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> 化学ロケットならば、ＭＳ動かすのにもその二倍３倍もの容量数百ｔの推進剤が要るんだから。

もう少しお勉強してください。
ロケット推進力は推進剤の質量とそれを噴出させる速度で決まる。
噴出速度は推進剤の膨張量に左右される。
単純に言えばガス温度が高くなるほど高出力になるって事だ。

核融合炉の熱交換で推進剤を・・・って言うが
その場合熱交換によるロスが生ずる。
熱交換を行う部分の素材の熱耐久性も問題だ・・・
現在の原子炉でもそうだが加熱温度は300〜500℃がせいぜいだろう・・・

推進剤の気化する際の潜熱も損失になる。
トータルでみれば極めて低効率だよ。
おまけに推進剤投入してから沸騰させ気化膨張、噴出までの
タイムラグが大きそう。

対するロケットエンジンはＨ2の場合でも燃焼温度が3000度以上だ。
熱交換をしないので熱遮蔽のみを考えればよいので耐熱性もクリアできてる。
燃焼温度が高いので膨張力が大きく、よって高効率になる。