石泳劉哲陳偉躍郭斌

（1 南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016）

（2 中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

載人飛船鈍頭體返回艙減速著陸組合方式對(duì)比

石泳1,2劉哲2陳偉躍2郭斌2

（1 南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016）

（2 中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

載人飛船返回艙減速著陸方式的選擇直接關(guān)系到航天員的生命安全，是載人飛船總體方案設(shè)計(jì)中至關(guān)重要的一個(gè)環(huán)節(jié)。文章調(diào)研了美國、俄羅斯等國正在研制的新一代載人飛船減速著陸設(shè)計(jì)方案，以國際上廣泛采用的鈍頭體外形返回艙減速著陸設(shè)計(jì)為研究對(duì)象，并以7t量級(jí)的鈍頭體外形返回艙減速著陸過程為例，對(duì)比分析了群傘減速組合氣囊緩沖著陸、群傘減速組合反推發(fā)動(dòng)機(jī)緩沖著陸、翼傘減速組合滑撬緩沖著陸、發(fā)動(dòng)機(jī)減速組合著陸腿緩沖著陸、群傘減速組合發(fā)動(dòng)機(jī)和著陸腿緩沖著陸、群傘減速組合發(fā)動(dòng)機(jī)和氣囊緩沖著陸等六種減速著陸組合方式的特點(diǎn)，估算了每種組合的系統(tǒng)質(zhì)量和容積需求，并從系統(tǒng)質(zhì)量、空間布局、環(huán)境適應(yīng)性、可靠性安全性、艙體損傷程度等方面對(duì)不同方案進(jìn)行了比較分析，為飛船總體設(shè)計(jì)部門開展返回艙減速著陸方案設(shè)計(jì)提供參考。

載人飛船 鈍頭體 返回艙 再入返回 減速著陸 組合型式

0 引言

隨著“神舟號(hào)”載人飛船從試驗(yàn)性飛行進(jìn)入到應(yīng)用性飛行，我國的載人天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)已逐漸走向成熟，我國已突破并完全掌握了載人天地往返、載人空間交會(huì)對(duì)接、出艙活動(dòng)等關(guān)鍵技術(shù)，為我國自主建設(shè)空間站奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)[1-2]。

我國“神舟號(hào)”載人飛船在立項(xiàng)之前曾對(duì)返回艙的減速著陸方式進(jìn)行過多方案比較，基于返回艙居中的三艙方案，最終選擇了降落傘減速與反推發(fā)動(dòng)機(jī)緩沖著陸的方式，并通過歷次任務(wù)考核，均實(shí)現(xiàn)了安全著陸。

當(dāng)前，美俄等國均在加緊研制功能和性能更強(qiáng)的新一代飛船[3-10]，瞄準(zhǔn)空間站服務(wù)、載人登月及深空探測(cè)等多個(gè)領(lǐng)域，預(yù)計(jì)在2018年前后將具備載人飛行能力。載人飛船返回艙回收著陸方式直接關(guān)系到航天員的生命安全，美俄等國在研的載人飛船在減速著陸方式選擇上都非常慎重。我國在未來研制新一代載人飛船時(shí)也應(yīng)慎重選擇減速著陸方式[11]。

鈍頭體外形的返回艙再入返回過程先利用艙體外形產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力減速至亞聲速，再利用降落傘、發(fā)動(dòng)機(jī)等其他方式進(jìn)一步減速，觸地時(shí)還可用氣囊、著陸腿等方式進(jìn)行緩沖，最終以安全速度實(shí)現(xiàn)軟著陸。減速方式主要有群傘減速、翼傘減速及發(fā)動(dòng)機(jī)減速；緩沖著陸方式有氣囊緩沖、反推發(fā)動(dòng)機(jī)緩沖、滑橇緩沖及著陸腿緩沖。通過對(duì)減速和著陸方式進(jìn)行組合，主要有以下六種減速著陸組合方式：群傘+氣囊、群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)、翼傘+滑撬、反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿、群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿、群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+氣囊[6-9,12-16]。

