火箭推进剂的化学研究论文

1857年9月17日，齐奥尔科夫斯基出生于俄国梁赞州的伊热夫斯基村。父亲是护林员，母亲出身工匠之家，家境贫寒，儿时过着艰辛的生活。更不幸的是，齐奥尔科夫斯基10岁时患上严重的猩红热病，双耳失聪，尚未读完小学就不得不辍学在家。在父母的辅导下，他靠顽强的毅力自学了小学和初中课程，并养成了勤于思考的习惯。14岁时，他从物理书中获得知识，尝试着做风箱扇风推动的车模型，做纸袋充氢气飞行，绘制想像中的飞行器草图。

1873年，16岁的齐奥尔科夫斯基怀着强烈的渴望，只身到莫斯科开始3年的求学生涯。由于耳聋无法进入学校读书，只能每天到图书馆自学。他不论寒暑，早出晚归，整天泡在图书馆刻苦攻读，靠父亲寄钱维持起码的生活，3年竟学完了大学理科的课程。在求学期间，他对星际航行产生了浓厚兴趣，自己动手制造金属飞行器，开始研究有关火箭飞行的问题。他后来回忆说：“我很少系统地学习过，只读过使我产生兴趣的和自认为重要的一些书。可以说，我一面学习，一面创造，尽管也经常耽误学习和创造失败。我也很难准确回忆起我是怎样开始计算有关火箭的问题。对我来说，第一颗太空飞行思想的种子是由著名的儒勒.凡尔纳的幻想小说播下的，它使我在头脑里形成了确定的方向，我开始把它作为一种严肃的活动。”

1879年，齐奥尔科夫斯基以优异成绩通过考试，取得中学教师的资格。他一边在波罗沃斯克中学教数学和物理，一边独立研究星际航行问题。他对宇航的研究倾注了全部热情，把课余时间都投在了没有引力的世界，甚至到了痴迷的程度。在他这一时期的笔记本里，画有太阳系的天文图，描绘了能悬挂在太空的“纺锤形塔”和“人造圈”，这可能就是他关于人造卫星和空间站的最早构想。1883年，他写出了《自由空间》论文手稿，指出利用反作用装置作为太空旅行工具的动力的可能性，在地球之外人类受到失重的考验，火箭能在太空中飞行，还绘出了一幅征服太空的火箭发动机原理图。1887年，他应邀去莫斯科作了关于金属飞行器的学术讲演，他的研究成果引起一些科学家的关注。1891年，他从理论上研究了星际航行问题，进一步明确指出只有火箭才能达到这一目的。

这时发生了两件令齐奥尔科夫斯基十分痛心的事情：一件是邻居的草屋失火，将齐奥尔科夫斯基家的图书、工具、模型和手稿焚毁，多年的心血付之东流；另一件是他的才华和正直受到嫉妒，未能再去莫斯科工作，给他的研究工作造成很大困难。1892年，他愤然离开波罗沃斯克城，举家迁居卡卢加小镇。在那里他仍然是一边在中学教物理，一边潜心于他的研究实验工作。1893年，他发表了科幻小说《在月球上》，两年后又出版了《关于地球和天空的幻想及万有引力效应》一书，提出了发射人造地球卫星的设想。他不仅利用学校破旧的物理实验室做小蒸汽机喷气实验；而且还在自家的房顶上用废弃的铁筒制成一个“风洞”，用这种简陋的送风机来测定空气的阻力，获得有关火箭和航天原理的数据，为他创立航天理论打下了基础。

功夫不负有心人。齐奥尔科夫斯基的研究，几乎涉及到实现太空飞行从火箭燃料选择到人如何克服失重影响的各种课题，在理论研究上取得了突破性的进展。1898年，他完成了《利用喷气装置研究宇宙空间)的经典论文。这篇论文凝结了他多年的研究成果。但几经周折，这一划时代著作5年后才在莫斯科的《科学评论》杂志上发表。随后，他又在《航空报告》杂志上陆续发表了几篇关于火箭和太空飞行的论文，奠定了航天学的理论基础。这些确立了齐奥尔科夫斯基作为航天理论奠基者的地位。

