空間飛行器設(shè)計(jì)第11講要點(diǎn)課件

第11講航天器

再入

與返回1第11講航天器

再入

與返回1航天器再入與返回航天器分進(jìn)入式（返回型）和非進(jìn)入式（非返回型）兩大類。航天器從大氣層外的飛行軌道進(jìn)入地球的稠密大氣層，稱“進(jìn)入”或“再入”。航天器脫離空間軌道進(jìn)入大氣層并在地面安全著陸的過(guò)程，稱航天器的返回。航天器設(shè)計(jì)中有意識(shí)地將返回物品和設(shè)備集中安裝在“再入艙”內(nèi)，其余的物品配置在“設(shè)備艙”、“軌道艙”等內(nèi)。2航天器再入與返回航天器分進(jìn)入式（返回型）和非進(jìn)11.1返回技術(shù)

返回技術(shù)是一項(xiàng)重要技術(shù)，目前只有少數(shù)國(guó)家掌握。20世紀(jì)40年代末，美、蘇實(shí)現(xiàn)地球物理火箭和高空生物火箭箭頭的回收。50年代末，美國(guó)發(fā)展照相偵察衛(wèi)星，經(jīng)12次連續(xù)失敗，于1960.8首次從海上回收“發(fā)現(xiàn)者13”回收艙。60年代，掌握航天器從繞地軌道和從月球軌道彈道式返回地面技術(shù)。70年代，在金星和火星軟著陸?！按篪B”偵察衛(wèi)星的膠卷艙分期返回。我國(guó)返回式衛(wèi)星。80年代，航天飛機(jī)，實(shí)現(xiàn)了升力式返回技術(shù)。311.1返回技術(shù)返回技術(shù)是一項(xiàng)重要技術(shù)，目前11.2返回過(guò)程返回過(guò)程是一減速過(guò)程，從軌道上的高速減速到接地時(shí)的安全著陸速度。理論上，實(shí)現(xiàn)返回有兩種方法：利用制動(dòng)火箭和利用空氣阻力。單純利用火箭動(dòng)力，會(huì)增加運(yùn)載火箭的有效載荷，增加起飛質(zhì)量；不經(jīng)濟(jì)，不現(xiàn)實(shí)。利用稠密大氣（幾十km）對(duì)航天器的空氣阻力，使航天器減速；經(jīng)濟(jì)，可行。需一能量不大的制動(dòng)火箭。411.2返回過(guò)程返回過(guò)程是一減速過(guò)程，從軌返回的四個(gè)階段：(1)離軌段（制動(dòng)飛行段）制動(dòng)火箭作用，脫離原運(yùn)行軌道，轉(zhuǎn)入一條能進(jìn)入大氣層的過(guò)渡軌道。(2)大氣層外自由下降段制動(dòng)火箭熄火，航天器在重力作用下沿過(guò)渡軌道自由下降。在100km左右進(jìn)入稠密大氣層(AB段)。5返回的四個(gè)階段：5(3)再入大氣層（大氣層內(nèi)飛行段）（B點(diǎn)以下）(4)著陸段（回收段）當(dāng)航天器下降到15km以下的高度，進(jìn)一步減速，保證其安全著陸。航天器從其他星球航行歸來(lái)，進(jìn)入地球大氣層（VII），同樣要經(jīng)歷再入段和著陸段。6(3)再入大氣層（大氣層內(nèi)飛行段）6航天器返回過(guò)程7航天器返回過(guò)程711.3返回型航天器的分類

再入航天器以很高的速度進(jìn)入大氣層，承受嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱和制動(dòng)過(guò)載。因此，航天器的氣動(dòng)外形、結(jié)構(gòu)、返回軌道、返回控制等都是按再入段工作條件設(shè)計(jì)的。航天器在大氣層內(nèi)運(yùn)動(dòng)，除受重力外還受空氣動(dòng)力作用?？諝鈩?dòng)力可分解為阻力D和升力L。按高超聲速時(shí)的升阻比大小，再入航天器可分為彈道式和升力式（滑翔式）兩大類。811.3返回型航天器的分類再入航天器以很高的11.3返回型航天器的分類（contd.）再入航天器的分類911.3返回型航天器的分類（contd.）再入航天器的分類11.3.1彈道式再入航天器(L/D=0~0.5)

