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标 题: [转载] 长征系列运载火箭介绍： 长征二号系
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长征系列运载火箭介绍： 长征二号系列
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邸乃庸；朱维增；吴瑞华
概述
长征二号系列运载火箭是中国研制的近地轨道运载器，研制起始时间是１９７０年。
目前，长征二号系列由长征二号（１９７４年首次发射）、长征二号Ｃ（１９８２年首次发射）、长征二号Ｅ（１９９０年首次发射）、长征二号Ｄ（１９９２年首次发射）等４种型号组成。其中长征二号已于１９７９年停止生产，正在使用的长征二号系列运载火箭有长征二号Ｃ、长征二号Ｅ和长征二号Ｄ３种型号。
长征二号、长征二号Ｃ和长征二号Ｅ的研制单位是中国运载火箭技术研究院，长征二号Ｄ的研制单位是上海航天局。
长征二号及长征二号Ｃ
长征二号运载火箭是中国航天运载器的基础型号。在长征二号的技术基础上，发展了长征二号系列运载器、长征三号系列运载器和长征四号系列运载器。
长征二号于１９７４年１１月５日在酒泉发射中心进行了第一次发射。由于火箭上控制系统中的一根导线暗伤断裂，导致姿态失去控制，飞行试验失败。
１９７５年１１月２６日第二枚长征二号发射成功，将中国第一颗返回式卫星准确地送入预定轨道。
在此基础上，又对长征二号进行了进一步改进设计，使其近地轨道运载能力由1800公斤提高到2400公斤，并大大提高了运载火箭的可靠性。改进后的长征二号称为长征二号Ｃ。
除首次发射外，至１９９４年底，长征二号及长征二号Ｃ共发射了１４次（其中长征二号３次，长征二号Ｃ１１次），全部获得圆满成功，成为发射成功率较高的航天运载器。
本文中所叙述的长征二号运载火箭的技术状态和技术数据均系长征二号Ｃ状态。
表１__长征二号系列总体参数 型号名称 级数 全长
(米) 最大直径
(米) 起飞质量
(吨) 起飞推力
(千牛) 运载能力
(近地轨道)
(公斤)
长征二号 2 31.170 3.35 190 2786 1800
长征二号C 2 35.15 3.35 192 2786 2400
长征二号E 2(带捆绑) 49.686 11.45 462 5923 9200
长征二号D 2 33.667① 3.35 237 2961 3100
①不含整流罩。
一、主要技术性能（见表２）
表２__长征二号Ｃ的主要技术性能 级数-------------------2
全长-------------------31.170米(A型罩)
-------------------35.151米(B型罩)
最大直径-------------3.350米
起飞质量-------------约192吨
起飞推力-------------2786千牛
推重比----------------1.48
运载能力-------------2400公斤(200~470公里近地轨道)
入轨精度(σ) ------- (200~470公里近地轨道)
半长轴偏差----------1.3公里
偏心率偏差----------0.00023
轨道倾角偏差-------0.05度
近地点幅角偏差----1.7度
升交点经度偏差----0.1度
二子级
级长-----------------8.706米
直径-----------------3.350米
起飞质量------------38.2吨
结构质量------------3.2吨
推进剂质量---------35吨
发动机--------------YF-22(主机)
---------------4×YF-23(游机)
推进剂--------------四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力------------720千牛(主机)
---------------46千牛(4台游机)
真空比冲------------2834牛·秒/公斤(主机)
---------------2762牛·秒/公斤(游机)
工作时间------------112秒(主机)
---------------287秒(游机)
一子级
级长--------------------23.720米
直径--------------------3.350米
起飞质量--------------151吨
结构质量--------------8.6吨
推进剂质量-----------143吨
发动机-----------------YF-21
推进剂-----------------四氧化二氮/偏二甲肼
地面总推力-----------2786千牛
地面比冲--------------2540牛·秒/公斤
工作时间--------------130秒
整流罩
长度--------------------3.144米(A型)
------------------7.125米(B型)
直径--------------------2.200米(A型)
------------------3.350米(B型)
有效容积--------------3.6米3(A型)
------------------27米3(B型)
二、总体布局
长征二号Ｃ运载火箭的主要控制设备安装在火箭最前端的仪器舱中，箱间段和级间段也安装有部分控制设备。为使火箭的质心位置尽量靠前以提高静稳定性，一、二子级推进剂贮箱都是将密度较大的氧化剂安排在前，密度较小的燃料安排在后。级间段由壳段和杆系两种结构组成，杆系结构用以在一、二子级进行热分离时顺畅地排放二子级发动机喷出的燃气。电缆、导管均从贮箱外面通过，并对称安置。氧化剂输送管路从燃料贮箱中间穿过。两种整流罩具有不同的对接部位，以适应不同的有效载荷需求。发射支点设在一子级发动机机架的最前端，以利于发射支撑的稳定和传力结构的合理利用。一、二子级的级间分离面设在二子级机架与壳体的连接面处，以便最大程度地减轻二子级的结构质量，提高运载能力。这样，一、二子级就有３米长的重合段，级间分离时，二子级发动机及其支架系统需从级间段中脱出。
三、箭体结构
长征二号Ｃ的箭体结构由整流罩、仪器舱、推进剂贮箱、级间段、箱间段、尾段等部分组成。箭体结构的主要材料是ＬＤ１０铝合金。
１.一子级结构
一子级箭体结构由级间段、氧化剂贮箱、箱间段、燃料贮箱、后过渡段和尾段组成，结构总质量８.６吨。
