楊玉新,任全彬,段艷娟*,田維平,唐 敏,張光喜

(1.西安航天動力技術(shù)研究所,西安 710025;2.航天動力技術(shù)研究院,西安 710025;3.西安航天復(fù)合材料研究所,西安 710025)

0 引言

核熱推進(jìn)的工作原理是利用可控核反應(yīng)(目前主要是核裂變)釋放的熱量直接加熱工質(zhì),熱工質(zhì)經(jīng)噴管膨脹加速后排出產(chǎn)生推力。核熱推進(jìn)具有推力大、比沖高、比功率大、能量轉(zhuǎn)換效率高、長時間工作、推力可調(diào)、多次啟動等性能優(yōu)勢,在深空探測及武器裝備領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景[1-2]。

進(jìn)入21世紀(jì)以來,隨著傳統(tǒng)化學(xué)火箭動力技術(shù)的日臻成熟,性能提升的“天花板效應(yīng)”凸顯,核熱推進(jìn)技術(shù)再一次成為世界航天和軍事強(qiáng)國競相研究的熱點并取得了重大技術(shù)進(jìn)展[3]。2009年,美國正式發(fā)布載人火星設(shè)計參考架構(gòu)5.0(DRA5.0),明晰了基于核熱推進(jìn)的載人登火技術(shù)路線和技術(shù)體系,并持續(xù)開展了空間核熱推進(jìn)系列研發(fā)計劃,有望在2030年前實現(xiàn)載人登火應(yīng)用[4-5]。2018年,俄羅斯“海燕”核動力巡航導(dǎo)彈的公開報道[6],標(biāo)志著核熱推進(jìn)技術(shù)在武器裝備領(lǐng)域進(jìn)入實質(zhì)性應(yīng)用階段,并在世界范圍內(nèi)引發(fā)了新一輪核熱推進(jìn)技術(shù)研究的熱潮[7]。

本文將在回顧美、俄兩國核熱推進(jìn)技術(shù)發(fā)展歷程的基礎(chǔ)上,總結(jié)經(jīng)驗并梳理主要關(guān)鍵技術(shù),并結(jié)合我國的技術(shù)現(xiàn)狀提出發(fā)展建議,為我國核熱推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展和決策提供參考。

1 核熱推進(jìn)的類型與原理

核熱推進(jìn)按照其工作原理和模式,主要分為核熱火箭發(fā)動機(jī)、核熱沖壓發(fā)動機(jī)和核熱渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。

1.1 核熱火箭發(fā)動機(jī)

核熱火箭發(fā)動機(jī)采用自身攜帶的推進(jìn)劑作為反應(yīng)堆的冷卻介質(zhì)和推進(jìn)工質(zhì),結(jié)構(gòu)如圖1所示。核熱推進(jìn)反應(yīng)堆出口工質(zhì)溫度可達(dá)到2500 K以上,比沖可達(dá)到700～2000 s,約是當(dāng)前化學(xué)火箭動力中比沖最高的氫氧發(fā)動機(jī)的2倍、固體火箭發(fā)動機(jī)的3倍[8]。對于速度增量為10 km/s 的任務(wù),化學(xué)火箭可攜帶的有效載荷比低于0.1,核熱火箭的有效載荷質(zhì)量比可達(dá)0.35左右[9]。此外,核熱火箭發(fā)動機(jī)推力可達(dá)到百噸級,因此主要應(yīng)用于載人登月、登火等深空探測領(lǐng)域。

圖1 氫燃料核熱火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖[8]Fig.1 Component scheme of NTP engine[8]

1.2 核熱沖壓發(fā)動機(jī)

核熱沖壓發(fā)動機(jī)是來流空氣經(jīng)過超聲速進(jìn)氣道激波壓縮減速增壓后進(jìn)入反應(yīng)堆冷卻流道中,反應(yīng)堆出口的熱空氣經(jīng)噴管膨脹加速后排出產(chǎn)生推力,結(jié)構(gòu)如圖2所示。由于工作過程中不消耗推進(jìn)劑,核熱沖壓發(fā)動機(jī)具有比沖無限、航程無限的優(yōu)點。受制于堆芯燃料元件、結(jié)構(gòu)材料耐溫性能的制約,堆芯工質(zhì)出口溫度一般在2000～2500 K;沖壓發(fā)動機(jī)受進(jìn)氣道總壓損失的影響,要實現(xiàn)推-阻平衡,內(nèi)流道工質(zhì)的溫升比(出口靜溫/入口靜溫)需要滿足一定的條件。因此,核熱沖壓發(fā)動機(jī)來流空氣的總溫不能過高,工作速度一般在Ma=2～3范圍內(nèi),但可利用其比沖無限的優(yōu)點實現(xiàn)超低空超聲速機(jī)動巡航飛行,這是傳統(tǒng)化學(xué)燃料沖壓推進(jìn)難以實現(xiàn)的。核熱沖壓發(fā)動機(jī)的推力水平為千?！珖嵓?主要應(yīng)用于超低空洲際超聲速巡航導(dǎo)彈,如美國的“冥王星”核動力巡航導(dǎo)彈[10]。

