国外载人航天器月地返回再入飞行的再入约束与选择策略

国外载人航天器月地返回再入飞行的再入约束与选择策略

1行人月地返回再入载人机场的返回和质量分析技术是载人机场的一项重要技术之一，自20世纪60年代以来，已获得相关研究的投资和应用开发。20世纪70年代,美国实现了载人登月返回,苏联仅成功实施了无人飞船绕月飞行并返回。我国经过多年发展,已掌握了近地轨道载人航天器返回与回收技术,成功完成多颗返回式卫星、多艘载人飞船返回与回收任务。近年来,随着月球探测逐渐成为世界各国载人航天活动的重要发展方向,第二宇宙速度载人月地返回再入成为载人航天飞行研究的重大问题。载人探月飞行任务的返回再入区别于近地轨道载人飞行返回,具有以下特点:(1)月地返回飞行再入速度接近第二宇宙速度,约为11km/s,给其再入走廊设计和再入飞行器气动力、热防护设计等方面带来更严峻的挑战。(2)针对载人飞行任务,在考虑乘员系统支持的时间限制以及应急救生等需求的情况下,飞船要具有任意月球赤纬条件下返回的能力。(3)与近地轨道返回相比,航天员要承受更为严重的再入过载环境。(4)月地返回窗口受月球赤纬、月地转移时间、再入角、返回再入航程、测控条件和地面着陆区设置选址的影响。针对上述特点,本文首先介绍了国外载人探测月地返回的相关工程概况,梳理出其工程实践经验,而后,针对前述载人月地返回的任务特点,开展载人航天器月地返回再入问题初步分析,以供后续载人探月及载人深空探测返回再入研究参考。2国外的载人正在研究月地质恢复的相关经验2.1探测器号绕月飞行1963年,苏联制定了包括实现载人登月的月球探测计划,计划序列依照俄语中“月球”(Луна)一词,用拉丁字母“L”来标记,包括L1绕月飞行计划和L3载人登月计划。1964-1970年间,苏联实施了无人探测器绕月飞行的L1计划,使用的绕月飞船称为探测器(Зонд,Zond)号。探测器1号飞往金星,探测器2号飞往火星,探测器3号飞往月球并试验了用于火星任务的设备,从探测器4号开始作绕月飞行。探测器号飞船为两舱结构,从联盟号(Союз)飞船方案衍生而来,其研制工作与联盟号飞船同步进行,如图1所示。探测器号质量为5400~5800kg,长度为5m,直径为2.72m,计划搭乘2名航天员,安装有两个2m×3m的太阳电池翼,内部仪器面板针对绕月飞行任务进行重新设计,返回舱防热结构加厚,用以适应月地返回第二宇宙速度高速再入的热防护工况,返回舱顶部加装了远距离通信测控的碟形天线。因为飞船没有轨道舱,在空间维持2名航天员完成6天的任务相当紧张。L1典型的任务是由质子号火箭将探测器号送上停泊轨道,当第一次向北穿越地球赤道时,质子号上面级(D级)点火,把探测器号飞船送往月球,沿自由返回轨道从月球背面绕出后返回地球,进入相对狭窄的再入走廊,完成弹跳式再入回收。当时提出的设计原则是:必须进行4次成功的不载人月球飞行(或模拟月球飞行)后,才可执行载人探月任务,在技术上为载人探月飞行的L3计划铺平道路。根据苏联航天在20世纪60年代的测控条件和飞船能力,探测器号飞船进行绕月飞行的约束条件为:(1)飞船飞向月球和月地返回时,月球最好在地球北半球上空,以利于飞船与苏联境内的测控站实现通信,也即月球赤纬为正。(2)从地球上看,地球、月球和太阳依次近似在一条直线上,探测器号必须在新月的第24~28天到达月球。(3)地月转移前,飞船停泊轨道必须和月球轨道在同一平面内。