蔡巧言，吳莉莉，孫 健

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

在政治多極化、經(jīng)濟(jì)全球化的大背景下，各國(guó)不斷拓展國(guó)家利益，太空領(lǐng)域開(kāi)發(fā)利用的需求日益增長(zhǎng)，對(duì)人類自由進(jìn)出太空、開(kāi)發(fā)和利用太空資源、尋求新的生存與發(fā)展空間[1]的航天運(yùn)輸能力提出新的需求。包為民等[1]專家提出航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展設(shè)想，通過(guò)航天運(yùn)載器自由進(jìn)出空間、按需返回地面、多次重復(fù)使用，實(shí)現(xiàn)航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)像飛機(jī)一樣的航班化運(yùn)營(yíng)，進(jìn)而應(yīng)用于大規(guī)模低成本進(jìn)入空間、遠(yuǎn)程投送與快速交通運(yùn)輸?shù)?，可大幅降低發(fā)射成本,提高任務(wù)快速響應(yīng)能力，更好地服務(wù)于人類未來(lái)的生存與發(fā)展。建設(shè)航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)是建設(shè)航天強(qiáng)國(guó)的重要內(nèi)容，具有高可靠、低成本、多功能、重復(fù)使用、智能化、模塊化、標(biāo)準(zhǔn)化、產(chǎn)業(yè)規(guī)?；然咎卣?，是革命性提升航天運(yùn)輸系統(tǒng)能力的重要途徑。目前，重復(fù)使用運(yùn)載器技術(shù)尚無(wú)法支撐像飛機(jī)起落一樣重復(fù)使用的要求。

當(dāng)前，重復(fù)使用運(yùn)載器按照起降方式可分為垂直起飛垂直著陸、垂直起飛水平著陸、水平起飛水平著陸等3條技術(shù)途徑。升力式火箭動(dòng)力重復(fù)使用運(yùn)載器采用垂直起飛水平著陸飛行模式，飛行全程中，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)只需在上升飛行段點(diǎn)火一次，工作時(shí)間為100多秒，并只需在額定工況工作。返回飛行段為高升阻比無(wú)動(dòng)力滑翔飛行，無(wú)需發(fā)動(dòng)機(jī)多次啟動(dòng)與深度推力調(diào)節(jié)，低溫閥門(mén)作動(dòng)次數(shù)大為減少，在相同可靠性指標(biāo)下，可大幅提高發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用飛行次數(shù)，降低發(fā)動(dòng)機(jī)研制難度與發(fā)射成本。在運(yùn)載器返回對(duì)運(yùn)載效率影響方面，帶翼的升力式飛回方式導(dǎo)致的運(yùn)載能力損失與垂直起降返回方式相當(dāng)，垂直起飛水平著陸的升力式火箭動(dòng)力重復(fù)使用技術(shù)途徑有利于盡快形成安全可靠、工程可實(shí)現(xiàn)的重復(fù)使用運(yùn)載器，可快速打造形成一型便捷可靠的升力式火箭動(dòng)力航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)。

未來(lái)，為實(shí)現(xiàn)人類高可靠、高安全、高效率、低成本自由進(jìn)出太空的夢(mèng)想，升力式火箭動(dòng)力航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)需要達(dá)到快速運(yùn)營(yíng)、按需發(fā)射，小時(shí)級(jí)準(zhǔn)備的目標(biāo)水平，需要進(jìn)一步探索和培育重復(fù)使用航天運(yùn)輸技術(shù)成果，解決關(guān)鍵技術(shù)瓶頸。本文在分析國(guó)內(nèi)外重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)發(fā)展態(tài)勢(shì)和技術(shù)方案特點(diǎn)的基礎(chǔ)之上，重點(diǎn)分析升力式火箭動(dòng)力航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)(如圖1所示)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)，并提出了后續(xù)發(fā)展建議。

圖1 升力式火箭動(dòng)力航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)

1 發(fā)展態(tài)勢(shì)分析

世界各國(guó)高度重視重復(fù)使用航天運(yùn)輸技術(shù)的發(fā)展，針對(duì)垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器、垂直起飛水平著陸重復(fù)使用運(yùn)載器、水平起降重復(fù)使用運(yùn)載器等多種技術(shù)途徑開(kāi)展了深入研究，形成了大量重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)技術(shù)成果。

1.1 美國(guó)探索多種重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)，垂直起降重復(fù)使用火箭進(jìn)入商業(yè)應(yīng)用階段

美國(guó)對(duì)航天運(yùn)輸系統(tǒng)多種起降方式開(kāi)展了技術(shù)探索，積累了一系列技術(shù)成果。水平起降方面，美空軍2016年提出了基于佩刀(SABRE)[2]發(fā)動(dòng)機(jī)的可重復(fù)使用第一級(jí)；垂直起飛水平降落方面，DARPA2013年啟動(dòng)了可重復(fù)使用助推器系統(tǒng)(XS-1)；垂直起降方面，藍(lán)源公司完成了新謝潑德火箭[3-5]飛行試驗(yàn)，SpaceX公司完成了獵鷹9號(hào)運(yùn)載火箭[6]的多次重復(fù)使用。

