趙 晟，王躍峰

(1.國防科技大學，湖南長沙 410073;2.中國空間技術研究院，北京 100094)

深空探測返回是空間探索的一個重要發(fā)展方向，深空取樣返回是進行深空探索，對外星球生命、物質進行研究的重要手段.中國已提出月球取樣返回計劃，隨著火星、金星等更遠星體探測任務的執(zhí)行，外星體采樣返回將成為必然的發(fā)展趨勢［1］.深空探測返回具有以下特點:再入速度高、不同任務的航程需求變化大、再入點散布大.

返回技術是集航天動力學、空氣動力學、防熱結構學、控制學及導航學、火箭發(fā)動機技術、測控技術、回收和著陸技術等學科的一門綜合性學科［2］.國內目前掌握的返回技術為彈道式返回和標準軌道半升力返回.彈道式返回在返回過程中不產生升力或者產生較小的升力，但不對升力進行控制的返回方式.標準軌道返回的返回器通過質心偏置獲得升力，其標準軌道在地面發(fā)射前已經注入，在再入大氣過程中進行攝動制導，保證著陸精度.此外，國外深空返回中也有半升力預測制導返回，它采用與標準軌道制導同樣的升力獲取方式，在返回過程中實時規(guī)劃飛行航跡，從而提高高速、長航程再入飛行的著陸精度.

從國外的深空探測返回經驗看，均采用簡單可靠的彈道式返回方式或有較高著陸精度的預測制導返回:美國的深空取樣返回器“星塵號”和“起源號”均采用彈道式再入;美國早期的探月飛行器“阿波羅系列”和蘇聯(lián)的探月飛行器“探測器6號”均采用預測制導返回［1］.

本文首先建立球冠倒錐外形飛行器在大氣層內飛行的動力學模型，然后對彈道式返回和預測制導返回兩種返回方式進行飛行仿真，最后從返回飛行性能及其工程應用技術要求兩個方面出發(fā)進行工程應用分析.為深空再入返回飛行的返回方案選擇提供指導.

1 大氣層內再入飛行動力學建模

圖1 球冠倒錐飛行器

彈道式返回在再入過程中進行自旋控制，保證以零升力返回;半升力返回通過調整傾側角，改變升力在縱、橫平面的分量達到控制飛行航跡的效果.

根據飛行器的外形及其在再入過程的飛行情況建立動力學模型，存在以下假設條件:

1)飛行器始終以配平攻角飛行;

2)不考慮地球扁率;

3)地球萬有引力滿足反平方關系.

根據動力學理論，飛行器在大氣層再入飛行的動力學模型為［3］

式中:ψ為方向角，指當時飛行速度矢量與當地正東方向的夾角;γ為飛行航跡傾角，指當時飛行速度矢量與當地水平線的夾角;φ為滾轉角，由制導律確定;ω為地球自轉角速度，ω=7.2722×10－5rad/s;L為氣動升力為氣動阻力，D=6378.14km .

CM教科書有理數內容中涉及學科相關聯(lián)背景素材的例題有5.08%，而RJ版教科書例題中未涉及與其它學科相關的背景素材，表明CM教科書更加注重引入與其它學科相關聯(lián)的背景知識，如數學在物理、化學和生物乃至體育等學科的應用，促使學生意識到數學的廣泛用途．

2 彈道式和半升力預測制導返回飛行仿真

本文對高速再入問題分別采用彈道式返回和預測制導返回兩種返回方式的飛行過程進行仿真分析，飛行器以美國獵戶座外形為基礎.采用彈道式返回時，假設質心在縱向對稱軸上，飛行過程升力系數為零.表1給出了獵戶座的外形尺寸和飛行器質量［4］.

表1 航天器參數

2.1 彈道式返回仿真

根據彈道式返回飛行航程相對于再入角的靈敏度，以及實際再入姿態(tài)精度控制能力，選擇對－8°再入飛行過程仿真，以分析氣動過載和熱流密度等性能參數特點.

彈道式返回飛行持續(xù)200s左右，飛行航程為900km;從仿真曲線a)可以看出，彈道式返回由于再入角大(絕對值)，而且飛行過程沒有升力作用，所以飛行航跡較短，最終直接再入大氣;從速度變化曲線b)中可以看出，再入飛行過程隨著飛行高度下降，飛行密度增加，速度變化率進一步增大，從而導致較大的氣動過載和熱流密度峰值.曲線c)和d)分別為該返回過程對應的氣動過載荷熱流密度隨時間的變化曲線.從圖中可知，本文仿真的返回器以－8°彈道式再入時，峰值氣動過載可達25g，駐點熱流密度峰值達3.4×106W/m2.

圖2 彈道式返回仿真曲線

2.2 半升力預測制導返回仿真

預測制導返回在返回過程中需根據實際飛行情況、落點要求持續(xù)實時進行傾側角制導計算，本文采用數值預測制導算法進行制導計算.

