王浩澤，左安軍，霍紅磊，馬曉秋,*

(1.北京航天動力研究所，北京 100076；2.中國原子能科學研究院 反應堆工程技術研究部，北京 102413)

進入21世紀以來，世界各航天大國都在積極探討重返月球、登陸火星等星際載人飛行計劃。為實現(xiàn)相應空間任務，要求航天推進動力系統(tǒng)具有更高的推進性能。核熱推進技術是實現(xiàn)載人火星探測和大型星際貨物運輸?shù)壬羁仗綔y任務的理想動力[1-5]。目前航天廣泛使用的液體火箭推進系統(tǒng)，性能最高的液氫/液氧火箭發(fā)動機比沖上限約為460 s，難以適應深空探測任務需求。

核熱火箭發(fā)動機用核裂變反應堆取代液體火箭發(fā)動機的燃燒室，利用核裂變產生的能量加熱推進劑至高溫后通過超聲速噴管膨脹產生推力。不同于液體火箭發(fā)動機推進能量來自推進劑的化學能，核熱火箭發(fā)動機的能量來源于核裂變反應。以分子量最小的氫作為核熱火箭發(fā)動機的推進劑時，其比沖可達900 s[6]，約為液氫/液氧火箭發(fā)動機的2倍。

同時，液體火箭發(fā)動機的室溫受限于化學反應的絕熱燃燒溫度，而核熱火箭發(fā)動機的室溫只受限于反應堆堆芯結構材料的承載溫度，隨著材料科學的發(fā)展，核熱火箭發(fā)動機的比沖性能還有很大的提升空間[7]。

本文介紹適用于110 kN核熱火箭發(fā)動機的系統(tǒng)循環(huán)方式及重要組合件(反應堆、氫渦輪泵和推力室)方案。對閉式膨脹循環(huán)、開式膨脹循環(huán)和抽氣循環(huán)3種系統(tǒng)方案的原理、特點、系統(tǒng)參數(shù)和組件參數(shù)進行分析，經對比，獲得基于金屬陶瓷(CERMET)堆芯110 kN核熱火箭發(fā)動機的最佳系統(tǒng)方案，并分析該方案與國外相同推力量級發(fā)動機系統(tǒng)方案的異同。最后，根據(jù)未來深空探測需求，簡要探討3種提升核熱火箭發(fā)動機比沖的途徑。

1 發(fā)動機系統(tǒng)及組合件方案

1.1 發(fā)動機系統(tǒng)方案

液體火箭發(fā)動機的基本循環(huán)方式包括：燃氣發(fā)生器循環(huán)、膨脹循環(huán)(開式、閉式)、補燃循環(huán)和抽氣循環(huán)，其中，燃氣發(fā)生器循環(huán)和補燃循環(huán)有預燃室結構，適宜多組元推進劑發(fā)動機[6]。核熱火箭發(fā)動機具有單一推進劑、無燃燒過程的特點，適宜的系統(tǒng)方案為閉式膨脹循環(huán)、開式膨脹循環(huán)和抽氣循環(huán)(圖1)。閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)適于大噴管面積比的真空發(fā)動機；開式膨脹循環(huán)系統(tǒng)的性能過低，很少采用；抽氣循環(huán)系統(tǒng)的抽氣溫度高，渦輪前溫度較高，美國J-2S氫氧火箭發(fā)動機采用該循環(huán)，國內尚無抽氣循環(huán)發(fā)動機。

按總體要求，核熱火箭發(fā)動機的推力為110 kN，比沖為800～1 000 s，該發(fā)動機多臺并聯(lián)，可執(zhí)行多種深空探測任務。推力一定時，比沖是發(fā)動機最重要的性能指標，其定義為單位質量流量推進劑所產生的推力與重力加速度的比值，定義式見式(1)。比沖計算式見式(2)。影響比沖的主要因素為：噴管面積比和室溫，二者對比沖的影響示于圖2。其中，噴管面積比指噴管擴張段出口面積與喉部面積的比值。

圖1 適用于核熱火箭發(fā)動機的3種系統(tǒng)循環(huán)方式Fig.1 Three system cycles for nuclear thermal rocket engine

圖2 噴管面積比和推力室室溫對理想真空比沖的影響Fig.2 Influence of nozzle area ratio and chamber temperature on ideal vacuum impulse

(1)

式中：I為比沖；F為推力；qm為推進劑質量流量；g為重力加速度。

(2)

