王浩澤，左安軍，霍紅磊，馬曉秋,*

(1.北京航天動(dòng)力研究所，北京 100076；2.中國(guó)原子能科學(xué)研究院 反應(yīng)堆工程技術(shù)研究部，北京 102413)

進(jìn)入21世紀(jì)以來(lái)，世界各航天大國(guó)都在積極探討重返月球、登陸火星等星際載人飛行計(jì)劃。為實(shí)現(xiàn)相應(yīng)空間任務(wù)，要求航天推進(jìn)動(dòng)力系統(tǒng)具有更高的推進(jìn)性能。核熱推進(jìn)技術(shù)是實(shí)現(xiàn)載人火星探測(cè)和大型星際貨物運(yùn)輸?shù)壬羁仗綔y(cè)任務(wù)的理想動(dòng)力[1-5]。目前航天廣泛使用的液體火箭推進(jìn)系統(tǒng)，性能最高的液氫/液氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖上限約為460 s，難以適應(yīng)深空探測(cè)任務(wù)需求。

核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用核裂變反應(yīng)堆取代液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室，利用核裂變產(chǎn)生的能量加熱推進(jìn)劑至高溫后通過(guò)超聲速噴管膨脹產(chǎn)生推力。不同于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)能量來(lái)自推進(jìn)劑的化學(xué)能，核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的能量來(lái)源于核裂變反應(yīng)。以分子量最小的氫作為核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑時(shí)，其比沖可達(dá)900 s[6]，約為液氫/液氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的2倍。

同時(shí)，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的室溫受限于化學(xué)反應(yīng)的絕熱燃燒溫度，而核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的室溫只受限于反應(yīng)堆堆芯結(jié)構(gòu)材料的承載溫度，隨著材料科學(xué)的發(fā)展，核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能還有很大的提升空間[7]。

本文介紹適用于110 kN核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)循環(huán)方式及重要組合件(反應(yīng)堆、氫渦輪泵和推力室)方案。對(duì)閉式膨脹循環(huán)、開(kāi)式膨脹循環(huán)和抽氣循環(huán)3種系統(tǒng)方案的原理、特點(diǎn)、系統(tǒng)參數(shù)和組件參數(shù)進(jìn)行分析，經(jīng)對(duì)比，獲得基于金屬陶瓷(CERMET)堆芯110 kN核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳系統(tǒng)方案，并分析該方案與國(guó)外相同推力量級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案的異同。最后，根據(jù)未來(lái)深空探測(cè)需求，簡(jiǎn)要探討3種提升核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的途徑。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)及組合件方案

1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的基本循環(huán)方式包括：燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)、膨脹循環(huán)(開(kāi)式、閉式)、補(bǔ)燃循環(huán)和抽氣循環(huán)，其中，燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)和補(bǔ)燃循環(huán)有預(yù)燃室結(jié)構(gòu)，適宜多組元推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)[6]。核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有單一推進(jìn)劑、無(wú)燃燒過(guò)程的特點(diǎn)，適宜的系統(tǒng)方案為閉式膨脹循環(huán)、開(kāi)式膨脹循環(huán)和抽氣循環(huán)(圖1)。閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)適于大噴管面積比的真空發(fā)動(dòng)機(jī)；開(kāi)式膨脹循環(huán)系統(tǒng)的性能過(guò)低，很少采用；抽氣循環(huán)系統(tǒng)的抽氣溫度高，渦輪前溫度較高，美國(guó)J-2S氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用該循環(huán)，國(guó)內(nèi)尚無(wú)抽氣循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。

按總體要求，核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力為110 kN，比沖為800～1 000 s，該發(fā)動(dòng)機(jī)多臺(tái)并聯(lián)，可執(zhí)行多種深空探測(cè)任務(wù)。推力一定時(shí)，比沖是發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的性能指標(biāo)，其定義為單位質(zhì)量流量推進(jìn)劑所產(chǎn)生的推力與重力加速度的比值，定義式見(jiàn)式(1)。比沖計(jì)算式見(jiàn)式(2)。影響比沖的主要因素為：噴管面積比和室溫，二者對(duì)比沖的影響示于圖2。其中，噴管面積比指噴管擴(kuò)張段出口面積與喉部面積的比值。

