超级军网高凉陈君版的中国载人登月计划
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 14:12:42
高凉陈君版本的中国载人登月计划
在上一篇评论中论述了中国必须立刻开展载人登月计划的必要性之后,本文将详细论述中国应该如何实施其实际的登月过程.
经过深入的分析研究之后,我认为未来中国的载人登月计划应该分四步走.第一步'研制神舟飞船的环月飞行版;第二步'发射小型月球空间站;第三步'实现月面登陆;第四步建立月面驻人基地.
在列出了中国载人登月的计划步骤之后,我们再来分析研究要实现这些步骤所需要的那些关键工具.
火箭章
充分认识以研制360吨级液氧煤油发动机为突破口对中国载人登月计划的深远意义
毫无疑问,以中国目前所拥有的火箭,的确是没有能力将神舟飞船的"环月版"送入月球轨道的.而正在研究中的长征五型火箭拥有这个能力,其极限版的起飞推力达50*2(芯级)+120*2(3.35米级助推器)*4=1060吨,近地轨道运载能力达35吨,月球轨道运载能力达17吨,完全可以将神舟飞船的环月版送入月球轨道.但是由于中国铁路隧道的瓶颈限制,5米以上直径的长征五号火箭无法利用现有的酒泉载人航天基地进行发射,考虑到日后还要建设月球空间站的需要,我在上一篇评论中就指出了中国要立刻上马研制360吨级液氧煤油火箭发动机,而这种发动机说白了就是俄罗斯RD180火箭发动机的中国版.既然RD180的生产权俄罗斯可以卖给美国,那么卖给中国又何妨?!反正都已经卖了一次,又何妨再卖多一次?!当然,如果实在弄不到俄罗斯RD180发动机的生产技术,那么中国就自己搞,反正已经成功经历过120吨级的液氧煤油发动机的研制过程,只使上马独立研究360级吨的发动机也不会遇任何不可解决的问题,只不过所费时间长久点'所耗金钱更多点而已.
一旦拥有360吨级的液氧煤油发动机,就完全可以用这种大型发动机为芯级研究新型的3.35米直径大推力火箭(即中国的阿特拉斯五型火箭)用于神舟飞船环月版的发射.如利用360吨级液氧煤油发动机的长征六号(暂时名字)3.35米直径模块,以360*1(芯级)+360*2(助推器)的方式组合就可以得到1090吨起飞推力的适合酒泉载人航天中心发射的大型火箭.这样就完全避免了要在海南省文昌重新建设一套载人航天飞船发射设施的费用,文昌航天中心只专注于大型无人火箭的发射,而载人空间飞行无论是近地轨道还是登月任务均由酒泉航天中心承担.这一计划我认为在未来十五年内就可以实现,原因就在于360吨级液氧煤油发动机技术可以很容易就能从国际上得到,只要中国决心要研制更大推力的煤油发动机,俄罗斯人认识到中国的这个决心是无法阻挡之后,他们就会立即上门来向中国推销他们的RD180火箭发动机与及全套生产技术的.而现在他们之所还不肯卖给中国而却愿意卖给美国,原因就在于他们想吊中国的价钱而已,但一旦中国表现出坚决要自行研制360吨级液氧煤油发动机的决心并立即付之于行动,俄罗斯人就会自动送货上门的,因为到这时就会错过了这个村就没那个店了,能卖多少钱就多少钱,卖得出就算有赚;最明显的例子就是质子火箭上的250吨级P-119混肼火箭发动机,如果在二十世纪90年代俄罗斯人能够向中国推销,我想俄罗斯还是会在中国"蒙"到不少钱的,可是到了今时今日,这种混肼火箭发动机生产技术就算是白送给中国也没多少人想要.因此,我坚信如果国家立即上马研制360吨级液氧煤油发动机,不用十年时间我国就会完全撑握这一重型火箭发动机生产技术,无论是自研还是购买俄罗斯RD180发动机的生产技术.
与之相反,如果上马研究500吨级的液氧煤油发动机,国际上既没有现成的生产技术可以购买,更重要的还有于受铁路隧道瓶颈限制,500吨级液氧煤油发动机无论是作为芯级还是助推器都无法利用内陆三大发射中心进行发射,这将会造成内陆发射设施的极大浪费,加大了国家进行登月计划的投资负担,而且在战争时期也压缩了军方航天发射选择的回旋空间.因此目前上马研制500吨级液氧煤油发动机显然难以比上马研制360吨级发动机更能够获得大范围与足够多利益集团的支持.最明显的道理就是今天长征五号5米直径级别的火箭几乎成了海南的独享菜,其它酒泉'太原'西昌所在省份的人大代表尽管表面上不说反对,但心里决不会很乐意.更重要的还有军方的顾虑,500吨级液氧煤油发动机推力过大,500*4芯级的长征六号火箭除了登月之外在近地空间用处不大,而只使是500*1芯级的也由于受到铁路运输的隧道瓶颈限制除了海南发射场可以发射之外,其它三个已经建成并投入运行的内陆发射场也无能为力.而海南发射场在和平时期会受热带风暴影响,在战争时期又更容易受到安全威胁,军事战略回旋空间远远没有内陆发射场大.因此要现在的中国立即上马研制500吨级液氧煤油发动机,军方不会很感兴趣.
但研制360吨级的液氧煤油发动机则不然,由于其以360*1制造的芯级直径可以限制在3.35米以内,因此处于中国内陆的酒泉'太原'西昌三大航天发射中心均可以发射.而且与目前国家研制中的120吨液氧煤油发动机与及50吨氢氧发动机相组合,完全可以组合出360*1=360吨\360+120*2=600吨\50*2+360*2=820吨\360+120*4=840吨\360+360*2=1090吨\50*2+360*2+120*2=1060吨等诸多起飞推力种类的火箭来,这些起飞推力级别不仅履盖目前国际上绝大多数的发射重量空间,而且在发射场的选择余地上也要比仅仅只能够在海南发射的以500吨级液氧煤油发动机为芯级的火箭要宽容得多,这在战争时期对于军方而言可是必须考虑的致命因素.与之相反,以360*4为芯级直径9米以上的火箭还是得在海南发射,而360吨级液氧煤油发动机也可以组合出360*4=1440吨\360*4+120*2=1680吨\360*4+120*4=1920吨\360*4+360*2=2160吨\360*4+360*2+120*2=2400吨\360*4+360*4=2880吨\360*4+360*4+120*2=3120吨\360*4+360*6=3600吨诸多重型火箭组合来,而这些火箭无论是用于近地轨道空间站的发射还是用于载人登月计划都完全可以胜任.甚至只使中国政府未来二十年都决定不发展360*4芯级的巨型火箭,360吨级的液氧煤油发动机也可以与目前研制中的长征五号组合发展出50*2+360*2=840吨\50*2+360*2+120*2=1060吨\50*2+360*4=1680吨三种重型火箭来,这对于中国未来必定实行的空间站计划大有好处.而500吨级液氧煤油发动机由于推力过大,不仅发射场地受到诸多限制,在推力组合方面也远远没有360吨级的这么方便.这样只使能够研制出来,由于使数量的不足它成本的回收也将成为大问题,这就反过使它的研制发展更难于获得政府与社会公众的支持.而360吨级液氧煤油发动机则不存在这种困境,会有足够的数量需求与使用时间来让其慢慢发展成熟与扩张使用范围,一旦政府与社会公众日后觉得有必要进行载人登月计划,我们就可以立即在成熟的360吨级液氧煤油发动机的基础上发展出360*4甚至360*6芯级的巨型火箭来支持我们的月球载人计划.这事实上就是长征二号火箭发展成熟过程的翻版,如果我国不是仗着拥有成熟的75吨级肼类火箭发动机与及由此发展起来的长征二号火箭,恐怕神舟载人航天计划就会面临更多的技术困难与必须经历更多的挫折了,可是921计划实际上进行得又是那么的顺利与一切水到渠成.而一切这也苏联时期发展的能源号火箭最终之所以被放弃的核心根源,原因就是因为很难用得上啊!更巧的是今天的俄罗斯RD180液氧煤油发动机就是由能源火箭上的RD170巨型发动机缩小改进而成的,RD170为什么要缩小改进呢?!就是为了能够在巨型火箭之外找得到更为广阔与适合的使用市场.这到头来绝不是多此一举?!因此如果今天的中国还决定仅仅为了载人登月计划而研制500吨的巨型液氧煤油火箭发动机,这可又是重走苏联当年的错误路线,那可不仅仅浪费钱财与人力物力资源,也会让后代子孙笑话今天我们的决策智慧.
当中国成功研制出360吨级液氧煤油发动机之后,我们就可组合出两种火箭来执行中国的载人登月计划.这两种火箭第一种就是以360*1为芯级'捆绑上两枚360吨级液氧煤油发动机推进器,合计起飞推力为1090吨的3.35米版的长征六型火箭(也可以使用芯级捆绑4台360吨液氧煤油发动机,起飞推力达1800吨的型号).这种火箭第一级合计为3台360吨级液氧煤油发动机,第二级为一台360吨液氧煤油发动机,第三级则为一台50吨级氢氧火箭发动机.这种火箭近地轨道运载质量为35吨,月球轨道运载质量为17吨.用于从酒泉航天中心向月球发射载人神舟飞船的环月飞行版.
第二种则是以360*4为芯级,再捆绑上四台360吨级助推器的直径9米版的长征六型巨型火箭.这种火箭起飞推力合计2880吨(如果需要,也可以使用360*4外加6枚360吨级助推器,合计起飞推力达3600吨的型号).这种火箭第一级为8台360吨级液氧煤油发动机,第二级为4台360吨级液氧煤油发动机,第三级为两台50吨氢氧发动机.近地轨道运载质量90吨,月球轨道35吨.用于从海南航天中心向月球轨道发射只有对接段+月球轨道舱+推进舱(用于月球轨道捕获'姿态控制)或只有对接段+月球登陆舱+推进舱(用于月球轨道捕获'姿态控制)的两种无人货运飞船.
飞船章
A.载人神舟飞船的环月轨道版
在本人的中国载人登月计划中如何最充分利用今天中国现有的飞船与发射设施,努力减少一切设备重复投资是最为重要的思考点.因此研制360吨级液氧煤油火箭发动机必须成为中国未来载人登月计划的关键核心节点.只要360吨级火箭发动机研制成功,芯级(360*1)直径3.35米模块的长征六号火箭再捆上两支360吨级液氧煤油发动机助推器,合计起飞推力将达1090吨,其近地轨道运载能力35吨'月球轨道运载能力15吨,这就完全可以用来发射神舟飞船的环月版.而开发研制神舟飞船的环月轨道版可又是本人载人登月计划的最重要特点.
当然,现在的神舟飞船还不可以用于载人环月飞行,但可以在目前神舟飞船的基础上扩大推进舱的推力与电力供应系统,使其具有足够的能力捕获月球轨道与脱离月球轨道再返回地球,而目前神舟飞船的轨道舱也要扩大,以适应地月转移轨道长时间空间飞行宇航员们日常生活的需要,而神舟飞船的返回舱则维持不变,依旧为三人体制,当然还要加上对接段.整个扩大版的神舟飞船总重量将达17吨左右.脱离地球轨道的工作则由长征六号的第三级完成,而进入月球轨道\月球轨道的维持与及脱离月球轨道\再入地球轨道的能量则由飞船自己的推进舱来完成.
B.大型无人环月货运飞船(当然还要一种类似今天俄罗斯进步货运飞船的月球轨道版,在此就不多说了)
由于扩大版的神舟飞船没有登月舱,因此登月舱要由货运飞船来发射.这种货运飞船有两种型号.
第一种只有对接段+月球轨道舱+推进舱.对接段用于与月球轨道上的神舟环月飞船进行对接,而月球轨道舱则让神舟飞船上的宇航员拥有更大\更优良的居住生活空间与更多的实验设施仪器,货运飞船的推进舱则主要用于月球轨道的捕获与月球轨道的维持.而货运飞船地球轨道脱离的工作则由长征六型火箭的第三级来完成.这样,在月球轨道上神舟环月飞船与货运飞船对接后将形成一个小型的环月空间站,如果要扩大空间站的规模则发射更多的舱段即可.而月球空间站日常人员的调换则由神舟环月飞船来执行,日常食品与仪器设施的供应则由更小型的货运飞船来执行.
第二种只有对接段+月球登陆舱+推进舱.对接段用于与月球轨道上的月球空间站进行对接,而推进舱则用于月球轨道的捕获\对接与自身姿态的控制与轨道维持.而对接之后,月球空间站的宇航员就可以进入登月舱降落到月面来完成中国的载人登月之旅.而登月完成之后,宇航员搭乘登月舱的上升段返回月球轨道,与月球空间站对接之后即可抛弃.而宇航员则可继续在月球空间站上工作或搭乘神舟环月飞船返回地球.
至于更为复杂的月面基地舱,在制造好之后直接由更大推力的火箭直接发射往月球表面而不与月球空间站对接,在成功降落月球表面之后,再由宇航员搭乘登月舱降落到月球基地舱附近,之后开门进住.要返回地球则同样搭乘登月舱上升进入月球轨道与月球空间站对接,之后再搭乘神舟飞船返回地球.而月面基地补给则由地球上发射的无人登月飞船直接降落到月面基地附近,再由机器人搬入月球基地舱.
综述章
由此可见,中国未来的载人登月计划远非一般人想象的那么艰巨.由于现今并非冷战时代,我们可以相当容易地从外国购买到大推力的液氧煤油发动机来制造巨型登月火箭.而在美国阿波罗时代仅仅用于研制土星火箭的预算便占去了整个阿波罗计划资金的五分之一,即高达65亿美元.而又由于要抢时间,登月飞船要全新研制,更要面临大量新问题\新技术的研究攻关,这也要花不少钱.而今天的中国则不然,我们可以慢慢地研制(也可以从俄罗斯购买RD180的生产技术)360吨级的液氧煤油火箭发动机.而继续按顺序推进自己神舟飞船空间对接交会计划的完成,之后再研制中国的空间站(以后一切星际旅行都会存在空间站,无论是登陆火星还是金星\木卫二,原因就在于人货分离有着极好的安全冗余度,而且更可以划分为多个任务计划,分段来实施,而不再是阿波罗的一站式到位,这可要冒相当大的风险,一旦出事故挽救也非常艰难,如航天飞机).而当中国的360吨级火箭发动机研制成功之后,则立即用来替换与改进现有火箭的发动机,并进行各种形式的飞行试验与载荷发射,让时间与实际使用经验来让这种360吨级大型液氧煤油逐步改进完善.当发动机已经拥有相当高的稳定性能后,即上马首先生产3.35米芯级\起飞推力1090吨的长征六号火箭,并投入地球轨道空间的卫星发射服务,再在这一过程中发现问题\改进性能,让其慢慢成熟稳定,一如今天的长征二号捆绑火箭那样,不求其最先进,但务求其最安全最稳定,让人放心,毕竟人命关天.与之同时,神舟飞船也在使用中逐步升级与扩大质量,进行长时间(指15至30天)空间飞行试验.
