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《对重复使用运载工具的看法和重复使用助推级的设想》

正如现代交通运输工具和道路建设降低了物流成本促进经济发展一样，降低航天发射费用也能创造新的太空开发机会，譬如建设太空工厂，进行更多的微重力实验等。因此，自上世纪六十年代以来，各个国家重复使用运载工具方面前赴后继，不断探索。
毋庸置疑，在重复使用运载工具研制方面美国走在最前面，既有已经成功使用多年的航天飞机，也有因技术跨度太大而失败的空天飞机、单级入轨方面研究。其他国家在这方面主要是开展了一些预研，基本上是跟踪美国技术发展，而随着美国航天飞机项目的终止，空天飞机和单级入轨项目的下马，其他国家在这方面的一些研制也随之不了了之。人类在重复使用运载工具方面的研究投入巨大而收获甚少，可谓教训沉重。究其原因，是因为目标定的很高，期望一下子就实现全部复用或者发展出革命性的技术，而现实中由于航天运载工具所面临的挑战在材料上、气动设计上、发动机研制上几乎都是接近当今技术极限的事物，故出现这么多失败和教训也就情有可原了。正是认识到这一点，世界各国转而降低预期，降低技术难度考虑实现运载火箭助推级的重复使用，由此来打破突破口，走循序渐进的路子。其实，在这方面国内也有人早有远见，譬如王希季院士早在1988年在文章《重复使用的并不都是经济的》中就指出航天飞机费用高昂而更应该发展助推级的重复使用技术。
在助推级的重复使用上，也有众多方案，笔者检索了国内论文库、国家知识产权局和美国商标专利局的专利，看到了自上世纪到现在多达几十种重复使用方案，可谓百花齐放、精彩纷呈。不过现实中这么多方案开花结果的却不多，这是因为即便是运载火箭助推级的重复使用也面临着诸多问题。这些问题既有技术上的：如采用固体火箭技术还是液体火箭技术，回收什么设备、采用什么样的回收方式、选择什么样的火箭构型、选择什么样的返回的控制方式、发动机和箭体等的重复使用技术研制等；也有经济上的：重复使用的研发费用到底用多少次发射才能收回，每次重复使用的费用能否减低，从而真正降低发射费用。这里需要指出的是，由于以往航天工业都是国家投入，在投入产出方面效率并不是很高，而重复使用在是经济上的考虑因素应该给予更多关注，因为只有在经济上可行才真正成功。下面就针对这些问题谈谈个人看法，供大家参考。
由于技术实现与成本节省等众多因素交织在一起，故下面从技术问题着手，同时将成本考虑纳入其中。
对助推级采用固体和液体火箭技术的看法：
就当前已经实现的重复使用助推级来看，航天飞机的固体助推器是一个实例，这表明固体助推级是可以实现的。然而，固体助推器的推进剂是剧毒且成本高昂，推力调节困难，与希望大幅度降低成本初衷和当今对环境友好的趋势并不相符，所以即便美国已经有此成功技术，当前的可重复使用助推级研究项目中很少有采用固体助推器的方案，大多数国家还是选择了液体火箭，因为液体火箭可以做到无毒且重复使用的燃料费用较低，故选择液体火箭来发展重复使用助推级是个合理的选择。
对重复使用什么设备的看法：
当前在重复使用设备上有两种思路：一种是将燃料箱和发动机一起回收重复使用，一种是只回收发动机来重复使用。之所以有只回收发动机的思路，这是因为燃料箱和发动机一起回收技术难度大，相对而言只回收发动机技术难度较小，同时由于发动机在火箭制造成本和研制成本中的费用较高，故通过收集最值钱的设备来降低费用。不过，在技术上只回收发动机或许可行，在经济上却未必：根据报道美国宇宙神-5的发射费用在2004年为7500万-9000万美元，其一级火箭采用的是俄罗斯RD-180液氧煤油发动机1台，根据1997年美国10亿美元采购101台来看，每台发动机价格大约为1000万美元，一级火箭发动机占整个火箭费用的比例为11%-13%；如果只回收发动机，在计入发动机重复使用的研制费用、回收后的检测费用，发动机从箭体中分离的研制费用、发动机回收时可能碰到的各种意外风险等，这就使得降低重复发射费用的幅度很小，很难超过10%，达不到大幅度降低发射费用的目标。当然，上面的估算中RD-180的采购费用偏低，据说俄罗斯后来对该项目审计时认为报价低了一半，因为当时俄罗斯的社会经济状况混乱，报价价格是合理价格的50%。即便如此，将RD-180按照2000万美元来算，相应的火箭发射费用也要贵1000万美元，如此一来第一级火箭发动机所占发射费用的比例为：20%-23.5%，考虑到重复使用的各种研制费用和回收费用，其降低成本的比例仍然不是很高。当然，上面计算粗略，只考虑了火箭第一级发动机回收，没有考虑固体助推器的回收，实际重复使用降低的费用可能比前面估计稍高，但仍距离大幅度降低发射费用的初衷较远，这说明只回收发动机在降低发射费用方面潜力不大，故应选择将发动机和燃料箱一起回收的方案。
对液体火箭燃料的看法：
液体火箭燃料种类不少，但现在普遍集中到两种上，一种是液氢液氧，一种是煤油液氧，传统的偏二甲肼等由于剧毒的原因已经逐步要淘汰。由于重复使用助推级的体积和重量关系到研制的难度和使用的成本，所以可重复使用助推级应尽量选择密度较大的推进剂，由此来减小助推级体积和重量，降低研制和重复使用费用，故在这方面建议采用煤油液氧燃料。
对采用助推级采用降落伞、飞行回收和垂直着陆的看法：
很显然，采用降落伞回收方式的助推级的结构设计较为简单，国内外都提出各种方案，在实际项目中规划采用这一方式的有美国著名的私人公司SpaceX的猎鹰火箭和俄罗斯新一代运载火箭安加拉。不过，降落伞回收看似结构简单，但降落回收中面临的各种问题：降落时容易受风的影响而飘荡碰到危险情况；降落到地面时面临复杂地面情况的影响，非常容易发生磕碰，需要考虑缓冲来减少对设备的冲击破坏；降落海上则需要考虑密封避免海水进入发动机后给发动机和电路控制设备强烈腐蚀；降落后采用什么样的方式运回，运输的时间和费用、设备检测等这些都影响降落伞回收的经济性。现实中，采用降落伞回收的航天飞机固体助推器，即便是在海上回收时有海水缓冲，也会面临箭体变形的情况；液体火箭的箭体壁厚和发动机喷管显然没有固体火箭壁厚达，更容易磕碰变形甚至毁坏。所以，虽然在结构上比较容易实现的降落伞回收方案，在真正实际操作中所面临的问题却更为多变和复杂，不见得是一种好方案。