圖2 核熱沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖[11]Fig.2 Component scheme of nuclear thermal ramjet engine[11]

1.3 核熱渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

核熱渦輪噴氣發(fā)動機(jī)是利用核反應(yīng)堆代替?zhèn)鹘y(tǒng)渦輪發(fā)動機(jī)中的火焰筒加熱空氣,熱空氣驅(qū)動渦輪帶動壓氣機(jī)工作,如圖3所示。與核熱沖壓發(fā)動機(jī)類似,具有比沖無限、航程無限的優(yōu)點。受制于渦輪機(jī)葉片等結(jié)構(gòu)材料耐溫的限制,反應(yīng)堆出口工質(zhì)的溫度一般在1400 K以下[12-13]。核熱渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的工作速度一般為亞聲速或跨聲速,主要應(yīng)用于洲際亞聲速巡航導(dǎo)彈,如俄羅斯的“海燕”核動力巡航導(dǎo)彈。

圖3 核熱渦輪噴氣發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖[13]Fig.3 Component scheme of nuclear thermal turbo-jet engine[13]

2 國外核熱推進(jìn)技術(shù)發(fā)展

核熱推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展興起于20世紀(jì)40年代末期,在化學(xué)火箭投送能力有限的情況下,為滿足洲際導(dǎo)彈的發(fā)展需求,美國率先啟動了Rover核熱推進(jìn)研發(fā)計劃,隨后前蘇聯(lián)緊跟美國的步伐也啟動了相應(yīng)的研發(fā)計劃,引發(fā)了以美、蘇為主導(dǎo)的核熱推進(jìn)技術(shù)第一次研發(fā)熱潮,并在推進(jìn)系統(tǒng)和反應(yīng)堆設(shè)計、耐高溫抗腐蝕燃料元件設(shè)計與制備等方面取得了大量實質(zhì)性進(jìn)展。21世紀(jì)以來,隨著傳統(tǒng)化學(xué)火箭性能提升瓶頸的凸顯以及深空探測活動的活躍,核熱推進(jìn)技術(shù)再一次成為世界科技強(qiáng)國研究的熱點,掀起了第二次研發(fā)熱潮。

2.1 第一次研發(fā)熱潮

(1)美國

美國于1955年,在原子能委員會和國防部的聯(lián)合推進(jìn)下啟動了Rover研發(fā)計劃,組織兩個國家實驗室和洛克達(dá)因公司協(xié)作開發(fā)核熱火箭發(fā)動機(jī),相繼研發(fā)了14個不同系列核熱推進(jìn)反應(yīng)堆,如圖4所示,并完成了發(fā)動機(jī)組件的熱試車,獲得了大量數(shù)據(jù),為發(fā)動機(jī)整機(jī)研制奠定了基礎(chǔ)[14-15]。

圖4 美國Rover計劃期間建造的典型核熱發(fā)動機(jī)[14]Fig.4 Pictures of the different experimental reactor[14]

基于Rover計劃的成果,美國國防部于1957年實施了“冥王星”核動力戰(zhàn)略巡航導(dǎo)彈研發(fā)計劃,旨在研發(fā)出一款能“永遠(yuǎn)飛行”的“超聲速低空核動力巡航導(dǎo)彈”(Supersonic Low Altitude Missile ,SLAM),不僅可攜帶核彈頭,還可額外攜帶16枚氫彈。著眼于核熱沖壓發(fā)動機(jī)的研發(fā),同步實施了Pluto專項研發(fā)計劃,在1961～1963年期間完成了“ToryⅡ-A”和“ToryⅡ-C”兩型核熱沖壓發(fā)動機(jī)原型機(jī)的研制和試驗,功率達(dá)到513 MW、推力達(dá)到35 klb,工作時間達(dá)到5 min。采用固體助推的Pluto導(dǎo)彈構(gòu)想圖如圖5所示,Torre II-A地面試驗發(fā)動機(jī)如圖6所示。但隨著洲際彈道導(dǎo)彈和B-52重型戰(zhàn)略轟炸機(jī)的發(fā)展以及核熱沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的不成熟,項目于1964年下馬[16]。

圖5 采用固體助推的冥王星2[17]Fig.5 Scheme of the Pluto cruise missile[17]

圖6 Torre II-A 反應(yīng)堆和噴管[17]Fig.6 Nuclear reactor and nozzle Torre II-A[17]

