本
文
摘
要
载人登月工程已经在稳定有序的展开了，在《航天器工程》的22年第六期上，公布了我国载人登月工程中必须要实现的十大技术体系，其中有两个关键最被公众所关注：登月火箭分两次发射月轨对接已经实锤，另外一个则是要求对接机构可以满足数百吨对接的任务。
这个要求似乎暴露了我国未来在月球轨道上建设月球空间站的可能，因为只是登月的话完全用不上数百吨对接的高标准要求！
载人登月体系公布: 十大技术，缺一不可
我国在无人探测月球的技术上已经相当成熟，从嫦娥一号与二号的环月探测，到三号和四号的落月探测，再到五号的采样返回，整一个一气呵成的庞大工程。即使如此，载人登月和载人登月也存在很大的差异，《航天器工程》上列出了我国已经突破或正在突破的十大技术体系：
1、载人登月的体系推进技术；2、月球轨道交会对接技术；3、轻量化重载荷机构对接机构；4、月面超软着陆GNC技术；5、月球昼夜温差的热控技术；6、登月飞船返回地球着陆技术；7、系统电路集成度和可靠性技术；8、载人登月的通信天线技术；9、安全性、可靠性与可维修性技术；10、空间信息系统技术1月19日，社交媒体上爆出一个新闻，长征十号换体重生成登月火箭，大意是我国载人登月火箭已经被正式命名为CZ-10，此前一直的传闻已经被正式立项代替，目标是在2030年前后完成登月任务。
CZ-10是一个重新启用的“旧型号”，早在1970年代，钱学森钱老就曾提出过一个非常大胆的方案，10年内研制成功近地轨道50吨至150吨的超级运载火箭，这就是传说中的CZ-10火箭，但由于国力与技术所限，这个型号从未有付诸实施。时隔50多年我国再次重新启用该命名，这是延续了我国曾经的登月梦想，未来将会在我们这一代人中完成。
CZ-10对应的技术则是此前龙乐豪院士透露的两次发射、月轨对接的CZ-5DY版，由于使用了大量CZ-5的成熟技术，因此两者继承性很强，不过CZ-10的助推器和芯级使用的是采用泵后摆技术的增推型号YF-100K，性能要比CZ-5的YF-100高不少。
登月火箭可不止是发射用的重型火箭技术，还有地月转移轨道火箭，姿态控制火箭、月球轨道捕获减速火箭，月面登陆与返回起飞的火箭等等，这是一个庞大的体系，所以一次载人登月，却基本要将大大小小不同型号推力的火箭突破个遍，缺一不可。
月球轨道交会对接与轻量化重载荷机构对接机构
我国采用的是CZ-10两次发射，月球轨道对接的登月方式，因此月球轨道对接是一项绕不开的工程，当然一次发射也会在月球轨道对接，因为登月飞船的分离、着陆月面后返回再对接也需要有一个对接过程。
在《航天器工程》的介绍中特别提出了这样一个要求，对接接口需兼容近地轨道空间站，并且同一套对接机构可以适应从3吨到几百吨的航天器的对接任务，这表示未来的载人登月实施后我国紧接着会开展月球空间站建设，并且飞船可能会在月球和天宫空间站之间往返成为定期航班。
月面超软着陆GNC技术
这是载人登月中必不可少的技术，此前在嫦娥3、4、5的落月与采样返回任务中，7500N的变推力发动机立下汗马功劳，之所以这台发动机那么重要，是因为嫦娥任务在落月过程中需要减速、悬停与重新选择落月地点以及最终稳稳着陆的能力。特别是最后的推力减小、缓缓下降、最后落月需要“丝般顺滑”，因此对发动机推力调节要求很高。
这台7500N变推力发动机推力变比为6.87:1，可在8250N至1200N之间调节推力，启动次数大于30次，累计工作时间大于4000秒。嫦娥三号、嫦娥四号、嫦娥五号三艘探测器连续成功登月，登月成功率100%，其变体将原有的低室压动力方案更改为中室压动力方案，助力天问一号着陆器成功登陆于火星。
但无人着陆器的嫦娥三号发射质量也只有3.78吨，它抵达月面时的质量只有1.2吨，大部分都是燃料，在地月转移轨道与月球减速，月面降落过程中被消耗，月球的引力只有地球1/6的情况下，还需要一台7500N的变推力发动机来提供降落减速，未来的载人飞船月面登陆至少也将达到10吨以上。
以 *** 登月为参考，其月面登陆质量在13~14吨之间，按比例配置变推力发动机，至少也要达到75~100千牛的变推力发动机，而且其调节比例可能要提高至10:1，这个难度肯定是不会小的。
月球昼夜温差的热控技术
载人登月任务需要在月面数天，由于月球白天时间接近半个月，所以这朝阳面的高温与朝阴面的低温问题都必须要同时解决，一般会使用舱壁循环散热将热量均分布并通过辐射方式散热。
另一个方式是参考 *** 登月时间选择农历的初六~初八以及廿二至廿四期间、登月地点月球阳光斜射，月球表面尚未被“晒热”，温度会略低，可以降低一些散热要求，但后期 *** 登月是跨月中的，地点选择也不再避开直射点，这表示 *** 前期经过考验后发现散热没有问题，已经可以“全时适应”。
