星艦氣動(dòng)布局性能特點(diǎn)分析

李志文，張 磊，李 亮，黃 斌，袁海濤

(北京機(jī)電工程總體設(shè)計(jì)部，北京 100854)

符號(hào)說明

0 引 言

星艦（Starship）及超重助推器（Super Heavy）是美國(guó)SpaceX 公司創(chuàng)始人馬斯克基于殖民火星的愿景提出的新一代可重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)。根據(jù)該公司的設(shè)想，可通過星艦、超重助推器兩種核心航天器的各種組合配置完成相當(dāng)廣泛的一系列任務(wù)：既包括載人登陸火星的行星際飛行任務(wù)，也包括空間站往返運(yùn)輸、衛(wèi)星部署、全球超快速客運(yùn)等近地任務(wù)。近期星艦的月球版方案還中標(biāo)了NASA 的重返月球著陸器任務(wù)[1]。因此該系統(tǒng)理論上能滿足從近地活動(dòng)到殖民火星等跨度極大的不同空間運(yùn)輸活動(dòng)要求，通用性與多任務(wù)能力大大超越了以往的航天器型號(hào)。

自2016 年SpaceX 公開ITS 方案[2]，星艦方案經(jīng)歷了多次重大設(shè)計(jì)更改與演變。2019 年，星艦首架原型機(jī)公開亮相。自此，SpaceX 公司采取原型機(jī)快速測(cè)試迭代驗(yàn)證的策略，加速星艦的研制：2019 年完成星蟲初級(jí)驗(yàn)證機(jī)的自由懸浮試驗(yàn)和安全著陸試驗(yàn)[3]，2020 年至今，通過原型機(jī)SN5[4]、SN6[5]、SN8[6]、SN9[7]、SN10[8]、SN11[9]、SN15[10]等密集的飛行測(cè)試，逐步掌握了150 m 低空懸浮、10 km 高空飛行以及翻滾機(jī)動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)重點(diǎn)火動(dòng)力制動(dòng)、垂直定點(diǎn)軟著陸等關(guān)鍵技術(shù)。按照目前的進(jìn)度，集成度高、考核較全面的星艦-超重系統(tǒng)軌道飛行試驗(yàn)有望很快實(shí)現(xiàn)，后續(xù)規(guī)劃用于執(zhí)行載人登月、載人登火等任務(wù)[11]。

星艦-超重運(yùn)輸系統(tǒng)采用兩級(jí)完全重復(fù)使用運(yùn)載方案，設(shè)計(jì)運(yùn)載能力為100 t。超重助推器完成一級(jí)動(dòng)力飛行分離后，星艦繼續(xù)二級(jí)動(dòng)力飛行，持續(xù)加速入軌。星艦設(shè)計(jì)上是二級(jí)火箭、軌道飛行器、再入飛行器三者功能的融合，任務(wù)人員、有效載荷均置于星艦前部的載荷艙內(nèi)，具備類似航天飛機(jī)軌道器的升力式再入返回能力。星艦返回狀態(tài)可載50 t 有效載荷，在降落階段采用類似獵鷹9 火箭的動(dòng)力制動(dòng)垂直定點(diǎn)回收方案。星艦外形簡(jiǎn)潔，機(jī)體為錐-柱組合，為滿足再入大氣層內(nèi)飛行要求，采取了獨(dú)具特色的鴨式無尾氣動(dòng)布局，并在迎風(fēng)面敷設(shè)防熱瓦以應(yīng)對(duì)再入飛行熱環(huán)境。顯然，星艦?zāi)壳暗臍鈩?dòng)布局既不同于傳統(tǒng)航天運(yùn)輸系統(tǒng)的載人飛船與航天飛機(jī)方案，也不同于激進(jìn)的空天飛機(jī)方案，甚至與其早期方案也有顯著差別，一經(jīng)推出就吸引大量關(guān)注。目前對(duì)于這種布局形式的研究非常有限，左光[12]等對(duì)星艦早期外形（2019 年）著陸階段-低速段氣動(dòng)特性進(jìn)行了詳細(xì)分析，結(jié)合亞聲速大攻角分離流場(chǎng)仿真獲得的升力/阻力以及對(duì)頂點(diǎn)力矩隨前后翼偏轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律等氣動(dòng)特性，給出星艦布局4 個(gè)翼面適用于三通道控制的結(jié)論。而星艦再入過程長(zhǎng)時(shí)間高超聲速、超聲速飛行，該布局寬速域飛行氣動(dòng)特性如何、能否實(shí)現(xiàn)再入全速域配平、質(zhì)心特性如何以及三通道是否穩(wěn)定、有什么突出的特點(diǎn)與優(yōu)勢(shì)、為什么采取這樣獨(dú)特的設(shè)計(jì)等問題還有待進(jìn)一步分析研究。

本文根據(jù)一系列公開資料（尤其是2021 年9 月Everyday Astronaut 博主對(duì)馬斯克的公開采訪[13]），開展氣動(dòng)計(jì)算與初步的技術(shù)分析工作，從升阻特性、配平特性、穩(wěn)定性、上反控制與傳統(tǒng)鴨翼對(duì)比等方面對(duì)星艦布局氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析，同時(shí)根據(jù)彈道計(jì)算情況，進(jìn)一步開展了熱環(huán)境分析及防熱材料、制造工藝性分析，嘗試從多個(gè)角度對(duì)星艦氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)理念進(jìn)行剖析，供業(yè)界交流與討論。

