Spinlaunch 運載器旋轉發射技術方案分析

王歡歡，陳安宏，陳 林，童明波，滕 銳

（1.南京航空航天大學航空學院，南京，210016；2.空間物理重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

低成本、快響應的衛星發射技術是商業航天一直以來追求的目標[1,2]，特別是小衛星及微納衛星具有成本低、研制周期短、技術更新快等顯著特點，在民用各領域和軍事應用方面具有很高的價值。

航天領域對發射系統不斷深入研究[3,4]，美國初創公司（Spinlaunch）提出“太空彈射器”方案[5,6]，目標是2020 年通過首飛測試，2022 年實現首次商業發射，總目標是實現近地軌道運載能力約為100 kg，每次發射成本不超過50 萬美元，每天能夠進行5 次發射，能夠實現低成本快速響應進入空間。這種旋轉發射方案中，運載器初始加速段不再使用毒性強烈、危險性較高的化學推進劑作為火箭燃料，而是使用電能驅動離心機，利用離心力對運載器進行加速，運載器依靠初始速度慣性飛行脫離大氣層，隨后運載器在火箭發動機作用下將載荷送入預定軌道。目前，Spinlaunch 公司已經完成了一個直徑12 m 的離心機（目前是世界第六大的離心機），并對衛星上的太陽能電池、無線電系統、望遠鏡鏡片、GPS 設備、電池、計算機等設備進行了測試，用于驗證上述硬件所能承受的力學載荷。

1 任務飛行方案

旋轉發射采用地面旋轉加速，慣性穿過大氣層，單級入軌[6]的技術方案，如圖1 所示。發射系統主要由一個旋轉加速發射裝置（大型離心機）和一個運載器組成，運載器采用主動流動控制技術降低在大氣層內高速飛行過程中的熱載荷問題[7]，如圖2 所示。任務開始時，首先將運載器可靠固定在發射裝置中的離心機上，然后發射裝置中的抽氣機工作以實現真空環境，利用離心機旋轉加速運動將運載器加速到預定發射速度，運載器迅速脫離離心機，由旋轉運動轉為切向直線運動，從發射裝置出口發射，以一定速度沿30°發射角在大氣層中慣性飛行，在氣動阻力作用下運載器速度在不斷降低，高度迅速增加，當運載器飛行高度達到60 km 時，運載器火箭發動機點火工作，以一定彈道傾角加速飛行，飛行末段發動機關機，釋放載荷進入近地軌道飛行。

圖1 旋轉發射方案示意Fig.1 Spin-launched Vehicle Technical Conceptions

圖2 旋轉發射方案中的運載器Fig.2 Vehicle of Spinlaunch Company

2 入軌能力分析

運載器從離心機出口發射后，從地面以30°發射角慣性飛行，在飛行過程中主要分為慣性飛行段和主動飛行段。慣性飛行段，運載器受氣動力與地球引力共同作用，高度逐漸增加，速度降低；飛行高度到60 km時，氣動力影響可忽略不計，發動機點火將載荷送入軌道。

2.1 慣性飛行段

運載器經發射裝置中的離心機進行旋轉加速后，以速度0v 從地面進行發射：

對于旋轉發射方案，運載器固定在離心機懸臂端點，r 為離心機有效懸臂長度，ω 為旋轉加速終點的瞬時旋轉角速度。

在慣性飛行段，運載器飛行速度由于重力和阻力作用[8]，速度降低，飛行過程中速度為

式中 Δvg為重力損失項；ΔvD為氣動阻力損失。

重力加速度隨高度變化關系為

式中 R 為地球半徑，平均半徑為6371 km；h 為飛行高度；M 為地球質量，M =5.965×1024kg；G 為引力常數，G=6.672×1011(N·m2)/kg2。