登月飞船返回地球着陆技术
从月球返回的飞船接近第二宇宙速度，原因是这样的，从地球出发抵达月球航天器必须具有接近10.8千米/秒的速度，这个速度没有达到逃逸地球的11.2千米/秒，但也差了不多。当它返回地球附近时也将达到这个速度。
果要返回地面的话，基本会以10.8千米/秒的速度进入大气层，目前的载人飞船基本都是从空间站以及近地轨道返回地球，速度不会超过6.8千米/秒，与地月轨道返回整整相差4千米/秒的速度，可别小看这增加的4千米/秒，搞不好就能把飞船给烧毁了，此时飞船有几个选择：
1、加固飞船防热大底；2、飞船减速进入地球轨道择机再入；3、飞船使用二次减速方式降低抗烧蚀要求；*** 登月飞船的方法是加固防热大底，以跃起再入方式进入大气层，这个方式是简单暴力，轨迹控制要求比较低，缺点时会增加防热大底的质量，也会增加宇航员在返回过程中的过载，但比弹道返回要好一些，因为弹道返回过载最大可达10G，就算“久经训练”的宇航员是一次相当难受的经历。
减速再入技术要求低：宇航员舒适，但代价太大
减速进入环地球轨道再择机再入，这种方式可以达到从空间站返回的地球一样的体验，但问题是必须要卸除4千米/秒的速度增量，我国新一代飞船的返回舱着陆质量可达5.6吨，各位可以计算下需要多少燃料才能从10.8千米/秒减速到6.8千米/秒？
所需要的能量大约为：4.48e+10J
目前这种减速发动机基本用的是肼类燃料，也就是各位俗称的毒发，为偏二甲肼+四氧化二氮，偏二甲肼的热值为：4.25×10^7J/kg
那么需要1,054.118千克偏二甲肼燃料作为减速使用，另外偏二甲肼只是燃料，让其燃烧还需要氧化剂四氧化二氮，两者的燃烧的质量比为15:46，也就是还需要3232.627千克氧化剂四氧化二氮。两者总和为4.286吨。
减速制动
以上是100%利用热值时的减速方案，如果按发动机的效率/推力计算，估计至少得5~6吨以上的燃料才能保证其返回减速。这些燃料是从地球上带出去的，然后带到月球轨道（不登月）再返回地球，这个成本实在太高了。
跳跃式再入：成本低，技术要求太高
跳跃式再入也就是大家说的水漂弹道，其原理是以一定升力的再入角度进入大气，然后在大气层与飞船的气动升力作用下跃出大气层再返回，第一次减速一部分，第二次再入直接穿越大气层落地，经历两次减速，降低对防热大底的要求，也增加宇航员舒适度，这个方案成本最低，但技术控制要求最高。
*** 飞船返回时用的返回方式有些类似跳跃式返回，只是 *** 飞船没有跃出大气层，还不能算是跳跃式返回，所以对防热大底“加固”还是有要求的，而且在控制上也比半弹道要高一些，当时能做到这个结果已经算不错了。
我国已经在嫦娥五号T1飞行试验器（CE-5/T1）上首次实现了跳跃式返回方式，在嫦娥五号采样返回正式应用了这种返回方式，这表示我们已经解决了第二宇宙速度再入返回的技术难题，但对于载人飞船的返回，仍然需要做大量的技术验证工作。
另外诸如通信与系统集成还有可维护性等，根据我国在载人航天上的经验，会在载人等约上来一个大爆发，将各种突破的技术应用到载人登月上，虽然说我国现在还没有登月，但随着我国在载人航天上的进展，已经到了水到渠成的时刻。
几百吨对接要求：中国也要建月球空间站?
阿尔忒弥斯计划中最重要一个关键节点就是月球空间站，这是NASA在地球和月面之间的中转站，月面着陆飞船可以重复使用，空间站与地球之间建立定期航班，未来基本可以在月球或者月球轨道上保持长期存在。
这种登月工程的架构会更合理一些，这是NASA重返月球的重要计划，也因为是第二次，NASA还有些追求，如果还是向 *** 计划那样登月返回，那一定会被批50年都没有进步。所以阿尔忒弥斯计划采用如此庞大的架构也是必然的。
阿尔忒弥斯计划的月球空间站构成
我国是第一载人登月，关键是完成登月并安全返回，但以中国航天目前的技术，在载人登月的基础上可以有一些突破，为未来的国际月球科研站打下一些基础，国际月球科研站是在月球表面或月球轨道上建设可进行月球自身探索和利用、月基观测、基础科学实验和技术验证等多学科多目标科研活动并长期自主运行的综合性科学实验基地。
月面基地显然更合适一些，因为月球轨道上能做的工作大部分在近地轨道空间站上也能完成，而月面基地则可以研究月球，两者的性价比显然不在同一水准上，如果是月面基地，其实也需要月球轨道站来作为中转，功能有些类似于阿尔忒弥斯计划中的月球轨道空间站。
NASA计划中的月球空间站规模不大，舱室也不多，主要还是完成中转与补给停留，另外还将担任前往火星途中的修整，在载人登月以后，载人火星任务也将被提上日程，这个几百吨的对接要求未来承担的任务可是相当重要的。
