解家春，霍紅磊，蘇著亭，趙澤昊

（中國原子能科學研究院 反應堆工程技術研究部，北京 102413）

0 引 言

隨著科學技術的發(fā)展和人類文明的進步，人類研究宇宙起源與演化、探尋地外生命信息的渴望更加熱切，因此需要更快、更遠、更頻繁地開展空間飛行任務，對月球、行星等天體進行探測和研究。

空間推進系統(tǒng)是空間飛行任務的核心技術之一?？臻g推進系統(tǒng)的推力、比沖和工作壽命直接決定了任務的范圍、規(guī)模和周期[1]。目前空間飛行任務主要使用的是化學火箭發(fā)動機，最高比沖約為500s左右，且已基本達到極限[2]。如采用化學火箭發(fā)動機執(zhí)行未來的深空探測任務，尤其是載人深空探測，其將無法完成發(fā)射規(guī)模大、任務周期長的任務且將難以承受高額的成本費用，不能滿足未來載人火星探測、大型星際貨物運輸?shù)瓤臻g任務的需求[3]。因此，發(fā)展先進的空間推進技術已成為必然選擇。

先進的空間推進技術包括電推進技術、太陽能推進技術、激光推進技術、核熱推進技術等。這些推進技術的主要特點是比沖很高，可達千秒甚至上萬秒。其中激光推進受限于激光器功率、激光束控制、能量轉換等方面的限制，推力較小，技術成熟度也不高[4-5]；太陽能推進依賴陽光照射，不適合遠離太陽的推進任務，且推力也較小[6-7]；電推進受到輸入電功率和效率等因素的限制，推力也很小[7-8]。以上3種先進的推進技術很難滿足未來空間飛行任務對推進系統(tǒng)的高比沖、大推力的要求。

核熱推進采用核反應堆加熱推進工質，比沖可達1000s左右，推力可達數(shù)十千牛甚至上百千牛[9]，兼具比沖高和推力大的特點，是未來空間飛行任務，尤其是載人深空探測任務和大型星際貨運飛行任務的理想推進選擇之一。

本文將對核熱推進的原理和用途進行闡述，分析總結國際核熱推進技術的發(fā)展歷史、發(fā)展現(xiàn)狀和技術發(fā)展趨勢，總結歸納核熱推進研發(fā)的主要關鍵技術，并針對我國技術現(xiàn)狀提出發(fā)展建議，以期為我國核熱推進技術的發(fā)展提供一定的參考和借鑒。

1 核熱推進技術簡介

1.1 核熱推進原理

核熱推進又稱核熱火箭發(fā)動機，是利用核反應堆的裂變熱能將工質加熱到很高的溫度，而后使高溫高壓工質經(jīng)噴管排出，從而產生推進動力。核熱推進的原理如圖1所示。

圖1 核熱推進原理示意圖Fig. 1 The schematic diagram of nuclear thermal propulsion

核熱推進一般采用氫氣作為工質，工質的流程如下：液氫泵將液氫從工質儲箱中抽出，并通過管道將其送入噴管外部的環(huán)腔。氫氣向上依次流過噴管環(huán)腔、反射層、堆頂環(huán)腔和輻射屏蔽層；然后進入渦輪機，驅動氫泵，從渦輪機排出后，向下通過反應堆堆芯；最后，經(jīng)過堆芯加熱的高溫、高壓氫氣進入噴管加速噴出，產生推進動力。在流動過程中，作為工質的氫氣依次冷卻噴管壁、反射層和堆頂屏蔽等結構，帶走堆芯產生的熱量。同時，在這一過程中，由于不斷受熱，氫的溫度上升很快，其物理狀態(tài)也相應地從液氫泵出口時的低溫液態(tài)迅速變成從反應堆出口時的高溫氣態(tài)（約3000K）。

核熱推進的能量傳遞和轉換過程為：核燃料發(fā)生裂變反應產生的裂變能在堆芯內轉換為熱能，而后經(jīng)傳導、對流等方式傳遞給氫氣工質，使工質溫度升高，成為工質的內能。高溫氫氣從反應堆排出后，進入收縮擴張噴管，其內能大部分轉換為定向動能，使氫氣以很高的速度噴出，從而產生推力。

1.2 核熱推進的反應堆

核熱推進的反應堆按照燃料形態(tài)可分為固態(tài)堆芯、液態(tài)堆芯和氣態(tài)堆芯3種。

固態(tài)堆芯的核燃料為固態(tài)，反應堆運行溫度不能超過燃料的熔點。固態(tài)堆芯與陸地應用的核反應堆形態(tài)相同，燃料形狀固定，易于約束，與工質分界明顯，可形成固定的工質流道，便于與工質之間的傳熱，因此實現(xiàn)難度相對較小。但由于固態(tài)核燃料耐受溫度較低，只能將工質加熱到3000K左右，以致于該種類型的核熱推進比沖較低。

液態(tài)堆芯的核燃料為熔融狀態(tài)，不存在熔化問題，但不能氣化。由于液態(tài)堆芯的運行溫度更高，可將工質加熱到5000K左右，故可獲得更高的比沖[10]。對于液態(tài)堆芯而言，熔融狀態(tài)燃料的形成、熔融狀態(tài)燃料的包容和控制，工質與熔融燃料之間的高效傳熱等問題很難解決。

氣態(tài)堆芯的燃料為等離子氣態(tài)，采用磁場等方式將燃料約束在堆芯內。氣態(tài)燃料不與包容材料直接接觸，因此可達到上萬K的溫度，獲超過5000s的比沖[11-12]。氣態(tài)堆芯的問題在于高溫燃料難約束、燃料損失率較高、除燃料外的結構溫度過高、噴管難以承受高溫等。

