核熱ロケット

固体炉心型原子炉は、遭遇する条件下で固体状態にあるウラン化合物を燃料とし、核分裂を起こしてエネルギーを放出します。飛行用原子炉は軽量で、極めて高い温度に耐えられる必要があります。なぜなら、利用できる冷却材は作動流体/推進剤のみだからです。^{[ 1 ]}固体炉心型原子炉は最も単純な設計で、試験済みのすべてのNTRで使用されている概念です。^{[ 35 ]}

水素を推進剤として使用する場合、固体コア設計では、通常、比推力 (I _sp ) が 850 ～ 1000 秒程度となり、スペースシャトルのメインエンジンなどの液体水素-酸素設計の約 2 倍になります。アンモニア、水、 LOXなどの他の推進剤も提案されていますが、これらの推進剤では、排気速度と性能が低下し、燃料コストもわずかに低下します。水素のもう 1 つの利点は、低圧では約 1500 K、高圧では約 3000 K で解離し始めることです。これにより、排気成分の質量が低下し、I _spが増加します。  

初期の出版物では、原子力エンジンの宇宙用途に懐疑的でした。1947年当時、完全な原子炉は非常に重く、固体炉心型原子力熱エンジンでは、打ち上げ時に地球の重力に打ち勝つために必要な推力重量比1:1を達成することは全く不可能でした。^{[ 36 ]}その後25年間で、米国の原子力熱ロケット設計は最終的に推力重量比約7:1に達しました。これは、推力重量比が70:1程度の化学ロケットで達成可能な推力重量比よりもはるかに低い値です。液体水素貯蔵に必要な大型タンクと相まって、これは固体炉心型核熱エンジンが、打ち上げではなく宇宙空間（地球の下層大気圏外）での使用に最適であることを意味する。言うまでもなく、大気圏での使用によって生じる放射性汚染を回避することもできない（ロケット推進剤とともに放射性物質が放出されない低性能の「閉サイクル」設計とは対照的に、「開サイクル」設計を使用した場合）。^{[ 1 ] [ 37 ]}

原子炉の作動温度を上げる方法の 1 つは、核燃料要素を変更することです。これは粒子床型原子炉の基本原理であり、水素作動流体中に「浮遊」する複数の (通常は球形) 要素によって燃料が供給されます。エンジン全体を回転させると、燃料要素がノズルから噴射されるのを防ぐことができます。この設計は、 複雑さが増すという代償を伴いますが、比推力を約 1000 秒 (9.8 kN·s/kg) まで高めることができると考えられています。このような設計は、現在いくつかが発電しているペブルベッド型原子炉と設計要素を共有することができます。1987年から 1991 年にかけて、戦略防衛構想(SDI) 局は、粒子床技術に基づく非回転核熱ロケットであるプロジェクト Timberwind に資金を提供しました。このプロジェクトは試験前に中止されました。^{[ 38 ]}

従来の固体炉心設計では、作動質量の最高排気温度は原子炉の温度であり、実際にはそれよりも低い。この温度は、核分裂反応によって放出される個々の中性子のエネルギーよりもはるかに低いエネルギーを表している。中性子のエネルギーは原子炉全体に分散され、原子炉は熱平衡状態になる。発電所設計では、炉心は通常水を用いて冷却される。原子力エンジンの場合、水は水素に置き換えられるが、それ以外の概念は同様である。

パルス式原子炉は、中性子から作動質量へエネルギーを直接伝達することで、排気が原子炉炉心の融点をはるかに超える温度に達することを可能にする。比推力は温度に正比例するため、相対論的中性子のエネルギーを捕捉することで、性能を劇的に向上させることができる。^{[ 39 ]}

このため、パルス式原子炉は、従来の原子炉のような連続的な連鎖反応ではなく、一連の短いパルスで動作します。原子炉は通常停止しており、冷却されています。その後、冷却システムまたは燃料の流れとともに、非常に高い出力レベルで運転が開始されます。このレベルでは炉心は急速に加熱され始めるため、設定温度に達すると、原子炉はすぐに停止されます。これらのパルス中に生成される電力は、同じサイズの原子炉が連続的に生成できる電力よりもはるかに大きくなります。この方式の鍵は、これらの短いパルス中に原子炉に送り込める燃料の総量は少ないものの、結果として得られるこれらのパルスの効率がはるかに高いことです。

