羅洪義，牛廠磊，吳勝娜，李 鑫，唐 顯，羅志福

（中國原子能科學研究院 同位素所，北京 102413）

引 言

自20世紀中期以來，由于航天技術(shù)的起步和發(fā)展開闊了人類的視野，人類開始逐步探索太空，但是航天技術(shù)的進步離不開空間能源的使用。目前航天領(lǐng)域采用的空間能源主要包括化學能、太陽能和核能源，在遠日、背日等深空探測任務(wù)中，太陽光照強度、空間強輻射環(huán)境、極端環(huán)境溫度等因素限制了太陽能和化學能源的使用，而核能源具有不依賴太陽、能量自主產(chǎn)生、能量密度高、環(huán)境適應(yīng)性強、免維護等顯著優(yōu)勢，是深空探測任務(wù)的理想能源?？臻g核能源包括核反應(yīng)堆能源和放射性同位素能源，對于數(shù)百瓦及以下電能需求的深空探測任務(wù)而言，采用放射性同位素電源最為合適，其中钚-238同位素電源以合適的半衰期（87.7年）、較高的比熱功率（0.56 W/g）及無需厚重輻射屏蔽（α衰變）等特性，成為遠日、背日等深空探測任務(wù)中數(shù)百瓦及以下電能供應(yīng)的首要甚至唯一選擇。

钚-238同位素電源是利用各種能量轉(zhuǎn)換方式將钚-238同位素衰變產(chǎn)生的熱能轉(zhuǎn)換成電能的電源裝置，其中溫差型钚-238同位素電源技術(shù)最為成熟，迄今為止美國共發(fā)射了26艘載有47個溫差型钚-238同位素電源的航天器，輸出電功率為2.7 ～300 W，轉(zhuǎn)換效率最高達到6.7%，功率密度達到了5.36 W/kg[1]。俄羅斯在1996年發(fā)射的“火星-96”（Mars-96）探測器中使用了4個钚-238同位素電源，由于火箭發(fā)射失敗導(dǎo)致同位素電源墜入太平洋。我國在空間任務(wù)中使用钚-238同位素能源始于“嫦娥3號”，使用了從俄羅斯引進的钚-238同位素熱源（Radioisotope Heat Unit，RHU），簡稱钚-238 RHU，為探測器供熱；國際上首次實現(xiàn)在月背著陸和巡視勘察的“嫦娥4號”使用了中俄合作研制的钚-238同位素熱源和同位素電源，幫助探測器安全渡過月夜并成功喚醒?；谌祟愄剿饔钪鎶W秘的迫切愿望以及世界各國對空間戰(zhàn)略地位的重視，钚-238同位素能源將迎來更廣闊的發(fā)展機遇和更廣泛的空間應(yīng)用，但也給钚-238同位素能源自身性能提出了更高要求。溫差型钚-238同位素電源（Radioisotope Thermoelectric Generator，RTG），簡稱钚-238 RTG，主要由钚-238同位素熱源源 、溫差電換能器和外殼（包括散熱器）以及相應(yīng)固支結(jié)構(gòu)組成，其中RHU通過放射性钚-238衰變產(chǎn)生熱量，溫差電換能器則將熱能轉(zhuǎn)換電能。本文基于钚-238同位素電源發(fā)電原理，通過對結(jié)構(gòu)部件及其功能進行分析，梳理出钚-238同位素電源研制關(guān)鍵技術(shù)，并結(jié)合國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢對研制關(guān)鍵技術(shù)進行分析和討論，以期為钚-238同位素電源技術(shù)發(fā)展及其在深空探測中的更廣泛應(yīng)用提供參考和借鑒。

1 RTG發(fā)電原理與基本結(jié)構(gòu)

RTG的發(fā)電過程包括衰變熱收集和溫差電轉(zhuǎn)換2個階段，圖1為溫差型钚-238 RTG發(fā)電原理示意圖。。

衰變熱收集階段，放射性钚-238衰變時釋放的高能粒子與周圍物質(zhì)相互作用，最終被阻止和吸收，粒子的動能轉(zhuǎn)變成熱能，使周圍物質(zhì)溫度升高，從而向周圍釋放熱能形成熱源，其產(chǎn)熱功率按下式計算

溫差電轉(zhuǎn)換階段，衰變熱從RTG內(nèi)部向外部傳導(dǎo)時，流經(jīng)溫差電偶在其兩端產(chǎn)生溫度差，利用塞貝克（Seebeck）效應(yīng)將熱能直接轉(zhuǎn)換為電能[2]。若溫差電偶熱端溫度為，冷端溫度為，溫差電偶的塞貝克系數(shù)（），則在溫差電偶兩端產(chǎn)生的溫差電動勢（）為

此外，大部分未被轉(zhuǎn)換成電能的熱量可通過外殼及散熱裝置以廢熱和輻射傳熱的形式釋放，可用于儀器設(shè)備的保溫。

圖1 钚-238 RTG發(fā)電原理示意圖Fig.1 Electricity power generation theory of Plutonium-238 RTG