對于液態(tài)堆芯的核熱推進，僅開展了概念研究，技術成熟度很低。對于氣態(tài)堆芯核熱推進，在20世紀中期開展了理論分析，采用鈾箔片模擬氣態(tài)鈾進行了臨界試驗[10]，采用氟利昂和空氣模擬了燃料與工質之間的流動傳熱，但此后未再進行深入研究，技術成熟度也較低。而對于固態(tài)堆芯的核熱推進，不僅進行了大量的方案設計和理論分析，而且研發(fā)出了耐高溫的燃料元件，建成了地面原型樣機，并進行了大量的啟動運行試驗，技術成熟度最高，始終是研究的主要方向。因此，除非特別說明，本文中的核熱推進僅指固態(tài)堆芯核熱推進。

1.3 核熱推進的特點

衡量火箭發(fā)動機的一個重要參數(shù)是比沖。比沖反映了火箭發(fā)動機利用工質的效率。對于熱火箭而言，比沖與推力室工質溫度的平方根成正比，與工質分子量的平方根成反比。因此，如要提高比沖，要么提高推力室工質溫度，要么降低工質分子量。工質溫度受到推力室材料的最高許可工作溫度的限制。從目前各種材料的性能來看，最高許可工作溫度約3000多K[13]，其基本沒有進一步提升的空間。因此，很難通過提高推力室工質溫度的方法來增大火箭發(fā)動機的比沖，可行的辦法是減小工質的分子量。

核熱推進的能量來源于核燃料的裂變反應，而不是工質的燃燒，工質只是被核反應堆加熱，不參與裂變能量的產生，因此核熱推進僅需要一種工質即可，不像化學火箭那樣既需要燃料又需要氧化劑，這就擴大了工質的選擇范圍。當核熱推進選用分子量最小的氫氣（分子量為2）作為工質時，在推力室工質溫度與化學火箭發(fā)動機相差不多的情況下，其比沖可達1000s左右，約為液氧液氫火箭比沖的兩倍。由于核燃料的能量密度極大，核熱推進只需裝載稍多于臨界質量的核燃料就能實現(xiàn)長時間工作。核反應堆的熱功率還可以做到很大，能夠使核熱推進產生與化學火箭發(fā)動機相當?shù)耐屏Α＞C上，核熱推進具有比沖高、推力大、工作時間長的特點。

1.4 核熱推進的應用展望

核熱推進適用于載人深空探測、大型空間運輸?shù)刃枰弑葲_、大推力的空間飛行任務。

對于火星探測等載人深空探測任務，因受到近地軌道初始質量和任務時間的限制，故很難采用化學推進和電推進，而采用核熱推進可以同時滿足這兩方面的要求[14]。從20世紀90年代開始，美國的載人火星設計參考任務DRM-1、DRM-3、DRA-5等的系統(tǒng)中，都采用核熱推進作為載人火星任務的主推進動力[15-17]。其中DRA-5任務于2009年發(fā)布，采用多次發(fā)射、多次對接的方式。在該任務設計中，3個推力為111.2kN的核熱推進發(fā)動機構成了通用推進艙，用于載物火星飛行和載人火星往返，單個核熱推進的質量約為3.5t，當用于載人推進時，比沖為906s，用于載物推進時，比沖為940s[18]。經(jīng)分析，采用核熱推進后可將地球出發(fā)規(guī)模由1400t降低至800t左右，總飛行時間約為350天[17]。我國研究人員也提出了類似的載人火星探測方案設想[19]。

張澤旭等人設計了采用核熱推進的載人小行星探測任務的飛船，用于探測編號4660的nereus小行星任務[20]。李志海、王開強等在載人小行星探測任務中，都提出了采用核熱推進作為主推進方式的設想，并將其列為需要攻關的關鍵技術之一[21-22]。高朝輝等在基于新型動力的載人火星探測任務展望中也提出采用核熱推進具有突出優(yōu)勢[23]。

空間太陽能電站是指在地球同步軌道布置大規(guī)模的太陽能帆板和轉換裝置，將太陽能轉換為電能，再通過無線能量傳輸方式將電能傳回地面[24]。據(jù)估算，一個實用化的空間太陽能電站的入軌質量需達到萬噸級[25]，同時需要在較短的周期內實現(xiàn)發(fā)射入軌和在軌組裝。因此，為了使空間太陽能電站發(fā)電的成本合理，需要采用經(jīng)濟的發(fā)射方式運送大批材料。如采用核熱推進作為發(fā)射空間太陽能電站模塊的運載火箭的末級，由于其比沖高，可大幅提升火箭的運載能力，可使建設空間太陽能電站的成本大幅下降[26-27]。

近年來，世界主要航天大國紛紛啟動了月球探測活動，而在這些新一輪的探月高潮中，很多國家都把建立月球基地作為最終目的[28]。為了將人員和建設材料運往月球，飛行器需要多次往返于地月之間。如果采用核熱推進，從地球表面到月球表面的整個運輸過程包括以下3個步驟，即采用化學火箭將載荷從地球表面運輸?shù)降厍蚪剀壍?，再使用核熱推進將載荷從地球軌道運輸?shù)皆虑蜍壍溃詈笤偈褂没瘜W火箭將載荷從月球軌道運輸?shù)皆虑虮砻鎇29-30]。由于核熱推進工作時間長、可多次啟動，經(jīng)補充工質后，可多次在地月之間穿梭，所以能夠有效地縮短地月之間的飛行時間，降低成本。

