Двигатель для межзвёздных перелётов

[незлой]

а 4 года работать на будущий, возможный контракт  -- это что?

[ВадимZero]

Минимальная численность - 200 человек. Это из-за инбридинга. Я предполагаю - надо 10 кораблей по 2 тысячи человек в каждом.

Проблема имбриндинга легко решается семенным матерьялом.

[Иван Моисеев]

а 4 года работать на будущий, возможный контракт  -- это что?

Обычное дело.

[Иван Моисеев]

Минимальная численность - 200 человек. Это из-за инбридинга. Я предполагаю - надо 10 кораблей по 2 тысячи человек в каждом.

Проблема имбриндинга легко решается семенным матерьялом.

Да, но это не комфортно.

[alex_semenov]

Сколько? Цифру, плыз

Минимум 1000 специалистов-ученых и исследователей должно оказаться на орбите нового мира. Я полагаю это минимум для исследовательской экспедиции.

[Инопланетянин]

А откуда взяться эпидемии на физически изолированном от биосферы корабле?

То есть, вы не рассчитываете увидеть там своей биосферы? Может это и правильно, но без земной всё равно не обойдётся. Для замкнутого цикла придётся везти необходимую (и, возможно, немаленькую) часть земной биосферы. Без случайностей не обойдётся. Да хоть мутирует в очередной раз кишечная палочка, без которой человек переваривать пищу не может и привет.

Кроме того, а что собственно плохого в "передеруться"? Главное чтобы при этом корабль не ломали, а так хоть дуэли со смертельным исходом устраивают...

1 Хе-хе. Корабль не ломали. Для этого надо контроль над собой сохранять, а с контролем и драться не зачем.
2 Их же 20 всего. Значит станет ещё меньше. А там и ещё меньше и ещё. Так и полёт закончится.

3/4 эмбрионов в утиль - и никакой инбридинг не страшен.

Добрый вы человек, душевный.

[Retired]

Минимум 1000 специалистов-ученых и исследователей должно оказаться на орбите нового мира. Я полагаю это минимум для исследовательской экспедиции.

Я  бы смело положил 10 тыс

[Андрей Курилов]

Не. 100 млн - да по-любому. Ну никак не меньше. Ваще сто пудов.

[Иван Моисеев]

Минимум 1000 специалистов-ученых и исследователей должно оказаться на орбите нового мира. Я полагаю это минимум для исследовательской экспедиции.

Я  бы смело положил 10 тыс

Положил - слово какое-то неправильное.
"Слева нас рать,
Справа нас рать.
Хорошо с перепою
Мечом помахать" ...

[Андрей Курилов]

Ну хватит безобразия. Вот вам очередной (но свежий) НАСовский консьепт термоядерного импульсного движителя:
http://www.nasa.gov/directorates/spacetech/niac/slough_nuclear_propulsion.html
http://msnwllc.com/Papers/FDR_AIAA_2011.pdf
http://msnwllc.com/Papers/FDR_JPC_2012.pdf

[Проходящий Кот]

Промт сказал:

(кликните для показа/скрытия)

