法尔肯9可重复使用火箭发展综述

郑 雄，杨 勇，姚世东，陈洪波

（中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京，100076）

关键词：SpaceX；法尔肯9；垂直返回；关键技术

0 引 言

如何降低发射费用是整个航天工业界面临的主要挑战之一，当前世界各航天发达国家一致认为运载器实现重复使用是降低运载成本的有效途径[1]。不同于一次性运载火箭发射后完全废弃的方式，可重复使用运载器（Reusable Launch Vehicle，RLV）通过不同方式回收并多次发射、重复使用，采用费用均摊的原则，能大幅降低单位有效载荷发射成本，具有极高的军事和民用价值[2]。

美国在航天飞机研制成功后直至21世纪初，主要进行了2次规模较大的RLV研制工作，即1986年开始的国家空天飞机（National Aerospace Plane，NASP）计划和1996年开始的X-33计划，它们的共同特点是单级入轨（Single Stage To Orbit，SSTO），由于技术难度大，在花费巨额投资后于1995年和2001年相继下马。美国在研制单级入轨RLV上受到的挫折使人们深刻反思并认识到，以火箭发动机为动力的多级入轨、部分/完全可重复使用运载器能够充分继承现有航天运输技术的成果和经验，是近期RLV发展的目标[3]。

SpaceX公司是美国政府力推的私营商业航天企业，自2002年成立以来，先后实现了小型运载火箭、中型运载火箭和货运飞船的自主研制、试验和发射。2011年9月30日，SpaceX公司首席执行官兼技术总监艾隆·马斯克（Elon Musk）对外宣布其公司将研发法尔肯9可重复使用火箭。近年来进行了多次试验，并在2015年12月21日的发射中首次成功完成一子级的陆地回收，引起了国际航天的轰动。

1 法尔肯9可重复使用火箭回收方案概述

法尔肯9可重复使用火箭包括可重复使用的一子级、二子级。一子级在火箭一、二级分离后垂直返回，二子级将有效载荷送入预定轨道后再入大气层垂直返回。回收设想如图1所示。

图1 法尔肯9可重复使用火箭回收设想

垂直返回是为解决运载火箭重复使用而提出的一种回收技术。垂直返回技术是指火箭子级在完成任务后，通过自身携带的控制系统和动力装置，按照设定的轨迹自主飞回着陆场，并以垂直的箭体姿态缓慢稳定地降落到指定着陆场。相比于有翼重复使用助推器水平着陆方式，垂直返回对火箭外形及总体布局影响较小。

法尔肯9可重复使用火箭子级返回时靠主发动机点火反推实现减速，垂直着陆时由安装在子级下部的着陆支架支撑。回收后的子级经修复、组装并补充燃料后，可重新执行发射任务。

2 法尔肯9可重复使用火箭相关试验情况

为研制法尔肯9可重复使用火箭，SpaceX公司制定了多元、渐进式发展的可重复使用技术验证计划，包括以下3种试验：低空（低于3.5 km）、低速试验；高空（3.5~91 km）、中速试验；高空（91 km以上）、高速的再入、受控减速、受控降落试验。其中前两种主要通过蚱蜢（Grasshopper）验证机和法尔肯9R Dev验证机进行验证，截至目前，已分别完成8次、4次试验；而第3种则在法尔肯9火箭的实际发射任务中进行，截至2016年1月，已尝试了9次。

2.1 蚱蜢验证机垂直起降试验

蚱蜢验证机（见图2）装备了法尔肯9v1.0火箭的第1级贮箱，底部安装4个钢着陆支架，配备1台Merlin 1D发动机，其推进剂为液氧煤油，推力可达541.9 kN，验证机机体高32.3 m，其中贮箱高25.9 m。

图2 蚱蜢验证机

蚱蜢验证机总共进行了8次垂直起降试验，试验情况见表1。

表1 蚱蜢验证机8次试验情况

序号试验时间测试内容点火持续时间/s 12012.09.21高度1.8 m3 22012.11.01高度5.4 m8 32012.12.17高度40 m，搭载一个假人玩偶29 42013.03.07高度80 m34 52013.04.17高度250 m，测试风中稳定性61 62013.06.14高度325 m，测试了导航传感器68 72013.08.13高度250 m，横向机动100 m70 82013.10.07高度744 m80

