“火箭垂直回收的难度，犹如在狂风中将一把笤帚竖立在手掌中”——马斯克

2024年9月11日，我国自主研发的朱雀三号VTVL-1可重复使用垂直起降回收试验箭，在酒泉卫星发射中心完成10公里级垂直起降返回飞行试验，

朱雀三号飞行过程

对于此次的成功发射，央妈给出了很高的评价：标志着我国商业航天在可重复使用运载火箭技术上取得重大突破，为将来实现可重复使用的航天发射迈出了关键性的一步。

很多网友不以为然，认为这根本不值得一提，评论区也充斥着阴阳怪气的评论。

殖人的评论

真实情况真像网友所说的那样“别人玩剩下的技术”吗？

今天，小编就带大家了解一下火箭的垂直回收技术，以及可重复使用运载火箭的技术难度。

由于话题偏理科，全文尽量讲得通俗易懂。

废话不多说，直接开始。

目前国际上关于火箭回收的方式分为三类：伞降回收、升力式水平回收、垂直回收。

伞降回收，类似于伞兵依靠降落伞落地，火箭一般还会搭配气垫减少缓冲，我们的嫦娥六号返回器用的就是伞降回收；

升力式水平回收，火箭利用空气动力在大气层内像滑翔机一样飞行，实现平稳返回，主要代表是美国的航天飞机。

垂直回收，也称为气动力与主动力联合减速回收，主要依靠火箭发动机进行反推着陆，主要代表是马斯克的猎鹰9。

国外运载火箭回收方式

论技术难度，垂直回收的难度系数更大，从下面猎鹰9的返回过程，就能够窥见一斑。

火箭发射后3分钟后，一二级分离，一级惯性飞行至14万米的最高点；然后一级通过冷气体推进器调转方向开始飞向着陆场；发射4/5分钟后，一级重启发动机进行反推实现减速，并调整与着陆点的距离；一级再入大气层，并进行第二次点火，持续20秒，将降落速度从1300 m/s降低至250 m/s；着陆前发动机会进行第三次点火进行反推实现减速，将速度降至2 m/s；一级的着陆支架打开实现定点软着陆。

猎鹰9的返回过程

整个过程就像一栋23层的大楼从14万米的高空，以1300 m/s的速度冲向地面，着陆区域是一艘由甲板接驳船改装的无人驾驶船平台，面积大小只有51.81 m×65.22 m，而箭体的着陆支架在展开之后的宽度就有14.7 m，并且保证落地速度小于2 m/s，否则认定为软着陆失败，因为国际对定点软着陆的定义是位置误差不超过50 m，纵向速度不超过 2 m/s。

垂直回收火箭用到的关键技术有“发动机推力深度调节技术”、“发动机多次点火技术、”返回段高精度制导与控制技术”、“气动外形优化设计技术”、“贮箱推进剂管理技术”、“着陆支撑”，“再入热防护技术”、栅格舵等

这些词汇是不是听着就很陌生？不要挠头，小编一一进行介绍。

火箭发动机推力深度调节技术

推力调节，顾名思义，是指火箭发动机在运行过程中，通过改变喷口排气的速度、方向或燃料流量等方式，实现对火箭推力的精确控制，原理图就是下面这个样子。

具备节流功能的液氧煤油发动机系统组成

其主要的技术原理是通过调节推进剂的流量，改变燃烧室的压力，进而改变火箭推力。

对于可重复使用运载火箭，推力调节是垂直落地的前提，在最后的精准着陆阶段尤为重要，如果发动机推力无法调节，则几乎只有一条能够满足软着陆的飞行轨迹，一旦偏离只能以失败收场。

发动机推力调节的范围越大越好，因为越窄推重比将越大，着陆的可行域越小，控制的难度就越大。

目前世界各国的主力火箭推力调节能力

目前国际上主流的技术途径：具备流量调节能力的高压降喷注器、多集液腔喷注器、针栓喷注器、气体喷注器、喷管喉部调节等等。

无论哪种途径都会面临以下难题。

1）发动机燃烧室内推进剂的稳定燃烧

随着推力调节深度的增加，发动机偏离了最佳状态，随着燃料和氧化剂的变化，燃烧室可能会产生不规则的压力波动，进而导致发动机内部产生高频振动、熄火、爆炸，在低推力情况下，这种情况更容易发生。