一般的に、これらのエンジンはパルス運転のみで動作するのではなく、必要に応じてデューティサイクルを変化させることができる。例えば、低軌道からの離脱など、高推力が必要な飛行段階では、エンジンは連続運転を行い、従来の固体コアエンジンと同等の比推力（Isp）を提供する。しかし、長時間の巡航飛行中は、燃料をより効率的に利用するために、エンジンはパルス運転モードに切り替わる。

液体炉心型原子炉は、液相の核分裂性元素化合物を燃料とする。液体炉心型原子炉は、固体核燃料および被覆材の融点を超える温度で運転することが提案されており、原子炉圧力容器や中性子反射材ではなく、原子炉の最大運転温度が決定される。より高い運転温度により、1300～1500秒（12.8～14.8 kN・s/kg）程度の比推力性能が得られると予想される。 

現在の技術では、液体炉を建設するのは極めて困難である。大きな問題の一つは、核燃料の反応時間が作動流体の加熱時間よりもはるかに長いことである。核燃料と作動流体が物理的に分離されていない場合、燃料はエンジン内部に閉じ込められ、作動流体はノズルから容易に排出されなければならない。一つの解決策として、燃料と作動流体の混合物を非常に高速で回転させ、密度の高い燃料を外部に押し出す方法が考えられるが、この方法では原子炉圧力容器が最高運転温度にさらされるだけでなく、質量、複雑さ、可動部品も増加する。

液体コア設計の代替案として、核塩水ロケットがある。この設計では、水が作動流体であり、中性子減速材としても機能する。核燃料は保持されないため、設計が大幅に簡素化される。しかし、このロケットは大量の極めて放射性の高い廃棄物を放出するため、地球の大気圏外、場合によっては磁気圏外でも安全に運用することはできない。^{[ 40 ]}

最後の核分裂分類はガス炉心エンジンです。これは液体炉心設計の改良版で、流体の高速循環を利用して原子炉の中央に水素に囲まれた環状の気体ウラン燃料のポケットを作り出します。この場合、燃料は原子炉壁に全く接触しないため、温度は数万度に達する可能性があり、3000～5000秒（30～50  kN・s/kg）の比推力を得ることができます。この基本設計である「オープンサイクル」では、核燃料の損失を制御することが難しいため、「クローズドサイクル」または核電球エンジンの研究が行われてきました。これは、気体核燃料を超高温の石英容器に封入し、その上を水素が流れる方式です。クローズドサイクルエンジンは固体炉心設計と多くの共通点がありますが、この場合、時間は燃料と被覆材ではなく石英の臨界温度によって制限されます。開サイクル設計より効率は劣るものの、閉サイクル設計では約1500～2000秒（15～20  kN·s/kg）の比推力が得られると予想されている。^{[ 41 ]}

ソ連のRD-0410はセミパラチンスク核実験場近くの核実験場で一連の試験を受けた。^{[ 42 ] [ 43 ]}

2018年10月、ロシアのケルディシュ研究センターは、原子力宇宙エンジンの廃熱放熱器の地上試験の成功、および以前に行われた燃料棒とイオンエンジンの試験の成功を確認した。^{[ 44 ]}

固体炉心型原子力推進炉の開発は、1955 年に原子力委員会(AEC)の下でプロジェクト ローバーとして始まり、1973 年まで続いた。^{[ 1 ]}適切な原子炉の開発は、ロスアラモス国立研究所とネバダ核実験場のエリア 25 (ネバダ国家安全保障サイト)で行われた。このプロジェクトからは、KIWI、Phoebus、Pewee、および Nuclear Furnace の 4 つの基本設計が生まれた。20 基のエンジンが個別にテストされ、合計で 17 時間以上のエンジン運転時間が行われた。^{[ 45 ]} 1968 年、Phoebus-2A 原子炉は 4,000 メガワットを超える熱出力を生成し、その時代の最も強力な原子力推進炉となった。Phoebus-2A は宇宙ミッション用に設計されたものではなかったが、科学者たちは最終的に火星への旅に適応できることを期待していた。^{[ 46 ]}

1958年にNASAが設立された際、ローバー計画の非核関連のすべての側面に対する権限がNASAに与えられた。AECとの協力を可能にし、機密情報を区分けするために、宇宙原子力推進局（SNPO）が同時に設立された。1961年のNERVA計画は、原子力熱ロケットエンジンを宇宙探査に導入することを目的としていた。原子炉設計そのものを研究することを目的としていたAECの作業とは異なり、NERVAの目標は、宇宙ミッションに展開できる実際のエンジンを製造することであった。334 kN（75,000 lb _f ）の推力を持つNERVAの基本設計は、KIWI B4シリーズに基づいていた。  

