[拼音]：hangtianqi fanhui jishu

[外文]：spacecraft returning technique

使航天器脱离原来的运行轨道进入地球大气层并在地面安全着陆的技术。返回型航天器在空间完成预定的飞行任务后，需将航天员、胶片、生物试样、月球或行星土壤样品等送回地面。返回是返回型航天器整个飞行任务的之后阶段，也是整个飞行任务成败的最终标志。航天器的返回是一个减速、下降的过程，即航天器耗散动能和位能的过程。航天器返回技术的实质就是对航天器所具有的巨大能量──动能和位能的处置。

航天器返回技术是以再入防热技术、火箭回收技术和某些航空器回收技术为基础逐步发展形成的。40年代末，美国和苏联竞相利用 V-2导弹改装成地球物理探测火箭，将科学探测仪器和试验生物等发射到100公里以上的高度，然后回收到地面。此时再入速度较小，制动过载和气动加热还不成为问题。随着导弹射程的增加，弹头再入速度越来越大，气动加热问题日益严重。为此人们从弹头外形到防热材料开始进行系统的研究。1957年，苏联和美国相继突破远程导弹弹头再入防热的技术难关。1959年美国用降落伞完整地回收了洲际导弹的试验弹头，显示了烧蚀防热的有效性和应用气动减速原理的可能性。50年代末，美国和苏联积极开展卫星返回技术的研究。1960年至1961年初，美国的“发现者”号卫星和苏联的卫星式飞船先后成功地返回地面。至此，从环地轨道返回的技术基本成熟，为载人航天奠定了基础。1961年4月12日苏联“东方”号飞船成功返回，揭开了载人航天的新纪元。美国在取得“水星”号飞船弹道式返回成功之后，开展了升力弹道式也称半弹道式返回技术的研究。1965年美国“双子星座”号飞船成功地进行了半弹道式返回技术试验，大大提高了着陆精度，也为“阿波罗”号飞船月球返回技术奠定了基础。1968年12月21日，“阿波罗”号飞船首次载3名航天员飞向月球，在绕月球飞行后安全返回地面。在此前后，苏联也在进行月球着陆和返回技术的研究，1970年9月苏联“月球”16号探测器的返回舱带着月球土壤返回地面。1981年4月12日，美国“哥伦比亚”号航天飞机滑翔返回首次成功，开创了载人航天的又一新阶段。

我国航天器返回技术是基于探空火箭回收技术和再入防热技术发展起来的。自1959年起，我国开始研究火箭返回技术，取得进展，并在再入防热技术方面获得重要突破。1975年11月26日，我国靠前颗返回型遥感卫星发射成功。卫星在轨道上正常运行3天后，按预定计划返回地面。1976年、1978年、1982年、1983年和1984年，我国又接连5次成功地发射了返回型遥感卫星，并全部安全返回地面。我国遂成为世界上三个掌握人造地球卫星返回技术的国家之一。

航天器在轨道上的运动是在有心力场作?a href='baike/224/271348.html' target='_blank' style='color:#136ec2'>孟禄旧习刺焯辶ρЧ媛傻脑硕８谋湓硕俣瓤墒购教炱魍牙朐吹脑诵泄斓雷肓硪惶豕斓馈Ｈ羲俣鹊谋浠购教炱髯胍惶醴上虻厍虿⒛芙氪笃愕墓斓溃阌锌赡苁迪址祷亍：教炱魇怯τ帽涔煸砺醭龇岛降谝徊降摹?/p>

航天器返回时重新进入地球大气层，称为再入。能够耐受再入飞行环境的航天器又称为再入航天器。再入航天器和再入弹头统称再入体。通常取80～120公里为开始再入的高度。航天器在这一高度上的速度叫再入速度。速度方向与当地水平方向的夹角叫再入角。航天器从环地轨道返回的再入速度在8公里/秒左右（视轨道高度而定），从月球返回的再入速度接近11公里/秒，从行星返回的再入速度为13～21公里/秒（视具体行星而定）。

再入航天器进入大气层后受到空气阻力 (D)的作用，其方向与速度方向相反，大小与大气密度 (ρ)、飞行速度(V)的平方以及表示再入体形状特征的阻力面积(CDA)成正比，即。地球大气虽然稀薄（尤其是高层大气），但如果再入体有较大的阻力面积，气动阻力所产生的减速仍足以将其速度大大减小。至今再入航天器都是利用地球大气层这一天然条件，应用气动减速原理实现地面安全着陆的。

