洪 剛，婁 振，鄭孟偉，王建明

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.北京航天動(dòng)力研究所，北京 100076）

載人核熱火箭登陸火星方案研究

洪 剛1，婁 振2，鄭孟偉2，王建明1

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.北京航天動(dòng)力研究所，北京 100076）

針對(duì)未來載人登陸火星任務(wù)，比較了化學(xué)推進(jìn)、電推進(jìn)及核推進(jìn)的優(yōu)缺點(diǎn)，指出核熱推進(jìn)是未來載人登陸火星的首選。簡(jiǎn)述了美國和俄羅斯在核熱推進(jìn)的研究進(jìn)展，指出核熱/發(fā)電雙模式是未來載人登火的發(fā)展趨勢(shì)。提出我國近地軌道5次對(duì)接、人貨分離載人登陸火星構(gòu)想。在此基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了單臺(tái)推力15 t，比沖940 s載人核熱發(fā)動(dòng)機(jī)并提出我國核熱火箭2016—2035年發(fā)展研究規(guī)劃。

載人火星探測(cè)；核熱火箭；任務(wù)架構(gòu)；實(shí)施計(jì)劃

1 引言

進(jìn)入21世紀(jì)以來，人類的深空探測(cè)活動(dòng)空前活躍。世界各航天大國都紛紛推出了新的深空探測(cè)發(fā)展戰(zhàn)略?？偟膩砜?，各國的深空探測(cè)日程表都基本相似，即在2015年前進(jìn)行各種無人探測(cè)，2030年以后逐步實(shí)現(xiàn)載人登陸火星［1］。美國最新推出的國家航天政策明確宣布了2025年登陸小行星和2030年登陸火星的總體目標(biāo)［2］。

為了實(shí)現(xiàn)深空探測(cè)和星際載人飛行任務(wù)，要求未來航天運(yùn)輸系統(tǒng)具有更高的性能、更低的發(fā)射成本及更長(zhǎng)的工作壽命。在論證這些運(yùn)輸系統(tǒng)采用何種先進(jìn)動(dòng)力系統(tǒng)時(shí)，核熱推進(jìn)受到了廣泛關(guān)注。

2 發(fā)展核熱火箭的必要性

目前所廣泛使用的液體火箭推進(jìn)系統(tǒng)，即使采用高性能的液氫/液氧推進(jìn)劑，其比沖也不超過450 s。以載人火星任務(wù)為例，如果選擇氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，飛船的總質(zhì)量基本上都需上千噸，往返時(shí)間在400～1000天不等［3］。在此過程中，大質(zhì)量飛船在低地軌道上的發(fā)射組裝、液氫的長(zhǎng)時(shí)間空間貯存、航天員的健康保障和應(yīng)急救援等都將是技術(shù)難關(guān)，并且需要極多的經(jīng)費(fèi)。

其他正在發(fā)展中的先進(jìn)推進(jìn)技術(shù)，包括了電推進(jìn)、太陽能推進(jìn)、激光推進(jìn)、核推進(jìn)等。這些推進(jìn)技術(shù)都具有高比沖（幾千甚至上萬秒）的特點(diǎn)。其中，激光推進(jìn)尚處于概念階段，且作用距離有限；太陽能推進(jìn)隨著航天器與太陽的距離增大能量將急劇衰減（火星附近光強(qiáng)下降50%，土星以外太陽能推進(jìn)已不可行［4］）；純粹的電推進(jìn)由于功率、轉(zhuǎn)換效率、電源壽命等原因可實(shí)現(xiàn)的推力級(jí)別很低（毫牛級(jí)至牛級(jí)），工作時(shí)間也有限。而核推進(jìn)技術(shù)具有能量密度高、功率大、壽命長(zhǎng)等優(yōu)點(diǎn)，對(duì)各種深空探測(cè)任務(wù)都具有很好的適應(yīng)性。美國新版的國家航天政策就明確列入了空間核動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)的研究?jī)?nèi)容［2］。

