雷江利 榮偉 賈賀 王飛 趙廣秀

(北京空間機電研究所，北京 100094)

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國外新一代載人飛船減速著陸技術研究

雷江利 榮偉 賈賀 王飛 趙廣秀

(北京空間機電研究所，北京 100094)

新一代的載人飛船向著多功能化、多任務目標適應性的方向發(fā)展，可重復使用性和精確著陸的要求逐步提高。文章介紹了美國多用途乘員飛行器(MPCV)、乘員航天運輸-100飛船(CST-100)、龍(Dragon)飛船，以及俄羅斯新型載人航天運輸系統(tǒng)(PPTS)等典型的新一代載人飛船的減速著陸技術；主要研究了降落傘系統(tǒng)、減速著陸工作程序及著陸緩沖系統(tǒng)；分析了在氣動減速和著陸緩沖方面采用的群傘技術、著陸緩沖技術、精確著陸控制技術；提出我國在新一代載人飛船研制時應大力開展群傘系統(tǒng)、大載重著陸緩沖系統(tǒng)的研制，并進行減速與著陸緩沖系統(tǒng)地面試驗和空投試驗技術的研究。

載人飛船；減速著陸；氣動減速；著陸緩沖

1 引言

航天器減速著陸技術是指利用可展開式氣動減速裝置或著陸緩沖裝置，通過特定的控制手段，使需要返回或著陸的有效載荷減速與緩沖，直至按預定的程序和目的安全著陸，并可通過標位手段確保有效載荷順利收回的技術，是航天技術重要的組成部分，也是促進空間技術發(fā)展必不可少的關鍵技術之一。它是一門綜合性工程技術，涉及到總體設計、結構機構設計、防熱設計、氣動力減速技術、著陸緩沖技術、火工裝置技術、無線標位技術、控制及供配電技術等。

載人飛船減速著陸技術是載人航天的關鍵技術之一，從20世紀60年代開始獲得持續(xù)的研究投入和應用發(fā)展。近年來，隨著月球探測、小行星探測、深空探測逐漸成為全球載人航天活動的重要發(fā)展方向，主要航天國家均積極開展新型可重復使用的多用途載人飛船研制或研究論證，美國、歐洲及俄羅斯的新型載人飛船都取得了一定的進展。美國多用途乘員飛行器(MPCV)將在2020年把人類再次送往月球，并用于執(zhí)行火星、小行星及深空探測任務[1]。MPCV飛船采用群傘氣動減速、海上濺落的減速著陸方式[2]。乘員航天運輸-100(CST-100)是波音公司正在研制的低地球軌道載人飛船，其乘員艙設計可重復使用10次，采用群傘系統(tǒng)氣動減速和氣囊緩沖的減速著陸方案[3]。龍(Dragon)飛船是太空探索技術公司(SpaceX)在NASA的“商業(yè)軌道運輸服務”(COTS)計劃背景下開展研制的。與龍一貨運飛船采用群傘系統(tǒng)減速、水面濺落的著陸方式不同，龍二載人飛船采用變推力反推發(fā)動機減速和著陸支架緩沖相結合的著陸方式，而降落傘僅作為備份裝置，在正常返回時不打開工作。乘員空間運輸系統(tǒng)(CSTS)是俄羅斯與歐洲合作研制的飛船項目，可以將6名航天員送入低地球軌道，將4名航天員送入月球軌道[4-5]。

新一代的載人飛船正向著多功能化、多任務目標適應性的方向發(fā)展，可重復使用性和精確著陸的要求逐步提高。隨著返回艙質量的進一步增加，群傘系統(tǒng)氣動減速技術獲得了更多的關注；節(jié)省成本和可重復使用的需求，也對著陸緩沖技術提出了更高的要求。本文主要綜述近幾年國外載人飛船減速著陸技術方面的進展，分析其特點和采用的關鍵技術，提出我國載人飛船研制需要關注的方面和建議，可為我國減速著陸技術的發(fā)展和研究規(guī)劃的制定提供參考。

