歐洲“過渡試驗(yàn)飛行器”再入返回技術(shù)綜述

魏昊功 陸亞東 李齊 彭兢

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

歐洲“過渡試驗(yàn)飛行器”再入返回技術(shù)綜述

魏昊功 陸亞東 李齊 彭兢

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

歐洲“過渡試驗(yàn)飛行器”（IXV）是在歐洲未來運(yùn)載器預(yù)備工程（FLPP）框架下研發(fā)的飛行試驗(yàn)器，主要用于演示驗(yàn)證升力體高超聲速再入技術(shù)。2015年2月11日IXV成功回收，標(biāo)志著歐洲在飛行器再入返回技術(shù)上實(shí)現(xiàn)了新的突破。文章介紹了IXV的發(fā)展歷程、飛行試驗(yàn)情況，以及主要設(shè)計(jì)要求和技術(shù)指標(biāo)，梳理了空氣動(dòng)力學(xué)、熱防護(hù)系統(tǒng)（TPS）、制導(dǎo)導(dǎo)航與控制、回收等關(guān)鍵技術(shù)的解決途徑，可為我國開展相關(guān)研究提供參考。

“過渡試驗(yàn)飛行器”；再入返回；高超聲速

1 引言

2015年2月11日，歐洲“過渡試驗(yàn)飛行器”（Intermediate eXperimental Vehicle，IXV）成功完成了飛行試驗(yàn)，并在太平洋上安全濺落。歐洲航天局（ESA）局長將IXV任務(wù)稱為一項(xiàng)“關(guān)鍵任務(wù)”，IXV任務(wù)主要是為了驗(yàn)證大氣再入技術(shù)，此次試飛成功，標(biāo)志著歐洲在飛行器再入返回技術(shù)上實(shí)現(xiàn)了新的突破。

在20世紀(jì)80年代法國赫爾墨斯（Hermes）、德國桑格爾（Sanger）等航天飛機(jī)項(xiàng)目相繼因各種問題凍結(jié)后，歐洲對(duì)于再入領(lǐng)域的探索相當(dāng)謹(jǐn)慎，直到1998年才實(shí)現(xiàn)了“大氣再入驗(yàn)證器”（Atmospheric Re－entry Demonstrator，ARD）首次受控再入飛行，獲得了用于再入技術(shù)研究的實(shí)際數(shù)據(jù)。此外，歐洲曾參與美國X－38空間站乘員返回飛行器項(xiàng)目，該項(xiàng)目在2002年被美國方面終止后，ESA決定自主研究再入技術(shù)。為保證技術(shù)和經(jīng)濟(jì)資源的有效利用，ESA制訂了科學(xué)合理的發(fā)展規(guī)劃，并啟動(dòng)了“未來運(yùn)載器預(yù)備工程”（Future Launcher Preparatory Program，F(xiàn)LPP），包括一系列地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)項(xiàng)目。在所有飛行試驗(yàn)項(xiàng)目中，IXV項(xiàng)目被認(rèn)為是最具挑戰(zhàn)性的，因此法國國家空間研究中心（CNES）與空中客車集團(tuán)（Airbus Group）（原歐洲宇航防務(wù)集團(tuán)，2014年初更名與業(yè)務(wù)重組）合作開展了作為IXV預(yù)先研究的Pre－X項(xiàng)目，用于探索可重復(fù)使用的熱防護(hù)技術(shù)的可行性和研究高超聲速氣動(dòng)熱力學(xué)規(guī)律，以降低正式任務(wù)的風(fēng)險(xiǎn)。

IXV作為世界上第一個(gè)實(shí)現(xiàn)低軌再入的升力體返回飛行器，繼承了ARD、Pre－X等項(xiàng)目的再入技術(shù)，兼具有翼升力式飛行器的可控性高和返回艙系統(tǒng)簡單的優(yōu)點(diǎn)。本文對(duì)IXV飛行試驗(yàn)、技術(shù)指標(biāo)等進(jìn)行了介紹，重點(diǎn)分析了氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與試驗(yàn)、熱防護(hù)系統(tǒng)、制導(dǎo)導(dǎo)航與控制系統(tǒng)、下降與回收系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)等再入返回關(guān)鍵技術(shù)，可為后續(xù)研究提供參考。

