輕小型再入飛行器發(fā)展研究

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

人類探索太空的腳步已超越地球空間逐步向深空邁進，并且探索的方式也逐漸由最初的遙感探測，逐步發(fā)展至著陸探測及取樣返回。其中，取樣返回探測作為深空探測的高級階段，能夠將目標天體物質帶回地球進行更深入研究，因此對于深空探測具有重要意義，是其它探測方式無法取代的。

自20世紀50—60年代以來，美國與蘇聯(lián)分別提出了各自的月球探測計劃，并實現(xiàn)了月球采樣返回；20世紀90年代美、日等國家又先后啟動了彗塵、太陽風、小行星等深空探測取樣返回等計劃，并于2004—2010年期間先后實現(xiàn)了樣品取樣返回［1-3］。與近地軌道返回器相比，上述深空再入返回器的任務具有再入速度高（一般大于第一宇宙速度［1-3］）、任務周期長（數年）等特點，并且返回器將伴隨探測器經歷整個探測任務周期。因此為了控制返回器的質量與尺寸規(guī)模，均采用了輕小型化設計，以降低任務成本。

我國自20世紀70年代以來，已成功發(fā)射并回收了22顆返回式衛(wèi)星與多艘載人飛船，表明我國已經掌握了近地軌道航天器返回技術。正在實施的月球探測工程，分為“繞、落、回”三個無人月球探測的發(fā)展階段，其中嫦娥一號～三號探測器已經順利完成繞月和落月任務。探月三期工程以突破在月面上采集樣品技術、返回器高速再入地球技術，以及開展相關科學探測、采集并返回樣品等為總目標，作為我國重大科技專項，探月三期工程為再入返回技術的發(fā)展提供了新的機遇。隨著我國深空探測工程的進展，進一步探測太陽系內行星與小行星的任務也將逐步提上日程，包括有小行星取樣返回、火星取樣返回等，對這些天體的采樣返回任務要求輕小型深空高速再入返回技術取得進一步突破。

本文概述了星塵號（Stardust）、起源號（Genesis）和隼鳥號（Hayabusa）深空高速再入返回飛行器再入任務的特點及設計情況，在此基礎上分析了我國開展輕小型再入飛行器研究的需求，梳理了相關的關鍵技術，并給出后續(xù)發(fā)展規(guī)劃與建議。

2 國外輕小型再入飛行器概況

以下分別選取了截至目前已經實施飛行試驗的3個輕小型彈道式返回的返回艙進行介紹，包括美國的星塵號、起源號及日本的隼鳥號。

2.1 星塵號返回艙

星塵號探測器任務是美國NASA 噴氣推進實驗室（JPL）的一項行星際探測任務。2006年1月15日，星塵號探測器返回艙成功著陸在猶他州的試驗著陸區(qū)（UTTR）。星塵號探測任務實現(xiàn)了首次收集彗星塵埃并將樣品返回地球，也是繼阿波羅計劃以后美國第二個取回地外天體物質樣品的項目。星塵號探測器采用由洛馬（Lockheed Martin）公司開發(fā)的空間探測器（Space Probe）平臺，主結構長0.66m，寬0.66m，高1.7m。探測器發(fā)射質量385kg，其中主體質量254kg，返回艙質量46kg。

1）氣動外形及氣動特性

星塵號返回艙外形如圖1所示［4］。返回艙的前端為60°半錐角圓錐形，后端為被截平的30°錐臺。整艙直徑為0.811m，高度0.499m。

圖1 星塵號返回艙氣動外形Fig.1 Schematic of Stardust return capsule

（1）高穩(wěn)定問題

高空稀薄流區(qū)，在高再入速度、小尺寸及小轉動慣量特性的共同作用下，飛行器靜穩(wěn)定裕度低，容易導致大的再入攻角，極限情況可能進入倒向穩(wěn)定狀態(tài)，危及再入任務安全。盡管相關研究結果表明，通過將返回器的質心前移可以解決這一問題［5］，但在工程上很難實現(xiàn)，最后通過把自旋速度由原來的5r／min提高至16r／min最終使問題大為改善［6］。