目前可實(shí)用的空間核反應(yīng)方式主要是核衰變和核裂變。其中，核衰變反應(yīng)的能量密度較低，一般用于空間電源。用于核推進(jìn)技術(shù)的主要是核裂變反應(yīng)，根據(jù)能量轉(zhuǎn)換方式，核推進(jìn)又可分為核電推進(jìn)和核熱推進(jìn)。其中，核電推進(jìn)是將核反應(yīng)能量轉(zhuǎn)化成電能后應(yīng)用電推進(jìn)技術(shù)為飛行器提供動(dòng)力。和現(xiàn)有的電推進(jìn)火箭動(dòng)力一樣，核電推進(jìn)比沖很高，可達(dá)到幾千甚至上萬秒。但是目前核反應(yīng)轉(zhuǎn)換為電能的轉(zhuǎn)換效率僅為10%左右［5］，電推進(jìn)的能量轉(zhuǎn)換效率也僅為50%～70%左右［6］，因此核電推進(jìn)的總體能量利用率較低，比功率低（約0.01 kW/kg［7］），同時(shí)能量轉(zhuǎn)換過程中產(chǎn)生的大量廢熱在宇宙空間中如何排放也是個(gè)難題。因此，核電推進(jìn)可實(shí)現(xiàn)的推力仍然較小，很難用于載人深空探測(cè)（但在無人深空探測(cè)器上將會(huì)有用，如美國目前正在進(jìn)行的JIMO木星探測(cè)計(jì)劃［5］）。而核熱推進(jìn)是將核反應(yīng)能量直接轉(zhuǎn)化為熱能推進(jìn)，盡管比沖性能不如核電推進(jìn)，但仍可達(dá)到普通化學(xué)火箭的2倍以上（900～2000 s），而且能量轉(zhuǎn)換效率高（約90%）、比功率大（約100 kW/kg［7］），可實(shí)現(xiàn)的推力大（已實(shí)現(xiàn)了幾噸到幾十噸推力級(jí)別），與傳統(tǒng)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的繼承性強(qiáng)，無疑將成為未來深空探測(cè)特別是載人任務(wù)的理想動(dòng)力。

仍然以載人登陸火星計(jì)劃為例，以核熱發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的火箭速度可以達(dá)到8.7×104km/h，是化學(xué)火箭的3倍，抵達(dá)火星的時(shí)間理論上可以減少到60天［5］。如果以相同的有效載荷和1年的任務(wù)時(shí)間來比較，則核熱動(dòng)力飛船在低地軌道上的總質(zhì)量可以顯著降低58%。這將明顯增強(qiáng)任務(wù)的可實(shí)現(xiàn)性（表1）。

表1 地球火星往返飛行任務(wù)［7］Table 1 Mission of Earth-Mars roundtrip

在NASA于2002年進(jìn)行的載人登陸火星計(jì)劃空間推進(jìn)方案論證中，對(duì)化學(xué)推進(jìn)、核熱推進(jìn)、核電推進(jìn)（包括VASIMR變比沖核電推進(jìn)）等方案進(jìn)行了廣泛的比較，得出的結(jié)論是：在相同飛行時(shí)間下，化學(xué)推進(jìn)的飛船質(zhì)量太大，核電推進(jìn)對(duì)比功率的要求太高，只有核熱推進(jìn)最為可行［8］。

即使不用于載人登陸火星任務(wù)，未來月球資源開發(fā)對(duì)地月間運(yùn)輸系統(tǒng)的時(shí)效性和運(yùn)載能力也會(huì)提出越來越高的要求，如果以核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)代替現(xiàn)在的化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，則飛船的有效載荷可增加30%，單程飛行時(shí)間可縮短至1～2天，1 kg有效載荷的費(fèi)用可降低至2.2～2.5萬美元［7］，這無疑將產(chǎn)生巨大的經(jīng)濟(jì)效益。

3 國外核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀

核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研究迄今主要是在俄羅斯（蘇聯(lián)）和美國展開的。兩國的研究都始于上世紀(jì)四、五十年代，作為核武器研究的副產(chǎn)品而誕生。

3.1 美國的研究進(jìn)展

美國原子能委員會(huì)（AEC）在ROVER計(jì)劃下于1953年開始研發(fā)340 kN推力的核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，美國空軍（USAF）于1956年加入該計(jì)劃。而后隨著1958年Atlas洲際彈道導(dǎo)彈的飛行成功，美國軍方對(duì)核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的需求不再迫切，NASA開始取代USAF主導(dǎo)ROVER計(jì)劃［9］。