2 IXV飛行試驗(yàn)簡介

IXV完全繼承了Pre－X的外形設(shè)計(jì)，如圖1所示［1－2］。在2015年2月的飛行試驗(yàn)任務(wù)中，IXV從庫魯發(fā)射場(chǎng)由織女星（Vega）火箭發(fā)射進(jìn)入赤道附近的亞軌道，在距地面高度為333km時(shí)與火箭分離后沿彈道自由飛行，到達(dá)遠(yuǎn)地點(diǎn)高度412km后下降，在到達(dá)再入點(diǎn)（距地面高度120km）時(shí)再入速度為7.5km／s，再入角為－1.2°［2］。飛行器再入過程中峰值過載達(dá)到2.02 gn，再入航程達(dá)到7300km，在末段速度的馬赫數(shù)（Ma）為1.5和高度為26km的條件下觸發(fā)下降與回收系統(tǒng)（Decent and Recover System，DRS），依次展開超聲速減速傘、亞聲速減速傘和主降落傘，最后在太平洋濺落并回收［3］。整個(gè)飛行過程持續(xù)時(shí)間1h40min。飛行過程如圖2所示［4］。這是一次典型的近地返回任務(wù)，對(duì)后續(xù)研究有著重要的指導(dǎo)意義。

圖1 Pre－X與IXV概念圖Fig.1 Artist concepts of Pre－X and IXV

圖2 IXV飛行過程Fig.2 IXV flight test

3 IXV主要設(shè)計(jì)要求與技術(shù)指標(biāo)

IXV的主要設(shè)計(jì)要求為［1］：

（1）任務(wù)再入段試驗(yàn)馬赫數(shù)（Ma）覆蓋25～5；

（2）以標(biāo)稱彈道飛行時(shí)飛行器表面不得發(fā)生主動(dòng)氧化繼而擾亂邊界層流動(dòng)；

（3）回收飛行器，獲得飛行期間的測(cè)量數(shù)據(jù)（任務(wù)成功判據(jù)）；

（4）熱防護(hù)系統(tǒng)的檢查和拆卸不得對(duì)結(jié)構(gòu)造成損傷；

（5）海上回收，且信標(biāo)機(jī)能持續(xù)工作48h以上；

（6）與Vega火箭接口匹配；

（7）分離后可靠性0.95；

（8）安全指標(biāo)為毀滅性事故發(fā)生概率1×10－7。IXV主要技術(shù)指標(biāo)見表1所示［2－7］。

表1 主要技術(shù)參數(shù)Table 1 Main characteristics

4 IXV再入返回技術(shù)

4.1 氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

前期歐洲研制的ARD采用類似于美國阿波羅飛船（Apollo）的氣動(dòng)外形，升阻比約為0.3，屬于成熟外形。而IXV要求設(shè)計(jì)成升阻比不小于0.7的全新升力體外形，這給氣動(dòng)設(shè)計(jì)帶來了重大挑戰(zhàn)。

1）升力體外形設(shè)計(jì)與優(yōu)化

升力體外形設(shè)計(jì)較Apollo飛船等軸對(duì)稱旋成體的簡單外形要復(fù)雜，與航天飛機(jī)、X－37B等有翼升力體外形也有所不同，屬于全新的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)時(shí)須要綜合考慮各種目標(biāo)函數(shù)（如升阻比高、阻力系數(shù)低、熱流密度低等）、約束條件（如穩(wěn)定性、容積利用率等）和設(shè)計(jì)變量（如最大包絡(luò)、截面形狀等）之間的關(guān)系。在IXV的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)過程中，利用相似性原理，綜合航天飛機(jī)等成熟飛行器的設(shè)計(jì)特點(diǎn)開展設(shè)計(jì)優(yōu)化，例如，采用了與航天飛機(jī)接近的頭部直徑尺寸，以降低表面熱流密度。

