載人登火運(yùn)載器核熱推進(jìn)末級(jí)總體方案初步研究

李平岐 陳海鵬 洪剛 朱永泉 王建明 （北京宇航系統(tǒng)工程研究所）

載人登火運(yùn)載器核熱推進(jìn)末級(jí)總體方案初步研究

Preliminary Study on Manned Mars Landing Vehicle with Nuclear Thermal Propulsion System

李平岐 陳海鵬 洪剛 朱永泉 王建明 （北京宇航系統(tǒng)工程研究所）

對(duì)于載人登火任務(wù)，若采用常規(guī)的化學(xué)推進(jìn)技術(shù)，地球出發(fā)規(guī)模達(dá)到1400t，而采用核熱推進(jìn)技術(shù)后，地球出發(fā)規(guī)?？山档椭?00t。核熱推進(jìn)技術(shù)以其高比沖、大推力的獨(dú)特性能，具有化學(xué)推進(jìn)火箭無(wú)法比擬的深空探測(cè)優(yōu)勢(shì)。

1 前言

前期火星探測(cè)任務(wù)表明，火星上具備生命存在的某些必備條件，尤其是水的發(fā)現(xiàn)，極大地激發(fā)了人類在火星上尋找生命的熱情，成為近年來(lái)國(guó)際深空探測(cè)的熱點(diǎn)。核熱推進(jìn)技術(shù)以其高比沖、大推力的獨(dú)特性能，具有化學(xué)推進(jìn)技術(shù)無(wú)法比擬的深空探測(cè)優(yōu)勢(shì)。而且隨著核動(dòng)力技術(shù)的逐步發(fā)展，核能源安全問(wèn)題可以得到可靠解決。為了確保我國(guó)在未來(lái)深空探測(cè)領(lǐng)域能夠發(fā)揮更大作用，發(fā)展核熱推進(jìn)技術(shù)具有重大意義。

本文以載人登火任務(wù)為背景，對(duì)核熱推進(jìn)運(yùn)載器的總體方案進(jìn)行了初步研究，對(duì)核熱推進(jìn)運(yùn)載器的總體性能、設(shè)計(jì)特點(diǎn)以及關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了初步分析和梳理。

2 國(guó)內(nèi)外載人登火方案研究

隨著人類對(duì)火星的了解越來(lái)越多，美國(guó)國(guó)家航空航天局、俄羅斯聯(lián)邦航天局、歐洲航天局都已開(kāi)始進(jìn)行移民火星的科學(xué)研究，有望在21世紀(jì)30年代中期實(shí)現(xiàn)人類登陸火星的夢(mèng)想。其中，美國(guó)國(guó)家航空航天局早在1988年就已經(jīng)開(kāi)始了載人火星探測(cè)的方案研究，并形成了載人登陸火星的“火星參考任務(wù)”（DRM）系列方案。

美國(guó)《載人火星探索設(shè)計(jì)參考體系5.0》（Mars DRA5.0），基本確立了“重型運(yùn)載火箭+核動(dòng)力末級(jí)”的總體方案，其基本方案為采用7發(fā)重型火箭將核熱推進(jìn)級(jí)、載人/貨運(yùn)有效載荷送至近地軌道，之后在近地軌道分別對(duì)接成2發(fā)貨運(yùn)火箭和1發(fā)載人火箭，由核熱推進(jìn)運(yùn)送至火星并返回地球。早期，美國(guó)載人火星探測(cè)方案曾提到過(guò)利用傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行載人登火，地球出發(fā)規(guī)模高達(dá)1400t。核熱推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)與化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)類似，推力也大致相當(dāng)，但比沖提高到900～950s左右，地球出發(fā)規(guī)模得以降低到800t。Mars DRA5.0方案總體上采取“人貨分運(yùn)、物先人后”的原則。

參考美國(guó)Mars DRA5.0方案，我國(guó)也開(kāi)展了初步的載人登火任務(wù)規(guī)劃，按照地球出發(fā)規(guī)模700～800t考慮，共進(jìn)行7～8次發(fā)射，在近地軌道進(jìn)行5次對(duì)接。

