核火箭發動機技術特點研究及應用前景展望

作者簡介：伍賽特（1990-），男，工學碩士，工程師，經濟師，信息系統項目管理師，知識產權師，中國宇航學會高級會員。研究方向為內燃機與動力裝置。

DOI：10.19981/j.CN23-1581/G3.2024.16.007

摘" 要：以推進技術對空間探測的重要性作為切入點，介紹核火箭發動機的總體分類，以及核熱火箭發動機及核電火箭發動機的技術特點，并對其應用前景及未來發展方向作重點展望。未來，更有望采用由核熱推進及核電推進組成的雙模式推進系統；而核聚變推進技術同樣也是一項重點發展方向，但考慮到當前的技術水平，該類推進方式尚處于理論研究階段。而由核輻射引發的安全性問題，則是未來發展核火箭發動機時需要首先考慮的因素。

關鍵詞：火箭發動機；核火箭發動機；核熱推進；核電推進；核聚變；核動力；核輻射；空間推進

中圖分類號：V439.5" " " 文獻標志碼：A" " " " " 文章編號：2095-2945（2024）16-0028-06

Abstract： Taking the importance of propulsion technology to space exploration as a starting point， the overall classification of nuclear rocket engines and the technical characteristics of nuclear thermal rocket engines and nuclear power rocket engines are introduced. and its application prospect and future development direction are emphatically prospected. In the future， it is expected to adopt a dual-mode propulsion system composed of nuclear thermal propulsion and nuclear power propulsion， and nuclear fusion propulsion technology is also a key development direction， but considering the current technical level， this kind of propulsion is still in the stage of theoretical research， and the safety problem caused by nuclear radiation is the first factor to be considered in the development of nuclear rocket engine in the future.

Keywords： rocket engine; nuclear rocket engine; nuclear thermal propulsion; nuclear power propulsion; nuclear fusion; nuclear power; nuclear radiation; space propulsion

推進技術一直是影響人類進行空間探測的決定性因素之一。深空探測任務對發射能量的需求較大，單獨依靠提高運載發射能力很難滿足所有的任務需求，探測器需具備較強的機動能力，往往需要提供數千米每秒以上的速度增量，由此對火箭發動機這類推進裝置提出了較高的技術要求[1]。

比沖是推進技術領域里的一個重要性能參數，該參數衡量了火箭工作時推進劑的消耗情況，并通常被定義成單位質量推進劑產生的推力沖量。該參數以秒為單位，傳統的化學推進比沖很難超過500 s，難以滿足深空探測任務的需求，因此繼續發展比沖更高、壽命更長以及性能更優越的新型先進推進技術勢在必行。深空探測飛行對推進系統提出的要求概括如下：能提供足夠的動力來源，確保探測器能夠按照預定方式前進并到達預定的地點；工作時間（壽命）足夠長；系統的可靠性較高；而從經濟的角度考慮，發射成本要盡量小，費用盡量低。在該條件影響下，核火箭發動機逐漸走入了人們的視野[2]。

由于核火箭發動機具有更高的推力比沖，以其替代液體火箭發動機可以顯著降低發射質量。與傳統的液體火箭發動機一樣，核火箭發動機也要采用大量低溫組分（特別是液氫）。核火箭發動機的工質氫置于規格化的燃料模塊中，其質量特性和外形尺寸特性取決于發射條件。根據核能推進方式的不同，可分為核熱推進（采用核熱火箭發動機）與核電推進（采用核電火箭發動機）2類。

1" 核熱推進與核熱火箭發動機

1.1" 核熱火箭發動機技術概述

核熱火箭發動機是利用核反應或放射性衰變釋放出的能量加熱工作介質（又稱“工質”）產生推力的火箭發動機[3-4]。其以核反應堆取代傳統液體燃料火箭發動機的燃燒室，將推進劑（氫、氨或氮）加熱至極高溫度，經排氣噴管高速排出，產生較大的推力，從而可將幾十噸重的載荷送入地球軌道。該類火箭發動機的工作機理與化學火箭發動機相似，只是加熱的能源不同。在核反應堆中，核能轉變為熱能，加熱工質。核火箭發動機使用的工質一般都是低分子量物質，如液氫、液氮和液氨等，輸送系統將工質先送入噴管冷卻套冷卻推力室，然后進入反應堆加熱，最后通過噴管膨脹加速排出[5]。核熱火箭發動機的比沖高、壽命長，但技術復雜，適用于長期工作的航天器，也可用于運載火箭的高能末級。雖然各國從20世紀60年代初就開始研制核熱火箭發動機，但至今仍未能大規模推廣。研制中存在的主要技術問題是輻射防護、排氣污染、反應堆的控制和高效率換熱器的設計等[3-4]。

