【论文赏析】载人运载火箭末级核热推进总体方案初步研究
对于载人任务，如果采用常规的化学推进技术，地球的起始规模将达到1400t，而采用核热推进技术后，地球的起始规模可以缩小到800t..核热推进技术以其高比冲、大推力的独特性能，在深空探测中具有化学推进火箭无法比拟的优势。
此前的火星探测任务表明，火星上存在生命是有一些必要条件的，尤其是水的发现，极大地激发了人类寻找火星生命的热情，成为近年来国际深空探测的热点。核热推进技术以其高比冲、大推力的独特性能，在深空探测中具有化学推进技术无法比拟的优势。而且，随着核电技术的逐步发展，核能安全问题是可以得到可靠解决的。为了保证未来中国能够在深空探测领域发挥更大的作用，发展核热推进技术意义重大。
本文以载人登船任务为背景，对核热推进飞行器总体方案进行了初步研究，对核热推进飞行器的总体性能、设计特点和关键技术进行了初步分析和梳理。
随着对火星的了解越来越多，美国国家航空航天局、俄罗斯联邦航天局和欧洲航天局都开始了移民火星的科学研究，有望在20世纪30年代中期实现登陆火星的梦想。其中，美国国家航空航天局早在1988就开始了载人火星探测的研究，并形成了载人登陆火星的“火星参考任务”(DRM)系列。
美国载人火星探测5.0 (MARSRA 5.0)的设计参考系基本确立了“重型运载火箭+核动力上面级”的总体方案。基本方案是用7枚重型火箭将核热推进级和载人/货运有效载荷送入近地轨道，然后分别用2枚货运火箭和1载人火箭在近地轨道对接，由核热推进运送到火星返回地球。早期美国载人火星探测计划中提到使用传统的化学推进系统进行载人登船，地球出发规模高达1400t，核热推进系统结构与化学火箭发动机相似，推力大致相同，但比冲提高到900 950s左右，地球出发规模降低到800t t，马斯德拉5.0方案一般采用“人货分开运输”的原则
美国marsra 5.0载人防火登船计划
参考美国的MARDRA 5.0方案，中国也进行了初步的载人任务规划。考虑到地球的起始规模是700 800t，* * *将在近地轨道进行7 8次发射和5次对接。
1)某重型运载火箭1将核热推进与火跑变轨级1送入近地轨道；
2)重型运载火箭2将把核热推进近地轨道；
3)轨道舱1(火星着陆器和升降机)由重型运载火箭3送入近地轨道；
4)轨道舱2(火星和火星车表面的生命舱)由重型运载火箭4送入近地轨道；
5)用重型运载火箭5将核热推进走火入轨三级送入近地轨道；
6)用重型运载火箭6将液氢罐送入近地轨道；
7)用重型运载火箭7将载人摆渡飞船(包括飞船2)送入近地轨道；
8)载人飞船1由载人火箭送入近地轨道。
轨道舱1与轨道舱1在近地轨道对接，轨道舱1由核热推进轨道舱1送入入轨轨道，轨道舱1与轨道舱1分离，然后由轨道舱1制动，气动减速，使飞行器下降。在近地轨道对接核热推进走火变轨二级和轨道舱二，由核热推进走火变轨二级将轨道舱二送入走火轨道，轨道舱二与走火变轨二级分离，然后制动并气动减速轨道舱二，将火星表面的生命舱和火星车送入环火轨道，等待载人飞船入轨；热推进三级、液氢罐、载人航天飞机和载人飞船1依次对接近地轨道，航天员从载人飞船进入航天飞机，核热灭火三级(和液氢罐)将把载人航天飞机和载人飞船送入奔火轨道和环火轨道。先送入轨道的载人航天飞机和火星表面的生活舱在环火轨道对接，生活舱与航天飞机其他部分分离，然后生活舱和飞船2在火星表面着陆。
完成任务后，航天员通过火星和飞船2上的升级进入火星轨道，与载人摆渡飞船和载人飞船1的其他部分进行交会对接。返回地球前，航天员进入载人飞船1，与摆渡飞船分离，直接再入地球。
核热推进动力系统主要由核热机和加压输送系统组成。目前，国产核热机还处于概念设计阶段。核热机在原理上类似于使用液氢的膨胀机循环发动机，不同的是氢氧燃烧室被核反应堆代替。液态氢推进剂从储罐中出来，由泵加压。它先进入发动机冷却水套的冷却推力室后气化，然后分成两路:一路直接进入推力室，另一路吹涡轮后进入推力室。进入推力室的氢气被核反应堆加热后，变成高温高压气体，通过喷嘴高速喷出，形成推力。
核热机概念示意图
(1)核热机的比冲
发动机的比冲与推进剂温度的平方根成正比，与分子量的平方根成反比。由于材料和传热的限制，燃烧室温度一般不超过3000 4000K，所以降低分子量是提高比冲的有效途径。
