核能在未来载人航天中的应用

苏光辉，章 静，王成龙

1 引言

动力技术是空间技术中的核心技术之一，直接影响到航天器的规模、寿命及使用范围。目前航天器主要的能源有化学能、太阳能与核能源，随着未来太空探索任务需求的日益提高，以及太阳能、化学能在深空探索任务和星表探索任务中的局限性，核能由于其具有能量密度高、功率质量比高、不受环境影响、可在恶劣环境中服役等优点，在航天技术中可应用的区间广泛，在近地轨道卫星、空间站、核热火箭以及为其他星球表面基地提供电力等方面，都具有广泛前景，是未来航天动力电源技术的主要方向。

2 载人航天需要核能

目前，载人航天主要能源有3类：太阳能、化学能以及核能。太阳能电池技术相对成熟，可靠性高，可长时间供电，在航天器中应用广泛。但其在星球阴面、深空等环境下不能工作，在太阳能通量低深空探索领域以及星表探测方面没有优势，如图1所示[1]。化学电池技术成熟、结构简单、电力输出稳定；但目前的电源功率均在千瓦内、寿命较短，并受化学反应限制，在低温条件下性能降低。核能在航天的应用主要有放射性同位素电源、空间核反应堆电源、核热推进等，是自主能源，能量密度大，温度极高，基本不受太空环境影响，可实现长时间、大功率的供电以及高比冲的核热推进。

图1 太阳能通量与太阳的距离[1]Fig.1 Solar energy flux versus distance from the Sun[1]

图2 给出了不同空间电源的适用范围[2]。图中可见太阳能与同位素电源的适用区间很小，多用在长时间低功率的空间任务中；化学能电源的寿期很短；而核能技术在航天技术中应用的区间广，从近地轨道飞行器、空间站供电，至其他星球表面基地电力以及核热火箭推进，都有应用。

3 核电源在载人航天中的应用

图2 航天中的能源应用[2]Fig.2 Energy source utilization in aerospace[2]

核电源主要包括放射性同位素电源和核反应堆电源。放射性同位素电源技术目前已经比较成熟，在国内外航天中应用广泛。核反应堆电源通过核反应堆堆芯燃料持续裂变反应释放热能，直接在反应堆堆芯内通过热电转换装置将裂变能转化为电能，或通过冷却剂(或高温热管)将热能带出至热电转换装置系统，转化为电能。核反应堆电源的能量密度高，相比其他电源具有较高的功率质量比，功率调节范围大、提升功率快、机动性高、体积小、比面积小、隐蔽性好、环境适应能力强，同时对太空垃圾的撞击具有很好的抵御性，可在其他电源无法工作的恶劣环境中工作，是载人星球探测及无人深空探测领域最具应用前景的电源。

目前提出的核反应堆电源主要分为4种：热离子核反应堆电源、液态金属冷却核反应堆电源、气冷核反应堆电源、热管冷却核反应堆电源。尽管各种反应堆电源设计上有一些差异，但基本都是由堆芯、辐射屏蔽、热电转换装置、辐射散热器构成，如图3所示。热电转换方式分为静态热电转换和动态热电转换2种，静态热电转换主要包含热电偶热电转换、碱金属热电转换以及热离子热电转换，碱金属热电转换实验室测试下转换效率高，但在核反应堆电源上应用尚不成熟，热电偶热电转换和热离子热电转换转换效率低(7%)，功率较低，无法满足大功率航天特种设备需要，目前多用于小功率的空间探测器；动态热电转换主要包含斯特林循环、布雷顿循环和朗肯循环，转换效率高、功率高，但由于存在运动部件、气体密封问题及振动较高等原因，技术难度相对较大。