圖1 適用于核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的3種系統(tǒng)循環(huán)方式Fig.1 Three system cycles for nuclear thermal rocket engine

圖2 噴管面積比和推力室室溫對(duì)理想真空比沖的影響Fig.2 Influence of nozzle area ratio and chamber temperature on ideal vacuum impulse

(1)

式中：I為比沖；F為推力；qm為推進(jìn)劑質(zhì)量流量；g為重力加速度。

(2)

式中：k為比熱比；R為通用氣體常數(shù)；Tc為室溫；M為推進(jìn)劑相對(duì)分子質(zhì)量；pe為推力室出口壓力；pc為室壓[6]。

1.2 組合件方案

典型核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)由反應(yīng)堆、氫渦輪泵、推力室、屏蔽層、控制元件和推進(jìn)劑管路等組成[8](圖3)。

圖3 110 kN核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.3 Structure of 110 kN nuclear thermal rocket engine

1) 反應(yīng)堆

反應(yīng)堆是核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的組合件，其結(jié)構(gòu)示于圖4，參數(shù)列于表1。堆芯采用CERMET方案，其具有功率密度高、質(zhì)量體積小、材料承載溫度高、氫氣流動(dòng)過(guò)程簡(jiǎn)單和可操控性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)[8]。堆芯為圓形，中心位置的空腔用于放置B4C安全棒，以保證掉落事故下的臨界安全。燃料元件呈六棱柱結(jié)構(gòu)，燃料基體的組成為W-60%UO2-6%Gd2O3。每個(gè)燃料元件內(nèi)含多個(gè)冷卻通道，氫流經(jīng)該通道從堆芯吸熱?；钚詤^(qū)外圍為側(cè)反射層，內(nèi)置控制鼓，以控制堆芯功率[9]。

圖4 反應(yīng)堆及燃料元件結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of nuclear reactor and fuel element

參數(shù)數(shù)值活性區(qū)直徑,mm400活性區(qū)長(zhǎng)度,mm610側(cè)反射層軸向厚度,mm100上反射層厚度,mm100屏蔽層厚度,mm300燃料元件數(shù)246單根燃料元件內(nèi)冷卻通道數(shù)91冷卻通道直徑,mm1.2

根據(jù)燃料元件材料耐受溫度，確定氫堆芯出口平均溫度為2 750 K。結(jié)合國(guó)外核熱發(fā)動(dòng)機(jī)研究現(xiàn)狀，氫流經(jīng)側(cè)反射層帶走的熱量是堆芯功率的0.93%[7,10-11]。根據(jù)熱工水力計(jì)算結(jié)果，堆芯流阻為4 MPa，側(cè)反射層流阻為2 MPa。

2) 氫渦輪泵

發(fā)動(dòng)機(jī)中常采用泵與渦輪同軸設(shè)計(jì)，由渦輪驅(qū)動(dòng)氫泵進(jìn)行做功。由于氫的密度太小，使得氫泵的壓頭很高，往往要采用多級(jí)泵[12]。以臨界壓比為界，渦輪分為亞聲速渦輪和超聲速渦輪，超聲速渦輪具有壓比大、級(jí)數(shù)多和出口速度高的特點(diǎn)，效率較亞聲速渦輪低。核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵設(shè)計(jì)可借鑒現(xiàn)有液體火箭氫渦輪泵方案。

3) 推力室

推力室由身部和噴管延伸段兩部分組成，身部采用鋯無(wú)氧銅合金銑槽式再生冷卻結(jié)構(gòu)，噴管采用C-C/SiC噴管方案[13]。推力室喉部直徑dt與室壓和流量相關(guān)，見(jiàn)式(3)[6]，c*為推進(jìn)劑的特征速度，與室溫有關(guān)。按總體要求，噴管出口內(nèi)徑為2 110 mm。經(jīng)熱工計(jì)算，再生冷卻通道的溫升為75 K，流阻為1.7 MPa。