当这种新型的长征六号火箭性能稳定成熟之后,即研制与之相配套的扩大版神舟飞船,并投入近地空间的飞行并与地球空间站进行对接.而当新飞船与及新火箭都已经日渐成熟之后,就可以进行神舟扩大版飞船的环月轨道试验了,先无人后有人,逐步撑握进出往来地月轨道空间的经验.与此同时上马研制360*4芯级9米直径的巨型长征六号火箭,由于360吨级发动机已经经过长时间的使用,性能稳定,高度成熟,尽管推力比起土星的F1发动机不如,但由于如同今天的长征二F火箭那样高度成熟,性能稳定,推力不足就加多发动台数,长二F不是有八台发动机?!我们也为长征六号巨型火箭装上8台360吨级液氧煤油发动机.之后用这种火箭向地球轨道发射各种载荷,同样也让时间与使用经验来让这种巨型火箭性能逐步稳定成熟.当事实证明这种火箭高度可靠之后,我们就用这种火箭向月球轨道发射月球轨道舱与月球空间站的各种舱段,好让执行绕月飞行任务的神舟飞船宇航员有一个更好的工作生活空间.之后,再向月球轨道发射登月舱与月球空间站对接.这这样在经过曼长的时光岁月之后,中国小步但从不间断地慢跑,终于迎来了直正载人登陆月球的这一天.而这也许是30年以后的岁月时光(即2047年以后)了,如我,在2007年11月17日写这篇评论的作者,高凉陈君也许也早已从这个地球上消失了!
附录:
拥有120吨级\360吨级液氧煤油发动机与50吨级氢氧发动机后中国火箭的主要组合谱系
2.25米芯级直径(全国发射):
120*1=120吨.
3.35米芯级直径(全国发射) :
120*2=240吨
120*2+120*2(助推数)=480吨
360*1=360吨
360+120*2=600吨
120*2(芯级)+120*4=720吨
360+120*4=840吨
120*2+360*2=960吨
360+360*2(助推器数目)=1090吨(长征六号3.35米芯级模块核心版)
360+360*4=1800吨(中国内陆发射场起飞质量极限版)
5米芯级直径以上,受铁路隧道瓶颈限制只能在海南发射
50(长征五号芯级)*2+120*4=580吨(长五5.5米芯级基本版)
50*2+360*2=960吨
50*2+(120*2(长五3.35米模块)*4=1060吨
50*2+360*2+120*2=1060吨
50*2+360*4=1540吨(长五极限版)
360*4=1440吨(长征六号9米芯级基本版)
360*4+120*2=1680吨
360*4+120*4(助推器数量)=1920吨
360*4+360*2=2160吨
360*4+360*2+120*2=2400吨
360*4+360*4=2880吨(长征六号月球大型货运火箭基本版)
360*4+360*4+120*2=3120吨
360*4+360*6=3600吨(长征六号火箭极限版)
二.当中国拥有120吨级\500吨级液氧煤油发动机与50吨级氢氧发动机之后中国火箭的主要谱系:
2.25米芯级直径(全国发射):
120*1=120吨
3.35米直径(全国发射):
120*2=240吨
120*2+120*2=480吨
120*2+120*4=720吨
5米芯级直径以上(仅限海南发射):
500*1=500吨
50*2+120*4=580吨(长五基本版)
500+120*2=740吨
500+120*4=980吨
50*2+500*2(助推器数量)=1100吨
50*2+(120*2)*4=1060吨
500+500*2=1500吨
500*4=2000吨
500*4+120*2=2240吨
500*4+120*4=2480吨
500*4+500*2=3000吨
500*4+500*2+120*2=3240吨
500*4+500*4=4000吨
500*4+500*6=5000吨(极限版)高凉陈君版本的中国载人登月计划
在上一篇评论中论述了中国必须立刻开展载人登月计划的必要性之后,本文将详细论述中国应该如何实施其实际的登月过程.
经过深入的分析研究之后,我认为未来中国的载人登月计划应该分四步走.第一步'研制神舟飞船的环月飞行版;第二步'发射小型月球空间站;第三步'实现月面登陆;第四步建立月面驻人基地.
在列出了中国载人登月的计划步骤之后,我们再来分析研究要实现这些步骤所需要的那些关键工具.
火箭章
充分认识以研制360吨级液氧煤油发动机为突破口对中国载人登月计划的深远意义
毫无疑问,以中国目前所拥有的火箭,的确是没有能力将神舟飞船的"环月版"送入月球轨道的.而正在研究中的长征五型火箭拥有这个能力,其极限版的起飞推力达50*2(芯级)+120*2(3.35米级助推器)*4=1060吨,近地轨道运载能力达35吨,月球轨道运载能力达17吨,完全可以将神舟飞船的环月版送入月球轨道.但是由于中国铁路隧道的瓶颈限制,5米以上直径的长征五号火箭无法利用现有的酒泉载人航天基地进行发射,考虑到日后还要建设月球空间站的需要,我在上一篇评论中就指出了中国要立刻上马研制360吨级液氧煤油火箭发动机,而这种发动机说白了就是俄罗斯RD180火箭发动机的中国版.既然RD180的生产权俄罗斯可以卖给美国,那么卖给中国又何妨?!反正都已经卖了一次,又何妨再卖多一次?!当然,如果实在弄不到俄罗斯RD180发动机的生产技术,那么中国就自己搞,反正已经成功经历过120吨级的液氧煤油发动机的研制过程,只使上马独立研究360级吨的发动机也不会遇任何不可解决的问题,只不过所费时间长久点'所耗金钱更多点而已.
一旦拥有360吨级的液氧煤油发动机,就完全可以用这种大型发动机为芯级研究新型的3.35米直径大推力火箭(即中国的阿特拉斯五型火箭)用于神舟飞船环月版的发射.如利用360吨级液氧煤油发动机的长征六号(暂时名字)3.35米直径模块,以360*1(芯级)+360*2(助推器)的方式组合就可以得到1090吨起飞推力的适合酒泉载人航天中心发射的大型火箭.这样就完全避免了要在海南省文昌重新建设一套载人航天飞船发射设施的费用,文昌航天中心只专注于大型无人火箭的发射,而载人空间飞行无论是近地轨道还是登月任务均由酒泉航天中心承担.这一计划我认为在未来十五年内就可以实现,原因就在于360吨级液氧煤油发动机技术可以很容易就能从国际上得到,只要中国决心要研制更大推力的煤油发动机,俄罗斯人认识到中国的这个决心是无法阻挡之后,他们就会立即上门来向中国推销他们的RD180火箭发动机与及全套生产技术的.而现在他们之所还不肯卖给中国而却愿意卖给美国,原因就在于他们想吊中国的价钱而已,但一旦中国表现出坚决要自行研制360吨级液氧煤油发动机的决心并立即付之于行动,俄罗斯人就会自动送货上门的,因为到这时就会错过了这个村就没那个店了,能卖多少钱就多少钱,卖得出就算有赚;最明显的例子就是质子火箭上的250吨级P-119混肼火箭发动机,如果在二十世纪90年代俄罗斯人能够向中国推销,我想俄罗斯还是会在中国"蒙"到不少钱的,可是到了今时今日,这种混肼火箭发动机生产技术就算是白送给中国也没多少人想要.因此,我坚信如果国家立即上马研制360吨级液氧煤油发动机,不用十年时间我国就会完全撑握这一重型火箭发动机生产技术,无论是自研还是购买俄罗斯RD180发动机的生产技术.
与之相反,如果上马研究500吨级的液氧煤油发动机,国际上既没有现成的生产技术可以购买,更重要的还有于受铁路隧道瓶颈限制,500吨级液氧煤油发动机无论是作为芯级还是助推器都无法利用内陆三大发射中心进行发射,这将会造成内陆发射设施的极大浪费,加大了国家进行登月计划的投资负担,而且在战争时期也压缩了军方航天发射选择的回旋空间.因此目前上马研制500吨级液氧煤油发动机显然难以比上马研制360吨级发动机更能够获得大范围与足够多利益集团的支持.最明显的道理就是今天长征五号5米直径级别的火箭几乎成了海南的独享菜,其它酒泉'太原'西昌所在省份的人大代表尽管表面上不说反对,但心里决不会很乐意.更重要的还有军方的顾虑,500吨级液氧煤油发动机推力过大,500*4芯级的长征六号火箭除了登月之外在近地空间用处不大,而只使是500*1芯级的也由于受到铁路运输的隧道瓶颈限制除了海南发射场可以发射之外,其它三个已经建成并投入运行的内陆发射场也无能为力.而海南发射场在和平时期会受热带风暴影响,在战争时期又更容易受到安全威胁,军事战略回旋空间远远没有内陆发射场大.因此要现在的中国立即上马研制500吨级液氧煤油发动机,军方不会很感兴趣.
但研制360吨级的液氧煤油发动机则不然,由于其以360*1制造的芯级直径可以限制在3.35米以内,因此处于中国内陆的酒泉'太原'西昌三大航天发射中心均可以发射.而且与目前国家研制中的120吨液氧煤油发动机与及50吨氢氧发动机相组合,完全可以组合出360*1=360吨\360+120*2=600吨\50*2+360*2=820吨\360+120*4=840吨\360+360*2=1090吨\50*2+360*2+120*2=1060吨等诸多起飞推力种类的火箭来,这些起飞推力级别不仅履盖目前国际上绝大多数的发射重量空间,而且在发射场的选择余地上也要比仅仅只能够在海南发射的以500吨级液氧煤油发动机为芯级的火箭要宽容得多,这在战争时期对于军方而言可是必须考虑的致命因素.与之相反,以360*4为芯级直径9米以上的火箭还是得在海南发射,而360吨级液氧煤油发动机也可以组合出360*4=1440吨\360*4+120*2=1680吨\360*4+120*4=1920吨\360*4+360*2=2160吨\360*4+360*2+120*2=2400吨\360*4+360*4=2880吨\360*4+360*4+120*2=3120吨\360*4+360*6=3600吨诸多重型火箭组合来,而这些火箭无论是用于近地轨道空间站的发射还是用于载人登月计划都完全可以胜任.甚至只使中国政府未来二十年都决定不发展360*4芯级的巨型火箭,360吨级的液氧煤油发动机也可以与目前研制中的长征五号组合发展出50*2+360*2=840吨\50*2+360*2+120*2=1060吨\50*2+360*4=1680吨三种重型火箭来,这对于中国未来必定实行的空间站计划大有好处.而500吨级液氧煤油发动机由于推力过大,不仅发射场地受到诸多限制,在推力组合方面也远远没有360吨级的这么方便.这样只使能够研制出来,由于使数量的不足它成本的回收也将成为大问题,这就反过使它的研制发展更难于获得政府与社会公众的支持.而360吨级液氧煤油发动机则不存在这种困境,会有足够的数量需求与使用时间来让其慢慢发展成熟与扩张使用范围,一旦政府与社会公众日后觉得有必要进行载人登月计划,我们就可以立即在成熟的360吨级液氧煤油发动机的基础上发展出360*4甚至360*6芯级的巨型火箭来支持我们的月球载人计划.这事实上就是长征二号火箭发展成熟过程的翻版,如果我国不是仗着拥有成熟的75吨级肼类火箭发动机与及由此发展起来的长征二号火箭,恐怕神舟载人航天计划就会面临更多的技术困难与必须经历更多的挫折了,可是921计划实际上进行得又是那么的顺利与一切水到渠成.而一切这也苏联时期发展的能源号火箭最终之所以被放弃的核心根源,原因就是因为很难用得上啊!更巧的是今天的俄罗斯RD180液氧煤油发动机就是由能源火箭上的RD170巨型发动机缩小改进而成的,RD170为什么要缩小改进呢?!就是为了能够在巨型火箭之外找得到更为广阔与适合的使用市场.这到头来绝不是多此一举?!因此如果今天的中国还决定仅仅为了载人登月计划而研制500吨的巨型液氧煤油火箭发动机,这可又是重走苏联当年的错误路线,那可不仅仅浪费钱财与人力物力资源,也会让后代子孙笑话今天我们的决策智慧.
当中国成功研制出360吨级液氧煤油发动机之后,我们就可组合出两种火箭来执行中国的载人登月计划.这两种火箭第一种就是以360*1为芯级'捆绑上两枚360吨级液氧煤油发动机推进器,合计起飞推力为1090吨的3.35米版的长征六型火箭(也可以使用芯级捆绑4台360吨液氧煤油发动机,起飞推力达1800吨的型号).这种火箭第一级合计为3台360吨级液氧煤油发动机,第二级为一台360吨液氧煤油发动机,第三级则为一台50吨级氢氧火箭发动机.这种火箭近地轨道运载质量为35吨,月球轨道运载质量为17吨.用于从酒泉航天中心向月球发射载人神舟飞船的环月飞行版.
第二种则是以360*4为芯级,再捆绑上四台360吨级助推器的直径9米版的长征六型巨型火箭.这种火箭起飞推力合计2880吨(如果需要,也可以使用360*4外加6枚360吨级助推器,合计起飞推力达3600吨的型号).这种火箭第一级为8台360吨级液氧煤油发动机,第二级为4台360吨级液氧煤油发动机,第三级为两台50吨氢氧发动机.近地轨道运载质量90吨,月球轨道35吨.用于从海南航天中心向月球轨道发射只有对接段+月球轨道舱+推进舱(用于月球轨道捕获'姿态控制)或只有对接段+月球登陆舱+推进舱(用于月球轨道捕获'姿态控制)的两种无人货运飞船.
飞船章
A.载人神舟飞船的环月轨道版
在本人的中国载人登月计划中如何最充分利用今天中国现有的飞船与发射设施,努力减少一切设备重复投资是最为重要的思考点.因此研制360吨级液氧煤油火箭发动机必须成为中国未来载人登月计划的关键核心节点.只要360吨级火箭发动机研制成功,芯级(360*1)直径3.35米模块的长征六号火箭再捆上两支360吨级液氧煤油发动机助推器,合计起飞推力将达1090吨,其近地轨道运载能力35吨'月球轨道运载能力15吨,这就完全可以用来发射神舟飞船的环月版.而开发研制神舟飞船的环月轨道版可又是本人载人登月计划的最重要特点.
