（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)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(jìn)，并且探索的方式也逐漸由最初的遙感探測(cè)，逐步發(fā)展至著陸探測(cè)及取樣返回。其中，取樣返回探測(cè)作為深空探測(cè)的高級(jí)階段，能夠?qū)⒛繕?biāo)天體物質(zhì)帶回地球進(jìn)行更深入研究，因此對(duì)于深空探測(cè)具有重要意義，是其它探測(cè)方式無(wú)法取代的。

自20世紀(jì)50—60年代以來(lái)，美國(guó)與蘇聯(lián)分別提出了各自的月球探測(cè)計(jì)劃，并實(shí)現(xiàn)了月球采樣返回；20世紀(jì)90年代美、日等國(guó)家又先后啟動(dòng)了彗塵、太陽(yáng)風(fēng)、小行星等深空探測(cè)取樣返回等計(jì)劃，并于2004—2010年期間先后實(shí)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(wù)具有再入速度高（一般大于第一宇宙速度［1-3］）、任務(wù)周期長(zhǎng)（數(shù)年）等特點(diǎn)，并且返回器將伴隨探測(cè)器經(jīng)歷整個(gè)探測(cè)任務(wù)周期。因此為了控制返回器的質(zhì)量與尺寸規(guī)模，均采用了輕小型化設(shè)計(jì)，以降低任務(wù)成本。

我國(guó)自20世紀(jì)70年代以來(lái)，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(guó)已經(jīng)掌握了近地軌道航天器返回技術(shù)。正在實(shí)施的月球探測(cè)工程，分為“繞、落、回”三個(gè)無(wú)人月球探測(cè)的發(fā)展階段，其中嫦娥一號(hào)～三號(hào)探測(cè)器已經(jīng)順利完成繞月和落月任務(wù)。探月三期工程以突破在月面上采集樣品技術(shù)、返回器高速再入地球技術(shù)，以及開(kāi)展相關(guān)科學(xué)探測(cè)、采集并返回樣品等為總目標(biāo)，作為我國(guó)重大科技專項(xiàng)，探月三期工程為再入返回技術(shù)的發(fā)展提供了新的機(jī)遇。隨著我國(guó)深空探測(cè)工程的進(jìn)展，進(jìn)一步探測(cè)太陽(yáng)系內(nèi)行星與小行星的任務(wù)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(duì)這些天體的采樣返回任務(wù)要求輕小型深空高速再入返回技術(shù)取得進(jìn)一步突破。

本文概述了星塵號(hào)（Stardust）、起源號(hào)（Genesis）和隼鳥(niǎo)號(hào)（Hayabusa）深空高速再入返回飛行器再入任務(wù)的特點(diǎn)及設(shè)計(jì)情況，在此基礎(chǔ)上分析了我國(guó)開(kāi)展輕小型再入飛行器研究的需求，梳理了相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)，并給出后續(xù)發(fā)展規(guī)劃與建議。

2 國(guó)外輕小型再入飛行器概況

以下分別選取了截至目前已經(jīng)實(shí)施飛行試驗(yàn)的3個(gè)輕小型彈道式返回的返回艙進(jìn)行介紹，包括美國(guó)的星塵號(hào)、起源號(hào)及日本的隼鳥(niǎo)號(hào)。

2.1 星塵號(hào)返回艙

星塵號(hào)探測(cè)器任務(wù)是美國(guó)NASA 噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室（JPL）的一項(xiàng)行星際探測(cè)任務(wù)。2006年1月15日，星塵號(hào)探測(cè)器返回艙成功著陸在猶他州的試驗(yàn)著陸區(qū)（UTTR）。星塵號(hào)探測(cè)任務(wù)實(shí)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(jì)劃以后美國(guó)第二個(gè)取回地外天體物質(zhì)樣品的項(xiàng)目。星塵號(hào)探測(cè)器采用由洛馬（Lockheed Martin）公司開(kāi)發(fā)的空間探測(cè)器（Space Probe）平臺(tái)，主結(jié)構(gòu)長(zhǎng)0.66m，寬0.66m，高1.7m。探測(cè)器發(fā)射質(zhì)量385kg，其中主體質(zhì)量254kg，返回艙質(zhì)量46kg。