1 星艦氣動(dòng)布局

根據(jù)SpaceX 公開資料，星艦高50 m，直徑9 m，翼展估測(cè)約18 m。從頭部到尾部，采用小鈍頭-曲線錐-圓柱組合體外形。機(jī)翼按照鴨式布局配置，錐段設(shè)置一對(duì)前翼，柱段尾部設(shè)置一對(duì)后翼，均采用梯形翼面，通過改變四個(gè)翼面的上反角實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)控制。整機(jī)水平投影面積約545 m2，如圖1 所示。

圖1 星艦外形[14]Fig. 1 Configuration of Starship[14]

整體來看，作為一型升力式再入飛行器，星艦外形十分簡(jiǎn)潔，特色鮮明，同時(shí)也帶來幾個(gè)疑問：

1）采用面對(duì)稱的錐-柱-翼組合簡(jiǎn)單外形，直觀上來講方便與同直徑的超重助推器串聯(lián)組合構(gòu)成干凈的兩級(jí)火箭構(gòu)型，這比航天飛機(jī)復(fù)雜的軌道器-燃料箱-助推器并聯(lián)布局簡(jiǎn)潔得多，而相應(yīng)的主動(dòng)段氣動(dòng)特性、飛行控制、助推器分離設(shè)計(jì)也要簡(jiǎn)單得多。但是這種簡(jiǎn)單構(gòu)型是否適合極寬速域范圍的升力式再入返回飛行？

2）采用前翼-后翼組合的鴨式布局。鴨式布局在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈及高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中較為常見，再入飛行器設(shè)計(jì)中未有先例。鴨式布局配合放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)，可以實(shí)現(xiàn)配平狀態(tài)全部翼面均產(chǎn)生正升力，提高飛行器氣動(dòng)效率。但是星艦再入返回是否有此必要？且鴨翼位置十分靠前，高超聲速飛行可能面臨劇烈的氣動(dòng)加熱環(huán)境，對(duì)熱防護(hù)是否構(gòu)成嚴(yán)重問題？

3）星艦沒有配置垂尾或腹鰭，采取無尾構(gòu)型設(shè)計(jì)，相比早期星艦方案（如圖2 所示，2018 年9 月、2018 年12 月公開版本均有垂尾設(shè)計(jì)）是一重大更改。無尾設(shè)計(jì)加上鴨翼的配置會(huì)導(dǎo)致航向壓心顯著前移，直觀上判斷星艦在大部分飛行速度與攻角范圍內(nèi)，其航向壓心會(huì)過于靠前，這對(duì)橫航向靜穩(wěn)定性會(huì)不會(huì)構(gòu)成嚴(yán)重風(fēng)險(xiǎn)？

圖2 2018 年星艦公布外形Fig. 2 Configurations of Starship released in 2018

4）翼面采用獨(dú)特的上反角控制，如圖3 所示。傳統(tǒng)飛行器舵面偏轉(zhuǎn)均通過改變相對(duì)氣流攻角/側(cè)滑角來實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)控制力矩的變化，鉸鏈線垂直或近垂直于機(jī)體縱軸。星艦通過改變翼面相對(duì)氣流的升力面積來改變氣動(dòng)控制力矩，鉸鏈線與機(jī)體縱軸為平行/近平行關(guān)系。翼面上反控制有何特點(diǎn)與優(yōu)勢(shì)？為什么要采用這種獨(dú)特的控制方式？

圖3 星艦后翼上反狀態(tài)Fig. 3 The dihedral deflection of Starship rear wing

5）星艦四翼面均進(jìn)行上反角控制，而不是僅采用前翼或后翼控制，相對(duì)而言增加了活動(dòng)面，需要付出結(jié)構(gòu)、控制設(shè)備、防熱等方面代價(jià)。能否僅采用一對(duì)翼面進(jìn)行控制（如早期方案[15]）簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)呢？

2 星艦?zāi)Ｐ?、?jì)算方法及參數(shù)說明

2.1 計(jì)算模型與網(wǎng)格

星艦機(jī)體為旋成體構(gòu)型，端頭為球頭，頭罩母線采用Karman 曲線，翼面采用均勻厚度，翼前緣采用圓弧過渡，圖4 為用于計(jì)算流體力學(xué)（computational fluid dynamics, CFD）仿真計(jì)算的幾何模型。前翼舵軸與頭罩母線相切，尾部翼面的舵軸與彈身軸線平行。如圖4（b）前視圖所示，規(guī)定從機(jī)體頭部向尾部看，舵面向上偏轉(zhuǎn)時(shí)的舵偏角為正。

圖4 星艦CFD 幾何模型Fig. 4 The CFD geometric configuration of Starship

圖5 給出了對(duì)稱面及表面網(wǎng)格。整體計(jì)算網(wǎng)格首先由表面網(wǎng)格沿法向推進(jìn)生成各向異性六面體/三棱柱網(wǎng)格。在外部空間區(qū)域采用各向同性四面體/金字塔網(wǎng)格進(jìn)行填充，計(jì)算網(wǎng)格單元總數(shù)為200 萬。

圖5 星艦?zāi)Ｐ陀?jì)算網(wǎng)格Fig. 5 Computational grid of Starship configuration

2.2 數(shù)值方法及計(jì)算狀態(tài)

控制方程為雷諾平均N-S（Reynolds-averaged Navier-Stokes，RANS）方程，可表示為：

式中，U為守恒變量，F(xiàn)、G和H是x、y和z方向的無黏通量，F(xiàn)υ、Gυ和Hυ是x、y和z方向的黏性通量。

采用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散，無黏通量選擇Roe 格式進(jìn)行離散，黏性通量采取二階中心格式離散，選取min mod 限制器通過MUSCL 方法進(jìn)行插值。采用SST 湍流模型，計(jì)算區(qū)域內(nèi)邊界使用無滑移絕熱壁面條件，外邊界使用遠(yuǎn)場(chǎng)條件。

