嫦娥载人飞船

嫦娥载人飞船 · 月球探测

嫦娥飞船与长征十号戊型运载火箭二级分离：左侧为 CZ-10E 二级，右侧为嫦娥飞船

类型: 载人飞船（月球轨道 / LEO 多任务）

设计方: [待补充]

制造商: [待补充]

组成: 服务舱 + 返回舱

发射质量: 28 t（7 人构型）

推进剂: 液氢 + 液氧，15,383 kg

主发动机: 1× CE-10 Hecate 液氢发动机

轨道机动能力: 3,700 m/s

乘员: 6 人（标准）/ 7 人（紧急）

载人自持力: 15 天

无人驻留: 210 天（低功耗模式）

电力: 8 组氢氧燃料电池（21.6 kW）

返回舱: 梦舟改进型，热盾 + 主伞 + 气囊着陆

前身: 梦舟载人飞船（2005 年首飞）

研发: 2015 年

首飞: 2020 年

状态: [待补充]

嫦娥载人飞船（简称嫦娥）是中国载人航天飞船谱系中的第三代产品，一款面向月球轨道和近地轨道任务的多用途飞船。嫦娥飞船是梦舟载人飞船的深度改进型号——2015 年启动研发，2020 年首飞，在梦舟平台的基础上进行了航电系统全面升级和舱内空间布局优化，显著提升了月球轨道任务的可靠性和乘员舒适度。

嫦娥飞船具备灵活的任务适配能力。在登月构型中，它由长征十六号甲型运载火箭搭载吴刚月面着陆器组合发射，负责将组合体送入地月转移轨道、执行月球轨道插入制动，并在月面任务完成后携带乘组返回地球。在独立月球轨道任务中，嫦娥飞船由长征十号戊型运载火箭单独发射，长征十号戊型运载火箭负责部分地月转移燃烧（约 2 km/s），剩余 1.1 km/s 由嫦娥飞船主发动机完成。在近地轨道任务中，嫦娥飞船可由 CZ-10A 发射至 LEO 承担空间站运输等任务。其任务弹性与阿波罗指挥/服务舱（CSM）类似。

总体设计

嫦娥飞船采用服务舱-返回舱两舱构型，发射质量 28 吨（7 人构型）。服务舱位于后段，集成主推进、轨道机动和电力供应功能；返回舱位于前段，承载乘员并在任务末段执行大气再入与着陆。全船推进剂为液氢液氧，总携带量 15,383 kg，配合 Hecate 发动机的 480 s 高比冲，可提供 3,700 m/s 的轨道机动能力。

发展背景

嫦娥飞船是中国载人航天飞船谱系的第三代产品，其技术演化路径如下：

• 神舟飞船（第一代）：1980 年代研发，1985 年首飞。近地轨道载人飞船，奠定了中国载人航天的技术基础。
• 梦舟飞船（第二代）：21 世纪初研发，2005 年首飞。深空载人飞船，具备月球轨道飞行能力，在乘员容量和自持力方面较神舟有显著提升。
• 嫦娥飞船（第三代）：2015 年启动研发，2020 年首飞。在梦舟基础上深度改进——航电系统全面换代，舱内空间重新布局以提升长时间任务的乘员舒适度。嫦娥飞船不仅继承了梦舟的月球轨道飞行能力，更通过发射构型的模块化设计实现了近地轨道、独立月球轨道和月球组合体三种任务模式的灵活切换。

对接设计

飞船前向设有一个标准对接口，用于在月球轨道与吴刚着陆器对接。对接完成后，乘员通过对接通道在两艘飞船之间转移，全程无需舱外活动（EVA）。对接方案与阿波罗 CSM 与登月舱的对接口逻辑一致。

推进剂体系

服务舱使用液氢液氧推进剂，液氢与液氧的体积配比为 72.76% : 27.24%。储箱采用多层隔热（MLI）低温储存方案，将推进剂维持在液态所需温度。低温储存过程中产生的蒸发气体并非浪费——它们被导入氢氧燃料电池反应转化为电力和水，形成推进剂与电力的一体化闭环。

服务舱

服务舱是嫦娥飞船的推进、电力与热控核心，干重 7 吨。其搭载的 1 台 CE-10 Hecate 液氢发动机负责全部主推进任务：地月转移轨道中途修正、月球轨道插入（LOI）制动，以及月球轨道逃逸返回地球。

CE-10 Hecate 是一款液氢液氧发动机，真空比冲高达 480 s，特别适合深空任务的长时间轨道机动。嫦娥飞船服务舱配备 1 台，吴刚着陆器配备 2 台，两型飞行器共享同一发动机型号，降低了研发和维护成本。

返回舱

返回舱位于飞船前段，是乘员在发射、轨道飞行和再入阶段的驻留舱段。返回舱以梦舟飞船返回舱为基础改进而来，核心升级在于航电系统全面换代和舱内空间重新布局，干重 5.6 吨，最大乘员容量 7 人，标准登月任务搭载 6 人。

再入与回收

返回舱采用弹道再入方案。再入前，服务舱分离抛弃；返回舱以热盾朝前姿态进入大气层，烧蚀材料在气动加热中逐步消耗。降至低空后，引导伞先行展开稳定姿态，主伞随后展开（直径 70 米）进一步减速。正常回收为陆地着陆：主伞减速至安全速度后，舱底着陆气囊充气展开，吸收着陆冲击，实现地面软着陆。

