魯 宇，蔡巧言，王 飛

0 引 言

臨近空間是指傳統(tǒng)的航天與航空之間的空間區(qū)域，一般認為是在距離地面20～100 km之間的空間領(lǐng)域，包括平流層的大部分區(qū)域、中間層和熱層的部分區(qū)域，由于其重要的開發(fā)應(yīng)用價值而受到廣泛的關(guān)注。重復(fù)使用運載器是指可多次往返于地面、臨近空間與空間軌道，可完成快速遠程運輸、快速進出空間等多種任務(wù)，并可按需返回地面的航天飛行器。

重復(fù)使用運載器實現(xiàn)天地往返飛行或入軌，必須同時滿足兩個基本條件，即速度條件和高度條件。在速度方面，理論上飛行器需要通過自身主動力推動（即自主）使其速度達到7.9 km/s的環(huán)繞速度；在高度方面，通常飛行器需要達到200 km以上的軌道高度。相關(guān)研究統(tǒng)計表明，為了達到上述規(guī)定的速度和高度，飛行器在20～100 km高度范圍內(nèi)，勢能和動能約占整個飛行階段能量的 60%左右（飛行剖面中能量占比分配示意見圖1）。

圖1 飛行剖面中能量占比分配示意Fig.1 Example of Energy Ratio during Flight

因此，如何在臨近空間，即20～100 km范圍內(nèi)以最少的能量消耗實現(xiàn)穩(wěn)定飛行，并優(yōu)化飛行器的速度和高度等參數(shù)，成為重復(fù)使用運載器設(shè)計中的難點。因此，對于重復(fù)使用技術(shù)的攻關(guān)工作，應(yīng)重點加強臨近空間相關(guān)技術(shù)的研究。通過發(fā)展重復(fù)使用技術(shù)，能夠有效降低進入空間的成本，保證和提高可靠性，提升進入空間的能力，支撐空間活動、空間應(yīng)用和商業(yè)航天。

1 重復(fù)使用技術(shù)發(fā)展途徑分析[1～4]

重復(fù)使用運載器的典型分類方式主要為3種：a）按系統(tǒng)的級數(shù)分類，包括多級入軌重復(fù)使用運載器和單級入軌重復(fù)使用運載器；b）按起降方式分類，包括垂直起飛水平著陸重復(fù)使用運載器、垂直起降重復(fù)使用運載器和水平起降重復(fù)使用運載器；c）按所采用的動力形式分類，包括火箭動力重復(fù)使用運載器和組合動力重復(fù)使用運載器。無論哪種方式，都在技術(shù)驅(qū)動上受到低成本、高可靠要求的約束和牽引。

總體來看，重復(fù)使用運載器按照升力式火箭動力重復(fù)使用、組合動力重復(fù)使用、傳統(tǒng)運載火箭構(gòu)型重復(fù)使用3條技術(shù)路徑同步開展研究，典型代表如美國國防高級研究計劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）提出的升力式火箭動力重復(fù)使用運載器 XS-1、洛·馬公司研制的組合動力飛行器SR-72以及SpaceX公司的法爾肯-9運載火箭等，如圖2所示。

圖2 重復(fù)使用運載器典型代表Fig.2 Example of Typical Reusable Launch Vehicle

1.1 國外發(fā)展情況分析

1.1.1 傳統(tǒng)運載火箭構(gòu)型重復(fù)使用技術(shù)

國外發(fā)展最為成功的是美國 SpaceX公司的法爾肯-9運載火箭[5]。自2011年開始，SpaceX公司開始發(fā)展運載火箭垂直回收與重復(fù)使用技術(shù)。2017年，SpaceX公司的法爾肯-9火箭共執(zhí)行了18次發(fā)射任務(wù)，幾乎占美國總發(fā)射次數(shù)的2/3，尤其是發(fā)射國防部軍事衛(wèi)星和空軍秘密載荷 X-37B，打破了聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司對于政府軍事載荷發(fā)射的壟斷。在18次發(fā)射任務(wù)中，有14次嘗試回收一子級并全部取得成功，一子級回收已經(jīng)常態(tài)化。2017年3月30日，該公司首次利用回收的一子級成功實現(xiàn)火箭復(fù)用，全年采用復(fù)用一子級執(zhí)行發(fā)射5次，占比接近1/3。

SpaceX公司通過法爾肯-9運載火箭的多次回收試驗的探索，驗證了垂直起降相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，同時利用回收火箭再次進行發(fā)射，進一步降低了發(fā)射成本，在國際商業(yè)發(fā)射市場上獲得了應(yīng)用。

圖3 法爾肯-9運載火箭示意Fig.3 Falcon-9 Launch Vehicle

1.1.2 升力式火箭動力重復(fù)使用運載器

國外的典型代表是美國的XS-1和X-37B。為彌補進入空間基礎(chǔ)級能力不足，美國DARPA于2013年提出試驗性太空飛行器（XS-1）項目。XS-1可視為美國空軍軍用空間飛機系統(tǒng)（Military Space Plane，MSP）的亞軌道運輸飛行器技術(shù)驗證機，旨在驗證快速響應(yīng)、廉價進入空間的相關(guān)核心技術(shù)，未來可實現(xiàn)有效載荷低成本發(fā)射，同時可用作高超聲速研究平臺。其主要技術(shù)指標(biāo)包括：10天10次飛行、最大飛行速度Ma=10；單次任務(wù) 500萬美元；擬構(gòu)建多任務(wù)載荷高峰發(fā)射能力。2017年5月24日，DARPA宣布選定波音公司作為主承包商。目前，該項目處于第 2階段，計劃在2019年完成技術(shù)驗證機研制、地面試驗；第3階段在2020年完成12～15次飛行試驗。