(4)飞船返回有两种再入轨道方式,一是从北半球返回,再入过程完全处于苏联测控网的测控范围内,但是过长的再入航程,使得飞船要飞到印度洋,在海中溅落,当时苏联必须建立一支有足够规模和能力的海上搜救船队;二是飞船从南半球印度洋上空返回,在此情况下,仅依赖地面测控,会在很长的弧段中失去与飞船的联系,但是可以返回哈萨克斯坦的着陆场,有利于回收。月球赤纬为正的窗口条件下,为返回哈萨克斯坦的回收场,要选择合适的航程,需以高倾角轨道再入,这也意味着多数飞行任务的再入点在南极洲上空。苏联绕月飞行计划一年中仅有约6个发射窗口,每个窗口相距约1个月,并且窗口仅有3天。1969年,苏、美登月竞赛进入高潮时,在1月至7月间,因没有最佳发射窗口,苏联向非月球的其他方向发射了探测器号飞船,主要目的是通过大椭圆轨道验证飞船导航系统、测控系统和再入走廊设计。探测器号飞船共进行了12次发射,其中几次由于运载火箭系统故障而导致发射失败,主要的飞行概况如表1所示。在探测器号的绕月返回任务中,飞船研制经历了几次失败,通过不断完善设计,无人探测器7号和探测器8号取得成功,至后期基本具备了载人绕月飞行的能力。但是多次任务失败,表明长航程跳跃式再入飞行在技术成熟度上具有一定风险。1969年美国阿波罗(Apollo)载人飞船成功登月后,苏联的探月计划进行巨大调整,基于政治和技术的综合权衡,最终没有实施载人绕月飞行任务。苏联/俄罗斯回收着陆场位于拜科努尔东北,东经66°~74°,北纬46°~52°,面积约40万平方千米,利于地面搜救回收。综合分析认为,探测器号返回舱的升阻比为0.2左右,可实现最大约9000km的再入航程并在陆地上回收。2.2重复使用再入/短场特征阿波罗飞船月地返回任务的着陆场在太平洋,横跨北纬40°~南纬40°,落点精度较高(历次任务落点偏差均在18.5km内)。历次任务中每次落点位置不同且差别较大,这是由飞船返回时刻的月球赤纬不同且再入航程限定所导致的。阿波罗飞船再入速度10.97km/s,每次返回基本都将航程限制在3000km以内,采用半弹道跃升式再入,跃起高度约80km。飞船再入航程较短,其目的是使航天员过载处于能够承受的范围内,以尽量短的时间完成返回再入,降低风险,同时保证较高的落点精度。阿波罗飞船月地返回再入情况统计如表2所示。2.3返回舱表面救援材料(1)月地返回飞行,再入速度接近第二宇宙速度,为应对再入飞行器气动力、热防护设计等方面的严峻挑战,均采用了半弹道再入方式,同时加强了返回舱表面防护材料设计。(2)为了使飞船具有在任意月球赤纬情况下返回的能力,探测器号通过增加再入航程进而返回苏联境内着陆场的技术方案,而阿波罗飞船采用固定航程、拓宽着陆场范围的技术方案。(3)返回舱的落点精度须满足地面搜救能力的限制。(4)利用半弹道式再入,须将过载峰值和再入时长控制在航天员能够承受的范围以内。3陆场环境的要求结合国外载人月地返回工程实践特点可知,月地返回再入受到多项约束条件限制,如着陆场位置要求、航程要求、返回舱防热性能要求、飞行器结构力学性能要求、乘员过载要求等。返回不同着陆场所需的航程首先受月地返回再入几何条件的限制,而飞行器本身对于力/热环境的要求则可以归结为再入走廊的分析与设计。3.1心纬和初心轨迹月地转移再入点位置如图2所示,将月地返回轨道沿地心-月心连线旋转一周后,形成一个近似的椭球面,该椭球面与地球大气层边界球面相交,相交处形成一个圆,圆心纬度对应于月地转移出发时刻的月球赤纬;如果月球赤纬为负,再入点圆心位于地球北半球,如果月球赤纬为正,则再入点圆心位于南半球,设月地转移时间3天,再入角-10°,当月地转移出发时刻的月球赤纬分别为+18.6°、-18.6°和0°时,即再入点圆心分别位于地球的北半球、南半球和0°赤纬,如图3所示。