房玉良,劉 林,孫海亮，王成龍,章 靜,蘇光輝,武俊梅，田文喜

(1. 西安交通大學 核科學與技術學院, 西安 710049;2. 西安交通大學 航天航空學院, 西安 710049；3. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076)

0 引言

深空探測作為人類目前最前沿的科技探索活動之一,代表著一個國家的科技水平和經濟實力,不僅可以拓展人類對宇宙空間的認知,還能推動空間科學技術及相關學科的發(fā)展,對空間資源的開發(fā)和利用具有重要的影響[1-2]。目前,我國在深空探測領域較歐美等航天強國還有著一定的差距,主要表現(xiàn)在深空探測任務的經費投入有限和推進技術的落后。為了縮小與歐美之間的差距,我國提出并規(guī)劃了月球探測、小行星與火星采樣返回、木星系及行星際穿越、太陽系邊際探測等任務,多種型號運載火箭也在有序研制、測試、生產過程中。隨著我國對空間探測的深度和規(guī)模不斷擴大,探測器的質量和尺寸也在不斷增加,對具有高比沖、大推力、長運行壽命、可重復啟動等高性能特點的空間推進系統(tǒng)需求也越來越大,推進系統(tǒng)作為空間探測的基本保障顯得尤為重要[3-4]。

傳統(tǒng)化學推進系統(tǒng)受化學能和材料耐溫性能限制,導致最有潛力的氫氧發(fā)動機比沖仍低于500s,推進劑的利用效率較低,無法滿足未來深空探測任務的需求。電推進系統(tǒng)雖然比沖可高達上千秒,推進劑的利用效率較高,但是其推力水平僅為幾毫牛到幾牛量級,作為主發(fā)動機提供動力會延長空間探測任務的時間。相較而言,具有高能量密度的核熱推進系統(tǒng)比沖可達到850s以上,可根據具體空間探測任務設計不同堆芯功率并提供幾十到幾百千牛的推力。此外,采用供電-推進雙模式的核熱推進系統(tǒng)可源源不斷地提供能量,可以勝任更長時間的空間探測任務。美國NASA在載人火星探測報告DRA 5.0 中明確提出了將核熱推進火箭作為太空擺渡車的首選方案[5],相比于化學火箭往返火星任務的3年周期,核熱推進火箭僅需要9～12個月。20世紀50年代以來的大量研究表明,核熱推進技術是未來最有希望實現(xiàn)載人深空探測任務的技術之一。

核熱推進反應堆燃料元件作為產生能量的重要組成部分,其性能特點關乎著核熱推進系統(tǒng)的性能指標。本文圍繞核熱推進反應堆系統(tǒng)中燃料元件發(fā)展歷史及現(xiàn)狀進行概述,歸納了燃料元件關鍵技術,可為核熱推進燃料元件技術的發(fā)展提供借鑒。

1 核熱推進技術簡介

核熱推進是利用核反應堆產生的裂變能將推進劑(冷卻劑)加熱到高溫狀態(tài),高溫高壓工質在噴管內膨脹加速噴出產生推力的新型推進方式,這種推進方式具有大推力、高比沖、長壽命、可重復啟動等特點。根據堆芯形態(tài)的不同,核熱推進系統(tǒng)堆芯可分為固態(tài)堆芯、液態(tài)堆芯、氣態(tài)堆芯,其中,固態(tài)堆芯核熱推進被研究得最多,技術成熟度和可實現(xiàn)性最高。根據堆芯中子能譜的不同,核熱推進系統(tǒng)堆芯可分為熱中子堆芯和快中子堆芯。以固態(tài)堆芯核熱推進系統(tǒng)為例,其主要由核反應堆、輻射屏蔽結構、渦輪泵系統(tǒng)、噴管系統(tǒng)、推進劑儲箱及相關配套系統(tǒng)等組成,如圖1所示。核反應堆包括壓力室、燃料元件、徑向與軸向反射層、控制鼓、支撐元件等(熱堆存在慢化劑),如圖2所示。

圖1 核熱推進系統(tǒng)結構示意圖Fig.1 Structure of nuclear thermal propulsion system

圖2 核熱推進系統(tǒng)核反應堆結構示意圖Fig.2 Nuclear reactor structure of nuclear thermal propulsion system

(1)

由式(1)可知，比沖與工質分子量呈負相關,因此,通常選擇小分子量的氣體工質(如氫氣)作為推進劑(冷卻劑),通過提高推進室推進劑溫度來獲得更高的比沖。核熱推進系統(tǒng)熱力循環(huán)方案主要有3種：熱抽氣循環(huán)(Hot Bleed Cycle)、冷抽氣循環(huán)(Cold Bleed Cycle)以及閉式膨脹循環(huán)(Expander Cycle)[6-9],如圖3所示。其中熱抽氣循環(huán)方案在美國NERVA、Tomberwind計劃中被采用,并在NERVA計劃核熱推進發(fā)動機全系統(tǒng)地面測試中取得成功[6-7]。

