铁血☆战士 08-7-18 01:09
基于神舟飞船的登月方案
设想这样一个基于神舟飞船的登月方案：
需要2艘神舟飞船，第一艘是标准型的神舟飞船，搭载2名宇航员，称之为神舟A。第二艘不搭载返回舱和轨道舱，而是搭载一艘登月舱，称之为神舟B，神舟B发射时不搭载宇航员。
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神舟A和神舟B分别发射进入月球轨道，在月球轨道进行对接
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抛弃神舟B推进舱，登月舱展开，一名宇航员进入登月舱，登月舱分离，实施登月。
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完成登月任务
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任务完成后，承登月舱返回舱返回月球轨道，与神舟A对接，宇航员返回神舟A，然后抛弃登月舱和神舟A的轨道舱，宇航员乘神舟A返回地球。
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这个方案在技术上是完全可行的,但载人环月版的神舟飞船的推进舱恐怕要达10至15吨以上,而轨道舱可以不变,返回舱则还要改进,并进行无人试验飞行,整艘飞船将重达16至20吨.而要将这一级别的神舟绕月飞船送入环月轨道,升级版本的长五火箭的起飞推力至少要达1800吨左右.
事实上我就极为欣赏这一种模式的中国版载人登月工程,花钱不多,技术风险极底.可以用一句话来形容,"一百亿(美元),搞登月,神舟行,我看行".
中国载人登月工程规划策略备忘录
详细分析了众多热心网友的回复,我觉得还有必要深入探讨下巨型火箭的研制与中国载人登月工程的互动关系.毕竟当年苏联载人登月工程流产失败的核心根源就出在巨型火箭的研制上,就是研制H1巨型火箭的失败彻底葬送了苏联的载人登月计划.问题是苏联除研制极为复杂的H1火箭之外,并非没有其它可以替代的重型火箭方案,如杨格尔的R56与切洛梅的重型版质子火箭就是非常可行的设想.但科罗廖夫为什么死死咬定非要研制一款基于全新研制的NK33液氧煤油火箭发动机而不是基于高度成熟的RD253肼基发动机的H1火箭来执行苏联的载人登月工程呢?!这里有着太多值得后人回味的教训,在此我就回顾一下.
第一,宇航工程师的理想必须服从国情现实.
详细分析苏联载人登月工程的失败,与宇航工程师之间理想构思的相互冲突,矛盾的不可调和有着极大的关系.由于主要工程师各执一词,互不相让,而政治领导人又优柔寡断,不作最终定断,预算款项照拨,任由工程师们按自己的设想推进各自的任务计划.这不仅导致重复建设,还造成极大的资源浪费.
如研制苏联的载人登月巨型火箭,科罗廖夫主张研制全新的液氧煤油发动机用于发展H1巨型火箭,而切洛梅'杨格尔则主张基于现成的RD253肼类发动机研制R56与重型版的质子火箭.结果科罗廖夫的主张获胜,苏联政府花费巨资为H1火箭计划研制出NK系列液氧煤油发动机,并在此基础上研制出H1火箭;但与此同时格鲁什何设计局又花费巨资搞了个推力达700多吨的RD270肼类燃料发动机.最终结果世人今天已一目了然.H1火箭四射四败,被迫放弃;而格鲁什何的RD270发动机却由于找不到与之相匹配的火箭最终也白白浪费掉了.
苏联载人登月工程出现这种让外界不可思议的相互竞争局面,与各大设计局为了争夺国家载人登月工程有限的预算资源有着密切的联系;大家都想在载人登月工程的投资款中分得一块肥肉,最终不管到底有无必要'能不能够按时研制得成功,为了抢搭载人登月工程的"便车",竞相将自己的项目设想(管它成熟不成熟,可行不可行)推出,圈到钱再说.结果将一个单纯的载人登月工程搞得异常复杂庞大,极度"超重超载",并最终拖烂拖跨\吃空吃崩(坐食山崩)整个苏联载人登月工程.这对后世而言不能不说是一大悲剧与教训.
现在,我担心中国的载人登月工程也可能走上这一条路.目前中国载人登月火箭研制方案主要有两个.一是张贵田院士所主张的研制一款500吨级液氧煤油发动机,并基于这种发动机研制一款中国版的土星五火箭;另一个是龙乐豪院士所主张的同时研制一款200吨级氢氧发动机与一款600吨液氧煤油发动机,并基于这两种发动机研制一款中国版的能源号火箭.
