臨近空間與重復使用技術研究

魯 宇，蔡巧言，王 飛

0 引 言

臨近空間是指傳統的航天與航空之間的空間區域，一般認為是在距離地面20～100 km之間的空間領域，包括平流層的大部分區域、中間層和熱層的部分區域，由于其重要的開發應用價值而受到廣泛的關注。重復使用運載器是指可多次往返于地面、臨近空間與空間軌道，可完成快速遠程運輸、快速進出空間等多種任務，并可按需返回地面的航天飛行器。

重復使用運載器實現天地往返飛行或入軌，必須同時滿足兩個基本條件，即速度條件和高度條件。在速度方面，理論上飛行器需要通過自身主動力推動（即自主）使其速度達到7.9 km/s的環繞速度；在高度方面，通常飛行器需要達到200 km以上的軌道高度。相關研究統計表明，為了達到上述規定的速度和高度，飛行器在20～100 km高度范圍內，勢能和動能約占整個飛行階段能量的 60%左右（飛行剖面中能量占比分配示意見圖1）。

圖1 飛行剖面中能量占比分配示意Fig.1 Example of Energy Ratio during Flight

因此，如何在臨近空間，即20～100 km范圍內以最少的能量消耗實現穩定飛行，并優化飛行器的速度和高度等參數，成為重復使用運載器設計中的難點。因此，對于重復使用技術的攻關工作，應重點加強臨近空間相關技術的研究。通過發展重復使用技術，能夠有效降低進入空間的成本，保證和提高可靠性，提升進入空間的能力，支撐空間活動、空間應用和商業航天。

1 重復使用技術發展途徑分析[1～4]

重復使用運載器的典型分類方式主要為3種：a）按系統的級數分類，包括多級入軌重復使用運載器和單級入軌重復使用運載器；b）按起降方式分類，包括垂直起飛水平著陸重復使用運載器、垂直起降重復使用運載器和水平起降重復使用運載器；c）按所采用的動力形式分類，包括火箭動力重復使用運載器和組合動力重復使用運載器。無論哪種方式，都在技術驅動上受到低成本、高可靠要求的約束和牽引。

總體來看，重復使用運載器按照升力式火箭動力重復使用、組合動力重復使用、傳統運載火箭構型重復使用3條技術路徑同步開展研究，典型代表如美國國防高級研究計劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）提出的升力式火箭動力重復使用運載器 XS-1、洛·馬公司研制的組合動力飛行器SR-72以及SpaceX公司的法爾肯-9運載火箭等，如圖2所示。

圖2 重復使用運載器典型代表Fig.2 Example of Typical Reusable Launch Vehicle

1.1 國外發展情況分析

1.1.1 傳統運載火箭構型重復使用技術

國外發展最為成功的是美國 SpaceX公司的法爾肯-9運載火箭[5]。自2011年開始，SpaceX公司開始發展運載火箭垂直回收與重復使用技術。2017年，SpaceX公司的法爾肯-9火箭共執行了18次發射任務，幾乎占美國總發射次數的2/3，尤其是發射國防部軍事衛星和空軍秘密載荷 X-37B，打破了聯合發射聯盟公司對于政府軍事載荷發射的壟斷。在18次發射任務中，有14次嘗試回收一子級并全部取得成功，一子級回收已經常態化。2017年3月30日，該公司首次利用回收的一子級成功實現火箭復用，全年采用復用一子級執行發射5次，占比接近1/3。

SpaceX公司通過法爾肯-9運載火箭的多次回收試驗的探索，驗證了垂直起降相關關鍵技術，同時利用回收火箭再次進行發射，進一步降低了發射成本，在國際商業發射市場上獲得了應用。

