空間推進系統(tǒng)是太空飛行的關鍵設備，空間推進系統(tǒng)的推力、比沖和工作壽命直接決定著空間飛行器可執(zhí)行任務的范圍、規(guī)模和周期。目前空間推進技術的研究方向主要包括電推進技術、太陽能推進技術、激光推進技術和核熱推進技術。但前3種推進技術由于具有難以克服的局限性從而使其難以滿足未來空間飛行任務對推進系統(tǒng)高比沖、大推力的要求。核熱推進技術采用核反應堆來加熱推進工質，與其他推進技術相比，具有更高的比沖，能使單位質量工質產生更大的推力。早在20世紀40年代，美國的科研機構就開展了核熱推進系統(tǒng)（NTP）的相關研究

。在NTP項目中，主要研究兩種類型的核熱推進燃料，一種為石墨基核熱推進燃料(將UC彌散在石墨里)；另一種為難熔金屬基核熱推進復合燃料，即CERMET燃料，這種燃料是將UO

彌散在耐高溫金屬W或合金W-Re里。與石墨基核熱推進燃料相比，CERMET燃料具有更好的抗熱沖擊性能，更大的熱導率和更高高溫強度，且與氫氣的相容性也更好

。

近年來，NASA的馬歇爾空間飛行中心在NCPS項目的支持下，在總結GE710和阿貢研究成果的基礎上，對CERMET燃料開展了進一步的研究，其主要研究內容涉及經濟可承受且技術成熟的基體材料的確定及制備技術，全尺寸CERMET燃料組件的制造和相關性能測試等

。并計劃于近期完成燃料輻照性能測試，在2022年底完成全堆芯試驗和飛行技術驗證。

變頻電機同樣可以采取上述普通電機的措施切斷循環(huán)軸電流回路，來防止高頻循環(huán)軸電流的產生。除此之外，變頻電機還須減小或者消除1.2.2和1.2.3節(jié)中所提到的軸電勢。主要方法是將電機機座可靠接地，盡可能減小電機機座的接地阻抗，同時在轉軸上增加接地電刷。

冷壓成型是CERMET燃料的傳統(tǒng)制備方法

。NASA在2012～2014年開展了熱等靜壓制備CERMET燃料的工藝研究，并制備出了具有一定實用性的CERMET燃料樣品。為了擴容CERMET燃料的制備方法，從2011年開始，美國空軍核能研究中心持續(xù)開展了采用放電等離子燒結技術制造CERMET燃料的探索性研究，并于2013年成功研制出了貧鈾-鎢錸CERMET燃料芯塊樣品。

由于技術封鎖，我國在這方面的研究還處于起步階段，研究水平較低，與國外還有較大的差距

。因此，本文基于國外相關報道，采用ZrO

作為UO

的模擬物料，對鎢基CERMET燃料的制備工藝進行了研究，制備出了模擬CERMET燃料芯塊樣品，并對其使用特性開展了相關分析和測試，以期為該項技術的發(fā)展和應用提供參考依據(jù)。

1 試樣制備和測試

1.1 試樣制備

將燒結后的柱形芯體件采用機加工的方式，加工成長度為100mm，包含19個孔且孔徑為1.2mm的六棱柱模擬核燃料件，然后采用CVD方法在燃料件的表面上進行了純鎢涂層實驗。涂層操作時，先將反應室中的六棱柱模擬核燃料件加熱到沉積溫度，然后將高純WF6（99.99%）經加熱器加熱到沸點以上氣化后通入反應室，同時，按比例通入氫氣（99.99%）進行化學氣象沉積。沉積溫度為550℃～650℃，WF

與H

比為1：10，沉積時間為2～3小時。隨后對涂層樣品進行應用環(huán)境性能測試，測試內容主要包括：高溫氫氣相容性測試和熱循環(huán)損壞測試。其中，高溫氫氣相容性測試參數(shù)為：測試溫度為2000℃，氫氣流速為300L/h，氫氣壓力為0.06～0.07MPa；熱循環(huán)損壞測試參數(shù)為：在10min內由室溫升至2000℃，然后開始降溫，在10min內降溫至300℃以下，采用同樣的方法循環(huán)15次。

