2018, Vol. 36
2. 中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所, 四川 绵阳 621000
2. Hypervelocity Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China
航天器从空间轨道返回地球表面, 飞行过程一般分为进入(Entry, E)、下降(Desent, D)和着陆(Land, L)三个阶段[1-2]。EDL阶段涉及离轨、分离、再入减速、飞行控制、热防护、回收、着陆七个方面关键技术[3]。其中，离轨、分离技术在E段，飞行高度在140 km以上，该段空气稀薄，气动对返回性能影响小。再入减速、飞行控制、热防护技术在D段，飞行高度一般100~10 km，该段返回舱气动外形责任重大，返回舱所受的气动力效应可实现减速、飞行控制等返回性能，返回舱的气动热性能是热防护安全的保证。回收、着陆技术在L段，飞行高度接近地面，简单体返回舱采用伞-舱组合体外形通过伞作用进一步减速着陆，航天飞机类航天器利用轨道设计进一步耗能，着陆在预定位置[4]。
返回航天器的气动外形设计，需满足再入过程中D段飞行任务和性能对气动特性的需求，主要有三方面：(1)再入减速：利用返回器气动外形的阻力特性，通过返回轨道设计，实现将极高的宇宙速度减小到能安全着地的速度；(2)飞行可控：通过返回器的气动升力及对升力在轨道面分量的控制，实现再入飞行的轨迹、最大过载和落点精度控制；(3)热防护安全：通过气动外形避免产生过大的局部热流设计，配置热防护结构保证气动加热安全。
返回航天器气动外形确定，除满足返回段不同任务的再入减速、飞行控制、热防护等系统总体参数的技术要求外，外形的最大特征尺寸还受发射段选用的火箭整流罩空间、在轨飞行段航天器允许的静动空间的约束, 不是简单空气动力学性能的优化。同时返回舱容积需进行最大化设计，以提高搭载的乘员人数、物资装载量，实现高效益，并保证乘员舒适性，即满足人机工效学对舱内空间要求[5-6]。
航天器从空间返回地球，超高速再入大气层产生的气体流动现象会造成流动结构的显著变化，并对航天器返回再入过程的气动力/热特性产生重要影响。进行满足任务要求的返回航天器气动外形空气动力学性能优化设计数值模拟，需要针对跨流域不同流区空气流动的多尺度非平衡特点，发展适于不同模拟需求的跨流域空气动力学模拟方法，建立真实气动飞行试验平台，以提高跨流域气动参数预示精准度。发展数值模拟平台与飞行试验平台，研究跨流域空气动力学的前沿技术，具有应用前景。
1 返回航天器任务剖面与外形设计原则返回航天器的全任务飞行周期，可划分为发射段、运行段、返回段三个主要飞行阶段, 见图 1所示。
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图 1 返回航天器全任务飞行周期(取自“神舟”画册) Figure 1 Full mission cycles of re-entry spacecraft |
返回航天器的气动外形，指需从空间返回的舱段(返回舱)的外形。返回舱的任务：在再入D段，实现将极高的宇宙速度减小到能安全着地的速度，保证再入大气过程返回舱飞行姿态稳定、再入最大过载、落点位置及精度控制满足要求，气动热防护有效，将人或空间物资从太空安全返回地面。
如图 2所示，返回任务的功能和性能需求为：再入减速、飞行可控、防热安全，以及最大过载、落点精度、稳定性满足指标要求。返回舱稳定性可通过质量特性设计、局部外形设计、RCS(反作用控制系统)实现，则返回任务分解到对返回舱外形的固有气动特性需求为：阻力系数、升阻比、热环境满足要求。
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图 2 返回任务与气动外形设计 Figure 2 Mission and aerodynamic shape designs of re-entry module |
航天器气动外形的优化设计，除了其空气动力性能满足再入任务要求，还需综合考虑火箭、在轨航天器的空间约束以及载荷需求等。由此，外空间返回航天器的气动外形设计准则为：