大气减速会使再入航天器内人员和设备受到制动过载的作用。保证制动过载不超过人体或设备所能耐受的限度，也是实现返回的必要条件。大气减速还使再入航天器受到加热。当再入航天器以极高的速度穿过大气层时，由于对前方空气的猛烈压缩和与之摩擦，航天器的速度急剧减小，它的一部分动能转变为周围空气的热能。这种热能又以对流传热和激波辐射传热两种形式部分地传给航天器本身，使航天器表面温度急剧升高，形成气动加热。从月球或行星返回的航天器具有更大的能量，气动加热就更为严重。保持航天器一定的结构外形和防止乘员座舱过热是实现返回的一个重要的技术关键。

对于在近地轨道上运行的航天器，最简单的返回方法是利用地球高层稀薄大气的微弱阻力使航天器运行轨道自然降低，然后进入稠密大气层以实现返回，即所谓轨道衰减法返回或制动椭圆法返回。采用这种方法返回虽然简单，但很难预计着陆时间和位置，而且需要很长的制动时间，因此这种方法只是在载人航天的初期，准备在发生故障无法实现航天器的强制返回时，作为一种备用的应急返回方案。实际上航天器返回是应用变轨的原理，强制航天器脱离原来运行轨道再入地球大气层实现返回，即采用直接进入法返回。按照这种方法，航天器从外层空间返回地面须经历离轨、过渡、再入和着陆4个阶段（图1）。

利用火箭发动机的冲量来改变航天器的运行速度，使它转入一条能进入地球大气层的过渡轨道，是有效的强制离轨方法。具有变轨能力的航天器（如“哥伦比亚”号航天飞机、“阿波罗”号飞船、“联盟”号飞船）直接由变轨发动机提供离轨冲量。无变轨能力的航天器（如“水星”号飞船、“双子星座”号飞船、“东方”号飞船、“发现者”号卫星）则须有专门的制动火箭。制动火箭沿纵轴安装在航天器上，使火箭的推力矢量与纵轴一致。先由姿态控制系统调整航天器的姿态，使其纵轴与当地水平面成一角度θ(称制动角)，这时的纵轴方向称为制动方向。制动火箭的推力沿制动方向作用一段时间，使航天器在这一方向上获一附加速度ΔV。于是航天器的速度由V1转变为V2，虽然V2与V1的量值变化不大，但方向的变化却可使航天器脱离原来的运行轨道，转入一条新的椭圆轨道。精确控制制动方向和制动火箭的冲量可以使航天器转入的过渡轨道介于再入走廊的上下界之间，保证航天器安全再入大气层。对于没有再入机动能力的航天器，为了减小制动火箭推力方向偏差的影响，通常在航天器建立制动姿态后使它绕自身纵轴旋转，以平衡推力方向偏差，减小对落点精度的影响（图2）。

对于脱离环月轨道返回的航天器，须由变轨发动机在预定时刻将航天器加速到2.4公里/秒(月球逃逸速度)，使它在距地球38万公里外就转入一条向地球返航的过渡轨道。

从离开原运行轨道到进入大气层为止，航天器在大气层外沿过渡轨道返回时基本按天体力学规律运动。返回起点不同，航天器沿过渡轨道返回的航程长短也相差悬殊。从月球返回的航程长达40万公里，历时60小时。根据需要，航天器在途中可再次启动变轨发动机修正轨道，以确保穿入再入走廊。环地轨道返回的过渡段较短，仅数百至数千公里，历时几分钟至几十分钟，航天器不再作轨道修正，由离轨条件保证其安全返回。

在过渡阶段结束之前，旋转稳定的返回舱需要消旋，以便返回舱利用气动力稳定在防热层迎流的状态；具有姿态控制能力的返回舱则须调整到防热端面朝前的姿态，为返回舱再入大气层作好准备。航天飞机则以尾部朝前上方的姿态，由变轨发动机制动脱离环地轨道，在过渡段再由姿态控制系统将自身调头，保持头部朝前，以30°俯仰角的姿态再入大气层。

再入航天器以宇宙速度进入大气层将经受严酷的再入环境，但通过再入航天器气动外形的合理设计和再入轨道控制，可以使航天器在再入大气层过程中既达到减速目的，又保证制动过载和气动加热不超过允许的限度。按航天器气动特性和轨道特征，再入有弹道再入和升力再入两种方式。

