星艦氣動(dòng)性能及任務(wù)特性仿真分析

程 川，崔 瑋，劉 陽(yáng)，朱亮聰，盛英華

（1.北京跟蹤與通信技術(shù)研究所，北京 100094；2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；3.航天系統(tǒng)部裝備部軍事代表局，上海 201109）

0 引言

“超重-星艦”是SpaceX 公司正在研制的一種完全可重復(fù)使用的太空運(yùn)輸系統(tǒng)［1-4］，如圖1 所示，由基礎(chǔ)級(jí)超重型火箭和星艦上面級(jí)構(gòu)成，定位于滿(mǎn)足地球各類(lèi)軌道、星際載人登月、登火等任務(wù)需求的超重型星際運(yùn)輸系統(tǒng)。不同于傳統(tǒng)載人飛船或航天飛機(jī)的返回方式，星艦采用獨(dú)特的前后雙翼面錐柱體氣動(dòng)布局，可實(shí)現(xiàn)垂直起飛入軌、平躺再入返回、垂直降落的飛行模式。星艦研制遵循快速分階段驗(yàn)證迭代模式［5-7］，目前，已完成SN 系列原型機(jī)的10 km 級(jí)高空飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證一系列關(guān)鍵技術(shù)，并即將開(kāi)展BN 系列原型機(jī)軌道飛行測(cè)試。超重星艦因其遠(yuǎn)大的目標(biāo)、超強(qiáng)的能力、平民化的材料和創(chuàng)新的研制模式而廣受關(guān)注［8-11］，一旦研制成功并投入使用，將對(duì)航天發(fā)射項(xiàng)目、商業(yè)發(fā)射市場(chǎng)、太空環(huán)境等領(lǐng)域帶來(lái)重大影響，引領(lǐng)探索星際旅行市場(chǎng)。

圖1 “超重-星艦”系統(tǒng)Fig.1 “Superheavy-starship” system

星艦采用低質(zhì)阻比有翼錐形體氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，如圖2 所示，再入返回時(shí)，創(chuàng)新性地采用航天飛機(jī)和獵鷹9 號(hào)［12-14］Ⅰ子級(jí)返回相結(jié)合的回收模式。低質(zhì)阻比構(gòu)型再入過(guò)程中經(jīng)歷了腹部俯拍式自由落體、氣動(dòng)飄落、箭體翻轉(zhuǎn)、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力減速等［15-17］，再入時(shí)末端速度較低，充分利用氣動(dòng)減速。最后采用前后翼面操控和發(fā)動(dòng)機(jī)反推工作相結(jié)合的方式垂直著陸，實(shí)現(xiàn)艦體平躺再入返回、垂直降落的回收模式。

圖2 星艦再入返回飛行軌跡Fig.2 Trajectory representation diagram of the starship reentry-return flight

星艦再入飛行經(jīng)歷稀薄和稠密大氣，速度域范圍大，艦體姿態(tài)變化大，面臨嚴(yán)酷的力熱環(huán)境和過(guò)載約束［18-22］；同時(shí)，為實(shí)現(xiàn)落點(diǎn)控制、減速、著陸等功能，星艦前后翼面操控配合發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火反推控制［23-25］，反向噴流與來(lái)流及氣動(dòng)翼面相互干擾，返回氣動(dòng)力具有干擾大、熱流大及噪聲環(huán)境復(fù)雜的特點(diǎn)［26-28］。高速返回條件下，復(fù)雜力熱環(huán)境影響機(jī)理、演變規(guī)律等難以通過(guò)現(xiàn)有模型來(lái)確定；同時(shí)采用非常規(guī)的前后雙翼面組合，返回時(shí)普遍使用大攻角姿態(tài)飛行，為確定其三通道靜穩(wěn)定性和操控性，需開(kāi)展星艦有翼錐形體氣動(dòng)特性預(yù)示及前后翼面與發(fā)動(dòng)機(jī)組合控制技術(shù)研究。

本文主要根據(jù)Space X 公司對(duì)外公開(kāi)的星艦相關(guān)資料，對(duì)超重星艦系統(tǒng)的總體參數(shù)和氣動(dòng)布局進(jìn)行反演建模，采用數(shù)值仿真方法，初步分析超重星艦各級(jí)任務(wù)剖面的氣動(dòng)布局特點(diǎn)、前后翼面操縱控制策略、典型載人登月任務(wù)推演等，為實(shí)現(xiàn)類(lèi)星艦2級(jí)可重復(fù)使用運(yùn)載器在我國(guó)工程的應(yīng)用，提供一些技術(shù)思考。

