超级军网以长征五为基础,可以研制低归运力80吨的新火箭用于登月
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 05:30:20
<br /><br />CZ-5绑2.5,3.35米助推器各两个,低轨有效载荷就达到25吨.如果将来做大规模改进,完全可以达到50吨.
实现是改进发动机,使煤氧发动机推理达到140吨.然后研制一个直径6米多的芯一级,装四台140吨的煤氧发动机,装6个3.35米的改进型助推器,单台推力也是150吨.总共就是16台140吨的发动机,总推力2240吨,是CZ-5基本型的833吨推力的2.7倍.
最简单的说,运载能力也可以增加2.7倍,达到65吨.
CZ-5的箭体主要还是使用优质铝合金等传统材料,从长远看部分箭体采用符合材料是可能的,大约150吨的火箭空重,减重10%/15吨是可能的.这也可以转化成载荷.
这样,就可以在CZ-5的基础上,研制一种最大推力2240吨,低归运载能力80吨的新运载火箭.
当然,这肯定不是三五年能做到的,但是10年呢?2024年呢?
2025年前后用他来发射载人等月飞船呢?
当年阿波罗登月飞船的总质量超过100吨,但那时的材料都是传统材料,各种机械装置,仪器仪表,计算机\通信设备等等,也都十分落后,21世纪20年代建造的登月飞船,80吨也可以更好的完成任务.<meta http-equiv="refresh" content="0; url=http://sdw.cc">
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实现是改进发动机,使煤氧发动机推理达到140吨.然后研制一个直径6米多的芯一级,装四台140吨的煤氧发动机,装6个3.35米的改进型助推器,单台推力也是150吨.总共就是16台140吨的发动机,总推力2240吨,是CZ-5基本型的833吨推力的2.7倍.
最简单的说,运载能力也可以增加2.7倍,达到65吨.
CZ-5的箭体主要还是使用优质铝合金等传统材料,从长远看部分箭体采用符合材料是可能的,大约150吨的火箭空重,减重10%/15吨是可能的.这也可以转化成载荷.
这样,就可以在CZ-5的基础上,研制一种最大推力2240吨,低归运载能力80吨的新运载火箭.
当然,这肯定不是三五年能做到的,但是10年呢?2024年呢?
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实现是改进发动机,使煤氧发动机推理达到140吨.然后研制一个直径6米多的芯一级,装四台140吨的煤氧发动机,装6个3.35米的改进型助推器,单台推力也是150吨.总共就是16台140吨的发动机,总推力2240吨,是CZ-5基本型的833吨推力的2.7倍.
最简单的说,运载能力也可以增加2.7倍,达到65吨.
CZ-5的箭体主要还是使用优质铝合金等传统材料,从长远看部分箭体采用符合材料是可能的,大约150吨的火箭空重,减重10%/15吨是可能的.这也可以转化成载荷.
这样,就可以在CZ-5的基础上,研制一种最大推力2240吨,低归运载能力80吨的新运载火箭.
当然,这肯定不是三五年能做到的,但是10年呢?2024年呢?
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最简单的说,运载能力也可以增加2.7倍,达到65吨.
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这样,就可以在CZ-5的基础上,研制一种最大推力2240吨,低归运载能力80吨的新运载火箭.
当然,这肯定不是三五年能做到的,但是10年呢?2024年呢?
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实验可靠性是关键，登月也就意思一下，最终要想搞好空间站都必须要大推力火箭的加码
为啥要登月？
原帖由 lsquirrel 于 2008-9-28 11:28 发表
为啥要登月？
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美国为啥要登月,还要登火星?
原帖由 lsquirrel 于 2008-9-28 11:28 发表
为啥要登月？
抢未来的稀缺资源，抢未来太空战的制高点，抢。。。。。。。
登月只是烟雾弹,把月球做登陆火星的前哨站,进而到火星抢地盘才是真的.