式中：k為比熱比；R為通用氣體常數(shù)；Tc為室溫；M為推進劑相對分子質量；pe為推力室出口壓力；pc為室壓[6]。

1.2 組合件方案

典型核熱火箭發(fā)動機由反應堆、氫渦輪泵、推力室、屏蔽層、控制元件和推進劑管路等組成[8](圖3)。

圖3 110 kN核熱火箭發(fā)動機結構Fig.3 Structure of 110 kN nuclear thermal rocket engine

1) 反應堆

反應堆是核熱火箭發(fā)動機最重要的組合件，其結構示于圖4，參數(shù)列于表1。堆芯采用CERMET方案，其具有功率密度高、質量體積小、材料承載溫度高、氫氣流動過程簡單和可操控性強等優(yōu)點[8]。堆芯為圓形，中心位置的空腔用于放置B4C安全棒，以保證掉落事故下的臨界安全。燃料元件呈六棱柱結構，燃料基體的組成為W-60%UO2-6%Gd2O3。每個燃料元件內含多個冷卻通道，氫流經該通道從堆芯吸熱?；钚詤^(qū)外圍為側反射層，內置控制鼓，以控制堆芯功率[9]。

圖4 反應堆及燃料元件結構Fig.4 Structure of nuclear reactor and fuel element

參數(shù)數(shù)值活性區(qū)直徑,mm400活性區(qū)長度,mm610側反射層軸向厚度,mm100上反射層厚度,mm100屏蔽層厚度,mm300燃料元件數(shù)246單根燃料元件內冷卻通道數(shù)91冷卻通道直徑,mm1.2

根據(jù)燃料元件材料耐受溫度，確定氫堆芯出口平均溫度為2 750 K。結合國外核熱發(fā)動機研究現(xiàn)狀，氫流經側反射層帶走的熱量是堆芯功率的0.93%[7,10-11]。根據(jù)熱工水力計算結果，堆芯流阻為4 MPa，側反射層流阻為2 MPa。

2) 氫渦輪泵

發(fā)動機中常采用泵與渦輪同軸設計，由渦輪驅動氫泵進行做功。由于氫的密度太小，使得氫泵的壓頭很高，往往要采用多級泵[12]。以臨界壓比為界，渦輪分為亞聲速渦輪和超聲速渦輪，超聲速渦輪具有壓比大、級數(shù)多和出口速度高的特點，效率較亞聲速渦輪低。核熱火箭發(fā)動機渦輪泵設計可借鑒現(xiàn)有液體火箭氫渦輪泵方案。

3) 推力室

推力室由身部和噴管延伸段兩部分組成，身部采用鋯無氧銅合金銑槽式再生冷卻結構，噴管采用C-C/SiC噴管方案[13]。推力室喉部直徑dt與室壓和流量相關，見式(3)[6]，c*為推進劑的特征速度，與室溫有關。按總體要求，噴管出口內徑為2 110 mm。經熱工計算，再生冷卻通道的溫升為75 K，流阻為1.7 MPa。

(3)

2 閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)分析

2.1 系統(tǒng)原理及特點

閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)中，液氫經氫泵增壓后，進入再生冷卻夾套及側反射層吸熱，吸熱后氫大部分流經渦輪做功用于驅動氫泵，小部分氫流經旁通閥用于調節(jié)渦輪做功能力，占總流量的5%；而后全部氫進入反應堆吸熱成為高溫氫氣，后經推力室收斂擴張噴管加速膨脹產生推力。

閉式膨脹循環(huán)的主要特點為：1) 全部推進劑進入推力室進行完全膨脹做功，沒有推進劑的浪費，系統(tǒng)比沖高；2) 驅動渦輪的工質僅流經再生冷卻夾套及側反射層吸熱，渦輪入口工質溫度低，導致渦輪出口壓力較低，從而限制了閉式膨脹循環(huán)可達到的室壓。

