黃明星 黃偉 賈賀 陳旭

(北京空間機(jī)電研究所，北京 100094)

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，深空探測成為航天領(lǐng)域的熱門。從月球至火星，從近地行星到小天體，人類對深空探測的目標(biāo)從環(huán)繞探測、著陸就位探測、取樣返回到更大質(zhì)量的樣品采集和返回階段。

截至2020年，全球共實(shí)施了118次無人月球探測和9次載人月球探測任務(wù)[1]。在20世紀(jì)初，美國和日本啟動了對近地小行星帶天體，太陽風(fēng)、彗星等的探測取樣計(jì)劃。其中，起源號和星塵號分別實(shí)現(xiàn)了對太陽風(fēng)粒子和彗星塵埃的取樣[2-3]，隼鳥1號和2號分別對絲川和龍宮兩個小行星進(jìn)行著陸取樣且順利返回地球[4]。目前所有的取樣返回任務(wù)在再入地球大氣過程中，均采用降落傘系統(tǒng)進(jìn)行減速的方式，降落傘減速方式是利用大氣的阻力進(jìn)行高效減速，適應(yīng)于稠密大氣和低速條件。隨著未來對月球、火星探測及小天體進(jìn)一步開發(fā)及探索，更加有效的減速方式和更大質(zhì)量的取樣返回必將成為新的需求。

充氣式再入返回是一種新型再入回收方式[5-7]，這種返回方式適合大質(zhì)量返回載荷的初步減速，并且趨于成熟階段。1996年，“Mars 96”火星著陸計(jì)劃試驗(yàn)中搭載了充氣式再入返回系統(tǒng)，但是由于火箭升空后未能正常入軌導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。2000年—2005年，在歐洲航天局(ESA)和德國航空航天股份公司(DASA)的協(xié)作下，俄羅斯先后完成了充氣再入下降技術(shù)系統(tǒng)(IRDT)的4次飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了充氣航天器再入減速方案的可行性[3]。2007年后，NASA對其充氣式再入返回航天器展開系列飛行試驗(yàn)(IRVE)，驗(yàn)證了在氣動載荷下充氣結(jié)構(gòu)的保形能力和材料的耐熱性能[8]。

為了滿足未來深空天體的大質(zhì)量的取樣返回任務(wù)需求，本文中提出一種將充氣錐和降落傘相結(jié)合的兩級減速再入返回系統(tǒng)。充氣錐阻力系數(shù)高，可形成較大的阻力面積，適合在低動壓下進(jìn)行充氣展開，而且本身具有防熱功能，在高超聲速下性能穩(wěn)定。降落傘在低空高密度大氣環(huán)境使用減速效果明顯，當(dāng)返回艙高度降低至10 km左右，打開降落傘系統(tǒng)，可將速度降低至安全值。

1 兩級減速再入返回系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 系統(tǒng)模型

兩級減速再入返回系統(tǒng)由充氣錐系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)及控制系統(tǒng)、樣品系統(tǒng)及降落傘系統(tǒng)組成，如圖1所示。兩級減速再入返回系統(tǒng)再入過程如圖2所示。

圖1 兩級減速再入返回系統(tǒng)Fig.1 Two-stage deceleration reentry and return system

圖2 再入返回工作過程Fig.2 Reentry and return process

1.2 再入返回方案

目前已經(jīng)成功實(shí)現(xiàn)小行星取樣返回方案中[9-10]，在再入大氣層的初始條件見表1[11-13]。根據(jù)再入彈道的計(jì)算結(jié)果，當(dāng)再入角大于-8°時，返回艙再入過程中會彈出大氣。

表1 成功航天器的再入條件Table 1 Conditions for reentry of successful spacecraft

為了充分利用充氣結(jié)構(gòu)進(jìn)行減速，充氣式取樣返回系統(tǒng)的充氣展開高度取為200 km，參考表1中再入條件，再入速度可分別取為11.2 km/s、12 km/s、12.5 km/s，再入角度可取為-9.5°。為了適用未來大質(zhì)量的行星取樣返回，新型再入返回系統(tǒng)展開的直徑可達(dá)到6～10 m，整個再入系統(tǒng)的質(zhì)量最大取為8 t。

考慮到開傘動壓及高度損失，亞聲速降落傘的開傘高度一般為10 km左右[14]，降落傘拉直充氣后，形成較大的氣動阻力，可將著陸速度降低至16 m/s以下。

根據(jù)不同的行星取樣質(zhì)量，充氣式取樣返回系統(tǒng)的總再入質(zhì)量取為6 t、8 t，充氣展開半徑可取為3 m、4 m、5 m，制定充氣式取樣返回方案如表2所示。

