主题：【原创】回归地球母亲之路 -- 晨枫

自从地理大发现以来，太空成为人类最后的边疆。在1961年加加林首次实现载人航天后，可重复使用的航天飞行器就成为人们孜孜不倦的努力目标。航天飞机就是第一个可重复使用的载人航天器。

出于种种技术和经济的考虑，航天飞机采用垂直发射、水平着陆的方式。航天飞机的发射是一个惊心动魄的过程。液氢液氧火箭发出雷霆万钧的推力，航天飞机在浓烟烈火中冉冉上升，最后划过长空，消失在蓝天深处。但是，“哥伦比亚”号在返航时悲剧性的解体，再次说明了航天飞机的回归其实是一个更富挑战的过程。

航天飞机发射的壮观景象，哥伦比亚空中解体，挑战者又是那么多问题，可能再也看不到航天飞机发射了。

理想的航天飞机（也称空天飞机）应该可以在不必特别准备的跑道上用自身动力滑跑起飞降落，在加速脱离地球引力进入轨道过程中不需要抛离昂贵的助推器，完成空间任务返回大气层时有优良的气动控制能力和正常的飞行能力，除添加燃料外不需要地面大修，就可以在短时间内再次出动。显然，现在的美国航天飞机只是在地面大修后可以重复使用、具有一定的再入段大气层滑翔机动能力的重型飞船而已，离理想航天飞机尚有一段距离。

哥伦比亚号在返回中解体

航天飞机的气动设计是一个极富挑战的技术难题。航天飞机的水平着陆，实际上是无动力的滑翔着陆。换句话说，航天飞机一旦脱离地球轨道、进入大气层，就是一锤子买卖，不可能复飞了，必须降落下来，最好就是指定地点。这要求航天飞机具有良好的升阻比，可以滑翔一定的距离，在滑翔中具有良好的操控，尤其要有良好的着陆操控性能。换句话说，航天飞机要有良好的低空低速性能。理想情况下，这要求采用具有较高升阻比的细长机翼。但是，航天飞机在返回大气层之初，速度可以高达24马赫，这又要求航天飞机具有良好的极高速性能，否则不说操控的问题，要么气动应力把航天飞机扯碎，要么气动加热把航天飞机烧毁，所以这要求航天飞机最好采用阻力最小的升力体的布局。也就是说，由扁平短拙、前缘尖锐的机体本身产生必要的升力，根本不用常规意义下的机翼。经过大量的研究和计算，在对高低速飞行性能、滑翔距离、机动性、重量、减速和温度控制综合折中后，航天飞机的气动外形定为现在为人们所熟悉的升力体加三角翼的布局。折中都是有代价的，航天飞机的操纵特性据说和一块飞行的砖头差不多。

滑翔机的细长机翼提供最大的滑翔性能，但高速飞行时阻力巨大，结构应力也巨大

升力体没有机翼，直接用扁平的机体产生升力，这样阻力最小，最适合高速飞行

航天飞机的最后气动布局是升力体加三角翼，综合考虑从24倍音速到水平着陆速度的整个速度范围的气动性能

航天飞机的机体还要考虑返回过程中气动加热所产生的极高的温度。从减低气动阻力以减少气动加热的角度看，航天飞机应该采用尖锐的头部。但理论计算和实验证明，再入过程中极高的速度使气动加热的升温速度太快，尖锐的头部对减小气动加热的作用微乎其微，头锥在时间和空间上受到高度集中的热负荷，根本没有时间散热，将很快被烧毁。耐热材料或隔热、散热、导热技术只能略微推迟被烧毁的时机，但不能从根本上改变被烧毁的结局。1951年，NACA（NASA的前身）物理学家亨利·艾伦在机密的内部研究中发现，高速再入大气层的航天器前端对空气产生强烈压缩，在前方大气中形成一个伞状的激波锥，激波前沿的空气密度急剧升高，在航天器前面像一堵移动的墙一样，航天器则在激波锥的尾流中前行。由于和前方静态空气直接接触的是激波锥而不是航天器本身，气动加热主要由激波前沿和前方的静态空气之间的压缩和摩擦产生。如果航天器表面和激波前沿保持一定的距离，气动加热所产生的热量将主要在空气密度较高的激波内传导和耗散，航天器在周围宽厚的边界层保护下，本身承受的热负荷就要小很多。于是，降低航天器热负荷的一个重要途径就是使激波锥前移，尽量远离航天器本体。根据这一发现，亨利·艾伦提出航天器的头部应该是钝形，而不是尖锐的。钝形头部可以有效地在减速过程中，在艏部推出一个宽大和强烈的激波，并使波前锋远离艏部和周围，就像平头的驳船船首推开的波浪一样。这就是为什么宇宙飞船、航天飞机、洲际导弹的头部都采用钝头锥体的原因。事实上，如果能够确保航天器在再入过程中不至于翻滚，平底朝下的再入姿态可以产生最大的保护效果。

