美俄核熱推進技術發展現狀與啟示①

楊玉新,任全彬,段艷娟*,田維平,唐 敏,張光喜

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

0 引言

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

進入21世紀以來,隨著傳統化學火箭動力技術的日臻成熟,性能提升的“天花板效應”凸顯,核熱推進技術再一次成為世界航天和軍事強國競相研究的熱點并取得了重大技術進展[3]。2009年,美國正式發布載人火星設計參考架構5.0(DRA5.0),明晰了基于核熱推進的載人登火技術路線和技術體系,并持續開展了空間核熱推進系列研發計劃,有望在2030年前實現載人登火應用[4-5]。2018年,俄羅斯“海燕”核動力巡航導彈的公開報道[6],標志著核熱推進技術在武器裝備領域進入實質性應用階段,并在世界范圍內引發了新一輪核熱推進技術研究的熱潮[7]。

本文將在回顧美、俄兩國核熱推進技術發展歷程的基礎上,總結經驗并梳理主要關鍵技術,并結合我國的技術現狀提出發展建議,為我國核熱推進技術的發展和決策提供參考。

1 核熱推進的類型與原理

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

1.1 核熱火箭發動機

核熱火箭發動機采用自身攜帶的推進劑作為反應堆的冷卻介質和推進工質,結構如圖1所示。核熱推進反應堆出口工質溫度可達到2500 K以上,比沖可達到700～2000 s,約是當前化學火箭動力中比沖最高的氫氧發動機的2倍、固體火箭發動機的3倍[8]。對于速度增量為10 km/s 的任務,化學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量比可達0.35左右[9]。此外,核熱火箭發動機推力可達到百噸級,因此主要應用于載人登月、登火等深空探測領域。

圖1 氫燃料核熱火箭發動機結構示意圖[8]Fig.1 Component scheme of NTP engine[8]

1.2 核熱沖壓發動機

核熱沖壓發動機是來流空氣經過超聲速進氣道激波壓縮減速增壓后進入反應堆冷卻流道中,反應堆出口的熱空氣經噴管膨脹加速后排出產生推力,結構如圖2所示。由于工作過程中不消耗推進劑,核熱沖壓發動機具有比沖無限、航程無限的優點。受制于堆芯燃料元件、結構材料耐溫性能的制約,堆芯工質出口溫度一般在2000～2500 K;沖壓發動機受進氣道總壓損失的影響,要實現推-阻平衡,內流道工質的溫升比(出口靜溫/入口靜溫)需要滿足一定的條件。因此,核熱沖壓發動機來流空氣的總溫不能過高,工作速度一般在Ma=2～3范圍內,但可利用其比沖無限的優點實現超低空超聲速機動巡航飛行,這是傳統化學燃料沖壓推進難以實現的。核熱沖壓發動機的推力水平為千牛～噸級,主要應用于超低空洲際超聲速巡航導彈,如美國的“冥王星”核動力巡航導彈[10]。

圖2 核熱沖壓發動機結構示意圖[11]Fig.2 Component scheme of nuclear thermal ramjet engine[11]

1.3 核熱渦輪噴氣發動機

核熱渦輪噴氣發動機是利用核反應堆代替傳統渦輪發動機中的火焰筒加熱空氣,熱空氣驅動渦輪帶動壓氣機工作,如圖3所示。與核熱沖壓發動機類似,具有比沖無限、航程無限的優點。受制于渦輪機葉片等結構材料耐溫的限制,反應堆出口工質的溫度一般在1400 K以下[12-13]。核熱渦輪噴氣發動機的工作速度一般為亞聲速或跨聲速,主要應用于洲際亞聲速巡航導彈,如俄羅斯的“海燕”核動力巡航導彈。

圖3 核熱渦輪噴氣發動機結構示意圖[13]Fig.3 Component scheme of nuclear thermal turbo-jet engine[13]

2 國外核熱推進技術發展

核熱推進技術的發展興起于20世紀40年代末期,在化學火箭投送能力有限的情況下,為滿足洲際導彈的發展需求,美國率先啟動了Rover核熱推進研發計劃,隨后前蘇聯緊跟美國的步伐也啟動了相應的研發計劃,引發了以美、蘇為主導的核熱推進技術第一次研發熱潮,并在推進系統和反應堆設計、耐高溫抗腐蝕燃料元件設計與制備等方面取得了大量實質性進展。21世紀以來,隨著傳統化學火箭性能提升瓶頸的凸顯以及深空探測活動的活躍,核熱推進技術再一次成為世界科技強國研究的熱點,掀起了第二次研發熱潮。

