一文说透：火箭到底是怎样回收的？
火箭回收史话：回收的三种技术方式
路径依赖的40年
V-2导弹发射后，项目经理多恩伯格说：“我们的火箭进入太空，从而证明了利用火箭推力进行太空旅行是可行的。只要战争延续，我们最紧迫的任务就是尽快地将火箭变为武器。利用火箭进行太空旅行的发展趋势我们不能想象，那将是和平时期的任务。到那时，要解决的第一件事是要找到一种火箭在太空旅行之后安全的着陆方法。”
多恩伯格说这些话是在1942年秋天，彼时，一条白霜环绕火箭的液氧储箱，掩映着部分由黑白两色构成的粗体的纳粹十字党徽。这枚火箭的目的地是地球，每次发射的目标就是将火箭和弹头狠狠地砸到地上，解体、爆炸、燃烧，留下冲击波和碎片。
他刚说完这句话没多久，战争就结束了，人类就进入了和平时期的太空时代，但他预言的“第一件事”却姗姗来迟——除去入轨级，火箭的助推器、一子级等，每次发射后仍狠狠地砸到地上，与其诞生的第一天别无二致，可能由于运载火箭最早均是由导弹转换而来，这就是路径依赖吧。
直到40年后，1981年4月12日，哥伦比亚号航天飞机首次飞行，它用伞降落回了固体助推器，用翼滑飞回了轨道器，但并未回收装载氢氧推进剂的外贮箱。
2010年初，NASA决定将日渐老化的航天飞机全部退役。2011年5月16日，奋进号航天飞机最后一次发射升空。共飞行135次，完成了它的历史使命。自那以后人类又一次将发射后的火箭狠狠地砸到地上，解体、爆炸、燃烧，留下冲击波和一堆碎片。
直至2015年12月21日，猎鹰9号火箭采用发推停回了一子级。2018年2月7日，猎鹰重型两台助推器同时反推落到回收场，人类为之沸腾。一个新的路径和新的时代才开启。
2023年4月20日，星舰首飞，向着火箭入轨后全部回收——这座航天飞机也未达到的圣杯前行。
从1942年到1981年，再到2015年，乃至于2023年，人类在火箭回收上走过了怎样一段道路？
伞降落回
伞降落回技术直观并历史悠久，三皇五帝时代，舜的老爹和异母弟弟想要害他，哄他修补屋顶，舜上房后他们就撤去梯子并纵火烧房子，舜用两只斗笠做成降落伞从房上安全跳下，将自己完美回收，成就了一代帝王。
18世纪30年代，随着气球的问世，为了保障浮空人员的安全，降落伞开始进入航空领域，当时他们携带了降落伞，气球失事时即乘降落伞落地。飞机问世后，为了飞行人员在飞机失事时救生，1911年出现了能够将伞衣、伞绳等折叠包装起来放置在机舱内，适于飞行人员使用的降落伞。
航天器降落伞回收技术是40年代后期开始发展的，最初用于回收探空火箭的实验仪器，50年代用于回收无人驾驶飞机、靶机等航空器和试验导弹，60年代广泛用于回收卫星、飞船等返回型航天器的返回舱，如水星、双子座任务。但用降落伞回收火箭并不常见，毕竟火箭又笨重又不禁砸。直至航天飞机固体助推器才用于回收。用了直径为3.5m的引导伞，直径为16m的减速伞，3个直径分别为35m的主伞将80多吨的燃烧殆尽的助推器回收到海中，它从海中回收、翻新、重新装填固体推进剂、重新用于发射任务。
猎鹰9火箭的一子级首次回收尝试也是借助降落伞在海上回收。SpaceX试图为前两次猎鹰9发射进行降落伞回收，但由于助推器在重返大气层时损坏，最后放弃了这种方案。
与箭体相比，整流罩则非常适合降落伞回收，猎鹰9目前已经常态化整流罩伞降落回，每个单独的整流罩都有一个轻巧的可操纵翼伞，并使用史蒂文先生和树女士两艘船在海面移动，在整流罩下落时主动接住它们，就像打砖块小游戏一样。
翼滑飞回
让火箭像飞机一样飞行和降落，是显而易见的。冯·布劳恩于1940年开始开发一种更大的导弹A10/A9，能够在3125英里外发射1吨炸弹。一级A10是传统的助推火箭，二级A9是有翼运载器，可以在击中目标之前以超音速滑行。
A10/A9以外的设计也被勾勒出来，如增加三级A11可用于发射卫星，而A9是载人轨道航天飞机，它可以垂直发射和水平着陆。1943年后，所有的努力都花在完善和生产V2导弹，A10/A9的工作被禁止。
1933年，奥地利航空航天工程师欧根·桑格尔博士在维也纳理工学院攻读博士学位时，起草一个载人雪橇式动力滑翔机的概念构想，该滑翔机可以达到10马赫并在160公里的高度滑翔。1935年6月至1936年2月期间，桑格尔开始广泛研究类似于远程火箭动力飞机的概念，并发表了一系列关于该主题的学术文章。纳粹统帅部任命他领导了一个秘密航空航天部门和研究所，以发展和建造他的想法，也就是银鸟（Silbervogel）飞行器。
