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标 题: [转载] 长征系列运载火箭介绍：长征三号系�
发信站: 紫丁香 (Thu Mar 25 19:49:38 1999), 转信

【以下文字转载自 Green 讨论区】
【原文由 seak 所发表】
<CENTER>长征系列运载火箭介绍：长征三号系列</CENTER>

<hr><table align=left border=0><tr><td><img src="t1100.gif" border=0 alt=t1100 width=100 height=220></td>
</tr><tr><td bgcolor=#d0d0d0 align=center>作者：陈国华</td></tr></table>
<table border align=right bgcolor=#b0b0b0>
<caption>表１  长征三号系列总体参数</caption>
<tr align=center><th>型号名称</th><th>级数</th><th>全长 (米)</th><th>直径① (米)</th><th>起飞 质量(吨)</th><th>起飞推力 (千牛)</th><th>运载能力② (公斤)</th></tr>
<tr align=center><td>长征三号</td><td>3</td><td>44.86</td><td>3.35</td><td>204.88</td><td>2961.6</td><td>1600</td></tr>
<tr align=center><td>长征三号A</td><td>3</td><td>52.52</td><td>3.35</td><td>241.00</td><td>2961.6</td><td>2600</td></tr>
<tr align=center><td>长征三号B</td><td>3(带助推)</td><td>54.84</td><td>3.35</td><td>426.00</td><td>5923.2</td><td>5000</td></tr>
<tr align=center><td>长征三号C</td><td>3(带助推)</td><td>54.84</td><td>3.35</td><td>345.00</td><td>4442.4</td><td>3700</td></tr><tr><td colspan=7>    ①不含整流罩；②地球同步转移轨道运载能力。</td></tr></table>

<dd><h2>概 述</h2><dd>
长征三号系列运载火箭由长
征三号、长征三号A、长征三号B
和长征三号C4种火箭组成。它们
都是由中国运载火箭技术研究院
研制的。它们区别于长征二号系
列的特点是：１）都是三级火箭；
２）三子级使用液氧和液氢作为
推进剂；３）三子级的发动机可
以多次起动；４）可以直接将有效载荷送入地球同步转移轨道。<dd>
<dd><h2>长征三号</h2><dd>
长征三号是在长征二号火箭基础上发展起来的三级火箭，全长约４５米，一子级和二子级
的直径均为３.３５米，三子级直径２.２５米。卫星整流罩有Ａ、Ｂ两种型号，Ａ型的直径为2.6
米，Ｂ型的直径为３米，尾翼翼展６.１５米。火箭的起飞质量约２０５吨。<dd>
长征三号的一子级和二子级均采用偏二甲肼和四氧化二氮作推进剂，三子级采用液氢和液
氧作推进剂。
<img src="t1101.gif" border=0 alt=t1101 align=right><dd>
由于长征三号在中国率先采用液氢和液
氧作推进剂，不可避免地会遇到许多新问题，
诸如研制氢氧发动机、低温绝热结构和防爆设
计等。众所周知，在研制新发动机的过程中，
试车占有重要的地位，设计中存在的问题要靠
试车来发现，改进措施是否得当也要靠试车来
验证。氢氧发动机在正式参加飞行试验之前，
共进行了约120次试车，累积时间32000秒。在
三子级绝热共底贮箱的研制过程中，进行了缩
比贮箱、短贮箱和全尺寸贮箱等各种试验，如
推进剂的蒸发量试验、用液氢和液氮填充的爆
破试验、共底的绝热试验、内压试验和外压试
验等。通过这些试验，解决了贮箱的绝热性
能、工艺性能、低温强度以及使用寿命等各项
技术问题。同样，真空绝热的液氢输送管和各
种低温阀门等也都在真空的介质中进行了严格
的试验。针对液氢易爆的特点，在火箭上采取
了安全防爆措施，如在易于聚集氢气的地方进
行吹除和开通气孔；在氢箱与仪器舱之间设隔
离膜，防止氢气进入仪器舱；为了防止氢气进入伺服机构，对伺服机构进行氮气保护等。此外还
采用了屏蔽、接地、设置放电针等防雷电措施。<dd>
火箭的制导系统采用平台计算机全惯性补偿式方案，以保证卫星进入地球同步转移轨道
的精度。火箭的姿态控制系统采用平台、速率陀螺、网络、摆动发动机连续式控制方案，而在三
级滑行段飞行中则用继电器型开关控制系统，由开关放大器对无水肼喷管进行控制。姿态控制系
统保证了火箭在给定的轨道上的稳定飞行，并将俯仰、偏航和滚动三个姿态角控制在一定的范围
之内。<dd>
为了了解火箭飞行过程中箭上各系统的工作情况，在火箭上设置了３套遥测设备。一子级
上装有一套ＹＥ-３Ｍ磁记录设备，记录分布于全箭各处的振动、冲击和噪声传感器送来的信息。
它只在一级飞行时工作，一、二级火箭分离后随一子级箭体落至残骸落区，然后由人工收回处
理。二子级上装有一套Ｙ７-１速、缓变状态的大速变设备。它主要测量火箭在一级和二级飞行
中的缓变参数和速变参数。三子级上也装有一套Ｙ７-１速、缓变状态的大速变设备，主要测量
第三级火箭和全箭控制系统在飞行全过程中的各类缓变和速变参数。两套Ｙ７-１设备所测得的
数据均实时地通过发射机发回地面。从第１１发火箭开始，取消了一子级上的ＹＥ-３Ｍ磁记录
设备。<dd>
火箭飞行过程中，地面的测控台站以及海上的测量船队都要对火箭进行跟踪测量，所以在
箭上设有外弹道测量系统，给地面的测控台站提供跟踪信息。为了防止火箭发生故障而危及发射
设施、城镇的安全，在箭上设置了安全系统，以求尽可能控制故障火箭的坠毁地点或爆炸时机。
由于这两个系统都需要跟踪火箭的飞行轨迹，为简化箭上设备，所以将两者合为一个系统。<dd>
长征三号火箭长达45米，纵向耦合振动（POGO）和低频振动问题随之突出起来。研制过程
中进行了全箭纵向弹性振动试验、一子级和二子级推进剂输送管路频率特性试验、蓄压器方案试
验和二子级发动机冷流试验等各项试验。仪器舱安装仪器的平台采用了约束阻尼复合板结构，并
改进了平台减振器的设计。<dd>
长征三号火箭1978年开始方案设计，1980年进入初步设计，1984年1月29日首次发射。截止
到1994年底，共发射９次，除第一次发射因三子级发动机在第二次起动后未能正常工作和第８次
发射由于三子级发动机的控制气路漏气，造成发动机在第二工作段被迫提前关机外，其它７次发
射分别将５颗国内通信卫星、１颗美国休斯公司制造的亚星一号通信卫星和１颗休斯公司制造的
亚太一号通信卫星送入地球同步转移轨道。

<table border align=left bgcolor=#d0d0d0><caption>表２  长征三号的主要技术性能</caption>
<tr align=center><td><pre>
级数 3
全长 44.86
米直径 3.35米
起飞质量 204.88
吨起飞推力 2961.6千牛
推重比 1.474
运载能力(3σ) 1.6吨(地球同步转移轨道)
入轨精度(1σ) (地球同步转移轨道)
半长轴偏差 50公里
轨道倾角偏差 0.07度
近地点高度偏差 6公里
近地点幅角偏差 0.29度
升交点经度偏差 0.14度 </pre>
=======================================<pre>
一子级
级长 23.49米
直径 3.35米
质量 153.07吨
结构质量 9.378吨
推进剂质量 143.692吨
发动机 YF-21B
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
地面总推力 2961.6千牛
地面比冲 2556.2牛·秒/公斤
工作时间 121秒 </pre>
========================================<pre>
二子级
级长 9.47米
直径 3.35米
质量 39.44吨 </td><td><pre>
结构质量 3.599吨
推进剂质量 35.841吨
发动机 YF-24D
 主机 DaFY21-1
 游机 4×YF-23F
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 742千牛(主机)
 46千牛(4台游机)
真空比冲 2922.4牛·秒/公斤(主机)
 2762牛·秒/公斤(游机)
工作时间 130秒(主机)
 135秒(游机) </pre>
=======================================<pre>
三子级
级长 10.364米
直径 2.25米
质量 10.7吨
结构质量 1.965吨
推进剂质量 8.731吨
发动机 YF-73
推进剂 液氧/液氢
真空推力 44.43千牛
真空比冲 4119牛·秒/公斤
工作时间 729秒 </pre>
=======================================<pre>
整流罩 A型 B型
总长 6.54米 7.106米
圆筒段长度 1.7或2.4米 2.6米
最大直径 2.6米 3.0米
结构质量 450公斤 603公斤 </pre>
</td></tr></table></center><dd>
长征三号在西昌卫星发
射中心发射。轨道倾角27度
时，其地球同步转移轨道的运
载能力为1600公斤（３σ）。
如果需要抬高远地点高度，则
每抬高１０００公里将减少运
载能力１６公斤。长征三号的
发射费用在国际上是最低的，
每发火箭的发射费约３５００
万美元（１９９３～１９９４
年价格）。<dd>
长征三号的研制成功，
表明了中国火箭技术的提高，
是中国火箭发展史上的一个重
要里程碑。它首次采用了液氢
和液氧作为火箭推进剂，首次
实现了火箭的多次起动，首次
将有效载荷送入地球同步转移
轨道。<dd>
长征三号发射的亚星一
号通信卫星是中国首次发射外
国制造的卫星，为后来其它型
号火箭的对外发射服务建立了
可遵循的模式。<dd>
<h2>
一、主要技术性能     （表２）</h2><dd>

