通常，在有关航空航天的普通教育出版物中，没有区分核火箭发动机（NRE）和核火箭电力推进系统（YEDU）之间的区别。 但是，这些缩写不仅掩盖了将核能转换成火箭推进力的原理上的差异，而且还掩盖了航天技术发展的巨大历史。
历史的戏剧性是，如果在苏联和美国停止对毒物和核中毒的研究，主要是出于经济原因而停止，那么人类飞往火星的飞行早就很普遍了。
一切始于自然吸气的大气飞机
美国和苏联的设计人员考虑了“呼吸”式核装置，该装置可以吸入舷外空气并将其加热到极高的温度。 推力形成的原理可能是从冲压喷气发动机借来的，但代替了火箭燃料，使用了二氧化铀235的裂变能。
在美国，这种发动机是Pluto项目的一部分[1]。 美国人设法制造了两种新发动机的原型机-Tory-IIA和Tory-IIC，甚至在其上打开了反应堆。 该安装的功率为600兆瓦。
冥王星项目开发的发动机计划安装在巡航导弹上，该巡航导弹在1950年代以SLAM（超音速低空导弹，超音速低空导弹）的名称制造。
在美国，他们计划制造一枚长26.8米，直径3米，重28吨的火箭。 应该在导弹主体中安装一个长度为1.6米，直径为1.5米的核弹头以及一个核推进系统。 在其他尺寸的背景下，安装看起来非常紧凑，这说明了其直流运行原理。
开发商认为，由于有了核发动机，SLAM火箭的飞行距离将至少达到18.2万公里。
1964年，美国国防部关闭了该项目。 官方的原因是，在飞行中，核动力巡航导弹会严重污染周围的一切。 但是实际上，原因是这种导弹的维护成本很高，而且到那时，基于液体推进剂火箭发动机的火箭科学正在迅速发展，其维护成本大大降低。
苏联一直信奉一种制造直流核动力发动机的想法，该想法比美国更长，直到1985年才结束了该项目[2]。 但是结果要重要得多。 因此，第一个也是唯一的苏联核火箭发动机是在沃罗涅日的喜玛维托玛蒂卡设计局开发的。 这是RD-0410（GRAU索引-11B91，也称为“ Irbit”和“ IR-100”）。
RD-0410中使用了异质热中子反应堆，氢化锆是慢化剂，中子反射器是由铍制成的，核燃料是基于铀和碳化钨的材料，235的富集度约为80％。
该设计包括37个涂有隔热材料的燃料组件，使它们与主持人分开。 该项目设想氢气流首先通过反射器和减速器，将其温度保持在室温，然后进入活动区，在此处冷却燃料组件，加热到3100 K.在展位上，反射器和减速器由单独的氢气流冷却。
该反应堆通过了一系列重要测试，但从未在整个工作过程中进行过测试。 但是，反应堆外的装置已得到充分开发。
RD 0410的技术特性硬拉：3.59 tf（35.2 kN）
反应堆热功率：196 MW
真空中的推力比脉冲：910 kgf·s / kg（8927 m / s）
包含数：10
工作资源：1小时
燃料成分：工作流体-液态氢，赋形剂-庚烷
防辐射重量：2吨
发动机尺寸：高3.5 m，直径1.6 m。
相对较小的总体尺寸和重量，核燃料的高温（3100 K），氢流有效冷却系统，证明了RD0410是几乎理想的现代巡航导弹核动力火箭原型的事实。 而且，考虑到用于生产自停式核燃料的现代技术，将资源从一个小时增加到几个小时是一项非常现实的任务。
核火箭发动机设计
核火箭发动机（NRE）是喷气发动机，其中核裂变或聚变反应产生的能量加热工作流体（最常见的是氢或氨）[3]。
根据反应堆燃料的类型，NRE分为三种：
最完整的是发动机的固相版本。 该图显示了带有固体核燃料反应堆的最简单NRE的示意图。 工作流体位于外部油箱中。 使用泵将其送入发动机室。 在腔室中，工作流体借助喷嘴喷射，并与发热的核燃料接触。 加热后，它膨胀并以极高的速度通过喷嘴飞出腔室。
在气相NRE中，燃料（例如铀）和工作流体处于气态（呈等离子体形式）并通过电磁场保持在工作区域中。 铀等离子体被加热到成千上万度，将热量传递到工作流体（例如氢气），然后工作流体被加热到高温并形成射流。
