Ракета на термоядерном топливе от MSNW

в 17:27, , рубрики: будущее здесь, космонавтика, космос, наука, Научно-популярное, ракетный двигатель, термоядерная реакция, метки: , , ,

С днём космонавтики! Прочитав пост «Под эгидой NASA строят термоядерный космический двигатель», я решил найти более подробную информацию о данном проекте. Далее я хочу рассказать о том, что же представляет из себя этот двигатель, и как он работает.

Ракета на термоядерном топливе от MSNW


Для начала, небольшое введение в то, что же представляет из себя термоядерное топливо и как его можно использовать.

Термоядерное топливо

Энергию можно получить как разбивая большие нестабильные атомы на более мелкие куски, так и сливая два или больше мелких атомов в один большой. Во всех случаях, если взвесить начальные атомы и сравнить их с весом результата, можно обнаружить, что итоговая масса будет меньше. Это явление известно как дефект массы и представляет собой количество материи, превращающейся в энергию. Всем известно, что e = mc^2, но не все представляют, насколько c (скорость света в вакууме) большое число, а возведённое в квадрат оно становится просто очень большим. Соответственно, даже микроскопическое количество вещества становится способно произвести внушительное количество энергии.

По конвенции 1 а.е.м. (атомная единица массы) = 931.494028 МэВ.

Пример.
D-T синтез начинается с атома дейтерия и трития и заканчивается атомом гелия-4 и нейтроном. Начальная масса 2.013553 + 3.015500 = 5.029053. Конечная масса 4.001506 + 1.008665 = 5.010171. Вычитая второе из первого, найдём, что дефект массы равен 0.018882. Умножив на 931.494028 найдём полученную энергию, равную 17.58847 МэВ.

На заметку, термоядерный синтез производит энергию по мере слияния всё больших и больших атомов, пока они не вырастут до такой степени, что станут атомами железа. После этого, слияние тяжёлых атомов начинает потреблять больше энергии, чем производить.

Частицы

Символ Название Масса
p Протон, ионизированный водород 1.007276
n Нейтрон 1.008665
1H Водород-1, обычный водород 1.007940
D Дейтерий, водород-2 2.013553
T Тритий, водород-3 3.015500
3He Знаменитый гелий-3 3.014932
4He Гелий-4, обычный гелий 4.001506
6Li Литий-6
7Li Литий-7, обычный литий
11B Бор-11, обычный бор 11.00931

В данной таблице даются символы для различных частиц, которые могут быть использованы в качестве термоядерного топлива. Массы частиц даны на случай, если вы захотите посчитать дефект масс для приведённых ниже реакций и удивиться полученному количеству энергии.

Период полураспада трития составляет всего лишь 12.32 года, что немного затрудняет его использование в космосе, так как после двенадцати лет он наполовину распадётся на гелий-3. Именно поэтому не существует естественных месторождений трития. Большинство проектов реакторов, использующих тритий, полагаются на генераторы трития. Они обычно представляют из себя баки с жидким литием, окружающие реактор. Литий поглощает нейтроны и трансмутирует в свежий тритий и гелий-4.

Знаменитый гелий-3, который часто называют экономическим мотивом для покорения космоса, к сожалению, не так хорош, как можно было бы предположить. Во-первых, он отсутствует на Земле, из-за чего его трудно добывать. Некоторые энтузиасты хотят добывать его на Луне, не уточняя, его концентрация там очень мала. Для получения всего лишь тонны гелия-3, необходимо переработать 100 миллионов тонн лунного реголита. Как вариант, его можно вырабатывать на фабриках, но для этого необходимо большое количество нейтронов. В общих чертах, нужно получить тритий и ждать, пока он распадётся. Огромные количества гелия-3 доступны в атмосфере Сатурна и Урана, но для его добычи оттуда необходима соответствующая инфраструктура. Концентрация гелия-3 в их атмосферах может достигать десяти частей на миллион, что гораздо лучше, чем на Луне. Юпитер тоже содержит гелий-3 в своей атмосфере, но, из-за огромной гравитации, его добыча может быть сильно осложнена.