2 美國MPCV飛船

MPCV飛船可搭乘4人并在6個月內飛抵火星，是未來開展深空探測的全新運輸系統(tǒng)，其設計繼承了阿波羅(Apollo)飛船的成熟方案，返回艙質量達到8600 kg，返回艙構型如圖1所示。從2011年開始，洛馬公司負責研制飛行試驗器，在2014年12月進行了第二宇宙速度返回的飛行試驗(EFT)，圖2為飛行試驗時返回艙在海上濺落回收。

2.1 降落傘系統(tǒng)

MPCV飛船降落傘系統(tǒng)包括前端防熱罩傘、減速傘、引導傘及主傘，主要參數(shù)見表1[6]。

表1 MPCV飛船降落傘系統(tǒng)主要參數(shù)Table 1 Main parameters of MPCV parachute system

正常情況下，MPCV飛船著陸速度不大于7.5 m/s，1具主傘失效時的最大著陸速度不大于10.0 m/s，在1具減速傘和1具主傘失效的情況下能夠確保返回艙安全著陸。圖3為主傘正常工作情況下的空投試驗，可以看出，3具主傘最下面的一環(huán)傘衣設計了一些幾何開孔，用來減小阻力面積，提高艙傘系統(tǒng)在最終下降段的穩(wěn)定性。圖4為1具主傘完全失效情況下的空投試驗，可以看出，另外2具主傘仍可正常充氣展開工作。

減速傘和主傘在設計時考慮了1具傘收口失效導致提前充氣引起的各傘之間充氣干擾，以及開傘載荷分布不均的情況，并對收口失效情況下的開傘充氣過程及各傘之間的相互影響情況進行了研究和試驗驗證。圖5為1具主傘的1級收口失效導致快

速充氣時的空投試驗，提前充氣的主傘承受的最大開傘載荷約占總載荷的43%，要比其余傘大約35 kN。圖6為1具主傘的2級收口失效導致快速充氣時的空投試驗，提前充氣的主傘承受的最大開傘載荷約占總載荷的85%，要比其他傘大約106 kN[7-8]。

2.2 減速著陸工作程序

MPCV飛船正常返回時的工作程序如圖7所示。通過靜壓高度控制器判斷開傘高度，根據(jù)工作程序設計在預定高度處先彈射3具前端防熱罩傘，在前端防熱罩分離后2具減速傘分別彈射拉直，減速傘通過2級收口階段進行充氣控制。減速傘分離后3具引導傘彈射拉直，并分別將3具主傘拉出，主傘通過2級收口階段進行充氣控制[6]，3具主傘采用了單獨拉出的方式開傘。為了滿足最低開傘高度要求，在上升段、低高度逃逸救生的情況下，減速傘是可以不工作的，而是采用前端防熱罩分離后直接彈射引導傘拉出主傘的開傘方式。

MPCV飛船降落傘的開傘時刻選擇是由返回艙的姿態(tài)角和所處的高度共同決定的，滿足以下兩個條件之一時開傘控制系統(tǒng)就會發(fā)出動作指令[8]：①俯仰角和偏航角的和方根(RSS)值達到門限值，并且返回艙高度在設定的上下限范圍內；②RSS值沒有達到門限值，但返回艙高度已經(jīng)低于設定的下限值。

考慮到減速傘工作時返回艙存在俯仰和偏航角速率，如果在角速率較大的時候脫掉減速傘，則返回艙可能會出現(xiàn)翻滾及小頭朝前的姿態(tài)，不利于主傘開傘。因此，開傘控制系統(tǒng)檢測返回艙的俯仰和偏航角速率，并根據(jù)返回艙高度在合適的時機發(fā)出減速傘脫傘指令，如圖8所示。圖8中，紅點代表RSS值的最大值，綠點代表最小值，RSS值的波動比是指最小值與最大值的比值。當該波動比小于預設值且返回艙高度在設定的范圍內，開傘控制系統(tǒng)發(fā)出脫減速傘指令(圖中上升段的預設值為0.0，下降段的預設值為0.5，只允許指令在波動比的下降段輸出)[9]，并延遲一定時間后發(fā)出引導傘開傘指令，引導傘開傘后將主傘拉出。

