1.上海空间推进研究所,上海 201112; 2.上海空间发动机工程技术研究中心,上海 201112
1.Shanghai Institute of Space Propulsion, Shanghai 201112, China; 2.Shanghai Engineering Research Center of Space Engine, Shanghai 201112, China
nuclear electric propulsion; spacecraft; thermoelectric conversion; technical scheme
空间核电推进相比于常规化学能推进方式,具备大比冲与长寿命等优势,可以大大缩短深空探测、载人等空间任务的时间周期[1-3]。同时,基于核反应堆的空间热电转换,还可以为航天器持续提供百千瓦以上的大功率电能,相比于化学能、太阳能和放射性同位素电池供电,具备功率等级高和使用年限长、不依赖于太阳光照的主要特点,在太阳能应用困难的火星、木星等探测任务中优势巨大[4-6]。
核电推进航天器作为总体,通常包括核反应堆在内的热电转换模块、支架结构模块、热管理模块、电源处理模块和点推挤模块等主要子系统[7]。其中,如何将核反应堆产生的热能转换为电推进系统所需的电能至关重要。一套好的热电转换技术方案可以在满足空间各项约束条件的同时,为航天器持续、稳定、高效地提供大功率电能[8]。
国外对于核电推进航天器的研究始于20世纪50年代。1955年,美国空军-原子能委员会开展了空间辅助电源计划(space nuclear auxiliary power,SNAP),发射了世界第一个也是目前美国唯一一个搭载核反应堆的航天器SNAPSHOT[9]。苏联在1970—1988年间共成功发射了32颗搭载核反应堆的BUK型宇宙系列卫星,并在此基础上实现了TOPAZ型空间核电源的在轨应用。21世纪初,美国颁布指令重新强调研究空间核动力与推进技术,制定发展路线。2002年,美国启动普罗米修斯计划,采用核电推进方案设计探测木星卫星的航天器(jupiter icy moons obiters,JIMO)方案,方案采用两套100 kW热电转换装置,并进行了两机并联的地面演示试验[10]。2018年美国千瓦级的核电转换装置(kilopower reactor using stirling technology,KRUST)成功进行演示验证试验,成为了40年来首个完成测试的空间核裂变电源。2015—2017年间,欧盟在核电推进领域也出台了相关政策,即面向2030—2040年发射兆瓦级核电推进航天器(INPPS,international nuclear power and propulsion system)的计划[11],充分开展以俄罗斯为代表的国际合作,最新的“电推进系统转换器、反应堆、辐射器、推进器演示验证”项目由俄罗斯、英国、德国、意大利、法国等国家相关空间核动力专业研究机构合作开展,计划完成200 kW热电转换装置的全系统演示验证试验[12]。目前该项目已经完成了1 MW核电推进航天器的初步设计,并针对火星和木卫二的探测任务给出了两套整体方案[13]。2009年,俄罗斯宣布将开发用于空间轨道转移和拖运的兆瓦级核电推进器(transport and energy module,TEM),由Keldysh研究中心和Energiya航天公司联合设计,系统采用4套250 kW热电转换装置两两对置的模式实现1 MW的电功率输出[14]。2019年,俄罗斯军火库设计局开始TEM部件组装。2021年,俄罗斯集团总裁在东方发射场向俄罗斯总统普京展示TEM最新方案模型,根据TEM负责人公布的最新进展,TEM预计2030年发射。
