杨玉新,任全彬,段艳娟*,田维平,唐 敏,张光喜

(1.西安航天动力技术研究所,西安 710025;2.航天动力技术研究院,西安 710025;3.西安航天复合材料研究所,西安 710025)

0 引言

核热推进的工作原理是利用可控核反应(目前主要是核裂变)释放的热量直接加热工质,热工质经喷管膨胀加速后排出产生推力。核热推进具有推力大、比冲高、比功率大、能量转换效率高、长时间工作、推力可调、多次启动等性能优势,在深空探测及武器装备领域具有广阔的应用前景[1-2]。

进入21世纪以来,随着传统化学火箭动力技术的日臻成熟,性能提升的“天花板效应”凸显,核热推进技术再一次成为世界航天和军事强国竞相研究的热点并取得了重大技术进展[3]。2009年,美国正式发布载人火星设计参考架构5.0(DRA5.0),明晰了基于核热推进的载人登火技术路线和技术体系,并持续开展了空间核热推进系列研发计划,有望在2030年前实现载人登火应用[4-5]。2018年,俄罗斯“海燕”核动力巡航导弹的公开报道[6],标志着核热推进技术在武器装备领域进入实质性应用阶段,并在世界范围内引发了新一轮核热推进技术研究的热潮[7]。

本文将在回顾美、俄两国核热推进技术发展历程的基础上,总结经验并梳理主要关键技术,并结合我国的技术现状提出发展建议,为我国核热推进技术的发展和决策提供参考。

1 核热推进的类型与原理

核热推进按照其工作原理和模式,主要分为核热火箭发动机、核热冲压发动机和核热涡轮喷气发动机。

1.1 核热火箭发动机

核热火箭发动机采用自身携带的推进剂作为反应堆的冷却介质和推进工质,结构如图1所示。核热推进反应堆出口工质温度可达到2500 K以上,比冲可达到700～2000 s,约是当前化学火箭动力中比冲最高的氢氧发动机的2倍、固体火箭发动机的3倍[8]。对于速度增量为10 km/s 的任务,化学火箭可携带的有效载荷比低于0.1,核热火箭的有效载荷质量比可达0.35左右[9]。此外,核热火箭发动机推力可达到百吨级,因此主要应用于载人登月、登火等深空探测领域。

图1 氢燃料核热火箭发动机结构示意图[8]Fig.1 Component scheme of NTP engine[8]

1.2 核热冲压发动机

核热冲压发动机是来流空气经过超声速进气道激波压缩减速增压后进入反应堆冷却流道中,反应堆出口的热空气经喷管膨胀加速后排出产生推力,结构如图2所示。由于工作过程中不消耗推进剂,核热冲压发动机具有比冲无限、航程无限的优点。受制于堆芯燃料元件、结构材料耐温性能的制约,堆芯工质出口温度一般在2000～2500 K;冲压发动机受进气道总压损失的影响,要实现推-阻平衡,内流道工质的温升比(出口静温/入口静温)需要满足一定的条件。因此,核热冲压发动机来流空气的总温不能过高,工作速度一般在Ma=2～3范围内,但可利用其比冲无限的优点实现超低空超声速机动巡航飞行,这是传统化学燃料冲压推进难以实现的。核热冲压发动机的推力水平为千牛～吨级,主要应用于超低空洲际超声速巡航导弹,如美国的“冥王星”核动力巡航导弹[10]。

图2 核热冲压发动机结构示意图[11]Fig.2 Component scheme of nuclear thermal ramjet engine[11]

1.3 核热涡轮喷气发动机

核热涡轮喷气发动机是利用核反应堆代替传统涡轮发动机中的火焰筒加热空气,热空气驱动涡轮带动压气机工作,如图3所示。与核热冲压发动机类似,具有比冲无限、航程无限的优点。受制于涡轮机叶片等结构材料耐温的限制,反应堆出口工质的温度一般在1400 K以下[12-13]。核热涡轮喷气发动机的工作速度一般为亚声速或跨声速,主要应用于洲际亚声速巡航导弹,如俄罗斯的“海燕”核动力巡航导弹。

