充气式再入航天器总体方案及关键技术初探

荣成成 左光 陈冲 和宇硕 郭斌 石泳

（北京空间技术研制试验中心，北京 100094）

0 引言

随着航天技术的不断发展，航天器的天地往返任务越来越频繁。传统的再入方式是在再入航天器特定气动外形减速的基础上，以降落伞为核心，并配置着陆缓冲系统和漂浮装置、扶正装置等特定装置。近年来，出现了以充气式再入为代表的新型航天器再入方式[1-4]。

充气式再入是一种在行星大气再入过程中利用充气形成的气动外形，进行防热、减速和着陆减震的再入技术。再入过程中，耐高温的柔性编织物折叠后包裹在再入载荷外围，并在进入大气前充气，形成倒锥外形。充气外形将再入载荷与剧烈的气动加热隔离，并有效地进行气动减速，最终以安全的速度着陆。

与传统的再入方式相比，充气式再入的优点主要是[5-6]：

1）再入载荷外形的设计不再局限于大钝头等气动减速外形；

2）充气式再入技术采用轻质材料，在发射时可以折叠在非常小的容积内，可显著减少质量和体积；

3）充气外形的迎风面积大于传统再入外形，气动加热更低；

4）集成再入过程的防热、减速和着陆减振功能，简化了回收系统的设计。

1 国内外发展现状

1.1 俄罗斯

在1996年发射的“火星96”项目中，俄罗斯参与了充气再入技术的验证[1,7]，这种验证航天器由“拉沃金”（Lavohkin）联合体与欧空局共同设计制造。然而，由于发射“火星 96”探测器的火箭故障而未能脱离地球轨道飞向深空，充气再入技术并未得到验证。原计划中的充气式结构采用俄罗斯新研制的充气再入与降落技术（inflatable re-entry and descent technology，IRDT），在飞行任务的最后阶段展开，然后安全降落到火星地表。设计的IRDT模块主要由气动减速、防热外壳、紧密包装的充气材料和充气系统组成。1998年，俄罗斯与德国宇航局合作，再次启动充气再入技术验证项目，设计并制造了IRDT验证航天器。2000年、2002年和2005年，俄罗斯在欧洲航天局（european space agency，ESA）等机构的合作参与下，进行了三次IRDT的飞行试验。三次飞行试验均未完全成功，但在轨成功地实施了充气展开，积累了大量的数据和经验。图1所示为IRDT的收拢和展开外形。

图1 充气再入与降落模块的收拢和展开外形Fig.1 Stowed and deployed IRDT module

1.2 美国

1989年，美国航天回收系统公司提出了充气式返回航天器（inflatable recovery vehicle，IRV）的方案。该航天器可以存储在有效载荷的内部、外表或环绕有效载荷，可作为载人或非载人有效载荷再入装置。2007年、2009年和2012年，美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration,NASA）分别进行了试验型充气式再入航天器（inflatable re-entry vehicle experiment，IRVE）的飞行试验。IRVE使用“黑雁”探空火箭发射到亚轨道，然后释放。航天器在预定高度充气再入并以遥测信号的方式向地面传回试验数据。飞行试验取得了成功，验证了充气结构、充气设备和防热材料等关键技术以及航天器的展开和再入特性。图2所示为IRVE的展开外形。

图2 试验型充气再入航天器的展开外形Fig.2 Deployed IRVE vehicle

1.3 国内发展现状

在我国，北京空间机电研究所、北京航空航天大学以及国防科技大学等单位也进行了相关的研究工作。北京航空航天大学完成了最大直径为3m，头锥角为90°的充气式再入航天器的原理样机，并开展了相关技术的探索和验证。近年来，北京空间机电研究所对充气式空间站载荷下行系统进行了研究，并完成了充气式展开结构原理样机的研制。图3所示为该充气式展开结构的高塔投放试验。

图3 充气式展开结构的高塔投放试验Fig.3 Test of inflatable deployed structure

2 典型充气式再入航天器总体方案及建模

2.1 充气式再入航天器构型

本文研究的充气式再入航天器方案参考了俄罗斯IRDT的设计先例[8]。航天器总质量在IRDT 130kg的基础上，扩大至300kg；考虑第一宇宙速度8km/s的再入速度；着陆速度与IRDT设计保持一致，为10m/s。航天器头部外形沿用了IRDT的相似关系，并综合考虑气动加热与静稳定性的因素，选择45°的半顶角。