圖3 法爾肯-9運載火箭示意Fig.3 Falcon-9 Launch Vehicle

1.1.2 升力式火箭動力重復使用運載器

國外的典型代表是美國的XS-1和X-37B。為彌補進入空間基礎級能力不足，美國DARPA于2013年提出試驗性太空飛行器（XS-1）項目。XS-1可視為美國空軍軍用空間飛機系統（Military Space Plane，MSP）的亞軌道運輸飛行器技術驗證機，旨在驗證快速響應、廉價進入空間的相關核心技術，未來可實現有效載荷低成本發射，同時可用作高超聲速研究平臺。其主要技術指標包括：10天10次飛行、最大飛行速度Ma=10；單次任務 500萬美元；擬構建多任務載荷高峰發射能力。2017年5月24日，DARPA宣布選定波音公司作為主承包商。目前，該項目處于第 2階段，計劃在2019年完成技術驗證機研制、地面試驗；第3階段在2020年完成12～15次飛行試驗。

X-37B是美國空軍軍用空間飛機系統的空間機動飛行器（Space Maneuver Vehicle，SMV）技術驗證機，能夠在軌長期駐留并具有機動變軌、離軌返回能力，可重復使用。X-37B計劃目的是：“對可重復使用空間飛行器技術進行在軌試驗，降低風險，作為重復使用的軌道試驗平臺，用于支持長期的太空發展計劃”。X-37B外形示意如圖4所示。目前，X-37B已經完成4次飛行試驗，最長在軌時間717天。

圖4 X-37B外形示意Fig.4 X-37B Configurtaion

1.1.3 組合動力重復使用運載器

國外針對組合動力重復使用運載器技術開展了多種方案研究，包括國家空天飛機（NASP）、X-43A、X-51A、SR-72、云霄塔等。國家空天飛機計劃是一項組合動力單級入軌飛行器發展計劃，外形示意如圖 5所示。從1986年2月開始實施，原計劃在90年代研制出能在常規跑道上水平起落、單級入軌的高超聲速試驗型空天飛機（X-30），設想將運輸費用降至航天飛機運輸費用的5%。由于超燃沖壓發動機技術遲遲得不到突破，投資額33億美元的NASP計劃于1995年被迫取消，但它為美國高超聲速技術發展奠定了基礎。

圖5 國家空天飛機示意Fig.5 National Aerospace Plane（NASP）

NASP計劃終止后，為彌補超燃沖壓發動機技術短板，美國相繼開展了X-43A、X-51A等計劃，分別實現了 Ma=7～10氫燃料、Ma=5.1碳氫燃料超燃沖壓發動機的有動力飛行，之后確定了“高超聲速導彈、高超聲速飛機、空天飛行器”“三步走”技術路線（見圖 6）。

圖6 “三步走”技術路線示意Fig.6 Three-step Technical Routine

2013年，洛·馬公司開始SR-72高超聲速飛機研究。SR-72是一種以渦輪基組合發動機（Turbine based Combined Cycle，TBCC）為動力、設計巡航速度Ma=6、飛行高度30 km內的高超聲速飛行器，可以在短時間內快速抵達全球任意空域，執行情報、監視、偵察和打擊任務。SR-72的縮比尺寸驗證機計劃于2018年開始工程研制，而SR-72高超聲速飛行器有望在2030年服役。

云霄塔（SKYLON）是英國噴氣發動機有限公司于1994年提出的一種水平起降、單級入軌的空天飛行器[6]，目前已取得預冷器技術突破，證明發動機原理可行。計劃2019年開展動力驗證飛行器的地面靜態試驗和飛行試驗。云霄塔飛行器見圖7，機體長約85 m，翼展約25 m，對稱安裝2臺佩刀發動機，起飛質量為325 t，運載能力為15 t/300 km LEO。

2015年4月，美國空軍研究實驗室確認了佩刀發動機的技術可行性，但同時認為，基于佩刀發動機的云霄塔水平起降單級入軌飛行器在短期內仍存在較大技術風險，宜作為更遠期的發展目標。因此美國空軍研究實驗室與美國SEI公司合作，開始著手研究兩級入軌等風險更低、周期更短的佩刀發動機應用方案。2016年9月，美國空軍研究實驗室在AIAA會議上公布了基于佩刀發動機的兩級入軌應用方案，該方案提出將佩刀發動機應用于兩級入軌的第1級，降低了佩刀發動機的使用要求，由單級入軌轉到兩級入軌更有利于實現工程應用。