当然,现在的神舟飞船还不可以用于载人环月飞行,但可以在目前神舟飞船的基础上扩大推进舱的推力与电力供应系统,使其具有足够的能力捕获月球轨道与脱离月球轨道再返回地球,而目前神舟飞船的轨道舱也要扩大,以适应地月转移轨道长时间空间飞行宇航员们日常生活的需要,而神舟飞船的返回舱则维持不变,依旧为三人体制,当然还要加上对接段.整个扩大版的神舟飞船总重量将达17吨左右.脱离地球轨道的工作则由长征六号的第三级完成,而进入月球轨道\月球轨道的维持与及脱离月球轨道\再入地球轨道的能量则由飞船自己的推进舱来完成.
B.大型无人环月货运飞船(当然还要一种类似今天俄罗斯进步货运飞船的月球轨道版,在此就不多说了)
由于扩大版的神舟飞船没有登月舱,因此登月舱要由货运飞船来发射.这种货运飞船有两种型号.
第一种只有对接段+月球轨道舱+推进舱.对接段用于与月球轨道上的神舟环月飞船进行对接,而月球轨道舱则让神舟飞船上的宇航员拥有更大\更优良的居住生活空间与更多的实验设施仪器,货运飞船的推进舱则主要用于月球轨道的捕获与月球轨道的维持.而货运飞船地球轨道脱离的工作则由长征六型火箭的第三级来完成.这样,在月球轨道上神舟环月飞船与货运飞船对接后将形成一个小型的环月空间站,如果要扩大空间站的规模则发射更多的舱段即可.而月球空间站日常人员的调换则由神舟环月飞船来执行,日常食品与仪器设施的供应则由更小型的货运飞船来执行.
第二种只有对接段+月球登陆舱+推进舱.对接段用于与月球轨道上的月球空间站进行对接,而推进舱则用于月球轨道的捕获\对接与自身姿态的控制与轨道维持.而对接之后,月球空间站的宇航员就可以进入登月舱降落到月面来完成中国的载人登月之旅.而登月完成之后,宇航员搭乘登月舱的上升段返回月球轨道,与月球空间站对接之后即可抛弃.而宇航员则可继续在月球空间站上工作或搭乘神舟环月飞船返回地球.
至于更为复杂的月面基地舱,在制造好之后直接由更大推力的火箭直接发射往月球表面而不与月球空间站对接,在成功降落月球表面之后,再由宇航员搭乘登月舱降落到月球基地舱附近,之后开门进住.要返回地球则同样搭乘登月舱上升进入月球轨道与月球空间站对接,之后再搭乘神舟飞船返回地球.而月面基地补给则由地球上发射的无人登月飞船直接降落到月面基地附近,再由机器人搬入月球基地舱.
综述章
由此可见,中国未来的载人登月计划远非一般人想象的那么艰巨.由于现今并非冷战时代,我们可以相当容易地从外国购买到大推力的液氧煤油发动机来制造巨型登月火箭.而在美国阿波罗时代仅仅用于研制土星火箭的预算便占去了整个阿波罗计划资金的五分之一,即高达65亿美元.而又由于要抢时间,登月飞船要全新研制,更要面临大量新问题\新技术的研究攻关,这也要花不少钱.而今天的中国则不然,我们可以慢慢地研制(也可以从俄罗斯购买RD180的生产技术)360吨级的液氧煤油火箭发动机.而继续按顺序推进自己神舟飞船空间对接交会计划的完成,之后再研制中国的空间站(以后一切星际旅行都会存在空间站,无论是登陆火星还是金星\木卫二,原因就在于人货分离有着极好的安全冗余度,而且更可以划分为多个任务计划,分段来实施,而不再是阿波罗的一站式到位,这可要冒相当大的风险,一旦出事故挽救也非常艰难,如航天飞机).而当中国的360吨级火箭发动机研制成功之后,则立即用来替换与改进现有火箭的发动机,并进行各种形式的飞行试验与载荷发射,让时间与实际使用经验来让这种360吨级大型液氧煤油逐步改进完善.当发动机已经拥有相当高的稳定性能后,即上马首先生产3.35米芯级\起飞推力1090吨的长征六号火箭,并投入地球轨道空间的卫星发射服务,再在这一过程中发现问题\改进性能,让其慢慢成熟稳定,一如今天的长征二号捆绑火箭那样,不求其最先进,但务求其最安全最稳定,让人放心,毕竟人命关天.与之同时,神舟飞船也在使用中逐步升级与扩大质量,进行长时间(指15至30天)空间飞行试验.
当这种新型的长征六号火箭性能稳定成熟之后,即研制与之相配套的扩大版神舟飞船,并投入近地空间的飞行并与地球空间站进行对接.而当新飞船与及新火箭都已经日渐成熟之后,就可以进行神舟扩大版飞船的环月轨道试验了,先无人后有人,逐步撑握进出往来地月轨道空间的经验.与此同时上马研制360*4芯级9米直径的巨型长征六号火箭,由于360吨级发动机已经经过长时间的使用,性能稳定,高度成熟,尽管推力比起土星的F1发动机不如,但由于如同今天的长征二F火箭那样高度成熟,性能稳定,推力不足就加多发动台数,长二F不是有八台发动机?!我们也为长征六号巨型火箭装上8台360吨级液氧煤油发动机.之后用这种火箭向地球轨道发射各种载荷,同样也让时间与使用经验来让这种巨型火箭性能逐步稳定成熟.当事实证明这种火箭高度可靠之后,我们就用这种火箭向月球轨道发射月球轨道舱与月球空间站的各种舱段,好让执行绕月飞行任务的神舟飞船宇航员有一个更好的工作生活空间.之后,再向月球轨道发射登月舱与月球空间站对接.这这样在经过曼长的时光岁月之后,中国小步但从不间断地慢跑,终于迎来了直正载人登陆月球的这一天.而这也许是30年以后的岁月时光(即2047年以后)了,如我,在2007年11月17日写这篇评论的作者,高凉陈君也许也早已从这个地球上消失了!
附录:
拥有120吨级\360吨级液氧煤油发动机与50吨级氢氧发动机后中国火箭的主要组合谱系
2.25米芯级直径(全国发射):
120*1=120吨.
3.35米芯级直径(全国发射) :
120*2=240吨
120*2+120*2(助推数)=480吨
360*1=360吨
360+120*2=600吨
120*2(芯级)+120*4=720吨
360+120*4=840吨
120*2+360*2=960吨
360+360*2(助推器数目)=1090吨(长征六号3.35米芯级模块核心版)
360+360*4=1800吨(中国内陆发射场起飞质量极限版)
5米芯级直径以上,受铁路隧道瓶颈限制只能在海南发射
50(长征五号芯级)*2+120*4=580吨(长五5.5米芯级基本版)
50*2+360*2=960吨
50*2+(120*2(长五3.35米模块)*4=1060吨
50*2+360*2+120*2=1060吨
50*2+360*4=1540吨(长五极限版)
360*4=1440吨(长征六号9米芯级基本版)
360*4+120*2=1680吨
360*4+120*4(助推器数量)=1920吨
360*4+360*2=2160吨
360*4+360*2+120*2=2400吨
360*4+360*4=2880吨(长征六号月球大型货运火箭基本版)
360*4+360*4+120*2=3120吨
360*4+360*6=3600吨(长征六号火箭极限版)
二.当中国拥有120吨级\500吨级液氧煤油发动机与50吨级氢氧发动机之后中国火箭的主要谱系:
2.25米芯级直径(全国发射):
120*1=120吨
3.35米直径(全国发射):
120*2=240吨
120*2+120*2=480吨
120*2+120*4=720吨
5米芯级直径以上(仅限海南发射):
500*1=500吨
50*2+120*4=580吨(长五基本版)
500+120*2=740吨
500+120*4=980吨
50*2+500*2(助推器数量)=1100吨
50*2+(120*2)*4=1060吨
500+500*2=1500吨
500*4=2000吨
500*4+120*2=2240吨
500*4+120*4=2480吨
500*4+500*2=3000吨
500*4+500*2+120*2=3240吨
500*4+500*4=4000吨
500*4+500*6=5000吨(极限版)
在上一篇评论中论述了中国必须立刻开展载人登月计划的必要性之后,本文将详细论述中国应该如何实施其实际的登月过程.
经过深入的分析研究之后,我认为未来中国的载人登月计划应该分四步走.第一步'研制神舟飞船的环月飞行版;第二步'发射小型月球空间站;第三步'实现月面登陆;第四步建立月面驻人基地.
在列出了中国载人登月的计划步骤之后,我们再来分析研究要实现这些步骤所需要的那些关键工具.
火箭章
充分认识以研制360吨级液氧煤油发动机为突破口对中国载人登月计划的深远意义
毫无疑问,以中国目前所拥有的火箭,的确是没有能力将神舟飞船的"环月版"送入月球轨道的.而正在研究中的长征五型火箭拥有这个能力,其极限版的起飞推力达50*2(芯级)+120*2(3.35米级助推器)*4=1060吨,近地轨道运载能力达35吨,月球轨道运载能力达17吨,完全可以将神舟飞船的环月版送入月球轨道.但是由于中国铁路隧道的瓶颈限制,5米以上直径的长征五号火箭无法利用现有的酒泉载人航天基地进行发射,考虑到日后还要建设月球空间站的需要,我在上一篇评论中就指出了中国要立刻上马研制360吨级液氧煤油火箭发动机,而这种发动机说白了就是俄罗斯RD180火箭发动机的中国版.既然RD180的生产权俄罗斯可以卖给美国,那么卖给中国又何妨?!反正都已经卖了一次,又何妨再卖多一次?!当然,如果实在弄不到俄罗斯RD180发动机的生产技术,那么中国就自己搞,反正已经成功经历过120吨级的液氧煤油发动机的研制过程,只使上马独立研究360级吨的发动机也不会遇任何不可解决的问题,只不过所费时间长久点'所耗金钱更多点而已.
一旦拥有360吨级的液氧煤油发动机,就完全可以用这种大型发动机为芯级研究新型的3.35米直径大推力火箭(即中国的阿特拉斯五型火箭)用于神舟飞船环月版的发射.如利用360吨级液氧煤油发动机的长征六号(暂时名字)3.35米直径模块,以360*1(芯级)+360*2(助推器)的方式组合就可以得到1090吨起飞推力的适合酒泉载人航天中心发射的大型火箭.这样就完全避免了要在海南省文昌重新建设一套载人航天飞船发射设施的费用,文昌航天中心只专注于大型无人火箭的发射,而载人空间飞行无论是近地轨道还是登月任务均由酒泉航天中心承担.这一计划我认为在未来十五年内就可以实现,原因就在于360吨级液氧煤油发动机技术可以很容易就能从国际上得到,只要中国决心要研制更大推力的煤油发动机,俄罗斯人认识到中国的这个决心是无法阻挡之后,他们就会立即上门来向中国推销他们的RD180火箭发动机与及全套生产技术的.而现在他们之所还不肯卖给中国而却愿意卖给美国,原因就在于他们想吊中国的价钱而已,但一旦中国表现出坚决要自行研制360吨级液氧煤油发动机的决心并立即付之于行动,俄罗斯人就会自动送货上门的,因为到这时就会错过了这个村就没那个店了,能卖多少钱就多少钱,卖得出就算有赚;最明显的例子就是质子火箭上的250吨级P-119混肼火箭发动机,如果在二十世纪90年代俄罗斯人能够向中国推销,我想俄罗斯还是会在中国"蒙"到不少钱的,可是到了今时今日,这种混肼火箭发动机生产技术就算是白送给中国也没多少人想要.因此,我坚信如果国家立即上马研制360吨级液氧煤油发动机,不用十年时间我国就会完全撑握这一重型火箭发动机生产技术,无论是自研还是购买俄罗斯RD180发动机的生产技术.
与之相反,如果上马研究500吨级的液氧煤油发动机,国际上既没有现成的生产技术可以购买,更重要的还有于受铁路隧道瓶颈限制,500吨级液氧煤油发动机无论是作为芯级还是助推器都无法利用内陆三大发射中心进行发射,这将会造成内陆发射设施的极大浪费,加大了国家进行登月计划的投资负担,而且在战争时期也压缩了军方航天发射选择的回旋空间.因此目前上马研制500吨级液氧煤油发动机显然难以比上马研制360吨级发动机更能够获得大范围与足够多利益集团的支持.最明显的道理就是今天长征五号5米直径级别的火箭几乎成了海南的独享菜,其它酒泉'太原'西昌所在省份的人大代表尽管表面上不说反对,但心里决不会很乐意.更重要的还有军方的顾虑,500吨级液氧煤油发动机推力过大,500*4芯级的长征六号火箭除了登月之外在近地空间用处不大,而只使是500*1芯级的也由于受到铁路运输的隧道瓶颈限制除了海南发射场可以发射之外,其它三个已经建成并投入运行的内陆发射场也无能为力.而海南发射场在和平时期会受热带风暴影响,在战争时期又更容易受到安全威胁,军事战略回旋空间远远没有内陆发射场大.因此要现在的中国立即上马研制500吨级液氧煤油发动机,军方不会很感兴趣.
