核熱火箭發動機系統循環方案分析與設計

吉 宇，毛晨瑞，孫 俊，郎明剛，石 磊

(清華大學 核能與新能源技術研究院 先進反應堆工程與安全教育部重點實驗室，北京 100084)

0 引言

深空探測是航天進步的重要方向，同時也是推動空間科技創新、提高國家政治影響力和維護國家空間利益的重要途徑。傳統的空間推進系統在進行深空探測時面臨發射規模大、任務周期長以及耗費成本高等挑戰，難以滿足未來以載人火星探測為代表的高復雜度任務需求。核熱火箭(又稱核熱推進)是一種先進的推進技術，其具有高比沖、大推力和工作壽命長等優點，在深空探測領域具有不可替代的優勢和巨大的應用潛力。

美蘇自20世紀50年代開始了對于核熱推進技術的研究，期間受政治經濟等因素影響，研究多有中斷，但迄今也取得了眾多的關鍵技術突破，并建造了大量的地面試驗裝置。進入21世紀后，美國重新評估了核火箭發動機的技術能力，并將其作為載人火星探測運載火箭上面級的首選方案，以完成2039年載人火星探測基線任務。因此，美國財政近些年來給予了持續的大力支持。我國目前在該方面研究尚處于早期階段，對于關鍵技術和核心問題識別尚不準確。因此，在面向2035年的中國航天工程科技發展需優先開展的基礎研究方向中明確指出要開展核熱推進技術理論及方法的研究。核火箭發動機系統循環方案分析與設計是核心理論問題之一，對發動機總體設計有重要意義。

本文重點圍繞核熱火箭發動機系統循環，對3種典型方案及特點進行對比分析，并基于一定的能力需求開展了循環方案設計，對設計工作的目的和意義、原則、工具及方法進行了介紹，并結合具體設計對比了推進劑分別為氫氣和氨氣的系統方案的技術優缺點。在此基礎上，結合設計過程以及核火箭發動機與化學火箭發動機的差異，給出了系統循環設計與分析方面需要開展的一些研究，為后續核熱推進技術的發展提供參考。

1 核熱火箭發動機原理

核熱火箭發動機是利用核裂變能將推進劑直接加熱到超高溫，然后從噴管膨脹并高速噴出而產生推力的空間推進裝置，其結構如圖1所示，主要包括核反應堆、渦輪泵、噴管、輻射屏蔽和燃料貯箱等。由于不需要依賴化學反應來獲得能量，因此在核火箭發動機內可采用單組元推進劑以提高比沖，一般為分子量較小的工質，例如氫氣、氨氣和甲烷等。

圖1 核火箭發動機結構及原理示意圖Fig.1 Schematic view of nuclear thermal rocket engine

以氫氣為例進行原理的簡要說明。液氫由泵從貯箱抽出并進行增壓，隨后依次進入噴管再生冷卻通道、堆芯反射層和輻射屏蔽層等進行預熱，同時對這些部件提供冷卻；然后進入氫渦輪膨脹做功，驅動泵工作；最后渦輪排氣經小噴管噴出回收部分推力，或流入堆芯進行加熱再經主噴管排出產生推力。為了獲得盡可能高的比沖，反應堆出口的氫氣溫度可高至2 500～3 000 K，因此工質在整個系統內經歷從低溫液態到超高溫氣態的迅速轉變。

2 系統循環方案分析

系統循環方案是對推進劑在核熱火箭發動機內的具體流動路徑、驅動渦輪的工質來源以及渦輪工質的排氣處理方式的描述，一般可將其主要分為3類，即抽氣循環、開式膨脹循環和閉式膨脹循環。

2.1 抽氣循環

抽氣循環是從反應堆出口處抽取一定比例高溫氫氣，并與流經噴管再生冷卻通道、反射層冷卻通道和輻射屏蔽裝置冷卻通道的部分中低溫氫氣混合至適宜溫度，進入渦輪膨脹做功，排氣經小噴管噴出回收部分推力，工質流動路徑和對應的-曲線變化如圖2所示。由于反應堆出口氣體溫度高至2 500～3 000 K，因此抽氣管道需要進行特殊設計，所采用的材料也需進行充分驗證。歷史上曾考慮采用涂覆有耐氫蝕保護層的C-C復合材料。