航天器的最大直径可通过着陆速度进行计算：着陆速度随弹道系数的减小而减小，若要求着陆速度不超过10m/s，则弹道系数应小于6[9]。根据弹道系数B的概念：

式中 M为航天器的质量；S为最大截面积；CD为阻力系数，初步假定充气式再入航天器的阻力系数为1.0。通过计算，可得到最大截面积A=50m2，相应的最大截面积处直径约为8m。

根据以上的假设和计算，充气式结构的最大直径为8m，高为4.03m，刚性头锥球半径为0.61m。充气式再入航天器展开状态如图4所示。

图4 展开状态的充气式再入航天器Fig.4 Deployed inflatable re-entry vehicle

2.2 CFD仿真分析

根据2.1节提出的构型，对充气式再入航天器高超声速再入飞行的气动力及气动热进行CFD仿真分析，为弹道、防热及气动外形优化等后续任务提供基础。

2.2.1 网格划分

网格划分作为CFD的前处理步骤，在整个CFD计算中至关重要。计算网格的合理设计和高质量生成是CFD计算的前提条件。按网格点之间的邻接关系可分为结构网格、非结构网格和混合网格三类。非结构网格的优点是能够方便地生成复杂外形的网格，并能够通过流场中大梯度区域的自适应来提高对间断（如激波）的分辨率，使得基于非结构网格的网格划分以及并行计算比结构网格更加直接。但是在同等网格数量的情况下，非结构网格比结构网格所需的内存更大，计算周期更长，而且同样的区域可能需要更多的网格数。本研究涉及的模型为高超声速流体模型，有激波的存在，而且不涉及大规模的计算，对计算周期的约束不大。因此，本文采取非结构网格的划分方式。

本文采用ICEM软件进行网格划分。针对再入航天器对称性特点采用半模方式。此外，外流场区域还需适应激波形状。图5给出了IRDT充气式再入航天器的网格模型。

图5 充气式再入航天器网格模型Fig.5 Grid of inflatable re-entry vehicle

2.2.2 模型求解

本文的求解方法基于密度，并采用了迎风格式和层流模型。再入模式选择较为简单的自旋弹道式再入，并没有配置姿态控制合理的发动机，而是采用质心配置在航天器轴线上，实现 0°配平攻角。在质心位置情况下，0°配平攻角再入稳定性较好，在不考虑落点精度前提下设计相对简单。选取的典型工况，如表1所示。

表1 再入典型工况参数Tab.1 Typical parameters of re-entry

2.2.3 计算结果分析

气动力分析是CFD仿真的一个重要后处理步骤。气动力系数和气动力矩系数的具体定义为

式中 CA为轴向力系数；CN为法向力系数；CL为升力系数；CD为阻力系数；为相对重心的俯仰力矩系数；为相对 z轴的俯仰力矩系数；为轴向气动力；为法向气动力；L为升力；D为阻力；为相对重心的气动俯仰力矩；为相对z轴的气动俯仰力矩；ρ∞和V∞为来流密度和速度；Db为最大直径；为充气式再入航天器的参考面积，一般取值为

本文计算的是0°攻角模型，阻力系数与轴向力系数同值。取最大直径为8m，经计算得CD=0.95。

目前，气动力的数值模拟虽然可以取得较为满意的结果，但对于气动热往往会有较大差异。这是因为在确定壁面摩擦力和热流的速度和温度梯度时存在较大困难。计算得到的热流值不仅随差分格式的精度和耗散性改变，而且还与所采用的边界格式和熵修正方法密切相关。此外，不同疏密的网格计算得到的热流值有时会有量级上的差别。热流计算不准确的原因主要在于上述因素的影响是相互关联的。例如，对不同耗散特性的差分格式计算得到的热流值对网格的依赖不同；相同的差分格式，边界格式不同，计算得到的热流值对网格的依赖也不同。

经过气动热求解，得到外流场温度分布如图6所示。可以看出，温度在激波后突增，驻点处热环境非常恶劣。

图6 外流场温度Fig.6 Temperature of exterior flow field

充气式再入航天器迎风面沿径向的热流密度曲线如图7所示。其中，x=0处为驻点，热流密度达到最大值，需重点考虑防热的相关措施。

图7 迎风面沿径向的热流密度Fig.7 Heat flux of windward side in radial direction

2.3 再入轨道设计

根据充气式再入航天器的总体参数，计算其从国际空间站400km轨道再入的飞行弹道。考虑航天器采用弹道式再入，配平攻角为0°，轴向过载限制不大于20gn。气动阻力系数为0.95。