X-37B是美國空軍軍用空間飛機系統(tǒng)的空間機動飛行器（Space Maneuver Vehicle，SMV）技術(shù)驗證機，能夠在軌長期駐留并具有機動變軌、離軌返回能力，可重復(fù)使用。X-37B計劃目的是：“對可重復(fù)使用空間飛行器技術(shù)進行在軌試驗，降低風(fēng)險，作為重復(fù)使用的軌道試驗平臺，用于支持長期的太空發(fā)展計劃”。X-37B外形示意如圖4所示。目前，X-37B已經(jīng)完成4次飛行試驗，最長在軌時間717天。

圖4 X-37B外形示意Fig.4 X-37B Configurtaion

1.1.3 組合動力重復(fù)使用運載器

國外針對組合動力重復(fù)使用運載器技術(shù)開展了多種方案研究，包括國家空天飛機（NASP）、X-43A、X-51A、SR-72、云霄塔等。國家空天飛機計劃是一項組合動力單級入軌飛行器發(fā)展計劃，外形示意如圖 5所示。從1986年2月開始實施，原計劃在90年代研制出能在常規(guī)跑道上水平起落、單級入軌的高超聲速試驗型空天飛機（X-30），設(shè)想將運輸費用降至航天飛機運輸費用的5%。由于超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)遲遲得不到突破，投資額33億美元的NASP計劃于1995年被迫取消，但它為美國高超聲速技術(shù)發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。

圖5 國家空天飛機示意Fig.5 National Aerospace Plane（NASP）

NASP計劃終止后，為彌補超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)短板，美國相繼開展了X-43A、X-51A等計劃，分別實現(xiàn)了 Ma=7～10氫燃料、Ma=5.1碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的有動力飛行，之后確定了“高超聲速導(dǎo)彈、高超聲速飛機、空天飛行器”“三步走”技術(shù)路線（見圖 6）。

圖6 “三步走”技術(shù)路線示意Fig.6 Three-step Technical Routine

2013年，洛·馬公司開始SR-72高超聲速飛機研究。SR-72是一種以渦輪基組合發(fā)動機（Turbine based Combined Cycle，TBCC）為動力、設(shè)計巡航速度Ma=6、飛行高度30 km內(nèi)的高超聲速飛行器，可以在短時間內(nèi)快速抵達全球任意空域，執(zhí)行情報、監(jiān)視、偵察和打擊任務(wù)。SR-72的縮比尺寸驗證機計劃于2018年開始工程研制，而SR-72高超聲速飛行器有望在2030年服役。

云霄塔（SKYLON）是英國噴氣發(fā)動機有限公司于1994年提出的一種水平起降、單級入軌的空天飛行器[6]，目前已取得預(yù)冷器技術(shù)突破，證明發(fā)動機原理可行。計劃2019年開展動力驗證飛行器的地面靜態(tài)試驗和飛行試驗。云霄塔飛行器見圖7，機體長約85 m，翼展約25 m，對稱安裝2臺佩刀發(fā)動機，起飛質(zhì)量為325 t，運載能力為15 t/300 km LEO。

2015年4月，美國空軍研究實驗室確認了佩刀發(fā)動機的技術(shù)可行性，但同時認為，基于佩刀發(fā)動機的云霄塔水平起降單級入軌飛行器在短期內(nèi)仍存在較大技術(shù)風(fēng)險，宜作為更遠期的發(fā)展目標(biāo)。因此美國空軍研究實驗室與美國SEI公司合作，開始著手研究兩級入軌等風(fēng)險更低、周期更短的佩刀發(fā)動機應(yīng)用方案。2016年9月，美國空軍研究實驗室在AIAA會議上公布了基于佩刀發(fā)動機的兩級入軌應(yīng)用方案，該方案提出將佩刀發(fā)動機應(yīng)用于兩級入軌的第1級，降低了佩刀發(fā)動機的使用要求，由單級入軌轉(zhuǎn)到兩級入軌更有利于實現(xiàn)工程應(yīng)用。

圖7 云霄塔飛行器示意Fig.7 SKYLON Aircraft

1.2 國外發(fā)展趨勢分析

歸納國外重復(fù)使用技術(shù)，具有以下發(fā)展趨勢：

a）重復(fù)使用運載器近期重點聚焦兩級入軌方案，同時開展單級入軌方案探索；

b）火箭動力是發(fā)展重復(fù)使用運載器的首選推進方式，已進入系統(tǒng)級集成演示驗證階段；

c）組合動力重復(fù)使用運載器處于概念研究階段，突破吸氣式組合動力技術(shù)是首要關(guān)鍵；

d）重復(fù)使用運載器方案主流采用升力式水平著陸、垂直起降方式是商業(yè)化模式之一。

2 傳統(tǒng)運載火箭構(gòu)型重復(fù)使用技術(shù)

