青少年探究运载火箭子级可控回收方案

索昞程

摘   要：在航天领域，随着技术的革新和发展，出现了一系列关于火箭子级回收的技术，其中以美国太空探索技术公司（Space X）主打的利用火箭子级主推进器反推进行回收的方案为核心。通过带领青少年关于航天科技研讨，考虑到目前的回收技术仍存在着维修成本昂贵、定位不精准等问题，提出利用螺旋桨——类“竹蜻蜓”原理进行可控回收的方案，以此进行青少年探究性科研学习创新。研究发现，此种方案具有着能耗小、清洁环保、高效的特点，形成兴趣培养、科学引导、发现问题、方案设计、实践动手、解决问题等过程，进一步激发了青少年科技创新意识和学生实践能力。

关键词：青少年  运载火箭  螺旋桨  消旋  子级回收

中图分类号：V475.1                                 文献标识码：A                       文章编号：1674-098X（2019）05（b）-0250-05

随着21世纪的到来，人类对于宇宙的探索已经步入了一个新的层次，对于运载火箭及航天器的依赖也日益增强[1]。虽然我们还没有完全认识到太空的潜力，但是近几年来我们已经学会了利用太空的独特属性，并对我们的生活产生影响。大部分航天任务可以归结为以下4个领域：通信、遥感、导航、科学探索[2]。

如今，在提倡可持续发展和清洁能源的背景下，一系列的民用航天机构例如Space X、蓝色起源（Blue Origin）已经开始致力于向这一目标迈进。其中最为突出的即为Space X的子级火箭回收。但是，火箭回收的方式并不仅仅局限于推进器反推这样一种。目前，利用推进器反推回收这样一项技术仍然存在着维修成本昂贵、定位不精准、技术难度高的等问题。

通过带领青少年关于航天科技研讨，发现“竹蜻蜓”创意带来了新的思路。竹蜻蜓的叶片与水平旋转平面中间形成一个倾角。当旋翼旋转的时候，根据牛顿第三定律，在叶片和空气之间形成一组相互作用力，从而给予了竹蜻蜓升力。所以，在此设计中，类“竹蜻蜓”原理，指的就是利用这样一种叶片自旋产生的相互作用力，将火箭减速、回收。故此，提出利用螺旋桨旋转，类“竹蜻蜓”原理减速配套消旋导流板的回收方式。

1  调研发现问题

为了验证此设计方案的优越度，与现行的主流火箭方案的对比是必不可少的环节。以下将针对傘降箭体回收、有翼式回收、火箭自身动力回收与螺旋桨减速回收进行比较。

1.1 主流火箭回收优劣分析

1.1.1 伞降箭体回收

伞降箭体回收是目前各国普遍使用的一种技术，例如美国航天飞机助推器回收、苏联能源号助推器的回收。伞降回收有两种方式，无控伞和可控翼伞。伞降优势很明显，首先是较为稳定，在着陆速度和箭体稳定方面都是要高出其他两种方案的。其次，可以节省能量，其减速方式是运用伞的阻力。最后，着陆时的冲击力可以通过气囊来保持箭体的稳定性。

伞降方式具有一定局限性。第一，开伞的高度限定：由于开伞是需要一定高度，一般为10km左右，但是一级火箭的分离高度一般为75～100km不等，所以其中涉及到高速载入的问题。对箭体需要有很好的隔热技术，或者发动机重启点燃反作用力推进。这两种抵抗与大气摩擦高温的技术对应来分析，隔热板无疑会加重火箭质量降低运行效率。发动机点燃，意味着发动机朝向着陆点，高温尾焰气流和大气摩擦气流冲向发动机，无疑是减少发动机的寿命，使其回收后维修成本增高。第二，开伞技术的精准度不高，即使使用可控翼伞，因为风力和风向的不确定性，一级本技术自身的局限性，使得降落精确度不高，而且由于伞滑行带来的水平速度也是需要利用喷口解决的[3]。