1.2" 核熱火箭發動機的結構組成

在設計核熱火箭發動機方案時，要考慮到其各個運行過程，包括啟動、穩態工況和過渡工況、停機，以及核熱火箭發動機所特有的核反應堆降溫過程。最后，還要考慮核熱火箭發動機在工作過程中發生意外情況的可能性，并提前設定必要的應對措施。

在發動機工作過程中，工質和其他材料的選擇及其物理性質和化學性質將對發動機的設計過程產生重要影響。研發方案通常就是在一系列方案中進行折中選擇，從而滿足不同（甚至是相互矛盾）的技術要求。

核熱火箭發動機的主要特點之一是其所能達到的最大比沖值并不取決于反應的動力潛能（像液體火箭發動機或固體燃料發動機那樣），而幾乎只取決于發動機自身和所選結構材料的物理化學性質。

在一般情況下，核熱火箭發動機方案中包含下列主要的系統和設備：①核反應堆；②燃燒室；③超聲速噴管；④工質供應系統；⑤反應堆和發動機的整體控制系統。下面對相關系統進行介紹。

1.2.1" 核反應堆

如上文所述，核反應堆是核熱火箭發動機的關鍵部件。反應堆可以是熱中子型、中能中子型或快中子型，根據反應堆內易裂變物質的布置方法，其可以為均勻堆（熱中子型和中能中子型）或者是非均勻堆。在均勻堆中，易裂變物質（通常用富集鈾）均勻分布或按一定規則分布在堆芯內。在非均勻堆內，易裂變物質則集中在一些燃料元件內，裝配成燃料組件，再放置于固體或者液體中子慢化劑中。

同時，核熱火箭發動機的反應堆又是一類物理裝置，需嚴格控制堆芯的形狀、尺寸大小、材料組成、易裂變物質濃度和調節核反應速率的中子吸收劑的類型和布置等因素之間的關系；反應堆是一類熱交換設備，其中應當設置工質的流動通道，同時需要有必要的傳熱面積，從而可將工質加熱到設定的溫度；在耐熱和受力方面，核反應堆是一類重要部件，其工作的可靠性對核熱火箭發動機的運行安全起著決定性作用；反應堆是一類電離輻射源，因而要采取專門措施來保護發動機其他結構部件、設備及工作人員免受輻射危害。

在均勻反應堆中，工質的流動通道分散布置于慢化劑所占的空間中。因而在該情況下，首先，慢化劑應當是固體形態，其次，慢化劑應當由耐熱材料（石墨、難熔金屬碳化物等）制成。在非均勻反應堆中，慢化劑可以是固體，也可以是液體或混合體。

在選擇慢化劑的類型和材料時，應考慮到發動機的多種方案因素。例如，用石墨作為慢化劑的反應堆比用普通水做慢化劑的反應堆要重，但考慮到冷卻系統各組件的質量，采用石墨慢化劑的核熱火箭發動機質量通常會更輕。

反應堆作為一種物理裝置，其有效性在很大程度上取決于堆內易裂變物質的裝料量。選擇合理的反應堆形狀和尺寸、堆芯和反射層的材料，選擇保證功率調節和應急保護的移動式中子吸收體的類型和布置將最大限度地降低裝料量。

反應堆結構材料的選擇有重要意義，所有使用的材料（控制元件內用的材料除外）應具有盡可能小的中子吸收截面。慢化劑材料內應當含有盡可能多的輕原子（氫、氘、碳等），以保證在中子-原子相互作用過程中更有效地降低中子能量。同時，為了將工質加熱到盡可能高的溫度，反應堆內應使用耐熱材料，而且應是對工質具有化學惰性（或者幾乎是惰性）的材料。但是，這樣的材料通常有較高的中子吸收截面，大量使用這些材料會使反應堆的中子物理特性變差。