圖7 云霄塔飛行器示意Fig.7 SKYLON Aircraft

1.2 國外發展趨勢分析

歸納國外重復使用技術，具有以下發展趨勢：

a）重復使用運載器近期重點聚焦兩級入軌方案，同時開展單級入軌方案探索；

b）火箭動力是發展重復使用運載器的首選推進方式，已進入系統級集成演示驗證階段；

c）組合動力重復使用運載器處于概念研究階段，突破吸氣式組合動力技術是首要關鍵；

d）重復使用運載器方案主流采用升力式水平著陸、垂直起降方式是商業化模式之一。

2 傳統運載火箭構型重復使用技術

2.1 技術特點分析

基于傳統運載火箭構型的重復使用技術，采用火箭動力發動機，現階段技術成熟度較高，對于運載火箭總體設計變化相對較小。傳統運載火箭構型重復使用按不同的回收方式，可以分為傘降回收和垂直返回兩種主流方式。

在傘降回收方面，運載火箭的子級返回段利用降落傘進行減速，最終實現陸地、海上或者空中回收。目前，在運載火箭回收的各類方案中，該方案的技術成熟度最高，運載能力損失較小。在垂直返回方面，運載火箭的子級返回段利用主發動機重啟進行反推減速，同時利用高精度控制手段，實施陸地或海上平臺精確著陸回收。SpaceX公司的法爾肯-9火箭主發動機隼 1D液氧煤油發動機是燃氣發生器循環的泵壓式發動機，具備大范圍推力調節能力與多次啟動能力，法爾肯-9火箭實現了15次一子級垂直回收，一子級回收已經常態化，但為了滿足垂直返回需求，需要預留部分推進劑，導致運載能力損失較大，據測算法爾肯-9火箭執行GTO任務時一子級回收會損失40%左右的運載能力，垂直返回未來能否實現發射成本大幅降低還需進一步驗證。

2.2 技術難點分析

傳統運載火箭構型的重復使用根據回收方式不同，其技術難點主要聚焦在傘降回收系統設計、垂直返回高精度控制、垂直返回發動機大范圍深度推力調節等方面。

a）傘降回收大型群傘和大型緩沖氣囊技術。

傘降回收方式的主要技術難點體現在大型群傘技術和大型緩沖氣囊技術兩個方面：一方面，主傘系一般由多具主傘組成，每具傘名義面積約為1000 m2。由于群傘系統存在開傘不同步現象，可能導致開傘載荷分配存在很大不均勻性、減速效果差、結構破壞等后果；另一方面，陸上著陸時需要采用緩沖氣囊進行著陸緩沖，每個緩沖氣囊充滿后體積可達幾十立方米，緩沖氣囊對于傘降回收至關重要，直接決定了一子級著陸緩沖性能、回收系統的總質量和總體積；同時，還可能存在氣囊本身材料強度的問題。

b）垂直返回高精度控制技術。

為了確保運載火箭子級能夠以穩定的姿態、按照預定的軌跡飛回預定的降落場，需要開展垂直返回高精度控制技術研究，關鍵技術點包括在線軌跡規劃技術、高精度姿態控制技術等。該項技術涉及到運載火箭子級返回段的任務規劃、彈道、姿控以及導航制導等多個專業，同時由于飛行任務復雜、干擾大且不確定性因素多，運載火箭子級熱流、過載等邊界約束苛刻，對于子級落地精度要求高等特點，垂直返回控制技術具有較大的難度。

c）垂直返回發動機大范圍深度推力調節技術。

運載火箭子級在垂直返回過程中，由于其推進劑已基本耗盡，子級重量較低，為保證子級在下降過程中過載的要求，需要發動機具備大范圍深度推力調節能力，通過設置調節閥實現。與現有的固定推力或小范圍變推力發動機相比，具有大范圍推力調節能力的發動機的研制難點體現在調節元件多，噴注器、再生冷卻身部、渦輪泵等關鍵組件工作范圍廣，調節控制規律復雜等方面。