圖2為RTG基本結(jié)構(gòu)示意圖，其中放射性同位素熱源（RHU）是將放射性同位素衰變過程中釋放的能量以熱量形式收集起來的裝置，由放射性同位素芯塊和包殼構(gòu)成；溫差電換能器可將衰變熱能轉(zhuǎn)換成電能，由半導(dǎo)體溫差電材料制成；電源外殼（包括散熱裝置）將RHU、溫差電換能器及相應(yīng)固支結(jié)構(gòu)包裹固定在其內(nèi)部，同時將大部分熱量釋放出去。

圖2 RTG基本結(jié)構(gòu)Fig.2 Basic structure of RTG

2 钚-238 RTG國內(nèi)外發(fā)展情況

2.1 美國發(fā)展情況

美國早在20世紀60—70年代進行的SNAP計劃中，開發(fā)了一系列的钚-238同位素電源，電功率從2.7 W（SNAP-3B）到75 W（SNAP-27）。1961年，SNAP-3B型钚-238 RTG被成功應(yīng)用于“子午儀-4A”（Transit-4A）近地軌道導(dǎo)航衛(wèi)星，這是美國首次將钚-238 RTG應(yīng)用于空間探測領(lǐng)域；后續(xù)在“雨云衛(wèi)星”（Nimbus satellite）、“阿波羅”（Apollo）、“先驅(qū)者”（Pioneer ）及“海盜號”（Viking Mars）等共14個航天器中使用了SNAP-RTG。SNAP-RTG放射性芯塊采用過238Pu金屬、238PuO2-Mo陶瓷、238PuO2微球等多種形式，芯塊包殼材料使用過金屬鉭、鉭合金、PtRh合金等，溫差電轉(zhuǎn)換材料先后采用PbTe、PbTe/TAGS材料等，其轉(zhuǎn)換效率也在不斷提高，SNAP-19 RTG轉(zhuǎn)換效率達到了6.3%，如效率也在不斷提高，SNAP-19 RTG轉(zhuǎn)換效率達到了6.3%，如圖3所示。

美國70年代后期主要使用數(shù)百瓦級钚-238同位素電源（MHW-RTG），首次航天應(yīng)用為1976年發(fā)射的“林肯8號”和“林肯9號”通信衛(wèi)星，之后在“旅行者1號”（Vogayer-1）和“旅行者2號”（Vogayer-2）航天器中得到使用。MHW-RTG在任務(wù)初期電功率為150 W左右，放射性芯塊均采用238PuO2陶瓷微球形式，采用Si-Ge體系高溫溫差電轉(zhuǎn)換材料，轉(zhuǎn)換效率達到6.5%。直到20世紀80年代，美國钚-238 RTG開始向集成化和模塊化方向發(fā)展（GPHS-RTG），采用通用同位素熱源模塊（GPHS）設(shè)計，可根據(jù)任務(wù)需求進行靈活組裝，適用于多種形式換能器。1989年GPHS-RTG首次在“伽利略號”（Galileo）木星探測器上使用，之后在“尤利西斯”（Ulysses）、“卡西尼號”（Cassini）及“新地平線號”（New Horizons）探測器上應(yīng)用。GPHS-RTG電功率達到280 W以上，放射性芯塊采用238PuO2陶瓷塊形式，包殼材料使用了銥合金，溫差電轉(zhuǎn)換材料采用Si-Ge體系，轉(zhuǎn)換效率達到6.7%。材料采用Si-Ge體系，轉(zhuǎn)換效率達到6.7%。圖4為MHW-RTG和GPHS-RTG。

圖4 MHW-RTG/GPHS-RTGFig.4 MHW-RTG/GPHS-RTG

為提升钚-238 RTG空間應(yīng)用安全性并降低研制成本，美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space American，NASA）和美國能源部（United States Department of Energy，DOE）開始改進RTG系統(tǒng)，研發(fā)出了能夠在行星表面和深空高真空環(huán)境長期工作的多任務(wù)型同位素電源（MMRTG），RHU和換能器均采用了更加標準、更加靈活的模塊化設(shè)計，如圖5所示。2011年，MMRTG成功應(yīng)用于“好奇號”（Curiosity）探測器中，使用了8個GPHS模塊和16個溫差電模塊，任務(wù)初期熱功率為22 000 W，電功率為125 W，輸出電壓28～32 V，設(shè)計壽命14年以上。MMRTG的放射性芯塊沿用了238PuO2陶瓷塊形式，包殼材料仍采用銥合金，溫差電轉(zhuǎn)換材料使用了PbTe/TAGS體系，轉(zhuǎn)換效率為6.3%，轉(zhuǎn)換效率為6.3%[3]。

圖5 MMRTGFig.5 MMRTG

2002年NASA制定了“空間核創(chuàng)新計劃”，計劃開發(fā)先進的放射性同位素電源系統(tǒng)（Advanced Radioisotope Power Systems，ARPSs）以擴展美國在行星或月球表面建立移動實驗室并加強深空探測的能力；2008年又提出了“先進溫差電轉(zhuǎn)換系統(tǒng)項目”（ATEC），通過開發(fā)先進溫差電材料，進而研發(fā)出先進溫差型同位素電源（ARTG），以期將溫差電轉(zhuǎn)換效率提升至8%～10%，如圖6所示[4]；此外，美國還積極開展先進斯特林同位素電源的研發(fā)（ASRG），計劃通過采用動態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)實現(xiàn)轉(zhuǎn)換效率 ＞ 20%的目標，如圖7所示[5-6]。

