Двигатель для межзвёздных перелётов

[Mercury127]

да, человек несовершенен... это известно даже не 50, а все 5000 лет. а может, и 50 000.
что дальше?

[Иван Моисеев]

да, человек несовершенен... это известно даже не 50, а все 5000 лет. а может, и 50 000.
что дальше?

Совершенить надо. Амеба доросла до несовершенного человека? Ну, и дальше так.

[библиограф]

Всё идет по плану!
Сэр Артур Кларк полвека назад в книжке Черты будущего предвидел роботов в 2030, искусственный интеллект, превосходящий человеческий - в 2080, а в 2100 - Мировой Мозг и Бессмертие - это каждый понимает по-своему, но
перспектива грандиозная, особенно если учесть, что к этому времени уже будет создан интерфейс для взаимодействия
с машиной и телепатические устройства...  
 История была пришпорена, история понеслась вскачь, звеня золотыми подковами по черепам дураков.
  Алексей Толстой " Гиперболоид инженера Гарина.

[Mercury127]

Амеба доросла до несовершенного человека?

но на это ушло неск млрд лет...

Ну, и дальше так.

но у нас больше нету впереди неск млрд лет...
макс неск сот млн.

[библиограф]

 У нас - это у кого?

[Mercury127]

У жизни.

[sharp]

У нас - это у кого?

У кого это у нас?
- У народных масс!

[LV46]

Я даже выскажу своё вИдение настоящего межзвёздного двигателя. Как мне представляется такой двигатель будет напоминать ускоритель частиц (однако гораздо более мощный, чем БАК, но при этом компактный).
А теоретически "копать" надо в сторону инфлатонов, гравитонов и раскрытие более высоких пространственных измерений.

Мы живём в трёхмерном пространстве и одномерном времени. Наши приборы не фиксируют наличия высших измерений, которые вводятся в этой теории. Это пытаются объяснить разными способами, исторически первый из них возник в теории Калуцы — Клейна: высшие размерности в каждой точке имеют замкнутую топологию (в виде сфер, торов или многообразий Калаби — Яу) с диаметрами порядка планковской длины, поэтому они никак не проявляют себя в обычных условиях. Чтобы «развернуть» эти размерности, нужна огромная энергия, так как возбуждения полей по ним имеют субпланковскую длину волны и соответствующую энергию. Эта возможность называется компактными дополнительными измерениями.

Общая теория относительности в многомерном пространстве
Но никто и не говорил, что сверхсветовой двигатель будет потреблять энергии столько же сколько микроволновка.

[alex_semenov]

Выложу ка я что-нибудь ну хоть в чем-то содержательное (пардон перевести пока не успел).
Недавно таки попался долго разыскиваемый мною материал по "Медузе" 1991-го года рождения.




SOME NEW IDEAS FOR NUCLEAR EXPLOSIVE SPACECRAFT PROPULSION

by Johndale C. Solem

ABSTRACT

Because of the deleterious effects of galactic cosmic radiation, solar flares, zero gravity, and psychological stress, there is a strong motivation to develop high-specific-impulse and high-thrust spacecraft for rapid transport of astronauts between the planets. I present a novel spacecraft design using a large lightweight sail (spinnaker) driven by the pressure pulses from a series of nuclear explosions. The spacecraft appears to be a singularly competent and economical vehicle for high-speed interplanetary travel. Remarkably, the mass of the spinnaker is theoretically independent of the size of its canopy or the number or length of its tethers. Consequently, the canopy can be made very large to minimize radiation damage from the nuclear explosions and the tethers can be made very long to mitigate radiation hazard to the crew. I calculate the specific impulse of the nuclear explosive propellant as a function of the mass and yield of the explosives and the thrust as a function of yield and repetition rate. I show that the weight of the sail can be greatly reduced by tethering the canopy in many places on its surface and that the canopy mass is directly proportional to the bomb yield and inversely proportional to the number of tethers. The pressure from the nuclear explosion imparts a large impulsive acceleration to the lightweight spinnaker, which must be translated to a small smooth acceleration of the space capsule by using either the elasticity of the tethers or a servo winch in the space capsule or a combination of the two. If elasticity alone is used the maximum acceleration suffered by the space capsule is inversely proportional to the tether length. I address the question of thermal damage to the tethers and canopy by cursory calculation for low-yield explosives. Finally, I derive the optimum canopy shape and show that it will generally intercept about 27r of the solid angle from the detonation point. Should the political questions connected with this unconventional use of nuclear explosives be favorably resolved, the invention will be a good candidate for propulsion in the Mars mission.

Introduction

The concept of rocket propulsion using a kind of disposable reactor or external nuclear motor * is nearly as old as the concept of a nuclear bomb. Nuclear explosive propulsion was considered in the late 50s and early 60s under the ORION ¹ program at Los Alamos ² and General Atomics Corporation ³. ORION was a heavy-lift vehicle, launched from the earth or from high altitude.
________
 * The first recorded discussion of nuclear explosive propulsion was in a Los Alamos Memorandum by F. Reines and S. Ulam dated 1947.
 
The nuclear explosives, which ranged in yield from a few tons to several kilotons, were detonated behind a pusher plate fitted with shock absorbers 4 to mitigate the impulsive acceleration. Nuclear explosive schemes using a pressure vessel and conventional rocket nozzle with liquid hydrogen or water as a coolant and propellant were also considered under the name of HELIOS.⁵ These were abandoned as being generally heavier and less effective than externally driven vehicles.

 A baseline U.S. Air Force design had a launch mass more than 3,000 metric tons (mt) and a payload mass of about 900 mt. The craft was a behemoth, frequently referred to as a space battleship. The pulse rate was ~  0.1 to 1 s^-1 and the springs and dashpots were designed so the crew would suffer accelerations of only ~ 10³ cm.s^-2. The mission of ORION faded as chemical boosters became more powerful and it was realized that nuclear warheads for ICBMS could be designed with rather modest weights.


At the dawn of the laser-fusion era, researchers believed that the use of microexplosions could greatly reduce the weight of ORION, certainly the shock absorbers could be made less massive or eliminated entirely. Under the unofficial title SIRIUSG, the laser-fusion innovators designed a spacecraft with a launch mass of a mere 20 mt and a payload of nearly 10 mt. They assumed, however, that the laser necessary for driving the fusion capsules 7 would weigh only 500 kg. We now realize that much bigger lasers will be required. Undaunted by the enhanced mass requirements, imaginative scientists at Lawrence Livermore National Laboratory have recently designed a huge laser-fusion-powered spacecraft, which has been dubbed VISTA 8.

 We are now entering an era where manned fight to the planets is being taken seriously as evidenced by White House pronouncements on the subject. ORION may have a mission, but not the ORION of the past.

 MEDUSA

 For interplanetary missions, the vehicle will be assembled in space — it need not launch from earth as ORION did. Because there will be great concern that no radioactive debris reaches the Earth, the spacecraft will probably be assembled and launched from one of the Lagrange points. That location will place it well out of the magnetosphere and no charged particles will be trapped into Earth-bound trajectories.
 In addition to its ill-favored environmental impact, ORION suffered from several problems mainly owing to its mission: (1) the pusher plate intercepted only a small solid angle from the detonation point and, even though a great deal of effort was devoted to designing asymmetrical bombs, only a fraction of the bomb-debris momentum was collected for propulsion; (2) the pusher plate and attendant shock absorbers had to be enormously massive and had to be carried with the spacecraft as long as it was under power; and (3) radiation damage to the vehicle as well as dose to the crew was a continuing problem. In space we have a lot of room and no gravity to deal with, so we can replace the pusher plate with a large sail or spinnaker whose canopy can intercept as large a solid angle as we choose. The elasticity of the tethers or a smooth out the impulsive acceleration of the programmable servo winch can be used to canopy. The tethers can be tied in many places on the canopy’s surface to reduce stress on the canopy material*. As will be shown, the mass of the canopy is independent of its size and the mass of the tethers is independent of their length. The canopy can be very large and thus its fabric will be relatively immune to radiation damage from the nuclear explosions. Similarly, the tethers can be made very long, reducing shielding requirements for the crew. The concept is sketched in fig.(1).
________
  * Apparently this is not an obvious approach. That stress can be reduced in thk manner is not generally appreciated by sail or parachute makers.

