洪 剛，戚 峰，王建明，陳士強(qiáng)，鄭孟偉

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076；2.北京航天動力研究所，北京100076）

1 引言

進(jìn)入21世紀(jì)以來，人類深空探測活動空前活躍。世界各航天大國都紛紛推出了新的深空探測發(fā)展戰(zhàn)略。總的來看，各國的深空探測日程表都基本相似，即在2020年左右或以后實(shí)現(xiàn)載人登月，2030年以后逐步實(shí)現(xiàn)載人登陸火星［1］。美國NASA在2015年10月推出的“火星之路”就明確宣布了2025年登陸小行星和2030年代中期登陸火星的總體目標(biāo)［2］。

為實(shí)現(xiàn)深空探測和星際載人飛行任務(wù)，要求未來航天運(yùn)輸系統(tǒng)具有更高的性能、更低的發(fā)射運(yùn)行成本及更長的工作壽命。在論證這些運(yùn)輸系統(tǒng)采用何種先進(jìn)動力系統(tǒng)時，核熱推進(jìn)（Nuclear Thermal Propulsion，NTP）受到了各航天強(qiáng)國廣泛關(guān)注。在美國NASA公布的計劃中［2］，實(shí)施載人登陸火星的任務(wù)，需要把重量約是國際空間站兩倍的設(shè)備送入太空，約800 t。NASA準(zhǔn)備利用“戰(zhàn)神5號”火箭將這些設(shè)備送入近地軌道并進(jìn)行組裝；在地火轉(zhuǎn)移軌道上，美國提出了兩種備選推進(jìn)方案：核熱發(fā)動機(jī)和化學(xué)發(fā)動機(jī)。俄羅斯在2030年載人航天規(guī)劃中也將載人登陸火星作為4個發(fā)展階段的終極目標(biāo)，其中將核熱推進(jìn)和太陽能電推進(jìn)作為奔向火星的兩個備選方案［3］。在美俄的方案論證中，僅給出了核熱推進(jìn)總體方案，但未詳細(xì)給出核熱推進(jìn)發(fā)動機(jī)和增壓輸送系統(tǒng)設(shè)計參數(shù)。

2016年中國火星探測任務(wù)正式立項(xiàng)，但何時載人登陸火星并沒有給出明確的時間表。相對于美國和俄羅斯，我國開展基于核熱推進(jìn)技術(shù)的載人登陸火星規(guī)劃起步較晚，有必要進(jìn)行前瞻性研究。本文首先根據(jù)各推進(jìn)方式的特點(diǎn)，對核熱推進(jìn)在載人登火任務(wù)的優(yōu)勢進(jìn)行分析；接著根據(jù)載人登火總體需求，對核熱推進(jìn)總體方案進(jìn)行設(shè)計；最后依據(jù)我國航天現(xiàn)有科技能力，對核熱發(fā)動機(jī)及增壓輸送子系統(tǒng)系統(tǒng)組成和參數(shù)分配進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計，確保載人登火方案工程可實(shí)現(xiàn)性。

2 核熱推進(jìn)在載人登火任務(wù)的優(yōu)勢

目前所廣泛使用的液體火箭推進(jìn)系統(tǒng)，即使采用高性能的液氫／液氧推進(jìn)劑，其比沖也不超過450 s。以載人火星任務(wù)為例，如果選擇氫氧發(fā)動機(jī)為動力，飛船的總質(zhì)量基本上都需上千噸，往返時間在400～1000天不等［4］。 在此過程中，大質(zhì)量飛船在低地軌道內(nèi)的發(fā)射組裝、液氫的長時間空間貯存、航天員的健康保障和應(yīng)急救援等都將是技術(shù)難題，并且需要極大的經(jīng)費(fèi)。

其他正在發(fā)展中的先進(jìn)推進(jìn)技術(shù)，包括電推進(jìn)、太陽能推進(jìn)、激光推進(jìn)、核推進(jìn)等，都具有高比沖（幾千甚至上萬秒）的特點(diǎn)。其中，激光推進(jìn)尚處于概念階段，且作用距離有限；太陽能推進(jìn)隨著飛行器與太陽的距離增大能量將急劇衰減（火星附近光強(qiáng)下降50%，土星以外太陽能推進(jìn)已不可行［5］）；純粹的電推進(jìn)由于功率、轉(zhuǎn)換效率、電源壽命等原因，可實(shí)現(xiàn)的推力級別很低（毫牛級至牛級），工作時間也有限。相對而言，核推進(jìn)技術(shù)具有能量密度高、功率大、壽命長等優(yōu)點(diǎn)，對于各種深空探測任務(wù)都具有很好的適應(yīng)性。美國新版的“國家航天政策”中就明確列入了空間核動力推進(jìn)系統(tǒng)的研究內(nèi)容［2］。

