临近空间与重复使用技术研究

鲁 宇，蔡巧言，王 飞

0 引 言

临近空间是指传统的航天与航空之间的空间区域，一般认为是在距离地面20～100 km之间的空间领域，包括平流层的大部分区域、中间层和热层的部分区域，由于其重要的开发应用价值而受到广泛的关注。重复使用运载器是指可多次往返于地面、临近空间与空间轨道，可完成快速远程运输、快速进出空间等多种任务，并可按需返回地面的航天飞行器。

重复使用运载器实现天地往返飞行或入轨，必须同时满足两个基本条件，即速度条件和高度条件。在速度方面，理论上飞行器需要通过自身主动力推动（即自主）使其速度达到7.9 km/s的环绕速度；在高度方面，通常飞行器需要达到200 km以上的轨道高度。相关研究统计表明，为了达到上述规定的速度和高度，飞行器在20～100 km高度范围内，势能和动能约占整个飞行阶段能量的 60%左右（飞行剖面中能量占比分配示意见图1）。

图1 飞行剖面中能量占比分配示意Fig.1 Example of Energy Ratio during Flight

因此，如何在临近空间，即20～100 km范围内以最少的能量消耗实现稳定飞行，并优化飞行器的速度和高度等参数，成为重复使用运载器设计中的难点。因此，对于重复使用技术的攻关工作，应重点加强临近空间相关技术的研究。通过发展重复使用技术，能够有效降低进入空间的成本，保证和提高可靠性，提升进入空间的能力，支撑空间活动、空间应用和商业航天。

1 重复使用技术发展途径分析[1～4]

重复使用运载器的典型分类方式主要为3种：a）按系统的级数分类，包括多级入轨重复使用运载器和单级入轨重复使用运载器；b）按起降方式分类，包括垂直起飞水平着陆重复使用运载器、垂直起降重复使用运载器和水平起降重复使用运载器；c）按所采用的动力形式分类，包括火箭动力重复使用运载器和组合动力重复使用运载器。无论哪种方式，都在技术驱动上受到低成本、高可靠要求的约束和牵引。

总体来看，重复使用运载器按照升力式火箭动力重复使用、组合动力重复使用、传统运载火箭构型重复使用3条技术路径同步开展研究，典型代表如美国国防高级研究计划局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）提出的升力式火箭动力重复使用运载器 XS-1、洛·马公司研制的组合动力飞行器SR-72以及SpaceX公司的法尔肯-9运载火箭等，如图2所示。

图2 重复使用运载器典型代表Fig.2 Example of Typical Reusable Launch Vehicle

1.1 国外发展情况分析

1.1.1 传统运载火箭构型重复使用技术

国外发展最为成功的是美国 SpaceX公司的法尔肯-9运载火箭[5]。自2011年开始，SpaceX公司开始发展运载火箭垂直回收与重复使用技术。2017年，SpaceX公司的法尔肯-9火箭共执行了18次发射任务，几乎占美国总发射次数的2/3，尤其是发射国防部军事卫星和空军秘密载荷 X-37B，打破了联合发射联盟公司对于政府军事载荷发射的垄断。在18次发射任务中，有14次尝试回收一子级并全部取得成功，一子级回收已经常态化。2017年3月30日，该公司首次利用回收的一子级成功实现火箭复用，全年采用复用一子级执行发射5次，占比接近1/3。

SpaceX公司通过法尔肯-9运载火箭的多次回收试验的探索，验证了垂直起降相关关键技术，同时利用回收火箭再次进行发射，进一步降低了发射成本，在国际商业发射市场上获得了应用。