（2）動穩(wěn)定問題

星塵號返回艙在馬赫數（Ma）為1.2～2.8區(qū)域內小攻角范圍是動不穩(wěn)定的，而大攻角范圍是動穩(wěn)定的［7］，返回艙會產生震蕩幅度25°～30°的極限環(huán)。

2）防熱設計

星塵號再入過程飛行的峰值熱流密度12MW／m2，總加熱量約為360 MJ／m2。受質量限制，星塵號前端熱防護罩沒有采用傳統(tǒng)的熱防護復合石炭材料，設計開發(fā)了輕型酚醛浸漬碳纖維燒蝕材料PICA（密度約為0.27g／cm3）熱防護材料，防熱層厚度58.4mm。該材料由美國NASA 艾姆斯研究中心（Ames Research Center）研制，通過了18 MW／m2的熱防護試驗考核。樣品返回艙后端應用了洛馬公司的燒蝕材料SLA-561V。該材料曾在海盜號（Viking）、火星探路者（MarsPathfinder）等火星探測任務和航天飛機上得到應用。

3）傘系系統(tǒng)

星塵號返回艙降落傘系統(tǒng)包括降落傘控制裝置、降落傘及傘艙。降落傘控制裝置包括彈傘筒和引導開傘裝置，在降落傘艙外面有一個蓄氣筒用來增壓彈射筒彈出引導開傘裝置，引導開傘裝置彈出而帶出主傘傘包；降落傘包括減速傘和主傘，減速傘為名義直徑0.58 m 的盤縫帶傘，主傘為名義直徑7.3m 的錐形帶條傘，完全打開后傘繩長度約5.2m；傘艙為直徑16.51cm、高15.24cm 的容器。在再入和下降階段，大氣壓力傳感器將提供降落傘開傘時間所需要的必要信息。

4）再入過程

起源號返回艙再入飛行過程如圖2所示。在再入前4h，探測器服務平臺姿態(tài)機動，為樣品返回艙建立適當的再入姿態(tài)，并起旋至13.5～16r／min。分離后返回艙自由滑行，直至進入大氣層。進入大氣層時刻（地面高度125km）返回艙的再入角約為-8.2°，速度12.8 km／s。進入大氣層飛行后0.9min、距海平面高度61km，返回艙經歷峰值熱流環(huán)境。再入后1min、距海平面高度53km，返回艙達到峰值過載，約為40gn。

下降期間返回艙利用1個過載開關和2個計時器實現(xiàn)開啟減速傘和主傘。再入后1.9min過載開關敏感到返回艙過載降低至3gn（高度約為36km），減速傘計時器啟動計時，15.04s后開啟減速傘，此時返回艙平均海平面高度約為32km，馬赫數約為1.37。在主傘計時器計時350.6s后返回艙打開主傘，此時返回艙平均海平面高度3.1km，地面高度1.8km，馬赫數為0.16。最終返回艙以3.9m／s的速度著陸。

圖2 星塵號返回艙再入飛行過程示意圖Fig.2 Reentry process of Stardust return capsule

2.2 起源號返回艙

起源號探測器是美國NASA 發(fā)現(xiàn)（Discovery）計劃一部分，用于在日地平衡點L1 處采集太陽風塵微粒并返回地球。2004年9月8日，起源號樣品返回艙在第二宇宙速度下，以彈道式再入方式返回地球，著陸區(qū)為位于美國猶他州西北部的空軍試驗訓練場（Utah Test and Training Range，UTTR）。由于加速度開關安裝錯誤，降落傘未能及時打開，造成樣品返回艙摔壞。

1）氣動外形及氣動特性

起源號返回艙氣動外形與尺寸［8］如圖3所示。返回艙的前端與星塵號返回艙相似，但后端呈雙錐構型，其中第一個錐截面的倒錐角為20°，第二個錐截面的倒錐角為61.6°。整艙直徑為1.52 m，高度0.964m。質量200kg。