2.3 著陸緩沖系統(tǒng)

ILC多佛(ILC Dover)公司和北美空降系統(tǒng)(Airborne Systems North America，ASNA)公司分別完成了Gen1和Gen2氣囊緩沖系統(tǒng)的研制和驗證，2種氣囊的主要參數(shù)見表2，安裝布局位置見圖9[10]。不同布局位置的氣囊壓力和排氣口設計參數(shù)不同，以提高緩沖效率，且有利于返回艙姿態(tài)穩(wěn)定。

表2 Gen2氣囊參數(shù)Table 2 Gen2 airbig parameters

在MPCV飛船研制初期，NASA為了提高返回艙的可重復使用性而選擇了陸上著陸的方式，并對著陸反推發(fā)動機緩沖和氣囊緩沖2種方案進行了對比論證。由于氣囊緩沖不必額外增加低高度控制器，且返回艙重復使用性更好，因此在2種方案的質量相差不大的情況下選擇氣囊緩沖方案。

隨著項目的推進，返回艙質量不斷增加(Gen2氣囊試驗時為7253 kg，2014年12月飛行試驗時為8600 kg)，超出了飛行任務規(guī)定的范圍，因此NASA重新對著陸方案進行了評估。評估分析認為[11]：①由于大氣密度的差異，陸上著陸時降落傘的穩(wěn)降速度要大于水上著陸時的穩(wěn)降速度；②陸上著陸時的航程較長，導致推進劑增加，對著陸精度要求較高；③陸上著陸時，為了安裝著陸緩沖系統(tǒng)，返回艙的密封艙和大底布局設計需要調整；④陸上著陸時的返回艙質量比水上著陸時要大約760 kg，對陸上著陸時所帶來的返回艙的重復使用效果和付出的成本代價爭議較大。根據(jù)評估結果，從返回艙減小質量的角度出發(fā)，NASA最終選擇了水上濺落的著陸方案。

不論是水上濺落方案，還是陸上著陸時的發(fā)動機和氣囊緩沖方案，MPCV飛船著陸時返回艙姿態(tài)精確控制都具有可行性，即根據(jù)GPS測量的返回艙水平速度方向和慣性測量單元(IMU)測量的返回艙姿態(tài)數(shù)據(jù)，通過調整返回艙著陸姿態(tài)[12]，確保著陸時：①返回艙以較好的著陸姿態(tài)著陸，避免翻轉或傾倒；②航天員承受的沖擊過載方向滿足設計要求,即保證腳部朝向水平速度方向。盡管這種控制方案對返回艙結構的優(yōu)化設計較為有利，且有助于減小返回艙的質量，在現(xiàn)有的布局下也可以實現(xiàn)，但是這種主動姿態(tài)控制系統(tǒng)要增加額外的推進劑，在大氣層內的效率較低，對GPS系統(tǒng)的可靠性要求高，以及對著陸環(huán)境具有敏感性，因此MPCV飛船在飛行試驗時并沒有采用這種方案，而是沿用了類似Apollo飛船的被動控制方案[12]。

3 美國CST-100飛船

CST-100是波音公司正在研制的低軌道載人飛船，其設計繼承了Apollo飛船、乘員探索飛行器(CEV)飛船、軌道快車(Orbital Express)衛(wèi)星等的技術和方案。返回艙具備可重復使用性，設計使用10次。CST-100飛船采用群傘減速和氣囊緩沖著陸的減速著陸方案，選擇陸上為主著陸場，海上為副著陸場，并配有氣囊扶正系統(tǒng)[3]。

3.1 降落傘系統(tǒng)

CST-100飛船的降落傘系統(tǒng)由2具前端防熱罩傘、2具減速傘、3具引導傘和3具主傘組成。減速傘和主傘均采用冗余設計，即1具減速傘、2具主傘正常工作即可實現(xiàn)返回艙安全著陸。降落傘系統(tǒng)主要參數(shù)如表3所示。