Термоядерные реакции

Реакция МэВ/реакция ТДж/кг 1 ТВт горение К-Л Без нейтронная Выхлоп
D + T 4He + n 17.6 МэВ 339.72 ТДж/кг 0.002944 г/с 1 8.7%c
D + D T + 1H 4.03 МэВ 97.23 ТДж/кг 0.01028 г/с 30 4.3%c
3He + n 3.27 МэВ 78.90 ТДж/кг 0.01267 г/с 4.2%c
p + 11B 4He 8.7 МэВ 69.97 ТДж/кг 0.01429 г/с 500 Да 4.5%c
D + 3He 4He + p 18.3 МэВ 353.23 ТДж/кг 0.002831 г/с 16 8.9%c
3He + 3He 4He + 2×p 12.9 МэВ 207.50 ТДж/кг 0.004819 г/с ? Да 6.8%c
n + 6Li T + 4He
n + 7Li T + 4He + n
p+p+p+p 4He 26.73 МэВ 644.93 ТДж/кг 0.001551 г/с Много 11.7%c

В столбце Реакция перечислены начальные и конечные продукты реакции. Столбец МэВ/реакция показывает, сколько энергии выделится в результате одной реакции в МэВ. Столбец ТДж/кг показывает, сколько тераджоулей (1012) энергии выделится в результате сгорания килограмма топлива. Для сравнения, 1 килотонна ТНТ ≈ 4,1840 ТДж. В 1 ТВт горение указано, сколько грамм топлива нужно сжигать каждую секунду для получения 1 ТВт тепловой энергии. В столбце К-Л указан критерии Лоусона для данной реакции. Без нейтронная говорит о том, производит ли реакция нейтроны, или нет. Нужно отметить, что если даже в реакции не фигурируют нейтроны, то они всё равно могут образовываться в результате побочных реакций. И столбец Выхлоп даёт представление о теоретически максимальной скорости истечения продуктов сгорания в процентах от скорости света. Предполагается, что вся энергия, полученная в ходе реакции, преобразуется в кинетическую энергию движения продуктов реакции.

Существует довольно много термоядерных реакций, но только небольшое их количество подходит для использования в качестве источников энергии для ракетных двигателей. Про ограничения можно почитать здесь. Из всех кандидатов наиболее простыми для использования являются реакции с низким критерием Лоусона, по которому можно судить о сложности начала и поддержания реакции. Если реакция производит только заряженные частицы, то это можно считать большим плюсом, так как появляется возможность преобразовывать их в электричество напрямую, без посредника в виде тепла.

Также желательно, чтобы реакция не производила нейтроны, так как они не только являются опасной радиацией, но и имеют тенденцию ослаблять материалы конструкции и трансмутировать части двигателя в радиоактивные элементы. Если, конечно, нет необходимости использовать нейтроны для получения трития.

D + 3He реакция особенно интересна для применения в ракетных двигателях, так как её продуктами являются только заряженные частицы, что делает возможным прямое управление ими с помощью магнитного сопла.

Из таблицы видно, что существуют различные реакции, которые выглядят многообещающими для использования в космосе и на Земле. Отметим, что D+D реакция имеет два возможных результата и, соответственно, две строки в таблице. Каждый результат имеет вероятность 50%. Две реакции с литием не производят энергии и используются для получения трития, как было упомянуто выше.

Реакцию D-T сравнительно легко начать, на что указывает низкий критерий Лоусона, но она потребляет тритий с малым периодом полураспада. Водородно-борная реакция (протон — это ионизированный атом водорода) имеет преимущество в том, что не производит нейтронов, но её очень трудно зажечь. Гелий-3 + гелий-3 также безнейтронная, но гелий-3 сложно добывать. Видимо из-за этого информацию о критерии Лоусона для этой реакции найти не удалось.

