[科普中国]-大气再入

分类弹头再入

按照是否机动区别：

惯性弹头再入：依据惯性飞行，不进行机动，主要决定参数是主动段分离点的速度、 位置和弹道倾角；

机动弹头再入：在大气层外中段进行机动，从而提高突防能力。此外带有导引头， 通过末制导段机动提高命中精度。

弹头再入角很大，高速飞行，过载、动压、气动热十分严重， 高温、高压、振动、噪声、冲击等飞行环境十分苛刻；反导技术的发展为弹头再入带来了新的挑战。隐身、诱饵、机动是弹头必须考虑的问题，特别是弹头机动较为复杂。机动弹头还要考虑多弹头分导、自旋稳定和滚转控制、速度控制、高精度导航、末制导等诸多问题。

航天器再入航天器再入是指完成预定空间任务后，通过制动进入大气层，然后在地面上着陆的过程。包括返回式卫星、飞船、空天飞行器等。

1、弹道式再入

再入过程中不产生升力，只有阻力，或者产生升力但不对升力 大小和方向进行控制；

一旦离轨参数确定后，弹道也确定了。 再入弹道比较陡，下降速度快，会产生很大的减速过载，以及 很大的热流，但飞行时间和航程短，总加热量较小。由于再入返回各种误差的存在，弹道落地散布大，常常有数十公里，甚至上百公里的落地误差。 主要有返回式卫星，以及早期的飞船，如前苏联的“东方”号 和美国的“水星”号飞船。

2、弹道-升力式再入（半弹道式）

再入过程中，通过控制倾侧角实现对升力方向的控制，从而对弹道具有一定的调节能力，横程和纵程可进行调节。 因为有升力，所以弹道比弹道式再入平缓，再入热流也较低，落点 精度得到提高，可以在十公里量级。目前大部分的飞船都采用这种再入方式。

3、升力再入

升阻比大于1，升力的大小和方向是主要控制变量；由于升力较大，弹道更为平缓，可以实现精确的弹道控制。再入过程过载、动压、热流都可以控制在一个范围内，并通过能量 管理实现水平着陆。 但这种飞行器必然要求带升力面，因此外形复杂，给热防护带 来很大困难。典型代表美国的航天飞行，X-37B。1

再入方式航天器再入大气层返回地面的方式可分为弹道式、半弹道式、升力式、跳跃式和椭圆衰减式等。

弹道式再入弹道式航天器进入大气层后，运动产生阻力，不产生升力，或虽有升力但不控制升力的大小和方向（又称无控再入）。弹道式再入的主要特点是：最大减速度主要由再入角、再入速度和大气特征所决定，几乎与弹道系数无关。弹道式再入一般应用于采用旋成体外形、大头朝前的返回器，这种返回器的压力中心位于质心之后，且在返回器的纵轴上。在再入地球稠密大气层的过程中，弹道式再入的返回器通过控制返回器绕纵轴（滚动轴）慢速旋转，来减小扰动力对返回器着陆点散布的影响；同时也对偏航轴和俯仰轴进行角速率阻尼，使返回器以接近零迎角、零升力状态在稠密大气层内运动。

弹道式再入控制比较简单，较易实现，也是最早实现的一种返回方式。但在再入过程中空气动力引起的过载峰值高，落点精度也较差。例如，返回式卫星允许其再入过程峰值约为20g，着陆点散布范围可达几十到上百千米。中国的第一代返回式卫星、美国和苏联的第一代载人飞船（美国的“水星”、苏联的“东方”）都采用弹道式再入方式。

当神舟号飞船出现下列紧急情况之一时，采用弹道式再入返回地面：(1)在抛逃逸塔之后至抛整流罩之前的发射段，运载火箭出现致命性故障，导致当圈返回；(2)在轨道运行段，飞船出现应急情况，导致航天员启动自主应急返回程序；(3)在轨道运行段，发现飞船的加速度计至少有两个出现故障，导致不能采用半弹道式再入控制情况；(4)当在轨道运行段终点事件（轨道舱与返回舱分离）之前，飞船出现应急故障，导致必须采用航天员手控半自动返回模式返回。

神舟号飞船弹道式再入段飞行程序是：返回舱与推进舱分离，返回舱调至配平攻角状态，返回舱绕控制轴（与纵轴成夹角为20度的轴）起旋，起旋角速度为每秒12.5度，下降至20千米高度时返回舱消旋。

