diff --git a/data/wiki/binglun_lander_zh.html b/data/wiki/binglun_lander_zh.html
new file mode 100644
index 0000000..18df224
--- /dev/null
+++ b/data/wiki/binglun_lander_zh.html
@@ -0,0 +1,132 @@
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+冰轮可复用着陆器
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+冰轮可复用月面着陆器 / 燃料运输
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+冰轮着陆器侧面图
冰轮着陆器构型示意
类型 : 可复用月面着陆器（货运 / ISRU 双构型）版本 : Block 2（当前生产型）干重 : 28.194 t（Block 2）推进剂 : 液氢 + 液氧内部燃料容量 : 121.6 t（Block 2）外挂油箱容量 : 95 t（货运型专属，模式 C 使用）全高 : 36.7 m（Block 2，燃料箱和货仓延长）发电能力 : 25 kW（极限）可重复使用 : ✅低温加注 : ✅（月面 ISRU 补给）部署方式 : CZ-16 发射至 LEO，自行飞往月面
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+冰轮着陆器 是广寒计划 的核心物流资产，一款可重复使用的液氢液氧月面着陆器。冰轮在全计划中承担双重角色：ISRU 型负责在月面生产氢氧燃料，货运型负责在月面和近月轨道之间往返运输燃料与物资。
+
+冰轮着陆器经历了从 Block 1 到 Block 2 的版本演进。Block 1（冰轮 #1 和 #2）干重 25 吨，内部燃料容量 96.5 吨。基于广寒计划前期运营经验，Block 2 延长了燃料箱和货仓，全高增至 36.7 米，取消了顶部保温燃料箱（其功能由储箱本身的 MLI 增强层替代），干重增至 28.194 吨，内部燃料容量提升至 121.6 吨。Block 2 的燃料增量为模式 C（燃料上行）和模式 D（取货下行）提供了更大的 Δv 余量。
+
+冰轮具备两种构型——ISRU 型 集成 12 吨月面资源利用载荷（ISRU 模块 9 t、采矿设备 2.5 t、散热器 0.5 t），月昼期间可日产 3 吨氢氧燃料，月夜依靠电池维持最低温控后停产；货运型 设有外挂油箱接口，可在模式 C 下携带 95 吨外挂燃料上行至近月轨道交付金蟾转移级。两种构型共享同一箭体平台，ISRU 型的生产模块可在后期由乘组拆除，恢复为货运型。
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+目录
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+飞行剖面 ISRU 集成 舰队 技术参数 参见
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+飞行剖面
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+模式 航程 燃料用量 载荷 用途
+A — 初始部署 LEO→LLO→月面 Block 1: 96.5 t / Block 2: 121.6 t ≤15 t 每台冰轮的首航，CZ-16 投放至 LEO 后自行飞往月面 C — 燃料上行 月面→LLO→月面 Block 1: 96.5 t / Block 2: 121.6 t（自用） 外挂 95 t 燃料交付 LLO 金蟾 燃料物流主模式 D — 取货下行 月面→LLO→月面 Block 1: 96.5 t / Block 2: 121.6 t（自用） 从 LLO 取 60 t 货物回月面 物资下行，与金蟾 60 t 运力匹配
+
+
+模式 B （LLO→月面单程，理论载荷 120 t）受货仓体积限制不可用，本计划不采用。
+
+ISRU 集成（ISRU 型）
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+
+组件 质量 功能
+ISRU 模块 9.0 t 氢氧燃料生产核心 采矿设备 2.5 t 月壤 / 水冰开采 散热器 0.5 t 生产热管理
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+运行参数：冰轮自身供电 20 kW（ISRU 专用）；产能 3 吨氢氧燃料 / 天（月昼）；月夜依靠电池维持最低温控，停产；全自动无人运行。后期可由乘组拆除 ISRU 模块，恢复为货运型。
+
+舰队
+
+
+编号 构型 位置 状态 任务
+冰轮 #1 Block 1 / ISRU 型 月面东方海 运行中 BL-01 部署，氢氧燃料生产。计划后期拆除 ISRU 模块转为货运型冰轮 #2 Block 1 / 货运型 月面东方海 运行中 BL-02 部署。GHC-03 后明确为专职燃料运输冰轮冰轮 #3 Block 2 / 货运型 转移中 飞行中 BL-03 部署，首艘 Block 2 冰轮。9/22 近月制动
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+
+技术参数
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+参数 数值
+版本 Block 1：干重 25 t，燃料 96.5 t，全高 ~30 m Block 2：干重 28.194 t，燃料 121.6 t，全高 36.7 m 推进剂 液氢 + 液氧 外挂油箱容量 95 t（货运型，Block 1 与 Block 2 通用） ISRU 载荷 12 t（ISRU 型） ISRU 产能 3 t 氢氧燃料 / 天（月昼） 发电能力 25 kW（极限） CZ-16 发射总重（Block 2） ≤164.8 t（干 28.2 + 燃料 121.6 + 货 ≤15）
+
+
+参见
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diff --git a/data/wiki/chang_e_crewed_exploration_vehicle_zh.html b/data/wiki/chang_e_crewed_exploration_vehicle_zh.html
new file mode 100644
index 0000000..c884ed2
--- /dev/null
+++ b/data/wiki/chang_e_crewed_exploration_vehicle_zh.html
@@ -0,0 +1,314 @@
+
+
+
+
+嫦娥载人飞船
+
+
+嫦娥载人飞船 · 月球探测
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+嫦娥飞船与 CZ-10E 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CZ-16A 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CZ-10E 单独发射，CZ-10E 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。
+
+
+目录
+
+总体设计 服务舱 返回舱 发射逃逸系统 交会对接 电力与生命保障 任务剖面 技术参数 参见
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+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。
+
+
+参数 数值