银鸟旨在以一系列短途跳跃进行长距离飞行，先由3公里长的轨道加速到约0.7Ma，再由火箭发动机爬升到145公里和4Ma，关机后火箭下降到平流层，火箭将以打水漂的形式多次反弹增加射程。银鸟将能够携带4吨炸弹，穿越大西洋投向美国，并继续飞到日本控制的太平洋某处的着陆点，总行程超过20000公里。
这种反复反弹是概念核心，也就是我们常说的桑格尔弹道，通过反复反弹一方面增加了射程，另一方面增加时间有利于空气摩擦加热后的冷却（一个不幸的事实是这个效应被高估了）。纳粹于1941年6月开始为火箭建造一个全面的发射和测试设施，但德国入侵苏联后该项目被搁置。
二战后，许多德国科学家被带到美国，其中就包括多恩伯格，他搬到了贝尔飞机公司，带来了对银鸟项目的详细知识。在为贝尔公司工作期间，他向美国空军极力推广滑翔模式飞行器，他的努力没有白费，美国空军组织进行了大量研究，1950年代早期的研究项目有：Bomi（轰炸机导弹）、System 610A Hywards（极超音速武器研发支持系统）、System 459L Brass Bell（高空侦察机）、SR 126 Robo（火箭轰炸机）。
在1957年夏天对 ROBO火箭轰炸机提案进行评估后，决定将几个平行的空军和 NACA 载人航天飞机项目合并为一个项目。1957年8月，项目机密代号“Dyna-Soar”（动态翱翔者），非机密名称“高超音速战略武器系统”。Dyna-Soar被开发成Dyna-Soar II，III，X-20X和Dyna-MOWS（载人轨道武器系统）版本，这些版本将执行各种任务，包含轨道发射，卫星交会和检查，侦察，研究和轨道轰炸。
但最终项目还是失败了，失败的原因更多在于项目管理，包括空军和NASA矛盾，空军和承包商矛盾等等，此处不再详述。
项目取消后，美国空军通过Prime、Asset、X-23和X-24计划进一步发展载人航天飞机，并亚轨道发射了亚尺度升降机体设计。X-52A和X-24B升降体设计的B-24跌落测试一直持续到1970年代中期。最后，尼克松政府向空军施压，要求他们接受参与航天飞机计划，而不是单独开发自己的设计。
1969年，美国正式立项了“可回收近地轨道飞行器”项目，其中的飞行器部分便成为了后来大名鼎鼎的航天飞机。1981年初，经过十年的研制开发，哥伦比亚号航天飞机终于建造成功，它是第一架用于在太空和地面之间往返运送宇航员和设备的航天飞机。它第一次飞行的任务只是测试它的轨道飞行和着陆能力。在太空飞行54小时，环绕地球飞行36周之后航天飞机安全着陆。
发推停回
在地球上因为有空气，因此还有伞降、飞回等着陆方法，而月球没有大气层，只能采用反推着陆。
早在1865年，法国小说家凡尔纳就创作过登月小说《从地球到月球》，只不过那时的幻想非常幼稚，主角乘坐的是由一门大炮发射的炮弹，炮弹经过改造，中间是空心的，人躺在里面。大炮点火，把三人一炮射向太空，但却没有把他们送上目标位——月球，而是变成一颗绕月卫星，小说戛然而止，这样的留白，留给人们更多的思考。
1950年，在《丁丁历险记》的《奔向月球》篇中，丁丁等人搭载的登月火箭是直接用发动机反推降落在月球上，当丁丁等人在月球与敌人搏斗，九死一生从太空中返回地球，着陆的时候依然是用火箭的尾部着陆，与登月时并无二致。
当1969年阿波罗计划让人类真正登上月球，登月舱同样采用了反推着陆的方法。但火箭反推着陆到地球上，则是30多年后的事情了。
1994年8月，美国总统克林顿签署并颁布了新的国家航天运输政策，要求国防部负责一次使用运载火箭，NASA负责下一代重复使用航天运输系统的技术研制和验证。从1995年开始，NASA和空军先后开展了X-33、X-34、X-37、德尔塔快帆（DC-X/XA）和 X-43可重复使用运载器技术验证计划。
其中，德尔塔快帆（Delta Clipper）是一种由火箭发动机提供动力的单级入轨、垂直起降、完全重复使用的运载器。它的演示机DC-X是世界上首个以火箭发动机为动力、垂直起降的重复使用运载器。