1.1.2 滑翔式回收

滑翔式回收技术都是以航天飞机为典型，但是曾经苏联尝试过将这种有翼飞回式回收试验在固体燃料推进器的回收上。通过折叠机翼的方式，企图在返回中利用空气动力滑行获得水平速度，降落。但是，苏联的实验证明，在过程中存在不可抗的巨大谐振，导致箭体破裂爆炸。其次，高速再入时的速度和巨大的空气阻力使得机翼根本无法展开。对于航天飞机来讲，其优点在于，返航时不需要燃料，运用与空气摩擦并且不断变换机头的朝向减速。覆盖在机身的硅片具有优质的隔热技术，防止高温（在2018年夏季青少年研究者团NASA访问时亲生体验：当7cm厚硅片的一侧温度上升到近2300℃时，硅片另一侧仍然保持室温）。其次，航天飞机返回具有良好的可操纵性和定位性，通过机翼可随意改变方向，使其精准定位，就如同民航飞机一般。第三，水平降落同样可以保持其发动机的完好。但是，航天飞机风险巨大，美国发生的两次航天飞机重大事故清楚反映了航天飞机对于安全的高要求。由于利用滑翔技术，使得返回着陆只有一次机会，因此航天飞机存在的潜在问题不容小视。在经济方面，每次航天飞机的成本高达6～7亿美元，维修成本高达航天飞机制造的1/5左右。

1.1.3 自身动力垂直起降回收

自身动力垂直起降回收是目前美国许多民营公司（Space X、Blue Origin）所倡导的。其优势在于：可控性高，注入成本小和发动机保存较好。最典型是Space X的猎鹰重型火箭（FH-9），其利用在姿态控制系统（RCS）矫正姿态，并且返回过程实现3次发动机机动，使得与空气之间摩擦最小化。但是，这种方式对技术的要求很高，而且不确定因素例如风阻和落点都比较高，以及上述提到的发动机尾焰对发动机影响也是不容小视的[4]。

1.2 性能数据对比

所以，由表1的重要性能对比，从总体而言可以得出使用螺旋桨式回收的效率几乎是同伞降箭体回收的相等的。使用螺旋桨式箭体回收可以很大程度上保证发动机的安全性（由于发动机在回收过程中无需经历过多点火操作带来的风险）。此外，从技术角度，螺旋桨回收具有很大的可行度，一些高难度技术问题例如下降时主发动机运行带来的燃烧室和箭体高温等在螺旋桨式回收箭体上都难以出现。仅需运用目前先进的螺旋桨技术，就可以达到资金投入少、安全系数高、可控性高的特点。

2  总体方案设计

下文将主要介绍基于某型号火箭减速回收的基本方案。

2.1 采用方法

预想以某型号为原型设计，针对火箭子级的螺旋桨减速可控回收方案。

2.2 飞行时序（基于典型的某型号发射进行调整）

现根据原飞行时序规划以火箭子级视角的回收飞行时序，见表2和表3。

2.3 数学模型参数

如表4所示。

3  解决关键问题

子级火箭结构参数决定了子级在最后回收时定位的精准度、减速的安全性、后期维修的成本等要素。基于某型号参数，本设计火箭介绍主要结构：螺旋桨减速结构、消旋结构、着陆腿结构所构。

3.1 螺旋桨减速结构

3.1.1 螺旋桨作用

螺旋桨在子级火箭下降回收的过程中，起到着减速、变向的作用。

3.1.2 螺旋桨周围受力分析

如图1所示，其中ω为竹蜻蜓的转动角速度;FL为向上的拉力;M为空气对旋翼叶片的阻力偶;G为竹蜻蜓的重力。在理想情况下，当螺旋桨叶片展开时，G>Fl;当螺旋桨叶片进行对火箭子级减速并且达到收尾速度时，G=FL。故 FLmax=G=496778.4N

3.1.3 螺旋桨的转速

运用螺旋桨拉力公式F=0.25.d.c.w.v.g并且定义：螺旋桨产生拉力：F（N）;螺旋桨直径：d（m）;螺距：c（m）;宽度：w（m）;螺旋桨转速：v（转/s），从而得到v=17转/s。

3.1.4 螺旋桨对于箭体姿态控制

在火箭箭体的下落过程中，在解锁螺旋桨叶片的过程中，相应的螺旋桨转动轴也会被解锁。螺旋桨并不是主动转动，而是利用相对上升气流被动转动减速。

在螺旋桨构造方面，转动轴与火箭主轴可以进行一定角度的转动，以确保火箭着陆的方向。但是，若要进一步精准定位，则需要喷口的进一步推力控制。当螺旋桨转动主轴于箭体发生角度变化时，主轴会施加给箭体一个相互作用的扭转力，使得箭体相对于螺旋桨做反时针运动，从而控制箭体的姿态，改变归航方向。

