核熱火箭仿真與系統設計概況

謝仁堯 趙澤昊 霍紅磊 胡古

摘? 要：核熱火箭具有比沖高、推力大與工作時間長等特點，是未來空間探測的主推進方式之一。首先就目前核熱火箭的系統結構、熱力循環及反應堆大致構成做了初步的介紹，并對美國核熱火箭仿真劃分的五個層級及整體研發現狀進行了描述，最后重點介紹美國開發的NESS核熱火箭設計與仿真系統程序架構及主要求解模型，因此，在未來的深空探測任務中，核熱火箭具有其他推進技術無法比擬的優勢，成為未來空間任務的理想選擇。

關鍵詞：核熱火箭? 系統仿真? 系統設計? NESS

中圖分類號：TP2 ? ? ? ? 文獻標識碼：A 文章編號：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

隨著科學技術的發展以及人類對太空探索的需要，各類空間飛行任務層出不窮，從月球登陸到深空探測，由此也引出了人類對各類航天器與火箭技術的發展需求，核熱火箭作為空間推進技術其中之一，與其他諸如化學能推進、太陽能推進等推進技術相比，具有推力大和比沖高的特點。傳統能源像化學能由于比沖的限制無法進行距離較遠的推進任務，太陽能則無法在距離太陽較遠及星球背面工作，同位素能受困原料的稀缺，其他還有些技術成熟度不高的能源。

核熱火箭主要通過核反應堆裂變產生裂變熱能將工質（主要為氫氣）加熱到很高的溫度，然后通過縮放噴管將高溫高壓的工質排出產生推力[1]。而由于核熱火箭的研制難度高，實驗測試條件苛刻、費用高昂，開發仿真與系統分析程序有助于降低核熱火箭發動機的研究設計與性能評估的成本。目前我國在此方面研究尚處于早期階段，而俄羅斯與美國則早在20世紀50年代起便已致力于核熱火箭發動機的研究設計，并進行系統仿真分析，但由于俄羅斯的保密性等原因，現有俄羅斯的資料較少，因此主要對美國的核熱火箭仿真與系統分析進行介紹，圖1為美國核熱火箭引擎與反應堆測試的年表[2]，由此也有助于我國的核熱火箭設計與研發工作。

1? 核熱火箭發動機簡介

核熱火箭原理見圖2[3]，其一般采用氫氣作為工質，工質的典型流程如下：液氫泵將液氫從工質儲箱中抽出，并通過管道將其送入噴管外部的環腔。氫氣向上依次流過噴管環腔、反射層、堆頂環腔和輻射屏蔽層;然后進入渦輪機，驅動氫泵，從渦輪機排出后，向下通過反應堆堆芯;最后，經過堆芯加熱的高溫、高壓氫氣進入噴管加速噴出，產生推進動力。在流動過程中，作為工質的氫氣依次冷卻噴管壁、反射層和堆頂屏蔽等結構，帶走堆芯產生的熱量。同時，在這一過程中，由于不斷受熱，氫的溫度上升很快，其物理狀態也相應地從液氫泵入口時的低溫液態迅速變成從反應堆出口時的高溫氣態（約3000 K），高溫氫經推力室收縮擴張噴管加速膨脹排出產生推力[4]。

核熱火箭發動機的熱力循環主要分為3種：開式膨脹循環、抽氣循環與閉式膨脹循環[5]。其中，閉式膨脹循環系統適于大噴管面積比的真空發動機，具有渦輪入口溫度較低，渦輪泵可靠性高，以及推進劑效率高等優點;開式膨脹循環系統渦輪入口溫度低和發動機相對簡單，渦輪泵可靠性高，但性能過低，很少采用[6];抽氣循環系統的抽氣溫度高，渦輪前溫度較高，具有驅動渦輪泵所需排氣流量低與相對簡單帶來的高循環效率的優點，美國J-2S氫氧火箭發動機采用該循環，國內尚無抽氣循環發動機。圖3為各循環示意圖。