1993年～1996年共进行了12次试验飞行，其中DC-X进行了8次，DC-XA进行了4次，获得了大量试验数据，验证了垂直起飞和着陆、展示亚音速机动性、验证“类似飞机”的可支持性/可维护性概念等。
作为世界上首个反推飞回飞行器，在30年前，DC-XA高12.6m，起飞质量19t，最大飞行高度3.15km，采用4台节流能力30%，推力6.1吨的RL-10A-5氢氧发动机。
表 DC-X/XA飞行履历
注：http://www.astronautix.com/d/dc-x.html
在DC-XA爆炸后，垂直起降再次沉寂20年，直至2015年猎鹰9号回收，后面的故事就耳熟能详了。
三种回收方式的问题
有三种回收方式就代表每种方式都不完美，每种方式的技术问题是什么？
我们说三种回收方式，伞降落回、翼滑飞回、发推停回。伞、翼、发是实施装置，而落、飞、停代表了着陆样式。落代表有一定的垂直速度、飞代表有一定的水平速度，而停代表没有水平和垂直速度。
首先说伞降落回，伞降落回的最大问题恰好在落。
航天飞机助推器用了直径为3.5m的引导伞，直径为16m的减速伞，3个直径分别为35m的主伞。1994年12月，主伞直径进一步增加到41.5m，以降低落水速度。最后80多吨的燃烧殆尽的助推器还是以23m/s的速度砸向海面。
可以估算一下，在低速情况下降落伞的气动阻力为0.5CdSρv2，对于圆形降落伞阻力系数Cd一般可取为0.6-0.8，本文中取个中值0.7。伞降最后为重力与阻力平衡过程，因mg=0.5Cd·S·ρv2，得到
伞降着陆速度：
用这个公式估算，当主伞直径由35m增加到41m时，落地速度由26m/s降低到22m/s。
与箭体相比，整流罩则非常适合降落伞回收，因为它们的低质量（每个伞约1000千克）和更高表面积，落地前速度低，因此最终猎鹰9整流罩采用了伞降落回。当然，伞降的另外一个缺点是即使采用可控翼伞，落点精度控制仍在千米级，因此最后在海上主动采用船去追下落的箭体。
再说翼滑飞行，最大问题在于飞行器在空气中高速摩擦生热。冯·卡门说，在如此高的速度，即使在最薄的空气中，表面也会被加热到任何已知材料所能承受的温度之外，这个热障的问题比声障可怕得多。下图为不同任务对烧蚀TPS提出的热流要求。
图 不同任务对烧蚀TPS提出的峰值热流
在战后空间重返的科研和试验中，发现桑格尔的设计过于乐观。复核发现他们有一个计算错误，返回的热负荷将大大超过估计。“银鸟”要是不下马，第一次重返就会被烧毁。增加热防护可以解决问题，但要进一步削减有效载荷降低实战价值。
如Dyna-Soar，其内部舱室被包裹在“水墙”中，提供被动冷却。这些将机身桁架结构的980摄氏度再入平衡温度降低到90摄氏度，并允许舱室的压力壳是传统的铝。隔间中的冷却系统进一步将最高内部温度降低到46摄氏度。
如航天飞机，它在返回地球的过程中轨道器表面产生超过1500℃的高温，NASA为之设计了十几种超级隔热材料，本着效率最高/质量最低的原则，航天飞机的不同部分覆盖了不同颜色和性能的隔热材料。其中头部用了最重最好的灰黑色隔热瓦，能够耐受最高达1650℃的高温；顶部、机翼前部和腹部使用了黑色的可耐受至1260℃的隔热瓦；头部和翼中使用了灰色隔热毯（耐受至650℃）；而其他部分则使用了普通的白色隔热毯，耐受370℃。
最后说发推停回，它仍无法解决摩擦生热的问题，且由于火箭是坐在火焰里回收，烧蚀严重。
好在与翼滑飞回相比，发动机可以在空中点火减速，快速降低速度，减小摩擦生热，但这又带来了新问题：推进剂消耗严重。
阿波罗登月舱地面起飞时登月舱总重15吨，其中下降级燃料重量8200kg。登月舱绕月速度约1700m/s，下降过程中至少消耗6吨多推进剂，占整舱重量40%以上。
恰巧猎鹰9号一二级分离时速度也是1700m/s，运力损失多少呢？
猎鹰9在发射美国侦查局的秘密载荷时，会放出一级回收视频，根据视频中时间、速度和高度读出关键点见下表。
表 NROL-87任务返回时序
NROL-87采用远场返回状态，回收时发动机点火3次：
推回远场3台发动机全工况点火34秒，消耗推进剂约32吨；
当火箭加速下落到50km高度进入大气层时，速度大约4Ma，此时3台发动机再次全工况点火24秒进行再减速，以降低对火箭烧蚀以及避免大过载下气动力撕毁火箭，这个过程消耗约23吨推进剂；