(3)

2 閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)分析

2.1 系統(tǒng)原理及特點(diǎn)

閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)中，液氫經(jīng)氫泵增壓后，進(jìn)入再生冷卻夾套及側(cè)反射層吸熱，吸熱后氫大部分流經(jīng)渦輪做功用于驅(qū)動(dòng)氫泵，小部分氫流經(jīng)旁通閥用于調(diào)節(jié)渦輪做功能力，占總流量的5%；而后全部氫進(jìn)入反應(yīng)堆吸熱成為高溫氫氣，后經(jīng)推力室收斂擴(kuò)張噴管加速膨脹產(chǎn)生推力。

閉式膨脹循環(huán)的主要特點(diǎn)為：1) 全部推進(jìn)劑進(jìn)入推力室進(jìn)行完全膨脹做功，沒(méi)有推進(jìn)劑的浪費(fèi)，系統(tǒng)比沖高；2) 驅(qū)動(dòng)渦輪的工質(zhì)僅流經(jīng)再生冷卻夾套及側(cè)反射層吸熱，渦輪入口工質(zhì)溫度低，導(dǎo)致渦輪出口壓力較低，從而限制了閉式膨脹循環(huán)可達(dá)到的室壓。

2.2 系統(tǒng)及組件參數(shù)分析

采用閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)時(shí)，最高室壓僅為2.99 MPa，若繼續(xù)提高室壓，氫渦輪做功能力將無(wú)法滿足氫泵轉(zhuǎn)動(dòng)的功率需求。該系統(tǒng)下發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖高，室壓2.99 MPa時(shí)，比沖達(dá)到902.7 s(圖5a)。低室壓導(dǎo)致推力室喉部直徑大，噴管面積比尚不足170，未體現(xiàn)真空發(fā)動(dòng)機(jī)高噴管面積比的優(yōu)勢(shì)(圖5b)。由于氫渦輪入口溫度較低，氫渦輪做工能力不足是閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)最突出的問(wèn)題。為保證渦輪做功能力，渦輪需要很高的入口壓力來(lái)提高推進(jìn)劑入口焓，導(dǎo)致泵后壓力很高，達(dá)20 MPa左右(圖5c)。在氫泵設(shè)計(jì)過(guò)程中，小流量、高揚(yáng)程、高效率3個(gè)條件難以同時(shí)實(shí)現(xiàn)，若降低泵的揚(yáng)程和效率，將分別使得渦輪入口壓力不足和軸功需求增加，最終均導(dǎo)致渦輪做功能力不滿足泵的軸功需求。在系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)的室壓范圍內(nèi)，氫渦輪的壓比在臨界壓比附近，采用單級(jí)渦輪可實(shí)現(xiàn)(圖5d)。

圖5 閉式膨脹循環(huán)下室壓與各參數(shù)的關(guān)系Fig.5 Chamber pressure vs. parameter in closed expander cycle

3 開(kāi)式膨脹循環(huán)系統(tǒng)分析

3.1 系統(tǒng)原理及特點(diǎn)

典型開(kāi)式膨脹循環(huán)系統(tǒng)中，氫泵后高壓氫全部進(jìn)入再生冷卻夾套及側(cè)反射層吸熱，小部分吸熱后氫進(jìn)入渦輪做功，而后進(jìn)入小噴管部分膨脹回收推力。大部分吸熱后氫直接進(jìn)入反應(yīng)堆吸熱，后經(jīng)推力室完全膨脹產(chǎn)生推力。

開(kāi)式膨脹循環(huán)的主要特點(diǎn)為：渦輪泵入口溫度低，流經(jīng)渦輪工質(zhì)流量大，導(dǎo)致推進(jìn)劑浪費(fèi)嚴(yán)重，平均比沖低。

