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        載人登火運(yùn)載器核熱推進(jìn)末級(jí)總體方案初步研究

        2017-11-01 08:11:10李平岐陳海鵬洪剛朱永泉王建明北京宇航系統(tǒng)工程研究所
        國際太空 2017年9期
        關(guān)鍵詞:液氫變軌航天器

        李平岐 陳海鵬 洪剛 朱永泉 王建明 (北京宇航系統(tǒng)工程研究所)

        載人登火運(yùn)載器核熱推進(jìn)末級(jí)總體方案初步研究

        Preliminary Study on Manned Mars Landing Vehicle with Nuclear Thermal Propulsion System

        李平岐 陳海鵬 洪剛 朱永泉 王建明 (北京宇航系統(tǒng)工程研究所)

        對(duì)于載人登火任務(wù),若采用常規(guī)的化學(xué)推進(jìn)技術(shù),地球出發(fā)規(guī)模達(dá)到1400t,而采用核熱推進(jìn)技術(shù)后,地球出發(fā)規(guī)模可降低至800t。核熱推進(jìn)技術(shù)以其高比沖、大推力的獨(dú)特性能,具有化學(xué)推進(jìn)火箭無法比擬的深空探測優(yōu)勢。

        1 前言

        前期火星探測任務(wù)表明,火星上具備生命存在的某些必備條件,尤其是水的發(fā)現(xiàn),極大地激發(fā)了人類在火星上尋找生命的熱情,成為近年來國際深空探測的熱點(diǎn)。核熱推進(jìn)技術(shù)以其高比沖、大推力的獨(dú)特性能,具有化學(xué)推進(jìn)技術(shù)無法比擬的深空探測優(yōu)勢。而且隨著核動(dòng)力技術(shù)的逐步發(fā)展,核能源安全問題可以得到可靠解決。為了確保我國在未來深空探測領(lǐng)域能夠發(fā)揮更大作用,發(fā)展核熱推進(jìn)技術(shù)具有重大意義。

        本文以載人登火任務(wù)為背景,對(duì)核熱推進(jìn)運(yùn)載器的總體方案進(jìn)行了初步研究,對(duì)核熱推進(jìn)運(yùn)載器的總體性能、設(shè)計(jì)特點(diǎn)以及關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了初步分析和梳理。

        2 國內(nèi)外載人登火方案研究

        隨著人類對(duì)火星的了解越來越多,美國國家航空航天局、俄羅斯聯(lián)邦航天局、歐洲航天局都已開始進(jìn)行移民火星的科學(xué)研究,有望在21世紀(jì)30年代中期實(shí)現(xiàn)人類登陸火星的夢想。其中,美國國家航空航天局早在1988年就已經(jīng)開始了載人火星探測的方案研究,并形成了載人登陸火星的“火星參考任務(wù)”(DRM)系列方案。

        美國《載人火星探索設(shè)計(jì)參考體系5.0》(Mars DRA5.0),基本確立了“重型運(yùn)載火箭+核動(dòng)力末級(jí)”的總體方案,其基本方案為采用7發(fā)重型火箭將核熱推進(jìn)級(jí)、載人/貨運(yùn)有效載荷送至近地軌道,之后在近地軌道分別對(duì)接成2發(fā)貨運(yùn)火箭和1發(fā)載人火箭,由核熱推進(jìn)運(yùn)送至火星并返回地球。早期,美國載人火星探測方案曾提到過利用傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行載人登火,地球出發(fā)規(guī)模高達(dá)1400t。核熱推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)與化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)類似,推力也大致相當(dāng),但比沖提高到900~950s左右,地球出發(fā)規(guī)模得以降低到800t。Mars DRA5.0方案總體上采取“人貨分運(yùn)、物先人后”的原則。