2）喷注器和涡轮泵技术

喷注器的作用是将燃料和氧化剂雾化，并注入燃烧室使其充分燃烧，为保证喷注器的雾化作用，喷注器的前后压力必须保持在推力室压力的 15%～25%范围内，否则推进剂输送系统稳定度降低。

针栓式喷注器原理图

涡轮泵技术，为了保证喷注器和推力室的稳定工作，需要改变涡轮泵的工作压头，但推进剂流量的变化，最终会使得涡轮泵偏离额定的工作状态，由此带来综合性能的变化，这些变化涉及到转子动力学、密封性能、流场、水击等各方面的，推力调节范围越宽，对涡轮泵的设计要求就越高，难度也就越大。

3）发动机的快速响应和精准调节能力

为了保证火箭在飞行过程中能够及时地调整速度和姿态，这就需要发动机在接收到控制系统传来的指令后，能够在极短时间内对推进剂（推进剂包括燃料和氧化剂）的流量进行调节，同时对调节的大小也要求精准计量。

猎鹰9的梅林发动机和星舰的猛禽发动机的响应速度都在毫秒级别。

4）节流装置的可靠性

前面列举了几种调节推进剂流量的方法，无论哪种方法都需要用到节流装置（可以简单地理解为调节阀），这些节流装置不仅要具备精确节流能力，还具备在高温、高压、振动等极端情况下长期工作的可靠性，另外，推力调节速率需要适中，过快将引起发动机系统参数振荡，甚至可能造成发动机损坏，过慢将可能无法满足火箭总体的要求。

流量调节器结构图

5）结构可靠性

在不同推力下，发动机的燃烧室和喷管温度变化很大，这些变化又是短时间内迅速完成，这会使得发动机结构产生热应力，导致材料的强度下降，甚至出现结构破坏，所以在设计之初，必须考虑这些部件能否在多次热循环中保持可靠性。

返回段高精度制导

火箭在垂直返回过程中，必须依靠高精度的制导技术进行导航，这一技术的难点主要体现在以下几个方面：

1）复杂的飞行状态和极端的外界环境

按照飞行速度，一次性运载火箭的飞行状态有：亚音速阶段（1马赫）、跨音速阶段（0.8~1.2马赫）、超音速阶段（1.2~5马赫）、高超音速阶段（5马赫以上）、进入轨道速度阶段（23.2马赫），可重复使用火箭除了上面这些以外，还会添加再入大气层阶段、空气动力制动阶段、自由落体阶段、发动机反推和最终着陆阶段。

返回时的姿态还有可能180°旋转

外部环境更加恶劣，返回过程，大气压力从1个标准大气压递减到0，温度从零下250°C到升到最高1500°C，再降到常温，同时伴随着大气扰动、风切变、湍流等等。

极端环境的变化要求传感器的可靠性非常高，像是惯性测量单元（IMU）、GPS、雷达高度计、激光测距仪等，这些传感器必须稳定工作才能保证后台的精确制导。

有时候为了提高可靠性，还会进行传感器冗（读Rong，三声）余设计，安装一个传感器万一坏了怎么办？索性多安装几个，这个坏了用另外一个。

2） 复杂的制导算法

根据传感器传回的信息，制导系统会在极短时间内计算出最优的飞行轨迹，这个过程涉及复杂的数学模型和算法，包括轨迹优化、路径规划、误差分析等等，要求计算机具有极高的计算速度，能够快速准确地处理来自多个传感器的数据并作出决策。