本文分析過程中關(guān)注星艦亞聲速到高超聲速特性，計(jì)算馬赫數(shù)主要為Ma= 12、 2、 0.8，飛行攻角包絡(luò)0°～120°，前后翼上反角0°～80°。

2.3 氣動(dòng)算法驗(yàn)證

選取S809 翼型的大攻角流場(chǎng)開展了數(shù)值方法驗(yàn)證。針對(duì)翼型大攻角流動(dòng)開展了湍流模型影響研究。典型攻角狀態(tài)不同湍流模型計(jì)算結(jié)果如圖6 所示，小攻角狀態(tài)下不同湍流模型迎背風(fēng)壓力計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果均吻合較好，大攻角狀態(tài)翼型背風(fēng)面發(fā)生明顯分離，SST 湍流模型背風(fēng)壓力系數(shù)精度相對(duì)最高。

圖6 計(jì)算方法驗(yàn)證Fig. 6 Validations of different computational methods

背風(fēng)分離流動(dòng)的準(zhǔn)確模擬是大攻角狀態(tài)CFD 計(jì)算難點(diǎn)，實(shí)際很難高精度復(fù)現(xiàn)流場(chǎng)?？紤]背風(fēng)分離對(duì)星艦高超、超聲速甚至亞聲速大攻角飛行氣動(dòng)特性的影響為小量，同時(shí)本文重點(diǎn)關(guān)注飛行器宏觀氣動(dòng)特性及規(guī)律變化，綜合考慮計(jì)算目標(biāo)、精度與工作量，確定了以SST 湍流模型為主導(dǎo)的流動(dòng)計(jì)算方案。

3 性能特點(diǎn)分析

3.1 再入返回彈道

星艦氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)核心考慮是滿足再入返回要求，因此必須結(jié)合再入彈道工況對(duì)其性能特點(diǎn)進(jìn)行技術(shù)分析。根據(jù)公開資料與馬斯克的訪談，星艦采用類似航天飛機(jī)軌道器的升力式再入返回彈道，再入過程大致可分為四段，如圖7 所示。

圖7 星艦再入返回彈道剖面示意圖[16]Fig. 7 Schematic of Starship reentry trajectory[16]

（1）高超飛行段。星艦在大氣層邊緣高速再入，最大速度可達(dá)馬赫數(shù)25。為盡量減小氣動(dòng)加熱，星艦采取大攻角60°～70°飛行，機(jī)頭高抬，產(chǎn)生了立姿飛行的視覺效果。典型高超聲速飛行時(shí)間約15 min。此段星艦采取與航天飛機(jī)軌道器相似的彈道設(shè)計(jì)策略與制導(dǎo)方法，大攻角飛行一方面提供足夠的升力實(shí)現(xiàn)升重近似平衡，以維持長(zhǎng)時(shí)高空低密度大氣環(huán)境飛行，防止機(jī)體因過早遭遇低空稠密大氣產(chǎn)生防熱失效風(fēng)險(xiǎn)；另一方面大攻角飛行迎風(fēng)面積增大，阻力顯著增加，飛行器能夠獲得良好的氣動(dòng)減速效果。為了調(diào)節(jié)射程，星艦采用航天飛機(jī)軌道器的傾斜轉(zhuǎn)彎（bankto-turn, BTT）機(jī)動(dòng)方式，通過改變傾側(cè)角來實(shí)現(xiàn)側(cè)向大幅度S 形機(jī)動(dòng)，以消耗多余的能量，滿足射程控制要求。航向控制同樣通過BTT 機(jī)動(dòng)來調(diào)節(jié)。

（2）超聲速飛行段。此段彈道星艦與航天飛機(jī)軌道器存在明顯差異。航天飛機(jī)軌道器在此段減小攻角飛行，以降低高度，準(zhǔn)備接近著陸場(chǎng)。而星艦仍保持大攻角飛行，繼續(xù)高效減速。由于超聲速段升力減小，重力作用導(dǎo)致飛行器快速降低高度，并遭遇最大動(dòng)壓，產(chǎn)生約2g左右過載。由于彈道加速向下彎曲，視覺上飛行器由立姿逐漸變?yōu)橄赂?/p>

（3）亞聲速飛行段。此段彈道特色鮮明，星艦增大攻角至90°，保持高效減速。由于幾乎失去升力，彈道快速彎曲指地，飛行器視覺上以腹部平拍的俯姿飛行，并因相對(duì)較輕的質(zhì)量有可能達(dá)到較低的平衡速度（即阻力與重力平衡）。典型的亞聲速段飛行時(shí)間約2 min。

（4）低速著陸段。距離著陸點(diǎn)約數(shù)百米高度時(shí)，星艦發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火進(jìn)行推力矢量控制，完成機(jī)體快速翻轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)，變尾部指地的近垂直姿態(tài)，控制飛行器減速并修正位置誤差，實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)軟著陸。

綜合上述過程，可見：

1）再入返回全程星艦始終沒有小攻角飛行工況；

2）飛行全程均使用大攻角飛行，目的是取得良好的氣動(dòng)減速效果；

3）高超聲速段通過高空平飛來減速減熱，亞聲速段則是近垂直減速，超聲速段則是二者之間的過渡；

4）由于此前的飛行段創(chuàng)造了極佳的氣動(dòng)減速效果，低速著陸段動(dòng)力制動(dòng)和推力矢量控制時(shí)機(jī)很晚，燃料消耗相對(duì)不多，這與獵鷹9 火箭一級(jí)垂直回收設(shè)計(jì)由于氣動(dòng)減速能力不夠而較早進(jìn)行動(dòng)力制動(dòng)相比差異顯著；