<HR>
<img src="t1200.gif" border=o alt=t1200 align=left>
<img src="t1201.gif" border=o alt=t1201 align=right> 
<DD><h2>二、总体布局</h2><DD>
长征三号是一种三级液体火箭，由
一子级、二子级、三子级和卫星整流罩等
箭体结构及箭上的推进系统、控制系统、
遥测系统、外测安全系统、滑行段推进剂
管理与姿态控制系统等组成。<DD>
箭体结构一方面承受载荷，一方面
又起着支承各个系统的作用，将它们连成
一个整体。控制系统、遥测系统和外测安
全系统的仪器主要安装在仪器舱内，也有
少部分仪器根据需要分布于尾段或箱间段。<DD>
为了减轻贮箱的结构质量，简化推
进剂输送管道和尽可能提高液氢使用的安
全性，三子级推进剂贮箱的配置与一、二
子级的不同，将燃料箱安排在氧化剂箱的
上面。<DD>
一、二级之间的分离采用热分离方式，一级发动机关闭
之前二级发动机就开始起动，然后再令一、二级之间的连接爆
炸螺栓起爆，在二级发动机推力的作用下实现分离。二级飞行
末期，在主发动机已经关闭，而游动发动机仍在工作的情况下，
卫星整流罩被抛掉，然后游动发动机关闭，连接二、三级箭体
的爆炸螺栓和安装在级间段上的8台固体反推火箭同时点燃，
在反向推力的作用下，二子级被推离三级。星箭分离有两种方
式，可以采用反推火箭，也可以采用分离弹簧。发射国内卫星
时，包带解锁后，安装在三子级后短壳上的反推火箭点火，使
三子级减速，实现分离，分离过程中卫星不受分离力的影响。
发射外国卫星时，应用户要求，采用了分离弹簧。包带解锁后，
分离弹簧的约束同时解除，弹簧力使卫星加速，同时使三子级
减速，实现分离。
<img src="t1202.gif" border=o alt=t1202 align=left>
<DD>
<h2>三、箭体结构</h2><DD>
长征三号火箭的结构包括一子级、
二子级、三子级和整流罩，主要结构材料
是ＬD10铝合金。<DD>
1.一子级结构<DD>
一子级结构由尾翼、尾段、后过渡
段、燃料箱、箱间段、氧化剂箱、级间段
和导管、阀门等组成。<DD>
尾翼平面为直角梯形，翼根弦长2.2
米，翼展1.4米，变厚度楔形双梁蜂窝夹芯
结构。<DD>
尾段为外加桁梁式薄壁全铆接结构，
由两个半壳沿纵向对接合拢而成。长征三
号的尾段结构和功能与长征二号C的尾段
不完全相同。为了提高火箭的飞行稳定性，
长征三号尾段上增加了4个尾翼及相应的
安装结构。火箭竖立在发射台上时，长征
二号C的发射支点在尾段的上方，尾段不
承受支承力，而长征三号的发射支点在尾
段的下端，支承力由尾段承受和传递，为
此在尾段壳体的表面设置了8根大梁，在
尾段上端有4个前接头，在尾段下端有4个
支承块。这样，支承块、大梁和前接头组
成了承、传力结构。<DD>
后过渡段、燃料箱、箱间段、氧化
剂箱以及导管、阀门等均与长征二号C的
相应部分相同。<DD>
级间段包括筒段与杆系结构两部分。
杆系由24根斜杆和上、下对接框组成。长征三号的斜杆比长征二号C的少8根，相对来说其抗扭刚
度高了，但减弱了抗弯曲能力。<DD>
2.二子级结构<DD>
二子级结构由燃料箱、箱间段、氧化剂箱、级间段及导管、阀门等组成。<DD>
燃料箱、箱间段和氧化剂箱的结构与长征二号C相应部分相同，只是长征三号的氧化剂箱前
底上设置了绝热帽，以防止三子级加注推进剂后低温对氧化剂箱的影响。<DD>
二子级的级间段是截锥形的半硬壳式结构，外表面粘贴了一层301软木防热层。它既是连接
二、三子级的承力结构，又是三子级的发动机舱。由于二、三子级间的级间分离是冷分离，所以
不需要考虑排焰问题。 
<img src="t1203.gif" border=0 alt=t1203 align=right>
<DD>
3.三子级结构<DD>
三子级结构由共底绝热贮箱、仪器舱、有效载荷支架、转接
锥及阀门、导管等组成。<DD>
三子级贮箱为共底贮箱，上箱贮存液氢，下箱贮存液氧。为
缩短火箭长度和减轻结构质量，两箱之间采用共底。共底凸向液氢
箱。贮箱的外表面包覆了绝热层，对输送推进剂的导管也采取了绝
热措施。<DD>
液氧箱由后短壳、后底、圆筒段和共底组成。后底为椭球底，
正中开有人孔，液氧输送口处装有消漩器。圆筒段为化铣网格结构，
筒内装了环形防晃板，以抑制液氧的晃动。此外，箱内还装有测量
液位和温度的传感器。共底的型面与下底相同，由非金属蜂窝结构
与上、下面板构成，其外侧焊有抽空管嘴和真空度测量及气体分析
管嘴。加注推进剂之前，将共底抽至近于真空，加注后腔内气体冷
凝，真空度进一步提高，达到绝热的目的。共底的边缘与上、下两
个贮箱的箱壁相连。为了防止箱壁之间的热传导，在此处采用了绝
热的承力结构。<DD>
液氢箱由共底、圆筒段、前底和前短壳组成。圆筒段由4个筒
形壳段组焊而成。筒内分三层共装有6块扇形防晃板及一个环形防晃
框，用以抑制晃动，还装有破坏液氢温度分层的环形结构。前底也是椭球形的，正中开有人孔。
前短壳用化铣网格整体壁板构成。<DD>
贮箱外表面的绝热层是以喷涂聚氨酯泡沫塑料为主体的多层密封缠绕式结构，由缓冲层、
隔热层和防护层三部分组成。缓冲层的作用是改善铝合金箱壁与泡沫塑料之间线膨胀系数不同而
引起的变形不一致，使泡沫塑料牢固地粘接到箱壁上。隔热层起绝热作用。防护层的作用是防止
气体渗透，防机械损伤，防热辐射和保护整个绝热层，使之能经受飞行中的气流冲刷。 
<img src="t1204.gif" border=0 alt=t1204 align=left><dd>
仪器舱位于贮箱上端，与卫星、转接锥和有效载
荷支架一起，被罩在整流罩之内。仪器舱由截锥形壳体、
环形圆盘、支承杆和井字梁组成。截锥形壳体是铝蜂窝
结构，上部有上端框，框内缘的8个凸耳用以安装井字
梁；框外缘有一支撑台阶用来安装环形圆盘。截锥体的
下端框与贮箱的前短壳相连。环形圆盘由约束阻尼复合
板构成，其内缘与锥壳的上框相连，外缘通过16根型材
撑杆支承在锥壳的下端框上。为增加圆盘的刚度和减轻
结构质量，在其上冲有若干减轻孔。井字梁用“工”字
梁构成，有很高的强度和刚度。仪器舱边缘的Ⅱ-Ⅳ象
限线处各设有两块挡板，防止因整流罩分离时发生意外
事件而伤害仪器。仪器舱与液氢箱之间有一层隔离膜，
防止可能产生的氢气进入仪器舱。<DD>
有效载荷支架也是截锥形壳体，铝蜂窝夹芯结构。
由于惯性平台安装在壳体内部，所以在壳体上开有160毫
米×160毫米的方孔，以便在发射时，通过它以及在整流罩倒锥段开的透明舱口使发射场的瞄准设
备与惯性平台上的棱镜通视，以瞄准射向。有效载荷支架高度为740毫米，下端框与仪器舱相连。
<DD>
长征三号的转接锥有A、B两种型号。A型用于发射国内卫星，锥高680毫米，与卫星接口尺
寸为Φ872毫米；B型用于发射外国制造的卫星，锥高300毫米，与卫星的接口尺寸是国际上通用的
标准接口Φ937毫米。两种型号的转接锥下对接框都是与有效载荷支架相连，对接尺寸为Φ1036毫
米。上对接框通过包带与卫星的对接框相连。<DD>
液氢的粘度低，渗透性强，再加上超低温，给阀门、导管带来了密封和绝热上的困难。三
子级上除了对密封材料进行选择外，还对阀门或导管接头的结构采用了气密设计。三子级共有阀
门17种，导管23种。其中的液氢输送管比较复杂，是双层的真空导管，由内管、外管和防辐射夹
层组成，使用前将夹层之间抽成真空，使通过导管的液氢温升低于0.003摄氏度。液氢输送管设
在贮箱外面，绕过液氧箱后，通向发动机。 
<img src="t1205.gif" border=0 alt=t1205 align=right><DD>
4.整流罩<DD>
长征三号的整流罩有A、B两种型
号。A型罩的最大直径为2.6米，圆筒段
长度2.4米；B型罩的最大直径是3.0米，
圆筒段长度2.6米。两者除直径和高度
不同之外，结构形式和分离方式都是一
样的。火箭处于临射状态时，发射场的
空调系统可以对整流罩内部进行空调，
确保罩内的温度、湿度和洁净度满足卫
星的要求。整流罩由玻璃钢端头、非金
属蜂窝的双锥段、金属蜂窝的圆筒段和
化铣的倒锥段组成。成品是两个独立的
半罩，发射前通过爆炸螺栓连成整体，
并通过爆炸螺栓和铰链机构与三子级箭体相连。双锥段对无线电波是透明的，透波率约为85％。
二级飞行末期，大气环境已不会危害卫星，整流罩与火箭分离。分离时，控制系统先令与三子级
相连的爆炸螺栓起爆，然后再使将两个半罩连成整体的爆炸螺栓起爆。这时，两个半罩各自在分
离弹簧的作用下，绕下端的铰链旋转。当转到一定的角度时，铰链脱开，半罩在离心力的作用，
沿切线方向离开三子级箭体。由于瞄准的需要，在倒锥段的第Ⅲ象限线上开有瞄准窗口，因而在
Ⅰ-Ⅲ象限线上不能设分离面，整流罩只能从Ⅱ-Ⅳ平面分离。<HR>