从表1可以看出，蚱蜢验证机的8次垂直起降试验飞行高度逐渐增加，点火持续时间逐渐加长，试验中还测试了某些特别技术，如搭载假人玩偶、测试风中稳定性和导航传感器、进行侧向移动。通过蚱蜢验证机这8次试验，SpaceX公司积累了一定的可重复使用火箭技术，包括低空、低速情况下的高精度姿态控制技术、大范围推力调节技术、导航算法、横向机动技术和着陆支架支撑技术等。

2.2 法尔肯 9R Dev验证机垂直起降试验

法尔肯9R Dev验证机（见图3）由法尔肯9v1.1火箭的一子级、3台Merlin 1D发动机和4个与法尔肯9v1.1火箭相同的着陆支架构成，验证机高约42 m，直径3.66 m，装有反作用控制系统，可提供三通道的控制力矩。

图3 法尔肯9R Dev验证机

2014年3月28日，法尔肯9R Dev验证机在德克萨斯州麦格雷戈试验场发射台完成静态点火试车。法尔肯9R Dev验证机在初始阶段仍进行低空、低速飞行试验，后续将开展高空、中速飞行试验，试验场地为新墨西哥州白沙试验场。目前完成的法尔肯9R Dev验证机试验有4次，详情见表2。

表2 法尔肯9R Dev验证机4次试验情况

由表2中第4次试验失败可知，SpaceX公司对垂直起降技术的探索并非一帆风顺。但总的来看，通过法尔肯9R Dev验证机的4次试验，SpaceX公司进一步验证了低空、低速情况下垂直起降的各项关键技术，通过增加火箭发动机台数、加装栅格翼，使地面验证试验更接近于火箭一子级回收的真实情况。

2.3 发射任务中一子级回收试验

SpaceX公司除进行以上两种验证机的垂直起降试验外，还在法尔肯9火箭实际发射任务中尝试回收一子级。截至2016年1月，已尝试了9次。

a）第1次：2013年9月29日，法尔肯9v1.1火箭在范登堡空军基地首次执行发射任务，在完成将加拿大CASSIOPE卫星送入轨道主任务的同时，开展一子级海面软着陆试验。

试验中，火箭一子级熄火并与第2级分离后，9台Merlin 1D发动机中的3台成功点火制动，降低火箭落回大气层的速度。几分钟后，一子级位于中央的发动机再次点火，在溅落入海前进一步降低火箭速度，但火箭旋转产生的离心力使燃料无法进入燃料管，导致发动机燃料供应不足以致于提前关机，无法有效控制火箭飞行速度和姿态，从而使火箭一子级砸在水面上，实验失败。

b）第2次：2014年4月18日，法尔肯9v1.1火箭/龙飞船在卡纳维拉尔角空军基地发射升空，执行第3次国际空间站货运补给任务（CRS-3）。火箭一、二级分离后成功实现一子级海面受控软着陆。

本次任务中，法尔肯9v1.1火箭一子级箭体四周首次等距安装了4个7.62 m长的着陆支架（见图4）。该着陆支架为碳纤维铝合金蜂窝结构，采用高压氦气启动系统展开，伸展长度为18 m。

图4 法尔肯9v1.1着陆支架

试验后，Elon Musk公开表示，“跟踪数据显示火箭一子级最后已知状态为速度360 m/s、高度8.5 km、滚转角速度接近0°，在一子级落入海中后，箭上计算机还持续发出了8 s的数据，直至火箭一子级倒下”。此次发射任务及海面软着陆的成功实现表明，法尔肯9v1.1一子级安装着陆支架并未对火箭上升段造成影响。此外，本次试验中回收段箭体的滚转得到了有效控制。

c）第3次：2014年7月14日，SpaceX公司在执行Orbcomm公司发射任务时，又一次尝试了一子级海面软着陆回收试验。

本次试验中一子级发动机成功实现再入前点火和着陆前点火，着陆支架正常展开，但一子级在入水倒下时因受水力冲击而损毁。

d）第4次：2015年1月10日，SpaceX 公司用法尔肯9v1.1火箭成功发射龙飞船进入预定轨道，完成第5次国际空间站货运补给任务（CRS-5）。在本次发射任务中，SpaceX公司首次尝试使用海上移动回收平台进行一子级的可控自主回收。

