/ 写在前面/
INTRODUCTION
星际荣耀团队针对本次SpaceX公司开展的Starship第二次轨道级飞行测试进行了初步讨论分析，形成内容与大家分享。
本文内容根据公开资料初步分析推断，以SpaceX最终披露的信息为准。
内容有未尽之处欢迎共同交流！
  1. 星舰简介
星舰Starship是美国SpaceX公司开发的超重型运载火箭，据报道耗资30亿美金研制，高120米，起飞质量为5000吨，起飞推力7400吨，能将100人送往月球、火星或其它遥远目的地，或是绕地球飞行。是有史以来建造的最高、最强大的运载火箭，也是第一个完全可重复使用的运载火箭。

Starship计划在其完全可重复使用的配置下具有150吨到低地球轨道的有效载荷能力，如果完全释放载荷能力，则到低地球轨道的有效载荷能力最大可到250吨。它被设计成可以多次飞行以分摊航天器的成本。该航天器如果要飞往更远的地方，例如月球和火星，在到达的目的地之前可以在空中加油。Starship的应用包括将宇航员和大型卫星运送到地球轨道、建立Starlink互联网星座以及促进月球探索和“火星殖民”。
1.1. Starship火箭简介
图1  发射台上的星舰
1.1.1.  星舰总体参数
为方便对比分析，下表同时列出当前版本星舰与猎鹰9号相关参数。
表1  Starship火箭总体参数
1.1.2.  第一级：Super Heavy（超重型推进器）
Super Heavy（超重型推进器）是SpaceX下一代运载火箭的第一级助推器，长69米，直径9.14米，预计总升空质量为3,530吨。它由不锈钢贮箱和支撑结构构成，使用过冷液态甲烷和液氧推进剂，由29个猛禽火箭发动机，其中内环9个猛禽发动机可改变推力方向。版本二在2021年底提升猛禽发动机数量至33个，其中内环13个猛禽发动机可改变推力方向，33具发动机总共提供72 MN起飞推力。后续机型将亦会提升猛禽发动机推力至7500吨，推重比接近1.5。根据FAA有关星舰环境调查报告，超级重型最多可安装猛禽发动机数量为37个。截至2022年2月，马斯克表示超级重型在不改变直径前提最多可以安装33台二代猛禽发动机，而超级重型能够在30分钟内完成补充燃料。它将拥有4个无法收缩的栅格翼，但没有任何着陆腿。
图2  安装发动机后的超重助推器仰视
原型助推器目前不能进行回收，只能使用水上着陆避免爆炸，但在后续将会改为由地面捕捉塔以支架进行空中捕捉。
1.1.3.  第二级/宇宙飞船：Starship（星舰）
星舰是一种可重复使用的航天器，也可作为运载火箭第二级，具有集成的有效载荷部分。星舰集成了6台发动机，包括3台真空版“猛禽”发动机和3台海平面版“猛禽”发动机。
图3 安装发动机后的星箭仰视图
星舰至少会有以下变种：
宇宙飞船：一种大型，可供人员长时间驻留的航天器，能够在地球上的点对点目的地、近地轨道或行星际目的地之间往返运送乘客与其附带的少量货物。
宇宙油轮：油轮的全部空间都将用于携带燃料，以便为轨道上的宇宙飞船进行在轨加注。
图4  星舰在轨燃料补充
卫星运载航天器：具有大型可打开式整流罩的航天器，可在太空中开放，以便于将航天器放入轨道，或回收航天器和太空碎片，后续更改了星链版专用的卫星释放方式。星舰可以携带100-150吨航天器，在轨道加油后更可以达到200吨。
图5  星链释放
人类着陆系统：2020年4月30日，NASA选择了SpaceX参与其阿尔忒弥斯计划，SpaceX将会为NASA建造一款可重复使用的月球着陆器。计划中的着陆器将会是星舰的简化版，仅用于在月球表面和LOP-G之间往返运送宇航员和货物。此版本的星舰因为只需往返月球轨道与月面，因此不需要安装大气重返大气层所需的尾翼和隔热盾。为了不扬起月尘，使用较小着陆发动机将安装在星舰的上半部分。
深空飞行器：一种大型的深空飞行器，没有返回地球所需的整流罩、小翼、尾翼、着陆发动机、隔热罩和着陆腿，因此没有返回地球的能力。此版本的星舰将会用于长时间的深空探测。
1.1.4.    技术特征
1)  以全复用火箭实现入轨成本地数量级降低
马斯克的目标是实现人类移民火星，要实现这一目标，当时任何一种太空运输系统，成本都是不可行的。因此，移民火星首先需要解决的是大幅降低航天运输系统的成本，就是要把航天运输系统打造成像飞机一样，全复用，这样消耗的只有推进剂（也包括地面复用维护）。这种设计最终引向了该公司正在研制的超级重型火箭-星舰（Starship）。
因为没有完整的火星运输成本数据做参考，这里拿近地轨道的数据做比较。由于星舰两级均可重复使用，实际飞行时的成本仅为燃料与维护成本，在此简单以燃料成本计算，SpaceX全复用的超级重型运输系统星舰（Starship）近地轨道运输目标成本为每公斤10美元，而航天飞机的成本为每公斤5.45万美元，两者之间有数千倍的差距。即使是和已经改变行业规则的猎鹰9号报价每公斤5000美元相比，也是两到三个数量级的差距。
2)  不锈钢箭体的选择与隔热瓦防热方案
星舰和超重火箭助推器的设计从复合材料改为不锈钢合金。SpaceX曾经寻找一种先进的碳纤维结构，但进展非常缓慢。碳纤维成本为每公斤135美元，工艺复杂，并且有大约35％的报废率，所以实际成本接近每公斤200美元，而不锈钢则只有3美元。星舰目前主要使用3.6毫米304L不锈钢，取代早前星舰和超重在用的4毫米304L，箭体直接减重1/10。该不锈钢由芬兰公司全球不锈钢行业前10的Outokumpu出品。
不锈钢超重-星舰设计与碳复合材料相比，需要的热防护措施较少，从而弥补了钢具有更高质量的这一缺点。再入时箭体所承受的温度最高不超过330 ℃，发动机部分周围的温度不超过925 ℃，可采用被动辐射冷却来应对。这意味着星舰的背风侧不需要任何隔热层。
而在迎风面，最初马斯克曾设想使用双层不锈钢外壳+液膜冷却来实现防热。但最终SpaceX研发团队还是决定采用更加传统和成熟的防热瓦。SpaceX并未透露防热瓦所采用的材料，而根据SpaceX与NASA Ames研究中心的合作协议推测，SpaceX很可能在星舰上采用该中心所拥有的新型TUFROC防热材料（增韧型单片纤维增强抗氧化复合材料），该材料用于美国空军试验航天器X-37B的翼面前缘，经过飞行验证，且TUFROC-X可直接贴敷于不锈钢材料，工艺上相较碳-碳陶瓷瓦有所简化。
图6 工人在安装隔热瓦
3)  二级再入着陆方案与VTVL的技术路线
对于返回方式的选择，如果是水平返回，即使是有大气层的外星，也是没有降落跑道的，因此选择利用火箭推力垂直返回是人类登陆外星的不二之选。星舰二级在从轨道回到大气层时，为了完成从22马赫以上减速到可以着陆的速度，星舰使用箭体腹部作为迎风面进行气动减速，因此在着陆前需要完成一次姿态调整，将箭体调整为竖立状态。