<Hr><img src="t1207.gif" align=right alt=t1207>
<center><img src="t1206.gif" alt=t1206 align=left></center><dd>
<h2>四、推进系统</h2><dd>
长征三号的推进系统由一、
二、三子级的推进系统组成。
一、二子级的推进剂是四氧化二
氮和偏二甲肼，三子级的推进剂
是液氧和液氢。<dd>
1.一子级推进系统<dd>
一子级推进系统与长征二
号C的基本相同，只是长征三号
的一子级发动机是FＹ-21，而长
征二号C的是ＹF-21。由于两者
由不同的工厂生产，存在着一些
细微差别，但它们的组成、工作
原理、功能和与箭体的接口都是
一样的，可以互换。长征三号从第11发火箭开始，
改用ＹF-21B发动机。<dd>
2.二子级推进系统<dd>
二子级推进系统原与长征二号C的完全一样，
后改为加长喷管的ＹF-24D发动机。<dd>
3.三子级推进系统<dd>
三子级推进系统由ＹF-73氢氧发动机、输
送系统、增压系统、推进剂管理系统和其它系统
组成。<dd>（1）ＹF-73氢氧发动机
<dd>
该发动机采用燃气发生器循环系统，由
一台涡轮泵供应4台推力室。液氢泵和液氧泵
均为一级离心泵，涡轮为一级冲动式涡轮。发
动机可作二次起动，每次起动都是用气瓶起动，
用火药点火器点火。<dd>
发动机由推力室、涡轮泵、燃气发生器、自动器、起动气瓶和火药点火器等组成。<dd>
推力器分头部和身部两部分。头部采用平顶式结构，氧腔在上，氢腔在下。头部中心有安
装火药点火器的四孔座，孔座周围有3圈按同心圆排列的喷嘴。内圈的8个喷嘴和第二圈的12个喷
嘴为中心喷嘴，它们的氧喷嘴为离心式结构。外圈的18个喷嘴为边区喷嘴，其氧喷嘴为直流式。
喷注器面板为不锈钢丝编织烧结而成的金属纤维发汗材料。氢对面板进行发汗冷却，防止面板被
烧蚀。身部由内、外壁钎焊连结而成。喷管型面按罗氏最佳推力喷管设计。内壁上铣有沟槽式冷
却通道，冷却剂液氢进入冷却通道后先流向喷口，再由相邻槽返回头部。推力室的身部焊有传动
轴，轴端有齿，与伺服机构啮合后实现推力室单向摆动。<dd>
涡轮泵由涡轮、液氢泵、液氧泵和齿轮箱等组成。涡轮和液氢泵同轴，是主动轴；液氧泵
单独一根轴，是从动轴；中间由减速齿轮传动。涡轮为单级冲动式结构，由涡轮盖、转子和主轴
组成。液氢泵由诱导轮、离心轮、螺壳、前后密封环组成。液氧泵由进口管、泵轴、诱导轮、离
心轮、前后密封环和氧泵壳体组成。齿轮箱由上盖、下盖、齿轮、中轴及限流嘴组成。限流嘴是
用来控制冷却剂液氢的流量的。<dd>
燃气发生器由头部和身部构成。头部为平顶式结构，有3层平底。第一、二层底之间为液
氢腔，第二、三层底之间为液氧腔。头部中央为火药点火器喷口，其周围由16个双组元同轴式喷
嘴排列成两个同心圆。身部由圆柱段和收敛段组成，两者均为双层壁结构，内壁上有铣槽，形成
再生冷却通道。<dd>
自动器共有24种41个，主要包括液氢泵前阀门、液氧泵前阀门、液氢主阀门、液氧主阀门、
氢副系统控制阀门、氧副系统控制阀门、氢泄出阀门、氧泄出阀门、氦气减压器、液氧稳压器、
气动阀门和电动气阀门等器件，用以控制发动机的起动和关机。<dd>
起动气瓶内贮高压氮气。当电动气阀门通电打开后，高压氮气通过起动喷嘴吹动涡轮。氮
气耗尽后由燃气接替维持发动机正常工作。因为发动机要作两次起动，故设有两套独立的气瓶起
动系统。<dd>
发动机上共有20个火药点火器，燃气发生器头部和每个推力室的头部各装4个，每次点火
时各消耗两个，其中一个为冗余。点火器由电发火系统、能量释放系统（包括引燃药、烟火药、
过渡药和惰性药等）和结构件组成。<dd>
<center><tAble border bgcolor=#cfcfff align=left><cAptIon>表3ＹF-73发动机主要性能</cAptIon>
<tr><td>真空推力</td><td>44.43千牛</td></tr>
<tr><td>真空比冲</td><td>4119牛·秒/公斤</td></tr>
<tr><td>推进剂总流量</td><td>10.786公斤/秒</td></tr>
<tr><td>推进剂质量混合比</td><td>5.0</td></tr>
<tr><td>验收时的工作时间</td><td>800秒(第一次工作) 200秒(滑行段) 600秒(第二次工作)</td></tr>
<tr><td>外廓尺寸(高×直径)</td><td>1438毫米×2220毫米</td></tr>
</tAble></center><dd>
（2）输送系统<dd>
输送系统包括液氧系统和液氢系统两部分，其主要功
能是在发射准备时，在液氧箱的安全溢出阀门和液氢箱的放
气阀门打开的状态下，通过加注阀门和加注液位指示器，分
别对液氧箱和液氢箱进行加注（或泄出）；在飞行中则通过
装有漩涡消除器的贮箱出口和输送管向发动机输送液氧和液
氢。液氧和液氢进入泵之后各自分成3路，其中主要的一路
通过主阀门再分成4路分别进入4个推力室。另外两路中的一
路进入燃气发生器，形成燃气，先吹动涡轮，然后加热换热
器的蛇形管，最后排出箭体；另一路进入换热器中的蛇形管。<dd>
（3）增压系统<dd>
增压系统的功能是对液氧箱和液氢箱进行增压。增压
方案有起飞前的地面增压、箭上的气瓶补压和自生增压3种。地面增压是用地面设备及气源对贮
箱增压，以保证起飞时贮箱有足够的压力。箭上气瓶补压系统由贮箱压力信号计、电动气阀门和
气瓶组组成，主要用于在发动机第一次程序预冷导致贮箱气枕压力下降和因自生增压的气体在滑
行段温度下降引起贮箱压力降低的情况下补压，补压的开始和结束均由压力信号计控制。在发动
机工作阶段，贮箱的气枕压力由自生增压系统保证，也就是利用在换热器蛇形管中被加热的氧气
和氢气进行增压。<dd>
（4）推进剂管理系统<dd>
推进剂管理系统的动力部分是FＹ-81无水肼发动机。它直接受控制系统的开关放大器控
制。FＹ-81发动机由气路系统、液路系统、温度控制系统及电缆网组成。气路系统包括手动阀
门、钛合金气瓶、电爆阀门、减压器和导管。液路系统包括无水肼贮箱，1998年第5期裂膜片、
节流组件、过滤器和导管。推进装置包括4个推力为9.8牛的喷管及电磁阀、2个推力为39牛的喷
管及电磁阀、 4个推力为59牛的喷管及电磁阀和2个推力为196牛的喷管及电磁阀。温度控制系统
包括贮箱加热器、组件加热器、导管加热器及温度传感器。<dd>
FＹ-81发动机全部安装在三子级发动机的机架上，其推进剂输送方式为挤压式。工作时高
压氦气通过减压器挤压无水肼贮箱内的橡胶囊，使无水肼冲破贮箱出口处的破裂膜片，分别流至
12个电磁阀的入口处。当电磁阀接受控制系统的指令打开时，无水肼即进入喷管头部，与那里的
催化剂起反应，产生高温气体。气体从喷管排出产生推力。<dd>
三子级发动机第一次关机后，火箭处于失重状态。这时无水肼喷管一方面保持火箭的姿态
稳定，一方面产生轴向加速度使液氢和液氧沉于贮箱底部。氢氧发动机起动和关机过程对推进剂
的扰动较大，这时196牛的喷管工作。当推进剂已经沉于贮箱底部之后，就由39牛的喷管接替196
牛喷管，保持推进剂的沉底状态。三级发动机第二次关机后还利用2个196牛的喷管进行末速修
正。<dd>
（5）其它系统<dd>
基于液氢、液氧的低温易爆特点，三子级上还设有排气系统及吹除和气封系统。<dd>
排气系统由液氧箱的安全溢出阀门、液氢箱的放气阀门和保险阀门以及相应的导管组成。
加注或泄出时安全溢出阀门和放气阀门打开，贮箱增压时则关闭。飞行中如果贮箱的气枕压力超
过允许值时，则阀门将自动打开。发动机吹除时，吹除气体由吹除阀门进入需要吹除的流路，从
排气口或泄出阀门或副控阀门汇入排气管排出。发动机预冷时主阀门关闭，泵前阀门和泄出阀门
打开，推进剂经泵前阀门进入发动机，预冷后分别从排气口或泄出阀门或副控阀门汇入排气管排
出。氧排气管道和怯嗯气管道是互相隔离的，氧气（或液氧）和氢气（或液氢）都通过各自的排
气口集中排放。<dd>
吹除和气封系统由脱拔插头、导管和限流嘴组成。气源来自地面设备，从一子级尾段进入
箭体，经一子级导管、一、二子级之间的脱拔插头、二子级导管、二、三子级之间的脱拔插头、
三子级导管和限流嘴，对二、三级级间段、液氢箱与仪器舱之间的前底舱进行吹除和对氧排气管
出口和怯嗯气管出口进行气封，以防止氢气聚集和防止空气及其中的水气通过排气管进入排气阀
门而导致阀门冻死。<hr>

<hr>
<img src="t1300.gif" alt=t1300 align=left>
<center><img src="t1301.gif" alt=t1300></center>
 <dd>
<h3>五、制导和控制系统</h3><dd>
长征三号的制导和控制系统由制导系统和姿态控制系统组成。<dd>