隨后,隨著“阿波羅”計劃的實施,美國原子能委員會和國家航空航天局以Rover計劃的研發(fā)成果為基礎(chǔ),啟動了針對火星、木星等行星載人探測任務(wù)需求的NERVA計劃,重點開展高比沖、大推力、可重復(fù)使用核熱推進(jìn)系統(tǒng)的論證和研發(fā)。期間共進(jìn)行了6次核熱火箭發(fā)動機(jī)集成試驗,綜合驗證了發(fā)動機(jī)的比沖、重復(fù)啟動性、推力調(diào)節(jié)能力和持續(xù)工作壽命等性能[18-19]。1987年,在星球大戰(zhàn)計劃中啟動了針對彈道導(dǎo)彈攔截和空間軌道轉(zhuǎn)移應(yīng)用需求的Timberwind計劃;隨著冷戰(zhàn)的結(jié)束,項目改名為空間核熱推進(jìn)(SNTP)計劃,研究重點轉(zhuǎn)向推重比更高的新型顆粒床反應(yīng)堆(PBR)方案研究,但直至計劃結(jié)束可行性尚未得到驗證[20-21]。該計劃提出的核熱火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)指標(biāo)為:推力89～356 kN,比沖1000 s,推重比25∶1～35∶1。隨后,隨著化學(xué)火箭動力技術(shù)的快速發(fā)展以及冷戰(zhàn)的結(jié)束,美國核熱推進(jìn)技術(shù)研發(fā)陷入低谷。

美國通過Rover和NERVA計劃的實施,完成了近20臺原型堆、推進(jìn)系統(tǒng)的建設(shè)和運行,在核熱推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計、高功率緊湊型高溫氣冷堆設(shè)計與運行、高溫燃料元件設(shè)計與開發(fā)、核熱推進(jìn)系統(tǒng)試驗等方面積累了大量的數(shù)據(jù)和經(jīng)驗,為后續(xù)大型核熱推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展奠定了堅實的技術(shù)基礎(chǔ)。如表1所示[22],反應(yīng)堆功率范圍為44～4082 MW,推力范圍為1.4～95 t,最高比沖901 s,工質(zhì)出口最高溫度2750 K,滿功率最長累計運行時間109 min,最多啟停次數(shù)為28次,總體技術(shù)成熟度達(dá)到5級以上[23-24]。

表1 美國Rover/NERVA計劃中核熱推進(jìn)方案及性能[22]Table 1 NTP Reactor test summary of US Rover/NERVA program[22]

(2)前蘇聯(lián)

前蘇聯(lián)從1953年開始,組織了第一、第九研究院、第456 國家試驗設(shè)計局、化學(xué)自動化設(shè)計局等多個單位參與核熱火箭發(fā)動機(jī)的研制工作[25]。研究中,采用了非均勻化的設(shè)計思路,將慢化劑和核燃料分開布置,對慢化劑進(jìn)行單獨冷卻,降低了慢化劑的耐溫需求,減少反應(yīng)堆中高溫部件數(shù)量和種類;結(jié)合模塊化堆芯的設(shè)計方案,可在核熱火箭發(fā)動機(jī)具體需求和指標(biāo)不明確的情況下開展標(biāo)準(zhǔn)化核燃料組件的研制,通過不同數(shù)量的燃料組件的組合,形成不同規(guī)模和功率需求的反應(yīng)堆,可降低反應(yīng)堆的研制成本、提高運行安全性和可靠性。

基于非均勻和模塊化的設(shè)計思路,前蘇聯(lián)建設(shè)了IGR、 IVG-1和IRGIT等3座不同類型專用試驗反應(yīng)堆用于開展核燃料和核熱推進(jìn)技術(shù)驗證[26]。其中IRG和IVG-1為實驗堆,主要用于核燃料組件輻照環(huán)境下的可靠性測試、堆芯結(jié)構(gòu)、燃料組件等方案優(yōu)選及高溫氫工質(zhì)的熱工水力特性研究?；贗VG-1反應(yīng)堆,前蘇聯(lián)開展了涵蓋10多種設(shè)計方案的約300個燃料組件和7個堆芯方案的實驗測試工作,燃料元件釋熱密度達(dá)到20 kW/cm3,氫氣溫度達(dá)到3100 K。IRGIT為RD-0410核熱火箭的地面原型堆,可以開展反應(yīng)堆啟動、全功率運行到停機(jī)全過程的性能測試,峰值功率為42 MW、氫工質(zhì)出口溫度達(dá)到2300 ℃以上。

在單項研究的基礎(chǔ)上,前蘇聯(lián)研制了RD-401、RD-402、RD-404、RD-405、RD-0410等固態(tài)堆芯方案和RD-600氣態(tài)堆芯方案地面試驗樣機(jī)。其中固態(tài)堆芯方案中RD-404和RD-405比沖最高,達(dá)到950 s;氣態(tài)堆芯方案的比沖遠(yuǎn)高于固態(tài)堆芯方案,可達(dá)到2000 s,但存在較多的理論和工藝問題難以解決,技術(shù)成熟度較低。RD-0410的技術(shù)成熟度最高,完成了全尺寸核熱推進(jìn)系統(tǒng)反應(yīng)堆系列化試驗,驗證了從材料、工藝到技術(shù)方案的正確性,比沖達(dá)到900 s[1]。

