110 kN核热火箭发动机系统方案选取与参数优化研究

王浩泽，左安军，霍红磊，马晓秋,*

(1.北京航天动力研究所，北京 100076；2.中国原子能科学研究院 反应堆工程技术研究部，北京 102413)

进入21世纪以来，世界各航天大国都在积极探讨重返月球、登陆火星等星际载人飞行计划。为实现相应空间任务，要求航天推进动力系统具有更高的推进性能。核热推进技术是实现载人火星探测和大型星际货物运输等深空探测任务的理想动力[1-5]。目前航天广泛使用的液体火箭推进系统，性能最高的液氢/液氧火箭发动机比冲上限约为460 s，难以适应深空探测任务需求。

核热火箭发动机用核裂变反应堆取代液体火箭发动机的燃烧室，利用核裂变产生的能量加热推进剂至高温后通过超声速喷管膨胀产生推力。不同于液体火箭发动机推进能量来自推进剂的化学能，核热火箭发动机的能量来源于核裂变反应。以分子量最小的氢作为核热火箭发动机的推进剂时，其比冲可达900 s[6]，约为液氢/液氧火箭发动机的2倍。

同时，液体火箭发动机的室温受限于化学反应的绝热燃烧温度，而核热火箭发动机的室温只受限于反应堆堆芯结构材料的承载温度，随着材料科学的发展，核热火箭发动机的比冲性能还有很大的提升空间[7]。

本文介绍适用于110 kN核热火箭发动机的系统循环方式及重要组合件(反应堆、氢涡轮泵和推力室)方案。对闭式膨胀循环、开式膨胀循环和抽气循环3种系统方案的原理、特点、系统参数和组件参数进行分析，经对比，获得基于金属陶瓷(CERMET)堆芯110 kN核热火箭发动机的最佳系统方案，并分析该方案与国外相同推力量级发动机系统方案的异同。最后，根据未来深空探测需求，简要探讨3种提升核热火箭发动机比冲的途径。

1 发动机系统及组合件方案

1.1 发动机系统方案

液体火箭发动机的基本循环方式包括：燃气发生器循环、膨胀循环(开式、闭式)、补燃循环和抽气循环，其中，燃气发生器循环和补燃循环有预燃室结构，适宜多组元推进剂发动机[6]。核热火箭发动机具有单一推进剂、无燃烧过程的特点，适宜的系统方案为闭式膨胀循环、开式膨胀循环和抽气循环(图1)。闭式膨胀循环系统适于大喷管面积比的真空发动机；开式膨胀循环系统的性能过低，很少采用；抽气循环系统的抽气温度高，涡轮前温度较高，美国J-2S氢氧火箭发动机采用该循环，国内尚无抽气循环发动机。

按总体要求，核热火箭发动机的推力为110 kN，比冲为800～1 000 s，该发动机多台并联，可执行多种深空探测任务。推力一定时，比冲是发动机最重要的性能指标，其定义为单位质量流量推进剂所产生的推力与重力加速度的比值，定义式见式(1)。比冲计算式见式(2)。影响比冲的主要因素为：喷管面积比和室温，二者对比冲的影响示于图2。其中，喷管面积比指喷管扩张段出口面积与喉部面积的比值。

图1 适用于核热火箭发动机的3种系统循环方式Fig.1 Three system cycles for nuclear thermal rocket engine

图2 喷管面积比和推力室室温对理想真空比冲的影响Fig.2 Influence of nozzle area ratio and chamber temperature on ideal vacuum impulse

(1)

式中：I为比冲；F为推力；qm为推进剂质量流量；g为重力加速度。

(2)

式中：k为比热比；R为通用气体常数；Tc为室温；M为推进剂相对分子质量；pe为推力室出口压力；pc为室压[6]。

1.2 组合件方案

典型核热火箭发动机由反应堆、氢涡轮泵、推力室、屏蔽层、控制元件和推进剂管路等组成[8](图3)。

图3 110 kN核热火箭发动机结构Fig.3 Structure of 110 kN nuclear thermal rocket engine

1) 反应堆

反应堆是核热火箭发动机最重要的组合件，其结构示于图4，参数列于表1。堆芯采用CERMET方案，其具有功率密度高、质量体积小、材料承载温度高、氢气流动过程简单和可操控性强等优点[8]。堆芯为圆形，中心位置的空腔用于放置B4C安全棒，以保证掉落事故下的临界安全。燃料元件呈六棱柱结构，燃料基体的组成为W-60%UO2-6%Gd2O3。每个燃料元件内含多个冷却通道，氢流经该通道从堆芯吸热。活性区外围为侧反射层，内置控制鼓，以控制堆芯功率[9]。

图4 反应堆及燃料元件结构Fig.4 Structure of nuclear reactor and fuel element

参数数值活性区直径,mm400活性区长度,mm610侧反射层轴向厚度,mm100上反射层厚度,mm100屏蔽层厚度,mm300燃料元件数246单根燃料元件内冷却通道数91冷却通道直径,mm1.2