没有好的氦3利用处理回收技术，上登月计划，象征意义大于实际意义，但发射探测器等前期工作也是必要的
米国重返月球、登火星还得看元老院批钱啊，目前这种情况，近期是不可能的 毕竟不是冷战时期有个攀比心理，它们元老院有时候是很“抠”
的
米国重返月球、登火星还得看元老院批钱啊，目前这种情况，近期是不可能的 毕竟不是冷战时期有个攀比心理，它们元老院有时候是很“抠”
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登月貌似排的比较靠后的位置
发动机数量多了不好，可靠性差！
不要忘了前苏联的N1登月火箭失败的教训！
不要忘了前苏联的N1登月火箭失败的教训！
还是先搞好有人值守的空间站才是王道.........
如果人货分离，Cz-5的运载力，登月好像基本够了。
原帖由 lmxhdl 于 2008-9-28 11:52 发表
发动机数量多了不好，可靠性差！
不要忘了前苏联的N1登月火箭失败的教训！
所以还是玩大推力比较合适:handshake
http://v.youku.com/v_show/id_XMjAxOTQ4MTY=.html
赶脚YF100衍生发展型走РД-180的技术路线比较适合，一个主泵带双推力室，发动机室压提高到25MPa级、地面推力300t左右...
个人认为登月的事可以先缓缓，优先发展空间站
长5可以满足无人登月的落回两步。
载人登月么……下回载人登月没什么意外一般不会独立搞了吧
载人登月么……下回载人登月没什么意外一般不会独立搞了吧
如果要研制LEO在80吨的火箭，不可能在CZ5的基础上发展，而会另起炉灶，但是现在对是否需要载人登月还没有一个统一的意见。俺认为当探月工程二期结束之后，我国将会决定是否发展载人登月，如果决定了搞载人登月，肯定会发展一款全新的重型火箭。如果决定在较长的一段时期内不搞载人登月，那么现有的CZ5就基本满足需要了，能够适应未来的空间站建设和深空探测的下一步需要。
登月计划肯定不会拖的，按现在政治发展目标和民族自豪感势头来看，独立进行是可能性非常大的。
中国不缺乏雄心，电视说有一次也提到加大CZ5推力的现实性。
中国不缺乏雄心，电视说有一次也提到加大CZ5推力的现实性。
楼主的设想已经不是长五了，完全可以叫长六。
如果地轨道达到80吨，那完全是一种新的火箭。如果有这样的级别的载荷需要，搞新的研制完全可以，用长五改的效果未必好。
实际上，未来可能的大载荷，目前看来就是太空站和登月，登火星还显得太早。所以，可以将太空站建设和登月合在一起来考虑，综合分析载荷并对载荷进行分类，就可以选择合适的运载能力的火箭，从而增加这样火箭的发射次数，降低这样火箭的成本。
土星五号是直接飞向月球，所以运载能力要超过100吨。当我们将太空站和登月合在一起考虑时，那么登月就未必就需要1次实现，可以发射两次火箭然后拼接实现，这样火箭的运载能力就可以在60吨左右，60吨左右运载可以用来建设太空站。
太空站目前有桁架式和积木式，积木式比较简单，我们可以采用积木式，每个模块重量在40-50吨，发射5-6个就可以组成一个200吨左右的太空站，这就有5-6次的发射需要。
在登月方面，以太空站为中转站，在太空站进行结合，然后进行检测后飞向月球，这样两次登月虽然时间稍长，但相对更可靠一些。
登月肯定也需要2-3次的绕月飞行后才真正开始，也就是火箭需要发射4-6次，登月至少应该进行3次以上，那么发射火箭数量在6次以上，即登月就需要超过10枚这样的火箭。
所以，将登月与建设太空站一起考虑，60吨运载能力的火箭需要发射次数就有15枚以上。
在太空站开始运营后，需要进行轨道维持和食品和物品补给，就像欧洲的那个ATV所起到的作用一样。这样的东西可能要每年发射1枚到2枚。这些发射结合在一起，就可以形成小批量生产，从而降低整个成本。
总之，我们应该开展下一代火箭研制，关键是发动机推力要有较大提高，而运载能力最好将登月和太空站结合，这样的投入产出比才高。
如果地轨道达到80吨，那完全是一种新的火箭。如果有这样的级别的载荷需要，搞新的研制完全可以，用长五改的效果未必好。
