黄伟 曹旭 张章



充气式进入减速技术的发展

黄伟1,2曹旭1,2张章1,2

（1 北京空间机电研究所，北京 100094） （2 中国空间技术研究院航天器无损着陆技术核心专业实验室，北京 100094）

充气式进入减速系统适用于高超声速下飞行器的进入减速、可折叠展开，集成了气动热防护、气动减速和着陆缓冲等多项功能于一体，将成为航天器进入或再入返回的主要技术途径。文章首先归纳了数十年来充气式进入减速系统发展出的主要构型，简述了其主要性能特点；之后以几个典型项目为例，介绍了国际上充气式进入减速系统的发展情况。文章针对充气式进入减速系统最为重要的组成部分——充气展开柔性结构归纳了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等关键技术。最后，对充气式进入减速系统的发展情况进行了小结，提出了应用展望。

充气展开结构 进入 再入 气动减速 回收着陆

0 引言

充气式进入减速系统是利用充气的方式使折叠包装的柔性结构展开，从而增大进入式航天器的阻力面积，依靠柔性热防护材料为主制成的结构装置，实现航天器进入过程的热防护、气动减速、着陆缓冲与水上漂浮[1-2]。

数十年来，充气式进入减速系统主要发展出了拖曳式和附体式两类结构布局形式，其中拖曳式发展出球型、泪珠型、等强度曲面型、圆环型和张力锥型等多种结构构型；附体式发展出等强度曲面型、张力锥型和层叠圆环型等多种结构构型。充气式进入减速技术的两类布局方式及对应的结构构型如图1所示[3]。

图1 充气式进入减速系统的类型

常规而言，绝大部分航天器气动减速装置采用的是降落伞。但是，在跨声速、超声速条件下降落伞的阻力效果相比亚声速条件会出现显著降低，且随着马赫数的增加，降落伞会出现显著的喘振情况，因此当>3时航天器减速很少采用降落伞。对于充气式进入减速系统，附体式的阻力性能显著优于拖曳式，因此，当前国内外的发展均趋向于附体式。

图2为附体式张力锥型、附体式等强度曲面型、拖曳式等强度曲面型充气式进入减速系统与盘缝带型降落伞阻力特性的比较，相应的参考面积均取投影面积。可以看出：充气式进入减速系统可适应高超声速条件，在跨声速及以上的气动阻力性能优于降落伞，但亚声速下性能不及降落伞；附体式充气进入减速系统的阻力性能优于拖曳式。

图2 充气式进入减速器和盘缝带降落伞阻力性能的对比

除了在高超声速条件下气动特性的优势外，充气式进入减速系统可以在进入大气前即充气展开，显著降低航天器的弹道系数，可以充分利用高空时稀薄大气的减速效果，从而改善航天器进入过程的载荷和热流环境，并为后续进一步采用降落伞减速、反推发动机减速创造更为理想的初始条件。

1 国内外发展情况

自20世纪60年代初以来的数十年间，国内外在充气式进入减速系统的研究上已经发展出了多种构型。但是，由于技术难度大，而以往飞行任务的要求又往往能被降落伞等其他方式替代，充气式进入减速系统一直未得到广泛的应用。但是，随着航天技术的发展，大尺寸轻质量航天器、高超声速飞行器等需求日益迫切，降落伞等传统减速方式难以满足要求，充气式进入减速系统将发挥重要的作用。

1.1 美国的AID项目

美国早在20世纪60年代开始已经对充气式进入减速技术进行了相关的研究。其中最具代表性的是附体式充气减速器（Attached Inflatable Decelerator，AID）项目。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。

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=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[4-6]。

美国的“海盗号”火星探测任务最终确定展开气动减速装置的速度条件为=2左右，经过比较选择了盘缝带降落伞的方案，AID项目完成原理样机验证后即被终止[7]。该项目设计目标最高温度为177℃，还不能满足充气式进入减速系统在高超声速条件下的防热需求。而且，其采用的冲压充气的方式也难以适应高速进入情况下的高温热流情况，AID项目之后的各种充气式进入减速方案再无采用外部冲压充气的方式。

1.2 美国的IRV项目

20世纪80年代后期至90年代初期，充气式进入减速技术在沉寂了10余年后，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。

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[8-10]，原理样机在空投试验中的充气展开情况如图3所示。

图3 IRV项目空投试验展开情况[8]

1.3 欧空局与俄罗斯的IRDT项目

以“火星96”（Mars96）为契机，欧空局与俄罗斯就充气式进入减速技术开展了合作研究，启动了充气式再入和减速技术（Inflatable Reentry and Descent Technology，IRDT）项目[11]。该项目采用附体式层叠圆环构型方案[12]，如图4所示。但遗憾的是，Mars96任务在着陆火星过程中失败，IRDT未得到验证。