1.制导系统<dd>
制导系统采用平台-计算机方案，其任务是发出各级关机（起动）
指令，并在二、三级飞行期间进行法向、横向导引计算，将结果输往姿态控制系统。为了满
足各级飞行的特定要求，采用了不同的制导方法：第一级采用射程关机，以控制残骸落点；
第二级和第三级第一飞行段均采用速度关机；第三级第二次起动采用绝对定时起动，以控制
幅角；第三级第二次关机采用半长轴关机，以控制半长轴的偏差；末速修正段采用视速度增
量关机。<dd>
<img src="t1302.gif" alt=t1302 align=right>
当火箭的正常关机出现故障时，采用下列
保护措施：第一级用耗尽关机；第二级采用判别
X向加速度计输出脉冲个数进行关机；第三级第
一飞行段采用定时关机；第三级第二飞行段采用
判别Ｙ向加速度计脉冲个数进行关机；末速修正
段采用定时关机。<dd>
2.姿态控制系统<dd>
姿态控制系统采用平台速率陀螺网络、摇
摆发动机控制方案，由三轴稳定平台、速率陀螺、
变换放大器、开关放大器和伺服机构等组成（图
9）。在第三级第一次工作段和第二次工作段由
伺服机构带动发动机摇摆，实现姿态控制，而在
滑行段则由开关放大器控制无水肼喷管的工作，
实现姿态控制。<dd>
三轴稳定平台感应箭体姿态角和由弹性振
动引起的附加姿态角，俯仰通道还接受由计算机
发出的俯仰程序指令。平台的输出信号是1000赫
兹交流信号，其幅值表示姿态角偏差的大小，相
位表示姿态角的极性。<dd>
速率陀螺感应箭体姿态角速度和因箭体弹
性振动引起的附加姿态角速度，输出信号也是
1000赫兹交流信号。在一级俯仰、偏航、滚动通
道和二级俯仰、偏航通道各用一个速率陀螺。<dd>
变换放大器由检波器、校正网络和综合放
大器组成。检波器将平台和速率陀螺输来的交流
信号解调为直流信号，送至校正网络进行整形和滤波，最后送至综合放大器进行放大。<dd>
<img src="t1303.gif" alt=t1303 align=left><dd>
伺服机构是姿态控制系统的执行元件。它
带动发动机偏摆，以产生控制力矩。<dd>
图10示出了二、三子级的伺服机构。一子
级伺服机构的不同之处在于反馈电位计前面无传
动机构。<dd>
开关放大器由检波器、网络和开关控制器
组成。平台输入的信号经检波、放大，使开关控
制器输出控制电流来控制电磁阀门的开闭，令相
应的喷管工作。<dd>
<dd><h3>六、遥测系统</h3><dd>
长征三号的遥测系统采用两种体制的遥测
设备，一子级装一套硬回收式磁记录器，二、三子级各装一套大速变无线电遥测设备。为了
给地面接收站提供自动跟踪的信号，三子级上还装有一套P波段的信标机。<dd>
磁记录器由速变调制组合、运带机构回收装置和稳频电源组成，主要用于测量一级飞
行段箭体各部位的振动、冲击和噪声。被测信号进入速变调制组合经频率调制后记录于运带
回收装置。该装置随一子级残骸坠回地面。<dd>
<img src="t1304.gif" alt=t1304 align=right><dd>
大速变无线电遥测设备由采编器、视
频电源、调频发射机、电子延时存贮器、集
成功率放大器、功放电源、天线以及若干传
感器、变换器组成，见方框图（图11）。图
中所示为安装于仪器舱的设备。安装于二子
级的大速变遥测设备没有图中虚线示出的几
部分。<dd>
装于二子级箱间段的大速变设备主要
用于测量二级飞行时的冲击、噪声、振动和
一级飞行时一子级的部分振动及一、二级的
全部缓变参数。装于仪器舱的大速变设备主
要用于测量三级的噪声、振动、冲击等速变
参数以及缓变参数和数字量参数。 
<img src="t1305.gif" alt=t1305 align=left> <dd>
<h3>七、外测安全系统</h3><dd>
长征三号火箭将外测系统
和安全系统合并为一个外测安全
系统。安全部分的作用时间为起
飞后20秒至第二级飞行结束。<dd>
外测安全系统的任务是与
地面跟踪设备配合对火箭进行跟
踪测量，并最终获得卫星入轨点
的轨道参数。万一火箭在飞行中
出现无可挽回的故障时，它用于
将火箭炸毁。<dd>
安全部分有遥控和自主式
两种方式，由安全接收机、平台
的安全触点、控制器、引爆器和
爆炸器等组成。当火箭出现故障
时可以由地面发出指令，经接收
机、控制器使引爆器和爆炸器起
爆。当平台的外环轴转角超过
±（20＋2）度或内环轴、台体
轴转角超过±（18＋2）度时，
平台的安全触点接通，发出自毁
信号，令引爆器和爆炸器起爆。<dd>
<dd><h3>八、电源系统</h3><dd>
长征三号火箭的控制系统、
遥测系统和外测安全系统的电源
是相互独立的。<dd>
控制系统的配电采用按分系统、大功率设备（如伺服机构、火工品和电磁阀等）分别
供电的主副配电器方案，在地面测试时用整流电源和中频电机供电，射前转为箭上电池组供
电。控制系统的电源由一次电源、配电器、程序配电器和二次电源组成。一次电源为3个蓄电
池，由3个配电器和4个程序配电器配电。二次电源包括单相电源、双相电源、三相电源、平
台系统电源（含高频电源、稳压电源）和计算机电源。<dd>
遥测系统的供电方案有两种，一、二子级采用电池加换流器方案，三子级采用纯电池
方案。一子级的磁记录器由电池供电。安装在二子级上的大速变遥测系统由电池、换流器和
配电器供电。换流器的输入为28±3伏直流电压，经直交流变换、整流滤波和稳压后输出30
伏、＋21伏、-21伏和6.3伏4种直流电压。三子级的遥测系统电源由一块输出电压为28伏的
电池和一块输出电压为21伏和6伏的电池以及配电器组成。<dd>
外测安全系统的供电也是采用纯电池方案，一、二子级共用一块电池，三子级用一块
电池。<dd>

<table border align=right bgcolor=#cfffff><caption>表4__长征三号箭上火工品名称、数量及用途</caption>
<tr align=center><th>安装位置</th><th>名称</th><th>数量</th><th>用途</th></tr>
<tr><td rowspan=4>一子级</td><td>电爆管</td><td>24</td><td>起动主阀门、起动阀门、 断流阀门、火药起动器</td></tr>
<tr><td>爆炸螺栓</td><td>12</td><td>一、二级级间连接及分离</td></tr>
<tr><td>引爆器</td><td>1</td><td>引爆爆炸器</td></tr>
<tr><td>爆炸器</td><td>1</td><td>自毁</td></tr>
<tr><td rowspan=7>二子级</td><td>电爆管</td><td>7</td><td>起动主阀门、起动阀门、 断流阀门</td></tr>
<tr><td>爆炸螺栓</td><td>26</td><td>二、三级级间连接及分离、 整流罩的连接及分离</td></tr>
<tr><td>正推火箭</td><td>2</td><td>二、三级级间分离、 推进剂沉底</td></tr>
<tr><td>反推火箭</td><td>8</td><td>二、三级级间分离</td></tr>
<tr><td>点火器</td><td>10</td><td>点燃正、反推火箭</td></tr>
<tr><td>引爆器</td><td>1</td><td>引爆爆炸器</td></tr>
<tr><td>爆炸器</td><td>1</td><td>自毁</td></tr>
<tr><td rowspan=6>三子级</td><td>点火器</td><td>20</td><td>点燃发动机的燃气发生器 和燃烧室</td></tr>
<tr><td>电爆管</td><td>2</td><td>起动无水肼喷管系统</td></tr>
<tr><td>爆炸螺栓</td><td>2</td><td>包带的连接及解锁</td></tr>
<tr><td>反推火箭</td><td>2</td><td>星箭分离(发射外星时 改为4台起旋火箭)</td></tr>
<tr><td>点火器</td><td>2</td><td>点燃反推火箭(发射外星时 4枚点火器点燃起旋火箭)</td></tr>
<tr><td>小型爆炸器</td><td>2</td><td>自毁</td></tr>
</table>

<dd>
<h3>九、其它系统</h3><dd>
长征三号火箭上的其它系统包括三级起
旋系统、推进剂加注系统、火工品系统、方位
瞄准系统和垂直度调整系统。<dd>
1.起旋系统<dd>
如果用户需要，长征三号第三级可以在
末速修正段结束至星箭分离这一段时间内使箭
体绕纵轴慢速旋转。起旋系统由4个（两两同
向）分两组安装于Ⅱ、Ⅳ象限的固体火箭组成。
固体火箭的推力线均与箭体相切，点燃后形成
力偶，使火箭以7±0.7转/分的转速旋转。<dd>
2.推进剂加注系统<dd>
全箭的加注系统由一、二、三子级加注
系统组成。一、二子级加注时，加注量由超声
波点式传感器指示，可指示3个液位。但考虑
到贮箱的容积偏差和推进剂的温度影响，实际
上只控制到第二液位，余下少量需要调节的补
充加注量由地面系统控制。传感器的第三液位
只起监视作用。三子级的推进剂加注采用点式
电容传感器测量。由于遥测系统有连续式的电
容液位传感器，为了确保可靠加注，所以遥测
系统的传感器也参与加注指示。<dd>
3.火工品系统<dd>
箭上火工品分3类：第一类用于推进系
统，如电爆管、点火器等；第二类用于级间分
离，如爆炸螺栓、正推火箭、反推火箭等；第
三类用于外测安全系统，如引爆器、爆炸器等。
如按级分类，它们的名称、数量、用途见表4。<dd>
4.方位瞄准系统<dd>
系统的工作原理和箭上设备均与长征二
号C相同，只是地面设备有所改进，即长征二号
C采用光电经纬仪，而长征三号采用激光瞄准仪。<dd>
5.垂直度调整系统<dd>
垂直度调整系统由地面的水平指示仪、
发射台自动调平系统和箭上的2台水平测量仪组
成。2台水平测量仪分别安装在平台底座和一子
级发动机架下端面。垂直度调整的主要目的是
减小火箭起飞段的横向漂移量。
<table border align=left bgcolor=#cfffff><caption>表5__长征三号的典型飞行程序</caption>
<tr align=center><th>时间(秒)</th><th>事件</th></tr>
<tr><td>T-3</td><td>第一级点火</td></tr>
<tr><td>T+0</td><td>起飞</td></tr>
<tr><td>T+10</td><td>程序转弯开始</td></tr>
<tr><td>T+126.66</td><td>一子级发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+127.89</td><td>一、二级分离</td></tr>
<tr><td>T+255.25</td><td>二子级主发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+259.25</td><td>抛弃整流罩</td></tr>
<tr><td>T+262.25</td><td>二子级游动发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+263.25</td><td>二、三级分离</td></tr>
<tr><td>T+688.88</td><td>三子级发动机第一次关机, 进入停候轨道</td></tr>
<tr><td>T+935.70</td><td>三子级发动机第二次点火</td></tr>
<tr><td>T+1253.71</td><td>三子级发动机第二次关机</td></tr>
<tr><td>T+1261.71</td><td>末速调整喷管关机</td></tr>
<tr><td>T+1291.71</td><td>星/箭进入转移轨道, 起旋火箭点火</td></tr>
<tr><td>T+1292.21</td><td>起旋火箭熄火</td></tr>
<tr><td>T+1292.71</td><td>星箭分离</td></tr>
</table>
<center><table><td><img src="t1306.gif" alt=t1306 align=right></td></table></center>
<dd><h3>十、典型飞行程序</h3><dd>
长征三号的主要任务是发射地球同步卫星，在西昌卫星
发射中心发射，轨道倾角为27～31.1度。长征三号的轨道可分
为一级飞行段、二级飞行段、三级第一飞行段、滑行段（停
候轨道）、三级第二飞行段、末速调整段和姿态保持段等7段。
在姿态保持段末期可根据需要使火箭绕纵轴慢速旋转。该段结
束后，星箭分离，卫星进入地球同步转移轨道（表5）。
<dd>
<h3>十一、飞行记录(表6)</h3>
<table border bgcolor=#cfffff><caption>表6长征三号火箭飞行记录</caption>
<tr align=center><th rowspan=2>序号</th><th rowspan=2>发射日期 (年.月.日)</th><th colspan=2>有效载荷</th><th colspan=3>轨道参数</th><th rowspan=2>备注</th><th rowspan=2>序号</th><th rowspan=2>发射日期 (年.月.日)</th><th colspan=2>有效载荷</th><th colspan=3>轨道参数</th><th rowspan=2>备注</th></tr>
<tr align=center><th>名称</th><th>质量 (公斤)</th><th>近地点 (公里)</th><th>远地点 (公里)</th><th>倾角 (度)</th><th>名称</th><th>质量 (公斤)</th><th>近地点 (公里)</th><th>远地点 (公里)</th><th>倾角 (度)</th></tr>
<tr align=center><td>1</td><td>1984.1.29</td><td>东方河邺号</td><td>910</td><td>400</td><td>/</td><td>31.1</td><td>失败①</td><td>6</td><td>1990.2.4</td><td>东方河邺号甲</td><td>1024</td><td>200</td><td>36171</td><td>31.1</td><td> </td></tr>
<tr align=center><td>2</td><td>1984.4.8</td><td>东方河邺号</td><td>910</td><td>400</td><td>36111</td><td>31.1</td><td> </td>
<td>7</td><td>1990.4.7</td><td>亚洲一号</td><td>1247</td><td>200</td><td>36140</td><td>31.1</td><td> </td></tr>