(1) 返回舱构型、最大包络特性尺寸不大于火箭整流罩、在轨航天器出口允许的静动空间约束；
(2) 返回航天器舱内容积满足乘员人数、物资装载量的任务需求；
(3) 返回航天器的阻力系数、升阻比、热流密度满足再入减速、最大返回过载、落点精度控制、热防护的总体性能和指标要求。
2 气动外形设计约束 2.1 发射段发射飞行段，返回航天器与发射航天器的相对空间位置关系，对气动外形的约束有以下三种情况：
(1) 航天器安装在火箭整流罩内，气动外形最大截面尺寸受运载火箭整流罩的净空间约束，参见图 3(a、b)所示俄罗斯“东方号”飞船和欧洲“Pro-X”升力体式演示验证航天器的发射。带整流罩发射的优点是航天器和火箭的气动外形设计相对独立，接口关系简单，一般优先选取该种形式发射进入空间。增大火箭整流罩的净空间，主要是横截面尺寸，可减小运载火箭对气动外形的约束。
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图 3 返回航天器与发射航天器的空间位置接口关系 Figure 3 Space interface between re-entry spacecraft and launch spacecraft |
(2) 航天器无整流罩，气动外形尺寸不受火箭约束，但需与火箭进行一体化设计，满足火箭头部的气动特性要求，如图 3(c)所示俄罗斯“快船”(Klipper)太空运输系统发射[4]。
(3) 航天器外挂助推器和贮箱形成复杂组合体外形发射入太空，气动外形满足发射段的需求，参见图 3(d)所示的航天飞机的发射。
2.2 运行/返回段运行段末期，返回舱离开在轨航天器，转入返回段，航天器构形、返回舱与其他舱段的连接和相对位置，对气动外形的约束有以下四种情况：
(1) 返回航天器整体返回再入，气动外形无空间约束，参见图 4(a)的航天飞机、图 4(b)的X-37空天飞机。
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图 4 无在轨航天器约束的返回航天器 Figure 4 Configuration of re-entry spacecraft without orbit constraints |
(2) 返回舱与其它舱段为可分离的舱段构型，气动外型不受在轨航天器空间约束，参见图 4(c)的载人飞船。
(3) 返回舱安装在航天器的密封舱段内，通过航天员或机器人操作，从舱门释放后再入大气，返回舱尺寸受在轨航天器密封舱可提供的安装空间、出口舱门尺寸、舱内操作空间的约束。
(4) 返回舱安装在其它航天器舱体外侧，返回舱与所搭载航天器的组合体需满足发射时火箭的整流罩净空间要求，气动外形受所搭载航天器构型、在航天器上安装位置的约束。
密封舱舱内提供的安装空间、舱门出口约束，如图 5欧洲货运飞船ATV内的可展开减速方案返回舱(PARES)所示：图 5(a)为PARES安装在舱内通道，返回舱最大尺寸受通道尺寸约束；图 5(b)为PARES从密封舱舱门释放，返回舱最大截面尺寸受舱门出口尺寸约束。
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图 5 PARES安装空间、出口舱门尺寸约束 Figure 5 Constraint of the installing space in cabin and the cabin door's size |
密封舱舱内操作空间约束，如图 6日本货运飞船HTV内返回舱的操作示意[7]所示：释放前，航天员将返回舱从货架上取出，转运并安装在舱门出口处；然后航天员进入空间站，关舱门；HTV货运飞船与空间站分离后，再用释放机构从舱门释放返回舱。
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图 6 HTV的回收舱释放前在轨操作空间约束示意 Figure 6 Constraint of the operating space before the HTV re-entry module being released |