5）星艦采用BTT 機(jī)動(dòng)方式，典型情況只需考慮小側(cè)滑角狀態(tài)。

3.2 升阻特性分析

結(jié)合彈道考慮升阻特性需確認(rèn)飛行器質(zhì)量。星艦原型機(jī)發(fā)布會(huì)上書面公開最終設(shè)計(jì)目標(biāo)為返回狀態(tài)空重85 t，馬斯克推特稱星艦原型機(jī)Mark1 返回狀態(tài)空重為200 t，預(yù)計(jì)Mark4 或Mark5 可降至120 t[17]。考慮再入返回動(dòng)力制動(dòng)燃料需求以及載貨需求，可按照140 t 返回質(zhì)量進(jìn)行分析。

（1）高超聲速狀態(tài)。圖8 中給出馬赫數(shù)Ma= 12、前翼不同上反角狀態(tài)下升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比隨攻角變化的曲線。計(jì)算結(jié)果表明，星艦最大升力出現(xiàn)在50°攻角附近，最大阻力出現(xiàn)在90°攻角附近，最大升阻比出現(xiàn)在攻角10°～20°區(qū)間，約為1.5～1.7。在典型的攻角60°～70°狀態(tài)，升力系數(shù)為4.2～2.9，阻力系數(shù)8.5～10.4，升阻比0.5～0.3。因此星艦在高超狀態(tài)是一種低升阻比構(gòu)型，在其典型使用攻角附近，呈高阻低升特性。

圖8 Ma = 12 時(shí)的升阻特性Fig. 8 Lift-drag characteristics at Ma = 12

參照3.3 節(jié)縱向配平分析，星艦實(shí)際再入過程中通過前翼上反可實(shí)現(xiàn)典型的60°～70°的大攻角飛行，且后翼不同上反狀態(tài)升阻特性與前翼規(guī)律類似，限于篇幅本文不再單獨(dú)列出。

表1 彈道系數(shù)與升力載荷系數(shù)比較Table 1 Comparison of ballistic coefficients and lift-load coefficients

（2）超聲速狀態(tài)。圖9 中給出Ma= 2、前翼不同上反角狀態(tài)下升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比隨攻角變化的曲線。計(jì)算結(jié)果表明，超聲速狀態(tài)星艦最大升力出現(xiàn)在攻角40°～50°附近，最大阻力出現(xiàn)在攻角90°附近，最大升阻比出現(xiàn)在攻角10°～20°區(qū)間，約為1.7～1.9。在典型的攻角60°～70°狀態(tài)，升力系數(shù)為5～3.4，阻力系數(shù)為10～12.6，升阻比為0.5～0.3。

圖9 Ma = 2 時(shí)的升阻特性Fig. 9 Lift-drag characteristics at Ma = 2

（3）亞聲速狀態(tài)。圖10 給出了馬赫數(shù)Ma= 0.8、前翼不同上反角狀態(tài)下升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比隨攻角變化的曲線。計(jì)算結(jié)果表明，亞聲速狀態(tài)星艦在攻角40°～50°附近升力系數(shù)最大，約為4～6，在攻角90°附近升力系數(shù)近似為零，在攻角80°～120°附近，阻力系數(shù)最大為6～11。升阻比最大狀態(tài)出現(xiàn)在攻角12°附近，約為3.0～3.3。在星艦主要使用的攻角90°附近，阻力系數(shù)為9.5～11。因此星艦在亞聲速狀態(tài)仍然呈現(xiàn)高阻低升的特點(diǎn)，且主要在攻角90°狀態(tài)飛行來減速。

圖10 Ma = 0.8 時(shí)的升阻特性Fig. 10 Lift-drag characteristics at Ma = 0.8

星艦此段彈道近垂直下降飛行，阻力系數(shù)簡(jiǎn)單地取平均，根據(jù)不同高度的大氣密度數(shù)據(jù)估算其在攻角90°狀態(tài)下的平衡速度（根據(jù)重力與阻力平衡條件計(jì)算得到的速度，如表2 所示），結(jié)果表明星艦在接近地面時(shí)平衡速度可降至100 m/s 以下，具有極佳的氣動(dòng)減速性能。

表2 星艦平衡速度Table 2 Equilibrium speeds of Starship

3.3 穩(wěn)定性及縱向配平能力分析

穩(wěn)定性及配平能力與質(zhì)心位置密切相關(guān)。圖11給出Ma= 12、不同前翼上反角條件下壓心系數(shù)隨攻角變化規(guī)律。星艦縱向壓心位置隨攻角增大而顯著后移。高超聲速攻角60°狀態(tài)下，視不同前翼偏角，縱向壓心系數(shù)約為0.57～0.62，質(zhì)心配置在附近可確保較高的配平效率。圖11 還反映了另一種情況，即如果想要配平小攻角，質(zhì)心位置必須大幅前移。例如配平10°攻角至少需要前移至0.4 附近位置，如此靠前的質(zhì)心位置需大幅增加配重，代價(jià)極大，工程實(shí)踐上不可取，據(jù)此也排除了星艦使用小攻角區(qū)的可能性。

圖11 Ma = 12 縱向壓心位置（前翼上反）Fig. 11 Dimensionless longitudinal pressure center at Ma = 12（Dihedral deflection of front wing）

