超级军网关于地月L1点载人登月飞行方案的分析
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 08:12:13
关于地月L1点载人登月飞行方案的分析关于地月L1点载人登月飞行方案的分析
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字这么小手机怎么看的清，差评！
这个之前网友就讨论过吧……而且这个比冲值打了鸡血了……
楠宫萧vn 发表于 2015-2-26 09:05
这个之前网友就讨论过吧……而且这个比冲值打了鸡血了……
登月舱上升段和下降段两次发射L1组装，不过二者质量差一倍有余，却都是各用一发CZ5打过去。
可见作者也只是毛估，细节就没仔细计算过。
这个之前网友就讨论过吧……而且这个比冲值打了鸡血了……
登月舱上升段和下降段两次发射L1组装，不过二者质量差一倍有余，却都是各用一发CZ5打过去。
可见作者也只是毛估，细节就没仔细计算过。
登月舱上升段和下降段两次发射L1组装，不过二者质量差一倍有余，却都是各用一发CZ5打过去。
可见作者 ...
登月舱可以采用类似LK的设计，7吨左右的登月舱加7吨左右的上面级……
我记得我在哪个贴子里提到过这个，不过当时想了太多，还有登月舱重复使用之类的脑洞……
可见作者 ...
登月舱可以采用类似LK的设计，7吨左右的登月舱加7吨左右的上面级……
我记得我在哪个贴子里提到过这个，不过当时想了太多，还有登月舱重复使用之类的脑洞……
登月舱上升段和下降段两次发射L1组装，不过二者质量差一倍有余，却都是各用一发CZ5打过去。
可见作者 ...
比冲问题倒也不是不能解决，可以考虑使用液氧偏二甲肼发动机
可见作者 ...
比冲问题倒也不是不能解决，可以考虑使用液氧偏二甲肼发动机
楠宫萧vn 发表于 2015-2-26 12:13
登月舱可以采用类似LK的设计，7吨左右的登月舱加7吨左右的上面级……
我记得我在哪个贴子里提到过这个， ...
论文里有指标，上升级5.76、下降级14.84，明显矛盾。
LK的设计适合环月汇合，不一定适合L1点汇合任务，从月面到L1，所需Dv约2900m/s。复用更困难，这需要极高的干质比。
登月舱可以采用类似LK的设计，7吨左右的登月舱加7吨左右的上面级……
我记得我在哪个贴子里提到过这个， ...
论文里有指标，上升级5.76、下降级14.84，明显矛盾。
LK的设计适合环月汇合，不一定适合L1点汇合任务，从月面到L1，所需Dv约2900m/s。复用更困难，这需要极高的干质比。
楠宫萧vn 发表于 2015-2-26 12:14
比冲问题倒也不是不能解决，可以考虑使用液氧偏二甲肼发动机
也很难做到论文里的340s。液氧甲烷组合，又没办法走低能量转移轨道。
比冲问题倒也不是不能解决，可以考虑使用液氧偏二甲肼发动机
也很难做到论文里的340s。液氧甲烷组合，又没办法走低能量转移轨道。
论文里有指标，上升级5.76、下降级14.84，明显矛盾。
LK的设计适合环月汇合，不一定适合L1点汇合任务， ...
登月舱如果要合理分配质量，只能搞类似LK的思路。
登月舱做到10吨，不考虑复用，而且上升段可抛燃料罐的话，加一个10吨上面级也许更合理……
LK的设计适合环月汇合，不一定适合L1点汇合任务， ...
登月舱如果要合理分配质量，只能搞类似LK的思路。
登月舱做到10吨，不考虑复用，而且上升段可抛燃料罐的话，加一个10吨上面级也许更合理……
楠宫萧vn 发表于 2015-2-26 15:38
登月舱如果要合理分配质量，只能搞类似LK的思路。
登月舱做到10吨，不考虑复用，而且上升段可抛燃料罐的 ...
10吨级也困难。按登月舱干重2.8吨、总重10吨，上面级干重1.4吨、总重10吨，发动机比冲315s。满足不了L1点往返月面2900*2的Dv需求。可抛式燃料箱使得系统设计变得复杂，除了毛子大概也没人玩了。
搞成三级的容易一些，上面级还是10吨。登月舱分上升段、下阶段两级，合计10吨。
登月舱如果要合理分配质量，只能搞类似LK的思路。
登月舱做到10吨，不考虑复用，而且上升段可抛燃料罐的 ...