2.1 技術(shù)特點分析

基于傳統(tǒng)運載火箭構(gòu)型的重復(fù)使用技術(shù)，采用火箭動力發(fā)動機，現(xiàn)階段技術(shù)成熟度較高，對于運載火箭總體設(shè)計變化相對較小。傳統(tǒng)運載火箭構(gòu)型重復(fù)使用按不同的回收方式，可以分為傘降回收和垂直返回兩種主流方式。

在傘降回收方面，運載火箭的子級返回段利用降落傘進行減速，最終實現(xiàn)陸地、海上或者空中回收。目前，在運載火箭回收的各類方案中，該方案的技術(shù)成熟度最高，運載能力損失較小。在垂直返回方面，運載火箭的子級返回段利用主發(fā)動機重啟進行反推減速，同時利用高精度控制手段，實施陸地或海上平臺精確著陸回收。SpaceX公司的法爾肯-9火箭主發(fā)動機隼 1D液氧煤油發(fā)動機是燃氣發(fā)生器循環(huán)的泵壓式發(fā)動機，具備大范圍推力調(diào)節(jié)能力與多次啟動能力，法爾肯-9火箭實現(xiàn)了15次一子級垂直回收，一子級回收已經(jīng)常態(tài)化，但為了滿足垂直返回需求，需要預(yù)留部分推進劑，導(dǎo)致運載能力損失較大，據(jù)測算法爾肯-9火箭執(zhí)行GTO任務(wù)時一子級回收會損失40%左右的運載能力，垂直返回未來能否實現(xiàn)發(fā)射成本大幅降低還需進一步驗證。

2.2 技術(shù)難點分析

傳統(tǒng)運載火箭構(gòu)型的重復(fù)使用根據(jù)回收方式不同，其技術(shù)難點主要聚焦在傘降回收系統(tǒng)設(shè)計、垂直返回高精度控制、垂直返回發(fā)動機大范圍深度推力調(diào)節(jié)等方面。

a）傘降回收大型群傘和大型緩沖氣囊技術(shù)。

傘降回收方式的主要技術(shù)難點體現(xiàn)在大型群傘技術(shù)和大型緩沖氣囊技術(shù)兩個方面：一方面，主傘系一般由多具主傘組成，每具傘名義面積約為1000 m2。由于群傘系統(tǒng)存在開傘不同步現(xiàn)象，可能導(dǎo)致開傘載荷分配存在很大不均勻性、減速效果差、結(jié)構(gòu)破壞等后果；另一方面，陸上著陸時需要采用緩沖氣囊進行著陸緩沖，每個緩沖氣囊充滿后體積可達幾十立方米，緩沖氣囊對于傘降回收至關(guān)重要，直接決定了一子級著陸緩沖性能、回收系統(tǒng)的總質(zhì)量和總體積；同時，還可能存在氣囊本身材料強度的問題。

b）垂直返回高精度控制技術(shù)。

為了確保運載火箭子級能夠以穩(wěn)定的姿態(tài)、按照預(yù)定的軌跡飛回預(yù)定的降落場，需要開展垂直返回高精度控制技術(shù)研究，關(guān)鍵技術(shù)點包括在線軌跡規(guī)劃技術(shù)、高精度姿態(tài)控制技術(shù)等。該項技術(shù)涉及到運載火箭子級返回段的任務(wù)規(guī)劃、彈道、姿控以及導(dǎo)航制導(dǎo)等多個專業(yè)，同時由于飛行任務(wù)復(fù)雜、干擾大且不確定性因素多，運載火箭子級熱流、過載等邊界約束苛刻，對于子級落地精度要求高等特點，垂直返回控制技術(shù)具有較大的難度。

c）垂直返回發(fā)動機大范圍深度推力調(diào)節(jié)技術(shù)。

運載火箭子級在垂直返回過程中，由于其推進劑已基本耗盡，子級重量較低，為保證子級在下降過程中過載的要求，需要發(fā)動機具備大范圍深度推力調(diào)節(jié)能力，通過設(shè)置調(diào)節(jié)閥實現(xiàn)。與現(xiàn)有的固定推力或小范圍變推力發(fā)動機相比，具有大范圍推力調(diào)節(jié)能力的發(fā)動機的研制難點體現(xiàn)在調(diào)節(jié)元件多，噴注器、再生冷卻身部、渦輪泵等關(guān)鍵組件工作范圍廣，調(diào)節(jié)控制規(guī)律復(fù)雜等方面。

d）垂直返回著陸支撐技術(shù)。

著陸支撐是運載火箭子級垂直返回過程的最后一個步驟，也是決定垂直回收成功與否的關(guān)鍵所在。運載火箭的著陸支撐技術(shù)的主要難點體現(xiàn)在緩沖裝置設(shè)計、著陸支撐機構(gòu)構(gòu)型優(yōu)化和著陸支撐機構(gòu)展開鎖定等，是確保子級安全回收的重要環(huán)節(jié)。

e）運載火箭二子級返回氣動外形設(shè)計與防熱技術(shù)。

為了實現(xiàn)運載火箭二子級再入返回，需要具備特定的氣動特性或特殊的減速措施，以滿足二子級再入彈道、控制和防熱等需要。傳統(tǒng)的運載火箭均為圓柱體構(gòu)型，因此必須開展氣動外形優(yōu)化設(shè)計來滿足再入要求，實現(xiàn)安全可靠的回收。其中，由于二子級軌道再入返回速度高，防熱是需要解決的關(guān)鍵問題之一，主要涉及熱環(huán)境設(shè)計與預(yù)示、高效防隔熱、動靜熱密封等問題。現(xiàn)階段，考慮二子級再入返回防熱系統(tǒng)以及需要預(yù)留的推進劑重量，實現(xiàn)二子級回收可能造成的運載能力損失超過約40%。