d）垂直返回著陸支撐技術。

著陸支撐是運載火箭子級垂直返回過程的最后一個步驟，也是決定垂直回收成功與否的關鍵所在。運載火箭的著陸支撐技術的主要難點體現在緩沖裝置設計、著陸支撐機構構型優化和著陸支撐機構展開鎖定等，是確保子級安全回收的重要環節。

e）運載火箭二子級返回氣動外形設計與防熱技術。

為了實現運載火箭二子級再入返回，需要具備特定的氣動特性或特殊的減速措施，以滿足二子級再入彈道、控制和防熱等需要。傳統的運載火箭均為圓柱體構型，因此必須開展氣動外形優化設計來滿足再入要求，實現安全可靠的回收。其中，由于二子級軌道再入返回速度高，防熱是需要解決的關鍵問題之一，主要涉及熱環境設計與預示、高效防隔熱、動靜熱密封等問題。現階段，考慮二子級再入返回防熱系統以及需要預留的推進劑重量，實現二子級回收可能造成的運載能力損失超過約40%。

3 升力式火箭動力重復使用運載器技術

3.1 技術特點分析

升力式火箭動力重復使用運載器在寬速域和大空域飛行。一方面，速度變化劇烈，變化范圍一般為Ma=0～28，并會在短時間內經歷高超、超、跨、亞聲速飛行；另一方面，飛行空域跨度大，飛行高度一般為0～200 km，涵蓋臨近空間范圍；空域跨度大導致飛行器攻角變化范圍大，約為-10～40°；空域跨度大還會導致大氣密度變化劇烈，飛行器需要經歷自由分子流區、過渡流區、連續流區，其中在臨近空間主要經歷過渡流區、連續流區。

針對臨近空間范圍，升力式火箭動力重復使用運載器攻角經歷了上升段負攻角到再入段大攻角，再到平滑滑翔階段的大范圍變化。同時飛行器承載特性復雜，上升段承受軸向過載，返回段承受法向過載，如圖8所示。

圖8 過載隨時間變化曲線示意Fig.8 Example of Overload Varies with Time

3.2 技術難點分析

升力式火箭動力重復使用運載器的技術難點主要涉及氣動力熱、飛行控制、輕質高強結構、重復使用評估等問題。

3.2.1 天地往返氣動力熱技術

升力式火箭動力重復使用運載器在大空域、寬速域飛行，航跡復雜，其氣動布局設計包括機身布局和控制舵面布局兩個方面。機身布局方面，通常采用翼身組合體或翼身融合體。控制舵面布局方面，需要考慮采用單垂尾、雙外傾垂尾、翼尖垂尾、垂尾后緣方向舵、全動舵、無方向舵、機翼后緣舵、體襟翼等多種方式。對于升力式火箭動力重復使用運載器而言，提高飛行器升阻比的要求往往與降低熱流密度的要求相互矛盾，如圖9所示。

圖9 氣動布局設計難點Fig.9 Challenges in Aerodynamic Configuration Design

此外，為實現天地往返運輸，升力式火箭動力重復使用運載器需兼顧高速再入返回與低速進場著陸、大攻角與大機動、穩定性/操縱性和舵效匹配等難題。上升段峰值熱流約為50 kW/m2，再入過程中大攻角減速無動力飛行，熱流增長到500 kW/m2以上，中低熱流、高焓、重復使用等特性會帶來防熱、控制等一系列難題。

3.2.2 天地往返飛行控制技術

由于升力式火箭動力重復使用運載器通常采用翼身組合體布局，在臨近空間機動飛行時，其俯仰通道、滾轉通道、偏航通道三者存在強耦合關系，飛行全程面臨大范圍攻角變化及大熱流、變載荷、復雜力學環境、不確定性控制等多約束條件，實現全程穩定控制是其面臨的一大技術挑戰。

在上升段面臨的主要問題有：a）由于采用面對稱布局，風干擾明顯、起飛漂移量大；b）由于質心大范圍變化，質心位置縱向變化的同時，存在較大的橫向移動；c）控制需求方面，由于飛行器氣動干擾嚴重，需要發動機和舵面聯動控制，大動壓區氣動舵面鉸鏈力矩較高。

