國(guó)外載人航天器月地返回再入飛行的再入約束與選擇策略

國(guó)外載人航天器月地返回再入飛行的再入約束與選擇策略

1行人月地返回再入載人機(jī)場(chǎng)的返回和質(zhì)量分析技術(shù)是載人機(jī)場(chǎng)的一項(xiàng)重要技術(shù)之一，自20世紀(jì)60年代以來(lái)，已獲得相關(guān)研究的投資和應(yīng)用開發(fā)。20世紀(jì)70年代,美國(guó)實(shí)現(xiàn)了載人登月返回,蘇聯(lián)僅成功實(shí)施了無(wú)人飛船繞月飛行并返回。我國(guó)經(jīng)過(guò)多年發(fā)展,已掌握了近地軌道載人航天器返回與回收技術(shù),成功完成多顆返回式衛(wèi)星、多艘載人飛船返回與回收任務(wù)。近年來(lái),隨著月球探測(cè)逐漸成為世界各國(guó)載人航天活動(dòng)的重要發(fā)展方向,第二宇宙速度載人月地返回再入成為載人航天飛行研究的重大問(wèn)題。載人探月飛行任務(wù)的返回再入?yún)^(qū)別于近地軌道載人飛行返回,具有以下特點(diǎn):(1)月地返回飛行再入速度接近第二宇宙速度,約為11km/s,給其再入走廊設(shè)計(jì)和再入飛行器氣動(dòng)力、熱防護(hù)設(shè)計(jì)等方面帶來(lái)更嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。(2)針對(duì)載人飛行任務(wù),在考慮乘員系統(tǒng)支持的時(shí)間限制以及應(yīng)急救生等需求的情況下,飛船要具有任意月球赤緯條件下返回的能力。(3)與近地軌道返回相比,航天員要承受更為嚴(yán)重的再入過(guò)載環(huán)境。(4)月地返回窗口受月球赤緯、月地轉(zhuǎn)移時(shí)間、再入角、返回再入航程、測(cè)控條件和地面著陸區(qū)設(shè)置選址的影響。針對(duì)上述特點(diǎn),本文首先介紹了國(guó)外載人探測(cè)月地返回的相關(guān)工程概況,梳理出其工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn),而后,針對(duì)前述載人月地返回的任務(wù)特點(diǎn),開展載人航天器月地返回再入問(wèn)題初步分析,以供后續(xù)載人探月及載人深空探測(cè)返回再入研究參考。2國(guó)外的載人正在研究月地質(zhì)恢復(fù)的相關(guān)經(jīng)驗(yàn)2.1探測(cè)器號(hào)繞月飛行1963年,蘇聯(lián)制定了包括實(shí)現(xiàn)載人登月的月球探測(cè)計(jì)劃,計(jì)劃序列依照俄語(yǔ)中“月球”(Луна)一詞,用拉丁字母“L”來(lái)標(biāo)記,包括L1繞月飛行計(jì)劃和L3載人登月計(jì)劃。1964-1970年間,蘇聯(lián)實(shí)施了無(wú)人探測(cè)器繞月飛行的L1計(jì)劃,使用的繞月飛船稱為探測(cè)器(Зонд,Zond)號(hào)。探測(cè)器1號(hào)飛往金星,探測(cè)器2號(hào)飛往火星,探測(cè)器3號(hào)飛往月球并試驗(yàn)了用于火星任務(wù)的設(shè)備,從探測(cè)器4號(hào)開始作繞月飛行。探測(cè)器號(hào)飛船為兩艙結(jié)構(gòu),從聯(lián)盟號(hào)(Союз)飛船方案衍生而來(lái),其研制工作與聯(lián)盟號(hào)飛船同步進(jìn)行,如圖1所示。