重复使用航天运载器的发展及其关键技术

文章摘要：

重复使用航天运载器是运载火箭的未来，也是满足大规模、高效益进出太空的前提条件。

文章回顾了重复使用航天运载器技术60多年的发展历程，尤其是近10年来在商业航天的驱动下所取得的最新进展，同时总结了中国重复使用航天运载器技术，特别是垂直起降技术的进展。

针对目前已被成功验证为可行的垂直起降的重复使用方式，从液体火箭发动机推力调节、液体火箭发动机多次起动、着陆制导与控制、高精度导航、机构方面对各项关键技术进行综述和讨论。

提出中国重复使用航天运载器技术未来发展的建议，包括将经济性作为设计约束贯穿始终，建立重复使用设计方法与准则，突破载荷环境高精度预示技术，发展重复使用检测、维护与评估技术，合理选择动力系统类型，尽快实现垂直回收集成演示验证，以及兼顾发展水平起降重复使用航天运载器技术，从而为中国未来实现大规模、高效益进出太空打下坚实基础。

随着人类社会的不断进步，特别是近年来航天科技的迅猛发展，世界航天已进入以大规模互联 星座、太空资源开发与利用、载人月球探测和大规模深空探测等为代表的新阶段,各国正在实施和规划大规模星座计划、载人月球探测计划、载人火星探测、地月空间经济圈等，进入空间规模需求快速增长。

到21世纪中叶，全球进入空间规模需求将超10万t，超过当前运载能力的两个数量级。若采用一次性运载火箭实施发射任务，对发射成本和运载火箭产能将是巨大挑战。

重复使用是降低发射成本和应对产能需求的必要选择。同时重复使用航天运载器技术的发展还能够有效支撑人类地外天地着陆和起飞返回任务的实现。

重复使用航天运载器是指可以多次往返于地球与太空，可按需执行一定任务并返回地面的航天飞行器。

按动力方式，其可分为火箭动力和组合动力。

其中，组合动力兼具航空与航天动力优势，具有较好的发展前景，但技术难度大，单台发动机推力不易做大。

按起降方式，其可分为垂直起降、垂直起飞水平降落和水平起降方式。这3种方式各有其特点，其中垂直起降方式采用传统运载火箭构型，增加着陆支撑机构、气动减速和控制机构以及用于回收的相关控制系统设备等，返回过程利用气动和主发动机反推减速，最后依靠着陆支撑机构垂直着陆。

该方式继承了传统运载火箭构型设计，运载器整体结构效率较高，对着陆点要求低，可应用范围较广，特别适用于未来地外星体着陆和起飞。

当前月球和火星着陆基本都采用这种方式。

垂直起飞水平降落和水平起降方式在返回时都需要依靠大气提升足够的升力，这就需要设计较大的机翼来满足升力需求，并需要在特定机场降落和设计相应的起落架机构，结构效率相对较低。

这两种方式返回升阻比大，机动能力强。

重复使用航天运载器国内外发展态势

可重复使用航天运载器的应用研究可追溯至20世纪60年代，当时美国开展了X系列验证机的大量研究。

20世纪70年代，苏联、美国均研制了以航天飞机为代表的重复使用航天器。特别是美国，从1981年至2011年，航天飞机共执行了135次飞行任务，代表了一个航天时代的顶峰。但由于高昂的发射维护成本等原因，航天飞机最终退出历史舞台。

进入20世纪90年代，美国先后提出X-30超高速国家空天飞机、麦道航宇公司的“德尔塔三角快帆”以及洛克希德-马丁公司的“冒险星”缩比原型机X-33。然而，由于当时技术和经费等诸多的问题，上述项目均被搁置。

21世纪初期，美国再次尝试各类计划，如以提高航天器战时响应能力为目标的“快速反应、小载荷、经济上可承担的发射”系统计划、“经济可承受快速响应航天运输”计划等，均同样由于高额的经费预算而中止。在此时间段，除了X-37B轨道试验飞行器外，重复使用技术的应用研发停滞不前。

近年来，随着商业航天的崛起，低成本商业化需求促进了重复使用航天运载器的快速发展。

其中，美国SpaceX公司的“猎鹰-9”（Falcon-9）运载火箭采取垂直起降技术，单个模块最多使用12次，连续2次发射中转周期最短至27 d。该公司还在研制“超重-星舰”完全重复使用运载火箭，并开展多次入轨级样机SN系列验证机的飞行试验。