如圖3所示［1］，設(shè)航天飛機(jī)的長度為lSTS，頭部直徑為dSTS。與此類似，設(shè)IXV的長度為lIXV，頭部直徑為dIXV，則IXV與作為參照的航天飛機(jī)的長度比例為，頭部直徑比例為。彈道因數(shù)定義為等比參照飛行器的密度ρref與縮比參照飛行器的密度ρx之比，其中下標(biāo)ref表示等比，下標(biāo)x表示縮比。3個(gè)主要的相似性參數(shù)見表2［1］，此外還包括表征流體壓縮性的馬赫數(shù)（Ma）。從表2中可以看出，頭部半徑為主要相關(guān)因素，機(jī)身長度為次要因素。利用相似性原理，IXV的外形設(shè)計(jì)中頭部直徑與航天飛機(jī)相當(dāng)，而長度僅為航天飛機(jī)的1／10，見表3［1］。

圖3 航天飛機(jī)特征尺寸Fig.3 STS nose and length

表2 與航天飛機(jī)相似性參數(shù)Table 2 Similarity parameters with STS

表3 IXV與航天飛機(jī)尺寸對(duì)比Table 3 Length ratios of IXV and STS mm

相似性參數(shù)必須根據(jù)幾何尺寸比例λ進(jìn)行計(jì)算。假設(shè)縮比為1，試驗(yàn)飛行器馬赫數(shù)相同，氣動(dòng)相似性參數(shù)條件λ／K＝1，熱流相似性參數(shù)條件（λK）0.5＝1，則有以下關(guān)系：

氣動(dòng)

頭部駐點(diǎn)熱流密度

IXV在最大加熱階段的速度和高度與蘇聯(lián)暴風(fēng)雪號(hào)航天飛機(jī)、美國航天飛機(jī)、蘇聯(lián)Bor－4升力體飛行器非常接近，如圖4紅色方框所示［1］。IXV高超聲速下的配平攻角為45°，由于頭部不是圓形，其等效半徑必須根據(jù)攻角計(jì)算。由式（1），電離參數(shù)相同；根據(jù)式（2），由于IXV的λL＜1，其雷諾數(shù)是航天飛機(jī)的1／10；又根據(jù)式（3），由于IXV的λD＞1，K＝1，因此其熱流密度小于航天飛機(jī)?？梢姡贗XV的設(shè)計(jì)中，對(duì)于熱流密度和氣動(dòng)熱力學(xué)現(xiàn)象的考慮要多于氣動(dòng)力方面。

圖4 IXV再入彈道與其它再入飛行器對(duì)比Fig.4 IXV re－entry path versus other re－entry vehicle path

2）尾襟翼流場(chǎng)干擾分析以及尾襟翼作動(dòng)效果評(píng)估

IXV俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)調(diào)節(jié)，通過尾襟翼作動(dòng)控制。但飛行器尾部的復(fù)雜流場(chǎng)與尾襟翼偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致的激波干擾相互作用［8］，會(huì)對(duì)飛行器的靜、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性，特別是氣動(dòng)穩(wěn)定性產(chǎn)生顯著影響，此時(shí)尾襟翼的實(shí)際作動(dòng)效果與理論預(yù)測(cè)值可能產(chǎn)生較大差異。為評(píng)估不同攻角和襟翼偏角組合下尾襟翼流場(chǎng)干擾對(duì)其作動(dòng)效果的影響，德國宇航中心（DLR）使用高超聲速風(fēng)洞開展了大量風(fēng)洞試驗(yàn)，分別研究了尾襟翼作為升降舵和作為副翼兩個(gè)狀態(tài)下的氣動(dòng)特性［8］。

3）真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性的影響研究

IXV再入過程中主要飛行速域?yàn)楦叱曀賲^(qū)，該區(qū)域真實(shí)氣體效應(yīng)明顯，對(duì)于升力體這種較為復(fù)雜的飛行器外形影響顯著。當(dāng)年美國航天飛機(jī)實(shí)際飛行時(shí)為保證配平攻角40°，機(jī)身襟翼偏轉(zhuǎn)了16°，而地面風(fēng)洞試驗(yàn)預(yù)測(cè)只需7°即可實(shí)現(xiàn)。這一明顯差異產(chǎn)生的原因，就是由于真實(shí)氣體效應(yīng)引起迎風(fēng)面和背風(fēng)面壓力分布變化而產(chǎn)生抬頭力矩的結(jié)果。由于風(fēng)洞試驗(yàn)很難制造真實(shí)氣體效應(yīng)流動(dòng)環(huán)境，因此真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響研究只能通過理論計(jì)算和分析來開展，這對(duì)相關(guān)氣體組分和反應(yīng)模型的準(zhǔn)確選擇提出了很高的要求［9］。