图3 法尔肯-9运载火箭示意Fig.3 Falcon-9 Launch Vehicle

1.1.2 升力式火箭动力重复使用运载器

国外的典型代表是美国的XS-1和X-37B。为弥补进入空间基础级能力不足，美国DARPA于2013年提出试验性太空飞行器（XS-1）项目。XS-1可视为美国空军军用空间飞机系统（Military Space Plane，MSP）的亚轨道运输飞行器技术验证机，旨在验证快速响应、廉价进入空间的相关核心技术，未来可实现有效载荷低成本发射，同时可用作高超声速研究平台。其主要技术指标包括：10天10次飞行、最大飞行速度Ma=10；单次任务 500万美元；拟构建多任务载荷高峰发射能力。2017年5月24日，DARPA宣布选定波音公司作为主承包商。目前，该项目处于第 2阶段，计划在2019年完成技术验证机研制、地面试验；第3阶段在2020年完成12～15次飞行试验。

X-37B是美国空军军用空间飞机系统的空间机动飞行器（Space Maneuver Vehicle，SMV）技术验证机，能够在轨长期驻留并具有机动变轨、离轨返回能力，可重复使用。X-37B计划目的是：“对可重复使用空间飞行器技术进行在轨试验，降低风险，作为重复使用的轨道试验平台，用于支持长期的太空发展计划”。X-37B外形示意如图4所示。目前，X-37B已经完成4次飞行试验，最长在轨时间717天。

图4 X-37B外形示意Fig.4 X-37B Configurtaion

1.1.3 组合动力重复使用运载器

国外针对组合动力重复使用运载器技术开展了多种方案研究，包括国家空天飞机（NASP）、X-43A、X-51A、SR-72、云霄塔等。国家空天飞机计划是一项组合动力单级入轨飞行器发展计划，外形示意如图 5所示。从1986年2月开始实施，原计划在90年代研制出能在常规跑道上水平起落、单级入轨的高超声速试验型空天飞机（X-30），设想将运输费用降至航天飞机运输费用的5%。由于超燃冲压发动机技术迟迟得不到突破，投资额33亿美元的NASP计划于1995年被迫取消，但它为美国高超声速技术发展奠定了基础。

图5 国家空天飞机示意Fig.5 National Aerospace Plane（NASP）

NASP计划终止后，为弥补超燃冲压发动机技术短板，美国相继开展了X-43A、X-51A等计划，分别实现了 Ma=7～10氢燃料、Ma=5.1碳氢燃料超燃冲压发动机的有动力飞行，之后确定了“高超声速导弹、高超声速飞机、空天飞行器”“三步走”技术路线（见图 6）。

图6 “三步走”技术路线示意Fig.6 Three-step Technical Routine

2013年，洛·马公司开始SR-72高超声速飞机研究。SR-72是一种以涡轮基组合发动机（Turbine based Combined Cycle，TBCC）为动力、设计巡航速度Ma=6、飞行高度30 km内的高超声速飞行器，可以在短时间内快速抵达全球任意空域，执行情报、监视、侦察和打击任务。SR-72的缩比尺寸验证机计划于2018年开始工程研制，而SR-72高超声速飞行器有望在2030年服役。

云霄塔（SKYLON）是英国喷气发动机有限公司于1994年提出的一种水平起降、单级入轨的空天飞行器[6]，目前已取得预冷器技术突破，证明发动机原理可行。计划2019年开展动力验证飞行器的地面静态试验和飞行试验。云霄塔飞行器见图7，机体长约85 m，翼展约25 m，对称安装2台佩刀发动机，起飞质量为325 t，运载能力为15 t/300 km LEO。

2015年4月，美国空军研究实验室确认了佩刀发动机的技术可行性，但同时认为，基于佩刀发动机的云霄塔水平起降单级入轨飞行器在短期内仍存在较大技术风险，宜作为更远期的发展目标。因此美国空军研究实验室与美国SEI公司合作，开始着手研究两级入轨等风险更低、周期更短的佩刀发动机应用方案。2016年9月，美国空军研究实验室在AIAA会议上公布了基于佩刀发动机的两级入轨应用方案，该方案提出将佩刀发动机应用于两级入轨的第1级，降低了佩刀发动机的使用要求，由单级入轨转到两级入轨更有利于实现工程应用。