2.2 系統(tǒng)及組件參數(shù)分析

采用閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)時，最高室壓僅為2.99 MPa，若繼續(xù)提高室壓，氫渦輪做功能力將無法滿足氫泵轉動的功率需求。該系統(tǒng)下發(fā)動機的比沖高，室壓2.99 MPa時，比沖達到902.7 s(圖5a)。低室壓導致推力室喉部直徑大，噴管面積比尚不足170，未體現(xiàn)真空發(fā)動機高噴管面積比的優(yōu)勢(圖5b)。由于氫渦輪入口溫度較低，氫渦輪做工能力不足是閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)最突出的問題。為保證渦輪做功能力，渦輪需要很高的入口壓力來提高推進劑入口焓，導致泵后壓力很高，達20 MPa左右(圖5c)。在氫泵設計過程中，小流量、高揚程、高效率3個條件難以同時實現(xiàn)，若降低泵的揚程和效率，將分別使得渦輪入口壓力不足和軸功需求增加，最終均導致渦輪做功能力不滿足泵的軸功需求。在系統(tǒng)可實現(xiàn)的室壓范圍內，氫渦輪的壓比在臨界壓比附近，采用單級渦輪可實現(xiàn)(圖5d)。

圖5 閉式膨脹循環(huán)下室壓與各參數(shù)的關系Fig.5 Chamber pressure vs. parameter in closed expander cycle

3 開式膨脹循環(huán)系統(tǒng)分析

3.1 系統(tǒng)原理及特點

典型開式膨脹循環(huán)系統(tǒng)中，氫泵后高壓氫全部進入再生冷卻夾套及側反射層吸熱，小部分吸熱后氫進入渦輪做功，而后進入小噴管部分膨脹回收推力。大部分吸熱后氫直接進入反應堆吸熱，后經推力室完全膨脹產生推力。

開式膨脹循環(huán)的主要特點為：渦輪泵入口溫度低，流經渦輪工質流量大，導致推進劑浪費嚴重，平均比沖低。

3.2 系統(tǒng)及組件參數(shù)分析

開式膨脹循環(huán)系統(tǒng)的室壓高，可達7.5 MPa以上，然而流經渦輪的推進劑質量大，約占總流量的24%，嚴重的推進劑浪費導致系統(tǒng)的平均比沖大幅下降(圖6a)。室壓7.5 MPa時，平均比沖僅為650 s，不滿足總體要求。平均比沖隨室壓升高呈下降趨勢，雖然室壓升高使得主推力室的比沖增加，然而泵后壓力隨之升高，渦輪泵所需軸功增加，引起渦輪流量上升(圖6b)，根據(jù)式(1)，總流量的升高導致了平均比沖的下降。高室壓下推力室喉部直徑小，噴管面積比大，可達400以上(圖6c)。泵后壓力較閉式膨脹循環(huán)下降，約為12～16 MPa，可實現(xiàn)(圖6d)。氫渦輪的壓比在3～5.5之間(圖6e)，超過臨界壓比，尚未達到超聲速渦輪壓比約11的上限，氫渦輪可實現(xiàn)。

4 抽氣循環(huán)系統(tǒng)分析

4.1 系統(tǒng)原理及特點

抽氣循環(huán)系統(tǒng)中，氫泵后高壓氫全部進入再生冷卻夾套及側反射層吸熱，小部分吸熱后氫與小流量堆芯出口高溫氫混合，進入渦輪做功，而后進入小噴管回收部分推力。大部分吸熱后氫直接進入反應堆吸熱，后經推力室完全膨脹產生推力。

抽氣循環(huán)的主要特點為：渦輪做功后的氣體經小噴管不完全膨脹做功，存在一定的推進劑浪費。渦輪入口溫度較高，單位流量推進劑做功能力較高。

4.2 系統(tǒng)及組件參數(shù)分析

抽氣循環(huán)系統(tǒng)室壓較高，由于渦輪壓比限制，最高可達到6 MPa。流經渦輪的推進劑流量較低，約占總流量的5.6%，6 MPa室壓下，比沖為883.1 s，處于較高水平(圖7a)。平均比沖隨室壓的升高而增長，這是由于渦輪流量占比較小，隨著室壓的升高，主推力室的比沖提升占主要影響因素，亦使得系統(tǒng)總流量和渦輪流量隨室壓升高呈現(xiàn)下降趨勢(圖7b)。抽氣循環(huán)下噴管面積比很大，室壓6 MPa時約為350(圖7c)。泵后壓力約為12～16 MPa，可實現(xiàn)(圖7d)。室壓6 MPa下渦輪壓比為10.4，可實現(xiàn)，室壓6.5 MPa下渦輪壓比為11.4，超過超聲速渦輪壓比設計上限，故抽氣循環(huán)的室壓不得超過6 MPa(圖7e)。

圖6 開式膨脹循環(huán)下室壓與各參數(shù)的關系Fig.6 Chamber pressure vs. parameter in open expander cycle

