黃明星 黃偉 賈賀 陳旭

(北京空間機(jī)電研究所，北京 100094)

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，深空探測(cè)成為航天領(lǐng)域的熱門(mén)。從月球至火星，從近地行星到小天體，人類(lèi)對(duì)深空探測(cè)的目標(biāo)從環(huán)繞探測(cè)、著陸就位探測(cè)、取樣返回到更大質(zhì)量的樣品采集和返回階段。

截至2020年，全球共實(shí)施了118次無(wú)人月球探測(cè)和9次載人月球探測(cè)任務(wù)[1]。在20世紀(jì)初，美國(guó)和日本啟動(dòng)了對(duì)近地小行星帶天體，太陽(yáng)風(fēng)、彗星等的探測(cè)取樣計(jì)劃。其中，起源號(hào)和星塵號(hào)分別實(shí)現(xiàn)了對(duì)太陽(yáng)風(fēng)粒子和彗星塵埃的取樣[2-3]，隼鳥(niǎo)1號(hào)和2號(hào)分別對(duì)絲川和龍宮兩個(gè)小行星進(jìn)行著陸取樣且順利返回地球[4]。目前所有的取樣返回任務(wù)在再入地球大氣過(guò)程中，均采用降落傘系統(tǒng)進(jìn)行減速的方式，降落傘減速方式是利用大氣的阻力進(jìn)行高效減速，適應(yīng)于稠密大氣和低速條件。隨著未來(lái)對(duì)月球、火星探測(cè)及小天體進(jìn)一步開(kāi)發(fā)及探索，更加有效的減速方式和更大質(zhì)量的取樣返回必將成為新的需求。

充氣式再入返回是一種新型再入回收方式[5-7]，這種返回方式適合大質(zhì)量返回載荷的初步減速，并且趨于成熟階段。1996年，“Mars 96”火星著陸計(jì)劃試驗(yàn)中搭載了充氣式再入返回系統(tǒng)，但是由于火箭升空后未能正常入軌導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。2000年—2005年，在歐洲航天局(ESA)和德國(guó)航空航天股份公司(DASA)的協(xié)作下，俄羅斯先后完成了充氣再入下降技術(shù)系統(tǒng)(IRDT)的4次飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了充氣航天器再入減速方案的可行性[3]。2007年后，NASA對(duì)其充氣式再入返回航天器展開(kāi)系列飛行試驗(yàn)(IRVE)，驗(yàn)證了在氣動(dòng)載荷下充氣結(jié)構(gòu)的保形能力和材料的耐熱性能[8]。

為了滿足未來(lái)深空天體的大質(zhì)量的取樣返回任務(wù)需求，本文中提出一種將充氣錐和降落傘相結(jié)合的兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)。充氣錐阻力系數(shù)高，可形成較大的阻力面積，適合在低動(dòng)壓下進(jìn)行充氣展開(kāi)，而且本身具有防熱功能，在高超聲速下性能穩(wěn)定。降落傘在低空高密度大氣環(huán)境使用減速效果明顯，當(dāng)返回艙高度降低至10 km左右，打開(kāi)降落傘系統(tǒng)，可將速度降低至安全值。

1 兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 系統(tǒng)模型

兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)由充氣錐系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)及控制系統(tǒng)、樣品系統(tǒng)及降落傘系統(tǒng)組成，如圖1所示。兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)再入過(guò)程如圖2所示。

圖1 兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)Fig.1 Two-stage deceleration reentry and return system

圖2 再入返回工作過(guò)程Fig.2 Reentry and return process

1.2 再入返回方案

目前已經(jīng)成功實(shí)現(xiàn)小行星取樣返回方案中[9-10]，在再入大氣層的初始條件見(jiàn)表1[11-13]。根據(jù)再入彈道的計(jì)算結(jié)果，當(dāng)再入角大于-8°時(shí)，返回艙再入過(guò)程中會(huì)彈出大氣。

表1 成功航天器的再入條件Table 1 Conditions for reentry of successful spacecraft

為了充分利用充氣結(jié)構(gòu)進(jìn)行減速，充氣式取樣返回系統(tǒng)的充氣展開(kāi)高度取為200 km，參考表1中再入條件，再入速度可分別取為11.2 km/s、12 km/s、12.5 km/s，再入角度可取為-9.5°。為了適用未來(lái)大質(zhì)量的行星取樣返回，新型再入返回系統(tǒng)展開(kāi)的直徑可達(dá)到6～10 m，整個(gè)再入系統(tǒng)的質(zhì)量最大取為8 t。

考慮到開(kāi)傘動(dòng)壓及高度損失，亞聲速降落傘的開(kāi)傘高度一般為10 km左右[14]，降落傘拉直充氣后，形成較大的氣動(dòng)阻力，可將著陸速度降低至16 m/s以下。

根據(jù)不同的行星取樣質(zhì)量，充氣式取樣返回系統(tǒng)的總再入質(zhì)量取為6 t、8 t，充氣展開(kāi)半徑可取為3 m、4 m、5 m，制定充氣式取樣返回方案如表2所示。