1 星艦系統(tǒng)介紹

2016 年9 月，馬斯克在第67 屆國(guó)際宇航大會(huì)上，發(fā)布了Space X 公司殖民火星的系統(tǒng)方案，即行星際運(yùn)輸系統(tǒng)（Interplanetary Transportation System，ITS）。目的是打造一整套往返火星完全可重復(fù)使用的箭船系統(tǒng)，經(jīng)過(guò)一系列迭代和演化，最終確定由基礎(chǔ)級(jí)超重型火箭和星艦上面級(jí)構(gòu)成。如圖3 中所示，“星艦-超重”系統(tǒng)總高約120 m，起飛總重為5 000 t，起飛推力為7 400 t。采用不銹鋼作為全箭主結(jié)構(gòu)，上行載荷150 t，返回載荷50 t，可運(yùn)送100 人往返火星?；A(chǔ)級(jí)超重火箭為通用助推模塊，高約70 m，直徑9 m，推進(jìn)劑加注量為3 300 t，安裝33 臺(tái)“猛禽”液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，設(shè)置4 個(gè)菱形柵格舵。Ⅱ級(jí)星艦高50 m，直徑9 m，設(shè)6 臺(tái)“猛禽”液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)（3 臺(tái)海平面型+3 臺(tái)真空型），采用梯形雙鴨翼+雙尾翼，設(shè)6 個(gè)可伸縮著陸支腿，防熱系統(tǒng)采用防熱瓦，反作用控制系統(tǒng)（Reaction Control System，RCS）為擠壓式液氧/甲烷熱氣推力器。

圖3 超重和星艦Fig.3 Diagrams of the superheavy and starship

星艦與超重火箭組合體為完全可重復(fù)使用運(yùn)載系統(tǒng)，Ⅱ級(jí)構(gòu)型，單次發(fā)射可運(yùn)送約150 t 有效載荷至近地軌道，主要技術(shù)參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 “星艦”與“超重”組合體主要技術(shù)參數(shù)Tab.1 Main parameters of the combined superheavy and starship

星艦于2019 年9 月28 日在德州首秀，原型星艦命名Mark1，后改名為SN 系列。從2019 年11 月20日開(kāi)始測(cè)試至今，歷時(shí)1 年多，已完成Mark1～SN15累計(jì)15 臺(tái)星艦的試驗(yàn)，歷經(jīng)貯箱低溫壓力測(cè)試、靜態(tài)點(diǎn)火測(cè)試，以及原型機(jī)150 m 和10 km 級(jí)垂直起降測(cè)試，如圖4 中所示，并在試驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)軟著陸。具體迭代設(shè)計(jì)過(guò)程如下。

圖4 SN8～15 10 km 級(jí)飛行Fig.4 Diagram of the SN8～15 km flight

1）Mark1～4 是全尺寸原型機(jī)，原計(jì)劃進(jìn)行軌道級(jí)20 km（高度測(cè)試飛行。但Mark1 在2019 年11月20 日進(jìn)行儲(chǔ)罐最大壓力測(cè)試時(shí)發(fā)生爆炸，儲(chǔ)罐Mark1）下半部分的穹頂被炸開(kāi)。Mark2 和Mark4停止建造，Mark3 則繼續(xù)建造并更名為SN1。

2）SN5 首次完成150 s 垂直起降試驗(yàn)，SN6 同樣完成150 m 垂直起降測(cè)試。

3）SN7 系列主要是一系列通過(guò)低溫壓力測(cè)試等改進(jìn)低溫儲(chǔ)罐材料（304L 不銹鋼）與設(shè)計(jì)（更薄）的簡(jiǎn)易原型機(jī)。

4）SN8 裝配3 臺(tái)猛禽發(fā)動(dòng)機(jī)，第1 艘?guī)б碓蜋C(jī)，裝配頭錐和前翼，前后翼采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)和變速箱，已完成靜態(tài)點(diǎn)火測(cè)試，開(kāi)展15 km 飛行試驗(yàn)。

