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Propulsión Nuclear de Aeronaves

El programa de Propulsión Nuclear de Aeronaves (nombre original en inglés: Aircraft Nuclear Propulsion;ANP) y el proyecto anterior de Energía Nuclear para la Propulsión de Aeronaves (Nuclear Energy for the Propulsion of Aircraft;NEPA) trabajaron para desarrollar un sistema de propulsión nuclear para aeronaves. Las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos iniciaron el Proyecto NEPA el 28 de mayo de 1946.[1] Después de obtener financiación por 10 millones de dólares en 1947,[2] el programa NEPA funcionó hasta mayo de 1951, cuando el proyecto fue transferido a la Comisión Conjunta de Energía Atómica (AEC)/USAF, siendo rebautizado como ANP.[3] La USAF investigó dos sistemas diferentes para motores a reacción de propulsión nuclear: el concepto Direct Air Cycle, desarrollado por General Electric; y el sistema Indirect Air Cycle, que fue asignado a Pratt & Whitney. El programa estaba destinado a desarrollar y probar el Convair X-6, pero se canceló en 1961, antes de que se construyera este avión.[4]

HTRE-2, izquierda, y HTRE-3, derecha, en exhibición en el Laboratorio Nacional de Idaho cerca de Arco, Idaho

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Edificio donde se desarrolló el Experimento del Reactor de Aeronaves en el ORNL

Los motores nucleares de ciclo directo se parecerían a un motor a reacción convencional, excepto en que no habría cámaras de combustión. El aire obtenido de la sección del compresor se enviaría a una cámara desde donde se dirigía al núcleo del reactor nuclear. Se realizaba un intercambio de calor, refrigerando el reactor y calentando el aire, que se enviaba a otra cámara. Desde esta segunda cámara, el aire se dirigía hacia una turbina, que lo enviaba al escape. El resultado final era que, en lugar de utilizar combustibles derivados del petróleo, un avión podía depender del calor de las reacciones nucleares para obtener energía.

El programa de la General Electric, con sede en Evendale, Ohio, se llevó a cabo debido a sus ventajas en simplicidad, fiabilidad, idoneidad y capacidad de inicio rápido. Se utilizaron compresores demotores a reacción convencionales y secciones de turbina, con el aire comprimido que pasaba por el reactor para ser calentado, antes de ser expulsado a través de la turbina.

El ciclo indirecto implica que el intercambio térmico se producía fuera del núcleo, con el aire del compresor que se enviaba a un intercambiador de calor. El núcleo del reactor nuclear calentaría agua a presión o metal líquido y también lo enviaría al intercambiador de calor. Ese líquido caliente sería enfriado por el aire; el aire sería calentado por el líquido y enviado a la turbina. La turbina enviaría el aire al escape, proporcionando empuje.

El programa del ciclo indirecto del aire fue asignado a Pratt & Whitney, en una instalación cerca de Middletown, Connecticut. Este concepto habría producido mucha menos contaminación radiactiva. Uno o dos bucles de metal líquido llevarían el calor del reactor al motor. Este programa implicó un gran esfuerzo de investigación y desarrollo de muchos sistemas ligeros adecuados para su uso en aeronaves, tales como intercambiadores de calor, turbobombas y radiadores para el metal líquido. El programa de Ciclo Indirecto nunca llegó a producir un motor listo para el vuelo.[5]

El Aircraft Reactor Experiment (ARE) de los Estados Unidos fue un reactor nuclear experimental de espectro termal con una potencia de 2,5 MWth diseñado para alcanzar un alta concengración de potencia y una elevada temperatura de salida para su uso como motor en un avión de bombardero de propulsión nuclear. La ventaja de un avión de propulsión nuclear sobre un avión de propulsión convencional es que podría permanecer en vuelo por más tiempo ininterrumpido a la espera de recibir la orden de iniciar misiones de mucho más largo alcance, convirtiéndose en un elemento disuasorio estratégico nuclear efectivo frente a un adversario soviético, también en posesión de armas nucleares. El ARE fue el primer reactor de sal fundida (MSR) en ser construido y operado. Utilizó la sal de fluoruro fundido NaF – ZrF4UF4 (53-41-6% molar) como combustible, siendo moderado por óxido de berilio de configuración hexagonal (BeO), y alcanzando una temperatura máxima de 860° C. Se usó un sistema de refrigerante de sodio líquido redundante para enfriar el moderador y los materiales reflectores. Así mismo, un circuito secundario refrigerante de gas helio circulaba alrededor del refrigerante primario para transferir calor a un radiador de agua, donde la producción de calor se descargaba a la atmósfera. Se instalaron las barras de control y se vio que no determinaban la potencia de salida del ARE. La demanda de energía sí que controlaba el reactor, lo que afectó las temperaturas de salida y entrada debido al coeficiente de reactividad de temperatura negativa. El ARE fue operado a plena potencia durante 221 horas hasta un pico de 2.5 MWth.[6]

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