空間核動(dòng)力源的安全性研究進(jìn)展

胡文軍，陳紅永，陳軍紅，李上明，胡紹全，唐玉華

（1. 中國(guó)工程物理研究院 總體工程研究所，綿陽(yáng) 621999；2. 探月與航天工程中心，北京 100037）

0 引 言

動(dòng)力對(duì)執(zhí)行空間探測(cè)任務(wù)的空間飛行器尤為重要，在太陽(yáng)系中可以使用的是太陽(yáng)能和核能。但是，在木星以遠(yuǎn)的深空中，太陽(yáng)能密度降低到地球附近的1%以下，如此低的太陽(yáng)能密度已不足以為深空探測(cè)器提供有效能源。因此，美國(guó)在規(guī)劃空間技術(shù)領(lǐng)域路線圖（The Aero-Space Technology Area Roadmap）時(shí)指出，核能將成為開(kāi)展深空探測(cè)任務(wù)的重要能源[1-2]。

空間利用核能按照功率等級(jí)可以分為3類(lèi)[3]：①放射性同位素?zé)嵩矗≧adiosotope Heater Unit，RHU）或電源（Radioisotope Thermoelectric Generator，RTG），一般在百瓦級(jí)以下；②為飛行器提供電力的小型空間核裂變堆，能熱功率可達(dá)kW級(jí)；③用于電推進(jìn)或熱推進(jìn)的大型空間裂變堆，可達(dá)MW級(jí)。按照用途可以分為核熱源、核電源和核推進(jìn)[4]。

與陸地上的核設(shè)施相比，空間核系統(tǒng)具有高移動(dòng)性特點(diǎn)，為安全性帶來(lái)了更大的風(fēng)險(xiǎn)[5]。美國(guó)和蘇聯(lián)多次將核動(dòng)力應(yīng)用于空間任務(wù)，人類(lèi)總共發(fā)射的核動(dòng)力航天器有70多顆[4,6]。

美國(guó)經(jīng)歷了3次應(yīng)用空間核動(dòng)力所引發(fā)的事故：1964年5月21日，應(yīng)用在Transit 5BN-3衛(wèi)星上的SNAP-9A由于未能進(jìn)入軌道而墜毀于印度洋上空，大量的238PuO2散落在大氣中；1968年5月18日，Nimbus-B1氣象衛(wèi)星發(fā)射失敗，兩個(gè)RTG裝置落入美國(guó)加州沿岸的太平洋中，經(jīng)打撈上來(lái)后同位素的包封完好，放射性物質(zhì)沒(méi)有外泄；1970年5月17日，“阿波羅13號(hào)”飛船由于操作失靈，所攜帶的3.6 kg的238PuO2墜入斐濟(jì)島附近的南太平洋中，至今對(duì)該地域的空氣和水進(jìn)行監(jiān)測(cè)，沒(méi)有發(fā)現(xiàn)放射性的物質(zhì)泄漏?；趪?yán)格的安全性項(xiàng)目，3次任務(wù)符合安全性設(shè)計(jì)要求，沒(méi)有對(duì)人類(lèi)產(chǎn)生影響[7]。

蘇聯(lián)研發(fā)了38個(gè)不同類(lèi)型的與國(guó)防相關(guān)的空間核反應(yīng)堆[8]，1978年后發(fā)生過(guò)3次事故：1978年1月，“Cosmos-954”事故，所帶的反應(yīng)堆向高軌道轉(zhuǎn)換失敗而進(jìn)入大氣層焚燒，墜落到加拿大的東北部，帶有放射性的殘骸及碎片散落在600 km2范圍內(nèi)，造成了惡劣的國(guó)際影響；1982年，“Cosmos-1402”裝置發(fā)射失敗，按預(yù)定安全措施在大西洋南部上空粉碎燒毀，反應(yīng)堆的放射性物質(zhì)經(jīng)大氣稀釋后的劑量水平低于國(guó)際放射防護(hù)委員會(huì)規(guī)定的許可值；1988年，“Cosmos-1900”發(fā)生事故，由于改進(jìn)了事故條件下反應(yīng)堆電力裝置的解體、分散及在大氣中摩擦粉碎燒毀等技術(shù)，稀釋后的大氣放射性水平低于允許值；這幾次再入事故都是由于推進(jìn)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壽命末期失效導(dǎo)致。還有3次事故為同位素電池再入產(chǎn)生：“Cosmos-300” “Cosmos-305”和“Mars-96”，其中“Mars-96”再入時(shí)失敗，最終墜落地點(diǎn)可能在智利或南太平洋[6]。2009年2月10日，來(lái)自美國(guó)銥星公司的“銥-33”通信衛(wèi)星和已經(jīng)停止工作的“Cosmos-2251”在北西伯利亞上空發(fā)生碰撞，“Cosmos-2251”攜帶有核動(dòng)力裝置，此次碰撞帶來(lái)了潛在的危險(xiǎn)太空碎片。

在世界范圍內(nèi)，RHU/RTG的項(xiàng)目比空間堆的更多[8]。由于核材料一般同時(shí)具有放射性，且應(yīng)用于RHU的238PuO2材料具有極強(qiáng)的毒性，因此使用過(guò)程中的安全性是重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題。美國(guó)和俄羅斯對(duì)RHU/RTG研究以及安全認(rèn)證起步較早，發(fā)展至今各自建立了一套安全認(rèn)證體系。中國(guó)的空間核安全問(wèn)題，不僅是中國(guó)政府所面臨的挑戰(zhàn)，對(duì)國(guó)際社會(huì)也至關(guān)重要，在核應(yīng)急響應(yīng)方面的安全法規(guī)也還有些許不足[9]。因此，對(duì)于放射性材料的應(yīng)用所帶來(lái)的核安全性風(fēng)險(xiǎn)，需要在空間用核動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)之初，針對(duì)可能的意外事故發(fā)生時(shí)的核泄露風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行防護(hù)設(shè)計(jì)，并依據(jù)成體系的相關(guān)規(guī)范對(duì)空間核動(dòng)力源生產(chǎn)及服役過(guò)程中可能的安全事故進(jìn)行預(yù)防并將核泄漏影響控制在最低水平。

1 空間核動(dòng)力源的安全性要求

1.1 國(guó)際關(guān)于空間核動(dòng)力源的法律法規(guī)

1967年，國(guó)際上初步建立了以《外層空間條約》為代表的外層空間法律制度，此類(lèi)國(guó)際條約幾乎都只是框架性、原則性的規(guī)定。1978年的“宇宙–954”事故發(fā)生后，蘇聯(lián)和加拿大兩國(guó)通過(guò)雙邊外交渠道談判達(dá)成了賠償協(xié)議，可見(jiàn)國(guó)際公約在遇到此類(lèi)事故時(shí)作用有限。

為保證核電源在空間使用的安全性和可靠性，保護(hù)地球生物圈免受輻射危害，聯(lián)合國(guó)于1992年12月審議并通過(guò)了《外層空間使用核動(dòng)力源原則》；2009 年，聯(lián)合國(guó)和平利用外層空間委員會(huì)（United Nations Committee on the Peaceful Uses of Outer Space，COPUOS）科學(xué)和技術(shù)分會(huì)（Scientific and Technical Subcommittee，STSC）又與國(guó)際原子能機(jī)構(gòu)（International Atomic Energy Agency，IAEA）共同制定了《外層空間核動(dòng)力源應(yīng)用安全框架》。兩個(gè)文件為世界各航天國(guó)家研制、發(fā)射和使用空間核動(dòng)力源提出了基本準(zhǔn)則，并對(duì)于在外空使用核動(dòng)力源所應(yīng)遵循的基本規(guī)則和技術(shù)、安全標(biāo)準(zhǔn)等問(wèn)題做出了比較詳細(xì)的規(guī)定[10-11]。

1.1.1 《關(guān)于在外層空間應(yīng)用核動(dòng)力源的原則》[12]

《外層空間應(yīng)用核動(dòng)力源原則》（Principles Relevant to The Use Of Nuclear Sources in Outer Space）給出了包括國(guó)際法的適用性及發(fā)射國(guó)界定方法等11條原則，主要目標(biāo)為保護(hù)個(gè)人、人口和生物圈免受輻射危害；確保放射性材料不會(huì)顯著地污染外層空間。規(guī)定對(duì)于空間核能的使用應(yīng)遵循“切實(shí)必要”原則：為了盡量減少空間放射性物質(zhì)的數(shù)量和所涉的危險(xiǎn)，核動(dòng)力源在外層空間的使用應(yīng)限于利用非核動(dòng)力源無(wú)法合理執(zhí)行的航天任務(wù)。

在原則三中詳細(xì)規(guī)定了核反應(yīng)堆和放射性同位素發(fā)電器兩種核動(dòng)力源的安全使用準(zhǔn)則和標(biāo)準(zhǔn)[4]。還規(guī)定了重返時(shí)通知的原則，涉及核動(dòng)力源的高風(fēng)險(xiǎn)性、所涉信息的敏感性以及與軍事目的、間諜等有關(guān)信息的披露問(wèn)題。協(xié)商原則和協(xié)助原則：要求發(fā)射國(guó)和相關(guān)技術(shù)強(qiáng)國(guó)在發(fā)生事故之后盡力協(xié)助受影響國(guó)家做好預(yù)防措施和后續(xù)的回收及清理活動(dòng)。還規(guī)定了責(zé)任原則及審查和修訂等原則。

1.1.2 《外層空間核動(dòng)力源應(yīng)用安全框架》

《外層空間核動(dòng)力源應(yīng)用安全框架》（Safety Framework for Nuclear Power Source Applications in Outer Space）以示范安全框架的形式提供高級(jí)指導(dǎo)，為各國(guó)提供了切實(shí)可行的安全標(biāo)準(zhǔn)和技術(shù)指南。內(nèi)容論述了空間核動(dòng)力源應(yīng)用的相關(guān)發(fā)射、運(yùn)行和壽終階段的安全問(wèn)題，并強(qiáng)調(diào)其范圍并不包括對(duì)于在空間中使用核動(dòng)力源執(zhí)行飛行任務(wù)的參與人員的保護(hù)。

