本发明涉及一种核聚变引擎与核聚变系统和核聚变方法。
背景技术：
核聚变引擎，也被称为核聚变发动机是一种太空器推进系统，可以作为人类太空器在亚光速下的主要动力，同时肖——藤川超光速引擎在超光速旅行下使用。除了核聚变驱动的主引擎外，人类飞船还使用作为推进剂的火箭进行机动。
对于宇航动力，目前化学燃料的火箭推力比冲太小耗能巨大需要消耗大量的化学燃料，所以每次发射必须寻找合适的发射窗口，以便利用行星的引力来加速，使得它们能真正飞往宇宙深处，到目前为止，人类发射的所有深空探测器没有一个不利用行星的引力。这自然是个聪明的办法，但是毕竟只是无奈的变通方式，很消耗时间，而且受到的航线限制太多。安装核动力的飞船和探测器由于推力强大且比冲可观，就不必利用行星的引力，更不必在航线的限制上操心过多。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种核聚变引擎与核聚变系统和核聚变方法。
为实现上述目的，本发明的技术方案为
一种核聚变引擎，包括合金外壳、位于合金外壳内腔左侧的聚变反应核心室、位于合金外壳右侧开口处的后端喷口、设置在聚变反应核心室与后端喷口之间的连接脖颈、包裹在合金外壳外侧壁上的冷却剂循环层、位于聚变反应核心室中心处的轰击点、右侧枪出口位于聚变反应核心室内且左端进口位于合金外壳外侧的发射枪体、设置在发射枪体内且用于向轰击点输出聚变靶球的毛细管、设置在毛细管上且用于测算靶球速度的电子传感器、设置在发射枪体内且用于给聚变靶球降温的一次循环冷却管路、以及在聚变反应核心室内且用于轰击毛细管输出聚变靶球的光束；
一次循环冷却管路的出口与毛细管连通；在毛细管和/或一次循环冷却管路内输送有第一冷却液，在冷却剂循环层循环有循环冷却剂。
作为上述技术方案的进一步改进：
在合金外壳外侧壁上分布有用于给聚变反应核心室降温的多端冷却剂喷口。
在发射枪体内设置有二次循环冷却管路，二次循环冷却管路的出口与多端冷却剂喷口的进口连通；二次循环冷却管路内输送有第二冷却液，第一冷却液为液氢/液氦，第二冷却液为液氢/液氧/液氦/液氖/液氮，
循环冷却剂为液氢/液氧/液氦/液氖/液氮。
在合金外壳外侧壁上设置有出口与后端喷口连通的冷却剂喷注口和/或在合金外壳外侧壁上设置有用于给冷却剂喷注口降温的后端冷却回路管路。
聚变靶球至少为第三种方案；
方案一，聚变靶球包括锂合金材料黑体外壳以及位于锂合金材料黑体外壳内的黑体外壳内腔；在黑体外壳内腔中为锂化氘与液氦-3的混合物或液氘与液氦-3的混合物；
方案二，聚变靶球包括锂合金材料黑体外壳以及位于锂合金材料黑体外壳内的黑体外壳内腔；在黑体外壳内腔中为锂化氘与锂化氚混合物、液氘与液氚混合物、锂化氘与锂化氚与液氘与液氚混合物、锂化氘与锂化氚与液氘与液氦-3混合物、或锂化氘与锂化氚与液氘与液氚与液氘与液氦-3混合物；
方案三，聚变靶球包括锂合金材料黑体外壳、设置在锂合金材料黑体外壳内的武器级铀/武器级钚、以及设置在武器级铀/武器级钚内的黑体外壳内腔；在黑体外壳内腔中为锂化氘与锂化氚混合物、液氘与液氚混合物、锂化氘与锂化氚与液氘与液氚混合物、
锂化氘与锂化氚与液氘与液氦-3混合物、或锂化氘与锂化氚与液氘与液氚与液氘与液氦-3混合物。
一种核聚变系统，包括外部电力输入端口、聚变反应靶球存储装置、液态化学燃料室、放电电容组、化学燃料涡轮/电动涡轮组、冷却动力涡轮组、第一冷却存储罐、第三冷却存储罐、第二冷却存储罐、第二输送管路、核聚变引擎、冷却剂注入装置、传动轴、多个电缆线路、多个冷却输送管道、多个燃料管路、多个耐高温管道、以及多个冷却剂管路；