根据太空轨道与星球表面所处的环境的差异性，如重力、散热方式、中子屏蔽方式等，核反应堆电源又分为轨道核反应堆电源和星表核反应堆电源。

图3 空间核反应堆电源结构Fig.3 System schematic diagram of space nuclear power reactor

轨道核反应堆电源主要用于为深空探测器和地球探测器提供能量。1962年美国发射了第一个轨道核反应堆电源SNAP-10A，采用了液态金属冷却快堆与温差发电器结合路线，该系列反应堆具有重量轻、堆芯压力低、温度反应系数为负等优点，设计输出功率563 We，热电转换效率只有1.6%，SNAP-8、SNAP-50等都源自于这种铀锆氢化物与液态金属冷却的反应堆[3]。1983年在美国战略防御倡议计划(SDI)背景下提出的SP-100型核反应堆电源，设计功率100 kW，可以与斯特林转化装置进行开发与结合(SP-100 SPDE)，以获得较低的质量功率比；与布雷顿系统结合(SP-100布雷顿系统)则应用于星表核反应堆电源。同期美国组建了“TOPAZ国际计划”，从苏联购买TOPAZ-2热离子核反应堆进行测试改良并开发下一代空间核电系统，设计了SPACE-R热离子空间核反应堆电源[3]。虽然美国在这一时期提出了大量的轨道核反应堆电源的设计方案，但提出的方案到目前为止大多停留在设计阶段。

由于热离子核反应堆电源存在功率低、转换效率低、系统复杂等缺点，美国将研究方向转向热管技术和动态转换的设计方案。目前研究最为深入的是热管堆与斯特林转换器结合Kilopower核反应堆电源，1 kWe的电源设计采用高富集铀钼合金为活性区燃料，堆芯热量由钠热管带出，电源系统质量406 kg，工作寿命15年，热电转化装置采用SUMPOWER公司生产的ASE-E2自由活塞斯特林发电机[4]，如图4所示。2012年进行了局部验证试验“DUFF”，该试验台采用了半球型反射层，位于反射层中心的239Pu核燃料通过水热管与外部的斯特林转换器连接，如图5所示。DUFF试验测试了单个斯特林转换器及单根热管从堆芯的稳态与瞬态传热情况，验证设计的可行性，但该试验并没有考虑斯特林转换器和热管的连接方式。2015年进行了更加系统性的试验“KURSTY”，堆芯采用电加热方式，堆芯材料选用热工特性与高浓缩铀非常相近贫化铀(DU)，该试验可测试堆芯机械材料属性、与热管接触面的热工特性，全部测试设备均处于真空室中，KURSTY试验装置如图6所示。

图4 Kilopower-1k We核反应堆电源[4]Fig.4 Schematic diagram of Kilopower-1kWe[4]

图5 DUFF实验装置[4]Fig.5 Experimental device of DUFF[4]

图6 KRUSTY实验装置[4]Fig.6 Experimental device of KRUSTY[4]

在美国发展的同期，苏联1970~1988年间发射了33颗BUK型轨道核电源，采用了液态金属冷却快堆与温差发电器结合路线，设计输出功率为3 kWe，系统质量为1250 kg。在1987年发射TOPAZ系列轨道核反应堆电源，设计输出功率为5.5 kWe，并运行6个月[3]。TOPAZ中，反应堆热源和热离子转换器组成了反应堆转换器独立装置，高温区仅受发射极的限制，且低温端的温度相对较高，降低了辐射冷却器的要求，使系统回路更加紧凑。热离子核反应堆电源仍是俄罗斯主要的研究方向，仍然进行大功率(kW~MW)热离子空间核电反应堆Gerkules空间核动力拖船的研发工作，如图7所示。

除了热离子核反应堆电源技术之外，俄罗斯在2009年提出兆瓦级空间核动力飞船技术，采用气冷快堆与布雷顿循环结合的路线，辐射散热器采用了液滴式辐射器的设计方案，采用4个布雷顿透平，转换效率为34%，输出功率为1 MWe，如图8所示[5]。从2018年3月俄罗斯官方公布的深海无人核动力潜航器“波塞冬”与核动力巡航导弹“海燕”等的技术分析来看，可能正是该技术成果的应用[3]。具体轨道核反应堆电源数据指标如表1所示。

图7 Gerkules空间核动力拖船[5]Fig.7 Space tug system of project Gerkules[5]

图8 俄罗斯兆瓦级核动力飞船[5]Fig.8 Megawatt-class nuclear power propulsion system in Russia[5]

表1 世界典型轨道核反应堆电源性能指标Table 1 Performance index of typical orbital nuclear power reactors in the world

星表核反应堆电源主要定位为月球表面或火星表面的反应堆电源。美国研究SNAP系列空间核电源时，针对星表堆设计的SNAP-8已经提出[14]。由于高温热管的技术成熟，具有可避免单点失效、提高系统的可靠性等优点，在2000年前后出现的大量星表核反应堆电源系统均采用热管堆的设计方案，如“HOMER”星表核反应堆电源，除了堆芯均采用不锈钢，价格降低，低功率设计采用静态能量转换，中高功率采用动态转换。堆芯包含61根热管和156根燃料元件，热量由燃料元件传递给栅格中的热管，由热管将释热带出堆芯送至能量转换系统[15]，具体结构如图9、10所示。

