Ракета на антиматерии

Ракеты, использующие антиматерию в качестве источника энергии

Предлагаемая ракета на антиматерии

Ракета на антиматерии — это предложенный класс ракет , которые используют антиматерию в качестве источника энергии. Существует несколько конструкций, которые пытаются достичь этой цели. Преимущество этого класса ракет заключается в том, что большая часть массы покоя смеси материи и антиматерии может быть преобразована в энергию, что позволяет ракетам на антиматерии иметь гораздо более высокую плотность энергии и удельный импульс , чем любой другой предложенный класс ракет. ^[1]

Методы

Ракеты на антиматерии можно разделить на три типа применения: те, которые напрямую используют продукты аннигиляции антиматерии для движения, те, которые нагревают рабочую жидкость или промежуточный материал, который затем используется для движения, и те, которые нагревают рабочую жидкость или промежуточный материал для выработки электроэнергии для некоторой формы электрической двигательной системы космического корабля . Концепции движения, которые используют эти механизмы, обычно делятся на четыре категории: твердое ядро, газообразное ядро, плазменное ядро ​​и конфигурации с лучевым ядром. Альтернативы движению с прямой аннигиляцией антиматерии предлагают возможность создания осуществимых транспортных средств с, в некоторых случаях, значительно меньшим количеством антиматерии, но требующих гораздо большего количества топлива из материи. ^[2] Затем существуют гибридные решения, использующие антиматерию для катализа реакций деления/синтеза для движения.

Ракета на чистом антивеществе: прямое использование продуктов реакции

Реакции аннигиляции антипротонов производят заряженные и незаряженные пионы , в дополнение к нейтрино и гамма-лучам . Заряженные пионы могут быть направлены магнитным соплом , создавая тягу. Этот тип ракеты на антиматерии представляет собой пионную ракету или конфигурацию с лучевым ядром . Она не совсем эффективна; энергия теряется в виде массы покоя заряженных (22,3%) и незаряженных пионов (14,38%), теряется в виде кинетической энергии незаряженных пионов (которые не могут быть отклонены для тяги); и теряется в виде нейтрино и гамма-лучей (см. антиматерию как топливо ). ^[3]

Аннигиляция позитронов также была предложена для ракетной техники. Аннигиляция позитронов производит только гамма-лучи. Ранние предложения для этого типа ракет, такие как те, которые были разработаны Ойгеном Зенгером , предполагали использование некоторого материала, который мог бы отражать гамма-лучи, используемого в качестве легкого паруса или параболического щита для получения тяги от реакции аннигиляции, но ни одна известная форма материи (состоящая из атомов или ионов) не взаимодействует с гамма-лучами таким образом, чтобы обеспечить зеркальное отражение. Однако импульс гамма-лучей может быть частично передан материи путем комптоновского рассеяния . ^{[4] [5]}

Один из методов достижения релятивистских скоростей использует лазерную фотонную ракету на основе гамма-излучения материя-антиматерия с энергией ГэВ, что стало возможным благодаря релятивистскому протон-антипротонному пинч-разряду, в котором отдача от лазерного луча передается космическому кораблю с помощью эффекта Мёссбауэра . ^[6]

Новый процесс аннигиляции был предположительно разработан исследователями из Университета Гетеборга, Швеция. Несколько реакторов аннигиляции были построены в последние годы, которые пытались преобразовать водород или дейтерий в релятивистские частицы посредством лазерной аннигиляции. Технология была исследована исследовательскими группами под руководством профессора Лейфа Холмлида и Синдре Цайнер-Гундерсена, и третий реактор релятивистских частиц в настоящее время строится в Университете Исландии. Теоретически, испускаемые частицы в процессах аннигиляции водорода могут достигать 0,94c и могут использоваться в космических двигателях. ^[7] Однако достоверность исследования Холмлида является спорной, и ни одна успешная реализация не была рецензирована или воспроизведена. ^[8]

Ракета на термическом антивеществе: нагрев топлива

Этот тип ракеты на антиматерии называется тепловой ракетой на антиматерии , поскольку энергия или тепло от аннигиляции используются для создания выхлопа из неэкзотического материала или топлива.