3.2 系統(tǒng)及組件參數(shù)分析

開(kāi)式膨脹循環(huán)系統(tǒng)的室壓高，可達(dá)7.5 MPa以上，然而流經(jīng)渦輪的推進(jìn)劑質(zhì)量大，約占總流量的24%，嚴(yán)重的推進(jìn)劑浪費(fèi)導(dǎo)致系統(tǒng)的平均比沖大幅下降(圖6a)。室壓7.5 MPa時(shí)，平均比沖僅為650 s，不滿足總體要求。平均比沖隨室壓升高呈下降趨勢(shì)，雖然室壓升高使得主推力室的比沖增加，然而泵后壓力隨之升高，渦輪泵所需軸功增加，引起渦輪流量上升(圖6b)，根據(jù)式(1)，總流量的升高導(dǎo)致了平均比沖的下降。高室壓下推力室喉部直徑小，噴管面積比大，可達(dá)400以上(圖6c)。泵后壓力較閉式膨脹循環(huán)下降，約為12～16 MPa，可實(shí)現(xiàn)(圖6d)。氫渦輪的壓比在3～5.5之間(圖6e)，超過(guò)臨界壓比，尚未達(dá)到超聲速渦輪壓比約11的上限，氫渦輪可實(shí)現(xiàn)。

4 抽氣循環(huán)系統(tǒng)分析

4.1 系統(tǒng)原理及特點(diǎn)

抽氣循環(huán)系統(tǒng)中，氫泵后高壓氫全部進(jìn)入再生冷卻夾套及側(cè)反射層吸熱，小部分吸熱后氫與小流量堆芯出口高溫氫混合，進(jìn)入渦輪做功，而后進(jìn)入小噴管回收部分推力。大部分吸熱后氫直接進(jìn)入反應(yīng)堆吸熱，后經(jīng)推力室完全膨脹產(chǎn)生推力。

抽氣循環(huán)的主要特點(diǎn)為：渦輪做功后的氣體經(jīng)小噴管不完全膨脹做功，存在一定的推進(jìn)劑浪費(fèi)。渦輪入口溫度較高，單位流量推進(jìn)劑做功能力較高。

4.2 系統(tǒng)及組件參數(shù)分析

抽氣循環(huán)系統(tǒng)室壓較高，由于渦輪壓比限制，最高可達(dá)到6 MPa。流經(jīng)渦輪的推進(jìn)劑流量較低，約占總流量的5.6%，6 MPa室壓下，比沖為883.1 s，處于較高水平(圖7a)。平均比沖隨室壓的升高而增長(zhǎng)，這是由于渦輪流量占比較小，隨著室壓的升高，主推力室的比沖提升占主要影響因素，亦使得系統(tǒng)總流量和渦輪流量隨室壓升高呈現(xiàn)下降趨勢(shì)(圖7b)。抽氣循環(huán)下噴管面積比很大，室壓6 MPa時(shí)約為350(圖7c)。泵后壓力約為12～16 MPa，可實(shí)現(xiàn)(圖7d)。室壓6 MPa下渦輪壓比為10.4，可實(shí)現(xiàn)，室壓6.5 MPa下渦輪壓比為11.4，超過(guò)超聲速渦輪壓比設(shè)計(jì)上限，故抽氣循環(huán)的室壓不得超過(guò)6 MPa(圖7e)。

圖6 開(kāi)式膨脹循環(huán)下室壓與各參數(shù)的關(guān)系Fig.6 Chamber pressure vs. parameter in open expander cycle

圖7 抽氣循環(huán)下室壓與各參數(shù)的關(guān)系Fig.7 Chamber pressure vs. parameter in hot bleed cycle

5 循環(huán)方式對(duì)比分析

5.1 3種循環(huán)方式特點(diǎn)及可行性對(duì)比分析

3種循環(huán)方式下系統(tǒng)和組件的參數(shù)和特點(diǎn)列于表2，閉式膨脹循環(huán)渦輪做功能力不足，氫泵后壓力過(guò)高難以實(shí)現(xiàn)，方案不可行。開(kāi)式膨脹循環(huán)的比沖過(guò)低，不滿足總體要求，方案不可行。抽氣循環(huán)的比沖較高，滿足總體要求，室壓不超過(guò)6 MPa時(shí)組件均可實(shí)現(xiàn)，是基于CERMET堆芯110 kN核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳系統(tǒng)方案，系統(tǒng)主要性能參數(shù)列于表3。