制导系统还必须满足一定的自适应性，以应对火箭在返回过程中可能会出现的各种突发情况，例如设备故障、信号丢失等等。

Space-X采用的是“在线凸优化制导方法”，并在它的基础上对其进行了改进，使其更好地适用于返回制导，猎鹰9的成功证明了这种方法的可靠性，它可以在零点几秒内对轨迹规划问题进行在线求解，公式就是下面这个样子（不要问小编，小编要是看得懂，就不会在这里熬夜码字）。

在线凸优化制导方法

在查找过程中，在其他平台上看到很多博主说“这个方法直接让火箭垂直回收成为现实，没有这个方法马斯克不可能实现火箭回收”。

来自某乎平台的高赞回答

来自某乎平台的高赞回答

真实情况是，“凸优化的着陆制导算法”最早在2007年就已经由美国喷气推进实验室（JPL）提出，随后在美国马斯腾空间系统公司（Masten Space System）的垂直起降Xombie小火箭上进行了多次成功测试，从侧面证明Space-X的成功离不开美国本土的技术积累。

3）控制与导航系统

制导系统除了对发动机进行推力调节外，还要调节安装在箭体外的栅格舵和RCS（反作用控制），配合主发动机进行推力矢量控制，可以为火箭在各个飞行段实现姿态得稳定。

格栅舵

返回过程对导航精度要求非常高，随着火箭距离着陆场越来越近，大气环境越来越复杂，惯性/卫星组合导航方法已无法满足任务需求，一般还会结合地面导航，例如差分全球定位系统（Differential Global Positioning System, DGPS）。

Space-X的猎鹰9在卫星/惯性导航的基础上，又使用了激光/雷达高度计、光学导航、图像处理，通过火箭上配备的摄像头拍摄周围的环境，拍摄的图像通过算法进行处理，以识别地面特征或已知的标志物，帮助火箭进行精确导航。

火箭发动机多次起动

一次性火箭也会用到多次点火技术，但它主要用于载人舱、货物舱在太空的姿态调整，这些情况下，再次点火所处的外界环境远没有回收火箭所遇到的条件恶劣，所需的推力大小也比不上返回火箭所需的推力大小，技术难度不在一个层面。

一般可重复使用火箭至少需要3次点火，起飞一次，再入大气层点火反推一次，快要着陆时一次。

发动机多次点火的难点主要集中在发动机自身和外部条件两个方面。

1）发动机多次点火方式

这是典型的气氢气氧火炬电点火系统原理图

国际上，如果需要超过3次以上的点火，一般采用火炬点火、电火花点火、火焰点火等，无论使用哪种方式，点火装置必须满足很高的可靠性和耐用性，因为每次点火时外界的温度、压力、发动机冷却状态都不一样。

2）推进剂管理问题

相较于一次性火箭，可重复使用运载火箭在返回时，贮箱内必须保留一定量的推进剂供发动机再次起动，在返回过程中，箭体会经历微重力阶段，此时推进剂将处于漂浮状态，所以在发动机再次点火之前，提前保证推进剂处于沉底状态。

Space-X是如何解决这种问题的？

经过小编查询发现Space-X的星舰火箭采用了多种措施一起进行，包括冷气体推力器、推进剂增压系统、姿态控制、推进剂管理装置等。

（冷气体推力器系统：利用储存的高压气体，通常是氮气或氦气，通过喷嘴喷射来提供推力，提供加速度，使推进剂因惯性而沉到底部。

推进剂管理装置：如吸液装置、筛网或挡板，这些结构有助于在微重力条件下管理推进剂的位置，防止气泡进入燃料泵。）

除了调整贮箱内燃料的状态，还要控制好推进剂的温度，因为在每次启动前，必须确保推进剂在合适的压力下进入燃烧室，但是在微重力条件下，更容易出现推进剂气化、汽蚀。

3）再次点火的时间点

点火的时间需要经过严格的计算，以猎鹰9的为例，它的第一级在发射时的重量大约是256吨，在完成发射并与第二级分离后，第一级很大一部分的燃料已被消耗掉，此时第一级的重量大约为22吨，减少了90%，受到的重力约为216千牛。

