航天器返回技術

航天器返回技術是以再入防熱技術、火箭回收技術和某些航空器回收技術為基礎逐步發展形成的。40年代末，美國和蘇聯競相利用 V-2導彈改裝成地球物理探測火箭，將科學探測儀器和試驗生物等發射到100公里以上的高度,然後回收到地面。此時再入速度較小，制動過載和氣動加熱還不成為問題。隨着導彈射程的增加，彈頭再入速度越來越大，氣動加熱問題日益嚴重。為此人們從彈頭外形到防熱材料開始進行系統的研究。1957年，蘇聯和美國相繼突破遠程導彈彈頭再入防熱的技術難關。1959年美國用降落傘完整地回收了洲際導彈的試驗彈頭，顯示了燒蝕防熱的有效性和應用氣動減速原理的可能性。50年代末，美國和蘇聯積極開展衞星返回技術的研究。1960年至1961年初，美國的“發現者”號衞星和蘇聯的衞星式飛船先後成功地返回地面。至此，從環地軌道返回的技術基本成熟，為載人航天奠定了基礎。1961年 4月12日蘇聯“東方”號飛船成功返回，揭開了載人航天的新紀元。美國在取得“水星”號飛船彈道式返回成功之後，開展了升力彈道式也稱半彈道式返回技術的研究。1965年美國“雙子星座”號飛船成功地進行了半彈道式返回技術試驗，大大提高了着陸精度，也為“阿波羅”號飛船月球返回技術奠定了基礎。1968年12月21日,“阿波羅”號飛船首次載3名航天員飛向月球，在繞月球飛行後安全返回地面。在此前後，蘇聯也在進行月球着陸和返回技術的研究,1970年9月蘇聯“月球”16號探測器的返回艙帶着月球土壤返回地面。1981年4月12日,美國“哥倫比亞”號航天飛機滑翔返回首次成功，開創了載人航天的又一新階段。

中國航天器返回技術是基於探空火箭回收技術和再入防熱技術發展起來的。自1959年起，中國開始研究火箭返回技術,取得進展,並在再入防熱技術方面獲得重要突破。1975年11月26日，中國第一顆返回型遙感衞星發射成功。衞星在軌道上正常運行3天后,按預定計劃返回地面。1976年、1978年、1982年、1983年和1984年，中國又接連5次成功地發射了返回型遙感衞星,並全部安全返回地面。中國遂成為世界上三個掌握人造地球衞星返回技術的國家之一。

航天器在軌道上的運動是在有心力場作用下基本上按天體力學規律的運動。改變運動速度可使航天器脱離原來的運行軌道轉入另一條軌道。若速度的變化使航天器轉入一條飛向地球並能進入大氣層的軌道，便有可能實現返回。航天器是應用變軌原理邁出返航第一步的。

航天器返回時重新進入地球大氣層，稱為再入。能夠耐受再入飛行環境的航天器又稱為再入航天器。再入航天器和再入彈頭統稱再入體。通常取80～120公里為開始再入的高度。航天器在這一高度上的速度叫再入速度。速度方向與當地水平方向的夾角叫再入角。航天器從環地軌道返回的再入速度在8公里/秒左右（視軌道高度而定）,從月球返回的再入速度接近11公里/秒，從行星返回的再入速度為13～21公里/秒（視具體行星而定）。

再入航天器進入大氣層後受到空氣阻力 (D)的作用，其方向與速度方向相反，大小與大氣密度 (ρ)、飛行速度(V)的平方以及表示再入體形狀特徵的阻力面積(CDA)成正比, 。地球大氣雖然稀薄（尤其是高層大氣），但如果再入體有較大的阻力面積，氣動阻力所產生的減速仍足以將其速度大大減小。至今再入航天器都是利用地球大氣層這一天然條件，應用氣動減速原理實現地面安全着陸的。

大氣減速會使再入航天器內人員和設備受到制動過載的作用。保證制動過載不超過人體或設備所能耐受的限度，也是實現返回的必要條件。大氣減速還使再入航天器受到加熱。當再入航天器以極高的速度穿過大氣層時，由於對前方空氣的猛烈壓縮和與之摩擦，航天器的速度急劇減小，它的一部分動能轉變為周圍空氣的熱能。這種熱能又以對流傳熱和激波輻射傳熱兩種形式部分地傳給航天器本身,使航天器表面温度急劇升高,形成氣動加熱。從月球或行星返回的航天器具有更大的能量，氣動加熱就更為嚴重。保持航天器一定的結構外形和防止乘員座艙過熱是實現返回的一個重要的技術關鍵。