圖6 ARTGFig.6 ARTG

圖7 ASRGFig.7 ASRG

2.2 俄羅斯發(fā)展情況

俄羅斯的空間核電源研究主要集中于空間堆電源領(lǐng)域，在钚-238RTG研究方面較少。鑒于空間堆電源的壽期不滿足要求，為了完成對火星進行綜合研究的“火星-96”探測計劃，俄羅斯重新將RTG列入研究重點。1996年11月發(fā)射的“火星-96”探測器，裝備了4個钚-238 RTG用來為行星表面探測科學平臺供電，每臺RTG輸出電功率0.15 W，電壓15 V，使用的Angel RHU（如圖8）熱功率為8.5 W[7]，但由于發(fā)射失敗載有270 g钚-238的同位素電源隨之墜入太平洋。此后，俄羅斯開展了“小型自動觀察站”使用的RTG，電功率分別為200和400 mW。然而，由于其它因素的限制，該钚-238 RTG并未實現(xiàn)發(fā)射和空間應(yīng)用[8]。2013年俄羅斯為我國探月工程二期“嫦娥3號”探測器提供了钚-238同位素熱源，用于為儀器設(shè)備供熱。

圖8 Angel RHU/RTGFig.8 Angel RHU/RTG

2.3 中國發(fā)展情況

我國于1971年因第一顆人造衛(wèi)星發(fā)射的需要，由中國科學院上海原子核研究所和二機部原子能研究所聯(lián)合研制成功了第一個Po-210同位素電源（“東風1號”），輸出電功率1.4 W，該RTG因任務(wù)變動，轉(zhuǎn)為地面試驗[9]。之后，為了給“嫦娥3號”月球探測器提供必要的熱能以實現(xiàn)月夜生存，我國于2009年從俄羅斯引進了6枚钚-238 RHU，包括3枚120 W、1枚8 W和2枚4 W[10]。2017年，我國與俄羅斯合作為“嫦娥4號”探測器提供了钚-238 RHU以及钚-238同位素電源，幫助探測器成功實現(xiàn)月夜生存并為月夜測溫裝置供電。。

3 钚-238 RTG研制關(guān)鍵技術(shù)術(shù)

基于溫差型钚-238 RTG發(fā)電原理及系統(tǒng)組成，綜合國內(nèi)外發(fā)展和應(yīng)用情況，钚-238 RTG重點應(yīng)考慮安全性、功率密度、轉(zhuǎn)換效率、可靠性4個方面。其中，安全性是钚-238 RTG實現(xiàn)工程應(yīng)用的基礎(chǔ)和前提，必須保證內(nèi)部放射性钚-238核素在任何情況下不會泄漏到外部環(huán)境；功率密度直接關(guān)系到RTG的質(zhì)量、體積等參數(shù)指標，進而影響RTG的在深空探測設(shè)備中的裝配和應(yīng)用；高效可靠換能器是研制高效電源的關(guān)鍵，在節(jié)省昂貴放射性同位素原料和延長RTG壽命等方面起著決定性作用。以上影響因素涉及的钚-238 RTG研制技術(shù)包括：钚-238 RHU研制技術(shù)、溫差電轉(zhuǎn)換技術(shù)、安全性試驗技術(shù)以及可靠性試驗技術(shù)，下面對深空探測钚-238 RTG研制關(guān)鍵技術(shù)進行分析和討論。

3.1 钚-238 RHU研制技術(shù)

钚-238 RHU是钚-238 RTG能量來源，由放射性钚-238芯塊和包裹在其外部的多層包殼組成。安全性是钚-238 RHU空間應(yīng)用的首要前提，要求確保內(nèi)部放射性钚-238核素在各個任務(wù)階段以及可能發(fā)生的意外事故下不會泄漏至外部環(huán)境中。钚-238 RHU研制應(yīng)重點考慮钚-238芯塊形式、钚-238芯塊密度、包殼材料及結(jié)構(gòu)、透氦阻钚4個方面。

3.1.1 钚-238芯塊形式

钚-238核素半衰期長達87.7年，比功率約0.56 W/g，為100%α衰變，無需厚重的屏蔽結(jié)構(gòu)，輕小的質(zhì)量和體積有利于航天裝備的運載和發(fā)射，是深空探測任務(wù)RTG使用放射性核素的首選。钚-238核素屬于極毒物質(zhì)，一旦人體吸入微克量級就有很大幾率引起肺癌等嚴重疾病甚至致人死亡，因此選擇一種合適的钚-238芯塊的化學、物理形式，對應(yīng)用安全性是極其重要的。從钚-238放射性芯塊安全性角度考慮[11]，要求芯塊具備良好的物理化學穩(wěn)定性、耐高溫、耐腐蝕、不溶于海水、不溶于弱酸弱堿、不易揮發(fā)、機械強度好、熱導(dǎo)率高、且與包殼相容性好、功率密度高、易制備等性質(zhì)。美國在钚-238 RTG研制過程中，放射性芯塊先后采用過238Pu金屬、238PuO2-Zr合金、238PuO2-Mo陶瓷、238PuO2微球和238PuO2陶瓷等多種形式，經(jīng)過綜合比較和應(yīng)用驗證，238PuO2陶瓷芯塊性能最為優(yōu)異，在钚-238 RTG研制中得到了廣泛采用。自1989年發(fā)射的“伽利略號”木星探測器開始，深空探測任務(wù)使用的钚-238 RTG均采用238PuO2陶瓷芯塊。