"Ядерный Толчок через Прямое Преобразование Энергии Сплава:
Сплав, который Везут Ракетой
Фаза I Итоговых отчетов
Джон Сло, Энтони Пэнкотти, Дэвид Киртли, Кристофер Пихл,
Майкл Пфэфф
MSNW LLC 8551 154-ый НЕОН авеню Редмондский WA. 98052 425-867-8900
Грант НАСА: NNX12AR39G 30 сентября 2012
Резюме
Сплав, который Везут Ракетой:
Ядерный Толчок через Прямое Преобразование Энергии Сплава
Будущее укомплектованного исследования космоса и развития пространства зависит критически от создания резко более опытной архитектуры толчка для перевозки в пространстве. Очень убедительной причиной для исследования применимости ядерной энергии в ракетах является обширная выгода плотности энергии ядерного топлива когда по сравнению с химической энергией сгорания. Текущие ядерные усилия по сплаву сосредоточились на генерации электрической сеточной власти и являются совершенно несоответствующими для пространственной перевозки, поскольку заявление реактора базировалось, электрическая сплавом система создает колоссальную массу и проблему отклонения теплоты для пространственного заявления. Сплав, который Везут ракетой (ФРГ), представляет революционный подход к толчку сплава, где источник энергии выпускает свою энергию непосредственно в топливо, не требуя преобразования в электричество. Это использует твердое литиевое топливо, которое не требует никакой существенной массы емкости. Топливо быстро нагрето и ускорено, чтобы высоко исчерпать скорость (> 30 km/s), не имея существенного физического взаимодействия с космическим кораблем, таким образом избегающим повреждения ракеты и ограничивающим и тепловой груз теплоты и массу радиатора. Кроме того, считается, что ФРГ может быть понят с небольшой экстраполяцией от в настоящее время существующей технологии, в высокой удельной мощности (~ 1 кВт/кг), в разумной массовой шкале (<100 mt), и поэтому стоиться. Если бы понято, это не только позволило бы укомплектованное путешествие межпланетного пространства, это позволило бы этому быть распространенным место.
Ключ к достижению всего этого происходит от исследования в MSNW на магнитно ведомой имплозии металлической фольги на цель замагниченной плазмы, чтобы получить условия сплава. Логическое расширение этой работы приводит к методу, который использует эти металлические раковины (или лайнеры) к не только достигают условий сплава, но и служить топливом также. Несколько обеден без пения, магнитно - везший металлическими лайнерами индуктивно заставляют сходиться радиально и axially и сформировать толстый бланкет, окружающий целевой плазмоид и сжать плазмоид к условиям сплава. Фактически весь источник, нейтрон и энергия частицы от плазмы поглощен заключением в капсулу, металлический бланкет, таким образом изолирующий космический корабль от процесса сплава и избавляющий от необходимости большую массу радиатора. Эта энергия, в дополнение к интенсивному Омическому нагреванию при пиковом сжатии магнитного поля, адекватна, чтобы испариться и ионизировать металлический бланкет. Расширение этого горячего, ионизированного металлического топлива через магнитно изолированное сопло производит, высоко толкает оптимальный Isp. Энергия от процесса сплава, таким образом используется в очень высокой производительности.
Во время фазы I металлическая конвергенция фольги и физика сжатия были проанализированы аналитически так же как смоделированы в трехмерном с ANSYS Multiphysics® кодекс. Эти результаты использовались, чтобы расширить моделирование на продолжающийся 2-ой Гидродинамический анализ имеющий сопротивление сжатия плазмы сплава. Начальное определение оптимальной методологии сжатия, материалов, и топлив, чтобы достигнуть требуемой термоядерной энергии и удельной массы для различных миссий было выполнено, и модель уровня систем наряду с начальным проектом двигательной установки была выполнена и представлена также.
Диапазон и укомплектованных и беспилотных миссий рассмотрели, для которого эта двигательная установка сплава будет позволять или критическая. Укомплектованную архитектуру миссии к Марсу, подобному Справочной Миссии Проекта НАСА (DRM) 3.0, рассмотрели как часть анализа миссии для двух проектов миссии - 90 и 30 однодневных поездок в Марс с обсуждением результатов за различную прибыль сплава для ФРГ.
Подробно останавливаясь на этих следствиях фазы I, фаза II усилий сосредоточатся на том, чтобы достигать трех ключевых критериев для Сплава, который Везут Ракетой, чтобы продвинуться для технологического развития: (1) физика ФРГ должна быть полностью понята и утверждена, (2), проект и развитие технологии для ФРГ, требуемого для его выполнения в пространстве, должны быть полностью характеризованы, и (3) должен быть выполнен, всесторонний анализ проекта ракеты и относящегося к космическому кораблю интегрирования так же как архитектуры миссии, позволенной ФРГ. Выполнение этих трех элементов формирует главные задачи, которые будут закончены в Фазе II исследований. Подшкала, лабораторное испытательное средство сжатия лайнера будет собрано с достаточной кинетической энергией лайнера (~ 0.5 MJ), чтобы достигнуть условий выгоды сплава. Начальные исследования конвергенции лайнера будут сопровождаться тестами ратификации сжатия лайнера замагниченной плазмы к условиям сплава. Полная характеристика и ФРГ и космического корабля будет выполнена и будет включать концептуальные описания, рисунки, стоение и оценку TRL всех подсистем. Анализ Архитектуры Проекта Миссии исследует широкий диапазон архитектуры миссии и предназначения, для которого эта двигательная установка сплава позволила бы или критическая.
Оглавление
Резюме   1
Оглавление   3
2.   Введение   4
2.1. Новый Подход к Толчку Сплава: Сплав, который Везут Ракетой   5
2.1.1   Магнето Инерционный Сплав (MIF)   7
2.1.2   Индуктивно управляемое Сжатие Фольги (IDFC) Намагниченного Плазмоида   8
3.   Фаза I Технических Целей Aachieved   10
3.1   Физика Индуктивно Ведомого Сжатия Лайнера (IDLC)   11
3.1.1.   Ратификация IDLC   14
3.1.2   Критерии оценки для металлического лайнера   15
3.1.3   Эксперимент Ратификации   16
3.2   Определение Миссии   18
3.2.1   Модель ФРГ и Предположений Миссии   19
3.2.2   Эффекты Времени Ожога   23
3.2.3   Эффекты Солнечного Группового Размера   24
3.2.4   Эффекты Продвинутого Захвата Марса   25
3.2.5   30-дневное прохождение к Марсу   25
3.3   Относящийся к космическому кораблю Проект Системы   26
4.   Будущее Развитие и Путь Вперед   28
6. Персонал   30
6.1   Ключевые Участники/Роли Конфузора   30
6.2   Ключевые Участники НАСА   30
Ссылки   31
2.   Введение
Будущее укомплектованного исследования космоса и развития пространства зависит критически от создания резко более опытной двигательной установки для перевозки в пространстве. Это было признано много лет. Очень убедительной причиной для исследования применимости ядерной энергии в ракетах является обширная выгода плотности энергии ядерного топлива когда по сравнению с химической энергией сгорания. У сгорания водорода и кислорода есть энерговыделение
13   MJ/kg, тогда как расщепление 235U приводит приблизительно к 8 x 107 MJ/kg и сплав
о
у дейтерия и трития есть 3.6 x 10 урожаев MJ/kg. Пока, использование запаздывающей энергии представляет самое близкое заявление термина ядерной энергии для толчка. Несколько расщеплений базировались, схемы толчка были предложены для перевозки в пространстве, включая пульсируемые ядерные взрывы и Ядерную Тепловую Ракету (NTR).1
В NTR охлаждающуюся жидкость или топливо передают через ядро материала, который был нагрет расщеплением. Это делает NTR эффективно горячей газовой ракетой. С существующими ограничениями материалов температуры газа NTR не могут превысить химические температуры газа толчка. Использование водорода предусматривает увеличение Isp к 900 s. С Av ~ 9 км/секунды движущую массу приводит порядок величины для данной относящейся к космическому кораблю массы. К сожалению, это значительно возмещено увеличенной относящейся к космическому кораблю массой (полезный груз, структура, экранировка, емкость и т.д.) . Существенная масса требуется для топлива плотности обедни без пения (H2), поскольку удельный вес жидкого водорода - приблизительно 0.07, по сравнению с 0.95 для химического двигателя O2-H2. Чистый результат тогда - двигательная установка, которая лучше чем химический, но недостаточно действительно быть “преобразователем игры”. Предложенный Ядерный Электрический (НЕОН) системы нанимают высоко охотников Isp как ионные и Холловские охотники, который решает движущую проблему Isp. Проблема для НЕОНА - врожденная неэффективность генерации электроэнергии. Потеря избыточной реакторной теплоты требует огромной массы радиатора. Большие реакторные и мощные конверсионные массы только добавляют к этому созданию проблемы для слишком низкой удельной мощности (отношение реактивной власти к массе системы) для быстрого пространственного транспорта.
Призыв ядерного сплава для пространственного толчка, по крайней мере поскольку это было предположено до настоящего времени, значительно не изменяет эту картину, поскольку это было развито прежде всего как дополнительный источник для электрической сеточной власти. Это усилие далеко от завершения, и даже если бы ядерный сплав должен был быть в конечном счете развит для земного производства электроэнергии, у получающейся электростанции крайне маловероятно была бы любая роль в пространственном толчке для всего одинакового причины что НЕОН проблемы - но худший.
Если бы нужно было вообразить оптимальное решение из этого затруднительного положения, это была бы двигательная установка где
(1)   источник энергии выпускает свою энергию непосредственно в топливо, не требуя преобразования в электричество
(2)   топливо не требует никакой существенной массы емкости, будучи телом, и где
(3)   топливо быстро нагрето и ускорено, чтобы высоко исчерпать скорость (> 20 km/s), в то время как
(4)   нет никакого существенного физического взаимодействия с космическим кораблем, таким образом ограничивающим тепловой груз теплоты, относящееся к космическому кораблю повреждение, и массу радиатора.
Кроме того, если эти четыре элемента могли бы быть достигнуты:
(5)   с небольшой экстраполяцией от в настоящее время существующей технологии,
(6)   в высокой удельной мощности (~ 1 кВт/кг) и
(7)   в разумной шкале (<100 mt), власть (много МВТ) и стоимость (<1$B),
это не только позволило бы укомплектованное путешествие межпланетного пространства, это позволит этому быть распространенным место. Сплав, который Везут Ракетой (ФРГ), чтобы быть далее объясненным в этом предложении, обладает всеми семью из этих признаков. Если бы ФРГ соответствует своему потенциалу, он представил бы самую существенную и революционную моду пространственного транспорта, все же разработанного человеком. Для этого, чтобы быть действительностью, нужно соответствовать нескольким критериям:
(1)   физика ФРГ должна быть полностью понята и утверждена,
(2)   проект и развитие технологии для ФРГ, требуемого для его выполнения в пространстве, должны быть полностью характеризованы, и
(3)   должен быть выполнен всесторонний анализ проекта ракеты и относящегося к космическому кораблю интегрирования так же как архитектуры миссии, позволенной ФРГ.
Фаза I усилий, начатых согласно программе NIAC, сосредоточилась на этих трех элементах. Следствия этих усилий формируют основание этого итогового отчета. Это сообщение содержит описание Сплава, который Везут понятием Ракеты, и описывает преимущества Индуктивно Ведомого Сжатия Лайнера (IDLC). Краткое введение нескольких других понятий сплава дано как база сравнения и полностью иллюстрировать ключевое понятие, такое как надлежащее энергетическое вычисление и изоляция или тупик.
2.1.   Новый Подход к Толчку Сплава: Сплав, который Везут Ракетой
Это - конечно не первый раз, когда энергия сплава была предложена как окончательное решение для быстрого укомплектованного космического полета. Прошлые усилия в этом отношении все прибыли, чтобы быть отклоненными, и законно так, прежде всего по следующим двум причинам. На первое уже сослались. Двигательная установка - базируемый реактор. Прямое заявление основанной на реакторе электрической сплавом системы создает колоссальную массу и проблему отклонения теплоты для пространственного заявления. В подробном анализе для самого компактного понятия токамака, сферического тора, были спроектированы относящиеся к космическому кораблю массы 4000 mt. Максимальная масса запуска должна была бы быть меньше чем 200 mt, если текущие химические ракеты привыкли для запуска к ЛЕО.
Фактически все предыдущие двигательные установки сплава должны были использовать дополнительные реакции синтеза, которые производят прежде всего частицы заряда как произведения сплава, чтобы избежать большой энергетической потери от нейтронов сплава. Самым надежным был D-3He ^ P (14.7 MeV) + 4He (3.6 MeV) и P-11B ^ 3 4He (2.9 MeV). Эти реакции требуют намного более высоких плазменных температур и являются порядками величины, более трудными достигнуть чем D-T ^ n (14.1 MeV) + 4He (3.5 MeV), который является наиболее с готовностью достигнутой реакцией, и единственный, который серьезно рассматривают для земли, базировал реакторы сплава. С намного более низкой выгодой сплава для этих продвинутых топлив переобращающаяся власть должна была произвести реакцию синтеза, становится огромным обречением этого к тому, чтобы быть не лучше, чем запаздывающий реактор базировал альтернативы.
То, что требуется, является полностью другим подходом к тому, что рассмотрели в прошлом, если нужно сделать практическое использование энергии сплава для пространственного толчка. Это иллюстративно, чтобы исследовать то, что делает химический толчок настолько притягивающим. Принципиальная причина - факт, что власть, поставленная через химическое сгорание, может быть сделана столь же большой или столь же маленькой как необходимый; от Атласа тяжелая ракета в 13 GW, на обычный автомобиль (130 кВт). Это стоит отмечать это в
понизьте власть, сгорание пульсируется, чтобы достигнуть большей эффективности, полученной в высокой температуре, не подвергаясь массивным требованиям охлаждения и тепловому повреждению, которое следовало бы из непрерывной операции в мелком масштабе.
Как сначала демонстрирующийся на местонахождении Троицы (расщепление) и затем в Атолле Enewetak (сплав), воспламенение ядерных топлив конечно подтвердило способность произвести обильные энергетические урожаи из ядерной энергии, затмевая тот из Атласа V многими порядками величины. Проблема, как иметь выпуск ядерной энергии, происходят в такой манере как, чтобы быть подходящим состязанием к желательному для миссий пилотируемого космического полёта: власть струи мультимегаватта, низко удельная масса (~ 1 кг/кВт) в высоком Isp (> 2 000 s). Казалось бы, что для по крайней мере деления ядра, нет никакой реальной возможности сокращения к соответственно низкому урожаю, поскольку определенная критическая масса (шкала) обязана достигать суперкритической цепной реакции, необходимой за высокую энергетическую выгоду. Запаздывающий ядерный толчок импульса тогда, такой как это предполагал в проекте Orion, заканчивается с тягой в
H
миллионы mt, которые только были бы подходящими для космического корабля на заказе 10 mt - масса более чем 100 авианосцев!
К счастью, критическая масса / шкала для воспламенения сплава может быть намного меньшей. Критерии, чтобы достигнуть воспламенения сплава D-T, в номинальном топливе (плазменная) температура 10 кэВов, являются достижением произведения радиуса плотности p-R ~ 0.1 г/см. Это может быть достигнуто с трехмерным сжатием сферического криогенного топливного шарика шкалы миллиметра. Здесь предполагается, что инерция маленького шарика достаточна ограничить плазму достаточно долго для ожога, чтобы размножиться через шарик и таким образом произвести энергетический Г выгоды ~ 200 или больше (Г = энергия плазмы энергии/начальной буквы сплава). Этот Инерционный Сплав Ограничения (ICF), подход активно преследовался Национальным Ядерным Правительством Безопасности (NNSA) САМКИ в течение многих десятилетий, поскольку это представляет по существу версию nano-шкалы устройства взрывчатого вещества сплава. Из-за мелкомасштабных и крошечных масс энергетическая система поставки, требуемая нагревать шарик к температуре сплава, должна быть способной к выполнению так на шкале времени наносекунды. Кажется, что самое многообещающее решение достигнуть этого с большим множеством пульсируемых лазеров большой мощности, сосредоточенных вниз на шарике D-T. Фактическое целевое сжатие получено, удаляя поверхность раковины, окружающей топливо. Это создает сильное внутреннее сжатие шарика от остающейся внешней раковины из-за сохранения импульса. Это сжатие, если сильный достаточно, приносит топливо к температуре и плотности, требуемой для ожога сплава как обозначено в Рис. 1.
Национальное Средство Воспламенения (NIF) в Национальной Лаборатории Livermore находится теперь в процессе тестирования лазера, который везут имплозией шарика способная производящая существенная выгода сплава впервые. Это будет очень существенной вехой для генерации энергии сплава в мелком масштабе. В то время как ожидаемый энергетический урожай находится в диапазоне, соответствующем для толчка (E ~ 20-100 MJ), шкала и масса драйвера (лазеры и электропитания) не, поскольку это требует воздушной фотографии к изображению полная система. Казалось бы, что каждый вернулся в том же самом затруднительном положении как прежде. Однако там
была три реализации прорыва за прошлые несколько лет, которые обеспечили ключи к достижению инерционного сплава в правильной шкале в эффективной и соответствующей манере для пространственного толчка. Они прежде всего касаются расширенного ограничения, обеспеченного существенным намагничиванием целевой плазмы, которая значительно ослабляет сжимающие требования, чтобы достигнуть выгоды сплава и даже воспламенения сплава. Этот новый подход к сплаву точно упоминается как Инерционный магнето Сплав, и будет теперь кратко описан.
2.1.1   Магнето Инерционный Сплав (MIF)
Понятие использования других средств чем множество лазеров большой мощности, чтобы сжать цель к условиям сплава возвращается до этих девятнадцати пятидесятых. Тяжелые ионы и металлические раковины (лайнеры) были двумя из самых многообещающих. У них всех был вместе основной подход ICF, показанного в Рис. 1Error! Справочный источник, не найденный.: внешнюю раковину или лайнер делают прямо или косвенно внутренним сжатием внутренней цели к условиям сплава. Независимо от метода это сжатие должен однородный, интенсивный и опытный с большой точностью, приводящей к большому, высокому напряжению и дорогим системам драйвера. К середине девяностых было понято, что присутствие большого магнитного поля в цели существенно подавит тепловой транспорт, и таким образом понизится, интегрирующаяся власть должна была сжать цель к условиям сплава. С большим количеством времени перед целевой плазмой была рассеяна тепловая энергия, намного более массивная раковина ограничения могла использоваться для прямого сжатия, с жить временем ограничения (металлическая) раковина теперь обеспечение намного более длительного времени ожога сплава. Лайнер не должен был продвигаться внутрь абляцией, но мог вестись взрывчатыми веществами или даже магнитными полями. В оригинальной газете Селезня и al.3 было показано, что, если интегрирующаяся раковина на намагниченной цели была полностью трехмерной, выгода сплава могла бы быть достигнута в мелком масштабе с лайнером подмегаджоуля (раковина) кинетическая энергия. Не было никакого известного способа достигнуть этого тогда, но это было выполнимо по крайней мере в теории. Второй главный теоретический результат был получен Бэско и al.4, кто показал, что для достаточно намагниченной целевой плазмы, воспламенение сплава произойдет, даже когда ограничительное условие, что p-R> 0.1 г/см было далеко от того, чтобы быть встреченным. Воспламенение было теперь возможно пока произведение радиуса магнитного поля, BR> 60 T-cm. Таким образом воспламенение сплава могло быть получено для целей MIF с намного более низким сжатием чем необходимый для ICF, поскольку иллюстрация 2 указывает. Заключительный критический элемент, чтобы позволить энергии сплава, которая будет использована для пространственного толчка, был практическим методом, чтобы непосредственно провести канал через энергию сплава в толкавший соответствующий Isp. Считается, что такой метод был определен в MSNW, который поддержан и в соответствии с теорией и в соответствии с экспериментом. Описание операционных принципов Сплава, который Везут Ракетой, будет теперь дано.
2.1.2   Индуктивно управляемая Фольга
Сжатие (IDFC) Намагниченного Плазмоида
Было ясно, что условия воспламенения сплава могли быть достигнуты в мелком масштабе, применяя кинетическую энергию значительно более массивной металлической раковины, чтобы сжать целевую плазму к высокой плотности и температуре. Что оставалось быть решенным, были следующие четыре проблемы:
(1)   как сделать это, не призывая массивный и сложный драйвер,
(2)   как сделать это в манере, которая эффективна и способна к повторной операции,
(3)   как создать подходящую цель замагниченной плазмы, и
(4)   как передать энергию сплава в соответственно направленное топливо.
Ключ к ответу на все четыре “hows” происходит от текущего исследования, сделанного в MSNW на магнитно затянутой трехмерной имплозии металлической фольги к цели FRC для того, чтобы получить условия сплава. Логическое расширение этой работы приводит к методу, который использует эти металлические раковины к не, только достигают условий сплава, но и затем стать топливом также. Основная схема ФРГ иллюстрирована и описана в Рис. 3. Двумя самыми критическими проблемами в справлении с проблемами (1) и (2) для MIF, и всех понятий ICF в этом отношении, является эффективность драйвера и “тупик’ - способность изолировать и защитить сплав и охотника от проистекающей энергии сплава. Используя металл обстреливает для сжатия, возможно произвести желательное сходящееся движение индуктивно, вставляя металлические полости вдоль внутренней поверхности цилиндрических, или conically заострялся катушки. И тупик и проблемы энергетического выхода решены этим
Катушки драйвера
 