運載器在飛行過程中不斷向上爬升，就必須克服地球引力，由此帶來的速度下降為重力損失，在速度系下有如下關系：

式中 θ 為彈道傾角；t 為飛行時間。

慣性飛行段運載器以低阻力狀態飛行，減少能力損失，飛行攻角近似為零；動力飛行段必須有效降低彈道傾角，為衛星入軌提供有利條件，則俯仰角近似等于彈道傾角：

氣動力在發射系下分解為

式中 CD為氣動阻力系數；q 為動壓；Sm為參考面積。

阻力損失為

式中 m0為運載器質量。

則慣性飛行段終點速度為

在發射坐標系下，速度分解為水平方向速度和垂直方向速度：

式中1vτ為發射系水平方向速度； v1v為發射系垂直方向速度；1t 為慣性段飛行時間。

飛行高度由下式確定：

當飛行高度達到60 km 時，可解算 1t ，進而確定慣性段相關參數。

2.2 主動飛行段

運載器在慣性飛行段結束后，火箭發動機點火工作。火箭發動機理想飛行速度按照齊奧爾科夫斯基公式：

式中 Isp為火箭發動機比沖；1m 為主動段終點質量。則運載器在主動段的飛行高度為

式中 vi為任一點的火箭發動機理想飛行速度；1m 為主動段終點質量；η 為主動段速度傾角。

當載荷軌道高度確定時，根據式（12）可確定η。

發射系下終點飛行速度為

2.3 入軌能力分析

運載器總質量由有效載荷、發動機、過渡段與整流罩等質量組成。

式中fm 為發動機質量；mj為考慮結構防隔熱、整流罩等質量；pm 為有效載荷。

助推級考慮一級常規火箭發動機，取發動機質量比0.9。

依據運載器質量模型和飛行動力學模型，可以得出飛行終點的速度：

可以確定入軌速度與運載器總質量的關系，根據式（15）關系獲得不同發動機條件下的運載器初始質量。

圖3 全彈規模與入軌能力關系Fig.3 Relationship between Total Missile Mass and Orbit-entry Capability

采用固體發動機比沖一般低于2500 m/s，難以滿足入軌要求，需采取液體火箭發動機方案。液體發動機比沖較高，比沖在4000～4500 m/s 時，全箭規模在1800～2500 kg 量級，最大有效載荷占比在4.5%～5.5%。

3 發射方案分析

發射裝置是一個直徑100 m 的大型真空結構，主要部件包括鋼結構真空腔、主電機、旋轉臂、發射通道和火箭釋放裝置。鋼結構真空腔利用真空泵，能夠在1 h 內達到中等真空水平；離心機在90 min 內加速到450 r/min；旋轉臂一端安裝火箭，另一端安裝有配重，在火箭釋放的同時釋放；發射通道內采用高速機械氣閘，配有聲波阻尼板；火箭釋放裝置采用具有失效安全保護的機械分離系統，分離時間的精度能夠控制在毫秒級；離心機（發射裝置）和地面夾角為30°。

旋轉發射方式有3 種：a）懸臂拉力式，運載器固定于懸臂端部，離心機帶動懸臂旋轉加速，到達規定速度時，運載器分離，沿旋轉切線方向拋射；b）弧形壁面支撐式，運載器固定于弧形導軌上，導軌固定在弧形壁面上，離心機轉動帶動運載器沿環形滑軌運動加速，離心機僅提供運載器加速的能量，到達發射速度時，環形導軌變為直線導軌，運載器沿導軌方向飛出；c）動量拋射式，運載器固定在出口部位，離心機帶動大質量懸臂旋轉加速，到達規定速度時，懸臂端部沿滑軌切向滑出，與運載器鉤掛，利用動量將運載器拋射。

3.1 懸臂拉力方案

對于旋轉結構，懸臂拉力方案如圖4 所示，需設計有配重以保證運行平衡。

由于懸臂長度規模大，以及結構強度需要。高強度鋼屈服強度在1370 MPa 以上，抗拉強度1620 MPa以上，考慮到降低成本與安全性需要，結構應力為

式中 F 為懸臂所承受的向心力；S 為懸臂橫截面積。

懸臂質量至少為

式中 ρ 為懸臂材料密度；l 為懸臂長度。

則平均功率需求為

式中 W 為系統所需的總能； Jb為轉動慣量。

設懸臂為勻質梁，轉動慣量為

角速度為ω=47.1rad/s=2700（°）/s。發射時間誤差1 ms 時，角度偏差2.7°；當要求發射角度誤差在1°以內時，發射時間誤差在0.37 ms，對控制系統能力要求較高。

圖4 懸臂拉力方案示意Fig.4 Cantilever Tension Scheme

3.2 壁面支撐方案

運載器固定于壁面的弧形導軌上，離心機轉動帶動運載器沿環形滑軌運動加速，如圖5 所示。

圖5 壁面支撐方案示意Fig.5 Wall Support Scheme

壁面最大壓力為

滑軌車最大摩擦力為

式中 FNmax為運載器環形運動最大離心力；μ 為摩擦系數。

滑軌強度需滿足：

滾動摩擦系數[10]取0.001 時，摩擦力為222 kN。

平均功率需求為

當勻加速運動時，能量為

運載器沿導軌方向發射，精度較高。發射窗口時間為

考慮50%余量，導軌發射端需在90 ms 內完成由環形到直線狀態的轉換，對機械作動機構提出較高要求。

3.3 動量加速方案

運載器固定于滑軌車上，當輔助發射器達到一定速度時，與上面級鉤掛，兩體加速至發射速度進行發射。

式中am 為輔助發射器質量；為運載器發射速度。

這種發射方式避免了因運載器旋轉運動帶來的法向過載問題，運載器在加速過程中受到很大的軸向沖擊，需要設置有效緩沖結構減緩沖擊。且運載器發射速度受輔助發射器質量影響嚴重，必須有較大的輔助質量才能有較高的初速。動量加速方案中運載器沿導軌方向發射，初始精度較高。