當采用快中子反應堆時，結構材料吸收中子的不利影響將明顯降低。這會使反應堆內易裂變材料裝量增加，但使反應堆尺寸減小，從而無法提供必要的傳熱面積，在該情況下，核熱火箭發動機就難以采用快中子反應堆。為了最大限度地利用反應堆的全部空間，就必須在堆芯內以非均勻的方式布置易裂變物質濃度及冷卻通道等設備。

如上文所述，體現火箭發動機工作性能的主要因素是比沖，該指標直接取決于工質進入火箭噴管前進行加熱時所能達到的溫度。為了進一步提升比沖，需要建立這樣一種反應堆，將核裂變釋放的能量直接傳給工質，而并不通過固體傳熱表面。用氣相反應堆的核熱火箭發動機有望實現這一點，其中堆內易裂變物質和工質都處于氣體狀態。同時熱量不會通過固體材料從易裂變物質區傳輸到工質，而主要借助輻射傳熱。

為了提升比沖，可以采用如下2種方案：①采用雙組分的工質，即燃料和氧化劑在反應堆內分開加熱，然后進入燃燒室燃燒，在那里它們的溫度由于相互作用的化學能而進一步升高；②采用燃料離心懸浮方案，同樣能夠提高溫度。

1.2.2" 燃燒室

采用雙組分工質的核熱火箭發動機需要燃燒室。在燃燒室內，氣態燃料會在氣態或液態氧化劑中燃燒；而與預先加熱燃料的方案相比，在反應堆內預先加熱氧化劑可使推力稍有增加。同時，需要確保2個氣態組分進行相互作用，需要其在燃燒室長度較小的有限空間內充分混合。此外，燃燒室的結構還應滿足與化學火箭發動機一樣的傳統要求：即在較高的熱流條件下，能可靠地冷卻室壁；在低頻和高頻振動影響下，具有較高的工作穩定性。

雙組分工質核熱火箭發動機原則上可以實現雙工況工作：在火箭開始飛行的一段時間內（這時為了保證輻射安全和核安全，可能要求不啟動反應堆），只依靠不預熱的燃料和氧化劑相互作用的化學能來產生推力，而反應堆在晚些時候再啟動。這一特點是核熱火箭發動機在運行方面的重要優點。

1.2.3" 超聲速噴管

超聲速噴管可將高溫氣體的熱能轉變為排氣射流動能，從而產生推力。最重要的問題（影響發動機熱平衡和流程的很多問題之一）是在較高的對流熱流密度及反應堆的中子和γ輻射的影響下，噴管在臨界截面處必須要實現可靠的冷卻過程。噴管設計的其他問題（擴張比的選擇、沿長度的構型調節）可參照設計液體火箭發動機的相關方法[6]。

1.2.4" 工質供應系統

工質供應系統與液體火箭發動機的相應系統在原則上區別不大。雖然在核熱火箭發動機中，供應系統設備質量所占的比重明顯低于其在液體火箭發動機中所占的比重（因為核熱火箭發動機質量的主要部分在反應堆）。然而，降低核熱火箭發動機單組分或雙組分工質供應設備的質量仍有重要意義。當然，這一參數直接取決于在設計時選定的工質供應壓力，并在一定程度上取決于所采用的渦輪泵機組及工質的供氣方案和排氣方案。將渦輪泵的數量降到最少，對于減少供應設備的質量有重要意義。對配備固體熱交換表面的核熱火箭發動機而言，原則上可以只有一臺渦輪泵，不過為了優化發動機方案可根據需要，相應增加泵的數量。為縮短發動機的啟動時間，渦輪泵機組轉子的轉動慣量起著重要作用，并且與選定的工質供應壓力和流量的水平有關。

1.2.5" 反應堆和發動機的控制系統

作為控制對象的核熱火箭發動機反應堆有自己的特點，主要取決于下列因素：①在發動機的控制系統中，必須單獨監測和調節決定釋熱水平的核反應速率（中子功率）；②必須采用可靠的應急保護，在發動機工作過程中發生意外時能迅速停堆，并保證所有其他運行階段堆處于安全狀態；③要求發動機在啟動時，反應堆由次臨界狀態經過（或者不經過）中間功率水平而快速達到額定工況；④必須確保在停堆后很長一段時間內將剩余釋熱排出（也就是要實現反應堆所謂的降溫），這就要更多地消耗飛行中所需的工質或其他組分；⑤如果在技術任務上，要求在前一個工作循環以后的任一時間內再次啟動發動機，為此必須要有較高的反應性裕度，這樣就要增加反應堆易裂變物質的裝料量，相應地要提高控制驅動機構的裕量。

