[科普中国]-热核推进

背景

推进技术是空间活动的重要支撑技术之一。随着空间活动规模的不断扩大，要求航天器的飞行时间不断延长、载荷不断提高。传统的化学能由于比冲小(当前比冲最高的液氢液氧火箭发动机最高比冲约为4500m·s-1)、能量密度低，已很难适应未来空间活动的需要;太阳能则由于工作环境的限制，无法完成远离太阳的航行需求。热核推进具有功率高、寿命长、比冲大、不受外界环境影响等特点，特别是随着推进系统工作时间的增加，热核推进的质量优势更加明显。如采用氢气作为工质的核热火箭比冲可达104m·s-1以上，其速度增量大于22m·s-1，远大于液氢液氧火箭发动机的速度增量(约10m·s-1)，超过了第三宇宙速度(16.7m·s-1)，可广泛用于将来的空间任务，包括太阳系内的空间任务和星际间的空间任务。核反应堆可以长时间提供能量，不需要太阳能等外部能量，对外太空星球表面的辐射带也不敏感。因此，热核推进在执行长时间深空探测和星际航行任务时具有不可替代的优势。经过几十年的发展，固相核裂变反应堆技术已经得到了广泛的研究和应用，核电站、核动力舰船等核能应用系统技术日趋成熟，然而将核裂变能用于空间推进还处于理论与实验研究阶段。空间热核推进主要是利用核裂变能加热工质，再将加热后的高温高压工质定向喷出而获得推力。空间热核推进系统通常采用氢气作为工质兼冷却剂。氢气具有优良的导热性能，其导热性能可与金属材料相当;它在高温低压状态下容易离解为氢原子，并吸收大量的热量，因此，它是最好的冷却介质之一，同时由于其分子量小，也成了最优良的推进剂。

研究概况美国和苏联/俄罗斯在20世纪50年代中期先后启动了热核推进发动机发展计划。几十年来，虽经历多次起伏，仍然取得了相当的成就，为热核推进的空间应用奠定了基础。

1、美国热核推进反应堆研究概况

美国于1955年启动了Rover计划，以大型洲际弹道导弹为应用背景，研制大型热核推进发动机。20世纪60年代，以载人月球探测工程为需求，美国启动了用于空间推进的热核推进发动机研制计划NERVA。NERVA计划利用Rover的成果进一步研制了一套推力为35t、比冲不低于8250m·s-1、持续工作时间超过1h的飞行样机。为克服NERVA计划中核火箭质量大、推重比低的缺点，20世纪80年代中期美国国防部开始了一项新的计划———空间热核推进(spacenuclearthermalpropulsion，SNTP)计划，该计划以研究结构紧凑、质量轻的热核推进发动机为目标，研究对象为粒子球床反应堆(particlebedreactor，PBR)。20世纪90年代至21世纪初，空间发展因为没有竞争而失去了强劲推动力，热核推进发动机的研制也一度陷入停顿。尽管如此，美国航空航天局仍然小规模地支持热核推进研究工作，包括技术革新研究和应用分析，提出了对反应堆和整个推进系统的多项改进措施，同时系统地论述了热核推进在月球开发利用和深空探索领域的应用方案。这期间有代表性的反应堆设计方案为佛罗里达大学设计的一种蜂巢结构的反应堆SLHC，该反应堆发展了NERVA计划中反应堆的优点，提高了反应堆的堆芯温度，同时减少了反应堆质量，使得发动机的比冲与推重比有了较大提升。

2010年，美国重启载人火星探测计划，计划将于2030年后登陆火星，热核推进火箭成为执行任务的首选推进方案。

2、俄罗斯热核推进反应堆研究概况

俄罗斯在热核推进反应堆的研制中采用了非均匀堆芯布置的设计思想，在堆型选取上以高温气冷堆为主，同时建立了燃料元件及组件的实验考核平台。在俄罗斯的空间热核推进反应堆设计中，最引人关注的是用于火星探测的RD-0410反应堆。

RD-0410反应堆采用非均匀堆芯设计、氢化锆作慢化剂及三元碳化物纽带型燃料元件，极大地增加了堆芯内部的换热面积。1

原理右图给出了以液氢为推进剂利用核裂变热能进行推进的固态反应堆推进器的工作原理。将富含核燃料和中子慢化剂的堆芯材料制成具有较大换热面积的多孔结构，用氢作为冷却剂流过堆芯，使其在冷却反应堆堆芯的同时吸收大量热能，变成高温氢气，高温氢气经喷管喷出后产生推力。

其流程是：氢泵增压→冷却流道蒸发→部分氢气驱动氢泵→核反应堆内换热成为高温、高压氢气→喷管喷出产生推力。2

实现途径1、固相核热火箭发动机

尽管核能具有巨大的潜力应用于空间推进，但是这种潜力能够多大程度发挥，则取决于人类能够多大程度控制核能的释放：能够控制的能量释放率阈值越高，可以获得的比冲越大。固相核裂变是目前人类掌握的唯一一种对核能释放的控制方法，该方法的基本要求是核能量释放时核燃料保持固态。显然，为了保证燃料块不至于熔化，就需要将核能释放率控制在非常低的阈值以下，远未充分发挥核能的潜力。以此种能量释放率驱动的推进器，或者比冲远低于理论上限（热核推进），或者需要牺牲推力及系统重量以换取高比冲（核电推进）。另一方面，因为核能释放率低，核反应产物极其微量，且不易从固体燃料块中分离，所以核反应产物不能作为推进剂，必须外带推进剂。即使核能以如此远低于理论上可能的速率释放，通过合理的结构设计及推进剂、运行参数选择，仍然可以获得比化学推进高得多的性能。2

