可回收火箭技术真的很难么？

猎鹰9这类可回收火箭技术，对于中国航天其实早就没有根本的技术障碍和难度。同样对于美俄等老牌航天大国的老牌航天企业也没有技术上的问题。这里的没有技术障碍是指技术的原理实现和已经具备完整的同类单项技术成果（指货架产品）。

中国航天企业和美俄多个老牌航天企业之所以没有办法实现可回收火箭技术的快速实用。核心问题并不是技术能力不够，真正原因在于火箭组件的诸多货架产品之间不匹配。更加准确的表述就是，可用的货架发动机和箭体规划之间存在不可调和的矛盾和制约，导致火箭回收时的最小推力和火箭回收质量的不匹配，最后造成无法马上推出可回收火箭的结果。

刚好在2023年3月28日，知网上出现了北京宇航系统工程研究所的一篇文献《下一代主力运载火箭发展思考》作者是专门研究火箭总体设计的文献。里面关于重复使用技术的应用有一些思考，笔者转录摘抄在底下，并对其相关观点进行说明解读。

另外要说明一下，很多航天爱好者-空叉粉丝在知乎发文说，说中国搞不出复用回收火箭是因为，空叉的梅林1D发动机推重比极大(198:1)技术极为先进，或者说猎鹰9火箭的箭体干质比很高，所以能确保使用回收后载荷运力损失不大。还有说空叉的火箭飞控技术如何如何先进，其实这些理由不是错的，就是认知水平不完全，甚至是在故意误导普通大众，把问题集中在体制问题，用调侃的话语，夹枪带棒对中国航天进行抹黑。大家要注意分辨。

可以对外说的是，中国航天在各个单项可回收火箭领域（更准确的说法是，可重复使用运载器的各个领域）已经具备和储备的技术，已经远超完成一款猎鹰9/重型猎鹰级别的火箭需求，绝大部分单项技术都已经实际应用，比如基于火箭发动机的垂直着陆技术，在嫦娥3/4/5和天问1上已经应用。实际并不存在真正的技术需要突破的问题。中国不能马上突破可回收火箭技术，完全是因为，立等可取的货架火箭发动机和已经成熟应用的箭体之间存在极不匹配的问题，多个单项技术无法完美整合在一起，导致真实运力出现问题，修修补补浪费时间代价太大。这也导致中国航天领域的正规军在复用火箭领域(VTVL)实际应用的进度落后，前期几乎不可避免的会落后于中国民营航天企业复用运载火箭的进度。中国最大的央企级别的航天企业航天科技集团，大规模应用火箭复用技术大概要到2030年前后。在此之前，航天科技集团的无论CZ6X还是CZ8R都偏技术验证一点。运力因为箭体和发动机的匹配问题，很难有效的大规模投入使用。

在《下一代主力运载火箭发展思考》里面，关于垂直起降重复运载火箭技术(即VTVL)在我国后续的火箭型谱规划中，思考的核心问题主要如下（笔者略微调整了一下表述）：

1. 火箭级间比的设计优化问题

2. 火箭整体节流比与回收质量之间的问题

3. 火箭二级推力推重比加大的问题

下面一一分析说明。

第一点，火箭级间比的设计优化问题

上图中说明的很清楚（附带说一下，这个图中的数据，大概是CZ10的光杆货运构型），可重复火箭一次运力和重复运力之间的关系。在一二级燃料种类相同的时候（即比冲类似），可重复火箭构型时级间比3.6是运力最大的，而一次性构型则是级间比4.0运力最大。什么是级间比呢，笔者手上没有火箭专业的教科书，不能贴原文表述。这个参数大概是指，火箭第n级加n+1级的质量，除以第n级的质量之比。专业一点的爱好者需要注意，这个表述其实是有歧义的。这里我们不深究具体的细节定义的准确。

上面说的结论，实际就是，复用运载火箭和一次性运载火箭相比，火箭第二级要更大一点，多装一些燃料，所以级间比才更小，火箭二级做大一点是为了让一级能更早回收，避免气动加热带来的防热需求（防热会导致结构质量增加），同时也降低降落时用于的动力减速的火箭燃料消耗需求。

笔者需要提醒大家知道的数据，就是猎鹰9的一二级级间比数据是远超过上述指标的（重猎就更不用说了），猎鹰9的一级是475吨，二级是110吨，级间比是5.2。倒是星舰的级间比设计和上述要求接近。一级差不多3800吨，二级1300吨（不含载荷，含载荷1400-1450吨），级间比接近3.6（含载荷）

这里先留一个问题。各位知道为什么，猎鹰9和星舰的可回收设计这部分会有这么大的设计差异？为什么我国代表官方团队的可回收火箭技术，外观上看，采用的是类重型猎鹰的火箭构型（为了兼容而影响的光杆参数），而实际级间比的参数选择却选择和星舰类似？

