航天器返回技术

　　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最后阶段，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。 　　 中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，中国开始研究 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，中国第一颗返回型 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，中国又接连5次成功地发射了返回型遥感卫星,并全部安全返回地面。中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 有心力场 天体力学 飞向地球 空气阻力 D 大气密度 ρ V C A

航天器返回技术

高层大气 对流传热 辐射传热

航天器返回技术

　　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，是最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Δ V。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）。 航天器返回技术 　　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。   

航天器返回技术

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。

宇宙速度 再入轨道 气动加热 返回轨道 圆球体 弹道系数 C A C A 再入速度 推进剂 g 第一宇宙速度 g 第二宇宙速度 驻点 q d 平方根

航天器返回技术

轴对称 热量传递 能量转换 对称轴 攻角 配平 L D L D 升阻比 月球飞行 一行星 卫星轨道 应用导航 制导系统 L D 升力体

航天器返回技术

航天器返回技术

航天飞机 亚音速

航天器返回技术

航天器返回技术

航天器返回技术图册(3)

　　 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，选择最佳的再入路线。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，最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，完成最后的着陆动作。 词条图册更多图册

词条图片(6张)