10吨级也困难。按登月舱干重2.8吨、总重10吨，上面级干重1.4吨、总重10吨，发动机比冲315s。满足不了L1点往返月面2900*2的Dv需求。可抛式燃料箱使得系统设计变得复杂，除了毛子大概也没人玩了。
搞成三级的容易一些，上面级还是10吨。登月舱分上升段、下阶段两级，合计10吨。
论坛游侠 发表于 2015-2-26 14:50
也很难做到论文里的340s。液氧甲烷组合，又没办法走低能量转移轨道。
什么是“低能量转移轨道”？
在太空储存，液氧、甲烷和液氢一样有蒸发问题吗？
也很难做到论文里的340s。液氧甲烷组合，又没办法走低能量转移轨道。
什么是“低能量转移轨道”？
在太空储存，液氧、甲烷和液氢一样有蒸发问题吗？
有发射窗口灵活这一优势
作为救援方案不错呢
作为救援方案不错呢
(188 KB, 下载次数: 4)2015-2-26 22:09 上传点击文件名下载附件
卤族元素 发表于 2015-2-26 20:58
什么是“低能量转移轨道”？
在太空储存，液氧、甲烷和液氢一样有蒸发问题吗？
通过星际间的引力摄动，减少飞行器的减速制动环节，变相提高运力。简单理解，就是走了一条比较绕远费时、但是比较省力气的轨道。
液氧、甲烷也有蒸发问题，目前预期日蒸发量约0.5%~1%。所以走低能量轨道，不适合用这种推进剂组合。
什么是“低能量转移轨道”？
在太空储存，液氧、甲烷和液氢一样有蒸发问题吗？
通过星际间的引力摄动，减少飞行器的减速制动环节，变相提高运力。简单理解，就是走了一条比较绕远费时、但是比较省力气的轨道。
液氧、甲烷也有蒸发问题，目前预期日蒸发量约0.5%~1%。所以走低能量轨道，不适合用这种推进剂组合。
楠宫萧vn 发表于 2015-2-26 12:14
比冲问题倒也不是不能解决，可以考虑使用液氧偏二甲肼发动机
好像月面发动机使用液氧偏二甲肼。文中这个只是学术探讨而已，我想。
比冲问题倒也不是不能解决，可以考虑使用液氧偏二甲肼发动机
好像月面发动机使用液氧偏二甲肼。文中这个只是学术探讨而已，我想。
论坛游侠 发表于 2015-2-26 16:10
10吨级也困难。按登月舱干重2.8吨、总重10吨，上面级干重1.4吨、总重10吨，发动机比冲315s。满足不了L1点 ...
可抛燃料箱本就是LK的特色设计，通过上升段下价格段共用发动机，可以尽可能增大质量比。
10吨级也困难。按登月舱干重2.8吨、总重10吨，上面级干重1.4吨、总重10吨，发动机比冲315s。满足不了L1点 ...
可抛燃料箱本就是LK的特色设计，通过上升段下价格段共用发动机，可以尽可能增大质量比。
长征九号 发表于 2015-2-27 08:49
好像月面发动机使用液氧偏二甲肼。文中这个只是学术探讨而已，我想。
液氧偏二甲肼适合上面级使用，月面发动机还是使用自燃的偏二甲肼四氧化二氮比较好
好像月面发动机使用液氧偏二甲肼。文中这个只是学术探讨而已，我想。
液氧偏二甲肼适合上面级使用，月面发动机还是使用自燃的偏二甲肼四氧化二氮比较好
楠宫萧vn 发表于 2015-2-27 11:00
可抛燃料箱本就是LK的特色设计，通过上升段下价格段共用发动机，可以尽可能增大质量比。
我手头没有LK的资料，具体还得看看实际数据，看看到底如何。
可抛燃料箱本就是LK的特色设计，通过上升段下价格段共用发动机，可以尽可能增大质量比。
我手头没有LK的资料，具体还得看看实际数据，看看到底如何。