再谈中国载人登月工程一些设想完整版本Word文档格式.docx

再谈中国载人登月工程一些设想完整版本Word文档格式.docx

《再谈中国载人登月工程一些设想完整版本Word文档格式.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《再谈中国载人登月工程一些设想完整版本Word文档格式.docx（18页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。

因此无论未来情况如何变化,我力主要将中国的载人登月工程拆分为载人环月与载人月面登陆这两个有机组成部分的设想是不会再更改的了.而我所力主的中国必须研制一款有能力独立完成载人环月飞行任务的扩大版神舟飞船的规划设想也同样不会再次改变.

至于如何实现不同月面轨道飞船之间的靠近与对接难题,我认为这是实现人类长久的月球载人飞行所必须要解决的基础性问题.这一问题一日不解决,一旦日后载人飞船在月球轨道上发生故障,要实施救援就根本不可能.而登陆舱在月面上发生故障就更难实施救援了.因此为了中国长远的空间利益,我更不希望中国有意回避月球轨道对接难题,毕竟月球轨道对接程序将注定是人类未来月球载人飞行的不可回避"

平常环节"

二十年不能解决一百年后也得解决,无论是什么绕也绕不过去的.

至于美国将星座飞船预先发射到国际空间站上停泊,等待金牛座登月舱发射后再一同奔月,理论上可行,但实际操作上却问题重重.最重要的原因就是一旦要求对已经进入月球轨道却发生故障不能返回地球（或月球表面的登月舱发生故障不能返回月球轨道）的载人飞船实施紧急救援,美国还是面临必须同时组织发射两艘飞船的重大难题.而且星座飞船前往国际空间站并与之对接的过程还要使用不少燃料,之后再脱离国际空间站在地球轨道上空与金牛座登月舱对接也要使用不少燃料,而到达月球进入月球轨道\月球轨道维持的过程也要用到不少燃料最后脱离月球轨道,再被地球引力场捕获,再入地球大气层的过程还是要用到不少燃料.

如此,星座飞船今天版本的推进燃料是否够用将是一个重大问题.如果要重新设计星座飞船的推进舱,何不直接改用阿瑞斯五型火箭直接将星座飞船发射到月球轨道来得更方便与回旋余地空间更大?

!

第二章，采用月球对接方案研制出的中间运力火箭可以用于空间站工程

中国的空间站工程要和中国未来的载人登月工程相配套.最好的办法就是如美国当年的天空实验室空间站那样,利用阿波罗登月飞船的舱段平台来改进建设之.而今天中国的空间站工程实施在前,载人登月工程实施在后,那么就反过来,未来中国的载人登月飞船的推进舱\轨道舱就应基于中国空间站的推进舱与轨道舱来改进建设.目的就是要力求实现中国空间站工程与载人登月飞船核心舱段的"

共用平台化\共线生产化"

与及发射火箭平台的通用化.

纵观人类历史,美国当年基于阿波罗登月飞船与土星五号火箭平台所开发的天空实验室空间站才是最有发展前途与功能扩展性\系统可维护性的空间站模式.

衍架式国际空间站的建设需要过多的空间发射次数与太空组装过程.而美国当年所发展的积木式天空实验室空间站建设所需要的空间发射次数却要少得多.积木式空间站只要具备推进舱与轨道舱\对接段这三个核心基本部分就可以开门接客了.对于中国这种实力的国家而言无疑是最具吸引力的选择.

更重要的因素还在于美国天空实验式积木空间站只要运载火箭平台足够强大,空间站舱段平台可以做得无限大,如果中国未来起飞推力达1440吨以上的改进型长征五号火箭研制成功,理论上可以一次性将重达35吨左右的轨道舱或者推进舱（要比今天国际空间站的轨道舱\推进舱重得多）一次性送上太空.因此只要发射三\四次并对接之,就可以在低地球轨道组建出一个一百多吨级的空间站来,但花费却要比今天的国际空间站要小得多,研制的难度也要小得多.而且一旦舱段平台老化,还可以每隔七八年重新发射新舱段组建新空间站来替代之.如推进舱\轨道舱之类核心舱段平台完全可以实现工厂化流水线式生产建造.而今天的国际空间站由于采用衍架模式,空间站龙骨结构过于特化与复杂化,与下一代空间站的舱段平台与龙骨结构的系统继承性将不好说.

老实说,卫星式积木空间站将前途无限,原因无它,就是因为卫星式积木空间站拥有结构简单\组建迅速\继承性好与升级改进余地空间广阔的巨大优势.而且正是因为拥有这种种优势.未来人类只要有需要,可以迅速在月球轨道\火星轨道\金星轨道乃至木卫二轨道上克隆一个与地球轨道上运行的卫星式积木空间站完全相同的空间站来,但要在月球轨道\火星轨道上克隆衍架式空间站,将会难比登天.

