核熱推進技術綜述

廖宏圖

（上?？臻g推進研究所，上海200233）

0 引言

空間活動的核心是推進系統，而單位質量推進劑在單位時間內能夠獲得的能量及其能夠持續的時間直接決定所能夠開展的空間活動的范圍與規模。目前所用的推進方式包括化學推進系統和基于太陽能的電推進系統，這兩種推進方式均有其自身的不足，不能滿足日益發展的航天活動的需要。

化學推進的能量直接取自推進劑本身所攜帶的化學能，因此單位推進劑所能獲得的最大能量是有限的，也就是化學推進的比沖存在一個理論上限。最高能的常用化學推進劑是氫/氧，單位質量推進劑攜能13 MJ/kg，其最大理論比沖約

太陽能電推進的能量取自太陽能，因此單位質量推進劑所能獲得的能量，也就是其比沖沒有理論限制，但太陽能需要用太陽電池陣收集，而太陽能流密度(太陽常數)是有限的（如地球附近真空太陽常數僅1.3 KW/m2），要獲得高推力、高比沖就需要高能量功率，因而需要非常大面積的太陽能電池陣。一個例子：太陽電池轉換效率20%，電推力器效率60%，若發動機比沖10000 s，要獲得10 N推力需要的電功率是：0.5×(10000×9.8)×(1×9.8)/0.6=800 kWe，在地球附近真空，需要的太陽電池陣面積為：800/1.3/0.2=3078 m2，約半個標準足球場大小。另一方面，隨著與太陽距離的增加，太陽常數按平方反比關系下降，而且在陰影處的太陽常數為零，使得太陽電推進的應用受到了極大限制。

相比于化學能，單位核物質所攜帶的核能極高，如每公斤鈾-235完全裂變釋放的能量達8×107MJ/kg。假設這些能量完全用于加速核物質自身，所能達到的最大理論比沖為比化學火箭提高近四個量級。

總之，核能是繼化學能、太陽能之后人類目前掌握的最為強大的能源，具有應用于空間推進領域的巨大潛力。要實現更快、更遠、更大規模、更廣闊范圍的空間活動，核推進是必然選擇。

1 實現途徑

1.1 固相核熱火箭發動機

盡管核能具有巨大的潛力應用于空間推進，但是這種潛力能夠多大程度發揮，則取決于人類能夠多大程度控制核能的釋放：能夠控制的能量釋放率閾值越高，可以獲得的比沖越大。

固相核裂變是目前人類掌握的唯一一種對核能釋放的控制方法，該方法的基本要求是核能量釋放時核燃料保持固態。顯然，為了保證燃料塊不至于熔化，就需要將核能釋放率控制在非常低的閾值以下，遠未充分發揮核能的潛力。以此種能量釋放率驅動的推進器，或者比沖遠低于理論上限（核熱推進），或者需要犧牲推力及系統重量以換取高比沖（核電推進）。另一方面，因為核能釋放率低，核反應產物極其微量，且不易從固體燃料塊中分離，所以核反應產物不能作為推進劑，必須外帶推進劑。

即使核能以如此遠低于理論上可能的速率釋放，通過合理的結構設計及推進劑、運行參數選擇，仍然可以獲得比化學推進高得多的性能。以下簡單介紹目前已經實現的核熱推進方案。

在已經實現的核熱推進中，固相核裂變反應釋放的能量首先要以熱能形式交換給推進劑，而后者再通過噴管轉換為定向動能。圖1給出了固相核熱火箭發動機系統結構示意，采用氫作為推進劑，其流程是：氫泵增壓→冷卻流道蒸發→部分氫氣驅動氫泵→核反應堆內換熱成為高溫、高壓氫氣→噴管噴出產生推力。

圖2給出了典型固相核熱火箭發動機的反應堆剖面圖?？梢钥吹?，其基本結構形式是：大量的具有合適幾何外形（本圖為六棱柱）的燃料單元緊密堆積在內嵌有核反應控制機構（本圖為控制棒）的壓力容器內，其中每個燃料單元內密布大量流道讓推進劑流過以充分換熱。