+干重 7 t 主发动机 1× CE-10 Hecate 液氢发动机 推力 70 kN（真空） 比冲 480 s（真空）/ 100 s（海平面） 推进剂 液态氢 + 液态氧，15,383 kg 推进剂配比 液氢 72.76% + 液氧 27.24%（体积比） 储箱容积 ~42,452 L（利用率 93%） 储箱隔热 多层隔热（MLI），100 层 轨道机动能力 3,700 m/s RCS 8 组液氢液氧热气推力器（32 喷口，1 kN/喷口） 燃料电池 8 组氢氧燃料电池，总功率 21.6 kW（2,700 W/组） 热控 2 组主动散热系统
+
+
+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。
+
+
+参数 数值
+基础型号 梦舟返回舱（改进型） 干重 5.6 t 乘员 7 人（最大）/ 6 人（标准任务） 热盾 烧蚀材料热盾，400 公斤烧蚀材料 减速系统 引导伞 + 主降落伞（70 m 展开直径）+ 着陆气囊 RCS 肼燃料，400 kg 对接口 前向标准对接口（与吴刚着陆器对接）
+
+
+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：
+
+
+组件 功能 推进剂
+分离发动机 仅用于逃逸塔与火箭分离 PBAN 固体 主逃逸发动机 用于紧急逃逸，将返回舱从故障火箭上拖离 PBAN 固体
+
+
+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：
+
+
+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
+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
+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
+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（CZ-16A 组合体构型）和独立月球任务剖面（CZ-10E 构型）。
+
+发射构型总览
+
+构型 运载火箭 目标轨道 任务类型
+月球组合体 CZ-16A TLI → LLO 搭载吴刚着陆器，载人登月 独立月球 CZ-10E LLO 独立月球轨道任务（CZ-10E 执行部分 TLI） 近地轨道 CZ-10A LEO 近地空间站乘员运输与物资补给
+
+
+登月任务剖面（CZ-16A 组合体构型）
+
+地月转移段
+
+CZ-16A 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
+嫦娥飞船服务舱 Hecate 发动机点火，从整流罩中分离
+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
+嫦娥飞船与吴刚着陆器前向对接，从整流罩中拖出着陆器
+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
+
+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
+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
+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
+
+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
+乘员经对接通道转移至返回舱
+嫦娥飞船服务舱 Hecate 发动机点火，执行月球轨道逃逸机动
+地月返回途中，服务舱分离抛弃
+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
+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（CZ-10E 构型）
+
+发射与地月转移
+
+CZ-10E 将嫦娥飞船送入地月转移轨道，CZ-10E 负责约 2 km/s 的地月转移燃烧一二级分离后，二级继续推进完成 CZ-10E 份额的 TLI 注入
+嫦娥飞船与 CZ-10E 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
+
+嫦娥飞船独自飞往月球，Hecate 发动机执行 LOI 制动进入 LLO
+完成月球轨道任务（科学观测、轨道机动等）
+Hecate 发动机执行月球轨道逃逸，地月返回
+返回舱再入，陆地着陆回收
+
+
+CZ-10E 回收
+CZ-10E 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CZ-16A 一级的陆地回收形成互补。
+
+CZ-10E 搭载嫦娥飞船升空 CZ-10E 一二级分离，一级开始回收流程 技术参数
+
+全船参数
+
+参数 数值
+发射质量 28 t（7 人构型） 服务舱干重 7 t 返回舱干重 5.6 t 推进剂 液氢 + 液氧，15,383 kg 主发动机 1× CE-10 Hecate（70 kN，ISP 480 s） 轨道机动能力 3,700 m/s RCS 8 组 × 4 喷口（32 喷口，1 kN/喷口），液氢液氧 燃料电池 8 组 × 2,700 W，总功率 21.6 kW 热控 2 组主动散热系统 乘员 7 人（最大）/ 6 人（标准任务） 载人自持力 14 天（7 人）/ 15 天（6 人） 无人驻留 210 天（低功耗模式） 维生资源 640 kg，支持 7 人 14 天
+
+
+返回舱参数
+
+参数 数值
+干重 5.6 t 乘员 7 人（最大）/ 6 人（标准任务） 热盾 400 公斤烧蚀材料 减速系统 引导伞 + 70 m 主伞 + 着陆气囊 RCS 肼燃料，400 kg 对接口 前向标准对接口
+
+
+逃逸系统参数
+
+参数 数值
+总质量 6 t 组成 分离发动机 + 主逃逸发动机 分离时机 二级发动机建立稳定推力后
+
+
+参见
+
+
+
diff --git a/data/wiki/cz10e_zh.html b/data/wiki/cz10e_zh.html
new file mode 100644
index 0000000..07cf7c6
--- /dev/null
+++ b/data/wiki/cz10e_zh.html
@@ -0,0 +1,203 @@
+
+
+
+
+长征十号戊运载火箭
+
+
+CZ-10E长征十号戊 · 中型运载火箭
+
+CZ-10E 全箭侧面图
CZ-10E 全箭构型示意
型号 : CZ-10E（长征十号戊）类型 : 中型运载火箭（一级可回收）制造商 : [待补充]全箭高度 : 91 m（20 m 整流罩构型）级数 : 2箭体直径 : 5 m整流罩直径 : 5 m / 6.25 m / 7.5 m一级发动机 : 9× YF-150一级推进剂 : 液氧煤油二级发动机 : 1× YF-215X Vac二级推进剂 : 液氧甲烷起飞推力 : 14,850 kN起飞推重比 : 1.22（55 t 载荷）LEO 运力 : 55 t（航区回收）TLI 运力 : 18 t一级回收 : 栅格翼 + 发动机反推垂直着陆载人能力 : 支持首飞 : [待补充]状态 : [待补充]
+
+
+长征十号戊 （CZ-10E ）是一款中型两级运载火箭，一级具备可回收复用能力。CZ-10E 采用混合推进剂体系——一级使用液氧煤油、二级使用液氧甲烷——是长征运载火箭家族中推进剂组合较为特殊的一个型号。火箭全箭直径 5 m，搭配 20 m 整流罩时全高 91 m。
+
+CZ-10E 支持载人任务，可搭配嫦娥载人飞船 或吴刚月面着陆器 独立发射至地月转移轨道。受限于二级推进剂容量，CZ-10E 仅执行部分 TLI 点火（约 2 km/s），剩余速度增量由有效载荷自行完成——嫦娥飞船或吴刚着陆器的主发动机在分离后独立完成剩余约 1.1 km/s 的 TLI 补充燃烧。