One can visualize the motion of this spacecraft by comparing it to a jellyfish. The repeated explosions will cause the canopy to pulsate, ripple, and throb. The tethers will be stretching and relaxing. The concept needed a name: its dynamics suggested MEDUSA.

Pressure Pulse from an Explosion in a Vacuum

To get an estimate of the thrust imparted to the canopy and the specific impulse of the nuclear explosive, we need to know the pressure impulse imparted by an atom bomb exploded in a vacuum. To make this estimate, we must find the density and velocity distribution of the sudden expansion of a sphere of gas. There is no exact analytic solution to this problem, but an approximate solution can be constructed on the basis of an analogous plane problem. It is given in a book by Stanyukovich ⁹  and is quoted by Zel’dovich ¹⁰,

   (1)
 
where

(2)
 
c₀ is the sound speed, and E and m_b are the energy and mass of the bomb respectively.  The solution is valid only for integer values of a and the parameter C is determined from mass conservation. For our present purposes, we can choose γ = 5/3 and Eq. (1) becomes
 
   (3)
 
The equation of motion for the limits t → ∞  and R →∞ akes the asymptotic form
   
  (4)

 so the velocities of the fluid particles approach constant values and u ≈ r/t.
 
 Thrust
 
Say the spinnaker canopy is at a distance r from the bomb. The mass hitting the canopy per unit area per unit time is ρu. The momentum per unit area per unit time (momentum flux) is ρu². The debris stagnates against the canopy, which in the frame of the debris acts  like a piston moving at velocity y. The piston produces a shock in the colliding debris. The pressure behind this shock ¹¹ is 

  (5)
 
and because it is a shock, the density will increase a factor of

  (6)
 
 Thus the impulsive pressure exerted on the canopy is

  (7)
 
 for γ = 5/3. There will bean additional thrust imparted to the canopy by the re-expansion of the debris away from the canopy after stagnation. The largest possible impulsive pressure including all effects would be P = 2ρu², but because the debris will radiatively cool during stagnation, we will ignore the impulse from re-expansion.
 
Then the approximate pressure applied to the canopy is
 
  (8 )
 
Of course, the thrust is zero until the first debris arrives at the canopy, which occurs at a time
 
  (9)
 
The average thrust is simply

(10)
 
where A_P is the projected area of the canopy, and
 
  (11)
 
 where ∆t is the time between detonations.
 
Specific Impulse
 
From Eq.(8 ) we have the velocity imparted to the spacecraft with everything initially at rest as
 
(12)
 
where M_i is the initial total mass of the spacecraft. Suppose we constructed the canopy as a hemispherical shell with the bomb at its center. Then A_p = πr² and we have
 
(13)
 
If we use n bombs, the final velocity of the spacecraft is
 
  (14)
 
where V_i is its initial velocity. In the limit of a very large number of bombs (n →∞), we can approximate
 
   (15)
 
where gM_f = g(M_i — nmb) is the “dry weight” of the spacecraft. By analogy with the rocket equation, we have
 
  (16)
 
The specific impulse goes as the square root of the yield-to-weight ratio. A bomb weighing 25 kg with a yield of 25 tons = 10¹⁸ ergs would have a specific impulse I_sp = 4.25 x 10³ s. The best chemical fuels have a typical specific impulse of 500 s. To get to 50 km.s^–1, the final mass M_f would be about 1/3 the initial mass M_i.
 
Canopy Stress

 To find the time of maximum impulse pressure, we set
 
   (17)
 
 which gives
 
  (18)
 
which substituted into Eq. (8 ) gives
 
(19)
 
The spinnaker canopy can be tethered in many places, as shown in fig.(1). As a result of the pressure differential, the canopy will billow out in cup-like shapes between the tethers. For simplification, we take each of these cups to be spherical in shape. The stress in each cup will be related to the impulse pressure by
 
  (20)
 
where R' is the spherical radius of the cups, σ a is the stress in the canopy material, and τ is the thickness of the canopy material. Equation (20) can be rewritten as
 
  (21)
 
where σmax the stress limit (tensile strength) of the canopy material and τmin is the minimum canopy thickness. From  Eqs.( 19) and (21) we see that for a given canopy material, the canopy mass is (1) independent of its radius, (2) directly proportional to the bomb yield, and (3) inversely proportional to the square root of the number of tethers. The total mass of the tethers depends only on the force they must bear and is independent of their number.

If we fabricated the canopy in a quilt of equilateral triangles as shown in fig.(2), the total number of triangles would be
 
  (22)
 
where β is the edge length of the triangles and Ac  is the spherical area of the canopy (not counting the dimples). The smallest radius that can be obtained is approximately the distance from the center to the corner of the triangle, so the optimum cup radius is
 
(23)
 
The area of canopy material in a single cup is less than but approximately equal to β2√3/2. The total mass of the canopy is
 
  (24)
 
where η is the density of the canopy material. On average, the dimples (cups) produced by the multiple tethers increase the mass of the canopy by a factor of two over what it would be if the canopy were smooth.

It should be emphasized that this treatment gives an extreme upper estimate of the canopy stress. It does not account for the inertia of the canopy material and assumes infinite resistance at the points where the tethers are tied. It is an extremely conservative estimate.

Spacecraft Dynamics

If we neglect the mass of the tethers, it is easy to show that if both canopy and capsule are initially at rest and the canopy is suddenly given a velocity ∆V, then the position of the canopy is given by
 
  (25)
 
and the position of the space capsule is given by
 
  (26)
 
where the space capsule starts at the origin, l is the tether length, k is the spring constant for the tethers,
 
(27)
 
is the reduced mass and
 
  (28)
 
is the center-of-mass velocity. The spring constant of the tethers is given by
 
(29)
 
where A_t is the total cross sectional area of the tethers and Y is Young’s modulus for the tether material. The elongation of the tethers is given by
 
(30)
 
and from Eqs.(29 ) and (30), maximum elongation of the tethers is given by
 
(31)
 
The total mass of the tethers is m_t = A_tlη, so using the definition
 
(32)
 
in Eq. (31) we can obtain the total mass of the tethers
 
(33)
 
The mass of the tethers is independent of their number and independent of their length. The acceleration of the space capsule is
 
  (34)
 
so
 
  (35)
 
Using Eqs.(28), (29), and (35), we can write
 
  (36)
 
It is reasonable to make the canopy in the shape of a spherical segment at radius r out to angle θ as shown in fig.(2). The canopy area is
 
  (37)
 
and the projected area is
 
(38)
 
Following the same procedure that led to Eq.(12), we have the velocity imparted to the canopy with everything initially at rest as
 
  (39)
 
which when combined with Eqs. ( 24), (37), and (38) gives
 
  (40)
 
I will show later how to optimize θ for maximum F/W, but smaller values of  θ give smaller effective Isp.
 
Application to the Mars Mission

The principal reason for high F/W and high Isp  is to reduce exposure to GCR and solar flare radiation. Considerable uncertainty still surrounds the effects of exposures to skin, eye, and ljlood-forming organs (BFO ). NASA calculations show that a 22g.cm^–3 water shield 12   would reduce a large solar flare to 5 rem and the annual GCR to 24 rem. The minimum energy round trip to Mars is about 18 months giving 36 rem from GCR alone. Astronauts might accept these exposures on a one-time basis, but they are probably unacceptable when Earth-Mars travel becomes routine. Spacecraft volumes of 100 m³.person^–1 are used in NASA planning for two-month missions. A spherical four-man spacecraft would have a surface area of about 2.3x10²m², and the shield weight would be about 50 mt, assuming the NASA figures are accurate. But secondary radiation introduces a strong nonlinearity in the shielding requirement. If the tolerance levels for BFO were overestimated by as little as 30%, the shielding requirements would be quadrupled, and more than 200 mt of water would be required. NASA estimates have run as high as 1000 mt.

If the trip time is reduced by a factor of 5 to 10, the nonlinearity works so favorably as to reduce the shielding requirements to practically nothing. Part of the shield could be fuel (bombs), and could be made asymmetrical to point toward the sun in case of a solar flare. A crawl space inside the fuel could be used for shelter during a solar storm. Protons move more slowly than light, so the astronauts could be given some warning. Furthermore, solar-flare forecasting is becoming more accurate.
 
