謝仁堯 趙澤昊 霍紅磊 胡古

摘? 要：核熱火箭具有比沖高、推力大與工作時(shí)間長(zhǎng)等特點(diǎn)，是未來(lái)空間探測(cè)的主推進(jìn)方式之一。首先就目前核熱火箭的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、熱力循環(huán)及反應(yīng)堆大致構(gòu)成做了初步的介紹，并對(duì)美國(guó)核熱火箭仿真劃分的五個(gè)層級(jí)及整體研發(fā)現(xiàn)狀進(jìn)行了描述，最后重點(diǎn)介紹美國(guó)開(kāi)發(fā)的NESS核熱火箭設(shè)計(jì)與仿真系統(tǒng)程序架構(gòu)及主要求解模型，因此，在未來(lái)的深空探測(cè)任務(wù)中，核熱火箭具有其他推進(jìn)技術(shù)無(wú)法比擬的優(yōu)勢(shì)，成為未來(lái)空間任務(wù)的理想選擇。

關(guān)鍵詞：核熱火箭? 系統(tǒng)仿真? 系統(tǒng)設(shè)計(jì)? NESS

中圖分類(lèi)號(hào)：TP2 ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2020）07（a）-0006-07

Abstract： Nuclear thermal propulsion has the characteristics of high impulse，large thrust and long working time， which is one of the mainstream of future space exploration. This passage first do a preliminary introduction to the current system structure，thermal cycle and general composition of the reactor of NTR Nuclear thermal rocket ，then describe the five levels of the US NTR simulation division and the overall research and developmentstatus，at last， focus on the program architecture and main solution model of the NESS NTR design and simulation system developed in the US. Therefore， in the future deep space exploration mission， the nuclear thermal rocket has the advantage that other propulsion technology can't compare， and becomes the ideal choice for the future space mission.

Key Words： Nuclear thermal rocket; Systems imulation;System design; NESS

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展以及人類(lèi)對(duì)太空探索的需要，各類(lèi)空間飛行任務(wù)層出不窮，從月球登陸到深空探測(cè)，由此也引出了人類(lèi)對(duì)各類(lèi)航天器與火箭技術(shù)的發(fā)展需求，核熱火箭作為空間推進(jìn)技術(shù)其中之一，與其他諸如化學(xué)能推進(jìn)、太陽(yáng)能推進(jìn)等推進(jìn)技術(shù)相比，具有推力大和比沖高的特點(diǎn)。傳統(tǒng)能源像化學(xué)能由于比沖的限制無(wú)法進(jìn)行距離較遠(yuǎn)的推進(jìn)任務(wù)，太陽(yáng)能則無(wú)法在距離太陽(yáng)較遠(yuǎn)及星球背面工作，同位素能受困原料的稀缺，其他還有些技術(shù)成熟度不高的能源。

核熱火箭主要通過(guò)核反應(yīng)堆裂變產(chǎn)生裂變熱能將工質(zhì)（主要為氫氣）加熱到很高的溫度，然后通過(guò)縮放噴管將高溫高壓的工質(zhì)排出產(chǎn)生推力[1]。而由于核熱火箭的研制難度高，實(shí)驗(yàn)測(cè)試條件苛刻、費(fèi)用高昂，開(kāi)發(fā)仿真與系統(tǒng)分析程序有助于降低核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研究設(shè)計(jì)與性能評(píng)估的成本。目前我國(guó)在此方面研究尚處于早期階段，而俄羅斯與美國(guó)則早在20世紀(jì)50年代起便已致力于核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研究設(shè)計(jì)，并進(jìn)行系統(tǒng)仿真分析，但由于俄羅斯的保密性等原因，現(xiàn)有俄羅斯的資料較少，因此主要對(duì)美國(guó)的核熱火箭仿真與系統(tǒng)分析進(jìn)行介紹，圖1為美國(guó)核熱火箭引擎與反應(yīng)堆測(cè)試的年表[2]，由此也有助于我國(guó)的核熱火箭設(shè)計(jì)與研發(fā)工作。