+
+
+目录
+
+总体设计 一级 二级 一级回收系统 运载能力 技术参数 参见
+
+
+总体设计
+
+CZ-10E 采用两级串联布局，全箭直径 5 m，搭配 20 m 整流罩时全高 91 m。火箭采用混合推进剂体系：一级使用液氧煤油，二级使用液氧甲烷。这一设计的工程逻辑在于——一级在稠密大气层内工作，液氧煤油密度比冲高，同等推力下箭体直径更紧凑，有利于减小气动阻力；二级在真空中工作，液氧甲烷比冲更高，且与 CZ-16 系列共享 YF-215X Vac 发动机型号，降低研发和维护成本。
+
+推进剂体系
+一级装载 796 t 液氧煤油燃料，通过 9 台 YF-150 补燃循环发动机燃烧。一级姿控采用冷气 RCS，工质为储箱蒸发液氧，无需独立的 RCS 燃料。二级装载 339 t 液氧甲烷燃料，由 1 台 YF-215X Vac 全流量补燃循环发动机提供推力；姿控采用肼燃料 RCS（装载量 200 kg）。
+
+一级储箱设计继承了 CZ-16 系列的中央防晃导管方案——储箱中央贯穿一根加粗燃料导管，在返场和再入制动等回收谱段中利用轴向过载维持稳定液柱，保障发动机在储箱内推进剂大幅晃动时仍能获得可靠燃料供应。二级的气球型储箱则依靠储箱自身张力维持结构，无需额外增压系统。
+
+一级
+
+一级为可回收复用助推级，箭体高 45.6 m，直径 5 m。干重 47.5 t，最大可装载 796 t 液氧煤油燃料。安装 9 台 YF-150 液氧煤油补燃循环发动机，单台海平面推力 1,650 kN，比冲 308 s（海平面）/ 340 s（真空）。发动机单台干重 1.8 t，9 台合计 16.2 t。起飞总推力 14,850 kN（海平面），搭配 55 t 有效载荷时起飞推重比 1.22。
+
+
+参数 数值
+高度 45.6 m 直径 5 m 干重 47.5 t 最大燃料 796 t（液氧煤油） 发动机 9× YF-150 单台推力 1,650 kN（海平面）/ 1,821.4 kN（真空） 总推力 14,850 kN（海平面）/ 16,393 kN（真空） 比冲 308 s（海平面）/ 340 s（真空） 单台干重 1.8 t 发动机总干重 16.2 t 发动机类型 补燃循环液氧煤油 姿控 冷气 RCS（工质：蒸发液氧） 栅格翼 4 片钛合金，90° 均匀分布，单片 280 kg 着陆腿展开包络 21.1 m
+
+
+二级
+
+二级箭体高 27 m（不含整流罩，含载荷支架），配备 20 m 整流罩时总高 45.4 m。直径 5 m，干重 11.7 t。安装 1 台 YF-215X Vac 全流量补燃循环液氧甲烷发动机——与 CZ-16/CZ-16A 系列的二级发动机同型号。YF-215X Vac 具备飞行中多次点火能力，可在入轨后长时间滑行待机，然后在月球转移窗口重新启动注入 TLI。
+
+
+参数 数值
+高度 27 m（不含整流罩）/ 45.4 m（含 20 m 整流罩） 直径 5 m 干重 11.7 t 燃料 339 t（液氧甲烷） 发动机 1× YF-215X Vac 推力 2,800 kN（真空） 比冲 380 s（真空）/ 280 s（海平面） 发动机类型 全流量补燃循环液氧甲烷 RCS 肼燃料，200 kg 在轨能力 长时间待机，多次点火
+
+
+二级仅配备 1 台 YF-215X Vac，总推力 2,800 kN。这一推力水平足以完成 LEO 入轨，但对于 TLI 注入而言，不足以一次性将嫦娥飞船或吴刚着陆器送入完整的地月转移轨道。因此 CZ-10E 在月球任务中采用与有效载荷分担负重的模式——火箭二级完成约 2 km/s 的 TLI 份额，有效载荷在分离后自行点火补充剩余约 1.1 km/s。这种分工模式确保了 CZ-10E 无需为高能量轨道任务专门增大二级发动机规模，保持了火箭在 LEO 投送和月球任务之间的灵活性。
+
+一级回收系统
+
+CZ-10E 一级采用航区回收模式：分离后一级不执行返场点火，沿发射方向继续飞行，使用冷气 RCS 根据海上回收驳船位置进行落点修正。回收流程与 CZ-16 系列类似：
+
+
+分离与姿态调整 ：一二级分离后，一级使用冷气 RCS 逐步调整姿态和落点。再入制动 ：再入大气层前，部分 YF-150 发动机重新点火执行再入制动，将速度降至栅格翼和箭体结构可承受的范围。气动减速 ：4 片钛合金栅格翼展开，进行气动减速和升力飞行。栅格翼采用 90° 均匀分布布局（而非 CZ-16 系列的 120°-60° 非对称布局），单片质量 280 kg（含制动器）。冷气 RCS 维持箭体姿态。着陆点火 ：接近海面时，发动机重新点火执行减速。4 条展开式着陆腿在着陆前展开，包络 21.1 m。海上着陆 ：一级垂直软着陆于回收驳船，经检测后复用。
+
+冷气 RCS 使用储箱蒸发液氧作为工质，避免了独立 RCS 燃料储箱的重量和复杂度，同时蒸发工质的持续补充特性使其在回收全程中保持稳定的姿态控制能力。
+
+
+
+
+回收模式 LEO 运力
+航区回收 55 t
+
+
+
+轨道 运力 备注
+LEO 55 t 航区回收 TLI 18 t 部分 TLI（~2 km/s），剩余由有效载荷完成
+
+
+典型任务
+
+近地轨道投送 ：55 t LEO 运力适用于大规模空间站补给、模块发射等任务。嫦娥飞船独立月球任务 ：CZ-10E 将嫦娥飞船送入 TLI 轨道（提供约 2 km/s），嫦娥飞船主发动机独立完成剩余 1.1 km/s 的 TLI 补充和月球轨道插入制动。吴刚着陆器独立部署 ：CZ-10E 将吴刚着陆器送入 TLI 轨道（提供约 2 km/s），吴刚着陆器自行完成剩余 TLI 和月球轨道插入。此模式主要用于月面 ISRU 启动后大规模部署可复用着陆器。
+
+技术参数
+
+
+参数 一级 二级
+高度 45.6 m 27 m（不含整流罩）/ 45.4 m（含 20 m 整流罩） 直径 5 m 干重 47.5 t 11.7 t 最大燃料 796 t（液氧煤油） 339 t（液氧甲烷） 发动机 9× YF-150 1× YF-215X Vac 发动机类型 补燃循环液氧煤油 全流量补燃循环液氧甲烷 总推力 14,850 kN（海平面） 2,800 kN（真空） 比冲（海平面/真空） 308 s / 340 s 280 s / 380 s 姿控 冷气 RCS（蒸发液氧） 肼燃料 RCS（200 kg） 栅格翼 4 片，90° 均匀布局，单片 280 kg — 着陆腿展开包络 21.1 m — 回收模式 航区回收 —
+
+
+参见
+
+
+
diff --git a/data/wiki/cz16_zh.html b/data/wiki/cz16_zh.html
new file mode 100644
index 0000000..bdfbc4f
--- /dev/null
+++ b/data/wiki/cz16_zh.html
@@ -0,0 +1,213 @@
+
+
+
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+长征十六号运载火箭
+
+
+CZ-16长征十六号 · 重型运载火箭
+
+CZ-16 全箭侧面图
CZ-16 全箭构型示意
型号 : CZ-16（长征十六号）类型 : 重型运载火箭（一级可回收）制造商 : [待补充]全箭高度 : 110 m（20 m 整流罩构型）级数 : 2箭体直径 : 7.5 m（一级/二级）整流罩直径 : 7.5 m（标配）/ 10 m、12 m（选装）一级通用 : 与 CZ-16A 共用一级干重 : 135 t一级燃料 : 2,128 t（最大）起飞推重比 : 1.33起飞推力 : 43,809 kN一级发动机 : 15× YF-215X二级发动机 : 2× YF-215X Vac推进剂 : 液氧甲烷LEO 运力（RTLS） : 135 tLEO 运力（航区回收） : 155 t一级回收 : 栅格翼 + 发动机反推垂直着陆首飞 : [待补充]状态 : [待补充]
+
+
