NASA 测试充气减速飞行器，它有啥用？

2023-06-27 04:17:38 来源：中国航天

2022 年 11 月 10 日，美国国家航空航天局（NASA）按计划完成了 " 充气式减速器近地轨道飞行试验 "（Low-Earth Orbit Flight Test Inflatable Decelerator，LOFTID）任务。LOFTID 飞行器总质量约 1088kg，充气展开直径约 6.0m，再入速度 8000m/s，再入段峰值温度约 1650 ℃，峰值过载约 9g。LOFTID 飞行器从充气展开至顺利落入回收海域全程飞行约 1h，圆满完成了近地轨道再入飞行试验。此次试验首次验证了第一宇宙速度再入返回气动减速技术，该任务的成功对开展以火星探测为代表的行星际任务具有重要的里程碑意义。

(资料图片仅供参考)

LOFTID 是 NASA 继 2012 年完成第三次亚轨道充气式再入飞行器试验后，时隔 10 年首次进行的柔性充气式再入减速飞行试验，是以轨道再入速度对柔性再入方式进行的一次综合检验。该试验的圆满成功预示着柔性充气式再入减速技术可耐受轨道速度再入下的气动力、热环境，对携带的载荷起到保护作用，也表明该技术已具备工程应用条件，是未来实现深空探测的一次技术飞跃。

NASA 主管航天技术任务署的副局长表示：" 这项技术将让 NASA 未来能把更重的漫游车、着陆器乃至按载人要求配置的居住舱送到火星表面，也有望把大量的物资运回地球。"

LOFTID 飞行器是充气展开直径为 6m 的柔性再入减速飞行器，也是迄今为止上天飞行的最大钝头体大气进入飞行器。NASA 未来将研制展开直径为 8m、15m 的柔性充气式再入飞行器，形成该技术领域系列化产品，应用于火星着陆与探测任务中，并积极推动该技术未来在大负载物资（几十吨量级）天地返回、火星再入着陆等领域的应用。

此外，本次近地轨道飞行试验的成功，充分说明柔性防热材料及成品性能已完全能够耐受轨道再入下大气热载荷作用，不仅可为未来行星际任务带来许多潜在应用，而且可拓展应用于大型火箭级回收、大规模太空制造产品返回地球甚至载人星际着陆等任务中。

一、美国充气减速飞行器项目

柔性充气式再入返回技术被视为改变当前空间态势和制定未来空间技术规则的突破性技术，是当前世界航天大国的重要攻关热点之一，拥有广泛的应用前景。

美国 GoodYear 公司于 20 世纪 60 年代，开展了基于火星探测等空间任务的附体式充气减速器（AID）研究。美国航空航天回收系统公司（Aerospace Recovery Systems，Inc.）于 80 年代后期，开展了基于空间站应急救生、制品返回等需求的充气式回收飞行器（Inflatable Re-entry Vehicle，IRV）项目研究。喷气推进实验室针对 " 火星 2020" 开展了超声速充气减速器（SIAD-R）任务的研究，该任务隶属于 NASA 低密度超声速减速器（LDSD）项目，于 2014 年完成一次高空飞行试验。

20 世纪末，NASA 以未来大质量火星着陆探测任务为工程需求，启动了 " 高超声速充气式气动减速飞行器 "（Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，HIAD）项目，加快推进充气式再入气动减速技术的研究和验证，至 2012 年完成了 3 次亚轨道充气式再入飞行器试验（IRVE）。除了 IRVE1 因火箭故障没有完成亚轨道飞行试验外，IRVE2、IRVE3 的亚轨道飞行试验均获成功，验证了返回过程中气动载荷作用下此类柔性充气结构的保形能力和热防护材料的耐热性能，并获取了大量返回过程中的试验数据。IRVE2、IRVE3 的亚轨道飞行试验情况见表 1。

表 1 美国 IRVE2、IRVE3 的亚轨道飞行试验情况

二、LOFTID 技术指标与系统组成

（一）技术指标

据 NASA 对外宣称的 LOFTID 飞行器部分技术指标及对试验数据的估计，将 LOFTID 指标列于表 2。

表 2 LOFTID 指标

（二）飞行器系统组成

LOFTID 飞行器由柔性防热分系统、气囊分系统、充气分系统、综合电子分系统、结构及热控分系统、减速伞分系统组成，见图 1（根据相关材料描述评估结果，主要从功能层面划分）和图 2（摘自对外资料）。

