国外深空探测再入返回技术发展分析

卢波（北京空间科技信息研究所）

迄今为止，国际上已有美国、苏联/俄罗斯及日本发射了深空采样返回探测器，实现了月球、彗星粒子、太阳风粒子和小行星粒子再入返回。我国的“嫦娥工程”正按照“绕、落、回”3个步骤稳步实施。而作为探月三期关键技术之一的再入返回，将突破从近地空间以外的天体返回和再入地球的技术，并已完成了探月一期、二期任务，为我国后续的月球探测和其他深空探测活动奠定技术基础。

1 国外深空探测再入返回技术现状

航天器在地球轨道或深空完成任务后，重新进入地球大气层，并在地球着陆的过程称为再入返回。通常以120km为开始大气层再入的高度，航天器在这一高度的速度称为再入速度，速度方向与当地水平方向的夹角称为再入角。航天器从地球轨道返回的再入速度为7.8km/s（即第一宇宙速度），从月球返回的再入速度接近11.2km/s（即第二宇宙速度），从行星返回的再入速度约为13～21km/s（视具体行星而定）。

再入返回的轨道方式有3种：①弹道式再入，航天器进入大气层后升力为零或对升力不进行控制，返回舱以单调下降方式返回地面；②半弹道式再入，航天器进入大气层后依靠自身结构或外形的不对称产生一定升力，使其按一条较平缓的轨道下降；③升力式再入，航天器进入大气层时可控制升力的大小和方向，进入段航程和时间较长，再入过载小，落点精度高。对于深空返回任务，由于再入速度高，多采用一种“跳跃式”的半弹道式再入轨道，即航天器以较小再入角进入大气层，依靠升力再次冲出大气层，做一段弹道式飞行后第二次再入大气层，可减少过载和提高落点精度。

对于从绕月轨道返回的航天器，必须由变轨发动机在预定时刻将航天器速度加速到2.4km/s（即月球逃逸速度），使它在距地球3.8×105km以外就转入一条向地球返航的过渡轨道。从月球返回的航程历时约60h，中途需进行轨道修正，以确保航天器进入再入走廊。

苏联于1968年11月发射的探测器－6（Zond－6）在完成绕月飞行返回地球时，首次实现了跳跃式再入（Skip-reentry），随后发射的美国“阿波罗”（Apollo）载人飞船在完成月球登陆和采样后也采用这种方式返回地球。而苏联的“月球”（Luna）系列、美国的“星尘”（Stardust）和“起源”（Genesis）、日本的“隼鸟”（Hayabusa）等无人深空探测返回任务，则采用了较简单的弹道式再入方式。

着陆后的美国“星尘”返回舱

美国的深空任务再入返回

美国已完成的深空探测采样返回任务主要有1999年发射的“星尘”彗星粒子采样返回任务、2001年发射的“起源”太阳风粒子采样返回任务和“阿波罗”载人登月任务。“阿波罗”计划开始于1961年，至1972年12月第6次登月结束，共进行了9次载人月球任务，包括2次月球轨道任务和7次月球着陆任务。其中，6次成功将12名航天员送上月球，获得了380kg月岩样本返回地球。

（1）“星尘”探测器

美国“星尘”是世界上第一个完成彗星采样返回的探测器，于1999年2月7日发射，其返回舱携带彗星尘埃粒子于2006年1月14日返回地球。其再入速度达到12.9km/s，是目前深空任务再入返回速度最大的。

“星尘”发射质量为385kg，其中探测器干质量254kg，返回舱质量约46kg，肼燃料85kg。探测器外形为长方体结构，尺寸为1.7m×0.66m×0.66m。其平台两侧装有面积为6.6m2的双太阳电池翼，主平台结构的前端还装备了夹层式碎片防护屏，用于在与彗星相遇期间保护探测器不受彗星粒子的撞击。其返回舱为直径81cm的钝锥形结构，包括热防护层、背板、采样罐、减速伞以及相关电子系统。其中，采样罐是一个铰链蛤壳式机械装置，飞经彗发时，蛤壳打开，伸出采样板。完成样品收集后，采样板缩回密封舱，蛤壳自动关闭并密封。