4）風(fēng)洞試驗(yàn)

IXV項(xiàng)目研究的一個(gè)主要目標(biāo)，是建立飛行器氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱力學(xué)特性數(shù)據(jù)庫，用于與飛行試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比。為此專門開展了大量的計(jì)算流體力學(xué)（CFD）模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)工作，在馬赫數(shù)從0.8到10.5范圍內(nèi)的跨聲速、超聲速和高超聲速條件下進(jìn)行了大量的氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱風(fēng)洞試驗(yàn)［8，10］。

DLR使用高超聲速風(fēng)洞對(duì)IXV的氣動(dòng)特性進(jìn)行了一系列試驗(yàn)研究。圖5為用于風(fēng)洞試驗(yàn)的模型［8］。試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，根據(jù)舵偏角與攻角的不同組合，尾舵附近的復(fù)雜流場(chǎng)對(duì)飛行器的氣動(dòng)力系數(shù)有著顯著影響。DLR分別研究了尾舵作為升降舵和作為副翼兩個(gè)狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。當(dāng)尾舵作為升降舵工作時(shí)，左右舵偏角相同；作為副翼工作時(shí)，左右舵偏角不同。

圖5 用于風(fēng)洞試驗(yàn)的模型Fig.5 Scaled model for wind tunnel tests

根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，當(dāng)尾舵作為副翼時(shí)，氣動(dòng)力系數(shù)隨攻角基本呈線性變化，只有氣動(dòng)力矩系數(shù)在攻角大于45°時(shí)變化趨勢(shì)不再單調(diào)。當(dāng)尾舵作為升降舵時(shí)，氣動(dòng)力系數(shù)隨攻角和舵偏角均呈單調(diào)變化。為進(jìn)一步分析測(cè)量數(shù)據(jù)，采用紋影照相法顯示了激波結(jié)構(gòu)，如圖6所示［8］。其中，α為飛行器攻角，δL／R為尾襟翼左／右舵偏角，ζ＝α＋δL／R為尾襟翼在流場(chǎng)中的攻角。

圖6 紋影照相Fig.6 Schlieren images

研究還發(fā)現(xiàn)，當(dāng)尾舵作為升降舵時(shí)，頭部壓力系數(shù)與馬赫數(shù)和舵偏角無關(guān)；迎風(fēng)面壓力系數(shù)與馬赫數(shù)有弱關(guān)聯(lián)，隨舵偏角單調(diào)變化；后部壓力系數(shù)與舵偏角無關(guān)，與馬赫數(shù)有關(guān)。圖7顯示了在尾舵和主體連接處的激波－激波干擾［8］。

圖7 尾舵區(qū)激波結(jié)構(gòu)Fig.7 Shock structure in flap region

研究發(fā)現(xiàn)在攻角和舵偏角組合大于60°的情況下，由于尾襟翼區(qū)域的復(fù)雜激波干擾對(duì)IXV的氣動(dòng)穩(wěn)定性、控制和制導(dǎo)有十分不利的影響，因此在飛行中應(yīng)盡量避免。此外，熱流數(shù)據(jù)在流動(dòng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)方面對(duì)于解釋氣動(dòng)力系數(shù)和表面壓力分布有很大幫助。

IXV的風(fēng)洞試驗(yàn)研究揭示了可能出現(xiàn)的復(fù)雜流場(chǎng)現(xiàn)象，對(duì)于設(shè)計(jì)、理解和掌握IXV的氣動(dòng)外形有著重要的參考價(jià)值。

4.2 熱防護(hù)系統(tǒng)

熱防護(hù)系統(tǒng)（TPS）設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)，是依靠改進(jìn)的技術(shù)來實(shí)現(xiàn)創(chuàng)新的熱防護(hù)設(shè)計(jì)和高性能的結(jié)構(gòu)。熱防護(hù)系統(tǒng)采用先進(jìn)設(shè)計(jì)，可在質(zhì)量最小的要求下承受惡劣的再入環(huán)境。IXV所承受的最大熱流密度小于飛船，但總加熱量大于飛船。不同于半彈道式飛船所采用的燒蝕型熱防護(hù)，在IXV的頭部、迎風(fēng)面和尾襟翼使用了隔熱型熱防護(hù)，與航天飛機(jī)相似。