齐奥尔科夫斯基发表的《利用喷气装置研究宇宙空间》，为人类飞向太空开辟了道路。在这本科学著作中，他论证了火箭作为星际航行工具的可能性，推导出了火箭运动的基本方程。这个方程后来被命名为齐奥尔科夫斯基公式。它引出了火箭质量比，即火箭起飞前的质量与火箭所携带燃料耗尽后的质量之比的概念，还首次提出了火箭推进剂比冲的概念。质量比越大，比冲越高，火箭性能就越好。因此，火箭质量比和推进剂比冲对于利用火箭实现太空飞行具有重要意义。同时，他还推算出火箭要克服地球引力所需的最小速度，即第一宇宙速度，首次明确提出液体火箭是实现星际航行的理想工具。这标志着火箭飞行理论的真正开端，是航天发展史上的一个里程碑。

经过长达7年的艰苦努力，1911年，齐奥尔科夫斯基又完成了《火箭与太空探索》的研究论著，更加丰富了他的航天理论。在此书以连载形式发表的前言中，他写道：“开始必须有理想、幻想甚至神话，接着便进行科学计算。这样，最后就可以实现自己的理想，有关宇宙航行的著作便属于创造性阶段。”确实如此，齐奥尔科夫斯基进一步描绘了宇宙飞船发射和飞行，超重对航天员的影响，人在太空中的失重效应，登天观看地球的迷人景象等。所有这些都建立在严格的科学计算基础上，充分展示出了他的创造才能，揭示了利用火箭探索太空的基本原理。

在齐奥尔科夫斯基担任中学教员的十分艰难的日子里，他大约写了130篇论文，但只自费发表了近50篇，还不被人们所理解。俄国十月革命后，齐奥尔科夫斯基的研究工作受到信任和重视，而且逐步有了较好的生活和工作条件，他的关于征服宇宙空间的思想也迅速传播开来。他在印岁以后的18年时间里，写了《飞往宇宙空间的火箭》、《宇宙飞船》等450篇手稿，继续阐述他关于星际航行的认识和思想。特别是1929年完成的《宇宙火箭列车》，对多级火箭作了详细的理论论证，证明了化学推进剂的火箭发动机能够达到宇宙速度。1930年发表的《致航天学家》和1932年发表的《达到同温层》著作，则进一步论证了火箭推进剂的性能和对火箭的各种设计要求。他晚年写成的《宇宙火箭工作》一文，则系统地总结了他在火箭和航天学领域的工作和成绩，论及了火箭、人造卫星、载人飞船、太空基地、星际航行的几乎所有问题，为航天学的创立作出了巨大贡献。他在这篇自述的文章中说：“在我工作和研究过程中，我发表了利用类似于火箭的反作用装置实现太空飞行的理论。基于已被检验的数据推导表明，人类进入太空甚至在地球大气层之外移民都是可能的。也许当我的思想获得应用，人类不仅在地球表面上活动，而且飞到宇宙空间时，上百年已经过去了。”这一预言不是已经并正在变成现实吗!

从20世纪30年代起，齐奥尔科夫斯基已不再是个人摸索和孤军奋战，而是在他的指导和影响下莫斯科和列宁格勒(圣彼得堡)成立了专门机构，培养出了一批火箭专家，专门研究他所开创的火箭和太空飞行问题。1932年，苏联政府为表彰齐奥尔科夫斯基为促进航天科学发展作出的杰出贡献，授予他劳动红旗勋章。1934年还选他为喷气研究所学术委员会名誉委员，把火箭推进剂质量与无推进剂时的火箭质量之比值命名为齐奥尔科夫斯基数值。1935年9月19日，齐奥尔科夫斯基在卡卢加逝世，享年78岁。

现在，一个世纪过去了。人们看到航天已经不再是神秘而被嘲讽为“怪人”的幻想，人类不仅频繁地到太空活动甚至登临月球漫步，而且正在向着一个更远的目标进军。这就是齐奥尔科夫斯基在1933年“五一”劳动节向公众发表的广播讲演中所期望的未来：“40年来，我一直从事有关火箭原理的研究。我始终都坚定地认为，在可预见的将来，人类将可能飞向火星。尽管时代在变，但星际航行的理想总要继续下去。今天我确信，你们之中将有人到星际中航行。”

本文由北京宇航系统工程研究所的李平岐 陈海鹏 洪刚 朱永泉 王建明等共同编撰，发表于《国际太空2017年09期》，以下为文章内容：

对于载人登火任务，若采用常规的化学推进技术，地球出发规模达到1400t，而采用核热推进技术后，地球出发规模可降低至800t。核热推进技术以其高比冲、大推力的独特性能，具有化学推进火箭无法比拟的深空探测优势。

