基于飛艇捕獲的運載火箭空中回收方案設計及關鍵技術

彭 越，徐 洋，高 晨，馬小龍，董 鍇

0 引 言

重復使用航天運輸系統是指可多次往返于地面與空間軌道、多次重復使用的航天運輸系統，具有“自由進出空間、按需返回地面、多次可重復使用”的典型特征，是降低航天運輸成本、提高安全可靠性的理想運輸工具[1]。

重復使用實際上有兩個步驟，先是回收，再是重復使用，回收是基礎。目前運載火箭子級回收按技術途徑可分為3類主流技術：采用降落傘（無控傘或可控翼傘）箭體回收技術；有翼飛回式水平降落回收技術；利用火箭自身動力系統垂直起降回收技術[2]。

a）降落傘回收技術在可重復使用領域最為成熟，典型項目為航天飛機固體助推器、蘇聯能源號助推器的回收，其技術特點為回收系統相對獨立、技術成熟度高、對火箭自身影響較小。

b）有翼飛回式技術的典型代表是美國航天飛機和X-37B飛行器，其技術特點是再入飛回過程可控性好、降落地點選擇性靈活、無需額外動力耗散再入能量。

c）垂直起降技術的特點在于可以確?；鸺Y構安全、定點降落，不會對箭體造成損傷，要求發動機具有臺數少、多次啟動、推力調節等能力，需要研制著陸支撐系統，突破箭體再入過程姿態控制、氣動熱環境控制等技術。SpaceX公司法爾肯-9運載火箭已實現一子級的垂直回收著陸，并使用回收利用的火箭成功發射衛星。

中國在運載火箭可重復使用技術方面也開展相關研究，包括大型可控翼傘回收、降落傘加氣囊回收以及垂直返回等方案。運載火箭回收技術國外已經達到了飛行應用階段，中國還處于探索和部分演示驗證階段。本文提出了一種基于翼傘減速機動、使用飛艇空中捕獲的新型運載火箭子級可控回收，在運載火箭助推器或一級在分離后的再入過程中采用基于翼傘的大氣段減速機動方案，在翼傘飛行段采用自主歸航控制算法返回預定捕獲區域后，使用大載重量飛艇群攜帶捕獲網對翼傘飛行器進行空中捕獲。

1 國外運載火箭傘降回收方案

目前，國內外可重復使用運載火箭或可重復使用運載器的回收方案中，SpaceX的法爾肯-9火箭垂直起降回收方案、航天飛機及X-37B飛行器的滑行降落方案均屬于依靠飛行器自身動力回收。相對于依靠飛行器自身動力回收方案，采用運載火箭附帶的降落傘或翼傘進行可控回收屬于另一種重復使用技術路線。采用傘降回收方案主要包括航天飛機助推器回收、部分返回式衛星的回收以及 ULA新一代火神火箭的一級發動機回收方案等。下面將主要對幾種典型的傘降回收方案進行介紹。

1.1 航天飛機固體助推器回收

航天飛機固體助推器（Solid Rocket Boosters，SRB）是世界上首次實現大型航天運載器的回收和重復使用[3]。航天飛機固體助推器長度45 m、直徑3.7 m、起飛質量590 t、分離質量約90 t。航天飛機在上升段飛行過程中進行助推器與軌道器分離。分離279 s后，SRB以23 m/s的速度濺落海面，隨后回收船將固體火箭助推器及其它組件拖回肯尼迪航天中心。雖然固體火箭助推器管線相對較少，理論上可多次落海后重復使用，但在實際操作過程中落水過程仍可能對箭體結構造成損傷，并且海水的腐蝕性和水草等多余物也會對重復使用造成影響，增加了檢查的工作量。航天飛機固體助推器回收過程見圖1。

圖1 航天飛機固體助推器回收過程Fig.1 The Recovery Procedure of Space Shuttle SRB

美國AresI-X運載火箭一子級[4]與歐洲阿里安-5運載火箭固體助推器[5]的回收方案與航天飛機助推器基本相同。

1.2 X-38飛行器翼傘回收

除普通減速降落傘外，翼傘回收系統也受到廣泛關注。翼傘回收系統不僅有傳統降落傘回收系統方便折疊包裝、體積小、重量輕的優點，而且具有良好的滑翔性能、穩定性和操縱性，可實現較高精度無損著陸等，為實施精確回收提供有效手段。美國X-38（見圖 2）是一種太空戰成員緊急逃逸飛行器（Crew Return Vehicle，CRV）原型機，按設計在下降飛行最后階段將使用大型翼傘進行自主歸航，從而降低駕駛要求[6]。1998年3月至2001年12月，X-38共進行8次空投試驗，其中第8次空投使用B-52轟炸機作為載機，使用翼傘面積為697 m3，著陸點距離預定點僅360 m。