图7 云霄塔飞行器示意Fig.7 SKYLON Aircraft

1.2 国外发展趋势分析

归纳国外重复使用技术，具有以下发展趋势：

a）重复使用运载器近期重点聚焦两级入轨方案，同时开展单级入轨方案探索；

b）火箭动力是发展重复使用运载器的首选推进方式，已进入系统级集成演示验证阶段；

c）组合动力重复使用运载器处于概念研究阶段，突破吸气式组合动力技术是首要关键；

d）重复使用运载器方案主流采用升力式水平着陆、垂直起降方式是商业化模式之一。

2 传统运载火箭构型重复使用技术

2.1 技术特点分析

基于传统运载火箭构型的重复使用技术，采用火箭动力发动机，现阶段技术成熟度较高，对于运载火箭总体设计变化相对较小。传统运载火箭构型重复使用按不同的回收方式，可以分为伞降回收和垂直返回两种主流方式。

在伞降回收方面，运载火箭的子级返回段利用降落伞进行减速，最终实现陆地、海上或者空中回收。目前，在运载火箭回收的各类方案中，该方案的技术成熟度最高，运载能力损失较小。在垂直返回方面，运载火箭的子级返回段利用主发动机重启进行反推减速，同时利用高精度控制手段，实施陆地或海上平台精确着陆回收。SpaceX公司的法尔肯-9火箭主发动机隼 1D液氧煤油发动机是燃气发生器循环的泵压式发动机，具备大范围推力调节能力与多次启动能力，法尔肯-9火箭实现了15次一子级垂直回收，一子级回收已经常态化，但为了满足垂直返回需求，需要预留部分推进剂，导致运载能力损失较大，据测算法尔肯-9火箭执行GTO任务时一子级回收会损失40%左右的运载能力，垂直返回未来能否实现发射成本大幅降低还需进一步验证。

2.2 技术难点分析

传统运载火箭构型的重复使用根据回收方式不同，其技术难点主要聚焦在伞降回收系统设计、垂直返回高精度控制、垂直返回发动机大范围深度推力调节等方面。

a）伞降回收大型群伞和大型缓冲气囊技术。

伞降回收方式的主要技术难点体现在大型群伞技术和大型缓冲气囊技术两个方面：一方面，主伞系一般由多具主伞组成，每具伞名义面积约为1000 m2。由于群伞系统存在开伞不同步现象，可能导致开伞载荷分配存在很大不均匀性、减速效果差、结构破坏等后果；另一方面，陆上着陆时需要采用缓冲气囊进行着陆缓冲，每个缓冲气囊充满后体积可达几十立方米，缓冲气囊对于伞降回收至关重要，直接决定了一子级着陆缓冲性能、回收系统的总质量和总体积；同时，还可能存在气囊本身材料强度的问题。

b）垂直返回高精度控制技术。

为了确保运载火箭子级能够以稳定的姿态、按照预定的轨迹飞回预定的降落场，需要开展垂直返回高精度控制技术研究，关键技术点包括在线轨迹规划技术、高精度姿态控制技术等。该项技术涉及到运载火箭子级返回段的任务规划、弹道、姿控以及导航制导等多个专业，同时由于飞行任务复杂、干扰大且不确定性因素多，运载火箭子级热流、过载等边界约束苛刻，对于子级落地精度要求高等特点，垂直返回控制技术具有较大的难度。

c）垂直返回发动机大范围深度推力调节技术。

运载火箭子级在垂直返回过程中，由于其推进剂已基本耗尽，子级重量较低，为保证子级在下降过程中过载的要求，需要发动机具备大范围深度推力调节能力，通过设置调节阀实现。与现有的固定推力或小范围变推力发动机相比，具有大范围推力调节能力的发动机的研制难点体现在调节元件多，喷注器、再生冷却身部、涡轮泵等关键组件工作范围广，调节控制规律复杂等方面。