外部电力输入端口通过相应的电缆线路分别与聚变反应靶球存储装置、用于释放光束的放电电容组、以及化学燃料涡轮/电动涡轮组电连接；
聚变反应靶球存储装置包括发射枪体；聚变反应靶球存储装置通过冷却输送管道与聚变反应核心室，冷却输送管道包括核聚变引擎的毛细管；
液态化学燃料室通过对应的燃料管路分别与化学燃料涡轮/电动涡轮组以及聚变反应核心室；
化学燃料涡轮/电动涡轮组通过传动轴与冷却动力涡轮组传动连接；
冷却动力涡轮组通过相应的冷却剂管路将循环冷却剂从第一冷却存储罐分别输送给放电电容组、一次循环冷却管路、毛细管、和/或后端喷口；
第三冷却存储罐的出口通过相应的耐高温管道分别与冷却剂循环层的进口、和/或后端冷却回路管路的进口连通；冷却剂循环层的出口、和/或后端冷却回路管路的出口通过耐高温管道与化学燃料涡轮/电动涡轮组的进口连通，化学燃料涡轮/电动涡轮组的出口通过耐高温管道与冷却剂喷注口进口连通；
第二冷却存储罐的出口通过相应的第二输送管路与二次循环冷却管路的进口连通；二次循环冷却管路的出口通过相应的第二输送管路与化学燃料涡轮/电动涡轮组的进口连通，化学燃料涡轮/电动涡轮组的出口通过相应的第二输送管路与多端冷却剂喷口的进口连通。
作为上述技术方案的进一步改进：
还包括发电机模组，发电机模组包括冷却剂注入装置、以及超导发电涡轮机组；
后端喷口的出口通过相应的耐高温管道与冷却剂注入装置的一进口连通；
冷却剂注入装置的一进口通过相应的耐高温管道与超导发电涡轮机组的出口连通；
冷却剂注入装置的一出口通过相应的耐高温管道与超导发电涡轮机组的一进口连通；
超导发电涡轮机组通过相应的电缆线路分别与聚变反应靶球存储装置、放电电容组、以及化学燃料涡轮/电动涡轮组电连接；
冷却动力涡轮组通过相应的冷却剂管路将循环冷却剂输送给超导发电涡轮机组。
该方法包括以下步骤，
步骤一，首先，液态化学燃料室向化学燃料涡轮/电动涡轮组与聚变反应核心室供应液态化学燃料；然后，启动化学燃料涡轮/电动涡轮组，循环冷却剂进入到冷却剂循环层与后端冷却回路管路，并通过冷却剂喷注口进入到后端喷口中；其次，第二冷却液通过二次循环冷却管路、多端冷却剂喷口进入到聚变反应核心室内；再次，启动，冷却动力涡轮组，第一冷却液通过一次循环冷却管路与毛细管后进入到聚变反应核心室内；
步骤二，首先，放电电容组向存有聚变反应核心室(22)内的高能半导体激光器供电；然后，高能半导体激光器释放光束；
步骤三，根据毛细管管径、聚变靶球设定的方案、电子传感器反馈给处理器的速度参数，首先，聚变反应靶球存储装置通过毛细管按照设定频率向轰击点输送靶球；然后，光束轰击靶球产生能量；再次，该能量从后端喷口喷出。
在步骤三的同时，加热后的第二冷却液与循环冷却剂产生热能，该热能从后端喷口喷出。
步骤四，采用步骤三的能量带动超导发电涡轮机组旋转发电。
本发明具有如下优点：
本发明主要发明点在于，采用类似激光点火(惯性约束)聚变形式；可纯采用单独的多束高能激光聚焦轰击(聚变标靶球)方式，也可纯采用单独的多束超高压大电流闪电束轰击(聚变标靶球)，也可采用多束高能激光和多束超高压大电流闪电混合方式轰击(聚变标靶球)；既纯激光束，纯闪电束，或激光+闪电束混合模式，引起标靶球聚变反应释放能量。
本发明主要发明点在于，其结构模式和惯性约束有极大的不同，是开式喷口，类似火箭发动机喷口，并且所有壳体有冷却剂包裹，(聚变标靶球)发射枪放置方式不同。