回收过程中，一子级发动机重新启动了3次。第1次启动用于调整一子级的着陆点，第2次启动用于超声速制动，第3次启动用于着陆前反推制动。在自身导航制导控制系统的作用下，一子级成功找到了位于大西洋上的移动回收平台，但着陆时发生了“硬着陆”，一子级与平台发生了碰撞，导致火箭爆炸、平台受损。

此次发射的法尔肯9v1.1火箭新装了4个可摆动的气动栅格翼（见图5）。它是一种蜂窝式结构的多面翼，其优点是结构轻、升力特性好、铰链力矩小、控制效率高，可提供较大的气动阻力。在火箭上升过程中，栅格翼呈收拢状态，对火箭整体气动特性影响较小；在一子级返回过程中，栅格翼在气动力及解锁装置的作用下展开，改善一子级的气动特性，通过舵机驱动提供三通道的控制力矩，从而稳定返回段箭体的姿态。

图5 法尔肯9v1.1火箭栅格翼

一子级发生“硬着陆”后，Elon Musk公开表示，“从高超声速到亚声速阶段，栅格翼都正常工作，但在着陆前，用于控制栅格翼的液压机油耗尽；我们对栅格翼工作时间估算出现了问题，少估算了10%；在预计下个月开展的下一次试验中，将增加50%的液压机油来增加设计余量”。从上述信息可以得出，栅格翼在着陆前失去作用可能是导致本次“硬着陆”的重要原因。

虽然本次回收试验失败，但从火箭一子级成功找到海上移动回收平台可以看出，SpaceX公司应用于火箭一子级垂直回收的导航制导技术达到了很高的精度，着陆精度由此前3次试验的10 km提高到了本次试验的10 m。

e）第5次：2015年2月11日，SpaceX公司用法尔肯9v1.1火箭成功将深空气候观测站发射入轨，并第5次尝试回收一子级。

由于回收区域风浪过大，海上移动回收平台被召回，火箭以垂直的姿态降落在预定海面上，误差10 m。Elon Musk公开表示，“如果没有风暴天气，此次回收试验极有可能取得成功”。

f）第6次：2015年4月14日，法尔肯9v1.1火箭/龙飞船执行第6次国际空间站货运补给任务（CRS-6），同时进行第6次火箭一子级回收试验。

视频资料显示，一子级垂直降落到海上移动回收平台上，一两秒后由于存在侧向速度，火箭倾倒在平台上并发生爆炸，回收任务失败。Elon Musk公开表示，“节流阀响应慢于预定时限，导致火箭第一级在海上移动平台上硬着陆后倾覆并在数秒后爆炸”，更详细的事故原因尚无公开资料。

g）第7次：2015年6月28日，法尔肯9v1.1火箭搭载龙飞船在卡纳维拉尔角空军基地发射升空，执行第7次国际空间站货运补给任务（CRS-7），并计划第7次尝试回收火箭一子级。

火箭发射升空2分19秒后，在空中发生爆炸解体。7月20日，Elon Musk给出了当前的具体调查结果。在二级火箭的液氧箱内部，因固定氦气罐的支架折断，氦气罐在巨大的浮力下脱离原位置并碰撞破损，泄露出的高压氦气进入液氧箱使其压力增大并最终导致液氧箱爆炸，进而炸毁整个火箭。从最初发现异常到所有遥测信号消失，只有0.893 s。这个钢材质的支架设计为可以承受44.5 kN的力，而此次发射中仅仅8.9 kN力就导致其断裂。

