魏昊功 陸亞東 李齊 彭兢

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

歐洲“過渡試驗飛行器”再入返回技術(shù)綜述

魏昊功 陸亞東 李齊 彭兢

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

歐洲“過渡試驗飛行器”（IXV）是在歐洲未來運載器預備工程（FLPP）框架下研發(fā)的飛行試驗器，主要用于演示驗證升力體高超聲速再入技術(shù)。2015年2月11日IXV成功回收，標志著歐洲在飛行器再入返回技術(shù)上實現(xiàn)了新的突破。文章介紹了IXV的發(fā)展歷程、飛行試驗情況，以及主要設(shè)計要求和技術(shù)指標，梳理了空氣動力學、熱防護系統(tǒng)（TPS）、制導導航與控制、回收等關(guān)鍵技術(shù)的解決途徑，可為我國開展相關(guān)研究提供參考。

“過渡試驗飛行器”；再入返回；高超聲速

1 引言

2015年2月11日，歐洲“過渡試驗飛行器”（Intermediate eXperimental Vehicle，IXV）成功完成了飛行試驗，并在太平洋上安全濺落。歐洲航天局（ESA）局長將IXV任務(wù)稱為一項“關(guān)鍵任務(wù)”，IXV任務(wù)主要是為了驗證大氣再入技術(shù)，此次試飛成功，標志著歐洲在飛行器再入返回技術(shù)上實現(xiàn)了新的突破。

在20世紀80年代法國赫爾墨斯（Hermes）、德國桑格爾（Sanger）等航天飛機項目相繼因各種問題凍結(jié)后，歐洲對于再入領(lǐng)域的探索相當謹慎，直到1998年才實現(xiàn)了“大氣再入驗證器”（Atmospheric Re－entry Demonstrator，ARD）首次受控再入飛行，獲得了用于再入技術(shù)研究的實際數(shù)據(jù)。此外，歐洲曾參與美國X－38空間站乘員返回飛行器項目，該項目在2002年被美國方面終止后，ESA決定自主研究再入技術(shù)。為保證技術(shù)和經(jīng)濟資源的有效利用，ESA制訂了科學合理的發(fā)展規(guī)劃，并啟動了“未來運載器預備工程”（Future Launcher Preparatory Program，F(xiàn)LPP），包括一系列地面試驗和飛行試驗項目。在所有飛行試驗項目中，IXV項目被認為是最具挑戰(zhàn)性的，因此法國國家空間研究中心（CNES）與空中客車集團（Airbus Group）（原歐洲宇航防務(wù)集團，2014年初更名與業(yè)務(wù)重組）合作開展了作為IXV預先研究的Pre－X項目，用于探索可重復使用的熱防護技術(shù)的可行性和研究高超聲速氣動熱力學規(guī)律，以降低正式任務(wù)的風險。

IXV作為世界上第一個實現(xiàn)低軌再入的升力體返回飛行器，繼承了ARD、Pre－X等項目的再入技術(shù)，兼具有翼升力式飛行器的可控性高和返回艙系統(tǒng)簡單的優(yōu)點。本文對IXV飛行試驗、技術(shù)指標等進行了介紹，重點分析了氣動外形設(shè)計與試驗、熱防護系統(tǒng)、制導導航與控制系統(tǒng)、下降與回收系統(tǒng)、測量系統(tǒng)等再入返回關(guān)鍵技術(shù)，可為后續(xù)研究提供參考。

2 IXV飛行試驗簡介

IXV完全繼承了Pre－X的外形設(shè)計，如圖1所示［1－2］。在2015年2月的飛行試驗任務(wù)中，IXV從庫魯發(fā)射場由織女星（Vega）火箭發(fā)射進入赤道附近的亞軌道，在距地面高度為333km時與火箭分離后沿彈道自由飛行，到達遠地點高度412km后下降，在到達再入點（距地面高度120km）時再入速度為7.5km／s，再入角為－1.2°［2］。飛行器再入過程中峰值過載達到2.02 gn，再入航程達到7300km，在末段速度的馬赫數(shù)（Ma）為1.5和高度為26km的條件下觸發(fā)下降與回收系統(tǒng)（Decent and Recover System，DRS），依次展開超聲速減速傘、亞聲速減速傘和主降落傘，最后在太平洋濺落并回收［3］。整個飛行過程持續(xù)時間1h40min。飛行過程如圖2所示［4］。這是一次典型的近地返回任務(wù)，對后續(xù)研究有著重要的指導意義。

