核熱火箭發(fā)動機(jī)系統(tǒng)循環(huán)方案分析與設(shè)計(jì)

吉 宇，毛晨瑞，孫 俊，郎明剛，石 磊

(清華大學(xué) 核能與新能源技術(shù)研究院 先進(jìn)反應(yīng)堆工程與安全教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100084)

0 引言

深空探測是航天進(jìn)步的重要方向，同時(shí)也是推動空間科技創(chuàng)新、提高國家政治影響力和維護(hù)國家空間利益的重要途徑。傳統(tǒng)的空間推進(jìn)系統(tǒng)在進(jìn)行深空探測時(shí)面臨發(fā)射規(guī)模大、任務(wù)周期長以及耗費(fèi)成本高等挑戰(zhàn)，難以滿足未來以載人火星探測為代表的高復(fù)雜度任務(wù)需求。核熱火箭(又稱核熱推進(jìn))是一種先進(jìn)的推進(jìn)技術(shù)，其具有高比沖、大推力和工作壽命長等優(yōu)點(diǎn)，在深空探測領(lǐng)域具有不可替代的優(yōu)勢和巨大的應(yīng)用潛力。

美蘇自20世紀(jì)50年代開始了對于核熱推進(jìn)技術(shù)的研究，期間受政治經(jīng)濟(jì)等因素影響，研究多有中斷，但迄今也取得了眾多的關(guān)鍵技術(shù)突破，并建造了大量的地面試驗(yàn)裝置。進(jìn)入21世紀(jì)后，美國重新評估了核火箭發(fā)動機(jī)的技術(shù)能力，并將其作為載人火星探測運(yùn)載火箭上面級的首選方案，以完成2039年載人火星探測基線任務(wù)。因此，美國財(cái)政近些年來給予了持續(xù)的大力支持。我國目前在該方面研究尚處于早期階段，對于關(guān)鍵技術(shù)和核心問題識別尚不準(zhǔn)確。因此，在面向2035年的中國航天工程科技發(fā)展需優(yōu)先開展的基礎(chǔ)研究方向中明確指出要開展核熱推進(jìn)技術(shù)理論及方法的研究。核火箭發(fā)動機(jī)系統(tǒng)循環(huán)方案分析與設(shè)計(jì)是核心理論問題之一，對發(fā)動機(jī)總體設(shè)計(jì)有重要意義。

本文重點(diǎn)圍繞核熱火箭發(fā)動機(jī)系統(tǒng)循環(huán)，對3種典型方案及特點(diǎn)進(jìn)行對比分析，并基于一定的能力需求開展了循環(huán)方案設(shè)計(jì)，對設(shè)計(jì)工作的目的和意義、原則、工具及方法進(jìn)行了介紹，并結(jié)合具體設(shè)計(jì)對比了推進(jìn)劑分別為氫氣和氨氣的系統(tǒng)方案的技術(shù)優(yōu)缺點(diǎn)。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合設(shè)計(jì)過程以及核火箭發(fā)動機(jī)與化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)的差異，給出了系統(tǒng)循環(huán)設(shè)計(jì)與分析方面需要開展的一些研究，為后續(xù)核熱推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展提供參考。

1 核熱火箭發(fā)動機(jī)原理

核熱火箭發(fā)動機(jī)是利用核裂變能將推進(jìn)劑直接加熱到超高溫，然后從噴管膨脹并高速噴出而產(chǎn)生推力的空間推進(jìn)裝置，其結(jié)構(gòu)如圖1所示，主要包括核反應(yīng)堆、渦輪泵、噴管、輻射屏蔽和燃料貯箱等。由于不需要依賴化學(xué)反應(yīng)來獲得能量，因此在核火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)可采用單組元推進(jìn)劑以提高比沖，一般為分子量較小的工質(zhì)，例如氫氣、氨氣和甲烷等。

圖1 核火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)及原理示意圖Fig.1 Schematic view of nuclear thermal rocket engine