本发明主要发明点在于，中间为聚变标靶发射枪，尽可能靠近多束激光束或放电闪电束聚合点，低温超高压的液氦护送及把聚变标靶球送到中间，冷却发射枪本身也尽可能在超高温超高压的环境中让聚变靶球在点火轰击之前不至于被熔掉，也能保持其超高的密度。
本发明主要发明点在于，发射枪和壳体周围由低温的冷却剂包裹，并由超高压涡轮循环，并最终将升温后的冷却剂送入聚变反应腔室和后端继续吸收聚变反应发生后的大量热量和能量。
本发明主要发明点在于，后端再附加一般的冷却剂释放装置，带上涡轮机组，涡轮机带动超导发电机组就能实现发电功能。
本发明主要发明点在于，整个引擎在起动前由低温冷却剂预冷，发射枪中心在未发射(聚变标靶球)前，先把超高压超低温冷却剂压入聚变室，冷却剂由高压涡轮先带动循环流动，当(聚变标靶球)从发射枪射出时，由高精度电子传感器测出靶球到达激光速聚合或闪电处时，启动高能半导体激光束或闪电束轰击靶球，聚变反应后，加热低温冷却剂后，从后端喷出高温高热超高压的气体，后续继续发射靶球并持继轰击靶球就能产生持续的高效的聚变反应能量输出，低温冷却剂的输入因聚变反应中央室的温度决定，在让容器壳体本身强度和温度不被熔掉破坏能及时却冷下的前提下，尽可能的让温度越高越好，在持继工作的环境下，低温冷却剂由于吸热后压力极大，将通过喷口压入后端扩展喷口，继续吸收热量，继续降低喷口的温度和极大的利用聚变反应的巨大能量产生更大的推力。
本发明的输入和输出纯能量比例应该在1：8或以上，如果做功或发电后的转换水平，会降至1：4左右。
本发明实现可控核聚变(火箭)引擎，该引擎可用于航天，航空，发电，太空探索等等。反应堆中核子的裂变或者聚变产生大量热能，本发明将推进剂(很可能采用液态氢)注入，推进剂会受热迅速膨胀，然后从发动机尾部高速喷出，产生推力。
例如，通过控制发射枪每秒发射15个小球就爆15次，也可每秒发射30个小球，功率就翻一翻了，从而实现可控。
超低温冷却小球，一来就是增加反应截面密度；二减缓粒子扩展的速度，能成倍的提高聚变的效率；三保护发射枪。
简单理解就是物质加热后会变成气体逃逸扩散，但本身会有个惯性，越冷惯性越大，原子核在温度达到时聚合时间是很短的，惯性大所以物质来不及气化就聚变了。
对于小球越小越冷，聚变效率就高效果越好，这是目前国际上的各种激光聚变装置所没有想到的，改变了现有技术的理念，改变了本领域的惯性思维，具有革命性的意义，因为现有技术是小球弄大了，温度不够冷，效率差，部分聚变材料被气化无法参与聚变反应，都是常温聚变小球，常温聚变小球输入和输出比很难超过1：2发电转换后更低了。磁约束具有局限性，因为等离子体密度就是个无法解决的问题，导致聚变效率低。
本发明通过持续进行超微型核聚变爆炸，小球保持冷超低温，从而近可能接近中心点的发射枪，效果良好，中央超冷，当爆炸后，中央区域立即冷却，能量从而扩散到四周。
附图说明
图1是本发明整体的结构示意图。
图2是本发明聚变整体的结构示意图。
图3是本发明聚变反应靶球存储装置的结构示意图。
图4是本发明毛细管的结构示意图。
图5是本发明靶球方案一的结构示意图。
图6是本发明靶球方案二的结构示意图。
图7是本发明靶球方案三的结构示意图。
