核动力深空探测器现状及发展研究

朱安文，刘飞标，杜辉，马世俊

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

0 引 言

深空探测扩展了人类活动的范围，是探索宇宙和生命起源的重要手段，同时能够引领航天技术的发展。深空探测首先需要解决能源问题，与地球轨道航天器使用太阳能不同，在深空探测中太阳能的使用受到了各种限制。其典型的限制有两种：一是星表环境导致太阳能效率低下，如月球表面长达14个地球日的月夜无法使用太阳能，还有火星表面每日均有的沙尘暴使太阳能板接收太阳能非常困难；二是木星及木星以远的深空探测，木星系附近的太阳常数降低到地球附近的1/25以下，利用太阳能发电效率低下。在这些限制条件下，核电源成为深空探测器能源的重要选择。

深空探测可用的核能源包括3种类型：核燃料的衰变能、裂变能和聚变能。同位素衰变能是目前深空探测中应用最成熟的技术，在深空探测中发挥着重要作用。利用裂变反应堆电源，并且与电推进技术相结合的核电推进航天器，是目前深空探测研究的热点。核聚变具有更大的优势，在核动力深空探测研究中开始受到关注。

1 衰变能探测器

由于深空中太阳能利用效率的下降，多数深空探测器采用了同位素电源（Radioisotope Thermoelectric Generator，RTG）。RTG具有工作寿命长、生存能力强、结构紧凑等特点，成为一种性能良好的空间电源。RTG是利用温差电材料的塞贝克效应，直接将放射性同位素衰变所释放的热能转变为电能的装置。由同位素热源（Radioisotope Heat Unit，RHU）、温差电转换器、散热壳体组成[1]。与传统的化学电源、太阳能电源相比，RTG不受太阳光和其他环境条件的影响，工作寿命长、可靠性高，不仅可以为深空探测器提供电能，还可以为其热控系统提供热能[1]，体积小、易于携带和安装；环境适应能力强，可在高低温、真空、辐射、冲击和震动等恶劣环境下正常工作[2]。

1.1 同位素热源探测器

放射性同位素衰变时发射出来的高能带电粒子和射线通过与物质相互作用，最终被阻止和吸收，射线的动能转变为热能，使与之发生作用的物质温度升高。这种利用放射性衰变能制成的热源，称为放射性同位素热源[3]。美国历年的深空探测任务中，有4次只用RHU为探测器提供热能，26次利用RTG提供热能和电能，或由RTG提供电能的同时使用RHU在关键部位供热。在使用RHU的深空探测任务中，“伽利略号”（Galileo）使用了120个RHU，“火星探路者号”（Mars Pathfinder，MPF）使用了157个，“卡西尼号”（Cassini）安装117个，“勇气号”（Spirit/MER-A）和“机遇号”（Opportunity/MER-B）各使用8个[3]。

我国的深空探测还处于起步阶段，为解决“嫦娥3号”探测器的月面生存问题，从俄罗斯引进了3枚120W、1枚8W、1枚4W的RHU，这使其成为我国第一颗采用核动力的深空探测器。

1.2 同位素电源探测器

1.2.1 “旅行者号”（Voyager）

1）任务概述

1972年，为抓住1977年木星、土星、天王星和海王星几乎在一条直线上的历史性机遇，Mariner Jupiter/Saturn 1977（MJS77）项目启动。在探测器发射后不久，项目名称就被改为“旅行者号”（Voyager）[4]。项目要确定的目标是：①开展木星和土星行星系统的比较科学研究；②恒星际飞行阶段中行星际物质的探索性调查[4]。1976年上半年，任务目标扩展至Voyager-2在1986年上半年与天王星可能的相遇探测。1985年又批准了Voyager海王星的探测任务。Voyager-1是人类历史上第一颗进入星际空间的航天器，目前已飞行近40年，并有望工作至2020年[5]。

2）Voyager探测器

Voyager-2于1977年8月先期发射，Voyager-1于1977年9月发射。两者设计相同，每颗探测器重量为722kg，采用三轴稳定技术，利用太阳和老人星进行空间定位，如图1所示。在最初80天的飞行后，其上的高增益天线持续指向地球。探测器上除了高增益天线是白色，大多数可见部分都是黑色，这种包覆主要是为了更好的热控和微流星防护，小部分区域则是金箔或铝表面。Voyager携带6个物理场、离子和波测量仪器，5个光学仪器和无线电科学测量仪器。主通信天线口径为3.7m，行星际巡航阶段采用S波段通信，与行星相遇时采用X波段。飞行状态下，探测器重量为825kg，包括肼工质为100kg，每颗探测器使用3个MHW-RTG，初期功率合计为470We。