目前可實(shí)用的空間核反應(yīng)方式主要是核衰變和核裂變。其中，核衰變反應(yīng)的能量密度較低，一般用于空間電源。用于核推進(jìn)技術(shù)的主要是核裂變反應(yīng)。根據(jù)能量轉(zhuǎn)換方式，核火箭推進(jìn)又可分為核電推進(jìn)和核熱推進(jìn)。核電推進(jìn)是將核反應(yīng)能量轉(zhuǎn)化成電能后應(yīng)用電推進(jìn)技術(shù)為飛行器提供動力。和現(xiàn)有的電推進(jìn)火箭動力類似，核電推進(jìn)比沖很高，可達(dá)到幾千甚至上萬秒。但是目前核反應(yīng)轉(zhuǎn)換為電能的轉(zhuǎn)換效率僅為10%～30%［6］，電推進(jìn)的能量轉(zhuǎn)換效率也僅為50%～70%［7］，因此核電推進(jìn)的總體能量利用率較低，比功率低（約0.01 ～0.1 kW／kg［8］），同時能量轉(zhuǎn)換過程中產(chǎn)生的大量廢熱在宇宙空間中如何排放也是個難題。因此，核電推進(jìn)可實(shí)現(xiàn)的推力仍然較小，很難用于載人深空探測（但可用于無人深空探測器，如美國的JIMO木星探測計劃［6］）。而核熱推進(jìn)是將核反應(yīng)能量直接轉(zhuǎn)化為熱能推進(jìn)，盡管比沖性能不如核電推進(jìn)，但仍可達(dá)到普通化學(xué)火箭的3～5倍（700 s～2000 s），而且能量轉(zhuǎn)換效率高（約90%）、比功率大（約 100 kW／kg）［8］，可實(shí)現(xiàn)的推力大（已實(shí)現(xiàn)了幾噸到幾十噸推力級別［8］），比傳統(tǒng)液體火箭發(fā)動機(jī)的繼承性強(qiáng)，無疑將成為未來深空探測特別是載人任務(wù)的理想動力。

仍然以載人登陸火星計劃為例，以核熱發(fā)動機(jī)為動力的火箭速度可以達(dá)到87 000 km／h，是化學(xué)火箭的3倍，抵達(dá)火星的時間理論上可以減少到60天［6］。如果以相同的有效載荷和1年的任務(wù)時間來計算，即使增加低溫推進(jìn)劑長期在軌儲存和核能供電系統(tǒng)，核熱動力火箭在近地軌道上的總質(zhì)量為300 t（表1），與化學(xué)能火箭比較可以顯著降低50%，這將明顯增強(qiáng)任務(wù)的可實(shí)現(xiàn)性。

表1 火星任務(wù)有效載荷分析Table 1 Payload analysis for Mars mission

NASA在2002年進(jìn)行的載人登陸火星計劃空間推進(jìn)方案論證中，對化學(xué)推進(jìn)、核熱推進(jìn)、核電推進(jìn)（包括VASIMR變比沖核電推進(jìn)）等方案進(jìn)行了廣泛的比較，得出的結(jié)論是：在相同飛行時間下，化學(xué)推進(jìn)的飛船質(zhì)量太大，核電推進(jìn)對比功率的要求太高，只有核熱推進(jìn)最為可行［9］。

即使不用于載人登陸火星任務(wù)，考慮到未來月球資源開發(fā)對地月間運(yùn)輸系統(tǒng)的時效性和運(yùn)載能力，對火箭發(fā)動機(jī)也會提出越來越高的要求，如果以核熱火箭發(fā)動機(jī)代替現(xiàn)在的化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)，飛船的有效載荷可增加30%，單程飛行時間可縮短至1～2天，1 kg有效載荷的費(fèi)用可降低至2.2萬～2.5萬美元［7］，這無疑將產(chǎn)生巨大的經(jīng)濟(jì)效益。