1? 核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)介

核熱火箭原理見(jiàn)圖2[3]，其一般采用氫氣作為工質(zhì)，工質(zhì)的典型流程如下：液氫泵將液氫從工質(zhì)儲(chǔ)箱中抽出，并通過(guò)管道將其送入噴管外部的環(huán)腔。氫氣向上依次流過(guò)噴管環(huán)腔、反射層、堆頂環(huán)腔和輻射屏蔽層;然后進(jìn)入渦輪機(jī)，驅(qū)動(dòng)氫泵，從渦輪機(jī)排出后，向下通過(guò)反應(yīng)堆堆芯;最后，經(jīng)過(guò)堆芯加熱的高溫、高壓氫氣進(jìn)入噴管加速?lài)姵?，產(chǎn)生推進(jìn)動(dòng)力。在流動(dòng)過(guò)程中，作為工質(zhì)的氫氣依次冷卻噴管壁、反射層和堆頂屏蔽等結(jié)構(gòu)，帶走堆芯產(chǎn)生的熱量。同時(shí)，在這一過(guò)程中，由于不斷受熱，氫的溫度上升很快，其物理狀態(tài)也相應(yīng)地從液氫泵入口時(shí)的低溫液態(tài)迅速變成從反應(yīng)堆出口時(shí)的高溫氣態(tài)（約3000 K），高溫氫經(jīng)推力室收縮擴(kuò)張噴管加速膨脹排出產(chǎn)生推力[4]。

核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)主要分為3種：開(kāi)式膨脹循環(huán)、抽氣循環(huán)與閉式膨脹循環(huán)[5]。其中，閉式膨脹循環(huán)系統(tǒng)適于大噴管面積比的真空發(fā)動(dòng)機(jī)，具有渦輪入口溫度較低，渦輪泵可靠性高，以及推進(jìn)劑效率高等優(yōu)點(diǎn);開(kāi)式膨脹循環(huán)系統(tǒng)渦輪入口溫度低和發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)簡(jiǎn)單，渦輪泵可靠性高，但性能過(guò)低，很少采用[6];抽氣循環(huán)系統(tǒng)的抽氣溫度高，渦輪前溫度較高，具有驅(qū)動(dòng)渦輪泵所需排氣流量低與相對(duì)簡(jiǎn)單帶來(lái)的高循環(huán)效率的優(yōu)點(diǎn)，美國(guó)J-2S氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用該循環(huán)，國(guó)內(nèi)尚無(wú)抽氣循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。圖3為各循環(huán)示意圖。

2? 仿真的五個(gè)層級(jí)

對(duì)于核熱火箭的研發(fā)，一個(gè)重要的任務(wù)就是預(yù)測(cè)各種運(yùn)行工況下系統(tǒng)的性能，也就是對(duì)核熱火箭的仿真：首先就是對(duì)整個(gè)系統(tǒng)性能的迅速的參數(shù)化的計(jì)算，隨后是計(jì)算機(jī)程序?qū)Ω鞑考M(jìn)行足夠詳細(xì)的分析以指導(dǎo)設(shè)計(jì)和實(shí)驗(yàn)（這些并不能代替反應(yīng)堆、渦輪機(jī)與噴嘴的必須的獨(dú)立的分析）。

1991年，美國(guó)能源部（DOE）、國(guó)防部（DOD）和國(guó)家航天航空局（NASA）重啟核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目研究，旨在響應(yīng)太空探索倡議（SEI）計(jì)劃。SEI計(jì)劃期間，來(lái)自阿貢國(guó)家實(shí)驗(yàn)室（ANL）、布魯克海文國(guó)家實(shí)驗(yàn)室（BNL）、愛(ài)達(dá)荷國(guó)家工程實(shí)驗(yàn)室（INEL）、橡樹(shù)嶺國(guó)家實(shí)驗(yàn)室（ORNL）、路易斯研究中心（LeRC）、馬歇爾太空飛行中心（MSFC）的專(zhuān)家團(tuán)隊(duì)組成了核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型研究工作組，討論確立了開(kāi)發(fā)核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型程序的工作。

核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型研究工作組為核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型研究劃分了5個(gè)層級(jí)。

2.1 第一層級(jí)