2.1 第一次研發熱潮

(1)美國

美國于1955年,在原子能委員會和國防部的聯合推進下啟動了Rover研發計劃,組織兩個國家實驗室和洛克達因公司協作開發核熱火箭發動機,相繼研發了14個不同系列核熱推進反應堆,如圖4所示,并完成了發動機組件的熱試車,獲得了大量數據,為發動機整機研制奠定了基礎[14-15]。

圖4 美國Rover計劃期間建造的典型核熱發動機[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”核動力戰略巡航導彈研發計劃,旨在研發出一款能“永遠飛行”的“超聲速低空核動力巡航導彈”(Supersonic Low Altitude Missile ,SLAM),不僅可攜帶核彈頭,還可額外攜帶16枚氫彈。著眼于核熱沖壓發動機的研發,同步實施了Pluto專項研發計劃,在1961～1963年期間完成了“ToryⅡ-A”和“ToryⅡ-C”兩型核熱沖壓發動機原型機的研制和試驗,功率達到513 MW、推力達到35 klb,工作時間達到5 min。采用固體助推的Pluto導彈構想圖如圖5所示,Torre II-A地面試驗發動機如圖6所示。但隨著洲際彈道導彈和B-52重型戰略轟炸機的發展以及核熱沖壓發動機技術的不成熟,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計劃的研發成果為基礎,啟動了針對火星、木星等行星載人探測任務需求的NERVA計劃,重點開展高比沖、大推力、可重復使用核熱推進系統的論證和研發。期間共進行了6次核熱火箭發動機集成試驗,綜合驗證了發動機的比沖、重復啟動性、推力調節能力和持續工作壽命等性能[18-19]。1987年,在星球大戰計劃中啟動了針對彈道導彈攔截和空間軌道轉移應用需求的Timberwind計劃;隨著冷戰的結束,項目改名為空間核熱推進(SNTP)計劃,研究重點轉向推重比更高的新型顆粒床反應堆(PBR)方案研究,但直至計劃結束可行性尚未得到驗證[20-21]。該計劃提出的核熱火箭發動機技術指標為:推力89～356 kN,比沖1000 s,推重比25∶1～35∶1。隨后,隨著化學火箭動力技術的快速發展以及冷戰的結束,美國核熱推進技術研發陷入低谷。

美國通過Rover和NERVA計劃的實施,完成了近20臺原型堆、推進系統的建設和運行,在核熱推進系統設計、高功率緊湊型高溫氣冷堆設計與運行、高溫燃料元件設計與開發、核熱推進系統試驗等方面積累了大量的數據和經驗,為后續大型核熱推進技術的發展奠定了堅實的技術基礎。如表1所示[22],反應堆功率范圍為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,最多啟停次數為28次,總體技術成熟度達到5級以上[23-24]。

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

(2)前蘇聯

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

基于非均勻和模塊化的設計思路,前蘇聯建設了IGR、 IVG-1和IRGIT等3座不同類型專用試驗反應堆用于開展核燃料和核熱推進技術驗證[26]。其中IRG和IVG-1為實驗堆,主要用于核燃料組件輻照環境下的可靠性測試、堆芯結構、燃料組件等方案優選及高溫氫工質的熱工水力特性研究。基于IVG-1反應堆,前蘇聯開展了涵蓋10多種設計方案的約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到20 kW/cm3,氫氣溫度達到3100 K。IRGIT為RD-0410核熱火箭的地面原型堆,可以開展反應堆啟動、全功率運行到停機全過程的性能測試,峰值功率為42 MW、氫工質出口溫度達到2300 ℃以上。

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

表2給出了RD-0410推進系統主要設計參數,圖7為RD-0410推進系統試驗樣機照片。

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

表2 RD-0410推進系統主要設計參數[1]Table 2 Performance parameters of RD-0410 nuclear thermal propulsion[1]

前蘇聯核熱火箭推進的研制歷程比較平穩,持續時間也較長,設計方案在性能和壽命上較美國同期方案均有明顯的優勢。前蘇聯大規模的研究、研制、試驗工作一直持續到1990年前后,隨后由于受美國的影響以及國內政局的動蕩、財力窘迫等原因,核熱發動機的研究逐漸停止下來。

2.2 再度興起

近年來,隨著傳統化學火箭性能提升“瓶頸效應”的凸顯以及人類深空探測活動的活躍,美、俄等國從戰略層面重新啟動并加速發展核熱推進技術。

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

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

NASA在2012～2014年期間實施了基礎技術開發第一階段工作:核低溫推進項目(NCPS)。該項目對石墨基體復合燃料和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,綜合考慮工程進度和技術成熟度等因素,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境模擬系統(NTREES)升級改造,如圖8所示,改造后的加熱功率達1.2 MW,氫氣流量可達200 g/s以上,氫氣壓力約7 MPa,溫度接近3000 K,可在接近原型反應堆功率密度的條件下測試燃料元件[30-31]。

