载人登陆火星任务核热推进系统方案研究

洪 刚，戚 峰，王建明，陈士强，郑孟伟

（1.北京宇航系统工程研究所，北京100076；2.北京航天动力研究所，北京100076）

1 引言

进入21世纪以来，人类深空探测活动空前活跃。世界各航天大国都纷纷推出了新的深空探测发展战略。总的来看，各国的深空探测日程表都基本相似，即在2020年左右或以后实现载人登月，2030年以后逐步实现载人登陆火星［1］。美国NASA在2015年10月推出的“火星之路”就明确宣布了2025年登陆小行星和2030年代中期登陆火星的总体目标［2］。

为实现深空探测和星际载人飞行任务，要求未来航天运输系统具有更高的性能、更低的发射运行成本及更长的工作寿命。在论证这些运输系统采用何种先进动力系统时，核热推进（Nuclear Thermal Propulsion，NTP）受到了各航天强国广泛关注。在美国NASA公布的计划中［2］，实施载人登陆火星的任务，需要把重量约是国际空间站两倍的设备送入太空，约800 t。NASA准备利用“战神5号”火箭将这些设备送入近地轨道并进行组装；在地火转移轨道上，美国提出了两种备选推进方案：核热发动机和化学发动机。俄罗斯在2030年载人航天规划中也将载人登陆火星作为4个发展阶段的终极目标，其中将核热推进和太阳能电推进作为奔向火星的两个备选方案［3］。在美俄的方案论证中，仅给出了核热推进总体方案，但未详细给出核热推进发动机和增压输送系统设计参数。

2016年中国火星探测任务正式立项，但何时载人登陆火星并没有给出明确的时间表。相对于美国和俄罗斯，我国开展基于核热推进技术的载人登陆火星规划起步较晚，有必要进行前瞻性研究。本文首先根据各推进方式的特点，对核热推进在载人登火任务的优势进行分析；接着根据载人登火总体需求，对核热推进总体方案进行设计；最后依据我国航天现有科技能力，对核热发动机及增压输送子系统系统组成和参数分配进行详细设计，确保载人登火方案工程可实现性。

2 核热推进在载人登火任务的优势

目前所广泛使用的液体火箭推进系统，即使采用高性能的液氢／液氧推进剂，其比冲也不超过450 s。以载人火星任务为例，如果选择氢氧发动机为动力，飞船的总质量基本上都需上千吨，往返时间在400～1000天不等［4］。 在此过程中，大质量飞船在低地轨道内的发射组装、液氢的长时间空间贮存、航天员的健康保障和应急救援等都将是技术难题，并且需要极大的经费。

其他正在发展中的先进推进技术，包括电推进、太阳能推进、激光推进、核推进等，都具有高比冲（几千甚至上万秒）的特点。其中，激光推进尚处于概念阶段，且作用距离有限；太阳能推进随着飞行器与太阳的距离增大能量将急剧衰减（火星附近光强下降50%，土星以外太阳能推进已不可行［5］）；纯粹的电推进由于功率、转换效率、电源寿命等原因，可实现的推力级别很低（毫牛级至牛级），工作时间也有限。相对而言，核推进技术具有能量密度高、功率大、寿命长等优点，对于各种深空探测任务都具有很好的适应性。美国新版的“国家航天政策”中就明确列入了空间核动力推进系统的研究内容［2］。

目前可实用的空间核反应方式主要是核衰变和核裂变。其中，核衰变反应的能量密度较低，一般用于空间电源。用于核推进技术的主要是核裂变反应。根据能量转换方式，核火箭推进又可分为核电推进和核热推进。核电推进是将核反应能量转化成电能后应用电推进技术为飞行器提供动力。和现有的电推进火箭动力类似，核电推进比冲很高，可达到几千甚至上万秒。但是目前核反应转换为电能的转换效率仅为10%～30%［6］，电推进的能量转换效率也仅为50%～70%［7］，因此核电推进的总体能量利用率较低，比功率低（约0.01 ～0.1 kW／kg［8］），同时能量转换过程中产生的大量废热在宇宙空间中如何排放也是个难题。因此，核电推进可实现的推力仍然较小，很难用于载人深空探测（但可用于无人深空探测器，如美国的JIMO木星探测计划［6］）。而核热推进是将核反应能量直接转化为热能推进，尽管比冲性能不如核电推进，但仍可达到普通化学火箭的3～5倍（700 s～2000 s），而且能量转换效率高（约90%）、比功率大（约 100 kW／kg）［8］，可实现的推力大（已实现了几吨到几十吨推力级别［8］），比传统液体火箭发动机的继承性强，无疑将成为未来深空探测特别是载人任务的理想动力。