以氫氣為例進(jìn)行原理的簡要說明。液氫由泵從貯箱抽出并進(jìn)行增壓，隨后依次進(jìn)入噴管再生冷卻通道、堆芯反射層和輻射屏蔽層等進(jìn)行預(yù)熱，同時(shí)對這些部件提供冷卻；然后進(jìn)入氫渦輪膨脹做功，驅(qū)動泵工作；最后渦輪排氣經(jīng)小噴管噴出回收部分推力，或流入堆芯進(jìn)行加熱再經(jīng)主噴管排出產(chǎn)生推力。為了獲得盡可能高的比沖，反應(yīng)堆出口的氫氣溫度可高至2 500～3 000 K，因此工質(zhì)在整個(gè)系統(tǒng)內(nèi)經(jīng)歷從低溫液態(tài)到超高溫氣態(tài)的迅速轉(zhuǎn)變。

2 系統(tǒng)循環(huán)方案分析

系統(tǒng)循環(huán)方案是對推進(jìn)劑在核熱火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)的具體流動路徑、驅(qū)動渦輪的工質(zhì)來源以及渦輪工質(zhì)的排氣處理方式的描述，一般可將其主要分為3類，即抽氣循環(huán)、開式膨脹循環(huán)和閉式膨脹循環(huán)。

2.1 抽氣循環(huán)

抽氣循環(huán)是從反應(yīng)堆出口處抽取一定比例高溫氫氣，并與流經(jīng)噴管再生冷卻通道、反射層冷卻通道和輻射屏蔽裝置冷卻通道的部分中低溫氫氣混合至適宜溫度，進(jìn)入渦輪膨脹做功，排氣經(jīng)小噴管噴出回收部分推力，工質(zhì)流動路徑和對應(yīng)的-曲線變化如圖2所示。由于反應(yīng)堆出口氣體溫度高至2 500～3 000 K，因此抽氣管道需要進(jìn)行特殊設(shè)計(jì)，所采用的材料也需進(jìn)行充分驗(yàn)證。歷史上曾考慮采用涂覆有耐氫蝕保護(hù)層的C-C復(fù)合材料。

圖2 抽氣循環(huán)原理圖及對應(yīng)的T-S曲線Fig.2 Schematic view of bleed cycle and corresponding T-S diagram

抽氣循環(huán)的主要特點(diǎn)是渦輪入口工質(zhì)焓較高，因此做功能力較強(qiáng)，容易實(shí)現(xiàn)較高的推力室壓力，從而利于采用高膨脹比的噴管以提高比沖。同時(shí)，由于渦輪入口工質(zhì)焓可隨混合氣體的比例變化而調(diào)整，因此室壓調(diào)節(jié)范圍較寬。但由于渦輪排氣溫度較低，且氣體在小噴管內(nèi)膨脹不足，因此會損失部分比沖，造成推進(jìn)劑浪費(fèi)。提高渦輪入口溫度可有利于減小比沖損失，但加大了耐氫蝕渦輪的研制難度。

2.2 開式膨脹循環(huán)

開式膨脹循環(huán)是采用部分經(jīng)噴管再生冷卻通道和反射層等結(jié)構(gòu)預(yù)熱后的中低溫氫氣驅(qū)動渦輪，排氣經(jīng)小噴管直接噴出，剩余工質(zhì)經(jīng)反應(yīng)堆加熱并從主噴管噴出產(chǎn)生推力的方案，工質(zhì)流通路徑和對應(yīng)的-曲線如圖3所示。

圖3 開式膨脹循環(huán)原理圖及對應(yīng)的T-S曲線Fig.3 Schematic view of open expansion cycle and corresponding T-S diagram

由于開式膨脹循環(huán)的渦輪入口工質(zhì)溫度相比抽氣循環(huán)更低，因此需要更多的推進(jìn)劑驅(qū)動渦輪，從而造成更大的比沖損失。但開式膨脹循環(huán)可以采用高壓比的渦輪提高渦輪輸出功率，從而盡可能提高室壓，優(yōu)化后的設(shè)計(jì)方案可能依然具有競爭力，例如日本LE-5A/B液體火箭發(fā)動機(jī)。

