伴随太空探测任务的不断发展和核反应堆技术的不断进步,以化学能和太阳能为电能的空间装置逐渐不能满足太空探测任务的要求。空间核电源与化学能电源和太阳能电源相比,其功率可以大大提升,并且装置可靠性更高。核电源的热电转换部分,按照有无动态部件可以分成静态转换和动态转换。核电推进方式能够大大降低推进剂的使用量,结构质量更小,寿命更长,并且对航天器的振动更小,控性精度更高。本文针对热离子转换的空间核能系统进行了探讨,研究内容主要分为三部分:基于热离子热电转换的空间核电源,热排放系统和核电推进系统。在热离子热电转换的空间核电源部分,建立了热离子热电转换数理模型,在满足空间反应堆实际运行工况的基础上,对系统进行热力学计算,为性能分析与优化提供理论基础。建立热离子能量转换器模型和热离子与温差耦合转换模型,对其进行性能分析及优化。得到结论热离子热电转换核电源在发射极温度为2000K,接收极温度为950K,电极面积为660cm2时,系统的性能最佳,此时的输出功率是1970W,效率是21%;耦合转换发射极温度为2000K,接收极温度为1100K,冷端温度为700K时,系统输出功率和效率最大。此时的输出功率为2443W,效率为27.4%。在热排放系统部分,由于散热器将产生的废热通过热辐射的方式直接排向外部空间,并且在整个系统中散热器占有很重的一部分质量。本文设计了一种新的热管散热器结构形式,对其进行数学物理模型分析,对散热器进行了模拟分析与优化。分别分析了设计电功率为100k W和1MW的情况下,不同参数对散热器性能的影响。得出结论在设计电功率为100k W时,散热器的进口温度为950K,进口流速为1.3m/s时散热器的面积和质量最小。在设计电功率为1MW时,散热器的进口温度为950K,进口流速为1.3m/s时散热器的面积和质量最小,此时散热器材料对质量的影响更加明显。在电推进部分,针对1MW电功率和100k W电功率的电能输入,设计了不同的霍尔推进系统。建立大功率霍尔推进器数学模型,确定了100k W电功率下的霍尔推进系统的干重为468kg,1MW电功率下的霍尔推进系统的干重为1619kg。研究推进剂质量流量对推进器的比冲、推力和达到一定速度增量所需要的时间的影响。对工作在双模式下的霍尔推进系统进行分析,分析不同模式下的不同参数对航天器飞行时间和获得速度增量的影响,为优化指明了方向。