尾段是不承力结构，外径３３５米，长２４米。圆柱形壳体由蒙皮、桁条和隔框组成。为便于装配，整个尾段壳体由沿纵向分为两半的结构对接组合而成。壳体上共开有４个舱口，供安装、检查、维护伺服机构、火工品和动力系统附件用。每个舱口的尺寸为480 毫米×４８０毫米，可供人员出入。尾段底部由“＃”字形梁构成骨架，外面敷以由玻璃钢制成的防热板，用以防止发动机喷焰回流到尾舱内烧毁设备。为不影响发动机摆动，在每台发动机的喉部附近装有由硅橡胶制成的软防热裙。为了减小在上升段飞行中尾舱因内、外空气压差而增加的附加应力，在尾段底部安装有４个单向放气阀门。
位于尾段之前的燃料贮箱后过渡段，将下方传来的集中力（发动机推力）扩散成均布力传送到燃料贮箱上。后过渡段的后端面与尾段相连接，同时还与发动机架的上端面相连接。机架上端有４个发射支点。当运载火箭竖立在发射台上时，后过渡段将承受这４个支撑集中载荷，其受力点与发动机推力的受力点相一致。后过渡段壳体由４块材料为ＬＤ１０的整体加强肋化学铣切壁板焊接而成，外径３.３５米，长１.０５米。后过渡段前端面通过48 颗螺栓与燃料箱后短壳相连， 后端面由２４颗螺栓与尾段相连。
燃料贮箱是承力式贮箱，主要由前底、筒段、后底和隧道管构成。筒段前面有前短壳，后面有后短壳。贮箱内有防晃板、消漩器、增压和安全溢出管、氧化剂输送管、加注液位传感器、剩余液位传感器、推进剂温度传感器、增压气体温度传感器、耗尽关机传感器等设施。前底为椭球形，中央开有氧化剂输送管通过口。前底上还开有直径为４６０毫米的人孔，供人员在加工时出入，另开有加注液位传感器、温度传感器、增压管路等的安装口。筒段由化学铣切的整体壁板焊接而成，外侧光滑，内侧呈网格状，后底呈锥形，半锥角为５０度，锥端为半径９５２毫米的半球。前短壳的后部、筒段前缘和前底边缘三者通过一个“Ｙ”形环焊接在一起。前短壳的前端面以螺栓同箱间段相连。后短壳的前部也是通过一个“Ｙ”形环与筒段后缘和后底边缘焊接在一起，其后端面与尾段和发动机机架以螺栓相连。燃料贮箱的材料是ＬＤ１０铝铜合金。隧道管贯穿整个箱体的中心，是氧化剂输送管的通道。在隧道管的顶端有波纹管补偿器，用于装配补偿和温度补偿。
箱间段是氧化剂贮箱与燃料贮箱之间的一个承力壳段，外径３.３５米，长１.３３米，为蒙皮桁条隔框全铆接结构。其上有５个尺寸为４３８毫米×４８２毫米的操作舱口，供安装、检查、维护箱间段内的各种仪器设备。
氧化剂贮箱也是承力式贮箱，主要由前底、筒段和后底组成。其筒段结构与燃料贮箱相近，长度较燃料贮箱筒段长。前底为椭球形，由于需承受级间分离时二子级发动机喷焰的作用，其受力较大，厚度较厚。为了保证在分离过程中，前底不被发动机喷焰烧损而导致破裂，影响正常分离，在前底外表覆盖了一层由玻璃钢制成的防热罩。防热罩中间厚而边缘薄，由３２颗螺栓连接在前短壳上。前底开有直径为４６０毫米的人孔，供人员在加工时出入，还开有各种传感器及管路的安装口。后底也呈椭球形。
氧化剂贮箱内安装有防晃板、消漩器、增压及安全溢出管、加注液位传感器、增压气体温度传感器、耗尽关机传感器等设施。前、后短壳的连接形式与燃料贮箱相同。氧化剂贮箱的材料是ＬＤ１０铝合金。
级间段由级间壳段和级间杆系两部分不同的结构构成。级间杆系由３２根直径为６０毫米的合金钢管组成，每相邻两根端头相连，构成１６个“∧”形结构。级间杆系的前端面通过６４颗螺栓与级间壳段后端面相连。杆系外径３.３５米， 长１.４米。级间壳段是蒙皮桁条隔框全铆接圆柱形壳体，外径３.３５米，长３.２米。壳体上开有尺寸为３７０毫米×４００毫米的４个舱口，用于游动发动机伺服机构的安装、检查和维护。级间壳段上方内侧装有一系列电气插头，以保证一、二子级间的电气连接与分离。级间壳段前端以爆炸螺栓与二子级燃料贮箱后短壳相连。
２.二子级结构
二子级箭体结构由仪器舱、氧化剂贮箱、箱间段和燃料贮箱等部分组成。
燃料贮箱和氧化剂贮箱均为承力式结构，都由椭球形前、后底和较短的筒段构成。贮箱内都安装有防晃板、消漩器、增压兼安全溢出管、液位传感器、温度传感器等。前底上都开有直径４６０毫米的人孔及其它器件的安装孔。后底也有若干传感器和加注管路的安装孔。燃料贮箱的正中央有供氧化剂输送管通过的隧道管。
二子级发动机机架通过８个连接点共１６颗螺栓与燃料贮箱后短壳相连。该后短壳由于承担将发动机架传来的集中力扩散成均布力的任务，其长度较其它部位短壳稍长一些。
两个贮箱均由化学铣切的整体ＬＤ１０铝铜合金板焊接而成。
箱间段与一子级箱间段基本相同，为蒙皮桁条隔框全铆接结构构成的圆柱形壳体。其上有６个尺寸为４３８毫米×４８８毫米的舱口，用于对其内的仪器和设备进行安装、检查和维护等。
仪器舱位于运载火箭本体结构的前端，系承力结构。仪器舱内安装有主要控制仪器及用于增压和供气的气瓶等设备。绝大部分控制仪器都安装在置于氧化剂贮箱前底的环形仪器支架上，惯性平台则置于前底正中部位的安装凸台上。仪器舱壳体总长１.４米，半锥角２２度２０分，为由蒙皮、桁条、 隔框组成的截锥形结构。其前端框外径２.２米，后端框外径３.３５米。当使用Ａ型整流罩时，仪器舱壳体外表面喷涂有防热层，以防止壳体温度因气动加热而超过允许值。壳体上开有４个可以供人员进出的舱口，用于仪器设备的检查和维护。
３.搭载舱
当待发射的有效载荷的质量低于长征二号Ｃ的运载能力时，可以利用搭载舱搭载发射其它有效载荷。
搭载舱是专门为搭载有效载荷提供服务的舱段，位于主有效载荷与仪器舱之间（主有效载荷使用Ａ型整流罩）。搭载舱的作用是将主有效载荷、搭载有效载荷、Ａ型整流罩和运载火箭连成一体，维持运载火箭外形的完整，提供搭载有效载荷使用空间，并有利于有效载荷入轨后的分离。
搭载舱外径２.２米，高度和结构形式可按有效载荷的需要进行设计。
为瑞典弗利亚卫星设计的搭载舱外径２.２米，高度１.８米，分上、下两个舱段，每段长０.９米。上搭载舱提供主有效载荷的电气接口和机械接口， 设有用于主有效载荷的连接-分离机构（爆炸螺栓）。下搭载舱的下端面通过３２颗螺栓与仪器舱相连接。上、下搭载舱通过４颗爆炸螺栓将弗利亚卫星夹连于二者之间。主有效载荷分离后，运载火箭按照弗利亚卫星的要求进行姿态调整，而后进行上、下搭载舱段的分离，同时实现弗利亚卫星的分离。
４.轨道转移舱
轨道转移舱的功用是通过轨道转移的办法，将有效载荷送入比长征二号Ｃ运载火箭所能达到的正常轨道更高的轨道。根据有效载荷最终轨道的需要，可以设计成一次转移或二次转移来实现最终轨道要求。目前，长征二号Ｃ采用旋转稳定和固体火箭推进的轨道转移舱来实现有效载荷的轨道转移，不希望旋转入轨的有效载荷可在入轨分离前进行消旋。该轨道转移舱既可用于主有效载荷，也可用于搭载有效载荷。
５.整流罩结构
整流罩内的有效载荷通过转接支架与有效载荷支架相连接。当长征二号Ｃ运载火箭发射后穿越稠密大气层时，整流罩保护有效载荷不受高速气流冲刷。穿越大气层后，约在１２０公里高度，整流罩完成使命而抛离。
长征二号Ｃ运载火箭配有Ａ型和Ｂ型两种整流罩，以适应不同有效载荷的需要。两种整流罩所提供的有效载荷使用空间有较大的差别。
Ａ型整流罩由纵向连接的两半结构构成，在发射场与运载火箭组装成一体。