星舰的着陆动作是一种新颖的、独特的火箭着陆方式。星舰先是以腹部朝下的姿态降落，在自由落体的过程中尽可能地减速。在大约500米（1640英尺）的高度，它将启动两个猛禽发动机，将其完全倾斜，并折叠后尾翼，从水平方向摆动到垂直方向，这样星舰就可以尾部向下降落。
图7  星舰折叠尾翼下落
当尾翼逐步收起，与尾部相比，头部受到的阻力大大增加。配合猛禽发动机的启动，尾部下摆，火箭变成垂直姿态。
图8  星舰摆尾准备着陆
在猎鹰9上积累的火箭回收控制经验带来了越来越高的回收成功率和落地精度，星舰直接选择了一个更加大胆的方案：让火箭一级和星舰飞船本身飞回发射塔，逐渐悬停后通过巨大的摆架在空中与火箭栅格舵末端结合锁定，从而吊起巨大的火箭。马斯克本人在社交媒体上把这个巨大的塔架结构叫做“筷子（Chopsticks）”，这让人不禁联想到东亚文化中用筷子夹起饭菜的场景。不过它并不是直接把薄弱的火箭外壳夹住，而更像是把悬停到附近的火箭托举起来。
“筷子”既是固定摆架，也是大型起重机。
图9 超重被筷子接住想象图
这种设计直接移除了巨大沉重的着陆腿，避免了发射前期和回收过程中的死重，使得火箭整体运输效率更高。由于火箭直接回收到发射塔架，避免了转运、维护和再组装等过程，复用周期也能极大缩短，整体成本进一步降低。马斯克雄心勃勃介绍到按照现有回收复用策略，星舰的超重助推器能在发射后数分钟即可回收，并在1小时后能再次发射；未来甚至可实现1天发射3艘星舰。如果拥有多个发射场，尤其是远离人口密集区的滨海和海上平台，星舰的发射频率还会进一步提高，安全性提升。拥有超强客运和货运能力的星舰，本身也将变成一种高效的地球上洲际运输方案，这也是星舰最初现身时的宣传远景之一。
1.2.   猛禽发动机简介
猛禽发动机是世界上第一款实用化的全流量分级燃烧火箭发动机，也是世界上第一款实用化的大推力液氧甲烷火箭发动机。
图10  猛禽原理图
从公开报道得到的信息来看，该系列发动机共有三个版本，分别为猛禽-1（Raptor-1）、猛禽-2（Raptor-2）和猛禽真空版（Raptor vacuum），其中猛禽-1和猛禽-2计划作为火箭主级使用，猛禽真空版计划作为上面级在真空和大气稀薄的火星表面使用。真空版与地面版只有喷管大小不同，涡轮和燃烧室设计完全一致。猛禽引擎将用热交换器加热甲烷和液氧，也就是常说的自生增压。三个型号的具体参数如下表所示：
图11  海平面版与真空版猛禽
猛禽发动机采用温度接近冰点的过冷态甲烷和液氧作为推进剂，这样的推进剂温度更低，密度更高，节省贮箱空间，同时也提高了发动机性能，使比冲增加，涡轮泵每单位功率泵送的推进剂流量也加大，并减少了涡轮叶片汽蚀的风险。但是，精确控温的推进剂对推进剂地面储存设备、加注设备提出了更高的要求，同时也非常考验火箭贮箱的热设计和热管理系统，要求十分精湛的设计技术和透彻的事先试验摸底。
猛禽1代发动机采用火炬点火器点火，而火炬点火器由双冗余的电火花点火器点燃，这使猛禽避免使用梅林系列上采用的TEA-TEB（三乙基铝/三乙基硼烷）火药点火装置，从而能够实现理论上无限次的重复启动。在喷注器方面，猛禽推力室采用同轴喷注器，而不是梅林系列的针栓式喷注器，这是为了方便喷注器采用3D打印工艺制造，节约成本并加快开发速度。除了喷注器以外，大量其他部件也采用3D打印制造，据报道，2016年试车的缩比发动机中有至少40%的部件是3D打印制造的，甚至还包括涡轮泵的一些组件。
SpaceX为了降低试验费用，开展计算机仿真，但是SpaceX对现有CFD（计算流体动力学）仿真软件不满意，于是自己开发一个CFD软件。
图12  仿真软件
猛禽发动机2009年立项，最早原本打算采用液氧液氢推进剂，但2012年11月SpaceX的CEO马斯克宣布，考虑到在火星上原位制造推进剂的可能性，猛禽将采用液氧甲烷推进剂。2013年10月，SpaceX宣布将对斯坦尼斯航天中心的试验台进行改造，使之支持液甲烷和气甲烷发动机试验，并在2014年4月完成了升级，并进行了喷注器的试验，2015年完成了全尺寸氧预燃室试验。从2015年4月到8月，共对预燃室进行了76次热试，总试验时间达400s。
2015年之前，猛禽发动机的研发全靠SpaceX公司自己的投资完成。2016年1月，美国空军对液氧甲烷火箭发动机表示出兴趣，认为这是两小时全球到达运载系统的关键技术，因此提供了3360万美元支持可重复使用猛禽发动机原型版本的研发，SpaceX随即在德克萨斯州中部的麦格雷戈试验场建造了一个新的发动机试验台。在这之后，猛禽发动机的研制开始加速。
2016年8月8日，加利福尼亚霍桑工厂制造的第一台猛禽火箭发动机运抵麦格雷戈试验场并于9月26日凌晨3点进行了点火试验。
图13  首次试车
该试车台位于德克萨斯州的McGregor，就是图中的红圈处。
图14  试车台
由于全流量分级燃烧循环系统复杂度较高，子系统相互之间高度关联，很难将每个子系统或部件（如涡轮泵、燃烧室、喷注器）单独拿出来进行试验，而一般的地面试验台无法满足全尺寸猛禽发动机的试验需求，因此这次试验中测试了一个1MN的缩比发动机，这台原型发动机成为RD-270（采用有毒推进剂）之后第三台经过试验的采用全流量分级燃烧循环的火箭发动机。据报道，发动机的涡轮泵产生了27MW功率，总计进行了9s的点火试验。
到2017年9月，猛禽-1的原型已经进行了42次整机测试，积累了1200s的点火时长，其中最长单次点火时间是100s，该时间长度并非发动机本身的极限，而是地面试验台推进剂贮箱容量仅能支持这么长时间。这些试验中猛禽发动机的室压被限制在20MPa，在后续的试验中才提升到25MPa。此外，试验中还测试了SX500合金，该合金具有很高的抗氧化性能，被用来制造氧涡轮泵叶片。大约在2018年年中，SpaceX发布参数称，海平面版猛禽喷管出口直径1.3m，海平面推力1700kN，比冲330s，这些参数与公开资料中猛禽-1的参数接近，可以推测，大约在这个时间点附近，猛禽-1初步定型。2020年8月18日，猛禽-1发动机在试验中达到了33MPa的室压，刷新了火箭发动机燃烧室压力记录。
2019年2 月 4 日，SpaceX 公司新改进的猛禽发动机（Raptor2）在其位于德州中部的测试场进行了首次地面点火试车。
猛禽-2是猛禽-1的进阶替代版本。与梅林系列相似，猛禽发动机的研发可能也是数个方案异步同时进行的，猛禽-2的开发在猛禽-1进行试验时即开始，并且明显吸收了猛禽-1的试验结果。猛禽-2在猛禽-1的基础上对涡轮机械、燃烧室、喷管和电子设备都进行了重新设计，由于结构已经定型，猛禽-2移除了大量管道、传感器，删除了一些零件并将许多活连接转为焊接连接，此后不再频繁拆换，进一步减少了发动机重量。此外，猛禽-2略微扩大了喉部面积，为此导致喷管面积比降低，海平面比冲下降了3s，但允许更多燃气流过喉部从而提高推力。
