陳春亮，張正峰，盛瑞卿，楊孟飛

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094；2.中國(guó)空間技術(shù)研究院，北京 100094）

引 言

再入返回是開展深空探測(cè)任務(wù)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一，具有再入速度高、氣動(dòng)環(huán)境惡劣、設(shè)計(jì)約束多等特點(diǎn)，涉及再入彈道與氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、再入制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制（Guidance，Navigation and Control，GNC）、結(jié)構(gòu)熱防護(hù)等關(guān)鍵技術(shù)，對(duì)返回器的研制提出了很高的要求。

跳躍式再入返回方式是指通過兩次再入大氣實(shí)現(xiàn)飛行器的減速與著陸回收的再入方式。采用跳躍式再入返回方式可以有效地調(diào)節(jié)再入航程，降低氣動(dòng)過載，提高著陸精度，減少地面回收難度，有利于系統(tǒng)任務(wù)的執(zhí)行。目前國(guó)內(nèi)外已成功開展的類似的再入返回任務(wù)分別是美國(guó)的“阿波羅”（Apollo）載人登月任務(wù)、前蘇聯(lián)的Zond系列月球探測(cè)任務(wù)和中國(guó)的“嫦娥五號(hào)”（Chang'E-5，CE-5）任務(wù)。目前正在研制的深空探測(cè)任務(wù)中，美國(guó)新一代載人登月探測(cè)器“獵戶座”（Orion）飛船也采用跳躍式的再入方式，并于2014年12月完成了無(wú)人飛行試驗(yàn)。

與國(guó)外同類任務(wù)相比，“嫦娥五號(hào)”的再入返回任務(wù)具有如下特點(diǎn)：

1）返回器規(guī)模小、重量輕、重量?jī)H約300 kg，嚴(yán)苛的重量約束對(duì)返回艙氣動(dòng)、防熱和控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來了較大的困難；

2）受到回收?qǐng)鑫恢煤头秶募s束，返回器再入航程長(zhǎng)，達(dá)到近7 000 km；在長(zhǎng)航程的情況下還要保證數(shù)10 km的落點(diǎn)精度，對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的分析精度、再入走廊的控制及控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了較高的要求。

本文針對(duì)跳躍式再入返回飛行器的特點(diǎn)，針對(duì)“嫦娥五號(hào)”再入返回任務(wù)，進(jìn)行了再入返回過程的任務(wù)分析，并在此基礎(chǔ)上提出了再入返回飛行器的設(shè)計(jì)思路。

1 深空探測(cè)跳躍式再入返回技術(shù)特點(diǎn)

跳躍式再入方式與彈道式再入、一次再入返回相比，具有峰值過載和熱流密度小等優(yōu)勢(shì)，但也有一些新的技術(shù)特點(diǎn)和難點(diǎn)，主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面。

1）高馬赫數(shù)下的氣動(dòng)問題更加復(fù)雜

返回器初次再入大氣的速度接近第二宇宙速度，頭部附近的空氣溫度高于1萬(wàn) K，繞流氣體已經(jīng)電離和離解，稀薄氣體效應(yīng)和化學(xué)非平衡效應(yīng)顯著，對(duì)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與氣動(dòng)參數(shù)精確性提出了更高的要求。

2）再入過程氣動(dòng)總加熱量與時(shí)間增加

深空探測(cè)再入過程中氣動(dòng)峰值熱流密度將達(dá)5～8 MW/m2，總加熱量達(dá)500～700 MJ/m2，高于近地再入返回器，總加熱時(shí)間也將增加，對(duì)結(jié)構(gòu)熱防護(hù)設(shè)計(jì)提出了較大困難。

3）再入過程中制導(dǎo)與控制精度要求更高

返回器初次再入段時(shí)間短，速度阻尼劇烈，在彈道控制方面不僅應(yīng)確保滿足航程和地球最終捕獲的能量要求，還應(yīng)提高初次再入段的終端狀態(tài)精度，以減小二次再入的調(diào)整壓力；針對(duì)氣動(dòng)不確定性的影響，還需考慮大氣層外飛行段的彈道高度等問題，對(duì)制導(dǎo)與控制的魯棒性提出了較高的要求。