但研制360吨级的液氧煤油发动机则不然,由于其以360*1制造的芯级直径可以限制在3.35米以内,因此处于中国内陆的酒泉'太原'西昌三大航天发射中心均可以发射.而且与目前国家研制中的120吨液氧煤油发动机与及50吨氢氧发动机相组合,完全可以组合出360*1=360吨\360+120*2=600吨\50*2+360*2=820吨\360+120*4=840吨\360+360*2=1090吨\50*2+360*2+120*2=1060吨等诸多起飞推力种类的火箭来,这些起飞推力级别不仅履盖目前国际上绝大多数的发射重量空间,而且在发射场的选择余地上也要比仅仅只能够在海南发射的以500吨级液氧煤油发动机为芯级的火箭要宽容得多,这在战争时期对于军方而言可是必须考虑的致命因素.与之相反,以360*4为芯级直径9米以上的火箭还是得在海南发射,而360吨级液氧煤油发动机也可以组合出360*4=1440吨\360*4+120*2=1680吨\360*4+120*4=1920吨\360*4+360*2=2160吨\360*4+360*2+120*2=2400吨\360*4+360*4=2880吨\360*4+360*4+120*2=3120吨\360*4+360*6=3600吨诸多重型火箭组合来,而这些火箭无论是用于近地轨道空间站的发射还是用于载人登月计划都完全可以胜任.甚至只使中国政府未来二十年都决定不发展360*4芯级的巨型火箭,360吨级的液氧煤油发动机也可以与目前研制中的长征五号组合发展出50*2+360*2=840吨\50*2+360*2+120*2=1060吨\50*2+360*4=1680吨三种重型火箭来,这对于中国未来必定实行的空间站计划大有好处.而500吨级液氧煤油发动机由于推力过大,不仅发射场地受到诸多限制,在推力组合方面也远远没有360吨级的这么方便.这样只使能够研制出来,由于使数量的不足它成本的回收也将成为大问题,这就反过使它的研制发展更难于获得政府与社会公众的支持.而360吨级液氧煤油发动机则不存在这种困境,会有足够的数量需求与使用时间来让其慢慢发展成熟与扩张使用范围,一旦政府与社会公众日后觉得有必要进行载人登月计划,我们就可以立即在成熟的360吨级液氧煤油发动机的基础上发展出360*4甚至360*6芯级的巨型火箭来支持我们的月球载人计划.这事实上就是长征二号火箭发展成熟过程的翻版,如果我国不是仗着拥有成熟的75吨级肼类火箭发动机与及由此发展起来的长征二号火箭,恐怕神舟载人航天计划就会面临更多的技术困难与必须经历更多的挫折了,可是921计划实际上进行得又是那么的顺利与一切水到渠成.而一切这也苏联时期发展的能源号火箭最终之所以被放弃的核心根源,原因就是因为很难用得上啊!更巧的是今天的俄罗斯RD180液氧煤油发动机就是由能源火箭上的RD170巨型发动机缩小改进而成的,RD170为什么要缩小改进呢?!就是为了能够在巨型火箭之外找得到更为广阔与适合的使用市场.这到头来绝不是多此一举?!因此如果今天的中国还决定仅仅为了载人登月计划而研制500吨的巨型液氧煤油火箭发动机,这可又是重走苏联当年的错误路线,那可不仅仅浪费钱财与人力物力资源,也会让后代子孙笑话今天我们的决策智慧.
当中国成功研制出360吨级液氧煤油发动机之后,我们就可组合出两种火箭来执行中国的载人登月计划.这两种火箭第一种就是以360*1为芯级'捆绑上两枚360吨级液氧煤油发动机推进器,合计起飞推力为1090吨的3.35米版的长征六型火箭(也可以使用芯级捆绑4台360吨液氧煤油发动机,起飞推力达1800吨的型号).这种火箭第一级合计为3台360吨级液氧煤油发动机,第二级为一台360吨液氧煤油发动机,第三级则为一台50吨级氢氧火箭发动机.这种火箭近地轨道运载质量为35吨,月球轨道运载质量为17吨.用于从酒泉航天中心向月球发射载人神舟飞船的环月飞行版.
第二种则是以360*4为芯级,再捆绑上四台360吨级助推器的直径9米版的长征六型巨型火箭.这种火箭起飞推力合计2880吨(如果需要,也可以使用360*4外加6枚360吨级助推器,合计起飞推力达3600吨的型号).这种火箭第一级为8台360吨级液氧煤油发动机,第二级为4台360吨级液氧煤油发动机,第三级为两台50吨氢氧发动机.近地轨道运载质量90吨,月球轨道35吨.用于从海南航天中心向月球轨道发射只有对接段+月球轨道舱+推进舱(用于月球轨道捕获'姿态控制)或只有对接段+月球登陆舱+推进舱(用于月球轨道捕获'姿态控制)的两种无人货运飞船.
飞船章
A.载人神舟飞船的环月轨道版
在本人的中国载人登月计划中如何最充分利用今天中国现有的飞船与发射设施,努力减少一切设备重复投资是最为重要的思考点.因此研制360吨级液氧煤油火箭发动机必须成为中国未来载人登月计划的关键核心节点.只要360吨级火箭发动机研制成功,芯级(360*1)直径3.35米模块的长征六号火箭再捆上两支360吨级液氧煤油发动机助推器,合计起飞推力将达1090吨,其近地轨道运载能力35吨'月球轨道运载能力15吨,这就完全可以用来发射神舟飞船的环月版.而开发研制神舟飞船的环月轨道版可又是本人载人登月计划的最重要特点.
当然,现在的神舟飞船还不可以用于载人环月飞行,但可以在目前神舟飞船的基础上扩大推进舱的推力与电力供应系统,使其具有足够的能力捕获月球轨道与脱离月球轨道再返回地球,而目前神舟飞船的轨道舱也要扩大,以适应地月转移轨道长时间空间飞行宇航员们日常生活的需要,而神舟飞船的返回舱则维持不变,依旧为三人体制,当然还要加上对接段.整个扩大版的神舟飞船总重量将达17吨左右.脱离地球轨道的工作则由长征六号的第三级完成,而进入月球轨道\月球轨道的维持与及脱离月球轨道\再入地球轨道的能量则由飞船自己的推进舱来完成.
B.大型无人环月货运飞船(当然还要一种类似今天俄罗斯进步货运飞船的月球轨道版,在此就不多说了)
由于扩大版的神舟飞船没有登月舱,因此登月舱要由货运飞船来发射.这种货运飞船有两种型号.
第一种只有对接段+月球轨道舱+推进舱.对接段用于与月球轨道上的神舟环月飞船进行对接,而月球轨道舱则让神舟飞船上的宇航员拥有更大\更优良的居住生活空间与更多的实验设施仪器,货运飞船的推进舱则主要用于月球轨道的捕获与月球轨道的维持.而货运飞船地球轨道脱离的工作则由长征六型火箭的第三级来完成.这样,在月球轨道上神舟环月飞船与货运飞船对接后将形成一个小型的环月空间站,如果要扩大空间站的规模则发射更多的舱段即可.而月球空间站日常人员的调换则由神舟环月飞船来执行,日常食品与仪器设施的供应则由更小型的货运飞船来执行.
第二种只有对接段+月球登陆舱+推进舱.对接段用于与月球轨道上的月球空间站进行对接,而推进舱则用于月球轨道的捕获\对接与自身姿态的控制与轨道维持.而对接之后,月球空间站的宇航员就可以进入登月舱降落到月面来完成中国的载人登月之旅.而登月完成之后,宇航员搭乘登月舱的上升段返回月球轨道,与月球空间站对接之后即可抛弃.而宇航员则可继续在月球空间站上工作或搭乘神舟环月飞船返回地球.
至于更为复杂的月面基地舱,在制造好之后直接由更大推力的火箭直接发射往月球表面而不与月球空间站对接,在成功降落月球表面之后,再由宇航员搭乘登月舱降落到月球基地舱附近,之后开门进住.要返回地球则同样搭乘登月舱上升进入月球轨道与月球空间站对接,之后再搭乘神舟飞船返回地球.而月面基地补给则由地球上发射的无人登月飞船直接降落到月面基地附近,再由机器人搬入月球基地舱.
综述章
由此可见,中国未来的载人登月计划远非一般人想象的那么艰巨.由于现今并非冷战时代,我们可以相当容易地从外国购买到大推力的液氧煤油发动机来制造巨型登月火箭.而在美国阿波罗时代仅仅用于研制土星火箭的预算便占去了整个阿波罗计划资金的五分之一,即高达65亿美元.而又由于要抢时间,登月飞船要全新研制,更要面临大量新问题\新技术的研究攻关,这也要花不少钱.而今天的中国则不然,我们可以慢慢地研制(也可以从俄罗斯购买RD180的生产技术)360吨级的液氧煤油火箭发动机.而继续按顺序推进自己神舟飞船空间对接交会计划的完成,之后再研制中国的空间站(以后一切星际旅行都会存在空间站,无论是登陆火星还是金星\木卫二,原因就在于人货分离有着极好的安全冗余度,而且更可以划分为多个任务计划,分段来实施,而不再是阿波罗的一站式到位,这可要冒相当大的风险,一旦出事故挽救也非常艰难,如航天飞机).而当中国的360吨级火箭发动机研制成功之后,则立即用来替换与改进现有火箭的发动机,并进行各种形式的飞行试验与载荷发射,让时间与实际使用经验来让这种360吨级大型液氧煤油逐步改进完善.当发动机已经拥有相当高的稳定性能后,即上马首先生产3.35米芯级\起飞推力1090吨的长征六号火箭,并投入地球轨道空间的卫星发射服务,再在这一过程中发现问题\改进性能,让其慢慢成熟稳定,一如今天的长征二号捆绑火箭那样,不求其最先进,但务求其最安全最稳定,让人放心,毕竟人命关天.与之同时,神舟飞船也在使用中逐步升级与扩大质量,进行长时间(指15至30天)空间飞行试验.
当这种新型的长征六号火箭性能稳定成熟之后,即研制与之相配套的扩大版神舟飞船,并投入近地空间的飞行并与地球空间站进行对接.而当新飞船与及新火箭都已经日渐成熟之后,就可以进行神舟扩大版飞船的环月轨道试验了,先无人后有人,逐步撑握进出往来地月轨道空间的经验.与此同时上马研制360*4芯级9米直径的巨型长征六号火箭,由于360吨级发动机已经经过长时间的使用,性能稳定,高度成熟,尽管推力比起土星的F1发动机不如,但由于如同今天的长征二F火箭那样高度成熟,性能稳定,推力不足就加多发动台数,长二F不是有八台发动机?!我们也为长征六号巨型火箭装上8台360吨级液氧煤油发动机.之后用这种火箭向地球轨道发射各种载荷,同样也让时间与使用经验来让这种巨型火箭性能逐步稳定成熟.当事实证明这种火箭高度可靠之后,我们就用这种火箭向月球轨道发射月球轨道舱与月球空间站的各种舱段,好让执行绕月飞行任务的神舟飞船宇航员有一个更好的工作生活空间.之后,再向月球轨道发射登月舱与月球空间站对接.这这样在经过曼长的时光岁月之后,中国小步但从不间断地慢跑,终于迎来了直正载人登陆月球的这一天.而这也许是30年以后的岁月时光(即2047年以后)了,如我,在2007年11月17日写这篇评论的作者,高凉陈君也许也早已从这个地球上消失了!
附录:
拥有120吨级\360吨级液氧煤油发动机与50吨级氢氧发动机后中国火箭的主要组合谱系
2.25米芯级直径(全国发射):
120*1=120吨.
3.35米芯级直径(全国发射) :
120*2=240吨
120*2+120*2(助推数)=480吨
360*1=360吨
360+120*2=600吨
120*2(芯级)+120*4=720吨
360+120*4=840吨
120*2+360*2=960吨
360+360*2(助推器数目)=1090吨(长征六号3.35米芯级模块核心版)
360+360*4=1800吨(中国内陆发射场起飞质量极限版)
5米芯级直径以上,受铁路隧道瓶颈限制只能在海南发射
50(长征五号芯级)*2+120*4=580吨(长五5.5米芯级基本版)
50*2+360*2=960吨
50*2+(120*2(长五3.35米模块)*4=1060吨
50*2+360*2+120*2=1060吨
50*2+360*4=1540吨(长五极限版)
360*4=1440吨(长征六号9米芯级基本版)
360*4+120*2=1680吨
360*4+120*4(助推器数量)=1920吨
360*4+360*2=2160吨
360*4+360*2+120*2=2400吨
360*4+360*4=2880吨(长征六号月球大型货运火箭基本版)
360*4+360*4+120*2=3120吨
360*4+360*6=3600吨(长征六号火箭极限版)
二.当中国拥有120吨级\500吨级液氧煤油发动机与50吨级氢氧发动机之后中国火箭的主要谱系:
2.25米芯级直径(全国发射):
120*1=120吨
3.35米直径(全国发射):
120*2=240吨
120*2+120*2=480吨
120*2+120*4=720吨
5米芯级直径以上(仅限海南发射):
500*1=500吨
50*2+120*4=580吨(长五基本版)
500+120*2=740吨
500+120*4=980吨
50*2+500*2(助推器数量)=1100吨
50*2+(120*2)*4=1060吨
500+500*2=1500吨
500*4=2000吨
500*4+120*2=2240吨
500*4+120*4=2480吨
500*4+500*2=3000吨
500*4+500*2+120*2=3240吨
500*4+500*4=4000吨
500*4+500*6=5000吨(极限版)高凉陈君版本的中国载人登月计划
在上一篇评论中论述了中国必须立刻开展载人登月计划的必要性之后,本文将详细论述中国应该如何实施其实际的登月过程.
经过深入的分析研究之后,我认为未来中国的载人登月计划应该分四步走.第一步'研制神舟飞船的环月飞行版;第二步'发射小型月球空间站;第三步'实现月面登陆;第四步建立月面驻人基地.
在列出了中国载人登月的计划步骤之后,我们再来分析研究要实现这些步骤所需要的那些关键工具.
火箭章
充分认识以研制360吨级液氧煤油发动机为突破口对中国载人登月计划的深远意义
毫无疑问,以中国目前所拥有的火箭,的确是没有能力将神舟飞船的"环月版"送入月球轨道的.而正在研究中的长征五型火箭拥有这个能力,其极限版的起飞推力达50*2(芯级)+120*2(3.35米级助推器)*4=1060吨,近地轨道运载能力达35吨,月球轨道运载能力达17吨,完全可以将神舟飞船的环月版送入月球轨道.但是由于中国铁路隧道的瓶颈限制,5米以上直径的长征五号火箭无法利用现有的酒泉载人航天基地进行发射,考虑到日后还要建设月球空间站的需要,我在上一篇评论中就指出了中国要立刻上马研制360吨级液氧煤油火箭发动机,而这种发动机说白了就是俄罗斯RD180火箭发动机的中国版.既然RD180的生产权俄罗斯可以卖给美国,那么卖给中国又何妨?!反正都已经卖了一次,又何妨再卖多一次?!当然,如果实在弄不到俄罗斯RD180发动机的生产技术,那么中国就自己搞,反正已经成功经历过120吨级的液氧煤油发动机的研制过程,只使上马独立研究360级吨的发动机也不会遇任何不可解决的问题,只不过所费时间长久点'所耗金钱更多点而已.