目前我国还没有核动力航天器的总体方案公布,但国内相关研究院所与高校已开展了大量系统及部件研究[15-23],核电推进航天器各个子系统的技术储备已日渐成熟。现阶段亟需在充分论证的基础上建立中长期的相关技术发展规划,尽早布局深空探测领域的核动力整体方案。本文结合兆瓦级大功率空间核电推进系统的各项需求与空间环境中的各项条件限制,从总体设计的角度出发,构建包括核反应堆在内的兆瓦级核电推进航天器的热电转换技术方案,明确方案的技术可行性与潜在风险点。
根据深空探测任务需求,为了尽可能缩短任务的时间周期,通常需要为电推进提供兆瓦级的大功率电能。限制空间热电转换系统功率等级的主要因素是核反应堆温度、系统功率密度与航天器的空间散热能力等。
选择反应堆温度等级时,可以根据美国康帕斯团队对空间核电推进系统的设计参数报告[24],在1 200、1 500、1 800 K这3种核反应堆温度下可以实现的核电推进系统电能总功率与需要的辐射散热器面积有如图1所示的趋势。热电转换系统的温度下限为航天器可以向空间辐射散热的环境温度,约为400 K [25],温度上限为核反应堆温度,通过温度上限与下限确定热电转换的最大效率,再考虑实际损失,通过经验公式修正,得到热电转换可以产生的电能功率及需要排除的废热总量,进而确定核电推进系统电能总功率与需要的辐射散热器面积之间的关系。总体而言,随着系统电能功率等级的提高,需要的辐射散热器面积也会越大,而反应堆温度提高会增大系统的温度上下限差值,从而进一步提升热电转换效率和换热性能,需要的辐射散热器面积会在同样的功率等级下有所减少。以美国NASA新一代超重型运载火箭(space launch system,SLS)近地轨道运载能力130 t最大构型[26]为例,假设核电推进系统被封装在火箭整流罩内发射,形式如图2所示[22]。SLS火箭整流罩的等效直径为8.4 m,可以封装设备的等效直径为7.5 m,可容纳的辐射散热板面积展开最大可以达到约2 500 m2的水平[27],这基本上也是目前航天器辐射散热板的最大面积。因而,理论上在反应堆1 200 K时最大发电功率1.6 MW,1 500 K时2.9 MW,1 800 K时4.2 MW,而温度低于1 200 K则较难实现空间兆瓦级大功率发电。
图1 不同反应堆温度下供电功率与辐射散热器面积关系
Fig.1 Relationship between electric power and radiation radiator area at different reactor temperatures
图2 封装在空间运载火箭内的核电转换模块
Fig.2 Nuclear electric conversion module packaged in a space launch vehicle
反应堆温度等级的升高会带来反应堆设计难度与风险的增加,但好的一方面是温度上限的提升会提高系统热电转换效率和换热性能,减少系统需要排出的废热总量,通过减少辐射散热器面积使系统功率密度进一步降低,即同样供电功率等级下,系统的总质量可以进一步降低,如图3所示,数据源自美国AIAA相关设计报告[28]。从图中可以看出,反应堆温度从1 200 K升高到1 500 K,功率密度可以增加20%左右,即同样发电功率情况下系统总质量可以降低20%左右; 进一步提高反应堆温度到1 800 K,总质量可以再降低10%左右。
图3 不同反应堆温度下供电功率与系统功率密度关系
Fig.3 Relationship between electric power and system power density at different reactor temperatures