图1 “旅行者1/2号”探测器Fig.1 Voyager 1 and 2 detector

3）电源系统

Voyager采用了当时最先进的MHW-RTG，全长58.31cm，外径39.73cm，如图2所示。Voyager-1和Voyager-2上的MHW-RTG初始功率158We，质量37.69kg。热源使用24个热功率为100W的238PuO2球，每个球用铱壳包封，外层采用石墨再入保护层。热电转化材料为SiGe合金，热端温度达到1000℃，转化效率6.6%。

图2 MHW-RTG剖面图Fig.2 Section view of MHW-RTG

1.2.2 “新视野号”（New Horizons）

1）任务概述

2001年12月，美国国家航空航天局（NASA）宣布启动“冥王星–柯伊伯快车”计划，探测器命名为“新视野号”（New Horizons）[6-7]。

作为考察冥王星系统和柯伊伯带的第一个探测器，New Horizons的科学目标包括：①近距离飞越冥王星及其已知的5个卫星。探测冥王星是否存在未被发现的卫星、是否存在环带系统、表面是否存在撞击坑等，并判断柯伊伯带天体间的互撞几率。②考察柯伊伯带的其他天体。柯伊伯带天体是太阳系各大行星形成后的残渣，研究其有助于理解太阳系和地球生命的起源[6]。

2）New Horizons探测器

New Horizons探测器主体结构长2.1m、高0.7m、最宽处2.7m，通信天线直径2.1m，总高度达到2.2m。探测器总重473kg，使用RTG，并用16个推进器来调整飞行路径和姿态控制[7]，如图3所示。

探测器携带了7台共30kg的科学仪器，包括3台光学仪器：远程勘测成像仪LORRI、可见–红外成像光谱仪RALPH、紫外成像光谱仪ALICE。其余4台分别是：太阳风测量仪SWAP、无线电科学实验仪REX、能量粒子谱仪PEPSSI、学生尘埃计数器SDC。这些载荷主要用于测量冥王星附近和表面的太阳风、大气、能量粒子和尘埃等。

New Horizons探测器采用X频段，包括一副高增益天线、一副中增益天线和两副低增益宽波束天线。采用三轴稳定和自旋稳定模式进行控制。在木星和冥王星之间漫长的巡航阶段，探测器处于休眠状态，期间大部分载荷关闭，采用自旋稳定模式，额定转速5rad/s，高增益天线对准地球，探测器自主监视自己的“健康”状态，而不是每周下传一次遥测信号。若自主系统没有检测到任何的异常，就会广播“green tone”；若检测到任何异常就会广播总数为7的“red tone”，发信号给地面控制人员采取矫正措施，这种操作可以最大程度地减小探测器巡航过程中DSN的负担。New Horizons是第一个采用信标模式的探测器，在与冥王星相遇阶段采用三轴稳定模式[8]。

图3 “新视野号”主要组成Fig. 3 The main composition of New Horizons

New Horizons在8年的巡航过程中，每年会有10个月的时间处于休眠模式，关闭大部分的电子设备，放宽固定检测和指令的时间。每周一次，探测器会通过检测信标tone来监测探测器的“健康”状况；每月一次，会收集工程遥测信号，得到更详细的探测器“健康”情况及分系统状态参数。每隔两月，探测器会被“唤醒”，进行全面的检查、设备校准、巡航科学探测及必要的轨道修正。巡航科学探测包括行星际等离子体、尘埃测量，天–海–冥–柯伊伯带的相位曲线研究、行星际的Ly-alpha测量等[8]。

3）电源系统

从Galileo和“尤利西斯号”（Ulysses）开始，深空探测器采用了全新的RTG——通用热源放射性同位素热电发生器（GPHS-RTG），其功率达到了上一代MHW-RTG的两倍。初始输出电功率300We，使用572个硅锗热电元件，热端温度1275K，冷端温度575K[9]。New Horizons探测器电源系统中不配备蓄电池。

GPHS-RTG首次采用模块化设计，每个热源模块包含2个单体，每个单体有2个238PuO2芯块，芯块由带有放气孔的铱合金包裹，每两个芯块组合装进石墨制的缓冲罐中，中间放置石墨隔板填充，防止机械挤压和碰撞[9]。

GPHS-RTG采用18个通用热源模块，初始热功率4500W，比功率5.3W/kg，外壳翅片为铝。整体直径42.2cm，高114cm，重量55.9kg[9]，如图4和图5所示。