安全框架的結(jié)構(gòu)和主要內(nèi)容見(jiàn)圖1所示。

安全框架的作用包括[13]：以嚴(yán)格的形式定義空間應(yīng)用NPS（Nuclear Power Source）事故預(yù)案；定義空間應(yīng)用NPS及其組件在正常運(yùn)行過(guò)程以及潛在事故中應(yīng)用的物理?xiàng)l件；評(píng)估潛在事故對(duì)人和環(huán)境造成的影響；確認(rèn)并評(píng)估工程設(shè)計(jì)內(nèi)在安全性，以降低潛在的事故對(duì)人和環(huán)境的影響。

1.2 空間核動(dòng)力安全性設(shè)計(jì)要求

各國(guó)對(duì)空間核能利用的主要要求一直以來(lái)就是安全性。美國(guó)從第一個(gè)“SNAP-3B”開(kāi)始，開(kāi)展了大量的安全性測(cè)試試驗(yàn)和分析。

1.2.1 RHU/RTG的安全性設(shè)計(jì)

以美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）為2003年火星任務(wù)提供的LWRHU（Light Weight Radioisotope Heater Unit，用于提供火星車(chē)組件的必要熱量供應(yīng)），和2020火星發(fā)射探測(cè)器備選能源的MMRTG（Multi-Mission Radioisotope Thermoelectric Generator，為火星探測(cè)設(shè)備提供不間斷能源）為例分析RHU/RTG的安全性設(shè)計(jì)。MMRTG及LWRHU異常事故環(huán)境下的安全性分析主要集中在兩個(gè)方面：發(fā)生放射性材料泄漏的可能性和泄漏類(lèi)型。這些主要取決于事故性質(zhì)、事故嚴(yán)重程度和MMRTG和LWRHU的設(shè)計(jì)特性。美國(guó)能源部（U.S.Department of Energy，DOE）設(shè)計(jì)的MMRTG和LWRHU已經(jīng)在最大程度上保證了同位素部件在發(fā)射各個(gè)階段對(duì)238PuO2材料的有效防護(hù)[14-19]。

RHU/RTG安全性設(shè)計(jì)的目的在于：最大程度地防止同位素材料泄漏、最大限度減少對(duì)環(huán)境的污染。

從結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和材料選擇上保證RHU/RTG的安全。采用多層結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)；采用陶瓷化、具有高熔化溫度的238PuO2作為核材料；采用與238PuO2以及再入防護(hù)殼的碳石墨材料具有良好的化學(xué)相容性的銥合金包殼包裹核材料；采用碳/碳纖維增強(qiáng)套筒（Carbon Bonded Carbon Fiber Sleeve，CBCFS）包裹銥合金包殼，為RHU/RTG提供有效的熱防護(hù)等。

1.2.2 空間堆的安全性設(shè)計(jì)

圖1 外層空間核動(dòng)力源應(yīng)用安全框架條目及主要內(nèi)容Fig. 1 Safety framework for nuclear power source applications in outer space

美國(guó)核安全政策小組（Nuclear Safety Policy Working Group，NSPWG）提出的對(duì)于核反應(yīng)堆的安全性建議包括[20-21]：

1）除在地面低功率測(cè)試之外，在入軌前不要運(yùn)行反應(yīng)堆。

2）反應(yīng)堆系統(tǒng)在入軌前要保持關(guān)閉。

3）要排除核反應(yīng)堆無(wú)意進(jìn)入臨界狀態(tài)的可能性。

4）在正常運(yùn)行下飛行器放射性泄露對(duì)地球的影響應(yīng)該是可以忽略的。

5）在空間發(fā)生事故引發(fā)放射性泄露對(duì)地球的影響應(yīng)該是可以忽略的。

6）應(yīng)該在設(shè)計(jì)任務(wù)時(shí)不考慮其再入地球。

7）在再入地球大氣時(shí)應(yīng)該考慮反應(yīng)堆堆芯保持完整或完全被燒毀。

8）在再入撞擊地面時(shí)反應(yīng)堆應(yīng)該保持在次臨界狀態(tài)。

9）對(duì)任何可信的撞擊地面預(yù)案，放射性應(yīng)被限制在一定區(qū)域內(nèi)。

10）在外星球的使用任務(wù)中應(yīng)在考慮與人共存的情況下對(duì)放射性進(jìn)行屏蔽，并保持一定的距離。

11）所有在太空中使用的反應(yīng)堆不應(yīng)該進(jìn)入有人活動(dòng)的環(huán)境，以使得航天員避免處于輻射加強(qiáng)的環(huán)境。

12）再入時(shí)要保持主輔發(fā)動(dòng)機(jī)及各部分組件工作正常，兩個(gè)人控制。

為將核事故的風(fēng)險(xiǎn)降低到可接受的程度，要基于任務(wù)階段和任務(wù)類(lèi)型對(duì)可能面臨的風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行分析，設(shè)計(jì)并開(kāi)展相應(yīng)試驗(yàn)[22-23]：

1）待發(fā)射狀態(tài)（限制潛在的力沖擊和火災(zāi)事故）：加強(qiáng)遙控指令自毀系統(tǒng)；降低遙控指令自毀系統(tǒng)的反應(yīng)時(shí)間；加裝運(yùn)載火箭自毀系統(tǒng)。

2）發(fā)射入軌前狀態(tài)（降低發(fā)射時(shí)失控再入并撞擊地面的風(fēng)險(xiǎn)）：增加飛行器控制能力，部署地面控制站增強(qiáng)在軌控制的能力。

3）在軌狀態(tài)（將在臨界條件下運(yùn)行的可能性降到最低）：把繞地球飛行的彈道調(diào)整離地球更遠(yuǎn)，降低撞擊地面的風(fēng)險(xiǎn)。

1.2.3 發(fā)射管理的安全性要求

從美國(guó)在NPS和RPS （Radioisotope power sources）發(fā)射管理方面學(xué)到的教訓(xùn)如下：

1）與NPS、飛行器的運(yùn)載火箭的設(shè)計(jì)者一起建立事故處理預(yù)案，以加強(qiáng)對(duì)潛在的核泄露風(fēng)險(xiǎn)的各部分的應(yīng)對(duì)能力。

2）對(duì)涉核發(fā)射的安全性分析、評(píng)價(jià)和評(píng)估在發(fā)射準(zhǔn)備階段進(jìn)行嚴(yán)格要求和評(píng)審。

3）由于可接受的發(fā)射風(fēng)險(xiǎn)難以降低，因此需對(duì)每個(gè)飛行器或運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)都單獨(dú)分析。

4）時(shí)刻加強(qiáng)對(duì)安全發(fā)射的認(rèn)識(shí)，包括：①把涉核發(fā)射的安全授權(quán)歸政府最高部門(mén)管理；②忽略之前已經(jīng)定義的核安全發(fā)射的安全等級(jí)；③獨(dú)立開(kāi)展核安全評(píng)估。

對(duì)涉及RHU/RTG的發(fā)射任務(wù)，建立嚴(yán)格的審查認(rèn)證制度，審查認(rèn)證貫穿于RHU/RTG設(shè)計(jì)到批準(zhǔn)發(fā)射前的所有過(guò)程，時(shí)間周期為3～8年。在每次發(fā)射前需要有獨(dú)立的安全評(píng)估和安全分析報(bào)告。根據(jù)1969年頒布的環(huán)境法（National Environmental Act，NEA），還需要給出獨(dú)立的環(huán)境評(píng)估報(bào)告。RHU/RTG和空間堆發(fā)射批準(zhǔn)階段的報(bào)告類(lèi)似，包括：

1）發(fā)射運(yùn)載器數(shù)據(jù)手冊(cè)；

2）空間核安全文件；

3）安全項(xiàng)目計(jì)劃方案，具體如下：

●飛行安全要求文件

●安全分析報(bào)告（PSAR，F(xiàn)SAR的草稿及最終版）

●放射性防護(hù)方案

●突發(fā)事故情況準(zhǔn)備和響應(yīng)預(yù)案

●包裝安全分析報(bào)告（Safety Analysis Report for Packaging，SARP）

●地面安全分析報(bào)告（Ground Safety Analysis Report，GSAR）

4）并列文件，具體如下：

●項(xiàng)目介紹方案（Program Introduction，PI）

●性能清單文件（Statement of Capabilities Document，SOC）

●項(xiàng)目準(zhǔn)備文件（Program Requirements Document，PRD）

●運(yùn)行需求（Operational Requirements，OR）

●運(yùn)行指令（Operational Directive，OD）

●導(dǎo)彈系統(tǒng)預(yù)放射安全程序包（Missile System Prelaunch Safety Package，MSPSP）

5）在軌安全報(bào)告（Orbital Safety Documentation，OSD），具體如下：

●運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)測(cè)試評(píng)估報(bào)告（Test Operational Risk Assessment，TORA）

●預(yù)計(jì)事故列表（Preliminary Hazards List，PHL）

●測(cè)試運(yùn)行空間安全許可（Test Operations Space SafetyApproval，TOSSA）

●在軌快速空間安全檢查（Orbital Readiness Space Safety Review，ORSSR）

6）環(huán)境保護(hù)文件（Environmental Protection Documentation），具體如下：

●EIS（Employmental Impact Statement）影響分析通知

●有效性通知（Notice of Availability）

不僅如此，OAST（NASA Office of Aeronautics and Space Technology）針對(duì)NEP（Nuclear Electric Propulsion）和NTP（Nuclear Thermal Propulsion）項(xiàng)目在核安全政策（Nuclear Safety Policy Panel）下構(gòu)建了特殊的安全要求[24-26]。