圖2 X-38翼傘降落過程Fig.2 The Recovery Procedure of X-38

1.3 返回式衛星回收

1.3.1 固定翼飛機回收

早期部分返回式衛星在返回過程中采用降落傘減速機動+空中掛取方式的回收方式。1960年8月19日，一架經過改裝的 C-119運輸機在夏威夷附近空域回收了代號探索-14衛星的返回膠囊（科羅納間諜衛星的膠卷），首次實現了衛星返回艙的空中回收。在空中回收任務中一架10人機組的C-119或C-130運輸機會提前飛往膠囊預計返回空域，隨后在大約15 240 m的高度上由機組人員肉眼捕獲，之后操作員開啟尾部艙門并釋放掛鉤，待掛住返回膠囊的降落傘后再由絞盤將整個膠囊連同降落傘一起拉入機艙。從1959年起至1972年止，科羅納間諜衛星總共發射144次，其中102次回收成功。以KH-9系列間諜衛星（代號：Hexagon）為例，衛星總重（含照相裝置）11.4～13.3 t，再入返回質量5.33 t?？屏_納衛星回收流程見圖3。

圖3 科羅納衛星回收流程Fig.3 The Recovery Procedure of Keyhole Spy Satellite(CodeName Corona)

1.3.2 直升機回收

除去間諜衛星的空中回收外，NASA也曾計劃過采用直升機進行空中回收[7]，即太陽風粒子探測器起源號的返回艙。計劃中起源號會在掠過地球的時候釋放大約275 kg的樣品返回艙，預計回收地點為猶他州的UTTR訓練中心。在距離地面33 km時，返回艙開啟減速降落傘，而后在距離地面6.7 km時打開主降落傘以穩定返回艙的下降。在距離地面2.5 km時，改裝過的直升機將用大約5 m長的鉤子鉤住主降落傘，若此高度回收失敗，第2架備用直升機將在2 km高度再次嘗試回收，2.5 km的高度足夠兩架直升機各進行4次回收嘗試。起源號樣品返回艙再入及捕獲過程見圖4。

圖4 起源號樣品返回艙再入及捕獲過程Fig.4 The Recovery Procedure of Genesis Spacecraft

1.4 火神火箭一級發動機回收

在聯合發射聯盟（ULA）的火神運載火箭設計中[8]，對一級的2臺BE-4/AR-1引擎的回收采用再入防熱罩+降落傘減速+直升機空中回收方式（見圖5）?；鸺嬲颊麄€火箭成本的很大一部分，ULA計劃讓CH-47直升機在空中掛住引擎的降落傘，然后重復使用兩臺引擎。和法爾肯-9火箭通過引擎二次和三次點火讓整個箭體反向降落的方式不同，火神火箭的回收方式是在第1級引擎熄火后，發動機整體和第1級貯箱分離，貯箱自由落體入海洋，發動機則在前端打開充氣減速罩進行超聲速階段減速。待引擎模組亞聲速后再打開降落傘，類似科羅納衛星返回艙的空中回收方式，回收直升機只需在引擎掉入海洋之前掛住降落傘即可。ULA之所以選擇空中回收而不是海面回收，是因為和航天飛機的固體燃料火箭不同，液體燃料引擎若想復用必須保證管線不能受到海水腐蝕。

圖5 火神火箭一級發動機回收示意Fig.5 The Recovery Procedure of Vulcan Launch Vehicle

1.5 小 結

從國外傘降回收的歷史看，美國和歐洲均在大型固體助推器回收和可重復使用飛行器回收方面使用了降落傘或翼傘作為減速、定點降落工具，但無論是在海上降落還是在陸地降落都不可避免的會對箭體造成損傷，增大了后續重復使用的維護難度。因此，美國曾在返回式衛星回收方案及后續火神火箭重復使用方案中采用了基于固定翼飛機或直升機的空中回收方案，取得了成功的經驗，因此采用降落傘減速機動+空中回收的總體思路在國外已經得到了驗證。但是由于飛機平臺存在滯空時間短、捕獲操作技術難度大、危險性強的缺點，因此空中回收的具體實施方案還需要另辟蹊徑。