1）由重型運(yùn)載火箭1將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)1送入近地軌道；

2）由重型運(yùn)載火箭2將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)2送入近地軌道；

3）由重型運(yùn)載火箭3將軌道艙1（火星著陸下降器和上升器）送入近地軌道；

4）由重型運(yùn)載火箭4將軌道艙2（火星表面生活艙和火星車）送入近地軌道；

5）由重型運(yùn)載火箭5將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)3送入近地軌道；

6）由重型運(yùn)載火箭6將液氫貯箱送入近地軌道；

7）由重型運(yùn)載火箭7將載人擺渡航天器（含飛船2）送入近地軌道；

8）由載人火箭將載人飛船1送入近地軌道。

將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)1和軌道艙1在近地軌道對(duì)接，由核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)1將軌道艙1送入奔火軌道，軌道艙1與奔火變軌級(jí)1分離，之后由軌道艙1制動(dòng)、氣動(dòng)減速將下降器和上升器送入環(huán)火軌道，下降器和上升器著陸火星表面；將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)2和軌道艙2在近地軌道對(duì)接，由核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)2將軌道艙2送入奔火軌道，軌道艙2與奔火變軌級(jí)2分離，之后由軌道艙2制動(dòng)、氣動(dòng)減速將火星表面生活艙和火星車送入環(huán)火軌道，等待后續(xù)入軌的載人飛船；將熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)3、液氫貯箱、載人擺渡航天器和載人飛船1依次在近地軌道對(duì)接，航天員由載人飛船進(jìn)入擺渡飛行器，由核熱奔火變軌級(jí)3（和液氫貯箱）將載人擺渡航天器和載人飛船送入奔火軌道、環(huán)火軌道。載人擺渡飛行器和先入軌的火星表面生活艙在環(huán)火軌道對(duì)接，生活艙與擺渡飛行器其他部分分離，之后生活艙和飛船2降落在火星表面。

完成使命后，航天員通過(guò)火星上升級(jí)和飛船2進(jìn)入火星軌道，并與載人擺渡航天器其他部分和載人飛船1進(jìn)行交會(huì)對(duì)接。返回地球之前，航天員進(jìn)入載人飛船1，與擺渡航天器分離，直接再入地球。

3 核熱推進(jìn)運(yùn)載器方案研究

核熱推進(jìn)動(dòng)力系統(tǒng)

核熱推進(jìn)動(dòng)力系統(tǒng)主要包括核熱發(fā)動(dòng)機(jī)和增壓輸送系統(tǒng)兩部分組成。目前，國(guó)內(nèi)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)還處于概念設(shè)計(jì)階段，核熱發(fā)動(dòng)機(jī)在原理上與以液氫為工質(zhì)的膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)類似，不同的是將氫氧燃燒室替換成核反應(yīng)堆。液氫推進(jìn)劑從貯箱出來(lái)經(jīng)泵增壓后首先進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻夾套冷卻推力室后氣化，之后分為兩路：一路直接進(jìn)入推力室，另一路吹動(dòng)渦輪后進(jìn)入推力室。進(jìn)入推力室的氫氣經(jīng)核反應(yīng)堆加熱之后，變成高溫高壓氣體經(jīng)噴管高速噴出，形成推力。