根据燃料元件材料耐受温度，确定氢堆芯出口平均温度为2 750 K。结合国外核热发动机研究现状，氢流经侧反射层带走的热量是堆芯功率的0.93%[7,10-11]。根据热工水力计算结果，堆芯流阻为4 MPa，侧反射层流阻为2 MPa。

2) 氢涡轮泵

发动机中常采用泵与涡轮同轴设计，由涡轮驱动氢泵进行做功。由于氢的密度太小，使得氢泵的压头很高，往往要采用多级泵[12]。以临界压比为界，涡轮分为亚声速涡轮和超声速涡轮，超声速涡轮具有压比大、级数多和出口速度高的特点，效率较亚声速涡轮低。核热火箭发动机涡轮泵设计可借鉴现有液体火箭氢涡轮泵方案。

3) 推力室

推力室由身部和喷管延伸段两部分组成，身部采用锆无氧铜合金铣槽式再生冷却结构，喷管采用C-C/SiC喷管方案[13]。推力室喉部直径dt与室压和流量相关，见式(3)[6]，c*为推进剂的特征速度，与室温有关。按总体要求，喷管出口内径为2 110 mm。经热工计算，再生冷却通道的温升为75 K，流阻为1.7 MPa。

(3)

2 闭式膨胀循环系统分析

2.1 系统原理及特点

闭式膨胀循环系统中，液氢经氢泵增压后，进入再生冷却夹套及侧反射层吸热，吸热后氢大部分流经涡轮做功用于驱动氢泵，小部分氢流经旁通阀用于调节涡轮做功能力，占总流量的5%；而后全部氢进入反应堆吸热成为高温氢气，后经推力室收敛扩张喷管加速膨胀产生推力。

闭式膨胀循环的主要特点为：1) 全部推进剂进入推力室进行完全膨胀做功，没有推进剂的浪费，系统比冲高；2) 驱动涡轮的工质仅流经再生冷却夹套及侧反射层吸热，涡轮入口工质温度低，导致涡轮出口压力较低，从而限制了闭式膨胀循环可达到的室压。

2.2 系统及组件参数分析

采用闭式膨胀循环系统时，最高室压仅为2.99 MPa，若继续提高室压，氢涡轮做功能力将无法满足氢泵转动的功率需求。该系统下发动机的比冲高，室压2.99 MPa时，比冲达到902.7 s(图5a)。低室压导致推力室喉部直径大，喷管面积比尚不足170，未体现真空发动机高喷管面积比的优势(图5b)。由于氢涡轮入口温度较低，氢涡轮做工能力不足是闭式膨胀循环系统最突出的问题。为保证涡轮做功能力，涡轮需要很高的入口压力来提高推进剂入口焓，导致泵后压力很高，达20 MPa左右(图5c)。在氢泵设计过程中，小流量、高扬程、高效率3个条件难以同时实现，若降低泵的扬程和效率，将分别使得涡轮入口压力不足和轴功需求增加，最终均导致涡轮做功能力不满足泵的轴功需求。在系统可实现的室压范围内，氢涡轮的压比在临界压比附近，采用单级涡轮可实现(图5d)。

图5 闭式膨胀循环下室压与各参数的关系Fig.5 Chamber pressure vs. parameter in closed expander cycle

3 开式膨胀循环系统分析

3.1 系统原理及特点

典型开式膨胀循环系统中，氢泵后高压氢全部进入再生冷却夹套及侧反射层吸热，小部分吸热后氢进入涡轮做功，而后进入小喷管部分膨胀回收推力。大部分吸热后氢直接进入反应堆吸热，后经推力室完全膨胀产生推力。

开式膨胀循环的主要特点为：涡轮泵入口温度低，流经涡轮工质流量大，导致推进剂浪费严重，平均比冲低。

3.2 系统及组件参数分析

开式膨胀循环系统的室压高，可达7.5 MPa以上，然而流经涡轮的推进剂质量大，约占总流量的24%，严重的推进剂浪费导致系统的平均比冲大幅下降(图6a)。室压7.5 MPa时，平均比冲仅为650 s，不满足总体要求。平均比冲随室压升高呈下降趋势，虽然室压升高使得主推力室的比冲增加，然而泵后压力随之升高，涡轮泵所需轴功增加，引起涡轮流量上升(图6b)，根据式(1)，总流量的升高导致了平均比冲的下降。高室压下推力室喉部直径小，喷管面积比大，可达400以上(图6c)。泵后压力较闭式膨胀循环下降，约为12～16 MPa，可实现(图6d)。氢涡轮的压比在3～5.5之间(图6e)，超过临界压比，尚未达到超声速涡轮压比约11的上限，氢涡轮可实现。

4 抽气循环系统分析

4.1 系统原理及特点

抽气循环系统中，氢泵后高压氢全部进入再生冷却夹套及侧反射层吸热，小部分吸热后氢与小流量堆芯出口高温氢混合，进入涡轮做功，而后进入小喷管回收部分推力。大部分吸热后氢直接进入反应堆吸热，后经推力室完全膨胀产生推力。