圖12 為Ma= 12、前翼上反星艦縱向配平關(guān)系。質(zhì)心系數(shù)Xcg= 0.58 時(shí)，翼不上反情況自配平攻角約69°，隨上反角增大，配平攻角減小，上反角80°時(shí)對(duì)應(yīng)配平攻角約28°。由于縱向配平能力與質(zhì)心密切相關(guān)，圖中也給出質(zhì)心系數(shù)Xcg= 0.57、Xcg= 0.6 的配平關(guān)系。在一定質(zhì)心變化范圍內(nèi)，星艦布局均可實(shí)現(xiàn)縱向大攻角配平。本文分析目的在于掌握一般規(guī)律，不追求細(xì)節(jié)的絕對(duì)精確，因此不對(duì)質(zhì)心位置進(jìn)行詳細(xì)探討，后續(xù)分析根據(jù)高超聲速段攻角工況質(zhì)心系數(shù)直接取0.58，以方便計(jì)算對(duì)比。

圖12 Ma = 12 縱向配平關(guān)系（前翼上反）Fig. 12 Longitudinal trim relationship at Ma = 12（Dihedral deflection of front wing）

3.3.1 縱向穩(wěn)定性及配平特性分析

（1）高超聲速狀態(tài)。圖13 給出Xcg= 0.58、Ma=12、不同攻角下俯仰力矩系數(shù)隨前翼上反角變化曲線。從圖中可見：在攻角60°～70°附近，星艦俯仰力矩系數(shù)規(guī)律性較好，前翼0°～80°上反情況下均具有負(fù)的斜率，即縱向是靜穩(wěn)定的；而在20°以下的小攻角區(qū)，俯仰力矩系數(shù)斜率為正，即縱向靜不穩(wěn)定。考慮后翼配平更大攻角情況，圖14 為相應(yīng)狀態(tài)俯仰力矩系數(shù)隨后翼上反角的變化，表明星艦在攻角70°以上飛行區(qū)間也是縱向靜穩(wěn)定的。

圖13 Ma = 12 俯仰力矩系數(shù)曲線（前翼上反）Fig. 13 Pitching moment coefficient curves at Ma = 12（Dihedral deflection of front wing）

圖14 Ma = 12 俯仰力矩系數(shù)曲線（后翼上反）Fig. 14 Pitching moment coefficient curves at Ma = 12（Dihedral deflection of rear wing）

前翼上反星艦的配平攻角見圖12，對(duì)于Xcg=0.58，前翼上反配平攻角范圍在70°以內(nèi)；如果使用攻角繼續(xù)增大，并考慮為俯仰、滾動(dòng)控制留出余量，則需要組合后翼滿足要求?？紤]前翼零偏、后翼上反情況，計(jì)算得到星艦縱向配平關(guān)系如圖15 所示?？梢姾笠砩戏丛龃罅伺淦焦ソ牵梢酝卣怪?0°以上情況。

圖15 Ma = 12 縱向配平關(guān)系（后翼上反）Fig. 15 Longitudinal trim relationship at Ma = 12（Dihedral deflection of rear wing）

（2）超聲速狀態(tài)。Ma= 2、Xcg= 0.58、星艦前翼上反狀態(tài)下俯仰力矩系數(shù)曲線見圖16。在60°～90°使用攻角范圍，星艦具有縱向靜穩(wěn)定性。相比高超聲速狀態(tài)，|Cmα|減小，靜穩(wěn)定性減小。馬赫數(shù)Ma= 2 星艦縱向配平關(guān)系如圖17 所示。隨上反角增大，配平攻角減小，上反角0°時(shí)對(duì)應(yīng)配平攻角約78°，比高超聲速區(qū)配平對(duì)應(yīng)攻角69°增大。這種增大趨勢(shì)與星艦彈道后期逐漸增大飛行攻角的設(shè)計(jì)正好相適應(yīng)。

圖16 Ma = 2 俯仰力矩系數(shù)曲線（前翼上反）Fig. 16 Pitching moment coefficient curves at Ma = 2（Dihedral deflection of front wing）

圖17 Ma = 2 縱向配平關(guān)系（前翼上反）Fig. 17 Longitudinal trim relationship at Ma = 2（Dihedral deflection of front wing）

（3）亞聲速狀態(tài)。以Ma= 0.8 為例考慮亞聲速狀態(tài)，計(jì)算了Xcg= 0.58、后翼上反情況下的俯仰力矩系數(shù)，如圖18 所示。在可配平的90°攻角附近，星艦縱向是靜穩(wěn)定的。攻角90°附近配平特性如圖19 所示，前翼可配平攻角范圍65°～89°，后翼80°上反角可以將配平攻角拓展至120°。但總體而言，亞聲速與高超、超聲速相比配平效率較低。

圖18 Ma = 0.8 俯仰力矩系數(shù)曲線（后翼上反）Fig. 18 Pitching moment coefficient curves at Ma = 0.8（Dihedral deflection of rear wing）

圖19 Ma = 0.8 縱向配平關(guān)系Fig. 19 Longitudinal trim relationship at Ma = 0.8

3.3.2 橫航向靜穩(wěn)定性

（1）高超聲速狀態(tài)。以Ma= 12 為例，取前翼上反縱向配平狀態(tài)，計(jì)算星艦的橫、航向氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)Clβ與Cnβ，結(jié)果如圖20、圖21 所示。顯然，在星艦典型的60°～70°攻角工況，氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)Clβ為負(fù)，橫向是靜穩(wěn)定的。但是正如文章開頭直觀的看法，由于側(cè)向壓心過于靠前，Cnβ在極寬的范圍內(nèi)都為正，意味著星艦風(fēng)標(biāo)不穩(wěn)定。

