核热火箭仿真与系统设计概况

谢仁尧 赵泽昊 霍红磊 胡古

摘  要：核热火箭具有比冲高、推力大与工作时间长等特点，是未来空间探测的主推进方式之一。首先就目前核热火箭的系统结构、热力循环及反应堆大致构成做了初步的介绍，并对美国核热火箭仿真划分的五个层级及整体研发现状进行了描述，最后重点介绍美国开发的NESS核热火箭设计与仿真系统程序架构及主要求解模型，因此，在未来的深空探测任务中，核热火箭具有其他推进技术无法比拟的优势，成为未来空间任务的理想选择。

关键词：核热火箭  系统仿真  系统设计  NESS

中图分类号：TP2         文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2020）07（a）-0006-07

Abstract： Nuclear thermal propulsion has the characteristics of high impulse，large thrust and long working time， which is one of the mainstream of future space exploration. This passage first do a preliminary introduction to the current system structure，thermal cycle and general composition of the reactor of NTR Nuclear thermal rocket ，then describe the five levels of the US NTR simulation division and the overall research and developmentstatus，at last， focus on the program architecture and main solution model of the NESS NTR design and simulation system developed in the US. Therefore， in the future deep space exploration mission， the nuclear thermal rocket has the advantage that other propulsion technology can't compare， and becomes the ideal choice for the future space mission.

Key Words： Nuclear thermal rocket; Systems imulation;System design; NESS

随着科学技术的发展以及人类对太空探索的需要，各类空间飞行任务层出不穷，从月球登陆到深空探测，由此也引出了人类对各类航天器与火箭技术的发展需求，核热火箭作为空间推进技术其中之一，与其他诸如化学能推进、太阳能推进等推进技术相比，具有推力大和比冲高的特点。传统能源像化学能由于比冲的限制无法进行距离较远的推进任务，太阳能则无法在距离太阳较远及星球背面工作，同位素能受困原料的稀缺，其他还有些技术成熟度不高的能源。

核热火箭主要通过核反应堆裂变产生裂变热能将工质（主要为氢气）加热到很高的温度，然后通过缩放喷管将高温高压的工质排出产生推力[1]。而由于核热火箭的研制难度高，实验测试条件苛刻、费用高昂，开发仿真与系统分析程序有助于降低核热火箭发动机的研究设计与性能评估的成本。目前我国在此方面研究尚处于早期阶段，而俄罗斯与美国则早在20世纪50年代起便已致力于核热火箭发动机的研究设计，并进行系统仿真分析，但由于俄罗斯的保密性等原因，现有俄罗斯的资料较少，因此主要对美国的核热火箭仿真与系统分析进行介绍，图1为美国核热火箭引擎与反应堆测试的年表[2]，由此也有助于我国的核热火箭设计与研发工作。

1  核热火箭发动机简介

核热火箭原理见图2[3]，其一般采用氢气作为工质，工质的典型流程如下：液氢泵将液氢从工质储箱中抽出，并通过管道将其送入喷管外部的环腔。氢气向上依次流过喷管环腔、反射层、堆顶环腔和辐射屏蔽层;然后进入涡轮机，驱动氢泵，从涡轮机排出后，向下通过反应堆堆芯;最后，经过堆芯加热的高温、高压氢气进入喷管加速喷出，产生推进动力。在流动过程中，作为工质的氢气依次冷却喷管壁、反射层和堆顶屏蔽等结构，带走堆芯产生的热量。同时，在这一过程中，由于不断受热，氢的温度上升很快，其物理状态也相应地从液氢泵入口时的低温液态迅速变成从反应堆出口时的高温气态（约3000 K），高温氢经推力室收缩扩张喷管加速膨胀排出产生推力[4]。

核热火箭发动机的热力循环主要分为3种：开式膨胀循环、抽气循环与闭式膨胀循环[5]。其中，闭式膨胀循环系统适于大喷管面积比的真空发动机，具有涡轮入口温度较低，涡轮泵可靠性高，以及推进剂效率高等优点;开式膨胀循环系统涡轮入口温度低和发动机相对简单，涡轮泵可靠性高，但性能过低，很少采用[6];抽气循环系统的抽气温度高，涡轮前温度较高，具有驱动涡轮泵所需排气流量低与相对简单带来的高循环效率的优点，美国J-2S氫氧火箭发动机采用该循环，国内尚无抽气循环发动机。图3为各循环示意图。