1）氣動(dòng)外形及氣動(dòng)特性

星塵號(hào)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(tái)。整艙直徑為0.811m，高度0.499m。

圖1 星塵號(hào)返回艙氣動(dòng)外形Fig.1 Schematic of Stardust return capsule

（1）高穩(wěn)定問(wèn)題

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

（2）動(dòng)穩(wěn)定問(wèn)題

星塵號(hào)返回艙在馬赫數(shù)（Ma）為1.2～2.8區(qū)域內(nèi)小攻角范圍是動(dòng)不穩(wěn)定的，而大攻角范圍是動(dòng)穩(wěn)定的［7］，返回艙會(huì)產(chǎn)生震蕩幅度25°～30°的極限環(huán)。

2）防熱設(shè)計(jì)

星塵號(hào)再入過(guò)程飛行的峰值熱流密度12MW／m2，總加熱量約為360 MJ／m2。受質(zhì)量限制，星塵號(hào)前端熱防護(hù)罩沒(méi)有采用傳統(tǒng)的熱防護(hù)復(fù)合石炭材料，設(shè)計(jì)開(kāi)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(hù)材料，防熱層厚度58.4mm。該材料由美國(guó)NASA 艾姆斯研究中心（Ames Research Center）研制，通過(guò)了18 MW／m2的熱防護(hù)試驗(yàn)考核。樣品返回艙后端應(yīng)用了洛馬公司的燒蝕材料SLA-561V。該材料曾在海盜號(hào)（Viking）、火星探路者（MarsPathfinder）等火星探測(cè)任務(wù)和航天飛機(jī)上得到應(yīng)用。

3）傘系系統(tǒng)

星塵號(hào)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(dǎo)開(kāi)傘裝置，在降落傘艙外面有一個(gè)蓄氣筒用來(lái)增壓彈射筒彈出引導(dǎo)開(kāi)傘裝置，引導(dǎo)開(kāi)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(kāi)后傘繩長(zhǎng)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(kāi)傘時(shí)間所需要的必要信息。

4）再入過(guò)程

起源號(hào)返回艙再入飛行過(guò)程如圖2所示。在再入前4h，探測(cè)器服務(wù)平臺(tái)姿態(tài)機(jī)動(dòng)，為樣品返回艙建立適當(dāng)?shù)脑偃胱藨B(tài)，并起旋至13.5～16r／min。分離后返回艙自由滑行，直至進(jìn)入大氣層。進(jìn)入大氣層時(shí)刻（地面高度125km）返回艙的再入角約為-8.2°，速度12.8 km／s。進(jìn)入大氣層飛行后0.9min、距海平面高度61km，返回艙經(jīng)歷峰值熱流環(huán)境。再入后1min、距海平面高度53km，返回艙達(dá)到峰值過(guò)載，約為40gn。

下降期間返回艙利用1個(gè)過(guò)載開(kāi)關(guān)和2個(gè)計(jì)時(shí)器實(shí)現(xiàn)開(kāi)啟減速傘和主傘。再入后1.9min過(guò)載開(kāi)關(guān)敏感到返回艙過(guò)載降低至3gn（高度約為36km），減速傘計(jì)時(shí)器啟動(dòng)計(jì)時(shí)，15.04s后開(kāi)啟減速傘，此時(shí)返回艙平均海平面高度約為32km，馬赫數(shù)約為1.37。在主傘計(jì)時(shí)器計(jì)時(shí)350.6s后返回艙打開(kāi)主傘，此時(shí)返回艙平均海平面高度3.1km，地面高度1.8km，馬赫數(shù)為0.16。最終返回艙以3.9m／s的速度著陸。