無(wú)升力或只有無(wú)法控制的有限升力；外形一般是鈍頭的軸對(duì)稱旋轉(zhuǎn)體；在大氣里經(jīng)歷的時(shí)間很短（不超過(guò)400s），總加熱量相對(duì)小些，防熱結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單。美、蘇早期的返回式航天器均屬此類。1.純彈道式再入航天器1011.3.1彈道式再入航天器(L/D=0~0.5)11.3.1彈道式再入航天器(L/D=0~0.5)缺點(diǎn)：再入過(guò)程的運(yùn)動(dòng)無(wú)法控制。制動(dòng)火箭工作結(jié)束后，落點(diǎn)便已決定。落點(diǎn)偏差大（可達(dá)上百公里）；加熱時(shí)間短，迎風(fēng)面熱流大，常采用燒蝕式防熱結(jié)構(gòu)；再入過(guò)載大(8~10g)，只能垂直著陸。可采取傘狀阻尼板。1.純彈道式再入航天器1111.3.1彈道式再入航天器(L/D=0~0.5)缺點(diǎn)：再2.半彈道式再入航天器（L/D<0.5)在純彈道式基礎(chǔ)上，增加有限的、可控的升力，以控制再入軌道的航天器叫半彈道式（升力—彈道式）再入航天器。原理：將航天器重心配置在離中心軸一段很小的距離處，加以“配平攻角”，產(chǎn)生部分升力。將航天器繞其縱軸旋轉(zhuǎn)一角度，升力得以分解為一個(gè)向上的力和一側(cè)向力。后者用以控制航天器的落點(diǎn)。目前，這種再入可控制落點(diǎn)偏差范圍在2km以內(nèi)。122.半彈道式再入航天器（L/D<0.5)在2.半彈道式再入航天器（L/D<0.5)圖·13－3“雙子星座”飛船再入艙重心偏心e=76.2mm。相應(yīng)的配平攻角＝14o，L/D=0.19。132.半彈道式再入航天器（L/D<0.5)圖·13－3“雙

美國(guó)首次在“雙子星座”3號(hào)飛船上采用了半彈道式再入技術(shù)，再入艙重心偏差76.2mm，相應(yīng)的配平攻角140，飛船可在縱向550km、橫向100km范圍內(nèi)調(diào)整飛船落點(diǎn)，再入過(guò)載為4－5g，而純彈道式再入情況下為6g。前蘇聯(lián)從“聯(lián)盟3”號(hào)飛船開始采用半彈道再入技術(shù),此后的“聯(lián)盟T”、“聯(lián)盟TM”等。按再入軌道可分為一次再入和跳躍式再入兩種。14美國(guó)首次在“雙子星座”3號(hào)飛船上采用了半彈道一次再入式軌道是航天器再入大氣層后，在飛行過(guò)程中軌道呈單調(diào)下降，不再躍出大氣層。從近地軌道返回地面均采用這種軌道。跳躍式軌道又稱起伏式或回彈式再入軌道。航天器在進(jìn)入大氣層一段時(shí)間后，調(diào)整升力使航天器上行飛出大氣層；然后再二次進(jìn)入?？啥啻芜M(jìn)出大氣層，以增加航程、增加調(diào)整落點(diǎn)的范圍，同時(shí)減少再入制動(dòng)過(guò)載。美國(guó)Apollo飛船和前蘇聯(lián)“探測(cè)器-6”采用。15一次再入式軌道是航天器再入大氣層后，在飛行過(guò)程起伏式或回彈式軌道，可用于控制落點(diǎn)。16起伏式或回彈式軌道，可用于控制落點(diǎn)。163.升力式再入航天器(L/D>0.5)

可分為升力體（0.5<L/D<1.3)和有翼航天器(L/D>1.3)兩種。1.有翼航天器具有升力面，升阻比大于1.3，可滑翔數(shù)千公里、水平著陸?？梢远啻沃貜?fù)使用，最大制動(dòng)過(guò)載1g。外形兼顧從高超音速到亞音速各個(gè)階段，幾何外形和結(jié)構(gòu)復(fù)雜。氣動(dòng)加熱熱流低，但時(shí)間長(zhǎng)、總加熱量大。防熱結(jié)構(gòu)沉重。173.升力式再入航天器(L/D>0.5)可

