李志文，張 磊，李 亮，黃 斌，袁海濤

(北京機電工程總體設(shè)計部，北京 100854)

符號說明

0 引 言

星艦（Starship）及超重助推器（Super Heavy）是美國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輸、衛(wèi)星部署、全球超快速客運等近地任務(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到殖民火星等跨度極大的不同空間運輸活動要求，通用性與多任務(wù)能力大大超越了以往的航天器型號。

自2016 年SpaceX 公開ITS 方案[2]，星艦方案經(jīng)歷了多次重大設(shè)計更改與演變。2019 年，星艦首架原型機公開亮相。自此，SpaceX 公司采取原型機快速測試迭代驗證的策略，加速星艦的研制：2019 年完成星蟲初級驗證機的自由懸浮試驗和安全著陸試驗[3]，2020 年至今，通過原型機SN5[4]、SN6[5]、SN8[6]、SN9[7]、SN10[8]、SN11[9]、SN15[10]等密集的飛行測試，逐步掌握了150 m 低空懸浮、10 km 高空飛行以及翻滾機動、發(fā)動機重點火動力制動、垂直定點軟著陸等關(guān)鍵技術(shù)。按照目前的進度，集成度高、考核較全面的星艦-超重系統(tǒng)軌道飛行試驗有望很快實現(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-超重運輸系統(tǒng)采用兩級完全重復(fù)使用運載方案，設(shè)計運載能力為100 t。超重助推器完成一級動力飛行分離后，星艦繼續(xù)二級動力飛行，持續(xù)加速入軌。星艦設(shè)計上是二級火箭、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 火箭的動力制動垂直定點回收方案。星艦外形簡潔，機體為錐-柱組合，為滿足再入大氣層內(nèi)飛行要求，采取了獨具特色的鴨式無尾氣動布局，并在迎風(fēng)面敷設(shè)防熱瓦以應(yīng)對再入飛行熱環(huán)境。顯然，星艦?zāi)壳暗臍鈩硬季旨炔煌趥鹘y(tǒng)航天運輸系統(tǒng)的載人飛船與航天飛機方案，也不同于激進的空天飛機方案，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。目前對于這種布局形式的研究非常有限，左光[12]等對星艦早期外形（2019 年）著陸階段-低速段氣動特性進行了詳細分析，結(jié)合亞聲速大攻角分離流場仿真獲得的升力/阻力以及對頂點力矩隨前后翼偏轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律等氣動特性，給出星艦布局4 個翼面適用于三通道控制的結(jié)論。而星艦再入過程長時間高超聲速、超聲速飛行，該布局寬速域飛行氣動特性如何、能否實現(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、有什么突出的特點與優(yōu)勢、為什么采取這樣獨特的設(shè)計等問題還有待進一步分析研究。

本文根據(jù)一系列公開資料（尤其是2021 年9 月Everyday Astronaut 博主對馬斯克的公開采訪[13]），開展氣動計算與初步的技術(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)鴨翼對比等方面對星艦布局氣動特性進行了分析，同時根據(jù)彈道計算情況，進一步開展了熱環(huán)境分析及防熱材料、制造工藝性分析，嘗試從多個角度對星艦氣動布局設(shè)計理念進行剖析，供業(yè)界交流與討論。

1 星艦氣動布局

根據(jù)SpaceX 公開資料，星艦高50 m，直徑9 m，翼展估測約18 m。從頭部到尾部，采用小鈍頭-曲線錐-圓柱組合體外形。機翼按照鴨式布局配置，錐段設(shè)置一對前翼，柱段尾部設(shè)置一對后翼，均采用梯形翼面，通過改變四個翼面的上反角實現(xiàn)氣動控制。整機水平投影面積約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，星艦外形十分簡潔，特色鮮明，同時也帶來幾個疑問：

1）采用面對稱的錐-柱-翼組合簡單外形，直觀上來講方便與同直徑的超重助推器串聯(lián)組合構(gòu)成干凈的兩級火箭構(gòu)型，這比航天飛機復(fù)雜的軌道器-燃料箱-助推器并聯(lián)布局簡潔得多，而相應(yīng)的主動段氣動特性、飛行控制、助推器分離設(shè)計也要簡單得多。但是這種簡單構(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)彈及高機動戰(zhàn)斗機設(shè)計中較為常見，再入飛行器設(shè)計中未有先例。鴨式布局配合放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)，可以實現(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加熱環(huán)境，對熱防護是否構(gòu)成嚴重問題？

3）星艦沒有配置垂尾或腹鰭，采取無尾構(gòu)型設(shè)計，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）是一重大更改。無尾設(shè)計加上鴨翼的配置會導(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)，其航向壓心會過于靠前，這對橫航向靜穩(wěn)定性會不會構(gòu)成嚴重風(fēng)險？

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

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

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

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

2 星艦?zāi)Ｐ?、計算方法及參?shù)說明

2.1 計算模型與網(wǎng)格

星艦機體為旋成體構(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 為用于計算流體力學(xué)（computational fluid dynamics, CFD）仿真計算的幾何模型。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)定從機體頭部向尾部看，舵面向上偏轉(zhuǎn)時的舵偏角為正。