与降落伞回收相反，采用给箭体加上机翼方式滑翔或者飞翔返回在对箭体和发动机影响方面会比较小。打个不确切的比方，好比人员跳伞和乘坐飞机，跳伞必须有良好身体素质，还需经过专业训练，同时要精心挑选合适气象条件和着陆场地才能确保安全，而人员乘坐飞机并没有多大要求，从飞机上下来后几乎没有任何损伤就可以投入工作。所以，滑翔或者飞翔返回对箭体结构和发动机损伤较小方面的优势是明显的，同时还能大量减少返回时间，有利于重新使用。当然，机翼会增加重量和阻力，这会降低运载能力，使得助推级结构更复杂，助推级的研制成本和制造成本都较高。
垂直着陆很有意思，美国DC-X单级入轨就采用了垂直着陆，垂直着陆技术从原理上来讲对场地要求最小，另外没有机翼也不涉及机翼的防热问题，锥形结构防热也更好处理。不过，垂直着陆也有其特有的困难：在返回时飞行线路选择和降落过程都相当复杂。如果是单级入轨，飞行线路比较好办，由于高度和速度都使得选择余地较大。可以绕地球飞一圈再返回到发射地点。如果是两级入轨，那么就得精心选择返回线路，不过相对而言返回线路并不是非常难以选择。比较难的是真正降落过程的实现，因为这样的垂直降落好比是在拿大顶做倒立，其平衡难度远比火箭向上飞行更大：火箭向上飞行时火箭有向上的加速度和速度，故即便出现轻微不平衡情况仍然可以借助惯性保持一定的飞行姿态，从而为推力方向调整赢得时间；而垂直降落火箭是个减速过程，这个时候火箭的速度较低，本身就处在一个稍微受力就改变姿态的状况，所以其降落过程控制需要非常精细。虽然DC-X垂直着陆都有成功记录，但也坠毁记录，最后项目下马。

比较有意思的是，垂直着陆技术并没有被放弃，美国民间蓝源公司也也选择了垂直着陆技术来进行回收。他们的方案如下，但在2011年的产品在试飞中由于姿态控制出现问题而失败。



三种回收方案相比，相对而言采用飞行回收更为可取，故当前大多数国家的重复研制的重点都放在飞行回收方面，包括俄罗斯的安加拉火箭也有一个贝加尔重复使用助推器。
对飞回采用滑翔和有动力飞行的看法：
当前飞回方式有滑翔和有动力飞行两种，其中，滑翔返回在结构上较为简单，可降低研制费用，美国航天飞机用的就是滑翔方式降落。不过，滑翔方式面临的风险较大，容易受到气候影响，在降落出现问题时不可能复飞，在选择好着陆场地后发现问题时很难备降到别的场地，笔者认为较多的限制和面临的着陆失败风险使得滑翔方案不是很可取。有动力飞回方式是助推级分离后返回时仍然有动力，故在返回着陆场地选择更灵活，降落不成功可重新拉起再降落，故相对风险更小。在飞回动力目前有两种：一种利用火箭发动机节流或者是游动发动机来提供动力，一种是安装航空发动机。其中，采用火箭发动机返回的方案需要耗费较多的燃料，而通常返回的距离达400公里左右，这使得火箭发动机返回的助推级重量更大，对运载能力影响较大，故相对而言选择航空发动机作为返回动力更为可取。
对火箭和助推器构型的看法：
飞行返回回收要求助推级有机翼，这极大的影响了火箭和助推器的构型，目前已有的构型如下：非捆绑的多级火箭，捆绑两个助推器的模块化火箭，捆绑多个助推器的模块化火箭。这些构型各有优缺点，下面就这些构型分别进行探讨。
非捆绑的多级火箭的优势是火箭第一级整体能够返回，不会碰到几个助推器在分离时的碰撞问题，返回后重复使用时组装也更为简单。虽然带来上述好处，但第一级整体回收使得第一级的体积较大，重量较重，根据欧洲研究成果，其采用的是液氢液氧技术，第一级的重量惰性质量达到106吨，长度为48.4米，直径为8米；在另外一个称为埃佛勒斯的重复运载工具方案中，其助推器惰性质量达94吨，长度达48米，直径达到7米；当然这些方案中近地轨道载荷能力较大达到20吨级别，不过其巨大的体积在直径上堪比最大民航客机A380（直径7.14米），重量与波音767相当，如此巨大的可滑翔飞行物体以超过4马赫以上的速度在大气层中飞行，其研制难度可想而知（传统火箭是简单圆柱状，速度高但不涉及机翼方面的问题），而由此造成的高研制费用，在分摊到发射费用中就会较高，这在经济上未必可取。另外，第一级的发动机数量较为固定，虽然可以通过节流降低发动机推力或者关闭发动机方式来满足不同推力要求满足推力覆盖，但其灵活性仍然无法与模块化方式相比，所以这种方案在笔者看来未必可取。
  
整体第一级回收不可取，那么就选择模块化方案，在模块化方案中就必须考虑到助推器分离时机翼的磕碰问题（航天飞机仅仅是因为隔热泡沫掉落碰坏了机翼前缘就造成了再入时的机毁人亡事故，可见磕碰问题一定要避免），这样就产生了只有两个可返回助推器的方案，中间捆绑芯级。采用两个助推器的好处时助推器机翼距离较远，其最小距离也能达到芯级直径大小，故在分离时的磕碰问题几乎不存在，这也不失为一种较好的方案。不过，由于只有两个助推器，所以每个助推器的推力大小仍然比较大，这就使得助推器体积和重量仍然偏大，这就使得研制费用仍然较高，进而在降低成本上效果并不明显。这方面可以参见俄罗斯与法国联合进行的“巴尔古津”的可复用助推器研究工作。该助推器是由赫鲁尼切夫中心的“贝加尔”可复用助推器方案演变而来的，但尺寸更大，适于阿里安5使用。关于“巴尔古津”的参数如下：

这项研究取得了丰富的成果，不仅涉及典型的技术问题，而且涉及了经济问题，诸如确定最佳机队大小、降低研制成本或地面操作优化等问题。该项研究的总体结论表明，典型飞行任务成本预计最多可降低15%，但还有改进的空间。
只有两个助推器使得在发射载荷上的覆盖仍然有局限，这方面的典型案例就是阿丽亚娜5号运载火箭，虽然火箭构型简单且发射运载能力很高，但当前大多数载荷仍然小于其发射能力，这就造成在小运载能力方面的缺失，最后采取了采购俄罗斯联盟火箭来弥补空白，如此一来降低了阿丽亚娜5的发射次数，这就意味着这样构型的重复使用助推器的使用频率较低，而根据王院士《重复使用的并不都是经济的》所讲，重复使用频率低将意味着维持重复使用的单次费用变高，这也就是美国航天飞机重复使用没有降低费用的一个重要原因。
两个助推器方案在降低费用和覆盖发射范围仍然不给力，那么就选择彻底的模块化方案，即在一个芯级基础上捆绑多个助推器，这样每个助推器体积小、重量轻，使得研制费用得以降低；而且这样的构型运载能力覆盖范围广，这也使得助推器重复使用次数增多，从而能够降低重复使用的过程费用。也正是由于这个原因，所以俄罗斯先于其他国家较早就规划了贝加尔重复使用助推器，并在多个航展上展出，可以说在这方面俄罗斯走在了前头。不过，由于近年来俄罗斯经济上的困难，加上质子号和联盟号便宜且可用，作为下一代的安加拉火箭研制都一推再推，而作为助推器的贝加尔的研制则更是遥遥无期。