一旦拥有360吨级的液氧煤油发动机,就完全可以用这种大型发动机为芯级研究新型的3.35米直径大推力火箭(即中国的阿特拉斯五型火箭)用于神舟飞船环月版的发射.如利用360吨级液氧煤油发动机的长征六号(暂时名字)3.35米直径模块,以360*1(芯级)+360*2(助推器)的方式组合就可以得到1090吨起飞推力的适合酒泉载人航天中心发射的大型火箭.这样就完全避免了要在海南省文昌重新建设一套载人航天飞船发射设施的费用,文昌航天中心只专注于大型无人火箭的发射,而载人空间飞行无论是近地轨道还是登月任务均由酒泉航天中心承担.这一计划我认为在未来十五年内就可以实现,原因就在于360吨级液氧煤油发动机技术可以很容易就能从国际上得到,只要中国决心要研制更大推力的煤油发动机,俄罗斯人认识到中国的这个决心是无法阻挡之后,他们就会立即上门来向中国推销他们的RD180火箭发动机与及全套生产技术的.而现在他们之所还不肯卖给中国而却愿意卖给美国,原因就在于他们想吊中国的价钱而已,但一旦中国表现出坚决要自行研制360吨级液氧煤油发动机的决心并立即付之于行动,俄罗斯人就会自动送货上门的,因为到这时就会错过了这个村就没那个店了,能卖多少钱就多少钱,卖得出就算有赚;最明显的例子就是质子火箭上的250吨级P-119混肼火箭发动机,如果在二十世纪90年代俄罗斯人能够向中国推销,我想俄罗斯还是会在中国"蒙"到不少钱的,可是到了今时今日,这种混肼火箭发动机生产技术就算是白送给中国也没多少人想要.因此,我坚信如果国家立即上马研制360吨级液氧煤油发动机,不用十年时间我国就会完全撑握这一重型火箭发动机生产技术,无论是自研还是购买俄罗斯RD180发动机的生产技术.
与之相反,如果上马研究500吨级的液氧煤油发动机,国际上既没有现成的生产技术可以购买,更重要的还有于受铁路隧道瓶颈限制,500吨级液氧煤油发动机无论是作为芯级还是助推器都无法利用内陆三大发射中心进行发射,这将会造成内陆发射设施的极大浪费,加大了国家进行登月计划的投资负担,而且在战争时期也压缩了军方航天发射选择的回旋空间.因此目前上马研制500吨级液氧煤油发动机显然难以比上马研制360吨级发动机更能够获得大范围与足够多利益集团的支持.最明显的道理就是今天长征五号5米直径级别的火箭几乎成了海南的独享菜,其它酒泉'太原'西昌所在省份的人大代表尽管表面上不说反对,但心里决不会很乐意.更重要的还有军方的顾虑,500吨级液氧煤油发动机推力过大,500*4芯级的长征六号火箭除了登月之外在近地空间用处不大,而只使是500*1芯级的也由于受到铁路运输的隧道瓶颈限制除了海南发射场可以发射之外,其它三个已经建成并投入运行的内陆发射场也无能为力.而海南发射场在和平时期会受热带风暴影响,在战争时期又更容易受到安全威胁,军事战略回旋空间远远没有内陆发射场大.因此要现在的中国立即上马研制500吨级液氧煤油发动机,军方不会很感兴趣.
但研制360吨级的液氧煤油发动机则不然,由于其以360*1制造的芯级直径可以限制在3.35米以内,因此处于中国内陆的酒泉'太原'西昌三大航天发射中心均可以发射.而且与目前国家研制中的120吨液氧煤油发动机与及50吨氢氧发动机相组合,完全可以组合出360*1=360吨\360+120*2=600吨\50*2+360*2=820吨\360+120*4=840吨\360+360*2=1090吨\50*2+360*2+120*2=1060吨等诸多起飞推力种类的火箭来,这些起飞推力级别不仅履盖目前国际上绝大多数的发射重量空间,而且在发射场的选择余地上也要比仅仅只能够在海南发射的以500吨级液氧煤油发动机为芯级的火箭要宽容得多,这在战争时期对于军方而言可是必须考虑的致命因素.与之相反,以360*4为芯级直径9米以上的火箭还是得在海南发射,而360吨级液氧煤油发动机也可以组合出360*4=1440吨\360*4+120*2=1680吨\360*4+120*4=1920吨\360*4+360*2=2160吨\360*4+360*2+120*2=2400吨\360*4+360*4=2880吨\360*4+360*4+120*2=3120吨\360*4+360*6=3600吨诸多重型火箭组合来,而这些火箭无论是用于近地轨道空间站的发射还是用于载人登月计划都完全可以胜任.甚至只使中国政府未来二十年都决定不发展360*4芯级的巨型火箭,360吨级的液氧煤油发动机也可以与目前研制中的长征五号组合发展出50*2+360*2=840吨\50*2+360*2+120*2=1060吨\50*2+360*4=1680吨三种重型火箭来,这对于中国未来必定实行的空间站计划大有好处.而500吨级液氧煤油发动机由于推力过大,不仅发射场地受到诸多限制,在推力组合方面也远远没有360吨级的这么方便.这样只使能够研制出来,由于使数量的不足它成本的回收也将成为大问题,这就反过使它的研制发展更难于获得政府与社会公众的支持.而360吨级液氧煤油发动机则不存在这种困境,会有足够的数量需求与使用时间来让其慢慢发展成熟与扩张使用范围,一旦政府与社会公众日后觉得有必要进行载人登月计划,我们就可以立即在成熟的360吨级液氧煤油发动机的基础上发展出360*4甚至360*6芯级的巨型火箭来支持我们的月球载人计划.这事实上就是长征二号火箭发展成熟过程的翻版,如果我国不是仗着拥有成熟的75吨级肼类火箭发动机与及由此发展起来的长征二号火箭,恐怕神舟载人航天计划就会面临更多的技术困难与必须经历更多的挫折了,可是921计划实际上进行得又是那么的顺利与一切水到渠成.而一切这也苏联时期发展的能源号火箭最终之所以被放弃的核心根源,原因就是因为很难用得上啊!更巧的是今天的俄罗斯RD180液氧煤油发动机就是由能源火箭上的RD170巨型发动机缩小改进而成的,RD170为什么要缩小改进呢?!就是为了能够在巨型火箭之外找得到更为广阔与适合的使用市场.这到头来绝不是多此一举?!因此如果今天的中国还决定仅仅为了载人登月计划而研制500吨的巨型液氧煤油火箭发动机,这可又是重走苏联当年的错误路线,那可不仅仅浪费钱财与人力物力资源,也会让后代子孙笑话今天我们的决策智慧.
当中国成功研制出360吨级液氧煤油发动机之后,我们就可组合出两种火箭来执行中国的载人登月计划.这两种火箭第一种就是以360*1为芯级'捆绑上两枚360吨级液氧煤油发动机推进器,合计起飞推力为1090吨的3.35米版的长征六型火箭(也可以使用芯级捆绑4台360吨液氧煤油发动机,起飞推力达1800吨的型号).这种火箭第一级合计为3台360吨级液氧煤油发动机,第二级为一台360吨液氧煤油发动机,第三级则为一台50吨级氢氧火箭发动机.这种火箭近地轨道运载质量为35吨,月球轨道运载质量为17吨.用于从酒泉航天中心向月球发射载人神舟飞船的环月飞行版.
第二种则是以360*4为芯级,再捆绑上四台360吨级助推器的直径9米版的长征六型巨型火箭.这种火箭起飞推力合计2880吨(如果需要,也可以使用360*4外加6枚360吨级助推器,合计起飞推力达3600吨的型号).这种火箭第一级为8台360吨级液氧煤油发动机,第二级为4台360吨级液氧煤油发动机,第三级为两台50吨氢氧发动机.近地轨道运载质量90吨,月球轨道35吨.用于从海南航天中心向月球轨道发射只有对接段+月球轨道舱+推进舱(用于月球轨道捕获'姿态控制)或只有对接段+月球登陆舱+推进舱(用于月球轨道捕获'姿态控制)的两种无人货运飞船.
飞船章
A.载人神舟飞船的环月轨道版
在本人的中国载人登月计划中如何最充分利用今天中国现有的飞船与发射设施,努力减少一切设备重复投资是最为重要的思考点.因此研制360吨级液氧煤油火箭发动机必须成为中国未来载人登月计划的关键核心节点.只要360吨级火箭发动机研制成功,芯级(360*1)直径3.35米模块的长征六号火箭再捆上两支360吨级液氧煤油发动机助推器,合计起飞推力将达1090吨,其近地轨道运载能力35吨'月球轨道运载能力15吨,这就完全可以用来发射神舟飞船的环月版.而开发研制神舟飞船的环月轨道版可又是本人载人登月计划的最重要特点.
当然,现在的神舟飞船还不可以用于载人环月飞行,但可以在目前神舟飞船的基础上扩大推进舱的推力与电力供应系统,使其具有足够的能力捕获月球轨道与脱离月球轨道再返回地球,而目前神舟飞船的轨道舱也要扩大,以适应地月转移轨道长时间空间飞行宇航员们日常生活的需要,而神舟飞船的返回舱则维持不变,依旧为三人体制,当然还要加上对接段.整个扩大版的神舟飞船总重量将达17吨左右.脱离地球轨道的工作则由长征六号的第三级完成,而进入月球轨道\月球轨道的维持与及脱离月球轨道\再入地球轨道的能量则由飞船自己的推进舱来完成.
B.大型无人环月货运飞船(当然还要一种类似今天俄罗斯进步货运飞船的月球轨道版,在此就不多说了)
由于扩大版的神舟飞船没有登月舱,因此登月舱要由货运飞船来发射.这种货运飞船有两种型号.
第一种只有对接段+月球轨道舱+推进舱.对接段用于与月球轨道上的神舟环月飞船进行对接,而月球轨道舱则让神舟飞船上的宇航员拥有更大\更优良的居住生活空间与更多的实验设施仪器,货运飞船的推进舱则主要用于月球轨道的捕获与月球轨道的维持.而货运飞船地球轨道脱离的工作则由长征六型火箭的第三级来完成.这样,在月球轨道上神舟环月飞船与货运飞船对接后将形成一个小型的环月空间站,如果要扩大空间站的规模则发射更多的舱段即可.而月球空间站日常人员的调换则由神舟环月飞船来执行,日常食品与仪器设施的供应则由更小型的货运飞船来执行.
第二种只有对接段+月球登陆舱+推进舱.对接段用于与月球轨道上的月球空间站进行对接,而推进舱则用于月球轨道的捕获\对接与自身姿态的控制与轨道维持.而对接之后,月球空间站的宇航员就可以进入登月舱降落到月面来完成中国的载人登月之旅.而登月完成之后,宇航员搭乘登月舱的上升段返回月球轨道,与月球空间站对接之后即可抛弃.而宇航员则可继续在月球空间站上工作或搭乘神舟环月飞船返回地球.
至于更为复杂的月面基地舱,在制造好之后直接由更大推力的火箭直接发射往月球表面而不与月球空间站对接,在成功降落月球表面之后,再由宇航员搭乘登月舱降落到月球基地舱附近,之后开门进住.要返回地球则同样搭乘登月舱上升进入月球轨道与月球空间站对接,之后再搭乘神舟飞船返回地球.而月面基地补给则由地球上发射的无人登月飞船直接降落到月面基地附近,再由机器人搬入月球基地舱.
综述章
由此可见,中国未来的载人登月计划远非一般人想象的那么艰巨.由于现今并非冷战时代,我们可以相当容易地从外国购买到大推力的液氧煤油发动机来制造巨型登月火箭.而在美国阿波罗时代仅仅用于研制土星火箭的预算便占去了整个阿波罗计划资金的五分之一,即高达65亿美元.而又由于要抢时间,登月飞船要全新研制,更要面临大量新问题\新技术的研究攻关,这也要花不少钱.而今天的中国则不然,我们可以慢慢地研制(也可以从俄罗斯购买RD180的生产技术)360吨级的液氧煤油火箭发动机.而继续按顺序推进自己神舟飞船空间对接交会计划的完成,之后再研制中国的空间站(以后一切星际旅行都会存在空间站,无论是登陆火星还是金星\木卫二,原因就在于人货分离有着极好的安全冗余度,而且更可以划分为多个任务计划,分段来实施,而不再是阿波罗的一站式到位,这可要冒相当大的风险,一旦出事故挽救也非常艰难,如航天飞机).而当中国的360吨级火箭发动机研制成功之后,则立即用来替换与改进现有火箭的发动机,并进行各种形式的飞行试验与载荷发射,让时间与实际使用经验来让这种360吨级大型液氧煤油逐步改进完善.当发动机已经拥有相当高的稳定性能后,即上马首先生产3.35米芯级\起飞推力1090吨的长征六号火箭,并投入地球轨道空间的卫星发射服务,再在这一过程中发现问题\改进性能,让其慢慢成熟稳定,一如今天的长征二号捆绑火箭那样,不求其最先进,但务求其最安全最稳定,让人放心,毕竟人命关天.与之同时,神舟飞船也在使用中逐步升级与扩大质量,进行长时间(指15至30天)空间飞行试验.
当这种新型的长征六号火箭性能稳定成熟之后,即研制与之相配套的扩大版神舟飞船,并投入近地空间的飞行并与地球空间站进行对接.而当新飞船与及新火箭都已经日渐成熟之后,就可以进行神舟扩大版飞船的环月轨道试验了,先无人后有人,逐步撑握进出往来地月轨道空间的经验.与此同时上马研制360*4芯级9米直径的巨型长征六号火箭,由于360吨级发动机已经经过长时间的使用,性能稳定,高度成熟,尽管推力比起土星的F1发动机不如,但由于如同今天的长征二F火箭那样高度成熟,性能稳定,推力不足就加多发动台数,长二F不是有八台发动机?!我们也为长征六号巨型火箭装上8台360吨级液氧煤油发动机.之后用这种火箭向地球轨道发射各种载荷,同样也让时间与使用经验来让这种巨型火箭性能逐步稳定成熟.当事实证明这种火箭高度可靠之后,我们就用这种火箭向月球轨道发射月球轨道舱与月球空间站的各种舱段,好让执行绕月飞行任务的神舟飞船宇航员有一个更好的工作生活空间.之后,再向月球轨道发射登月舱与月球空间站对接.这这样在经过曼长的时光岁月之后,中国小步但从不间断地慢跑,终于迎来了直正载人登陆月球的这一天.而这也许是30年以后的岁月时光(即2047年以后)了,如我,在2007年11月17日写这篇评论的作者,高凉陈君也许也早已从这个地球上消失了!
附录:
拥有120吨级\360吨级液氧煤油发动机与50吨级氢氧发动机后中国火箭的主要组合谱系
2.25米芯级直径(全国发射):
120*1=120吨.
