[Agradecimiento del artículo] Investigación preliminar sobre el plan general de propulsión térmica nuclear de la última etapa del vehículo de lanzamiento tripulado
Para misiones tripuladas, si se utiliza tecnología de propulsión química convencional, el tamaño inicial de la Tierra alcanzará las 1.400 toneladas, y después de utilizar tecnología de propulsión térmica nuclear, el tamaño inicial de la Tierra se puede reducir a 800 toneladas. La tecnología de propulsión térmica nuclear, con sus propiedades únicas de alto impulso específico y gran empuje, tiene ventajas que los cohetes de propulsión química no pueden igualar en la exploración del espacio profundo.
Misiones anteriores de exploración a Marte han demostrado que existen algunas condiciones necesarias para la existencia de vida en Marte, especialmente el descubrimiento de agua, lo que ha estimulado enormemente el entusiasmo de la humanidad por buscar vida en Marte y se ha convertido en el centro de atención. de la exploración internacional del espacio profundo en los últimos años. La tecnología de propulsión térmica nuclear, con sus propiedades únicas de alto impulso específico y gran empuje, tiene ventajas que la tecnología de propulsión química no puede igualar en la exploración del espacio profundo. Además, con el desarrollo gradual de la tecnología de la energía nuclear, los problemas de seguridad de la energía nuclear pueden resolverse de manera confiable. Para garantizar que China pueda desempeñar un papel más importante en el campo de la exploración del espacio profundo en el futuro, el desarrollo de la tecnología de propulsión térmica nuclear es de gran importancia.
Este artículo toma como trasfondo la misión de abordaje tripulado, realiza un estudio preliminar sobre el esquema general de la aeronave de propulsión térmica nuclear y realiza un análisis preliminar y una combinación del rendimiento general, las características de diseño y las tecnologías clave. del avión de propulsión térmica nuclear.
A medida que se aprende más sobre Marte, la NASA, Roscosmos y la Agencia Espacial Europea han comenzado investigaciones científicas sobre la colonización de Marte y se espera que logren aterrizar a mediados de la década de 2030. Entre ellos, la NASA comenzó a investigar sobre la exploración tripulada de Marte ya en 1988 y formó la serie de aterrizajes tripulados en Marte "Mars Reference Mission" (DRM).
El sistema de referencia de diseño de la Exploración Tripulada de Marte 5.0 de los Estados Unidos (MARSRA 5.0) básicamente estableció el plan general de "vehículo de lanzamiento pesado + etapa superior de energía nuclear". El plan básico es utilizar 7 cohetes de carga pesada para enviar la etapa de propulsión térmica nuclear y la carga útil tripulada/de carga a la órbita terrestre baja, y luego utilizar 2 cohetes de carga y 1 cohete tripulado para acoplarse en la órbita terrestre baja respectivamente, y luego ser transportado a la órbita terrestre baja mediante propulsión térmica nuclear Marte regresa a la Tierra. En el primer plan estadounidense de exploración tripulada de Marte, se mencionó que el sistema de propulsión química tradicional se utilizaría para el abordaje tripulado. La escala de salida de la Tierra era de hasta 1400 t. La estructura del sistema de propulsión térmica nuclear es similar a la del químico. motor de cohete, y el empuje es aproximadamente el mismo, pero el impulso específico se incrementa a 900 950s alrededor de 20.000 toneladas, la escala de salida de la Tierra se reduce a 800t t, y el plan Marsra 5.0 generalmente adopta el principio de "transporte separado de personas". y bienes"
Plan de abordaje tripulado de prevención de incendios Marsra 5.0 estadounidense
Referencia China también ha llevado a cabo una planificación preliminar de la misión tripulada para el plan MARDRA 5.0 estadounidense. Considerando que la escala inicial de la Tierra es de 700.800t, * * * realizará 78 lanzamientos y 5 acoplamientos en órbita terrestre baja.
1) Un determinado vehículo de lanzamiento de servicio pesado 1 enviará la propulsión térmica nuclear y la etapa de cambio de órbita de fuego 1 a la órbita terrestre baja.