半弹道式再入又称弹道升力式再入。升阻比不大于0.5的返回器在再入地球稠密大气层时通过滚动控制调整升力方向的再入方式。半弹道式再入一般应用于采用旋成体外形大头朝前的返回器，这种返回器的质心沿速度方向在压力中心之前，但偏离纵轴一个小的距离。在再入地球稠密大气层过程中，在某一个迎角下，作用在返回器上的气动力矩为零，该迎角称为配平迎角。在以配平迎角飞行时，作用在返回器上的气动力既有阻力又有升力。在再入过程中，通过三轴角速率阻尼控制返回器的姿态，通过转动返回器改变升力的垂直分量和水平分量，从而能在一定范围内控制再入轨道，调整着陆点位置。

与弹道式再入相比，半弹道式再入走廊较宽，减速时间较长，因而承受的过载减小，而且还可以通过控制升力方向、航向和侧向都可以做适当的轨道机动，以提高落点精度。

美国的“双子星座号”飞船和“阿波罗”飞船、俄罗斯的“联盟号”飞船以及中国的“神舟号”飞船的返回舱都采用半弹道式再入方式。“联盟号”飞船返回舱的配平迎角约为20度，配平迎角下的升阻比不大于0.3，可将着陆点偏差控制在30千米之内。

“神舟号”飞船的返回舱是一头大、一头小的钟形外形，返回舱返回地面时是采取大头朝前飞的姿态。返回舱在再入大气层的过程中，作用在返回舱上的空气对返回舱产生压力，这些压力可以合成一个对返回舱任何一点的一个力和一个力矩。但是在返回舱上有这样一个点，对该点求合力时只有力而没有力矩，这个点就叫气动力中心。为了使飞船返回舱能产生一定的升力，设计人员对返回舱的结构和仪器设备的安装部位作了精心设计，并采用增加一定配重块的方式，使得返回舱的质心不在返回舱的纵轴上，而是与纵轴偏离一个距离d，同时将质心配置在返回舱气动力中心之前的一定位置。设返回舱的飞行速度为V，V与返回舱纵轴的夹角称作迎角。如果在某一迎角下产生的空气动力R正好在质心与气动力中心连线的延长线方向，那么作用在返回舱上的气动力矩M=0，该迎角称为配平迎角。在此迎角下，理论上不需要有作用在返回舱上的其他力矩，飞船就可以飞行状态不变。空气动力R可以分解为沿速度V反方向的阻力D和垂直于V方向的升力L。如能控制返回舱绕速度矢量V旋转，则可以控制作用在返回舱上的升力的水平分量和垂直分量的大小和方向，这样就可以控制返回舱的再入轨道，使返回舱的再入过载峰值不大于4g，并控制返回舱下降至20千米左右高度的停控点的地理位置。

升力式再入又称滑翔式再入。升阻比≥0.7的返回器在再入地球稠密大气层时产生升力并可控制升力大小和方向的再入。提高升阻比可以减小制动过载，降低热流峰值，增大再入角范围，加宽再入走廊，有利于再入过程。升力式再入应用于不带翼面的升力体和带翼面的升力体式返回器，前者是将返回器作成非轴对称外形，使其产生较大的升力，升阻比可达0.7~1.2；后者是将返回器做成有翼外形，升阻比可达1.3~3.0，从而实现水平着陆，如美国的航天飞机和X-37B。

有翼升力体式返回器技术复杂，成本昂贵，但具有以下优点：(1)再入过载小。从环地轨道再入的典型有翼升力体式返回器的再入过载峰值只有2~2.5g，这就为航天员创造了更为良好的环境。(2)机动范围大。由于有翼升力体式返回器比半弹道式返回器有更大的升阻比和有更长的在稠密大气层内运动的时间，因此它具有更大的机动范围。典型的有翼升力体式返回器的机动范围可达1000多千米至数千千米。(3)着陆精度高。有翼升力体式返回器可以相当精确地控制再入段轨道和着陆段轨道，实现在跑道上水平着陆，从而为返回器的重复使用创造了条件。

跳跃式再入从月球或其他行星返回的航天器接近地球时的轨道是抛物线（第二宇宙速度返回）或双曲线（大于第二宇宙速度返回）。航天器若沿着下图中路径A返回，则穿透大气层过快，过载、热流和动压峰值将超过航天器和航天员的承受极限；若沿着路径B返回，则空气阻力太小，速度不足以降低到被地球捕获，航天器将飞离地球。因此航天器必须进入一条狭窄的进入走廊，才能保证成功返回地球。