IXV再入過程中必須承受嚴(yán)酷的熱環(huán)境。如圖8所示［1］，經(jīng)過迭代設(shè)計(jì)，最終彈道的駐點(diǎn)熱流峰值降至500kW／m2。為此，IXV的熱防護(hù)系統(tǒng)采用了隔熱材料和燒蝕材料結(jié)合的方式。如圖9所示［1］，端頭、迎風(fēng)面、翼前緣和襟翼采用陶瓷材料，除襟翼外，陶瓷蒙皮同內(nèi)部隔熱層組合，所形成的完整的組合體采用機(jī)械方式連接與固定，由下面的冷結(jié)構(gòu)支撐；側(cè)面、背風(fēng)面和底部采用燒蝕復(fù)合材料，復(fù)合材料由硅樹脂基材料制成，可抵御再入時(shí)的剪應(yīng)力，此外，該材料還具有良好的燒蝕與隔熱性能［11］。表4給出了熱防護(hù)系統(tǒng)可承受的溫度上限。

圖8 熱流隨時(shí)間變化曲線Fig.8 Heat flux pattern

圖9 熱防護(hù)系統(tǒng)構(gòu)造Fig.9 TPS architecture

表4 熱防護(hù)系統(tǒng)溫度上限Table 4 TPS upper limit

IXV的結(jié)構(gòu)能夠承受飛行階段的全部載荷，包括發(fā)射和海中濺落期間所承受的載荷。它基于典型的框架／隔框和縱梁結(jié)構(gòu)，以及支撐熱防護(hù)系統(tǒng)的氣動(dòng)外殼板。為滿足嚴(yán)格的質(zhì)量標(biāo)準(zhǔn)要求，主艙壁和氣動(dòng)外殼采用碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料。

另外，為了避免N2H4肼推進(jìn)劑超出＋50℃溫度而變得不穩(wěn)定，每個(gè)反沖發(fā)動(dòng)機(jī)（RCS）的噴口都加強(qiáng)了熱防護(hù)，以保證在再入環(huán)境下的安全。為此，IXV上采用了數(shù)值模擬仿真分析方法設(shè)計(jì)相應(yīng)的熱防護(hù)系統(tǒng)。圖10（a）為噴口的熱流隨時(shí)間變化曲線，每條曲線分別對(duì)應(yīng)如圖10（b）所示［12］噴口的B2－1，2，3，4，5位置。

圖10 IXV推力器噴口熱流分布Fig.10 Aero－thermal heat fluxes distribution of an IXV thruster

根據(jù)對(duì)推力器工作時(shí)間的分析，計(jì)算了IXV的工作環(huán)境。根據(jù)計(jì)算結(jié)果，優(yōu)化了如圖11（a）的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，增加了額外的隔熱板（圖中淺藍(lán)色底板），優(yōu)化后的仿真結(jié)果如圖11（b）所示［12］。與優(yōu)化前計(jì)算結(jié)果比較，推力器噴口的最高溫度由超過200℃降低至160℃，得到明顯改善。

圖11 增加隔熱板的設(shè)計(jì)優(yōu)化結(jié)果Fig.11 Additional insulation cover on bulkhead as optimal design solution

4.3 制導(dǎo)導(dǎo)航與控制系統(tǒng)

IXV的制導(dǎo)導(dǎo)航與控制系統(tǒng)組成如圖12所示［5－6］，飛行管理（Flight Management）處于頂層，保證GNC狀態(tài)信息更新。任務(wù)與飛行器管理（Mission and Vehicle Management，MVM）利用該狀態(tài)監(jiān)控子系統(tǒng)。此外，結(jié)合該狀態(tài)和MVM的輸出指令可以監(jiān)控IXV的飛行狀態(tài)［5］。