Протон-протонная реакция протекает на Солнце. Проблема в наибольшем критерии Лоусона из всей таблицы. Заставить слиться четыре протона почти невозможно, для получения энергии легче использовать уже существующую звезду.

Две реакции с литием не производят никакой энергии и обычно используются для получения трития.

Ракетный двигатель на термоядерном топливе

Основано на публикации Mission Design Architecture for the Fusion Driven Rocket. Pancotti, A., Slough, J. Kirtley, D. et al. AIAA Joint Propulsion Conference (2012).

Введение

В данной статье описывается, на первый взгляд, очередной способ использования термоядерной энергии для осуществления быстрых пилотируемых космических полётов. Предыдущие усилия на этой стезе были безрезультатны, по большей степени из-за следующих двух причин. Во-первых, они были основаны на дизайне термоядерных реакторов. Прямолинейное применение подходов, используемых в реакторах, ведёт к системам с колоссальной массой и проблемами с отводом энергии. При подробном анализе для наиболее компактного концепта ТОКМАКа, сферического тора, масса корабля выходила в районе 4000 тонн. Максимальная же масса для выведения на низкую опорную орбиту с помощью химических ракет не должна превышать 200 тонн.

Вторая причина в том, что, фактически, все предыдущие системы двигательных установок требовали сложных реакций, производящих, по большей части, заряженные частицы. Это было необходимо для уменьшения энергетических потерь через нейтроны. Наиболее перспективными были D-3He и P-11B. Но эти реакции требуют гораздо больших температур плазмы и были на порядки более труднодостижимы, чем D-T синтез, который гораздо более доступен и рассматривается в качестве единственного кандидата для применения на Земле. Являясь менее выгодными они, тем не менее, требуют огромного количества энергии для поддержания горения, делая их не немного лучше, чем альтернативные реакции деления.

Необходимо переосмыслить прошлые представления о том, как использовать термоядерную энергию в космических двигательных установках. Давайте посмотрим, что даёт химическим ракетным двигателям такие преимущества. Основная причина в том, что энергия, получаемая из химической реакции горения, может быть как большой, так и малой, по желанию. От 13 ГВт у тяжёлой ракеты-носителя Атлас, до 130 кВт у автомобиля. Стоит отметить, что при более низкой энергии, горение более эффективно, так как можно повышать температуру, не беспокоясь о необходимости интенсивного отвода тепла и термальных повреждениях, которые могут возникнуть при длительном непрерывном функционировании.

Как показали испытания атомных и водородных бомб, горение ядерного горючего может производить энергию на много порядков большую, чем тот же Атлас. Проблема в том, как контролировать выделение ядерной энергии для получения характеристик, необходимых для космических полётов: факел на несколько мегаватт, низкая удельная масса α (~ 1 кг/кВт) при высоком удельном импульсе Isp (> 20000 м/c). Оказалось, что, по крайней мере для ядерного деления, не существует возможности масштабирования вниз до необходимого масштаба энергии, так как для начала самоподдерживающейся реакции требуется определённая критическая масса (критическая конфигурация). В итоге, проекты, использующие реакции ядерного деления, такие как Орион, обычно давали тягу в миллионы тонн, что подходит только для космических кораблей с массой от 107 кг и выше.

К счастью, масштабы термоядерных реакций могут быть гораздо меньше и такие методы, как Magneto Inertial Fusion (мангито-инерционный термоядерный синтез, MIF), позволяют получать большие количества энергии из ядерного материала в системах, которые могут подойти для космических двигательных установок по их размерам, весу, мощности и стоимости.