2 空間核動(dòng)力源的安全性試驗(yàn)及分析

2.1 RHU/RTG安全性試驗(yàn)及分析

RHU/RTG的首要要求是將其放射性燃料包裹屏蔽以避免與人和環(huán)境的直接接觸，通常采用一系列綜合性的試驗(yàn)和分析來(lái)評(píng)估設(shè)計(jì)（包括爆炸、沖擊、火燒、和撞擊）[27-28]。

美國(guó)針對(duì)發(fā)射及再入時(shí)的可能的事故狀態(tài)設(shè)計(jì)RHU/RTG安全性試驗(yàn)[29-45]。根據(jù)多次發(fā)射經(jīng)驗(yàn)，美國(guó)認(rèn)為RHU/RTG所經(jīng)歷的最?lèi)毫拥氖鹿虱h(huán)境是發(fā)射場(chǎng)，這是指裝載有RHU/RTG的運(yùn)載火箭在發(fā)射時(shí)因?yàn)槭鹿识斐傻幕鸺ǖ膱?chǎng)景。運(yùn)載火箭爆炸會(huì)使RHU/RTG暴露在一個(gè)爆炸沖擊以及高溫?zé)g的環(huán)境。在發(fā)射場(chǎng)事故場(chǎng)景中，爆炸超壓過(guò)后，隨之而來(lái)的將是碎片撞擊，這種碎片環(huán)境十分復(fù)雜。碎片可能來(lái)源于運(yùn)載火箭外殼、電子器件、發(fā)動(dòng)機(jī)等，也可能來(lái)自于航天器殘骸。

2.1.1 試驗(yàn)及分析類(lèi)型

根據(jù)試驗(yàn)類(lèi)型劃分，針對(duì)RHU/RTG所開(kāi)展的試驗(yàn)及分析主要包括3類(lèi)：

1）沖擊動(dòng)力學(xué)測(cè)試及分析

（1）爆炸超壓測(cè)試：考核爆炸產(chǎn)生的沖擊波作用在RPS或其組件上的沖擊效果。測(cè)試以沖擊管測(cè)試為主，評(píng)估爆炸導(dǎo)致的沖擊波碰撞一個(gè)RHU或RTG的效應(yīng)。一般采用熱源模擬件（模擬件中以UO2代替規(guī)定的核燃料238PuO2）。

開(kāi)展GPHS（General Purpose Heat Source）的爆炸超壓測(cè)試時(shí)，通過(guò)調(diào)節(jié)激波管的長(zhǎng)度和炸藥的用量來(lái)實(shí)現(xiàn)不同的超壓比沖量。炸藥包括含5%TNT的C-4炸藥（由美國(guó)桑迪亞國(guó)家實(shí)驗(yàn)室（Sandia National Laboratory）研制），以及含40%TNT的Comp B炸藥（由美國(guó)洛斯阿拉莫斯國(guó)家實(shí)驗(yàn)室（Los Alamos National Laboratory）研制）。激波管試驗(yàn)包括了裸露元件試驗(yàn)（Bare Module Test，BMT）和換能器部件測(cè)試（Converter Segment Tests，CST）。這些測(cè)試評(píng)估爆炸產(chǎn)生的激波沖擊到RTG后產(chǎn)生的作用。測(cè)試艙與沖擊波傳播方向垂直，模擬的石墨塊被置于測(cè)試艙任一面以模擬三艙層疊在一起的情形。針對(duì)RTU的測(cè)試超壓最高為7.4 ± 0.34 MPa，針對(duì)換能器部件的超壓最高達(dá)15.2 ± 1.5 MPa。試驗(yàn)時(shí)，在炸藥起爆前，將同位素?zé)嵩矗˙MT）和電源（CST）模擬件加熱到1 090℃，即同位素?zé)?電源正常使用時(shí)溫度，隨后撤去加熱裝置，緊接著再起爆炸藥。

試驗(yàn)結(jié)果表明：使石墨緩沖層從RTG上剝離脫落的臨界壓力比使石墨層從單個(gè)同位素?zé)嵩瓷蟿冸x脫落的臨界壓力要小，在爆炸超壓下，RTG的破壞相對(duì)來(lái)說(shuō)要更加容易。此外，如果僅僅只是高達(dá)15.2 MPa的超壓并不能使核燃料泄露，但是爆炸超壓之后隨之而來(lái)的高密度碎片撞擊將導(dǎo)致銥合金包殼的破壞。

相關(guān)的分析是由LLNL（Lawrence Livermore National Laboratory，注：SNL、LANL及LLNL為美國(guó)的三大核武器研究國(guó)家實(shí)驗(yàn)室）開(kāi)展的。應(yīng)用爆炸流體動(dòng)力學(xué)軟件KOVEC（一種基于一維彈塑性流的拉格朗日有限差分方程求解的軟件）在Cray計(jì)算機(jī)上開(kāi)展了計(jì)算。爆炸不僅產(chǎn)生空氣沖擊波前和自由區(qū)域超壓作用，而且產(chǎn)生以高粒子速度（4 572 m/s）運(yùn)行的爆炸產(chǎn)物流體，緊隨著激波波前。當(dāng)這些流體遇到RTG在幾何上的“滯止區(qū)/駐點(diǎn)”減速或繞流時(shí)，其動(dòng)量產(chǎn)生一個(gè)遠(yuǎn)高于自由場(chǎng)超壓作用的動(dòng)壓作用。

試驗(yàn)專(zhuān)家還收集了RTG在經(jīng)歷爆炸沖壓測(cè)試之后，RHU的變形數(shù)據(jù)以及包殼破裂之后泄露的UO2燃料顆粒中粗顆粒和細(xì)粉塵（統(tǒng)計(jì)尺寸從低于10 μm到高于8 000 μm）的分布，以為后期的安全性評(píng)估提供源項(xiàng)。

（2）碎片撞擊測(cè)試：試驗(yàn)?zāi)康臑榇_定運(yùn)載火箭爆炸導(dǎo)致小碎片和射彈撞擊RHU/RTG的效應(yīng)。起初，測(cè)試是用細(xì)編穿刺織物板（石墨保護(hù)層）進(jìn)行的，以確定僅由RTG導(dǎo)致的碎片穿透速度衰減程度；隨后利用鋁彈對(duì)GPHS半模型目標(biāo)進(jìn)行測(cè)試；另外，這個(gè)測(cè)試系列還包括考察鈦彈對(duì)無(wú)遮蔽金屬層的沖擊效果。

測(cè)試包括3部分內(nèi)容，第1部分為鋁彈撞擊編織結(jié)構(gòu)的RHU/RTG的石墨沖擊層，主要是驗(yàn)證石墨沖擊層對(duì)沖擊速度衰減的效果，試驗(yàn)用鋁彈重18 g，直徑為12.7 mm，用氣槍發(fā)射，石墨沖擊層的厚度為4.85 mm，鋁彈初始速度最高為900 m/s。第2部分為鋁彈撞擊半個(gè)熱源（GPHS）組件模擬件，整個(gè)試驗(yàn)熱源組件由兩部分組成，一部分為含有一個(gè)石墨沖擊層和2個(gè)銥合金包殼的熱源模擬件，另一部分為3個(gè)石墨塊，該試驗(yàn)主要驗(yàn)證同位素?zé)嵩丛阡X質(zhì)小碎片沖擊下的安全性，試驗(yàn)用鋁彈與鋁彈撞擊石墨沖擊層測(cè)試時(shí)所用鋁彈一致。試驗(yàn)時(shí)，在撞擊之前將熱源模擬件加熱到1 090 ℃，撞擊速度最高550 m/s。第3部分為鈦彈撞擊裸露的無(wú)石墨沖擊層的熱源模擬件，以驗(yàn)證在經(jīng)歷爆炸超壓之后同位素?zé)嵩丛阝佡|(zhì)小碎片沖擊下的安全性。測(cè)試用鈦彈質(zhì)量為3.25 g，采用7.62 mm口徑的氣槍發(fā)射，鈍頭鈦合金子彈射擊到裸露的含有UO2燃料模擬件的燃料包殼上，包殼也被加熱到1 090 ℃發(fā)射，鈦彈的最高速度為684 m/s。

試驗(yàn)結(jié)果表明：鋁彈撞擊石墨緩沖層的速度衰減最高達(dá)10%；鋁彈撞擊GPHS半模以及鈦彈撞擊無(wú)石墨層熱源時(shí)會(huì)導(dǎo)致RHU焊縫開(kāi)裂。對(duì)破裂之后的包殼內(nèi)的燃料模擬件進(jìn)行整理。

（3）大碎片撞擊測(cè)試：測(cè)試包括運(yùn)載火箭的大碎片和飛板從不同的邊撞擊RPS模擬件。驗(yàn)證RHU/RTG在不同尺寸和材質(zhì)的碎片以不同的姿態(tài)撞擊下的安全性。

大碎片測(cè)試采用SNL的火箭橇裝置（速度范圍30～2 000 m/s）開(kāi)展。試驗(yàn)時(shí)，碎片模擬件安裝在火箭撬上，碎片模擬件尺寸為142 cm × 142 cm × 1.27 cm的鋼板，分別用正碰和側(cè)碰兩種姿態(tài)撞擊RTG模擬件。正碰的速度分別為115 m/s和212 m/s，側(cè)碰的速度為95 m/s。模擬件由8個(gè)同位素?zé)嵩唇M件模擬件構(gòu)成，其中第2個(gè)和第5個(gè)熱源模擬件中核燃料為UO2，其余6個(gè)熱源模擬件為石墨層中包含鉬塊。在火箭撬接近碰撞的位置時(shí)，通過(guò)引爆火箭撬上的爆炸螺栓使得碎片飛出撞向RHU/RTG。RHU/RTG安裝在特定的支撐結(jié)構(gòu)上，在試驗(yàn)前，對(duì)其進(jìn)行加熱使其達(dá)到正常工作溫度，在火箭撬啟動(dòng)前撤掉加熱裝置。在熱/電源后方有回收裝置，回收管是用一個(gè)鋼制波紋管及填充了1.2 m的鋸末之后又填充了1.8 m蛭石的結(jié)構(gòu)。除此之外，回收管用前端加載了227 kg的載荷以幫助減緩碎片。在發(fā)射試驗(yàn)后，回收RHU/RTG，觀察表征其損傷破壞行為。