Example

It is time for a numerical example. For now, I will take θ = π/2 corresponding to a dimpled hemispherical shell. We can reduce the mass of the canopy indefinitely by increasing its radius and the number of tethers. The tethers and the canopy material become progressively thinner. Mylar can be fabricated to a thickness of about 1/4 mil, but other practical considerate ions, such as cost, will come into play long before the fabrication limit is reached. I will be conservative and say that we can spin-deploy a canopy 500 m in radius with 10⁴ tethers. For the bomb, we will again assume a yield of 25 tons ≈ 10¹⁸ ergs in a mass of 25 kg.

The best material for the canopy is probably high-strength polyethylene (aligned polyethylene). While it is essentially a one-dimensional material, we can easily imagine weaving it into a two-dimensional form much as they do for bullet-proof vests. The best material that is commercially available at this time is Allied Signal Spectra 1000, which has a density η = 0.97g .cm^–3, a Young’s modulus Y = 170 GPa, and a tensile strength σmax = 3 GPa. A material that has been synthesized but is not presently commercially available is Solid-State Extruded Polyethylene, which has a density η = 0.99 g . cm^–3, a Young’s modulus Y = 220 GPa, and a tensile strength σmax  = 5 GPa. Certainly materials superior to these will be available by the time manned interplanetary flight becomes a reality.

 Using r = 5 x 10⁴ cm, we have from Eq.(19)
 
   (41)
 
and
 
  (42)
 
With N = 10⁴ cups (the number of tethers is actually N + 2), Eq.(22) gives the triangle edge as
 
(43)
 
and the cup radius is
 
  (44)
 
Assuming we use Solid-State Extruded Polyethylene, we find from Eq.(21), that the canopy thickness is
 
(45)
 
and from Eq.(24)
 
(46)
 
To be conservative, I will multiply the canopy thickness by nearly a factor of four, making the canopy mass approximately 10 metric tons. From Eq.(39) this gives
 
  (47)
 
Taking 50 tons as a baseline space capsule weight, we obtain from Eq.(27)
 
  (48)
 
and from Eq.(28)
 
(49)
 
and from Eq.(33)
 
  (50)
 
 The maximum acceleration of the capsule is
 
  (51)
 
If we want the maximum to be an Earth gravitational acceleration (980 cm.s^–2 ), then the tether should be about 7.5 km in length. Each tether will be 1.16x10^–2 cm in diameter. The time interval between detonations should be
 
(52)
 
 
The Servo Winch
 
To make a nuclear explosive with mass 25 kg and yield 2.5 kT is not much more difficult or expensive than to make the 25-kg, 25 T device we have used in this example. Equation (16) shows that the higher yield device would have ten times the specific impulse. The bungee- jumping approach I have shown, however, would lead to impractically long tethers. A very attractive alternative is to use a winch. When the explosive is detonated, a motorgenerator powered winch will pay out line to the spinnaker at a rate programmed to provide a constant acceleration of the space capsule. The motorgenerator will provide electrical power during this phase of the cycle, which will be conveniently stored. After the space capsule has reached the same speed as the spinnaker, the motorgenerator will draw in the line, again at a rate programmed to provide a constant acceleration of the space capsule. The acceleration during the draw-in phase will be less than during the pay-out phase, which will give a net electrical energy gain. The gain will provide electrical power for ancillary equipment in the space capsule. I have not yet worked out the details of this approach. I will reserve it for a future paper.
 
Thermal Damage to Spinnaker

Tethers too close to the detonation point will melt. There is a natural stay-out region that will affect. the overall design of the canopy. Because of the low yield, I suspect the debris temperature to be more important than radiation. We want the temperature of the debris to be less than the melting temperature of the tether material, although this limit might be exceeded if the debris density is small enough and the specific heat ratio is favorable. We can crudely approximate the temperature of the debris by
 
  (53)
 
where T0 and ρ₀ are the temperature and density of the bomb at explosion time. Again choosing γ = 5/3 and combining Eqs. (3) and (53), we have
 
  (54)
 
 where ω' is the average particle weight (atomic, molecular, or whatever the state prescribes), NA = 6.02x10²³mole^–1 is the Avogadro constant, and k = 1.38 x 10^–16erg .⁰.K^-1 is the Boltzmann constant. The maximum temperature is found by setting
 
  (55)
 
which gives a time for maximum temperature
 
(56)
 
and when substituted in Eq.(54) gives a maximum temperature
 
  (57)
 
If the canopy melts at a temperature T_melt, then we must have
 
  (58)
 
If we take E = 10¹⁸erg, mb = 2.5x10⁴g, R0 = 20cm, Tmelt = 600⁰K, and ω' = 25, we obtain r >18m, which is not very restrictive. However, this crude approximation is also relatively sensitive to selection of γ.

Nuclear radiation damage is a long-term problem to be considered. If a hydride bomb is used, less radiation escapes and the neutrons that do emerge are less energetic.
 
Optimal Canopy Shape

As a final item, I turn to the question of the optimal “canopy shape. There is an intrinsic trade-off between thrust-to-weight ratio and specific impulse, both of which are functions of canopy angle 6 as given in fig.(2). The weight of the spacecraft is
 
W = (m_c+m_s)g,
 
where m_s is the mass of the space capsule plus the tethers, although the mass of the tethers will be a smaller component. The mass of the tethers may also be a function of θ if the capsule is not very far from the canopy. Using Eqs. ( 10), (37), and (38), we find the thrust-to-weight ratio is
 
  (59)
 
where P' is the time-averaged pressure on the canopy. Following the derivation of Eq.( 16) it is easy to see that the specific impulse will be
 
  (60)
 
The spherical segment angle θ_t/w for which there is maximum F/W can be found by setting
 
(61)
 
which gives
 
  (62)
 
In our numerical example, we chose m_s/4πr2ητ ≈ 5, for which Eq. (62) gives θ_t/w = 1.487 rad = 85.2°. Our use of θ = π/2 was pretty good.
 
Political Considerations

We are currently prohibited by treaty from: (1) deploying weapons of mass destruction in space and (2) testing nuclear weapons in space. MEDUSA violates neither the letter nor the spirit of either prohibition, but it does use nuclear explosives. The radioactive debris from MEDUSA’s exhaust is so finely dispersed that it will be nearly undetectable. I assert that MEDUSA’S net environmental impact is less than NERVA; you have to do something with the spent reactor. I see no reason why nuclear explosive propulsion for interplanetary missions cannot be made politically acceptable. Perhaps we can be more creative and consider an international mission in which the nuclear explosives were jointly supplied by the superpowers. What a wonderful approach to nuclear disarmament and the enhancement of science for the benefit of all humanity!
 
 
References
 
1 R. Gilbert, “Advanced Technology Program Technical Development Plan,” U. S. Air Force Systems Conm-mnd, SCLT 64-67 (1964).
 
2 C. Everett and S. Ularn, “On a Method of Propulsion of Projectiles by Means of External Nuclear Explosions”, Los Alarnos Scientific Laboratory LAMS-1955 (August, 1955).
 
3 M. Threshow, “ORION Parameter and Payload Study based on 200- and 4,000-ton Ref- erence Design,” General Atomic report GAMD-3597 (1962); J. Nance, General Atomic report GA-5572 (1964).
 
4 C. David aiid E. Hager, “Double-Stage Shock-Absorber Investigation,” General Atomic report GA-5911 (1964).
 
5 J. Hadley, 1’. Stubbs, M. Jensen, and L. Simmons, University of California report UCRL- 14238 (1965).
 
 6 D. Bhadra, “Pulsed Nuclear Propulsion, “ Appendix D of AL-TR-89-005, “Fusion Propul- sion Study,” July 1989, by Haloulakos (McDonnell Douglas) and Bourque (General Atom- ic).
 
7 R. Hyde, L, Wood, and J. Nuckolls, “Prospects for Rocket Propulsion with Laser-Induced Fusion Microexplosions,” Lawrence Livermore Laboratory, Livermore, Calif., UCRL-74218 -Rev. 2 (1972), AIAA Paper No. 72-1063 (1972); R. Hyde, “A Laser Fusion Rocket for Interplanetary Propulsion,” Lawrence Livermore National Laboratory, Livermore, Ca.lif., UCRL-88857 (1983), Conference 34, International Astronautical Federation (1983).
 