此次爆炸是法尔肯9火箭所发生的最严重的事故，给SpaceX公司带来数亿美元的损失，对后续的火箭发射计划也产生了影响。

h）第8次：2015年12月21日，SpaceX公司用法尔肯9FT火箭将Orbcomm公司的11颗卫星发射入轨，并首次尝试陆地回收火箭一子级。

法尔肯9FT火箭是法尔肯9v1.1的改进型，其总长度、起飞质量、起飞推力的增加量分别为1.6 m、 35 t、919 kN，具有更大的有效载荷能力。

此次发射活动中载荷入轨和一子级回收均取得了圆满成功，回收地点为SpaceX在卡纳维拉尔角规划的着陆一区（Landing Zone 1）。回收成功后，Elon Musk表示SpaceX公司将对回收的一子级做一次静态点火测试，以确认火箭所有系统状态是否良好，还将进行全推力的点火测试以确定它可以再次飞行，但由于其独一无二性，这枚回收的一级火箭只会用作测试，不会再次发射。

i）第9次：2016年1月17日，法尔肯9v1.1火箭在范登堡空军基地成功将Jason-3卫星发射入轨，同时尝试用海上移动回收平台回收火箭一子级。

SpaceX公司在对试验数据进行评估后得出结论：火箭一子级着陆很平缓，着陆误差为1.3 m，但着陆时三号着陆支架未能锁定，导致整个火箭倾倒在回收平台上，回收任务失败。本次发射活动是法尔肯9v1.1火箭的最后一次发射，未来将完全使用法尔肯9FT火箭。

纵观以上9次火箭一子级回收试验，SpaceX公司经历了失败、成功、再失败，作为一个以创新和高效著称的私营商业航天公司，SpaceX拥有很强的解决问题的能力，试验中暴露出来的回收段箭体滚转、着陆精度由10 km向10 m跨越、栅格翼液压机油用量估算不足、着陆稳定性不够、零部件质量等问题都得到了有效解决，并最终在法尔肯9FT火箭的首次发射中成功实现了一子级的陆地回收，然而在2016年1月的发射活动中回收试验再次失败。由此可见，火箭子级垂直回收充满变数，探索过程会不可避免地出现反复，SpaceX公司要达到回收火箭子级重复使用以降低发射费用的目标仍任重道远。

3 法尔肯9可重复使用火箭关键技术分析

法尔肯9可重复使用火箭的关键技术包括再入大气层热防护技术、先进火箭发动机技术、垂直返回高精度GNC技术、高可靠性着陆支撑技术以及健康管理技术等。

3.1 再入大气层热防护技术

可重复使用火箭的二级在将有效载荷送入预定轨道后会再入大气层，将经历严重的气动加热，为了顺利完成火箭子级回收任务，保证箭体结构温度在允许范围内，需要采用可靠的热防护系统（TPS）[4]。

法尔肯9火箭二级头部防热系统采用龙飞船所使用的PICA-X防热罩，PICA-X是NASA专利酚醛浸渍碳烧蚀材料（PICA）的改进型[4]。火箭通过PICA-X的烧蚀作用吸收并带走大量热量，由于防热材料被消耗，所以只能一次使用，再次使用需要重新进行涂层。

事实上，采取何种材料防热是一个复杂的问题，需要考虑诸多因素，如制造工艺、安装部位、设计要求等，而起决定作用的是飞行器所面临的气动热流、热载，这由航天器的飞行过程决定。

另外，随着科技的进步，热防护系统方案正从单一防热方案向主、被动结合的防热方案发展，“防热-结构”功能分开向“防热-结构”功能一体化发展[5]。

3.2 先进火箭发动机技术

回收火箭子级不仅要求发动机具备多次启动、大范围变推力能力，还要求发动机可重复使用，这给发动机的设计带来了严峻的挑战。

法尔肯9v1.1和法尔肯9FT一子级均采用9台Merlin 1D泵压式液体火箭发动机（见图6），该发动机可大范围调节推力。Merlin 1D发动机按照使用10次以上的标准设计，为增加其可靠性，SpaceX公司采取了多项措施，如减少结构部件、组件的个数以及进行大量严酷条件的热试车等。目前，Merlin 1D发动机已经十分成熟，制造和测试完全流程化，随着产量的不断上升，其制造成本不断降低。