3.1.2 钚-238芯塊密度

钚-238 RHU放射性芯塊密度增大可提高比功率和機械強度，但過大密度會阻礙芯塊內(nèi)部因钚-238衰變產(chǎn)生氦氣的排放，氦氣集聚可能帶來芯塊腫脹、破裂等安全隱患，因此應(yīng)在保證RHU芯塊安全的前提下盡量提高其密度。美國所使用的钚-238 RHU芯塊的密度均控制在85% ± 5%TD范圍內(nèi)[12]，制造過程中钚-238原料的化學形式、粉體顆粒大小、燒結(jié)工藝等參數(shù)對陶瓷芯塊密度均有重要影響[13]（如圖9所示）。

圖9 钚-238粉末原料和钚-238陶瓷芯塊Fig.9 Plutonium-238 powders and Plutonium-238 ceramic pellets

3.1.3 包殼結(jié)構(gòu)及材料

钚-238 RHU/RTG在空間應(yīng)用過程中，不僅要承受運輸和發(fā)射階段的強烈振動和加速度沖擊，還可能經(jīng)歷發(fā)射失敗所出現(xiàn)的緊急意外事故環(huán)境，使用單一材料或單層防護包殼難以保護內(nèi)部钚-238核素的安全，必須采用多層、不同材料的防護包殼。美國GPHSRTG和MMRTG使用的钚-238 RHU均采用了4層安全防護包殼，如圖10所示。其中，抗燒蝕包殼（Aeroshell/Cap）可以抵抗高溫燒蝕和高速沖擊，該層包殼采用針刺編織的碳碳復(fù)合材料（Fine Weave Pierced Fabric，F(xiàn)WPF）制成；隔熱層包殼（CBCF Sleeve/Cap）能夠在超高溫環(huán)境下阻止熱量短時間傳入RHU內(nèi)部，從而保護金屬包殼密封，該層包殼選用了低密度碳碳復(fù)合材料（Carbon Bonded Carbon Fiber，CBCF）；抗撞擊包殼（Impact Shell/Cap）可以抵抗各種嚴苛力學載荷的破壞作用，確保內(nèi)部放射性物質(zhì)的密封，該層包殼為石墨材質(zhì)；燃料密封包殼（Fueled Clad，F(xiàn)C）將高溫钚-238放射性陶瓷芯塊密238放射性陶瓷芯塊密封在其內(nèi)部與環(huán)境隔離，使用了銥合金材料（DOP26）[14-17]。

3.1.4 透氦阻钚裝置

由于钚-238 RTG所使用的钚-238同位素會因衰變持續(xù)釋放He氣，若集聚在包殼內(nèi)部則會使內(nèi)壓持續(xù)增大，可能導(dǎo)致包殼承壓破裂。為規(guī)避該安全風險，通常采用包殼預(yù)留儲氣空間或加裝透氦阻钚裝置，但包殼預(yù)留儲氣空間會增加RHU質(zhì)量和體積，不利于減重減容，同時也降低了RHU比功率，因此采用加裝透氦阻钚裝置的方式最為適宜。“透氦”是指及時向外釋放產(chǎn)生的氦氣，保護包殼內(nèi)部壓力動態(tài)平衡，避免因內(nèi)壓過大而破壞包殼；“阻钚”則是阻止钚-238顆粒泄漏至外部環(huán)境。美國模塊化同位素熱源（GPHS）金屬包殼（如圖10所示）均采用透氣設(shè)計（Cup Vent Set，簡稱CVS），通過將透氣裝置（Frit Vent Assembly，簡稱FVA）焊接在金屬包殼端部內(nèi)側(cè)來實現(xiàn)釋放氦氣同時阻止钚-238微粒泄漏的功能。該透氣裝置厚度約為氦氣同時阻止钚-238微粒泄漏的功能。該透氣裝置厚度約為0.41 mm，直徑約為9.6 mm，在帶有透氣孔的金屬底板表面燒結(jié)金屬粉末后，采用高溫擴散焊方式將金屬蓋板和燒結(jié)有金屬粉末的底板連接為一體，并在雙層金屬板接頭處采用激光焊接加固，最后將透氣裝置整體焊接在包殼端部內(nèi)側(cè)，構(gòu)成了具有透氦阻钚功能的包殼結(jié)構(gòu)，如圖11所示[18-20]。

圖10 美國GPHS包殼結(jié)構(gòu)及材料Fig.10 Cladding structure and materials of GPHS in USA

圖11 美國GPHS裝配的透氦阻钚裝置Fig.11 FVA of GPHS in USA

3.2 溫差電轉(zhuǎn)換技術(shù)

溫差電轉(zhuǎn)換技術(shù)是研制高效可靠RTG的關(guān)鍵，高轉(zhuǎn)換效率、低衰減率的溫差電換能器不但可以減少同等功率RTG的放射性同位素使用量，降低RTG成本，還可以有效延長RTG使用壽命。溫差電轉(zhuǎn)換技術(shù)主要包括溫差電材料技術(shù)、溫差電單體連接及器件集成技術(shù)。

3.2.1 溫差電材料技術(shù)