海面溅落仅作为紧急备份回收方案——例如轨道偏差超出陆地回收窗口范围，或回收区气象条件恶劣不宜陆地着陆时启用。

发射逃逸系统

嫦娥飞船在发射段配备固体火箭逃逸系统，总质量 6 吨，安装于返回舱顶部。逃逸系统由两部分组成：

逃逸塔的分离时机为二级发动机建立稳定推力之后——此时火箭已飞出大气稠密段且二级工作正常，不再需要逃逸保护，逃逸塔由分离发动机点火抛弃。若发射段二级发动机点火前出现紧急情况，主逃逸发动机可随时点火，将返回舱拖离故障火箭，保障乘员安全。

交会对接

嫦娥飞船前向标准对接口与吴刚着陆器完全兼容。在月球轨道任务中的对接流程如下：

1. 吴刚着陆器完成月面任务后，2 台 Hecate 发动机点火从月面起飞，进入近月轨道
2. 吴刚着陆器与嫦娥飞船进行交会，前向对接口完成硬捕获和密封锁定
3. 乘员经对接通道从吴刚着陆器转移至嫦娥飞船返回舱，全程无需 EVA
4. 对接解锁，两艘飞行器分离——嫦娥飞船准备地月返回，吴刚着陆器留轨等待加注或退役

电力与生命保障

氢氧燃料电池

嫦娥飞船配备 8 组氢氧燃料电池，每组可提供 2,700 W 电力，总发电功率 21.6 kW。燃料电池利用推进剂储箱的蒸发气体作为反应物，生成电力的同时副产可饮用水。此方案具有三重优势：

• 取消太阳能电池板：省去展开机构，消除月面任务中的细尘污染风险
• 提高推进剂利用效率：蒸发损失被转化为可用能源，而非白白排放
• 闭环水补给：反应生成的水直接输入生命保障系统，补充乘员饮用水和卫生用水

生命保障

飞船携带 640 公斤维生资源，可支持 7 人 14 天的飞行任务。维生资源包括氧气、食物、水等消耗品，分布于返回舱和居住区储罐中。服务舱航电模块内置分布式蓄电池作为电力缓冲，平衡瞬时负载波动。

任务剖面

嫦娥飞船支持三种任务构型，以下重点描述登月任务剖面（长征十六号甲型运载火箭组合体构型）和独立月球任务剖面（长征十号戊型运载火箭构型）。

发射构型总览

登月任务剖面（长征十六号甲型运载火箭组合体构型）

地月转移段

1. 长征十六号甲型运载火箭二级完成 TLI 注入后，展开式整流罩解锁——花瓣展开并锁定，暴露有效载荷
2. 嫦娥飞船服务舱 Hecate 发动机点火，从整流罩中分离
3. 飞船调头 180°，前向对接口朝向仍固定在整流罩桁架上的吴刚着陆器
4. 嫦娥飞船与吴刚着陆器前向对接，从整流罩中拖出着陆器
5. 组合体继续飞往月球，嫦娥飞船负责中途修正机动

月球轨道段

1. 组合体接近月球，嫦娥飞船服务舱 Hecate 发动机执行月球轨道插入（LOI）制动，进入近月低轨道
2. 吴刚着陆器与嫦娥飞船分离，独立执行动力下降和月面着陆
3. 嫦娥飞船在月球轨道待命，可维持无人驻留状态最长 210 天

返回段

1. 吴刚着陆器完成月面任务后从月面起飞，进入 LLO 与嫦娥飞船交会对接
2. 乘员经对接通道转移至返回舱
3. 嫦娥飞船服务舱 Hecate 发动机点火，执行月球轨道逃逸机动
4. 地月返回途中，服务舱分离抛弃
5. 返回舱再入大气层——热盾承受气动加热，随后引导伞、主伞、着陆气囊依次展开
6. 陆地软着陆，任务结束（紧急情况下执行海面溅落备份方案）

独立月球任务剖面（长征十号戊型运载火箭构型）

发射与地月转移

1. 长征十号戊型运载火箭将嫦娥飞船送入地月转移轨道，长征十号戊型运载火箭负责约 2 km/s 的地月转移燃烧
2. 一二级分离后，二级继续推进完成长征十号戊型运载火箭份额的 TLI 注入
3. 嫦娥飞船与长征十号戊型运载火箭二级分离，飞船主发动机点火完成剩余 1.1 km/s 的 TLI 补充燃烧

中止模式：若嫦娥飞船主发动机无法点火，飞船进入中止（abort）状态——利用 RCS 推力器降低远地点高度，使返回舱进入大气层再入走廊，执行紧急返回。

月球轨道与返回

1. 嫦娥飞船独自飞往月球，Hecate 发动机执行 LOI 制动进入 LLO
2. 完成月球轨道任务（科学观测、轨道机动等）
3. Hecate 发动机执行月球轨道逃逸，地月返回
4. 返回舱再入，陆地着陆回收

长征十号戊型运载火箭回收

长征十号戊型运载火箭一级在完成推进任务后执行回收——一级再入大气层，通过栅格翼气动减速和发动机反推，在航区海上回收驳船上垂直软着陆回收。此回收方案与长征十六号甲型运载火箭一级的陆地回收形成互补。

技术参数

全船参数

返回舱参数

逃逸系统参数

参见

• 梦舟载人飞船 — 嫦娥飞船的前身型号
• 吴刚月面着陆器 — 嫦娥飞船的月面任务搭档
• CZ-16A 长征十六号甲 — 月球组合体构型运载火箭
• CZ-10E 长征十号戊 — 独立月球轨道构型运载火箭