4 技術難點分析

4.1 大向心載荷下的結構設計技術

運載器在離心機作用下旋轉運動，在90 min 內旋轉加速到450 r/min，此時運載器面臨的向心過載達11 000 g 以上，給運載器、載荷、發動機、內部設備等的結構設計帶來了極大的挑戰。運載器所承受的向心載荷方向主要為飛行器法向，且作用時間較長，對于具有較大長細比的運載器結構來說是非常不利的，同時由于運載器不同結構部位到離心機轉軸中心的距離不同，受到的離心力也就不同，從而引起運載器不同結構部位的結構內力問題。需要詳細分析設計運載器結構、載荷設備連接方式、發動機燃料貯存、運行測試設備信號傳輸等問題，才能形成合理可行的結構設計技術方案。

4.2 真空充氣增壓設計技術

飛行器在發射階段，以極快的速度從真空環境進入到地面稠密大氣，為避免大氣密度急劇變化引起的壁面效應，在飛行器進入大氣之前，需要在真空室內注入大氣以降低內外壓差，保證飛行器環境連續穩定過渡，同時為開啟發射通道提供有利條件。若壓力增加過快，則飛行器遇到的阻力迅速增加，帶來的氣動熱問題也更加嚴重；若壓力增加慢，則增壓時間加長，離心機將面臨嚴重的摩擦熱以及能量損失，飛行器總加熱量也將增加。充氣增壓設計需充分考慮飛行器與離心機面臨的氣動摩擦問題。同時通氣增壓過程中，氣流擾動對運載器分離釋放也可能產生不利影響。

4.3 毫秒級精確發射控制技術

運載器在離心機上旋轉加速，末端旋轉速度450 r/min，即飛行器角速度2700 （°）/s。當發射裝置發射時間誤差在1 ms 時，飛行器發射角度偏差2.7°，則飛行器難以準確進入發射通道進行發射；即使飛行器進入發射通道，至慣性段末點60 km高度時，在射面方向上估計散布誤差為5.6 km，可能會影響入軌精度，需彈上控制系統全程參與以保證入軌精度。為提高控制精度，在滿足熱環境約束的前提下，慣性段可采取氣動力控制以保證點火點控制需求，以擬定點火點在平面的投影位置為導引；主動段可采用直接力控制或者姿控動力系統進行控制，以入軌點高度、速度為目標，通過主動力控制提高系統入軌精度。發射系統需要精確控制發射時間，以保證發射精度，但要控制在1 ms 以下時，特別是還存在飛行器解鎖釋放、真空室通氣加壓、發射管道打開等動作過程，目前技術上難以實現。

4.4 稠密大氣高速飛行防隔熱設計技術

在慣性飛行階段，運載器從地面飛行沿30°發射角在慣性力和氣動力的作用下爬升至60 km，這一階段主要在大氣層內飛行，運載器面臨嚴酷的熱環境。初步估算飛行器的駐點熱流，按照工程估算公式分析：

式中dR 為飛行器頭部曲率半徑；1C 為與飛行器特性相關的系數；ρ 為飛行高度的大氣密度；0ρ 為海平面大氣密度；V 為飛行高度的速度；cV 為飛行高度的聲速。

按照公式分析，端頭駐點熱流30.4 MW 以上，與返回艙再入環境相當。返回艙一般采用大曲率半徑的外形，以降低氣動熱；同時采用燒蝕型防隔熱方案，以保證返回艙安全。而運載器慣性飛出大氣層，同時要有較小的能力損失，就無法采用類似返回艙的防隔熱方案，必須采用小曲率半徑的低阻力氣動外形布局方案，同時采用微燒蝕防熱方案或者主動噴流方案，由于運載器在大氣層內飛行時間小于60 s，且運載器按照低阻力外形設計，飛行過程中阻力增加不超過20%時，仍可以滿足入軌需求。

5 結 論

本文對旋轉發射方案的入軌能力和發射方案進行了分析，通過建立慣性飛行段、主動飛行段運動學模型，得出全彈規模與入軌能力關系。結果表明，采用一級常規液體火箭發動機時基本滿足入軌需求。

對3 種可能的發射方案進行了分析，表明：a）地面旋轉加速消耗功率巨大，需要專門的配套供電設施；b）懸臂拉力式功率最小，但運載器承受過載非常大，發射控制精度要求非常高；c）弧形壁面支撐式功率較大但發射控制精度相對懸臂拉力式有所改善，毫秒量級的控制能力同樣要求較高；d）動量加速方案中，運載器要承受較大的軸向沖擊過載。

旋轉發射作為一種新型的低成本發射技術，顯著提高初始發射速度，避免了常規火箭發射中一級飛行段的能量損耗以及由此帶來的經濟損失，具有一定的入軌能力。但也存在很多的技術難點，長時間承受大向心載荷下的結構設計技術、快速可控的真空充氣增壓設計技術、毫秒量級的精確發射控制技術、稠密大氣內高速飛行的防隔熱設計技術，都會影響旋轉發射技術的實現。未來隨著在精確控制技術、真空設計技術、結構防隔熱技術研究方面的突破，旋轉發射技術可以真正實現低成本高頻率的發射，具有很高的商業價值。