如果未来中国研制出起飞推力达2400吨以上的重型版长征五号火箭,低地球轨道运载能力将达70吨左右,火箭整流罩直径将达8米.发射一个太阳能帆板展开达100米,重达60吨以上的重型空间站轨道舱将不什么难事.至于维修哈勃望远镜与回收卫星之类任务,以航天飞机每次发射费用高达8亿美元计算,不如每隔七八年发射一个全新的来得更合算.如今天美国的钱德拉X射线空间天文台\斯皮策红外天文台与及NASA新研制中的詹姆斯.韦伯空间光学天文台就已经不打算进行轨道维修升级了,使用寿命到期就研制一个全新的采代之.

其实如果国际空间站也是积木式的,每一个舱段重达40至70吨,如当年美国用土星五火箭所发射的天空实验室空间站,一个空间站仅仅由三到六个舱段所组成.每隔十几年就发射全新的舱段再组装一个新空间站,老的就抛弃,估计更方便省钱.甚至在月球轨道或者格拉朗日点组装维持一个和平号级别的空间站也是易如反撑.

目前的国际空间站之所以搞得如此复杂与昂贵,完全是为了迁就适应航天飞机（LEO能力只有30吨）与质子火箭（LEO只有22吨）的运力与货舱直径所至.如果在二十世纪九十年代,人类还拥有现成的土星五号火箭或者阿瑞斯五型火箭可以"

凭持"

估计国际空间站就将是另一个样子了.

地球轨道对接还有一个担心,那就是长征五号火箭的低温上面级在地球轨道停泊等待的时间很短,如果载人飞船不能按时发射,地球脱离级（低温上面级）所用的液氧\液氢推进剂很快就会挥发掉.但如果采用月球轨道对接,由于神舟扩大版飞船与月面登陆飞船所用的燃料都是常温挤进剂（肼类推进剂）,在月球轨道停泊等待的时间周期将要长得多.甚至可以提前几个月将月面登陆飞船（无人）预先发射到月球轨道,之后再择机发射扩大版神舟载人飞船到月球轨道上与之会合后进行月面登陆,回旋余地很大,也不必在海南发射场同时建立两个长征五号火箭的发射台.

老实说美国现在的阿瑞斯一型火箭就是一块鸡肋,如果先用阿瑞斯一火箭将星座载人飞船发射上地球轨道,那么用阿瑞斯五火箭发射的货运飞船就必须在未来十几天内发射升空,否则星座飞船上的宇航员生命保障系统就用去很多了,到时还能不能按计划完成月球任务飞行都是一个问题.但火箭延期发射的情况又实在太普遍了,如果阿瑞斯五火箭因为故障不能按时升空,那么已经发射的星座飞船又无能力飞到月球轨道,那么此一次发射就白白浪费了.

与之相反,如果阿瑞斯五火箭先期发射,由于其地球脱离级所用的低温燃料挥发很快,如果用阿瑞斯一号火箭发射的星座载人飞船无法在接着下来的几天时间内发射升空,一旦地球脱离级的低温燃料挥发掉一部分,不足以完成脱离地球轨道的任务,那么这一次发射也将同样白费了.

因此美国佬迟早会发现他们还得利用阿瑞斯五火箭搞一款有能力将星座飞船（研制缩小版的星座飞船也可以,研制更大型的固体燃料上面级也可以）直接发射进入环月轨道的版本,那么今天他们研制的阿瑞斯一型火箭就实在是多此一举了.

因此利用地球轨道对接方案实施载人登月工程不是不行,而是时间任务流程必须不能发生大的偏差,任务弹性极其有限,回旋余地实在太小.这也是我极力主张中国要采用月球轨道对接的方案来执行中国的载人登月工程的核心根源.事实上如果扩大版的神舟飞船（星座重25吨以上）总重量为12吨至15吨,利用长征五号火箭的1440吨至2400吨推力版是完全可以将其发射进环月轨道的,而月面登陆飞船与推进系统联合体重也还过25吨左右,利用2400吨推力版的长征五号火箭也是可以发射进入环月轨道的.

1440吨起飞推力吨的长征五号火箭的LTO运载能力已经达19吨左右,如果基于现在的神舟飞船（重8吨左右）开发扩大版的神舟环月飞船,返回舱加大防热盾,其它不进行大变动,依旧是三人体制,重量3吨左右;

轨道舱扩大,以适应地月空间转移与月球轨道停泊的长时间飞行（一个来回15天）需要,扩大到6吨,以求为宇航员们尽可能创造舒适的空间飞行环境.

