隨著人類社會(huì)的不斷進(jìn)步，特別是近年來(lái)航天科技的迅猛發(fā)展，世界航天已進(jìn)入以大規(guī)?；ヂ?lián)網(wǎng)星座、太空資源開發(fā)與利用、載人月球探測(cè)和大規(guī)模深空探測(cè)等為代表的新階段,各國(guó)正在實(shí)施和規(guī)劃大規(guī)模星座計(jì)劃、載人月球探測(cè)計(jì)劃、載人火星探測(cè)、地月空間經(jīng)濟(jì)圈等，進(jìn)入空間規(guī)模需求快速增長(zhǎng)。

到21世紀(jì)中葉，全球進(jìn)入空間規(guī)模需求將超10萬(wàn)t，超過(guò)當(dāng)前運(yùn)載能力的兩個(gè)數(shù)量級(jí)。若采用一次性運(yùn)載火箭實(shí)施發(fā)射任務(wù)，對(duì)發(fā)射成本和運(yùn)載火箭產(chǎn)能將是巨大挑戰(zhàn)。

重復(fù)使用是降低發(fā)射成本和應(yīng)對(duì)產(chǎn)能需求的必要選擇。同時(shí)重復(fù)使用航天運(yùn)載器技術(shù)的發(fā)展還能夠有效支撐人類地外天地著陸和起飛返回任務(wù)的實(shí)現(xiàn)。

重復(fù)使用航天運(yùn)載器是指可以多次往返于地球與太空，可按需執(zhí)行一定任務(wù)并返回地面的航天飛行器。

按動(dòng)力方式，其可分為火箭動(dòng)力和組合動(dòng)力。

其中，組合動(dòng)力兼具航空與航天動(dòng)力優(yōu)勢(shì)，具有較好的發(fā)展前景，但技術(shù)難度大，單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力不易做大。

按起降方式，其可分為垂直起降、垂直起飛水平降落和水平起降方式。這3種方式各有其特點(diǎn)，其中垂直起降方式采用傳統(tǒng)運(yùn)載火箭構(gòu)型，增加著陸支撐機(jī)構(gòu)、氣動(dòng)減速和控制機(jī)構(gòu)以及用于回收的相關(guān)控制系統(tǒng)設(shè)備等，返回過(guò)程利用氣動(dòng)和主發(fā)動(dòng)機(jī)反推減速，最后依靠著陸支撐機(jī)構(gòu)垂直著陸。

該方式繼承了傳統(tǒng)運(yùn)載火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)，運(yùn)載器整體結(jié)構(gòu)效率較高，對(duì)著陸點(diǎn)要求低，可應(yīng)用范圍較廣，特別適用于未來(lái)地外星體著陸和起飛。

當(dāng)前月球和火星著陸基本都采用這種方式。

垂直起飛水平降落和水平起降方式在返回時(shí)都需要依靠大氣提升足夠的升力，這就需要設(shè)計(jì)較大的機(jī)翼來(lái)滿足升力需求，并需要在特定機(jī)場(chǎng)降落和設(shè)計(jì)相應(yīng)的起落架機(jī)構(gòu)，結(jié)構(gòu)效率相對(duì)較低。

這兩種方式返回升阻比大，機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)。

重復(fù)使用已成為未來(lái)航天運(yùn)載器發(fā)展的一個(gè)重要方向，其在經(jīng)濟(jì)性和快速響應(yīng)等方面具有較大優(yōu)勢(shì)，因此受到了世界各航天大國(guó)的關(guān)注。

可重復(fù)使用航天運(yùn)載器的應(yīng)用研究可追溯至20世紀(jì)60年代，當(dāng)時(shí)美國(guó)開展了X系列驗(yàn)證機(jī)的大量研究。

20世紀(jì)70年代，蘇聯(lián)、美國(guó)均研制了以航天飛機(jī)為代表的重復(fù)使用航天器。特別是美國(guó)，從1981年至2011年，航天飛機(jī)共執(zhí)行了135次飛行任務(wù)，代表了一個(gè)航天時(shí)代的頂峰。但由于高昂的發(fā)射維護(hù)成本等原因，航天飛機(jī)最終退出歷史舞臺(tái)。

進(jìn)入20世紀(jì)90年代，美國(guó)先后提出X-30超高速國(guó)家空天飛機(jī)、麥道航宇公司的“德爾塔三角快帆”以及洛克希德-馬丁公司的“冒險(xiǎn)星”縮比原型機(jī)X-33。然而，由于當(dāng)時(shí)技術(shù)和經(jīng)費(fèi)等諸多的問(wèn)題，上述項(xiàng)目均被擱置。

21世紀(jì)初期，美國(guó)再次嘗試各類計(jì)劃，如以提高航天器戰(zhàn)時(shí)響應(yīng)能力為目標(biāo)的“快速反應(yīng)、小載荷、經(jīng)濟(jì)上可承擔(dān)的發(fā)射”系統(tǒng)計(jì)劃、“經(jīng)濟(jì)可承受快速響應(yīng)航天運(yùn)輸”計(jì)劃等，均同樣由于高額的經(jīng)費(fèi)預(yù)算而中止。在此時(shí)間段，除了X-37B軌道試驗(yàn)飛行器外，重復(fù)使用技術(shù)的應(yīng)用研發(fā)停滯不前。