实际上，未来可能的大载荷，目前看来就是太空站和登月，登火星还显得太早。所以，可以将太空站建设和登月合在一起来考虑，综合分析载荷并对载荷进行分类，就可以选择合适的运载能力的火箭，从而增加这样火箭的发射次数，降低这样火箭的成本。
土星五号是直接飞向月球，所以运载能力要超过100吨。当我们将太空站和登月合在一起考虑时，那么登月就未必就需要1次实现，可以发射两次火箭然后拼接实现，这样火箭的运载能力就可以在60吨左右，60吨左右运载可以用来建设太空站。
太空站目前有桁架式和积木式，积木式比较简单，我们可以采用积木式，每个模块重量在40-50吨，发射5-6个就可以组成一个200吨左右的太空站，这就有5-6次的发射需要。
在登月方面，以太空站为中转站，在太空站进行结合，然后进行检测后飞向月球，这样两次登月虽然时间稍长，但相对更可靠一些。
登月肯定也需要2-3次的绕月飞行后才真正开始，也就是火箭需要发射4-6次，登月至少应该进行3次以上，那么发射火箭数量在6次以上，即登月就需要超过10枚这样的火箭。
所以，将登月与建设太空站一起考虑，60吨运载能力的火箭需要发射次数就有15枚以上。
在太空站开始运营后，需要进行轨道维持和食品和物品补给，就像欧洲的那个ATV所起到的作用一样。这样的东西可能要每年发射1枚到2枚。这些发射结合在一起，就可以形成小批量生产，从而降低整个成本。
总之，我们应该开展下一代火箭研制，关键是发动机推力要有较大提高，而运载能力最好将登月和太空站结合，这样的投入产出比才高。
原帖由 山人0504 于 2008-9-28 11:17 发表
CZ-5绑2.5,3.35米助推器各两个,低轨有效载荷就达到25吨.如果将来做大规模改进,完全可以达到50吨.
实现是改进发动机,使煤氧发动机推理达到140吨.然后研制一个直径6米多的芯一级,装四台140吨的煤氧发动机,装6个3.35米 ...
CZ-5绑2.5,3.35米助推器各两个,低轨有效载荷只有18吨:L 绑4个3.35米才25吨.:handshake
其实不用那么费劲,理论上,5米芯级再绑6个5米也没有问题嘛,7个5米,每个4台120吨,一共3360吨的起飞推力呢:D ;P :victory:
很简单，5米芯级,可以绑8个3.35米助推器，起飞推力2000吨，5米芯级采用两级配置，LEO运力就可以达到80吨了。
如果有大推力固体火箭助推器，推力翻番不是问题。
哈哈,登月贴开始了[:a15:]
第一次登月的意义，就如同第一次上天对于建造空间站的意义，05年第一次再人上天，但真正的看见战要到2020年才能建成。如果2025年登月，简称月球基地也是2040年前后的事情。
TSQ
是的，是一种利用长征五成熟技术的新火箭。
如果此法不可行，2-3次发射，在近地轨道组成登月飞船也是好办法。
美国重新登月在2020年，我们虽然不能与之盲目攀比，但也要有紧迫感，赶在2025年左右比较合适。不然等到2030年，人美国都开始建基地了，我们才第一次上去。
而要赶在2025年，就不能指望新火箭，因为全新研制的东西，总需要一个成熟的过程，即使在长征五投入使用的2014年开始研制，到2025年也只能勉强研制出一款新火箭，经过几次试射，发现点隐患，再改进......时间很快就过去了。职能用成熟的火箭系统先改一改将就一下。2030年前后的第二次登月，再用折中新火箭也不迟。
hbao
也可能吧，只是我看到的报道，长征五的最大起飞推力都是833吨，起飞质量600多吨，没有推力1070吨，起飞质量800吨的报道。所以引用这个数字。如果是那样，需要在单机推力、结构材料用符合材料减重方面做更多才能达到80吨的运载能力。
在5米芯多绑更多助推器不可行。运送大几倍的重量需要多几倍的燃料和液氧，多装下这些东西需要芯级更多的空间，不加直径就要加长度，那样加到多少米才够？大约85米吧，又是一种细长型火箭了，舰体结构强度的特性，震动的特性都于粗短型的长征五不同。
所以芯级直径必须适当的增加。以保持基本特性的继承性。
TSQ