在返回段面臨的問題主要包括：a）穩定性問題，飛行器縱向靜不穩定度高，造成大攻角階段舵面難以配平；b）耦合問題，對于面對稱體布局，偏航和滾轉耦合嚴重、舵效干擾明顯；c）控制能力問題，飛行器再入段氣動舵面持續出現大舵偏狀態，鉸鏈力矩峰值高；d）執行機構問題，飛行器所采用的大推力反作用控制系統（RCS）對于氣動特性影響明顯。

3.2.3 輕質高強結構技術

升力式火箭動力重復使用運載器的起飛重量中，以推進劑重量為主，但進一步提高運載能力，降低結構系數，是重復使用、提高效率需要解決的難題之一。對于以液氧煤油發動機為主動力的重復使用運載器，其真空比沖一般為3350 m/s左右，即使結構系數降到0.10，也無法實現單級入軌。對于以氫氧火箭發動機為主動力的重復使用運載器，其真空比沖一般為4450 m/s左右，結構系數需降至0.12以內，才能實現單級入軌。但是，將重復使用運載器結構系數降至0.12極其困難。因此，為了在遠期實現單級入軌，必須開展輕質高強度結構技術研究，以顯著降低運載器結構系統。

輕質高強結構技術面臨的主要問題有：a）載荷工況復雜，上升段承受軸向載荷，返回段承受法向載荷；b）冷熱結構匹配困難，飛行器內外溫差高達上千攝氏度；c）低溫貯箱與常溫結構連接方案復雜，低溫、增壓、過載引起連接匹配困難；d）高裝填比緊湊結構布局，系統眾多、空間緊張、總裝流程復雜等。

為了實現降低結構系數，可以通過優化貯箱結構和優化主承力結構兩個方面實現。對于貯箱結構，采用先進鋁鋰合金，相對鋁合金結構重量可下降10%～15%。此外，采用復合材料可進一步降低結構系數，但復合材料低溫貯箱難度極大。對于主承力結構，采用全復合材料，相對鋁合金結構重量可下降15%～40%。現用石墨-環氧樹脂材料的耐溫能力達180 ℃，聚酰亞胺、雙馬基等材料可提升耐溫能力至200～300 ℃，能夠進一步降低防熱層厚度。

3.2.4 重復使用評估問題

升力式火箭動力重復使用運載器的重復使用評估也是制約其發展的關鍵點之一。對于一架飛行器實現多次飛行，目前尚未建立完善有效的重復使用設計準則與標準，缺乏重復使用飛行器評價體系，面臨如何精確評估是否具備再次飛行條件的挑戰。缺乏熱防護材料以及輕質結構重復使用的工程化應用技術、可重復使用性能評價與標準，在金屬及復合材料結構耐久性機理及評價方法以及熱防護系統在高溫、強氧化、復雜動力學等環境下的可重復使用特性評估、返場維修的無損檢測等面臨技術挑戰。同時，還缺乏火箭發動機高溫組件熱結構疲勞壽命評估、快速檢測評估與維修維護方法，火箭發動機能否再次飛行的評估面臨挑戰。

對于火箭發動機而言，要實現快速響應、重復使用，須滿足長壽命、推力大范圍調節、多次啟動、快速檢測維護等要求，而現有的火箭發動機設計、研制及試驗體系均采用一次性設計理念，若要向重復使用方向發展，尚需解決高可靠長壽命渦輪泵、燃燒室冷卻、發動機空中預冷及返回后快速檢測維護等問題。

對于重復使用熱防護而言，作為火箭動力重復使用運載器的核心關鍵，主要涉及高效防隔熱、動靜熱密封、快速檢測裝配等問題。為了保證飛行器原始氣動外形和再入返回階段精確控制，必須實現非燒蝕條件下的超輕質防隔熱和動靜熱密封設計。同時，目前陶瓷瓦已接近工藝極限，超輕質薄層重復使用熱防護設計具有極大挑戰。