在ROVER計(jì)劃的支持下，Los-Alamos實(shí)驗(yàn)室首先進(jìn)行了一系列核反應(yīng)堆（Kiwi-A/B）的原理性試驗(yàn)。在Kiwi-A反應(yīng)堆中，氫氣被加熱到了約1900 K，驗(yàn)證了核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理。在Kiwi-B中，反應(yīng)堆結(jié)構(gòu)被設(shè)計(jì)為更接近適于飛行的方案（燃料元件由平板形改為六邊形空心棒，中子慢化劑采用氧化鈹代替重水，改變了功率控制機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)等）。Kiwi-B系列反應(yīng)堆也成功進(jìn)行了一系列的試驗(yàn)，其中的Kiwi-B4（圖1）在Los-Alamos實(shí)驗(yàn)室的試驗(yàn)功率達(dá)到了1030 MW［9］。

圖1 Kiwi-B4E反應(yīng)堆［9］Fig.1 Kiwi-B4E reactor［9］

之后，ROVER計(jì)劃轉(zhuǎn)入NERVA計(jì)劃（圖2）的第一階段，即將Kiwi反應(yīng)堆轉(zhuǎn)化成火箭原型發(fā)動(dòng)機(jī)。該階段誕生了NRX系列發(fā)動(dòng)機(jī)，該系列發(fā)動(dòng)機(jī)主要是應(yīng)用了Kiwi-B4E的反應(yīng)堆技術(shù)，燃料元件已不再使用氧化鈾，而是改用碳化鈾，工質(zhì)溫度達(dá)到了2200 K，發(fā)動(dòng)機(jī)推力約225 kN。其中的NRX-A3試驗(yàn)功率達(dá)到了1165 KW，NRX-A5/6試驗(yàn)時(shí)間達(dá)到了62 min［10］。

從1965年開始，Los-Alamos實(shí)驗(yàn)室在Kiwi反應(yīng)堆的基礎(chǔ)上又進(jìn)一步研發(fā)了更大功率的PHOEBUS反應(yīng)堆（如圖3），應(yīng)用于NERVA計(jì)劃的第二階段。主要是改進(jìn)了燃料元件技術(shù)，增大了反應(yīng)堆尺寸（反應(yīng)堆直徑從Kiwi-B4E的90 cm增加到了140 cm，相應(yīng)地增大了功率）。PHOEBUS反應(yīng)堆經(jīng)歷了1A、1B、2A等階段，最大功率達(dá)到了4082 MW，工作時(shí)間達(dá)到12.5 min［10］。

圖2 NERVA核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)［10］Fig.2 NERVA NTR engine［10］

圖3 PHOEBUS-2反應(yīng)堆［10］Fig.3 PHOEBUS-2 reactor［10］

此后，由于費(fèi)用高且背景需求不明確，大功率的PHOEBUS反應(yīng)堆項(xiàng)目不再持續(xù)。到NERVA項(xiàng)目結(jié)束的1972年，最后一臺(tái)核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)NRX-ETS-1在1100 MW下總工作時(shí)間達(dá)到了3h 48 min，比沖825 s，推力33.4 t，重約6.75 t。如果進(jìn)一步改用更高溫度（2600 K）的燃料元件，比沖還可提高至900 s［10］。

1972年后，雖然大規(guī)模的核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目不再繼續(xù)，但美國并沒有停止相關(guān)技術(shù)的研究。這一時(shí)期的工作主要是發(fā)展結(jié)構(gòu)更為緊湊的反應(yīng)堆，并進(jìn)一步提高反應(yīng)堆工作溫度和循環(huán)功率，最終成功發(fā)展出了顆粒催化床反應(yīng)堆和金屬陶瓷技術(shù)［10］。

進(jìn)入21世紀(jì)以后，隨著空間探測(cè)構(gòu)想的提出，特別是載人登陸火星計(jì)劃的興起，核推進(jìn)重新受到了重視，各種飛船及核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方案也層出不窮。不過隨著美國政府的不斷換屆及金融危機(jī)的爆發(fā)，這些計(jì)劃方案都尚未見實(shí)質(zhì)性進(jìn)展［11］。

