國外載人航天器月地返回再入飛行的再入約束與選擇策略

1行人月地返回再入載人機場的返回和質量分析技術是載人機場的一項重要技術之一，自20世紀60年代以來，已獲得相關研究的投資和應用開發。20世紀70年代,美國實現了載人登月返回,蘇聯僅成功實施了無人飛船繞月飛行并返回。我國經過多年發展,已掌握了近地軌道載人航天器返回與回收技術,成功完成多顆返回式衛星、多艘載人飛船返回與回收任務。近年來,隨著月球探測逐漸成為世界各國載人航天活動的重要發展方向,第二宇宙速度載人月地返回再入成為載人航天飛行研究的重大問題。載人探月飛行任務的返回再入區別于近地軌道載人飛行返回,具有以下特點:(1)月地返回飛行再入速度接近第二宇宙速度,約為11km/s,給其再入走廊設計和再入飛行器氣動力、熱防護設計等方面帶來更嚴峻的挑戰。(2)針對載人飛行任務,在考慮乘員系統支持的時間限制以及應急救生等需求的情況下,飛船要具有任意月球赤緯條件下返回的能力。(3)與近地軌道返回相比,航天員要承受更為嚴重的再入過載環境。(4)月地返回窗口受月球赤緯、月地轉移時間、再入角、返回再入航程、測控條件和地面著陸區設置選址的影響。針對上述特點,本文首先介紹了國外載人探測月地返回的相關工程概況,梳理出其工程實踐經驗,而后,針對前述載人月地返回的任務特點,開展載人航天器月地返回再入問題初步分析,以供后續載人探月及載人深空探測返回再入研究參考。2國外的載人正在研究月地質恢復的相關經驗2.1探測器號繞月飛行1963年,蘇聯制定了包括實現載人登月的月球探測計劃,計劃序列依照俄語中“月球”(Луна)一詞,用拉丁字母“L”來標記,包括L1繞月飛行計劃和L3載人登月計劃。1964-1970年間,蘇聯實施了無人探測器繞月飛行的L1計劃,使用的繞月飛船稱為探測器(Зонд,Zond)號。探測器1號飛往金星,探測器2號飛往火星,探測器3號飛往月球并試驗了用于火星任務的設備,從探測器4號開始作繞月飛行。探測器號飛船為兩艙結構,從聯盟號(Союз)飛船方案衍生而來,其研制工作與聯盟號飛船同步進行,如圖1所示。探測器號質量為5400~5800kg,長度為5m,直徑為2.72m,計劃搭乘2名航天員,安裝有兩個2m×3m的太陽電池翼,內部儀器面板針對繞月飛行任務進行重新設計,返回艙防熱結構加厚,用以適應月地返回第二宇宙速度高速再入的熱防護工況,返回艙頂部加裝了遠距離通信測控的碟形天線。因為飛船沒有軌道艙,在空間維持2名航天員完成6天的任務相當緊張。L1典型的任務是由質子號火箭將探測器號送上停泊軌道,當第一次向北穿越地球赤道時,質子號上面級(D級)點火,把探測器號飛船送往月球,沿自由返回軌道從月球背面繞出后返回地球,進入相對狹窄的再入走廊,完成彈跳式再入回收。當時提出的設計原則是:必須進行4次成功的不載人月球飛行(或模擬月球飛行)后,才可執行載人探月任務,在技術上為載人探月飛行的L3計劃鋪平道路。根據蘇聯航天在20世紀60年代的測控條件和飛船能力,探測器號飛船進行繞月飛行的約束條件為:(1)飛船飛向月球和月地返回時,月球最好在地球北半球上空,以利于飛船與蘇聯境內的測控站實現通信,也即月球赤緯為正。(2)從地球上看,地球、月球和太陽依次近似在一條直線上,探測器號必須在新月的第24~28天到達月球。(3)地月轉移前,飛船停泊軌道必須和月球軌道在同一平面內。