2  仿真的五个层级

对于核热火箭的研发，一个重要的任务就是预测各种运行工况下系统的性能，也就是对核热火箭的仿真：首先就是对整个系统性能的迅速的参数化的计算，随后是计算机程序对各部件进行足够详细的分析以指导设计和实验（这些并不能代替反应堆、涡轮机与喷嘴的必须的独立的分析）。

1991年，美国能源部（DOE）、国防部（DOD）和国家航天航空局（NASA）重启核热火箭发动机项目研究，旨在响应太空探索倡议（SEI）计划。SEI计划期间，来自阿贡国家实验室（ANL）、布鲁克海文国家实验室（BNL）、爱达荷国家工程实验室（INEL）、橡树岭国家实验室（ORNL）、路易斯研究中心（LeRC）、马歇尔太空飞行中心（MSFC）的专家团队组成了核热火箭发动机系统模型研究工作组，讨论确立了开发核热火箭发动机系统模型程序的工作。

核热火箭发动机系统模型研究工作组为核热火箭发动机系统模型研究划分了5个层级。

2.1 第一层级

第一层级为相对简单的参数系统模型，用于分析系统运行一段时间后各部件的穩态性能，同时用作系统设计。用户对象为火箭任务分析团队，组件建模团队以及概念评估团队。

2.2 第二层级

第二层级为较详细的短期瞬态分析模型，它是在第一层级的基础上开发的，能够用于对系统的启动与停堆以及其反馈与振荡进行建模。这种分析将涉及反应堆中子动力学方程，程序将用于求解控制鼓转动、涡轮机组件启动、应力分析、衰变加热、详细的喷嘴热传导分析以及考虑中子与伽马加热。尽管将包括反应堆动力学，此层级将不会有中子临界、功率密度分析集成到基础框架中。此层级的用户对象为组件建模团队以及概念评估团队。

2.3 第三层级

第三层级为较详细的长期瞬态分析模型，这个集成的性能分析将基于最先进的基础架构程序开发方法。建模时组件模型必须由之前的组件模型或组件实验实测数据验证过。该层级在第二层级的基础上，将中子临界、功率密度分析整合到了基础架构中，并提供一种通过耦合来轻松传输信息的方法。此层级将包括模拟两相与多维流动的能力，并能模拟严重事故情况。此层级的用户对象为组件建模团队以及概念评估团队。

2.4 第四层级

第四层级为第三层级用于实验与飞行引擎建模的修改版，用户对象为组件建模团队，控制系统开发人员和飞行样机性能分析人员。

2.5 第五层级

第五层级为实时的瞬态实验或飞行引擎模拟模型，用户对象为引擎操纵培训团队和飞行引擎性能检查团队。

2.6 层级的分析与建立

对瞬态性能的精确预测对系统与任务的设计与分析来说十分重要，系统必须以可控的方式启动与停堆，且不会发生极端的压力与温度梯度或振荡。此外，一旦停堆，将有低冷却剂流率用于排出影响任务比冲的裂变产物衰变热。在第一层级后，所有后续模型将拥有瞬态分析的能力，第二层级的模型将使用现有的模型而第三层级的模型将利用当前和新的代码做开发工作。一旦反应堆配置得到更清楚的定义并且工作组致力于更高层级的模型建立，将使用大量的反应堆物理技术与代码来确保分析的鲁棒性。蒙特卡罗方法将用于扩散理论与离散坐标法的结合。更详细的轴向与径向功率和反应性裕度分步将根据运行历史（燃耗）和控制鼓位置计算确定瞬态分析的所有反应性反馈系数将花费大量精力。与完整航天器辐射场建模相关的辐射深度穿透问题是一个非常具有挑战性的问题，使用耦合的蒙特卡罗/离散坐标法（MCNP）可能是最佳选择。