2019年9月，SpaceX表示，他们计划星舰第二级上的三个“海平面状态”发动机和第一级上所有发动机采用猛禽-2发动机，2021年12月18日，马斯克宣布猛禽-2开始生产，它的推力将超过2300kN。在2022年2月10日的星舰更新中，马斯克展示了猛禽-2的性能，以及它是如何简化设计并获得比原始猛禽-1更强大的推力的，一般认为在这时猛禽-1逐渐停产，库存的发动机在自然使用消耗后不再新生产，因此，猛禽-2估计是在2021年年中定型的，在2022年2月，其量产的生产速度已经达到每周5台，2022年3月30日，猛禽-2已经开始批量生产并交付给用于轨道测试的星舰使用。到2022年7月29日，最新一个交付的猛禽-2发动机编号已经达到SN-120，意味着这已经是第120台猛禽发动机。然而，猛禽-2的性能仍在持续改进中，2022年2月，猛禽-2的推力达到了2300kN，2022年6月，马斯克在推特上声称，猛禽-2推力达到2500kN也是可以实现的。目前，猛禽-2仍在持续改进中，SpaceX计划移除发动机上所有的法兰结构来减轻发动机重量。此外，他们还在研究取消喉部液膜冷却结构并降低头部参与液膜冷却喷注燃料的比例以进一步提高性能。

图15  猛禽数据（来源见图注）
2023年5 月 14 日消息，马斯克发推表示，SpaceX 第三代猛禽发动机（Raptor V3）已经完成了实验，可实现 35 MPa 的压力和269 吨的推力。

图16  三代猛禽唯一公开数据
总的来说，猛禽发动机有如下显著特点和优势：
1)作为全球第一款量产的全流量分级燃烧循环发动机，涡轮工作温度大大降低，从而大幅延长发动机寿命，大大增加复用次数。与此同时，推进剂还能够充分燃烧。其氧涡轮泵与推力室一体化设计也大大简化了发动机整体结构。
2)猛禽属于液氧甲烷发动机，不仅燃料便宜，而且燃烧积碳少，从而大大提高复用效率。
3)高效低价，不断迭代的猛禽发动机，设计越来越优化，构造越来越简化，推力越来越大，造价越来越便宜。每台造价从最初200万美元，现已降到25万美元以下。相比之下，SLS使用RS25发动机高达5000万美元，这还是半个世纪前的技术，航天飞机时代的遗留物。
1.3.   星箭软件
星舰软件开发负责人阿舍·邓恩（Asher Dunn）在2021年参加了美国开源社区Reddit的讨论问答活动（原文描述为“I lead Starship software”），根据领英上的介绍，邓恩于2012年毕业于康奈尔大学工程物理与计算机科学专业，学士学位，2012年6月即加入SpaceX。这次活动中邓恩回答了部分星舰软件相关的问题，是目前唯一的关于星箭软件项目的介绍。
详细问答内容请参照本文附录。
2.第二次飞行情况
北京时间2023年11月18日21点01分，SpaceX在德克萨斯州博卡奇卡的自建发射场，进行了星舰运载火箭的第二次轨道级飞行。火箭升空后，顺利通过了最大动压与级间分离，随后一二级成功完成热分离，但在短暂的飞行后一级和二级相继发生爆炸，爆炸原因均为主动安控引发自毁，发射失败。
2.1.    飞行计划
根据早先计划，火箭从墨西哥湾的博卡奇卡星舰基地起飞，超重助推器在近海岸分离并在海面溅落，二级星舰将在夏威夷群岛海域进行再入大气层并海上溅落。超重助推器在关闭猛禽发动机之后（MECO），最大飞行高度有望达到63公里左右。星舰进入椭圆形轨道：近地点高度50～65公里，远地点高度104～250公里。尽管如此该轨道并不能称为真正意义上的入轨飞行。
图17 星舰首飞和二次飞行对比
2.1.1.   起飞前准备
11月7日，SpaceX在完成了大部分准备工作后，等待来自FAA授予的第二次飞行许可。
11月9日，马斯克得到FAA人员通知，审查内容已完成，还在等待文本流程，星舰随即开始安装安全自毁装置；
11月16日，FAA颁发许可，进行T-48h射前检查，发现栅格舵伺服存在问题，拆下二级和热分离环，连夜更换了四台栅格舵伺服中的三个，并且将17日的飞行计划推迟到18日；
11月18日，
下午3点，T-6h封路启动，人员撤离发射台；
下午7点，T-2h放行投票通过（各子系统按照预定程序给出放行投票），最终加注决定下达，开始做液氧过冷；
T-1h37min，一级开始加注，同时加注甲烷与液氧；
T-1h17min，二级开始加注甲烷；
T-1h13min，二级开始加注液氧；
T-19min40s，发动机预冷启动；
T-59s，射前自检启动；
T-40s，发射最终判定下达；
T-10s，消防系统启动，猛禽进入点火程序；
T-4s，水冷钢板喷水启动；
T0s，火箭起飞；
第二次轨道级飞行S26+B9的飞行计划与S24+B7的首次轨道级飞行完全相同，这里给出首飞的飞行计划和后续安排以供参考。
2.1.2.   飞行阶段
图18  官方给出的飞行动作曲线
火箭在升空后约55s内经历最大动压（Qmax）。升空后约2分49秒，一级主发动机关机（MECO），此时火箭处于约64km高度。在大约3s后，一二级分离。
B7在与S24分离后开始翻转机动，在升空后约3min进行返回点火，重新点燃其中间层和内层的13台发动机，持续约55s。B7在下降过程中利用4个栅格舵朝预定海域调整飞行路径，在升空后约7.5min达到跨声速飞行，约10s后最内层的3台发动机进行着陆点火，持续约23s，最终B7溅落在距得克萨斯州海岸约31km的墨西哥湾，撞击水面速度约为8.5m/s。
按照计划，在B7溅落后，如果其翻倒没有导致箭体解体，那么位于两个推进剂贮箱上的排气阀将依命令打开，让海水进入将其沉没。然而，如果上述操作失败，则会按照SpaceX向美国联邦航空局（FAA）提交的其他方案进行操作。其中一个方案是利用一艘海船和拖绳将B7进行翻转，让水通过已经打开的贮箱口进入箭体，而另一个方案是使用枪支把贮箱壁打穿孔。这个计划预计不需要，因为一旦水进入推进剂贮箱，B7就会下沉。
S24在与B7分离后滑行5s，然后二级发动机启动，燃烧持续约6分23秒。发动机关机后S24再滑行一个多小时，在此期间，剩余推进剂泄出，仅保留10t液氧和4t甲烷，以确保达到再入阶段所要求的质量。如果星舰在近10min的飞行再入阶段能够保持结构完整，S24将在起飞后不到1.5h内达到跨声速飞行。与B7类似，SpaceX未尝试对S24进行回收。但与其不同的是，S24并不会进行着陆点火，并预计将在升空后大约1.5h溅落于太平洋夏威夷西北部海域。
2.1.3.   飞行后安排
如果完成受控再入，那么SpaceX将尝试定位S24上配备GPS跟踪信号的数据记录器（“黑匣子”），这是安装在S24上的两个数据记录器之一。如果找到记录器，可以派遣潜水员协助搜寻。
