分别投放10吨载荷到月球和火星的代价

来源：百度文库编辑：超级军网时间：2024/04/29 05:36:13

起始位置都是高度120公里的近地轨道

把10吨载荷运到月球表面，参考阿波罗登月舱数据，加上燃料舱，结论是需要35吨的LTO，LTO比LEO多3157m/s的ΔV，第三级提供这个ΔV，总重是84吨的LEO。

把10吨载荷运到火星表面，可以依靠火星大气减速，但是因此也必须带上防热整流罩，神舟飞船整流罩是6吨，加上防热功能，10吨吧，保守估计，加起来20吨，再加上缓冲减速需要的燃料舱大约3吨，总计23吨。

火星转移轨道比LEO大约多3632m/s的ΔV，第三级提供这个ΔV，则总重是64.5吨的LEO

可见送去月球比送去火星的代价大。但是要注意送去月球几乎可以每天都可以去，几乎可以选定任何地点任何时间准确着陆。而送去火星每两年只有2个月的窗口期，而且一旦到达火星，不入火星轨道，就直入火星大气层，所以在火星的着陆区几乎就定下了，你改变的空间很小，而且因为大气的缘故，一般比预定着陆点偏离个几十上百公里都是很平常的事儿。起始位置都是高度120公里的近地轨道

把10吨载荷运到月球表面，参考阿波罗登月舱数据，加上燃料舱，结论是需要35吨的LTO，LTO比LEO多3157m/s的ΔV，第三级提供这个ΔV，总重是84吨的LEO。

把10吨载荷运到火星表面，可以依靠火星大气减速，但是因此也必须带上防热整流罩，神舟飞船整流罩是6吨，加上防热功能，10吨吧，保守估计，加起来20吨，再加上缓冲减速需要的燃料舱大约3吨，总计23吨。

火星转移轨道比LEO大约多3632m/s的ΔV，第三级提供这个ΔV，则总重是64.5吨的LEO

可见送去月球比送去火星的代价大。但是要注意送去月球几乎可以每天都可以去，几乎可以选定任何地点任何时间准确着陆。而送去火星每两年只有2个月的窗口期，而且一旦到达火星，不入火星轨道，就直入火星大气层，所以在火星的着陆区几乎就定下了，你改变的空间很小，而且因为大气的缘故，一般比预定着陆点偏离个几十上百公里都是很平常的事儿。

最要命的是载人，去月球飞3天就到，生命维持系统没问题，去火星要数个月，往返就不说了，宇航员的吃喝拉撒就要带去大量的补给品。还是机器人探索比较合算。

再加上地球上的设备折旧成本，人员老化成本

txdtj 发表于 2014-10-27 10:54
最要命的是载人，去月球飞3天就到，生命维持系统没问题，去火星要数个月，往返就不说了，宇航员的吃喝拉撒 ...

火星最好无人探测

阿波罗登月舱月面载荷不过5吨而已，牵牛星才不过15吨

谁说去月球可以任意地点的，阿波罗为什么专门找低纬度地区登录？

lsquirrel 发表于 2014-10-28 17:59
谁说去月球可以任意地点的，阿波罗为什么专门找低纬度地区登录？
低纬度阳光强一些吧，嫦娥三号是45度，算高些的纬度了。

chaodaibing 发表于 2014-10-28 18:10
低纬度阳光强一些吧，嫦娥三号是45度，算高些的纬度了。
低纬度需要的速度增量低。
另外你一楼的比较也太不科学了……阿波罗登月舱下降段载荷先不说，首先它就不是自主完成近月制动的。对比牵牛星登月舱，货运版载荷15吨，自主完成近月制动，发射质量5.36吨。但是前提是牵牛星使用低温燃料其下降段发动机是比冲450秒的RL10的可深度节流版。

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 18:28
低纬度需要的速度增量低。
另外你一楼的比较也太不科学了……阿波罗登月舱下降段载荷先不说，首先它就不 ...
我是说按照登月舱的比冲和干质比而已，我算的ΔV是下降段2470m/s+近月制动的800m/s,你显然根本没有算过

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 18:28
低纬度需要的速度增量低。
另外你一楼的比较也太不科学了……阿波罗登月舱下降段载荷先不说，首先它就不 ...
低纬度需要的速度增量低。
笑死我了，你肯定考虑到月球的自传，可你肯定没有算过月球自转线速度是多少？是4.627米每秒，呵呵

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 18:28
低纬度需要的速度增量低。
另外你一楼的比较也太不科学了……阿波罗登月舱下降段载荷先不说，首先它就不 ...
我说的10吨载荷是整个货运飞船除去发动机燃料部分，也是说是包含货舱本身的重量的

我是说按照登月舱的比冲和干质比而已，我算的ΔV是下降段2470m/s+近月制动的800m/s,你显然根本没有算过
牵牛星的数据是按近月制动780m/s、下降段2500m/s计算的

chaodaibing 发表于 2014-10-28 19:19
低纬度需要的速度增量低。
笑死我了，你肯定考虑到月球的自传，可你肯定没有算过月球自转线速度是多少？ ...

