日本可重复使用运载器发展综述

日本可重复使用运载器计划为了满足未来航天活动日益多样的需求，日本正在开发在可靠性和成本效益方面明显优于现有系统的航天运输系统。

然而，由于近年来火箭发射接连失败，日本大范围地修订了原有的发射进度和研制计划，并停止了由H－2 运载火箭发射的不载人带翼返回式飞行器——HOPE －X 实验飞行器的研制，以提高现有航天运输系统的可靠性。

因此，高速飞行验证（HSFD）计划作为目前日本惟一正在进行的可重复使用飞行验证计划备受关注。

1 日本可重复使用运载器（ RLV）研制计划回顾日本早就意识到有必要在降低航天运输成本的同时提高运载器的可靠性。

为此，1999 年4 月，日本科技厅成立了空间活动委员会来管理航天运输系统的研制。

该委员会下设RLV 研制小组，专门负责RLV 的研制。

空间活动委员会于2000 年5 月提出了从现有一次使用运载火箭（ELV）向RLV 发展的规划。

其中，两级入轨运载器（TSTO）作为目标系统，其第一级采用吸气式发动机，第二级采用可重复使用火箭发动机。

日本RLV 的研制计划原打算分为3 个阶段，每个阶段的研究成果都要经过评审和修订。

第1 阶段研究的重点是发动机系统，包括吸气式发动机和可重复使用火箭发动机。

HOPE 实验飞行器将承担第二级运载器的飞行试验任务。

在第1 阶段的前5 年，重点研制涡扇直径为30cm 的ATREX 发动机。

ATREX发动机可使HOPE 的飞行马赫数达到6。

除了进行基础技术研究外，第1 阶段还将研制10t 级的可重复使用发动机。

这些基础技术研究的成果将经过地面试验和空中试验。

在超音速和再入飞行区域，运载器的系统性能将通过HOPE 的后续飞行试验来评估和验证。

HOPE 在某种程度上具有重复使用能力，HOPE 计划的高速飞行经验有助于TSTO 第二级的研制，对采用吸气式发动机的实验飞行器的研制也有帮助。

第2 阶段将为TSTO 的两级研制大尺寸实验飞行器。

每个飞行器都将单独进行飞行试验，其中第二级实验飞行器将由现有的ELV 发射。

该阶段还将研制涡扇直径为60cm的ATREX 发动机和可重复使用的LE－7A 火箭发动机。

两台涡扇直径为60cm 的ATREX发动机将安装在第一级的实验飞行器上，其起飞质量为20t,飞行高度达到30km 时飞行马赫数达到6,飞行试验结束后该实验飞行器将返回起飞跑道。

第一级实验飞行器将携带1 个模拟的第二级实验飞行器以便在最高高度进行单独试验。

第二级实验飞行器重120t，使用100t 推力级的可重复使用发动机，由ELV 发射并进入LEO 轨道，轨道再入试验结束后飞回跑道并水平着陆。

如果可能，第二级实验飞行器研制的结果可以随时应用到RLV（包括TSTO 和SSTO）的研制中。

第3 阶段将制造全尺寸型实验飞行器。

它可以把8t 的有效载荷运送到近地轨道。

实验飞行器的第一级装有6 台涡扇直径为120cm 的ATREX 发动机，第二级仍采用第2阶段的设计。

该飞行器将验证两级入轨RLV系统的可靠性和操作能力。

3 个研究阶段完成后，将在2015 年研制可操作的TSTO 运载器作为日本未来的RLV。

在RLV 研制和工作的同时，日本也将改进ELV 以提供更优的航天运输系统，满足各种地球同步轨道运输、深空探测和其他行星探测任务的需求。

空间活动委员会的规划还指出，成功地研制TSTO 可重复使用运载器可以使日本具有研制载人空间运输系统的能力。

前些年，日本一直按照上述规划进行可重复使用运载器的研制和开发，但是由于近年来接连发射失败，日本停止了HOPE 计划，决定重建航天运输系统技术发展的框架。

虽然日本宇宙科学研究所（ISAS）、国家宇航实验室（NAL）和日本宇宙开发事业团NASDA）正分别从事未来航天运输系统技术的开发工作，但这几家机构已经开始合作制定新的计划。