图9 HOMER-15星表核反应堆电源堆芯[15]Fig.9 Schematic diagram of reactor core in HOMER-15 planetary surface nuclear power reactor[15]

图10 HOMER-15星表核反应堆电源[15]Fig.10 Schematic diagram of planetary surface nuclear power reactor HOMER-15[15]

美国新墨西哥大学提出了SCoRe(扇区紧凑型空间反应堆能源系统)设计方案[16]，为了避免单点失效，六边形堆芯被划分为6个区域，各区热工、中子物理耦合但水力独立，每个扇区与各自独立的一、二液态金属回路连接，并配置独立的铷热管辐射器，沿燃料棒长度上，在包壳外缠绕有钼铼金属丝，形成螺旋型冷却剂流道，加强对流换热。在此基础上又提出适应月球表面的SC-SCORE(固体堆芯)改进设计，特点是堆芯冷却剂通道截面为三瓣型，各区燃料之间的隔离壁及冷却剂环形腔室的内壁采用平板式热管分隔，如图11所示，当发生一个扇区发生失流、失水事故时，通过平板式热管可将该区裂变热传输到临近的另外两个扇区，使反应堆可以在一个较低的功率水平继续运行[17]。

图11 SCoRe星表核反应堆电源堆芯结构[16]Fig.11 Schematic diagram of reactor core in SCoRe planetary surface nuclear power reactor

随着斯特林转换器技术的成熟，2006年美国航天局进行了AFSPS的设计[18]，如图12所示，采用冗余配置使得发生单点失效时系统还可继续在部分功率水平下运行。AFSPS系统有2种模式：①全集成模式：系统被布置在离月球基地1 km远的距离上，需要调压传输(400 V-1000 V-120 V)，不需要月壤挖掘与人员辅助；②月壤屏蔽模式：需要在月面上掘坑或堆积月壤以屏蔽反应堆辐射，可布置在离基地100 m远的距离上，由于屏蔽效果良好，可进行电源的基础维护工作。2012年，NASA在对AFSPS项目评估后，总结其优势及现有技术，将发展方向改为模块化小堆Kilopower-10kWe[19]，采用了8个1.25 kW斯特林转换器，采用了折叠展开式辐射散热器，结构如图13所示。

图12 AFSPS星表核反应堆电源[18]Fig.12 Schematic diagram of planetary surface nuclear power reactor AFPSE[18]

图13 Kilopower-10kWe星表核反应堆电源[18]Fig.13 Planetary surface nuclear power reactor Kilopower-10k We[18]

核反应堆电源设计过程需综合考虑热电转换方式、核反应堆类型、辐射散热器等优缺点。当前典型星表轨道核反应堆电源性能指标如表2所示。静态热电转换技术相比于动态热电转换技术更加成熟且体积重量非常小，缺点是转换效率低；动态转换效率较高，但是转换装置及辐射散热器较大，重量较大，经济性变差。热离子核反应堆技术比较成熟，但效率较低、寿期较短；液态金属反应堆的采用金属冷却剂如NaK、Li等，由于金属沸点较高，所以反应堆回路不需要加压，但存在冷却剂腐蚀泄露的风险；气冷空间堆由于其设计特点，辐射器换热器面积较大，并且气体工质需要加压，存在气体泄露风险。目前空间堆通常要求达到15年的使用寿命，所以要考虑到太空极端条件下和反应堆事故情况下的生存能力。由于90年代末先进斯特林热电转换器技术的成熟以及高温热管独特的优点，热管冷却空间堆与斯特林相结合的方式成为了核反应堆电源设计发展的热点，如图14所示。

表2 世界典型星表轨道核反应堆电源性能指标Table 2 Performance index of typical planetary surface nuclear power reactors in the world

核反应堆电源具有广阔的发展前景，研究方向趋向于低成本、研发周期短、成熟的技术设计方案，如热离子转换技术、高温热管技术、先进斯特林转换器技术等。目前热门的核反应堆电源设计采用多回路、模块化的设计方案，事故时可以保持反应堆低功率下运行，降低单次发射失败的损失。由于我国相关研究起步较晚，关键部件的研究应在较为成熟的技术中进行选择，如热离子技术、热管技术、热电偶转换技术等，选择适当的研发方案。