第一層級(jí)為相對(duì)簡(jiǎn)單的參數(shù)系統(tǒng)模型，用于分析系統(tǒng)運(yùn)行一段時(shí)間后各部件的穩(wěn)態(tài)性能，同時(shí)用作系統(tǒng)設(shè)計(jì)。用戶(hù)對(duì)象為火箭任務(wù)分析團(tuán)隊(duì)，組件建模團(tuán)隊(duì)以及概念評(píng)估團(tuán)隊(duì)。

2.2 第二層級(jí)

第二層級(jí)為較詳細(xì)的短期瞬態(tài)分析模型，它是在第一層級(jí)的基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)的，能夠用于對(duì)系統(tǒng)的啟動(dòng)與停堆以及其反饋與振蕩進(jìn)行建模。這種分析將涉及反應(yīng)堆中子動(dòng)力學(xué)方程，程序?qū)⒂糜谇蠼饪刂乒霓D(zhuǎn)動(dòng)、渦輪機(jī)組件啟動(dòng)、應(yīng)力分析、衰變加熱、詳細(xì)的噴嘴熱傳導(dǎo)分析以及考慮中子與伽馬加熱。盡管將包括反應(yīng)堆動(dòng)力學(xué)，此層級(jí)將不會(huì)有中子臨界、功率密度分析集成到基礎(chǔ)框架中。此層級(jí)的用戶(hù)對(duì)象為組件建模團(tuán)隊(duì)以及概念評(píng)估團(tuán)隊(duì)。

2.3 第三層級(jí)

第三層級(jí)為較詳細(xì)的長(zhǎng)期瞬態(tài)分析模型，這個(gè)集成的性能分析將基于最先進(jìn)的基礎(chǔ)架構(gòu)程序開(kāi)發(fā)方法。建模時(shí)組件模型必須由之前的組件模型或組件實(shí)驗(yàn)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)驗(yàn)證過(guò)。該層級(jí)在第二層級(jí)的基礎(chǔ)上，將中子臨界、功率密度分析整合到了基礎(chǔ)架構(gòu)中，并提供一種通過(guò)耦合來(lái)輕松傳輸信息的方法。此層級(jí)將包括模擬兩相與多維流動(dòng)的能力，并能模擬嚴(yán)重事故情況。此層級(jí)的用戶(hù)對(duì)象為組件建模團(tuán)隊(duì)以及概念評(píng)估團(tuán)隊(duì)。

2.4 第四層級(jí)

第四層級(jí)為第三層級(jí)用于實(shí)驗(yàn)與飛行引擎建模的修改版，用戶(hù)對(duì)象為組件建模團(tuán)隊(duì)，控制系統(tǒng)開(kāi)發(fā)人員和飛行樣機(jī)性能分析人員。

2.5 第五層級(jí)

第五層級(jí)為實(shí)時(shí)的瞬態(tài)實(shí)驗(yàn)或飛行引擎模擬模型，用戶(hù)對(duì)象為引擎操縱培訓(xùn)團(tuán)隊(duì)和飛行引擎性能檢查團(tuán)隊(duì)。

2.6 層級(jí)的分析與建立

對(duì)瞬態(tài)性能的精確預(yù)測(cè)對(duì)系統(tǒng)與任務(wù)的設(shè)計(jì)與分析來(lái)說(shuō)十分重要，系統(tǒng)必須以可控的方式啟動(dòng)與停堆，且不會(huì)發(fā)生極端的壓力與溫度梯度或振蕩。此外，一旦停堆，將有低冷卻劑流率用于排出影響任務(wù)比沖的裂變產(chǎn)物衰變熱。在第一層級(jí)后，所有后續(xù)模型將擁有瞬態(tài)分析的能力，第二層級(jí)的模型將使用現(xiàn)有的模型而第三層級(jí)的模型將利用當(dāng)前和新的代碼做開(kāi)發(fā)工作。一旦反應(yīng)堆配置得到更清楚的定義并且工作組致力于更高層級(jí)的模型建立，將使用大量的反應(yīng)堆物理技術(shù)與代碼來(lái)確保分析的魯棒性。蒙特卡羅方法將用于擴(kuò)散理論與離散坐標(biāo)法的結(jié)合。更詳細(xì)的軸向與徑向功率和反應(yīng)性裕度分步將根據(jù)運(yùn)行歷史（燃耗）和控制鼓位置計(jì)算確定瞬態(tài)分析的所有反應(yīng)性反饋系數(shù)將花費(fèi)大量精力。與完整航天器輻射場(chǎng)建模相關(guān)的輻射深度穿透問(wèn)題是一個(gè)非常具有挑戰(zhàn)性的問(wèn)題，使用耦合的蒙特卡羅/離散坐標(biāo)法（MCNP）可能是最佳選擇。