图6 Merlin 1D火箭发动机

由于火箭发动机是高密度的能量释放器，对其推力进行设计和控制时需要解决诸多技术上的难题[6]。相比于现有固定推力或小范围挤压式变推力液体火箭发动机，泵压式深度变推力发动机调节元件多，针栓式喷注器、涡轮泵等关键组件工作范围广，调节控制规律复杂。目前，中国并未掌握泵压式液体火箭发动机深度变推力调节技术。

另外，可重复使用发动机还需要保持较高的减损控制率，否则在下一次使用前将需要进行全系统的维修，这不符合可重复使用“快速、廉价”的初衷。

3.3 垂直返回高精度GNC技术

高精度GNC（Guidance，navigation and Control）技术是成功实现火箭子级垂直返回的关键技术之一，确保火箭子级以稳定的姿态、按照预定的轨迹飞回指定着陆点。垂直返回GNC技术涉及到返回段任务规划、弹道设计、导航制导以及姿态控制等多个专业。火箭子级海上回收GNC系统结构如图7所示。

图7 GNC系统结构

现阶段，针对RLV的导航问题，一般采用组合导航系统，即将导航精度与时间无关的其他导航系统和惯性导航系统有机组合起来，以克服惯导误差随时间累积的缺点。常见的导航设备有GPS接收机、惯组、大气数据系统、雷达高度表、激光测距仪等。

火箭子级返回过程中受到材料防热、结构、动压和过载等约束，采用合理的制导方法能有效缓解苛刻限制。世界范围内对飞行器的再入制导研究较多，早期研究主要是针对航天飞机展开的，而近期一系列的研究主要是面向美、欧等第2代可重复使用运载器计划而开展，以满足对更高自主性、安全性和可靠性的需求[7]。截至目前，针对第2代可重复使用运载器而设计的再入制导方法主要有[7]：线性二次调节器再入制导方法、预测-校正方法、准平衡滑翔方法、演化的加速度制导方法、自适应制导方法、最优非线性反馈制导方法以及混合制导方法。上述各种新型制导方法均是针对高速再入情况设计的，考虑火箭子级圆柱外形及发动机反推制动的特性，需对上述各方法作出的适应性改进有待进一步研究。

火箭子级返回需进行大的姿态翻转机动，飞行空域、速域跨度大，气动参数偏差和干扰严重，此外，还面临大长细比箭体弹性变形以及由推进剂消耗带来的时变质量特性等问题，这些都使得控制系统设计的难度较大。增益调度PID控制技术是目前飞行控制工程领域应用最广泛、最成功的控制系统设计方法，其思路是将非线性时变模型在一组选定的特征点处线性化，然后为每一个线性时不变模型设计一个PID控制器，飞行过程中通过离线的调度表来更新反馈参数。该方法简便、直观，但其设计过程在一定程度上依赖于经验，尽管可保证系统在特征点附近具有很好的闭环控制性能，但当系统内部参数发生变化或外部发生严重扰动时，其全局稳定性和性能指标无法保证[8]。为此，需研究先进智能控制算法，加强控制系统对环境载荷不确定性以及非致命动力、控制机构等故障的自适应能力。同时，还需解决气动力控制、反作用力控制（RCS）和推力矢量控制等异类多执行机构复合控制的协调分配与管理难题，以形成一套高效可靠的系统设计方法、稳定性分析方法。

3.4 高可靠性着陆支撑技术

着陆支撑是火箭子级垂直返回的最后一个步骤，也是决定回收成功与否的关键所在。目前，常用的软着陆支撑系统有气囊式和着陆支架式两类。气囊式的缓冲吸能元件为充气气囊，在着陆过程中通过排气孔排气以耗散冲击能量。气囊式吸能效果好，能够缓解较大冲击，但着陆姿态不易控制，可靠性不够。着陆支架由着陆腿、缓冲器、足垫、展开锁定机构等组成，其结构示意如图8所示。着陆支架工作时通过着陆腿内部缓冲器的压缩变形吸收冲击能量，着陆后不反弹，具有着陆姿态稳定、可靠性高的优点，因此，法尔肯9采用着陆支架方式。