Иллюстрация 3: Схематичный из индуктивно ведомого металлического движущего сжатия плазмоида FRC для толчка. (a) Тонкие кольца металла ведутся под надлежащим углом и скоростью для конвергенции на целевой плазмоид в горле охотника. Предназначайтесь для плазмоида FRC, создан и введен в палату охотника.
(b)   Целевой FRC ограничен осевым магнитным полем от катушек драйвера раковины, поскольку это переводит через палату, в конечном счете застаивающуюся в горле охотника.
(c)   Сходящаяся раковина сегментирует бланкет сплава формы, сжимающий цель плазмоид FRC к условиям сплава.
(d)   Выпаренный и ионизированный нейтронами сплава и альфами, плазменный бланкет расширяется против расходящегося магнитного поля, приводящего к прямой генерации электричества от и обратного эдса и направленного потока металлической плазмы из магнитного сопла.
договоренность. Металлическая раковина может быть помещена метр или больше от целевого местонахождения имплозии с драйвером катушки и физически и электрически изолирована от раковины. Эффективность драйвера может быть весьма высокой, поскольку драйвер катушки типично - индуктивный элемент простой колеблющейся цепи, где потери цепи имеющие сопротивление - маленькая фракция переданной энергии. С действующим элементом столь же элементарным как диодное множество, любая магнитная энергия, не переданная лайнеру, может быть восстановлена назад в то, чтобы обвинять систему после того, как раковина прогнана с циклом первой половины. Выполнимость быстрого ускорения внутренних и сжимающих тонких колец алюминия и меди в этой манере была сначала продемонстрирована Cnare5. С тех пор, техника использовалась в нескольких экспериментах, чтобы получить очень высокие магнитные поля, поскольку она будет сделана здесь. Даже при том, что нет по существу никакого магнитного поля в пределах колец первоначально, есть достаточная утечка потока во время внутреннего ускорения, которого при пиковом сжатии осевое магнитное поле, которое поймано в ловушку в теперь очень утолщенной стене, может достигнуть столь же высоко, поскольку 600 T.6 Как будут замечены, эта область значительно выше чем необходимый для сжатия FRC, чтобы иметь воспламенение и существенную выгоду сплава.
Следующая проблема, которую рассмотрят, является замагниченной плазмой, которая будет использоваться как цель сплава. Раздельно-на основе сплав требует намного более низкую массу системы. Самая низкая массовая система, которой сплав может быть достигнут, и тот, который будет использоваться здесь, основана на очень компактном, высоком режиме плотности энергии намагниченного сплава, использующего компактный тороидальный плазмоид, обычно называемый Полевой Перевернутой Конфигурацией (FRC).7, Это имеет главное преимущество, чтобы использовать закрытую полевую плазму линии, которая имеет свойственно высоко β (плазменное/магнитное прижимное отношение), и это может быть с готовностью переведено и сжато, для первичной целевой плазмы для MIF. Из всех воплощений реактора сплава только у плазмоида FRC есть линейная геометрия, и достаточное закрытое полевое ограничение, требуемое для сплава MIF в высокой плотности энергии. Наиболее важно, FRC уже продемонстрировал и переводимость по большим расстояниям так же как вычислению ограничения с размером и плотность, требуемую гарантировать достаточную целую жизнь, чтобы пережить шкалу времени сжатия, требуемую для основанного на лайнере инерционного сплава. FRCs были также сформированы с достаточным количеством внутреннего потока, чтобы легко удовлетворить критерии воспламенения BR при пиковом сжатии.
"

[Проходящий Кот]

2 часть:

(кликните для показа/скрытия)

