對於載人登火任務，若採用常規的化學推進技術，地球出發規模達到1400t，而採用核熱推進技術後，地球出發規模可降低至800t。核熱推進技術以其高比衝、大推力的獨特效能，具有化學推進火箭無法比擬的深空探測優勢。

1 前言

前期火星探測任務表明，火星上具備生命存在的某些必備條件，尤其是水的發現，極大地激發了人類在火星上尋找生命的熱情，成為近年來國際深空探測的熱點。核熱推進技術以其高比衝、大推力的獨特效能，具有化學推進技術無法比擬的深空探測優勢。而且隨著核動力技術的逐步發展，核能源安全問題可以得到可靠解決。為了確保我國在未來深空探測領域能夠發揮更大作用，發展核熱推進技術具有重大意義。

本文以載人登火任務為背景，對核熱推進運載器的總體方案進行了初步研究，對核熱推進運載器的總體效能、設計特點以及關鍵技術進行了初步分析和梳理。

2 國內外載人登火方案研究

隨著人類對火星的瞭解越來越多，美國國家航空航天局、俄羅斯聯邦航天局、歐洲航天局都已開始進行移民火星的科學研究，有望在21世紀30年代中期實現人類登陸火星的夢想。其中，美國國家航空航天局早在1988年就已經開始了載人火星探測的方案研究，並形成了載人登陸火星的“火星參考任務”（DRM）系列方案。

美國《載人火星探索設計參考體系5.0》（Mars DRA5.0），基本確立了“重型運載火箭+核動力末級”的總體方案，其基本方案為採用7發重型火箭將核熱推進級、載人/貨運有效載荷送至近地軌道，之後在近地軌道分別對接成2發貨運火箭和1發載人火箭，由核熱推進運送至火星並返回地球。早期，美國載人火星探測方案曾提到過利用傳統化學推進系統進行載人登火，地球出發規模高達1400t。核熱推進系統的結構與化學火箭發動機類似，推力也大致相當，但比衝提高到900～950s左右，地球出發規模得以降低到800t。Mars DRA5.0方案總體上採取“人貨分運、物先人後”的原則。

▲美國Mars DRA5.0載人登火方案

參考美國Mars DRA5.0方案，我國也開展了初步的載人登火任務規劃，按照地球出發規模700～800t考慮，共進行7～8次發射，在近地軌道進行5次對接。

1）由重型運載火箭1將核熱推進奔火變軌級1送入近地軌道；

2）由重型運載火箭2將核熱推進奔火變軌級2送入近地軌道；

3）由重型運載火箭3將軌道艙1（火星著陸下降器和上升器）送入近地軌道；

4）由重型運載火箭4將軌道艙2（火星表面生活艙和火星車）送入近地軌道；

5）由重型運載火箭5將核熱推進奔火變軌級3送入近地軌道；

6）由重型運載火箭6將液氫貯箱送入近地軌道；

7）由重型運載火箭7將載人擺渡航天器（含飛船2）送入近地軌道；

8）由載人火箭將載人飛船1送入近地軌道。

將核熱推進奔火變軌級1和軌道艙1在近地軌道對接，由核熱推進奔火變軌級1將軌道艙1送入奔火軌道，軌道艙1與奔火變軌級1分離，之後由軌道艙1制動、氣動減速將下降器和上升器送入環火軌道，下降器和上升器著陸火星表面；將核熱推進奔火變軌級2和軌道艙2在近地軌道對接，由核熱推進奔火變軌級2將軌道艙2送入奔火軌道，軌道艙2與奔火變軌級2分離，之後由軌道艙2制動、氣動減速將火星表面生活艙和火星車送入環火軌道，等待後續入軌的載人飛船；將熱推進奔火變軌級3、液氫貯箱、載人擺渡航天器和載人飛船1依次在近地軌道對接，航天員由載人飛船進入擺渡飛行器，由核熱奔火變軌級3（和液氫貯箱）將載人擺渡航天器和載人飛船送入奔火軌道、環火軌道。載人擺渡飛行器和先入軌的火星表面生活艙在環火軌道對接，生活艙與擺渡飛行器其他部分分離，之後生活艙和飛船2降落在火星表面。