3.2 前蘇聯(lián)/俄羅斯的研究進(jìn)展

前蘇聯(lián)在上世紀(jì)50年代就設(shè)計(jì)了用于洲際彈道導(dǎo)彈的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)，初始采用NH3為推進(jìn)劑，設(shè)計(jì)推力1255 kN，后也由于常規(guī)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)很快成功應(yīng)用于洲際彈道導(dǎo)彈而終止。此后，隨著載人登陸火星構(gòu)想的提出，以及在低溫液氫推進(jìn)劑的研究上取得了進(jìn)展，從1961年開始前蘇聯(lián)開始設(shè)計(jì)以液氫為推進(jìn)劑的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)，提出了多種設(shè)計(jì)方案，設(shè)計(jì)推力從30 t到600 t不等［7］。不過，設(shè)計(jì)方案雖多，但前蘇聯(lián)并沒有像美國那樣不計(jì)成本地開展大規(guī)模的核發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，其研發(fā)更注重基礎(chǔ)性研究，著重在元件或組件級(jí)別進(jìn)行試驗(yàn)，最終進(jìn)行整個(gè)反應(yīng)堆原理樣機(jī)試驗(yàn)。在1970至1988的18年間前蘇聯(lián)共進(jìn)行了30次原理樣機(jī)試驗(yàn)無故障，證明了核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)方案是可行的，最后設(shè)計(jì)提供的RD-0410發(fā)動(dòng)機(jī)樣機(jī)（如圖4），推力3.5 t，比沖900 s。1989年，前蘇聯(lián)還進(jìn)行了新的火星探測(cè)器用核熱及核電雙模式發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，核熱推進(jìn)狀態(tài)下推力20 t，比沖815～927 s，后隨蘇聯(lián)解體而終止［7］。

圖4 RD-0410試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)［7］Fig.4 RD-0410 test engine［7］

前蘇聯(lián)早期核熱推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)十分值得借鑒，其研究的指導(dǎo)思想十分明確，即核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)反應(yīng)堆堆芯的非均勻性和模塊化設(shè)計(jì)原則，以及對(duì)核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的各部件（例如燃料組件、慢化劑、反射層、壓力容器、渦輪泵、噴管等）分別進(jìn)行包括可靠性驗(yàn)證在內(nèi)的試驗(yàn)性研制原則，通過這些研制原則可有助于降低技術(shù)難度和研制成本。

蘇聯(lián)解體后，大規(guī)模的核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制工作不再持續(xù)，但是與核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)的研究工作并未停止。事實(shí)上，俄羅斯已經(jīng)研制出工作溫度高于3000 K的核元件材料［11］，這將有助于核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能的進(jìn)一步提高。此外，Koroteev在2007年發(fā)表的文章中還提到了一種設(shè)計(jì)功率340 MW的雙模式空間核發(fā)動(dòng)機(jī)，其工作溫度為2900～3100 K，采用鈾的碳氮化物作為燃料元件，室壓6 MPa，真空推力6.8 t，真空比沖接近960 s［11］。這些研究工作的開展都表明，俄羅斯對(duì)于核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研究的關(guān)注并未減弱，甚至仍然保持在一個(gè)較高的水平上。此外，在俄羅斯航天局新的載人登陸火星計(jì)劃中已提出了一項(xiàng)新的核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制計(jì)劃，將斥資5.8億美元，為期9年。

3.3 核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展趨勢(shì)

從美俄（蘇聯(lián)）核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展來看，早期追求的都是發(fā)展大推力的核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，推力達(dá)幾十甚至上百噸。這主要是從軍用或大規(guī)模載人深空探測(cè)的目的出發(fā)。隨著兩國在核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)過程中逐漸遇到許多實(shí)際困難、軍備競(jìng)賽和太空競(jìng)爭(zhēng)需求的逐漸弱化、以及民眾對(duì)地球環(huán)境保護(hù)呼聲的日益提高。大推力、大氣層內(nèi)使用的核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)不可能有發(fā)展空間，大規(guī)模的大氣層內(nèi)核發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)也日益受到約束。因此，目前美俄兩國核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展均定位于相對(duì)較小的推力，用于適當(dāng)規(guī)模的深空探測(cè)任務(wù)。