表2 充氣式取樣返回方案Table 2 Inflatable sampling return scheme

為了實(shí)現(xiàn)樣品成功回收，再入過程中駐點(diǎn)最高溫度應(yīng)不超過3000 K，目前無人返回艙的著陸速度一般不大于13 m/s[14]，考慮到充氣結(jié)構(gòu)的緩沖性能，其最大著陸速度取不大于16 m/s。

2 充氣錐鈍頭半徑優(yōu)化

天體回收再入速度一般為第二宇宙速度，此時再入過程的輻射熱流將變的很大，甚至占總熱流主要部分，而輻射熱流與充氣錐鈍頭半徑R0呈線性關(guān)系，所以應(yīng)盡量減小充氣錐的鈍頭半徑，但當(dāng)鈍頭半徑減小時，對流傳熱會不斷增大，故需要對鈍頭半徑進(jìn)行初步優(yōu)化。充氣錐外形如圖3所示，其中R0為充氣錐鈍頭半徑，R2為充氣展開半徑。

圖3 充氣錐外形尺寸Fig.3 Inflatable cone dimensions

考慮最嚴(yán)酷工況，再入速度取為12.5 km/s，針對不同的再入質(zhì)量6 t、8 t，充氣展開半徑為3 m、4 m、5 m的取樣返回方案進(jìn)行鈍頭半徑優(yōu)化，熱流密度與鈍頭半徑的變化關(guān)系見圖4～圖6。

圖4 熱流密度與鈍頭半徑的變化曲線Fig.4 Curves of heat flux and blunt radius

圖5 熱流密度與鈍頭半徑的變化曲線Fig.5 Curves of heat flux and blunt radius

圖6 熱流密度與鈍頭半徑的變化曲線Fig.6 Curves of heat flux and blunt radius

由圖中可以看出，對于充氣展開半徑分別為3 m、4 m、5 m的再入方案，總熱流密度均隨著鈍頭半徑先減小后增大，對于3種充氣展開半徑，為了適應(yīng)6 t及8 t的返回質(zhì)量，取兩個返回質(zhì)量下駐點(diǎn)熱流密度之和最小值時的鈍頭半徑為最優(yōu)值。從圖中可以得到，充氣展開半徑為3 m、4 m、5 m時，最優(yōu)的鈍頭半徑分別為0.75 m，1.25 m，1.50 m。

3 彈道與熱流密度計(jì)算

3.1 充氣錐工作段

對鈍頭半徑優(yōu)化后取樣返回方案進(jìn)行彈道熱流密度計(jì)算，再入條件按表2所示，忽略充氣錐鈍頭向內(nèi)的傳導(dǎo)熱量，外界對充氣錐壁面的輻射和對流熱量與壁面向外界輻射熱量平衡[15]，可得到各方案中駐點(diǎn)最大熱流密度及溫度、彈傘點(diǎn)的速度及彈道傾角。

各方案中10 km處彈傘點(diǎn)的彈道傾角均接近90°，彈傘點(diǎn)速度及彈道傾角隨著再入速度的變化見圖7。從圖7中可以看出，彈傘點(diǎn)速度及彈道傾角基本不隨再入速度變化而變化，而隨著回收總重增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小,各工況下彈傘點(diǎn)速度范圍為63.1～126.3 m/s，彈道傾角變化范圍為-90.0°～-88.3°。

圖7 彈傘點(diǎn)速度、彈道傾角變化曲線Fig.7 Curves of velocity and trajectory inclination

各方案的駐點(diǎn)最大熱流密度及溫度比較見圖8。駐點(diǎn)熱流密度及溫度均隨著回收總重和再入速度的增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小。各方案駐點(diǎn)最大熱流密度范圍為3.35～11.4 MW/m2，駐點(diǎn)最高溫度范圍為2 854.0～3 876.2 K。其中方案1～4、6、8中最高溫度超過3500 K，目前常用的非燒蝕類防熱材料難以滿足。

圖8 駐點(diǎn)最大熱流密度及溫度Fig.8 Maximum heat flux and temperature

3.2 降落傘工作段

降落傘系統(tǒng)在10 km處開始工作，傘型選用阻力系數(shù)高的環(huán)帆傘，其阻力系數(shù)可達(dá)0.75～0.85。為了滿足著陸速度小于16 m/s的要求，降落傘的阻力面積取為600 m2，又為降低開傘載荷，降落傘采用兩級展開的方式，收口阻力面積取為70 m2?？紤]降落傘的充氣過程[16]，計(jì)算得到各方案中收口及全展開充滿載荷隨著再入速度的變化見圖9和圖10。從圖中可以看出，收口及全展開充滿載荷基本不隨再入速度變化而變化，而隨著回收總重增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小，各工況下收口充滿載荷范圍為77.1～329.4 kN，全展開充滿載荷變化范圍為159.9～453.1 kN。目前載人飛船用降落傘的開傘載荷約110 kN，其傘衣材料采用錦絲綢，為了適用大質(zhì)量天體取樣返回需求，降落傘傘衣材料可采用高強(qiáng)度的芳綸材料，芳綸材料強(qiáng)度是錦絲材料強(qiáng)度的5倍以上。