近期重大技術(shù)突破成果主要為新謝潑德火箭和SpaceX的獵鷹9號(hào)火箭。新謝潑德火箭完成多次載人亞軌道飛行任務(wù)，飛行高度約100 km、單次任務(wù)時(shí)間約11 min，掀起了亞軌道飛行的熱潮。2022年，獵鷹9號(hào)火箭共發(fā)射60次，超過(guò)全球火箭發(fā)射總數(shù)的1/3，共將2 009個(gè)載荷成功送入軌道。60次任務(wù)中56次采用了重復(fù)使用的一子級(jí)執(zhí)行發(fā)射任務(wù)，一子級(jí)復(fù)用的平均間隔時(shí)間為95 d，最短復(fù)用間隔時(shí)間為21 d，最大復(fù)用次數(shù)達(dá)15次，創(chuàng)下子級(jí)復(fù)用記錄[6]。

SpaceX公司近年來(lái)啟動(dòng)研制了一型面向未來(lái)航班化運(yùn)輸、兩級(jí)完全重復(fù)使用的航天運(yùn)輸系統(tǒng)——超重--星艦[7]，據(jù)此提出一小時(shí)全球快速運(yùn)輸?shù)膽?yīng)用方向，向著為人類提供遠(yuǎn)程、洲際、地球表面“點(diǎn)到點(diǎn)”人員運(yùn)輸服務(wù)方向努力，向著航班化航天運(yùn)輸方向發(fā)展。

1.2 英國(guó)發(fā)展水平起降亞軌道飛行器，已接近商業(yè)運(yùn)營(yíng)

英國(guó)維珍銀河公司發(fā)展太空船二號(hào)[8]水平起降亞軌道飛行器，由NASA通過(guò)飛行機(jī)會(huì)計(jì)劃(Flight Opportunities Program)資助。2021年7月11日，維珍銀河公司創(chuàng)始人布蘭森等6人搭乘太空船二號(hào)飛行器率先完成了載人亞軌道飛行，飛行高度距離地面約80 km，引起了各界的高度關(guān)注，拉開(kāi)了亞軌道商業(yè)太空旅游時(shí)代的序幕。

英國(guó)反應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)公司(REL)持續(xù)推進(jìn)云霄塔空天飛行器的研制，其關(guān)鍵部件佩刀預(yù)冷空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)于2022年7月完成集成氫預(yù)燃器系統(tǒng)地面試驗(yàn)。

1.3 德國(guó)開(kāi)展長(zhǎng)期探索，垂直起飛水平降落和水平起降亞軌道飛行器均處于技術(shù)攻關(guān)階段

德國(guó)宇航中心自2007年提出研發(fā)航天班機(jī)垂直起飛、水平降落亞軌道飛行器，并得到了歐洲FAST計(jì)劃支持。2015年，德國(guó)宇航中心制定了詳細(xì)發(fā)展規(guī)劃，計(jì)劃2035年生產(chǎn)6架樣機(jī)進(jìn)行試飛，2017年該項(xiàng)目進(jìn)入初步概念評(píng)審階段。后來(lái)，因資金等原因該項(xiàng)目未得到歐盟后續(xù)資金支持，至今未見(jiàn)進(jìn)一步報(bào)道。

德國(guó)宇航中心于2015—2018年進(jìn)行了極光水平起降飛行器的概念研發(fā)，成立了北極星航天飛機(jī)公司，進(jìn)一步深化研發(fā)并商業(yè)化。2020年4月，該公司成功進(jìn)行了一次縮比飛行器試飛。

1.4 日本同時(shí)發(fā)展垂直起飛水平降落和水平起降飛行器，尚未取得實(shí)質(zhì)進(jìn)展

日本PD航空航天公司曾在2007年嘗試開(kāi)發(fā)水平起降的PDAS-X系列亞軌道飛行器，動(dòng)力采用當(dāng)時(shí)在國(guó)際上還未取得重大突破的脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)，其技術(shù)方案先進(jìn)、難度大，因而進(jìn)展緩慢。2017年對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室進(jìn)行了測(cè)試，后續(xù)未見(jiàn)實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。同年，日本天空漫步者公司成立，計(jì)劃分三步發(fā)展3型太空漫步者亞軌道飛行器：第一步，面向科學(xué)實(shí)驗(yàn)任務(wù)，開(kāi)發(fā)垂直起飛水平降落的飛行器，計(jì)劃2024年首飛；第二步，面向小衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)，同樣開(kāi)發(fā)垂直起飛水平降落的飛行器，該飛行器攜帶上面級(jí)到達(dá)亞軌道，并由上面級(jí)部署衛(wèi)星，預(yù)計(jì)2026年首飛；第三步，面向太空旅游，開(kāi)發(fā)水平起降亞軌道飛行器，預(yù)計(jì)2029年首飛。

1.5我國(guó)同步開(kāi)展3條技術(shù)發(fā)展途徑研究，梯次形成能力[9-15]