完成使命後，航天員透過火星上升級和飛船2進入火星軌道，並與載人擺渡航天器其他部分和載人飛船1進行交會對接。返回地球之前，航天員進入載人飛船1，與擺渡航天器分離，直接再入地球。

3 核熱推進運載器方案研究核熱推進動力系統

核熱推進動力系統主要包括核熱發動機和增壓輸送系統兩部分組成。目前，國核心熱發動機還處於概念設計階段，核熱發動機在原理上與以液氫為工質的膨脹迴圈發動機類似，不同的是將氫氧燃燒室替換成核反應堆。液氫推進劑從貯箱出來經泵增壓後首先進入發動機冷卻夾套冷卻推力室後氣化，之後分為兩路：一路直接進入推力室，另一路吹動渦輪後進入推力室。進入推力室的氫氣經核反應堆加熱之後，變成高溫高壓氣體經噴管高速噴出，形成推力。

▲核熱發動機概念原理圖

（1）核熱發動機比衝

發動機比衝正比於推進介質溫度的開方，反比於分子量的開方。由於材料及傳熱的限制，燃燒室溫度一般不會超過3000～4000K，因此降低分子量是提高比衝的有效途徑。

化學燃燒產物的分子量一般都超過10，而核熱發動機可以直接將低分子量介質加熱至高溫，從而產生高比衝。目前而言，核熱發動機最好的工作介質是液氫，既有良好的冷卻和膨脹做功能力，又是分子量最小的單質。為最大化提高介質溫度，核燃料棒技術水平對比衝效能起著決定性作用，是核熱發動機最為核心的關鍵技術，也是我國在核熱發動機領域與國外差距較大的技術。

目前，俄羅斯在該領域處於最高水平，其三元碳化物技術可將氫加熱到2800K以上，從而實現發動機比衝超過900s。在發動機面積比為300和噴管效率為0.96的情況下，隨著氫加熱溫度的提高，比衝相應發生變化。

（2）核熱發動機推質比

核熱發動機由於有核反應堆及相關遮蔽層的存在，推質比低於常規的液體火箭發動機，但遠大於電推進發動機，美國核熱發動機推質比設計值最高達到4.8，一般取在3～4之間。核熱發動機推質比取決於與核相關的元件，如反應堆、反射層、遮蔽層、控制機構等，與常規低溫發動機相關元件，如推力室、噴管、渦輪泵等質量僅佔10%左右。

對於核熱發動機的反應堆，構成部分主要由堆芯（含燃料和慢化劑等）、反射層、反應性控制系統、遮蔽以及其他堆內構件組成。

以美國載人登陸火星用的核熱發動機反應堆為例，經估算，核反應堆的總質量約3422kg，而發動機推力約111.2kN，推質比為3.314。再綜合考慮發動機噴管、渦輪泵以及推進劑輸送管等，實際工程應用中核熱發動機推質比在3左右。

（3）核熱發動機起動、關機效能

透過分析美國的核熱發動機研製經驗，核熱火箭發動機的起動關機過程與常規火箭發動機有一定的差異，尤其是在發動機關機後還要維持一個較長時間的冷停堆過程。

對34噸級月球擺渡用核熱發動機的起動和關機特性進行了初步分析，該發動機以美國“運載火箭用核發動機”（NERVA）計劃研製發展的NRX系列發動機為原型，設計總溫2361K，設計室壓3.1MPa，真空比衝822s，設計推力下流量為41.7kg/s。

1）起動過程。核熱火箭發動機的起動過程與常規低溫火箭發動機有點類似，但時間要長得多。

起動第一階段，液氫在貯箱壓力作用下流經渦輪泵、推力室、反應堆等，反應堆處於較低功率，該過程大約需要25s，主要作用是將發動機充分預冷，並將反應堆預熱。

第二階段發動機開始加速起動，溫度達到額定工況，推力達到額定推力的60%，歷時約22.7s；

第三階段是在總溫保持不變的情況下，室壓增大至額定工況，推力達到100%，歷時約3.6s。總體來看，核熱發動機起動過程歷時約52s，扣除發動機預冷時間，也需要約27s，起動過程的平均比衝大約只有600s。