近年來(lái)，隨著商業(yè)航天的崛起，低成本商業(yè)化需求促進(jìn)了重復(fù)使用航天運(yùn)載器的快速發(fā)展。

其中，美國(guó)SpaceX公司的“獵鷹-9”（Falcon-9）運(yùn)載火箭采取垂直起降技術(shù)，單個(gè)模塊最多使用12次，連續(xù)2次發(fā)射中轉(zhuǎn)周期最短至27 d。該公司還在研制“超重-星艦”完全重復(fù)使用運(yùn)載火箭，并開展多次入軌級(jí)樣機(jī)SN系列驗(yàn)證機(jī)的飛行試驗(yàn)。

此外，美國(guó)藍(lán)色起源公司“新謝潑德”火箭的一子級(jí)也采用垂直起降技術(shù)，載人太空艙采用降落傘進(jìn)行著陸回收；英國(guó)維珍銀河公司采用載機(jī)空射技術(shù)，飛機(jī)與太空船均水平起降重復(fù)使用，并均完成多次驗(yàn)證性飛行。

上述公司的成功，得益于前人開展的大量研究工作。其中，垂直起降回收方案適用于子級(jí)模塊規(guī)模大、發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量多的大中型火箭，其發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流能力較易實(shí)現(xiàn)。

而對(duì)于中小型運(yùn)載火箭，尤其在發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量少、推力大、深度節(jié)流困難的條件下，傘降回收也是一個(gè)可選方案，技術(shù)成熟度高，但回收體規(guī)模也較小，著陸沖擊難以克服。

中國(guó)自20世紀(jì)80年代開始研究重復(fù)使用航天運(yùn)載器技術(shù)，提出了多種構(gòu)型的重復(fù)使用航天運(yùn)載器方案，主要包括升力式重復(fù)使用航天運(yùn)載器和基于傳統(tǒng)火箭構(gòu)型的重復(fù)使用運(yùn)載火箭。

在升力式重復(fù)使用航天運(yùn)載器方面，中國(guó)整體處于并跑水平。其中，2021年中國(guó)首次開展了亞軌道重復(fù)使用航天運(yùn)載器飛行演示驗(yàn)證，取得圓滿成功。

還開展了大量組合動(dòng)力技術(shù)研究，包括渦輪基組合循環(huán)（TBCC）、火箭基組合循環(huán)（RBCC）、渦輪輔助火箭增強(qiáng)沖壓組合循環(huán)（TRRE）、預(yù)冷空氣渦輪火箭組合循環(huán)（PATR）等。

在基于傳統(tǒng)火箭構(gòu)型的重復(fù)使用運(yùn)載火箭方面，主要利用長(zhǎng)征火箭開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，其中的關(guān)鍵技術(shù)如下。

長(zhǎng)征八號(hào)（CZ-8）遙一運(yùn)載火箭在首飛中，驗(yàn)證了補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的推力調(diào)節(jié)能力，推力變化通過(guò)設(shè)置在燃?xì)獍l(fā)生器燃料供應(yīng)路的流量調(diào)節(jié)器實(shí)現(xiàn)。

具備節(jié)流功能的液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)組成

調(diào)節(jié)器中的馬達(dá)通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)減小調(diào)節(jié)器的開度，從而減少流向發(fā)生器中的燃料，并降低發(fā)生器中燃燒室的溫度。

由此渦輪的輸出功率降低，導(dǎo)致流向發(fā)動(dòng)機(jī)的液氧和煤油供應(yīng)量降低，從而降低推力。

調(diào)節(jié)裝置中微小的變化就能產(chǎn)生足夠大的渦輪功率的變化，從而實(shí)現(xiàn)一定范圍的推力變化，但混合比基本維持不變。

利用“孔雀”飛行器驗(yàn)證了基于在線軌跡規(guī)劃的自主制導(dǎo)方法，同時(shí)探索了柵格舵、姿控噴管和主發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合控制技術(shù)，在低空飛行實(shí)驗(yàn)中取得了圓滿成功。

在此基礎(chǔ)上，研制采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的垂直起降驗(yàn)證飛行器，研究“高精度導(dǎo)航與在線軌跡規(guī)劃+跟蹤”的制導(dǎo)方法，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)速度控制；研究適應(yīng)大靜不穩(wěn)和晃動(dòng)極零現(xiàn)象的參數(shù)優(yōu)化方法，應(yīng)對(duì)著陸過(guò)程中支腿展開產(chǎn)生的箭體質(zhì)心和壓心劇烈變化；采用基于自抗擾控制的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器估計(jì)補(bǔ)償回路，確保著陸過(guò)程的姿態(tài)穩(wěn)定和控制精度；提出一種以遠(yuǎn)離可行域邊界為目標(biāo)的自主制導(dǎo)方法，以應(yīng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流能力受限導(dǎo)致著陸段推重比大的情況。