核熱火箭發動機的啟動（為了確保大氣層內的環境安全，通常該類發動機只能在地球大氣層以外啟動）是一項復雜的任務，并應在盡可能短的時間內完成。因為反應堆如果經歷較長時間才達到額定工況，會使工質的低效消耗大大增加。然而，在核熱火箭發動機反應堆的所有工作階段，都必須對其物理過程和熱工過程進行可靠控制，這就決定了啟動時間無法無限制地縮短。

對核熱火箭發動機反應堆而言，該類啟動速度已相對較快，但對作為整個運載火箭組成部分的發動機而言，這一時間依然較長。為了增加比沖，發動機采用閉式循環更為有利（將在反應堆內預先加熱的工質作為驅動渦輪泵機組的能源）[7]，所以在核熱火箭發動機的啟動過程中，必須要給渦輪泵提供外部能源。

為了使發動機有盡可能高的比沖并使其比質量降至最低，要求在核熱火箭發動機反應堆中最大限度地采用熱強度高和熱穩定性好的材料，這樣可使調節額定工況的可能性減至最低。

在核熱火箭發動機中采用帶液體慢化劑的反應堆提供了另外的控制可行性。為了控制慢化劑的溫度，可以采用更簡便的方法使反應堆功率保持在設定范圍內，使得移動吸收中子的控制驅動機構時反應堆內釋能空間分布不會發生畸變。在成功利用慢化劑的情況下，這種控制方法將產生較好效果。但是，選擇慢化劑類型（固體或液體）的決定性因素不僅與功率控制有關，還與反應堆的其他特性有關。

核熱火箭發動機的停機也是一項復雜問題，主要在于熱工問題。由于在鏈式裂變反應中存在緩發中子和裂變產物衰變等現象，在裂變反應終止后反應堆內仍會繼續釋熱。在停堆后最初幾秒鐘內，釋熱水平與工作狀態時的水平為同一量級，然后迅速降低，但仍然保持著相當高的水平，需要對反應堆進行長達若干小時的冷卻。反應堆停堆后的降溫過程需要消耗大量工質（取決于要完成的任務，有時甚至可與額定工況下的消耗相比擬）。雖然降溫時工質的消耗被迫在較低的平均比沖下進行，但是在火箭的發射特性中應當將該過程作為可利用的因素考慮在內。

由于受中子和γ輻射影響，核熱火箭發動機所采用的結構材料具有較高的釋熱水平，該釋熱水平正比于反應堆在穩定工況下工作的功率，從而也正比于發動機的推力。從推力的某一水平開始（大約數萬牛頓或更高），分布于反應堆表面附近的所有大零件（如固定發動機的部件）都應當強迫進行冷卻。

核熱火箭發動機運行時具有較高的放射性，這種放射性在停堆后幾天和幾個月仍會對生物體產生危害。這種情況對發動機設計方案提出了要求，為此需要預先考慮在啟動時對發動機進行遙控維護（或自動維護）的可能性。在使用完畢后，應使得反應堆和發動機結構中其他對生物體有害的部分在運行完后能實現可靠銷毀。

1.3" 核熱火箭發動機的技術優勢

綜合上文所述，核熱火箭發動機的技術優勢如下所述：

1）具有高推力、高比沖性能和更強的續航力；

2）工質加熱時間更短，由此可延長發動機壽命；

3）減小了發動機以及整個核動力火箭的尺寸；

4）相比傳統化學火箭，其擁有更小的近地軌道初始質量。

2" 核電推進與核電火箭發動機

核電火箭發動機系統是將核反應堆的裂變能首先轉換為電能，使推進劑（例如汞或氨）電離加速，成為等離子態的推進劑以高速排出噴管，然后產生推力的推進系統。

就核電推進而言，放射性同位素電源與電推進系統也可以構成核電推進系統，但由于放射性同位素電源的功率太小，所構成的核電推進系統的推力也就更小，只能用于類似航天器姿態控制等推進力較小的任務。

就現階段而言，空間核反應堆電源（特別是俄羅斯的空間核反應堆電源）和靜電等離子體電推進都是成熟的技術。而目前，俄羅斯和美國都在研究發電、推進兩用的空間核反應堆動力系統[5]，推進部分與核熱火箭發動機系統相同，但加入了發電元件。這樣的空間核反應堆動力系統，既有核熱火箭發動機系統的功能，又有空間核反應堆電源的功能。

