北京时间2024年10月13日晚，SpaceX进行了激动人心的星舰(Starship)第五次飞行试验（IFT-5），成功对超重助推器进行了回收，结果振奋人心。
除了围观的广大航天爱好者，航天领域更是对此次飞行试验高度关注，包括中国国家级和民营航天。
作为中国民营航天的代表之一，星际荣耀就组织相关专业人员，对星舰第五次飞行试验的准备工作、实际情况，以及出现的特殊情况，进行了详尽的归纳整理、分析与总结。
现转述如下——
【飞行回顾】
星舰于北京时间2023年4月20日首飞，由于起飞过程中超重助推器有部分发动机无法正常工作，火箭自毁。
在同年11月进行的第二次飞行试验中，尽管星舰成功实现了热分离，最终还是以自毁结束。
随后在2024年3月的第三次飞行试验中，星舰飞船首次达到预定轨道，并对载荷舱舱门以及推进剂转移项目进行了测试，飞行试验取得部分成功。
星舰第四次飞行测试于北京时间2024年6月6日晚进行，超重助推器和星舰飞船都成功完成了软溅落，但再入过程中星舰飞船S29的其中一个前襟翼严重损坏。
下表为星舰历次飞行试验小结：
表1 星舰历次飞行试验小
事后，6月12日，美国联邦航空局（FAA）得出结论，他们不需要对第四次飞行测试进行事故调查：“美国联邦航空局评估了SpaceX星舰第四次飞行任务的运行情况。星舰飞船和超重助推器的所有飞行事件似乎都发生在计划和授权的活动范围内。”
本次试验达成了多项成就：
尽管一台猛禽发动机未能成功点火，超重助推器仍成功完成海上溅落；
星舰飞船首次成功通过了大气层再入，尽管再入过程中一个前翼因高温受损，飞船仍可控制，并顺利完成了“翻转和点火”机动。
这一成就展示了SpaceX在热防护系统和姿态控制方面的进步。
2024年9月22日，马斯克分享了一张从海中打捞出的超重助推器B11的含有部分发动机的照片，用来评估发动机的状态。
图1 打捞出的B11残骸
2024年10月10日，Jeff Foust（著名网站SpaceNews编辑）在个人社交媒体上提到：
“今天，SpaceX公司的比尔·格斯顿迈尔（Bill Gerstenmaier）在一场委员会会议上发表了一些评论。他表示，之前的超重型火箭以半厘米的精度”落入海洋，这为即将到来的接力尝试带来了信心。”
图2 评论（左）以及精度可视化（右图标点处）
【第五次飞行情况】
本章节主要介绍2024年10月13日第五次飞行试验的基本情况，包括飞行产品状态、理论飞行流程以及飞行试验的目的与亮点。
3.1 飞行产品状态
本次飞行使用的一二级组合为超重助推器B12以及星舰飞船S30。
针对第四次飞行试验出现的问题，SpaceX星舰团队对本次飞行试验中的飞行产品进行了一系列优化改进。
3.1.1 超重助推器改进
3.1.1.1 通信与天线
SpaceX对超重助推器上用于保护气瓶的长排罩上的Starlink终端进行了重新设计，采用了方形的新方案，原方案为圆形。
改进的目的猜测为与超重助推器上的其他终端接口进行统一。
图3 超重助推上重新设计的星链天线接口（图右为新设计状态）
3.1.1.2 防热底板
超重助推器B11发动机防热底板边缘的黑色材料疑似为喷漆。
由图5可知，在静态点火之后（B11图片时间为2024年4月7日），漆面局部剥蚀，露出防热底板
。在超重助推器B12黑色喷漆被替换为单层不锈钢钢板围挡，防热大底处可见防热底板及不锈钢板连接痕迹，推测不锈钢围挡对超重型的复用流程起到优化作用，避免重复喷漆。
图4 B11（左）与B12（右）的结构外观变化（整体视角红色标记处）
图5 B11（左）与B12（右）的结构外观变化（局部细节）
3.1.1.3 结构设计
在超重助推器B12的两个稳定点上，每个稳定点的两侧都增加了6个新的加强筋，每一侧增加了3个。