圖2 星塵號(hào)返回艙再入飛行過(guò)程示意圖Fig.2 Reentry process of Stardust return capsule

2.2 起源號(hào)返回艙

起源號(hào)探測(cè)器是美國(guó)NASA 發(fā)現(xiàn)（Discovery）計(jì)劃一部分，用于在日地平衡點(diǎn)L1 處采集太陽(yáng)風(fēng)塵微粒并返回地球。2004年9月8日，起源號(hào)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(guó)猶他州西北部的空軍試驗(yàn)訓(xùn)練場(chǎng)（Utah Test and Training Range，UTTR）。由于加速度開(kāi)關(guān)安裝錯(cuò)誤，降落傘未能及時(shí)打開(kāi)，造成樣品返回艙摔壞。

1）氣動(dòng)外形及氣動(dòng)特性

起源號(hào)返回艙氣動(dòng)外形與尺寸［8］如圖3所示。返回艙的前端與星塵號(hào)返回艙相似，但后端呈雙錐構(gòu)型，其中第一個(gè)錐截面的倒錐角為20°，第二個(gè)錐截面的倒錐角為61.6°。整艙直徑為1.52 m，高度0.964m。質(zhì)量200kg。

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

由于起源號(hào)與星塵號(hào)的外形形似，大底均為60°的球錐外形，因此起源號(hào)和星塵號(hào)的很多氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)是共用的，但由于兩者后體外形不同，星塵號(hào)為30°錐角的單錐形式，而起源號(hào)為雙錐形式，因此兩者的氣動(dòng)特性不完全一致。經(jīng)氣動(dòng)研究，在對(duì)高超聲速連續(xù)流區(qū)，起源號(hào)完全繼承了星塵號(hào)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，在自由分子流區(qū)和亞、跨、超聲速區(qū)域，對(duì)氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)差異性進(jìn)行了修訂［2］。

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

2）防熱設(shè)計(jì)

起源號(hào)返回艙再入過(guò)程駐點(diǎn)的峰值熱流約6MW／m2。前端熱防護(hù)罩熱防護(hù)層采用了碳-碳材料，該防熱材料首次應(yīng)用于進(jìn)入任務(wù)，因此進(jìn)行了5次電弧風(fēng)洞燒蝕驗(yàn)證試驗(yàn)。返回艙后罩熱防護(hù)層也采用了SLA-561V材料，能夠承受標(biāo)稱值0.24MW／m2的峰值熱流，并且通過(guò)了電弧驗(yàn)證試驗(yàn)。

3）傘系系統(tǒng)

起源號(hào)返回艙的傘降設(shè)備采用兩級(jí)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(zhǎng)3.1m、展長(zhǎng)10.5m 的翼傘。開(kāi)傘過(guò)程如圖4所示。

圖4 起源號(hào)返回艙降落傘展開(kāi)過(guò)程示意圖Fig.4 Sketch of the Genesis parachute deploy

4）再入過(guò)程

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

與星塵號(hào)返回艙相同，下降期間起源號(hào)返回艙利用1個(gè)過(guò)載開(kāi)關(guān)和2個(gè)計(jì)時(shí)器實(shí)現(xiàn)開(kāi)啟減速傘和主傘。再入后2min1s，再入過(guò)載降低至3gn（高度約為35km），過(guò)載開(kāi)關(guān)接通并氣動(dòng)計(jì)時(shí)，5.6s后開(kāi)減速傘，此時(shí)返回艙平均海平面高度約為33km，馬赫數(shù)約為1.8。在主傘計(jì)時(shí)器計(jì)時(shí)260s后返回艙打開(kāi)主傘，此時(shí)返回艙平均海平面高度7.4km，馬赫數(shù)為0.15。返回艙的設(shè)計(jì)著陸速度為4.5m／s。

圖5 起源號(hào)返回艙再入過(guò)程的飛行時(shí)間序列計(jì)劃Fig.5 EDL process of Genesis return capsule

2.3 隼鳥(niǎo)號(hào)返回艙

隼鳥(niǎo)計(jì)劃（Hayabusa，又稱MUSE-C）是日本首個(gè)帶有返回任務(wù)的深空探測(cè)計(jì)劃，其主要任務(wù)是在具有微重力的糸川（Itokawa）小行星上著陸，進(jìn)行采樣并返回地球。