表2給出了RD-0410推進(jìn)系統(tǒng)主要設(shè)計參數(shù),圖7為RD-0410推進(jìn)系統(tǒng)試驗樣機(jī)照片。

圖7 RD-0410試驗樣機(jī)[25]Fig.7 RD-0410 prototype mockup[25]

表2 RD-0410推進(jìn)系統(tǒng)主要設(shè)計參數(shù)[1]Table 2 Performance parameters of RD-0410 nuclear thermal propulsion[1]

前蘇聯(lián)核熱火箭推進(jìn)的研制歷程比較平穩(wěn),持續(xù)時間也較長,設(shè)計方案在性能和壽命上較美國同期方案均有明顯的優(yōu)勢。前蘇聯(lián)大規(guī)模的研究、研制、試驗工作一直持續(xù)到1990年前后,隨后由于受美國的影響以及國內(nèi)政局的動蕩、財力窘迫等原因,核熱發(fā)動機(jī)的研究逐漸停止下來。

2.2 再度興起

近年來,隨著傳統(tǒng)化學(xué)火箭性能提升“瓶頸效應(yīng)”的凸顯以及人類深空探測活動的活躍,美、俄等國從戰(zhàn)略層面重新啟動并加速發(fā)展核熱推進(jìn)技術(shù)。

經(jīng)過多輪次的深化論證和修訂,美國于2009年正式發(fā)布載人火星設(shè)計參考架構(gòu)(Design Reference Architecture 5.0,DRA5.0),提出了核熱火箭推進(jìn)的地-火軌道轉(zhuǎn)移、近火制動、火-地軌道轉(zhuǎn)移的載人登火技術(shù)方案。方案采用3～4臺11 t推力級固態(tài)堆芯氫燃料核熱火箭發(fā)動機(jī),比沖為900～940 s、壽命為10 h,最長持續(xù)工作時間為2 h[27]。

2010年發(fā)布新版《國家太空政策》,提出“到21世紀(jì)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”。依據(jù)這一政策,NASA在探索技術(shù)開發(fā)與論證計劃(ETDD)下重新啟動了核熱推進(jìn)技術(shù)開發(fā)與論證工作[28]。

NASA在2012～2014年期間實施了基礎(chǔ)技術(shù)開發(fā)第一階段工作:核低溫推進(jìn)項目(NCPS)。該項目對石墨基體復(fù)合燃料和W-UO2金屬陶瓷燃料的工藝處理、元件制造及元件包覆等方面開展研究,綜合考慮工程進(jìn)度和技術(shù)成熟度等因素,將石墨基燃料作為首選,將金屬陶瓷燃料作為后備燃料[29]。項目還對燃料元件環(huán)境模擬系統(tǒng)(NTREES)升級改造,如圖8所示,改造后的加熱功率達(dá)1.2 MW,氫氣流量可達(dá)200 g/s以上,氫氣壓力約7 MPa,溫度接近3000 K,可在接近原型反應(yīng)堆功率密度的條件下測試燃料元件[30-31]。

圖8 核熱推進(jìn)燃料元件環(huán)境模擬系統(tǒng)[31]Fig.8 Nuclear thermal rocket element environmental simulator (NTREES)[31]

2015～2017年期間,項目進(jìn)入基礎(chǔ)技術(shù)開發(fā)第二階段工作(核熱推進(jìn)項目),重點開展石墨基體復(fù)合燃料單項效應(yīng)測試,驗證方案的可行性與性能;計劃建造1～2個地面測試裝置和1個飛行測試裝置。其中地面裝置將建設(shè)在內(nèi)華達(dá)試驗場內(nèi),飛行測試計劃采用一次性月球飛掠的形式。項目實施中采用了模塊化設(shè)計思路,基于標(biāo)準(zhǔn)化燃料元件的小型反應(yīng)堆及推進(jìn)系統(tǒng)(7.5 klb或16.5 klb)的建造和測試驗證相關(guān)技術(shù),后續(xù)通過增加燃料元件的數(shù)量和堆芯直徑進(jìn)行推力放大(25 klb)[32]。

美國于2019年投資1.2億美元支持“敏捷地月運行演示驗證火箭”(DRACO)第一階段合同,重點開發(fā)和驗證高純度低濃縮鈾(HALEU)核熱推進(jìn)系統(tǒng)(NTP),用于支持月球“核熱推進(jìn)傳送器”的建設(shè),反應(yīng)堆啟動次數(shù)將達(dá)到160次,每次運行時間90 min[33]。隨著核熱推進(jìn)反應(yīng)堆燃料低濃化趨勢,2020年,美國發(fā)布的《第六號太空政策指令——空間核電源和核推進(jìn)國家戰(zhàn)略》規(guī)定,“在空間核電源和核推進(jìn)系統(tǒng)中,使用高濃鈾應(yīng)限于使用其他核燃料或非核動力源無法完成任務(wù)的應(yīng)用場景?！边@意味著美國在將來的空間核動力研究中會優(yōu)先考慮低濃鈾[34]。2022年5月,DARPA發(fā)布了DRACO計劃第二和第三階段合同招標(biāo),計劃在3～4年時間內(nèi)完成太空核熱推進(jìn)系統(tǒng)在軌飛行驗證。