圖2 抽氣循環原理圖及對應的T-S曲線Fig.2 Schematic view of bleed cycle and corresponding T-S diagram

抽氣循環的主要特點是渦輪入口工質焓較高，因此做功能力較強，容易實現較高的推力室壓力，從而利于采用高膨脹比的噴管以提高比沖。同時，由于渦輪入口工質焓可隨混合氣體的比例變化而調整，因此室壓調節范圍較寬。但由于渦輪排氣溫度較低，且氣體在小噴管內膨脹不足，因此會損失部分比沖，造成推進劑浪費。提高渦輪入口溫度可有利于減小比沖損失，但加大了耐氫蝕渦輪的研制難度。

2.2 開式膨脹循環

開式膨脹循環是采用部分經噴管再生冷卻通道和反射層等結構預熱后的中低溫氫氣驅動渦輪，排氣經小噴管直接噴出，剩余工質經反應堆加熱并從主噴管噴出產生推力的方案，工質流通路徑和對應的-曲線如圖3所示。

圖3 開式膨脹循環原理圖及對應的T-S曲線Fig.3 Schematic view of open expansion cycle and corresponding T-S diagram

由于開式膨脹循環的渦輪入口工質溫度相比抽氣循環更低，因此需要更多的推進劑驅動渦輪，從而造成更大的比沖損失。但開式膨脹循環可以采用高壓比的渦輪提高渦輪輸出功率，從而盡可能提高室壓，優化后的設計方案可能依然具有競爭力，例如日本LE-5A/B液體火箭發動機。

2.3 閉式膨脹循環

閉式膨脹循環是采用經噴管再生冷卻和反射層等結構預熱的中低溫氫氣推動渦輪，排氣又經過堆芯加熱至極高溫度，然后全部推進劑經噴管噴出產生推力的方案，工質流通路徑和對應的-曲線如圖4所示。

圖4 閉式膨脹循環原理圖及對應的T-S曲線Fig.4 Schematic view of closed expansion cycle and corresponding T-S diagram

閉式膨脹循環的最大優勢是沒有推進劑浪費，因此比沖較高。同時，由于渦輪入口溫度較低，從而保證了渦輪的高可靠性。但相比抽氣循環和開式膨脹循環渦輪做功能力不足，因此推力室壓力會更低，為實現大擴張比的噴管帶來困難。

從發動機總體性能、與反應堆的耦合以及對關鍵部件的需求3個方面對以上3類系統進行進一步總結比較，如表1所示。

表1 3種循環方案特點比較

從表1可看出，抽氣循環和閉式膨脹循環方案更加適合核熱火箭發動機，且美國在已開展的NERVA項目和SNTP項目中均主要考慮這兩類方案。由于核熱火箭發動機主要應用于上面級，因此從總體性能上要優先保證高比沖，所以本文在后續的循環方案設計中主要基于閉式膨脹循環來開展。

3 系統循環方案設計

3.1 目的及意義

開展系統循環方案設計的目的與意義首先在于依據流量平衡、壓力平衡和能量平衡原理確定系統內各節點參數，用于子系統及部件設計需求分解。此外，可以根據設計結果，綜合考慮系統總體性能、復雜度和可靠性等指標，對系統循環方案進行優化。