4 組合動力重復使用運載器技術

4.1 技術特點分析

組合動力技術是將渦輪、火箭、沖壓多種先進動力進行有機融合形成一種新型動力，能在寬廣的飛行包線內為飛行器提供所需動力，主要有 3種組合方式（見圖 10）：第 1種是火箭發動機與沖壓發動機的組合，稱之為火箭基組合發動機（RBCC）；第2種是渦輪噴氣發動機與沖壓發動機的組合，稱之為渦輪基組合發動機（TBCC）；第3種是渦輪噴氣發動機、沖壓發動機、火箭發動機三者組合，稱之為三組合發動機（Trijet）。對于TBCC而言，其難點在于解決Ma=2～3之間的推力鴻溝問題；對于RBCC而言，其難點在于解決 Ma=0～2的火箭引射推力增益不足問題。佩刀發動機創新地采用氦氣工質作為第三流體循環，通過預冷空氣和高壓比壓縮，使火箭推力室能用空氣作為氧化劑，從而使發動機具備吸氣和火箭兩種工作模式，解決了“推力鴻溝”與“引射增益不足”問題，是組合動力應用于重復使用運載器的一條有效途徑。目前，組合動力技術發展正在嘗試多種途徑解決重復使用運載器應用存在的問題。

圖10 組合動力發動機的不同組合方式Fig.10 Different Combinationsof Combined-Propulsion

組合動力發動機優勢在于如何充分利用大氣，減少氧化劑攜帶量。其最佳工作范圍為大氣稠密的空間，約為0～30 km，而30 km以上組合動力發動機需自身攜帶氧化劑和燃料，與火箭發動機完全相同。天地往返要達到200 km以上的軌道高度，30 km以上大氣密度下降至1%，主要依靠火箭動力實現推進。30 km以下能量占比約20%～30%，組合動力的優勢主要體現在此區間。

將組合動力發動機應用于重復使用運載器，需充分利用大氣，延長組合動力發動機在大氣中的飛行時間，將飛行器的速度增加到一個“極值”。目前來看，較多的總體方案是將組合動力應用于兩級入軌重復使用運載器的一子級，一、二級的分離點高度通常為25～30 km，分離點速度通常為Ma=6～10。

4.2 技術難點分析

組合動力重復使用運載器的技術難點主要涉及總體/推進一體化設計、不同動力之間的協調匹配、大范圍進排氣技術、組合動力飛行器機體結構/防隔熱/動力一體化等方面。

a）總體/推進一體化設計技術。

對于組合動力重復使用運載器，機身/推進需進行一體化氣動布局設計，以滿足推阻匹配、高升阻比和操穩特性等要求，但因機身與發動機耦合嚴重，因此一體化氣動布局設計需反復迭代，確定最優總體方案。氣動力熱預測技術需準確，以滿足總體對彈道、姿控、結構、熱防護等系統的要求，但涉及層流、湍流、轉捩等復雜流動，還涉及內流與外流耦合，數值模擬與風洞試驗方法均有各自待解決的問題。氣動熱彈性與載荷分析技術難度大。合理確定激勵源及其性質、大小和規律、動載荷建模，以及熱環境下的非定常載荷及其在結構上的載荷響應均是難點。

b）不同動力之間的協調匹配問題。

組合動力將高推重比的火箭發動機、高比沖性能的沖壓發動機以及極高比沖的渦輪發動機通過不同方式組合在一起，并引入空氣預冷等技術拓寬吸氣式動力模式的工作區域，實現不同動力模式的有機結合，因此需要解決不同動力之間的協調匹配問題。

c）大范圍進排氣技術。

組合動力發動機進氣道要求在總體外形的約束下，在較寬的飛行包線內具有良好的啟動特性、較高的流量系數與總壓恢復系數、良好的出口流場品質以及抵抗燃燒形成高反壓的能力，而與此相關的進氣道的波系配置、激波/激波干擾、激波/邊界層干擾、邊界層轉捩、流動分離控制、隔離段內激波串非定常流態等尚未完全認識清楚。尾噴管設計的主要難點在于氣流膨脹程度的控制以及寬馬赫數范圍綜合性能的兼顧。因此，組合動力發動機大范圍進排氣技術主要涉及具有大壓力梯度特性的粘性流動、非平衡流動反應，以及排氣系統內外流熱態試驗模擬等復雜問題。