5）SN9 更進(jìn)一步，全部采用新型不銹鋼304L，并在其腹部大面積增加耐高溫瓷片，作為穿越大氣層 的隔熱層（Thermal Protection System，TPS）。SN10 嘗試10 km 測(cè)試飛行，但著陸約8 min 后爆炸。

6）2021 年5 月5 日，SN15 成功完成1 次短暫的亞軌道試飛。試驗(yàn)箭飛到約10 km 的高度，然后轉(zhuǎn)入下降階段，并于起飛后6 min 落回到試驗(yàn)場(chǎng)。

7）2021 年8 月5 日，SN20 與B4 成功對(duì)接，準(zhǔn)備進(jìn)行軌道級(jí)測(cè)試飛行。

8）2022 年6 月13 日，通過(guò)美國(guó)聯(lián)邦航空管理局（Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA）環(huán)評(píng)，由升級(jí)版SN24+B7 替代SN20+B4 執(zhí)行軌道發(fā)射任務(wù)。

9）2023 年2 月10 日，完成31 臺(tái)猛禽2 發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)點(diǎn)火測(cè)試，產(chǎn)生約3 600 t 推力，考核了發(fā)射臺(tái)對(duì)推力和高溫承載能力。

北京時(shí)間2023 年4 月20 日21 時(shí)30 分［29-30］，美國(guó)太空探索技術(shù)公司的超重-星艦成功實(shí)現(xiàn)首次發(fā)射，發(fā)射階段圓滿(mǎn)，但飛至36 km、速度1 700 m/s 時(shí)，多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)陸續(xù)出現(xiàn)故障，導(dǎo)致飛行失控，Ⅱ級(jí)分離失敗后，執(zhí)行箭上自毀程序。雖然發(fā)射失敗，但這是一次偉大的嘗試，考核超重-星艦的工程可行性，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)、結(jié)構(gòu)、控制、增壓輸送等主要系統(tǒng)在復(fù)雜飛行環(huán)境中的可靠性。

2 氣動(dòng)性能仿真分析

2.1 基本氣動(dòng)特性

“超重-星艦”系統(tǒng)為Ⅱ級(jí)可重復(fù)使用運(yùn)載器，“超重”Ⅰ子級(jí)返回基本同獵鷹9 模式，但回收方式極具挑戰(zhàn)性，擬采用“筷子”機(jī)械臂空中抓??；Ⅱ級(jí)星艦再入返回采用航天飛機(jī)和Ⅰ子級(jí)返回相結(jié)合的獨(dú)特模式。星艦返回時(shí)，需減速離軌，再入大氣層將星艦姿態(tài)調(diào)整為迎風(fēng)模式，有效地利用氣動(dòng)阻力減速，最后采用舵面控制和發(fā)動(dòng)機(jī)反推工作相結(jié)合的方式垂直著陸。其氣動(dòng)外形特點(diǎn)是，在主動(dòng)飛行段，相比于傳統(tǒng)單芯級(jí)火箭的軸對(duì)稱(chēng)布局，“超重-星艦”Ⅰ子級(jí)組合體為面對(duì)稱(chēng)布局；Ⅰ子級(jí)級(jí)間段處布置4 片“菱形”柵格舵，與獵鷹9 號(hào)柵格舵相互間隔90°布局方式不同，柵格舵在上升段有展開(kāi)和收攏2 種狀態(tài)；根據(jù)著陸方案不同，Ⅰ子級(jí)尾部布置6片兼顧著陸支腿的尾翼，或取消尾翼采用機(jī)械臂抓捕柵格舵的回收模式。星艦采用不同于傳統(tǒng)升力體飛行器的新型舵面控制方式，前后2 對(duì)可沿軸線方向偏轉(zhuǎn)的梯形舵面，同時(shí)舵面可向艦體方向收起，再入返回時(shí)，降低舵面的氣動(dòng)熱載荷。經(jīng)過(guò)輪迭代，從氣動(dòng)舵面控制效率、發(fā)動(dòng)機(jī)組合控制策略、氣動(dòng)熱防護(hù)、著陸形式等多方面優(yōu)化考慮，最終形成星艦前后布置2 對(duì)控制舵面的氣動(dòng)布局方案。