图4 GPHS-RTG通用热源模块结构Fig.4 GPHS module assembly

图5 GPHS-RTG基本布局剖面图Fig.5 Cutaway of the GPHS-RTG

2 裂变能探测器

核裂变探测器泛指采用裂变反应堆作为能源的探测器，裂变产生的热能一方面可以通过热电转换装置变为电能，供科学载荷或电推力器使用；另一方面，裂变产生的热能可以直接加热工质，工质膨胀做功后为探测器提供推力。上述探测器分别称为核电推进探测器和核热推进探测器。目前，深空探测还未使用裂变能或聚变能。

2.1 核电推进探测器

2.1.1 任务概述

采用核电推进技术的典型代表是美国“普罗米修斯”计划中的JIMO飞船。JIMO是“普罗米修斯”计划的核心，也是这一时期核动力探测器的典型代表，于2002年底立项，并于2005年终止[10]。主要的目标一是研发一种较高功率的核反应堆电源，来验证核电推进技术潜力；二是探测木星的3颗伽利略卫星：木卫二、木卫三和木卫四[11]。

JIMO原计划于2015年5月进行3次独立的发射。由于电推力器推力小，探测器需要在地球轨道处运行5个月，星际巡航阶段大约需要5年4个月。JIMO会在木卫四轨道保持至少60天，木卫三轨道保持至少60天，木卫二轨道保持至少30天。任务终止时探测器将停留在木卫二的轨道上[11]。

2.1.2 JIMO探测器

JIMO探测器构型如图6所示，前端是反应堆和热电转换部分。反应堆后端是一个辐射屏蔽区，通过屏蔽体实现反应堆的圆锥状阴影屏蔽，减少对科学载荷部分的辐射。整个构形的显著特点是一根43m长的主支撑杆，发射前为折叠收拢状态[12]。主杆用于安装散热板，同时也将科学载荷部分与反应堆隔离。主推进为安装在两个可展开的推进板上的2组共8台电推力器，比冲大于6000s，寿命大于7万h[13]。

图6 JIMO收拢与展开状态构型Fig. 6 Stowed and deployed configurations of JIMO

2.1.3 裂变电源系统

JIMO反应堆电源的额定功率为100 kWe，热电转换部分包括两个独立的100 kWe的布雷顿（brayton）循环系统，采用He/Xe混合气体作为工质，设计冗余度100%。包括反应堆、热排放、功率调节和分配（PMAD）三大部分，产生的电能大部分用于电推力器。JIMO采用一种小型的采用外部反射体控制的快中子能谱堆型。热电转换部分采用超耐热合金，涡轮机的入口温度达到1150K，系统效率20%。系统中唯一的运动部件是单杆的星型涡轮离心压缩机，由铂气浮轴承支撑。PMAD包括两个完全冗余的模块，可单独为飞船提供100kWe的电能[14]。发电机产生高频三相交流电，高压电供给电推进系统，低压电提供给中心计算机和其他设备使用。多余的电能通过寄生负载辐射器分流，寄生负载辐射器用作一个可变的负载，来补偿探测器用电需求的变化，并通过控制涡轮机的转速来调整输出的交流电频率和电压。散热系统包括一个输送液态金属的热循环系统和采用水冷的散热板。散热器包括两组平翼，每组平翼由一系列的阶梯型展开的矩形散热板组成，分布在屏蔽体的屏蔽半角范围内。废热通过流体回路（水或NaK合金）从冷却器传递到散热系统[14]。JIMO的空间核电源系统基本组成如图7所示。

图7 JIMO空间核电源系统基本组成Fig. 7 Basic composition of the nuclear power of JIMO

2.2 核热推进探测器

由约翰逊航天中心于20世纪90年代提出的火星设计参考任务（Design Reference Mission，DRM），以实现载人火星飞行为背景，已经发布了包括DRM-1、DRM-2、DRM-3、DRM-4、DRA-5等几个版本。最新的DRA-5如图8所示，分析比较了核热推进和先进的化学推进。基于载人火星飞行的任务假设，研究认为无论对于货运还是载人，核热推进都是优选方案[15]。核热推进同时具备大推力（10 klbf 量级，1 klbf≈4 448 N）和高比冲（875～950 s）的特点，是当今液氢液氧化学推进性能的两倍。

2.2.1 任务概述

探测器计划于2033年分7次进行发射。前两次是货运发射，将一艘货运着陆器布置到火星表面，将一艘航天员居住舱布置于火星轨道，等待26个月后的载人发射任务。期间90天需要进行4次（间隔为30天左右）发射任务，将两艘货运航天器所需的部件发射入轨。前两次发射核热推进舱，每个舱体采用3个推力为111kN、比冲为900s的NTR核热发动，其余两次发射火星货运着陆器以及航天员居住舱，发射过程中它们都被放置于整流罩中。而在火星大气捕获、再入、下降、着陆过程中，整流罩同时起到气动减速和热防护的作用。推进舱和载荷舱的交会对接过程在地球轨道进行，NTR推进舱将作为主动飞行器[16]。