試験されたエンジンには、Kiwi、Phoebus、NRX/EST、NRX/XE、Pewee、Pewee 2、およびNuclear Furnaceが含まれていました。出力密度は徐々に高くなり、Peweeで頂点に達しました。^{[ 45 ]}改良されたPewee 2設計の試験は、より低コストのNuclear Furnace（NF-1）を優先して1970年に中止され、米国の核ロケット計画は1973年の春に正式に終了しました。この計画中、NERVAは2時間以上の運転時間を蓄積し、そのうち28分はフルパワーでした。^{[ 1 ]} SNPOは、NERVAを飛行プロトタイプに進むために必要な最後の技術開発原子炉とみなしました。

他にもいくつかの固体コアエンジンが、ある程度研究されてきた。小型核ロケットエンジン（SNRE）は、ロスアラモス国立研究所（LANL）で、無人ロケットとスペースシャトルの両方の上段用として設計された。SNREは、横に回転できる分割ノズルを備えており、シャトルの貨物室で占めるスペースを少なくすることができた。この設計では、73  kNの推力を発生させ、875秒（8.58 kN·s/kg）の比推力で動作し、これを975秒まで増加させ、スペースシャトルのメインエンジン（SSME）の0.86と比較して、質量比を約0.74に することを計画していた。

関連する設計で、開発は進められたものの試作段階には至らなかったのがダンボである。ダンボはコンセプト的にはKIWI/NERVAに似ていたが、原子炉の重量を軽減するために、より高度な構造技術を採用していた。ダンボ原子炉は、複数の大きな樽状のチューブで構成されており、これらのチューブは波形材料の板を積み重ねて作られていた。波形は、積み重ねられたチューブの内側から外側に向かって通路が通るように整列されていた。これらの通路の一部にはウラン燃料が、一部には減速材が充填され、一部はガス通路として開放されていた。水素はチューブの中央に送り込まれ、通路を通って外側に向かう際に燃料によって加熱される。結果として、このシステムは、同じ量の燃料を使用した場合、従来の設計よりも軽量であった。

1987年から1991年にかけて、戦略防衛構想（SDI）の下、ティンバーウィンド計画で先進的なエンジン設計が研究され、後に宇宙熱核推進（STNP）計画でより大型の設計へと発展しました。高温金属、コンピュータモデリング、そして原子力工学全般の進歩により、性能は劇的に向上しました。NERVAエンジンの重量は約6,803キログラム（14,998ポンド）と予測されていましたが、最終的なSTNPエンジンは、推力比（I _sp ）を930秒から1,000秒に向上させることで、わずか1,650キログラム（3,640ポンド）のエンジンから3分の1強の推力を実現しました。  

試射

KIWIは、1959年7月にKIWI 1から運転を開始した最初の原子炉でした。この原子炉は飛行を目的としたものではなく、飛べない鳥であるキウイにちなんで名付けられました。炉心は、コーティングされていない酸化ウラン板を積み重ねただけのシンプルな構造で、そこに水素が注入されました。排気温度2683Kで70MWの熱出力が得られました。基本概念をさらに検証するため、A1とA3という2つの追加試験が行われ、燃料棒の概念を検証するために板にコーティングが施されました。  

KIWI Bシリーズは、低ホウ素グラファイトマトリックスに埋め込まれ、炭化ニオブでコーティングされた微小な二酸化ウラン（UO₂）球を燃料としていました。燃料束の全長に沿っ_て19個の穴が開いており、そこを液体水素が流れていました。最初の燃焼では、膨大な熱と振動によって燃料束に亀裂が生じました。原子炉の構造に使用されたグラファイト材料は高温には耐性がありましたが、還元剤である過熱水素の流れによって侵食されました。燃料種は後に炭化ウランに変更され、最後のエンジン運転は1964年に行われました。アルゴンヌ国立研究所での有望な材料研究にもかかわらず、燃料束の侵食と亀裂の問題は改善されましたが、完全に解決されることはありませんでした。

NERVA NRX（核ロケット実験機）は1964年9月に試験を開始した。このシリーズの最後のエンジンはXEで、飛行を模擬したハードウェアで設計され、真空をシミュレートするために低圧チャンバーに噴射された。SNPOは1968年3月にNERVA NRX/XEを28回噴射した。このシリーズはすべて1100MWを生成し、多くの試験は試験台の水素推進剤がなくなるまで終了しなかった。NERVA NRX/XEは、マーシャル宇宙飛行センターが火星ミッション計画で要求した基準推力334kN （75,000lb f _）を生成した。最後のNRX噴射では、2時間の試験で17kg（38lb）の核燃料が失われたが、SNPOは宇宙ミッションには十分であると判断した。    

