空间反应堆布雷顿循环热力学优化分析

第５１卷第７期　原子能科　学技术　Ｖｏ１．５１，Ｎｏ．７　２０１７年７月　Ａｔｏｍｉｃ　Ｅｎｅｒｇｙ　Ｓｃｉｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　Ｊｕ１．２０１７　空间反应堆布雷顿循环热力学优化分析　李　智，杨小勇，王　捷　，张作义　（清华大学核能与新能源技术研究院，北京１０００８４）　摘要：闭式布雷顿循环具有高效率与高能量密度，适用于空间核反应堆的能量转换系统。出于经济性的　考虑，地面大型高温气冷堆的布雷顿循环能量转换系统均采用效率最高的运行模式；而在空间反应堆能　源中，系统受到体积、质量与特殊运行环境的限制，故提出另一种优化模式——循环比功最高优化。本　文就空间反应堆闭式布雷顿循环进行优化分析，利用Ｆｏｒｔｒａｎ语言对两种优化模式进行热力学分析对　比，为空间反应堆的设计计算提供参考和基础。结果表明：新提出的循环比功优化在降低空间布雷顿循　环方面较有优势，但会造成叶轮机械设计难度的增加。最终设计方案的选取可根据工程要求在两种优　化模式中进行折中选择。　关键词：布雷顿循环系统；热力学优化；效率；比功　中图分类号：ＴＬ４１１．７　文献标志码：Ａ　文章编号：１０００－６９３１（２０１７）０７—１１７３—０８　ｄｏｉ：１０．７５３８／ｙｚｋ．２０１７．５１．０７．１１７３　Ｔｈｅｒｍｏｄｙｎａｍｉｃ　Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ａｎｄ　Ａｎａｌｙｓｉｓ　Ｏｆ　Ｂｒａｙｔ０ｎ—ｃｙｃＩｅ　Ｓｙｓｔｅｍ　ｆｏｒ　Ｓｐａｃｅ　Ｐｏｗｅｒ　Ｒｅａｃｔｏｒ　ＬＩ　Ｚｈｉ，ＹＡＮＧ　Ｘｉａｏ－ｙｏｎｇ，ＷＡＮＧ　Ｊｉｅ　，ＺＨＡＮＧ　Ｚｕｏ—ｙｉ　（Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ｎｕｃｌｅａｒ　ａｎｄ　Ｎｅｗ　Ｅｎｅｒｇｙ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｔｓｉｎｇｈｕａ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ　１０００８４，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：　Ｃ１ｏｓｅｄ—Ｂｒａｙｔｏｎ～ｃｙｃｌｅ　ｓｙｓｔｅｍ　ｉｓ　ａ　ｆｅａｓｉｂｌｅ　ｃｈｏｉｃｅ　ｆｏｒ　ｆｕｔｕｒｅ　ｓｐａｃｅ　ｐｏｗｅｒ　ｒｅａｃｔｏｒ　ａｓ　ｔｈｅ　ｐｏｗｅｒ　ｃｏｎｖｅｒｓｉｏｎ　ｓｙｓｔｅｍ　ｂｅｃａｕｓｅ　ｏｆ　ｉｔｓ　ｈｉｇｈ　ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ　ａｎｄ　ｈｉｇｈ　ｐｏｗｅｒ　ｄｅｎｓｉｔｙ．Ｉｎ　ｏｒｄｅｒ　ｔｏ　ｅｎｓｕｒｅ　ｔｈｅ　ｅｃｏｎｏｍｉｃ　ｂｅｎｅｆｉｔ。ｍｏｓｔ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｌａｎｄ－ｕｓｅ　Ｂｒａｙｔｏｎ—ｃｙｃｌｅ　ｓｙｓｔｅｍｓ　ｆｏｒ　ｈｉｇｈ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｇａｓ—ｃｏｏｌｅｄ　ｒｅａｃｔｏｒ　ｔａｋｅ　ｔｈｅ　ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ．Ｈｏｗｅｖｅｒ，ｔｈｅｒｅ　ｉｓ　ａ　ｖｏｌｕｍｅ／ｍａｓｓ　ｌｉｍｉｔ　ｆｏｒ　ｔｈｅ　ｓｐａｃｅ　ｕｓｅ．