此外，美国蓝色起源公司“新谢泼德”火箭的一子级也采用垂直起降技术，载人太空舱采用降落伞进行着陆回收；英国维珍银河公司采用载机空射技术，飞机与太空船均水平起降重复使用，并均完成多次验证性飞行。

上述公司的成功，得益于前人开展的大量研究工作。其中，垂直起降回收方案适用于子级模块规模大、发动机数量多的大中型火箭，其发动机节流能力较易实现。

而对于中小型运载火箭，尤其在发动机数量少、推力大、深度节流困难的条件下，伞降回收也是一个可选方案，技术成熟度高，但回收体规模也较小，着陆冲击难以克服。

中国自20世纪80年代开始研究重复使用航天运载器技术，提出了多种构型的重复使用航天运载器方案，主要包括升力式重复使用航天运载器和基于传统火箭构型的重复使用运载火箭。

在升力式重复使用航天运载器方面，中国整体处于并跑水平。其中，2021年中国首次开展了亚轨道重复使用航天运载器飞行演示验证，取得圆满成功。

还开展了大量组合动力技术研究，包括涡轮基组合循环（TBCC）、火箭基组合循环（RBCC）、涡轮辅助火箭增强冲压组合循环（TRRE）、预冷空气涡轮火箭组合循环（PATR）等。

在基于传统火箭构型的重复使用运载火箭方面，主要利用长征火箭开展关键技术攻关，其中的关键技术如下。

1 推力调节技术

长征八号（CZ-8）遥一运载火箭在首飞中，验证了补燃循环液氧煤油发动机的推力调节能力，推力变化通过设置在燃气发生器燃料供应路的流量调节器实现。

具备节流功能的液氧煤油发动机系统组成

调节器中的马达通过转动减小调节器的开度，从而减少流向发生器中的燃料，并降低发生器中燃烧室的温度。

由此涡轮的输出功率降低，导致流向发动机的液氧和煤油供应量降低，从而降低推力。

调节装置中微小的变化就能产生足够大的涡轮功率的变化，从而实现一定范围的推力变化，但混合比基本维持不变。

2 垂直着陆制导与控制技术

利用“孔雀”飞行器验证了基于在线轨迹规划的自主制导方法，同时探索了栅格舵、姿控喷管和主发动机复合控制技术，在低空飞行实验中取得了圆满成功。

在此基础上，研制采用火箭发动机的垂直起降验证飞行器，研究“高精度导航与在线轨迹规划+跟踪”的制导方法，实现闭环速度控制；研究适应大静不稳和晃动极零现象的参数优化方法，应对着陆过程中支腿展开产生的箭体质心和压心剧烈变化；采用基于自抗扰控制的扩张状态观测器估计补偿回路，确保着陆过程的姿态稳定和控制精度；提出一种以远离可行域边界为目标的自主制导方法，以应对发动机节流能力受限导致着陆段推重比大的情况。

3 重复使用机构技术

依托CZ-2C和CZ-4B火箭先后搭载栅格舵系统完成了落区控制技术验证，通过栅格舵的控制作用大大减小落区面积，也积累了在气动设计、栅格舵展开锁定机构设计等方面的经验。

通过CZ-8R运载火箭垂直返回技术攻关，完成面向3.35 m直径垂直返回着陆缓冲机构研制和全面的地面系统考核验证。

面向中国3.35 m直径运载火箭着陆缓冲机构

着陆缓冲机构展开试验图

4 火箭残骸落区控制技术

利用CZ-2C火箭开展了整流罩落区控制应用研究，采用减速伞作为控制装置；利用CZ-3B火箭开展了助推器落区控制飞行试验，通过翼伞将助推器导引至预定的安全区域降落。

助推器伞控系统全程飞行剖面

5 伞降回收技术

开展了一子级伞降陆地回收技术和一子级动力舱段空中回收技术研究。

降落伞系统采用2具减速伞+3具主伞方案，并利用布置在一子级前后端的气囊系统对着陆过程进行缓冲。

完成5 t级回收体大型群伞+缓冲气囊空投飞行试验（图5）、伞降回收全尺寸箭体尾段结构疲劳试验，突破“栅格舵+群伞+气囊”回收总体设计、子级回收大型群伞设计、自吸气型大型缓冲气囊、智能挂取系统设计等关键技术。