虽然综合来说采用多模块化构型的可重复使用助推器在技术难度上有所降低，在经济上更为可取，但也不是没有问题，其主要的问题就是多个模块之间机翼如何避免尺寸干涉和分离时的碰撞的问题。在这方面，目前只有安加拉的贝加尔火箭助推器拿出了解决方案：折叠机翼。贝加尔的折叠机翼选择的是单机翼旋转90度与机身平行方式折叠，折叠后机翼在横向上几乎没有突出箭体（机身）、所以在捆绑到芯级时不会造成机翼之间的尺寸干涉。不过，仔细观察贝加尔在芯级组装时的情况，会发现一个问题，当捆绑四台贝加尔助推器时，主翼虽然通过折叠避免尺寸干涉，但尾翼却出现了尺寸干涉，所以在尾翼上也出现了折叠方案，这无疑增加了结构复杂性。即便如此，尾翼折叠后相互之间的距离也有点过于靠近，这在分离时很难避免磕碰问题。

即便贝加尔助推器能够避免尺寸干涉和分离时的磕碰问题，在实际研制中仍然也有不少困难，其中一个困难就是折叠机翼展开后再入大气层的高速冲击问题。我们知道一般超音速飞行器都选择大后掠角，这是因为小后掠角会面临更大的激波阻力，这要求机翼较薄且强度高，否则机翼非常容易折断，也就是所谓的“音障”问题。贝加尔助推器的机翼展开后几乎相当于直机翼，后掠角非常小，而其速度则达到6马赫以上，这使得整个机翼的气动加热和超音速激波阻力非常大，在工程上是否能够解决都很成问题。另外，贝加尔助推器的空重也不小，达到17.8吨，考虑到贝加尔助推器选择了航空发动机做动力主动飞回的技术，在飞行时还需考虑油耗，那么实际使用时发射完毕的重量至少在20吨左右。20吨左右的飞行器速度达到5马赫以上，在研制成本上仍然会比较高。

早期也有重复使用助推器采用传统的后掠翼或者前掠翼折叠技术来避免尺寸干涉和磕碰问题，但前掠翼面临非常复杂的气动弹性发散问题，几乎不大可能实现，而传统后掠翼则面临着结构重量重的问题。
通过上面针对多个问题和针对解决这些问题的方案的看法，可以发现重复使用是个比较困难的事情，尤其是需要解决好以下几个问题：
1、可重复使用设备要有合适的体积和重量，否则很难降低研制费用；
2、可重复使用设备的运载覆盖能力范围要广，否则重复使用次数少也无法达到降低发射费用的目的；
3、重复使用设备在构型上要解决模块化时尺寸干涉和分离时不能磕碰的问题，这对重复使用设备的构型和火箭整体构型也提出了新的要求。
4、重复使用设备的结构上要尽量简单，避免采用折叠机翼和平直机翼等方式。

那么，针对上述问题是否能够找到合适的解决办法，这里笔者提出一种重复使用助推器的思路，供大家参考。
笔者提出的设想是：采用煤油液氧液体火箭技术，捆绑式构型；助推器上只有煤油贮藏箱、火箭发动机和航空发动机，液氧箱位于芯部被多个助推器共享；助推器采用固定翼结构，采用上单翼鸭式布局，主翼复合平面三角翼，丫翼上反。
（此处插入总体构型图，包括捆绑2、4台助推器的构型，4台构型有两种，一种是450吨推力，一种为600吨推力）
在总体构型上，芯级位置为液氧贮藏箱，芯级选择当前3.35米直径技术，长度根据发射需求设置3种，分别对应300吨、350吨、600吨起飞推力需要。

在火箭发动机推力上，考虑到当前的实际运载能力来确定推力。当前长征2号、3号、4号起飞推力覆盖范围为：300吨、450吨、600吨，覆盖了当今世界上大多数航天运载载荷。由于上述构型方式在芯级没有发动机，所以最少必须是2个助推器来实现推力平衡，故满足替换当前火箭推力选择150吨为好，每个重复使用助推器装一台150吨煤油液氧发动机，300吨推力由两台助推器提供，600吨推力由四台助推器提供，450吨通过节流将低推力方式来提供。150吨发动机可以在当前YF-100的120吨发动机基础上发展而来。在火箭发动机推力研制的时间和费用上，根据欧洲阿丽亚娜5火箭的火神II发动机研制经验，在原有基础上调整优化提高推力，费用不高且风险较小，加上当前煤油液氧发动机地面试车能够达到20次以上，故发动机复用的研制费用并不是特别高，也是技术上可以实现和达到的。
对于助推器的设计，大家一定对这种重复使用助推器总体布局感到奇怪，因为传统鸭式布局和三角翼都选择的是下单翼，尤其是航天器中机翼放到下面可以较好的解决防热问题，这里选择这种布局的原因是考虑到助推器捆绑时机翼干涉的问题。另外这样的构型在防热问题上也不是特别突出，至少在防热处理方面难度小于贝加尔助推器，因为贝加尔助推器也是上单翼布局而且是平直机翼。
助推器的尺寸设想为：助推器箭体（机身）直径：采用当前2.25米火箭技术，长度与芯级位置液氧贮藏箱能较好匹配，能够将长度控制在15米左右，翼展由于采用了上单翼技术，当捆绑4台助推器时，两台助推器与芯级的直径尺寸相加为7.85米，加上助推器与芯级捆绑时的间隙（每侧按照0.5米计算），两个助推器最外侧距离为8.85米，那么助推器的翼展达到7米时，相邻两台助推器翼展之间的间距可以达到1.3米，采用两两分离技术（即先分离两个对称的助推器，然后再分离剩余两个助推器），基本上可以保证分离时助推器不发生碰撞，从而确保安全。鸭翼采用上反结构，鸭翼翼展4.25米，每侧鸭翼外露部分为1米，主要满足配平和降落时产生涡升力。
（此处插入助推器三面图）
这样的助推器在重量上，可以根据贝加尔助推器的重量来进行估算，贝加尔助推器的推力为200吨，长度为27米，直径为2.9米，重量为17.8吨，根据这个数据，笔者设想的150吨推力助推器（无液氧箱）的干重估计在10吨左右，基本上相当于一架轻型战斗机的重量，相应的防热也比较好处理。在这样的机体结构上，只有煤油贮藏箱，这也使得箭体（机身）设计更为简单。在总体气动设计上可以借鉴高速战斗机技术，还可以借用战斗机上起落架设计技术，通过这些借用来降低研制费用。

