本文來(lái)自微信公眾號(hào)：中國(guó)航天（ID：zght-caecc），作者：常耀予、劉昕、劉飛、張賀（航天科工空間工程發(fā)展有限公司），原文標(biāo)題：《美國(guó)充氣減速飛行器近地軌道飛行試驗(yàn)分析》，題圖來(lái)自：視覺(jué)中國(guó)

2022年11月10日，美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）按計(jì)劃完成了“充氣式減速器近地軌道飛行試驗(yàn)”（Low-Earth Orbit Flight Test Inflatable Decelerator，LOFTID）任務(wù)。LOFTID飛行器總質(zhì)量約1088kg，充氣展開(kāi)直徑約6.0m，再入速度8000m/s，再入段峰值溫度約1650℃，峰值過(guò)載約9g。LOFTID飛行器從充氣展開(kāi)至順利落入回收海域全程飛行約1h，圓滿完成了近地軌道再入飛行試驗(yàn)。此次試驗(yàn)首次驗(yàn)證了第一宇宙速度再入返回氣動(dòng)減速技術(shù)，該任務(wù)的成功對(duì)開(kāi)展以火星探測(cè)為代表的行星際任務(wù)具有重要的里程碑意義。

(資料圖片)

LOFTID是NASA繼2012年完成第三次亞軌道充氣式再入飛行器試驗(yàn)后，時(shí)隔10年首次進(jìn)行的柔性充氣式再入減速飛行試驗(yàn)，是以軌道再入速度對(duì)柔性再入方式進(jìn)行的一次綜合檢驗(yàn)。該試驗(yàn)的圓滿成功預(yù)示著柔性充氣式再入減速技術(shù)可耐受軌道速度再入下的氣動(dòng)力、熱環(huán)境，對(duì)攜帶的載荷起到保護(hù)作用，也表明該技術(shù)已具備工程應(yīng)用條件，是未來(lái)實(shí)現(xiàn)深空探測(cè)的一次技術(shù)飛躍。

NASA主管航天技術(shù)任務(wù)署的副局長(zhǎng)表示：“這項(xiàng)技術(shù)將讓NASA未來(lái)能把更重的漫游車、著陸器乃至按載人要求配置的居住艙送到火星表面，也有望把大量的物資運(yùn)回地球?！?/strong>

LOFTID飛行器是充氣展開(kāi)直徑為6m的柔性再入減速飛行器，也是迄今為止上天飛行的最大鈍頭體大氣進(jìn)入飛行器。NASA未來(lái)將研制展開(kāi)直徑為8m、15m的柔性充氣式再入飛行器，形成該技術(shù)領(lǐng)域系列化產(chǎn)品，應(yīng)用于火星著陸與探測(cè)任務(wù)中，并積極推動(dòng)該技術(shù)未來(lái)在大負(fù)載物資（幾十噸量級(jí)）天地返回、火星再入著陸等領(lǐng)域的應(yīng)用。

此外，本次近地軌道飛行試驗(yàn)的成功，充分說(shuō)明柔性防熱材料及成品性能已完全能夠耐受軌道再入下大氣熱載荷作用，不僅可為未來(lái)行星際任務(wù)帶來(lái)許多潛在應(yīng)用，而且可拓展應(yīng)用于大型火箭級(jí)回收、大規(guī)模太空制造產(chǎn)品返回地球甚至載人星際著陸等任務(wù)中。

一、美國(guó)充氣減速飛行器項(xiàng)目

柔性充氣式再入返回技術(shù)被視為改變當(dāng)前空間態(tài)勢(shì)和制定未來(lái)空間技術(shù)規(guī)則的突破性技術(shù)，是當(dāng)前世界航天大國(guó)的重要攻關(guān)熱點(diǎn)之一，擁有廣泛的應(yīng)用前景。

美國(guó)GoodYear公司于20世紀(jì)60年代，開(kāi)展了基于火星探測(cè)等空間任務(wù)的附體式充氣減速器（AID）研究。美國(guó)航空航天回收系統(tǒng)公司（Aerospace Recovery Systems，Inc.）于80年代后期，開(kāi)展了基于空間站應(yīng)急救生、制品返回等需求的充氣式回收飛行器（Inflatable Re-entry Vehicle，IRV）項(xiàng)目研究。噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室針對(duì)“火星2020”開(kāi)展了超聲速充氣減速器（SIAD-R）任務(wù)的研究，該任務(wù)隸屬于NASA低密度超聲速減速器（LDSD）項(xiàng)目，于2014年完成一次高空飛行試驗(yàn)。

