技术流怎么分析SN10首次成功软着陆？
北京时间2021年3月4日7时许，SpaceX星舰原型（代号SN10）在得克萨斯州博卡奇卡（Boca Chica）成功进行了高空飞行测试，这是SpaceX星舰原型第三次挑战10公里级高度，也是首次成功软着陆，具有重要的里程碑意义。虽然SN10在落地后不久着火爆炸倒地，但这已经不太重要了。
星舰原型SN10从高空飞回稳稳落地
星舰首先飞行到最高点，随后进行姿态调整，使腹部冲下，借助腹部增大与空气接触面积，加大空气对星舰的阻力，然后星舰徐徐向地面飘落，在距离地面一定高度时，发动机再次点燃，使星舰重新直立起来，靠发动机的反推成功进行了软着陆。
联想之前SN8和SN9的惊天一立，以及SN8失利后SpaceX官方申明的甲烷 “Header Tank” 增压不足改为氦气增压。“Header Tank”引起了很多关注。那么，“Header Tank”的作用和技术源流又如何呢？
图 SN8翻身
图 SN5原理图
在原理图上，“Header Tank”即图中顶部的小氧箱和甲烷主贮箱底部的小贮箱。其中小氧箱还可以叫“Header Tank”，但小甲烷箱明明在贮箱底部，为何不叫“Bottom Tank”呢？
图 各种“Header Tank”外形
Header Tank名称的由来和技术演变
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2016年第67届国际宇航联大会上，Musk在《making_life_multiplanetary》中抛出星际运输系统(ITS)，其中每个推进剂主贮箱的顶部有两个球形贮箱，称为“header tank”，这两个都是名副其实的“顶部贮箱”。
图 2016年星船构型
2017年，ITS构型变了，箱子已经由主贮箱顶部变成了全部位于甲烷主贮箱内。此时“Header Tank”已经失去“顶部贮箱”的意思，仅仅保留了这个名字。SN测试时，箱子位置又一次变了，名字仍然不变。
图 2017年星船构型
Header Tank的作用和技术源流
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Header tank有什么作用呢？
2017年国际宇航联大会SpaceX放出来的文件将箱子作用解释为：着陆时，火箭方向将显著改变，但推进剂不能绕着箱子晃动，因此必须由“header tank”为发动机供应推进剂。
Musk也曾在网上进行了解释，其装载着陆推进剂，作用包括：
取消推进剂沉底和晃动抑制需求；
降低对贮箱增压需求；
减少推进剂蒸发量；
配平火箭质心。
沉底
液体火箭的推进剂很容易流入发动机，但也容易断流。如航天器在太空中失重或大角度机动时，贮箱内推进剂会因失重或晃动而离开输送管口，文献《Numerical analysis of free-surface flows undervarious conditions in acceleration》中给出了试验和分析计算的动画。
图 流体晃动动画
火箭地面点火直至主动段飞行时一直有过载，只需要普通的防晃、防漩和防塌装置，即可保证推进剂不断流，这是最常见的输送方式，这种贮箱称为直排式贮箱。
对于空中失重状态下启动的火箭/上面级、经历滑行和大机动的上面级、长期在轨卫星，为保证推进剂顺利进入发动机，要么采用额外的沉底发动机创造一种过载环境，要么在贮箱上想办法，在贮箱内构造推进剂管理装置。
文献《卫星用表面张力贮箱的设计、应用及其发展》中总结了如下装置。在火箭基础级大多采用直排式+额外推力沉底方案，在火箭上面级中一般采用隔膜式贮箱、表面张力贮箱等。
图 推进剂管理贮箱样式
以Falcon 9为例，一级火箭发动机会经历三次点火过程：Launch(9台点火)、Boostback Burn(3台点火)和Entry Burn(1台点火)。
图 Falcon9发射和返回过程
1）Launch时，火箭过载为1，推进剂自然沉底，点火就走；
2）Boostback Burn时，火箭在60km左右的高空，处于失重状态，这时就需要推进剂管理了。笔者没有查到Falcon 9点火前干了什么，猜测采用RCS正推沉底。如下图，在两片栅格翼中间的凸起物就是RCS喷口，其中有一个朝下喷口可以产生沉底推力；
图 F9级间段图
3) Entry Burn阶段，火箭处在5km高度，这时由于箭体/栅格翼阻力，箭体为正过载(快速减速)，推进剂自然沉底。
气动减速时自带沉底，这种调动外界事物的能力在SpaceX各种研制中被一次次用到，如返回时使用的栅格翼，与其消耗推进剂自己憋出控制力，还不如用栅格翼引出控制力。