对于为什么在本设想中采用航空发动机，原因如下：助推器只有煤油贮藏箱，采用火箭发动机实现飞行缺少氧化剂，如果有氧化剂将增加结构复杂性和返回时的重量；另外采用航空发动机可以动力飞行，这对多个助推器先后返回非常重要，而滑翔降落方式多个助推器返回时很难调整每个助推器飞回的时间间隔。航空发动机选择乌克兰AL-222-25发动机，其最大推力为2.5吨，配置两台发动机实现冗余，推力可达5吨，可以较好的满足重复使用助推器空中飞行和降落时的要求。
这个构型的一个实现难点是芯级的液氧贮藏箱为捆绑的助推器提供氧化剂，不过这在工程上已经证明是可行的，最明显的例子是航天飞机的外燃料箱就是通过管道向航天飞机的主发动机供液氧和液氢，所以在这方面不存在不可克服的困难。
总体而言，采用这样的构型可以确保模块化捆绑方案可行，能够避免分离时的磕碰问题，在结构上简单、重量轻、无需采用机翼折叠技术，可以参考借鉴当前战斗机上的气动和设计，从而能够大大降低研制费用。
那么，采用这种构型在研制费用上降低了，重复使用费用如何呢？
重复使用费用方面包括助推器数量（机队）规模和检测费用，每次发射消耗的非重复使用设备数量多少等，下面一一看法：
关于助推器数量（机队）规模的设想：
国内未来航天发射基地基本维持3个，即酒泉、太原和海南。如果每个基地发射量都很较大且发射间隔较小，那么可以根据发射能力需求准备n+1个助推器（n为2或4），其中1个为备份，如果发射间隔可以调整，那么可以维持较少的助推器数量，然后利用Y-8背部托运技术来进行转场，提高助推器利用率。通过合理的安排，可以控制合适的助推器数量规模来节省建造成本，提高每台助推器的发射频率，从而降低总的检测和维护成本。
目前初步建议采用4+1的方式组成助推器机队，其中一个为备用，备用助推器可轮循。这样的规模可以满足300吨到600吨的推力覆盖，能够替代当前的长征2、3、4号的第一级和助推器。根据2010年和2011年的中国航天发射次数，并假设未来我们能够维持年16次的发射数量，并且300吨发射次数达到8次，600吨达到6次，那么需要这样的助推器的发射次数为48次，基本上每个助推器发射次数平均可达10次。我们假设助推器箭体研制费用均摊后和建造费用一起合并其价格为传统助推器的10倍，假设助推器箭体（机体）寿命达到30次（俄罗斯的贝加尔助推器的寿命为50-100次）；假设重复使用火箭发动机的价格为传统一次性发动机价格的3倍，重复使用次数为10次（根据资料，一般单台煤油液氧发动机试验时地面试车次数超过20次）；按照这个数据来初步估计，一个助推器在其生命周期内相当于传统一次性助推器30个，而付出的成本只有传统的1/3，这就能在相当大的程度上降低了助推器方面的发射费用。
在重复使用的检测成本上，由于采用了只有煤油贮藏箱而没有液氧箱，结构上也没有折叠机翼机构，故助推器的结构比贝加尔助推器简单，检测就较为简单，主要的检测是发动机的检测，故在检测成本上会相应降低。
在非重复使用的设备上，主要的非重复使用设备是液氧贮藏箱，另外还有液氧贮藏箱与助推器之间的连接设备和液氧管道连接设备，分离时的火工品等。这些设备中，连接设备和液压管道连接设备、火工品的成本是无法避免的，这部分费用是必须的支出。对于液氧贮藏箱，也可以采用重复使用技术，尤其是当在海南发射基地发射时，可以采用降落伞在海上降落回收。由于液氧箱在分离后重量不大（根据长征5号3.35米助推器数据，其干重为12吨，包含两台YF-100发动机和煤油贮藏箱的重量，故300吨起飞推力液氧箱估计重量在5吨左右，600吨推力的贮藏箱重量在10吨左右），故降落伞回收较为简单。由于只有几个管道和阀门与助推器相连，海水很难进入到贮藏箱内部，整个结构也较为简单，在回收后重复使用时清晰也较为简单。即便液氧贮藏箱无法重复使用，由于该液氧箱整体结构较为简单，建造成本也比较低，故即便不回收其成本也较低。
这样的方案到底能够降低发射费用？
在火箭的整体发射费用中，目前笔者没有看到助推级所占整个火箭发射费用的比例，不过从一般助推级所占整个火箭起飞重量来看，基本在70%左右，这意味着助推级（包括第一级）占整个火箭发射费用大约在60%左右。按照前面初步估计助推器在研制和建造成本上能够降低到一次性的1/3的话，并假设检测费用为原有一次性助推级的10%左右，故在整体上能降低的助推级的费用可达50%，整个火箭发射上就可以降低整个发射费用的30%，这个降低发射费用的程度是相当高的。

在未来空间站建设需要20吨运载能力时，建议发展300吨煤油液氧发动机，同时发展新的助推器，助推器安装单台300吨火箭发动机，箭体（机体）直径采用3.35米技术，翼展扩展到9米，长度扩展到17米，这样可以组成系列运载能力覆盖：
300吨起飞推力：2台150吨助推器+3.35米芯级液氧贮藏箱
450吨起飞推力：2台300吨助推器（节流降低推力）+3.35米芯级液氧贮藏箱
600吨起飞推力：2台300吨助推器+3.35米芯级液氧贮藏箱
900吨起飞推力：2台300吨助推器+2台150吨助推器+5米芯级液氧贮藏箱
1200吨起飞推力：5台300吨助推器+5米芯级液氧贮藏箱
（补充不同构型的图）
这样的未来运力覆盖在整体上构型显得研制的助推器型号比俄罗斯安加拉火箭多，而且在重复使用时还会抛掉液氧箱，显得似乎并不划算。不过，需要注意的是，这个未来运力构型是逐步发展而来的，先发展150吨推力助推器可以积累经验，在发展300吨推力助推器时有前面经验作为基础将大大降低项目风险，从而降低研发费用。在助推器结构上，由于结构简单，故整体研制和建造成本都较低；而在运力覆盖上，由于有150吨作为中间调节，故运力覆盖更广。虽然抛掉了液氧箱，但相比安加拉火箭一般需要抛掉芯级的第一级（该芯级的第一级有完整的发动机和煤油液氧贮藏箱），其成本远比单纯的液氧箱更高。故在整体的发射成本上仍然低于俄罗斯安加拉火箭。唯一欠缺的是小推力火箭，贝加尔助推器可以捆绑一个第二级组成小推力火箭，笔者设想的方案在这方面的灵活性上比不上贝加尔助推器，不过可以通过发动机节流方式让300吨起飞推力构型来覆盖，只有在这个情况下的单次发射费用有可能超过贝加尔助推器。
总的来说，笔者在国内外的论文中和中国和美国的专利检索中都没有发现类似的重复使用方案，而这样的方案在降低研制成本，运载能力覆盖范围广度，降低重复使用成本方面都有其优势，在技术实现上难度相对其它方案也较低，是一种可以考虑的方案。在此提出用于供研制者参考，希望对未来发展重复使用航天运载工具有所帮助。