溫差電材料的ZT優(yōu)值決定著溫差換能器的效率，通過控制在工作溫度下（T）摻雜合適的雜質(zhì)量達到載流子最佳濃度，可以使溫差電材料獲得合適的電導(dǎo)率（）、熱導(dǎo)率（）和塞貝克系數(shù)（），進而得到較優(yōu)的ZT值[21]。

根據(jù)溫差電材料的適宜工作溫度區(qū)間，可分為低溫溫差電材料、中溫溫差電材料、高溫溫差電材料，其中公認性能較好、在深空探測領(lǐng)域應(yīng)用最廣的溫差電材料有低溫Bi2Te3（工作溫度300 ℃以下）、中溫PbTeTe（工作溫度550 ℃以下）、高溫SiGe（工作溫度1 100 ℃以下）3種。美國一直致力于開發(fā)新型高效溫差電材料，早期的SNAP-RTG采用PbTe溫差電轉(zhuǎn)換材料，其轉(zhuǎn)換效率不足4%，功率密度約1.78 W/kg；為提高衰變熱利用率并減少昂貴同位素原料的使用量，研發(fā)出了基于PbTe/TAGS材料體系的溫差電轉(zhuǎn)換裝置，溫差電轉(zhuǎn)換效率較之前大幅度提高，達到6.3%，功率密度最高可達3 W/kg。之后，隨著空間任務(wù)對能源功率需求的不斷提高，研發(fā)了采用Si-Ge體系高溫溫差電轉(zhuǎn)換材料的百瓦級MHW-RTG，轉(zhuǎn)換效率6.5%，功率密度4.2 W/kg，在“林肯”通信衛(wèi)星和“旅行者號”探測器上得到使用；隨后研發(fā)的更大功率GPHS-RTG同樣使用了Si-Ge體系溫差電轉(zhuǎn)換材料，轉(zhuǎn)換效率和功率密度進一步提升，分別達到6.7%和5.1 W/kg，在“伽利略號”“尤利西斯”“卡西尼號”等深空探測器上成功應(yīng)用。由此可見，溫差電材料是提升RTG轉(zhuǎn)換效率和功率密度的關(guān)鍵之一，可大幅降低昂貴的钚-238原料的使用量，同時也有助于減重減容。據(jù)NASA于2016年3月的報道，未來美國計劃采用方鈷礦材料體系的溫差電轉(zhuǎn)換裝置，轉(zhuǎn)換效率將提升至8.2%。

3.2.2 溫差電單體連接及模塊集成技術(shù)

溫差電單體由一個P型溫差電單偶、一個N型溫差電單偶與電極構(gòu)成，電極與溫差電材料之間存在多層連接界面，圖12為典型結(jié)構(gòu)的溫差電單體整體、局部及微觀視圖。

圖12中電極與溫差電材料連接界面的質(zhì)量，直接決定著溫差電單體內(nèi)阻和強度，內(nèi)阻與輸出功率息息相關(guān)，連接強度則影響其環(huán)境適應(yīng)性以及使用壽命，為提高溫差電器件的轉(zhuǎn)換效率及使用壽命，溫差電單體連接需考慮電極材料的熱導(dǎo)率、電導(dǎo)率和熱膨脹率等性質(zhì)，電極與溫差電材料的匹配，電極與溫差電材料連接界面的強度、界面熱阻和電阻、界面的物理化學穩(wěn)定性等因素，因此溫差電單體連接是影響RTG性能的關(guān)鍵技術(shù)之一[22]。其中低溫Bi2Te3溫差電單體主要采用Cu電極，過渡層材料為Ni、Mo等，溫差電材料與電極連接可采用釬焊、一步熱壓燒結(jié)法、擴散焊等方式[23-26]。中溫PbTe、PbTe/TAGS體系溫差電單體采用Fe電極，使用SnTe、PbTe-Fe等材料作為過渡層與Fe電極連接，溫差電材料與電極連接可采用一步熱壓燒結(jié)法、擴散焊等硬連接方式[27-30]。高溫Si-Ge體系溫差電單體主要使用C、MoSi2、W等作為電極材料，可采用的連接方式包括釬焊、擴散焊、等離子燒結(jié)等[31-34]。表1列舉了美國深空探測任務(wù)中使用的钚-38 RTG溫差電單體電極材料、連接方式及工作狀態(tài)，圖13為其溫差電單體典型結(jié)構(gòu)[35-37]。

圖12 典型結(jié)構(gòu)溫差電單體整體、局部及微觀視圖Fig.12 The overall，local and microscopic view of typical thermocouple structure

溫差電模塊由若干個溫差電單體以串聯(lián)或并聯(lián)的形式連接構(gòu)成，如圖14所示。溫差電模塊是溫差電換能器的核心部件，其性能直接影響著RTG轉(zhuǎn)換效率、可靠性和使用壽命，可通過優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計、使用輕質(zhì)高強的支撐結(jié)構(gòu)件等措施來提升溫差電模塊性能。