試驗(yàn)結(jié)果表明：在大碎片撞擊同位素電源情況下，側(cè)碰的情況相對(duì)于正碰要危險(xiǎn)得多，在正碰情況下，在撞擊速度為212 m/s時(shí)，RTG模擬件并沒(méi)有破壞或者發(fā)生核燃料的泄露，但在側(cè)碰的情況下，在撞擊速度僅為95 m/s時(shí)，RTG模擬件就已經(jīng)發(fā)生破壞和核燃料的泄漏。

（4）飛板/側(cè)向飛板撞擊測(cè)試：飛板測(cè)試和側(cè)向飛板測(cè)試是應(yīng)用激波管測(cè)試回收的RHU（為超壓測(cè)試之后的序貫試驗(yàn)）開(kāi)展試驗(yàn)，與大碎片測(cè)試類(lèi)似，只是火箭撬發(fā)射的碎片為航天器級(jí)別的鋁板。

飛板測(cè)試為正碰，而側(cè)向飛板測(cè)試為側(cè)碰。所用鋁板尺寸為600 mm × 600 mm × 1.6 mm，RTG模擬件由3個(gè)熱源組件模擬件組成，其中一個(gè)熱源組件模擬件中核燃料為UO2，另外兩個(gè)熱源組件模擬件為鉬塊。在測(cè)試前加熱燃料包殼，以使其達(dá)到發(fā)射前溫度。測(cè)試所采用的碎片狀態(tài)代表了航天器在燃料箱爆炸超壓發(fā)射事故產(chǎn)生的碎片的上限速度和尺寸。這項(xiàng)測(cè)試中，板碎片沒(méi)有像原計(jì)劃那樣從火箭撬上釋放，碎片撞擊模型時(shí)還固定在夾具上。

試驗(yàn)結(jié)果表明：碎片完全穿透了所有的燃料包殼，由于測(cè)試條件的不確定性，測(cè)試結(jié)果并未總結(jié)。

（5）RTG模型撞擊測(cè)試：研究RTG在發(fā)射事故中經(jīng)歷爆炸之后，在大氣中再入之后序貫撞擊地球的響應(yīng)，主要是為了測(cè)試RTG內(nèi)燃料包殼相對(duì)RHU層疊位置產(chǎn)生的變形以及比較每一位置上的變形差異。次要目標(biāo)是獲得燃料包殼發(fā)生破裂時(shí)碎片燃料模擬物釋放的相關(guān)數(shù)據(jù)。

RTG撞擊測(cè)試包括在不同角度的加熱、燒蝕（依據(jù)氣動(dòng)加熱分析及試驗(yàn)確定石墨層燒蝕厚度以及結(jié)構(gòu)溫度）和熱沖擊，所有的RTG子系統(tǒng)沖擊測(cè)試會(huì)產(chǎn)生安全性相關(guān)測(cè)試數(shù)據(jù)，每項(xiàng)試驗(yàn)后都會(huì)對(duì)RHU的變形以及產(chǎn)生核燃料泄露的量進(jìn)行整理分析。

（6）裸露包殼沖擊測(cè)試：進(jìn)行裸露包殼撞擊測(cè)試是為了模擬發(fā)射臺(tái)或早期上升段爆炸的環(huán)境條件下，當(dāng)GPHS的石墨部件被爆炸揭掉，裸露包殼會(huì)以一個(gè)大的速度范圍撞擊發(fā)射臺(tái)形成沖擊，評(píng)估GPHS裸露包殼撞擊不同的平面介質(zhì)的響應(yīng)。

發(fā)射臺(tái)周?chē)赡苄宰罡叩挠操|(zhì)平面為混凝土（以陸地而言沙土可能性最大，美國(guó)認(rèn)為撞擊水面的響應(yīng)遠(yuǎn)小于對(duì)硬質(zhì)平面的沖擊，所以忽略），因此開(kāi)展了混凝土靶以及鋼靶的撞擊試驗(yàn)。撞擊混凝土靶的最高速度為90 m/s，破壞臨界速度為65 m/s，鋼靶的破壞臨界速度為54 m/s。美國(guó)針對(duì)“尤利賽斯號(hào)”（Ulysses）航天器中RHU展開(kāi)了一系列的無(wú)遮蔽包殼熱源沖擊測(cè)試。

試驗(yàn)結(jié)果表明：銥包殼和用來(lái)包裹的鉭殼可能在包殼加熱到發(fā)射溫度的預(yù)熱操作過(guò)程發(fā)生反應(yīng)，材料反應(yīng)可能會(huì)影響銥的化學(xué)晶界從而改變銥的力學(xué)強(qiáng)度。

（7）跌落測(cè)試：從高處跌落以確定RHU大氣層再入的最終下落速度以及彈道特征數(shù)據(jù)，并研究撞擊彈坑直徑、深度等相關(guān)參數(shù)。在Pioneer、GPHS開(kāi)發(fā)期間開(kāi)展了從直升飛機(jī)上的墜落測(cè)試，以確定熱源的的末段速度并研究其滾轉(zhuǎn)行為。其中Poineer采用了4種不同外形的熱源模擬件（能夠模擬真實(shí)RHU的重量、尺寸、再入外形和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量），分別對(duì)應(yīng)不同的再入軌道：①針對(duì)軌道衰減（Orbital Decay）側(cè)邊穩(wěn)定再入（Side-on-Stable）的外形；②針對(duì)多軌道（Multi-Orbit）側(cè)邊穩(wěn)定再入的外形；③針對(duì)超軌道（Super-Orbit）側(cè)邊旋轉(zhuǎn)再入（Side-on-Spinning）的模型；④針對(duì)無(wú)燒蝕的陡角再入（Sharp-Cornered）六邊形控制外形。

試驗(yàn)時(shí)，通過(guò)雷達(dá)和攝像裝置測(cè)試彈道曲線數(shù)據(jù)，試驗(yàn)還收集了大氣數(shù)據(jù)、試件投放海拔高度等數(shù)據(jù)。試驗(yàn)中所有試件均通過(guò)直升機(jī)（UH-1F）投放，投放高度海拔4 572 m，投放時(shí)試件水平速度約64 km/h，靶體為堅(jiān)硬和松軟的土壤。

試驗(yàn)結(jié)果表明：在海拔1 981 m處，4種試件的平均碰撞速度分別為：93.9、95.1、123.4和81.7 m/s。在堅(jiān)硬土地上形成的撞擊坑大小約為0.048～0.14 m2，深度約12.7～30.5 cm。試驗(yàn)測(cè)試了不同外形的RHU組件從高空再入時(shí)的最終下落平衡速度，為同位素?zé)嵩串a(chǎn)品的再入地表撞擊速度提供了試驗(yàn)依據(jù)。

2）熱–化學(xué)測(cè)試

（1）固體火箭推進(jìn)劑燃燒測(cè)試：運(yùn)載火箭發(fā)生爆炸后，RHU/RTG可能暴露在火箭固體推進(jìn)劑火燒環(huán)境中。

美國(guó)最早于1974年針對(duì)RHU/RTG模擬件進(jìn)行了固體推進(jìn)劑火燒測(cè)試，試驗(yàn)對(duì)象為單個(gè)熱源組件模擬件（外層有銥合金包殼和石墨緩沖擊層）和多個(gè)熱源組件模擬件組合體。固體推進(jìn)劑型號(hào)為UTP-3001，主要成分為鋁顆粒和高氯酸銨鹽，尺寸為0.9 m × 0.9 m ×0.9 m，燃燒持續(xù)的時(shí)間為10 min。試驗(yàn)時(shí)，立方體的推進(jìn)劑左右和后面三面約束，上面放一鋼板，以模擬火箭爆炸時(shí)其殘骸。該試驗(yàn)為序貫試驗(yàn)，前期熱源模擬件經(jīng)歷了低速跌落沖擊測(cè)試（以30 m/s速度跌落到混凝土上）。在推進(jìn)劑前面放置兩個(gè)RHU模擬件，一個(gè)預(yù)先加熱到1 040 ℃，另外一個(gè)不預(yù)先加熱，在其中插入W-Re熱電偶以測(cè)量銥包殼溫度。試驗(yàn)時(shí)，先用懸空的加熱爐加熱熱源模擬件至其正常使用溫度，隨后打開(kāi)加熱爐底部開(kāi)關(guān)，使得熱源沿著木質(zhì)斜坡滾落至推進(jìn)劑前面，隨后撤離加熱爐及三腳架，引燃推進(jìn)劑進(jìn)行試驗(yàn)。多個(gè)熱源組件的燃燒試驗(yàn)分為帶有銥合金包殼以及不帶包殼的狀態(tài)。

試驗(yàn)結(jié)果表明：由于大約15%的殼體厚度燒融，裸露燃料包殼的銥包殼外形成了玻璃狀的堆積，但是包殼并沒(méi)有破裂或者受影響，內(nèi)部也沒(méi)有受到破壞；兩個(gè)帶石墨緩沖層的熱源，在靠近固體推進(jìn)劑燃燒的最近石墨殼，厚度降低了20%，銥包殼沒(méi)有明顯破壞。因此，完整的燃料包殼或帶石墨層的燃料包殼長(zhǎng)時(shí)暴露在固體推進(jìn)劑火焰中不會(huì)產(chǎn)生包殼破裂及238PuO2泄露到環(huán)境中。雖然沒(méi)有考慮238PuO2燃料的自熱效應(yīng)，但這部分效應(yīng)不會(huì)產(chǎn)生遠(yuǎn)超出預(yù)期的溫度。