航天飛機(jī)（SpaceShuttle）屬于有翼航天器。1981年4月，美Columbia號(hào)首次載人升空并成功返回；1988年11月，蘇“暴風(fēng)雪”號(hào)首次不載人軌道飛行成功。18航天飛機(jī)（SpaceShuttle）屬于2.升力體又稱升力艇。沒(méi)有機(jī)翼。利用機(jī)身的氣動(dòng)力外形產(chǎn)生一定的升力。升阻比在0.5－1.3之間。192.升力體又稱升力艇。沒(méi)有機(jī)翼。利用機(jī)身的氣動(dòng)力外升力體性能介于彈道式再入航天器和有翼航天器之間，吸收了兩者的長(zhǎng)處。氣動(dòng)載荷較低，制動(dòng)過(guò)載不大(2g)，結(jié)構(gòu)重量中等，要在大氣內(nèi)機(jī)動(dòng)飛行數(shù)百公里，可水平著陸，可多次重復(fù)使用。如美國(guó)X-33（“冒險(xiǎn)星”1/2縮聚的原型機(jī)）單級(jí)入軌火箭驗(yàn)證機(jī)。由洛克希德.馬丁公司著名的“臭鼬工程隊(duì)”于1996年開始研制，長(zhǎng)20.29米，高5.88米，翼展22.06米。因存在諸多難以突破的技術(shù)難關(guān)（如線性氣塞式發(fā)動(dòng)機(jī)），NASA于2001年3月取消了已經(jīng)耗資了13億美元的X-33項(xiàng)目。

20升力體性能介于彈道式再入航天器和有翼航天器之間，212111.4脫離運(yùn)行軌道

（返回軌道）2211.4脫離運(yùn)行軌道

（返回軌道）22

航天器完成預(yù)定航天任務(wù)后，需及時(shí)、迅速地返回地球，并在規(guī)定場(chǎng)區(qū)安全著陸。航天器縱軸與當(dāng)?shù)厮矫骈g角度φ稱制動(dòng)角；航天器再入速度與當(dāng)?shù)厮矫骈g的夾角θ稱再入角。再入角越大，航天器飛過(guò)的總距離越短，返回地面時(shí)間也越少。航天器必須有足夠大的制動(dòng)力，若再入角太大，航天器在稠密大氣層中飛行時(shí)間過(guò)長(zhǎng)，空氣阻力很大、制動(dòng)過(guò)載可能超過(guò)允許值及可能導(dǎo)致氣動(dòng)加熱嚴(yán)重而使航天器燒毀。23航天器完成預(yù)定航天任務(wù)后，需及時(shí)、迅速地返回地球如再入角太小，地球引力不足以將航天器拉入大氣層，將沿橢圓軌道運(yùn)行，甚至永遠(yuǎn)在宇宙空間漂流，成為一顆人造行星。正常情況下，載人飛船允許的最大制動(dòng)過(guò)載值不能超過(guò)航天員身體所能承受的程度(10g)，再入角為2o左右，對(duì)應(yīng)航程約4000km；不載人的衛(wèi)星，再入角可達(dá)5o左右，最大制動(dòng)過(guò)載達(dá)15g，航程縮短為2000~3000km。因此，要選擇合理的再入角，使航天器進(jìn)入“再入走廊”。24如再入角太小，地球引力不足以將航天器拉入大252511.5氣動(dòng)加熱和防熱措施

航天器高速再入大氣層，在空氣動(dòng)力的作用下急劇減速，同時(shí)巨大的動(dòng)能和勢(shì)能轉(zhuǎn)化為巨大的熱能。因此，要盡量減少傳遞給航天器的熱量。