核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型研究工作組為此還制定了美國(guó)核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型研制工作的時(shí)刻表（見(jiàn)表1），同時(shí)決定開(kāi)發(fā)第1層級(jí)系統(tǒng)分析模型，命名為核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模擬程序NESS（Nuclear Engine System Simulation）程序。其主要由NASA下屬的Glenn研究中心開(kāi)發(fā)，用于對(duì)NERVA衍生型核熱火箭系統(tǒng)進(jìn)行快速預(yù)概念設(shè)計(jì)及系統(tǒng)分析。它是在膨脹循環(huán)液體化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模擬程序ELES基礎(chǔ)上進(jìn)行修改，也使用了西屋電氣公司的固態(tài)堆芯反應(yīng)堆設(shè)計(jì)模型Enabler-I和Enabler-II，Glenn研究中心使用NESS程序針對(duì)小型核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)進(jìn)行了分析評(píng)估。之后由于太空探索倡議計(jì)劃的終止，核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型程序的開(kāi)發(fā)進(jìn)程近乎中斷，未能按照制定的時(shí)間表開(kāi)發(fā)更高層級(jí)的系統(tǒng)模型。目前，最先進(jìn)的核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型是Glenn研究中心基于原NESS程序開(kāi)發(fā)的改進(jìn)型NESS程序，集成了NASA GRC熱物性計(jì)算程序GASPLUS、支持MCNP計(jì)算結(jié)果文件導(dǎo)入、增加輻射屏蔽模型等新功能。據(jù)文獻(xiàn)報(bào)道，NESS程序的能力介于2級(jí)模型和3級(jí)模型之間。

目前，為了支持NCPS（Nuclear Cryogenic Propulsion Stage）計(jì)劃，Glenn研究中心在用于開(kāi)發(fā)航天推進(jìn)系統(tǒng)建模分析程序的通用工具NPSS（Numerical Propulsion System Simulation）框架基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)了核熱火箭系統(tǒng)分析模型。

3? NESS介紹

這里就NESS做個(gè)簡(jiǎn)單介紹，NESS（Nuclear Engine System Simulation）程序是為NERVA衍生的核熱火箭推進(jìn)系統(tǒng)的快速初步設(shè)計(jì)和分析而開(kāi)發(fā)的，可以進(jìn)行核熱火箭的初步設(shè)計(jì)并估算其推進(jìn)系統(tǒng)部件（包括反應(yīng)堆）的重量、性能、尺寸及操作特性。程序代碼的輸出還包括了發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)參數(shù)，包括了壓力、溫度與質(zhì)量流量。NESS還可以模擬膨脹循環(huán)（見(jiàn)圖4）和抽氣循環(huán)等多種循環(huán)方式，所有的循環(huán)均使用氫氣作為推進(jìn)劑。所有這些發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)都可以由單個(gè)或雙重渦輪泵組件配置驅(qū)動(dòng)，渦輪泵組件可以是普通軸或齒輪類(lèi)型。

無(wú)論選擇什么樣的發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)方式，每個(gè)渦輪泵組件都是基于一個(gè)有著可選導(dǎo)流級(jí)的軸流泵或離心泵。在進(jìn)行渦輪泵組件設(shè)計(jì)計(jì)算時(shí)，NESS檢查泵或渦輪的分級(jí)需要，允許離心泵最多有四級(jí)，軸流泵二十級(jí)，渦輪兩級(jí)。為了避免不切實(shí)際的設(shè)計(jì)，NESS檢查允許的最大葉片頂端速度（對(duì)氫氣為4572m/s），迫使導(dǎo)流器與泵具有相同的每分鐘轉(zhuǎn)數(shù)，并且當(dāng)葉片高度低于91.44mm是設(shè)計(jì)為部分進(jìn)氣渦輪機(jī)。NESS中軸流泵的性能計(jì)算除了泵的特征速度外本質(zhì)上與離心泵相同，其中軸流泵的特征速度為3200而離心泵的特定速度為800。