8 C Orth, G. Klein, J. Sercel, N. Hoffman, K. Murray, and F. Chang-Diaz, “VISTA: A . Vehicle for Interplanetary Space Transport Applications Powered by Inertial Confine- ment Fusion,” Lawrence Livermore National Laboratory, Livermore, Calif., UCRL-53802 (1985); C, Orth, G. Klein, J. Sercel, N. Hoffman, K. Murray, and F. Chang-Diaz, “Trans- port Vehicle for the Manned Mars Mission Powered by Inertial Confinement Fusion,” AIAASAE/ASME/ASEE 23rd Joint Propulsion Conference, paper AIAA-87-1904 Rev. 1, Lawrence Livermore National Laboratory, Livermore, Calif., UCRL-96832 (1987); C. Orth, G. Klein, J. Sercel, N. Hoffman, K. Murray, and F. Chang-Diaz, “The VISTA Spacecraft: Advantages of ICF for Interplanetary Fusion Propulsion Applications,” IEEE 12th Sym- posium on Fusion Engineering, UCRL-96676 (1987).
 
9 K P. Stanyukovich, Unsteady Motion of Continuous Media, Pergamon Press, New York, flanslated by M. Holt, p. 501 (1960).
 
10 Ya. Zel’dovich and Yu. Raizer, “Physics of Shock Waves and High-Temperature Hydro- dynamic Phenomena,” Academic Press, New York, San I%ncisco, London, p. 104 (1966),

11 F. Harlow and A. Amsden, Fluid Dynamics, Los Alamos Scientific Laboratory Monograph LA-4700, p. 38 (1971).
 
12 L. Townsend, J, Nealy, J. Wilson, L. Simonsen, “Estimates of Galactic Cosmic Ray Shield- ing Requirements During Solar Minimum,” National Aeronaut ics and Space Administra- tion, Langley Research Center, Hampton, Va, NASA TM 4167; L-16715; NAS 1.15:4167 (1990), page 7, also J. Nealy, et al., “Deep Space Radiation Exposure Analysis for Solar Cycle XXI from (1975-1986 ),” AEROTECH ’90 Conference (Sept/Ott 1990), SAE Paper 901347.

[6th Book]

Выложу ка я что-нибудь ну хоть в чем-то содержательное (пардон перевести пока не успел).

Не летало, не летает и не полетит.
Историческая ценность статьи сомнительна ( всё же наверное будет интересно ничего не добившимся за свои "пятьдесят плюс" ), практическая - ноль

[alex_semenov]

Красивое кино про Медузу...

http://www.youtube.com/watch?v=mT4ZdPRADEw#



Критиканы - идите в ж... отсюда.
Даже если и не полетит. Главное - нам интересно.
"НичтO творящее  нEчтo лучше чем нEчтo, творящее ничтО." (с)
Я понимаю. Вам скучно с вашими "ожиданиями" "новой физики".
Ждете? Ждите молча и не надо тему заливать желчью своей скуки.

Остальным.
Что тут интересно (для меня ново)?
Мне было интересно как автор считал удельный импульс.
Считал (приятно, черт возьми!) по нашему Станюкевичу и нашему же Зельдовичу!

Хотя как мне кажется модель слишком простая...
Потери через излучение никак не затрагиваются (насколько я понял). Но гидродинамика не  примитивное расширяющееся  больцмановское облаке раскаленных газов, а именно фронт ударной волны. Я нашел первоисточники (благо переводить не надо). Станюкевич и Зельдович - первейшие теоретики в этом.
Далее.
Проект делался под  быстрый полета на Марс.  На 25-и кг зарядах мощностью по 25 тонн.
И обратите внимание - упоминается (вскользь) возможность в зарядах использовать гидрид урана.
Это второй источник где это вскользь упоминается.
Первый - доклад Улама по примитивному взрыволету 1955-го года (есть на руках рассекреченная часть, но пока не только не переведен мною, но даже не отформатирован как этот).
Еще.
Указывается что перейти од 25 т ТНТ при 25 кг заряда к 25 кТ ТНТ при тех же 25 кг должно быть не так уж и сложно. То есть автор вполне допускает использование данной концепции и для более высоко импульсных систем (межзвездного класса).

[Кремальера]

Где-то я уже эту Медузу видел.Какой-то полу-военный проект.У Ориона ведь были способы апгрейда.А вояки которые и финансировали весь этот проект,хотели прикрутить к нему дубину поувесистее.
В частности думаю известный многим проект Casaba-Howitzer(гаубица Касабы).Детали под грифом до сих пор(Фримен-то наш конечно знает,но молчит как та кошка),однако кое-что известно.
http://www.projectrho.com/public_html/rocket/spacegunconvent.php#id--Nukes_In_Space--Nuclear_Shaped_Charges
Где-то на пересечении этой военной атомной поливалки и концепта изначального Ориона и лежит решение атомного звездолета.

[Проходящий Кот]

Текст молниеносно автопереведен без всякой дополнительной команды"

Вы должны сказать, что все в порядке.
Недавно был популярный материал по "Медузе" 1991-го года рождения.




НЕКОТОРЫЕ НОВЫЕ ИДЕИ ДЛЯ ЯДЕРНОГО

ВЗРЫВНОГО КОСМИЧЕСКОГО ИМУЩЕСТВА Джондейла С. Солема

АННОТАЦИЯ

Из-за вредного воздействия галактического космического излучения, солнечных вспышек, невесомости и психологического стресса, существует сильная мотивация для разработки космического корабля с высокой удельной энергией и большой тягой для быстрой транспортировки астронавтов между планетами. Я представляю новую конструкцию космического корабля с использованием большого легкого паруса (спинакера), приводимого в действие импульсами давления от серии ядерных взрывов. Космический корабль представляется исключительно компетентным и экономичным транспортным средством для высокоскоростных межпланетных путешествий. Примечательно, что масса спинакера теоретически не зависит от размера его купола или количества или длины его привязей. Следовательно, купол может быть сделан очень большим, чтобы минимизировать радиационный ущерб от ядерных взрывов, а привязи могут быть сделаны очень длинными, чтобы уменьшить радиационную опасность для экипажа. Я рассчитываю удельный импульс ядерного взрывчатого вещества в зависимости от массы и выхода взрывчатых веществ и тяги в зависимости от мощности и частоты повторения. Я показываю, что вес паруса может быть значительно уменьшен путем привязывания купола во многих местах на его поверхности и что масса купола прямо пропорциональна мощности бомбы и обратно пропорциональна количеству привязей. Давление от ядерного взрыва придает большое импульсное ускорение легкому спинакеру, которое должно быть переведено на небольшое плавное ускорение космической капсулы с использованием либо упругости тросов, либо серво-лебедки в космической капсуле, либо комбинации два. Если используется только эластичность, максимальное ускорение космической капсулы обратно пропорционально длине троса. Я решаю вопрос термического повреждения привязей и купола путем краткого расчета для взрывчатых веществ малой мощности. Наконец, я получаю оптимальную форму купола и показываю, что он обычно пересекает около 27 ° телесного угла от точки детонации. Если политические вопросы, связанные с этим нетрадиционным использованием ядерных взрывчатых веществ, будут положительно решены, изобретение станет хорошим кандидатом на продвижение в миссии на Марсе.

Введение

Концепция ракетного двигателя с использованием одноразового реактора или внешнего ядерного двигателя * почти так же стара, как концепция ядерной бомбы. Ядерное взрывное устройство рассматривалось в конце 50-х и начале 60-х годов в рамках программы ORION 1 в Лос-Аламосе 2 и General Atomics Corporation 3 . ORION был тяжелым транспортным средством, запущенным с земли или с большой высоты.
________
 * Первое зарегистрированное обсуждение ядерных взрывных устройств было в Лос-Аламосском меморандуме Ф. Рейнса и С. Улама от 1947 года.
 