此外，S24和B7的实时遥测数据将传输到FAA的空间数据集成器系统，FAA使用该系统来规划实时空域限制和释放。SpaceX的跟踪装置包括星基地的天线，将用于下行遥测。SpaceX将对所获数据进行详细研究，了解火箭在飞行过程中的实际表现。
下文是11月18日S26+B9本次发射的具体飞行结果。
2.2.   飞行结果
2023年11月18日晚9点02分，SpaceX在德克萨斯州博卡奇卡的自建发射场，进行了星舰运载火箭的第二次轨道级飞行。火箭升空后，顺利通过了最大动压与级间分离，随后分离后的一二级，在短暂的飞行后相继爆炸，发射失败。

图19  星舰级间分离
图20  网络直播中提供的弹道数据
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2.2.1.   起飞阶段
猛禽发动机启动程序从T-10s开始，33台猛禽二代发动机交错启动，中间13台在T-2s完成了启动，T0s，间隔启动均布10台，完成外圈20台启动，这里中间13台使用的点火系统来自箭上，周围20台发动机点火系统与供气系统来自地面，同时错峰启动发动机可以有效改善点火瞬间震动环境对发动机启动成功率的影响，此次起飞，33台猛禽全部正常启动。
图21  发动机启动顺序
现场产生大量白色蒸汽，远景视角没有出现混凝土颗粒掉落，水冷系统工作正常，在水冷钢板的保护下，初步判断防火水泥没有出现大面积解体情况。‍
图22  远处的摄影设备完好
在T+3s火箭明显移动，围绕周围20台发动机的20台牵制释放装置正常释放火箭，视觉上，尾焰略微偏斜向发射塔，箭体水平方向远离发射台，T+10s，火箭尾部离开发射塔区域，此时火箭飞行速度已达到140km/h，本次飞行明显以更快的速度使箭体离开了发射台区域，并且水平移动较小。
图23  箭体倾斜（右侧为第一次飞行）
发动机火焰清澈明亮，呈现甲烷富燃燃烧紫红色，尾焰对称，尾焰后方存在红棕色烟雾，出现不完全燃烧产生的颗粒物，所有发动机在离开发射台后没有存在关机情况，掉落白色小颗粒物推测为凝霜，经过尾焰膨胀羽流区域发生升华反射火焰光芒，除此之外无明显箭体附属物脱落，助推器侧面气瓶整流罩完好，没有破碎迹象。本次飞行，一级助推器发动机伺服全部更换为电动伺服，取消了原先在助推器侧壁的液压动力装置，因此不存在爆炸失效风险。
图24  紫红色透明尾焰
2.2.2.   最大动压
飞行至52s时火箭达到最大动压（MaxQ），平稳过度，箭体没有明显变化，虽然官方画面过曝严重，但通过下标信息的辅助判断，助推器33台全部工作正常，直到进入级间分离程序。最大动压时，火箭飞行高度为6km，飞行速度为1005km/h，液氧与甲烷消耗量几乎完全相同，甲烷消耗量略多，两者均消耗一级总量的30％-40％。
图25  52s仪表状态
2.2.3.   级间分离
根据发动机信息表显示：
2分39秒时，火箭按照计划执行一级大部分发动机关机，关机顺序与点火顺序完全相反，最外圈20台先关对称角度的5台，再对称关五台，再全部关闭外圈发动机，中间圈10台在2分40秒关机，此时火箭飞行高度为67km，飞行速度为5664km/h。
图26  关机顺序
液氧与甲烷消耗量几乎完全相同，但此时与最大动压时刻相反，液氧消耗量略高于甲烷，推测可能存在混合比动态调整，猛禽二代的全流量分级与双泵设计使其具备有较强的混合比调节能力与燃烧鲁棒性，推进剂两者均消耗一级总量的90％以上。从官方视频左下发动机信息显示，与计划关机过程没有区别，在级间分离前会关闭除中间三台发动机外的所有发动机，中间发动机按照早前马斯克采访内容认为也节流至50％的推力，这一过程将持续到分离完成。
图27  min40s仪表状态
发动机信息表显示关机完成后，一级助推器达到了速度峰值5663km/h，随后一级助推器速度开始降低，并且初步分析加速度大于重力加速度，存在负过载，分析认为，热分离时，二级开机尾焰对一级具有较强的推力作用，至少超过3台50%节流的发动机推力，并且此时由于存在较大的加速度变化，推测一级助推器内部推进剂一定会出现漂浮晃动情况，可能会对箭体结构产生较大负荷。
但是，实际发动机发光画面显示，直到2分42秒才出现明显的发动机变暗画面，并且伴随有大量气体径向外溢，推测一方面存在二级真空发动机开机，大量燃气被热分离环处外溢，被防热罩引流向径向扩散，另一方面，一级关机后的发动机在吹除时仍然会存在低温推进剂的气化膨胀，同时遥测反馈的发动机数据与实际推力大幅度下降情况可能存在差异，此时飞行高度为分离点高度69km，飞行速度为5636km/h。
图28  2min42s发动机亮度变化
2分48秒，热分离环区域突然发光，并且吹散大部分外溢气体，分析认为中间三台发动机由于与防热罩过近（此前采访时表示最小距离只有厘米级），点燃时间较为滞后，并且此时一二级已经拉开距离使二级高温羽流充分膨胀。
图29  热分离环亮度变化
计划中热分离时间为2分41秒，同步进行二级发动机开机与锁定装置解锁；
2.2.4.   一级掉头与二次开机
2分49秒，一级助推器角度位置相对二级有大幅度变化，认为分离完成，一级三台发动机摇摆改变一级姿态，同时发动机信息表从49秒到51秒显示点燃了一级助推器中间10台的9台发动机，右上角一台发动机点火失败；
图30  一级姿态变化
2分50秒，一级助推器不再遮挡二级发动机区域，可以看到二级六台发动机全部工作正常；
2分51秒，姿态信息表显示，一二级角度呈90度，且一级中间9台发动机开始发光；
2分54秒，一级助推器最内圈三台发动机中的一台突然关机，姿态表显示一级姿态大幅度变化；
2分55秒，中间圈10台发动机又关闭1台，仅剩8台工作；
2分57秒，中间圈10台发动机仅剩7台工作；
3分00秒至3分03秒，一级发动机舱出现气/液态物质飞出；
3分11秒，中间圈10台发动机仅剩6台工作；
3分15秒，中间圈仅剩4台工作；
3分15-17秒，最内圈三台发动机相继关闭2台，同步有气/液态物质从发动机舱飞出，中间圈10台全部关闭，一级助推器没有发动机正常工作；
图31  二次启动故障过程
3分18秒，一级发动机舱发生爆炸，并伴随持续的气/液态物质飞出；
图32  发动机舱爆炸以及气/液物质飞出
3分20-21秒，发动机舱再次爆炸，并紧随着助推器剧烈爆炸，此时一级所在高度达到了90公里，速度为3818km/h，飞行高度远高于第一次飞行，也远高于第一次计划飞行高度。
根据FAA信息，确认FTS（安全自毁装置）启动。
分析认为，发动机二次启动存在较大问题，一种可能的故障原因为，一级助推器在结束级间分离后，迅速开始掉头，一级二次点火，进入返回流程，而在计划中，二次点火在级间分离开始后12秒进行，实际过程只有不到8秒，缩短了1/3的发动机准备时间，因此，33台发动机内部的管路存在三种过载叠加情况：
