星舰气动性能及任务特性仿真分析

2024-01-08朱亮聪盛英华

上海航天 2023年6期

程川，崔玮，刘阳，朱亮聪，盛英华

（1.北京跟踪与通信技术研究所，北京 100094；2.上海宇航系统工程研究所，上海 201109；3.航天系统部装备部军事代表局，上海 201109）

0 引言

“超重-星舰”是SpaceX 公司正在研制的一种完全可重复使用的太空运输系统［1-4］，如图1 所示，由基础级超重型火箭和星舰上面级构成，定位于满足地球各类轨道、星际载人登月、登火等任务需求的超重型星际运输系统。不同于传统载人飞船或航天飞机的返回方式，星舰采用独特的前后双翼面锥柱体气动布局，可实现垂直起飞入轨、平躺再入返回、垂直降落的飞行模式。星舰研制遵循快速分阶段验证迭代模式［5-7］，目前，已完成SN 系列原型机的10 km 级高空飞行试验，验证一系列关键技术，并即将开展BN 系列原型机轨道飞行测试。超重星舰因其远大的目标、超强的能力、平民化的材料和创新的研制模式而广受关注［8-11］，一旦研制成功并投入使用，将对航天发射项目、商业发射市场、太空环境等领域带来重大影响，引领探索星际旅行市场。

图1 “超重-星舰”系统Fig.1 “Superheavy-starship” system

星舰采用低质阻比有翼锥形体气动外形设计，如图2 所示，再入返回时，创新性地采用航天飞机和猎鹰9 号［12-14］Ⅰ子级返回相结合的回收模式。低质阻比构型再入过程中经历了腹部俯拍式自由落体、气动飘落、箭体翻转、发动机动力减速等［15-17］，再入时末端速度较低，充分利用气动减速。最后采用前后翼面操控和发动机反推工作相结合的方式垂直着陆，实现舰体平躺再入返回、垂直降落的回收模式。

图2 星舰再入返回飞行轨迹Fig.2 Trajectory representation diagram of the starship reentry-return flight

星舰再入飞行经历稀薄和稠密大气，速度域范围大，舰体姿态变化大，面临严酷的力热环境和过载约束［18-22］；同时，为实现落点控制、减速、着陆等功能，星舰前后翼面操控配合发动机点火反推控制［23-25］，反向喷流与来流及气动翼面相互干扰，返回气动力具有干扰大、热流大及噪声环境复杂的特点［26-28］。高速返回条件下，复杂力热环境影响机理、演变规律等难以通过现有模型来确定；同时采用非常规的前后双翼面组合，返回时普遍使用大攻角姿态飞行，为确定其三通道静稳定性和操控性，需开展星舰有翼锥形体气动特性预示及前后翼面与发动机组合控制技术研究。

本文主要根据Space X 公司对外公开的星舰相关资料，对超重星舰系统的总体参数和气动布局进行反演建模，采用数值仿真方法，初步分析超重星舰各级任务剖面的气动布局特点、前后翼面操纵控制策略、典型载人登月任务推演等，为实现类星舰2级可重复使用运载器在我国工程的应用，提供一些技术思考。

1 星舰系统介绍

2016 年9 月，马斯克在第67 届国际宇航大会上，发布了Space X 公司殖民火星的系统方案，即行星际运输系统（Interplanetary Transportation System，ITS）。目的是打造一整套往返火星完全可重复使用的箭船系统，经过一系列迭代和演化，最终确定由基础级超重型火箭和星舰上面级构成。如图3 中所示，“星舰-超重”系统总高约120 m，起飞总重为5 000 t，起飞推力为7 400 t。采用不锈钢作为全箭主结构，上行载荷150 t，返回载荷50 t，可运送100 人往返火星。基础级超重火箭为通用助推模块，高约70 m，直径9 m，推进剂加注量为3 300 t，安装33 台“猛禽”液氧甲烷发动机，设置4 个菱形栅格舵。Ⅱ级星舰高50 m，直径9 m，设6 台“猛禽”液氧甲烷发动机（3 台海平面型+3 台真空型），采用梯形双鸭翼+双尾翼，设6 个可伸缩着陆支腿，防热系统采用防热瓦，反作用控制系统（Reaction Control System，RCS）为挤压式液氧/甲烷热气推力器。