图3 核热涡轮喷气发动机结构示意图[13]Fig.3 Component scheme of nuclear thermal turbo-jet engine[13]

2 国外核热推进技术发展

核热推进技术的发展兴起于20世纪40年代末期,在化学火箭投送能力有限的情况下,为满足洲际导弹的发展需求,美国率先启动了Rover核热推进研发计划,随后前苏联紧跟美国的步伐也启动了相应的研发计划,引发了以美、苏为主导的核热推进技术第一次研发热潮,并在推进系统和反应堆设计、耐高温抗腐蚀燃料元件设计与制备等方面取得了大量实质性进展。21世纪以来,随着传统化学火箭性能提升瓶颈的凸显以及深空探测活动的活跃,核热推进技术再一次成为世界科技强国研究的热点,掀起了第二次研发热潮。

2.1 第一次研发热潮

(1)美国

美国于1955年,在原子能委员会和国防部的联合推进下启动了Rover研发计划,组织两个国家实验室和洛克达因公司协作开发核热火箭发动机,相继研发了14个不同系列核热推进反应堆,如图4所示,并完成了发动机组件的热试车,获得了大量数据,为发动机整机研制奠定了基础[14-15]。

图4 美国Rover计划期间建造的典型核热发动机[14]Fig.4 Pictures of the different experimental reactor[14]

基于Rover计划的成果,美国国防部于1957年实施了“冥王星”核动力战略巡航导弹研发计划,旨在研发出一款能“永远飞行”的“超声速低空核动力巡航导弹”(Supersonic Low Altitude Missile ,SLAM),不仅可携带核弹头,还可额外携带16枚氢弹。着眼于核热冲压发动机的研发,同步实施了Pluto专项研发计划,在1961～1963年期间完成了“ToryⅡ-A”和“ToryⅡ-C”两型核热冲压发动机原型机的研制和试验,功率达到513 MW、推力达到35 klb,工作时间达到5 min。采用固体助推的Pluto导弹构想图如图5所示,Torre II-A地面试验发动机如图6所示。但随着洲际弹道导弹和B-52重型战略轰炸机的发展以及核热冲压发动机技术的不成熟,项目于1964年下马[16]。

图5 采用固体助推的冥王星2[17]Fig.5 Scheme of the Pluto cruise missile[17]

图6 Torre II-A 反应堆和喷管[17]Fig.6 Nuclear reactor and nozzle Torre II-A[17]

随后,随着“阿波罗”计划的实施,美国原子能委员会和国家航空航天局以Rover计划的研发成果为基础,启动了针对火星、木星等行星载人探测任务需求的NERVA计划,重点开展高比冲、大推力、可重复使用核热推进系统的论证和研发。期间共进行了6次核热火箭发动机集成试验,综合验证了发动机的比冲、重复启动性、推力调节能力和持续工作寿命等性能[18-19]。1987年,在星球大战计划中启动了针对弹道导弹拦截和空间轨道转移应用需求的Timberwind计划;随着冷战的结束,项目改名为空间核热推进(SNTP)计划,研究重点转向推重比更高的新型颗粒床反应堆(PBR)方案研究,但直至计划结束可行性尚未得到验证[20-21]。该计划提出的核热火箭发动机技术指标为:推力89～356 kN,比冲1000 s,推重比25∶1～35∶1。随后,随着化学火箭动力技术的快速发展以及冷战的结束,美国核热推进技术研发陷入低谷。

美国通过Rover和NERVA计划的实施,完成了近20台原型堆、推进系统的建设和运行,在核热推进系统设计、高功率紧凑型高温气冷堆设计与运行、高温燃料元件设计与开发、核热推进系统试验等方面积累了大量的数据和经验,为后续大型核热推进技术的发展奠定了坚实的技术基础。如表1所示[22],反应堆功率范围为44～4082 MW,推力范围为1.4～95 t,最高比冲901 s,工质出口最高温度2750 K,满功率最长累计运行时间109 min,最多启停次数为28次,总体技术成熟度达到5级以上[23-24]。