其中：1、毛细管；2、聚变靶球；3、一次循环冷却管路；4、二次循环冷却管路；5、多端冷却剂喷口；6、冷却剂循环层；7、光束；8、冷却剂喷注口；9、轰击点；10、连接脖颈；11、后端冷却回路管路；12、后端喷口；13、发射枪体；14、合金外壳；15、电子传感器；16、外部电力输入端口；17、聚变反应靶球存储装置；18、液态化学燃料室；19、放电电容组；20、化学燃料涡轮/电动涡轮组；21、冷却动力涡轮组；22、聚变反应核心室；23、冷却剂注入装置；24、发电机模组；25、超导发电涡轮机组；26、传动轴；27、电缆线路；28、冷却输送管道；29、燃料管路；30、耐高温管道；31、冷却剂管路；32、锂合金材料黑体外壳；33、武器级铀/武器级钚；34、黑体外壳内腔；35、第一冷却存储罐；36、第三冷却存储罐；37、第二冷却存储罐；38、第二输送管路。
具体实施方式
以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
图2-4为上下对称的，所以只画了上部。图1为宏观整体示意图，忽略了公知常识，采用了简化的方案。
如图1-7所示，本实施例的核聚变引擎，包括合金外壳14、位于合金外壳14内腔左侧的聚变反应核心室22、位于合金外壳14右侧开口处的后端喷口12、设置在聚变反应核心室22与后端喷口12之间的连接脖颈10、包裹在合金外壳14外侧壁上的冷却剂循环层6、位于聚变反应核心室22中心处的轰击点9、右侧枪出口位于聚变反应核心室22内且左端进口位于合金外壳14外侧的发射枪体13、设置在发射枪体13内且用于向轰击点9输出聚变靶球2的毛细管1、设置在毛细管1上且用于测算靶球速度的电子传感器15、设置在发射枪体13内且用于给聚变靶球2降温的一次循环冷却管路3、以及在聚变反应核心室22内且用于轰击毛细管1输出聚变靶球2的光束7；
一次循环冷却管路3的出口与毛细管1连通；在毛细管1和/或一次循环冷却管路3内输送有第一冷却液，在冷却剂循环层6循环有循环冷却剂。
在合金外壳14外侧壁上分布有用于给聚变反应核心室22降温的多端冷却剂喷口5。
在发射枪体13内设置有二次循环冷却管路4，二次循环冷却管路4的出口与多端冷却剂喷口5的进口连通；二次循环冷却管路4内输送有第二冷却液，第一冷却液为液氢/液氦，第二冷却液为液氢/液氧/液氦/液氖/液氮，
循环冷却剂为液氢/液氧/液氦/液氖/液氮。
在合金外壳14外侧壁上设置有出口与后端喷口12连通的冷却剂喷注口8和/或在合金外壳14外侧壁上设置有用于给冷却剂喷注口8降温的后端冷却回路管路11。
聚变靶球2至少为第三种方案；
方案一，聚变靶球2包括锂合金材料黑体外壳32以及位于锂合金材料黑体外壳32内的黑体外壳内腔34；在黑体外壳内腔34中为锂化氘与液氦-3的混合物或液氘与液氦-3的混合物；
方案二，聚变靶球2包括锂合金材料黑体外壳32以及位于锂合金材料黑体外壳32内的黑体外壳内腔34；在黑体外壳内腔34中为锂化氘与锂化氚混合物、液氘与液氚俗称氚3混合物、锂化氘与锂化氚与液氘与液氚混合物、锂化氘与锂化氚与液氘与液氦-3混合物、或锂化氘与锂化氚与液氘与液氚与液氘与液氦-3混合物；
方案三，聚变靶球2包括锂合金材料黑体外壳32、设置在锂合金材料黑体外壳32内的武器级铀/武器级钚33、以及设置在武器级铀/武器级钚33内的黑体外壳内腔34；在黑体外壳内腔34中为锂化氘与锂化氚混合物、液氘与液氚混合物、锂化氘与锂化氚与液氘与液氚混合物、
锂化氘与锂化氚与液氘与液氦-3混合物、或锂化氘与锂化氚与液氘与液氚与液氘与液氦-3混合物。