Ａ型整流罩结构由端头和锥段两部分组成。端头由酚醛玻璃布模压而成，锥段为蒙皮-桁条隔框铆接结构。
Ａ型整流罩的分离构件由爆炸螺栓和火药作动筒组成。爆炸螺栓共有８颗，纵向和横向分离面各４颗。火药作动筒产生分离力，沿纵向分离面分布，共４个。
Ｂ型整流罩也由沿纵向分为两半的结构组成，在发射场与有效载荷连同支架组装在一起，然后与运载火箭箭体组合在一起。
Ｂ型整流罩的结构由端头、双锥段和筒段三部分组成。端头由酚醛玻璃布模压而成，双锥段及筒段均为蒙皮桁条隔框铆接结构。在筒段上开有透波窗口，以满足用户对无线电透波性的要求。
Ｂ型整流罩的分离机构采用无污染的爆炸索，以保证有效载荷的洁净环境。
有效载荷在整流罩内可使用的净空间为图７中的内空白区域。
当使用Ａ型整流罩时，仪器舱壳体即为有效载荷支架。
当采用Ｂ型整流罩时，有效载荷通过转接支架安装到有效载荷支架上。转接支架与有效载荷支架间以螺栓连接，二者对接基准面直径为２０５米。 有效载荷转接支架有３种型式：９３７型与有效载荷的对接直径为９３７毫米；１１９４型与有效载荷的对接直径为１１９４毫米；１４９７型与有效载荷的对接直径为１４９７毫米。９３７型和１１９４型在与有效载荷的对接面处均有包带式连接分离机构。１４９７型转接支架以螺栓与有效载荷相连接，用来发射自带分离机构的有效载荷。
上述各种转接支架均为截锥形铝合金蒙皮桁条铆接结构，其后端面通过螺栓与有效载荷支架相连。
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长征系列运载火箭介绍：
长征二号系列（三）
邸乃庸；朱维增；吴瑞华
五、分离系统
１.级间分离
长征二号Ｃ的级间分离采用热分离方式。
当级间分离程序开始时，首先起动二子级发动机，然后关闭一子级发动机。当二子级的ＹＦ-２２发动机推力达到预定推力、一子级ＹＦ-２１发动机推力减小到预定推力时，连接一子级和二子级的爆炸螺栓同时起爆，一、二子级在二子级发动机喷流和推力的作用下开始分离，二子级发动机的喷焰从级间杆系和分离面处排出。二子级ＹＦ-２２发动机的喷管从级间壳段中最后脱离出来，实现分离。
在级间分离面上有１２颗爆炸螺栓将两子级连接在一起，所有螺栓对称分布在８个连接点上。爆炸螺栓置于能防止爆炸后的螺栓飞出的防护盒内，以保证分离的安全。
表３__长征二号Ｃ星箭分离程序 时间（秒） 事件
T+0 YF-23发动机关机
T+3.0 包带锁紧爆炸螺栓起爆
T+3.1 分离反推固体火箭点火
T+3.6 星箭分离结束
２.星箭分离
卫星与有效载荷转接支架的连接采用包带式连接机构，用２颗锁紧爆炸螺栓将包带锁紧，使卫星与转接支架牢固连接。分离时，将两颗锁紧爆炸螺栓引爆，包带解锁，使卫星与运载火箭实现机械脱离。
星箭分离的分离力由安装在二子级箭体末端的４枚反推固体火箭提供。每枚反推固体火箭点火工作０.５秒，使分离后的二子级运载火箭箭体产生１～１.５米 /秒的分离速度，实现与卫星的分离。星箭分离程序见表３。
六、制导和控制系统
长征二号Ｃ制导和控制系统由制导系统和姿态控制系统组成。
１.制导系统
制导系统的功用是：控制火箭沿预定轨道飞行，当达到预定的运动参数，满足有效载荷精确入轨的要求时，关闭发动机，使有效载荷按预定要求准确入轨。
制导系统的具体任务是：１）控制火箭按预定的程序转弯；２）完成程序飞行的控制，保证关机时的程序角；３）当火箭达到预定的关机特征量时，控制发动机关机。共发出三次关机信号，分别关闭一子级发动机、二子级主发动机和游动发动机；４）导引火箭按预定的轨道飞行。
制导系统的主要设备是惯性平台和数字计算机，称为平台计算机制导系统。
（１）平台系统
平台系统的功用是：
１）建立与发射点的大地坐标系相重合的、在飞行过程中始终保持的惯性坐标基准。建立这个惯性基准的目的，是为装在台体上的加速度计和姿态角传感器的测量提供计量基准。
２）测量并输出火箭飞行中沿３个方向的视速度增量信号（以正、负脉冲的形式表示），供关机、导引用。安装在平台台体上的３个加速度计分别测量惯性坐标系３个方向的视加速度，经一次积分得到视速度，并以脉冲电压形式输送给计算机，供关机和导引用。
３）测量并输出火箭飞行姿态角信号，供姿态稳定系统用。装在平台上的角度传感器输出与箭体姿态角成比例的电信号给变换放大器，经变换放大后输送给伺服机构，带动发动机摆动，减小箭体飞行姿态偏差
4）给出程序飞行控制信号。计算机按预定的飞行程序，以脉冲形式发出程序指令信号，送给平台上的程序机构，由程序机构将角度信号转换成响应的电压信号，送至综合放大器后，控制伺服机构，驱动发动机摆动，使火箭按预定的程序转弯。
5）当火箭在飞行中发生不可挽回的故障时，发出自毁信号。
本系统所用的平台为三轴气浮陀螺稳定平台，由平台结构系统、平台稳定系统、初始对准系统、加速度测量系统、姿态角测量系统、步进电机程序机构、自毁触点和附属装置组成、
（２）计算机
计算机的功用是：
１）以３个方向的加速度计信号为输入，定时计算关机方程，求出关机余量；当其小于预定值时，发出关机信号。
２）以３个方向的加速度计信号为输入，定时计算导引方程，输出导引信号。
３）按预先存贮的程序，发出程序脉冲信号，送至平台程序机构。
４）在火箭起飞前完成所需的测试和自检任务；完成飞行诸元数据装订。
制导系统的工作原理是：
１）关机控制安装在平台台体上的３个加速度计测量出加速度，并转换成电脉冲形式，送入计算机按关机方程进行求和计算，尔后与存贮在存贮器里的标准关机脉冲相减。当把与子级关机相对应的脉冲全部减完时，计算机发出子级发动机关机指令信号。
２）程序转弯控制火箭起飞后垂直上升，８秒开始由计算机制导程序控制，按标准轨道设计的要求，给平台程序机构发出程序脉冲，控制火箭按照要求进行程序转弯。
３）导引控制加速度计输出脉冲进入计算机后，按导引方程进行计算，并实时地和事先装在存贮器里的标准轨道相比较，得出偏差值，把火箭导引到标准轨道上来。
２.姿态控制系统
姿态控制系统的功用是：稳定火箭的飞行姿态，控制火箭绕质心的转动。
姿态控制系统的具体任务是：１）消除火箭飞行中的姿态角偏差，使火箭在预定的轨道上稳定飞行；２）配合制导系统完成火箭飞行的程序控制；３）配合导引系统完成横、法向导引控制。
姿态控制系统由一子级姿态控制系统和二子级姿态控制系统两个系统组成，各系统均由敏感元件、变换放大器和执行机构三部分组成。
一子级姿态控制系统由平台、姿态角传感器、速率陀螺、横向和法向加速度计构成敏感元件，由检波器、有源校正网络、综合放大器构成变换放大器，由液压伺服机构构成执行机构。
二子级姿态控制系统只敏感姿态角信号，无速率陀螺和横、法向加速度计，但引入了导引信号，没有调零装置，其它组成基本与一子级姿态控制系统相同。
七、遥测和跟踪系统
１.遥测系统
遥测系统的功用是：获取火箭飞行中各系统和主要设备的工作参数、故障监测参数和环境参数。