2.2.2 “哥白尼号”转移飞行器

载人和货运火星转移飞行器如图 9所示，采用同样的核心推进舱，推进舱通过3个推力为111kN的核热推进发动机来实现飞行过程中的各种姿态控制。所有的舱段呈直线布置，根据需要可增加可抛的液氢储箱舱段。推进舱携带太阳能发电系统作为辅助的电能来源，主要用于关键分系统部件、低地球轨道巡航阶段中的轨道保持等[15]。

货运飞行器IMLEO的近地轨道出发质量为246.2t，再入舱30m，总长度72.6m。再入舱包括减速壳、减速下降着陆系统、火星表面载荷等，总重103t。核热推进舱段总长28.8m，发射质量96.6t。液氢贮箱内径8.9m，推力59.4t。较短的液氢贮箱发射质量46.6t，包括对接机构等总长13.3m，携带液氢34.1t。每一个货运飞船额外携带5.2t的推进剂，用于低地球轨道运行、姿态控制、中途轨道修正、火星轨道保持等。火星转移阶段中消耗的液氢约91t，发动机点火时间39min，小于在NERVA计划中地面试验的NRX-A6发动机持续62min的实际点火时间[17]。

图8 DRA-5任务体系与流程Fig.8 DRA 5.0 Mission sequence summary

图9 DRA-5中的核热推进载人与货运飞行器概念Fig.9 Crewed and cargo NTR design concepts in DRA-5

“哥白尼号”载人火星转移飞行器（参见图10）没有设计人工重力环境，由3个基本部分组成：①核热推进段；②载人及有效载荷段；③鞍形桁架与可抛液氢贮箱组合体，用于连接前后两个部分[17]。采用短期停留轨道方案时，飞往火星需要217天，火星停留30天，返回地球403天，任务总时间650天；采用长期停留轨道方案时，飞往火星需要210天，火星停留496天，返回地球210天，任务总时间916天。

图10 载人火星转移飞行器（近地轨道出发前）Fig.10Crewed Mars transfer vehicle in LEO prior to departure

载人火星转移飞行器IMLEO的近地轨道出发质量为356.4t，全长96.7m。同样采用直线布置方式，采用自动交会对接系统降低飞行器组装难度。采用与货运飞行器一样的核热推进舱段，每个发动机安装有辅助的辐射屏蔽装置，可为航天员提供额外的保护。与货运飞行器不同，载人飞行器安装有鞍形桁架。为在合适的时间抛掉液氢贮箱，桁架的下半部分设计为开口。采用4个12.5 kWe/125m2的矩形太阳能电池板，安装在鞍形桁架的前端，可为载人火星转移飞行器提供约50 kWe的电能，用于生命支持、高速率对地通信等。载人火星往返飞行需要的液氢推进剂为191.7t，对应的发动机总燃烧时间为84.5min（火星转移阶段57.8min、火星轨道再入16min、地球轨道再入10.7min），小于NERVA（Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application）项目中XE发动机地面测试中累计2h的地面点火时间[17]。

2.2.3 NTR系统

NTR使用紧凑的裂变反应堆，采用93%的浓缩铀（U）-235，输出热能数百兆瓦，可加热液氢工质到很高温度以产生所需的推力。NTR主要组成如图11所示，流经两个涡轮泵的高压液氢工质被分为两路，其中一路用于冷却加速喷管、压力阀、中子反射层、控制鼓，另一路用于冷却发动机管理系统。之后两路氢气工质合并为一路，加热后的氢气工质被用来驱动涡轮泵。经过涡轮泵之后再次绕到反应堆压力阀处，依次流经内部屏蔽、堆芯支撑结构、堆芯燃料中的冷却管路。在堆芯中，氢气吸收了大量裂变产生的热能，被加热到很高温度（2550～2950K）并在高扩张比（约300:1）喷管中膨胀以产生推力[13,18]。在这一过程中，工质的物理状态也相应地从泵出口的液态迅速变为高温气态。

图11 核热推进发动机示意图Fig.11Sketch map of nuclear thermal propulsion

发动机可通过双涡轮泵调整液氢流量来实现不同的输出功率，进而实现启动、满功率运行、关机等不同的操作。多个安放在堆芯周围反射层区域的控制鼓用于调整堆芯中的中子水平和反应堆功率。中子和伽马射线屏蔽体内部含有冷却管路，放置于堆芯和发动机关键部件之间，防止发动机部件遭受过量的辐射加热造成材料性能的下降[18]。