2 基于飛艇捕獲的運載火箭子級可控回收方案

2.1 總體方案

根據對國外主要流行航天運載器回收方案的調研，本文提出了一種基于翼傘減速機動、使用飛艇空中捕獲的新型回收方案，回收主要流程包括：

a）用于空中攔截捕獲的飛艇群起飛，在指定攔截區域機動停留；

b）運載火箭起飛，飛行過程中助推器（或一級）與上面級分離，分離后根據彈道繼續飛行至高度頂點，之后下落；

c）下落至海拔10 km左右時，助推器（或一級）依次釋放引導傘、減速傘和主翼傘，實現在大氣中的減速；

d）助推器（或一級）進行導航定位，通過歸航算法控制翼傘向指定攔阻區域機動飛行；

e）接近攔阻區域后，助推器（或一級）通過無線通信與飛艇群進行導航信息交互，助推器（或一級）根據飛艇群位置實時修正末制導，并修正箭體姿態；

f）飛艇群使用捕獲網對助推器（或一級）進行空中攔截；

g）飛艇群攜帶助推器（或一級）返回維修基地。

圖6 基于飛艇捕獲系統的運載火箭子級可控回收方案示意Fig.6 The Scheme of Launch Vehicle Mid-Air Recovery Based on Interception with Airships

運載火箭子級在分離后的再入過程中采用引導傘+減速傘+翼傘的大氣段減速方案，在翼傘飛行段采用自主歸航控制算法，在最終捕獲階段通過運載器與飛艇群之間的信息交互實現精確捕獲，在現有導航精度和控制能力下具備對落點位置、落地速度的較精確控制。使用大載重量飛艇群攜帶捕獲網對翼傘飛行器進行空中捕獲，具備在不同地形環境下的任務適應性，可用于山區降落、海洋降落等傳統傘降方案無法實施的任務。使用柔性捕獲網的方案可降低接觸沖擊對箭體結構的損壞。由于飛艇具備大航程、機動性強、滯空時間長等特點，適用于執行攔阻區域調整、長距離捕獲、運輸等任務。

2.2 翼傘飛行方案

本文采用的空中捕獲方案首先要利用具有機動能力的翼傘系統實現部段下落過程的落點可控。采用穩定傘+減速傘+翼傘的組合回收方案，將回收部段精確飛行至飛艇回收區域，此外翼傘可控飛行系統具備一定范圍的落區可調能力，對下落過程干擾具備一定抵抗能力。

翼傘飛行方案過程為：運載火箭子級分離后，返回的子級繼續慣性向上飛行，當再入并下降至預定的開傘高度時，進行端頭帽分離，依次彈出穩定傘、減速傘，實現助推器姿態穩定，并使助推器的速度降低到預定值；最后，減速傘脫鉤，拉出翼傘，翼傘開始工作：在歸航控制子系統的操縱控制下，將運載火箭子級控制到預設的回收區域。

2.3 飛艇捕獲方案

飛艇是人類第 1種可以受控進行自由飛行的航空器。一般具有巨大的氣囊和推進、操縱系統。飛艇通過向艇體氣囊中充入輕于空氣的氣體（如氦氣等）升空，用發動機帶動螺旋槳推動艇身，以尾面的操縱面或者可以轉向的推進裝置控制航行方向。飛艇通過改變艇體內充的氣體量、拋棄壓艙物、利用艇體和尾面產生氣動升力和改變推力或拉力來控制升降。

2.3.1 飛艇捕獲過程概述

基于飛艇捕獲系統的運載火箭可控回收方案中，飛艇捕獲裝置為：根據回收子級的重量和速度，由一組或幾組飛艇在預定高度和區域做位置保持，一組飛艇中，每艘飛艇由高強度拉索與回收網連接，組成空中攔索網，待回收子級通過翼傘控制飛向預定區域，通過飛艇和子級上的通信裝置進行末制導與攔索網接觸捕獲，待穩定后，飛艇組將捕獲的子級帶回回收基地著陸回收。飛艇捕獲過程見圖7、圖8。