圖3 起源號返回艙外形尺寸示意圖Fig.3 Schematic of Genesis return capsule

由于起源號與星塵號的外形形似，大底均為60°的球錐外形，因此起源號和星塵號的很多氣動數據庫是共用的，但由于兩者后體外形不同，星塵號為30°錐角的單錐形式，而起源號為雙錐形式，因此兩者的氣動特性不完全一致。經氣動研究，在對高超聲速連續(xù)流區(qū)，起源號完全繼承了星塵號的氣動數據庫，在自由分子流區(qū)和亞、跨、超聲速區(qū)域，對氣動特性數據差異性進行了修訂［2］。

在動穩(wěn)定性方面，地面試驗表明［9］：返回艙在馬赫數2.5以下，攻角15°以上仍然是動不穩(wěn)定的，最大振蕩幅度高達40°；在高超聲速范圍返回艙是動態(tài)穩(wěn)定的。

2）防熱設計

起源號返回艙再入過程駐點的峰值熱流約6MW／m2。前端熱防護罩熱防護層采用了碳-碳材料，該防熱材料首次應用于進入任務，因此進行了5次電弧風洞燒蝕驗證試驗。返回艙后罩熱防護層也采用了SLA-561V材料，能夠承受標稱值0.24MW／m2的峰值熱流，并且通過了電弧驗證試驗。

3）傘系系統(tǒng)

起源號返回艙的傘降設備采用兩級降落傘減速裝置，降落傘系統(tǒng)由1頂減速傘和1頂主傘組成，減速傘為名義直徑2.03 m 的錐形帶傘，主傘為弦長3.1m、展長10.5m 的翼傘。開傘過程如圖4所示。

圖4 起源號返回艙降落傘展開過程示意圖Fig.4 Sketch of the Genesis parachute deploy

4）再入過程

在高度為65 896km 處，返回艙以0.914m／s的速度與平臺分離，分離后返回艙自由滑行，直至進入大氣層。返回艙進入地球大氣層時（高度125km）的自旋角速度為15r／min，再入角約為-8.0°，速度11km／s。進入大氣層飛行后59s、距海平面60km，返回艙經歷了峰值熱流環(huán)境；再入后70s、距海平面52km，再入過載達到27gn峰值。

與星塵號返回艙相同，下降期間起源號返回艙利用1個過載開關和2個計時器實現(xiàn)開啟減速傘和主傘。再入后2min1s，再入過載降低至3gn（高度約為35km），過載開關接通并氣動計時，5.6s后開減速傘，此時返回艙平均海平面高度約為33km，馬赫數約為1.8。在主傘計時器計時260s后返回艙打開主傘，此時返回艙平均海平面高度7.4km，馬赫數為0.15。返回艙的設計著陸速度為4.5m／s。

圖5 起源號返回艙再入過程的飛行時間序列計劃Fig.5 EDL process of Genesis return capsule

2.3 隼鳥號返回艙

隼鳥計劃（Hayabusa，又稱MUSE-C）是日本首個帶有返回任務的深空探測計劃，其主要任務是在具有微重力的糸川（Itokawa）小行星上著陸，進行采樣并返回地球。

隼鳥號探測器于2003年5月9日發(fā)射升空，2005年9月，探測器與Itokawa小行星交會，并在飛行至距離小行星表面小于20km 處時進行觀測，隨后在小行星表面采集樣品。由于隼鳥號探測器在軌飛行過程中出現(xiàn)了一系列故障，包括姿態(tài)控制裝置反作用輪故障、化學推進燃料泄漏和蓄電池喪失功能等，探測器未能按照原定計劃在2007年6月返回。通過搶救操作，2010年6月14日，隼鳥號樣品返回艙在第二宇宙速度下，以彈道式再入方式返回地球。