圖1 Pre－X與IXV概念圖Fig.1 Artist concepts of Pre－X and IXV

圖2 IXV飛行過程Fig.2 IXV flight test

3 IXV主要設(shè)計要求與技術(shù)指標

IXV的主要設(shè)計要求為［1］：

（1）任務(wù)再入段試驗馬赫數(shù)（Ma）覆蓋25～5；

（2）以標稱彈道飛行時飛行器表面不得發(fā)生主動氧化繼而擾亂邊界層流動；

（3）回收飛行器，獲得飛行期間的測量數(shù)據(jù)（任務(wù)成功判據(jù)）；

（4）熱防護系統(tǒng)的檢查和拆卸不得對結(jié)構(gòu)造成損傷；

（5）海上回收，且信標機能持續(xù)工作48h以上；

（6）與Vega火箭接口匹配；

（7）分離后可靠性0.95；

（8）安全指標為毀滅性事故發(fā)生概率1×10－7。IXV主要技術(shù)指標見表1所示［2－7］。

表1 主要技術(shù)參數(shù)Table 1 Main characteristics

4 IXV再入返回技術(shù)

4.1 氣動外形設(shè)計與試驗

前期歐洲研制的ARD采用類似于美國阿波羅飛船（Apollo）的氣動外形，升阻比約為0.3，屬于成熟外形。而IXV要求設(shè)計成升阻比不小于0.7的全新升力體外形，這給氣動設(shè)計帶來了重大挑戰(zhàn)。

1）升力體外形設(shè)計與優(yōu)化

升力體外形設(shè)計較Apollo飛船等軸對稱旋成體的簡單外形要復雜，與航天飛機、X－37B等有翼升力體外形也有所不同，屬于全新的氣動外形設(shè)計。設(shè)計時須要綜合考慮各種目標函數(shù)（如升阻比高、阻力系數(shù)低、熱流密度低等）、約束條件（如穩(wěn)定性、容積利用率等）和設(shè)計變量（如最大包絡(luò)、截面形狀等）之間的關(guān)系。在IXV的氣動外形設(shè)計過程中，利用相似性原理，綜合航天飛機等成熟飛行器的設(shè)計特點開展設(shè)計優(yōu)化，例如，采用了與航天飛機接近的頭部直徑尺寸，以降低表面熱流密度。

如圖3所示［1］，設(shè)航天飛機的長度為lSTS，頭部直徑為dSTS。與此類似，設(shè)IXV的長度為lIXV，頭部直徑為dIXV，則IXV與作為參照的航天飛機的長度比例為，頭部直徑比例為。彈道因數(shù)定義為等比參照飛行器的密度ρref與縮比參照飛行器的密度ρx之比，其中下標ref表示等比，下標x表示縮比。3個主要的相似性參數(shù)見表2［1］，此外還包括表征流體壓縮性的馬赫數(shù)（Ma）。從表2中可以看出，頭部半徑為主要相關(guān)因素，機身長度為次要因素。利用相似性原理，IXV的外形設(shè)計中頭部直徑與航天飛機相當，而長度僅為航天飛機的1／10，見表3［1］。

圖3 航天飛機特征尺寸Fig.3 STS nose and length

表2 與航天飛機相似性參數(shù)Table 2 Similarity parameters with STS

表3 IXV與航天飛機尺寸對比Table 3 Length ratios of IXV and STS mm

相似性參數(shù)必須根據(jù)幾何尺寸比例λ進行計算。假設(shè)縮比為1，試驗飛行器馬赫數(shù)相同，氣動相似性參數(shù)條件λ／K＝1，熱流相似性參數(shù)條件（λK）0.5＝1，則有以下關(guān)系：