火箭下落到4km时，速度大约0.8Ma，1台发动机变推点火约30s以着陆，发动机变推能力53%-100%，因此估算推进剂消耗量在5.4吨到9.5吨之间，可能更接近上限。
由此，猎鹰9返回时，返回远场消耗32吨推进剂，回收再次消耗32吨推进剂。远场和回收消耗量基本一致，网上说海上回收运力损失20%，垂直回收损失40%，数值基本闭合。这样返回远场损失4.6吨能力，垂直回收再消耗4.6吨，对应20%和40%，即海上回收运力18.2吨，陆上回收运力13.6吨。
回收技术外延：回收的三层技术分解
回收技术逻辑框架
了解历史是为了面向现在和未来，调研的目的是分析：
三种回收方式是不是完备的？是否还存在其它方式？
回收的技术指标怎么提，是想到一个提一个，还是有什么办法可以梳理出来？
这两个问题都需要一个逻辑框架，这个逻辑框架又可以分成两个部分，需求框架和实现框架。
需求框架上，从字面理解，什么叫回收？
回收就是回+收。回是指从高空回到地面，收是指最后收取火箭。可以简单地认为：回是100m高度以上的事情，而收是100m高度以下的事情。
回又可以进一步分解为减速和定点，收是缓冲。
在对需求的实现上，无论是减速、定点还是缓冲，都是力学行为。
按力的来源分，三种需求的实现都可以归纳为外力和内力，其中内力又分为直接作用力和间接作用力。三种分别称为顺力、造力和借力，这三者构成了完备的受力形式。
顺力指来自于外部的力，直接顺着这个力走（来自于外部的力）；
造力指来自于内部的直接力，这个力以内部巨大消耗获取；
借力指来自于内部的间接力，利用某一种机构，它不直接产生力，即四两拨千斤。
内外部区分在于与火箭的融合度，如同样用于产生气动阻力，降落伞计入外部、而栅格翼计入内部。
因此：
回收的需求框架是减速、定点和缓冲。
回收的实现框架是顺力、造力和借力。
减速：
顺力：降落伞，降落伞产生减速的力，火箭直接顺着这个力走；
造力：发动机反推，通过发动机点火产生减速力；
借力：随箭气动阻力方式(机翼滑行、栅格翼等)减速，利用机翼、栅格翼等气动阻力装置产生气动力减速。
在这个归类里，发动机反推计入造力，因为推力是发动机直接产生的；机翼和栅格翼自身无法产生力，只能作用到空气上产生力，且二者与火箭融合度高，计入火箭内部，因此是借力；降落伞与火箭融合度不高，计入外部，因此是顺力。如果我们有个外部的发动机，譬如阿童木去接住火箭，即使也是发动机点火，但由于阿童木来自于火箭外部，因此这种情况还是计入顺力。
定点：
顺力：翼伞、船接、直升机勾住，翼伞通过调节伞产生气动力，火箭直接顺着这个力产生横向移动；船和直升机类似，船和飞机去追赶火箭，火箭就顺着这个移动落下；
造力：发动机推进，如远场返回就是依靠发动机点火大幅横向移动火箭；
借力：姿控、冷气、栅格翼、机翼，通过它们改变火箭姿态，改变火箭气动升阻力方向，使火箭产生需要的移动。
在这个归类里，发动机推进是造力；翼伞、船和直升机均来自于外部，计入顺力；而姿控、冷气、栅格翼、机翼都是通过改变火箭姿态产生偏转的气动力，因此是借力。
缓冲
顺力：气囊、回收网、回收臂（筷子夹）、缓冲绳，以上均是利用外部缓冲，直升机抓取也是通过缓冲绳实现缓冲；
造力：发动机反推、回收支腿、起落架，发动机反推使火箭减速实现软着陆，后二者均通过火箭内部机构产生直接缓冲力；
借力：带翼飞回，通过机翼产生垂直气动力使垂直速度降到0，通过滑行降低水平过载着陆。
在这个归类里，带翼飞回计入借力，是因为机翼本身不产生气动力，是作用到空气上产生的。这里还把发动机反推和带翼飞回计入了缓冲环节，又未计入降落伞。总体思路如下：
火箭落地会给箭体一个巨大的加速度，缓冲就是让这个加速度尽量小，以避免结构破坏。考虑触地瞬间a=dv/dt，触地瞬间的v是一定的，改变v和t都是缓冲。各种缓冲器改变的都是t。
发动机反推力可以特别大，即使在100m高度处调节，也可以大幅降低v，因此也是一种缓冲。想想有些飞船在接近落地时会打开固体发动机反推降低落地速度，因此把发动机纳入缓冲并没有问题。
带翼飞回是利用气动力，气动力与速度有关，本来距离地面越近需要速度越小，产生气动力越小，但带翼飞回由于存在较大水平速度，因此仍可以产生较大的气动升力，在100m以下改变垂直速度，因此仍是一种有效缓冲。