仍然以载人登陆火星计划为例，以核热发动机为动力的火箭速度可以达到87 000 km／h，是化学火箭的3倍，抵达火星的时间理论上可以减少到60天［6］。如果以相同的有效载荷和1年的任务时间来计算，即使增加低温推进剂长期在轨储存和核能供电系统，核热动力火箭在近地轨道上的总质量为300 t（表1），与化学能火箭比较可以显著降低50%，这将明显增强任务的可实现性。

表1 火星任务有效载荷分析Table 1 Payload analysis for Mars mission

NASA在2002年进行的载人登陆火星计划空间推进方案论证中，对化学推进、核热推进、核电推进（包括VASIMR变比冲核电推进）等方案进行了广泛的比较，得出的结论是：在相同飞行时间下，化学推进的飞船质量太大，核电推进对比功率的要求太高，只有核热推进最为可行［9］。

即使不用于载人登陆火星任务，考虑到未来月球资源开发对地月间运输系统的时效性和运载能力，对火箭发动机也会提出越来越高的要求，如果以核热火箭发动机代替现在的化学火箭发动机，飞船的有效载荷可增加30%，单程飞行时间可缩短至1～2天，1 kg有效载荷的费用可降低至2.2万～2.5万美元［7］，这无疑将产生巨大的经济效益。

3 载人登火任务架构设计

典型登火模式将包括六个基本环节：地球出发、近火制动、火星下降、火星上升、火星出发和近地制动。

参考当前美国正在论证的DRA5.0版载人火星计划技术方案［10］，本文提出8次地面发射、5次近地轨道对接、人货分离任务构架，地球出发规模约700 t～800 t，过程如下：

（1）由重型运载火箭1将核热推进奔火变轨级1送入近地轨道；

（2）由重型运载火箭2将核热推进奔火变轨级2送入近地轨道；

（3）由重型运载火箭3将轨道舱1（火星着陆下降器和上升器）送入近地轨道；

（4）由重型运载火箭4将轨道舱2（火星表面生活舱和火星车）送入近地轨道；将（1）和（3）在近地轨道对接，由核热推进奔火变轨级1将轨道舱1送入奔火轨道，轨道舱1与奔火变轨级1分离，之后由轨道舱1制动、气动减速将下降器和上升器送入环火轨道，下降器和上升器着陆火星表面；将（2）和（4）在近地轨道对接，由核热推进奔火变轨级2将轨道舱2送入奔火轨道，轨道舱2与奔火变轨级2分离，之后由轨道舱2制动、气动减速将火星表面生活舱和火星车送入环火轨道，等待后续入轨的载人飞船；

（5）由重型运载火箭5将核热推进奔火变轨级3送入近地轨道；

（6）由重型运载火箭6将液氢贮箱送入近地轨道；

（7）由重型运载火箭7将载人摆渡飞行器（含飞船2）送入近地轨道；

（8）由载人火箭将载人飞船1送入近地轨道。

将（5）、（6）、（7）、（8）依次在近地轨道对接，航天员由载人飞船进入摆渡飞行器，由核热奔火变轨级3（和液氢贮箱）将载人摆渡飞行器和载人飞船送入奔火轨道、环火轨道。载人摆渡飞行器和先入轨的火星表面生活舱在环火轨道对接，生活舱与摆渡飞行器其他部分分离，之后生活舱和飞船2降落在火星表面。

完成使命后，航天员通过火星上升级和飞船2进入火星轨道，并与载人摆渡飞行器其他部分和载人飞船1进行交会对接。返回地球之前，航天员进入载人飞船1，与摆渡飞行器分离，直接再入地球。

由于载人登火任务核热火箭前往、返回火星及在轨等待周期较长（一般以年计），对于低温推进剂在轨长期储存，目前主流观点为采用主动防热形式的电制冷技术，以实现液氢的零蒸发［10］。供电方式采用核能发电形式，所以系统中还需要增加核电系统，为满足低温推进剂零蒸发系统、火箭控制电系统、航天员生命保障系统需要，电能的需要功率为 50 kW［8］。

