星艦氣動性能及任務特性仿真分析

程 川，崔 瑋，劉 陽，朱亮聰，盛英華

（1.北京跟蹤與通信技術研究所，北京 100094；2.上海宇航系統工程研究所，上海 201109；3.航天系統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使用的太空運輸系統［1-4］，如圖1 所示，由基礎級超重型火箭和星艦上面級構成，定位于滿足地球各類軌道、星際載人登月、登火等任務需求的超重型星際運輸系統。不同于傳統載人飛船或航天飛機的返回方式，星艦采用獨特的前后雙翼面錐柱體氣動布局，可實現垂直起飛入軌、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證迭代模式［5-7］，目前，已完成SN 系列原型機的10 km 級高空飛行試驗，驗證一系列關鍵技術，并即將開展BN 系列原型機軌道飛行測試。超重星艦因其遠大的目標、超強的能力、平民化的材料和創新的研制模式而廣受關注［8-11］，一旦研制成功并投入使用，將對航天發射項目、商業發射市場、太空環境等領域帶來重大影響，引領探索星際旅行市場。

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

星艦采用低質阻比有翼錐形體氣動外形設計，如圖2 所示，再入返回時，創新性地采用航天飛機和獵鷹9 號［12-14］Ⅰ子級返回相結合的回收模式。低質阻比構型再入過程中經歷了腹部俯拍式自由落體、氣動飄落、箭體翻轉、發動機動力減速等［15-17］，再入時末端速度較低，充分利用氣動減速。最后采用前后翼面操控和發動機反推工作相結合的方式垂直著陸，實現艦體平躺再入返回、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

星艦再入飛行經歷稀薄和稠密大氣，速度域范圍大，艦體姿態變化大，面臨嚴酷的力熱環境和過載約束［18-22］；同時，為實現落點控制、減速、著陸等功能，星艦前后翼面操控配合發動機點火反推控制［23-25］，反向噴流與來流及氣動翼面相互干擾，返回氣動力具有干擾大、熱流大及噪聲環境復雜的特點［26-28］。高速返回條件下，復雜力熱環境影響機理、演變規律等難以通過現有模型來確定；同時采用非常規的前后雙翼面組合，返回時普遍使用大攻角姿態飛行，為確定其三通道靜穩定性和操控性，需開展星艦有翼錐形體氣動特性預示及前后翼面與發動機組合控制技術研究。

本文主要根據Space X 公司對外公開的星艦相關資料，對超重星艦系統的總體參數和氣動布局進行反演建模，采用數值仿真方法，初步分析超重星艦各級任務剖面的氣動布局特點、前后翼面操縱控制策略、典型載人登月任務推演等，為實現類星艦2級可重復使用運載器在我國工程的應用，提供一些技術思考。

1 星艦系統介紹

2016 年9 月，馬斯克在第67 屆國際宇航大會上，發布了Space X 公司殖民火星的系統方案，即行星際運輸系統（Interplanetary Transportation System，ITS）。目的是打造一整套往返火星完全可重復使用的箭船系統，經過一系列迭代和演化，最終確定由基礎級超重型火箭和星艦上面級構成。如圖3 中所示，“星艦-超重”系統總高約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構，上行載荷150 t，返回載荷50 t，可運送100 人往返火星?；A級超重火箭為通用助推模塊，高約70 m，直徑9 m，推進劑加注量為3 300 t，安裝33 臺“猛禽”液氧甲烷發動機，設置4 個菱形柵格舵。Ⅱ級星艦高50 m，直徑9 m，設6 臺“猛禽”液氧甲烷發動機（3 臺海平面型+3 臺真空型），采用梯形雙鴨翼+雙尾翼，設6 個可伸縮著陸支腿，防熱系統采用防熱瓦，反作用控制系統（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使用運載系統，Ⅱ級構型，單次發射可運送約150 t 有效載荷至近地軌道，主要技術參數見表1。

表1 “星艦”與“超重”組合體主要技術參數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日開始測試至今，歷時1 年多，已完成Mark1～SN15累計15 臺星艦的試驗，歷經貯箱低溫壓力測試、靜態點火測試，以及原型機150 m 和10 km 級垂直起降測試，如圖4 中所示，并在試驗中實現軟著陸。具體迭代設計過程如下。

圖4 SN8～15 10 km 級飛行Fig.4 Diagram of the SN8～15 km flight

1）Mark1～4 是全尺寸原型機，原計劃進行軌道級20 km（高度測試飛行。但Mark1 在2019 年11月20 日進行儲罐最大壓力測試時發生爆炸，儲罐Mark1）下半部分的穹頂被炸開。Mark2 和Mark4停止建造，Mark3 則繼續建造并更名為SN1。