是的，是一种利用长征五成熟技术的新火箭。
如果此法不可行，2-3次发射，在近地轨道组成登月飞船也是好办法。
美国重新登月在2020年，我们虽然不能与之盲目攀比，但也要有紧迫感，赶在2025年左右比较合适。不然等到2030年，人美国都开始建基地了，我们才第一次上去。
而要赶在2025年，就不能指望新火箭，因为全新研制的东西，总需要一个成熟的过程，即使在长征五投入使用的2014年开始研制，到2025年也只能勉强研制出一款新火箭，经过几次试射，发现点隐患，再改进......时间很快就过去了。职能用成熟的火箭系统先改一改将就一下。2030年前后的第二次登月，再用折中新火箭也不迟。
hbao
也可能吧，只是我看到的报道，长征五的最大起飞推力都是833吨，起飞质量600多吨，没有推力1070吨，起飞质量800吨的报道。所以引用这个数字。如果是那样，需要在单机推力、结构材料用符合材料减重方面做更多才能达到80吨的运载能力。
在5米芯多绑更多助推器不可行。运送大几倍的重量需要多几倍的燃料和液氧，多装下这些东西需要芯级更多的空间，不加直径就要加长度，那样加到多少米才够？大约85米吧，又是一种细长型火箭了，舰体结构强度的特性，震动的特性都于粗短型的长征五不同。
所以芯级直径必须适当的增加。以保持基本特性的继承性。
大家把时间节点都定在2025以后就给各种方案留了很大空间了
最怕急功近利非抢个头 那根本没用 拿出来也是一堆麻烦
要登月 大号家伙是一定要有 不管对接一次还是直接登月
leo50以上的东西以后还是用的着 天空实验室上去不就拿土星一次解决么？
不一定非要搞那么bt 但这个路子还要往下走
最怕急功近利非抢个头 那根本没用 拿出来也是一堆麻烦
要登月 大号家伙是一定要有 不管对接一次还是直接登月
leo50以上的东西以后还是用的着 天空实验室上去不就拿土星一次解决么？
不一定非要搞那么bt 但这个路子还要往下走
原帖由 山人0504 于 2008-9-29 15:17 发表
第一次登月的意义，就如同第一次上天对于建造空间站的意义，05年第一次再人上天，但真正的看见战要到2020年才能建成。如果2025年登月，简称月球基地也是2040年前后的事情。
hbao
也可能吧，只是我看到的报道，长征五的最大起飞推力都是833吨，起飞质量600多吨，没有推力1070吨，起飞质量800吨的报道。所以引用这个数字。如果是那样，需要在单机推力、结构材料用符合材料减重方面做更多才能达到80吨的运载能力。
在5米芯多绑更多助推器不可行。运送大几倍的重量需要多几倍的燃料和液氧，多装下这些东西需要芯级更多的空间，不加直径就要加长度，那样加到多少米才够？大约85米吧，又是一种细长型火箭了，舰体结构强度的特性，震动的特性都于粗短型的长征五不同。
所以芯级直径必须适当的增加。以保持基本特性的继承性
没有明白你想说啥?
为什么提高捆绑推力以提高LEO能力必须要"多几倍的燃料和液氧，多装下这些东西需要芯级更多的空间，不加直径就要加长度，那样加到多少米才够？大约85米吧"?;funk :L
CZ-2的LEO能力才多少? 改成2捆,芯级好象没有太大的改变吧? 呵呵
CZ-2改CZ-2捆是是从没有助推器到有4个助推器。
CZ-5已经是有4个大型助推器的火箭，要把CZ-5的助推器增加到6-7个5米的助推器，就不可行了。助推器不是可以没完没了往上加的。
而且装4个120吨煤氧发动机的助推器，直径可不可以造成5米也是问题，CZ-5的5米芯一级是4台推力50吨的氢氧发动机。
CZ-5已经是有4个大型助推器的火箭，要把CZ-5的助推器增加到6-7个5米的助推器，就不可行了。助推器不是可以没完没了往上加的。
而且装4个120吨煤氧发动机的助推器，直径可不可以造成5米也是问题，CZ-5的5米芯一级是4台推力50吨的氢氧发动机。
原帖由 aliasmaya 于 2008-9-28 13:01 发表
赶脚YF100衍生发展型走РД-180的技术路线比较适合，一个主泵带双推力室，发动机室压提高到25MPa级、地面推力300t左右...