抽气循环的主要特点为：涡轮做功后的气体经小喷管不完全膨胀做功，存在一定的推进剂浪费。涡轮入口温度较高，单位流量推进剂做功能力较高。

4.2 系统及组件参数分析

抽气循环系统室压较高，由于涡轮压比限制，最高可达到6 MPa。流经涡轮的推进剂流量较低，约占总流量的5.6%，6 MPa室压下，比冲为883.1 s，处于较高水平(图7a)。平均比冲随室压的升高而增长，这是由于涡轮流量占比较小，随着室压的升高，主推力室的比冲提升占主要影响因素，亦使得系统总流量和涡轮流量随室压升高呈现下降趋势(图7b)。抽气循环下喷管面积比很大，室压6 MPa时约为350(图7c)。泵后压力约为12～16 MPa，可实现(图7d)。室压6 MPa下涡轮压比为10.4，可实现，室压6.5 MPa下涡轮压比为11.4，超过超声速涡轮压比设计上限，故抽气循环的室压不得超过6 MPa(图7e)。

图6 开式膨胀循环下室压与各参数的关系Fig.6 Chamber pressure vs. parameter in open expander cycle

图7 抽气循环下室压与各参数的关系Fig.7 Chamber pressure vs. parameter in hot bleed cycle

5 循环方式对比分析

5.1 3种循环方式特点及可行性对比分析

3种循环方式下系统和组件的参数和特点列于表2，闭式膨胀循环涡轮做功能力不足，氢泵后压力过高难以实现，方案不可行。开式膨胀循环的比冲过低，不满足总体要求，方案不可行。抽气循环的比冲较高，满足总体要求，室压不超过6 MPa时组件均可实现，是基于CERMET堆芯110 kN核热火箭发动机的最佳系统方案，系统主要性能参数列于表3。

表2 3种循环方式下系统和组件的参数和特点Table 2 Parameters and features of systems and components in three system cycles

5.2 与国外发动机系统方案及性能参数对比分析

美国开展了基于CERMET堆芯111.2 kN核热火箭发动机系统方案的初步研究[7]，同样采用抽气循环方式，抽气位置亦位于堆芯出口处。其与上述110 kN发动机系统方案的区别为：111.2 kN发动机方案借用了RL-60氢氧火箭发动机的氢涡轮泵，涡轮泵最高功率仅为系统要求的70%，故系统采用双涡轮泵方案。单/双涡轮泵布置对发动机性能无影响。

表3 抽气循环核热发动机系统主要参数Table 3 Main parameters of nuclear thermal rocket engine based on hot bleed cycle

110 kN核热火箭发动机系统方案相较111.2 kN方案具有较大的性能优势。111.2 kN发动机平均比冲为824.2 s，较110 kN方案低58.9 s，主要原因为：1) 111.2 kN发动机的堆芯出口平均温度为2 681 K，较110 kN方案低69 K；2) 喷管面积比为300，气体膨胀程度低于110 kN方案；3) 涡轮前入口温度为833 K，较110 kN方案低167 K，导致推进剂浪费比例较110 kN方案升高约0.8%。

6 比冲提升途径探讨

随着核热推进技术的发展，未来深空探测任务将提出更高的有效载荷需求，即要求发动机实现更高的比冲。结合核热火箭发动机特点，提升比冲主要有以下3种途径。

2) 提升室压。提升室压可在提高比冲的同时，降低发动机尺寸及结构质量[6]。但室压提升受限于涡轮做功能力，因此需研究具有更高效率的泵和涡轮。

3) 提升涡轮前推进剂入口温度。对于抽气循环，提升涡轮材料耐受温度，可降低流经涡轮的流量，减小推进剂浪费，提升比冲。对于受制于涡轮做功能力的闭式膨胀循环，可优化反应堆性能及结构，提高CERMET堆芯侧反射层换热功率或增加氢进入涡轮前的堆芯内换热路径，大幅提升涡轮做功能力，即可采用更高比冲的闭式膨胀循环，但反应堆相应的优化技术难度很大。

7 结论

1) 基于CERMET堆芯的110 kN核热火箭发动机的3种循环方式中，闭式膨胀循环的室压低、比冲高，但涡轮泵组件难以实现，方案不可行。开式膨胀循环的室压高，组合件均可实现，但比冲不满足总体要求，方案不可行。抽气循环的室压较高、比冲较高，组合件均可实现，是最佳的循环方案。

2) 国外基于CERMET堆芯10 t级核热火箭发动机亦采用抽气循环系统，经比较，本研究中110 kN核热火箭发动机的设计比冲较国外发动机设计值高58.9 s，具有一定的先进性。

3) 未来提升核热推进发动机比冲的主要途径为提升室温、提升室压和提升涡轮前推进剂入口温度。