第一级所受重力约为216千牛

第一级下面配备了9台梅林-1D发动机，根据官网给出的数据，在海平面全功率状态下，单台梅林-1D发动机推力为845千牛，调节范围60%~100%，最小推力为507千牛，假如只启动一台发动机，其产生的最小推力也大于箭体本身所受到的重力。

点火的时间需要经过严格的计算

所以，火箭在返回阶段，发动机的推力一直大于火箭自身所受的重力，速度朝下，加速度朝上，整个过程是线性的，在着陆那一刻竖直方向速度必须小于2m/s。

如果发动机提前点火，这就导致火箭还没着陆又飞上去；如果推迟点火，会导致着陆时刻速度没有降到2m/s以下，硬着陆会导致箭体受损，所以再次点火时间点必须经过精确计算。

4）发动机内部的精确控制与协调

多次启动要求燃料、氧化剂、点火系统、冷却系统等多个子系统在极短时间内精确同步工作，这种协调的复杂性随着启动次数的增加而增加，任何一个系统的失误都可能导致启动失败。

再入热防护技术

火箭一级分离再入大气层时的速度可达 20马赫以上，这样的高超音会使得箭体表面温度迅速升到1500℃，所以火箭箭体表面也需要像航天员的返回舱一样加装隔热层。

但区别在于，可重复使用火箭的隔热层不仅需要满足基本的隔热需求，还要满足轻量化设计加重复使用，轻量化为了增加有效载荷，重复使用为了减少成本。

星舰机翼

以Space-X “猎鹰9”的为例，它的隔热材料采用的是低温条件下具有高强度、高熔点和低成本的改良型不锈钢，并在迎风面上安装了一层较薄的轻质隔热片并加上其他散热措施，从而可以大大增强热防护能力。

多说一句，这里的不锈钢和我们家里用的不锈钢餐具不一样，航天用的是更耐腐蚀耐高温的301不锈钢，家庭用的一般是304不锈钢。

猎鹰9和神州返回舱隔热片性能对比，鉴于保护航天员的需求，返回舱的要求更高一些，但使用次数低。

上面这些只是单个部分的技术难度，各个部分组合在一起又会产生各种各样复杂的问题，例如：

箭体内多台发动机同时运行，产生耦合共振的问题如何解决？

着陆过程中支腿展开时产生的箭体质心和中心剧烈变化如何解决？

箭体180°的大范围姿态调整，引起的推进剂大幅度晃动如何问题？

到这里以为技术难题就结束了？

这才刚刚开始！

回收只是手段，最终目的是重复使用。

上面这些只是回收阶段需要攻克的技术，落地以后还需要解决重复使用的难题。

要想火箭可以重复使用，必须对箭体的和关键部件进行严格的健康检查、维护、维修、更换，确认是否满足二次发射。

这就涉及到检测流程、检测内容、检测方法、维修策略、重复使用的评估标准......

这些问题不是仅靠技术突破就可以轻松解决，更需要大量的实践积累。

上面还只是回收火箭的一级，如果要回收二级等其他级，难度又成倍增加。

因为这些入轨级以轨道速度再入大气层，飞行的高度、速度远在一级之上，承受的再入力/热环境是一级的数倍，在控制、 热防护、材料等方面的研制难度则又呈指数级增加，远不如一级重复使用来得容易，目前国际上只有Space-X实现了入轨级的回收。

为了方便大家理解火箭的一级二级，找了张图作为参考

所以，下次当你仰望星空时，不妨想象一下：也许那颗划过天际的光点，不仅是一次普通的返回，更是一次精心策划的“回家之旅”。

一个是重5000吨飞行高度14公里第五次试射的超重型火箭，一个是重68吨飞行高度仅有10公里首次发射的试验箭。

面对巨大的差距，难免会让人产生自卑心理。

但是面对差距，不同的心态将会有不同的结果，是俯首膜拜？还是裹足不前甘为人后？

航天人用实际行动告诉我们：不忘初心，砥砺前行。

不忘初心，砥砺前行

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