郭 斌 ，左 光，程克明 ，陳 沖

（1南京航空航天大學航空宇航學院，南京210016；2中國空間技術研究院載人航天總體部，北京100094）

1 引言

自2011年美國航天飛機退役以后，目前可以執(zhí)行天地往返任務的載人航天器只有俄羅斯的“聯(lián)盟”號飛船和我國的神舟號飛船。為改變這一現(xiàn)狀，美、俄等國都在加緊研制新一代載人飛船預計在2018年前后具備飛行能力。世界各國升級換代后的新一代多用途飛船，在總體設計理念上發(fā)生轉(zhuǎn)變，采用模塊化設計理念，擴大任務覆蓋范圍，任務目標以國際空間站和載人登月等任務為核心，覆蓋近地軌道和載人深空往返運輸任務的需求；采用可重復使用設計理念，進一步降低航天運輸成本；此外進一步增強了任務安全性、可靠性方面的設計；采用新型的反推發(fā)動機著陸回收方案，可以大限度的實現(xiàn)著陸減速，提高飛船的可重復使用率，進一步實現(xiàn)飛船的定點著陸功能。

氣動減速裝置作為回收著陸系統(tǒng)的關鍵組件之一，其工作性能的可靠與否關系到整個航天器回收著陸的成敗。目前，使用最為廣泛、技術最為成熟的地球再入氣動減速裝置為降落傘系統(tǒng)。神舟號飛船和“聯(lián)盟”號飛船主要選用的氣動減速裝置就是降落傘系統(tǒng)，并在著陸前1m高度點燃固體火箭發(fā)動機，旨在降低最終的著陸速度。降落傘用織物材料縫制而成，質(zhì)地柔軟，包裝后體積小，在空中展開后可以獲得比原包裝狀態(tài)大數(shù)百倍的阻力面積；同時具有結(jié)構(gòu)簡單、減速高效、工作可靠和成本較低的特點，因此被廣泛應用于各種返回式航天器。然而，深空探測任務的開展，載人飛船規(guī)模的不斷加大，返回艙再入返回的質(zhì)量越來越大。如果單純依靠降落傘減速，即便是群傘技術也面臨傘艙體積過大、傘衣材料強度要求提高、傘衣整體質(zhì)量增大、傘衣包裝難度加大和降落傘拉直技術難度增大等一系列問題。

本文借鑒國外在研載人飛船的研制方案，提出一種新型的減速方案，將反推發(fā)動機與降落傘配合使用，以實現(xiàn)返回艙的有效制動著陸。由于發(fā)動機安裝位置、點火高度等對其性能參數(shù)會產(chǎn)生較大影響，[1][2]本文主要對載人飛船反推發(fā)動機進行反推減速這一方案進行分析，估算反推發(fā)動機的主要性能參數(shù)，初步驗證其可行性，也為將來實現(xiàn)定點著陸奠定了良好的基礎。

2 國外新型載人飛船利用反推發(fā)動機實現(xiàn)制動著陸的可能性

2.1 Space X Dragon反推著陸方案設想

Dragon是美國空間探索技術公司（Space Exploration Technologies，Space X）為NASA商業(yè)軌道運輸服務（Commercial Orbital Transportation Services，COTS）項目開發(fā)的可重復利用的新型載人飛船。

Dragon飛船后期將單獨配備逃逸發(fā)動機Super Draco，在飛行過程中不用拋掉，可用于發(fā)射段全過程的逃逸救生，從而進一步提高飛船的安全性。未來Dragon的設計團隊希望可以利用逃逸發(fā)動機進行著陸反推，并以此實現(xiàn)精確定點著陸，如圖 1所示。Dragon飛船的這種設計體現(xiàn)了國外新一代飛船先進的整體系統(tǒng)集成優(yōu)化的理念，（如圖2所示）代表了未來新一代飛船發(fā)展的趨勢。

圖1 Dragon飛船利用發(fā)動機反推著陸

圖2 Dragon飛船優(yōu)化設計

Super Draco發(fā)動機為發(fā)射段逃逸救生而研發(fā)，目前已經(jīng)完成地面試車試驗，如圖3所示。由于其推力可以進行深度調(diào)節(jié)，因此完全具備執(zhí)行著陸反推的能力。表1給出了Super Draco［j2］發(fā)動機的基本性能參數(shù)表。

