Альтернативные пути использования и управления

Альтернативные пути использования и
управления термоядерным синтезом
Юровицкий В.М.
Российский государственный социальный университет, Москва
[email protected]
В работе показывается необходимость перехода в космонавтике ко второму этапу ее
развития в связи с потребностью хозяйственного освоения ресурсов Солнечной
системы. Этот этап должен стать этапом весомой космонавтики. Показано, что
единственным транспортным средством для весомой космонавтики. является
двигатель прямого действия на термоядерном топливе. Рассматривается схема такого
двигателя. Но возникает проблема в том, что в требуемой конфигурации оказывается
непригодной ни одна из известных схем инициации термоядерной реакции.
Предложена новая комплексная схема инициации реакции и удержания плазмы..
Прошло шестьдесят лет со времени выдвижения идеи о практическом
(управляемом) использовании энергии термоядерного синтеза. К сожалению, решение
проблемы до сих пор выглядит не очень обнадеживающе. Слишком сложная техника,
слишком дорогие материалы, слишком сложная физика. Предлагается подойти к этой
проблеме с другой стороны. Найти те области и сферы деятельности, в которых
термоядерный синтез имеет абсолютный приоритет, и на этой основе определить
необходимые способы управления им.
Проблемы космического транспорта
Общепризнано, что будущее человечества в космосе. Природные ресурсы
Земли исчерпываются или становятся все более трудно достижимыми. Решение
проблемы доступа к новым ресурсам может стать вопросом самого существования
человеческой цивилизации.
Такие ресурсы есть, но они лежат за пределами Земли, на пространстве
Солнечной системы. И потому доступ к этим ресурсам связан с проблемой транспорта
на пространстве Солнечной системы.
Современный
этап
космонавтики
можно
назвать
этапом
инерциальной
космонавтики. Современный ракетный двигатель есть всего лишь стартовый
ускоритель, который придает космическому транспортному средству стартовый
импульс, а затем все движение происходит в свободном полете, по инерции с редкими
возможностями корректировки движения. В двигателях используется химическая
энергия. Поэтому полеты даже к ближайшим телам Солнечной системы составляют
2
месяцы и годы. Причем сам полет происходит в чрезвычайно неблагоприятных для
человека условиях невесомости.
Таким образом, этот этап развития космонавтики может служить для научного
исследования Солнечной системы, но не для ее хозяйственного освоения. Фактически,
современная космонавтика оказалась в кризисе. Первый этап развития космонавтики
закончился или близок концу, а идей нового этапа космонавтики, связанного с
хозяйственным ее освоением, нет. Для хозяйственной колонизации Солнечной системы
требуются прежде всего иные транспортные средства.
Весомая космонавтика
Этап хозяйственного освоения Солнечной системы и получение доступа к ее
ресурсам требует перехода в новый этап космонавтики ─ этап весомой космонавтики.
В весомой космонавтике все космическое путешествие будет происходить в весомом
состоянии на борту корабля, создаваемом работающими ракетными двигателями.
Мерой весомости является удельная сила, т.е. сила на единицу массы, приходящаяся на
все предметы и тела на борту космического корабля. Единица весомости в СИ есть
Н/кг. Эту единицу в гравиметрии называют Галилео, Гл. Этим самым космический
корабль будет двигаться ускоренно, ускорение численно равняется весомости, но с
обратным знаком:


w  W ,
где w –
(1)
ускорение, W – весомость. Но при учете гравитационного ускорения
(гравитационного поля) это уравнение уже не совсем верно, оно должно учитывать
влияние гравитационного поля на движение космического корабля.
Для того, чтобы прибыть к месту назначения с погашенной скоростью корабль
должен лететь половину пути с весомостью, направленной в сторону старта, ускоренно,
а в середине пути космический корабль разворачивается на 180°, и дальнейший путь
уже будет происходить с замедлением.
На рис.2 показаны эпюры удаления, скорости, ускорения и весомости в
весомостном полете.
Длительности прямолинейного весомого полета с Земли к различны телам
Солнечной системы см. в таблице.
Характеристики
Расстояние в а.е.
Марс Уран Плутон
1.5
18
39
Луна
300
Мм
2
3
Длительность полета
при W= 1кГ/кг, сут.
Длительность полета при W= 0.01
кГ/кг, сут.