最近看到航天版重复使用运载器热闹起来，就想到以前的一个想法，不记得是不是在本版发过，没找到，就发到这里，供大家参考。

下面这些想法以前准备投稿，后来没有弄完，大家直接下载word文档看吧，word文档有插图。
（抱歉，上次传的文件传错了，这次对了）。

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《对重复使用运载工具的看法和重复使用助推级的设想》

正如现代交通运输工具和道路建设降低了物流成本促进经济发展一样，降低航天发射费用也能创造新的太空开发机会，譬如建设太空工厂，进行更多的微重力实验等。因此，自上世纪六十年代以来，各个国家重复使用运载工具方面前赴后继，不断探索。
毋庸置疑，在重复使用运载工具研制方面美国走在最前面，既有已经成功使用多年的航天飞机，也有因技术跨度太大而失败的空天飞机、单级入轨方面研究。其他国家在这方面主要是开展了一些预研，基本上是跟踪美国技术发展，而随着美国航天飞机项目的终止，空天飞机和单级入轨项目的下马，其他国家在这方面的一些研制也随之不了了之。人类在重复使用运载工具方面的研究投入巨大而收获甚少，可谓教训沉重。究其原因，是因为目标定的很高，期望一下子就实现全部复用或者发展出革命性的技术，而现实中由于航天运载工具所面临的挑战在材料上、气动设计上、发动机研制上几乎都是接近当今技术极限的事物，故出现这么多失败和教训也就情有可原了。正是认识到这一点，世界各国转而降低预期，降低技术难度考虑实现运载火箭助推级的重复使用，由此来打破突破口，走循序渐进的路子。其实，在这方面国内也有人早有远见，譬如王希季院士早在1988年在文章《重复使用的并不都是经济的》中就指出航天飞机费用高昂而更应该发展助推级的重复使用技术。
在助推级的重复使用上，也有众多方案，笔者检索了国内论文库、国家知识产权局和美国商标专利局的专利，看到了自上世纪到现在多达几十种重复使用方案，可谓百花齐放、精彩纷呈。不过现实中这么多方案开花结果的却不多，这是因为即便是运载火箭助推级的重复使用也面临着诸多问题。这些问题既有技术上的：如采用固体火箭技术还是液体火箭技术，回收什么设备、采用什么样的回收方式、选择什么样的火箭构型、选择什么样的返回的控制方式、发动机和箭体等的重复使用技术研制等；也有经济上的：重复使用的研发费用到底用多少次发射才能收回，每次重复使用的费用能否减低，从而真正降低发射费用。这里需要指出的是，由于以往航天工业都是国家投入，在投入产出方面效率并不是很高，而重复使用在是经济上的考虑因素应该给予更多关注，因为只有在经济上可行才真正成功。下面就针对这些问题谈谈个人看法，供大家参考。
由于技术实现与成本节省等众多因素交织在一起，故下面从技术问题着手，同时将成本考虑纳入其中。
对助推级采用固体和液体火箭技术的看法：
就当前已经实现的重复使用助推级来看，航天飞机的固体助推器是一个实例，这表明固体助推级是可以实现的。然而，固体助推器的推进剂是剧毒且成本高昂，推力调节困难，与希望大幅度降低成本初衷和当今对环境友好的趋势并不相符，所以即便美国已经有此成功技术，当前的可重复使用助推级研究项目中很少有采用固体助推器的方案，大多数国家还是选择了液体火箭，因为液体火箭可以做到无毒且重复使用的燃料费用较低，故选择液体火箭来发展重复使用助推级是个合理的选择。
对重复使用什么设备的看法：
当前在重复使用设备上有两种思路：一种是将燃料箱和发动机一起回收重复使用，一种是只回收发动机来重复使用。之所以有只回收发动机的思路，这是因为燃料箱和发动机一起回收技术难度大，相对而言只回收发动机技术难度较小，同时由于发动机在火箭制造成本和研制成本中的费用较高，故通过收集最值钱的设备来降低费用。不过，在技术上只回收发动机或许可行，在经济上却未必：根据报道美国宇宙神-5的发射费用在2004年为7500万-9000万美元，其一级火箭采用的是俄罗斯RD-180液氧煤油发动机1台，根据1997年美国10亿美元采购101台来看，每台发动机价格大约为1000万美元，一级火箭发动机占整个火箭费用的比例为11%-13%；如果只回收发动机，在计入发动机重复使用的研制费用、回收后的检测费用，发动机从箭体中分离的研制费用、发动机回收时可能碰到的各种意外风险等，这就使得降低重复发射费用的幅度很小，很难超过10%，达不到大幅度降低发射费用的目标。当然，上面的估算中RD-180的采购费用偏低，据说俄罗斯后来对该项目审计时认为报价低了一半，因为当时俄罗斯的社会经济状况混乱，报价价格是合理价格的50%。即便如此，将RD-180按照2000万美元来算，相应的火箭发射费用也要贵1000万美元，如此一来第一级火箭发动机所占发射费用的比例为：20%-23.5%，考虑到重复使用的各种研制费用和回收费用，其降低成本的比例仍然不是很高。当然，上面计算粗略，只考虑了火箭第一级发动机回收，没有考虑固体助推器的回收，实际重复使用降低的费用可能比前面估计稍高，但仍距离大幅度降低发射费用的初衷较远，这说明只回收发动机在降低发射费用方面潜力不大，故应选择将发动机和燃料箱一起回收的方案。
对液体火箭燃料的看法：
液体火箭燃料种类不少，但现在普遍集中到两种上，一种是液氢液氧，一种是煤油液氧，传统的偏二甲肼等由于剧毒的原因已经逐步要淘汰。由于重复使用助推级的体积和重量关系到研制的难度和使用的成本，所以可重复使用助推级应尽量选择密度较大的推进剂，由此来减小助推级体积和重量，降低研制和重复使用费用，故在这方面建议采用煤油液氧燃料。
对采用助推级采用降落伞、飞行回收和垂直着陆的看法：
很显然，采用降落伞回收方式的助推级的结构设计较为简单，国内外都提出各种方案，在实际项目中规划采用这一方式的有美国著名的私人公司SpaceX的猎鹰火箭和俄罗斯新一代运载火箭安加拉。不过，降落伞回收看似结构简单，但降落回收中面临的各种问题：降落时容易受风的影响而飘荡碰到危险情况；降落到地面时面临复杂地面情况的影响，非常容易发生磕碰，需要考虑缓冲来减少对设备的冲击破坏；降落海上则需要考虑密封避免海水进入发动机后给发动机和电路控制设备强烈腐蚀；降落后采用什么样的方式运回，运输的时间和费用、设备检测等这些都影响降落伞回收的经济性。现实中，采用降落伞回收的航天飞机固体助推器，即便是在海上回收时有海水缓冲，也会面临箭体变形的情况；液体火箭的箭体壁厚和发动机喷管显然没有固体火箭壁厚达，更容易磕碰变形甚至毁坏。所以，虽然在结构上比较容易实现的降落伞回收方案，在真正实际操作中所面临的问题却更为多变和复杂，不见得是一种好方案。