第二点，火箭整体节流比与回收质量之间的问题

这里说的问题，是很多航天爱好者讨论空叉复用火箭成熟经验的一个误区。很多人只看到垂直起降火箭采用9发（猎鹰9），27发（重猎），和33发（星舰），为空叉复用火箭突破多机并发而惊叹和欢呼，纷纷强调这种设计的动力冗余，在故障情况下的动力重构飞行，提高了发射成功率。

大家弄错的问题，动力冗余，允许在线动力(推力)重构。对于火箭发射成功率提高是有好处的。但是这个解读其实是没搞清楚多发并联在航天复用火箭领域的真正意义，也就是上述问题的答案其实和复用技术本身无关。而且也不是多发动机并行技术的真正价值。

多发动机并行技术，实际对于航天复用技术，特别是VTVL技术意义极为重大，解决的是火箭的整体节流能力。垂直复用火箭的原理，核心在于地球重力阱的限制，也就是G重力加速度的制约下。地球上发射火箭要实现载荷入轨，同时要做到火箭箭体可回收，必需要实现整个火箭最大推力和火箭回收质量(即最小推力之比)大约为20:1左右。

这是为什么呢？火箭在燃料比冲约300-350s之间时，要完成如果，火箭的结构质量和燃料之比大约1:9左右。也就是电视里科普中常说的火箭里燃料90%，非燃料的部分总共10%。而运载系数为3%的时候，火箭结构质量占比大约7%。为什么很多资深航天迷说中国火箭运载系数差最大问题是火箭结构设计、材料和加工问题，这些实际都和火箭的干质比有关。所以提高火箭干质比就可以提高火箭运力，比如火箭总发射重量不变，结构的干质比降到6%甚至5%，载荷的比例就大了，就变成4%甚至5%。

这里先不提干质比的问题，按一般先进无毒火箭火箭3-4%左右的载荷算，火箭结构质量一般在火箭总重中占比6-7%。其中一般火箭一级重量比较大，二级比较小。也就是一级重量基本会占到火箭总重的4-5%。所以这也是为什么笔者说地球这个重力阱中要实现火箭的VTVL，需要整箭的动力系统实现20:1的变推力比的原因。当然实际上这个数值可以略微变化，因为20:1的节流比是指最后减速能降到0，实现短暂悬停后着陆。而悬停的前提就是推力和重量相互抵消。实际应用中，火箭着陆是可以不需要悬停的，因为着陆场是可以确定空间位置的。只要在着陆瞬间火箭着陆速度不超过1-3m每秒，其实问题不大。火箭垂直着陆悬停主要是为了寻找可用着陆场，嫦娥3/4/5和天问1已经很说明问题了，这里不在累述。

而了解航天发动机的朋友可能知道，世界上绝大部分大于10吨推力火箭发动机的变推力能力只有2:1左右，只有极少数号称达到了3:1以上。只是这些号称达到3:1以上火箭发动机，基本并没有实际在实际飞行中应用。

而这才是空叉猎鹰9成功的真正秘诀，9台发动机加单台发动机40%的节流形成整箭20:1左右的节流比，再加上单台发动机节流后推力和猎鹰9的着陆回收质量相差不大。才是猎鹰9实现人类复用运载技术实用化的成功基础。PS：可能有人又问，那星舰呢？星舰1级是33发（SH部分），超过9发了，星舰的第二级呢(SS部分)？其实核心是回收的质量大小。SH的回收质量是160-200吨，发动机基本都不需要节流，SS的回收质量是100-120吨，发动机节流也不需要50%就能着陆。

其实目前真正困扰中国航天的，就在于中国已有的火箭箭体太细太轻了，而投入使用的火箭发动机最小推力又比较大，YF100的最新型号是130吨推力，原来标准型号的节流能力是65%，也就是最小推力大约80吨，新型号节流能力50%，最小推力大约65吨，CZ8的一级光杆才14吨，捆上两个液体助推器才28吨（cz8r采用捆绑两个固体助推，具体助推的结构质量未知），着陆难度巨大。CZ8R的具体细节问题后面再讨论。

对比CZ8R火箭，猎鹰9的发动机梅林1D，节流能力40%，最大推力85吨，也就是节流推力34吨，而猎鹰9的一级质量大约23-24吨，燃料重量若干不确定。也就是说，猎鹰9最小推力和回收质量比是1.5左右。而cz8r,单发偏置，最小推力和可回收质量比，最小也是2.3以上，如果一级捆绑固推燃料助推，这个比值可能会接近3。

这就是前面说的，中国航天之所以无法快速推进可回收技术的应用，根本原因在于，已有的立等可取的货架产品（火箭发动机和火箭箭体）之间的极端不匹配重复使用火箭的基本需求。

