國外深空探測再入返回技術發展分析

盧波（北京空間科技信息研究所）

迄今為止，國際上已有美國、蘇聯/俄羅斯及日本發射了深空采樣返回探測器，實現了月球、彗星粒子、太陽風粒子和小行星粒子再入返回。我國的“嫦娥工程”正按照“繞、落、回”3個步驟穩步實施。而作為探月三期關鍵技術之一的再入返回，將突破從近地空間以外的天體返回和再入地球的技術，并已完成了探月一期、二期任務，為我國后續的月球探測和其他深空探測活動奠定技術基礎。

1 國外深空探測再入返回技術現狀

航天器在地球軌道或深空完成任務后，重新進入地球大氣層，并在地球著陸的過程稱為再入返回。通常以120km為開始大氣層再入的高度，航天器在這一高度的速度稱為再入速度，速度方向與當地水平方向的夾角稱為再入角。航天器從地球軌道返回的再入速度為7.8km/s（即第一宇宙速度），從月球返回的再入速度接近11.2km/s（即第二宇宙速度），從行星返回的再入速度約為13～21km/s（視具體行星而定）。

再入返回的軌道方式有3種：①彈道式再入，航天器進入大氣層后升力為零或對升力不進行控制，返回艙以單調下降方式返回地面；②半彈道式再入，航天器進入大氣層后依靠自身結構或外形的不對稱產生一定升力，使其按一條較平緩的軌道下降；③升力式再入，航天器進入大氣層時可控制升力的大小和方向，進入段航程和時間較長，再入過載小，落點精度高。對于深空返回任務，由于再入速度高，多采用一種“跳躍式”的半彈道式再入軌道，即航天器以較小再入角進入大氣層，依靠升力再次沖出大氣層，做一段彈道式飛行后第二次再入大氣層，可減少過載和提高落點精度。

對于從繞月軌道返回的航天器，必須由變軌發動機在預定時刻將航天器速度加速到2.4km/s（即月球逃逸速度），使它在距地球3.8×105km以外就轉入一條向地球返航的過渡軌道。從月球返回的航程歷時約60h，中途需進行軌道修正，以確保航天器進入再入走廊。

蘇聯于1968年11月發射的探測器－6（Zond－6）在完成繞月飛行返回地球時，首次實現了跳躍式再入（Skip-reentry），隨后發射的美國“阿波羅”（Apollo）載人飛船在完成月球登陸和采樣后也采用這種方式返回地球。而蘇聯的“月球”（Luna）系列、美國的“星塵”（Stardust）和“起源”（Genesis）、日本的“隼鳥”（Hayabusa）等無人深空探測返回任務，則采用了較簡單的彈道式再入方式。

著陸后的美國“星塵”返回艙

美國的深空任務再入返回

美國已完成的深空探測采樣返回任務主要有1999年發射的“星塵”彗星粒子采樣返回任務、2001年發射的“起源”太陽風粒子采樣返回任務和“阿波羅”載人登月任務。“阿波羅”計劃開始于1961年，至1972年12月第6次登月結束，共進行了9次載人月球任務，包括2次月球軌道任務和7次月球著陸任務。其中，6次成功將12名航天員送上月球，獲得了380kg月巖樣本返回地球。

（1）“星塵”探測器

美國“星塵”是世界上第一個完成彗星采樣返回的探測器，于1999年2月7日發射，其返回艙攜帶彗星塵埃粒子于2006年1月14日返回地球。其再入速度達到12.9km/s，是目前深空任務再入返回速度最大的。

“星塵”發射質量為385kg，其中探測器干質量254kg，返回艙質量約46kg，肼燃料85kg。探測器外形為長方體結構，尺寸為1.7m×0.66m×0.66m。其平臺兩側裝有面積為6.6m2的雙太陽電池翼，主平臺結構的前端還裝備了夾層式碎片防護屏，用于在與彗星相遇期間保護探測器不受彗星粒子的撞擊。其返回艙為直徑81cm的鈍錐形結構，包括熱防護層、背板、采樣罐、減速傘以及相關電子系統。其中，采樣罐是一個鉸鏈蛤殼式機械裝置，飛經彗發時，蛤殼打開，伸出采樣板。完成樣品收集后，采樣板縮回密封艙，蛤殼自動關閉并密封。