3" 核火箭發動機的應用前景展望及未來重點發展方向

3.1" 核火箭發動機的應用前景展望

為了開拓宇宙疆域，推進技術起著至關重要的作用。其在根本上決定了航行距離、航行速度，攜帶的有效載荷，以及運輸成本。固體堆芯的核熱火箭代表著下一代高性能液體火箭的發展革新階段。核熱火箭的能量源于核裂變，而非傳統的化學燃燒。雖然化學火箭中的氧化劑/燃料混合燃燒時會釋放出相當大的能量，但與核裂變釋放的能量相比，依然微不足道。舉例而言，2 g 235U核燃料所能提供的能量就相當于13 t液氧液氫推進劑。儲存著高能量的核燃料需要在一個安全、可靠并且質量不大的推進系統中以可控的方式進行高效轉化，從而產生推力，而伴隨著核推進系統的使用而帶來的輻射環境問題同樣需要重視。

目前，核裂變能已經被成功地應用到各類海軍艦艇的推進系統之中，使得這些艦艇能夠長時間地航行在海面上或深海之中[8-11]。而在有著更長運行距離的宇宙深空航行中，核推進技術同樣有著廣闊的前景。例如，到月球或是到火星的長距離航行將會消耗大量的能量。這些能量需要高效的推進系統將能量轉化成有效推力。

核熱火箭發動機具備未來宇宙高效航行所需要的3大要素——高比沖、高比功率、高推重比。核熱火箭發動機的比沖很高（gt;900 s），能顯著減少推進劑用量。與化學推進相比，核熱火箭發動機具有更強的動力性能[12-13]。除了能提供高效的高推力，還能滿足航天器上的所有電力需求，非常適用于星際航行，如載人火星探索等，但其實現仍需假以時日。

與核熱推進相比，核電推進的開發難度更大，要求同時進行空間核反應堆和電火箭的研究、設計和試驗。可用的核反應堆有熱離子反應堆、脈沖反應堆等。

總體而言，核電火箭發動機具有高比沖、小推力、長壽命、高精度和高可靠性的特點，適用于各種航天器的位置保持、姿態控制、軌道修正（輔助推進）、星際航行、星際探測和軌道轉移（主推進）等用途。利用核電推進的方式，可將航天器從較低的地球軌道轉移到高軌道或地球同步軌道，比用運載火箭直接發射，可將有效載荷的質量提高幾倍至幾十倍。用于偵察衛星和空間武器的變軌，在軍事上更具有重要意義。

從概念上來講，核熱推進與核電推進是獨立的和完整的。但在實際應用中，不論核熱火箭發動機或核電火箭發動機，必然是（或基本上是）既具有供電功能又具有推進功能的雙模式空間核動力系統。

雙模式（電源和推進）空間核動力系統最具代表性的2種方案是以核火箭發動機和動態能量轉換技術為基礎的雙模式空間核動力系統，以及以空間核反應堆電源和電推進技術為基礎的雙模式空間核動力系統[14]。通常而言，對于要求快速進入軌道的飛行任務（特別是載人的星際飛行），電源/核熱推進的雙模式空間核動力系統更為合適；而對于無人的運載任務，電源/核電推進的雙模式空間核動力系統更為可取。

具有大推力、高比沖特點的核火箭發動機，是載人深空探測宇宙飛船不可替代的推進系統。載人火星探測方面的初步研究結果表明，采用核火箭發動機可迅速通過地球的輻射帶，并且可以降低飛船的發射質量。

3.2 核火箭發動機的未來重點發展方向

3.2.1 核運載器總體設計技術

核動力推進不同于傳統化學推進，其自身攜帶核反應系統，涉及核安全的問題，首先需要研究核動力火箭的應用模式，以及核動力推進適用于航天運輸任務中的哪一段。另外，核動力火箭從地面起飛到入軌過程中若發生事故，核反應系統殘骸的隕落將可能帶來核輻射污染問題；火箭入軌后，核動力火箭末級在軌運行，也將涉及國際空間核安全相關法律法規的問題。因此，安全性是核動力火箭首要研究的問題之一。

3.2.2 核火箭發動機

在核火箭發動機中，傳統化學推進的燃燒室內換成了高能量的核反應系統，整個推力室的構造發生了明顯變化，為此需要重新進行設計，開展與核反應系統適應性的變化設計以及滿足核反應系統高熱量的冷卻要求等。