Ядерные взрывчатые вещества, мощность которых варьировалась от нескольких тонн до нескольких килотонн, были взорваны за толкающей пластиной, снабженной амортизаторами 4, для смягчения импульсного ускорения. Схемы ядерного взрыва с использованием сосуда под давлением и обычного сопла ракеты с жидким водородом или водой в качестве теплоносителя и пропеллента также рассматривались под названием HELIOS. 5 Они были оставлены как более тяжелые и менее эффективные, чем автомобили с внешним приводом.

 Базовая конструкция ВВС США имела стартовую массу более 3000 метрических тонн и массу полезной нагрузки около 900 тонн. Корабль был бегемотом, его часто называли космическим кораблем. Частота пульса составляла ~ 0,1 до 1 с -1и пружины и приборные панели были спроектированы таким образом, чтобы экипаж испытывал ускорения всего ~ 10 3 см.с -2 . Миссия ORION исчезла, когда химические ускорители стали более мощными, и стало понятно, что ядерные боеголовки для МБР могут быть разработаны с довольно скромными весами.


На заре эры лазерного синтеза исследователи полагали, что использование микровзрывов может значительно снизить вес ORION, безусловно, амортизаторы могут быть сделаны менее массивными или полностью устранены. Под неофициальным названием SIRIUSG инноваторы лазерного синтеза разработали космический корабль с стартовой массой всего 20 тонн и полезной нагрузкой около 10 тонн. Они предположили, однако, что лазер, необходимый для приведения в действие капсул 7 для синтеза, будет весить всего 500 кг. Теперь мы понимаем, что потребуются гораздо большие лазеры. Неустрашимые из-за повышенных требований к массе, изобретательные ученые из Ливерморской национальной лаборатории им. Лоуренса недавно сконструировали огромный космический корабль с лазерным синтезом, который получил название VISTA 8.

 Сейчас мы вступаем в эру, когда к пилотируемой борьбе с планетами относятся серьезно, о чем свидетельствуют заявления Белого дома по этому вопросу. ОРИОН может иметь миссию, но не ОРИОН прошлого.

 MEDUSA

 Для межпланетных миссий автомобиль будет собираться в космосе - его не нужно запускать с Земли, как это делал ORION. Поскольку возникнет серьезная обеспокоенность тем, что радиоактивный мусор не достигнет Земли, космический корабль, вероятно, будет собран и запущен из одной из точек Лагранжа. Это место удалит его далеко от магнитосферы, и никакие заряженные частицы не будут пойманы в земные траектории.
 В дополнение к своему неблагоприятному воздействию на окружающую среду, ORION страдал от нескольких проблем, главным образом из-за своей миссии: (1) толкающая пластина пересекала лишь небольшой телесный угол от точки детонации, и хотя много усилий было уделено разработке асимметричные бомбы, только часть импульса бомбы-обломков была собрана для приведения в движение; (2) толкающая пластина и сопутствующие амортизаторы должны были быть очень массивными и переноситься с космическим кораблем, пока он находился под напряжением; и (3) радиационное повреждение транспортного средства, а также доза для экипажа были постоянной проблемой. В космосе у нас много места и нет гравитации, поэтому мы можем заменить пластину толкателя большим парусом или спинакером, чей навес может перехватывать настолько большой телесный угол, насколько мы выберем. Эластичность тросов или сглаживание импульсного ускорения программируемой серво-лебедки можно использовать для купола. Тросы могут быть привязаны во многих местах на поверхности купола, чтобы уменьшить нагрузку на материал купола *. Как будет показано, масса навеса не зависит от его размера, а масса тросов не зависит от их длины. Навес может быть очень большим, и, следовательно, его ткань будет относительно невосприимчивой к радиационным повреждениям от ядерных взрывов. Точно так же тросы могут быть сделаны очень длинными, что снижает требования к экранированию для экипажа. Концепция схематично представлена ​​на рис. (1). масса навеса не зависит от его размера, а масса тросов не зависит от их длины. Навес может быть очень большим, и, следовательно, его ткань будет относительно невосприимчивой к радиационным повреждениям от ядерных взрывов. Точно так же тросы могут быть сделаны очень длинными, что снижает требования к экранированию для экипажа. Концепция схематично представлена ​​на рис. (1). масса навеса не зависит от его размера, а масса тросов не зависит от их длины. Навес может быть очень большим, и, следовательно, его ткань будет относительно невосприимчивой к радиационным повреждениям от ядерных взрывов. Точно так же тросы могут быть сделаны очень длинными, что снижает требования к экранированию для экипажа. Концепция схематично представлена ​​на рис. (1).
________
  * Видимо, это не очевидный подход. Это напряжение может быть уменьшено таким образом, как правило, не оценивают производители паруса или парашюта.

Можно визуализировать движение этого космического корабля, сравнивая его с медузой. Повторные взрывы вызывают пульсацию, пульсацию и пульсацию купола. Тросы будут растягиваться и расслабляться. Концепт нуждался в названии: его динамика подсказывала MEDUSA.

Импульс давления от взрыва в вакууме

Чтобы получить оценку тяги, передаваемой навесу, и удельного импульса ядерного взрывного устройства, нам необходимо знать импульс давления, создаваемый атомной бомбой, взорвавшейся в вакууме. Чтобы сделать эту оценку, мы должны найти распределение плотности и скорости внезапного расширения сферы газа. Точного аналитического решения этой проблемы не существует, но приближенное решение может быть построено на основе аналогичной плоской задачи. Это дано в книге Станюковича 9   и цитируется Зельдовичем 10 ,

   (1)
 
где

(2)
 
c 0скорость звука, а E и mb - энергия и масса бомбы соответственно. Решение справедливо только для целых значений a, а параметр C определяется из сохранения массы. Для наших нынешних целей мы можем выбрать γ = 5/3 и уравнение. (1) становится
 
   (3)
 
Уравнение движения для пределов t → ∞ и R → ∞ принимает асимптотическую форму
   
  (4),

 поэтому скорости частиц жидкости приближаются к постоянным значениям и u ≈ r / t.
 
 Тяга
 
Скажите, что навес спинакера находится на расстоянии r от бомбы. Масса удара по куполу на единицу площади в единицу времени равна ρu . Импульс на единицу площади за единицу времени ( поток импульса )ρu 2 . Мусор застаивается у купола, который в раме мусора действует как поршень, движущийся со скоростью у. Поршень производит удар в сталкивающихся обломках. Давление за этим ударом 11 равно 

  (5),
 
и поскольку оно является ударным, плотность будет увеличиваться с коэффициентом

  (6).
 
 Таким образом, импульсное давление, оказываемое на купол, составляет

  (7)
 
 для γ = 5/3. Будет дополнительная тяга, придаваемая куполу путем повторного расширения обломков от купола после застоя. Максимально возможное импульсное давление, включая все эффекты, будет равно P = 2ρu 2, но поскольку мусор будет радиационно охлаждаться во время застоя, мы будем игнорировать импульс повторного расширения.
 
Тогда приблизительное давление, приложенное к куполу, равно
 
  (.
 
Конечно, тяга равна нулю, пока в купол не придут первые осколки, что происходит за время
 
  (9)
 
Среднее усилие просто

(10)
 
где A P - прогнозируемый площадь навеса, и
 
  (11)
 
 где ∆t - время между детонациями.
 
Удельный импульс
 
Из уравнения ( мы получаем скорость, сообщаемую космическому кораблю, когда все изначально находится в состоянии покоя, в виде
 
(12)
 
где M iначальная общая масса космического корабля. Предположим, мы построили купол в виде полусферической оболочки с бомбой в центре. Тогда A p = πr 2, и мы имеем
 
(13)
 
Если мы используем n бомб, конечная скорость космического корабля равна
 
  (14),
 
где V i - его начальная скорость. В пределе очень большого количества бомб ( n → ∞) мы можем приблизить
 
   (15)
 
где gM f = g (M i - nmb) - «сухой вес» космического корабля. По аналогии с уравнением ракеты имеем
 
  (16)
 
Удельный импульс выражается в виде квадратного корня из отношения урожайности к весу. Бомба весом 25 кг с выходом 25 тонн = 10 18 эрг имела бы удельный импульс I sp = 4,25 × 10 3 с. Лучшие химические топлива имеют типичный удельный импульс 500 с. Для того, чтобы добраться до 50 km.s -1 , конечный масса М е будет около 1/3 начальной массы М я .
 