制導(dǎo)系統(tǒng)工作頻率為2Hz，用于保持姿態(tài)、控制熱流和氣動(dòng)力在安全范圍內(nèi)，避免熱防護(hù)系統(tǒng)被主動(dòng)氧化，保證飛行器沿預(yù)定路徑飛往指定地點(diǎn)。制導(dǎo)系統(tǒng)分為軌道和再入兩部分。軌道制導(dǎo)部分包含一個(gè)預(yù)先存儲(chǔ)的姿態(tài)四元數(shù)參照表，用于保證全球定位系統(tǒng)（GPS）的天線指向北方。再入制導(dǎo)部分控制攻角和側(cè)滑角兩個(gè)變量，保證飛行器時(shí)刻處于再入走廊內(nèi)。再入制導(dǎo)基于以下3個(gè)功能［5－6］。

（1）彈道生成：首先在軌生成一條能量最優(yōu)彈道。隨后，為消除開傘誤差，機(jī)上計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)修正標(biāo)稱彈道。

（2）彈道跟蹤：將軸向、法向運(yùn)動(dòng)與側(cè)向運(yùn)動(dòng)解耦，采用完全解析公式保證收斂和降低機(jī)上計(jì)算機(jī)負(fù)擔(dān)。控制輸出量為傾側(cè)角指令。攻角指令經(jīng)過調(diào)制，能夠減小傾側(cè)角反轉(zhuǎn)和其它瞬時(shí)擾動(dòng)?？刂仆瑫r(shí)保證側(cè)滑角在配平位置。

（3）開傘前制導(dǎo)：保證進(jìn)入彈道末段的姿態(tài)角符合開傘條件，提供直接指令控制。

導(dǎo)航系統(tǒng)工作頻率為2Hz，包含慣性測(cè)量、GPS更新，以及在黑障區(qū)利用阻力推導(dǎo)高度數(shù)據(jù)（Drag Derived Altitude，DDA），并為制導(dǎo)系統(tǒng)和控制系統(tǒng)提供氣動(dòng)數(shù)據(jù)。導(dǎo)航系統(tǒng)在2Hz計(jì)算導(dǎo)航結(jié)果，如慣性系位置和速度矢量，以及一系列導(dǎo)航參數(shù)，輸入基于慣性測(cè)量單元（IMU）和GPS接收機(jī)。

導(dǎo)航策略如下［5－6，13］。

（1）自動(dòng)對(duì)準(zhǔn)：導(dǎo)航在發(fā)射前由IMU自動(dòng)對(duì)準(zhǔn)。

（2）慣性導(dǎo)航：在上升、再入和下降段，導(dǎo)航利用IMU和GPS數(shù)據(jù)計(jì)算各種導(dǎo)航參數(shù)。

（3）自由彈道導(dǎo)航：在軌期間，忽略除重力之外的其它外力。

（4）GPS更新：標(biāo)稱彈道包含3個(gè)GPS數(shù)據(jù)更新點(diǎn)，分別為：IXV分離點(diǎn)、進(jìn)入大氣前和飛出黑障后，用于校正誤差。

控制系統(tǒng)工作頻率為20Hz，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制。執(zhí)行機(jī)構(gòu)為安裝在尾部的2個(gè)尾舵和4個(gè)400N推力的RCS。尾襟翼在氣動(dòng)力顯著作用時(shí)開始工作，使IXV在大氣層內(nèi)的機(jī)動(dòng)能力顯著提升［5－6］。

尾襟翼設(shè)計(jì)是IXV的一大亮點(diǎn)，如圖13所示［1］。由于采用升力體氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，IXV的升阻比0.7大于Apollo飛船的0.3，加上采用了反沖發(fā)動(dòng)機(jī)和氣動(dòng)襟翼混合控制姿態(tài)，升力指向調(diào)整更加靈活，使得IXV的機(jī)動(dòng)性遠(yuǎn)大于半彈道式的飛船。由于在馬赫數(shù)5以上的高超聲速區(qū)，氣動(dòng)襟翼面控制效率低，因此IXV的尾襟翼比普通飛機(jī)的氣動(dòng)舵面積大得多，能以15（°）／s（最大30（°）／s）的角速率在－19°～＋21°舵偏范圍內(nèi)變化［9］，最大鉸鏈力矩1450Nm。

圖12 GNC功能架構(gòu)Fig.12 GNC functional architecture

圖13 尾襟翼構(gòu)型Fig.13 Body flaps configuration

4.4 下降與回收系統(tǒng)