表3 CST-100飛船降落傘系統(tǒng)主要參數(shù)Table 3 Main parameters of CST-100 parachute system

CST-100飛船的降落傘系統(tǒng)設計充分繼承了MPCV飛船的方案。其前端防熱罩傘是在MPCV飛船引導傘的基礎上增加了收口措施，以減小開傘載荷；減速傘采用了相同的可變透氣量錐形帶條傘；主傘名義面積為789.0 m2，是在MPCV飛船主傘的基礎上進行了改進設計[3]。

3.2 減速著陸工作程序

CST-100飛船減速著陸時，首先2具前端防熱罩傘在約6100 m的高度上彈射開傘，充氣工作一段時間后4個解鎖螺栓動作，使前端防熱罩隨防熱罩傘一起與返回艙分離；隨后彈射2具減速傘，減速傘工作后對返回艙進行減速并穩(wěn)定返回艙的姿態(tài)；在約2500 m高度，減速傘與返回艙分離，3具引導傘彈射開傘并拉出3具主傘；主傘工作穩(wěn)定后，旋轉接頭釋放，返回艙進行吊掛轉換，由單點吊掛轉為雙點吊掛，為氣囊系統(tǒng)工作創(chuàng)造條件；在約900 m高度時，拋掉返回艙防熱大底，緩沖氣囊充氣展開，為返回艙著陸緩沖作好準備。減速著陸過程如圖10所示。

3.3 著陸緩沖系統(tǒng)

CST-100飛船的緩沖氣囊由6個布置在大底外沿周向的組合式氣囊和一個中心氣囊組成，布局及展開狀態(tài)示意見圖11和圖12。組合式氣囊分為外囊和內囊兩部分，呈圓柱狀外形，外囊直徑為1320 mm，設有2個排氣孔；內囊為密封型氣囊，用于對外囊緩沖后的剩余垂直速度進行進一步的緩沖，并使返回艙底部與地面隔離，且返回艙可以通過內囊在地面上滑行。組合式氣囊通過高壓氣瓶充氣展開，每個氣囊均可通過智能控制的閥門單獨進行充氣，著陸緩沖時采用主動式的排氣控制，通過電動切割器打開排氣口。中心氣囊用于降低水面著陸時返回艙大底結構受到的沖擊載荷[13]。中心氣囊為自充氣式氣囊，由于陸上著陸時中心氣囊會降低返回艙著陸的穩(wěn)定性，因此在陸上著陸時是不充氣展開的。在水上著陸時，中心氣囊通過連接在外部氣囊上的連接帶在外部氣囊充氣展開時被動拉開[14]。

波音公司對緩沖氣囊在陸上和水上著陸時的沖擊過載進行了仿真計算和試驗。陸上試驗時，模擬主傘正常(垂直速度8.0 m/s、水平速度12.0 m/s)和1具主傘失效(垂直速度10.0 m/s、水平速度6.2 m/s)的情況，分別見圖13(a)和圖13(b)。圖中，X向沿返回艙軸向，Y向和Z向為返回艙橫向；TX，TY，TZ分別表示X，Y，Z向過載的試驗結果，AX，AY，AZ分別表示X，Y，Z向過載的仿真計算分析結果。可以看出，1具主傘失效時，陸上著陸時的X向過載峰值在10gn左右，Y向和Z向的在2gn左右；正常情況下，X向過載峰值在8gn左右，Y向的在3gn左右，Z向的在0.5gn左右[14]。水上著陸試驗時，模擬返回艙以15°傾角從7.5 m高處自由落下(著水時垂直速度12.0 m/s)，試驗結果見圖14，其中，X向沿返回艙軸向，最大軸向過載為15.4gn[14]。