核熱推進系統(tǒng)工作流程如下：當發(fā)動機啟動工作時,液氫泵將液氫從推進劑貯箱中抽出,增壓后依次進入噴管的再生冷卻環(huán)腔、堆芯徑向反射層等進行預熱,然后進入渦輪作功驅動氫泵運轉。從渦輪排出的氫氣迅速通過反應堆堆芯吸收裂變反應熱量,高溫高壓氫氣經噴管膨脹加速后排出,產生反沖推力[6,10]。

(a) 熱抽氣循環(huán)

(b) 冷抽氣循環(huán)

(c) 閉式膨脹循環(huán)圖3 核熱推進系統(tǒng)熱力循環(huán)示意圖Fig.3 Nuclear thermal propulsion thermodynamics cycles

2 燃料元件發(fā)展

核熱推進系統(tǒng)比沖一般超過800s,反應堆堆芯最高溫度為3000K以上,為了滿足安全性能需要,燃料元件需長時間(～1000s)耐受3000K以上的高溫,由于燃料元件內溫度高且溫度梯度大,確保燃料元件結構強度和完整性至關重要。此外,燃料元件質量尺寸、耐輻照性能、與推進劑在高溫環(huán)境下的相容性等也必須考慮。因此,燃料元件通常選擇耐高溫、耐輻照的特殊核材料,幾何結構大多設計為比表面積較大的形狀以保證換熱充分,從而降低推進劑與燃料元件溫差,最大程度地提升比沖、推力等性能。

自20世紀50年代起,美、蘇/俄在其核熱推進研究計劃中相繼研制、發(fā)展、測試了數(shù)種核熱推進系統(tǒng)堆芯燃料元件方案[10-12],包括六棱柱石墨基燃料元件、扭曲條帶(Twisted-ribbon)燃料元件、六棱柱金屬陶瓷(Ceramic-metallic,CERMET)燃料元件、球形包覆顆粒燃料(TRISO)元件、MITEE(Miniature Reactor Engine)型燃料元件、SLHC(Square Lattice Honeycomb)型燃料元件、Grooved Ring型燃料元件等,各種燃料元件的結構形式和特點如表1所示。

早期提出的燃料元件流道以軸流式為主,一般為多孔棱柱型結構,其優(yōu)點在于燃料元件幾何結構規(guī)則,流道簡單,易于加工制造；缺點是為保證結構強度,冷卻流道的孔不能太密,導致?lián)Q熱效果受限。后期提出了徑流式或多孔介質型的燃料元件,這種新形式的燃料元件流道更加復雜,具有換熱比表面積大,流動壓降損失小等優(yōu)點；但是由于徑向距離短,燃料元件的溫度梯度大,容易導致元件因熱應力過大而破裂,破壞燃料元件完整性。

表1 核熱推進反應堆燃料元件形式

受當時技術水平、經濟因素等限制,上述燃料元件的性能并未實現(xiàn)充分挖掘,若將燃料元件性能繼續(xù)開發(fā)達到更高性能,核熱推進系統(tǒng)運行安全將會得到進一步保障。Rover/NERVA計劃驗證了六棱柱石墨基體復合燃料地面整堆測試的成功,而其他的燃料元件方案有待進一步的地面測試?？紤]到全尺寸原型堆地面測試成本昂貴、研究經費有限,可能會阻礙燃料元件形式的發(fā)展。因此，在原型堆測試之前需要進行燃料元件非核測試和帶核測試。目前，NASA與美國相關國家實驗室已進行了多種燃料元件的測試工作,搭建了HHTF(Hot Hydrogen Test Facility)[24]、AHF(Arc-Heater Facility)[25]、NTREES(Nuclear Thermal Rocket Element Environmental Simulator)[26-27]、CFEET (Compact Fuel Element Environment Test)[28-29]等多臺非核實驗裝置,對熱氫環(huán)境燃料元件耐高溫性能與腐蝕機理等有了深刻認識,如圖4所示CFEET實驗裝置測試W-UO2樣品電鏡結構。

圖4 CERMET燃料樣品(W-UO2)部分測試結果[28]Fig.4 The test results of CERMET (W-UO2) fuel sample[28]

現(xiàn)有研究表明[28],金屬陶瓷(CERMET)燃料形式將具有更安全、更經濟的優(yōu)勢,有潛力達到比石墨基體復合燃料形式更高的性能水平。各種燃料材料選擇,如UO2、UN、單一碳化物、二元碳化物、三元碳化物等形式,相比較來看,先進的混合多元碳化物燃料形式性能更加優(yōu)越。美國Rover/NERVA計劃和蘇聯(lián)核熱推進計劃原型堆測試驗證了在高溫、高輻照環(huán)境中,三元碳化物燃料長時間、多次啟動運行可行且可靠。上述研究為今后核熱推進系統(tǒng)堆芯燃料元件的發(fā)展積累了寶貴經驗。