隼鳥(niǎo)號(hào)探測(cè)器于2003年5月9日發(fā)射升空，2005年9月，探測(cè)器與Itokawa小行星交會(huì)，并在飛行至距離小行星表面小于20km 處時(shí)進(jìn)行觀測(cè)，隨后在小行星表面采集樣品。由于隼鳥(niǎo)號(hào)探測(cè)器在軌飛行過(guò)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(xué)推進(jìn)燃料泄漏和蓄電池喪失功能等，探測(cè)器未能按照原定計(jì)劃在2007年6月返回。通過(guò)搶救操作，2010年6月14日，隼鳥(niǎo)號(hào)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(dòng)外形及氣動(dòng)特性

隼鳥(niǎo)號(hào)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(shù)約為1.05，法向力系數(shù)約為0.45。計(jì)算結(jié)果表明，返回艙在高空自由分子流區(qū)以及部分過(guò)渡流區(qū)存在靜不穩(wěn)定現(xiàn)象［10］，如果不采取措施將無(wú)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(shè)計(jì)

隼鳥(niǎo)號(hào)返回艙采用彈道式再入，駐點(diǎn)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(niǎo)號(hào)返回艙的進(jìn)入減速著陸系統(tǒng)采用的是一級(jí)降落傘減速裝置，無(wú)引導(dǎo)傘和減速傘。降落傘系統(tǒng)由一個(gè)名義直徑為2.86 m 的主傘組成，主傘為十字型傘。

4）再入過(guò)程

2010年6月13日10時(shí)54分（協(xié)調(diào)世界時(shí)，UTC），返回艙與隼鳥(niǎo)號(hào)平臺(tái)艙分離，13時(shí)51分返回艙進(jìn)入大氣層，飛行速度約為12km／s，再入角為12.35°。在高度10km 時(shí)（馬赫數(shù)約0.8）返回艙拋傘艙蓋，同時(shí)拋防熱大底，當(dāng)防熱大底與儀器裝置分離時(shí)主傘打開(kāi)。返回艙最終以8～10 m／s的速度著陸。

圖6 隼鳥(niǎo)號(hào)返回艙氣動(dòng)外形Fig.6 Schematic of Hayabusa return capsule

2.4 任務(wù)特點(diǎn)

表1列出了星辰號(hào)、起源號(hào)和隼鳥(niǎo)號(hào)返回艙的部分主要設(shè)計(jì)參數(shù)。

表1 三返回艙主要設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Key parameters of the three capsules

根據(jù)表1所示，比較星塵號(hào)、起源號(hào)和隼鳥(niǎo)號(hào)的返回器任務(wù)特點(diǎn)，可以得出如下共同點(diǎn)：

（1）返回器尺寸和質(zhì)量規(guī)模均較小。由于深空探測(cè)任務(wù)持續(xù)時(shí)間長(zhǎng)達(dá)數(shù)月甚至是數(shù)年，而返回飛行器需經(jīng)歷探測(cè)任務(wù)整個(gè)過(guò)程，因此其實(shí)現(xiàn)輕小型化對(duì)于降低整個(gè)系統(tǒng)的規(guī)模有重要意義。針對(duì)嚴(yán)格的質(zhì)量限制要求，返回器在滿足樣品存儲(chǔ)條件的基礎(chǔ)上，盡可能提高設(shè)備的集成度，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)輕小型化。

（2）深空探測(cè)返回飛行器再入地球的速度要遠(yuǎn)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(wú)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(huì)產(chǎn)生較大的峰值熱流密度與峰值過(guò)載，但簡(jiǎn)化了返回艙系統(tǒng)配置，有利于實(shí)現(xiàn)輕小型化。

（4）深空取樣返回器氣動(dòng)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(jù)艙內(nèi)裝載需求采用單錐或雙錐形式。此類外形具有氣動(dòng)阻力大（外形阻力系數(shù)通常大于1）、后體熱流密度小等特點(diǎn)，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(guò)使返回器自旋再入解決。

（5）一般采用超聲速開(kāi)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(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象，且返回器質(zhì)量較小，因此可以通過(guò)超聲速開(kāi)傘設(shè)計(jì)避免進(jìn)入嚴(yán)重的動(dòng)不穩(wěn)定狀態(tài)。