3.2 設計原則

為提高核熱推進系統的性能并盡可能降低系統的復雜性，在系統循環設計中對推進劑種類與狀態、關鍵節點參數以及堆芯的設計提出幾點要求，分別為：

1)推進劑高效儲存，減小存儲設備的體積和質量；

2)推進劑在堆芯內不能發生相變，以避免出現換熱惡化或流動不穩定性；

3)推進劑的中子吸收截面小，同時有較好的換熱能力和堆芯材料相容性；

4)盡量避免設計預熱組件，減少堆芯內額外管道布置，降低系統復雜度；

5)采用大面積擴張比的噴管，使高溫氣體完全膨脹，發揮其比沖優勢；

6)盡量使泵后壓力較小，降低系統對高揚程氫泵的需求。

3.3 設計工具及方法

在進行系統循環方案設計時，首先建立了系統總體參數計算模型，可用于計算給定推力室結構以及室溫和室壓時的發動機真空比沖。同時建立了描述渦輪泵平衡、噴管冷卻、堆芯反射層冷卻及反應堆內流動換熱等過程的數學表達，其中渦輪泵模型與液體火箭發動機一致；噴管采用再生冷卻和輻射冷卻結合的組合冷卻方式，噴管內的流動換熱采用經典的巴茲公式來描述，而再生冷卻通道內的換熱效果通過Hess-Kunz公式來確定；再生冷卻通道內的壓降為摩擦損失和局部損失之和，對普通銑槽式冷卻通道而言，沿程摩擦損失比局部損失高2～3個數量級，因此暫時忽略局部損失的影響。此外，將反射層冷卻簡化為若干無差別的圓管內流動，給定反射層釋熱占堆芯功率的比例，可計算出工質在這一段內流動時的溫升和壓降；堆芯內流動換熱計算模型為根據所選定的反應堆內的流動換熱特征提出的解析計算模型，可估計堆芯內的溫升、壓降和最高溫度。

基于這些模型，開發了用于進行核熱推進系統設計和分析的程序PANES(program for analyzing nuclear engine systems)，程序的具體計算流程如圖5所示。

圖5 PANES程序計算流程圖Fig.5 Calculation flow chart of PANES program

首先根據系統總體性能要求，確定系統的邊界條件，并通過參數設置模塊賦值到系統分析程序內，然后通過堆芯壓降迭代、泵后溫度迭代和渦輪壓比迭代，確定系統平衡時的各節點參數，其中堆芯壓降迭代也依賴于堆芯設計方案的調整。當不需要對堆芯壓降進行更新時，PANES程序計算中實質上僅有渦輪壓比和泵后溫度兩重迭代。為驗證PANES程序的性能，以美國NASA所開發的NPSS程序的計算結果作為參照，與PANES程序計算結果進行對比，兩者吻合較好。目前，該程序已具備采用氫、氨氣和甲烷等多種推進劑工質的核熱推進系統設計和分析能力。下文即采用PANES來進行具體的方案設計。

3.4 方案設計分析

3.4.1 推進劑選擇

近些年來，核熱火箭發動機技術被主要設想用于載人火星探測任務，同時美國在參考設計框架(DRA 5.0)中對核熱推進系統的能力需求也作了明確說明，即推力為110 kN，比沖不低于900 s，因此只有采用氫氣作為推進劑才能實現這一目標。但為了提高氫氣的存儲效率，通常要采用制冷系統等使氫維持在20 K左右的液態，盡管這樣，其存儲密度也僅有水的8%～9%。對于深空探測任務而言，低溫推進劑的長期在軌存儲與管理尚存在巨大的困難與挑戰。此外，氫氣的比熱遠高于其他工質，因此加熱到相同的總溫所需的反應堆功率也相應更大。

除了氫氣以外，歷史上曾經使用過的推進劑還有氨氣。氨氣的分子量是氫氣的8.5倍(氨氣以17計，氫氣以2計)，同樣的總溫下可達到的比沖約為氫氣的45%，但氨氣的存儲難度要遠低于氫氣。以YH-1液化氣推進系統中的貯罐參數為例，293.15 K和0.86 MPa時已能維持液態。此外，氨氣的低比熱可以降低所需的反應堆功率。近期針對NTP演示任務以及原位資源替代場景，氨也被作為潛在推進劑用于核熱推進任務分析與規劃。

綜上所述，從系統性能的角度來看，氫氣具有無可替代的優勢；而從系統復雜度和可實現性來說，氨氣相對更優。因此，本文分別選擇了氫氣和氨氣來進行核熱推進系統的設計分析。

3.4.2 系統方案構想

根據上文的系統循環方案比較分析，并充分考慮可靠性，本文所要設計的系統均采用雙渦輪泵膨脹循環方案。為了避免推進劑在堆芯內出現兩相流動，設計堆芯出口壓力(室壓)均高于工質的臨界壓力，其中由于氫氣的臨界壓力為1.3 MPa，相對較低，因此初步設計取室壓為6 MPa；而氨氣的臨界壓力為11.2 MPa，相對較高，因此初步設計取室壓為11.5 MPa。為了使氫氣核熱推進系統的比沖能滿足DRA5.0的要求，且考慮材料的溫度限值，設計室溫均取2 700 K。

在系統內，為盡量發揮核熱推進系統的比沖優勢，所選擇的噴管面積擴張比均為300。而為了避免堆芯內設計專用預熱組件，將再生冷卻起始點設計在面積擴張比為140的位置，以延長再生冷卻段長度使推進劑獲得足夠的預熱，提高渦輪的輸出功率。