2 國外核熱推進技術的發(fā)展

國外對核熱推進技術的研究可追溯到20世紀50年代，在其后的半個多世紀中，美國和俄羅斯/前蘇聯(lián)對核熱推進技術開展了大量的研究工作，設計了多個核熱推進方案，研制出耐高溫的反應堆燃料元件，建成了地面專用試驗設施，開展了發(fā)動機整機地面試驗，取得了巨大的成就，但尚未進行飛行試驗，與實際應用還有一定距離。近年來，隨著載人探索火星和小行星任務的提出，美國核熱推進技術研究正在迅速復興，漸入高潮。

2.1 美國核熱推進技術的發(fā)展

美國原子能委員會（United States Atomic Energy Commission，AEC）和美國國防部（United States Department of Defense，DOD）于1955年啟動了致力于核熱推進技術研究的“流浪者”（ROVER）計劃，擬將核熱推進應用于推進大型洲際彈道導彈[31]。ROVER計劃初期由洛斯·阿拉莫斯實驗室（Los Alamos National Laboratory，LANL）負責開展先期理論研究工作，勞倫·斯利弗莫爾國家實驗室（Lawrence Livermore National Laboratory，LLNL）負責核燃料和反應堆的設計，洛克達因公司（Rocketdyne）負責工質輸送系統(tǒng)和再生冷卻噴管的設計[32]；不久后，在內華達州的拉斯維加斯西北部建立了大型的核熱推進試驗基地。整個ROVER計劃期間共進行了14個不同系列核熱推進反應堆部件和發(fā)動機組件的熱試車，如KIWI系列、Phoebus系列、Peewee-1及Nuclear Furnace-1等，取得了豐富的數(shù)據(jù)，為發(fā)動機整機研制奠定了基礎[33]。

60年代“阿波羅”載人航天計劃啟動后，AEC和美國國家航空航天局（NASA）又以ROVER計劃開發(fā)成果為基礎，啟動了NERVA（Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application）計劃，設想將這項技術用于80年代初的火星、木星、土星及更遙遠行星的載人探索任務[34]。NERVA計劃對高比沖、大推力、可重復使用的核熱推進系統(tǒng)進行示范論證，技術目標是將推力達到334 kN、比沖達到化學火箭的兩倍即825 s、運行時間600min。NERVR計劃期間共進行了6次發(fā)動機的熱試車（NRX系統(tǒng)、XE-PRIME發(fā)動機），考核了包括比沖、重復啟動性、變推力能力、持續(xù)工作壽命等在內的多種性能[35-37]。

ROVER/NERVA計劃取得了豐碩的成果，表1給出了在試驗中取得的性能最優(yōu)值[38]。在ROVER/NERVA計劃期間，通過多種地面試驗反饋，發(fā)動機及其反應堆的設計不斷得到完善，尤其是改進了核燃料元件的設計[39]。燃料元件的燃料類型從最初的二氧化鈾（UO2）彌散于石墨基體及熱解石墨包覆的碳化鈾顆粒彌散于石墨基體，最終發(fā)展為碳化鈾/鋯復合燃料彌散于石墨基體；元件外形從最初的板形、圓柱形，發(fā)展為帶19個工質孔道的六棱柱形；工質通道包覆材料從碳化鈮/鉬，發(fā)展為碳化鋯（ZrC）[40-41]。隨著設計的改進，燃料元件的耐高溫、耐熱氫腐蝕、功率密度等性能不斷提高，并解決了元件與包覆材料的熱膨脹系數(shù)不匹配問題，使得堆芯出口的工質溫度出口溫度提高到2550K以上[42-43]。后期在反應堆內還加入了含有氫化鋯的支撐元件，增強了中子慢化能力，進一步提高了堆芯的功率密度，從而提高了發(fā)動機的推重比，如圖2所示?？傮w來說，ROVER/NERVA計劃達到了較高的技術成熟度（5～6級），驗證了多種推力水平（25、50、75和250klbf）、基于碳化物的高溫核燃料、發(fā)動機持續(xù)運行能力和再啟動能力，具備了開展飛行試驗樣機研制的技術條件[44]。

表1 ROVER/NERVA計劃試驗中取得的最優(yōu)性能值Table 1 The best acquired values in ROVER/NERVA tests

圖2 ROVER/NERVA計劃期間的燃料元件/支撐元件Fig.2 Fuel element and tie tube of ROVER/NERVA

在ROVER/NERVA計劃進行的同時，AEC發(fā)起710計劃，委托通用電氣公司開發(fā)一種可用于移動電源和推進的高性能、快中子譜的難熔金屬反應堆[45]。在710計劃期間，通用電氣公司成功開發(fā)出將UO2彌散于難熔金屬（鎢（W）、鉬（Mo）、鉭（Ta）等）的金屬陶瓷燃料元件，并進行了性能測試。在測試中，這種燃料元件表現(xiàn)出良好的耐高溫性能、結構穩(wěn)定性和裂變產物滯留能力，并且與高溫氫氣的相容性很好，具有較長的壽命和多次啟動的潛力[46]，成為了核熱推進反應堆的候選燃料元件之一。基于這種燃料元件，美國阿貢國家實驗室（Argonne National Laboratory，ANL）設計了ANL2000和ANL200核熱推進發(fā)動機[47]，反應堆熱功率分別為2000MW和200 MW，推力分別為445 kN和44.5 kN，比沖為821 s，運行時間可達10h，燃料峰值溫度為2 973 K。ANL2000反應堆如圖 3所示。