NERVA堆芯是美国于1955年开始的ROVER/NERVA计划中设计的堆芯方案，是蜂巢换热结构的代表，如图12所示。NERVA堆芯采用六角形燃料元件，元件轴向上有19个工质流道。设计初期，燃料采用热解碳包覆的UC2颗粒，直径约0.2mm。这些燃料颗粒均匀地弥散在石墨基体中，通过挤压和热处理制成燃料元件。石墨虽具有较高的熔点，但易与高温氢气发生化学反应，导致燃料元件被腐蚀和燃料的流失。为保护石墨基体，通常采用化学方法在燃料元件的外表面和工质孔道内壁沉积一层碳化锆保护层[13,18]。

图12 NERVA中的燃料元件和支撑元件Fig.12 Schematic diagram of NERVA elements

3 聚变能探测器

聚变能是更高形式的核能利用方式。目前，主流的受控聚变方式有两种：磁约束聚变（MCF）和惯性约束聚变（ICF），典型代表是国际合作的ITER项目和美国的NIF项目。与此同时，人们在积极研究第3种聚变方式——有效融合MCF和ICF优点的磁惯性约束聚变MIF[19]。目前MIF发展的概念有4种：MTF、M-ICF、PLE和基于Z箍缩的MagLIF。上述4种方式的物理过程和驱动方式略有不同，但核心思想都是采用预先加热并磁化的等离子体靶，对其进行惯性压缩以实现聚变点火。对于相同规模的装置，MIF驱动器的成本只有MCF和ICF的1/100～1/10，在成本方面非常具备吸引力[19]。

3.1 磁约束聚变探测器

3.1.1 任务概述

为纪念并复现电影《2001——太空奥德赛》中的飞船，NASA格伦航天中心（NASA Johnh. Glenn Research Center）设计并研究了基于磁约束聚变的核动力航天器[20]，并命名为“发现者2号”。其飞行目的地为木星或者土星，携带6名航天员，飞行时间小于1年，飞船载重比＞5%。

3.1.2 “发现者2号”

“发现者2号”整体构型如图13所示，飞船最前端是载人舱段，处于旋转状态以产生人工重力，通过中心轮毂与中心桁架相连。前端的桁架支撑两组高、低温平板式辐射器。中间桁架的外部捆绑有4个液氢贮箱，桁架内部装有D3He燃料贮箱、制冷系统，以及各种数据、电源、冷却剂和推进剂输送管路等。中心桁架的后端是布雷顿热电转换系统、供配电系统、制冷系统、启动反应堆和蓄电池等。桁架的最后端安装有球形聚变反应堆、长波等离子体加热装置、磁喷管等。探测器总长240m，近地轨道组装好后探测器的初始重量为1690t[20-21]。

为减少飞船转向控制的难度，探测器在设计过程中尽量将热电转换系统、反应堆、推进剂等大部分的飞船质量布置在接近推力矢量的方向，反应堆布置在离载人舱尽量远的地方。由于飞船的主要任务为星际巡航，探测器仅设计了一个交会对接口。

图13 “”发现者2号“构型Fig.13 The Discovery II configuration

重量方面，探测器携带的D3He燃料为11t，液氢推进剂861t，有效载荷（包括载人舱、屏蔽、消耗品等）172t，结构（包括中心桁架、聚变堆、磁喷管、热电转换系统、冷却系统、长波等离子体加热装置、蓄电池、电子通信系统等）重量646t[20]。

整个任务先期需要7次发射，第1次将发射中心桁架、裂变堆、反应控制系统、蓄电池、通信、电子、热电转换、散热板、制冷装置、PF线圈、燃料贮箱、燃料注入等其他系统。第2次将把聚变堆和磁喷管等发射入轨，第3次将发射整个人工重力装置，第4～7次任务将发射4个装满液氢的推进剂贮箱[20]。

3.1.3 能源推进系统

聚变反应堆在设计过程中秉持尽量减少反应堆重量、最大化输出功率的宗旨，聚变堆热量直接排放并且不设置包容容器。反应堆小半径2.48m，环径比2，环向β加长（3:1），等离子体电流66MA，中心线磁场强度8.9t。上述条件会产生很大的环向电流（9.2MA）。12个环向线圈用于产生环向磁场，及7个极向线圈用于稳定等离子体[20]。

聚变反应堆剖面如图14所示，堆的中心线为液氢流通管路，钛合金结构用于支撑感应电流线圈负载，其与液氢流通管路中间为真空间隙。支撑大电流产生环向磁场的复合结构外部包覆有高温超导线圈，结构内部有冷却通道，用于传导热量以提供低温环境。磁场的作用是约束热等离子体使之不与第一壁接触。透过第一壁的大部分辐射被碳–石墨–W2B5屏蔽体吸收，第一壁为双层复合碳纤维壳体，在直接与等离子体接触的一侧壁面上涂有铍[20,22]。

