核能在未來載人航天中的應用

蘇光輝，章 靜，王成龍

1 引言

動力技術是空間技術中的核心技術之一，直接影響到航天器的規模、壽命及使用范圍。目前航天器主要的能源有化學能、太陽能與核能源，隨著未來太空探索任務需求的日益提高，以及太陽能、化學能在深空探索任務和星表探索任務中的局限性，核能由于其具有能量密度高、功率質量比高、不受環境影響、可在惡劣環境中服役等優點，在航天技術中可應用的區間廣泛，在近地軌道衛星、空間站、核熱火箭以及為其他星球表面基地提供電力等方面，都具有廣泛前景，是未來航天動力電源技術的主要方向。

2 載人航天需要核能

目前，載人航天主要能源有3類：太陽能、化學能以及核能。太陽能電池技術相對成熟，可靠性高，可長時間供電，在航天器中應用廣泛。但其在星球陰面、深空等環境下不能工作，在太陽能通量低深空探索領域以及星表探測方面沒有優勢，如圖1所示[1]。化學電池技術成熟、結構簡單、電力輸出穩定；但目前的電源功率均在千瓦內、壽命較短，并受化學反應限制，在低溫條件下性能降低。核能在航天的應用主要有放射性同位素電源、空間核反應堆電源、核熱推進等，是自主能源，能量密度大，溫度極高，基本不受太空環境影響，可實現長時間、大功率的供電以及高比沖的核熱推進。

圖1 太陽能通量與太陽的距離[1]Fig.1 Solar energy flux versus distance from the Sun[1]

圖2 給出了不同空間電源的適用范圍[2]。圖中可見太陽能與同位素電源的適用區間很小，多用在長時間低功率的空間任務中；化學能電源的壽期很短；而核能技術在航天技術中應用的區間廣，從近地軌道飛行器、空間站供電，至其他星球表面基地電力以及核熱火箭推進，都有應用。

3 核電源在載人航天中的應用

圖2 航天中的能源應用[2]Fig.2 Energy source utilization in aerospace[2]

核電源主要包括放射性同位素電源和核反應堆電源。放射性同位素電源技術目前已經比較成熟，在國內外航天中應用廣泛。核反應堆電源通過核反應堆堆芯燃料持續裂變反應釋放熱能，直接在反應堆堆芯內通過熱電轉換裝置將裂變能轉化為電能，或通過冷卻劑(或高溫熱管)將熱能帶出至熱電轉換裝置系統，轉化為電能。核反應堆電源的能量密度高，相比其他電源具有較高的功率質量比，功率調節范圍大、提升功率快、機動性高、體積小、比面積小、隱蔽性好、環境適應能力強，同時對太空垃圾的撞擊具有很好的抵御性，可在其他電源無法工作的惡劣環境中工作，是載人星球探測及無人深空探測領域最具應用前景的電源。

目前提出的核反應堆電源主要分為4種：熱離子核反應堆電源、液態金屬冷卻核反應堆電源、氣冷核反應堆電源、熱管冷卻核反應堆電源。盡管各種反應堆電源設計上有一些差異，但基本都是由堆芯、輻射屏蔽、熱電轉換裝置、輻射散熱器構成，如圖3所示。熱電轉換方式分為靜態熱電轉換和動態熱電轉換2種，靜態熱電轉換主要包含熱電偶熱電轉換、堿金屬熱電轉換以及熱離子熱電轉換，堿金屬熱電轉換實驗室測試下轉換效率高，但在核反應堆電源上應用尚不成熟，熱電偶熱電轉換和熱離子熱電轉換轉換效率低(7%)，功率較低，無法滿足大功率航天特種設備需要，目前多用于小功率的空間探測器；動態熱電轉換主要包含斯特林循環、布雷頓循環和朗肯循環，轉換效率高、功率高，但由于存在運動部件、氣體密封問題及振動較高等原因，技術難度相對較大。

