核能航空发动机的发展

核能航空发动机的发展

叶󰀁蕾󰀁󰀁赵学成

󰀁󰀁摘󰀁要󰀁介绍了国外自20世纪

40年代以来在核能航空发动机领域的研究进展,重点讨论了美国在飞机核能推进(ANP)项目中研究的两种方案以及20世纪90年代以后研究的触发式异构体热交换器(TIHE)方案。最后,在此基础上对核能航空发动机的发展及应用前景进行了简单预测。

而通过机械连接将动力传给前方

的压气机,再次吸入空气,如此循环往复的连续工作。涡轮风扇发动机克服了涡轮喷气发动机耗油量大的弱点,但是在加力燃烧时一样消耗大量的燃油。而核能发动机则完全不存在燃料供应量问题。在反应堆原料整个半衰期内,反应堆都能提供稳定的能量,用于加热空气。

到20世纪五六十年代,核能航空发动机经历了轰轰烈烈的大发展,最后由于政治原因而归于沉寂。到80年代末90年代初,随着人们对远距离巡航飞行器和星际旅行兴趣的逐渐提高,核能航空发动机再次进入了人们的视野。

1󰀁20世纪40年代至60年代的发展

1.1󰀁美国

最早的核能航空发动机研究始于20世纪40年代的美国。当时美国希望拥有一种能挂载核武器在天空飞行超过1个月的轰炸机,也许在无人机大行其道的今天,这个想法才有一些可行性,但当时,美国政府确实为之投入了大量的时间和精力。

美国于1946年实施了一项名为核能推进飞机的项目(NE󰀁PA)。1951年,原子能委员会参加了该项目,项目更名为ANP(飞机核能推进)。NEPA项目主要关注技术研究,而ANP项目则致力于将研究成果转化成可用的核能发动机原型。ANP项目的子项目包括Rover核能火箭项目、Pluto核能冲压发动机项目、Snap核能辅助动力系统项目。ANP项目技术困难主要包括两个方面。一是必须制造一台适用核反应堆推进的喷气发动机以及核反应堆本身。二是辐射屏蔽装置必须能控制质量,且有足够的屏蔽能力。

ANP项目以B󰀁36为研究载体。在研究过程中,对其做了大量的改进,以适应核能航空发动机的飞行试验。当时将一个小型的空冷核反应堆置于飞机的后炸弹舱内(轰炸机不是用核动力推进),并且制造了一个全新的机头,用了12t铅和橡胶保护机组人员。同时在反应堆附近也增加了辐射防护装置,机身周围和机舱后部还安装了水套以吸收辐射。改进的轰炸机名为NTA(核试验飞机),代号为NB󰀁36H,在

󰀁󰀁关键词󰀁核能航空发动机󰀁󰀁

核能推进󰀁󰀁ANP项目󰀁󰀁NEPA项目󰀁󰀁触发异构体反应󰀁󰀁TIHE

概󰀁述

自20世纪40年代以来,人们一直在从事核能的开发。目前,人们所熟知的成功利用核能的方法包括核动力潜艇、核动力航母以及核能发电站等。

但是,早在20世纪被称为原子时代的四五十年代,人们关注的焦点集中在核动力汽车、火车,利用核装置的挖掘机械以及核动力飞机,其中核动力飞机引起了人们极大的兴趣。

传统的涡轮喷气发动机是将空气吸入,经低压压气机和高压压气机压缩后在燃烧室与燃料混合燃烧产生化学反应,体积急剧膨胀后的气体在前方压力的限制下通过涡轮叶片喷出,产生推力,并且带动涡轮叶片旋转,进