本文以鈍頭體外形的大型返回艙（返回質(zhì)量和外形尺寸均超過“神舟號(hào)”載人飛船返回艙）的減速著陸過程為研究對(duì)象，對(duì)上述六種不同類型的減速著陸組合方案進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)，并從系統(tǒng)質(zhì)量、空間布局、環(huán)境適應(yīng)性、可靠性安全性等方面對(duì)不同方案進(jìn)行了比較分析，為未來我國新一代載人飛船返回艙減速著陸方案設(shè)計(jì)提供參考。

1 國外載人飛船典型回收著陸方式

自航天飛機(jī)退役以后，俄羅斯“聯(lián)盟號(hào)”飛船和我國的“神舟號(hào)”飛船成為僅有的兩種往返于地面與近地軌道的載人飛行器，在國際空間站運(yùn)營過程中，美國和歐洲的人員輸運(yùn)受制于俄羅斯，美國在天地人員輸運(yùn)能力上暫時(shí)表現(xiàn)為一個(gè)空白期。為改變這種被動(dòng)局面，美國近年來大力發(fā)展多種新型載人航天器，按照其發(fā)展規(guī)劃，NASA致力于地球以遠(yuǎn)任務(wù)，在“獵戶座”飛船方案的基礎(chǔ)上研制多用途飛船[8-9,17]（Multi-Purpose Crew Vehicle，MPCV），具備完成近地軌道、地月空間、月球、小行星、火星及附近區(qū)域探測(cè)任務(wù)和人員輸運(yùn)的能力。同時(shí)NASA為完成近地軌道任務(wù)啟動(dòng)了“商業(yè)乘員發(fā)展計(jì)劃”（Commercial Crew Development，CCDev），美國Space X公司的“龍”飛船（Dragon）、波音公司的CST-100、內(nèi)華達(dá)山脈公司（SNC）的“追夢(mèng)者”飛船（Dream Chaser）先后入選該計(jì)劃[6,8-9]。2014年，NASA簽訂了新一輪的商業(yè)載人運(yùn)輸合同，波音公司的CST-100和SpaceX公司的Dragon V2成功入選，而SNC公司的Dream Chaser最終落敗。

與此同時(shí)，俄羅斯根據(jù)調(diào)整后的航天發(fā)展規(guī)劃，停止了升力體飛船“快船”（Cliper）的研制，轉(zhuǎn)而開展新一代載人飛船“PTK NP”的研制，設(shè)計(jì)目標(biāo)兼顧近地和月球任務(wù)，旨在為“聯(lián)盟號(hào)”研制更新?lián)Q代產(chǎn)品，預(yù)計(jì)將于2018年進(jìn)行飛行試驗(yàn)[7]。

1.1 MPCV飛船

MPCV是美國“星座”計(jì)劃終止后計(jì)劃開發(fā)的新型可重復(fù)使用載人飛行器，繼承了“星座計(jì)劃”的CEV方案技術(shù)，具備完成近地軌道、地月空間、月球、小行星、火星及附近區(qū)域探測(cè)任務(wù)和人員輸運(yùn)的能力[17]。

在堤壩施工中存在問題，造成堤壩形成滲漏。由于現(xiàn)時(shí)期多數(shù)堤壩都是建設(shè)于上個(gè)世紀(jì)，因?yàn)楫?dāng)時(shí)施工條件非常有限，造成最后施工質(zhì)量較差；除此之外，因?yàn)楫?dāng)時(shí)社會(huì)環(huán)境方面的因素，對(duì)于施工進(jìn)度卻相對(duì)非常重視。這一時(shí)期所建設(shè)的堤壩，大都是一邊規(guī)劃設(shè)計(jì)、一邊施工的，致使缺少良好的規(guī)范性和專業(yè)性。在這一時(shí)期中，工程的施工理念基本都是盡快完工、并且還要最大程度的節(jié)約成本，由此使施工水平明顯降低，對(duì)于特殊情況并沒有過多的考慮。因?yàn)槭┕ど系牟灰?guī)范，造成堤壩滲漏情況經(jīng)常發(fā)生，長期如此，較易產(chǎn)生嚴(yán)重的潰堤現(xiàn)象，為此一定要對(duì)施工加強(qiáng)重視。