氣動

頭部駐點熱流密度

IXV在最大加熱階段的速度和高度與蘇聯(lián)暴風雪號航天飛機、美國航天飛機、蘇聯(lián)Bor－4升力體飛行器非常接近，如圖4紅色方框所示［1］。IXV高超聲速下的配平攻角為45°，由于頭部不是圓形，其等效半徑必須根據(jù)攻角計算。由式（1），電離參數(shù)相同；根據(jù)式（2），由于IXV的λL＜1，其雷諾數(shù)是航天飛機的1／10；又根據(jù)式（3），由于IXV的λD＞1，K＝1，因此其熱流密度小于航天飛機。可見，在IXV的設(shè)計中，對于熱流密度和氣動熱力學現(xiàn)象的考慮要多于氣動力方面。

圖4 IXV再入彈道與其它再入飛行器對比Fig.4 IXV re－entry path versus other re－entry vehicle path

2）尾襟翼流場干擾分析以及尾襟翼作動效果評估

IXV俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)調(diào)節(jié)，通過尾襟翼作動控制。但飛行器尾部的復雜流場與尾襟翼偏轉(zhuǎn)導致的激波干擾相互作用［8］，會對飛行器的靜、動態(tài)氣動力特性，特別是氣動穩(wěn)定性產(chǎn)生顯著影響，此時尾襟翼的實際作動效果與理論預測值可能產(chǎn)生較大差異。為評估不同攻角和襟翼偏角組合下尾襟翼流場干擾對其作動效果的影響，德國宇航中心（DLR）使用高超聲速風洞開展了大量風洞試驗，分別研究了尾襟翼作為升降舵和作為副翼兩個狀態(tài)下的氣動特性［8］。

3）真實氣體效應(yīng)對氣動特性的影響研究

IXV再入過程中主要飛行速域為高超聲速區(qū)，該區(qū)域真實氣體效應(yīng)明顯，對于升力體這種較為復雜的飛行器外形影響顯著。當年美國航天飛機實際飛行時為保證配平攻角40°，機身襟翼偏轉(zhuǎn)了16°，而地面風洞試驗預測只需7°即可實現(xiàn)。這一明顯差異產(chǎn)生的原因，就是由于真實氣體效應(yīng)引起迎風面和背風面壓力分布變化而產(chǎn)生抬頭力矩的結(jié)果。由于風洞試驗很難制造真實氣體效應(yīng)流動環(huán)境，因此真實氣體效應(yīng)對飛行器氣動特性的影響研究只能通過理論計算和分析來開展，這對相關(guān)氣體組分和反應(yīng)模型的準確選擇提出了很高的要求［9］。

4）風洞試驗

IXV項目研究的一個主要目標，是建立飛行器氣動力和氣動熱力學特性數(shù)據(jù)庫，用于與飛行試驗進行對比。為此專門開展了大量的計算流體力學（CFD）模擬和風洞試驗工作，在馬赫數(shù)從0.8到10.5范圍內(nèi)的跨聲速、超聲速和高超聲速條件下進行了大量的氣動力和氣動熱風洞試驗［8，10］。

DLR使用高超聲速風洞對IXV的氣動特性進行了一系列試驗研究。圖5為用于風洞試驗的模型［8］。試驗數(shù)據(jù)表明，根據(jù)舵偏角與攻角的不同組合，尾舵附近的復雜流場對飛行器的氣動力系數(shù)有著顯著影響。DLR分別研究了尾舵作為升降舵和作為副翼兩個狀態(tài)下的氣動特性。當尾舵作為升降舵工作時，左右舵偏角相同；作為副翼工作時，左右舵偏角不同。

圖5 用于風洞試驗的模型Fig.5 Scaled model for wind tunnel tests

根據(jù)風洞試驗結(jié)果，當尾舵作為副翼時，氣動力系數(shù)隨攻角基本呈線性變化，只有氣動力矩系數(shù)在攻角大于45°時變化趨勢不再單調(diào)。當尾舵作為升降舵時，氣動力系數(shù)隨攻角和舵偏角均呈單調(diào)變化。為進一步分析測量數(shù)據(jù)，采用紋影照相法顯示了激波結(jié)構(gòu)，如圖6所示［8］。其中，α為飛行器攻角，δL／R為尾襟翼左／右舵偏角，ζ＝α＋δL／R為尾襟翼在流場中的攻角。