保溫材料也是RTG重要組成部分，在RTG內(nèi)部冷端和熱端之間填充輕質(zhì)、低熱導(dǎo)率的保溫材料，一方面可有效降低熱源與外殼之間的熱傳導(dǎo)，減小氣體對流產(chǎn)生的熱損失，使熱量最大限度地經(jīng)過溫差電器件轉(zhuǎn)換為電能；另一方面，保溫材料可對溫差電器件和結(jié)構(gòu)件起到增強支撐的作用。此外，RTG在運輸、發(fā)射階段會經(jīng)歷較高強度振動、沖擊等力學環(huán)境，在溫差電器件設(shè)計、集成過程中需要針對性進行抗力學環(huán)境設(shè)計和采取相應(yīng)抗振加固措施等，以提升其力學環(huán)境適應(yīng)性。

表1 美國主要RTG型號溫差電材料、電極材料、連接方式及工作狀態(tài)Table 1 The thermoelectric materials，electrode materials，connection mode and working state of main RTGs in USA

圖13 美國钚-238 RTG溫差電單體典型結(jié)構(gòu)Fig.13 The structure of Plutonium-238 RTG thermocouple in USA

3.3 安全性試驗技術(shù)

钚-238 RHU/RTG空間應(yīng)用過程中，可能經(jīng)歷因發(fā)射失敗導(dǎo)致的意外事故環(huán)境，包括：發(fā)射場火災(zāi)、火箭爆炸沖擊及碎片撞擊、再入后空氣動力學過熱、高溫高速撞擊地面、掉入水中熱沖擊、深海高外壓及海水腐蝕。為確保钚-238 RHU/RTG內(nèi)部钚-238核素在上述事故模式下不會發(fā)生泄漏擴散，在應(yīng)用之前應(yīng)在地面模擬事故環(huán)境對其安全性進行試驗驗證，安全性試驗為钚-238 RHU/RTG研制關(guān)鍵環(huán)節(jié)。在钚-238 RHU空間應(yīng)用安全性方面，美國重點開展了以下試驗項目驗證。

圖14 溫差電器件示意圖Fig.14 Thermoelectric module exploded view

3.3.1 火箭爆炸沖擊試驗

發(fā)射階段，運載火箭若發(fā)生爆炸，爆炸沖擊波將會對RHU/RTG產(chǎn)生沖擊。為測試火箭爆炸沖擊過程中RHU/RTG的安全性，美國桑迪亞國家實驗室（Sandia National Laboratory，SNL）采用模擬GPHS開展了爆炸沖擊試驗，使用的炸藥為含5% TNT的C-4炸藥，通過調(diào)節(jié)震激管長度和炸藥的使用量來控制不同超壓比沖量。爆炸前將模擬GPHS加熱至1 090 ℃，隨后引爆炸藥，測試超壓最高達到了2 212 psi（15.25 MPa），試驗過程中石墨包殼脫落，試驗后檢查金屬銥合金包殼出現(xiàn)變形，但未發(fā)生泄漏[38]。

3.3.2 火箭推進劑燃燒試驗

發(fā)射階段，運載火箭若發(fā)生爆炸，RHU/RTG可能暴露在火箭推進劑燃燒環(huán)境中。通過分析認為固體推進劑燃燒環(huán)境比液體推進劑更嚴酷，因此針對性開展了火箭固體推進劑燃燒試驗，試驗對象為模擬RHU。試驗使用的固體推進劑型號為UTP-3001，將一個該型號立方體固體推進劑左右及后面三面固定，未受約束的一面垂直放置在沙地上，模擬RHU放置在距推進器劑5 mm的地方。點火后，推進劑劇烈燃燒，持續(xù)時間10.5 min，試驗后模擬RHU石墨包殼發(fā)生燒損，但內(nèi)部銥合金包殼無明顯破壞[39]。

3.3.3 高速碎片撞擊試驗

發(fā)射階段，運載火箭若發(fā)生爆炸，產(chǎn)生的碎片可能撞擊RHU/RTG。為了考核高速碎片撞擊對RHU/RTG安全性影響，開展了鋁彈、鈦彈、大碎片等不同類型碎片，以不同速度分別撞擊模擬RHU和裸露金屬包殼的不同部位（正面撞擊、邊緣撞擊等）的試驗。鋁彈、鈦彈用氣槍發(fā)射，試驗前模擬RHU加熱至1 090 ℃，鋁彈、鈦彈撞擊速度最高分別達550 m/s、684 m/s，鋁彈撞擊模擬RHU以及鈦彈撞擊裸露金屬包殼后，均導(dǎo)致了金屬包殼焊縫破裂。大碎片撞擊采用火箭助推器加速，分別以正面和側(cè)面兩個角度撞擊RTG模擬件（內(nèi)包含8個模擬GPHS），正碰最高撞擊速度達到了212 m/s，試驗后模擬GPHS中2個金屬包殼出現(xiàn)裂口，側(cè)碰撞擊速度僅為95 m/s時已出現(xiàn)金屬包殼破裂[40-42]。

3.3.4 再入熱試驗

若出現(xiàn)發(fā)射失敗，RHU/RTG將高速再入稠密大氣層，由于大氣氣動加熱作用，RHU/RTG會經(jīng)歷高溫燒蝕環(huán)境。為測試空氣動力學過熱過程對RHU安全性的影響，美國采用模擬GPHS開展了再入熱環(huán)境試驗，將模擬GPHS裝入石墨盒，在金屬包殼表面安裝溫差電偶用以測量試驗過程中包殼溫度，然后封裝在金屬鉭罐內(nèi)。試驗過程中，使用加熱爐加熱鉭罐，按照圖15溫度與時間歷程曲線加熱升溫。試驗后，測量了銥合金包殼的外形尺寸（高度、直徑），結(jié)果表明沒有發(fā)生腫脹；除去銥合金包殼透氣端蓋，內(nèi)部陶瓷芯塊已破碎[43]。