(4)飛船返回有兩種再入軌道方式,一是從北半球返回,再入過程完全處于蘇聯測控網的測控范圍內,但是過長的再入航程,使得飛船要飛到印度洋,在海中濺落,當時蘇聯必須建立一支有足夠規模和能力的海上搜救船隊;二是飛船從南半球印度洋上空返回,在此情況下,僅依賴地面測控,會在很長的弧段中失去與飛船的聯系,但是可以返回哈薩克斯坦的著陸場,有利于回收。月球赤緯為正的窗口條件下,為返回哈薩克斯坦的回收場,要選擇合適的航程,需以高傾角軌道再入,這也意味著多數飛行任務的再入點在南極洲上空。蘇聯繞月飛行計劃一年中僅有約6個發射窗口,每個窗口相距約1個月,并且窗口僅有3天。1969年,蘇、美登月競賽進入高潮時,在1月至7月間,因沒有最佳發射窗口,蘇聯向非月球的其他方向發射了探測器號飛船,主要目的是通過大橢圓軌道驗證飛船導航系統、測控系統和再入走廊設計。探測器號飛船共進行了12次發射,其中幾次由于運載火箭系統故障而導致發射失敗,主要的飛行概況如表1所示。在探測器號的繞月返回任務中,飛船研制經歷了幾次失敗,通過不斷完善設計,無人探測器7號和探測器8號取得成功,至后期基本具備了載人繞月飛行的能力。但是多次任務失敗,表明長航程跳躍式再入飛行在技術成熟度上具有一定風險。1969年美國阿波羅(Apollo)載人飛船成功登月后,蘇聯的探月計劃進行巨大調整,基于政治和技術的綜合權衡,最終沒有實施載人繞月飛行任務。蘇聯/俄羅斯回收著陸場位于拜科努爾東北,東經66°~74°,北緯46°~52°,面積約40萬平方千米,利于地面搜救回收。綜合分析認為,探測器號返回艙的升阻比為0.2左右,可實現最大約9000km的再入航程并在陸地上回收。2.2重復使用再入/短場特征阿波羅飛船月地返回任務的著陸場在太平洋,橫跨北緯40°~南緯40°,落點精度較高(歷次任務落點偏差均在18.5km內)。歷次任務中每次落點位置不同且差別較大,這是由飛船返回時刻的月球赤緯不同且再入航程限定所導致的。阿波羅飛船再入速度10.97km/s,每次返回基本都將航程限制在3000km以內,采用半彈道躍升式再入,躍起高度約80km。飛船再入航程較短,其目的是使航天員過載處于能夠承受的范圍內,以盡量短的時間完成返回再入,降低風險,同時保證較高的落點精度。阿波羅飛船月地返回再入情況統計如表2所示。2.3返回艙表面救援材料(1)月地返回飛行,再入速度接近第二宇宙速度,為應對再入飛行器氣動力、熱防護設計等方面的嚴峻挑戰,均采用了半彈道再入方式,同時加強了返回艙表面防護材料設計。(2)為了使飛船具有在任意月球赤緯情況下返回的能力,探測器號通過增加再入航程進而返回蘇聯境內著陸場的技術方案,而阿波羅飛船采用固定航程、拓寬著陸場范圍的技術方案。(3)返回艙的落點精度須滿足地面搜救能力的限制。(4)利用半彈道式再入,須將過載峰值和再入時長控制在航天員能夠承受的范圍以內。3陸場環境的要求結合國外載人月地返回工程實踐特點可知,月地返回再入受到多項約束條件限制,如著陸場位置要求、航程要求、返回艙防熱性能要求、飛行器結構力學性能要求、乘員過載要求等。返回不同著陸場所需的航程首先受月地返回再入幾何條件的限制,而飛行器本身對于力/熱環境的要求則可以歸結為再入走廊的分析與設計。3.1心緯和初心軌跡月地轉移再入點位置如圖2所示,將月地返回軌道沿地心-月心連線旋轉一周后,形成一個近似的橢球面,該橢球面與地球大氣層邊界球面相交,相交處形成一個圓,圓心緯度對應于月地轉移出發時刻的月球赤緯;如果月球赤緯為負,再入點圓心位于地球北半球,如果月球赤緯為正,則再入點圓心位于南半球,設月地轉移時間3天,再入角-10°,當月地轉移出發時刻的月球赤緯分別為+18.6°、-18.6°和0°時,即再入點圓心分別位于地球的北半球、南半球和0°赤緯,如圖3所示。