俄羅斯方面也在不斷加快核熱推進(jìn)項目的研發(fā)。2018年,對外公布了采用核熱渦輪噴氣動力的“海燕”核動力洲際巡航導(dǎo)彈的研發(fā)和飛行驗證情況[6]。2019年,宣稱將在RD-0410核熱發(fā)動機(jī)基礎(chǔ)上研發(fā)新型核熱火箭發(fā)動機(jī);2021年,宣稱將斥資5.8億美元用于新的載人登陸火星計劃,擬于2030年前實現(xiàn)交付應(yīng)用。

3 核熱推進(jìn)反應(yīng)堆芯方案與燃料元件技術(shù)

反應(yīng)堆堆芯和燃料元件是核熱火箭發(fā)動機(jī)最核心的組成部分,堆芯工質(zhì)出口的溫度和反應(yīng)堆的重量是影響推進(jìn)系統(tǒng)比沖、推重比等核心性能指標(biāo)的關(guān)鍵因素。著眼于提高堆芯工質(zhì)出口溫度、降低反應(yīng)堆重量和體積的發(fā)展目標(biāo),國外主要發(fā)展了四種典型的堆芯方案,即NERVA、CERMET、PBR和CIS,并牽引發(fā)展了不同類型的燃料元件[35-36]。

3.1 NERVA堆芯方案

NERVA堆芯是美國在ROVER/NERVA計劃中所設(shè)計的堆芯方案[37-38],通過長六棱柱的燃料元件和具有同樣外形尺寸支撐元件以6∶1的配比側(cè)面緊密堆積布置,其剖面如蜂巢,又稱為蜂巢六棱柱方案。

在早期的設(shè)計方案中,燃料元件采用石墨基UC2燃料,即將大約200 μm的UC2顆粒均勻彌散于熱解石墨基體中,通過擠壓和熱處理制成燃料元件。每個燃料元件軸向有19個氫工質(zhì)流道,流道表面沉積了ZrC涂層,以保護(hù)石墨基體在高溫下不被氫蝕。由于石墨基體的慢化能力相對較差,在支持元件的內(nèi)部有ZrH2套管提供額外的中子慢化能力來降低堆芯的體積和質(zhì)量。為了進(jìn)一步提高推重比,在ROVER/NERVA計劃末期,開發(fā)了二元碳化物(U,Zr)C或三元碳化物(U,Nb,Zr)C燃料,如圖9所示,試驗溫度達(dá)到了3000 ℃,但未進(jìn)行充分的試驗驗證[39]。

圖9 NERVA堆芯燃料組件示意圖[24]Fig.9 Scheme of NERVA reactor fuel element[24]

采用石墨基UC2燃料的NERVA堆芯方案在20世紀(jì)50～60年代經(jīng)過了大量的試驗驗證。泵出口的工質(zhì)一部分冷卻推力室身部和控制鼓,另一部分冷卻支持元件,驅(qū)動渦輪后流過燃料棒冷卻通道經(jīng)噴管噴出產(chǎn)生推力[40]。工質(zhì)最高出口溫度達(dá)到2539 K,功率涵蓋幾十MW到上千MW,技術(shù)成熟度較高,這正是美國在2014年NCPS項目評估中將其作為首選方案的主要原因。

3.2 CERMET堆芯方案

CERMET堆芯是美國通用電氣公司在ROVER/NERVA計劃中提出的一種快堆設(shè)計方案。燃料是將高富集度的UO2和高溫難熔金屬(例如鎢、錸、鉬等)形成固溶體,具有機(jī)械強(qiáng)度高、熔點高、與氫氣相容性好、結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性好等優(yōu)點,為核熱推進(jìn)長時間工作、多次啟動提供了有利條件。每個燃料元件有331個工質(zhì)流道,燃料元件外表面和工質(zhì)流道內(nèi)壁包覆有鎢錸合金,以抵抗高溫氫的侵蝕[41]。

由于金屬基陶瓷燃料密度高,如何降低堆芯質(zhì)量、提高推重比是CERMET堆芯方案需要解決的核心問題。針對該問題,NASA曾提出了軸向分區(qū)和徑向分區(qū)兩種設(shè)計思路,依據(jù)堆芯的溫度梯度合理選用不同熔點的金屬作為機(jī)體,以此降低堆芯的重量。堆芯外區(qū)為Mo-UO2,內(nèi)區(qū)為W-UO2,循環(huán)模式是工質(zhì)先經(jīng)過外區(qū)再流過內(nèi)區(qū),使內(nèi)外溫度存在差別[42]。CERMET堆功率為3000 MW,推力445 kN,堆芯長約為86 cm,直徑為61 cm,堆內(nèi)共有163個六角形的燃料元件(圖10)。