3种不同的反应堆温度下,基于空间最大辐射散热板面积2 500 m2选定的不同功率等级(1.6、2.9、4.2 MW)下的功率密度都至少在0.065 kW/kg以上,每1 kW单位发电量带来的质量增量小于15 kg是可以接受的。考虑技术成熟度与风险性,1 200 K反应堆的技术成熟度相对较高,反应堆温度进一步提升至1 500 K及以上温度本身就具有很大的开发挑战[29]。同时,深空探测任务中核电推进系统需要若干年的持续运行,热电转换系统中的旋转部件也很难在高于1 200 K的条件下同时满足强度与寿命要求[30]。反应堆温度超过1 200 K的情况下,对热电转换系统中的热端部件材料的抗高温性能要求也进一步提升。在探测任务周期通常需要几年的前提下,高温材料的强度与寿命将面临更大的考验。目前,可以满足空间热电转换系统热端温度1 500 K条件长效运行的旋转部件材料还在研制阶段,如陶瓷、难熔金属等。美国NASA在2012年核电推进概念设计中反应堆的温度最初选取为1 500 K,其带来的问题就是技术成熟度低,进展缓慢,甚至难以测试,而温度相对较低的千瓦级电源计划(Kilopower)反应堆在测试验证上取得了巨大成功,铀钼堆芯的Kilopower反应堆可以在1 100 K下正常运行[31]。这也从侧面说明,在目前阶段,选择1 200 K反应堆既可以实现兆瓦级的空间发电功率,功率密度也在可接受的范围内,同时具有相对较高的可行性。因此,初步拟定核电推进航天器热电转换技术方案中的核反应堆温度为1 200 K,最大输出电功率为1.6 MW。
核电推进系统中如何将核反应堆产生的热能转换为电推进系统所需的电能至关重要,传统的空间热电转换形式是以温差热电偶和热离子发电为主的静态发电,美国早期的同位素航天器(包括子午仪4A军用轨道卫星、“旅行者1号”等)和苏联BUK型号核反应堆卫星均采用温差发电方式,苏联TOPAZ空间核电源则采用热离子发电方式。然而,静态转换形式的效率偏低,对于采用核裂变反应堆的兆瓦级大功率核电推进航天器来说,为了保持较高的功率密度,尽量减少反应堆、辐射屏蔽层和废热散热器等的体积、质量,需要进一步提高热电转换方式的效率。以布雷顿、斯特林和朗肯热力学循环为主的动态转换方式相比静态转换效率有明显提升,目前俄罗斯、美国、欧盟的兆瓦级核电推进航天器均选择动态热电转换方式。3种动态热电转换方式的原理如图4所示,基于具体的空间环境与任务需求,其具体实现形式如下所述。
1)布雷顿循环空间热电转换方式:依靠反应堆加热的高温气体吹动涡轮膨胀做功,带动与涡轮同轴的压气机和电机运转发电,压气机运转产生系统内压差,驱动气体循环流动,电极运转将一部分涡轮膨胀功转换为电能输出。循环废热通过辐射散热向空间排放。同时,为了进一步提升热电转换系统效率,减少废热排放量,循环中涡轮排气与压气机排气需要通过回热器进行回热,实现热交换。为兼顾气体惯性质量与叶片气动载荷性能,选取氦氙混合气体为循环工质。
2)斯特林循环空间热电转换方式:反应堆热量驱动的往复活塞运动,类似外燃机工作模式,等温膨胀做功发电,通过回热器实现循环工质的再生加热和再生冷却。斯特林循环中工质压缩和膨胀过程理论上都是在等温条件下进行,因而是最接近该温差条件下的理想卡诺循环效率。
3)朗肯循环空间热电转换方式:一回路由循环泵驱动工质(例如液态碱金属锂)从反应堆吸热,传递热量至二回路。二回路由循环泵驱动工质(例如液态碱金属钠)在蒸气发生器内受热变为干饱和蒸汽,进入涡轮中膨胀做功发电后再进入冷凝器中变为饱和液体。
图4 动态热电转换方式
Fig.4 Dynamic thermoelectric conversion methods
对比国际上典型空间热电转换案例中使用的方案与性能参数如图5所示[32],可以发现在使用核裂变反应堆的百千瓦至兆瓦级大功率空间热电转换系统中,在反应堆温度选为1 200 K的前提下,静态转换方式效率为6%～10%,采用动态转换方式效率可以提升至25%～40%。在3种动态转换方式中,斯特林循环效率相对较高,但不能很好地扩展到百千瓦以上的大功率系统。对百千瓦至兆瓦级的大功率热电转换系统来说,采用朗肯循环的形式能够获得相对更高的功率密度,但空间环境下的两相系统设计是一个挑战大且技术成熟度较低的工作。采用布雷顿循环形式的兆瓦级大功率热电转换系统在功率、效率、质量、寿命及可靠性的综合指标上均具有优势。目前国际公开设计方案中,兆瓦级空间热电转换系统均推荐使用布雷顿循环形式,兆瓦级功率输出的条件下布雷顿循环的系统功率密度还能进一步提高至超过朗肯循环[33]。因此,选取基于He/Xe混合气体工质的闭式布雷顿循环作为该兆瓦级大功率空间核电推进航天器的热电转换方式。