美国“星尘”再入及着陆过程示意图

“星尘”返回舱在再入前约4h与主星一起起旋然后分离，此时探测器距地球约110728km，分离后返回舱的自旋速率为13.5r/min。2006年1月14日，返回舱以12.9km/s的速度、－8.2°的再入角从125km高度采用弹道式再入地球大气层。“星尘”是目前深空探测任务再入返回速度最快的探测器，其再入过载达到38g，驻点热流密度峰值达到12MW/m2。进入大气层52s时（约61km高度），返回舱经历峰值气动摩擦热，热防护层外部温度可达2700℃。在速度降到Ma约为1.37时，锥形减速伞打开；下降到3.1km高度时主伞（直径5.2m）打开，随后激活特高频（UHF）位置信标，返回舱以4.6m/s的速度着陆地面。在再入过程中，地面根据遥测数据进行实时落点预测，地面回收由直升机完成，最后的落点与预测落点偏差为±0.73km，距着陆区中心8.1km。

“星尘”返回舱采用钝锥台外形，直径81cm，总质量45.8kg，防热结构占22%。防热大底采用新型低密度防热材料酚醛浸渍碳烧蚀材料（PICA），材料密度为250kg/m3。倒锥的热防护采用技术成熟的SLA-56lV材料，材料密度约为240kg/m3。美国的“海盗”（Viking）、“火星探路者”（Mars Pathfinder）、“凤凰”（Phoenix）着陆器在进入火星大气时均采用了这种热防护材料。

美国“起源”返回舱着陆时摔裂

（2）“起源”探测器

美国“起源”于2001年8月8日发射，2004年9月8日返回地球。由于返回舱的重力开关装置出现故障，使降落伞未能及时打开，造成“起源”返回舱在沙漠着陆时摔裂，一半撞入土中。

“起源”的发射质量为636kg，其中探测器干质量494kg，燃料质量142kg。其主平台采用石墨光纤复合材料和钛铝合金制成，采样返回舱安装在平台的顶部，太阳电池翼（翼展为7.9m）边缘安装有低增益贴片天线。返回舱是一个直径1.52m、高0.81m的双头钝锥体，包括热防护罩、后壳、采样罐、降落伞系统和电子设备，其中的采样罐内装有太阳风粒子采集器阵列和离子集中器，利用中心旋转机械装置来展开采集器阵列。

返回舱在再入前4h与主星同时起旋然后分离，分离后返回舱的自旋速率为15r/min，并以弹道式轨道向地球飞去。2004年9月8日，返回舱以约11.02km/s的速度、－8.25°的再入角采用弹道式再入地球大气层，其最大再入过载为32g，驻点热流密度峰值达到7MW/m2。在下降到约33km高度时，打开锥形减速伞（直径2.03m）；下降到6.7km高度时，按计划主伞（10.5m×3.lm）应打开。然而，由于重力开关装置发生故障，主伞没能打开，返回舱以88.9m/s的速度坠落在尤他州沙漠上，返回舱摔裂变形。

原计划返回舱的地面回收由直升机完成，并实时进行落点预测。由于主伞没能打开，返回舱下降速度过快，直升机未能捕获返回舱。

“起源”返回舱也采用钝锥台外形，直径1.52m，与“星尘”具有相似的气动特性。返回舱（包括降落伞系统）总质量约210kg，防热结构占18%。由于过载大，“起源”的防热大底采用了双层防热结构，外层为碳-碳复合材料，材料密度1800kg/m3，内层为碳纤维隔热材科。倒锥采用SLA-561V材料，防热层胶结在基体结构上。

