1、1,第11講,航天器 再入 與返回,2,航天器再入與返回,航天器分進入式（返回型）和非進入式（非返回型）兩大類。 航天器從大氣層外的飛行軌道進入地球的稠密大氣層，稱“進入”或“再入”。 航天器脫離空間軌道進入大氣層并在地面安全著陸的過程，稱航天器的返回。 航天器設計中有意識地將返回物品和設備集中安裝在“再入艙”內(nèi)，其余的物品配置在“設備艙”、“軌道艙”等內(nèi)。,3,11.1 返回技術,返回技術是一項重要技術，目前只有少數(shù)國家掌握。 20世紀40年代末，美、蘇實現(xiàn)地球物理火箭和高空生物火箭箭頭的回收。 50年代末，美國發(fā)展照相偵察衛(wèi)星，經(jīng)12次連續(xù)失敗，于1960.8首次從海上回收“發(fā)現(xiàn)者13”回

2、收艙。 60年代，掌握航天器從繞地軌道和從月球軌道彈道式返回地面技術。 70年代，在金星和火星軟著陸?！按篪B”偵察衛(wèi)星的膠卷艙分期返回。我國返回式衛(wèi)星。 80年代，航天飛機，實現(xiàn)了升力式返回技術。,4,11.2 返回過程,返回過程是一減速過程，從軌道上的高速減速到接地時的安全著陸速度。 理論上，實現(xiàn)返回有兩種方法：利用制動火箭 和 利用空氣阻力。 單純利用火箭動力，會增加運載火箭的有效載荷，增加起飛質(zhì)量；不經(jīng)濟，不現(xiàn)實。 利用稠密大氣（幾十km）對航天器的空氣阻力，使航天器減速；經(jīng)濟，可行。需一能量不大的制動火箭。,5,返回的四個階段： (1) 離軌段（制動飛行段） 制動火箭作用，脫離原運行軌

3、道，轉(zhuǎn)入一條能進入大氣層的過渡軌道。 (2) 大氣層外自由下降段 制動火箭熄火，航天器在重力作用下沿過渡軌道自由下降。在100km左右進入稠密大氣層(AB段)。,6,(3) 再入大氣層（大氣層內(nèi)飛行段） （B點以下） (4) 著陸段（回收段） 當航天器下降到15km以下的高度，進一步減速，保證其安全著陸。 航天器從其他星球航行歸來，進入地球大氣層（VII），同樣要經(jīng)歷再入段和著陸段。,7,航天器返回過程,8,11.3 返回型航天器的分類,再入航天器以很高的速度進入大氣層，承受嚴重的氣動加熱和制動過載。因此，航天器的氣動外形、結(jié)構、返回軌道、返回控制等都是按再入段工作條件設計的。 航天器在大氣層

4、內(nèi)運動，除受重力外還受空氣動力作用?？諝鈩恿煞纸鉃樽枇和升力L。按高超聲速時的升阻比大小，再入航天器可分為彈道式和升力式（滑翔式）兩大類。,9,11.3 返回型航天器的分類（contd.）,再入航天器的分類,10,11.3.1 彈道式再入航天器(L/D=00.5),無升力或只有無法控制的有限升力；外形一般是鈍頭的軸對稱旋轉(zhuǎn)體；在大氣里經(jīng)歷的時間很短（不超過400s），總加熱量相對小些，防熱結(jié)構簡單。 美、蘇早期的返回式航天器均屬此類。,1. 純彈道式再入航天器,11,11.3.1 彈道式再入航天器(L/D=00.5),缺點：再入過程的運動無法控制。制動火箭工作結(jié)束后，落點便已決定。落點偏差

5、大（可達上百公里）； 加熱時間短，迎風面熱流大，常采用燒蝕式防熱結(jié)構； 再入過載大(810g)，只能垂直著陸。可采取傘狀阻尼板。,1. 純彈道式再入航天器,12,2. 半彈道式再入航天器（L/D0.5),在純彈道式基礎上，增加有限的、可控的升力，以控制再入軌道的航天器叫半彈道式（升力彈道式）再入航天器。 原理：將航天器重心配置在離中心軸一段很小的距離處，加以“配平攻角”，產(chǎn)生部分升力。將航天器繞其縱軸旋轉(zhuǎn)一角度，升力得以分解為一個向上的力和一側(cè)向力。后者用以控制航天器的落點。 目前，這種再入可控制落點偏差范圍在2 km以內(nèi)。,13,2. 半彈道式再入航天器（L/D0.5),可分為升力體（0.5

6、1.3)兩種。,1.有翼航天器,具有升力面，升阻比大于1.3，可滑翔數(shù)千公里、水平著陸。可以多次重復使用，最大制動過載1g。外形兼顧從高超音速到亞音速各個階段，幾何外形和結(jié)構復雜。氣動加熱熱流低，但時間長、總加熱量大。防熱結(jié)構沉重。,18,航天飛機（Space Shuttle）屬于有翼航天器。 1981年4月，美Columbia 號首次載人升空并成功返回；1988年11月，蘇“暴風雪”號首次不載人軌道飛行成功。,19,2. 升力體,又稱升力艇。沒有機翼。利用機身的氣動力外形產(chǎn)生一定的升力。 升阻比在0.51.3之間。,20,升力體性能介于彈道式再入航天器和有翼航天器之間，吸收了兩者的長處。 氣