这些新增的加强筋可能是为了提高结构稳定性和强度，特别是在稳定臂锁定到助推器位置。
在捕获超重助推器时，需要对机械臂的夹角进行调整，由张开转为收拢状态。
在此期间，助推器与机械臂的间距不统一，可能会出现碰撞。
这项改动可能是因为在第四次飞行试验后，助推器B14.1在机械臂测试后，稳定点附近出现裂缝。
为确保后续助推器能够顺利执行回收任务，SpaceX对该处结构进行补强。
图6 B14.1在机械臂测试后的纵向与环向裂缝（上）与B12的新加强筋（下）
3.1.1.4 飞行终止系统
超重助推器（编号B12）的液氧贮箱上新增了一个飞行终止系统（FTS-Flight Termination System），位于液甲烷输送管的横向支撑附近，一并增加的还有一个护罩。
图7 B12上新的FTS护罩
3.1.2 星舰飞船改进
3.1.2.1 贮箱压力控制
S30的两个贮箱上方部段均增加了一个新的排气口，阀门也可能因此采用了新设计或布局。
图8 新的甲烷（左）与液氧（右）排气口
此处可能是为了提高安全性或功能性而进行的改进。
例如，可能是为了更好地控制放气过程，防止过度排放或意外泄漏，或者是作为排气系统的一部分，以防止贮箱因温度变化或在操作过程中出现压力过高的现象。
3.1.2.2 通信与天线
星舰飞船S30鼻锥上的小金天线已被拆除并更换为隔热瓦。这些天线曾是S30鼻锥上一个非常突出的特征。
天线右侧的焊缝现在也不存在，这可能表明这些焊缝与天线有关，可能是天线的终端或者是接收器支架，天线取消后，这些支架也一并取消。
图9 头锥背风面处天线变化（左S28，右S30）
图10 迎风面处天线
这些天线现在被集成在载荷舱部分，并且仍然被隔热瓦覆盖。这样的设计改动可能是为了加强对天线的防护，避免飞行过程中在最大动压段被气动力热条件所破坏。
此外，由于天线位于隔热层下方，飞船组装完成后可以保持完整的流线型气动外形，这种设计可以减少空气阻力，同时避免了外部凸起物引起的恶劣热环境。
图11 天线的新位置（位于背风面方框处）
这种新设计与超重助推器级间段处相同，因此这可能是两个部段之间的统一设计，以简化结构。根据某社交网站上的用户提供的信息，可以佐证以上猜想。
图12 网友的相关回复
3.1.2.3 热防护系统
针对第四次飞行测试中暴露的重返大气层问题后，SpaceX对S30的热防护系统进行了多项关键改进，包括更换了更坚固的新型隔热瓦、增加了烧蚀保护层以及在隔热瓦下方加入了一层薄毡。
这些措施部分借鉴了Block 2版本星舰的设计。
图13 “热盾”隔热瓦下方的毛毡
Elon Musk提到，S29的后部使用的双层烧蚀材料在第四次测试中成功抵御了高温侵蚀，这也促使SpaceX在S30的中央部分和翼片等关键部位增加了类似的升级，以增强其重返大气层时的耐热能力，据推测新的隔热瓦的强度是之前的2倍左右。
此外，SpaceX还更换了隔热瓦使用的粘合剂，并在缝隙较大的地方添加了更多填充材料，以解决耐热瓦在生产过程中产生的容差问题，避免飞行试验中的脱落。
图14 “热盾”的旧粘合剂（左）与新型粘合剂（右）
2024年10月9日，有爱好者发现，在S30的左侧有一些隔热瓦与其他不同，推测为测试用的隔热瓦。
在第四次飞行试验中也存在类似结构，不同的是，S29在某些地方刻意缺失一些隔热瓦，可能是用于测试局部的温度数据。
图15 S30左舷测试用隔热瓦（红圈处）
3.1.2.4 箭载摄像头
星舰飞船有效载荷舱上的三角形摄像头块（安装了两个摄像头）已被移除。在以前的星舰飞船上，一个摄像头能够看到前襟翼和后襟翼的铰链，但现在不再需要，或者已被重新定位到更隐蔽的位置。
图16 更换襟翼摄像机
3.1.3 飞行产品优化总结
从以上的变化可以看出，SpaceX重点对星舰飞船S30的“热盾”隔热瓦进行了升级，包括增加填充物、更换设计等。