圖7 捕獲過程示意Fig.7 The Recovery Procedure of Interception with Airships

圖8 飛艇捕獲系統俯視Fig.8 The Vertical View of Interception with Airships

2.3.2 飛艇工作流程

根據彈道計算結果，設計飛艇張網回收的高度和區域，飛艇從機庫起飛運動至預定高度和區域，并在該區域以低精度做區域位置保持。

火箭準備點火前，根據工作流程，飛艇協作張網完畢，通信裝置信標機開始工作，可以根據最后彈道重新規劃飛艇捕獲區，進行小范圍聯合機動并做較高精度的位置保持，考慮到飛艇的移動速度，單艇速度一般不超過100 km/h，多艇組合速度更慢，機動范圍有限。

火箭起飛后，飛艇與地面通信，保持位置，做好捕獲準備。

待回收子級分離后，通過翼傘控制飛向預定區域，子級和飛艇上的通信裝置通信進行末修制導，引導子級精準飛向飛艇預定捕獲區域。

雙方位置、速度達到預定值時，待回收子級做一次箭體姿態修正以降低著網沖擊，之后與攔索網接觸并被攔索捕獲，飛艇開始升高以保持對地高度。

飛艇捕獲網上安裝醒目的末制導識別標志供觸網識別用。需要的時候，控制人員可乘坐載人飛艇在捕獲目的地附近與飛艇通信，必要時候接管飛艇控制權。待回收子級上安裝通信裝置與攝像裝置，控制人員與子級建立通信后，通過攝像和通信裝置與子級通信，目視控制子級翼傘飛行。攔截載荷后飛艇迅速拋棄壓艙物釋放浮力，同時強度索與飛艇連接處的應力釋放裝置可以緩釋下墜力量并回收下墜能量充電供飛艇使用。

子級和飛艇組的聯合體在從接觸到穩定的動態過程中，飛艇需要克服沖擊帶來的快速下降和飛艇組之間距離靠近的趨勢，前者可通過飛艇升高機動來保持，后者考慮通過飛艇的空中組合裝置，組成組合飛艇。飛艇的飛行方向應與子級的飛行方向一致，以降低飛行難度。

動態過程結束后，飛艇可以開始飛行，將回收子級空中運輸帶回回收地著陸回收。飛艇按照勻速飛行，提前12 h起飛，起飛及飛行期間風速不大于約15 m/s，在指定目的地維持位置待機，空中待機時間不小于7天，待回收完成后，前往最近回收基地，視情況，在24 h之內返回回收基地。

2.3.3 大載重量飛艇

根據調研，國外飛艇的載重能力較高，如英國的Airlander10飛艇，全長92 m，載重可以達到10 t（見圖9）。洛·馬公司的先進發展工程部（臭鼬工程部）早在2000年之前就開始秘密啟動混合型大型飛艇的研制項目，目前已經制造了一種原型飛艇（見圖10），稱為P-791，并在2007年1月31日進行了首飛，成功完成繞場一周的飛行，但是關于它的設計細節仍處于保密之中。中國飛艇研制單位有中電38所和中航工業特飛所。經調研，運載能力與國外相比尚有差距。但也在與國外聯合研制高載重浮空平臺。中電38所與英國Air Lander10的研制公司正在開展合作，2015年，在李克強總理訪問法國期間，中航工業通飛與法國飛鯨控股公司在法國圖盧茲簽署了戰略合作協議，開展60 t重載飛艇項目合作。

圖9 Air Lander10飛艇Fig.9 Air Lander10 Airship

圖10 洛·馬公司原形飛艇效果Fig.10 Lockheed-Martin Protoype Airship

2.3.4 攔阻網系統

假設運載火箭回收子級重量20 t、箭體直徑3 m、箭體長度30 m，觸網時箭體合成速度＜30 m/s，垂直速度＜20 m/s。如果按照飛機尼龍攔阻網的設計參數，飛艇攔阻網重量過大，需要考慮凱夫拉更輕的復合材料或者混合材料。