遥测系统由参数测量装置、传输装置、数据记录和处理装置以及电源配电装置等组成。
遥测系统共测量１５２个参数，参数分类见表４。
表4__长征二号C遥测参数分类 参数类型 指令 电压 脉冲 电流 频率 压力 温度 转速 液位 过载 流速 振动
数量 19 41 11 8 2 30 9 6 4 4 2 16
（１）参数测量装置
该装置的作用是感受被测对象的参量，并按照一定规律将其转换成某种物理量。该装置主要由各种传感器、变换器组成，如铂电阻式及热敏电阻式温度传感器，浮子式干簧开关型液位传感器，电位计式压力传感器，压电式振动传感器，涡轮及皮托管式流量传感器等。
（２）传输装置
传输装置的功用是将参数测量系统测得的数据从箭上传送到地面，并予以记录。
传输系统由发送（箭上）和接收（地面）两大部分组成。
信号调节器的作用是采用隔离、斩波放大、相敏整流、脉冲计算等方法，将不符合传输设备输入格式要求的信号变换成满足其规范要求的信号。信号转接装置主要用于完成信号的汇集与配置及能量的馈配。采编器的作用是将缓变模拟信号变换成数字量编码信号，并与数字量信号和速率信号一起输出综合群信号。发射机对信号进行载频调制，经天线发送出去。地面接收则以逆变换方式，将传来的测量参数解调记录下来。
地面接收设备有固定站式和车载式两种。车载式接收设备可用于活动接收站，可以实现对部分重要测量参数的实时数据处理和显示，并可实时为指挥控制人员提供火箭工作情况。
２.跟踪系统
跟踪系统由无线电跟踪分系统和无线电遥控分系统两部分组成。
（１）无线电跟踪分系统
无线电跟踪分系统的功能是实时跟踪、测量火箭飞行轨道，提供实时跟踪数据和无线电遥控判断信息。
无线电跟踪分系统由箭上和地面两部分组成。箭上部分由连续波雷达应答机Ⅰ、连续波雷达应答机Ⅱ、单脉冲雷达应答机和天线等组成。地面部分由连续波跟踪雷达和单脉冲跟踪雷达等组成，按飞行任务的不同布于国内３～４个区域。
（２）无线电遥控分系统
无线电遥控分系统的功能是，当运载火箭飞行中发生不可挽回故障，偏离预定轨道，并危及规定的保护区域安全时，地面发出遥控炸毁指令，箭上接收指令后，给自毁系统发出炸毁指令信息，由自毁系统将故障火箭炸毁。
无线电遥控分系统由箭上部分和地面部分组成。箭上部分由一部遥控指令接收机及３副线极化天线组成，３副天线沿箭体外壳周向安装，组成全向天线阵。地面部分由遥控雷达组成。
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长征系列运载火箭介绍：
长征二号系列（四）
邸乃庸；朱维增；吴瑞华
八、自毁系统
自毁系统的作用是，当运载火箭在飞行过程中因故障而将导致飞行失败时，将火箭自行炸毁，以减轻或避免火箭坠落地面时，对人员和设施造成的危害。
自毁系统设有两种自毁机构。
１）指令自毁地面指挥控制人员根据火箭飞行数据，判定火箭已经出现不可挽回的故障，并有危及地面安全的趋势时，可通过地面遥控雷达向运载火箭发出炸毁指令。箭上跟踪系统中的遥控安全指令接收机接收到炸毁指令后，给自毁控制器发出自毁信号，实施自毁。
２）自主自毁当火箭因故障导致姿态失去稳定、火箭姿态角超过允许值时（绝大部分故障都将导致火箭的姿态失控），自毁触点接通，向自毁系统发出自毁信号，火箭进行自毁。
自毁系统由自毁控制器、引爆器、爆炸器、电缆网和电池组成。
九、电源与配电系统
遥测与跟踪系统和自毁系统均有独立的比较简单的电源。制导与控制系统的电源及配电系统比较复杂，此处主要介绍制导与控制系统的电源与配电系统。
制导与控制系统电源与配电系统的功用是：１）向制导与控制系统各仪器、推进系统火工品、级间分离和星箭分离火工品供电；２）按预定程序发出各种指令以控制有关电路；３）与地面测试设备配合完成制导与控制系统的测试。
制导与控制系统电源与配电系统由电源和配电两部分仪器组成。电源部分由一次电源和二次电源组成。一次电源由蓄电池构成，直接或间接（经二次电源）给制导和控制系统各仪器设备、伺服机构和火工品供电。二次电源由换流器、稳压电源和脉冲电源构成，将一次电源的直流电转换成交流电或脉冲电源向需要此种电源的仪器设备供电。
配电部分由２台配电器和２台程序配电器组成，为各仪器设备配电。
十、其它系统
１.方位瞄准系统
方位瞄准系统用来测量与调整箭体坐标系、平台坐标系，使它们与确定的轨道坐标系在方位上一致。
方位瞄准系统采用半自动光电瞄准系统，主要由光电经纬仪、瞄准控制器、平台棱镜、方位锁定放大器等组成。
方位瞄准采用转动发射台进行粗瞄、转动平台进行精瞄的方法进行。
１）粗瞄粗瞄分两步进行。第一步是在火箭上的平台处于机械锁定的情况下，用光电经纬仪瞄准固定在平台上的直角反射棱镜。当棱镜的法线与射向有较大偏差时，操纵发射台控制器，使火箭进行方位转动，直到平台上的棱镜基本上转到正确方位为止。第二步是在平台开锁正常工作的情况下，将控制台上的方位瞄准开关打开，使方位和调平一起工作，再次转动发射台，直至平台处于零位状态。瞄准就位后，锁紧发射台。
２）精瞄精瞄就是将平台坐标系调整到正确方位上。当平台上棱镜的法线与射向不一致时，瞄准控制器输出信号，经方位锁定放大器放大，通过Ｙ向陀螺和平台伺服回路，使平台台体转动一定角度，最终使平台坐标系与轨道坐标系在方位上精确一致，并保持到火箭起飞。
２.垂直度调整系统
该系统用来检查和调整竖立在发射台上的运载火箭的垂直度，使火箭在起飞时刻，其推力线精确地垂直于当地水平面，以减小初始干扰。其主要设备是安装在一子级发动机机架平面上的水平测量仪（液体摆）。水平测量仪测量的信息通过电缆传送到地面水平检查仪。根据水平检查仪的指示调整发射台的水平状态，就可达到调整火箭垂直度的目的。
３.环境调节系统
环境调节系统由整流罩空气调节系统、舱段加温系统和氧化剂管路及文氏管加温系统三大部分组成。
（１）整流罩空气调节系统
自有效载荷和整流罩组装完毕至火箭起飞前，均可使用整流罩空气调节系统，对整流罩内的环境进行空气调节。整流罩设有进气口和排气口，调节空气从进气口进入，在罩内环流后经排气管排出。
整流罩空气调节系统的基本参数为：１）进入罩内的空气温度一般可调节在１５～２５℃ 之间，也可以根据特殊需要进行超过此温度范围的调节；调节空气的温度偏差不大于±２℃；２）进入罩内的空气湿度不超过５５％；３）空气流量可根据需要进行调节（一般为２０００升 /秒）；４）罩内空气流动速度不大于２米/秒；５）空气调节系统在罩内产生的噪声不大于９０分贝。
（２）舱段加温系统
在冬季进行发射准备时，当外界环境温度低于－１０℃时，要给仪器设备较多的仪器舱（当使用Ａ型整流罩时）和一、二子级的箱间段加温。为此设有舱段地面加温系统。
该系统由地面部分和箭上部分组成。地面部分主要有地面电源和温度控制器，箭上部分主要有加温套、测温传感器等。使用时，将加温套缚于舱段外壳上，通电加温，同时测量舱段内空间和舱段外壁的温度，以控制加温功率。
（３）氧化剂管路加温系统
