ساخت یک فضاپیما با نیروی همجوشی معادل ساخت خودرویی بر روی زمین خواهد بود که می تواند دو برابر سریعتر از هر خودرویی حرکت کند، با بازده سوخت 7000 مایل در هر گالن. در علم موشک، راندمان سوخت موتور موشک با ضربه ویژه آن اندازه گیری می شود. ضربه ویژه به واحدهای رانش به ازای واحدهای پیشرانه مصرف شده در طول زمان اشاره دارد.
یک رانش همجوشی می تواند یک ضربه ویژه حدود 300 برابر بیشتر از موتورهای موشک شیمیایی معمولی داشته باشد. یک موتور موشک شیمیایی معمولی دارای یک ضربه ویژه در حدود 450 ثانیه است، به این معنی که موتور می تواند 1 پوند نیروی رانش را از 1 پوند سوخت به مدت 450 ثانیه ایجاد کند. یک موشک همجوشی می تواند ضربان مشخصی در حدود 130000 ثانیه داشته باشد. علاوه بر این، موشک‌های همجوشی از هیدروژن به عنوان پیشران استفاده می‌کنند، به این معنی که می‌توانند خود را در حین سفر در فضا دوباره پر کنند. هیدروژن در جو بسیاری از سیارات وجود دارد، بنابراین تنها کاری که فضاپیما باید انجام دهد این است که در اتمسفر فرو برود و مقداری هیدروژن برای سوخت گیری خود بمکد.
راکت‌های همجوشی می‌توانند نیروی رانش طولانی‌تری نسبت به موشک‌های شیمیایی که سوخت خود را به سرعت می‌سوزانند، ایجاد کنند. اعتقاد بر این است که پیشرانه های همجوشی امکان سفر سریع به هر نقطه از منظومه شمسی را فراهم می کند و می تواند سفرهای رفت و برگشت از زمین به مشتری را تنها در دو سال انجام دهد. بیایید نگاهی به دو پروژه پیشرانه همجوشی ناسا بیندازیم.
موشک مغناطوپلاسمای ضربه ویژه متغیر
این موشک در واقع یک موشک پلاسما است که پیشرو پیشرانه همجوشی است و کاملاً شگفت‌انگیز است زیرا در شرایط بسیار گرم پلاسما ایجاد می‌کند و سپس آن پلاسما را برای ایجاد نیروی رانش خارج می‌کند. سه سلول اصلی در موتور آن وجود دارد:* سلول پیشرو - گاز پیشران، معمولاً هیدروژن، به این سلول تزریق می شود و برای ایجاد پلاسما یونیزه می شود.
* سلول مرکزی - این سلول به عنوان یک تقویت کننده برای گرم کردن بیشتر پلاسما با انرژی الکترومغناطیسی عمل می کند. امواج رادیویی برای افزودن انرژی به پلاسما، مشابه نحوه عملکرد اجاق مایکروویو، استفاده می شود.
* سلول عقب - یک نازل مغناطیسی انرژی پلاسما را به سرعت اگزوز جت تبدیل می کند. میدان مغناطیسی که برای بیرون راندن پلاسما استفاده می شود از فضاپیما نیز محافظت می کند زیرا از تماس پلاسما با پوسته فضاپیما جلوگیری می کند.
پیشرانه فیوژن آینه ای دینامیک گازی
در این موتور، یک سیم پیچ بلند، باریک و حامل جریان که مانند آهنربا عمل می کند، محفظه خلأ حاوی پلاسما را احاطه می کند. پلاسما در میدان های مغناطیسی ایجاد شده در بخش مرکزی سیستم به دام افتاده است. در هر انتهای موتور آهنرباهای آینه ای وجود دارد که مانع از خروج سریع پلاسما از انتهای موتور می شود. البته، شما می خواهید مقداری از پلاسما به بیرون نشت کند تا نیروی رانش ایجاد کند.به طور معمول، پلاسما ناپایدار است و به راحتی محدود نمی شود، که این، آزمایش های اولیه با ماشین های همجوشی آینه ای را دشوار می کرد. آینه دینامیک گاز قادر است از مشکلات ناپایداری جلوگیری کند زیرا به صورت بلند و نازک ساخته شده است، بنابراین خطوط میدان مغناطیسی در سراسر سیستم مستقیم هستند. ناپایداری نیز با اجازه دادن به مقدار معینی پلاسما برای نشت از قسمت باریک آینه کنترل می شود.