圖6 紋影照相Fig.6 Schlieren images

研究還發(fā)現(xiàn)，當尾舵作為升降舵時，頭部壓力系數(shù)與馬赫數(shù)和舵偏角無關(guān)；迎風面壓力系數(shù)與馬赫數(shù)有弱關(guān)聯(lián)，隨舵偏角單調(diào)變化；后部壓力系數(shù)與舵偏角無關(guān)，與馬赫數(shù)有關(guān)。圖7顯示了在尾舵和主體連接處的激波－激波干擾［8］。

圖7 尾舵區(qū)激波結(jié)構(gòu)Fig.7 Shock structure in flap region

研究發(fā)現(xiàn)在攻角和舵偏角組合大于60°的情況下，由于尾襟翼區(qū)域的復雜激波干擾對IXV的氣動穩(wěn)定性、控制和制導有十分不利的影響，因此在飛行中應(yīng)盡量避免。此外，熱流數(shù)據(jù)在流動拓撲結(jié)構(gòu)方面對于解釋氣動力系數(shù)和表面壓力分布有很大幫助。

IXV的風洞試驗研究揭示了可能出現(xiàn)的復雜流場現(xiàn)象，對于設(shè)計、理解和掌握IXV的氣動外形有著重要的參考價值。

4.2 熱防護系統(tǒng)

熱防護系統(tǒng)（TPS）設(shè)計的主要目標，是依靠改進的技術(shù)來實現(xiàn)創(chuàng)新的熱防護設(shè)計和高性能的結(jié)構(gòu)。熱防護系統(tǒng)采用先進設(shè)計，可在質(zhì)量最小的要求下承受惡劣的再入環(huán)境。IXV所承受的最大熱流密度小于飛船，但總加熱量大于飛船。不同于半彈道式飛船所采用的燒蝕型熱防護，在IXV的頭部、迎風面和尾襟翼使用了隔熱型熱防護，與航天飛機相似。

IXV再入過程中必須承受嚴酷的熱環(huán)境。如圖8所示［1］，經(jīng)過迭代設(shè)計，最終彈道的駐點熱流峰值降至500kW／m2。為此，IXV的熱防護系統(tǒng)采用了隔熱材料和燒蝕材料結(jié)合的方式。如圖9所示［1］，端頭、迎風面、翼前緣和襟翼采用陶瓷材料，除襟翼外，陶瓷蒙皮同內(nèi)部隔熱層組合，所形成的完整的組合體采用機械方式連接與固定，由下面的冷結(jié)構(gòu)支撐；側(cè)面、背風面和底部采用燒蝕復合材料，復合材料由硅樹脂基材料制成，可抵御再入時的剪應(yīng)力，此外，該材料還具有良好的燒蝕與隔熱性能［11］。表4給出了熱防護系統(tǒng)可承受的溫度上限。

圖8 熱流隨時間變化曲線Fig.8 Heat flux pattern

圖9 熱防護系統(tǒng)構(gòu)造Fig.9 TPS architecture

表4 熱防護系統(tǒng)溫度上限Table 4 TPS upper limit

IXV的結(jié)構(gòu)能夠承受飛行階段的全部載荷，包括發(fā)射和海中濺落期間所承受的載荷。它基于典型的框架／隔框和縱梁結(jié)構(gòu)，以及支撐熱防護系統(tǒng)的氣動外殼板。為滿足嚴格的質(zhì)量標準要求，主艙壁和氣動外殼采用碳纖維增強復合材料。

另外，為了避免N2H4肼推進劑超出＋50℃溫度而變得不穩(wěn)定，每個反沖發(fā)動機（RCS）的噴口都加強了熱防護，以保證在再入環(huán)境下的安全。為此，IXV上采用了數(shù)值模擬仿真分析方法設(shè)計相應(yīng)的熱防護系統(tǒng)。圖10（a）為噴口的熱流隨時間變化曲線，每條曲線分別對應(yīng)如圖10（b）所示［12］噴口的B2－1，2，3，4，5位置。