d）垂直返回着陆支撑技术。

着陆支撑是运载火箭子级垂直返回过程的最后一个步骤，也是决定垂直回收成功与否的关键所在。运载火箭的着陆支撑技术的主要难点体现在缓冲装置设计、着陆支撑机构构型优化和着陆支撑机构展开锁定等，是确保子级安全回收的重要环节。

e）运载火箭二子级返回气动外形设计与防热技术。

为了实现运载火箭二子级再入返回，需要具备特定的气动特性或特殊的减速措施，以满足二子级再入弹道、控制和防热等需要。传统的运载火箭均为圆柱体构型，因此必须开展气动外形优化设计来满足再入要求，实现安全可靠的回收。其中，由于二子级轨道再入返回速度高，防热是需要解决的关键问题之一，主要涉及热环境设计与预示、高效防隔热、动静热密封等问题。现阶段，考虑二子级再入返回防热系统以及需要预留的推进剂重量，实现二子级回收可能造成的运载能力损失超过约40%。

3 升力式火箭动力重复使用运载器技术

3.1 技术特点分析

升力式火箭动力重复使用运载器在宽速域和大空域飞行。一方面，速度变化剧烈，变化范围一般为Ma=0～28，并会在短时间内经历高超、超、跨、亚声速飞行；另一方面，飞行空域跨度大，飞行高度一般为0～200 km，涵盖临近空间范围；空域跨度大导致飞行器攻角变化范围大，约为-10～40°；空域跨度大还会导致大气密度变化剧烈，飞行器需要经历自由分子流区、过渡流区、连续流区，其中在临近空间主要经历过渡流区、连续流区。

针对临近空间范围，升力式火箭动力重复使用运载器攻角经历了上升段负攻角到再入段大攻角，再到平滑滑翔阶段的大范围变化。同时飞行器承载特性复杂，上升段承受轴向过载，返回段承受法向过载，如图8所示。

图8 过载随时间变化曲线示意Fig.8 Example of Overload Varies with Time

3.2 技术难点分析

升力式火箭动力重复使用运载器的技术难点主要涉及气动力热、飞行控制、轻质高强结构、重复使用评估等问题。

3.2.1 天地往返气动力热技术

升力式火箭动力重复使用运载器在大空域、宽速域飞行，航迹复杂，其气动布局设计包括机身布局和控制舵面布局两个方面。机身布局方面，通常采用翼身组合体或翼身融合体。控制舵面布局方面，需要考虑采用单垂尾、双外倾垂尾、翼尖垂尾、垂尾后缘方向舵、全动舵、无方向舵、机翼后缘舵、体襟翼等多种方式。对于升力式火箭动力重复使用运载器而言，提高飞行器升阻比的要求往往与降低热流密度的要求相互矛盾，如图9所示。

图9 气动布局设计难点Fig.9 Challenges in Aerodynamic Configuration Design

此外，为实现天地往返运输，升力式火箭动力重复使用运载器需兼顾高速再入返回与低速进场着陆、大攻角与大机动、稳定性/操纵性和舵效匹配等难题。上升段峰值热流约为50 kW/m2，再入过程中大攻角减速无动力飞行，热流增长到500 kW/m2以上，中低热流、高焓、重复使用等特性会带来防热、控制等一系列难题。

3.2.2 天地往返飞行控制技术

由于升力式火箭动力重复使用运载器通常采用翼身组合体布局，在临近空间机动飞行时，其俯仰通道、滚转通道、偏航通道三者存在强耦合关系，飞行全程面临大范围攻角变化及大热流、变载荷、复杂力学环境、不确定性控制等多约束条件，实现全程稳定控制是其面临的一大技术挑战。

在上升段面临的主要问题有：a）由于采用面对称布局，风干扰明显、起飞漂移量大；b）由于质心大范围变化，质心位置纵向变化的同时，存在较大的横向移动；c）控制需求方面，由于飞行器气动干扰严重，需要发动机和舵面联动控制，大动压区气动舵面铰链力矩较高。