图3 超重和星舰Fig.3 Diagrams of the superheavy and starship

星舰与超重火箭组合体为完全可重复使用运载系统，Ⅱ级构型，单次发射可运送约150 t 有效载荷至近地轨道，主要技术参数见表1。

表1 “星舰”与“超重”组合体主要技术参数Tab.1 Main parameters of the combined superheavy and starship

星舰于2019 年9 月28 日在德州首秀，原型星舰命名Mark1，后改名为SN 系列。从2019 年11 月20日开始测试至今，历时1 年多，已完成Mark1～SN15累计15 台星舰的试验，历经贮箱低温压力测试、静态点火测试，以及原型机150 m 和10 km 级垂直起降测试，如图4 中所示，并在试验中实现软着陆。具体迭代设计过程如下。

图4 SN8～15 10 km 级飞行Fig.4 Diagram of the SN8～15 km flight

1）Mark1～4 是全尺寸原型机，原计划进行轨道级20 km（高度测试飞行。但Mark1 在2019 年11月20 日进行储罐最大压力测试时发生爆炸，储罐Mark1）下半部分的穹顶被炸开。Mark2 和Mark4停止建造，Mark3 则继续建造并更名为SN1。

2）SN5 首次完成150 s 垂直起降试验，SN6 同样完成150 m 垂直起降测试。

3）SN7 系列主要是一系列通过低温压力测试等改进低温储罐材料（304L 不锈钢）与设计（更薄）的简易原型机。

4）SN8 装配3 台猛禽发动机，第1 艘带翼原型机，装配头锥和前翼，前后翼采用电机驱动和变速箱，已完成静态点火测试，开展15 km 飞行试验。

5）SN9 更进一步，全部采用新型不锈钢304L，并在其腹部大面积增加耐高温瓷片，作为穿越大气层的隔热层（Thermal Protection System，TPS）。SN10 尝试10 km 测试飞行，但着陆约8 min 后爆炸。

6）2021 年5 月5 日，SN15 成功完成1 次短暂的亚轨道试飞。试验箭飞到约10 km 的高度，然后转入下降阶段，并于起飞后6 min 落回到试验场。

7）2021 年8 月5 日，SN20 与B4 成功对接，准备进行轨道级测试飞行。

8）2022 年6 月13 日，通过美国联邦航空管理局（Federal Aviation Administration，FAA）环评，由升级版SN24+B7 替代SN20+B4 执行轨道发射任务。

9）2023 年2 月10 日，完成31 台猛禽2 发动机静态点火测试，产生约3 600 t 推力，考核了发射台对推力和高温承载能力。

北京时间2023 年4 月20 日21 时30 分［29-30］，美国太空探索技术公司的超重-星舰成功实现首次发射，发射阶段圆满，但飞至36 km、速度1 700 m/s 时，多台发动机陆续出现故障，导致飞行失控，Ⅱ级分离失败后，执行箭上自毁程序。虽然发射失败，但这是一次伟大的尝试，考核超重-星舰的工程可行性，验证发动机、结构、控制、增压输送等主要系统在复杂飞行环境中的可靠性。