核热火箭发动机系统模型研究工作组为此还制定了美国核热火箭发动机系统模型研制工作的时刻表（见表1），同时决定开发第1层级系统分析模型，命名为核火箭发动机系统模拟程序NESS（Nuclear Engine System Simulation）程序。其主要由NASA下属的Glenn研究中心开发，用于对NERVA衍生型核热火箭系统进行快速预概念设计及系统分析。它是在膨胀循环液体化学火箭发动机系统模拟程序ELES基础上进行修改，也使用了西屋电气公司的固态堆芯反应堆设计模型Enabler-I和Enabler-II，Glenn研究中心使用NESS程序针对小型核热火箭发动机设计进行了分析评估。之后由于太空探索倡议计划的终止，核热火箭发动机系统模型程序的开发进程近乎中断，未能按照制定的时间表开发更高层级的系统模型。目前，最先进的核热火箭发动机系统模型是Glenn研究中心基于原NESS程序开发的改进型NESS程序，集成了NASA GRC热物性计算程序GASPLUS、支持MCNP计算结果文件导入、增加辐射屏蔽模型等新功能。据文献报道，NESS程序的能力介于2级模型和3级模型之间。

目前，为了支持NCPS（Nuclear Cryogenic Propulsion Stage）计划，Glenn研究中心在用于开发航天推进系统建模分析程序的通用工具NPSS（Numerical Propulsion System Simulation）框架基础上开发了核热火箭系统分析模型。

3  NESS介绍

这里就NESS做个简单介绍，NESS（Nuclear Engine System Simulation）程序是为NERVA衍生的核热火箭推进系统的快速初步设计和分析而开发的，可以进行核热火箭的初步设计并估算其推进系统部件（包括反应堆）的重量、性能、尺寸及操作特性。程序代码的输出还包括了发动机的循环参数，包括了压力、温度与质量流量。NESS还可以模拟膨胀循环（见图4）和抽气循环等多种循环方式，所有的循环均使用氢气作为推进剂。所有这些发动机循环都可以由单个或双重涡轮泵组件配置驱动，涡轮泵组件可以是普通轴或齿轮类型。

无论选择什么样的发动机循环方式，每个涡轮泵组件都是基于一个有着可选导流级的轴流泵或离心泵。在进行涡轮泵组件设计计算时，NESS检查泵或涡轮的分级需要，允许离心泵最多有四级，轴流泵二十级，涡轮两级。为了避免不切实际的设计，NESS检查允许的最大叶片顶端速度（对氢气为4572m/s），迫使导流器与泵具有相同的每分钟转数，并且当叶片高度低于91.44mm是设计为部分进气涡轮机。NESS中轴流泵的性能计算除了泵的特征速度外本质上与离心泵相同，其中轴流泵的特征速度为3200而离心泵的特定速度为800。

NESS也有能力设计出围绕单泵失效状况的双涡轮泵组件核热火箭系统，NESS首先确定单个涡轮泵组件的尺寸来提供规定的泵出推力水平。然后分析两个泵以降低的流速和转速并联工作的的同一系统。第二次分析运行是在非设计条件下运行泵，但如果涡轮泵组件发生故障，两个泵将都会在其设计点运行。

3.1 氢气物性模型

氢热物性模型贯穿核热火箭发动机系统模型分析各模块，对最终计算结果有很大影响，由于原先氢气的输入经常在饱和线附近导致输出不正确，从而对计算氢气流体特性的算法进行了更改，当温度低于1500K时改为使用NASA GRC的热力学性质程序GASPLUS进行计算。氢的热物性随温度、压力等状态改变变化剧烈，且在低温下由于存在重氢、在高温下由于分子离解使得氢热物性更复杂。因此，未来研究中也希望能获取到更全面、更精确的氢物性理论计算数据和实测数据进行比较，不断丰富修正氢物性模型。

3.2 反应堆模型

最初用户输入推力室温度、压力和面积比，在计算出引擎比冲，最后根据比冲与要求的推力来计算出需要的质量流量，再带入到其它计算代码中来得到所需燃料元件数目等数据，虽然这种方法能得出最初的反应堆尺寸，但由于对每根燃料元件的释热取得是平均值，所以对设计所需的更加详尽的数据就无法计算了。后来对反应堆输入与建模进行了升级，使NESS能够接受来自MCNP代码计算出的燃料元件与连接管道的分析结果输出文件作为输入，由MCNP程序计算出的反应堆数据的详细度非常高，它的燃料元件模型能够包括燃料、燃料包壳、氢冷却剂以及冷却剂通道包层，同样的连接管道模型也详尽很多，包括了氢气的出入口流路、膨胀间隙、管壁、慢化剂、绝缘体及外包壳等。图5为MCNP与NESS的无量纲轴向功率曲线比较图。