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

3）SN7 系列主要是一系列通過低溫壓力測試等改進低溫儲罐材料（304L 不銹鋼）與設計（更?。┑暮喴自蜋C。

4）SN8 裝配3 臺猛禽發動機，第1 艘帶翼原型機，裝配頭錐和前翼，前后翼采用電機驅動和變速箱，已完成靜態點火測試，開展15 km 飛行試驗。

5）SN9 更進一步，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。試驗箭飛到約10 km 的高度，然后轉入下降階段，并于起飛后6 min 落回到試驗場。

7）2021 年8 月5 日，SN20 與B4 成功對接，準備進行軌道級測試飛行。

8）2022 年6 月13 日，通過美國聯邦航空管理局（Federal Aviation Administration，FAA）環評，由升級版SN24+B7 替代SN20+B4 執行軌道發射任務。

9）2023 年2 月10 日，完成31 臺猛禽2 發動機靜態點火測試，產生約3 600 t 推力，考核了發射臺對推力和高溫承載能力。

北京時間2023 年4 月20 日21 時30 分［29-30］，美國太空探索技術公司的超重-星艦成功實現首次發射，發射階段圓滿，但飛至36 km、速度1 700 m/s 時，多臺發動機陸續出現故障，導致飛行失控，Ⅱ級分離失敗后，執行箭上自毀程序。雖然發射失敗，但這是一次偉大的嘗試，考核超重-星艦的工程可行性，驗證發動機、結構、控制、增壓輸送等主要系統在復雜飛行環境中的可靠性。

2 氣動性能仿真分析

2.1 基本氣動特性

“超重-星艦”系統為Ⅱ級可重復使用運載器，“超重”Ⅰ子級返回基本同獵鷹9 模式，但回收方式極具挑戰性，擬采用“筷子”機械臂空中抓??；Ⅱ級星艦再入返回采用航天飛機和Ⅰ子級返回相結合的獨特模式。星艦返回時，需減速離軌，再入大氣層將星艦姿態調整為迎風模式，有效地利用氣動阻力減速，最后采用舵面控制和發動機反推工作相結合的方式垂直著陸。其氣動外形特點是，在主動飛行段，相比于傳統單芯級火箭的軸對稱布局，“超重-星艦”Ⅰ子級組合體為面對稱布局；Ⅰ子級級間段處布置4 片“菱形”柵格舵，與獵鷹9 號柵格舵相互間隔90°布局方式不同，柵格舵在上升段有展開和收攏2 種狀態；根據著陸方案不同，Ⅰ子級尾部布置6片兼顧著陸支腿的尾翼，或取消尾翼采用機械臂抓捕柵格舵的回收模式。星艦采用不同于傳統升力體飛行器的新型舵面控制方式，前后2 對可沿軸線方向偏轉的梯形舵面，同時舵面可向艦體方向收起，再入返回時，降低舵面的氣動熱載荷。經過輪迭代，從氣動舵面控制效率、發動機組合控制策略、氣動熱防護、著陸形式等多方面優化考慮，最終形成星艦前后布置2 對控制舵面的氣動布局方案。

對“超重-星艦”組合體、“超重”Ⅰ子級和Ⅱ級星艦進行反演建模和數值仿真研究，評估“超重-星艦”組合體在主動飛行段、“超重”Ⅰ子級和Ⅱ級星艦再入返回段的氣動特性，其中超重-星艦組合體和Ⅱ級星艦返回段氣動外形如圖5 中所示?！俺亍雹褡蛹墳椤坝形惨?柵格舵收攏”和“無尾翼+柵格舵展開”2 種狀態，Ⅱ級星艦為“前后舵面均展開”和“前后舵面沿箭體收攏”2 種狀態，結果如圖6 所示，計算中參考面積均為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下氣動特性對比曲線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，“超重”Ⅰ子級柵格舵展開狀態相比于收攏狀態，對全箭總阻力系數Cx的影響為增加約15%，對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級飛行階段發動機推力裕度較大情況下，柵格舵系統可設計為固定展開狀態，去掉柵格舵展開收攏機構，以減輕結構重量。同時，“超重”Ⅰ子級返回時，展開狀態的柵格舵可直接作為支撐機構進行“筷子”機械系統抓捕回收。在另一種著陸方案中，“超重”Ⅰ子級尾部安裝的尾翼，可有效調整全箭壓心位置Xcp向發動機底部移動，降低控制系統的設計難度，同時尾翼可兼顧作為著陸支腿作用。