20世紀(jì)末，NASA以未來(lái)大質(zhì)量火星著陸探測(cè)任務(wù)為工程需求，啟動(dòng)了“高超聲速充氣式氣動(dòng)減速飛行器”（Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，HIAD）項(xiàng)目，加快推進(jìn)充氣式再入氣動(dòng)減速技術(shù)的研究和驗(yàn)證，至2012年完成了3次亞軌道充氣式再入飛行器試驗(yàn)（IRVE）。除了IRVE1因火箭故障沒(méi)有完成亞軌道飛行試驗(yàn)外，IRVE2、IRVE3的亞軌道飛行試驗(yàn)均獲成功，驗(yàn)證了返回過(guò)程中氣動(dòng)載荷作用下此類柔性充氣結(jié)構(gòu)的保形能力和熱防護(hù)材料的耐熱性能，并獲取了大量返回過(guò)程中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。IRVE2、IRVE3的亞軌道飛行試驗(yàn)情況見(jiàn)表1。

表1 美國(guó)IRVE2、IRVE3的亞軌道飛行試驗(yàn)情況

二、LOFTID技術(shù)指標(biāo)與系統(tǒng)組成

（一）技術(shù)指標(biāo)

據(jù)NASA對(duì)外宣稱的LOFTID飛行器部分技術(shù)指標(biāo)及對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的估計(jì)，將LOFTID指標(biāo)列于表2。

表2 LOFTID指標(biāo)

（二）飛行器系統(tǒng)組成

LOFTID飛行器由柔性防熱分系統(tǒng)、氣囊分系統(tǒng)、充氣分系統(tǒng)、綜合電子分系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)及熱控分系統(tǒng)、減速傘分系統(tǒng)組成，見(jiàn)圖1（根據(jù)相關(guān)材料描述評(píng)估結(jié)果，主要從功能層面劃分）和圖2（摘自對(duì)外資料）。

圖1 LOFTID飛行器組成示意圖

圖2 LOFTID飛行器系統(tǒng)構(gòu)型及半剖面

三、LOFTID分系統(tǒng)分析

（一）柔性防熱分系統(tǒng)

LOFTID飛行器柔性防熱層由外層抗沖刷層（2層）、碳纖維隔熱材料及阻氣承力層3個(gè)部分組成。

外層抗沖刷層為高溫高強(qiáng)度的陶瓷織物，織物為日本炭素公司生產(chǎn)的2層Hi-NicalonTMSiC織物。對(duì)外層抗沖刷層織物斜紋結(jié)構(gòu)（類似于牛仔布的結(jié)構(gòu)）進(jìn)行初步分析發(fā)現(xiàn)，織物結(jié)構(gòu)緊密，佐證了目前日本炭素公司已具備使用SiC纖維編織高密度織物的能力。SiC纖維的核心原材料為有機(jī)硅化合物原料，是經(jīng)紡絲碳化氣相沉積制得的具有β-SiC結(jié)構(gòu)的無(wú)機(jī)纖維，該原料由日本炭素公司和宇部興產(chǎn)公司分別提供，目前年產(chǎn)能為百噸級(jí)。LOFTID飛行器熱防護(hù)層由16片SiC纖維織物縫合而成，結(jié)合減速錐直徑為6m等數(shù)據(jù)，分析可知外層抗沖刷層織物單片周長(zhǎng)在1.2~1.3m，因此原SiC纖維織物的幅寬為1.5m。

抗沖刷層織物的縫合方式均為機(jī)器縫合，縫合線包括褐色與黃色兩種。每層SiC纖維織物共16片，兩片織物先用褐色陶瓷線縫合在一起后，再用褐色縫合線在其兩側(cè)各縫合一道，然后用黃色縫合線在褐色縫合線兩側(cè)各縫合一道，兩層SiC纖維織物間使用褐色陶瓷線縫合，如圖3所示。