Концепция твердого ядра использует антипротоны для нагрева твердого, высокоатомного ( Z ), тугоплавкого металлического ядра. Топливо закачивается в горячее ядро ​​и расширяется через сопло для создания тяги. Производительность этой концепции примерно эквивалентна производительности ядерной тепловой ракеты ( ~ 10 ³ сек) из-за температурных ограничений твердого тела. Однако эффективность преобразования энергии антиматерии и нагрева обычно высока из-за короткого среднего пути между столкновениями с атомами ядра ( эффективность ~ 85%). ^[2] Было предложено несколько методов для жидкостного теплового двигателя на антиматерии с использованием гамма-лучей, получаемых при аннигиляции антипротонов или позитронов. ^{[9] [10]} Эти методы напоминают методы, предлагаемые для ядерных тепловых ракет . Один из предлагаемых методов заключается в использовании гамма-лучей аннигиляции позитронов для нагрева твердого ядра двигателя. Водородный газ пропускается через это ядро, нагревается и выбрасывается из сопла ракеты . Второй предлагаемый тип двигателя использует аннигиляцию позитронов в твердой свинцовой грануле или в сжатом газе ксенона для получения облака горячего газа, которое нагревает окружающий слой газообразного водорода. Прямой нагрев водорода гамма-лучами считался непрактичным из-за сложности сжатия его в достаточном количестве в двигателе разумного размера для поглощения гамма-лучей. Третий предлагаемый тип двигателя использует аннигиляционные гамма-лучи для нагрева абляционного паруса, при этом аблированный материал обеспечивает тягу. Как и в случае с ядерными тепловыми ракетами, удельный импульс , достигаемый этими методами, ограничен соображениями материалов и обычно находится в диапазоне 1000–2000 секунд. ^[11] ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$ ${\displaystyle \eta _{e}}$

Газообразная система ядра заменяет легкоплавкое твердое тело высокотемпературным газом (т. е. вольфрамовым газом/плазмой), что позволяет достичь более высоких рабочих температур и производительности ( ~ 2 × 10 ³ сек). Однако более длинный средний свободный путь для термализации и поглощения приводит к гораздо более низкой эффективности преобразования энергии ( ~ 35%). ^[2] ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$ ${\displaystyle \eta _{e}}$

Плазменное ядро ​​позволяет газу ионизироваться и работать при еще более высоких эффективных температурах. Потери тепла подавляются магнитным удержанием в реакционной камере и сопле. Хотя производительность чрезвычайно высока ( ~ 10 ⁴ -10 ⁵ сек), большой средний свободный пробег приводит к очень низкому использованию энергии ( ~ 10%) ^[2] ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$ ${\displaystyle \eta _{e}}$

Генерация энергии из антиматерии

Также была предложена идея использования антиматерии для питания электрического космического двигателя . Эти предлагаемые конструкции, как правило, похожи на те, которые предлагаются для ядерных электрических ракет . Аннигиляция антиматерии используется для прямого или косвенного нагрева рабочей жидкости, как в ядерной тепловой ракете , но жидкость используется для выработки электроэнергии, которая затем используется для питания некоторой формы электрической космической двигательной установки. Полученная система разделяет многие характеристики других предложений по заряженным частицам/электрическому движению, которые обычно являются высоким удельным импульсом и низкой тягой (сопутствующая статья, более подробно описывающая производство энергии антиматерией). ^{[12] [13]}

Катализированное деление/синтез или импактный синтез

Это гибридный подход, в котором антипротоны используются для катализа реакции деления/синтеза или для «усиления» тяги термоядерной ракеты или для любых подобных применений.

Концепция ракеты с инерционным термоядерным синтезом (ICF) , работающей на антипротонах, использует гранулы для реакции DT . Гранула состоит из полусферы из расщепляемого материала, такого как U ²³⁵ , с отверстием, через которое впрыскивается импульс антипротонов и позитронов. Она окружена полусферой из термоядерного топлива, например, дейтерия-трития или дейтерида лития. Аннигиляция антипротонов происходит на поверхности полусферы, что ионизирует топливо. Эти ионы нагревают ядро ​​гранулы до температур термоядерного синтеза. ^[14]

Концепция антипротонного магнитно-изолированного инерциального термоядерного тягового движения (MICF) основана на самогенерируемом магнитном поле, которое изолирует плазму от металлической оболочки, содержащей ее во время горения. Время жизни плазмы оценивалось на два порядка больше, чем при имплозивном инерциальном термоядерном синтезе, что соответствует более длительному времени горения и, следовательно, большему выигрышу. ^[14]

Концепция PB ¹¹ , основанная на антиматерии, использует антипротоны для зажигания реакций PB ¹¹ в схеме MICF. Чрезмерные потери на излучение являются основным препятствием для зажигания и требуют изменения плотности частиц и температуры плазмы для увеличения усиления. Был сделан вывод о том, что вполне возможно, что эта система сможет достичь I _sp ~10 ⁵ с. ^[15]