Ｓｏ　ａｎｏｔｈｅｒ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ｍｅｔｈｏｄ，ｓｐｅｃｉｆｉｃ　ｐｏｗｅｒ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ｗａｓ　ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ．Ｉｎ　ｔｈｉｓ　ｐａｐｅｒ，ａ　ｄｅｔａｉｌｅｄ　ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｗａｓ　ｍａｄｅ　ｂｙ　Ｆｏｒｔｒａｎ　ｌａｎｇｕａｇｅ　ｔｏ　ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｗｈｉｃｈ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ｍｅｔｈｏｄ　ｃｏｕｌｄ　ｂｅ　ｔｈｅ　ｍｏｒｅ　ｐｏｓｓｉｂｌｅ　ｃｈｏｉｃｅ　ｆｏｒ　ｆｕｔｕｒｅ　ｓｐａｃｅ　ｕｓｅ．Ｔｈｉｓ　ｐａｐｅｒ　ｗｉｌｌ　ｂｅ　ｈｅｌｐｆｕｌ　ｔｏ　ｕｎｄｅｒｓｔａｎｄ　ａｎｄ　ｄｅｓｉｇｎ　ｔｈｅ　ｓｍａｌｌ　ｓｐａｃｅ　ｐｏｗｅｒ　ｒｅａｃｔｏｒ．Ｔｈｅ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｓｈｏｗ　ｔｈａｔ　ｓｐｅｃｉｆｉｃ　ｐｏｗｅｒ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ｈａｓ　ａｄｖａｎｔａｇｅｓ　ｉｎ　ｄｅｃｒｅａｓｉｎｇ　ｓｙｓｔｅｍ’Ｓ　ｗｅｉｇｈｔ　ａｎｄ　ｖｏｌｕｍｅ，ｂｕｔ　ｗｏｕｌｄ　ｉｎｃｒｅａｓｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ｄｉｆｆｉｃｕｌｔｙ．Ｔｈｅ　ｆｉｎａｌ　ｄｅｓｉｇｎ　ｄｅｓｃｒｉｐｔｉｏｎ　ｍａｙ　ｐｒｏｂａｂｌｙ　ｂｅ　ｐｒｏｐｏｓｅｄ　ｂｅｔｗｅｅｎ　ｔｈｅ　ｔｗｏ　ｍｅｔｈｏｄｓ　ａｃｃｏｒｄｉｎｇ　ｔｏ　ｔｈｅ　Ｄｒｏｊｅｃｔ’Ｓ　ｄｅｍａｎｄ．　收稿日期：２０１６—１０—１０；修回日期：２０１６—１２—２１　基金项目：８６３计划资助项目（２００５ＡＡ５１１０１０）；国家科技重大专项资助项目（ＺＸｏ６９０１）　作者简介：李智（１９８９一），男，四川成都人，博士研究生，从事空间反应堆布雷顿循环特性研究　＊通信作者：王捷，Ｅ－ｍａｉｌ：ｗｊｉｎｅｔ＠ｍａｉｌ．ｔｓｉｎｇｈｕａ．ｅｄｕ．ａｎ　１１７４　原子能科学技术　第５１卷　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：Ｂｒａｙｔｏｎ—ｃｙｃｌｅ　ｓｙｓｔｅｍ；ｔｈｅｒｍｏｄｙｎａｍｉｃ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ；ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ；ｓｐｅｃｉｆｉｃ　ｐｏｗｅｒ　随着航空科技的发展，空间能源的需求逐　渐提升。深空探测和行星登陆等任务中，太阳　能能源已不能满足要求口］。空间反应堆以其高　能量密度、长寿命以及高功率，逐渐受到航天大　国的青睐［２］。石墨气冷堆以其固有安全性、高　出口温度、系统结构精简等优点　］，在空间能源　的发展中具有广阔的前景。　空间反应堆与地面运行情况不同，其运行　模式为孤岛运行，其热功率随着外部供能需求　的变化有较大的浮动。本文重点讨论与空间反　应堆相匹配的能量转换系统（热电转换系统），　故对空间反应堆采取模糊化处理。　为适应空间运行环境的要求，能量转换系统　必须满足下列条件ｌ＿４］：１）质量小、结构紧凑；　２）较大的输出功、效率和比功，在有负载的情况　下提供足够的加速度与时间脱离引力；３）可靠　性高，具备一定的可维护性；４）适应恶劣的工作　环境（辐射、低温、电磁）。