MPCV返回艙按重復(fù)使用10次進(jìn)行設(shè)計(jì)，質(zhì)量為8 913kg，再入過程采用半彈道跳躍方式，采用群傘減速，海上濺落的方式回收（見圖1），陸上著陸作為備選方案，落點(diǎn)偏差均約10km。降落傘系統(tǒng)位于返回艙頂部，由2具彈射拉直的減速傘、3具通過彈射拉直的引導(dǎo)傘以及3具引導(dǎo)傘拉直的主傘組成。

圖1 MPCV采用群傘減速、海上濺落的方式回收Fig.1 MPCV spacecraft decelerated by cluster parachutes and splashing down onto the sea

1.2 CST-100飛船

CST-100是波音公司為滿足CCDev計(jì)劃而設(shè)計(jì)和制造的載人飛船，其設(shè)計(jì)的出發(fā)點(diǎn)不是要運(yùn)用或者發(fā)明新的技術(shù)和設(shè)備，而是采用成熟的技術(shù)和硬件，確保飛船安全性和可靠性。波音考慮更多的是安全、可靠、低成本而不是先進(jìn)的性能。

CST-100返回艙按重復(fù)使用10次進(jìn)行設(shè)計(jì)，采用群傘+氣囊的著陸減速方式，在陸上回收，海上回收作為備選方案。再入地球大氣后，CST-100的3具主傘在約3.7km高度處展開，返回艙下降至1.5km時(shí)，防熱大底被拋掉，6個(gè)安全氣囊在返回艙著陸前的2min由氮和氧混合氣體快速填充，用于減輕著陸時(shí)的沖擊。CST-100采用群傘+氣囊的減速著陸方式，見圖2。

圖2 CST-100飛船采用群傘+氣囊的減速著陸方式Fig.2 CST-100 spacecraft decelerated by cluster parachutes and adopting gasbags against impact

1.3 Dragon V2飛船

Space X公司首先開發(fā)了貨運(yùn)版的Dragon飛船，與MPCV類似，Dragon飛船返回艙也采用了群傘減速、海上濺落的回收方式，如圖3所示。2具減速傘在約13.7km高度處展開，3km高度處分離拉出主傘；每具主傘傘衣直徑為35.4m，可將飛船速度減至4.8～5.4m/s。

圖3 Dragon飛船采用群傘減速、海上濺落的方式回收Fig.3 Dragon spacecraft decelerated by cluster parachutes and splashing down onto the sea

2014年5月30日，Space X公司公布了其載人版Dragon V2的設(shè)計(jì)方案，Dragon V2飛船仍采用鈍頭體外形，返回艙完全可重復(fù)使用10次，只需重新加注推進(jìn)劑即可重新使用。返回艙先通過氣動(dòng)減速，距地面數(shù)千米時(shí)利用集成在返回艙的Super Draco逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行著陸反推減速，著陸時(shí)利用著陸腿實(shí)現(xiàn)軟著陸。Dragon V2采用發(fā)動(dòng)機(jī)減速，如圖4所示。為確保安全，返回艙還配置了降落傘以備發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)使用。Space X公司宣稱Dragon V2能夠在全球任意位置定點(diǎn)著陸，著陸精度與直升飛機(jī)相當(dāng)。

圖4 Dragon V2飛船采用發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿減速著陸方式Fig.4 Dragon V2 spacecraft using retro-engines and landing legs to decelerate and land

1.4 PTK NP飛船

2009年初，俄羅斯航天局提出了研制未來載人運(yùn)輸系統(tǒng)的計(jì)劃。在計(jì)劃下，俄羅斯能源公司設(shè)計(jì)了PTK NP飛船方案。PTK NP飛船也采用兩艙結(jié)構(gòu)，飛船直徑擴(kuò)大到“聯(lián)盟號(hào)”的兩倍，近地軌道任務(wù)的乘員數(shù)為4人，整船質(zhì)量14.4t，貨運(yùn)質(zhì)量500kg。