圖3 Super Draco發(fā)動機地面試驗

表1 發(fā)動機性能參數(shù)表

2.2 PPTS反推著陸方案設想

PPTS載人飛船，是俄羅斯航天局提出設計的新一代航天飛船（如圖4所示），其在繼承聯(lián)盟飛船的基礎上引用了多項先進技術，其中重大改進就是在著陸回收過程中采用了反推發(fā)動機。

PPTS飛船提出的新著陸方式，是利用固體推進劑發(fā)動機的火箭輔助著陸作為航天器返回地球的一個主要方案，在回收著陸段使用反推發(fā)動機減速。具體方案也經(jīng)過了多次修改。在最初的設想中，PPTS飛船將完全依靠反推發(fā)動機進行精確著陸，具體步驟為先拋掉防熱大底，露出著陸發(fā)動機噴管和著陸腿，飛船在反推發(fā)動機工作后，使用著陸腿降落（如圖5所示）；在應急狀態(tài)下拋掉反推發(fā)動機在內(nèi)的軟著陸裝置，減輕返回艙質(zhì)量后再使用小型降落傘實施著陸。這種方案的優(yōu)勢是既可以利用反推發(fā)動機進行精確著陸，也可以在反推發(fā)動機出現(xiàn)問題時使用降落傘的應急預案，增大了返回艙的安全可靠性。但之后的方案設計中PPTS飛船可能使用一個降落傘和火箭發(fā)動機聯(lián)合的制動著陸方案。

船載反推發(fā)動機有可能使用清潔能源（酒精），但現(xiàn)在固體發(fā)動機依然被認為是針對PPTS飛船制動著陸系統(tǒng)最可行的方案。目前反推發(fā)動機裝備了多重噴管（multiple nozzles），以便實現(xiàn)降落過程中的變推力。噴管上的偏轉(zhuǎn)控制裝置可以實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)，同時固體發(fā)動機本身也保留了一個固定的方向。

圖4 PPTS設計概念圖

圖5 PPTS著陸緩沖火箭減速著陸

2.3 小結(jié)

上述兩種在研的載人飛船在著陸回收方面都提出了用自身動力系統(tǒng)實現(xiàn)減速制動。其中，Space X公司的Dragon完全依靠反推發(fā)動機減速，同時還兼具定點著陸的功能；PPTS在初期只考慮了反推發(fā)動機減速，但在后期設計中提出了降落傘和火箭發(fā)動機聯(lián)合的工作方案，并提出了當反推發(fā)動機無法正常工作的緊急狀態(tài)下拋掉著陸推進裝置的應急預案。

總體來看，在回收著陸段利用自身動力反推將彌補由于返回艙規(guī)模增大而帶來降落傘規(guī)模增大所引發(fā)的一系列問題，也為將來實現(xiàn)定點著陸奠定了良好的基礎。

3 傳統(tǒng)載人飛船利用反推發(fā)動機實現(xiàn)制動著陸的方案設想

3.1 方案設想

為了適應深空探測及空間站運營維護等后續(xù)任務，載人飛船規(guī)模會不斷加大。因此利用返回艙上的反推發(fā)動機進行制動緩沖是載人飛船發(fā)展趨勢之一。結(jié)合國外載人飛船的研制經(jīng)驗，本文提出了在載人飛船返回艙上配置反推發(fā)動機的方案設想。

目前來看，利用反推發(fā)動機進行減速著陸有以下三種技術途徑進行選擇（如表2所示）：

表3給出了三種方案反推發(fā)動機需要提供的速度增量以及主傘、減速傘的情況。從上述方案中可以看出，方案三反推發(fā)動機工作時間最長，推進劑需求量最大，且需要主傘、減速傘備份，與方案一相比沒有質(zhì)量方面的優(yōu)勢，與方案二相比又需要消耗更多的推進劑；方案二增加了主傘，而且需要減速傘備份，同時發(fā)動機提供的速度增量較大，而且還需要兩次點火，此外降落傘和反推發(fā)動機交替工作，對與飛船姿態(tài)控制而言難度較大。本文是按方案一進行初步分析的。