Напряжение навеса

 Чтобы найти время максимального импульсного давления, мы устанавливаем
 
   (17),
 
 который дает
 
  (18),
 
который подставляется в уравнение. ( дает
 
(19)
 
Навес спинакера можно привязать во многих местах, как показано на рис. (1). В результате перепада давления купол будет образовывать чашеобразные формы между тросами. Для упрощения мы берем каждую из этих чашек сферической формы. Напряжение в каждой чашке будет связано с импульсным давлением посредством
 
  (20)
 
где R '- сферический радиус чашек, σ a - напряжение в материале навеса, а τ - толщина материала навеса. Уравнение (20) можно переписать как
 
  (21)
 
где σmax предел напряжения (предел прочности) материала навеса, а τmin - минимальная толщина навеса. Из уравнений (19) и (21) мы видим, что для данного материала навеса масса навеса (1) не зависит от его радиуса, (2) прямо пропорциональна выходу бомбы и (3) обратно пропорциональна квадрату корень числа тросов. Общая масса тросов зависит только от силы, которую они должны нести, и не зависит от их количества.

Если бы мы изготовили купол в виде стеганого одеяла из равносторонних треугольников, как показано на рис. (2), общее количество треугольников было бы
 
  (22)
 
где β - длина ребер треугольников, а Ac - сферическая площадь купола (не считая ямок). Наименьший радиус, который можно получить, приблизительно равен расстоянию от центра до угла треугольника, поэтому оптимальный радиус чашки равен
 
(23)
 
. Площадь материала навеса в одной чашке меньше, но приблизительно равна β2√3 / 2 . Общая масса навеса составляет
 
  (24)
 
где η - плотность материала навеса. В среднем, ямочки (чашки), образованные множественными привязями, увеличивают массу купола в два раза по сравнению с тем, что было бы, если бы купол был гладким.

Следует подчеркнуть, что это лечение дает чрезвычайно высокую оценку стресса купола. Он не учитывает инерцию материала купола и предполагает бесконечное сопротивление в точках, где привязаны привязи. Это крайне консервативная оценка.

Динамика космического корабля.

Если пренебречь массой привязей, легко показать, что если купол и капсула изначально находятся в покое, а куполу внезапно дается скорость ∆V , то положение купола определяется выражением
 
  (25)
 
и положение космической капсулы определяется формулой
 
  (26),
 
где космическая капсула начинается в начале координат, l - длина троса, k - пружинная постоянная для тросов,
 
(27)
 
- приведенная масса, а
 
  (28)
 
- скорость центра масс. Пружинная константа тросов определяется формулой
 
(29)
 
где A t - общая площадь поперечного сечения тросов, а Y - модуль Юнга для материала тросов . Удлинение тросов определяется по формуле
 
(30),
 
а из уравнений (29) и (30) максимальное удлинение тросов определяется по формуле
 
 (31)
 
. Общая масса тросов равна m t = A t lη , поэтому при использовании определение
 
(32)
 
в формуле. (31) мы можем получить общую массу тросов
 
(33)
 
Масса тросов не зависит от их количества и не зависит от их длины. Ускорение космической капсулы составляет
 
  (34),
 
поэтому
 
  (35)
 
Используя уравнения (28), (29) и (35), мы можем записать
 
  (36)
 
Целесообразно сделать купол в форме сферического сегмента. на радиусе r от угла θ, как показано на рис. (2). Площадь навеса равна
 
  (37),
 
а площадь проекции -
 
(38).
 
Следуя той же процедуре, которая привела к уравнению (12), мы придаем скорости навесу все остальное в состоянии покоя как
 
  (39),
 
которая в сочетании с уравнениями , (24), (37) и (38) дает
 
  (40)
 
я покажу позже, как оптимизировать θдля максимального F / W , но меньшие значения  θ дают меньшее эффективное значение Isp.
 
Применение к миссии на Марсе

Основная причина высокого F / W и высокого Isp заключается в уменьшении воздействия GCR и солнечной вспышки. Значительная неопределенность все еще окружает последствия воздействия на кожу, глаза и органы, формирующие кровь (BFO). Расчеты NASA показывают , что 22g.cm -3 воды щит 12 уменьшил бы большую солнечную вспышку до 5 бэр и годовой ГКЛ до 24 бэр. Минимальная энергия туда и обратно составляет около 18 месяцев, что дает 36 бэр только от GCR. Астронавты могли бы принять эти воздействия разово, но они, вероятно, неприемлемы, когда путешествие Земля-Марс становится рутиной. Космический корабль объемом 100 м 3.person –1 используются в планировании НАСА для двухмесячных миссий. Сферический космический корабль из четырех человек будет иметь площадь поверхности около 2,3 × 10 2 м 2 , а вес щита будет около 50 м, если предположить, что данные НАСА точны. Но вторичное излучение вносит сильную нелинейность в требования экранирования. Если бы допустимые уровни для BFO были завышены всего на 30%, требования к экранированию увеличились бы в четыре раза, и потребовалось бы более 200 тонн воды. Оценки НАСА достигли 1000 тонн.

Если время срабатывания уменьшается в 5-10 раз, нелинейность работает так выгодно, что требования к экранированию сводятся практически к нулю. Часть экрана может быть топливом (бомбами) и может быть сделана асимметричной, чтобы указывать на солнце в случае солнечной вспышки. Место для ползания внутри топлива может быть использовано в качестве укрытия во время солнечной бури. Протоны движутся медленнее света, поэтому астронавтам может быть дано некоторое предупреждение. Кроме того, прогнозирование солнечной вспышки становится более точным.
 
Пример

Пришло время для числового примера. Сейчас я возьму θ = π / 2соответствует ямочкам полусферической оболочки. Мы можем уменьшить массу купола на неопределенный срок, увеличив его радиус и количество привязей. Тросы и материал купола становятся все более тонкими. Майлар может быть изготовлен до толщины около 1/4 мил, но другие практичные ионы, такие как стоимость, вступят в действие задолго до того, как будет достигнут предел изготовления. Я буду консервативен и скажу, что мы можем развернуть навес 500 м в радиусе с 104 привязями. Для бомбы мы снова примем выход 25 тонн ≈ 10 18 эрг при массе 25 кг.

Лучшим материалом для навеса, вероятно, является высокопрочный полиэтилен (выровненный полиэтилен). Хотя это по существу одномерный материал, мы можем легко представить, что он сплетает его в двухмерную форму так же, как и для пуленепробиваемых жилетов. Лучший материал , который является коммерчески доступным в настоящее время является Allied Signal Spectra 1000, который имеет плотность η = 0,97 г .cm -3 , модуль Юнга Y = 170 ГПа и предел прочности при растяжении σmax = 3 ГПа. Материал, который был синтезирован, но в настоящее время коммерчески недоступен, представляет собой твердотельный экструдированный полиэтилен, который имеет плотность η = 0,99 г. см –3 , модуль Юнга Y = 220 ГПа и предел прочности при растяжении σmax = 5 ГПа. Конечно, материалы, превосходящие их, будут доступны к тому времени, когда пилотируемый межпланетный полет станет реальностью.

 Используя r = 5 x 10 4 см, мы получим из уравнений (19)
 
   (41)
 
и
 
  (42)
 
с N = 10 4 чашек (число тросов фактически равно N + 2), уравнение (22) дает треугольник края , как
 
(43) ,
 
а радиус чашки
 
  (44)
 
Предположим , что мы используем Solid-State экструдированного полиэтилена, мы находим из уравнения. (21), что толщина купол
 
(45)
 
и из уравнения. (24)
 
(46) Для того,
 
чтобы будь осторожен, я умножу толщину купола почти в четыре раза, сделав массу купола примерно 10 метрических тонн. Из уравнения (39) это дает
 
  (47)
 
Взяв 50 тонн в качестве базового веса космической капсулы, мы получаем из уравнения (27)
 
  (48)
 
и из уравнения (28)
 
(49)
 
и из уравнения (33)
 
  (50)
 
 Максимальное ускорение капсулы равно
 
  (51).
 
