运载火箭，首要目标为近地轨道卫星航天器
固体火箭优先发展，导弹火箭一体化，直径2.4米，2.65米，陆基，车基,井基，海基，潜基一体化设计，级数最少三级,兼顾运载火箭,陆基模式下芯级可捆绑2-4同芯级助推器,全部降落伞可回收
洲际导弹全固体化，淘汰一切液体洲际导弹，液体洲际导弹只能井发，不如固体，井车潜全通用，而且保质期超长，你要说液体运力大，你把固体火箭做大，一样，而且更容易
火箭制造：3.8米4米4.5米，5米级，10米级，迭代制导，低温煤油，共底技术(先造出一根大直径不锈钢一级,直接在里面焊接隔板.两道焊板,中间留缝,进人检测,合格之后,填充保温材料)，最下面隔板使用六瓣以上外台内圆的构件放里面焊接,中间空芯用加强筋,两侧实心,两侧厚点焊接牢固,中间空心更轻,中间受力小,参考圆拱桥,发动机独立控制技术，根据发动机位置和火箭姿态，速度等参数决定摆动方向和角度,一级使用不锈钢,二级使用铝合金,三级及以上用铝锂合金,
3.8或4米可回收火箭，cbc为主设计，公铁两运。构型，单杆，一捆二，一捆四。
单杆两级:芯级6台yf100N，布局六边形，推力780吨，二级1台yf100M推力140吨或1台YF77推力70吨
cbc二级半或三级半:芯级6台yf100N(一捆2或一捆4)，二级1台yf100M推力140吨或1台YF77推力70吨，三级一台yf75D推力9吨
长征五号改进方案:
原型:芯级yf77×2，4个助推器，每个助推器3.35米yf100×2,总推力1100吨,LEO运力25t
助推器正六边形布局方案(模块化按需组装)
1,芯级yf77×4,2个助推器，每个助推器3.8米yf100N×4,总推力1240吨,LEO运力28t
2,芯级yf77×4,3个助推器，每个助推器3.8米yf100N×4,总推力1720吨,LEO运力40t
3,芯级yf77×4,4个助推器，每个助推器3.8米yf100N×4,总推力2251吨,LEO运力60t
助推器两侧对称布局方案
4,芯级yf77×4，2个助推器，每个助推器3.8米yf100N×5,总推力1450吨,LEO运力30t
5,芯级yf77×4，2个助推器，每个助推器3.8米yf100N×6,总推力1720吨,LEO运力40t
6,芯级yf77×4，2个助推器，每个助推器5.0米yf100N×7,总推力1960吨,LEO运力60t
原型选配二级YF-75D×2,改进型选配二级YF-75D×4或YF-75D×5或YF-75D×7
参考了能源号构型，目标发射大型超长超重空间站
五米级可回收捆绑登月火箭，单杆和cbc构型。
单杆：一级7台yf100N推力910吨，二级7至11台yf75D推力100吨，或1台yf77推力70吨或1台yf77＋四台yf75d推力100吨，或2台yf77推力140吨，或一台yf100M推力140吨
cbc：一级7台yf100N乘3推力2730吨，二级1至4台yf77，或1至4台yf100M
三级7至11台yf75D推力100吨，或1台yf77推力70吨，或1台yf77＋4台yf75d推力100吨，
十米级登月火箭，光杆构型，一级28台（可加减）yf100N或10台yf135十米级推力3600吨，二级7台yf77或20台yf79十米级推力490吨，三级12台（可加减）yf75D或4台yf79或一台yf77加四台yf75d推力100余吨，如此，可不必研制新发动机即可登月
引进仿制俄罗斯火箭发动机首选RD170 RD180 RD190 RD0120
宇宙飞船，返回式客货两用通用飞船，定员六人，近轨六人，月轨三人，返回舱大底直径5m，无整流罩设计从上到下分别为，轨道舱（可取消）（光伏电池贴片），指令仓返回舱，燃料推进舱（侧面发动机，自带逃逸装置），非加压货仓（光伏电池贴片）。带动量轮，降落伞数量:三伞至五伞，折叠座椅，客运货运无缝切换，展开折叠座椅就载人，收起折叠座椅就用运货，支持客货混运，气囊式着陆，复用。
液氧甲烷全流量富燃膨胀分级燃烧循环发动机(100-200t):