根據太空軌道與星球表面所處的環境的差異性，如重力、散熱方式、中子屏蔽方式等，核反應堆電源又分為軌道核反應堆電源和星表核反應堆電源。

圖3 空間核反應堆電源結構Fig.3 System schematic diagram of space nuclear power reactor

軌道核反應堆電源主要用于為深空探測器和地球探測器提供能量。1962年美國發射了第一個軌道核反應堆電源SNAP-10A，采用了液態金屬冷卻快堆與溫差發電器結合路線，該系列反應堆具有重量輕、堆芯壓力低、溫度反應系數為負等優點，設計輸出功率563 We，熱電轉換效率只有1.6%，SNAP-8、SNAP-50等都源自于這種鈾鋯氫化物與液態金屬冷卻的反應堆[3]。1983年在美國戰略防御倡議計劃(SDI)背景下提出的SP-100型核反應堆電源，設計功率100 kW，可以與斯特林轉化裝置進行開發與結合(SP-100 SPDE)，以獲得較低的質量功率比；與布雷頓系統結合(SP-100布雷頓系統)則應用于星表核反應堆電源。同期美國組建了“TOPAZ國際計劃”，從蘇聯購買TOPAZ-2熱離子核反應堆進行測試改良并開發下一代空間核電系統，設計了SPACE-R熱離子空間核反應堆電源[3]。雖然美國在這一時期提出了大量的軌道核反應堆電源的設計方案，但提出的方案到目前為止大多停留在設計階段。

由于熱離子核反應堆電源存在功率低、轉換效率低、系統復雜等缺點，美國將研究方向轉向熱管技術和動態轉換的設計方案。目前研究最為深入的是熱管堆與斯特林轉換器結合Kilopower核反應堆電源，1 kWe的電源設計采用高富集鈾鉬合金為活性區燃料，堆芯熱量由鈉熱管帶出，電源系統質量406 kg，工作壽命15年，熱電轉化裝置采用SUMPOWER公司生產的ASE-E2自由活塞斯特林發電機[4]，如圖4所示。2012年進行了局部驗證試驗“DUFF”，該試驗臺采用了半球型反射層，位于反射層中心的239Pu核燃料通過水熱管與外部的斯特林轉換器連接，如圖5所示。DUFF試驗測試了單個斯特林轉換器及單根熱管從堆芯的穩態與瞬態傳熱情況，驗證設計的可行性，但該試驗并沒有考慮斯特林轉換器和熱管的連接方式。2015年進行了更加系統性的試驗“KURSTY”，堆芯采用電加熱方式，堆芯材料選用熱工特性與高濃縮鈾非常相近貧化鈾(DU)，該試驗可測試堆芯機械材料屬性、與熱管接觸面的熱工特性，全部測試設備均處于真空室中，KURSTY試驗裝置如圖6所示。

圖4 Kilopower-1k We核反應堆電源[4]Fig.4 Schematic diagram of Kilopower-1kWe[4]

圖5 DUFF實驗裝置[4]Fig.5 Experimental device of DUFF[4]

圖6 KRUSTY實驗裝置[4]Fig.6 Experimental device of KRUSTY[4]

在美國發展的同期，蘇聯1970~1988年間發射了33顆BUK型軌道核電源，采用了液態金屬冷卻快堆與溫差發電器結合路線，設計輸出功率為3 kWe，系統質量為1250 kg。在1987年發射TOPAZ系列軌道核反應堆電源，設計輸出功率為5.5 kWe，并運行6個月[3]。TOPAZ中，反應堆熱源和熱離子轉換器組成了反應堆轉換器獨立裝置，高溫區僅受發射極的限制，且低溫端的溫度相對較高，降低了輻射冷卻器的要求，使系統回路更加緊湊。熱離子核反應堆電源仍是俄羅斯主要的研究方向，仍然進行大功率(kW~MW)熱離子空間核電反應堆Gerkules空間核動力拖船的研發工作，如圖7所示。