當(dāng)用于無人深空探測(cè)器時(shí)，核電推進(jìn)技術(shù)是恰當(dāng)?shù)倪x擇。當(dāng)需要進(jìn)行載人深空探測(cè)時(shí)，從目前各種推進(jìn)技術(shù)能提供的推力大小和技術(shù)成熟度來看，基于核裂變技術(shù)的核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是可預(yù)見的未來內(nèi)最佳的選擇?？紤]到載人深空探測(cè)對(duì)于推力和能源系統(tǒng)供電能力均有較高要求，目前核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要發(fā)展趨勢(shì)是開發(fā)雙模式核熱火箭動(dòng)力系統(tǒng)。這種動(dòng)力系統(tǒng)可在航天器需要大推力加速的情況下以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)模式工作。當(dāng)航天器進(jìn)入巡航工況時(shí)，動(dòng)力系統(tǒng)轉(zhuǎn)入發(fā)電模式工作，可以為航天器提供各種設(shè)備運(yùn)行、飛船溫度環(huán)境控制、推進(jìn)劑管理和姿態(tài)控制所需的電能。

目前設(shè)計(jì)最為先進(jìn)的雙模式核動(dòng)力系統(tǒng)當(dāng)屬前面提到的俄羅斯設(shè)計(jì)的340 MW核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)電模式下可輸出電功率50 KW。該發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)采用1個(gè)共用的核反應(yīng)堆，推進(jìn)模式和發(fā)電模式通過設(shè)計(jì)于中心部位的喉塞進(jìn)行切換。推進(jìn)模式下采用H2推進(jìn)劑，發(fā)電模式下采用He-Xe 或H2-N2工作進(jìn)行布雷頓循環(huán)［11］。這種共用反應(yīng)堆的設(shè)計(jì)方案除了可雙模式工作的優(yōu)點(diǎn)外，還能夠有效減少核熱推進(jìn)在啟動(dòng)和關(guān)機(jī)過程中的推進(jìn)劑損耗，避免核反應(yīng)堆過高的溫度應(yīng)力循環(huán)，加快核熱推進(jìn)工況的啟動(dòng)速度。當(dāng)然，這種設(shè)計(jì)也帶來了許多困難，反應(yīng)堆結(jié)構(gòu)和材料能否適應(yīng)不同的循環(huán)介質(zhì)，兩種工況如何順利切換，以及喉塞如何實(shí)現(xiàn)密封等。但不管怎樣，這種雙模式核發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)方案應(yīng)該說代表了核熱推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的先進(jìn)發(fā)展方向。

4 我國載人登火發(fā)展設(shè)想

4.1 需求分析

典型登火模式將包括六個(gè)基本環(huán)節(jié)：地球出發(fā)、近火制動(dòng)、火星下降、火星上升、火星出發(fā)、近地制動(dòng)。

火星上升有效載荷按10 t估算、地球返回有效載荷按100 t估算，采用人貨合運(yùn)、地球一次出發(fā)，各環(huán)節(jié)推進(jìn)劑需求量分配情況如表2所示。采用比沖300 s化學(xué)火箭方案登火需消耗的推進(jìn)劑就達(dá)到5479 t左右，采用氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)方案登火需要消耗約1396 t推進(jìn)劑，使用核熱推進(jìn)+常規(guī)推進(jìn)方式登火需要消耗454 t左右的推進(jìn)劑。如果采用人貨分運(yùn)、地球多次出發(fā)模式，使用“核熱推進(jìn)+常規(guī)推進(jìn)”方式登火估計(jì)地球出發(fā)規(guī)模約700～800 t。

表2 載人登火推進(jìn)劑分配Table 2 Propellant mass distribution in manned Mars mission/t

4.2 任務(wù)規(guī)劃

參考當(dāng)前正在論證的DRA5.0版載人火星計(jì)劃核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案［11］，提出現(xiàn)階段載人登火方案，與美國基本類似。按照地球出發(fā)規(guī)模約700～800 t考慮，共需7～8次發(fā)射，在近地軌道進(jìn)行五次對(duì)接。