氧化剂（四氧化二氮）冰点比较高（－１１℃），当环境温度比较低时，在暴露的氧化剂管路中的四氧化二氮就有可能结冰，从而会导致推进系统无法正常工作。为此设有氧化剂管路及文氏管加温系统。需加温的管路为一、二子级氧化剂起动阀门前的输送管等部位，加温方式是对管路的外壁加温。
氧化剂管路加温系统由电源（直流）、加温器、保温套、测温器及控制器等组成。推进剂加注后，根据环境温度预计氧化剂管路中推进剂温度低于－６℃时，加温系统投入使用。
４.推进剂测温系统
推进剂测温系统用来测量、监测运载火箭加注后的贮箱内推进剂温度的变化情况，以便根据对发射时刻贮箱内推进剂温度的实际预测，决定是否采取补加推进剂或诸
表５__长征二号Ｃ的典型飞行程序 时间(秒) 事件
T-3 一子级发动机点火
T+0 火箭起飞
T+8 开始程序转弯
T+44 飞行马赫数达到
1T+127 二子级发动机起动
T+127.5 一子级发动机预令关机
T+128.5 一子级发动机主令关机
T+129 级间分离
T+140 导引引入
T+236.5 二子级YF-22发动机预令关机
T+237.5 二子级YF-22发动机主令关机
T+250 抛整流罩(120公里高度)
T+475 游动发动机关机
T+478 有效载荷与运载火箭分离
元修正等措施，并为事后分析发动机性能及推进剂利用情况提供原始依据。
该系统由安装在贮箱内的温度传感器、地面温度测量电桥和连接电缆组成。
推进剂测温系统提供了对贮箱内推进剂的温度进行监测的手段。温度监测从加注后开始，一直持续到发射前。当发现贮箱内推进剂的温度因环境等因素的影响，偏离预计值时，将采取补充加注推进剂等措施，以保证推进剂两组元的配比最接近于火箭飞行中两组元的实际消耗配比。
５.防晃、防旋和防塌
为增大推进剂在贮箱内的晃动阻尼，减小推进剂晃动幅值，降低晃动对控制的干扰，在各贮箱箱壁和后底上，均设置了半圆形阻尼板，在二子级氧化剂贮箱后底还设置了 “十”字形防晃板。为了防止贮箱内推进剂较少时，在输送管的入口处出现推进剂的旋转和中部液面的塌陷现象，使气体进入输送管内，导致涡轮泵因气蚀而损坏，在各贮箱后底的推进剂输送管入口处，均设置了防旋、防塌装置。
十一、典型飞行程序
长征二号Ｃ运载火箭发射近地轨道卫星时的典型飞行程序如表5。
十二、飞行记录（表６和表７）（待续）
表６__长征二号飞行记录 序号 发射日期
(年月日) 有效载荷 轨道参数 发射场 备注
名称 质量
(公斤) 近地点
(公里) 远地点
(公里) 倾角
(度) 周期
(分)
1 1974.11.5 试验星 -- -- -- -- -- -- 失败①
2 1975.11.26 返回式卫星 1790 177 479 63 91.1 酒泉 --
3 1976.12.7 返回式卫星 1812 159 489 59.4 91.1 酒泉 --
4 1978.1.26 返回式卫星 1810 167 509 57.0 91.2 酒泉 --
①由于俯仰速率陀螺信号导线暗伤、内部断裂,姿态控制系统收不到俯仰速率陀螺信号,
火箭失去稳定,导致失败。
表７__长征二号C飞行记录 序号 发射日期
(年月日) 有效载荷 轨道参数 发射场
名称 质量
(公斤) 近地点
(公里) 远地点
(公里) 倾角
(度) 周期
(分)
1 1982.9.9 返回式卫星 1783 177 410 63 90.2 酒泉
2 1983.8.19 返回式卫星 1842 175 410 63.3 91.2 酒泉
3 1984.9.12 返回式卫星 1809 178 414 68 90.3 酒泉
4 1985.10.21 返回式卫星 1809 175 409 63 90.12 酒泉
5 1986.10.6 返回式卫星 1800 176 402 63 90.1 酒泉
6 1987.8.5 返回式卫星 1819 175 400 69.96 90.24 酒泉
7 1987.9.9 返回式卫星 2076 208 323 63 89.66 酒泉
8 1988.8.5 返回式卫星 2129 208 313 63.02 89.7 酒泉
9 1990.10.5 返回式卫星 2080 211 311 56.98 89.66 酒泉
10 1992.10.6 返回式卫星 2080 210 329 63 89.78 酒泉
-- -- 弗利亚 259 600 1725 63 120.83 --
11 1993.10.8 返回式卫星 2099 209 300 56.95 89.6 酒泉
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长征系列运载火箭介绍：
长征二号系列（五）
邸乃庸；朱维增；吴瑞华
表8__长征二号D的主要技术性能 级数 2
全长(不含整流罩) 33.667米
最大直径 3.35米
起飞质量 236.966吨
起飞推力 2961.6千牛
推重比 1.28
运载能力 约3100公斤(175/355公里、
倾角63度椭圆轨道)
入轨精度
轨道倾角偏差 0.2度
近地点高度偏差 5公里
近地点幅角偏差 5度
升交点经度偏差 0.1度
一子级
级长 24.660米
直径 3.35米
起飞质量 192.322吨
结构质量 9820公斤
推进剂质量 183.038吨
地面总推力 2961.6千牛
发动机 YF-21B
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
比冲 2550牛·秒/公斤
工作时间 154.2秒
二子级
级长 9.007米
直径 3.35米
起飞质量 40.644吨
结构质量 3122公斤
推进剂质量 34.736吨
发动机 YF-22(主机)
YF-23F(游机)
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 719.8千牛(主机)
46.1千牛(游机)
真空比冲 2822牛·秒/公斤(主机)
2762牛·秒/公斤(游机)
工作时间 113.48秒(主机)274.42秒(游机)
长征二号Ｄ
长征二号Ｄ运载火箭在长征二号基础上主要采取增加推进剂加注量和增大起飞推力的方法，使运载能力得到进一步提高。该火箭于１９９０年２月开始研制，１９９２年８月９日进行了首次发射，成功地将中国新型返回式科学试验卫星准确地送入预定轨道。
一、主要技术性能
（见表８）
二、总体布局
长征二号Ｄ为两级液体运载火箭，由箭体结构、推进系统、制导与控制系统、遥测与跟踪系统、电源配电系统、自毁系统等组成。另外还有方位瞄准系统、垂直度调整系统、加注系统、推进剂测温系统及防雷系统等。总体布局见图１９。