國內有關核熱推進的研究仍處于概念設計與方案論證階段,堆芯燃料元件的的研制、測試也剛剛起步。借鑒國內球床高溫氣冷堆的研究基礎,其TRISO顆粒燃料元件與美國徑流式粒子球床堆芯型核熱推進系統(tǒng)的燃料元件形式類似[30],如圖5所示。500 μm左右TRISO顆粒彌散在球形石墨基體中,形成8mm～10mm左右的燃料球元件。為了保證燃料元件在高溫熱氫環(huán)境下的完整性,燃料球元件表面涂覆一層熱解碳緩沖層和一層ZrC保護層。王金宇等[31]、張良等[32]對球形包覆顆粒燃料耐高溫熱沖擊性能開展了實驗研究,研究表明,TRISO燃料顆粒能保證2000K以下的結構完整性,2200K時顆粒破損率已高達70%(破損情況如圖6所示),距離3000K的溫度極限還有相當大的差距。張良等[32]還提出溫度超過2000K 時,SiC 平均晶粒尺寸明顯增大,晶界遷移能力增強,顆粒包覆層壓碎強度急劇降低,并建議采用耐熱沖擊更好的碳化鋯材料進一步研究測試。

圖5 TRISO顆粒和小型燃料球截面示意圖Fig.5 Schematic diagram of TRISO particle and small fuel pellet cross section

圖6 TRISO顆粒高溫熱沖擊前后表面顯微圖像Fig.6 Surface microscopic images of TRISO fuel particles before and after thermal shock test

3 燃料元件關鍵技術

燃料元件作為堆芯能量的來源,其結構性能、耐高溫性能、耐輻照性能、耐腐蝕性能等關乎堆芯的運行壽命,進而影響核熱推進系統(tǒng)推力和比沖,因此燃料元件的地位十分重要。為了保障核熱推進反應堆的正常運行,燃料元件應滿足以下幾點要求[11,33-36]：

1) 核燃料與基體材料需耐受 3000 K 以上高溫。堆芯內燃料元件的最高溫度可能高出堆芯出口推進劑溫度幾百度,為保證發(fā)動機比沖、推力性能,燃料元件必須采用耐高溫材料。

2) 包殼與基體材料在高溫氫氣流動環(huán)境下必須能夠保持完整性,以避免燃料顆粒的流失，滿足對放射性的包容。

3) 設計換熱比表面積盡可能大,通過增加冷卻劑與燃料元件的換熱面積,降低冷卻劑與燃料元件之間的溫差,提高換熱效率,縮小堆芯體積。

4) 盡量減少堆芯質量與體積。堆芯在滿足臨界質量和臨界體積的要求下,其燃料元件材料密度應盡可能小,可通過提高235U的裝量提高堆芯整體性能。

5) 燃料元件材料必須有很好的化學相容性。核燃料與基體材料之間、包殼與推進劑(氫氣)之間在高溫環(huán)境下必須化學相容,避免材料之間的相互腐蝕。

6) 燃料元件必須具有足夠的機械/結構強度。在高溫、振動等極端條件下保證燃料元件的結構,不發(fā)生彎曲變形阻塞冷卻劑流道；制造工藝可行,能夠在可接受的質量保證和控制下制造。

7) 基體材料必須具有良好的核性能。一方面中子吸收截面小,提高中子的經濟性；另一方面耐輻照性能強,避免材料的輻照腫脹和蠕變變形。

綜上所述,核熱推進固態(tài)堆芯燃料元件需掌握高性能換熱結構設計技術,耐高溫、高強度材料加工制造技術,燃料元件物理-熱工-應力耦合分析技術,高溫熱氫環(huán)境、高輻照環(huán)境材料實驗測試技術以及燃料元件性能優(yōu)化技術等關鍵技術,為我國核熱推進堆芯燃料元件的研制提供有力支撐。

4 結論

核熱推進技術經過了60余年的發(fā)展,已經基本滿足人類進行深空探測等任務的需要,技術成熟度最高的固態(tài)堆芯核熱推進系統(tǒng)已于20世紀六七十年代在美國、蘇聯(lián)進行了全系統(tǒng)地面測試,獲得了大量的實驗數(shù)據和研制測試經驗。燃料元件方案包括六棱柱石墨基燃料元件、扭曲條帶燃料元件、六棱柱金屬陶瓷燃料元件、球形包覆顆粒燃料元件、MITEE型燃料元件、SLHC型燃料元件、Grooved Ring型燃料元件等,其中軸流式結構大多已經過性能實驗臺架、原型堆測試,六棱柱三元碳化物石墨基燃料元件和CERMET(W-UO2)燃料元件最有希望應用到下一代核熱推進火箭發(fā)動機中。通過掌握核熱推進固態(tài)堆芯燃料元件的設計、研制、分析、優(yōu)化等關鍵技術,可保障我國核熱推進火箭發(fā)動機研制、深空探測航天任務順利開展。