探测器号和阿波罗飞船历次任务的再入轨迹验证了上述分析。返回舱返回再入时,只能沿着由圆外向圆内进入,由此可以选择再入轨道的倾角和计算出返回不同着陆场所需的航程。3.2再入走廊的边界再入走廊有两种定义:一种定义是再入角的变化范围,其中再入角是指飞行器相对大气的飞行速度与当地水平面间的夹角,再入角大小决定了再入过载和气动加热的大小;另一种定义是再入上限弹道和下限弹道的虚近地点高度差,其中上限再入弹道是确保实现气动捕获的边界弹道,下限再入弹道是指不超过设计再入过载(过载边界)或再入热流(热边界)的边界弹道,如图4所示,其中R为大气层边界高度,RE为地球半径,θmax为最大再入角,θmin为最小再入角,Rmax为上限弹道虚近地点高度,Rmin为下限弹道虚近地点高度。如果航天器超出了再入走廊的下限弹道,则再入大气的过程中,航天器受到减速过载和气动加热,超过设计限值时会造成航天器结构、载荷及设备的损坏,甚至危及航天员生命。如果超出了再入走廊的上限弹道,则航天器不能在稠密大气作用下实现规定的气动减速,航天器可能弹出大气层,使返回飞行时间、航程及落点精度超出规定范围。再入走廊的宽度首先取决于再入飞行器的初始运动条件和气动特性,初始再入速度越高,再入走廊越窄。例如,从月球返回,再入地球大气层速度10.8km/s的情况下,假设再入飞行器的升阻比为0.5,再入走廊的宽度大约是2.5°。当从其他行星返回时,再入速度达到15km/s,此时这种气动外形的再入飞行器其再入走廊的宽度缩小到只有0.7°左右(见图5)。除了再入初始运动条件和飞行器气动特性外,再入走廊设计需要综合考虑过载、气动加热、气动捕获等约束条件。再入走廊的上限弹道虚近地点高度由捕获再入飞行器决定,这个边界很难量化。改变再入初始速度和再入角都不会明显移动这个边界。通常是通过拉伸下限弹道虚近地点高度来明显改变再入走廊的宽度。如前文所述,下限弹道虚近地点高度是由过载边界和热边界所决定,理论上可以通过减小再入初始速度或再入角扩展再入走廊,这样做可以在进行再入弹道设计时有更大的裕度,减轻控制系统的压力,但通常减小再入速度需要航天器推进系统提供更大的速度增量,代价极其高昂,而再入角通常由任务轨道决定,所以改变再入走廊的关键在于飞行器的气动设计和控制系统设计,提升气动升阻比有利于拓宽再入走廊,容许更大的再入速度和再入角偏差,在较强的升力控制能力下实现返回再入。3.3运动员再入载荷安全评估通常,近地轨道半弹道式返回再入的最大过载为3gn左右。阿波罗飞船指令舱返回时的再入过载峰值大约为7.5gn。在调研载人探月返回的轨道特性和国内外航天医学研究成果的基础上,考虑航天员执行长时间探测任务后体质下降以及再入前已伤病的可能,再入过载耐受值不宜超过阿波罗飞船指令舱过载的水平,且持续时间不应超过航天员能够承受的极限。表3~表4及图6给出了一些相应的限制值。相应限制值表明了正常和非正常情况下,航天员耐受直线过载的安全水平。当航天员承受的过载高于这些限制值时,将明显影响航天员的操纵能力,甚至危及生命。4返回月军的双重策略分析4.1返回再入风险再入轨道可选择顺行轨道(与地球自转同向)和逆行轨道。逆行再入时,返回舱与地球大气的相对速度大,增加了返回再入风险,所以一般情况下选择顺行轨道再入。顺行再入轨道倾角应不小于着陆场纬度。如果要以较短航程返回高纬着陆场,可选择从南北极上空以近90°倾角再入。4.2大范围可调再入程序月球赤纬为负时,返回北半球所需的航程较小,月球赤纬为正时,返回南半球所需航程较小。