火箭回收 畅想--从星舰说起
朱雨心
SpaceX 的星舰飞船10公里高度 降落试验 第一次成功着陆（SN15, 2021年5月5日）后，我就对火箭回收 提出了一个 变形金刚 的思路，以及 几种 实施方案。
我们 用星舰 为参照 来 做 说明。
星舰飞船 空重 85 吨，直径9米，高50米。星舰飞船 是 横向降落，完全依靠飞船的风阻 平衡 飞船的重量；在接近地面时竖起 与地面垂直，用火箭发动机 最后减速。
星舰飞船 横向降落 时的迎风面积是 9 X 50 = 450 平方米，单位迎风面积的平均（力）载荷是 85/450 = 0.19 吨/米2。
星舰超重助推器（火箭第一级）空重 200 吨，直径9米，高70米。星舰超重助推器是 垂直降落。迎风面积是 (9/2)2 X 3.14 = 63.6 平方米。如果 完全依靠 飞船的风阻，那么单位迎风面积的平均载荷是 200/63.6 = 3.1 吨/米2。这是 星舰飞船 横向降落的载荷的 16.6 倍。要产生 这样高的载荷，星舰超重助推器 垂直降落时 的 速度 就 需要有 16.6 倍 星舰飞船 横向降落 的 速度。这样高 的 速度 会在星舰超重助推器 的底部产生 难以承受的 高温，使得 这样的回收方法 不可行。所以星舰超重助推器 垂直降落 时，不可能 完全依靠 飞船的风阻，而必须 使用火箭发动机 减速。而 使用火箭发动机 减速 需要 消耗燃料，也就需要 携带 更多的燃料用于火箭回收 而不是 发射 有效载荷。从这一点上讲，垂直降落 不如 横向降落。
那么，星舰超重助推器 为什么 不采用 像星舰飞船那样的 横向降落 呢？如果 横向降落，那么 迎风面积是 9 X 70 = 630 平方米，而单位迎风面积的平均载荷是 200/630 = 0.32 吨/米2，但是 比 星舰飞船 横向降落 的 载荷 大得多，因此 需要 更高的 降落 速度，从而 产生 更高的温度。另一个 问题是 星舰超重助推器 有 33台 发动机，每台重1.5吨，而星舰飞船 有6台 发动机。星舰超重助推器 的底部 很重，如果 横向降落，难以 维持 平衡。
那么 能不能 克服上述 问题，让 星舰超重助推器 横向降落呢？
变形金刚 思路 的 实施方案 之一：躺平 法
星舰超重助推器 横向降落时，把 箭体的外壳 展开成 一个 平板，火箭的其它内容 就 变得 躺在 这个 平板上，以这样的 姿态 降落。这时的 迎风面 的面积 就是 原来的 3.14 倍了，而单位迎风面积的平均载荷是 200/（630X3.14） = 0.10 吨/米2，只有 星舰飞船 横向降落 时的 一半，而从 能以 更低的速度 降落，温度也更低。
因为 现在的 单位迎风面积的平均载荷 低的多，我们 可以 不必 完全 展开。我们可以 只把星舰超重助推器 的下部分 完全展开，而上部分 部分展开 或 不展开，例如 是 一个 上方 宽 9米，下方 宽 9x3.14 = 28.26 米的 梯形 的 迎风面，以平衡 底部 发动机的 重量。
这个 平板的 四角 各有 有一个 活动面，用来控制 火箭降落时的 姿态 与 降落的方向。这个 平板 并不需要 完全 展平，也可以 有一个锥角， 160度，以利于 飞行 平稳。
用 躺平法 可以实现 星舰超重助推器， 完全依靠 风阻，横向降落。这样 可以 少用、少带 用于 减速的燃料。
如果 把这个 躺平法 用于 星舰飞船，那么单位迎风面积的平均载荷 就从 0.19 吨/米2 变成0.19/3.14 = 0.06 吨/米2，只有原来的三分之一了。这样，星舰飞船 就可以 以大致 原先三分之一的 速度 降落。这样，单位迎风面积的平均 热载荷 显著降低，或许 就 不需要 防热瓦了。
增加 这个 展开 机构，会增加 一些 结构重量，但是，而单位迎风面积的平均 热载荷 显著降低，或许 可以 省掉 防热瓦的重量，甚至 箭体 也 不需要用 不锈钢 而 可以 用 更轻的 铝合金。
横向降落 可以 少用、少带 用于 减速的燃料。这是 横向降落 的优点。缺点 就是 无法 利用 发动机 来 减速。这个 缺点 对于 星舰超重助推器 没有什么 影响，但是 对星舰飞船 可能 有影响。因为 星舰飞船 需要 能在 满载的情况下 降落。那时 完全依靠 风阻 可能 不够，那么就需要利用发动机 提供 额外的 推力。如果是那样，那么 就必须 是 垂直 降落。那么，有没有可能 在垂直降落时 有 横向降落时那么大的迎风面 呢？ 可以的。