Другой подход был предусмотрен для AIMStar , в котором небольшие капли термоядерного топлива будут вводиться в облако антипротонов, заключенных в очень малом объеме внутри реакционной ловушки Пеннинга . Аннигиляция происходит на поверхности облака антипротонов, отслаивая 0,5% облака. Выделяемая плотность мощности примерно сопоставима с 1 кДж, 1 нс лазером, выделяющим свою энергию на 200 мкм мишень ICF. ^[16]

Проект ICAN-II использует концепцию микроделения, катализируемого антипротонами (ACMF), которая использует гранулы с молярным соотношением DT:U ²³⁵ 9:1 для ядерного импульсного движения . ^[17]

Трудности с ракетами на антиматерии

Главные практические трудности с ракетами на антиматерии — это проблемы создания антиматерии и ее хранения. Создание антиматерии требует ввода огромного количества энергии, по крайней мере эквивалентной энергии покоя созданных пар частица/античастица, и обычно (для производства антипротонов) в десятки тысяч или миллионы раз больше. ^{[18] [19]} Большинство схем хранения, предлагаемых для межзвездных кораблей, требуют производства замороженных гранул антиводорода. Это требует охлаждения антипротонов, связывания с позитронами и захвата полученных атомов антиводорода — задачи, которые по состоянию на 2010 год ^[update]выполнялись только для небольшого количества отдельных атомов. Хранение антиматерии обычно осуществляется путем захвата электрически заряженных замороженных гранул антиводорода в ловушках Пеннинга или Пола . Нет никаких теоретических препятствий для выполнения этих задач в масштабах, необходимых для заправки ракеты на антиматерии. Однако ожидается, что они будут чрезвычайно (а возможно, и непомерно) дорогими, поскольку существующие производственные мощности позволяют производить лишь небольшое количество атомов, что примерно в 1023 ^раз меньше, чем необходимо для отправки 10-граммового груза на Марс.

Обычно энергия от аннигиляции антипротонов распределяется по такой большой области, что она не может эффективно управлять ядерными капсулами. Деление, вызванное антипротонами, и самогенерируемые магнитные поля могут значительно улучшить локализацию энергии и эффективное использование энергии аннигиляции. ^{[20] [21]}

Вторичной проблемой является извлечение полезной энергии или импульса из продуктов аннигиляции антиматерии, которые в основном находятся в форме чрезвычайно энергичного ионизирующего излучения . Механизмы антиматерии, предложенные на сегодняшний день, в основном предоставили правдоподобные механизмы для использования энергии из этих продуктов аннигиляции. Классическое уравнение ракеты с его «мокрой» массой ( )(с долей массы топлива ) к «сухой» массе ( )(с полезной нагрузкой ) долей ( ), изменением скорости ( ) и удельным импульсом ( ) больше не выполняется из-за потерь массы, происходящих при аннигиляции антиматерии. ^[3] ${\displaystyle M_{0}}$ ${\displaystyle M_{1}}$ ${\displaystyle {\frac {M_{0}}{M_{1}}}}$ ${\displaystyle \Delta v}$ ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

Другая общая проблема с мощными двигателями — избыточное тепло или отработанное тепло , и, как и в случае с аннигиляцией антиматерии-материи, также включает в себя экстремальное излучение. Двигательная система аннигиляции протонов-антипротонов преобразует 39% массы топлива в интенсивный высокоэнергетический поток гамма-излучения. Гамма-лучи и высокоэнергетические заряженные пионы вызовут нагрев и радиационные повреждения, если они не защищены. В отличие от нейтронов, они не заставят подвергающийся воздействию материал стать радиоактивным из-за трансмутации ядер. Компоненты, требующие экранирования, — это экипаж, электроника, криогенные резервуары и магнитные катушки для ракет с магнитным управлением. Необходимы два типа экранирования: радиационная защита и тепловая защита (отличная от теплового экрана или теплоизоляции ). ^{[3] [22]}

Наконец, необходимо учитывать релятивистские соображения. Поскольку побочные продукты аннигиляции движутся с релятивистскими скоростями, масса покоя изменяется в соответствии с релятивистской массой-энергией . Например, общее содержание массы-энергии нейтрального пиона преобразуется в гамма-кванты, а не только его масса покоя. Необходимо использовать уравнение релятивистской ракеты , которое учитывает релятивистские эффекты как транспортного средства, так и выхлопа топлива (заряженных пионов), движущихся со скоростью, близкой к скорости света. Эти две модификации двух уравнений ракеты приводят к соотношению масс ( ) для заданных ( ) и ( ), которое намного выше для релятивистской ракеты на антиматерии, чем для классической или релятивистской «обычной» ракеты. ^[3] ${\displaystyle {\frac {M_{0}}{M_{1}}}}$ ${\displaystyle \Delta v}$ ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