1）加速度方向剧烈变化，管路内部液体运动导致阀门管路遭遇水锤冲击；
2）火箭使用三台发动机摇摆来翻转掉头，管路在翻转时存在离心过载；
3）发动机二次启动，大量阀门同时开启，存在水锤冲击；
这些叠加的过载造成了部分发动机启动失败，管路破损，液氧泄露，同时引发连锁反应，造成了更多的发动机的关机，姿态大幅度变化，在3分21秒，全部发动机关机，但是在计划中持续燃烧的3台和二次启动的10台发动机要工作到3分47秒，证明全部发动机均为故障关机，在发动机舱剧烈爆炸后，触发了自毁门限，执行自毁。
图33  一级爆炸
2.2.5.   二级飞行情况
二级在一级飞行过程中，不断有大量隔热瓦掉落，集中在贮箱共底以及焊缝区域，表明在飞行期间，焊缝发生了较大的结构变形，隔热瓦无法适应该处变形，破坏掉落；
图34  焊缝区域隔热瓦
2分41秒，执行级间分离，计划中二级同步开机点火，优先启动三台外圈真空版二代猛禽，由于中间三台海平面版猛禽距离热分离环的隔热罩只有几厘米，因此需要在一二子级拉开一定距离后开机；
2分44秒，发动机信息表显示，外圈三台开机，比计划中要晚3秒；
2分45秒，内圈三台开机，此时二级飞行高度为71km，速度为5671km/h；
图35  二级发动机启动顺序
2分49秒，一级遮挡移开，视觉确认六台发动机全部启动成功；
3分29秒，一级爆炸，官方画面重新回到二级，此时穿越100公里卡门线，飞行速度为6540km/h；此时液氧与甲烷均消耗总量的15%-20%，甲烷消耗量略高于液氧；
图36  3分29秒仪表状态
6分12秒，飞行高度达到149公里并且不再上升，速度持续增加，达到13421km/h，官方没有提供箭上遥测画面，仅提供了地面光学视角，只有一个亮斑。
7分06秒，出现羽流扩散，7分50秒羽流消失，全程发动机信息表显示全部发动机工作中，但是液氧消耗速率突然增加；
图37  羽流出现前后
7分21秒，高度下降到148km保持；
图38  7分50秒液氧消耗速率增加
8分03秒，发动机信息表显示全部发动机突然关机，速度还在进一步上升；
8分08秒，出现明显大量气体逸散，分析认为此时执行了自毁，飞行高度为148km，速度为24124km/h，数据全部停止变化，遥测失联，此时液氧与甲烷剩余量均不足5%，液氧消耗量要高于甲烷；计划中的关机时间为8分33秒；
图39  8分08秒仪表数据
分析认为，在第一次出现羽流扩散时，存在液氧输送管路的泄露，大量的推进剂泄露影响了发动机的工作状态，并且由于二级使用了液压伺服，此类问题可能会继发影响液压油输送管路，姿态失控，引发自毁。
图40  最后画面隐约看出解体后气体逸散
根据直播时的数据推算，解体时二级火箭最终进入了-1740×150公里的椭圆轨道，如果没有启动安全自毁装置，火箭将撞击特克斯和凯科斯群岛的东北部，可以据此判断是由于姿态严重失稳，飞行轨迹超出自毁门限引发的主动安控。
二级原计划进入148公里的圆轨道，并且达到第一宇宙速度2.84万公里每小时，经大气减速后再入夏威夷海域，实际飞行已经到达148公里高度并且保持。
图41  二级飞行轨迹
图42  气象雷达测的残骸落点分布
2.3.    异常情况
2.3.1.    起飞时的倾斜
在起飞时明显看到火箭的偏移和倾斜，在第一次飞行时同样发生，但是，马斯克在第一次飞行后的采访中表示，姿态倾斜是由于发动机故障导致的意外情况，在计划中没有让火箭倾斜离开发射台。第二次飞行中，全部发动机工作正常，没有额外影响的前提下，火箭依然发生了倾斜，原因还有待观察。
图43  箭体倾斜（右侧为第一次飞行）
2.3.2.    隔热瓦脱落与结构问题
二级在一级飞行过程中，不断有大量隔热瓦掉落，集中在贮箱共底与焊缝区域，表明在飞行期间，焊缝处发生了较大的结构变形，隔热瓦无法适应该处变形，破坏掉落；
除此之外，不存在明显的结构变形，在通过最大动压阶段火箭飞行平稳，顺利通过。
图44  隔热瓦脱落
2.3.3.    发动机工作情况与发动机共用系统
火箭起飞时，尾焰后方存在红褐色烟雾，认为在起飞时，火箭主动调整了混合比，增加甲烷的消耗进行不充分燃烧，火焰焰色反应为紫红色也证明了正在进行不充分燃烧。
一级二次启动时间与箭体翻转时间过于接近，对管路产生了恶劣影响，二次启动难度提高，存在部分发动机启动失败，和管路泄露，在密集的发动机布局情况下，极易引发连锁反应，此后剩余12台发动机陆续故障关闭。一级单一发动机问题引发了其他发动机问题，可能是发动机共用系统出现异常。
图45  起飞时的不充分燃烧
2.3.4.    液氧的快速消耗
二级飞行段存在大量液氧泄露，飞行直播数据显示，液氧发生了快速消耗，在自毁前液氧所剩无几，在二级通过卡门线时，剩余推进剂还是液氧较多一些，在自毁启动时，剩余甲烷更多些，这个差异主要是在7分50秒前后10秒内发生的突变。
图46  推进剂变化对比
2.3.5.    地面设备损伤
发射后地面照片显示，发射台状态良好，甲烷储罐存在部分凹陷，发射台钢板表面情况不明，但至少没有出现破坏。
二级加注连接器本应起飞前快速分离并后撤，但是发射后画面显示，可能存在动作滞后现象，加注连接器固定支架被拽歪。
图47  甲烷储罐凹陷
图48  被拽歪的二级加注连接器
图49  两次发射发射台情况对比
2.3.6.    安全自毁装置
根据FAA报道，两次爆炸均来自安控装置激活，两次自毁瞬间引爆了贮箱，但是有地面观测者拍到二级在自毁后，顶部载荷舱结构完整，并没有被破坏。
图50  自毁后的二级载荷舱
2.3.7.    遥测数据与飞行视频存在差异
遥测数据会直接将飞行状况反馈到直播画面中的发动机信息表中，但是视频画面与遥测数据存在着一定的时间先后，可能由于判断的数据依据不同，比如我们通常会通过发动机喷管明亮程度直接判断发动机的工作状况，但是实际上遥测数据会给出室压和涡轮泵转速等判断依据，因此可能存在差异。
图51  来自遥测数据的发动机信息表显示
2分40秒就已经全部关机
然而直播画面直到2分42秒才出现明显的变暗现象
  3. 相对于第一次飞行的改进
3.1.   第0级（本节部分图片内容来自于YouTube博主Zach Golden，仅供学习交流）
星舰首次发射对发射台及场坪地面造成严重损坏。相较于首发，星舰在第二次发射前对发射台、场坪地基和脐带塔等地面设备进行了改进。从第二次发射后现场结果来看，地面设备的改进措施有效。
图52  星舰两次发射后场坪对比图
3.1.1.   发射台及地基的改进
首次发射后，马斯克在推特上承认基于静态点火的数据误判了地面设备的防火能力，静态点火时，只有31台发动机成功点燃，且只有50％的推力，原计划中就包括了在发射台下方预置巨大的水冷钢板，出于时间因素，首飞时并没有采用该计划，马斯克误认为现有防火混凝土加上液氮吸能系统，轨道级发射台可以扛过一次发射使用。
