Ракетный двигатель на инерционном лазерном синтезе, основанном на концепции быстрого воспламенения

1 1 1 1 1 Рейтинг 5.00 (5 Голоса(ов))

Ракета с двигателем на инерционном лазерном синтезе

Система ракетной тяги на инерционном термоядерном синтезе, называемая ракета на лазерном синтезе, laser fusion rocket (LFR) -привлекательная идея для будущих межпланетных миссий, так как подобный привод может обеспечить и большой удельный импульс и большую тягу одновременно. До настоящего времени, были сделаны некоторые концептуальные разработки в этой области, основываясь на обычной схеме инерционного воспламенения [то есть по схеме центрального воспламенения, central ignition (CI) ]. Мы в этой работе предлагаем проект LRF основанный на новой схеме - быстрого воспламенения, fast ignition (FI). Эта схема опирается на недавние экспериментальные и теоретические исследования, которые показывают ее большее преимущество и возможность при воспламенении мишеней термоядерного топлива, использовать меньше лазерной энергией. В применении к ракетному приводу на термоядерном синтезе это означало бы создание более компактной LFR.

В этой работе, мы оцениваем для нового проекта экономию массы главных компонентов, скажем, камеры сгорания, лазерного инициализатора и т.д. в сравнении с более ранней разработкой, основанной на традиционной схеме. В итоге мы обнаружили, что возможно сокращение сухой массы энергетической системы в 7 раз, если использовать быстрое воспламенение вместо обычного, центрального. Также становится возможным соответствующее уменьшение некоторых габаритных параметров, что показано на примере радиуса катушки магнитного зеркала (13 м в CI против 5 м в FI).

 

1. Введение

Ракетный двигатель, в котором тяга создается вспышками (микровзрывами) инерционного термоядерного синтеза, которые в свою очередь инициализируются лазерными лучами - это ракета на лазерном синтезе (LFR) - красивая, привлекательная идея для межпланетных путешествий будущего. Она подкупает тем, что может обеспечить в двигателе и большой удельный импульс и относительно большую тягу одновременно. Существует несколько концептуальных разработок использующие LFR, которые базируются на обычной схеме воспламенения (инициализации) термоядерной реакции в мишени (то есть по схеме центрального воспламенения, сокращенно CL).

Хайд [1] (в работе "Hyde", но по всей видимости R. Hide, предложивший подобную систему в 1972-м году. Прим. пер.) придумал LFR первым, а в последствии предложил усовершенствования к ней. Другие последователи [3] развили концепцию Хайда и в конечном итоге воплотили ее в проект корабля под названием VISTA (буквально "Перспектива"), который, по расчетам, способен доставить пилотируемую миссию на Марс и обратно с полезной нагрузкой в 100 тонн и продолжительностью всей миссии 100 дней, включая пребывание на планете приблизительно 10 дней. Недавно к первоначальному проекту были сделаны обширные дополнения и целый ряд усовершенствований. См. ссылку [4].

Рисунок 1 показывает схематическую компоновку LFR, которая получает тягу от инициализированных лазерами термоядерных микровзрывов.

 


Компоновка ракеты на термоядерном лазерном синтезе

Рисунок 1. Компоновка ракеты на термоядерном лазерном синтезе (LFR)

1 - Лазерный инициатор. 2 - Зеркало. 3 - Тепловые радиаторы. 4 - Полезная нагрузка. 5- Лучевой экран полезной нагрузки. 6 - Сверхпроводящий магнит. 7- Лучевой экран сверхпроводящего магнита. 8 - Точка термоядерного микровзрыва.

Геометрия данной концепции LFR - полый усеченный конус с углом 500. Такая форма понадобилась, чтобы сократить массу тяжелых экранов защищающих от нейтронной радиации (и гамма-лучей) а так же избежать паразитного нагревания обшивки корабля. Половина 50 градусного угла максимизирует эффективность тяги [3] [5].

