本文來自微信公眾號：中國航天（ID：zght-caecc），作者：常耀予、劉昕、劉飛、張賀（航天科工空間工程發(fā)展有限公司），原文標題：《美國充氣減速飛行器近地軌道飛行試驗分析》，題圖來自：視覺中國

2022年11月10日，美國國家航空航天局（NASA）按計劃完成了“充氣式減速器近地軌道飛行試驗”（Low-Earth Orbit Flight Test Inflatable Decelerator，LOFTID）任務。LOFTID飛行器總質(zhì)量約1088kg，充氣展開直徑約6.0m，再入速度8000m/s，再入段峰值溫度約1650℃，峰值過載約9g。LOFTID飛行器從充氣展開至順利落入回收海域全程飛行約1h，圓滿完成了近地軌道再入飛行試驗。此次試驗首次驗證了第一宇宙速度再入返回氣動減速技術，該任務的成功對開展以火星探測為代表的行星際任務具有重要的里程碑意義。

(資料圖片)

LOFTID是NASA繼2012年完成第三次亞軌道充氣式再入飛行器試驗后，時隔10年首次進行的柔性充氣式再入減速飛行試驗，是以軌道再入速度對柔性再入方式進行的一次綜合檢驗。該試驗的圓滿成功預示著柔性充氣式再入減速技術可耐受軌道速度再入下的氣動力、熱環(huán)境，對攜帶的載荷起到保護作用，也表明該技術已具備工程應用條件，是未來實現(xiàn)深空探測的一次技術飛躍。

NASA主管航天技術任務署的副局長表示：“這項技術將讓NASA未來能把更重的漫游車、著陸器乃至按載人要求配置的居住艙送到火星表面，也有望把大量的物資運回地球。”

LOFTID飛行器是充氣展開直徑為6m的柔性再入減速飛行器，也是迄今為止上天飛行的最大鈍頭體大氣進入飛行器。NASA未來將研制展開直徑為8m、15m的柔性充氣式再入飛行器，形成該技術領域系列化產(chǎn)品，應用于火星著陸與探測任務中，并積極推動該技術未來在大負載物資（幾十噸量級）天地返回、火星再入著陸等領域的應用。

此外，本次近地軌道飛行試驗的成功，充分說明柔性防熱材料及成品性能已完全能夠耐受軌道再入下大氣熱載荷作用，不僅可為未來行星際任務帶來許多潛在應用，而且可拓展應用于大型火箭級回收、大規(guī)模太空制造產(chǎn)品返回地球甚至載人星際著陸等任務中。

一、美國充氣減速飛行器項目

柔性充氣式再入返回技術被視為改變當前空間態(tài)勢和制定未來空間技術規(guī)則的突破性技術，是當前世界航天大國的重要攻關熱點之一，擁有廣泛的應用前景。

美國GoodYear公司于20世紀60年代，開展了基于火星探測等空間任務的附體式充氣減速器（AID）研究。美國航空航天回收系統(tǒng)公司（Aerospace Recovery Systems，Inc.）于80年代后期，開展了基于空間站應急救生、制品返回等需求的充氣式回收飛行器（Inflatable Re-entry Vehicle，IRV）項目研究。噴氣推進實驗室針對“火星2020”開展了超聲速充氣減速器（SIAD-R）任務的研究，該任務隸屬于NASA低密度超聲速減速器（LDSD）項目，于2014年完成一次高空飛行試驗。

20世紀末，NASA以未來大質(zhì)量火星著陸探測任務為工程需求，啟動了“高超聲速充氣式氣動減速飛行器”（Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，HIAD）項目，加快推進充氣式再入氣動減速技術的研究和驗證，至2012年完成了3次亞軌道充氣式再入飛行器試驗（IRVE）。除了IRVE1因火箭故障沒有完成亞軌道飛行試驗外，IRVE2、IRVE3的亞軌道飛行試驗均獲成功，驗證了返回過程中氣動載荷作用下此類柔性充氣結(jié)構(gòu)的保形能力和熱防護材料的耐熱性能，并獲取了大量返回過程中的試驗數(shù)據(jù)。IRVE2、IRVE3的亞軌道飛行試驗情況見表1。