        參考美國Mars DRA5.0方案,我國也開展了初步的載人登火任務(wù)規(guī)劃,按照地球出發(fā)規(guī)模700~800t考慮,共進(jìn)行7~8次發(fā)射,在近地軌道進(jìn)行5次對(duì)接。

        1)由重型運(yùn)載火箭1將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)1送入近地軌道;

        2)由重型運(yùn)載火箭2將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)2送入近地軌道;

        3)由重型運(yùn)載火箭3將軌道艙1(火星著陸下降器和上升器)送入近地軌道;

        4)由重型運(yùn)載火箭4將軌道艙2(火星表面生活艙和火星車)送入近地軌道;

        5)由重型運(yùn)載火箭5將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)3送入近地軌道;

        6)由重型運(yùn)載火箭6將液氫貯箱送入近地軌道;

        7)由重型運(yùn)載火箭7將載人擺渡航天器(含飛船2)送入近地軌道;

        8)由載人火箭將載人飛船1送入近地軌道。

        將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)1和軌道艙1在近地軌道對(duì)接,由核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)1將軌道艙1送入奔火軌道,軌道艙1與奔火變軌級(jí)1分離,之后由軌道艙1制動(dòng)、氣動(dòng)減速將下降器和上升器送入環(huán)火軌道,下降器和上升器著陸火星表面;將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)2和軌道艙2在近地軌道對(duì)接,由核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)2將軌道艙2送入奔火軌道,軌道艙2與奔火變軌級(jí)2分離,之后由軌道艙2制動(dòng)、氣動(dòng)減速將火星表面生活艙和火星車送入環(huán)火軌道,等待后續(xù)入軌的載人飛船;將熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)3、液氫貯箱、載人擺渡航天器和載人飛船1依次在近地軌道對(duì)接,航天員由載人飛船進(jìn)入擺渡飛行器,由核熱奔火變軌級(jí)3(和液氫貯箱)將載人擺渡航天器和載人飛船送入奔火軌道、環(huán)火軌道。載人擺渡飛行器和先入軌的火星表面生活艙在環(huán)火軌道對(duì)接,生活艙與擺渡飛行器其他部分分離,之后生活艙和飛船2降落在火星表面。

        完成使命后,航天員通過火星上升級(jí)和飛船2進(jìn)入火星軌道,并與載人擺渡航天器其他部分和載人飛船1進(jìn)行交會(huì)對(duì)接。返回地球之前,航天員進(jìn)入載人飛船1,與擺渡航天器分離,直接再入地球。

        3 核熱推進(jìn)運(yùn)載器方案研究

        核熱推進(jìn)動(dòng)力系統(tǒng)

        核熱推進(jìn)動(dòng)力系統(tǒng)主要包括核熱發(fā)動(dòng)機(jī)和增壓輸送系統(tǒng)兩部分組成。目前,國內(nèi)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)還處于概念設(shè)計(jì)階段,核熱發(fā)動(dòng)機(jī)在原理上與以液氫為工質(zhì)的膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)類似,不同的是將氫氧燃燒室替換成核反應(yīng)堆。液氫推進(jìn)劑從貯箱出來經(jīng)泵增壓后首先進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻夾套冷卻推力室后氣化,之后分為兩路:一路直接進(jìn)入推力室,另一路吹動(dòng)渦輪后進(jìn)入推力室。進(jìn)入推力室的氫氣經(jīng)核反應(yīng)堆加熱之后,變成高溫高壓氣體經(jīng)噴管高速噴出,形成推力。