+长征十六号 （CZ-16 ）是一款重型两级运载火箭，一级具备可回收复用能力。CZ-16 是长征十六号系列的基础型号，主要用于向近地轨道（LEO）大规模投送有效载荷，也可搭配氢氧上面级完成高能量轨道任务。其改进型号CZ-16A 将二级燃料箱加长 6 m、发动机增至 3 台，针对月球及更远的高能量轨道进行了专项优化。
+
+火箭采用两级串联构型，一级和二级燃料箱直径均为 7.5 m，全箭以液氧甲烷为统一推进剂。一二级均使用 YF-215X 全流量补燃循环液氧甲烷发动机，其中二级采用 2 台真空优化型 YF-215X Vac——该发动机支持长时间在轨待机和多次点火，使二级具备灵活的多脉冲轨道机动能力。一级与 CZ-16A 完全通用，两者共享相同的发动机、储箱、回收系统和航电架构。
+
+
+目录
+
+总体设计 一级 二级 一级回收系统 运载能力 与 CZ-16A 的定位差异 技术参数 参见
+
+
+总体设计
+
+CZ-16 采用两级串联布局，搭配标准 20 m 整流罩时全箭高度 110 m。一级和二级燃料箱直径均为 7.5 m，全箭以液氧甲烷为统一推进剂。甲烷燃料燃烧清洁、不易积碳，有利于发动机在多次复用中保持性能稳定。
+
+一级安装 15 台 YF-215X 全流量补燃循环液氧甲烷发动机——中央 3 台通过万向节自由摆动（TVC 范围 ±15°），外围 12 台固定安装（矢量范围 ±3°）——起飞总推力 43,809 kN。二级安装 2 台 YF-215X Vac 真空优化型发动机，单台真空推力 2,800 kN，支持长时间在轨待机和多次点火，可执行复杂的多脉冲轨道注入序列。
+
+推进剂体系
+一级主储箱容积约 2,392,274 L；二级主储箱容积约 1,104,466 L，采用气球型低温储箱以实现 100% 容积利用率。全箭使用液氧甲烷（液态甲烷 + 液态氧）统一推进剂方案。
+一级储箱中央贯穿一根直径 2.5 m 的加粗燃料导管，自储箱顶部延伸至发动机舱。管道在储箱内部起到防晃隔板的作用——在返场、再入制动和着陆点火等回收谱段中，箭体经历大幅度姿态变化和轴向减速过载，常规储箱内的推进剂晃动可能导致燃料供应中断。中央导管的粗直径使其内部始终保持充足的液柱高度，确保发动机在各回收阶段均能获得稳定的燃料供应，无需另行设置独立的回收专用储箱。
+
+一级
+
+一级为可回收复用助推级，与 CZ-16A 完全通用。箭体高 67.5 m，直径 7.5 m，干重 135 t，最大可装载 2,128 t 液氧甲烷燃料。15 台 YF-215X 发动机的单台海平面推力 2,920.6 kN，比冲 330 s（海平面）/ 351 s（真空）。起飞推重比 1.33。
+
+
+参数 数值
+高度 67.5 m 直径 7.5 m 干重 135 t 最大燃料 2,128 t 发动机 15× YF-215X 布置方式 中央 3 台（TVC ±15°，万向节自由摆动）+ 外围 12 台（矢量 ±3°） 单台推力 2,920.6 kN（海平面） 总推力 43,809 kN 比冲 330 s（海平面）/ 351 s（真空） 推进剂 液态甲烷 + 液态氧 储箱容积 ~2,392,274 L（中央贯穿 2.5 m 防晃燃料导管） 发动机总干质量 22.875 t 着陆腿展开包络 29.4 m
+
+
+储箱中央的 2.5 m 直径燃料导管贯穿全箱高度，兼作防晃结构。在回收谱段的轴向减速过载下，导管内始终维持稳定液柱，确保发动机燃料供应不因储箱内推进剂大幅晃动而中断。
+
+二级
+
+二级是 CZ-16 与 CZ-16A 的核心差异所在。CZ-16 二级箭体高 24.1 m（不含整流罩），配备 20 m 整流罩时总高 42.5 m，采用 7.5 m 直径燃料箱。安装 2 台 YF-215X Vac 真空优化型发动机。YF-215X 全系列发动机均具备飞行中多次点火能力，无需额外的重复点火部件——二级可在入轨后持续滑行数小时再点燃，或在轨道面修正后重新启动注入目标轨道。
+
+
+参数 数值
+高度 24.1 m（不含整流罩）/ 42.5 m（含 20 m 整流罩） 直径 7.5 m 发动机 2× YF-215X Vac 单台推力 2,800 kN（真空） 总推力 5,600 kN 比冲 380 s（真空）/ 280 s（海平面） 推进剂 液态甲烷 + 液态氧 储箱容积 ~1,104,466 L（气球型低温储箱） RCS 8 组（32 喷口），肼燃料 在轨能力 长时间待机，多次点火
+
+
+一级回收系统
+
+CZ-16 一级回收系统与 CZ-16A 完全一致，支持返场回收（RTLS） 和航区回收 两种模式。
+
+返场回收（RTLS）
+
+分离与调头 ：一二级分离后，一级立即启动 RCS 翻转。5 秒后中央 3 台 YF-215X 重新点火辅助调头，缩短转向时间。返场点火 ：姿态稳定后，外围 6 台同步点火，中央 3 台 + 外围 6 台合计 9 台执行返场点火，全程节流控制过载 ≤10G。再入制动 ：再次进入大气层前，同样的 9 台 YF-215X 执行再入制动，过载 ≤10G。气动滑行 ：再入制动完成后，4 片钛合金栅格翼（120°-60°-120°-60° 非对称布局，单片 960 kg，含制动器）进行气动减速和升力飞行，将落点逐步引导至回收区。着陆点火 ：中央 3 台 YF-215X 着陆点火，建立推力后关闭 1 台（发动机失效冗余），4 条着陆腿展开，垂直软着陆。
+
+航区回收
+分离后一级不执行返场点火。RCS 根据回收驳船位置进行落点修正，仅保留再入制动和着陆点火，在海上回收驳船垂直着陆。航区回收模式下节省了返场点火的推进剂消耗，换取更高的有效载荷运力。
+
+安全设计
+再入制动完成后，一级的弹道自然落点距回收设施至少 3 km。气动滑行段借助栅格翼升力将实际落点修正至回收区。若 RCS 或发动机异常，箭体将无害坠落在安全区内。
+
+
+
+
+回收模式 LEO 运力
+返场回收（RTLS） 135 t 航区回收（Downrange） 155 t
+
+
+RTLS 模式下，一级需分配推进剂用于返场点火，运力略有下降（135 t）；航区回收省略返场点火，一级将更多推进剂留给发射段，LEO 运力可达 155 t。航区回收的代价是回收驳船需要部署在距发射场数百至数千公里的海域，并承担海上回收的天气和海况风险。
+
+对于超出 LEO 的高能量轨道任务，CZ-16 可搭配氢氧上面级。上面级由 CZ-16 送入 LEO 后独立点火，将有效载荷送入地月转移轨道、地球同步转移轨道或行星际转移轨道。
+
+与 CZ-16A 的定位差异
+
+CZ-16 与 CZ-16A 共享同一枚一级箭体，差异集中在二级配置和任务定位上：
+
+
+参数 CZ-16 CZ-16A
+二级发动机 2× YF-215X Vac 3× YF-215X Vac LEO 运力（RTLS） 135 t 受结构限制 ≤75 t 月球运力 需搭配上面级 65 t（独立 TLI） 任务定位 LEO 大规模投送 / 搭配上面级的高能轨道 高能量轨道专项优化（月球及以远）
+
+
+CZ-16 的核心优势在于 LEO 运力——航区回收下 155 吨的投送能力使其成为近地轨道大规模部署的主力火箭。而 CZ-16A 以降低 LEO 载荷上限为代价（结构承重限制 75 吨），通过 3 台二级发动机换取独立将 65 吨载荷送入月球轨道的能力。两者的互补关系使长征十六号系列能够覆盖从近地大规模货运到深空载人探测的完整任务谱段。
+
+技术参数
+
+
+参数 一级 二级
+发动机 15× YF-215X 2× YF-215X Vac 推进剂 液态甲烷 + 液态氧 燃料箱直径 7.5 m 总推力 43,809 kN 5,600 kN 比冲（真空） 351 s 380 s 储箱容积 ~2,392,274 L ~1,104,466 L RCS 热气推力器 4×15 kN（甲烷/液氧） 8 组 32 喷口，肼燃料 发动机布置 中央 3（TVC ±15°）+ 外围 12（矢量 ±3°） — 栅格翼 4 片，120°-60°-120°-60° 非对称布局 — 回收能力 RTLS 或航区回收 —