除了熱離子核反應堆電源技術之外，俄羅斯在2009年提出兆瓦級空間核動力飛船技術，采用氣冷快堆與布雷頓循環結合的路線，輻射散熱器采用了液滴式輻射器的設計方案，采用4個布雷頓透平，轉換效率為34%，輸出功率為1 MWe，如圖8所示[5]。從2018年3月俄羅斯官方公布的深海無人核動力潛航器“波塞冬”與核動力巡航導彈“海燕”等的技術分析來看，可能正是該技術成果的應用[3]。具體軌道核反應堆電源數據指標如表1所示。

圖7 Gerkules空間核動力拖船[5]Fig.7 Space tug system of project Gerkules[5]

圖8 俄羅斯兆瓦級核動力飛船[5]Fig.8 Megawatt-class nuclear power propulsion system in Russia[5]

表1 世界典型軌道核反應堆電源性能指標Table 1 Performance index of typical orbital nuclear power reactors in the world

星表核反應堆電源主要定位為月球表面或火星表面的反應堆電源。美國研究SNAP系列空間核電源時，針對星表堆設計的SNAP-8已經提出[14]。由于高溫熱管的技術成熟，具有可避免單點失效、提高系統的可靠性等優點，在2000年前后出現的大量星表核反應堆電源系統均采用熱管堆的設計方案，如“HOMER”星表核反應堆電源，除了堆芯均采用不銹鋼，價格降低，低功率設計采用靜態能量轉換，中高功率采用動態轉換。堆芯包含61根熱管和156根燃料元件，熱量由燃料元件傳遞給柵格中的熱管，由熱管將釋熱帶出堆芯送至能量轉換系統[15]，具體結構如圖9、10所示。

圖9 HOMER-15星表核反應堆電源堆芯[15]Fig.9 Schematic diagram of reactor core in HOMER-15 planetary surface nuclear power reactor[15]

圖10 HOMER-15星表核反應堆電源[15]Fig.10 Schematic diagram of planetary surface nuclear power reactor HOMER-15[15]

美國新墨西哥大學提出了SCoRe(扇區緊湊型空間反應堆能源系統)設計方案[16]，為了避免單點失效，六邊形堆芯被劃分為6個區域，各區熱工、中子物理耦合但水力獨立，每個扇區與各自獨立的一、二液態金屬回路連接，并配置獨立的銣熱管輻射器，沿燃料棒長度上，在包殼外纏繞有鉬錸金屬絲，形成螺旋型冷卻劑流道，加強對流換熱。在此基礎上又提出適應月球表面的SC-SCORE(固體堆芯)改進設計，特點是堆芯冷卻劑通道截面為三瓣型，各區燃料之間的隔離壁及冷卻劑環形腔室的內壁采用平板式熱管分隔，如圖11所示，當發生一個扇區發生失流、失水事故時，通過平板式熱管可將該區裂變熱傳輸到臨近的另外兩個扇區，使反應堆可以在一個較低的功率水平繼續運行[17]。

圖11 SCoRe星表核反應堆電源堆芯結構[16]Fig.11 Schematic diagram of reactor core in SCoRe planetary surface nuclear power reactor

隨著斯特林轉換器技術的成熟，2006年美國航天局進行了AFSPS的設計[18]，如圖12所示，采用冗余配置使得發生單點失效時系統還可繼續在部分功率水平下運行。AFSPS系統有2種模式：①全集成模式：系統被布置在離月球基地1 km遠的距離上，需要調壓傳輸(400 V-1000 V-120 V)，不需要月壤挖掘與人員輔助；②月壤屏蔽模式：需要在月面上掘坑或堆積月壤以屏蔽反應堆輻射，可布置在離基地100 m遠的距離上，由于屏蔽效果良好，可進行電源的基礎維護工作。2012年，NASA在對AFSPS項目評估后，總結其優勢及現有技術，將發展方向改為模塊化小堆Kilopower-10kWe[19]，采用了8個1.25 kW斯特林轉換器，采用了折疊展開式輻射散熱器，結構如圖13所示。

圖12 AFSPS星表核反應堆電源[18]Fig.12 Schematic diagram of planetary surface nuclear power reactor AFPSE[18]

圖13 Kilopower-10kWe星表核反應堆電源[18]Fig.13 Planetary surface nuclear power reactor Kilopower-10k We[18]