        (1)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)比沖

        發(fā)動(dòng)機(jī)比沖正比于推進(jìn)介質(zhì)溫度的開方,反比于分子量的開方。由于材料及傳熱的限制,燃燒室溫度一般不會(huì)超過3000~4000K,因此降低分子量是提高比沖的有效途徑?;瘜W(xué)燃燒產(chǎn)物的分子量一般都超過10,而核熱發(fā)動(dòng)機(jī)可以直接將低分子量介質(zhì)加熱至高溫,從而產(chǎn)生高比沖。目前而言,核熱發(fā)動(dòng)機(jī)最好的工作介質(zhì)是液氫,既有良好的冷卻和膨脹做功能力,又是分子量最小的單質(zhì)。為最大化提高介質(zhì)溫度,核燃料棒技術(shù)水平對(duì)比沖性能起著決定性作用,是核熱發(fā)動(dòng)機(jī)最為核心的關(guān)鍵技術(shù),也是我國在核熱發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域與國外差距較大的技術(shù)。目前,俄羅斯在該領(lǐng)域處于最高水平,其三元碳化物技術(shù)可將氫加熱到2800K以上,從而實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖超過900s。在發(fā)動(dòng)機(jī)面積比為300和噴管效率為0.96的情況下,隨著氫加熱溫度的提高,比沖相應(yīng)發(fā)生變化。

        核熱發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨氫加熱溫度變化

        (2)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比

        核熱發(fā)動(dòng)機(jī)由于有核反應(yīng)堆及相關(guān)屏蔽層的存在,推質(zhì)比低于常規(guī)的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),但遠(yuǎn)大于電推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī),美國核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比設(shè)計(jì)值最高達(dá)到4.8,一般取在3~4之間。核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比取決于與核相關(guān)的組件,如反應(yīng)堆、反射層、屏蔽層、控制機(jī)構(gòu)等,與常規(guī)低溫發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)組件,如推力室、噴管、渦輪泵等質(zhì)量僅占10%左右。對(duì)于核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的反應(yīng)堆,構(gòu)成部分主要由堆芯(含燃料和慢化劑等)、反射層、反應(yīng)性控制系統(tǒng)、屏蔽以及其他堆內(nèi)構(gòu)件組成。

        以美國載人登陸火星用的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)反應(yīng)堆為例,經(jīng)估算,核反應(yīng)堆的總質(zhì)量約3422kg,而發(fā)動(dòng)機(jī)推力約111.2kN,推質(zhì)比為3.314。再綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、渦輪泵以及推進(jìn)劑輸送管等,實(shí)際工程應(yīng)用中核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比在3左右。

        (3)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)、關(guān)機(jī)性能

        常規(guī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的能量來源于推進(jìn)劑的化學(xué)反應(yīng),其加速累積和減速釋放的過程與推進(jìn)劑的供應(yīng)量直接關(guān)聯(lián),因此可以實(shí)現(xiàn)比較快速的起動(dòng)和關(guān)機(jī)。而核熱發(fā)動(dòng)機(jī)采用核反應(yīng)堆作為能量來源,其起動(dòng)關(guān)機(jī)過程很大程度上取決于反應(yīng)堆的工作需求和特性,特別是核反應(yīng)堆在停堆過程中,部分產(chǎn)物的輻射效應(yīng)還會(huì)持續(xù)較長時(shí)間,需要持續(xù)予以冷卻。

        通過分析美國的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)研制經(jīng)驗(yàn),核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)關(guān)機(jī)過程與常規(guī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)有一定的差異,尤其是在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后還要維持一個(gè)較長時(shí)間的冷停堆過程。對(duì)34噸級(jí)月球擺渡用核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)和關(guān)機(jī)特性進(jìn)行了初步分析,該發(fā)動(dòng)機(jī)以美國“運(yùn)載火箭用核發(fā)動(dòng)機(jī)”(NERVA)計(jì)劃研制發(fā)展的NRX系列發(fā)動(dòng)機(jī)為原型,設(shè)計(jì)總溫2361K,設(shè)計(jì)室壓3.1MPa,真空比沖822s,設(shè)計(jì)推力下流量為41.7kg/s。