根据核反应的类型，使用放射性同位素火箭发动机，热核火箭发动机和适当的核发动机（使用核裂变能）。
脉冲NRE也是一个有趣的选择-建议使用核电荷作为能源（燃料）。 此类安装可以是内部或外部类型。
NRE的主要优点是：- 高比冲
- 大量的能源储备；
- 紧凑型推进系统
- 获得非常高的牵引力的可能性-真空中数十万吨，数千吨。
主要缺点是推进系统存在很高的辐射危害：- 核反应过程中穿透的辐射通量（伽马辐射，中子）；
- 去除铀及其合金的高放射性化合物；
- 放射性气体与工作流体一起到期。
核电站
考虑到不可能从出版物（包括科学文章）中获得有关核中毒的任何可靠信息，因此，尽管使用了专有技术，但最好使用公开专利材料举例说明此类设施的运行原理。
因此，例如，根据专利[4]发明的杰出俄罗斯科学家Koroteev Anatoly Sazonovich为现代核推进系统的设备组成提供了技术解决方案。
接下来，我逐字引用所述专利文件的一部分，并且不加评论。
所提出的技术解决方案的实质通过图中所示的方案来说明。 以功率-能量模式运行的核动力发动机包含一个电动火箭推进系统（ERP）（该图显示了例如两个带有相应进料系统3和4的电动火箭发动机1和2），反应堆单元5，涡轮6，压缩机7，发电机8热交换器-回热器9，兰克-希尔什涡流管10，冷却器-散热器11。此外，涡轮6，压缩机7和发电机8被组合为一个单元-涡轮发电机-压缩机。 NEDU配备有工作流体的管线12和连接发电机8和电力推进系统的电线13。 热交换器-换热器9具有工作流体的所谓高温14和低温15输入，以及工作流体的高温16和低温17输出。
反应器单元5的输出连接到涡轮6的入口，涡轮6的输出连接到热交换器-回热器9的高温输入14。热交换器-回热器9的低温输出15连接到Rank-Hilsh涡流管10的入口。Rank-Hilsh涡流管10具有两个输出。其中一个（通过“热”工作流体）连接到冰箱发射器11，另一个（通过“冷”工作流体）连接到压缩机7的输入。冰箱发射器11的输出也连接到压缩机7的输入。comp的输出 弹簧7连接到换热器-回热器9的低温15入口。换热器-回热器9的高温输出16连接到反应器单元5的入口。因此，核电系统的主要元件通过工作流体的单回路互连。
YaEDU的工作方式如下。 在反应堆装置5中加热的工作流体被引导至涡轮6，涡轮6提供了涡轮发电机-压缩机的压缩机7和发电机8的操作。 发电机8产生电能，该电能通过电线13发送到电动火箭发动机1和2及其供电系统3和4，以确保其运行。 在离开涡轮机6之后，工作流体通过高温入口14被引导到热交换器-回热器9，在此该工作流体被部分冷却。
然后，工作流体从换热器-蓄热器9的低温出口17被输送到Rank-Hilsch涡流管10，在该涡流管10中，工作流体的流动分为“热”和“冷”成分。 然后，工作流体的“热”部分到达致冷器-发射器11，在该处，该工作流体的这一部分得到有效的冷却。 工作流体的“冷”部分跟随压缩机7的入口，离开制冷剂-发射器11的工作流体的冷却部分也跟随那里。
压缩机7通过低温入口15将冷却的工作流体输送到热交换器-蓄热器9。该热交换器-蓄热器9中的冷却的工作流体对从涡轮6通过高温入口14进入热交换器-蓄热器9的即将来临的工作流体的流动进行部分冷却。从换热器-再循环器9通过高温出口16的部分加热的工作流体（由于与来自涡轮6的工作流体的来流进行热交换）再次到达反应器 在设置5中，循环再次重复。
因此，位于封闭回路中的单一工作流体确保了核电系统的连续运行，并且根据要求保护的技术解决方案使用兰克-希尔什涡管作为核电系统的一部分，可以改善核电系统的总体尺寸，提高其运行的可靠性，简化其设计并使其可能增加核中毒的效力一般。
参考文献：
一枚没人知道的火箭。2.
RD-0410。3.
核火箭发动机。4.
RU 2522971