2.3 閉式膨脹循環(huán)

閉式膨脹循環(huán)是采用經(jīng)噴管再生冷卻和反射層等結(jié)構(gòu)預(yù)熱的中低溫氫氣推動渦輪，排氣又經(jīng)過堆芯加熱至極高溫度，然后全部推進(jìn)劑經(jīng)噴管噴出產(chǎn)生推力的方案，工質(zhì)流通路徑和對應(yīng)的-曲線如圖4所示。

圖4 閉式膨脹循環(huán)原理圖及對應(yīng)的T-S曲線Fig.4 Schematic view of closed expansion cycle and corresponding T-S diagram

閉式膨脹循環(huán)的最大優(yōu)勢是沒有推進(jìn)劑浪費(fèi)，因此比沖較高。同時(shí)，由于渦輪入口溫度較低，從而保證了渦輪的高可靠性。但相比抽氣循環(huán)和開式膨脹循環(huán)渦輪做功能力不足，因此推力室壓力會更低，為實(shí)現(xiàn)大擴(kuò)張比的噴管帶來困難。

從發(fā)動機(jī)總體性能、與反應(yīng)堆的耦合以及對關(guān)鍵部件的需求3個(gè)方面對以上3類系統(tǒng)進(jìn)行進(jìn)一步總結(jié)比較，如表1所示。

表1 3種循環(huán)方案特點(diǎn)比較

從表1可看出，抽氣循環(huán)和閉式膨脹循環(huán)方案更加適合核熱火箭發(fā)動機(jī)，且美國在已開展的NERVA項(xiàng)目和SNTP項(xiàng)目中均主要考慮這兩類方案。由于核熱火箭發(fā)動機(jī)主要應(yīng)用于上面級，因此從總體性能上要優(yōu)先保證高比沖，所以本文在后續(xù)的循環(huán)方案設(shè)計(jì)中主要基于閉式膨脹循環(huán)來開展。

3 系統(tǒng)循環(huán)方案設(shè)計(jì)

3.1 目的及意義

開展系統(tǒng)循環(huán)方案設(shè)計(jì)的目的與意義首先在于依據(jù)流量平衡、壓力平衡和能量平衡原理確定系統(tǒng)內(nèi)各節(jié)點(diǎn)參數(shù)，用于子系統(tǒng)及部件設(shè)計(jì)需求分解。此外，可以根據(jù)設(shè)計(jì)結(jié)果，綜合考慮系統(tǒng)總體性能、復(fù)雜度和可靠性等指標(biāo)，對系統(tǒng)循環(huán)方案進(jìn)行優(yōu)化。

3.2 設(shè)計(jì)原則

為提高核熱推進(jìn)系統(tǒng)的性能并盡可能降低系統(tǒng)的復(fù)雜性，在系統(tǒng)循環(huán)設(shè)計(jì)中對推進(jìn)劑種類與狀態(tài)、關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)參數(shù)以及堆芯的設(shè)計(jì)提出幾點(diǎn)要求，分別為：