Если мы хотим, чтобы максимумом было гравитационное ускорение Земли (980 см.с- 2 ), то привязь должна составлять около 7,5. км в длину. Каждый трос будет 1.16x10 -2 см в диаметре. Интервал времени между детонациями должен быть
 
(52)
 
 
Сервопривод
 
Изготовить ядерное взрывное устройство массой 25 кг с выходом 2,5 кТ не намного сложнее или дороже, чем изготовить 25-килограммовое 25-тонное устройство, которое мы использовали в этом примере. Уравнение (16) показывает, что устройство с более высокой производительностью будет иметь удвоенный удельный импульс. Подход прыжков с тарзанки, который я показал, однако, привел бы к непрактично длинным привязям. Очень привлекательной альтернативой является использование лебедки. При взрыве взрывчатого вещества лебедка, приводимая в движение двигателем, будет выплачивать линию спинакеру со скоростью, запрограммированной для обеспечения постоянного ускорения космической капсулы. Моторогенератор будет обеспечивать электроэнергию во время этой фазы цикла, которая будет удобно храниться. После того, как космическая капсула достигнет той же скорости, что и спинакер, моторогенератор проведет линию, снова со скоростью, запрограммированной для обеспечения постоянного ускорения космической капсулы. Ускорение во время фазы втягивания будет меньше, чем во время фазы выплаты, что даст чистый прирост электрической энергии. Усиление будет обеспечивать электроэнергию для вспомогательного оборудования в космической капсуле. Я еще не проработал детали этого подхода. Я зарезервирую это для будущей статьи.
 
Тепловое повреждение

привязей спинакера слишком близко к точке детонации растает. Существует естественная зона отдыха, которая будет влиять. общий дизайн навеса. Из-за низкой урожайности я подозреваю, что температура мусора важнее радиации. Мы хотим, чтобы температура мусора была меньше, чем температура плавления материала привязи, хотя этот предел может быть превышен, если плотность мусора достаточно мала и удельное тепловое отношение является благоприятным. Мы можем грубо приблизить температуру мусора с помощью
 
  (53)
 
где T0 и ρ 0 являются температура и плотность бомбы во время взрыва. Снова выбирая γ = 5/3 и комбинируя уравнения. (3) и (53) имеем
 
  (54)
 
 где ω '- средний вес частиц (атомный, молекулярный или независимо от того, какое состояние предписывает), NA = 6,02 × 10 23 моль –1 - постоянная Авогадро, а k = 1,38 × 10 –16 эрг. 0 .K -1 - постоянная Больцмана. Максимальная температура определяется настройкой
 
  (55),
 
которая дает время для максимальной температуры
 
(56)
 
и когда подставляется в уравнение (54), дает максимальную температуру
 
  (57).
 
Если купол плавится при температуре T плавления , то мы должны иметь
 
  (58)
 
Если принять E = 10 18 эрг, mb = 2,5x10 4 г, R0 = 20 см, Tmelt = 600 0K и ω '= 25, мы получаем r> 18m, что не очень ограничительно. Однако это грубое приближение также относительно чувствительно к выбору γ .

Ядерное радиационное повреждение - это долгосрочная проблема, которую следует учитывать. Если используется гидридная бомба, меньше радиации уходит, а нейтроны, которые появляются, менее энергичны.
 
Оптимальная форма купола

В качестве заключительного пункта я перехожу к вопросу об оптимальной форме купола. Существует внутренний компромисс между отношением тяги к весу и удельным импульсом, которые являются функциями угла наклона 6, как показано на рис. (2). Вес космического корабля составляет
 
W = (m c + m s ) g ,
 
где m sявляется массой космической капсулы плюс тросов, хотя масса тросов будет меньшим компонентом. Масса тросов также может зависеть от θ, если капсула находится не очень далеко от купола. Используя уравнения (10), (37) и (38), мы обнаруживаем, что отношение тяги к весу равно
 
  (59)
 
где P ' - усредненное по времени давление на купол. После получения уравнения (16) легко увидеть, что удельный импульс будет равен
 
  (60)
 
Угол сферического сегмента θ t / w, для которого существует максимальное значение F / W, можно найти с помощью настройки
 
(61),
 
которая дает
 
  ( 62)
 
В нашем численном примере мы выбрали m s/ 4πr2ητ ≈ 5, для которых уравнение (62) дает θ t / w = 1,487 рад = 85,2 °. Наше использование θ = π / 2 было довольно хорошим.
 
Политические соображения

В настоящее время по договору запрещено: (1) развертывать оружие массового уничтожения в космосе и (2) испытывать ядерное оружие в космосе. MEDUSA не нарушает ни буквы, ни духа ни запрета, но использует ядерные взрывчатые вещества. Радиоактивный мусор из выхлопных газов MEDUSA настолько мелко рассеивается, что его почти невозможно обнаружить. Я утверждаю, что чистое воздействие MEDUSA на окружающую среду меньше, чем NERVA; Вы должны сделать что-то с отработанным реактором. Я не вижу причин, почему ядерное взрывное устройство для межпланетных миссий не может быть сделано политически приемлемым. Возможно, мы можем быть более креативными и рассмотреть международную миссию, в которой ядерные взрывчатые вещества были совместно поставлены сверхдержавами. Какой замечательный подход к ядерному разоружению и развитию науки на благо всего человечества!
 
 
Список литературы
 
1 Р. Гилберт, «План технического развития программы по передовым технологиям», США, ВВС США, SCLT 64-67 (1964).
 
2 К. Эверетт и С. Уларн, «О способе движения снарядов с помощью внешних ядерных взрывов», Лос-Аларнская научная лаборатория LAMS-1955 (август 1955 г.).
 
3 М. Трешоу, «Исследование параметров и полезной нагрузки ORION на основе эталонного дизайна на 200 и 4000 тонн», General Atomic report GAMD-3597 (1962); J. Nance, General Atomic report GA-5572 (1964).
 
4 C. Дэвид Айид Э. Хагер, «Двухэтапное исследование амортизаторов», General Atomic report GA-5911 (1964).
 
5 J. Hadley, 1 '. Стаббс, М. Дженсен и Л. Симмонс, отчет Калифорнийского университета UCRL-14238 (1965).
 
 6 Д. Бхадра, «Импульсное ядерное движение», Приложение D к AL-TR-89-005, «Исследование слияния с термоядерным синтезом», июль 1989 г., Haloulakos (McDonnell Douglas) и Bourque (General Atomic).
 
7 Р. Хайд, Л., Вуд и Дж. Наколлс, «Перспективы ракетного движения с лазерными микровзрывами плавления», Лаборатория Лоуренса Ливермора, Ливермор, Калифорния, UCRL-74218 -Rev. 2 (1972), документ AIAA № 72-1063 (1972); Р. Хайд, «Ракета лазерного синтеза для межпланетного движения», Ливерморская национальная лаборатория им. Лоуренса, Ливермор, Калифорния, UCRL-88857 (1983), конференция 34, Международная астронавтическая федерация (1983).
 
8 С Орт, Г. Кляйн, Дж. Серсел, Н. Хоффман, К. Мюррей и Ф. Чанг-Диас, «VISTA: A. Транспортное средство для межпланетного космического транспорта на основе инерционного конфайнмента Fusion, ”Lawrence Livermore National Laboratory, Livermore, CA, UCRL-53802 (1985); C. Орт, Дж. Кляйн, Дж. Серсел, Н. Хоффман, К. Мюррей и Ф. Чанг-Диас, «Транспортное средство для миссии на пилотируемый Марс, работающее на основе инерционного ядерного синтеза», AIAASAE / ASME / ASEE, 23-й Объединенная силовая конференция, документ AIAA-87-1904 Rev. 1, Ливерморская национальная лаборатория им. Лоуренса, Ливермор, Калифорния, UCRL-96832 (1987); C. Орт, Дж. Кляйн, Дж. Серсел, Н. Хоффман, К. Мюррей и Ф. Чанг-Диас, «Космический аппарат VISTA: преимущества ICF для применений межпланетного ядерного синтеза», IEEE 12-й симпозиум по инженерному синтезу , UCRL-96676 (1987).
 
9 К. П. Станюкович, Нестабильное движение сплошных сред, Pergamon Press, Нью-Йорк, с флангами М. Холта, с. 501 (1960).
 