（2）固體推進(jìn)劑火燒性能測(cè)試：研究不同的固體推進(jìn)劑在大氣中燃燒時(shí)下面和周?chē)沫h(huán)境特性，測(cè)量不同的同位素材料或代用品在這些環(huán)境下的反應(yīng)。

（3）液體推進(jìn)劑火燒試驗(yàn)：研究RHU在液體推進(jìn)劑爆炸燃燒異常環(huán)境下的安全性。Pioneer的RHU在JP-4液體推進(jìn)劑燃燒35 min左右（模擬發(fā)射載具Atlas大力神火箭發(fā)射事故爆炸引起的火燒意外事故）。

試驗(yàn)所用燃燒池為開(kāi)口為4.57 m邊長(zhǎng)的正方形，深度0.61 m，容器為塑料板材，底部存在10.2 cm深的水，以提供水平面，燃料為JP-4液體推進(jìn)劑。試驗(yàn)中使用了21 cm厚的液體推進(jìn)劑燃料，以滿(mǎn)足33 min的設(shè)計(jì)燃燒時(shí)間。試件置于液體燃料初始平面上方0.61 m處，并且預(yù)熱45 min，試件試驗(yàn)前初始溫度為1 010 ℃。

將經(jīng)歷了超壓和碰撞試驗(yàn)的試件（電子結(jié)構(gòu)及石墨隔熱層等均已脫落，金屬包殼也發(fā)生了破損）放置于火箭液體推進(jìn)劑燃燒環(huán)境中，模擬事故中可能出現(xiàn)的熱和化學(xué)環(huán)境。試驗(yàn)結(jié)果表明，試驗(yàn)件并未發(fā)生包殼的破損現(xiàn)象，由此美國(guó)推斷，液體火箭推進(jìn)劑火燒環(huán)境下發(fā)生放射性物質(zhì)泄露的可能性不大。

（4）空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)及分析：在再入過(guò)程中，由于大氣層中氣動(dòng)加熱作用，RHU/RTG會(huì)經(jīng)歷高溫?zé)g的環(huán)境。美國(guó)沒(méi)有針對(duì)重返再入場(chǎng)景設(shè)計(jì)專(zhuān)門(mén)的試驗(yàn)測(cè)試，但其進(jìn)行了大量的理論分析和數(shù)值計(jì)算，以確定其再入大氣時(shí)的速度以及溫度環(huán)境。從針對(duì)“阿波羅登月任務(wù)”設(shè)計(jì)的ALRH（Apollo Lunar Radiosotope Heater）分析中可以看出，熱/電源再入大氣層時(shí)，氣動(dòng)加熱會(huì)引起熱/電源的燒蝕、溫升、熔化以及熱應(yīng)力等。其中，峰值溫度和熱應(yīng)力與再入姿態(tài)有關(guān)，當(dāng)再入角為90°左右時(shí)，會(huì)在熱/電源中引起最大的熱應(yīng)力，而當(dāng)再入角在0°附近時(shí)，會(huì)引起銥合金包殼中最高的峰值溫度。針對(duì)這個(gè)場(chǎng)景進(jìn)行了熱源撞擊測(cè)試，以驗(yàn)證熱源在重返大氣層時(shí)與地面撞擊的安全性。試驗(yàn)所用熱源模擬件均含有238PuO2核燃料，所有熱源模擬件在試驗(yàn)前均移除一小層碳隔熱層，以模擬真實(shí)的再入大氣層時(shí)隔熱層燒蝕的情況。試驗(yàn)時(shí)，熱/電源以再入分析時(shí)得到的溫度以及最終的速度撞擊鋼板，改變撞擊角度，使熱/電源以不同的姿態(tài)撞擊鋼板。

根據(jù)分析，美國(guó)對(duì)同位素?zé)?電源的設(shè)計(jì)提出了一定的要求，一是要求核燃料外阻熱層不能燒蝕融化掉一半的厚度，二是要求核燃料最內(nèi)層包殼溫度比其熔化溫度低200 ℃。

3）材料測(cè)試

銥延展性測(cè)試：材料測(cè)試主要為RHU包殼材料的延展性測(cè)試，開(kāi)展了RHU包殼銥及鉑銠合金材料在不同溫度下的延展性測(cè)試，以加深對(duì)包殼材料的在寬溫域下力學(xué)性能的了解。

2.1.2 RHU/RTG分階段安全性試驗(yàn)及分析總結(jié)

按照發(fā)射時(shí)間先后順序，美國(guó)將運(yùn)載火箭的發(fā)射過(guò)程分為如下5個(gè)階段。

1）階段0：發(fā)射前；

2）階段1：發(fā)射前期，該階段后事故殘骸或事故飛船整體將落入試驗(yàn)場(chǎng)周邊水體中（與發(fā)射場(chǎng)周邊環(huán)境相關(guān)，中國(guó)海南發(fā)射基地與美國(guó)卡納維拉爾角空軍基地類(lèi)似）；

3）階段2：發(fā)射后期，火箭一級(jí)和二級(jí)分離后階段；

4）階段3：入軌前/在軌期，自毀系統(tǒng)禁用；

5）階段4：在軌期/載體火箭分離，載體與火箭分離。

針對(duì)不同RHU/RTG對(duì)異常事故環(huán)境的響應(yīng)，可以歸納如下：

1）大多數(shù)發(fā)射0階段和1階段意外事故將可能導(dǎo)致多種地表沖擊環(huán)境，如全箭整體撞擊、二級(jí)火箭及飛船整體撞擊、飛船撞擊、RHU/RTG模塊撞擊。飛船整體與地表鋼靶或混凝土靶的撞擊偶爾會(huì)導(dǎo)致核材料泄漏，對(duì)于更大構(gòu)件的整體撞擊，將有可能造成更嚴(yán)重的材料泄漏。暴露于液體燃料火燒環(huán)境中可能造成238PuO2材料的汽化泄漏，這主要取決于時(shí)機(jī)和燃燒的發(fā)展過(guò)程。RHU/RTG及238PuO2材料暴露在后續(xù)的固體燃料火燒環(huán)境中，可能會(huì)出現(xiàn)銥包殼熔化并引起少量的238PuO2材料汽化顆粒的形成。

2）所有在階段2發(fā)生的意外事故，殘骸都會(huì)墜入海洋，導(dǎo)致入水沖擊場(chǎng)景，但基本上不會(huì)導(dǎo)致任何泄漏；而爆炸驅(qū)動(dòng)的碎片撞擊有可能在空氣中造成少量泄漏；

3）階段3發(fā)生意外事故會(huì)導(dǎo)致次軌道再入和地面撞擊場(chǎng)景，通常撞擊時(shí)飛船和RTG保持完整形態(tài)，碰撞可能會(huì)產(chǎn)生少量的泄漏。在階段0、1和3中發(fā)生的大多數(shù)事故中，多會(huì)引起多類(lèi)型飛船或發(fā)射載具整體撞擊場(chǎng)景，撞擊可能會(huì)導(dǎo)致RHU/RTG再入防護(hù)結(jié)構(gòu)的機(jī)械性損壞，這主要取決于撞擊角度。碰撞后伴隨的固體火箭燃料火燒環(huán)境，將可能導(dǎo)致238PuO2材料的汽化泄漏。此外，飛船或運(yùn)載火箭大質(zhì)量殘骸的撞擊可能會(huì)導(dǎo)致RHU部分238PuO2材料的機(jī)械性泄漏；對(duì)于液體燃料火箭，碰撞后可能會(huì)有由液體燃料引起的火燒場(chǎng)景，并產(chǎn)生額外的少量泄漏；

4）階段4和5發(fā)生的意外事故將導(dǎo)致軌道再入或長(zhǎng)時(shí)間再入氣動(dòng)加熱和地表撞擊場(chǎng)景；雖然RTG模塊化設(shè)計(jì)是專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)來(lái)為這些場(chǎng)景提供保護(hù)的，但其與地表巖石的撞擊仍然可能導(dǎo)致少量的238PuO2材料泄漏。

通過(guò)一系列的安全性試驗(yàn)及分析表明：RHU設(shè)計(jì)中的由石墨組件（再入防護(hù)罩）和Pt-30Rh包殼構(gòu)成的防護(hù)結(jié)構(gòu)能夠有效地防止純機(jī)械損害導(dǎo)致的泄漏，包括爆炸超壓及破片撞擊。RHU在發(fā)射事故中主要的泄漏機(jī)制是：①被火箭載具大質(zhì)量碎片擊中，或者暴露在固體火箭燃料燃燒所產(chǎn)生的高溫環(huán)境中，造成包殼熔化并部分汽化238PuO2材料；②如果在事故中再入防護(hù)石墨組件受損或被剝離，將可能會(huì)造成更大量的238PuO2材料泄漏；③如果在事故中再入防護(hù)石墨組件結(jié)構(gòu)完整，汽化的238PuO2材料將會(huì)被很大程度的限制在再入防護(hù)石墨組件內(nèi)，而經(jīng)由石墨組件多孔結(jié)構(gòu)滲透而泄漏的汽化238PuO2材料約為所有汽化238PuO2材料的千分之一左右。④RHU防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)目標(biāo)就是抵御再入和隨后的地表撞擊異常環(huán)境，因此在軌道再入和次軌道再入發(fā)生后通常不會(huì)有包殼熔解、石墨低共熔或者238PuO2材料泄漏現(xiàn)象發(fā)生。

蘇聯(lián)/俄羅斯在RHU/RTG安全性試驗(yàn)方面報(bào)道較少。從掌握的資料看，俄羅斯的RHU安全試驗(yàn)項(xiàng)目有9項(xiàng)，見(jiàn)表1。

從表1所列出的試驗(yàn)內(nèi)容來(lái)看，俄羅斯重點(diǎn)關(guān)注的事故場(chǎng)景是在發(fā)射階段發(fā)生事故引起發(fā)射場(chǎng)火災(zāi)，入軌階段熱源再入大氣層及之后高速撞擊地面或障礙物，以及墜落海底之后承受海水靜壓及腐蝕作用下是否會(huì)發(fā)生核泄漏的風(fēng)險(xiǎn)；生產(chǎn)及裝配過(guò)程的事故風(fēng)險(xiǎn)包括運(yùn)輸/安裝墜落及重物撞擊熱源的情景。