大型群伞+气囊陆上回收空投试验验证

综上，由于发动机节流深度与国外大推力发动机相比仍存在差距，这制约了中国基于传统构型的重复使用运载火箭的研发，整体尚处于跟跑 状态。

但正由于此，中国学者突破了在推重比远大于1（6~8）的严苛条件下，在线自主轨迹规划和制导与控制技术；并在着陆速度存在较大偏差（不超过5 m/s）的条件下，克服了大跨距、短窗口、高偏差、强冲击等系列设计难题，实现着陆缓冲机构可靠展开、准确锁定、稳定减速与高效缓冲等多项功能。上述两项技术具有国际领先水平。

垂直回收方式的关键技术

考虑到垂直回收是中大型运载火箭的主要复用方式，本节重点针对这种模式讨论关键技术。

垂直回收的典型工作场景示意图

当前发动机推力调节技术主要包括具有流量调节能力的高压降喷注器、多集液腔喷注器、针栓喷注器、气体喷注和喷管喉部调节方法5种途径。

大范围推力调节使发动机供应系统、涡轮泵、燃烧组件大范围偏离额定工况工作，供应系统稳定裕度降低，有可能导致振动加大、喷注器雾化不足、产生不稳定燃烧等问题。

因此，发动机大范围推力调节需要突破适应大范围流量调节的喷注器技术和推力室技术、适应大范围推力调节的涡轮泵技术和调节器技术等。

对垂直起降重复使用运载火箭，发动机多次高可靠点火起动成为基本条件。

1 多次点火方案

如果推进剂组合为非自燃状态，少量的次数可考虑使用药柱或者点火导管等方式来实施；若需超过3次以上的点火能力，宜考虑采用火炬点火等方式来实现，以减少发动机总装结构的复杂性和系统工作难度。

2 发动机入口压力保障

当火箭模块进入到回收阶段时，贮箱气枕大；同时推进剂处于低重力阶段，推进剂和贮箱气枕内气体掺混导致箱压出现较大幅度的下降。对于低温推进剂贮箱，其箱压下降幅度更为明显。

为保证入口压力，需降低发动机对入口压力的需求，或者通过贮箱的特殊设计来加以解决。

3 推进剂管理问题

为实现基于火箭动力的重复使用，贮箱内将预留一定量的推进剂供发动机再次起动和回收过程使用。

回收模块会经历微重力阶段，此时推进剂将大概率处于漂浮状态。

因此，在需要发动机再次点火起动之前，提前保证推进剂处于沉底状态。

这使得回收模块推进剂管理难度大幅增加。

1 着陆段全程制导和开关机控制方法

火箭在再入稠密大气的过程必须满足动压、热流、过载等再入约束，这涉及惯性调姿段和动力减速段的联立优化。

若将动力减速结束后的飞行轨迹视为一条连接火箭与目标着陆点的轨道，则可以采用迭代制导或闭路制导，具有较强的适应性。

在此基础上，还可以采用几何位置与时间更新双层迭代制导方法。

火箭在垂直着陆时刻，还需同时满足质心和绕心耦合的终端约束，这涉及气动减速段和动力软着陆段的联立优化。

在气动减速段由于箭体底部结构复杂，且进入稠密大气时不确定性扰动最大，因此要求制导系统尽可能通过反馈控制的方式，利用气动力将火箭导引向目标着陆点。

Lu提出基于预测校正的气动减速段再入制导算法以提升着陆精度。比例导引通过增加偏置项，也能够在控制速度位置的同时对终端姿态进行约束。

Song等利用数值方法分析动力软着陆段可行域与发动机推力调节能力的关系，并提出自适应开机方法。

这类算法在约束适应性上相比于解析方法具有明显的优势，其中基于凸优化的直接法已被应用于火星着陆和Falcon-9火箭的助推器着陆。但是对于存在非凸约束优化问题的在线求解，受限于理论上的收敛性难题尚未实现工程应用。

2 异类执行机构复合控制技术

在惯性调姿段，为完成近180°的大范围调姿，采用直接力控制的方式，在远离质心的位置安装反作用控制系统（Reaction Control System，RCS）。

针对大范围调姿引起的推进剂大幅度晃动问题，Shtessel等提出利用滑模观测器重构晃动模态，并设计了能够补偿晃动影响的控制器；Pei等则利用自适应增广控制器实时抑制火箭的晃动不稳定性。

在动力减速段，通过摇摆发动机实现飞行姿态稳定控制。针对发动机点火后尾焰羽流对箭体的作用，以及模型不确定性和外部干扰，Hall等设计了一种连续滑模控制方法，具有良好的鲁棒性。

