青少年探究運載火箭子級可控回收方案

索昞程

摘? ?要：在航天領(lǐng)域，隨著技術(shù)的革新和發(fā)展，出現(xiàn)了一系列關(guān)于火箭子級回收的技術(shù)，其中以美國太空探索技術(shù)公司（Space X）主打的利用火箭子級主推進器反推進行回收的方案為核心。通過帶領(lǐng)青少年關(guān)于航天科技研討，考慮到目前的回收技術(shù)仍存在著維修成本昂貴、定位不精準等問題，提出利用螺旋槳——類“竹蜻蜓”原理進行可控回收的方案，以此進行青少年探究性科研學(xué)習(xí)創(chuàng)新。研究發(fā)現(xiàn)，此種方案具有著能耗小、清潔環(huán)保、高效的特點，形成興趣培養(yǎng)、科學(xué)引導(dǎo)、發(fā)現(xiàn)問題、方案設(shè)計、實踐動手、解決問題等過程，進一步激發(fā)了青少年科技創(chuàng)新意識和學(xué)生實踐能力。

關(guān)鍵詞：青少年? 運載火箭? 螺旋槳? 消旋? 子級回收

中圖分類號：V475.1? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-098X（2019）05（b）-0250-05

隨著21世紀的到來，人類對于宇宙的探索已經(jīng)步入了一個新的層次，對于運載火箭及航天器的依賴也日益增強[1]。雖然我們還沒有完全認識到太空的潛力，但是近幾年來我們已經(jīng)學(xué)會了利用太空的獨特屬性，并對我們的生活產(chǎn)生影響。大部分航天任務(wù)可以歸結(jié)為以下4個領(lǐng)域：通信、遙感、導(dǎo)航、科學(xué)探索[2]。

如今，在提倡可持續(xù)發(fā)展和清潔能源的背景下，一系列的民用航天機構(gòu)例如Space X、藍色起源（Blue Origin）已經(jīng)開始致力于向這一目標邁進。其中最為突出的即為Space X的子級火箭回收。但是，火箭回收的方式并不僅僅局限于推進器反推這樣一種。目前，利用推進器反推回收這樣一項技術(shù)仍然存在著維修成本昂貴、定位不精準、技術(shù)難度高的等問題。

通過帶領(lǐng)青少年關(guān)于航天科技研討，發(fā)現(xiàn)“竹蜻蜓”創(chuàng)意帶來了新的思路。竹蜻蜓的葉片與水平旋轉(zhuǎn)平面中間形成一個傾角。當旋翼旋轉(zhuǎn)的時候，根據(jù)牛頓第三定律，在葉片和空氣之間形成一組相互作用力，從而給予了竹蜻蜓升力。所以，在此設(shè)計中，類“竹蜻蜓”原理，指的就是利用這樣一種葉片自旋產(chǎn)生的相互作用力，將火箭減速、回收。故此，提出利用螺旋槳旋轉(zhuǎn)，類“竹蜻蜓”原理減速配套消旋導(dǎo)流板的回收方式。

1? 調(diào)研發(fā)現(xiàn)問題

為了驗證此設(shè)計方案的優(yōu)越度，與現(xiàn)行的主流火箭方案的對比是必不可少的環(huán)節(jié)。以下將針對傘降箭體回收、有翼式回收、火箭自身動力回收與螺旋槳減速回收進行比較。

1.1 主流火箭回收優(yōu)劣分析

1.1.1 傘降箭體回收

傘降箭體回收是目前各國普遍使用的一種技術(shù)，例如美國航天飛機助推器回收、蘇聯(lián)能源號助推器的回收。傘降回收有兩種方式，無控傘和可控翼傘。傘降優(yōu)勢很明顯，首先是較為穩(wěn)定，在著陸速度和箭體穩(wěn)定方面都是要高出其他兩種方案的。其次，可以節(jié)省能量，其減速方式是運用傘的阻力。最后，著陸時的沖擊力可以通過氣囊來保持箭體的穩(wěn)定性。