因此,返回时有两种航程控制策略:一种是航程基本固定策略,所需的着陆区纬度范围较大,阿波罗飞船就采用该策略,航程控制在2200~2800km之间,设计着陆区覆盖中太平洋南纬40°~北纬40°、西经160°~180°的海域,需要以强大的海上搜救能力为基础;第二种是航程大范围可调策略,可选择一到两个纬度跨度较小的区域作为着陆场,在不同月球赤纬条件下,通过航程调节实现返回着陆,这也是苏联L1计划中探测器号飞船再入所采用的策略。如何选择再入航程策略,取决于着陆场建设情况和搜救能力水平。例如,对于美国“星座”计划提出的乘员探索飞行器(CrewExplorationVehicle,CEV)而言,为了满足在任意月球赤纬条件下精确返回陆上着陆场的需求,提出了大范围可调再入航程策略,如图7所示。在图7中,红色虚线包络区域(北纬18.3°至南纬18.3°间),为不同月球赤纬条件下月地返回轨道反垂点(月地返回时刻月心与地心连线在虚近地点一侧与地球表面的交点)的位置分布区域,在该区域内绘制了返回陆上着陆场所需的航程。由图7可见,如果在一个月内任意赤纬条件下返回,必须具备8100km航程调整能力(其中再入点至反垂点约2200km,反垂点至着陆点约5900km)。4.3半弹道式再入再入大气层的方式目前可分为有弹道式、半弹道式、升力式三种。对于月地返回的第二宇宙速度再入,弹道式再入面临严苛的过载环境,过载水平过高可能威胁航天员的安全,故在返回再入正常模式中应避免使用。升力式再入过载小、着陆控制精度高,但目前从技术储备和继承性方面考虑,该类飞行器的研制难度较大,研制周期长,经费需求高。根据弹道式形态不同,半弹道式可以划分为半弹道直接式、半弹道跃升式和半弹道跳跃式(与半弹道跃升式弹道最高点在大气层内不同,半弹道跳跃式弹道最高点位于大气层外)。对于半弹道式再入而言,一般返回舱采用钝头体外形,通过控制倾侧角改变升力方向,从而控制返回舱的再入弹道,实现第二宇宙速度再入过载限制和大范围航程控制,同时落点散布满足工程要求。这种再入方式在返回舱研制方面具备良好的技术继承性和工程可实现性。另外,为了增加航程,可以采用半弹道跳跃式再入方式,通过跳跃实现增程。阿波罗飞船所有月地返回均以跃升式再入完成,即在大气层内做小幅跳跃,在初次再入距离地面60km左右时跳起,跳起最高弹道高度约80km,而后二次再入下降返回着陆。探测器号飞船同样通过跳跃式再入实现增加再入航程,典型飞行弹道为初次再入到45km高度,而后跳出大气层至145km高度进行第二次再入。4.4进阶能力分析考虑气动稳定性、操纵性、升阻比、过载、峰值热流、总加热量、着陆精度和容积系数、重量等设计约束,一般对于载人探月飞行返回舱气动布局的可选典型外形有:钝头体、细长体、升力体以及有翼体。美国“星座”计划中,乘员探索飞行器(CEV)气动布局选型时,对具有较高升阻比(升阻比大于0.5)的升力体和有翼体外形,以阿波罗飞船外形为代表的钝头体外形进行了深入分析。研究结论表明,月球返回再入时,采用升力体和有翼体这两类高升阻比外形,对于第二宇宙速度再入而言技术难度大,从工程经验和技术风险方面考虑,不宜采用。钝头体外形在过载方向、过载限制、气动稳定性、发射逃逸、发生紧急情况时的弹道式再入性能以及海上着陆性能方面,均优于细长体外形,并且NASA对钝头体外形具有极为丰富的研制经验,包括阿波罗飞船登月返回的成功经验,但对细长体外形则缺乏相应的工程研制经验,因此CEV飞船的气动布局最终采用了钝头体外形。俄罗斯在研制