再入飞行器关键技术发展与展望

郭珂 秦绪国 杨依峰 张赋 刘娜

（北京航天长征飞行器研究所）

再入飞行器返回地球大气层或者进入其他有大气天体的过程中，面临着极其严酷和复杂的力热载荷环境条件，为了保证再入飞行器能够安全可靠、准确到达预定位置，需要一系列关键技术的支撑，主要包括：先进气动布局设计与气动特性精确预示技术、再入动力学建模与分析技术、多约束轨迹规划与制导控制技术、高精准度的气动热环境预示技术、热防护系统设计及试验技术等。

一、再入飞行器的概念和内涵

再入是指航天飞行器飞出地球大气层后重新返回地球稠密大气层或再次进入其他自然天体大气层的过程。再入飞行器是航天飞行器执行任务的有效载荷。它起源于20世纪40年代末，美国和苏联竞相利用V-2导弹改装成探空火箭，将试验装置和试验生物等发射到100km以上的高度，再入后回收。随着人类对太空探索脚步的加快和航天科技的飞速发展，再入飞行器的种类也从最早的V-2拓展到导弹弹头、飞船、航天飞机和各类探测器等。

再入飞行器有不同的分类方法。按照任务用途不同可以分为导弹弹头和再入式航天器，弹头的任务是为了有效命中目标，航天器的任务是顺利抵达预定的着陆点。按照是否载人可以分为载人航天器和非载人航天器。按照是否可重复使用可以分为一次性使用航天器和多次重复使用航天器。按照再入大气层后的气动特性和轨迹形态的不同，可以分为弹道式再入飞行器和升力式再入飞行器，弹道式再入通常不产生升力，又称无控再入，其再入过程中大气阻力引起的峰值过载高，早期的弹道式再入飞行器其落点精度较低，甚至可达一百多千米；升力式再入属于受控再入，又可细分为半弹道式再入（又称弹道-升力式再入）和升力式再入（滑翔式、跳跃式等），其再入过程可进行设计，落点精度显著提升。

再入飞行是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。早期航天器再入速度较小，气动加热和力学环境问题还未凸显。随着美苏争霸逐渐揭开序幕，在战略导弹、卫星和飞船等航天飞行器研制发展过程中，双方投入了海量资源，系统研究并逐步解决了以气动外形、再入轨迹控制、再入防热等为代表的多项技术难题。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的可能性。1961年，苏联“东方”飞船返回成功，揭开了人类载人航天的新纪元。1965年，美国“双子星座”飞船成功进行了半弹道式返回技术试验，大大提高了落点精度，也为“阿波罗”飞船月球返回技术奠定了基础。

图1 典型再入飞行器

自1958年起，我国开始研究运载火箭技术，此后再入飞行器技术领域不断取得突破。1975年，我国第一颗返回式遥感卫星发射成功，卫星在轨道上正常运行3天后，按预定计划返回地面。1980年，我国第一枚洲际运载火箭发射成功，再入飞行器准确到达预定海域，实现了洲际再入飞行器从无到有的跨越，也标志着我国再入飞行技术突破了近中程到洲际飞行的难关。

图2 我国第一枚洲际运载火箭发射成功

进入21世纪后，世界各国在再入飞行领域的发展显著加速，美国发射了一系列火星巡视探测器，实现了火星再入软着陆和巡视，其进入/再入方式既有弹道式，也有半弹道式。我国月地高速再入返回飞行器于2014年11月成功在预定落点安全回收，标志着我国深空探测领域在气动、热防护和升力式再入返回技术方面取得了重要突破。

二、再入飞行器关键技术

高速飞行器再入时（一般高度为70~120km，速度可达7~11km/s），其前端产生激波层，被压缩和加热的炽热气体与飞行器表面产生强烈的黏性摩擦和对流换热，来流总焓远超普通航天飞行器，头部强激波压缩及高速流动剪切导致边界层内气体变成高温等离子体状态，气动加热相当严酷，最高热流可达每平方米百兆瓦量级，引发防热层剧烈烧蚀、空间流场等离子体鞘套黑障通信中断等现象。