2? 仿真的五個層級

對于核熱火箭的研發，一個重要的任務就是預測各種運行工況下系統的性能，也就是對核熱火箭的仿真：首先就是對整個系統性能的迅速的參數化的計算，隨后是計算機程序對各部件進行足夠詳細的分析以指導設計和實驗（這些并不能代替反應堆、渦輪機與噴嘴的必須的獨立的分析）。

1991年，美國能源部（DOE）、國防部（DOD）和國家航天航空局（NASA）重啟核熱火箭發動機項目研究，旨在響應太空探索倡議（SEI）計劃。SEI計劃期間，來自阿貢國家實驗室（ANL）、布魯克海文國家實驗室（BNL）、愛達荷國家工程實驗室（INEL）、橡樹嶺國家實驗室（ORNL）、路易斯研究中心（LeRC）、馬歇爾太空飛行中心（MSFC）的專家團隊組成了核熱火箭發動機系統模型研究工作組，討論確立了開發核熱火箭發動機系統模型程序的工作。

核熱火箭發動機系統模型研究工作組為核熱火箭發動機系統模型研究劃分了5個層級。

2.1 第一層級

第一層級為相對簡單的參數系統模型，用于分析系統運行一段時間后各部件的穩態性能，同時用作系統設計。用戶對象為火箭任務分析團隊，組件建模團隊以及概念評估團隊。

2.2 第二層級

第二層級為較詳細的短期瞬態分析模型，它是在第一層級的基礎上開發的，能夠用于對系統的啟動與停堆以及其反饋與振蕩進行建模。這種分析將涉及反應堆中子動力學方程，程序將用于求解控制鼓轉動、渦輪機組件啟動、應力分析、衰變加熱、詳細的噴嘴熱傳導分析以及考慮中子與伽馬加熱。盡管將包括反應堆動力學，此層級將不會有中子臨界、功率密度分析集成到基礎框架中。此層級的用戶對象為組件建模團隊以及概念評估團隊。

2.3 第三層級

第三層級為較詳細的長期瞬態分析模型，這個集成的性能分析將基于最先進的基礎架構程序開發方法。建模時組件模型必須由之前的組件模型或組件實驗實測數據驗證過。該層級在第二層級的基礎上，將中子臨界、功率密度分析整合到了基礎架構中，并提供一種通過耦合來輕松傳輸信息的方法。此層級將包括模擬兩相與多維流動的能力，并能模擬嚴重事故情況。此層級的用戶對象為組件建模團隊以及概念評估團隊。

2.4 第四層級

第四層級為第三層級用于實驗與飛行引擎建模的修改版，用戶對象為組件建模團隊，控制系統開發人員和飛行樣機性能分析人員。

2.5 第五層級

第五層級為實時的瞬態實驗或飛行引擎模擬模型，用戶對象為引擎操縱培訓團隊和飛行引擎性能檢查團隊。

2.6 層級的分析與建立

對瞬態性能的精確預測對系統與任務的設計與分析來說十分重要，系統必須以可控的方式啟動與停堆，且不會發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比沖的裂變產物衰變熱。在第一層級后，所有后續模型將擁有瞬態分析的能力，第二層級的模型將使用現有的模型而第三層級的模型將利用當前和新的代碼做開發工作。一旦反應堆配置得到更清楚的定義并且工作組致力于更高層級的模型建立，將使用大量的反應堆物理技術與代碼來確保分析的魯棒性。蒙特卡羅方法將用于擴散理論與離散坐標法的結合。更詳細的軸向與徑向功率和反應性裕度分步將根據運行歷史（燃耗）和控制鼓位置計算確定瞬態分析的所有反應性反饋系數將花費大量精力。與完整航天器輻射場建模相關的輻射深度穿透問題是一個非常具有挑戰性的問題，使用耦合的蒙特卡羅/離散坐標法（MCNP）可能是最佳選擇。