核反應堆電源設計過程需綜合考慮熱電轉換方式、核反應堆類型、輻射散熱器等優缺點。當前典型星表軌道核反應堆電源性能指標如表2所示。靜態熱電轉換技術相比于動態熱電轉換技術更加成熟且體積重量非常小，缺點是轉換效率低；動態轉換效率較高，但是轉換裝置及輻射散熱器較大，重量較大，經濟性變差。熱離子核反應堆技術比較成熟，但效率較低、壽期較短；液態金屬反應堆的采用金屬冷卻劑如NaK、Li等，由于金屬沸點較高，所以反應堆回路不需要加壓，但存在冷卻劑腐蝕泄露的風險；氣冷空間堆由于其設計特點，輻射器換熱器面積較大，并且氣體工質需要加壓，存在氣體泄露風險。目前空間堆通常要求達到15年的使用壽命，所以要考慮到太空極端條件下和反應堆事故情況下的生存能力。由于90年代末先進斯特林熱電轉換器技術的成熟以及高溫熱管獨特的優點，熱管冷卻空間堆與斯特林相結合的方式成為了核反應堆電源設計發展的熱點，如圖14所示。

表2 世界典型星表軌道核反應堆電源性能指標Table 2 Performance index of typical planetary surface nuclear power reactors in the world

核反應堆電源具有廣闊的發展前景，研究方向趨向于低成本、研發周期短、成熟的技術設計方案，如熱離子轉換技術、高溫熱管技術、先進斯特林轉換器技術等。目前熱門的核反應堆電源設計采用多回路、模塊化的設計方案，事故時可以保持反應堆低功率下運行，降低單次發射失敗的損失。由于我國相關研究起步較晚，關鍵部件的研究應在較為成熟的技術中進行選擇，如熱離子技術、熱管技術、熱電偶轉換技術等，選擇適當的研發方案。

4 核熱推進在載人航天中的應用

4.1 核熱推進分類

圖14 空間堆分類與設計方案Fig.14 Classification of space nuclear power reactor

核熱推進系統采用核反應堆替代液體火箭發動機中的化學燃燒室，利用原子核反應釋放的熱量，直接加熱推進工質(例如氫)，通過擴張噴管后高溫推進劑工質被加速到超音速，從而產生巨大推力。根據推進能的種類和現有構想可分為衰變能推進、物質-反物質湮滅熱推進、核裂變能推進、聚變能推進。衰變能推進利用放射性核素衰變熱加熱推進劑產生推力，但熱功率幅值隨時間呈指數衰減；物質-反物質的湮滅技術尚無法在現今的科學技術支持下達到有效的推進水平，將作為未來一種新型的儲能方式進行研究；核聚變技術尚未實現人為可控的利用；核裂變技術基于過去長期的技術積累，具有較高技術成熟度，并且可為未來可期的聚變熱推進技術奠定一定的理論基礎。現行的具有一定成熟度或設想的空間推進技術分類如圖15[27]所示。

圖15 具有一定理論基礎的空間推進系統分類[27]Fig.15 Classification of space propulsion systems[27]

文獻[27]給出了功率質量比與火箭加速度及排氣速度的平衡關系，即與火箭加速度成正比，與排氣速度的二次方呈正比。功率質量比又是衡量推進器性能水平的重要參數，為了提高功率質量比，必須提高火箭加速度與推進器排氣速度。在可實現的幾種推進方式中，衰變熱會隨著時間呈指數性衰減，不適用于長時間高載荷的運輸任務，而核裂變熱推進系統能夠提供較大排氣速度的同時保持較高的比沖，當前而言是最具發展前景并最具有可實現的價值意義，下文所提到的核熱推進技術一般指裂變式核熱推進(NFTP)。