我國(guó)航天運(yùn)輸系統(tǒng)經(jīng)過(guò)60多年的發(fā)展，取得了舉世矚目的成績(jī)[1]。一次性運(yùn)載火箭方面，構(gòu)建了較為完善的產(chǎn)品體系，新一代運(yùn)載火箭已開(kāi)始多型應(yīng)用發(fā)射，正在持續(xù)推進(jìn)重型運(yùn)載火箭、新一代載人火箭等技術(shù)攻關(guān)?？臻g轉(zhuǎn)移運(yùn)輸方面，形成了“遠(yuǎn)征”系列上面級(jí)，正在持續(xù)推動(dòng)低溫上面級(jí)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)[9]。重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)方面，按照多途徑探索、梯次形成能力的思路，圍繞垂直起降、垂直起飛水平著陸、水平起降等開(kāi)展了關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和飛行演示驗(yàn)證[1]，重復(fù)使用技術(shù)取得了一定進(jìn)展，但目前均未進(jìn)入應(yīng)用發(fā)射階段。

在升力式火箭動(dòng)力重復(fù)使用運(yùn)載器方面，中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司第一研究院自主研制了亞軌道重復(fù)使用運(yùn)載器技術(shù)驗(yàn)證飛行器，于2021年7月實(shí)現(xiàn)亞軌道重復(fù)使用運(yùn)載器飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)的圓滿成功，有效驗(yàn)證了垂直起飛水平著陸亞軌道重復(fù)使用運(yùn)載器核心關(guān)鍵技術(shù)，并于2022年8月圓滿完成了重復(fù)使用飛行試驗(yàn)，對(duì)重復(fù)使用技術(shù)進(jìn)行了飛行驗(yàn)證。這些進(jìn)展為重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)奠定了一定的基礎(chǔ)，但我國(guó)航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)的建設(shè)仍處于起步階段[1]，當(dāng)前發(fā)展進(jìn)度與航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)的預(yù)期目標(biāo)要求還存在差距。

2 技術(shù)方案分析

重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)技術(shù)方案主要包括氣動(dòng)構(gòu)型、動(dòng)力型式、返回減速控制方式、起降方式等方面內(nèi)容，下面重點(diǎn)從這幾方面入手分析各自技術(shù)特點(diǎn)。

2.1 氣動(dòng)構(gòu)型

重復(fù)使用的航天運(yùn)輸系統(tǒng)主要采用面對(duì)稱氣動(dòng)外形和軸對(duì)稱氣動(dòng)外形兩種氣動(dòng)構(gòu)型。

升力式火箭動(dòng)力航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)采用面對(duì)稱氣動(dòng)外形，如圖2所示，通過(guò)設(shè)計(jì)翼舵等氣動(dòng)部件，提高氣動(dòng)升阻特性，在飛行返回時(shí)充分利用氣動(dòng)部件實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定控制、無(wú)動(dòng)力滑行減速，確保全運(yùn)載器安全返回。

圖2 升力式面對(duì)稱氣動(dòng)構(gòu)型

采用軸對(duì)稱外形的重復(fù)使用運(yùn)載器與一次性運(yùn)載火箭構(gòu)型基本相同，上升段飛行方式和氣動(dòng)特性與傳統(tǒng)運(yùn)載火箭基本相同，在返回時(shí)一般以垂直著陸方式返回。為了輔助姿態(tài)控制可增加?xùn)鸥穸?、著陸支腿等部件。目前美?guó)新謝潑德、獵鷹9號(hào)和超重--星艦等火箭均采用此類構(gòu)型。

2.2 動(dòng)力型式

重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)采用的主流動(dòng)力形式包括火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)。

火箭動(dòng)力方面，采用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的居多，如超重--星艦航天運(yùn)輸系統(tǒng)；其次，采用固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，如英國(guó)太空船二號(hào)飛行器。液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)成熟度高，安全性可靠性強(qiáng)，可長(zhǎng)期應(yīng)用于運(yùn)載火箭發(fā)射任務(wù)。固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)兼顧了固體燃料和液體氧化劑的優(yōu)點(diǎn)，但可靠性有待提高。

組合動(dòng)力方面，美國(guó)開(kāi)展了基于佩刀發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的兩級(jí)入軌飛行器方案研究，該發(fā)動(dòng)機(jī)為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組成的組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，尚處于技術(shù)攻關(guān)階段。德國(guó)極光亞軌道飛行器采用了自研的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組成的組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，其發(fā)動(dòng)機(jī)仍處于探索階段。組合動(dòng)力技術(shù)未來(lái)前景較好，但技術(shù)難度很大，離實(shí)用化還有很長(zhǎng)的一段距離。

2.3 返回減速控制方式

重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)返回地面時(shí)采用的減速控制一般包括氣動(dòng)力減速、動(dòng)力減速和傘降減速等。氣動(dòng)力減速緩慢但可持續(xù)減速，動(dòng)力減速可實(shí)現(xiàn)快速減速但需要燃燒額外的推進(jìn)劑，氣動(dòng)力減速等專門(mén)用于返回的功能部件質(zhì)量接近于動(dòng)力減速在返回段燃燒的推進(jìn)劑與其他返回專用的功能部件的質(zhì)量。傘降方式可適用的運(yùn)載器質(zhì)量規(guī)模有限。