4）二次燒蝕導(dǎo)致氣動(dòng)與防熱性能存在偏差

跳躍式再入返回將使返回器經(jīng)受兩次氣動(dòng)熱燒蝕，初次再入后，氣動(dòng)外形將由于首次燒蝕的影響發(fā)生一定變化，此外防熱結(jié)構(gòu)在二次燒蝕過程中的防熱性能也存在不確定性，應(yīng)采取相應(yīng)的補(bǔ)償控制措施[2]。

2 跳躍式再入返回任務(wù)分析

返回器在飛向地球并距離一定高度時(shí)，將與服務(wù)平臺(tái)分離，再入大氣并實(shí)現(xiàn)著陸。如圖1所示為返回器跳躍式再入返回飛行航跡示意圖，飛行過程分為大氣層外自由飛行段、初次再入段、跳出飛行段、二次再入大氣段等4個(gè)階段。跳躍式再入返回任務(wù)分析將圍繞以上各階段進(jìn)行說明。

圖1 跳躍式再入返回飛行航跡示意圖Fig.1 Flight path diagram of return and reentry

2.1 再入返回任務(wù)分析流程

再入返回飛行器的任務(wù)分析內(nèi)容主要為再入走廊、氣動(dòng)外形、再入彈道以及氣動(dòng)力/熱載荷等，并以此提出對(duì)各分系統(tǒng)的功能和性能要求，如圖2所示。

圖2 再入返回飛行器任務(wù)分析與設(shè)計(jì)流程圖Fig.2 Flow chart of the mission analysis and design for the Return and Reentry spacecraft

返回器任務(wù)分析與設(shè)計(jì)過程包括以下步驟：

1）確定返回器的任務(wù)目標(biāo)與約束條件；

2）進(jìn)行返回器氣動(dòng)特性指標(biāo)需求初步分析；

3）根據(jù)再入點(diǎn)和著陸點(diǎn)的位置進(jìn)行再入走廊規(guī)劃；

4）進(jìn)行氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，分析計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)；

5）進(jìn)行標(biāo)稱再入返回彈道的設(shè)計(jì)，確定返回器氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱環(huán)境條件；

6）進(jìn)行功能任務(wù)分析，制定技術(shù)指標(biāo)要求；

7）各相關(guān)系統(tǒng)按要求開展設(shè)計(jì)與仿真；

8）進(jìn)行系統(tǒng)集成設(shè)計(jì)與性能的判定，判別是否滿足任務(wù)要求，進(jìn)行疊代優(yōu)化設(shè)計(jì)。

從圖2中可以看出，前6個(gè)環(huán)節(jié)屬于任務(wù)分析階段，后面的環(huán)節(jié)屬于系統(tǒng)設(shè)計(jì)階段。

2.2 再入返回約束條件分析

為保證返回器安全到達(dá)著陸點(diǎn)，再入返回任務(wù)的約束條件主要包括以下幾方面因素。

1）返回的軌道參數(shù)：包括返回器的再入速度、再入角度以及再入點(diǎn)的精度等；

2）預(yù)定著陸位置與區(qū)域：包括著陸中心點(diǎn)的經(jīng)緯度和著陸區(qū)的范圍等因素；

3）氣動(dòng)力過載：指返回器在再入返回過程中可以承受的最大氣動(dòng)力載荷條件；

4）氣動(dòng)熱載荷：包括返回器可適應(yīng)的最大氣動(dòng)熱載荷，如峰值熱流密度、總加熱量等；

5）其他約束：包括外形尺寸、重量、功耗、測(cè)控等約束，同時(shí)還應(yīng)在AIT階段具有良好的可實(shí)施性。

探月三期返回器研制的主要約束條件為

1）再入軌道傾角/（°）：約45；

2）再入速度/（km?s?1）：<11；

3）再入角度/（°）：?6°附近；

4）再入航程/km：5 600～7 000 km；

5）著陸點(diǎn)位置：內(nèi)蒙古四子王旗地區(qū)；

6）氣動(dòng)力/熱載荷：氣動(dòng)力過載不大于7 g；

7）重量/kg：約300 。

2.3 氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與分析

返回器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)[3]的主要任務(wù)是確定返回器基本氣動(dòng)外形并進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，以滿足飛行任務(wù)要求。深空探測(cè)再入返回地球大氣時(shí)，返回器將以很高的馬赫數(shù)穿過復(fù)雜流區(qū)，稀薄氣體效應(yīng)和化學(xué)非平衡等效應(yīng)十分顯著；此外還需考慮二次再入時(shí)由于燒蝕導(dǎo)致的外形變化對(duì)氣動(dòng)特性的影響，氣動(dòng)設(shè)計(jì)問題更加復(fù)雜，需深入分析各種效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)力、熱特性的影響，并考慮返回器外形的適應(yīng)性及優(yōu)化問題。