3）火箭二级推力推重比加大的问题

前面第一点其实就说了，火箭如果为复用运力优化，一二级的级间比就必须比一次性火箭构型的小，这就导致二级的重量变大，自然理论上就需要增加一定推力，但是更重要的是，一级的燃料不担减少，还要预留一部分用于回收之前的减速和着陆。对于载荷（发射而言）实际等于变相降低了一级的干质比。导致一级的提供的总速度增量不够，二级必须加大推力，产生更大的速度增量，克服重力带来的额外损失。

这部分有一个额外的知识点：提出了二级推重比增大，结构效率提高，意味着火箭二级的干质比必须提高。但是这个需求其实不仅仅是为了LEO入轨，而是为了让火箭适应中高轨要求。这个二级发动机必须具备深度调节和多次点火的能力，说的实际是CZ10的光杆版本，可以用二级构型就去执行中高轨任务（也就是打800-1300km轨道和GEO轨道），这个在中国航天火箭规划里面，其实是很罕见里。中国航天火箭的型谱里，一般低轨火箭就2级（长五列外），高轨火箭就是上面加一级，比如CZ2的二级火箭加一级变CZ3的三级火箭，这个后来增加的第三级是飞高轨的，这一级通常是氢氧动力（早年还有固体动力的上面级）。过去中国的低轨火箭和高轨火箭并不通用，但未来中国再发展的下一代火箭，低轨和中高轨火箭的需求会有条件的统一起来，提高一款火箭发射的任务通用性。其实这点是类似猎鹰9的设计，而且是更好的设计。具体后面再详细说。

从上述国家专业研究火箭总体技术的技术人员，总结的关于复用火箭的3点思考，我们可以分析出什么呢？

● 可以看出有很多空叉爱好者说的可回收火箭必须干质比奇高，以及狂吹梅林1D的推重比极高，这两个观点是错的。

其实可回收火箭的干质比奇高，主要是指第二级。对于中国而言对空叉而言，第一级的干质比并不重要。为什么很简单，第一级核心能否回收，在于火箭发动机提供的节流能力（最小推力）和火箭一级回收质量是否匹配。火箭第一级干质比高没啥用，因为你干质比越高，你发动机推重比越高（发动机轻，重量小），但是火箭最小推力太大，你为了回收，只能留更多燃料增加火箭回收自重。这不白做工，降不降一级干质比是一回事吗？

比如猎鹰9最小推力和回收质量之比是1.5，而CZ8R是2.3-2.5。如果着陆控制算法一样(都是按1.5的算法)。那么，CZ8R就必须从28吨增加到43.3吨（增加留底燃料），也就是增加15.3吨的配重，才能让算法工作，实现火箭的正常着陆。

很多人可能认为推力远大于着陆质量也能着陆。问题在于，最小推力2-3倍于着陆质量，理论上着陆都是可能的。那只是一个计算的瞬态数字，但实际客观世界，关键就在于控制的精准的刹车制动，制动距离有精准要求。速度越大，动力调节刻度越大，控制越糙，效果越差，本质就是事倍功半和事半功倍的问题。

简单举例，开过车的朋友，都知道遇到红灯停车会出什么样的问题。比如开车人以80km/h的速度靠近路口停车线。两个方案，一种距离是100-150m，轻踩刹车，司机控制车在停止线前停车，或者是等只剩下20-30m，猛的踩刹车，尽力在停止线前停车。答案肯定是前者更容易控制刹住车，更规范，你要是学车路考，后面这种操作是直接下轮重考。很多人可能还不明白，问题关键点在哪里，不都刹车停住了吗？问题是如果停车线不是一条可以越过的线，而是一堵墙或者一辆车呢？你控制不住不就撞上去了？为啥说火箭最小推力和回收质量之间的匹配很重要，就是减速不能太快也不能太慢。减速距离一定的前提下，速度减不下来就必然撞上去，速度减得太快，就失速摔了。最佳就是减速距离拉长一点，用小的制动操作慢慢把速度减下来，这样的控制必然精准，才能精确的让车停止在停车线前。

这就是为啥CZ8R难搞的原因。CZ8R真正的问题其实首先是发动机推力太大，和回收箭体重量不匹配，加上发动机还偏置。CZ8R需要比现在节流比2:1更先进的新型YF100发动机，如果YF100的深度节流发动机做到5:1就，CZ8R可以比较轻松的着陆了，如果YF100节流比做到10:1可以双发轻松着陆。

所以对于中国而言，让一级回收的复用火箭的发动机达到梅林1D那种推重比，或者让火箭一级具备极高的干质比，都是毫无意义的。因为反正发动机推力过大，回收还要加燃料配重，一级干质比降不降降不降意义不大。与其提高一级干质比，还不如YF100降推力省事。发动机总推力变成80-100吨的推力，实现40%的节流，对于火箭一级，比干质比和推重比重要100倍