要實現圖1所示的核熱火箭發動機系統，關鍵要解決以下問題：推進劑選擇、固體核燃料制備及固體核燃料與推進劑之間的換熱設計。

1.2 推進劑與核燃料

推進劑能夠獲得的最高溫度受限于固體核燃料的熔點，而在相同噴管入口溫度情況下，分子量越小的推進劑能夠獲得的理論比沖越高--顯然，以氫為推進劑是最佳選擇。

關于固體核燃料制備，因為所能耐受的最高溫度上限直接決定發動機的比沖性能，所以首要要求是耐高溫；另外，核燃料表面暴露于高速氫流中以交換熱量，所以還需要耐受氫的還原性腐蝕和高速流動的沖刷以獲得更長工作壽命。

采用混合-冷壓-燒結-表面CVD沉積的工藝流程成功開發了多種應用于核熱推進的固體核燃料。圖3給出了其中幾種的晶相結構，分別是：圖3(a)UC2顆粒分散在石墨的基質中；圖3(b)涂有熱解石墨PyC的UC2小球分散在石墨的基質中；圖3(c)(U，Zr)-C/石墨的復合材料，形成連續的網狀結構；圖4(d)(U，Zr)-C的固體溶液。其中，在圖3(b)、(c)結構的表面用CVD方法沉積ZrC保護層。試驗表明，這些核燃料能在3000 K、氫還原氛圍中耐受至少十數小時。

1.3 換熱設計

另一個關鍵問題是固體核燃料與推進劑之間的換熱設計。描述換熱性能優劣的一個最重要指標就是體積換熱效率：單位體積固體燃料內能夠交換的熱功率。該指標直接決定發動機的另外一個重要性能指標：推力/重量比。顯然，體積換熱效率越高，相同推力要求情況下所需要的發動機體積越小，重量越低，推力/重量比越高。以下簡單介紹已經實現的幾種換熱方案。

圖4所示的是最早實現的換熱方案：蜂巢多孔棱柱方式。其中的燃料單元是長六棱柱形式，內部開有19個孔作為與推進劑的換熱流道。大量截面是正六邊形的燃料單元與同樣是六棱柱的連接單元通過側面緊密堆積布置，其剖面形如蜂巢 （圖 2）。

圖4所示的換熱結構形式，為保證結構強度，換熱孔不能太密；另一方面，因為不易控制堆體內的釋熱強度分布與換熱過程的匹配，導致堆體內的換熱強度分布不均勻，有些區域大、有些區域小甚至為負值（高溫推進劑反向傳熱給固相核反應堆）。以上原因導致此種結構形式的體積換熱效率不高，發動機結構較笨重，推重比不高 （3～5）。

圖5為另外一種反應堆換熱方案：顆粒床型（PBR）。基本燃料單元為具有適當結構的圓形小顆粒（毫米量級直徑），充填于被內透膜與外透膜包裹的、帶有內流道的柱狀體（即顆粒床）內，然后將該柱狀顆粒床置于由慢化劑材料加工出的長六棱柱（稱慢化器）的中心圓孔內，構成一根燃料棒；沿棱柱型慢化器的適當位置和走向開出若干通道，將推進劑引到外透膜與慢化器內壁間的間隙內，并從外透膜透入顆粒床內，被其中的熱燃料顆粒加熱后再從內透膜透出進入內流道流向集氣腔。與圖2類似，采用同樣的堆積布置方式將多根長六棱柱型燃料棒排列成整個發動機的反應堆。由于推進劑被分散加熱，并且冷氣/熱氣分開流動，該反應堆方案的體積換熱效率較高，可以獲得較高的推重比（20～40）。

圖5所示的反應堆形式，盡管可以獲得較高推重比，但因為換熱是在一段很短的徑向距離內完成的，溫度梯度很大，易導致燃料顆粒因為高熱應力而破裂，影響發動機壽命。為解決此問題，進一步的改進是采用燃料片堆棧的形式，如圖6是其中的一種設計方式。圖6中，基本燃料單元是環片，片上的一面開出一排螺旋形槽道作為推進劑通道（換熱流道）；數百片燃料片堆疊成圓柱型燃料柱堆置于長六棱柱型慢化器（由慢化劑材料加工而成）內部掏出的圓柱型容腔內，與慢化器一起構成一根燃料棒；冷推進劑被注入燃料堆與慢化器容腔內壁間的間隙中，然后通過燃料片上的換熱槽道被加熱后進入內流道導入集氣腔。與圖2類似，多根燃料棒按適當方式排列構成整個發動機的反應堆。圖6所示的反應堆結構，只要熱設計適當（如精心設計燃料片厚度/片數、其上換熱環槽的高度/寬度/條數等）并且材料能夠保證，就能夠在保證獲得滿意壽命預期的同時獲得較高的推重比（＞15）。