3 升力式火箭動力重復(fù)使用運載器技術(shù)

3.1 技術(shù)特點分析

升力式火箭動力重復(fù)使用運載器在寬速域和大空域飛行。一方面，速度變化劇烈，變化范圍一般為Ma=0～28，并會在短時間內(nèi)經(jīng)歷高超、超、跨、亞聲速飛行；另一方面，飛行空域跨度大，飛行高度一般為0～200 km，涵蓋臨近空間范圍；空域跨度大導(dǎo)致飛行器攻角變化范圍大，約為-10～40°；空域跨度大還會導(dǎo)致大氣密度變化劇烈，飛行器需要經(jīng)歷自由分子流區(qū)、過渡流區(qū)、連續(xù)流區(qū)，其中在臨近空間主要經(jīng)歷過渡流區(qū)、連續(xù)流區(qū)。

針對臨近空間范圍，升力式火箭動力重復(fù)使用運載器攻角經(jīng)歷了上升段負攻角到再入段大攻角，再到平滑滑翔階段的大范圍變化。同時飛行器承載特性復(fù)雜，上升段承受軸向過載，返回段承受法向過載，如圖8所示。

圖8 過載隨時間變化曲線示意Fig.8 Example of Overload Varies with Time

3.2 技術(shù)難點分析

升力式火箭動力重復(fù)使用運載器的技術(shù)難點主要涉及氣動力熱、飛行控制、輕質(zhì)高強結(jié)構(gòu)、重復(fù)使用評估等問題。

3.2.1 天地往返氣動力熱技術(shù)

升力式火箭動力重復(fù)使用運載器在大空域、寬速域飛行，航跡復(fù)雜，其氣動布局設(shè)計包括機身布局和控制舵面布局兩個方面。機身布局方面，通常采用翼身組合體或翼身融合體?？刂贫婷娌季址矫妫枰紤]采用單垂尾、雙外傾垂尾、翼尖垂尾、垂尾后緣方向舵、全動舵、無方向舵、機翼后緣舵、體襟翼等多種方式。對于升力式火箭動力重復(fù)使用運載器而言，提高飛行器升阻比的要求往往與降低熱流密度的要求相互矛盾，如圖9所示。

圖9 氣動布局設(shè)計難點Fig.9 Challenges in Aerodynamic Configuration Design

此外，為實現(xiàn)天地往返運輸，升力式火箭動力重復(fù)使用運載器需兼顧高速再入返回與低速進場著陸、大攻角與大機動、穩(wěn)定性/操縱性和舵效匹配等難題。上升段峰值熱流約為50 kW/m2，再入過程中大攻角減速無動力飛行，熱流增長到500 kW/m2以上，中低熱流、高焓、重復(fù)使用等特性會帶來防熱、控制等一系列難題。

3.2.2 天地往返飛行控制技術(shù)

由于升力式火箭動力重復(fù)使用運載器通常采用翼身組合體布局，在臨近空間機動飛行時，其俯仰通道、滾轉(zhuǎn)通道、偏航通道三者存在強耦合關(guān)系，飛行全程面臨大范圍攻角變化及大熱流、變載荷、復(fù)雜力學(xué)環(huán)境、不確定性控制等多約束條件，實現(xiàn)全程穩(wěn)定控制是其面臨的一大技術(shù)挑戰(zhàn)。

在上升段面臨的主要問題有：a）由于采用面對稱布局，風(fēng)干擾明顯、起飛漂移量大；b）由于質(zhì)心大范圍變化，質(zhì)心位置縱向變化的同時，存在較大的橫向移動；c）控制需求方面，由于飛行器氣動干擾嚴(yán)重，需要發(fā)動機和舵面聯(lián)動控制，大動壓區(qū)氣動舵面鉸鏈力矩較高。

在返回段面臨的問題主要包括：a）穩(wěn)定性問題，飛行器縱向靜不穩(wěn)定度高，造成大攻角階段舵面難以配平；b）耦合問題，對于面對稱體布局，偏航和滾轉(zhuǎn)耦合嚴(yán)重、舵效干擾明顯；c）控制能力問題，飛行器再入段氣動舵面持續(xù)出現(xiàn)大舵偏狀態(tài)，鉸鏈力矩峰值高；d）執(zhí)行機構(gòu)問題，飛行器所采用的大推力反作用控制系統(tǒng)（RCS）對于氣動特性影響明顯。

3.2.3 輕質(zhì)高強結(jié)構(gòu)技術(shù)