ISAS、NAL、NASDA 正在讨论的新研发计划的基本思想如下：（1）目前还不能确定日本第一代RLV的方案，有许多备选方案可在2010 年后使用，这些选择和决策应该在进行技术验证的同时进行。

（2）在决定开始研制之前，有必要对关键技术进行试验、验证和确认。

（3）技术验证将作为第1 步进行，包括地面验证和飞行验证。

技术验证包括基本技术验证和系统验证。

在基本技术验证阶段，选定了3 个主要关键技术领域，它们是推进技术、运载器总体技术和再入技术。

系统技术验证将以整个系统的形式进行，它综合了各个分系统的技术。

__2 HOPE 计划简介为了验证航天运输系统的再入技术，日本在1992 年决定执行HOPE 计划。

HOPE－X的功能是利用重复使用转移飞行器往返于国际空间站（ISS），验证再入飞行器的系统集成技术和再入飞行器在空气动力学、热管理、防热、制导与控制以及自动着陆等方面的基本关键技术。

在HOPE－X 首飞前，HOPE 计划还包括一系列前期飞行试验。

已经完成的飞行试验包括：（1）轨道再入试验（OREX） 1994 年成功地进行了基本直径为3.4m 的轨道舱从450km 圆形地球轨道再入的试验。

（2）高超音速飞行试验（HYFLEX）1996 年成功地进行了圆头柱体飞行器的亚轨道高超音速飞行试验，飞行马赫数为14。

该飞行器装有气动稳定尾翼，总质量为1.07t，总长度4.4m。

（3）自动着陆飞行试验 (ALFLEX) 1996年在澳大利亚的武麦拉成功地进行了HOPE-X 1/3 缩尺模型的自动着陆试验，该模型重0.76t,长6.1m，从1.5km 高的直升机上投放降落。

按照原定计划，这3 次试验完成后在2005 年将进行HOPE－X 的飞行试验，初步设计工作已经在2000 年3 月完成，2001 年应该开始制造HOPE－X 飞行模型。

但是日本重新组织了HOPE 计划，以便进行RLV 计划第3 阶段的研究和开发，最终研制出两级入轨或单级入轨的可重复使用运载器和下一代可重复使用运载器系统。

2000 年8 月，日本空间活动委员会决定改变HOPE－X 计划。

（1）冻结制造HOPE－X 模型。

（2）继续研究开发能用于可重复使用运载器的基础技术。

（3）继续进行HSFD 试验。

因此，除了有关亚音速和跨音速飞行的高速飞行验证计划正在按进度如期进行外，其他HOPE－X 的飞行试验全部停止。

据有关人士分析，这样做的目的是减少HOPE－X 的研制风险，等到基础技术研究开发工作和HSFD 的关键技术取得突破后日本有可能重新启动HOPE－X 计划。

3 HSFD 计划HSFD计划使用缩比试验飞行器模型进行飞行试验，由2个阶段组成。

第1阶段在亚音速范围内进行飞行验证，而第2阶段将进行跨音速飞行验证。

1999年1月，HSFD计划开始征求提案。

从日本宇航制造业提出的建议中，选出富士重工业有限公司作为主承包商。

1999年4月，NAL、NASDA和富士重工业有限公司联合小组开始着手进行系统设计。

1999年10月，该小组完成了初步设计评审（PDR），之后开始飞行器系统的生产。

关键设计评审（CDR）于2001年3月进行。

迄今为止，该计划第1阶段的3次飞行试验均已成功进行。

3.1 HSFD计划第1阶段HSFD 第1 阶段的试验目标：（1）验证未来航天运输系统的着陆系统。

（2）验证从最后的末端区域能量管理阶段到接近着陆段及着陆段的制导系统性能。

（3）验证箭载和地面设施中的指挥/遥测系统。

（4）积累自主飞行技术经验。

（5）开发完全自主飞行（包括自动着陆）的设计技术。

第1 阶段的试验主要用来降低HOPE－X 的研制风险，增加成功概率。

此外，第1 阶段还将产生可以用于未来航天运输系统（STS）研__制的额外副产品，例如，开发全自动不载人的实验飞行器平台、全自动飞行控制设计技术，验证混合型差分GPS/惯性导航系统的飞行性能等。