表2 充氣式取樣返回方案Table 2 Inflatable sampling return scheme

為了實(shí)現(xiàn)樣品成功回收，再入過(guò)程中駐點(diǎn)最高溫度應(yīng)不超過(guò)3000 K，目前無(wú)人返回艙的著陸速度一般不大于13 m/s[14]，考慮到充氣結(jié)構(gòu)的緩沖性能，其最大著陸速度取不大于16 m/s。

2 充氣錐鈍頭半徑優(yōu)化

天體回收再入速度一般為第二宇宙速度，此時(shí)再入過(guò)程的輻射熱流將變的很大，甚至占總熱流主要部分，而輻射熱流與充氣錐鈍頭半徑R0呈線性關(guān)系，所以應(yīng)盡量減小充氣錐的鈍頭半徑，但當(dāng)鈍頭半徑減小時(shí)，對(duì)流傳熱會(huì)不斷增大，故需要對(duì)鈍頭半徑進(jìn)行初步優(yōu)化。充氣錐外形如圖3所示，其中R0為充氣錐鈍頭半徑，R2為充氣展開(kāi)半徑。

圖3 充氣錐外形尺寸Fig.3 Inflatable cone dimensions

考慮最嚴(yán)酷工況，再入速度取為12.5 km/s，針對(duì)不同的再入質(zhì)量6 t、8 t，充氣展開(kāi)半徑為3 m、4 m、5 m的取樣返回方案進(jìn)行鈍頭半徑優(yōu)化，熱流密度與鈍頭半徑的變化關(guān)系見(jiàn)圖4～圖6。

圖4 熱流密度與鈍頭半徑的變化曲線Fig.4 Curves of heat flux and blunt radius

圖5 熱流密度與鈍頭半徑的變化曲線Fig.5 Curves of heat flux and blunt radius

圖6 熱流密度與鈍頭半徑的變化曲線Fig.6 Curves of heat flux and blunt radius

由圖中可以看出，對(duì)于充氣展開(kāi)半徑分別為3 m、4 m、5 m的再入方案，總熱流密度均隨著鈍頭半徑先減小后增大，對(duì)于3種充氣展開(kāi)半徑，為了適應(yīng)6 t及8 t的返回質(zhì)量，取兩個(gè)返回質(zhì)量下駐點(diǎn)熱流密度之和最小值時(shí)的鈍頭半徑為最優(yōu)值。從圖中可以得到，充氣展開(kāi)半徑為3 m、4 m、5 m時(shí)，最優(yōu)的鈍頭半徑分別為0.75 m，1.25 m，1.50 m。

3 彈道與熱流密度計(jì)算

3.1 充氣錐工作段

對(duì)鈍頭半徑優(yōu)化后取樣返回方案進(jìn)行彈道熱流密度計(jì)算，再入條件按表2所示，忽略充氣錐鈍頭向內(nèi)的傳導(dǎo)熱量，外界對(duì)充氣錐壁面的輻射和對(duì)流熱量與壁面向外界輻射熱量平衡[15]，可得到各方案中駐點(diǎn)最大熱流密度及溫度、彈傘點(diǎn)的速度及彈道傾角。

各方案中10 km處彈傘點(diǎn)的彈道傾角均接近90°，彈傘點(diǎn)速度及彈道傾角隨著再入速度的變化見(jiàn)圖7。從圖7中可以看出，彈傘點(diǎn)速度及彈道傾角基本不隨再入速度變化而變化，而隨著回收總重增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小,各工況下彈傘點(diǎn)速度范圍為63.1～126.3 m/s，彈道傾角變化范圍為-90.0°～-88.3°。

圖7 彈傘點(diǎn)速度、彈道傾角變化曲線Fig.7 Curves of velocity and trajectory inclination

各方案的駐點(diǎn)最大熱流密度及溫度比較見(jiàn)圖8。駐點(diǎn)熱流密度及溫度均隨著回收總重和再入速度的增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小。各方案駐點(diǎn)最大熱流密度范圍為3.35～11.4 MW/m2，駐點(diǎn)最高溫度范圍為2 854.0～3 876.2 K。其中方案1～4、6、8中最高溫度超過(guò)3500 K，目前常用的非燒蝕類(lèi)防熱材料難以滿足。

圖8 駐點(diǎn)最大熱流密度及溫度Fig.8 Maximum heat flux and temperature

3.2 降落傘工作段

降落傘系統(tǒng)在10 km處開(kāi)始工作，傘型選用阻力系數(shù)高的環(huán)帆傘，其阻力系數(shù)可達(dá)0.75～0.85。為了滿足著陸速度小于16 m/s的要求，降落傘的阻力面積取為600 m2，又為降低開(kāi)傘載荷，降落傘采用兩級(jí)展開(kāi)的方式，收口阻力面積取為70 m2?？紤]降落傘的充氣過(guò)程[16]，計(jì)算得到各方案中收口及全展開(kāi)充滿載荷隨著再入速度的變化見(jiàn)圖9和圖10。從圖中可以看出，收口及全展開(kāi)充滿載荷基本不隨再入速度變化而變化，而隨著回收總重增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小，各工況下收口充滿載荷范圍為77.1～329.4 kN，全展開(kāi)充滿載荷變化范圍為159.9～453.1 kN。目前載人飛船用降落傘的開(kāi)傘載荷約110 kN，其傘衣材料采用錦絲綢，為了適用大質(zhì)量天體取樣返回需求，降落傘傘衣材料可采用高強(qiáng)度的芳綸材料，芳綸材料強(qiáng)度是錦絲材料強(qiáng)度的5倍以上。