目前，技术相对成熟的　闭式布雷顿循环能量转换系统是最优选择。　为保证经济性，地面高温气冷堆闭式布雷　顿循环均采用循环效率最高的运行优化模　式＿５］。由于航天器运行环境的特殊性，其对能　量转换系统的要求也有所不同，因此本文考虑　从另一角度对布雷顿循环热力学参数进行优　化，对比其与传统优化模式相对于空间运行环　境的适应性。　比功是能量转换系统的另一个重要参数，表　征单位摩尔流量工质输出净功。在空间反应堆　中，这一参数决定了循环的做功能力。因此，本　文通过对布雷顿循环进行比功优化分析，对比其　与传统优化模式在空间反应堆应用中的优劣。　１布雷顿循环数学描述　空间布雷顿循环与地面循环的不同之处如　下：１）空间布雷顿循环拟采用氦氙混合气体作　为运行工质。由于工质改变，空间布雷顿循环减　少了压气机数量，由地面多次压气改进为单次压　气，减少了压气机与换热器的数量，以满足空间　能量转换系统结构紧凑、体积质量小的要求。　２）空间布雷顿循环带有一个自冷却分流系统，　自循环中抽出部分工质冷却轴承和叶轮机械，再　进入混合箱与堆芯出口工质混合，此分流循环可　免去额外的冷却系统加入。　带有分流的小型闭式布雷顿循环示意图如　图１所示，图中数字代表节点序号，其意义列于　表１。　图１布雷顿循环示意图　Ｆｉｇ．１　Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｏｆ　Ｂｒａｙｔｏｎ－ｃｙｃＩｅ　ｓｙｓｔｅｍ　表１节点数字定义　Ｔａｂｌｅ　１　Ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ　Ｏｆ　ｓｕｂｓｃｒｉｐｔ　ｎｕｍｂｅｒ　节点数字　节点数字定义　压气机人口　压气机出口　回热器高压侧出口　涡轮人口　涡轮出口　回热器低压侧出口　反应堆出口　工质在压气机中加压后，将分流一定比例（记　为　工质对轴承进行冷却，其余工质进入回热器　预热（过程２—３）后进入堆芯加热至温度Ｔ７（过程　３—７），而后在混合箱中与冷却轴承后的工质混合，　混合后工质温度为　（过程７—４），进入涡轮膨胀　做功（过程４－５）后进入回热器释放余热（过程　５—６），再进入冷却器冷却至温度Ｔ１（过程６—１），最　后进入压气机加压（过程１－２），完成闭式循环。　冷却器中废热由辐射散热器排放至环境中。　工质在布雷顿循环中的温一熵（Ｔ＿Ｓ）图示于　图２。　考虑到实际气体的比热和绝热系数的变　化，本文对有分流的布雷顿循环进行解析推导。　第７期　李智等：空间反应堆布雷顿循环热力学优化分析　１１７５　图２布雷顿循环Ｔ－Ｓ图　Ｆｉｇ．２　Ｔｅｐｈｉｇｒａｍ　ｏｆ　Ｂｒａｙｔｏｎ－ｃｙｃｌｅ　ｓｙｓｔｅｍ　由于空间反应堆的特殊性，小型反应堆闭　式布雷顿循环应用氦氙混合气体作为工质　。　考虑到工质的工作环境，计算温度范围为３００　１　４００　Ｋ，压力范围为０．１～１０　ＭＰａ。本文重点　分析小型闭式布雷顿循环的热力学优化模式，　为保证系统的相似性，在计算中假设循环工质　摩尔流量一定，反应堆出口温度与压气机入口　温度一定，同时固定系统各部件和管道的体积　与形状。　布雷顿循环输出净功Ｑ　（ｋＷ）为涡轮输　出功和压气机消耗功之差［７　］：　Ｑ　ｔ—ＧＴ４　ｒｌＴｃ　一５（１一丌一乳一５）一　Ｔ１　一２（　ｌ＿２—１）　（１）　其中：Ｇ为循环质量流量，ｋｇ／ｓ；Ｔ４为涡轮进口　温度，Ｋ；Ｔ１为压气机进口温度，Ｋ；Ｃ　＿５、Ｃ　２　分别为过程４－５、过程１—２的平均比定压热容，　ｋＪ／（ｋｇ・Ｋ）；ｒｐ、ｒ／ｃ为涡轮和压气机效率；７／＂、　），为膨胀比和压比；　为过程４－５、过程１—２　的平均绝热系数。　布雷顿循环的总吸热量Ｑｉ　（ｋＷ）为工质在　堆芯吸收的热量：　Ｑｉ　一Ｇ（１一　）　一４（Ｔ７一Ｔｓ）　（２）　其中：　为分流率；Ｔ７为堆芯出口温度；Ｔｓ为堆　芯进口温度。　