圖20 Ma = 12 時(shí)的Clβ 曲線Fig. 20 Clβ curve at Ma = 12

然而，不能因?yàn)镃nβ為正就得出星艦橫航向靜不穩(wěn)定的結(jié)論。因?yàn)樾桥炇褂肂TT 控制，實(shí)際的滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)是繞速度矢旋轉(zhuǎn)，而不是簡(jiǎn)單的體軸系滾轉(zhuǎn)。對(duì)于橫側(cè)穩(wěn)定性，滾轉(zhuǎn)、偏航軸有顯著的耦合作用。

參考航天飛機(jī)軌道器設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，其高速飛行時(shí)也出現(xiàn)了馬赫數(shù)Ma大于2 時(shí)Cnβ不穩(wěn)定的情況，為此使用了更為準(zhǔn)確的荷蘭滾模態(tài)判據(jù)Cnβ_dyn來確定飛行器的橫航向靜穩(wěn)定性[19]。根據(jù)星艦參數(shù)，保守地取偏航軸與滾轉(zhuǎn)軸慣量比Iy/Ix為7（一般為10 左右），計(jì)算Cnβ_dyn如圖22 所示：可見在20°以上相當(dāng)寬的攻角區(qū)間內(nèi)，Cnβ_dyn為負(fù)，即星艦橫航向是靜穩(wěn)定的；而在20°以下小攻角區(qū)間，星艦橫航向反而是靜不穩(wěn)定的。

圖22 Ma = 12 時(shí)的Cnβ_dyn 曲線（前翼配平）Fig. 22 Cnβ_dyn curve at Ma = 12（Trim of front wing）

（2）超聲速狀態(tài)。馬赫數(shù)Ma= 2 狀態(tài)（質(zhì)心位置0.58），星艦航向壓心在極寬的攻角范圍均位于質(zhì)心之前，但是核算Cnβ_dyn可知（圖23），星艦在攻角27°～80°區(qū)間均能保證橫航向靜穩(wěn)定。

圖23 Ma = 2 狀態(tài)Cnβ_dyn 曲線（前翼配平）Fig. 23 Cnβ_dyn curve at Ma = 2（Trim of front wing）

（3）亞聲速狀態(tài)。馬赫數(shù)Ma= 0.8 狀態(tài)的Cnβ_dyn如圖24 所示，結(jié)果表明在攻角65°～120°附近工況，星艦橫航向靜穩(wěn)定。

圖24 Ma = 0.8 狀態(tài)Cnβ_dyn 曲線Fig. 24 Cnβ_dyn curve at Ma = 0.8

3.3.3 無尾布局的選擇

根據(jù)前述可知，星艦在飛行彈道典型攻角工況，盡管由于沒有垂尾或腹鰭，導(dǎo)致Cnβ不穩(wěn)定，但是根據(jù)Cnβ_dyn耦合失穩(wěn)判據(jù)，由于大攻角橫向靜穩(wěn)定性及較大慣量比顯著的補(bǔ)償作用，其橫航向是靜穩(wěn)定的。星艦采用無尾布局，通過規(guī)避不利的小攻角區(qū)間、在有利的大攻角區(qū)間飛行，既能保證穩(wěn)定性要求，又能簡(jiǎn)化氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、防熱等設(shè)計(jì)，減小了質(zhì)量代價(jià)，出色地實(shí)現(xiàn)了總體方案優(yōu)化。

3.4 上反控制問題

3.4.1 控制方式對(duì)比

上反控制方式在飛行器設(shè)計(jì)中極少見。為分析星艦采用這一設(shè)計(jì)的理由，將前翼鉸鏈線改為傳統(tǒng)的與機(jī)體縱軸近垂直配置的方式，按照傳統(tǒng)鴨翼偏轉(zhuǎn)形式進(jìn)行控制，對(duì)比分析舵效及熱環(huán)境。

（1）舵效比較。根據(jù)Ma= 12 狀態(tài)的俯仰力矩曲線（圖13），可以發(fā)現(xiàn)：上反控制在零攻角附近舵效極低，這是因?yàn)榱愎ソ歉浇砻嬗L(fēng)面積很小，基本與氣流平行，改變上反角并不能大幅增加翼面升力。而傳統(tǒng)的全動(dòng)鴨翼/平尾則相反，偏轉(zhuǎn)舵面能顯著改變迎風(fēng)面積，基本與偏轉(zhuǎn)角呈正弦關(guān)系，壓力分布也會(huì)明顯增大，因此舵效較高。但是當(dāng)攻角增大，受頭激波不對(duì)稱分布影響，上反控制通過翼面上反顯著改變壓力分布及升力大小，進(jìn)而顯著改變星艦俯仰力矩及配平特性，效率較高；而傳統(tǒng)鴨翼大攻角狀態(tài)翼面壓力受舵偏變化影響較小，舵效相對(duì)要小、配平能力偏弱，典型狀態(tài)不同形式舵偏對(duì)壓力分布改變對(duì)比見圖25。因此，傳統(tǒng)鴨翼與上反鴨翼兩者舵效隨攻角變化特性正好相反：小攻角區(qū)，傳統(tǒng)鴨翼占優(yōu)，大攻角區(qū)，上反方式占優(yōu)。圖26 中給出了鴨翼兩種配置方

圖25 上反控制/傳統(tǒng)鴨翼翼面壓力對(duì)比（Ma = 12、α = 60°）Fig. 25 Pressure comparison between dihedral/traditional canard（Ma = 12、α = 60°）

p/Pa式配平能力的比較。

（2）熱環(huán)境差異。觀察上反控制的幾何關(guān)系，上反保證了翼面迎背風(fēng)關(guān)系不變，舵-體干擾區(qū)變化小，防熱瓦保護(hù)區(qū)域固定。隨著上反角增加，前翼翼面熱環(huán)境得到改善（圖27）。而傳統(tǒng)鴨翼大角度負(fù)偏會(huì)導(dǎo)致翼尖叉出彈體，尖點(diǎn)高熱，前緣和翼背面熱流增大；大角度正偏則激波-激波干擾嚴(yán)重，翼面干擾區(qū)、機(jī)體干擾區(qū)擴(kuò)大，翼體結(jié)合部縫隙大幅打開，暴露翼根，高熱范圍擴(kuò)大，防熱負(fù)擔(dān)劇增（見圖28）。