對(duì)于彈道式再入航天器，通過(guò)精心選擇航天器的幾何外形來(lái)減少傳到結(jié)構(gòu)的熱量。一般采用鈍頭形狀。98％熱量被擴(kuò)散，只有1－2％傳給航天器結(jié)構(gòu)。但這些熱量仍然很大。2611.5氣動(dòng)加熱和防熱措施航天器高速再入大防熱方法：熱沉法：利用非消融性防熱材料的熱容量提供對(duì)航天器內(nèi)部結(jié)構(gòu)和設(shè)備的保護(hù)。熱沉（heatsink）式防熱結(jié)構(gòu)的蒙皮厚，采用的金屬材料的比熱高、導(dǎo)熱性好，熔點(diǎn)高（鈹、銅等），能容納氣動(dòng)力熱傳給結(jié)構(gòu)的熱量。27防熱方法：熱沉法：27防熱方法：（2）輻射法：輻射式防熱結(jié)構(gòu)的蒙皮采用很薄的耐熱合金（鎳、鈮、鉬等合金）。從蒙皮表面向外輻射的熱量qw與蒙皮表面溫度Tw的4次方成正比。Stefen-Boltzmann（全輻射）定律：式中σ=5.67x10-8W/m2K4,稱Stefen-Boltzmann常數(shù),對(duì)絕對(duì)黑體ε=1目前耐高溫金屬材料的性能，使輻射法只適用于最大熱流不超過(guò)100大cal/m2的情況。28防熱方法：（2）輻射法：28防熱方法：(3)燒蝕法：固態(tài)高分子材料（酚醛玻璃鋼、尼龍酚醛增強(qiáng)塑料等）在加熱條件下表面部分材料熔化、蒸發(fā)或升華，或分解氣化。在此過(guò)程中，吸收一定的熱量，這種現(xiàn)象叫“燒蝕”。廣泛應(yīng)用于遠(yuǎn)程導(dǎo)彈的彈頭防熱結(jié)構(gòu)中，也是彈道式航天器的主要防熱方式。缺點(diǎn)是再入航天器只能一次使用，并且再入體表面燒蝕后，氣動(dòng)外形略有變化。29防熱方法：(3)燒蝕法：29圖7－6三種防熱法原理示意圖

1－從氣流傳來(lái)的熱流；2－蒙皮表面向外輻射的熱流；3－承力結(jié)構(gòu)；4－隔熱層；5－高熱容量蒙皮；6－蒙皮；7－碳化層；8－分解層；9－未燒蝕材料；10－膠合層。30圖7－6三種防熱法原理示意圖1－從氣流傳來(lái)的熱流；2－11.6著陸

航天器下降到15km左右的高度，速度已減小到亞音速。為保證安全著陸，仍需采取進(jìn)一步的減速措施。彈道式再入航天器常采用降落傘，降落傘具有包裝體積小、重量輕、展開后阻力面大、可靠性高的優(yōu)點(diǎn)?，F(xiàn)已有可操縱的降落傘。降落傘著陸系統(tǒng)在15km以下高度工作，一般為兩級(jí)減速：先在9km左右打開引導(dǎo)傘和減速傘，將航天器減速至80m/s左右；然后在7km左右高度開主傘，減速至最終要求。3111.6著陸航天器下降到15km左右的高度進(jìn)入黑障區(qū)牽引傘和阻力傘打開32進(jìn)入黑障區(qū)牽引傘和阻力傘打開32航天器飛行至距地面100公里時(shí)進(jìn)入大氣層，產(chǎn)生所謂的“黑障”現(xiàn)象，這是因?yàn)楹教炱髋c大氣劇烈摩擦，在其四周產(chǎn)生了一個(gè)等離子(Plasma)殼，此時(shí)航天器內(nèi)暫時(shí)無(wú)法與地面通訊。距地面40km時(shí)出“黑障”區(qū)。一般，載人飛船著陸速度不得大于6m/s，在海上不大于10m/s，無(wú)人航天器亦不得大于15m/s。

33航天器飛行至距地面100公里時(shí)進(jìn)入大氣層，產(chǎn)緩沖火箭工作

地面與空中搜救

34緩沖火箭工作地面與空中搜救34載人飛船著陸時(shí)，還要有減緩著陸沖擊載荷。常用緩沖氣囊或緩沖火箭。著陸緩沖火箭在飛船離地1.5~1.2m時(shí)工作，提供向上的沖量。彈道式再入航天器落點(diǎn)散布面較廣，為使地面搜救人員發(fā)現(xiàn)，航天器上有標(biāo)位裝置。主要有無(wú)線電信標(biāo)機(jī)、海水染色劑、發(fā)煙罐、閃光燈和金屬絲云等。35載人飛船著陸時(shí)，還要有減緩著陸沖擊載荷。常用緩第11講航天器

再入

與返回36第11講航天器

再入

與返回1航天器再入與返回航天器分進(jìn)入式（返回型）和非進(jìn)入式（非返回型）兩大類。航天器從大氣層外的飛行軌道進(jìn)入地球的稠密大氣層，稱“進(jìn)入”或“再入”。航天器脫離空間軌道進(jìn)入大氣層并在地面安全著陸的過(guò)程，稱航天器的返回。航天器設(shè)計(jì)中有意識(shí)地將返回物品和設(shè)備集中安裝在“再入艙”內(nèi)，其余的物品配置在“設(shè)備艙”、“軌道艙”等內(nèi)。37航天器再入與返回航天器分進(jìn)入式（返回型）和非進(jìn)11.1返回技術(shù)