表1 美国Rover/NERVA计划中核热推进方案及性能[22]Table 1 NTP Reactor test summary of US Rover/NERVA program[22]

(2)前苏联

前苏联从1953年开始,组织了第一、第九研究院、第456 国家试验设计局、化学自动化设计局等多个单位参与核热火箭发动机的研制工作[25]。研究中,采用了非均匀化的设计思路,将慢化剂和核燃料分开布置,对慢化剂进行单独冷却,降低了慢化剂的耐温需求,减少反应堆中高温部件数量和种类;结合模块化堆芯的设计方案,可在核热火箭发动机具体需求和指标不明确的情况下开展标准化核燃料组件的研制,通过不同数量的燃料组件的组合,形成不同规模和功率需求的反应堆,可降低反应堆的研制成本、提高运行安全性和可靠性。

基于非均匀和模块化的设计思路,前苏联建设了IGR、 IVG-1和IRGIT等3座不同类型专用试验反应堆用于开展核燃料和核热推进技术验证[26]。其中IRG和IVG-1为实验堆,主要用于核燃料组件辐照环境下的可靠性测试、堆芯结构、燃料组件等方案优选及高温氢工质的热工水力特性研究。基于IVG-1反应堆,前苏联开展了涵盖10多种设计方案的约300个燃料组件和7个堆芯方案的实验测试工作,燃料元件释热密度达到20 kW/cm3,氢气温度达到3100 K。IRGIT为RD-0410核热火箭的地面原型堆,可以开展反应堆启动、全功率运行到停机全过程的性能测试,峰值功率为42 MW、氢工质出口温度达到2300 ℃以上。

在单项研究的基础上,前苏联研制了RD-401、RD-402、RD-404、RD-405、RD-0410等固态堆芯方案和RD-600气态堆芯方案地面试验样机。其中固态堆芯方案中RD-404和RD-405比冲最高,达到950 s;气态堆芯方案的比冲远高于固态堆芯方案,可达到2000 s,但存在较多的理论和工艺问题难以解决,技术成熟度较低。RD-0410的技术成熟度最高,完成了全尺寸核热推进系统反应堆系列化试验,验证了从材料、工艺到技术方案的正确性,比冲达到900 s[1]。

表2给出了RD-0410推进系统主要设计参数,图7为RD-0410推进系统试验样机照片。

图7 RD-0410试验样机[25]Fig.7 RD-0410 prototype mockup[25]

表2 RD-0410推进系统主要设计参数[1]Table 2 Performance parameters of RD-0410 nuclear thermal propulsion[1]

前苏联核热火箭推进的研制历程比较平稳,持续时间也较长,设计方案在性能和寿命上较美国同期方案均有明显的优势。前苏联大规模的研究、研制、试验工作一直持续到1990年前后,随后由于受美国的影响以及国内政局的动荡、财力窘迫等原因,核热发动机的研究逐渐停止下来。

2.2 再度兴起

近年来,随着传统化学火箭性能提升“瓶颈效应”的凸显以及人类深空探测活动的活跃,美、俄等国从战略层面重新启动并加速发展核热推进技术。

经过多轮次的深化论证和修订,美国于2009年正式发布载人火星设计参考架构(Design Reference Architecture 5.0,DRA5.0),提出了核热火箭推进的地-火轨道转移、近火制动、火-地轨道转移的载人登火技术方案。方案采用3～4台11 t推力级固态堆芯氢燃料核热火箭发动机,比冲为900～940 s、寿命为10 h,最长持续工作时间为2 h[27]。

2010年发布新版《国家太空政策》,提出“到21世纪30年代中期,把宇航员送到火星轨道上,并使之安全返回地球”。依据这一政策,NASA在探索技术开发与论证计划(ETDD)下重新启动了核热推进技术开发与论证工作[28]。