图3 飞行器面临的音障、热障和黑障

在高马赫数、高焓、高热流条件下如何使再入飞行器能够安全、精准地到达预定位置，是世界各国不断追求的目标。

再入飞行器的设计是一门综合性极强的交叉学科，涉及空气动力学、飞行力学、气动热力学、材料学、飞行控制等诸多专业。概括起来有以下几种关键技术：先进气动布局设计与气动特性精确预示技术、再入动力学与轨迹规划和控制技术、气动热环境预示技术、热防护系统设计及试验技术等。

图4 高速再入物理环境

图5 等离子体鞘套示意图

(一)先进气动布局设计与气动特性精确预示技术

再入飞行器面临严酷的力热载荷环境，气动布局的设计受到结构、强度、防隔热、伺服等要素的严格约束，多要素紧密耦合是气动布局设计的重要特征。新一代再入飞行器对机动能力、载荷质量比等性能指标的要求不断提高，需要发展先进的气动外形优化设计方法。

再入飞行器气动外形设计涉及多变量、多目标的优化问题。针对更加复杂的设计约束和目标要求，传统的依靠经验的试凑方法越来越难以快速形成可行的方案。针对该问题，可基于自由曲面变形（FFD）技术发展代理模型优化设计方法和离散共轭优化设计方法，快速解决复杂工程问题。

气动特性预示精准度对再入飞行器尤其是弹道式再入飞行器的落点精度有重要影响。当前，轴向力系数偏差导致的落点偏差和边界层转捩预示偏差等因素占比较大，随着再入飞行器对落点精度指标要求的进一步提升，需要针对上述制约气动特性预示精准度提升的难点问题开展攻关研究，例如，结合地面风洞试验和飞行试验遥测数据，发展并完善基于直接模拟蒙特卡罗和纳维-斯托克斯方程方法、基于稳定性分析方法和转捩模式法、适用于粗糙壁面的湍流修正模型，以提高弹道式再入飞行器的气动特性预示精准度，支撑落点精度进一步提升。

针对升力式再入飞行器，气动特性预示精准度对控制系统设计有重要影响，宽泛的气动误差带会降低总体方案性能。由于飞行高度和飞行速度的范围宽泛，会产生高空低雷诺数效应、高温真实气体效应、烧蚀等多种物理现象，对再入飞行器的配平能力、静稳定特性、舵面控制效率等都有重要影响，因此有必要开展相关气动特性精确预示研究。

图6 FFD框架与几何外形

图7 粗糙壁面涡结构

(二)再入动力学与轨迹规划和控制技术

为了确保再入飞行器能够在允许的力热载荷环境（过载、热流、动压、总加热量等）条件下安全准确到达预定落点，需要深入进行再入走廊的研究分析和最优轨迹的选择与设计。

对于弹道式再入飞行器，其轨迹较为陡峭，再入走廊狭窄，再入后的轨迹和姿态均无法控制，再入前、后的各项偏差均会对落点位置产生不小的影响，有时甚至会由于再入攻角和气动烧蚀等造成滚转异常、飞行失稳，因而高精度的动力学建模和分析就显得非常重要。

对于升力式再入飞行器，其可通过升力调节和控制显著拓宽再入走廊，改善最大飞行过载、动压和热流密度限制，提高落点精度。但由于其再入轨迹相对平缓，再入航程和飞行时间都比弹道式再入飞行器要长，总加热量会显著增大，且由于任务需求往往较高、气动外形复杂，从而使得最优轨迹规划与制导律的设计和高动态下的控制问题变得复杂。

飞行器的再入过程会受到多类干扰条件的作用，对飞行器的运动特性、飞行力热环境及落点精度等产生重要影响。需要考虑多要素扰动不确定度的误差传播机理研究及仿真，发展复杂环境再入特征精准预示技术，实现对飞行器飞行力学响应、落点偏差散布的准确评估，提高飞行器的总体方案快速优化、飞行性能精确评估、力热环境分析能力。