對於在近地軌道上運行的航天器，最簡單的返回方法是利用地球高層稀薄大氣的微弱阻力使航天器運行軌道自然降低，然後進入稠密大氣層以實現返回，即所謂軌道衰減法返回或制動橢圓法返回。採用這種方法返回雖然簡單，但很難預計着陸時間和位置，而且需要很長的制動時間，因此這種方法只是在載人航天的初期，準備在發生故障無法實現航天器的強制返回時，作為一種備用的應急返回方案。實際上航天器返回是應用變軌的原理，強制航天器脱離原來運行軌道再入地球大氣層實現返回，即採用直接進入法返回。按照這種方法，航天器從外層空間返回地面須經歷離軌、過渡、再入和着陸4個階段（圖1）。

利用火箭發動機的衝量來改變航天器的運行速度，使它轉入一條能進入地球大氣層的過渡軌道，是最有效的強制離軌方法。具有變軌能力的航天器（如“哥倫比亞”號航天飛機、“阿波羅”號飛船、“聯盟”號飛船）直接由變軌發動機提供離軌衝量。無變軌能力的航天器（如“水星”號飛船、“雙子星座”號飛船、“東方”號飛船、“發現者”號衞星）則須有專門的制動火箭。制動火箭沿縱軸安裝在航天器上，使火箭的推力矢量與縱軸一致。先由姿態控制系統調整航天器的姿態，使其縱軸與當地水平面成一角度θ(稱制動角)，這時的縱軸方向稱為制動方向。制動火箭的推力沿制動方向作用一段時間，使航天器在這一方向上獲一附加速度ΔV。於是航天器的速度由V1轉變為V2,雖然V2與V1的量值變化不大，但方向的變化卻可使航天器脱離原來的運行軌道，轉入一條新的橢圓軌道。精確控制制動方向和制動火箭的衝量可以使航天器轉入的過渡軌道介於再入走廊的上下界之間，保證航天器安全再入大氣層。對於沒有再入機動能力的航天器，為了減小制動火箭推力方向偏差的影響，通常在航天器建立制動姿態後使它繞自身縱軸旋轉，以平衡推力方向偏差，減小對落點精度的影響（圖2）。 航天器返回技術

對於脱離環月軌道返回的航天器，須由變軌發動機在預定時刻將航天器加速到2.4公里/秒(月球逃逸速度)，使它在距地球38萬公里外就轉入一條向地球返航的過渡軌道。

從離開原運行軌道到進入大氣層為止，航天器在大氣層外沿過渡軌道返回時基本按天體力學規律運動。返回起點不同，航天器沿過渡軌道返回的航程長短也相差懸殊。從月球返回的航程長達40萬公里，歷時60小時。根據需要，航天器在途中可再次啓動變軌發動機修正軌道，以確保穿入再入走廊。環地軌道返回的過渡段較短，僅數百至數千公里，歷時幾分鐘至幾十分鐘，航天器不再作軌道修正，由離軌條件保證其安全返回。 　在過渡階段結束之前，旋轉穩定的返回艙需要消旋，以便返回艙利用氣動力穩定在防熱層迎流的狀態；具有姿態控制能力的返回艙則須調整到防熱端面朝前的姿態，為返回艙再入大氣層作好準備。航天飛機則以尾部朝前上方的姿態，由變軌發動機制動脱離環地軌道，在過渡段再由姿態控制系統將自身調頭,保持頭部朝前,以30°俯仰角的姿態再入大氣層。

再入航天器以宇宙速度進入大氣層將經受嚴酷的再入環境，但通過再入航天器氣動外形的合理設計和再入軌道控制，可以使航天器在再入大氣層過程中既達到減速目的，又保證制動過載和氣動加熱不超過允許的限度。按航天器氣動特性和軌道特徵，再入有彈道再入和升力再入兩種方式。