需要降落的纬度越高，进入的环月轨道倾角就越大，由于地月转移轨道就在月球赤道面上，因此环月轨道倾角越大需要的速度增量就越高。
嫦娥三号是进入的月球极轨，因此也拥有着陆月球表面任何地点的能力。阿波罗为了节省速度增量，环月轨道倾角不过十多度，不是他不想落高纬度，是落不了高纬度。

chaodaibing 发表于 2014-10-28 19:19
低纬度需要的速度增量低。
笑死我了，你肯定考虑到月球的自传，可你肯定没有算过月球自转线速度是多少？ ...

另外，就人类目前掌握的技术能力，直接进入火星大气层降落精度已经小于10公里了，不知道数百上千公里哪里来的

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 20:24
需要降落的纬度越高，进入的环月轨道倾角就越大，由于地月转移轨道就在月球黄道面上，因此环月轨道倾角越 ...

你说了我才意识到嫦娥是进了极轨。。。不落极地真是可惜啦。。。。

你说了我才意识到嫦娥是进了极轨。。。不落极地真是可惜啦。。。。
虽然说不落极地可惜了，但是从一开始嫦娥三号就没打算落极地吧，从太阳能电池板布置就看得出来。

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 20:24
需要降落的纬度越高，进入的环月轨道倾角就越大，由于地月转移轨道就在月球赤道面上，因此环月轨道倾角 ...
地月转移轨道不一定非要在月球赤道面上，你想当然了。我玩过orbiter,发现完全可以在奔月轨道上略微变轨就可以以大倾角环月

lsquirrel 发表于 2014-10-28 20:28
另外，就人类目前掌握的技术能力，直接进入火星大气层降落精度已经小于10公里了，不知道数百上千公里哪里来 ...
我不知道你说的精度小于10公里是什么来源。起码在地球上飞船降落错个几十公里还是很平常呢。

地月转移轨道不一定非要在月球赤道面上，你想当然了。我玩过orbiter,发现完全可以在奔月轨道上略微变轨就 ...
调节奔月轨道倾角需要的速度增量同样不小。
最佳选择是在地月L1 点增倾角，此时需要的速度增量最低，但是载人登月一般采用高速转移轨道，L1点仍然有近200米每秒的速度，在这种速度下增倾角需要的速度增量同样不是一点点。

我不知道你说的精度小于10公里是什么来源。起码在地球上飞船降落错个几十公里还是很平常呢。
地球大气厚度和密度都更高。
好奇号的着陆理论精度是20公里，但是做到了10公里以下。
地球上飞船着陆错几十公里？你怎么不说联盟动不动抽风着陆精度上百公里？神舟的着陆精度最低不过8公里……

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 21:00
调节奔月轨道倾角需要的速度增量同样不小。
最佳选择是在地月L1 点增倾角，此时需要的速度增量最低，但 ...
我正文说的是投放载荷，不是载人登月，既然嫦娥三号已经证明几乎可以在任何地点着陆，足矣

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 21:05
地球大气厚度和密度都更高。
好奇号的着陆理论精度是20公里，但是做到了10公里以下。
地球上飞船着陆错 ...
往火星投放载荷，错个20公里都是很窝囊的事情。尤其是从地球远道而来的东西，抽风是难免的吧。

我正文说的是投放载荷，不是载人登月，既然嫦娥三号已经证明几乎可以在任何地点着陆，足矣
将嫦娥三号送入月球极轨长征3BE损失了近20%的载荷，战神5月球极轨与低倾角轨道载荷愣是差了20吨。
着陆舱的速度增量有限，想着陆月球高纬度，一般都是直接增大地月转移轨道倾角。这在高速载荷中非常损失载荷……

