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发信人: ersy (badminton & swimming), 信区: Green
标  题: 神舟５号、航天飞机和高超音速飞行(转载)
发信站: 哈工大紫丁香 (2003年11月14日08:22:30 星期五), 站内信件

【 以下文字转载自 Aero 讨论区 】
【 原文由 dxmxqe 所发表 】
发信人: jingjm (jimmy), 信区: Aero 
标  题: 神舟５号、航天飞机和高超音速飞行 
发信站: BBS 水木清华站 (Wed Nov 12 17:56:41 2003), 转信 

神舟５号、航天飞机和高超音速飞行 

　　　　　　　　　　　　－晨　枫－ 


　　神舟５号成功地发射和回收，再次激起国人的民族自尊和对宇航的热情。神舟 
５号的成功，不仅显示了中国航天技术的先进和成熟，而且显示了中国对大型科技 
项目的组织管理水平和综合国力的极大提高。在欣喜之余，人们也在问：为什么中 
国不直接走航天飞机的路呢？据神舟５号的总设计师王永志说，中国在决定发展载 
人航天时，也争论过走飞船还是航天飞机的道路，最后还是决定走较为稳健的飞船 
道路。 

　　相对来说，尽管有准确入轨等挑战，但是只要炮仗足够大，把火箭打上去不是 
太难的事，但要安全、准确地回收，就不是一件容易的事了。准确脱离轨道，控制 
再入时机，这是一个飞行控制问题，在高速计算机和地面测控的帮助下，这些困难 
是可以克服的，但是克服重返大气层时的热障就要靠硬功夫了。 

　　航天器重返大气层时，气动加热在短时间内产生巨大的热量，仅靠隔热、导热 
、散热技术难以保证航天器不被高温烧毁。像超音速飞机一样，高速穿越大气层的 
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，当然再入 
大气层的航天器的激波锥要更大更尖锐。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。钝形物体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，这就是为什么飞船、航天飞机、洲际导弹的头部都采用钝头锥体的原 
因，神舟５号也不例外。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。美国的亨利·艾伦于１９５１年在 
ＮＡＳＡ的前身ＮＡＣＡ的一份机密研究报告中首先提出钝形再入体的机理，并成 
为世界上航天器气动外形设计的理论基础。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承受气 
动加热的主体，而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。美国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。 

　　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 
周围产生等离子包围层。等离子体还发出明亮的辉光，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。 

　　如前所述，激波阻热虽然效果显著，航天器本体的热防护依然极端重要，航天 
飞机再入时表面承受的１２６０度基本上已经是喷气发动机涡轮叶片的温度了。涡 
轮叶片可以用流动的新鲜冷空气帮助散热，而航天飞机没有这样的好事，激波尾流 
区内空气温度相对于激波前沿是降下来了，但对于航天器内的人和设备还是太高。 
早期绝热材料不过关，只好用吸热或散热来降低表面温度，实现热防护。散热是指 
在表面用高导热率材料（如铜或铍）形成热汇（ｈｅａｔ　ｓｉｎｋ），迅速将热 
量从高温区转移到低温区，通过整个表面积向空间散热。除个别水星号飞船试验过 
铍护套的散热技术外，多数水星、双子星、阿波罗飞船都采用热蚀材料。热蚀材料 
在高温下结焦甚至剥落，在结焦的过程中吸收大量热量，从航天器表面剥落而进入 
空间，当然就更直接地将热量带离航天器。典型热蚀材料有填充环氧树脂的不锈钢 
蜂窝材料和玻璃钢。散热式热防护在理论上可以重复使用，但是重量大，在实际上 
效果没有热蚀式显著，所以没有在载人航天中得到广泛应用，热蚀式热防护正好相 
反。受到热防护技术的限制，到目前为止，飞船都是一次性使用的。从神舟５号返 
回舱的照片来看，神舟５号采用的仍然是采用蜂窝材料的传统的热蚀式热防护。 

　　可重复使用的热防护技术是航天飞机的前提，陶瓷具有耐高温的特性，当然成 
为首选。但陶瓷脆性大，不易制成大面积复杂曲面，一旦破损难以修复。在航天飞 
机上，陶瓷隔热瓦被粘结到机体表面，这样局部破损就可以通过更换部份隔热瓦来 
修复，解决了可重复使用的热防护问题。当然，隔热瓦也带来新的问题，拼装必须 
严丝合缝，局部破损或剥落会造成灾难性的后果，哥伦比亚号的悲剧就是例证。 

　　热防护问题解决了，返回飞行控制就是下一个挑战。除了减速控制外，飞船再 
入和自由落体没有实质性的差别，在最后一次启动控制火箭，脱离轨道，进入再入 
飞行状态后，基本没有什么弹道控制。启动减速火箭，抛掉热防护套，打开降落伞 
，当然有时机上的讲究，但是还是相对简单的。航天飞机就有再入大气层后机动飞 
行的问题。顺便说一句，减速火箭的减速作用是有限的，只能将航天器的速度降到 
不足以维持轨道运行的临界速度以下以完成离轨动作，而不能对再入时高速下降过 
程起到真正的刹车作用。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，那理论上上升阶段 
的助推火箭的推力该多大，返回阶段的刹车火箭的推力也就多大，这自然是不现实 
的。 