1）氣動外形及氣動特性

隼鳥號返回艙大底是45°半錐角的球錐，直徑為40cm。在高超聲速連續(xù)流區(qū)，返回艙在20°攻角下的軸向力系數約為1.05，法向力系數約為0.45。計算結果表明，返回艙在高空自由分子流區(qū)以及部分過渡流區(qū)存在靜不穩(wěn)定現(xiàn)象［10］，如果不采取措施將無法維持再入姿態(tài)，需要采取自旋穩(wěn)定的形式才能夠克服該現(xiàn)象。

2）防熱設計

隼鳥號返回艙采用彈道式再入，駐點熱流密度峰值10 MW／m2。防熱大底和倒錐均采用碳／酚醛防熱材料，防熱大底防熱層厚度為30 mm，倒錐防熱層厚度為20mm。

3）傘系系統(tǒng)

隼鳥號返回艙的進入減速著陸系統(tǒng)采用的是一級降落傘減速裝置，無引導傘和減速傘。降落傘系統(tǒng)由一個名義直徑為2.86 m 的主傘組成，主傘為十字型傘。

4）再入過程

2010年6月13日10時54分（協(xié)調世界時，UTC），返回艙與隼鳥號平臺艙分離，13時51分返回艙進入大氣層，飛行速度約為12km／s，再入角為12.35°。在高度10km 時（馬赫數約0.8）返回艙拋傘艙蓋，同時拋防熱大底，當防熱大底與儀器裝置分離時主傘打開。返回艙最終以8～10 m／s的速度著陸。

圖6 隼鳥號返回艙氣動外形Fig.6 Schematic of Hayabusa return capsule

2.4 任務特點

表1列出了星辰號、起源號和隼鳥號返回艙的部分主要設計參數。

表1 三返回艙主要設計參數Table 1 Key parameters of the three capsules

根據表1所示，比較星塵號、起源號和隼鳥號的返回器任務特點，可以得出如下共同點：

（1）返回器尺寸和質量規(guī)模均較小。由于深空探測任務持續(xù)時間長達數月甚至是數年，而返回飛行器需經歷探測任務整個過程，因此其實現(xiàn)輕小型化對于降低整個系統(tǒng)的規(guī)模有重要意義。針對嚴格的質量限制要求，返回器在滿足樣品存儲條件的基礎上，盡可能提高設備的集成度，實現(xiàn)系統(tǒng)輕小型化。

（2）深空探測返回飛行器再入地球的速度要遠高于近地軌道再入返回飛行器，速度范圍一般在10～13km／s間。

（3）深空無人采樣返回器普遍采用彈道式再入方式。雖然彈道式再入會產生較大的峰值熱流密度與峰值過載，但簡化了返回艙系統(tǒng)配置，有利于實現(xiàn)輕小型化。

（4）深空取樣返回器氣動外形普遍采用大鈍頭的球錐外形，大底半錐角通常在45°～60°之間，后殼可根據艙內裝載需求采用單錐或雙錐形式。此類外形具有氣動阻力大（外形阻力系數通常大于1）、后體熱流密度小等特點，有利于提高返回器的減速效率。但此類外形在高空稀薄區(qū)往往存在靜不穩(wěn)定，可通過使返回器自旋再入解決。

（5）一般采用超聲速開傘方式。由于大鈍體飛行器外形在跨聲速和低超聲速區(qū)域普遍存在小攻角的動不穩(wěn)定現(xiàn)象，且返回器質量較小，因此可以通過超聲速開傘設計避免進入嚴重的動不穩(wěn)定狀態(tài)。

（6）熱防護系統(tǒng)均選用了耐高熱流、傳熱慢的低密度防隔熱材料，防熱材料為燒蝕型。對于大鈍頭球錐組合外形的返回艙，防熱結構主要集中在迎風大底位置，而過肩部以后防熱質量很小。