完全同意maya兄的看法
太空站可以做科学实验，登月还要看实际收益和投入，不划算的东西可以缓一缓。
原帖由 山人0504 于 2008-9-29 15:42 发表
CZ-2改CZ-2捆是是从没有助推器到有4个助推器。
CZ-5已经是有4个大型助推器的火箭，要把CZ-5的助推器增加到6-7个5米的助推器，就不可行了。助推器不是可以没完没了往上加的。
而且装4个120吨煤氧发动机的助推器，直 ...
呵呵,能说下为什么不可行吗? CZ-2增加4个捆绑也增加了起飞推力1倍嘛,呵呵.
助推器有什么不可以没完没了加的? 只要保证安全/可靠性就是了,如果觉得芯级推力不够,芯级的也装4个120就是了，呵呵.
对了，4个120装在5米芯级本身就是当初的方案之一,有什么不能的.
原帖由 shh 于 2008-9-29 15:42 发表
完全同意maya兄的看法
从当时看的登月后三步的计划介绍看，可能想法会更进一步, 搞不好是1泵4室直接破500.:L
hbao
1.从来没有见过哪种火箭绑4个直径和芯直径一样的助推器。更不要说6-7个同直径助推器了。
原因可能是多方面的，但气流恐怕是一个不可忽视的原因，棒四个小直径的助推器，CZ-2F、CZ-5的各个助推器之间还有些距离，要是绑上4个同直径的距离就小了，距离一小飞行时气流就会彼此干扰，尤其是抛助推器前的时候速度较快干扰会比较大，这种干扰会有什么影响我也不清楚，但估计不是开玩笑的。
绑6-7个同直径的助推器嘛，你不妨用圆规画一个直径5厘米的远，在那么围着画6个5厘米的圆，看画不画得下。最多只能画五个，再画肯定重叠。
1.从来没有见过哪种火箭绑4个直径和芯直径一样的助推器。更不要说6-7个同直径助推器了。
原因可能是多方面的，但气流恐怕是一个不可忽视的原因，棒四个小直径的助推器，CZ-2F、CZ-5的各个助推器之间还有些距离，要是绑上4个同直径的距离就小了，距离一小飞行时气流就会彼此干扰，尤其是抛助推器前的时候速度较快干扰会比较大，这种干扰会有什么影响我也不清楚，但估计不是开玩笑的。
绑6-7个同直径的助推器嘛，你不妨用圆规画一个直径5厘米的远，在那么围着画6个5厘米的圆，看画不画得下。最多只能画五个，再画肯定重叠。
原帖由 山人0504 于 2008-9-29 16:14 发表
hbao
hbao
1.从来没有见过哪种火箭绑4个直径和芯直径一样的助推器。更不要说6-7个同直径助推器了。
原因可能是多方面的，但气流恐怕是一个不可忽视的原因，棒四个小直径的助推器，CZ-2F、CZ-5的各个助推器之间还有些距离，要是绑上4个同直径的距离就小了，距离一小飞行时气流就会彼此干扰，尤其是抛助推器前的时候速度较快干扰会比较大，这种干扰会有什么影响我也不清楚，但估计不是开玩笑的。
绑6-7个同直径的助推器嘛，你不妨用圆规画一个直径5厘米的远，在那么围着画6个5厘米的圆，看画不画得下。最多只能画五个，再画肯定重叠。
1,说明你少见多怪而已,看看Angara 5A嘛,呵呵.