Модифицированное релятивистское уравнение ракеты

Потеря массы, характерная для аннигиляции антиматерии, требует модификации уравнения релятивистской ракеты, представленного как ^[23]

где - скорость света, а - удельный импульс (т.е. = 0,69 ). ${\displaystyle c}$ ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$ ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$ ${\displaystyle c}$

Производная форма уравнения имеет вид ^[3]

где — нерелятивистская (масса покоя) ракетного корабля, а — доля исходной (на борту) массы топлива (нерелятивистской), оставшаяся после аннигиляции (т.е. = 0,22 для заряженных пионов). ${\displaystyle M_{\text{ship}}}$ ${\displaystyle a}$ ${\displaystyle a}$

Уравнение II трудно интегрировать аналитически. Если предположить, что , так что тогда результирующее уравнение будет ${\displaystyle v\sim I_{\text{sp}}}$ ${\displaystyle (1-{\frac {I_{\text{sp}}v}{c^{2}}})\sim (1-{\frac {v^{2}}{c^{2}}})}$

Уравнение III можно интегрировать и оценить интеграл для и , а также начальной и конечной скоростей ( и ). Результирующее уравнение релятивистской ракеты с потерей топлива имеет вид ^{[3] [23]} ${\displaystyle M_{0}}$ ${\displaystyle M_{1}}$ ${\displaystyle v_{i}=0}$ ${\displaystyle v_{f}=\Delta v}$

Другие общие вопросы

Космическое фоновое жесткое излучение со временем ионизует корпус ракеты и представляет угрозу для здоровья . Кроме того, взаимодействие газовой плазмы может вызвать пространственный заряд . Основное взаимодействие, вызывающее беспокойство, — это дифференциальная зарядка различных частей космического корабля, что приводит к высоким электрическим полям и искрению между компонентами космического корабля. Эту проблему можно решить с помощью хорошо размещенного плазменного контактора . Однако пока нет решения для случая, когда плазменные контакторы отключаются, чтобы можно было проводить работы по техническому обслуживанию корпуса. Длительный космический полет на межзвездных скоростях вызывает эрозию корпуса ракеты из-за столкновения с частицами, газом , пылью и микрометеоритами . При 0,2 на расстоянии 6 световых лет эрозия оценивается примерно в 30 кг/м ² или около 1 см алюминиевой защиты. ^{[24] [25]} ${\displaystyle c}$