图5 典型空间热电转换系统方案对比
Fig.5 Comparison of typical thermoelectric conversion system schemes in space
为了实现1.6 MW的最大电能输出,同时平衡布雷顿循环中旋转部件带来的空间角动量,参照俄罗斯兆瓦级空间热电转换系统TEM布局,如图6所示,构建共用一个反应堆的4套布雷顿循环系统,采用两两对置的布局形式,用以平衡旋转部件产生的空间角动量,每套布雷顿循环系统可以输出的最大电能为400 kW[14]。
图6 布雷顿循环空间热电转换模块布局
Fig.6 Layout of Brayton cycle thermoelectric conversion module in space
根据1 200 K的反应堆温度和400 K的空间环境辐射散热最低温度,初步设计的闭式布雷顿循环系统参数如图7所示。其循环过程包括压气机内的绝热压缩(①→②)、换热器冷侧回热(②→③)、从核反应堆等压吸热(③→④)、涡轮内的绝热膨胀(④→⑤)、换热器热侧回热(⑤→⑥)和通过辐射散热板等压放热(⑥→①)6个典型过程,循环输出功率Wnet以轴功率形式带动发电机旋转产生电能。
图7 布雷顿循环参数
Fig.7 Parameters of the Brayton cycle
基于热力学计算推导,循环输出功率Wnet和热电转换效率ηe可以进行如下换算。
式中:Cp为平均定压比热容; T为温度; η为效率; π为压比; β为二次流相对量; q为质量流量; 下标t代表涡轮,c代表压气机。
温度分布方面,在系统热端温度T4和冷端温度T1确定后,回热度ε会改变系统中的温度梯度情况,影响压气机效率ηc和涡轮效率ηt,从而影响系统性能。压力分布方面,系统各处的压力损失则会改变压气机压缩比与涡轮膨胀比,进一步影响系统性能,其中压比参数与各主要部件压力损失之间的换算关系为
式中:ξ1为回热器冷端压损系数; ξ2为堆芯压损系数; ξ3为回热器热端压损系数; ξ4为冷却器压损系数; 下标1、2、3、4与图7中的①、②、③、④分别对应。
通过调整循环系统中各项关键参数(ηc、ηt、β、T1、T4、ε、ξ1、ξ2、ξ3和ξ4),得到设计最优状态下各参数向恶劣工况变化1%对系统性能(Wnet和ηe)的影响如图8所示。可以看出对系统性能影响最大的前5项参数依次为涡轮入口温度、涡轮效率、压气机效率、压气机入口温度和回热度,尤其涡轮效率降低1%会导致热电转换效率下降1.85%,循环输出功率下降2.52 kW。
图8 各项关键参数对系统性能的影响
Fig.8 Impact of major parameters on system performance
确定了反应堆的最高温度为1 200 K,供电功率为1.6 MW后,空间核反应堆设计还要考虑堆芯和散热方式等。空间反应堆的3种主要散热形式是热管、液态金属和气体冷却。热管形式可以在不需要外部能量的被动两相蒸发/冷凝循环中工作,而液态金属或气体冷却需要依靠循环泵来驱动流体循环。主动冷却相对于被动热管换热的优势在于设计的灵活性和更高的热流通量,目前美国和俄罗斯在百千瓦以上大功率空间热电转换方案中选用的都是气体冷却形式的空间堆(气冷堆),研究表明气冷堆更适合空间大功率的应用场景[34]。美国NASA对比5种空间热电转换组合方案,最终综合考虑可行性、可靠性、经济型、安全性和便捷性,选择了气冷堆与布雷顿循环组合形式[35]。气冷堆可以选择直接连接到布雷顿循环装置上,从而提高传热子系统的效率。