探測(cè)器號(hào)質(zhì)量為5400~5800kg,長(zhǎng)度為5m,直徑為2.72m,計(jì)劃搭乘2名航天員,安裝有兩個(gè)2m×3m的太陽(yáng)電池翼,內(nèi)部?jī)x器面板針對(duì)繞月飛行任務(wù)進(jìn)行重新設(shè)計(jì),返回艙防熱結(jié)構(gòu)加厚,用以適應(yīng)月地返回第二宇宙速度高速再入的熱防護(hù)工況,返回艙頂部加裝了遠(yuǎn)距離通信測(cè)控的碟形天線。因?yàn)轱w船沒(méi)有軌道艙,在空間維持2名航天員完成6天的任務(wù)相當(dāng)緊張。L1典型的任務(wù)是由質(zhì)子號(hào)火箭將探測(cè)器號(hào)送上停泊軌道,當(dāng)?shù)谝淮蜗虮贝┰降厍虺嗟罆r(shí),質(zhì)子號(hào)上面級(jí)(D級(jí))點(diǎn)火,把探測(cè)器號(hào)飛船送往月球,沿自由返回軌道從月球背面繞出后返回地球,進(jìn)入相對(duì)狹窄的再入走廊,完成彈跳式再入回收。當(dāng)時(shí)提出的設(shè)計(jì)原則是:必須進(jìn)行4次成功的不載人月球飛行(或模擬月球飛行)后,才可執(zhí)行載人探月任務(wù),在技術(shù)上為載人探月飛行的L3計(jì)劃鋪平道路。根據(jù)蘇聯(lián)航天在20世紀(jì)60年代的測(cè)控條件和飛船能力,探測(cè)器號(hào)飛船進(jìn)行繞月飛行的約束條件為:(1)飛船飛向月球和月地返回時(shí),月球最好在地球北半球上空,以利于飛船與蘇聯(lián)境內(nèi)的測(cè)控站實(shí)現(xiàn)通信,也即月球赤緯為正。(2)從地球上看,地球、月球和太陽(yáng)依次近似在一條直線上,探測(cè)器號(hào)必須在新月的第24~28天到達(dá)月球。(3)地月轉(zhuǎn)移前,飛船停泊軌道必須和月球軌道在同一平面內(nèi)。(4)飛船返回有兩種再入軌道方式,一是從北半球返回,再入過(guò)程完全處于蘇聯(lián)測(cè)控網(wǎng)的測(cè)控范圍內(nèi),但是過(guò)長(zhǎng)的再入航程,使得飛船要飛到印度洋,在海中濺落,當(dāng)時(shí)蘇聯(lián)必須建立一支有足夠規(guī)模和能力的海上搜救船隊(duì);二是飛船從南半球印度洋上空返回,在此情況下,僅依賴地面測(cè)控,會(huì)在很長(zhǎng)的弧段中失去與飛船的聯(lián)系,但是可以返回哈薩克斯坦的著陸場(chǎng),有利于回收。月球赤緯為正的窗口條件下,為返回哈薩克斯坦的回收?qǐng)?要選擇合適的航程,需以高傾角軌道再入,這也意味著多數(shù)飛行任務(wù)的再入點(diǎn)在南極洲上空。蘇聯(lián)繞月飛行計(jì)劃一年中僅有約6個(gè)發(fā)射窗口,每個(gè)窗口相距約1個(gè)月,并且窗口僅有3天。1969年,蘇、美登月競(jìng)賽進(jìn)入高潮時(shí),在1月至7月間,因沒(méi)有最佳發(fā)射窗口,蘇聯(lián)向非月球的其他方向發(fā)射了探測(cè)器號(hào)飛船,主要目的是通過(guò)大橢圓軌道驗(yàn)證飛船導(dǎo)航系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)和再入走廊設(shè)計(jì)。探測(cè)器號(hào)飛船共進(jìn)行了12次發(fā)射,其中幾次由于運(yùn)載火箭系統(tǒng)故障而導(dǎo)致發(fā)射失敗,主要的飛行概況如表1所示。