此外，针对襟翼在第四次飞行试验的表现，在本次飞行试验中，星舰团队更改摄像头设置，着重观察翼面以及襟翼与舰体连接处的位置。
对于超重型火箭B12而言，考虑到本次飞行试验兼具“捕获”与“溅落”两种回收方式，SpaceX为其增加额外贮箱。
整体而言，超重助推与星舰飞船有多处结构进行了统一设计，如超重助推上的星链终端、星舰飞船天线与超重助推天线统一等，这么做可以降低出现错误的风险。
3.2 飞行产品研制和试验历程
3.2.1 超重助推器B12试验历程
B12超重助推器于2022年12月开始建造，并在2023年8月完成组装。该助推器是星舰基地打造的第5枚升级款超重型火箭。
B12超重助推器主要试验项目见下表：
表2 B11地面试验历程
图17 超重助推器B12静态点火
3.2.2 星舰飞船S30试验历程
S30星舰飞船于2022年9月投产，2023年7月开始组装，2023年8月完成。
S30星舰飞船主要试验项目见下表：
表3 S30主要地面试验历程
图18 星舰飞船S30第二次静态点火
3.2.3 完整飞行组合
在星舰飞船S30完成第二次静态点火试验后，SpaceX宣布用于第五次飞行试验的两个部段已做好飞行准备。
2024年9月21日，B12/S30组合体完成第一次组装，并于两天后完成第一次贮箱测试。
贮箱测试后，星舰飞船S30被拆下，同时拆除的还有超重助推器B12上的热分离适配器。
2024年10月5日，B12/S30组合体完成了第二次组装，为第五次飞行试验做准备。
图19 组装过程中的B12与S30
下表为B12/S30组合体的相关试验情况。
表4 B12/S30组合体主要地面试验历程
3.3 飞行实施方案
3.3.1 飞行试验的延迟
2024年6月12日，美国联邦航空管理局（FAA）宣布在SpaceX第五次星舰飞行测试（IFT-5）之前不需要对IFT-4事故进行调查。
8月30日，SpaceX获得了美国联邦通信委员会（FCC）的通讯许可证，标志着飞行准备进入最后阶段。
然而，9月10日，SpaceX宣布FAA将发射日期推迟至11月，理由是超重型助推器的回收测试需要更多时间来审查许可。
SpaceX对FAA的许可程序表示不满，称其过多关注不相关问题，导致进展缓慢，且受到一些线上反对者和利益团体提供的“不准确的科学数据”的影响。
此外，德州环境质量委员会（TCEQ）和美国国家环境保护局（EPA）因SpaceX的水冷钢板系统对环境的潜在影响对其进行了调查和罚款，进一步增加了监管障碍。
SpaceX对此做出回应，强调他们的水冷系统使用的是饮用水，不会对环境造成重大影响，并得到了相关机构的支持。
与此同时，SpaceX指出，FAA的审查程序和环境咨询拖慢了第五次飞行的许可审批，即使这些审查对其他发射公司并没有类似的要求。
这些延误引发了国会议员和航天业人士的批评，他们认为当前的法规影响了美国在太空竞争中的位置。
北京时间2024年10月13日0时21分左右，美国联邦航空管理局（FAA）正式授予SpaceX星舰第五次飞行试验许可证，且该许可证同样适用于第六次飞行试验。
3.3.2 起飞前准备
根据飞行试验前的官网内容，图20给出星舰起飞前的加注与测试等流程:
图20 星舰五飞起飞前准备工作
与星舰第四飞时相比，本次飞行试验中，星舰飞船液甲烷提前50s开始加注，液氧提前1min 40s开始加注。整体加注结束时间与第四飞相同，本次持续加注时间延长50s。
超重助推器液甲烷提前40s开始加注，液氧提前2min 57s开始加注。整体加注结束时间与第四飞相同，本次持续加注时间延长40s。
除此以外，其余流程无显著变化。
以下为起飞前阶段关于燃料加注的相关对比：
表5 IFT-4与IFT-5起飞前准备对比