前期火星探测任务表明，火星上具备生命存在的某些必备条件，尤其是水的发现，极大地激发了人类在火星上寻找生命的热情，成为近年来国际深空探测的热点。核热推进技术以其高比冲、大推力的独特性能，具有化学推进技术无法比拟的深空探测优势。而且随着核动力技术的逐步发展，核能源安全问题可以得到可靠解决。为了确保我国在未来深空探测领域能够发挥更大作用，发展核热推进技术具有重大意义。

本文以载人登火任务为背景，对核热推进运载器的总体方案进行了初步研究，对核热推进运载器的总体性能、设计特点以及关键技术进行了初步分析和梳理。

随着人类对火星的了解越来越多，美国国家航空航天局、俄罗斯联邦航天局、欧洲航天局都已开始进行移民火星的科学研究，有望在21世纪30年代中期实现人类登陆火星的梦想。其中，美国国家航空航天局早在1988年就已经开始了载人火星探测的方案研究，并形成了载人登陆火星的“火星参考任务”（DRM）系列方案。

美国《载人火星 探索 设计参考体系》（Mars ），基本确立了“重型运载火箭+核动力末级”的总体方案，其基本方案为采用7发重型火箭将核热推进级、载人/货运有效载荷送至近地轨道，之后在近地轨道分别对接成2发货运火箭和1发载人火箭，由核热推进运送至火星并返回地球。早期，美国载人火星探测方案曾提到过利用传统化学推进系统进行载人登火，地球出发规模高达1400t。核热推进系统的结构与化学火箭发动机类似，推力也大致相当，但比冲提高到900 950s左右，地球出发规模得以降低到800t。Mars 方案总体上采取“人货分运、物先人后”的原则。

美国Mars 载人登火方案

参考美国Mars 方案，我国也开展了初步的载人登火任务规划，按照地球出发规模700 800t考虑，共进行7 8次发射，在近地轨道进行5次对接。

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；

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将载人摆渡航天器（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。

将核热推进奔火变轨级1和轨道舱1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；将核热推进奔火变轨级2和轨道舱2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；将热推进奔火变轨级3、液氢贮箱、载人摆渡航天器和载人飞船1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）将载人摆渡航天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，并与载人摆渡航天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，与摆渡航天器分离，直接再入地球。

核热推进动力系统主要包括核热发动机和增压输送系统两部分组成。目前，国内核热发动机还处于概念设计阶段，核热发动机在原理上与以液氢为工质的膨胀循环发动机类似，不同的是将氢氧燃烧室替换成核反应堆。液氢推进剂从贮箱出来经泵增压后首先进入发动机冷却夹套冷却推力室后气化，之后分为两路：一路直接进入推力室，另一路吹动涡轮后进入推力室。进入推力室的氢气经核反应堆加热之后，变成高温高压气体经喷管高速喷出，形成推力。

核热发动机概念原理图

（1）核热发动机比冲

发动机比冲正比于推进介质温度的开方，反比于分子量的开方。由于材料及传热的限制，燃烧室温度一般不会超过3000 4000K，因此降低分子量是提高比冲的有效途径。

化学燃烧产物的分子量一般都超过10，而核热发动机可以直接将低分子量介质加热至高温，从而产生高比冲。目前而言，核热发动机最好的工作介质是液氢，既有良好的冷却和膨胀做功能力，又是分子量最小的单质。为最大化提高介质温度，核燃料棒技术水平对比冲性能起着决定性作用，是核热发动机最为核心的关键技术，也是我国在核热发动机领域与国外差距较大的技术。

目前，俄罗斯在该领域处于最高水平，其三元碳化物技术可将氢加热到2800K以上，从而实现发动机比冲超过900s。在发动机面积比为300和喷管效率为的情况下，随着氢加热温度的提高，比冲相应发生变化。

（2）核热发动机推质比

核热发动机由于有核反应堆及相关屏蔽层的存在，推质比低于常规的液体火箭发动机，但远大于电推进发动机，美国核热发动机推质比设计值最高达到，一般取在3 4之间。核热发动机推质比取决于与核相关的组件，如反应堆、反射层、屏蔽层、控制机构等，与常规低温发动机相关组件，如推力室、喷管、涡轮泵等质量仅占10%左右。

对于核热发动机的反应堆，构成部分主要由堆芯（含燃料和慢化剂等）、反射层、反应性控制系统、屏蔽以及其他堆内构件组成。

以美国载人登陆火星用的核热发动机反应堆为例，经估算，核反应堆的总质量约3422kg，而发动机推力约，推质比为。再综合考虑发动机喷管、涡轮泵以及推进剂输送管等，实际工程应用中核热发动机推质比在3左右。

