导 读 随着载人航天事业和行星探索任务的不断发展，再入返回运载工具受到运载火箭整流罩的大小限制越来越明显。针对降低返回系统重量以增加有效载荷的日益需求，一种新型充气式再入减速器成为国际上研究的热点。它具有易折叠包装、重量轻、展开阻力面积大，再入时弹道系数低和产生的气动热量小等明显优点，为航天员应急返回、深空探测以及有效载荷的回收提供了一种新的技术途径。 充气式进入减速系统一般由充气展开柔性结构、气源及充气组件、刚性结构、控制与测量装置、解锁装置等组成，其中最为重要的组成部分即为充气展开柔性结构。充气展开柔性结构在发射时需要折叠包装，在轨及进入过程中充气展开，并维持所需的气动减速外形，能够承受高速下降过程中的气动加热。围绕充气展开柔型结构，主要的关键技术有：多场耦合及气动优化设计，轻质柔性耐高温材料，折叠包装与充气展开技术。 美国的AID项目 20世纪60年代，美国进行了附体式充气减速器（Attached Inflatable Decelerator，AID）项目研究。该项目基于探测火星等空间任务的需求，目标是满足＂海盗号＂探测器进入火星大气后气动减速的要求。由美国GoodYear公司对充气式进入减速技术开展了较为全面的研究，其采用的构型为附体式等强度曲面型方案。 附体式充气减速器AID项目 AID项目原理样机采用了内部挥发气体充气及外部冲压充气补充的方案，即首先利用挥发式气体发生器实现充气结构的快速初步充气，使得充气结构外围的充气口能够展开，然后利用外部气流动压使大气进入而确保充气结构具备足够的内外压差。AID项目开展了系列超声速风洞试验和空投试验，风洞试验的样机达到1.5m直径，验证了Ma=3条件下的气动特性，空投试验则成功展开了一个直径达到11m的原理样机。该样机外围充气口直径较大，几乎与尾部一圈气流分离栏的突出尺寸相近。 美国的IRV项目 20世纪80年代后期至90年代初期，基于空间站应急救生、制品返回等需求，美国的航空航天回收系统公司（Aerospace Recovery Systems，Inc.）对充气式进入减速技术开展了新一轮的研究，启动了充气式回收飞行器（Inflatable Recovery Vehicle，IRV）项目。 IRV项目空投试验展开情况 该项目中充气式进入减速系统采用附体式张力锥型构型方案，利用高压气瓶自行充气展开，充气结构主要为充气环与充气管相连组成充气框架，利用充气框架的刚度支撑柔性蒙皮材料形成减速结构。充气结构设置了气压传感器，根据测量情况实时调节充气阀。有效载荷位于顶部的结构舱内，结构舱的最前端布置缓冲气室，在落地前进行充气以实现着陆缓冲。此外，在有效载荷舱内，IRV还设置了质心调节装置，用于在再入过程中对落点进行调节。IRV项目完成了180kg级原理样机的空投试验，试验取得了成功。 欧空局与俄罗斯的IRDT项目 在1996年发射的＂火星96＂项目中，俄罗斯参与了充气再入技术的验证，这种验证航天器由＂拉沃金＂（Lavohkin）联合体与欧空局共同设计制造。然而，由于发射＂火星96＂探测器的火箭故障而未能脱离地球轨道飞向深空，充气再入技术并未得到验证。原计划中的充气式结构采用俄罗斯新研制的充气再入与降落技术（inflatable re-entry and descent technology，IRDT），在飞行任务的最后阶段展开，然后安全降落到火星地表。设计的IRDT模块主要由气动减速、防热外壳、紧密包装的充气材料和充气系统组成。 充气再入与降落模块的收拢和展开外形示意图 1998年，俄罗斯与德国宇航局合作，再次启动充气再入技术验证项目，设计并制造了IRDT验证航天器。2000年、2002年和2005年，俄罗斯在欧洲航天局（european space agency，ESA）等机构的合作参与下，进行了三次IRDT的飞行试验。三次飞行试验均未完全成功，但在轨成功地实施了充气展开，积累了大量的数据和经验。 美国HIAD项目 20世纪末，美国国家航空航天局（NASA）以未来大质量火星着陆探测任务为潜在的工程背景，启动了高超声速充气式气动减速器（HIAD）研究计划，发展和验证了充气式再入气动减速技术。在HIAD计划中，NASA开发的充气减速器（IRVE）是一种堆叠圆环型充气减速器，由柔性材料制成的一系列不同直径的充气环组成倒锥形充气减速器。IRVE的结构刚度高，在展开后的阻力面受到气动力载荷作用时不易变形。 