傘降方式具有一定局限性。第一，開傘的高度限定：由于開傘是需要一定高度，一般為10km左右，但是一級火箭的分離高度一般為75～100km不等，所以其中涉及到高速載入的問題。對箭體需要有很好的隔熱技術(shù)，或者發(fā)動機重啟點燃反作用力推進。這兩種抵抗與大氣摩擦高溫的技術(shù)對應(yīng)來分析，隔熱板無疑會加重火箭質(zhì)量降低運行效率。發(fā)動機點燃，意味著發(fā)動機朝向著陸點，高溫尾焰氣流和大氣摩擦氣流沖向發(fā)動機，無疑是減少發(fā)動機的壽命，使其回收后維修成本增高。第二，開傘技術(shù)的精準度不高，即使使用可控翼傘，因為風(fēng)力和風(fēng)向的不確定性，一級本技術(shù)自身的局限性，使得降落精確度不高，而且由于傘滑行帶來的水平速度也是需要利用噴口解決的[3]。

1.1.2 滑翔式回收

滑翔式回收技術(shù)都是以航天飛機為典型，但是曾經(jīng)蘇聯(lián)嘗試過將這種有翼飛回式回收試驗在固體燃料推進器的回收上。通過折疊機翼的方式，企圖在返回中利用空氣動力滑行獲得水平速度，降落。但是，蘇聯(lián)的實驗證明，在過程中存在不可抗的巨大諧振，導(dǎo)致箭體破裂爆炸。其次，高速再入時的速度和巨大的空氣阻力使得機翼根本無法展開。對于航天飛機來講，其優(yōu)點在于，返航時不需要燃料，運用與空氣摩擦并且不斷變換機頭的朝向減速。覆蓋在機身的硅片具有優(yōu)質(zhì)的隔熱技術(shù)，防止高溫（在2018年夏季青少年研究者團NASA訪問時親生體驗：當7cm厚硅片的一側(cè)溫度上升到近2300℃時，硅片另一側(cè)仍然保持室溫）。其次，航天飛機返回具有良好的可操縱性和定位性，通過機翼可隨意改變方向，使其精準定位，就如同民航飛機一般。第三，水平降落同樣可以保持其發(fā)動機的完好。但是，航天飛機風(fēng)險巨大，美國發(fā)生的兩次航天飛機重大事故清楚反映了航天飛機對于安全的高要求。由于利用滑翔技術(shù)，使得返回著陸只有一次機會，因此航天飛機存在的潛在問題不容小視。在經(jīng)濟方面，每次航天飛機的成本高達6～7億美元，維修成本高達航天飛機制造的1/5左右。

1.1.3 自身動力垂直起降回收

自身動力垂直起降回收是目前美國許多民營公司（Space X、Blue Origin）所倡導(dǎo)的。其優(yōu)勢在于：可控性高，注入成本小和發(fā)動機保存較好。最典型是Space X的獵鷹重型火箭（FH-9），其利用在姿態(tài)控制系統(tǒng)（RCS）矯正姿態(tài)，并且返回過程實現(xiàn)3次發(fā)動機機動，使得與空氣之間摩擦最小化。但是，這種方式對技術(shù)的要求很高，而且不確定因素例如風(fēng)阻和落點都比較高，以及上述提到的發(fā)動機尾焰對發(fā)動機影響也是不容小視的[4]。

1.2 性能數(shù)據(jù)對比

所以，由表1的重要性能對比，從總體而言可以得出使用螺旋槳式回收的效率幾乎是同傘降箭體回收的相等的。使用螺旋槳式箭體回收可以很大程度上保證發(fā)動機的安全性（由于發(fā)動機在回收過程中無需經(jīng)歷過多點火操作帶來的風(fēng)險）。此外，從技術(shù)角度，螺旋槳回收具有很大的可行度，一些高難度技術(shù)問題例如下降時主發(fā)動機運行帶來的燃燒室和箭體高溫等在螺旋槳式回收箭體上都難以出現(xiàn)。僅需運用目前先進的螺旋槳技術(shù)，就可以達到資金投入少、安全系數(shù)高、可控性高的特點。

