火神-半人马座

ULA 前 CEO Tory Bruno 多次公开阐述过这个判断，逻辑值得完整看一遍：

一级回收的经济性取决于三个量：一级占全箭成本的比例（记为 $f$）、翻新成本占新造成本的比例（$r$）、单枚箭体的复用次数（$n$），以及回收导致的运力损失。

ULA 的数据是：一级中发动机约占 65% 的成本，而整个一级约占全箭成本的 60%。也就是说发动机约占全箭成本的 40%，箭体结构只占 20%。

在这个成本结构下：

• 回收整个一级，要付出运力损失（约 25%）、着陆硬件质量、回收船队与翻新厂房的固定成本，换回 60% 的箭体价值；
• 只回收发动机舱（SMART），运力损失小得多（只需分离机构 + 减速伞 + 抓取），换回 40% 的价值。

关键变量是发射频率。 回收设施的固定成本必须除以年发射次数。SpaceX 一年飞 100+ 次，每次分摊到的固定成本可以忽略；ULA 一年飞 10–25 次，同样的设施每次要分摊 4–10 倍的成本。算下来，在 ULA 的发射量级上，SMART 方案的收益率高于整箭回收，而整箭回收的收益率可能是负的。

这个论证在数学上是成立的，但它有一个隐含前提：发射频率是外生给定的。SpaceX 的做法恰恰相反——它先假设自己能创造需求（Starlink），再按高频率去设计火箭。这是两种截然不同的因果方向：一个把频率当作约束，一个把频率当作可以改变的变量。

RL10 于 1962 年首次飞行，Centaur 上面级同年服役。今天火神上的 Centaur V 与当年相比，基本原理没有变化：

• 膨胀循环：液氢流经推力室壁的冷却夹套吸热汽化，用汽化后的氢气驱动涡轮泵，再送入燃烧室燃烧。没有燃气发生器、没有预燃室、没有任何推进剂被浪费。这是所有循环里结构最简单、最可靠的一种，代价是推力受换热面积限制（RL10 只有 106 kN），只能用在上面级。
• 不锈钢承压贮箱：箱壁 0.5 mm 厚，靠内压维持结构刚度，干质比极高。这个 1950 年代 Atlas 火箭的「钢气球」思路在上面级上找到了完美的应用场景。
• 真空比冲 453.8 s：接近化学推进的理论上限。

它没被超越的原因是这个设计已经很接近该问题的最优解：真空环境、需要多次重启、需要长时间在轨、推力不需要大。在这些约束下，膨胀循环氢氧机 + 超薄承压贮箱几乎无懈可击。

真正在改进的是周边能力：Centaur V 增加了在轨滞留时间（从数小时向数天延长）、提高了重启次数、增大了贮箱。ULA 规划的 ACES 甚至设想用「集成飞行器流体（IVF）」系统——用蒸发的氢氧驱动一台内燃机发电并产生姿控推力，从而实现数周的在轨寿命。

一个 1962 年的设计仍在定义 2020 年代的上面级标准，这本身就说明了「针对约束的最优解」有多长的生命力。

理论上，0 到 6 枚 GEM 63XL 让火神的 LEO 运力从 10.8 t 连续覆盖到 27.2 t。但这个「连续」有隐藏成本：

• 每一种构型都要单独认证。美国太空军的 NSSL 认证是按构型进行的，VC0 和 VC6 的气动载荷、振动环境、分离时序完全不同，不能互相替代。火神首飞后需要多次飞行才能完成主要构型的认证。
• 气动与载荷分析的组合爆炸。6 枚助推器的非对称配置（比如 2 枚时装哪两个位置）会显著改变气动特性与滚转力矩，每种都要单独分析。
• 固体助推器的推力不可调。一旦点火就按预定曲线燃烧，飞行中无法根据实际情况调整。这限制了轨迹优化的空间。

对比 Falcon 9 的方案：用同一种构型，靠回收/不回收和不同的弹道来覆盖运力范围。这样只需要认证一种构型，代价是在低运力任务上「浪费」了大火箭。

哪种更好取决于任务谱的形状。如果任务分布在很宽的运力区间且每种都有相当数量，模块化更优；如果任务集中在某几个点上，单一构型 + 弹道调整更简单。火神的选择反映了它的客户结构——美国国家安全发射任务的载荷质量分布极宽，从 2 t 的导航卫星到 15 t 的侦察卫星都有。