降落伞在100m以下不具备大幅提升气动升力的能力，因此无法承担缓冲功能。
以逻辑框架为线索梳理其它回收方式
现在建立了减速+定点+缓冲三层需求框架，以及每种需求下顺力+造力+借力的实现框架，并说明了这个框架的完备性，我们就可以借助这个框架梳理是否存在其它回收方式。
减速
伞降落回、翼滑飞回和发推停回，分别代表了减速环节的顺力、借力和造力，鉴于减速环节在回收中的重要性，我们说火箭回收分以上三种，是没有任何问题的，现在是、将来也会是，因为即使将来有其他方式，也不可能逃脱顺力、借力和造力这个完备的框架。
那么，是否可能会有其它方式呢？造力是通过火箭产生大幅反作用力，除了发动机没有其它办法，因此对于造力模式，发动机反推是唯一的。
顺力和借力模式则可能会有变化。
如顺力模式，不排除将来会出现一种充气气球来代替降落伞，而气球可以用贮箱内推进剂加热后进行充气，推进剂加热则通过环流箭体吸收摩擦热量实现。此时气球不仅可以产生气动阻力，还可以由于巨大占空面积实现大气中悬浮，从而大大增加减速能力。由于用到了贮箱内推进剂，因此这已经是顺力和借力的结合了。
最有可能变化的还是借力模式，譬如有一种充气式再入与减速技术（inflatable reentry and descent technology，IRDT）。与降落伞相比，这种充气式热盾既可以用来减速，也可以代替火箭抵抗摩擦热环境，还可以作为骨架避免像降落伞一样被气动力撕裂，可谓一举三得。这个热盾与火箭集成度高，可以认为是借力。
不太好的是这种骨架结构做不大，美国试验成功的直径6m，是有史以来穿过大气层的最大钝体气罩，除了可以用于载人登陆火星可以用于从近地轨道包括国际空间站返回物品、回收火箭有用部段以实现复用。中国航天科工集团也在CZ-5B Y1搭载了充气式货物返回舱试验，可惜试验没有成功。
ULA为应对猎鹰9回收，曾提出了“智能回收”，只回收BE-4发动机，就是采用这种充气式热盾。为什么只回收发动机呢？因为热盾做不大，能承受的箭体尺寸有限，减速效果也有限，也只能回收发动机，至于ULA包装的发动机占模块成本的65%更有效，也就听听就可以了。
图 ULA的smart reuse方案
定点
与减速环节相比，定点环节显然关注度变弱，再也没有像伞、翼、发这样明确的划分了。由于没有大框架，某些次一级和甚至不是关键技术的点就会被提升一级，变成回收关键技术，譬如翼伞和栅格翼。
以翼伞为例，CZ-2C系列火箭已先后开展了数次整流罩伞控落区控制相关搭载飞行试验，成功获取了整流罩再入过程的视频图像和飞行参数，CZ-3B采用可控翼伞进行助推器落区控制。利用300m^2翼伞成功控制了4吨助推器落点位置。
那么是否存在新的定点方法呢？在造力上，发动机推进这种模式很难有创新；在顺力上，也很难想到新办法，但借力环节，仍可能存在新办法。
譬如我就想，除了栅格翼，还有没有其它替代方法，譬如通过喷管不同摆角能否产生不同气动力，从而代替栅格翼实现箭体姿态变化。猎鹰9之前采用液压伺服，需要发动机工作时才能驱动，现在已经改成了电动伺服，如果采用外部电池，则发动机不工作时仍可以摆动。后续有没有可能采用这种方法借力从而省去栅格翼？我不知道，因为这只是构想，构想只能通过量化计算和方案设计才有可能落地。
缓冲
缓冲环节是否可能有变化呢？与减速和定点可能存在借力新技术相比，缓冲很难在借力上有所创新，因为落地时速度太慢，已经无法去产生借力。
但造力和顺力则可能有很多变化，表现为各种不同的箭上或地面支腿。有段时间星舰的筷子夹回收臂让人心动不已。但以顺力这个视角来看，它与回收网、缓冲绳并无二致。
此外，为什么星舰可以用回收臂，而猎鹰9未使用？这是因为猎鹰9节流后推力仍大于自重，很难精确控制落点，着陆前冲击较大，而星舰发动机更多，可以实现推力与火箭自重平衡，从而在筷子上悬停。
我也想，当我们没有火箭、支腿等用来验证时，有没有办法提前进行推重比大于1的缓冲技术验证呢？譬如一种空中虚拟定点和缓冲验证方法，CZ-3A火箭有些任务为一次启动状态，它本身还具备二次启动能力，启动后通过发动机摇摆可以产生不太大的推力变化，有没有可能在空中选取一个高度，并将火箭落到此高度时的速度、姿态等作为控制变量，进行推重比大于1的定点和缓冲控制验证。