NASA在2012～2014年期间实施了基础技术开发第一阶段工作:核低温推进项目(NCPS)。该项目对石墨基体复合燃料和W-UO2金属陶瓷燃料的工艺处理、元件制造及元件包覆等方面开展研究,综合考虑工程进度和技术成熟度等因素,将石墨基燃料作为首选,将金属陶瓷燃料作为后备燃料[29]。项目还对燃料元件环境模拟系统(NTREES)升级改造,如图8所示,改造后的加热功率达1.2 MW,氢气流量可达200 g/s以上,氢气压力约7 MPa,温度接近3000 K,可在接近原型反应堆功率密度的条件下测试燃料元件[30-31]。

图8 核热推进燃料元件环境模拟系统[31]Fig.8 Nuclear thermal rocket element environmental simulator (NTREES)[31]

2015～2017年期间,项目进入基础技术开发第二阶段工作(核热推进项目),重点开展石墨基体复合燃料单项效应测试,验证方案的可行性与性能;计划建造1～2个地面测试装置和1个飞行测试装置。其中地面装置将建设在内华达试验场内,飞行测试计划采用一次性月球飞掠的形式。项目实施中采用了模块化设计思路,基于标准化燃料元件的小型反应堆及推进系统(7.5 klb或16.5 klb)的建造和测试验证相关技术,后续通过增加燃料元件的数量和堆芯直径进行推力放大(25 klb)[32]。

美国于2019年投资1.2亿美元支持“敏捷地月运行演示验证火箭”(DRACO)第一阶段合同,重点开发和验证高纯度低浓缩铀(HALEU)核热推进系统(NTP),用于支持月球“核热推进传送器”的建设,反应堆启动次数将达到160次,每次运行时间90 min[33]。随着核热推进反应堆燃料低浓化趋势,2020年,美国发布的《第六号太空政策指令——空间核电源和核推进国家战略》规定,“在空间核电源和核推进系统中,使用高浓铀应限于使用其他核燃料或非核动力源无法完成任务的应用场景。”这意味着美国在将来的空间核动力研究中会优先考虑低浓铀[34]。2022年5月,DARPA发布了DRACO计划第二和第三阶段合同招标,计划在3～4年时间内完成太空核热推进系统在轨飞行验证。

俄罗斯方面也在不断加快核热推进项目的研发。2018年,对外公布了采用核热涡轮喷气动力的“海燕”核动力洲际巡航导弹的研发和飞行验证情况[6]。2019年,宣称将在RD-0410核热发动机基础上研发新型核热火箭发动机;2021年,宣称将斥资5.8亿美元用于新的载人登陆火星计划,拟于2030年前实现交付应用。

3 核热推进反应堆芯方案与燃料元件技术

反应堆堆芯和燃料元件是核热火箭发动机最核心的组成部分,堆芯工质出口的温度和反应堆的重量是影响推进系统比冲、推重比等核心性能指标的关键因素。着眼于提高堆芯工质出口温度、降低反应堆重量和体积的发展目标,国外主要发展了四种典型的堆芯方案,即NERVA、CERMET、PBR和CIS,并牵引发展了不同类型的燃料元件[35-36]。

3.1 NERVA堆芯方案

NERVA堆芯是美国在ROVER/NERVA计划中所设计的堆芯方案[37-38],通过长六棱柱的燃料元件和具有同样外形尺寸支撑元件以6∶1的配比侧面紧密堆积布置,其剖面如蜂巢,又称为蜂巢六棱柱方案。

在早期的设计方案中,燃料元件采用石墨基UC2燃料,即将大约200 μm的UC2颗粒均匀弥散于热解石墨基体中,通过挤压和热处理制成燃料元件。每个燃料元件轴向有19个氢工质流道,流道表面沉积了ZrC涂层,以保护石墨基体在高温下不被氢蚀。由于石墨基体的慢化能力相对较差,在支持元件的内部有ZrH2套管提供额外的中子慢化能力来降低堆芯的体积和质量。为了进一步提高推重比,在ROVER/NERVA计划末期,开发了二元碳化物(U,Zr)C或三元碳化物(U,Nb,Zr)C燃料,如图9所示,试验温度达到了3000 ℃,但未进行充分的试验验证[39]。