        1)起動(dòng)過程。核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過程與常規(guī)低溫火箭發(fā)動(dòng)機(jī)有點(diǎn)類似,但時(shí)間要長得多。起動(dòng)第一階段,液氫在貯箱壓力作用下流經(jīng)渦輪泵、推力室、反應(yīng)堆等,反應(yīng)堆處于較低功率,該過程大約需要25s,主要作用是將發(fā)動(dòng)機(jī)充分預(yù)冷,并將反應(yīng)堆預(yù)熱。第二階段發(fā)動(dòng)機(jī)開始加速起動(dòng),溫度達(dá)到額定工況,推力達(dá)到額定推力的60%,歷時(shí)約22.7s;第三階段是在總溫保持不變的情況下,室壓增大至額定工況,推力達(dá)到100%,歷時(shí)約3.6s??傮w來看,核熱發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過程歷時(shí)約52s,扣除發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷時(shí)間,也需要約27s,起動(dòng)過程的平均比沖大約只有600s。

        2)關(guān)機(jī)過程。核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)機(jī)過程基本是起動(dòng)過程的逆過程,但耗時(shí)要更長一些。首先,發(fā)動(dòng)機(jī)要先降功率至60%工況。這一過程發(fā)動(dòng)機(jī)總溫保持不變,室壓降低,歷時(shí)約3.6s,此過程發(fā)動(dòng)機(jī)比沖不變;而后,發(fā)動(dòng)機(jī)在這一狀態(tài)維持1~3min,主要目的是降低后續(xù)冷停堆過程中廢熱的產(chǎn)生量,以節(jié)省推進(jìn)劑消耗;然后,發(fā)動(dòng)機(jī)總溫、推力再繼續(xù)下降到發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī),還需要維持一個(gè)長時(shí)間小流量冷卻的廢熱排放階段。該34噸級(jí)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的整個(gè)關(guān)機(jī)過程歷時(shí)約350s。整個(gè)關(guān)機(jī)過程中,發(fā)動(dòng)機(jī)平均比沖約為600s。

        核熱發(fā)動(dòng)機(jī)與常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)最大的不同就在于發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后還存在一個(gè)廢熱排放的階段,這主要是由于反應(yīng)堆停堆后,一些反應(yīng)產(chǎn)物仍然具有很強(qiáng)的放射性,會(huì)釋放出廢熱。以34噸級(jí)月球擺渡用核熱發(fā)動(dòng)機(jī)為例,該過程持續(xù)約64h,推力約為134N,比沖約400s,由于持續(xù)時(shí)間較長,這一過程中液氫消耗需要考慮,同時(shí),這一過程的冷卻氫可設(shè)計(jì)用于發(fā)電,為整個(gè)飛行器提供一定的電力來源。

        核熱推進(jìn)電氣系統(tǒng)

        核反應(yīng)堆在運(yùn)行時(shí)將放出γ射線和大量的中子,這些射線和中子將對(duì)航天器上的電子元器件和航天員產(chǎn)生危害,因此需要加以屏蔽,將其輻射水平降到許可值以下。對(duì)于空間應(yīng)用的反應(yīng)堆,由于體積質(zhì)量的限制較嚴(yán)格,其電子元器件和航天員處于相對(duì)集中的位置,可采用陰影屏蔽的方式,將輻射水平保持在較低水平。

        對(duì)于使用核動(dòng)力的航天器,一般設(shè)計(jì)成細(xì)長形結(jié)構(gòu),即儀表艙、人員艙位于一端,核反應(yīng)堆位于另一端,兩端之間為液氫貯箱。

        由于中子及γ射線的直線運(yùn)動(dòng)特定,且需屏蔽的位置相對(duì)集中,需要將屏蔽的區(qū)域放在屏蔽塊的陰影區(qū)。

        參考大亞灣和秦山核電站大修制定的防護(hù)指標(biāo),集體劑量不超過600(人·mSv),個(gè)人最大劑量不超過15mSv,考慮到核熱推進(jìn)末級(jí)受體積質(zhì)量的限制,其輻射水平可能會(huì)略高,假設(shè)核熱推進(jìn)系統(tǒng)輻射安全區(qū)的允許泄露值小于每天20mSv,此數(shù)值已大大超出大亞灣和秦山核電站大修時(shí)制訂的輻射防護(hù)指標(biāo)要求。

