航天器是怎樣安全返回地球的？

航天器從空間軌道返回地球表面的飛行過程可分為進入（Entry，E）、下降（Descent，D）和著陸（Land，L）3個階段，稱為EDL。航天器以軌道速度進入地球，初始速度極大（以地球宇宙速度再入飛行的馬赫數為27.0以上），通過制動方式改變飛行速度和軌跡方向實現E；利用大氣作用減速下降實現D；落地前通過傘系統增大阻力保證L。航天器再入氣動性能的研究目標是設計航天器在無動力條件下再入過程的氣動性能，利用地球大氣環境、航天器與周圍空氣的相互作用，完成再入飛行任務，保證成功著陸。

航天器再入地球大氣層，按初始的空間軌道不同可分為地球軌道再入、月地轉移軌道再入、其他星球（如火星）轉移軌道再入等；按利用空氣動力對再入軌跡的不同控制方式可分為彈道式再入、半彈道式再入、升力式再入；按再入任務的不同需求可分為載人返回再入、空間物品返回再入。

為了滿足不同再入飛行任務的D、L階段對氣動特性的不同需求，航天器的氣動外形一般可歸納為簡單旋成體、升力體、翼升組合體3類。這些航天器的氣動特性具有以下特點：

1) 不同類外形航天器、從不同空間運行軌道返回、採用不同再入控制方式的空氣動力特性具有共性，可以相互借鑒。

2) 由於難以準確模擬再入大氣環境，不論是數值計算還是風洞試驗氣動特性的地面預示結果均具有一定的不確定性。

3) 因高空大氣密度的季節差異、低空風的不確定性等，實際飛行過程中航天器的飛行性能與地面預示結果存在差異。

返回地球的飛行過程：

航天器返回到地球表面的任務主要包括：實現將宇宙飛行速度減速到落地前的開傘速度；保證再入過程空氣產生的力、熱等效應滿足任務需求；保證再入飛行安全並著陸到要求的落區範圍。航天器再入返回的典型飛行任務剖面主要分為以下幾個關鍵過程：

航天器再入飛行任務剖面示意圖

1) 通過制動時機和制動點位置的選取，實現航天器從運行軌道瞄準地面著陸點的離軌制動控制。

2) 進入大氣層前如果有其他不需要回收的艙段，航天器與其分離，不回收艙段墜入大氣層自行燒毀。

3) 再 入過程，利用氣動外形與大氣環境作用進行氣動減速，通過姿態控制借用氣動力的作用實現對落點精度和過載的控制。通過對航天器動態氣動性能的控制保證航天器的穩定飛行，通過防熱結構的燒蝕帶走減速過程中動能轉化成的巨大熱能，實現航天器不被燒毀，保證航天器內部的溫升不影響設備的正常工作和航天員的安全。

4) 落地前，用降落傘系統進一步減速實現回收著陸。

航天器返回地球表面的EDL過程包括離軌、分離、再入控制、氣動作用、熱防護、回收和著陸7個方面的技術內容。再入氣動作用通過與返回軌道、再入控制、防熱結構的耦合設計，實現減速飛行、控制軌跡、穩定飛行、氣動加熱等，返回再入過程的氣動特性如下所述：

航天器返回地球的技術體系示意圖

進入飛行段，雖然宇宙飛行速度極大，因為處於外層空間自由分子流態條件下，氣體分子平均自由程遠遠大於航天器的特徵尺寸，航天器在高稀薄自由分子流環境中飛行的氣動力對飛行軌跡的影響極小，同時氣動熱效應微弱，該階段主要靠發動機的制動離軌控制來引導航天器返回到預定區域。

再入飛行段，經歷從高稀薄自由分子流區到稠密大氣層連續介質流區，大氣的各種物性參數變化很大，航天器的飛行性能參數也在變化，導致再入過程的氣動力和氣動熱性能變化複雜。而大鈍頭倒錐旋成體外形的繞流結構複雜，易受飛行環境和隨機干擾的影響。航天器高速再入地球大氣層時，艙體表面與高速運動的空氣摩擦產生了巨大的熱量，航天器周圍空氣溫度可達數千攝氏度，出現電離輻射併產生化學平衡和非平衡反應，形成高溫等離子鞘套，使艙上無線電信號與艙外通訊中斷。

另外，姿態控制發動機工作的非定常噴流，通過對發動機噴口附近局部流場的改變，影響航天器的氣動力和氣動熱特性，從而影響發動機的控制效率。可見，再入飛行過程複雜而具有風險，利用航天器外形和飛行姿態產生的氣動力作用控制落點和過載、防護氣動加熱效應對航天器的溫升和燒毀、規避動態氣動特性對飛行姿態穩定的影響等，需綜合考慮航天器的氣動力與返回軌跡和返回控制、氣動熱效應與防熱結構之間的耦合和傳遞。研究剖析航天器再入飛行過程的氣動力、熱特性變化規律，是保證航天器再入飛行段安全可靠的關鍵因素之一。

