航天任务的空间活动范围取决于航天飞行器所携带的推进能源单位时间释放的能量以及持续释放能量的时间。目前，航天飞行器均釆用化学推进方式和太阳能电推进方式。
化学推进方式提供的比冲上限取决于携带的化学推进剂，即使使用最高能的氢/氧推进剂也仅仅能够达到520 s的比冲，无法满足航天飞行器发展的要求；太阳能电推进方式若想获得较高的比冲，则需要安置巨大面积的太阳能电池阵，并且需要较高能源密度的太阳能，这严重限制了航天飞行器的工作范围。因此，传统的化学推进方式和太阳能电推进方式均有明显的不足。
单位质量核物质能够携带极高的核能，核能推进理论上能够达到的最大比冲为1.3×106 s，比化学推进的比冲上限提高了4个量级。并且核能推进完全不受空间位置的限制，具备太阳能电推进方式不具有的巨大优势，因此核能推进是实现更广阔范围航天发展的必然选择[1]。
核热推进的原理是利用核裂变放出的热能加热工质，将工质喷出产生推力[2]。本文所要建立的无人航空飞行器动力系统核心模块借鉴核热推进动力系统进行设计。
1 核热推进堆芯方案 1.1 核热推进的堆芯方案对比分析美国和俄罗斯于20世纪50年代对核热推进方案进行了集中研究，其将最小化系统质量和体积作为整体优化目标，并针对堆芯结构、燃料等方面进行了大量的研究，提出了多个堆芯方案，这些堆芯方案都有很大的发展前景。堆芯方案对比见表 1。
| 堆芯方案 | 性能 | 评价 |
| NERVA(nuclear engine for rocket vehicle application)堆芯方案[3] | 堆芯功率：300~4 100 MW推力：60~910 kN | 是最早的堆芯方案，结构和燃料均有较大的缺陷 |
| CERMET堆芯方案[4] | 堆芯功率：2 000 MW推力：445 kN | 优势：寿命长，具有多次启动的潜力缺陷：堆质量较大 |
| PBR(particle bed reactor)堆芯方案[5] | 堆芯功率：1 000 MW推力：196 kN | 优势：堆芯体积、质量很小并且推重比很高 |
| MITEE(miniature reactor engine)堆芯方案[6] | 堆芯功率：75 MW反应堆质量：100 kg | 优势：反应堆体积质量更小，换热效率更高缺陷：牺牲了部分反应堆功率和推力 |
| SLHC(square-lattice honeycomb)堆堆芯方案[7] | 比冲：930~970 s推力：50~250 kN | 优势：结构简单，质量体积适中，适合于小型的飞行器之中 |
| 俄罗斯RD-0410方案[8] | 堆芯功率：196 MW推力：35.28 kN | 优势：采用非均匀化的设计思想。材料选择范围大；对慢化剂的要求低；可单独考察单个或者数个组件的堆内性能，具有更高的安全性；工质能够达到更高的出口温度等 |
| CIS(commonwealth of independent states)堆芯方案[9] | 堆芯功率：335 MW推力：68 kN | |
| 液态[10]、气态[11]堆芯方案 | 比冲远远超过以上固态堆芯方案 | 优势：能够达到更高的性能缺陷：研制难度极大，仍处于可行性研究阶段 |
1.2 SLHC堆芯方案
本文采用SLHC堆堆芯方案作为参考，进行无人航空飞行器动力系统核心模块堆芯方案设计。下面就SLHC堆堆芯方案中的中谱方格蜂窝(intermediate-spectrum square-lattice honeycomb，IS-SLHC)进行详细分析。
IS-SLHC反应堆[7]由堆芯和反射层组成，堆芯由铀锆铌构成碳化物(U，Zr，Nb)C，反射层由石墨构成。IS-SLHC反应堆的主要参数见表 2。
IS-SLHC堆芯是由一组5个圆盘形方格蜂窝燃料组件，组成的圆柱形腔体。堆芯近似临界直径和高度分别为50 cm和50 cm。堆芯内装有93%的固溶体浓缩铀(U，Zr，Nb)C，这是几种三元铀碳化物中的一种。在碳化物中，235U的质量为92 kg，5个燃料组件轴向堆叠形成反应堆堆芯，空隙率为30%，方形流道的宽度约为1.3 mm。氢推进剂通过流动通道从反应堆芯中带走热量。IS-SLHC堆芯结构如图 1所示。
IS-SLHC的堆芯外反射层由石墨材料制成，由侧面径向反射层、顶部轴向反射层和底部轴向反射层3部分将堆芯包裹在其中, 厚度分别为10、20、30 cm。