2,半径与周长的关系也搞不明白吗? S＝2πR 基本的圆周公式呀[:a1:] 圆周率小数点后4位起码应该能背出来吧? 你怎么居然会说出"一个直径5厘米的远，在那么围着画6个5厘米的圆，看画不画得下。最多只能画五个，再画肯定重叠"这样的明显不符合小学数学基本知识的话来呀?!;funk :Q ;P
原帖由 hbao 于 2008-9-29 15:54 发表
从当时看的登月后三步的计划介绍看，可能想法会更进一步, 搞不好是1泵4室直接破500.:L
呵呵 想减小一下那个泵的研制难度嘛
原帖由 shh 于 2008-9-29 16:36 发表
呵呵 想减小一下那个泵的研制难度嘛
如果用300吨的话,0级,1级发动机数量还是偏多,可靠性问题必须要考虑呀.:L :Q
]]
欧洲人设想的登月用阿里安5是氢氧发动机2台的芯极再绑6个固推（应该是指MPS，而不是织女星用的那个小家伙），LEO也才50吨。
原帖由 hbao 于 2008-9-29 15:54 发表
从当时看的登月后三步的计划介绍看，可能想法会更进一步, 搞不好是1泵4室直接破500.:L
口桀口桀口桀
........
可见液氧/煤油发动机试验废水主要来源于冷却水和消防用水，由于每次
试车冷却水用水量大(3000^4000吨/次)，其中的煤油含量为50^-250mg/1,
且由于试车台采用垂直式水冷却导流槽，发动机尾喷管至导流槽冲击点的距
离为20米，在这种高速冲刷、高位势能转换过程中，煤油不可能以浮油的状
态存在，而成为分散油和乳化油，浮油完全来自管路的跑、冒、滴、漏，其
含量不会超过50mg/lo
2、我国的液氧/煤油发动机尚处于研制阶段，在研制的试验阶段所产生
的废水基本没有处理就排放了。目前航天六院一六五所正在建设新的液氧/
煤油试验台，拟定的发动机每次试车产生3000^4000吨的含煤油废水，试车
周期为7天一次，全年共计30^-40次，油的含量大约为50-250mg/1，又考
虑到工作人员产生的生活污水，整个试验区的污水量大，需要进行处理。
这个废水池是5000立方米的。
马歇尔空间飞行中心是 NASA 最大的中心之
一, 有 40 多个试验装置, 能 进行所有 类型的火
箭和空间运输技术试验 ( 从小的组合件到发动机
整机) 。它有以下三个试验区:
2.2.1 西试验区
主要试验装置有 F- 1 发动机试车台、先进发
动机试验装置 ( 4670 试车台) 和 3 氢冷流试验装
置 (4626 试车台 )。
(1) F- 1 发动机试车台
垂 直 点 火 试 车 台 , 高 72.85m, 基 础 面 积
427m2。能进行 6,664kN 推力液氧/煤 油发动机试
车, 经过改造可适应 13,328kN 推力试车。
(2) 先进发动机试验装置 ( 4670 试车台)
原为 S- IC 级静态 试车台, 现称 为 “先 进 发
动机试验装置”, 是世界上仅有的大型 液体火箭
发动机试验台。曾用于试验美国最大火箭 “土星
Ⅴ” 的 第 一 级 ( 直 径 为 10.6m, 长 42.06m) , 试
车台总高度达 121.9m。
钢制导流槽重达 1,720,000kg。冷却水通过导
流槽板上的 387,000 多个流水孔加压喷出, 导流
槽钢板厚 25.4mm, 流水孔直径 4mm。
试车台试验能力:
液 氢 : 试 车 台 外 液 氢 贮 量 1,700m3; 试 车 台
上液氢贮量 283.9m3;
液氧: 试车台上液氧贮量 87.1m3;
气体: 氢气/氮气/氦气/空气;
燃料: 火箭推进剂用煤油贮量 567.8m3;
导 流 槽 冷 却 水 流 量 : 1,030m3/min, 压 力 :
1.28MPa;
测量通道: 750 个数字通道 ; 108 个模拟通道。
另外，土鳖这里有没有做大型固体助推器的风声？