"В номинальном лайнере, сходящемся скорость 3 km/s, радиус на 0.2 м., FRC, типичный для операции на LSX FRC устройство, был бы полностью сжат в 67 μs, который является только фракцией целой жизни, которая наблюдалась для этих FRCs (~ 1 миллисекунда).9, целевая плазма, которая будет использоваться в ФРГ, таким образом будет плазмоидом FRC.
Наконец, чтобы закончить четвертую проблему, прямой способ преобразовать энергию сплава в продвигающую энергию должен быть разработан. Это в этом отношении, что подход, обрисованный в общих чертах здесь, уникально способен. Это начинается, используя индуктивно ведомый тонкий металлический лайнер сначала, чтобы сжать замагниченную плазму. Как доходы радиального и осевого сжатия, этот лайнер срастается, чтобы сформировать гущу (r> 5 см) раковина, которая действует как бланкет сплава, который поглощает фактически всю энергию сплава так же как излученную плазменную энергию в течение краткого времени ожога сплава. Этот перегретый материал зоны воспроизводства впоследствии ионизирован и теперь быстро расширяется в расходящемся магнитном поле сопла, которое преобразовывает эту общую плазменную энергию в продвигающую тягу. Было бы возможно также получить электроэнергию, требуемую для системы драйвера от обратного эдса, испытанного конической цепью катушки магнитного поля через сжатие 10 потока, было найдено однако, что власть, требуемая для того, чтобы перезарядить модули аккумулирования энергии для металлических катушек драйвера лайнера, могла с готовностью быть получена из обычной солнечной электроэнергии (SEP). Как будет обсужден, для миссий очень быстрой, большой мощности, выбор компрессора/генератора потока мог быть развит. Поскольку ближайшее время укомплектовало миссии Марса, SEP требует наименьшего количества развития технологии, самой низкой стоимости и самого высокого уровня TRL.
В следующих разделах этого сообщения фаза I усилий получены в итоге и представлены для трех главных областей исследования: физика реакции синтеза, оптимизированного проекта миссии для ракеты сплава, и начального описания относящегося к космическому кораблю проекта системы.
3.   Фаза I Технических Целей Aachieved
Первичная цель этой фазы I усилий была должной быть принести Сплав, который Везут Ракетой от TRL 1 (Основные принципы, о которых, наблюдаемые и сообщают) к TRL 2 (понятие Технологии и сформулированное заявление). Исследование было организовано в 3 главных три задачи, каждый, повторяя на других задачах, чтобы произвести дорожную карту, чтобы далее развить понятие в Фазе II и вне. Заключительное отображение дороги ФРГ обсуждено в Сечении 4. Каждая из трех задач фазы я был далее разломан на отдельные подзадачи. Задачи и связанные подзадачи упомянуты ниже и тогда обсуждены подробно в Сечениях 3.1 до 3.3.
Задача 1 - Физика Сплава и Технологии Формирования
(a)   Исследуйте снадобье сплава IDFC в целях толчка
(b)   Определите оптимальные конфигурации сжатия, материалы, и топлива, чтобы достигнуть требуемой термоядерной энергии, удельного массового и оптимального Isp
(c)   Проект эксперимента ратификации требует в Фазе II
Задача 2 - определение Миссии и Торговый анализ
(a)   Исследуйте миссии, для которых ФРГ больше всего позволяет или критический
(b)   Вниз выберите варианты миссии и развейте когерентную архитектуру миссии
(c)   Анализ торгового исследования перед формой, основанный на параметрах сплава, чтобы оптимизировать проект миссии
Задача 3 - Относящийся к космическому кораблю проект системы
(a)   Основанный на выбранном типе миссии определяют требуемую массу полезного груза, шкалу системы, и геометрию
(b)   Установите вес транспортного средства первоначальных оценок включая требования для топлива и аккумулирования энергии, тепловых радиаторов, и экранировки произведения сплава
Оптимальный метод для того, чтобы достигнуть compressional нагревание необходимого, чтобы достигнуть условий выгоды сплава, основанных на сжатии Полевого Перевернутого Конфигурационного плазмоида (FRC), был установлен во время Фазы I. Это исследование решило, что индуктивная техника могла использоваться, чтобы ускорить множество тонких, литиевых метал-групп радиально внутрь, чтобы создать трехмерное сжатие цели FRC. Это было также задумано, что FRC может быть сформирован в главной палате реакции, используя вращающееся магнитное поле (RMF), произведенный антеннами, расположенными вне реакторного судна или инжекцией через люки конца. Никакие люки или открытие реактора не требуются во время ожога сплава с RMF. Метал-группы могут быть расположены метр или больше от целевого местонахождения имплозии, и с индуктивным двигателем катушки драйвера физически помещены вне реакторной вакуумной стены. Эффективный бланкет сплава сформирован с конвергенцией зон, поглощающих энергию сплава так же как излученную плазменную энергию во время краткого ожога сплава. Результант испарился и ионизировался, общая раковина расширяет сжатие внешнего магнитного поля, предусматривающего прямое энергетическое преобразование. Несколько аспектов процесса были исследованы экспериментально и в цифровой форме и присутствуют в этом итоговом отчете. Описание эксперимента подмегаджоуля, который был разработан в результате этого 
исследование было предложено как эксперимент ратификации, который будет проводиться под Фазой II. Дальнейшее описание экспериментальные установки так же как объяснение управляющих физических законов подобия представлено в Сечении 3.1.
Чтобы оценить потенциал двигательной установки сплава, было важно понять, какие миссии - лучший иск для его заявления. Из-за высокого уровня аккумулирования энергии материала сплава ФРГ является самым выгодным для миссии, которые невозможны или непрактичны с химическими системами, где масса топлива стала слишком большой, делают к экспоненциальному вычислению уравнения ракеты. В конечном счете, двигательная установка как ФРГ, с высоким Isp, необходима для миссии вне близкой Земли. У ФРГ конечно были бы заявление для Юпитера, или его ледяные луны, Нептун, свидание астероида, и многочисленные другие высокие Δν межпланетные миссии. Для этой Фазы I анализов были выбраны всесторонние исследования миссии Марса, поскольку это наиболее вероятно будет миссией для первого заявления ФРГ. Кроме того, там существует большое тело справочной работы для двигательных установок к Марсу. Технически выполнимо достигнуть прохождения Марса со множеством двигательной установки, и поэтому это стало своего рода межпланетной точкой отсчета толчка. Исследованным укомплектованная миссия к Марсу было возможно непосредственно сравниться с другими методами. Как будет показан, ФРГ учитывает намного более быстрое время защелки, приводя физические требования на астронавтах и минимизируя приведение в потере кости и мускула так же как радиационную экспозицию. ФРГ также имеет преимущество более высокой фракции массы полезного груза, поставленной Марсу. Это означает для желательного полезного груза, требуемого для исследования Марса, только фракция материала по сравнению с химической двигательной установкой должна быть начата от геомагнитной поверхности (который является главной стоимостью и средством устрашения для миссий Марса). Полный анализ миссии, выдвигая на первый план обмены между временами миссии, фракцией массы полезного груза, и ожидаемой прибылью сплава объяснен в дальнейших деталях в Сечении 3.2.
Из-за открытого пространства параметра проекта миссии и большой вариации в потенциальной прибыли сплава было неуместно выполнить полный относящийся к космическому кораблю проект системы как часть года одно усилие. Вместо этого было решено, чтобы эта задача уделяла выше первостепенное значение под Фазой II, и только предварительное расследование главных компонентов было бы исследовано под Фазой I. Эти главные области относящегося к космическому кораблю проекта сосредоточились на sub компонентах, таких как солнечные панели, которые были главным фактом в проекте миссии, который в значительной степени воздействовал на полные относящиеся к космическому кораблю массы. Главный ведущий коэффициент позади этого занимается расследованиями, должен был оценить массу материала, который должен будет быть начат ЛЕО и номеру средств выведения, требуемых сделать так. Больше обсуждения по относящемуся к космическому кораблю проекту системы может быть найдено в Сечении 3.3.
3.1   Физика Индуктивно Ведомого Сжатия Лайнера (IDLC)
Анализ имплозии лайнера был выполнен и для эксперимента ратификации подшкалы, который мог быть выполнен с существующим оборудованием в MSNW и Плазменной Лабораторией Динамики в университете Вашингтона, так же как полномасштабном реакторном опытном образце.
В целях анализа, данного здесь, очень консервативная кинетическая энергия лайнера, ЭЛЬ =
560 kJ были приняты от существующих 1.4 батарей конденсаторов MJ, основанных на моделировании и другом
11   12
индуктивные эксперименты сжатия лайнера., движущими силами имплозии лайнера управляет уравнение:

 
2*. f τ> 2   τ> 2 Λ
2nrw
2μ0 2μ0
где МЛ - масса лайнера, и w ширина лайнера. Во время ускорения лайнера очень немного потока просачивается через лайнер (Мусорное ведро <<Bext). При возбуждении катушки драйвера, из-за маленького промежутка и инерции твердого металлического лайнера, магнитное поле быстро увеличивается и тогда поддержано в примерно постоянной амплитуде (Bext ~ константа) во время внутреннего движения лайнера как увеличивающийся поток от цепи драйвера в промежуток между катушкой, и лайнеру противостоит увеличивающаяся лакунарная площадь поперечного сечения. Это поведение лайнера/магнетика было подтверждено трехмерным моделированием с трехмерным электромагнитным кодексом Maxwell®. С этой аппроксимацией Eq. (1) с готовностью интегрируется. Учитывая МЛ массы лайнера = 2n:rL-w-5-pL, где δ - толщина лайнера и мн плотность лайнера, скорость лайнера:
r (t)
BLt =125 j КИП   (2)

























 
показанный в иллюстрации 5. Лайнер приближается, радиально сжимая FRC, пока это не застаивается из-за






 
возрастающее давление от пойманного в ловушку магнитного поля (и плазма FRC). Энергия в пределах FRC separatrix при пиковом сжатии во власти плазменной энергии, которая должна быть в радиальном прижимном балансе с краем осевым Филиалом магнитного поля, так, чтобы можно было написать:
эль = VL на 1 мл = 3n0 kT0 • 4 πν 0 ε = — π rfc   (3)
2   3   M0
где нулевая приписка указывает значения при пиковом сжатии. Последнее выражение в Eq. (3) отражает разумное предположение, что РТС ~ r0 и магнетик оказывает давление на баланс (2n0kT0 = B0 / 2μ0). Каждый имеет тогда для энергии сплава, произведенной в FRC во время раковины, живут время το при пиковом сжатии:
EfUs = 1 • 2 x 10 12 4 {σν) 4 πΐϋ ετΌ
4   (4)
VL
где n0 и T0 - пиковая плотность и температура, и где раковина лайнера живет время при пиковом сжатии, το, ~ 2r0/vL. Жить время может фактически быть намного более длинным для толстого лайнера, но более консервативные живут, время принято здесь. Лайнер сжимающие эффекты также проигнорирован в этом нулевом анализе заказа. Обычная аппроксимация для поперечного сечения сплава D-T в этом
312
диапазон температуры: {σν), = 1.1x10-T (eV) был также принят. Прижимной баланс, вместе с выражениями (3) и (4) урожаи за выгоду сплава:
G = f = 1.73x 10~3 MLB0
ЭЛЬ   \l0 0   (5)
= 4.3 x 10~8JMLEIj/8
где l0 (= 2r0-s) является длиной FRC при пиковом сжатии. Последнее выражение получено из адиабатических законов подобия для FRC:15
EL~B0ro2lo~B4o/5
j 2/5 R-1/5
lo ~ro ~ Филиал
чтобы выразить Г с точки зрения кинетической энергии лайнера и массы, ЭЛЬ и МЛ только.
Начинаясь с типичных параметров FRC каждый получает заключительные параметры FRC, принимающие и адиабатическое радиальное и осевое сжатие от трехмерной конвергенции лайнеров. Концы слитых лайнеров, как наблюдают, делают это естественно в вычислениях ANSYS® (см.
Иллюстрация 4), поскольку лайнеры конца имеют существенный осевой скоростной компонент и беспрепятственны присутствием FRC, поскольку это заключает axially внутрь. Уникальное поведение равновесия FRC к осевому сжатию лайнера весьма ценно в этом контексте, поскольку это предусматривает магнитную изоляцию границы FRC независимо от увеличения отношения плазмы к магнитной энергии, которая идет с увеличенным осевым сжатием.
Надлежащие плазменные параметры для начального FRC найдены экстраполяцией назад от желательного конечного состояния. Сжатие, которое применено лайнерами, является адиабатой относительно FRC, поскольку движение лайнера - гораздо меньше чем плазменная звуковая скорость. Ключевые адиабатические отношения для FRC заявлены в
Иллюстрация 6.
Впрыскивание FRC в лайнеры отсрочено к тому, пока лайнеры не были полностью ускорены и переместились внутрь далеко от катушек драйвера. Для эксперимента ратификации это было бы достигнуто, вводя два FRCs и сливая их в лайнере, поскольку это разрешает axially постоянное сжатие лайнера, которое значительно ослабляет диагностическую оценку процесса сжатия, поскольку цель остается неподвижной. Добавление компонента перевода к движению лайнера было бы кое-чем, чтобы быть обращенным для пространственного заявления толчка после успеха с экспериментом ратификации.
3.1.1.   Ратификация IDLC
Как упомянуто шкала экспериментов ратификации основана на генерации подобного FRC произведенному в LSX FRC эксперименты.
Используя адиабатические законы подобия FRC, перечисленные в иллюстрации 6, и принятии ЭЛЬ = 560 kJ, конвергенция ряда трех алюминиевых наборов лайнера с начальной полной массой 0.18 кг произвела бы пик
магнитное поле края 410 T (см. иллюстрацию 7), со сжатой длиной FRC 35 мм От Eq.
(5)   Г выгоды сплава = 1.5 закончился бы. Если бы понято, это было бы замечательным достижением для такого скромного эксперимента и действовало бы как завещание к стоимости и преимуществам эффективности этого подхода к сплаву.
Общий доход, желательный от IDLC, решен энергетическими требованиями испариться, ионизировать и возбудить металлическое топливо лайнера, чтобы достигнуть соответственно крепкого плазменного расширения или направленного импульса для пространственного заявления. Полезно затем переписать Eq. (5) с точки зрения энергии сплава произвел за массу лайнера единицы:

 
где Eq. (3) использовался, чтобы поместить выражение с точки зрения явных переменных лайнера. Можно заметить, что увеличение или масса лайнера, или скорость увеличит энергетический вход в каждую частицу лайнера.
3.1.2   Критерии оценки для металлического лайнера
Есть однако скоростной предел для данной толщины лайнера. Этот набор свойствами материала (электропроводность, точка плавления, и теплоемкость), чтобы избежать испарения из-за индуктивного нагревания, которое лайнер испытывает во время магнитного ускорения лайнера. Как был сначала указан Cnare в его значительных экспериментах сжатия фольги, минимальная толщина лайнера (масса) для данной скорости лайнера может быть характеризована граммом параметра, определенным “текущим интегралом”:
= gMA2
где я - ток, текущий через материальную площадь поперечного сечения, = wx δ, и где w - ширина кольца и δ толщина кольца. Движущая сила - просто магнитное давление (Β2/2μ0) примененный по площади поверхности металлической раковины, стоящей перед катушкой когда в непосредственной близости от ведущей катушки. Ток может быть связан с силой через закон Ампера, который может быть разумно приближен как B = μ ^ Ε/w. Нормализуя к константе действия, галу для испарения алюминия от начальных 300 °K, каждый находит для максимальной скорости для данной толщины раковины δ:
vmx = 6.8xioiogM—   (9)
револьвер ПОПОЛУДНИ
где пополудни плотность материала раковины. Это не должно быть существенной проблемой во время полевого сжатия из-за формирования толстого бланкета в конвергенции. Начальная толщина типично будет намного больше чем необходимый для характерных скоростей (2-4 km/s) ожидаемый.
Есть потенциально несколько металлов, которые могли использоваться. Не удивительно, алюминий - сильный соперник из-за его низкой плотности и высокой проводимости, но литий не далек позади. Обладая низким пределом текучести, литиевый лайнер был бы особенно выгоден в этом
начальная тонкая раковина могла быть с готовностью вытеснена для того, чтобы поместить под катушками драйвера между импульсами. Для данной энергии лайнера ее плотность обедни без пения учитывает более толстый начальный лайнер так же как больший заключительный радиус раковины. Последний важен для того, чтобы замедлил нейтроны сплава и извлек максимальную энергию из произведений сплава. У лития также есть несколько преимуществ как плазменное топливо. Вспомните, что окончательная судьба раковины - испарение и ионизация после интенсивного сплава, Омического и радиационного нагревания. Для пространственного толчка прикладной литий должен быть одобрен для его низкой энергии ионизации, таким образом минимизирующей замороженные потери потока. Из-за его низкой атомной массы это также достигнет самой высокой выхлопной скорости за данный энергетический урожай сплава. По этим причинам литий - материал выбора для IDLC. От Eq. (9) каждый находит для лития: vmax (km/s) = 16-5 (мм). Ожидаемая литиевая толщина лайнера составляет несколько мм таким образом нет никакой реальной проблемы здесь, как высокая выгода может быть достигнута со скоростями лайнера 3-4 km/s. Для ратификации алюминий эксперимента - ясный выбор из-за его широкой пригодности, низкой цены, и непринужденности в обработке.
3.1.3   Эксперимент Ратификации
Основной подход должен будет проверить конвергенцию лайнера с алюминиевыми лайнерами, используя Г 10 вакуумных палат и пара катушки драйвера, используемая для Сжатия Лайнера Фольги экспериментальное тестирование в MSNW, но приведенный в действие полным аккумулированием энергии и системой поставки в ПОДВОДНОЙ Плазменной Лаборатории Динамики. Принципиальная диагностика, чтобы определить положение лайнера как функцию времени будет внутренними магнитными зондами на оси, и осевыми множествами внешнего потока и электрических контуров B. Лобовое отображение лайнеров будет получено с быстрой камерой создания с задней подсветкой. Как в других экспериментах лайнера, и в MSNW и
12   13
в другом месте, эти изображения приводят к подробной информации относительно однородности лайнера во время конвергенции. Лайнеры будут построены из 6 см шириной, алюминиевая лента 0.2 мм толщиной и присоединились к использованию сверхзвуковой сварочной техники, которая поддерживает структурные, тепловые и свойства имеющие сопротивление материала. После получения надлежащей конвергенции палата FLC будет изменена и оборудована существующим IPA FRC сечения формирования как изображено в иллюстрации 8.
Детальный 2-ой, имеющий сопротивление Гидродинамический (MHD) вычисления были выполнены, чтобы изучить формирование FRC и сливающийся в этой геометрии, сначала с три и затем две сходящихся зоны лайнера. Кажется это для на месте случай (никакой полный перевод лайнеров как в
Иллюстрация 4), это два должно быть достаточно, чтобы гарантировать надлежащее осевое и радиальное сжатие FRC. Внутренние кольца могут использоваться в случае необходимости. Следствие 2-ого вычисления MHD FRC, сливающегося с тремя кольцами, показывают в иллюстрации 9. Предварительные выборы, диагностические из плазменного сжатия и нагревания, будут нейтронным счетом от реакции синтеза D-D. Урожай - a
чувствительная мера ионной температуры. Сигнал будет проанализирован, используя кодексы MCNP, используемые в предыдущих экспериментах 14 FRC, мягкая камера рентгеновского излучения будет использоваться для плазменного отображения и электронных температурных измерений. Плазменная плотность будет получена из поперечной палаты лазер HeNe - базируемый интерферометр.
Успешное развитие трехмерного сжатия лайнера FRC утвердит сжатие лайнера как практический подход к достижению мелкого масштаба, низко приведет к источнику энергии сплава. Этот метод облегчит исследование и развитие нового режима сплава

Для более честолюбивых целей завода термоядерной энергии высокой производительности, использующего прямое преобразование или сплав, который везут ракетой, желательна более высокая прибыль сплава (10 - 30). Чтобы достигнуть воспламенения, выгода сплава G> 5, наряду с достаточным магнитным полем для магнитного ограничения альфы произведения сплава (4He) в пределах плазмоида FRC будет необходима. С альфа-нагреванием сплава достигнуты условия воспламенения, и эффективная выгода может быть значительно увеличена, потенциально к столь же большому как несколько сотен. Необходимое магнитное ограничение с готовностью достигнуто в сжатом плазмоиде FRC для параметров плеча, ожидаемых для IDLC. В то время как шкала теста ратификации установлена доступным оборудованием и аккумулированием энергии в PDL, лучший тупик был бы достигнут, увеличивая радиус драйвера катушки для полномасштабного реактора. Увеличение радиуса драйвера коэффициентом 2.5 (то есть. однометровый лайнер радиуса), масса лайнера также увеличилась бы этим коэффициентом, если нужно было поддержать ту же самую скорость лайнера и ширину. Это было бы достаточно, чтобы увеличить выгоду сплава к 6. Чтобы достигнуть номинальной выгоды сплава 20, скорость лайнера должна была бы быть увеличена от 2.5 до 4 km/s. С более длинной "длиной хода" от большей катушки драйвера, должен сделать это значительно легче достигнуть.
3.2   Определение Миссии
Есть врожденная зависимость между фракцией массы полезного груза, удельным импульсом, властью, и время защелки. Например высокая фракция массы полезного груза может быть, достигают с более высоким Isp для данного полезного груза в неподвижной власти, но потребует более длительного времени защелки. Эти взаимозависимости имеют сильное опирание на проект миссии и были поэтому выбраны как основные параметры, чтобы заняться расследованиями. Фракция массы полезного груза была очевидным параметром, чтобы оптимизировать в ранних исследованиях миссии. Определенный здесь как количество полезного груза, поставленного целевому предназначению по полной начальной массе, это - один из наибольших драйверов стоимости и выполнимости любой будущей пространственной миссии. Текущая массовая фракция составляет приблизительно 20 % ЛЕО, 5 % к орбите Марса, и 25 % на Поверхность Марса, средства, что одна четверть одного процента средства выведения на Геомагнитной поверхности сделает это на поверхность Марса. Это также означает, что по стоимости миллиона/кг за почти 1$ Марсианской поверхности остается трудным препятствием. Один из наибольших способов улучшить это состоит в том, чтобы увеличить фракцию массы полезного груза для передачи Марса. Как будет показан в анализе ниже фракции массы полезного груза 65 %, выполнимы со Сплавом, который Везут Ракетой.
Удельный импульс - параметр, который определен условием сплава ФРГ, как будет, обсуждает далее в Сечении 3.2.1. Власть основана на потребовать энергии входа в реакцию синтеза, чтобы достигнуть желательного Isp и реалистического вычисления солнечных панелей. Использование солнечной панели для сплава и их вычисления будет также обсуждено далее в этом сообщении. Наконец, времена защелки - важный параметр для множества причин. Коэффициент времен миссии в стоимость, общественный интерес, успех миссии, и безопасность астронавтов. Для всего этого коэффициенты, быстрее почти всегда лучше, однако более быстрая миссия требует намного большей дельты V. В то время как простая передача Хохмэнна в Марс занимает приблизительно 200 дней, дельта V является только приблизительно 5 km/s. Для сплава, который везут ракетой, где 30-дневные передачи были исследованы, дельта V достигнутый столь же высоко как 45 km/s. Исследования компромисса между временем миссии, временем ожога ФРГ, и Дельтой V проводились и представляют в следующем разделе.
 