Wang等结合鲁棒自适应控制和反步控制方法，控制可重复使用运载火箭的再入姿态。

在气动减速段，利用栅格舵气动力矩进行姿态调整是有效的方法。在栅格舵控制能力不足时可引入RCS复合控制，提升横侧向机动能力。

在动力软着陆段，气动舵控制效率逐渐降低。此时，箭体质心和压心变化较大，着陆支腿展开存在动态过程，且展开不同步对姿态有冲击。以增强适应性为目标的辨识与自抗扰控制方法是主要的研究方向。

重复使用航天运载器的返回过程对导航精度要求很高。

随着火箭距离着陆场越来越近，大气环境更为复杂，惯性/卫星组合导航方法已无法满足任务需求。

应当结合地面辅助导航方法提升导航精度，例如采用差分全球定位系统（Differential Global Positioning System，DGPS）高精度导航，可将其基站布置在着陆场。

对于海上着陆，在火箭高度较低时可增加微波测距测速的方式，补偿DGPS在高度方向精度不足的缺点。

用于自主着舰的联合精密进近与着陆系统可以无视天气和强干扰电磁环境的影响而安全起降，能够满足可重复使用火箭地面与海上着陆的导航精度。

1 栅格舵

典型栅格舵系统的组成包括舵、解锁机构、展开锁定机构和传动机构等。

栅格舵良好的外形设计是减缓翼元壁面之间气流壅塞，提高升阻比的关键。

流线型剖面的翼元壁面具有降低阻力的效果，结合钝圆头的前缘能够对流线型剖面的尖锐前缘进行有效的防热结构设计。美国“猎户座”飞船的逃逸飞行器测试过整体后掠式栅格舵，超音速性能更佳。

翼元壁面的局部前后掠也能够改善整体的气动特性，并改善整体后掠带来的结构安装不便问题。Falcon-9火箭的栅格舵就改进为翼元壁面的局部后掠式，对降低零升阻力和提高升阻比有明显贡献。

2 着陆缓冲机构

为确保机构整体可靠性，设计方案多基于尽量少的运动构件与单自由度方案开展，通过选用不同的运动副与组合形式开展方案设计。

王英超等开展简化机构动力学分析，用以研究该机构对着陆稳定性的分析。

袁晗等基于运动学分析方法对运载火箭返回着陆稳定性进行了建模，并分析相关参数的影响，提出适用性更强的运载火箭着陆安全性判据条件。

目前典型的着陆缓冲机构包括Falcon-9和“新格伦号”火箭采取的两种倒三角式、“新谢泼德”火箭采取的四边形式，以及哈尔滨工业大学团队所设计的主腿可折叠倒三角形式。

机构各方案优劣与运载火箭返回质量特性、稳定性需求、着陆状态等因素相关。

岳帅等采用滚珠锁定形式开展着陆机构设计及动力学分析，并通过气压驱动形式实现对着陆机构伸缩展开锁定与收拢解锁。

Yue等通过设计液体弹簧缓冲装置实现着陆机构缓冲功能设计及优化。

液压缓冲虽然能实现重复使用，但往往需采取液气组合或与机械弹簧组合的设计形式，设计方案偏于复杂。

田保林等使用铝蜂窝缓冲形式，通过预压形式降低缓冲初期的峰值效应。

肖杰等则采用气驱能源，通过改变主腿气腔两端气压差实现伸展与收缩动作的执行。

3 冷气推冲分离机构

冷气推冲分离机构已应用到Falcon-9和Falcon重型火箭的级间分离、整流罩分离和助推器分离中，以替代传统基于火工能源的分离装置。

这一改变实现了产品的重复使用，并做到可检测，有效提高火箭安全性与可靠性。类似的概念也应用在冷气推冲卫星释放机构中。

从国内气驱机构研究看，杜正刚等采用正交设计法分析了气瓶容积、气压、介质温度和喷管扩张比对分离冲量的影响。

马鑫等介绍一种气动式有效载荷分离释放机构，采用两型薄型气缸配合实现分离推力的宽幅调节。但是飞行产品中还未有类似技术得到验证。

中国重复使用航天运载器技术发展建议

中国若要实现重复使用航天运载器技术，需要从设计源头出发提升重复使用性能，如重复使用次数、维护维修周期和成本等，从而提升重复使用的经济效益。这就需要解决如下诸多基础问题和技术难题。

经济性对重复使用航天运载器非常重要，否则可能重蹈美国航天飞机的覆辙。

需要综合考虑全寿命周期成本和重复使用后带来的运载能力损失两大因素，其中全寿命周期成本不仅仅包括研制费、制造费和发射场费用，还包括回收费和维护维修费。