化学燃烧产物的分子量一般超过10，核热机可以直接将低分子量介质加热到高温，从而产生高比冲。目前核热机的最佳工质是液氢，液氢具有良好的冷却和膨胀做功能力，是分子量最小的单一物质。为了最大限度地提高介质的温度，核燃料棒的技术水平对比冲性能起着决定性的作用，是核热机的核心关键技术，也是我国在核热机领域与国外差距较大的技术。
目前俄罗斯在该领域处于最高水平，其三元碳化物技术可将氢气加热至2800K以上，从而实现900s以上的发动机比冲，在发动机面积比为300、喷管效率为0.96时，比冲随氢气加热温度的升高而变化。
(2)核热机的推重比
由于核反应堆和相关屏蔽层的存在，核热机的推重比低于常规液体火箭发动机，但远高于电推进发动机。美国核热机的推重比设计值高达4.8，一般在3-4之间。核热机的推重比取决于与核相关的部件，如反应堆、反射器、屏蔽层、控制机构等，而与常规低温发动机相关的部件，如推力室、喷管、涡轮泵等，仅占10%左右。
对于核热机反应堆，其部件主要由堆芯(包括燃料和慢化剂等)组成。)、反射器、反应性控制系统、屏蔽和其他内部组件。
以美国用于载人登陆火星的核热机反应堆为例，估算核反应堆总质量约为3422kg，而发动机推力约为111.2 kn，推重比为3.314。考虑到发动机喷管、涡轮泵和推进剂输送管，实际工程应用中的核热机推重比约为3。
(3)核热机的启动和关闭性能
常规火箭发动机的能量来源于推进剂的化学反应，加速积累和减速释放的过程与推进剂的供给直接相关，因此可以快速启动和关闭。
核热机以核反应堆为能源，其启停过程很大程度上取决于反应堆的工作要求和特性，尤其是在核反应堆停堆期间，部分产品的辐射效应会持续很长时间，需要不断冷却。
通过分析美国核热发动机的发展经验，发现核热火箭发动机的启动和关机过程不同于常规火箭发动机，尤其是发动机关机后，需要维持较长的冷关机过程。
分析了月球摆渡用34吨核热机的启动和关闭特性。该发动机基于美国“运载火箭用核发动机”(NERVA)研发的NRX系列发动机。设计总温2361k，设计室压3.1MPa，真空比冲822s，设计推力下流量41.7kg/s。
1)启动流程。核热火箭发动机的启动过程与常规低温火箭发动机有些类似，但时间要长得多。
在启动的第一阶段，液氢流经涡轮泵、推力室、反应堆等。在罐压的作用下，反应堆处于低功率状态。这个过程大约需要25s，主要作用是对发动机进行充分预冷，对反应堆进行预热。
第二阶段，发动机开始加速，温度达到额定工况，推力达到额定推力的60%，持续时间约22.7s；
第三阶段，在总温不变的情况下，燃烧室压力升高到额定工况，推力达到100%，持续时间约3.6s，一般来说，核热机的启动过程持续时间约52s，扣除发动机预冷时间后，约27s。启动过程的平均比冲只有600s左右
2)停工过程。核热机的停堆过程基本上是启动过程的逆过程，只是时间更长。首先，发动机功率应降至60%。在此过程中，发动机总温度保持不变，燃烧室压力下降，持续约3.6s，发动机比冲在此过程中保持不变；然后，发动机在这种状态下维持1 . 3min，主要目的是减少后续冷停堆过程中产生的废热，从而节省推进剂消耗。然后发动机的总温度和推力会持续下降，直到发动机熄火，需要维持一个长时间小流量冷却的余热排出阶段。34吨核热机的整个停堆过程持续了约350s，在整个停堆过程中，发动机的平均比冲约为600s
核热机与常规发动机最大的区别在于，发动机停堆后仍有一个废热排放的阶段，这主要是由于反应堆停堆后部分反应产物仍具有高放射性，会释放废热。以34吨月球渡轮的核热机为例。过程持续约64小时，推力约134N，比冲约400s，由于持续时间较长，需要考虑液氢的消耗。同时，这一过程中的冷却氢气可以设计用来发电，为全机提供一定的动力源。
核反应堆在运行过程中会放出伽马射线和大量中子，对飞船上的电子元器件和宇航员造成危害，因此需要对其进行屏蔽，使其辐射水平降低到允许值以下。对于在太空中使用的反应堆，由于体积和质量的严格限制，电子元件和宇航员处于相对集中的位置，因此可以使用阴影屏蔽将辐射水平保持在较低水平。
对于使用核动力的航天器，一般设计成细长结构，即仪器舱和人员舱位于一端，核反应堆位于另一端，液氢储罐位于两端之间。
因为中子和γ射线的直线运动是特定的，需要屏蔽的位置相对集中，所以需要把屏蔽区域放在屏蔽块的阴影区。
辐射屏蔽布置示意图