3.35米芯级直径(全国发射) :
120*2=240吨
120*2+120*2(助推数)=480吨
360*1=360吨
360+120*2=600吨
120*2(芯级)+120*4=720吨
360+120*4=840吨
120*2+360*2=960吨
360+360*2(助推器数目)=1090吨(长征六号3.35米芯级模块核心版)
360+360*4=1800吨(中国内陆发射场起飞质量极限版)
5米芯级直径以上,受铁路隧道瓶颈限制只能在海南发射
50(长征五号芯级)*2+120*4=580吨(长五5.5米芯级基本版)
50*2+360*2=960吨
50*2+(120*2(长五3.35米模块)*4=1060吨
50*2+360*2+120*2=1060吨
50*2+360*4=1540吨(长五极限版)
360*4=1440吨(长征六号9米芯级基本版)
360*4+120*2=1680吨
360*4+120*4(助推器数量)=1920吨
360*4+360*2=2160吨
360*4+360*2+120*2=2400吨
360*4+360*4=2880吨(长征六号月球大型货运火箭基本版)
360*4+360*4+120*2=3120吨
360*4+360*6=3600吨(长征六号火箭极限版)
二.当中国拥有120吨级\500吨级液氧煤油发动机与50吨级氢氧发动机之后中国火箭的主要谱系:
2.25米芯级直径(全国发射):
120*1=120吨
3.35米直径(全国发射):
120*2=240吨
120*2+120*2=480吨
120*2+120*4=720吨
5米芯级直径以上(仅限海南发射):
500*1=500吨
50*2+120*4=580吨(长五基本版)
500+120*2=740吨
500+120*4=980吨
50*2+500*2(助推器数量)=1100吨
50*2+(120*2)*4=1060吨
500+500*2=1500吨
500*4=2000吨
500*4+120*2=2240吨
500*4+120*4=2480吨
500*4+500*2=3000吨
500*4+500*2+120*2=3240吨
500*4+500*4=4000吨
500*4+500*6=5000吨(极限版)
怎么算的？看不明白。
其实要登月，我们缺的是RS68这样大推力的氢氧发动机。
其实要登月，我们缺的是RS68这样大推力的氢氧发动机。
RS68的研制难度比起360吨液氧煤油发动机恐怕会更大
但是要登月，没有低温火箭是不行的。
不过目前我看不出来载人登月有什么意义。
不过目前我看不出来载人登月有什么意义。
原帖由 高凉陈君CT 于 2007-11-17 16:21 发表
RS68的研制难度比起360吨液氧煤油发动机恐怕会更大
中国只使不登月也要装出要登月的样子,理由在<中国应该立即宣布用二十五时间实施进行载人登月计划>一文中已经述得非常明白.目的就是要引导逼使美俄日印欧这些实力强大又雄心勃勃的周处公牛们往月球上跳,省得他们将太多的精力用在地球上来为非作歹.希望评论员拜读一下.呵呵!
原帖由 暗夜流星 于 2007-11-17 16:25 发表
但是要登月，没有低温火箭是不行的。
不过目前我看不出来载人登月有什么意义。
载人登月最大的意义是为后人积累经验 为以后的宇宙时代做准备 避免中国再一次落后于人
制订远大的目标,制订切实的计划,一步步走下来,这就是我们现在看的航天成果.
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其实，关于火箭发动机推力选择多大更合适，估计专搞航天的人肯定有想法。他们也会按照排列组合最佳的方案进行选择。
从龙乐豪和张贵田的文章来看，他们对新火箭发动机的推力要求似乎都认为应该是研制500-600吨级别。从龙乐豪关于长征五号的文章来看，他的思路就是模块化思路，并且他们的模块化思路拓展到了考虑第二级和上面级层面。
另外，似乎现在的发动机还可以调整推力，如果能突破这个技术，研制500吨，火箭的组合适应范围会更广。
从龙乐豪和张贵田的文章来看，他们对新火箭发动机的推力要求似乎都认为应该是研制500-600吨级别。从龙乐豪关于长征五号的文章来看，他的思路就是模块化思路，并且他们的模块化思路拓展到了考虑第二级和上面级层面。
另外，似乎现在的发动机还可以调整推力，如果能突破这个技术，研制500吨，火箭的组合适应范围会更广。
RD-180
Credit - Lockheed Martin
--------------------------------------------------------------------------------
Manufacturer Name: RD-180. Designer: Glushko. Developed in: 1993-99, 1992-. Application: AtlasIIAR stage 1. Propellants: Lox/Kerosene. Thrust(vac): 4?52.000 kN (933?06 lbf). Thrust(sl): 3?28.000 kN (860?68 lbf). Isp: 338 sec. Isp (sea level): 311 sec. Burn time: 150 sec. Mass Engine: 5?93 kg (11?89 lb). Diameter: 3.00 m (9.80 ft). Length: 3.56 m (11.67 ft). Chambers: 2. Chamber Pressure: 257.00 bar. Area Ratio: 36.87. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.72. Thrust to Weight Ratio: 78.44. Country: Russia/USA. Status: In production. First Flight: 2000. Last Flight: 2006. Flown: 14.
The RD-180 is a two thrust chamber derivative of the RD-170. It packages the high performance, operability, and reusability features of the RD-170 in a size to meet U.S. booster propulsion needs. The RD-180 is a total propulsion unit with hydraulics for control valve actuation and thrust vector gimbaling, pneumatics for valve actuation and system purging, and a thrust frame to distribute loads, all self contained as part of the engine. The engine, employing a LOX lead start, stage combustion cycle and LOX rich turbine drive, will deliver a 10 percent performance increase over current operational U.S. booster engines and provide clean reusable operation. Only the main turbo-pump assembly and boost pumps require development and they are scalable from the RD-120 and RD-170 units. All other components are taken directly from the RD-170. The RD-180 was developed in 42 months at a small fraction of the cost of a typical U.S. new engine development. This engine will power Lockheed Martin's Atlas III and Evolved Expendable Launch Vehicle (EELV). General Description:
Staged combustion cycle engine
LOX/Kerosene propellants
2 thrust chambers (gimbal +8 )
1 oxygen rich preburner
High pressure turbopump assembly
2 stage fuel pump
single-stage oxygen pump
single turbine
Hypergolic ignition
Self contained hydraulic system (valves, TVC) powered with kerosene from fuel pump
Health monitoring and life prediction system
Automated flight preparation (after installation on the vehicle, all operations are automated through launch)
Minimized interfaces with launch pad and vehicle (pneumatic and hydraulic systems self contained, electrical panels consolidated, thrust frame to simplify mechanical interface)
Environmentally clean operations with staged combustion oxidizer rich preburner, and oxidizer start and shutdown modes that eliminate coking and unburned kerosene pollution potential
50 - 100% continuous throttling provides potential for real time trajectory matching and engine checkout on the pad before launch commit
80% RD-170 parts
Used in the Atlas IIIA and developed in 1993-1999. This is double chamber motor is 1/2 of the RD-173 so is cheap and fast to develop, 70% of the parts come directly fromRD-170, main new development is turbopump. Throttle range 40-100%.
无论如何,RD180的生产技术对于今天的中国而言还是具有极为重要的意义的,就是不知道如何才能使俄罗斯心甘情愿地卖给中国,那怕一部分技术也可.
Credit - Lockheed Martin
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Manufacturer Name: RD-180. Designer: Glushko. Developed in: 1993-99, 1992-. Application: AtlasIIAR stage 1. Propellants: Lox/Kerosene. Thrust(vac): 4?52.000 kN (933?06 lbf). Thrust(sl): 3?28.000 kN (860?68 lbf). Isp: 338 sec. Isp (sea level): 311 sec. Burn time: 150 sec. Mass Engine: 5?93 kg (11?89 lb). Diameter: 3.00 m (9.80 ft). Length: 3.56 m (11.67 ft). Chambers: 2. Chamber Pressure: 257.00 bar. Area Ratio: 36.87. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.72. Thrust to Weight Ratio: 78.44. Country: Russia/USA. Status: In production. First Flight: 2000. Last Flight: 2006. Flown: 14.
The RD-180 is a two thrust chamber derivative of the RD-170. It packages the high performance, operability, and reusability features of the RD-170 in a size to meet U.S. booster propulsion needs. The RD-180 is a total propulsion unit with hydraulics for control valve actuation and thrust vector gimbaling, pneumatics for valve actuation and system purging, and a thrust frame to distribute loads, all self contained as part of the engine. The engine, employing a LOX lead start, stage combustion cycle and LOX rich turbine drive, will deliver a 10 percent performance increase over current operational U.S. booster engines and provide clean reusable operation. Only the main turbo-pump assembly and boost pumps require development and they are scalable from the RD-120 and RD-170 units. All other components are taken directly from the RD-170. The RD-180 was developed in 42 months at a small fraction of the cost of a typical U.S. new engine development. This engine will power Lockheed Martin's Atlas III and Evolved Expendable Launch Vehicle (EELV). General Description:
Staged combustion cycle engine
LOX/Kerosene propellants
2 thrust chambers (gimbal +8 )
1 oxygen rich preburner
High pressure turbopump assembly
2 stage fuel pump
single-stage oxygen pump
single turbine
Hypergolic ignition
Self contained hydraulic system (valves, TVC) powered with kerosene from fuel pump
Health monitoring and life prediction system
Automated flight preparation (after installation on the vehicle, all operations are automated through launch)
Minimized interfaces with launch pad and vehicle (pneumatic and hydraulic systems self contained, electrical panels consolidated, thrust frame to simplify mechanical interface)
Environmentally clean operations with staged combustion oxidizer rich preburner, and oxidizer start and shutdown modes that eliminate coking and unburned kerosene pollution potential
50 - 100% continuous throttling provides potential for real time trajectory matching and engine checkout on the pad before launch commit
80% RD-170 parts
Used in the Atlas IIIA and developed in 1993-1999. This is double chamber motor is 1/2 of the RD-173 so is cheap and fast to develop, 70% of the parts come directly fromRD-170, main new development is turbopump. Throttle range 40-100%.
无论如何,RD180的生产技术对于今天的中国而言还是具有极为重要的意义的,就是不知道如何才能使俄罗斯心甘情愿地卖给中国,那怕一部分技术也可.
推力可变不是问题,组合成火箭后,芯级直径的大小才是大问题.
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原帖由 高凉陈君CT 于 2007-11-17 23:03 发表
其实我最关心的还是360吨级液氧煤油发动机的研制,只要有了这个东西,月球与中国人就只有一墙之隔了.而大型液体火箭发动机没有10年时间很难研制得出来,研制出之后还得试运行五六年才能够用于载人飞船的实际发射.如120吨 ...
RD171M也是为数不多的想望的东西，现在仍用于商业发射！！;P
最明显的例子就是质子火箭上的250吨级P-119混肼火箭发动机,如果在二十世纪90年代俄罗斯人能够向中国推销,我想俄罗斯还是会在中国"蒙"到不少钱的,可是到了今时今日,这种混肼火箭发动机生产技术就算是白送给中国也没多少人想要.---------------------------------------------------------------------------------------------------------人家干嘛白送你？质子的商业发射赚了不少钱呢，白送你有什么好处？！;P
火箭发动机不只有推力而已，RD-180的真空比冲只有337.8秒。而RS-68的真空比冲则有420秒，航天飞机的主发动机比冲则高达455秒。
RS-68为了节约成本，不使用高压补燃的方案，而是是用燃气循环的方案。所以比冲有所降低，但是比起液氧-煤油的方案还是很高。
发动机的比冲关乎发动机效率，你要在宇宙中航行得越远，就需要比冲越高的发动机。这就是为什么离子发动机的推力小得可怜，但是在深空探测器中却很流行的原因了。因为他们的比冲都很高，在数千秒。
要探讨宇宙航行，基本的知识还是要懂。
RS-68为了节约成本，不使用高压补燃的方案，而是是用燃气循环的方案。所以比冲有所降低，但是比起液氧-煤油的方案还是很高。
发动机的比冲关乎发动机效率，你要在宇宙中航行得越远，就需要比冲越高的发动机。这就是为什么离子发动机的推力小得可怜，但是在深空探测器中却很流行的原因了。因为他们的比冲都很高，在数千秒。
要探讨宇宙航行，基本的知识还是要懂。
下面是一个宇宙航行的基本公式，其实你能投送的载荷最终还是决定于你的发动机的效率，而不是推力。
当然在诸多条件的限制之下，发动机的推力也很重要。
当然在诸多条件的限制之下，发动机的推力也很重要。
懒的看。不用看也知道，说到底，还是要大推力火箭发动机
呵呵,首先声名本人只是一个爱好者而已,而我之所以如此关心中国的载人登月计划,在<中国应该立即宣布用二十五时间实施进行载人登月计划>一文中我已经述说得非常清楚了,而且我在上一文中也提到了中国必须开发100吨级推力氢氧发动机的重要性.问题是就目前中国的国力而言,要开发RS66级别的氢氧火箭发动机难度恐怕要比开发360吨级的液氧煤油发动机难得多,更重要的是中国未来的登月计划还是极为模糊的.别说官方目前没有明确的登月时间表,就算有,并立即实施没有二十五时间恐怕也很难取得多少成果.
但是出于对中国长远战略的考虑与及未来历史趋势演变的预测,我坚决认为中国只使在实际行动上不考虑进行载人登月计划但也必须作出可能要进行载人登月的姿态,其核心目标就是要努力转移大国帝国对地球上地缘政治空间的无谓争夺,这对于正在崛起的中国而言只有好处而决没有坏处.
而我之所以认为中国必须选择以发展360吨级液氧煤油为未来中国载人登月计划的突破口.关键就在于它对于中国而言既具有实实在在的军事经济使用价值意义,而在政治层面也极具"暗示引导意义",它将使得外部世界能实实在在地感受到中国在太空方面的雄心壮志.这一举两得.
与之相反,如果选择以研制500吨级液氧煤油发动机与及250吨氢氧发动机为突破口,技术上的难度与360吨液氧煤油发动机相比要因难得多不说.更重要的原因还是其所具有的实际应用问题,老实说除了载人登月计划,这两种发动机地球近地空间在中国能经济地推得上用场的时候实在不多.如苏联的能源号就是最好的证明.
因此权衡各方面的因素与及各种利益集团的意愿,我认为以研究360吨液氧煤油发动机为未来中国载人登月计划的突破口实在是至关重要.因为这样会更容易获得政府与社会公众的认同支持,而对于航天技术的相关单位而言,这更是能否获得国家立项与资金投入的核心关键.而从这个角度去分析,就未来十年中国的发展趋势,上马研究360吨级液氧煤油发动机可真的要比上马研究500吨级液氧煤油与250氢氧发动机要有吸引力得多了.