成功飞行的从密封舱释放的返回舱有俄罗斯的“彩虹号”(Raduga)，Raduga由“进步M”货运飞船运至“和平号”空间站，航天员舱内操作将“和平号”空间站物资装进Raduga后，再由“进步M”飞船返回时从舱门释放，将空间物资返回地面[8]。图 7为“彩虹号”小返回舱的实物照片，Raduga共完成了10次飞行任务。
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图 7 “彩虹号”返回舱 Figure 7 Raduga re-entry module |
返回舱的任务就是运送人员或携带空间物资从太空安全返回地面，在特征尺寸受空间约束限制的条件下，返回舱外形应进行大容积设计，满足搭载的乘员人数、物资装载量的任务需求。
根据载人航天实践经验，不同的载人需求可对标的返回航天器如下：航天飞机最多可载7名乘员；“水星”飞船返回舱最大直径Φ1.86 m可载1名乘员；“双子星”、“上升号”飞船返回舱最大直径为Φ2.3 m可载2名乘员；“联盟号”飞船返回舱最大直径Φ2.5 m、“阿波罗”飞船最大直径Φ3.9 m均可载3名乘员。
根据空间物资下行的实践经验，物资装载量的不同需求可参考的航天器：航天飞机从国际空间站(ISS)下行物资最大能力4.5 t；美国“龙”货运飞船从ISS下行物资能力2.0 t；从“进步号”货运飞船舱门释放的小回收舱Raduga，通过采用细长体外形增加装载容积，在“进步”飞船舱门直径Φ800约束下，其最大下行能力为150 kg。
返回航天器的载人、装物能力受各种综合因素影响，可参考已成功飞行器的经验根据不同需求选取返回飞行器类型：航天飞机、升力体外形无空间约束，可满足载人运货能力较大的需求；简单体外形返回舱的载人运货能力受火箭的发射能力和整流罩的尺寸约束，载人运货能力次之；从密封舱释放的小回收舱只可实现少量物品返回。
对于载人航天器，返回舱外形追求大容积，不仅是满足乘员数量的需求，也是满足航天员舒适性及人机工效学的需求。从工效学角度，应优先选取能提供舒适坐姿和较大空间的返回舱外形[9]。
4 返回气动性能需求从空间运行轨道再入地球，航天器气动外形的气动参数与返回性能的关系如图 2所示。对半弹道式返回的航天器进行变气动参数计算分析表明：气动外形固有的阻力系数、升阻比，对减速飞行性能、最大返回过载影响不敏感；升阻比对飞行轨迹控制影响明显，大升阻比有利于返回过程进行最大过载、落点精度控制。可见，气动力效应对返回舱外形的要求，关键是进行满足升阻比要求的气动外形优化设计。
气动加热对返回舱外形要求，关键是进行局部外形设计，即舱体表面避免过小的局部曲率半径，肩部倒角光滑连接，迎风表面不出现尖点和台阶。
4.1 阻力系数返回舱气动外形提供的气动阻力定义为：D=
返回舱以半弹道再入方式，取相同的飞行条件、迎风面积，最大阻力系数分别为0.9、2.0两种气动外形，计算其再入速度沿高度变化的规律如图 8所示，可以得出：
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图 8 不同阻力系数外形的减速特性 Figure 8 Decelerating performance of shapes with different drag coefficients |
(1) 不同阻力系数的两种返回舱外形，在65 km以上高空、25 km以下的低空，飞行减速性一致，速度差异极小；
(2) 在65~25 km的气动减速飞行段，不同阻力系数返回舱外形的速度沿高度变化曲线差异很小，减速性能基本一致，可以认为在该返回方式下返回舱的固有特性阻力系数对减速性影响不大。
4.2 升阻比半弹道式返回，通过控制气动升力在弹道平面上投影的大小，控制最大再入过载和保证落点精度，实现返回舱按标准弹道飞行。轨道机动控制要求返回舱气动外形具有一定的升阻比值，以保证升力控制的能力。取相同飞行条件，分别选取高超声速飞行段升阻比为0.38、0.23、0.15三种气动外形，计算沿返回弹道的过载及升力控制规律，如图 9所示，可以得出：
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图 9 升阻比对过载和升力控制的影响 Figure 9 Effects of lift/drag ratio on lift controlling and overloading |