在之前的設(shè)計(jì)中，PTK NP飛船首先通過點(diǎn)燃脫離軌道發(fā)動(dòng)機(jī)使其減速，之后推進(jìn)艙將在大氣層內(nèi)被拋棄并燒毀，而返回艙進(jìn)行再入和減速，降落過程中通過使用固體推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)軟著陸。具體步驟為先拋掉防熱大底，露出著陸發(fā)動(dòng)機(jī)噴管和著陸腿，之后飛船將在反推發(fā)動(dòng)機(jī)工作后，使用著陸腿降落（如圖5（a）所示）。如果反推發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火失敗，PTK NP將緊急打開備份的降落傘裝置實(shí)施減速?？紤]到備份降落傘的規(guī)模不宜過大，在啟用備份降落傘減速時(shí)需要將包括著陸發(fā)動(dòng)機(jī)在內(nèi)的軟著陸推進(jìn)裝置分離。

圖5 PTK NP著陸緩沖火箭減速著陸Fig.5 PTK NP spacecraft landing using retro-rocket to decelerate

但在2013年，PTK NP飛船放棄了著陸過程中完全依靠固體發(fā)動(dòng)機(jī)減速的初始方案，而采用群傘+發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿的減速著陸組合方式；以三重降落傘展開減速為主，以推進(jìn)式著陸為輔。推進(jìn)式著陸系統(tǒng)將僅在地表以上高度10m處啟動(dòng)并提供軟著陸能力。不同于“聯(lián)盟號(hào)”飛船上在觸地前瞬間點(diǎn)火的小型軟著陸發(fā)動(dòng)機(jī)，PTK NP飛船的固體推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)還將具有精密的推力控制及更強(qiáng)的控制著陸速度、確切著陸點(diǎn)的能力。另外，聚合隔艙還有可折疊的著陸支腿，用于緩沖乘員艙的觸地沖擊力，可重復(fù)用于10次任務(wù)。

1.5 小結(jié)

通過上述四種國外在研的載人飛船回收著陸方案可以得出如下啟示：

1）基于可靠性、安全性和技術(shù)成熟度考慮，除Dragon V2飛船采用發(fā)動(dòng)機(jī)減速為主的方案以外，其余三種均采用群傘減速的方案；

2）四種飛船都提出了返回艙重復(fù)使用的要求，因此也更加注重減少著陸沖擊對(duì)艙體的損傷，CST-100飛船采用氣囊緩沖，Dragon V2飛船和PTK NP飛船采用著陸腿緩沖的方式，MPCV飛船則選擇濺落在海上。

2 不同減速著陸組合方式的對(duì)比分析

2.1 方案初步設(shè)計(jì)及對(duì)比

為便于對(duì)比分析，參考上述國外載人飛船返回艙的規(guī)模，假設(shè)一組設(shè)計(jì)條件：返回艙為鈍頭體外形，返回質(zhì)量不大于7t；能夠適應(yīng)雨雪及大風(fēng)天氣條件；要求著陸后返回艙主結(jié)構(gòu)及設(shè)備無損傷，便于后續(xù)重復(fù)使用。

本文針對(duì)上述設(shè)計(jì)條件開展了群傘+氣囊、群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)、翼傘+滑撬、反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿、群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿、群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+氣囊等六種減速著陸組合方案的初步設(shè)計(jì)，估算了系統(tǒng)質(zhì)量和體積需求，并對(duì)環(huán)境適應(yīng)性、可靠性安全性、艙體損傷程度等方面進(jìn)行了系統(tǒng)分析，主要結(jié)果見表1。

2.2 方案設(shè)計(jì)結(jié)果分析

通過上述方案對(duì)比可知：

1）從系統(tǒng)質(zhì)量分析，“發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”的組合方案系統(tǒng)質(zhì)量最大為1 790kg，其次依次為“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+氣囊”方案、“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”方案、“翼傘+滑橇”方案、“群傘+氣囊”方案，其中系統(tǒng)質(zhì)量最輕的是“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)”的組合方案。