太空船二號(hào)飛行器充分利用了氣動(dòng)力減速技術(shù)，其尾翼設(shè)計(jì)為可變型結(jié)構(gòu)，當(dāng)尾翼為水平時(shí)進(jìn)行正常飛行和爬升，當(dāng)尾翼變型為豎直后實(shí)現(xiàn)阻力面積增加，提升減速效果；新謝潑德火箭的助推器使用可展開(kāi)式減速板，在助推器發(fā)射和上升過(guò)程中處于收縮狀態(tài)，在返回時(shí)展開(kāi)增加阻力面積，實(shí)現(xiàn)減速，乘員艙采用傘降方式減速和降落。獵鷹9號(hào)火箭動(dòng)力減速段通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)反推工作實(shí)現(xiàn)減速和姿態(tài)控制，氣動(dòng)減速段利用柵格舵氣動(dòng)力矩進(jìn)行姿態(tài)控制。

2.4 起降方式

垂直起降方面，運(yùn)載器與傳統(tǒng)火箭構(gòu)型相似，在發(fā)射架上垂直發(fā)射，在返回時(shí)依靠動(dòng)力減速，垂直著陸，可充分借鑒一次性運(yùn)載火箭和飛船的技術(shù)基礎(chǔ)，技術(shù)繼承性較好。但這種類型運(yùn)載器主要通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)著陸，發(fā)動(dòng)機(jī)需多次點(diǎn)火且變推力工作，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)要求較高。

垂直起飛水平降落方面，典型剖面如圖3所示，升力式運(yùn)載器返回時(shí)充分利用無(wú)動(dòng)力的氣動(dòng)飛行技術(shù)，在預(yù)定跑道水平著陸，飛行平緩，水平著陸沖擊較小，力學(xué)環(huán)境較緩和。運(yùn)載器兼具航天快速進(jìn)入空間、升力式高速返回、航空低空滑行等技術(shù)特點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)火箭動(dòng)力垂直進(jìn)入—大攻角可控返回—無(wú)動(dòng)力水平著陸的剖面飛行，可實(shí)現(xiàn)整器多次完全重復(fù)使用的航班化運(yùn)輸目標(biāo)。這種起降方式在一次飛行剖面中對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火次數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)性能需求與一次性火箭基本一致，技術(shù)成熟度高，動(dòng)力重復(fù)使用次數(shù)高，可更可靠地應(yīng)用于地面點(diǎn)對(duì)點(diǎn)運(yùn)輸和發(fā)射衛(wèi)星入軌。

圖3 垂直起飛水平降落典型飛行剖面

水平起降方面，運(yùn)載器可從地面滑行起飛、爬升及水平著陸，包括美國(guó)基于佩刀發(fā)動(dòng)機(jī)的可重復(fù)使用第一級(jí)、德國(guó)極光飛行器、日本太空漫步者飛行器等。直接從地面起飛的方式無(wú)需載機(jī)配置、無(wú)載機(jī)分離操作，系統(tǒng)復(fù)雜度低，未來(lái)應(yīng)用前景廣闊，但這種飛行方式對(duì)動(dòng)力要求高，執(zhí)行入軌運(yùn)輸任務(wù)時(shí)會(huì)產(chǎn)生較多的攻角損失和阻力損失，降低運(yùn)載效率。太空船二號(hào)飛行器則采用載機(jī)發(fā)射方式，這類方式可為飛行器提供初始速度和高度，降低飛行器動(dòng)力要求，但系統(tǒng)復(fù)雜度高，空中發(fā)射規(guī)模受限，技術(shù)難度也較高。

2.5 小結(jié)

升力式航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)基于液體火箭動(dòng)力與升力式構(gòu)型實(shí)現(xiàn)垂直起飛水平著陸，該方案高度交叉融合航天航空先進(jìn)技術(shù)，既發(fā)揮了航天火箭動(dòng)力快速進(jìn)入空間的優(yōu)勢(shì)，又利用了高升阻比氣動(dòng)特性航空模式水平返回特征，尤其是在飛行過(guò)程中只需要主發(fā)動(dòng)機(jī)工作一次，無(wú)須進(jìn)行推力調(diào)節(jié)，可實(shí)現(xiàn)主發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命內(nèi)更多次的重復(fù)飛行，可提高航天運(yùn)輸系統(tǒng)的重復(fù)使用能力，從而大幅降低發(fā)射成本。

3 升力式航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)面臨的關(guān)鍵挑戰(zhàn)

通過(guò)前期技術(shù)攻關(guān)，對(duì)升力式火箭動(dòng)力航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)的研究，積累了一定的技術(shù)基礎(chǔ)，但距離實(shí)現(xiàn)航班化航天運(yùn)輸應(yīng)用還有較大差距，亟須創(chuàng)新設(shè)計(jì)理念，應(yīng)用新技術(shù)和新方法，解決相關(guān)基礎(chǔ)問(wèn)題和瓶頸技術(shù)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)性技術(shù)指標(biāo)的大幅提升。

3.1 氣動(dòng)布局技術(shù)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

升力式重復(fù)使用運(yùn)載器面臨寬速域、大空域的飛行環(huán)境，面臨復(fù)雜的氣動(dòng)力熱環(huán)境剖面，見(jiàn)圖4。經(jīng)歷垂直起飛、大攻角高速再入飛行、中小攻角能量管理飛行、低速水平著陸過(guò)程，不同飛行階段產(chǎn)生復(fù)雜的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化，在高速飛行時(shí)還會(huì)產(chǎn)生高速流動(dòng)壓縮、膨脹效應(yīng)及復(fù)雜波系干擾導(dǎo)致的橫航向氣動(dòng)特性耦合現(xiàn)象，如圖5所示。氣動(dòng)布局難點(diǎn)主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面。