<tr align=center><td>3</td><td>1986.2.1</td><td>东方河邺号</td><td>917</td><td>400</td><td>36127</td><td>31.1</td><td> </td><td>8</td><td>1991.12.28</td><td>东方河邺号甲</td><td>1024</td><td>200</td><td>/</td><td>31.1</td><td>失败②</td></tr>
<tr align=center><td>4</td><td>1988.3.7</td><td>东方河邺号甲</td><td>1024</td><td>200</td><td>36116</td><td>31.1</td><td> </td><td>9</td><td>1994.7.21</td><td>亚太一号</td><td>1385</td><td>200</td><td>42386</td><td>27</td><td> </td></tr>

<tr align=center><td>5</td><td>1988.12.22</td><td>东方河邺号甲</td><td>1024</td><td>200</td><td>36151</td><td>31.1</td><td> </td><td> </td><td> </td><td> </td><td> </td><td> </td><td> </td><td> </td><td> </td></tr></table><dd>

①三子级发动机的燃气发生器富氧燃烧,第二次起动后约5秒推力突然下降,卫星未进入地球同步转移轨道。<dd>
②三子级发动机的控制气路泄漏，第二次工作段提前关机，卫星未进入地球同步转移轨道。 
<hr>

<hr>
<tAble border bgcolor=#cfffff align=right><cAption>表7__长征三号A的主要技术性能</cAption>
<tr><td><pre>级数 3
全长 52.52米
最大直径 3.35米
翼展 6.35米
起飞质量 241吨
起飞推力 2961.6千牛
推重比 1.25
运载能力 2.6吨(地球同步转移轨道)
入轨精度(1σ) (地球同步转移轨道)
 半长轴偏差 33公里
 轨道倾角偏差 0.07度
 近地点高度偏差 10公里
 近地点幅角偏差 0.17度
 升交点经度偏差 0.17度
────────────────────
一子级
级长 26.972米
直径 3.35米
质量 183.28吨
结构质量 11.23吨
推进剂质量 172.05吨
发动机 DAFY6-2
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
地面总推力 2961.6千牛
地面比冲 2556.2牛·秒/公斤
工作时间 146秒
────────────────────
二子级
级长 11.276米
直径 3.35米</pre></td>
<td><pre>质量 34.116吨
结构质量 3.561吨
推进剂质量 30.555吨
发动机
 主机 DAFY21-1
 游机 YF-23B
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 742.04千牛(主机)
 47千牛(4台游机)
真空比冲 2922.4牛·秒/公斤(主机)
 2834牛·秒/公斤(游机)
工作时间 114秒(主机)
 119秒(游机)
────────────────────
三子级
级长 12.375米
直径 3.0米
质量 20.935吨
结构质量 2.742吨
推进剂质量 18.193吨
发动机 YF-75
推进剂 液氧/液氢
真空推 力156.9千牛
真空比冲 4315牛·秒/公斤
工作时间 469秒
────────────────────
整流罩
长度 8.887米
质量 500公斤
直径 3.35米</pre></td></tr>
</tAble>
<center><img src="t0800.gif" alt=长征系列运载火箭介绍：长征三号系列（五）></center>
<dd><h2>长征三号A</h2><dd>
长征三号A运载火箭
是在长征三号火箭成功之后
重新研制的一种三级大型运
载火箭，采用了百余项新技
术，其技术性能、使用性能
以及适应性等均较长征三号
有显著提高。它是长征三号
系列火箭的基本型型号。长征三号A于1985年3月开始方案论证，1986年4月正式研制，1994年
首次飞行试验成功。<dd>
长征三号A运载火箭主要运载地球同步转移轨道的有效载荷，也可以运载低轨道、极轨
道或逃逸轨道的有效载荷。长征三号A在西昌卫星发射中心发射，其地球同步转移轨道的运载
能力为2600公斤。<dd>
<img src="t0801.gif" align=left alt=长征三号A火箭外形及总体布局><dd>
长征三号A的一、二子级基本上与长征三号的一、
二子级相同，只是结构尺寸有某些改变，如尾翼加大，
贮箱增长等。三子级则是新研制的，采用了许多先进的
技术，如数字化、小型化的控制系统、四框架挠性平台、
大推力氢氧发动机、冷氦增压系统、推进剂利用系统和
用氢气气动机作动力的伺服机构等，但也尽可能地利用
了长征三号的经验和成果。<dd>
<dd><h3>一、主要技术性能(表7)</h3><dd>

<dd><h3>二、总体布局</h3><dd>
长征三号A是三级运载火箭，其组成和布局与
长征三号火箭相同，只是各部分的结构尺寸有所变化，
详见长征三号A火箭外形及总体布局图（图14）。
<dd><h3>三、箭体结构</h3><dd>
长征三号A火箭的箭体结构由一、二、三子级
和整流罩组成。<dd>
1.一子级结构
<dd>
一子级箭体的组成及结构形式与长征三号的
相同，只是贮箱长度和尾翼面积有所增加。另外，
由于考虑到进一步的发展，为捆绑助推器作了预
埋设计，对捆绑助推器的支点部位进行了局部加
强。<dd>
2.二子级结构
<dd>
二子级结构的组成及结构形式与长征三号基
本相同。<dd>
3.三子级结构
<dd>
三子级结构由贮箱、仪器舱、过渡锥和包带
装置组成。<dd>
贮箱直径3米，结构形式同长征三号三子级的
贮箱。由于三子级发动机由双机构成，所以液氧箱和
液氢箱各有两个输出口。又因为液氧箱采用冷氦增压，
在液氢箱内安装了7个气瓶。<dd>
仪器舱由截锥形壳体、环形盘和20根支撑杆组
成，高740毫米。锥壳的前框与过渡锥相连，直径1748
毫米；后框与贮箱相连，直径2990毫米；壳段由铝合
金蜂窝板构成，是主要的承力构件，其内壁设有绝热层，以隔绝液氢箱的低温。环形盘也由
铝合金蜂窝板构成，蜂窝夹芯板的厚度约为30毫米，是安装仪器、电缆的主要结构。支撑杆
由U形型材构成，与截锥壳段共同承担环形盘及盘上安装的仪器、电缆的重量。<dd>
<img src="t0802.gif" align=right alt=星/箭连接结构><dd>
过渡锥呈一个截锥形结构，由上、下端框和锥壳组成，下端框
与仪器舱相连，上端框通过包带装置与卫星相连。锥壳是承力构件，
由碳纤维蜂窝构成，面板是碳纤维板，夹芯是铝蜂窝。过渡锥上固定
着6个分离弹簧支座、4个分离传感器支架和用来安装拉伸弹簧、电缆
等的耳片。过渡锥上端框的对接尺寸是国际上通用的，有Φ937毫米、
Φ1194毫米和Φ1497毫米三种尺寸可供用户选用。<dd>
包带装置包括2根钢带、2个无污染爆炸螺栓、32个夹块、14根
拉伸弹簧、4根限位弹簧、1个定位块和2个解锁遥测元件。32个夹块
和1个定位夹块固定在钢带上，2根钢带通过爆炸螺栓连成整体。拉伸
弹簧一端连在包带上，另一端连在过渡锥的耳片上。当拧紧爆炸螺栓
时，钢带被拉紧，夹块将卫星/ 过渡锥连接在一起。<dd>
<img src="t0803.gif" align=left alt=包带-爆炸螺栓连接图><dd>
星箭分离时，两个爆炸螺栓（只要其
中之一）被引爆，包带断开并向外扩张，但
受到限位弹簧的约束，只能扩到一定的程度
以免损伤卫星，然后在拉伸弹簧的作用下被
拉向过渡锥一侧，并固定在锥壳上。在6根
分离弹簧的作用下，星、箭被分开。包带的
解锁信息和星、箭的分离信息分别通过解锁
遥测元件和分离传感器被送往箭上的遥测系
 统。<dd>
<img src="t0804.gif" align=right alt=长征三号A整流罩及爆炸螺栓的分布><dd>
4.整流罩
<dd>
长征三号A
的整流罩由前锥段、
圆筒段、倒锥段和
连接/分离组件组成。前锥段包括球形端头和
截锥壳，两者母线相切，锥段的半锥角为15
度，端头的半径为1米。端头的材料是玻璃钢，
锥段和圆筒段都是铝蜂窝结构。圆筒段直径
为3.35米。倒锥段为化铣结构。连接/分离组件包括爆炸螺栓、铰链和分离弹簧。整个整流
罩由两个半罩组成，总高度8.887米。射前在发射塔上用爆炸螺栓将两个半罩连成一体，并
与三子级相连；分离时首先令与三子级相连的爆炸螺栓解锁，然后再令连接两个半罩的爆炸
螺栓解锁。在分离弹簧的作用下，像长征三号抛罩时一样，两个半罩各自绕铰链的转轴旋
转，最终沿切线方向飞离三子级。
<hr>