3.3.3 飞行阶段
根据飞行试验前的官网内容，图21给出星舰起飞后的飞行时序以及理论飞行轨迹：
图21 星舰起飞后官方时序与飞行轨迹
对于起飞后的落区控制，根据起飞前的相关官方通告，星舰飞船预计落入南印度洋，但落区范围比上一次更小。
3.4 第五次飞行试验目标与亮点
3.4.1 飞行试验目标
与第四次飞行试验相比，在本次飞行试验中，超重助推器尝试首次被“机械手”Mechazilla在轨道发射集成塔抓取。
这一大胆的回收方法旨在减少火箭的返航和检查时间，从而提高发射频率。
此外，星舰飞船在完成轨道飞行后尝试溅落印度洋，和之前的测试类似。
3.4.2 飞行试验亮点
本次飞行试验与前四次的不同点在于，SpaceX新增机械臂“尝试捕捉超重助推器”这一环节。
根据官方给出的飞行时序，本次飞行试验在发动机关机、热分离、返航点火、抛弃热分离环以及着陆点火的时间较第四次飞行试验有所提前。
这意味着星舰团队有意降低超重助推器的飞行高度以及飞行速度，尝试提高机械臂的捕获成功率。
对机械臂能否执行捕获超重助推器程序起决定性影响的时间点是在超重助推器着陆前的6s，即《T+00:06:50》时刻。
图22 关键时刻“T+00:06:50”处指令
1)如果机械臂或超重助推器未达到捕获条件，超重助推器直接执行“海上溅落”程序，并进入着陆点火程序，在距发射场数十公里处的墨西哥湾执行海面软着陆，与第四次飞行试验相同。
2)如果达到尝试捕获条件，超重助推器直接执行捕获程序。这意味着，在捕获之前，超重助推器与发射塔需要检测数千条数据，只有在确定超重助推器与发射塔均状态良好、运行正常的情况下，经发射任务总监确认后，才会发出捕获指令。
3.4.3 星舰地面发射和回收系统简述
SpaceX为星舰设计了一种奇特的地面发射和回收系统，即被称为“第0级”的系统，主要由“轨道发射集成塔”（OLIT）和“轨道发射台”（OLM）组成。
图23 星舰地面发射和回收装置
3.4.3.1 轨道发射集成塔
轨道发射集成塔是一个由钢材构成的高塔，高度为146米，由9个钢材料的桁架结构部段组成。每段的截面为正方形，边长约为12米。
桁架结构的4根主立柱采用大尺寸的方形钢材（截面边长1.6米），内部利用较细的钢材连接，提升整体强度。主塔还提供了发射总装和返回捕获的基础支撑，用于安装机械臂、星舰飞船快速断开臂（QD，即脐带臂）、吊装设备等。
图24 轨道发射集成塔主要结构
在这一系统中，机械臂（民间俗称为“筷子”）扮演着至关重要的角色。
它们是双叉臂结构，在卷扬机以及导轨的作用下可以在发射塔架上自由的上下移动，并且能够沿中间纵轴转动。
机械臂由两部分组成：摆臂为助推器和星舰提供支撑，而托架负责将机械臂固定在塔架上，允许其上下滑动。
图25 机械臂主要结构
图26 摆臂上的结构（包括回收导轨、缓冲装置等）
根据国外爱好者推测，机械臂可张开的角度大约为113°，有效捕获长度为20m，此外还根据机械臂的尺寸推测出了可以捕捉的范围。根据SpaceX前期水袋测试，机械臂的最大负载不小于700t。
图27 水袋测试
图28 网友对捕获臂尺寸及张开角度预估图（左）与有效回收范围（右图红色区域）
机械臂上有两处特别的地方：回收导轨处的液压缓冲装置和摆臂内侧的金属盒状吸能结构。
超重助推器在执行回收任务时，位于箭体两侧的着陆支耳率先与导轨接触，此时导轨处于升起状态。
待箭体稳定后，导轨下方的气缸压缩，使导轨向下移动，起到整体缓冲的作用。
这么做的目的是吸收一部分机械能，减小箭体以及机械臂的载荷。
图29 超重助推器回收时捕获臂的动作推测（顺序为从左至右）
因星舰舰体与机械臂均存在一定的控制误差，机械臂的摆臂内侧安装有缓冲装置。
根据推测，该装置在早期为软包覆的泡沫材料，后续可能因为星舰试飞中被尾焰损坏而对其结构进行优化，外部通过金属盒状结构进行包覆，内部缓冲块材料暂未明确是否有更新。