圖4 復(fù)雜的氣動(dòng)力熱環(huán)境剖面

圖5 舵面控制中的流動(dòng)二次壓縮、激波/膨脹波干擾

3.1.1 操穩(wěn)特性匹配難

在超聲速大攻角再入飛行和低速起降階段對(duì)運(yùn)載器的氣動(dòng)布局提出不同需求，布局設(shè)計(jì)需兼顧高、中、低馬赫數(shù)下焦點(diǎn)移動(dòng)劇烈導(dǎo)致的飛行穩(wěn)定性大幅度變化，對(duì)操穩(wěn)特性設(shè)計(jì)帶來(lái)嚴(yán)峻挑戰(zhàn)?，F(xiàn)有的后掠翼、乘波體、邊條翼等常規(guī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)不能有效地解決這種矛盾。運(yùn)載器主發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在尾部，使得質(zhì)心靠后，增加了縱向操穩(wěn)設(shè)計(jì)難度；隨著飛行馬赫數(shù)的增大，航向穩(wěn)定性急劇惡化，如圖6所示。運(yùn)載器質(zhì)心偏后進(jìn)一步增大了航向操穩(wěn)設(shè)計(jì)難度；同時(shí)面對(duì)稱外形具有強(qiáng)烈橫航向特性交聯(lián)耦合特點(diǎn)，縱向/航向/橫向三通道操穩(wěn)匹配面臨極大挑戰(zhàn)。

圖6 偏航力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角變化規(guī)律

3.1.2 升阻匹配難

氣動(dòng)布局需全面兼顧垂直起飛、大攻角大阻力減速、中小攻角高升阻比縱橫向機(jī)動(dòng)和低速進(jìn)場(chǎng)著陸高升力等升阻特性需求，這些均對(duì)氣動(dòng)布局增升減阻設(shè)計(jì)提出了較高要求。

因此，如何保證飛行全剖面內(nèi)運(yùn)載器具有良好的操穩(wěn)特性及升阻特性，對(duì)升力式重復(fù)使用運(yùn)載器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提出了新需求和新挑戰(zhàn)。

3.2 多耦合強(qiáng)約束的智能在線軌跡規(guī)劃與制導(dǎo)技術(shù)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

為提高航班化運(yùn)輸?shù)陌踩?、可靠性，以?yīng)對(duì)飛行過(guò)程中可能出現(xiàn)的各種故障，需突破具有自適應(yīng)及重構(gòu)功能的先進(jìn)制導(dǎo)控制技術(shù)。發(fā)展在線重構(gòu)能力，增強(qiáng)應(yīng)對(duì)控制舵面故障、氣動(dòng)不確定性以及各種擾動(dòng)(比如強(qiáng)風(fēng))的能力，滿足高安全性、高可靠性要求?？芍貥?gòu)制導(dǎo)控制系統(tǒng)包含控制重構(gòu)、制導(dǎo)重構(gòu)和軌道重構(gòu)3個(gè)方面，利用控制重構(gòu)、制導(dǎo)重構(gòu)、軌道重構(gòu)以及在線任務(wù)/中止規(guī)劃等技術(shù)，在出現(xiàn)故障致使飛行器性能受到嚴(yán)重影響的情況下，最大限度完成任務(wù)并實(shí)現(xiàn)安全返回。

航班化運(yùn)輸系統(tǒng)飛行剖面極其復(fù)雜，需要解決兩端固定(起飛和著陸機(jī)場(chǎng))的多階段、多控制變量和多約束的最優(yōu)控制難題，需要突破適應(yīng)大范圍機(jī)動(dòng)的能量管理與制導(dǎo)技術(shù)。約束條件包括總體指標(biāo)、過(guò)程約束(動(dòng)壓、過(guò)載、熱流)、航區(qū)安全、進(jìn)場(chǎng)方式等，還需兼顧安控、故障重構(gòu)、備降返回等故障工況，需對(duì)全程飛行軌跡進(jìn)行合理規(guī)劃和設(shè)計(jì)，對(duì)能量(高度和速度)進(jìn)行合理分配，保證在較大位置偏差、能量偏差、大氣偏差、氣動(dòng)偏差、風(fēng)干擾等因素影響下，運(yùn)載器均可安全到達(dá)進(jìn)場(chǎng)著陸窗口，之后根據(jù)實(shí)時(shí)能量情況，在線軌跡規(guī)劃并選擇進(jìn)場(chǎng)方向，如圖7所示。無(wú)動(dòng)力水平進(jìn)場(chǎng)著陸時(shí)，為提高運(yùn)載效率采用機(jī)翼最小化設(shè)計(jì)，運(yùn)載器升力、舵效受限，對(duì)接地時(shí)刻速度、位置、姿態(tài)、角速度等參數(shù)的控制精度均提出了苛刻的著陸約束。

圖7 返回能量走廊

3.3 復(fù)雜異構(gòu)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的高精度控制技術(shù)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