d）組合動力飛行器機體結構/防隔熱/動力一體化。

對于組合動力重復使用運載器，嚴重的氣動加熱環境和質量、容積等條件的制約，對飛行器機體結構與熱防護系統提出了嚴峻挑戰，其設計必須堅持高度一體化思想，即材料與結構的一體化、結構與熱防護系統的一體化、結構與動力系統結構的一體化、結構與氣動外形設計的一體化。此外，對高溫結構材料的耐溫極限、耐久性、高溫氧化和復雜載荷條件下的輕質強韌化性能，對高溫防隔熱材料的輕質耐高溫、高效隔熱提出了苛刻要求；熱結構仿真與分析技術也因高溫沖擊效應、高氣動載荷、高噪聲載荷以及強振動等外部環境變得更加重要。

5 發展重復使用技術面臨的挑戰

綜合分析上述 3種技術途徑所面對的技術難點[2,3]，梳理重復使用技術發展面臨的挑戰，面向未來重復使用技術發展需重點解決的問題主要包括：重復使用航天運輸系統總體技術、大空域全速域氣動力熱特性精確預示技術、重復使用航天推進技術、基于人工智能的自主控制技術、先進高效重復使用熱防護與熱管理技術、輕質結構材料與制造工藝技術、地面試驗與驗證技術、檢測維護與全壽命周期健康管理技術8個方向，這些難題和挑戰需要持續開展技術攻關，尋求解決途徑。

a）重復使用航天運輸系統總體技術。

基于多次重復使用航天運輸系統總體技術，未來將依托于先進動力、人工智能、超材料等前沿科學技術，實現對不同任務剖面飛行環境的自適應，具備自由進出空間、多次往返飛行能力。面臨的難點包括：高集成度、高可靠、多學科耦合總體一體化優化問題；重復使用設計標準規范及重復使用性能評估方法與驗證問題；高超聲速飛行器智能變構型問題；自主能源管理問題。

b）大空域全速域氣動力熱特性精確預示技術。

現代空氣動力學雖經百年發展，仍存在諸多基礎科學問題，如湍流與轉捩問題、流動分離與再附問題、高溫/稀薄等多物理效應及其耦合影響、激波/邊界層干擾、湍流燃燒等。重復使用飛行器將經歷組合體垂直（或水平）起飛、高速級間分離、在軌運行、高速大攻角再入、能量管理和無動力自主進場著陸等飛行階段，飛行剖面遇到的氣動問題幾乎涉及到上述提到的所有空氣動力學學科的疑難問題。同時，飛行器的可重復使用也將對氣動研究帶來新的問題與新的技術挑戰。面臨的難點包括：飛行器總體/結構/動力耦合氣動布局綜合優化問題；天地差異性和天地一致性問題；高超聲速復雜多物理效應強耦合流動機理及預示問題；高超聲速邊界層轉捩及湍流效應形成機理及熱環境復雜物理效應作用機理問題。

c）重復使用航天推進技術。

依托先進材料、智能制造、大數據與故障檢測等科技發展成果，將現有航天動力從一次性拓展到重復使用，從單一模態發展為火箭、渦輪、沖壓多模態融合是航天推進技術的重要發展方向。重復使用航天推進技術具有高可靠、長壽命、多次點火、推力調節等功能以及全壽命周期易維護等特點。面臨的難點包括：液體火箭發動機深度節流與重復使用技術；協同控制吸氣式組合循環動力技術；自主在線診斷與控制律重構的智能火箭發動機技術；新概念推進與新型推進劑技術；重復使用航天動力的先進材料和智能制造技術等。