Смотрите также

• Ядерная фотонная ракета

Ссылки

1. Шмидт, Джордж (2012). «Ядерные системы для космической энергетики и производства». 62-й Международный астронавтический конгресс 2011 г.: (IAC 2011): Кейптаун, Южная Африка, 3–7 октября 2011 г. Международная астронавтическая федерация. Париж: Международная астронавтическая федерация. стр. 6792–6812. ISBN 978-1-61839-805-5. OCLC  795367347.
2. Реакции синтеза и аннигиляция материи и антиматерии для космических двигателей Архивировано 04.10.2023 на Wayback Machine Клод Дойч, 13 июля 2005 г.
3. Как построить ракету на антиматерии для межзвездных миссий: соображения системного уровня при проектировании транспортных средств с передовыми технологиями движения Архивировано 2015-05-02 в Wayback Machine Роберт Х. Фрисби, статья AIAA 2003-4696, 20–23 июля 2003 г.,
4. Антиматерия Фотонный двигатель: релятивистская двигательная система Даррел Смит, Джонатан Уэбби, AIAA Paper 2001-3231, 2001
5. Термический анализ вольфрамового радиационного экрана для ракеты на антивеществе с пучковым сердечником Джонатан А. Уэбб
6. Винтерберг, Ф. (21 августа 2012 г.). «Материя–антиматерия гигаэлектрон-вольтный гамма-лазерный ракетный двигатель». Acta Astronautica . 81 (1): 34–39. Bibcode : 2012AcAau..81...34W. doi : 10.1016/j.actaastro.2012.07.001.
7. Холмлид, Лейф; Цайнер-Гундерсен, Синдре (1 октября 2020 г.). «Будущие межзвездные ракеты могут использовать реакции аннигиляции, вызванные лазером, для релятивистского привода». Acta Astronautica . 175 : 32–36. Bibcode : 2020AcAau.175...32H. doi : 10.1016/j.actaastro.2020.05.034 . hdl : 20.500.11815/2191 .
8. Клавс Хансен (2022). Комментарий к «Сверхплотный протий p(0) и дейтерий D(0) и их связь с обычной ридберговской материей: обзор» 2019 Physica Scripta 94, 075005. arXiv : 2207.08133 .
9. Vulpetti, G. (август 1987 г.). «Дальнейший анализ концепции конструкции жидкостного термического антиматерийного двигателя». Acta Astronautica . 15 (8): 551–555. Bibcode : 1987AcAau..15..551V. doi : 10.1016/0094-5765(87)90155-X.
10. Смит, Джеральд; Мецгер, Джон; Мейер, Кирби; Тоде, Лес (2006-03-07). "Positron Propelled and Powered Space Transport Vehicle for Planetary Missions" (PDF) . Архивировано (PDF) из оригинала 2022-10-09 . Получено 2010-04-21 .
11. Вульпетти, Джованни; Печкиоли, Мауро (сентябрь 1989 г.). «Соображения об удельном импульсе теплового двигателя на основе антивещества». Journal of Propulsion and Power . 5 (5): 591–595. doi :10.2514/3.23194.
12. Электрическое ракетное движение: предыстория. Архивировано 05.08.2013 в Wayback Machine. Джерри М. Сейцман, 2003-2004.
13. Высокоудельный импульс сверхтекучей жидкости и нанотрубчатого движителя, система и метод движителя Майкл Уоллес, Джозеф Д. Никс, Кристофер В. Смит, 2014
14. Kammash, Terry (1998). Antiproton Driven Magnetically Insulated Inertial Confinement Fusion (Micf) Propulsion System (PDF) (Отчет). CiteSeerX 10.1.1.498.1830 . Архивировано (PDF) из оригинала 2022-10-09. 
15. Каммаш, Терри; Мартин, Джеймс; Годфрой, Томас (17 января 2003 г.). «Система термоядерного двигателя P-B11 на антиматерии». Труды конференции AIP . 654 (1): 497–501. Bibcode : 2003AIPC..654..497K. doi : 10.1063/1.1541331. hdl : 2027.42/87345 .
16. Льюис, Рэймонд; Мейер, Кирби; Смит, Джеральд; Хоу, Стивен (1999). «AIMStar — микросинтез, инициированный антиматерией, для предшественников межзвездных миссий». 35-я Совместная конференция по движению и выставка . CiteSeerX 10.1.1.577.1826 . doi :10.2514/6.1999-2700. 
17. "Antiproton-Catalyzed Microfission/Fusion Propulsion Systems for Exploration of the Outer Solar System and Beyond" Архивировано 5 августа 2014 г. в Wayback Machine G. Gaidos, RA Lewis, GA Smith, B. Dundore и S. Chakrabarti, AIAA Paper 1998-3589, июль 1998 г.
18. "Лазерный импульс производит позитроны". Photonics Media. 2008-11-18 . Получено 2008-11-18 .
19. Чен, Хуэй; Уилкс, Скотт К.; Бонли, Джеймс Д.; Лян, Эдисон П.; Майатт, Джейсон Майатт; Прайс, Дуайт Ф.; Д. Мейерхофер, Дэвид Д.; Бейерсдорфер, Питер (2009). «Создание релятивистских позитронов с использованием сверхинтенсивных короткоимпульсных лазеров». Physical Review Letters . 102 (10): 105001–105004. Bibcode : 2009PhRvL.102j5001C. doi : 10.1103/PhysRevLett.102.105001. PMID  19392120.
20. Солем, Дж. К. (1991). «Перспективы эффективного использования энергии аннигиляции». Технология термоядерного синтеза . 20 (4P2): 1040–1045. Bibcode : 1991FuTec..20.1040S. doi : 10.13182/FST91-A11946978. OSTI  6628569.
21. Augenstein, BW; Solem, JC (1990). "Антипротонный инициированный синтез для движения космических аппаратов". Отчет ND-3555-SDI (Корпорация RAND, Санта-Моника, Калифорния) .
22. Движение антипротонной аннигиляции RL вперед, сентябрь 1985 г.
23. Оценка вариантов движения для межзвездных миссий. Архивировано 08.05.2014 в Wayback Machine Роберт Х. Фрисби, Стефани Д. Лейфер, статья AIAA 98-3403, 13–15 июля 1998 г.
24. Space Charge НАСА научные новости, 6 апреля 2011 г.
25. Туда и обратно: руководство для неспециалистов по сверхнадежности межзвездных миссий. Архивировано 08.05.2014 на Wayback Machine Генри Гарретт, 30 июля 2012 г.