2? 總體方案設(shè)計

下文將主要介紹基于某型號火箭減速回收的基本方案。

2.1 采用方法

預(yù)想以某型號為原型設(shè)計，針對火箭子級的螺旋槳減速可控回收方案。

2.2 飛行時序（基于典型的某型號發(fā)射進行調(diào)整）

現(xiàn)根據(jù)原飛行時序規(guī)劃以火箭子級視角的回收飛行時序，見表2和表3。

2.3 數(shù)學(xué)模型參數(shù)

如表4所示。

3? 解決關(guān)鍵問題

子級火箭結(jié)構(gòu)參數(shù)決定了子級在最后回收時定位的精準度、減速的安全性、后期維修的成本等要素?；谀承吞枀?shù)，本設(shè)計火箭介紹主要結(jié)構(gòu)：螺旋槳減速結(jié)構(gòu)、消旋結(jié)構(gòu)、著陸腿結(jié)構(gòu)所構(gòu)。

3.1 螺旋槳減速結(jié)構(gòu)

3.1.1 螺旋槳作用

螺旋槳在子級火箭下降回收的過程中，起到著減速、變向的作用。

3.1.2 螺旋槳周圍受力分析

如圖1所示，其中ω為竹蜻蜓的轉(zhuǎn)動角速度;FL為向上的拉力;M為空氣對旋翼葉片的阻力偶;G為竹蜻蜓的重力。在理想情況下，當螺旋槳葉片展開時，G>Fl;當螺旋槳葉片進行對火箭子級減速并且達到收尾速度時，G=FL。故 FLmax=G=496778.4N

3.1.3 螺旋槳的轉(zhuǎn)速

運用螺旋槳拉力公式F=0.25.d.c.w.v.g并且定義：螺旋槳產(chǎn)生拉力：F（N）;螺旋槳直徑：d（m）;螺距：c（m）;寬度：w（m）;螺旋槳轉(zhuǎn)速：v（轉(zhuǎn)/s），從而得到v=17轉(zhuǎn)/s。

3.1.4 螺旋槳對于箭體姿態(tài)控制

在火箭箭體的下落過程中，在解鎖螺旋槳葉片的過程中，相應(yīng)的螺旋槳轉(zhuǎn)動軸也會被解鎖。螺旋槳并不是主動轉(zhuǎn)動，而是利用相對上升氣流被動轉(zhuǎn)動減速。

在螺旋槳構(gòu)造方面，轉(zhuǎn)動軸與火箭主軸可以進行一定角度的轉(zhuǎn)動，以確保火箭著陸的方向。但是，若要進一步精準定位，則需要噴口的進一步推力控制。當螺旋槳轉(zhuǎn)動主軸于箭體發(fā)生角度變化時，主軸會施加給箭體一個相互作用的扭轉(zhuǎn)力，使得箭體相對于螺旋槳做反時針運動，從而控制箭體的姿態(tài)，改變歸航方向。

3.1.5 螺旋槳單片靜態(tài)仿真

在箭體下降過程中，單片螺旋槳所受的力（若箭體接近或處于收尾速度/平衡狀態(tài)），單片螺旋槳所受的力約為箭體重力的1/4。將此數(shù)值代入系統(tǒng)，利用蒙特克羅算法進行隨機統(tǒng)計結(jié)果，得出如圖3?？梢郧逦目匆姷?，在單片螺旋槳的外端，最大位移數(shù)要遠高于內(nèi)部，存在著形變或破損的風(fēng)險。為了加強螺旋槳對于氣流帶來力的抵抗能力，設(shè)計在螺旋槳表面黏附一層由碳纖維構(gòu)成的網(wǎng)狀加強筋。如圖3所示，為厘米級別的加強筋附著于表面的加強筋可以有效的加強螺旋槳葉片的強度，增加了箭體所受的阻力，從更加高效有力地減速。