本文2009󰀁02󰀁01收到,作者分别系中国航天科工集团第三研究院三一〇所助工、三十一所工程师

󰀁48󰀁飞航导弹󰀁2009年第4期推进技术󰀁

附件。在J󰀁53的研究遭遇困境以后,GE公司又采用了J󰀁47为动力装置,试验被认为获得了成功。

用于实现核动力飞机可靠飞行的备选方案有三个:单反应堆系统󰀁󰀁󰀁全核能飞机,双反应堆系统以及核能󰀁化学能(燃烧)组合系统。当时认为第一种方案最具可行性。

核反应堆和喷气发动机的研究采用两种不同的途径:直接循环系统和间接循环系统。

直接循环方案主要由GE公司负责研究,其原理如图3所示。

在该方案中,流道在压气机后转向。气流流入核反应堆,并被直接加热,然后流回发动机涡轮部分。其进行了一系列称为热交换反应堆系列试验(HTRE)。试验涉及到了3个反应堆,从HTRE󰀁1到HTRE󰀁3。HTRE󰀁1在其试验项目得出结论后转成HTRE󰀁2。HTRE󰀁1(后来的HTRE󰀁2)成功地采用核动力使X󰀁39(改进的J󰀁47)工作。HTRE󰀁3则是最接近飞行目标的产品,它采用了固体减速,而非早期反应堆的液体减速,并且以更高的

1955󰀁1957年之间进行了多次飞行试验。

B󰀁36是当时仅有的机身能承受该发动机和防护装置质量的飞机,至于发动机载体则首先选择了J󰀁53涡喷发动机。该发动机是GE公司的常规涡喷发动机,当时尚处于计划阶段。J󰀁53具有很高的性能,并且认为它可以比飞航导弹󰀁2009年第4期当时在役的发动机更轻松地转化为核动力。在项目早期阶段,计划将J󰀁53与液态金属反应堆相连,用于X系列新概念飞行器X󰀁6的研究。初始的推进系统设计质量达75,t包括5t的反应堆,27t的反应堆辐射防护装置,17t的人员辐射防护装置,8t的发动机以及18t的管路和

功率水平为两台X󰀁39发动机提

供动力。HTRE󰀁3仅限于为2台涡喷发动机提供动力,但它有能力将其功率提到更高水平。HTRE󰀁1基本属于概念验证反应堆。

HTRE󰀁1实现了几次全功率运行,最后验证了核动力喷气发动机工作的可行性。HTRE󰀁2则是HTRE󰀁1的改进型,用于在中

󰀁49󰀁󰀁推进技术

心六角形腔体内试验先进的反应堆部分。采用这种方法,不需要制造一个全新的反应堆就可对新的反应堆设计进行试验。从HTRE󰀁1和HTRE󰀁2中获得的经验都用于HTRE󰀁3的建造上。HTRE󰀁3是用于验证制造一种可实际用于飞机的核动力系统可行性的最后一次尝试。HTRE󰀁3的设计和试验推进了直接循环项目,超出了工程优化问题中对可行性质疑的阶段。这三个HTRE反应堆都是标准的直接循环结构,并且在涡轮上游加装化学燃烧室。该燃烧室可使喷管利用化学能启动,并且随着反应堆达到工作温度而转化到原子能加热。工作系统还可在起飞和降落以及可能的目标穿越等由于反应堆相对较慢的响应时间产生不利影响的阶段利用化学燃烧室。

HTRE󰀁1到HTRE󰀁3进行的试验验证了利用核反应堆为一台或多台涡喷发动机提供动力的概念。HTRE󰀁3的最终结构是采用了两台涡喷发动机,并且其尺寸适合安装到飞行器内,尽管该装置并非为飞行试验设计。除了提供基本概念以外,试验还显示化学󰀁核动力系统还可串联使用。采用这三种反应堆的发动机都整合到可靠的混合燃烧核能涡喷发动机上。每个改进的J󰀁47发动机都保留其燃烧部件,并且在发动机起动时使用,直至反应堆升高到合适的温度。化学燃料将逐渐节流,至反应堆能提供足够的热量,燃料供应停止,燃烧过程结束。

HTRE已经实现或者超出了󰀁50󰀁图4󰀁双环路液态金属间接循环核动力系统

原先的预期,尽管适合飞机的反应堆核心的尺寸已大致有数,但在HTRE设计之初就并非针对飞行系统;这一系列试验显示了在采用类似HTRE󰀁3的材料和相似的尺寸制造适合飞行的反应堆方面,已有技术具有可行性和可操作性。

HTRE󰀁3并未制造出可用于飞行的动力装置,这主要是因为其并非是优化设计,而仅是简单的作为研究用的反应堆设计,用于验证飞行动力装置所需的概念。试验显示,采用与HTRE󰀁3相同材料并为燃气涡轮动力装置提供动力的反应堆,在当时即可制造出来。