2.2 空間核反應(yīng)堆安全性試驗(yàn)及分析

美國(guó)和蘇聯(lián)于20世紀(jì)50年代末期開(kāi)始了空間核反應(yīng)堆電源的研究工作。蘇聯(lián)的第一臺(tái)反應(yīng)堆式空間電源“拉曼什卡”（Lamashca）于1964年8月在庫(kù)爾恰托夫原子能研究所完成了1.5萬(wàn) h的地面試驗(yàn)。美國(guó)得知該消息后，為了爭(zhēng)奪宇宙空間的第一使用權(quán)，于1965年1月把它的帶核反應(yīng)堆的電源（SNAP-10A）的軍用衛(wèi)星先送上1 300 km高度的軌道，但43 d后便結(jié)束了它的工作。蘇聯(lián)吸取了美國(guó)失敗的教訓(xùn)，先在地面做充分的試驗(yàn)，暴露問(wèn)題進(jìn)行改進(jìn)。盡管美國(guó)和蘇聯(lián)研究空間堆的起步時(shí)期相同，但蘇聯(lián)到80年代才開(kāi)始批量生產(chǎn)空間堆。

到目前為止，蘇聯(lián)/俄羅斯至少有35個(gè)空間堆電源在為“宇宙”系列軍事衛(wèi)星提供電力，其空間堆電源技術(shù)開(kāi)發(fā)整體水平上比美國(guó)領(lǐng)先15～20年。

由于空間堆與陸上堆的環(huán)境明顯不同：①發(fā)射時(shí)反應(yīng)堆要承受10 g左右的加速度，同時(shí)還要產(chǎn)生數(shù)g的機(jī)械振動(dòng)，一旦進(jìn)入軌道處于失重狀態(tài)；②宇宙中局部空間的溫度是絕對(duì)零度，需要保持適當(dāng)溫度才能使裝置運(yùn)轉(zhuǎn)；③宇宙空間是高真空狀態(tài)，有機(jī)的絕緣體可能發(fā)生變化，使反應(yīng)堆出現(xiàn)故障；④需要設(shè)計(jì)保護(hù)容器，防止宇宙塵埃對(duì)堆體的沖擊。因此，對(duì)空間核反應(yīng)堆的安全要求明顯不同與陸上反應(yīng)堆，主要體現(xiàn)在：

1）空間堆的設(shè)計(jì)和制造必須確保反應(yīng)堆在到達(dá)運(yùn)行軌道前，在任何可能的情況下都保持亞臨界，包括火箭爆炸、再入大氣層、撞擊到地面或水面、淹沒(méi)在水中或者水侵入堆芯；

2）在到達(dá)運(yùn)行軌道或星際軌道以前，不得讓反應(yīng)堆臨界；

3）核反應(yīng)堆在事故或任務(wù)結(jié)束后必須停堆；

4）核反應(yīng)堆在裂變產(chǎn)物充分衰變到對(duì)人類(lèi)無(wú)害水平必要的時(shí)間內(nèi)，必須與個(gè)人或人群隔離；

表1 俄羅斯安全性試驗(yàn)測(cè)試項(xiàng)目Table 1 Saftey tests for Radioisotope Thermoelectric Generator in Russia

5）在核反應(yīng)堆與個(gè)人或人群的隔離不可能的情況下，必須將反應(yīng)堆分散開(kāi)來(lái)，達(dá)到能確保對(duì)放射性沉降區(qū)域人類(lèi)安全的水平。

為了保證空間反應(yīng)堆在事故條件下的安全，美國(guó)和蘇聯(lián)/俄羅斯開(kāi)展了大量的試驗(yàn)和分析[27]。由于涉及的空間堆原理不同，堆型較多（如美國(guó)的SNAP-10A、SNAP-2、SNAP-8、SNAP-50、SPAR和SP-100以及俄羅斯的TOPAZ-II、BUK系列空間堆），其安全性試驗(yàn)的內(nèi)容和項(xiàng)目也存在差異，下面以TOPAZ-II型空間堆為例，分析其安全性試驗(yàn)。

TOPAZ-II空間堆系統(tǒng)由蘇聯(lián)研制，從1969到1989年開(kāi)展了多項(xiàng)地面試驗(yàn)，通過(guò)這些地面試驗(yàn)考核了系統(tǒng)運(yùn)行、核特性、啟動(dòng)特性、在靜載作用下的單位強(qiáng)度、在發(fā)射環(huán)境下的溫度分布/剖面，及多種工況下的臨界狀態(tài)參數(shù)，以向軍方用戶(hù)證明TOPAZ-II系統(tǒng)可以滿(mǎn)足能量和生命周期需求。

蘇聯(lián)的TOPAZ-II系統(tǒng)項(xiàng)目分為4類(lèi)[54-61]：

1）熱物理試驗(yàn)：采用用電加熱方式，主要內(nèi)容是在堆系統(tǒng)中注入熱工質(zhì)以及工作氣體，驗(yàn)證反應(yīng)堆在無(wú)核狀態(tài)下的運(yùn)行能力，共進(jìn)行了12次試驗(yàn)。一般持續(xù)1 000 h，這項(xiàng)試驗(yàn)也是系統(tǒng)鑒定試驗(yàn)的一部分。

2）力學(xué)試驗(yàn)：力學(xué)試驗(yàn)的目的是為了評(píng)估TOPAZ-II系統(tǒng)在發(fā)射和分離過(guò)程中的力學(xué)載荷作用下的強(qiáng)度和可操作性。力學(xué)試驗(yàn)包括3類(lèi)：靜載試驗(yàn)、振動(dòng)試驗(yàn)和撞擊/沖擊試驗(yàn)。靜力試驗(yàn)是驗(yàn)證主要承載結(jié)構(gòu)在施加集中載荷作用下的結(jié)構(gòu)完整性；振動(dòng)試驗(yàn)是用來(lái)模擬運(yùn)輸和發(fā)射過(guò)程中的振動(dòng)環(huán)境（在動(dòng)力學(xué)測(cè)試時(shí)，一般采用酒精代替NaK，以保證安全）；撞擊/沖擊試驗(yàn)是為了模擬航天器與運(yùn)載器在發(fā)射分離狀態(tài)下的沖擊。其中括靜力試驗(yàn)共開(kāi)展4次，振動(dòng)試驗(yàn)和撞擊/沖擊試驗(yàn)舉行過(guò)2次。

3）核地面試驗(yàn)：核地面試驗(yàn)的目的是驗(yàn)證反應(yīng)堆的核性能和控制參數(shù)，也驗(yàn)證系統(tǒng)在輻射環(huán)境下的長(zhǎng)時(shí)運(yùn)行能力。蘇聯(lián)在試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)燃料棒會(huì)發(fā)生退化及內(nèi)部短路，以及輻射器管道泄漏、真空室蒸餾水泄漏等現(xiàn)象，影響空間核反應(yīng)堆運(yùn)行持續(xù)時(shí)間的主要因素在于管路的密封性保持能力，共進(jìn)行過(guò)6次試驗(yàn)，每次試驗(yàn)時(shí)間長(zhǎng)達(dá)1.25萬(wàn) h（1.4年）。

4）低溫試驗(yàn)：低溫試驗(yàn)的目的是保證反應(yīng)堆子系統(tǒng)在發(fā)射時(shí)熱保持能力。由于TOPAZ-II空間堆采用NaK工質(zhì)，其凝固點(diǎn)在–5～–11 ℃之間，而俄羅斯的發(fā)射場(chǎng)常年處于低溫環(huán)境下，擔(dān)心由于發(fā)射時(shí)的低溫環(huán)境影響核反應(yīng)堆在發(fā)射時(shí)的工作能力，需要開(kāi)展低溫試驗(yàn)驗(yàn)證NaK工質(zhì)從預(yù)發(fā)射、發(fā)射和上升段是否處于流動(dòng)狀態(tài)。共進(jìn)行了4次低溫試驗(yàn)。

通過(guò)這些試驗(yàn)，蘇聯(lián)/俄羅斯發(fā)現(xiàn)引發(fā)停堆事故最主要的原因是NaK工質(zhì)在長(zhǎng)時(shí)運(yùn)行之后容易發(fā)生泄漏。

美國(guó)于1992年從俄羅斯進(jìn)口了兩臺(tái)TOPAZ-II原型機(jī)及相關(guān)技術(shù)資料，也開(kāi)展了相關(guān)的試驗(yàn)研究。美國(guó)開(kāi)展鑒定驗(yàn)收試驗(yàn)時(shí)，不僅依據(jù)俄羅斯提供的文件，還依據(jù)美軍標(biāo)MIL-STD-1540E、DOD-HDBK-343和QA項(xiàng)目指南、DOE 5700.6C等文件開(kāi)展了多項(xiàng)測(cè)試，然后對(duì)TOPAZ-II系統(tǒng)的自動(dòng)控制系統(tǒng)（Automatic Control System，ACS）、反臨界裝置（Anti-Criticality Device，ACD）、反應(yīng)堆燃料、熱防護(hù)系統(tǒng)以及散熱器及承載框架進(jìn)行了改進(jìn)。在安全性試驗(yàn)方面，增加了噪聲試驗(yàn)，并對(duì)一些試驗(yàn)的量級(jí)進(jìn)行了增加，改進(jìn)了低溫試驗(yàn)的發(fā)射加熱需求。重新制定了各項(xiàng)試驗(yàn)的順序?yàn)椋憾砹_斯驗(yàn)收級(jí)試驗(yàn)—反應(yīng)堆高功率水平測(cè)試—美國(guó)熱性能和驗(yàn)收級(jí)試驗(yàn)—反應(yīng)堆系統(tǒng)泄漏試驗(yàn)—無(wú)隔熱罩熱試驗(yàn)—沖擊和振動(dòng)試驗(yàn)—熱試驗(yàn)—快速啟動(dòng)試驗(yàn)—二次快速啟動(dòng)試驗(yàn)—長(zhǎng)時(shí)衰變?cè)囼?yàn)—第三次快速啟動(dòng)試驗(yàn)，總共的試驗(yàn)時(shí)間長(zhǎng)達(dá)7 724 h。