2 无人航空飞行器动力系统核心模块设计方案在IS-SLHC堆芯方案选择的基础上，针对国际上某型号无人航空飞行器的具体情况并考虑到计算的便捷性，本文改进设计了以下进行可行性分析的动力系统核心模块堆芯设计方案。
2.1 堆芯材料与结构本文堆芯参考IS-SLHC堆芯核燃料材料，采用与IS-SLHC堆芯类似的核燃料材料铀锆铌碳化混合物(U，Zr，Nb)C作为堆芯材料。碳化混合物中碳化铀UC、碳化锆ZrC、碳化铌NbC的分子数占比分别为10%、45%、45%。考虑到铀锆铌碳化物在空气中易被氧化，因此需要采用导热性良好且高温下化学、物理性质稳定的合金材料将核燃料材料与空气流道隔开。与IS-SLHC堆芯核燃料不同，考虑到航空无人飞行器发动机相比核热推进发动机不同的实际要求以及制作高浓缩铀的成本和其他问题，堆芯内核燃料采用富集度为3%的低浓缩铀。堆芯内以空气作为冷却剂，堆芯外的反射层采用石墨作为原料。
堆芯采用与中谱方格蜂窝类似的立方体蜂窝结构作为其几何结构，堆芯为50 cm×50 cm×50 cm的正方体结构，其上下面之间具有贯通的长方体气体流道作为空气的通道。堆芯方案横截面如图 2所示，堆芯方案纵截面如图 3所示。图中紫色部分为核燃料，绿色方格为空气流道。
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| 图 2 (网络版彩图)堆芯方案横截面图(单位：cm) |
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| 图 3 (网络版彩图)堆芯方案纵截面图(单位：cm) |
2.2 单元规格
如图 2所示，整个堆芯横截面有20×20个空气流道，为方便进行系统处理与计算，将横截面分为20×20个单元，单位单元格的横截面尺寸如图 4所示。
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| 图 4 堆芯方案单元格尺寸图(单位：cm) |
图 4中阴影部分为核燃料材料铀锆铌碳化混合物，中间空白处为空气流道，每个空气流道的尺寸为1.37 cm×1.37 cm。在每个单元以及整个堆芯立方体中，空气流道占30%的体积。
2.3 反射层参考IS-SLHC堆芯方案，在本方案中堆芯之外包裹反射层同样选择石墨作为材料，前后左右的石墨反射层厚度为10 cm，上侧的石墨反射层厚度为20 cm，下侧的石墨反射层厚度为30 cm。
2.4 发动机结构改进及热利用效率估计为了提高工质流过堆芯的对流换热效率，参考核热推进的工作原理对涡扇发动机核心模块结构进行改进。空气在涡扇发动机中的流程如下：空气经过风扇、压气机增压之后，通过管道依次流经喷管环腔、堆芯反射层，与堆芯、喷管内空气进行对流换热之后进入涡轮做功，从而驱动风扇、压气机。从涡轮排出之后，空气通过反应堆堆芯被加热到极高的温度随后从喷管喷出产生推力。改进之后的结构如图 5所示。
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| 图 5 改进涡扇发动机结构框图 |
改进之后，由于流经堆芯的空气不直接通过涡轮，因此可以避免因涡轮对空气温度具有限制使得空气不能在堆芯内充分换热加热到极高温度，从而提高了堆芯的热利用效率。此外，堆芯的热量能够被流经喷管环腔、反射层的空气及时带走，从而避免堆芯过热，也进一步提升了堆芯的热利用效率。
在无人飞行器稳定飞行过程中，由于无人飞行器采用热推进的方式，因此热利用效率要远高于热电推进的热电转换效率，相关数据显示，热推进的热利用效率为95%。在本文的动力系统核心模块设计方案评估工作中，也将使用这个数据作为本文方案的热利用效率进行评估。
3 动力系统核心模块可行性分析动力系统核心模块的可行性分析将从堆芯临界工作条件、简单的热工分析、堆芯安全性分析功率估计以及无人航空飞行器续航能力分析等方面进行。
3.1 RMC软件和RXSP软件分析本文采用反应堆Monte Carlo分析(RMC)软件[12]、反应堆用核截面处理系统(RXSP)软件对反应堆进行分析计算。
Monte Carlo反应堆分析(cosRMC) 程序是多物理场和多尺寸耦合核能系统数值分析平台物理计算的核心。可以处理复杂的几何结构，并根据实际问题的需要采用连续能量点横截面或多群截面来计算临界问题的本征值[13]。