这两个方案说到投资,张贵田院士的方案最省钱;说到技术,龙乐豪院士的方案最能推进技术进步.但基于中国的国情与政治现实,我认为目前就上马研制龙乐豪院士所主张那一种火箭,并基于这一种火箭来实施中国的载人登月工程后果不堪设想.原因就在于以未来三十年中国的国力与实力,同时上马一款巨型氢氧发动机与一款巨型液氧煤油发动机在经济预算与技术上的压力将极为巨大,在二十年时间内能否搞得出来都是一个大问题;而只使搞得出来能否养得活也是一个大问题;因此将中国载人登月工程与研制能源号级别的火箭捆绑在一起实在有害无益.至于张贵田院士的方案,由于只需要研制一款500吨级液氧煤油发动机,上面级火箭就套用目前研制中的长征五号火箭的芯级,经济与技术压力将要小得多,比起龙乐豪院士的方案更合适中国的国情.当然,如果以目前的YF100液氧煤油发动机为基础,改进升级研制一款200吨推力的版本,并基于这一种发动机搞一款2400吨级推力的重型版长征五号火箭,采用月球轨道对接的方式来实施中国的载人登月工程,在技术上也不存在任何不可克服的难题.
第二,纵观全球,目前已经成熟的大型火箭发动机完全能够满足未来一百年人类的深空载人飞行需要.
正如我在前面一系列评论中所说的那样,由于过去的苏联与今天的俄罗斯所研制的一系列大型火箭发动机(如RD170\RD171\RD0120\RD180)的使用潜力还远远得不到充分的挖掘,因此人类未来决心研制新的巨型火箭时当务之急就要想到如何去利用好这一系列优秀的发动机(由其是RD170与RD180,已经经过足够多的实际发射飞行).如果采用并联4台800吨级的RD170发动机研制芯级火箭,人类完全可以在目前的技术基础上研制出起飞推力达3200吨\4800吨(捆绑两台用同类发动机的助推器)\6400吨(捆绑4台助推器)\8000吨(捆绑6台助推器)等一系列巨型火箭来.
当然,如果还有必要今天人类完全可以将美国与俄罗斯最强劲,最优秀的发动机组合起来研制人类第一种起飞推力达10000吨以上的特大型火箭用于深空载人飞行.如用5台RD170发动机研制芯级,起飞推力将达4000吨;捆绑2枚美国航天飞机级的固体燃料助器(每枚推力1100吨),推力将达6200吨;捆绑4枚助推器,起飞推力将达8400吨;捆绑6枚助推器,起飞推力将达10600吨;捆绑8枚助推器(美国德尔塔2型火箭甚至有捆绑9枚固体燃料助推器的版本),起飞推力将达12800吨.由于这一切发动机无论是RD170还是航天飞机级的巨型固体燃料助推器,都是现成并且高度成熟的产物,这才是导致到今天人类重返月球呼声日益高涨,乃至推出载人火星飞行计划的最坚实后盾基础.
毫无疑问,只使得不到俄罗斯的RD170\RD180发动机生产技术,中国以今天的国家实力,独立执行自己的载人登月工程也不存在任何技术上不可克服的问题;毕竟长征五号火箭的改进潜力是明摆在那里的.至于说到火星载人飞行,无论是中国还是美国恐怕都不会再有政治领导人愿意让自己的国家单干了;毕竟经济与技术的风险可不是一般的大.要搞肯定会拖上其它的国家一齐搞,既能为火星载人计划留下足够的回旋空间(如搞国际空间站美国拖上俄罗斯一样,否则的话哥伦比亚失事后国际空间站就要成上演空城计),也为可能的失败预先找好一个台阶借口.而目前全球有能力独立实施载人航天工程的国家只有中美俄,只使展望未来一百年,最多也只会再增加两三个新成员.因此只使美国很牛,但未来其主导火星载人探测工程时,它迟早也要设法拖进更多的国家参加,这其中就可能包括中国在内.
对于中国,日后如果能够被邀请加入美国主导的联合火星载人计划(时间估计在2050年以后),那么只要引进俄罗斯的RD170发动机研制一款起飞推力6400吨(RD170版的长二捆绑火箭)的巨型火箭,作为美国阿瑞斯火箭的备份(估计到时还会有其它的备份火箭,如阿里安6等),用于发射小型火星载人飞船或者货运补给飞船即可.如果到时还是无法引进俄罗斯的RD170\RD180发动机生产技术,再上马研制龙乐豪院士今天所主张研制的中国版能源火箭也为时未晚;在2050年左右中国研制出能源级别的火箭的难度与今天相比不可同日而言,在技术上早已水到渠成.因此只使不能参加美国所主导的火星载人计划,到时也可搞一个中国版火星载人环绕飞行,还有用得着的余地.相反,如果现在就上马研制能源级别的火箭,不仅会大量挤占中国实施载人登月工程的资金与人力资源,造成载人登月工程的严重超载;也完全阻断了长征五号火箭的改进挖潜进程;造成国家投资的极大浪费.