4 美國龍飛船

美國SpaceX公司的龍系列飛船目前包括龍一和龍二。龍一飛船為載貨型，目前已完成了數(shù)次的飛行試驗，并成功與“國際空間站”(ISS)對接，為其運送貨物、補給物資及下行物品。在龍一飛船的基礎上，SpaceX公司研制了龍二飛船，它可承載7名航天員，采用了一系列的先進技術和新的定點著陸理念，如變推力發(fā)動機，與防熱大底一體化設計的可伸縮式的著陸支架。

4.1 降落傘系統(tǒng)

龍飛船的降落傘系統(tǒng)由2具減速傘和3具主傘組成，單具主傘名義面積為984.0 m2，與MPCV飛船的主傘相同。返回艙的下降速度為4.9～5.5 m/s。在1具主傘失效時，其余2具主傘仍然可以保證返回艙安全著陸。

龍一飛船的減速傘、主傘都布置在返回艙下部，這種設計減小了返回艙上部空間的布局難度，能降低返回艙的重心高度。減速傘和主傘的吊帶都布置在防熱層下的預埋槽里，通過拉豁預埋槽的表面防熱層拉出。相對于龍一飛船，龍二飛船對減速傘的安裝位置進行了調整，2具減速傘移到了返回艙的上部，主傘仍布局在返回艙下部，位于減速傘正下方[15]。

4.2 減速著陸工作程序

龍二飛船2具減速傘單獨彈射開傘，減速傘分離時將主傘吊帶預埋槽的防熱層拉脫并將主傘從傘艙中拉出，開傘過程見圖15。 龍二飛船與龍一飛船一樣，主傘采用集群出傘的方式，與MPCV飛船和CST-100飛船的主傘開傘方式相比，這種出傘方式的開傘同步性較高，且有利于節(jié)省質量，但傘包的拉出過程相對復雜。

4.3 著陸緩沖系統(tǒng)

不同于龍一飛船的水上濺落方式，龍二飛船采用陸上著陸，通過變推力反推發(fā)動機減速和著陸支架緩沖的方式著陸。龍二飛船的4臺著陸反推發(fā)動機進行第一階段的減速，在返回艙底部布置有彈伸式的著陸支架，對返回艙進行最終的著陸緩沖，著陸支架如圖16所示?？梢钥闯觯褐懼Ъ懿捎脧椛焓降恼归_方式，足墊在支架展開前是作為大底防熱層的一部分，這種設計在著陸支架展開時不用拋掉返回艙的防熱大底。

5 其他飛船

5.1 俄羅斯與歐洲合作研制的CSTS飛船

CSTS是俄羅斯與歐洲合作研制的飛船項目，可以將6名航天員送入低地球軌道，將4名航天員送入月球軌道[1]。CSTS飛船在返回時不采用降落傘進行氣動減速，而是使用12臺發(fā)動機減速并通過著陸緩沖支架實施軟著陸。飛船在距離著陸點600～800 m高度時發(fā)動機點火，垂直下降后，將在距著陸點30 m高度時開始執(zhí)行精確著陸，然后采用4組著陸緩沖支架進行緩沖。在初始狀態(tài)，著陸緩沖支架折疊在返回艙大底上方，當拋掉大底之后，著陸緩沖支架展開[16]。

5.2 俄羅斯新型載人航天運輸系統(tǒng)

俄羅斯的新型載人航天運輸系統(tǒng)(PPTS)是CSTS飛船的更新方案。能源公司稱新飛船為新一代有人駕駛運輸飛船(PTK-NP)，也有人稱為羅斯號[1]，該飛船將用于替換俄羅斯目前使用的聯(lián)盟號載人飛船。

PTK-NP飛船采用降落傘與發(fā)動機相結合的減速方式，以3具降落傘氣動減速為主，以發(fā)動機推進式減速為輔。不同于聯(lián)盟號飛船使用的在觸地前瞬間點火的小型軟著陸發(fā)動機，PTK-NP飛船的發(fā)動機還具有精密的推力控制及更強的著陸速度控制能力，預計著陸精度可達2.0 km。PTK-NP飛船返回艙底部安裝有可折疊的著陸支架，用于返回艙著陸緩沖，如圖17所示。著陸時質量約為7300 kg，最大垂直加速度為7gn，最大水平加速度為5gn。返回艙可重復用于10次飛行任務[17]。