表1 美國IRVE2、IRVE3的亞軌道飛行試驗情況

二、LOFTID技術指標與系統(tǒng)組成

（一）技術指標

據(jù)NASA對外宣稱的LOFTID飛行器部分技術指標及對試驗數(shù)據(jù)的估計，將LOFTID指標列于表2。

表2 LOFTID指標

（二）飛行器系統(tǒng)組成

LOFTID飛行器由柔性防熱分系統(tǒng)、氣囊分系統(tǒng)、充氣分系統(tǒng)、綜合電子分系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)及熱控分系統(tǒng)、減速傘分系統(tǒng)組成，見圖1（根據(jù)相關材料描述評估結(jié)果，主要從功能層面劃分）和圖2（摘自對外資料）。

圖1 LOFTID飛行器組成示意圖

圖2 LOFTID飛行器系統(tǒng)構(gòu)型及半剖面

三、LOFTID分系統(tǒng)分析

（一）柔性防熱分系統(tǒng)

LOFTID飛行器柔性防熱層由外層抗沖刷層（2層）、碳纖維隔熱材料及阻氣承力層3個部分組成。

外層抗沖刷層為高溫高強度的陶瓷織物，織物為日本炭素公司生產(chǎn)的2層Hi-NicalonTMSiC織物。對外層抗沖刷層織物斜紋結(jié)構(gòu)（類似于牛仔布的結(jié)構(gòu)）進行初步分析發(fā)現(xiàn)，織物結(jié)構(gòu)緊密，佐證了目前日本炭素公司已具備使用SiC纖維編織高密度織物的能力。SiC纖維的核心原材料為有機硅化合物原料，是經(jīng)紡絲碳化氣相沉積制得的具有β-SiC結(jié)構(gòu)的無機纖維，該原料由日本炭素公司和宇部興產(chǎn)公司分別提供，目前年產(chǎn)能為百噸級。LOFTID飛行器熱防護層由16片SiC纖維織物縫合而成，結(jié)合減速錐直徑為6m等數(shù)據(jù)，分析可知外層抗沖刷層織物單片周長在1.2~1.3m，因此原SiC纖維織物的幅寬為1.5m。

抗沖刷層織物的縫合方式均為機器縫合，縫合線包括褐色與黃色兩種。每層SiC纖維織物共16片，兩片織物先用褐色陶瓷線縫合在一起后，再用褐色縫合線在其兩側(cè)各縫合一道，然后用黃色縫合線在褐色縫合線兩側(cè)各縫合一道，兩層SiC纖維織物間使用褐色陶瓷線縫合，如圖3所示。

圖3 LOFTID飛行器抗沖刷層縫合示意圖

碳纖維隔熱材料由2種材料組成，包括3層各5mm厚的SGL Carbon公司的Sigratherm KFA-5碳纖維軟氈，一層Pyrogel 2250氣凝膠層，隔熱層總厚度約為20mm。SGL Carbon公司生產(chǎn)的Sigratherm KFA-5碳纖維軟氈主材料為碳纖維，在無氧環(huán)境下可以在1500℃溫度下服役。Pyrogel 2250氣凝膠層處于三層碳纖維氈的背面，材料與IRVE3的隔熱層一致，可以在800℃左右穩(wěn)定服役。

阻氣承力層由聚酰亞胺阻氣層及PBO（聚對苯撐苯并唑）Zylon承力層共同構(gòu)成。阻氣層中聚酰亞胺為黑色，應為聚酰亞胺添加遮光劑后的顏色，分析應為保護PBO Zylon承力層免受紫外輻照的遮光設計（PBO Zylon在紫外輻照環(huán)境下力學性能衰退很大）。PBO Zylon承力層表面刷涂了硅橡膠材料，呈橘黃色，背面由于添加了遮光劑聚酰亞胺材料而呈現(xiàn)黑色，與阻氣層材料一致。

柔性熱防護層層間采用縫合線進行手工縫合，縫合出菱形的結(jié)構(gòu)，菱形的大小與錐面的位置相關，從頭罩到裙邊位置，縫合間距增大，每個分片區(qū)域均采用滿縫整個空間的方法。