针对弹道式再入飞行器在短时极大动压再入飞行过程中所面临的再入异常风险，需要开展面向再入复杂扰动条件下的飞行力学精准建模及仿真技术研究，明确飞行失稳的作用机理及其与小不对称条件及静稳定度的关系，给出发生滚转异常的准确概率，通过优化飞行器再入滚转条件规避运动异常风险，有效提升飞行可靠性。

升力式再入飞行器与弹道式再入飞行器相比具备飞行状态难预测、机动性强、落点精度高等优势，但也存在大气层中飞行时间更长、减速较快、热环境严苛、各类扰动作用影响大等缺点，这就带来了大量的飞行轨迹规划和制导控制问题。通过开展基于伪谱及凸优化理论的长时机动轨迹规划技术研究，可实现飞行器航程及机动性能进一步提升；通过减动压弹道优化设计、烧蚀特性管控策略研究，以及高性能单、双和全通道制导控制方法设计，可以进一步优化飞行环境、拓宽飞行走廊。升力式再入飞行器再入返回过程中面临着复杂的气动力热环境条件，考虑到高空稀薄流动问题、边界层转捩问题及高动压条件下飞行器的弹性变形和振动等都将改变其表面气动载荷分布，从而显著增加动力学模型的不确定性，此时还需要满足严格的轨迹约束，这对高精度再入制导和强鲁棒性姿态稳定控制技术都提出了极高的要求。

(三)气动热环境预示技术

飞行器高速再入飞行过程中，激波后、高温边界层内将发生分子振动能激发、离解、电离等一系列复杂过程，引发高温非平衡效应；高空至低空的大气密度快速变化，依次引起稀薄气体效应、边界层转捩等现象；在高热流下防热层快速烧蚀，将引起飞行器外形改变、烧蚀产物边界层注入等问题；此外，飞行器复杂局部外形可能引发激波/激波干扰、流动分离与激波/边界层干扰等现象，这些均会显著增加气动热预示难度，需通过综合理论分析、数值计算、试验测量、飞试验证等多种方式进行综合解析。

为实现高速飞行器全飞行剖面、机身表面全覆盖的气动热高精度预示，支撑防热设计，针对典型外形，通过建立参考焓、轴对称比拟、后掠空气舵热预示等工程理论算法，可实现快速可靠预示。针对复杂物理过程，近年来国内外完善了热化学非平衡模型、连续-稀薄一体化算法、转捩模式等方法，可针对各物理效应进行单独解析。针对高速复杂外形气动热预示，持续发展N-S方程高精度求解数值方法，实现与地面试验、飞行试验的吻合度不断提高。

图8 高温非平衡气体组分分布

气动热的影响因素众多，需通过地面试验验证算法，其关键在于综合考量缩比试验模型与飞行条件在马赫数、雷诺数、边界层流态、局部结构流动参数相似率等方面的天地差异性，并结合理论和数值方法，指导复杂区域测点排布与试验结果天地换算。

为获取气动热真值，应进行飞试测热，其关键在于高热流测量场景下的传感器可靠设计、高精度数据辨识与解析技术。近年来，国内已开展MF-1等多项飞行试验，当飞行马赫数较低时，传感器与金属机体匹配性良好，可有效获取热流数据、飞行器转捩阵面分布；当飞行马赫数较高时，传感器需嵌入复合材料防热层，面临热匹配、结构匹配、冷点匹配、催化匹配、三维热辨识等多项难题，热流测量与解析精度仍需进一步提升。