2）從空間布局分析，系統(tǒng)空間布局所需體積最小的是“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)”方案；“翼傘+滑橇”方案所占體積最大，翼傘主傘、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、備傘所占體積將導(dǎo)致其它設(shè)備在非密封艙內(nèi)布局受到很大限制；“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+氣囊”和“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”兩種方案的體積需求相當(dāng)，其中解決反推發(fā)動(dòng)機(jī)與氣囊、著陸腿的布局位置協(xié)調(diào)問題難度較大；

3）從以上兩條“系統(tǒng)質(zhì)量”和“空間布局”分析，“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)”方案應(yīng)當(dāng)入選最佳方案。雖然反推發(fā)動(dòng)機(jī)具有技術(shù)成熟，質(zhì)量較輕的優(yōu)點(diǎn)，但是以目前的技術(shù)水平，沒有替代γ源的低高度動(dòng)態(tài)敏感器用于測(cè)量點(diǎn)火高度。γ源是有輻射性的，對(duì)航天員的安全存在不利影響。另外，雖然這種方案結(jié)構(gòu)簡單、減速高效、工作可靠和成本較低，但以“神舟號(hào)”歷次飛行經(jīng)驗(yàn)來看，返回艙大底結(jié)構(gòu)在著陸時(shí)會(huì)發(fā)生變形，影響返回艙結(jié)構(gòu)重復(fù)使用。

4）從環(huán)境適應(yīng)性分析，“翼傘+滑橇”的組合方案環(huán)境適應(yīng)性最差。翼傘減速系統(tǒng)的尋址能力強(qiáng)、著陸精度高，可通過雀降實(shí)現(xiàn)低速著陸，但使用受制于風(fēng)場(chǎng)和雨雪天氣，同時(shí)在消除殘余水平著陸速度上存在技術(shù)難題。與翼傘配合的滑橇方式著陸緩沖，其質(zhì)心相對(duì)較高，在地面有障礙物的情況下，水平滑行的穩(wěn)定性差；滑橇是非全向的，基本用來緩沖縱向沖擊，緩沖橫向沖擊能力差。而且，滑橇對(duì)著陸場(chǎng)跑道狀態(tài)（長度、摩擦力大?。┯休^高要求，跑道與滑橇摩擦力過大，在有水平著陸速度的情況下，返回艙在滑行時(shí)有傾倒的風(fēng)險(xiǎn)；跑道與滑橇摩擦力過小，則需要修建足夠長的跑道，以保證返回艙能平穩(wěn)停下。這種高規(guī)格的跑道無論是在建設(shè)還是后期保養(yǎng)上都要耗費(fèi)大量人力物力。

5）從可靠性和安全性分析，“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+氣囊”和“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”的組合方案在減速段3具傘可以采用3取2的方式冗余，著陸緩沖過程反推發(fā)動(dòng)機(jī)和著陸腿、發(fā)動(dòng)機(jī)與氣囊可以做到互為備份，因此該方案具有一定優(yōu)勢(shì)；而“反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”的方案必須配置備份降落傘，否則一旦發(fā)動(dòng)機(jī)故障則存在安全性問題。

6）從著陸精度分析，“翼傘+滑橇”方案可以控制落點(diǎn)范圍，實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)著陸；“反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”方案可以實(shí)現(xiàn)一定程度的水平機(jī)動(dòng)能力，可實(shí)現(xiàn)尋址著陸；“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”方案有一定的蔽障能力；“群傘+氣囊”方案、“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)”方案著陸點(diǎn)可控制在5km以內(nèi)。