1.4 氧增強燃燒與多模式核能空間動力系統

由于采用氫作為推進劑，其存儲態（液態）的體積密度較低，因此需要很大體積的容器才能容納足夠的推進劑完成較大規模的空間任務，同時，發動機本身也較重，導致系統總重較大。為此，近年來的研究重點是采用液氧增強燃燒的核熱火箭發動機，以獲得更高的推力/重量比，如圖7。為避免與核反應過程耦合而增加過程復雜性和實現難度，液氧從超音速段噴入與超音速熱氫摻混燃燒。從圖7可以看到，試驗樣機的氧/氫混合比從0到6，推力從32.44 kN增加到129.76 kN以上，而比沖從910 s下降到約520 s。

無論是否產生推力，核熱火箭發動機中的核反應堆均可以持續提供充足的熱能，通過熱電轉換可以將這些熱能轉換成為電能供空間負載使用。只要適當設計氫的流路或者再增加一個熱電循環回路，并添加熱電換能機構，即可通過氫或專門換能工質的熱力循環將核反應堆的釋熱轉換成電能。必要時設計適當的機構在不需要推力但需要電力時封住發動機喉部。

可以將以上熱氫推進-氧增強燃燒-發電聯合工作的核動力系統稱為多模式核能空間動力系統，如圖8。

采用上述實現途徑的固相核熱火箭發動機，純氫工作時，實際比沖可以達到950～1000 s，遠高于最高能的氫/氧化學火箭發動機的520 s理論比沖，即使采用液氧增強燃燒，在推力增加四倍情況下，工作比沖仍然高于氫/氧化學火箭發動機，還能隨時發電。綜合比較，即使在現有技術條件下已經實現的核熱推進，相比于化學推進的優勢已經是非常明顯了。

1.5 其他更為先進的核熱推進方式

為了更充分地發揮核能的潛力以獲得更高比沖性能，就必須突破核反應時核燃料必須保持固態的限制，以實現更高的核能釋放率。為此，設想了多種其它實現途徑，其中有三種方案值得關注，也是目前國際研究熱點。

第一種為氣體堆方案。不再要求核反應時核燃料保持固態，而是以磁約束等離子體存在，這樣可以將推進劑加熱到非常高的溫度（數萬K），大幅提高比沖（可達3000～5000 s）。

第二種為核燃料微顆粒爆炸方案。因為核裂變反應的臨界體積與密度成平方反比關系，所以只要通過磁壓等手段將核燃料球瞬間壓縮成致密微顆粒就可引發核爆炸，以產物碎片為推進劑通過磁噴管加速就可獲得推力。模擬計算和原理實驗表明該形式推進器的比沖達10000 s左右。

第三種為基于磁約束等離子體微塵核裂變反應方案。將核燃料制成直徑數納米量級的微塵形式，讓足量燃料微塵的表面帶電后約束于強磁場中并引發核裂變反應。裂變產物以等離子體形式存在，其中的大部分繼續被磁場約束，而部分動能足夠高的產物離子可以掙脫磁場的約束并在中和后直接噴出而形成推力，或者用于發電。此方案能夠獲得的比沖接近核裂變反應的理論值（106s），并且因為發電原理是動能帶電粒子與電磁場的直接能量交換而非卡諾熱機型熱電轉換，所以可獲得近90%的核能-電能轉換效率。這是目前為止最為先進的核熱推進方案，近十年來進行了大量的理論分析和原理實驗研究，并取得了顯著進展。

2 基于現有技術的空間任務分析

在核熱推進技術取得實質性進展后，為了驗證其實際空間應用效能，NASA下屬各總體單位根據已經實現的技術條件，開展了大量的空間任務分析。表1依據有關文獻歸納了部分分析結果。表1可見，現有核熱推進技術可以應用于地-月系統、行星及其衛星、小行星的有人/無人探測等領域。

表1 一些基于化學推進/核熱推進的空間任務總體分析結果Tab.1 Results of space mission analysis based on chemical propulsion systemand NTP