中国现有火箭改复用火箭的干质比问题主要在第二级。主要是二级干质比不行，二级总推力不行。另外就是箭体直径偏小，同样重量燃料下，储箱高度会增加。而中国还需要保留有第三级的高度空间。

CZ7/8最大的被人诟病的地方，就是二级的干质比了。其实这个问题主要是早期选型和技术方案的问题。CZ7一开始实际是CZ2F的无毒化燃料的型号。按照CZ2F的载人可靠性需求设计，后期型号还要能上第三级氢氧级。二级采用4发YF115，YF115的推力偏小不说（只有18吨，原始设计15吨后来硬加了3吨推力），4发YF115赶不上一台梅林1C/D，由于发动机采用了高压补燃技术，结构比较复杂，重量比较大，再加上4发公用机架（机架本身质量很重），发动机部分除了发动机舱高度大概率比梅林高空版小以外，几乎就没有其他好处，箭体的材料也没用第三代航天铝合金，最后还为了第三级上氢氧，二级的火箭设计上燃料就装的不多（CZ7/8二级放大3-5米高度，再上共底，其实还能加30-40吨以上燃料，干质比要好看一点），所以长征7/8的二级干质比大约11-13，相对猎鹰9的二级的22，可谓惨不忍睹。

问题是，我们非常清楚CZ7/8的问题，但是在CZ7/8这个3.35m直径的火箭上还不好改。为什么呢？

因为火箭有长径比限制的，中国3.35m的火箭长径比在18之内，发展已经到了极限，为了3级能再装一个氢氧级（18m），二级增加高度余地不大，长7的2级，长度9-12m（9m高的款是为了能装3级氢氧级），加上直径上的影响，决定了这个高度的箭体，不采用共底储箱，能装的燃料就62-85吨。CZ7采用4发动机共架的发动机高度，其实是比上高空YF100（或梅林-1C/D这种），要省空间的。要知道猎鹰9的二级，用了共底储箱，猎鹰二级总高度15.5m，猎鹰9的直径3.6m。燃料才装了108吨。可以看到猎鹰9的梅林真空的二级有多高，大概比4机共架的YF115高1.5-2m。PS，同样是液氧煤油燃料，直径小于猎鹰9且无共底设计的CZ7/8，12米高度储箱比9米高度储箱多装了23吨燃料，而猎鹰9比CZ7的12米高度二级多3.5米，但是储箱燃料多装的还是23吨，只能说明，梅林1的高空版发动机高度很大。（注本文大量火箭细节数据，来源于德国某个专业航天爱好者的网站）

因为CZ7/8的二级高度设计预留只有9-12m高度，所以二级燃料和发动机段空间受限，估计完全没有用YF100m的改进空间。或者改进的意义不大。这就是CZ8R发展缓慢，潜力很小的另一个原因。

从上面的设计，大家应该明白。中国CZ6x/CZ8R两款复用火箭都是技术验证的真正原因，核心在于1基础级发动机推力过大，也没有很强的节流能力，导致回收不好控制。2就是3.35米箭体直径太小，限定必须考虑预留第三级空间时，装不了太大的2级，强改二级高度还会有其他设计问题。更好的大推力的发动机也被高度限制也装不进去，反正不是没地方放发动机，就是没地方放燃料。导致3.35米天生的二级干质比被限死了。

● 前面留了一个思考题，为什么中国复用运载火箭CZ10光杆构型的一二级级间比参数选择更类似星舰而非猎鹰9？

其实这个也和火箭构型系列的思想有关系。中国CZ10火箭和重型猎鹰(猎鹰9)这个系列最大的差异，也就是设计思想差别在于。CZ10火箭是为了登月计划而设计的能很好执行高轨任务的三级火箭。他的基础构型就是为了70吨级leo和27吨级的LTO优化。而延展型号也就是CZ10的光杆构型，估计是为了成本优化，反而不考虑上三级氢氧级，直接采用2级构型，来兼容低中高三轨任务的设计。

这有什么关系呢？其实还得从火箭的长径比（长度和直径之比）说起。火箭长径比是受到严格限制的，简单来说直径越小，长径比越容易做大，另外还有一个因素就是火箭的级数，级数越高，长径比限制越大。因为火箭每一级的连接处，都是火箭最软的部分，因为要考虑分离，从载荷到火箭上面级，到二级，到一级，每一级的连接处都不能刚性固定，大多用爆炸螺栓固定，所以在结构强度中，这些部分远远不如箭体的储箱连接牢固，在火箭飞行中，极易发生扭转弯曲，飞行中动压过大很容易造成全箭损失的事故，这个可以在专门的结构仿真计算软件中更加清晰的看到。如下图

目前在3-5m这个直径范围内，3级火箭构型，中国可以将长径比做到18左右。空叉的猎鹰9/重猎以及星舰实际都是二级构型。空叉猎鹰9的长径比已经达到19.5。星舰更是不得了，长径比超过13，甚至是14。反而SLS目前也就10多一点，28年的sls2才能达到13的比例。中国的长九的长径比一直控制在10.5+左右，是阿波罗计划的土星5的长径比水平。

