朱 岩，马 元，南向谊，李光熙，张 栋

（1.西安航天动力研究所，西安710100；2.西北工业大学，西安710068）

1 引言

航天推进目前主要依靠化学火箭，不仅比冲较低，单级火箭能获得的末速度也小，深空探测等需要很长的飞行时间。而且由于必须携带两种推进剂组元，对于远距离、长寿命要求的推进，必然要有非常大的地球低轨道初始有效载荷质量，大大增加地面发射成本［1］。考虑高性能上面级、轨道转移、深空探测、载人火星飞行和太空资源开发运输等的推进需求，核热推进系统是未来空间推进最有吸引力的选择之一［2⁃3］。

表1以火星任务为例对比了核热推进与化学推进，相同有效载荷基准条件下，核热推进比目前比冲最高的氢／氧化学推进节省约70%的推进剂质量，按近地轨道发射质量计算，可节约一半以上成本［1］。

表1 火星往返飞行任务（概念对比）［1］Table 1 Round trip flying assignment to Mars（concept comparison） ［1］

20世纪50年代起美国和苏联开始核热火箭发动机方案的研究。美国核火箭发动机研究项目称为 ROVER［4⁃5］，以大型洲际弹道导弹为应用背景，研制大型核热火箭发动机。ROVER计划期间（1955年～1962年），建立了大型的核火箭实验基地，成功开发了石墨蜂巢多孔棱柱型固相核火箭发动机，共进行了14个不同系列反应堆部件和发动机组件的热试车，核热功率量级从500 MW至5000 MW，大致相应于推力100 kN至1000 kN。苏联对于核热火箭推进的研制历程比较平稳，从1953年开始的近三十年时间里，前苏联№456设计局研制的 РД⁃401发动机，推进剂为氨，中子减速剂为水，推力1646 kN；化学自动化设计局研制的 РД⁃0410（11Б91）核火箭发动机，推力 35.2 kN，比冲 8900 N·s／kg［6］。……