10 Я. Зельдович и Ю. Райзер, «Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений», Academic Press, Нью-Йорк, Сан-Франциско, Лондон, с. 104 (1966),

11 F. Harlow и A. Amsden, Fluid Dynamics, Лос-Аламосская научная лаборатория, монография LA-4700, p. 38 (1971).
 
12 Л. Таунсенд, Дж. Нили, Дж. Уилсон, Л. Симонсен, «Оценки галактических требований к защите от космических лучей во время солнечного минимума», Национальное управление аэронавтики и космоса, Исследовательский центр Лэнгли, Хэмптон, Вирджиния, НАСА ТМ 4167; L-16715; NAS 1.15: 4167 (1990), стр. 7, а также J. Nealy и др., «Анализ радиационного облучения в глубоком космосе для солнечного цикла XXI (1975-1986)», AEROTECH '90 Conference (Sept / Ott 1990), SAE. Бумага 901347.
MEDUSA_fig_1.png
* MEDUSA_fig_1.png (89,89 КБ, 1019x693 - просмотрено 23  раза .) MEDUSA_fig_2.png (32,4 КБ, 815x701 - просмотрено 11 раз.)
MEDUSA_fig_2.png
*
« Последнее редактирование: Сегодня в 02:12:20 от alex_semenov »
Сообщить модератору   Записан 
Александр Анатольевич Семёнов
"

[bob]

Где-то я уже эту Медузу видел.Какой-то полу-военный проект.У Ориона ведь были способы апгрейда.А вояки которые и финансировали весь этот проект,хотели прикрутить к нему дубину поувесистее.

В 50-60-е годы у амеров был проект такого подрыволёта со стальной сферой диаметром метров сто и соплом с одной стороны. В центр, по замыслу авторов, закидывались тактические субкритические атомные снаряды килотонного эквивалента от той их атомной пушки. В принципе это даже могло себе летать. Только как закинуть такую сферу на орбиту или сваять её там, проект не предусматривал...  Медуза это четверть того шарика. Шарик был нужен, чтобы использовать 99% продуктов взрыва, а у медузы почти всё усвищивает в пустоту.

[Rattus]

Комментарий модератора раздела

Весь научно-методологический оффтоп вырезан сюда.

Конфайнмент - это цветовые заряды, это сильное. Янг-Миллс - это база для электрослабого, но не работает без Хиггса, Салама и т'Хоофта. Это две бо-ольшие разницы, и их не надо путать.

Таки Ви хотите сказать, что Рукипузия тут в деталях врётъ? Тогда если знаете как правильно - напишите это сразу туда - буду весьма признателен.

Но никто и не говорил, что сверхсветовой двигатель будет потреблять энергии столько же сколько микроволновка.

Если он будет потреблять её столько, сколько выделяет всё Солнце (или "юпитер отрицательной массы" - как иногда пишут про "привод Алькубьерре") - то это не делает его сильно более реальным.

По моему 450+ страниц темы на протяжении многих лет это все одно большое доказательство - принцип реактивного движения неприменим для межзвездный перелетов.

Только по-вашему. На самом деле тут доказывается только то, что быстрее чем за тысячи лет до ближайших звёзд с подходящими для изни планетами быстрее чем за тысячи лет не добраться. То, что нельзя создать сложные живые системы и технику с сопоставимым сроком функционирования в условиях резко сниженной активности (гибернации) - никем до сего момента не доказано.

[Иван Моисеев]

Цитата: Иван Моисеев от Вчера в 17:10:44

    Шаттл не был огрызком. Это была самостоятельная программа со своей конкретной целью - сделать универсальную, на все случаи жизни транспортную систему.

Транспортная система, без объекта транспортировки, и есть огрызок.

Ну, когда брались за Шаттл, объект был. Ошибка была в оценке его тенденций.

Из сотни открытых элементарных частиц мы только нейтрон куда-то смогли пристроить.

А чем вам электрон не приглянулся?

[bob]

Конфайнмент - это цветовые заряды, это сильное. Янг-Миллс - это база для электрослабого, но не работает без Хиггса, Салама и т'Хоофта. Это две бо-ольшие разницы, и их не надо путать.

Таки Ви хотите сказать, что Рукипузия тут в деталях врётъ? Тогда если знаете как правильно - напишите это сразу туда - буду весьма признателен.

Не стоит признательностей. Охотно и всенепременно.
Википузия не врёт, просто она очень курсивно пишет.
Вот - электрослабое взаимодействие:
https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%AD%D0%BB%D0%B5%D0%BA%D1%82%D1%80%D0%BE%D1%81%D0%BB%D0%B0%D0%B1%D0%BE%D0%B5_%D0%B2%D0%B7%D0%B0%D0%B8%D0%BC%D0%BE%D0%B4%D0%B5%D0%B9%D1%81%D1%82%D0%B2%D0%B8%D0%B5
Это действительно своеобразная переработка  С. Вайнбергом, Ш. Глэшоу и А. Саламом теории Янга-Миллса.
https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D0%B5%D0%BE%D1%80%D0%B8%D1%8F_%D0%AF%D0%BD%D0%B3%D0%B0_%E2%80%94_%D0%9C%D0%B8%D0%BB%D0%BB%D1%81%D0%B0
У Янга-Миллса были только W+- - бозоны. Это была гипотетическая электродинамика, в которой вместо безмассового фотона использовался массивный W-бозон в качестве переносчика взаимодействия. Соответственно, в ней, к примеру, нет суперпозиции полей, поскольку массивная частица имеет не только поперечную (как фотон), но и продольную составляющую осцилляций. В чистом виде теория Я-М для описания взаимодействия не подошла. Поскольку если её переносчики имеют массу постоянно, теория с практикой не сходятся. Для этого потребовался оригинальный ход, разработанный Хиггсом на основе идеи Т'Хоофта - спонтанное нарушение симметрии безмассового по природе взаимодействия. Переносчики постоянно массы не имеют, но периодически поглощают бозон Хиггса, как носитель массы. Сначала картинка прокручивается без масс, как в электродинамике, симметрично. А потом, после, так сказать, такта прокрутки, участники игры обретают массу, поглотив хиггсы. До этой теории в практике использовалась приближённая четырёхфотонная модель. Теперь, вместо четырёх фотонов, бозонов-переносчиков тоже четыре, но разных: W+, W-, Z0 (способные поглощать бозон Хиггса, чтобы обрести массу) и безмассовый фотон.
Рекомендую: С. Доусон, Введение в нарушение симметрии электрослабого взаимодействия, 1973 (англ.)
https://arxiv.org/pdf/hep-ph/9901280.pdf

А вот - квантовая хромодинамика - сильное взаимодействие:
https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%B8%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D0%BE%D0%B5_%D0%B2%D0%B7%D0%B0%D0%B8%D0%BC%D0%BE%D0%B4%D0%B5%D0%B9%D1%81%D1%82%D0%B2%D0%B8%D0%B5
Там кварки и глюоны. Вот там и присутствует явление конфайнмента, а вовсе не в электрослабой модели. Электрослабой теорией авторы, конечно, вдохновлялись, но общего уже очень мало.

[sharp]

Как мне представляется такой двигатель будет напоминать ускоритель частиц

И что конкретно он будет делать, просто выбрасывать рабочее тело с большой скоростью? В этом случае это та же электроракета, и физические принципы у нее вполне известные и понятные.

[Rattus]

А чем вам электрон не приглянулся?

Он стабилен. Нейтрино кстати тоже вроде стабильно. И кстати его тоже хотят применять для диагностики ядерных реакторов или даже особо быстрой черезземельной межконтинентальной связи.

[noxx77]

Да. Об известных. Есть первые транзисторные приемники в рабочем состоянии. Можно даже купить.

Ну и? Приводить радиоприёмник в качестве доказательства наличия суммы технологий звездолёта - до какой степени абсурда Вы ещё собираетесь дойти?
Даже при наличии электроники, способной прожить, скажем 10000 лет при нынешних скоростях, кому Вы собираетесь передавать этот бит и какую научную ценность он будет иметь? Впрочем, если Вас не интересуют такие практические мелочи, как смысл сверхдорогого проекта и спорите чисто наши спора, то да, теоретически, наверное, такой "звездолёт" возможен".