反应堆的能量通过磁喷管分两步产生推力，由偏滤器出来的高能等离子体与液氢推进剂混合，在降低过热温度的同时增加推进剂质量流量。之后，推进剂通过磁喷管加速产生推力。同时，磁喷管的磁场可有效阻止高温等离子体与磁喷管线圈、喷管结构直接接触。对于完全电离的推进剂，磁喷管的磁场相当于一个容器，可有效降低主动制冷的压力。磁喷管、聚变堆与布雷顿热电转换系统如图15所示。

图14 聚变反应堆剖面示意Fig.14Sketch map of Fusion reactor

图15 磁喷管、聚变堆与布雷顿热电转换系统Fig.15 Magnetic nozzle,spherical torus reactor and brayton power conversion

要实现2000～5000s的比冲并在数月之内飞往柯伊伯带以外行星，所需的等离子体温度为数百eV。为产生合适的比冲，进入偏滤器的高温、低数量密度等离子体必须在喷管内加速之前调整到合适的参数。该过程是通过调节从反应堆中逃离的等离子体数量来实现的，等离子体加热并电离液氢推进剂。液氢推进剂在穿过反应堆轴线过程中被中子和轫致辐射加热，并将大多数的推进剂速度方向调整为反应堆轴向方向，之后进入偏滤器[20]。

上述聚变反应堆产生的热量约7895MW，其中96%的能量由等离子体携带，其余主要是高能中子（2.45MeV）。75%的能量直接用于加热液氢来产生推力（17.8～26.7kN、比冲3500～4700s），大部分的韧致辐射（1016MW）和中子辐射（307MW）能量被反应堆吸收，由高温散热板辐射的废热约1119MW，有96MW的热量被用于发电，输出电能约29MW，可用于冷却剂/推进剂泵浦以及蓄电池充电等。发电过程中产生的67MW废热由低温散热板排出。

发电过程采用闭环布雷顿热电转换方式，热端温度1700K，氦气压强7.5MPa，循环的最高最低温度比为3.5，压强比4.95。系统整体效率约29.8%，氦气流量26.3kg/s，散热板上下表面同时散热，散热总面积1万m2，采用12块16.6m×25m的矩形平板散热板。涡轮机转速26800rpm，由4极交流发电机输出1200Hz的三相交流电，路端电压设计为10kVAC[20]。参见图16。

图16 聚变能输出和利用Fig. 16 Fusion power output and utilization

3.2 Z箍缩聚变探测器

3.2.1 任务概述

2001年，NASA“革命性宇航系统概念”RASC启动，旨在对未来25～40年内的潜在科学任务进行系统概念设计。2002年，RASC组织“人类小行星带外行星探索”（HOPE）团队研究载人飞出太阳系的可行性。主要研究三方面内容：无人/载人核热推进、无人/载人核电推进、载人聚变推进。马歇尔航天中心的聚变推进采用磁化靶（MTF）聚变方式，为载人火星往返任务设计，探测器可重复使用[23]。2010年，马歇尔航天中心的“先进概念办公室”（ACO）又提出了更为先进的基于Z箍缩的聚变方案。

为客观评价Z箍缩聚变的实际效果，ACO假定了3种飞行任务。一为载人火星往返飞行，要求总的飞行时间少于6个月；二为木星往返飞行，总的飞行时间少于3年；三为飞往距离太阳550AU的某个目的地，时间少于35年，分析过程中飞船有效载荷设定为150t。

3.2.2 Z箍缩聚变探测器

Z箍缩聚变探测器主要由两部分组成：其一是Z箍缩聚变推进部分，包括电容器组、Z箍缩聚变磁喷管等；其二是探测器主结构部分，包括桁架、辅助裂变能源系统、散热板、着陆舱、星表居住舱、原位资源利用舱等；箍缩飞行器构型如图17所示。

图17 Z箍缩飞行器构型Fig.17 Z-Pinch vehicle configuration

3.2.3 能源推进系统

Z箍缩聚变发生的前提条件是等离子体在极短的时间（10–6s）内通过极大的电流（MA），该电流感生出的磁场进而压缩等离子体至聚变状态。对于聚变推进系统而言，Z箍缩的发生需使用环形喷管，喷管内部为D-T燃料，喷管外部为Li6。其圆锥形构型可以使D-T燃料和Li6在类似于阴极的某一点相遇，Li6同时作为电流回路和屏蔽层。该构型的另一优势在于中子和Li6的反应会产生氚，进一步增加聚变反应输出的能量[24]，如图18所示。

图18 中心轴处的Z箍缩阴极Fig.18 Z-Pinch cathode runs axially down center

假设反应过程中Li6不与D-T燃料反应，仅增加排出物的质量。在这样的保守估计下，发动机推力可达38kN，比冲19436s（脉冲频率10Hz），综合性能可达化学推进的40倍[24]。