返回技術(shù)是一項(xiàng)重要技術(shù)，目前只有少數(shù)國(guó)家掌握。20世紀(jì)40年代末，美、蘇實(shí)現(xiàn)地球物理火箭和高空生物火箭箭頭的回收。50年代末，美國(guó)發(fā)展照相偵察衛(wèi)星，經(jīng)12次連續(xù)失敗，于1960.8首次從海上回收“發(fā)現(xiàn)者13”回收艙。60年代，掌握航天器從繞地軌道和從月球軌道彈道式返回地面技術(shù)。70年代，在金星和火星軟著陸。“大鳥”偵察衛(wèi)星的膠卷艙分期返回。我國(guó)返回式衛(wèi)星。80年代，航天飛機(jī)，實(shí)現(xiàn)了升力式返回技術(shù)。3811.1返回技術(shù)返回技術(shù)是一項(xiàng)重要技術(shù)，目前11.2返回過(guò)程返回過(guò)程是一減速過(guò)程，從軌道上的高速減速到接地時(shí)的安全著陸速度。理論上，實(shí)現(xiàn)返回有兩種方法：利用制動(dòng)火箭和利用空氣阻力。單純利用火箭動(dòng)力，會(huì)增加運(yùn)載火箭的有效載荷，增加起飛質(zhì)量；不經(jīng)濟(jì)，不現(xiàn)實(shí)。利用稠密大氣（幾十km）對(duì)航天器的空氣阻力，使航天器減速；經(jīng)濟(jì)，可行。需一能量不大的制動(dòng)火箭。3911.2返回過(guò)程返回過(guò)程是一減速過(guò)程，從軌返回的四個(gè)階段：(1)離軌段（制動(dòng)飛行段）制動(dòng)火箭作用，脫離原運(yùn)行軌道，轉(zhuǎn)入一條能進(jìn)入大氣層的過(guò)渡軌道。(2)大氣層外自由下降段制動(dòng)火箭熄火，航天器在重力作用下沿過(guò)渡軌道自由下降。在100km左右進(jìn)入稠密大氣層(AB段)。40返回的四個(gè)階段：5(3)再入大氣層（大氣層內(nèi)飛行段）（B點(diǎn)以下）(4)著陸段（回收段）當(dāng)航天器下降到15km以下的高度，進(jìn)一步減速，保證其安全著陸。航天器從其他星球航行歸來(lái)，進(jìn)入地球大氣層（VII），同樣要經(jīng)歷再入段和著陸段。41(3)再入大氣層（大氣層內(nèi)飛行段）6航天器返回過(guò)程42航天器返回過(guò)程711.3返回型航天器的分類

再入航天器以很高的速度進(jìn)入大氣層，承受嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱和制動(dòng)過(guò)載。因此，航天器的氣動(dòng)外形、結(jié)構(gòu)、返回軌道、返回控制等都是按再入段工作條件設(shè)計(jì)的。航天器在大氣層內(nèi)運(yùn)動(dòng)，除受重力外還受空氣動(dòng)力作用。空氣動(dòng)力可分解為阻力D和升力L。按高超聲速時(shí)的升阻比大小，再入航天器可分為彈道式和升力式（滑翔式）兩大類。4311.3返回型航天器的分類再入航天器以很高的11.3返回型航天器的分類（contd.）再入航天器的分類4411.3返回型航天器的分類（contd.）再入航天器的分類11.3.1彈道式再入航天器(L/D=0~0.5)