圖3 LOFTID飛行器抗沖刷層縫合示意圖

碳纖維隔熱材料由2種材料組成，包括3層各5mm厚的SGL Carbon公司的Sigratherm KFA-5碳纖維軟氈，一層Pyrogel 2250氣凝膠層，隔熱層總厚度約為20mm。SGL Carbon公司生產(chǎn)的Sigratherm KFA-5碳纖維軟氈主材料為碳纖維，在無(wú)氧環(huán)境下可以在1500℃溫度下服役。Pyrogel 2250氣凝膠層處于三層碳纖維氈的背面，材料與IRVE3的隔熱層一致，可以在800℃左右穩(wěn)定服役。

阻氣承力層由聚酰亞胺阻氣層及PBO（聚對(duì)苯撐苯并唑）Zylon承力層共同構(gòu)成。阻氣層中聚酰亞胺為黑色，應(yīng)為聚酰亞胺添加遮光劑后的顏色，分析應(yīng)為保護(hù)PBO Zylon承力層免受紫外輻照的遮光設(shè)計(jì)（PBO Zylon在紫外輻照環(huán)境下力學(xué)性能衰退很大）。PBO Zylon承力層表面刷涂了硅橡膠材料，呈橘黃色，背面由于添加了遮光劑聚酰亞胺材料而呈現(xiàn)黑色，與阻氣層材料一致。

柔性熱防護(hù)層層間采用縫合線進(jìn)行手工縫合，縫合出菱形的結(jié)構(gòu)，菱形的大小與錐面的位置相關(guān)，從頭罩到裙邊位置，縫合間距增大，每個(gè)分片區(qū)域均采用滿縫整個(gè)空間的方法。

柔性防熱頭錐由頭罩及表面柔性熱防護(hù)層組成。頭罩采用金屬材料作為支撐結(jié)構(gòu)，表面柔性熱防護(hù)層包裹金屬頭罩后向內(nèi)彎折，直至頭罩與限位環(huán)安裝面外側(cè)縫合。柔性熱防護(hù)層表面?zhèn)鞲衅魑恢瞄_(kāi)通孔引出各類傳感器后，涂抹高溫膠密封。剛?cè)岽罱硬课蝗嵝詿岱雷o(hù)層自由端通過(guò)綁帶與限位環(huán)內(nèi)側(cè)轉(zhuǎn)軸連接固定。

（二）氣囊分系統(tǒng)

氣囊分系統(tǒng)由充氣囊環(huán)和綁帶組成。氣囊環(huán)采用整體編織成型技術(shù)，編織纖維材料采用日本東洋紡公司生產(chǎn)的PBO Zylon纖維。按質(zhì)量計(jì)算，纖維強(qiáng)度為鋼材強(qiáng)度的10~15倍。氣囊充氣展開(kāi)后通過(guò)綁帶固定并安裝到中心艙體上分配負(fù)載。氣囊環(huán)外表面涂抹高溫硅酮黏合劑，因此囊環(huán)呈紅/橙色，如圖4所示。

圖4 LOFTID充氣系統(tǒng)(上圖)及由柔性熱防護(hù)材料覆蓋的LOFTID 充氣系統(tǒng)(下圖)

氣囊組件充氣展開(kāi)后直徑約6m，由6個(gè)粗氣囊環(huán)和1個(gè)細(xì)氣囊環(huán)組成。粗判粗氣囊環(huán)直徑約0.4m，細(xì)氣囊環(huán)直徑約0.19m，各氣囊環(huán)通過(guò)PBO Zylon綁帶捆綁而成。氣囊工作壓力為131kPa（400℃）。氣囊環(huán)材料由3層構(gòu)成，最外層為硅膠涂層；中間層為編織層，編織層采用PBO Zylon纖維；最內(nèi)層為阻氣層，阻氣層為PTFE（聚四氟乙烯）膜；周向加強(qiáng)繩（Cords）采用PBO Zylon纖維繩。

LOFTID飛行器柔性體的折疊方式為V型上翻折疊（周向折疊為6~8瓣），柔性保護(hù)罩解鎖后，在殘余氣體作用下，柔性體從V型上翻狀態(tài)翻轉(zhuǎn)展開(kāi)到設(shè)計(jì)狀態(tài)。柔性體解鎖展開(kāi)時(shí)，LOFTID飛行器與上面級(jí)處于固定連接狀態(tài)，上面級(jí)質(zhì)量較大，柔性體質(zhì)量相對(duì)較小，因此LOFTID柔性體展開(kāi)過(guò)程中的軸向慣性力較大，利于柔性體從V型上翻狀態(tài)翻轉(zhuǎn)展開(kāi)到設(shè)計(jì)狀態(tài)，再入前氣囊充氣至131kPa，柔性體達(dá)到充滿展開(kāi)狀態(tài)。