亨利·艾伦的理论：让航天器前方的激波锥承受气动加热，航天器则躲在后面“阴凉”的尾流里

亨利·艾伦的研究成果成为航天器再入段气动设计的理论基础。理论计算同时还证明了钝头锥体的气动减速率和具体形状无关，其气动加热速率和热负荷与尖锐锥体相当，不同之处在于尖锐锥体的边界层很薄，起不到隔热保护作用，航天器的尖端和本体结构将变为承受气动加热的主体。相比之下，钝头锥体前方的激波是承受气动加热的主体，航天器所处在的尾流区反而温度较低。实际表明，航天飞机再入段初期，头锥前方几米外激波前沿的温度可达摄氏5300度，但机体表面“仅仅”承受1260度左右，用隔热的陶瓷瓦就可以了。

如果主动地用“等离子火炬”在前方点燃一个激波锥，保护效果更好

当激波成为承受气动加热的主体时，激波内温度极高，使空气极化，在航天器周围产生等离子包覆层。等离子体发出明亮的辉光，所以航天器再入时都拖着巨大的彗星尾巴一样的火炬。等离子体对电磁波就像烟雾对光线一样，有阻隔和吸收作用，而且对几乎所有频段都“格杀勿论”，这就是航天器再入时导致通信中断的黑障的原因。据说俄罗斯在等离子物理研究方面有独到的功夫，有意在作战飞机周围人为地注入等离子体，形成隐身屏障，如果能够实用化，应该很有意思。下面还要谈到，等离子体注入技术对高超音速飞行也有特殊意义。

NASA的X-37实验性航天器再入时的等离子层的想象

航天飞机返回时的激波锥，可以看到，驾驶舱和载荷舱在较“阴凉”的尾流区内

热防护问题解决了，返回飞行控制就是下一个挑战。返回的轨迹设计对安全返回起到极大的作用。返回的轨迹必须尽量缩短穿越大气层的时间，以减少暴露于气动加热的时间和降低累计的加热量；又要尽量降低在大气层的飞行速度，以减少气动加热的速率。这是一个很棘手的问题，只有一个很窄的窗口可以同时兼顾较短的飞行时间和较小的飞行速度。

航天飞机装备有减速火箭，但减速火箭的减速作用是有限的，只能将航天飞机的速度降到不足以维持轨道运行的临界速度以下，以完成脱离地球轨道的动作。减速火箭不能对再入时的高速下降过程起到真正的刹车作用。其实这道理很简单，火箭发射是一个用动能换取位能的过程，返回自然就是用位能换取动能的过程。如果不考虑空气摩擦和燃料消耗的因素，理论上，上升阶段的助推火箭的推力和延续时间该多大，返回阶段的刹车火箭的推力和延续时间也就要多大，这自然是不现实的。

航天飞机再入过程的地面航迹示意

再入前，航天飞机尾向前、背朝下倒飞，在指定的离轨时刻，点燃减速火箭约2.5分钟，把速度降下约330公里/小时，使航天飞机的速度所带来的离心力不再和地球引力相抵，从而开始再入过程，约27分钟后开始进入大气层。这一阶段，航天飞机和一块陨石没有太大的差别。从进入大气层开始，航天飞机离着陆还有约30分钟。