最初的地基是由与每条腿相连的6根地桩，以及将它们连接在一起的张力带和中心防爆平面组成。防爆平面在发射台下方的中心位置，原防爆平面依靠24根CFA桩支撑，且未与张力带或6根地桩相连接，但首飞结束后地基损毁严重。
基于首飞结果分析，SpaceX公司对发射台进行了升级改造，包括加固发射台、更换发射台张力带、增加发射台保护系统（水冷夹层钢板）和地基结构修复加强等。新地基增加水冷夹层钢板，并使用了6根原发射台支腿桩柱、23根RBP桩和11根CFA桩组成的巨型地基，其详细设计改造过程如下。
1) 地基结构修复加强
为防止水泥地面再次被撕裂，星舰二次飞行前对地基结构进行修复加强，加强部分包括混凝土桩、基础垫层、桩承台等。新地基为2层水泥，底层约1.8m厚，顶层约2.2m厚，混凝土使用总量约为1858m3。
混凝土桩的作用是将地面载荷传递至更深的土壤或岩石层中，其结构如下图左侧图片；基础垫层为一层混凝土，可为后续施工提供了干净平整的平面，并防止地下水向上涌出，其结构如下图中间图片所示；桩承台在基础垫层之上，为一层钢筋混凝土板，将混凝土桩连接起来予以支撑，其结构如下图右侧图片所示。
图53  混凝土桩、基础垫层和桩承台设计示意图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golden）
修复过程中，在发射台下方布置了2种尺寸和类型的混凝土桩，它们分别被布置在3个独立区域中，每个区域的桩都有不同的作用。首先是内置钢筋笼的螺旋板桩，简称RBP，在张拉力带内侧均匀分布有9根（如下图六边形内部），单根直径尺寸为1.2m，深度为35m，此处的螺旋板桩为防爆场坪提供直接支撑。在张力带外侧还有15根RBP桩，非对称分布，据分析其非均匀分布的原因是受发射台西侧加注供气高压管路较多造成的。
图54  发射台下方混凝土桩布置示意图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golden）
其次是“锚点螺旋桩”，简称CFA桩，共有11根，直径为0.5m，其深度暂未获得，它是作为发射台外混凝土结构的锚点，以防止出现首飞大块混凝土板被撕裂的情况，初步分析可能还有一些未发现的CFA桩，这些水泥桩的分布地点未发现明显规律。
图55   “锚点螺旋桩”布置示意图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golden）
2) 张力带更换
首飞后，造成防爆地面被撕裂，地面撕裂导致一根张力带损毁。工程师拆除原有张力带后重新施工，将张力带钢筋与桩承台钢筋绑扎在一起后，进行基础垫层水泥浇筑，基础垫层水泥覆盖发射塔下方全部区域。
图56  张力带钢筋网布置图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golden）
在发射台南侧下方有两层钢筋框架，框架上留出了一个缺口，可以让水冷夹层钢板的供水管线立体交叉，如下图所示。
图57  水冷管路在钢筋笼的预留位置图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golden）
在发射台北侧，为一层钢筋网，本侧无供水管路。
图58  发射台北侧钢筋笼布置图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golde）
3) 水冷夹层钢板
相较于首飞，星舰二次发射前增加了发射台保护系统（水冷夹层钢板），工作原理是在火箭喷流和地基钢板之间保持一层水，以防止钢板融化或解体，并对该方案进行了单发动机测试，测试结果良好。
图59  单发动机水冷保护测试图
水冷夹层钢板管路安装在地表下方，在安装钢筋笼时将U型嵌入件内嵌在钢筋笼顶部，位置如下图所示，水冷钢板的边缘放置在嵌入件上方。新地基的底层约1.8m厚，顶层约2.2m厚，使用混凝土约1858m3。
图60  水冷夹层钢板安装示意图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golden）
RGV在每周航中拍摄到了3块矩形水冷钢板组件，以及3个梯形板（共有6个），如下图所示。
图61  RGV航拍水冷钢板组件图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golde）
水冷夹层钢板蓄水罐位于发射台另一侧，分析其储水罐供水管路，可能使用了两个独立的水源为水冷夹层钢板供水，供水系统的动力源采用高压气体排放装置，气体通过顶部端口注入。
图62  水源布置图
（图片内容来自于YouTube博主Zach Golden，仅供学习交流）
4) 发射台支撑腿增加爬梯
在发射台支撑腿上增加爬梯，方便工人上下。
图63  发射台支撑腿增加爬梯图
3.1.2.    脐带塔改进
相较于发射台，脐带塔改动较小，受一二级热分离的影响，二级燃料加注臂抬高。
图64  二级燃料加注臂抬高
3.2.   级间分离
相比于第一次飞行，级间分离的方式从首飞时的冷分离改为了热分离方式，首飞中星舰采用的分离方式如下：
1)  在准备分离前，通过一级发动机转向，使火箭开始旋转；
2)  待火箭有足够的角速度之后，一级关机，同时一、二级卡钳打开；
3)  卡钳打开后，二级被离心力“甩出”，完成分离。
首飞之后，马斯克在6月24日的星舰专访中提到：“对比第一次发射和下次发射，星舰做了很多改变，多达上千项，因此，我认为第二次发射入轨的成功率应该比第一次更高，也许超过60%的成功可能，关键是我们在级间分离方面是否有效，我们做了一个最新的突破性改变，我们调整了级间分离的分离形式，采用所谓的热分离方式，在二级星舰开机时，一级助推器发动机仍在工作，我们会关闭助推器上的大部分发动机，只留下少数发动机工作，星舰二级与超重助推器热分离时，一级超重助推器中央3台摆动猛禽发动机将不会关机，且这3台在热分离时将节流至50%的推力水平。与此同时，启动二级星舰的发动机，这会导致对助推器的冲击，所以必须保护助推级的顶部，以免被上级发动机尾焰烧毁，这是苏联/俄罗斯火箭常用的设计，在性能方面，热分离会显著提升运载能力，保守认为，大约有10％的运载力提高，这是在飞行过程中不停止发动机推力带来的显著效果，为了做到这一点，就需要有排气口，来对二级开机产生的大量高温燃气进行导流，所以我们要在一级助推器上再增高一段，这一段基本上都是排气口，借助这个延伸段，让二级星舰发动机的排气排出，而且需要在助推器的顶部，添加一堆热防护罩。”
下图为星舰级间段热分离排焰环测试件，明显可见一圈用于排出发动机火焰的排焰孔上部为加载设备，还未安装，用于模拟正常发射时顶部重达1300吨的星舰二级所带来的重量。