（3）核热发动机起动、关机性能

常规火箭发动机的能量来源于推进剂的化学反应，其加速累积和减速释放的过程与推进剂的供应量直接关联，因此可以实现比较快速的起动和关机。

而核热发动机采用核反应堆作为能量来源，其起动关机过程很大程度上取决于反应堆的工作需求和特性，特别是核反应堆在停堆过程中，部分产物的辐射效应还会持续较长时间，需要持续予以冷却。

通过分析美国的核热发动机研制经验，核热火箭发动机的起动关机过程与常规火箭发动机有一定的差异，尤其是在发动机关机后还要维持一个较长时间的冷停堆过程。

对34吨级月球摆渡用核热发动机的起动和关机特性进行了初步分析，该发动机以美国“运载火箭用核发动机”（NERVA）计划研制发展的NRX系列发动机为原型，设计总温2361K，设计室压，真空比冲822s，设计推力下流量为。

1）起动过程。核热火箭发动机的起动过程与常规低温火箭发动机有点类似，但时间要长得多。

起动第一阶段，液氢在贮箱压力作用下流经涡轮泵、推力室、反应堆等，反应堆处于较低功率，该过程大约需要25s，主要作用是将发动机充分预冷，并将反应堆预热。

第二阶段发动机开始加速起动，温度达到额定工况，推力达到额定推力的60%，历时约；

第三阶段是在总温保持不变的情况下，室压增大至额定工况，推力达到100%，历时约。总体来看，核热发动机起动过程历时约52s，扣除发动机预冷时间，也需要约27s，起动过程的平均比冲大约只有600s。

2）关机过程。核热发动机的关机过程基本是起动过程的逆过程，但耗时要更长一些。首先，发动机要先降功率至60%工况。这一过程发动机总温保持不变，室压降低，历时约，此过程发动机比冲不变；而后，发动机在这一状态维持1 3min，主要目的是降低后续冷停堆过程中废热的产生量，以节省推进剂消耗；然后，发动机总温、推力再继续下降到发动机关机，还需要维持一个长时间小流量冷却的废热排放阶段。该34吨级核热发动机的整个关机过程历时约350s。整个关机过程中，发动机平均比冲约为600s。

核热发动机与常规发动机最大的不同就在于发动机关机后还存在一个废热排放的阶段，这主要是由于反应堆停堆后，一些反应产物仍然具有很强的放射性，会释放出废热。以34吨级月球摆渡用核热发动机为例，该过程持续约64h，推力约为134N，比冲约400s，由于持续时间较长，这一过程中液氢消耗需要考虑，同时，这一过程的冷却氢可设计用于发电，为整个飞行器提供一定的电力来源。

核反应堆在运行时将放出γ射线和大量的中子，这些射线和中子将对航天器上的电子元器件和航天员产生危害，因此需要加以屏蔽，将其辐射水平降到许可值以下。对于空间应用的反应堆，由于体积质量的限制较严格，其电子元器件和航天员处于相对集中的位置，可采用阴影屏蔽的方式，将辐射水平保持在较低水平。

对于使用核动力的航天器，一般设计成细长形结构，即仪表舱、人员舱位于一端，核反应堆位于另一端，两端之间为液氢贮箱。

由于中子及γ射线的直线运动特定，且需屏蔽的位置相对集中，需要将屏蔽的区域放在屏蔽块的阴影区。

辐射屏蔽布置示意图

参考大亚湾和秦山核电站大修制定的防护指标，集体剂量不超过600（人·mSv），个人最大剂量不超过15mSv，考虑到核热推进末级受体积质量的限制，其辐射水平可能会略高，假设核热推进系统辐射安全区的允许泄露值小于每天20mSv，此数值已大大超出大亚湾和秦山核电站大修时制订的辐射防护指标要求。

按照火星探测任务周期为3年考虑，并假设上述辐射被火箭电气产品全部吸收，则整个任务周期累计吸收剂量为，在目前的产品水平下，非抗辐射半导体元器件可以承受不小于100J/kg的电离辐射剂量。

可见，火箭电气产品受到的辐射剂量要小于元器件的承受能力，核热推进对电气系统方案并不产生本质影响，但是核热发动机必须具备基本的辐射屏蔽能力，将对外辐射控制到一个可接受的范围内。