圖27 上反/傳統(tǒng)鴨翼流場(chǎng)對(duì)比（Ma = 12、α = 60°）Fig. 27 Flow field comparison between dihedral/traditional canard（Ma = 12、α = 60°）

圖28 上反/傳統(tǒng)鴨翼表面熱流分布對(duì)比（Ma = 12、α = 60°）Fig. 28 Surface heat flux comparison between dihedral/traditional canard（Ma = 12、α = 60°）

綜合上述分析，針對(duì)高超聲速段大攻角飛行工況，傳統(tǒng)鴨翼配置方式暴露出舵效降低、熱環(huán)境惡劣的缺點(diǎn)，而上反控制方式具有明顯的高效、低熱的優(yōu)勢(shì)。

3.4.2 四翼與兩翼控制的對(duì)比

從星艦再入攻角需求來看，超聲速使用攻角大于70°，亞聲速大于90°，考慮一定的余量，同時(shí)結(jié)合3.3 節(jié)配平特性分析結(jié)果，僅使用一對(duì)前翼不能保障低速段，特別是亞聲速段減速及翻滾機(jī)動(dòng)的需求，增加后翼控制顯著改善了這一情況，可以將亞聲速使用攻角拓展至120°，實(shí)現(xiàn)了與彈道末段推力矢量控制著陸的有效銜接。其次，考慮到低速大機(jī)動(dòng)需要保有足夠的控制裕度，如果兼顧滾轉(zhuǎn)通道控制，一對(duì)前翼負(fù)擔(dān)過重，增加后翼可以根據(jù)實(shí)際情況靈活分配控制權(quán)重，顯著提高飛行器控制裕度。再次，考慮到載荷質(zhì)量與尺寸的變化可能帶來的質(zhì)心位置變化，增加后翼增大了星艦的質(zhì)心許用范圍。

3.5 熱環(huán)境與熱防護(hù)問題

（1）模擬高超聲速段彈道。模擬計(jì)算星艦高超聲速段再入彈道，以評(píng)估熱環(huán)境影響。根據(jù)圖7，簡(jiǎn)單地取初速7 500 m/s，高度125 km，彈道傾角為零，質(zhì)量140 t。為簡(jiǎn)化彈道制導(dǎo)計(jì)算工作，設(shè)置縱向60°定攻角、側(cè)向不機(jī)動(dòng)的飛行方式，彈道大致滿足高空平飛及15 min 高超聲速段飛行時(shí)間要求，飛行時(shí)間較航天飛機(jī)軌道器再入過程30 min 以上大幅減少。圖29中給出彈道變化過程，并與航天飛機(jī)軌道器再入彈道進(jìn)行了對(duì)比[18]。因是定性分析，彈道高度、飛行時(shí)間與公布狀態(tài)大致相近，熱環(huán)境不會(huì)發(fā)生規(guī)律性差異。

圖29 再入彈道高度變化及對(duì)比（高超段）Fig. 29 Height curve of reentry trajectory（Hypersonic section）

（2）熱環(huán)境計(jì)算結(jié)果。表3 給出了星艦與航天飛機(jī)STS-1 彈道熱環(huán)境計(jì)算結(jié)果。從計(jì)算數(shù)據(jù)可見：星艦端頭部位熱流高于航天飛機(jī)軌道器，大面積區(qū)熱流與航天飛機(jī)軌道器相當(dāng)。而從總加熱量來看，星艦端頭及大面積區(qū)比航天飛機(jī)軌道器小了2/3 以上。因此總體而言，星艦熱環(huán)境較航天飛機(jī)軌道器要緩和，熱防護(hù)設(shè)計(jì)難度有所降低。

表3 星艦與航天飛機(jī)軌道器熱環(huán)境數(shù)據(jù)對(duì)比Table 3 Thermal environment comparison between Starship and Space shuttle Orbiter

圖30 給出了星艦迎風(fēng)面熱流云圖（高度65 km，速度7 000 m/s，攻角60°，前翼上反20°）。星艦全機(jī)最大熱流部位為鉸鏈縫隙附近、翼安裝基座及端頭區(qū)，三者熱流基本相當(dāng)。整體而言星艦熱環(huán)境并不嚴(yán)酷，頭部的鴨翼設(shè)計(jì)并未產(chǎn)生嚴(yán)重的高熱問題，這得益于星艦高效的減速能力以及大攻角飛行鈍面迎風(fēng)的減熱作用。

圖30 星艦熱流云圖Fig. 30 Contour of heat flux of Starship

（3）熱防護(hù)設(shè)計(jì)。星艦迎風(fēng)面采用防熱瓦進(jìn)行熱防護(hù)，端頭及大面積迎風(fēng)面、翼前緣及迎風(fēng)面、鉸鏈縫隙均敷設(shè)蜂巢狀防熱瓦，活動(dòng)鉸鏈處使用金屬密封設(shè)計(jì)，見圖31。由于全機(jī)熱環(huán)境并不嚴(yán)酷，機(jī)體采用了耐高溫的鋼材料，防熱材料種類得到簡(jiǎn)化，沒有使用昂貴的C-C 類材料，背風(fēng)面也沒有設(shè)置隔熱氈。星艦使用的TUFROC 防熱瓦與C-C 材料耐溫能力相當(dāng)，經(jīng)過了X-37B 的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，重復(fù)使用溫度上限1 650 ℃，一次性使用溫度上限1 982 ℃，平均密度約0.4 g/cm3，而成本大幅降低（為C-C 的1/10），生產(chǎn)周期大大縮短（為C-C 的1/6）[20]。