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

圖5 給出了對稱面及表面網(wǎng)格。整體計算網(wǎng)格首先由表面網(wǎng)格沿法向推進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)格進行填充，計算網(wǎng)格單元總數(shù)為200 萬。

圖5 星艦?zāi)Ｐ陀嬎憔W(wǎng)格Fig. 5 Computational grid of Starship configuration

2.2 數(shù)值方法及計算狀態(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。

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

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 氣動算法驗證

選取S809 翼型的大攻角流場開展了數(shù)值方法驗證。針對翼型大攻角流動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)壓力計算結(jié)果與試驗結(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)精度相對最高。

圖6 計算方法驗證Fig. 6 Validations of different computational methods

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

3 性能特點分析

3.1 再入返回彈道

星艦氣動布局設(shè)計核心考慮是滿足再入返回要求，因此必須結(jié)合再入彈道工況對其性能特點進行技術(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，最大速度可達馬赫數(shù)25。為盡量減小氣動加熱，星艦采取大攻角60°～70°飛行，機頭高抬，產(chǎn)生了立姿飛行的視覺效果。典型高超聲速飛行時間約15 min。此段星艦采取與航天飛機軌道器相似的彈道設(shè)計策略與制導(dǎo)方法，大攻角飛行一方面提供足夠的升力實現(xiàn)升重近似平衡，以維持長時高空低密度大氣環(huán)境飛行，防止機體因過早遭遇低空稠密大氣產(chǎn)生防熱失效風(fēng)險；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減速效果。為了調(diào)節(jié)射程，星艦采用航天飛機軌道器的傾斜轉(zhuǎn)彎（bankto-turn, BTT）機動方式，通過改變傾側(cè)角來實現(xiàn)側(cè)向大幅度S 形機動，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 機動來調(diào)節(jié)。

（2）超聲速飛行段。此段彈道星艦與航天飛機軌道器存在明顯差異。航天飛機軌道器在此段減小攻角飛行，以降低高度，準備接近著陸場。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，并因相對較輕的質(zhì)量有可能達到較低的平衡速度（即阻力與重力平衡）。典型的亞聲速段飛行時間約2 min。

（4）低速著陸段。距離著陸點約數(shù)百米高度時，星艦發(fā)動機點火進行推力矢量控制，完成機體快速翻轉(zhuǎn)機動，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，實現(xiàn)定點軟著陸。

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)造了極佳的氣動減速效果，低速著陸段動力制動和推力矢量控制時機很晚，燃料消耗相對不多，這與獵鷹9 火箭一級垂直回收設(shè)計由于氣動減速能力不夠而較早進行動力制動相比差異顯著；

5）星艦采用BTT 機動方式，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飛行器質(zhì)量。星艦原型機發(fā)布會上書面公開最終設(shè)計目標(biāo)為返回狀態(tài)空重85 t，馬斯克推特稱星艦原型機Mark1 返回狀態(tài)空重為200 t，預(yù)計Mark4 或Mark5 可降至120 t[17]?？紤]再入返回動力制動燃料需求以及載貨需求，可按照140 t 返回質(zhì)量進行分析。

（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，星艦實際再入過程中通過前翼上反可實現(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，且主要在攻角90°狀態(tài)飛行來減速。

圖10 Ma = 0.8 時的升阻特性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算得到的速度，如表2 所示），結(jié)果表明星艦在接近地面時平衡速度可降至100 m/s 以下，具有極佳的氣動減速性能。

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，代價極大，工程實踐上不可取，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，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°時對應(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，不追求細節(jié)的絕對精確，因此不對質(zhì)心位置進行詳細探討，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，以方便計算對比。

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?？紤]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?，可以拓展至90°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°時對應(yīng)配平攻角約78°，比高超聲速區(qū)配平對應(yīng)攻角69°增大。這種增大趨勢與星艦彈道后期逐漸增大飛行攻角的設(shè)計正好相適應(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)，計算星艦的橫、航向氣動導(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，氣動導(dǎo)數(shù)Clβ為負，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 時的Clβ 曲線Fig. 20 Clβ curve at Ma = 12

然而，不能因為Cnβ為正就得出星艦橫航向靜不穩(wěn)定的結(jié)論。因為星艦使用BTT 控制，實際的滾轉(zhuǎn)機動是繞速度矢旋轉(zhuǎn)，而不是簡單的體軸系滾轉(zhuǎn)。對于橫側(cè)穩(wěn)定性，滾轉(zhuǎn)、偏航軸有顯著的耦合作用。

參考航天飛機軌道器設(shè)計經(jīng)驗，其高速飛行時也出現(xiàn)了馬赫數(shù)Ma大于2 時Cnβ不穩(wěn)定的情況，為此使用了更為準確的荷蘭滾模態(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，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，又能簡化氣動、結(jié)構(gòu)、防熱等設(shè)計，減小了質(zhì)量代價，出色地實現(xiàn)了總體方案優(yōu)化。