圖9 收口開傘載荷隨著再入條件變化曲線Fig.9 Parachute reefing opening loads vary with reentry conditions

圖10 全展開開傘載荷隨著再入條件變化曲線Fig.10 Parachute full Inflation loads vary with reentry conditions

各方案中著陸速度隨著再入速度的變化見圖11。從圖11中可以看出，著陸速度基本不隨再入速度變化而變化，而隨著回收總重增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小，各工況下著陸速度范圍為12.8～15.2 m/s。

圖11 著陸速度隨著再入條件變化曲線Fig.11 Landing speeds vary with the reentry conditions

對于開傘載荷最小方案，其開傘過程載荷變化曲線和彈道曲線見圖12和圖13，時間從開傘計(jì)算。從圖中可看出，降落傘開傘后返回艙的速度迅速降低，隨著收口狀態(tài)和全展開狀態(tài)分別充滿，降落傘開傘載荷分別達(dá)到峰值。

圖12 高度及速度變化曲線Fig.12 Curves of height and velocity

圖13 載荷變化曲線Fig.13 Curve of load

4 取樣質(zhì)量估算

兩級減速再入返回系統(tǒng)的總質(zhì)量可分為剛性結(jié)構(gòu)、降落傘系統(tǒng)、充氣錐系統(tǒng)3部分，其中，剛性結(jié)構(gòu)的最大直徑受運(yùn)載火箭限制不大于5 m。保守考慮，剛性結(jié)構(gòu)部分的質(zhì)量可參考目前成功的取樣返回艙，星塵號、起源號、隼鳥號返回艙的結(jié)構(gòu)尺寸和質(zhì)量，如表3所示，假設(shè)其返回艙質(zhì)量與尺寸滿足一定關(guān)系，對各返回艙的最大直徑與質(zhì)量進(jìn)行二次擬合，擬合結(jié)果見圖14。

表3 返回艙總質(zhì)量Table 3 Total weight of re-entry capsule

圖14 返回艙總重與最大直徑關(guān)系Fig.14 Relationship between re-entry capsule total weight and maximum diameter

根據(jù)圖中擬合關(guān)系，得到返回艙剛性部分總重M與最大直徑D的關(guān)系：M=133.1×D2-93.07D+33.93。當(dāng)兩級減速再入返回系統(tǒng)返回艙中剛性結(jié)構(gòu)直徑取為5 m時，其質(zhì)量約為2900 kg，各直徑下返回艙總質(zhì)量如表4所示，其中降落傘系統(tǒng)質(zhì)量可取為200 kg，充氣錐系統(tǒng)按IRVE[17]結(jié)構(gòu)質(zhì)量取為300 kg。

對于本方案的充氣錐+降落傘的兩級減速再入返回系統(tǒng)，樣品艙的質(zhì)量可達(dá)到3000～6000 kg，可以滿足未來大質(zhì)量的天體取樣任務(wù)。

5 結(jié)論

本文結(jié)合充氣錐和降落傘的特點(diǎn)，提出了充氣錐+降落傘兩級減速再入返回系統(tǒng)，并對取樣返回方案進(jìn)行優(yōu)化及設(shè)計(jì)，可以得到以下結(jié)論。

(1)通過對鈍頭尺寸的優(yōu)化，得到了充氣展開半徑為3 m、4 m、5 m時，最優(yōu)的鈍頭半徑分別為0.75 m、1.25 m、1.50 m。

(2)對各充氣式取樣返回方案進(jìn)行充氣展開段和降落傘工作段的仿真計(jì)算，返回艙駐點(diǎn)熱流密度及溫度均隨著回收總重和再入速度的增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小。各方案的駐點(diǎn)最大熱流密度范圍為3.35～11.4 MW/m2，駐點(diǎn)最高溫度范圍為2 854.0～3 876.2 K。

(3)降落傘工作段其收口及全展開充滿載荷、著陸速度基本不隨再入速度變化而變化，而隨著回收總重增加而增加，隨著充氣半徑的增加而減小,各工況下收口充滿載荷范圍為77.1～329.4 kN，全展開充滿載荷變化范圍為159.9～453.1 kN，著陸速度范圍為12.8～15.2 m/s。

(4)對不同剛性結(jié)構(gòu)尺寸返回艙進(jìn)行質(zhì)量估算，得到了該充氣式取樣返回樣品艙最大質(zhì)量達(dá)3000～6000 kg，能夠滿足未來小天體取樣返回需求。