则带分流的布雷顿循环总效率叩为：　一　一（　（卜脚等（卜　＿５）一　ｒ－１（　（　２—１）一Ａ　）＋ｆ１）／　（（１一　（１一ｄ（１～　（１一　（１一　一ｓ））一　ｒ　（（１一ａ＋Ａ２）（１＋　（　—ｚ一１）））一ｆ２））　（３）　其中，ｒ一丁　／Ｔ　为循环温比。　因分流原因产生的流量偏差Ａ可表示为：　Ａ　一　１＋　（　一ｚ一１）］・　Ｐ，３—４　０口，４　（１一　一ｓ）　（４）　Ａ２一　ｃｐ，８［１一ｒｔｒ（１一　吼一ｓ）］　（５）　Ｃｐ，４　因循环分流工质吸收了轴承与发电机热耗　散而产生的热量偏差厂可表示为：　厂　一　等　ｃ　一　ｓ　㈣　一ａＥｌ—ｒ／Ｔ（１一　５）］等　（７）　其中：Ｑｆ—Ｗｆ／Ｇ为轴承摩擦比热，ｋＪ／ｋｇ；　ｗ　为轴承摩擦热，ｋｗ。　则：　一ｒ／（Ｐ，ｒ，ｙ，　，ａ，　，ｔｌＴｃ）　（８）　其中：ａ为回热度；　一（　，　，　，　）　为压损　系数向量，该向量表征循环中各处的压力损失；　ｔ，．ｒｃ＝＝＝（　，ｒ／ｃ）　为叶轮机械效率向量。　定义比功训为每摩尔工质所做输出功，可　由下式表示：　一ＭＥＴ４搬ｆｐ，４—５（１一　－　一５）一　Ｔ１ｒ／ｃ　ｃ¨．２（　一ｚ一１）］　（９）　其中，Ｍ为工质摩尔质量，ｋｇ／ｍｏｌ。　２计算结果及分析　为了对优化模式进行分析，本文分别对效　率最高和比功最高的两种模式进行热力学分析　和优化。地面高温气冷堆均采用氦气作为工　质＿９］，但由于空间反应堆体积、质量的限制，采　用氦氙混合气体作为工质以降低系统中叶轮机　械级数和压气机数量Ｉ１　ｕ］。由于混合气体的热　力学性质与纯氦气有较大的差距，作为工质应　用于闭式布雷顿循环必然会导致循环热力学过　程变化＿１。　。根据混合工质物性分析，加入氙　气会导致工质偏离理想气体，其绝热系数、传热　系数和压损会发生变化。其中，绝热系数和压　损率均随氙气摩尔分数的增加呈单调递减函　数，即工质加入氙气越多，其对绝热系数和压损　率的影响导致循环热力学性能下降越多，而传　热系数随氙气的加入会达到一个极大值后下　降，这也使循环的回热度出现极大值，在回热度　上看，加入一定氙气会令循环热力学性能有提　１１７６　原子能科学技术　第５１卷　高的趋势。故根据回热度变化来对工质成分特　征点进行划分。循环回热度变化示于图３。　蕞匝　Ｏ　Ｏ　Ｏ　Ｏ　Ｏ　Ｏ　Ｏ　Ｏ　Ｏ　Ｏ　运行曲线（实线）；作为参考，同时画出了氦气摩　尔分数为８０　、７Ｏ　、６０％时的运行曲线（虚线）。　表２工质特征点　Ｔａｂｌｅ　２　Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ　ｐｏｉｎｔ　ｏｆ　ｗｏｒｋｉｎｇ　ｆｌｕｉｄ　＂　：３０　由图４可知，循环最佳效率随着氦气摩尔　分数的减少而降低，氦气摩尔分数在１００　～　图３混合工质回热度变化　Ｆｉｇ．３　Ｃｈａｎｇｅ　ｏｆ　ｒｅｃｕｐｅｒａｔｉｎｇ　ｒａｔｉｏ　６０　范围变化时，最大效率由３６．４９　降低至　１５．５　９／６，相应的循环压比有增大的趋势；最大比　功由２．９７　ｋＷ／ｍｏｌ降低至１．Ｏ７　ｋｗ／ｍｏｌ，相应　因此，根据回热度的变化将工质成分设定　３个特征点，其特性列于表２。　２．１循环节点参数优化　的循环压比有减小的趋势。比功优化方式的循　环压比均大于效率优化方式的循环压比，而随　着氦气摩尔分数的降低，两种优化模式的循环　压比逐渐靠拢。　在一定的工质摩尔流量和温比下，循环运行　参数在效率优化模式和比功优化模式下的结果　示于图４。图４显示了３个工质特征点时系统的　表３、４列出了效率优化模式和比功优化模　式下各节点的热力学参数。　０．４０　０．３５　０　３Ｏ　Ｏ＿２５　ｆ　詈　纂ｏ．２０　Ｏ．１５　苎　Ｏ．１Ｏ　０．０５　０．ＯＱ　图４循环效率及循环比功分析　Ｆｉｇ．