2) El vehículo de lanzamiento de servicio pesado 2 lo hará; impulsar la propulsión térmica nuclear a la órbita cercana a la Tierra
3) El módulo orbital 1 (módulo de aterrizaje y ascensor a Marte) es enviado a la órbita terrestre baja por el vehículo de lanzamiento pesado 3
4) El módulo orbital 2 (Marte y Mars rover) La cápsula de vida en la superficie) es enviada a la órbita terrestre baja por el vehículo de lanzamiento pesado 4
5) El fuego de propulsión térmica nuclear; es llevado a órbita por el vehículo de lanzamiento pesado 5 en la tercera etapa y enviado a la órbita terrestre baja
6) Utilice el vehículo de lanzamiento pesado 6 para enviar el tanque de hidrógeno líquido a la Tierra baja; órbita;
7) Utilice el vehículo de lanzamiento de carga pesada 7 para enviar la nave espacial tripulada (incluida la nave espacial 2) a la órbita terrestre baja;
8) Se envía la nave espacial tripulada 1 en órbita terrestre baja mediante un cohete tripulado.
El módulo orbital 1 y el módulo orbital 1 están acoplados en la órbita terrestre baja. El módulo orbital 1 se envía a órbita mediante propulsión térmica nuclear del módulo orbital 1. El módulo orbital 1 se separa del módulo orbital 1 y luego del módulo orbital. 1 es Frenar, desacelerar aerodinámicamente y hacer descender la aeronave.
En la órbita terrestre baja, la etapa 2 de salida de incendios de propulsión térmica nuclear y el módulo orbital 2 están conectadas. La etapa 2 de salida de incendios de propulsión térmica nuclear envía el módulo orbital 2 a la órbita de incendios. El módulo orbital 2 se separa de la escalera de incendios. etapa orbital 2 y luego frena. El módulo orbital de desaceleración aerodinámica 2 enviará la cápsula de vida y el rover en la superficie de Marte a la órbita alrededor del fuego, esperando que la nave espacial tripulada entre en órbita la tercera etapa de propulsión térmica, tanque de hidrógeno líquido; , el transbordador espacial tripulado y la nave espacial tripulada 1 se acercarán en secuencia. En la órbita terrestre, los astronautas ingresan al transbordador espacial desde la nave espacial tripulada, y la tercera etapa de extinción de incendios térmica nuclear (y tanques de hidrógeno líquido) enviará al transbordador espacial tripulado y al tripulado. nave espacial en la órbita de fuego y la órbita de fuego del anillo. El transbordador espacial tripulado puesto en órbita primero se acopla con el módulo viviente en la superficie de Marte en la órbita alrededor de Marte. El módulo viviente se separa de otras partes del transbordador espacial, y luego el módulo viviente y la nave espacial 2 aterrizan en la superficie de Marte. Marte.
Después de completar la misión, los astronautas entraron en la órbita de Marte a través de las actualizaciones en Mars y Spacecraft 2, y se encontraron y acoplaron con la nave espacial transbordador tripulada y otras partes de la nave espacial tripulada 1. Antes de regresar a la Tierra, los astronautas ingresan a la nave espacial tripulada 1, se separan del transbordador y vuelven a entrar directamente a la Tierra.
El sistema de propulsión térmica nuclear está compuesto principalmente por un motor térmico nuclear y un sistema de transporte presurizado. En la actualidad, los motores térmicos nucleares domésticos se encuentran todavía en la etapa de diseño conceptual. Un motor térmico nuclear es similar en principio a un motor de ciclo expansor que utiliza hidrógeno líquido, excepto que la cámara de combustión de hidrógeno y oxígeno se reemplaza por un reactor nuclear. El propulsor de hidrógeno líquido sale del tanque y es presurizado por una bomba. Primero ingresa a la cámara de empuje de enfriamiento de la camisa de agua de enfriamiento del motor y luego se vaporiza, y luego se divide en dos caminos: un camino ingresa directamente a la cámara de empuje y el otro sopla la turbina y ingresa a la cámara de empuje. El hidrógeno que ingresa a la cámara de empuje es calentado por el reactor nuclear y se convierte en gas de alta temperatura y presión, que se expulsa a alta velocidad a través de la boquilla para formar empuje.
Diagrama conceptual del motor térmico nuclear
(1) Impulso específico del motor térmico nuclear
El impulso específico del motor es proporcional a la raíz cuadrada de la temperatura del propulsor y la raíz cuadrada del peso molecular Inversamente proporcional. Debido a las limitaciones del material y de la transferencia de calor, la temperatura de la cámara de combustión generalmente no excede los 3000-4000 K, por lo que reducir el peso molecular es una forma eficaz de aumentar el impulso específico.