返回段氣動設計較上升段在機理上有較大的差異，由單純的克服氣動力帶來的不利影響轉變為對氣動力的合理利用。在發動機反向噴流工作時，底部噴管、尾翼支腿等部件朝前，迎向來流并與其相互作用，流動十分復雜?！俺亍雹褡蛹壏祷貢r通過柵格舵操縱、RCS 與發動機反向噴流相互結合，實現返回時不同飛行階段的精確著陸控制。某Ⅰ子級返回段在不同噴流狀態下（Pj為噴流流量kg/s）的軸向力系數Cx和法向力系數Cn對比曲線如圖7 所示。

圖7 不同噴流狀態下某Ⅰ子級返回段氣動力系數對比曲線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，反向噴流導致Ⅰ子級箭體周圍流場結構發生較大變化，使得Ⅰ子級返回段阻力系數明顯減小，隨著噴流強度的增加，減阻效果更為顯著；需要注意的是在返回點火減速段，通過發動機工作產生直接反推力來減速，但反向噴流使得全箭阻力系數大幅降低，削弱了氣動阻力減速的效果，需綜合評估。同時，反向噴流干擾使得Ⅰ子級返回段箭體的法向力系數呈降低趨勢，隨著反向噴流強度的增加，降低效果更為顯著。

Ⅱ級星艦采用垂直起飛入軌、水平再入并垂直降落的飛行模式，其軌道級再入返回使得前后舵面下表面的氣動熱載荷較為嚴酷，除采取相應熱防護技術外，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熱載荷。星艦再入返回中前后舵面均展開和收攏2 種狀態下的阻力系數Cd和升阻比L/D 對比曲線如圖8 所示，星艦在典型大攻角狀態下的流場壓力分布云圖和馬赫數分布云圖如圖9所示。

圖8 星艦再入返回氣動特性數據Fig.8 Aerodynamic characteristic data during the starship reentry

圖9 星艦再入返回大攻角下流場壓力和馬赫數分布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，星艦在大攻角姿態下飛行時的阻力系數顯著提高，即使前后舵面呈收攏狀態，星艦在大攻角下的阻力系數也維持在較高水平；再入返回時可充分利用大攻角飛行時的自身阻力特性進行氣動減速。星艦的最大升阻比出現在攻角30°附近，到達1.6 左右，星艦前面舵面的展開或收攏狀態對其升阻比的影響較小，在典型的大攻角姿態（攻角60°左右）飛行時，星艦的升阻比約為0.5；同時，對星艦這種有翼錐柱外形的大攻角飛行模式，在大攻角姿態飛行時，流場存在大分離現象，具有較強的非定常特性；其舵面控制率也存在較強的非線性，因此星艦采用了前后雙翼面的氣動布局形式，使得再入返回中，在大、小攻角下均有足夠的控制能力來維持飛行狀態穩定性，并在低空低速飛行階段可以依靠氣動舵面快速調整呈垂直姿態，配合發動機反向噴流進行回收降落。

2.2 氣動舵面控制

相比于傳統基于副翼以及尾翼的傳統舵面控制方式有很大的不同，星艦再入返回時的舵面控制方式為：通過前翼的單側和雙側偏轉、后翼的單側和雙側偏轉及前后翼的組合偏轉，實現飛行器俯仰、偏航及滾轉三軸的控制。星艦氣動舵面三通道控制如圖10 和圖11 所示。

圖10 星艦氣動舵面控制模型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

結合張佳宇等［19］的計算結果，經初步分析發現，后翼偏轉角與俯仰力矩的線性相關性較好，通過雙側后翼的對稱偏轉實現俯仰控制；在小偏轉角時，前翼偏轉角與俯仰力矩相關性較好，通過雙側前翼微幅偏轉，實現精確俯仰控制。前翼偏轉對偏航力矩的影響顯著，同時滾轉力矩和俯仰力矩的耦合變化較小，通過雙側前翼的非對稱偏轉實現偏航控制。后翼偏轉與滾轉力矩線性較好，但會耦合偏航力矩變化，通過雙側后翼和前翼的組合偏轉，實現滾轉控制。

3 任務特性仿真分析

3.1 載人登月任務

星艦創新性的提出空間在軌加注理念，星艦既是飛行器又是推進劑倉庫，通過多次發射星艦，可大幅提高星艦深空探測的能力。對星艦的載人登月任務模式進行初步計算分析，以“超重-星艦”Ⅰ級原場垂直返回，Ⅱ級運輸最大的推進劑至補給軌道，并多次發射星艦，提高在軌星艦的推進劑工作量，然后發射載人版星艦至補給軌道，星艦空間在軌加注登陸月球并返回地球為典型任務，分析在這種典型任務模式下，單次星艦最大推進劑運輸量，實現載人登月及返回地球需要發射星艦的數量。