但是出于对中国长远战略的考虑与及未来历史趋势演变的预测,我坚决认为中国只使在实际行动上不考虑进行载人登月计划但也必须作出可能要进行载人登月的姿态,其核心目标就是要努力转移大国帝国对地球上地缘政治空间的无谓争夺,这对于正在崛起的中国而言只有好处而决没有坏处.
而我之所以认为中国必须选择以发展360吨级液氧煤油为未来中国载人登月计划的突破口.关键就在于它对于中国而言既具有实实在在的军事经济使用价值意义,而在政治层面也极具"暗示引导意义",它将使得外部世界能实实在在地感受到中国在太空方面的雄心壮志.这一举两得.
与之相反,如果选择以研制500吨级液氧煤油发动机与及250吨氢氧发动机为突破口,技术上的难度与360吨液氧煤油发动机相比要因难得多不说.更重要的原因还是其所具有的实际应用问题,老实说除了载人登月计划,这两种发动机地球近地空间在中国能经济地推得上用场的时候实在不多.如苏联的能源号就是最好的证明.
因此权衡各方面的因素与及各种利益集团的意愿,我认为以研究360吨液氧煤油发动机为未来中国载人登月计划的突破口实在是至关重要.因为这样会更容易获得政府与社会公众的认同支持,而对于航天技术的相关单位而言,这更是能否获得国家立项与资金投入的核心关键.而从这个角度去分析,就未来十年中国的发展趋势,上马研究360吨级液氧煤油发动机可真的要比上马研究500吨级液氧煤油与250氢氧发动机要有吸引力得多了.
万事开头难,在中国很多时候是项目与研究在引导路线与规划而不是反过来,先拿一个容易成功的关键节点练练手,来一个好的开头,鼓励一社会公众与政府的信心再说.当然,出于对国家未来的期望,在此还是希望能有技术高手出来切切实实向大家论述一下中国载人登月所要面临的实际技术困难与解决方案,这个任务就由暗评论员开过好头吧.呵呵!
要搞就一起搞，120吨液氧煤油和50吨氢氧也是一起搞的，没有50吨氢氧，搞120吨煤油有什么价值？
其实很多国家都是采用“氢氧+固体助推器”美国用于登月的“战神5”就是这样的。
你不能说什么好造就造什么。
载人登月我目前看不出什么价值
要想省事，最省事的办法就是直接用毛子的“能源”把神舟飞船送上去。
好像俄国的某些人表达过这样的观点。
美国人研究“猎户座”主要恐怕还是要维持国际空间站，因为航天飞机很快就退役了。
其实很多国家都是采用“氢氧+固体助推器”美国用于登月的“战神5”就是这样的。
你不能说什么好造就造什么。
载人登月我目前看不出什么价值
要想省事，最省事的办法就是直接用毛子的“能源”把神舟飞船送上去。
好像俄国的某些人表达过这样的观点。
美国人研究“猎户座”主要恐怕还是要维持国际空间站，因为航天飞机很快就退役了。
原帖由 高凉陈君CT 于 2007-11-18 17:15 发表
呵呵,首先声名本人只是一个爱好者而已,而我之所以如此关心中国的载人登月计划,在一文中我已经述说得非常清楚了,而且我在上一文中也提到了中国必须开发100吨级推力氢氧发动机的重要性.问题是就目前中国的国力而言,要开 ...
如果你真是爱好者，就要摒弃那种简单堆砌一些所谓的设备的所谓“计划”。
好好找些基础的科普教材来看看，自己动手进行一些计算，看看究竟需要什么发动机，什么轨道。
你现在手头电脑的计算能力恐怕比当年登月的时候NASA所有的计算机加在一起都要强。
好好找些基础的科普教材来看看，自己动手进行一些计算，看看究竟需要什么发动机，什么轨道。
你现在手头电脑的计算能力恐怕比当年登月的时候NASA所有的计算机加在一起都要强。
发动机推力不是大问题,芯级的直径才是大问题,如果500吨级液氧煤油发动机能够做到适用于3.35米芯级模块,一切问题都迎刃而解.至于计划的问题,我能做得到的就是提供一些思路方式而已,至于发动机在实际使用中推力到底要大100吨或要小50吨,这不是我应该做的事.其实我就在评论中就一再提及要利用好一切能够从中国外部所能够获得的技术支持,如果俄罗斯肯买给中国能源号技术那就更是求之不得了.问题是俄罗斯肯卖吗?!
Red stars on the moon
By sending a probe to the moon, China has sent a clear message of technological intent to the rest of the world.
Alok Jha
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About Webfeeds October 25, 2007 5:30 PM | Printable version
Chang'e I blasts off at the Xichang satellite launch centre. Photographer: China Photos/Getty Images.
It's getting crowded in space. The launch of Chang'e I yesterday was the latest in a line of impressive milestones from the Chinese national space administration. Only a short time since Yang Liwei become China's first taikonaut, blasting into space aboard Shenzou 5 for a two-day trip circling the Earth in 2003, the country's march into space has been going at Apollo-speed.
Chang'e I - named after a mythical Chinese goddess who flew to the moon - is part of a multi-million pound programme to study the moon and, by 2020, land a person there. By creating 3D maps of the moon's surface and analysing the distribution of around 14 chemical elements on the surface, the probe will help find potential landing sites for future lunar missions.
In the new space race, China joins the United States, much of Europe, Japan and India - to varying degrees, all of these nations have plans to carry out scientific missions to the moon, land people there and build a permanent base within the next two decades.
You might wonder why this return to the moon will take so long, given that scientists got there in less than half the time in the 1960s, famously using less computing power than is available in a modern mobile phone. Can't scientists just dust off the old blueprints from the Apollo missions and get a head start?
Unfortunately, no. Much of the technology used in Apollo has been lost, as the programme was wound down and the people working on the missions retired. After the heights of Apollo, Nasa fell into decades of disrepair, starved of money, dogged with political interference and forced to invest in vanity projects such as the international space station.
The new missions are starting almost from scratch and going further than Apollo ever dared. While Nasa's scientists in the 1960s had to get someone onto the moon and bring them back, their modern-day counterparts need to think up ways of building permanent settlements. In any case, the moon is not the final destination for this new era of space exploration, but simply a test bed for the new spacecraft and living arrangements needed for the long human trips to Mars.
The US and European space agencies have both announced their separate plans for Mars. Countries such as Japan and India will join one or the other, contributing technology and expertise in return for a share of the glory and scientific return.
Which leaves China. Sending a probe to the moon and repeating a lot of the work that the rest of the world is already doing in space might not seem like such a clever idea. But concrete information on the country's intentions in space is, like much information from China, hard to come by.
The propaganda before the Chang'e I launched and the patriotic songs it will play into space show that the mission is, in part, a public display of intellectual and economic strength not only for the benefit of Chinese citizens but also the rest of the world. And no doubt there are also some military interests behind parts of the space programme.
But what Chinese scientists will do beyond the moon missions, no one is sure. If there are plans for a mission to Mars, the rest of the world might not find out until after the first taikonaut has been sent on their way.
The one problem is cost: sending things into space is expensive, sending humans doubly so. The price of a Mars mission will be too high for a single space agency to bear alone and already the smart money is on Nasa to join its Mars plans with those of Europe within the next few decades.
If China wants to get to the red planet, its best shot will be to join this international collaboration. From that angle, Chang'e I makes a lot of sense: by sending people and robots into space, China has given the world a snapshot of its immense scientific and technical health. And given itself an enormous bargaining chip for a ticket to Mars.
什么叫社会公众压力,这就是.对于今天的中国而言,我们可以不实施载人登月计划,但我们决不能不做一个样子,这样起码NASA就会感谢中国,Michael Griffin先生 \ Shana Dale 女士们就会感谢中国.
By sending a probe to the moon, China has sent a clear message of technological intent to the rest of the world.
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Chang'e I blasts off at the Xichang satellite launch centre. Photographer: China Photos/Getty Images.
It's getting crowded in space. The launch of Chang'e I yesterday was the latest in a line of impressive milestones from the Chinese national space administration. Only a short time since Yang Liwei become China's first taikonaut, blasting into space aboard Shenzou 5 for a two-day trip circling the Earth in 2003, the country's march into space has been going at Apollo-speed.
Chang'e I - named after a mythical Chinese goddess who flew to the moon - is part of a multi-million pound programme to study the moon and, by 2020, land a person there. By creating 3D maps of the moon's surface and analysing the distribution of around 14 chemical elements on the surface, the probe will help find potential landing sites for future lunar missions.
In the new space race, China joins the United States, much of Europe, Japan and India - to varying degrees, all of these nations have plans to carry out scientific missions to the moon, land people there and build a permanent base within the next two decades.
You might wonder why this return to the moon will take so long, given that scientists got there in less than half the time in the 1960s, famously using less computing power than is available in a modern mobile phone. Can't scientists just dust off the old blueprints from the Apollo missions and get a head start?
Unfortunately, no. Much of the technology used in Apollo has been lost, as the programme was wound down and the people working on the missions retired. After the heights of Apollo, Nasa fell into decades of disrepair, starved of money, dogged with political interference and forced to invest in vanity projects such as the international space station.
The new missions are starting almost from scratch and going further than Apollo ever dared. While Nasa's scientists in the 1960s had to get someone onto the moon and bring them back, their modern-day counterparts need to think up ways of building permanent settlements. In any case, the moon is not the final destination for this new era of space exploration, but simply a test bed for the new spacecraft and living arrangements needed for the long human trips to Mars.
The US and European space agencies have both announced their separate plans for Mars. Countries such as Japan and India will join one or the other, contributing technology and expertise in return for a share of the glory and scientific return.
Which leaves China. Sending a probe to the moon and repeating a lot of the work that the rest of the world is already doing in space might not seem like such a clever idea. But concrete information on the country's intentions in space is, like much information from China, hard to come by.
The propaganda before the Chang'e I launched and the patriotic songs it will play into space show that the mission is, in part, a public display of intellectual and economic strength not only for the benefit of Chinese citizens but also the rest of the world. And no doubt there are also some military interests behind parts of the space programme.
But what Chinese scientists will do beyond the moon missions, no one is sure. If there are plans for a mission to Mars, the rest of the world might not find out until after the first taikonaut has been sent on their way.
The one problem is cost: sending things into space is expensive, sending humans doubly so. The price of a Mars mission will be too high for a single space agency to bear alone and already the smart money is on Nasa to join its Mars plans with those of Europe within the next few decades.
If China wants to get to the red planet, its best shot will be to join this international collaboration. From that angle, Chang'e I makes a lot of sense: by sending people and robots into space, China has given the world a snapshot of its immense scientific and technical health. And given itself an enormous bargaining chip for a ticket to Mars.
什么叫社会公众压力,这就是.对于今天的中国而言,我们可以不实施载人登月计划,但我们决不能不做一个样子,这样起码NASA就会感谢中国,Michael Griffin先生 \ Shana Dale 女士们就会感谢中国.
从经济的角度来看设计更大的火箭完全没有必要，未来的登月飞船可以设计为模块化的，由长征五号分多次发射升空，再在太空中对接成为登月飞船。在发射时甚至可以不载人，由成熟的神州飞船载着登月宇航员升空在太空中对接进入组合完毕的登月飞船或直接从我们的空间站进入登月飞船。
多次对接是可以的，但是太多次恐怕也不行。液氢和液氧都是要维持一定温度的，时间长了就泄露光了。
美国的新登月计划就只对接一次，距离发射的时间很短。
美国的新登月计划就只对接一次，距离发射的时间很短。
原帖由 miminix 于 2007-11-18 20:02 发表
从经济的角度来看设计更大的火箭完全没有必要，未来的登月飞船可以设计为模块化的，由长征五号分多次发射升空，再在太空中对接成为登月飞船。在发射时甚至可以不载人，由成熟的神州飞船载着登月宇航员升空在太空中对 ...
只要发动机推力够，箭体不是问题，说穿了一个空壳子而已。而且粗一点反而好办。
关键是发动机，我认为要在火箭发动机方面进行一个先期的预研计划，突破若干关键技术。
先进发动机这玩意说穿了就是用钱砸出来的，不舍得花钱，啥都弄不出来。
还有就是离子发动机的研究也要跟上，国外在这方面进展神速，中国似乎没有什么动静。
关键是发动机，我认为要在火箭发动机方面进行一个先期的预研计划，突破若干关键技术。
先进发动机这玩意说穿了就是用钱砸出来的，不舍得花钱，啥都弄不出来。
还有就是离子发动机的研究也要跟上，国外在这方面进展神速，中国似乎没有什么动静。
原帖由 高凉陈君CT 于 2007-11-18 18:51 发表
发动机推力不是大问题,芯级的直径才是大问题,如果500吨级液氧煤油发动机能够做到适用于3.35米芯级模块,一切问题都迎刃而解.至于计划的问题,我能做得到的就是提供一些思路方式而已,至于发动机在实际使用中推力到底要大 ...
就火箭这方面来说，中国在未来的10年~15年以内，恐怕不可能用自己的火箭登月。
长征5号的研制，海南火箭基地的建立都需要时间。
而长征5号的运载能力是不能够支持载人登月的，要靠新一代的大推力运载火箭。
如果真的把登月看得很重要，联合俄罗斯并不是不可以考虑。
反正能源号是现成的。
长征5号的研制，海南火箭基地的建立都需要时间。
而长征5号的运载能力是不能够支持载人登月的，要靠新一代的大推力运载火箭。
如果真的把登月看得很重要，联合俄罗斯并不是不可以考虑。
反正能源号是现成的。
原帖由 高凉陈君CT 于 2007-11-17 16:40 发表
中国只使不登月也要装出要登月的样子,理由在一文中已经述得非常明白.目的就是要引导逼使美俄日印欧这些实力强大又雄心勃勃的周处公牛们往月球上跳,省得他们将太多的精力用在地球上来为非作歹.希望评论员拜读一下.呵呵 ...
你的意思是忽悠全世界砸钱搞登月？
;P ;P ;P
很好，很强大。
这把战略忽悠局要来把大的了。:D :D :D
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好像有一个400~500吨的大推力发动机计划，不知道有什么消息？
原帖由 oldshrimp 于 2007-11-19 07:18 发表
在论证长征－５芯级氢氧发动机研制５０吨还是１００吨时，主要的结论有以下几点，
（１）二者研制的技术难度区别不大，而且芯级用两台５０吨或一台１００吨对火箭的性能影响也不明显，
（２）５０吨发动机可 ...
NASA is planning and designing hardware and propulsion systems for the Ares V cargo launch vehicle -- the "heavy lifter" of America's next-generation space fleet.