2002 年10 月18 日，NASDA 和NAL 已成功完成了HSFD 第1 阶段实验飞行器的首次飞行试验。

实验飞行器长3.8m，重735kg，是HOPE-X 验证机的1/4 缩尺模型。

它由喷气发动机提供动力，自主飞行，带有着陆装置。

试验时，实验飞行器飞至大约5km 的高空，最高飞行马赫数达0.6，最后在1800m长的跑道上着陆，飞行时间共计9.5min。

这次试验的主要任务是验证实验飞行器的自主飞行性能以及在飞行控制计算机控制下全自动着陆的过程，此外导航系统的性能等也属于验证范围之内。

2002 年11 月5 日，日本进行了HSFD第1 阶段实验飞行器的第2 次飞行试验，飞机升至2500m 高空，然后以13°的攻角迅速下降。

据称，试验数据还有待于进一步分析，但从初步结果来看这次飞行试验是成功的。

两次试验之后，日本于2002 年11 月16 日，成功进行了高度达到5km 的第3 次飞行试验。

此后HSFD 计划进入第2 阶段。

3.2 HSFD 第2 阶段HSFD 第2 阶段的试验目标是评估HOPE－X 的跨音速气动特性。

该阶段的试验方法非常独特。

试验飞行器由平流层气球携带至特定高度之后释放，然后加速自由下落。

在数据采集阶段，当不断改变准静止攻角的时候，飞行器以恒定马赫数飞行。

这样就可以利用飞行数据估算出在较宽攻角范围内飞行器的气动特性。

数据采集完毕后，飞行器使用降落伞和气囊系统回收。

回收后的飞行器经整修后用于下次飞行。

飞行器的飞行完全是在箭载导航、制导与控制计算机系统的控制下自主进行的。

飞行试验中采集的气动力学数据将用来降低HOPE－X 气动数据的不确定性。

HSFD 第2 阶段的飞行试验将与法国国家空间研究中心（CNES）合作进行，CNES 研制并负责操作气球系统。

飞行试验数据的分析工作由NAL、NASDA 和CNES 联合完成。

第 2 阶段实验飞行器的机载设备由7个分系统组成：（1）结构分系统。

（2）作动分系统，它包括升降副翼和方向舵控制面。

（3）导航、制导和控制分系统，它用于控制飞行器姿态，确保飞行器按轨迹飞行以得到所需数据。

（4）通信和测量分系统，它利用机载传感器获取数据并经遥测装置发送至地面。

（5）电力/信号供给分系统，它为箭载仪器分配信号并提供电力。

（6）回收分系统，它由回收降落伞系统和气囊系统组成。

（7）应急分系统，它用于在紧急情况下使飞行器降落在指定区域内。

为了降低研制成本，各组件的设计尽可能与第1阶段通用，尤其是导航系统、飞行控制计算机、控制面作动系统和遥测/指挥系统与第1阶段的实验飞行器通用。

复合差分GPS/惯性制导系统使用GPS载波相位来提高精度。

制导系统上将应用NAL制导研究小组提出的新运算法则。

在紧急情况下，自动飞行控制系统用来维持数据采集阶段既定的跨音速马赫数并从地面发送遥控命令，自动引导飞行器在指定地点着陆。

经过精心设计的测量系统可以取得评估气动特性所要求的足够精度。

它采用大气数据系统，通过安装在机头探测杆上的5端口压力测量探测器来估算大气速度矢量。