图4 IRDT采用附体式层叠圆环构型[12]

2000~2005年，俄罗斯牵头组织开展了新一轮的3次IRDT项目飞行试验，积累了大量的数据和经验。

2000年2月9日，IRDT-1验证器进行飞行试验，其方案依然是附体式层叠圆环构型，采用45°半锥角，分两次充气展开，演示验证器质量110kg。IRDT-1验证器自600km轨道分离再入，再入角为–7.67°，再入速度为5 520m/s。第一级充气展开是在进入大气之前，第二级充气展开是在经历高热流和高过载之后、验证器已经下降到约30km海拔高度处。飞行试验过程中，前端的刚性防热锥的烧蚀比预想严重，第二级充气展开未能工作，IRDT-1验证器没有取得成功[13]。

IRDT-2验证器与IRDT-1构型基本一致，但为了提高结构可靠性，验证器质量增加到140kg。2002年7月，IRDT-2开展了亚轨道飞行试验，再入角为–6°，再入速度为7 000m/s。最终IRDT-2验证器未降落到预定的区域，地面搜索部队也未找到实物，IRDT-2依然没有成功。之后，技术人员分析问题原因可能是运载器和IRDT-2验证器之间的结构失效，导致IRDT-2验证器未能正常再入[12,14]。

IRDT-2R验证器于2005年10月开展飞行试验，验证器状态与IRDT-2基本一致。IRDT-2R验证器从100km海拔高度轨道再入，再入角为–6.8°，再入速度为6 869m/s。该验证器的充气展开依然分为两部分，第一部分在再入前即展开，第二部分直到验证器下降到海拔高度7.5km左右才充气展开。但是，IRDT-2R任务还是失败了，地面搜索部队仍未找到实物。任务失败的原因可能是充气失效或在空中充气结构出现了爆破[15]。由于连续的飞行试验失利，IRDT项目是否已经终止，近年来未见相关报道。

1.4 美国的HIAD项目

近10余年来，美国正大力发展充气式进入减速技术，启动了高超声速充气减速器（Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，HIAD）项目。HIAD项目主要包括新型进入概念研究、柔性系统技术研究以及充气进入飞行器试验验证（Inflatable Reentry Vehicle Experiment，IRVE）3个部分，其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计划亦采用充气式再入减速技术，相比IRVE，飞行器规模更大，要求更高[16]。

IRVE-1再入飞行器采用3m直径、60°半锥角的附体式层叠圆环充气舱构型方案[17]。2007年IRVE-1飞行试验失利，之后相同状态的IRVE-2于2009年8月进行亚轨道飞行试验并获得成功[18]。IRVE-3在2013年7月再次开展了亚轨道飞行试验，仍为3m直径充气舱，相比前两次增加了质心调节装置。虽然IRVE-3由于落点偏差未能成功收回实物，但通过遥测获取的飞行试验数据表明IRVE-3以=10的条件再入大气，质心调节发挥了预计的姿态调节效用[19]。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[20]。

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3 600kg，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图5所示，开展了1~5kPa外部气流动压、7~34kPa内部充气压力、0º±25º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[21-22]。

图5 6m直径HIAD风洞试验模型

1.5 美国的LDSD项目

近年来，针对Mars2020的需求，美国喷气推进实验室（JPL）开展了超声速充气减速器任务（Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator for Robotic-class missions，SIAD-R）的研究。SIAD-R任务要求适应=4、动压2 200Pa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[23]。

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（如图6所示），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[24]。

图6 SIAD-R折叠及展开状态示意

1.6 日本的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。

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[25]。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=4.6[26]。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[27]，外形如图7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。

图7 MAAC项目2.5m直径飞行试验器在风洞进行载荷试验

1.7 我国的发展情况

国防科技大学、哈尔滨工业大学、北京航空航天大学、南京航空航天大学等高校，以及北京空间机电研究所、北京宇航系统工程研究所、北京空间技术研制试验中心等科研机构也开展了充气式进入减速技术的研究，开展了系统概念研究、方案论证以及气动、轨道、热特性等数值仿真分析，研制了柔性防热材料、原理样机等，取得了一定的进展[28-40]。

2018年4月，北京空间机电研究所利用探空火箭开展了充气式进入减速技术的演示验证试验。试验器采用了附体式层叠圆环构型方案，锥角60º，展开直径2m，由充气锥、结构装置、控制装置、数传与测量装置、监视相机、柔性分离装置、火工装置等组成，总质量50kg，试验器由探空火箭携带至60km海拔高度分离并减速下降。