４　Ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　ｃｙｃｌｅ’Ｓ　ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ　ａｎｄ　ｓｐｅｃｉｆｉｃ　ｐｏｗｅｒ　表３效率优化模式节点参数　Ｔａｂｌｅ　３　Ｎｏｄｅ　ｐａｒａｍｅｔｅｒ　ｉｎ　ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　Ｋ　ｓＪ（ｋｊ・ｏｔｏｌ－１．Ｋ～　１　Ｓ／（ｋＪ・ｏｔｏｌ一１．Ｋ一　、　ｌ３Ｋ　、……，　ｓ／ｏｏｔ・ｏｏｌ　Ｋ　一１．一】、　图５效率／比功优化模式下的　ｓ图　。．　ｐｈｉｇｒａｍ　ｉｎｅｍｃｉｅｎｅｙ　ａｎｄｓｐ　ｐｔｉ　ｉｏｎ。　１）堆芯热比功与循环输出净比功　比功优化　至：、ｆ　距　宝　　．，看到，气机压在堆芯热比功和循环输　缩比功有较大　。两种优化模式下的涡轮　　盖　Ｓ　一　效率优化　至　——堆芯热比功　……．　输出净比功　上。具体对比示于图６　…　比功优化　曲。竺　！鍪妻　化　见，比功优化所需的堆芯热比功　＝．－．１………　…一　…＝：：　摹　。而正因为如此，即　出净比功也略大于效率优三　效率较大，化模式。比功优化　　。“　图６堆芯热比功和输出净比功对比　Ｆｉ　６　ｃ。ｍｐａｒｉｓ。ｎ。ｆ　ｔｈｅｒＩｎａｌ　ｓｐｅｃｊ　ｃ　ｐ。ｗｅｒ　ａｎｄ　。“ｔｐｕｔ　ｓｐｅｃｉｆｉｃ　ｐｏｗｅｒ　原子能科学技术　１１７８　第５１卷　２）系统循环压比与叶轮机械级数　两种模式下系统循环压比的变化与其造成　的工质在压气机内的焓升比功的变化示于　图７。。　　大，从而使比功优化模式下工质在压气机内　升高于效率优化模式。工质在压气机内的　正比于压气机所需比功，并直接影响压气　的级数；在同一工质下，压气机的比功越大，压　由图７可知，比功优化模式下系统压比更　．　Ｏ　Ｏ　氦气摩尔分数　氦气摩尔分数　图７循环压比及压气机比功比较　７　Ｃｏｍｐａｒｉｓ。ｎ。ｆ　ｃ。ｍｐｒｅｓｓｉ。ｎ　ｒａｔｉ。ａｎｄ　ｃ。ｍｐｒｅｓ　。　ｓｐｅｃｉｆｉｃ　ｐ。ｗ　对应两种优化模式，选取工质特征点２对　到改善，在氦氙混合工质的闭式布雷顿循环中，　压比的增大并不会显著增加叶轮机械的设计难　压气机级数进行初步分析，结果示于图。　度，但对于航天发动机的级数要求控制在较低　的水平，目前的工程工艺使得航天压气机的级　数需要控制在７级以内　，故在本文分析情况　下，比功优化模式中的循环压比过大。　３）效率／比功损失比较　定义效率优化模式下对应比功与可达到最　大比功的相对偏差为比功损失，损失的数值越　小，表征循环在达到最佳效率的同时也能得到　更大的比功。同样，定义比功优化下对应效率　与可达到最大效率的相对偏差为效率损失。比　图８压气机级数比较　Ｆｉｇ．８　Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　０ｆ　ｓｔａｇｅ　ｎｕｍｂ　功损失和效率损失计算结果列于表５。　由表５可见，随着氦气摩尔分数的降低，　两种优化模式的损失率也降低；对于Ｉ司一种　可见，比功优化模式的循环压比高于效率　优化模式。对于纯氦工质，压比的增加会大幅　增加压气机、涡轮的设计困难，增加叶轮机械的　工质，比功优化模式的损失率低于效率优化　模式，因此选取比功优化可同时保证得到更　高的效率。　级数　］。但加入氙气后，工质的气动性能会得　表５　两种模式下的比功损失和效率损失　第７期　李智等：空间反应堆布雷顿循环热力学优化分析　１１７９　４）节点温度比较　由图１Ｏ可见，回热器换热量随氙气摩尔分　数的增加而增大。比功优化模式下回热器换热　量低于效率优化模式，纯氦时比功优化的换热　量仅为效率优化的０．５３倍。随着氙气的加入，　两种模式下的换热量差距逐渐减小。　