（1）核熱發(fā)動(dòng)機(jī)比沖

發(fā)動(dòng)機(jī)比沖正比于推進(jìn)介質(zhì)溫度的開(kāi)方，反比于分子量的開(kāi)方。由于材料及傳熱的限制，燃燒室溫度一般不會(huì)超過(guò)3000～4000K，因此降低分子量是提高比沖的有效途徑?；瘜W(xué)燃燒產(chǎn)物的分子量一般都超過(guò)10，而核熱發(fā)動(dòng)機(jī)可以直接將低分子量介質(zhì)加熱至高溫，從而產(chǎn)生高比沖。目前而言，核熱發(fā)動(dòng)機(jī)最好的工作介質(zhì)是液氫，既有良好的冷卻和膨脹做功能力，又是分子量最小的單質(zhì)。為最大化提高介質(zhì)溫度，核燃料棒技術(shù)水平對(duì)比沖性能起著決定性作用，是核熱發(fā)動(dòng)機(jī)最為核心的關(guān)鍵技術(shù)，也是我國(guó)在核熱發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域與國(guó)外差距較大的技術(shù)。目前，俄羅斯在該領(lǐng)域處于最高水平，其三元碳化物技術(shù)可將氫加熱到2800K以上，從而實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖超過(guò)900s。在發(fā)動(dòng)機(jī)面積比為300和噴管效率為0.96的情況下，隨著氫加熱溫度的提高，比沖相應(yīng)發(fā)生變化。

核熱發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨氫加熱溫度變化

（2）核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比

核熱發(fā)動(dòng)機(jī)由于有核反應(yīng)堆及相關(guān)屏蔽層的存在，推質(zhì)比低于常規(guī)的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，但遠(yuǎn)大于電推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)，美國(guó)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比設(shè)計(jì)值最高達(dá)到4.8，一般取在3～4之間。核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比取決于與核相關(guān)的組件，如反應(yīng)堆、反射層、屏蔽層、控制機(jī)構(gòu)等，與常規(guī)低溫發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)組件，如推力室、噴管、渦輪泵等質(zhì)量?jī)H占10%左右。對(duì)于核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的反應(yīng)堆，構(gòu)成部分主要由堆芯（含燃料和慢化劑等）、反射層、反應(yīng)性控制系統(tǒng)、屏蔽以及其他堆內(nèi)構(gòu)件組成。

以美國(guó)載人登陸火星用的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)反應(yīng)堆為例，經(jīng)估算，核反應(yīng)堆的總質(zhì)量約3422kg，而發(fā)動(dòng)機(jī)推力約111.2kN，推質(zhì)比為3.314。再綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、渦輪泵以及推進(jìn)劑輸送管等，實(shí)際工程應(yīng)用中核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比在3左右。

（3）核熱發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)、關(guān)機(jī)性能

常規(guī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的能量來(lái)源于推進(jìn)劑的化學(xué)反應(yīng)，其加速累積和減速釋放的過(guò)程與推進(jìn)劑的供應(yīng)量直接關(guān)聯(lián)，因此可以實(shí)現(xiàn)比較快速的起動(dòng)和關(guān)機(jī)。而核熱發(fā)動(dòng)機(jī)采用核反應(yīng)堆作為能量來(lái)源，其起動(dòng)關(guān)機(jī)過(guò)程很大程度上取決于反應(yīng)堆的工作需求和特性，特別是核反應(yīng)堆在停堆過(guò)程中，部分產(chǎn)物的輻射效應(yīng)還會(huì)持續(xù)較長(zhǎng)時(shí)間，需要持續(xù)予以冷卻。

通過(guò)分析美國(guó)的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)研制經(jīng)驗(yàn)，核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)關(guān)機(jī)過(guò)程與常規(guī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)有一定的差異，尤其是在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后還要維持一個(gè)較長(zhǎng)時(shí)間的冷停堆過(guò)程。對(duì)34噸級(jí)月球擺渡用核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)和關(guān)機(jī)特性進(jìn)行了初步分析，該發(fā)動(dòng)機(jī)以美國(guó)“運(yùn)載火箭用核發(fā)動(dòng)機(jī)”（NERVA）計(jì)劃研制發(fā)展的NRX系列發(fā)動(dòng)機(jī)為原型，設(shè)計(jì)總溫2361K，設(shè)計(jì)室壓3.1MPa，真空比沖822s，設(shè)計(jì)推力下流量為41.7kg/s。