موشک فیوژن محور: پیشرانه هسته ای از طریق تبدیل مستقیم انرژی همجوشی موشک فیوژن محور
آینده اکتشاف فضایی سرنشین دار و توسعه فضا به شدت به ایجاد یک معماری پیشرانه ماهرتر برای حمل و نقل در فضا بستگی دارد. یک دلیل بسیار قانع کننده برای بررسی کاربرد انرژی هسته ای در موشک ها، افزایش چگالی انرژی سوخت هسته ای در مقایسه با انرژی احتراق شیمیایی است. تلاش‌های کنونی همجوشی هسته‌ای بر تولید نیروی شبکه الکتریکی متمرکز شده‌اند و برای حمل‌ونقل فضایی کاملاً نامناسب هستند، زیرا استفاده از یک سیستم الکتریکی همجوشی مبتنی بر راکتور باعث ایجاد مشکل عظیم جرم و دفع گرما برای کاربردهای فضایی می‌شود.موشک رانده شده با گداخت هسته ای یا Fusion Driven rocket (FDR) یک رویکرد انقلابی برای پیشرانه همجوشی است که در آن منبع نیرو انرژی خود را مستقیماً در پیشرانه آزاد می کند و نیازی به تبدیل به الکتریسیته ندارد. از یک پیشرانه لیتیوم جامد استفاده می کند که به جرم مخزن قابل توجهی نیاز ندارد.
پیشران به سرعت گرم می شود و تا سرعت اگزوز بالا (بیش از 30 کیلومتر بر ثانیه) شتاب می گیرد، در حالی که هیچ تعامل فیزیکی قابل توجهی با فضاپیما ندارد و در نتیجه از آسیب به موشک جلوگیری می کند و هم بار حرارتی و گرمایی و هم جرم رادیاتور را محدود می کند. علاوه بر این، اعتقاد بر این است که FDR را می توان با برون یابی کمی از فناوری موجود، با توان ویژه بالا (تقریباً 1 کیلووات بر کیلوگرم)، در مقیاس جرمی معقول (کمتر از100 میلی تُن)، و در نتیجه با یک هزینه معقول، تحقق بخشید.
در صورت تحقق، نه تنها سفر فضایی بین سیاره ای سرنشین دار امکان پذیر می شود، بلکه به فضا اجازه می دهد تا به مکانی رایج تبدیل شود. کلید دستیابی به همه اینها از تحقیقات در MSNW در مورد انفجار مغناطیسی فویل های فلزی بر روی یک هدف پلاسمای مغناطیسی شده برای به دست آوردن شرایط همجوشی ناشی می شود. گسترش منطقی این کار منجر به روشی می شود که از این پوسته های فلزی (یا آسترها) نه تنها برای دستیابی به شرایط همجوشی، بلکه به عنوان پیشران نیز استفاده می کند. چندین آستر فلزی کم جرم و مغناطیسی شده به طور القایی رانده می شوند تا به صورت شعاعی و محوری همگرا شوند و یک پوشش ضخیم را در اطراف پلاسمید هدف تشکیل دهند و پلاسموئید را تا شرایط همجوشی فشرده کنند. تقریباً تمام انرژی تابشی، نوترون و ذرات پلاسما توسط پتوی فلزی محصور کننده جذب می‌شود و در نتیجه فضاپیما را از فرآیند همجوشی جدا می‌کند و نیاز به جرم بزرگ رادیاتور را از بین می‌برد.