圖3 ANL2000反應堆Fig. 3 The reactor of ANL2000

20世紀80—90年代初，美國開展了星球大戰(zhàn)計劃，DOD和美國戰(zhàn)略防御計劃局設想使用核熱推進作為攔截彈道導彈和進行空間軌道轉移的動力，于1987年制定了Timberwind計劃[48]。后由于冷戰(zhàn)結束，1992年該計劃改名為SNTP（空間核熱推進），并持續(xù)到1994年[49]。在Timberwind/SNTP計劃期間對顆粒床反應堆進行了深入研究。

顆粒床反應堆（PBR）由布魯克海文國家實驗室（Brookhaven National Laboratory，BNL）提出。PBR采用類似于包覆燃料顆粒構成燃料床。包覆燃料顆粒的核心為碳化鈾，內包覆層為熱解碳，起包容裂變產物的作用，外包覆層為ZrC，可阻止高溫氫氣侵蝕。燃料顆粒直徑約400 μm，運行溫度可達3 000 K以上。燃料床裝于冷套管和熱套管的同軸空間內。冷熱套管和燃料床構成的燃料元件被裝入六棱柱慢化劑塊（7LiH）內。工質從慢化體與燃料元件的間隙進入，沿徑向通過冷套管、燃料床和熱套管，最后沿燃料元件中心孔軸向排出堆芯[50]。PBR的構成如圖 4所示。

PBR的優(yōu)點在于：選用了性能更好的慢化劑，減小了堆芯的體積和質量；采用包覆顆粒構成燃料床，增大了換熱面積，使功率密度提高到40 MW/L[51]；冷卻劑在燃料床內徑向流動，縮短了流程，降低了流動阻力。據(jù)稱基于PBR的核熱推進發(fā)動機推重比可達20以上[52]，但直至計劃結束時，其可行性還沒有得到完全驗證，燃料的物理特性和熱力學特性還需驗證，工質在燃料床內的流動穩(wěn)定性和是否會出現(xiàn)不可接受的熱點還需要評估[53-54]。

1989年，在紀念人類登陸月球20周年會議上，時任美國總統(tǒng)喬治·布什（George W. Bush）發(fā)布了太空探索倡議（SEI），提出要重返月球并探索火星[55]。在綜合各方面信息后，NASA認為核熱推進是探索火星的比較理想的推進動力選擇，提出了發(fā)展模塊式的核熱推進系統(tǒng)[56]。模塊式核熱推進系統(tǒng)即每個核熱推進發(fā)動機的大小、參數(shù)完全相同，使用不同數(shù)目發(fā)動機組合構成的核熱推進系統(tǒng)可以完成登月、登陸火星等任務。模塊式核熱推進系統(tǒng)能夠增強任務的靈活性和安全性，簡化飛船設計和組裝，并且通過使用大量標準化部件降低費用。

1990年，DOD、美國能源部（United States Department of Energy）和NASA組織了一個聯(lián)合專家小組，對各種核熱推進方案進行了評價，最后認為NDR（NERVA Derivative Reactor）、CERMET（Ceramic metal）和CIS（Commonwealth of the Independent States）三種方案最有發(fā)展前景[57]。

NDR方案是NERVA的改進型，通過采用更加耐高溫耐侵蝕的燃料，減少了燃料破裂，提高了工質溫度[58]。CERMET方案采用來源于通用電氣710項目的金屬陶瓷燃料元件，該燃料元件對裂變產物有較強的包容能力，與高溫氫氣的相容性較好，有較長的壽命和多次啟動的潛力[59]。CIS是與俄羅斯合作研究的方案，采用俄羅斯成熟的燃料元件技術[60]。這3個方案所采用的燃料元件都經(jīng)過了大量試驗，技術相對比較成熟，預計研制費用較少。在SEI計劃中，大多數(shù)研究工作都停留在紙面上，并沒有進行有關試驗。

在此之后，美國核熱推進技術研發(fā)陷入低谷，僅一些研究結構維持著技術研究，提出了數(shù)個核熱推進的設計方案，例如普惠公司（Pratt & Whitney）的XNR 2000方案[61]、布魯克海文實驗室（Brookhaven National Laboratory，BNL）的MITEE方案[62]、佛羅里達大學（University of Florida）的SLHC方案[63]等。

2010年美國政府發(fā)布新版《國家太空政策》，提出“在2025年以前啟動月球以遠的載人任務，包括把宇航員送到小行星上；到21世紀30年代中期，把宇航員送到火星軌道上并使之安全返回地球”[64]。根據(jù)這一政策，NASA在探索技術開發(fā)與論證計劃（ETDD）下重新啟動了核熱推進技術開發(fā)與論證工作。該工作包括兩部分，首先進行基礎技術開發(fā)，而后開展技術論證。

基礎技術開發(fā)的第一階段為2012—2014年的核低溫推進級項目（NCPS）[65]。該項目包括5項關鍵任務：①重新掌握核燃料工藝技術，制造兩種燃料元件樣品，即NERVA衍生的石墨基體復合燃料和W-UO2金屬陶瓷燃料；②發(fā)動機概念設計；③任務分析和需求定義；④為地面測試找到經(jīng)濟可承受的方案；⑤擬定經(jīng)濟可承受、可持續(xù)發(fā)展的發(fā)展戰(zhàn)略。

