背景
推進技術是空間活動的重要支撐技術之一。隨著空間活動規模的不斷擴大，要求太空飛行器的飛行時間不斷延長、載荷不斷提高。傳統的化學能由於比沖小(當前比沖最高的液氫液氧火箭發動機最高比沖約為4500m·s )、能量密度低，已很難適應未來空間活動的需要;太陽能則由於工作環境的限制，無法完成遠離太陽的航行需求。熱核推進具有功率高、壽命長、比沖大、不受外界環境影響等特點，特別是隨著推進系統工作時間的增加，熱核推進的質量優勢更加明顯。如採用氫氣作為工質的核熱火箭比沖可達10 m·s 以上，其速度增量大於22m·s ，遠大於液氫液氧火箭發動機的速度增量(約10m·s )，超過了第三宇宙速度(16.7m·s )，可廣泛用於將來的空間任務，包括太陽系內的空間任務和星際間的空間任務。核反應堆可以長時間提供能量，不需要太陽能等外部能量，對外太空星球表面的輻射帶也不敏感。因此，熱核推進在執行長時間深空探測和星際航行任務時具有不可替代的優勢。經過幾十年的發展，固相核裂變反應堆技術已經得到了廣泛的研究和套用，核電站、核動力艦船等核能套用系統技術日趨成熟，然而將核裂變能用於空間推進還處於理論與實驗研究階段。空間熱核推進主要是利用核裂變能加熱工質，再將加熱後的高溫高壓工質定向噴出而獲得推力。空間熱核推進系統通常採用氫氣作為工質兼冷卻劑。氫氣具有優良的導熱性能，其導熱性能可與金屬材料相當;它在高溫低壓狀態下容易離解為氫原子，並吸收大量的熱量，因此，它是最好的冷卻介質之一，同時由於其分子量小，也成了最優良的推進劑。
研究概況
美國和蘇聯/俄羅斯在20世紀50年代中期先後啟動了熱核推進發動機發展計畫。幾十年來，雖經歷多次起伏，仍然取得了相當的成就，為熱核推進的空間套用奠定了基礎。
1、美國熱核推進反應堆研究概況
美國於1955年啟動了Rover計畫，以大型洲際彈道飛彈為套用背景，研製大型熱核推進發動機。20世紀60年代，以載人月球探測工程為需求，美國啟動了用於空間推進的熱核推進發動機研製計畫NERVA。NERVA計畫利用Rover的成果進一步研製了一套推力為35t、比沖不低於8250m·s 、持續工作時間超過1h的飛行樣機。為克服NERVA計畫中核火箭質量大、推重比低的缺點，20世紀80年代中期美國國防部開始了一項新的計畫———空間熱核推進(spacenuclearthermalpropulsion，SNTP)計畫，該計畫以研究結構緊湊、質量輕的熱核推進發動機為目標，研究對象為粒子球床反應堆(particlebedreactor，PBR)。20世紀90年代至21世紀初，空間發展因為沒有競爭而失去了強勁推動力，熱核推進發動機的研製也一度陷入停頓。儘管如此，美國航空航天局仍然小規模地支持熱核推進研究工作，包括技術革新研究和套用分析，提出了對反應堆和整個推進系統的多項改進措施，同時系統地論述了熱核推進在月球開發利用和深空探索領域的套用方案。這期間有代表性的反應堆設計方案為佛羅里達大學設計的一種蜂巢結構的反應堆SLHC，該反應堆發展了NERVA計畫中反應堆的優點，提高了反應堆的堆芯溫度，同時減少了反應堆質量，使得發動機的比沖與推重比有了較大提升。
2010年，美國重啟載人火星探測計畫，計畫將於2030年後登入火星，熱核推進火箭成為執行任務的首選推進方案。