当然大家必须了解一个问题，三级火箭和二级火箭设计的差别，看上述给出的仿真图就知道，三级火箭可以出现四阶弯曲，二级火箭最多是三阶弯曲（一阶是曲线一个转折点）。这里说一下，笔者对空叉的星舰的评价有限，核心也有这个原因，星舰的设计，二级火箭最多出现二阶弯曲，因为他载荷是刚性固定在火箭二级壳体内，不会如传统火箭一样载荷和火箭上面级连接点之间也会有一阶弯曲，从火箭飞行控制上来说，只有二阶弯曲可能的飞控，在技术难度上要弱很多。PS：一阶倒立摆和四阶倒立摆复杂性方面有可比性吗？

所以空叉猎鹰9的设计和CZ10光杆的设计看起来相近，但实际差别很大。就那个一二级级间比来说，猎鹰9的一二级级间比在5.2以上，CZ10光杆计划和星舰类似，都是3.6左右。

猎鹰9为什么一二级级间比会达到5.2以上呢？这个严重背离了前面级间比3.6的推论。核心原因其实是猎鹰9是一款2级火箭，而且是必须能发射GTO高轨载荷的2级火箭。所以二级质量一定的时候，一级必须提供较大的速度增量，让其2级入轨后可以有足够燃料，把载荷继续加速到GTO轨道上，这也是猎鹰9二级干质比必须达到22的重要原因。

这么来说吧，猎鹰9是一款可以打低中高轨道的通用火箭，一级必须相对更大一点，多提供一点速度增量，让二级工作少面对一点重力损失，入轨后多出的燃料用于把载荷加速到GTO轨道；重型猎鹰由于载荷舱的容量限制，实际是只能打高轨任务的专用火箭。而星舰则是只能打低轨任务的专用火箭（从地面起飞），当然星舰加油之后，高轨任务也能干。所以星舰的一二级级间比和文中的仿真数据最接近，即级间比3.6时，复用后的LEO轨道运力最大。

CZ10光杆，应该是以中低轨任务为核心的火箭（直接打高轨运力损失较大，但是仍可以装各种上面级）。就因为CZ10光杆是以LEO任务为核心，所以他的级间比参数选择类似星舰。

这里很多人不懂CZ10这种选择有啥好处（一二级长度比例小于猎鹰9的比例）？其实关键在于，CZ10是5m箭体，这样的设计，在长径比18-19的设计下（CZ10的CBC构型高度超过90米），有较大空间放第三级氢氧级。这也就是解决了空叉猎鹰9和重猎最大的箭体设计问题。整个火箭一级基础级太高（猎鹰9一级41.5米，2级15.5米，整流罩高11米），完全没有装氢氧上面级的火箭空间（至少需要15-20米高度），对比CZ7的设计，一级27m，二级9-12m,可选三级18m,整流罩高10-12m（cz8是10m，cz7可能还有14m高的整流罩）。大家看上面的设计就会发现，虽然空叉猎鹰9运力很高，但是整流罩不比cz7强哪，意味着打高轨载荷，二者实际能力差不多（6吨以上GTO轨道），原因就在于，CZ7有第三级高比冲的氢氧级。所以打GTO轨道能7-8吨，而猎鹰9没有第三级，只能靠2级超高干质比的低比冲煤油机，强行把6吨载荷送到GTO轨道。在其他资料中CZ10的光杆构型有能力将14吨在载荷送入GTO轨道（和CZ5一样）。远超猎鹰9，为什么三级版本的CZ10光杆能有这么高的性能，核心就是它箭体直径较猎鹰9大1.4米，同样总质量占比的一二级燃料质量，再加上一样的长径比，CZ10的一二级总高度与猎鹰9的57米差不多时，还能给三级和载荷舱留出大约25-30米的高度，这样CZ10的载荷有效高度大约是猎鹰9的一倍。这才是CZ10光杆领先于猎鹰9的地方，也注定了CZ10设计上优于重猎很多。

总之按国内的说法，猎鹰9是用结构效率0.95的二级运载火箭，在低轨任务上超越了CZ7这种结构效率0.9的三级运载火箭。特别注意，判断前提主要是低轨任务，也就是低干质比的三级火箭打LEO载荷比不上高干质比的二级火箭。当然三级火箭主要是打高轨任务，打低轨算啥事？那是不务正业。

这就是CZ7/8为啥不如猎鹰9的原因，因为CZ7是老一代CZ2F基础上发展出来的火箭（设计保守，干质比偏低），还考虑了3级的高轨任务的预留火箭空间。为了设计通用，又不能放大2级，而且放大二级也没意义，箭体直径偏小，发动机推力太大。与其花时间凑合凑合的打补丁乱改。不如放着不动，上推力小一点新发动机，火箭直径加大的新火箭型号。