单氧泵单甲烷泵单预燃室单涡轮全共轴，液氧从罐体到氧泵全部去冷却预燃室,然后少量进预燃室，少量去增压氧罐,大量打入喷口燃烧室,甲烷从罐体到甲烷泵全部去喷管冷却后去富燃预燃室，再去涡轮驱动,然后大量去喷口燃烧室，少量返回甲烷罐增压,只设置一个富燃预燃室，竖向布局,从上到下分别为,氧泵,涡轮(侧面预燃室),甲烷泵,喷口燃烧室,
氧侧分配: 自上而下：氧罐→氧泵→预燃室外壁冷却→分流（少量入预燃室、少量回压氧箱、大量下送主燃室）。
甲烷侧分配: 甲烷罐→(下行)甲烷泵→（下行）燃烧室与喷管再生冷却→（上返）预燃室→涡轮→(下行)主燃室；旁通支路回压甲烷箱。
用多药柱,固体推进剂药柱或爆炸式点火,也可使用单组元推进剂点火(次数更多)
理论上可行，比马斯克猛禽双泵双预燃简单难度低,主要参照RD-0120共轴设计,其次参照猛禽,这个设计,发动机推力不宜超过200吨,因为他是单涡轮室.要超200吨就得用双涡轮室了,我不打算设计单轴双涡轮高推力版本,所以我维持在200吨以下,双涡轮各种难度又显著上升,不符合我设计理念
此设计也可以用液氢液氧，只需要改变涡轮泵混合比即可
液氧煤油全流量富氧燃烧循环发动机(100-200t):
氧泵油泵预燃室全共轴，液氧从罐体到氧泵全部去预燃室冷却后，全部进入预燃室，出来后少量去增压氧罐,大量打入喷口燃烧室，煤油从罐体到油泵全部去喷管冷却后再分两路，少量去富氧预燃室，少量返回煤油罐增压,大量去喷口燃烧室，只设置一个富氧预燃室，参照RD-0120共轴设计,理论上可行，也不堵
液氧甲烷全流量膨胀循环发动机(10t级):
氧泵甲烷涡轮泵单室全共轴，液氧从罐体到氧泵大量去喷口燃烧室,甲烷从罐体到甲烷泵全部去喷管冷却后全去涡轮泵，然后大量去喷口燃烧室，少量返回甲烷罐增压,只设置一个涡轮泵，参照RD-0120共轴设计,理论上可行，比马斯克猛禽双泵双预燃简单难度低
空间站应该用无整流罩设计，直接套外面，反正上天也得装太空碎片防护，直接整流罩和防护罩一体化设计，或者局部用弹开式整流罩，上天后弹开，释放光伏板，整体还是整流防护一体化设计
洲际导弹全固体化，淘汰一切液体洲际导弹，液体洲际导弹只能井发，不如固体，井车潜全通用，而且保质期超长，你要说液体运力大，你把固体火箭做大，一样，而且更容易
固体火箭优先发展，导弹火箭一体化，直径2.4米，2.65米，陆基，车基,井基，海基，潜基一体化设计，级数最少三级,兼顾运载火箭,陆基模式下芯级可捆绑2-4同芯级助推器,全部降落伞可回收
洲际导弹全固体化，淘汰一切液体洲际导弹，液体洲际导弹只能井发，不如固体，井车潜全通用，而且保质期超长，你要说液体运力大，你把固体火箭做大，一样，而且更容易
火箭制造：3.8米4米4.5米，5米级，10米级，迭代制导，低温煤油，共底技术(先造出一根大直径不锈钢一级,直接在里面焊接隔板.两道焊板,中间留缝,进人检测,合格之后,填充保温材料)，最下面隔板使用六瓣以上外台内圆的构件放里面焊接,中间空芯用加强筋,两侧实心,两侧厚点焊接牢固,中间空心更轻,中间受力小,参考圆拱桥,发动机独立控制技术，根据发动机位置和火箭姿态，速度等参数决定摆动方向和角度,一级使用不锈钢,二级使用铝合金,三级及以上用铝锂合金,
3.8或4米可回收火箭，cbc为主设计，公铁两运。构型，单杆，一捆二，一捆四。
单杆两级:芯级6台yf100N，布局六边形，推力780吨，二级1台yf100M推力140吨或1台YF77推力70吨
cbc二级半或三级半:芯级6台yf100N(一捆2或一捆4)，二级1台yf100M推力140吨或1台YF77推力70吨，三级一台yf75D推力9吨
长征五号改进方案:
原型:芯级yf77×2，4个助推器，每个助推器3.35米yf100×2,总推力1100吨,LEO运力25t
助推器正六边形布局方案(模块化按需组装)
1,芯级yf77×4,2个助推器，每个助推器3.8米yf100N×4,总推力1240吨,LEO运力28t
2,芯级yf77×4,3个助推器，每个助推器3.8米yf100N×4,总推力1720吨,LEO运力40t
3,芯级yf77×4,4个助推器，每个助推器3.8米yf100N×4,总推力2251吨,LEO运力60t
助推器两侧对称布局方案
4,芯级yf77×4，2个助推器，每个助推器3.8米yf100N×5,总推力1450吨,LEO运力30t