在探測(cè)器號(hào)的繞月返回任務(wù)中,飛船研制經(jīng)歷了幾次失敗,通過(guò)不斷完善設(shè)計(jì),無(wú)人探測(cè)器7號(hào)和探測(cè)器8號(hào)取得成功,至后期基本具備了載人繞月飛行的能力。但是多次任務(wù)失敗,表明長(zhǎng)航程跳躍式再入飛行在技術(shù)成熟度上具有一定風(fēng)險(xiǎn)。1969年美國(guó)阿波羅(Apollo)載人飛船成功登月后,蘇聯(lián)的探月計(jì)劃進(jìn)行巨大調(diào)整,基于政治和技術(shù)的綜合權(quán)衡,最終沒(méi)有實(shí)施載人繞月飛行任務(wù)。蘇聯(lián)/俄羅斯回收著陸場(chǎng)位于拜科努爾東北,東經(jīng)66°~74°,北緯46°~52°,面積約40萬(wàn)平方千米,利于地面搜救回收。綜合分析認(rèn)為,探測(cè)器號(hào)返回艙的升阻比為0.2左右,可實(shí)現(xiàn)最大約9000km的再入航程并在陸地上回收。2.2重復(fù)使用再入/短場(chǎng)特征阿波羅飛船月地返回任務(wù)的著陸場(chǎng)在太平洋,橫跨北緯40°~南緯40°,落點(diǎn)精度較高(歷次任務(wù)落點(diǎn)偏差均在18.5km內(nèi))。歷次任務(wù)中每次落點(diǎn)位置不同且差別較大,這是由飛船返回時(shí)刻的月球赤緯不同且再入航程限定所導(dǎo)致的。阿波羅飛船再入速度10.97km/s,每次返回基本都將航程限制在3000km以內(nèi),采用半彈道躍升式再入,躍起高度約80km。飛船再入航程較短,其目的是使航天員過(guò)載處于能夠承受的范圍內(nèi),以盡量短的時(shí)間完成返回再入,降低風(fēng)險(xiǎn),同時(shí)保證較高的落點(diǎn)精度。阿波羅飛船月地返回再入情況統(tǒng)計(jì)如表2所示。2.3返回艙表面救援材料(1)月地返回飛行,再入速度接近第二宇宙速度,為應(yīng)對(duì)再入飛行器氣動(dòng)力、熱防護(hù)設(shè)計(jì)等方面的嚴(yán)峻挑戰(zhàn),均采用了半彈道再入方式,同時(shí)加強(qiáng)了返回艙表面防護(hù)材料設(shè)計(jì)。(2)為了使飛船具有在任意月球赤緯情況下返回的能力,探測(cè)器號(hào)通過(guò)增加再入航程進(jìn)而返回蘇聯(lián)境內(nèi)著陸場(chǎng)的技術(shù)方案,而阿波羅飛船采用固定航程、拓寬著陸場(chǎng)范圍的技術(shù)方案。(3)返回艙的落點(diǎn)精度須滿足地面搜救能力的限制。(4)利用半彈道式再入,須將過(guò)載峰值和再入時(shí)長(zhǎng)控制在航天員能夠承受的范圍以內(nèi)。3陸場(chǎng)環(huán)境的要求結(jié)合國(guó)外載人月地返回工程實(shí)踐特點(diǎn)可知,月地返回再入受到多項(xiàng)約束條件限制,如著陸場(chǎng)位置要求、航程要求、返回艙防熱性能要求、飛行器結(jié)構(gòu)力學(xué)性能要求、乘員過(guò)載要求等。返回不同著陸場(chǎng)所需的航程首先受月地返回再入幾何條件的限制,而飛行器本身對(duì)于力/熱環(huán)境的要求則可以歸結(jié)為再入走廊的分析與設(shè)計(jì)。