图 1 LOFTID 飞行器组成示意图

图 2 LOFTID 飞行器系统构型及半剖面

三、LOFTID 分系统分析

（一）柔性防热分系统

LOFTID 飞行器柔性防热层由外层抗冲刷层（2 层）、碳纤维隔热材料及阻气承力层 3 个部分组成。

外层抗冲刷层为高温高强度的陶瓷织物，织物为日本炭素公司生产的 2 层 Hi-NicalonTMSiC 织物。对外层抗冲刷层织物斜纹结构（类似于牛仔布的结构）进行初步分析发现，织物结构紧密，佐证了目前日本炭素公司已具备使用 SiC 纤维编织高密度织物的能力。SiC 纤维的核心原材料为有机硅化合物原料，是经纺丝碳化气相沉积制得的具有 β-SiC 结构的无机纤维，该原料由日本炭素公司和宇部兴产公司分别提供，目前年产能为百吨级。LOFTID 飞行器热防护层由 16 片 SiC 纤维织物缝合而成，结合减速锥直径为 6m 等数据，分析可知外层抗冲刷层织物单片周长在 1.2~1.3m，因此原 SiC 纤维织物的幅宽为 1.5m。

抗冲刷层织物的缝合方式均为机器缝合，缝合线包括褐色与黄色两种。每层 SiC 纤维织物共 16 片，两片织物先用褐色陶瓷线缝合在一起后，再用褐色缝合线在其两侧各缝合一道，然后用黄色缝合线在褐色缝合线两侧各缝合一道，两层 SiC 纤维织物间使用褐色陶瓷线缝合，如图 3 所示。

图 3 LOFTID 飞行器抗冲刷层缝合示意图

碳纤维隔热材料由 2 种材料组成，包括 3 层各 5mm 厚的 SGL Carbon 公司的 Sigratherm KFA-5 碳纤维软毡，一层 Pyrogel 2250 气凝胶层，隔热层总厚度约为 20mm。SGL Carbon 公司生产的 Sigratherm KFA-5 碳纤维软毡主材料为碳纤维，在无氧环境下可以在 1500 ℃温度下服役。Pyrogel 2250 气凝胶层处于三层碳纤维毡的背面，材料与 IRVE3 的隔热层一致，可以在 800 ℃左右稳定服役。

阻气承力层由聚酰亚胺阻气层及 PBO（聚对苯撑苯并唑）Zylon 承力层共同构成。阻气层中聚酰亚胺为黑色，应为聚酰亚胺添加遮光剂后的颜色，分析应为保护 PBO Zylon 承力层免受紫外辐照的遮光设计（PBO Zylon 在紫外辐照环境下力学性能衰退很大）。PBO Zylon 承力层表面刷涂了硅橡胶材料，呈橘黄色，背面由于添加了遮光剂聚酰亚胺材料而呈现黑色，与阻气层材料一致。

柔性热防护层层间采用缝合线进行手工缝合，缝合出菱形的结构，菱形的大小与锥面的位置相关，从头罩到裙边位置，缝合间距增大，每个分片区域均采用满缝整个空间的方法。

柔性防热头锥由头罩及表面柔性热防护层组成。头罩采用金属材料作为支撑结构，表面柔性热防护层包裹金属头罩后向内弯折，直至头罩与限位环安装面外侧缝合。柔性热防护层表面传感器位置开通孔引出各类传感器后，涂抹高温胶密封。刚柔搭接部位柔性热防护层自由端通过绑带与限位环内侧转轴连接固定。

（二）气囊分系统

气囊分系统由充气囊环和绑带组成。气囊环采用整体编织成型技术，编织纤维材料采用日本东洋纺公司生产的 PBO Zylon 纤维。按质量计算，纤维强度为钢材强度的 10~15 倍。气囊充气展开后通过绑带固定并安装到中心舱体上分配负载。气囊环外表面涂抹高温硅酮黏合剂，因此囊环呈红 / 橙色，如图 4 所示。

图 4 LOFTID 充气系统 ( 上图 ) 及由柔性热防护材料覆盖的 LOFTID 充气系统 ( 下图 )

气囊组件充气展开后直径约 6m，由 6 个粗气囊环和 1 个细气囊环组成。粗判粗气囊环直径约 0.4m，细气囊环直径约 0.19m，各气囊环通过 PBO Zylon 绑带捆绑而成。气囊工作压力为 131kPa（400 ℃）。气囊环材料由 3 层构成，最外层为硅胶涂层；中间层为编织层，编织层采用 PBO Zylon 纤维；最内层为阻气层，阻气层为 PTFE（聚四氟乙烯）膜；周向加强绳（Cords）采用 PBO Zylon 纤维绳。