对于深空探测任务，复杂的深空辐射环境是航天器面临的主要环境，暴露在地磁层之外的深空环境中充满了高能量的混合空间辐射。

采用核热推进的航天器布置图

根据航天器在深空的飞行阶段可将深空环境分为三部分：

一是从地球飞往其他星球旅途中的空间辐射环境，其主要辐射源是太阳粒子事件和银河宇宙射线；

二是航天器降落星体过程中的空间辐射环境，其主要辐射源为星体磁场俘获的太阳宇宙射线和银河宇宙射线粒子；

三是航天器所降落的星体表面的辐射环境，主要是星体吸收宇宙辐射后所发生的二次辐射。

深空辐射环境引起的危害主要是辐射损伤和单粒子事件，深空辐射环境中充满的高能电子、质子和少量的重离子与航天器材料作用，将引起航天器材料的性能损伤与破坏，其中高能电子对航天器材料产生电离作用、高能质子和重离子对航天器材料产生电离作用和位移作用。

在进行深空探测航天器电气系统设计时，要考虑光热辐射引起的单粒子事件造成计算错误，或改变存储器中的数值等风险，软件设计时需考虑这种情况，采用计算冗余、错误校验等方法进行检测判别，确保箭机计算的正确性。

核热推进上面级的工作环境在大气层以外，不会受到气动载荷的作用，因此其结构方案设计可以不受气动外形限制。以俄罗斯发布的核热动力运载器的概念图为例，运载器的主体承载结构以杆系为主，以此来提高运载器结构效率。而且由于没有整流罩空间的限制，有效载荷结构形式的灵活性更大、空间分布方案更多。

核热推进系统只需要液氢一种工质，因此只需要液氢一种贮箱，不需要另外设置氧化剂贮箱，在结构设计上的约束更少，可以更好地进行结构方案的优化。

但是采用核热发动机后，相比常规发动机将承受更恶劣的高温环境条件，这就需要在结构设计过程中全面考虑发动机附近结构、仪器和电缆等的热防护需求，保证各系统、单机的正常工作。

而且与常规发动机相比，核热发动机结构更加笨重，这就需要增大发动机部分，尤其是反应堆周围的结构强度，同时保证发动机各部件的密封性。

俄罗斯核热动力运载器概念图

参考美国Mars 方案，提出了与美国类似的载人登火初步方案，地球总出发规模约700 ~ 800t，分三次完成地火转移，单次地球出发规模约300吨级。通过分析从停泊轨道分别加速至地球出发能量C3e为8或20km2/s'时的发射效率、工作时间、引力损失以及入轨质量，给出核热推进末级的推力规模以及核热发动机的总体参数建议。

假设停泊轨道为高度200km的近地圆轨道，核.热发动机推质比取3、比冲取905s，考虑引力损失影响，不同推力规模情况下，对核热推进运载器的发射效率情况进行分析，其中，发射效率指扣除核热发动机干重的入轨质量(进入地火转移轨道)与停泊轨道出发质量的比。可以看出，当过载在之间时，其发射效率最高。

在发射效率已经考虑了不同过载的情况下，变轨时间不同带来引力损失影响，具体影响为过载越小，工作时间越长，引力损失越大，但发动机干重较小。按照单次地火转移的出发规模300t考虑，核热推进剂运载器的推力应该在45t左右最佳，结合美国、俄罗斯核热发动机研究情况，建议核热发动机推力按照15t考虑，核热推进运载器按照3机并联。

地球转移发射效率随过载变化情况

核热推进技术以其大推力、高比冲等特点在未来深空探测任务中具有无可比拟的优势，但也应看到，目前距离核热技术的工程应用还有很长的路要走，还需要攻克很多的技术难题。根据目前的基于核热推进的载人登火任务分析，核热推进运载器从地球出发到达火星需要约180天，在火星停留- -段时间后(一个星期至一年半时间不等)，核热发动机再点火返回地球，因此推进剂长期贮存时间应至少为半年时间，这对现有液氢长期储存技术的挑战极大。

另外，核热发动机推力高温气氢比热(总温2500K时约为20000kJ/kg K)要远高于传统氢氧发动机的高温燃气比热( 燃气总温3400K，燃气比热3000kJ/kg K左右)，导致壁面热流密度高于传统发动机，从而给冷却带来极大困难。

因此，要实现核热推进在载人登火任务中的应用，需重点解决核热反应堆小型化、核热发动机推力室冷却、推进剂长期贮存等重大技术难题。