航班化航天運(yùn)輸經(jīng)歷發(fā)射、分離、返回等多個(gè)階段，飛行全程面臨復(fù)雜力學(xué)環(huán)境、寬域操穩(wěn)特性、大范圍不確定性散布等多約束問(wèn)題，面臨的主要問(wèn)題包括主動(dòng)力、輔助動(dòng)力、多氣動(dòng)舵面以及起落架等復(fù)雜異構(gòu)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的分配和融合使用問(wèn)題，如圖8所示。主要包括：發(fā)射上升過(guò)程復(fù)雜的剛彈晃動(dòng)力學(xué)響應(yīng)、大動(dòng)壓區(qū)減載控制、大功率伺服非線性及伺服彈性耦合效應(yīng)問(wèn)題，返回過(guò)程中熱流/過(guò)載/動(dòng)壓等約束、部分功能性能下降后多執(zhí)行機(jī)構(gòu)異構(gòu)自主在線分配控制問(wèn)題，高速高動(dòng)態(tài)環(huán)境下的高精度導(dǎo)航、高速水平著陸的精準(zhǔn)控制和可靠減速問(wèn)題等。以上技術(shù)難題對(duì)控制技術(shù)均提出了新的功能、性能要求。因此，如何實(shí)現(xiàn)復(fù)雜異構(gòu)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的高精度控制是運(yùn)載器面臨的一大技術(shù)挑戰(zhàn)。

圖8 異構(gòu)分配控制策略

同時(shí)，升力式重復(fù)使用運(yùn)載器返回以氣動(dòng)力為主實(shí)現(xiàn)軌跡與姿態(tài)控制，面對(duì)稱構(gòu)型運(yùn)載器大跨度空域速域飛行過(guò)程中發(fā)生嚴(yán)重的氣動(dòng)耦合、運(yùn)動(dòng)學(xué)耦合和慣性耦合，極易導(dǎo)致飛行失穩(wěn)和失控，特別是大攻角飛行使飛行器的氣動(dòng)舵面操縱交聯(lián)嚴(yán)重，且運(yùn)動(dòng)引起的通道耦合使得飛行可控性要求更加難以滿足，穩(wěn)定性和可控性是升力式運(yùn)載器面臨的關(guān)鍵問(wèn)題。

因此，針對(duì)升力式運(yùn)載器飛行特點(diǎn)，需要基于空氣動(dòng)力學(xué)、飛行動(dòng)力學(xué)等多學(xué)科理論，研究多種耦合效應(yīng)作用機(jī)理與運(yùn)動(dòng)特征，探尋耦合與穩(wěn)定性的內(nèi)在關(guān)系，從物理特性建模入手，揭示多源耦合內(nèi)在規(guī)律，形成耦合失穩(wěn)判據(jù)，在此基礎(chǔ)上將耦合失穩(wěn)判據(jù)和耦合控制策略融入總體設(shè)計(jì)，形成新的總體設(shè)計(jì)流程，建立引入利用耦合理念的總體指標(biāo)參數(shù)分配方法，驅(qū)動(dòng)總體方案不斷優(yōu)化改進(jìn)，實(shí)現(xiàn)運(yùn)載器高可靠的穩(wěn)定可控飛行。

3.4 升力式水平著陸回收技術(shù)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

水平著陸回收是升力式航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)重要技術(shù)特征，升力式運(yùn)載器借助氣動(dòng)力或自身動(dòng)力等方式實(shí)現(xiàn)返回段能量耗散，通過(guò)著陸回收裝置，運(yùn)載器像飛機(jī)一樣完整水平著陸，有效緩沖降低著陸沖擊，實(shí)現(xiàn)無(wú)損回收，支撐運(yùn)載器的航班化周轉(zhuǎn)運(yùn)行。著陸回收裝置主要用于著陸飛行段，其結(jié)構(gòu)干重卻會(huì)影響運(yùn)載效率，如何綜合利用地面緩沖和減速裝置，減小運(yùn)載器上著陸回收裝置的質(zhì)量，通過(guò)設(shè)計(jì)輕量化的器上高能量密度吸收裝置及新型地面著陸輔助裝置等，實(shí)現(xiàn)水平著陸減速與垂直下沉率的緩沖，是未來(lái)升力式水平著陸回收技術(shù)面臨的主要技術(shù)挑戰(zhàn),器地聯(lián)合著陸回收系統(tǒng)如圖9所示。

圖9 器地聯(lián)合著陸回收系統(tǒng)

3.5 大空域?qū)捤儆蝻w行剖面氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

升力式構(gòu)型在某些飛行剖面會(huì)出現(xiàn)復(fù)雜流動(dòng)分離和由分離引起的抖振、顫振等氣動(dòng)彈性響應(yīng)，在跨聲速最大動(dòng)壓階段和大攻角再入飛行階段，此類問(wèn)題尤其突出。