RXSP核横截面处理系统[14]，是从原始评价数据库ENDF/B库生成包括子库和热化库的ACE(紧凑型评估核数据库格式)格式的温度相关的连续能量核截面库，其功能包括共振重建、线性化、能量/角度分布数据处理、快速Doppler展宽和ENDF/B库的热库插值等。
3.2 临界工作条件与简单热工分析确定核心模块堆芯的临界工作条件，需要用到RMC程序的临界计算功能。
在RMC输入文件中，将堆芯的几何描述与材料描述完成之后，添加假设裂变源，RMC便可以采用Monte Carlo方法对于每一代的中子增值情况进行模拟统计，RMC软件可以记录每一代的中子有效增值系数。
在本文工作中，裂变点源被放置到堆芯立方体的中心，然后指令RMC程序跳过前100代非活跃代中子，统计共计500代的中子有效增值系数。对于统计代数的中子有效增值系数，其数值如果大于1，则代表堆芯启堆之后可以持续不断地工作下去，便可以通过外界控制使得中子有效增值系数慢慢趋近于1，达到稳定的工作状态，这样的初始状态便是超临界态；反之，如果启堆之后中子有效增值系数小于1，若无外界激励堆芯会慢慢停止工作而无法达到临界状态，这种状态称为次临界态。因此启堆之后堆芯处于超临界态便是堆芯能够连续稳定工作的要求，即本文所确定的堆芯临界工作条件。
经过RMC模拟仿真之后，得到的输出文件的后10代中子有效增值系数情况见表 3。
| 中子代数 | 每代中子历史数 | 增值系数(碰撞估计法) | 增值系数(吸收估计法) | 增值系数(径迹长度估计法) | 仿真时间/min |
| 491 | 9 936 | 1.367 721 | 1.363 479 | 1.366 976 | 30.065 8 |
| 492 | 9 926 | 1.369 013 | 1.365 585 | 1.372 255 | 30.126 2 |
| 493 | 10 003 | 1.368 432 | 1.368 794 | 1.369 727 | 30.191 1 |
| 494 | 10 084 | 1.376 392 | 1.367 537 | 1.377 211 | 30.250 5 |
| 495 | 10 017 | 1.366 501 | 1.364 916 | 1.366 167 | 30.313 4 |
| 496 | 9 928 | 1.362 465 | 1.363 153 | 1.362 283 | 30.374 8 |
| 497 | 9 884 | 1.366 250 | 1.363 503 | 1.364 849 | 30.439 0 |
| 498 | 10 045 | 1.361 349 | 1.361 608 | 1.361 453 | 30.497 4 |
| 499 | 9 949 | 1.368 575 | 1.355 544 | 1.367 449 | 30.558 0 |
| 500 | 9 975 | 1.363 633 | 1.364 315 | 1.362 742 | 30.617 9 |
RMC程序计算出的有效增值系数值为1.367 235，因此该堆芯启堆之后处于超临界状态，可以判定该堆芯满足临界工作条件的限制。
从物理的角度分析，临界堆芯功率与堆芯内的中子通量密度相关，而临界状态可以在任意的功率状态下工作；但是从热工的角度，堆芯的实际功率状态受到燃料材料、包壳材料等的限制，因此需要对堆芯的工作状态进行简单的热工分析。
在实际工作中，堆芯的热工条件要求其中心温度低于材料的熔点，从而保证燃料的正常工作。在无人机核动力涡扇发动机核心模块中，空气温度从957.1 K加热到1 600 K，低于SLHC堆实验结果的工质温度2 000 K左右。根据SLHC堆实验结果得知，工质材料的工作温度保持在2 500 K左右，因而无人机核动力涡扇发动机核心模块中材料工作温度低于2 500 K。而核燃料UC的熔点高达2 798 K，耐火材料ZrC、NbC的熔点高达3 813 K、3 773 K。因此从材料的角度来说，该堆芯满足热工设计的要求。
经过上述分析和验证，本文设计的核心模块堆芯满足临界工作条件要求与热工条件要求。
3.3 核动力系统安全性分析核动力系统安全性主要从人员安全性与设备安全性两个角度说明。