1.5
12
18
3 час
15
120
180
30 час
Мы видим, что в условиях весомого полета Солнечная система приобретает
антропоморфные размеры. Даже при весомости в 100 раз меньше земной длительность
полета соответствует длительности океанских плаваний в эпоху паруса. При этом весь
полет происходит в гораздо более комфортных весомых условиях.
Итак, найдена схема полета, позволяющая решать проблему хозяйственного
освоения Солнечной системы.
Двигатель весомой космонавтики
Проблемой весомой космонавтики является, естественно, ракетный двигатель.
Ракетный двигатель есть преобразователь энергии топлива в импульс рабочего
вещества. Таким образом, ракетный двигатель характеризуется видом топлива, видом
рабочего тела и способом преобразования энергии в импульс.
По виду используемого топлива возможно использование химического и
ядерного топлива. По характеру преобразования можно выделить два главных типа –
двигатель прямого и непрямого действия. В двигателях прямого действия (ДПД)
рабочее тело есть продукт преобразования топлива в энергетической реакции. В
двигателях непрямого действия рабочее тело и топливо представлены различными
субстанциями. Современные химические ракетные двигатели являются двигателями
прямого действия. К двигателям непрямого действия относятся, к примеру, ионные и
электрореактивные двигатели.
Наиболее эффективными являются, естественно, двигатели прямого действия.
Для весомой космонавтики требуется использовать именно такие двигатели.
Очевидно, что для крейсерских космических межпланетных кораблей в режиме
весомого движения пригодно только ядерное топливо.
При этом из двух альтернативных типов ядерного топлива на основе реакций
деления и синтеза топливо, связанное с реакциями деления, например, урановое, вряд
ли годится, так как все предложенные схемы ядерных ракетных двигателей на
урановом (плутониевом и т.п.) топливе являются двигателями непрямого действия, и
создать двигатель прямого действия на делящемся ядерном топливе невозможно,, так
как для этого топлива существенно понятие критической массы, взрыв которой
является атомной бомбой.
Очевидно, что единственным видом ядерного топлива для двигателей прямого
действия может быть только термоядерное. При этом плазменные методы управления
реакцией синтеза также отпадают.
В проекте Британского Межпланетного Общества "Дедал" (работы над проектом
продлились под руководством инженера Алана Бонда (Alan Bond), который стоял во
главе Главного координационного комитета из 11 человек, с 1973 по 1978 год. Всего в
реализацию проекта было вовлечено по разным его аспектам и в качестве
консультантов до 300 специалистов) по проекту межзвездного космического корабля1 в
качестве топлива было выбрано термоядерное топливо, поджигаемое в гранулах в
центре открытой в пространство полусферы. Половина потока высокоэнергичных
продуктов термоядерной реакции свободно истекает за пределы полусферы, создавая
реактивную струю, а оставшаяся половина поглощается в поглотителе, из которого
энергия выводится и используется для нужд корабля, а излишек должен рассеиваться в
1
Journal of the British Interplanetary Society, 1974 - 1987 гг.
3
4
окружающее пространство через световое и тепловое излучение либо путем
использования его для ускорения и получения дополнительного импульса
выбрасываемых отходов.
Инициацию реакции в гранулах в проекте предложено осуществлять с помошью
инерциального синтеза. Сжатие с помощью лазерных лучей авторы сразу же отвергли
как весьма сложную и массозатратную. Поэтому ими было предложено использовыать
инерциальное сжатие с помощью ионных пучков.
Увы, осуществить всестороннее инерциальное сжатие в геометрии реактивного
двигателя невозможно, так как одна из полусфер должна быть свободной и открытой в
пространство для истечения продуктов реакции и создания реактивной струи. И
разместить на ней оборудование невозможно. Проект оказался тупиковым. Фактически,
оказалось, что и на термоядерном топливе невозможно создать ядерный ракетный
двигатель прямого действия.
Новый способ инициализации термоядерной реакции в твердотельных
гранулах и удержание плазменного сгустка
Итак, топливо и схема создания импульса для весомой космонавтики выбраны
правильно, и в свете современных знаний они единственны. Это гранулированное
термоядерное топливо и создание импульса свободным истечением продуктов реакции
в открытое пространство. Но только ни один из известных и предложенных способов
инициации термоядерной реакции оказался непригодным в этой схеме. Ни
инерциальное инициирование, ни плазменное.