3 空間核動(dòng)力源應(yīng)用的安全性分析和評(píng)估

空間核動(dòng)力源的發(fā)射安全分析是通過(guò)一系列計(jì)算機(jī)程序來(lái)對(duì)不同階段和事故序貫場(chǎng)景、放射性泄漏（源項(xiàng)）、放射性輸運(yùn)的結(jié)果進(jìn)行建模來(lái)開(kāi)展。美國(guó)進(jìn)行空間核安全風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估的流程主要包括4個(gè)階段：①事故定義；②核系統(tǒng)響應(yīng)；③重要性評(píng)估；④風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估。NASA建立了一個(gè)運(yùn)載火箭和事故可能性及事故環(huán)境的數(shù)據(jù)手冊(cè)，以此作為計(jì)算分析的輸入。通過(guò)基于事故環(huán)境場(chǎng)景的程序來(lái)計(jì)算RHU/RTG在爆炸、沖擊、火燒和再入時(shí)的響應(yīng)。程序產(chǎn)生一系列用來(lái)生成在某一確定事故場(chǎng)景的源項(xiàng)數(shù)據(jù)。采用一套序貫分析的程序?qū)⒃错?xiàng)數(shù)據(jù)進(jìn)行轉(zhuǎn)化，確定泄漏的任何核物質(zhì)擴(kuò)散距離以及對(duì)健康和環(huán)境的影響。風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估的最后分析結(jié)果是一個(gè)事故可能性、核泄漏可能性以及產(chǎn)生威脅性后果的可能性、平均值和風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估的分布情況，如圖2所示。

圖2各項(xiàng)安全性分析的內(nèi)容和目的如下[39]：

1）爆炸和撞擊

模擬發(fā)射事故造成的爆炸、RHU/RTG系統(tǒng)硬件撞擊地表、推進(jìn)器碎片/殘骸撞擊RHU/RTG系統(tǒng)。通過(guò)數(shù)值模擬獲得爆炸和撞擊對(duì)RHU/RTG造成的機(jī)械損傷，尤其關(guān)注對(duì)燃料包殼造成的破壞，通過(guò)數(shù)值模擬結(jié)果確定燃料包殼破壞和變形，為撞擊地面、碎片撞擊、航天器殘骸撞擊和爆炸模型內(nèi)的燃料包殼暴露、變形和破壞的提供詳細(xì)數(shù)據(jù)。對(duì)分析得到的單個(gè)結(jié)果進(jìn)行合并以供估算因機(jī)械載荷而發(fā)生的燃料泄漏程度。

2）燃燒和熱分析

發(fā)射事故環(huán)境可導(dǎo)致液體推進(jìn)劑和固體推進(jìn)劑燃燒。GPHS設(shè)計(jì)有多層保護(hù)，以防止在發(fā)射事故時(shí)放射性材料的泄露。利用程序模擬液體推進(jìn)劑燃燒、固體推進(jìn)劑燃燒、熱機(jī)械撞擊以及蒸發(fā)環(huán)境對(duì)RHU/RTG的影響，不僅分析RHU/RTG的損壞狀態(tài)（比如：通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)，液體推進(jìn)劑燃燒不會(huì)燒熱到足以熔化RHU的銥包殼），而且將機(jī)械損傷釋放的PuO2顆粒源項(xiàng)（通過(guò)粒度容器進(jìn)行聚集）轉(zhuǎn)化成包括蒸發(fā)、濃縮和顆粒凝聚等影響的源項(xiàng)。

3）再入分析

運(yùn)載GPHS的航天器可能遇到由于事故導(dǎo)致的重返再入大氣層。設(shè)計(jì)用一組程序被用于評(píng)估和確認(rèn)了考慮再入狀態(tài)的GPHS的設(shè)計(jì)。程序包括：分析重返運(yùn)動(dòng)姿態(tài)、氣動(dòng)加熱、熱反應(yīng)、化學(xué)和非黏性流場(chǎng)等物理問(wèn)題。通過(guò)對(duì)入飛行動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)加熱以及GPHS熔化和熱反應(yīng)進(jìn)行多次求解，以評(píng)估設(shè)計(jì)的再入?yún)?shù)。因?yàn)槊看物w行任務(wù)具有獨(dú)一無(wú)二的軌道特征，所以對(duì)每個(gè)單獨(dú)的飛行任務(wù)都要進(jìn)行此項(xiàng)分析。分析得到的熱、物理和速度結(jié)果被傳遞到源項(xiàng)分析中。

4）源項(xiàng)分析

源項(xiàng)是指在事故中可能發(fā)生RHU/RTG放射性物質(zhì)泄露的數(shù)量和形式。在每次模擬開(kāi)始，通過(guò)從運(yùn)載火箭中隨機(jī)抽取一個(gè)概率分布函數(shù)來(lái)確定事故起源。源項(xiàng)程序隨后逐步追蹤在事故中會(huì)發(fā)生的所有沖擊，包括：最初的爆炸、空中碎片撞擊、RTG/RHU的地表撞擊、固體推進(jìn)劑或其他大碎片對(duì)RTG/RHU的撞擊、殘骸大量落下以及液體和固體推進(jìn)劑燃燒。整個(gè)模擬過(guò)程對(duì)各種分布情況進(jìn)行取樣，得出數(shù)百萬(wàn)個(gè)獨(dú)特分析結(jié)果。源項(xiàng)分析的最終結(jié)果是得到關(guān)于放射性材料泄漏的一個(gè)概率函數(shù)，供后果分析取樣。關(guān)于最終核泄漏的詳細(xì)信息包括：泄漏的質(zhì)量、顆粒粒度分布情況、泄漏位置和燃燒環(huán)境參數(shù)，以及發(fā)生泄漏事故的總概率。

5）后果分析

后果分析指計(jì)算被放射性物質(zhì)泄漏之后的大氣輸運(yùn)及其在對(duì)人體健康、輻射劑量和土地污染等方面的相應(yīng)后果。每次模擬均隨機(jī)抽取具體的源項(xiàng)、天氣條件和發(fā)射時(shí)間，應(yīng)用拉格朗日軌道、高斯煙團(tuán)模型完成大氣輸運(yùn)分析（能夠處理多個(gè)顆粒粒度源項(xiàng)），物質(zhì)在云團(tuán)中的輸運(yùn)和擴(kuò)散受制于隨空間和時(shí)間變化的氣象條件。后果分析生成事故影響風(fēng)險(xiǎn)表，給出某一特定級(jí)別的后果或更嚴(yán)重后果可能發(fā)生的概率。這些結(jié)果為決策者評(píng)估在外層空間應(yīng)用RHU/RTG帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)提供技術(shù)基礎(chǔ)。

圖2 美國(guó)涉核發(fā)射許可安全性分析流程Fig. 2 The process of safety analysis for permition of space launch with nuclear power sources in the OSA

4 結(jié)束語(yǔ)

本文從發(fā)展現(xiàn)狀、安全性規(guī)范和安全性試驗(yàn)等方面解讀了美國(guó)、俄羅斯等國(guó)家的RHU/RTG及空間核反應(yīng)堆研究現(xiàn)狀、技術(shù)沿襲及安全性試驗(yàn)的內(nèi)容。

通過(guò)對(duì)法規(guī)條文及技術(shù)細(xì)節(jié)的詳細(xì)解讀，可以看出空間核能應(yīng)用的安全性問(wèn)題是航天技術(shù)強(qiáng)國(guó)所重點(diǎn)關(guān)注的領(lǐng)域，不僅從管理層面，而且從研發(fā)、驗(yàn)證及應(yīng)用技術(shù)方面提出了很多要求。分析發(fā)現(xiàn)：美國(guó)更加注重在發(fā)射場(chǎng)事故時(shí)發(fā)生爆炸及二次撞擊對(duì)熱源安全性的威脅，俄羅斯更加注重再入軌階事故導(dǎo)致的影響；美國(guó)在涉核發(fā)射之前所做的一系列安全性評(píng)估以及管理流程等，這些工作對(duì)我國(guó)開(kāi)展空間核動(dòng)力研究有很重要的參考價(jià)值。

[1]Lee H C，Lim H S，Han T Y. A neutronic feasibility study on a small LEU fueled reactor for space applications[J]. Annals of Nuclear Energy. 2015，77：35-46.

[2]Les J，Michael M，Bryan P，et al. Development priorities for in-space propulsion technologies[J]. Acta Astronautica. 2013，82：148-152.

[3]Bragg-Sitton，Shannon M，et al. Ongoing space nuclear systems development in the United States[C]//2011 International Nuclear Atlantic Conference-INAC 2011.Belo Horizonte：INAC，2011.

[4]周繼時(shí)，朱安文，耿言. 空間核能源應(yīng)用的安全性設(shè)計(jì)、分析和評(píng)價(jià)[J]. 深空探測(cè)學(xué)報(bào)，2015，2（4）：302-311.Zhou J S，Zhu A W，Gen Y. The safety design，analysis and evaluation of nuclear power application in space[J]. Journal of Deep Space Exploration，2015，12（4）：302-311.

[5]Rivert A B. Applicability of trends in nuclear safety analysis to space nuclear power systems[J]. Aip Conforence，1993 ，271 （1）：435-437.

[6]Steven A. Background on space nuclear power[J]. Science&Global Security，2007 ，1 （1-2） ：93-107.

[7]Roger XL. Nuclear safety，legal aspects and policy recommendations for space nuclear power and propulsion systems[J]. Acta Astronutica，2006，59：398-412.