圖10 CERMET堆芯燃料元件[41]Fig.10 Images of CERMET fuel element sample[41]

3.3 PBR堆芯方案

PBR堆芯也被稱為顆粒床堆芯,燃料元件采用與NERVA堆芯類似的六邊形外形結(jié)構(gòu),但內(nèi)部結(jié)構(gòu)存在巨大差異。PBR堆芯燃料元件采用徑向多層結(jié)構(gòu)設(shè)計,從外向內(nèi)分別為中子慢化劑層、冷套管、燃料床和熱套管。中子慢化劑層通常采用金屬氫化物及其合金,設(shè)計有工質(zhì)入口通道。冷套管和熱套管起到支撐和約束燃料床的作用,分別采用不銹鋼(或鋁合金)和TaC包覆石墨制作,內(nèi)部設(shè)計有介質(zhì)流道用于冷卻。燃料床用于放置核燃料,燃料核心為UC2顆粒[43],內(nèi)層采用熱解碳包覆,起到包容裂變產(chǎn)物的作用,外層采用ZrC包覆,起到防止氫蝕的作用,燃料直徑大約為0.5 mm,如圖11所示。

圖11 PBR堆芯燃料元件示意圖[9]Fig.11 Scheme of PBR fuel element[9]

PBR堆芯工作時,經(jīng)過預(yù)熱的工質(zhì)從反應(yīng)堆底部經(jīng)入口流道向上運動,在反應(yīng)堆上端匯流后經(jīng)氫腔室向下運動,并沿徑向分別經(jīng)過氫腔室、冷套管、燃料床和熱套管逐步加熱;最后匯集到工質(zhì)出口經(jīng)噴管膨脹加速后排出產(chǎn)生推力。由工質(zhì)的流動過程可以看出,PBR堆芯具有換熱面積大、熱功率密度高的優(yōu)點,功率密度可達(dá)到40 MW/L,但也同時帶來了堆芯流動阻力大的缺點。

3.4 CIS堆芯方案

CIS堆芯是前蘇聯(lián)基于非均勻化設(shè)計理念開發(fā)的一種采用三元碳化物(U,Nb,Zr)C螺旋狀燃料元件的堆芯結(jié)構(gòu)[44]。多個螺旋狀的燃料元件通過緊密裝配形成燃料棒束,6～8個燃料棒束通過軸向拼接形成燃料組件,燃料組件插入氫化鋯慢化劑中形成堆芯。通過調(diào)整燃料棒軸向富集度和燃料成分,優(yōu)化堆芯軸向功率分布;通過調(diào)整燃料棒在慢化劑中的排布,可展平徑向功率分布,如圖12所示,燃料組件典型結(jié)構(gòu)如圖13所示。由于采用了三元碳化物燃料、螺旋狀燃料元件和非均勻化設(shè)計理念,CIS堆芯具有堆芯溫度高和換熱效率高的優(yōu)點,但同時存在著加工制造難度大、堆芯流動阻力大等缺點。CIS堆芯方案在工質(zhì)出口溫度為3000 K的工況下持續(xù)運行了1 h,在2000 K工況下持續(xù)運行了4000 h。俄羅斯基于CIS堆芯方案,設(shè)計開發(fā)了多個核熱推進(jìn)方案,其中以35 kN級的RD-0410驗證最為充分,技術(shù)成熟度達(dá)到5級以上[45]。

圖12 前蘇聯(lián)CIS燃料組件示意圖[44]Fig.12 Fuel assembly of CIS[44]

圖13 前蘇聯(lián)CIS燃料組件典型結(jié)構(gòu)[42]Fig.13 Typical structure of CIS fuel assembly[42]

4 核熱推進(jìn)的主要關(guān)鍵技術(shù)

4.1 核熱推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計與多學(xué)科統(tǒng)一建模仿真技術(shù)

核熱推進(jìn)作為化學(xué)推進(jìn)和可控核能利用融合發(fā)展的產(chǎn)物,系統(tǒng)復(fù)雜,各子系統(tǒng)之間存在著復(fù)雜的動態(tài)耦合特性。實現(xiàn)各子系統(tǒng)間的匹配工作、精確預(yù)示全系統(tǒng)的動態(tài)工作特性和調(diào)節(jié)控制特性是核熱推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計的主要難點。以核熱火箭發(fā)動機(jī)為例,需要綜合考慮動力系統(tǒng)循環(huán)模式-工質(zhì)供給系統(tǒng)-反應(yīng)堆運行功率-工質(zhì)流動換熱特性-材料耐溫上限-推力輸出之間復(fù)雜的匹配關(guān)系[46],涉及到中子物理-流動-傳熱-力學(xué)-控制-推進(jìn)等多學(xué)科、多領(lǐng)域的專業(yè)知識;且受制于核熱推進(jìn)系統(tǒng)試驗的復(fù)雜性和昂貴的成本,難以開展大規(guī)模的系統(tǒng)集成驗證試驗。因此,開展基于多學(xué)科統(tǒng)一建模的總體設(shè)計與仿真技術(shù)研究是發(fā)展核熱推進(jìn)技術(shù)的重要理論前提。