图9 NERVA堆芯燃料组件示意图[24]Fig.9 Scheme of NERVA reactor fuel element[24]

采用石墨基UC2燃料的NERVA堆芯方案在20世纪50～60年代经过了大量的试验验证。泵出口的工质一部分冷却推力室身部和控制鼓,另一部分冷却支持元件,驱动涡轮后流过燃料棒冷却通道经喷管喷出产生推力[40]。工质最高出口温度达到2539 K,功率涵盖几十MW到上千MW,技术成熟度较高,这正是美国在2014年NCPS项目评估中将其作为首选方案的主要原因。

3.2 CERMET堆芯方案

CERMET堆芯是美国通用电气公司在ROVER/NERVA计划中提出的一种快堆设计方案。燃料是将高富集度的UO2和高温难熔金属(例如钨、铼、钼等)形成固溶体,具有机械强度高、熔点高、与氢气相容性好、结构稳定性好等优点,为核热推进长时间工作、多次启动提供了有利条件。每个燃料元件有331个工质流道,燃料元件外表面和工质流道内壁包覆有钨铼合金,以抵抗高温氢的侵蚀[41]。

由于金属基陶瓷燃料密度高,如何降低堆芯质量、提高推重比是CERMET堆芯方案需要解决的核心问题。针对该问题,NASA曾提出了轴向分区和径向分区两种设计思路,依据堆芯的温度梯度合理选用不同熔点的金属作为机体,以此降低堆芯的重量。堆芯外区为Mo-UO2,内区为W-UO2,循环模式是工质先经过外区再流过内区,使内外温度存在差别[42]。CERMET堆功率为3000 MW,推力445 kN,堆芯长约为86 cm,直径为61 cm,堆内共有163个六角形的燃料元件(图10)。

图10 CERMET堆芯燃料元件[41]Fig.10 Images of CERMET fuel element sample[41]

3.3 PBR堆芯方案

PBR堆芯也被称为颗粒床堆芯,燃料元件采用与NERVA堆芯类似的六边形外形结构,但内部结构存在巨大差异。PBR堆芯燃料元件采用径向多层结构设计,从外向内分别为中子慢化剂层、冷套管、燃料床和热套管。中子慢化剂层通常采用金属氢化物及其合金,设计有工质入口通道。冷套管和热套管起到支撑和约束燃料床的作用,分别采用不锈钢(或铝合金)和TaC包覆石墨制作,内部设计有介质流道用于冷却。燃料床用于放置核燃料,燃料核心为UC2颗粒[43],内层采用热解碳包覆,起到包容裂变产物的作用,外层采用ZrC包覆,起到防止氢蚀的作用,燃料直径大约为0.5 mm,如图11所示。

图11 PBR堆芯燃料元件示意图[9]Fig.11 Scheme of PBR fuel element[9]

PBR堆芯工作时,经过预热的工质从反应堆底部经入口流道向上运动,在反应堆上端汇流后经氢腔室向下运动,并沿径向分别经过氢腔室、冷套管、燃料床和热套管逐步加热;最后汇集到工质出口经喷管膨胀加速后排出产生推力。由工质的流动过程可以看出,PBR堆芯具有换热面积大、热功率密度高的优点,功率密度可达到40 MW/L,但也同时带来了堆芯流动阻力大的缺点。