图1为在近地轨道对接完成的载人登火核热推进飞行器，包括两个货运运载器和一个载人运载器。根据载人登火任务架构［11］，需要总推力为450 kN的核热推进系统，由3台并联的核热发动机子系统及增压输送子系统构成。本文分别对这两个子系统开展方案研究。

图1 载人登火核热推进飞行器Fig．1 NTP vehicles for manned Mars missiion

4 核热发动机方案

核热发动机系统方案总体上类似于闭式膨胀循环氢氧发动机，主要差异是仅有氢路系统作为推进工质，同时原来燃烧室部分变成了核反应堆。核热发动机的基本构成如图2所示，主要组件包括：涡轮泵、氢输送管路、推力室、喷管延伸段、反应堆、反射层、控制鼓、屏蔽层等。其典型工作流程为：从低压贮箱来的液氢经泵增压后对推力室、反射层、控制鼓、屏蔽层等组件进行冷却，同时吸收一定的能量对涡轮做功以满足泵的功率需求；涡轮后的氢全部进入反应堆加热至高温，然后从推力室和喷管延伸段加速喷出产生推力。从功率冗余的角度出发，可以将氢涡轮设计为并联的两路。

图2 核热火箭发动机组成图Fig．2 Component scheme of NTP engine

核热发动机的系统参数本质上仍然是功率、流量和压力三者平衡的结果。根据我国膨胀循环氢氧发动机设计经验，推力室外壁再生冷却通道压降约为室压的20%，反应堆流阻约为室压的10%，反应堆加热后的氢温度取较为保守的2800 K，经过平衡计算后得到的该核热发动机各组合件技术参数如表2和图3所示。计算中在涡轮入口设置了旁通路，使得发动机具备一定的推力调节能力。

表2 载人火星任务用核热发动机设计参数Table 2 Performance design of NTP engine for manned Mars mission

根据以上设计参数，比照我国已研制的新一代火箭及正在研制的重型火箭低温发动机水平，核热发动机工作参数没有超过现有的技术水平。相对而言反应堆的部分，由于美俄在冷战期间就开始研制空间反应堆［12］，我国起步较晚，相比国外的发展水平显得薄弱一些［8］。

图3 核热发动机组合件参数分配Fig．3 Component parameters of NTP engine

5 增压输送方案

由于核热推进在深空使用，根据弹道设计，需要核热发动机三机并联工作。图4为核热推进增压原理图，贮箱增压系统采用带冗余设计的闭式自生增压方案，增压用氢气来源为从核热发动机氢头腔引出的气氢，发动机出口设置单向阀。增压分为常通路和调节路，常通路由孔板和管路组成，调节路由电磁阀、压力传感器、孔板、管路以及增压控制单元组成。增压控制单元根据贮箱气枕压力控制调节路电磁阀的开闭。氢箱压力传感器采用“三取二”模式以提高可靠性。

图4 核热推进增压原理图Fig．4 Pressurization scheme for NTP

表3为增压系统基本参数，利用这些参数进行增压计算，结果如图5所示，增压压力满足需要压力，设计参数合理。

表3 增压系统基本参数Table 3 Basic parameters of pressurization system

图5 核热推进增压计算压力图Fig．5 Calculated pressures for NTP pressurization

核热推进输送系统由液氢输送管和箱底装置组成。三机并联六根液氢输送管路从氢箱底部引出，分别与发动机的两个泵前阀门入口对接；输送管入口设置消旋防塌装置。输送管内径为100 mm，采用真空绝热。

根据以上设计参数可以看出，核热推进增压输送子系统能力需求与国内外运载火箭液氢模块基本类似，其方案不存在特别难点；但后续需要考虑核热推进系统在深空环境内工作的差异性以及核防护设计。

6 结论

相对于化学推进、电推进，核热推进（NTP）由于大推力、高比冲等优点，是载人登火任务最佳宇航推进方式。本文规划了8次地面发射、5次近地轨道对接、人货分离载人登火任务构架，并提出了总推力为450 kN、由3台发动机并联的核热推进方案。之后对核热发动机及增压输送子系统系统组成和参数分配进行了详细设计，结果表明：载人登火任务核热推进系统方案没有超过我国现有航天技术水平。

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