本实施例的核聚变系统，包括外部电力输入端口16、聚变反应靶球存储装置17、液态化学燃料室18、放电电容组19、化学燃料涡轮/电动涡轮组20、冷却动力涡轮组21、第一冷却存储罐35、第三冷却存储罐36、第二冷却存储罐37、第二输送管路38、核聚变引擎、冷却剂注入装置23、传动轴26、多个电缆线路27、多个冷却输送管道28、多个燃料管路29、多个耐高温管道30、以及多个冷却剂管路31；
外部电力输入端口16通过相应的电缆线路27分别与聚变反应靶球存储装置17、用于释放光束7的放电电容组19、以及化学燃料涡轮/电动涡轮组20电连接；
聚变反应靶球存储装置17包括发射枪体13；聚变反应靶球存储装置17通过冷却输送管道28与聚变反应核心室22，冷却输送管道28包括核聚变引擎的毛细管1；
液态化学燃料室18通过对应的燃料管路29分别与化学燃料涡轮/电动涡轮组20以及聚变反应核心室22；
化学燃料涡轮/电动涡轮组20通过传动轴26与冷却动力涡轮组21传动连接；
冷却动力涡轮组21通过相应的冷却剂管路31将循环冷却剂从第一冷却存储罐35分别输送给放电电容组19、一次循环冷却管路3、毛细管1、和/或后端喷口12；
第三冷却存储罐36的出口通过相应的耐高温管道30分别与冷却剂循环层6的进口、和/或后端冷却回路管路11的进口连通；冷却剂循环层6的出口、和/或后端冷却回路管路11的出口通过耐高温管道30与化学燃料涡轮/电动涡轮组20的进口连通，化学燃料涡轮/电动涡轮组20的出口通过耐高温管道30与冷却剂喷注口8进口连通；
第二冷却存储罐37的出口通过相应的第二输送管路38与二次循环冷却管路4的进口连通；二次循环冷却管路4的出口通过相应的第二输送管路38与化学燃料涡轮/电动涡轮组20的进口连通，化学燃料涡轮/电动涡轮组20的出口通过相应的第二输送管路38与多端冷却剂喷口5的进口连通。
本发明还包括发电机模组24，发电机模组24包括冷却剂注入装置23、以及超导发电涡轮机组25；
后端喷口12的出口通过相应的耐高温管道30与冷却剂注入装置23的一进口连通；
冷却剂注入装置23的一进口通过相应的耐高温管道30与超导发电涡轮机组25的出口连通；
冷却剂注入装置23的一出口通过相应的耐高温管道30与超导发电涡轮机组25的一进口连通；
超导发电涡轮机组25通过相应的电缆线路27分别与聚变反应靶球存储装置17、放电电容组19、以及化学燃料涡轮/电动涡轮组20电连接；
冷却动力涡轮组21通过相应的冷却剂管路31将循环冷却剂输送给超导发电涡轮机组25。
该方法包括以下步骤，
步骤一，首先，液态化学燃料室18向化学燃料涡轮/电动涡轮组20与聚变反应核心室22供应液态化学燃料；然后，启动化学燃料涡轮/电动涡轮组20，循环冷却剂进入到冷却剂循环层6与后端冷却回路管路11，并通过冷却剂喷注口8进入到后端喷口12中；其次，第二冷却液通过二次循环冷却管路4、多端冷却剂喷口5进入到聚变反应核心室22内；再次，启动，冷却动力涡轮组21，第一冷却液通过一次循环冷却管路3与毛细管1后进入到聚变反应核心室22内；
步骤二，首先，放电电容组19向存有聚变反应核心室22内的高能半导体激光器供电；然后，高能半导体激光器释放光束7；
步骤三，根据毛细管1管径、聚变靶球2设定的方案、电子传感器15反馈给处理器的速度参数，首先，聚变反应靶球存储装置17通过毛细管1按照设定频率向轰击点9输送靶球；然后，光束7轰击靶球产生能量；再次，该能量从后端喷口12喷出。
在步骤三的同时，加热后的第二冷却液与循环冷却剂产生热能，该热能从后端喷口12喷出。