裂變式核熱推進系統的裂變反應堆堆芯是其動力的關鍵，其反應產生的熱量提供了推進劑加熱膨脹所需的能量。根據反應堆的堆型不同，可分為固體堆芯、液態堆芯或氣態堆芯，其中固體堆芯的研發最為成熟，相應技術也更加可靠，而氣、液態堆芯因其具有更高的排氣速度則作為未來發展的主要方向。固體堆芯NFTP的典型代表是美國的NERVA計劃系列反應堆與俄羅斯的RD-0410反應堆，這兩種反應堆均已進行過相應的地面實驗，在此基礎上，進一步研發出了諸如非均質固態堆芯NFTP[27](圖16)與卵石層(空間球床)NFTP[27](圖17)等新型反應堆，并結合傳統推進技術的優點提出了核電混合與核化混合的混合推進NFTP技術，可應用于各類不同的飛行工況并在一定程度上減小推進劑的消耗以提高續航時間[27]，如圖 18所示。LOx增強型核熱火箭(LANTR)便是核化混合動力核熱推進發動機技術的主要成就之一，在給定的最大推進力要求下，該類發動機可以更小、更輕，相應地其所需的裂變材料與屏蔽措施得到減少，極大地節約了質量與成本。其余還有基于旋轉穩定無回流技術的液態堆芯NFTP系統、液滴式液態堆芯反應堆(DLCR)、排氣速度更高的基于環形渦流穩定的氣態堆芯NFTP技術、燈泡型氣態堆芯NFTP以及以“獵戶座”計劃為代表的瞬發超臨界裂變推進技術(出于安全性考慮，瞬發超臨界裂變推進技術一般不予考慮)都得到了長足的發展與進步。

圖16 非均質固態堆芯NFTP示意圖[27]Fig.16 Schematic diagram of a generic heterogeneous solid core NFTP[27]

圖17 卵石層NFTP示意圖[27]Fig.17 Draft of a pebble bed NTFP[27]

圖18 混合動力核熱推進一般示意圖[27]Fig.18 Hybridization of solid core NFTP[27]

一方面，傳統核熱推進技術采用氫氣作為高性能推進劑投入使用，氫氣的比熱容高，粘性小，能夠更有效的帶走核熱反應產生的熱量，且其密度極低，可有效增加推進器的有效載荷比；另一方面，核熱推進其自身不需攜帶氧化劑，且得益于反應堆的超高能量密度，其具有推力大、比沖高、長壽命、深空探測有效載荷小、可多次啟動等優點。為了更遠、更快和更高效地進行深空探測、載人行星飛行，核熱推進是最有吸引力的選擇。核熱推進系統反應堆出口的溫度高達幾千K時，比沖可達1000 s以上。相比于化學火箭，在低地球軌道的有效載荷下核熱推進系統就可獲得近10 km/s的末速度增量，大大縮小了地球往返行星之間的時間。同時利用核反應堆系統的長壽命無需換料的優勢，其工作時間可以延至十年以上。上述優勢能夠大大擴展核熱推進系統的應用范圍，提高任務的種類和增加任務的執行時間。火星登陸及探測是自上世紀來國際關注熱點，NASA的載人火星探測技術文件DRA5.0[28]將核熱推進列為首選載人火星探測器推進方案。未來探測器要在火星長時間或者大范圍勘探工作，核熱推進系統有可能采用火星大氣或極地冰層的氫作為推進劑，從而大幅減小初始載荷和探測器規模。

4.2 各國發展情況

自上世紀四十年代開始，各國都開展了空間核推進技術的研究。美俄針對核熱推進在研究初期就制定了一系列計劃并進一步開展深入研究，并研發了一系列核熱推進發動機，如表3所示。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，研制大型核熱推進發動機。20世紀60年代，以載人月球探測工程為需求，美國啟動的NERVA計劃完全具備開展樣機飛行試驗的技術基礎[29]。20世紀80年代中期美國國防部部署的空間核熱推進(SNTP)[30]計劃，進一步提高發動機比沖(＞925 s)和推重比，如圖19。21世紀初，美國提出蜂巢結構的反應堆SLHC[31]，使得發動機的比沖與推重比有了較大提升。俄羅斯在核熱推進反應堆的研制中采用了非均勻堆芯布置的設計，在堆型選取上以高溫氣冷堆為主，同時建立了燃料元件及組件的實驗考核平臺，用于火星探測的RD-0410[32]反應堆采用非均勻堆芯設計，極大地增加了堆芯內部換熱面積。