1）由重型運(yùn)載火箭1將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)1送入近地軌道；

2）由重型運(yùn)載火箭2將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)2送入近地軌道；

3）由重型運(yùn)載火箭3將軌道艙1（火星著陸下降器和上升器）送入近地軌道；

4）由重型運(yùn)載火箭4將軌道艙2（火星表面生活艙和火星車）送入近地軌道；

5）由重型運(yùn)載火箭5將核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)3送入近地軌道；

6）由重型運(yùn)載火箭6將液氫貯箱送入近地軌道；

7）由重型運(yùn)載火箭7將載人擺渡航天器（含飛船2）送入近地軌道；

8）由載人火箭將載人飛船1送入近地軌道。

將1）和3）在近地軌道對(duì)接，由核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)1將軌道艙1送入奔火軌道，軌道艙1與奔火變軌級(jí)1分離，之后由軌道艙1制動(dòng)、氣動(dòng)減速將下降器和上升器送入環(huán)火軌道，下降器和上升器著陸火星表面；將2）和4）在近地軌道對(duì)接，由核熱推進(jìn)奔火變軌級(jí)2將軌道艙2送入奔火軌道，軌道艙2與奔火變軌級(jí)2分離，之后由軌道艙2制動(dòng)、氣動(dòng)減速將火星表面生活艙和火星車送入環(huán)火軌道，等待后續(xù)入軌的載人飛船；將5）、6）、7）、8）依次在近地軌道對(duì)接，宇航員由載人飛船進(jìn)入擺渡飛行器，由核熱奔火變軌級(jí)3（和液氫貯箱）將載人擺渡航天器和載人飛船送入奔火軌道、環(huán)火軌道。載人擺渡飛行器和先入軌的火星表面生活艙在環(huán)火軌道對(duì)接，生活艙與擺渡飛行器其他部分分離，之后生活艙和飛船2降落在火星表面。

完成使命后，航天員通過火星上升級(jí)和飛船2進(jìn)入火星軌道，并與載人擺渡航天器其他部分和載人飛船1進(jìn)行交會(huì)對(duì)接。返回地球之前，宇航員進(jìn)入載人飛船1，與擺渡航天器分離，直接再入地球。

4.3 核熱推進(jìn)初步設(shè)計(jì)

從現(xiàn)有航天技術(shù)條件評(píng)估，載人登陸火星核熱火箭最大的技術(shù)難點(diǎn)在推進(jìn)系統(tǒng)。2012年起，北京宇航系統(tǒng)工程研究所開始規(guī)劃論證載人登陸火星用核熱推進(jìn)系統(tǒng)，提出了發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)推力約45噸的核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)要求。根據(jù)這一需求，結(jié)合美國DRA5.0方案［11］，可以初步計(jì)算得到表3所示我國核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)大致的設(shè)計(jì)參數(shù)。

表3 載人火星任務(wù)用核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)Table 3 Design parameters of NTR engine in manned Mars mission

根據(jù)以上設(shè)計(jì)參數(shù)，比照我國現(xiàn)有低溫發(fā)動(dòng)機(jī)水平，可認(rèn)為核熱發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)沒有超過現(xiàn)有的技術(shù)水平。在與核能相關(guān)的方面，主要包括反應(yīng)堆、反應(yīng)性控制機(jī)構(gòu)和輻射屏蔽結(jié)構(gòu)等。初步分析表明，在反應(yīng)性控制機(jī)構(gòu)和輻射屏蔽結(jié)構(gòu)方面，國內(nèi)具備一定的技術(shù)基礎(chǔ)。然而，在核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的反應(yīng)堆領(lǐng)域，我國與國外的差距是巨大的，突出反映在反應(yīng)堆燃料棒材料的耐高溫、耐熱沖擊、材料相容性以及反應(yīng)堆的傳熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等方面。特別是在反應(yīng)堆燃料棒材料領(lǐng)域，國外已經(jīng)發(fā)展了第三代的三元碳化物技術(shù)，我國還只具備第一代的核電站用二氧化鈾技術(shù)水平。