美國“星塵”再入及著陸過程示意圖

“星塵”返回艙在再入前約4h與主星一起起旋然后分離，此時探測器距地球約110728km，分離后返回艙的自旋速率為13.5r/min。2006年1月14日，返回艙以12.9km/s的速度、－8.2°的再入角從125km高度采用彈道式再入地球大氣層。“星塵”是目前深空探測任務再入返回速度最快的探測器，其再入過載達到38g，駐點熱流密度峰值達到12MW/m2。進入大氣層52s時（約61km高度），返回艙經歷峰值氣動摩擦熱，熱防護層外部溫度可達2700℃。在速度降到Ma約為1.37時，錐形減速傘打開；下降到3.1km高度時主傘（直徑5.2m）打開，隨后激活特高頻（UHF）位置信標，返回艙以4.6m/s的速度著陸地面。在再入過程中，地面根據遙測數據進行實時落點預測，地面回收由直升機完成，最后的落點與預測落點偏差為±0.73km，距著陸區中心8.1km。

“星塵”返回艙采用鈍錐臺外形，直徑81cm，總質量45.8kg，防熱結構占22%。防熱大底采用新型低密度防熱材料酚醛浸漬碳燒蝕材料（PICA），材料密度為250kg/m3。倒錐的熱防護采用技術成熟的SLA-56lV材料，材料密度約為240kg/m3。美國的“海盜”（Viking）、“火星探路者”（Mars Pathfinder）、“鳳凰”（Phoenix）著陸器在進入火星大氣時均采用了這種熱防護材料。

美國“起源”返回艙著陸時摔裂

（2）“起源”探測器

美國“起源”于2001年8月8日發射，2004年9月8日返回地球。由于返回艙的重力開關裝置出現故障，使降落傘未能及時打開，造成“起源”返回艙在沙漠著陸時摔裂，一半撞入土中。

“起源”的發射質量為636kg，其中探測器干質量494kg，燃料質量142kg。其主平臺采用石墨光纖復合材料和鈦鋁合金制成，采樣返回艙安裝在平臺的頂部，太陽電池翼（翼展為7.9m）邊緣安裝有低增益貼片天線。返回艙是一個直徑1.52m、高0.81m的雙頭鈍錐體，包括熱防護罩、后殼、采樣罐、降落傘系統和電子設備，其中的采樣罐內裝有太陽風粒子采集器陣列和離子集中器，利用中心旋轉機械裝置來展開采集器陣列。

返回艙在再入前4h與主星同時起旋然后分離，分離后返回艙的自旋速率為15r/min，并以彈道式軌道向地球飛去。2004年9月8日，返回艙以約11.02km/s的速度、－8.25°的再入角采用彈道式再入地球大氣層，其最大再入過載為32g，駐點熱流密度峰值達到7MW/m2。在下降到約33km高度時，打開錐形減速傘（直徑2.03m）；下降到6.7km高度時，按計劃主傘（10.5m×3.lm）應打開。然而，由于重力開關裝置發生故障，主傘沒能打開，返回艙以88.9m/s的速度墜落在尤他州沙漠上，返回艙摔裂變形。

原計劃返回艙的地面回收由直升機完成，并實時進行落點預測。由于主傘沒能打開，返回艙下降速度過快，直升機未能捕獲返回艙。

“起源”返回艙也采用鈍錐臺外形，直徑1.52m，與“星塵”具有相似的氣動特性。返回艙（包括降落傘系統）總質量約210kg，防熱結構占18%。由于過載大，“起源”的防熱大底采用了雙層防熱結構，外層為碳-碳復合材料，材料密度1800kg/m3，內層為碳纖維隔熱材科。倒錐采用SLA-561V材料，防熱層膠結在基體結構上。