根据目前已经确定的参数,参照美国SP-100反应堆的设计参数[36],初步确定该核电推进航天器热电转换系统核反应堆的设计方案如表1所示。该空间气冷堆的设计方案如图9所示[37],采用空心UO2燃料棒形式,循环气体由堆芯入口进入,依次流经空心燃料棒外侧和内侧,进入上腔室,再从堆芯出口流出。反应堆的壳体布置冷却通道,通入气体冷却。
表1 空间反应堆设计参数
Tab.1 Design parameters of reactor in space
图9 空间核反应堆的设计方案
Fig.9 Design of nuclear reactor in space
根据美国AIAA针对现阶段核电推进航天器的技术评估报告[28],兆瓦级大功率核电推进系统热电转换技术方案中,各子系统中技术成熟度低于6的部分主要有反应堆、布雷顿循环装置、散热器和电源系统5个部分。
目前,美国Kilopower项目中成功地面演示试验的千瓦级反应堆,是近40 a唯一进行完整试验的空间核裂变反应堆,最高温度只到 1 100 K[31]。本方案中拟采用的最高温度1 200 K的空间气冷堆,可以按计划开发,目前还没有工程样机,技术成熟度3～ 4。高温空间气冷堆除了需要满足对常规芯体材料和制造工艺的要求外,还需要做到结构紧凑和轻量化,在适应空间环境的基础上,同时需进一步提高可靠性,设置有效的空间安全处理措施。
空间布雷顿循环装置目前还没有在轨运行案例,技术成熟度3～ 4。布雷顿循环中的旋转部件在空间条件约束下需要采用压气机、涡轮、电机同轴长转子形式,转子及轴承系统需要同时满足高温与长效两个主要要求。在热端温度1 200 K、冷端温度400 K的前提下,即使采取引气冷却,轴承系统高温段也至少需要具备900 K以上、长效工作若干年的能力。这套空间转子轴系涉及高温、高压、密封和高转速等多项问题,同时需要考虑冷却、换热及与循环系统匹配的问题。空间高效紧凑式换热器的设计也同样是一个难点。考虑空间角动量平衡等问题,布雷顿循环装置需采用四机并联的形式,两两对置,多机启动。此外,运行与控制策略也十分重要。在空间布雷顿循环装置地面演示验证前仍有多项技术需要攻关。
兆瓦级大功率热电转换系统需要排出的废热量也是相当巨大的。目前航天器可以封装的可展开辐射散热板面积从美国普罗米修斯计划[10]设计的542 m2已经提升至SLS火箭[27]公布的2 500 m2,空间大型可展开散热器的材料选取、结构设计与作用机制仍存在难点。整套大型可展开散热系统需要满足发射和运行过程中的负载,同时可伸缩的桁架需提供足够的刚度以避免干扰其他系统运行。满足该条件的可伸缩桁架也是一项研发挑战,目前技术成熟度3～ 4。
除了反应堆、热电转换与散热部件以外,电源管理和电能分配技术也需要关注,涉及兆瓦级大功率电能的空间电源系统目前还没有在轨应用,目前技术成熟度5。该方案由核反应堆热电转换为航天器电推进系统及其他用电负载一同提供电能,需要合理可行的电能分配与管理系统,包括电力传输电缆、电力电子设备和系统控制。空间电源系统一个关键的设计点在于传输电压的选取,该电压决定了将布雷顿循环装置连接到航天器总线和电推进器上的电缆质量。更高的电压可以减轻电缆总质量,但这会给电子设备带来实用性的挑战及电晕电弧的潜在风险。可以假定每个布雷顿循环装置都有单独的电缆及电源调节和控制系统。参照美国NASA兆瓦级火星往返载人航天器核电推进方案[28],选取布雷顿循环中的交流发电机提供480 V、1.2 kHz的三相交流电供给整流器与滤波器,继而为电推进器提供650 V直流电。4台布雷顿循环装置每台都搭载一个全功率脉宽调节器与耗散器,用以提供速率控制并耗散掉核电推进航天器不需要的多余电力。