下降與回收系統(tǒng)（Descent and Recovery System，DRS）由降落傘、漂浮氣囊和信標(biāo)機(jī)組成。IXV本身不透氣并可以漂浮，但為保證回收成功，還是增加了漂浮氣囊，如圖14所示［14］。DRS從超聲速開傘時(shí)刻開始工作，此時(shí)IXV處于無控的開環(huán)狀態(tài)。

IXV的飛行軌跡避開了人口稠密區(qū)域，并在太平洋無人區(qū)濺落。當(dāng)IXV達(dá)到馬赫數(shù)1.6、高度26km時(shí)，超聲速減速傘打開，IXV降低飛行速度，同時(shí)保證穿過跨聲速區(qū)時(shí)姿態(tài)穩(wěn)定。隨后，當(dāng)馬赫數(shù)0.3，高度10km時(shí)，亞聲速減速傘第1次打開。最后，在飛行高度到達(dá)3.2km時(shí)，主降落傘打開，將IXV的著海速度降至6m／s。主傘打開后，氣囊充氣準(zhǔn)備海上濺落。濺落后，信標(biāo)機(jī)開機(jī)工作，等待回收［7］。

圖14 DRS漂浮氣囊Fig.14 DRS floatation subsystem

4.5 測(cè)量系統(tǒng)

IXV的主要目的是通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證自主再入所需的氣動(dòng)、氣動(dòng)熱和熱防護(hù)系統(tǒng)方面的技術(shù)，為此IXV上安裝了約300個(gè)傳感器采集有價(jià)值的數(shù)據(jù)，用以驗(yàn)證和改進(jìn)上述技術(shù)［15］。通過合理選取傳感器的類型和安裝位置，使得采集的數(shù)據(jù)量最大，同時(shí)最小化系統(tǒng)集成的復(fù)雜度。IXV頭部安裝了20個(gè)熱電偶和9個(gè)壓力傳感器，用于采集攻角、駐點(diǎn)壓強(qiáng)和C－SiC陶瓷的熱梯度。位移傳感器和高溫應(yīng)變計(jì)記錄機(jī)械負(fù)載，并測(cè)量頭冠和機(jī)身碳基復(fù)合結(jié)構(gòu)的膨脹差異。同樣的傳感器組合也被用于迎風(fēng)面的熱防護(hù)系統(tǒng)。在其中一個(gè)熱防護(hù)瓦上安裝了有防護(hù)涂層的器件，用于測(cè)量再入環(huán)境中陶瓷材料的催化效應(yīng)程度。IXV機(jī)身的背風(fēng)面、側(cè)面和底面覆蓋了燒蝕型材料，這些材料的實(shí)際表現(xiàn)需要使用專門設(shè)計(jì)的熱電偶測(cè)量系統(tǒng)衡量。在機(jī)身后部的尾襟翼和鉸鏈盒也安裝了熱電偶。此外，通過探出機(jī)身后部的潛望鏡形的藍(lán)寶石鏡光學(xué)組件，紅外相機(jī)能夠生成尾襟翼的熱成像。成像經(jīng)過壓縮，儲(chǔ)存在數(shù)據(jù)處理單元。數(shù)據(jù)處理單元對(duì)其進(jìn)行分析，并據(jù)此調(diào)整相機(jī)的視場(chǎng)。

氣動(dòng)和氣動(dòng)熱試驗(yàn)包括以下內(nèi)容［15］：①尾襟翼效率及其熱力學(xué)特性；②激波／激波相互作用；③激波／邊界層相互作用；④湍流加熱；⑤層流到湍流轉(zhuǎn)捩；⑥飛行器后部氣動(dòng)和氣動(dòng)熱特性；⑦稀薄和連續(xù)空氣動(dòng)力學(xué)；⑧RCS效率；⑨材料催化效應(yīng)；⑩孔洞加熱；瑏瑡真實(shí)氣體效應(yīng)。

TPS試驗(yàn)?zāi)康陌?yàn)證再入環(huán)境下TPS的隔熱能力和熱機(jī)性能。TPS包含C－SiC頭冠和迎風(fēng)面隔熱瓦，背風(fēng)面、側(cè)面和后部的燒蝕型熱防護(hù)，以及C－SiC鉸鏈盒和尾襟翼。