對(duì)“超重-星艦”組合體、“超重”Ⅰ子級(jí)和Ⅱ級(jí)星艦進(jìn)行反演建模和數(shù)值仿真研究，評(píng)估“超重-星艦”組合體在主動(dòng)飛行段、“超重”Ⅰ子級(jí)和Ⅱ級(jí)星艦再入返回段的氣動(dòng)特性，其中超重-星艦組合體和Ⅱ級(jí)星艦返回段氣動(dòng)外形如圖5 中所示?！俺亍雹褡蛹?jí)為“有尾翼+柵格舵收攏”和“無(wú)尾翼+柵格舵展開(kāi)”2 種狀態(tài)，Ⅱ級(jí)星艦為“前后舵面均展開(kāi)”和“前后舵面沿箭體收攏”2 種狀態(tài)，結(jié)果如圖6 所示，計(jì)算中參考面積均為63.617 m2。

圖5 超重-星艦組合體及各返回段氣動(dòng)外形Fig.5 Aerodynamic profile of the combined superheavy and starship

圖6 超重-星艦組合體不同狀態(tài)下氣動(dòng)特性對(duì)比曲線Fig.6 Contrast curves for the aerodynamic characteristics of the combined superheavy and starship at different states

由圖6 可知，“超重-星艦”組合體在上升段飛行時(shí)，“超重”Ⅰ子級(jí)柵格舵展開(kāi)狀態(tài)相比于收攏狀態(tài)，對(duì)全箭總阻力系數(shù)Cx的影響為增加約15%，對(duì)全箭法向力分布特性及壓心位置影響較小。初步分析可知，在Ⅰ級(jí)飛行階段發(fā)動(dòng)機(jī)推力裕度較大情況下，柵格舵系統(tǒng)可設(shè)計(jì)為固定展開(kāi)狀態(tài)，去掉柵格舵展開(kāi)收攏機(jī)構(gòu)，以減輕結(jié)構(gòu)重量。同時(shí)，“超重”Ⅰ子級(jí)返回時(shí)，展開(kāi)狀態(tài)的柵格舵可直接作為支撐機(jī)構(gòu)進(jìn)行“筷子”機(jī)械系統(tǒng)抓捕回收。在另一種著陸方案中，“超重”Ⅰ子級(jí)尾部安裝的尾翼，可有效調(diào)整全箭壓心位置Xcp向發(fā)動(dòng)機(jī)底部移動(dòng)，降低控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度，同時(shí)尾翼可兼顧作為著陸支腿作用。

返回段氣動(dòng)設(shè)計(jì)較上升段在機(jī)理上有較大的差異，由單純的克服氣動(dòng)力帶來(lái)的不利影響轉(zhuǎn)變?yōu)閷?duì)氣動(dòng)力的合理利用。在發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流工作時(shí)，底部噴管、尾翼支腿等部件朝前，迎向來(lái)流并與其相互作用，流動(dòng)十分復(fù)雜。“超重”Ⅰ子級(jí)返回時(shí)通過(guò)柵格舵操縱、RCS 與發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流相互結(jié)合，實(shí)現(xiàn)返回時(shí)不同飛行階段的精確著陸控制。某Ⅰ子級(jí)返回段在不同噴流狀態(tài)下（Pj為噴流流量kg/s）的軸向力系數(shù)Cx和法向力系數(shù)Cn對(duì)比曲線如圖7 所示。

圖7 不同噴流狀態(tài)下某Ⅰ子級(jí)返回段氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比曲線Fig.7 Contrast curves for the aerodynamic parameters of one I sub-level reentry segment at different jet flow states

由圖7 可知，反向噴流導(dǎo)致Ⅰ子級(jí)箭體周?chē)鲌?chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生較大變化，使得Ⅰ子級(jí)返回段阻力系數(shù)明顯減小，隨著噴流強(qiáng)度的增加，減阻效果更為顯著；需要注意的是在返回點(diǎn)火減速段，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)工作產(chǎn)生直接反推力來(lái)減速，但反向噴流使得全箭阻力系數(shù)大幅降低，削弱了氣動(dòng)阻力減速的效果，需綜合評(píng)估。同時(shí)，反向噴流干擾使得Ⅰ子級(jí)返回段箭體的法向力系數(shù)呈降低趨勢(shì)，隨著反向噴流強(qiáng)度的增加，降低效果更為顯著。