Мы же, в свою очередь, здесь предлагаем развитие данного проекта LFR, базирующееся на новой схеме быстрого воспламенения инерционного синтеза (FI). Эта идея опирается на недавние экспериментальные и теоретические исследования, которые показывают, что можно получить большую энергетическую выгоду реакуции при использовании лазеров меньшей энергии [6][7]. Если мы применим FI в термоядерном двигателе, то это будет означать создание более компактной LFR.

В этой работе мы демонстрируем возможность уменьшение массы за счет таких компонентов системы как камера сгорания, блок лазерных инициализаторов и т.д. по сравнению с исходным проектом. Мы также указываем главные технологические проблемы, которые надо решить, чтобы воплотить LFR в металл.

 

2. Центральная инициализация (Central ignition) против Быстрой (fast ignition).

Быстрое воспламенение (инициализация, поджег), кратко FL, - это недавно предложенная схема инерционного термоядерного синтеза, где используются две разные лазерные системы для сжатия (имплозии) и нагревания мишени [8].

Требования для процесса сжатия таковы, что оболочка топлива должна быть обжата с использованием длинных (<20 наносекунд) лазерных импульсов которые должны обеспечить сжатие мишени до плотности более чем в 1000 раз большей, чем первоначальная. Сравнивая со схемой с центральным воспламенением (СI) которая требует чтобы в результате обжатия сформировалось горячее ядро в центре сжатой топливной мишени, здесь все требование сводится только к достижению высокой плотности перед началом следующей стадии быстрого воспламенения. Это снижает жесткость требований типа иррадиальности лазерных лучей, равномерности их мощности и однородности включения со всех сторон, которые надо строго соблюдать для центральной схемы инициализации. В новой же схеме для принудительного нагревания уже сжатой мишени используется высоко-энергетические электроны, которые вышибаются в мишени вторым высоко-мощным лазерным импульсом который направляется уже на сжатую топливную мишень, что должно поднять температуру топлива до нужной величины. Новая схема, использующая такое гидродинамическое сжатие, с последующим отдельным воспламенением, была предложена недавно [9]. Простая физика процесса, эффективность поглощения огромной энергии, низкая цена не требующая применять PW-лазеры, простота исследования в лабораториях при достаточном понимании физики процесса и умении экспериментаторов, как показано, является значительным преимуществом новой схемы.

Рисунок 2 сравнивает обе схемы.

Центральная инициализация против быстрой инициализации

Рисунок 2. Центральная инициализация против быстрой инициализации.

1- Лазерное облучение. 2 - испарение, сжатие. 3 - зажигание (инициализация) 3-а - центральное CI, 3-в -быстрое FI. 4 - вторичный лазерный луч. 5 - Горение.

Энергетическая прибыль (вычисляется как отношение энергии выделившейся при синтезе к энергии лазерных лучей, вложенных в мишень) для DT топлива представлена в виде графика на рисунке 3. Здесь она показана как функция от вложенной лазерной энергии для двух схем [10]. Видно, что быстрая схема воспламенения дает энергетическую прибыль намного больше при меньшей энергии лазерных инициаторов.

 Энергетическая прибыль для DT-топлива

Рисунок 3 Энергетическая прибыль для DT-топлива.

1- Энергетическая прибыль (выделившаяся/вложенная энергия) 2 - Энергия (в Мегаджоулях) лазерной инициализации. 3- быстрая инициализация, 4 центральная инициализация.

 

3. Дизайн системы и расчет массы

Движение энергии и масс в LFR показано на рис. 4.

Диаграмма движения массы и энергии в термоядерной ракете на инерционном лазерном синтезе

Рисунок 4. Диаграмма движения массы и энергии в термоядерной ракете на инерционном лазерном синтезе.