在氫氣推進的基礎上，美俄又相繼研發了以空氣推進為基礎的核裂變式推進技術(沖壓式核熱推進技術，如圖20)。相較于傳統的氫氣推進，沖壓式核熱推進技術進一步降低了推進劑所占的質量比重，空氣冷卻劑/推進劑直接從大氣中抽取，且不需要參與熱量循環，因此在結構上省略了部分余熱處理系統及推進劑循環系統。普京在2018國情咨文中提到的核動力巡航導彈“海燕”引起了國際社會廣泛關注[33]。

表3 世界上現有核熱推進(火箭)發動機概要Table 3 A summary of the world’s existing nuclear thermal propulsion engines

圖19 SNTP計劃發動機堆芯結構[30]Fig.19 Engine core structure of SNTP[30]

圖20 沖壓式核熱推進發動機示意圖[34]Fig.20 Schematic diagram of nuclear ramjet propulsion system engine[34]

4.3 發展需求

未來火星探測器要在火星長時間或者大范圍勘探工作，核熱發動機也可以采用火星大氣環境的CO2氣體或者極地冰層內的氫作為推進劑動力系統支持，研制利用火星當地資源進行推進劑再加注的核熱發動機動力系統，將其作為未來探測器在火星上大范圍活動的動力裝置，可以大幅度減小發射至火星上的探測器的有效載荷，有利于進行大規模火星勘探、開發和利用。

4.4 關鍵技術分析

典型的超高溫核熱推進系統的發動機由核反應堆、輻射屏蔽、推進劑儲箱、渦輪泵和噴管系統組成，如圖21所示，對應核熱推進系統研發需突破的關鍵技術的研究包括以下幾方面。

圖21 核熱推進發動機示意圖Fig.21 Schematic diagram of Nuclear thermal propulsion system engine

4.4.1 緊湊的高溫氣冷反應堆設計技術

核熱推進反應堆是核熱推進系統的直接能量來源，是最關鍵的核心部件。反應堆優良與否直接決定核熱發動機整體性能的高低。核熱推進反應堆本質是一種高溫氫冷反應堆，由于發動機的體積、比沖以及推重比等參數的限制，它與傳統商用的壓水堆具有顯著不同的特點：結構緊湊、體積小、質量輕、堆芯功率密度高(能夠達到壓水堆10倍以上)以及堆芯溫度高(可達3000 K左右)[47]。核熱推進反應堆堆芯的功率密度直接決定整個推進系統的推重比水平，是決定核熱火箭發動機競爭力的關鍵性能參數。為盡可能提高堆芯功率密度水平，燃料元件與冷卻劑之間必須具有很強的換熱能力，需要在極高的燃料元件表面熱流密度下，限制固體燃料與冷卻劑之間的溫差，保證燃料元件不會因為溫度過高而失效。冷卻劑(一般是氫氣)進入堆芯后，會在較短的流程內迅速完成極高溫度的加熱(從300 K左右加熱至接近3000 K)，沿堆芯軸向流動方向冷卻劑的溫度梯度極大且熱物性(包括密度、比熱、熱導率、粘度等)也隨之發生劇烈變化，冷卻劑處于復雜的可壓縮湍流狀態中[48]。不同堆芯通道之間的冷卻劑溫度和物性也可能會存在較大的差異，進而容易引發堆芯通道間的流動不穩定性，威脅堆芯以及系統的安全性能。于是在反應堆體積，重量等各方面條件都受限的情況下，降低反應堆內功率峰因子，展平反應堆功率，強化推進劑在反應堆內的均勻換熱能力，消除反應堆局部換熱障礙，保證推進劑良好的流動穩定性也是堆芯設計的關注重點。此外，反應堆的設計還需要具有足夠的固有安全性能，能夠在各種事故工況下自主停堆并保持堆芯次臨界。