d）基于人工智能的自主控制技術。

基于人工智能的自主控制技術以環境及模型辨識、強化學習、智能規劃與決策、動態重構調度等技術為核心，以智能演化系統為實現平臺，解決天地往返飛行器全任務剖面下的智能自主化飛行控制，應對復雜故障條件的智能、最大限度地確保任務完成度。面臨的難點包括：基于自主辨識與強化學習的制導理論與方法問題；自主任務規劃與決策問題；適應“快時變、強非線性、強耦合”控制對象特點的先進控制理論和控制方法；智能演化硬件與動態重構調度技術等。

e）先進高效重復使用熱防護與熱管理技術。

超輕量化、可重復使用熱防護是天地往返飛行器的重要基礎，是決定飛行器“回得來”的關鍵技術。熱防護與熱管理對飛行器熱量進行控制和統一分配管理，是決定其他系統能否正常工作的使能系統。面臨的難點包括：超輕質可重復使用高溫非燒蝕熱防護技術；熱防護重復使用性與維護性問題；綜合優化的主動熱防護問題；冷熱源綜合利用及集成式熱管理技術等問題。

f）輕質結構材料與制造工藝技術。

重復使用飛行器空天跨域飛行，多次重復使用，在任務剖面內將承受主動段大過載載荷、大梯度交變溫度載荷、粒子撞擊及電磁輻射以及再入氣動力熱、高頻噪聲的耦合作用，還要承受著陸沖擊載荷環境等“天-空-地”復雜耦合載荷環境作用，使得輕質高效的結構材料與制造工藝技術突破還面臨著重大技術難題。主要包括：低頻次疲勞可重復使用飛行器結構完整性評估問題；耐高溫、高性能、高韌性、多功能一體化復合材料問題；超大尺度可重復使用冷熱結構一體化設計與制造技術；自檢測、自適應、自修復及仿生結構材料問題；石墨烯、超材料等新材料體系制備及應用問題等。

g）地面試驗與驗證技術。

地面試驗與驗證作為飛行器研制過程中的重要環節，如何提高地面試驗驗證的有效性，縮小天地一致性差異，有效揭示和獲得極端服役環境下結構力熱耦合機理、動力學特性、失效模式、飛行穩定性、可靠性，以及對天地往返飛行器的重復使用性能進行分析，成為需要迫切攻克的技術難題。面臨的難點包括：力/熱/氧/低氣壓綜合環境試驗模擬技術；先進測試技術與智慧試驗技術；跨域飛行氣動性能地面預示與天地一致性試驗評估；全剖面飛行過程地面動態模擬試驗技術等。

h）檢測維護與全壽命周期健康管理技術。

檢測維護與全壽命周期健康管理技術是檢測與維修診斷的一種革新技術，它的引入能夠了解和預報故障何時發生，對全系統健康狀態進行評估。它利用先進傳感器與底層程序采集系統的各種數據信息，經過智能的數據分析與融合后，采用智能推理算法對故障進行診斷、定位與隔離，評估運輸系統的健康狀態，在系統故障發生前對故障進行預測，結合診斷與預測信息以及可用資源，對維修活動做出適當規劃與決策，觸發地面保障系統實現視情維修、快速維修保障。面臨的難點包括：多源信息感知與融合問題；故障智能診斷與自主重構問題；智能故障預測與健康評估問題；智能化在線故障診斷及全壽命周期健康管理技術高精度智能傳感器設計與布局優化問題等。

6 結束語

圍繞臨近空間和重復使用技術，現階段國內外均開展了大量研究，取得了大量研究成果。但是，為了進一步支撐重復使用運載器未來的發展，還需要持續針對天地往返前沿性問題深入開展技術攻關工作，以滿足未來低成本、高可靠、大規模重復使用天地往返的需求。

臨近空間技術作為重復使用進出空間能力的重要支撐，受到許多國家的重視，加快推進臨近空間與重復使用運載器技術融合發展，將顯著提升中國自由進出空間的能力，有力支撐未來空間站建設、載人登月登火、深空探測等任務，推動未來航天運輸的革命性發展，并對未來人類生活方式產生深遠的影響。

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Lu Yu. Progress and prospect of reusable launch vehicle technology[J].Missiles and Space Vehicles, 2017(5)： 1-7.

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