两种模式下节点３（反应堆入口温度）和节　点５（涡轮出口温度）有较大差距，其对比示于　图９。　同样，以纯氦工质时效率最大优化模式下　的回热器换热面积为基准，两种优化模式的回　图９节点温度比较　Ｆｉｇ．９　Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｏｆ　ｎｏｄｅ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｓ　从图９．可见，比功优化模式下涡轮出口温　度和堆芯进口温度均低于效率优化模式，且氦　气摩尔分数越高，温度差距越明显。这两个节　点温度的降低使这两个重要节点的材料要求降　低，利于系统的长时间可靠运行。　５）回热器比较　由图５可知，比功优化模式下回热器中热　力学过程曲线（过程２－３、５－６）相对于效率优化　模式较短，其物理意义表现为回热器中换热量　的降低。对回热器中换热量的影响包括两方　面：（１）回热度随工质物性和工质成分变化造　成；（２）循环优化后热力学参数变化造成。将　纯氦工质时效率优化模式下的回热器换热量作　为比较基准，则两种优化模式回热器换热量比　例变化示于图１０。　图１Ｏ　回热器换热量变化　Ｆｉｇ．１０　Ｃｈａｎｇｅ　ｏｆ　ｈｅａｔ　ｅｘｃｈａｎｇｅ　ｉｎ　ｒｅｃｕｐｅｒａｔｏｒ　热器面积比示于图１１。　氦气摩尔分数　图１ｌ　回热器换热面积变化　Ｆｉｇ．１　１　Ｃｈａｎｇｅ　ｏｆ　ｈｅａｔ　ｅｘｃｈａｎｇｅ　ｓｕｒｆａｃｅ　ａｒｅａ　ｉｎ　ｒｅｃｕｐｅｒａｔｏｒ　由于比功优化下回热器冷热端温差降低，　导致其换热面积仅略小于效率优化模式。纯氦　时，比功优化模式下回热器换热面积为效率优　化模式下的０．９９倍。随着氙气的加人，两种模　式下回热器面积有增加趋势，且面积差逐渐　降低。　３　结论　本文通过对比效率优化模式和比功优化模　式的循环总体参数和节点参数，得到如下结论。　１）比功优化模式的循环压比高于效率优　化模式。对于特征点２，比功优化模式下的循　环压比过大，使压气机级数超过１Ｏ级，需调整　工质成分或进一步增大额定转速以降低级数。　２）比功优化模式的工质摩尔流量略低于　效率优化模式，可减小管道与换热器的流通　面积。　３）比功优化模式的效率损失低于效率优　化模式的比功损失，因此可保证循环达到最大　比功的同时保证较高的循环效率。　４）比功优化模式的堆芯入口温度和涡轮　１１８Ｏ　出口温度较低，同时各节点压力降低，可降低对　管道和各部件材料强度要求，达到降低系统质　量的目的。　５）比功优化模式的回热器换热量较低，但　回热器两端平均温差较小，故回热器换热面积　仅略小于效率优化模式。在纯氦工质下，两种　模式换热面积之差最大，但差值仅为１　。　综合各项参数考虑，在空间布雷顿循环的　设计中，比功优化模式在减小系统体积、质量方　面较有优势，但具体设计参数取值仍需结合工　程实际要求。　参考文献：　［１］强文义，赵广播．关于我国发展空间核电源的建　议［ｃ］∥２００４中国核学会学术年会论文集．北　京：中国核学会，２００４：１２１—１２５．　［２］　杨启法，卢浩琳．空间核反应堆电源研究和应用　［Ｊ］．航天器工程，１９９７，１２（４）：ｌｌ一１４．　ＹＡＮＧ　Ｑｉｆａ，ＬＵ　Ｈａｏｌｉｎ．Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｐａｃｅ　ｎｕｃｌｅａｒ　ｐｏｗｅｒ　ｓｏｕｒｃｅ［Ｊ］．Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒ—　ｉｎｇ，１９９７，１２（４）：１１－１４（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）．　［３］符晓铭，王捷．高温气冷堆在我国的发展综述　［Ｊ］．现代电力，２００６，１０（５）：７０—７５．　