Физика двигателя

Двигатель основан на принципе трёхмерной имплозии (обжатие взрывной волной) металлической фольги вокруг FRC плазмоида (Field-reversed configuration — поле с обращённой конфигурацией) с помощью магнитного поля. Это необходимо для достижения необходимых для начала синтеза условий, таких как высокая температура и давление. Данный подход к запуску реакции является разновидностью инерциального синтеза. Для того, чтобы примерно понять, как он работает, можно взглянуть на инерциальный управляемый термоядерный синтез (Inertial Confinement Fusion — ICF). ICF синтез достигается с помощью трёхмерной имплозии сферической капсулы с криогенным топливом миллиметрового размера. Имплозия происходит благодаря взрывному испарению корпуса капсулы. В этом методе предполагается, что инерции небольшой капсулы хватит для удержания плазмы достаточно долго для того, чтобы всё топливо прореагировало и произвело полезный выход G ~ 200 или больше (G = энергия синтеза / энергия плазмы). ICF подход уже на протяжении десятилетий преследуется National Nuclear Security Administration (NNSA), так как представляет собой что-то вроде термоядерной бомбы в миниатюре. В связи с малыми размерами и массой, нагрев капсулы до температуры синтеза должен производиться в течении наносекунд. Оказалось, что наиболее многообещающим решением данной проблемы является массив из мощных импульсных лазеров, сфокусированных на капсуле с D-T топливом.

National Ignition Facility (NIF) в Ливерморской национальной лаборатории проводят эксперименты по лазерной имплозии капсулы с термоядерным топливом, но попытки пока что не очень удачны.

Однако, для использования в космосе, необходимы другие подходы. Это означает, что от использования огромных лазерных установок придётся отказаться. Тяжёлые ионы и обжимаемые металлические оболочки являются двумя наиболее многообещающими технологиями. Вне зависимости от метода, обжатие должно быть равномерным, сильным и осуществляться с большой точностью, что может вести к большим, высоковольтным и очень дорогим системам. В середине девяностых было обнаружено, что присутствие сильного магнитного поля существенно подавляет передачу тепла в мишени, что уменьшает мощность имплозии, необходимой для обжатия мишени и начала в ней синтеза. Задолго до того момента, как тепловая энергия плазмы рассеется, для непосредственной компрессии может быть использована металлическая оболочка. Так мы можем увеличить время термоядерного горения, благодаря ограничивающей металлической оболочке. Оболочку можно сжимать как с помощью взрывчатки, так и при помощи магнитного поля. Было показано, что, если имплозия оболочки вокруг намагниченной мишени было полностью трёхмерным, то усиление энергии может быть получено в малом масштабе при кинетической энергии оболочки до 1 МДж.

В то время не было известного пути достичь всего этого на практике. Но в 2000 году было показано, что для достаточно намагниченной плазмы мишени, термоядерное горение может начаться даже когда ограничение ρ⋅R > 0.1 г/см2 (R — радиус мишени, ρ — плотность мишени) не выполняется. Горение стало возможным так долго, как B⋅R > 60 Тл⋅см (B — магнитная индукция). Следовательно, горение может быть получено при гораздо меньшем давлении, чем в ICF. Финальным элементом, необходимым для эффективного использования в космосе, остаётся способ преобразования выделенной энергии в тягу при сохранении высокого удельного импульса.

Ракета на термоядерном топливе от MSNW
Схематическое изображение процесса индуктивной имплозии FRC плазмоида металлическим вкладышем. (a) Тонкие металлические обручи начинают движение с такой скоростью и в таком направлении, чтобы обжать плазмоид в горле сопла. FRC плазмоид, выступающий в качестве мишени, выстреливается в камеру двигателя. (b) FRC плазмоид удерживается продольным магнитным полем от контакта со стенками камеры во время его движения до горла сопла. (с) Сегменты вкладыша обжимают FRC плазмоид, в результате чего достигаются условия для начала термоядерной реакции. (d) Под действием альфа-частиц и нейтронов, полученных в результате термоядерной реакции, вкладыш испаряется и превращается в ионизированную плазму, которая расширяется вдоль расходящегося магнитного поля. Это приводит к прямой генерации электричества, благодаря обратной ЭДС, и направленной тяги от истечения плазмы из магнитного сопла.