参照大亚湾和秦山核电站大修中制定的防护指标，集体剂量不超过600(人msv)，个人剂量最大不超过15mSv。考虑到核热推进末级受体积和质量限制，其辐射水平可能略高。假设核热推进系统辐射安全区的允许泄漏值小于每天20mSv，这个值已经大大超过了大亚湾和秦山核电站大修中制定的辐射防护指标要求。
考虑到火星探测的任务期为三年，并假设上述辐射全部被火箭电气产品吸收，则整个任务期内的累积吸收剂量为21.9j/kg。在目前的产品水平下，非抗辐射半导体元件可承受的电离辐射剂量不低于100J/kg。
可以看出，火箭电气产品的辐射剂量小于部件的承载能力，核热推进对电气系统方案没有本质影响，但核热机必须具备基本的辐射屏蔽能力，将外界辐射控制在可接受的范围内。
对于深空探测任务来说，复杂的深空辐射环境是航天器面临的主要环境，暴露在地磁层之外的深空环境充满了高能混合空间辐射。
核热推进航天器的布局
根据航天器在深空的飞行阶段，深空环境可分为三个部分:
一是从地球到其他星球飞行过程中的空间辐射环境，主要辐射源是太阳粒子事件和银河宇宙线；
二是航天器在恒星着陆期间的空间辐射环境，主要辐射源是太阳宇宙线和恒星磁场捕获的银河宇宙线粒子；
三是飞船着陆的恒星表面的辐射环境，主要是恒星吸收宇宙辐射后的二次辐射。
深空辐射环境造成的危害主要是辐射损伤和单粒子事件。深空辐射环境中的高能电子、质子和少量重离子与航天器材料相互作用，会对航天器材料造成损伤和破坏，其中高能电子电离航天器材料，高能质子和重离子电离并置换航天器材料。
在设计深空探测航天器的电气系统时，要考虑光热辐射引起的单粒子引起的计算误差，或者改变存储器中的值的风险。软件设计要考虑这种情况，采用计算冗余、错误检查等方法进行检测判断，以保证火箭机计算的正确性。
核热推进上面级的工作环境在大气层外，不会受到气动载荷的影响，因此其结构方案设计可以不受气动外形的限制。以俄罗斯发布的核热动力运载器概念图为例，运载器的主要承重结构以杆系为主，以提高运载器的结构效率。而且由于没有整流罩的空间限制，有效载荷的结构形式更加灵活，空间分布方案也更多。
核热推进系统只需要液氢作为工质，因此只需要液氢作为贮箱，不需要设置氧化剂贮箱，对结构设计的约束较小，可以更好地优化结构方案。
但核热机使用后，将承受比常规发动机更恶劣的高温环境条件，因此在结构设计过程中需要充分考虑发动机附近的结构、仪表和电缆的热防护要求，以保证各系统和单机的正常工作。
而且与常规发动机相比，核热机的结构更加庞大，需要增加发动机部分的结构强度，尤其是反应堆周围，保证发动机各部分的密封性。
俄罗斯核热动力汽车概念图
参考美国的Mars DRA5.0方案，提出了一个初步的类似美国的载人火登方案。大地总启动规模约700 ~ 800吨，分三次完成火转移，大地单次启动规模约300吨。通过分析停泊轨道到地球的能量C3e分别为8或20km2/s '时的发射效率、工作时间、引力损失和轨道质量，给出了核热推进末级的推力尺度和核热机的总体参数建议。
假设入驻轨道为近地圆轨道，高度为200km，核、热机推重比3，比冲905s .考虑重力损失的影响，分析了不同推力尺度下核热推进飞行器的发射效率，其中发射效率是指在轨质量(扣除核热机干重后进入地火转移轨道)与入驻轨道起始质量的比值。可以看出，过载在0.13 ~ 0.16之间时，发射效率最高。
当发射效率考虑了不同的过载时，不同的变轨时间会带来引力损失的影响。具体影响是过载越小，工作时间越长，重力损失越大，但发动机干重越小。按照单次火力转移300t的起步规模，核热推进剂运载火箭推力应为45t左右，结合美俄核热发动机的研究情况，建议核热发动机推力考虑为15t，核热推进运载火箭并联三台发动机。
地球转移发射效率随过载的变化
核热推进技术因其推力大、比冲高的特点，在未来深空探测任务中具有不可比拟的优势，但也应看到，核热技术的工程化应用还有很长的路要走，许多技术难题需要攻克。根据目前基于核热推进的载人任务分析，核热推进飞行器从地球到达火星大约需要180天。在火星上停留一段时间(一周到一年半不等)后，核热机重新点火返回地球，那么推进剂的长期储存时间至少要半年，这对现有的液氢长期储存技术是一个极大的挑战。
此外，核热机推力高温气体的比热(总温2500K时约20000 kJ/kg·K)远高于传统氢氧发动机(总温3400K时约3400 kJ/kg·K)，导致壁面热流高于传统发动机，给冷却带来很大困难。
因此，要实现核热推进在载人登船任务中的应用，需要重点解决核热反应堆小型化、核热机推力室冷却、推进剂长期贮存等重大技术问题。