3 載人登火任務(wù)架構(gòu)設(shè)計

典型登火模式將包括六個基本環(huán)節(jié)：地球出發(fā)、近火制動、火星下降、火星上升、火星出發(fā)和近地制動。

參考當(dāng)前美國正在論證的DRA5.0版載人火星計劃技術(shù)方案［10］，本文提出8次地面發(fā)射、5次近地軌道對接、人貨分離任務(wù)構(gòu)架，地球出發(fā)規(guī)模約700 t～800 t，過程如下：

（1）由重型運(yùn)載火箭1將核熱推進(jìn)奔火變軌級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；將（1）和（3）在近地軌道對接，由核熱推進(jìn)奔火變軌級1將軌道艙1送入奔火軌道，軌道艙1與奔火變軌級1分離，之后由軌道艙1制動、氣動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（2）和（4）在近地軌道對接，由核熱推進(jìn)奔火變軌級2將軌道艙2送入奔火軌道，軌道艙2與奔火變軌級2分離，之后由軌道艙2制動、氣動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；

（5）由重型運(yùn)載火箭5將核熱推進(jìn)奔火變軌級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將載人擺渡飛行器（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（5）、（6）、（7）、（8）依次在近地軌道對接，航天員由載人飛船進(jìn)入擺渡飛行器，由核熱奔火變軌級3（和液氫貯箱）將載人擺渡飛行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，航天員通過火星上升級和飛船2進(jìn)入火星軌道，并與載人擺渡飛行器其他部分和載人飛船1進(jìn)行交會對接。返回地球之前，航天員進(jìn)入載人飛船1，與擺渡飛行器分離，直接再入地球。

由于載人登火任務(wù)核熱火箭前往、返回火星及在軌等待周期較長（一般以年計），對于低溫推進(jìn)劑在軌長期儲存，目前主流觀點(diǎn)為采用主動防熱形式的電制冷技術(shù)，以實(shí)現(xiàn)液氫的零蒸發(fā)［10］。供電方式采用核能發(fā)電形式，所以系統(tǒng)中還需要增加核電系統(tǒng)，為滿足低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)系統(tǒng)、火箭控制電系統(tǒng)、航天員生命保障系統(tǒng)需要，電能的需要功率為 50 kW［8］。

圖1為在近地軌道對接完成的載人登火核熱推進(jìn)飛行器，包括兩個貨運(yùn)運(yùn)載器和一個載人運(yùn)載器。根據(jù)載人登火任務(wù)架構(gòu)［11］，需要總推力為450 kN的核熱推進(jìn)系統(tǒng)，由3臺并聯(lián)的核熱發(fā)動機(jī)子系統(tǒng)及增壓輸送子系統(tǒng)構(gòu)成。本文分別對這兩個子系統(tǒng)開展方案研究。

圖1 載人登火核熱推進(jìn)飛行器Fig．1 NTP vehicles for manned Mars missiion

4 核熱發(fā)動機(jī)方案

核熱發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案總體上類似于閉式膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)，主要差異是僅有氫路系統(tǒng)作為推進(jìn)工質(zhì)，同時原來燃燒室部分變成了核反應(yīng)堆。核熱發(fā)動機(jī)的基本構(gòu)成如圖2所示，主要組件包括：渦輪泵、氫輸送管路、推力室、噴管延伸段、反應(yīng)堆、反射層、控制鼓、屏蔽層等。其典型工作流程為：從低壓貯箱來的液氫經(jīng)泵增壓后對推力室、反射層、控制鼓、屏蔽層等組件進(jìn)行冷卻，同時吸收一定的能量對渦輪做功以滿足泵的功率需求；渦輪后的氫全部進(jìn)入反應(yīng)堆加熱至高溫，然后從推力室和噴管延伸段加速噴出產(chǎn)生推力。從功率冗余的角度出發(fā)，可以將氫渦輪設(shè)計為并聯(lián)的兩路。