無(wú)升力或只有無(wú)法控制的有限升力；外形一般是鈍頭的軸對(duì)稱旋轉(zhuǎn)體；在大氣里經(jīng)歷的時(shí)間很短（不超過(guò)400s），總加熱量相對(duì)小些，防熱結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單。美、蘇早期的返回式航天器均屬此類。1.純彈道式再入航天器4511.3.1彈道式再入航天器(L/D=0~0.5)11.3.1彈道式再入航天器(L/D=0~0.5)缺點(diǎn)：再入過(guò)程的運(yùn)動(dòng)無(wú)法控制。制動(dòng)火箭工作結(jié)束后，落點(diǎn)便已決定。落點(diǎn)偏差大（可達(dá)上百公里）；加熱時(shí)間短，迎風(fēng)面熱流大，常采用燒蝕式防熱結(jié)構(gòu)；再入過(guò)載大(8~10g)，只能垂直著陸?？刹扇銧钭枘岚?。1.純彈道式再入航天器4611.3.1彈道式再入航天器(L/D=0~0.5)缺點(diǎn)：再2.半彈道式再入航天器（L/D<0.5)在純彈道式基礎(chǔ)上，增加有限的、可控的升力，以控制再入軌道的航天器叫半彈道式（升力—彈道式）再入航天器。原理：將航天器重心配置在離中心軸一段很小的距離處，加以“配平攻角”，產(chǎn)生部分升力。將航天器繞其縱軸旋轉(zhuǎn)一角度，升力得以分解為一個(gè)向上的力和一側(cè)向力。后者用以控制航天器的落點(diǎn)。目前，這種再入可控制落點(diǎn)偏差范圍在2km以內(nèi)。472.半彈道式再入航天器（L/D<0.5)在2.半彈道式再入航天器（L/D<0.5)圖·13－3“雙子星座”飛船再入艙重心偏心e=76.2mm。相應(yīng)的配平攻角＝14o，L/D=0.19。482.半彈道式再入航天器（L/D<0.5)圖·13－3“雙

美國(guó)首次在“雙子星座”3號(hào)飛船上采用了半彈道式再入技術(shù)，再入艙重心偏差76.2mm，相應(yīng)的配平攻角140，飛船可在縱向550km、橫向100km范圍內(nèi)調(diào)整飛船落點(diǎn)，再入過(guò)載為4－5g，而純彈道式再入情況下為6g。前蘇聯(lián)從“聯(lián)盟3”號(hào)飛船開始采用半彈道再入技術(shù),此后的“聯(lián)盟T”、“聯(lián)盟TM”等。按再入軌道可分為一次再入和跳躍式再入兩種。49美國(guó)首次在“雙子星座”3號(hào)飛船上采用了半彈道一次再入式軌道是航天器再入大氣層后，在飛行過(guò)程中軌道呈單調(diào)下降，不再躍出大氣層。從近地軌道返回地面均采用這種軌道。跳躍式軌道又稱起伏式或回彈式再入軌道。航天器在進(jìn)入大氣層一段時(shí)間后，調(diào)整升力使航天器上行飛出大氣層；然后再二次進(jìn)入?？啥啻芜M(jìn)出大氣層，以增加航程、增加調(diào)整落點(diǎn)的范圍，同時(shí)減少再入制動(dòng)過(guò)載。美國(guó)Apollo飛船和前蘇聯(lián)“探測(cè)器-6”采用。50一次再入式軌道是航天器再入大氣層后，在飛行過(guò)程起伏式或回彈式軌道，可用于控制落點(diǎn)。51起伏式或回彈式軌道，可用于控制落點(diǎn)。163.升力式再入航天器(L/D>0.5)

可分為升力體（0.5<L/D<1.3)和有翼航天器(L/D>1.3)兩種。1.有翼航天器具有升力面，升阻比大于1.3，可滑翔數(shù)千公里、水平著陸。可以多次重復(fù)使用，最大制動(dòng)過(guò)載1g。外形兼顧從高超音速到亞音速各個(gè)階段，幾何外形和結(jié)構(gòu)復(fù)雜。氣動(dòng)加熱熱流低，但時(shí)間長(zhǎng)、總加熱量大。防熱結(jié)構(gòu)沉重。523.升力式再入航天器(L/D>0.5)可