（6）熱防護(hù)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(duì)于大鈍頭球錐組合外形的返回艙，防熱結(jié)構(gòu)主要集中在迎風(fēng)大底位置，而過(guò)肩部以后防熱質(zhì)量很小。

3 我國(guó)輕小型再入返回器技術(shù)需求及思考

3.1 我國(guó)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(dòng)技術(shù)。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(diǎn)。出于輕質(zhì)化和高減速效率考慮，輕小型高速再入返回器氣動(dòng)外形一般為長(zhǎng)細(xì)比較?。?.5左右）的短鈍體，在再入初期過(guò)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(lái)熱流密度峰值很高，而輕質(zhì)化要求不允許防熱結(jié)構(gòu)留有很大余量，因此需要對(duì)熱環(huán)境精確預(yù)測(cè)以為防熱設(shè)計(jì)提供合理輸入；高速?gòu)椀朗皆偃雽?duì)地面氣動(dòng)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)精度要求更高，需要充分預(yù)測(cè)計(jì)算／試驗(yàn)誤差、防熱材料不均勻燒蝕及質(zhì)心變化等對(duì)飛行器配平氣動(dòng)特性帶來(lái)的偏差。

（2）輕小型高速再入返回?zé)岱雷o(hù)技術(shù)。國(guó)外輕小型深空探測(cè)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(hù)系統(tǒng)均針對(duì)返回飛行器的熱環(huán)境特點(diǎn)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(jié)構(gòu)上采用了燒蝕／隔熱／承力結(jié)構(gòu)一體化的設(shè)計(jì)方案，使防熱結(jié)構(gòu)兼具隔熱和承力功能，或在燒蝕與承力結(jié)構(gòu)間采用夾層設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)隔熱效果。由此，我國(guó)輕小型高速再入返回飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)相當(dāng)小的質(zhì)量規(guī)模。

（3）超聲速降落傘回收技術(shù)。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(dòng)不穩(wěn)定，同時(shí)由于彈道式再入方式下返回器沒(méi)有姿態(tài)調(diào)整控制能力，所以在亞跨聲速階段會(huì)出現(xiàn)較大的姿態(tài)振蕩，如果采用常規(guī)的亞聲速開(kāi)傘方式，整個(gè)返回器將無(wú)法完全保證降落傘的開(kāi)傘姿態(tài)，進(jìn)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(jìn)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(dòng)穩(wěn)定性，為主傘提供較好的開(kāi)傘姿態(tài)，在超聲速減速傘設(shè)計(jì)時(shí)，超聲速區(qū)的氣動(dòng)穩(wěn)定性、阻力特性和適應(yīng)輕小型任務(wù)的傘系輕小型化設(shè)計(jì)是難點(diǎn)也是關(guān)鍵點(diǎn)。此外，對(duì)于超聲速減速傘的控制，以及傘系的仿真和試驗(yàn)驗(yàn)證等也是當(dāng)前降落傘設(shè)計(jì)面臨的新問(wèn)題，需要開(kāi)展專項(xiàng)研究。

（4）輕小型機(jī)構(gòu)與綜合電子技術(shù)。與近地軌道返回器相比，深空再入返回器再入速度高，同時(shí)針對(duì)無(wú)人采樣返回任務(wù)，返回器經(jīng)歷整個(gè)探測(cè)任務(wù)周期，因此都需要嚴(yán)格控制返回器的質(zhì)量與尺寸規(guī)模，盡量實(shí)現(xiàn)輕小型化。根據(jù)返回器的一般質(zhì)量分配比例，除防熱系統(tǒng)外，返回器機(jī)構(gòu)與電子設(shè)備的輕小型設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)整器輕小型化的重要因素。深空再入返回器的另一個(gè)特點(diǎn)，是在軌飛行時(shí)間長(zhǎng)，因此對(duì)返回器電子設(shè)備等提出了高可靠性要求。