航天器通过进入走廊以较小的再入角进入大气层后减速，依靠升力再次冲出大气层，此时航天器的速度已经降低到第一宇宙速度以下，做一段弹道式飞行后再次进入大气层；也可以多次出入大气层，每进入一次大气层就利用大气进行一次减速。这种返回轨道的高度有较大起伏变化，故称作跳跃式轨道。对于进入大气层后虽不再跳出大气层，但靠升力使再入轨道高度有较大起伏变化的轨道，也称作跳跃式轨道。

苏联的“探测器6号”是首个成功采用跳跃式再入的航天器。1968年11月17日，“探测器6号”在实现绕月飞行后使用半弹道再入，进入大气时再入角为-5.6度，到达地球附近的速度约为11 km/s。由于气动升力，“探测器6号”下降50~60 km后，飞行器跳跃上升穿出大气。经过大气阻力减速，速度降到了7.6 km/s，实现被地球的捕获，在空间飞行一段时间后，再次以半弹道再入。“探测器6号”的过载峰值约7g，比“探测器5号”（16g）降低了一半以上。1969年发射的“探测器7号”和1970年发射的“探测器8号”也成功进行了跳跃式再入试验。

美国的“阿波罗”飞船的跳跃式再入方案与“探测器6号”基本相同，不同的是“阿波罗”有更大的升阻比，可以选择更大的再入角，升力控制能力也有所提升。“阿波罗”的再入角为-6.48度，速度与“探测器6号”相同。再入后80秒时过载达到最大值（约6g），飞行高度下降到约55 km时出现了“跳跃”现象，并在再入后256秒左右“跳跃”到最高点约67 km，此后一直下降直到开伞完成降落。

椭圆衰减式再入又称作“制动椭圆”式轨道。以接近第二宇宙速度返回到地球附近的航天器，假定没有地球大气层，则沿一条开普勒轨道运动。该开普勒轨道的近地点称作虚近地点。如果虚近地点离地面太高，则航天器只受到稀薄大气层的微弱阻力，那就不足以使航天器向地球降落。由于减速不多，航天器又会突出大气层，形成沿很大椭圆绕地球运行的轨道。过了一圈后，又进入大气层，并再减速一点，重新进入尺寸稍小、位置略变的椭圆轨道。由于穿出和飞入大气层的方向之间有偏差，因此，长轴转过了某一角度。原则上可以用很多这种“制动椭圆”来降低很大的初始再入速度。

“制动椭圆”式再入的缺点是无法预先选定着陆点，需要很长的制动时间。对载人飞船，周期性的穿过地球辐射带会损害航天员的健康。因此，载人飞船从月球或行星返回时，一般不用这种方法，只有在遇到应急情况时，才将此方法作为应急救生方法而使用。2

大气再入试验飞船大气再入试验飞船（ARD）质量为2800kg，形状类似阿波罗飞船。该飞船通过亚轨道飞行，获得有关数据，验证再入技术。它是欧空局航天运输系统计划的一部分。为该飞船设计的下降和回收系统的功能是在大气再入阶段结束后使飞船稳定和减速，保证合适的溅水条件，使飞船能漂浮于海上，并帮助定位和回收。

欧洲两架大气层再入试验飞行器，分别在2011年和2013年发射。
这两架飞行器分别是重450千克的“专家”（Expert）亚轨道太空舱，和重1815千克的“中型试验飞行器”（IXV）。两架飞行器的主承包商为意大利泰勒斯 阿莱尼亚航天公司。由于财政问题，以及有人质疑它们是否符合欧洲目前的长期战略，两架飞行器都遭到推迟。

太空舱造型的“专家”号目前处于集成的最后阶段，将于2011年1月加装热防护，2011年4月运往俄罗斯，并于2011年夏天搭乘俄罗斯“波浪”（Volna）潜射系统发射。在17分钟的飞行过程中，“专家”号将采用弹道轨迹，达到100千米左右高空，并以5千米/秒的速度再入。

欧空局一度认为“专家”项目具有很高的优先级，能快速将“自动转移飞行器”（ATV）太空站货运飞船发展成为有返航能力的飞行器。不过，这些计划都还没有被确认。“专家”号的预算为5000万欧元（6800万美元）。

欧空局的“中型试验飞行器”是升力体再入飞行器，在该局未来发射器研究计划内开展研究，该飞行器的研制也极大地落后于时间表，目前计划2013年由意大利新型小卫星运载火箭“织女星”（Vega）发射。

“中型试验飞行器”长5米，双翼结构，可在21分钟内加速至7.5千米/秒，飞行高度达到430千米。飞行器从法属圭亚那发射场发射后，将在太平洋软着陆并回收。项目的预算约为1亿欧元，2006年就已付清。系统的关键设计评审预计在2011年初完成，之后将进行整机建造工作。3