1)推進(jìn)劑高效儲存，減小存儲設(shè)備的體積和質(zhì)量；

2)推進(jìn)劑在堆芯內(nèi)不能發(fā)生相變，以避免出現(xiàn)換熱惡化或流動不穩(wěn)定性；

3)推進(jìn)劑的中子吸收截面小，同時(shí)有較好的換熱能力和堆芯材料相容性；

4)盡量避免設(shè)計(jì)預(yù)熱組件，減少堆芯內(nèi)額外管道布置，降低系統(tǒng)復(fù)雜度；

5)采用大面積擴(kuò)張比的噴管，使高溫氣體完全膨脹，發(fā)揮其比沖優(yōu)勢；

6)盡量使泵后壓力較小，降低系統(tǒng)對高揚(yáng)程氫泵的需求。

3.3 設(shè)計(jì)工具及方法

在進(jìn)行系統(tǒng)循環(huán)方案設(shè)計(jì)時(shí)，首先建立了系統(tǒng)總體參數(shù)計(jì)算模型，可用于計(jì)算給定推力室結(jié)構(gòu)以及室溫和室壓時(shí)的發(fā)動機(jī)真空比沖。同時(shí)建立了描述渦輪泵平衡、噴管冷卻、堆芯反射層冷卻及反應(yīng)堆內(nèi)流動換熱等過程的數(shù)學(xué)表達(dá)，其中渦輪泵模型與液體火箭發(fā)動機(jī)一致；噴管采用再生冷卻和輻射冷卻結(jié)合的組合冷卻方式，噴管內(nèi)的流動換熱采用經(jīng)典的巴茲公式來描述，而再生冷卻通道內(nèi)的換熱效果通過Hess-Kunz公式來確定；再生冷卻通道內(nèi)的壓降為摩擦損失和局部損失之和，對普通銑槽式冷卻通道而言，沿程摩擦損失比局部損失高2～3個(gè)數(shù)量級，因此暫時(shí)忽略局部損失的影響。此外，將反射層冷卻簡化為若干無差別的圓管內(nèi)流動，給定反射層釋熱占堆芯功率的比例，可計(jì)算出工質(zhì)在這一段內(nèi)流動時(shí)的溫升和壓降；堆芯內(nèi)流動換熱計(jì)算模型為根據(jù)所選定的反應(yīng)堆內(nèi)的流動換熱特征提出的解析計(jì)算模型，可估計(jì)堆芯內(nèi)的溫升、壓降和最高溫度。

基于這些模型，開發(fā)了用于進(jìn)行核熱推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和分析的程序PANES(program for analyzing nuclear engine systems)，程序的具體計(jì)算流程如圖5所示。

圖5 PANES程序計(jì)算流程圖Fig.5 Calculation flow chart of PANES program

首先根據(jù)系統(tǒng)總體性能要求，確定系統(tǒng)的邊界條件，并通過參數(shù)設(shè)置模塊賦值到系統(tǒng)分析程序內(nèi)，然后通過堆芯壓降迭代、泵后溫度迭代和渦輪壓比迭代，確定系統(tǒng)平衡時(shí)的各節(jié)點(diǎn)參數(shù)，其中堆芯壓降迭代也依賴于堆芯設(shè)計(jì)方案的調(diào)整。當(dāng)不需要對堆芯壓降進(jìn)行更新時(shí)，PANES程序計(jì)算中實(shí)質(zhì)上僅有渦輪壓比和泵后溫度兩重迭代。為驗(yàn)證PANES程序的性能，以美國NASA所開發(fā)的NPSS程序的計(jì)算結(jié)果作為參照，與PANES程序計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對比，兩者吻合較好。目前，該程序已具備采用氫、氨氣和甲烷等多種推進(jìn)劑工質(zhì)的核熱推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和分析能力。下文即采用PANES來進(jìn)行具體的方案設(shè)計(jì)。

3.4 方案設(shè)計(jì)分析

3.4.1 推進(jìn)劑選擇

近些年來，核熱火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)被主要設(shè)想用于載人火星探測任務(wù)，同時(shí)美國在參考設(shè)計(jì)框架(DRA 5.0)中對核熱推進(jìn)系統(tǒng)的能力需求也作了明確說明，即推力為110 kN，比沖不低于900 s，因此只有采用氫氣作為推進(jìn)劑才能實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)。但為了提高氫氣的存儲效率，通常要采用制冷系統(tǒng)等使氫維持在20 K左右的液態(tài)，盡管這樣，其存儲密度也僅有水的8%～9%。對于深空探測任務(wù)而言，低溫推進(jìn)劑的長期在軌存儲與管理尚存在巨大的困難與挑戰(zhàn)。此外，氫氣的比熱遠(yuǎn)高于其他工質(zhì)，因此加熱到相同的總溫所需的反應(yīng)堆功率也相應(yīng)更大。