7）從性能提高和系統(tǒng)質(zhì)量開銷角度分析，“反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”可實(shí)現(xiàn)百米級(jí)的定點(diǎn)著陸和尋址蔽障，性能最優(yōu)，但其系統(tǒng)質(zhì)量需要增加約1.2t，對(duì)于執(zhí)行近地任務(wù)的飛行器而言，增加的質(zhì)量需要額外消耗約145kg推進(jìn)劑，尚可接受。對(duì)于以登月為代表的載人深空探測(cè)項(xiàng)目，其增加的質(zhì)量需要額外消耗約1 000kg推進(jìn)劑，綜合考慮增加質(zhì)量的代價(jià)和性能的提高，具備執(zhí)行深空任務(wù)的多用途飛船應(yīng)選擇降落傘方案，通過提高返回再入段控制精度和傘降精度實(shí)現(xiàn)著陸精度的提升。采用著陸腿進(jìn)行緩沖，需要著陸前初始速度很低，間接需要較強(qiáng)的減速能力，與之配合的發(fā)動(dòng)機(jī)方案已經(jīng)在前面論證過了。

3 結(jié)束語

六種組合都各有優(yōu)勢(shì)和不足，如果突出強(qiáng)調(diào)安全可靠和無損著陸，則“群傘+氣囊”、“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”的方案都是比較好的選擇；如果突出強(qiáng)調(diào)著陸尋址和無損著陸，則“群傘+反推發(fā)動(dòng)機(jī)+著陸腿”的方案是較好選擇。

References)

[1] 李頤黎, 戚發(fā)軔. “神舟號(hào)”飛船總體與返回方案的優(yōu)化與實(shí)施[J]. 航天返回與遙感, 2011, 32(6): 1-13, 87. LI Yili, QI Faren. Optimization and Implementation of China SHENZHOU Spaceship’s System and Return Technology Scheme[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2011, 32(6): 1-13, 87. (in Chinese)

[2] 榮偉, 王學(xué), 賈賀, 等. “神舟號(hào)”飛船回收著陸系統(tǒng)可靠性分析中的幾個(gè)問題[J]. 航天返回與遙感, 2011, 32(6): 19-25. RONG Wei, WANG Xue, JIA He, et al. Some Problems for Reliability Analysis of Recovery and Landing System of the SHENZHOU Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2011, 32(6): 19-25. (in Chinese)

[3] EMRE K. Crew Exploration Vehicle (CEV) Skip Entry Trajectory[M]. Biblio Scholar, 2008: ADA483248.

[4] KINNEY D. Impact of TPS Recession on the ORION CEV Aerodynamics[C]//47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Orlando, Florida, United States, 2009: AIAA 2009-1522.

[5] KELLY J M, KAREN B, BRAUCKMANN G J, et al. Orion Crew Module Aerodynamic Testing[C]//29th AIAA Applied Aerodynamics Conference, Honolulu, HI, United States, 2011.

[6] VOZOFF M, COULURIS J. SpaceX Products-advancing the Use of Space[C]//AIAA SPACE 2008 Conference & Exposition, San Diego, California, United States, 2008.

[7] 武堯爾. 俄羅斯全力打造新型載人飛船[J]. 太空探索, 2011, (2): 30-35. WU Yaoer. Russia Attempts to Develop New Spacecraft[J]. Space Exploration, 2011, (2): 30-35. (in Chinese)

[8] 易林. 美國新一代飛船撩開神秘面紗[J]. 太空探索, 2011, (8): 34-37. YI Lin. New American Spacecraft is Revealed[J]. Space Exploration, 2011, (8): 34-37. (in Chinese)

[9] 諸葛炎. 各國熱衷打造新型載人飛船[J]. 科學(xué)大觀園, 2009, (16): 73-75. ZHUGE Yan. A Number of Countries are Devoted to New Spacecraft. Grand Garden of Science[J]. Grand Garden of Science, 2009, (16): 73-75. (in Chinese)

[10] 張振華, 白明生, 石泳, 等. 國外商業(yè)航天的發(fā)展與啟示[J]. 中國航天, 2015, (11): 31-39. ZHANG Zhenhua, BAI Mingsheng, SHI Yong, et al. Development and Revelation of Commercial Aerospace Abroad[J]. Aerospace China, 2015, (11): 31-39. (in Chinese)

[11] 楊雷, 張柏楠, 郭斌, 等. 新一代多用途載人飛船概念研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(3): 703-713. YANG Lei, ZHANG Bainan, GUO Bin, et al. Concept Definition of New-generation Multi-purpose Manned Spacecraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(3): 703-713. (in Chinese)

[12] DESAI P N, LYONS D T. Entry, Descent, and Landing Operations Analysis for the Stardust Entry Capsule[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008, 45(6):1262-1268.