7、動載荷較低，制動過載不大(2g)，結(jié)構重量中等，要在大氣內(nèi)機動飛行數(shù)百公里，可水平著陸，可多次重復使用。 如美國X-33（“冒險星” 1/2縮聚的原型機）單級入軌火箭驗證機。由洛克希德.馬丁公司著名的“臭鼬工程隊”于1996年開始研制，長 20.29 米，高 5.88 米，翼展 22.06 米。因存在諸多難以突破的技術難關（如線性氣塞式發(fā)動機），NASA 于2001年3月取消了已經(jīng)耗資了 13 億美元的 X-33 項目。,21,22,11.4 脫離運行軌道 （返回軌道）,23,航天器完成預定航天任務后，需及時、迅速地返回地球，并在規(guī)定場區(qū)安全著陸。 航天器縱軸與當?shù)厮矫骈g角度稱制動角；航天器

8、再入速度與當?shù)厮矫骈g的夾角稱再入角。 再入角越大，航天器飛過的總距離越短，返回地面時間也越少。航天器必須有足夠大的制動力，若再入角太大，航天器在稠密大氣層中飛行時間過長，空氣阻力很大、制動過載可能超過允許值及可能導致氣動加熱嚴重而使航天器燒毀。,24,如再入角太小，地球引力不足以將航天器拉入大氣層，將沿橢圓軌道運行，甚至永遠在宇宙空間漂流，成為一顆人造行星。 正常情況下，載人飛船允許的最大制動過載值不能超過航天員身體所能承受的程度(10g)，再入角為2左右，對應航程約4000km；不載人的衛(wèi)星，再入角可達5左右，最大制動過載達15g，航程縮短為20003000km。 因此，要選擇合理的再入角

9、，使航天器進入“再入走廊”。,25,26,11.5 氣動加熱和防熱措施,航天器高速再入大氣層，在空氣動力的作用下急劇減速，同時巨大的動能和勢能轉(zhuǎn)化為巨大的熱能。因此，要盡量減少傳遞給航天器的熱量。,對于彈道式再入航天器，通過精心選擇航天器的幾何外形來減少傳到結(jié)構的熱量。一般采用鈍頭形狀。98熱量被擴散，只有12傳給航天器結(jié)構。但這些熱量仍然很大。,27,防熱方法：,熱沉法： 利用非消融性防熱材料的熱容量提供對航天器內(nèi)部結(jié)構和設備的保護。 熱沉（heat sink）式防熱結(jié)構的蒙皮厚，采用的金屬材料的比熱高、導熱性好，熔點高（鈹、銅等），能容納氣動力熱傳給結(jié)構的熱量。,28,防熱方法：,（2）輻

10、射法： 輻射式防熱結(jié)構的蒙皮采用很薄的耐熱合金（鎳、鈮、鉬等合金）。從蒙皮表面向外輻射的熱量qw與蒙皮表面溫度Tw的4次方成正比。 Stefen-Boltzmann（全輻射）定律： 式中=5.67x10-8W/m2K4,稱Stefen-Boltzmann常數(shù),對絕對黑體=1 目前耐高溫金屬材料的性能，使輻射法只適用于最大熱流不超過100大cal/m2的情況。,29,防熱方法：,(3)燒蝕法： 固態(tài)高分子材料（酚醛玻璃鋼、尼龍酚醛增強塑料等）在加熱條件下表面部分材料熔化、蒸發(fā)或升華，或分解氣化。在此過程中，吸收一定的熱量，這種現(xiàn)象叫“燒蝕”。 廣泛應用于遠程導彈的彈頭防熱結(jié)構中，也是彈道式航天器

11、的主要防熱方式。 缺點是再入航天器只能一次使用，并且再入體表面燒蝕后，氣動外形略有變化。,30,圖76 三種防熱法原理示意圖,1從氣流傳來的熱流；2蒙皮表面向外輻射的熱流； 3承力結(jié)構；4隔熱層；5高熱容量蒙皮； 6蒙皮； 7碳化層；8分解層；9未燒蝕材料；10膠合層。,31,11.6 著陸,航天器下降到15km左右的高度，速度已減小到亞音速。為保證安全著陸，仍需采取進一步的減速措施。 彈道式再入航天器常采用降落傘，降落傘具有包裝體積小、重量輕、展開后阻力面大、可靠性高的優(yōu)點?，F(xiàn)已有可操縱的降落傘。 降落傘著陸系統(tǒng)在15km以下高度工作，一般為兩級減速：先在9km左右打開引導傘和減速傘，將航天器減速至80m/s左右；然后在7km左右高度開主傘，減速至最終要求。,32,進入黑障區(qū),牽引傘和阻力傘打開,33,航天器飛行至距地面100公里時進入大氣層，產(chǎn)生所謂的“黑障”現(xiàn)象，這是因為航天器與大氣劇烈摩擦，在其四周產(chǎn)生了一個等離子(Plasma)殼，此時航天器內(nèi)暫時無法與地面通訊。距地面40km時出“黑障”區(qū)。 一般，載人飛船著陸速度不得大于6m/