<hr>
<img src="t0805.gif" align=left alt=长征系列运载火箭介绍：长征三号系列（六）>
<h2>　　四、推进系统</h2>
　　长征三号A的推进系统由一、二、三子级的推进系统组成。一、二子级
的推进剂是四氧化二氮和偏二甲肼，发动机的性能与长征三号的基本相同；
三子级的推进剂是液氧和液氢，发动机是新研制的氢氧发动机YF-75。 

　　1.一子级推进系统 
　　一子级推进系统的发动机是DAFY6-2，输送系统则与长征三号一子级的
相同。DAFY6-2是YF-21的改进型，改进后推力增大了196千牛，与箭体的接
口不变，但机架上预留了捆绑助推器的结构。 

　　2.二子级推进系统 
　　二子级推进系统的发动机是DAFY20-1，由主机和游机组成，输送系统与
长征三号二子级的相同。DAFY20-1是YF-24的改进型，改进后的主机喷管增
长450毫米，游机喷管增长104毫米；主机推力增加22千牛，比冲增加88牛·
秒/公斤；游机推力增加1千牛，比冲增加72牛·秒/公斤。
<img src="t0806.gif" align=right alt=t0806.gif>

　　3.三子级推进系统 
　　三子级推进系统由YF-75氢
氧发动机、输送系统、增压系
统、推进剂利用系统、推进剂
管理系统及其它系统组成。 
　　（1）YF-75氢氧发动机 
　　YF-75是新研制的发动机，
经历了方案论证、模样、初样
和试样等阶段。从1989年开始
进行发动机试车，到1993年1月
为止，累计试车22065秒，累计
起动67次，并做到了6倍工作时
间无故障。YF-75发动机由两台
单机通过机架并联构成，每台
单机自成系统，独立运行，可
进行双向摇摆，最大摆角为4度。 
　　发动机采用燃气发生器循
环方案，由两台气动串联的涡
轮泵分别为推力室供应液氢和液氧。 
　　发动机可进行二次起动，用固体火药起动器作为涡轮泵的起动能源，推力室用固体烟火点火
器点火，两次起动之间的滑行时间不受限制。 
　　YF-75发动机由推力室、燃气发生器、涡轮泵、各种阀门和总装元件构成。
<tABlE align=left>
<TR align=center><TD>表8　YF-75发动机的主要性能 
　===============================</td></tr>
<tr Align=left><td>
　　真空推力　　　　78.45千牛 
　　真空比冲　　　　4315牛·秒/公斤 
　　质量混合比　　　5.0 
　　液氢流量　　　　3.08公斤/秒 
　　液氧流量　　　　15.15公斤/秒 
　　推力室压力　　　3.67兆帕 
　　液氢泵转速　　　40000转/分 
　　液氧泵转速　　　20000转/分 
　　干质量　　　　　245公斤 
　　外廓尺寸　　　　2805毫米×3068毫米 
　　　　　　　　　　(高×直径)
</tr><tr><tD>
　============================</tD></tr>
</table>
　　推力室包括头部、身部和延伸喷管三部分。头部采
用同轴式氢氧喷嘴单元，氧喷嘴为离心式，怯噻嘴为直
流缝隙式。所有的喷嘴单元都相同，并按同心圆排列。
身部采用锆铜合金的沟槽内壁，用电铸镍形成外壁。喷
管延捎谖采用螺旋管束式结构方案，用氢作排放冷却剂。
　　燃气发生器头部采用离心式氧喷嘴和直流式怯噻嘴，
并带有扰流装置，身部为单层壁不冷却结构。 
　　涡轮泵包括氢涡轮泵和氧涡轮泵两部分，两者为非
共轴气动串联系统，两台涡轮泵分布设在推力室两侧。
燃气发生器供应的燃气首先驱动氢涡轮，然后再驱动氧
涡轮。氢涡轮泵主要由氢涡轮、氢泵、上支座、下支座、
动密封和轴承等组成。氢涡轮转子为超临界柔性转子，
采用轮盘、叶片、主轴的整体结构。氢涡轮为超声速、
轴流、速度复合级涡轮。氢泵采用离心泵，泵与涡轮之
间设有动密封。轴承为滚珠轴承，由液氢冷却。从氢涡
轮排出的燃气经过换热器之后进入氧涡轮。氧涡轮泵由氧涡轮、氧泵、上支座、下支座、密封和
轴承等组成。氧涡轮泵转速低于一阶临界转速。氧涡轮为轴流、速度复合级涡轮。氧泵采用离心
泵。轴承为滚珠轴承。在泵与涡轮之间设有多道密封。 
　　每台单机的阀门主要有：氢泵前阀、氧泵前阀、氢主阀、氧主阀、推进剂利用阀、氢副控
阀、氧副控阀以及电动气阀门等。 
　　总装元件包括常平座、摇摆软管、换热器、点火器和火药起动器。 
<img src="t0807.gif" align=left alt=t0807>
　　（2）输送系统 
　　长征三号A三子级输送系统的组成和功能与长
征三号的基本相同，只是由于三子级发动机由两
台单机组成，所以两个贮箱各有两个推进剂输出
口。液氧和液氢各自经输出口、泵前阀、摆动软
管进入泵腔。液氧从泵后分成三路，一路经文氏
管抵达主阀；一路经并联的两台推进剂利用阀抵
达主阀，然后两路会合后通过主阀进入推力室头
部；第三路经压力调节器、副控阀进入燃气发生
器。液氢从泵后分成4路，一路经文氏管抵达副控
阀；一路经文氏管、旁通阀抵达副控阀，然后两
路会合通过副控阀进入燃气发生器；第三路经文
氏管、主阀进入推力室的冷却通道；第四路经氢
涡轮后面的加温器进入液氢贮箱，为贮箱增压。 
　　（3）增压系统 
　　三子级的增压系统由常温氦气瓶、低温氦气瓶、
压力信号计、加温器、减压器和相应的阀门、导管
等组成。液氢箱采用自生增压方案，从泵后引出少
量液氢经氢涡轮后面的加温器加温后进行增压，另外从推力室的头部引出一股气氢经氧涡轮后的
废气加热，先带动氢气气动机，然后也用来增压液氢箱。液氧箱用氦气增压，即将低温氦气 
　　瓶中的氦气经氢涡轮出口处的加温器加温，对液氧箱增压。在滑行段则两个贮箱都用常温氦
气补压。 
<img src="t0808.gif" align=right alt=t0808>
　　（4）推进剂利用系统 
　　推进剂利用系统由氧箱液位传感器、氧箱液位变换
器、氢箱液位传感器、氢箱液位变换器、计算控制装置、
推进剂利用阀和电缆网组成。液氢和液氧的液位传感器、
变换器在原理和结构方面都相同，仅尺寸和电气参数不
同。传感器为分节式电容，电容的两极为同心圆筒，液
位改变将导致两极之间的介电常数变化，从而使电容量
发生变化。变换器将传感器输出的电容转换成直流电压
信号，送往计算控制装置。计算控制装置根据两个贮箱
的液位高度计算出两种推进剂的剩余量，如果液氧与液
氢的比例大于发动机的额定质量混合比（ｋ＝5），则令两个推进剂利用阀（指单台发动机）全
部打开，以增大进入推力室的液氧流量；当该比例小于发动机的额定混合比时，则令两个推进剂
利用阀全部关闭，以减小液氧的流量；如果该比例等于发动机的混合比，则令两个阀门一开一
闭，维持正常的流量。 
<tABlE BorDEr align=left><CAption>表9　FY-83发动机的推力室参数</CAption>
<tr Align=CEntEr><th>推力室功能　单室推力（牛）　推力室数量</th></tr>
<tr Align=left><tD>
俯仰控制　　　　70　　　　　　　2 
偏航控制　　　　70　　　　　　　2 
滚动控制　　　　40　　　　　　　4 
推进剂管理　　　300　　　　　　 2 
　　　　　　　　40　　　　　　　2 </tD></tr>
</tABlE>
　　推进剂利用系统开始工作和停止工作的时间受控制
系统控制。贮箱中推进剂的液位变化信息，在飞行状态
下，同时送往推进剂利用系统和遥测系统，而在加注推
进剂时，则送往地面的加注控制台。 
　　（5）推进剂管理系统 
　　长征三号A推进剂管理系统的原理、组成和功能都
与长征三号的相同，只是动力部分采用了FY-83发动机，
其推进剂为单推3（DT-3）。和长征三号一样，该发动
机的部分推力室用于推进剂管理，另一部分推力室则用
于滑行段的姿态控制。 

　　（6）其它系统 
　　长征三号A三子级推进系统中还包含有排气系统、吹除和气封系统，它们的组成和功能都与长
征三号的相同。<hr>

<hr>
<img src="t1300.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1300.jpg" align=left alt=长征系列运载火箭介绍：长征三号系列（七）>

<h2>　　五、制导和控制系统</h2>
　　长征三号Ａ火箭的制导与控制系统主要由制导系统和姿态控制系统组成。系统的主要特点是
数字化、小型化并可加横向程序角。它在长征火箭系列中首次采用了四轴挠性平台，箭上计算机
的性能也大幅度提高。 
<img src="t1301.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1301.jpg" align=right alt=图20长征三号Ａ四轴平台原理及定向图>