2 气动性能仿真分析

2.1 基本气动特性

“超重-星舰”系统为Ⅱ级可重复使用运载器，“超重”Ⅰ子级返回基本同猎鹰9 模式，但回收方式极具挑战性，拟采用“筷子”机械臂空中抓取；Ⅱ级星舰再入返回采用航天飞机和Ⅰ子级返回相结合的独特模式。星舰返回时，需减速离轨，再入大气层将星舰姿态调整为迎风模式，有效地利用气动阻力减速，最后采用舵面控制和发动机反推工作相结合的方式垂直着陆。其气动外形特点是，在主动飞行段，相比于传统单芯级火箭的轴对称布局，“超重-星舰”Ⅰ子级组合体为面对称布局；Ⅰ子级级间段处布置4 片“菱形”栅格舵，与猎鹰9 号栅格舵相互间隔90°布局方式不同，栅格舵在上升段有展开和收拢2 种状态；根据着陆方案不同，Ⅰ子级尾部布置6片兼顾着陆支腿的尾翼，或取消尾翼采用机械臂抓捕栅格舵的回收模式。星舰采用不同于传统升力体飞行器的新型舵面控制方式，前后2 对可沿轴线方向偏转的梯形舵面，同时舵面可向舰体方向收起，再入返回时，降低舵面的气动热载荷。经过轮迭代，从气动舵面控制效率、发动机组合控制策略、气动热防护、着陆形式等多方面优化考虑，最终形成星舰前后布置2 对控制舵面的气动布局方案。

对“超重-星舰”组合体、“超重”Ⅰ子级和Ⅱ级星舰进行反演建模和数值仿真研究，评估“超重-星舰”组合体在主动飞行段、“超重”Ⅰ子级和Ⅱ级星舰再入返回段的气动特性，其中超重-星舰组合体和Ⅱ级星舰返回段气动外形如图5 中所示。“超重”Ⅰ子级为“有尾翼+栅格舵收拢”和“无尾翼+栅格舵展开”2 种状态，Ⅱ级星舰为“前后舵面均展开”和“前后舵面沿箭体收拢”2 种状态，结果如图6 所示，计算中参考面积均为63.617 m2。

图5 超重-星舰组合体及各返回段气动外形Fig.5 Aerodynamic profile of the combined superheavy and starship

图6 超重-星舰组合体不同状态下气动特性对比曲线Fig.6 Contrast curves for the aerodynamic characteristics of the combined superheavy and starship at different states

由图6 可知，“超重-星舰”组合体在上升段飞行时，“超重”Ⅰ子级栅格舵展开状态相比于收拢状态，对全箭总阻力系数Cx的影响为增加约15%，对全箭法向力分布特性及压心位置影响较小。初步分析可知，在Ⅰ级飞行阶段发动机推力裕度较大情况下，栅格舵系统可设计为固定展开状态，去掉栅格舵展开收拢机构，以减轻结构重量。同时，“超重”Ⅰ子级返回时，展开状态的栅格舵可直接作为支撑机构进行“筷子”机械系统抓捕回收。在另一种着陆方案中，“超重”Ⅰ子级尾部安装的尾翼，可有效调整全箭压心位置Xcp向发动机底部移动，降低控制系统的设计难度，同时尾翼可兼顾作为着陆支腿作用。

返回段气动设计较上升段在机理上有较大的差异，由单纯的克服气动力带来的不利影响转变为对气动力的合理利用。在发动机反向喷流工作时，底部喷管、尾翼支腿等部件朝前，迎向来流并与其相互作用，流动十分复杂。“超重”Ⅰ子级返回时通过栅格舵操纵、RCS 与发动机反向喷流相互结合，实现返回时不同飞行阶段的精确着陆控制。某Ⅰ子级返回段在不同喷流状态下（Pj为喷流流量kg/s）的轴向力系数Cx和法向力系数Cn对比曲线如图7 所示。

图7 不同喷流状态下某Ⅰ子级返回段气动力系数对比曲线Fig.7 Contrast curves for the aerodynamic parameters of one I sub-level reentry segment at different jet flow states

由图7 可知，反向喷流导致Ⅰ子级箭体周围流场结构发生较大变化，使得Ⅰ子级返回段阻力系数明显减小，随着喷流强度的增加，减阻效果更为显著；需要注意的是在返回点火减速段，通过发动机工作产生直接反推力来减速，但反向喷流使得全箭阻力系数大幅降低，削弱了气动阻力减速的效果，需综合评估。同时，反向喷流干扰使得Ⅰ子级返回段箭体的法向力系数呈降低趋势，随着反向喷流强度的增加，降低效果更为显著。

