2017年10月9日，美國加州范登堡空軍基地，美國太空探索技術(shù)公司9日從美國西海岸發(fā)射“獵鷹9”火箭，一箭十星，成功將美國銥星通訊公司下一代全球衛(wèi)星計(jì)劃第三批10顆衛(wèi)星發(fā)射至目標(biāo)軌道。隨后，火箭第一級再次成功實(shí)現(xiàn)海上回收。這讓馬斯克離完成目標(biāo)更進(jìn)了一步：2017年，SpaceX公司的計(jì)劃是完成20-24次的發(fā)射。這一成功發(fā)射也標(biāo)志著太空探索公司火箭返回技術(shù)的成熟。

事實(shí)上，相比于航天器的發(fā)射、入軌，航天器的返回是更為巨大的挑戰(zhàn)。盡管理論上，利用火箭推力可以把航天器送入太空，利用其反推力也可以使航天器減速到軟著陸。但火箭發(fā)射是一個用動能換取位能的過程，返回自然就是用位能換取動能的過程。拋開氣動摩擦和燃料消耗，發(fā)射階段的火箭推力和燃燒時間該多大，純粹用反推力軟著陸的剎車火箭的推力和燃燒時間也就要多大，這自然是很難做到的。然而埃隆·馬斯克做到了。

火箭的主發(fā)動機(jī)能夠提供巨大推力，獵鷹回收難點(diǎn)在于保持回收過程穩(wěn)定性，這對控制技術(shù)提出了極高要求。然而飛船、衛(wèi)星等普通航天器的回收難度不僅僅在控制技術(shù)領(lǐng)域，事實(shí)上，普通航天器的減速火箭的減速作用很小，只能將航天器的速度降低到不足以維持軌道運(yùn)行的臨界速度以下，使航天器脫離地球軌道。一般航天器采用彈道式再入加降落傘的方式。也就是說，像隕石一樣在重力作用下自由下落，然后在稠密大氣層內(nèi)一定高度時打開降落傘，用氣動阻力減速，實(shí)現(xiàn)軟著陸。蘇俄的宇宙飛船返回艙，美國航天飛機(jī)固體推進(jìn)器都采用了此技術(shù)美航天飛機(jī)詳解之固體助推器。彈道式再入飛行器一般沒有升力，拋物線運(yùn)動是我們最簡單的的彈道。

發(fā)射成功只是一半，返回是更大的挑戰(zhàn)。宇宙飛船采用的彈道式返回＋傘降回收是航天器回收最成熟、采用最為廣泛的回收方式

航天飛機(jī)固體推進(jìn)器采用傘降回收，回收后翻修接著用，大大節(jié)省了發(fā)射成本

淺析再入式航天器鈍頭體設(shè)計(jì) 2中說過，航天器自由下落過程中，氣動加熱使其表面急劇升高。采用尖頭體能夠減低氣動阻力以減少氣動加熱，但再入過程中超高速使邊界層氣動加熱的升溫速度太快，尖頭對減小氣動加熱的作用微乎其微，頭錐受到在時間和空間上高度集中的熱負(fù)荷，根本沒有時間散熱，耐熱材料或隔熱、散熱、導(dǎo)熱技術(shù)只能略微推遲被燒毀的時機(jī)，不能從根本上改變被燒毀的結(jié)局。

1951年，NACA（NASA的前身）的物理學(xué)家亨利艾倫在研究中發(fā)現(xiàn)，高速的航天器前端對空氣產(chǎn)生強(qiáng)烈壓縮，在前方大氣中形成一個弓形激波，激波前沿的空氣密度急劇升高，實(shí)際上像一堵堅(jiān)硬但移動的墻一樣，航天器則在墻后的尾流中前行。由于和前方靜態(tài)空氣直接接觸的是激波錐而不是航天器本身，氣動加熱主要由激波前沿和前方的靜態(tài)空氣之間的壓縮和摩擦產(chǎn)生，熱量也主要沿密度極高的激波鋒面內(nèi)部傳導(dǎo)和耗散。如果航天器表面和激波鋒面保持一定的距離，激波鋒面和航天器表面之間的邊界層實(shí)際上形成保護(hù)層，航天器本身承受的熱負(fù)荷就要小很多。因此，亨利艾倫提出，航天器的頭部應(yīng)該是鈍形，在艏部推出一個寬大和強(qiáng)烈的激波，并使波鋒面遠(yuǎn)離航天器本體，就像平頭的駁船船首推開的波浪一樣，形成有效的熱保護(hù)。

實(shí)際數(shù)據(jù)表明，航天飛機(jī)再入段初期，圓鈍的頭錐前方幾米外激波前沿的溫度可達(dá)攝氏5300度，但航天飛機(jī)表面“僅僅”感受到1260度左右，說明了激波隔熱的有效性。

但這只解決了問題的一半。剩余的氣動加熱問題依然嚴(yán)重，需要用燒蝕型散熱材料用時間換溫升。圖中可見航天飛機(jī)鱗次櫛比的隔熱瓦

航天器返回時的氣動升溫是一個嚴(yán)峻的技術(shù)挑戰(zhàn)