3 我國輕小型再入返回器技術需求及思考

3.1 我國輕小型化深空高速再入返回飛行器發(fā)展需求分析

（1）高速再入返回氣動技術。以接近甚至高于第二宇宙速度采用彈道式再入方式再入返回，是輕小型高速再入返回飛行器主要特點。出于輕質化和高減速效率考慮，輕小型高速再入返回器氣動外形一般為長細比較?。?.5左右）的短鈍體，在再入初期過渡流區(qū)往往存在輕微的靜不穩(wěn)定現(xiàn)象；高速高溫環(huán)境帶來熱流密度峰值很高，而輕質化要求不允許防熱結構留有很大余量，因此需要對熱環(huán)境精確預測以為防熱設計提供合理輸入；高速彈道式再入對地面氣動設計數據精度要求更高，需要充分預測計算／試驗誤差、防熱材料不均勻燒蝕及質心變化等對飛行器配平氣動特性帶來的偏差。

（2）輕小型高速再入返回熱防護技術。國外輕小型深空探測高速返回器再入最高熱流密度基本在10 MW／m2以上，其熱防護系統(tǒng)均針對返回飛行器的熱環(huán)境特點研制了耐高溫、耐沖刷的超低密度防熱材料（0.24～0.497g／cm3），且結構上采用了燒蝕／隔熱／承力結構一體化的設計方案，使防熱結構兼具隔熱和承力功能，或在燒蝕與承力結構間采用夾層設計實現(xiàn)隔熱效果。由此，我國輕小型高速再入返回飛行器能夠實現(xiàn)相當小的質量規(guī)模。

（3）超聲速降落傘回收技術。選用倒錐體外形的輕小型高速再入返回器在亞跨聲速階段普遍存在動不穩(wěn)定，同時由于彈道式再入方式下返回器沒有姿態(tài)調整控制能力，所以在亞跨聲速階段會出現(xiàn)較大的姿態(tài)振蕩，如果采用常規(guī)的亞聲速開傘方式，整個返回器將無法完全保證降落傘的開傘姿態(tài)，進而影響回收的安全性。為了確保返回器的末段減速順利安全進行，需考慮超聲速減速傘加主傘的回收方案。超聲速減速傘主要用于改善超聲速至亞聲速段的氣動穩(wěn)定性，為主傘提供較好的開傘姿態(tài)，在超聲速減速傘設計時，超聲速區(qū)的氣動穩(wěn)定性、阻力特性和適應輕小型任務的傘系輕小型化設計是難點也是關鍵點。此外，對于超聲速減速傘的控制，以及傘系的仿真和試驗驗證等也是當前降落傘設計面臨的新問題，需要開展專項研究。

（4）輕小型機構與綜合電子技術。與近地軌道返回器相比，深空再入返回器再入速度高，同時針對無人采樣返回任務，返回器經歷整個探測任務周期，因此都需要嚴格控制返回器的質量與尺寸規(guī)模，盡量實現(xiàn)輕小型化。根據返回器的一般質量分配比例，除防熱系統(tǒng)外，返回器機構與電子設備的輕小型設計是實現(xiàn)整器輕小型化的重要因素。深空再入返回器的另一個特點，是在軌飛行時間長，因此對返回器電子設備等提出了高可靠性要求。

3.2 我國開展輕小型再入返回器的思考和建議

（1）加強新型氣動外形設計與優(yōu)化研究。目前國內氣動外形設計技術基礎仍顯薄弱，應盡快開展返回器氣動外形的多目標、多約束優(yōu)化方法研究，結合返回器再入任務約束以及對氣動特性的要求，進行氣動選型及多目標氣動外形優(yōu)化工作；積極開展氣動數據的不確定度確定方法研究，提高氣動數據的可靠性；對于氣動熱環(huán)境的高精度預測方面，需要著重對湍流、化學反應等對熱環(huán)境的影響進行深入研究。