试验型充气再入航天器的展开外形 2007年，IRVE-1进行了飞行试验，减速器没有与火箭分离，导致充气防热结构未能得到验证。2009年，IRVE-2再次进行了飞行试验，初步验证了IRVE减速器的充气过程和再入生存能力，对再入热防护和减速性能进行了评估。同时，2010年NASA在FY09型号研究中重点发展了一种大型超声速充气式减速器，为10~50t级的大质量火星探测任务作准备。2011年，NASA进一步对FY09中减速器柔性热防护材料的评估表明目前还没有一种柔性材料能满足进入段的气动热对材料耐热温度的要求。2012年，IRVE-3飞行任务验证了充气式防热罩展开技术的可行性。IRVE-4计划仍为亚轨道飞行试验，与IRVE-3类似，将进一步验证利用质心调节、姿态调节等手段所实现的落点控制能力。 6m直径HIAD风洞试验模型 HIAD项目中新型进入概念研究中还包括高能大气再入试验（High Energy Atmospheric Reentry Test，HEART）验证计划。HEART计划飞行8.3m直径充气舱，其头锥半径1.5m，进入角-1°~-2°，进入质量3600kg，进入速度7.6km/s。由于HEART相比IRVE有较大的跨越，在IRVE与HEART计划之间，NASA组织开展3m、6m、8.3m直径充气舱的一系列风洞试验。其中，6m充气舱风洞试验模型如下图所示，开展了1~5kPa外部气流动压、7~34kPa内部充气压力、0°±25°攻角组合工况下的风洞试验。试验中除了加速度、强度等力学性能外，还利用激光三维成像、多台可见光相机组合测量的方式详细测量了充气舱结构变形情况。 美国的LDSD项目 美国喷气推进实验室（JPL）针对Mars2020的需求，开展了超声速充气减速器任务（Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator for Robotic-classmissions，SIAD-R）的研究。SIAD-R任务要求适应Ma=4、动压2200Pa的条件，属于NASA的低密度超声速减速器项目（Low Density Supersonic Decelerator，LDSD）的一部分。 SIAD-R折叠及展开状态示意 与IRDT、HIAD等项目不同，SIAD-R任务对减速及防热的需求大为降低。一方面，不要求充气结构将进入器全部包裹，只是在进入器周边充气展开一圈增阻装置，要求充气展开部分的变形小于3cm，可见对充气结构外形刚度要求并不高；另一方面，SIAD-R充气减速装置仅要求充气展开材料耐受温度290℃，因此选择了常规的凯夫拉Kevlar29材料，表面涂覆硅树脂。SIAD-R装置内部冲压至约48kPa，采用18个气体发生器进行充气。SIAD-R任务开展了火箭橇试验及高空飞行试验，均获得了成功。 日本MAAC项目 日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）和东京大学、东京科技学院等联合成立了大气进入舱薄膜减速器（Membrane Aeroshell for Atmospheric-entry Capsule，MAAC）项目组，开展了充气式进入减速技术的研究。其构型采用附体式张力锥型方案，与IRV项目由充气环与充气管相连组成充气框架不同，MAAC项目的充气结构只是单独的一圈充气环，锥形的薄膜与充气环连接。 MAAC项目2.5m直径飞行试验器在风洞进行载荷试验 2009年8月，MAAC项目利用高空气球进行了25km海拔高度的投放试验，试验器为一个最大展开直径1.264m、质量3.375kg的原理性样机，试验获得成功，验证了充气展开及减速下降的工作程序。2012年8月，MAAC项目利用探空火箭进行了100km海拔高度充气展开并减速下降的亚轨道飞行试验，试验器最大展开直径1.22m，总质量15.6kg，薄膜和充气管主要采用柴隆（ZYLON）材料制作。这次试验验证到的最大热流达到16.5kW/m2，最大飞行速度达Ma=4.6。目前，JAXA计划搭载卫星开展进一步的近地轨道再入飞行试验，试验器最大充气展开直径2.5m，质量50kg，外形如下图所示。可见，基于MAAC项目的研发，日本在航天器进入减速技术方面得到了突破。 小结：充气减速器作为一种新型减速器，它与传统返回飞行器相比较，具有回收器体积小、阻力面大、弹道系数低、气动热量小和适应低密度大气等特点，因此受到航天界的高度关注。随着航天技术的不断发展，充气式再入返回技术已逐步成为国际上的研究热点。