空间飞行器设计-第11讲

1第11讲航天器再入与返回2航天器再入与返回航天器分进入式（返回型）和非进入式（非返回型）两大类。航天器从大气层外的飞行轨道进入地球的稠密大气层，称“进入”或“再入”。航天器脱离空间轨道进入大气层并在地面安全着陆的过程，称航天器的返回。航天器设计中有意识地将返回物品和设备集中安装在“再入舱”内，其余的物品配置在“设备舱”、“轨道舱”等内。311.1返回技术返回技术是一项重要技术，目前只有少数国家掌握。•20世纪40年代末，美、苏实现地球物理火箭和高空生物火箭箭头的回收。•50年代末，美国发展照相侦察卫星，经12次连续失败，于1960.8首次从海上回收“发现者13”回收舱。•60年代，掌握航天器从绕地轨道和从月球轨道弹道式返回地面技术。•70年代，在金星和火星软着陆。“大鸟”侦察卫星的胶卷舱分期返回。我国返回式卫星。•80年代，航天飞机，实现了升力式返回技术。411.2返回过程返回过程是一减速过程，从轨道上的高速减速到接地时的安全着陆速度。理论上，实现返回有两种方法：利用制动火箭和利用空气阻力。单纯利用火箭动力，会增加运载火箭的有效载荷，增加起飞质量；不经济，不现实。利用稠密大气（几十km）对航天器的空气阻力，使航天器减速；经济，可行。需一能量不大的制动火箭。5返回的四个阶段：(1)离轨段（制动飞行段）制动火箭作用，脱离原运行轨道，转入一条能进入大气层的过渡轨道。(2)大气层外自由下降段制动火箭熄火，航天器在重力作用下沿过渡轨道自由下降。在100km左右进入稠密大气层(AB段)。6(3)再入大气层（大气层内飞行段）（B点以下）(4)着陆段（回收段）当航天器下降到15km以下的高度，进一步减速，保证其安全着陆。航天器从其他星球航行归来，进入地球大气层（VII），同样要经历再入段和着陆段。7航天器返回过程811.3返回型航天器的分类再入航天器以很高的速度进入大气层，承受严重的气动加热和制动过载。因此，航天器的气动外形、结构、返回轨道、返回控制等都是按再入段工作条件设计的。航天器在大气层内运动，除受重力外还受空气动力作用。空气动力可分解为阻力D和升力L。按高超声速时的升阻比大小，再入航天器可分为弹道式和升力式（滑翔式）两大类。911.3返回型航天器的分类（contd.）再入航天器的分类1011.3.1弹道式再入航天器(L/D=0~0.5)无升力或只有无法控制的有限升力；外形一般是钝头的轴对称旋转体；在大气里经历的时间很短（不超过400s），总加热量相对小些，防热结构简单。美、苏早期的返回式航天器均属此类。1.纯弹道式再入航天器1111.3.1弹道式再入航天器(L/D=0~0.5)缺点：再入过程的运动无法控制。制动火箭工作结束后，落点便已决定。落点偏差大（可达上百公里）；加热时间短，迎风面热流大，常采用烧蚀式防热结构；再入过载大(8~10g)，只能垂直着陆。可采取伞状阻尼板。1.纯弹道式再入航天器122.半弹道式再入航天器（L/D0.5)在纯弹道式基础上，增加有限的、可控的升力，以控制再入轨道的航天器叫半弹道式（升力—弹道式）再入航天器。原理：将航天器重心配置在离中心轴一段很小的距离处，加以“配平攻角”，产生部分升力。将航天器绕其纵轴旋转一角度，升力得以分解为一个向上的力和一侧向力。后者用以控制航天器的落点。目前，这种再入可控制落点偏差范围在2km以内。132.半弹道式再入航天器（L/D0.5)图·13－3“双子星座”飞船再入舱重心偏心e=76.2mm。相应的配平攻角＝14o，L/D=0.19。14美国首次在“双子星座”3号飞船上采用了半弹道式再入技术，再入舱重心偏差76.2mm，相应的配平攻角140，飞船可在纵向550km、横向100km范围内调整飞船落点，再入过载为4－5g，而纯弹道式再入情况下为6g。前苏联从“联盟3”号飞船开始采用半弹道再入技术,此后的“联盟T”、“联盟TM”等。按再入轨道可分为一次再入和跳跃式再入两种。15一次再入式轨道是航天器再入大气层后，在飞行过程中轨道呈单调下降，不再跃出大气层。从近地轨道返回地面均采用这种轨道。跳跃式轨道又称起伏式或回弹式再入轨道。航天器在进入大气层一段时间后，调整升力使航天器上行飞出大气层；然后再二次进入。可多次进出大气层，以增加航程、增加调整落点的范围，同时减少再入制动过载。美国Apollo飞船和前苏联“探测器-6”采用。16起伏式或回弹式轨道，可用于控制落点。173.升力式再入航天器(L/D0.5)可分为升力体（0.5L/D1.3)和有翼航天器(L/D1.3)两种。1.有翼航天器具有升力面，升阻比大于1.3，可滑翔数千公里、水平着陆。可以多次重复使用，最大制动过载1g。外形兼顾从高超音速到亚音速各个阶段，几何外形和结构复杂。气动加热热流低，但时间长、总加热量大。