依托CZ-2C和CZ-4B火箭先后搭載柵格舵系統(tǒng)完成了落區(qū)控制技術(shù)驗(yàn)證，通過(guò)柵格舵的控制作用大大減小落區(qū)面積，也積累了在氣動(dòng)設(shè)計(jì)、柵格舵展開鎖定機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)等方面的經(jīng)驗(yàn)。

通過(guò)CZ-8R運(yùn)載火箭垂直返回技術(shù)攻關(guān)，完成面向3.35 m直徑垂直返回著陸緩沖機(jī)構(gòu)研制和全面的地面系統(tǒng)考核驗(yàn)證。

面向中國(guó)3.35 m直徑運(yùn)載火箭著陸緩沖機(jī)構(gòu)

著陸緩沖機(jī)構(gòu)展開試驗(yàn)圖

利用CZ-2C火箭開展了整流罩落區(qū)控制應(yīng)用研究，采用減速傘作為控制裝置；利用CZ-3B火箭開展了助推器落區(qū)控制飛行試驗(yàn)，通過(guò)翼傘將助推器導(dǎo)引至預(yù)定的安全區(qū)域降落。

助推器傘控系統(tǒng)全程飛行剖面

開展了一子級(jí)傘降陸地回收技術(shù)和一子級(jí)動(dòng)力艙段空中回收技術(shù)研究。

降落傘系統(tǒng)采用2具減速傘+3具主傘方案，并利用布置在一子級(jí)前后端的氣囊系統(tǒng)對(duì)著陸過(guò)程進(jìn)行緩沖。

完成5 t級(jí)回收體大型群傘+緩沖氣囊空投飛行試驗(yàn)（圖5）、傘降回收全尺寸箭體尾段結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)，突破“柵格舵+群傘+氣囊”回收總體設(shè)計(jì)、子級(jí)回收大型群傘設(shè)計(jì)、自吸氣型大型緩沖氣囊、智能掛取系統(tǒng)設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)。

大型群傘+氣囊陸上回收空投試驗(yàn)驗(yàn)證

綜上，由于發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流深度與國(guó)外大推力發(fā)動(dòng)機(jī)相比仍存在差距，這制約了中國(guó)基于傳統(tǒng)構(gòu)型的重復(fù)使用運(yùn)載火箭的研發(fā)，整體尚處于跟跑 狀態(tài)。

但正由于此，中國(guó)學(xué)者突破了在推重比遠(yuǎn)大于1（6~8）的嚴(yán)苛條件下，在線自主軌跡規(guī)劃和制導(dǎo)與控制技術(shù)；并在著陸速度存在較大偏差（不超過(guò)5 m/s）的條件下，克服了大跨距、短窗口、高偏差、強(qiáng)沖擊等系列設(shè)計(jì)難題，實(shí)現(xiàn)著陸緩沖機(jī)構(gòu)可靠展開、準(zhǔn)確鎖定、穩(wěn)定減速與高效緩沖等多項(xiàng)功能。上述兩項(xiàng)技術(shù)具有國(guó)際領(lǐng)先水平。

考慮到垂直回收是中大型運(yùn)載火箭的主要復(fù)用方式，本節(jié)重點(diǎn)針對(duì)這種模式討論關(guān)鍵技術(shù)。

垂直回收的典型工作場(chǎng)景示意圖

當(dāng)前發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)技術(shù)主要包括具有流量調(diào)節(jié)能力的高壓降噴注器、多集液腔噴注器、針?biāo)▏娮⑵?、氣體噴注和噴管喉部調(diào)節(jié)方法5種途徑。

大范圍推力調(diào)節(jié)使發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)系統(tǒng)、渦輪泵、燃燒組件大范圍偏離額定工況工作，供應(yīng)系統(tǒng)穩(wěn)定裕度降低，有可能導(dǎo)致振動(dòng)加大、噴注器霧化不足、產(chǎn)生不穩(wěn)定燃燒等問(wèn)題。

因此，發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍推力調(diào)節(jié)需要突破適應(yīng)大范圍流量調(diào)節(jié)的噴注器技術(shù)和推力室技術(shù)、適應(yīng)大范圍推力調(diào)節(jié)的渦輪泵技術(shù)和調(diào)節(jié)器技術(shù)等。

對(duì)垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載火箭，發(fā)動(dòng)機(jī)多次高可靠點(diǎn)火起動(dòng)成為基本條件。

如果推進(jìn)劑組合為非自燃狀態(tài)，少量的次數(shù)可考慮使用藥柱或者點(diǎn)火導(dǎo)管等方式來(lái)實(shí)施；若需超過(guò)3次以上的點(diǎn)火能力，宜考慮采用火炬點(diǎn)火等方式來(lái)實(shí)現(xiàn)，以減少發(fā)動(dòng)機(jī)總裝結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性和系統(tǒng)工作難度。