升力式火箭動力重復(fù)使用運載器的起飛重量中，以推進劑重量為主，但進一步提高運載能力，降低結(jié)構(gòu)系數(shù)，是重復(fù)使用、提高效率需要解決的難題之一。對于以液氧煤油發(fā)動機為主動力的重復(fù)使用運載器，其真空比沖一般為3350 m/s左右，即使結(jié)構(gòu)系數(shù)降到0.10，也無法實現(xiàn)單級入軌。對于以氫氧火箭發(fā)動機為主動力的重復(fù)使用運載器，其真空比沖一般為4450 m/s左右，結(jié)構(gòu)系數(shù)需降至0.12以內(nèi)，才能實現(xiàn)單級入軌。但是，將重復(fù)使用運載器結(jié)構(gòu)系數(shù)降至0.12極其困難。因此，為了在遠期實現(xiàn)單級入軌，必須開展輕質(zhì)高強度結(jié)構(gòu)技術(shù)研究，以顯著降低運載器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)。

輕質(zhì)高強結(jié)構(gòu)技術(shù)面臨的主要問題有：a）載荷工況復(fù)雜，上升段承受軸向載荷，返回段承受法向載荷；b）冷熱結(jié)構(gòu)匹配困難，飛行器內(nèi)外溫差高達上千攝氏度；c）低溫貯箱與常溫結(jié)構(gòu)連接方案復(fù)雜，低溫、增壓、過載引起連接匹配困難；d）高裝填比緊湊結(jié)構(gòu)布局，系統(tǒng)眾多、空間緊張、總裝流程復(fù)雜等。

為了實現(xiàn)降低結(jié)構(gòu)系數(shù)，可以通過優(yōu)化貯箱結(jié)構(gòu)和優(yōu)化主承力結(jié)構(gòu)兩個方面實現(xiàn)。對于貯箱結(jié)構(gòu)，采用先進鋁鋰合金，相對鋁合金結(jié)構(gòu)重量可下降10%～15%。此外，采用復(fù)合材料可進一步降低結(jié)構(gòu)系數(shù)，但復(fù)合材料低溫貯箱難度極大。對于主承力結(jié)構(gòu)，采用全復(fù)合材料，相對鋁合金結(jié)構(gòu)重量可下降15%～40%。現(xiàn)用石墨-環(huán)氧樹脂材料的耐溫能力達180 ℃，聚酰亞胺、雙馬基等材料可提升耐溫能力至200～300 ℃，能夠進一步降低防熱層厚度。

3.2.4 重復(fù)使用評估問題

升力式火箭動力重復(fù)使用運載器的重復(fù)使用評估也是制約其發(fā)展的關(guān)鍵點之一。對于一架飛行器實現(xiàn)多次飛行，目前尚未建立完善有效的重復(fù)使用設(shè)計準(zhǔn)則與標(biāo)準(zhǔn)，缺乏重復(fù)使用飛行器評價體系，面臨如何精確評估是否具備再次飛行條件的挑戰(zhàn)。缺乏熱防護材料以及輕質(zhì)結(jié)構(gòu)重復(fù)使用的工程化應(yīng)用技術(shù)、可重復(fù)使用性能評價與標(biāo)準(zhǔn)，在金屬及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)耐久性機理及評價方法以及熱防護系統(tǒng)在高溫、強氧化、復(fù)雜動力學(xué)等環(huán)境下的可重復(fù)使用特性評估、返場維修的無損檢測等面臨技術(shù)挑戰(zhàn)。同時，還缺乏火箭發(fā)動機高溫組件熱結(jié)構(gòu)疲勞壽命評估、快速檢測評估與維修維護方法，火箭發(fā)動機能否再次飛行的評估面臨挑戰(zhàn)。

對于火箭發(fā)動機而言，要實現(xiàn)快速響應(yīng)、重復(fù)使用，須滿足長壽命、推力大范圍調(diào)節(jié)、多次啟動、快速檢測維護等要求，而現(xiàn)有的火箭發(fā)動機設(shè)計、研制及試驗體系均采用一次性設(shè)計理念，若要向重復(fù)使用方向發(fā)展，尚需解決高可靠長壽命渦輪泵、燃燒室冷卻、發(fā)動機空中預(yù)冷及返回后快速檢測維護等問題。

對于重復(fù)使用熱防護而言，作為火箭動力重復(fù)使用運載器的核心關(guān)鍵，主要涉及高效防隔熱、動靜熱密封、快速檢測裝配等問題。為了保證飛行器原始氣動外形和再入返回階段精確控制，必須實現(xiàn)非燒蝕條件下的超輕質(zhì)防隔熱和動靜熱密封設(shè)計。同時，目前陶瓷瓦已接近工藝極限，超輕質(zhì)薄層重復(fù)使用熱防護設(shè)計具有極大挑戰(zhàn)。

4 組合動力重復(fù)使用運載器技術(shù)