(1) 差异较大的升阻比外形, 沿弹道的过载变化规律和最大过载相差不大, 大升阻比0.38对应的气动外形最大过载小, 小升阻比0.15对应的气动外形最大过载略大, 而升阻比0.23对应的气动外形, 其变化规律较前述两种情况居中。
(2) 升阻比特性不同, 航天器的升力控制滚转角影响明显, 大升阻比气动外形用一个半控制周期实现再入控制, 小升阻比气动外形用了两个控制周期且在40 km高度以后需要更大的滚转角实现落点精度控制。该规律说明气动外形提供更大的升阻比有利于提高飞行轨迹控制的能力，原因是大升阻比外形的气动力可提供更大的抬头力矩。
4.3 气动热返回舱从空间轨道返回，气动加热特点为高焓、低热流密度、长时间、多物理场。在进行气动外形设计时，为了保证返回舱防热安全，要求舱表面气动热环境分布满足防热材料的要求，局部外形避免产生过大的局部热流，即：舱体表面避免过小的局部曲率半径、肩部倒角光滑连接、迎风表面不出现尖点和台阶[10]。
航天器再入过程中的气动热环境和热解烧蚀如图 10(a)所示。图 10(b)绘出基于Boltzmann方程可计算建模气体动理论统一算法(GKUA)[11-13]计算得到的飞船返回舱外形体以迎角20°、马赫数13再入飞行至70 km物面热流分布。可看出，返回舱迎风面热流明显大于背封面, 特别在大底驻点到曲率半径较小的肩部倒角区，物面热流急剧增大, 热防护设计需要重点关注。
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图 10 飞船返回舱再入气动加热模拟图 Figure 10 Simulated results of heat flux and ablation during spaceship re-entry |
根据各国已成功飞行实践，空间返回航天器可划分为简单体、升力体、翼升组合体三类气动外形，参见图 11所示，分别满足不同再入任务对气动特性的需求。
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图 11 返回航天器气动外形分类 Figure 11 Sort of aerodynamic shape of re-entry spacecraft |
纵观载人航天发展实践历史，三类外形在载人航天的不同发展阶段起到了重要作用：简单体外形，在载人航天发展初期解决了人进入空间、安全返回地面的问题；翼身组合体外形，实现了人类对天地往返运输的高追求，由于高昂的成本和安全性设计缺陷，实践证明它不是载人运输的合适形式；考虑低成本、更理想的返回飞行性能等需求，图 11(b)所示意的升力体外形是人类的另一种选择。
5.1 气动外形设计需求简单体通过旋成对称外形提供气动作用，航天器一般为舱段构型，返回舱与其它舱段分离后再入返回, 小回收舱从母航天器的密封舱舱门释放或舱外壁分离再入返回。参见表 1，简单体气动外形设计[9, 14]：
| 表 1 三类返回外形设计需求 Table 1 Designings requirement of three aerodynamic shapes of re-entry spacecraft |
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(1) 需考虑发射火箭空间约束或释放航天器的舱门尺寸、舱外安装位置等约束；
(2) 不同尺度的返回舱最多可搭载1~4人或更多；
(3) 最大装货能力可达2.0t，舱门释放的小回收舱装载能力约0.15t；
(4) 气动外形的关键参数升阻比要求达0.2~0.4，阻力系数为0.9~2.0，舱体表面不能出现尖点和台阶，避免过小的局部曲率半径、肩部倒角光滑连接[14]。
升力体通过机体不对称外形提供气动作用，不带翼面或带较小的翼面，翼面不提供主要升力，一般通过火箭发射，在轨飞行后返回。参见表 1，升力体气动外形设计[15-16]：
(1) 安装在整流罩内发射，需考虑火箭空间约束；
(2) 不同尺度的返回器最多可搭载7人，最大装货能力可达4.5t；
(3) 气动外形的升阻比要求提高到0.4~0.8，阻力系数为0.9~2.0；