柔性防熱頭錐由頭罩及表面柔性熱防護層組成。頭罩采用金屬材料作為支撐結(jié)構(gòu)，表面柔性熱防護層包裹金屬頭罩后向內(nèi)彎折，直至頭罩與限位環(huán)安裝面外側(cè)縫合。柔性熱防護層表面?zhèn)鞲衅魑恢瞄_通孔引出各類傳感器后，涂抹高溫膠密封。剛?cè)岽罱硬课蝗嵝詿岱雷o層自由端通過綁帶與限位環(huán)內(nèi)側(cè)轉(zhuǎn)軸連接固定。

（二）氣囊分系統(tǒng)

氣囊分系統(tǒng)由充氣囊環(huán)和綁帶組成。氣囊環(huán)采用整體編織成型技術，編織纖維材料采用日本東洋紡公司生產(chǎn)的PBO Zylon纖維。按質(zhì)量計算，纖維強度為鋼材強度的10~15倍。氣囊充氣展開后通過綁帶固定并安裝到中心艙體上分配負載。氣囊環(huán)外表面涂抹高溫硅酮黏合劑，因此囊環(huán)呈紅/橙色，如圖4所示。

圖4 LOFTID充氣系統(tǒng)(上圖)及由柔性熱防護材料覆蓋的LOFTID 充氣系統(tǒng)(下圖)

氣囊組件充氣展開后直徑約6m，由6個粗氣囊環(huán)和1個細氣囊環(huán)組成。粗判粗氣囊環(huán)直徑約0.4m，細氣囊環(huán)直徑約0.19m，各氣囊環(huán)通過PBO Zylon綁帶捆綁而成。氣囊工作壓力為131kPa（400℃）。氣囊環(huán)材料由3層構(gòu)成，最外層為硅膠涂層；中間層為編織層，編織層采用PBO Zylon纖維；最內(nèi)層為阻氣層，阻氣層為PTFE（聚四氟乙烯）膜；周向加強繩（Cords）采用PBO Zylon纖維繩。

LOFTID飛行器柔性體的折疊方式為V型上翻折疊（周向折疊為6~8瓣），柔性保護罩解鎖后，在殘余氣體作用下，柔性體從V型上翻狀態(tài)翻轉(zhuǎn)展開到設計狀態(tài)。柔性體解鎖展開時，LOFTID飛行器與上面級處于固定連接狀態(tài)，上面級質(zhì)量較大，柔性體質(zhì)量相對較小，因此LOFTID柔性體展開過程中的軸向慣性力較大，利于柔性體從V型上翻狀態(tài)翻轉(zhuǎn)展開到設計狀態(tài)，再入前氣囊充氣至131kPa，柔性體達到充滿展開狀態(tài)。

（三）綜合電子分系統(tǒng)

綜合電子分系統(tǒng)由通信裝置、數(shù)據(jù)記錄裝置、數(shù)據(jù)采集裝置、導航定位裝置及綜合管理裝置組成。

數(shù)據(jù)采集裝置由光纖傳感系統(tǒng)、熱流計、熱輻射計、熱電偶及壓力傳感器組成。頭罩布置了1個輻射計（中心位置）和4個總熱流計（圖5所示中心位置的上、右、下、左4個位置）。輻射計用于測量熱流的輻射分量，熱流計用于測量再入過程中的熱流密度，在此基礎上每個傳感器包含額外的端口，同時提供壓力傳感器測量頭錐表面的氣動壓力。

圖5 頭罩表面?zhèn)鞲衅鞑季?/p>

根據(jù)LOFTID飛行器頭錐部分輻射計實物圖片，該熱輻射計應為塞式熱輻射計，其將落在傳感器特定開孔內(nèi)的全部輻射通過橢球形反射鏡聚焦到差動熱電偶上，通過溫差產(chǎn)生的電勢測量輻射熱流大小，NASA認為在該過程中迎風面熱源除受氣動熱外還會受到空氣電離產(chǎn)生的輻射熱。

LOTFID飛行器共布置了100多個熱電偶，幾個關鍵位置的原熱電偶材料無法在飛行過程中正常運行，因此NASA對熱電偶的材料進行了更換，并在波音大型核心弧形隧道設施（Core Arc Tunnel Facility）內(nèi)進行了再入過程條件下的驗證，確保新材料制作的熱電偶可以安全準確地收集試驗中的數(shù)據(jù)。