4 核热推进在载人航天中的应用

4.1 核热推进分类

图14 空间堆分类与设计方案Fig.14 Classification of space nuclear power reactor

核热推进系统采用核反应堆替代液体火箭发动机中的化学燃烧室，利用原子核反应释放的热量，直接加热推进工质(例如氢)，通过扩张喷管后高温推进剂工质被加速到超音速，从而产生巨大推力。根据推进能的种类和现有构想可分为衰变能推进、物质-反物质湮灭热推进、核裂变能推进、聚变能推进。衰变能推进利用放射性核素衰变热加热推进剂产生推力，但热功率幅值随时间呈指数衰减；物质-反物质的湮灭技术尚无法在现今的科学技术支持下达到有效的推进水平，将作为未来一种新型的储能方式进行研究；核聚变技术尚未实现人为可控的利用；核裂变技术基于过去长期的技术积累，具有较高技术成熟度，并且可为未来可期的聚变热推进技术奠定一定的理论基础。现行的具有一定成熟度或设想的空间推进技术分类如图15[27]所示。

图15 具有一定理论基础的空间推进系统分类[27]Fig.15 Classification of space propulsion systems[27]

文献[27]给出了功率质量比与火箭加速度及排气速度的平衡关系，即与火箭加速度成正比，与排气速度的二次方呈正比。功率质量比又是衡量推进器性能水平的重要参数，为了提高功率质量比，必须提高火箭加速度与推进器排气速度。在可实现的几种推进方式中，衰变热会随着时间呈指数性衰减，不适用于长时间高载荷的运输任务，而核裂变热推进系统能够提供较大排气速度的同时保持较高的比冲，当前而言是最具发展前景并最具有可实现的价值意义，下文所提到的核热推进技术一般指裂变式核热推进(NFTP)。

裂变式核热推进系统的裂变反应堆堆芯是其动力的关键，其反应产生的热量提供了推进剂加热膨胀所需的能量。根据反应堆的堆型不同，可分为固体堆芯、液态堆芯或气态堆芯，其中固体堆芯的研发最为成熟，相应技术也更加可靠，而气、液态堆芯因其具有更高的排气速度则作为未来发展的主要方向。固体堆芯NFTP的典型代表是美国的NERVA计划系列反应堆与俄罗斯的RD-0410反应堆，这两种反应堆均已进行过相应的地面实验，在此基础上，进一步研发出了诸如非均质固态堆芯NFTP[27](图16)与卵石层(空间球床)NFTP[27](图17)等新型反应堆，并结合传统推进技术的优点提出了核电混合与核化混合的混合推进NFTP技术，可应用于各类不同的飞行工况并在一定程度上减小推进剂的消耗以提高续航时间[27]，如图 18所示。LOx增强型核热火箭(LANTR)便是核化混合动力核热推进发动机技术的主要成就之一，在给定的最大推进力要求下，该类发动机可以更小、更轻，相应地其所需的裂变材料与屏蔽措施得到减少，极大地节约了质量与成本。其余还有基于旋转稳定无回流技术的液态堆芯NFTP系统、液滴式液态堆芯反应堆(DLCR)、排气速度更高的基于环形涡流稳定的气态堆芯NFTP技术、灯泡型气态堆芯NFTP以及以“猎户座”计划为代表的瞬发超临界裂变推进技术(出于安全性考虑，瞬发超临界裂变推进技术一般不予考虑)都得到了长足的发展与进步。

图16 非均质固态堆芯NFTP示意图[27]Fig.16 Schematic diagram of a generic heterogeneous solid core NFTP[27]

图17 卵石层NFTP示意图[27]Fig.17 Draft of a pebble bed NTFP[27]

图18 混合动力核热推进一般示意图[27]Fig.18 Hybridization of solid core NFTP[27]