KellyJohnson和ClevelandFA在论文中表示,当材料技术足够成熟,核动力装置将可以迅速提高其整体效率,进而大大提高类似的动力装置以更小的尺寸安装到飞机上的能力。

另一种方案则是普惠公司研究的间接循环方案,但其进展却大大慢于HTRE。在间接循环中,反应堆生成的热量被反应堆芯周围的液态金属冷却剂吸收,进入二级循环。经过加热的液态金属随后被抽入喷气发动机。喷气发

动机内的散热器将液态金属的热量传递到发动机流道中的气流中。

普惠公司从未运行过可实用的试验系统。实际上,他们的研究仅限于部件测试。其研究的方案主要包括两种:一种是固体核心反应堆,液态金属在固体反应堆核心周围流动;另一种是流动燃料设计,其燃料与冷却剂混合,随着冷却剂绕中心层流动实现临界质量。其中流通燃料设计显示了可行性,因此,超临界反应堆的方案被搁置。

普惠公司在液态金属冷却环路设计、防腐蚀以及热交换设计方面完成了大量的研究工作。但普惠公司的工作并未制造出可供试验的反应堆,更不必说可供飞行试验。在长期运行方面,间接循环显示了更高的可行性,但还需要进行大量的研究。

在这些试验项目取得成功的同时,也有其它一些项目失败了。很多项目在开始时投入大量的时间和财力,却在对项目方向进行调整时下马。美国政府在报告ANP项目时也列举了这些项目,如飞行发动机试验设备,用于在地面和试验飞行器上对飞行

飞航导弹󰀁2009年第4期推进技术󰀁

表1󰀁ANP项目的发展一览表

项目阶段

可行性研究ANP项目的启动飞行验证项目(X󰀁6)应用研究和组件开发武器系统125󰀁A项目

时间

1946年󰀁1951年

1951年2月󰀁1952年3月1952年4月󰀁1953年5月1953年5月󰀁1954年11月1954年11月󰀁1956年12月

主要目标是建立超声速核动力飞机作为作战系统的关键需求

伴随着WS󰀁125󰀁A项目的下马,研究前景开始模糊起来。ANP项目转向试验研究,但未制定长期的目标

主要研究内容

空军在AEC的支持下进行了核动力飞机的可行性研究

实验研究项目(无飞行目标)1957年2月󰀁1957年3月

实验研究项目(有飞行目标)研究项目󰀁󰀁󰀁军用飞机的飞行目标

高性能反应堆开发项目ANP项目终结

1957年4月󰀁1958年2月该项目以试验研究为目的,在末期开始着眼于飞行目标

1958年3月󰀁1958年10月1959年7月󰀁1961年3月1961年3月

发动机进行试验。该设备的费用超过800万美元,但却并未在ANP项目中得到利用。又如建造的辐射体实验室被用于研究空气热交换器上的液态金属,花费600万美元以后,仅完成了一个防护装置,此后由于军方想法的变化而终止。再如某实验室研究真空状态,投入超过100万美元,并于1961年投入使用,同月ANP项目取消。

类似浪费的例子还有很多,但这并非是技术人员的问题,而是领导层(决策层)想法的变化和设备不可用的原因。1.2󰀁苏联

苏联也在相关领域开展了研究。20世纪50年代计划研制一架飞行器和一架飞艇,质量将达1000t。原计划在巨大飞行器上安装4台原子能涡轮发动机。飞飞航导弹󰀁2009年第4期行器的翼展将超过130m,发动机的总功率将超过36.75󰀁10W。该飞机将能装载1000名乘客和100t载荷,速度达1000km/h。

计划在反应堆外部安置5层防护层:第一层:氧化铍反射体;第二层:用于从壁面吸热的液态钠;第三层:镉,用于吸收慢中子(SlowNeutrons);第四层:固体石蜡,用于为快中子减速;第五层:钢外壳,用于吸收慢中子和伽马射线。这种多层󰀁装甲󰀁可以降低防护层必要的质量和尺寸。