探月三期返回器采用了類神舟飛船返回艙的球冠鐘形體氣動(dòng)外形，該外形具有再入穩(wěn)定性好、升阻比較高等優(yōu)點(diǎn)，并通過大量的氣動(dòng)分析與試驗(yàn)工作驗(yàn)證了設(shè)計(jì)的正確性，主要包括兩個(gè)方面工作。

1）質(zhì)心位置分析與確定

返回器的質(zhì)心位置對(duì)靜穩(wěn)定性和配平攻角的影響十分顯著。圖3給出了在不同質(zhì)心位置下俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線。由圖3可知，當(dāng)縱向質(zhì)心Xcg≤520 mm時(shí)滿足具有唯一穩(wěn)定配平點(diǎn)的需求。橫向質(zhì)心Ycg的確定是以保持配平攻角和升阻比為原則，在Ycg≈?42 mm的情況下，可保證升阻比不低于0.2。圖3中，Cmz表示俯仰力矩系數(shù)，alf表示返回器的再入攻角，不同顏色的分別表示返回器質(zhì)心在不同位置時(shí)俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化。

圖3 不同質(zhì)心位置返回器俯仰力矩系數(shù)曲線圖Fig.3 Curve of pitching torque coefficient of reentry capsule with different positions of mass center

2）氣動(dòng)外形優(yōu)化分析

返回器的局部外形對(duì)氣動(dòng)特性也有較大的影響。探月三期返回器根據(jù)性能提升需求，綜合考慮重量尺寸、熱流密度等因素，進(jìn)行了去前端框和去發(fā)動(dòng)機(jī)艙、降低器間分離突臺(tái)高度的適應(yīng)性設(shè)計(jì)，同時(shí)對(duì)大底半徑、側(cè)壁倒錐角、耳片布局位置等多項(xiàng)參數(shù)進(jìn)行了疊代優(yōu)化設(shè)計(jì)，獲得了優(yōu)化后的氣動(dòng)外形，如圖4所示。

圖4 返回器優(yōu)化后外形圖Fig.4 Shape for Optimized reentry capsule

2.4 再入走廊分析

返回器再入大氣層后，根據(jù)再入點(diǎn)軌道參數(shù)、氣動(dòng)特性和控制方式的不同，能夠按照不同的再入彈道進(jìn)行飛行，這些再入彈道可以產(chǎn)生一個(gè)再入彈道區(qū)間，此區(qū)間稱為再入走廊。再入走廊與再入過程中的氣動(dòng)力/熱環(huán)境、再入航程密切相關(guān)。再入走廊的上、下邊界分別對(duì)應(yīng)的兩種情況。

1）再入走廊下邊界，當(dāng)再入角過大時(shí)，會(huì)導(dǎo)致返回器航程實(shí)現(xiàn)能力變短且過載與熱流密度增大，以返回器能夠?qū)崿F(xiàn)再入航程要求的最大再入角為再入走廊下邊界。經(jīng)分析，探月三期返回器在不大于?6.2°再入角的情況下，可以實(shí)現(xiàn)縱向航程為5 600～7 000 km，橫向航程調(diào)節(jié)能力為200 km，滿足要求。

2）再入走廊上邊界，當(dāng)再入角過小時(shí)，返回器掠過大氣層，之后繼續(xù)環(huán)繞地球飛行，不能正常再入，以返回器能夠正常再入地球大氣的再入角為再入走廊上邊界。經(jīng)分析，探月三期返回器在不小于?4.9°再入角的情況下，可以滿足縱向航程距離和橫向航程調(diào)節(jié)需要。

圖5中給出了探月三期返回器在不同再入角情況下的最小和最大航程邊界，可以看出，在再入角?5.75°附近具有最大的航程調(diào)節(jié)能力，綜合考慮其他誤差因素，確定返回器再入角范圍為?5.75°±0.2°。