5,芯级yf77×4，2个助推器，每个助推器3.8米yf100N×6,总推力1720吨,LEO运力40t
6,芯级yf77×4，2个助推器，每个助推器5.0米yf100N×7,总推力1960吨,LEO运力60t
原型选配二级YF-75D×2,改进型选配二级YF-75D×4或YF-75D×5或YF-75D×7
参考了能源号构型，目标发射大型超长超重空间站
五米级可回收捆绑登月火箭，单杆和cbc构型。
单杆：一级7台yf100N推力910吨，二级7至11台yf75D推力100吨，或1台yf77推力70吨或1台yf77＋四台yf75d推力100吨，或2台yf77推力140吨，或一台yf100M推力140吨
cbc：一级7台yf100N乘3推力2730吨，二级1至4台yf77，或1至4台yf100M
三级7至11台yf75D推力100吨，或1台yf77推力70吨，或1台yf77＋4台yf75d推力100吨，
十米级登月火箭，光杆构型，一级28台（可加减）yf100N或10台yf135十米级推力3600吨，二级7台yf77或20台yf79十米级推力490吨，三级12台（可加减）yf75D或4台yf79或一台yf77加四台yf75d推力100余吨，如此，可不必研制新发动机即可登月
引进仿制俄罗斯火箭发动机首选RD170 RD180 RD190 RD0120
宇宙飞船，返回式客货两用通用飞船，定员六人，近轨六人，月轨三人，返回舱大底直径5m，无整流罩设计从上到下分别为，轨道舱（可取消）（光伏电池贴片），指令仓返回舱，燃料推进舱（侧面发动机，自带逃逸装置），非加压货仓（光伏电池贴片）。带动量轮，降落伞数量:三伞至五伞，折叠座椅，客运货运无缝切换，展开折叠座椅就载人，收起折叠座椅就用运货，支持客货混运，气囊式着陆，复用。
液氧甲烷全流量富燃膨胀分级燃烧循环发动机(100-200t):
单氧泵单甲烷泵单预燃室单涡轮全共轴，液氧从罐体到氧泵全部去冷却预燃室,然后少量进预燃室，少量去增压氧罐,大量打入喷口燃烧室,甲烷从罐体到甲烷泵全部去喷管冷却后去富燃预燃室，再去涡轮驱动,然后大量去喷口燃烧室，少量返回甲烷罐增压,只设置一个富燃预燃室，竖向布局,从上到下分别为,氧泵,涡轮(侧面预燃室),甲烷泵,喷口燃烧室,
氧侧分配: 自上而下：氧罐→氧泵→预燃室外壁冷却→分流（少量入预燃室、少量回压氧箱、大量下送主燃室）。
甲烷侧分配: 甲烷罐→(下行)甲烷泵→（下行）燃烧室与喷管再生冷却→（上返）预燃室→涡轮→(下行)主燃室；旁通支路回压甲烷箱。
用多药柱,固体推进剂药柱或爆炸式点火,也可使用单组元推进剂点火(次数更多)
理论上可行，比马斯克猛禽双泵双预燃简单难度低,主要参照RD-0120共轴设计,其次参照猛禽,这个设计,发动机推力不宜超过200吨,因为他是单涡轮室.要超200吨就得用双涡轮室了,我不打算设计单轴双涡轮高推力版本,所以我维持在200吨以下,双涡轮各种难度又显著上升,不符合我设计理念
此设计也可以用液氢液氧，只需要改变涡轮泵混合比即可
液氧煤油全流量富氧燃烧循环发动机(100-200t):
氧泵油泵预燃室全共轴，液氧从罐体到氧泵全部去预燃室冷却后，全部进入预燃室，出来后少量去增压氧罐,大量打入喷口燃烧室，煤油从罐体到油泵全部去喷管冷却后再分两路，少量去富氧预燃室，少量返回煤油罐增压,大量去喷口燃烧室，只设置一个富氧预燃室，参照RD-0120共轴设计,理论上可行，也不堵
液氧甲烷全流量膨胀循环发动机(10t级):
氧泵甲烷涡轮泵单室全共轴，液氧从罐体到氧泵大量去喷口燃烧室,甲烷从罐体到甲烷泵全部去喷管冷却后全去涡轮泵，然后大量去喷口燃烧室，少量返回甲烷罐增压,只设置一个涡轮泵，参照RD-0120共轴设计,理论上可行，比马斯克猛禽双泵双预燃简单难度低
空间站应该用无整流罩设计，直接套外面，反正上天也得装太空碎片防护，直接整流罩和防护罩一体化设计，或者局部用弹开式整流罩，上天后弹开，释放光伏板，整体还是整流防护一体化设计
洲际导弹全固体化，淘汰一切液体洲际导弹，液体洲际导弹只能井发，不如固体，井车潜全通用，而且保质期超长，你要说液体运力大，你把固体火箭做大，一样，而且更容易