技术的组合
上面对减速、定点和缓冲按单个环节进行了说明，如果将各环节结合起来，还可以得出一些新的有趣的结论和线索。
将伞降落回、翼滑飞回、发推停回三种方式放到各个环节。
伞降：减速顺力、定点顺力、缓冲无效。
翼滑：减速借力、定点借力、缓冲借力。
发推：减速造力、定点造力、缓冲造力。
借力为上，顺力为中，造力为下。从这个角度，尽管实现上航天飞机因为无法有效解决防热问题而退役，但翼滑方案仍是理论上最优的方案，而发推为最差方案。
既然被评判为最差方案，那为何猎鹰9的返回方案现在风靡全球呢？
顺力最易，借力稍难，造力境界最高。伞降、翼滑和发推的问世也完全是这个时间顺序，猎鹰9的返回方案不优，但境界最高，值得追捧。
此外，如果我们再将视野放高一层，回收时发动机是造力，但放到火箭飞行+回收的火箭全飞行剖面看，回收时的发动机是借用了飞行时的发动机，是一个全飞行剖面的借力。如非必要、勿增实体。从全飞行剖面看，发推反而变成了“借力为上”。
再切换回回收剖面看，翼滑借力好，但目前技术仍未解决防热问题，而发推的造力需要大量消耗推进剂和运力已经是不争的事实。那么能否利用造力和借力中间的顺力呢？
如伞降在减速和定点两个环节顺力，但缓冲无效，那么后续的火箭回收，能不能在减速和定点环节采用伞降，而在缓冲环节增加其它方式？
这个符合逻辑，猎鹰9的整流罩就是采用这种方法回收的，电子号也一直在尝试伞降+直升机勾住的回收方式。
除此之外，有没有可能采用伞降+发推返回呢？伞降减速和定点，发推缓冲。从逻辑框架看，非常有可能。
回收技术指标体系
逻辑框架的梳理还可用于理出回收技术的指标体系，而且顶层指标宜从需求框架得来，而不是实现框架。
首先说减速，减速是一个能量耗散的过程，因此需求在于能量够大、耗散够强。
火箭回收前的能量来源于重力势能和箭体动能，也就是一二级分离高度和速度，能量越大，回收越难，因此回收技术指标体系里面，最紧要的就是高度和能量。参照猎鹰9的80km分离高度和1700m/s（=100km/min）分离速度，这个指标关键字提取为“高”和“速”，指标要求分别为100km和100km/min。
能量耗散是通过摩擦大气生热耗散或发动机反推火箭减速耗散。关于猎鹰9回收时箭体热量并没有太确切的数，预估能达到MW级（=100W/cm2），如果发动机消耗更多推进剂反推，则可以大幅降低热耗散，但带来问题是火箭有效运力降低。因此将减速耗散综合为经济性，即实惠性指标。假设回收后火箭产品价格降低到30%，则火箭运力损失就不能超过70%，如果运力损失不超过40%，则经济性提升1倍。因此，将指标关键字提取为“惠”和“热”，指标要求分别为100%和100W/cm^2。
再说定点，定点需要准确，但考虑到回收场坪可以修很大，以及可以用直升机或船去找箭，因此定点精度要求未必那么高，这个指标关键字提取为“准”，指标要求为100m。
最后说缓冲，缓冲需要降低对火箭加速度，这个指标关键字是“柔”，指标要求为100m/s^2，即不超过10g。
至此，我们列出了回收的顶层指标，分别为高、速、热、惠、准、柔，指标要求统称“六个百”，即：
高：回收高度～100km
速：回收速度≮100km/min
惠：回收经济性≮100%
热：回收热流≮100W/cm2
准：回收落点精度≮100m
柔：回收缓冲加速度<100m/s2
可能也有人说不对，如果按这个框架梳理，返回控制的GNC放到哪，发动机变推放到哪？都可以放到准和柔，“准”和“柔”是一级指标，而GNC和发动机变推是二级指标。
可能有人说不对，你想用一套框架匹配所有回收方式，但用伞降损失没有那么大，用翼滑热流没有这么小，用发推落点比这个准。我承认这里我魔怔了，就是喜欢用这种朗朗上口的口诀（谁记得住那么多指标，大家都爱记有规律的东西，或者说记口号）。这“六个百”是个大框架，针对每个具体的技术，可以进一步细化指标值，如采用发推停回，回收落点精度就是≮100mm。
回收技术内涵：猎鹰9的三大核心技术
目前，国内也正在开展各种各样的亚轨道回收试验，如果从顶层指标体系看，它们大约均相当于1995年DC-X飞行器水平，因为回收高度1km，回收速度1km/min，回收热流1W/cm^2等水平，此外由于回收高度不够，由此带来的落点准度和缓冲过载未验证，回收重量的考核更是从未进行过，可以认为当前国内的回收是1的水平，距离真正的火箭回收需要实现“六个百”的指标尚有差距。