一方面，传统核热推进技术采用氢气作为高性能推进剂投入使用，氢气的比热容高，粘性小，能够更有效的带走核热反应产生的热量，且其密度极低，可有效增加推进器的有效载荷比；另一方面，核热推进其自身不需携带氧化剂，且得益于反应堆的超高能量密度，其具有推力大、比冲高、长寿命、深空探测有效载荷小、可多次启动等优点。为了更远、更快和更高效地进行深空探测、载人行星飞行，核热推进是最有吸引力的选择。核热推进系统反应堆出口的温度高达几千K时，比冲可达1000 s以上。相比于化学火箭，在低地球轨道的有效载荷下核热推进系统就可获得近10 km/s的末速度增量，大大缩小了地球往返行星之间的时间。同时利用核反应堆系统的长寿命无需换料的优势，其工作时间可以延至十年以上。上述优势能够大大扩展核热推进系统的应用范围，提高任务的种类和增加任务的执行时间。火星登陆及探测是自上世纪来国际关注热点，NASA的载人火星探测技术文件DRA5.0[28]将核热推进列为首选载人火星探测器推进方案。未来探测器要在火星长时间或者大范围勘探工作，核热推进系统有可能采用火星大气或极地冰层的氢作为推进剂，从而大幅减小初始载荷和探测器规模。

4.2 各国发展情况

自上世纪四十年代开始，各国都开展了空间核推进技术的研究。美俄针对核热推进在研究初期就制定了一系列计划并进一步开展深入研究，并研发了一系列核热推进发动机，如表3所示。美国于1955年启动了Rover计划，以大型洲际弹道导弹为应用背景，研制大型核热推进发动机。20世纪60年代，以载人月球探测工程为需求，美国启动的NERVA计划完全具备开展样机飞行试验的技术基础[29]。20世纪80年代中期美国国防部部署的空间核热推进(SNTP)[30]计划，进一步提高发动机比冲(＞925 s)和推重比，如图19。21世纪初，美国提出蜂巢结构的反应堆SLHC[31]，使得发动机的比冲与推重比有了较大提升。俄罗斯在核热推进反应堆的研制中采用了非均匀堆芯布置的设计，在堆型选取上以高温气冷堆为主，同时建立了燃料元件及组件的实验考核平台，用于火星探测的RD-0410[32]反应堆采用非均匀堆芯设计，极大地增加了堆芯内部换热面积。

在氢气推进的基础上，美俄又相继研发了以空气推进为基础的核裂变式推进技术(冲压式核热推进技术，如图20)。相较于传统的氢气推进，冲压式核热推进技术进一步降低了推进剂所占的质量比重，空气冷却剂/推进剂直接从大气中抽取，且不需要参与热量循环，因此在结构上省略了部分余热处理系统及推进剂循环系统。普京在2018国情咨文中提到的核动力巡航导弹“海燕”引起了国际社会广泛关注[33]。

表3 世界上现有核热推进(火箭)发动机概要Table 3 A summary of the world’s existing nuclear thermal propulsion engines

图19 SNTP计划发动机堆芯结构[30]Fig.19 Engine core structure of SNTP[30]

图20 冲压式核热推进发动机示意图[34]Fig.20 Schematic diagram of nuclear ramjet propulsion system engine[34]

4.3 发展需求

未来火星探测器要在火星长时间或者大范围勘探工作，核热发动机也可以采用火星大气环境的CO2气体或者极地冰层内的氢作为推进剂动力系统支持，研制利用火星当地资源进行推进剂再加注的核热发动机动力系统，将其作为未来探测器在火星上大范围活动的动力装置，可以大幅度减小发射至火星上的探测器的有效载荷，有利于进行大规模火星勘探、开发和利用。

4.4 关键技术分析

典型的超高温核热推进系统的发动机由核反应堆、辐射屏蔽、推进剂储箱、涡轮泵和喷管系统组成，如图21所示，对应核热推进系统研发需突破的关键技术的研究包括以下几方面。

图21 核热推进发动机示意图Fig.21 Schematic diagram of Nuclear thermal propulsion system engine