1）起動(dòng)過(guò)程。核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過(guò)程與常規(guī)低溫火箭發(fā)動(dòng)機(jī)有點(diǎn)類似，但時(shí)間要長(zhǎng)得多。起動(dòng)第一階段，液氫在貯箱壓力作用下流經(jīng)渦輪泵、推力室、反應(yīng)堆等，反應(yīng)堆處于較低功率，該過(guò)程大約需要25s，主要作用是將發(fā)動(dòng)機(jī)充分預(yù)冷，并將反應(yīng)堆預(yù)熱。第二階段發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)始加速起動(dòng)，溫度達(dá)到額定工況，推力達(dá)到額定推力的60%，歷時(shí)約22.7s；第三階段是在總溫保持不變的情況下，室壓增大至額定工況，推力達(dá)到100%，歷時(shí)約3.6s?？傮w來(lái)看，核熱發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程歷時(shí)約52s，扣除發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷時(shí)間，也需要約27s，起動(dòng)過(guò)程的平均比沖大約只有600s。

2）關(guān)機(jī)過(guò)程。核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)機(jī)過(guò)程基本是起動(dòng)過(guò)程的逆過(guò)程，但耗時(shí)要更長(zhǎng)一些。首先，發(fā)動(dòng)機(jī)要先降功率至60%工況。這一過(guò)程發(fā)動(dòng)機(jī)總溫保持不變，室壓降低，歷時(shí)約3.6s，此過(guò)程發(fā)動(dòng)機(jī)比沖不變；而后，發(fā)動(dòng)機(jī)在這一狀態(tài)維持1～3min，主要目的是降低后續(xù)冷停堆過(guò)程中廢熱的產(chǎn)生量，以節(jié)省推進(jìn)劑消耗；然后，發(fā)動(dòng)機(jī)總溫、推力再繼續(xù)下降到發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)，還需要維持一個(gè)長(zhǎng)時(shí)間小流量冷卻的廢熱排放階段。該34噸級(jí)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的整個(gè)關(guān)機(jī)過(guò)程歷時(shí)約350s。整個(gè)關(guān)機(jī)過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)平均比沖約為600s。

核熱發(fā)動(dòng)機(jī)與常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)最大的不同就在于發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后還存在一個(gè)廢熱排放的階段，這主要是由于反應(yīng)堆停堆后，一些反應(yīng)產(chǎn)物仍然具有很強(qiáng)的放射性，會(huì)釋放出廢熱。以34噸級(jí)月球擺渡用核熱發(fā)動(dòng)機(jī)為例，該過(guò)程持續(xù)約64h，推力約為134N，比沖約400s，由于持續(xù)時(shí)間較長(zhǎng)，這一過(guò)程中液氫消耗需要考慮，同時(shí)，這一過(guò)程的冷卻氫可設(shè)計(jì)用于發(fā)電，為整個(gè)飛行器提供一定的電力來(lái)源。

核熱推進(jìn)電氣系統(tǒng)

核反應(yīng)堆在運(yùn)行時(shí)將放出γ射線和大量的中子，這些射線和中子將對(duì)航天器上的電子元器件和航天員產(chǎn)生危害，因此需要加以屏蔽，將其輻射水平降到許可值以下。對(duì)于空間應(yīng)用的反應(yīng)堆，由于體積質(zhì)量的限制較嚴(yán)格，其電子元器件和航天員處于相對(duì)集中的位置，可采用陰影屏蔽的方式，將輻射水平保持在較低水平。

對(duì)于使用核動(dòng)力的航天器，一般設(shè)計(jì)成細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)，即儀表艙、人員艙位于一端，核反應(yīng)堆位于另一端，兩端之間為液氫貯箱。

由于中子及γ射線的直線運(yùn)動(dòng)特定，且需屏蔽的位置相對(duì)集中，需要將屏蔽的區(qū)域放在屏蔽塊的陰影區(qū)。

參考大亞灣和秦山核電站大修制定的防護(hù)指標(biāo)，集體劑量不超過(guò)600（人·mSv），個(gè)人最大劑量不超過(guò)15mSv，考慮到核熱推進(jìn)末級(jí)受體積質(zhì)量的限制，其輻射水平可能會(huì)略高，假設(shè)核熱推進(jìn)系統(tǒng)輻射安全區(qū)的允許泄露值小于每天20mSv，此數(shù)值已大大超出大亞灣和秦山核電站大修時(shí)制訂的輻射防護(hù)指標(biāo)要求。