4.1 技術(shù)特點分析

組合動力技術(shù)是將渦輪、火箭、沖壓多種先進動力進行有機融合形成一種新型動力，能在寬廣的飛行包線內(nèi)為飛行器提供所需動力，主要有 3種組合方式（見圖 10）：第 1種是火箭發(fā)動機與沖壓發(fā)動機的組合，稱之為火箭基組合發(fā)動機（RBCC）；第2種是渦輪噴氣發(fā)動機與沖壓發(fā)動機的組合，稱之為渦輪基組合發(fā)動機（TBCC）；第3種是渦輪噴氣發(fā)動機、沖壓發(fā)動機、火箭發(fā)動機三者組合，稱之為三組合發(fā)動機（Trijet）。對于TBCC而言，其難點在于解決Ma=2～3之間的推力鴻溝問題；對于RBCC而言，其難點在于解決 Ma=0～2的火箭引射推力增益不足問題。佩刀發(fā)動機創(chuàng)新地采用氦氣工質(zhì)作為第三流體循環(huán)，通過預(yù)冷空氣和高壓比壓縮，使火箭推力室能用空氣作為氧化劑，從而使發(fā)動機具備吸氣和火箭兩種工作模式，解決了“推力鴻溝”與“引射增益不足”問題，是組合動力應(yīng)用于重復(fù)使用運載器的一條有效途徑。目前，組合動力技術(shù)發(fā)展正在嘗試多種途徑解決重復(fù)使用運載器應(yīng)用存在的問題。

圖10 組合動力發(fā)動機的不同組合方式Fig.10 Different Combinationsof Combined-Propulsion

組合動力發(fā)動機優(yōu)勢在于如何充分利用大氣，減少氧化劑攜帶量。其最佳工作范圍為大氣稠密的空間，約為0～30 km，而30 km以上組合動力發(fā)動機需自身攜帶氧化劑和燃料，與火箭發(fā)動機完全相同。天地往返要達到200 km以上的軌道高度，30 km以上大氣密度下降至1%，主要依靠火箭動力實現(xiàn)推進。30 km以下能量占比約20%～30%，組合動力的優(yōu)勢主要體現(xiàn)在此區(qū)間。

將組合動力發(fā)動機應(yīng)用于重復(fù)使用運載器，需充分利用大氣，延長組合動力發(fā)動機在大氣中的飛行時間，將飛行器的速度增加到一個“極值”。目前來看，較多的總體方案是將組合動力應(yīng)用于兩級入軌重復(fù)使用運載器的一子級，一、二級的分離點高度通常為25～30 km，分離點速度通常為Ma=6～10。

4.2 技術(shù)難點分析

組合動力重復(fù)使用運載器的技術(shù)難點主要涉及總體/推進一體化設(shè)計、不同動力之間的協(xié)調(diào)匹配、大范圍進排氣技術(shù)、組合動力飛行器機體結(jié)構(gòu)/防隔熱/動力一體化等方面。

a）總體/推進一體化設(shè)計技術(shù)。

對于組合動力重復(fù)使用運載器，機身/推進需進行一體化氣動布局設(shè)計，以滿足推阻匹配、高升阻比和操穩(wěn)特性等要求，但因機身與發(fā)動機耦合嚴(yán)重，因此一體化氣動布局設(shè)計需反復(fù)迭代，確定最優(yōu)總體方案。氣動力熱預(yù)測技術(shù)需準(zhǔn)確，以滿足總體對彈道、姿控、結(jié)構(gòu)、熱防護等系統(tǒng)的要求，但涉及層流、湍流、轉(zhuǎn)捩等復(fù)雜流動，還涉及內(nèi)流與外流耦合，數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗方法均有各自待解決的問題。氣動熱彈性與載荷分析技術(shù)難度大。合理確定激勵源及其性質(zhì)、大小和規(guī)律、動載荷建模，以及熱環(huán)境下的非定常載荷及其在結(jié)構(gòu)上的載荷響應(yīng)均是難點。

b）不同動力之間的協(xié)調(diào)匹配問題。

組合動力將高推重比的火箭發(fā)動機、高比沖性能的沖壓發(fā)動機以及極高比沖的渦輪發(fā)動機通過不同方式組合在一起，并引入空氣預(yù)冷等技術(shù)拓寬吸氣式動力模式的工作區(qū)域，實現(xiàn)不同動力模式的有機結(jié)合，因此需要解決不同動力之間的協(xié)調(diào)匹配問題。

c）大范圍進排氣技術(shù)。

組合動力發(fā)動機進氣道要求在總體外形的約束下，在較寬的飛行包線內(nèi)具有良好的啟動特性、較高的流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)、良好的出口流場品質(zhì)以及抵抗燃燒形成高反壓的能力，而與此相關(guān)的進氣道的波系配置、激波/激波干擾、激波/邊界層干擾、邊界層轉(zhuǎn)捩、流動分離控制、隔離段內(nèi)激波串非定常流態(tài)等尚未完全認識清楚。尾噴管設(shè)計的主要難點在于氣流膨脹程度的控制以及寬馬赫數(shù)范圍綜合性能的兼顧。因此，組合動力發(fā)動機大范圍進排氣技術(shù)主要涉及具有大壓力梯度特性的粘性流動、非平衡流動反應(yīng)，以及排氣系統(tǒng)內(nèi)外流熱態(tài)試驗?zāi)M等復(fù)雜問題。