Ⅱ级星舰采用垂直起飞入轨、水平再入并垂直降落的飞行模式，其轨道级再入返回使得前后舵面下表面的气动热载荷较为严酷，除采取相应热防护技术外，可将前后舵面向舰体收拢，大幅降低舵面表面和前缘的气动热载荷。星舰再入返回中前后舵面均展开和收拢2 种状态下的阻力系数Cd和升阻比L/D 对比曲线如图8 所示，星舰在典型大攻角状态下的流场压力分布云图和马赫数分布云图如图9所示。

图8 星舰再入返回气动特性数据Fig.8 Aerodynamic characteristic data during the starship reentry

图9 星舰再入返回大攻角下流场压力和马赫数分布Fig.9 Distributions of the pressure and Mach number of the CFD flowfield during the starship reentry at a large angle of attack

由图8 和图9 可知，星舰在大攻角姿态下飞行时的阻力系数显著提高，即使前后舵面呈收拢状态，星舰在大攻角下的阻力系数也维持在较高水平；再入返回时可充分利用大攻角飞行时的自身阻力特性进行气动减速。星舰的最大升阻比出现在攻角30°附近，到达1.6 左右，星舰前面舵面的展开或收拢状态对其升阻比的影响较小，在典型的大攻角姿态（攻角60°左右）飞行时，星舰的升阻比约为0.5；同时，对星舰这种有翼锥柱外形的大攻角飞行模式，在大攻角姿态飞行时，流场存在大分离现象，具有较强的非定常特性；其舵面控制率也存在较强的非线性，因此星舰采用了前后双翼面的气动布局形式，使得再入返回中，在大、小攻角下均有足够的控制能力来维持飞行状态稳定性，并在低空低速飞行阶段可以依靠气动舵面快速调整呈垂直姿态，配合发动机反向喷流进行回收降落。

2.2 气动舵面控制

相比于传统基于副翼以及尾翼的传统舵面控制方式有很大的不同，星舰再入返回时的舵面控制方式为：通过前翼的单侧和双侧偏转、后翼的单侧和双侧偏转及前后翼的组合偏转，实现飞行器俯仰、偏航及滚转三轴的控制。星舰气动舵面三通道控制如图10 和图11 所示。

图10 星舰气动舵面控制模型Fig.10 Schematic diagram of the starship control models

图11 星舰再入返回三通道组合控制流程Fig.11 Flowsheet of the three-channel combined control for the starship reentry-return flight

结合张佳宇等［19］的计算结果，经初步分析发现，后翼偏转角与俯仰力矩的线性相关性较好，通过双侧后翼的对称偏转实现俯仰控制；在小偏转角时，前翼偏转角与俯仰力矩相关性较好，通过双侧前翼微幅偏转，实现精确俯仰控制。前翼偏转对偏航力矩的影响显著，同时滚转力矩和俯仰力矩的耦合变化较小，通过双侧前翼的非对称偏转实现偏航控制。后翼偏转与滚转力矩线性较好，但会耦合偏航力矩变化，通过双侧后翼和前翼的组合偏转，实现滚转控制。

3 任务特性仿真分析

3.1 载人登月任务

星舰创新性的提出空间在轨加注理念，星舰既是飞行器又是推进剂仓库，通过多次发射星舰，可大幅提高星舰深空探测的能力。对星舰的载人登月任务模式进行初步计算分析，以“超重-星舰”Ⅰ级原场垂直返回，Ⅱ级运输最大的推进剂至补给轨道，并多次发射星舰，提高在轨星舰的推进剂工作量，然后发射载人版星舰至补给轨道，星舰空间在轨加注登陆月球并返回地球为典型任务，分析在这种典型任务模式下，单次星舰最大推进剂运输量，实现载人登月及返回地球需要发射星舰的数量。