火箭由一子级和二子级组成，按照有效载荷的要求可以设置整流罩或不带整流罩。一、二子级的布局基本与长征四号Ａ的一、二子级相同，不同之处为长征二号Ｄ取消了尾翼。其二子级氧化剂箱前端设置有一个外仪器舱，通过它与有效载荷或整流罩连接。氧化剂箱前底上焊接了一个安装仪器的圆盘支架，控制系统的陀螺平台安放于氧化剂箱前底的中央。一、二子级分离方案同长征四号Ａ，二子级与有效载荷分离方案同风暴一号。
火箭上的电子设备大部分安排在外仪器舱内的仪器圆盘上和二子级氧化剂箱的前底上，部分安排在箱间段及级间段和贮箱的前、后短壳上。
三、箭体结构
一、二子级的绝大部分贮箱及舱段结构同长征四号Ａ，新设计的外仪器舱结构同风暴一号，取消了一级尾部的尾翼。二子级贮箱内均安装有“十”字隔板，二子级氧化剂箱前短壳加长１００毫米。
四、推进系统
一、二子级的推进系统部位安排、性能、结构组成与长征四号Ａ基本相同，仅按照飞行轨道设计的要求，适当调整了各级发动机的工作时间。为了提高运载能力，延长了二级主机关机后游机工作段的时间。二级游机滑行段两贮箱靠箱内气体膨胀增压，以满足游机泵入口压力要求。
表9__长征二号D的典型飞行程序 时间(秒) 事件
T+0.0 起飞
T+144.2 接通一子级允许关机电路
T+154.2 一子级关机
T+155.4 二子级点火,一、二子级分离
T+258.9 接通二子级允许关机电路
T+268.9 二子级主机关机
T+379.8 接通二子级游机允许关机电路
T+429.8 二子级游机关机
T+432.8 火箭与有效载荷分离
五、制导与控制系统
长征二号Ｄ的制导与控制系统方案基本与长征四号Ａ相同，不同点如下：不设置小过载关机方程，二级不设末速修正关机方程，二级游机导引段不分两段导引，采用浮点起导方法，起导时间随一级和二级主机关机时间浮动。取消二级的滚动速率陀螺，二级检波功放重新研制。控制系统箭上仪器连接框图见图２０。从第二发火箭开始，采用动力调谐陀螺平台（即挠性陀螺）。
六、遥测与跟踪系统
１.遥测系统
遥测系统测量方案仍采用Ｐ波段的大速变遥测体制（同长征四号Ａ）。按测量参数的要求，对传感器、变换器进行重新配套设计和系统的原理设计。全箭采用一套大速变遥测设备，安装于二子级箱间段内。系统总体框图见图２１。根据靶场的现有条件，取消了箭上的信标发射机和信标天线。按长征二号Ｄ的飞行轨道重新调整了箭上遥测天线的安装位置。
２.跟踪系统
跟踪系统方案同长征四号Ａ，按长征二号Ｄ的飞行轨道重新调整了箭上测量天线的安装位置。
七、电源配电系统
长征二号Ｄ的电源配电系统和时序系统的功能与长征四号Ａ相同，根据长征二号Ｄ的配电需要，安排了两个程序配电器和两个电池。
八、自毁系统
长征二号Ｄ的自毁系统在一、二子级的箱间段中各安装了一套自毁引爆和爆炸系统，箭上设备布置见图２２。
九、典型飞行程序与飞行记录
长征二号Ｄ火箭的典型飞行程序见表９。
长征二号Ｄ火箭的飞行记录见表１０。
表10__长征二号D飞行记录 序号 发射日期
(年.月.日) 有效载荷 轨道参数 发射场
名称 质量(公斤) 近地点(公里) 远地点(公里) 倾角(度) 周期(分)
1 1992.8.9 返回式卫星 2592 176 351 63.02 89.63 洒泉
2 1994.7.3 返回式卫星 2755 176 359 63.98 89.72 洒泉
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长征二号Ｅ
长征二号Ｅ是以加长型的长征二号Ｃ为芯级，捆绑4个液体助推器组成的低轨道两级液体推进剂运载火箭。它可以把９.２吨的有效载荷送入倾角为２８.５度、高度为２００公里的近地圆轨道。如配以合适的上面级，可把约３吨的有效载荷送入地球同步转移轨道。长征二号Ｅ可以承担国内、外大型通信卫星的发射任务。必要时，经适当修改后还可以用来发射小型载人飞船。
长征二号Ｅ以经多次飞行考验的、高可靠性的长征二号Ｃ的研制经验及技术为基础，充分继承了长征二号Ｃ的成熟技术，并在此基础上进行改进，大幅度地提高了运载能力。在长征二号Ｃ的基础上进行的主要改进有：
１）捆绑４枚液体助推器；
２）加长箭体长度，一子级芯级加长4.6米，二子级加
长５.２米；
３）提高发动机性能，提高推力及比冲；
４）二子级采用推进剂利用系统；
５）二子级增加有效载荷调姿定向系统；
６）增加二子级起旋和侧向机动固体火箭；
７）采用直径为４.２米的大型有效载荷整流罩；
８）一、二子级级间段由杆系改为开排焰舱口的壳段；
９）姿控系统改用数控方案；
１０）遥测系统加大容量。
长征二号Ｅ的方案论证工作始于1987 年初。１９８８年初进行方案设计，同年４月开始初步设计，１０月开始技术设计并逐步投入生产。
1990年7月16日长征二号E进行第一次研制性飞行试验，并获得成功。1992年3月22 日进行首次商业发射，准备将带近地点发动机的澳大利亚第二代通信卫星澳普图斯Ｂ１送入高２００公里的停泊轨道。但由于第一级控制系统程序配电器的故障，导致两台对称的助推器在正常点火后关机，发射中止。该发火箭于同年８月１４日再次发射，成功
地将该颗卫星送入了预定轨道。截止1994年底，长征二号Ｅ火箭成功地进行了４次发射。
与长征二号Ｅ相配套的上面级（亦称近地点级）也可以由国外提供。近地点级包括一台固体推进剂发动机及与其相配套的电气系统、章动控制系统及分离系统等。
长征二号Ｅ在西昌卫星发射中心实施发射。火箭全貌如图２３所示，圆轨道和椭圆轨道运载能力情况见图２４和图２５。
一、主要技术性能（表１１）
表１１长征二号Ｅ的主要技术性能 级数2
全长49.686米
最大直径(含助推器) 11.45米
起飞质量 462.46吨
起飞推力 5923.2千牛
推重比 1.31
运载能力 9.2吨(200/200公里,倾角28.5度)
入轨精度(1σ) (200/200公里停泊轨道)
近地点高度偏差 2.0公里
偏心率偏差 0.00022
倾角偏差 0.05度
近地点幅角偏差 1.0度
升交点经度偏差 0.07度
入轨姿态精度(1σ) 0.5度(任意方向)
─────────────────────────
助推器
长度 15.326米
直径 2.25米
起飞质量 4×40.754吨
结构质量 4×3.0吨
推进剂质量 4×37.754吨
发动机 4×YF20B
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
地面推力 4×740.4千牛
地面比冲 2556.2牛·秒/公斤
工作时间 127.26秒
─────────────────────────
一子级
级长 28.465米
直径 3.35米
起飞质量 198.825吨
结构质量 12.55吨
推进剂质量 186.28吨
发动机 YF21B(4×YF20B)
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
地面推力 2961.6千牛
地面比冲 2556.2牛·秒/公斤
工作时间 160.43秒