El peso molecular de los productos de combustión química generalmente excede 10. Los motores térmicos nucleares pueden calentar directamente medios de bajo peso molecular a altas temperaturas, produciendo así un alto impulso específico. En la actualidad, el mejor fluido de trabajo para motores térmicos nucleares es el hidrógeno líquido. El hidrógeno líquido tiene buenas capacidades de enfriamiento y expansión y es la sustancia más pequeña con el peso molecular más pequeño. Para maximizar la temperatura del medio, el nivel técnico de las barras de combustible nuclear juega un papel decisivo en el rendimiento de contraste. Es la tecnología clave central de los motores térmicos nucleares y también es una tecnología que está muy por detrás de países extranjeros en este campo. de motores térmicos nucleares entre mi país y el extranjero.
Rusia se encuentra actualmente en el nivel más alto en este campo. Su tecnología de carburo ternario puede calentar hidrógeno a más de 2800 K, logrando así un impulso específico del motor de más de 900 s cuando la relación de área del motor es de 300. La eficiencia de la boquilla es de 0,96, el impulso específico cambia con el aumento de la temperatura de calentamiento del hidrógeno.
(2) Relación empuje-peso de los motores térmicos nucleares
Debido a la existencia de reactores nucleares y capas protectoras relacionadas, la relación empuje-peso de los motores térmicos nucleares Es inferior al de los motores de cohetes líquidos convencionales, pero muy superior al de los motores de propulsión eléctrica. El valor de diseño de la relación empuje-peso de los motores térmicos nucleares estadounidenses llega a 4,8, generalmente entre 3 y 4. La relación empuje-peso de un motor térmico nuclear depende de componentes relacionados con la energía nuclear, como reactores, reflectores, capas protectoras, mecanismos de control, etc., mientras que los componentes relacionados con motores convencionales de baja temperatura, como cámaras de empuje, toberas , turbobombas, etc., sólo representan el 10% aproximadamente.
En los reactores de motor térmico nuclear, sus componentes consisten principalmente en el núcleo (incluido el combustible y el moderador, etc.). ), reflectores, sistemas de control reactivo, blindaje y otros componentes internos.
Tomemos como ejemplo el reactor de motor térmico nuclear utilizado por los Estados Unidos para aterrizajes tripulados en Marte. Se estima que la masa total del reactor nuclear es de aproximadamente 3422 kg y el empuje del motor es de aproximadamente 111,2 kn. , con una relación empuje-peso de 3,314. Teniendo en cuenta la tobera del motor, la bomba de turbina y el tubo de suministro de propulsor, la relación empuje-peso de los motores térmicos nucleares en aplicaciones de ingeniería reales es de aproximadamente 3.
(3) Rendimiento de arranque y parada de los motores térmicos nucleares
La energía de los motores de cohetes convencionales proviene de la reacción química del propulsor. Se produce el proceso de acumulación acelerada y liberación desacelerada. directamente relacionado con el suministro de propulsor Relevante para que pueda ponerse en marcha y apagarse rápidamente.
Los motores térmicos nucleares utilizan reactores nucleares como fuente de energía, y sus procesos de arranque y parada dependen en gran medida de los requisitos de trabajo y las características del reactor, especialmente durante el período de parada del reactor nuclear, de los efectos de la radiación. de algunos productos durará mucho tiempo. Requiere enfriamiento constante.
Al analizar la experiencia de desarrollo de motores térmicos nucleares en los Estados Unidos, se descubrió que los procesos de arranque y parada de los motores de cohetes térmicos nucleares son diferentes de los de los motores de cohetes convencionales, en particular, después de que se apaga el motor. es necesario mantener un largo proceso de apagado en frío.
Se analizaron las características de arranque y parada del motor térmico nuclear de 34 toneladas para ferry lunar. El motor se basa en los motores de la serie NRX desarrollados por el Motor Nuclear para Vehículos de Lanzamiento de EE. UU. (NERVA). La temperatura total de diseño es 2361 k, la presión de la cámara de diseño es 3,1 MPa, el impulso específico de vacío es 822 s y el caudal bajo empuje de diseño es 41,7 kg/s.
1) Iniciar el proceso. El proceso de puesta en marcha de un motor de cohete nuclear térmico es algo similar al de un motor de cohete criogénico convencional, pero lleva mucho más tiempo.