图8 着陆支架结构示意

着陆支架的设计方案主要包括着陆腿的数量及缓冲器类型，常用的方案及特点见表3。

表3 常见着陆支架方案及特点[4]

方案特点 着陆腿数量三腿式质量小、安装方便 四腿式支撑面积大、稳定性高、缓冲能力强 缓冲器类型液压阻尼式可多次使用、阻尼系统不受缓冲影响 金属变形式质量小、结构组成简单、研制难度不大

可重复使用火箭着陆支架的设计需考虑以下3个要求：a）具有良好的缓冲功能，减小对子级结构的冲击过载；b）能适应子级着陆时姿态倾斜及具有水平速度的情况，保证着陆的稳定性；c）着陆支架展开后应具备抗发动机喷流的热防护能力。

3.5 健康管理技术

可重复使用运载器各系统高度集成，工作环境恶劣多变，为达到快速重复使用及降低寿命周期维修费用的目的，健康管理技术受到越来越多的重视和应用。

对运载器而言，健康是指与期望的正常性能状态相比较的性能一致性程度，健康管理是指根据诊断/预测信息、可用维修资源和使用要求对整个任务做出适当决策的能力[9]。实际工程中，通过选用先进传感器，采集运载器的状态信息，通过数据信息的处理，选择合适的方法，对其状态进行故障诊断和预测，并对其状态进行健康评估，采取适当的维修决策，保障运载器顺利完成任务[10]。

健康管理技术是在美国国防部（DoD）和美国国家航空航天局（NASA）的大力推动下不断发展、成熟起来的，其发展过程可大致分为可靠性分析、故障分析与预测、综合诊断与系统监控、综合系统故障预测和健康管理5个阶段[11]。近年来，典型的健康管理平台有以下几种：

a）感应监视系统。感应监视系统（Inductive Monitoring System，IMS）利用正常运行累积的历史数据或仿真数据，建立系统特征的正常知识库，当实时数据偏离正常库一定范围时，则认为出现了异常，或者将会出现异常，发出异常警 [11]。IMS已经成功应用于航天飞机健康监控、空间站控制力矩陀螺故障检测、运载火箭推进系统状态监控等航空航天复杂系统。其优点是纯粹从数据出发，不用考虑对象的模型特征；缺点是当数据量不够覆盖所有正常状态时虚警率较高。

b）利文斯顿系统。利文斯顿（Livingstone）系统是一种基于模型的健康管理系统，自开发起，先后应用于深空1号（DS-1）探测器、地球观测-1（EO-1）卫星、以及X-34、X-37等重复使用运载器上[11]。其优点是预测结果精确，适合定量计算；缺点是不适用很难获得精确数学模型的复杂、动态系统。

c）集成系统健康管理系统。集成系统健康管理（Integrated System Health Management，ISHM）系统也是一种基于模型的健康管理系统，依靠传感器测量值与模型预测值的比较进行故障诊断。目前，ISHM系统主要应用于A-1试验台和J-2X发动机，其在体系框架、异常检测与诊断技术、预测技术、智能传感器和部件技术等关键技术上取得了新进展，代表了目前健康管理技术的先进水平[9]。

一旦以上各项关键技术得以突破，火箭子级的可控回收和重复使用将获得长足进步，将突破传统一次性运载火箭的利用模式，实现廉价、快速、灵活进出空间，达到大规模开发空间和利用空间的目的。