4.4.1 紧凑的高温气冷反应堆设计技术

核热推进反应堆是核热推进系统的直接能量来源，是最关键的核心部件。反应堆优良与否直接决定核热发动机整体性能的高低。核热推进反应堆本质是一种高温氢冷反应堆，由于发动机的体积、比冲以及推重比等参数的限制，它与传统商用的压水堆具有显著不同的特点：结构紧凑、体积小、质量轻、堆芯功率密度高(能够达到压水堆10倍以上)以及堆芯温度高(可达3000 K左右)[47]。核热推进反应堆堆芯的功率密度直接决定整个推进系统的推重比水平，是决定核热火箭发动机竞争力的关键性能参数。为尽可能提高堆芯功率密度水平，燃料元件与冷却剂之间必须具有很强的换热能力，需要在极高的燃料元件表面热流密度下，限制固体燃料与冷却剂之间的温差，保证燃料元件不会因为温度过高而失效。冷却剂(一般是氢气)进入堆芯后，会在较短的流程内迅速完成极高温度的加热(从300 K左右加热至接近3000 K)，沿堆芯轴向流动方向冷却剂的温度梯度极大且热物性(包括密度、比热、热导率、粘度等)也随之发生剧烈变化，冷却剂处于复杂的可压缩湍流状态中[48]。不同堆芯通道之间的冷却剂温度和物性也可能会存在较大的差异，进而容易引发堆芯通道间的流动不稳定性，威胁堆芯以及系统的安全性能。于是在反应堆体积，重量等各方面条件都受限的情况下，降低反应堆内功率峰因子，展平反应堆功率，强化推进剂在反应堆内的均匀换热能力，消除反应堆局部换热障碍，保证推进剂良好的流动稳定性也是堆芯设计的关注重点。此外，反应堆的设计还需要具有足够的固有安全性能，能够在各种事故工况下自主停堆并保持堆芯次临界。

以上这些特点给核热推进反应堆的设计提出了很大挑战，需要综合考虑推进系统性能需求、燃料材料性能、冷却剂温度、反应堆功率、体积、质量、堆芯控制、临界安全以及实际工程应用的各种限制因素等，合理选择核燃料材料，确定燃料元件换热结构、堆芯燃料元件布置、反应性控制方式、反射层结构等。通过理论分析和实验研究掌握燃料元件冷却通道内高温冷却剂在大温升、物性剧烈变化情况下可压缩湍流的流动换热特点与规律，并结合堆芯物理热工多物理场耦合分析计算以及相关实验验证的反馈，反复迭代优化，最终得到合适的反应堆设计。

4.4.2 核燃料材料制备技术

核热推进反应堆燃料元件面临热氢冲刷腐蚀的恶劣工况环境，工作温度可达3000 K左右，核热推进系统多次启停的特点以及安全性能需求都对燃料提出了非常苛刻的要求。核热推进反应堆的燃料一般需要具备高温稳定性、与高温氢气的相容性、足够的机械强度、合适的失效裕度、易于加工制造、裂变产物包容能力强等特点。传统的化合物燃料如常用的二氧化铀、氮化铀、碳化铀等由于各种原因(高温蒸发率高、易与氢气发生反应等)不能直接应用到核热推进反应堆中。根据目前国际上核热推进研究现状，核热推进燃料一般可分为 3种：石墨基体燃料、金属陶瓷(CERMET)燃料以及混合碳化物燃料。石墨基体燃料采用热解碳包覆的UC2颗粒，并将其弥散在石墨基体中，整个燃料元件表面通过化学蒸气法沉积一层碳化锆以减少氢气的腐蚀，可耐2800 K左右的高温，之后的燃料工艺改进，以UC为基体，加入Zr、Nb、Ta等难熔金属元素构成复杂的固溶体燃料，相较原有的燃料温度极限可提高约400 K，此外，还具有较高的热导率和铀含量。CERMET燃料是将UO2或者UN颗粒弥散在高温难熔金属(Mo或W)基体中做成燃料，CERMET燃料强度高、耐腐蚀能力强、对裂变产物有较强的包容能力、与高温氢气的相容性较好、具有较长的寿命等特点。混合碳化物燃料是将含有铀的二元或多元碳化物燃料，即是多种碳化物(ZrC、NbC、TaC等)与UCx相混合而产生。这些燃料材料的研发，需要在燃料材料成分配比、制备工艺上积极探索、积累经验，逐渐掌握核热推进燃料芯体制备技术。

4.4.3 燃料元件成型技术

核热推进反应堆具有很高的功率密度，燃料元件表面热流密度大，燃料元件与冷却剂之间的换热热阻直接决定两者的温差大小。在核燃料的耐高温性能一定的情况下，燃料元件的换热能力越强，冷却剂最终的出口温度也能够越高，越有利于核热发动机比冲的提升。为尽力提升换热能力，燃料元件通常需要被制作成特定的几何形状(如美国的多孔六棱柱式燃料元件，如图22[49]；俄罗斯的扭转条状燃料元件)。燃料元件尺寸通常较小以避免其中心与冷却剂之间产生较高的温差。此外为避免高速流动热氢对燃料的冲刷腐蚀，燃料元件的外壁面以及冷却流道内壁面通常需要沉积涂层来加以保护，涂层材料的热膨胀系数需要与燃料材料尽量保持一致，否则燃料元件温度升高，燃料与涂层的形变差异会导致涂层破裂，加速元件的腐蚀失效。以上这些特点都为核热推进燃料元件的加工成型技术带来不小的困难。燃料元件成型技术需要根据燃料材料类型和元件换热结构设计采用合适的加工制造工艺，并通过电化学等方法在元件表面沉积保护层，最后采用非核试验、辐照考验等手段验证元件制造工艺的可靠性。