En la primera etapa de arranque, el hidrógeno líquido fluye a través de la bomba de turbina, cámara de empuje, reactor, etc. Debido a la presión del tanque, el reactor se encuentra en un estado de baja potencia. Este proceso dura unos 25 segundos y su función principal es preenfriar completamente el motor y precalentar el reactor.
En la segunda etapa, el motor comienza a acelerar, la temperatura alcanza la condición de funcionamiento nominal, el empuje alcanza el 60% del empuje nominal y la duración es de aproximadamente 22,7 s.
>En la tercera etapa, cuando la temperatura total no es Cuando la temperatura cambia, la presión de la cámara de combustión aumenta a la condición de funcionamiento nominal, el empuje alcanza el 100% y la duración es de aproximadamente 3,6 segundos. En términos generales, el proceso de arranque de un. Un motor térmico nuclear dura unos 52 segundos y, descontando el tiempo de preenfriamiento del motor, es de unos 27 segundos. El impulso específico promedio durante el proceso de inicio es solo de aproximadamente 600 s
2) Proceso de apagado. El proceso de parada de un motor térmico nuclear es básicamente el proceso inverso al de arranque, pero lleva más tiempo. En primer lugar, la potencia del motor debe reducirse al 60%. Durante este proceso, la temperatura total del motor permanece sin cambios y la presión de la cámara de combustión cae durante aproximadamente 3,6 segundos. El impulso específico del motor permanece sin cambios durante este proceso, luego el motor se mantiene en este estado durante 1,3 minutos. Calor residual generado durante el posterior proceso de parada en frío, ahorrando así el consumo de propulsor. Luego, la temperatura total y el empuje del motor seguirán disminuyendo hasta que el motor se cale, lo que requerirá una etapa de enfriamiento de bajo flujo para eliminar el calor residual a largo plazo. Todo el proceso de apagado del motor térmico nuclear de 34 toneladas duró unos 350 segundos. Durante todo el proceso de apagado, el impulso específico promedio del motor fue de unos 600 segundos.
La mayor diferencia entre los motores térmicos nucleares y. Los motores convencionales es que después de la parada del motor todavía hay una etapa de emisión de calor residual, que se debe principalmente al hecho de que algunos productos de reacción todavía son altamente radiactivos después de que se apaga el reactor y se liberará calor residual. Tomemos como ejemplo el motor térmico nuclear del ferry lunar de 34 toneladas. El proceso dura aproximadamente 64 horas, el empuje es de aproximadamente 134 N y el impulso específico es de aproximadamente 400 s. Debido a la larga duración, es necesario considerar el consumo de hidrógeno líquido. Al mismo tiempo, el hidrógeno enfriado en este proceso puede diseñarse para generar electricidad, proporcionando una determinada fuente de energía para toda la máquina.
Durante el funcionamiento, los reactores nucleares emitirán rayos gamma y una gran cantidad de neutrones, causando daños a los componentes electrónicos de las naves espaciales y a los astronautas. Por lo tanto, es necesario protegerlos para reducir sus niveles de radiación a valores permitidos. la siguiente. Para los reactores utilizados en el espacio, donde los componentes electrónicos y los astronautas se encuentran en ubicaciones relativamente concentradas debido a limitaciones estrictas de volumen y masa, se puede utilizar protección contra sombras para mantener bajos los niveles de radiación.
Para las naves espaciales que utilizan energía nuclear, generalmente se diseñan como una estructura esbelta, es decir, la cabina de instrumentos y la cabina del personal están ubicadas en un extremo, el reactor nuclear está ubicado en el otro extremo y el líquido El tanque de almacenamiento de hidrógeno está ubicado entre los dos extremos.
Debido a que el movimiento lineal de neutrones y rayos gamma es específico, las ubicaciones que deben protegerse están relativamente concentradas, por lo que el área de protección debe colocarse en el área de sombra del bloque de protección.
Diagrama esquemático de la disposición del blindaje radiológico
Refiriéndose a los indicadores de protección establecidos durante la revisión de las centrales nucleares de Daya Bay y Qinshan, la dosis colectiva no supera los 600 (msv persona), y la dosis máxima individual no supera los 15 mSv. Teniendo en cuenta que la etapa final de la propulsión térmica nuclear está limitada por el volumen y la masa, su nivel de radiación puede ser ligeramente mayor. Suponiendo que el valor de fuga permitido de la zona de seguridad radiológica del sistema de propulsión térmica nuclear sea inferior a 20 mSv por día, este valor ha excedido con creces los requisitos del índice de protección radiológica establecidos durante la revisión de las centrales nucleares de Daya Bay y Qinshan.