3.1心緯和初心軌跡月地轉(zhuǎn)移再入點(diǎn)位置如圖2所示,將月地返回軌道沿地心-月心連線旋轉(zhuǎn)一周后,形成一個(gè)近似的橢球面,該橢球面與地球大氣層邊界球面相交,相交處形成一個(gè)圓,圓心緯度對(duì)應(yīng)于月地轉(zhuǎn)移出發(fā)時(shí)刻的月球赤緯;如果月球赤緯為負(fù),再入點(diǎn)圓心位于地球北半球,如果月球赤緯為正,則再入點(diǎn)圓心位于南半球,設(shè)月地轉(zhuǎn)移時(shí)間3天,再入角-10°,當(dāng)月地轉(zhuǎn)移出發(fā)時(shí)刻的月球赤緯分別為+18.6°、-18.6°和0°時(shí),即再入點(diǎn)圓心分別位于地球的北半球、南半球和0°赤緯,如圖3所示。探測(cè)器號(hào)和阿波羅飛船歷次任務(wù)的再入軌跡驗(yàn)證了上述分析。返回艙返回再入時(shí),只能沿著由圓外向圓內(nèi)進(jìn)入,由此可以選擇再入軌道的傾角和計(jì)算出返回不同著陸場(chǎng)所需的航程。3.2再入走廊的邊界再入走廊有兩種定義:一種定義是再入角的變化范圍,其中再入角是指飛行器相對(duì)大氣的飛行速度與當(dāng)?shù)厮矫骈g的夾角,再入角大小決定了再入過(guò)載和氣動(dòng)加熱的大小;另一種定義是再入上限彈道和下限彈道的虛近地點(diǎn)高度差,其中上限再入彈道是確保實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)捕獲的邊界彈道,下限再入彈道是指不超過(guò)設(shè)計(jì)再入過(guò)載(過(guò)載邊界)或再入熱流(熱邊界)的邊界彈道,如圖4所示,其中R為大氣層邊界高度,RE為地球半徑,θmax為最大再入角,θmin為最小再入角,Rmax為上限彈道虛近地點(diǎn)高度,Rmin為下限彈道虛近地點(diǎn)高度。如果航天器超出了再入走廊的下限彈道,則再入大氣的過(guò)程中,航天器受到減速過(guò)載和氣動(dòng)加熱,超過(guò)設(shè)計(jì)限值時(shí)會(huì)造成航天器結(jié)構(gòu)、載荷及設(shè)備的損壞,甚至危及航天員生命。如果超出了再入走廊的上限彈道,則航天器不能在稠密大氣作用下實(shí)現(xiàn)規(guī)定的氣動(dòng)減速,航天器可能彈出大氣層,使返回飛行時(shí)間、航程及落點(diǎn)精度超出規(guī)定范圍。再入走廊的寬度首先取決于再入飛行器的初始運(yùn)動(dòng)條件和氣動(dòng)特性,初始再入速度越高,再入走廊越窄。例如,從月球返回,再入地球大氣層速度10.8km/s的情況下,假設(shè)再入飛行器的升阻比為0.5,再入走廊的寬度大約是2.5°。當(dāng)從其他行星返回時(shí),再入速度達(dá)到15km/s,此時(shí)這種氣動(dòng)外形的再入飛行器其再入走廊的寬度縮小到只有0.7°左右(見(jiàn)圖5)。除了再入初始運(yùn)動(dòng)條件和飛行器氣動(dòng)特性外,再入走廊設(shè)計(jì)需要綜合考慮過(guò)載、氣動(dòng)加熱、氣動(dòng)捕獲等約束條件。再入走廊的上限彈道虛近地點(diǎn)高度由捕獲再入飛行器決定,這個(gè)邊界很難量化。改變?cè)偃氤跏妓俣群驮偃虢嵌疾粫?huì)明顯移動(dòng)這個(gè)邊界。通常是通過(guò)拉伸下限彈道虛近地點(diǎn)高度來(lái)明顯改變?cè)偃胱呃鹊膶挾?。如前文所?