图22 长六棱柱燃料组件[49]Fig.22 Long hexagonal fuel assembly[49]

4.4.4 核安全设计技术

核安全问题是所有类型反应堆发展都必须面对的关乎存废的原则性问题，没有充足的安全性能保障，核能的发展便无从谈起。目前核热发动机主要针对面向上面级的应用，需要经常规化学运载火箭运送到目标轨道之后启动工作。核热火箭发动机工作环境长期处于宇宙空间，其运行过程中所面临的安全问题、应该遵循的安全准则以及事故工况下应该采取的安全措施都与传统的地面核设施具有很大的不同。

4.4.5 核热火箭发动机启动技术

一般传统地面核设施对反应堆的启动时间没有特别的要求，启动过程可以持续至少数小时。而传统的化学能火箭的启动则非常迅速，可以达到毫秒级别。因此有必要开展核热推进反应堆快速启动技术的研究。在反应堆启动过程中，一方面需要选择合适的方法和速率引入正反应性，同时也要关注反应堆的各种反应性效应，明确的这些反应性反馈的大小和时间，全程在实现反应堆的快速启动的同时也要防止瞬发超临界的发生。在启动过程中，也要考虑到堆芯燃料和结构材料温度快速上升所带来的热应力过大的问题，避免发生启动过程中发生燃料元件失效事故。此外启动过程中反应堆功率快速上升，需要精确地匹配堆芯流量和功率，既要保证堆芯的充分冷却、防止燃料元件烧毁，也要注意尽力避免冷却剂的低效消耗，降低发动机比冲。4.4.6 辐射防护技术

核热推进反应堆的功率密度一般都比较高，由此带来的核辐射场也比较强，对于航天器机载的各种电子仪器乃至航天员身体都会产生较大的辐射损伤，因此无论是无人还是载人的核热推进系统，辐射防护都是关乎系统安全的关键技术问题。地面核设施可以采用设置充足屏蔽层的方法来保障堆芯的辐射安全，但是在核热推进系统中增加屏蔽结构会使得整个系统增加相当可观的重量，会对系统推进性能产生较大的负面影响。现代空间堆一般采用影屏蔽的方法来平衡堆芯射线屏蔽和屏蔽结构增重的矛盾，未来开发更加轻质有效的屏蔽材料、优化推进系统辐射屏蔽结构设计仍然是核热推进系统研发中必须面对的关键技术难题。

4.4.7 核热火箭发动机排气技术

上个世纪美国和苏联针对核热推进系统建造了大量的地面试验样机，整机试验时一般将发动机喷口朝天喷射，但这些高温氢气具有放射性，不适合直接排放到环境中去，需要设计一套冷却系统对高温氢气进行降温处理，避免燃爆风险。须设计过滤系统，保证排出的氢气放射性达标。

5 结束语

空间核反应堆电源能量密度高，具有功率调节范围大、提升功率快、机动性高、体积和比面积小、隐蔽性好及环境适应能力强等优点，且可在恶劣的太空环境中工作。核热推进无需携带氧化剂，具有比冲高、推力大、长寿命、初始有效载荷小、可多次启动等优点。

核推进是未来空间推进最有前景的动力形式，被美国评估为目前载人火星飞行的首选动力方式。核热推进技术已经从起初的百吨大推力、高反应堆功率的地面运载主动力，逐渐转向空间应用的10 t级推力、轻质量的空间核热推进技术。单个核热推进器的小型化、模块化是核热推进系统的发展方向之一，整个推进系统可由模块化的多个推进器构成，以增强系统的灵活性和可靠性。此外，双模式核热/核电推进、引入液氧增强模式和发电供应能力的多模式核推进，也在未来空间核推进技术的发展中具有巨大潜力。我国到目前还没有开展实质性的核热火箭发动机研制工作，还需进一步展开研发。