是的，那就是中国航天二队三队们正在干的事，发展80-100吨级的煤油和甲烷发动机，建造3.8米直径的箭体。打造中国新一代复用运载火箭。你看懂了吗？

● 中国航天是不是烂透了，尸位素餐，看着可重复使用航天器的发展机会从眼前溜走？

实际上，中国航天对重复使用航天器的技术跟踪很久之前就开始了。无论是航天飞机，还是其他如伞降技术，有翼火箭，组合动力，预冷涡轮火箭等等。很多技术从美俄欧日发展之日开始，我们的科学家就在准备。早年921的航天飞机与飞船的选择就不说了。实际上上世纪90年代中期，除了航天飞机之外，陆地伞降回收也是一大热点，当年有美国一个低成本的群伞火箭回收计划，叫做K1火箭，Nasa还有一个从近地轨道应急返回的翼伞回收验证叫X38。K1相关技术理念推出来，国内在2000年的时候就规划了级别类似K1的火箭回收项目。而K1火箭则是空叉的猎鹰1/5和早期猎鹰9复用的真正学习对象。是的，如果你了解空叉的历史，就知道早在2003年马斯克就在说猎鹰1要实现全复用了，不仅猎鹰1说过，猎鹰9最初的时候也是全复用。只是现在不提了，为什么不提了呢？因为技术路线换了，NASA早期给过空叉技术支持，伞降就是其中之一，NASA也不止给空叉一家，是全美所有火箭初创企业都给了。只是上世纪90年代K1火箭只是技术验证了群伞的一级无损回收，二级再入回收，K1火箭自己也没做成，只是进行了理论研究，后来经济危机，K1项目终止。空叉验证了两次伞降技术失败后，就果断放弃了相关复用思路。实际上猎鹰9最初型号也就是0.9和1.0版本的重量比现在看到的猎鹰9的1.2+版本要小快一倍，为什么会那么小？实际上，原版K1火箭，中国早年规划的k1中国版伞降复用火箭，还有猎鹰9的1.0大小都差不多。那个量级的火箭的回收质量，是陆地伞降火箭无损回收的天花板。

中国航天其实对各种航天复用技术都有涉猎，从伞降，到VTHL的火箭飞机，再到HTHL的组合动力二级入轨。还有轨道再入滑翔机动水平着陆的x37。中国都有技术跟进，可以说，除了VTVL的垂直起降航天器之外。中国每一种复用运载技术，技术跟踪和研究都有15-25年的历史。那为什么这么多年，大家还看不到这些技术成果的开花结果呢？

其实真正的原因是，中国无毒火箭燃料的应用是2015年之后开始，直到现在，有毒火箭燃料仍占据中国火箭发射半数以上的发射数量。而毒火箭是和复用航天器发展背道而驰的。因为毒火箭的燃料回收处理极为麻烦，基本是不考虑回收的，而且毒火箭的发动机用一次，甚至是加注通燃料一次（不点火），发动机就必须报废，因为管路里有毒燃料，清理成本巨大，风险很高，一不小心就会造成人员损失，比起现在中国的技术人员成本来说，毒火箭发动机价格不值一提。

所以，中国航天，即便在10年前就具备验证伞降技术的初步技术条件，但是实际上国家安排的复用运载的技术验证节点（这里指初步技术验收），就没有放在2020年之前。原因就是，在2015-2020年中国航天部门主要任务是把CZ5/6/7和CZ11几款无毒火箭验证成功。发展出多种改良型号。为全2020-2030年面替代CZ2/3/4系列毒火箭打下坚实基础。加上空间站任务的紧迫性，中国航天在2020年之前并没有考虑复用运载技术的大规模应用。我们无毒动力还没发展起来，技术还未成熟，贪多嚼不烂，所以复用运载这种基于无毒清洁燃料的火箭技术，自然就不是国家的优先选择。

现在中国各种暂露峥嵘的复用运载计划，大约都在2010年左右进行的研发规划，当时就是确定相关技术都在2020年左右首飞。比如现在国内类x37的小航天飞机和xs-1的火箭飞机都已经成功飞行，超燃冲压的飞行验证（2020年前后），正在准备组合动力的技术验证（2025-2030）等等。中国对于vtvl类的垂直复用运载器的推动确实起步较晚。大约2013-2014年，国内才开始对YF100的深变推进行研究。在2015年中国重型运载的文献中提到相关重型火箭设计要在进入核热上面级之前就考虑复用的能力。那篇文献也是现在在饱受PPT调侃的龙乐豪院士署名的文献，共同署名的还有容易总师，在一堆爱好者抓住龙老16年某个视频的谈话的语病，认定龙老是不支持火箭复用技术的时候，不知道龙老等老一辈航天工作者，早在2003年就开始各种中国复用火箭方案的细节讨论了（有翼火箭，伞降，组合动力，以及小航天飞机多个技术主线）。与爱好者不同，专业的航天人，自然明白复用航天器的关键问题，也才有后面CZ6x和CZ8R的规划，也才有今天的百变长九PPT。