Но так как схема двигателя для весомой космонавтики, думается, единственна, а
сама весомая космонавтика есть абсолютная необходимость для самого существования
Человечества и цивилизации во Вселенной, то мы уверены, что такая схема должна
существовать.
И путь решения, видимо, лежит в комплексном использовании известных
методов инициации.
Исходя из этих соображений и предлагается такая комплексная схема
инициации реакции и удержания плазменного сгустка на время прохождения реакции,
в которой совмещаются и инерциальная (ударная) инициация и магнито-плазменное
удержание с добавлением дополнительно электростатическое обжатия. См. рисунок
4
5
Схема термоядерного реактивного двигателя
прямого действия
2
1
4
7
8
6
5
8
3
9
1
10
11
1 – поглотитель; 2- реактивная струя; 3 – поглощаемые продукты рпаспада;
4 – термоядерная мишень в процессе реакции; 5 – поток электронов;
6 – поток дейтонов; 7 – ускоритель электронов; 8 – ускоритель дейтонов;
9 – выстреливающее устройство; 10 – хранилище термоядерного топлива;
11 – ионизатор дейтерия.
Фактически, для действия на мишень у нас есть только экваториальный пояс
полусферы. И вот предлагается на этом поясе разместить два или может более
оппозитных систем пучкового воздействия на мишень. Но в качестве агента
воздействия предлагается использовать встречные пучки разнозарядовых частиц. Это
могут быть, к примеру, пара электрон и ядра реагента в термоядерном топливе, либо
разнозаряженные ионы реагентов. Эти разнозарядовые пучки ускоряются до энергии,
при которой преодолеваются барьеры для возникновения ядерной реакции, а во вторых
оба пучка обладают одинаковым импульсом, чтобы не вызывать выброса самой
мишени из центра полусферы.
Удар с двух, а возможно и с большего количества сторон в одной плоскости
вызывает продольное сжатие как под действтием ударных импульсов, так и за счет
электростатического притяжения разнозарядовых частиц на противоположных
5
6
сторонах мишени. Но остается свободным от воздействия перпендикулярное
направление, благодаря чему произойдет просто выброс струй непрореагировавшего
вещества в этом направлении. Значит необходимо иметь какой-то механизм
воздействия, который бы хотя бы некоторое время удерживал вещество мишени от
разлета вдоль оси
И вот здесь предлагается включить механизм плазменного удержания. Для этого
необходимо, чтобы пучки заряженных частиц были достаточно широкими, чтобы они
не полностью поглощались или рассеивались на поверхности мишени, а обтекали ее.
Но обтекание мишени разнополярными разнонаправленными потоками частиц есть,
фактически, элекрический (электронейтральный) ток. И возникающее при этом
магнитное поле будет создавать пинч-эффект, сжимающий обтекаемое плазменное
образование и удерживающий некоторое время эту плазму от разлета в направлении
перпендикулярном направлению электрического тока, т.е. в осевом направлении.
Экваториальная плоскость может быть снабжена несколькими оппозитными
лучевыми системами.
В результате этого мишень находится одновременно под воздействием
механического ударного сжатия с двух сторон и под электростатическим сжатием, так
как на противоположных поверхностях действуют электростатические силы между
разнополярными частицами. Кроме того имеет место превышение энергии дейтонов
над порогом термоядерной реакции дейтон-дейтон или дейтон-тритий. Все эти факторы
могут привести к возникновению реакции термоядерного синтеза как между ядрами
мишени, так и между ядрами дейтонового пучка и ядрами мишени. А наличие
встречных давлений и электростатических сил будет удерживать некоторое время
реакционное облако от разлета в продольном направлении.
Если пучки частиц не полностью поглощаются мишенью, а частично обтекают
ее, то мы имеем на периферии мишени встречное взаимопроникающее движение
частиц разного знака, что есть ничто иное, как электронейтральный ток, создающий
магнитное поле. Фактически, мы получаем пинч-эффект, который будет удерживать
реакционное облако от разлета в поперечном направлении. Таким образом, имеются
удерживающие силы и в продольном (по отношению к пучкам) направлении, и в
поперечном. Получаем систему с временным эффектом удержания термоядерной
плазмы, что может оказаться достаточным, чтобы существенная часть ядер мишени
прореагировала. Разлет продуктов реакции и создает и ракетную струю, и весомое
состояние.