當(dāng)火箭模塊進(jìn)入到回收階段時(shí)，貯箱氣枕大；同時(shí)推進(jìn)劑處于低重力階段，推進(jìn)劑和貯箱氣枕內(nèi)氣體摻混導(dǎo)致箱壓出現(xiàn)較大幅度的下降。對(duì)于低溫推進(jìn)劑貯箱，其箱壓下降幅度更為明顯。

為保證入口壓力，需降低發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)入口壓力的需求，或者通過(guò)貯箱的特殊設(shè)計(jì)來(lái)加以解決。

為實(shí)現(xiàn)基于火箭動(dòng)力的重復(fù)使用，貯箱內(nèi)將預(yù)留一定量的推進(jìn)劑供發(fā)動(dòng)機(jī)再次起動(dòng)和回收過(guò)程使用。

回收模塊會(huì)經(jīng)歷微重力階段，此時(shí)推進(jìn)劑將大概率處于漂浮狀態(tài)。

因此，在需要發(fā)動(dòng)機(jī)再次點(diǎn)火起動(dòng)之前，提前保證推進(jìn)劑處于沉底狀態(tài)。

這使得回收模塊推進(jìn)劑管理難度大幅增加。

火箭在再入稠密大氣的過(guò)程必須滿足動(dòng)壓、熱流、過(guò)載等再入約束，這涉及慣性調(diào)姿段和動(dòng)力減速段的聯(lián)立優(yōu)化。

若將動(dòng)力減速結(jié)束后的飛行軌跡視為一條連接火箭與目標(biāo)著陸點(diǎn)的軌道，則可以采用迭代制導(dǎo)或閉路制導(dǎo)，具有較強(qiáng)的適應(yīng)性。

在此基礎(chǔ)上，還可以采用幾何位置與時(shí)間更新雙層迭代制導(dǎo)方法。

火箭在垂直著陸時(shí)刻，還需同時(shí)滿足質(zhì)心和繞心耦合的終端約束，這涉及氣動(dòng)減速段和動(dòng)力軟著陸段的聯(lián)立優(yōu)化。

在氣動(dòng)減速段由于箭體底部結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且進(jìn)入稠密大氣時(shí)不確定性擾動(dòng)最大，因此要求制導(dǎo)系統(tǒng)盡可能通過(guò)反饋控制的方式，利用氣動(dòng)力將火箭導(dǎo)引向目標(biāo)著陸點(diǎn)。

Lu提出基于預(yù)測(cè)校正的氣動(dòng)減速段再入制導(dǎo)算法以提升著陸精度。比例導(dǎo)引通過(guò)增加偏置項(xiàng)，也能夠在控制速度位置的同時(shí)對(duì)終端姿態(tài)進(jìn)行約束。

Song等利用數(shù)值方法分析動(dòng)力軟著陸段可行域與發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)能力的關(guān)系，并提出自適應(yīng)開機(jī)方法。

這類算法在約束適應(yīng)性上相比于解析方法具有明顯的優(yōu)勢(shì)，其中基于凸優(yōu)化的直接法已被應(yīng)用于火星著陸和Falcon-9火箭的助推器著陸。但是對(duì)于存在非凸約束優(yōu)化問(wèn)題的在線求解，受限于理論上的收斂性難題尚未實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。

在慣性調(diào)姿段，為完成近180°的大范圍調(diào)姿，采用直接力控制的方式，在遠(yuǎn)離質(zhì)心的位置安裝反作用控制系統(tǒng)（Reaction Control System，RCS）。

針對(duì)大范圍調(diào)姿引起的推進(jìn)劑大幅度晃動(dòng)問(wèn)題，Shtessel等提出利用滑模觀測(cè)器重構(gòu)晃動(dòng)模態(tài)，并設(shè)計(jì)了能夠補(bǔ)償晃動(dòng)影響的控制器；Pei等則利用自適應(yīng)增廣控制器實(shí)時(shí)抑制火箭的晃動(dòng)不穩(wěn)定性。

在動(dòng)力減速段，通過(guò)搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)飛行姿態(tài)穩(wěn)定控制。針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后尾焰羽流對(duì)箭體的作用，以及模型不確定性和外部干擾，Hall等設(shè)計(jì)了一種連續(xù)滑?？刂品椒ǎ哂辛己玫聂敯粜浴?/span>

Wang等結(jié)合魯棒自適應(yīng)控制和反步控制方法，控制可重復(fù)使用運(yùn)載火箭的再入姿態(tài)。

在氣動(dòng)減速段，利用柵格舵氣動(dòng)力矩進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整是有效的方法。在柵格舵控制能力不足時(shí)可引入RCS復(fù)合控制，提升橫側(cè)向機(jī)動(dòng)能力。

在動(dòng)力軟著陸段，氣動(dòng)舵控制效率逐漸降低。此時(shí)，箭體質(zhì)心和壓心變化較大，著陸支腿展開存在動(dòng)態(tài)過(guò)程，且展開不同步對(duì)姿態(tài)有沖擊。以增強(qiáng)適應(yīng)性為目標(biāo)的辨識(shí)與自抗擾控制方法是主要的研究方向。