现在最重要的关键节点就是推进舱的设计,SHH兄认为载人飞船进出地球逃逸轨道,月球逃逸轨道要求相当大的推进变轨速度,对飞船发动机推力有更高的要求,推力要达几十千牛左右,而嫦娥飞船的主发动机才590牛,现在神舟飞船的才2500牛.因此中国要研制神舟飞船的环月版,还得攻克大型飞船发动机瓶颈.同样,由于进出地球轨道\月球轨道还需要更多的推进燃料,估计神舟飞船的环月飞行版推进舱将重达10吨以上.

因此,日后中国的整艘神舟环月飞船将重达18吨左右.

在成功实施载人环月的基础上,开始研制中国的月面登陆飞船,由于月面登陆飞船不必再次从月球轨道上返回地球,而且也可以采用嫦娥飞船式轨道用更节省燃料的方式抵达月球轨道,因此可以直接套用神舟扩大版环月飞船的10吨级推进舱作为自己的推进舱而不必研制新的.

而月面登陆舱美国阿波罗飞船的重达14吨,中国未来的登陆舱则应达18吨左右,目的就是让登月宇航员拥有更好的驶乘环境与为未来改进留下余地.因此整艘载人月面登陆飞船的总重量将达30吨左右.

现在问题的关键是中国还没有LTO运载能力达30吨的重型火箭,1440吨起飞推力版的长征五号火箭根本无法发射得了这一月面登陆飞船,因此必须研制新火箭.而我的主张就是升级长征五号火箭目前的YF100液氧煤油发动机,将其推力从目前的120吨升级到200吨,用于研制起飞推力达2400吨的重型版长征五号火箭.

第三章，采用月球轨道对接方案神舟飞船改进下就可持续使用于月球载人飞行。

采用月球轨道对接方式,一次载人登月任务两次空间发射即可.而且无论是神舟飞船的扩大版还是2400吨起飞推力版的长征五号火箭都可以基于目前中国已经拥有或正在研制之中的飞船与火箭平台进行改进.因此所面临的技术与经济压力将大大减轻;

至于月面登陆飞船的研制,由于嫦娥二期\三期将进行无人落月\无人采样返回的试验,估计从中可以得到不少的技术支持.

将整个中国载人登陆工程拆分为两个任务段,即载人环月任务段与月面登陆任务段.

第一,先基于现成的神舟飞船与长征五号火箭（目前正在研制中）研制18吨版的载人环月飞船与1440吨起飞推力版的长征五号火箭,用于执行中国的载人环月飞行,时间周期估计为2025年.工程投资总额为50亿美元,研制神舟飞船的环月版30亿美元（包括生产10艘飞船的投资）,研制1440吨起飞推力版的长征五号火箭20亿美元（包括生产10枚火箭）.为什么研制火箭的成本要比飞船的少,关键就在于中国研制生产1440吨推力的长征火箭已经不存在发动机难关,只要再利用现成的120吨煤油4台研制一个5米芯级即可;

但研制神舟飞船的载人环月版还要面对发动机与差不多全新的推进舱的研制,因此多一点投资.

第二,研制月面登陆飞船与2400吨推力级重型长征五号火箭.

时间周期在2033左右,投资150美元,月面登陆飞船（包括生产10艘的投资）与重型火箭（10枚）各75亿美元,.载人登陆舱第一次研制,预算到底要多少无人知道,为了计划实施的余地因此投资达到75亿美元;

而研制重型长征五号火箭由于要研制升级版YF100煤油发动机,这仅仅一项估计得投资15亿美元,火箭箭体估计也得作相当大变动,也得用花不少钱,因此也计划投资达到75亿美元.

如此载人环月工程与月面登陆工程既拆分开各自单独规划进行,但工程结果却一环接一环,载人环月工程成为月面登陆工程不可分割的组成基础,最后构成一个完整的中国载人登陆工程.而所面临的经济与技术压力却要比美国阿波罗"

一站式"

的载人登月工程要小得多;

而且未来中国各个时期的政治领导人与宇航工程师只要做好自己任职周期内的"

份内工作"

就可以在历史上留下自己的名字,这也要比美国阿波罗式载人登月工程能更好更均衡地实现"

政绩\业绩分红"

.