（三）綜合電子分系統(tǒng)

綜合電子分系統(tǒng)由通信裝置、數(shù)據(jù)記錄裝置、數(shù)據(jù)采集裝置、導(dǎo)航定位裝置及綜合管理裝置組成。

數(shù)據(jù)采集裝置由光纖傳感系統(tǒng)、熱流計(jì)、熱輻射計(jì)、熱電偶及壓力傳感器組成。頭罩布置了1個(gè)輻射計(jì)（中心位置）和4個(gè)總熱流計(jì)（圖5所示中心位置的上、右、下、左4個(gè)位置）。輻射計(jì)用于測(cè)量熱流的輻射分量，熱流計(jì)用于測(cè)量再入過(guò)程中的熱流密度，在此基礎(chǔ)上每個(gè)傳感器包含額外的端口，同時(shí)提供壓力傳感器測(cè)量頭錐表面的氣動(dòng)壓力。

圖5 頭罩表面?zhèn)鞲衅鞑季?/p>

根據(jù)LOFTID飛行器頭錐部分輻射計(jì)實(shí)物圖片，該熱輻射計(jì)應(yīng)為塞式熱輻射計(jì)，其將落在傳感器特定開(kāi)孔內(nèi)的全部輻射通過(guò)橢球形反射鏡聚焦到差動(dòng)熱電偶上，通過(guò)溫差產(chǎn)生的電勢(shì)測(cè)量輻射熱流大小，NASA認(rèn)為在該過(guò)程中迎風(fēng)面熱源除受氣動(dòng)熱外還會(huì)受到空氣電離產(chǎn)生的輻射熱。

LOTFID飛行器共布置了100多個(gè)熱電偶，幾個(gè)關(guān)鍵位置的原熱電偶材料無(wú)法在飛行過(guò)程中正常運(yùn)行，因此NASA對(duì)熱電偶的材料進(jìn)行了更換，并在波音大型核心弧形隧道設(shè)施（Core Arc Tunnel Facility）內(nèi)進(jìn)行了再入過(guò)程條件下的驗(yàn)證，確保新材料制作的熱電偶可以安全準(zhǔn)確地收集試驗(yàn)中的數(shù)據(jù)。

數(shù)據(jù)記錄裝置分為彈射式數(shù)據(jù)記錄儀（EDM）及主數(shù)據(jù)記錄儀（IDM）。彈射式數(shù)據(jù)記錄儀為可拋出的無(wú)線獨(dú)立數(shù)據(jù)備份模塊，可對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行備份。其外觀顏色、尺寸與檸檬相似，落地前從艙體拋出。

彈射式數(shù)據(jù)記錄儀作為飛行數(shù)據(jù)的冗余設(shè)計(jì)，可以在飛行器上數(shù)據(jù)記錄器損毀的情況下提取飛行數(shù)據(jù)。彈射式數(shù)據(jù)記錄儀存儲(chǔ)了飛行期間傳感器（溫度及壓力數(shù)據(jù)）和攝像機(jī)的全部數(shù)據(jù)。飛行器再入大氣后，彈射式數(shù)據(jù)記錄儀在15.2km的高度從LOFTID飛行器上釋放（彈簧加載系統(tǒng)通電后觸發(fā)彈射模塊），落點(diǎn)位置距飛行器落點(diǎn)16km以內(nèi)。

彈射式數(shù)據(jù)記錄儀通信系統(tǒng)，通過(guò)搜索小組發(fā)射的氣象氣球中的中繼器發(fā)送自身GPS坐標(biāo)。中繼器將數(shù)據(jù)記錄儀坐標(biāo)傳輸?shù)绞殖值孛嬲驹O(shè)備（帶有跟蹤應(yīng)用程序的手機(jī)）上，該設(shè)備將顯示數(shù)據(jù)記錄儀的經(jīng)緯度坐標(biāo)、范圍和指向彈射式數(shù)據(jù)記錄儀位置的箭頭（隨著記錄儀在海洋中漂移而更新）。