在返回段面临的问题主要包括：a）稳定性问题，飞行器纵向静不稳定度高，造成大攻角阶段舵面难以配平；b）耦合问题，对于面对称体布局，偏航和滚转耦合严重、舵效干扰明显；c）控制能力问题，飞行器再入段气动舵面持续出现大舵偏状态，铰链力矩峰值高；d）执行机构问题，飞行器所采用的大推力反作用控制系统（RCS）对于气动特性影响明显。

3.2.3 轻质高强结构技术

升力式火箭动力重复使用运载器的起飞重量中，以推进剂重量为主，但进一步提高运载能力，降低结构系数，是重复使用、提高效率需要解决的难题之一。对于以液氧煤油发动机为主动力的重复使用运载器，其真空比冲一般为3350 m/s左右，即使结构系数降到0.10，也无法实现单级入轨。对于以氢氧火箭发动机为主动力的重复使用运载器，其真空比冲一般为4450 m/s左右，结构系数需降至0.12以内，才能实现单级入轨。但是，将重复使用运载器结构系数降至0.12极其困难。因此，为了在远期实现单级入轨，必须开展轻质高强度结构技术研究，以显著降低运载器结构系统。

轻质高强结构技术面临的主要问题有：a）载荷工况复杂，上升段承受轴向载荷，返回段承受法向载荷；b）冷热结构匹配困难，飞行器内外温差高达上千摄氏度；c）低温贮箱与常温结构连接方案复杂，低温、增压、过载引起连接匹配困难；d）高装填比紧凑结构布局，系统众多、空间紧张、总装流程复杂等。

为了实现降低结构系数，可以通过优化贮箱结构和优化主承力结构两个方面实现。对于贮箱结构，采用先进铝锂合金，相对铝合金结构重量可下降10%～15%。此外，采用复合材料可进一步降低结构系数，但复合材料低温贮箱难度极大。对于主承力结构，采用全复合材料，相对铝合金结构重量可下降15%～40%。现用石墨-环氧树脂材料的耐温能力达180 ℃，聚酰亚胺、双马基等材料可提升耐温能力至200～300 ℃，能够进一步降低防热层厚度。

3.2.4 重复使用评估问题

升力式火箭动力重复使用运载器的重复使用评估也是制约其发展的关键点之一。对于一架飞行器实现多次飞行，目前尚未建立完善有效的重复使用设计准则与标准，缺乏重复使用飞行器评价体系，面临如何精确评估是否具备再次飞行条件的挑战。缺乏热防护材料以及轻质结构重复使用的工程化应用技术、可重复使用性能评价与标准，在金属及复合材料结构耐久性机理及评价方法以及热防护系统在高温、强氧化、复杂动力学等环境下的可重复使用特性评估、返场维修的无损检测等面临技术挑战。同时，还缺乏火箭发动机高温组件热结构疲劳寿命评估、快速检测评估与维修维护方法，火箭发动机能否再次飞行的评估面临挑战。

对于火箭发动机而言，要实现快速响应、重复使用，须满足长寿命、推力大范围调节、多次启动、快速检测维护等要求，而现有的火箭发动机设计、研制及试验体系均采用一次性设计理念，若要向重复使用方向发展，尚需解决高可靠长寿命涡轮泵、燃烧室冷却、发动机空中预冷及返回后快速检测维护等问题。

对于重复使用热防护而言，作为火箭动力重复使用运载器的核心关键，主要涉及高效防隔热、动静热密封、快速检测装配等问题。为了保证飞行器原始气动外形和再入返回阶段精确控制，必须实现非烧蚀条件下的超轻质防隔热和动静热密封设计。同时，目前陶瓷瓦已接近工艺极限，超轻质薄层重复使用热防护设计具有极大挑战。