减速火箭熄火后，航天飞机开始倒翻筋斗调整姿态，最终头向前、背朝天以约40度仰角向前飞行。在进入大气层时，高度约120公里，速度约24马赫，距离着陆场约8150公里。由于太阳活动和高层大气活动的缘故，航天飞机每次再入的细节总有细微的差异。在再入过程中，动压达到470帕时，副翼开始生效，滚转控制火箭关闭；动压达到940帕时，襟翼开始生效，俯仰控制火箭关闭；偏航控制火箭一直要到速度减到3马赫和13720米高度时才关闭，改由机翼和垂尾的舵面控制。

左图为橙色曲线带为减速率，可以看出，在15到10倍音速期间减速最快。左图的蓝色曲线带显示了航天飞机迎角随速度逐步从40度减低到20度的情况。右图是航天飞机横滚角度的变化，可以看出，进入大气层时，航天飞机是水平的，马上向右滚转至约80度，减速至约15倍音速时，向左滚转至约负80度，到10倍音速时，再向右滚转至约80度，此后在约5倍音速和3倍音速时，再左右滚一遍，最后改平。STS-1是哥伦比亚号航天飞机的数据。

此为速度和滑翔航程之间的预测。

航天飞机的高度从93公里降到49公里，速度从24马赫降到11马赫之间的过程，是著名的通信黑障期，这段时间延续大约16分钟，在距离上大概为夏威夷以东约1500公里的东太平洋上空到新奥尔良附近上空之间。这期间的主要挑战是在气动过热、结构受力和耗散过剩的位能动能之间走钢丝。增大航天飞机的仰角无疑有助于减速，但可能导致气动过热和结构受力过度；引入俯角无疑有助于降低高度和结构受力，但增速太多，导致气动过热；所以航天飞机绕机身纵轴左右滚转至大倾角状态，使机翼大大偏离水平而故意导致升力损失，同时又不至于增速太多。在这一阶段，航天飞机的侧倾可以达到近90度，但仰角依然为40度，以减小气动加热对装载人和设备的机舱上半部的影响。大倾角侧滑有自然转弯的倾向，不加修正的话，开始时对准佛罗里达的肯尼迪航天中心下降的航天飞机，可能最终滑到加拿大的纽芬兰去了，所以航天飞机时不时地要向另一侧滚转，在高空划出高超音速的S形。

一出黑障，航天飞机就出现在大约新奥尔良附近的上空，肯尼迪航天中心的S波段雷达就可以截获航天飞机，休斯敦控制中心就可以着手引导着陆了。这时，航天飞机离着陆还有12分钟，仰角逐渐减小到14度，此时保持适当的高度和动能很重要，太高太快着陆会出危险，太低太慢又可能在飞抵着陆场之前就断了气。航迹控制也非常重要，航天飞机的滑翔性能很糟糕，着陆必须一次成功，没有复飞的机会。离着陆场约96公里，速度2.5马赫，高度25,300米时，地面和航天飞机核对速度、航向、方位，并作必要的校正。离着陆场约15公里时，航天飞机进入亚音速。在做完最后一个S形后，航天飞机转一个180度、直径10.9公里的大弯，对准12.8公里外的跑道准备着陆，此时高度3048米，速度537公里/小时，下滑角19度，下沉率50.8米/秒，下滑航线对准跑道前方1.6公里的地面，航迹必须穿过在水平和垂直方向不超过300米见方的一个虚拟空中窗口。高度下降到500米时，微波着陆系统帮助航天员对准跑道中线，开始预拉平，下滑角减到1.5度，此时速度574公里/小时，距离着陆还有32秒钟。15秒钟后，预拉平完成，速度下降到500公里/小时，高度41米，放下起落架，航天飞机开始感到地面效应。高度27.4米时，开始最终拉平，然后以352-389公里/小时的速度，在离跑道端线762米处主轮接地，前轮在滑跑速度降到305公里/小时也接地，滑跑总长2743米。相比之下，以起落性能不佳而著称的米格21早期型号，着陆速度“只有”300-320公里/小时，而波音747的着陆速度更是低到270公里/小时。