Иллюстрация 10: Образец укомплектовал архитектуру миссии Марса, основанную на топливном подходе перед развертыванием

Иллюстрация 10 иллюстрирует повторно развернутую укомплектованную миссию Марса образца. В этой архитектуре миссии единственную предварительную грузовую миссию посылают в Марс, используя космический корабль ФРГ в почти точной конфигурации, которая будет использоваться во второй укомплектованной части архитектуры. Держа времена передачи то же самое для всех аспектов миссии, вариации операции уменьшений и позволяет космическому кораблю быть полным полетом, квалифицированным в точном эксплуатационном режиме прежде, чем это будет когда-либо укомплектовано. Однако конечно было бы уместно расширить времена передачи грузовой миссии, чтобы увеличить фракцию массы полезного груза, поскольку эта фаза архитектуры часто не как чувствительное время. Цель грузовой миссии будет состоять в том, чтобы развернуть топливный магазин лития в Марсианской орбите. Топливо будет требоваться для части возвращения укомплектованной миссии. Оценки необходимого топлива для защелки возвращения позволяют гибкость проектировщиков миссии; предоставление выбора или для большего количества массы для оборудования исследования Марса или для маленькой начальной массы запуска. Как будет показан в следующем разделе, запуски, требуемые для ФРГ, архитектура миссии Марса запланирована, используя HLV, требующий не больше, чем 130 mt ЛЕО. Единственный запуск будет требовать для ¬предварительно развернутой грузовой миссии и секунда для укомплектованной миссии. Космический корабль ФРГ останется надолго в пространстве после начального запуска, и только топливо и полезный груз будут ы свидание обязаны с космическим кораблем для будущих защелок в Марс.
3.2.1   Модель ФРГ и Предположений Миссии
Аналитическая модель, основанная на миссии, которую везут подходом, использовалась, чтобы исследовать прямое Прохождение Марса использование Ракеты Двигателя Сплава (ФРГ). Это было подобно методологии, используемой программным обеспечением Коперника НАСА, чтобы определить точный профиль миссии и требования AV как функция времени передачи миссии и времени ожога охотника. Анализ был сосредоточен на 90-дневном переходном времени к Марсу. Чувствовалось, что эта шкала времени была соответствующим балансом между быстрым временем передачи, требуемым защищать астронавтов от вредной пространственной радиации, все еще обеспечивая высокую фракцию массы полезного груза и низкие начальные массы запуска. Кроме того, 90-дневная защелка может легко быть достигнута с консервативной оценкой прибыли сплава, которая будет обсуждена подробно позже. В то время как быстрее сцепляют времена, возможны, они прибывают конечно за счет уменьшенной фракции массы полезного груза. Эти номера могут быть очень улучшены, просто достигая большой выгоды сплава с консеквентом выше Isp из ФРГ. Однако это было намерение этой работы сосредоточиться, как, даже с консервативными оценками урожая сплава, ФРГ мог реконструировать путешествие межпланетного пространства.
В дополнение к первичной 90-дневной миссии более честолюбивые профили миссии, такие как 30-дневное прохождение Марса были исследованы в особенности относительно увеличенных урожаев воспламенения сплава. В то время как эта более высокая прибыль весьма выполнима, они не являются бесспорными в это время, и поэтому не были приняты для первых исследований выполнения ФРГ, а скорее проанализированы, чтобы иллюстрировать, как только у физики ФРГ есть звуковая опора и в эксперименте и в теории, что потенциал этой технологии мог обеспечить укомплектованному исследованию космоса.
Самая соответствующая метрика Сплава, который Везут Ракетой, является энергетической выгодой реакции синтеза. Таким образом анализ миссии включал торговое исследование различной прибыли сплава. Первичная выгода сплава может быть заявлена как функция массы лайнера, МЛ, и предельной скорости, VL, (то есть энергия лайнера), в котором сходится лайнер.
ГРАММ-СИЛА = М. 1/2G/CE“/8   (10)
15   8
Где G/-выгода воспламенения, C - константа сплава, равная 4.3x10-, и Ein - энергетический вход в реакцию синтеза и описан,
1   9
En = 2 MLVl   (11)
Для этого анализа скорость лайнера, как консервативно предполагалось, была не больше чем 4 km/s. Это основано на том, что было продемонстрировано предыдущими экспериментальными усилиями, и является достаточно меньше чем предсказанный предел испарения лития из-за индуктивного нагревания во время ускорения 16 лайнера, которым более низкий предел массе лайнера найден от желания иметь толщину лайнера, достаточную, чтобы внести энергию нейтрона сплава в лайнере [то есть rL (минута)> 5 см]. Масса 0.37 кг была принята для полной литиевой массы лайнера, которая является много больше минимального количества материала необходимые (0.28 кг).
В дополнение к этой выгоде сплава есть вероятная возможность выгоды воспламенения из-за дополнительного нагревания плазмы от магнитно ограниченной альфы произведения сплава (4He) ионы. Дополнительная энергия от сплава нагревалась, топливо изменяет значительно в зависимости от предположений о лайнере динамическое поведение так же как распространение ожога сплава. Фактический общий доход, который будет достигнут, является таким образом сложным гидродинамическим вопросом о физике / вопросом о физике материалов, который должен будет быть обращен через дальнейшее исследование. Кодексы для этого вычисления с модификациями для намагниченной цели в настоящее время находятся под развитием. Начальные числовые вычисления Парками
17
и др. укажите, что существенная прибыль воспламенения сплава может быть достигнута даже с только частичным



































 
времена частота операции, f, времена длина миссии, ΔΤ. Масса Структуры сломана на Eq. (20). Это - функция солнечной групповой массы, конденсаторной массовой потребности в двигательной установке сплава, и некоторой массы дополнения, которая была выбрана здесь, чтобы быть 10 % полезного груза. Масса системы сплава определена, поскольку энергетический вход в реакцию синтеза, разделенную на удельную массу конденсаторов, acap, потребовал, чтобы поставлять ту энергию, и масса солнечных панелей определена как власть, требуемая обвинять крышки сплава, разделенные на солнечную групповую удельную массу, aSEP. Наконец фактически власть должна бежать, реактор сплава прост энергетический вход, разделенный на частоту операции как написано в Eq. (21).
Г. = Средняя частота Ми   (16)
Средняя частота = MPL + госпожа   (17)
Ми = MPL + госпожа + MP   (18)
Член парламента = MfAT   (19)
E P
миллисекунда = в + SEP + 0.mPL
крышка SEP   (20)
P
T7 P SEP ln f   (21)

Уравнения 16 - 21 представляют систему шести уравнений и шести неизвестных: Ми, Средняя частота, Миссиссипи, член парламента, f, и PSEP. Решение этих уравнений одновременно позволяет, что каждый, чтобы быть определенным и для аналитического технико-экономического обоснования ФРГ для прямого Марса переходит, чтобы быть выполненным.
Есть несколько важных предположений, сделанных в аналитической ценности анализа, обрисовывающей в общих чертах здесь. Масса полезного груза была выбрана, чтобы быть 61 МП, основанным на предыдущем укомплектованном анализе 18,1 миссии Марса, считалось, что коэффициент связи, или количество энергии, которая передана с конденсатора на лайнер сплава, составляет примерно 50 %. Важно отметить, что другие 50 % не потерянная энергия, но возвращены на конденсаторы из катушек драйвера как нормальный аспект электрического поведения цепи. Поэтому более высокая или более низкая эффективность связи только действует, чтобы увеличить или уменьшить размер аккумулирования энергии, но не требуемую власть. Сам лайнер, как предполагается, составляет 50 %, ионизированных от реакции синтеза и плазменных произведений. Потеря энергии ионизации, как со всей плазмой базировала охотников, обнаруживается как замороженная потеря потока и может влиять на работу ФРГ особенно на низких уровнях выгоды (понизьте Isp), как будет обсужден позже. Космический корабль для этого анализа, как предполагается, состоит из трех главных масс: (1) двигательная установка, (2) мощная система, и (3) топливо.

Массу двигательной установки ведет конденсаторная удельная энергия, которая, как предполагается, является ~ 1 kJ/kg. Этот номер достаточно консервативен (одна половина текущего состояния художественных аппаратных средств), чтобы включать необходимые кабели и выключатели как часть этой массы, поскольку эти массы также определят масштаб с конденсаторной массой. Масса мощной системы основана на солнечной групповой удельной массе 0.2 кВт/кг. И наконец, масса движущей системы - прежде всего емкость и предполагаемый быть 10 % литиевой движущей массы. В то время как топливо - твердый литий и не потребовало бы существенной емкости непосредственно, передача, подача и оборудование формирования лайнера будут добавленной массой. Последнее замечание ценности предположения состоит в том, что этот начальный анализ принимал полные способности толчка ко всем орбитальным маневрам, включая орбиту вставки Марса. В то время как другая архитектура миссии Марса предлагает aerocapture, это считали не стоящим, движущие массовые сбережения, чтобы увеличить риск и неуверенность, врожденную с aerocapture для этого первого заказа, укомплектовали анализ миссии.
Как справочная миссия была выбрана укомплектованная миссия к Марсу, подобному той из Справочной Архитектуры Проекта (DRA) 5.0 19. При этом, не было трудно показать потенциал Сплава, который Везут Ракетой по сравнению с ядерными тепловыми двигательными установками с точки зрения времени защелки, фракции массы полезного груза, и начальных масс запуска. Однако, значения ФРГ являются еще более далеко идущими и гарантируют дополнительный анализ выгоды на предварительно развернутых миссиях. Кроме того, в результате высокой фракции массы полезного груза, связанной с ФРГ, единственные миссии защелки без предварительно развернутых активов могут быть с готовностью достигнуты. В то время как это в конечном счете может потребовать более высокой прибыли сплава, они не за пределами ожидаемых пределов урожая сплава.
3.2.2   Эффекты Времени Ожога
С Isp определенные, различные параметры миссии могут быть исследованы на данный AV. Самый низкий AV для прямой межпланетной передачи - решение Ламбертовской проблемы, где короткие конечные ожоги происходят вначале и конец передачи. В то время как это идеально от перспективы миссии, это - не обязательно оптимум с точки зрения двигательной установки. Как часть этого исследования 90-дневная передача Земного Марса была исследована на множество бесконечных времен ожога, используя ФРГ.
Иллюстрация 12 иллюстрирует требования AV от однодневного до непрерывного 90-дневного ожога. Можно заметить что чем более быстрый и более сильный ожог, тем менее требовательный требования AV как подходы значения то из Ламбертовского решения. Однако, даже при том, что требования AV меньше, сокращенное время ожога требует большего количества энергии в более коротком промежутке времени, очень увеличивая мощные требования. Этот обмен между массой двигательной установки и AV (масса топлива) является главными массовыми драйверами для проекта миссии и космического корабля. То, что уникально различно здесь с ФРГ, - то, что солнечные групповые массовые шкалы с реактивной властью (за неподвижную выгоду сплава), но конденсаторная масса не делают, поскольку в конденсаторах можно управлять выше или ниже
норма физического эквивалента рентгена, чтобы соответствовать мощному требованию. Солнечная групповая масса должна увеличиться, если более высокая власть желательна, чтобы обвинить конденсаторы по более высокой норме физического эквивалента рентгена. Иллюстрация 13 указывает увеличение движущей массы и уменьшение в солнечной групповой массе как функции времени ожога.
Эти две массовых функции создают оптимальную фракцию массы полезного груза за данную выгоду сплава, которая может быть замечена для всех возможных случаев выгоды в пределах пространства проекта как показано в иллюстрации 14. Поскольку весь сплав извлекает пользу, эта оптимальная фракция массы полезного груза происходит в пределах времени ожога 10-дней. За ожидаемую выгоду 40 это приводит к фракции массы полезного груза 0.47. Десять дней - также оптимальное время ожога, рассматривая начальную массу, приводя к минимуму
начальная масса 130 МП, которые совместимы с единственным запуском ETO.
3.2.3   Эффекты Солнечного Группового Размера
От перспективы миссии солнечный групповой размер определен от желательной фракции массы полезного груза как показано в иллюстрации 15. Одно из самых важных заключений, иллюстрированных этим числом, - то, что фракция массы полезного груза не изменяется значительно около оптимальной фракции массы полезного груза. Так, в то время как оптимальная фракция массы полезного груза 47 % за выгоду 40 требует солнечной групповой власти 546 кВт, это могло быть понижено к 300 кВт, с крайним изменением во фракции массы полезного груза к 45 %.
Кроме того, начальная масса космического корабля также не особенно чувствительна к солнечной энергии около оптимального значения, как может быть замечен в иллюстрации 15. Это особенно верно за более высокую прибыль. В конечном счете, будет необходимо определить значение этих обменов, основанных на желательных особенностях удельных будущих миссий Марса.
В резюме Таблица 1 список несколько важных параметров миссии для полного диапазона сплава получают возможности. Ясно, что за ожидаемую выгоду 40 производит очень благоприятный Isp, сохраняя массу системы и мощные требования, низкие для 90-дневного прохождения к Марсу. Даже в чрезвычайно низкой оценке выгоды 20, Сплав, который везут ракетой все еще, предлагает лучший выбор для укомплектованной миссии к Марсу, производя переходные времена и фракции массы полезного груза, которые не выполнимы с любой другой двигательной установкой
Общий доход   20   40   200
Масса Лайнера (кг)   0.365   0.365   0.365
Isp (s)   1606   2435   5722
Массовая фракция   0.33   0.47   0.68
Удельная масса (кг/кВт)   0.8   0.53   0.23
Массовое Топливо (МП)   110   59   20
Массовая Начальная буква (МП)   184   130   90
SEP (кВт)   1019   546   188