（3）“阿波罗”载人月球飞船

美国从1961－1972年实施了“阿波罗”载人登月计划，1968年12月21日发射的阿波罗－8执行了人类的首次载人月球轨道任务。1969年5月18日发射的阿波罗－10任务执行了第二次载人月球轨道任务，目的是在月球环境下对飞船全系统进行综合验证，为“阿波罗”载人登月任务做全面的演练。1969年7月－1972年12月，美国向月球发射了阿波罗－11～17共7艘载人登月飞船，除阿波罗－13中途中止任务返回地球外，其余6艘飞船登月成功，将12名航天员送上月面，首次实现了人类对月球的实地考察。

“阿波罗”载人月球飞船采用了半弹道跳跃式的再入返回方式，利用自身滚转控制实现升力方向的控制。指令舱的返回采用了和苏联探测器－6类似的再入策略，由于有更好的气动升力特性（“阿波罗”飞船升阻比系数约为0.3，探测器－6约为0.23），因而“阿波罗”指令舱采用了更大的再入角和更强的升力控制实施再入。与探测器－6相比，“阿波罗”指令舱再入航程更短，着陆精度也更好控制。

阿波罗－11指令舱以11km/s的速度、－6.5°的再入角，从122km处再入大气层。再入后80s左右，再入过载达到最大的6.73g，驻点热流密度峰值约为4MW/m2。高度下降到55km左右时出现了“弹跳”现象，并在再入后256s左右“弹跳”到最高点67km，此后飞行高度一直下降直至开伞着陆。再入航程约为2780km，落点位置为169.15°（W）、13.30°（N），实际落点与理论落点偏差约为50km，地面采用海上溅落回收方式。

美国“阿波罗”飞船的指令舱-服务舱组合体

根据探测器－6和“阿波罗”载人月球飞船的再入返回轨迹的对比可以看出，跳跃式再入有穿出与不穿出大气层两种情况，无论哪种都可以利用大气阻力来实现地球捕获以及返回舱减速。另外，通过升力控制可实现半弹道式再入飞行，达到降低加速度过载峰值和减小落点散布的目的。特别是不穿出大气后的跳跃式再入，由于再入航程相对更短，落点散布也更好控制。

“阿波罗”载人月球飞船由指令舱、服务舱和登月舱三部分组成，飞船长约18m，质量约45t。其中，指令舱是全飞船的控制中心，也是最终携带航大员和月球样品再入返回地球的返回舱。指令舱高3.5m，底部直径3.9m，质量约6t（包括航天员）。指令舱气动外形为大头朝前的球锥，配平飞行时可提供约0.3的升阻比。指令舱烧蚀材料采用石英纤维和酚醛微球加强的环氧酚醛材料AVco 5026-39G，材料密度为497kg/m3。

苏联/俄罗斯的月球探测再入返回

苏联是第一个掌握航天器再入返回技术的国家，也是首个掌握深空无人自动采样返回技术的国家。

苏联的月球计划主要包括“月球”系列和“探测器”系列，其中月球－16、20和24完成了月球自动采样返回，共带回月壤样品335g。1970年9月12日发射的月球－l6，开创了无人探测器自动挖取月球岩石样品并送回地球的先河。

“探测器”系列进行了月球再入返回试验，其中，1968年9月发射的探测器－5是人类首颗绕飞月球并成功返回地球的航天器，采用了简单的弹道式再入，再入过载高达16g，这是载人任务中航天员无法承受的。而1968年11月发射的探测器－6首次实现了深空探测器的跳跃式再入，再入过载减小到7g，为载人任务创造了条件，开辟了深空任务再入返回技术的新途径，具有里程碑意义。

（1）“月球”系列

“月球”是苏联1959－1976年期间发射的无人月球探测器系列，共发射了24个，其中15个获得成功，包括5次采样返回任务，其中3次（月球－16、20、24）获得成功。