4 法尔肯9可重复使用火箭研制经验启示

为研制法尔肯9可重复使用火箭，SpaceX公司开展了一系列重复使用技术验证试验。在系统梳理这些试验，并对垂直回收可重复使用火箭关键技术进行分析的基础上，得出如下经验和启示：

a）增强危机意识，密切跟踪国外可重复使用运载器领域新动态。

b）遵循技术发展规律，重视飞行演示验证，循序渐进推动可重复使用运载器技术发展。

垂直回收可重复使用火箭技术难度大、发射风险高，Elon Musk主张，验证一项技术方案可行性的最好办法就是不断地试验，甚至用飞行去试验。SpaceX公司正是通过一系列演示验证项目，持续不断地提高技术成熟度，不断向重复使用的目标迈进。中国在研究可重复使用运载器时，需要根据自身基础技术的发展水平，通过严格论证，适当、适时地选择演示验证项目，通过飞行试验验证关键技术的解决方案和技术成熟度，检验总体方案的可行性，提高对风险的辨识与控制能力，促进关键技术阶梯式进步，为项目发展奠定坚实的基础。

c）冷静、客观看待SpaceX公司垂直回收可重复使用火箭研制之路。

SpaceX公司的火箭一子级回收试验经历了失败、成功、再失败，表明了航天发射活动具有高风险性，一次性火箭发射成功尚属不易，实现火箭子级的重复使用将是一项重大挑战。此外，火箭子级可控垂直回收要求返回过程中发动机多次启动，必定需要级间分离时一子级保留一定的推进剂，这会导致法尔肯9火箭运载能力下降。事实上，SpaceX公司子级回收试验不是在每次发射任务中都进行了尝试，而是在法尔肯9火箭运载能力有足够余量的情况下进行的。额外增加的返回过程中使用的RCS、惯性器件、栅格翼、着陆支架等设备也将增加火箭的复杂度和成本。火箭子级回收成功后，考虑到结构和发动机的减损，再次使用的可靠性评估也是必须要解决的一大难题。因此，需要冷静、客观看待SpaceX公司垂直回收可重复使用火箭研制之路，慎重选择适合中国国情的可重复使用运载器发展道路。

5 结束语

SpaceX公司已经成功实现火箭一子级的陆地回收，能否因此降低航天发射费用还有待时间检验。不管怎样，其在可重复使用运载器研制领域独辟蹊径的创新精神、循序渐进的研制流程和由此引发的思考，值得借鉴。中国的重复使用运载技术发展之路，应科学合理布局，持续不断推进，尽早有所建树，为中国加快推动航天大国向航天强国迈进提供强有力支撑。

[1] 果琳丽, 刘竹生, 朱永贵, 余梦伦, 唐一华. 两级入轨完全重复使用运载火箭的方案分析与弹道仿真计算[J]. 导弹与航天运载技术, 1999(6): 1-9.

[2] 杨勇, 王小军, 唐一华, 李东. 重复使用运载器发展趋势及特点[J]. 导弹与航天运载技术, 2002(5): 15-19.

[3] 杨勇. 我国重复使用运载器发展思路探讨[J]. 导弹与航天运载技术, 2006(4): 1-4.

[4] 冯韶伟, 马忠辉, 吴义田, 等. 国外运载火箭可重复使用关键技术综述[J]. 导弹与航天运载技术, 2014(5): 82-86.

[5] 黄盛. 新型空天飞行器与热防护系统设计[D]. 南京: 南京航空航天大学, 2011.

[6] 岳春国, 李进贤, 冯喜平, 唐金兰. 针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索[J]. 世界科技研究与发展, 2008, 30(5): 609-612.

[7] 汤一华, 余梦伦, 杨勇, 谢泽兵. 第二代可重复使用运载器及其再入制导技术[J]. 导弹与航天运载技术, 2010(1): 26-31.

[8] 吴文海, 高丽, 周胜明. 飞行控制系统设计方法现状与发展[J]. 海军航空工程学院学 , 2010, 25(4): 421-426.

[9] 周磊, 朱子环, 耿卫国, 杨思锋. 美国液体火箭发动机试验中健康管理技术研究进展[J]. 导弹与航天运载技术, 2013(5): 20-25.

[10] 董志存. 航天器综合健康管理系统研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2013.

[11] 罗荣蒸, 孙波, 张雷, 刘鹤. 航天器预测与健康管理技术研究[J]. 航天器工程, 2013, 22(4): 95-102.