3.3 支撑管和燃料元件的热传导

最初对于通过管道的压降与焓升使用的是平均值，在经过升级后，焓升的计算使用的是周围的燃料元件的释热值，对于每根管道，其周围的燃料元件都使用ANSYS进行轴向分段，在使用ANSYS进行传热与应力分析，FLOTRON进行流体分析。图6为支撑管道与燃料元件的截面图[7]。

3.4 反应堆能量平衡

最初是对整个反应堆取控制体来做能量平衡性能计算，因此，推进剂的焓升是由反应堆释放的热能来计算的，在得到上面所写的反应堆输入与建模升级之后，那些在MCNP输出中没有的组件对热循环的影响还需要使用NESS原代码进行估计，通过将适当的能量分数归一化到堆芯而不是整个总热能输出并乘以当前反应堆设计的热能沉积率来进行估计，这点突出了核热火箭的经典热力学处理与现实核系统使用各部件各自的核相互作用来计算热能沉积的不同。其他的部件使用MCNP建模与输出来进行计算。

3.5 推进剂流量的确定

在原本的NESS计算程序中，推进剂流率主要是通过推力室条件，推力要求以及喷嘴面积比来确定的，而这些数据之前全都是输入条件。在能接收MCNP的计算结果之后，这些数据就变成了计算输出结果，现在计算推进剂流量的主要依靠于燃料峰值温度，由每根燃料元件的計算结果进行分配，产热量最大的燃料元件分配最大的冷却剂流量，同时此根燃料元件也有最大的压降。因此，最低的反应堆入口歧管压力与最低的推力室压力也得到确定。如图7所示。

3.6 屏蔽模型

NESS同时拥有内部屏蔽模型与外部屏蔽模型，外部屏蔽模型（见图8）在升级之后提供三部分用户定义的选项，屏蔽由两个堆叠的圆盘组成，圆盘由第三个环形屏蔽环绕，这个环形屏蔽可以是圆柱形或锥形，材料的密度、半径、厚度及供氢气流过的空隙份额都由用户输入，一些常用的数据作为系统默认值。

4  结语

本文主要介绍了美国在开发核热火箭设计与仿真系统中所作的工作，美国把核热火箭的仿真划分为五个层级（参数系统模型、短期瞬态分析模型、长期瞬态分析模型、修改后用于实验与飞行引擎建模、实时瞬态模拟模型），并开发出了NESS仿真系统，其处于第二与第三层级之间。NESS具有氢物性、反应堆整体、支撑管道与燃料元件、推进剂、屏蔽等模型，并且在升级后能够使用MCNP的输出用于分析计算，使准确度与可靠性大大提升。根据美国的经验，我国的核热火箭的系统设计与仿真也可以根据5个层级作为参考来进行研发，参数系统模型由于相对较简单，可以只作为瞬态模型开发的前期工作，然后直接进行瞬态数据分析，这就可以通过对NESS的学习来获得思路，最后再是实时的瞬态飞行与实验的模拟模型，在对NESS模型的介绍中我们可以看到其建立了许多模型，在我们的初期模型建立中可以不用建立这么多的模型，刚开始只建立氢物性、反应堆整体、支撑管道与燃料元件与推进剂模型即可，其他模型随着系统分析的逐渐深入再慢慢加进去。

参考文献

[1] 苏著亭.空间核动力[M].上海：上海交通大学出版社，2016.

[2] DAVID SIKORSKI， RICHARD T WOOD.Nuclear Thermai Rockrt Control.Richland，WA，February 25–February 28，2019.

[3] 解家春，霍红磊，苏著亭，等.核热推进技术发展综述[J].深空探测学报，2017，4（5）：417-429.

[4] WILLIAM EMRICH， Jr. Principles of Nuclear Rocket Propulsion[M].Butterworth-Heinemann，2016（12）：117-134.

[5] 王浩泽，左安军，霍红磊，等.110kN核热火箭发动机系统方案选取与参数优化研究[J].原子能科学技术，2019，53（1）：30-37.

[6] ZEGUANG LI， MINGGANG LANG， JUN SUN，et al. Development of a System Anlysis Code forNuclear Thermal Rocket Engine.Nuclear and Emerging Technologies for Space， American Nuclear Society Topical Meeting. Richland， WA， February 25– February 28， 2019.