而且能源级别的火箭用于载人月球飞行实际上还是大材小用.事实上无论是中国的长征五号火箭\欧洲的阿里安五火箭\美国的阿瑞斯火箭还是俄罗斯的能源号火箭,都属于一种"半截子"火箭,它们目前的氢氧发动机芯级只要轻微改进下就可以成为更大型火箭的上面级;而再用RD170(或者RD180)级别的液氧煤油发动机研制芯级,立即就可以改进出更大型的巨型火箭来.随着航天飞机这个"短脚鸭(飞不高也飞不远)"退出人类空间飞行舞台与及深空载人工程的迅速兴起,主流空间大国对利用RD170\RD180改进研制自己的巨型火箭的兴趣早晚也会跟着兴起,并最终成为一股世界潮流.因此今天的中国,我们所要做的就是要先人一步,努力引导人们将兴趣转移到这方面上来;而决不是立即费尽心机上马独立研制中国自己的200吨级氢氧发动机与600吨级液氧煤油发动机,并在此基础上再搞一款中国版的能源号火箭,毕竟要这样做的时间还远远未到呢!先集中精力改进目前的长征五号火箭,拿下中国的载人月球飞行工程再说吧.
第三,人类历史上载人航天工程成败得失教训总结,对于中国这一类实力的国家,载人火箭与载人飞船的研制必须交替错峰进行才是成功之路,而捆绑同时进行却是命亡失败之道.
当年中国921工程之所以最终获得成功,这与载人火箭的研制与载人飞船的研制分离进行有着极大的关系.发射神舟飞船的长征二号F火箭是由现成的长征二号E火箭改进而来,并不是全新研制的产物.如果当年中国为了实施921载人航天工程单独研制一款全新的火箭,并基于这一种火箭来推进实施中国的载人航天工程,后果实在是不堪设想.
同样道理,苏联发射第一艘载人飞船东方号之所以获得成功,这也与当年苏联政府基于现成的R7火箭来实施其首次载人航天工程有着重大的关系;当年美国发射水星飞船与双子星飞船也均获成功,这也与美国同样是基于现成的大力神与阿特拉斯火箭来推进实施这两项空间载人工程有着密切的联系.
纵观人类历史,除了美国的阿波罗计划与航天飞机计划(目前美国的阿瑞斯火箭计划已经是基于现成的RS68氢氧发动机与航天飞机固体燃料助推器来研制),到目前为止还没有其它的载人航天工程是火箭与飞船捆绑同时实施并获得完全成功的例子.只使是苏联的能源号火箭与暴风雪航天飞机综合工程,也照样说不上是完全成功,这只能是一项技术上成功,经济上完全失败的重大烂尾空间工程.而苏联早年的H1载人登月工程由于巨型火箭的研制与登月飞船的研制同时捆绑实施进行,结果更是全军覆没;而欧洲的使神航天飞机载人工程,日本的希望航天飞机载人工程,也莫不同样纷纷中箭落马,半途而费,最终搞出了火箭(阿里安五\H2火箭)却荒费了航天飞机,同样成为"烂尾楼"工程.
老实说,如果当年的中国也搞航天飞机载人工程,到底能否坚持到底,并最终采得中国载人航天零的突破也同样存在极大的疑问,原因就在于只使到了今天,中国的50吨级氢氧发动机还没有投入实际空间飞行试验.如果当年中国实施921载人航天工程采用航天飞机计划,只使到2008年的今天,中国也没有多大的可能成为人类第三个独立实现载人航天飞行的国家.这对于中国而言并非是没有先例的,当年中国的曙光飞船工程之所以中途落马,原因还是出在要同时搞载人火箭与载人飞船这个"死亡节点"上.因为在二十世纪七十年代,中国的长征火箭可还完全是一个新生的'尚未成熟的产物.