在計算過程中，假設兩類系統中渦輪效率、泵效率和堆芯壓降均為定值，分別為0.681、0.702、1.5 MPa。錐形噴管收縮角取30°，擴張角取15°。氫氣推進系統內渦輪旁流比為10%，而氨氣推進系統內渦輪旁流比為0。兩類系統的平衡參數分別如圖6和表2所示。

圖6 氫氣核熱推進系統方案計算結果Fig.6 Design of a dual turbo-pump NTP system of hydrogen being propellant

表2 氨氣核熱推進系統內的關鍵節點參數

3.4.3 兩類系統方案比較分析

表3列出了兩類推力均為110 kN的系統方案性能對比，其中氫氣系統的比沖為910 s，而氨氣系統的比沖為390 s；所需的氫氣流量為12.32 kg/s，而所需要的氨氣流量為28.82 kg/s；氫氣系統中堆芯功率為490 MW，而氨氣系統內堆芯功率僅為280 MW，有力地降低了反應堆的設計難度。值得一提的是，盡管氨氣系統的室壓和泵后壓力遠高于氫氣系統，但由于液氨的密度大于液氫，因此氨泵的功率要顯著小于氫泵，所需要的渦輪壓比也略小于氫氣系統。

表3 兩類核熱推進系統性能對比

此外，由于氫氣系統的運行壓力較低，且氣體密度較小，因此其噴管尺寸明顯大于氨氣系統中的噴管尺寸，如圖7所示。其中在氫氣核熱推進系統內，噴管身部最大直徑為1.38 m，噴管身部長度為2.98 m。

圖7 氫氣核熱推進系統和氨氣核熱推進系統的噴管尺寸對比Fig.7 Comparison of the nozzle size in H2 NTP system and NH3 NTP system

從比較來看，盡管采用氨氣作為核熱推進系統的推進劑時比沖存在明顯劣勢，但其便于長期在軌儲存和對渦輪泵等組件要求不高使得其可以勝任軌道高度變化不大的長期多次空間探測任務，作為液氧甲烷發動機的補充或替代。但是，對于載人深空探測而言，還是應該積極解決低溫工質的長期儲存問題，發展氫氣核熱推進系統。例如可研制雙模式的系統，即兼具核熱推進和核能發電的功能，當切換為發電狀態時，可用于液氫儲箱制冷系統的供電。

4 結論與展望

本文介紹了核熱火箭發動機的原理，從系統總體性能、與反應堆耦合程度以及對關鍵部件的需求3個方面對抽氣循環、開式膨脹循環和閉式膨脹循環進行了對比分析，并基于閉式膨脹循環設計了氫氣核熱推進系統和氨氣核熱推進系統，結合設計結果對兩類系統的技術優缺點進行了對比說明，主要的結論包括：

1)對于上面級的應用場景而言，抽氣循環和閉式膨脹循環是更適合核熱火箭發動機的系統循環方案。

2)氫氣核熱推進系統的比沖為910 s，氨氣核熱推進系統的比沖僅為390 s，即氫氣系統的總體性能更好，更適合載人深空探測任務，未來可通過研制雙模式空間核能系統，解決低溫工質的長期儲存問題。

3)氨氣系統在推進劑長期在軌儲存和對渦輪泵及反應堆的要求等方面要低于氫氣系統，可勝任軌道高度變化不大的長期多次空間探測任務。

此外，基于本文所開展的核熱火箭發動機系統循環設計工作以及與液體火箭發動機所存在的差異，為提高核熱火箭發動機系統循環方案和總體設計的能力，未來需要在以下幾方面加強研究：

1)開展氫(氨)氣在高溫情況下的物性研究，豐富基礎數據庫。

2)開展超音速氫(氨)氣流在噴管內和亞音速氫(氨)氣在微小通道內的流動換熱規律研究，提高再生冷卻段熱量提取和流動損失的預測準確度。

3)驗證并確認工質在反應堆內的參數變化規律，具體包括流動壓降模型和換熱系數預測模型。

4)建立渦輪和泵的特性描述模型。

5)針對反應堆停堆后的余熱釋放現象和非額定工況運行，開展系統循環在運行包線內的性能評價和設計優化。