این انرژی، علاوه بر گرمایش اهمی شدید در فشرده سازی میدان مغناطیسی اوج، برای تبخیر و یونیزه کردن پوشش فلزی کافی است. انبساط این پیشرانه فلزی داغ و یونیزه شده از طریق یک نازل عایق مغناطیسی باعث ایجاد رانش بالا در Isp بهینه می شود . بنابراین از انرژی حاصل از فرآیند همجوشی با راندمان بسیار بالایی استفاده می شود. با بسط نتایج حاصل از تلاش فاز I، فاز دوم بر دستیابی به سه معیار کلیدی برای راکت رانده فیوژن برای پیشبرد توسعه فناوری تمرکز خواهد کرد:
* فیزیک FDR باید کاملاً درک و تأیید شود،
* طراحی و توسعه فناوری برای FDR مورد نیاز برای اجرای آن در فضا باید به طور کامل مشخص شود، و
* یک تجزیه و تحلیل عمیق از طراحی موشک و ادغام فضاپیما و همچنین معماری مأموریت فعال شده توسط FDR باید انجام شود.
انجام این سه عنصر وظایف اصلی را تشکیل می دهد که در مطالعه فاز دوم پیشنهادی تکمیل می شود. یک مرکز آزمایش تراکم لاینر آزمایشگاهی با مقیاس فرعی با انرژی جنبشی کافی لاینر (تقریباً 0.5 مگا ژول) برای رسیدن به شرایط یکنواخت همجوشی مونتاژ خواهد شد. مطالعات اولیه همگرایی لاینر با آزمایش های اعتبارسنجی فشرده سازی لاینر پلاسمای مغناطیسی شده به شرایط همجوشی دنبال می شود.
توصیف کاملی از FDR و فضاپیما انجام خواهد شد و شامل توصیفات مفهومی، نقشه‌ها، هزینه‌یابی و ارزیابی TRL تمامی زیرسیستم‌ها خواهد بود. تجزیه و تحلیل معماری طراحی مأموریت، طیف وسیعی از معماری مأموریت و مقصدی را که این سیستم پیشرانه فیوژن برای آنها فعال یا حیاتی است، بررسی خواهد کرد. به ویژه یک مأموریت سریع و پرتاب سرنشین دار مریخ به تفصیل تبیین خواهد شد.
تصویر: موشک فیوژن. شماتیک یک موشک همجوشی توسط ناسا
همان طور که دیدیم موشک همجوشی طرحی تئوری برای موشکی است که با پیشرانه همجوشی هدایت می‌شود و می‌تواند بدون نیاز به حمل سوخت زیاد، شتاب کارآمد و پایدار را در فضا فراهم کند. این طراحی به فناوری قدرت همجوشی فراتر از قابلیت‌های فعلی و موشک‌های بسیار بزرگ‌تر و پیچیده‌تر نیاز دارد.
پیشرانه پالس هسته ای همجوشی یکی از رویکردهای استفاده از انرژی همجوشی هسته ای برای تأمین نیروی محرکه است.
راکت‌های همجوشی می‌توانند نیروی رانش طولانی‌تری نسبت به موشک‌های شیمیایی که سوخت خود را به سرعت می‌سوزانند، ایجاد کنند.مزیت اصلی فیوژن ضربه ویژه یا خاص بسیار بالای آن است، در حالی که نقطه ضعف اصلی آن جرم بزرگ (احتمالاً) راکتور است. یک موشک همجوشی ممکن است تشعشعات کمتری نسبت به موشک های شکافت تولید کند و جرم محافظ مورد نیاز را کاهش دهد. مطمئن‌ترین راه برای ساخت یک موشک همجوشی استفاده از بمب‌های هیدروژنی است که در پروژه Orion پیشنهاد شده است، اما چنین فضاپیمایی عظیم خواهد بود و معاهده منع آزمایش هسته‌ای جزئی استفاده از چنین بمب‌هایی را ممنوع می‌کند.
به همین دلیل، موشک‌های مبتنی بر بمب احتمالاً فقط در فضا محدود می‌شوند. یک رویکرد جایگزین، از نیروی محرکه الکتریکی (به عنوان مثال یونی) با نیروی الکتریکی تولید شده توسط همجوشی به جای رانش مستقیم استفاده می کند.