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

2015～2017年期間,項目進入基礎技術開發第二階段工作(核熱推進項目),重點開展石墨基體復合燃料單項效應測試,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在內華達試驗場內,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計思路,基于標準化燃料元件的小型反應堆及推進系統(7.5 klb或16.5 klb)的建造和測試驗證相關技術,后續通過增加燃料元件的數量和堆芯直徑進行推力放大(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,重點開發和驗證高純度低濃縮鈾(HALEU)核熱推進系統(NTP),用于支持月球“核熱推進傳送器”的建設,反應堆啟動次數將達到160次,每次運行時間90 min[33]。隨著核熱推進反應堆燃料低濃化趨勢,2020年,美國發布的《第六號太空政策指令——空間核電源和核推進國家戰略》規定,“在空間核電源和核推進系統中,使用高濃鈾應限于使用其他核燃料或非核動力源無法完成任務的應用場景。”這意味著美國在將來的空間核動力研究中會優先考慮低濃鈾[34]。2022年5月,DARPA發布了DRACO計劃第二和第三階段合同招標,計劃在3～4年時間內完成太空核熱推進系統在軌飛行驗證。

俄羅斯方面也在不斷加快核熱推進項目的研發。2018年,對外公布了采用核熱渦輪噴氣動力的“海燕”核動力洲際巡航導彈的研發和飛行驗證情況[6]。2019年,宣稱將在RD-0410核熱發動機基礎上研發新型核熱火箭發動機;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年前實現交付應用。

3 核熱推進反應堆芯方案與燃料元件技術

反應堆堆芯和燃料元件是核熱火箭發動機最核心的組成部分,堆芯工質出口的溫度和反應堆的重量是影響推進系統比沖、推重比等核心性能指標的關鍵因素。著眼于提高堆芯工質出口溫度、降低反應堆重量和體積的發展目標,國外主要發展了四種典型的堆芯方案,即NERVA、CERMET、PBR和CIS,并牽引發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個氫工質流道,流道表面沉積了ZrC涂層,以保護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量。為了進一步提高推重比,在ROVER/NERVA計劃末期,開發了二元碳化物(U,Zr)C或三元碳化物(U,Nb,Zr)C燃料,如圖9所示,試驗溫度達到了3000 ℃,但未進行充分的試驗驗證[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50～60年代經過了大量的試驗驗證。泵出口的工質一部分冷卻推力室身部和控制鼓,另一部分冷卻支持元件,驅動渦輪后流過燃料棒冷卻通道經噴管噴出產生推力[40]。工質最高出口溫度達到2539 K,功率涵蓋幾十MW到上千MW,技術成熟度較高,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,具有機械強度高、熔點高、與氫氣相容性好、結構穩定性好等優點,為核熱推進長時間工作、多次啟動提供了有利條件。每個燃料元件有331個工質流道,燃料元件外表面和工質流道內壁包覆有鎢錸合金,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曾提出了軸向分區和徑向分區兩種設計思路,依據堆芯的溫度梯度合理選用不同熔點的金屬作為機體,以此降低堆芯的重量。堆芯外區為Mo-UO2,內區為W-UO2,循環模式是工質先經過外區再流過內區,使內外溫度存在差別[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構,但內部結構存在巨大差異。PBR堆芯燃料元件采用徑向多層結構設計,從外向內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,設計有工質入口通道。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,內部設計有介質流道用于冷卻。燃料床用于放置核燃料,燃料核心為UC2顆粒[43],內層采用熱解碳包覆,起到包容裂變產物的作用,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,經過預熱的工質從反應堆底部經入口流道向上運動,在反應堆上端匯流后經氫腔室向下運動,并沿徑向分別經過氫腔室、冷套管、燃料床和熱套管逐步加熱;最后匯集到工質出口經噴管膨脹加速后排出產生推力。由工質的流動過程可以看出,PBR堆芯具有換熱面積大、熱功率密度高的優點,功率密度可達到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堆芯是前蘇聯基于非均勻化設計理念開發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構[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。通過調整燃料棒軸向富集度和燃料成分,優化堆芯軸向功率分布;通過調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,燃料組件典型結構如圖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計理念,CIS堆芯具有堆芯溫度高和換熱效率高的優點,但同時存在著加工制造難度大、堆芯流動阻力大等缺點。CIS堆芯方案在工質出口溫度為3000 K的工況下持續運行了1 h,在2000 K工況下持續運行了4000 h。俄羅斯基于CIS堆芯方案,設計開發了多個核熱推進方案,其中以35 kN級的RD-0410驗證最為充分,技術成熟度達到5級以上[45]。