ＦＵ　Ｘｉａｏｍｉｎｇ，ＷＡＮＧ　Ｊｉｅ．Ｒｅｖｉｅｗ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｄｅｖｅｌ—　ｏｐｍｅｎｔ　ｏｆ　ｈｉｇｈ　ｔｅｎｉｐｅｒａｔｕｒｅ　ｇａｓ　ｃｏｏｌｅｄ　ｒｅａｃｔｏｒ　ｉｎ　Ｃｈｉｎａ［Ｊ］．Ｍｏｄｅｒｎ　Ｅｌｅｃｔｒｉｃ　Ｐｏｗｅｒ，２００６，１０（５）：　７Ｏ一７５（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）．　［４］李文峰，张天平．深空探测核电推进技术发展　［ｃ］∥中国宇航学会深空探测技术专业委员会学　术年会暨８６３计划“深空探测与空间实验技术”　重大项目学术研讨会论文集．北京：中国宇航学　会，１９９８：４４６—４５０．　［５２王捷．高温气冷堆氦气透平循环热工特性的初　步研究ＥＪ］．高技术通讯，２００２，１２（９）：９１—９５．　ＷＡＮＧ　Ｊｉｅ．Ｐｒｅｌｉｍｉｎａｒｙ　ｓｔｕｄｙ　ｏｎ　ｔｈｅｒｍａｌ　ｆｅａ—　ｔｕｒｅｓ　ｆｏｒ　ｈｉｇｈ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｇａｓ　ｃｏｏｌｅｄ　ｒｅａｃｔｏｒ　ｇａｓ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｃｙｃｌｅ［Ｊ］．Ｈｉｇｈ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　Ｌｅｔｔｅｒｓ，　２００２，１２（９）：９１－９５（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）．　［６］　ＭＯＨＡＭＥＤ　Ｓ　Ｅ　Ｇ，ＴＯＵＲＮＩＥＲ　Ｊ　Ｍ．Ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ　ｏｆ　ｎｏｂｌｅ　ｇａｓ　ｂｉｎａｒｙ　ｍｉｘｔｕｒｅｓ　ｆｏｒ　Ｂｒａｙｔｏｎ　ｓｐａｃｅ　ｎｕｃｌｅａｒ　ｐｏｗｅｒ　ｓｙｓｔｅｍｓ［Ｃ］ｆ　４　Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ　Ｅｎ—　原子能科学技术　第５１卷　ｅｒｇｙ　Ｃｏｎｖｅｒｓｉｏｎ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｅｘ—　ｈｉｂｉｔ（ＩＥＣＥＣ）．Ｓａｎ　Ｄｉｅｇｏ，ＵＳ：ＡＩＡＡ，２００６．　Ｅ７］ＸＵ　Ｙｕａｎｈｕｉ．ＺＵＯ　Ｋａｉｆｅｎ．Ｏｖｅｒｖｉｅｗ　ｏｆ　ｔｈｅ　１　Ｏ　ＭＷ　Ｈｉｇｈ　Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　Ｇａｓ　Ｃｏｏｌｅｄ　Ｒｅａｃｔｏｒ－　ｔｅｓｔ　ｍｏｄｕｌｅ　ｐｒｏｊｅｃｔ［Ｊ］．Ｎｕｃｌｅａｒ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　ａｎｄ　Ｄｅｓｉｇｎ，２００２，２１８（１－３）：１３—２３．　［８］顾义华．高温气冷堆气体透平循环及透平压气　机基本特性研究［Ｄ］．北京：清华大学，２００３．　－１９］任放森，杨小勇．高温气冷堆氦气透平循环工质　的热物性［Ｊ］．汽轮机技术，２００６，４８（２）：９３—９４．　ＲＥＮ　Ｑｉｓｅｎ，ＹＡＮＧ　Ｘｉａｏｙｏｎｇ．Ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃａｌ　ｐｒｏｐｅｒｔｙ　ｏｆ　ｗｏｒｋｉｎｇ　ｆｌｕｉｄ　ｏｆ　ｈｉｇｈ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｇａｓ—ｃｏｏｌｅｄ　ｒｅａｃｔｏｒ　ｈｅｌｉｕｍ　ｇａｓ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｃｙｃｌｅ［Ｊ］．　