图65  级间热分离排焰环测试件
采用热分离方式的好处主要有以下几点：
1)  不用担心二级重量问题，即使二级重量继续加大，通过调节发动机推力依旧可以暴力分离；
2)  热分离方式由于一子级不关机，在分离时刻持续保持箭体速度，不损失动能，理论上能够带来一定的有效载荷提升；
3)  最大的好处是，星舰的最终目标是用来载人的，此前星舰一直被指责的一大问题是没有发射逃逸装置，而热分离方式解决了这个问题。原有的冷分离方案，若分离阶段出现问题，则载人二级是无法逃逸的。目前的热分离方案，可以让二级在任何时刻都可以暴力挣脱，使得宇航员逃生。
不过同样存在坏处：
1)  下级火箭顶部需要耐热处理。另外如果分离时下面级的推力产生的加速高过上面级推力产生的加速，两级将一直贴在一起，无法分离，导致偏离轨道，任务失败；
2) 相比于原有的冷分离方案，需增加导焰栅格，一级顶部保护等，会加大箭体的高度和重量。
3.3.   发动机
发动机主要改动为将一子级液压伺服改为电动伺服，有利于避免出现第一次飞行时液压系统出现异常就引起大部分发动机摇摆伺服能力丧失的单点失效问题，如果任意发动机电伺服出现工作异常，最糟糕限情况仅仅损失一台发动机的推力。
此外还进一步增加发动机顶部的不锈钢隔热罩，用于防止单台发动机爆炸波及到周围发动机。
围绕发动机系统的改动，均用来避免出现单一发动机失效后会影响其他发动机的正常工作，避免本来适用于增强火箭飞行鲁棒性的多发动机系统，反而变成增加了几十个单点失效的可能。
3.4.   安全自毁系统
在第一次飞行时，箭上计算机下达自毁指令后，箭体没有被完全破坏，甚至推进剂都没有被引燃，直到结构大幅度破坏后来自发动机的尾焰引发了贮箱的爆炸，将火箭完全解体。
飞行安全监督部门FAA对此极为不满，推进了SpaceX公司对自毁装置进一步升级，主要的更改为增加了自毁装置的数量，改善了安装位置，新的安装位置位于贮箱共底区域，力求一次击穿并引爆两个推进剂贮箱，还增加了自毁装置的爆炸当量。
在第二次飞行前，SpaceX公司为了更好的证明其新方案的可靠性，专门将一个试验贮箱用自毁装置摧毁，效果十分理想。
在第二次飞行中，安全自毁装置几乎在启动瞬间，就引爆了一二级推进剂贮箱，但是，根据地面观测者的多媒体记录，显示二级头锥载荷舱并没有被完全摧毁，保留有较为完整的舱体结构。该系统可能后续还需要进一步考虑如何摧毁缺少推进剂装填的区域。
图66  自毁后的二级载荷舱
  4. 未来计划
4.1.   飞行试验计划
本次飞行后，星舰将在今年继续进行4次轨道级飞行尝试，用光FAA授予的5次的发射许可。
根据马斯克推文，下一代星舰将继续增加长度，并且增加发动机数量至三台海平面版猛禽与六台真空版猛禽，每日的极限发射次数也由上次发布会公布的3次增加到每天5次，尽快拥有航班发射能力，未来将通过10次发射与在轨加注完成阿尔忒弥斯计划（美国重返月球计划）的载人落月任务，也将完成通过5次发射与在轨加注完成火星的货运任务。
图67  增加发动机后效果图
4.2.   第二座轨道级发射塔
在FAA授予SpaceX公司第二次轨道级飞行的同时，批准了在博卡奇卡星舰基地建设第二个轨道级发射塔的许可，在发射前就陆续看到了发射塔有关结构产品进入星舰基地。
卡纳维拉尔角的星舰发射塔已经中止建造了很久，在第一次轨道飞行后，就陆续有卡角设备被拆除运往博卡奇卡星舰基地，此次运抵博卡奇卡设备可能也是来自于卡角发射场备料。
图68  星舰发射塔零件
图69  星舰发射塔零件
  5. 总结和启示
本文首先对星舰火箭进行了简介和近况介绍，详细介绍了starship火箭轨道级第二次飞行情况，给出基于视频分析了火箭各个环节的损伤情况。
基于各方面的数据，我们高度怀疑，一级故障原因来自于发动机二次启动时的恶劣载荷环境造成的管路阀门出现泄露问题。二级故障原因可能与液氧管路的泄露有关，诱发原因不明。
可以肯定的是，星舰基于第一次轨道级飞行中得到的经验教训均得到了有效落实，综合来看改进措施大部分发挥了作用，阻止了快速非计划解体（RUD）的提前到来，最值得关注的是发射台系统的升级改造和热分离系统的验证，这两点的成功有效保证了后续高效率飞行试验的进行，能够最大化发挥星舰基地的快速生产能力，避免火箭积压无法试验的困境。可以据此推测，后续发射速度会大幅度提高。
星舰的第二次飞行中，可以看到更多的总体设计思想趋向于逻辑闭环。比如，如果没有推进剂贮箱内的二次启动小贮箱，在一级助推器热分离时产生的过载下，箱内推进剂将无法及时沉底完成发动机的二次启动，反过来说也是因为小贮箱的存在使得热分离成为一种恰当的选择。再比如，一级外圈20台发动机使用了地面供气和点火系统，因此全程只具备一次启动能力，但是却大幅度提高了启动成功率，并且发射台牵制释放装置与一级发动机供气装置共享对接结构，与每台发动机一一对应，发动机不启动成功，牵制释放不会解锁，地面供气系统因此也不能解锁。
第二次飞行的部分成功，并不能意味着前苏联N1火箭这种超多发动机并联的设计思路得到了完美解决方案，在一级发动机二次启动时管路遭受的大负载恶劣环境，也可能是多发动机同时启动产生的震动耦合造成的。
这也是所有从业者需要格外注意的关键点，一旦火箭在姿态大幅度变化时，同时存在发动机启动或阀门开启的动作，可能会造成叠加的恶劣力学环境超出设计余量。
总的来说，人类征服太空的征途从来不是坦途，但是每一次挫折后，研发团队总结经验教训，不断迭代进化，再次向着目标冲锋正是人类最伟大的英雄主义精神！我们期待着星舰的下一次飞行！
附录：星舰软件开发情报汇总
截至目前，SpaceX官方软件开发团队在Reddit论坛共举办过3次AMA（Ask Me Anything）问答活动，在2021年的AMA活动中，星舰软件开发负责人阿舍·邓恩（Asher Dunn）参加了该活动（原文描述为“I lead Starship software”），根据领英上的介绍，邓恩于2012年毕业于康奈尔大学工程物理与计算机科学专业，学士学位，2012年6月即加入SpaceX。下文主要对本次活动中星舰软件相关的部分做详细介绍。
1）问：您能否详细介绍一下“星舰快速迭代的用户交互界面”吗？
答：和载人龙飞船相同，我们使用的是基于 Web 组件的前端架构，但所有内容都可以由用户配置。这允许工程师和操作员直接自定义他们所需的视图界面，并允许我们作为软件团队专注于改进 UI 核心界面和平台。使用基于 Web 的系统意味着我们可以快速构建原型、测试和发布新的 UI 功能。在开发过程中，我们可以将本地托管的 UI 实例指向正在运行的模拟甚至真实的飞行器数据，并利用热重载等功能实时更新 UI。开发工作的挑战在于保证开发灵活性的同时还要兼顾打磨龙飞船的操作质量。这往往是一个全栈的挑战，很多时候，当系统本身难以理解或使用时，界面是复杂和丑陋的。随着星舰的成熟，我们正在与工程师密切合作，找出这些痛点在哪里，以及如何解决它们。最终，我们希望星舰在日常飞行操作中易于控制和理解。