+
+
+参见
+
+
+
diff --git a/data/wiki/cz16a_zh.html b/data/wiki/cz16a_zh.html
new file mode 100644
index 0000000..9dec055
--- /dev/null
+++ b/data/wiki/cz16a_zh.html
@@ -0,0 +1,252 @@
+
+
+
+
+长征十六号甲运载火箭
+
+
+CZ-16A长征十六号甲 · 重型运载火箭
+
+CZ-16A 全箭侧面图
CZ-16A 全箭构型示意
型号 : CZ-16A（长征十六号甲）类型 : 重型运载火箭（一级可回收）制造商 : [待补充]全箭高度 : 125.4 m（嫦娥-吴刚组合体构型）级数 : 2 + 逃逸塔箭体直径 : 7.5 m（一级/二级）整流罩直径 : 7.5 m（标配）/ 10 m、12 m（选装）一级通用 : 与 CZ-16 共用一级干重 : 135 t一级燃料 : 2,128 t（最大）起飞推重比 : 1.33起飞推力 : 43,809 kN一级发动机 : 15× YF-215X二级发动机 : 3× YF-215X Vac推进剂 : 液氧甲烷一级回收 : 栅格翼气动减速 + 发动机反推垂直着陆首飞 : [待补充]状态 : [待补充]
+
+
+长征十六号甲 （CZ-16A ）是一款重型运载火箭，为CZ-16 长征十六号 的改进型号。CZ-16A 沿袭了 CZ-16 系列的一级垂直回收设计，主要改进集中在二级：燃料箱加长 6 m，容积相应增大，发动机数量由 2 台增至 3 台，显著提升了地月转移轨道（TLI）的运载能力。火箭采用两级串联构型，一级和二级燃料箱直径均为 7.5 m，发射嫦娥-吴刚组合体时全箭高度 125.4 m。一二级均使用 YF-215X 全流量补燃循环液氧甲烷发动机，其中二级使用真空优化型 YF-215X Vac。一级与 CZ-16 完全通用，两者共享相同的发动机、储箱、回收系统和航电架构。
+
+
+目录
+
+总体设计 一级 二级 发射逃逸系统 一级回收系统
+
+返场回收（RTLS） 航区回收 栅格翼 落点安全 着陆点火 飞行剖面 技术参数 参见
+
+
+总体设计
+
+CZ-16A 采用两级串联布局。一级和二级燃料箱直径均为 7.5 m，其中二级燃料箱较 CZ-16 加长 6 m，以容纳推进 TLI 所需的额外推进剂。全箭以液氧甲烷为统一推进剂。甲烷燃料燃烧清洁、不易积碳，有利于发动机在多次复用中保持性能稳定，也便于未来在轨推进剂长期储存。一级与 CZ-16 完全通用——两者可以互换使用同一枚一级箭体，仅二级根据任务需求选择 2 台（CZ-16）或 3 台（CZ-16A）发动机的构型。
+
+动力布局
+一级安装 15 台 YF-215X 全流量补燃循环液氧甲烷发动机，单台海平面推力 2,920.6 kN，起飞总推力 43,809 kN。15 台发动机以中央 3 台 + 外围 12 台的方式布置：中央 3 台通过万向节自由摆动，推力矢量控制（TVC）范围为 ±15°，提供全箭的主姿态控制能力；外围 12 台固定安装，矢量范围 ±3°，提供辅助控制。二级安装 3 台 YF-215X Vac——YF-215X 的真空优化型号，单台真空推力 2,800 kN，二级总推力 8,400 kN，负责完成入轨和 TLI 注入。
+
+推进剂体系
+一级主储箱容积约 2,392,274 L；二级主储箱容积约 1,104,466 L，采用气球型低温储箱以实现 100% 容积利用率。全箭使用液氧甲烷（液态甲烷 + 液态氧）统一推进剂方案。
+一级储箱中央贯穿一根直径 2.5 m 的加粗燃料导管，自储箱顶部延伸至发动机舱。该导管在储箱内部起到防晃隔板的作用——回收谱段中箭体经历大幅度姿态变化和轴向减速过载，常规储箱内的推进剂晃动可能导致燃料供应中断。中央导管的粗直径使其内部始终保持充足的液柱高度，确保发动机在返场、再入制动和着陆点火阶段均能获得稳定的燃料供应，无需另行设置独立的回收专用储箱。
+
+整流罩
+CZ-16A 采用展开式整流罩，由 4 片花瓣面板组成。TLI 注入完成后，整流罩解锁展开并锁定于开放位置，而非传统抛离。此设计避免了抛离碎片与有效载荷碰撞的风险，并使有效载荷（飞船和着陆器）可在整流罩展开后直接从桁架上取出。
+
+一级
+
+一级为可回收复用助推级，与 CZ-16 完全通用。箭体高 67.5 m，直径 7.5 m，干重 135 t，最大可装载 2,128 t 液氧甲烷燃料。15 台 YF-215X 发动机的单台海平面推力 2,920.6 kN，比冲 330 s（海平面）/ 351 s（真空）。起飞推重比 1.33。YF-215X 全系列发动机均具备飞行中多次点火能力，无需额外的重复点火部件。
+
+
+参数 数值
+高度 67.5 m 直径 7.5 m 干重 135 t 最大燃料 2,128 t 发动机 15× YF-215X 布置方式 中央 3 台（TVC ±15°，万向节自由摆动）+ 外围 12 台（矢量 ±3°） 单台推力 2,920.6 kN（海平面） 总推力 43,809 kN 比冲 330 s（海平面）/ 351 s（真空） 推进剂 液态甲烷 + 液态氧 推进剂配比 甲烷 41.37% + 液氧 58.63% 储箱容积 ~2,392,274 L（中央贯穿 2.5 m 防晃燃料导管） 发动机总干质量 22.875 t 着陆腿展开包络 29.4 m
+
+
+储箱中央的 2.5 m 直径燃料导管贯穿全箱高度，在回收谱段的轴向减速过载下始终保持稳定液柱，确保发动机燃料供应不因储箱内推进剂大幅晃动而中断。
+
+二级
+
+二级是 CZ-16A 区别于 CZ-16 的核心区段：燃料箱较 CZ-16 加长 6 m，箭体高 30.1 m（不含整流罩），容积相应增大，发动机由 CZ-16 的 2 台增至 3 台。采用与一级相同的 7.5 m 直径燃料箱，配备 3 台 YF-215X Vac 真空优化型发动机。YF-215X 全系列发动机均具备飞行中多次点火能力——二级可在入轨后待机滑行，然后在适当时机重新启动注入目标轨道。
+
+
+参数 数值
+高度 30.1 m（不含整流罩） 直径 7.5 m 发动机 3× YF-215X Vac 单台推力 2,800 kN（真空） 总推力 8,400 kN 比冲 380 s（真空）/ 280 s（海平面） 推进剂 液态甲烷 + 液态氧 推进剂配比 甲烷 41.37% + 液氧 58.63% 储箱容积 ~1,104,466 L（气球型低温储箱） RCS 8 组（32 喷口），肼燃料
+
+
+3 台 YF-215X Vac 的配置使 CZ-16A 的 TLI 运载能力显著优于 CZ-16，能够将嫦娥飞船与吴刚着陆器的组合体送入地月转移轨道。
+
+发射逃逸系统
+
+发射逃逸系统随有效载荷搭载，安装于飞船返回舱顶部，总质量 6 吨，由分离发动机和主逃逸发动机两部分组成。分离发动机仅用于正常飞行中将逃逸塔从火箭上分离抛弃；主逃逸发动机用于紧急逃逸——若发射段二级发动机点火前出现异常，主逃逸发动机可随时点火将返回舱从故障火箭上拖离。
+
+逃逸塔的分离时机为二级发动机建立稳定推力之后。此时火箭已飞离大气稠密段且二级工作正常，不再需要逃逸保护。
+
+一级回收系统
+
+CZ-16A 一级继承了 CZ-16 的完整垂直回收能力，回收模式分为返场回收（RTLS） 和航区回收 两种，根据任务对运载能力的需求灵活选择。
+
+返场回收（RTLS）
+返场回收模式下，一级分离后返回发射场附近的陆地回收区。流程如下：
+
+
+分离与调头 ：一二级分离后，一级立即启动 RCS 进行姿态翻转，5 秒后中央 3 台 YF-215X 重新点火辅助调头，缩短转向时间。返场点火 ：姿态稳定后，外围 6 台 YF-215X 同步点火，与中央 3 台合计 9 台发动机执行返场点火（Boostback Burn），将一级的飞行方向从远离发射场翻转为返回发射场。全程节流控制，确保过载不超过 10G。再入制动 ：一级再次进入大气层前，同样的 9 台 YF-215X 执行再入制动点火（Entry Burn），将速度降低至栅格翼和箭体结构可承受的范围，同样控制过载 ≤10G。气动滑行 ：再入点火完成后，一级以栅格翼进行气动减速和升力飞行。通过攻角控制，一级可将弹道落点从远离回收区的自然弹道点逐步引导至回收场。着陆点火 ：接近地面时执行着陆减速（见下方着陆点火章节）。