KIWIシリーズをベースに開発されたPhoebusシリーズは、はるかに大型の原子炉でした。1965年6月に行われた最初の1A試験では、1090MWの出力で10分以上運転され、排気温度は2370Kに達しました。1967年2月のB試験では、出力が1500MWに向上し、30分間運転されました。1968年6月に行われた最後の2A試験では、4000MWの出力で12分以上運転され、当時としては史上最強の原子炉となりました。

KIWIの小型版であるPeweeも製造された。Peweeは、炭化ジルコニウム（炭化ニオブの代わりに）製のコーティングをテストするために500MWで数回燃焼されたが、Peweeはシステムの電力密度も向上させた。NF-1（ Nuclear Furnaceの略）として知られる水冷システムは、将来の材料テストにPewee 2の燃料要素を使用し、燃料腐食をさらに3分の1に低減できることを示した。Pewee 2は試験台でテストされることはなく、NASAのグレン研究センターとマーシャル宇宙飛行センターで研究されている現在のNTR設計の基礎となった。

NERVA /Rover計画は、アポロ計画後のNASAの規模縮小に伴い、1972年に最終的に中止された。火星への有人探査計画がなければ、核熱ロケットの必要性は不明瞭である。また、安全性や放射能汚染に関する国民の懸念も問題となるだろう。

2012年1月時点で、プロジェクト・イカロスの推進グループはNTR推進システムを研究していたが^{[ 48 ]} 、 2019年以降はほとんど活動が見られなかった。

1987年、RonenとLeibson ^{[ 49 ] [ 50 ]}は、宇宙原子炉の核燃料として^242mAm（アメリシウムの同位体の1つ）を使用することに関する研究を発表し、その極めて高い熱断面積とエネルギー密度に注目した。242mAmで稼働する核システムは、^従来の核燃料と比較して2～100分の1の燃料しか必要としない。

^242m Amを使用した核分裂破片ロケットは、 1988 年にローレンス リバモア国立研究所(LLNL)のGeorge Chapline ^{[ 51 ]}によって提案され、核分裂性物質によって生成された核分裂破片による推進ガスの直接加熱に基づく推進が提案されました。Ronen ら^{[ 52 ]は、 242m} Am が厚さ 1 μm未満の極めて薄い金属膜として持続的な核分裂を維持できることを実証しました。242m Am^{は、臨界状態に達するために235} U または²³⁹ Puの質量の 1% しか必要としません。ネゲブのベングリオン大学の Ronen の研究グループは、 ^242m Amに基づく核燃料が宇宙船を地球から火星までわずか 2 週間で加速できることをさらに示しました。^{[ 53 ]} 

242m Am^が核燃料として用いられるのは、既知の同位体の中で次に高い断面積の約 10 倍である、最も高い熱核分裂断面積 (数千バーン) を持つという事実によるものです。242m Am は^核分裂性(中性子の数が奇数であるため) であり、 ^239Puと同程度の低い臨界質量を持っています。^{[ 54 ] [ 55 ]}

核分裂断面積が非常に大きく、原子炉内では比較的速やかに破壊される。別の報告では、^242m Am は薄膜でも連鎖反応を維持でき、新型の核ロケットに使用できる可能性があると主張している。^{[ 52 ] [ 56 ] [ 57 ] [ 58 ]}

^242m Amの熱吸収断面積は非常に大きいため、 ^242m Amを得る最良の方法は、高速炉で照射されたアメリシウム 241に高速中性子またはエピサーマル中性子を捕獲することです。しかし、高速スペクトル炉は容易に入手できるものではありません。既存の加圧水型原子炉(PWR) での^242m Am 増殖の詳細な分析が提供されました。^{[ 59 ] 242m} Amの拡散抵抗性は、カールスルーエ工科大学の2008 年の研究で報告されています。^{[ 60 ]}