3.1.5 螺旋桨单片静态仿真

在箭体下降过程中，单片螺旋桨所受的力（若箭体接近或处于收尾速度/平衡状态），单片螺旋桨所受的力约为箭体重力的1/4。将此数值代入系统，利用蒙特克罗算法进行随机统计结果，得出如图3。可以清晰的看见到，在单片螺旋桨的外端，最大位移數要远高于内部，存在着形变或破损的风险。为了加强螺旋桨对于气流带来力的抵抗能力，设计在螺旋桨表面黏附一层由碳纤维构成的网状加强筋。如图3所示，为厘米级别的加强筋附着于表面的加强筋可以有效的加强螺旋桨叶片的强度，增加了箭体所受的阻力，从更加高效有力地减速。

3.2 消旋结构

3.2.1 消旋的必要性

对于以通过螺旋桨旋转时产生的阻力从而减小火箭的垂直下降速度的方案，消旋部分是其中一个至关重要的环节。

由于摩擦力是客观存在的，尤其是在近地面空气密度较高的情况时，存在于螺旋桨转动轴和火箭子级箭体的摩擦力会带动箭体与螺旋桨一同旋转。此种旋转带来的后果，对于附着在火箭内部的仪器都是不可估量的。

在高速旋转的情况下，仪器受到向心加速度所产生的力几乎是同等在地面上受到重力的100倍左右。而对于一级箭体，如果在不消旋的情况下，材料为了“拉”住消旋装置所产生的力也应相同。对于如此大的力，而且此假想只考虑了一个附着于表面的仪器来说，火箭是很难承受的。因此，此部分将主要探究对于某型号运载火箭子级下降回收时的消旋方案。

3.2.2 消旋结构分类

某型号火箭下降时的消旋方案主要囊括为两个部分：气动消旋和径向喷口消旋。

3.2.3 消旋流程

消旋流程见表5所示。

3.2.4 装置介绍

消旋装置一：导流片消旋。

（1）导风入口。

由于在火箭下落过程中会对周围空气产生相对运动即在理想情况下（空气静止不流动的情况），空气相对于火箭箭体向与火箭运动相反方向或是斜方向运动。所以，运用此现象，导流片消旋可以有效的减少箭体在落体过程中由于螺旋桨相对旋转与箭体产生的摩擦力引发的同向旋转。具体消旋机理如下：

使得导流片最大机械效率运转并且消旋的关键在于有效的导风装置。图4展现了整体底部效果。为了能让风更有效地进入火箭箭体，如图设计了曲面。此曲面可以在最小影响火箭下落时姿态的情况下，导入更多的风。导风入口在火箭发射上升的过程中可闭合也可不闭合。但是，考虑到安全系数，若设置开关闭合板，会增加箭体在上升过程中的不稳定性，并且极其容易产生震动。其次，由于导风入口与发动机位置近，若增添开合板，发动机所产生的强烈声波及其容易震碎开合板，使得开合板无效。故，不设开合板。

（2）导风通道。

导风通道的设计在消旋过程中起着至关重要的作用。其决定了怎样导风、将风送到哪里的问题。

导风通道整个部分都是隐藏于火箭内部贴近表面的部分。如图5所示，展现了导风通道的设计（为了易于观察，单节选了通道部分）。在导风通道内部，形成了从导风口开始一个从大体积到小体积的空间。在空气密度不变的条件下，进入小体积时，空气的流速会形成一个加速运动（空气流通速度与空气所流经空间体积形成反比例关系）。结合牛顿第二定律，随着加速度从变大到趋于稳定，空气给导流片形成的力也会逐渐上升并且最终趋向恒定值。所以，当导流片与进入气流的流向产生相对夹角关系时，从气流通过导流通道所产生的作用合力分解出的水平推力就会越大，从而达到消旋效果。同时，这样的设计在一方面可以倒流，同时也会帮助箭体减速。由于内壁两侧的向内倾斜，气流会与其产生相互作用力，气流也会给箭体一个向上的推力，从而起到减速的作用。

在火箭发射过程中，考虑到流体作用，导流通道在火箭外壁的一侧是完全闭合的。当子级火箭开始下落时，闭合板自动向上开启。同时选择向上开启而不是向下原因在于，当火箭下落时，若要进行向上开启，其实不用借助过多的外力支持，理想情况下只需解锁闭合板较为下侧的一端即可。但是为了保证顺利地开合，仍建议添加一定的传输外力。