圖5 不同再入角的再入航程可實(shí)現(xiàn)能力圖Fig.5 Capability of reentry range with different reentry angles

2.5 再入返回彈道設(shè)計(jì)

根據(jù)再入走廊分析結(jié)果，在再入軌道參數(shù)與著陸區(qū)確定的情況下，可以得到返回器的標(biāo)準(zhǔn)再入返回彈道設(shè)計(jì)結(jié)果。圖6給出了探月三期返回器在航程為7 000 km時(shí)的再入彈道示意圖。根據(jù)此設(shè)計(jì)結(jié)果，可計(jì)算出返回器在此彈道下的氣動(dòng)過載和熱環(huán)境條件，該條件可作為對(duì)防熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)輸入。

圖6 返回器典型再入彈道示意圖Fig.6 Typical reentry trajectory of the reentry capsule

2.6 功能任務(wù)及要求分析

結(jié)合工程任務(wù)要求，需按照航天器系統(tǒng)工程的設(shè)計(jì)思路進(jìn)行返回器功能任務(wù)的分析并明確對(duì)各相關(guān)組成部分的要求。在深空采樣返回任務(wù)中，返回器的主要任務(wù)是攜帶月球樣品返回地球，功能任務(wù)較為獨(dú)立，一般采用單艙單獨(dú)設(shè)計(jì)方式，與其他艙段（服務(wù)平臺(tái)）設(shè)有機(jī)械、電氣接口。返回器應(yīng)具備的主要功能包括結(jié)構(gòu)與防熱、供配電、數(shù)據(jù)管理、測(cè)控通信、制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制（Guidance Navigation and Control，GNC）、著陸回收等。

3 返回器系統(tǒng)設(shè)計(jì)

3.1 系統(tǒng)組成設(shè)計(jì)

根據(jù)任務(wù)分析結(jié)果，返回器可分為結(jié)構(gòu)與防熱、供配電、數(shù)據(jù)管理、測(cè)控通信、GNC、回收著陸、熱控以及探測(cè)載荷等分系統(tǒng)，并與服務(wù)平臺(tái)設(shè)有機(jī)械、電氣接口。如圖7所示，為探月三期返回器的系統(tǒng)組成。

圖7 返回器系統(tǒng)組成示意圖Fig.7 System structure of the reentry capsule

3.2 再入返回飛行程序設(shè)計(jì)

在返回器進(jìn)入大氣前并與服務(wù)平臺(tái)分離后，首先進(jìn)行滑行飛行并以再入姿態(tài)進(jìn)入大氣層，隨后采用跳躍式再入方式飛行，到達(dá)特定開傘高度時(shí)彈出降落傘并打開回收信標(biāo)機(jī)，返回器減速下降直至在地面著陸。探月三期返回器再入返回飛行過程如圖8所示，整個(gè)過程約為50 min。

圖8 返回器再入返回飛行過程示意圖Fig.8 Flight path of the reentry capsule

3.3 構(gòu)型布局設(shè)計(jì)

構(gòu)型布局設(shè)計(jì)的任務(wù)是在氣動(dòng)外形等約束條件下，確定返回器的構(gòu)型并進(jìn)行設(shè)備安裝布局設(shè)計(jì)。

探月三期返回器構(gòu)型分為前端、側(cè)壁、大梁、大底4個(gè)部分[4]。前端是用來安裝探測(cè)載荷、樣品容器接收裝置等設(shè)備；側(cè)壁用來布置測(cè)控與回收信標(biāo)天線、推進(jìn)系統(tǒng)管路及發(fā)動(dòng)機(jī)，并安裝有降落傘裝置；大梁主要用來安裝各類電子設(shè)備；大底為承力結(jié)構(gòu)與防熱結(jié)構(gòu)，是緩沖著陸沖擊載荷的關(guān)鍵部位，大底底部設(shè)有與服務(wù)平臺(tái)連接的鈦管。返回器結(jié)構(gòu)構(gòu)型分解如圖9所示。

圖9 返回器結(jié)構(gòu)構(gòu)型分解示意圖Fig.9 The structure and configuration of the reentry capsule

3.4 關(guān)鍵任務(wù)環(huán)節(jié)設(shè)計(jì)