3.2 消旋結(jié)構(gòu)

3.2.1 消旋的必要性

對于以通過螺旋槳旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的阻力從而減小火箭的垂直下降速度的方案，消旋部分是其中一個至關(guān)重要的環(huán)節(jié)。

由于摩擦力是客觀存在的，尤其是在近地面空氣密度較高的情況時，存在于螺旋槳轉(zhuǎn)動軸和火箭子級箭體的摩擦力會帶動箭體與螺旋槳一同旋轉(zhuǎn)。此種旋轉(zhuǎn)帶來的后果，對于附著在火箭內(nèi)部的儀器都是不可估量的。

在高速旋轉(zhuǎn)的情況下，儀器受到向心加速度所產(chǎn)生的力幾乎是同等在地面上受到重力的100倍左右。而對于一級箭體，如果在不消旋的情況下，材料為了“拉”住消旋裝置所產(chǎn)生的力也應(yīng)相同。對于如此大的力，而且此假想只考慮了一個附著于表面的儀器來說，火箭是很難承受的。因此，此部分將主要探究對于某型號運載火箭子級下降回收時的消旋方案。

3.2.2 消旋結(jié)構(gòu)分類

某型號火箭下降時的消旋方案主要囊括為兩個部分：氣動消旋和徑向噴口消旋。

3.2.3 消旋流程

消旋流程見表5所示。

3.2.4 裝置介紹

消旋裝置一：導(dǎo)流片消旋。

（1）導(dǎo)風(fēng)入口。

由于在火箭下落過程中會對周圍空氣產(chǎn)生相對運動即在理想情況下（空氣靜止不流動的情況），空氣相對于火箭箭體向與火箭運動相反方向或是斜方向運動。所以，運用此現(xiàn)象，導(dǎo)流片消旋可以有效的減少箭體在落體過程中由于螺旋槳相對旋轉(zhuǎn)與箭體產(chǎn)生的摩擦力引發(fā)的同向旋轉(zhuǎn)。具體消旋機理如下：

使得導(dǎo)流片最大機械效率運轉(zhuǎn)并且消旋的關(guān)鍵在于有效的導(dǎo)風(fēng)裝置。圖4展現(xiàn)了整體底部效果。為了能讓風(fēng)更有效地進入火箭箭體，如圖設(shè)計了曲面。此曲面可以在最小影響火箭下落時姿態(tài)的情況下，導(dǎo)入更多的風(fēng)。導(dǎo)風(fēng)入口在火箭發(fā)射上升的過程中可閉合也可不閉合。但是，考慮到安全系數(shù)，若設(shè)置開關(guān)閉合板，會增加箭體在上升過程中的不穩(wěn)定性，并且極其容易產(chǎn)生震動。其次，由于導(dǎo)風(fēng)入口與發(fā)動機位置近，若增添開合板，發(fā)動機所產(chǎn)生的強烈聲波及其容易震碎開合板，使得開合板無效。故，不設(shè)開合板。

（2）導(dǎo)風(fēng)通道。

導(dǎo)風(fēng)通道的設(shè)計在消旋過程中起著至關(guān)重要的作用。其決定了怎樣導(dǎo)風(fēng)、將風(fēng)送到哪里的問題。