LOFTID 飞行器柔性体的折叠方式为 V 型上翻折叠（周向折叠为 6~8 瓣），柔性保护罩解锁后，在残余气体作用下，柔性体从 V 型上翻状态翻转展开到设计状态。柔性体解锁展开时，LOFTID 飞行器与上面级处于固定连接状态，上面级质量较大，柔性体质量相对较小，因此 LOFTID 柔性体展开过程中的轴向惯性力较大，利于柔性体从 V 型上翻状态翻转展开到设计状态，再入前气囊充气至 131kPa，柔性体达到充满展开状态。

（三）综合电子分系统

综合电子分系统由通信装置、数据记录装置、数据采集装置、导航定位装置及综合管理装置组成。

数据采集装置由光纤传感系统、热流计、热辐射计、热电偶及压力传感器组成。头罩布置了 1 个辐射计（中心位置）和 4 个总热流计（图 5 所示中心位置的上、右、下、左 4 个位置）。辐射计用于测量热流的辐射分量，热流计用于测量再入过程中的热流密度，在此基础上每个传感器包含额外的端口，同时提供压力传感器测量头锥表面的气动压力。

图 5 头罩表面传感器布局

根据 LOFTID 飞行器头锥部分辐射计实物图片，该热辐射计应为塞式热辐射计，其将落在传感器特定开孔内的全部辐射通过椭球形反射镜聚焦到差动热电偶上，通过温差产生的电势测量辐射热流大小，NASA 认为在该过程中迎风面热源除受气动热外还会受到空气电离产生的辐射热。

LOTFID 飞行器共布置了 100 多个热电偶，几个关键位置的原热电偶材料无法在飞行过程中正常运行，因此 NASA 对热电偶的材料进行了更换，并在波音大型核心弧形隧道设施（Core Arc Tunnel Facility）内进行了再入过程条件下的验证，确保新材料制作的热电偶可以安全准确地收集试验中的数据。

数据记录装置分为弹射式数据记录仪（EDM）及主数据记录仪（IDM）。弹射式数据记录仪为可抛出的无线独立数据备份模块，可对测量数据进行备份。其外观颜色、尺寸与柠檬相似，落地前从舱体抛出。

弹射式数据记录仪作为飞行数据的冗余设计，可以在飞行器上数据记录器损毁的情况下提取飞行数据。弹射式数据记录仪存储了飞行期间传感器（温度及压力数据）和摄像机的全部数据。飞行器再入大气后，弹射式数据记录仪在 15.2km 的高度从 LOFTID 飞行器上释放（弹簧加载系统通电后触发弹射模块），落点位置距飞行器落点 16km 以内。

弹射式数据记录仪通信系统，通过搜索小组发射的气象气球中的中继器发送自身 GPS 坐标。中继器将数据记录仪坐标传输到手持地面站设备（带有跟踪应用程序的手机）上，该设备将显示数据记录仪的经纬度坐标、范围和指向弹射式数据记录仪位置的箭头（随着记录仪在海洋中漂移而更新）。

（四）充气分系统

充气分系统由气瓶、充气装置、阀门及管路组件组成（见图 6），共配备 2 台球柱型气瓶为气囊提供气源，充气气体采用氮气方案，气瓶布置在前舱段，气瓶充气压力 3000psi，约为 20.7MPa。

图 6 充气分系统布局示意图

（五）承载与热控分系统

LOFTID 飞行器舱体结构由前舱段、中舱段、电子舱及后舱段 4 个部分组成。

前舱段安装充气分系统，中舱段安装电子设备，后舱段安装减速伞分系统和弹射式数据记录仪。前舱段结构的功能为连接气囊与柔性防热分系统，LOFTID 飞行器绑带处加装了测力传感器，用于测量绑带拉力。

中舱段结构外侧包含一个环形对接装置，该装置一方面与火箭对接，另一方面与上方 JPSS-2 主载荷的支撑底座连接，使 LOFTID 飞行器与上方 JPSS-2 主载荷和火箭末级完全隔离在一个相对独立的空间内，环形对接装置上下均具有分离装置。

在舱段间连接方式上，各舱段对接面间采用斜侧螺钉连接，在减小了一定轴向强度的同时，提高了整舱的抗剪能力，方便舱段间的对接安装。

目前公开资料未见在 LOFTID 舱体外表面喷涂白漆和包覆多层隔热组件的热控措施，内部设备表面处理情况、导热垫和隔热垫使用情况不明，根据模型剖面图可推断并未使用热管、流体回路、相变材料等。