重復(fù)使用航天運(yùn)載器的返回過(guò)程對(duì)導(dǎo)航精度要求很高。

隨著火箭距離著陸場(chǎng)越來(lái)越近，大氣環(huán)境更為復(fù)雜，慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航方法已無(wú)法滿足任務(wù)需求。

應(yīng)當(dāng)結(jié)合地面輔助導(dǎo)航方法提升導(dǎo)航精度，例如采用差分全球定位系統(tǒng)（Differential Global Positioning System，DGPS）高精度導(dǎo)航，可將其基站布置在著陸場(chǎng)。

對(duì)于海上著陸，在火箭高度較低時(shí)可增加微波測(cè)距測(cè)速的方式，補(bǔ)償DGPS在高度方向精度不足的缺點(diǎn)。

用于自主著艦的聯(lián)合精密進(jìn)近與著陸系統(tǒng)可以無(wú)視天氣和強(qiáng)干擾電磁環(huán)境的影響而安全起降，能夠滿足可重復(fù)使用火箭地面與海上著陸的導(dǎo)航精度。

典型柵格舵系統(tǒng)的組成包括舵、解鎖機(jī)構(gòu)、展開鎖定機(jī)構(gòu)和傳動(dòng)機(jī)構(gòu)等。

柵格舵良好的外形設(shè)計(jì)是減緩翼元壁面之間氣流壅塞，提高升阻比的關(guān)鍵。

流線型剖面的翼元壁面具有降低阻力的效果，結(jié)合鈍圓頭的前緣能夠?qū)α骶€型剖面的尖銳前緣進(jìn)行有效的防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。美國(guó)“獵戶座”飛船的逃逸飛行器測(cè)試過(guò)整體后掠式柵格舵，超音速性能更佳。

翼元壁面的局部前后掠也能夠改善整體的氣動(dòng)特性，并改善整體后掠帶來(lái)的結(jié)構(gòu)安裝不便問(wèn)題。Falcon-9火箭的柵格舵就改進(jìn)為翼元壁面的局部后掠式，對(duì)降低零升阻力和提高升阻比有明顯貢獻(xiàn)。

為確保機(jī)構(gòu)整體可靠性，設(shè)計(jì)方案多基于盡量少的運(yùn)動(dòng)構(gòu)件與單自由度方案開展，通過(guò)選用不同的運(yùn)動(dòng)副與組合形式開展方案設(shè)計(jì)。

王英超等開展簡(jiǎn)化機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析，用以研究該機(jī)構(gòu)對(duì)著陸穩(wěn)定性的分析。

袁晗等基于運(yùn)動(dòng)學(xué)分析方法對(duì)運(yùn)載火箭返回著陸穩(wěn)定性進(jìn)行了建模，并分析相關(guān)參數(shù)的影響，提出適用性更強(qiáng)的運(yùn)載火箭著陸安全性判據(jù)條件。

目前典型的著陸緩沖機(jī)構(gòu)包括Falcon-9和“新格倫號(hào)”火箭采取的兩種倒三角式、“新謝潑德”火箭采取的四邊形式，以及哈爾濱工業(yè)大學(xué)團(tuán)隊(duì)所設(shè)計(jì)的主腿可折疊倒三角形式。

機(jī)構(gòu)各方案優(yōu)劣與運(yùn)載火箭返回質(zhì)量特性、穩(wěn)定性需求、著陸狀態(tài)等因素相關(guān)。

岳帥等采用滾珠鎖定形式開展著陸機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及動(dòng)力學(xué)分析，并通過(guò)氣壓驅(qū)動(dòng)形式實(shí)現(xiàn)對(duì)著陸機(jī)構(gòu)伸縮展開鎖定與收攏解鎖。

Yue等通過(guò)設(shè)計(jì)液體彈簧緩沖裝置實(shí)現(xiàn)著陸機(jī)構(gòu)緩沖功能設(shè)計(jì)及優(yōu)化。

液壓緩沖雖然能實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用，但往往需采取液氣組合或與機(jī)械彈簧組合的設(shè)計(jì)形式，設(shè)計(jì)方案偏于復(fù)雜。

田保林等使用鋁蜂窩緩沖形式，通過(guò)預(yù)壓形式降低緩沖初期的峰值效應(yīng)。

肖杰等則采用氣驅(qū)能源，通過(guò)改變主腿氣腔兩端氣壓差實(shí)現(xiàn)伸展與收縮動(dòng)作的執(zhí)行。

冷氣推沖分離機(jī)構(gòu)已應(yīng)用到Falcon-9和Falcon重型火箭的級(jí)間分離、整流罩分離和助推器分離中，以替代傳統(tǒng)基于火工能源的分離裝置。

這一改變實(shí)現(xiàn)了產(chǎn)品的重復(fù)使用，并做到可檢測(cè)，有效提高火箭安全性與可靠性。類似的概念也應(yīng)用在冷氣推沖衛(wèi)星釋放機(jī)構(gòu)中。