導(dǎo)風(fēng)通道整個部分都是隱藏于火箭內(nèi)部貼近表面的部分。如圖5所示，展現(xiàn)了導(dǎo)風(fēng)通道的設(shè)計（為了易于觀察，單節(jié)選了通道部分）。在導(dǎo)風(fēng)通道內(nèi)部，形成了從導(dǎo)風(fēng)口開始一個從大體積到小體積的空間。在空氣密度不變的條件下，進入小體積時，空氣的流速會形成一個加速運動（空氣流通速度與空氣所流經(jīng)空間體積形成反比例關(guān)系）。結(jié)合牛頓第二定律，隨著加速度從變大到趨于穩(wěn)定，空氣給導(dǎo)流片形成的力也會逐漸上升并且最終趨向恒定值。所以，當導(dǎo)流片與進入氣流的流向產(chǎn)生相對夾角關(guān)系時，從氣流通過導(dǎo)流通道所產(chǎn)生的作用合力分解出的水平推力就會越大，從而達到消旋效果。同時，這樣的設(shè)計在一方面可以倒流，同時也會幫助箭體減速。由于內(nèi)壁兩側(cè)的向內(nèi)傾斜，氣流會與其產(chǎn)生相互作用力，氣流也會給箭體一個向上的推力，從而起到減速的作用。

在火箭發(fā)射過程中，考慮到流體作用，導(dǎo)流通道在火箭外壁的一側(cè)是完全閉合的。當子級火箭開始下落時，閉合板自動向上開啟。同時選擇向上開啟而不是向下原因在于，當火箭下落時，若要進行向上開啟，其實不用借助過多的外力支持，理想情況下只需解鎖閉合板較為下側(cè)的一端即可。但是為了保證順利地開合，仍建議添加一定的傳輸外力。

（3）導(dǎo)流片。

導(dǎo)流片在消旋過程中起到了控制方向/導(dǎo)流角度與控制流量的關(guān)鍵作用。在本設(shè)計中，植入四塊面積為1.5m×0.8m的導(dǎo)流片。

第一，導(dǎo)流片的平行旋轉(zhuǎn)運作。當兩塊導(dǎo)流片為互相平行運作時，導(dǎo)流片的傾角越大，消旋作用就越明顯。氣流力的作用方向也就越接近于箭體旋轉(zhuǎn)的反方向。

第二，導(dǎo)流片的旋轉(zhuǎn)差異作用/節(jié)流作用。四組導(dǎo)流片（每組兩片），通過截流可以控制箭體在空中的姿態(tài)。由于箭體需要進行精準的著陸，其在空中的姿態(tài)一定程度上決定了著陸位置的精確度。而對于導(dǎo)流片，每組導(dǎo)流片的兩塊片面并不是始終平行的。如果左側(cè)導(dǎo)流片進行順時針，右側(cè)導(dǎo)流片進行逆時針的調(diào)整，那么就形成了一個相對開口閉合的狀態(tài)。此狀態(tài)下，箭體所受到由氣流向上運動提供的一個阻力變大，從而會使導(dǎo)流片所在箭體的那一側(cè)受到向上的力，導(dǎo)致箭體傾斜，從而控制了箭體的姿態(tài)。

（4）設(shè)計局限性。

①導(dǎo)風(fēng)通道由于與氣體長時間摩擦，易導(dǎo)致老化，需要維修;

②導(dǎo)流片調(diào)整所需的力將消耗大量能源;

③導(dǎo)分通道閉合板和可收縮的導(dǎo)流片在火箭上身過程中可能產(chǎn)生簡諧振動;

④通過導(dǎo)流片所產(chǎn)生的力不足以產(chǎn)生足夠的力完全消旋。

消旋裝置二：徑向消旋噴口。

（1）消旋時刻。

由于導(dǎo)流板自身對消旋的局限性，在最后的著陸前需要噴口提供外力進行完全的消旋。而消旋噴口的啟動時間應(yīng)該與總發(fā)動機啟動旋停時間一致，保持箭體水平速度與旋轉(zhuǎn)速度為零。