數(shù)據(jù)記錄裝置分為彈射式數(shù)據(jù)記錄儀（EDM）及主數(shù)據(jù)記錄儀（IDM）。彈射式數(shù)據(jù)記錄儀為可拋出的無線獨立數(shù)據(jù)備份模塊，可對測量數(shù)據(jù)進行備份。其外觀顏色、尺寸與檸檬相似，落地前從艙體拋出。

彈射式數(shù)據(jù)記錄儀作為飛行數(shù)據(jù)的冗余設計，可以在飛行器上數(shù)據(jù)記錄器損毀的情況下提取飛行數(shù)據(jù)。彈射式數(shù)據(jù)記錄儀存儲了飛行期間傳感器（溫度及壓力數(shù)據(jù)）和攝像機的全部數(shù)據(jù)。飛行器再入大氣后，彈射式數(shù)據(jù)記錄儀在15.2km的高度從LOFTID飛行器上釋放（彈簧加載系統(tǒng)通電后觸發(fā)彈射模塊），落點位置距飛行器落點16km以內(nèi)。

彈射式數(shù)據(jù)記錄儀通信系統(tǒng)，通過搜索小組發(fā)射的氣象氣球中的中繼器發(fā)送自身GPS坐標。中繼器將數(shù)據(jù)記錄儀坐標傳輸?shù)绞殖值孛嬲驹O備（帶有跟蹤應用程序的手機）上，該設備將顯示數(shù)據(jù)記錄儀的經(jīng)緯度坐標、范圍和指向彈射式數(shù)據(jù)記錄儀位置的箭頭（隨著記錄儀在海洋中漂移而更新）。

（四）充氣分系統(tǒng)

充氣分系統(tǒng)由氣瓶、充氣裝置、閥門及管路組件組成（見圖6），共配備2臺球柱型氣瓶為氣囊提供氣源，充氣氣體采用氮氣方案，氣瓶布置在前艙段，氣瓶充氣壓力3000psi，約為20.7MPa。

圖6 充氣分系統(tǒng)布局示意圖

（五）承載與熱控分系統(tǒng)

LOFTID飛行器艙體結(jié)構(gòu)由前艙段、中艙段、電子艙及后艙段4個部分組成。

前艙段安裝充氣分系統(tǒng)，中艙段安裝電子設備，后艙段安裝減速傘分系統(tǒng)和彈射式數(shù)據(jù)記錄儀。前艙段結(jié)構(gòu)的功能為連接氣囊與柔性防熱分系統(tǒng)，LOFTID飛行器綁帶處加裝了測力傳感器，用于測量綁帶拉力。

中艙段結(jié)構(gòu)外側(cè)包含一個環(huán)形對接裝置，該裝置一方面與火箭對接，另一方面與上方JPSS-2主載荷的支撐底座連接，使LOFTID飛行器與上方JPSS-2主載荷和火箭末級完全隔離在一個相對獨立的空間內(nèi)，環(huán)形對接裝置上下均具有分離裝置。

在艙段間連接方式上，各艙段對接面間采用斜側(cè)螺釘連接，在減小了一定軸向強度的同時，提高了整艙的抗剪能力，方便艙段間的對接安裝。

目前公開資料未見在LOFTID艙體外表面噴涂白漆和包覆多層隔熱組件的熱控措施，內(nèi)部設備表面處理情況、導熱墊和隔熱墊使用情況不明，根據(jù)模型剖面圖可推斷并未使用熱管、流體回路、相變材料等。

四、LOFTID飛行試驗情況

北京時間2022年11月10日17時45分，LOFTID飛行器作為美國國家海洋和大氣管理局（NOAA）發(fā)射的“聯(lián)合極軌衛(wèi)星系統(tǒng)”2（JPSS-2）任務中唯一次級有效載荷，搭載在“宇宙神”5（Atlas-5）運載火箭上在范登堡太空軍發(fā)射基地發(fā)射升空。

發(fā)射1h后，LOFTID飛行器隨“宇宙神”5運載火箭轉(zhuǎn)入再入返回軌道，68min左右拋出主載荷適配器，69min起依次完成拋柔性保護罩、氣囊充氣展開（NASA對外宣布充氣壓力約131kPa）、再入前定向調(diào)姿和起旋（起旋角速度3r/min）等動作。70min左右飛行軌道遠地點高度652.2km，傾角98.01°，LOFTID飛行器與運載火箭分離。