從國(guó)內(nèi)氣驅(qū)機(jī)構(gòu)研究看，杜正剛等采用正交設(shè)計(jì)法分析了氣瓶容積、氣壓、介質(zhì)溫度和噴管擴(kuò)張比對(duì)分離沖量的影響。

馬鑫等介紹一種氣動(dòng)式有效載荷分離釋放機(jī)構(gòu)，采用兩型薄型氣缸配合實(shí)現(xiàn)分離推力的寬幅調(diào)節(jié)。但是飛行產(chǎn)品中還未有類似技術(shù)得到驗(yàn)證。

垂直回收方式的關(guān)鍵技術(shù)還涉及箭體/發(fā)動(dòng)機(jī)防熱、海上回收平臺(tái)等，限于篇幅，本文不再展開介紹。

中國(guó)若要實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用航天運(yùn)載器技術(shù)，需要從設(shè)計(jì)源頭出發(fā)提升重復(fù)使用性能，如重復(fù)使用次數(shù)、維護(hù)維修周期和成本等，從而提升重復(fù)使用的經(jīng)濟(jì)效益。這就需要解決如下諸多基礎(chǔ)問(wèn)題和技術(shù)難題。

經(jīng)濟(jì)性對(duì)重復(fù)使用航天運(yùn)載器非常重要，否則可能重蹈美國(guó)航天飛機(jī)的覆轍。

需要綜合考慮全壽命周期成本和重復(fù)使用后帶來(lái)的運(yùn)載能力損失兩大因素，其中全壽命周期成本不僅僅包括研制費(fèi)、制造費(fèi)和發(fā)射場(chǎng)費(fèi)用，還包括回收費(fèi)和維護(hù)維修費(fèi)。

由于涉及重復(fù)使用技術(shù)的攻關(guān)，重復(fù)使用航天運(yùn)載器的研制費(fèi)高于一次性運(yùn)載火箭。

由于重復(fù)使用航天運(yùn)載器增加著陸緩沖機(jī)構(gòu)、柵格舵、回收控制系統(tǒng)等硬件，其制造費(fèi)也高于一次性運(yùn)載火箭。發(fā)射場(chǎng)費(fèi)用主要由推進(jìn)劑費(fèi)用、測(cè)試、運(yùn)輸和發(fā)射、發(fā)射場(chǎng)管理和地面技術(shù)支持系統(tǒng)等費(fèi)用構(gòu)成，這與一次性使用火箭相當(dāng)。

回收費(fèi)主要包括箭體結(jié)構(gòu)的回收、運(yùn)輸和檢查等費(fèi)用。維護(hù)維修費(fèi)包括主要部件的維護(hù)、修復(fù)更換費(fèi)用和維修的人工成本等。

以兩級(jí)中大型運(yùn)載火箭為例，考慮未來(lái)利用該火箭執(zhí)行進(jìn)入空間任務(wù)總規(guī)模為1萬(wàn)t，并以其一次性使用運(yùn)載能力20 t為基準(zhǔn)。

假設(shè)一子級(jí)重復(fù)使用后運(yùn)載能力損失20%，兩級(jí)完全重復(fù)使用后運(yùn)載能力損失40%；并綜合考慮研發(fā)和制造費(fèi)用的增加，以及回收和維護(hù)維修費(fèi)用的增加，分析得到如圖7所示結(jié)果。

重復(fù)使用運(yùn)載火箭單次發(fā)射成本、單位載荷發(fā)射成本與重復(fù)使用次數(shù)之間的關(guān)系 （a）重復(fù)使用后單次發(fā)射成本與一次性運(yùn)載火箭的比值，（b）單位載荷發(fā)射成本與一次性運(yùn)載火箭的比值；比值小于1說(shuō)明得到了降低費(fèi)用的效益，且比值越小效益越好。

可以看到，在重復(fù)使用次數(shù)很少時(shí)單位載荷發(fā)射成本并沒(méi)有減少，且對(duì)于完全重復(fù)運(yùn)載器而言這種情況更顯著。

當(dāng)重復(fù)使用次數(shù)增加，發(fā)射成本不斷下降。當(dāng)火箭完全重復(fù)使用且復(fù)用次數(shù)足夠多時(shí)，全箭制造成本將趨于0，最終發(fā)射成本集中于發(fā)射場(chǎng)、回收費(fèi)和維護(hù)維修費(fèi)。

因此，為最終達(dá)到大幅降低進(jìn)入空間成本的目標(biāo)，同時(shí)還需努力降低發(fā)射場(chǎng)、回收費(fèi)和維護(hù)維修費(fèi)。

需要指出的是，如果重復(fù)使用后運(yùn)載能力損失較大，且火箭回收的部分占火箭總成本的比例較低，或者火箭維修的費(fèi)用過(guò)高，將導(dǎo)致回收效率大幅下降，甚至出現(xiàn)單位載荷發(fā)射成本與一次性運(yùn)載火箭的比值永遠(yuǎn)大于1的情況。