5.3 亞軌道運輸系統(tǒng)

日本計劃在2022年前用載人飛船或小型航天飛機送航天員上天，并著眼于在更長遠的未來發(fā)展點對點的亞軌道運輸系統(tǒng)。這種飛船或小型航天飛機可乘3人，并可攜帶質量達400 kg的貨物。小型航天飛機質量約為12 000 kg，可在分布于全球的5條合適的跑道上著陸，還能在海上濺落。關于載人飛船，日本宇宙航空研究開發(fā)機構(JAXA)正在考慮7000 kg型和8000 kg型兩種。7000 kg型飛船采用普通降落傘著陸方式，而8000 kg型飛船將采用機動性更好的翼傘著陸方式，以提高著陸精度[18]。

6 減速著陸關鍵技術分析

新一代的載人飛船研制針對多用途、多任務適應性需求，采用了大量的新技術、新方法。從美國MPCV飛船的研制可以看出，其著陸方式表面上是繼承了Apollo飛船的成熟技術和方案，但實際上提出了更高的性能指標要求。俄羅斯新的飛船項目也經(jīng)歷了幾個階段的變化，設計理念也不盡相同?？傮w來看，新一代載人飛船減速著陸技術呈現(xiàn)出以下幾個方面的特點[19-20]。

(1)大質量返回艙的降落傘均采用群傘系統(tǒng)。5000～10 000 kg返回艙一般采用2具減速傘、3具主傘組成群傘，主傘傘型為環(huán)帆傘。減速傘和主傘的設計均考慮冗余備份的可靠性要求，在1具減速傘和1具主傘失效的情況下仍能保證返回艙安全著陸，開傘程序控制技術與返回艙姿態(tài)控制技術進一步深入結合。在降落傘的設計方面，群傘系統(tǒng)與單傘系統(tǒng)也有一定的區(qū)別，群傘系統(tǒng)在充氣過程控制、開傘同步性控制及傘系的穩(wěn)定性方面有更高的要求。主傘普遍采用了多級收口的開傘過程控制技術，提高各傘之間充氣的一致性，確保各傘的開傘載荷基本一致，此外，還可以通過采用傘頂撕裂帶的方式控制主傘的充氣過程。MPCV飛船主傘最下面的一環(huán)傘衣上設計了一些幾何開孔，用來減小阻力面積，提高艙傘系統(tǒng)在最終下降段的穩(wěn)定性。

(2)著陸緩沖主要采用氣囊和著陸支架2種方式，但著陸支架一般與變推力發(fā)動機減速相結合。氣囊緩沖方案可以兼顧水上和陸上2種著陸方式，穩(wěn)定性和環(huán)境適應性高于著陸支架，對返回艙的重復使用更加有利。在氣囊緩沖技術方面，為了更好地控制返回艙著陸時的過載并提高穩(wěn)定性，氣囊采用了主動排氣的控制方式。針對安裝在不同位置的氣囊，分別設置其充氣壓力、排氣壓力和排氣口的直徑等參數(shù)，可以有效地控制緩沖過程，提高返回艙的著陸穩(wěn)定性。同時，采用組合式氣囊的方案，緩沖結束后通過不排氣的內囊對返回艙形成支撐，能有效地保護返回艙結構，有利于返回艙的重復使用。

(3)采用精確著陸控制設計。變推力發(fā)動機與著陸支架相結合的方案具備一定的定點著陸能力，發(fā)動機推力控制技術是精確著陸控制的核心關鍵技術。SpaceX公司的龍二飛船采用了這一技術，須要突破發(fā)動機精確推力控制、變矢量推力控制等技術。

目前，國外正在研制的載人飛船和相關概念研究提出的減速著陸方式對比，見表4。

表4 載人飛船減速著陸方式比對Table 4 Comparison of descent and landing methods of manned spacecraft