Considerando que el período de la misión de exploración de Marte es de tres años, y suponiendo que toda la radiación anterior es absorbida por los productos eléctricos del cohete, la dosis acumulada absorbida durante todo el período de la misión es de 21,9j/kg. Al nivel actual de producto, la dosis de radiación ionizante que pueden soportar los componentes semiconductores no resistentes a la radiación no es inferior a 100 J/kg.
Se puede observar que la dosis de radiación de los productos eléctricos del cohete es menor que la capacidad de carga de los componentes. La propulsión térmica nuclear no tiene un impacto esencial en el esquema del sistema eléctrico. Sin embargo, los motores térmicos nucleares deben tener características básicas. capacidades de protección contra la radiación para controlar la radiación externa dentro de un rango aceptable.
Para las misiones de exploración del espacio profundo, el complejo entorno de radiación del espacio profundo es el principal entorno al que se enfrentan las naves espaciales. El entorno del espacio profundo expuesto fuera de la capa geomagnética está lleno de radiación espacial mixta de alta energía.
El diseño de las naves espaciales de propulsión térmica nuclear
Según la etapa de vuelo de la nave espacial en el espacio profundo, el entorno del espacio profundo se puede dividir en tres partes:
En primer lugar, el entorno de radiación espacial durante el vuelo desde la Tierra a otros planetas, la principal fuente de radiación son los eventos de partículas solares y los rayos cósmicos galácticos;
El segundo es el entorno de radiación espacial durante el aterrizaje de la nave espacial en el estrella, la principal fuente de radiación es el sol. Partículas de rayos cósmicos galácticos capturadas por rayos cósmicos y campos magnéticos estelares;
La tercera es el entorno de radiación en la superficie de la estrella donde aterriza la nave espacial, principalmente la radiación secundaria. después de que la estrella absorbe la radiación cósmica.
Los peligros causados por el entorno de radiación del espacio profundo son principalmente daños por radiación y eventos de partículas individuales. Los electrones de alta energía, los protones y una pequeña cantidad de iones pesados en el entorno de radiación del espacio profundo interactúan con los materiales de las naves espaciales, causando daños y destrucción a los materiales de las naves espaciales. Los electrones de alta energía ionizan los materiales de las naves espaciales, y los protones de alta energía y los iones pesados ionizan y. Reemplazar materiales de naves espaciales.
A la hora de diseñar el sistema eléctrico de una nave de exploración del espacio profundo, es necesario tener en cuenta los errores de cálculo provocados por partículas individuales provocadas por la radiación fototérmica, o el riesgo de cambiar los valores en la memoria. El diseño del software debe tener en cuenta esta situación y utilizar métodos como la redundancia computacional y la verificación de errores para garantizar la exactitud de los cálculos de las máquinas de cohetes.
El entorno de trabajo de la etapa superior de propulsión térmica nuclear está fuera de la atmósfera y no se verá afectado por cargas aerodinámicas, por lo que su diseño estructural no puede verse restringido por formas aerodinámicas. Tomemos como ejemplo el diagrama conceptual del vehículo de lanzamiento de energía nuclear térmica lanzado por Rusia. La principal estructura de carga del vehículo de lanzamiento es principalmente un sistema de varillas para mejorar la eficiencia estructural del vehículo de lanzamiento. Y como no hay limitación de espacio en el carenado, la forma estructural de la carga útil es más flexible y hay más opciones de distribución espacial.
El sistema de propulsión térmica nuclear solo requiere hidrógeno líquido como fluido de trabajo, por lo que solo necesita hidrógeno líquido como tanque de almacenamiento y no necesita instalar un tanque de almacenamiento de oxidante. Tiene menos restricciones estructurales. diseño y puede optimizar mejor el plan estructural.
Sin embargo, después de su uso, un motor térmico nuclear resistirá condiciones ambientales de alta temperatura más duras que un motor convencional. Por lo tanto, durante el proceso de diseño estructural, es necesario considerar plenamente los requisitos de protección térmica de la estructura. , instrumentos y cables cerca del motor para garantizar que cada sistema y el independiente funcionen normalmente.