利用4台120吨推力的液氧煤油发动机研制火箭的芯级,研制一款新型长征五号火箭,由其是起飞推力达1440吨的版本,用于发射中国扩大版的神舟飞船将是未来中国载人登月工程至关重要的一个环节.而且航天界内部早在二十世纪九十年代初期即已经有着这样的具体设想,作为实施921载人工程的火箭,用于发射今天的神舟飞船;

但由于YF100液氧煤油发动机研制的进度远远赶不上921工程的进度最终此方案被放弃.但目前的长征二号F火箭所用的燃料是有毒的肼类推进剂,迟早必须利用新火箭取代之.目前航天界内部对是否利用3.35米模块火箭还是5米芯级模块采代长二F火箭用于神舟飞船的发射还存在争论.但如果中国未来决定尽快实施载人登月的话,那么采用5米芯级长征火箭取代长二F捆绑火箭来发射神舟飞船将是一个明显的标志.原因就在于利用4台YF100发动机研制5米芯级的长征五号火箭的改进升级余地空间要大很多.

至于未来中国载人登月工程到底是采用月球轨道对接方案还是地球轨道对接方案,也同样取决于中国政府到底是采用5米芯级的长征五号来发射扩大版的神舟飞船还是采用3.35米芯级的长征五号火箭来发射.如果采用5米芯级方案,未来中国完全可以将扩大版的神舟飞船发射进入环月轨道,但如果采用3.35米方案,由于推力极限版也只有1200吨,回旋余地很小.

发展趋势未来如何演变,就看未来十年了.

第四章，中间运力型火箭的研制难度很低意义却极大

载人登月飞船主要舱段与近地空间站主要舱段实现"

平台共享与共线生产"

方案的.因为这不仅完全行得通,而且由于实现技术共享\平台共享\生产线共享更可降低经济成本与研制风险.

因此我始终觉得美国自放弃土星五巨型火箭之后没有及时填补上巨型火箭的空白实在是美国空间事业发展进程中的一大失策,一个重大政策性节点失误.事实上巨型火箭的研制\生产与拥有是大国空间事业的核心控制性基础工程.有了巨型火箭,无论是否进行载人登月工程还是进行近地空间站的建设,都要游刃有余得多,舱段平台设计研制的回旋余地空间也要大得多.事实上我就认为美国今天主导建设的国际空间站工程在技术上与经济上就相当失策;

原因就在于今天国际空间站的美国舱段很难与美国现在重新研制的载人登月飞船实现主要舱段平台共享.要知道当年阿波罗飞船服务舱可要重达26吨呢,而今天国际空间站的服务舱却只要20吨,而且还是由俄罗斯制造的呢!

因此我认为在考虑中国未来的空间站计划时必须要具有足够的前瞻性,在主要舱段（如服务舱\轨道舱）的设计上要留下足够的改进余地空间,为日后在中国近地空间站主要舱段平台的基础上研制中国未来的载人登月飞船的主要舱段留有余地,力求中国近地空间站与中国载人登月飞船实现"

核心舱段平台共享与共线生产"

.这可是美国阿波罗飞船与天空实验室空间站留给后人的宝贵经验教训啊!

中国决心上马研制500吨级固体助推器是各方利益相互妥协的产物。

对于军方而言好处是日后发射重型军事卫星的发射场选择余地更多了，而且持续保持重型固体助推器的生产线运转对于军事上的好处也不言自明；

而对于甘萧，山西（乃至四川）地方政府而言，有了500吨固体助推器坐落于这些地区的发射中心的利用价值将进一步稳定下来，在将来一段时间内都不必担心被海南彻底排挤掉；

而对于海南而言，有了500吨固推中国要研制LEO达70吨左右的中间运力火箭用于实施载人登月工程就有了坚实的基础，日后也就抱到了一个大主顾，不必再担心无米下锅。

而对于二院与及相关固体助推器生产企业而言，这好歹也是一大笔经费，如果研制成功日后饭碗问题就有了保障，洲际导弹总不会无限期，无限量地生产下去，提前做好军转民的准备有利无害。

而对于六院而言，短期分流了部分研究经费，但只要500吨固体助推器研制成功，政府决策层上马载人登月工程的可能性大大增加，大河有水小河满。

紧紧抱着实施载人登月工程这条大脚六院等液体发动机研制机构日后自然也不愁无米下锅。

美国佬搞火箭一直有两套系统，一是NASA，一是美国空军。

当年大力神火箭所用的500吨级UA1205固体燃料助推器就是美国空军主导研制的；

而F1则是NASA主持搞的，但阿波罗工程之后NASA自己就抛弃了土星五与F1发动机改走研制巨型固体燃料助推器的路子来搞航天飞机，但挑战者爆炸之后美国空军搞大力神四重型火箭还是基于重型固体燃料助推器来研制；