为什么人类历史上只有美国在实施阿波罗计划时,能够按规划流程'在同一时间内搞出巨型火箭与登月飞船,并能够获得最终成功呢?!这与美国超强的经济与技术实力有着密不可分的关系;而其它的国家无论是苏联(俄罗斯)\中国,还是欧洲\日本,无论是经济上还是空间技术上都完全没有与美国相提并论的能力;因此美国在载人航天工程上能够走得通的道路对于其它国家而言却是致命的陷阱.因此中国要实施自己的载人登月工程就务必要采取与美国不同的"差异化策略",万万不能将巨型登月火箭的研制与载人登月飞船的研制捆绑在一起同时实施执行;而是应该错峰开来,分步交替实施执行,只使时间周期长也是没有法子的事,谁叫中国还不是超级大国呢!
目前,今天中国长征五号火箭的研制已经接近尾声,那么是上马研制扩大版神舟飞船的时候了,这一过程估计也得要十年时间.在这一段时间里,长征五号火箭的基本版已经升空进行试验性飞行;在初期试飞发射的过程中发现问题并逐步改进完善,积累了十多次实际空间飞行后其性能将会逐渐稳定成熟下来.至此时间光阴大概已经是2020年前后了,这时就可以利用成熟的长征五火箭基本版进行扩大版神舟飞船地球轨道的试验发射,并逐步改进完善之.与此同时开始上马研制重型版的2400吨起飞推力的长征五号火箭,由于有着长五基本版的底子(至于YF100液氧煤油发动机的升级改进型研制工作,现在恐怕就已经展开),整个时间周期估计不过五年,也就是说在2025年前后中国就能拥有2400吨推力版的长征五号火箭.这时扩大版的神舟飞船的性能也成熟稳定下来,与重型的长征五号火箭结合即可承担起执行中国的载人环月工程重任.而时间光阴大概在2028年左右,即美国载人重返月球大概10年之后.
实现载人环月飞行的目标后,接着上马研制月面登陆飞船,由于有着先前月面无人采样飞船成功实施的经验与技术底子,整个时间周期大概也只要五年(当年美国研制月面载人着陆飞船用了七年时间),这样中国完全可以在2035年前后彻底实现自己载人登月的目标.而在研制月面着陆飞船的同时,中国还可以利用重型版长征火箭先发射一个有人照料的小型空间站到月球轨道,既积累月球轨道对接与生活的经验,日后也可以成为中国实施月面登陆工程的中转站与救援中心;为中国的月面登陆工程留下足够的回旋余地空间.
与此同时,在实施中国的月球空间站与月面登陆工程期间,中国也可以提早上马研制中国版的能源号巨型火箭,如果能够从俄罗斯引进RD170与RD0120发动机最好,如不能就独立研制一款七'八百吨级的巨型液氧煤油发动机与一款两'三百吨级的氢氧发动机,当这种中国版的能源号火箭研制成功之后,时间光阴已经到2050年左右,此时国际联合火星载人登陆工程估计要拉开历史序幕.如果美国能够邀请中国加入则加入之,如果不邀中国加入则联合其它国家推进一款中国主导版的"国际联合火星载人环绕工程"上马实施;反正就是要与美国竞争到底,50年\100年\200年乃至500年\1000年时.直至地球上的政治格局发生彻底改变,人类社会真正实现全球一体化为止.反正历史上两个强大的国家或强大的文明集团相互竞争几百年乃至一千多年的现象并不少见.当年匈奴与汉帝国的竞争就持续进行了四百多年,直至匈奴被同化的同化,被轰走被走为止;而英法两国的竞争更维持了近一千年,直至今天还没有完全融合一体化!而中国就是拥有丰富历史经验的国家,而华夏民族就是一个拥有漫长不间断文明史的伟大民族;为了人类全球一体化推进整合的主导权,如果美国要与中国一直竞争下,只使五百年\一千年中国都必须要奉陪到底."只要中国坚持不解体\不灭亡,能够永恒地守着自己那"一亩三分地(彻底渗透与控制住中国本土与周边接壤的大部分地区)",活着下去就是胜利(详见本人<帝国学与陆权战略>一文)"!
第四,载人环月工程与载人月面登陆工程具体设想.
1440吨起飞推力版的长征五号火箭的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,现在神舟飞船的也才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,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空间.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重量级的月面登陆飞船,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.
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.
将整个中国载人登月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.
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工程,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吨液氧煤油发动机4台研制一个5米直径芯级作第一级,第二级,第三级套用现成的长征五号火箭芯级即可;但研制神舟飞船的载人环月版还要面对主发动机攻克难关,并差不多要重新研制推进舱,因此多一点投资.