d）組合動力飛行器機體結(jié)構(gòu)/防隔熱/動力一體化。

對于組合動力重復(fù)使用運載器，嚴(yán)重的氣動加熱環(huán)境和質(zhì)量、容積等條件的制約，對飛行器機體結(jié)構(gòu)與熱防護系統(tǒng)提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，其設(shè)計必須堅持高度一體化思想，即材料與結(jié)構(gòu)的一體化、結(jié)構(gòu)與熱防護系統(tǒng)的一體化、結(jié)構(gòu)與動力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的一體化、結(jié)構(gòu)與氣動外形設(shè)計的一體化。此外，對高溫結(jié)構(gòu)材料的耐溫極限、耐久性、高溫氧化和復(fù)雜載荷條件下的輕質(zhì)強韌化性能，對高溫防隔熱材料的輕質(zhì)耐高溫、高效隔熱提出了苛刻要求；熱結(jié)構(gòu)仿真與分析技術(shù)也因高溫沖擊效應(yīng)、高氣動載荷、高噪聲載荷以及強振動等外部環(huán)境變得更加重要。

5 發(fā)展重復(fù)使用技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)

綜合分析上述 3種技術(shù)途徑所面對的技術(shù)難點[2,3]，梳理重復(fù)使用技術(shù)發(fā)展面臨的挑戰(zhàn)，面向未來重復(fù)使用技術(shù)發(fā)展需重點解決的問題主要包括：重復(fù)使用航天運輸系統(tǒng)總體技術(shù)、大空域全速域氣動力熱特性精確預(yù)示技術(shù)、重復(fù)使用航天推進技術(shù)、基于人工智能的自主控制技術(shù)、先進高效重復(fù)使用熱防護與熱管理技術(shù)、輕質(zhì)結(jié)構(gòu)材料與制造工藝技術(shù)、地面試驗與驗證技術(shù)、檢測維護與全壽命周期健康管理技術(shù)8個方向，這些難題和挑戰(zhàn)需要持續(xù)開展技術(shù)攻關(guān)，尋求解決途徑。

a）重復(fù)使用航天運輸系統(tǒng)總體技術(shù)。

基于多次重復(fù)使用航天運輸系統(tǒng)總體技術(shù)，未來將依托于先進動力、人工智能、超材料等前沿科學(xué)技術(shù)，實現(xiàn)對不同任務(wù)剖面飛行環(huán)境的自適應(yīng)，具備自由進出空間、多次往返飛行能力。面臨的難點包括：高集成度、高可靠、多學(xué)科耦合總體一體化優(yōu)化問題；重復(fù)使用設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范及重復(fù)使用性能評估方法與驗證問題；高超聲速飛行器智能變構(gòu)型問題；自主能源管理問題。

b）大空域全速域氣動力熱特性精確預(yù)示技術(shù)。

現(xiàn)代空氣動力學(xué)雖經(jīng)百年發(fā)展，仍存在諸多基礎(chǔ)科學(xué)問題，如湍流與轉(zhuǎn)捩問題、流動分離與再附問題、高溫/稀薄等多物理效應(yīng)及其耦合影響、激波/邊界層干擾、湍流燃燒等。重復(fù)使用飛行器將經(jīng)歷組合體垂直（或水平）起飛、高速級間分離、在軌運行、高速大攻角再入、能量管理和無動力自主進場著陸等飛行階段，飛行剖面遇到的氣動問題幾乎涉及到上述提到的所有空氣動力學(xué)學(xué)科的疑難問題。同時，飛行器的可重復(fù)使用也將對氣動研究帶來新的問題與新的技術(shù)挑戰(zhàn)。面臨的難點包括：飛行器總體/結(jié)構(gòu)/動力耦合氣動布局綜合優(yōu)化問題；天地差異性和天地一致性問題；高超聲速復(fù)雜多物理效應(yīng)強耦合流動機理及預(yù)示問題；高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩及湍流效應(yīng)形成機理及熱環(huán)境復(fù)雜物理效應(yīng)作用機理問題。

c）重復(fù)使用航天推進技術(shù)。

依托先進材料、智能制造、大數(shù)據(jù)與故障檢測等科技發(fā)展成果，將現(xiàn)有航天動力從一次性拓展到重復(fù)使用，從單一模態(tài)發(fā)展為火箭、渦輪、沖壓多模態(tài)融合是航天推進技術(shù)的重要發(fā)展方向。重復(fù)使用航天推進技術(shù)具有高可靠、長壽命、多次點火、推力調(diào)節(jié)等功能以及全壽命周期易維護等特點。面臨的難點包括：液體火箭發(fā)動機深度節(jié)流與重復(fù)使用技術(shù)；協(xié)同控制吸氣式組合循環(huán)動力技術(shù)；自主在線診斷與控制律重構(gòu)的智能火箭發(fā)動機技術(shù)；新概念推進與新型推進劑技術(shù)；重復(fù)使用航天動力的先進材料和智能制造技術(shù)等。