3.4 CIS堆芯方案

CIS堆芯是前苏联基于非均匀化设计理念开发的一种采用三元碳化物(U,Nb,Zr)C螺旋状燃料元件的堆芯结构[44]。多个螺旋状的燃料元件通过紧密装配形成燃料棒束,6～8个燃料棒束通过轴向拼接形成燃料组件,燃料组件插入氢化锆慢化剂中形成堆芯。通过调整燃料棒轴向富集度和燃料成分,优化堆芯轴向功率分布;通过调整燃料棒在慢化剂中的排布,可展平径向功率分布,如图12所示,燃料组件典型结构如图13所示。由于采用了三元碳化物燃料、螺旋状燃料元件和非均匀化设计理念,CIS堆芯具有堆芯温度高和换热效率高的优点,但同时存在着加工制造难度大、堆芯流动阻力大等缺点。CIS堆芯方案在工质出口温度为3000 K的工况下持续运行了1 h,在2000 K工况下持续运行了4000 h。俄罗斯基于CIS堆芯方案,设计开发了多个核热推进方案,其中以35 kN级的RD-0410验证最为充分,技术成熟度达到5级以上[45]。

图12 前苏联CIS燃料组件示意图[44]Fig.12 Fuel assembly of CIS[44]

图13 前苏联CIS燃料组件典型结构[42]Fig.13 Typical structure of CIS fuel assembly[42]

4 核热推进的主要关键技术

4.1 核热推进系统总体设计与多学科统一建模仿真技术

核热推进作为化学推进和可控核能利用融合发展的产物,系统复杂,各子系统之间存在着复杂的动态耦合特性。实现各子系统间的匹配工作、精确预示全系统的动态工作特性和调节控制特性是核热推进系统总体设计的主要难点。以核热火箭发动机为例,需要综合考虑动力系统循环模式-工质供给系统-反应堆运行功率-工质流动换热特性-材料耐温上限-推力输出之间复杂的匹配关系[46],涉及到中子物理-流动-传热-力学-控制-推进等多学科、多领域的专业知识;且受制于核热推进系统试验的复杂性和昂贵的成本,难以开展大规模的系统集成验证试验。因此,开展基于多学科统一建模的总体设计与仿真技术研究是发展核热推进技术的重要理论前提。

4.2 高功率密度高温气冷反应堆设计与多物理场耦合仿真技术

推力、比冲和推重比是衡量推进系统性能的三个核心指标,与反应堆的功率水平、工质的出口温度及反应堆的结构重量等直接相关,核反应堆的性能是决定核热推进系统性能最核心的因素。与传统民用核电反应堆相比,核热推进系统对反应堆的功率密度(压水堆的10倍以上)、堆芯温度(3000 K 左右)、重量和体积等指标提出了更高的要求,给反应堆的设计带来巨大挑战。其中涉及超高温工质/结构材料热物性、高温中子反应截面等基础数据库的开发,中子物理-热-流-固多场耦合仿真分析模型的建立等基础研究工作[47],以及反应堆物理设计[48]、冷却换热流道设计、多通道流量分配与流动稳定性控制、堆芯功率分布优化与展平、超高温环境及多次启停交变载荷结构稳定性设计、反应性控制设计、极端工况下的安全性设计等关键技术问题。

4.3 高温耐腐蚀燃料元件设计与制备技术

核燃料的耐温上限直接决定着推进工质出口的温度上限,进而决定推进系统的比冲。以氢工质核热火箭发动机为例,比冲要达到850 s,则工质出口温度要达到2500 K,燃料元件的温度上限要达到约2700 K。燃料元件在高温下与推进工质的相容性也是燃料元件设计中需要考虑的一个重点问题,如核热火箭推进中的高温氢蚀、冲压/涡轮等吸气式核热推进中的高温氧化等问题。此外,燃料元件的结构形式还会影响堆芯的换热效率、流动损失、高温/辐照条件下的结构完整性等,进而影响推进系统的比冲、推重比及工作可靠性等性能。

4.4 轻量化复合辐射屏蔽技术

由于核热推进系统采用的是开式循环模式,排放尾气中不可避免地存在着放射性物质。核热推进火箭发动机反应堆工作环境为深空,因此不需要对尾气进行额外处理。研究表明,冥王星试验场外环境影响是几乎可以忽略的,且核动力巡航导弹轨迹辐射剂量分析表明:与导弹飞行轨迹法向距离大于80 m后,将低于50 mSv的工作人员一年剂量限值。因此,核热推进系统的辐射屏蔽主要是对于飞行器上电气系统及乘员的防护。

