星际飞船主油箱作用及技术源流分析，红色帝国灵魂的传承

　　原作者洞穴之外 理念世界的影子
　　随着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，本文以不长的篇幅研究＂Header Tank＂的作用和技术源流 。
　　图 SN8翻身
　　在调研过程中，笔者发现一次次回到了经典：那个红色帝国及它带来的总体设计 。因此把副标题叫做：红色帝国灵魂的传承 。没有道理，就是任性，如果不能这么任性谁写公众号呀。
　　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＂Bottle Tank＂呢？
　　图 各种＂Header Tank＂外形
　　Header Tank名称的由来和技术演变 +
　　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 +
　　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，因此必须有＂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。
　　(https://space.stackexchange.com/questions/18768/what-is-the-spherical-tank-in-this-drawing-of-the-bfs)
　　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。
　　星箭管路示意动画
　　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7.3g/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。
　　这种设计同样可在前苏联火箭/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 +
　　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前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
　　在《航天帝国被禁锢的脚步---苏联载人登月失败原因分析 》，笔者曾剖析过栅格翼、过冷加注、燃气滚控 等，它们的技术源头均为前苏联，＂Falcon简直是在以各种方式向N-1火箭致敬＂ 。
　　现在，星箭仍在用各种方式向曾经的红色帝国致敬，它就是红色帝国灵魂的继承者。譬如：
　　图 重箭尾视图
　　图 不锈钢米格25战斗机
　　这是个充满了快速迭代、一直在解决问题、暴力美学的灵魂，这是个不一定长久，但始终能让人回味和激动的灵魂。
　　这一次试飞，同时满足两个需求[捂脸]