傳統(tǒng)的基于工程方法的氣動(dòng)彈性分析技術(shù)基于線性假設(shè)，以遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流狀態(tài)作為基準(zhǔn)分析狀態(tài)，無(wú)法準(zhǔn)確預(yù)示非線性流動(dòng)誘導(dǎo)的氣動(dòng)彈性現(xiàn)象。在大攻角再入段，背風(fēng)區(qū)內(nèi)的控制面處于分離流場(chǎng)干擾區(qū)內(nèi)，相對(duì)保守的工程分析方法可能會(huì)誤判顫振模式和參與模態(tài)，誤導(dǎo)總體設(shè)計(jì)；在跨聲速飛行段，厚翼型引起的沿展向和弦向的激波振蕩產(chǎn)生非對(duì)稱干擾力矩，易與控制系統(tǒng)耦合，激勵(lì)起全運(yùn)載器的抖動(dòng)。

如何辨識(shí)大空域?qū)捤儆蛉w行剖面氣動(dòng)彈性問(wèn)題的易發(fā)點(diǎn)，并借助以高精度CFD方法為代表的流場(chǎng)分析技術(shù)，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)彈性問(wèn)題的準(zhǔn)確預(yù)示，是氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)面臨的重要技術(shù)挑戰(zhàn),典型CFD 的耦合時(shí)域仿真如圖10所示。

圖10 基于CFD的耦合時(shí)域仿真

3.6 基于低溫燃料為熱沉的主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

以航天飛機(jī)為代表的升力式重復(fù)使用運(yùn)載器的防熱設(shè)計(jì)一般采用“阻隔”的被動(dòng)熱防護(hù)思想，這種厚重的被動(dòng)防熱方案為運(yùn)載效率提升帶來(lái)了極大負(fù)擔(dān)，成為制約升力式重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)發(fā)展的重要瓶頸。升力式火箭動(dòng)力運(yùn)載器的低溫推進(jìn)劑占據(jù)85%以上的質(zhì)量，是運(yùn)載器的重要冷源。通過(guò)能源/結(jié)構(gòu)/防熱/熱控一體化輕量化設(shè)計(jì)，對(duì)低溫推進(jìn)劑進(jìn)行深度過(guò)冷，顯著提升推進(jìn)劑密度和蓄冷量，進(jìn)而將低溫燃料及貯箱結(jié)構(gòu)直接作為熱沉，降低氣動(dòng)加熱影響，實(shí)現(xiàn)運(yùn)載器降熱減載。利用剩余低溫燃料對(duì)機(jī)身冷結(jié)構(gòu)/熱防護(hù)層進(jìn)行對(duì)流及蒸發(fā)冷卻或直接將剩余低溫燃料引流至艙外進(jìn)行氣膜冷卻，也能夠大幅降低防熱代價(jià)?；诘蜏厝剂蠟闊岢恋闹鲃?dòng)熱防護(hù)技術(shù)(見(jiàn)圖11)既可提高運(yùn)載器的過(guò)冷性能，又能減小防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量。如何進(jìn)一步減小基于中間介質(zhì)進(jìn)行間接冷卻帶來(lái)的額外代價(jià)，實(shí)現(xiàn)面向直接冷卻的內(nèi)嵌通道的大面積輕質(zhì)防熱承載結(jié)構(gòu)，提升適應(yīng)復(fù)雜飛行過(guò)載的能力，保障低溫燃料作為直接熱沉的安全性等成為該項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)面臨的重要挑戰(zhàn)。

圖11 基于低溫燃料為熱沉的主動(dòng)熱防護(hù)方案

3.7 健康管理與檢測(cè)維護(hù)技術(shù)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)小時(shí)級(jí)全球到達(dá)和往返。如何達(dá)到小時(shí)級(jí)周轉(zhuǎn)，對(duì)運(yùn)載器免維護(hù)、快檢測(cè)、耗材更換、器上健康狀態(tài)監(jiān)測(cè)提出了較高的要求，需要攻克智能檢測(cè)、快速維護(hù)、高效加注、健康管理等多項(xiàng)技術(shù)難題。

航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)健康管理與檢測(cè)維護(hù)系統(tǒng)的構(gòu)建，需要實(shí)現(xiàn)器地一體化智能診斷與維修保障體系架構(gòu)，提升航天運(yùn)輸系統(tǒng)的安全性、可靠性以及自主保障能力，如圖12所示。

圖12 健康管理架構(gòu)

航天運(yùn)輸系統(tǒng)交聯(lián)耦合故障演變機(jī)理復(fù)雜、耦合性強(qiáng)，并且器上計(jì)算資源受限,地面故障難模擬驗(yàn)證。要實(shí)現(xiàn)智能檢測(cè)與快速周轉(zhuǎn)，需要突破基于深度感知的故障智能診斷與重構(gòu)、基于模型與數(shù)據(jù)雙驅(qū)動(dòng)智能快速評(píng)估以及故障模擬與仿真評(píng)估等核心技術(shù)。同時(shí)，航天運(yùn)輸系統(tǒng)包括了動(dòng)力、航電、機(jī)電、熱防護(hù)與熱控等多種產(chǎn)品，產(chǎn)品種類、功能、性能以及維修保障需求各不相同，實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用的維修保障規(guī)模大、周期長(zhǎng)、費(fèi)用高，需要突破全壽命周期信息配置管理、維修輔助決策以及便攜化快速檢測(cè)與維修保障等核心技術(shù)。

3.8 重復(fù)使用設(shè)計(jì)和評(píng)估面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