[8]Gary L B. Space nuclear power：opening the final frontier[C]// 4th International Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit.San Diego，California：AIAA，2006.

[9]Dean K. Nuclear security and nuclear emergencey response in China[J]. Science & Global Security，2012，20：30-63.

[10]尹玉海，龍杰.《關(guān)于在外層空間使用核動(dòng)力源的原則》之再思考[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)（社會(huì)科學(xué)版），2013，26（5）： 27-32.YIN Y H. Long J. Reconsideration of the principles relevant to the use of nuclear power sources in outer space[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astonautics（Social Sciences Edition），2013，26（5）：27-32.

[11]尹玉海，龍杰. 美國(guó)外空核動(dòng)力源安全機(jī)制對(duì)中國(guó)的啟示[J]. 北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)（社會(huì)科學(xué)版），2014，16（2）：105-111.YIN Y H. Long J. The U.S. outer space nuclear power sources security mechanism and its implication for China[J]. Journal of Beijing Institute of Technology（Social Sciences Edition），2014，16（2）：105-111.

[12]Committee on the Peaceful Uses of Outer Space. Principles relevant to the use of nuclear sources in outer space[R]. UN G.A. Resolution A/Res/47/68（Dec. 14，1992）；GAOR，47th Session，Supp. No. 20，UN Doc，A/47/20，1992.

[13]Summerer L，Wilcox R E，Bechtel R. The International safety framework for nuclear power source applications in outer space-useful and substantial guidance[J]. Acta Astronautica，2015，111，（1）：89-101.[14]Roger X L. Nuclear safety，legal aspects and policy recommendations for space nuclear power and propulsion systems[J]. Acta Astronutica，2006，59：398-412.

[15]Lyle L R，Meera M，Bart W B. Nuclear Safety Analysis for the Mars Exploration Rover 2003 Project[C]//. Henry Firstenberg，Space Technology and Applications International Forum–STAIF 2004，Albuquerque，[s.n.]，2004.

[16]Daniel J C，John B，Christopher A. J.et al. Nuclear Risk Assessment for the Mars 2020 Mission Environmental Impact Statement[R]. Sandia National Laboratories，SANDIA REPORT，SAND2013-10589，January 2014.

[17]Tate，R E，The Light Weight Radioisotope Heater Unit（LWRHU）： A Technical Description of the Reference Design[R]，Los Alamos National Laboratory，LA-9078-MS，January 1982.

[18]National Aeronautics and Space Administration，Mars Exploration Rover Delta II Final SAR Data book[R]. May 19，2002.

[19]ASCA，Incorporated，Mars 2020 Launch Accident Probability Data for EIS Risk Assessment，Revision Draft，AR 13-02[R]. Prepared for National Aeronautics and Space Administration，Kennedy Space Center，September 2013.

[20]Sforza P M，Shooman M L，Pelaccio D G.A safety and reliability analysis for space nuclear thermal propulsion systems[J]. Acta Astronautica，1993，30：67-83.

[21]Gary L B，Thomas J M. NASA program planning on nuclear electric propulsion[C]// AIAA Space Program and Technologies Conference，Huntsville：AIAA，1992，AIAA-92-1557.

[22]Cooper R H，Moore J P. Materials in space nuclear power systems[R].CONF-911107-28-Extd.Abst.1991.

[23]Mohamed S E，Michel J T. A review of refractory metal alloys and mechanically alloyed-oxide dispersion strengthened steels for space nuclear power systems[J]. Journal of Nuclear Materials，2005，340：93-112.

[24]Wilcox R. Safety in the design and development tof United States space NPS applications[C]// In Scientific and Technical Subcommittee of the Committee on the Peaceful Uses of Outer Space，Volume 48thsession.Vienna，Austria；[s.n.]，2011.

[25]Bechtel R D，Lipinski R J，Smith J A. U.S. approach to risk assessment and its role in implementing an effective safety program for space nuclear power sources applications[C]// Scientific and Technical Subcommittee of the Committee on the Peaceful Uses of Outer Space，volume Forty-eighth session. Vienna，Austria；[s.n.]，2011.

[26]Bennett，Gary L. “Soviet Space Nuclear Reactor Incidents： perception Versus Reality”，in Space Nuclear Power Systems 1989[M]. Hoover：Orbit Book Company，1992.

[27]Bennett，Gary L. The safety review and approval process for space nuclear power sources[J]. Nuclear Safety，1991，32（1）：1-18.

[28]Charles O，Grigsby. Comparison of general purpose heat source testing with the ANSI，N43.6-1997（R 1989）[R].[S.l.]：ANSI，1998.

[29]Kelly D P，Avona V L. Apollo lunar radioisotopic heater summary report，MLM-1637[R].1969.

[30]Kelly D P ，Avona V L. Apollo Lunar radioistotopic heater aerothermodynamic summary report，SC-RR-69-125 [R]. 1969.

[31]Rinehart G H. Design characteristics and fabrication of radioisotope heat sources for space missions[J]. Progress in Nuclear Energy，2001，39（1-2）：305-319.

[32]Safety status report for the Ulysses mission，Accident analysis（Book 1），OSDS4202[R]. 1990.

[33]Final safety analysis report for the Galileo mission，Volume II （Book 1），Accident model document，87SDS4213[R]. 1988.

[34]Bechtel R D，Lipinski R J，Smith J A，et al. U.S. Approach to risk assessment and its role in implementing an effective safety program for space nuclear power sources applications，A/AC.105/C.1/2011/CRP.5.[R]. USA[s.n.]，2011.

[35]Cull T A，George T G，Pavone D. General-purpose heat source development safety verification test program： explosion overpressure test series，LA-10697-MS [R]. 1986.

[36]George T G，Tate R E，Axler K M. General-purpose heat source development safety verification test program：bullet/fragment test series，LA-1036-MS [R]. 1985.

[37]George T G，General-purpose heat source development safety verification test program：titanium bullet/fragment test series ，LA-10724-MS [R]. 1986.

[38]Environmental assessment of general-purpose heat source safety verification testing，DOE/EA-1025 [R]. 1995.

[39]Cull T A，General-purpose heat source development： extended series test program large fragment tests，LA-11597-MS [R]. 1989.

[40]Reimus M A H，Hinckley J E. General-purpose heat source：research and development program，radioisotope thermoelectric generator/thin fragment impact test，LA-13220 [R]. 1996.

[41]Reimus M A H，Hinckley J E，George T.G. General-purpose heat source：research and development program，radioisotope thermoelectric generator impact tests：RTG-1 and RTG-2，LA-13147 [R]. 1996.

[42]Grigsby C O.Comparision of general purpose heat source testing with the ASNI N43.6-1997（R 1989）sealed source standard ，LA-UR-98-1826 [R]. 1998.

[43]Snow E C. Safety test No.S-6，Launch pad abort sequential test phase II： Solid propellant fire，LA-6034-MS [R]. 1975.

[44]Boris G，Oglobin，Yuriy F ，Proshin，and Anatoliy I S. Off-line life tests of Topaz‐2 system reactor unit assembly units[J]. AIP Conference Proceedings，1995，324：713-718.

[45]Grinberg E I，Doschatov V V，Usov. Thermal state of the safety system，reactor，side reflector and shielding of the “Topaz-2” system under conditions of fire caused by a launcher accident at the launch pad[J]. AIP Conference Proceedings，1996，361：981 -990.

[46]Susan S V，Edward A，Rodriguez.Russian Topaz II system test program（1970-1989）[J].AIP Conference Proceedings，1994，301：803-821.

[47]Glen L S，Boris O，Valeri S，et al.Topaz II Non-nuclear qualification test program[J]. AIP Conference Proceedings，1994，301：1185-1191.

[48]Luchau D W，Sinkevich V G，Wernsman B，et al. Final report on testing of TOPAZ II unit Ya‐21u：output power characteristics and system capabilities[J]. AIP Conference Proceedings，1996，361，1389-1395.

[49]Paramonov，Dmitry V，El-genk，Mohamed S.Analysis of ya-21u thermionic fuel elements[J]. Nuclear Technology，1996，116：261-269.

[50]Wold S K.Thermionic system evaluation test facility construction：a United States and Russian effort，SAND-92-2276C [R]. 1993.

[51]Fairchild J F，Koonmen J P，F(xiàn)rank V. Thermionic system evaluation test facility description[J]. AIP conference Proceeding，1992，246：836-842.

[52]Morris D B. The thermionic system evaluation test：descriptions，limitations，and the involvement of the space nuclear power community[J]. AIP Conference Proceedings，1993，271：1251-1255.

[53]Polansky G F，Schmidt G L，Voss S S. Evaluating Russian space nuclear reactor technology for United States applations[R]. 1994.

[54]Paternoster R R. TOPAZ-II U.S. critical experiments program[J]. AIP conference Proceeding，1994，301，97：97-101.

[55]Trujillo D，Darrel B，Chris P. Conceptual design of the Topaz II anticriticality device，LA-UR-93-3287 [R]. 1993.

[56]Susan S V. An overview of the nuclear electric propulsion space test program（NEPSTP）satellite，LA-UR-94-1688 [R]，1994.

[57]Scott K W. Thermionic system evaluation test（TSET）facility construction：a United States and Russian effort，SAND-92-2276C [R].1992.

[58]Jerry F F，James P K，F(xiàn)rank V T. Thermionic system evaluation test（TSET）facility description[J]. AIP conference Proceeding，1992，246：836-842.

[59]The thermionic system evaluation test：descriptions，limitations，and the involvement of the space nuclear power community[J]. AIP Conference Proceedings，1993，271：1251-1255.

[60]Connell L W，Trost L C. Reentry safety for the Topaz II space reactor：issues and analysis，SAND94-0484 [R]. 1994.

[61]U.S. approach to risk assessment and its role in implementing an effective safety program for space nuclear power sources applications[C]// Committee on the Peaceful Uses of Outer Space，Scientific and Technical Subcommittee，Vienna：[s.n.]，2011.