聚变过程产生的能量通过磁喷管（参见图19）转化为探测器的有效脉冲，8根通电线圈组成抛物面形磁喷管，而聚变反应的位置刚好是其焦点。每个线圈通电后会产生如上图所示的磁场。聚变发生后，快速膨胀的高温等离子体壳压缩磁力线至等离子体与线圈之间的环形区域。由于磁力线的压缩，使得作用在等离子体壳上的磁场强度增加，起到了阻止等离子体接触线圈的作用。此时，沿磁喷管轴线的反作用力作用在磁喷管上，将膨胀等离子体的动能传递给探测器。等离子体喷出后，磁力线又恢复到初始位置，在整个过程中，等离子体不断地膨胀和排出，磁场类似于做弹簧运动[24]。而在每次的聚变反应中，必须在100 ns的时间内对D-T燃料施加很大的电流。因此，必须采用可以快速放电的低电容装置。每次聚变发生后，电容器组快速充电为下一次聚变做好准备，其充电电能来自于等离子体膨胀过程中在线圈中产生的感生电流。

图19 磁喷管截面图和其中膨胀的等离子体Fig.19 Magnetic nozzle in cross-section and expanding plasma

磁喷管构型如图20所示，主要由线圈支撑结构和8个同心圆通电线圈组成。磁喷管在设计过程中需考虑以下几个因素：①喷管的所有组成部分需要能有效防止高能中子辐射对其造成的物理损伤；②喷管结构在慢中子的照射下会产生放射性；③聚变过程中产生的大量的热能，需要采取有效的手段降低喷管结构的温度以保持其结构强度。为了在一定程度上降低中子辐射的影响，需要提出一种多层的复合屏蔽体方案，该屏蔽外部需有效地阻碍快中子而允许慢中子通过，之后的各层屏蔽重复上述过程直至中子能量降低到一定水平。由于熔融FLiBe（氟化锂和氟化铍的混合物）可有效慢化中子、具有较高的气化温度和合适的黏度，在通电线圈中作为主要的屏蔽材料。除作为屏蔽材料外，FLiBe还可以作为磁喷管的冷却剂，磁喷管需要在不高于1500K（磁喷管最热部位可承受的温度）的条件下使用，低于FLiBe的气化温度[24]。

图20 磁喷管构型Fig. 20 Nozzle configuration

除FLiBe屏蔽冷却通道外，通电线圈主要由两个线圈组成，其一为超导线圈，在聚变发生之前产生充满喷管的初始磁场；其二为普通的导电线圈，等离子体膨胀过程产生的感应电流由此线圈通过。除上述两个线圈外，线圈设计中还考虑了机械支撑、冷却、中子屏蔽等各种因素。

线圈的内部结构如图21所示，超导线圈浸在液氮中。超导体（YBa2Cu3O7）转变温度为92K，液氮可使其温度保持在77K。推力线圈在高温条件下具有很好的导电性和强度特性[25]。

图21 主动冷却线圈剖视结构和屏蔽Fig.21 Cross-section of the structure and shielding around an activelycooled ring assembly

尽管高强磁场可以阻止高温等离子体与喷管结构相接触并且采取了一定的冷却措施，但还不足以保护喷管结构对聚变反应过程中轫致辐射和中子辐射的影响，如果不采取进一步的主动冷却措施，喷管结构温度会很快上升并融化。

为此，可在磁喷管结构和线圈中设计复杂的冷却管路，通过熔融FLiBe将聚变热量传递给布雷顿循环中的热交换器。布雷顿循环采用氦气（He）作为工质，废热由NaK热管散热板排出。由于在不同飞行阶段比如接近目的地时，需要关闭聚变推进系统实现减速，若没有其他热源，FLiBe将无法维持熔融状态。从整个发电系统运行的角度考虑，是不希望FLiBe凝固的。为此，上述发电系统中还加入了SP-100的裂变堆提供辅助能源。SP-100输出功率375MW，系统效率19%，采用钨（W）和氢化锂屏蔽。通常情况下，SP-100产生的废热由其单独的散热板排散，当聚变堆不工作时，SP-100产生的废热又可以传递给布雷顿循环的热交换器，保证FLiBe保持熔融状态[23]。探测器整体的散热系统分为3个独立的部分，分别是低温散热板：主要供载人舱和电子仪器散热使用；中温散热板（800K），主要为SP-100热电转换系统散热；高温散热板（1250K）：主要供聚变推进系统散热使用。参见图22。