（3）“阿波羅”載人月球飛船

美國從1961－1972年實施了“阿波羅”載人登月計劃，1968年12月21日發射的阿波羅－8執行了人類的首次載人月球軌道任務。1969年5月18日發射的阿波羅－10任務執行了第二次載人月球軌道任務，目的是在月球環境下對飛船全系統進行綜合驗證，為“阿波羅”載人登月任務做全面的演練。1969年7月－1972年12月，美國向月球發射了阿波羅－11～17共7艘載人登月飛船，除阿波羅－13中途中止任務返回地球外，其余6艘飛船登月成功，將12名航天員送上月面，首次實現了人類對月球的實地考察。

“阿波羅”載人月球飛船采用了半彈道跳躍式的再入返回方式，利用自身滾轉控制實現升力方向的控制。指令艙的返回采用了和蘇聯探測器－6類似的再入策略，由于有更好的氣動升力特性（“阿波羅”飛船升阻比系數約為0.3，探測器－6約為0.23），因而“阿波羅”指令艙采用了更大的再入角和更強的升力控制實施再入。與探測器－6相比，“阿波羅”指令艙再入航程更短，著陸精度也更好控制。

阿波羅－11指令艙以11km/s的速度、－6.5°的再入角，從122km處再入大氣層。再入后80s左右，再入過載達到最大的6.73g，駐點熱流密度峰值約為4MW/m2。高度下降到55km左右時出現了“彈跳”現象，并在再入后256s左右“彈跳”到最高點67km，此后飛行高度一直下降直至開傘著陸。再入航程約為2780km，落點位置為169.15°（W）、13.30°（N），實際落點與理論落點偏差約為50km，地面采用海上濺落回收方式。

美國“阿波羅”飛船的指令艙-服務艙組合體

根據探測器－6和“阿波羅”載人月球飛船的再入返回軌跡的對比可以看出，跳躍式再入有穿出與不穿出大氣層兩種情況，無論哪種都可以利用大氣阻力來實現地球捕獲以及返回艙減速。另外，通過升力控制可實現半彈道式再入飛行，達到降低加速度過載峰值和減小落點散布的目的。特別是不穿出大氣后的跳躍式再入，由于再入航程相對更短，落點散布也更好控制。

“阿波羅”載人月球飛船由指令艙、服務艙和登月艙三部分組成，飛船長約18m，質量約45t。其中，指令艙是全飛船的控制中心，也是最終攜帶航大員和月球樣品再入返回地球的返回艙。指令艙高3.5m，底部直徑3.9m，質量約6t（包括航天員）。指令艙氣動外形為大頭朝前的球錐，配平飛行時可提供約0.3的升阻比。指令艙燒蝕材料采用石英纖維和酚醛微球加強的環氧酚醛材料AVco 5026-39G，材料密度為497kg/m3。

蘇聯/俄羅斯的月球探測再入返回

蘇聯是第一個掌握航天器再入返回技術的國家，也是首個掌握深空無人自動采樣返回技術的國家。

蘇聯的月球計劃主要包括“月球”系列和“探測器”系列，其中月球－16、20和24完成了月球自動采樣返回，共帶回月壤樣品335g。1970年9月12日發射的月球－l6，開創了無人探測器自動挖取月球巖石樣品并送回地球的先河。

“探測器”系列進行了月球再入返回試驗，其中，1968年9月發射的探測器－5是人類首顆繞飛月球并成功返回地球的航天器，采用了簡單的彈道式再入，再入過載高達16g，這是載人任務中航天員無法承受的。而1968年11月發射的探測器－6首次實現了深空探測器的跳躍式再入，再入過載減小到7g，為載人任務創造了條件，開辟了深空任務再入返回技術的新途徑，具有里程碑意義。

（1）“月球”系列

“月球”是蘇聯1959－1976年期間發射的無人月球探測器系列，共發射了24個，其中15個獲得成功，包括5次采樣返回任務，其中3次（月球－16、20、24）獲得成功。