圖10 IXV推力器噴口熱流分布Fig.10 Aero－thermal heat fluxes distribution of an IXV thruster

根據(jù)對推力器工作時間的分析，計算了IXV的工作環(huán)境。根據(jù)計算結(jié)果，優(yōu)化了如圖11（a）的熱防護結(jié)構(gòu)，增加了額外的隔熱板（圖中淺藍色底板），優(yōu)化后的仿真結(jié)果如圖11（b）所示［12］。與優(yōu)化前計算結(jié)果比較，推力器噴口的最高溫度由超過200℃降低至160℃，得到明顯改善。

圖11 增加隔熱板的設(shè)計優(yōu)化結(jié)果Fig.11 Additional insulation cover on bulkhead as optimal design solution

4.3 制導導航與控制系統(tǒng)

IXV的制導導航與控制系統(tǒng)組成如圖12所示［5－6］，飛行管理（Flight Management）處于頂層，保證GNC狀態(tài)信息更新。任務(wù)與飛行器管理（Mission and Vehicle Management，MVM）利用該狀態(tài)監(jiān)控子系統(tǒng)。此外，結(jié)合該狀態(tài)和MVM的輸出指令可以監(jiān)控IXV的飛行狀態(tài)［5］。

制導系統(tǒng)工作頻率為2Hz，用于保持姿態(tài)、控制熱流和氣動力在安全范圍內(nèi)，避免熱防護系統(tǒng)被主動氧化，保證飛行器沿預定路徑飛往指定地點。制導系統(tǒng)分為軌道和再入兩部分。軌道制導部分包含一個預先存儲的姿態(tài)四元數(shù)參照表，用于保證全球定位系統(tǒng)（GPS）的天線指向北方。再入制導部分控制攻角和側(cè)滑角兩個變量，保證飛行器時刻處于再入走廊內(nèi)。再入制導基于以下3個功能［5－6］。

（1）彈道生成：首先在軌生成一條能量最優(yōu)彈道。隨后，為消除開傘誤差，機上計算機實時修正標稱彈道。

（2）彈道跟蹤：將軸向、法向運動與側(cè)向運動解耦，采用完全解析公式保證收斂和降低機上計算機負擔?？刂戚敵隽繛閮A側(cè)角指令。攻角指令經(jīng)過調(diào)制，能夠減小傾側(cè)角反轉(zhuǎn)和其它瞬時擾動?？刂仆瑫r保證側(cè)滑角在配平位置。

（3）開傘前制導：保證進入彈道末段的姿態(tài)角符合開傘條件，提供直接指令控制。

導航系統(tǒng)工作頻率為2Hz，包含慣性測量、GPS更新，以及在黑障區(qū)利用阻力推導高度數(shù)據(jù)（Drag Derived Altitude，DDA），并為制導系統(tǒng)和控制系統(tǒng)提供氣動數(shù)據(jù)。導航系統(tǒng)在2Hz計算導航結(jié)果，如慣性系位置和速度矢量，以及一系列導航參數(shù)，輸入基于慣性測量單元（IMU）和GPS接收機。

導航策略如下［5－6，13］。

（1）自動對準：導航在發(fā)射前由IMU自動對準。

（2）慣性導航：在上升、再入和下降段，導航利用IMU和GPS數(shù)據(jù)計算各種導航參數(shù)。

（3）自由彈道導航：在軌期間，忽略除重力之外的其它外力。

（4）GPS更新：標稱彈道包含3個GPS數(shù)據(jù)更新點，分別為：IXV分離點、進入大氣前和飛出黑障后，用于校正誤差。

控制系統(tǒng)工作頻率為20Hz，控制執(zhí)行機構(gòu)實現(xiàn)姿態(tài)控制。執(zhí)行機構(gòu)為安裝在尾部的2個尾舵和4個400N推力的RCS。尾襟翼在氣動力顯著作用時開始工作，使IXV在大氣層內(nèi)的機動能力顯著提升［5－6］。