        按照火星探測任務(wù)周期為3年考慮,并假設(shè)上述輻射被火箭電氣產(chǎn)品全部吸收,則整個(gè)任務(wù)周期累計(jì)吸收劑量為21.9J/kg,在目前的產(chǎn)品水平下,非抗輻射半導(dǎo)體元器件可以承受不小于100J/kg的電離輻射劑量??梢姡鸺姎猱a(chǎn)品受到的輻射劑量要小于元器件的承受能力,核熱推進(jìn)對(duì)電氣系統(tǒng)方案并不產(chǎn)生本質(zhì)影響,但是核熱發(fā)動(dòng)機(jī)必須具備基本的輻射屏蔽能力,將對(duì)外輻射控制到一個(gè)可接受的范圍內(nèi)。

        對(duì)于深空探測任務(wù),復(fù)雜的深空輻射環(huán)境是航天器面臨的主要環(huán)境,暴露在地磁層之外的深空環(huán)境中充滿了高能量的混合空間輻射。根據(jù)航天器在深空的飛行階段可將深空環(huán)境分為三部分:一是從地球飛往其他星球旅途中的空間輻射環(huán)境,其主要輻射源是太陽粒子事件和銀河宇宙射線;二是航天器降落星體過程中的空間輻射環(huán)境,其主要輻射源為星體磁場俘獲的太陽宇宙射線和銀河宇宙射線粒子;三是航天器所降落的星體表面的輻射環(huán)境,主要是星體吸收宇宙輻射后所發(fā)生的二次輻射。

        深空輻射環(huán)境引起的危害主要是輻射損傷和單粒子事件,深空輻射環(huán)境中充滿的高能電子、質(zhì)子和少量的重離子與航天器材料作用,將引起航天器材料的性能損傷與破壞,其中高能電子對(duì)航天器材料產(chǎn)生電離作用、高能質(zhì)子和重離子對(duì)航天器材料產(chǎn)生電離作用和位移作用。在進(jìn)行深空探測航天器電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí),要考慮光熱輻射引起的單粒子事件造成計(jì)算錯(cuò)誤,或改變存儲(chǔ)器中的數(shù)值等風(fēng)險(xiǎn),軟件設(shè)計(jì)時(shí)需考慮這種情況,采用計(jì)算冗余、錯(cuò)誤校驗(yàn)等方法進(jìn)行檢測判別,確保箭機(jī)計(jì)算的正確性。

        核熱推進(jìn)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)

        核熱推進(jìn)上面級(jí)的工作環(huán)境在大氣層以外,不會(huì)受到氣動(dòng)載荷的作用,因此其結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)可以不受氣動(dòng)外形限制。以俄羅斯發(fā)布的核熱動(dòng)力運(yùn)載器的概念圖為例,運(yùn)載器的主體承載結(jié)構(gòu)以桿系為主,以此來提高運(yùn)載器結(jié)構(gòu)效率。而且由于沒有整流罩空間的限制,有效載荷結(jié)構(gòu)形式的靈活性更大、空間分布方案更多。

        核熱推進(jìn)系統(tǒng)只需要液氫一種工質(zhì),因此只需要液氫一種貯箱,不需要另外設(shè)置氧化劑貯箱,在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上的約束更少,可以更好地進(jìn)行結(jié)構(gòu)方案的優(yōu)化。但是采用核熱發(fā)動(dòng)機(jī)后,相比常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)將承受更惡劣的高溫環(huán)境條件,這就需要在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程中全面考慮發(fā)動(dòng)機(jī)附近結(jié)構(gòu)、儀器和電纜等的熱防護(hù)需求,保證各系統(tǒng)、單機(jī)的正常工作。而且與常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)相比,核熱發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)更加笨重,這就需要增大發(fā)動(dòng)機(jī)部分,尤其是反應(yīng)堆周圍的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度,同時(shí)保證發(fā)動(dòng)機(jī)各部件的密封性。