充气式再入航天器总体参数如表2所示。

表2 充气式再入航天器总体参数Tab.2 Overall parameters of inflatable re-entry vehicle

再入轨道设计结果如下：充气式再入航天器在 380km左右制动减速，进入滑行段飞行。制动后约570s，以弹道式再入方式进入大气层，过载峰值为16.5gn。制动后1 400s，充气式再入航天器到达10km高度，进入伞降飞行段。具体计算结果如下：

1）制动点参数：东经10.975°、南纬24.445°、高度为387.552 km、制动俯仰角为–154.5°、制动偏航角为0°、制动时间为170s；

2）推进剂消耗量为57kg、再入角为–6.612 9°、最大再入过载17.99gn、再入轨道其他特征点参数见表3；

3）再入过载曲线见图8，再入轨迹见图9。

表3 弹道式再入轨道特征参数Tab.3 Typical parameters of ballistic re-entry trajectory

图8 再入过载曲线Fig.8 Re-entry overload curve

图9 再入轨迹曲线Fig.9 Re-entry trajectory curve

根据再入轨道设计结果，制动俯仰角为–154.5°，再入大气分界高度为100km，再入角为–6.6°，再入过载峰值为17.99gn，满足再入弹道设计要求。

3 关键技术

3.1 大尺度柔性结构再入气动特性分析技术

IRDT进入大气边界前已充气展开，形成较大的阻力面。相对尺寸较小的钝头体返回器，IRDT在高空的减速效率很高，延长了80km以上的高空再入时间，使得高空稀薄气体效应的影响变得更为显著。此时飞行速度较高，高空的稀薄流与IRDT大尺度柔性结构相互作用的机理对于IRDT的成败起着至关重要的作用。因此，需要开展稀薄区大尺度柔性体气动特性的分析和研究，建立适用的化学反应和热力学模型，研究化学动力学模型及壁面催化对气动加热的影响，发展考虑高温真实气体效应和稀薄效应的计算方法，给出其对热环境影响的修正带，并获取真实气体、稀薄效应和壁面催化等复杂流动现象对气动特性影响的大小，为设计提供依据。

3.2 柔性热防护材料技术

充气式再入航天器的热防护层应能经受从运行轨道再入的气动力、热载荷。在柔性气密材料外表覆盖或涂覆的热防护层需承受100kW/m2以上热载荷和1 000℃[10]的驻点温度（俄罗斯最初要求材料承受的驻点温度为2 000℃，经IRDT飞行实验测得结果为1 000℃，与美国IRV的预计接近）。此外，还必须质量最小、热防护层确保不会加热至破坏，且热防护材料必须是柔性的，目的是使航天器整个降落期间内保持稳定的外形。综合来说，充气式再入的材料应该满足质量轻、强度高、韧性高、气密性好和在高温下保持材料力学特性的能力。

3.3 布局与折叠包装技术

在充气式再入航天器系统中，充气层由柔性编织物制作而成。它与中心舱体的结合既要考虑充分利用空间使整个回收系统体积尽可能小，又要注重充气展开机构的工作性能以保证足够的可靠性。此外，充气机构的布局将直接影响中心舱体的安放位置以及整体重心，从而影响系统的稳定性和再入轨道。

3.4 充气机构设计

充气机构可通过化学反应或液化气气化的方式产生气体。俄罗斯的 IRDT采用了氦气。氦气是最轻的惰性气体，而且液态氦易于运输和存储，可作为充气机构中可供选择的气体之一。而美国的IRVE采用了氮气。

4 结束语

本文根据充气式再入航天器的设计理念，建立了典型充气式再入航天器的方案及计算模型，并初步研究了航天器大气再入时的气动力、气动热情况和再入轨道。计算表明，对于再入质量为300kg，展开后最大直径为8m的充气式再入航天器，气动阻力系数约为0.95，可满足从国际空间站轨道再入的弹道设计要求；驻点热流密度较高，需重点考虑防热的相关措施。本文最后对充气式再入航天器的关键技术进行了梳理，为后续进一步开展深入研究奠定基础。

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