回收著陸段，航天器的飛行速度減小到滿足回收系統開傘的動壓條件，降落傘系統開始工作並進一步減速到落地速度，實現著陸。

再入過程的氣動特性與飛行性能：

航天器以宇宙速度再入地球大氣環境的飛行過程，對航天器氣動性能的要求主要包括減速飛行、控制軌跡、穩定飛行與氣動加熱4個方面。

1) 減速飛行。利用再入過程中大氣與航天器之間產生的氣動作用，實現將宇宙速度減到落地前降落傘回收的低速條件。航天器氣動阻力特性需要滿足返回彈道的減速需求。

2) 控制軌跡。航天器半彈道式再入返回需要具有足夠的升力，氣動力性能需要保證再入軌跡可控，使返回過載和落點精度控制能夠滿足要求。

3) 穩定飛行。保證航天器以穩定的姿態減速下降，航天器氣動力矩需保證具有唯一的平衡姿態，動態氣動特性穩定，或在控制系統作用下具有動穩定性。

4) 氣動加熱。為保證再入燒蝕等熱疏導、隔熱措施的安全可靠，需控制航天器表面熱流分布、特徵點熱流沿返回彈道的變化和總加熱量，使航天器氣動加熱特性與防熱材料的選取、防熱結構的設計相匹配。

航天器半彈道式返回時，根據再入過程中航天器經歷的空氣流域、真實氣體非平衡效應和繞流流態特性剖析航天器再入氣動特性的變化規律，可將再入過程分為以下3個飛行段：

1) 高空段。高度在80km以上，對應馬赫數為27.0以上，其中100km以上大氣為高稀薄流，80-100km屬過渡流，呈現化學非平衡繞流流場。

2) 中空段。高度在40-80km空域，對應馬赫數範圍為8.0-27.0，大氣為近連續滑移流，屬於真實氣體化學非平衡繞流流場，層流邊界層。

3) 低空段。高度在10-40km範圍，對應馬赫數範圍為0.6-8.0，大氣為連續介質流，化學平衡繞流流場，湍流邊界層。

大鈍頭倒錐外形是減小加熱率和總加熱量較理想的外形。通過肩部光滑連接、避免過小的局部曲率半徑，航天器迎風表面不出現尖點和台階，實現避免產生過大的局部熱流。局部加熱率的大小是選擇防熱材料的重要依據，總加熱量的大小決定熱防護層的厚度。

氣動作用對再入過程的影響：

航天器從空間軌道返回稠密空氣的地球表面，與著陸在無空氣的月球等表面的區別在於：返回地球利用大氣作用實現減速，無需動力作用；著陸在無空氣天體須用發動機的反推力作用實現減速。

初始彈道條件相同的升力控制式再入彈道，最大阻力係數分別為0.9和2.0的兩種阻力特性區別較大的航天器，阻力係數對返回減速的影響規律為：在氣動力作用不大的80km以上高空，不同阻力係數減速性一致；在20km以下低空飛行段，由於之前飛行段利用升力進行了軌跡控制，結果不同阻力特性的減速性也一致；在高度20-80km主要減速飛行段，阻力小的航天器在高度50km以上減速性略好；在高度20-50km飛行段，兩種不同阻力特性航天器，或在相同高度速度一致，或阻力大的航天器減速性略好。可見，雖然半彈道式返回航天器的阻力係數差別明顯，但沿彈道的減速特性基本一致。

航天器再入時不同阻力係數下的減速特性

航天器半彈道式返回，通過控制升力在彈道平面上的投影，將實際彈道的航程和高度控制到標準返回彈道。選取高超聲速飛行段升阻比分別為0.38、0.23、0.15的3種航天器，計算沿彈道的升力控制規律及過載可見，不同升阻比航天器沿彈道的過載規律一致，最大過載及沿過載變化的區別不大。

質心位置橫向偏置變化對升力控制的影響明顯大於質心軸向位置變化對升力控制的影響，質心橫向偏置幾毫米的較小變化將明顯影響航天器的配平氣動特性。

影響再入氣動加熱的重要因素是航天器的再入軌道。以平緩的最大升力無控彈道、升力控制彈道、自旋再入彈道作為3種典型再入彈道，再入氣動加熱性能如下：自旋再入彈道，因下降速度快，相同高度飛行速度大，熱流密度最高，總加熱量最小；升力控制彈道比最大升力無控彈道下降快，從加熱最嚴重的70 km高度飛行段開始，相同時間熱流密度更大，最大熱流密度更大；最大升力無控彈道，因彈道平緩，再入飛行時間長，氣動加熱時間長，隨著高度下降從某時刻開始熱流密度大於升力控制彈道，最大升力無控彈道總加熱量最大。