圖2 核熱火箭發(fā)動機(jī)組成圖Fig．2 Component scheme of NTP engine

核熱發(fā)動機(jī)的系統(tǒng)參數(shù)本質(zhì)上仍然是功率、流量和壓力三者平衡的結(jié)果。根據(jù)我國膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)設(shè)計經(jīng)驗(yàn)，推力室外壁再生冷卻通道壓降約為室壓的20%，反應(yīng)堆流阻約為室壓的10%，反應(yīng)堆加熱后的氫溫度取較為保守的2800 K，經(jīng)過平衡計算后得到的該核熱發(fā)動機(jī)各組合件技術(shù)參數(shù)如表2和圖3所示。計算中在渦輪入口設(shè)置了旁通路，使得發(fā)動機(jī)具備一定的推力調(diào)節(jié)能力。

表2 載人火星任務(wù)用核熱發(fā)動機(jī)設(shè)計參數(shù)Table 2 Performance design of NTP engine for manned Mars mission

根據(jù)以上設(shè)計參數(shù)，比照我國已研制的新一代火箭及正在研制的重型火箭低溫發(fā)動機(jī)水平，核熱發(fā)動機(jī)工作參數(shù)沒有超過現(xiàn)有的技術(shù)水平。相對而言反應(yīng)堆的部分，由于美俄在冷戰(zhàn)期間就開始研制空間反應(yīng)堆［12］，我國起步較晚，相比國外的發(fā)展水平顯得薄弱一些［8］。

圖3 核熱發(fā)動機(jī)組合件參數(shù)分配Fig．3 Component parameters of NTP engine

5 增壓輸送方案

由于核熱推進(jìn)在深空使用，根據(jù)彈道設(shè)計，需要核熱發(fā)動機(jī)三機(jī)并聯(lián)工作。圖4為核熱推進(jìn)增壓原理圖，貯箱增壓系統(tǒng)采用帶冗余設(shè)計的閉式自生增壓方案，增壓用氫氣來源為從核熱發(fā)動機(jī)氫頭腔引出的氣氫，發(fā)動機(jī)出口設(shè)置單向閥。增壓分為常通路和調(diào)節(jié)路，常通路由孔板和管路組成，調(diào)節(jié)路由電磁閥、壓力傳感器、孔板、管路以及增壓控制單元組成。增壓控制單元根據(jù)貯箱氣枕壓力控制調(diào)節(jié)路電磁閥的開閉。氫箱壓力傳感器采用“三取二”模式以提高可靠性。

圖4 核熱推進(jìn)增壓原理圖Fig．4 Pressurization scheme for NTP

表3為增壓系統(tǒng)基本參數(shù)，利用這些參數(shù)進(jìn)行增壓計算，結(jié)果如圖5所示，增壓壓力滿足需要壓力，設(shè)計參數(shù)合理。

表3 增壓系統(tǒng)基本參數(shù)Table 3 Basic parameters of pressurization system

圖5 核熱推進(jìn)增壓計算壓力圖Fig．5 Calculated pressures for NTP pressurization

核熱推進(jìn)輸送系統(tǒng)由液氫輸送管和箱底裝置組成。三機(jī)并聯(lián)六根液氫輸送管路從氫箱底部引出，分別與發(fā)動機(jī)的兩個泵前閥門入口對接；輸送管入口設(shè)置消旋防塌裝置。輸送管內(nèi)徑為100 mm，采用真空絕熱。

根據(jù)以上設(shè)計參數(shù)可以看出，核熱推進(jìn)增壓輸送子系統(tǒng)能力需求與國內(nèi)外運(yùn)載火箭液氫模塊基本類似，其方案不存在特別難點(diǎn)；但后續(xù)需要考慮核熱推進(jìn)系統(tǒng)在深空環(huán)境內(nèi)工作的差異性以及核防護(hù)設(shè)計。

6 結(jié)論

相對于化學(xué)推進(jìn)、電推進(jìn)，核熱推進(jìn)（NTP）由于大推力、高比沖等優(yōu)點(diǎn)，是載人登火任務(wù)最佳宇航推進(jìn)方式。本文規(guī)劃了8次地面發(fā)射、5次近地軌道對接、人貨分離載人登火任務(wù)構(gòu)架，并提出了總推力為450 kN、由3臺發(fā)動機(jī)并聯(lián)的核熱推進(jìn)方案。之后對核熱發(fā)動機(jī)及增壓輸送子系統(tǒng)系統(tǒng)組成和參數(shù)分配進(jìn)行了詳細(xì)設(shè)計，結(jié)果表明：載人登火任務(wù)核熱推進(jìn)系統(tǒng)方案沒有超過我國現(xiàn)有航天技術(shù)水平。

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