用于采樣返回任務的“月球”（以月球－16為例）在月面停留26h左右完成采樣（采樣約110g），在將樣品轉移到返回艙后，根據地面指令，上升級（包括返回艙與儀器艙）點火從月面起飛，加速到2.7km/s后，發動機關機，開始3天的彈道返回飛行。在距地球約4.8×104km處，返回艙與儀器艙分離。返回艙在120km高度以約11.2km/s的再入速度，采用彈道方式再入地球大氣層。經過空氣動力學配重，覆蓋燒蝕材料的返回艙下部指向飛行方向。在再入過程中，返回艙頭部最高溫度超過10000℃，過載達50g。當返回艙下降到14.5km處，此時速度約300 m/s，打開漏斗形減速傘（0.5m2）信標。在下降到11km時，其減速傘分離，打開主傘（10m2），同時4個鞭狀天線展開，發射機開始工作，隨后2個長圓柱氣球充氣膨脹，以保證返回艙以垂直姿態著陸。

“月球”返回艙采用球臺作為氣動外形，是直徑0.5m的金屬球，質量約36kg，其中防熱結構約占48%。返回艙外表面覆有石棉熱防護涂層和玻璃填充材料，正面部分最厚處達35mm。

（2）“探測器”系列

蘇聯月球－16返回艙

“探測器”系列是蘇聯在1964－1970年期間進行的無人深空探測任務，包括探測月球和行星。在1967－1970年期間，蘇聯利用探測器－4～8進行了月球繞飛再入返回試驗，目的是為載人登月做準備。因此，探測器－4～8采用“聯盟”（Soyuz）飛船的簡化設計，包括服務艙和返回艙。隨著美國“阿波羅”計劃的成功，蘇聯載人登月計劃最終擱淺。

蘇聯1968年9月發射的探測器－5是人類首顆繞月飛行并成功返回地球的無人航天器。探測器－5采用了較簡單的彈道式直接再入方式，以11km/s的再入速度、－5°～－6°的再入角進入地球大氣層。進入大氣層后進行了非常陡峭的彈道式下降飛行，在距地面7km高度左右展開了降落傘，并于12min后濺落在印度洋，離最近的回收船105km。探測器－5的再入過程中經受的過載峰值達到16g，如此大的過載大大超過了航天員所能承受的極限。熱防護層的溫度高達13000℃，落點偏差達到1000km以上。除了過載大，這種彈道式的返回方式使返回艙無法在蘇聯本土著陸和回收。

為降低再入過載峰值并提高落點精度，蘇聯1968年11月發射的探測器－6采用了半彈道的跳躍式再入大氣方式，第一次再入大氣的再入角為－5°～－6°，再入速度為11km/s。由于半彈道式再入氣動升力的作用，探測器－6不再像探測器－5那樣一直沿非常陡峭的下降軌道飛行，而是先下降到50～60km高度，然后在升力的作用下向上飛行并穿出大氣層，經過一段大氣層外的彈道飛行后，探測器－6第二次再入大氣層，繼續以半彈道式模式飛行。當飛行高度下降到7.5km，速度降到200m/s左右時，降落傘系統啟動，完成著陸。探測器－6再入過載峰值降低到約7g，落點偏差減小到700～800km。

蘇聯月球－16著陸器

蘇聯探測器－5示意圖

航天器跳躍式再入示意圖

日本“隼鳥”小行星采樣探測器

探測器－6采用了全新的再入飛行控制策略，整個再入飛行過程中飛行高度存在明顯的起伏變化現象，這種再入策略被稱為跳躍式再入。該策略構思巧妙，充分利用大氣阻力減速實現了地球捕獲。探測器－6第一次再入穿出大氣層時飛行速度已由11km/s下降到7.6km/s左右，滿足了地球捕獲條件，節省了制動減速捕獲所需的額外推進劑消耗；另外，利用航天器本身的升力實現了半彈道式再入飛行，較好地降低了再入過載峰值和落點散步。探測器－6開辟了深空飛行再入返回技術研究的新途徑，具有里程碑意義。隨后的探測器－7和8也采用了同樣的再入策略。

“探測器”系列探測器由返回艙和儀器艙組成。系統總質量約5.5t，其中返回艙質量約3.1t，有效容積2.5m3。其返回艙外形采用了與“聯盟”類似的大頭朝前的球錐外形，再入速度約11km/s，最大再入過載約7g，可在±300～±400km的范圍內控制著陸點。