用于采样返回任务的“月球”（以月球－16为例）在月面停留26h左右完成采样（采样约110g），在将样品转移到返回舱后，根据地面指令，上升级（包括返回舱与仪器舱）点火从月面起飞，加速到2.7km/s后，发动机关机，开始3天的弹道返回飞行。在距地球约4.8×104km处，返回舱与仪器舱分离。返回舱在120km高度以约11.2km/s的再入速度，采用弹道方式再入地球大气层。经过空气动力学配重，覆盖烧蚀材料的返回舱下部指向飞行方向。在再入过程中，返回舱头部最高温度超过10000℃，过载达50g。当返回舱下降到14.5km处，此时速度约300 m/s，打开漏斗形减速伞（0.5m2）信标。在下降到11km时，其减速伞分离，打开主伞（10m2），同时4个鞭状天线展开，发射机开始工作，随后2个长圆柱气球充气膨胀，以保证返回舱以垂直姿态着陆。

“月球”返回舱采用球台作为气动外形，是直径0.5m的金属球，质量约36kg，其中防热结构约占48%。返回舱外表面覆有石棉热防护涂层和玻璃填充材料，正面部分最厚处达35mm。

（2）“探测器”系列

苏联月球－16返回舱

“探测器”系列是苏联在1964－1970年期间进行的无人深空探测任务，包括探测月球和行星。在1967－1970年期间，苏联利用探测器－4～8进行了月球绕飞再入返回试验，目的是为载人登月做准备。因此，探测器－4～8采用“联盟”（Soyuz）飞船的简化设计，包括服务舱和返回舱。随着美国“阿波罗”计划的成功，苏联载人登月计划最终搁浅。

苏联1968年9月发射的探测器－5是人类首颗绕月飞行并成功返回地球的无人航天器。探测器－5采用了较简单的弹道式直接再入方式，以11km/s的再入速度、－5°～－6°的再入角进入地球大气层。进入大气层后进行了非常陡峭的弹道式下降飞行，在距地面7km高度左右展开了降落伞，并于12min后溅落在印度洋，离最近的回收船105km。探测器－5的再入过程中经受的过载峰值达到16g，如此大的过载大大超过了航天员所能承受的极限。热防护层的温度高达13000℃，落点偏差达到1000km以上。除了过载大，这种弹道式的返回方式使返回舱无法在苏联本土着陆和回收。

为降低再入过载峰值并提高落点精度，苏联1968年11月发射的探测器－6采用了半弹道的跳跃式再入大气方式，第一次再入大气的再入角为－5°～－6°，再入速度为11km/s。由于半弹道式再入气动升力的作用，探测器－6不再像探测器－5那样一直沿非常陡峭的下降轨道飞行，而是先下降到50～60km高度，然后在升力的作用下向上飞行并穿出大气层，经过一段大气层外的弹道飞行后，探测器－6第二次再入大气层，继续以半弹道式模式飞行。当飞行高度下降到7.5km，速度降到200m/s左右时，降落伞系统启动，完成着陆。探测器－6再入过载峰值降低到约7g，落点偏差减小到700～800km。

苏联月球－16着陆器

苏联探测器－5示意图

航天器跳跃式再入示意图

日本“隼鸟”小行星采样探测器

探测器－6采用了全新的再入飞行控制策略，整个再入飞行过程中飞行高度存在明显的起伏变化现象，这种再入策略被称为跳跃式再入。该策略构思巧妙，充分利用大气阻力减速实现了地球捕获。探测器－6第一次再入穿出大气层时飞行速度已由11km/s下降到7.6km/s左右，满足了地球捕获条件，节省了制动减速捕获所需的额外推进剂消耗；另外，利用航天器本身的升力实现了半弹道式再入飞行，较好地降低了再入过载峰值和落点散步。探测器－6开辟了深空飞行再入返回技术研究的新途径，具有里程碑意义。随后的探测器－7和8也采用了同样的再入策略。

“探测器”系列探测器由返回舱和仪器舱组成。系统总质量约5.5t，其中返回舱质量约3.1t，有效容积2.5m3。其返回舱外形采用了与“联盟”类似的大头朝前的球锥外形，再入速度约11km/s，最大再入过载约7g，可在±300～±400km的范围内控制着陆点。