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150亿美元,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200吨推力升级版的YF100煤油发动机,仅仅这一项估计得投资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75亿美元.
如此载人环月工程与月面登陆工程既拆分开来各自单独规划进行,但工程结果却一环接一环,步步为营,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月工程.而所面临的经济与技术压力却要比美国当年实施的阿波罗"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".
中国版本
YF100版本：
120×4＝480吨（煤油发动机版的长征五号火箭5米直径主芯级方案）
120×4＋120×4（2.35米助推器模块）＝960吨
120×4＋120×2（即3.35米助推器模块）×4＝1440吨
120*4+120*2(即3.35米助推器模块)*6=1920吨(这个版本就可以用于发射15至20吨级神舟环月飞船)
120×4＋120×4（5米直径通用助推器模块）×4＝2400吨（这个版本第一级与助推级总共20台120吨煤油发动机，将会将SPACEX公司的猎鹰火箭杀个片甲不留）
YF100煤油发动机升级为推力达200吨版本：
200×4＝800吨（主芯级）
200×4＋200×4（助推器）＝1600吨
200×4＋200×4（5米以上直径通用芯级助推器模块）×4＝4000吨
如果中国决心实施载人登月工程,从现在开始可以按如下流程具体实施
A阶段,2008----2014年,载人登月关键技术验证时期(基于长三,长二火箭平台)
一,利用长三乙发射不带轨道舱的神舟飞船,验证返回舱从高轨道(GTO)再入地球大气层的关键技术,
二,以目前长三乙火箭的上面级发动机(推力8吨多)为基础,采取美国研制升级半人马座G(即航天飞机版本重型上面级火箭)低温上面级的方法,研制推力达16吨(8吨*2)或者32吨(8吨*4)的重型低温上面级火箭,因为无论中国是否立即上马载人登月工程,中国都要研制重型上面级火箭,否则的话,未来GTO达10吨以上版本的长五火箭将无法找到与之匹配的上面级而无法发挥作用.
(长三乙上面级应该独立命名,与世接轨,叫"哪吒"上面级或者"天鹰座","仙女座"上面级都可以,反正就要有一个独立的名份).
三,基于目前神舟飞船的推进舱或者长征四号火箭的常温上面级(都是上海航天局研制的),研制10吨以上的重型推进舱,
1,作为服务舱可用于中国版本的小型空间站,
2,作为推进舱(发动机推力要更大)可用于神舟环月飞船.
B阶段,2015-----2020年,全力研制神舟环月飞船与升级版本长五火箭
基于前期技术积累,同时展开研制神舟环月飞船与起飞推力达1440吨以上版本的长五火箭,先进行地球轨道试验飞行,之后再接连进行5至6次无人月球环绕飞行.争取在2020年之前完成中国载人环月飞行零的突破.
C阶段,2020------2025年,全力研制月面着陆飞船,最终成功实现中国载人登陆月球的目标.
这个东西相当复杂,因此研制进度可以推迟到中国成功实施载人环月飞行之后进行.在经过充分试验的基础上,最终发射上环月轨道与载人神舟飞船进行对接试验,之后再择机降落月球完成中国载人登月之旅.
Orbital launch vehicle. Year: 1988. Family: Long March. Country: China. Status: Out of production. Other Designations: Long March 4A. Manufacturer's Designation: Chang Zheng-4A.
The CZ-4 was developed and manufactured by the Shanghai Academy of Spaceflight Technology. Its first stage was essentially the same as that of the CZ-3 and the second stage was identical to that of the CZ-3. The CZ-4's third stage, however, was a development, featuring a thin wall common intertank bulkhead tankage and two-engine cluster with both engines gimbling about two perpendicular axes. The third stage engine cluster connected to the tank aft bulkhead through the engine bay. The CZ-4 had two payload fairing configurations: Type-A and Type-B. The CZ-4 was designed for launching satellites into polar and sun-synchronous orbits.
The CZ-4's typical payload capability is 1,650kg into a 600km sun-synchronous orbitsand 4,680 kg into a 200km circular orbit. On September 7, 1988, the CZ-4A made its first flight, successfully launching China's first experimental meteorological satellite. Another meteorological satellite was successfully launched by a CZ-4A on September 3, 1990.