圖9 收口開(kāi)傘載荷隨著再入條件變化曲線Fig.9 Parachute reefing opening loads vary with reentry conditions

圖10 全展開(kāi)開(kāi)傘載荷隨著再入條件變化曲線Fig.10 Parachute full Inflation loads vary with reentry conditions

各方案中著陸速度隨著再入速度的變化見(jiàn)圖11。從圖11中可以看出，著陸速度基本不隨再入速度變化而變化，而隨著回收總重增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小，各工況下著陸速度范圍為12.8～15.2 m/s。

圖11 著陸速度隨著再入條件變化曲線Fig.11 Landing speeds vary with the reentry conditions

對(duì)于開(kāi)傘載荷最小方案，其開(kāi)傘過(guò)程載荷變化曲線和彈道曲線見(jiàn)圖12和圖13，時(shí)間從開(kāi)傘計(jì)算。從圖中可看出，降落傘開(kāi)傘后返回艙的速度迅速降低，隨著收口狀態(tài)和全展開(kāi)狀態(tài)分別充滿，降落傘開(kāi)傘載荷分別達(dá)到峰值。

圖12 高度及速度變化曲線Fig.12 Curves of height and velocity

圖13 載荷變化曲線Fig.13 Curve of load

4 取樣質(zhì)量估算

兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)的總質(zhì)量可分為剛性結(jié)構(gòu)、降落傘系統(tǒng)、充氣錐系統(tǒng)3部分，其中，剛性結(jié)構(gòu)的最大直徑受運(yùn)載火箭限制不大于5 m。保守考慮，剛性結(jié)構(gòu)部分的質(zhì)量可參考目前成功的取樣返回艙，星塵號(hào)、起源號(hào)、隼鳥(niǎo)號(hào)返回艙的結(jié)構(gòu)尺寸和質(zhì)量，如表3所示，假設(shè)其返回艙質(zhì)量與尺寸滿足一定關(guān)系，對(duì)各返回艙的最大直徑與質(zhì)量進(jìn)行二次擬合，擬合結(jié)果見(jiàn)圖14。

表3 返回艙總質(zhì)量Table 3 Total weight of re-entry capsule

圖14 返回艙總重與最大直徑關(guān)系Fig.14 Relationship between re-entry capsule total weight and maximum diameter

根據(jù)圖中擬合關(guān)系，得到返回艙剛性部分總重M與最大直徑D的關(guān)系：M=133.1×D2-93.07D+33.93。當(dāng)兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)返回艙中剛性結(jié)構(gòu)直徑取為5 m時(shí)，其質(zhì)量約為2900 kg，各直徑下返回艙總質(zhì)量如表4所示，其中降落傘系統(tǒng)質(zhì)量可取為200 kg，充氣錐系統(tǒng)按IRVE[17]結(jié)構(gòu)質(zhì)量取為300 kg。

對(duì)于本方案的充氣錐+降落傘的兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)，樣品艙的質(zhì)量可達(dá)到3000～6000 kg，可以滿足未來(lái)大質(zhì)量的天體取樣任務(wù)。

5 結(jié)論

本文結(jié)合充氣錐和降落傘的特點(diǎn)，提出了充氣錐+降落傘兩級(jí)減速再入返回系統(tǒng)，并對(duì)取樣返回方案進(jìn)行優(yōu)化及設(shè)計(jì)，可以得到以下結(jié)論。

(1)通過(guò)對(duì)鈍頭尺寸的優(yōu)化，得到了充氣展開(kāi)半徑為3 m、4 m、5 m時(shí)，最優(yōu)的鈍頭半徑分別為0.75 m、1.25 m、1.50 m。

(2)對(duì)各充氣式取樣返回方案進(jìn)行充氣展開(kāi)段和降落傘工作段的仿真計(jì)算，返回艙駐點(diǎn)熱流密度及溫度均隨著回收總重和再入速度的增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小。各方案的駐點(diǎn)最大熱流密度范圍為3.35～11.4 MW/m2，駐點(diǎn)最高溫度范圍為2 854.0～3 876.2 K。

(3)降落傘工作段其收口及全展開(kāi)充滿載荷、著陸速度基本不隨再入速度變化而變化，而隨著回收總重增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小,各工況下收口充滿載荷范圍為77.1～329.4 kN，全展開(kāi)充滿載荷變化范圍為159.9～453.1 kN，著陸速度范圍為12.8～15.2 m/s。

(4)對(duì)不同剛性結(jié)構(gòu)尺寸返回艙進(jìn)行質(zhì)量估算，得到了該充氣式取樣返回樣品艙最大質(zhì)量達(dá)3000～6000 kg，能夠滿足未來(lái)小天體取樣返回需求。