Ⅱ級(jí)星艦采用垂直起飛入軌、水平再入并垂直降落的飛行模式，其軌道級(jí)再入返回使得前后舵面下表面的氣動(dòng)熱載荷較為嚴(yán)酷，除采取相應(yīng)熱防護(hù)技術(shù)外，可將前后舵面向艦體收攏，大幅降低舵面表面和前緣的氣動(dòng)熱載荷。星艦再入返回中前后舵面均展開(kāi)和收攏2 種狀態(tài)下的阻力系數(shù)Cd和升阻比L/D 對(duì)比曲線如圖8 所示，星艦在典型大攻角狀態(tài)下的流場(chǎng)壓力分布云圖和馬赫數(shù)分布云圖如圖9所示。

圖8 星艦再入返回氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)Fig.8 Aerodynamic characteristic data during the starship reentry

圖9 星艦再入返回大攻角下流場(chǎng)壓力和馬赫數(shù)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

由圖8 和圖9 可知，星艦在大攻角姿態(tài)下飛行時(shí)的阻力系數(shù)顯著提高，即使前后舵面呈收攏狀態(tài)，星艦在大攻角下的阻力系數(shù)也維持在較高水平；再入返回時(shí)可充分利用大攻角飛行時(shí)的自身阻力特性進(jìn)行氣動(dòng)減速。星艦的最大升阻比出現(xiàn)在攻角30°附近，到達(dá)1.6 左右，星艦前面舵面的展開(kāi)或收攏狀態(tài)對(duì)其升阻比的影響較小，在典型的大攻角姿態(tài)（攻角60°左右）飛行時(shí)，星艦的升阻比約為0.5；同時(shí)，對(duì)星艦這種有翼錐柱外形的大攻角飛行模式，在大攻角姿態(tài)飛行時(shí)，流場(chǎng)存在大分離現(xiàn)象，具有較強(qiáng)的非定常特性；其舵面控制率也存在較強(qiáng)的非線性，因此星艦采用了前后雙翼面的氣動(dòng)布局形式，使得再入返回中，在大、小攻角下均有足夠的控制能力來(lái)維持飛行狀態(tài)穩(wěn)定性，并在低空低速飛行階段可以依靠氣動(dòng)舵面快速調(diào)整呈垂直姿態(tài)，配合發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流進(jìn)行回收降落。

2.2 氣動(dòng)舵面控制

相比于傳統(tǒng)基于副翼以及尾翼的傳統(tǒng)舵面控制方式有很大的不同，星艦再入返回時(shí)的舵面控制方式為：通過(guò)前翼的單側(cè)和雙側(cè)偏轉(zhuǎn)、后翼的單側(cè)和雙側(cè)偏轉(zhuǎn)及前后翼的組合偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)飛行器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)三軸的控制。星艦氣動(dòng)舵面三通道控制如圖10 和圖11 所示。

圖10 星艦氣動(dòng)舵面控制模型Fig.10 Schematic diagram of the starship control models

圖11 星艦再入返回三通道組合控制流程Fig.11 Flowsheet of the three-channel combined control for the starship reentry-return flight

結(jié)合張佳宇等［19］的計(jì)算結(jié)果，經(jīng)初步分析發(fā)現(xiàn)，后翼偏轉(zhuǎn)角與俯仰力矩的線性相關(guān)性較好，通過(guò)雙側(cè)后翼的對(duì)稱(chēng)偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)俯仰控制；在小偏轉(zhuǎn)角時(shí)，前翼偏轉(zhuǎn)角與俯仰力矩相關(guān)性較好，通過(guò)雙側(cè)前翼微幅偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)精確俯仰控制。前翼偏轉(zhuǎn)對(duì)偏航力矩的影響顯著，同時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩的耦合變化較小，通過(guò)雙側(cè)前翼的非對(duì)稱(chēng)偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)偏航控制。后翼偏轉(zhuǎn)與滾轉(zhuǎn)力矩線性較好，但會(huì)耦合偏航力矩變化，通過(guò)雙側(cè)后翼和前翼的組合偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制。

3 任務(wù)特性仿真分析

3.1 載人登月任務(wù)