当作为发电应用的时候，在步骤三之后，还包括步骤四，采用步骤三的能量带动超导发电涡轮机组25旋转发电。
在本发明中，靶球枪中心的毛细管1，里面充满高压的液氦(液氢)，画图显然已经放大了，实际尺寸可能只有0.1mm-1mm之间，可视聚变引擎功率来设计；
聚变靶球2，聚变靶球的生产和存储都存于超低温高压的环境里，存在以下几种设计方案，实际制造时候可通过实验选出最优方案，靶球直径的参数由靶球枪的毛细管决定；
其中，方案一，需要轰击能量最高，但极少辐射和放射性物质产生，聚放能量最大；黑体外壳内腔34中可以为锂化氘&液氦-3混合或液氘&液氦-3混合；
方案二，需要轰击能量偏高，但少量辐射和放射性物质产生，聚放能量较大；黑体外壳内腔34中可以为以下多种混合的一种，
1.锂化氘&锂化氚混合；
2.液氘&液氚混合；
3.1+2混合；
4.1+液氘&液氦-3混合；
5.1+2+液氘&液氦-3混合；
方案三：在锂合金材料黑体外壳32内侧壁上设置有武器级铀/武器级钚33，黑体外壳内腔34位于武器级铀/武器级钚33内腔中；需要轰击能量稍低，但有一定的辐射和放射性物质产生；黑体外壳内腔34中可以为以下多种混合的一种，
1.锂化氘&锂化氚混合；
2.液氘&液氚混合；
3.1+2混合；
4.1+液氘&液氦-3混合；
5.1+2+液氘&液氦-3混合。
一次循环冷却管路3为带回路系统的高压液氦(液氢)，回路系统泡在其它低温冷却系统里冷却，主要作用是带走发射枪所吸收的热量，让其能保持低温，部分高压液氦也注入中心毛细管里从发射枪喷出，让发射枪在没有靶球发射时也能保证存够的压力，避免聚变时高温的气体倒流入发射枪毛细管；
毛细管1、聚变靶球2、一次循环冷却管路3、二次循环冷却管路4、多端冷却剂喷口5、冷却剂循环层6、光束7、冷却剂喷注口8、轰击点9、连接脖颈10、后端冷却回路管路11、后端喷口12、发射枪体13、合金外壳14、电子传感器15、外部电力输入端口16、聚变反应靶球存储装置17、液态化学燃料室18、放电电容组19、化学燃料涡轮/电动涡轮组20、冷却动力涡轮组21、聚变反应核心室22、冷却剂注入装置23、发电机模组24、超导发电涡轮机组25、传动轴26、电缆线路27、冷却输送管道28、燃料管路29、耐高温管道30、冷却剂管路31、第一冷却存储罐(35)。
二次循环冷却管路4为带回路系统的高压液氦(液氢等低温冷却剂)，为了避免一次循环冷却管路3的冷却压力，造成热量无法及时带走，导致升温过快的低温冷却剂压力过大而毁掉发射枪，二次循环冷却管路4提升高速度的回流冷却并高速通过高压涡轮把升温后的高温高压冷却剂速度从多端冷却剂喷口5处喷到聚变反应核心室；
多端冷却剂喷口5(画图只带上下各一下，实际数量可能远远不止，类似针孔喷注器)，由高压涡轮把冷却回路升温后冷却剂压入聚变反应核心室,也可在此注入液氢/甲烷/液氧等化学燃料燃烧，变成普通模式的化学火箭引擎，或普通模式的化学火箭引擎模式带动发电机发电机组发电给高容量电容组充电后，再起动聚变反应，或是纯以化学火箭引擎模式工作；
冷却剂循环层6存在有低温液氦/液氢或温度要求不是那么高的液氧/液氮得冷却剂，由涡轮机压入并循环，升温后部分冷却剂由涡轮压的冷却剂喷注口8处喷注口，喷到后端腔口处，继续吸收热量并喷出；
光束7为高能激光束或超高压大电流闪电束；
冷却剂喷注口8为后端腔口冷却剂喷注口，由多个喷注口组成，由涡轮机把冷却壳体升温后的冷却剂注入喷注口,继续吸收聚变所聚放的能量；
轰击点9为高能激光速或超高压大电流闪电束交汇中心，聚变靶球轰击点；