        4 核熱發(fā)動(dòng)機(jī)總體參數(shù)

        核熱發(fā)動(dòng)機(jī)主要性能參數(shù)

        參考美國Mars DRA5.0方案,提出了與美國類似的載人登火初步方案,地球總出發(fā)規(guī)模約700~800t,分三次完成地火轉(zhuǎn)移,單次地球出發(fā)規(guī)模約300噸級(jí)。通過分析從停泊軌道分別加速至地球出發(fā)能量C3e為8或20km2/s2時(shí)的發(fā)射效率、工作時(shí)間、引力損失以及入軌質(zhì)量,給出核熱推進(jìn)末級(jí)的推力規(guī)模以及核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的總體參數(shù)建議。

        假設(shè)停泊軌道為高度200km的近地圓軌道,核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比取3、比沖取905s,考慮引力損失影響,不同推力規(guī)模情況下,對(duì)核熱推進(jìn)運(yùn)載器的發(fā)射效率情況進(jìn)行分析,其中,發(fā)射效率指扣除核熱發(fā)動(dòng)機(jī)干重的入軌質(zhì)量(進(jìn)入地火轉(zhuǎn)移軌道)與停泊軌道出發(fā)質(zhì)量的比。可以看出,當(dāng)過載在0.13~0.16之間時(shí),其發(fā)射效率最高。

        在發(fā)射效率已經(jīng)考慮了不同過載的情況下,變軌時(shí)間不同帶來引力損失影響,具體影響為過載越小,工作時(shí)間越長,引力損失越大,但發(fā)動(dòng)機(jī)干重較小。按照單次地火轉(zhuǎn)移的出發(fā)規(guī)模300t考慮,核熱推進(jìn)劑運(yùn)載器的推力應(yīng)該在45t左右最佳,結(jié)合美國、俄羅斯核熱發(fā)動(dòng)機(jī)研究情況,建議核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推力按照15t考慮,核熱推進(jìn)運(yùn)載器按照3機(jī)并聯(lián)。

        5 結(jié)束語

        核熱推進(jìn)技術(shù)以其大推力、高比沖等特點(diǎn)在未來深空探測任務(wù)中具有無可比擬的優(yōu)勢,但也應(yīng)看到,目前距離核熱技術(shù)的工程應(yīng)用還有很長的路要走,還需要攻克很多的技術(shù)難題。根據(jù)目前的基于核熱推進(jìn)的載人登火任務(wù)分析,核熱推進(jìn)運(yùn)載器從地球出發(fā)到達(dá)火星需要約180天,在火星停留一段時(shí)間后(一個(gè)星期至一年半時(shí)間不等),核熱發(fā)動(dòng)機(jī)再點(diǎn)火返回地球,因此推進(jìn)劑長期貯存時(shí)間應(yīng)至少為半年時(shí)間,這對(duì)現(xiàn)有液氫長期儲(chǔ)存技術(shù)的挑戰(zhàn)極大。另外,核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推力高溫氣氫比熱(總溫2500K時(shí)約為20000kJ/kg ·K)要遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫燃?xì)獗葻幔ㄈ細(xì)饪倻?400K,燃?xì)獗葻?000kJ/kg ·K左右),導(dǎo)致壁面熱流密度高于傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī),從而給冷卻帶來極大困難。因此,要實(shí)現(xiàn)核熱推進(jìn)在載人登火任務(wù)中的應(yīng)用,需重點(diǎn)解決核熱反應(yīng)堆小型化、核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推力室冷卻、推進(jìn)劑長期貯存等重大技術(shù)難題。

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