總的來看，核熱火箭技術(shù)研究涉及領(lǐng)域廣泛、技術(shù)難度大，要想獲得實(shí)質(zhì)性的技術(shù)成果，為我國未來的載人深空探測(cè)等任務(wù)提供技術(shù)支持，還必須制定長(zhǎng)期發(fā)展戰(zhàn)略，并下大力氣開展研究工作。對(duì)此，筆者建議提出關(guān)于我國核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研究的2035年規(guī)劃。按照航天研制模式——方案、初樣、試樣流程，該規(guī)劃可考慮分四個(gè)步驟開展：

1）2016—2018年，進(jìn)行核熱火箭總體需求及方案論證，開展發(fā)動(dòng)機(jī)及核反應(yīng)堆先期關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)研究，重點(diǎn)突破耐高溫（3000 K）反應(yīng)堆元件材料的研制，實(shí)現(xiàn)電加熱條件下核熱火箭模擬演示試驗(yàn)；

2）2019—2025年，開展核熱火箭各組件和分系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)研究，實(shí)現(xiàn)氫介質(zhì)條件下的反應(yīng)堆臺(tái)架試驗(yàn)（加熱溫度至3000 K）；

3）2026—2030年，研制核熱火箭原理樣機(jī)，實(shí)現(xiàn)全系統(tǒng)集成原理演示驗(yàn)證試驗(yàn)；

4）2031—2035年，研制核熱火箭工程樣機(jī)，完成工程樣機(jī)全系統(tǒng)驗(yàn)證試驗(yàn)。

以上步驟根據(jù)我國航天及核工業(yè)技術(shù)水平同步發(fā)展，筆者認(rèn)為具有現(xiàn)實(shí)可行性。

5 結(jié)論

核熱推進(jìn)相比于化學(xué)推進(jìn)、電推進(jìn)具有大推力、高比沖等優(yōu)勢(shì)，是未來載人登陸火星推進(jìn)技術(shù)的首選。美俄兩國從上世紀(jì)50年代開始研制核熱火箭積累了雄厚的技術(shù)基礎(chǔ)，研制經(jīng)歷表明發(fā)展核熱/發(fā)電雙模態(tài)推進(jìn)技術(shù)是未來發(fā)展方向。從我國航天實(shí)際技術(shù)水平出發(fā)，載人登火可以采用近地軌道5次對(duì)接、人貨分離任務(wù)架構(gòu)，在此架構(gòu)基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)的單臺(tái)推力15 t、比沖940 s載人核熱發(fā)動(dòng)機(jī)滿足總體任務(wù)需求?？臻g反應(yīng)堆是核熱火箭研制的關(guān)鍵技術(shù)，建議我國實(shí)施20年、四步走的實(shí)施計(jì)劃，力爭(zhēng)2035年實(shí)現(xiàn)利用核熱火箭載人登陸火星。

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Study on Nuclear Thermal Rocket for Manned Mars Exploration

HONG Gang1，LOU Zhen2，ZHENG Mengwei2，WANG Jianming1
（1.Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering，Beijing 100076，China；2.Beijing Aerospace Propulsion Institute，Beijing 100076，China）

With the high-speed development of space technology in the 21stcentury，the main space faring counties have proposed manned Mars exploration initiatives in 2030 s.In this article，the advantages and disadvantages of chemical，electrical and nuclear rocket were compared at first.It was found that nuclear thermal rocket（NTR）technology was the best choice for future manned Mars exploration.Then，the development history of nuclear thermal rocket in US and Russia was reviewed，and the nuclear thermal/electrical bimodal technological trend was presented.Finally，Chinese prime human mars exploration architecture，crew/cargo separation and 5-times LEO docking，were proposed.Based on this architecture，a 15 t single-thrust and 940 s impulse nuclear thermal engine was designed and Chinese NTR development-research plan between 2016 and 2035 was presented.

manned mars exploration；nuclear thermal rocket；mission architecture；implement plan

TP393.0

A

1674-5825（2015）06-0611-07

2014-09-13；

2015-09-30

洪剛（1979-），男，碩士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)橛詈絼?dòng)力系統(tǒng)總體技術(shù)。E-mail：11268525@qq.com