变形金刚 思路 的 实施方案 之二：伞 法
把 火箭的外壳 分成 几瓣，例如 4 瓣 或8瓣。在 垂直 降落时，把 这几瓣 外壳 张开，像 伞 张开 一样。伞在前，飞船在后。以星舰飞船 为例，如果 外壳 全部 都 完全 张开，那么，形成的 迎风面积 与 前面 说的 躺平法 大致 一样大，是 现在 SpaceX横向降落时 的 3 倍。用 这个方法 可以完全依靠 风阻 垂直降落，而且 能以大致 原先三分之一的 速度 降落。而单位迎风面积的平均 热负荷 显著降低，或许 就 不需要 防热瓦了。
如果 只是 实现 与现在星舰飞船 横向降落 那样的 效果，那么 星舰飞船 只需要 有 三分之一 的 外壳 张开 就够了。再算上 9 米直径的底部面积，伞（瓣）长 14 米 就行了。也可以 把 一个 大伞 分成 两个或多个 小伞。例如，前后 两个 伞，伞长 7 米。当然， 前后 两伞的伞瓣 的长度 也可以不同。 后面的 伞瓣 应该 对着 前面的 伞瓣间的 空隙。
而 星舰超重助推器 做 垂直降落时，按前面的计算 只需要 有 二分之一 的 外壳 张开 就够了。伞瓣 长34 米 就行了。也可以用 两组伞，伞瓣 长 17 米。
前面说的 伞 的 伞瓣 是 分立的，伞瓣之间 有空隙。我们 也可以 把 伞 设计成 一个 完整的 伞面，没有 那个 空隙。这样 能够 形成 更大的 迎风面。那么 星舰超重助推器 只需要 一个长度 14 米的伞。而星舰飞船 只 需要一个长度 7 米的伞。
开伞的 机构 会增加些 结构重量。但是 可以 完全依靠 风阻降落。这样 可以 少用、少带 用于 减速的燃料。并且，可以使 单位迎风面积的平均 热载荷 显著降低，或许 可以 省掉 防热瓦的重量，甚至 箭体 也 不需要用 不锈钢 而 可以 用 更轻的 铝合金。
SpaceX 的问题
猎鹰火箭 回收时， 与 星舰超重助推器 回收时，火箭底部 热到 通红。这 不可取。
火箭发动机 工作时，尽管 喷出的 火焰 温度很高，但是 喷嘴 是有 冷却的，不会热到 通红。现在 降落时，热到 通红。这 可能损害 喷嘴。当然 可以 把它 做的 能 承受 那个温度，但是 必然 成本 更高。而且 在 那个 火箭底部，还有 很多 管道、电线、以及控制喷嘴摆动的机构，现在都需要能耐那个高温。即使 能做到，必然 成本 更高。
猎鹰火箭 与 星舰超重助推器 回收时，如果 要避免 火箭底部 热到 通红，就 必须要 用 更小的 降落 速度，从而 必须 要 更多地 使用 火箭发动机 减速，从而 必须 要 携带 更多的燃料 用于 火箭回收。
猎鹰火箭 的 第一级 空重 是 22.2 吨。直径3.66米。垂直降落 时 的 单位迎风面积 的 平均（力）负荷 就是 2.1 吨/米2。星舰超重助推器 垂直降落 时 的 单位迎风面积 的 平均负荷 更高，是 3.2 吨/米2。如果 在自然降落（不用火箭发动机）时，要避免 火箭底部 热到 通红，那就必须增加 迎风面积，使 火箭 以 更小的速度 下降，单位迎风面积 的 平均负荷 必须 显著 小于 2.1 吨/米2
最近，中国的 蓝箭航天 公司的 朱雀三号 火箭 做了 静态点火 试验。它的第一级 是 可回收的，像猎鹰火箭 那样 垂直 降落。它的 着陆的 脚 也 与 猎鹰火箭 类似， 是 尖尖的 小脚。缺乏 创新。
应该 改用 大脚。每个 脚宽 是 四分之一 箭体 周长，收拢时 紧贴在 箭体 上。降落时 应该 早早把 着陆脚 张开，增加 迎风面积，以降低 降落速度。（猎鹰火箭 的 脚 只 是 在 临着陆前 才 启动）
以猎鹰火箭 为例（我没有朱雀三号的数据），着陆脚长5.5米，如果 用 四分之一 箭体 周长 宽 的 大脚，那么 垂直降落 时 的 单位迎风面积 的 平均（力）负荷 就从 2.1 吨/米2 显著 减小到0.3 吨/米2。如果 再用 脚蹼，那么 负荷 就 进一步减小 到 0.13 吨/米2了，应该 就可以完全 自然降落，而且 不会 热到 通红了。防热瓦 也 不需要了。这，就是 前面 讲的 变形金刚思路 的实施方案之一 伞法 的 一种 应用。用在 这里 的妙处是：张开机构是现成。何乐而不为呢？
朱雨心 11/1/2025 （版权所有。商业转载需获得作者授权）
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