由于鎢粉與ZrO

粉之間的堆積密度比接近2：1，平均粒度比達到了6：1，為了提高兩種粉末的混合均勻性并控制團聚現(xiàn)象的發(fā)生，我們開展了不同工藝條件下的性能對比試驗，并通過微觀形貌觀察和松裝密度比來確定最優(yōu)的球磨機轉速和混料時間等工藝參數(shù)。圖2示出了球磨機在不同轉速下混合4h時混合物料的表面形貌。從圖中可以看出，當球磨機的轉速為250r/min時，混合物粉末的抗團聚效果最好，ZrO

粉在鎢粉中離散性好，2種物料混合比較均勻。球磨機轉速較低和較高時，粉體都會出現(xiàn)比較嚴重的團聚現(xiàn)象，物料的不均勻性增大。圖3示出了當球磨機轉速為250r/min時不同球磨時間對混合粉末微觀形貌的影響。從圖中可以看出，當球磨時間為6h時，粉體的兩相均勻性較好，而球磨時間為4h和8h時，粉體的兩相均勻性均較差。

UO

燃料的喪失過程主要包括三個階段：第一階段的損失是由表面未被包殼（涂層）覆蓋的燃料顆粒氣化引起的。這個過程可能持續(xù)2-3個循環(huán)，這個階段，添加氧穩(wěn)定劑的作用不大，這個階段的損失一般不超過4%，大多數(shù)情況下不超過2%。第二個階段是由于氧沿著晶界或微裂紋進行擴散至表面，并因為表面升華而引起的。損失率應該不會急劇變化，預計會隨著在某一溫度下的時間延長，損失率降低，這是因為表面的顆粒被消耗掉了，內部氧遷移需要時間。第三階段，在這一階段，燃料結構發(fā)生了破壞，燃料損失率急劇增大。

(1)有的教師嚴格遵循教材，上課循規(guī)蹈矩，不敢越雷池半步，生怕給學生的學習帶來困難，上課時“說的說，聽的聽”。因此，課堂氣氛沉悶。有的教師不分析教材的編寫意圖，隨意更換內容，總想迎合新課程倡導的“自主探究、合作交流、師生互動”的教學方式與課改理念，不顧學生和教學實際，“鼓勵”學生探究、合作、交流，整堂課熱熱鬧鬧、氣氛活躍，實際上學生學習漫無邊際，課后一知半解，最終造成課堂教學低效。

1.2 抗氧化涂層實驗及性能測試

用ZrO

粉來模擬替代UO

粉，以純鎢粉（純度≥99.90%）作為基體原料，基于相關文獻介紹進行原料配比。圖1示出了兩種物料的表面形貌。從圖中可以看出，2種物料均成球狀粉末顆粒，顆粒的均勻度較好，未建大顆粒物料夾雜，由于受范德華力作用，粉狀物料團聚成大小不一的堆狀。從圖中還可以看出，鎢粉的粒徑約是ZrO

粉的6倍。采用行星式球磨機對兩種物料進行均勻混合?；旌蠒r，行星式球磨機控制的主要工藝參數(shù)包括：混料方式、混料時間、混料轉速和球料比。經過實驗探索，最終選定的混料工藝參數(shù)如下：干混，混料時間6h，轉速250r/min，球料比為3:1。

2 實驗結果與討論

2.1 混料參數(shù)對混料效果的影響

該款新型催化劑的首次工業(yè)應用誕生于一家亞洲石化生產商的臺灣苯乙烯生產工廠。生產方是一家年產能24萬t的完全集成化苯乙烯單體生產公司。2016年5月安裝新型催化劑后，工廠迅速達到了滿負荷生產，并以比以往作業(yè)更低的溫度很快達到了苯乙烯單體的設計生產速率。此外，與之前使用的催化劑性能相比，新型催化劑選擇性提升0.4%，且比業(yè)內對標的催化劑展現(xiàn)出更高的穩(wěn)定性。