續表1

從表1可以獲得一些基本規律。一般而言，核熱推進適合于需要快速轉運的、有效載荷較大的航天任務，一般工作數小時將航天器快速推入軌道后靠滑行接近目標天體，而后再工作數小時脫離滑行軌道被目標天體俘獲。此類軌道方式所需要的速度增量較少，時間也較少，但需要大推力/高比沖的發動機，而且比沖越高，相同速度增量、相同初始軌道停泊質量要求情況下能夠運送的有效載荷越多，或者相同速度增量、相同有效載荷要求下所要求的初始停泊質量越少。因此，相比于化學火箭發動機和其他推進系統，核熱火箭發動機對于此類任務具有明顯優勢。計算表明，對于地月軌道轉運任務，相同初始停泊質量要求情況下，固相核熱推進比氫/氧化學推進所能運載的有效載荷質量高20%～30%，對于地球-火星軌道轉運任務，相同的有效載荷，化學推進需要的初始停泊質量比固相核熱推進所需的高2～3倍。而且在接近目標天體時可以實現完全自主減速制動，而無需采用比較危險的空氣制動方式。

圖9給出了基于圖8的多模式核能空間動力系統的載人火星探測基本行程圖（任務總體分析結果見表1相關欄），包括以下主要步驟。

1）地球軌道組裝轉運飛船。圖9中，首先由兩艘Magnum火箭將骨架、推進系統及推進劑（液氫/液氧）等組件送入地球軌道；然后由航天飛機將生活艙、返回艙及宇航員送入軌道并完成所有部分的在軌組裝。

2）核熱推進入軌前往火星。核熱火箭發動機以液氧增強模式工作，提供強勁動力在數小時內將轉運飛船推入地球-火星轉運軌道。入軌期間用掉所有液氧，并在完成入軌后拋掉氧儲箱。

3）轉運飛船自轉提供人工重力（往程及回程）。

4）核熱推進脫軌。核熱火箭發動機以純氫模式工作數小時，推動轉運飛船脫離轉運軌道并被火星俘獲進入環繞火星的軌道。

5）火星表面探測。成員進入帶有生活艙的登陸飛船降落到火星表面進行考察，飛船母船留軌運行。

6）成員返回母船。成員乘坐上升飛船離開火星表面，進入母船軌道并完成對接后返回。

7）核熱推進入軌返回地球。在拋棄應急消耗品于火星軌道后，核熱火箭發動機以純氫模式工作數小時將轉運飛船推入火星-地球轉運軌道。

8）成員返回地球。在接近地球后，成員進入返回艙回到地球，而轉運飛船將被拋棄飛越并最終脫離地球，核反應產物產生的核污染不會影響地球環境。

3 發展歷程及當前態勢

美國和前蘇聯幾乎同時在上世紀五十年代中期啟動核熱火箭發動機研制發展計劃。數十年來，雖經歷多次起伏，但仍然取得了巨大成就，為空間應用奠定了堅實的基礎。

美國于1955年啟動了ROVER計劃，以大型洲際彈道導彈為應用背景，研制大型核熱火箭發動機。ROVER計劃期間（1955年～1960年），建立了大型的核火箭實驗基地，成功開發了石墨蜂巢多孔棱柱型（圖2）固相核火箭發動機，共進行了14個不同系列反應堆部件和發動機組件的熱試車，核熱功率量級從500～5000 MW（大致相應于推力100～1000 kN），取得了豐富的數據，為發動機整機研制奠定了基礎。

到上世紀六十年代初，化學火箭發動機技術已經趨于完善，而且核彈頭的體積重量已經可以做得很小，用化學火箭發動機完全可以勝任發射洲際彈道導彈的目的，使ROVER計劃因為無任務需求而停止。隨后美國開展了載人月球探測工程，核熱火箭在空間找到了新的應用領域，于是美國又啟動了用于空間推進的核熱火箭發動機研制計劃NERVR。NERVR計劃利用ROVER的成果進一步研制一套推力35 T、比沖不低于825 s、持續工作時間超過1 h的飛行樣機。整個NERVR計劃期間(1962年～1972年)，共進行了6次發動機或整個推進系統的熱試車，考核其各種工作性能，最長持續工作時間達到了90 min，最高試驗比沖875 s。通過這些試驗，發動機及其系統的設計不斷得到完善，尤其是不斷完善了核燃料的設計，耐溫、耐腐蝕能力得到不斷提高，推重比也得到了提高，完全具備了開展樣機飛行實驗的技術基礎。