4 组合动力重复使用运载器技术

4.1 技术特点分析

组合动力技术是将涡轮、火箭、冲压多种先进动力进行有机融合形成一种新型动力，能在宽广的飞行包线内为飞行器提供所需动力，主要有 3种组合方式（见图 10）：第 1种是火箭发动机与冲压发动机的组合，称之为火箭基组合发动机（RBCC）；第2种是涡轮喷气发动机与冲压发动机的组合，称之为涡轮基组合发动机（TBCC）；第3种是涡轮喷气发动机、冲压发动机、火箭发动机三者组合，称之为三组合发动机（Trijet）。对于TBCC而言，其难点在于解决Ma=2～3之间的推力鸿沟问题；对于RBCC而言，其难点在于解决 Ma=0～2的火箭引射推力增益不足问题。佩刀发动机创新地采用氦气工质作为第三流体循环，通过预冷空气和高压比压缩，使火箭推力室能用空气作为氧化剂，从而使发动机具备吸气和火箭两种工作模式，解决了“推力鸿沟”与“引射增益不足”问题，是组合动力应用于重复使用运载器的一条有效途径。目前，组合动力技术发展正在尝试多种途径解决重复使用运载器应用存在的问题。

图10 组合动力发动机的不同组合方式Fig.10 Different Combinationsof Combined-Propulsion

组合动力发动机优势在于如何充分利用大气，减少氧化剂携带量。其最佳工作范围为大气稠密的空间，约为0～30 km，而30 km以上组合动力发动机需自身携带氧化剂和燃料，与火箭发动机完全相同。天地往返要达到200 km以上的轨道高度，30 km以上大气密度下降至1%，主要依靠火箭动力实现推进。30 km以下能量占比约20%～30%，组合动力的优势主要体现在此区间。

将组合动力发动机应用于重复使用运载器，需充分利用大气，延长组合动力发动机在大气中的飞行时间，将飞行器的速度增加到一个“极值”。目前来看，较多的总体方案是将组合动力应用于两级入轨重复使用运载器的一子级，一、二级的分离点高度通常为25～30 km，分离点速度通常为Ma=6～10。

4.2 技术难点分析

组合动力重复使用运载器的技术难点主要涉及总体/推进一体化设计、不同动力之间的协调匹配、大范围进排气技术、组合动力飞行器机体结构/防隔热/动力一体化等方面。

a）总体/推进一体化设计技术。

对于组合动力重复使用运载器，机身/推进需进行一体化气动布局设计，以满足推阻匹配、高升阻比和操稳特性等要求，但因机身与发动机耦合严重，因此一体化气动布局设计需反复迭代，确定最优总体方案。气动力热预测技术需准确，以满足总体对弹道、姿控、结构、热防护等系统的要求，但涉及层流、湍流、转捩等复杂流动，还涉及内流与外流耦合，数值模拟与风洞试验方法均有各自待解决的问题。气动热弹性与载荷分析技术难度大。合理确定激励源及其性质、大小和规律、动载荷建模，以及热环境下的非定常载荷及其在结构上的载荷响应均是难点。

b）不同动力之间的协调匹配问题。

组合动力将高推重比的火箭发动机、高比冲性能的冲压发动机以及极高比冲的涡轮发动机通过不同方式组合在一起，并引入空气预冷等技术拓宽吸气式动力模式的工作区域，实现不同动力模式的有机结合，因此需要解决不同动力之间的协调匹配问题。

c）大范围进排气技术。

组合动力发动机进气道要求在总体外形的约束下，在较宽的飞行包线内具有良好的启动特性、较高的流量系数与总压恢复系数、良好的出口流场品质以及抵抗燃烧形成高反压的能力，而与此相关的进气道的波系配置、激波/激波干扰、激波/边界层干扰、边界层转捩、流动分离控制、隔离段内激波串非定常流态等尚未完全认识清楚。尾喷管设计的主要难点在于气流膨胀程度的控制以及宽马赫数范围综合性能的兼顾。因此，组合动力发动机大范围进排气技术主要涉及具有大压力梯度特性的粘性流动、非平衡流动反应，以及排气系统内外流热态试验模拟等复杂问题。