圖4 PBR的構成示意圖Fig. 4 Diagrammatic form of PBR

截至2014年，在燃料研究方面，橡樹嶺國家實驗室（Oak Ridge National Laboratory）開展了石墨基體復合燃料的工藝處理、元件制造和元件包覆等工作[66]；愛達荷國家實驗室（Idaho National Laboratory，INL）和馬歇爾飛行中心（George C. Marshall Space Flight Center）開展了W-UO2金屬陶瓷燃料的制造工藝開發(fā)[67]。在試驗設施方面，完成了燃料元件環(huán)境模擬器（NTREES）的升級改造，改造后該設施的加熱功率達1.2 MW，氫氣流量可達200 g/s以上，氫氣壓力約7MPa，溫度接近3000K，可在接近原型反應堆功率密度的條件下測試燃料元件[68]。在發(fā)動機概念設計方面，開展了基于兩種燃料的核熱推進發(fā)動機建模和設計。在地面測試方案方面，研究了發(fā)動機測試排放物的地面處理和地下處理兩種手段[69]。

2014年7月，獨立評估委員會對兩種燃料進行了評估選型。由于石墨基體復合燃料在壓制和包覆上取得了較大進展，且基于該種燃料的核熱推進發(fā)動機進行了大量的地面試驗，擁有豐富的試驗數(shù)據(jù)，故該種燃料被確定為首選燃料，將集中資源重點開發(fā)，盡快提高成熟度并通過鑒定；而W-UO2金屬陶瓷燃料的制造工藝尚缺少充分研究，沒有進行基于該種燃料的發(fā)動機建造和測試，且近期的熱循環(huán)測試結果也并不令人滿意，因此被作為后備燃料，繼續(xù)進行基礎研究開發(fā)[70]。

2015年核低溫推進級項目被重新命名為核熱推進項目，進入了基礎技術開發(fā)的第二階段（2015–2017年）[71]。該階段將繼續(xù)進行發(fā)動機的建模、概念設計和運行要求定義；重點對石墨基體復合燃料開展單項效應測試（包括在NTREES中進行測試、輻照考驗以及輻照后檢驗），證明其可行性與性能；對地面測試候選方案進行評估，并選擇一種首要方案開展概念驗證。

對于核熱推進的技術論證，主要包括地面測試論證和飛行測試論證。為縮短開發(fā)周期，降低成本，這兩項論證都計劃采用小型的小推力發(fā)動機（7.5klbf或16.5klbf），并采用通用的燃料元件[72]。這樣如有需要，可通過增加燃料元件數(shù)目和堆芯直徑的方式，將小推力發(fā)動機放大為大型發(fā)動機（例如25klbf）。目前計劃建造測試1～2個地面測試裝置和1個飛行測試裝置。地面測試將在內華達試驗場（NevadaTestSite，NTS）進行，而飛行測試設想采取簡單的一次性月球飛掠任務[73]。

2.2 俄羅斯/前蘇聯(lián)核熱推進技術的發(fā)展

前蘇聯(lián)于1958年正式開始了核熱推進技術研究。與美國最初采用的均勻化反應堆技術路線并建造反應堆進行試驗驗證的思路不同，前蘇聯(lián)采用了非均勻反應堆、堆芯模塊化構成的技術路線和在試驗臺架上對反應堆的各部件（燃料組件、慢化劑、反射層等）盡最大可能進行逐個演練的原則。這種技術路線和試驗原則為前蘇聯(lián)核熱推進技術的研發(fā)取得領先地位打下了基礎，這一點也得到了美國專家的認可[74]。

在非均勻反應堆中，慢化劑與燃料分開布置，相對于均勻堆具有以下優(yōu)點：①工質在反應堆內的熱工過程可在單個燃料組件內再現(xiàn)，這樣可通過在實驗堆內對單個或數(shù)個燃料組件進行測試而知曉反應堆性能，不必一開始就建造全尺寸反應堆進行試驗，顯著減少了試驗費用，提高了安全性；②燃料與慢化劑分開，使得慢化劑可以單獨冷卻，選擇慢化劑材料時可只考慮慢化性能，而不用過多考慮耐高溫性能；③減少了暴露于高溫環(huán)境下的結構部件，使得可用結構材料的種類顯著增加。

堆芯模塊化構成是指在核熱推進的具體參數(shù)尚不明確的情況下，研制標準的燃料元件和燃料組件，通過組合不同數(shù)量的燃料元件和燃料組件，可構建多種尺寸和功率水平的反應堆，從而實現(xiàn)不同的推力。這樣就不必為每個具體的核熱推進裝置單獨開發(fā)燃料元件和燃料組件。

對核熱推進反應堆各個部件進行包括可靠性試驗在內的充分試驗研究，而反應堆作為一個整體只需要進行簡單的檢驗測試，以確定各部件之間的影響，這樣可以減少反應堆綜合實驗的內容，減低試驗成本。

俄羅斯/前蘇聯(lián)在核熱推進技術上取得的顯著成就包括：建造了三座專用試驗堆、研制出了耐高溫的燃料元件、設計建造了多個核熱推進裝置、開展了雙模式核熱推進系統(tǒng)研究。