可回收火箭对于中国航天的真正的问题还是前面说的那个，中国航天手中的货架产品，就是YF100发动机和3.35米箭体在于可重复火箭领域，是在太不匹配了。即便CZ8R这样看起来难度不大的设计，最多也只能为了验证而验证。当然这也不是中国航天一家的问题，美国航天大部分老牌企业也面临同样的问题。就是火箭发动机推力过大，和已有的箭体成品不匹配。导致只能眼睁睁看着空叉在复用火箭的领域一骑绝尘而去。反而是没有包袱的民营航天企业，可以快速踏上空叉的技术道路，努力追赶。

很多人也许会问为什么空叉可以那么快搞定猎鹰9的复用，而其他成名已久的航天企业反而都不行？首先在空叉之前，全球火箭发动机的趋势是大推力发动机重型发动机，推力至少200吨左右。中国当年搞YF100，都被讽刺技术不行，推力太小只有120吨，在现代烃基火箭里面，就是个不入流的弟弟。空叉梅林早期是30-40吨的小发动机，而且从2001一直做到现在，在猎鹰9的1.1/1.2版成功的时候，这款发动机已经迭代十多年，使用也近10年，是非常成熟的发动机了。而别人要追赶空叉，首先就需要找一款同样中等推力的发动机（推力必须在百吨以内，超过百吨就很难匹配箭体），和发展与之配套的箭体。相关火箭设计，如果从0也就是发动机开始干，差不多最快也要做10-15年才能达到目前空叉猎鹰9复用的程度（发动机需要至少5-8年成熟，迭代还需要5-8年，火箭箭体的设计与迭代也需要5-10年）。所以空叉复用成功之后到今天已经差不多8年快9年了，现在其他企业（民企）的80吨级的发动机（泛指中等推力发动机，不限定在80吨）才开始进入火箭应用，基本也就是猎鹰1的样子（当年猎鹰1也用了6-7年成熟，猎鹰9原型出来的时候，空叉成立也快10年了，猎鹰9回收成功的时候，空叉成立也快15年了）。目前空叉的竞争对手很多初步的构型还不是7-9发并行。所以估计至少还要3-8年后，空叉真正的竞品（来自中美航天的民企）才会逐步大量进入复用运载的市场。

最后多说一下，空叉的猎鹰9，重猎，星舰设计其实都有问题。猎鹰9的问题就是没有第三级的发展空间，所以它高轨性能差。重猎看起来数据很好，但是因为二级的设计原因（他的整流罩和二级和猎鹰9是完全一样的）。这就造成作为重型运载火箭2级的结构强度不够，那个二级本来就只有2吨多重（CZ7的二级是5.8吨以上），过于轻了，原因是猎鹰9的二级在发射GTO载荷时实际当上面级在用，所以他干质量就不能大，大了运力就不行了。但是这就导致二级结构强度偏低，CZ7的二级实际上面再加50吨也没事（第三级20吨和8吨载荷加一倍设计冗余）。但是猎鹰9的二级估计也就20多吨，实际打过的最大2级以上载荷是16-18吨。加上整流罩的有效段高度小（猎鹰9整流罩直径5m，高度11米，载荷直径4.6米左右，全长段高度6.7米，这个高度只能放一颗6吨级的GTO卫星）。所以猎鹰9/重猎现在的货舱打一般空间载荷，也就8吨以内，只有换了自家的星链卫星，才能在这个舱段装下16吨级的载荷。星链卫星采用电推，没有太大散热结构和燃料罐系统，空间利用率很高，所以实际星链卫星的密度比常规卫星和空间站舱段密度大得多。所以，重猎最大的问题就是理论数据很好看，但是实际发射上去，实际载荷限制在10吨以内（参考门户空间站，重猎的载荷）。也就是说，一般NASA或其他公司的卫星或空间站载荷，只要体积合适，重量适中（密度不高的航天器，那个体积就只能装下10吨以内载荷），然后空叉能把这个重量发送到几个高轨上。比如GTO、LTO、门户空间站的轨道，用重猎发射时纸面的运力和实际载荷差别很大，其实限制主要就来源于两方面，一个是2级强度不够，这个解决方案就补强好了，加1-2吨的结构质量，什么问题都解决了，另一个也是真正限制的重猎的就是载荷舱的体积，也有一些解决方案，现在具体情况要看打了门户空间站的那个载荷才知道细节。当然，由于没有氢氧上面级，重猎在深空方面的真正运力也强不到哪里去，国内曾有一个资料提过打类似欧罗巴快帆的项目，CZ5实际只比重猎同轨道的运力少几百kg（大约500）。至于那个星舰就不提了，星舰最大的问题是他二级是封闭货舱，封闭货舱导致大型载荷出不了舱。就算能出舱，他的实际运力也和SLS-1b没法比，因为整流罩小一圈不说，星舰限制载荷是出舱口大小。目前星舰的实际的大型载荷规模，比SLS-2小太多，出舱的货物能到SLS-2或CZ9单一载荷的1/4就不错（SLS-2的整流罩高度可达25-30m，直径达到12m，长九类似，星舰货舱高度18m，火箭直径9m，实际开仓门的宽度只有7米多，高度大约极限是14-15m，这样出舱货物的尺寸只有SLS-2的1/8，撑死能到1/4）。这对于真正后期的地月空间的天基基建，星舰货舱版的设计很不好的，效率很低。所以一直有一些理论在建议马斯克把星舰改成消耗性上面级。用传统方式释放载荷，只是目前空叉并不理睬而已。而中国的长九，恰好是那种消耗性构型的设计。