4.2 高功率密度高溫氣冷反應(yīng)堆設(shè)計與多物理場耦合仿真技術(shù)

推力、比沖和推重比是衡量推進(jìn)系統(tǒng)性能的三個核心指標(biāo),與反應(yīng)堆的功率水平、工質(zhì)的出口溫度及反應(yīng)堆的結(jié)構(gòu)重量等直接相關(guān),核反應(yīng)堆的性能是決定核熱推進(jìn)系統(tǒng)性能最核心的因素。與傳統(tǒng)民用核電反應(yīng)堆相比,核熱推進(jìn)系統(tǒng)對反應(yīng)堆的功率密度(壓水堆的10倍以上)、堆芯溫度(3000 K 左右)、重量和體積等指標(biāo)提出了更高的要求,給反應(yīng)堆的設(shè)計帶來巨大挑戰(zhàn)。其中涉及超高溫工質(zhì)/結(jié)構(gòu)材料熱物性、高溫中子反應(yīng)截面等基礎(chǔ)數(shù)據(jù)庫的開發(fā),中子物理-熱-流-固多場耦合仿真分析模型的建立等基礎(chǔ)研究工作[47],以及反應(yīng)堆物理設(shè)計[48]、冷卻換熱流道設(shè)計、多通道流量分配與流動穩(wěn)定性控制、堆芯功率分布優(yōu)化與展平、超高溫環(huán)境及多次啟停交變載荷結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性設(shè)計、反應(yīng)性控制設(shè)計、極端工況下的安全性設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)問題。

4.3 高溫耐腐蝕燃料元件設(shè)計與制備技術(shù)

核燃料的耐溫上限直接決定著推進(jìn)工質(zhì)出口的溫度上限,進(jìn)而決定推進(jìn)系統(tǒng)的比沖。以氫工質(zhì)核熱火箭發(fā)動機(jī)為例,比沖要達(dá)到850 s,則工質(zhì)出口溫度要達(dá)到2500 K,燃料元件的溫度上限要達(dá)到約2700 K。燃料元件在高溫下與推進(jìn)工質(zhì)的相容性也是燃料元件設(shè)計中需要考慮的一個重點問題,如核熱火箭推進(jìn)中的高溫氫蝕、沖壓/渦輪等吸氣式核熱推進(jìn)中的高溫氧化等問題。此外,燃料元件的結(jié)構(gòu)形式還會影響堆芯的換熱效率、流動損失、高溫/輻照條件下的結(jié)構(gòu)完整性等,進(jìn)而影響推進(jìn)系統(tǒng)的比沖、推重比及工作可靠性等性能。

4.4 輕量化復(fù)合輻射屏蔽技術(shù)

由于核熱推進(jìn)系統(tǒng)采用的是開式循環(huán)模式,排放尾氣中不可避免地存在著放射性物質(zhì)。核熱推進(jìn)火箭發(fā)動機(jī)反應(yīng)堆工作環(huán)境為深空,因此不需要對尾氣進(jìn)行額外處理。研究表明,冥王星試驗場外環(huán)境影響是幾乎可以忽略的,且核動力巡航導(dǎo)彈軌跡輻射劑量分析表明:與導(dǎo)彈飛行軌跡法向距離大于80 m后,將低于50 mSv的工作人員一年劑量限值。因此,核熱推進(jìn)系統(tǒng)的輻射屏蔽主要是對于飛行器上電氣系統(tǒng)及乘員的防護(hù)。

與地面反應(yīng)堆相比,核熱推進(jìn)系統(tǒng)反應(yīng)堆具有更高的功率密度和更加嚴(yán)格的重量限制。由圖14可見,為了隔離核輻射而添加的防護(hù)層顯著增加了發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量[49]。因此,需要開發(fā)更加有效的輕量化復(fù)合輻射屏蔽材料和方案。對于核熱火箭推進(jìn)系統(tǒng)而言,氫燃料儲箱通常布局于反應(yīng)堆前端,可以起到較好的輻射屏蔽作用。在推進(jìn)系統(tǒng)輻射屏蔽方案設(shè)計中,需要在核算儲箱屏蔽效果基礎(chǔ)上,進(jìn)行附加的屏蔽方案設(shè)計。