下限彈道虛近地點(diǎn)高度是由過(guò)載邊界和熱邊界所決定,理論上可以通過(guò)減小再入初始速度或再入角擴(kuò)展再入走廊,這樣做可以在進(jìn)行再入彈道設(shè)計(jì)時(shí)有更大的裕度,減輕控制系統(tǒng)的壓力,但通常減小再入速度需要航天器推進(jìn)系統(tǒng)提供更大的速度增量,代價(jià)極其高昂,而再入角通常由任務(wù)軌道決定,所以改變?cè)偃胱呃鹊年P(guān)鍵在于飛行器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì),提升氣動(dòng)升阻比有利于拓寬再入走廊,容許更大的再入速度和再入角偏差,在較強(qiáng)的升力控制能力下實(shí)現(xiàn)返回再入。3.3運(yùn)動(dòng)員再入載荷安全評(píng)估通常,近地軌道半彈道式返回再入的最大過(guò)載為3gn左右。阿波羅飛船指令艙返回時(shí)的再入過(guò)載峰值大約為7.5gn。在調(diào)研載人探月返回的軌道特性和國(guó)內(nèi)外航天醫(yī)學(xué)研究成果的基礎(chǔ)上,考慮航天員執(zhí)行長(zhǎng)時(shí)間探測(cè)任務(wù)后體質(zhì)下降以及再入前已傷病的可能,再入過(guò)載耐受值不宜超過(guò)阿波羅飛船指令艙過(guò)載的水平,且持續(xù)時(shí)間不應(yīng)超過(guò)航天員能夠承受的極限。表3~表4及圖6給出了一些相應(yīng)的限制值。相應(yīng)限制值表明了正常和非正常情況下,航天員耐受直線過(guò)載的安全水平。當(dāng)航天員承受的過(guò)載高于這些限制值時(shí),將明顯影響航天員的操縱能力,甚至危及生命。4返回月軍的雙重策略分析4.1返回再入風(fēng)險(xiǎn)再入軌道可選擇順行軌道(與地球自轉(zhuǎn)同向)和逆行軌道。逆行再入時(shí),返回艙與地球大氣的相對(duì)速度大,增加了返回再入風(fēng)險(xiǎn),所以一般情況下選擇順行軌道再入。順行再入軌道傾角應(yīng)不小于著陸場(chǎng)緯度。如果要以較短航程返回高緯著陸場(chǎng),可選擇從南北極上空以近90°傾角再入。4.2大范圍可調(diào)再入程序月球赤緯為負(fù)時(shí),返回北半球所需的航程較小,月球赤緯為正時(shí),返回南半球所需航程較小。因此,返回時(shí)有兩種航程控制策略:一種是航程基本固定策略,所需的著陸區(qū)緯度范圍較大,阿波羅飛船就采用該策略,航程控制在2200~2800km之間,設(shè)計(jì)著陸區(qū)覆蓋中太平洋南緯40°~北緯40°、西經(jīng)160°~180°的海域,需要以強(qiáng)大的海上搜救能力為基礎(chǔ);第二種是航程大范圍可調(diào)策略,可選擇一到兩個(gè)緯度跨度較小的區(qū)域作為著陸場(chǎng),在不同月球赤緯條件下,通過(guò)航程調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)返回著陸,這也是蘇聯(lián)L1計(jì)劃中探測(cè)器號(hào)飛船再入所采用的策略。如何選擇再入航程策略,取決于著陸場(chǎng)建設(shè)情況和搜救能力水平。例如,對(duì)于美國(guó)“星座”計(jì)劃提出的乘員探索飛行器(CrewExplorationVehicle,CEV)而言,為了滿足在任意月球赤緯條件下精確返回陸上著陸場(chǎng)的需求,提出了大范圍可調(diào)再入航程策略,如圖7所示。在圖7中,紅色虛線包絡(luò)區(qū)域(北緯18.3°至南緯18.3°間),為不同月球赤緯條件下月地返回軌道反垂點(diǎn)(月地返回時(shí)刻月心與地心連線在虛近地點(diǎn)一側(cè)與地球表面的交點(diǎn))的位置分布區(qū)域,在該區(qū)域內(nèi)繪制了返回陸上著陸場(chǎng)所需的航程。