3.2.4   Эффекты Продвинутого Захвата Марса
Как описано в DRA 5.0, продвинутый aerocapture был важен для укомплектованных миссий Марса, даже принимающих Ядерный Тепловой Толчок (NTP). До этого пункта анализ, выполненный здесь, прежде всего сосредоточился на укомплектованном прохождении к Марсу, не полагаясь aerocapture, поскольку это обычно считали слишком опасным. Aerocapture, однако, благоприятен для грузовых миссий, используя NTP и если этот тип маневра миссии выполнен успешно и часто, это может даже стать благоприятным для укомплектованных миссий также. Поэтому, предварительное расследование aerocapture на конъюнкции со Сплавом, который Везут Ракетой, было исследовано. Чтобы сделать так, то же самое требование AV для ожога вставки Марса сделки проводилось propulsively, с ожогом вставки Марса, заменяемым маневром aerocapture. Требование AV для двигательной установки поэтому значительно менее, таким образом уменьшало количество необходимого топлива. Однако, дополнительная масса 40 МП была добавлена к относящейся к космическому кораблю массе, совместимой с теплотой, экранирующей как заявлено в DRA 5.0. Из-за высокого Isp ФРГ, количество топлива намного меньше и чем химический и чем двигательные установки NTP. Только за выгоду 10, то, где Isp столь же низок как 1 600 s, делает массовые сбережения топлива, равняются массе экрана теплоты. Поэтому, очевидно что для всех профилей миссии и всей возможной прибыли сплава, нет никакой потребности призвать aerocapture для выполнимости миссии. Это - намного более благоприятный и намного более низкий риск использовать Сплав, который Везут Ракетой для всех орбитальных маневров.
3.2.5   30-дневное прохождение к Марсу
В то время как 90-дневное прохождение к Марсу предлагает хороший баланс фракции массы полезного груза и переходное время в даже скромных оценках выгоды сплава, возможность очень высоких энергетических урожаев делают чрезвычайно скоростные транспорты к Марсу весьма выполнимыми. Чтобы исследовать это, 30-дневное прохождение к Марсу рассмотрели.
Δν бюджет для такой миссии очень высок, в пределах от 98 km/s в полном 30-дневном ожоге к 45 km/s для 0.1 Ожогов дня (который приближает Ламбертовскую проблему). Для такого высокого ΔV, s сплав снова 40 не привел бы к оптимальным параметрам миссии. Более честолюбивая прибыль 200, однако, показывает, что его миссия весьма благоприятна. Оптимальное время ожога для такой миссии составляет 6 дней, который приводит к довольно высокому требованию на солнечной энергии. Как с миссией 90-дней, намного более низкой солнечной групповой массой урожаев немного неоптимального подхода, не жертвуя большим количеством фракции массы полезного груза или значительно увеличивая начальную относящуюся к космическому кораблю массу, как может быть замечен в иллюстрации 16 и иллюстрации 17. С солнечной электроэнергией на ОДИН МВТ 30%-ая фракция массы полезного груза может быть поставлена Марсу через 30 дней. Для 61 массы полезного груза МП, принятой для 90-дневной миссии, это приводит к начальной относящейся к космическому кораблю массе разумных 200 МП.
3.3   Относящийся к космическому кораблю Проект Системы
Как часть Фазы I усилий предварительный относящийся к космическому кораблю проект проводился, чтобы получить начальное понимание ключевого компонента массовый и полный относящийся к космическому кораблю размер. В то время как намного больше подробно и подробного анализа может и проводиться под фазой I, чувствовалось, что даже маленькое усилие на этом раннем каскаде поможет дать лучшее понимание того, как революционный ФРГ может быть по сравнению с другими более обычными межпланетными относящимися к космическому кораблю системами. Основанный на анализе миссии, проводимом в Задаче 2 и представленный в Сечении 3.2, 90-дневная переходная миссия была выбрана для относящегося к космическому кораблю анализа проекта.
Более определенно, относящийся к космическому кораблю проект сосредоточился на укомплектованном транспортном средстве передачи. Как иллюстрировано, эта архитектура миссии призывает к единственному космическому кораблю, который действует как транспортное средство передачи или межпланетный рывок между Землей и Марсом. Поэтому, в то время как космический корабль измерен для укомплектованной миссии, бывшая членом экипажа естественная среда могла легко быть заменена эквивалентной массой полезного груза.
90 транспортных средств передачи разломаны на несколько больших подсистем и категорий. Сплав, который Везут Ракетой, состоит из 3 главных компонентов; (1) формирование FRC, (2) сжатие Лайнера, и (3) Магнитное Сопло. Большинство массы двигателя сплава
связанный со сжатием лайнера. Это включает главные пункты как аккумулирование энергии и магнитные катушки непосредственно. Дополнительная масса будет также требоваться для мощных переходных линий и переключения большой мощности. Также связанный с каскадом сжатия лайнера движущий резервуар и движущий механизм подачи. Так как литиевое топливо - тело, требуемая емкость будет минимальна. Однако, нет никакого ясно предпочтительного метода вставки лайнера в это время, таким образом щедрый массовый бюджет был дан этой специфической подсистеме. Тепловое управление, которое будет требоваться для ФРГ, будет маленьким для двигательной установки этого мощного уровня. Это происходит прежде всего из-за большого тупика катушек драйвера, и факта, что фактически вся радиация и высокие энергетические частицы будет поглощена лайнером/топливом а не космическим кораблем. Палата драйвера лайнера и магнитное сопло также перехватят только маленькую фракцию нейтронов сплава, избегающих лайнера, поскольку эти структуры позволяют большие апертуры разрешать частицам убегать в космос с только минимальным взаимодействием с космическим кораблем. Фактический груз теплоты от импульса сплава будет предметом анализа MCNP во время фазы II. На данном этапе в проекте, относящаяся к космическому кораблю структура - разная категория, которая является суммой незначительных относящихся к космическому кораблю компонентов, не вписывающихся в другие главные системы. Это включает, но не ограничено, структура поддержки, экраны и fairings, системы коммуникации, обработка данных, системы управления отношения, и батареи. Таблица 2 содержит резюме массы сплава, который везут ракетой для 90-дневного прохождения к Марсу с выгодой сплава 40.
Таблица 2: Резюме относящихся к космическому кораблю масс компонента
Относящийся к космическому кораблю Компонент   Описание   Масса (кг)
Относящаяся к космическому кораблю структура   Fairings, структура поддержки, коммуникация, данные, обращающиеся с ACS, Батареями   7 300
Движущий резервуар   Литиевое судно вместимости   100
Формирование FRC   Аппаратные средства, ответственные за формирование и инжекцию материала Сплава (FRC)   200
Движущая Подача   Механизм, ответственный за формирование и вставку движущего лайнера   1 200
Аккумулирование энергии   Конденсаторы   800
Катушки драйвера лайнера   Электромагнитная катушка имела обыкновение вести индуктивный лайнер   600
Выключатели и кабели   Пульсируемые мощные электронные компоненты должны обвинить и разрядить батарею конденсаторов   300
Солнечные Панели   Солнечное групповое множество должно было поставлять власть двигательной установке   2 700
Тепловое Управление   Радиатор, чтобы намотать компоненты сплава   1 300
Сопло   Магнитное сопло имело обыкновение возражать относящейся к космическому кораблю структуре и прямым произведениям сплава   500
Относящаяся к космическому кораблю Масса   15 000
Естественная среда команды   Бывшее членом экипажа купе, атмосферные кондиционеры, кислород, вода пищи,   61 000
Топливо   Литий   59 000
Полная Масса   135 000
 

Иллюстрация 18 показывает концептуальное воспроизведение Сплава, который Везут Космическим кораблем Ракеты. Все главные компоненты были измерены соответственно. Наиболее особенно у Сплава, который Везут Ракетным двигателем, есть радиус катушки драйвера 1 м. Остальная часть космического корабля измерена, чтобы быть меньше чем 9 м. в диаметре, чтобы соответствовать в пределах будущей Системы Запуска в космос (SLS) проекту.
Радиаторы и солнечные панели являются оба складными так, чтобы они могли или отворачиваться или к солнцу для максимальной эффективности. Солнечные панели где измерено, чтобы обеспечить 300 кВт мощной потребности управлять реакцией синтеза по соответствующей норме физического эквивалента рентгена. Движущий объем базируется от плотности твердого лития.
Кислородный резервуар, естественная среда команды и полезный груз имеют, позволяют добавленный. Для дополнительной ссылки полезными грузами, показанными здесь, является Аполлон Коммэнд/сервис (CSM), которые имеют высоту 11 м. и диаметр 4 м. и весят приблизительно 30 mt каждый"

[Проходящий Кот]

 3 часть:

(кликните для показа/скрытия)

"4.   Будущее Развитие и Путь Вперед
Одна из основных целей Фазы я должен был сформулировать путь вперед для Сплава, который Везут Ракетой. ФРГ предлагает существенное изменение для будущего межпланетного путешествия. Чувствовалось, что было важно определить ключевые технологические вехи и период времени для их завершения. Технологическая дорожная карта для ФРГ может быть найдена в иллюстрации 19. Несколько технологий, таких как Солнечная энергия и Аккумулирование энергии, уже имеют квалифицированный уровень полета. Обвинять, Экранировка, и Тепловые системы - весь умеренный TRL, поскольку они главным образом были бы адаптацией в настоящее время нанимаемых в полностью развитых пространственных системах.
Полная система ФРГ колеблется от относительного числа высоко компоненты TRL (такие как система формирования FRC) вниз к очень низким компонентам TRL (таким как камера сгорания сплава). Ниже компоненты TRL были фокусом фазы NIAC I усилий и будут развиты к выше TRL всюду по фазе II из этого проекта. Эксперимент Ратификации Понятия будет проводиться во время фазы II усилий с возможностью демонстрирующей выгоды сплава в случае успеха. Это ожидается в этом пункте, что у НАСА будет большой интерес к полностью развитию этой системы, и объединению этого в их будущее планирование космического полета. С адекватными ресурсами демонстрация основания подшкалы уже могла быть понята как только 2017 и миссия демонстрации в пространстве 2023.
 