图9 N-S方程高精度数值模拟

(四)热防护系统设计及试验技术

弹道式再入飞行器再入时驻点气流温度高达上万摄氏度，热流密度高达百兆瓦量级，压力甚至接近上百个大气压，在如此严酷的环境下，为了使飞行器不被烧毁，且具备维形、被动滚控等特定功能，国内外再入飞行器研制过程中建立了硅基、碳基烧蚀热防护理论，基于有效烧蚀焓、动能流等研究方法，攻克了烧蚀/侵蚀外形稳定控制与精确预示等关键技术，形成再入飞行器烧蚀热防护系统设计和验证技术体系。

升力式再入飞行器在大气层内的飞行时间是弹道式再入飞行器的百倍量级，面临的热环境也更为复杂，传统热防护系统无法满足该类飞行器提升有效载荷比、维持外型面不变的需求。近年来，国内外开展了考虑复杂物理化学动态响应的烧蚀维形热防护理论方法研究，实现了高、中、低密度树脂基防热结构烧蚀热响应精确预示，解决了复杂外形结构性能梯度化设计、热结构热匹配设计等系列技术难题。

活动部件是再入飞行器重要的气动操纵部件，再入过程中同时面临苛刻的气动热环境与相关力学环境，热防护必须同时满足长时间、耐高温、高承载及复杂动力学环境等要求。近年来，国内再入飞行器主要研制单位攻克了活动部件高温烧蚀热结构热匹配、高温热动密封、力热耦合设计与评价、烧蚀移动边界温度场耦合仿真等技术难题，形成了多种有效的活动部件热防护设计方法，有力支撑了升力式再入飞行器的研制。

先进热防护系统的设计离不开热防护材料、工艺和试验技术的支撑，为了实现再入飞行器的轻量化设计，在进行热防护系统设计时需要充分考虑防热结构的优化设计与防热材料体系的选择，采用耐高温高比强轻质材料体系。近年来，国际天地往返运输领域进入高速发展的新时期，各类新型航天飞行器再入返回任务需求多样，这直接促进了热防护材料领域研究的蓬勃发展，国内外加速发展了蜂窝增强低密度热防护材料、SPQ系列热防护材料、纤维编织体增强热防护材料等先进防热材料，并开展了相应的应用基础及工程应用研究工作。

地面防隔热试验技术是热防护技术研究及防热产品进行可靠性验证的重要手段。为满足再入状态下全尺寸飞行器热关键部件考核需求，需突破长时间百兆瓦级加热功率技术瓶颈。近年来，我国建设了大功率燃气流防热试验风洞，有效解决了飞行器防隔热系统局部部段或整体高温热结构、热匹配、热密封、隔热、热力联合等多项关键性能考核难题，为再入飞行器防隔热设计、结构工艺和材料考核提供了全尺寸的防隔热地面验证解决方案。

图10 航天器返回舱

三、再入飞行器未来技术发展展望

立足当下，再入飞行器已经突破了音障和热障考验，有效减缓、克服了黑障的影响，这代表着我国已经初步掌握了进出空间的关键技术。进入21世纪后，世界各国加速开拓临近空间和深空探测领域，任务剖面复杂程度和难度日益增加，这就要求未来再入飞行器需要飞得更快、更远，需要的任务能力更多、更强，这些挑战也将加速推动众多新的再入技术快速发展。具体表现在以下几个方面：

（1）未来再入飞行器将向宽速域、跨介质、多功能方向发展，其飞行包线不断增大，在宽飞行包线内飞行环境、功能任务、性能需求有较大不同。围绕未来再入飞行器需求，我国应发展创新气动布局与变构型设计研究，实现根据飞行速度和任务需求智能变形，提升飞行器的全包线飞行性能。

（2）再入飞行器气动数据库一般由数万个状态点构成，会产生海量的数值仿真和风洞试验数据，需要花费大量的人力、时间和经费。针对更加复杂的气动布局及更宽的飞行包线，气动预示工作量将会成倍增长。未来需要发展多源/异源数据融合的构建方法，以及基于大数据技术和人工智能算法的气动特性预示技术，为气动设计提供全新的思路和参考。