因此，方案設(shè)計(jì)需要首先考慮經(jīng)濟(jì)性因素。

在設(shè)計(jì)初期需要考慮重復(fù)使用的需求，而一次性運(yùn)載火箭的設(shè)計(jì)方法和設(shè)計(jì)準(zhǔn)則已不再完全適用。

對(duì)于垂直起降運(yùn)載器，采用多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)設(shè)計(jì)是有利于定點(diǎn)軟著陸控制的（但也并非一定要設(shè)計(jì)成多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)的方案），應(yīng)把操作、維護(hù)、壽命周期和成本等作為重點(diǎn)考慮因素，提升重復(fù)使用性能。

航天運(yùn)載器系統(tǒng)功率密度大、內(nèi)外部工作環(huán)境惡劣是制約航天運(yùn)輸系統(tǒng)重復(fù)使用性能提升的關(guān)鍵因素。

為此，需要改進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)理念，實(shí)現(xiàn)從基于性能設(shè)計(jì)到基于可靠性設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)變。

研究航天運(yùn)載器全壽命周期設(shè)計(jì)方法，以疲勞壽命、耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)，制定壽命設(shè)計(jì)模型及準(zhǔn)則，并大量應(yīng)用新材料、新工藝和新技術(shù)，提升關(guān)鍵部件的重復(fù)使用性能及長(zhǎng)壽命工作能力。

為提升重復(fù)使用設(shè)計(jì)性能，如重復(fù)使用次數(shù)、使用維護(hù)性等，需要實(shí)現(xiàn)載荷精細(xì)化設(shè)計(jì)，這就需要開展載荷環(huán)境高精度預(yù)示，為動(dòng)力系統(tǒng)、防熱系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)系統(tǒng)等設(shè)計(jì)提供精確的輸入。

除回收一子級(jí)外，如果要回收入軌級(jí)，箭體將從軌道再入，其環(huán)境更為惡劣，面臨防熱、控制等更嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)，對(duì)載荷環(huán)境預(yù)示精確度要求更高。

需要研究全任務(wù)流程載荷與力學(xué)環(huán)境激勵(lì)源作用機(jī)理，揭示動(dòng)態(tài)載荷與力學(xué)環(huán)境的傳播規(guī)律，形成適用于重復(fù)使用運(yùn)載火箭的外激勵(lì)表征—?jiǎng)虞d荷識(shí)別—響應(yīng)預(yù)示至載荷與力學(xué)環(huán)境條件設(shè)計(jì)能力。

研究復(fù)雜構(gòu)型氣動(dòng)力熱環(huán)境高精度預(yù)示方法，揭示氣動(dòng)力熱物理效應(yīng)和流動(dòng)機(jī)理，發(fā)展適用的數(shù)值計(jì)算方法和力熱環(huán)境高精度預(yù)示模型，縮小天地差異。

需要在全壽命周期內(nèi)進(jìn)行箭體嚴(yán)格的檢測(cè)，對(duì)關(guān)鍵易損部件進(jìn)行維護(hù)、維修或更換；制定維護(hù)維修策略，對(duì)回收后是否可以再次使用要進(jìn)行有效的評(píng)估。

應(yīng)考慮系統(tǒng)易組裝和易拆卸設(shè)計(jì)，應(yīng)用增材制造等先進(jìn)工藝大幅減少或消除焊縫；采用模塊化設(shè)計(jì)，可獨(dú)立快速拆卸，或在盡可能少影響其他部件的前提下實(shí)現(xiàn)快速拆卸。研究箭體結(jié)構(gòu)無(wú)損、集成化、微型化自感知的理論和方法，構(gòu)建系統(tǒng)薄弱部位與關(guān)鍵結(jié)構(gòu)一體化監(jiān)測(cè)網(wǎng)絡(luò)，獲得強(qiáng)環(huán)境適應(yīng)性、寬感知范圍和高精度的溫度、應(yīng)變、振動(dòng)等數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)性能狀態(tài)快速評(píng)估。

利用數(shù)據(jù)挖掘等技術(shù)進(jìn)行異常診斷與健康監(jiān)測(cè)/預(yù)測(cè)，實(shí)現(xiàn)故障準(zhǔn)確定位。

采用智能化技術(shù)提升快速測(cè)試發(fā)射和檢測(cè)維護(hù)的效率、準(zhǔn)確度及全面性，全面提高使用維護(hù)快速性、便捷性和有效性。

動(dòng)力的選擇對(duì)重復(fù)使用航天運(yùn)載器的未來(lái)發(fā)展具有重要意義。在重復(fù)使用火箭動(dòng)力類型的選擇方面，當(dāng)前主要考慮液氧煤油和液氧甲烷兩種動(dòng)力類型。

液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)與液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)比

液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)與液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)性能差別不大，但液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的重復(fù)使用性能更好。