為了提供與核熱推進實際運行工況相一致的試驗條件，前蘇聯(lián)建造了IGR、IVG-1和IRGIT三座試驗堆[75]。IGR反應堆是高中子通量密度的石墨脈沖堆，能夠在短暫時間內產生極高通量密度的中子和伽馬射線。IGR反應堆的堆芯內沒有金屬結構，也沒有冷卻系統(tǒng)，因而可以達到更高的溫度。反應堆脈沖持續(xù)時間僅受由石墨熱穩(wěn)定性決定的堆芯最高許可溫度的限制。在該反應堆上檢驗了燃料元件及其包覆層在高中子通量密度和伽馬射線環(huán)境下的可靠性，證明了燃料元件的適宜穩(wěn)態(tài)運行溫度，核實了燃料組件的結構及制造方法，獲得了燃料組件的動態(tài)特性和理想控制模式，研究了燃料組件的運行特性。IVG-1反應堆是非均勻氣冷的水慢化反應堆，有獨立的氫氣供氣裝置向燃料組件供應氫氣。IVG-1反應堆堆芯組成結構可進行大范圍調整，直至更換全部燃料組件、慢化劑和反射層，因此可對多種設計的燃料元件和燃料組件進行各種功率水平下的試驗。在IVG-1反應堆上對核熱推進反應堆的燃料組件開展了各種功率水平下的壽期試驗和加速運行方式的試驗，包括10多種設計的約300個燃料組件和7個堆芯方案。燃料元件釋熱密度達到20kW/cm3，氫氣溫度達到3100K，加熱速率達150K/s。IRGIT反應堆是前蘇聯(lián)RD-0410核熱推進發(fā)動機的地面原型堆。該反應堆進行了從物理啟動、功率運行直到試驗后檢驗的全過程試驗，試驗最大功率42MW，堆芯出口工質平均溫度超過2600K。

在燃料方面，前蘇聯(lián)重點開發(fā)了耐高溫、耐腐蝕的三元碳化物燃料（UC-ZrC-NbC）。這種燃料制成扭轉條狀的元件（類似于鉆頭形狀），并由多根元件構成燃料棒束，而6～8個棒束軸向排列構成燃料一個組件[76]，如圖5所示。這種燃料組件具有以下優(yōu)點：①扭轉條狀的元件構型具有較高的表面積/體積比，改善了燃料和工質之間的傳熱；②UC-ZrC-NbC燃料的熔點高、導熱系數(shù)大、與高溫氫氣相容性較好，許可工作溫度高；③可沿燃料組件軸向調整燃料棒束的富集度，以獲得更好的軸向功率分布。在進行的燃料元件/燃料組件試驗中，功率密度最高達到35MW/L，最高運行溫度達到3200K，在工質溫度3100K條件下持續(xù)了1h，在工質溫度2000K下持續(xù)了4000h。俄羅斯在21世紀初期還開發(fā)了碳氮化物核燃料，并進行了2800K下100h的試驗，性能得到了驗證[77]。這種燃料也將成為核熱推進反應堆的備選燃料之一。

圖5 俄羅斯核熱推進燃料組件Fig. 5 The fuel assemblyof Russian NTP

根據(jù)燃料元件/燃料組件的試驗結果，俄羅斯/前蘇聯(lián)設計了大量核熱推進裝置，其中開發(fā)程度最高的是RD-0410樣機，如圖6所示。

圖6 RD-0410樣機Fig.6 RD-0410 prototype

RD-0410樣機在試驗臺架上開展了電加熱試驗，其地面原型堆（即IRGIT反應堆）進行了數(shù)次功率試驗。這些試驗證實了采用的結構方案、工藝方案和材料方案的正確性，證明了建造核熱推進裝置的可行性。

基于深厚的核熱推進技術和空間核反應堆電源技術基礎，21世紀初俄羅斯參與了國際科學技術中心的第2120號項目，設計了具有幾十千牛推力和幾十千瓦電功率的雙模式空間核動力系統(tǒng)，用于空間載人飛行，其主要參數(shù)如表2所示[78]。但由于投資規(guī)模的縮減，該雙模式核動力系統(tǒng)的開發(fā)只能在科學研究的水平上開展，未進行有關實驗研究。

表2 雙模式核動力系統(tǒng)的主要參數(shù)Table 2 Parameters of bi-model nuclear power system

2009年，俄羅斯宣布計劃研發(fā)核電推進方式的兆瓦級核動力飛船[79]。針對兆瓦級核動力飛船的技術路線，俄專家指出，核熱推進技術用途受到限制，開發(fā)成本高昂，而俄羅斯核電推進技術取得進步，使核電推進方案具有優(yōu)勢[80]。因此，未來俄羅斯核熱推進技術研究可能將退居次要位置。

2.3 發(fā)展趨勢

美國和俄羅斯/前蘇聯(lián)設計的核熱推進方案參數(shù)如表3所示。

從美俄的研發(fā)和技術演變歷程來看，核熱推進技術呈現(xiàn)出以下發(fā)展趨勢：

1）發(fā)展中等推力的核熱推進發(fā)動機，通過“捆綁”構成大推力推進系統(tǒng)。早期設計的核熱推進應用任務都采用一個大推力的發(fā)動機（如970kN、334kN）。大推力核熱推進發(fā)動機研發(fā)技術難度大，試驗成本高，而且載人飛行任務應用單個發(fā)動機的安全可靠性較差，因此逐漸被放棄。而通過3～4個中等推力發(fā)動機“捆綁”實現(xiàn)大推力，一方面可增強推進系統(tǒng)的可靠性，另一方面也可以降低發(fā)動機研制的難度，目前已成為載人火星探測等任務的主流方案。

2）開發(fā)通用燃料元件，采用模塊化堆芯方案，使發(fā)動機推力水平可縮放。模塊化堆芯由通用的燃料元件構成，可通過增減燃料元件的數(shù)量來達到不同的熱功率，實現(xiàn)多種推力水平，從而能夠滿足各種任務需求。并在地面整機試驗和飛行試驗時，采用小型的小推力發(fā)動機，以縮短開發(fā)周期，降低成本。

3）持續(xù)開發(fā)耐高溫、耐氫蝕的燃料來提高核熱推進的性能。燃料元件是提升核熱推進性能的關鍵，也是研制難度最大的部件，因此始終是研發(fā)關注的焦點。在燃料研發(fā)方面，俄羅斯大力發(fā)展了三元碳化物燃料，并積極探索碳氮化物燃料；而美國則試圖重新獲取石墨基體燃料和鎢（W）金屬陶瓷燃料的制備技術和試驗基礎。