航天飛機(jī)（SpaceShuttle）屬于有翼航天器。1981年4月，美Columbia號(hào)首次載人升空并成功返回；1988年11月，蘇“暴風(fēng)雪”號(hào)首次不載人軌道飛行成功。53航天飛機(jī)（SpaceShuttle）屬于2.升力體又稱升力艇。沒(méi)有機(jī)翼。利用機(jī)身的氣動(dòng)力外形產(chǎn)生一定的升力。升阻比在0.5－1.3之間。542.升力體又稱升力艇。沒(méi)有機(jī)翼。利用機(jī)身的氣動(dòng)力外升力體性能介于彈道式再入航天器和有翼航天器之間，吸收了兩者的長(zhǎng)處。氣動(dòng)載荷較低，制動(dòng)過(guò)載不大(2g)，結(jié)構(gòu)重量中等，要在大氣內(nèi)機(jī)動(dòng)飛行數(shù)百公里，可水平著陸，可多次重復(fù)使用。如美國(guó)X-33（“冒險(xiǎn)星”1/2縮聚的原型機(jī)）單級(jí)入軌火箭驗(yàn)證機(jī)。由洛克希德.馬丁公司著名的“臭鼬工程隊(duì)”于1996年開始研制，長(zhǎng)20.29米，高5.88米，翼展22.06米。因存在諸多難以突破的技術(shù)難關(guān)（如線性氣塞式發(fā)動(dòng)機(jī)），NASA于2001年3月取消了已經(jīng)耗資了13億美元的X-33項(xiàng)目。

55升力體性能介于彈道式再入航天器和有翼航天器之間，562111.4脫離運(yùn)行軌道

（返回軌道）5711.4脫離運(yùn)行軌道

（返回軌道）22

航天器完成預(yù)定航天任務(wù)后，需及時(shí)、迅速地返回地球，并在規(guī)定場(chǎng)區(qū)安全著陸。航天器縱軸與當(dāng)?shù)厮矫骈g角度φ稱制動(dòng)角；航天器再入速度與當(dāng)?shù)厮矫骈g的夾角θ稱再入角。再入角越大，航天器飛過(guò)的總距離越短，返回地面時(shí)間也越少。航天器必須有足夠大的制動(dòng)力，若再入角太大，航天器在稠密大氣層中飛行時(shí)間過(guò)長(zhǎng)，空氣阻力很大、制動(dòng)過(guò)載可能超過(guò)允許值及可能導(dǎo)致氣動(dòng)加熱嚴(yán)重而使航天器燒毀。58航天器完成預(yù)定航天任務(wù)后，需及時(shí)、迅速地返回地球如再入角太小，地球引力不足以將航天器拉入大氣層，將沿橢圓軌道運(yùn)行，甚至永遠(yuǎn)在宇宙空間漂流，成為一顆人造行星。正常情況下，載人飛船允許的最大制動(dòng)過(guò)載值不能超過(guò)航天員身體所能承受的程度(10g)，再入角為2o左右，對(duì)應(yīng)航程約4000km；不載人的衛(wèi)星，再入角可達(dá)5o左右，最大制動(dòng)過(guò)載達(dá)15g，航程縮短為2000~3000km。因此，要選擇合理的再入角，使航天器進(jìn)入“再入走廊”。59如再入角太小，地球引力不足以將航天器拉入大602511.5氣動(dòng)加熱和防熱措施

航天器高速再入大氣層，在空氣動(dòng)力的作用下急劇減速，同時(shí)巨大的動(dòng)能和勢(shì)能轉(zhuǎn)化為巨大的熱能。因此，要盡量減少傳遞給航天器的熱量。

對(duì)于彈道式再入航天器，通過(guò)精心選擇航天器的幾何外形來(lái)減少傳到結(jié)構(gòu)的熱量。一般采用鈍頭形狀。98％熱量被擴(kuò)散，只有1－2％傳給航天器結(jié)構(gòu)。但這些熱量仍然很大。6111.5氣動(dòng)加熱和防熱措施航天器高速再入大防熱方法：熱沉法：利用非消融性防熱材料的熱容量提供對(duì)航天器內(nèi)部結(jié)構(gòu)和設(shè)備的保護(hù)。熱沉（heatsink）式防熱結(jié)構(gòu)的蒙皮厚，采用的金屬材料的比熱高、導(dǎo)熱性好，熔點(diǎn)高（鈹、銅等），能容納氣動(dòng)力熱傳給結(jié)構(gòu)的熱量。62防熱方法：熱沉法：27防熱方法：（2）輻射法：輻射式防熱結(jié)構(gòu)的蒙皮采用很薄的耐熱合金（鎳、鈮、鉬等合金）。從蒙皮表面向外輻射的熱量qw與蒙皮表面溫度Tw的4次方成正比。Stefen-Boltzmann（全輻射）定律：式中σ=5.67x10-8W/m2K4,稱Stefen-Boltzmann常數(shù),對(duì)絕對(duì)黑體ε=1目前耐高溫金屬材料的性能，