与地面反应堆相比,核热推进系统反应堆具有更高的功率密度和更加严格的重量限制。由图14可见,为了隔离核辐射而添加的防护层显著增加了发动机结构质量[49]。因此,需要开发更加有效的轻量化复合辐射屏蔽材料和方案。对于核热火箭推进系统而言,氢燃料储箱通常布局于反应堆前端,可以起到较好的辐射屏蔽作用。在推进系统辐射屏蔽方案设计中,需要在核算储箱屏蔽效果基础上,进行附加的屏蔽方案设计。

图14 核热推进系统推重比随推力变化情况[49]Fig.14 Thrust-to-weight of nuclear thermal propulsion system at different thrusts[49]

4.5 大功率核热推进系统地面试验技术

核热推进系统地面集成试验按照其集成度可大体分为非核模拟试验和带核原型机试验。其中非核模拟验证试验样机与带核原型机在系统组成和堆芯结构方面高度相似,采用非核材料代替燃料元件中的核燃料,通过外部加热的方式模拟反应堆运行过程中的热功率输出,考核推进系统各子系统工作的匹配性和运行的稳定性,并获得发动机的推力特性。在非核模拟试验中,外部加热一般采用非接触式的电感加热方式,主要技术难点在于高功率密度的电感加热技术以及排气出口热工质的安全处理技术。带核整机验证试验的技术难点除了高温热工质安全处理之外,还涉及到尾气中放射性物质的过滤处理;实施过程中,可参考美国采用的废气地下主动过滤方案(Subsurface Active Filtering of Exhaust,SAFE),如图15所示,利用地下高孔隙率的砂石土壤作为过滤器对尾气进行净化[50-51]。

图15 采用SAFE尾气处理的带核试验方案[52]Fig.15 Schematic diagram of integrated NTP ground test based on SAFE[52]

5 启示与建议

美、俄两国作为核热推进领域的先驱者和引领者,通过20世纪50～80年代实施的一系列专项研发计划,在核热推进反应堆设计、核燃料、动力系统集成及核热推进试验等技术领域获得了重大技术突破,为21世纪以来核热推进计划的快速发展和工程转化奠定了坚实的技术基础,预计在2030年前后将实现核热推进技术在武器装备和空间探测领域的广泛应用。

在该技术领域,美、俄两国均在国家意志的推动下,投入巨额研发经费,联合核技术和航天推进领域最高水平的顶级科研机构组建专业的研究团队进行联合攻关,取得了核热推进技术的突破。总结美、俄两国的发展经验,可为我国核热推进技术的快速发展提供参考:

(1)核热推进技术作为航天推进和核能两大领域尖端技术的集大成者,是航天动力领域实现跨越发展的重要颠覆性技术,需要联合国内两大领域的优势科研力量组建跨领域、跨专业的“国家队”进行联合攻关,打破传统专业和行业壁垒,形成优势互补的联合攻关体,形成“新型举国体制”,确保核热推进系统工程的顺利实施;

(2)核热推进作为可控核能技术的深化发展和拓展应用,相对于核电站、核潜艇等传统应用领域,其反应堆具有功率密度高、介质工作温度高、体积小、重量轻等特点,对堆型设计、堆芯中流体的高效换热与流动控制、超高温耐腐蚀高丰度核燃料元件制备、反应堆的安全调节与控制、原型堆的建设与运行等方面提出了更高的要求,需要从整体工业能力基础方面进行系统布局和深化研究,做好打硬仗、持久战的准备;

(3)核热推进地面试验系统复杂、技术难度大、建设周期长,迫切需要提前谋划和布局非核模拟试验系统、带核模拟试验系统、核燃料元件及结构材料在高温、辐照及启停冲击载荷下结构稳定性验证等专用试验条件。