تولید برق در مقابل رانش مستقیم
روش‌های رانش فضاپیما مانند رانشگرهای یونی برای کار کردن به نیروی الکتریکی نیاز دارند، اما بسیار کارآمد هستند. در برخی موارد نیروی رانش آنها با مقدار توانی که می تواند تولید شود محدود می شود (مثلاً در یک محرک جرم). یک ژنراتور الکتریکی که با نیروی همجوشی کار می کند می تواند چنین سفینه ای را به حرکت درآورد. یکی از معایب آن این است که تولید الکتریسیته معمولی به یک سینک انرژی با دمای پایین نیاز دارد که تأمین آن در یک فضاپیما دشوار (یعنی سنگین) است. تبدیل مستقیم انرژی جنبشی محصولات همجوشی به برق این مشکل را کاهش می دهد .یک امکان جذاب این است که اگزوز همجوشی را به بیرون از پشت موشک هدایت کنید تا نیروی رانش بدون تولید متوسط الکتریسیته فراهم شود. این امر با برخی از طرح‌های حبس (مانند آینه‌های مغناطیسی) آسان‌تر از سایرین (مثلاً توکامک) خواهد بود. این امر همچنین برای «سوخت‌های پیشرفته» جذاب‌تر است (به همجوشی آنوترونیک مراجعه کنید). پیشرانه هلیوم-3 از همجوشی اتم های هلیوم-3 به عنوان منبع انرژی استفاده می کند.
هلیوم-3، ایزوتوپ هلیوم با دو پروتون و یک نوترون، می تواند با دوتریوم در یک راکتور ذوب شود. آزاد شدن انرژی حاصله می تواند پیشرانه را از پشت فضاپیما بیرون دهد. هلیوم-3 به عنوان منبع انرژی برای فضاپیماها به دلیل فراوانی آن در ماه پیشنهاد شده است. دانشمندان تخمین می زنند که 1 میلیون تن هلیوم-3 قابل دسترس در ماه وجود دارد .
در حالی که 80 درصد دیگر به صورت نوترون آزاد می شوند که چون نمی توانند توسط میدان های مغناطیسی یا دیواره های جامد هدایت شوند، هدایت آنها به سمت رانش دشوار است. هلیوم 3 از طریق تجزیه بتا تریتیوم تولید می شود که می تواند از دوتریوم، لیتیوم یا بور تولید شود.
حتی اگر نتوان یک واکنش همجوشی خودپایدار تولید کرد، ممکن است بتوان از همجوشی برای افزایش کارایی سیستم پیشرانه دیگری مانند موتور VASIMR استفاده کرد.
جایگزین های حبس
مغناطیسی
برای حفظ یک واکنش همجوشی، پلاسما باید محدود شود. گسترده ترین پیکربندی مورد مطالعه برای همجوشی زمینی توکامک است، که نوعی همجوشی محصور شده مغناطیسی است. در حال حاضر توکامک ها وزن زیادی دارند، بنابراین نسبت رانش به وزن غیرقابل قبول به نظر می رسد. مرکز تحقیقات گلن ناسا یک راکتور چنبره کروی با نسبت ابعاد کوچک را برای طراحی خودرو مفهومی «Discovery II» پیشنهاد کرد. «Discovery II» می تواند با استفاده از 861 تُن (متریک) پیشرانه هیدروژنی، به اضافه 11 تن سوخت همجوشی هلیم-3-دوتریوم (D-He3) محموله 172 تُنی خدمه را در 118 روز (یا 212 روز به افق زحل) به مشتری برساند . هیدروژن توسط بقایای پلاسمای همجوشی برای افزایش نیروی رانش، با هزینه کاهش سرعت خروجی اگزوز (348-463 کیلومتر بر ثانیه) و در نتیجه افزایش جرم پیشران گرم می شود.اینرسی
جایگزین اصلی برای محصور شدن یا حبس مغناطیسی، گداخت محصور اینرسی (inertial confinement fusion (ICF)) است، مانند آنچه توسط Project Daedalus ارائه شده است. یک گلوله کوچک از سوخت همجوشی (با قطر چند میلی متر) توسط پرتو الکترونی یا لیزر مشتعل می شود. برای ایجاد رانش مستقیم، یک میدان مغناطیسی صفحه فشار دهنده را تشکیل می دهد. در اصل، واکنش هلیوم-3-دوتریوم یا یک واکنش همجوشی آنوترونیک می‌تواند برای به حداکثر رساندن انرژی در ذرات باردار و به حداقل رساندن تابش استفاده شود، اما این که استفاده از این واکنش‌ها از نظر فنی امکان‌پذیر است، بسیار جای سؤال دارد.هر دو مطالعات طراحی دقیق در دهه 1970، Orion drive و Project Daedalus، از محصورسازی اینرسی استفاده کردند. در دهه 1980، آزمایشگاه ملی لارنس لیورمور و ناسا یک "وسیله نقلیه برای کاربردهای حمل و نقل بین سیاره ای" ("Vehicle for Interplanetary Transport Applications" (VISTA)) با نیروی ICF را مطالعه کردند. فضاپیمای مخروطی ویستا توانست یک محموله 100 تنی را به مدار مریخ برساند و در 130 روز به زمین بازگردد یا در 403 روز به مدار مشتری برساند و بازگردد. 41 تن سوخت همجوشی دوتریوم/تریتیومD-T)) به اضافه 4124 تن ماده خروجی هیدروژن مورد نیاز بود. سرعت خروجی اگزوز 157 کیلومتر بر ثانیه می بود.