7 啟示與建議

我國新一代載人飛船的研制工作已經(jīng)開始，結合目前國外減速著陸技術的進展，在研制中須要關注以下幾項關鍵技術。

(1)突破群傘系統(tǒng)開傘和充氣同步性控制技術，以及群傘開傘過程仿真分析技術。群傘中各個組成傘的充氣過程是否同步，很大程度上決定了群傘系統(tǒng)整體性能的優(yōu)劣。由于群傘間還存在復雜的相互干擾，數(shù)值建模難度大，仿真分析涉及氣動、結構、剛體動力學等多個學科，目前國內的相關研究尚處于起步階段，須要開展深入的研究。

(2)返回艙的重復使用設計，對返回艙的著陸穩(wěn)定性提出了更高的要求，應盡量避免返回艙傾倒。采用氣囊緩沖時，須要對氣囊的排氣時機、排氣方式、排氣壓力等參數(shù)進行合理設計，提高著陸緩沖過程的穩(wěn)定性；應對大載重氣囊主動排氣控制技術、氣囊著陸穩(wěn)定性設計技術、氣囊折疊包裝及快速充氣展開技術進行攻關突破。

(3)發(fā)展大載重著陸支架承力結構設計及新型緩沖材料技術。目前，常用的緩沖器有液壓/氣壓緩沖器、金屬變形緩沖器、鋁蜂窩緩沖器、機械式緩沖器和磁流變液緩沖器等幾種類型。磁流變液緩沖器雖然還處于試驗研究階段，但其體積小，質量小，緩沖后可恢復，能多次使用，具有很好的應用前景。另外，可通過結構優(yōu)化設計，提高采用蜂窩緩沖器的著陸支架的重復使用性能，降低研制成本。

(4)大型返回艙地面著陸緩沖試驗模擬和大尺寸返回艙空投試驗技術。我國新一代載人飛船返回艙質量達到7000 kg，最大直徑約為4 m，遠遠超出了神舟飛船的返回艙質量及尺寸。我國目前的大型運輸機尚不具備全尺寸模型投放的條件，這種大型返回艙對試驗的平臺設備、試驗模擬技術提出了更高的要求，如何更真實地模擬地面著陸環(huán)境、返回艙著陸姿態(tài)、開傘條件等，對試驗驗證的充分性和有效性至關重要。

目前，載人深空探測已成為下一階段主要航天國家空間探索活動的熱點，減速著陸技術作為支撐載人飛行的關鍵技術之一，因此應盡早進行載人深空探測與返回相關的減速著陸技術研究，鼓勵創(chuàng)新，促進減速著陸技術的全方位發(fā)展，在著陸緩沖技術、精確著陸與危險避讓控制技術、大型群傘技術、可控傘技術、可充氣膨脹減速技術等方面，取得更大突破，為我國開展載人深空探測工程奠定堅實的基礎。

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(編輯：夏光)

Research on Descent and Landing Technology for New Generation Manned Spacecraft

LEI Jiangli RONG Wei JIA He WANG Fei ZHAO Guangxiu

(Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity，Beijing 100094，China)

The new generation manned spacecraft is developing toward the direction of more functional and multiple objectives. The requirements of reusable and precise landing are gradually improved. The paper introduces the descent and landing technologies of the new generation manned spacecraft of the American MPCV(Multi-Purpose Crew Vehicle),CST-100(Commercial Space Transportation-100), Dragon and Russian PPTS (Prospective Piloted Transport System). The parachute system,decent and landing sequence and cushion landing system of these spacecraft are studied. The parachute cluster,cushion landing and precise landing control technologies of the aerodynamic deceleration,descent and landing systems are analyzed. Some suggestions for the development of manned spacecraft of China are proposed, such as developing parachute cluster and cushion landing system, researching the ground test and airdrop test technologies of the decent and cushion landing system， and so on.

manned spacecraft；descent and landing；aerodynamic deceleration；cushion landing

2016-07-06；

2016-12-07

雷江利，男，碩士，高級工程師，從事航天器返回與著陸技術研究工作。Email：lei_jiangli@163.com。

V529.1

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.01.015