尾襟翼設(shè)計是IXV的一大亮點，如圖13所示［1］。由于采用升力體氣動外形設(shè)計，IXV的升阻比0.7大于Apollo飛船的0.3，加上采用了反沖發(fā)動機和氣動襟翼混合控制姿態(tài)，升力指向調(diào)整更加靈活，使得IXV的機動性遠大于半彈道式的飛船。由于在馬赫數(shù)5以上的高超聲速區(qū)，氣動襟翼面控制效率低，因此IXV的尾襟翼比普通飛機的氣動舵面積大得多，能以15（°）／s（最大30（°）／s）的角速率在－19°～＋21°舵偏范圍內(nèi)變化［9］，最大鉸鏈力矩1450Nm。

圖12 GNC功能架構(gòu)Fig.12 GNC functional architecture

圖13 尾襟翼構(gòu)型Fig.13 Body flaps configuration

4.4 下降與回收系統(tǒng)

下降與回收系統(tǒng)（Descent and Recovery System，DRS）由降落傘、漂浮氣囊和信標機組成。IXV本身不透氣并可以漂浮，但為保證回收成功，還是增加了漂浮氣囊，如圖14所示［14］。DRS從超聲速開傘時刻開始工作，此時IXV處于無控的開環(huán)狀態(tài)。

IXV的飛行軌跡避開了人口稠密區(qū)域，并在太平洋無人區(qū)濺落。當IXV達到馬赫數(shù)1.6、高度26km時，超聲速減速傘打開，IXV降低飛行速度，同時保證穿過跨聲速區(qū)時姿態(tài)穩(wěn)定。隨后，當馬赫數(shù)0.3，高度10km時，亞聲速減速傘第1次打開。最后，在飛行高度到達3.2km時，主降落傘打開，將IXV的著海速度降至6m／s。主傘打開后，氣囊充氣準備海上濺落。濺落后，信標機開機工作，等待回收［7］。

圖14 DRS漂浮氣囊Fig.14 DRS floatation subsystem

4.5 測量系統(tǒng)

IXV的主要目的是通過飛行試驗驗證自主再入所需的氣動、氣動熱和熱防護系統(tǒng)方面的技術(shù)，為此IXV上安裝了約300個傳感器采集有價值的數(shù)據(jù)，用以驗證和改進上述技術(shù)［15］。通過合理選取傳感器的類型和安裝位置，使得采集的數(shù)據(jù)量最大，同時最小化系統(tǒng)集成的復雜度。IXV頭部安裝了20個熱電偶和9個壓力傳感器，用于采集攻角、駐點壓強和C－SiC陶瓷的熱梯度。位移傳感器和高溫應(yīng)變計記錄機械負載，并測量頭冠和機身碳基復合結(jié)構(gòu)的膨脹差異。同樣的傳感器組合也被用于迎風面的熱防護系統(tǒng)。在其中一個熱防護瓦上安裝了有防護涂層的器件，用于測量再入環(huán)境中陶瓷材料的催化效應(yīng)程度。IXV機身的背風面、側(cè)面和底面覆蓋了燒蝕型材料，這些材料的實際表現(xiàn)需要使用專門設(shè)計的熱電偶測量系統(tǒng)衡量。在機身后部的尾襟翼和鉸鏈盒也安裝了熱電偶。此外，通過探出機身后部的潛望鏡形的藍寶石鏡光學組件，紅外相機能夠生成尾襟翼的熱成像。成像經(jīng)過壓縮，儲存在數(shù)據(jù)處理單元。數(shù)據(jù)處理單元對其進行分析，并據(jù)此調(diào)整相機的視場。

氣動和氣動熱試驗包括以下內(nèi)容［15］：①尾襟翼效率及其熱力學特性；②激波／激波相互作用；③激波／邊界層相互作用；④湍流加熱；⑤層流到湍流轉(zhuǎn)捩；⑥飛行器后部氣動和氣動熱特性；⑦稀薄和連續(xù)空氣動力學；⑧RCS效率；⑨材料催化效應(yīng)；⑩孔洞加熱；瑏瑡真實氣體效應(yīng)。