很多事情，短期内大部分航天爱好者是看不明白的，如果从未来15-25年的尺度上看技术的发展，也就是面对2035-2045年的航天节点来看。空叉现在的所作所为是其实最大限度浪费美国在航天领域的优势地位，他给美国航天带来的混乱，远远超过他对美国以及人类航天事业的推动。这点如果诸位航天爱好者的看客如果能看懂，为什么中美更专业的航天专业人士会选择新长九这种消耗性上面级的技术方案，而不会优先选择空叉星舰的那种复用二级设计。你就知道马斯克利用自己推特网红的身份，利用自己6000万粉丝的力量，网爆碾压了多少美国航天专业人士（今年2月就有一个NASA退休项目经理-从阿波罗计划末入职NASA一直干到航天飞机退役，因为对星舰的33发试车表达了一下保守意见，被数万叉粉网爆）。多大程度扭曲了广大航天初级爱好者的见解。成功的把大部分人带到沟里。特别是NASA被迫选择空叉中标HLS登月项目的附件H。更让大众误解空叉星舰的技术方案是最佳最可实现的技术途径。实际上NASA还有一个HLS的附件P，用于2028年以后的登月任务。而那个HLS附件P，空叉星舰根本没入围。见下图的两个红框，里面一个是空叉的星舰版HLS，只有24-25年的两发，另一个是28-31年的4发。NASA其实有说过，两个HLS他最终只会支持一个（财力限制），最终支持哪个其实早就定了。很多人不知道空叉在美国航天工业领域有多被排斥。NASA给了空叉一个特权，就是星舰上的HLS所需要的载荷，可以空叉自己安排。为啥呢？据了解，给阿尔忒弥斯计划提供HLS科学载荷的企业，说没时间给星舰的HLS安排设计载荷。空叉HLS那么大空间那么多，你们不觉得奇怪吗？还有去年年底的门户空间站的方案PPT中，文字部分有题空叉的阿尔忒弥斯3/4的HLS任务（提了一句话），但是所有渲染效果图里面，全部没有空叉的HLS与门户空间站对接画面，有的图全是28年的HLS的P附件配套着陆舱，据了解，是星舰的HLS太大了，一个大几百吨进千吨的飞船去对接一个最大100吨级的空间站，到底星舰对接空间站呢？还是空间站对接星舰呢？最最重要的是，星舰HLS因为体积过大，门户空间站只能对接其轴向接口，侧向的几个接口一个都用不了。而轴向对接口计划是主要为载人飞船对接用的。也就是说，门户空间站目前设计可能停靠星舰HLS和猎户座飞船中的一个。其实这些插曲，都说明一件事，NASA对星舰这种设计对于未来10年内参与空间活动并不感兴趣。原因不难理解，星舰设计了一个封闭货舱的重型火箭，打有效载荷还不一定比辣鸡的SLS-1好用呢。这个重型火箭对于空叉这个公司而言是意义重大，但是对于美国以及NASA的阿尔忒弥斯计划而言，却是一个鸡肋。

中国航天的成功，其实宏观上有一点很重要，就是脚踏实地的，从已有能力出发，提出未来一个阶段切实可行的行动计划，积蹞步尔至千里，按自己的步骤埋头苦干下去，自然若干年后抬头一看，突觉一览众山小。空叉和美国航天的问题，就是没有真正可行的航天行动计划，阿尔忒弥斯计划本来就有点应对，空叉的火星殖民更是虚幻到冒泡。比起中国航天脚踏实地的计划，等到2035年以后，我们就能笑了，比如说一个美国火箭飞机在哪？xs-1在2013年发标，2020年波音干不下去了宣布终止，中国与之对标的AT-1已经飞2次了，下一代已经在规划了（见下图）。在2035年之前，大家不要多想，美国在航天技术中相对中国一直有优势，只是优势越来越小而已。

加油.中国航天！