3.2.3 核反應系統

由于核動力燃料元件的形狀比較復雜，而復雜的燃料元件和堆芯結構首先給理論計算分析帶來了較大的挑戰。而核動力堆芯內的溫度變化范圍比較大，進一步加大了設計的困難；另外，核反應系統小型化和模塊化設計也是設計的難點。

3.2.4 核輻射防護技術

在火箭發動機上用核裂變反應堆替代燃燒室，對火箭的結構材料、電子控制元件等提出了新的耐輻射要求，需進行有效的防核輻射設計，這是常規化學火箭發動機未曾面臨的新問題，主要輻射防護包括反應堆核輻射防護技術、液體火箭發動機結構防輻射設計技術、火箭電子元件防裂變輻射技術。同時在載人飛行方案中，航天員的防輻射問題也需進行防護設計。

3.2.5 受控核聚變技術

實現核聚變反應需要滿足4個條件：足夠高的溫度、足夠的等離子體密度、一定的持續時間和適當的密閉空間[15]。為保證核能量持續、平穩的輸出，需要有效利用和控制核聚變的速度和規模。然而，維持核聚變反應條件苛刻，要求產生熱核聚變的等離子體維持足夠高的溫度、密度、能量約束時間，并滿足勞森判據的要求。另外，航天器的運載效率對反應堆規模有嚴格的約束。因此，受控核聚變技術將是核推進運載器的一項關鍵技術和重要的發展方向[16]。

4 結論與展望

核熱火箭發動機通過提高液氫推進劑的壓力，將其輸送到高能裂變反應堆核心，使之加熱到高溫，最后通過噴管噴出，從而獲得推力，其代表了未來高性能火箭發動機的主要發展方向，并具有實現未來經濟、常規空間旅行所需要的3個關鍵推進系統屬性：①高比沖；②高比功率；③高推重比。而核電火箭發動機雖然具有高比沖、小推力、長壽命、高精度及高可靠性的特點，但由于其開發難度較大，目前仍處于持續開發過程中。未來，更有望采用由核熱推進及核電推進組成的雙模式推進方式，而核聚變推進也是一項重要發展方向，但受制于相關技術條件，仍處于理論研究階段。考慮到核輻射所產生的危害，安全性問題將是發展核火箭發動機過程中需要考慮的重要因素。

參考文獻：

[1] 伍賽特.火箭發動機推進與應用研究[J].上海節能，2021（12）：1370-1375.

[2] 何偉鋒，向紅軍，蔡國飆.核火箭原理、發展及應用[J].火箭推進，2005（2）：37-43.

[3] 尹懷勤.美歐擬合作研發核動力火星探測器[J].太空探索，2009（9）：32-34.

[4] 高峰.大有前途的核動力火箭[J].飛碟探索，2011（1）：27.

[5] 史朝龍，衛海洋.國外核動力發動機的關鍵技術及應用前景[J].飛航導彈，2013（1）：81-85.

[6] 伍賽特.液體火箭發動機先進制造技術研究及展望[J].現代制造技術與裝備，2019（4）：4-6.

[7] 伍賽特.閉式循環熱力發動機技術特點及應用研究[J].上海節能，2023（3）：296-305.

[8] 伍賽特.核動力裝置應用于艦船推進領域的技術可行性分析及前景展望[J].傳動技術，2023，37（3）：45-52.

[9] 伍賽特.船用核動力裝置的技術特點及應用前景分析[J].上海節能，2022（6）：670-675.

[10] 伍賽特.核動力艦船技術發展趨勢研究及展望[J].能源與環境，2020（3）：12-14.

[11] 伍賽特.核動力艦船發展前景展望[J].節能，2019，38（3）：117-120.

[12] 張承志，王國慶，代坤，等.核熱火箭應用前景與展望[J].國際太空，2015（9）：22-27.

[13] 徐友濤.核熱推進運載火箭技術發展綜述[J].國際太空，2017（9）：8-14.

[14] 伍賽特.空間電源技術發展趨勢展望[J].上海節能，2020（1）：27-32.

[15] 伍賽特.受控核聚變技術應用前景展望[J].上海節能，2018（12）：963-966.

[16] 伍賽特.核聚變火箭發動機的前景展望研究[J].節能，2018，37（11）：114-116.