日本的小行星采樣任務再入返回方式

日本是繼美、俄之后第3個開展月球和行星探測的國家。其“隼鳥”計劃是世界首個小行星采樣返回任務，任務目標是探測糸川小行星并采樣返回。“隼鳥”于2003年5月9日由日本M－V運載火箭發射，2010年6月13日返回，飛行過程歷時7年，期間經歷了種種故障。

“隼鳥”于2005年11月到達糸川小行星，經過一系列軌道調整和儀器校準，進行了下降操作和實施采樣，以及投放“密涅瓦”（MINERVE）微型機器人，但未能成功投放。探測器通過向小行星投擲撞擊彈丸，并利用喇叭裝置完成了采樣。接到地面指令后，軌控發動機點火，探測器進入距小行星10km的圓軌道，進入穩態運行后，向地面發出完成取樣的信息，請求返航。接到地面允許返航指令后，氙離子發動機開始工作。2007年7月，“隼鳥”成功脫離小行星軌道，開始返回。2010年6月3日，地面指令氙離子發動機連續噴射，進行再入前的最后一次軌道修正。5日，離子發動機停止噴射。13日，再入艙與探測器分離，滑行3h后再入地球大氣層。

“隼鳥”再入艙以12.5km/s的速度、－10°的再入角采用彈道式方式再入地球大氣層，最大過載到達25g左右，駐點峰值熱流約10MW/m2。當距地面約10km時，降落傘彈出；隨后，牽引傘、減速傘、引導傘和主傘相繼打開，使再入艙進一步減速。再入艙于當地時間10：00降落在澳大利亞南部伍默拉（Woomera）地區。地面根據再入艙發出的信標信號計算出再入艙的著陸位置，實施回收。

“隼鳥”密封再入艙成功著陸

部分深空探測任務與近地軌道再入返回裝置的基本參數

“隼鳥”再入艙采用鈍球錐外形，直徑約0.4m，長度約0.25m，質量約20kg，其中防熱結構約占43%。防熱大底和倒錐均采用中高密度的碳酚醛燒蝕材料，材料密度為1400kg/m3。

2 深空任務與近地軌道飛行再入返回的對比

我國是繼美、俄之后第3個掌握航天器返回技術的國家，具有豐富的近地軌道返回技術經驗。

通過以上對比，可以看出：

1）深空返回與近地軌道返回最根本的區別在于，深空再入返回速度顯著增大。例如，月球再入返回速度接近11.2km/s，近地軌道再入速度則為7.6m/s，而行星探測任務再入返回速度將更高。這就使得深空任務返回艙設計時面臨諸多問題，其中最主要的是氣動過載和氣動加熱。

2）深空探測返回艙的再入熱環境較近地軌道返回艙要惡劣的多，特別是在采用彈道式再入的小型返回艙上尤為突出。為降低探測器大氣再入時的總加熱量和駐點熱流密度的峰值，深空再入返回任務的氣動外形一般選擇大鈍頭加倒錐的外形。

3）深空返回任務除了再入速度高，再入過程也與近地軌道返回任務有較大差異。近地軌道返回艙與航天器分離后很快就再入大氣層開始減速；而深空返回任務中，返回艙與探測器分離后，要經歷一段自由滑行（約3～4h）才能進入大氣層，此時返回艙已不具備姿軌控能力。深空返回任務一般采用自旋方式來保證再入前的姿態穩定，設計氣動外形時，應盡量使飛行方向與自旋軸重合，同時自旋軸應為最大慣量主軸，以保證返回艙的姿態穩定。

4）采用彈道式直接再入的返回艙在與主星分離后，就無法再進行任何的姿態和軌道調節，對軌道設計、主星的分離釋放和地面的落點預報能力有較高的要求。而半彈道跳躍式的返回艙在這些方面則要靈活的多，但其在系統配置和制導控制方案方面則要復雜一些，質量也明顯要大得多。

5）從國外實踐來看，無人采樣返回任務采用了彈道式再入方式，而載人的或為載人準備的深空探測任務則采用半彈道跳躍式再入方式。

6）半彈道跳躍式再入返回艙具有航程機動能力，能夠進行航程調整，落點精度較高，已成為載人深空返回任務的基本再入方式。