放射性同位元素ロケット

放射性同位元素ロケットまたは放射性同位元素熱ロケットは、放射性元素の崩壊によって発生する熱を使用して作動流体を加熱し、その後ロケットノズルから排出して推力を生成するタイプの熱 ロケットエンジンです。これらは、 NERVAなどの核熱ロケットと性質が似ていますが、かなり単純で、可動部品がないことがよくあります。また、放射性同位元素は、放射性同位元素電気ロケット^{[1]で使用される場合があり、これは、核崩壊からのエネルギーを使用して、}電気推進システムに電力を供給するために使用される電気を生成します。

基本的なアイデアは、既存の放射性同位元素熱電発電機（RTG）システムの開発であり、崩壊する核燃料によって発生する熱を利用して発電する。ロケットへの応用では発電機は取り除かれ、代わりに作動流体を使用して直接推力を生成する。このシステムでは約1,500～2,000 °C（2,700～3,600 °F）の温度が可能で、約700～800秒（7～8 kN·s/kg）の比推力が可能になる。これは、 LH2 - LOX スペースシャトルメインエンジンなどの最高の化学エンジンの約2倍である。

しかし、このようなシステムで生成される電力量は通常かなり低い。核熱ロケットの完全な「アクティブ」原子炉システムは 1 ギガワット以上の電力を生成することが期待できるが、放射性同位元素ジェネレーターは 5 kW 程度しか得られない。つまり、この設計は効率が高いが、推力レベルはおそらく 1.3 ～ 1.5 N (0.29 ～ 0.34 lbf) であり、スラスターにしか使えない。中期ミッションの電力を増やすために、エンジンは通常、半減期の短いポロニウム 210などの燃料を使用する。一方、一般的な RTG は、より長い期間にわたってより安定した電力を生成するために、半減期の長いプルトニウム 238などの燃料を使用する。 ^[2]

ロケットに放射性同位元素を使用することのもう 1 つの欠点は、動作電力を変更できないことです。放射性同位元素は絶えず熱を発生するため、推進剤を加熱していないときは安全に放散する必要があります。一方、原子炉は必要に応じてスロットルを絞ったり停止したりできます。

TRW は1961 年から 1965 年までプードルと呼ばれるかなり活発な開発プログラムを維持しており、今日でもこのシステムはプードル スラスタとしてよく知られています。この名前は、 NERVA につながるプロジェクト ローバーで開発されていたより大型のシステムにちなんで付けられました。1965 年 4 月、TRW はテストベッド エンジンを約 1,500 °C (2,700 °F) で 65 時間稼働させ、650 秒から 700 秒 (6.5 から 7 kN·s/kg) の比推力を生み出しました。

排気口がなくても、熱源から放出されるエネルギーの光子圧は、極めて微量ではあるが推力を生み出すことができる。光子圧による宇宙船の推力の有名な例は、パイオニア異常である。この異常では、搭載された放射性同位元素源からの光子が、パイオニア宇宙船に微量だが測定可能な加速を引き起こした。

同様の現象がニューホライズンズ宇宙船でも発生しました。RTGからの光子（熱赤外線）が宇宙船のアンテナで反射され、非常に小さな推力を生み出し、宇宙船をわずかにコースから外しました。^[3]

• 原子力熱ロケット – 原子力宇宙船推進技術
• 放射性同位元素ヒーターユニット – 放射性崩壊によって熱を供給する装置
• 宇宙船の推進 – 宇宙船を加速するために使用される方法
• 熱ロケット – ロケットエンジン

• AIAA 会議論文研究、プードルスラスタと上段推進用の化学 (水素/フッ素) オプションの比較^{[永久リンク切れ‍ ]}
• 米国特許 3315471; 直接サイクル放射性同位元素ロケットエンジン; 1967; Lee、Dailey Charles、Verdes、Estates Palos
• 米国特許3306045; 放射性同位元素ロケット; 1967; Buford Jr.、William H. Thomas Jr.、Arthur N