苏联研究的很多方案与美国相似,包括直接和间接循环,涡轮螺桨,防护层以及所需的特殊地面处理。苏联设计的原子能动力装置质量达73t。与X󰀁6推进系统原结构的75t相比,两者差

6

别不大。

如果可能在反应堆周围放置像地面上那么多的防护层,就可将辐射降低到可以忽略的水平。然而防护层总质量的限制却意味着这种想法是不可行的。实际上,研究人员如此关注分离防护的概念就是为了将防护层的总质量降低到一个可承受的程度。所谓分离防护层,就是指在反应堆和机组人员之间的防护层是分离的,通过这种方法可将防护层的总质量降到最低。这种防护层当然可以降低总质量,但这也意味着飞机将暴露在更高程度的辐射中,并且一旦在地面状态下,更多辐射将侵袭周围的区域。这些问题可以通过采用新型材料或者能在更高辐射程度的环境下工作的飞机设备来克服。而分离防护层还有其它一些好处:辐射的方

󰀁51󰀁󰀁推进技术

向特性还可以使飞机的结构和部件得益,因为防护材料以及类似机翼盒段、起落装置、载荷以及足够降落的燃料等要素的合理利用可以降低机组人员舱后部所需的防护层厚度。分离防护概念的研究,通过增加反应堆功率密度、提高反应堆工作温度等措施来提高推进效率和飞行器性能,并降低反应堆尺寸,从而减小防护层的尺寸,同时也由此为飞机的设计带来好处。

尽管对实际机身的研究远未深入,但在动力装置方面确实完成了大量的研究工作。

2󰀁20世纪90年代以后的发展

自从20世纪60年代后期核能航空发动机的研究归于沉寂以后,核能在动力系统领域的应用研究主要集中在航天空间所使用的火箭发动机以及潜艇的核动力上。

随着巡航导弹和无人机的发展,核能航空发动机于20世纪90年代末再次进入了研究人员的视野。而1998年,触发异构体反应(TriggeredIsomerReaction)的发现和触发式异构体热交换器(TriggeredIsomerHeatExchang󰀁er,TIHE)的发明为核能航空发动机开拓了另一片天地。

1998年,德克萨斯大学的研究人员发现,当他们使用dentalX射线对铪异构体󰀁铪178进行轰击时,能显著提高其能量衰减速度,并使其释放比X射线强60倍的󰀁射线。尽管这让人难以理解,但却是符合物理学原理的。在亚原子级别上,使用X射󰀁52󰀁线轰击铪178的效果就像是向积雪覆盖的山顶投掷雪球而引起一场小型雪崩一样。

这种新发现的核反应类型有一个突出的特点:如果关闭X射线机,󰀁射线的输出会立即大幅下降,因此,控制起来十分方便。此外,由于这种反应只产生󰀁射线辐射,故所需要的屏蔽较少。即使发生事故,它对环境的影响也比核裂变反应堆要小得多。铪178的半衰期只有31年,而其它用作核反应堆燃料的元素(铀和钚等)半衰期却可达数千年。该衰变能够提供大量的热量。如果能将一部分用于高推重比热交换器推进系统,无论是对飞机还是飞船来说都将是一场革命。该动力的另一个优点是主要产生伽马辐射。尽管仍有一定的危险,但对防护的要求大大降低。量子核反应堆使用的燃料是金属铪的一种同位素:铪178。在很多裂变反应堆中,铪却是用来减缓链式反应的元素。所谓链式反应就是一个原子分裂释放出的中子又去轰击相邻的原子,使它也发生分裂,从而使反应得以持续。铪原子具有很强的吸收中子而不发生裂变的能力,因此,它在裂变类反应堆中用作制动器或控制杆。

基于触发异构体反应研究的TIHE则成为了新的动力来源。与20世纪五六十年代研制的核裂变喷气发动机相比,以TIHE替代燃烧室的喷气发动机对辐射防护的需求由于触发异构体反应中施放的中子和放射性产物的减少而大大降低。这也使得