评论：试验阶段的星舰大概率还没有搭载人机交互系统，但为了更快更好的实现载人任务，该部分工作早已经开始并行设计了。
2）问：哪种方法更适合火箭的飞控软件？多线程是异步还是同步？在选择工具和标准时，你是倾向于坚持保守的选择（C++11之前的标准）还是愿意尝试新事物（C++17/20 标准或者Rust）？如何处理故障？如何限制它们的影响？
答：最重要的是保证稳定的性能。如果软件跑起来像某些游戏一样卡，那他就不能用来控制火箭！我们混合使用同步和异步技术，具体取决于手头的问题。我们不怕尝试新的系统、策略、标准或语言，尤其是在开发新程序的早期。也就是说，任务成功是最重要的，我们确实需要关注未来的代码可维护性，因此与一些初创公司相比，我们和技术前沿保持了一些距离。
评论：稳定压倒一切。
3）问：我是一名高中机器人社团的成员，我们在开发方面面临许多挑战。SpaceX如何过滤来自各种传感器的数据？SpaceX如何快速完成软硬件结合？我对他们之间的配合感到好奇，因为他们是如此相互依赖的。
答：这很大程度上取决于传感器类型以及试图从传感器中获取的信息。我们在火箭上安装了大量的模拟和数字滤波器，以确保我们在控制中使用的数据是真实的。需要很多的沟通。SpaceX的软件和硬件工程师共同完成设计工作。例如要设计一款新的需要固件的硬件控制器时，软件和硬件工程师将在硬件设计阶段一起工作，以确保系统正常工作。当第一批原型生产出来后，软件工程师就会拿到其中的第一批硬件产品，以便他们可以开展软件的工作。
评论：软件通常被认为是硬件的下游，但是如果想要设计出真正优秀的产品，软件的工作是贯穿始终的。
4）问：您是否在嵌入式系统中实现控制算法？
答：我们总是在正确的地方运行控制算法。有些场景下控制算法最好部署在靠近被控制物体的嵌入式系统中。另外一些场景中，处理流程需要更加集中。当你想到像星舰这样复杂的载具时，不能依靠单一的控制算法，因为你必须要控制发动机、襟翼、无线电系统等。
5）问：你对Rust语言有什么想法吗？
答：我们对 Rust 感到非常兴奋！它的安全性、性能和现代工具支持度等特性都非常突出。我们也很高兴我们可以在嵌入式系统、模拟器、工具链和web应用程序中使用同一种语言。我们已经使用Rust开发了一些新项目的原型，但确实才刚刚开始。
6）问：星舰使用什么逻辑算法来确定发动机对翻转和燃烧机动的有效性？
答：从SN8到SN15的视频可以看出，我们一直在迭代！从根本上说，星舰实时计算和控制发动机在最适合的位置执行翻转和着陆燃烧。在每次飞行中我们都更新了软件，使其更智能地检测潜在的发动机问题，并调整了哪些问题可以在软件中补偿（仍然可以使用该引擎）而哪些不能（启动自毁！）。
7）问：在星舰的试飞中，软件的更改最迟在什么时间？我们已经看到很多事情发生了变化，有时在最后一刻，软件也是其中的更改之一吗？您是否不得不在第一次上传和最终飞行软件之间更改翻转/着陆策略？还是更微妙，这些都按计划进行？
答：由于星舰目前还处于开发/测试阶段，因此我们会在后期进行软件更改，这比其他型号都要晚得多。有许多不同类型的软件更改，大到实现新功能或软件重构，小到更改单个数字。更改的关键问题是，我们如何确定此更改是正确的？我们在飞行前需要进行哪些测试？如果我们确信在最后一刻进行更改会增加测试成功的可能性，我们就不会回避（当然，我们更愿意尽可能提前准备好一切）。
评论：试验型号有其特殊性，一切以科学的方法施行。
8）问：星舰的用户界面是什么样的？它会基于载人龙飞船吗？还是会是新的设计？如果是这样的话，它会更大吗？哪些功能需要最大的改变？
答：该技术将与龙飞船相似，但星舰人机交互界面的设计、使用和目标与龙飞船有明显不同。龙飞船是在小型载具中使用三个触摸屏，具有单一的目的地，支持少数乘员及其货物。星舰将到世界各地执行任务，包括月球、火星和更远的地方。星舰人机交互界面必须在载具上增加各种尺寸的设备和触摸屏（公共区域、生活区、装载区和驾驶台），并且必须支持具有完全不同工作和技能的用户。长话短说，这是一个比龙飞船复杂得多的问题！
 评论：以往飞船的交互逻辑与战斗机类似，而星舰的交互逻辑可能更像大型舰船。
9）问：星舰的测试过程中有哪些主要变化导致了潜在的改进？虽然我确定有一些物理设计更改（或没有？），但主要是箭载计算机中的软件更新以改进计算吗？
答：对于像星舰这样的开发计划，我们不断从流程的各个方面学习。我们不断更新载具的硬件和软件，以融入我们的最新想法，为即将到来的测试或任务提供最佳结果。
10）问：考虑到星舰硬件部分更改的敏捷性和快速迭代性，这给软件方面带来了什么样的挑战和机遇？
答：作为一个软件团队，我们面临的挑战是在硬件不断变化的同时不断改进。由于我们始终与硬件团队密切合作，以改进载具的整体性能，因此我们有机会推动硬件的更改，使得软件更简单或更强大。当硬件和软件协同工作时，我们可以尝试新的想法，如果这个想法不成功，我们知道可以再试一次。
11）问：猎鹰9号第一级和星舰第一级之间的软件有多少可以重复使用，有多少必须重写？您希望学习哪些新东西。
答：星舰重用了猎鹰9号的许多想法和一部分代码。我们总是想把精力花在解决新问题上，让我们更接近火星。每当出现新问题时，我们都会回代码库，并问自己，我们已经拥有哪些工具可以让我们尽快解决这个问题。
评论：可靠成熟的通用的功能库可以使开发更加高效快捷。
12）问：您能向我们展示一下用户界面的内容吗？信息设计如何帮助对可能出现的问题进行分类？
答：对于控制界面，我们的目标是“安静-黑暗”的理念,如果载具状态良好，则界面是精简的，但仍显示整体系统状态。通过这种方式，我们可以直观地确定异常信息的优先级，同时允许操作者和工作人员维护系统上下文。信息设计对于更面向工程的界面来说是一个挑战。我们严重依赖后端软件和自动分析来优先考虑要显示的最重要的数据。
/ END /
北京星际荣耀空间科技股份有限公司（简称“星际荣耀”）致力于研发优秀的商业运载火箭并提供系统性的发射解决方案，为全球商业航天客户提供更高效、更优质、更具性价比的发射服务，以大幅提升人类自由进出空间的能力。星际荣耀拥有一支极具专业经验和创造力的队伍，人员囊括了技术研发、业务管理、顾问咨询等多个领域的精英，拥有强大的综合实力，志在商业航天领域大有所为。公司专注于高品质、低成本、快响应的智能运载火箭产品研发，为全球卫星及星座客户提供一体化的商业发射服务。
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