針對運載火箭子級觸網的動態過程，采用雙層凱夫拉材質的攔阻網進行建模仿真，仿真結果如下：

a）攔阻網模型：模擬攔阻網，四角三自由度固定，網材料設置為雙層凱夫拉-49纖維，凱夫拉-49材料屬性為拉伸強度380 MPa、模量127 GPa、延伸率2.4。

b）箭體模型：模擬箭體以垂直姿態降落回收，待回收的箭體截面積3 m×3 m，質量20 t，初速度Y向30 m/s撞向網，初始位置距離網0.05 m；為模擬箭體和網接觸過程中可能發生的姿態變化，認為設定撞擊點偏離網中心0.2 m。

圖11為回收子級落入攔阻網沖擊仿真建模。仿真結果證明攔阻網強度能夠承受沖擊，未發生擊穿。圖12為回收子級落網過程中各方向承受的撞擊載荷仿真結果?？梢钥闯?，撞擊載荷時間歷程表明 Y方向為撞擊主方向， Y方向瞬態沖擊峰值約6500 kN，但經過0.08 s后就衰減至1700 kN以下。X方向和Z方向的瞬態沖擊峰值約1200 kN，產生沖擊的主要原因為撞擊過程中箭體發生了傾斜。

關于攔截網質量估算，纖維材料鋪設的網有空隙，不同材料纖度不同，編織密度、鋪設方式也不盡相同。根據目前市場上銷售的雙層凱夫拉材料參數，其單位面積的質量約為200 g。所采用的攔阻網面積需要與翼傘歸航控制的能力相匹配，如果采用200 m×200 m的攔截網質量估算約為8 t。

圖11 回收子級落入攔阻網沖擊仿真結果Fig.11 The Simulation Results of Impinging on the Arresting Net

圖12 落網過程各方向載荷計算結果Fig.12 The Simulation Results of Impact Load in Different Directions

續圖12

2.4 飛行控制方案

運載火箭子級可控回收飛行控制系統主要由歸航控制系統、伺服操作系統、末端精確導引系統組成，其中歸航控制系統和伺服操作系統布置在火箭子級上，末端精確導引系統布置在飛艇上，系統組成見圖13。

a）歸航控制子系統。

火箭子級分離后，歸航控制子系統采用“MEMS慣導+GPS”的組合導航方式，實時計算自身位置、姿態信息，通過與預置的飛艇待機位置坐標比對，輸出翼傘控制指令，概略導引火箭子級飛向飛艇的待機區域。進入飛艇待機區域后，通過無線數傳裝置接收飛艇上末端精確導引系統發出的精確導引指令，控制火箭子級精確落入飛艇的捕獲裝置。

圖13 火箭子級可控回收飛行控制分系統組成Fig.13 System Compostion of the Flight Control Subsystem of Controlled Safety Recovery for Launch Vehicle

b）伺服操縱子系統。

伺服操縱子系統包括直流力矩電機（含制動功能模塊及驅動器）和伺服操縱機構。伺服操縱機構與翼傘的操縱繩連接，分成左拉、右拉兩套，通過控制伺服電機對翼傘操縱繩的拉伸長度來拉動翼傘后緣，產生轉彎的氣動力矩及雀降機動。

c）末端導引子系統。

末端導引子系統布置在飛艇上，主要包括 CCD/紅外成像系統、激光測距系統、目標跟蹤系統、信息處理及無線數傳系統。飛艇上的末端導引子系統通過CCD成像系統和紅外成像系統搜索歸航的火箭子級，發現目標后通過目標跟蹤系統控制攝像機跟蹤火箭子級并使用激光測距系統進行測距，將目標的方位、圖像等信息送入信息處理系統，處理后，通過無線數據傳輸系統將火箭相對飛艇捕獲網的精確橫、縱向偏差量上傳給火箭歸航控制子系統。

3 關鍵技術研究

3.1 大載重量飛艇

本方案中對飛艇的載重能力要求較高，待回收子級重達20 t，長約32 m，初步估算，如果采用4艘飛艇編隊進行捕獲，單臺飛艇的最低載重量要求10 t。目前中國尚無成熟產品，需引進或租賃國外大載重量飛艇，或在中國組織研制。出于成本和進度的考慮，從國外租賃現有飛艇更為可行。