图30 原版缓冲装置（左 IFT-2前）以及改进后缓冲装置（右 IFT-5前）
在本次飞行试验前，还能看到缓冲装置表面的剐蹭痕迹。
图31 机械臂内侧缓冲装置表面剐蹭（红圈处）
3.4.3.2 轨道发射台
轨道发射台主要由发射台基体、喷水降噪系统等组成，满足星舰的支撑、固定与发射要求。
发射台地基使用混凝土浇筑，地下埋有地基桩。星舰首飞时，发射台的混凝土曾因超重助推器发动机尾焰的冲击热解，后续扬起的砂石与部分被破坏结构对发动机进行了破坏，使其失效。
后续SpaceX团队进行了修复以及优化。
图32 星舰首飞后发射台情况
地基上方的钢支撑结构分为斜撑与垂直支撑结构。斜撑结构共6组，上方为发射台的主体。
发射台主体为一个直径约18m的钢制圆环，高约6m，同时也是发射塔的功能区。牵制释放装置、快速脱拔装置等均设置在此处。表6为发射台部分数据统计。
图33 发射台的结构构成
表6 相关数据统计
三、飞行实况
本章节主要根据官方直播介绍星舰飞船与超重助推器的实际飞行过程。点火指令于北京时间2024年10月13日晚20时25分正式发出，以此为基准时间进行统计。
4.1 超重助推器飞行状况
T-00:00:02，星舰超重助推器同时启动内圈与中圈共13台发动机，并在2秒内启动剩余所有发动机。
最终在距离发动机点火后4秒，星舰起飞，正式进入飞行阶段。
图34 超重助推器发动机点火顺序
图35 星舰起飞
T+00:01:00，星舰达到最大动压状态，此时根据遥测参数，星舰整体速度为1116km/h，高度为9km。
图36 星舰达到最大动压
T+00:02:34，星舰启动超重助推器关机程序，并从外向内关闭总计30台发动机，仅剩三台中心发动机继续工作。
此时根据遥测信息，星舰速度为5275km/h，高度为64km。
图37 超重助推器发动机关机顺序
T+00:02:39，星舰迎来起飞后的第一项重点程序。
此时星舰飞船依次启动外圈与内圈发动机，并于3秒后助推器与星舰飞船成功热分离。此时星舰速度为5227km/h，高度为69km。
图38 星舰飞船点火顺序
图39 热分离箭上图像
T+00:02:46，超重助推器进行返回点火，启动所有中圈发动机，并将姿态角从小倾角调整为水平。
超重发动机最终于点火1分钟后全部关机。此时速度为1899km/h，高度为95km。
图40 超重助推器第一次姿态调整
图41 超重助推器所有发动机全部关机
在直播中，并没有超重助推器抛出热分离适配器的特写画面，但通过地面视角可以看到，热分离适配器已经顺利抛出。
从视频上看，超重助推器进行了多次调整，避免与适配器距离过近。
图42 超重助推器抛热分离适配器过程
图43 热分离适配器（红圈处）
T+00:03:49, 发射指挥人员表示发射塔的状态允许超重助推器返回进行回收。
T+00:05:10, 主持人确认超重助推器返回指令已发送，机械臂准备执行超重助推器回收流程。
T+00:06:30，超重助推器进入亚音速段，并迅速启动中心发动机，为最后的着陆做准备。
图44 超重助推器发动机着陆启动顺序
T+00:06:37，超重助推器将速度减小至237km/h左右后，依次关闭中圈与内圈发动机，并最终以3km/h左右的速度被机械臂捕获。
图45 机械臂捕获超重助推器
图46 超重助推器关机时刻
根据回收时的两处特写镜头，可以看到机械臂上有明显的压缩，结合图37与图38来看，此时超重助推器的发动机均已关闭，压缩机构可能是用来抵消超重助推器自身重力。
图47 直播中的回收特写（双视角）
4.2 星舰飞船飞行状况
T+00:07:58，在超重助推器被机械臂成功捕获后一分钟左右，星舰飞船启动发动机关机程序，从外至内关闭所有发动机并开始滑行阶段，轨道最终高度为212km，与第四次飞行试验相同。