───────────────────────
二子级
级长 14.223米
直径 3.35米
质量 91.414吨
结构质量 4.955吨
推进剂质量 84.759吨
发动机 YF22B(主机)
YF23B(游机)
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 738.4千牛(主机)
47.07千牛(4台游机)
真空比冲 2922.4牛·秒/公斤(主机)
2834.1牛·秒/公斤(游机)
工作时间 301.18秒(主机)
414.68秒(游机)
───────────────────────
近地点级
长度 3.62米
直径 1.70米
质量 6.084吨
推进剂质量 5.40吨
推进剂 固体
发动机 EPKM
真空比冲 2863.5牛·秒/公斤
工作时间 70秒
───────────────────────
整流罩
长度 10.5米
直径 4.2米
质量 1.9吨
二、总体布局
长征二号Ｅ为捆绑４台液体助推器的两级串联式布局。从箭顶至箭尾依次为有效载荷整流罩、二子级和一子级（包括４台液体推进剂助推器）。
有效载荷整流罩外形为“锥- 柱-倒锥”形，锥段半锥角为17度，倒锥段的半锥角也是１７度。与整流罩连接的是仪器舱。控制系统、遥测系统及其它电气系统大部分安装在仪器舱内。仪器舱是圆柱形结构，上部安装有有效载荷支架。有效载荷通过该支架与火箭相连。
与仪器舱连接的依次为二子级氧化剂箱、箱间段、二子级燃烧剂箱及二子级发动机系统。
一子级芯级外形为圆柱形。从上到下分别为级间段、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱及尾段。尾段的底部是４个发射支点。
在一子级燃烧剂箱四周捆绑４台液体助推器。助推器的前连接机构位于箱间段，后连接机构位于发动机机架与箭体连接处（参见图２７）。
长征二号Ｅ一子级与二子级之间采用爆炸螺栓连接和热分离方式。二子级与有效载荷之间采用包带连接和冷分离方式。
助推器的前、后连接机构解锁后，助推器借助安装在其上的分离固体火箭的推力而横向分离。
有效载荷整流罩纵向分离面采用无污染爆炸索装置。它在解锁的同时，提供横向分离能源。整流罩的横向分离面由一组爆炸螺栓及分离弹簧构成。整流罩的纵、横向分离面同时解锁，分离能源使整流罩实施横推旋转式分离。
三、箭体结构
箭体结构包括助推器、一子级、二子级及有效载荷整流罩。
１.助推器结构
助推器箭体由前锥段、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱及尾段组成。前锥段系隔框、桁条及蒙皮组成的半硬壳式结构。前锥段的外表面贴有软木，以承受气动加热。两个推进剂贮箱均采用隔框、蒙皮硬壳式结构。尾段系隔框、桁梁及蒙皮半硬壳式结。
２.一子级结构
为确保助推器的连接刚度，箱间段进行了结构加强，以便使助推器前连接点不会因受载而破坏。
与长征二号Ｃ比较，尾段由于发射支点下移而增加了４根纵向受力大梁。为了提高运载火箭的抗扭刚度及简化结构，取消了原长征二号C的级间杆系段，改为开有排焰舱口的壳段。排焰舱口的开口总面积为３.２平方米， 共计有１３２个开口。
３.二子级结构
为适应有效载荷/整流罩组合体整体吊装，仪器舱由锥形改为圆柱形， 仪器的布局基本同长征二号Ｃ。除仪器舱外，结构型式同长征二号Ｃ。仪器舱高１.４米，系隔框、桁条及蒙皮结构。仪器舱开有一个８００毫米×８００毫米的操作舱口，可供控制系统平台更换时使用。
４.有效载荷整流罩
有效载荷整流罩的外形及结构布局见图２８。它的前锥段采用非金属蜂窝夹层结构；柱段及后倒锥段采用金属蜂窝夹层结构。前锥段具有良好的透波特性。整流罩整体为有效载荷提供良好的防热、隔离噪声的环境条件。
有效载荷与有效载荷整流罩在西昌卫星发射中心的技术中心组装成一体，呈垂直状态整体运输到发射中心。在运输过程中，运输车上的空调净化设备对整流罩进行空调，使有效载荷保持如下的环境：
温度：１５～２５摄氏度
相对湿度：≤５５％
空气洁净度：１０万级到达发射中心后，有效载荷/整流罩组合体整体呈垂直状态起吊到运载火箭二子级上，与运载火箭相连接。
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长征二号E
四、推进系统
１.助推器推进系统
每台助推器采用一台ＹＦ-２０Ｂ发动机。它与芯级一子级发动机的单台状态相同，但不作摆动。增压输送系统状态基本同长征二号Ｃ的二子级增压输送系统，仅蒸发器流量略作调整。发动机机架采用径向交叉梁式结构。
２.一子级芯级推进系统
一子级芯级推进系统采用由４台ＹＦ-２０Ｂ发动机组成的ＹＦ-２１Ｂ簇式发动机。除推力稍有提高外，其技术状态均与长征二号Ｃ的ＹＦ-２１簇式发动机相同。
３.二子级推进系统
二子级采用ＹＦ-２４Ｂ发动机。它由ＹＦ-２２Ｂ发动机及４台游动发动机ＹＦ-２３Ｂ组成。ＹＦ-２２Ｂ发动机除增加了高空喷管外，其它均与长征二号Ｃ所使用的ＹＦ-２２发动机相同。增压输送系统也与长征二号Ｃ相同。
为提高运载能力，二子级推进系统增加一套推进剂利用系统。该系统采用泵后分流调节主机主系统燃料秒消耗量的数字化系统方案。推进剂利用系统在火箭飞行中能准确测量推进剂的剩余量，随时可靠地控制推进剂两组元之间的比例，使两组元推进剂同时耗荆利用系统具有一定的应变能力，能预测各种故障模式，保证利用系统在所有的情况下可靠工作。即使利用系统出现故障，也不会影响发动机正常工作。
推进剂利用系统的原理方块图见图２９。箭上设备由计算机、控制器、电阻盒、电池、步进电机、燃烧剂液位传感器ＣＲ、氧化剂液位传感器ＣＹ及箭上电缆网组成。计算机的任务是根据预先装订的数据实时接收液位传感器ＣＲ及ＣＹ测到的液位信号，完成控制方程运算，输出控制步进电机的脉冲信号，以控制推进剂的秒消耗量。液位传感器采用经飞行试验考验过的干簧点式液位传感器，在液面晃动情况下，测量误差为±２毫米。
推进剂利用系统的地面设备完成对箱上仪器设备的配电和测试检查，并与控制系统协调完成参数装订，实施发射。
五、制导和控制系统
长征二号Ｅ的制导和控制系统基本上沿用长征二号Ｃ的平台-计算机制导系统。为实现有效载荷姿态调整及变向，对制导系统作了如下修改：
１）提高Ｙ陀螺仪力矩器力矩系数，并加适当的功放电路，以便能在脉冲信号控制下，使陀螺仪可快速和较准确地进动，使平台绕台体轴的方向转动，实现对有效载荷姿态±３７度范围内的定向；
２）增加台体轴方向的外程序机构。在程序脉冲控制下，控制系统可使运载火箭绕台体轴方向作程序飞行，在动力飞行段控制改变轨道倾角。
姿态控制系统采用数控方案，以适应箭体参数的多变性：
１）一子级同长征二号Ｃ，即以平台、速率陀螺为敏感元件的数控方案，执行机构采用摆动芯级的４台发动机；