① 彈道再入：再入體進入大氣層(見返回軌道)運動時只產生阻力不產生升力，或雖產生升力但對升力大小和方向不加控制，這稱為彈道再入。採用這種再入方式的航天器稱為彈道式再入航天器。“東方”號飛船的返回艙為圓球體，“水星”號飛船的返回艙為鐘形，都是典型的彈道式再入航天器。彈道係數M/CDA(M為質量,CDA為阻力面積)是彈道式再入航天器物理特徵的綜合表示。它決定再入航天器經大氣減速所能達到的穩定下降速度（航天器所受的氣動阻力與其重力相等時的下降速度）。為達到較低的穩定下降速度，彈道式再入航天器應有較小的彈道係數。彈道再入的特點是：最大減速度主要由再入角、再入速度和大氣特徵所決定，幾乎與彈道係數無關。合理設計再入航天器可以使它具有較低的彈道係數,達到預定的穩定下降速度,而不影響最大制動過載值。最大制動過載可以通過再入速度和再入角來控制，使其不超過允許限度，但靠減小再入速度來控制最大制動過載是不現實的，因為這意味着航天器必須有大功率的反推火箭發動機和攜帶大量的推進劑。因此，最大制動過載只能靠改變再入角來加以控制。為使最大制動過載不超過人體所能耐受的限度(10g),以第一宇宙速度再入的載人飛船,必須以小於3°的再入角進入大氣層。無人航天器能承受大得多的制動過載(15g),其再入角相應可增大到6°。以第二宇宙速度進行彈道再入需要相當陡峭的再入角(大於5°),才不致使航天器躍出大氣層。這會帶來很大的制動過載，為人體所不能忍受。在再入速度確定的情況下，再入角不僅決定最大制動過載值，而且對制動過載的影響相當敏感，因此精確控制再入角就非常重要。為使再入航天器不致被氣動加熱所燒燬，首先需要儘量減少周圍熾熱氣體傳遞給航天器的熱量。這部分熱量取決於再入航天器周圍氣流的流動特徵，而流動特徵主要又取決於再入航天器的幾何形狀和飛行姿態。航天器的駐點熱流(q)與駐點區直徑(d)的平方根成反比，即 因此彈道式再入航天器（如返回艙）被設計成鈍頭和軸對稱旋成體外形，其迎風面一般是直徑相當大的球面的一部分。熱流還與飛行速度和高度有關。彈道再入是以急轉彎弧線下落，會出現很高的熱流峯值。但再入過程經歷的時間很短，因此傳遞給再入航天器的總熱量並不很多。在彈道係數和再入速度確定的情況下,熱流峯值和總加熱量的主要參數仍決定於再入角。通過再入航天器氣動外形的合理設計和再入角的選擇，可以使再入過程所產生熱量的98%～99%被耗散掉。但僅此1%～2%的熱量傳遞給再入航天器也會使駐點區温度升高到2000°C以上,足以引起再入航天器在空中解體並燒燬。因此,彈道式再入航天器須採用以燒蝕防熱為主的防熱結構，以保證再入航天器承力結構有足夠的強度和防止乘員座艙過熱。

② 升力再入：再入航天器進入大氣層運動時產生一定可控制的升力，稱升力再入。再入航天器在升力作用下會沿滑翔式軌道或跳躍式軌道滑行。緩和減速過程，延長能量轉換時間，能使最大制動過載減小和熱流峯值降低，但總加熱量則會增加。通過升力控制，再入航天器有一定機動能力，因而能提高落點精度，甚至可在預定場地水平着陸。使彈道式再入航天器（通常為軸對稱旋成體形）產生升力的最簡單的方法，是將其重心配置在離對稱軸很小的一段距離處。再入大氣層時，航天器便會產生一定的攻角（稱為配平攻角），相應地產生一定的升力。利用滾動控制系統改變再入體的傾角便能控制升力的方向,調整再入彈道。由此產生的升力(L)雖然僅是阻力(D)的一小部分，但足以減小最大制動過載,降低熱流峯值，補償再入條件的偏差，提高落點精度。升力與阻力的比值,即L/D稱升阻比。提高升阻比可以減小制動過載，降低熱流峯值，增大再入角範圍，加寬再入走廊，有利於再入過程。航天器返回艙採用重心偏置的方法能夠提高升阻比，例如“阿波羅”號飛船的升阻比靠這種方法提高到0.4,從而為載人月球飛行和安全返回（圖3 ）創造了必要的條件。從任一行星或從行星的衞星軌道返回時，再入地球大氣層的速度遠大於第二宇宙速度。以這樣高的速度再入的再入走廊，比以第二宇宙速度再入的再入走廊要狹窄得多。在這種情況下，唯有采用升力再入以加寬再入走廊的寬度才有利於應用導航和制導系統使航天器穿入預定的再入走廊，完成從行星的直接返回。依靠軸對稱再入體重心位置的偏置所能獲得的升力是有限的，升阻比L/D不可能大於0.5。這樣的升阻比還不能使再入航天器作較大範圍的機動滑翔,更不能水平着陸,因此這種低升阻比再入航天器又稱為升力彈道式航天器或半彈道式再入航天器。欲獲得更大的升力，則須將再入體的外形改成非軸對稱形，甚至設置機翼。採用一種形似飛機但無翼、僅有升力機體的再入航天器──升力體，能產生較大的升力，升阻比可提高到0.7～1.2，這樣的升力體能機動滑翔數百公里。航天飛機是形似飛機的有翼再入航天器,能產生相當高的升力,升阻比達到1.3～3.0。它再入大氣層後能機動滑翔數千公里，可在廣闊的範圍內選擇着陸場地，並像普通飛機那樣在跑道上水平着陸。 航天器返回技術