探測器號和阿波羅飛船歷次任務的再入軌跡驗證了上述分析。返回艙返回再入時,只能沿著由圓外向圓內進入,由此可以選擇再入軌道的傾角和計算出返回不同著陸場所需的航程。3.2再入走廊的邊界再入走廊有兩種定義:一種定義是再入角的變化范圍,其中再入角是指飛行器相對大氣的飛行速度與當地水平面間的夾角,再入角大小決定了再入過載和氣動加熱的大小;另一種定義是再入上限彈道和下限彈道的虛近地點高度差,其中上限再入彈道是確保實現氣動捕獲的邊界彈道,下限再入彈道是指不超過設計再入過載(過載邊界)或再入熱流(熱邊界)的邊界彈道,如圖4所示,其中R為大氣層邊界高度,RE為地球半徑,θmax為最大再入角,θmin為最小再入角,Rmax為上限彈道虛近地點高度,Rmin為下限彈道虛近地點高度。如果航天器超出了再入走廊的下限彈道,則再入大氣的過程中,航天器受到減速過載和氣動加熱,超過設計限值時會造成航天器結構、載荷及設備的損壞,甚至危及航天員生命。如果超出了再入走廊的上限彈道,則航天器不能在稠密大氣作用下實現規定的氣動減速,航天器可能彈出大氣層,使返回飛行時間、航程及落點精度超出規定范圍。再入走廊的寬度首先取決于再入飛行器的初始運動條件和氣動特性,初始再入速度越高,再入走廊越窄。例如,從月球返回,再入地球大氣層速度10.8km/s的情況下,假設再入飛行器的升阻比為0.5,再入走廊的寬度大約是2.5°。當從其他行星返回時,再入速度達到15km/s,此時這種氣動外形的再入飛行器其再入走廊的寬度縮小到只有0.7°左右(見圖5)。除了再入初始運動條件和飛行器氣動特性外,再入走廊設計需要綜合考慮過載、氣動加熱、氣動捕獲等約束條件。再入走廊的上限彈道虛近地點高度由捕獲再入飛行器決定,這個邊界很難量化。改變再入初始速度和再入角都不會明顯移動這個邊界。通常是通過拉伸下限彈道虛近地點高度來明顯改變再入走廊的寬度。如前文所述,下限彈道虛近地點高度是由過載邊界和熱邊界所決定,理論上可以通過減小再入初始速度或再入角擴展再入走廊,這樣做可以在進行再入彈道設計時有更大的裕度,減輕控制系統的壓力,但通常減小再入速度需要航天器推進系統提供更大的速度增量,代價極其高昂,而再入角通常由任務軌道決定,所以改變再入走廊的關鍵在于飛行器的氣動設計和控制系統設計,提升氣動升阻比有利于拓寬再入走廊,容許更大的再入速度和再入角偏差,在較強的升力控制能力下實現返回再入。3.3運動員再入載荷安全評估通常,近地軌道半彈道式返回再入的最大過載為3gn左右。阿波羅飛船指令艙返回時的再入過載峰值大約為7.5gn。在調研載人探月返回的軌道特性和國內外航天醫學研究成果的基礎上,考慮航天員執行長時間探測任務后體質下降以及再入前已傷病的可能,再入過載耐受值不宜超過阿波羅飛船指令艙過載的水平,且持續時間不應超過航天員能夠承受的極限。表3~表4及圖6給出了一些相應的限制值。相應限制值表明了正常和非正常情況下,航天員耐受直線過載的安全水平。當航天員承受的過載高于這些限制值時,將明顯影響航天員的操縱能力,甚至危及生命。4返回月軍的雙重策略分析4.1返回再入風險再入軌道可選擇順行軌道(與地球自轉同向)和逆行軌道。逆行再入時,返回艙與地球大氣的相對速度大,增加了返回再入風險,所以一般情況下選擇順行軌道再入。順行再入軌道傾角應不小于著陸場緯度。如果要以較短航程返回高緯著陸場,可選擇從南北極上空以近90°傾角再入。4.2大范圍可調再入程序月球赤緯為負時,返回北半球所需的航程較小,月球赤緯為正時,返回南半球所需航程較小。