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

按照單次推進劑最大攜帶量優化，經初步計算評估，星艦載人登月任務中，各環節推進劑用量情況見表2。

表2 星艦載人登月任務中各環節推進劑用量Tab.2 Propellent consumption of a manned lunar-landing mission with the starship

由表2 可知，為實現超重-星艦構型載人登月，星艦在軌總加注量約為1 754.297 t，未超過Ⅱ級星艦最大加注量1 800 t，按照單次運輸推進劑加注量117 t 計算，需發射星艦次數約為15 次。對于非載人版星艦，可進一步放開返回過載約束，進一步減少星艦返回的推進劑量，但總發射次數仍然偏多，因此降低星艦結構死重對深空探測較為必要。

3.2 全球1 h 抵達任務

美國空軍全球1 h 投送的概念來源于SpaceX公司對于星艦的主要功能定位之一，為地球上城市間的點對點航班洲際運輸的設想。在軌道參數計算中，地球兩點之間的航天器軌跡根據兩地之間經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間進行修正。設計彈道時，考慮采用彈道式方案和軌道式方案，實施點對點快速投送任務。

如圖13 所示，以洛杉磯到上海航線為例，全程約11 600 km，飛行時間約為56 min，最大飛行速度為6 351 m/s。Ⅰ子級前場返回，飛行結束后，垂直返回海上回收，減速段5 臺發動機點火工作約33 s，在海拔高度約3 700 m 處，將火箭調整至垂直姿態，3 臺發動機點火軟著陸。Ⅱ級關機后，在海拔約130 km 高度，6 臺發動機點火工作約31 s 進行減速，進入大氣層前Ⅱ子級大角度調姿，將彈道拉平降低再入過載，調整姿態增加氣動阻力面積，充分利用大氣減速，在海拔高度約1 200 m 處，調整為垂直姿態，2 臺發動機點火軟著陸。

圖13 星艦全球1 h 小時投送仿真計算Fig.13 Simulation results of the one-hour global delivery by the starship

經初步彈道反演分析，采用彈道式方案，通過多次再入大氣層，減小末端速度，能夠有效消耗星艦的動能來節省燃料。但由于實際飛行空間路徑較長，遠距離投送時，難以在1 h 內完成；采用軌道式投送方案，可縮短投送時間，實現地球上任意兩點間1 h 補給的目標。此外，考慮地球自轉借速，地球兩點往返投送能力和投送時間存在有差異。

火箭運輸在飛行速度上優勢明顯，考慮到火箭推進劑的物理特性、加注需求和加注時間，貨物裝載方便性等因素，與成熟的航空運輸相比整體效率和效益偏低。尤其是在惡劣的戰場環境，火箭需要的氣、液保障條件的要求，遠高于目前可適用于野戰跑道起飛的運輸機。綜合分析，星艦具備實現全球1 h 快速抵達任務的能力，但作為洲際戰略投送，僅適用于非戰場條件下的應急戰略補充，未來20 年內，快速戰略投送的主力依然會是戰略運輸機。

4 結束語

本文對超重-星艦全任務飛行剖面（包括上升段、ⅠⅡ級返回段）及星艦新型舵面的氣動特性進行系統性分析和仿真研究，并根據其總體參數及氣動數據，對星艦的載人登月模式典型任務展開初步分析。

1）星艦開創軌道再入垂直回收的先河。其氣動布局與熱防護、返回控制、回收方式等密切相關，與傳統航天飛機依靠襟副翼控制的水平著陸不同，采用創新性的前后翼面布局和發動機反推組合控制技術，在大攻角姿態下，阻力系數得到顯著提升，充分利用氣動阻力減速，實現獨特的垂直起飛入軌，水平再入并垂直降落的返回飛行模式。

2）在返回點火減速段，反向噴流使得阻力系數大幅減低，削弱了氣動阻力減速的效果。星艦采用有翼錐形體氣動外形設計，再入返回全程中充分利用舵面氣動力控制和氣動減速。同時，這種低質阻比構型再入時末端速度較低，一般采用前后舵面（后翼為主控制面）和發動機反向噴流控制，快速實現艦體的水平拉起和垂直著陸。

3）經初步分析可知，星艦載人登月任務需發射星艦次數較多，需改進和優化“超重-星艦”系統。通過降低ⅠⅡ級結構質量，減少星艦在軌加注的發射次數，這對未來深空探測十分必要。星艦用于近地投送時，具備1 h 內從美國本土起飛，將百噸戰略物資投送至亞太的能力。