圖14 核熱推進(jìn)系統(tǒng)推重比隨推力變化情況[49]Fig.14 Thrust-to-weight of nuclear thermal propulsion system at different thrusts[49]

4.5 大功率核熱推進(jìn)系統(tǒng)地面試驗技術(shù)

核熱推進(jìn)系統(tǒng)地面集成試驗按照其集成度可大體分為非核模擬試驗和帶核原型機(jī)試驗。其中非核模擬驗證試驗樣機(jī)與帶核原型機(jī)在系統(tǒng)組成和堆芯結(jié)構(gòu)方面高度相似,采用非核材料代替燃料元件中的核燃料,通過外部加熱的方式模擬反應(yīng)堆運行過程中的熱功率輸出,考核推進(jìn)系統(tǒng)各子系統(tǒng)工作的匹配性和運行的穩(wěn)定性,并獲得發(fā)動機(jī)的推力特性。在非核模擬試驗中,外部加熱一般采用非接觸式的電感加熱方式,主要技術(shù)難點在于高功率密度的電感加熱技術(shù)以及排氣出口熱工質(zhì)的安全處理技術(shù)。帶核整機(jī)驗證試驗的技術(shù)難點除了高溫?zé)峁べ|(zhì)安全處理之外,還涉及到尾氣中放射性物質(zhì)的過濾處理;實施過程中,可參考美國采用的廢氣地下主動過濾方案(Subsurface Active Filtering of Exhaust,SAFE),如圖15所示,利用地下高孔隙率的砂石土壤作為過濾器對尾氣進(jìn)行凈化[50-51]。

圖15 采用SAFE尾氣處理的帶核試驗方案[52]Fig.15 Schematic diagram of integrated NTP ground test based on SAFE[52]

5 啟示與建議

美、俄兩國作為核熱推進(jìn)領(lǐng)域的先驅(qū)者和引領(lǐng)者,通過20世紀(jì)50～80年代實施的一系列專項研發(fā)計劃,在核熱推進(jìn)反應(yīng)堆設(shè)計、核燃料、動力系統(tǒng)集成及核熱推進(jìn)試驗等技術(shù)領(lǐng)域獲得了重大技術(shù)突破,為21世紀(jì)以來核熱推進(jìn)計劃的快速發(fā)展和工程轉(zhuǎn)化奠定了堅實的技術(shù)基礎(chǔ),預(yù)計在2030年前后將實現(xiàn)核熱推進(jìn)技術(shù)在武器裝備和空間探測領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用。

在該技術(shù)領(lǐng)域,美、俄兩國均在國家意志的推動下,投入巨額研發(fā)經(jīng)費,聯(lián)合核技術(shù)和航天推進(jìn)領(lǐng)域最高水平的頂級科研機(jī)構(gòu)組建專業(yè)的研究團(tuán)隊進(jìn)行聯(lián)合攻關(guān),取得了核熱推進(jìn)技術(shù)的突破?？偨Y(jié)美、俄兩國的發(fā)展經(jīng)驗,可為我國核熱推進(jìn)技術(shù)的快速發(fā)展提供參考:

(1)核熱推進(jìn)技術(shù)作為航天推進(jìn)和核能兩大領(lǐng)域尖端技術(shù)的集大成者,是航天動力領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)跨越發(fā)展的重要顛覆性技術(shù),需要聯(lián)合國內(nèi)兩大領(lǐng)域的優(yōu)勢科研力量組建跨領(lǐng)域、跨專業(yè)的“國家隊”進(jìn)行聯(lián)合攻關(guān),打破傳統(tǒng)專業(yè)和行業(yè)壁壘,形成優(yōu)勢互補(bǔ)的聯(lián)合攻關(guān)體,形成“新型舉國體制”,確保核熱推進(jìn)系統(tǒng)工程的順利實施;

(2)核熱推進(jìn)作為可控核能技術(shù)的深化發(fā)展和拓展應(yīng)用,相對于核電站、核潛艇等傳統(tǒng)應(yīng)用領(lǐng)域,其反應(yīng)堆具有功率密度高、介質(zhì)工作溫度高、體積小、重量輕等特點,對堆型設(shè)計、堆芯中流體的高效換熱與流動控制、超高溫耐腐蝕高豐度核燃料元件制備、反應(yīng)堆的安全調(diào)節(jié)與控制、原型堆的建設(shè)與運行等方面提出了更高的要求,需要從整體工業(yè)能力基礎(chǔ)方面進(jìn)行系統(tǒng)布局和深化研究,做好打硬仗、持久戰(zhàn)的準(zhǔn)備;

(3)核熱推進(jìn)地面試驗系統(tǒng)復(fù)雜、技術(shù)難度大、建設(shè)周期長,迫切需要提前謀劃和布局非核模擬試驗系統(tǒng)、帶核模擬試驗系統(tǒng)、核燃料元件及結(jié)構(gòu)材料在高溫、輻照及啟停沖擊載荷下結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性驗證等專用試驗條件。