防辐射装置的质量大大降低。

当然缺点是共同的,即在整个飞行过程中热交换器施放辐射。该辐射能轻易影响导弹上的导航设备,并且对载机及上面的工作人员造成伤害。由于该飞行器是一种巡航导弹,速度当然越高越好,同时高速也意味着发动机输出功率的提高。由于辐射防护装置的质量与热源的输出功率直接相关,这就需要在满足高速功率要求和将热功率最小化之间寻找一个最佳的折衷方案。

目前尚未找到关于这种新型动力装置的具体方案。但美国空军在该领域已经进行了一些研究,以AGM󰀁86巡航导弹为原型,研究了适合其工作环境的核能涡轮发动机和核能冲压发动机。研究结果显示,在海平面状态下,J󰀁57涡喷发动机采用燃烧室和热交换器能提供相等的推力。研究结论包括几点。第一,如果热生成速率可控,热交换器材料本身是异构体,就可利用一些不同的结构以替换燃烧室。

第二,随着高度的升高,热交换器提供加热能力增加。对加热能力的需求可能由于与该高度下发动机性能相关的热力学而下降。这导致热生成速率的下降,也降低了辐射,从而提高了部件寿命。

第三个结论是该热源能够大大增加飞行器性能,并且颠覆很多任务的执行概念。热交换器的几何形状和结构可根据特定的飞机或平台进行优化。

以TIHE为动力的冲压发动飞航导弹󰀁2009年第4期推进技术󰀁

机设计标准与传统动力的冲压发动机不同,因为异构体的燃料消耗几乎可以忽略不计。这实质上消除了飞行器在射程上的限制。

研究人员利用战斗机空载模型计算出的标准AGM󰀁86C射程为740km,而TIHE为动力的冲压发动机则可将射程提升至8200km。

在冲压发动机上用TIHE替换常规燃烧室是提高空射巡航导弹射程的绝佳途径。

2003年,美国空军在TIHE研究成果的基础上,开始研究一种采用核能/普通涡扇发动机组合动力的高空长航时无人机。飞机在起飞、爬升、下降和着陆时以普通的涡扇发动机为动力,而在高空巡航时则以基于TIHE燃烧室的发动机为动力,这种无人机可在高空持续飞行1个月。经过对涡桨、涡扇、涡喷和火箭发动机的评估,最后认定一种Ma=0.5的涡扇发动机为最佳的涡扇发动机,所选发动机的参数与全球鹰无人机的动力装置AE3007很接近。

出于环境等方面的考虑,在6100m以下的飞行高度,普通的涡扇发动机将提供飞机所需的动力。普通发动机和核能动力转换的最佳高度和速度分别是12km和Ma=0.4。这种高空长航时无人机将需要一个厚70mm、质量1250kg的前导辐射

行。

参考文献

3󰀁结󰀁语

目前的巡航导弹和无人机,

其因受燃料的限制,其续航能力的提高难度很大。而续航能力强恰恰是核能航空发动机最大的优势所在。美国无论是在AGM󰀁86的原型上进行的研究还是以全球鹰无人机为研究平台的研究,提高射程是最为关键的一点。无人机的应用越来越广泛,拥有几乎无限续航能力的核动力无人机,这种想法无疑对任何国家来说都是一种不可抵挡的诱惑。

20世纪五六十年代研究的核能航空发动机,其原理与现在的研究存在一定的差别,当时动辄几十吨的发动机和屏蔽装置确实极大地限制了核能航空发动机的发展。2000年以后,随着新的核反应方式的发现,以及新的战场环境下对长航时无人机和远程巡航导弹的需求,美国对核能航空发动机研究的兴趣又逐渐抬头,技术的进步也确实给核能航

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防护屏,这个质量占无人机起飞质量的11%,占普通全球鹰无人机燃油质量的19%。研究认

为,对于一种执行7天任务的、采用TIHE/涡扇发动机组合动力的高空长航时无人机来说,可减少超过2250kg的质量。

2008年,英国政府启动了Omega项目,开始研究核动力飞

空发动机的研究带来了新的契机。

然而,核能航空发动机的研究仍处于起步阶段,只有很好地解决了核反应堆小型化和核辐射屏蔽这两个最关键的问题,并且在核污染方面做到有效控制,核能航空发动机才有可能真正走向实用化。

飞航导弹󰀁2009年第4期󰀁53󰀁