3.4 上反控制問題

3.4.1 控制方式對比

上反控制方式在飛行器設(shè)計中極少見。為分析星艦采用這一設(shè)計的理由，將前翼鉸鏈線改為傳統(tǒng)的與機體縱軸近垂直配置的方式，按照傳統(tǒng)鴨翼偏轉(zhuǎn)形式進行控制，對比分析舵效及熱環(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，這是因為零攻角附近翼面迎風(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，壓力分布也會明顯增大，因此舵效較高。但是當(dāng)攻角增大，受頭激波不對稱分布影響，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，舵效相對要小、配平能力偏弱，典型狀態(tài)不同形式舵偏對壓力分布改變對比見圖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)鴨翼大角度負偏會導(dǎo)致翼尖叉出彈體，尖點高熱，前緣和翼背面熱流增大；大角度正偏則激波-激波干擾嚴重，翼面干擾區(qū)、機體干擾區(qū)擴大，翼體結(jié)合部縫隙大幅打開，暴露翼根，高熱范圍擴大，防熱負擔(dān)劇增（見圖28）。

圖27 上反/傳統(tǒng)鴨翼流場對比（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，而上反控制方式具有明顯的高效、低熱的優(yōu)勢。

3.4.2 四翼與兩翼控制的對比

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，同時結(jié)合3.3 節(jié)配平特性分析結(jié)果，僅使用一對前翼不能保障低速段，特別是亞聲速段減速及翻滾機動的需求，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，考慮到低速大機動需要保有足夠的控制裕度，如果兼顧滾轉(zhuǎn)通道控制，一對前翼負擔(dān)過重，增加后翼可以根據(jù)實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)境與熱防護問題

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

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

（2）熱環(huán)境計算結(jié)果。表3 給出了星艦與航天飛機STS-1 彈道熱環(huán)境計算結(jié)果。從計算數(shù)據(jù)可見：星艦端頭部位熱流高于航天飛機軌道器，大面積區(qū)熱流與航天飛機軌道器相當(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)境較航天飛機軌道器要緩和，熱防護設(shè)計難度有所降低。

表3 星艦與航天飛機軌道器熱環(huán)境數(shù)據(jù)對比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)境并不嚴酷，頭部的鴨翼設(shè)計并未產(chǎn)生嚴重的高熱問題，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）熱防護設(shè)計。星艦迎風(fēng)面采用防熱瓦進行熱防護，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，活動鉸鏈處使用金屬密封設(shè)計，見圖31。由于全機熱環(huán)境并不嚴酷，機體采用了耐高溫的鋼材料，防熱材料種類得到簡化，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 的飛行試驗驗證，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 公司強調(diào)盡量簡化生產(chǎn)制造工藝、使用成熟材料與制造方法，縮短生產(chǎn)周期與費用。簡潔的氣動布局與總體設(shè)計為生產(chǎn)制造帶來了以下好處：

1）機體為軸對稱的曲線錐-柱組合體，機翼采用梯形翼面，沒有復(fù)雜的翼型剖面，均由簡單的型面構(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加工作量。機體結(jié)構(gòu)及燃料儲箱材料采用便宜的工業(yè)級304 不銹鋼，制造難度較航天飛機或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）簡單型面使得防熱瓦的設(shè)計與敷設(shè)工作大大簡化，防熱瓦規(guī)格簡化為有限的幾種，通用性提高，能進行規(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，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，成為再次發(fā)射技術(shù)準備工作中的瓶頸。

5）星艦-超重運載系統(tǒng)采用串聯(lián)布局形式，沒有類似航天飛機的外部燃料箱，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)面也無需布置活動的起落架艙門。這些設(shè)計有助于保持迎風(fēng)面結(jié)構(gòu)的完整，簡化了設(shè)計，降低了再入階段的防熱風(fēng)險。

4 結(jié) 論

本文選取的CFD 計算狀態(tài)有限，要分析星艦全彈道、全狀態(tài)氣動特性，進行深入、細致、準確的性能評估是遠遠不夠的。但通過選取典型狀態(tài)，針對方案主要問題開展初步分析，對星艦獨特的氣動布局形成如下基本認識：

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行自配平設(shè)計，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，減速性能出色。

2）星艦采用無尾布局、四翼上反控制，簡化設(shè)計的同時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)境較航天飛機軌道器要緩和，防隔熱難度降低，熱防護方案得到了簡化；同時星艦的簡潔外形簡化了結(jié)構(gòu)與熱防護系統(tǒng)設(shè)計、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)計需求，星艦?zāi)壳暗募夹g(shù)狀態(tài)較航天飛機軌道器等可比案例具有方案更簡潔、使用更便捷、成本更低廉、維護更方便的特點。我們應(yīng)予以關(guān)注，消化吸收其有益經(jīng)驗，增進對此類飛行器氣動布局設(shè)計的認識。