与降落伞回收相反，采用给箭体加上机翼方式滑翔或者飞翔返回在对箭体和发动机影响方面会比较小。打个不确切的比方，好比人员跳伞和乘坐飞机，跳伞必须有良好身体素质，还需经过专业训练，同时要精心挑选合适气象条件和着陆场地才能确保安全，而人员乘坐飞机并没有多大要求，从飞机上下来后几乎没有任何损伤就可以投入工作。所以，滑翔或者飞翔返回对箭体结构和发动机损伤较小方面的优势是明显的，同时还能大量减少返回时间，有利于重新使用。当然，机翼会增加重量和阻力，这会降低运载能力，使得助推级结构更复杂，助推级的研制成本和制造成本都较高。
垂直着陆很有意思，美国DC-X单级入轨就采用了垂直着陆，垂直着陆技术从原理上来讲对场地要求最小，另外没有机翼也不涉及机翼的防热问题，锥形结构防热也更好处理。不过，垂直着陆也有其特有的困难：在返回时飞行线路选择和降落过程都相当复杂。如果是单级入轨，飞行线路比较好办，由于高度和速度都使得选择余地较大。可以绕地球飞一圈再返回到发射地点。如果是两级入轨，那么就得精心选择返回线路，不过相对而言返回线路并不是非常难以选择。比较难的是真正降落过程的实现，因为这样的垂直降落好比是在拿大顶做倒立，其平衡难度远比火箭向上飞行更大：火箭向上飞行时火箭有向上的加速度和速度，故即便出现轻微不平衡情况仍然可以借助惯性保持一定的飞行姿态，从而为推力方向调整赢得时间；而垂直降落火箭是个减速过程，这个时候火箭的速度较低，本身就处在一个稍微受力就改变姿态的状况，所以其降落过程控制需要非常精细。虽然DC-X垂直着陆都有成功记录，但也坠毁记录，最后项目下马。

比较有意思的是，垂直着陆技术并没有被放弃，美国民间蓝源公司也也选择了垂直着陆技术来进行回收。他们的方案如下，但在2011年的产品在试飞中由于姿态控制出现问题而失败。



三种回收方案相比，相对而言采用飞行回收更为可取，故当前大多数国家的重复研制的重点都放在飞行回收方面，包括俄罗斯的安加拉火箭也有一个贝加尔重复使用助推器。
对飞回采用滑翔和有动力飞行的看法：
当前飞回方式有滑翔和有动力飞行两种，其中，滑翔返回在结构上较为简单，可降低研制费用，美国航天飞机用的就是滑翔方式降落。不过，滑翔方式面临的风险较大，容易受到气候影响，在降落出现问题时不可能复飞，在选择好着陆场地后发现问题时很难备降到别的场地，笔者认为较多的限制和面临的着陆失败风险使得滑翔方案不是很可取。有动力飞回方式是助推级分离后返回时仍然有动力，故在返回着陆场地选择更灵活，降落不成功可重新拉起再降落，故相对风险更小。在飞回动力目前有两种：一种利用火箭发动机节流或者是游动发动机来提供动力，一种是安装航空发动机。其中，采用火箭发动机返回的方案需要耗费较多的燃料，而通常返回的距离达400公里左右，这使得火箭发动机返回的助推级重量更大，对运载能力影响较大，故相对而言选择航空发动机作为返回动力更为可取。
对火箭和助推器构型的看法：
飞行返回回收要求助推级有机翼，这极大的影响了火箭和助推器的构型，目前已有的构型如下：非捆绑的多级火箭，捆绑两个助推器的模块化火箭，捆绑多个助推器的模块化火箭。这些构型各有优缺点，下面就这些构型分别进行探讨。
非捆绑的多级火箭的优势是火箭第一级整体能够返回，不会碰到几个助推器在分离时的碰撞问题，返回后重复使用时组装也更为简单。虽然带来上述好处，但第一级整体回收使得第一级的体积较大，重量较重，根据欧洲研究成果，其采用的是液氢液氧技术，第一级的重量惰性质量达到106吨，长度为48.4米，直径为8米；在另外一个称为埃佛勒斯的重复运载工具方案中，其助推器惰性质量达94吨，长度达48米，直径达到7米；当然这些方案中近地轨道载荷能力较大达到20吨级别，不过其巨大的体积在直径上堪比最大民航客机A380（直径7.14米），重量与波音767相当，如此巨大的可滑翔飞行物体以超过4马赫以上的速度在大气层中飞行，其研制难度可想而知（传统火箭是简单圆柱状，速度高但不涉及机翼方面的问题），而由此造成的高研制费用，在分摊到发射费用中就会较高，这在经济上未必可取。另外，第一级的发动机数量较为固定，虽然可以通过节流降低发动机推力或者关闭发动机方式来满足不同推力要求满足推力覆盖，但其灵活性仍然无法与模块化方式相比，所以这种方案在笔者看来未必可取。
  
整体第一级回收不可取，那么就选择模块化方案，在模块化方案中就必须考虑到助推器分离时机翼的磕碰问题（航天飞机仅仅是因为隔热泡沫掉落碰坏了机翼前缘就造成了再入时的机毁人亡事故，可见磕碰问题一定要避免），这样就产生了只有两个可返回助推器的方案，中间捆绑芯级。采用两个助推器的好处时助推器机翼距离较远，其最小距离也能达到芯级直径大小，故在分离时的磕碰问题几乎不存在，这也不失为一种较好的方案。不过，由于只有两个助推器，所以每个助推器的推力大小仍然比较大，这就使得助推器体积和重量仍然偏大，这就使得研制费用仍然较高，进而在降低成本上效果并不明显。这方面可以参见俄罗斯与法国联合进行的“巴尔古津”的可复用助推器研究工作。该助推器是由赫鲁尼切夫中心的“贝加尔”可复用助推器方案演变而来的，但尺寸更大，适于阿里安5使用。关于“巴尔古津”的参数如下：

这项研究取得了丰富的成果，不仅涉及典型的技术问题，而且涉及了经济问题，诸如确定最佳机队大小、降低研制成本或地面操作优化等问题。该项研究的总体结论表明，典型飞行任务成本预计最多可降低15%，但还有改进的空间。
只有两个助推器使得在发射载荷上的覆盖仍然有局限，这方面的典型案例就是阿丽亚娜5号运载火箭，虽然火箭构型简单且发射运载能力很高，但当前大多数载荷仍然小于其发射能力，这就造成在小运载能力方面的缺失，最后采取了采购俄罗斯联盟火箭来弥补空白，如此一来降低了阿丽亚娜5的发射次数，这就意味着这样构型的重复使用助推器的使用频率较低，而根据王院士《重复使用的并不都是经济的》所讲，重复使用频率低将意味着维持重复使用的单次费用变高，这也就是美国航天飞机重复使用没有降低费用的一个重要原因。
两个助推器方案在降低费用和覆盖发射范围仍然不给力，那么就选择彻底的模块化方案，即在一个芯级基础上捆绑多个助推器，这样每个助推器体积小、重量轻，使得研制费用得以降低；而且这样的构型运载能力覆盖范围广，这也使得助推器重复使用次数增多，从而能够降低重复使用的过程费用。也正是由于这个原因，所以俄罗斯先于其他国家较早就规划了贝加尔重复使用助推器，并在多个航展上展出，可以说在这方面俄罗斯走在了前头。不过，由于近年来俄罗斯经济上的困难，加上质子号和联盟号便宜且可用，作为下一代的安加拉火箭研制都一推再推，而作为助推器的贝加尔的研制则更是遥遥无期。