图48 星舰飞船发动机关机顺序
图49 星舰飞船达到轨道最高点
T+00:37:24，星舰飞船开始对姿态进行调整，为接下来的再入大气层做准备。
图50 星舰飞船为再入做准备
T+00:45:30左右。飞船边缘开始出现等离子体。星舰飞船开始进入黑障区。
在整个再入的过程之中，星舰飞船受到的热逐渐增大，并于T+00:49:00左右达到最大温度。
在星舰进入最大动压状态前，根据SpaceX新增的鼻锥处以及尾部襟翼摄像头可知，星舰飞船鼻锥处襟翼与舰体连接处在大于T+00:58:39开始烧蚀。
图51 襟翼处开始出现烧蚀（白圈）
值得一提的是，在T+00:58:42，直播人员表示，星舰S30上布置了的银色防热瓦，是在标准防热瓦外表包裹了铝材料，因为铝熔化的温度是不锈钢开始失效的温度，以此来指示结构的受热问题。这也解释了S30的相关变化。
星舰飞船最后于T+01:00:38达到返回段最大动压状态。此时，星舰鼻锥襟翼处烧蚀逐渐严重，但烧蚀情况远好于第四次飞行试验。
图52 星舰飞船达到Max Q 以及此时襟翼的烧蚀（白圈）
T+01:03:05，星舰飞船顺利进入跨音速飞行状态，根据遥测数据，此时的速度约为979km/h，高度为20km。星舰飞船于25秒后进入亚音速状态。
此后，飞行图像因星舰飞船所在时区为傍晚而较差，只能隐约观察到襟翼是否摇摆。
T+01:05:23，星舰飞船发动机启动进行着陆点火。此时星舰飞船速度为332km/h。
图53 星舰飞船着陆点火
从遥测信息来看，星舰飞船的着陆点火以及着陆调姿（“神龙摆尾”）似乎是同时进行的，这一点与官方时序不同。
由于此前的光线原因，无法进行进一步判断。
图54 星舰飞船最后阶段姿态变化
T+01:05:43，星舰团队宣布着陆点火结束，溅落成功，不久后星舰自毁，根据遥测，此时速度为7km/h。
溅落位置处于浮标摄像头处，可判断其精度符合官方预计。
图55 星舰溅落与自毁
4.3 飞行参数
4.3.1 本次飞行试验飞行参数
根据直播数据，本次飞行试验理论与实际飞行时序的差异见下表。
表7 实际飞行时序与官方飞行计划对比
根据前述直播视频情况整理得到的飞行时序及特征参数见下表。
表8 实测飞行时序与特征参数对比
以下为超重助推器的实际飞行参数时间历程曲线。
图56 超重助推器实际v-t与H-t曲线
以下为星舰飞船的飞行参数时间历程曲线。
图57 星舰飞船实际v-t与H-t曲线
以下为本次飞行试验的整体飞行参数时间历程曲线。
图58 星舰飞行全程v-t与H-t曲线
4.3.2 与上一次飞行试验的对比
4.3.2.1 超重助推器
图59 超重助推器IFT-4（蓝）与IFT-5（红）数据对比
4.3.2.2 星舰飞船
图60 星舰飞船IFT-4（蓝）与IFT-5（红）数据对比
4.3.2.3 飞行时序差异对比
下表为第四次飞行试验中，实际飞行时序与官方飞行时序的对比。
表9 第四次飞行试验中实际飞行时序与官方飞行计划对比
4.3.3 小结
从本次实际飞行时序以及官方飞行时序对比可以看出，星舰在上升段以及超重助推器返回段，飞行时序的差距在±3s以内，可以认为精确执行。而星舰飞船的再入则比官方时序晚约1分钟，但后续任务执行精准。
从超重助推器以及星舰飞船在两次飞行试验中的速度与高度数据来看，在本次飞行试验中，超重助推器整体的飞行高度与速度均小于上一次飞行试验。由此可以推测，这是为了降低超重助推器返回时的热环境。
【第五次飞行中的特殊情况】
在实际飞行过程中，通过飞行直播，可以发现以下特殊情况。
5.1 超重助推器
5.1.1 着陆减速箭体外部起火/COPV整流罩部分脱落
超重助推器从T+00:06:32开始，即超重助推器着陆点火后不久，箭体外部局部起火。