Ｔｕｒｂｉｎｅ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００６，４８（２）：９３　９４（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）．　［１Ｏ］Ｍ０ＨＡＭＥＤ　Ｓ　Ｅ　Ｇ，Ｔ０ｕＲＮＩＥＲ　Ｊ　Ｍ．Ｎｏｂｌｅ　ｇａｓ，ｂｉｎａｒｙ　ｍｉｘｔｕｒｅｓ　ｆｏｒ　ｃｏｍｍｅｒｃｉａｌ　ｇａｓ—ｃｏｏｌｅｄ　ｒｅａｃｔｏｒ　ｐｏｗｅｒ　ｐｌａｎｔｓ［Ｊ］．Ｇｅｎｋ，２００８，２３８（６）：　１　３５３—１　３７２．　［１１］ＣＯＨＥＮ　Ｈ，ＲＯＧＥＲＳ　Ｇ　Ｆ　ｃ，ＳＡＲＡＶＡＮＡ—　ＭＵＴＴＯＯ　Ｈ　Ｉ　Ｈ．Ｇａｓ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｔｈｅｏｒｙ［Ｍ］．３ｒｄ　ｅｄ．Ｎｅｗ　Ｙｏｒｋ：Ｌｏｎｇｍａｎ　Ｓｃｉｅｎｔｉｆｉｃ＆Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ，　１９８７．　［１２］ＭＯＨＡＭＥＤ　Ｓ　Ｅ　Ｇ，ＴＯＵＲＮＩＥＲ　Ｊ　Ｍ．Ｎｏｂｌｅ—　ｇａｓ　ｂｉｎａｒｙ　ｍｉｘｔｕｒｅｓ　ｆｏｒ　ｃｌｏｓｅｄ　Ｂｒａｙｔｏｎ　ｃｙｃｌｅ　ｓｐａｃｅ　ｒｅａｃｔｏｒ　ｐｏｗｅｒ　ｓｙｓｔｅｍｓ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｐｒｏ　ｐｕｌｓｉｏｎ　ａｎｄ　Ｐｏｗｅｒ，２００７，８：８６３—８７３．　［１３］Ｍ０ＨＡＭＥＤ　Ｓ　Ｅ　Ｇ，ＴＯＵＲＮＩＥＲ　Ｊ　Ｍ．Ｂｅｓｔ　ｅｓ—　ｔｉｍａｔｅｓ　ｏｆ　ｂｉｎａｒｙ　ｇａｓ　ｍｉｘｔｕｒｅｓ　ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ　ｆｏｒ　ｃｌｏｓｅｄ　Ｂｒａｙｔｏｎ　ｃｙｃｌｅ　ｓｐａｃｅ　ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ［ｃ］∥４　Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ　Ｅｎｅｒｇｙ　Ｃｏｎｖｅｒｓｉｏｎ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｅｘｈｉｂｉｔ．Ｓａｎ　Ｄｉｅｇｏ，Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ：　ＡＩＡＡ，２００６：１－１４．　［１４］龙艳丽．高负荷氦气压气机气动设计及性能研　究［Ｄ］．哈尔滨：哈尔滨工程大学，２０１２．　［１５］尹红顺，营志鹏．航空发动机压气机设计技术发　展探讨［Ｊ］．环球飞行，２０１３，９（１２）：６８　７１．　ＹＩＮ　Ｈｏｎｇｓｈｕｎ，ＹＩＮＧ　Ｚｈｉｐｅｎｇ．Ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ　ｏｆ　ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ　ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ　ｄｅｓｉｇｎ　ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　ｄｅｖｅｌ　ｏｐｍｅｎｔ［Ｊ２．Ｗｏｒｌｄ　Ｆｌｉｇｈｔ，２０１３，９（１２）：６８—７１　（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）．