（四）充氣分系統(tǒng)

充氣分系統(tǒng)由氣瓶、充氣裝置、閥門(mén)及管路組件組成（見(jiàn)圖6），共配備2臺(tái)球柱型氣瓶為氣囊提供氣源，充氣氣體采用氮?dú)夥桨?，氣瓶布置在前艙段，氣瓶充氣壓?000psi，約為20.7MPa。

圖6 充氣分系統(tǒng)布局示意圖

（五）承載與熱控分系統(tǒng)

LOFTID飛行器艙體結(jié)構(gòu)由前艙段、中艙段、電子艙及后艙段4個(gè)部分組成。

前艙段安裝充氣分系統(tǒng)，中艙段安裝電子設(shè)備，后艙段安裝減速傘分系統(tǒng)和彈射式數(shù)據(jù)記錄儀。前艙段結(jié)構(gòu)的功能為連接氣囊與柔性防熱分系統(tǒng)，LOFTID飛行器綁帶處加裝了測(cè)力傳感器，用于測(cè)量綁帶拉力。

中艙段結(jié)構(gòu)外側(cè)包含一個(gè)環(huán)形對(duì)接裝置，該裝置一方面與火箭對(duì)接，另一方面與上方JPSS-2主載荷的支撐底座連接，使LOFTID飛行器與上方JPSS-2主載荷和火箭末級(jí)完全隔離在一個(gè)相對(duì)獨(dú)立的空間內(nèi)，環(huán)形對(duì)接裝置上下均具有分離裝置。

在艙段間連接方式上，各艙段對(duì)接面間采用斜側(cè)螺釘連接，在減小了一定軸向強(qiáng)度的同時(shí)，提高了整艙的抗剪能力，方便艙段間的對(duì)接安裝。

目前公開(kāi)資料未見(jiàn)在LOFTID艙體外表面噴涂白漆和包覆多層隔熱組件的熱控措施，內(nèi)部設(shè)備表面處理情況、導(dǎo)熱墊和隔熱墊使用情況不明，根據(jù)模型剖面圖可推斷并未使用熱管、流體回路、相變材料等。

四、LOFTID飛行試驗(yàn)情況

北京時(shí)間2022年11月10日17時(shí)45分，LOFTID飛行器作為美國(guó)國(guó)家海洋和大氣管理局（NOAA）發(fā)射的“聯(lián)合極軌衛(wèi)星系統(tǒng)”2（JPSS-2）任務(wù)中唯一次級(jí)有效載荷，搭載在“宇宙神”5（Atlas-5）運(yùn)載火箭上在范登堡太空軍發(fā)射基地發(fā)射升空。

發(fā)射1h后，LOFTID飛行器隨“宇宙神”5運(yùn)載火箭轉(zhuǎn)入再入返回軌道，68min左右拋出主載荷適配器，69min起依次完成拋柔性保護(hù)罩、氣囊充氣展開(kāi)（NASA對(duì)外宣布充氣壓力約131kPa）、再入前定向調(diào)姿和起旋（起旋角速度3r/min）等動(dòng)作。70min左右飛行軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)高度652.2km，傾角98.01°，LOFTID飛行器與運(yùn)載火箭分離。

LOFTID飛行器發(fā)射后約106min開(kāi)始進(jìn)行再入返回測(cè)試，再入速度約8000m/s，采用自旋穩(wěn)定彈道式再入方式完成返回段飛行，返回過(guò)程中峰值溫度約1650℃，峰值過(guò)載約9g，再入高度降至約15km（按視頻估計(jì)，飛行時(shí)間約114min），LOFTID飛行器釋放彈射式數(shù)據(jù)記錄儀（EDM），再入返回飛行19min，即發(fā)射后125min左右，LOFTID飛行器傘降于太平洋海域。

LOFTID飛行器成功濺落于海面后，地面搜索小組通過(guò)GPS信號(hào)定位在1h內(nèi)完成打撈回收，從NASA提供的試驗(yàn)視頻中可以看出，LOFTID飛行器外形良好，艙體結(jié)構(gòu)完整，無(wú)明顯損壞，也說(shuō)明本次試驗(yàn)中柔性熱防護(hù)層對(duì)飛行器起到了足夠的熱保護(hù)作用，充氣囊環(huán)支撐結(jié)構(gòu)在外部氣動(dòng)力載荷作用下表現(xiàn)出良好的支撐性。