2）關機過程。核熱發動機的關機過程基本是起動過程的逆過程，但耗時要更長一些。首先，發動機要先降功率至60%工況。這一過程發動機總溫保持不變，室壓降低，歷時約3.6s，此過程發動機比衝不變；而後，發動機在這一狀態維持1～3min，主要目的是降低後續冷停堆過程中廢熱的產生量，以節省推進劑消耗；然後，發動機總溫、推力再繼續下降到發動機關機，還需要維持一個長時間小流量冷卻的廢熱排放階段。該34噸級核熱發動機的整個關機過程歷時約350s。整個關機過程中，發動機平均比衝約為600s。

核熱發動機與常規發動機最大的不同就在於發動機關機後還存在一個廢熱排放的階段，這主要是由於反應堆停堆後，一些反應產物仍然具有很強的放射性，會釋放出廢熱。以34噸級月球擺渡用核熱發動機為例，該過程持續約64h，推力約為134N，比衝約400s，由於持續時間較長，這一過程中液氫消耗需要考慮，同時，這一過程的冷卻氫可設計用於發電，為整個飛行器提供一定的電力來源。

核熱推進電氣系統

核反應堆在執行時將放出γ射線和大量的中子，這些射線和中子將對航天器上的電子元器件和航天員產生危害，因此需要加以遮蔽，將其輻射水平降到許可值以下。對於空間應用的反應堆，由於體積質量的限制較嚴格，其電子元器件和航天員處於相對集中的位置，可採用陰影遮蔽的方式，將輻射水平保持在較低水平。

對於使用核動力的航天器，一般設計成細長形結構，即儀表艙、人員艙位於一端，核反應堆位於另一端，兩端之間為液氫貯箱。

由於中子及γ射線的直線運動特定，且需遮蔽的位置相對集中，需要將遮蔽的區域放在遮蔽塊的陰影區。

▲輻射遮蔽佈置示意圖

參考大亞灣和秦山核電站大修制定的防護指標，集體劑量不超過600（人·mSv），個人最大劑量不超過15mSv，考慮到核熱推進末級受體積質量的限制，其輻射水平可能會略高，假設核熱推進系統輻射安全區的允許洩露值小於每天20mSv，此數值已大大超出大亞灣和秦山核電站大修時制訂的輻射防護指標要求。

按照火星探測任務週期為3年考慮，並假設上述輻射被火箭電氣產品全部吸收，則整個任務週期累計吸收劑量為21.9J/kg，在目前的產品水平下，非抗輻射半導體元器件可以承受不小於100J/kg的電離輻射劑量。

可見，火箭電氣產品受到的輻射劑量要小於元器件的承受能力，核熱推進對電氣系統方案並不產生本質影響，但是核熱發動機必須具備基本的輻射遮蔽能力，將對外輻射控制到一個可接受的範圍內。

對於深空探測任務，複雜的深空輻射環境是航天器面臨的主要環境，暴露在地磁層之外的深空環境中充滿了高能量的混合空間輻射。

▲採用核熱推進的航天器佈置圖

根據航天器在深空的飛行階段可將深空環境分為三部分：

一是從地球飛往其他星球旅途中的空間輻射環境，其主要輻射源是太陽粒子事件和銀河宇宙射線；

二是航天器降落星體過程中的空間輻射環境，其主要輻射源為星體磁場俘獲的太陽宇宙射線和銀河宇宙射線粒子；

三是航天器所降落的星體表面的輻射環境，主要是星體吸收宇宙輻射後所發生的二次輻射。

深空輻射環境引起的危害主要是輻射損傷和單粒子事件，深空輻射環境中充滿的高能電子、質子和少量的重離子與航天器材料作用，將引起航天器材料的效能損傷與破壞，其中高能電子對航天器材料產生電離作用、高能質子和重離子對航天器材料產生電離作用和位移作用。