如图12 所示，ΔV为速度增量，F为地球引力，考虑加注星舰长期滞留轨道，选取星舰推进剂补给轨道高度为300 km 圆轨道，通过星舰运输推进剂至轨道，星舰留守在轨道上，等待下一艘星舰携带推进剂至轨道，然后两艘星舰尾部对接，进行在轨推进剂加注，经过多次发射星舰，使得在轨星舰推进剂足够用于登月，随后发射载人版星舰至补给轨道，载人星舰与加注星舰对接，补充完推进剂的载人星舰，变轨飞行至月球，完成后续月球登陆及返回任务，考虑月球绕地球的轨道倾角变化范围为18.4°～28.7°。为减小地月转移轨道与月球轨道的夹角，进而减小星舰变轨至月球后的相对速度，考虑到卡纳维尔角发射场地理纬度约为28.5°，火箭发射段不进行偏航机动，轨道倾角取28.7°。

图12 星舰载人登月Fig.12 Schematic diagram of manned lunar-landing with the starship

按照单次推进剂最大携带量优化，经初步计算评估，星舰载人登月任务中，各环节推进剂用量情况见表2。

表2 星舰载人登月任务中各环节推进剂用量Tab.2 Propellent consumption of a manned lunar-landing mission with the starship

由表2 可知，为实现超重-星舰构型载人登月，星舰在轨总加注量约为1 754.297 t，未超过Ⅱ级星舰最大加注量1 800 t，按照单次运输推进剂加注量117 t 计算，需发射星舰次数约为15 次。对于非载人版星舰，可进一步放开返回过载约束，进一步减少星舰返回的推进剂量，但总发射次数仍然偏多，因此降低星舰结构死重对深空探测较为必要。

3.2 全球1 h 抵达任务

美国空军全球1 h 投送的概念来源于SpaceX公司对于星舰的主要功能定位之一，为地球上城市间的点对点航班洲际运输的设想。在轨道参数计算中，地球两点之间的航天器轨迹根据两地之间经纬度确定弹道平面在空间中的方位，然后利用航天器的飞行时间进行修正。设计弹道时，考虑采用弹道式方案和轨道式方案，实施点对点快速投送任务。

如图13 所示，以洛杉矶到上海航线为例，全程约11 600 km，飞行时间约为56 min，最大飞行速度为6 351 m/s。Ⅰ子级前场返回，飞行结束后，垂直返回海上回收，减速段5 台发动机点火工作约33 s，在海拔高度约3 700 m 处，将火箭调整至垂直姿态，3 台发动机点火软着陆。Ⅱ级关机后，在海拔约130 km 高度，6 台发动机点火工作约31 s 进行减速，进入大气层前Ⅱ子级大角度调姿，将弹道拉平降低再入过载，调整姿态增加气动阻力面积，充分利用大气减速，在海拔高度约1 200 m 处，调整为垂直姿态，2 台发动机点火软着陆。

图13 星舰全球1 h 小时投送仿真计算Fig.13 Simulation results of the one-hour global delivery by the starship

经初步弹道反演分析，采用弹道式方案，通过多次再入大气层，减小末端速度，能够有效消耗星舰的动能来节省燃料。但由于实际飞行空间路径较长，远距离投送时，难以在1 h 内完成；采用轨道式投送方案，可缩短投送时间，实现地球上任意两点间1 h 补给的目标。此外，考虑地球自转借速，地球两点往返投送能力和投送时间存在有差异。

火箭运输在飞行速度上优势明显，考虑到火箭推进剂的物理特性、加注需求和加注时间，货物装载方便性等因素，与成熟的航空运输相比整体效率和效益偏低。尤其是在恶劣的战场环境，火箭需要的气、液保障条件的要求，远高于目前可适用于野战跑道起飞的运输机。综合分析，星舰具备实现全球1 h 快速抵达任务的能力，但作为洲际战略投送，仅适用于非战场条件下的应急战略补充，未来20 年内，快速战略投送的主力依然会是战略运输机。