（3）未来升力式再入飞行器的飞行样式及任务剖面更加复杂，飞行力热环境变化剧烈，再入动力学模型中的气动参数和外界干扰存在较大的不确定性，如此必然带来飞行器长时稳定飞行和精准控制难度与复杂性的显著增加。为了有效应对未来使用场景，需要持续开展适应大空域、宽速域、跨介质飞行下的精准建模、在线轨迹规划和高精度自适应制导控制方法等技术的研究。

（4）随着飞行任务更加复杂，以及软硬件性能的提升，智能化飞行必然是未来机动飞行器的发展趋势。需要针对飞行器先进智能控制技术进行重点布局，探索基于模型重构的高速机动飞行器自适应控制模式和方法机理；结合模型重构、自适应动态规划等新领域的研究成果，突破飞行器在复杂不确定性环境下的在线感知、参数辨识、复杂动态系统抗扰容错控制等核心关键技术，为飞行器智能化提供重要的技术储备。

（5）针对高焓宽域长航时飞行过程中的稀薄气体效应、热化学非平衡效应、近壁面微观催化过程、烧蚀质量引射、转捩过程、湍流等耦合流动现象，需突破多物理场耦合预示技术，构建强烧蚀气/固界面耦合模型，建立基于底层物理机理的气动热预示方法。针对极端热环境下的飞行器低/非烧蚀需求，开展超高温抗烧蚀防热、主动降温、对流冷却、主被动复合防热结构等技术攻关，突破主被动协同热防护设计技术瓶颈，提升飞行器防热结构的超高温维形性能。

（6）热防护结构轻质化水平是再入飞行器设计持续追求的目标，热防护系统的功能集成化是先进再入飞行器发展的必然需求。未来根据多功能结构一体化的需求，将对再入飞行器热防护部位进行分区域、变材料、变功能、变厚度、变外形等精细设计与制造，新型高性能树脂基体、连续功能梯度复合材料与柔性适形防热材料将会是防热材料的重要发展方向之一。

（7）围绕未来智能飞行器变外形、变性能等需求，需要重点探索变构型随动防隔热及动态热密封设计、智能可控主动冷却、智能高效热管理和环境感知防热承载一体化结构等技术，突破传统智能结构设计方案无法适用于恶劣气动热环境的瓶颈问题，使飞行器具备变形过程中的实时、自主、高效、智能热防护控制能力。

图11 变构型气动布局飞行器

图12 变形飞行器

四、结束语

近年来，我国综合国力逐步提升，提出了更多新型设计理念，出现了更多颠覆性技术，在新材料和新工艺方面取得突破，这些都将为我国再入飞行技术的跨越式发展提供有力支撑。

展望未来，人类对太阳系航行、星际移民、地外生命和未知宇宙的探索，都将促使对更快、更强、更加智能再入飞行器的追求永不停步。（原文刊载于《中国航天》2023年第8期）

期刊简介

《中国航天》（CN11-2801/V，ISSN1002-7742）创刊于1987年，月刊，由中国航天科技集团有限公司主管、中国航天系统科学与工程研究院（中国航天十二院）主办，是航天领域具有较大影响力的权威综合性科技期刊。期刊曾获全国优秀期刊二等奖、三等奖各一次，航天科技期刊一等奖4次，中国期刊方阵“双百”期刊等奖项。

约稿范围

包括但不限于以下方向：空间技术与系统（包括航天运输系统、空间基础设施、载人航天、月球及行星探测、发射场与测控系统、空间环境治理等）；空间应用（包括卫星遥感、卫星通信、卫星导航等卫星应用业务及空间应用产业等）；空间科学（包括空间天文、月球与行星科学、空间环境下的科学实验等）；世界主要航天国家发展分析（包括国外航天技术动态、主要航天国家发展战略及规划研究等）；航天国际交流合作研究（包括外空全球治理，空间科学、空间技术、空间应用等领域国际合作等）。

联系方式

电话：[phone]邮箱：[e-mail]地址：北京市海淀区阜成路14号院210室