防热结构沉重。18航天飞机（SpaceShuttle）属于有翼航天器。1981年4月，美Columbia号首次载人升空并成功返回；1988年11月，苏“暴风雪”号首次不载人轨道飞行成功。192.升力体又称升力艇。没有机翼。利用机身的气动力外形产生一定的升力。升阻比在0.5－1.3之间。20升力体性能介于弹道式再入航天器和有翼航天器之间，吸收了两者的长处。气动载荷较低，制动过载不大(2g)，结构重量中等，要在大气内机动飞行数百公里，可水平着陆，可多次重复使用。如美国X-33（“冒险星”1/2缩聚的原型机）单级入轨火箭验证机。由洛克希德.马丁公司著名的“臭鼬工程队”于1996年开始研制，长20.29米，高5.88米，翼展22.06米。因存在诸多难以突破的技术难关（如线性气塞式发动机），NASA于2001年3月取消了已经耗资了13亿美元的X-33项目。212211.4脱离运行轨道（返回轨道）23航天器完成预定航天任务后，需及时、迅速地返回地球，并在规定场区安全着陆。航天器纵轴与当地水平面间角度φ称制动角；航天器再入速度与当地水平面间的夹角θ称再入角。再入角越大，航天器飞过的总距离越短，返回地面时间也越少。航天器必须有足够大的制动力，若再入角太大，航天器在稠密大气层中飞行时间过长，空气阻力很大、制动过载可能超过允许值及可能导致气动加热严重而使航天器烧毁。24如再入角太小，地球引力不足以将航天器拉入大气层，将沿椭圆轨道运行，甚至永远在宇宙空间漂流，成为一颗人造行星。正常情况下，载人飞船允许的最大制动过载值不能超过航天员身体所能承受的程度(10g)，再入角为2º左右，对应航程约4000km；不载人的卫星，再入角可达5º左右，最大制动过载达15g，航程缩短为2000~3000km。因此，要选择合理的再入角，使航天器进入“再入走廊”。252611.5气动加热和防热措施航天器高速再入大气层，在空气动力的作用下急剧减速，同时巨大的动能和势能转化为巨大的热能。因此，要尽量减少传递给航天器的热量。对于弹道式再入航天器，通过精心选择航天器的几何外形来减少传到结构的热量。一般采用钝头形状。98％热量被扩散，只有1％－2％传给航天器结构。但这些热量仍然很大。27防热方法：(1)热沉法：利用非消融性防热材料的热容量提供对航天器内部结构和设备的保护。热沉（heatsink）式防热结构的蒙皮厚，采用的金属材料的比热高、导热性好，熔点高（铍、铜等），能容纳气动力热传给结构的热量。28防热方法：（2）辐射法：辐射式防热结构的蒙皮采用很薄的耐热合金（镍、铌、钼等合金）。从蒙皮表面向外辐射的热量qw与蒙皮表面温度Tw的4次方成正比。Stefen-Boltzmann（全辐射）定律：式中σ=5.67x10-8W/m2K4,称Stefen-Boltzmann常数,对绝对黑体ε=1目前耐高温金属材料的性能，使辐射法只适用于最大热流不超过100大cal/m2的情况。29防热方法：(3)烧蚀法：固态高分子材料（酚醛玻璃钢、尼龙酚醛增强塑料等）在加热条件下表面部分材料熔化、蒸发或升华，或分解气化。在此过程中，吸收一定的热量，这种现象叫“烧蚀”。广泛应用于远程导弹的弹头防热结构中，也是弹道式航天器的主要防热方式。缺点是再入航天器只能一次使用，并且再入体表面烧蚀后，气动外形略有变化。30图7－6三种防热法原理示意图1－从气流传来的热流；2－蒙皮表面向外辐射的热流；3－承力结构；4－隔热层；5－高热容量蒙皮；6－蒙皮；7－碳化层；8－分解层；9－未烧蚀材料；10－胶合层。3111.6着陆航天器下降到15km左右的高度，速度已减小到亚音速。为保证安全着陆，仍需采取进一步的减速措施。弹道式再入航天器常采用降落伞，降落伞具有包装体积小、重量轻、展开后阻力面大、可靠性高的优点。现已有可操纵的降落伞。降落伞着陆系统在15km以下高度工作，一般为两级减速：先在9km左右打开引导伞和减速伞，将航天器减速至80m/s左右；然后在7km左右高度开主伞，减速至最终要求。32进入黑障区牵引伞和阻力伞打开33航天器飞行至距地面100公里时进入大气层，产生所谓的“黑障”现象，这是因为航天器与大气剧烈摩擦，在其四周产生了一个等离子(Plasma)壳，此时航天器内暂时无法与地面通讯。距地面40km时出“黑障”区。一般，载人飞船着陆速度不得大于6m/s，在海上不大于10m/s，无人航天器亦不得大于15m/s。34缓冲火箭工作地面与空中搜救35载人飞船着陆时，还要有减缓着陆冲击载荷。常用缓冲气囊或缓冲火箭。着陆缓冲火箭在飞船离地1.5~1.2m时工作，提供向上的冲量。弹道式再入航天器落点散布面较广，为使地面搜救人员发现，航天器上有标位装置。主要有无线电信标机、海水染色剂、发烟罐、闪光灯和金属丝云等。