1 - Поток вещества. 2 - Поток энергии. 3 - Хранилище топлива. 4 - Инжектор мишеней. 5 - Камера сгорания. 6 - Тяга. 7 - кольцо-индуктор энергосистемы. 8 - Конденсатор. 9 - Лазерные драйверы. 10 - Радиаторы

Шарики с термоядерным топливом инжектируются в точку сгорания. В этот самый момент лазеры разряжаются, инициализируя термоядерный микровзрыв мишени. Продукты термоядерной реакции преобразовываются в тягу с помощью магнитного зеркала. Механизм получения импульса в зеркале показан на рис. 5.

Механизм формирования тяги

Рисунок 5. Механизм формирования тяги.

1 - Магнитное кольцо. 2- Линии магнитного поля. 3-Магнитные силовые линии выталкивают плазму, не позволяя ей двигаться в сторону судна. 4 - Облако плазмы. 5 - Магнитные линии сжимаются. 6 - Термоядерная плазма. 7 - Расширение плазмы. 8 - Магнитное поле выталкивает плазму назад.

Часть энергии синтеза в виде потока заряженных частиц плазмы рекуперируется специальным кольцом-индуктором напрямую в ток и подается на источники питания лазеров для следующего выстрела. Лишнее тепло, являющееся результатом неэффективности лазерных драйверов и прочих подсистем энергетической системы рассеиваются через каналы высокотемпературных радиаторов.

Масса каждого из компонентов системы рассчитана с использованием выражений, данных в ссылке [1]. В таблице 1 приведен список параметров, взятых при вычислении.

Таблица 1. Принятые параметры

Параметр

Центральное

воспламенение

Быстрое

воспламенение

Мощность драйвера: [МДж] 5 0,5
Эффективность драйвера: cdriver 0,06 0,06
Энергия лазеров: EL (КДж) 220 15
Тип топлива DT DT
Топливная эффективность мишени: G 1500 450
Реактивная эффективность магнитного сопла: 0.65 0.65
Максимальная частота взрывов: f (c-1) 30 30
Радиус магнитной катушки зеркала: RC, (м) 13 5
Масса полезной нагрузки: (тонн) 100 25
Полная длинна системы: (м) 125 48
Расстояние до Марса: (м) 7.83x1010 7.83x1010
Время путешествия туда и обратно: (дни) 80 80

Эффективность сгорания DT шарика (отношение полученной энергии к вложенной) приняты оптимистические. Для центрального воспламенения (CI) G=1500 при E = 5 MJ [11], а для быстрого воспламенения (FI) G = 450 и E = 0.5 MJ. Здесь G и E эффективность и общая энергия лазеров соответственно. Радиус токовой петли (катушки) в магнитном зеркале (сопле) уменьшился с 13 м для CI до 5 м в случае FI. Эффективность драйверов (KrF-лазеров) принята 6%. Другие ключевые параметры, типа частоты взрывов мишеней приняты теми же самыми, что и в [3]. Для полета на Марс туда и обратно длительность миссии оценивается приблизительно 80 дней (время пребывания у цели не учитывается). Стартовая масса рассчитана согласно предположению, что масса корабля остается постоянной и относительно малым расходом (например, топлива) мы пренебрегаем. Аналитический код траектории был составлен с использованием уравнений реактивного движения.

Результаты расчета представлены в таблице 2 и на рис 6.

Таблица 2. Распределение массы по модулям (в тоннах).

Подсистема

Центральное

воспламенение

Быстрое

воспламенение

Полезная нагрузка: 100 25
Экран полезной нагрузки: 104 68
Всего полезная нагрузка: 204 93
DT топливо: 14 0,53
Инжектор мишеней: 82 94
Топливный бак: 2 2
Всего топливная система: 98 97
Лазерные драйверы 66 6
Тепловые радиаторы драйверов 94 8
Всего подсистема драйверов: 160 14
Магнитное кольцо 301 12
Экран магнитного кольца + амортизаторы 82 13
Радиаторы 230 4
Всего камера сгорания: 613 29
Стартовое оборудование реактора 9 1
Кабеля, трубопроводы, коммуникации 3 1
Кольцо-индуктор энергосистемы 39 7
Система охлаждения 3 3
Вспомогательная система: 54 12
ВСЕГО сухая масса: 1031 148
ВСЕГО полная масса: 1129 245

Как показывает рисунок 6 возможно сокращение сухой массы энергетической установки в 7 раз если использовать новую схему воспламенения. При этом возможно соответствующее масштабное уменьшение радиуса токовой петли магнитного сопла.