按照火星探測(cè)任務(wù)周期為3年考慮，并假設(shè)上述輻射被火箭電氣產(chǎn)品全部吸收，則整個(gè)任務(wù)周期累計(jì)吸收劑量為21.9J/kg，在目前的產(chǎn)品水平下，非抗輻射半導(dǎo)體元器件可以承受不小于100J/kg的電離輻射劑量?？梢?jiàn)，火箭電氣產(chǎn)品受到的輻射劑量要小于元器件的承受能力，核熱推進(jìn)對(duì)電氣系統(tǒng)方案并不產(chǎn)生本質(zhì)影響，但是核熱發(fā)動(dòng)機(jī)必須具備基本的輻射屏蔽能力，將對(duì)外輻射控制到一個(gè)可接受的范圍內(nèi)。

對(duì)于深空探測(cè)任務(wù)，復(fù)雜的深空輻射環(huán)境是航天器面臨的主要環(huán)境，暴露在地磁層之外的深空環(huán)境中充滿了高能量的混合空間輻射。根據(jù)航天器在深空的飛行階段可將深空環(huán)境分為三部分：一是從地球飛往其他星球旅途中的空間輻射環(huán)境，其主要輻射源是太陽(yáng)粒子事件和銀河宇宙射線；二是航天器降落星體過(guò)程中的空間輻射環(huán)境，其主要輻射源為星體磁場(chǎng)俘獲的太陽(yáng)宇宙射線和銀河宇宙射線粒子；三是航天器所降落的星體表面的輻射環(huán)境，主要是星體吸收宇宙輻射后所發(fā)生的二次輻射。

深空輻射環(huán)境引起的危害主要是輻射損傷和單粒子事件，深空輻射環(huán)境中充滿的高能電子、質(zhì)子和少量的重離子與航天器材料作用，將引起航天器材料的性能損傷與破壞，其中高能電子對(duì)航天器材料產(chǎn)生電離作用、高能質(zhì)子和重離子對(duì)航天器材料產(chǎn)生電離作用和位移作用。在進(jìn)行深空探測(cè)航天器電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，要考慮光熱輻射引起的單粒子事件造成計(jì)算錯(cuò)誤，或改變存儲(chǔ)器中的數(shù)值等風(fēng)險(xiǎn)，軟件設(shè)計(jì)時(shí)需考慮這種情況，采用計(jì)算冗余、錯(cuò)誤校驗(yàn)等方法進(jìn)行檢測(cè)判別，確保箭機(jī)計(jì)算的正確性。

核熱推進(jìn)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)

核熱推進(jìn)上面級(jí)的工作環(huán)境在大氣層以外，不會(huì)受到氣動(dòng)載荷的作用，因此其結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)可以不受氣動(dòng)外形限制。以俄羅斯發(fā)布的核熱動(dòng)力運(yùn)載器的概念圖為例，運(yùn)載器的主體承載結(jié)構(gòu)以桿系為主，以此來(lái)提高運(yùn)載器結(jié)構(gòu)效率。而且由于沒(méi)有整流罩空間的限制，有效載荷結(jié)構(gòu)形式的靈活性更大、空間分布方案更多。

核熱推進(jìn)系統(tǒng)只需要液氫一種工質(zhì)，因此只需要液氫一種貯箱，不需要另外設(shè)置氧化劑貯箱，在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上的約束更少，可以更好地進(jìn)行結(jié)構(gòu)方案的優(yōu)化。但是采用核熱發(fā)動(dòng)機(jī)后，相比常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)將承受更惡劣的高溫環(huán)境條件，這就需要在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過(guò)程中全面考慮發(fā)動(dòng)機(jī)附近結(jié)構(gòu)、儀器和電纜等的熱防護(hù)需求，保證各系統(tǒng)、單機(jī)的正常工作。而且與常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，核熱發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)更加笨重，這就需要增大發(fā)動(dòng)機(jī)部分，尤其是反應(yīng)堆周圍的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，同時(shí)保證發(fā)動(dòng)機(jī)各部件的密封性。