[13] 梅昌明, 張進(jìn), 潘剛, 等. 載人飛船返回艙氣囊緩沖多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 載人航天, 2015, 21(5): 444-449. MEI Changming, ZHANG Jin, PAN Gang, et al. Multi-objective Optimization Design of Airbag Buffer in Return Capsule of Manned Spaceship[J]. Manned Spaceflight, 2015, 21(5): 444-449. (in Chinese)

[14] 郭斌, 左光, 程克明, 等. 載人飛船利用返回艙反推發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)緩沖方案參數(shù)初步分析[J]. 載人航天, 2013, 19(4): 17-22. GUO Bin, ZUO Guang, CHENG Keming, et al. A Preliminary Analysis on the Speed Reduction Scheme of the Retro-rocket Used by Re-entry Capsule[J]. Manned Spaceflight, 2013, 19(4): 17-22. (in Chinese)

[15] 黃偉. 反推發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火控制高度及其隨機(jī)偏差分析[J]. 航天返回與遙感, 2002, 23(3): 6-10. HUANG Wei. A Initial Ignition Altitude for Retrorocket and Its Random Deviation Analyzing[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2002, 23(3): 6-10. (in Chinese)

[16] 劉敏, 榮偉. 反推發(fā)動(dòng)機(jī)布局對(duì)返回艙著陸姿態(tài)的影響分析[J]. 航天返回與遙感, 2010, 31(2): 1-9. LIU Min, RONG Wei. The Analysis for Retro-rocket Layout Effect on Return Capsule Landing Attitude[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2010, 31(2): 1-9. (in Chinese)

[17] KELLY J, MURPHY, KAREN L, et al. Orion Crew Module Aerodynamic Testing[J]. AIAA Papaer 2011-3502, 2011.

Combination of Deceleration and Landing Modes for Return Capsule with Blunt Body of Manned Spacecraft

SHI Yong1,2LIU Zhe2CHEN Weiyue2GUO Bin2
（1 College of Aerospace Engineering. NUAA, Nanjing 210016, China）
（2 Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）

Selection of decelerated landing modes of return capsule is directly relative to the safety of astronauts, so it is one of key parameters of scheme design. The deceleration and landing modes for the new ongoing manned spacecraft are investigated in the countries such as US, Russia. In addition, the modes are also designed and analyzed for the return capsule with blunt body, which is widely used in the world. By taking the reentry process of a return capsule, 7 ton in weight, as an example, six deceleration and landing modes are introduced and compared in this paper, which are cluster parachute decelerating and gasbag landing, cluster parachute decelerating and retro-engine landing, winged parachute decelerating and sled landing, retro-engine decelerating and leg landing, and cluster parachute decelerating and gasbag landing with leg, and cluster parachute decelerating and retro-engine decelerating with gasbag landing. The weights and volumes of the six modes are estimated. Furthermore, the comparisons on system weight, room layout, environment adaptability, reliability, safety, and capsule damage of return capsule are given, which can provide references for preliminary design of deceleration and landing mode for return capsule.

manned spacecraft; blunt body; return capsule; reentry; deceleration and landing; combination

V423.5

A

1009-8518(2016)06-0020-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.06.003

石泳，男，1979年生，2004年獲清華大學(xué)工程熱物理專業(yè)碩士學(xué)位，高級(jí)工程師。主要研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)以及航天器進(jìn)入、減速與著陸技術(shù)。E-mail: myplasma@126.com。

（編輯: 陳艷霞）

2016-05-21

國家重大科技專項(xiàng)工程