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.

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.

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.

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.



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 длина 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.

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

---

Небольшое дополнение от сайта "Горизонт возможного". Здесь (где и найдена выше приведенная статья) размещена следующая, дополнительная информация:

Реакция термоядерного синтеза выделяет много энергии, и она может легко произвести высоко-температурную плотную плазму. Полученный в результате реакции поток плазмы может направляться определенным образом сконфигурированным магнитным полем, то есть истекать из магнитного сопла камеры сгорания. Такое сопло имеет преимущество в том, что оно избегает прямого контакта с плазмой и огромной термической нагрузки на свои стенки. Таким образом, ракета на лазерном термоядерном синтезе могла бы иметь очень высокую по сравнению с другими, существующими системами скорость истечения рабочего тела (удельный импульс). Это делает FLR перспективным средством для межпланетной транспортной системы.
Мы изучили процесс преобразования сферического разлета плазмы в направленный импульс лазерно-термоядерной ракеты посредством магнитного сопла, используя для этого гибридный код [Y. Nagamine, H. Nakashima, Fusion Technol., 62, 35, 1999 ] . Более детальные эксперименты предполагаются по программе GEKKO и National Ignition Facility [H. Nakashima, et al., Fusion Eng. Design, 44, 359, 1999].

Там же приведена следующие две динамические картинки (gif-файла), демонстрирующая поведение плазмы согласно вышеупомянутой вычислительной модели:

Поведение плазмы в магнитном сопле (сечение в плоскости X-Z). Зеленые точки - катушка, синие точки - плазма. Общее время отображенных событий: 9x10^-6 сек.

Поведение плазмы в магнитном сопле (сечение в плоскости Y-Х). Красные точки - плазма. Общее время отображенных событий: 9x10^-6 сек.

Немного о проекте VISTA (который взят авторами статьи за базовый):

Проект существует с конца 80-х годов и с тех пор остается перспективной разработкой "в долгом ящике". Предполагалось, что в таком двигателе может быть достигнута скорость истечения, 200 км/с, что для межзвездного полета мало, но вполне приемлемо для полетов в любой уголок Солнечной системы. Фактически, проект VISTA и близкие к нему являются теми разработками, что наиболее реально на нынешнем уровне знаний и технологий представляют концепцию термоядерных ракетных двигателей.
Можно скачатьь pdf-файл с подробным отчетом по VISTA на английском.


Перевод Александра Семенова, май-сентябрь 2008 г.
Первоисточник
__________________________________________________ [ вверх ] [ оглавление ]

Оптимизирован под Internet Explorer 1024X768
средний размер шрифта
Дизайн A Semenov