载人航天中的化学论文

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。

论文？我觉得主要是燃料和制作材料两方面。燃料，比重小，燃烧放热多然后是材料，耐高温，密度要小，耐高压，抗辐射 再有就是一些细节，比如说太空舱里的空气水分食物

材料要密度小，硬度和强度高。高强度轻质铝锂合金材料 能源要用燃烧值大，对环境污染小的燃料，如：氢气航天员的吃的、住的、穿的、用的处处有化学知识，例如，航天服的材料中有聚酰亚胺薄膜，都是经过化学聚合的。航天员需要的氧气，都涉及到化学另外，对垃圾的处理也是一个种化学过程。在宇宙飞船和导弹中，也大量用钛代替钢铁。钛与氮、碳结合生成的氮化钛、碳化 .... 也还需要从环境保护和技术经济等方面继续研究。加以改进。 ... 采用水作溶剂虽然能避免有机溶剂，但由于其溶解度有限，限制了它的应用，而且还要注意废水是否会造成污染。

我所知道的所涉及到的化学方面有：第一，飞船和航天员的衣服等的材料，其材料一定是无机非金属材料，通过聚合而成，具有赖高温等特点，它涉及到化学，例如，航天服的材料中有聚酰亚胺薄膜，都是经过化学聚合的。第二，航天员的吃，住，行，都涉及到化学第三，航天器的燃料，必须要选择燃烧热大，污染又小的燃料，第四，对垃圾的处理也是一个种化学过程。