星艦創(chuàng)新性的提出空間在軌加注理念，星艦既是飛行器又是推進(jìn)劑倉(cāng)庫(kù)，通過(guò)多次發(fā)射星艦，可大幅提高星艦深空探測(cè)的能力。對(duì)星艦的載人登月任務(wù)模式進(jìn)行初步計(jì)算分析，以“超重-星艦”Ⅰ級(jí)原場(chǎng)垂直返回，Ⅱ級(jí)運(yùn)輸最大的推進(jìn)劑至補(bǔ)給軌道，并多次發(fā)射星艦，提高在軌星艦的推進(jìn)劑工作量，然后發(fā)射載人版星艦至補(bǔ)給軌道，星艦空間在軌加注登陸月球并返回地球?yàn)榈湫腿蝿?wù)，分析在這種典型任務(wù)模式下，單次星艦最大推進(jìn)劑運(yùn)輸量，實(shí)現(xiàn)載人登月及返回地球需要發(fā)射星艦的數(shù)量。

如圖12 所示，ΔV為速度增量，F(xiàn)為地球引力，考慮加注星艦長(zhǎng)期滯留軌道，選取星艦推進(jìn)劑補(bǔ)給軌道高度為300 km 圓軌道，通過(guò)星艦運(yùn)輸推進(jìn)劑至軌道，星艦留守在軌道上，等待下一艘星艦攜帶推進(jìn)劑至軌道，然后兩艘星艦尾部對(duì)接，進(jìn)行在軌推進(jìn)劑加注，經(jīng)過(guò)多次發(fā)射星艦，使得在軌星艦推進(jìn)劑足夠用于登月，隨后發(fā)射載人版星艦至補(bǔ)給軌道，載人星艦與加注星艦對(duì)接，補(bǔ)充完推進(jìn)劑的載人星艦，變軌飛行至月球，完成后續(xù)月球登陸及返回任務(wù)，考慮月球繞地球的軌道傾角變化范圍為18.4°～28.7°。為減小地月轉(zhuǎn)移軌道與月球軌道的夾角，進(jìn)而減小星艦變軌至月球后的相對(duì)速度，考慮到卡納維爾角發(fā)射場(chǎng)地理緯度約為28.5°，火箭發(fā)射段不進(jìn)行偏航機(jī)動(dòng)，軌道傾角取28.7°。

圖12 星艦載人登月Fig.12 Schematic diagram of manned lunar-landing with the starship

按照單次推進(jìn)劑最大攜帶量?jī)?yōu)化，經(jīng)初步計(jì)算評(píng)估，星艦載人登月任務(wù)中，各環(huán)節(jié)推進(jìn)劑用量情況見(jiàn)表2。

表2 星艦載人登月任務(wù)中各環(huán)節(jié)推進(jìn)劑用量Tab.2 Propellent consumption of a manned lunar-landing mission with the starship

由表2 可知，為實(shí)現(xiàn)超重-星艦構(gòu)型載人登月，星艦在軌總加注量約為1 754.297 t，未超過(guò)Ⅱ級(jí)星艦最大加注量1 800 t，按照單次運(yùn)輸推進(jìn)劑加注量117 t 計(jì)算，需發(fā)射星艦次數(shù)約為15 次。對(duì)于非載人版星艦，可進(jìn)一步放開(kāi)返回過(guò)載約束，進(jìn)一步減少星艦返回的推進(jìn)劑量，但總發(fā)射次數(shù)仍然偏多，因此降低星艦結(jié)構(gòu)死重對(duì)深空探測(cè)較為必要。

3.2 全球1 h 抵達(dá)任務(wù)

美國(guó)空軍全球1 h 投送的概念來(lái)源于SpaceX公司對(duì)于星艦的主要功能定位之一，為地球上城市間的點(diǎn)對(duì)點(diǎn)航班洲際運(yùn)輸?shù)脑O(shè)想。在軌道參數(shù)計(jì)算中，地球兩點(diǎn)之間的航天器軌跡根據(jù)兩地之間經(jīng)緯度確定彈道平面在空間中的方位，然后利用航天器的飛行時(shí)間進(jìn)行修正。設(shè)計(jì)彈道時(shí)，考慮采用彈道式方案和軌道式方案，實(shí)施點(diǎn)對(duì)點(diǎn)快速投送任務(wù)。