LOFTID飛行器發(fā)射后約106min開始進行再入返回測試，再入速度約8000m/s，采用自旋穩(wěn)定彈道式再入方式完成返回段飛行，返回過程中峰值溫度約1650℃，峰值過載約9g，再入高度降至約15km（按視頻估計，飛行時間約114min），LOFTID飛行器釋放彈射式數(shù)據(jù)記錄儀（EDM），再入返回飛行19min，即發(fā)射后125min左右，LOFTID飛行器傘降于太平洋海域。

LOFTID飛行器成功濺落于海面后，地面搜索小組通過GPS信號定位在1h內(nèi)完成打撈回收，從NASA提供的試驗視頻中可以看出，LOFTID飛行器外形良好，艙體結(jié)構(gòu)完整，無明顯損壞，也說明本次試驗中柔性熱防護層對飛行器起到了足夠的熱保護作用，充氣囊環(huán)支撐結(jié)構(gòu)在外部氣動力載荷作用下表現(xiàn)出良好的支撐性。

五、LOFTID飛行剖面

LOFTID飛行器作為本次JPSS-2發(fā)射任務的次級有效載荷，正式驗證從發(fā)射后68min主任務載荷適配器拋離，LOFTID設備供電開始，全任務剖面見圖7。

圖7 LOFTID 飛行剖面圖

本次飛行試驗從LOFTID任務開始到落海分為以下4個階段：

（1）在軌搭載飛行階段。該階段主要指從拋離主任務載荷適配器后，LOFTID飛行器系統(tǒng)加電開始到與運載器分離，飛行器在該階段主要完成了各系統(tǒng)加電，拋柔性保護罩，氣囊展開、充氣成型（充氣壓力約131kPa）等動作，隨后為再入前進行定向調(diào)姿和自主起旋，起旋角速度穩(wěn)定在3r/min，如圖8所示。

圖8 搭載段主要動作

（2）在軌獨立飛行階段。該階段主要指從LOFTID飛行器與運載器分離到再入大氣層前，飛行器在該階段處于無動力飛行狀態(tài)，主要是保持起旋狀態(tài)和飛行方向，確保再入飛行軌跡的準確性和穩(wěn)定性，同時啟動信標通信實時傳輸飛行參數(shù)和工作狀態(tài)（傳輸周期20s），如圖9所示。

圖9 獨立飛行段主要動作

（3）再入返回階段。該階段主要指從LOFTID飛行器進入大氣層至飛行器海面濺落。根據(jù)NASA提供的任務剖面可知，飛行器飛行至106min進入大氣層，按照自旋穩(wěn)定彈道式返回，再入速度約8000m/s，如圖10所示。該階段是本次試驗重點飛行階段，對柔性熱防護層、充氣支撐結(jié)構(gòu)的性能測試及數(shù)據(jù)采集記錄等功能測試均在該階段實施。

此外，本階段在返回高度降至15km左右，拋出彈射式數(shù)據(jù)記錄儀（EDM），隨后排放剩余氣體保證回收安全，最后開啟減速傘，完成著陸前二次減速，減小濺落沖擊。

圖10 再入返回段飛行

（4）著陸回收階段。該階段主要指從LOFTID飛行器飛行125min后濺落海面到被打撈安全回收。地面搜索小組接到GPS信號完成LOFTID及數(shù)據(jù)記錄儀定位，完成打撈，如圖11所示。

圖11 著陸回收階段主要工作

六、啟示與建議

美國自20世紀60年代起開始規(guī)劃并持續(xù)開展充氣式減速技術研究，21世紀以來取得了突破性進展。此次LOFTID任務中飛行器首次以第一宇宙速度再入返回，本次任務的成功標志著美國搶占了行星際探測乃至深空探測的戰(zhàn)略領先地位。

未來建議加快我國充氣式減速飛行器工程化研制與戰(zhàn)略性應用進度，拓展空間領域減速飛行器新體系，持續(xù)推進高超聲速柔性減速技術能力建設，積極發(fā)展低成本空間運輸新模式，助力我國空間事業(yè)高質(zhì)量發(fā)展。（本文原刊載于《中國航天》2023年第5期）

本文來自微信公眾號：中國航天（ID：zght-caecc），作者：常耀予、劉昕、劉飛、張賀（航天科工空間工程發(fā)展有限公司）

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