+
+航区回收
+当任务对运载能力要求较高、返场回收的推进剂预算不足时，采用航区回收模式。一级不在分离后翻转返回，而是沿发射方向继续飞行，在海上回收驳船降落：
+
+
+分离与姿态调整 ：一二级分离后，一级使用 RCS 逐步调整姿态，根据回收驳船的实时位置进行落点修正，省略返场点火。再入制动 ：与返场回收相同，中央 3 台 + 外围 6 台 YF-215X 执行再入制动，过载 ≤10G。海上着陆 ：气动减速后，中央 3 台 YF-215X 执行着陆点火，在回收驳船上垂直软着陆。
+
+栅格翼
+一级安装 4 片钛合金栅格翼，每片质量 960 kg（含制动器）。与常见的 90° 等间隔布局不同，CZ-16A/CZ-16 的栅格翼采用120°-60°-120°-60° 的非对称间隔布置。此布局允许一级在气动滑行段以更大攻角飞行，从而产生更大的升力，提升横向机动能力和减速效率，有效降低了对反推推进剂的消耗。
+
+落点安全设计
+再入制动点火完成后，一级的弹道自然落点被设计在距离回收设施（陆地回收场或海上驳船）至少 3 km 以外的位置。这是一项主动安全措施：在再入点火后的气动滑行段，一级借助栅格翼产生的升力逐步将实际落点从自然弹道点修正至回收区。若在此过程中 RCS 姿态控制失效或发动机点火异常，箭体将无害地坠落在远离回收设施的预定安全区内，而不会危及地面人员或设备。
+
+着陆点火
+无论返场回收还是航区回收，最后的着陆点火策略一致：中央 3 台 YF-215X 重新点火执行减速。建立推力后，关闭其中 1 台发动机，仅保留 2 台工作至着陆完成。此设计提供发动机失效冗余——若 3 台中任意 1 台在着陆段出现故障，其余 2 台仍可完成安全着陆。4 条展开式着陆腿（每条约 0.55 吨）在着陆前展开，吸收最终着陆冲击。
+
+飞行剖面
+
+发射段
+
+时序 事件 触发条件
+T−3 s 一级 15 台 YF-215X 点火 手动 T+0 s 6 组发射卡钳释放，火箭离台 级间指令 T+55 s 一级节流，渡过最大动压区（Max-Q） 飞行程序 T+75 s 一级恢复最大推力 飞行程序 T+2 min 35 s 一级主发动机关机（MECO） 级间指令 T+2 min 37 s 一二级分离（分离固体火箭点火） 级间指令 T+2 min 42 s 二级 3 台 YF-215X Vac 点火 级间指令 二级推力稳定后 发射逃逸塔分离抛弃 二级推力确认
+
+
+在轨段
+
+阶段 事件
+近地轨道（LEO） 二级完成入轨，滑行准备 TLI 地月转移轨道（TLI） 二级再次点火，注入 TLI TLI 完成后 展开式整流罩解锁展开，暴露有效载荷
+
+
+一级回收段（返场回收）
+
+阶段 事件
+分离后 RCS 翻转 + 5 s 后中央 3 台 YF-215X 辅助调头 返场点火 中央 3 + 外围 6 台 YF-215X 返场点火，节流控制过载≤10G 再入制动 中央 3 + 外围 6 台 YF-215X 再入制动，过载≤10G 气动滑行 栅格翼（120°-60° 布局）升力飞行，落点修正至回收区 着陆 中央 3 台 YF-215X 着陆点火，建立推力后关 1 台，4 腿展开，垂直软着陆
+
+
+技术参数
+
+
+参数 一级 二级
+发动机 15× YF-215X 3× YF-215X Vac 推进剂 液态甲烷 + 液态氧 燃料箱直径 7.5 m 总推力 43,809 kN 8,400 kN 比冲（真空） 351 s 380 s 储箱容积 ~2,392,274 L ~1,104,466 L RCS 热气推力器 4×15 kN（甲烷/液氧） 8 组 32 喷口，肼燃料 发动机布置 中央 3（TVC ±15°）+ 外围 12（矢量 ±3°） — 栅格翼 4 片，120°-60°-120°-60° 非对称布局 — 回收能力 返场回收（RTLS）或航区回收 —
+
+
+参见
+
+
+
diff --git a/data/wiki/jinchan_transfer_stage_zh.html b/data/wiki/jinchan_transfer_stage_zh.html
new file mode 100644
index 0000000..1f5aa75
--- /dev/null
+++ b/data/wiki/jinchan_transfer_stage_zh.html
@@ -0,0 +1,123 @@
+
+
+
+
+金蟾可复用转移级
+
+
+金蟾可复用轨道转移级 · 燃料与货运中转
+
+金蟾转移级侧面图
金蟾转移级构型示意
类型 : 可复用轨道转移级干重 : 8 t推进剂 : 液氢 + 液氧燃料容量 : 98 t可重复使用 : ✅低温加注 : ✅部署方式 : CZ-16 发射至 LEO，自行飞往 LLO编队数量 : 2 台（#1 主力 + #2 备份 / 并行）
+
+
+金蟾可复用转移级 是广寒计划 月球物流链的中转枢纽，在近月低轨道（LLO）和近地轨道（LEO）之间往返运输燃料与货物。金蟾在 LLO 接收冰轮着陆器 从月面运来的氢氧燃料，将其转运至 LEO 与 CZ-16 货运飞船交会，接收地球方向的补给货物后再运回 LLO 交付冰轮取走。这一闭合物流环实现了月面 ISRU 燃料反哺地月运输的完整链路。
+
+
+目录
+
+轨道转移 物流闭环 舰队 技术参数 参见
+
+
+轨道转移
+
+
+航段 ΔV 燃料消耗 抵达剩余燃料 载荷
+LLO→LEO（空载） ~3.9 km/s ~39 t ~59 t — LEO→LLO（载货） ~3.9 km/s ~52 t ~60 t 60 t 货物 一次完整往返 ~7.8 km/s ~91 t —
+
+
+单程航程约 5 天。金蟾由 CZ-16 送入 LEO 后自行飞往 LLO（干重 8 t + 燃料 98 t = 106 t 发射总重）。抵达 LLO 后燃料耗尽，等待冰轮首次燃料加注以开始物流循环。
+
+物流闭环
+
+金蟾的定位是月面与地球之间的燃料与货运中转站 ，不携带月面着陆能力（着陆任务完全由冰轮承担）：
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+LLO 接收燃料 ：冰轮（模式 C）携带外挂 95 t 燃料上行至 LLO，交付金蟾加注。LLO→LEO 空载飞行 ：金蟾消耗约 39 t 燃料飞往 LEO，抵达时剩余约 59 t。LEO 交会补货 ：CZ-16 货运飞船在 LEO 与金蟾交会，提供 56 t 燃料和 60 t 货物。加注后金蟾燃料约 112 t。LEO→LLO 载货飞行 ：金蟾携带 60 t 货物返回 LLO，消耗约 52 t 燃料，抵达时剩余约 60 t。LLO 交付货物 ：冰轮（模式 D）从 LLO 取走 60 t 货物下行至月面。金蟾循环回到步骤 1。
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+舰队
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+编号 位置 状态 任务
+金蟾 #1 LLO 639×613 km 已维修 — 待检查后重返物流环 JC-01 部署；GHC-03 首次物流运营，MLI 保温层破损经乘组在轨修复金蟾 #2 — 计划中 备份/并行运输，部署日期待定
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+技术参数
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+参数 数值