在進行深空探測航天器電氣系統設計時，要考慮光熱輻射引起的單粒子事件造成計算錯誤，或改變儲存器中的數值等風險，軟體設計時需考慮這種情況，採用計算冗餘、錯誤校驗等方法進行檢測判別，確保箭機計算的正確性。

核熱推進結構系統

核熱推進上面級的工作環境在大氣層以外，不會受到氣動載荷的作用，因此其結構方案設計可以不受氣動外形限制。以俄羅斯釋出的核熱動力運載器的概念圖為例，運載器的主體承載結構以杆係為主，以此來提高運載器結構效率。而且由於沒有整流罩空間的限制，有效載荷結構形式的靈活性更大、空間分佈方案更多。

核熱推進系統只需要液氫一種工質，因此只需要液氫一種貯箱，不需要另外設定氧化劑貯箱，在結構設計上的約束更少，可以更好地進行結構方案的最佳化。

但是採用核熱發動機後，相比常規發動機將承受更惡劣的高溫環境條件，這就需要在結構設計過程中全面考慮發動機附近結構、儀器和電纜等的熱防護需求，保證各系統、單機的正常工作。

而且與常規發動機相比，核熱發動機結構更加笨重，這就需要增大發動機部分，尤其是反應堆周圍的結構強度，同時保證發動機各部件的密封性。

▲俄羅斯核熱動力運載器概念圖

4 核熱發動機總體引數

參考美國Mars DRA5.0方案，提出了與美國類似的載人登火初步方案，地球總出發規模約700 ~ 800t，分三次完成地火轉移，單次地球出發規模約300噸級。透過分析從停泊軌道分別加速至地球出發能量C3e為8或20km2/s'時的發射效率、工作時間、引力損失以及入軌質量，給出核熱推進末級的推力規模以及核熱發動機的總體引數建議。

假設停泊軌道為高度200km的近地圓軌道，核.熱發動機推質比取3、比衝取905s，考慮引力損失影響，不同推力規模情況下，對核熱推進運載器的發射效率情況進行分析，其中，發射效率指扣除核熱發動機乾重的入軌質量(進入地火轉移軌道)與停泊軌道出髮質量的比。可以看出，當過載在0.13~0.16之間時，其發射效率最高。

在發射效率已經考慮了不同過載的情況下，變軌時間不同帶來引力損失影響，具體影響為過載越小，工作時間越長，引力損失越大，但發動機乾重較小。按照單次地火轉移的出發規模300t考慮，核熱推進劑運載器的推力應該在45t左右最佳，結合美國、俄羅斯核熱發動機研究情況，建議核熱發動機推力按照15t考慮，核熱推進運載器按照3機並聯。

▲地球轉移發射效率隨過載變化情況

5結束語

核熱推進技術以其大推力、高比衝等特點在未來深空探測任務中具有無可比擬的優勢，但也應看到，目前距離核熱技術的工程應用還有很長的路要走，還需要攻克很多的技術難題。根據目前的基於核熱推進的載人登火任務分析，核熱推進運載器從地球出發到達火星需要約180天，在火星停留- -段時間後(一個星期至一年半時間不等)，核熱發動機再點火返回地球，因此推進劑長期貯存時間應至少為半年時間，這對現有液氫長期儲存技術的挑戰極大。

另外，核熱發動機推力高溫氣氫比熱(總溫2500K時約為20000kJ/kg˙K)要遠高於傳統氫氧發動機的高溫燃氣比熱( 燃氣總溫3400K，燃氣比熱3000kJ/kg˙K左右)，導致壁面熱流密度高於傳統發動機，從而給冷卻帶來極大困難。

因此，要實現核熱推進在載人登火任務中的應用，需重點解決核熱反應堆小型化、核熱發動機推力室冷卻、推進劑長期貯存等重大技術難題。