（1）弹道再入：再入体进入大气层(见返回轨道)运动时只产生阻力不产生升力，或虽产生升力但对升力大小和方向不加控制，这称为弹道再入。采用这种再入方式的航天器称为弹道式再入航天器。“东方”号飞船的返回舱为圆球体，“水星”号飞船的返回舱为钟形，都是典型的弹道式再入航天器。弹道系数M/CDA(M为质量，CDA为阻力面积)是弹道式再入航天器物理特征的综合表示。它决定再入航天器经大气减速所能达到的稳定下降速度（航天器所受的气动阻力与其重力相等时的下降速度）。为达到较低的稳定下降速度，弹道式再入航天器应有较小的弹道系数。弹道再入的特点是：较大减速度主要由再入角、再入速度和大气特征所决定，几乎与弹道系数无关。合理设计再入航天器可以使它具有较低的弹道系数，达到预定的稳定下降速度，而不影响较大制动过载值。较大制动过载可以通过再入速度和再入角来控制，使其不超过允许限度，但靠减小再入速度来控制较大制动过载是不现实的，因为这意味着航天器必须有大功率的反推火箭发动机和携带大量的推进剂。因此，较大制动过载只能靠改变再入角来加以控制。为使较大制动过载不超过人体所能耐受的限度(10g)，以第一宇宙速度再入的载人飞船，必须以小于3°的再入角进入大气层。无人航天器能承受大得多的制动过载(15g)，其再入角相应可增大到6°。以第二宇宙速度进行弹道再入需要相当陡峭的再入角(大于5°)，才不致使航天器跃出大气层。这会带来很大的制动过载，为人体所不能忍受。在再入速度确定的情况下，再入角不仅决定较大制动过载值，而且对制动过载的影响相当敏感，因此精确控制再入角就非常重要。为使再入航天器不致被气动加热所烧毁，首先需要尽量减少周围炽热气体传递给航天器的热量。这部分热量取决于再入航天器周围气流的流动特征，而流动特征主要又取决于再入航天器的几何形状和飞行姿态。航天器的驻点热流(q)与驻点区直径(d)的平方根成反比，即

因此弹道式再入航天器（如返回舱）被设计成钝头和轴对称旋成体外形，其迎风面一般是直径相当大的球面的一部分。热流还与飞行速度和高度有关。弹道再入是以急转弯弧线下落，会出现很高的热流峰值。但再入过程经历的时间很短，因此传递给再入航天器的总热量并不很多。在弹道系数和再入速度确定的情况下，热流峰值和总加热量的主要参数仍决定于再入角。通过再入航天器气动外形的合理设计和再入角的选择，可以使再入过程所产生热量的98％～99％被耗散掉。但仅此1％～2％的热量传递给再入航天器也会使驻点区温度升高到2000°C以上，足以引起再入航天器在空中解体并烧毁。因此，弹道式再入航天器须采用以烧蚀防热为主的防热结构，以保证再入航天器承力结构有足够的强度和防止乘员座舱过热。

（2）升力再入：再入航天器进入大气层运动时产生一定可控制的升力，称升力再入。再入航天器在升力作用下会沿滑翔式轨道或跳跃式轨道滑行。缓和减速过程，延长能量转换时间，能使较大制动过载减小和热流峰值降低，但总加热量则会增加。通过升力控制，再入航天器有一定机动能力，因而能提高落点精度，甚至可在预定场地水平着陆。使弹道式再入航天器（通常为轴对称旋成体形）产生升力的最简单的方法，是将其重心配置在离对称轴很小的一段距离处。再入大气层时，航天器便会产生一定的攻角（称为配平攻角），相应地产生一定的升力。利用滚动控制系统改变再入体的倾角便能控制升力的方向，调整再入弹道。由此产生的升力(L)虽然仅是阻力(D)的一小部分，但足以减小较大制动过载，降低热流峰值，补偿再入条件的偏差，提高落点精度。升力与阻力的比值，即L/D称升阻比。提高升阻比可以减小制动过载，降低热流峰值，增大再入角范围，加宽再入走廊，有利于再入过程。航天器返回舱采用重心偏置的方法能够提高升阻比，例如“阿波罗”号飞船的升阻比靠这种方法提高到0.4，从而为载人月球飞行和安全返回（图3 ）创造了必要的条件。从任一行星或从行星的卫星轨道返回时，再入地球大气层的速度远大于第二宇宙速度。以这样高的速度再入的再入走廊，比以第二宇宙速度再入的再入走廊要狭窄得多。在这种情况下，唯有采用升力再入以加宽再入走廊的宽度才有利于应用导航和制导系统使航天器穿入预定的再入走廊，完成从行星的直接返回。依靠轴对称再入体重心位置的偏置所能获得的升力是有限的，升阻比L/D不可能大于0.5。这样的升阻比还不能使再入航天器作较大范围的机动滑翔，更不能水平着陆，因此这种低升阻比再入航天器又称为升力弹道式航天器或半弹道式再入航天器。欲获得更大的升力，则须将再入体的外形改成非轴对称形，甚至设置机翼。采用一种形似飞机但无翼、仅有升力机体的再入航天器──升力体，能产生较大的升力，升阻比可提高到0.7～1.2，这样的升力体能机动滑翔数百公里。航天飞机是形似飞机的有翼再入航天器，能产生相当高的升力，升阻比达到1.3～3.0。它再入大气层后能机动滑翔数千公里，可在广阔的范围内选择着陆场地，并像普通飞机那样在跑道上水平着陆。