以上這些特點給核熱推進反應堆的設計提出了很大挑戰，需要綜合考慮推進系統性能需求、燃料材料性能、冷卻劑溫度、反應堆功率、體積、質量、堆芯控制、臨界安全以及實際工程應用的各種限制因素等，合理選擇核燃料材料，確定燃料元件換熱結構、堆芯燃料元件布置、反應性控制方式、反射層結構等。通過理論分析和實驗研究掌握燃料元件冷卻通道內高溫冷卻劑在大溫升、物性劇烈變化情況下可壓縮湍流的流動換熱特點與規律，并結合堆芯物理熱工多物理場耦合分析計算以及相關實驗驗證的反饋，反復迭代優化，最終得到合適的反應堆設計。

4.4.2 核燃料材料制備技術

核熱推進反應堆燃料元件面臨熱氫沖刷腐蝕的惡劣工況環境，工作溫度可達3000 K左右，核熱推進系統多次啟停的特點以及安全性能需求都對燃料提出了非常苛刻的要求。核熱推進反應堆的燃料一般需要具備高溫穩定性、與高溫氫氣的相容性、足夠的機械強度、合適的失效裕度、易于加工制造、裂變產物包容能力強等特點。傳統的化合物燃料如常用的二氧化鈾、氮化鈾、碳化鈾等由于各種原因(高溫蒸發率高、易與氫氣發生反應等)不能直接應用到核熱推進反應堆中。根據目前國際上核熱推進研究現狀，核熱推進燃料一般可分為 3種：石墨基體燃料、金屬陶瓷(CERMET)燃料以及混合碳化物燃料。石墨基體燃料采用熱解碳包覆的UC2顆粒，并將其彌散在石墨基體中，整個燃料元件表面通過化學蒸氣法沉積一層碳化鋯以減少氫氣的腐蝕，可耐2800 K左右的高溫，之后的燃料工藝改進，以UC為基體，加入Zr、Nb、Ta等難熔金屬元素構成復雜的固溶體燃料，相較原有的燃料溫度極限可提高約400 K，此外，還具有較高的熱導率和鈾含量。CERMET燃料是將UO2或者UN顆粒彌散在高溫難熔金屬(Mo或W)基體中做成燃料，CERMET燃料強度高、耐腐蝕能力強、對裂變產物有較強的包容能力、與高溫氫氣的相容性較好、具有較長的壽命等特點。混合碳化物燃料是將含有鈾的二元或多元碳化物燃料，即是多種碳化物(ZrC、NbC、TaC等)與UCx相混合而產生。這些燃料材料的研發，需要在燃料材料成分配比、制備工藝上積極探索、積累經驗，逐漸掌握核熱推進燃料芯體制備技術。

4.4.3 燃料元件成型技術

核熱推進反應堆具有很高的功率密度，燃料元件表面熱流密度大，燃料元件與冷卻劑之間的換熱熱阻直接決定兩者的溫差大小。在核燃料的耐高溫性能一定的情況下，燃料元件的換熱能力越強，冷卻劑最終的出口溫度也能夠越高，越有利于核熱發動機比沖的提升。為盡力提升換熱能力，燃料元件通常需要被制作成特定的幾何形狀(如美國的多孔六棱柱式燃料元件，如圖22[49]；俄羅斯的扭轉條狀燃料元件)。燃料元件尺寸通常較小以避免其中心與冷卻劑之間產生較高的溫差。此外為避免高速流動熱氫對燃料的沖刷腐蝕，燃料元件的外壁面以及冷卻流道內壁面通常需要沉積涂層來加以保護，涂層材料的熱膨脹系數需要與燃料材料盡量保持一致，否則燃料元件溫度升高，燃料與涂層的形變差異會導致涂層破裂，加速元件的腐蝕失效。以上這些特點都為核熱推進燃料元件的加工成型技術帶來不小的困難。燃料元件成型技術需要根據燃料材料類型和元件換熱結構設計采用合適的加工制造工藝，并通過電化學等方法在元件表面沉積保護層，最后采用非核試驗、輻照考驗等手段驗證元件制造工藝的可靠性。