圖31 星艦外敷防熱瓦狀態(tài)Fig. 31 Starship with TUFROC TPS

3.6 生產(chǎn)制造問題

SpaceX 公司強(qiáng)調(diào)盡量簡(jiǎn)化生產(chǎn)制造工藝、使用成熟材料與制造方法，縮短生產(chǎn)周期與費(fèi)用。簡(jiǎn)潔的氣動(dòng)布局與總體設(shè)計(jì)為生產(chǎn)制造帶來了以下好處：

1）機(jī)體為軸對(duì)稱的曲線錐-柱組合體，機(jī)翼采用梯形翼面，沒有復(fù)雜的翼型剖面，均由簡(jiǎn)單的型面構(gòu)成，有利于加工成型，可大大減少復(fù)雜的成型工藝以及銑削等機(jī)加工作量。機(jī)體結(jié)構(gòu)及燃料儲(chǔ)箱材料采用便宜的工業(yè)級(jí)304 不銹鋼，制造難度較航天飛機(jī)或X-37B 等飛行器大大降低。

2）柱段方便布置大容量液體燃料壓力儲(chǔ)箱，提高裝載效率。通過訂制類似管材的整體桶形件，省去了傳統(tǒng)的板材卷焊加工過程，制造工作量大大減少。

3）規(guī)則的外形使金屬承力結(jié)構(gòu)方便采用經(jīng)典高效的蒙皮+桁條+環(huán)框的結(jié)構(gòu)形式，工藝成熟；曲線頭錐瓜瓣件開始采用沖壓件分段焊接工藝，后優(yōu)化改為一次拉伸成型工藝，效率高、型面光滑。

4）簡(jiǎn)單型面使得防熱瓦的設(shè)計(jì)與敷設(shè)工作大大簡(jiǎn)化，防熱瓦規(guī)格簡(jiǎn)化為有限的幾種，通用性提高，能進(jìn)行規(guī)?；a(chǎn)，備件充足，一旦出現(xiàn)問題可快速更換。反觀航天飛機(jī)，幾乎每塊防熱瓦的形狀尺寸都不一樣，無法互換，需要定制，導(dǎo)致生產(chǎn)制造與安裝成本極高、周期長(zhǎng)，成為再次發(fā)射技術(shù)準(zhǔn)備工作中的瓶頸。

5）星艦-超重運(yùn)載系統(tǒng)采用串聯(lián)布局形式，沒有類似航天飛機(jī)的外部燃料箱，迎風(fēng)面無需設(shè)置與燃料箱的分離連接結(jié)構(gòu)，也不用給燃料輸送管路開口、考慮艙門的開閉與防熱密封；由于采用垂直降落，迎風(fēng)面也無需布置活動(dòng)的起落架艙門。這些設(shè)計(jì)有助于保持迎風(fēng)面結(jié)構(gòu)的完整，簡(jiǎn)化了設(shè)計(jì)，降低了再入階段的防熱風(fēng)險(xiǎn)。

4 結(jié) 論

本文選取的CFD 計(jì)算狀態(tài)有限，要分析星艦全彈道、全狀態(tài)氣動(dòng)特性，進(jìn)行深入、細(xì)致、準(zhǔn)確的性能評(píng)估是遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠的。但通過選取典型狀態(tài)，針對(duì)方案主要問題開展初步分析，對(duì)星艦獨(dú)特的氣動(dòng)布局形成如下基本認(rèn)識(shí)：

1）星艦再入彈道全程均為大攻角飛行工況，縱向按照大攻角工況進(jìn)行自配平設(shè)計(jì)，排除小攻角配平的可能性，規(guī)避了兼顧小攻角飛行帶來的配平、穩(wěn)定、操縱等諸多矛盾；星艦典型飛行工況具有高阻低升特點(diǎn)，減速性能出色。

2）星艦采用無尾布局、四翼上反控制，簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)的同時(shí)保證了大攻角橫航向穩(wěn)定與寬速域高俯仰控制效率，四翼控制增大了配平攻角范圍，進(jìn)一步提高了控制裕度與舵偏分配的靈活性，使得星艦?zāi)軌蜻m應(yīng)更寬的質(zhì)心變化范圍；

3）得益于優(yōu)異的高空減速性能，星艦再入返回彈道熱環(huán)境較航天飛機(jī)軌道器要緩和，防隔熱難度降低，熱防護(hù)方案得到了簡(jiǎn)化；同時(shí)星艦的簡(jiǎn)潔外形簡(jiǎn)化了結(jié)構(gòu)與熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)與裝配工作，大幅減少了制造成本與翻修工作量，降低了全壽命周期費(fèi)用。

綜合來看，作為一型重復(fù)使用的升力式再入返回飛行器，得益于目標(biāo)明確、清晰梳理了設(shè)計(jì)需求，星艦?zāi)壳暗募夹g(shù)狀態(tài)較航天飛機(jī)軌道器等可比案例具有方案更簡(jiǎn)潔、使用更便捷、成本更低廉、維護(hù)更方便的特點(diǎn)。我們應(yīng)予以關(guān)注，消化吸收其有益經(jīng)驗(yàn)，增進(jìn)對(duì)此類飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的認(rèn)識(shí)。