而这“六个百”的全部实现，才是猎鹰9得以独步天下的奥秘所在，我们可以一个个对标。
对于回收高度和速度，火箭分离点都能达到这个速度，自然实现。
对于回收经济性，复用看起来降低了火箭产品价格，但它以运力损失为代价。猎鹰9回收会损失20%运力，但这个20%是相对于22.8吨的运力说的，损失的绝对值4.6吨才是实在的。国内同样起飞规模火箭，CZ-7的能力为14吨，损失4.6吨占比30%，而商业火箭不管宣称能力多高，从一般规律上评判能达到CZ-7的50%-80%就不错了，对应40%-70%的损失，而且国内LEO卫星市场尚未成熟，轨道仍以SSO为主，此时换算回收损失60%-100%，已经大到不可接受了。
究其原因，猎鹰9的一级加注量450t，结构重量仅23t，二级加注量110t，结构重量仅3t，即一二级结构效率分别做到了95%和97%，之前国外顶级为95%，而国内最顶级火箭仅能做到93%，商业火箭甚至在90%边缘徘徊。猎鹰9回收得以成立的根本是其超级“轻质”结构。另外无法回避的是，猎鹰9的火箭和卫星是一体协同优化的，火箭只需要将卫星打到LEO轨道，如果打到更高轨道，经济性会大幅降低。
对于最大热流，火箭飞行热流最多为回收的一半，且上升段最大热流仅局限于发动机尾焰附近较小区域，而回收时整个火箭尾部都经历这个热流，且受热时间更长，猎鹰9的“耐热”能力是其关键技术。
对于发动机反推模式，落点准度和缓冲过载两个指标的实现难度未知，但可以肯定一件事情，猎鹰9的发动机变推能力不足以让箭体悬停。因为一级发动机推力85t，节流能力为57%（见falcon用户手册，节流能力190000lbf to 1083000lbf），也即发动机最低推力为50t，为一子级干重的2倍，这也就意味着，猎鹰9回收时推重比大于1，它无法悬停回收。
可以简单类比一下，悬停回收是用手接篮球，小朋友都可以做到，而推重比大于1的回收是用脚停足球，发动机台数越少，则回收时推重比越大，停起来越难，即猎鹰9的“快停”技术，是球星小罗级技术。
（值得注意的是，国内火箭结构效率不会比猎鹰9高，如一级箭体干重50吨，节流57%就可以悬停，从而规避快停的问题，只是这种情况下回收经济性会急剧变差。此外目前有种声音，说针栓式推力室节流能力强可以解决一切问题，这种判断可能并不正确，因为猎鹰9一级发动机就是针栓式，但也只能节流到57%。其实无论是直流互击、离心还是针栓推力室，节流能力都可以做低，我猜测真正问题是如节流过低，发动机不满流，会产生很大且随机的侧向力，导致火箭无法有效控制姿态。）
轻质、耐热、快停，是猎鹰9在实现“六个百”需求指标下做到了独特技术，轻、热、快，才是火箭回收真正的关键技术，是猎鹰9独步天下的奥秘所在。
这些关键技术难不难，哪个最难？每个人都有自己的判断和排序，在我心目中，关键技术越全局越难，单点技术总能突破，难的在于所有技术协同突破；技术指标越接近物理极限越难，否则再全局也容易实现。即真正的关键技术在于广博、在于精深。
“轻”需要从载荷源头开展，然后具体到结构设计和材料科学，涉及面之广，已经触及了国家的科学和工业基础，因此最难；
“热”需要解决轻质防热材料，以及尾部各涉及产品具体防热方案，美国在航天飞机时代研制了大量轻质防热材料，猎鹰9只需要实践即可，而国内在飞行器再入上形成的防热成果，有多少能用到回收上我无从判断，因此难度排序次之；
“快”涉及带气动力和多干扰的全域控制算法，控制变量个数与控制目标相比是否适定、稳定域有多大我现在不知道，但与前两者相比总归控制在GNC内部，因此难度排序最低。
上面是从全局性排序的，在指标上也可以精进：
如“轻”，结构系数做到90%就不难，做到93%很难，而做到猎鹰9的97%就是地狱级任务；
如“热”，就像涂粉，涂很厚的粉就不难，但厚而不掉渣就难一点，而做到不厚很轻，就难上加难了；
如“快”，推重比小于1悬停就不难，做到猎鹰9那样推重比2的快停很难，而如果构型需要推重比更大的快停，那就是球王了。