4 核熱發(fā)動(dòng)機(jī)總體參數(shù)

核熱發(fā)動(dòng)機(jī)主要性能參數(shù)

參考美國(guó)Mars DRA5.0方案，提出了與美國(guó)類似的載人登火初步方案，地球總出發(fā)規(guī)模約700～800t，分三次完成地火轉(zhuǎn)移，單次地球出發(fā)規(guī)模約300噸級(jí)。通過(guò)分析從停泊軌道分別加速至地球出發(fā)能量C3e為8或20km2/s2時(shí)的發(fā)射效率、工作時(shí)間、引力損失以及入軌質(zhì)量，給出核熱推進(jìn)末級(jí)的推力規(guī)模以及核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的總體參數(shù)建議。

假設(shè)停泊軌道為高度200km的近地圓軌道，核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比取3、比沖取905s，考慮引力損失影響，不同推力規(guī)模情況下，對(duì)核熱推進(jìn)運(yùn)載器的發(fā)射效率情況進(jìn)行分析，其中，發(fā)射效率指扣除核熱發(fā)動(dòng)機(jī)干重的入軌質(zhì)量（進(jìn)入地火轉(zhuǎn)移軌道）與停泊軌道出發(fā)質(zhì)量的比?？梢钥闯觯?dāng)過(guò)載在0.13～0.16之間時(shí)，其發(fā)射效率最高。

在發(fā)射效率已經(jīng)考慮了不同過(guò)載的情況下，變軌時(shí)間不同帶來(lái)引力損失影響，具體影響為過(guò)載越小，工作時(shí)間越長(zhǎng)，引力損失越大，但發(fā)動(dòng)機(jī)干重較小。按照單次地火轉(zhuǎn)移的出發(fā)規(guī)模300t考慮，核熱推進(jìn)劑運(yùn)載器的推力應(yīng)該在45t左右最佳，結(jié)合美國(guó)、俄羅斯核熱發(fā)動(dòng)機(jī)研究情況，建議核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推力按照15t考慮，核熱推進(jìn)運(yùn)載器按照3機(jī)并聯(lián)。

5 結(jié)束語(yǔ)

核熱推進(jìn)技術(shù)以其大推力、高比沖等特點(diǎn)在未來(lái)深空探測(cè)任務(wù)中具有無(wú)可比擬的優(yōu)勢(shì)，但也應(yīng)看到，目前距離核熱技術(shù)的工程應(yīng)用還有很長(zhǎng)的路要走，還需要攻克很多的技術(shù)難題。根據(jù)目前的基于核熱推進(jìn)的載人登火任務(wù)分析，核熱推進(jìn)運(yùn)載器從地球出發(fā)到達(dá)火星需要約180天，在火星停留一段時(shí)間后（一個(gè)星期至一年半時(shí)間不等），核熱發(fā)動(dòng)機(jī)再點(diǎn)火返回地球，因此推進(jìn)劑長(zhǎng)期貯存時(shí)間應(yīng)至少為半年時(shí)間，這對(duì)現(xiàn)有液氫長(zhǎng)期儲(chǔ)存技術(shù)的挑戰(zhàn)極大。另外，核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推力高溫氣氫比熱（總溫2500K時(shí)約為20000kJ/kg ·K）要遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫燃?xì)獗葻幔ㄈ細(xì)饪倻?400K，燃?xì)獗葻?000kJ/kg ·K左右），導(dǎo)致壁面熱流密度高于傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)，從而給冷卻帶來(lái)極大困難。因此，要實(shí)現(xiàn)核熱推進(jìn)在載人登火任務(wù)中的應(yīng)用，需重點(diǎn)解決核熱反應(yīng)堆小型化、核熱發(fā)動(dòng)機(jī)推力室冷卻、推進(jìn)劑長(zhǎng)期貯存等重大技術(shù)難題。