图61 超重助推器靠近机械臂（左）以及被捕获（右）时箭体外部燃烧情况
约T+00:06:40，靠近机械臂一侧火势增大。
此时超重助推器为竖直状态，发动机部分尾焰反卷至加注口附近，引燃排出的可燃介质。
在此期间，可以通过直播画面观察到被用于保护COPV的长排罩处有碎屑散落。
图62 返回时箭体碎屑散落（红圈处）
通过对比图片，推测可能是在加注口附近发生了甲烷泄漏，甲烷被点燃引发了火灾，此时在热流以及气流的双重影响下，长排罩的结构损坏。
由于当时的飞行速度较低，这种损伤并没有导致内部气瓶的破坏。
着陆后，可以看到COPV防护罩的部分结构已经脱落，但内部的支撑结构仍然保持完整。
图63 起火位置特写
图64 超重助推器结构破损处以及起火处特写（拍摄于发射当天稍晚）
下图为疑似发生泄漏的加注口。
图65 疑似泄漏的加注口
5.1.2 返回时外圈发动机喷管变形
通过视频可见，超重助推器外圈发动机在着陆前动力减速段，已发生肉眼可见的变形。
图66 发动机变形处（箭头示意）
后续马斯克在其社交媒体进行了回复，称外圈发动机喷管因高温和气动力导致变形。
图67 马斯克对该现象的解释
5.1.3 预留推进剂过多
火箭着陆后，可见氧箱、甲烷箱下部仍保有大段白色结霜部分，可知仍剩余了大量低温推进剂，相关讨论认为有数百吨的推进剂留存。通过对比官方的飞行时序,可以判断为计划内的推进剂余量。
图68 回收后的超重助推器情况
5.2 星舰飞船
5.2.1 一二级热分离对后襟翼的影响
T+00:12:43时，直播视角切换到星舰飞船后襟翼，可观察到其后部区域颜色有明显差异，综合其出现位置以及飞行过程。
推测在星舰飞船发动机启动至一二级热分离期间，发动机尾焰高温使襟翼的不锈钢材料表面发生氧化反应的结果。
图69 星舰飞船后襟翼不锈钢表面状态
5.2.2 再入过程中前翼转轴局部烧穿受损
星舰再入返回过程中，前翼面中间铰链处被高温等离子体侵入并局部烧穿受损。
烧蚀从T+00:58:38，即星舰飞船切换到再入视角时开始，此时根据实际飞行时序，星舰飞船已经过最高气动加热温度飞行段，即将接近返回段最大动压点。
烧蚀从中间铰链蔓延至后铰链部位，但蔓延速度较慢，总时长约2分钟。
图70 襟翼烧蚀过程（顺序：从左至右，从上向下）
在星舰飞船再入返回期间，从鼻锥处襟翼有白色碎屑飘出，有可能与襟翼烧蚀有关。
在此次飞行试验中，襟翼前缘升级了热密封措施，提高了飞行环境高温适应性，但襟翼后铰链部位由于未进行防热包覆措施升级，出现了大范围烧蚀，和星舰第四次飞行试验中的烧蚀现象相似，热防护措施的效果虽有改善但仍存在提升空间。
5.2.3 海面着陆后爆炸
箭上与海面浮漂视角视频显示星舰落海后发生了爆炸。考虑到在本次飞行试验中，星舰飞船溅落精度符合预期，有讨论认为可能是预定动作或软着陆异常触发安控装置引爆，但目前还没有官方解释。
图71 星舰飞船溅落海面后发生爆炸
【总结】
在SpaceX星舰的第五次飞行任务中，二级再入返回的防热问题得到一定程度的改善、海上软着陆位置精度大幅提高，并首次实现了通过发射塔机械臂回收超重助推器。
本次飞行试验成就了SpaceX发展的里程碑节点与重要的历史时刻，是重复使用运载火箭技术和能力的再一次突破，对世界航天领域未来大规模低成本空间运输具有重大意义。
SpaceX的成功离不开其“快速迭代、快速进化”的理念。
星舰的历次飞行试验间隔从200多天逐步缩短至80多天，甚至在原计划中，第五次与第四次飞行试验间隔仅60天。
通过反复的测试、分析总结和优化进行快速迭代，采用敏捷管理方法以适应不断变化的需求，在可控风险下进行技术尝试，鼓励团队创新文化，以及有效利用资源、以最大化产出投入比，都是中国航天可以借鉴并应用到自身发展中的策略。