هدف مغناطیسی شده
همجوشی هدف مغناطیسی شده (magnetized target fusion (MTF)) یک رویکرد نسبتاً جدید است که بهترین ویژگی‌های روش‌های همجوشی محصور شده مغناطیسی را که بیشتر مورد مطالعه قرار گرفته است (یعنی محصور کردن انرژی خوب) و همجوشی محصورکننده اینرسی (یعنی گرمایش فشرده کارآمد و مهار بدون دیواره پلاسمای ذوب شده) را ترکیب می‌کند. مانند رویکرد مغناطیسی، سوخت همجوشی با چگالی کم توسط میدان‌های مغناطیسی در حالی که با پلاسما گرم می‌شود، محدود می‌شود، اما مانند رویکرد محصورسازی اینرسی، همجوشی با فشردن سریع هدف برای افزایش چشمگیر چگالی سوخت و در نتیجه دما آغاز می‌شود. MTF به جای لیزرهای قدرتمند از «تفنگ‌های پلاسما» (یعنی تکنیک‌های شتاب الکترومغناطیسی) استفاده می‌کند که منجر به راکتورهای فشرده کم هزینه و دارای وزن کم می‌شود.الکترواستاتیک اینرسی
یکی دیگر از مفاهیم محصورسازی محبوب برای موشک های همجوشی، محصور شدن الکترواستاتیک اینرسی (inertial electrostatic confinement (IEC)) است، مانند فیوزور Farnsworth-Hirsch یا تنوع Polywell که توسط شرکت تبدیل انرژی-ماده (Energy-Matter Conversion Corporation (EMC2)) در حال توسعه است. دانشگاه ایلینویز یک مفهوم 500 تنی "Fusion Ship II" تعریف کرده است که قادر است 100000 کیلوگرم بار خدمه را در 210 روز به قمر مشتری اروپا برساند.Fusion Ship II از رانشگرهای موشک یونی (سرعت خروجی اگزوز 343 کیلومتر بر ثانیه) با ده راکتور همجوشی D-He3 IEC استفاده می کند. این مفهوم به 300 تن پیشرانه آرگون برای یک سفر رفت و برگشت 1 ساله به منظومه مشتری نیاز دارد .
ضد ماده
یک مفهوم گمانه‌زنانه‌تر، نیروی محرکه پالسی هسته‌ای کاتالیزور ضد ماده است که از ضد ماده برای کاتالیز کردن واکنش شکافت و همجوشی استفاده می‌کند و امکان ایجاد انفجارهای همجوشی بسیار کوچک‌تری را فراهم می‌کند. در طول دهه 1990 یک تلاش طراحی ناموفق در دانشگاه ایالتی پن با نام AIMStar در این زمینه انجام شد. این پروژه به ضد ماده بیشتری از آنچه که ما قادر به تولید آن هستیم نیاز دارد. علاوه بر این، بر برخی از موانع فنی باید قبل از این که امکان پذیر شود، غلبه شود.منبع: کوین بونسور ، سالن لورا، جان اسلاو، NASA