Итак, мы предложили технологию инициирования термоядерной реакции и
исключительно из соображений ее пригодности для использования в ракетном
двигателе прямого действия. Насколько эта схема реализуемой должны показать
дальнейшие теоретические и экспериментальные исследования. Для ее исследования
требуется использование техники виртуальной реальности.
Таким образом, имеем следующую гипотетическую схему термоядерного
двигателя прямого действия ─ рис. 2. Двигательная ячейка состоит из реакторного
объема 1 в виде полусферы из поглотителя высокоэнергичных частиц, открытую в
космическое пространство. Энергия из поглотителя выводится системой охлаждения,
которую в дальнейшем используют для собственных нужд корабля, а избыток тем или
иным способом выводят в пространство. На оси полусферы расположено
выстреливающее устройство 9, которое осуществляет периодические выстрелы
топливных гранул (дейтериевых, тритиевых или иных) из накопителя 10, поступающих
из хранилища топлива 11 в центр полусферы. Одновременно имеется система
инициации термоядерной реакции, которая состоит из ионизатора дейтерия (или иного
термоядерного элемента) 11, разделителя потоков дейтонов и электронов, ускорителей
положительных и отрицательных частиц 7, 8 и подачи их на инжекторы. Инжекторы
6
7
дейтонов и электронов находятся на противоположных сторонах полусферы вблизи ее
краев. Они посылают синхронизированные импульсы поджига 5 и 6 на термоядерную
мишень в момент ее пролета центра реакторного пространства и создавая в области
перекрытия магнитное поле с силовыми линиями 14. Образовавшаяся в результате
высокоэнергичная плазма частично вылетает через открытое окно реакторного
пространства 2, создавая ракетную струю, а другая часть 3 поглощается и энергия
используется частично на внутренние нужды корабля, а частично выводится
предпочтительно в виде электромагнитной (световой и инфракрасной) энергии.
Видимо,двигатель будет иметь сотовую структуру с набором двигательных ячеек.
В качестве топлива желательно использовать «чистые реакции», т.е. не дающие на
выходе нейтронов.
В случае использования в качестве отрицательного пучка электронов, то есть
интересная возможность увеличить выход импульса. Если в момент импульса дать
положительный заряд реакторному объему, то часть положительно заряженных ядер,
которые двигаются в сторону поглотителя, будут искривлять за счет кулоновского
отталкивания свои траектории и уже не половина, а большая часть продуктов реакции
будет участвовать в создании реактивной струи. Создать положительный разряд можно
путем выпускания части электронов, образовавшихся в ионизаторе, в пространство без
столкновений.
Заключение
Показана возможность создания термоядерного ракетного двигателя прямого
действия для весомой космонавтики с использованием нового комплексного метода
инициации термоядерной реакции и удержания плазменного сгустка. Этим самым
может быть открыт новый этап развития космонавтики ─ этап хозяйственного освоения
и заселения Солнечной системы.
Литература:
1. Юровицкий В.М. Третья механика − механика мегамира. М., 1995, издание автора. 199 с.
2. Юровицкий В.М.Неоптолемеевская механика - механика эры космоса. Доклад на семинаре «Механика.
Управление. Информатика» Института космических исследований РАН 26.04.2007.
http://arc.iki.rssi.ru/seminar/materials.htm
3. Юровицкий В.М. Проблемы колонизации Солнечной системы. Сборник тезисов 1-й конференции МАА −
РАКЦ «Космос для человечества, Королев Московской обл. 2008. стр. 123
4. Юровицкий В.М. Перспективы космонавтики. Сборник «Космонавтика XXI века. Попытка прогноза
развития до 2101 года» под редакцикй ак.РАН Б.Е.Чертока. М. Из-во «РТСофт», «Космоскоп», 2010, с.109-122
5. Yurovitsky V. Modern science and modern ideas for astronautics. Symp. “Space for Security and Prosperity of
the Peoples” / Editors: J.-Ì. Contant and V.À. Menshikov. – A.A. Maksimov Space Systems Research Institute, 2010. p.173186.
6. Юровицкий В.М. Три этапа развития космонавтики. Материалы Международной конференции «Человек –
Земля – Космос»,.Калуга, 2011, с. 246-247.
7