(4) 该类不对称外形，台阶、倒角的局部热环境变差，热设计难度增大。
翼升组合体通过机翼以及翼身组合体的外形提供气动作用，一般尺寸较大，火箭或其他方式发射，在轨飞行后整体返回。参见表 1，翼升组合体气动外形设计[17]：
(1) 尺寸无约束，但外形参与发射段的气动构型，组合体外形复杂，需与发射器进行一体化设计；
(2) 可搭载7人，最大空间物资下行装载能力达4.5t；
(3) 气动外形的升阻比要求达4.0；
(4) 为了实现高升阻比，外形、操控舵面热环境复杂，局部热设计难度最大。
5.2 三类气动外形的评价对国内外已成功飞行、已研制和正在研制的三类返回航天器外形的效率(空间利用率、发射质量比)、飞行性能(机动性、升阻比)、安全性(稳定性、热环境)以及返回控制方式的综合性能进行比较研究，参见表 2所述，结论如下：
| 表 2 三类返回飞行器外形性能比较 Table 2 Comparison of characteristics of three re-entry spacecraft aerodynamic shapes |
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(1) 简单体外形返回舱具有最好的装载容积、发射质量比率高，效益高，是空间物品返回的最好形式。载人月球探测和深空探测，运载火箭的发射动力、空间有限，也宜选择具有较高发射质量比的简单体外形。
(2) 升力体和翼身组合体外形具有更好的机动性、着陆性能，可满足对返回性能、着陆性能控制要求更高的任务需求；具有较优的再入和着陆力学环境，乘员感觉更舒适，是有人返回或有高要求(如伤病人员救生)的更好形式。
(3) 简单体气动热环境好；升力体和翼身组合体气动热分布复杂；翼身组合体还需实现操控舵面等运动机构的复杂热环境的有效防护，技术难度大。
6 返回舱外形设计对跨流域空气动力学模拟需求综合分析航天器的舱段构形、航天器与火箭的相对位置、返回舱与在轨航天器的连接方式和相对位置，以及发射段整流罩净空间、在轨飞行段航天器可提供的出口空间大小各种因素分析后，进行满足任务要求的返回航天器气动外形空气动力学性能优化设计。
返回航天器再入过程中, 在过渡流区飞行时间较长, 跨流域多尺度稀薄气体效应对返回舱再入气动特性影响严重。为了提高跨流域气动参数预示精度，需要针对跨流域不同流区空气流动特点，发展适用于不同模拟需求的跨流域空气动力学模拟方法，如基于对连接宏观流体力学与微观分子动力学的介观Boltzmann速度分布函数方程计算建模, 建立气体动理论统一算法[11-13]，基于微观分子动力学随机统计模拟的DSMC方法[18]，及其与宏观流体力学N-S方程耦合算法[19]等。
图 12绘出典型返回舱在高度H＝80.91 km，Kn∞＝0.001 57，Ma∞＝12.69，Re∞＝12 175.42，α＝20°条件下的绕流流场温度、马赫数等值线云图与流线结构。可以看出，返回舱再入该近连续过渡流区，绕流流场出现强扰动压缩激波过渡带、高温高热流区，跨越脱体激波气流换向；附着物面出现严重滑移速度、温度跳跃与绕流大钝头肩部膨胀分离流；流动表现为外流场近连续、物面附近稀薄非平衡、绕流物体迎风与背风不同位置多流区多尺度混合流特点。
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图 12 飞船返回舱再入飞行绕流流场结构(H＝80.91 km) Figure 12 Flowfield contours and structure at H＝80.91 km of spaceship re-entry |
图 13(a、b)为经过Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)并行计算，得到某货运飞船在高度H＝110 km，Kn∞＝0.5，Ma∞＝28，Re∞＝85的绕流热流与温度分布等值线云图。揭示了高稀薄流流动变化规律, 证实在高稀薄流区气体稀薄效应加重, 飞行器前端不再出现脱体激波层，气流附着物面流动，导致气流与飞行器之间产生很强的热传递效应，使飞行器前部驻点区与物面热流无量纲系数急剧上升；同时, 由于飞行器前端驻点附近流场出现高温区，引起驻点附近温度梯度变化很大，导致驻点及驻点附近流场热流较大。飞行器再入近连续过渡流区, 因脱体激波对气流减速转向作用，使得物面附近流场无量纲热流与温度变化减小。GKUA结果真实刻画了其流动变化规律与统一算法高分辨率，反映了发展有别于传统方法的跨流域统一算法重要性。