NESS也有能力設(shè)計(jì)出圍繞單泵失效狀況的雙渦輪泵組件核熱火箭系統(tǒng)，NESS首先確定單個(gè)渦輪泵組件的尺寸來(lái)提供規(guī)定的泵出推力水平。然后分析兩個(gè)泵以降低的流速和轉(zhuǎn)速并聯(lián)工作的的同一系統(tǒng)。第二次分析運(yùn)行是在非設(shè)計(jì)條件下運(yùn)行泵，但如果渦輪泵組件發(fā)生故障，兩個(gè)泵將都會(huì)在其設(shè)計(jì)點(diǎn)運(yùn)行。

3.1 氫氣物性模型

氫熱物性模型貫穿核熱火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型分析各模塊，對(duì)最終計(jì)算結(jié)果有很大影響，由于原先氫氣的輸入經(jīng)常在飽和線(xiàn)附近導(dǎo)致輸出不正確，從而對(duì)計(jì)算氫氣流體特性的算法進(jìn)行了更改，當(dāng)溫度低于1500K時(shí)改為使用NASA GRC的熱力學(xué)性質(zhì)程序GASPLUS進(jìn)行計(jì)算。氫的熱物性隨溫度、壓力等狀態(tài)改變變化劇烈，且在低溫下由于存在重氫、在高溫下由于分子離解使得氫熱物性更復(fù)雜。因此，未來(lái)研究中也希望能獲取到更全面、更精確的氫物性理論計(jì)算數(shù)據(jù)和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，不斷豐富修正氫物性模型。

3.2 反應(yīng)堆模型

最初用戶(hù)輸入推力室溫度、壓力和面積比，在計(jì)算出引擎比沖，最后根據(jù)比沖與要求的推力來(lái)計(jì)算出需要的質(zhì)量流量，再帶入到其它計(jì)算代碼中來(lái)得到所需燃料元件數(shù)目等數(shù)據(jù)，雖然這種方法能得出最初的反應(yīng)堆尺寸，但由于對(duì)每根燃料元件的釋熱取得是平均值，所以對(duì)設(shè)計(jì)所需的更加詳盡的數(shù)據(jù)就無(wú)法計(jì)算了。后來(lái)對(duì)反應(yīng)堆輸入與建模進(jìn)行了升級(jí)，使NESS能夠接受來(lái)自MCNP代碼計(jì)算出的燃料元件與連接管道的分析結(jié)果輸出文件作為輸入，由MCNP程序計(jì)算出的反應(yīng)堆數(shù)據(jù)的詳細(xì)度非常高，它的燃料元件模型能夠包括燃料、燃料包殼、氫冷卻劑以及冷卻劑通道包層，同樣的連接管道模型也詳盡很多，包括了氫氣的出入口流路、膨脹間隙、管壁、慢化劑、絕緣體及外包殼等。圖5為MCNP與NESS的無(wú)量綱軸向功率曲線(xiàn)比較圖。

3.3 支撐管和燃料元件的熱傳導(dǎo)

最初對(duì)于通過(guò)管道的壓降與焓升使用的是平均值，在經(jīng)過(guò)升級(jí)后，焓升的計(jì)算使用的是周?chē)娜剂显尼専嶂?，?duì)于每根管道，其周?chē)娜剂显际褂肁NSYS進(jìn)行軸向分段，在使用ANSYS進(jìn)行傳熱與應(yīng)力分析，F(xiàn)LOTRON進(jìn)行流體分析。圖6為支撐管道與燃料元件的截面圖[7]。