2.2 燒結芯體的組織形貌及相分析

根據(jù)上述機理分析可知，鎢基CERMET燃料的損失原理包括：表面氣化、元素沿晶界遷移等。一般來講，采用在芯塊表面噴涂W涂層來防止UO

直接與氫氣接觸的方法可以保護基體完整性從而減少UO

的喪失，延長燃料的服役壽命。因此，本文也開展了W涂層研究。

2.3 涂層性能分析

有研究表明

，CERMET燃料在使用中，UO

隨著時間的推移會逐漸喪失。UO

燃料的喪失原因與其在鎢基體中所處的位置有關：燃料表面的UO

燃料喪失主要與UO

的蒸發(fā)有關，也與燃料通過晶界擴散有關；燃料內部的UO

燃料喪失機理比較復雜，一般可認為是氫氣擴散至燃料內部將UO

還原為亞化學計量，冷卻后，亞化學計量的UO

又歧化為金屬U和化學計量UO

，金屬U熔點較低，容易沿晶界遷移，又極易在250℃左右時與氫氣反應生成UH

，引起體積膨脹，從而導致燃料喪失和幾何完整性喪失。

將混合均勻的物料采用冷等靜壓成型方式加工成柱形坯。物料成型過程中所設計的關鍵參數(shù)包括：壓制壓力，保壓時間和升降壓速度。通過試驗和參考相關資料，最終在壓制壓力為140MPa，保壓時間為180s，升壓速率為1.5～2MPa/s條件下，成果制備出了模擬CERMET燃料柱形樣品芯體。隨后將柱形芯體置于氫氣保護下的中頻燒結爐進行高溫燒結。燒結控制的關鍵工藝參數(shù)包括燒結溫度和時間。最終確定的燒結參數(shù)為：燒結溫度大于1900℃，保溫時間不低于5小時。

冬天夜宵，圍爐吃火鍋自然是最妙。但是北京涮鍋子一個人吃總是不大對勁，還不如找鹵煮火燒。同理適用于泡饃和新疆撕馕羊肉湯。重慶的小火鍋稍好一些，重慶和成都都有喝夜啤酒的習慣，但入冬極冷，單喝啤酒牙關打戰(zhàn)，又不能像江南黃酒溫過，再放姜絲。

芯體燒結后的組織形貌對材料的使用性能具有決定性的影響，如果組織形貌不合適，CERMET燃料的使用壽命將極大縮短，燃料碎裂后將工質的流道堵塞，同時也會極大降低CERMET燃料如工質的換熱性能，這不僅會降低工質的沖比，而且還會導致燃料局部溫度過高而燒壞熱推進系統(tǒng)。為了對燒結后的芯體的組織形貌進行觀察和研究，將燒結后的芯體樣品進行取樣、鑲嵌、打磨和拋光處理后，在光學顯微鏡下進行觀察和分析。所采用的光學顯微鏡設備型號為Zeiss Axio Lab.A1 MAT，標準配置及技術參數(shù)為，光學系統(tǒng)：ICCS光學系統(tǒng)，鏡體：FEM設計，ACR位置編碼，其中物鏡倍數(shù)選用5X和20X，目鏡倍數(shù)選用10X，觀察采用明場，光源：12V、50W鹵素燈。芯體燒結后的宏觀組織形貌如圖4(a)所示，微觀組織形貌如圖4(b)所示。從圖中可以看出，采用前文所述的燒結方法和燒結參數(shù)對模擬CERMET燃料芯體進行燒結后，芯體中金屬鎢和ZrO

兩相的混合均勻性較好，結合緊密，空洞很少，表明采用本文所確定的制備工藝和制備參數(shù)合理，可以獲得滿足使用要求的芯體。為了研究芯體燒結后組織成分的變化情況，我們對燒結體又進行了XRD相分析，分析設備采用ARL EQUINOX 3000 X射線衍射儀。分析結果表明，在燒結后的芯體中，ZrO

單斜相占比約為56.45%，W立方相占比約為42.33%。

（1）W涂層的厚度和結合強度。對于CERMET燃料W涂層的性能主要采用涂層厚度和結合強度來進行表征。首先對CVD涂覆后的樣品進行了涂層厚度測定。厚度測定是在微觀金相照片上進行的，通過金相顯微鏡配套電腦所帶的厚度自動測量軟件，對W涂層的厚度進行了測定。測定時，共選取了3個具有代表性的位置，測定結果如圖5所示。從圖中可以看出，涂層最大厚度可達414.72μm，最小厚度也達到了399.98μm，平均厚度可超400μm，與國外公布的文獻資料相比

，數(shù)值極為接近，表明采用本文所述的涂層方法能夠滿足使用要求。此外，為了檢測涂層的結合強度，采用拉脫法對涂層的結合力進行了檢測，拉脫實驗在機械拉脫試驗機上進行，共測定了10個樣品，最終以其平均值作為結合強度的標定值，測試結果表明W涂層與CERMET燃料基體的結合強度可達14MPa，這樣的結合強度，可以對CERMET燃料形成有效的保護，在使用過程中涂層也將難以失效脫落。