圖15 再入過程GPHS熱載荷時間歷程曲線Fig.15 Time history curve of thermal load in reentry process

3.3.5 高速撞擊試驗

若出現(xiàn)發(fā)射失敗，RHU/RTG再入大氣層后，有可能會以高溫高速狀態(tài)撞擊地面。為測試RHU在該意外事故環(huán)境下的安全性，美國洛斯阿拉莫斯國家實驗室（Los Alamos National Laboratory，LANL）分別采用空氣炮和火箭推進裝置進行了一系列的撞擊試驗[44-45]，試驗對象包括裸露金屬包殼和模擬GPHS組件。其中，裸露金屬包殼加熱至1 090 ℃后分別撞擊混凝土和鋼靶，撞擊混凝土的最高速度為90 m/s，開始出現(xiàn)破裂的臨界速度約為65 m/s，撞擊鋼靶的破壞臨界速度約為54 m/s。模擬GPHS組件加熱至700 ℃，然后分別以0°、15°、30°和90°角度撞擊靶件，速度約為54 m/s，13個模擬試驗組件中9個發(fā)生了不同程度泄漏，經(jīng)過評估認為泄漏情況在可接受范圍內(nèi)。

3.3.6 外壓和海水腐蝕試驗蝕試驗

若出現(xiàn)發(fā)射失敗，RHU/RTG再入大氣層后，有可能掉入深海中經(jīng)受高外壓和海水腐蝕的同時作用。為測試該事故模式下RHU的安全性，美國LANL試驗室將2個钚-238 RHU分別放入裝有模擬海水的0.25 m深的水池中保存640天和壓力為68.9 MPa的鎳合金高壓容器內(nèi)保存639天，每周取樣檢測模擬海水中钚濃度，試驗過程中未檢出放射性钚-238核素泄漏[46]。

3.4 可靠性試驗技術(shù)

钚-238 RHU/RTG空間應(yīng)用任務(wù)過程將經(jīng)歷儲存、運輸、發(fā)射、在軌、星表工作階段，各個任務(wù)階段面臨的環(huán)境條件不同，通過在地面開展環(huán)境與可靠性試驗來發(fā)現(xiàn)薄弱環(huán)節(jié)，采取設(shè)計和工藝改進等措施來提高環(huán)境適應(yīng)性和可靠性，以保障钚-238 RHU/RTG在全壽命周期內(nèi)能夠正常工作。在空間應(yīng)用環(huán)境適應(yīng)性與可靠性方面，DOE與NASA聯(lián)合組織開展了面向钚-238 RTG不同系統(tǒng)級別的環(huán)境與可靠性試驗序列，按試驗?zāi)康牟煌謩e制備了各級試驗件，包括：溫差電單體、溫差電模塊、全模型溫差電工程單元CET（Full-Scale Component Engineering Test Unit）、電模擬RTG工程單元EU（Non-Nuclear Electrically Heated Engineering Unit）、質(zhì)量鑒定件QU（Nuclear-Heated Qualification Unit）和飛行件FU（Flight Unit）[47]。

3.4.1 溫差電單體

針對Cassini任務(wù)RTG，開展了面向溫差電單體材料性能測試試驗，對溫差電單體的電功率、絕緣電阻、電壓、重量等項目進行測試，測試結(jié)果表明，所使用的RTG中溫差電單體的與前期“尤里尼斯號”和“伽利略號”任務(wù)使用的溫差電單體性能一致性[15]，進而確認可轉(zhuǎn)入下一層級（溫差電模塊）的裝配與測試。

3.4.2 溫差電模塊

溫差電模塊級試驗?zāi)康氖球炞C溫差電模塊的環(huán)境適應(yīng)性和可靠性。在“Cassini”任務(wù)中，開展了溫差電模塊振動試驗，以驗證單體內(nèi)部以及與絕緣板之間的機械連接性能；此外，制備了3組由18個單體組成的溫差電模塊，分別開展了加速壽命試驗和常規(guī)壽命試驗，其中加速壽命試驗的熱端溫度為1 408 K，常規(guī)壽命試驗的熱端溫度為1 308 K，試驗時間持續(xù)2.8萬h，試驗后分別對試驗過程中采集到的功率因子、內(nèi)阻以及絕緣電阻隨時間變化數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計分析，試驗結(jié)果表明“Cassini”钚-238 RTG使用的溫差電模塊性能達到了與“尤里尼斯號”“伽利略號”任務(wù)同等水平[15]。

3.4.3 溫差電全模型工程單元

針對“伽利略號”“尤利西斯號”任務(wù)中使用的RTG，開展了面向全模型溫差電組件工程單元CET的飛行驗收（Flight Acceptance，F(xiàn)A）試驗，包括Y和Z兩方向的隨機振動和瞬態(tài)振動，試驗后測試試驗件的機械損傷程度（比對試驗前后10～2 000 Hz、0.5 g的正弦掃頻波形變化）、功率、絕緣電阻、內(nèi)阻、密封性等性能[47-49]，以考核溫差電模塊結(jié)構(gòu)強度與質(zhì)量特性。