d）组合动力飞行器机体结构/防隔热/动力一体化。

对于组合动力重复使用运载器，严重的气动加热环境和质量、容积等条件的制约，对飞行器机体结构与热防护系统提出了严峻挑战，其设计必须坚持高度一体化思想，即材料与结构的一体化、结构与热防护系统的一体化、结构与动力系统结构的一体化、结构与气动外形设计的一体化。此外，对高温结构材料的耐温极限、耐久性、高温氧化和复杂载荷条件下的轻质强韧化性能，对高温防隔热材料的轻质耐高温、高效隔热提出了苛刻要求；热结构仿真与分析技术也因高温冲击效应、高气动载荷、高噪声载荷以及强振动等外部环境变得更加重要。

5 发展重复使用技术面临的挑战

综合分析上述 3种技术途径所面对的技术难点[2,3]，梳理重复使用技术发展面临的挑战，面向未来重复使用技术发展需重点解决的问题主要包括：重复使用航天运输系统总体技术、大空域全速域气动力热特性精确预示技术、重复使用航天推进技术、基于人工智能的自主控制技术、先进高效重复使用热防护与热管理技术、轻质结构材料与制造工艺技术、地面试验与验证技术、检测维护与全寿命周期健康管理技术8个方向，这些难题和挑战需要持续开展技术攻关，寻求解决途径。

a）重复使用航天运输系统总体技术。

基于多次重复使用航天运输系统总体技术，未来将依托于先进动力、人工智能、超材料等前沿科学技术，实现对不同任务剖面飞行环境的自适应，具备自由进出空间、多次往返飞行能力。面临的难点包括：高集成度、高可靠、多学科耦合总体一体化优化问题；重复使用设计标准规范及重复使用性能评估方法与验证问题；高超声速飞行器智能变构型问题；自主能源管理问题。

b）大空域全速域气动力热特性精确预示技术。

现代空气动力学虽经百年发展，仍存在诸多基础科学问题，如湍流与转捩问题、流动分离与再附问题、高温/稀薄等多物理效应及其耦合影响、激波/边界层干扰、湍流燃烧等。重复使用飞行器将经历组合体垂直（或水平）起飞、高速级间分离、在轨运行、高速大攻角再入、能量管理和无动力自主进场着陆等飞行阶段，飞行剖面遇到的气动问题几乎涉及到上述提到的所有空气动力学学科的疑难问题。同时，飞行器的可重复使用也将对气动研究带来新的问题与新的技术挑战。面临的难点包括：飞行器总体/结构/动力耦合气动布局综合优化问题；天地差异性和天地一致性问题；高超声速复杂多物理效应强耦合流动机理及预示问题；高超声速边界层转捩及湍流效应形成机理及热环境复杂物理效应作用机理问题。

c）重复使用航天推进技术。

依托先进材料、智能制造、大数据与故障检测等科技发展成果，将现有航天动力从一次性拓展到重复使用，从单一模态发展为火箭、涡轮、冲压多模态融合是航天推进技术的重要发展方向。重复使用航天推进技术具有高可靠、长寿命、多次点火、推力调节等功能以及全寿命周期易维护等特点。面临的难点包括：液体火箭发动机深度节流与重复使用技术；协同控制吸气式组合循环动力技术；自主在线诊断与控制律重构的智能火箭发动机技术；新概念推进与新型推进剂技术；重复使用航天动力的先进材料和智能制造技术等。

d）基于人工智能的自主控制技术。

基于人工智能的自主控制技术以环境及模型辨识、强化学习、智能规划与决策、动态重构调度等技术为核心，以智能演化系统为实现平台，解决天地往返飞行器全任务剖面下的智能自主化飞行控制，应对复杂故障条件的智能、最大限度地确保任务完成度。面临的难点包括：基于自主辨识与强化学习的制导理论与方法问题；自主任务规划与决策问题；适应“快时变、强非线性、强耦合”控制对象特点的先进控制理论和控制方法；智能演化硬件与动态重构调度技术等。