NERVR計劃盡管取得了巨大的成功，但最終還是在1972年停止。其原因一方面在于探月工程最終采用了化學推進形式，而在完成探月工程后，NASA將發展重點調整為行星際無人探測器，采用化學推進也已勝任，使核熱火箭再次失去了需求牽引；另一方面也有政治和財政原因。

到了上世紀八十至九十年代初，美國相繼啟動了星球大戰計劃和空間探索計劃，載人火星探測被提上日程。這期間，固相核熱火箭推進技術被重新評估并得到了進一步發展，提出了以顆粒床反應堆（圖5）為代表的一系列新型改進方案并完成了多次燃料部件試驗，使發動機比沖性能得到進一步提高（＞925 s），同時增加了推重比(＞20)。該發動機同時還可以用于發電，使核熱火箭發動機更適合于空間應用。在此期間盡管沒有如ROVER/NERVR計劃期間開展大型地面試驗，但發動機工作原理機制得到了更深入全面的把握并在部組件技術上得到了進一步的發展；與此同時，核熱推進的應用領域和應用效能也得到了重新評估。結果表明：核熱推進最適合應用于需要快速運送大質量有效載荷的載人火星探測等空間探索領域，可以使載人火星探測的初始停泊質量減少到化學推進的1/2到1/3以上。

上世紀九十年代初至二十一世紀初，由于冷戰的結束，空間發展因為沒有競爭而失去了強勁推動力，核熱火箭發動機的研制也一度陷入停頓。盡管如此，NASA仍然小規模地支持其研究工作，包括技術革新研究和應用分析，提出了對反應堆和整個推進系統的多項改進措施（圖6的反應堆方案及圖8的系統方案便是這期間提出的），同時系統地論述了核熱火箭發動機對于月球開發利用和深空探索領域的應用方案（表1為其中的部分應用分析結果）。

進入二十一世紀，美國再次確立了空間政策，提出了以重返月球和深空探索為重點的“空間發展倡議”。在該倡議牽引下，核熱火箭發動機技術得到了比較系統的推動，NASA下屬多家研究所和多家大型企業均參與了研究、設計和部件試驗，并重新制定了系統的研制計劃，包括重新評估大型地面試驗的方案和周期。這期間，圖8所示的多模式核能動力系統得到了系統的評估，對其中的多項關鍵技術開展了原理樣機驗證試驗并取得了突破進展。此外，還積極開展了新型核熱推進方案的探索研究和原理實驗，尤其是微核燃料顆粒爆炸方案及基于磁約束等離子體微塵核裂變反應方案（1.5節），并取得了顯著進展。

前蘇聯對于核熱火箭推進的研制歷程比較平穩，沒有如美國那樣的反復情況，持續時間也較長。從1953年開始的近三十年時間里，前蘇聯的多家研究院、設計局、實驗室均參與了研究、設計和試驗；建立了大型核發動機試驗基地，研制了多臺不同推力/不同結構方案的核熱火箭發動機并開展了大量的試驗，取得了重大成果。一些主要的核熱火箭發動機有：№456設計局研制的的固相核火箭發動機РД-401，推進劑為氨、中子減速劑為水、推力1646 kN；РД-402，推進劑為氨、中子減速劑為鈹、推力1680 kN、比沖428 s；РД-404，推進劑為氫、減速劑為氫化鋯、反射層為鈹、推力 2000 kN、比沖 950 s；РД-405，推力 400-500 kN(其余同 РД-404)；化學自動化設計局研制的代號為РД-0410（11Б91）核火箭發動機，推力35.2 kN，比沖910 s；此外，№456設計局還開展了基于氣相反應堆的核火箭發動機（代號РД-600）的試驗研究，比沖可達2000 s上下，只是產生的理論和工藝問題太多，尚需繼續深入進行。上世紀六十年代初，第一設計局最早提出載人繞月考察方案，曾準備采用核火箭發動機，包括單級彈道火箭ЯР-1和兩級混合型火箭ЯХР-II，提出的核火箭發動機推力為1400 kN。這些大規模的研究/研制/試驗工作一直持續到1980年前后，受美國影響也停了下來。隨后前蘇聯的政局開始動蕩、財政窘迫，再無力也無暇重啟核熱發動機的研究/研制工作了。