结果F1巨型煤油发动机“爷爷不痛，姥姥不爱”，就此废了。

至于苏联，其不搞重型固体助推器与其运载火箭的地面运输不受铁路隧道直径限制有极大关系，要知道质子，N1，天顶，能源火箭的芯级直径都在3。

8米以上，如果在中国将根本无法在酒泉，西昌与太原卫星发射中心发射。

至于说大型固体燃料助推器与巨型液体发动机研制的难易问题，现实中只见印度从俄罗斯输入火箭发动机技术，而俄罗斯可从来不听说过对印度的大型固体助推器生产技术感兴趣之事。

当然硬说原苏联，俄罗斯固体燃料助推器技术不行，根本无法生产巨型分段式固体助推器也可以，反原苏联与今天的俄罗斯从来就不搞过这方面的研制，成果就更是不存在，后人要什么说也是有道理的。

但我今天认为中国政府计划上马研制500吨级固体助推器内心恐怕真的存在“走走捷径”的期望，毕竟印度都搞得成功，以中国的实力如果连印度都比不上政府的面子就难看了。

中国未来500吨级的固体助推应该在2013年左右就能够面世，当然壳体材料极有可能是马氏体钢了，要改进等日后再慢慢来吧！

二院与相关企业先能够将东西搞得出来好让领导能够向国家交差才好说话；

否则的话研制进度在大直径复合材料壳体上一“卡壳拖延”三五年，六院从现在开始研制YF100的200吨级改进型的时间也足够了，一旦让六院抢了头风，二院日后再搞重型固体助推器就被动多了；

至于500吨级的巨型液体发动机，2020年前研制成功并能够投入运营的可能性极小。

中国的重型固体助推器研制问题，由军方主导，并投资研制已成定局，主要原因就在于政治决策层希望能够以最快的速度见到研制成果，否则的话在2015年左右就根本无法让中国能够再从容不迫地应对全球载人登月狂潮的到来了。

与中国不同，今天的欧洲，俄罗斯乃至日本都能够在现成的发动机基础上整合出一款LEO达60吨以上的中间运力火箭来；

而中国以目前的YF100与YF77为基础平台，如果要研制一款LEO运力达60多吨的火箭，唯一的出路就是要走原苏联的N1火箭老路，不得不使用更多的发动机了，这样的技术风险与带来的政治风险无需再多言。

因此，中国政府为了未雨筹谋，从现在开始就积极尽快研制成功一款500吨固体助推器，努力弥补在巨型火箭发动机领域上与美国，欧洲，日本与俄罗斯的差距在政治层面就再也正常不过了。

因此，可以这么说，中国政府今天开始规划要研制500吨固体助推器，实际上已经等于变相开始在全国层面上不动声色地进行总动员，开始调动各方面的力量为实施中国的载人登月而进行前期准备工作了。

至于未来中国500吨级的固体助推器够竞是钢壳还是复合材料壳体，这个不是核心关键，但时间的进度问题却是一切的重中之重，否则的话政府何不等待六院的500吨液体发动机来得更省事？

！

事实上只使在中国政府决策层里，很多人原先也想不到这一波载人登月浪潮会来得这么快，短几年间大国间月球探测器一个接一个地发，容不得你不是顺势而为。

至于月球还是那个月球，但政治意义已经完全改变。

第五章，大固体燃料助推器研制助力中国上马载人登月工程

未来全球几种中间运力与重型火箭研制构想

A，美国俄罗斯联合版本超级火箭。

利用5台800吨推力RD171M研制芯级，芯级直径12米以上：

800×

5＝4000吨

5＋1100（航天飞机固体助推器）×

2＝6200吨

800％5＋1100×

4＝8400吨

5＋1100×

6＝10600吨

8＝12800吨

5×

3（如德尔塔四火箭那样除主芯级之外，再捆绑2枚12米直径通用芯级助推器模块）＝12000吨

5（除主芯级之外，再捆绑4枚12米直径通用芯级助推器模块）＝20000吨。

B，单独美国版本

330×

5＝1650吨（阿瑞斯主芯级）

2＝3850吨（阿瑞斯五型火箭）

4=6050吨

6＝8250吨

8＝10450吨

C，单独俄罗斯版本

RD180版本：

400×

5＝2000吨（主芯级）

5＋400×

2（助推器）＝2800吨

4＝3600吨

6＝4400吨

RD171M版本：

5＋800×

2＝5600吨

4＝7200吨

6＝8800吨

欧洲版本

火神二版本

130×

5（主芯级）＝650吨

5＋600（阿里安五目前的固体助推器）×

2＝1850吨

5＋600×

4＝2950吨

6＝42