1）防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

如圖9所示，返回器結(jié)構(gòu)分為前端、側(cè)壁、大梁和大底4個(gè)部件，其中前端、側(cè)壁和大底三部分均由內(nèi)側(cè)金屬承力結(jié)構(gòu)和外部防熱結(jié)構(gòu)兩部分組成，器表采用全燒蝕防熱結(jié)構(gòu)方案，根據(jù)不同部位的防熱要求，采用了變材料、變厚度的輕量化設(shè)計(jì)方法，共采用了FG4、FG7、SPQ9等7種新型防熱材料，顯著的降低了防熱結(jié)構(gòu)占返回器總重量的比例。

2）再入GNC設(shè)計(jì)

返回器再入GNC的任務(wù)是消除姿態(tài)干擾，建立配平姿態(tài)，通過控制升力實(shí)現(xiàn)跳躍式飛行。再入GNC設(shè)計(jì)分為導(dǎo)航、制導(dǎo)與姿態(tài)控制3個(gè)部分。探月三期返回器采用了GPS+SINS聯(lián)合導(dǎo)航方案，可以在GPS可用弧段內(nèi)引入位置與速度信息以提高導(dǎo)航精度；制導(dǎo)方案采用了預(yù)測(cè)–校正法，通過對(duì)落點(diǎn)位置進(jìn)行預(yù)測(cè)及時(shí)調(diào)整再入彈道，姿態(tài)控制方案采用相平面噴氣控制方式，通過推力器進(jìn)行姿態(tài)的機(jī)動(dòng)和穩(wěn)定控制。

3）回收著陸設(shè)計(jì)

返回器[6]通常采用降落傘裝置實(shí)現(xiàn)進(jìn)一步的減速直至在地面著陸。探月三期返回器采用了兩級(jí)降落傘的減速方案，在下降到開傘點(diǎn)高度時(shí)，將首先彈出減速傘，減速傘工作達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)后與返回器脫開，同時(shí)拉出主降落傘，主傘完全充氣后進(jìn)一步減速，最后以小于13 m/s的速度安全著陸。

4 探月三期返回器在軌飛行結(jié)果

2020年11月24日—12月17日，我國(guó)成功完成探月三期“嫦娥五號(hào)”任務(wù)。返回器在2020年12月17日距離地球5 000 km高度與軌道器分離，分離后按照預(yù)定彈道飛行，20 min后再入地球大氣，再入角為–5.748°，偏差為0.002°。返回器在軌飛行圖像如圖10所示，返回器再入過程中程序執(zhí)行正確，狀態(tài)良好，實(shí)際飛行彈道與標(biāo)稱彈道一致，最大過載小于5 g，氣動(dòng)外形保持完好，防熱結(jié)構(gòu)燒蝕情況符合預(yù)期，返回器飛行至距地面11.29 km高度時(shí)，自動(dòng)執(zhí)行了開傘程序，開傘后飛行狀態(tài)良好，開傘點(diǎn)控制精度達(dá)到500 m，再入航程為6 515 km，著陸點(diǎn)精度1.3 km，實(shí)現(xiàn)了高精度著陸，并將月球樣品安全帶回地球，“嫦娥五號(hào)”任務(wù)取得圓滿成功[7-10]。

圖10 返回艙在軌飛行圖像Fig.10 The reentry capsule in orbit

5 結(jié) 論

深空探測(cè)跳躍式再入返回具有關(guān)鍵技術(shù)多、地面驗(yàn)證難等特點(diǎn)，且各設(shè)計(jì)要素關(guān)聯(lián)緊密，耦合程度高。本文對(duì)深空探測(cè)跳躍式再入返回任務(wù)的技術(shù)特點(diǎn)進(jìn)行了分析，制定了再入返回任務(wù)分析流程，按照多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)的思路開展了系統(tǒng)任務(wù)分析，并在此基礎(chǔ)上提出了返回器的系統(tǒng)設(shè)計(jì)思路。通過“嫦娥五號(hào)”任務(wù)的實(shí)際在軌飛行結(jié)果，有效地驗(yàn)證了跳躍式再入返回任務(wù)分析與設(shè)計(jì)思路的正確性，可以為后續(xù)相關(guān)深空探測(cè)再入返回與行星探測(cè)進(jìn)入任務(wù)提供借鑒。