连接脖颈10为聚变反应核心室和后端喷口连接处的连接脖颈；
后端冷却回路管路11升温后由涡轮压到冷却剂喷注口8；
后端喷口12为高温高压气体后端喷口；
发射枪体13为聚变靶球发射枪体；
合金外壳14为耐高温、高热导、高强度合金外壳；
电子传感器15用于测出和计算靶球速度并求出其到达中心点时间，并控制聚激光束或闪电束启动时间。
本发明为可控核聚变(火箭)引擎的方案，也可附带冷却装置后带动涡轮机组后发电。
其中，低冷却剂优选水或液氮，例如若做功后冷凝后极大部分循环的话，首先是水；如果部分功率转换不循环的话站在成本角度上来先，优先考虑液氮了，还可以将损失部分用于推力发电或火箭引擎。
聚变反应室和后端喷口，耐高温管道，首选铪合金。
低温冷却剂首先液氦其对管道和容器腐蚀或是在高温高压下的伤害是最少的，当然，液氦，液氢，液氮，液氧，液态甲烷都可能一起使用啊，具体部分的冷却要求不同，或根据任务需要做出具体的选择即可。
放电电容组是满足和避免激光束点瞬间所需能量和对电网系统的破坏所设，c＝(2w*s)/u^2，u为电压，w为引擎最大设计功率/每秒，s为设计时希望电容组充满电后能单独给高能半导体供电的时间，单位为秒。此容量为最大电容容量，但实际将电源或激光能量转换，按理想状态实际的c值应该是最大c值的八分之一至四分之一之间吧，具体是多少可以由聚变效率实验验证和半导体高能激光的转换效率参数决定。本发明每秒消耗20克总重的聚变材料，可以小型化，不用那么变态的大功率，还可以塞进汽车里。应用于火箭的话可以直飞太空了，选液氘和液氦-3的靶球，没有辐射，如果冷却剂选的是液氢液氧，连后端再烧一烧，比冲数值极高。
本发明的拓展应用：可控核聚变火箭引擎，增加了太空航线的里程；可控核聚变火箭引擎配合发电模组，能更安全更便宜发电，放射性物质极少；可控核聚变火箭引擎的输入和输出纯能量比在1：8或以上，是同等重量普通化学最高结合能量输出的1500万倍以上，如果单纯配合发电模组发电的话输入能量和输出电力转换会降低到1：4以上的水平；如果用于聚变火箭引擎模式工作，聚变反应释放的能量能把低温冷却剂加热到十几万度，冷却剂的极速膨涨带来非常能量的喷射速度和压力及温度，带来的巨大推力和比冲将远远超过目前最高能量普通化学火箭引擎，其比冲会超过目前一般的离子引擎。可控核聚变火箭引擎可小型化且能轻量化，并且输出功率有很大范围的可控和可调空间，只要控制聚变靶球射入速度，就能控制其功率的大小了。航天应用范围更可观，只要有足够的冷却剂，就能把太空飞船速度极大的提高。并且能实现在其它大引力行星减速降落，不再补充燃料的前提下，也能直接起飞返回太空，这也是目前为止唯一能实现的方式与核聚变系统和核聚变方法。可控核聚变火箭引擎工作模式灵活多变，既能以普通液态化学燃料室工作，也能以聚变火箭引擎方式工作，用普通的液氢、液氧或甲烷、液氧时，就是普通的化学火箭引擎，以聚变反应为主时，就升级成聚变火箭引擎。可控核聚变火箭引擎启动的方式十分灵活，可由大功率裂变反应堆发电机组启动或外部大功率电源输出，也可由纯液态化学燃料室在燃烧室燃烧后，带动超导发电机组后启动。任意多台可控核聚变引擎或发电模组的并联或同时工作，由于输入和输出电力比为1：4，也就是说只要起动一台可控核聚变引擎的发电机组，就能带动4台同等功率的可控核聚变引擎同时工作了，扩展性十分良好。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。