3.4 反應(yīng)堆能量平衡

最初是對(duì)整個(gè)反應(yīng)堆取控制體來(lái)做能量平衡性能計(jì)算，因此，推進(jìn)劑的焓升是由反應(yīng)堆釋放的熱能來(lái)計(jì)算的，在得到上面所寫(xiě)的反應(yīng)堆輸入與建模升級(jí)之后，那些在MCNP輸出中沒(méi)有的組件對(duì)熱循環(huán)的影響還需要使用NESS原代碼進(jìn)行估計(jì)，通過(guò)將適當(dāng)?shù)哪芰糠謹(jǐn)?shù)歸一化到堆芯而不是整個(gè)總熱能輸出并乘以當(dāng)前反應(yīng)堆設(shè)計(jì)的熱能沉積率來(lái)進(jìn)行估計(jì)，這點(diǎn)突出了核熱火箭的經(jīng)典熱力學(xué)處理與現(xiàn)實(shí)核系統(tǒng)使用各部件各自的核相互作用來(lái)計(jì)算熱能沉積的不同。其他的部件使用MCNP建模與輸出來(lái)進(jìn)行計(jì)算。

3.5 推進(jìn)劑流量的確定

在原本的NESS計(jì)算程序中，推進(jìn)劑流率主要是通過(guò)推力室條件，推力要求以及噴嘴面積比來(lái)確定的，而這些數(shù)據(jù)之前全都是輸入條件。在能接收MCNP的計(jì)算結(jié)果之后，這些數(shù)據(jù)就變成了計(jì)算輸出結(jié)果，現(xiàn)在計(jì)算推進(jìn)劑流量的主要依靠于燃料峰值溫度，由每根燃料元件的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分配，產(chǎn)熱量最大的燃料元件分配最大的冷卻劑流量，同時(shí)此根燃料元件也有最大的壓降。因此，最低的反應(yīng)堆入口歧管壓力與最低的推力室壓力也得到確定。如圖7所示。

3.6 屏蔽模型

NESS同時(shí)擁有內(nèi)部屏蔽模型與外部屏蔽模型，外部屏蔽模型（見(jiàn)圖8）在升級(jí)之后提供三部分用戶(hù)定義的選項(xiàng)，屏蔽由兩個(gè)堆疊的圓盤(pán)組成，圓盤(pán)由第三個(gè)環(huán)形屏蔽環(huán)繞，這個(gè)環(huán)形屏蔽可以是圓柱形或錐形，材料的密度、半徑、厚度及供氫氣流過(guò)的空隙份額都由用戶(hù)輸入，一些常用的數(shù)據(jù)作為系統(tǒng)默認(rèn)值。

4? 結(jié)語(yǔ)

本文主要介紹了美國(guó)在開(kāi)發(fā)核熱火箭設(shè)計(jì)與仿真系統(tǒng)中所作的工作，美國(guó)把核熱火箭的仿真劃分為五個(gè)層級(jí)（參數(shù)系統(tǒng)模型、短期瞬態(tài)分析模型、長(zhǎng)期瞬態(tài)分析模型、修改后用于實(shí)驗(yàn)與飛行引擎建模、實(shí)時(shí)瞬態(tài)模擬模型），并開(kāi)發(fā)出了NESS仿真系統(tǒng)，其處于第二與第三層級(jí)之間。NESS具有氫物性、反應(yīng)堆整體、支撐管道與燃料元件、推進(jìn)劑、屏蔽等模型，并且在升級(jí)后能夠使用MCNP的輸出用于分析計(jì)算，使準(zhǔn)確度與可靠性大大提升。根據(jù)美國(guó)的經(jīng)驗(yàn)，我國(guó)的核熱火箭的系統(tǒng)設(shè)計(jì)與仿真也可以根據(jù)5個(gè)層級(jí)作為參考來(lái)進(jìn)行研發(fā)，參數(shù)系統(tǒng)模型由于相對(duì)較簡(jiǎn)單，可以只作為瞬態(tài)模型開(kāi)發(fā)的前期工作，然后直接進(jìn)行瞬態(tài)數(shù)據(jù)分析，這就可以通過(guò)對(duì)NESS的學(xué)習(xí)來(lái)獲得思路，最后再是實(shí)時(shí)的瞬態(tài)飛行與實(shí)驗(yàn)的模擬模型，在對(duì)NESS模型的介紹中我們可以看到其建立了許多模型，在我們的初期模型建立中可以不用建立這么多的模型，剛開(kāi)始只建立氫物性、反應(yīng)堆整體、支撐管道與燃料元件與推進(jìn)劑模型即可，其他模型隨著系統(tǒng)分析的逐漸深入再慢慢加進(jìn)去。

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