除了氫氣以外，歷史上曾經(jīng)使用過的推進(jìn)劑還有氨氣。氨氣的分子量是氫氣的8.5倍(氨氣以17計(jì)，氫氣以2計(jì))，同樣的總溫下可達(dá)到的比沖約為氫氣的45%，但氨氣的存儲難度要遠(yuǎn)低于氫氣。以YH-1液化氣推進(jìn)系統(tǒng)中的貯罐參數(shù)為例，293.15 K和0.86 MPa時(shí)已能維持液態(tài)。此外，氨氣的低比熱可以降低所需的反應(yīng)堆功率。近期針對NTP演示任務(wù)以及原位資源替代場景，氨也被作為潛在推進(jìn)劑用于核熱推進(jìn)任務(wù)分析與規(guī)劃。

綜上所述，從系統(tǒng)性能的角度來看，氫氣具有無可替代的優(yōu)勢；而從系統(tǒng)復(fù)雜度和可實(shí)現(xiàn)性來說，氨氣相對更優(yōu)。因此，本文分別選擇了氫氣和氨氣來進(jìn)行核熱推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)分析。

3.4.2 系統(tǒng)方案構(gòu)想

根據(jù)上文的系統(tǒng)循環(huán)方案比較分析，并充分考慮可靠性，本文所要設(shè)計(jì)的系統(tǒng)均采用雙渦輪泵膨脹循環(huán)方案。為了避免推進(jìn)劑在堆芯內(nèi)出現(xiàn)兩相流動，設(shè)計(jì)堆芯出口壓力(室壓)均高于工質(zhì)的臨界壓力，其中由于氫氣的臨界壓力為1.3 MPa，相對較低，因此初步設(shè)計(jì)取室壓為6 MPa；而氨氣的臨界壓力為11.2 MPa，相對較高，因此初步設(shè)計(jì)取室壓為11.5 MPa。為了使氫氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)的比沖能滿足DRA5.0的要求，且考慮材料的溫度限值，設(shè)計(jì)室溫均取2 700 K。

在系統(tǒng)內(nèi)，為盡量發(fā)揮核熱推進(jìn)系統(tǒng)的比沖優(yōu)勢，所選擇的噴管面積擴(kuò)張比均為300。而為了避免堆芯內(nèi)設(shè)計(jì)專用預(yù)熱組件，將再生冷卻起始點(diǎn)設(shè)計(jì)在面積擴(kuò)張比為140的位置，以延長再生冷卻段長度使推進(jìn)劑獲得足夠的預(yù)熱，提高渦輪的輸出功率。

在計(jì)算過程中，假設(shè)兩類系統(tǒng)中渦輪效率、泵效率和堆芯壓降均為定值，分別為0.681、0.702、1.5 MPa。錐形噴管收縮角取30°，擴(kuò)張角取15°。氫氣推進(jìn)系統(tǒng)內(nèi)渦輪旁流比為10%，而氨氣推進(jìn)系統(tǒng)內(nèi)渦輪旁流比為0。兩類系統(tǒng)的平衡參數(shù)分別如圖6和表2所示。

圖6 氫氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)方案計(jì)算結(jié)果Fig.6 Design of a dual turbo-pump NTP system of hydrogen being propellant

表2 氨氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)內(nèi)的關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)參數(shù)

3.4.3 兩類系統(tǒng)方案比較分析

表3列出了兩類推力均為110 kN的系統(tǒng)方案性能對比，其中氫氣系統(tǒng)的比沖為910 s，而氨氣系統(tǒng)的比沖為390 s；所需的氫氣流量為12.32 kg/s，而所需要的氨氣流量為28.82 kg/s；氫氣系統(tǒng)中堆芯功率為490 MW，而氨氣系統(tǒng)內(nèi)堆芯功率僅為280 MW，有力地降低了反應(yīng)堆的設(shè)計(jì)難度。值得一提的是，盡管氨氣系統(tǒng)的室壓和泵后壓力遠(yuǎn)高于氫氣系統(tǒng)，但由于液氨的密度大于液氫，因此氨泵的功率要顯著小于氫泵，所需要的渦輪壓比也略小于氫氣系統(tǒng)。