綜觀核熱推進的整個發展歷史，作為目前人類唯一能夠掌握的下一代更為強大的空間動力系統，其巨大的空間應用潛力是驅動其不斷向前發展的根本動力。當然，因為所涉及的理論和技術問題相當廣泛，需要的投入巨大，所以其發展不會是一帆風順的，還受到各國的航天發展政策、國際國內環境、財政情況等的制約和影響。盡管如此，經過半個多世紀來的不懈努力，核熱推進技術得到了巨大的發展，獲得了多種實現途徑，其中的固相核熱推進途徑已經具備了開展空間飛行驗證試驗和空間應用的技術基礎。可以預見，核熱推進技術必將一如既往地得到發展并在不遠的將來實現空間應用，這是必然趨勢；首先得到完善和空間應用的是目前已經發展得比較成熟的固相核熱推進技術；其他形式更為先進的核熱推進方式，也有望在近期內獲得理論和技術突破，并且一旦突破，因其對航天事業發展的巨大意義必將迅速引領空間推進技術領域的再一次跨越。

4 對我國發展核熱推進技術的幾點考慮

1）必要性。核熱推進代表了未來空間推進技術領域的制高點，是必然發展方向，它的發展必將引領空間探索領域的質的跨越。因此，我國應在綜合考慮各方因素基礎上，結合航天發展戰略，盡早制定自己的發展規劃。

2）基礎與能力。與美/俄半個多世紀的發展基礎相比，我國在核熱推進領域的發展基礎幾乎是零，這與這期間我國的國力及航天發展政策是相對應的。然而，現今我國的綜合國力已經得到了巨大發展，并且在理論物理、核應用技術、材料、火箭推進技術等相關領域具有雄厚的基礎，完全有能力開展核熱推進技術的研究/研制工作。

3）發展步驟。固相核熱推進技術是以人類現有能力能夠充分掌控并已經實現的核熱推進方式，技術狀態比較成熟，有望在近期(15～20年)內實現空間應用，而且也具有廣泛的應用領域。所以應首先考慮發展固相核熱推進技術，作為近期發展重點，集中力量在短時間內實現技術突破。與此同時，應投入適當力量開展對更為先進核熱推進技術的跟蹤研究和自主研究。從當前發展現狀分析，這些先進技術極有可能在近期內取得實質突破，而一旦突破，對航天事業的意義是非凡的，所以需要引起足夠的重視。

4）發展策略。美/俄已經有了半個多世紀的發展基礎，積累了豐富的技術經驗，充分借鑒這些經驗可以加快我國的研究/研制步伐。但是，完全照抄照搬也是不足取的，國外技術并非完美無缺，也并不一定適應我國的具體條件，我們需要找到具有自己特點的技術途徑。為此，就需要我們不僅僅要了解別人怎么做，還要知道為什么這樣做，其根本原理是什么，從這些原理出發還有沒有更好的實現途徑，一旦找到了這些途徑還需要進行嚴格的理論分析論證和技術實現可行性論證--這就是自主創新，這對于真正提升我國在相關領域的技術水平至關重要。

5）組織方式。核熱推進技術涉及的理論和技術問題相當廣泛，需要不同領域的多家單位的大力協同才能完成。對于固相核熱推進技術，因為理論相對比較成熟，發展重點和瓶頸在技術上，所以需要由技術單位牽頭開展工作；對于其他更為先進的核熱推進技術，由核物理理論單位牽頭開展工作是合適的，因為其發展瓶頸在于理論突破。

5 結束語

核能是人類目前能夠掌握的最為強大的能源，而核熱推進是對核能利用最為完全的核推進方式，能夠在保證高比沖的同時獲得足夠強大的推力。固相核熱推進是目前已經實現的核熱推進技術方案，它的空間應用將幫助人類以更小的代價實現更大規模的空間探索活動；盡管發展歷程曲折，但目前為止已經取得了巨大的進展，具備了空間應用的技術條件。其他形式的更為先進的核熱推進技術也正在穩步發展當中，有望近期內取得技術突破。核熱推進技術是未來空間推進領域的制高點，是必然發展方向，所以我國有必要結合國情，制定長期發展規劃；以我國現有國力及在相關領域的理論與技術基礎，只要有條不紊、策略合適、組織得當、堅持不懈，必定能夠在不長的時間內取得長足進展，使我國的相關技術領域進入世界發展前沿。

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