（2）噴口設(shè)計。

考慮到在火箭運行中的最大效率，噴口的外形類流線型，并且一組噴口設(shè)置了兩個方向相反的噴口并且噴口的方向是鎖定的。當消旋時，噴口噴出高速氣流使火箭旋轉(zhuǎn)速度消減為零?？紤]到火箭下降時的穩(wěn)定性和最后消旋時火箭的平穩(wěn)，噴口被設(shè)置在了火箭的中下部位以此降低質(zhì)心。

3.3 著陸系統(tǒng)

著陸系統(tǒng)主要由著陸程序、主發(fā)動機工作和著陸腳構(gòu)成。其中，著陸腳是重中之重因為其擔任著火箭是否能夠完好無損回收的壓力。由于以Space X為首的三角著陸支架存在著鎖定不穩(wěn)定，彈性難以控制的特點。目前對于著陸支架的設(shè)計是基于Blue Origin公司對于著陸支架設(shè)計而進行進一步改造的。

3.3.1 著陸程序

子級的著陸程序分為幾步，如表6所示。

3.3.2 著陸時發(fā)動機的工作

在箭體著陸時，發(fā)動機所產(chǎn)生的推力是重中之重。當箭體達到收尾速度時，二力平衡，此時，所受的重力等于阻力。故可以推導(dǎo)出發(fā)動機所需要提供的最大F=G=Mg=50.64*103*9.81=496.7kN。所以，發(fā)動機提供的使得火箭箭體平穩(wěn)的力應(yīng)該大于此數(shù)值。

同時，為了確保精確與穩(wěn)定，主發(fā)動機兩側(cè)還添加了四個姿控發(fā)動機。每個姿控發(fā)動機可以進行角度旋轉(zhuǎn)和改變節(jié)流閥來控制火箭的整體姿態(tài)，保證火箭的穩(wěn)定性，從而實現(xiàn)精準的著陸控制。

3.3.3 著陸支架

由于本設(shè)計中著陸支架是基于藍色起源（Blue Origin）公司對于著陸支架設(shè)計而進行進一步改造的，所以首先簡要介紹一下藍色起源公司對于著陸支架的設(shè)計。

如圖6所示為參考的支架設(shè)計，支架可進行折疊放入火箭的內(nèi)部同時在折疊時確保了火箭的外形一致性，并非像Space X一樣需要對于增加貼合在外表面之上增加了火箭上升時的阻力。但是，相比Space X的三角形結(jié)構(gòu)設(shè)計，此設(shè)計在一定角度上卻少了穩(wěn)定性，所以基于此，進行一定改變。

如圖6是火箭著陸腿的答題設(shè)計，三角形狀的平面部分為火箭的著陸腿，在其上方的是氣動的支撐腿，主要負責(zé)與著陸腿的收縮。當啟動裝置被激活時，首先由啟動裝置進行收縮帶動著陸腿的旋轉(zhuǎn)從而固定著陸腿。

（1）著陸腿繞連接繞定點旋轉(zhuǎn)關(guān)系函數(shù)（注：采用弧度制計算）：

（2）著陸腿連接變化量：

（3）著陸腿連接初始長度：

4? 結(jié)語

本次探究設(shè)計方案中，采用類“竹蜻蜓”原理的方案，在原先某型火箭上進行了結(jié)構(gòu)上的重新設(shè)計，利用了空氣動力學(xué)進行旋轉(zhuǎn)消旋的方法。此方法達到了清潔環(huán)保的目的，節(jié)約了目前垂直發(fā)動機發(fā)作用力降落的開支?？煽匦?、精準度等方面在未來都是可能實現(xiàn)的。

本次探究設(shè)計中也有許多的局限性，例如消旋力度的把握、消旋導(dǎo)流入口的結(jié)構(gòu)設(shè)計等都有待優(yōu)化和提升。通過本次設(shè)計，我們可以擴大火箭子級回收方式的范圍，并且在原先的火箭結(jié)構(gòu)上進行局部改變即可，使得我們鍛煉了科學(xué)創(chuàng)新意識和實踐能力。

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