气动大法好！既然尝到了甜头，自然要再深挖下去。
最近的几次Falcon 9海上回收，就已经取消了Boostback Burn环节，直接用气动减速，照样能将火箭速度减下来，直接一次Entry Burn就可以返回了。
这个过程中箭体会被大幅气动加热，但好处多多，包括发动机少点火一次，以及大量节省推进剂。如之前Boostback Burn点火28秒，按100%推力时320kg流量计算，3台发动机点火需要消耗近27吨推进剂，现在节省下来了。
既然能气动减速，为什么要动力减速？星船也要用！只是星船飞行速度太快了，远非Falcon9一子级可比，靠栅格翼那样的“小耳朵”减速根本不够，那就换成“肚皮”趴着减速。
于是就有了SN8/9的趴活和惊天一立。
问题也伴随而至，趴着时点火，推进剂横流，相当于横向失重，怎么沉底？
兜兜转转又回到了起点，可惜由于星船的巨大规模，对沉底力的需求太大了，原Falcon 9的RCS方案已不堪用。怎么解决？
如果说栅格翼的技术源流是前苏联（引用），现在碰到沉底的新问题，仍可以回到前苏联寻找智慧。
杨格尔曾经采用了第一性思考，给出了简单的不能再简单的解决措施：满箱时，推进剂无法飘起来；小直径贮箱下，推进剂也晃不起来。
这个第一性思考50年前被用在了宇宙3M火箭(1967年首飞)，这个由R-14导弹(差点进入古巴)增加二子级改造而来的小型运载火箭。
如下图，宇宙3M火箭二级外侧的圆柱形贮箱，其内部装载过氧化氢推进剂，当发动机主机关机时，此套系统(称为低推力系统)工作，过氧化氢经过独立的燃气发生器，之后经过燃气阀门和喷管(与二级微调发动机共用)，产生推力。它一直工作到主机第二次启动，在此期间保证二子级姿态控制稳定、主机再次启动时的沉底。
图 宇宙3M火箭
图 宇宙3M火箭低推力系统贮箱局部图
这可以视为今天星船Header Tank推进剂输送的源流，具体可参见下图动画。
视频 星箭小贮箱输送
在使用时，发动机需要将输送来源从主贮箱切换到“Header Tank”，必须得有一个切换阀门。
图 甲烷”Header Tank”实物图
根据上图实物照片，笔者猜测甲烷Header Tank可能方案包括但不限于：
图中每个开口处安装一个常开阀门，使用Header Tank前关闭所有阀门（如下图左），但这种方案阀门太多；
将每个出口连一根管子，最后汇总，用一个阀门即可，阀门仍为常开，使用Header Tank前关闭（如下图右）；
可以采用气动阀，或更简单阀门，如类似抽油烟机止回阀，从一侧进液打开，从反侧进液则关闭。
图 Header Tank切换阀门设想
图 抽油烟机止回阀
降低增压需求
发动机二次启动，除了推进剂沉底外，还有入口压力需求，入口压力等于贮箱内气体压力+液柱压力-流损。
在火箭主动段飞行过程中，由于过载，推进剂自身可以形成一定液柱压力，降低对箱压需求。二次启动时，火箭处于失重状态，这个液柱压力消失了，需要通过气体压力来补足。发动机工作产生推力后，液柱压力又自然产生了。
为了满足二次启动时那么一小下，需要补充压力相当可观。
10米高液氧液柱，5g过载下能产生0.57MPa液柱压力。这个压力如果完全由气体额外提供，以SN氧箱为例，如气体温度为300K，则对应密度为7.3kg/m^3，氧箱容积800m^3，需要补充5.85吨氧气。
仅仅是为了启动时那么零点几秒，就需要增加5.85吨的气体死重（以及更多的贮箱死重），完全不可接受。
Header Tank的引入非常简单地解决了这个问题，此时不需要增压整个贮箱，仅需增压Header Tank。液氧Header Tank容积15m^3，自生增压气体增加量降低到100kg，如改为氦气仅增加13.7kg。
SN8落地时失败原因定位到甲烷Header Tank增压不足，SpaceX增加了氦气辅助增压方案，由于问题被隔离在了Header Tank里，改进较容易实施。
使用这个方案还有一个意外之喜：充分利用输送管内液体。
推进剂快用到输送管时，将由于箱内晃动幅度大或出流故障形成断流，或由于液柱高度快速下降，液柱压力同步快速下降导致增压不足，很多火箭子级关机时输送管内还剩余大量推进剂。
以德尔塔4H为例，液氧输送管路内部安装发动机耗尽关机传感器。传感器位置距离发动机入口很远(>27.1m)，假设管路直径300mm，则管路内推进剂有2.2吨，除非传感器敏感到耗尽信号后再延时3秒关机，否则管路内始终还要留下推进剂死重。
图 Delta 4H管路和耗尽关机传感器安装位置示意图
而采用Header Tank，完成可以通过提高增压压力，充分利用输送管内推进剂。
减少推进剂蒸发