日本的小行星采样任务再入返回方式

日本是继美、俄之后第3个开展月球和行星探测的国家。其“隼鸟”计划是世界首个小行星采样返回任务，任务目标是探测糸川小行星并采样返回。“隼鸟”于2003年5月9日由日本M－V运载火箭发射，2010年6月13日返回，飞行过程历时7年，期间经历了种种故障。

“隼鸟”于2005年11月到达糸川小行星，经过一系列轨道调整和仪器校准，进行了下降操作和实施采样，以及投放“密涅瓦”（MINERVE）微型机器人，但未能成功投放。探测器通过向小行星投掷撞击弹丸，并利用喇叭装置完成了采样。接到地面指令后，轨控发动机点火，探测器进入距小行星10km的圆轨道，进入稳态运行后，向地面发出完成取样的信息，请求返航。接到地面允许返航指令后，氙离子发动机开始工作。2007年7月，“隼鸟”成功脱离小行星轨道，开始返回。2010年6月3日，地面指令氙离子发动机连续喷射，进行再入前的最后一次轨道修正。5日，离子发动机停止喷射。13日，再入舱与探测器分离，滑行3h后再入地球大气层。

“隼鸟”再入舱以12.5km/s的速度、－10°的再入角采用弹道式方式再入地球大气层，最大过载到达25g左右，驻点峰值热流约10MW/m2。当距地面约10km时，降落伞弹出；随后，牵引伞、减速伞、引导伞和主伞相继打开，使再入舱进一步减速。再入舱于当地时间10：00降落在澳大利亚南部伍默拉（Woomera）地区。地面根据再入舱发出的信标信号计算出再入舱的着陆位置，实施回收。

“隼鸟”密封再入舱成功着陆

部分深空探测任务与近地轨道再入返回装置的基本参数

“隼鸟”再入舱采用钝球锥外形，直径约0.4m，长度约0.25m，质量约20kg，其中防热结构约占43%。防热大底和倒锥均采用中高密度的碳酚醛烧蚀材料，材料密度为1400kg/m3。

2 深空任务与近地轨道飞行再入返回的对比

我国是继美、俄之后第3个掌握航天器返回技术的国家，具有丰富的近地轨道返回技术经验。

通过以上对比，可以看出：

1）深空返回与近地轨道返回最根本的区别在于，深空再入返回速度显著增大。例如，月球再入返回速度接近11.2km/s，近地轨道再入速度则为7.6m/s，而行星探测任务再入返回速度将更高。这就使得深空任务返回舱设计时面临诸多问题，其中最主要的是气动过载和气动加热。

2）深空探测返回舱的再入热环境较近地轨道返回舱要恶劣的多，特别是在采用弹道式再入的小型返回舱上尤为突出。为降低探测器大气再入时的总加热量和驻点热流密度的峰值，深空再入返回任务的气动外形一般选择大钝头加倒锥的外形。

3）深空返回任务除了再入速度高，再入过程也与近地轨道返回任务有较大差异。近地轨道返回舱与航天器分离后很快就再入大气层开始减速；而深空返回任务中，返回舱与探测器分离后，要经历一段自由滑行（约3～4h）才能进入大气层，此时返回舱已不具备姿轨控能力。深空返回任务一般采用自旋方式来保证再入前的姿态稳定，设计气动外形时，应尽量使飞行方向与自旋轴重合，同时自旋轴应为最大惯量主轴，以保证返回舱的姿态稳定。

4）采用弹道式直接再入的返回舱在与主星分离后，就无法再进行任何的姿态和轨道调节，对轨道设计、主星的分离释放和地面的落点预报能力有较高的要求。而半弹道跳跃式的返回舱在这些方面则要灵活的多，但其在系统配置和制导控制方案方面则要复杂一些，质量也明显要大得多。

5）从国外实践来看，无人采样返回任务采用了弹道式再入方式，而载人的或为载人准备的深空探测任务则采用半弹道跳跃式再入方式。

6）半弹道跳跃式再入返回舱具有航程机动能力，能够进行航程调整，落点精度较高，已成为载人深空返回任务的基本再入方式。