正如季羡林说的，学问不在于用在哪儿，而在于精深不精深，所以工程总体协调上虽然有个优先级排序，但如果我们把学问做精，也是一个又一个高峰，如下面两幅图。
回收为什么难？运载火箭刚诞生时，火箭是科学，有一堆需要解决的科学问题，到了今天，人类已经成功将其转换为工程问题。但回收技术的引入，再一次对科学基础提出了更高要求，即真实火箭回收不是一次性火箭和回收技术上的简单结合，火箭回收是科学基础的放大器。只有面向“六个百”的顶层指标，解决“轻热快”的基础性关键技术，才能真正将回收技术落地到型号上。
总结
本文梳理了火箭回收的历史、需求和技术，解释了猎鹰9独步天下的奥秘。
回收历史：伞降落回、翼滑飞回、发推停回，回收装置分别为伞、翼、发，回收方式分别为落、飞、停。
回收环节：回收=回+收=减速+定点+缓冲。
环节实现：顺力、造力、借力。造力为下，顺力为中，借力为上；顺力最易，借力稍难，造力境界最高。
伞降：减速顺力、定点顺力、缓冲无效
翼滑：减速借力、定点借力、缓冲借力
发推：减速造力、定点造力、缓冲造力
回收指标：高、速、惠、热、准、柔，指标为“六个百”。
高：回收高度～100km；
速：回收速度≮100km/min；
惠：回收经济性≮100%；
热：回收热流≮100W/cm2；
准：回收落点精度≮100m；
柔：回收缓冲加速度<100m/s2。
猎鹰9独门绝技：轻、热、快。效率97%的超级轻质结构，耐热100W/cm^2的箭体，推重比2的着陆前快停
可能的回收新技术：
回收过程，伞降和发推结合回收，伞降减速和定点，发推缓冲。
回收过程，空中虚拟定点和缓冲控制验证，如CZ-3A火箭三级一次工作任务，任务完成后二次启动，用发动机摇摆产生推力变化，取空中任何一个高度为指标进行推重比大于1的算法验证。
定点环节，发动机喷管摆动代替栅格翼产生气动力调节箭体姿态和落点。
最后，火箭回收不是一次性火箭和回收技术上的简单结合，火箭回收是科学基础的放大器。
无基础，不回收。
参考文献
Roger D. Launius， Dennis R. Jenkins - To Reach the High Frontier_ A History of U.S. Launch Vehicles
https://headedforspace.com/how-do-rockets-land/
https://www.inverse.com/article/33904-how-spacex-lands-a-falcon-9-rocket-in-6-steps
https://www.docin.com/p-946021515.html
https://baike.baidu.com/item/%E8%88%AA%E5%A4%A9%E5%99%A8%E5%9B%9E%E6%94%B6%E7%B3%BB%E7%BB%9F
https://spaceexplored.com/2021/03/21/spacex-parachutes/
https://space.stackexchange.com/questions/7718/why-would-spacex-not-use-parachutes-for-the-final-descent-of-the-first-stage
https://www.elonx.cz/historie-pristavani-znovupouzitelnosti/
https://historicspacecraft.com/Rockets_SpaceX.html
http://theclimategap.com/falcon9-evolution/
https://www.drewexmachina.com/2016/04/10/the-future-that-never-came-the-x-20-dyna-soar-aerospace-plane/
本文来自微信公众号：理念世界的影子（ID：spaceodyssey1968），作者：洞穴之外
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网址: 一文说透：火箭到底是怎样回收的？ http://m.xishuta.com/newsview116427.html