從國(guó)際上重復(fù)使用運(yùn)載火箭動(dòng)力類型的選擇情況來(lái)看，兩種類型發(fā)動(dòng)機(jī)均有應(yīng)用，但采用液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的新型重復(fù)使用運(yùn)載火箭更加廣泛。

基于中國(guó)長(zhǎng)征火箭主發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)基礎(chǔ)，短期內(nèi)液氧煤油動(dòng)力發(fā)展基礎(chǔ)好，可基于此進(jìn)行改進(jìn)，并開展重復(fù)使用技術(shù)飛行演示驗(yàn)證。

從長(zhǎng)期看，液氧甲烷動(dòng)力在重復(fù)使用性能、深空探測(cè)原位制取等方面具有優(yōu)勢(shì)，可用于后續(xù)的升級(jí)換代。

對(duì)于進(jìn)出空間重復(fù)使用航天運(yùn)載器，垂直起降方式較為適合中大型運(yùn)載火箭，還可以拓展應(yīng)用于未來(lái)地外行星的著陸與起飛，并已經(jīng)被美國(guó)SpaceX公司證實(shí)其重復(fù)使用應(yīng)用具有可行性。

中國(guó)應(yīng)盡早開展運(yùn)載火箭垂直起降的集成演示驗(yàn)證，早日實(shí)現(xiàn)有工程應(yīng)用價(jià)值的重復(fù)使用。

垂直回收技術(shù)對(duì)中大型運(yùn)載火箭而言是一個(gè)新的任務(wù)流程，需要突破的關(guān)鍵技術(shù)在第2節(jié)已經(jīng)進(jìn)行詳細(xì)介紹。如在海上平臺(tái)回收，還涉及到著陸后在海上平臺(tái)自動(dòng)鎖定防傾倒問(wèn)題。

盡管中國(guó)在垂直著陸制導(dǎo)與控制和著陸緩沖機(jī)構(gòu)等方面取得了突破，但仍需通過(guò)集成演示驗(yàn)證來(lái)帶動(dòng)其他關(guān)鍵技術(shù)的突破并積累經(jīng)驗(yàn)。

目前階段尤其要聚焦于低壓條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)多次啟動(dòng)和推進(jìn)劑管理、進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)的節(jié)流深度，以及箭體/發(fā)動(dòng)機(jī)防熱等難題。

除垂直起降方式外，水平起降方式可以有效利用地球大氣，在特定應(yīng)用場(chǎng)景下具有優(yōu)勢(shì)。

水平起降可以采用火箭動(dòng)力或組合動(dòng)力，但由于水平起降需要設(shè)計(jì)較大的機(jī)翼和起落架等裝置，其整體結(jié)構(gòu)效率不高，且當(dāng)前組合動(dòng)力技術(shù)成熟度低、推力量級(jí)小，至今還未有工程成功應(yīng)用的先例。

但若合理設(shè)計(jì)方案和應(yīng)用場(chǎng)景，例如把組合動(dòng)力水平起降方式用于發(fā)射小型載荷，采用火箭動(dòng)力水平起降方式，則可實(shí)現(xiàn)大規(guī)模洲際極速遠(yuǎn)程運(yùn)輸?shù)取?/span>

與相對(duì)成熟的一次性運(yùn)載火箭相比，重復(fù)使用航天運(yùn)載器的設(shè)計(jì)仍面臨較大的挑戰(zhàn)，技術(shù)成熟度不高，且種類很少。

目前，僅Falcon-9火箭證明了采用火箭動(dòng)力垂直起降是可以實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用的，并取得了商業(yè)上的成功。

長(zhǎng)征火箭一直以來(lái)為重復(fù)使用持續(xù)地開展關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證，也提出了完整的回收解決方案。

然而，火箭回收僅是重復(fù)使用的第一步，還需要解決本文提出的設(shè)計(jì)、健康監(jiān)測(cè)等一系列難題。此外，還需要考慮市場(chǎng)的驅(qū)動(dòng)力，以及衛(wèi)星與火箭產(chǎn)能的匹配、發(fā)射工位的可用性等外部因素。

重復(fù)使用不僅僅帶來(lái)運(yùn)輸成本的下降，還將催生新的應(yīng)用場(chǎng)景和需求。

例如，利用回收級(jí)開展搭載試驗(yàn)、實(shí)施空間飛行器如衛(wèi)星的回收和利用等，應(yīng)用前景廣闊。

長(zhǎng)征火箭將延續(xù)一貫的傳統(tǒng)，繼續(xù)推進(jìn)關(guān)鍵技術(shù)的突破，走多樣化發(fā)展之路，并在適當(dāng)?shù)臅r(shí)機(jī)推出可復(fù)用的、具有中國(guó)特色的、滿足不同用戶需求的產(chǎn)品。

引用本文

宋征宇，黃兵，汪小衛(wèi), 等.重復(fù)使用航天運(yùn)載器的發(fā)展及其關(guān)鍵技術(shù)[J].前瞻科技,2022,1(1):62-74;doi:10.3981/j.issn.2097-0781.2022.01.006