　　1.制导系统 
　　制导系统由四轴平台－箭上计算机组成，采用显
式制导方案，制导原理如图19所示。 
　　计算机在制导过程中将进行导航计算和制导计
算。导航计算采用递推计算法，将视速度增量转换成
速度和位置，其目的是实时地获得运载火箭的瞬时速
度和位置，以保证有较高的制导精度。制导计算包括
关机计算和导引计算两部分。关机计算按照一、二级
飞行采用射程关机、三级第一飞行段采用速度型关机、三级第二次起动采用绝对定时、三级第二
飞行段采用半长轴控制关机、末速修正段采用增量型关机的方案进行计算，然后发出各级发动机
的关机、三级第二次起动和星箭分离等信号。导引计算方案为：一级飞行和末速修正段不进行导
引，二级飞行进行减少横向散布的侧向导引，二级飞行和三级第一飞行段控制高度、三级第二飞
行段控制近地点幅角的法向导引，以使火箭在受到各种干扰时，仍能在预定轨道的附近飞行。 
　　四轴平台由台体、内环、中环、外环组成，采用挠性支承，全姿态数字输出。台体上安装有
互呈正交的三个挠性加速度计、两个三自由度的挠性陀螺、一个瞄准用的棱镜，各框架上安装有
框架角传感器和力矩马达，外环轴上装有适应火箭自旋的导电环。平台的原理及定向如图20所
示，图中的X1、Y1、Z1为箭体坐标系，X、Y、Z为台体坐标系（惯性系），Xｋ、Yｋ、Zｋ为平台
框架坐标系，βｘｐ、βｙｐ、βｚｐ为框架角，φ、ψ、γ为姿态角。 
<img src="t1302.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1302.jpg" align=left alt=图19长征三号Ａ制导系统原理图>

　　2.姿态控制系统 
　　长征三号Ａ姿态控制系统采用数字化控制方案，与长征三号相比，有
如下的不同点：1）以计算机软件代替模拟量控制的多通道校正网络；2）
采用四轴平台，并在系统设计中考虑大姿态角的影响；3）一、二、三级
都采用3个速率陀螺方案；4）考虑了双星发射的姿态控制问题。 
　　伺服机构是姿态控制的执行元件。一、二子级的伺服机构与长征三号
的相同。三子级的伺服机构是新设计的，两套伺服机构控制两台推力室作
双向摆动，每套都包括伺服作动器和液压源两部分。作动器又分Ａ、Ｂ两
种状态，两者均受液压系统驱动而直接带动推力室。两种状态的作动器共
用一个液压源，由带自封接头的软管联通。液压源安装在伺服作动器Ａ上，
由气动机、液压泵、蓄压器、电磁阀、油箱、过滤器、中频电机及其它附
件构成。 
　　气动机是伺服机构的一次能源。三子级发动机工作时，从推力室头部
引出一股氢气，推动气动机的转子旋转，从而带动液压泵工作，而作功后
的氢气则通过导管进入液氢箱，对贮箱增压。 
　　液压泵为变量泵。由于发动机的摆角随火箭受到的干扰量变化，当摆
角较小时，液压系统所需的供油量下降，如果泵的供油量不变，将引起系
统发热，而变量泵可以根据液压系统的需要供油，从而减少系统的温升。 
<img src="t1303.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1303.jpg" align=right alt=图21长征三号Ａ姿态控制系统框图>

　　蓄压器的开闭受电磁阀控
制。临射前用地面氦气对蓄压
器充压。在三子级发动机第一
次工作之前，开启蓄压器，伺服机构将提前起控，使推力室摆至控制系
统要求的位置。一旦推力室建压，就立即产生控制力矩。而在发动机
第一次工作结束时，蓄压器已被重新充压，这样在发动机第二次起动前，
伺服机构又将提前起控。 
　　气动机与液压泵之间采用超越离合器连接。三子级发动机工作
时，超越离合器处于结合状态，液压泵受气动机驱动。地面测试
时，利用中频电机带动液压泵，这时超越离合器处于脱开状态，气
动机转子不受中频电机的影响。射前可以将具有快卸机构的中频电机取下。此后如果还需要测
试，还可以利用地面氦气源驱动气动机。 
　　伺服机构采用机械反馈，并设有零位液压锁。机械反馈可以避免因电路故障导致伺服回路开
环失控，而液压锁则保证推力室在非工作状态下不发生碰撞。 
<img src="t1304.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1304.jpg" align=left alt=图22长征三号Ａ三子级双摆伺服机构>
<h2>　　六、遥测系统</h2>
　　在火箭飞行中，火箭遥测系统对火箭各系统工作参数进行测量并将测
量数据传送至地面接收站或海上测量船。通过实时处理和事后分析，了解
和分析火箭各部分工作状态，可确定发射结果，发现问题及时修正或改进
设计，为今后新型号研制提供依据。遥测系统为独立系统，不直接影响火
箭飞行的成败。 
　　全箭遥测参数约有574个，包括总体参数86个，环境参数97个，推进
系统参数140个，伺服机构参数34个，外测系统参数13个，控制系统一般
量参数100个，控制系统时串指令参数61个，控制系统数字量参数43个。 
　　遥测系统主要设备包括箭上和地面两部分，箭上部分由供电设备、传
输设备、信号调节器、传感器以及变换器等组成。地面部分主要包括电源
机柜、供电控制机柜、ＣＡＭＡＣ机柜、接收解调机柜及数据记录与数据
处理设备等。 
　　为了提高遥测参数精度和整个系统的可靠性，遥测系统箭上采用分布
式采集供电方案，集中控制，就近采编，避免弱信号长距离传输，减少各
信号之间、二次电源之间的干扰。地面自动化检测与数据处理系统则用于
遥测设备装箭的联试、箭上遥测系统检测、遥测信号的接收、部分缓变参
数的实时处理和显示，并通过计算机网络向各分系统提供有关的遥测参数。 
　　箭上主要设备有：1）一子级内的一套磁记录设备，用来记录全箭噪
声信号和一子级高频、低频、ＰＯＧＯ振动和脉动压力参数。它随一子级残骸硬回收。2）二子级
内的一套分布式大速变遥测设备，用以测量一、二子级的缓变参数和数字参数以及二子级的高
频、低频、ＰＯＧＯ振动和脉动压力参数。3）三子级内的一套分布式大速变遥测设备，用以测量
二、三子级的缓变参数和数字参数以及三子级的高频、低频、ＰＯＧＯ振动和脉动压力参数。 
<img src="t1305.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1305.jpg" align=right alt=图23长征三号Ａ遥测系统方框图>

<h2>　　七、外测安全系统</h2>
　　长征三号Ａ的发射方位在95～104度之间，地面测控设备的布置基本同长征三号。因此，外测安全系统箭上设备的种类基本同长征三号。为了提高整个系统的性能，采用了箭上设备小型化、集成化和优化设计，地面增加了自动巡回检测系统。该系统继承长征三号方案，外测与安全合一。 
　　该系统在卫星入轨前对火箭轨道进行测量，星箭分离后，预报卫星的初始入轨轨道。同时，一旦发现火箭发生故障，偏离预定航线，由地面指挥部经过证实后，发出指令将其炸毁。如出现姿态发散的故障，也可由控制系统给出指令将故障箭炸毁。 
　　测量部分由三个应答机、一个引导信标机、微波网络、天线、控制器、激光合作目标、电池等组成。 
　　安全部分由安全指令接收机、天线、功分器、控制器、引爆器、爆炸器、电池等组成。自毁系统仅在一、二级飞行段起作用，安全指令接收机和控制器均安装在二子级。 
　　系统地面测试设备由控制台、电源与配电机柜、记录机柜以及各单机的综合测试设备等组成一个自动化检测系统。 
<h2>　　八、电源系统</h2>
　　长征三号Ａ箭上电源系统基本上与长征三号的相同，只是控制系统取消了独立的二次电源，改为各用户自备，并且将程序配电器的电子部分和大电流触点部分分开成两个仪器，电子部分采用可编程方案，大电流触点部分采用大功率继电器。 
<img src="t1306.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1306.jpg" align=left alt=图24长征三号Ａ安全系统方框图>

<h2>　　九、其它系统</h2>
　　长征三号Ａ火箭还有垂直度调整系统、常规推进剂加注液位指示、温度测量系统、卫星整流罩空调系统等。 
　　箭体垂直度由安装在一子级发动机机架和三级平台处的液体摆敏感，通过液压装置调整发射台支架，使箭体垂直。 
　　长征三号Ａ火箭的加注液位传感器首次采用记忆型干簧液位传感器。这种传感器相对于普通的干簧液位传感器，有两个明显的优点： 
　　1）具有“记忆”功能，当浮子由下至上随液面运动经过干簧管时，触点闭合，发出液位信号。此信号一直保持，直至浮子反向运动再次经过干簧管为止。这种“记忆”功能便于火箭加注时对液面的监测。 
　　2）在传感器发生掉电时仍能敏感液位变化，一旦电源恢复，便可马上显示新的液位。 
　　卫星整流罩空调系统采用如下方案：温度、湿度、流速、噪声等传感器组合安装在整流罩上，测量罩内环境，传感器输出经Ａ/Ｄ转换，计算机巡回检测，对整流罩内的环境进行监视。
<table border bgcolor=#cfffff align=right><caption>表10　长征三号Ａ火箭的典型飞行程序</caption>
<tr align=center><th>时间(秒)</th><th> 事　　件</th></tr>
<tr><td>T-3</td><td>第一级点火</td></tr>
<tr><td>T+0</td><td>起飞</td></tr>
<tr><td>T+146.451</td><td>一子级发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+147.951</td><td>一、二级分离</td></tr>
<tr><td>T+232.951</td><td>抛弃整流罩</td></tr>
<tr><td>T+256.633</td><td>二子级主发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+262.633</td><td>二、三级分离</td></tr>
<tr><td>T+614.211</td><td>三子级发动机第一次关机, 进入停候轨道</td></tr>
<tr><td>T+1191.419</td><td>三子级发动机第二次点火</td></tr>
<tr><td>T+1309.239</td><td>三子级发动机第二次关机, 末速修正开始</td></tr>
<tr><td>T+1329.239</td><td>末速修正结束,保持姿态</td></tr>
<tr><td>T+1389.239</td><td>星箭分离</td></tr></table>
<h2>　　十、典型飞行程序</h2>
　　长征三号Ａ的主要任务是发射地球同步卫星。该火箭在西昌卫星发射中心的2号工位发射（如果对3号工位的发射塔稍作改造，亦可在3号工位发射），射向104度。由于从三级第一飞行段开始可输入偏航程序，因而轨道倾角可降至28.5度或更低。转移轨道的近地点高度为200公里，远地点高度为35786公里。发射轨道的类型与长征三号的相同，典型飞行程序见表10。 