航天器外形確定，其氣動力係數就確定。實際再入飛行過程中，航天器所受的氣動力作用與飛行動壓成正比，大氣密度的季節性變化導致動壓的季節性差異。夏天6月，高空大氣密度大於標準大氣，航天器再入初期所受的大氣減速作用較強，導致航程減小，控制系統就減小，滾轉角增加升力在航程方向的分量，以調整實際航程到標準彈道；滾轉角減小，雖然修正了航程偏差，但同時升力在彈道平面的分量增大，導致高度下降減慢，使飛行高度與標準彈道的差別變得顯著，控制系統則增大滾轉角、減小升力在彈道平面的分量，提高下降速度，使飛行軌跡向標準彈道靠攏。12月，高空大氣密度小於標準大氣，變化情況與之相反。

航天器與空氣之間的相對運動產生氣動作用，氣動力和力矩由航天器相對於空氣的運動速度決定。飛行速度一般指航天器相對於地面固連坐標系的速度，如果空氣為靜止狀態，即空氣相對於地面速度為零，則航天器相對於空氣的速度等於其在地面固連坐標系的飛行速度。

低空飛行段航天器的飛行速度已降到百米每秒，低空風速最大可達幾十米每秒，航天器相對於空氣的速度需計及風速，即對氣動力起作用的航天器與空氣的相對速度是地面固連坐標系的飛行速度與風速的合速度。

計算表明：低空飛行段是否考慮風的影響使航天器的飛行姿態差異明顯；因風的作用主要為向上的垂直風，產生使航天器抬頭的力矩，實際飛行攻角與側滑角比未考慮風影響的攻角與側滑角小；低空風可使飛行攻角最大減小約6-7°，使側滑角最大減小約3-4°。

可以得出如下結論：

基於一類典型航天器外形、典型再入方式和回收著陸狀態，研究分析了航天器從空間軌道以宇宙速度返回地球過程中的艙體周圍大氣繞流環境、具有共性的再入氣動特性，以及再入氣動力和熱等效應對返回性能的影響機制與變化規律，並得到如下部分結論：

1)航天器再入飛行在高度為80km以上的高空飛行段，氣動力對航天器減速、飛行軌跡控制影響較小；然而氣動加熱明顯，表面溫升和燒蝕嚴重。

2)航天器再入飛行在高度為40-80km的中空飛行段，氣動減速明顯，尤其在高度為40-60km飛行段，速度減小一半以上；完成第1個升力控制周期，氣動力對升力控制影響大；該飛行段氣動加熱、燒蝕最嚴重。

3)航天器再入飛行在高度為10-40km的低空飛行段，完成最後近1/3的氣動減速以及第2個升力控制周期，氣動力對升力控制影響大；該飛行段氣動加熱作用小，在高度32 km以上航天器各部位停止燒蝕，在高度20km以下航天器各部位停止氣動加熱。

4)航天器從空間軌道返回有稠密空氣的地球表面，利用大氣作用實現再入減速，因下降彈道的平緩、陡峭等軌跡特性不同，其減速性能差異明顯。

5)航天器以半彈道控制方式返回地球，升阻比大(CL/CD=0.38)的航天器返回軌跡可控性較強，升阻比小(CL/CD=0.15)的航天器返回軌跡可控性偏弱；在軌跡可控的情況下，氣動阻力係數對再入減速性影響不大。

6)通過質心偏離獲得配平攻角返回地球的航天器，質心位置橫向偏置變化對升力控制的影響明顯大於軸向位置變化的影響；橫向偏置幾毫米的較小變化，將明顯影響航天器的配平氣動特性，如質心橫向偏置每增大（減小）5mm，配平攻角將隨之增大（減小）近1°。

7)航天器返回地球過程中，影響再入氣動加熱的重要因素是航天器的再入軌道。通過對最大升力無控返回、升力控制返回和自旋再入3種典型彈道的分析比較看出，自旋再入彈道最大熱流密度最高，總加熱量最小；最大升力無控彈道最大熱流密度最小，總加熱量最大。

8)航天器實際返回地球過程受氣象條件的影響明顯。在高空飛行段，因實際大氣密度隨季節的變化較大，導致升力控制的滾轉角變化跟設計狀態差異明顯，對應實際飛行過載與標稱值也不同；在低空飛行段，由於地面風的作用，實際飛行攻角和側滑角比未考慮風影響的攻角和側滑角小；低空風可使飛行攻角最大減小約6-7°，使側滑角最大減小約3-4°。

（本文作者為方方、周璐、李志輝，全文原載於航空學報）

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