2000年、CERNのカルロ・ルビアは、燃料として^242mAmを使用する核分裂破片ロケットに関するロネン^{[ 50 ]}とチャップリン^{[ 51 ]}の研究をさらに拡張した。 ^{[ 61 ]}ルビアの設計に基づくプロジェクト242 ^{[ 62 ]は、核分裂破片の運動エネルギーを推進ガスのエンタルピー増加に直接変換することにより、 242mAm}ベースの「薄膜核分裂破片加熱NTR」^{[ 63 ]}の概念を研究した。プロジェクト242は、この推進システムを火星への有人ミッションに適用することを研究した。^{[ 64 ]}予備的な結果は非常に満足のいくものであり、このような特性を持つ推進システムによってミッションが実現可能になることが観察された。別の研究は、従来の熱原子炉での^242mAmの製造に焦点を当てた。 ^{[ 65 ]}

2022年、欧州宇宙機関は「宇宙用途向け原子力電気推進に関する欧州予備調査」（RocketRoll）と呼ばれるイニシアチブを開始し、原子力エネルギーで駆動する電気スラスタ、すなわち原子力電気推進に関する研究を行う企業コンソーシアムに委託した。この研究は、2035年の原子力推進実証機の打ち上げに向けたロードマップを概説している。^{[ 66 ] [ 67 ]}

現在の固体燃料核熱ロケットの設計は、壊滅的な故障が発生した場合に放射性燃料要素の拡散と破壊を大幅に制限することを目的としている。^{[ 68 ]}

2013年現在、地球軌道から火星軌道への惑星間旅行用のNTRは、マーシャル宇宙飛行センターとグレン研究センターで研究されている。^{[ 69 ]}過去の地上試験では、NTRは最も先進的な化学エンジンよりも少なくとも2倍効率的であることが証明されており、これにより転送時間の短縮と貨物容量の増加が可能になる。化学エンジンを使用した場合の6～9か月と比較して^{、NTRエンジンでは3～4か月と推定される飛行期間が短くなるため[ 70 ] 、乗組}員が潜在的に有害で遮蔽が困難な宇宙線にさらされる可能^性が低減される。^{[ 72 ] [ 73 ] [ 74 ] [ 75 ]}プロジェクト・ローバーのPeweeなどのNTRエンジンは、火星設計参照アーキテクチャ（DRA）で選定された。^{[ 73 ] [ 74 ] [ 76 ] [ 77 ]}

2017年、NASAはNTRの研究開発を継続し、民間承認材料を使用して宇宙用途向けに設計し、3年間で1880万米ドルの契約を結んだ。^{[ 78 ]}

2019年に米国議会で可決された歳出法案には、2024年までの飛行実証ミッションの計画を含む、原子力熱推進研究のための1億2500万ドル^{[ 1 ]の資金が含まれていた。[ 79 ]}

2021年現在、米国宇宙軍とDARPAは、軌道上および月周回軌道上での核熱ロケットに大きな関心を示している。米軍に加えて、NASA長官のジム・ブライデンスタインもこのプロジェクトと将来の火星探査ミッションへの応用可能性に関心を示している。^{[ 80 ]} DARPAは、軌道上で核熱推進システムを実証することを目的としたDRACO（ Demonstration Rocket for Agile Cislunar Operations ）プログラムに対して2件の契約を授与した。1件は2020年9月にグリフォン・テクノロジーズに1400万米ドル、^{[ 80 ]}もう1件は2021年4月にジェネラル・アトミックスに2200万米ドルで授与され、いずれも原子炉の予備設計に関するものであった。^{[ 81 ]}ブルーオリジンとロッキード・マーティンによる2つの概念的な宇宙船設計が選ばれた。2026会計年度における核熱推進の飛行実証の提案は2022年8月5日に締め切られた。^{[ 82 ]}

2023年1月、NASAとDARPAは、火星へのNASA有人ミッションを可能にする能力であるNTRエンジンを宇宙で実証するためのDRACOに関するパートナーシップを発表した。^{[ 83 ]} 2023年7月、米国の機関は、ロッキード・マーティンが実験用核熱炉車両（X-NTRV）とそのエンジンを組み立てるための4億9900万ドルの契約を獲得したと発表した。^{[ 84 ]}

2025年、DRACOは打ち上げコストの低下と新たな分析、そしてドナルド・トランプ政権2期目の予算削減により中止され、核熱推進と核電気推進の両方が全面的に禁止される可能性が出てきた。しかし、 2025年7月に上院歳出委員会が進めた歳出法案は削減を拒否し、NASAに少なくとも1億1000万ドルを核推進に費やすよう指示した。これには、NASAセンターはないが「核推進研究に投資している産業界のパートナーが多数存在する」地域に核推進研究の「卓越センター」を設立するための1000万ドルも含まれている。^{[ 85 ]}