2、俄羅斯熱核推進反應堆研究概況
俄羅斯在熱核推進反應堆的研製中採用了非均勻堆芯布置的設計思想，在堆型選取上以高溫氣冷堆為主，同時建立了燃料元件及組件的實驗考核平台。在俄羅斯的空間熱核推進反應堆設計中，最引人關注的是用於火星探測的RD-0410反應堆。
RD-0410反應堆採用非均勻堆芯設計、氫化鋯作慢化劑及三元碳化物紐帶型燃料元件，極大地增加了堆芯內部的換熱面積。
原理
熱核推進右圖給出了以液氫為推進劑利用核裂變熱能進行推進的固態反應堆推進器的工作原理。將富含核燃料和中子慢化劑的堆芯材料製成具有較大換熱面積的多孔結構，用氫作為冷卻劑流過堆芯，使其在冷卻反應堆堆芯的同時吸收大量熱能，變成高溫氫氣，高溫氫氣經噴管噴出後產生推力。
其流程是：氫泵增壓→冷卻流道蒸發→部分氫氣驅動氫泵→核反應堆內換熱成為高溫、高壓氫氣→噴管噴出產生推力。
實現途徑
1、固相核熱火箭發動機
儘管核能具有巨大的潛力套用於空間推進，但是這種潛力能夠多大程度發揮，則取決於人類能夠多大程度控制核能的釋放：能夠控制的能量釋放率閾值越高，可以獲得的比沖越大。固相核裂變是目前人類掌握的唯一一種對核能釋放的控制方法，該方法的基本要求是核能量釋放時核燃料保持固態。顯然，為了保證燃料塊不至於熔化，就需要將核能釋放率控制在非常低的閾值以下，遠未充分發揮核能的潛力。以此種能量釋放率驅動的推進器，或者比沖遠低於理論上限（熱核推進），或者需要犧牲推力及系統重量以換取高比沖（核電推進）。另一方面，因為核能釋放率低，核反應產物極其微量，且不易從固體燃料塊中分離，所以核反應產物不能作為推進劑，必須外帶推進劑。即使核能以如此遠低於理論上可能的速率釋放，通過合理的結構設計及推進劑、運行參數選擇，仍然可以獲得比化學推進高得多的性能。
2、推進劑與核燃料
熱核推進推進劑能夠獲得的最高溫度受限於固體核燃料的熔點，而在相同噴管入口溫度情況下，分子量越小的推進劑能夠獲得的理論比沖越高--顯然，以氫為推進劑是最佳選擇。關於固體核燃料製備，因為所能耐受的最高溫度上限直接決定發動機的比沖性能，所以首要要求是耐高溫；另外，核燃料表面暴露於高速氫流中以交換熱量，所以還需要耐受氫的還原性腐蝕和高速流動的沖刷以獲得更長工作壽命。採用混合-冷壓-燒結-表面CVD沉積的工藝流程成功開發了多種套用於熱核推進的固體核燃料。圖3給出了其中幾種的晶相結構，分別是：圖3(a)UC2顆粒分散在石墨的基質中；圖3(b)塗有熱解石墨PyC的UC2小球分散在石墨的基質中；圖3(c)(U，Zr)-C/石墨的複合材料，形成連續的網狀結構；圖4(d)(U，Zr)-C的固體溶液。其中，在圖3(b)、(c)結構的表面用CVD方法沉積ZrC保護層。試驗表明，這些核燃料能在3000K、氫還原氛圍中耐受至少十數小時。
3、換熱設計
另一個關鍵問題是固體核燃料與推進劑之間的換熱設計。描述換熱性能優劣的一個最重要指標就是體積換熱效率：單位體積固體燃料內能夠交換的熱功率。該指標直接決定發動機的另外一個重要性能指標：推力/重量比。顯然，體積換熱效率越高，相同推力要求情況下所需要的發動機體積越小，重量越低，推力/重量比越高。以下簡單介紹已經實現的幾種換熱方案。