After the development of FB-1 launch vehicle, the Shanghai Administration of Astronautics was assigned development of the CZ-4, using the CZ-3C as the first two stages. The CZ-4's Chief Designer was Sun Jingliang. The three stage liquid propellant booster was designed to place satellites into sun-synchronous or geostationary orbits. The third stage used two new design storable propellant gimbaled rocket engines with a vacuum thrust of 50 kN (5.1 tonnes). The total length of the vehicle was 41.9 m, maximum diameter 3.35 m, lift-off mass 240 tonnes lift-off thrust 2942 kN (300 tonnes thrust). It could send a satellite of 1400 kg into a sun-synchronous orbit of 900 km altitude. The Long March-4 launch vehicle started its conceptual design in 1978; it was assigned to be the launch vehicle of Fengyun-l meteorological satellite in March 1982, and its development work was started in the Shanghai Administration of Astronautics and the liquid rocket engine establishments of the Ministry of Aerospace Industry. The successful development of the Long March-4 launch vehicle added a booster for sun-synchronous satellite to the launch vehicle series of China and made a new contribution to the development of China's space carrier technology.
Manufacturer: Shanghai Academy of Spaceflight Technology. Launches: 2. Success Rate: 100.00%. First Launch Date: 1988-09-06. Last Launch Date: 1990-09-03. Launch # is: complete. LEO Payload: 4,680 kg (10,310 lb). to: 200 km Orbit. Payload: 1,100 kg (2,400 lb). to a: Geosynchronous transfer trajectory. Apogee: 1,000 km (600 mi). Associated Spacecraft: FY-1, SJ. Liftoff Thrust: 2,960.000 kN (665,430 lbf). Total Mass: 249,000 kg (548,000 lb). Core Diameter: 3.35 m (10.99 ft). Total Length: 41.90 m (137.40 ft). Launch Price $: 30.000 million. in: 1994 price dollars. Flyaway Unit Cost $: 9.500 million. in: 1985 unit dollars.
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Stage # - CZ-4A
Stage Number: 1. 1 x Stage: CZ-4A-1. Gross Mass: 192,700 kg (424,800 lb). Empty Mass: 9,500 kg (20,900 lb). Thrust (vac): 3,265.143 kN (734,033 lbf). Isp: 289 sec. Burn time: 170 sec. Isp(sl): 259 sec. Diameter: 3.35 m (10.99 ft). Span: 6.00 m (19.60 ft). Length: 24.66 m (80.90 ft). Propellants: N2O4/UDMH. No Engines: 4. Engine: YF-20B. Other designations: L-180. Status: In production.
Stage Number: 2. 1 x Stage: CZ-4A-2. Gross Mass: 39,550 kg (87,190 lb). Empty Mass: 4,000 kg (8,800 lb). Thrust (vac): 831.005 kN (186,817 lbf). Isp: 295 sec. Burn time: 135 sec. Isp(sl): 260 sec. Diameter: 3.35 m (10.99 ft). Span: 3.35 m (10.99 ft). Length: 10.41 m (34.15 ft). Propellants: N2O4/UDMH. No Engines: 1. Engine: YF-25/23. Other designations: L-35. Status: In production.
Stage Number: 3. 1 x Stage: CZ-4A-3. Gross Mass: 15,150 kg (33,400 lb). Empty Mass: 1,000 kg (2,200 lb). Thrust (vac): 100.810 kN (22,663 lbf). Isp: 303 sec. Burn time: 400 sec. Isp(sl): 260 sec. Diameter: 2.90 m (9.50 ft). Span: 2.90 m (9.50 ft). Length: 1.92 m (6.29 ft). Propellants: N2O4/UDMH. No Engines: 2. Engine: YF-40. Other designations: L-14. Status: Out of production
一些数据
假设常温推进剂 喷流速度3000m/s
变轨机动 速度增量 前后质量比
200kmLEO到奔月轨道LTO 3.2km/s 2.9 ~2(低温推进剂)
LTO到环月轨道 0.85km/s 1.3
环月轨道到降落月面 2km/s 2
月面起飞进入环月轨道 1.6km/s 1.7
环月轨道返回同LTO进入环月轨道 1.3
如果假设指令舱4吨，推进舱干重3吨，那么可以看出进入奔月轨道的指令大约为12-13吨。也就是说单纯的环月(不带登月舱，指令舱和推进舱都不是用于真正登月的型号)或许可以用目前CZ-5做不大的改动就可以完成了。
登月舱即使只有1人，考虑到下降和上升所需的速度增量和必须的余量，在10吨以下很难的。机动就意味着大量推进剂的消耗，这一点是必须考虑的。