２）二子级采用速率陀螺仪控制方案，即以平台、速率陀螺为敏感元件的数控方案，执行机构采用单向切向摆动４台游动发动机。
长征二号Ｅ的控制系统与长征二号Ｃ相比较，增加了两套系统，即有效载荷调姿定向系统及有效载荷起旋系统。
有效载荷调姿定向系统的功用是：在二子级游动发动机关机后，箭上控制系统通过以单推三为推进剂的开关喷管进行俯仰、偏航、滚动三个通道的断续控制，最终实现有效载荷的定向。调姿定向精度（１σ）可达到０.５度（任何方向）。
有效载荷调姿定向系统原理见图３０。整套系统安装在二子级发动机机架上。系统大部分元器件都曾在长征三号运载火箭上得以考验。系统的开关喷管共３组：４个推力为１００牛的开关喷管控制俯仰；４个推力为１００牛的开关喷管控制偏航；４个推力为２５牛的开关喷管控制滚动。
有效载荷起旋系统采用固体火箭起旋第二级（连同有效载荷一起），但起旋速率不大于10 转/分。 使有效载荷起旋的固体火箭在箭体上的安装如图３１所示。起旋火箭安装于二子级仪器舱的外表面。通过不同推力及不同数量固体火箭的组合，可以得到不同的起旋速率。
当有效载荷要求更高的起旋速率时，运载火箭的有效载荷支架可安装一套起旋平台。起旋平台工作时，二子级不起旋。起旋速率可达到３０～１００转/分。
在二子级箭体上还安装了一台“防撞”固体火箭。有效载荷与运载火箭分离后，该固体火箭工作，使运载火箭侧向翻倒，防止二子级运载火箭与有效载荷碰撞。
为了充分利用助推器的推进剂，每个助推器推进剂贮箱（氧化剂箱或燃烧剂箱）都有两个耗尽关机传感器，其技术状态与长征二号Ｃ相同。当某个传感器发出推进剂耗尽信号时，即把该助推器及对称的助推器发动机关闭，以避免因发动机推力不对称而造成干扰。
六、遥测系统
遥测系统完成火箭在动力飞行段约５００余个遥测参数的测量。主要箭上设备有：
１）Ｙ４-３磁记录设备一套。它由ＹＪ１-７磁记录器（含运带机构ＹＤ１-２４；它将随一子级箭体坠地回收）及ＹＪ１-８速变调制器两大部分组成。Ｙ４-３磁记录设备安装在芯级一子级，完成第一级飞行全箭高频振动及噪声参数、冲击参数的测量，以及一、二级分离行程信号等各类参数的记录。
２）ＢＷＹ-３Ａ无线遥测传输设备两套，分别安装在一子级芯级及二子级，完成全箭的缓变参数、数字量参数及低频振动参数的测量。
遥测系统的地面部分主要有：
１）磁记录器部分：ＹＪ２-８Ｃ计测磁带记录/重发器； ＹＵ１-１数字时基校正器（ＤＴＢＣ）；ＹＫ２-２５箭上设备检查测试台；Ｂ７８１０-２磁带转换器。
２）无线部分的测试设备：配置两套ＢＷＹ-３Ａ测控间设备。
３）航区测量设备：选用Ｙ７-１综合遥测接收车或“８５１”车。
遥测系统的工作原理见图３２。
七、外测安全系统
长征二号Ｅ的发射中心位于西昌，与长征三号及长征三号Ａ处于同一航区。航区的测控设备组成为：１）两台相参单脉冲雷达１５４-Ⅱ乙；２）一套遥控安全设备；３）一套具有测、测速和测角能力的连续波系统——１５８工程；４）一套具有测速和测角能力的１５９干涉仪连续波系统；５）三套具有激光测距能力的３３１电影经纬仪；６）一套１６０电影经纬仪；７）171 车载雷达。
箭上设备（图３３）基本上与长征三号Ａ相同，采用了“二合一”方案，即箭上自主式安全、遥控安全和外测合一设计。箭上设备小型化。火箭起飞前引出检测参数，地面增加自动化测试和参数巡回检测系统，接口采用标准接口ＣＡＭＡＣ设计。箭上设备组成如下：１）１５８雷达应答机；２）１５８雷达应答机天线及高频电缆；３）１５９雷达应答机；４）１５９雷达应答机天线及高频电缆；５）安全指令接收机及其天；６）功率分配器及高频电缆；７）单脉冲雷达应答机；８）１０厘米引导信标机；９）１安１瓦钝感引爆器；１０）ＹＢ２５-５爆炸器；１１）激光合作目标。
八、分离系统
分离系统由有效载荷分离系统、整流罩分离系统、级间分离系统及助推器分离系统组成。
１.有效载荷分离系统
有效载荷分离系统由包带、两个无污染爆炸螺栓、１２个分离弹簧和２４个牵制拉簧组成。包带通过两个无污染爆炸螺栓实现对有效载荷的连接。当两个爆炸螺栓中的任意一个引爆时，均能使有效载荷解锁，实现分离。当包带解锁后，２４个牵制弹簧把包带牵制到有效载荷对接支架上。
２.整流罩分离系统
有效载荷整流罩的纵向分离面采用无污染爆炸索装置。当爆炸索装置引爆后，高温高压的气体使气囊膨胀，提供横向分离能源。横向分离面采用无污染爆炸螺栓实现连接及解锁，同时在横向分离面处还安装分离弹簧和转轴，使整流罩实现横推旋转式分离。
３.级间分离系统
级间分离系统与长征二号Ｃ相同，即采用爆炸螺栓解锁和级间热分离方式。
４.助推器分离系统
４台助推器发动机均关机后０.５秒， 发出点燃横向分离固体火箭（每台助推器有４台）信号。再隔０.１秒，助推器前、后连接机构解锁， 助推器借助于分离固体火箭的推力而被横向分离。
助推器前连接机构由３根连杆组成。每根连杆分３段，用两个爆炸螺栓连接。其中任一爆炸螺栓解爆，连杆即失去连接作用。
助推器后连接机构是一个球形铰链，通过聚能切割炸药索可以实现解锁。聚能切割炸药索用两个引爆器引爆，其中任一引爆器工作均能将炸药索引爆。
表12__长征二号Ｅ的典型飞行程序 时间(秒) 事件
T+0
T+11.0T+125.8
T+127.3
T+157.7
T+159.2
T+200.0
T+457.3
T+567.3
T+570.3
T+570.3+t=S
S+10.0
S+10.5
S+10.7
S+14.7
起飞
程序转弯
助推器发动机关机
助推器分离
一子级发动机关机
一、二级分离
有效载荷整流罩分离
二子级主发动机关机
二子级游动发动机关机
(有效载荷/运载火箭进
入近地轨道)
有效载荷定向开始
有效载荷定向结束
起旋火箭点火
起旋火箭工作结束
有效载荷/运载火箭分
离
运载火箭侧向防撞火箭
点火
注：ｔ取决于有效载荷定向要求。
九、典型飞行程序
长征二号Ｅ火箭的典型飞行程序如图３４所示。主要飞行事件见表１２。
十、飞行记录（见表１３）
表13__长征二号Ｅ火箭飞行记录 序号 发射日期
(年.月.日) 有效载荷 轨道参数 发射场 备注
名称 质量(公斤) 近地点(公里) 远地点(公里) 倾角(度) 周期(分)
1
2
3
4
1990.7.16
1992.8.14
1992.12.21
1994.8.28
模拟星
巴基斯坦BADR-A
澳普图斯B1
澳普图斯B2
澳普图斯B3
7338
70
7597
7615
7669
200
200
200
200
185
1000
1000
1050
1050
1105
28.5
28.5
28.0
28.0
27.86
96.7
96.7
97.2
97.2
西昌
西昌
西昌
西昌
首次试飞
首次商业发射
第2次商业发射
第3次商业发射
（转自《世界航天运载器大全》）
本文作者：邸乃庸、朱维增、吴瑞华
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