Было ясно, что условия для начала термоядерной реакции могли быть достигнуты в малом масштабе благодаря кинетической энергии массивного металлического вкладыша, направленной на сжатие плазмы в мишени до высокой плотности и температуры. Но для воплощения этого в реальности, необходимо было ответить на следующие вопросы:

  1. Как сделать это без огромных магнитных катушек?
  2. Как сделать это эффективным и повторяемым?
  3. Как создать подходящий плазмоид, используемый в качестве мишени?
  4. Как преобразовать энергию термоядерной реакции в направленную тягу?

Ключом для ответа на все эти четыре вопроса могут стать исследования магнитного трёхмерного обжатия металлических колец вокруг FRC мишени для получения термоядерной реакции, недавно проведённые в MSNW. Логическим продолжением данных исследований является метод, которые использует эти металлические кольца не только для достижение необходимых условий для начала горения, но и для непосредственного создания реактивной тяги. Для ответа на первые два вопроса, необходимо достичь высокой эффективности установки и добиться «stand-off» — способности предохранять конструкцию и горючее от энергии, выделяемой реакцией. Добиться сходящегося движения металлических колец можно с помощью индуктивности, для чего нужно их разместить вдоль внутренней поверхности цилиндрических или конических клиновидных катушек. Это решает проблемы как с эффективностью, так и со «stand-off». Металлический вкладыш может быть расположен на расстоянии до метра от мишени. Причём катушки могут быть изолированными как физически, так и электрически. Эффективность привода может быть крайне высокой, так как катушки в нём являются индуктивным элементом в простом колебательном контуре, где потери на сопротивление крайне малы, по сравнению с передаваемой энергией. С помощью даже таких простых элементов, как массив из диодов, любая магнитная энергия, не переданная вкладышу, может быть возвращена обратно в зарядное устройство после того, как оболочка будет выброшена через сопло после первой половины цикла.

Даже учитывая, что магнитное поле внутри металлического кольца вначале сравнительно мало, существует достаточная утечка магнитного потока во время ускорения кольца внутрь, так что, в пике компрессии, продольное магнитное поле, запертое внутри теперь уже гораздо более тонкого кольца, может достигнуть 600 Тс. Теперь это поле даже больше того, что необходимо для сжатия FRC и начала термоядерной реакции с существенным полезным выходом.

Следующей проблемой было создание намагниченной плазмы для использования в качестве мишени. Для применения системы в космосе, необходима малая масса установки. Система с наименьшей массой, в которой может быть достигнута термоядерная реакция, и единственная применимая в данном случае, использует компактные тороидальные плазмоиды, обычно называемые полями с обращённой конфигурацией (FRC). Наибольшим преимуществом использования плазмы с замкнутыми линиями магнитного поля, является её очень высокое β (соотношение плазма/магнитное давление) и возможность её непосредственного перемещения и сжатия для начала реакции. Во всех вариантах термоядерных реакторов, только FRC плазмоид имеет линейную геометрию и является ограниченным благодаря замкнутому полю. Более того, FRC уже показали свою возможность перемещаться на большие расстояния и способность пережить сжатие до размера и плотности, необходимой для начала синтеза. Уже были созданы FRC с внутренним полем, удовлетворяющем B⋅R соотношению для начала горения на пике сжатия.

Для номинальной скорости сходимости вкладыша равной 3 км/с, FRC с радиусом 0.2 м, что типично для данного устройства, будет полностью спрессован за 67 мкс, что только часть общего времени существования такого FRC (~ 1 мс).