半升力預測制導能夠實時進行制導計算，再入角變化率小，適合采用較淺再入，本文選擇－6°再入，4000km目標航程問題進行仿真研究［5-7］.

從仿真曲線a)可以看出，航天器再入下降至一定高度(約60km)時，在升力控制下跳躍飛行來保證飛行航程需要，對應于仿真曲線b)，在跳躍飛行段氣動力較小，飛行器的速度變化率比較平緩，即實現平緩減速，避免了較大的氣動過載.

仿真曲線b)～d)為對應的航程、氣動過載和熱流密度的變化曲線.從圖中可以看出，通過航跡規(guī)劃，航天器的飛行航程達到約3960km，與目標航程相差40km，是因為考慮到開傘減速，仿真計算終止于10km.

與彈道式返回相比，該種長距離再入飛行任務，采用預測制導返回具有較高的精度.從飛行過程的氣動過載和熱流密度可以看出，通過航跡規(guī)劃，氣動峰值分散在前后兩部分，最大氣動過載僅為4.2g左右;熱流密度峰值出現在第一次下降飛行段，最大峰值為2×106W/m2.

3 彈道式和半升力預測制導返回工程應用分析

通過上述對彈道式返回和預測制導返回的仿真分析比較，結合工程實際，可進行深空彈道式返回和預測制導返回的對比.

3.1 彈道式返回飛行優(yōu)點及缺點分析:

彈道式返回在工程實際應用中具有以下優(yōu)點:

1)彈道式返回采用旋成體，外形設計簡單;

2)彈道式返回飛行過程中，始終以恒定的角速度自旋，返回器外部受熱均勻，熱防護設計簡單;

3)彈道式返回過程不需要制導，所以返回器質量較輕，在滿足再入條件之后，飛行安全性高;

4)技術成熟度水平高，工程應用實現的成本低.

彈道式返回在任務適應性方面存在一些不足，可以歸納為以下幾點:

1)彈道式返回航程不可調，飛行航跡相對再入角非常敏感，所以要想獲得較小的落點散布需要再入點飛行狀態(tài)誤差很小，并且為減小再入飛行過程中氣動不確定性和風等影響，需選擇較大的再入角，來保證飛行任務成功;

2)彈道式返回的再入角大，而且再入飛行過程中沒有升力可利用，所以飛行航跡較陡，在飛行過程中會產生較大的氣動過載和熱流密度，這對防熱材料要求提高.并且該種氣動過載環(huán)境不適用于載人返回等低過載深空返回任務.

3.2 半升力預測制導返回飛行優(yōu)點及缺點分析:

半升力預測制導返回作為一種新的返回方式，有許多新的優(yōu)點:

1)預測制導返回可以在軌規(guī)劃航跡，所以具有較大的任務適應性;

2)返回飛行過程，利用升力可以調整航跡，拓寬再入走廊，從而降低對再入點精度的控制要求;

3)可以在較淺的再入條件下，進行精確制導返回，從而大大降低氣動過載，有利于深空載人等任務的展開.同時，峰值熱力密度較小，對防熱材料選用要求低;

4)通過跳躍飛行，可以有效增加飛行航程，有利于更廣泛的選擇落區(qū).

半升力預測制導返回在進行工程應用時相比與彈道式返回有一些缺點:

1)預測制導返回的制導方案設計復雜，在工程實際應用中，需要與控制系統(tǒng)相結合，增加了返回器設計的難度;

2)返回飛行持續(xù)時間長，加熱總量大，所以需要增加防熱材料的使用，可能增加了返回器的質量.

4 結論

從以上分析可知，深空彈道式返回可以簡化設計，縮短研制周期，降低成本，適合于進行深空返回技術的前期驗證和無人深空探測任務的完成;半升力預測制導返回是有效解決深空高速再入返回問題的途徑，對于載人或者其攜帶有對再入飛行過載有較高要求的有效載荷時，適宜采用半升力預測制導返回實現.

［1］ 韓鴻碩，陳杰.21世紀國外深空探測發(fā)展計劃及進展［J］.航天器工程，2008，17(3):2-22

［2］ 王希季.航天器進入與返回技術［M］.北京:中國宇航出版社，1991

［3］ Frank J R.Re-entry vehicle dynamics［M］.New York:America Institute of Aeronautics and Astronatics Inc.，1984

［4］ Bairstow S H，Barton G H.Orion reentry guidance with extended range capability using PredGuid［C］.AIAA Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit，Hilton Head，South Carolina，August 20-23，2007

［5］ Graves C A，Harpold J C.Apollo experience report mission planning for Apollo entry［R］.NASA TN D-6725，19720013191，1972

［6］ 陸平，朱亮，敬忠良，等.探月返回跳躍式再入制導［C］.全國第十三屆空間及運動體控制技術學術會議，宜昌，2008

［7］ Chapman D R.An approximate analytical method for studying entry into planetary atmospheres［D］.Ames Aeronautical Laboratory Moffett Field，Calif.，1958