如圖13 所示，以洛杉磯到上海航線為例，全程約11 600 km，飛行時(shí)間約為56 min，最大飛行速度為6 351 m/s。Ⅰ子級(jí)前場(chǎng)返回，飛行結(jié)束后，垂直返回海上回收，減速段5 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作約33 s，在海拔高度約3 700 m 處，將火箭調(diào)整至垂直姿態(tài)，3 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火軟著陸。Ⅱ級(jí)關(guān)機(jī)后，在海拔約130 km 高度，6 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作約31 s 進(jìn)行減速，進(jìn)入大氣層前Ⅱ子級(jí)大角度調(diào)姿，將彈道拉平降低再入過(guò)載，調(diào)整姿態(tài)增加氣動(dòng)阻力面積，充分利用大氣減速，在海拔高度約1 200 m 處，調(diào)整為垂直姿態(tài)，2 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火軟著陸。

圖13 星艦全球1 h 小時(shí)投送仿真計(jì)算Fig.13 Simulation results of the one-hour global delivery by the starship

經(jīng)初步彈道反演分析，采用彈道式方案，通過(guò)多次再入大氣層，減小末端速度，能夠有效消耗星艦的動(dòng)能來(lái)節(jié)省燃料。但由于實(shí)際飛行空間路徑較長(zhǎng)，遠(yuǎn)距離投送時(shí)，難以在1 h 內(nèi)完成；采用軌道式投送方案，可縮短投送時(shí)間，實(shí)現(xiàn)地球上任意兩點(diǎn)間1 h 補(bǔ)給的目標(biāo)。此外，考慮地球自轉(zhuǎn)借速，地球兩點(diǎn)往返投送能力和投送時(shí)間存在有差異。

火箭運(yùn)輸在飛行速度上優(yōu)勢(shì)明顯，考慮到火箭推進(jìn)劑的物理特性、加注需求和加注時(shí)間，貨物裝載方便性等因素，與成熟的航空運(yùn)輸相比整體效率和效益偏低。尤其是在惡劣的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境，火箭需要的氣、液保障條件的要求，遠(yuǎn)高于目前可適用于野戰(zhàn)跑道起飛的運(yùn)輸機(jī)。綜合分析，星艦具備實(shí)現(xiàn)全球1 h 快速抵達(dá)任務(wù)的能力，但作為洲際戰(zhàn)略投送，僅適用于非戰(zhàn)場(chǎng)條件下的應(yīng)急戰(zhàn)略補(bǔ)充，未來(lái)20 年內(nèi)，快速戰(zhàn)略投送的主力依然會(huì)是戰(zhàn)略運(yùn)輸機(jī)。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)超重-星艦全任務(wù)飛行剖面（包括上升段、ⅠⅡ級(jí)返回段）及星艦新型舵面的氣動(dòng)特性進(jìn)行系統(tǒng)性分析和仿真研究，并根據(jù)其總體參數(shù)及氣動(dòng)數(shù)據(jù)，對(duì)星艦的載人登月模式典型任務(wù)展開(kāi)初步分析。

1）星艦開(kāi)創(chuàng)軌道再入垂直回收的先河。其氣動(dòng)布局與熱防護(hù)、返回控制、回收方式等密切相關(guān)，與傳統(tǒng)航天飛機(jī)依靠襟副翼控制的水平著陸不同，采用創(chuàng)新性的前后翼面布局和發(fā)動(dòng)機(jī)反推組合控制技術(shù)，在大攻角姿態(tài)下，阻力系數(shù)得到顯著提升，充分利用氣動(dòng)阻力減速，實(shí)現(xiàn)獨(dú)特的垂直起飛入軌，水平再入并垂直降落的返回飛行模式。

2）在返回點(diǎn)火減速段，反向噴流使得阻力系數(shù)大幅減低，削弱了氣動(dòng)阻力減速的效果。星艦采用有翼錐形體氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，再入返回全程中充分利用舵面氣動(dòng)力控制和氣動(dòng)減速。同時(shí)，這種低質(zhì)阻比構(gòu)型再入時(shí)末端速度較低，一般采用前后舵面（后翼為主控制面）和發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流控制，快速實(shí)現(xiàn)艦體的水平拉起和垂直著陸。

3）經(jīng)初步分析可知，星艦載人登月任務(wù)需發(fā)射星艦次數(shù)較多，需改進(jìn)和優(yōu)化“超重-星艦”系統(tǒng)。通過(guò)降低ⅠⅡ級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量，減少星艦在軌加注的發(fā)射次數(shù)，這對(duì)未來(lái)深空探測(cè)十分必要。星艦用于近地投送時(shí)，具備1 h 內(nèi)從美國(guó)本土起飛，將百?lài)崙?zhàn)略物資投送至亞太的能力。