五、LOFTID飛行剖面

LOFTID飛行器作為本次JPSS-2發(fā)射任務(wù)的次級(jí)有效載荷，正式驗(yàn)證從發(fā)射后68min主任務(wù)載荷適配器拋離，LOFTID設(shè)備供電開(kāi)始，全任務(wù)剖面見(jiàn)圖7。

圖7 LOFTID 飛行剖面圖

本次飛行試驗(yàn)從LOFTID任務(wù)開(kāi)始到落海分為以下4個(gè)階段：

（1）在軌搭載飛行階段。該階段主要指從拋離主任務(wù)載荷適配器后，LOFTID飛行器系統(tǒng)加電開(kāi)始到與運(yùn)載器分離，飛行器在該階段主要完成了各系統(tǒng)加電，拋柔性保護(hù)罩，氣囊展開(kāi)、充氣成型（充氣壓力約131kPa）等動(dòng)作，隨后為再入前進(jìn)行定向調(diào)姿和自主起旋，起旋角速度穩(wěn)定在3r/min，如圖8所示。

圖8 搭載段主要?jiǎng)幼?/p>

（2）在軌獨(dú)立飛行階段。該階段主要指從LOFTID飛行器與運(yùn)載器分離到再入大氣層前，飛行器在該階段處于無(wú)動(dòng)力飛行狀態(tài)，主要是保持起旋狀態(tài)和飛行方向，確保再入飛行軌跡的準(zhǔn)確性和穩(wěn)定性，同時(shí)啟動(dòng)信標(biāo)通信實(shí)時(shí)傳輸飛行參數(shù)和工作狀態(tài)（傳輸周期20s），如圖9所示。

圖9 獨(dú)立飛行段主要?jiǎng)幼?/p>

（3）再入返回階段。該階段主要指從LOFTID飛行器進(jìn)入大氣層至飛行器海面濺落。根據(jù)NASA提供的任務(wù)剖面可知，飛行器飛行至106min進(jìn)入大氣層，按照自旋穩(wěn)定彈道式返回，再入速度約8000m/s，如圖10所示。該階段是本次試驗(yàn)重點(diǎn)飛行階段，對(duì)柔性熱防護(hù)層、充氣支撐結(jié)構(gòu)的性能測(cè)試及數(shù)據(jù)采集記錄等功能測(cè)試均在該階段實(shí)施。

此外，本階段在返回高度降至15km左右，拋出彈射式數(shù)據(jù)記錄儀（EDM），隨后排放剩余氣體保證回收安全，最后開(kāi)啟減速傘，完成著陸前二次減速，減小濺落沖擊。

圖10 再入返回段飛行

（4）著陸回收階段。該階段主要指從LOFTID飛行器飛行125min后濺落海面到被打撈安全回收。地面搜索小組接到GPS信號(hào)完成LOFTID及數(shù)據(jù)記錄儀定位，完成打撈，如圖11所示。

圖11 著陸回收階段主要工作

六、啟示與建議

美國(guó)自20世紀(jì)60年代起開(kāi)始規(guī)劃并持續(xù)開(kāi)展充氣式減速技術(shù)研究，21世紀(jì)以來(lái)取得了突破性進(jìn)展。此次LOFTID任務(wù)中飛行器首次以第一宇宙速度再入返回，本次任務(wù)的成功標(biāo)志著美國(guó)搶占了行星際探測(cè)乃至深空探測(cè)的戰(zhàn)略領(lǐng)先地位。

未來(lái)建議加快我國(guó)充氣式減速飛行器工程化研制與戰(zhàn)略性應(yīng)用進(jìn)度，拓展空間領(lǐng)域減速飛行器新體系，持續(xù)推進(jìn)高超聲速柔性減速技術(shù)能力建設(shè)，積極發(fā)展低成本空間運(yùn)輸新模式，助力我國(guó)空間事業(yè)高質(zhì)量發(fā)展。（本文原刊載于《中國(guó)航天》2023年第5期）

本文來(lái)自微信公眾號(hào)：中國(guó)航天（ID：zght-caecc），作者：常耀予、劉昕、劉飛、張賀（航天科工空間工程發(fā)展有限公司）