哈哈同专业探讨上了！学习来自: Android客户端

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 21:15
将嫦娥三号送入月球极轨长征3BE损失了近20%的载荷，战神5月球极轨与低倾角轨道载荷愣是差了20吨。
着陆 ...
损失点载荷又不是办不到，至于说战神5月球极轨与低倾角轨道载荷愣是差了20吨，根据何在？

chaodaibing 发表于 2014-10-28 21:30
损失点载荷又不是办不到，至于说战神5月球极轨与低倾角轨道载荷愣是差了20吨，根据何在？

低倾角地月转移轨道与高倾角地月转移轨道所需的速度增量相差大约300米/秒，同一款运载火箭，月球极轨道运载能力大约是月球赤道轨道运载能力的80%。
战神5下马前最终状态（芯级7台RS68B），低倾角LTO载荷近90吨，但是为了满足月球任何地点着陆的需求，其采用的高倾角地月转移轨道载荷仅仅有71吨。

chaodaibing 发表于 2014-10-28 21:30
损失点载荷又不是办不到，至于说战神5月球极轨与低倾角轨道载荷愣是差了20吨，根据何在？

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 22:13
低倾角地月转移轨道与高倾角地月转移轨道所需的速度增量相差大约300米/秒，同一款运载火箭，月球极轨道 ...
战神五LTO90吨？这不可能吧

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 22:13
低倾角地月转移轨道与高倾角地月转移轨道所需的速度增量相差大约300米/秒，同一款运载火箭，月球极轨道 ...
有无官方资料证明此事？

chaodaibing 发表于 2014-10-28 22:29
战神五LTO90吨？这不可能吧

战神5的载荷随着要求的提高一路拔升，最后芯级要塞7台RS68B，否则你认为战神5怎么下马的？
LEO载荷从130飙升到170吨然后达到了200吨，LTO载荷从45吨到71.1吨再到月球极轨71.1吨

猎户座飞船第一次下马前的直径可是5.5米，返回舱质量9.25吨，总质量25吨，气垫着陆；牵牛星可是要月面驻留180天，载货15吨、载人5吨……那就是奔着第二个阿波罗计划去的，难度越来越高，最后把自己玩死了……

chaodaibing 发表于 2014-10-28 22:29
有无官方资料证明此事？

这300m/s的速度增量不是地月转移轨道速度增量差，是进入白道面200公里驻留轨道（也差不多就是月球赤道面面）与进入白道夹角为＋18.5°@200公里轨道的速度增量差。
至于为什么月球极轨转移轨道与月球赤道转移轨道角度是18.6°，这个……推荐国防科技大学的一篇论文《月球探测器轨道特性分析》，里面连我在上面忽略的两种地月转移轨道速度增量差都计算出来了……
不过-_-||很有趣的是文中只计算了两种地月转移轨道的速度增量差，把进入驻留轨道的速度增量统一为了7800m/s……
但是其他数据，特别是对月心轨道倾角与地球停泊轨道与白道面夹角的计算都很精确。

chaodaibing 发表于 2014-10-28 22:29
有无官方资料证明此事？

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 23:56
这300m/s的速度增量不是地月转移轨道速度增量差，是进入白道面200公里驻留轨道（也差不多就是月球赤道 ...
我去，到了环月轨道再变到极轨当然麻烦啦，我说的是在奔月轨道阶段就变轨啊，估计也就是几十米每秒的ΔV

chaodaibing 发表于 2014-10-29 00:08
我去，到了环月轨道再变到极轨当然麻烦啦，我说的是在奔月轨道阶段就变轨啊，估计也就是几十米每秒的ΔV
...
你说的同样麻烦，我说的是直接把地球驻留轨道倾角调到白道夹角18.6°，第二次点火后进入的地月转移轨道在近月点点火制动进入的就是月球极轨。
主要速度增量差是200公里高度的倾角差引起的

虽然说不落极地可惜了，但是从一开始嫦娥三号就没打算落极地吧，从太阳能电池板布置就看得出来。
也是啊……那电池板角度就不行

以现在的技术，载人到火星单程不是问题

楠宫萧vn 发表于 2014-10-28 22:35
战神5的载荷随着要求的提高一路拔升，最后芯级要塞7台RS68B，否则你认为战神5怎么下马的？
LEO载荷从1 ...
美帝已经没有能力玩这么宏大的计划了

美帝已经没有能力玩这么宏大的计划了
布什他爹老布什就推出过一个类似星座计划的重返月球以及载人登火计划，后来不了了之。
不知道如果小小布什竞选成功，会不会继承他爹和他哥的月球梦……

楠宫萧vn 发表于 2014-10-30 09:27
布什他爹老布什就推出过一个类似星座计划的重返月球以及载人登火计划，后来不了了之。
不知道如果小小布 ...
不过小小布什现在都过气了

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