表3 兩類核熱推進(jìn)系統(tǒng)性能對比

此外，由于氫氣系統(tǒng)的運(yùn)行壓力較低，且氣體密度較小，因此其噴管尺寸明顯大于氨氣系統(tǒng)中的噴管尺寸，如圖7所示。其中在氫氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)內(nèi)，噴管身部最大直徑為1.38 m，噴管身部長度為2.98 m。

圖7 氫氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)和氨氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)的噴管尺寸對比Fig.7 Comparison of the nozzle size in H2 NTP system and NH3 NTP system

從比較來看，盡管采用氨氣作為核熱推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)劑時(shí)比沖存在明顯劣勢，但其便于長期在軌儲存和對渦輪泵等組件要求不高使得其可以勝任軌道高度變化不大的長期多次空間探測任務(wù)，作為液氧甲烷發(fā)動機(jī)的補(bǔ)充或替代。但是，對于載人深空探測而言，還是應(yīng)該積極解決低溫工質(zhì)的長期儲存問題，發(fā)展氫氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)。例如可研制雙模式的系統(tǒng)，即兼具核熱推進(jìn)和核能發(fā)電的功能，當(dāng)切換為發(fā)電狀態(tài)時(shí)，可用于液氫儲箱制冷系統(tǒng)的供電。

4 結(jié)論與展望

本文介紹了核熱火箭發(fā)動機(jī)的原理，從系統(tǒng)總體性能、與反應(yīng)堆耦合程度以及對關(guān)鍵部件的需求3個(gè)方面對抽氣循環(huán)、開式膨脹循環(huán)和閉式膨脹循環(huán)進(jìn)行了對比分析，并基于閉式膨脹循環(huán)設(shè)計(jì)了氫氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)和氨氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)，結(jié)合設(shè)計(jì)結(jié)果對兩類系統(tǒng)的技術(shù)優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了對比說明，主要的結(jié)論包括：

1)對于上面級的應(yīng)用場景而言，抽氣循環(huán)和閉式膨脹循環(huán)是更適合核熱火箭發(fā)動機(jī)的系統(tǒng)循環(huán)方案。

2)氫氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)的比沖為910 s，氨氣核熱推進(jìn)系統(tǒng)的比沖僅為390 s，即氫氣系統(tǒng)的總體性能更好，更適合載人深空探測任務(wù)，未來可通過研制雙模式空間核能系統(tǒng)，解決低溫工質(zhì)的長期儲存問題。

3)氨氣系統(tǒng)在推進(jìn)劑長期在軌儲存和對渦輪泵及反應(yīng)堆的要求等方面要低于氫氣系統(tǒng)，可勝任軌道高度變化不大的長期多次空間探測任務(wù)。

此外，基于本文所開展的核熱火箭發(fā)動機(jī)系統(tǒng)循環(huán)設(shè)計(jì)工作以及與液體火箭發(fā)動機(jī)所存在的差異，為提高核熱火箭發(fā)動機(jī)系統(tǒng)循環(huán)方案和總體設(shè)計(jì)的能力，未來需要在以下幾方面加強(qiáng)研究：

1)開展氫(氨)氣在高溫情況下的物性研究，豐富基礎(chǔ)數(shù)據(jù)庫。

2)開展超音速氫(氨)氣流在噴管內(nèi)和亞音速氫(氨)氣在微小通道內(nèi)的流動換熱規(guī)律研究，提高再生冷卻段熱量提取和流動損失的預(yù)測準(zhǔn)確度。

3)驗(yàn)證并確認(rèn)工質(zhì)在反應(yīng)堆內(nèi)的參數(shù)變化規(guī)律，具體包括流動壓降模型和換熱系數(shù)預(yù)測模型。

4)建立渦輪和泵的特性描述模型。

5)針對反應(yīng)堆停堆后的余熱釋放現(xiàn)象和非額定工況運(yùn)行，開展系統(tǒng)循環(huán)在運(yùn)行包線內(nèi)的性能評價(jià)和設(shè)計(jì)優(yōu)化。