圖22 長六棱柱燃料組件[49]Fig.22 Long hexagonal fuel assembly[49]

4.4.4 核安全設計技術

核安全問題是所有類型反應堆發展都必須面對的關乎存廢的原則性問題，沒有充足的安全性能保障，核能的發展便無從談起。目前核熱發動機主要針對面向上面級的應用，需要經常規化學運載火箭運送到目標軌道之后啟動工作。核熱火箭發動機工作環境長期處于宇宙空間，其運行過程中所面臨的安全問題、應該遵循的安全準則以及事故工況下應該采取的安全措施都與傳統的地面核設施具有很大的不同。

4.4.5 核熱火箭發動機啟動技術

一般傳統地面核設施對反應堆的啟動時間沒有特別的要求，啟動過程可以持續至少數小時。而傳統的化學能火箭的啟動則非常迅速，可以達到毫秒級別。因此有必要開展核熱推進反應堆快速啟動技術的研究。在反應堆啟動過程中，一方面需要選擇合適的方法和速率引入正反應性，同時也要關注反應堆的各種反應性效應，明確的這些反應性反饋的大小和時間，全程在實現反應堆的快速啟動的同時也要防止瞬發超臨界的發生。在啟動過程中，也要考慮到堆芯燃料和結構材料溫度快速上升所帶來的熱應力過大的問題，避免發生啟動過程中發生燃料元件失效事故。此外啟動過程中反應堆功率快速上升，需要精確地匹配堆芯流量和功率，既要保證堆芯的充分冷卻、防止燃料元件燒毀，也要注意盡力避免冷卻劑的低效消耗，降低發動機比沖。4.4.6 輻射防護技術

核熱推進反應堆的功率密度一般都比較高，由此帶來的核輻射場也比較強，對于航天器機載的各種電子儀器乃至航天員身體都會產生較大的輻射損傷，因此無論是無人還是載人的核熱推進系統，輻射防護都是關乎系統安全的關鍵技術問題。地面核設施可以采用設置充足屏蔽層的方法來保障堆芯的輻射安全，但是在核熱推進系統中增加屏蔽結構會使得整個系統增加相當可觀的重量，會對系統推進性能產生較大的負面影響。現代空間堆一般采用影屏蔽的方法來平衡堆芯射線屏蔽和屏蔽結構增重的矛盾，未來開發更加輕質有效的屏蔽材料、優化推進系統輻射屏蔽結構設計仍然是核熱推進系統研發中必須面對的關鍵技術難題。

4.4.7 核熱火箭發動機排氣技術

上個世紀美國和蘇聯針對核熱推進系統建造了大量的地面試驗樣機，整機試驗時一般將發動機噴口朝天噴射，但這些高溫氫氣具有放射性，不適合直接排放到環境中去，需要設計一套冷卻系統對高溫氫氣進行降溫處理，避免燃爆風險。須設計過濾系統，保證排出的氫氣放射性達標。

5 結束語

空間核反應堆電源能量密度高，具有功率調節范圍大、提升功率快、機動性高、體積和比面積小、隱蔽性好及環境適應能力強等優點，且可在惡劣的太空環境中工作。核熱推進無需攜帶氧化劑，具有比沖高、推力大、長壽命、初始有效載荷小、可多次啟動等優點。

核推進是未來空間推進最有前景的動力形式，被美國評估為目前載人火星飛行的首選動力方式。核熱推進技術已經從起初的百噸大推力、高反應堆功率的地面運載主動力，逐漸轉向空間應用的10 t級推力、輕質量的空間核熱推進技術。單個核熱推進器的小型化、模塊化是核熱推進系統的發展方向之一，整個推進系統可由模塊化的多個推進器構成，以增強系統的靈活性和可靠性。此外，雙模式核熱/核電推進、引入液氧增強模式和發電供應能力的多模式核推進，也在未來空間核推進技術的發展中具有巨大潛力。我國到目前還沒有開展實質性的核熱火箭發動機研制工作，還需進一步展開研發。