核熱火箭發動機系統模型研究工作組為此還制定了美國核熱火箭發動機系統模型研制工作的時刻表（見表1），同時決定開發第1層級系統分析模型，命名為核火箭發動機系統模擬程序NESS（Nuclear Engine System Simulation）程序。其主要由NASA下屬的Glenn研究中心開發，用于對NERVA衍生型核熱火箭系統進行快速預概念設計及系統分析。它是在膨脹循環液體化學火箭發動機系統模擬程序ELES基礎上進行修改，也使用了西屋電氣公司的固態堆芯反應堆設計模型Enabler-I和Enabler-II，Glenn研究中心使用NESS程序針對小型核熱火箭發動機設計進行了分析評估。之后由于太空探索倡議計劃的終止，核熱火箭發動機系統模型程序的開發進程近乎中斷，未能按照制定的時間表開發更高層級的系統模型。目前，最先進的核熱火箭發動機系統模型是Glenn研究中心基于原NESS程序開發的改進型NESS程序，集成了NASA GRC熱物性計算程序GASPLUS、支持MCNP計算結果文件導入、增加輻射屏蔽模型等新功能。據文獻報道，NESS程序的能力介于2級模型和3級模型之間。

目前，為了支持NCPS（Nuclear Cryogenic Propulsion Stage）計劃，Glenn研究中心在用于開發航天推進系統建模分析程序的通用工具NPSS（Numerical Propulsion System Simulation）框架基礎上開發了核熱火箭系統分析模型。

3? NESS介紹

這里就NESS做個簡單介紹，NESS（Nuclear Engine System Simulation）程序是為NERVA衍生的核熱火箭推進系統的快速初步設計和分析而開發的，可以進行核熱火箭的初步設計并估算其推進系統部件（包括反應堆）的重量、性能、尺寸及操作特性。程序代碼的輸出還包括了發動機的循環參數，包括了壓力、溫度與質量流量。NESS還可以模擬膨脹循環（見圖4）和抽氣循環等多種循環方式，所有的循環均使用氫氣作為推進劑。所有這些發動機循環都可以由單個或雙重渦輪泵組件配置驅動，渦輪泵組件可以是普通軸或齒輪類型。

無論選擇什么樣的發動機循環方式，每個渦輪泵組件都是基于一個有著可選導流級的軸流泵或離心泵。在進行渦輪泵組件設計計算時，NESS檢查泵或渦輪的分級需要，允許離心泵最多有四級，軸流泵二十級，渦輪兩級。為了避免不切實際的設計，NESS檢查允許的最大葉片頂端速度（對氫氣為4572m/s），迫使導流器與泵具有相同的每分鐘轉數，并且當葉片高度低于91.44mm是設計為部分進氣渦輪機。NESS中軸流泵的性能計算除了泵的特征速度外本質上與離心泵相同，其中軸流泵的特征速度為3200而離心泵的特定速度為800。

NESS也有能力設計出圍繞單泵失效狀況的雙渦輪泵組件核熱火箭系統，NESS首先確定單個渦輪泵組件的尺寸來提供規定的泵出推力水平。然后分析兩個泵以降低的流速和轉速并聯工作的的同一系統。第二次分析運行是在非設計條件下運行泵，但如果渦輪泵組件發生故障，兩個泵將都會在其設計點運行。

3.1 氫氣物性模型

氫熱物性模型貫穿核熱火箭發動機系統模型分析各模塊，對最終計算結果有很大影響，由于原先氫氣的輸入經常在飽和線附近導致輸出不正確，從而對計算氫氣流體特性的算法進行了更改，當溫度低于1500K時改為使用NASA GRC的熱力學性質程序GASPLUS進行計算。氫的熱物性隨溫度、壓力等狀態改變變化劇烈，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雜。因此，未來研究中也希望能獲取到更全面、更精確的氫物性理論計算數據和實測數據進行比較，不斷豐富修正氫物性模型。