虽然综合来说采用多模块化构型的可重复使用助推器在技术难度上有所降低，在经济上更为可取，但也不是没有问题，其主要的问题就是多个模块之间机翼如何避免尺寸干涉和分离时的碰撞的问题。在这方面，目前只有安加拉的贝加尔火箭助推器拿出了解决方案：折叠机翼。贝加尔的折叠机翼选择的是单机翼旋转90度与机身平行方式折叠，折叠后机翼在横向上几乎没有突出箭体（机身）、所以在捆绑到芯级时不会造成机翼之间的尺寸干涉。不过，仔细观察贝加尔在芯级组装时的情况，会发现一个问题，当捆绑四台贝加尔助推器时，主翼虽然通过折叠避免尺寸干涉，但尾翼却出现了尺寸干涉，所以在尾翼上也出现了折叠方案，这无疑增加了结构复杂性。即便如此，尾翼折叠后相互之间的距离也有点过于靠近，这在分离时很难避免磕碰问题。

即便贝加尔助推器能够避免尺寸干涉和分离时的磕碰问题，在实际研制中仍然也有不少困难，其中一个困难就是折叠机翼展开后再入大气层的高速冲击问题。我们知道一般超音速飞行器都选择大后掠角，这是因为小后掠角会面临更大的激波阻力，这要求机翼较薄且强度高，否则机翼非常容易折断，也就是所谓的“音障”问题。贝加尔助推器的机翼展开后几乎相当于直机翼，后掠角非常小，而其速度则达到6马赫以上，这使得整个机翼的气动加热和超音速激波阻力非常大，在工程上是否能够解决都很成问题。另外，贝加尔助推器的空重也不小，达到17.8吨，考虑到贝加尔助推器选择了航空发动机做动力主动飞回的技术，在飞行时还需考虑油耗，那么实际使用时发射完毕的重量至少在20吨左右。20吨左右的飞行器速度达到5马赫以上，在研制成本上仍然会比较高。

早期也有重复使用助推器采用传统的后掠翼或者前掠翼折叠技术来避免尺寸干涉和磕碰问题，但前掠翼面临非常复杂的气动弹性发散问题，几乎不大可能实现，而传统后掠翼则面临着结构重量重的问题。
通过上面针对多个问题和针对解决这些问题的方案的看法，可以发现重复使用是个比较困难的事情，尤其是需要解决好以下几个问题：
1、可重复使用设备要有合适的体积和重量，否则很难降低研制费用；
2、可重复使用设备的运载覆盖能力范围要广，否则重复使用次数少也无法达到降低发射费用的目的；
3、重复使用设备在构型上要解决模块化时尺寸干涉和分离时不能磕碰的问题，这对重复使用设备的构型和火箭整体构型也提出了新的要求。
4、重复使用设备的结构上要尽量简单，避免采用折叠机翼和平直机翼等方式。

那么，针对上述问题是否能够找到合适的解决办法，这里笔者提出一种重复使用助推器的思路，供大家参考。
笔者提出的设想是：采用煤油液氧液体火箭技术，捆绑式构型；助推器上只有煤油贮藏箱、火箭发动机和航空发动机，液氧箱位于芯部被多个助推器共享；助推器采用固定翼结构，采用上单翼鸭式布局，主翼复合平面三角翼，丫翼上反。
（此处插入总体构型图，包括捆绑2、4台助推器的构型，4台构型有两种，一种是450吨推力，一种为600吨推力）
在总体构型上，芯级位置为液氧贮藏箱，芯级选择当前3.35米直径技术，长度根据发射需求设置3种，分别对应300吨、350吨、600吨起飞推力需要。

在火箭发动机推力上，考虑到当前的实际运载能力来确定推力。当前长征2号、3号、4号起飞推力覆盖范围为：300吨、450吨、600吨，覆盖了当今世界上大多数航天运载载荷。由于上述构型方式在芯级没有发动机，所以最少必须是2个助推器来实现推力平衡，故满足替换当前火箭推力选择150吨为好，每个重复使用助推器装一台150吨煤油液氧发动机，300吨推力由两台助推器提供，600吨推力由四台助推器提供，450吨通过节流将低推力方式来提供。150吨发动机可以在当前YF-100的120吨发动机基础上发展而来。在火箭发动机推力研制的时间和费用上，根据欧洲阿丽亚娜5火箭的火神II发动机研制经验，在原有基础上调整优化提高推力，费用不高且风险较小，加上当前煤油液氧发动机地面试车能够达到20次以上，故发动机复用的研制费用并不是特别高，也是技术上可以实现和达到的。
对于助推器的设计，大家一定对这种重复使用助推器总体布局感到奇怪，因为传统鸭式布局和三角翼都选择的是下单翼，尤其是航天器中机翼放到下面可以较好的解决防热问题，这里选择这种布局的原因是考虑到助推器捆绑时机翼干涉的问题。另外这样的构型在防热问题上也不是特别突出，至少在防热处理方面难度小于贝加尔助推器，因为贝加尔助推器也是上单翼布局而且是平直机翼。
助推器的尺寸设想为：助推器箭体（机身）直径：采用当前2.25米火箭技术，长度与芯级位置液氧贮藏箱能较好匹配，能够将长度控制在15米左右，翼展由于采用了上单翼技术，当捆绑4台助推器时，两台助推器与芯级的直径尺寸相加为7.85米，加上助推器与芯级捆绑时的间隙（每侧按照0.5米计算），两个助推器最外侧距离为8.85米，那么助推器的翼展达到7米时，相邻两台助推器翼展之间的间距可以达到1.3米，采用两两分离技术（即先分离两个对称的助推器，然后再分离剩余两个助推器），基本上可以保证分离时助推器不发生碰撞，从而确保安全。鸭翼采用上反结构，鸭翼翼展4.25米，每侧鸭翼外露部分为1米，主要满足配平和降落时产生涡升力。
（此处插入助推器三面图）
这样的助推器在重量上，可以根据贝加尔助推器的重量来进行估算，贝加尔助推器的推力为200吨，长度为27米，直径为2.9米，重量为17.8吨，根据这个数据，笔者设想的150吨推力助推器（无液氧箱）的干重估计在10吨左右，基本上相当于一架轻型战斗机的重量，相应的防热也比较好处理。在这样的机体结构上，只有煤油贮藏箱，这也使得箭体（机身）设计更为简单。在总体气动设计上可以借鉴高速战斗机技术，还可以借用战斗机上起落架设计技术，通过这些借用来降低研制费用。