表2 3種循環(huán)方式下系統(tǒng)和組件的參數(shù)和特點(diǎn)Table 2 Parameters and features of systems and components in three system cycles

5.2 與國(guó)外發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案及性能參數(shù)對(duì)比分析

美國(guó)開(kāi)展了基于CERMET堆芯111.2 kN核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案的初步研究[7]，同樣采用抽氣循環(huán)方式，抽氣位置亦位于堆芯出口處。其與上述110 kN發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案的區(qū)別為：111.2 kN發(fā)動(dòng)機(jī)方案借用了RL-60氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的氫渦輪泵，渦輪泵最高功率僅為系統(tǒng)要求的70%，故系統(tǒng)采用雙渦輪泵方案。單/雙渦輪泵布置對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能無(wú)影響。

表3 抽氣循環(huán)核熱發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)主要參數(shù)Table 3 Main parameters of nuclear thermal rocket engine based on hot bleed cycle

110 kN核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案相較111.2 kN方案具有較大的性能優(yōu)勢(shì)。111.2 kN發(fā)動(dòng)機(jī)平均比沖為824.2 s，較110 kN方案低58.9 s，主要原因?yàn)椋?) 111.2 kN發(fā)動(dòng)機(jī)的堆芯出口平均溫度為2 681 K，較110 kN方案低69 K；2) 噴管面積比為300，氣體膨脹程度低于110 kN方案；3) 渦輪前入口溫度為833 K，較110 kN方案低167 K，導(dǎo)致推進(jìn)劑浪費(fèi)比例較110 kN方案升高約0.8%。

6 比沖提升途徑探討

隨著核熱推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展，未來(lái)深空探測(cè)任務(wù)將提出更高的有效載荷需求，即要求發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)更高的比沖。結(jié)合核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)特點(diǎn)，提升比沖主要有以下3種途徑。

2) 提升室壓。提升室壓可在提高比沖的同時(shí)，降低發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸及結(jié)構(gòu)質(zhì)量[6]。但室壓提升受限于渦輪做功能力，因此需研究具有更高效率的泵和渦輪。

3) 提升渦輪前推進(jìn)劑入口溫度。對(duì)于抽氣循環(huán)，提升渦輪材料耐受溫度，可降低流經(jīng)渦輪的流量，減小推進(jìn)劑浪費(fèi)，提升比沖。對(duì)于受制于渦輪做功能力的閉式膨脹循環(huán)，可優(yōu)化反應(yīng)堆性能及結(jié)構(gòu)，提高CERMET堆芯側(cè)反射層換熱功率或增加氫進(jìn)入渦輪前的堆芯內(nèi)換熱路徑，大幅提升渦輪做功能力，即可采用更高比沖的閉式膨脹循環(huán)，但反應(yīng)堆相應(yīng)的優(yōu)化技術(shù)難度很大。

7 結(jié)論

1) 基于CERMET堆芯的110 kN核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的3種循環(huán)方式中，閉式膨脹循環(huán)的室壓低、比沖高，但渦輪泵組件難以實(shí)現(xiàn)，方案不可行。開(kāi)式膨脹循環(huán)的室壓高，組合件均可實(shí)現(xiàn)，但比沖不滿足總體要求，方案不可行。抽氣循環(huán)的室壓較高、比沖較高，組合件均可實(shí)現(xiàn)，是最佳的循環(huán)方案。

2) 國(guó)外基于CERMET堆芯10 t級(jí)核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)亦采用抽氣循環(huán)系統(tǒng)，經(jīng)比較，本研究中110 kN核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)比沖較國(guó)外發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)值高58.9 s，具有一定的先進(jìn)性。

3) 未來(lái)提升核熱推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的主要途徑為提升室溫、提升室壓和提升渦輪前推進(jìn)劑入口溫度。