该方案中1 200 K的核反应堆仍然存在着一定风险,风险主要来自核裂变反应堆产生的混合中子和伽马辐射场。辐射量与反应堆的热功率及运行寿命直接相关,降低幅射量就需要提高核反应系统的热效率。核电推进航天器内的电子元器件和材料的耐受性都对辐射的屏蔽提出了更高的要求,需要在轻质化的前提下,通过复合材料有效地屏蔽不同种类的射线,如图 10所示[38]。
图 10 空间核反应堆辐射屏蔽复合层
Fig.10 Radiation shielding composite layer for space nuclear reactor
核电推进航天器的反应堆会在入轨后启动,与地面环境相比,空间中存在着宇宙射线和高能粒子等。空间核反应堆的安全运行不但依赖于发射运载火箭与航天器的可靠性,在空间环境中还需要制定相应的安全运行准则与应急情况预案。通过空间核反应堆安全防护技术,识别并归纳发射、入轨到工作和返回各个阶段可能发生的安全事故,建立故障概率评估模型,确定相应的安全要求与安全准则。针对影响重大的严重安全事故,如在轨超温和发射掉落等,充分进行理论论证,制订应急安全措施预案,并反馈到空间核电推进系统总体设计中,确保核电推进航天器的安全性始终处于可控范围之内。
在空间环境中,系统废热只能通过热辐射的方式进行排散,因而必须通过提高辐射散热器性能来减小整个推进系统的质量和尺寸。尤其对于大功率兆瓦级空间核电推进系统,辐射散热器占据了系统绝大部分的空间结构。因此,散热效率、散热器的质量和散热器的面积是影响核电推进航天器性能的主要约束条件。
核电推进航天器的热力系统需要排放掉电推进直接驱动动力装置所产生的废热,以及为航天器和推进系统提供电力的反应堆所产生的废热。如果是载人航天器,动力系统、推进系统和居住舱都需要良好的热力控制,如图 11所示[28]。废热通过辐射散热的方式排出,对于航天员居住舱还需要单独的热量自维持控制,以满足基本的生命保障条件。
图 11 航天器主要热控区域
Fig.11 Main thermal control area of the spacecraft
动态热电转换方式具有发电功率大和热电转换效率高等优势,已经广泛应用于地面发电系统。而对于空间动态热电转换技术而言,因为其包含机械旋转部件且具有极高的循环温度和运转速度,在空间环境适应性、长寿命性能和高温性能上都存在技术挑战。
该方案选用的布雷顿循环热电转换方式,在基于空间环境与航天器长任务周期和在轨免维护等要求的前提下,需要关注以下几个技术风险项。
1)长寿命和免维护的悬浮轴承开发,包括高温气浮轴承和悬浮轴承,轴承还需具备强的抗冲击能力。
2)系统核心设备研制,包括用于高温环境下的高速启发一体电机和高温高效低流阻回热器等。
3)涡轮高温材料开发,要求开发适用于在1 200 K温度下长效运行的涡轮材料。
4)耦合反应堆的系统调控策略与控制技术开发,实现系统安全、稳定、高效运行。
更高的功率、更小的质量、更长的运行寿命、更高的转换效率是核电推进航天器的发展目标。当前,空间动态热电转换技术还需要突破多项关键技术,应充分联合国内航天、核工业及相关优势单位,开展方案论证、技术攻关、地面试验和飞行验证,逐步提高空间核电源的技术成熟度,为未来航天任务的执行提供有力支撑。
本文对面向深空探测任务的兆瓦级核电推进航天器热电转换技术方案进行了初步设计与方案整体评估,主要得到以下几点结论。
1)核电推进航天器的电能功率等级和质量是任务中的关键因素,该方案中最高温度1 200 K和供电功率1.6 MW的核电推进系统可以凭借其相对低风险的子系统技术,在实现兆瓦级空间发电量的同时,具有相对较高的可行性。
2)核电推进航天器热电转换系统面临的最大体积挑战是运载火箭可封装的最大辐射散热板面积,在空间散热能力有限的情况下需要在设计方案中提高热电转换效率,同时在运行过程中进行有效的热力控制。
3)该核电推进航天器热电转换技术方案具有一定应用潜力,但需要进一步提高反应堆、空间散热、热电转换及电源管理与分配等多个领域的技术成熟度,从而规避方案中的风险项。
