Le développement des réacteurs nucléaires militaires a mené à la possibilité d'un ramjet nucléaire avec autonomie illimitée. En novembre 1955 l'U.S. Office of Strategic Development demande à l'Atomic Energy Commission de déterminer la faisabilité de ce concept. En octobre 1956 la situation du monde était telle que l'USAF a émis un System Requirement (SR # 149) pour un missile ailé à propulsion nucléaire.

Diverses études internes de l'USAF et le développement de réacteur pour le projet de propulsion nucléaire d'avion de General Electric et plus tard les études mené au Lawrence Radiation Laboratory of the University of California ont montré la faisabilité globale du projet.

La guerre froide dictait à cette époque un besoin de missile stratégique avec la capacité de dissuasion ou de représailles. Vought a également identifié le besoin et, en 1957, a constitué un groupe d'étude sous la direction du Dr. Walt Hesse pour faire des études sur le sujet. Ces études et celles d'autres firmes ont conduit l'USAF à émettre des spécifications qui ont été envoyées à l'industrie aéronautique. En août 1958, Vought Aircraft, North American, et Convair ont été choisis pour conduire l'étude d'un missile stratégique à propulsion nucléaire basse altitude pour une mission qu'aucun véhicule classique ne pourrait exécuter.

Début 1961 une autre compétition est organisée avec ces trois compagnies pour un contrat d'étude et de démonstration de la faisabilité du fuselage et des sous-ensembles du missile à propulsion nucléaire. Cette compétition est remportée par Vought et un contrat a été attribué en Avril 1961, intitulé "Aerothermo-dynamics for Pluto". Pluto était le nom de code du projet pour le développement du réacteur nucléaire en céramique alors en cours au Lawrence Radiation Laboratory.

Les études, la conception et les essais d'un système de missile stratégique à propulsion nucléaire ont été effectués chez Vought de début 1956 à mi 1964. Pendant cette période tous les inconnus techniques ont été évalués et se sont avérés solubles. Un plan d'étude d'un missile a été terminé et un réacteur nucléaire d'essai pour la propulsion a été mis en service.

La source d'énergie pour la propulsion du SLAM devait donc être un réacteur à fission nucléaire fonctionnant à un niveau de puissance de 600 mégawatts. Le réacteur ne devait pas avoir de protection anti-rayonnement, le missile étant évidement inhabité, pour les neutrons des produits de fission et les rayons gamma. En conséquence, le flux de neutron a été calculé pour varier de 9.10¹⁷ N/Cm2 dans la section arrière à 7.10¹⁴ N/Cm2 dans la tête du missile.

Les calculs montraient que l'énergie des rayons gamma serait de 4.10¹¹ MEV dans la section arrière et de 1,2.10⁸MEV dans le compartiment de l'électronique. Ceci nécessitait des matériaux qui pourraient supporter non seulement des températures élevées mais également un rayonnement élevé. Le programme a étudié tous les sous-ensembles de missile. Certains sous-ensembles exigeaient une certaine quantité de blindage anti-radiation.

Les résultats des investigations ont abouti à la conclusion que les sous-ensembles de missile étaient disponibles ou pourraient être rendus disponible pour le SLAM. Les essais en vol du missile étaient prévus au-dessus de l'océan pacifique en eaux profondes dans la zone des tests atmosphériques d'armes nucléaires.

Le travail de développement des réacteurs de propulsion nucléaires a commencé par le projet NEPA et le développement spécifique pour l'application de ramjet nucléaire à été réalisé par le Département Aircraft Nuclear Propulsion de General Electric. Comme le programme de ramjet nucléaire gagnait en importance, il a été placé sous la responsabilité du Lawrence Radiation Laboratory (LRL) de la University of California en janvier 1957.

Le travail du LRL avec Vought a eu comme conséquence les caractéristiques suivantes pour le réacteur nucléaire du SLAM :

Les éléments combustibles des réacteurs d'essai était une céramique d'oxyde de béryllium à hautes températures (BO). Il était mélangé à du bioxyde d'uranium enrichi (UO2) avec un peu de bioxyde de zirconium (ZrO2) pour la stabilisation. Ce mélange plastique était extrudé par la Coors Porcelain Company sous haute pression puis compacté jusqu'à la densité théorique. Chaque élément combustible était un tube hexagonal creux d'approximativement 4 pouces de long et de diamètre intérieur de 0,227 pouces. La conception de ces petits éléments était telle que les problèmes d'effort thermique ont été réduits au minimum.

Deux essais de réacteur ont été effectués pour vérifier la faisabilité du système de propulsion. Tory II-A était un statoréacteur d'essai à échelle réduite qui a fonctionné mi-1961.

Tory II-C était un statoréacteur d'essai grandeur réel qui a fonctionné pendant 292 secondes. L'air à été préchauffé à 943 degrés et à une pression de 316 Psi pour simuler les conditions de fonctionnement du ramjet. Des essais ont également été effectués à Jackass Flats au Nevada Test Station par le Lawrence Radiation Laboratory. Ces essais ont démontré la faisabilité du réacteur nucléaire pour le SLAM.

Sources :

X-planes de Jay Miller
The Decay of the Atomic Powered Aircraft Program par Brian D. Bikowicz
Tupolev Tu-119
Vought SLAM
Dream of Atomic Powered Flight
NUCLEAR POWERED AIRCRAFT
The Aircraft Nuclear Propulsion Project De Carolyn C. James
Preliminary analysis of three cycles for nuclear propulsion of aircraft
Nuclear Energy for the Propulsion of Aircraft