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

圖13 前蘇聯CIS燃料組件典型結構[42]Fig.13 Typical structure of CIS fuel assembly[42]

4 核熱推進的主要關鍵技術

4.1 核熱推進系統總體設計與多學科統一建模仿真技術

核熱推進作為化學推進和可控核能利用融合發展的產物,系統復雜,各子系統之間存在著復雜的動態耦合特性。實現各子系統間的匹配工作、精確預示全系統的動態工作特性和調節控制特性是核熱推進系統總體設計的主要難點。以核熱火箭發動機為例,需要綜合考慮動力系統循環模式-工質供給系統-反應堆運行功率-工質流動換熱特性-材料耐溫上限-推力輸出之間復雜的匹配關系[46],涉及到中子物理-流動-傳熱-力學-控制-推進等多學科、多領域的專業知識;且受制于核熱推進系統試驗的復雜性和昂貴的成本,難以開展大規模的系統集成驗證試驗。因此,開展基于多學科統一建模的總體設計與仿真技術研究是發展核熱推進技術的重要理論前提。

4.2 高功率密度高溫氣冷反應堆設計與多物理場耦合仿真技術

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

4.3 高溫耐腐蝕燃料元件設計與制備技術

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

4.4 輕量化復合輻射屏蔽技術

由于核熱推進系統采用的是開式循環模式,排放尾氣中不可避免地存在著放射性物質。核熱推進火箭發動機反應堆工作環境為深空,因此不需要對尾氣進行額外處理。研究表明,冥王星試驗場外環境影響是幾乎可以忽略的,且核動力巡航導彈軌跡輻射劑量分析表明:與導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,核熱推進系統的輻射屏蔽主要是對于飛行器上電氣系統及乘員的防護。

與地面反應堆相比,核熱推進系統反應堆具有更高的功率密度和更加嚴格的重量限制。由圖14可見,為了隔離核輻射而添加的防護層顯著增加了發動機結構質量[49]。因此,需要開發更加有效的輕量化復合輻射屏蔽材料和方案。對于核熱火箭推進系統而言,氫燃料儲箱通常布局于反應堆前端,可以起到較好的輻射屏蔽作用。在推進系統輻射屏蔽方案設計中,需要在核算儲箱屏蔽效果基礎上,進行附加的屏蔽方案設計。

圖14 核熱推進系統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 大功率核熱推進系統地面試驗技術

核熱推進系統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試驗。其中非核模擬驗證試驗樣機與帶核原型機在系統組成和堆芯結構方面高度相似,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堆運行過程中的熱功率輸出,考核推進系統各子系統工作的匹配性和運行的穩定性,并獲得發動機的推力特性。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,主要技術難點在于高功率密度的電感加熱技術以及排氣出口熱工質的安全處理技術。帶核整機驗證試驗的技術難點除了高溫熱工質安全處理之外,還涉及到尾氣中放射性物質的過濾處理;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領域的先驅者和引領者,通過20世紀50～80年代實施的一系列專項研發計劃,在核熱推進反應堆設計、核燃料、動力系統集成及核熱推進試驗等技術領域獲得了重大技術突破,為21世紀以來核熱推進計劃的快速發展和工程轉化奠定了堅實的技術基礎,預計在2030年前后將實現核熱推進技術在武器裝備和空間探測領域的廣泛應用。

在該技術領域,美、俄兩國均在國家意志的推動下,投入巨額研發經費,聯合核技術和航天推進領域最高水平的頂級科研機構組建專業的研究團隊進行聯合攻關,取得了核熱推進技術的突破。總結美、俄兩國的發展經驗,可為我國核熱推進技術的快速發展提供參考:

(1)核熱推進技術作為航天推進和核能兩大領域尖端技術的集大成者,是航天動力領域實現跨越發展的重要顛覆性技術,需要聯合國內兩大領域的優勢科研力量組建跨領域、跨專業的“國家隊”進行聯合攻關,打破傳統專業和行業壁壘,形成優勢互補的聯合攻關體,形成“新型舉國體制”,確保核熱推進系統工程的順利實施;

(2)核熱推進作為可控核能技術的深化發展和拓展應用,相對于核電站、核潛艇等傳統應用領域,其反應堆具有功率密度高、介質工作溫度高、體積小、重量輕等特點,對堆型設計、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、反應堆的安全調節與控制、原型堆的建設與運行等方面提出了更高的要求,需要從整體工業能力基礎方面進行系統布局和深化研究,做好打硬仗、持久戰的準備;

(3)核熱推進地面試驗系統復雜、技術難度大、建設周期長,迫切需要提前謀劃和布局非核模擬試驗系統、帶核模擬試驗系統、核燃料元件及結構材料在高溫、輻照及啟停沖擊載荷下結構穩定性驗證等專用試驗條件。