因此,返回時有兩種航程控制策略:一種是航程基本固定策略,所需的著陸區緯度范圍較大,阿波羅飛船就采用該策略,航程控制在2200~2800km之間,設計著陸區覆蓋中太平洋南緯40°~北緯40°、西經160°~180°的海域,需要以強大的海上搜救能力為基礎;第二種是航程大范圍可調策略,可選擇一到兩個緯度跨度較小的區域作為著陸場,在不同月球赤緯條件下,通過航程調節實現返回著陸,這也是蘇聯L1計劃中探測器號飛船再入所采用的策略。如何選擇再入航程策略,取決于著陸場建設情況和搜救能力水平。例如,對于美國“星座”計劃提出的乘員探索飛行器(CrewExplorationVehicle,CEV)而言,為了滿足在任意月球赤緯條件下精確返回陸上著陸場的需求,提出了大范圍可調再入航程策略,如圖7所示。在圖7中,紅色虛線包絡區域(北緯18.3°至南緯18.3°間),為不同月球赤緯條件下月地返回軌道反垂點(月地返回時刻月心與地心連線在虛近地點一側與地球表面的交點)的位置分布區域,在該區域內繪制了返回陸上著陸場所需的航程。由圖7可見,如果在一個月內任意赤緯條件下返回,必須具備8100km航程調整能力(其中再入點至反垂點約2200km,反垂點至著陸點約5900km)。4.3半彈道式再入再入大氣層的方式目前可分為有彈道式、半彈道式、升力式三種。對于月地返回的第二宇宙速度再入,彈道式再入面臨嚴苛的過載環境,過載水平過高可能威脅航天員的安全,故在返回再入正常模式中應避免使用。升力式再入過載小、著陸控制精度高,但目前從技術儲備和繼承性方面考慮,該類飛行器的研制難度較大,研制周期長,經費需求高。根據彈道式形態不同,半彈道式可以劃分為半彈道直接式、半彈道躍升式和半彈道跳躍式(與半彈道躍升式彈道最高點在大氣層內不同,半彈道跳躍式彈道最高點位于大氣層外)。對于半彈道式再入而言,一般返回艙采用鈍頭體外形,通過控制傾側角改變升力方向,從而控制返回艙的再入彈道,實現第二宇宙速度再入過載限制和大范圍航程控制,同時落點散布滿足工程要求。這種再入方式在返回艙研制方面具備良好的技術繼承性和工程可實現性。另外,為了增加航程,可以采用半彈道跳躍式再入方式,通過跳躍實現增程。阿波羅飛船所有月地返回均以躍升式再入完成,即在大氣層內做小幅跳躍,在初次再入距離地面60km左右時跳起,跳起最高彈道高度約80km,而后二次再入下降返回著陸。探測器號飛船同樣通過跳躍式再入實現增加再入航程,典型飛行彈道為初次再入到45km高度,而后跳出大氣層至145km高度進行第二次再入。4.4進階能力分析考慮氣動穩定性、操縱性、升阻比、過載、峰值熱流、總加熱量、著陸精度和容積系數、重量等設計約束,一般對于載人探月飛行返回艙氣動布局的可選典型外形有:鈍頭體、細長體、升力體以及有翼體。美國“星座”計劃中,乘員探索飛行器(CEV)氣動布局選型時,對具有較高升阻比(升阻比大于0.5)的升力體和有翼體外形,以阿波羅飛船外形為代表的鈍頭體外形進行了深入分析。研究結論表明,月球返回再入時,采用升力體和有翼體這兩類高升阻比外形,對于第二宇宙速度再入而言技術難度大,從工程經驗和技術風險方面考慮,不宜采用。鈍頭體外形在過載方向、過載限制、氣動穩定性、發射逃逸、發生緊急情況時的彈道式再入性能以及海上著陸性能方面,均優于細長體外形,并且NASA對鈍頭體外形具有極為豐富的研制經驗,包括阿波羅飛船登月返回的成功經驗,但對細長體外形則缺乏相應的工程研制經驗,因此CEV飛船的氣動布局最終采用了鈍頭體外形。俄羅斯在研制