e）先进高效重复使用热防护与热管理技术。

超轻量化、可重复使用热防护是天地往返飞行器的重要基础，是决定飞行器“回得来”的关键技术。热防护与热管理对飞行器热量进行控制和统一分配管理，是决定其他系统能否正常工作的使能系统。面临的难点包括：超轻质可重复使用高温非烧蚀热防护技术；热防护重复使用性与维护性问题；综合优化的主动热防护问题；冷热源综合利用及集成式热管理技术等问题。

f）轻质结构材料与制造工艺技术。

重复使用飞行器空天跨域飞行，多次重复使用，在任务剖面内将承受主动段大过载载荷、大梯度交变温度载荷、粒子撞击及电磁辐射以及再入气动力热、高频噪声的耦合作用，还要承受着陆冲击载荷环境等“天-空-地”复杂耦合载荷环境作用，使得轻质高效的结构材料与制造工艺技术突破还面临着重大技术难题。主要包括：低频次疲劳可重复使用飞行器结构完整性评估问题；耐高温、高性能、高韧性、多功能一体化复合材料问题；超大尺度可重复使用冷热结构一体化设计与制造技术；自检测、自适应、自修复及仿生结构材料问题；石墨烯、超材料等新材料体系制备及应用问题等。

g）地面试验与验证技术。

地面试验与验证作为飞行器研制过程中的重要环节，如何提高地面试验验证的有效性，缩小天地一致性差异，有效揭示和获得极端服役环境下结构力热耦合机理、动力学特性、失效模式、飞行稳定性、可靠性，以及对天地往返飞行器的重复使用性能进行分析，成为需要迫切攻克的技术难题。面临的难点包括：力/热/氧/低气压综合环境试验模拟技术；先进测试技术与智慧试验技术；跨域飞行气动性能地面预示与天地一致性试验评估；全剖面飞行过程地面动态模拟试验技术等。

h）检测维护与全寿命周期健康管理技术。

检测维护与全寿命周期健康管理技术是检测与维修诊断的一种革新技术，它的引入能够了解和预报故障何时发生，对全系统健康状态进行评估。它利用先进传感器与底层程序采集系统的各种数据信息，经过智能的数据分析与融合后，采用智能推理算法对故障进行诊断、定位与隔离，评估运输系统的健康状态，在系统故障发生前对故障进行预测，结合诊断与预测信息以及可用资源，对维修活动做出适当规划与决策，触发地面保障系统实现视情维修、快速维修保障。面临的难点包括：多源信息感知与融合问题；故障智能诊断与自主重构问题；智能故障预测与健康评估问题；智能化在线故障诊断及全寿命周期健康管理技术高精度智能传感器设计与布局优化问题等。

6 结束语

围绕临近空间和重复使用技术，现阶段国内外均开展了大量研究，取得了大量研究成果。但是，为了进一步支撑重复使用运载器未来的发展，还需要持续针对天地往返前沿性问题深入开展技术攻关工作，以满足未来低成本、高可靠、大规模重复使用天地往返的需求。

临近空间技术作为重复使用进出空间能力的重要支撑，受到许多国家的重视，加快推进临近空间与重复使用运载器技术融合发展，将显著提升中国自由进出空间的能力，有力支撑未来空间站建设、载人登月登火、深空探测等任务，推动未来航天运输的革命性发展，并对未来人类生活方式产生深远的影响。

[1] 鲁宇. 重复使用运载火箭技术进展与展望[J]. 导弹与航天运载技术,2017(5)： 1-7.

Lu Yu. Progress and prospect of reusable launch vehicle technology[J].Missiles and Space Vehicles, 2017(5)： 1-7.

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