圖7 抽氣循環(huán)下室壓與各參數(shù)的關系Fig.7 Chamber pressure vs. parameter in hot bleed cycle

5 循環(huán)方式對比分析

5.1 3種循環(huán)方式特點及可行性對比分析

3種循環(huán)方式下系統(tǒng)和組件的參數(shù)和特點列于表2，閉式膨脹循環(huán)渦輪做功能力不足，氫泵后壓力過高難以實現(xiàn)，方案不可行。開式膨脹循環(huán)的比沖過低，不滿足總體要求，方案不可行。抽氣循環(huán)的比沖較高，滿足總體要求，室壓不超過6 MPa時組件均可實現(xiàn)，是基于CERMET堆芯110 kN核熱火箭發(fā)動機的最佳系統(tǒng)方案，系統(tǒng)主要性能參數(shù)列于表3。

表2 3種循環(huán)方式下系統(tǒng)和組件的參數(shù)和特點Table 2 Parameters and features of systems and components in three system cycles

5.2 與國外發(fā)動機系統(tǒng)方案及性能參數(shù)對比分析

美國開展了基于CERMET堆芯111.2 kN核熱火箭發(fā)動機系統(tǒng)方案的初步研究[7]，同樣采用抽氣循環(huán)方式，抽氣位置亦位于堆芯出口處。其與上述110 kN發(fā)動機系統(tǒng)方案的區(qū)別為：111.2 kN發(fā)動機方案借用了RL-60氫氧火箭發(fā)動機的氫渦輪泵，渦輪泵最高功率僅為系統(tǒng)要求的70%，故系統(tǒng)采用雙渦輪泵方案。單/雙渦輪泵布置對發(fā)動機性能無影響。

表3 抽氣循環(huán)核熱發(fā)動機系統(tǒng)主要參數(shù)Table 3 Main parameters of nuclear thermal rocket engine based on hot bleed cycle

110 kN核熱火箭發(fā)動機系統(tǒng)方案相較111.2 kN方案具有較大的性能優(yōu)勢。111.2 kN發(fā)動機平均比沖為824.2 s，較110 kN方案低58.9 s，主要原因為：1) 111.2 kN發(fā)動機的堆芯出口平均溫度為2 681 K，較110 kN方案低69 K；2) 噴管面積比為300，氣體膨脹程度低于110 kN方案；3) 渦輪前入口溫度為833 K，較110 kN方案低167 K，導致推進劑浪費比例較110 kN方案升高約0.8%。

6 比沖提升途徑探討

隨著核熱推進技術的發(fā)展，未來深空探測任務將提出更高的有效載荷需求，即要求發(fā)動機實現(xiàn)更高的比沖。結合核熱火箭發(fā)動機特點，提升比沖主要有以下3種途徑。

2) 提升室壓。提升室壓可在提高比沖的同時，降低發(fā)動機尺寸及結構質量[6]。但室壓提升受限于渦輪做功能力，因此需研究具有更高效率的泵和渦輪。

3) 提升渦輪前推進劑入口溫度。對于抽氣循環(huán)，提升渦輪材料耐受溫度，可降低流經渦輪的流量，減小推進劑浪費，提升比沖。對于受制于渦輪做功能力的閉式膨脹循環(huán)，可優(yōu)化反應堆性能及結構，提高CERMET堆芯側反射層換熱功率或增加氫進入渦輪前的堆芯內換熱路徑，大幅提升渦輪做功能力，即可采用更高比沖的閉式膨脹循環(huán)，但反應堆相應的優(yōu)化技術難度很大。

7 結論

1) 基于CERMET堆芯的110 kN核熱火箭發(fā)動機的3種循環(huán)方式中，閉式膨脹循環(huán)的室壓低、比沖高，但渦輪泵組件難以實現(xiàn)，方案不可行。開式膨脹循環(huán)的室壓高，組合件均可實現(xiàn)，但比沖不滿足總體要求，方案不可行。抽氣循環(huán)的室壓較高、比沖較高，組合件均可實現(xiàn)，是最佳的循環(huán)方案。

2) 國外基于CERMET堆芯10 t級核熱火箭發(fā)動機亦采用抽氣循環(huán)系統(tǒng)，經比較，本研究中110 kN核熱火箭發(fā)動機的設計比沖較國外發(fā)動機設計值高58.9 s，具有一定的先進性。

3) 未來提升核熱推進發(fā)動機比沖的主要途徑為提升室溫、提升室壓和提升渦輪前推進劑入口溫度。