Для ответы на четвёртый вопрос, был разработан довольно прямолинейный подход к преобразованию энергии термоядерной реакции в тягу. Как было указано выше, для сжатия плазмы используется тонкий металлический вкладыш с индуктивным приводом. После завершения радиальной и продольной компрессии, этот вкладыш принимает форму толстой (r > 5 см) оболочки, которая ведёт себя как защитная стенка и поглощает практически всю энергию как реакции, так и плазмы во время термоядерного горения. После этого, нагретый до сверхвысокой температуры, ионизированный металл начинает быстро расширяться внутри расходящегося поля магнитного сопла, которое преобразует энергию плазмы в реактивную тягу. Также, возможно получение электроэнергии благодаря обратной ЭДС, наводимой в конической катушке из-за сжатия потока. Стоит заметить, что энергетический выход реакции по отношению к затраченной энергии достаточно высок, что делает возможным использование энергии солнечных батарей для её поддержания.

Ракета на термоядерном топливе от MSNW

Полёт на Марс

Далее берутся данные из презентации 1 и презентации 2.

План 210-дневного полёта на Марс и обратно.
Ракета на термоядерном топливе от MSNW

90-дневная миссия на Марс

Цель: лучшее отношение полезной нагрузки к общей массе.

  • Отсутствует необходимость в дополнительных транспортных миссиях
  • Упрощённая архитектура миссии
  • Возможность привести все запасы в ходе одной миссии
  • Низкая стоимость миссии
  • Возможность начать миссию уже после единственного запуска с Земли
30-дневная миссия на Марс

Цель: наиболее быстрая миссия.

  • Низкий риск
  • Минимальное радиационное облучение
  • Архитектура миссии типа Аполлон
  • Ключ к регулярному посещению Марса
  • Разработка технологий, необходимых для покорения глубокого космоса
Параметр (при полезном выходе термоядерной реакции равном 200) 90 дней 30 дней
Мощность выхлопа (МВт) 2,6 33
Мощность солнечных батарей (кВт) 27 350
Удельный импульс (с) 5140 5140
Удельная масса (кг/кВт) 4,3 0,38
Начальная масса (тонн) 90 153
Отношение полезной нагрузки к общей массе 65% 36%

В настоящее время NASA занимается разработкой системы космических запусков (Space Launch System, SLS) — сверхтяжёлой ракеты-носителя, способной выводить на низкую опорную орбиту от 70 до 130 тонн полезной нагрузки. Это делает возможной начала 90-дневной миссии к Марсу уже после одного запуска подобной ракеты-носителя.

Обе миссии имеют возможность непосредственной отмены и возврата на Землю.

Ключевые параметры миссии

Допущения, касающиеся топлива
Расходы на ионизацию материала вкладыша 75 МДж/кг
Эффективность передачи энергии вкладышу (оставшаяся энергия возвращается обратно в конденсаторы) 50%
Эффективность преобразования в тягу ηt 90%
Масса вкладыша (соответствует коэффициенту усиления от 50 до 500) от 0,28 до 0,41 кг
Фактор воспламенения 5
Запас прочности (GF =GF(calc.)/2) 2
Допущения, касающиеся миссии
Масса марсианского модуля (по Design Reference Architecture 5.0) 61 т
• Обитаемая зона 31 т
• Возвращаемая капсула 16 т
• Система спуска 14 т
Относительная масса конденсаторов (в неё также входит необходимая проводка) 1 Дж/г
Относительная масса солнечных батарей 200 Вт/кг
Структурный фактор (баки, структура, радиаторы и пр.) 10%
Полностью топливное торможение, аэродинамическое торможение не используется
Конструкция корабля
Структура (обтекатели, силовые структуры, каналы связи, АСУ, батареи) 6,6 т
Система удержания лития 0,1 т
Система создания и впрыска плазмы 0,2 т
Механизм подачи топлива 1,2 т
Батареи конденсаторов 1,8 т
Катушки обжатия вкладыша 0,3 т
Проводка и силовая электроника 1,8 т
Солнечные батареи (180 кВт при 200 Вт/кг) 1,5 т
Система терморегулирования 1,3 т
Магнитное сопло 0,2 т
Масса корабля 15 т
Масса марсианского модуля 61 т
Литиевое рабочее тело 57 т
Общая масса 133 т

Автор: Unrul

Источник

Поделиться

* - обязательные к заполнению поля