作为弹道式或半弹道式再入航天器的返回舱，经再入气动减速后，在下降到20公里以下的高度时达到稳定下降速度。如果不进一步采取减速措施，返回舱将以150～200米/秒的稳定下降速度冲向地面，这是不能允许的。为此，返回舱必须有回收系统，逐级展开气动力减速装置(如降落伞)，使返回舱进一步减速，直至以一定速度垂直下降，安全着陆或溅落（图4 ）。

航天飞机具有相当大的机动滑翔能力，亚音速气动力特性能使它在预定场地的跑道上水平着陆。水平着陆是多次重复使用的航天飞机的先决条件。

航天器返回按技术特点分为弹道式返回、半弹道式返回和滑翔式返回三类。

返回技术是复杂的综合性技术。为使航天器安全返回和准时定点着陆，返回控制和制导、再入防热、回收和着陆是返回的关键技术。

航天器进行弹道式再入时返回轨道由离轨条件决定，中途无法修正，因此返回控制主要是制动方向的控制和反推火箭点火时间的控制。制动方向直接决定再入角大小，从而影响再入制动过载和气动加热。制动方向是由航天器姿态控制系统控制的。反推火箭点火时间直接影响返回舱的落点位置，例如在近地轨道上反推火箭点火时间相差 1秒会使返回舱的落点位置相差约 9公里。反推火箭点火由地面测控站直接遥控，或按预先注入的程序直接控制。对于载人飞船，航天员的手动控制可作为返回控制的预备的或主要的控制方式。航天器作升力再入，除离轨控制外还需要在大气层飞行中控制升力。半弹道式再入航天器通过重心偏置以一定配平攻角飞行而产生升力，又通过滚动控制改变升力方向，从而具有一定机动能力。航天飞机再入大气层后，靠姿态控制系统控制俯仰和滚动产生升力并改变升力方向，因而有较强的机动能力，能在几千公里范围内作机动飞行，选择较佳的再入路线。在航天飞机下降到25公里高度以下时，姿态控制系统完全停止工作，改用气动控制的方法，继续控制高度、速度、飞行路线、航向、侧向距离等参数，使航天飞机在预定场地水平着陆。航天器从月球返回，除离轨控制外，在返航途中须进行几次轨道修正，以便穿入再入走廊，继而靠升力控制沿滑翔式轨道或跳跃式轨道返回。

为了在再入的剧烈加热环境中维持结构的稳定和防止有效载荷舱或乘员座舱过热，再入航天器备有再入防热系统。根据再入环境的不同，弹道式、半弹道式再入航天器采用以烧蚀防热为主的防热系统；航天飞机采用以辐射防热为主的防热系统。防热系统的重量约占弹道式、半弹道式再入航天器总重量的12％，占有翼再入航天器总重量的19％，直接影响再入航天器的性能，因此研制效率高、重量轻、能多次重复使用的再入防热系统，是返回技术的一大关键（见航天器热控制、再入防热结构）。

弹道式、半弹道式再入航天器须由回收系统使其进一步减速，之后乘降落伞垂直着陆或溅落。航天飞机在自动着陆系统的控制下，从3公里的高度开始下滑，降到 500米左右的高度时开始作拉平机动，降到150米左右的高度时放下着陆架，接着在跑道上触地滑行，完成之后的着陆动作。

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