3.2 飛艇組合編隊

現有方案需要多艇協調飛行，目前飛艇多艇協調基本以通信協調共同完成工作為主，其中涉及到飛艇的編隊起飛、同步飛行、張網及捕獲后的同步返回、降落等。此外，從觸網到穩定的動態過程飛艇編隊需要保持姿態穩定飛行，緩沖子級下落和前沖的能量，同時還需要保持自身的協調，水平方向上需要考慮飛艇的對接或者對抗子級重力水平分量的方法。

3.3 輕質高強度捕獲網

捕獲網的設計可以參考飛機攔阻網的設計方法，強度要求低于飛機攔阻網，但對于輕質化要求較高，實現大尺寸下的捕獲網重量滿足要求，需考慮較輕的復合材料或者混合材料。

3.4 高精度歸航控制

飛艇捕獲過程中需要對落點位置進行高精度控制。一方面運載火箭子級通過末制導進行定位，通過翼傘進行飛行控制，實現對落點的高精度控制。另一方面，飛艇浮空的位置保持精度對捕獲影響很大，且精度還會影響捕獲網的面積，同時影響飛艇的實用載重。

4 方案對比分析

4.1 對運載能力的影響

a）對于垂直返回方式，運載火箭子級在分離時，貯箱中需要保留一定的推進劑，以用于返回過程發動機點火減速，這對火箭運載能力損失較大；對于返回原場的垂直返回回收，由于需要做橫向機動，火箭的運載能力損失將進一步加大，初步分析表明損失幅度能達到50%以上，最高甚至達到90%；對于不返回原場，不需要橫向掉頭的，其推進劑消耗量較小，但損失也能達到 20%以上。對于垂直返回回收方式，子級需要加裝制導系統、輔助動力系統、貯箱推進劑管理系統、熱防護系統、著陸支撐機構等，也會對運載能力產生一定影響。

b）對于純翼傘回收方式，運載火箭子級需要增加降落傘系統和緩沖氣囊系統，同時，地面著陸回收對于一子級的落區有要求，使得一子級飛行彈道不一定能夠按照最優飛行彈道設計，會造成一定的運載能力損失。傘降回收分為返回原場與不返回原場兩種：不返回原場，無須進行大范圍橫向減速，通過初步分析表明傘降回收對運載能力損失一般不超過不回收狀態的6%；當需要返回原場時，需要做橫向機動，最后垂直方向減速靠降落傘作用，通過初步分析表明返回原場對運載能力損失較大，能夠達到30%以上。

c）對于本文提出的回收方式，相比純翼傘回收方式，由于落區的要求可以在一定范圍內進行靈活調整，釋放由于落區限制對運載能力的損失；并且箭上無需增加傘降方式的落地緩沖裝置，因此定性分析對運載能力的損失進一步降低。

綜合來看，上述回收方式對運載能力損失從大到小依次為垂直返回＞純翼傘回收＞本文方案。

4.2 對總體設計布局的影響

a）對于垂直返回方式，總體設計布局方面需要提供著陸支撐機構的安裝空間。在箭體結構的尾艙外安裝著陸支撐機構，上升過程中為折疊狀態，返回過程展開。此外，貯箱內部增加推進劑管理系統，對返回過程中推進劑進行管理。

b）采用純翼傘回收方式，運載火箭子級需要提供降落傘系統和緩沖氣囊的安裝布局空間。降落傘系統一般布置在級間段位置，緩沖氣囊一般采用前后布局方案，可布置在級間段、箱間段、后過渡段等位置。緩沖氣囊上升段是折疊狀態，位于火箭艙內，降落過程中需要充氣展開，并彈開艙蓋，充氣展開后將位于艙外。為便于著陸，降落過程中子級姿態可由垂直姿態轉換為水平姿態，降落傘需要進行轉換吊掛，箭體結構需要提供吊掛點，并預埋吊線。

c）對于本方案的回收方式，對總體設計布局的影響基本同純翼傘方式。

因此，傘降回收和垂直返回對于運載火箭總體設計布局都有一定影響，但影響都較小。

4.3 回收過程復雜性

a）對于垂直返回方式，由于采用多種控制設計方案，可實現著陸地點的精確控制，能夠很好地控制子級回收落點位置，無需開展子級降落后的搜索。對于傘降回收方式，無論是返回原場還是不返回原場，由于降落傘控制精度較低，其落區范圍較大，即使采用了落點精度較好的翼傘回收，其落區范圍相對來說還是同樣較大，需要開展一定的子級降落后的搜索工作。

b）對于純翼傘回收方式，無論是陸地回收，還是海上回收，國際上都有一子級和助推器回收的成功經驗，其主要難度在于降落傘和著陸緩沖裝置的設計。

c）對于本方案的回收方式，與純翼傘方式類似，利用網式裝置可以降低對著陸緩沖裝置的要求，因此本方案的技術難度可以進一步降低。

對于本方案的回收方式，通過靈活調整落區要求，聯合優化設計降落傘的控制精度和飛艇的移動能力，一旦成功捕獲，可將回收的子級直接轉運至指定地點，簡化了子級降落后的地面搜索工作。