d）基于人工智能的自主控制技術(shù)。

基于人工智能的自主控制技術(shù)以環(huán)境及模型辨識、強化學(xué)習(xí)、智能規(guī)劃與決策、動態(tài)重構(gòu)調(diào)度等技術(shù)為核心，以智能演化系統(tǒng)為實現(xiàn)平臺，解決天地往返飛行器全任務(wù)剖面下的智能自主化飛行控制，應(yīng)對復(fù)雜故障條件的智能、最大限度地確保任務(wù)完成度。面臨的難點包括：基于自主辨識與強化學(xué)習(xí)的制導(dǎo)理論與方法問題；自主任務(wù)規(guī)劃與決策問題；適應(yīng)“快時變、強非線性、強耦合”控制對象特點的先進控制理論和控制方法；智能演化硬件與動態(tài)重構(gòu)調(diào)度技術(shù)等。

e）先進高效重復(fù)使用熱防護與熱管理技術(shù)。

超輕量化、可重復(fù)使用熱防護是天地往返飛行器的重要基礎(chǔ)，是決定飛行器“回得來”的關(guān)鍵技術(shù)。熱防護與熱管理對飛行器熱量進行控制和統(tǒng)一分配管理，是決定其他系統(tǒng)能否正常工作的使能系統(tǒng)。面臨的難點包括：超輕質(zhì)可重復(fù)使用高溫非燒蝕熱防護技術(shù)；熱防護重復(fù)使用性與維護性問題；綜合優(yōu)化的主動熱防護問題；冷熱源綜合利用及集成式熱管理技術(shù)等問題。

f）輕質(zhì)結(jié)構(gòu)材料與制造工藝技術(shù)。

重復(fù)使用飛行器空天跨域飛行，多次重復(fù)使用，在任務(wù)剖面內(nèi)將承受主動段大過載載荷、大梯度交變溫度載荷、粒子撞擊及電磁輻射以及再入氣動力熱、高頻噪聲的耦合作用，還要承受著陸沖擊載荷環(huán)境等“天-空-地”復(fù)雜耦合載荷環(huán)境作用，使得輕質(zhì)高效的結(jié)構(gòu)材料與制造工藝技術(shù)突破還面臨著重大技術(shù)難題。主要包括：低頻次疲勞可重復(fù)使用飛行器結(jié)構(gòu)完整性評估問題；耐高溫、高性能、高韌性、多功能一體化復(fù)合材料問題；超大尺度可重復(fù)使用冷熱結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計與制造技術(shù)；自檢測、自適應(yīng)、自修復(fù)及仿生結(jié)構(gòu)材料問題；石墨烯、超材料等新材料體系制備及應(yīng)用問題等。

g）地面試驗與驗證技術(shù)。

地面試驗與驗證作為飛行器研制過程中的重要環(huán)節(jié)，如何提高地面試驗驗證的有效性，縮小天地一致性差異，有效揭示和獲得極端服役環(huán)境下結(jié)構(gòu)力熱耦合機理、動力學(xué)特性、失效模式、飛行穩(wěn)定性、可靠性，以及對天地往返飛行器的重復(fù)使用性能進行分析，成為需要迫切攻克的技術(shù)難題。面臨的難點包括：力/熱/氧/低氣壓綜合環(huán)境試驗?zāi)M技術(shù)；先進測試技術(shù)與智慧試驗技術(shù)；跨域飛行氣動性能地面預(yù)示與天地一致性試驗評估；全剖面飛行過程地面動態(tài)模擬試驗技術(shù)等。

h）檢測維護與全壽命周期健康管理技術(shù)。

檢測維護與全壽命周期健康管理技術(shù)是檢測與維修診斷的一種革新技術(shù)，它的引入能夠了解和預(yù)報故障何時發(fā)生，對全系統(tǒng)健康狀態(tài)進行評估。它利用先進傳感器與底層程序采集系統(tǒng)的各種數(shù)據(jù)信息，經(jīng)過智能的數(shù)據(jù)分析與融合后，采用智能推理算法對故障進行診斷、定位與隔離，評估運輸系統(tǒng)的健康狀態(tài)，在系統(tǒng)故障發(fā)生前對故障進行預(yù)測，結(jié)合診斷與預(yù)測信息以及可用資源，對維修活動做出適當(dāng)規(guī)劃與決策，觸發(fā)地面保障系統(tǒng)實現(xiàn)視情維修、快速維修保障。面臨的難點包括：多源信息感知與融合問題；故障智能診斷與自主重構(gòu)問題；智能故障預(yù)測與健康評估問題；智能化在線故障診斷及全壽命周期健康管理技術(shù)高精度智能傳感器設(shè)計與布局優(yōu)化問題等。

6 結(jié)束語

圍繞臨近空間和重復(fù)使用技術(shù)，現(xiàn)階段國內(nèi)外均開展了大量研究，取得了大量研究成果。但是，為了進一步支撐重復(fù)使用運載器未來的發(fā)展，還需要持續(xù)針對天地往返前沿性問題深入開展技術(shù)攻關(guān)工作，以滿足未來低成本、高可靠、大規(guī)模重復(fù)使用天地往返的需求。

臨近空間技術(shù)作為重復(fù)使用進出空間能力的重要支撐，受到許多國家的重視，加快推進臨近空間與重復(fù)使用運載器技術(shù)融合發(fā)展，將顯著提升中國自由進出空間的能力，有力支撐未來空間站建設(shè)、載人登月登火、深空探測等任務(wù)，推動未來航天運輸?shù)母锩园l(fā)展，并對未來人類生活方式產(chǎn)生深遠的影響。

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