Столь маленький радиус магнитной катушки 5 м сопоставим с радиусом магнитного кольца принятого в проекте ITER для магнитного удержания плазмы. Такое уменьшение размеров магнита должна понизить стоимость и время необходимое для развития концепции двигателя и LFR получает больше шансов на свое осуществление раньше. Все это указывает на преимущество схемы FI перед схемой CI для развития концепции LFR.

Сравнение масс по компонентам подсистемы

Рис 6. Сравнение масс по компонентам подсистемы.

1-Полезная нагрузка. 2-Подсистема драйверов (инициации реакции). 3-Двигательная система (магнитное зеркало). 4-Вспомогательные системы.

Однако, имеются некоторые технические трудности, которые еще ждут своего решения. Во-первых, хотя энергетическая эффективность G сгорания топливной мишени - наиболее важный параметр, мы вынуждены признать, что имеется некоторая двусмысленность в оценке этого параметра.

Во-вторых. Магнитное сопло и камера сгорания - сердце проекта LPF. В нем разлетающаяся энергия плазмы преобразовывается в импульс корабля [4]. Проводился вычислительный эксперимент для оценки эффективности преобразования разлета однородной плазмы в импульс [12]. Было обнаружено, что эффективность преобразования может достигать 60%. Но необходимы более тонкие вычислительные эксперименты и они предлагаются как для GEKKO [13], так и в проекте National Ignition Facility[14].

В-третьих, прямое преобразование (рекуперации) энергии плазмы в электрическую энергию в кольце-индукторе как предполагают, будет составлять всего несколько процентов [15]. Но надо принять во внимание, что для CI потребуется 4%, а для FI потребуется еще больше - 17%, что следует из нашего расчета энергетической отдачи при сгорании шарика. Таким образом, подсистема энергоснабжения через кольцо-индуктор должна быть значительно усовершенствована и проверена в экспериментах.

 

4. Заключение.

По сравнению с CI схема FI, как мы здесь показываем, позволяет осуществить более компактную FLR (ракету на лазерном термоядерном синтезе), если технологические проблемы, типа метода рекуперации энергии плазмы в ток, будут решены.

Эта работа получила частичную поддержку в соответствии с программой исследований института лазерной энергетики в университете Осака (Institute of Laser Engineering, Osaka University).

 

References

[1] R. A. Hyde, et al., AIAA Paper, No.72-1063, 1972
[2] R. A. Hyde, Lawrence Berkeley Laboratory, UCRL-88857, 1983
[3] C.D. Orth, et al., UCRL-96676,1987
[4] C. D. Orth, UCRL-TR-110500, 2003
[5] Y. Nagamine, H. Nakashima, Fusion Technol., 62, 35, 1999
[6] M. Tabak, et al., Phys. Plasmas,1, 1626, 1994
[7] R. Kodama, et al., Nature 412,798, 2001
[8] K. A. Tanaka, et al., 20th IAEA Fusion Energy Conference IAEA-CN-94/IF/1-4Ra, 2004
[9] M. Murakami, et al., ibid., IAEA-CN-94/IF/P7-31, 2004
[10] Y. Izawa, Oyoubutsuri, 73, 194, 2004 (in Japanese)
[11] C. D. Orth, ibid, p.23
[12] K. V. Vchivkov, et al., Jpn. J. Appl. Phys., 42, 6590, 2003
[13] Y. Mori, private communications
[14] H. Nakashima, et al., Fusion Eng. Design, 44, 359, 1999
[15] Y. P. Zakharov, H. Nakashima, Proc. 11th Int. Conf. Emerging Nuclear Energy Systems, 319, 2002
© 2020 SpaceAssociation.