星船采用在轨加注方案，需要在轨较长时间，双低温推进剂蒸发量较大。文献《Centaur Upperstage Applicability for Several-DayMission Durations with Minor Insulation Modifications》中统计了半人马座任务的在轨蒸发量，蒸发量不算小。
图 大力神4-半人马座在轨蒸发量数据
半人马座上面级发射状态很多，采用大力神4火箭发射时将上面级包在整流罩内的，因此可采用太空防热能力更好的多层绝热材料，但即使这样推进剂蒸发量也不小。后续星船要做到主贮箱大规模在轨补加，蒸发量控制难度很大。
图 半人马座的绝热包覆
图 大力神4火箭
好在返回推进剂装在了Header Tank，推进剂多气枕空间少，推进剂一蒸发箱压立刻升高，推进剂沸点变高，推进剂蒸发更容易达到平衡。只要推进剂温度能满足发动机需求，比起有很大气枕容积的主贮箱，Header Tank蒸发量就要少得多。
配平火箭质心
星船几次方案改变，最后小氧箱仍放在了顶部，Musk解释为如放在其他位置，水平返回时重量和平衡将向后偏远，在头部上放一个单独的贮箱可以立即解决很多问题。
这种设计同样可在苏联火箭/导弹设计中见到，下图为杨格尔的R-12导弹(曾被拉入古巴)的剖面图，其中蓝色部分为氧箱，氧箱由中间板隔开了，在飞行过程中，首先消耗下层单元中的氧化剂以调节质心，提高飞行稳定性。
图 R-12导弹剖面图
红色帝国灵魂的传承
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除了上述的小贮箱、配平火箭质心外，在星船上还可以找到多个苏联导弹设计的影子。
如下面SN10的图中，一级重箭尾部扩张段(图中最左下角)，也可以在R-12导弹上找到影子(R-12导弹由于发动机太大而无法容纳从R-5继承的直径，因此增加了一个凸起的圆锥形的尾部，以容纳发动机)。
图 SN10飞行剖面
图 R-12导弹凸出尾部
还有长得像小蝌蚪的液氧Header Tank，可在科罗廖夫的R-9A导弹上找到痕迹，如下图R-9A的二级燃箱（蓝色为氧化剂、黄色为燃料）。
图 液氧Header Tank外形
图 R-9A导弹
图 重箭尾视图
图 不锈钢米格25战斗机
不论怎样，技术的传承和发展，都是激动人心的。
参 考 文 献
1.SpaceX: Making Life Multiplanetary, 2016.
2.SpaceX: Making Life Multiplanetary, 2017.
3.SpaceX: Making Life Multiplanetary Transcript, 2017.
4.https://space.stackexchange.com/questions/18768/what-is-the-spherical-tank-in-this-drawing-of-the-bfs
5.Himeno T , Negishi H , Nonaka S , et al.Numerical analysis of free-surface flows under various conditions inacceleration (improvement of CIP-LSM: CIP-based level set & MARS)[J]. NihonKikai Gakkai Ronbunshu, B Hen/Transactions of the Japan Society of MechanicalEngineers, Part B, 2010, 76(765):778-788. (https://www.jsme-fed.org/papertech-e/2013_11/001.html)
6.魏延明. 卫星用表面张力贮箱的设计、应用及其发展[J]. 空间控制技术与应用, 2003(2):6-17.
7.http://www.russianspaceweb.com/r12.html
8.JSD Kruif，BF Kutter,Centaur Upperstage Applicability for Several-Day Mission Durations with MinorInsulation Modifications, AIAA 2007-5845.
本文转载自“腾讯太空”，原标题《你又见证马斯克创造历史了！SpaceX星舰从万米高空飘落稳稳站住》，文 | 乔辉；以及“ 理念世界的影子”，原标题《洞穴之外|星船“Header Tank”作用及技术源流分析——红色帝国灵魂的传承》，文 | 洞穴之外
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