3.2 我國(guó)開(kāi)展輕小型再入返回器的思考和建議

（1）加強(qiáng)新型氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與優(yōu)化研究。目前國(guó)內(nèi)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)基礎(chǔ)仍顯薄弱，應(yīng)盡快開(kāi)展返回器氣動(dòng)外形的多目標(biāo)、多約束優(yōu)化方法研究，結(jié)合返回器再入任務(wù)約束以及對(duì)氣動(dòng)特性的要求，進(jìn)行氣動(dòng)選型及多目標(biāo)氣動(dòng)外形優(yōu)化工作；積極開(kāi)展氣動(dòng)數(shù)據(jù)的不確定度確定方法研究，提高氣動(dòng)數(shù)據(jù)的可靠性；對(duì)于氣動(dòng)熱環(huán)境的高精度預(yù)測(cè)方面，需要著重對(duì)湍流、化學(xué)反應(yīng)等對(duì)熱環(huán)境的影響進(jìn)行深入研究。

（2）開(kāi)展輕型防熱結(jié)構(gòu)研究。研制更低密度抗燒蝕防熱材料，同時(shí)改進(jìn)現(xiàn)有防熱結(jié)構(gòu)方案，研究一體化防熱結(jié)構(gòu)的技術(shù)可行性，重點(diǎn)突破高低溫交變、耐高熱流、低導(dǎo)熱系數(shù)的燒蝕材料，以及防熱材料的燒蝕-傳熱耦合分析方法。同時(shí)強(qiáng)化地面試驗(yàn)，開(kāi)展燒蝕機(jī)理建模分析。

（3）開(kāi)展超聲速回收技術(shù)研究，尤其是超聲速降落傘傘形的設(shè)計(jì)與優(yōu)化，以及超聲速開(kāi)傘控制方式研究。著重突破降落傘三維流固耦合仿真技術(shù)，考慮深空探測(cè)返回任務(wù)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(duì)超聲速高空開(kāi)傘任務(wù)的適應(yīng)性；開(kāi)傘控制方法的設(shè)計(jì)，需要考慮到再入彈道的所有包絡(luò)，即包括標(biāo)稱再入彈道和各種偏差彈道，同時(shí)還要考慮到可供選擇的控制方法與具體實(shí)施的控制部件，確保整個(gè)減速系統(tǒng)在開(kāi)傘后的各種工作狀態(tài)下，所有的程序動(dòng)作均能及時(shí)、可靠地完成。

（4）充分利用搭載機(jī)會(huì)開(kāi)展飛行演示驗(yàn)證。輕小型高速再入返回器質(zhì)量較小，搭載相對(duì)簡(jiǎn)單，應(yīng)充分利用搭載機(jī)會(huì)開(kāi)展飛行演示驗(yàn)證，獲取實(shí)際再入飛行數(shù)據(jù)，用以驗(yàn)證氣動(dòng)外形適應(yīng)性、氣動(dòng)力熱數(shù)據(jù)準(zhǔn)確度，驗(yàn)證熱防護(hù)系統(tǒng)的力熱環(huán)境承載能力。

4 結(jié)束語(yǔ)

深空再入返回相比近地軌道返回再入速度更高，同時(shí)針對(duì)無(wú)人采樣返回任務(wù)，返回器要經(jīng)歷整個(gè)探測(cè)任務(wù)周期，需要控制返回器的質(zhì)量與尺寸規(guī)模，盡量實(shí)現(xiàn)返回艙的輕小型化，這些給返回器的彈道設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)和防熱設(shè)計(jì)等帶來(lái)了更大的挑戰(zhàn)。本文調(diào)研了星塵號(hào)、起源號(hào)和隼鳥(niǎo)號(hào)3個(gè)典型深空高速再入返回器的情況及技術(shù)特點(diǎn)，在此基礎(chǔ)上分析了我國(guó)開(kāi)展輕小型再入返回器研究的技術(shù)需求，指出應(yīng)在高速再入返回氣動(dòng)技術(shù)、輕小型高速再入返回?zé)岱雷o(hù)技術(shù)、超聲速降落傘回收技術(shù)、輕小型機(jī)構(gòu)和綜合電子技術(shù)等方面進(jìn)行前期技術(shù)儲(chǔ)備，為日后我國(guó)輕小型再入返回器的設(shè)計(jì)進(jìn)行技術(shù)積累。

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