演示验证试验取得了成功，试验器与火箭分离后正常充气展开至所设计的外形，充气式进入减速系统的工作程序和弹道特性得到了较为全面的验证。试验器经过减速后最终以约20m/s的速度安全着陆，着陆后经现场检查和返回后测试，各装置完好，气囊气密性良好，试验取得圆满成功。试验器高空飞行试验落地情况如图8所示。

由于该项试验再入高度、速度的限制，充气式进入减速系统的防热性能未能考核，因此需通过材料试件进行专项验证。北京空间机电研究所进行了柔性热防护材料的高焓风洞试验，在15W/cm2的热流下，持续时间300s，试件表面温度超过1 300℃，冷端最高温度约112℃，对试样的热防护性能进行了有效考核。试件在高焓风洞试验前后对照情况如图9所示。

图9 柔性防热材料试件高焓风洞试验前后对比

2 充气式进入减速系统的关键技术

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。

2.1 多场耦合及气动优化设计

高超音速充气式进入减速过程是一个热流固耦合的多物理场耦合问题。充气展开形成的气动外形决定着气动减速的进入（返回）轨道设计、防热设计、总体布局设计，是保证气动减速性能的关键。在进入过程中，飞行器要经过高超声速、超声速、跨声速等不同速度域，要依次跨越稀薄大气区的自由分子流、中间的过渡流和稠密大气区的连续流，涉及复杂的气动力和气动加热问题。困难之处在于充气式进入减速系统的气动外形主要由高弹性的柔性材料来维持，剧烈的气动加热使得驻点温度很高，柔性材料热应力很大，极易造成结构破坏和材料特性变化。并且，在高速气流作用下非定常的气动力和气动热载荷会导致充气柔性薄膜结构的变形和气动弹性动力响应，结构变形又反过来影响充气结构的气动外形，进而造成气动力和气动热载荷的改变。

日本MAAC项目利用探空火箭进行亚轨道飞行试验时，利用试验器上的摄像设备测量到所采用的充气展开附体式张力锥结构的锥角（设计状态为70º）在下降减速过程中存在较大的变化，在高空稀薄大气时锥角在73º上下变化，随着高度降低，作用于充气结构的动压增加，最大动压时锥角减小到65º，随后保持在68º上下。此外，还测量到最大展开直径1 220mm时的充气结构锥面在下降过程中始终有结构变形，变形达到30mm[26]。可见，充气式进入减速系统与常规的刚性进入舱相比，由于柔性非线性大变形的出现，问题要更加复杂。必须基于气、热、固多场耦合建模与分析，结合风洞、投放试验等进行验证，开展充气式进入减速系统的气动、结构与防热的耦合优化设计。

此外，充气式进入减速系统还涉及到柔性充气结构与刚性头锥等刚性结构的刚柔连接问题，其连接形式、安装边缘等在气动载荷、气动加热及内外压差等作用下如何确保所需的气动外形和刚度也非常关键。

2.2 轻质柔性耐高温材料

进入器通常以几十倍声速的速度返回地球或进入行星大气层，在进入下降过程中进入器的气动加热显著。虽然采用充气式进入减速系统可以在进入大气层之前即充气展开为较大的气动阻力面积，从而使其进入过程中的气动加热相比常规刚性进入舱要有所减小，但其最外层的柔性结构仍需承受较大的热流，对柔性材料的耐温性能要求很高。例如，根据IRDT-1的飞行试验数据，其再入全程历时14min，最大热流达到313kW/m2；IRVE-3飞行试验再入全程约20min，最大热流约140kW/m2；HEART计划评估所需柔性防热结构飞行试验再入全程约14min，所需经受的最大热流不小于280kW/m2。

由于进入轨道、气动外形、进入质量等诸多参数的不同导致对防热材料的要求各有高低，而柔性充气式进入减速系统对柔性耐高温材料的要求尤为严苛。除了要承受进入减速过程中温度很高的热流外，还需要同时承受相应的气动载荷，因此柔性耐高温材料一般需要采用结构和热防护的一体化设计，还需满足质量轻、高强度、柔性好、气密性好等要求。

NASA采用以氧化铝纤维和气凝胶为主体的柔性耐高温材料体系，以Nextel、Pyrogel、Kapton复合铺层制作成一体化柔性材料作为充气结构的表面材料，能够满足在结构展开后高超声速飞行时的气动热载荷要求，且保证充足的结构强度，其最高使用温度可达1 600K。而JAXA采用PBO和聚酰亚胺或硅橡胶为主体的柔性耐高温材料体系，采用ZYLON与聚酰亚胺、ZYLON与硅橡胶复合制作而成的充气结构表面材料，其最高使用温度为650℃[41]，耐高温性能虽不如Nextel，但其质量轻且强度性能更优。