+干重 8 t 推进剂 液氢 + 液氧 燃料容量 98 t LLO↔LEO 往返 ΔV ~7.8 km/s（消耗 ~91 t 燃料） 载货能力 60 t（LEO→LLO） 可重复使用 ✅ 低温加注 ✅（冰轮月面燃料 + CZ-16 地球燃料） 部署 CZ-16 → LEO（106 t），自行飞往 LLO
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+参见
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diff --git a/data/wiki/wugang_lunar_lander_zh.html b/data/wiki/wugang_lunar_lander_zh.html
new file mode 100644
index 0000000..f6cae01
--- /dev/null
+++ b/data/wiki/wugang_lunar_lander_zh.html
@@ -0,0 +1,299 @@
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+吴刚月面着陆器
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+吴刚月面着陆器 · 可重复使用
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+CZ-10E 搭载吴刚着陆器飞行中
类型 : 月面载人着陆器（可重复使用）设计方 : [待补充]制造商 : [待补充]版本 : Block 2（当前生产型）整备质量 : 31.63 t（Block 2）干重 : 9.64 t（Block 2）推进剂 : 液氢 + 液氧，20.56 t（Block 2）燃料罐直径 : 4.25 m（Block 2）主发动机 : 2× CE-10 Hecate 液氢发动机总推力 : 140 kN有效载荷 : 2 t（LLO ↔ 月面往返）乘员 : 6 人月面自持力 : 22 天着陆腿 : 4 条电力 : 8 组氢氧燃料电池（21.6 kW）尺寸 : 高 10.5 m，径 4.5 m（着陆架收起）/ 11.2 m（展开）加注能力 : 月面 / 近月轨道在轨加注首飞 : [待补充]状态 : [待补充]
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+吴刚月面着陆器 （简称吴刚 ）是一款可重复使用的月面载人着陆器，具备两种发射构型：在载人登月任务中搭载于CZ-16A 运载火箭 ，与嫦娥载人飞船 配合执行月面探测任务；也可由CZ-10E 运载火箭 独立发射，自行完成地月转移和月球轨道插入，部署至月面。
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+吴刚着陆器经历了一次重大版本升级。Block 1（GHC-02/03 任务中使用的吴刚 #1）整备质量 27.5 吨，干重 9.375 吨，携带 17 吨氢氧燃料。GHC-03 任务后，基于两次载人登月的运营经验对设计进行了改进，推出Block 2 ——增大了燃料箱容积，换装直径 4.25 m 的加宽燃料罐，将聚光灯从引擎舱调整至燃料箱侧面以改善月面着陆时的照明覆盖。Block 2 干重增至 9.64 吨，整备质量 31.63 吨，可携带 20.56 吨氢氧燃料，显著提升了月面往返的 Δv 余量和有效载荷弹性。
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+目录
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+总体设计 推进系统 居住与指令舱 生命保障 着陆与月面系统 电力与热控 有效载荷 加注与复用 独立发射部署 任务剖面 技术参数 参见
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+总体设计
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+吴刚着陆器采用单级构型，下降和上升共用同一组发动机与推进剂储箱，是区别于传统分级着陆器（如阿波罗登月舱的下降级/上升级分离方案）的关键设计特征。这一方案简化了结构，降低了干重，使得着陆器具备重复使用和在轨加注的潜力。
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+尺寸与布局
+着陆器高 10.5 米，Block 1 燃料罐直径 4.5 m（着陆架收起），Block 2 换装 4.25 m 直径加宽燃料罐。着陆架完全展开后包络直径 11.2 米。配备 4 条展开式着陆腿，底部安装伸缩式登月梯。
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+灯光
+Block 1 的 2 盏聚光灯安装于引擎舱两侧；Block 2 将聚光灯位置上移至燃料箱侧面，使光束在月面着陆末段的发动机羽流之外投射，改善了着陆区可见度。
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+对接与连接
+着陆器顶部设有一个标准对接口，用于在月球轨道与嫦娥飞船对接。此外，着陆器侧面配备一个柔性连接器，可将加压舱段连接至月面基地，为后续月面扩建和长期驻留提供基础设施接口。
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+与嫦娥飞船的协作关系
+吴刚着陆器与嫦娥飞船通过顶部标准对接口连接。在地月转移段，吴刚着陆器位于整流罩内，嫦娥飞船从整流罩中取出吴刚着陆器并拖拽飞行。进入月球轨道后，吴刚着陆器分离独立执行月面任务，嫦娥飞船在轨道等待。任务完成后，吴刚着陆器上升返回月球轨道，与嫦娥飞船对接转移乘员。
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+推进系统
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+吴刚着陆器搭载 2 台 CE-10 Hecate 液氢液氧发动机，与嫦娥飞船服务舱的发动机同型号，实现发动机型号通用化。两台发动机合计提供 140 kN 推力，足以完成从近月轨道到月面的动力下降和月面返回上升。
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+参数 数值
+主发动机 2× CE-10 Hecate 液氢发动机 单台推力 70 kN（真空） 总推力 140 kN 比冲 480 s（真空）/ 100 s（海平面） 推进剂（Block 2） 液态氢 + 液态氧，20.56 t 燃料罐直径（Block 2） 4.25 m 储箱隔热 多层隔热（MLI），100 层
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+
+姿态控制
+吴刚着陆器配备 8 组液氢液氧热气 RCS，每组包含 4 个 1 kN 推力器喷口（共 32 个喷口，总推力 32 kN）。RCS 工质来自主推进剂储箱的蒸发气体，与主推进系统共用推进剂来源，无需独立 RCS 燃料储箱。
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+居住与指令舱
+
+吴刚着陆器的乘员舱集成了居住和指令功能，支持 6 名乘员在月面驻留最长 22 天。
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+组件 参数
+居住模块 PXL-2 'Shelter' 深空居住舱，6 人 指令舱 NF-Spacecraft 指令舱，6 人 顶部对接口 标准对接口 ×1（与嫦娥飞船对接） 侧面柔性连接器 ×1（用于连接月面基地加压舱段） 登月梯 伸缩式 ×2 月面照明 聚光灯 ×2
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+生命保障