5 方案適應性分析

根據方案設計，在運載火箭助推器和一級分離后利用引導傘、減速傘和翼傘完成回收部段的減速和制導功能，回收部段降落到一定高度后利用飛艇進行空中捕獲并完成回收。該方案在前期已有較好的研究基礎，國內外均已開展的相關研究，并取得了關鍵技術的突破。

此外飛艇本身具備一定的機動能力，可以在山區、河流、海洋等不利于垂直回收、飛回式或是直接傘降回收的區域執行回收任務，這在一定程度上提高了方案的適應性。但考慮到飛艇回收的航程、升限、張網強度和大小等因素，仍然對方案適應性具有一定約束。此外，由于飛艇升限的限制對部段回收落區的海拔有較為嚴格的要求，不適合在高海拔地區工作。

6 結束語

針對運載火箭子級可控回收的需求，本文提出了一種基于翼傘減速機動、使用飛艇空中捕獲的新型回收方案，完成了翼傘段飛行方案設計，飛艇捕獲裝置方案設計以及飛行控制系統方案設計。采用飛艇捕獲系統進行空中回收避免了陸地回收的地形影響和著陸沖擊、也避免了海上回收的高濕、高鹽海水的影響，提升了重復使用性。通過方案設計與仿真分析，基于飛艇捕獲系統的運載火箭子級可控回收方案技術原理可行，對火箭運載能力和原有設計布局的影響較小，具備后續工程研制和應用的潛力。針對上述方案，后續將針對翼傘的歸航控制、飛艇群的協同工作、返回全程仿真進一步開展研究。

[1] 楊勇, 王小軍, 唐一華. 重復使用運載器發展趨勢及特點[J]. 導彈與航天運載技術, 2002(5)： 15-19.

Yang Yong, Wang Xiaojun, Tang Yihua. Development trends and characteristics of reusable launch vehicles[J]. Missiles and Space Vehicles,2002(5)： 15-19.

[2] 汪小衛, 張普卓, 吳勝寶, 申麟. 運載火箭子級回收技術研究[J]. 航天返回與遙感, 2016(3)： 19-28.

Wang Xiaowei, Zhang Puzhuo, Wu Shengbao, Shen Lin. Recovery technology of launch vehicle stage[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2016(3)： 19-28.

[3] 趙祖虎. 航天飛機助推器輕型回收系統[J]. 航天返回與遙感, 1997,18(4)： 3-8.

Zhao Zuhu. Light recovery system of space shuttle solid booster[J].Spacecraft Recovery&Remote Sensing, 1997, 18(4)： 3-8.

[4] Paul T, Brett S, CLYDE G, et al. Ares I-x separation and reentry trajectory analyses[C]. Portland： AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference,AIAA 2011-6462, 2011.

[5] Rysev O, Andronov R. Methodology of design and development of ariane-5 booster recovery system[C]. Washington： 13thAerodynamic Decelerator Systems Technology Conference, AIAA 1995-1590, 1995.

[6] 吳兆元. 美國X-38計劃與翼傘返回系統[J]. 航天返回與遙感, 2000(4)：7-13.

Wu Zhaoyuan. X-38 crv and parachute recovery system[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2000(4)： 7-13.

[7] 韓雅慧, 等. 直升機空中回收和投放貨物技術發展綜述[J]. 直升機技術,2012(1)： 63-67.

Han Yahui, et. al. Review on technology development of helicopter mid-Air retrieval and delivery goods[J]. Helicopter Technique, 2012(1)：63-67.

[8] Dinonnol J M, et al. HIAD on ULA (HULA) orbital reentry flight experiment concept[C]. Maryland： International Planetary Probe Workshop,2016.