航班化是重復(fù)使用的高級(jí)形式，航班化需要重復(fù)使用常態(tài)化、時(shí)效化、自由化。升力式航班化重復(fù)使用復(fù)雜力熱環(huán)境剖面相對(duì)傳統(tǒng)航空器更加嚴(yán)酷，更不同于傳統(tǒng)火箭及飛機(jī)等飛行器，尚未形成統(tǒng)一的技術(shù)規(guī)范和評(píng)價(jià)驗(yàn)證體系。針對(duì)未來(lái)升力式航班化運(yùn)輸系統(tǒng)大規(guī)模、低成本、高可靠重復(fù)使用需求，亟須在現(xiàn)有航空航天相關(guān)技術(shù)基礎(chǔ)上系統(tǒng)開(kāi)展重復(fù)使用全壽命周期設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)研究，從頂層開(kāi)展面向壽命的重復(fù)使用運(yùn)載器設(shè)計(jì)技術(shù)體系研究，為可重復(fù)使用敏捷設(shè)計(jì)、關(guān)鍵性能分析評(píng)價(jià)、試驗(yàn)驗(yàn)證等技術(shù)提供理論指導(dǎo)，支撐形成工程可用的可重復(fù)使用設(shè)計(jì)能力。

升力式航班化運(yùn)輸系統(tǒng)對(duì)運(yùn)載器提出了高載荷、高周數(shù)抗疲勞、數(shù)萬(wàn)次百噸級(jí)疲勞載荷的要求，需要發(fā)展升力式航班化運(yùn)輸系統(tǒng)重復(fù)使用壽命評(píng)估的方法，針對(duì)不同結(jié)構(gòu)特征，構(gòu)建可無(wú)縫集成的多元素智能傳感單元，實(shí)現(xiàn)特定區(qū)域特定物理量/損傷量的模塊化分區(qū)傳感；建立主/被動(dòng)監(jiān)測(cè)方法協(xié)同的損傷識(shí)別方法與面向大規(guī)模損傷參數(shù)的高效高精度辨識(shí)方法，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)損傷的時(shí)空尺度量化表征，建立起多學(xué)科載荷--損傷特征--性能退化規(guī)律--壽命模型的映射關(guān)系。建設(shè)基于時(shí)變可靠性的覆蓋航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)的壽命預(yù)測(cè)系統(tǒng)，構(gòu)建動(dòng)態(tài)監(jiān)測(cè)與實(shí)時(shí)壽命評(píng)估模型，成為支撐航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)快速周轉(zhuǎn)與航班運(yùn)營(yíng)的關(guān)鍵技術(shù)挑戰(zhàn)。

4 發(fā)展建議

目前，多個(gè)航天大國(guó)均在開(kāi)展航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)研究，航班化航天運(yùn)輸已成為發(fā)展的熱點(diǎn)之一，航天運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展正迎來(lái)航班化新時(shí)代。

面向一小時(shí)全球到達(dá)、太空旅游等航班化任務(wù)目標(biāo)，針對(duì)升力式航天運(yùn)輸模式技術(shù)發(fā)展提出以下建議：

1)推進(jìn)總體、氣動(dòng)、載荷環(huán)境、控制、動(dòng)力等核心專業(yè)技術(shù)向一體化、精細(xì)化發(fā)展，基于飛行環(huán)境及系統(tǒng)特征，從總體設(shè)計(jì)源頭開(kāi)展以提升運(yùn)載效率為核心的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，從升力式航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)、力熱載荷精細(xì)化設(shè)計(jì)、載荷譜優(yōu)化、重復(fù)使用輕質(zhì)冷熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)出發(fā)，建立面向壽命的升力式航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)體系，進(jìn)一步提升重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)基礎(chǔ)性能。

2)通過(guò)創(chuàng)新設(shè)計(jì)理念，研究有限次數(shù)重復(fù)使用壽命、損傷容限設(shè)計(jì)方法，建立重復(fù)使用設(shè)計(jì)方法準(zhǔn)則，性能指標(biāo)評(píng)價(jià)與動(dòng)態(tài)壽命評(píng)估體系，提升關(guān)鍵部組件重復(fù)使用、長(zhǎng)壽命工作能力，實(shí)現(xiàn)由基于性能設(shè)計(jì)到基于可靠性設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)變。

3)積極應(yīng)用大數(shù)據(jù)、人工智能、超材料等新技術(shù)，形成智能化、低成本、高可靠的新型研制和維護(hù)手段，建立航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)檢測(cè)維護(hù)技術(shù)體系，提升安全性、可靠性、檢測(cè)維護(hù)便捷性等，開(kāi)展智能診斷、易維護(hù)設(shè)計(jì)，提高使用維護(hù)快速性、便捷性，縮短測(cè)試發(fā)射周期，提升航班化任務(wù)快速周轉(zhuǎn)的適應(yīng)能力。

發(fā)展航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)，可實(shí)現(xiàn)安全、快速、機(jī)動(dòng)、環(huán)保地進(jìn)出空間，支撐我國(guó)航天高密度發(fā)射任務(wù)，有效服務(wù)國(guó)民經(jīng)濟(jì)建設(shè)，推進(jìn)航天強(qiáng)國(guó)建設(shè)，滿足人民對(duì)快速全球抵達(dá)和太空旅游等美好生活向往的需求。