（2）開展輕型防熱結構研究。研制更低密度抗燒蝕防熱材料，同時改進現(xiàn)有防熱結構方案，研究一體化防熱結構的技術可行性，重點突破高低溫交變、耐高熱流、低導熱系數的燒蝕材料，以及防熱材料的燒蝕-傳熱耦合分析方法。同時強化地面試驗，開展燒蝕機理建模分析。

（3）開展超聲速回收技術研究，尤其是超聲速降落傘傘形的設計與優(yōu)化，以及超聲速開傘控制方式研究。著重突破降落傘三維流固耦合仿真技術，考慮深空探測返回任務需求，分析確定傘衣材料類型；多方案比較環(huán)帆傘、盤縫帶傘等不同傘型針對超聲速高空開傘任務的適應性；開傘控制方法的設計，需要考慮到再入彈道的所有包絡，即包括標稱再入彈道和各種偏差彈道，同時還要考慮到可供選擇的控制方法與具體實施的控制部件，確保整個減速系統(tǒng)在開傘后的各種工作狀態(tài)下，所有的程序動作均能及時、可靠地完成。

（4）充分利用搭載機會開展飛行演示驗證。輕小型高速再入返回器質量較小，搭載相對簡單，應充分利用搭載機會開展飛行演示驗證，獲取實際再入飛行數據，用以驗證氣動外形適應性、氣動力熱數據準確度，驗證熱防護系統(tǒng)的力熱環(huán)境承載能力。

4 結束語

深空再入返回相比近地軌道返回再入速度更高，同時針對無人采樣返回任務，返回器要經歷整個探測任務周期，需要控制返回器的質量與尺寸規(guī)模，盡量實現(xiàn)返回艙的輕小型化，這些給返回器的彈道設計、結構和防熱設計等帶來了更大的挑戰(zhàn)。本文調研了星塵號、起源號和隼鳥號3個典型深空高速再入返回器的情況及技術特點，在此基礎上分析了我國開展輕小型再入返回器研究的技術需求，指出應在高速再入返回氣動技術、輕小型高速再入返回熱防護技術、超聲速降落傘回收技術、輕小型機構和綜合電子技術等方面進行前期技術儲備，為日后我國輕小型再入返回器的設計進行技術積累。

（References）

［1］Martin W L，Bobby G W，Williard E B，et al.Genesis mission design，AIAA-98-4468［R］.Washington D.C.：AIAA，1998

［2］Desai P N，Cheatwood F M.Entry dispersion analysis for the Genesis sample return capsule［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（3）：345-350

［3］Yasuhiro Morita，Jun’ichiro Kawaguchi，Yoshifumi Inatani，et al.Development status of the high-speed reentry system-dash［J］.Acta Astronautica，2003，53：971-981

［4］Prasun N Desai，Daniel T Lyons，Jeff Tooley.et al.Entry，descent，and landing operations analysis for the Stardust entry capsule［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2008，45（6）：1262-1268

［5］Richard G W，Robert A M，James N M.Low density aerodynamics of the Stardust sample return capsule，AIAA 97-2510［R］.Washington D.C.：AIAA，1997

［6］Mitcheltree R A，Wilmoth R G，Cheatwood F M.Aerodynamic of Stardust sample return capsule，AIAA 97-2304［R］.Washington D.C.：AIAA，1997

［7］Chapman G T.Transonic and low supersonic static and dynamic aerodynamic characteristics of the Stardust sample return capsule，AIAA 99-16833［R］.Washington D.C.：AIAA，1999

［8］Martin W L，Bobby G W，Williard E B，et al.Genesis mission design，AIAA 98-4468［R］.Washington D.C.：AIAA，1998

［9］Cheatwood F M，Winchenbach G L，Hathaway W.Dynamic stability testing of the Genesis sample return capsule，AIAA 2000-1009［R］.Washington D.C.：AIAA，2000

［10］Kazuhisa Fujita，Yoshifumi Inatani，Kojyu Hiraki.Assessment of dynamic stability of Muses-C capsule in hypersonic rarefied regime，AIAA 2003-3893［R］.Washington D.C.：AIAA，2003