En comparación con los motores convencionales, la estructura de los motores térmicos nucleares es más grande. Es necesario aumentar la resistencia estructural de las piezas del motor, especialmente alrededor del reactor, para garantizar el sellado de todas las partes del motor.
Mapa conceptual del vehículo ruso de energía térmica nuclear
Haciendo referencia al plan estadounidense Mars DRA5.0, se propuso un plan preliminar de lanzamiento tripulado similar al estadounidense. La escala inicial total de Dadi es de aproximadamente 700 a 800 toneladas, y la transferencia de fuego se completa en tres veces. La escala inicial única de Dadi es de aproximadamente 300 toneladas. Analizando la eficiencia del lanzamiento, el tiempo de trabajo, la pérdida gravitacional y la masa orbital cuando la energía C3e desde la órbita de estacionamiento a la Tierra es de 8 o 20 km2/s' respectivamente, la escala de empuje de la etapa final de propulsión térmica nuclear y las recomendaciones generales de parámetros. del motor térmico nuclear.
Supongamos que la órbita estacionada es una órbita terrestre baja con una altitud de 200 km, una relación empuje-peso de motores nucleares y térmicos de 3 y un impulso específico de 905 s. de pérdida de gravedad, se analiza la eficiencia de lanzamiento de aviones de propulsión térmica nuclear bajo diferentes escalas de empuje, donde la eficiencia de lanzamiento se refiere a la relación de la masa en órbita (que ingresa a la órbita de transferencia de fuego terrestre después de deducir el peso seco de la energía nuclear). máquina térmica) a la masa inicial de la órbita estacionada. Se puede ver que cuando la sobrecarga está entre 0,13 ~ 0,16, la eficiencia de emisión es la más alta.
Cuando la eficiencia del lanzamiento tiene en cuenta diferentes sobrecargas, diferentes cambios de órbita provocarán el impacto de la pérdida gravitacional. El impacto específico es que cuanto menor es la sobrecarga, mayor es el tiempo de trabajo y mayor es la pérdida de gravedad, pero menor es el peso seco del motor. Según la escala inicial de una sola transferencia de potencia de fuego de 300 t, el empuje del vehículo de lanzamiento de propulsor térmico nuclear debería ser de aproximadamente 45 t. Combinado con el estado de investigación de los motores térmicos nucleares en los Estados Unidos y Rusia, se recomienda que el empuje de. Se considerará que el motor térmico nuclear es de 15 t, y el vehículo de lanzamiento de propulsor térmico nuclear deberá tener tres motores en paralelo.
La eficiencia del lanzamiento de transferencia terrestre cambia con la sobrecarga
Debido a su gran empuje y alto impulso específico, la tecnología de propulsión térmica nuclear tiene ventajas incomparables en futuras misiones de exploración del espacio profundo. Sin embargo, también debería tenerlas. Cabe señalar que la aplicación técnica de la tecnología térmica nuclear todavía tiene un largo camino por recorrer y que es necesario superar muchos problemas técnicos. Según el análisis actual de misiones tripuladas basadas en propulsión térmica nuclear, un vehículo de propulsión térmica nuclear tarda aproximadamente 180 días en llegar a Marte desde la Tierra. Después de permanecer en Marte durante un período de tiempo (que oscila entre una semana y un año y medio), el motor térmico nuclear se vuelve a encender y se devuelve a la Tierra. El tiempo de almacenamiento a largo plazo del propulsor será de al menos medio año. año. Este es un gran desafío para la tecnología existente de almacenamiento a largo plazo de hidrógeno líquido.
Además, el calor específico del gas de alta temperatura impulsado por el motor térmico nuclear (unos 20.000 kJ/kg·K cuando la temperatura total es de 2.500 K) es mucho mayor que el del hidrógeno tradicional. motor de oxígeno (alrededor de 3400 kJ/kg·K cuando la temperatura total es 3400 K), provocando que el flujo de calor de la pared sea mayor que el de los motores tradicionales, lo que trae grandes dificultades para la refrigeración.
Por lo tanto, para realizar la aplicación de la propulsión térmica nuclear en misiones de abordaje tripuladas, es necesario centrarse en resolver importantes cuestiones técnicas como la miniaturización de los reactores térmicos nucleares, el enfriamiento de las cámaras de empuje de los motores térmicos nucleares, y almacenamiento a largo plazo de propulsores.