四、LOFTID 飞行试验情况

北京时间 2022 年 11 月 10 日 17 时 45 分，LOFTID 飞行器作为美国国家海洋和大气管理局（NOAA）发射的 " 联合极轨卫星系统 "2（JPSS-2）任务中唯一次级有效载荷，搭载在 " 宇宙神 "5（Atlas-5）运载火箭上在范登堡太空军发射基地发射升空。

发射 1h 后，LOFTID 飞行器随 " 宇宙神 "5 运载火箭转入再入返回轨道，68min 左右抛出主载荷适配器，69min 起依次完成抛柔性保护罩、气囊充气展开（NASA 对外宣布充气压力约 131kPa）、再入前定向调姿和起旋（起旋角速度 3r/min）等动作。70min 左右飞行轨道远地点高度 652.2km，倾角 98.01°，LOFTID 飞行器与运载火箭分离。

LOFTID 飞行器发射后约 106min 开始进行再入返回测试，再入速度约 8000m/s，采用自旋稳定弹道式再入方式完成返回段飞行，返回过程中峰值温度约 1650 ℃，峰值过载约 9g，再入高度降至约 15km（按视频估计，飞行时间约 114min），LOFTID 飞行器释放弹射式数据记录仪（EDM），再入返回飞行 19min，即发射后 125min 左右，LOFTID 飞行器伞降于太平洋海域。

LOFTID 飞行器成功溅落于海面后，地面搜索小组通过 GPS 信号定位在 1h 内完成打捞回收，从 NASA 提供的试验视频中可以看出，LOFTID 飞行器外形良好，舱体结构完整，无明显损坏，也说明本次试验中柔性热防护层对飞行器起到了足够的热保护作用，充气囊环支撑结构在外部气动力载荷作用下表现出良好的支撑性。

五、LOFTID 飞行剖面

LOFTID 飞行器作为本次 JPSS-2 发射任务的次级有效载荷，正式验证从发射后 68min 主任务载荷适配器抛离，LOFTID 设备供电开始，全任务剖面见图 7。

图 7 LOFTID 飞行剖面图

本次飞行试验从 LOFTID 任务开始到落海分为以下 4 个阶段：

（1）在轨搭载飞行阶段。该阶段主要指从抛离主任务载荷适配器后，LOFTID 飞行器系统加电开始到与运载器分离，飞行器在该阶段主要完成了各系统加电，抛柔性保护罩，气囊展开、充气成型（充气压力约 131kPa）等动作，随后为再入前进行定向调姿和自主起旋，起旋角速度稳定在 3r/min，如图 8 所示。

图 8 搭载段主要动作

（2）在轨独立飞行阶段。该阶段主要指从 LOFTID 飞行器与运载器分离到再入大气层前，飞行器在该阶段处于无动力飞行状态，主要是保持起旋状态和飞行方向，确保再入飞行轨迹的准确性和稳定性，同时启动信标通信实时传输飞行参数和工作状态（传输周期 20s），如图 9 所示。

图 9 独立飞行段主要动作

（3）再入返回阶段。该阶段主要指从 LOFTID 飞行器进入大气层至飞行器海面溅落。根据 NASA 提供的任务剖面可知，飞行器飞行至 106min 进入大气层，按照自旋稳定弹道式返回，再入速度约 8000m/s，如图 10 所示。该阶段是本次试验重点飞行阶段，对柔性热防护层、充气支撑结构的性能测试及数据采集记录等功能测试均在该阶段实施。

此外，本阶段在返回高度降至 15km 左右，抛出弹射式数据记录仪（EDM），随后排放剩余气体保证回收安全，最后开启减速伞，完成着陆前二次减速，减小溅落冲击。

图 10 再入返回段飞行

（4）着陆回收阶段。该阶段主要指从 LOFTID 飞行器飞行 125min 后溅落海面到被打捞安全回收。地面搜索小组接到 GPS 信号完成 LOFTID 及数据记录仪定位，完成打捞，如图 11 所示。

图 11 着陆回收阶段主要工作

六、启示与建议

美国自 20 世纪 60 年代起开始规划并持续开展充气式减速技术研究，21 世纪以来取得了突破性进展。此次 LOFTID 任务中飞行器首次以第一宇宙速度再入返回，本次任务的成功标志着美国抢占了行星际探测乃至深空探测的战略领先地位。

未来建议加快我国充气式减速飞行器工程化研制与战略性应用进度，拓展空间领域减速飞行器新体系，持续推进高超声速柔性减速技术能力建设，积极发展低成本空间运输新模式，助力我国空间事业高质量发展。

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