对于为什么在本设想中采用航空发动机，原因如下：助推器只有煤油贮藏箱，采用火箭发动机实现飞行缺少氧化剂，如果有氧化剂将增加结构复杂性和返回时的重量；另外采用航空发动机可以动力飞行，这对多个助推器先后返回非常重要，而滑翔降落方式多个助推器返回时很难调整每个助推器飞回的时间间隔。航空发动机选择乌克兰AL-222-25发动机，其最大推力为2.5吨，配置两台发动机实现冗余，推力可达5吨，可以较好的满足重复使用助推器空中飞行和降落时的要求。
这个构型的一个实现难点是芯级的液氧贮藏箱为捆绑的助推器提供氧化剂，不过这在工程上已经证明是可行的，最明显的例子是航天飞机的外燃料箱就是通过管道向航天飞机的主发动机供液氧和液氢，所以在这方面不存在不可克服的困难。
总体而言，采用这样的构型可以确保模块化捆绑方案可行，能够避免分离时的磕碰问题，在结构上简单、重量轻、无需采用机翼折叠技术，可以参考借鉴当前战斗机上的气动和设计，从而能够大大降低研制费用。
那么，采用这种构型在研制费用上降低了，重复使用费用如何呢？
重复使用费用方面包括助推器数量（机队）规模和检测费用，每次发射消耗的非重复使用设备数量多少等，下面一一看法：
关于助推器数量（机队）规模的设想：
国内未来航天发射基地基本维持3个，即酒泉、太原和海南。如果每个基地发射量都很较大且发射间隔较小，那么可以根据发射能力需求准备n+1个助推器（n为2或4），其中1个为备份，如果发射间隔可以调整，那么可以维持较少的助推器数量，然后利用Y-8背部托运技术来进行转场，提高助推器利用率。通过合理的安排，可以控制合适的助推器数量规模来节省建造成本，提高每台助推器的发射频率，从而降低总的检测和维护成本。
目前初步建议采用4+1的方式组成助推器机队，其中一个为备用，备用助推器可轮循。这样的规模可以满足300吨到600吨的推力覆盖，能够替代当前的长征2、3、4号的第一级和助推器。根据2010年和2011年的中国航天发射次数，并假设未来我们能够维持年16次的发射数量，并且300吨发射次数达到8次，600吨达到6次，那么需要这样的助推器的发射次数为48次，基本上每个助推器发射次数平均可达10次。我们假设助推器箭体研制费用均摊后和建造费用一起合并其价格为传统助推器的10倍，假设助推器箭体（机体）寿命达到30次（俄罗斯的贝加尔助推器的寿命为50-100次）；假设重复使用火箭发动机的价格为传统一次性发动机价格的3倍，重复使用次数为10次（根据资料，一般单台煤油液氧发动机试验时地面试车次数超过20次）；按照这个数据来初步估计，一个助推器在其生命周期内相当于传统一次性助推器30个，而付出的成本只有传统的1/3，这就能在相当大的程度上降低了助推器方面的发射费用。
在重复使用的检测成本上，由于采用了只有煤油贮藏箱而没有液氧箱，结构上也没有折叠机翼机构，故助推器的结构比贝加尔助推器简单，检测就较为简单，主要的检测是发动机的检测，故在检测成本上会相应降低。
在非重复使用的设备上，主要的非重复使用设备是液氧贮藏箱，另外还有液氧贮藏箱与助推器之间的连接设备和液氧管道连接设备，分离时的火工品等。这些设备中，连接设备和液压管道连接设备、火工品的成本是无法避免的，这部分费用是必须的支出。对于液氧贮藏箱，也可以采用重复使用技术，尤其是当在海南发射基地发射时，可以采用降落伞在海上降落回收。由于液氧箱在分离后重量不大（根据长征5号3.35米助推器数据，其干重为12吨，包含两台YF-100发动机和煤油贮藏箱的重量，故300吨起飞推力液氧箱估计重量在5吨左右，600吨推力的贮藏箱重量在10吨左右），故降落伞回收较为简单。由于只有几个管道和阀门与助推器相连，海水很难进入到贮藏箱内部，整个结构也较为简单，在回收后重复使用时清晰也较为简单。即便液氧贮藏箱无法重复使用，由于该液氧箱整体结构较为简单，建造成本也比较低，故即便不回收其成本也较低。
这样的方案到底能够降低发射费用？
在火箭的整体发射费用中，目前笔者没有看到助推级所占整个火箭发射费用的比例，不过从一般助推级所占整个火箭起飞重量来看，基本在70%左右，这意味着助推级（包括第一级）占整个火箭发射费用大约在60%左右。按照前面初步估计助推器在研制和建造成本上能够降低到一次性的1/3的话，并假设检测费用为原有一次性助推级的10%左右，故在整体上能降低的助推级的费用可达50%，整个火箭发射上就可以降低整个发射费用的30%，这个降低发射费用的程度是相当高的。

在未来空间站建设需要20吨运载能力时，建议发展300吨煤油液氧发动机，同时发展新的助推器，助推器安装单台300吨火箭发动机，箭体（机体）直径采用3.35米技术，翼展扩展到9米，长度扩展到17米，这样可以组成系列运载能力覆盖：
300吨起飞推力：2台150吨助推器+3.35米芯级液氧贮藏箱
450吨起飞推力：2台300吨助推器（节流降低推力）+3.35米芯级液氧贮藏箱
600吨起飞推力：2台300吨助推器+3.35米芯级液氧贮藏箱
900吨起飞推力：2台300吨助推器+2台150吨助推器+5米芯级液氧贮藏箱
1200吨起飞推力：5台300吨助推器+5米芯级液氧贮藏箱
（补充不同构型的图）
这样的未来运力覆盖在整体上构型显得研制的助推器型号比俄罗斯安加拉火箭多，而且在重复使用时还会抛掉液氧箱，显得似乎并不划算。不过，需要注意的是，这个未来运力构型是逐步发展而来的，先发展150吨推力助推器可以积累经验，在发展300吨推力助推器时有前面经验作为基础将大大降低项目风险，从而降低研发费用。在助推器结构上，由于结构简单，故整体研制和建造成本都较低；而在运力覆盖上，由于有150吨作为中间调节，故运力覆盖更广。虽然抛掉了液氧箱，但相比安加拉火箭一般需要抛掉芯级的第一级（该芯级的第一级有完整的发动机和煤油液氧贮藏箱），其成本远比单纯的液氧箱更高。故在整体的发射成本上仍然低于俄罗斯安加拉火箭。唯一欠缺的是小推力火箭，贝加尔助推器可以捆绑一个第二级组成小推力火箭，笔者设想的方案在这方面的灵活性上比不上贝加尔助推器，不过可以通过发动机节流方式让300吨起飞推力构型来覆盖，只有在这个情况下的单次发射费用有可能超过贝加尔助推器。
总的来说，笔者在国内外的论文中和中国和美国的专利检索中都没有发现类似的重复使用方案，而这样的方案在降低研制成本，运载能力覆盖范围广度，降低重复使用成本方面都有其优势，在技术实现上难度相对其它方案也较低，是一种可以考虑的方案。在此提出用于供研制者参考，希望对未来发展重复使用航天运载工具有所帮助。