estas presiones, la intensidad del campo magnético necesaria es cercana a 16 teslas solo para producir β=1. Para un campo magnético de esta magnitud , es necesaria tecnología superconductora y la masa adicional de un sistema de este tipo sería perjudicial. Además, incluso con un β<1, la difusión resistiva hará que el núcleo de combustible colapse casi inmediatamente a menos que β<<1, lo que requeriría un campo magnético aún mayor.
Sin embargo, como el propulsor y el combustible pueden estar a la misma presión, un campo magnético podría retener el combustible simplemente impidiendo la mezcla convectiva con el propulsor, y no desempeñaría ningún papel en el mantenimiento de la presión en la cámara del reactor: la presión del combustible no es relevante para un cálculo de β. Debido a que la situación es completamente diferente a la del confinamiento de un plasma de fusión en el vacío, la fuerza requerida de un campo magnético para la retención del combustible de fisión debe estimarse en función de consideraciones magnetohidrodinámicas (en particular, la supresión de la mezcla turbulenta).
Otro aspecto importante de los GCR es el impacto de la aceleración del cohete en la contención del combustible en la burbuja de combustible. Una aceleración del cohete de solo 0,001 g (10 mm/s²) provocará que los efectos de flotabilidad reduzcan la contención del núcleo en un 35% si todos los demás caudales se mantienen constantes desde un arranque en gravedad cero. En última instancia, los flujos de combustible y propulsor tendrán que ser regulados hasta que el cohete se acerque a algún tipo de estado estable.
Dado que en cualquier reactor con núcleo de gas se producen gradientes de temperatura pronunciados, se deben tener en cuenta varias implicaciones para la neutrónica. El reactor de núcleo de gas de ciclo abierto (OCGCR) es típicamente un reactor térmico/epitérmico. La mayoría de los tipos de OCGCR requieren moderación externa debido a los pronunciados gradientes de temperatura dentro del núcleo gaseoso. Los neutrones que nacen en la región de combustible viajan relativamente sin impedimentos hasta el moderador externo, donde algunos se termalizan y se envían de vuelta al núcleo de gas. Sin embargo, debido a las altas temperaturas del núcleo, en el viaje de regreso los neutrones se dispersan en la región de combustible, lo que conduce a un valor negativo significativo del reactor. Para lograr la criticidad, este reactor se opera a una presión muy alta y la pared radial exterior está formada por un moderador de algún tipo, generalmente óxido de berilio. La moderación también puede provenir de la introducción de partículas moderadoras en las corrientes de combustible o de propulsor, pero al hacerlo, los beneficios en neutrónica se cancelan por la pérdida de rendimiento del cohete.
El cohete de núcleo de gas de ciclo abierto tiene muchos atributos de diseño únicos que lo convierten en un serio rival para otros sistemas de propulsión propuestos para misiones interplanetarias. Debido a la necesidad de tener una pared transparente dentro del reactor para un concepto de ciclo cerrado, el beneficio de pasar de un núcleo sólido a un núcleo de gas se anula prácticamente. El alto impulso específico y el gran empuje posibles para el OCGCR corresponden a tiempos de misión más cortos y fracciones de carga útil más altas. Sin embargo, los desafíos técnicos y las incógnitas inherentes a su diseño son muchos. Además, cualquier prueba del sistema realizada en la Tierra se realizaría bajo un campo gravitatorio de 1 g , lo que haría que los efectos de flotabilidad entraran en juego dentro del núcleo gaseoso.
Debido a la imposibilidad de realizar pruebas en vivo en la Tierra, la investigación se centra principalmente en el modelado computacional de un sistema de este tipo. Se mencionó anteriormente que el impulso específico podría ser tan alto como 3000 s o más. Sin embargo, los resultados del modelado computacional apuntan a que este número es algo optimista. Cuando D. Poston modeló la termohidráulica de manera más completa para un cohete típico de núcleo de gas de burbuja de recirculación estabilizada con inyección de base, el impulso específico cayó de >3000 s a <1500 s. En el concepto de cohete de núcleo de gas de burbuja de recirculación estabilizada con inyección de base, se cree que algún método adicional de confinamiento de combustible será beneficioso. Como se mencionó anteriormente, confiar completamente en la contención magnética de la burbuja de combustible aún no es práctico. Sin embargo, un campo magnético puede ser capaz de ayudar en la contención o ayudar a suprimir la turbulencia que conduciría a la mezcla de combustible y propulsor.
Por lo tanto, las áreas principales de investigación futura para un OCGCR de este tipo se centrarían en evitar que el combustible y el propulsor se mezclen tanto como sea posible. Aunque este artículo se ha centrado en el uranio enriquecido para el combustible y el hidrógeno para el propulsor, puede que esta no sea la opción óptima para ninguno de los dos. También se han considerado otros combustibles, como el plutonio y otros propulsores, incluido el helio o incluso el helio-3, que en determinadas situaciones ofrecen ventajas.