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+吴刚着陆器携带 862 公斤维生资源，可支持 6 人乘组在月面环境活动 22 天。维生资源分布于指令舱内置储罐和外部综合生命保障容器中。
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+着陆与月面系统
+
+着陆腿
+吴刚着陆器配备 4 条展开式着陆腿，在动力下降末段展开，吸收着陆冲击。着陆腿采用足垫设计，适应月面不平整地形。展开后着陆器包络直径达 11.2 米，提供稳定的着陆支撑。
+
+月面活动设备
+
+伸缩式登月梯 （2 组）：从着陆器舱门延伸至月面，便于乘员进出聚光灯 （2 盏）：提供月面照明，支持月夜或阴影区作业辐射散热面板 （2 组）：被动热控，维持设备工作温度柔性连接器 （1 个）：侧面安装，可将加压舱段连接至月面基地
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+电力与热控
+
+氢氧燃料电池
+吴刚着陆器配备 8 组氢氧燃料电池，每组峰值功率 2,700 W，总发电功率 21.6 kW。每组燃料电池每日消耗约 25 公斤氢氧燃料，8 组合计日消耗约 200 公斤。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。
+
+此方案在月面环境下具有独特优势：
+
+无太阳能电池板 ：避免月面细尘覆盖导致的效率衰减无展开机构 ：减少故障点，提高系统可靠性持续供电 ：不受月昼/月夜周期影响，月夜期间可维持正常电力供应闭环水补给 ：反应副产水直接补充生命保障系统
+
+热控
+采用被动辐射散热方案，2 组辐射散热面板维持设备工作温度。月面着陆期间，着陆腿足垫与月面的接触热传导提供额外散热路径。
+
+有效载荷
+
+吴刚着陆器具备 2 吨的有效载荷运输能力，可在近月轨道（LLO）与月面之间往返运输。此能力支持：
+
+月面基地建设 ：运输加压舱段、设备和物资至月面科学载荷部署 ：携带月面科学仪器和实验设备物资补给 ：为已部署的月面设施运送消耗品
+着陆器侧面的柔性连接器可将运输至月面的加压舱段直接接入月面基地网络，形成完整的月面居住和工作空间。
+
+加注与复用
+
+吴刚着陆器的核心设计理念之一是可重复使用 。着陆器在完成月面任务返回月球轨道后，可通过以下方式进行推进剂加注：
+
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+月面加注 ：在月面基地进行液氢液氧加注，适合有地面设施支持的定期任务近月轨道在轨加注 ：在月球轨道由加注飞船补给推进剂，无需着陆
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+加注完成后，吴刚着陆器经检修复用，可执行后续月面任务。这一设计显著降低了单次任务的边际成本，是月面常态化探测的关键技术方案。
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+独立发射部署
+
+吴刚着陆器可由 CZ-10E 运载火箭 单独发射，无需嫦娥飞船伴飞。此任务模式主要用于月面基地 ISRU（原位资源利用）开始生产液氢液氧之后，快速部署新的多次使用的吴刚着陆器至月面。
+
+发射与地月转移
+
+CZ-10E 搭载吴刚着陆器从发射场升空
+一二级分离后，二级完成部分地月转移燃烧，提供约 2 km/s 的 Δv
+吴刚着陆器与 CZ-10E 二级分离
+吴刚着陆器启动 2 台 Hecate 发动机，自行完成剩余 1.1 km/s 的 TLI 补充燃烧
+
+
+CZ-10E 搭载吴刚着陆器发射升空 吴刚着陆器与 CZ-10E 二级分离 月球轨道段
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+吴刚着陆器独立飞往月球，利用 Hecate 发动机执行月球轨道插入（LOI）制动，进入近月低轨道
+如需等待任务窗口或在轨系统检查，着陆器可在 LLO 以无人待机模式维持最长 20 天
+确认状态正常后，执行动力下降至月面
+
+
+月面加注与复用
+独立发射部署的吴刚着陆器仅携带地月转移和着陆减速所需的推进剂，着陆后储箱基本耗尽。ISRU 设施需在月面为其加注液氢液氧燃料，着陆器方可再次起飞。这一工作流适合月面基地进入运营阶段后的大规模着陆器部署——每次 CZ-10E 发射可向月面投放一台具备长期复用能力的吴刚着陆器，随着 ISRU 产能提升逐步扩充月面着陆器编队。
+
+任务剖面（载人登月）
+
+下降段
+
+吴刚着陆器与嫦娥飞船在近月轨道（LLO）分离
+2 台 Hecate 发动机点火，开始动力下降
+下降过程中，液氢液氧 RCS 维持姿态稳定
+着陆腿展开，发动机反推减速至悬停
+垂直软着陆于预定月面区域
+
+
+月面驻留
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+6 名乘员在月面驻留最长 22 天
+氢氧燃料电池持续供电（8 组 × 2.7 kW = 21.6 kW）
+生命保障系统维持舱内环境
+乘员通过登月梯进出着陆器，执行月面活动
+侧面柔性连接器可连接月面基地加压舱段
+
+
+上升段
+
+2 台 Hecate 发动机再次点火，从月面起飞
+上升过程中 RCS 维持姿态
+进入近月轨道，与嫦娥飞船交会
+前向对接口与嫦娥飞船对接
+乘员经对接通道转移至嫦娥飞船返回舱
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+
+技术参数
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+总体参数
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+参数 Block 1 Block 2
+整备质量 27.5 t 31.63 t 干重 9.375 t 9.64 t 推进剂 液氢 + 液氧，17 t 液氢 + 液氧，20.56 t 燃料罐直径 4.5 m 4.25 m（加宽） 有效载荷 2 t（LLO ↔ 月面往返） 主发动机 2× CE-10 Hecate（70 kN/台），总推力 140 kN RCS 8 组 × 4 喷口（32 喷口，1 kN/喷口），液氢液氧 燃料电池 8 组 × 2,700 W，总功率 21.6 kW 燃料电池日耗 ~200 kg 氢氧燃料/日（8 组合计） 乘员 6 人 月面自持力 22 天 维生资源 862 kg，支持 6 人 22 天 尺寸 高 10.5 m × 径 4.5 m（收起）/ 11.2 m（展开） 着陆腿 4 条展开式
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+对接与连接
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+接口 位置 用途
+标准对接口 顶部 与嫦娥飞船对接 柔性连接器 侧面 连接月面基地加压舱段
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+舰队状态
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+编号 构型 位置 状态 任务记录
+吴刚 #1 Block 1 LLO 500×500 km 停泊中 — 可复用 GHC-02 首航；GHC-03 、GHC-04 。三次载人任务后留轨复用
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+后续吴刚着陆器将在任务执行后补充至此表。
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+参见
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