不同飞行任务下，Z箍缩聚变探测器的资源消耗如表1所示，由于采用了一种更高形式的聚变利用方式，可30天左右飞往火星，1.4年内飞往木星。

表1 任务分析结果[24]Table 1 Results of mission analysis

4 结束语

4.1 主要启示

总结过去60多年空间核动力技术的发展，可得出下述方面主要启示：

1）空间核动力技术是大国综合实力的体现

空间核动力的发展涉及航天和核两个系统领域，是大国综合实力的表现。当前，只有美苏有核动力航天器上天，美国发展的重点在RTG领域，苏联的发展重点在反应堆电源领域。RTG向更高效率的方向发展，随着先进材料的研制成功，温差电的转换效率会大幅提高，寿命也会大幅延长。同时，温差电结合斯特林（Stirling）动态转换技术将使RTG的热电转换效率实现质的飞跃。在反应堆电源方面，目前上天的全部采用静态转换技术，包括BUK堆采用的温差电技术和TOPAZ堆采用的热离子发电技术。地面研究方面，静态转换的热离子、温差、AMTEC等技术都在开展研究，布雷顿、斯特林等动态转换技术也开展了好多年的地面测试。更先进的磁流体发电技术结合反应堆的空间核电源方案也在开展研究。而在研究的国家方面，从最初的美俄，到现在欧盟、日本、印度等国的加入，世界各航天大国都在努力促进空间核电源的实用化、工程化。

2）空间核动力已成为各航天大国深空探测的关键技术

纵观美俄等航天大国在深空探测活动中的发展历程和趋势，核动力探测器必然经历由衰变能、裂变能到聚变能的转变。进入21世纪，世界各主要航天大国均提出了自己的深空探测计划，尤其未来几年密集的火星探测任务。在这些任务中，受发射质量、体积等方面的限制，核电源具有明显技术优势。更远的深空如木星及木星以远，将是核动力航天器大显威力的舞台，空间核动力将是各国进入更远的深空、探索更远边界的使能技术。

图22 Z箍缩聚变航天器热控能源系统[24]Fig.22 Power and thermal rejection schematic of Z-pinch vehicle

空间核动力离不开地面反应堆的发展但又有所区别，其运行条件比地面反应堆更为苛刻。一方面，受发射体积重量等因素的制约，空间核动力装置首先要考虑的是质量和体积的限制；另一方面，对于无人或者载人核动力航天器，在深远的空间中，核能都将是唯一的能源，其能否长时间稳定运行直接关系整个任务的成败甚至航天员的生命。

3）深空探测还未使用裂变能或聚变能，但这方面的研究从未停止

空间核动力已经走过了半个多世纪的发展历程，取得了丰富的研究成果。多个使用放射性RTG和反应堆电源的航天器进入近地空间和遥远的深空，将人类探索的步伐延伸到太阳系边缘。但目前核能的利用效率很低，美国唯一的一颗使用反应堆电源的卫星为采用SNAP-10A核电源的SNAPSHOT。SNAP-10A采用静态温差发电方式，输出功率500We，使用寿命1年。前苏联发射了多达32颗使用BUK反应堆电源的RORSAT海洋监视卫星，采用温差发电方式。1987年，前苏联发射了两颗采用TOPAZ反应堆电源的Plasma卫星，采用热离子发电方式。上述使用核反应堆的卫星均为静态转换方式，转化效率低。受政策、技术等方面的影响，目前还没有采用动态转换反应堆电源的深空探测器上天，但地面已开展了大量的基于布雷顿、斯特林等的试验研究。核热推进方面，从1955年开始，美国断断续续研究了60多年，从ROVER/NERVA计划，到SNTP计划，再到后来的太空探索倡议计划SEI等，都在不断推进核热技术的发展。同时，先进的液态和气态堆芯方案也不断提出。聚变推进方面，也有相关的地面试验研究基础，如国际合作的ITER计划、美国桑迪亚实验室（Sandia National Laboratories）的Z箍缩聚变装置等。

4.2 建 议

经过60多年的发展，美国的空间核动力技术已经取得了长足的进步，其无人深空探测器早已飞遍太阳系八大行星和个别小行星。Voyager已经飞出太阳系，其上的RTG已工作近40年。在获得大量观测成果和科学发现的同时，极大地推动了人类文明的发展。苏联在空间反应堆电源虽然最初用于军事，但其前期探索为将来反应堆电源的发射、运行、在轨处置、对地球生态圈的安全性等方面积累了大量经验。

作为深空探测关键技术的空间核动力技术，无论是在小功率的RTG方面，还是在可以支持大型空间任务甚至载人火星飞行的空间反应堆电源技术方面，乃至空间聚变能技术方面，中国都应该制定完整体系的空间核动力发展计划，抢占深空领域发展的制高点。

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