4）注重采用非核試驗方式來降低試驗難度和費用。非核試驗采用電加熱模擬核加熱，不產生放射性，沒有輻射安全風險。對于核熱推進的燃料元件試驗，可先采用非核試驗方式檢驗元件的熱物理性能、與高溫氫氣的相容性和傳熱特性，而后再進行入堆輻照，考驗核特性。目前美國的核熱推進研發(fā)就采用了這種思路。

5）發(fā)展多模式空間核動力系統(tǒng)滿足飛行任務對能源動力的全面需求。把核熱推進設計成既能推進又能發(fā)電的雙模式系統(tǒng)，可在推進航天器的同時提供幾十千瓦電力用于人員生命保障、數(shù)據(jù)傳輸通信和液態(tài)氫長期貯存等，從而可省去太陽能電池陣。核熱推進系統(tǒng)還可設計成加力燃燒室方案，或稱氧增強模式，即在噴管擴張段加入氧氣，與高溫氫氣混合并發(fā)生超聲速燃燒，釋放氫氣含有的化學能，從而在不改變反應堆功率的情況下獲得更大的推力，并可通過調整氫氧混合比，使發(fā)動機在一定范圍內調節(jié)推力和比沖。多種模式的核熱推進系統(tǒng)如圖7所示。

圖7 多種模式的核熱推進Fig. 7 Multiple model NTP

表3 各種核熱推進方案主要參數(shù)對比Table 3 Comparison of various nuclear thermal propulsion

3 核熱推進關鍵技術分析

按照構成和研制流程，核熱推進可分為總體設計技術、燃料元件制備技術、工質輸送技術、整機試驗技術和運行控制技術等5大關鍵技術領域，如圖 8所示。其中，反應堆設計技術、核安全防護設計技術、燃料芯塊制備技術、燃料元件成型技術、排氣處理技術、發(fā)動機啟動技術等屬于核心關鍵技術。

圖8 核熱推進關鍵技術Fig. 8 Key technologies of NTP

反應堆設計技術：反應堆是核熱推進系統(tǒng)的核心部件，是產生能量的來源，反應堆設計的優(yōu)劣，將直接影響到發(fā)動機系統(tǒng)的整體性能。核熱推進的反應堆與一般反應堆顯著不同。核熱推進的反應堆要求結構緊湊、質量輕，并且在發(fā)射過程中出現(xiàn)一切事故下，反應堆都不能臨界。核熱推進的反應堆要在較短的流程內把氫氣加熱到高溫，要求燃料芯體的功率密度高（達到壓水堆的10倍以上[81]），燃料元件與工質之間的換熱能力強，燃料元件結構形式復雜，工質溫度變化范圍大，核熱推進反應堆的以上特點給設計帶來了很大的難度。對于核熱推進的反應堆設計，需綜合考慮工質溫度、功率、體積、質量、壽期、臨界安全、反應性控制等方面的要求，合理確定燃料元件結構、燃料元件布置、流道排布、反應性控制方式、反射層結構等，并結合中子物理、熱工水力和燃耗等方面的計算分析反饋，經(jīng)反復迭代優(yōu)化，最終確定反應堆結構，完成設計。

核安全防護設計技術：核安全是核熱推進發(fā)展必須直面的問題，在核熱推進能否應用上具有一票否決權。核熱推進發(fā)動機需要由常規(guī)運載火箭將其送入工作軌道后再啟動，之后工作于宇宙空間。與地面常規(guī)核設施相比，核熱推進一直處于運動狀態(tài)，且周圍的環(huán)境也有所不同。因此核熱推進在應用全過程所面臨的安全問題、應遵循的安全原則、需要采取的安全措施等與地面核設施完全不同。核安全防護設計技術分析核熱推進應用各階段可能發(fā)生的事故，進行歸納分類，提出每個階段對應的核安全要求，提出安全目標和安全原則；找出公眾關注度高、發(fā)生概率大、后果嚴重的重點事故，如發(fā)射掉落事故、在軌失冷事故等，開展理論分析，提出應對措施，并反饋到核熱推進的總體設計中，從而確保核熱推進的安全在可控范圍之內。

燃料芯體制備技術：核熱推進的燃料工作溫度達到3000K，因此需要選用耐高溫的燃料材料，同時還要求燃料芯體不易與高溫氫氣發(fā)生反應，裂變氣體釋放量少。目前常用的UO2燃料、氮化鈾和碳化鈾燃料都不適合單獨作為核熱推進的燃料芯體材料使用。從美國和俄羅斯的研究來看，他們多選用三元碳化物燃料（UC-ZrC-NbC）、石墨基體燃料（將UC2彌散在石墨中）、難熔金屬陶瓷燃料（如把UO2彌散在W或Mo中）等形式的燃料芯體。這些燃料芯體基本屬于全新的燃料體系，需要對燃料芯體的成分配比、粉末制備工藝、燒結工藝等進行探索，逐步固化工藝，最終掌握燃料芯體制備技術。