<h2>　　十一、飞行记录（见表11）</h2>
<center><table border bgcolor=#cfcfff><caption>表11　长征三号Ａ火箭飞行记录</caption>
<tr align=center><th rowspan=2>序 号</th><th rowspan=2>发射日期 (年.月.日)</th><th colspan=2>有效载荷</th><th colspan=3>轨道参数</th><th rowspan=2>备注</th></tr>
<tr align=center><th>名称</th><th>质量 (公斤)</th><th>近地点 (公里)</th><th>远地点 (公里)</th><th>倾角 (度)</th></tr>
<tr align=center><td>1 　</td><td>1994.2.8 　</td><td>夸父一号 实践四号</td><td>1342 396</td><td>200 　</td><td>36194 　</td><td>28.5 　</td><td>一箭 双星</td></tr>
<tr align=center><td>2</td><td>1994.11.30</td><td>东方红三号</td><td>2232</td><td>200</td><td>36197</td><td>28.5 </td><td>　</td></tr>
</table></center>
<table align=right><td>
(转自《世界航天运载器大全》)</td></table>
<hr>

<hr>
<img src="t1400.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1400.jpg" align=left alt=长征系列运载火箭介绍：长征三号系列（八）>
<tABle Border align=right bgcolor=#cfffff><cAption>表12　长征三号B的主要技术性能</cAption>
<tr><td><pre>
级数 3
全长 54.838米
最大直径 8.45米
翼展 11.45米
起飞质量 426吨
起飞推力 5923.2千牛
推重比 1.42
运载能力 5.0吨(地球同步转移轨道)
入轨精度(1σ) (地球同步转移轨道)
 半长轴偏差 40公里
 倾角偏差 0.07度
 近地点高度偏差 10公里
 近地点幅角偏差 0.2度
 升交点经度偏差 0.2度
━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━
助推器
长度 15.326米
直径 2.25米
起飞质量 4×40.658吨
结构质量 4×2.8吨
推进剂质量 4×37.75吨
发动机 DAFY5-1
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 125秒
━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━
一子级
级长 23.272米
直径 3.35米
质量 183.9吨
结构质量 12.12吨
推进剂质量 171.8吨
发动机 DAFY6-2
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
地面推力 2961.6千牛
</pre></td><td><pre>
地面比冲 2556.2牛·秒/公斤
工作时间 146秒
━━━━━━━━━━━━━━━━━━
二子级
级长 9.943米
直径 3.35米
质量 49.6吨
结构质量 3.848吨
推进剂质量 45.752吨
发动机 DAFY21-1(主机)
 YF-23B(游机)
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 742.04千牛(主机)
 47千牛(4台游机)
真空比冲 2922.4牛·秒/公斤(主机)
 2834牛·秒/公斤(游机)
工作时间 178秒(主机)
 184秒(游机)
━━━━━━━━━━━━━━━━━━
三子级
级长 12.375米
直径 3.0米
质量 21.304吨
结构质量 3.062吨
推进剂质量 18.242吨
发动机 YF-75
推进剂 液氧/液氢
真空推力 156.9千牛
真空比冲 4315牛·秒/公斤
工作时间 300+178=478秒
━━━━━━━━━━━━━━━━━━
整流罩
长度 9.561米
质量 1500公斤
直径 4.0米
</pre></td></tr>
</tABle>
 <h2>　　长征三号B</h2>
　　长征三号B运载火箭是在长征三号A和长征二号E火箭的基础上研制的大型三级液体捆绑火箭，芯级基本上就是长征三号A，而助推器及其捆绑结构则与长征二号E相同。 
　　长征三号B于1989年7月开始总体方案设计，定于1996年开始飞行试验并投入使用，其主要任务是发射地球同步转移轨道的重型卫星，亦可进行轻型卫星的一箭多星发射或发射其它轨道的卫星。 
　　长征三号B的地球同步转移轨道运载能力为5.0吨。推销发射的发射费用为5600万美元，预计商业发射费用为7000～8000万美元（1993年币值）。

<h3>　　一、主要技术性能（表12）</h3>
<img src="t1401.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1401.jpg" align=left alt=图25长征三号B火箭外形及总体布局>
<h3>　　二、总体布局</h3>

长征三号B火箭芯级组成及布局同长征三号A，助推器的组成及布局同长征二号E的助推器。由于稳定控制的需要，每个助推器上各装一个尾翼。 
<h3>　　三、箭体结构</h3>
　　长征三号B的助推器结构基本上与长征二号E的相同，芯级的结构形式与长征三号A的相同，只是有些部段尺寸有变化或结构上采取了加强措施。 
　　1.助推器结构 
　　每个助推器上各有一个尾翼，尾翼的大小和结构形式与长征三号A的完全相同。 

　　2.一子级结构 
　　一子级燃料箱的前短壳比长征三号A的缩短350毫米，而箱间段增长350毫米。结构加强。 

　　3.二子级结构 
　　与长征三号A相比，氧化剂箱增长894毫米，燃料箱增长750毫米，结构上也采取了加强措施。 
　　4.三子级结构 
　　与长征三号A相比，只是结构上采取了加强措施。 
<img src="t1402.jpg" tppabs="http://wenxuecity.simplenet.com/military/air-force/t1402.jpg" align=right alt=图26长征三号B内支撑双星整流罩结构简图>

　　5.整流罩 
　　长征三号B的单星整流罩是新设计的，由倒锥段、圆筒段、双锥段、端头和连接/分离机构组成。倒锥段是化铣的金属壳段。圆筒段和双锥段都是铝蜂窝结构，圆筒段直径为4米，而双锥段由15度和25度的两个截锥组成。端头是用玻璃钢制造的，半径为1米。连接/分离机构与长征三号A的相同，两个半罩由无污染爆炸螺栓连成一个整体。整流罩的总长为9.561米。抛罩方式与长征三号A的相同。 
　　双星整流罩有内支撑与外支撑两种方案。外支撑方案的整流罩分成上、下两截，上星的过渡锥支撑在保护下星的下整流罩上，分离顺序是：抛弃上星整流罩、上星与上过渡锥分离、上过渡锥与下星的整流罩分离、抛弃下星整流罩、下星与下过渡锥分离。内支撑方案如图26所示，其分离顺序是抛弃外罩、上星与上过渡锥分离、上过渡锥与内罩分离、抛弃内罩、下星与下过渡锥分离。 

<tABle Border=0 bgcolor=#cfcfff align=left><cAption>表13　长征三号B三子级推进剂管理系统推力室参数</cAption>
<tr Align=center><th>推力室功能</th><th>单室推力（牛）</th><th>推力室数量</th></tr>
<tr Align=center><td rowspan=2>俯仰控制</td><td>70</td><td>2</td></tr>
<tr Align=center><td>40</td><td>2</td></tr>
<tr Align=center><td rowspan=2>偏航控制</td><td>70</td><td>2</td></tr>
<tr Align=center><td>40</td><td>2</td></tr>
<tr Align=center><td>滚动控制</td><td>40</td><td>4</td></tr>
<tr Align=center><td rowspan=2>推进剂管理</td><td>300</td><td>2</td></tr>
<tr Align=center><td>45</td><td>2</td></tr></tABle> 
<h3>　　四、推进系统
</h3>
　　与长征三号A相比，长征三号B增加了4个助推器，其推进系统与长征二号E的相同。三子级的推进剂管理系统按姿控要求作了相应改进。推进剂管理系统的推力室情况见表13。

 <h3>
　　五、制导和控制系统</h3>
　　与长征三号A相比，由于增加了助推器，长征三号B相应增加了助推器的起动、关机和分离等控制功能。
 
<tABle Border bgcolor=yellow align=right><cAption>表14　长征三号B单星发射典型飞行程序</cAption>
<tr><th>时间(秒)</th><th>　　　事　件</th></tr>
<tr><td>T+0</td><td>火箭起飞</td></tr>
<tr><td>T+125.55</td><td>助推器发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+127.05</td><td>助推器分离</td></tr>
<tr><td>T+147.367</td><td>一子级发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+148.867</td><td>一、二级分离</td></tr>
<tr><td>T+228.867</td><td>卫星整流罩分离</td></tr>
<tr><td>T+325.871</td><td>二子级主发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+330.871</td><td>二级游动发动机关机</td></tr>
<tr><td>T+331.871</td><td>二、三级分离</td></tr>
<tr><td>T+626.086</td><td>三子级发动机第一次关机,进入滑行段</td></tr>
<tr><td>T+1211.753</td><td>三子级发动机第二次点火,滑行段结束</td></tr>
<tr><td>T+1390.385</td><td>三子级发动机第二次关机</td></tr>
<tr><td>T+1470.384</td><td>星/箭分离</td></tr>
</tABle> 
<h3>　　六、遥测系统</h3>
　　遥测系统与长征三号A的相同，只是增加了助推器的测量参数。
 
<h3>　　七、外测安全系统</h3>
　　外测安全系统与长征三号A的相同。
 <h3>　　八、电源系统</h3>
　　电源系统基本上与长征三号A相同，只是由于增加了4个助推器，因而相应地增加了一个程序配电器。九、典型飞行程序 
　　长征三号B的主要任务是发射地球同步卫星，可做单星或多星发射。长征三号B在西昌卫星发射中心的2号工位发射，射向97.5度，轨道倾角28.5度或更低。发射轨道的类型与长征三号A的相同。单星发射时的飞行程序见表14。 
<table align=left><td>
（转自《世界航天运载器大全》，待续）</td></table> 
<hr>

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