首先考虑人员安全性。对于载人机来说，如果希望将核动力配置到飞行器上，则需要对于核动力发动机进行严格的屏蔽，从而确保工作人员能够工作在安全条件下。但是对于本文所针对的国际某型无人航空飞行器，本文作以下考虑。一方面无人航空飞行器在高空平飞工作的过程中，不需要对人员进行安全保护，此外对于18 000 m高空的工作条件下，无人飞行器飞过对地面的累计辐射剂量并不高，不会带来安全性问题，因此可以放弃发动机辐射屏蔽，这样可以节省出极为可观的防护重量，减轻核动力系统给无人航空飞行器平台带来的负担。另一方面该无人航空飞行器作为军用无人航空飞行器平台，配置核动力系统之后一旦进入战时，该无人航空飞行器就具备成为武器的潜质，因而也不需要考虑辐射屏蔽安全性的问题。对于起降过程的辐射安全性，可以从场地、工作人员本身的安全屏蔽等角度进行考虑，例如选择偏远的无人区作为起降场地、工作人员穿着专业的防护服对于无人航空飞行器进行相关操作等等。
解决人员安全性的问题后，可以采用屏蔽仪器设备的方法对于仪器设备安全性进行保障。例如用屏蔽材料制成一个小型的全屏蔽空间，将对辐射敏感的相关仪器或者仪器设备中对于辐射敏感的相关部分放在屏蔽空间之中。这样采用仪器屏蔽的方案，能够显著减少安全屏蔽带来的额外重量。
3.4 核心模块功率估计以及无人航空飞行器续航能力分析根据相关资料，国际上某型号无人航空飞行器起飞状态下所需反应堆核心模块输出的有效功率为11 953 kW。假定核心模块的总效率为40%，那么堆芯内的功率需要达到29 880 kW。考虑到无人航空器飞行所需能耗，可以假设起飞状态下核心模块需要工作在35 MW的功率水平上，而平飞状态下则需要工作在P为14 MW的功率水平之上。
核心模块功率确定之后，还需要对装备核能动力核心模块涡扇发动机的无人航空飞行器续航能力进行简单的分析。
根据堆芯材料与几何尺寸，可以计算出堆芯的质量为683.5 kg，石墨反射层的质量为821.25 kg，堆芯总质量为1 504.75 kg。因此，该无人航空飞行器的载重水平完全能够承载核能动力系统核心模块。
根据堆芯几何尺寸、碳化铀的密度13.61 g/cm3以及堆芯中U燃料中235U富集度可以计算得到堆芯中的235U燃料质量如下：
| $\begin{array}{c} m{(^{235}}{\rm{U}}) = V\rho \frac{{{m_{\rm{U}}}}}{{{m_{{\rm{UC}}}}}}e = ({50^3} \times 0.7 \times 0.1) \times \\ 13.61 \times \frac{{238}}{{250}} \times 3\% \approx 3.4\;{\rm{kg}}. \end{array} $ | (1) |
其中：V为堆芯燃料UC的体积，ρ为UC的密度，
经过调研，单次燃烧的核燃料中235U的燃料利用率在80%左右，而1 kg 235U全部裂变放出的能量相当于2 700 t标准煤放出的能量，每吨标准煤的热值为29 270 MJ，因此可以计算得堆芯从启堆到停堆能够释放的能量如下：
| $\begin{array}{c} E = m{(^{235}}{\rm{U}})\eta {e_q}Q = 3.4\;{\rm{kg}} \times 0.8 \times 2\;700\;{\rm{t}}/{\rm{kg}} \times \\ 29\;270\;{\rm{MJ}}/{\rm{t}} = 214\;958\;880\;{\rm{MJ}}. \end{array} $ | (2) |
其中：η为235U利用率，eq为单位质量U对煤的燃烧当量，Q为煤的热值。考虑到堆芯的热利用效率为95%，因而无人航空器的续航时间能够达到
| $t = \frac{E}{P} = \frac{{214\;958{\rm{ }}880\;{\rm{MJ}}}}{{14\;{\rm{MW}}}} \times 95\% \approx 4\;052\;{\rm{h}}. $ | (3) |
即长达近170 d，对比不装备核能动力系统的国际某型无人航空飞行器36 h的航程，这无疑对该无人航空飞行器的续航能力带来了巨大的提升。
4 结论本文对国际上某型无人航空飞行器装备核动力的可行性以及核动力对其续航能力的提升效果进行了简要分析。结果表明，装备核动力之后，该型无人航空飞行器的续航时间能够从36 h提升到170 d左右，表明核动力对无人航空飞行器性能的提升具有极为显著的效果，核动力无人航空飞行器具有巨大的潜在价值。
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