航天飞机要瞄准这两个虚拟的圆筒之间的夹缝，高度、速度都要正好，否则要么坚持不到跑道，要么冲出跑道。

着陆的最后阶段的航线示意

在加利福尼亚爱德华空军基地降落的航迹示意

显然，航天飞机的着陆过程相当复杂，带来的控制问题也很严峻。现代控制系统的具体实现包括计算机硬件软件和接口、各种传感器和执行机构，其理论基础是控制理论。控制理论在本质上是数学的一部分，更具体地说是源于微分方程的一个分支，并融入了随机过程、线性代数、最优化理论、离散系统、人工智能等。中国人一向不怵数学，玩控制理论可以一把一把地甩，但是一个成功的控制系统一定是理论、数据、经验和可靠的硬件软件完美结合的产物。航天飞机再入的黑障期间，地面控制信号不能上传，机载设备也是睁眼瞎，只有陀螺导航系统继续提供航天飞机的三维加速度信号，将这个信号送入一个描述气动减速和高度之间关系的数学模型，就可以实时估计航天飞机的高度，有助于控制高度和滑翔距离。这个模型还提供状态向量的误差协方差矩阵，给出具有95%可信度的误差范围，使预估和控制更可靠。这里面涉及的数学理论也就是研究生课程水平，但其中包含的对高空大气物理的深刻理解和无数次空间飞行所作的反复实地数据采集，是用时间、心血和金钱实实在在地堆出来的。

相对来说，理论还是控制系统中较容易的一方面。计算机硬件和系统软件的功能、可靠性和响应速度自然是首先要过的关，然而具体控制软件的设计不是把数学理论编码实现就完事了。数学控制理论都是建立在一定的假定基础上的，计算机仿真受到同样的限制，当实际情况不完全符合假定的条件时，或者部分传感器故障，有时数学解算会出现病态，控制解就要乱套，甚至使系统当机，所以必须有一整套监控程序，制止病态的出现，或迅速切换到另一套控制程序去。即使病态问题解决了，建立在数学模型基础上而且受过仿真验证的控制系统，也必定有一个实际调试的问题。调试不仅使理论贴近实际，也降低控制系统响应对非理想条件的敏感程度。这种调试有时在理论模型上进行，有时通过附加的经验参数实现，这里经验就愈发显得重要。

嘘，终于回来了

航天飞机虽然没有实现用自身动力实现入轨和返回，但是航天飞机提供的外大气层高超音速飞行的实际经验，是钻在象牙塔里做理论和实验研究无法得到的，这恐怕是航天飞机对军事航空最重要的意义。航天飞机再入时，从夏威夷到佛罗里达只用了30分钟不到，这种惊人的速度在军事上的优越性不言而喻。换句话说，25马赫的高超音速战略轰炸机可以在两小时内抵达世界任何地点投射武器，几乎是载人洲际导弹的速度，而且可重复使用，可以中途召回，极大地提高了战略武器的使用灵活性。

未来的高超音速飞机，也许未来并不遥远

NASA的X-43计划

除强大的动力外，高超音速飞机的主要难题就是热障，前述等离子体技术也许是克服热障的一个途径。等离子体发生器可以通过高能激光或粒子束技术来实现。如果在飞机前进方向上注入等离子体，诱发形成激波，高超音速飞机就可以和航天器再入一样，躲在激波尾流里，而让激波锥承受气动加热的主体，解决热障问题。为了将高超音速飞机完全掩蔽在激波锥里，机载等离子体发生器应该设置在机头前方离机体一定距离的地方。位于纽约的Rensselaer理工学院实验证明，这样的离子探针可以使以25马赫飞行的高超音速飞机表面的气动热环境和在大气中以3马赫飞行的飞机相似。更有甚者，如果将等离子体技术、飞碟式气动外形和磁流体推进结合起来，理论上可以实现50马赫的极高速飞行，当然这有点科幻的意思了。不过这其中部分技术已经实用化了，比如在火箭前端设置尖刺，可以有效地改善大气层高速飞行时的激波形成，极大地降低粗短钝头飞行体的阻力，因为尖刺和火箭头锥生成的激波是等效的。三叉戟潜射洲际导弹弹体受潜艇艇体直径限制，只能又粗又短，所以在发射出水后在弹尖弹出一根尖刺，使导弹在大气层中的气动性能和尖细弹体相当，大大减小阻力。神舟5号头部的逃生塔也有异曲同工之效。中国不必与美俄争夺登陆火星等宇航桂冠，但中国务必在高超音速飞行领域坚持下去，这对争夺未来的国防制高点至关重要。