航天飛機(jī)返回采用的是大氣層內(nèi)的滑翔降落方法，但氣動加熱的問題更加棘手。急劇降低高度和減速將導(dǎo)致嚴(yán)重的瞬時氣動加熱，但速度和高度降不下來導(dǎo)致長時間滑翔則延長氣動加熱時間，引起累積蓄熱問題。圖為航天飛機(jī)再入過程中的地面航跡

航天飛機(jī)的滑翔返回是比宇宙飛船的彈道式返回更大的技術(shù)挑戰(zhàn)

航天飛機(jī)再入過程并不是水平滑翔直到著陸，而是時不時調(diào)皮一下——橫向滾轉(zhuǎn)至90度，用主動喪失升力來降低高度，用增加迎角來降低速度

然而橫滾會帶來自然的轉(zhuǎn)彎傾向，這就有可能使其偏離航跡，所以航天飛機(jī)要不時反向橫滾一下以保持航向。

　　航天飛機(jī)軌道器滑翔著陸，著陸過程不提供任何動力。所以，航天飛機(jī)在自控發(fā)動機(jī)推動下降速以脫離地球軌道、進(jìn)入大氣層，之后即不可能飛回太空，只能繼續(xù)按預(yù)定軌跡滑翔、降落。這要求航天飛機(jī)能夠滑翔一定距離，既不能過長（累積蓄熱），也不能過短（瞬時升溫），所以軌道器設(shè)計(jì)需要在二者之間取個平衡，這就要求軌道器返回時必須沿一條精細(xì)計(jì)算過的在瞬時氣動加熱和累計(jì)氣動加熱之間最小化的路徑下滑，以最大限度地降低熱負(fù)荷。

此外軌道器還要具備良好的滑翔操控能力（不能偏離預(yù)定航跡，否則就回不了家）。最終NASA為航天飛機(jī)選擇了具有較高升阻比的細(xì)長機(jī)翼。然而航天飛機(jī)在返回大氣層最高速度可以高達(dá)24個馬赫，機(jī)體結(jié)構(gòu)要求軌道器必須采用阻力最小的升力體（扁平短拙、大后掠角）。需要在矛盾體的兩個極端取個折中，折中的結(jié)果損害了操控性能，航天飛機(jī)的操縱特性據(jù)說和一塊飛行的磚頭差不多，使用要求非常高。

滑翔式的再入軌道是一個很小的窗口，既要避免“過度滑翔”早晨的累積氣動加熱過度，又要避免“過度減速”造成的瞬時增溫失控

　　近年來出現(xiàn)了一種全新的航天器返回模式——彈道式再入+大氣層內(nèi)滑翔式再入相結(jié)合的全新方式。我們稱之為半彈道跳躍式。所謂半彈道式就是返回時它具有一定升力的，那么在飛行過程中可以減緩過載。所謂跳躍就是飛行器第一次進(jìn)入大氣層后，利用大氣層和近地空間的空氣密度差，產(chǎn)生強(qiáng)大的氣動升力，把航天器彈跳出大氣層，彈起一次，然后航天器在地球引力作用下再次進(jìn)入大氣層，返回地面。從而增大飛行的航程，減緩飛行速度。這個過程很像在大氣層邊緣打水漂。

在大氣層中打水漂，對角度精度的要求不言而喻，如果再入角小了，試驗(yàn)器就飛遠(yuǎn)了，角度大了就可能沉下去，因此控制技術(shù)更為關(guān)鍵，最終目的是利用這一過程來釋放動能、減少再進(jìn)入大氣層時的難度。

返回軌道：a）彈道式，b）滑翔式（航天飛機(jī)），c）滑躍式（嫦娥五號）

在大氣層邊緣的滑躍式再入是另一個思路

黃色軌跡顯示航天器再入大氣層氣動加熱升溫，然而這個過程非常短，隨后航天器以打水漂方式返回寒冷的近地空間期間散熱。從而大大降低返回期間氣動加熱積累的問題。

這和前一張圖是一個意思，但容易看出，第一次再入時的角度和速度決定了彈出時的角度和速度，而這決定了第二次大氣層外彈道式飛行的距離和第二次再入的角度、速度

應(yīng)該注意的是，航天器在大氣層邊緣彈跳飛行時，升力的來源將不是常規(guī)的機(jī)翼，而是激波。返回時的高速足以產(chǎn)生一個強(qiáng)大的激波錐，這相當(dāng)于一圈堅(jiān)硬如鐵的盾牌。有意思的是，這道盾牌在壓縮前方空氣時，不僅吸收氣動加熱，還產(chǎn)生壓縮升力，好比滑水板在水面高速劃過時產(chǎn)生的動浮力一樣?？刂坪教炱鞯淖藨B(tài)可以有效地改變激波的形狀和迎角，進(jìn)而改變升力的大小，控制反彈的力度；甚至可以產(chǎn)生側(cè)向的升力，改變航向。隨著動能在每一次彈跳中的消耗，航天器的迎角應(yīng)該有所增加，以補(bǔ)償升力的損失。最后速度降低到不足以維持強(qiáng)大激波錐的時候，也是該返回地球的時候了。