TPS試驗目的包括驗證再入環(huán)境下TPS的隔熱能力和熱機性能。TPS包含C－SiC頭冠和迎風面隔熱瓦，背風面、側(cè)面和后部的燒蝕型熱防護，以及C－SiC鉸鏈盒和尾襟翼。

圖15為傳感器分布［15］：（a）為測量層流到湍流轉(zhuǎn)捩的傳感器；（b）為測量材料催化效應(yīng)的傳感器；（c）為測量激波／邊界層相互作用的傳感器；（d）為測量飛行器加熱的傳感器；（e）為氣流數(shù)據(jù)系統(tǒng)的傳感器；（f）為測量飛行器后部氣動和氣動熱特性的傳感器和相機。

圖15 IXV傳感器分布Fig.15 Sensors for IXV experiments

5 結(jié)束語

IXV作為歐洲第一個升力體再入返回飛行試驗器，既充分利用了ARD項目已掌握的技術(shù)，又采用了大量新材料和新技術(shù)。這次飛行試驗所獲得的寶貴的真實高空再入環(huán)境數(shù)據(jù)，將用于系統(tǒng)工程、氣動熱力學、導航制導與控制、熱防護系統(tǒng)等多個領(lǐng)域的技術(shù)驗證。2012年11月，ESA決定將新型空間飛行器（Innovative Space Vehicle，ISV）作為IXV的后繼項目［16］，目標是發(fā)展一種經(jīng)濟可承受的、可重復使用的無人小型軌道器，具備多用途貨運艙，可以攜帶若干模塊化載荷以滿足多種任務(wù)需求［5］。IXV項目中獲取的數(shù)據(jù)和掌握的技術(shù)將為ISV的研制提供有力支撐。

IXV是歐洲掌握再入返回技術(shù)的關(guān)鍵。歐洲對于再入返回飛行器的研究起步較晚，但是通過科學規(guī)劃，ESA制定了一條高效的發(fā)展路線，在技術(shù)上重視積累，合理規(guī)劃，循序漸進，確保了歐洲再入返回飛行器領(lǐng)域研究的快速發(fā)展。同時，雖然歐洲的發(fā)展路線單一，但在技術(shù)上的跨度卻很大，這得益于其有預見性的FLPP、完善的科研環(huán)境和試驗設(shè)施，以及政府、企業(yè)和大學之間的緊密合作。

歐洲發(fā)展再入返回飛行器的過程為我國發(fā)展升力體再入返回飛行器提供了寶貴借鑒。首先，制訂科學的發(fā)展規(guī)劃，并根據(jù)發(fā)展規(guī)劃細化相應(yīng)技術(shù)發(fā)展途徑，而不能僅以孤立的型號項目作為牽引，這樣才能實現(xiàn)系統(tǒng)優(yōu)化和降低成本。其次，充分利用飛行試驗器進行各種飛行試驗，而不是簡單地驗證設(shè)計方案是否可行。歐洲通過IXV獲得了大量飛行數(shù)據(jù)和設(shè)計經(jīng)驗，大幅提高了后續(xù)型號的研制能力。為此，應(yīng)該重視基礎(chǔ)研究，增加政府與企業(yè)、大學之間的合作，加大基礎(chǔ)設(shè)施建設(shè)投入，積累地面試驗數(shù)據(jù)和經(jīng)驗。

（References）

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（編輯：李多）

Reentry Technique Analysis of European IXV

WEI Haogong LU Yadong LI Qi PENG Jing
（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）

Intermediate eXperimental Vehicle（IXV）is an ESA flight test platform to demonstrate lifting body hypersonic reentry capabilities in the frame of Future Launch Preparatory Program（FLPP）.The flight test mission completed on February 11th2015，which validated the European reentry system.This article presents the development of IXV and the performance of the flight test，focusing on the IXV design and reentry technology including aerodynamics，thermal protection system（TPS），GNC，and recovery system.The research and development of IXV can offer reference for Chinese counterparts.

IXV；reentry；hypersonic

V417

：ADOI：10.3969／j.issn.1673－8748.2016.01.018

2015－08－18；

：2015－11－05

魏昊功，男，助理工程師，從事航天器總體設(shè)計工作。Email：weihaogong＠aliyun.com。