（2）環(huán)境應用實驗。在使用中，CERMET燃料的溫度可達3000K以上，且處在氫氣的環(huán)境中，為了評估模擬燃料在高溫氫氣環(huán)境下的使用壽命和保持性能穩(wěn)定的能力。我們對樣品對又進行了高溫氫氣環(huán)境相容性試驗和15次熱循環(huán)實驗，隨后對試驗樣品進行了微觀觀察和分析，其結果如圖7所示。從圖7中可以看出：試樣在進行了高溫氫氣相容性和熱循環(huán)試驗后均產生了不同深度的涂層破損，但涂層沒有出現(xiàn)剝離現(xiàn)象，涂層的連續(xù)性也得以保持，這表明W涂層高溫氫氣環(huán)境相容性很好，同時也具有較強的抗熱震能力，可以達到防護基體的目的。

本文針對目前母豬飼喂過程中存在的飼喂設備結構不合理、飼喂方法不科學等問題，以實現(xiàn)飼喂過程自動化、飼喂下料精確化、動物管理人性化為目標，利用現(xiàn)代化設計方法開發(fā)出了新型母豬精確飼喂設備。本設備解決了以往設備下料控制不精確、稱重結構不合理和使用壽命短等問題，進一步體現(xiàn)了現(xiàn)代化養(yǎng)殖理念。其推廣可以有效促進養(yǎng)殖業(yè)發(fā)展，提高養(yǎng)殖者的收益，具有重要的社會意義和經濟價值。

對樣品進行高溫氫氣相容性及升降溫實驗后，我們又利用EDS對涂層結合線附近涂層中的元素分布情況進行了分析，其結果如圖7所示。從圖7中的分析結果可以看出，最高峰和次高峰示出的都是W元素，幾個低峰示出的是Zr和O元素，這表明在涂層中，物相仍然以純鎢為主，但是有少量Zr、O元素向涂層中進行了擴散。元素擴散這一現(xiàn)象進一步表明，涂層和基體之間形成的是冶金結合，結合質量和結合強度都有保證。

3 結論

通過對國外核熱推進燃料發(fā)展歷史、制備工藝過程的調研和分析，結合我國的應用需求和技術現(xiàn)狀，確定了符合我國國情的鎢基CERMET燃料的制備工藝路線和流程。采用ZrO

作為UO

的模擬物料進行工藝研究，成功研制出了孔徑為1.2mm、長度為100mm、包含19個孔的六棱柱燃料模擬件，驗證了該工藝路線的可行性。為了延長鎢基CERMET燃料的使用壽命，減少UO

的喪失，在對UO

喪失過程理論分析基礎上，對模擬件進行了鎢涂層實驗，并對其與高溫氫氣的相容性問題測試，驗證了該種涂層的有效性。

[1]房玉良，劉林，孫海亮，等．核熱推進反應堆燃料元件發(fā)展概述[J]．宇航總體技術,2020,4(1)：63-70．

[2]王帥，盧波．世界深空探測發(fā)展態(tài)勢及展望[J]．國際太空,2015,(9)：43-49．

[3]解家春，霍紅磊，蘇著亭，等．核熱推進技術發(fā)展綜述[J]．深空探測學報，2017，4(5)：417-426．

[4]Drake B G,Hoffman S J,Beaty D W．Human exploration of Mars,design reference architecture 5．0[C]．2010 IEEE Aerospace Conference,IEEE,2010：1-24．

[5]解家春，霍紅磊，蘇著亭，等．核熱推進技術發(fā)展綜述[J]．深空探測學報,2017,4(5)：417-429．

[6]Ludewing H,Powell J R,Todosow M,et al．Design of particle bed reactors for the space nuclear thermal propulsion program[J]．Progress in Nuclear Energy,1996,30(1)：1-65．

[7]王三丙，馬元，郭斯茂，等．核熱火箭反應堆燃料對比分析[J]．載人航天,2018,24(6)：784-795．

[8]李司宇,霍紅磊．核熱火箭反應堆燃料技術的國內外研究進展[J]．科技創(chuàng)新導報,2020,(16)：121-126．

[9]Benensky K．Summary of historical solid core nuclear thermal propulsion fuels[D]．Pennsylvania：Pennsylvania State University,2013．

[10]葉培建，鄒樂洋，王大軼，等．中國深空探測領域發(fā)展及展望[J]．國際太空,2018,(10)：4-10．