圖15為傳感器分布［15］：（a）為測(cè)量層流到湍流轉(zhuǎn)捩的傳感器；（b）為測(cè)量材料催化效應(yīng)的傳感器；（c）為測(cè)量激波／邊界層相互作用的傳感器；（d）為測(cè)量飛行器加熱的傳感器；（e）為氣流數(shù)據(jù)系統(tǒng)的傳感器；（f）為測(cè)量飛行器后部氣動(dòng)和氣動(dòng)熱特性的傳感器和相機(jī)。

圖15 IXV傳感器分布Fig.15 Sensors for IXV experiments

5 結(jié)束語

IXV作為歐洲第一個(gè)升力體再入返回飛行試驗(yàn)器，既充分利用了ARD項(xiàng)目已掌握的技術(shù)，又采用了大量新材料和新技術(shù)。這次飛行試驗(yàn)所獲得的寶貴的真實(shí)高空再入環(huán)境數(shù)據(jù)，將用于系統(tǒng)工程、氣動(dòng)熱力學(xué)、導(dǎo)航制導(dǎo)與控制、熱防護(hù)系統(tǒng)等多個(gè)領(lǐng)域的技術(shù)驗(yàn)證。2012年11月，ESA決定將新型空間飛行器（Innovative Space Vehicle，ISV）作為IXV的后繼項(xiàng)目［16］，目標(biāo)是發(fā)展一種經(jīng)濟(jì)可承受的、可重復(fù)使用的無人小型軌道器，具備多用途貨運(yùn)艙，可以攜帶若干模塊化載荷以滿足多種任務(wù)需求［5］。IXV項(xiàng)目中獲取的數(shù)據(jù)和掌握的技術(shù)將為ISV的研制提供有力支撐。

IXV是歐洲掌握再入返回技術(shù)的關(guān)鍵。歐洲對(duì)于再入返回飛行器的研究起步較晚，但是通過科學(xué)規(guī)劃，ESA制定了一條高效的發(fā)展路線，在技術(shù)上重視積累，合理規(guī)劃，循序漸進(jìn)，確保了歐洲再入返回飛行器領(lǐng)域研究的快速發(fā)展。同時(shí)，雖然歐洲的發(fā)展路線單一，但在技術(shù)上的跨度卻很大，這得益于其有預(yù)見性的FLPP、完善的科研環(huán)境和試驗(yàn)設(shè)施，以及政府、企業(yè)和大學(xué)之間的緊密合作。

歐洲發(fā)展再入返回飛行器的過程為我國發(fā)展升力體再入返回飛行器提供了寶貴借鑒。首先，制訂科學(xué)的發(fā)展規(guī)劃，并根據(jù)發(fā)展規(guī)劃細(xì)化相應(yīng)技術(shù)發(fā)展途徑，而不能僅以孤立的型號(hào)項(xiàng)目作為牽引，這樣才能實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)優(yōu)化和降低成本。其次，充分利用飛行試驗(yàn)器進(jìn)行各種飛行試驗(yàn)，而不是簡單地驗(yàn)證設(shè)計(jì)方案是否可行。歐洲通過IXV獲得了大量飛行數(shù)據(jù)和設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，大幅提高了后續(xù)型號(hào)的研制能力。為此，應(yīng)該重視基礎(chǔ)研究，增加政府與企業(yè)、大學(xué)之間的合作，加大基礎(chǔ)設(shè)施建設(shè)投入，積累地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)和經(jīng)驗(yàn)。

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（編輯：李多）

Reentry Technique Analysis of European IXV

WEI Haogong LU Yadong LI Qi PENG Jing
（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）

Intermediate eXperimental Vehicle（IXV）is an ESA flight test platform to demonstrate lifting body hypersonic reentry capabilities in the frame of Future Launch Preparatory Program（FLPP）.The flight test mission completed on February 11th2015，which validated the European reentry system.This article presents the development of IXV and the performance of the flight test，focusing on the IXV design and reentry technology including aerodynamics，thermal protection system（TPS），GNC，and recovery system.The research and development of IXV can offer reference for Chinese counterparts.

IXV；reentry；hypersonic

V417

：ADOI：10.3969／j.issn.1673－8748.2016.01.018

2015－08－18；

：2015－11－05

魏昊功，男，助理工程師，從事航天器總體設(shè)計(jì)工作。Email：weihaogong＠aliyun.com。