航天器返回技術(3張)

作為彈道式或半彈道式再入航天器的返回艙，經再入氣動減速後，在下降到20公里以下的高度時達到穩定下降速度。如果不進一步採取減速措施，返回艙將以150～200米/秒的穩定下降速度衝向地面,這是不能允許的。為此，返回艙必須有回收系統，逐級展開氣動力減速裝置(如降落傘)，使返回艙進一步減速，直至以一定速度垂直下降，安全着陸或濺落（圖4 ） 。

航天飛機具有相當大的機動滑翔能力，亞音速氣動力特性能使它在預定場地的跑道上水平着陸。水平着陸是多次重複使用的航天飛機的先決條件。

返回方式分類 　航天器返回按技術特點分為彈道式返回、半彈道式返回和滑翔式返回三類。

關鍵技術 　返回技術是複雜的綜合性技術。為使航天器安全返回和準時定點着陸，返回控制和制導、再入防熱、回收和着陸是返回的關鍵技術。

航天器進行彈道式再入時返回軌道由離軌條件決定,中途無法修正,因此返回控制主要是制動方向的控制和反推火箭點火時間的控制。制動方向直接決定再入角大小，從而影響再入制動過載和氣動加熱。制動方向是由航天器姿態控制系統控制的。反推火箭點火時間直接影響返回艙的落點位置，例如在近地軌道上反推火箭點火時間相差 1秒會使返回艙的落點位置相差約 9公里。反推火箭點火由地面測控站直接遙控，或按預先注入的程序直接控制。對於載人飛船，航天員的手動控制可作為返回控制的預備的或主要的控制方式。航天器作升力再入，除離軌控制外還需要在大氣層飛行中控制升力。半彈道式再入航天器通過重心偏置以一定配平攻角飛行而產生升力，又通過滾動控制改變升力方向，從而具有一定機動能力。航天飛機再入大氣層後，靠姿態控制系統控制俯仰和滾動產生升力並改變升力方向，因而有較強的機動能力，能在幾千公里範圍內作機動飛行，選擇最佳的再入路線。在航天飛機下降到25公里高度以下時,姿態控制系統完全停止工作,改用氣動控制的方法，繼續控制高度、速度、飛行路線、航向、側向距離等參數，使航天飛機在預定場地水平着陸。航天器從月球返回，除離軌控制外，在返航途中須進行幾次軌道修正，以便穿入再入走廊，繼而靠升力控制沿滑翔式軌道或跳躍式軌道返回。

為了在再入的劇烈加熱環境中維持結構的穩定和防止有效載荷艙或乘員座艙過熱，再入航天器備有再入防熱系統。根據再入環境的不同，彈道式、半彈道式再入航天器採用以燒蝕防熱為主的防熱系統；航天飛機採用以輻射防熱為主的防熱系統。防熱系統的重量約佔彈道式、半彈道式再入航天器總重量的12%，佔有翼再入航天器總重量的19%，直接影響再入航天器的性能，因此研製效率高、重量輕、能多次重複使用的再入防熱系統，是返回技術的一大關鍵（見航天器熱控制、再入防熱結構）。

彈道式、半彈道式再入航天器須由回收系統使其進一步減速，最後乘降落傘垂直着陸或濺落。航天飛機在自動着陸系統的控制下,從3公里的高度開始下滑，降到 500米左右的高度時開始作拉平機動，降到150米左右的高度時放下着陸架,接着在跑道上觸地滑行，完成最後的着陸動作。