（3）导流片。

导流片在消旋过程中起到了控制方向/导流角度与控制流量的关键作用。在本设计中，植入四块面积为1.5m×0.8m的导流片。

第一，导流片的平行旋转运作。当两块导流片为互相平行运作时，导流片的倾角越大，消旋作用就越明显。气流力的作用方向也就越接近于箭体旋转的反方向。

第二，导流片的旋转差异作用/节流作用。四组导流片（每组两片），通过截流可以控制箭体在空中的姿态。由于箭体需要进行精准的着陆，其在空中的姿态一定程度上决定了着陆位置的精确度。而对于导流片，每组导流片的两块片面并不是始终平行的。如果左侧导流片进行顺时针，右侧导流片进行逆时针的调整，那么就形成了一个相对开口闭合的状态。此状态下，箭体所受到由气流向上运动提供的一个阻力变大，从而会使导流片所在箭体的那一侧受到向上的力，导致箭体倾斜，从而控制了箭体的姿态。

（4）设计局限性。

①导风通道由于与气体长时间摩擦，易导致老化，需要维修;

②导流片调整所需的力将消耗大量能源;

③导分通道闭合板和可收缩的导流片在火箭上身过程中可能产生简谐振动;

④通过导流片所产生的力不足以产生足够的力完全消旋。

消旋装置二：径向消旋喷口。

（1）消旋时刻。

由于导流板自身对消旋的局限性，在最后的着陆前需要喷口提供外力进行完全的消旋。而消旋喷口的启动时间应该与总发动机启动旋停时间一致，保持箭体水平速度与旋转速度为零。

（2）喷口设计。

考虑到在火箭运行中的最大效率，喷口的外形类流线型，并且一组喷口设置了两个方向相反的喷口并且喷口的方向是锁定的。当消旋时，喷口喷出高速气流使火箭旋转速度消减为零。考虑到火箭下降时的稳定性和最后消旋时火箭的平稳，喷口被设置在了火箭的中下部位以此降低质心。

3.3 着陆系统

着陆系统主要由着陆程序、主发动机工作和着陆脚构成。其中，着陆脚是重中之重因为其担任着火箭是否能够完好无损回收的压力。由于以Space X为首的三角着陆支架存在着锁定不稳定，弹性难以控制的特点。目前对于着陆支架的设计是基于Blue Origin公司对于着陆支架设计而进行进一步改造的。

3.3.1 着陆程序

子级的着陆程序分为几步，如表6所示。

3.3.2 着陆时发动机的工作

在箭体着陆时，发动机所产生的推力是重中之重。当箭体达到收尾速度时，二力平衡，此时，所受的重力等于阻力。故可以推导出发动机所需要提供的最大F=G=Mg=50.64*103*9.81=496.7kN。所以，发动机提供的使得火箭箭体平稳的力应该大于此数值。

同时，为了确保精确与稳定，主发动机两侧还添加了四个姿控发动机。每个姿控发动机可以进行角度旋转和改变节流阀来控制火箭的整体姿态，保证火箭的稳定性，从而实现精准的着陆控制。

3.3.3 着陆支架

由于本设计中着陆支架是基于蓝色起源（Blue Origin）公司对于着陆支架设计而进行进一步改造的，所以首先简要介绍一下蓝色起源公司对于着陆支架的设计。

如图6所示为参考的支架设计，支架可进行折叠放入火箭的内部同时在折叠时确保了火箭的外形一致性，并非像Space X一样需要对于增加貼合在外表面之上增加了火箭上升时的阻力。但是，相比Space X的三角形结构设计，此设计在一定角度上却少了稳定性，所以基于此，进行一定改变。

如图6是火箭着陆腿的答题设计，三角形状的平面部分为火箭的着陆腿，在其上方的是气动的支撑腿，主要负责与着陆腿的收缩。当启动装置被激活时，首先由启动装置进行收缩带动着陆腿的旋转从而固定着陆腿。

（1）着陆腿绕连接绕定点旋转关系函数（注：采用弧度制计算）：

（2）着陆腿连接变化量：

（3）着陆腿连接初始长度：

4  结语

本次探究设计方案中，采用类“竹蜻蜓”原理的方案，在原先某型火箭上进行了结构上的重新设计，利用了空气动力学进行旋转消旋的方法。此方法达到了清洁环保的目的，节约了目前垂直发动机发作用力降落的开支。可控性、精准度等方面在未来都是可能实现的。

本次探究设计中也有许多的局限性，例如消旋力度的把握、消旋导流入口的结构设计等都有待优化和提升。通过本次设计，我们可以扩大火箭子级回收方式的范围，并且在原先的火箭结构上进行局部改变即可，使得我们锻炼了科学创新意识和实践能力。

参考文献

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