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图 13 飞船返回舱再入绕流热流、温度分布与升阻比(H＝110~70 km) Figure 13 Heat flux, temperatuare distribution and lift-drag ratio of spaceship re-entry at H＝110~70 km |
图 13(c)绘出返回舱在高度H＝80 km、70 km的气动升阻比，经碰撞限制器处理的DSMC、N-S/DSMC计算结果与飞行试验数据比较，可看出80 km高度DSMC计算升阻比与飞行试验以及N-S/DSMC耦合方法计算结果均符合较好。然而低于70 km高度以后, DSMC、N-S/DSMC计算的升阻比都低于飞行试验值，耦合算法计算的升阻比比DSMC结果更低。这说明即使经碰撞限制器处理过的DSMC方法或与宏观流体力学N-S解算器耦合，用于返回舱再入更低高度模拟仿真，存在严重的系统偏差，这是跨流域空气动力学计算建模与飞行试验技术都需要发展研究的问题。
通过图 12、图 13展示的几种空气动力学模拟方法结果分析表明，返回航天器再入跨流域过程不仅存在多尺度稀薄效应，而且呈现严重的非平衡绕流特点。不断发展新的CFD模拟方法手段，不仅必要且有意义。
空间再入超高速强压缩波和黏性流体相互作用会产生严重的气动加热，使航天器表面及周围流场高温气体发生复杂的物理、化学变化[20]，伴随着气体分子转动、振动自由度的激发和复杂的离解复合反应, 甚至产生电离及辐射放热[21]。这种高温热化学非平衡绕流现象[22]，不仅出现在返回舱表面边界层内, 且对于头部压缩强扰动波后的整个黏性激波强扰动流动区域都有极大影响。高温热化学非平衡效应改变了空气的热力学属性和输运特性，严重影响航天器表面的气动热环境。
另一方面, 在高空稀薄流域，气体密度低, 粒子间碰撞频率低, 超高速返回舱流场中气体分子的平动温度、转动温度和振动温度处于高度的热力学非平衡状态，激波强扰动后高温气体发生化学反应的弛豫时间远大于流动的特征时间，因而返回舱的绕流会出现严重的热化学非平衡现象。
航天器从空间返回地球，其超高速再入大气层产生的气体流动现象会造成流动结构的显著变化，并对航天器返回再入过程的气动力/热特性产生重要影响。客观准确描述返回舱再入飞行过程，建立可计算数理模型，提高飞行试验辨识结果的准确性, 需进一步将发展跨流域空气动力学模拟方法和建立真实气动飞行试验平台紧密结合、协同发展，满足跨流高超声速前沿基础研究的需求[23]。
7 结论通过对空间返回航天器各类气动外形的空间约束条件、装载任务需求、返回性能要求的特点研究剖析，以及对各类返回航天器的优劣、性能的比较研究，有以下结论：
(1) 在返回航天器气动外形优化中，基于综合分析设计约束和返回飞行性能对气动外形的需求，重点进行满足返回飞行性能要求的升阻比优化设计，并控制外形局部尺寸避免产生过大的局部热流。
(2) 以半弹道控制方式返回地球，航天器气动外形升阻比需不小于0.2，大升阻比返回轨迹及落点可控性较强；阻力系数不小于0.9的气动外形，可满足再入减速需求。
(3) 球锥简单体外形，是完成从空间再入返回地球任务经济、安全的适合外形；升力体外形，是考虑低成本、更理想的返回飞行性能等的另一个选择。
(4) 返回航天器再入过程存在复杂多尺度高温热化学非平衡特征，其气动外形设计和性能的高精度预示，需要跨流域空气动力学模拟方法与飞行试验的进一步协同发展。
致谢: 本工作得到中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所梁杰研究员、李中华高级工程师、李海燕和方明副研究员等跨流域空气动力学研究团队的支持帮助；部分计算在国家超级计算天津中心与无锡中心进行。
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