　　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。 

　　尽管如此，航天飞机的复杂程度还是常规飞船所不可比拟的。飞船的气动外形 
很简单，基本上是端面为半球形的柱体、钝头单锥体或钝头双锥面锥体，也没有气 
动控制面。航天飞机的外形就复杂多了，有提供升力的机翼，控制方向的尾翼，和 
控制姿态的各种控制面，更接近飞机，气动设计、制造工艺当然就复杂多了。由于 

航天飞机再入后在大气层的飞行是无动力滑翔，其速度范围涵盖稀薄大气里２４马 
赫的高超音速飞行到接地时的４００公里／小时以下，航天飞机的气动外形和机翼 
设计必然是在高低速飞行性能、滑翔距离、机动性、重量、减速和温度控制等各种 
考虑后的一个折衷。折衷都是由缺点的，航天飞机的操纵特性据说和一块飞行的砖 
头差不多。 

　　和飞船再入一样，航天飞机的再入是一个惊心动魄的过程，只是时间更长、更 
富有挑战性。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，减速约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，航天飞机和飞船没有太大的差别。从进入大气层开始，飞船着陆还有十来分钟 
，航天飞机则还有约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，改由尾舵控制 
。 

　　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１ 
５００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滚转至大倾角状态，使机翼偏 
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９０度，但仰角依然为４０度，以减小装载人和设备的机舱上半部的热 
负荷。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。顺便说一句，方向舵是靠不 
平衡的阻力来实现转向的，为了节油，民航客机通常避免人为引入阻力，常用滚转 
而不是方向舵来转弯，在转弯过程中，自然也要掉一些高度。 

　　一出黑障，大约在新奥尔良附近上空，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９ 
６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５ 
００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。 

　　显然，航天飞机的着陆过程比飞船要复杂多了，带来的控制问题也要严峻得多 
。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份，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 
时在黑障期间，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 
。更有甚者，这个模型还提供状态向量的误差协方差矩阵，也就是给出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，或者部份传感器故障，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。 

　　控制软件设计的另一个重大挑战是人工干预。据王永志回忆，神舟５号在设计 
中要求容许人工控制，但有关人员嫌麻烦，将信将疑地去徵求俄罗斯航天员的意见 
，结果回答是如果没有人工控制，航天员有权拒绝登机。航天飞机的最终进场控制 
可以自动进行，但一般切换到手动。王永志也透露，中国有一颗返回式卫星因为程 
序错误，控制动作反了，结果卫星跑了，当时如果有人工干预能力，还是可以成功 
回收的。这充份说明了即使在计算机控制高度发达的今天，人工控制依然至关重要 
。但在高度自动化的系统里，既要容许人工在任何时候从计算机接管控制，又要容 
许在任何时候交还给计算机控制，还要天衣无缝，确实不容易。在人工干预期间， 
计算机必须跟踪人工控制动作，对控制算法初始化以平衡自动和手动控制的输出， 
随时准备无扰动切换。与手动－自动切换相对应的是控制模式的切换。数学模型和 
控制算法有一定的适用范围，超出适用范围时，必须及时切换模型甚至整个控制算 
法。神舟５号仅救生模式就有待发阶段四种，上升阶段十一种，飞船上八种。控制 
模式切换也有与手动－自动切换类似的问题，迅速、准确、无间断的切换是成功的 
关键。 

　　控制系统失败的原因经常在于模型失真或切换失败，空客飞机屡次失事的原因 
就是模式切换失败。典型控制软件只有不超过２０％的编码用于实现数学控制算法 
，大部份都是用于信号预处理、控制模块之间的数据交换、状态监控、手动－自动 
和模式切换。神舟５号机载软件达７０万条指令之多，地面支持系统软件另有１４ 
０万条指令，显示了软件系统的高度复杂性。这种对大型复杂软件的组织设计测试 
的成功经验是极为可贵的，是区分纸上谈兵和真枪实弹的分水岭。 

　　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。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。 

　　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、飞盘式气动外形和 
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，当然这就有点科幻 
的意思了。不过这其中部份技术已经实用化了，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 
尖刺和火箭尖端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似，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，这对未来的国防制高点至关重要。 

　　中国第一次向太空发射载人航天器，从控制风险和投资的角度来看，走技术上 
比较稳健而有创新的飞船道路无疑是正确的。神舟５号留在轨道上的轨道舱可以继 
续进行科学实验，还可以和后续发射的飞船对接，形成小型空间站。从载人飞船， 
到小型空间站，到计划中的常年有人的大型空间站，中国在征服宇宙的道路上一步 
一个脚印，已经和还将取得辉煌的成就。日本也许不屑于这种渐进而注重实效的技 
术途径，而寄希望于一步跨入空天飞机，但是没有实践的理论是无法得到检验和实 
用化的，除非有便车可搭，否则只好永远研究下去了。即使有便车可搭，航天与军 
事的关系太紧密了，搭便车观风景是一回事，掌握方向盘就完全是另一回事了。不 
过这是题外话了。 

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Moon river, wider than a mile 
I'm crossing you in style some day 


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