3.4.4 RTG工程單元（電模擬）

為驗證溫差電換能器的整體設(shè)計，先后由General Electric（GE）和Lockheed Martin（LM）公司分別開展了面向EU的研制試驗，試驗序列為振動試驗→振動后性能測試→熱真空試驗→熱真空后性能測試。其中，面向EU的振動試驗序列為：FA→TA（Type Acceptance，型式驗收，為FA的1.5倍量級）→聲學試驗→爆炸沖擊試驗；振動后性能測試：機械損傷、功率、絕緣電阻、內(nèi)阻、密封性。熱真空試驗后性能測試項目包括：功率、電壓、絕緣電阻、內(nèi)阻、密封性、殼體溫度。在“尤里尼斯號”和“伽利略號”任務(wù)使用的RTG上，開展該層級振動環(huán)境試驗中發(fā)現(xiàn)了薄弱環(huán)節(jié)，并提出了關(guān)于增加支撐結(jié)構(gòu)的設(shè)計改進[47,49]，之后的成功應(yīng)用，證明了開展這一層級的振動試驗對于提高RTG可靠性水平具有重要意義。

3.4.5 RTG質(zhì)量鑒定件

為考核RTG的整體設(shè)計，美國蒙德實驗室（Mound Laboratory）先后于1985年和1996年，分別針對“伽利略號”“尤利西斯號”和“卡西尼號”開展面向QU的鑒定級試驗。鑒定級試驗序列為：初始性能測試→振動試驗及性能測試→質(zhì)量特性檢測→輻射劑量檢測→熱真空試驗。其中，振動試驗的試驗序列為FA空試驗，通過模擬運輸及發(fā)射過程中的振動環(huán)境，從而考核RTG的環(huán)境適應(yīng)性；為使RTG輻射劑量達到控制指標要求，采用16O交換技術(shù)對钚-238原料進行了處理，大幅降低RTG的中子劑量率；開展了面向QU的熱真空試驗（如圖16所示），試驗條件熱沉309 K，真空壓強10-4Pa，試驗時間從1984年5月持續(xù)至1985年11月，對長達1年半的熱真空試驗中伏安特性測試數(shù)據(jù)進行了統(tǒng)計分析，結(jié)果表明在期望工作電壓28 V和30 V處能夠保持峰值功率[47]。

圖16 熱真空試驗中的QU的I-V-P曲線圖Fig.16 I-V-P curve in thermal vacuum test of QU

3.4.6 RTG飛行件

為驗證RTG的可靠性是否保持在規(guī)定的水平，針對飛行件FU，包括“伽利略號”（F1，F(xiàn)4）、“尤利西斯號”（F3）、“卡西尼號”（F2，F(xiàn)6，F(xiàn)7）、“新視野號”（F5），開展驗收級試驗，其試驗序列為：初始性能測試→振動試驗及性能測試→磁場性能檢測→質(zhì)量特性檢測→核輻射檢測→熱真空試驗[3,47,50]。2002年，美國愛達荷國家實驗室（Idaho National Laboratory，INL）針對“新視野號”（New Horizons）開展面向FU的驗收級試驗[51-52]。其中，振動試驗用于驗證裝配工藝，試驗序列為FA，振動試驗平臺如圖17所示；質(zhì)量特性檢測內(nèi)容包括測量RTG的質(zhì)心和質(zhì)量，從而計算其慣性，試驗裝置如圖18所示；為測試RTG在太空環(huán)境下的性能，開展了RTG熱真空試驗，將“新視野號”（F5）放置于一個直徑1.83 m長2.74 m的熱真空試驗箱內(nèi)，如圖19所示。試驗期間測試輸出功率為243 W，滿足不低于237 W的設(shè)計要求[53-54]。

4 結(jié)束語

钚-238 RTG能夠在惡劣環(huán)境下長時間自持運行，可以供熱的同時還能發(fā)電，是深空探測任務(wù)不可或缺的能源裝備。美俄在钚-238 RTG的研制和應(yīng)用方面占據(jù)領(lǐng)先地位，目前已在多次航天任務(wù)中成功應(yīng)用共46個钚-238 RTG，為適應(yīng)未來更遠、更長的深空探測任務(wù)的需求，大功率、高功率密度、高效率、長壽命成為钚-238 RTG的發(fā)展方向。本文基于钚-238 RTG發(fā)電原理過程及系統(tǒng)組成，梳理出钚-238同位素電源研制關(guān)鍵技術(shù)包括：钚-238 RHU研制技術(shù)、溫差電轉(zhuǎn)換技術(shù)、安全性試驗及可靠性試驗技術(shù)，并結(jié)合國內(nèi)外钚-238 RTG研制和應(yīng)用情況對上述關(guān)鍵技術(shù)進行了分析和討論，以上工作對于我國钚-238 RTG研制技術(shù)發(fā)展及其在深空探測中更廣泛應(yīng)用具有重要參考意義。

圖17 振動試驗平臺Fig.17 Vibration table

圖18 質(zhì)量特性測試裝置Fig.18 Mass property equipment

圖19 熱真空試驗裝置Fig.19 Thermal vacuum chamber