3.2 反應堆模型

最初用戶輸入推力室溫度、壓力和面積比，在計算出引擎比沖，最后根據比沖與要求的推力來計算出需要的質量流量，再帶入到其它計算代碼中來得到所需燃料元件數目等數據，雖然這種方法能得出最初的反應堆尺寸，但由于對每根燃料元件的釋熱取得是平均值，所以對設計所需的更加詳盡的數據就無法計算了。后來對反應堆輸入與建模進行了升級，使NESS能夠接受來自MCNP代碼計算出的燃料元件與連接管道的分析結果輸出文件作為輸入，由MCNP程序計算出的反應堆數據的詳細度非常高，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的無量綱軸向功率曲線比較圖。

3.3 支撐管和燃料元件的熱傳導

最初對于通過管道的壓降與焓升使用的是平均值，在經過升級后，焓升的計算使用的是周圍的燃料元件的釋熱值，對于每根管道，其周圍的燃料元件都使用ANSYS進行軸向分段，在使用ANSYS進行傳熱與應力分析，FLOTRON進行流體分析。圖6為支撐管道與燃料元件的截面圖[7]。

3.4 反應堆能量平衡

最初是對整個反應堆取控制體來做能量平衡性能計算，因此，推進劑的焓升是由反應堆釋放的熱能來計算的，在得到上面所寫的反應堆輸入與建模升級之后，那些在MCNP輸出中沒有的組件對熱循環的影響還需要使用NESS原代碼進行估計，通過將適當的能量分數歸一化到堆芯而不是整個總熱能輸出并乘以當前反應堆設計的熱能沉積率來進行估計，這點突出了核熱火箭的經典熱力學處理與現實核系統使用各部件各自的核相互作用來計算熱能沉積的不同。其他的部件使用MCNP建模與輸出來進行計算。

3.5 推進劑流量的確定

在原本的NESS計算程序中，推進劑流率主要是通過推力室條件，推力要求以及噴嘴面積比來確定的，而這些數據之前全都是輸入條件。在能接收MCNP的計算結果之后，這些數據就變成了計算輸出結果，現在計算推進劑流量的主要依靠于燃料峰值溫度，由每根燃料元件的計算結果進行分配，產熱量最大的燃料元件分配最大的冷卻劑流量，同時此根燃料元件也有最大的壓降。因此，最低的反應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同時擁有內部屏蔽模型與外部屏蔽模型，外部屏蔽模型（見圖8）在升級之后提供三部分用戶定義的選項，屏蔽由兩個堆疊的圓盤組成，圓盤由第三個環形屏蔽環繞，這個環形屏蔽可以是圓柱形或錐形，材料的密度、半徑、厚度及供氫氣流過的空隙份額都由用戶輸入，一些常用的數據作為系統默認值。

4? 結語

本文主要介紹了美國在開發核熱火箭設計與仿真系統中所作的工作，美國把核熱火箭的仿真劃分為五個層級（參數系統模型、短期瞬態分析模型、長期瞬態分析模型、修改后用于實驗與飛行引擎建模、實時瞬態模擬模型），并開發出了NESS仿真系統，其處于第二與第三層級之間。NESS具有氫物性、反應堆整體、支撐管道與燃料元件、推進劑、屏蔽等模型，并且在升級后能夠使用MCNP的輸出用于分析計算，使準確度與可靠性大大提升。根據美國的經驗，我國的核熱火箭的系統設計與仿真也可以根據5個層級作為參考來進行研發，參數系統模型由于相對較簡單，可以只作為瞬態模型開發的前期工作，然后直接進行瞬態數據分析，這就可以通過對NESS的學習來獲得思路，最后再是實時的瞬態飛行與實驗的模擬模型，在對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，剛開始只建立氫物性、反應堆整體、支撐管道與燃料元件與推進劑模型即可，其他模型隨著系統分析的逐漸深入再慢慢加進去。

參考文獻

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