2.3 折叠包装与充气展开技术

充气式进入减速系统涉及到封闭式气囊乃至多气室结构的折叠包装。一方面，需要根据结构形式采用合理的折叠工艺，使包装密度足够大以满足空间要求。由于外形的特殊性，常规的卷曲折叠、Z字形折叠方式无法满足需求，需考虑常规折叠与复杂折纸法折叠工艺的组合。另一方面，如何使封闭式气囊、多气室结构实现安全的压力包装，如何在包装过程中实现层间排气技术以确保残留气体在真空中不影响系统工作非常关键，在折叠包装过程中需要采用特殊的抽真空方法。

对于以上折叠包装技术，可以参照常规的缓冲气囊较为成熟的工艺。但是，充气式进入减速系统更为困难的是，由于其需要在进入大气层之前就进行全部或第一阶段的充气展开，对充气展开的有序、平稳、可控要求非常高，远远超出缓冲气囊的要求。如果充气过程不稳定，将对整个进入器的运动姿态产生不可接受的干扰，将难以保证以所需的姿态和角度进入所需的轨道，严重时甚至会导致任务失败。而充气展开与折叠包装方式是密切耦合的，因此折叠包装与充气展开技术是充气式进入减速系统的关键技术，需要结合充气结构的构型、气源和充气管路的布局、以及进入器的质量特性和运动特性开展综合研究和试验验证，确定可靠可控的折叠包装和充气展开方案。

3 结束语

充气式进入减速系统的设计成功地集成了进入防热、减速和着陆缓冲三大功能，简化了整个进入减速和回收着陆的工作过程。同时，充气式进入减速系统质量轻、可折叠，所占安装空间小，能够大为节省发射费用。

基于充气式进入减速系统的显著优势，自20世纪60年代以来，以美国为代表的先进航天技术国家一直在研究发展相关技术，设计出了多种构型方案，开发了多种原理样机以及试验验证系统。但是，由于技术难度大，先进柔性材料、柔性体多场耦合仿真等基础技术水平的限制，充气式进入减速系统尚未发展成熟，并没有得到广泛的应用。

随着柔性材料、数值仿真等技术的进步，近十余年来，充气式进入减速系统得到迅速发展，美国的HIAD项目、LDSD项目，日本的MAAC项目等均进展顺利，开展了大量的数值分析和地面试验工作，完成了飞行演示验证。我国在此领域也已取得了良好的研究进展，已经初步达到了工程应用的技术水平。

随着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等关键技术的深入发展和掌握，充气式进入减速技术日益成熟，未来将成为航天进入与减速的主要途径之一，广泛应用于空间制品返回、空间站人员应急救生、天地往返飞行器回收着陆、地外天体的进入减速、空间碎片增阻离轨清除、高超声速导弹武器气动减速，以及航空救生、高楼救生等领域。

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The Development of Inflatable Entry Decelerator Technology

HUANG Wei1,2CAO Xu1,2ZHANG Zhang1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China） （2 Key Laboratory for Nondestructive Spacecraft Landing Technology of CAST, Beijing 100094, China）

Inflatable entry decelerator system can be used as the aerodynamic decelerator of flight vehicle in hypersonic condition. It can be folded and be unfolded by gas filling. It integrates the functions of heat shielding, speed reducing, soft landing, etc. Inflatable entry decelerator system will become a main technological approach for the spacecraft entry into other planets with atmosphere or reentry the earth. In this paper, the main configurations and the performance characteristics of inflatable entry decelerators which had been developed in the past decades are introduced. Then, the author described the developments of inflatable entry decelerator systems at home and abroad. The most important part of inflatable entry decelerator system is the inflatable flexible structure. The key technologies of inflatable flexible structure are concluded in the paper including the multi-field coupling and aerodynamic optimization design, the light flexible and high temperature resistant material, the folding packaging and inflatable expansion technology. Finally, a brief summary of the development and future applications of the inflatable entry decelerator system is presented.

inflatable structure; entry; reentry; aerodynamic decelerator; recovery and landing

V475.9

A

1009-8518(2019)02-0014-11

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.02.002

黄伟，男，1977年生，2018年获国防科技大学航空宇航科学与技术专业博士学位，研究员。研究方向为航天器回收着陆技术、空间科学与探测技术。E-mail：huangwei1977@139.com。

2019-01-22

国家自然科学基金(11602018)

（编辑：夏淑密）