2、推进剂与核燃料

推进剂能够获得的最高温度受限于固体核燃料的熔点，而在相同喷管入口温度情况下，分子量越小的推进剂能够获得的理论比冲越高--显然，以氢为推进剂是最佳选择。关于固体核燃料制备，因为所能耐受的最高温度上限直接决定发动机的比冲性能，所以首要要求是耐高温；另外，核燃料表面暴露于高速氢流中以交换热量，所以还需要耐受氢的还原性腐蚀和高速流动的冲刷以获得更长工作寿命。采用混合-冷压-烧结-表面CVD沉积的工艺流程成功开发了多种应用于热核推进的固体核燃料。图3给出了其中几种的晶相结构，分别是：图3(a)UC2颗粒分散在石墨的基质中；图3(b)涂有热解石墨PyC的UC2小球分散在石墨的基质中；图3(c)(U，Zr)-C/石墨的复合材料，形成连续的网状结构；图4(d)(U，Zr)-C的固体溶液。其中，在图3(b)、(c)结构的表面用CVD方法沉积ZrC保护层。试验表明，这些核燃料能在3000K、氢还原氛围中耐受至少十数小时。

3、换热设计

另一个关键问题是固体核燃料与推进剂之间的换热设计。描述换热性能优劣的一个最重要指标就是体积换热效率：单位体积固体燃料内能够交换的热功率。该指标直接决定发动机的另外一个重要性能指标：推力/重量比。显然，体积换热效率越高，相同推力要求情况下所需要的发动机体积越小，重量越低，推力/重量比越高。以下简单介绍已经实现的几种换热方案。

图4所示的是最早实现的换热方案：蜂巢多孔棱柱方式。其中的燃料单元是长六棱柱形式，内部开有19个孔作为与推进剂的换热流道。大量截面是正六边形的燃料单元与同样是六棱柱的连接单元通过侧面紧密堆积布置，其剖面形如蜂巢。

图4所示的换热结构形式，为保证结构强度，换热孔不能太密；另一方面，因为不易控制堆体内的释热强度分布与换热过程的匹配，导致堆体内的换热强度分布不均匀，有些区域大、有些区域小甚至为负值（高温推进剂反向传热给固相核反应堆）。以上原因导致此种结构形式的体积换热效率不高，发动机结构较笨重，推重比不高（3~5）。

图5为另外一种反应堆换热方案：颗粒床型（PBR）。基本燃料单元为具有适当结构的圆形小颗粒（毫米量级直径），充填于被内透膜与外透膜包裹的、带有内流道的柱状体（即颗粒床）内，然后将该柱状颗粒床置于由慢化剂材料加工出的长六棱柱（称慢化器）的中心圆孔内，构成一根燃料棒；沿棱柱型慢化器的适当位置和走向开出若干通道，将推进剂引到外透膜与慢化器内壁间的间隙内，并从外透膜透入颗粒床内，被其中的热燃料颗粒加热后再从内透膜透出进入内流道流向集气腔。与图2类似，采用同样的堆积布置方式将多根长六棱柱型燃料棒排列成整个发动机的反应堆。由于推进剂被分散加热，并且冷气/热气分开流动，该反应堆方案的体积换热效率较高，可以获得较高的推重比（20~40）。

发展趋势从热核推进的发展历史来看，未来的发展趋势应包括如下5个方面:

1)推进系统轻量化

推进系统自身的轻量化是提高其携带有效载荷的重要手段。对当前的技术水平分析可知，热核推进相比化学推进减少了燃料的携带量，但同时增加了反应堆堆芯与相应的屏蔽体质量，总体效果提升并不显著。未来要解决热核推进系统的轻量化问题，一方面要依赖于设计思想的改进，另一方面则需要新型材料研制的突破。

2)小型模块化堆芯

单个热核推进器的小型化、模块化是热核推进系统的发展方向之一。在单一的推进器性能无明显提升的情况下，整个推进系统可由模块化的多个推进器构成，使得推进系统工作的灵活性增强。模块化的推进系统避免了单个高功率反应堆设计中难以解决的技术问题，同时提高了系统的可靠性。

3)多模式运行

反应堆内的核裂变所提供的热能，一方面可直接用于热核推进，另一方面也可为航天器提供充足的电力供应。此外，也可在航天器上增加电推进系统，在脱离星球引力时使用具有高推重比的热核推进方式快速加速，在行星际间飞行时则切换为具有高比冲的电推进方式，这样可以延长反应堆的寿命，从而实现更远距离的探测任务。实际上，美国在DRA5．0计划的热核推进反应堆设计中已经引入了这一设计理念。

4)多样化堆芯

固相反应堆的相关技术发展较为成熟，应用于热核推进的可行性较大，然而采用固相反应堆的热核推进系统比冲较小，限制了航天器的活动范围。一些新型的非固相反应堆设计思想已被提出。

5)多环境应用

作为推进系统，热核推进不仅能适应深空探测及行星际航行的需求，同时也可应用于其他环境。在解决反应堆的固有安全性及推进剂放射性的前提下，在大气层范围内应用热核推进可以满足某些长航时、连续工作的飞行器应用需求。在大气层范围内可利用空气作为推进剂，避免了携带大量的推进剂，使整个飞行器的体积与质量能控制在更小的范围内。特别值得提出的是，采用间接循环方式的热核推进发动机方案。1