During launch, the Ares V first stage and core propulsion stage power it upward toward Earth orbit. After separation from the spent core stage, the upper stage -- also known as the Earth Departure Stage -- takes over, and by a J-2X engine puts the vehicle into a circular orbit.
The cargo vehicle's propulsion system can lift heavy structures and hardware to orbit or fire its engines for trans-lunar injection, a trajectory designed to intersect with the moon. Such lift capabilities will enable NASA to carry a variety of robust science and exploration payloads to space and could possibly take future crews to Mars and beyond.
The first crewed lunar excursion is scheduled to occur by 2020.
Image at left: Expanded view of the Ares V. Credit: NASA + View large image
Ares V First Stage
The first stage of the Ares V vehicle relies on two, five-segment reusable solid rocket boosters for lift-off.
Image at right: Artist concept of Ares V. Credit: NASA
+ View large image
Derived from the space shuttle solid rocket boosters, they are similar to the single booster that serves as the first stage for the cargo vehicle's sister craft, Ares I.
Ares V Core Stage / Core Stage Engine
The twin solid rocket boosters of the first stage flank a single, liquid-fueled central booster element. Derived from the space shuttle external tank, the central booster tank delivers liquid oxygen/liquid hydrogen fuel to five RS-68 rocket engines -- a modified version of the ones currently used in the Delta IV launcher developed in the 1990s by the U.S. Air Force for its Evolved Expendable Launch Vehicle program and commercial launch applications. The RS-68 engines serve as the core stage propulsion for Ares V.
Image above, right: An RS-68 engine undergoes hot-fire testing. Credit: Pratt and Whitney Rocketdyne + View large image
Atop the central booster element is an interstage cylinder, which includes booster separation motors and a newly designed forward adapter that mates the first stage with the Earth Departure Stage.
Ares V Earth Departure Stage / Engine
The Ares V Earth Departure Stage will be designed by NASA's Marshall Space Flight Center in Huntsville, Ala.
The Earth Departure Stage is propelled by a J-2X main engine fueled with liquid oxygen and liquid hydrogen. The J-2X is an evolved variation of two historic predecessors: the powerful J-2 upper-stage engine that propelled the Apollo-era Saturn IB and Saturn V upper stages and the J-2S, a simplified version of the J-2 developed and tested in the early 1970s but never flown.
The Earth Departure Stage separates from the core stage and its J-2X engine ignites mid-flight.
Image at right: Concept image of the Ares V earth departure stage in orbit, shown with the Crew Exploration Vehicle docked with the Lunar Surface Access Module. Credit: NASA
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Once in orbit, the Orion crew capsule -- the astronaut module delivered to orbit by Ares I -- docks with the orbiting Earth Departure Stage carrying the Lunar Surface Access Module, which will ferry astronauts to and from the moon’s surface. Once mated with the crew module, the departure stage fires its engine to achieve "escape velocity," the speed necessary to break free of Earth's gravity, and the new lunar vessel begins its journey to the moon.
Image at right: A J-2 engine undergoes static firing. Credit: NASA + View large image
The Earth Departure Stage is then jettisoned, leaving the crew module and Lunar Surface Access Module mated. Once the four astronauts arrive in lunar orbit, they transfer to the lunar module and descend to the moon's surface. The crew module remains in lunar orbit until the astronauts depart from the moon in the lunar vessel, rendezvous with the crew module in orbit and return to Earth.
Lunar Surface Access Module
Anchored atop the Earth Departure Stage is a composite shroud protecting the Lunar Surface Access Module, or LSAM.
Image at right: Artist concept of crew vehicle and lander in lunar orbit. Credit: NASA
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This module includes the descent stage, developed by the Marshall Space Flight Center, that will carry explorers to the moon’s surface; and the ascent stage, developed by the Johnson Space Center, that will return them to lunar orbit to rendezvous with the crew exploration module, their ride home to Earth.
During launch, the Ares V first stage and core propulsion stage power it upward toward Earth orbit. After separation from the spent core stage, the upper stage -- also known as the Earth Departure Stage -- takes over, and by a J-2X engine puts the vehicle into a circular orbit.
The cargo vehicle's propulsion system can lift heavy structures and hardware to orbit or fire its engines for trans-lunar injection, a trajectory designed to intersect with the moon. Such lift capabilities will enable NASA to carry a variety of robust science and exploration payloads to space and could possibly take future crews to Mars and beyond.
The first crewed lunar excursion is scheduled to occur by 2020.
Image at left: Expanded view of the Ares V. Credit: NASA + View large image
Ares V First Stage
The first stage of the Ares V vehicle relies on two, five-segment reusable solid rocket boosters for lift-off.
Image at right: Artist concept of Ares V. Credit: NASA
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Derived from the space shuttle solid rocket boosters, they are similar to the single booster that serves as the first stage for the cargo vehicle's sister craft, Ares I.
Ares V Core Stage / Core Stage Engine
The twin solid rocket boosters of the first stage flank a single, liquid-fueled central booster element. Derived from the space shuttle external tank, the central booster tank delivers liquid oxygen/liquid hydrogen fuel to five RS-68 rocket engines -- a modified version of the ones currently used in the Delta IV launcher developed in the 1990s by the U.S. Air Force for its Evolved Expendable Launch Vehicle program and commercial launch applications. The RS-68 engines serve as the core stage propulsion for Ares V.
Image above, right: An RS-68 engine undergoes hot-fire testing. Credit: Pratt and Whitney Rocketdyne + View large image
Atop the central booster element is an interstage cylinder, which includes booster separation motors and a newly designed forward adapter that mates the first stage with the Earth Departure Stage.
Ares V Earth Departure Stage / Engine
The Ares V Earth Departure Stage will be designed by NASA's Marshall Space Flight Center in Huntsville, Ala.
The Earth Departure Stage is propelled by a J-2X main engine fueled with liquid oxygen and liquid hydrogen. The J-2X is an evolved variation of two historic predecessors: the powerful J-2 upper-stage engine that propelled the Apollo-era Saturn IB and Saturn V upper stages and the J-2S, a simplified version of the J-2 developed and tested in the early 1970s but never flown.
The Earth Departure Stage separates from the core stage and its J-2X engine ignites mid-flight.
Image at right: Concept image of the Ares V earth departure stage in orbit, shown with the Crew Exploration Vehicle docked with the Lunar Surface Access Module. Credit: NASA
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Once in orbit, the Orion crew capsule -- the astronaut module delivered to orbit by Ares I -- docks with the orbiting Earth Departure Stage carrying the Lunar Surface Access Module, which will ferry astronauts to and from the moon’s surface. Once mated with the crew module, the departure stage fires its engine to achieve "escape velocity," the speed necessary to break free of Earth's gravity, and the new lunar vessel begins its journey to the moon.
Image at right: A J-2 engine undergoes static firing. Credit: NASA + View large image
The Earth Departure Stage is then jettisoned, leaving the crew module and Lunar Surface Access Module mated. Once the four astronauts arrive in lunar orbit, they transfer to the lunar module and descend to the moon's surface. The crew module remains in lunar orbit until the astronauts depart from the moon in the lunar vessel, rendezvous with the crew module in orbit and return to Earth.
Lunar Surface Access Module
Anchored atop the Earth Departure Stage is a composite shroud protecting the Lunar Surface Access Module, or LSAM.
Image at right: Artist concept of crew vehicle and lander in lunar orbit. Credit: NASA
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This module includes the descent stage, developed by the Marshall Space Flight Center, that will carry explorers to the moon’s surface; and the ascent stage, developed by the Johnson Space Center, that will return them to lunar orbit to rendezvous with the crew exploration module, their ride home to Earth.
NASA is already at work developing hardware and systems for the Ares I rocket that will send future astronauts into orbit. Built on cutting-edge launch technologies, evolved powerful Apollo and space shuttle propulsion elements, and decades of NASA spaceflight experience, Ares I is the essential core of a safe, reliable, cost-effective space transportation system -- one that will carry crewed missions back to the moon, on to Mars and out into the solar system.
Ares I is an in-line, two-stage rocket configuration topped by the Orion crew vehicle and its launch abort system. In addition to the vehicle's primary mission -- carrying crews of four to six astronauts to Earth orbit -- Ares I may also use its 25-ton payload capacity to deliver resources and supplies to the International Space Station, or to "park" payloads in orbit for retrieval by other spacecraft bound for the moon or other destinations.
Image at left: Expanded view of the Ares I. Credit: NASA
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During launch, the first-stage booster powers the vehicle toward low Earth orbit. In mid-flight, the reusable booster separates and the upper stage's J-2X engine ignites, putting the vehicle into a circular orbit.
Crew transportation to the International Space Station is planned to begin no later than 2014. The first lunar excursion is scheduled for the 2020 timeframe.
Ares I First Stage
The Ares I first stage is a single, five-segment reusable solid rocket booster derived from the Space Shuttle Program's reusable solid rocket motor, which burns a specially formulated and shaped solid propellant.
Image at right: Artist concept of Ares I. Credit: NASA
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A newly designed forward adapter will mate the vehicle's first stage to the upper stage, and will be equipped with booster separation motors to disconnect the stages during ascent.
Ares I Upper Stage / Upper Stage Engine
The Ares I second, or upper, stage is propelled by a J-2X main engine fueled with liquid oxygen and liquid hydrogen.
Image at right: A J-2 engine undergoes static firing. Credit: NASA + View large image
The J-2X is an evolved variation of two historic predecessors: the powerful J-2 engine that propelled the Apollo-era Saturn IB and Saturn V rockets, and the J-2S, a simplified version of the J-2 developed and tested in the early 1970s but never flown.
这是取自NASA网站关于阿瑞斯火箭的介绍
Ares I is an in-line, two-stage rocket configuration topped by the Orion crew vehicle and its launch abort system. In addition to the vehicle's primary mission -- carrying crews of four to six astronauts to Earth orbit -- Ares I may also use its 25-ton payload capacity to deliver resources and supplies to the International Space Station, or to "park" payloads in orbit for retrieval by other spacecraft bound for the moon or other destinations.
Image at left: Expanded view of the Ares I. Credit: NASA
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During launch, the first-stage booster powers the vehicle toward low Earth orbit. In mid-flight, the reusable booster separates and the upper stage's J-2X engine ignites, putting the vehicle into a circular orbit.
Crew transportation to the International Space Station is planned to begin no later than 2014. The first lunar excursion is scheduled for the 2020 timeframe.
Ares I First Stage
The Ares I first stage is a single, five-segment reusable solid rocket booster derived from the Space Shuttle Program's reusable solid rocket motor, which burns a specially formulated and shaped solid propellant.
Image at right: Artist concept of Ares I. Credit: NASA
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A newly designed forward adapter will mate the vehicle's first stage to the upper stage, and will be equipped with booster separation motors to disconnect the stages during ascent.
Ares I Upper Stage / Upper Stage Engine
The Ares I second, or upper, stage is propelled by a J-2X main engine fueled with liquid oxygen and liquid hydrogen.
Image at right: A J-2 engine undergoes static firing. Credit: NASA + View large image
The J-2X is an evolved variation of two historic predecessors: the powerful J-2 engine that propelled the Apollo-era Saturn IB and Saturn V rockets, and the J-2S, a simplified version of the J-2 developed and tested in the early 1970s but never flown.
这是取自NASA网站关于阿瑞斯火箭的介绍
其实可以利用质子火箭发射来中国20吨空间站，加快载人航天计划的进程
怎么看长5都属于一个不伦不类的怪胎.5米芯级用2X50T的液氢发动机尤如奔驰车上用顶级摩托车发动机,既不经济又影响基本性能,就算暂时搞不了大的,那为什么不用4X120T=480T的芯级模式呢?
另外我怎么看都象是芯级直接进LEO了,这么看,诺大的芯级结构重量入轨怎么也不算合理吧.
还有643吨那个组合,应该是18T LEO模式.
既然有了登月计划,长5怎么也要并轨考虑才成,如此,240T以上的发动机是必须要考虑的.但400T以上必要性不大,除非打算自己独立登火星.
另外我怎么看都象是芯级直接进LEO了,这么看,诺大的芯级结构重量入轨怎么也不算合理吧.
还有643吨那个组合,应该是18T LEO模式.
既然有了登月计划,长5怎么也要并轨考虑才成,如此,240T以上的发动机是必须要考虑的.但400T以上必要性不大,除非打算自己独立登火星.
大漠苍狼 发表于 2009-11-2 17:22 
长征5号5米芯级，配两台YF77氢氧机，真空推力2*700kN
对比阿里安5ECA是5.4米芯级，配一台Vulcain2，真空推力1340kN
另外，想载人登月，没有大推力氢氧机是绝对不行的，YF77虽然推力不够载人登月，但这一步必须要走，不然更大推力的氢氧机想都别想
长征5号5米芯级，配两台YF77氢氧机，真空推力2*700kN
对比阿里安5ECA是5.4米芯级，配一台Vulcain2，真空推力1340kN
另外，想载人登月，没有大推力氢氧机是绝对不行的，YF77虽然推力不够载人登月，但这一步必须要走，不然更大推力的氢氧机想都别想
人类50年以内不大可能再次登月了
MD的2020年登月计划在经济危机的背景下很难撑下去。战神1都悬，大量量产战神V并且登月更悬；TG方面，技术和投资都不够2020年登月。
再多拖几年，油价重新破百，工业成本飙升，全球气候变化，自然灾害频发。隔三差五来一次新奥尔良大水，或者淹伦敦，或者洞庭湖长江旱个底朝天，年年这样折腾谁也受不了。为了遏制气候变化，整个工业体系都要改造成低碳的，甚至是“碳中性”。又要改造工业体系又要焦头烂额的救灾，还有哪个国家的元老院有闲钱登月。月球不是新大陆，上去就可以住人或者挖资源（氦3聚变比D-D聚变还难）。
MD的2020年登月计划在经济危机的背景下很难撑下去。战神1都悬，大量量产战神V并且登月更悬；TG方面，技术和投资都不够2020年登月。
再多拖几年，油价重新破百，工业成本飙升，全球气候变化，自然灾害频发。隔三差五来一次新奥尔良大水，或者淹伦敦，或者洞庭湖长江旱个底朝天，年年这样折腾谁也受不了。为了遏制气候变化，整个工业体系都要改造成低碳的，甚至是“碳中性”。又要改造工业体系又要焦头烂额的救灾，还有哪个国家的元老院有闲钱登月。月球不是新大陆，上去就可以住人或者挖资源（氦3聚变比D-D聚变还难）。
捍卫真相 发表于 2009-11-2 17:33
这是YF77最大的意义.
这是YF77最大的意义.