3.2 反推發(fā)動機性能估算

表2 著陸回收方案對比

表3 各方案使用降落傘情況介紹

本節(jié)利用工程估算方法對反推發(fā)動機性能進行估算，內(nèi)容包括反推發(fā)動機點火高度、反推前返回艙下落姿態(tài)以及反推發(fā)動機安裝位置等，并研究上述參數(shù)對發(fā)動機推力大小和工作時間的影響。

反推發(fā)動機在不同高度點火，決定了反推發(fā)動機要提供不同的速度增量以及不等的工作時間。高度越高，反推發(fā)動機的工作時間越長，但推力相對較小。

反推發(fā)動機在載人飛船上布置位置不同，會對所需推力大小產(chǎn)生較大影響。本次估算參照Space X的側(cè)面布局以及PPTS底部布局。由于側(cè)面布局的發(fā)動機與載人飛船中軸線呈一定夾角（本文暫定30°夾角），因此對同類型發(fā)動機來說，側(cè)面布局的有效推力小于底部布局。載人飛船參數(shù)選擇Space X公司的Dragon飛船相關參數(shù)進行計算，具體參數(shù)如下：

表4 大氣密度參數(shù)表

表5 載人飛船參數(shù)選擇對照表

返回艙從10km開始垂直下落，此時返回艙所受氣動力全部為氣動阻力。當氣動阻力與重力相抵時，達到恒定速度V，即：

由此，得出不同高度對應的恒定速度，見下表：

表6 載人飛船飛行速度對照表[j5]

由上表及有關計算公式可以得出不同高度下反推發(fā)動機工作推力、工作時間以及推進劑的消耗量：

從圖6中可以看到，反推發(fā)動機點火高度越高，所需要的推力越小，發(fā)動機工作時間越長，所消耗的推進劑越多。其中反推發(fā)動機在側(cè)面布局，1km高空點火時所需推力最大，大約為12.4kN；5km高空點火時所消耗的推進劑最大，約為1805kg。發(fā)動機在底部布局，1km高空點火時所消耗的推進劑最少，大約為592kg；5km高空點火時所需推力最小，大約為6.9kN。

表7 理想狀態(tài)反推發(fā)動機性能估算表

圖6 垂直下落反推發(fā)動機性能圖

4 總結(jié)

本文利用工程估算方法對反推發(fā)動機性能進行估算，評估內(nèi)容包括反推發(fā)動機點火高度、反推前返回艙下落姿態(tài)以及反推發(fā)動機安裝位置等，并研究上述參數(shù)對發(fā)動機推力大小、工作時間的影響。研究結(jié)果表明：

①反推發(fā)動機安裝在側(cè)面時，所需推力和推進劑消耗量比相同狀態(tài)下安裝在底部時要大；

②反推發(fā)動機點火高度對所需推力和推進劑消耗量有較大影響，點火高度越高，推力越小，而推進劑消耗量越大。

綜上所述：在采用方案一的前提下：

①從發(fā)動機推進劑消耗量來看，在推力允許的情況下，反推發(fā)動機選擇底部布局、1km高空點火反推的方案所需要的推進劑最少，可以控制在700kg以內(nèi)

②從發(fā)動機推力大小來看，若選取推進劑消耗量最小，則推力為12.4kN；

③從發(fā)動機尺寸來看，Super Draco發(fā)動機噴口直徑大約260mm，總長估計500～600mm。

因此，對于Dragon飛船同等規(guī)模的載人飛船返回艙（返回艙總重6.5t，直徑3.7m左右）艙體空間完全可以布置8臺這一類型的發(fā)動機。因此，在載人飛船返回艙上配置反推發(fā)動機方案初步認為是可行的?！?/p>

［1］劉敏，榮偉.反推發(fā)動機布局對返回艙著陸姿態(tài)的影響分析.航天返回與遙感.第31卷第2期.2010.4

［2］黃偉.反推發(fā)動機點火控制高度及其隨機偏差分析.航天返回與遙感.第23卷第3期.2002.9