由圖7可見(jiàn),如果在一個(gè)月內(nèi)任意赤緯條件下返回,必須具備8100km航程調(diào)整能力(其中再入點(diǎn)至反垂點(diǎn)約2200km,反垂點(diǎn)至著陸點(diǎn)約5900km)。4.3半彈道式再入再入大氣層的方式目前可分為有彈道式、半彈道式、升力式三種。對(duì)于月地返回的第二宇宙速度再入,彈道式再入面臨嚴(yán)苛的過(guò)載環(huán)境,過(guò)載水平過(guò)高可能威脅航天員的安全,故在返回再入正常模式中應(yīng)避免使用。升力式再入過(guò)載小、著陸控制精度高,但目前從技術(shù)儲(chǔ)備和繼承性方面考慮,該類飛行器的研制難度較大,研制周期長(zhǎng),經(jīng)費(fèi)需求高。根據(jù)彈道式形態(tài)不同,半彈道式可以劃分為半彈道直接式、半彈道躍升式和半彈道跳躍式(與半彈道躍升式彈道最高點(diǎn)在大氣層內(nèi)不同,半彈道跳躍式彈道最高點(diǎn)位于大氣層外)。對(duì)于半彈道式再入而言,一般返回艙采用鈍頭體外形,通過(guò)控制傾側(cè)角改變升力方向,從而控制返回艙的再入彈道,實(shí)現(xiàn)第二宇宙速度再入過(guò)載限制和大范圍航程控制,同時(shí)落點(diǎn)散布滿足工程要求。這種再入方式在返回艙研制方面具備良好的技術(shù)繼承性和工程可實(shí)現(xiàn)性。另外,為了增加航程,可以采用半彈道跳躍式再入方式,通過(guò)跳躍實(shí)現(xiàn)增程。阿波羅飛船所有月地返回均以躍升式再入完成,即在大氣層內(nèi)做小幅跳躍,在初次再入距離地面60km左右時(shí)跳起,跳起最高彈道高度約80km,而后二次再入下降返回著陸。探測(cè)器號(hào)飛船同樣通過(guò)跳躍式再入實(shí)現(xiàn)增加再入航程,典型飛行彈道為初次再入到45km高度,而后跳出大氣層至145km高度進(jìn)行第二次再入。4.4進(jìn)階能力分析考慮氣動(dòng)穩(wěn)定性、操縱性、升阻比、過(guò)載、峰值熱流、總加熱量、著陸精度和容積系數(shù)、重量等設(shè)計(jì)約束,一般對(duì)于載人探月飛行返回艙氣動(dòng)布局的可選典型外形有:鈍頭體、細(xì)長(zhǎng)體、升力體以及有翼體。美國(guó)“星座”計(jì)劃中,乘員探索飛行器(CEV)氣動(dòng)布局選型時(shí),對(duì)具有較高升阻比(升阻比大于0.5)的升力體和有翼體外形,以阿波羅飛船外形為代表的鈍頭體外形進(jìn)行了深入分析。研究結(jié)論表明,月球返回再入時(shí),采用升力體和有翼體這兩類高升阻比外形,對(duì)于第二宇宙速度再入而言技術(shù)難度大,從工程經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)方面考慮,不宜采用。鈍頭體外形在過(guò)載方向、過(guò)載限制、氣動(dòng)穩(wěn)定性、發(fā)射逃逸、發(fā)生緊急情況時(shí)的彈道式再入性能以及海上著陸性能方面,均優(yōu)于細(xì)長(zhǎng)體外形,并且NASA對(duì)鈍頭體外形具有極為豐富的研制經(jīng)驗(yàn),包括阿波羅飛船登月返回的成功經(jīng)驗(yàn),但對(duì)細(xì)長(zhǎng)體外形則缺乏相應(yīng)的工程研制經(jīng)驗(yàn),因此CEV飛船的氣動(dòng)布局最終采用了鈍頭體外形。俄羅斯在研制