燃料元件成型技術：為強化與工質之間的換熱，核熱推進的燃料元件一般需要制成特殊形狀，例如俄羅斯的燃料元件為扭轉條狀，美國燃料元件多制成帶多個小孔的六棱柱狀。除結構較復雜外，為降低燃料中心溫度，減小工質與中心溫差，核熱推進的燃料元件尺寸也較小，為加工成型帶來較大困難。此外，為避免高溫氫氣對燃料芯體的腐蝕，還需要在燃料元件的外表面沉積一層保護層，保護層與燃料芯體的熱膨脹系數(shù)要盡量一致，以避免溫度變化時保護層的破裂。燃料元件成型技術首先需要與工質強化換熱一起確定合適的燃料元件形狀，而后根據(jù)燃料芯體類型采用合適的加工成型工藝，最后采用化學方法在元件外表面沉積保護層，并通過非核試驗、輻照考驗等方法驗證元件的成型工藝。

排氣處理技術：在20世紀五六十年代，對核熱推進整機進行地面試驗時，排出的氫氣直接排放到大氣中。隨著人們環(huán)保意識和安全意識的增強，可能帶有放射性的高溫氫氣將不能再直接排放到大氣中，因此需要對排氣進行處理。核熱推進整機試驗時，排出的氫氣溫度高，需要采取措施降低排氣溫度，避免高溫氫氣發(fā)生爆炸；需要對排氣中的放射性物質進行捕集，經(jīng)過濾達標后才能排放到大氣中。排氣處理可采用地表砂石過濾方式或對排氣進行收集后處理等多種方式。

發(fā)動機啟動技術：化學火箭的啟動時間為毫秒量級，而一般的反應堆從零功率到滿功率的啟動時間至少需要數(shù)小時。對于核熱推進的反應堆來說，長達數(shù)小時的啟動時間是難以接受的，因此需開展快速啟動技術研究。在反應堆啟動過程中，需要選擇合適的正反應性引入速率，考慮各種反應性效應的大小和反饋時間，要求既能實現(xiàn)快速啟動，又要防止發(fā)生瞬發(fā)臨界；需要考慮燃料和結構材料溫度變化情況，避免溫度快速變化出現(xiàn)過大的熱應力；需要工質流動控制與反應堆功率上升相匹配，既要避免工質低效消耗，降低比沖，又要防止反應堆冷卻不足導致燃料燒毀。

4 我國核熱推進技術發(fā)展的思考

4.1 我國核熱推進技術研究情況

早在1949年，錢學森就提出了發(fā)展核火箭的設想，1958年在原北京航空學院設立了核火箭發(fā)動機系，到1962年終止[82]。其后，我國核熱推進技術研究處于停滯狀態(tài)。

在“十五”和“十一五”期間，中國原子能科學研究院開展了核熱推進的工作原理和總體結構研究，重點對核熱推進反應堆開展了方案研究，以載人火星探索任務為應用背景，完成了多個核熱推進反應堆方案設計[83-88]。中國航天科技集團第六研究院11所（北京）對核熱推進的系統(tǒng)方案和系統(tǒng)仿真開展了一定的研究工作，對核熱推進的氫渦輪泵和噴管開展了方案論證[89]。

與美俄等國家相比，我國核熱推進技術研究基礎薄弱，僅處于起步階段，理論分析方法有待驗證，設計工具還需補充完善，核燃料研究和相關試驗設施建設處于空白狀態(tài)。

4.2 對我國核熱推進技術發(fā)展的建議

近年來，我國航天事業(yè)取得了飛速發(fā)展?！吧裰邸毕盗酗w船的成功發(fā)射標志著我國載人航天取得了巨大進步；而“嫦娥”系列探月飛船的發(fā)射則揭開了我國探測其他星體的序幕。可以預見，更遙遠的深空探測和載人登陸其他星體必將成為我國航天發(fā)展的下一步發(fā)展重點。核熱推進相對于化學火箭具有突出的性能優(yōu)勢，是滿足這些任務的理想推進方式之一，是未來空間推進技術的重要發(fā)展方向。因此我國有必要發(fā)展核熱推進技術。

核熱推進具有技術難度大、研發(fā)周期長的特點，美俄經(jīng)過多年研究仍未達到實際應用的技術水平。我國研究起步晚，技術基礎薄弱，并存在多項技術空白，因此為滿足未來空間任務需求，必須盡早啟動相關研究，并持續(xù)給予人力、物力支持。

核熱推進技術是核技術與航天技術的有機結合，其研發(fā)需要核與航天部門大力協(xié)同、各自發(fā)揮專業(yè)特長、密切配合、通力合作才可能取得成功。

美俄在發(fā)展核熱推進技術的過程中積累了許多成功的經(jīng)驗，也得到了深刻教訓。我們應充分分析總結這些經(jīng)驗和教訓，并加以借鑒和吸取，從而在研發(fā)流程、技術選擇等方面少走彎路，加快研發(fā)步伐，爭取盡快實現(xiàn)趕超。

5 結束語

核熱推進具有比沖高、推力大、工作時間長等突出優(yōu)點，可滿足載人火星探測、大型空間運輸?shù)热蝿招枨?，是空間推進技術的重要發(fā)展方向。美國和俄羅斯/前蘇聯(lián)自20世紀50年代以來，持續(xù)開展核熱推進技術研究，研制出耐高溫、耐氫蝕的燃料元件，完成了多個發(fā)動機方案設計，建成了地面樣機并開展了深入的試驗研究，取得了令人矚目的成就。近年來，隨著載人火星和載人小行星探測任務的提出，核熱推進技術研究進入了快速復興階段。我國航天事業(yè)的快速發(fā)展必將對核熱推進提出應用需求，但目前我國核熱推進技術研究基礎薄弱，存在諸多空白，因此需要核研究部門與航天研究部門大力協(xié)作，盡早開展相關研究工作，攻克關鍵技術，為核熱推進技術的未來應用奠定堅實的技術基礎。

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