“嫦娥一号”飞船的成功发射是我国航天事业的又一里程碑．金属过氧化物等可作宇宙飞船或潜水艇中的氧气再生剂，如：过氧化钠（Na2O2）在常温下能与人呼出的二氧化碳反应生成氧气，化学方程式为：2Na2O2+2CO2═2Na2CO3+O2；（过氧化钠还能与盐酸、水等物质发生反应产生氧气）我国又迎来了一个航天高峰，继“神舟六号”宇宙飞船成功发射之后，“神舟七号”又发射在即．“神舟六号”携带了50kg的氧气，供宇航员呼吸之用，同时还有一套完整的系统用来吸收二氧化碳．有些宇宙飞船内是通过盛有氢氧化锂的过滤网来除去舱内所含的二氧化碳，反应的化学方程式如下：2LiOH+CO2═Li2CO3+H2O（1）如果在宇宙飞船船舱中划燃火柴，火焰会立即熄灭．有四位同学对此现象分别进行了以下猜测，你认为其中合理的是（填写序号）CA、船舱中氧气的浓度不够B、宇宙飞船上温度太低，达不到火柴的着火点C、在失重情况下，舱中的空气不对流D、在宇宙飞船船舱中二氧化碳的浓度过大（2）宇航食品必须做成一口一块的“一口吞”，饼干、面包之类的食品是绝对不能食用的，否则就可能引起的后果是（填写序号）AA、产生太空舱内粉尘污染B、可能产生爆炸C、宇航员体内能量严重不足（3）火箭推进器中盛有联氨液体（N2H4）和双氧水（H2O2），当它们混合时产生大量的水蒸气和一种单质，并放出大量的热，其反应方程式为N2H4+2H2O2═4H2O+N2↑N2H4+2H2O2═4H2O+N2↑；根据上述反应产物分析将联氨作推进器中燃料有产物无污染的优点．（4）科学家于1998年合成了一种名为“N5”的物质．这种物质极不稳定，通常情况下会发生爆炸式反应生成氮气，并放出巨大能量．火箭每发射1t设备，需携带5t的液氢．若用“N5”作燃料，则火箭须携带的燃料量可大大减少．假如你是一名科学家，欲设计用“N5”作燃料发射火箭，你认为需要解决的主要问题有哪些（答出一点即可）：如何制备或如何贮存、运输等（答案合理即可）如何制备或如何贮存、运输等（答案合理即可）宇宙飞船上利用氢气、氧气在催化剂作用下反应作燃料电池：2H2+O2=2H2O，在该装置中化学能可以直接转变为 电能“神舟”六号宇宙飞船是靠长征Ⅱ(F)型运载火箭发射升空的，该火箭所用的燃料是偏二甲基肼[(CH3)2N－NH2]，氧化剂是N2O4，产物是氮气、二氧化碳和水。(1)“神舟”六号起飞时，可以看到一级火箭的中部冒出红棕色的气体，这是为了保证贮箱安全由保险阀门自动开启所排出的部分高压氧化剂变化而来的，逸出的红棕色气体是___________，产生该气体的化学反应方程式为________________________________。(2)当有1mol偏二甲基肼燃烧时，转移电子的物质的量为_____________。(3)通常情况下四氧化二氮气体和二氧化氮气体可相互转化：N2O4(g)(无色)2NO2(g) (红棕色)；△H>0。已知二氧化氮有较强的氧化性，则下列说法正确的是A．气态时，1 mol N2O4可完全分解成2 mol B．NO2N2O4和NO2互为同素异形体C．鉴别NO2(g)和溴蒸气可选用淀粉一碘化钾溶液D．N2O4和NO2都不是硝酸的酸酐(1)NO2，N2O4 2NO2，(2)16 mol，(3)D，反应生成气体对环境无污 航天器的燃料之一是铝粉与高氯酸铵的固体混合物，点燃时铝粉氧化放热引发高氯酸铵反应：，下列叙述或分析错误的是 （ ）A. NH4ClO4既是氧化剂，又是还原剂B. 1mol NH4ClO4完全反应时，转移电子14molC. 反应中只有氯元素被还原D. 从能量角度看，化学能主要转变成动能和热能解析：该题以航天器燃料为载体对高氯酸铵分解反应化学方程式进行考核，既考察了学生氧化还原知识，也考察了热化学反应。答案为B。3．3 我国研制的长征捆绑式火箭在第一、二级发动机中用“偏二甲（基）肼”和四氧化二氮作为液体燃料。（1）已知偏二甲（基）肼的相对分子质量为60，其中含碳40%，含氢，其余为氮；又知其分子中有一个氮原子不与氢原子相连。通过计算写出偏二甲（基）肼的化学式和分子结构简式。（2）在发动机中偏二甲（基）肼在四氧化二氮中充分燃烧，写出该燃烧反应的化学方程式。（反应中所有的氮元素均转化为N2）解析：该题为广东省2004年高考22题，以火箭燃料“偏二甲（基）肼”和四氧化二氮作为命题情景，考察化学式的计算、结构简式的判断以及质量守恒定律。（1）C：60×，H：60×≈8 ，N：60－24－8=28，故化学式为C2H8N2；结构简式为： H3C N—NH2 H3C（2）C2H8N2+2N2O4=2 CO2↑+4H2O↑+3N2↑4 与航天气体循环相关的试题4．1 航天飞行器座舱内空气更新过程如图所示：（1）Ⅱ是CO2和H2的反应装置，该反应的化学方程式是________________。（2）从装置Ⅰ，Ⅱ，Ⅲ可看出，O2的来源是CO2和H2O，宇航员每天消耗28mol O2，呼出23 mol CO2，则宇航员每天呼出的气体中含H2O___________mol。解析：这是2004年上海高考27题，通过一个气体循环系统向我们展示了航天员氧气的来源。Ⅱ装置告诉了反应物和生成物，自然不难写出其反应方程式，2H2 + CO2 = 2H2O + C；Ⅲ装置H2O不管是与过氧化钠反应，还是电解反应，H2O与O2物质的量都是2：1的关系，28 mol O2共需H2O56 mol，而23 mol CO2在Ⅱ装置中产生了46 molH2O，所以宇航员呼出的H2O为10 mol。 4．2 我国“神州六号”航天飞船发射成功，标志着我国人民在攀登世界科技高峰的征程上又迈出了具有历史意义的一步。在载人太空飞行宇航器中每个宇航员平均每天消耗，呼出 CO2，为了能保持飞船座舱内空气成分的稳定，科学家进行大量的科学探索。有的科学家提出“金属过氧化物处理系统”，即不断把座舱内的空气通过盛有金属过氧化物(以过氧化钠为例)的容器，并把处理后的气体充入座舱。该方法的有关的化学方程式是Ⅰ_____________________，Ⅱ__________________________。将处理后的气体充入座舱时，应注意采取的措施是_____________________________________。解析：“金属过氧化物处理系统”实际就是宇航员呼出的H2O和CO2 与Na2O2反应产生O2供给呼吸，方程式为2Na2O2+2H2O=4NaOH+O2↑、2Na2O2+2CO2＝2Na2CO3+O2↑。宇航员呼入O2后，又产生CO2 ，形成一个CO2循环，但水蒸汽不断消耗，造成气体干燥，所以将处理后的气体充入座舱时，应补充适量的水蒸气。