ДВИГАТЕЛЬ ФРГ
(Полная Система)

   ! М./год за 10$   S50 М./год   Укомплектованная Программа Космического полета Марса
NIAC   Игра, Изменяющая Развитие Технологии   Технология
Демонстрация
Миссия   НАСА Программа Полета Марса

Иллюстрация 19: Дорожная карта Технологии ФРГ
6. Персонал 6.1   Ключевые Участники/Роли Конфузора
Топь доктора Джона Т - Принципиальный Исследователь
Доктор Энтони Пэнкотти - Анализ Миссии и Относящийся к космическому кораблю Проводник Проекта доктор Дэвид Киртли - Анализ Миссии и Структурный Анализ г. Майкл Пфэфф - Проект и Составление г. Кристофер Пихл - Относящийся к космическому кораблю Проект и Власть Импульса
6.2   Ключевые Участники НАСА
Джон М. Фолкер, ШТАБ - КВАРТИРА - Руководитель Программы NIAC Джейсон Э. Дерлет, ШТАБ - КВАРТИРА - Старший Аналитик Технологии
Джерри Кондон, Космический центр имени Джонсона НАСА - кодовая поддержка КОПЕРНИКА Дуглас Крэйг - Руководство Проекта Миссии и Совет
Ссылки
I   Боровски, С. К., и др., "Ядерные Тепловые Ракеты: Ключ на Луну - Исследование Марса,"
Космическая Америка, Издание 30, Номер 7, июль 1992, стр 34-37.
Williams, C.H., Боровски, S.K., Дадзински, Лос-Анджелес, и Juhasz, A.J., “Сферический Торический Ядерный Реактор Сплава Пространственное Понятие Транспортного средства Толчка для Быстрых Межпланетных Ведомых и Автоматизированных Миссий”, 35-ая Конференция Толчка Сустава AIAA/ASME/SAE/ASEE, AIAA 99¬ 2704, июнь 1999.
Селезень, R.P., Молоток, J.H., Хартман, C.W., Perkins, L.J., и Рютов, D.D., “имплозия лайнера Подмегаджоуля закрытой полевой Технологии Сплава” конфигурации линии, Издание 30, pg. 310 (1996)
4   M.M. Бэско, A.J. Грубая шерсть, Дж. Мейер тер-Вен, “условия Воспламенения для намагниченного целевого сплава в цилиндрической геометрии”, Ядерный Сплав, 40, 59 (2000).
5   Cnare, E.C., “Сжатие Магнитного потока Магнитно Подверженной сильному сжатию Металлической Фольгой”, Журнал Прикладной Физики, Издание 27, Номер 10, pg. 3812, (1967)
6   Y. Х. Мацуда, Ф. Херлак, С. Икеда, и Н. Миура, “Генерация 600 T электромагнитным сжатием потока с улучшенной симметрией имплозии”, Преподобный Скай. Instrum. 73 4288 (2002).
7   Топь J., и др., "Ограничение и Стабильность Plasmas в Полевой Перевернутой Конфигурации”, Физика. Преподобный Летт., Издание 9, 2212 (1992)
8   G. Votroubek и Дж. Сло, “Плазменный Эксперимент Сжатия Лайнера”, Журнал Энергии Сплава 29, 571 (2010)
9   Топь J.T., и др. “Транспорт, энергетический баланс, и стабильность большой реверсированной областью конфигурации”, Физика Plasmas 2, 2286 (1995)
10   A.A. Вред, K.F. Schoepf, G.H. Miley, D.R. Королевство, 2002 Принципа Энергии Сплава, Мировой Научной Публикации, Сингапур 912805, ПГС. 267-277.
II   J. H. DEGNAN, И ДР. "Сжатие Плазмы на Мегабарный Лайнер Интегрирования использования Диапазона". Физика. Преподобный Летт., 82, 2681 (1999).
12   E.C. CNARE, “Сжатие Магнитного потока Магнитно Подверженной сильному сжатию Металлической Фольгой”, Журнал Прикладной Физики, Издание 27, Номер 10, pg. 3812, (1967).
13   J. ТОПЬ, И ДР., "Ограничение и Стабильность Plasmas в Полевой Перевернутой Конфигурации", Физика. Преподобный Летт., 79, 2212 (1992).
14   G. VOTROUBEK и J. ТОПЬ, “Плазменный Эксперимент Сжатия Лайнера”, J. Энергии Сплава 29, 571 (2010).
15   Топь, J., Kirtley, D., Пэнкотти, A., Pfaff, Pihl, C., Voltroubek, G., “Магнето-Intertial Фузайон Дривем Рокет”, ICOPS 1P-125 (2012)
16   Kirtley, D., Топь, J., Schonig, J., Ketsdever, A., “Пульсируемый Индуктивный Толчок Marcon”, 2010 JANNAF
17
D.D. Рютов и P.B. Парки, "Достигая Высокопродуктивного Сплава с Медленным Плазменным Лайнером, Сжимающим Намагниченную Цель”, Наука и техника Сплава, (2008)
18
Селезень, Брет Г., Справочное Приложение Версии 3.0 Миссии к Человеческому Исследованию Марса: Справочная Миссия НАСА Команда Исследования Исследования Марса, Линдон Б. Джонсон Спэс Синтер, NASA/SP—6107-ADD, 1998 19 Селезней, Брет Г., Миссия Исследования Человека Марса DRA 5.0, NASA-SP-2009-566, июль 2009
"

[Инопланетянин]

Под спойлер бы. Так многабукаф.

[Проходящий Кот]

Гугл перевод начала:
"Критическим ограничением для разведки и освоения космического пространства связана с тем,
что существующая технология двигательной не может достичь экономически эффективной доставке полезного груза из-за
низкая скорость выхлопных газов и удельная энергия обеспечивается путем химического горения по сравнению с
требуется для быстрого планетарного движения. В двигательной системы, описанный здесь, оптимальный
Скорость и тяга получается с твердого топлива, которое первоначально в виде
монтаж металлических колец или вкладышей, которые индуктивно приводом радиально внутрь и аксиально
электромагнитными катушками. Большая удельная энергия, необходимая для быстрого пилотируемых космических путешествий является
получены от двойного использования металлических корпусов для сжатия намагниченной цели
сгусток условий синтеза, а в качестве пропеллента. С индуктивно управляемый, оси
сегментированный металлический вкладыш полностью трехмерный сжатия цель может быть реализована. Это
позволяет более широкий диапазон реакций синтеза в том числе DT, DD и D- 3 He, которые могут быть
используется для обеспечения эффективного сцепления термоядерной энергии в двигателе и
электричество. Во слитого ожога, дрейфует лайнер быстро нагревается продуктов синтеза,
Излучение плазмы и омического нагрева, что полномочия быстрое повторное расширение лайнера. С
вкладыш в этой точке того погрузилась в расходящегося магнитного поля, расширение вкладыш
выступили против окружающего магнитного поля вызывает сжатие потока, который предусматривает
Прямой метод для извлечения электрической энергии с помощью обратной ЭДС, с которыми сталкивается
катушки магнитного поля. Расходится геометрия поля действует также конвертировать все оставшиеся лайнер
Тепловая энергия в направленное нагрузки при высоких провайдером. Анализ условий, необходимых для
единичным усилением слитый, а также другие возможные варианты для гибридного двигателя малой тяги на основе будет
представлены."

[Retired]

Еще бы неполохо по-русски написать, а то до меня с трудом доходит смысл фразы "Во слитого ожога, дрейфует лайнер быстро нагревается продуктов синтеза, излучение плазмы и омического нагрева, что полномочия быстрое повторное расширение лайнера"

[Проходящий Кот]

Все претензии к ГУГЛУ....

[Dem]

То есть, вы не рассчитываете увидеть там своей биосферы?

Своя - да, но контролируемая, без нежданчиков. Если например нужна та же кишечная палочка - то отломать ей возможность мутировать (ведь мутации - это заложеная в генах фича для приспособления к изменениям среды)

1 Хе-хе. Корабль не ломали. Для этого надо контроль над собой сохранять, а с контролем и драться не зачем.

Ну как это - незачем? Вот вспомним средневековье, все эти рыцарские турниры и прочие дуэли. Проводились в специально отведённых местах по установленным правилам.

2 Их же 20 всего. Значит станет ещё меньше. А там и ещё меньше и ещё. Так и полёт закончится.

Отсев неспособных жить в коллективе - необходимый элемент. И как правило это хреновые специалисты - любят другими командовать, а не сами что-то делать.

[Андрей Курилов]

Ещё раз - возвращаемся в рамки темы о двигателях.

Ну хватит безобразия. Вот вам очередной (но свежий) НАСовский консьепт термоядерного импульсного движителя:

Подробности.
В 2011 г. НАСА начало финансирование "MSNW LLC" для изучения и разработки термоядерной импульсной космической ракеты. Хорошая новость здесь в том, что оказывается не всё ещё на сегодняшний день было сказано в далёких 50-х и 60-х.
Двигатель должен использовать принцип магнитно-инерциального удержания плазмы. Для удержания плазмы используется статическое магнитное поле, а для коллапса плазмоида - импульсное.

Приспособление для резкого сжатия топлива называются "лайнер" (liner) или "драйвер". Лайнер может быть лазерным, твердотельным, жидкостным или плазменным. В случае твердотельного лайнера последний является одноразовым и подвергается имплозии.

http://en.wikipedia.org/wiki/Magnetized_Liner_Inertial_Fusion
- эксперименты по такому способу сжигания Д/Т-топлива ожидаются в 2018.

Собственно в проекте термоядерной ракеты планируется использовать лайнер из литиевых колец, коллапсирующих вокруг Д/Т-плазмы для достижения условий начала термоядерных реакций. Ожидаемая скорость истечения маловата - 30 км/с.

[незлой]

ведь мутации - это заложеная в генах фича для приспособления к изменениям среды

а?