熱核推進圖4所示的是最早實現的換熱方案：蜂巢多孔稜柱方式。其中的燃料單元是長六稜柱形式，內部開有19個孔作為與推進劑的換熱流道。大量截面是正六邊形的燃料單元與同樣是六稜柱的連線單元通過側面緊密堆積布置，其剖面形如蜂巢。
圖4所示的換熱結構形式，為保證結構強度，換熱孔不能太密；另一方面，因為不易控制堆體內的釋熱強度分布與換熱過程的匹配，導致堆體內的換熱強度分布不均勻，有些區域大、有些區域小甚至為負值（高溫推進劑反向傳熱給固相核反應堆）。以上原因導致此種結構形式的體積換熱效率不高，發動機結構較笨重，推重比不高（3~5）。
熱核推進圖5為另外一種反應堆換熱方案：顆粒床型（PBR）。基本燃料單元為具有適當結構的圓形小顆粒（毫米量級直徑），充填於被內透膜與外透膜包裹的、帶有內流道的柱狀體（即顆粒床）內，然後將該柱狀顆粒床置於由慢化劑材料加工出的長六稜柱（稱慢化器）的中心圓孔內，構成一根燃料棒；沿稜柱型慢化器的適當位置和走向開出若干通道，將推進劑引到外透膜與慢化器內壁間的間隙內，並從外透膜透入顆粒床內，被其中的熱燃料顆粒加熱後再從內透膜透出進入內流道流向集氣腔。與圖2類似，採用同樣的堆積布置方式將多根長六稜柱型燃料棒排列成整個發動機的反應堆。由於推進劑被分散加熱，並且冷氣/熱氣分開流動，該反應堆方案的體積換熱效率較高，可以獲得較高的推重比（20~40）。
發展趨勢
從熱核推進的發展歷史來看，未來的發展趨勢應包括如下5個方面:
1)推進系統輕量化
推進系統自身的輕量化是提高其攜帶有效載荷的重要手段。對當前的技術水平分析可知，熱核推進相比化學推進減少了燃料的攜帶量，但同時增加了反應堆堆芯與相應的禁止體質量，總體效果提升並不顯著。未來要解決熱核推進系統的輕量化問題，一方面要依賴於設計思想的改進，另一方面則需要新型材料研製的突破。
2)小型模組化堆芯
單個熱核推進器的小型化、模組化是熱核推進系統的發展方向之一。在單一的推進器性能無明顯提升的情況下，整個推進系統可由模組化的多個推進器構成，使得推進系統工作的靈活性增強。模組化的推進系統避免了單個高功率反應堆設計中難以解決的技術問題，同時提高了系統的可靠性。
3)多模式運行
反應堆內的核裂變所提供的熱能，一方面可直接用於熱核推進，另一方面也可為太空飛行器提供充足的電力供應。此外，也可在太空飛行器上增加電推進系統，在脫離星球引力時使用具有高推重比的熱核推進方式快速加速，在行星際間飛行時則切換為具有高比沖的電推進方式，這樣可以延長反應堆的壽命，從而實現更遠距離的探測任務。實際上，美國在DRA5．0計畫的熱核推進反應堆設計中已經引入了這一設計理念。
4)多樣化堆芯
固相反應堆的相關技術發展較為成熟，套用於熱核推進的可行性較大，然而採用固相反應堆的熱核推進系統比沖較小，限制了太空飛行器的活動範圍。一些新型的非固相反應堆設計思想已被提出。
5)多環境套用
作為推進系統，熱核推進不僅能適應深空探測及行星際航行的需求，同時也可套用於其他環境。在解決反應堆的固有安全性及推進劑放射性的前提下，在大氣層範圍內套用熱核推進可以滿足某些長航時、連續工作的飛行器套用需求。在大氣層範圍內可利用空氣作為推進劑，避免了攜帶大量的推進劑，使整個飛行器的體積與質量能控制在更小的範圍內。特別值得提出的是，採用間接循環方式的熱核推進發動機方案。
