发信人: grace (忧昙花), 信区: Aerospace
标 题: 长征三号
发信站: 大红花的国度 (Sat Jun 10 20:25:19 2000), 转信
发信人: necntt (就吃猫...不行啊), 信区: Aero
发信站: BBS 水木清华站 (Sat Jun 10 04:26:20 2000)
长征三号
概 述
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。
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
。
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。
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3
2000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。
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。
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。
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。
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。
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。
表２ 长征三号的主要技术性能 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
=======================================
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
========================================
二子级
级长 9.47米
直径 3.35米
质量 39.44吨
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)
=======================================
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
=======================================
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
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）。
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。
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。
一、主要技术性能
（表２）
二、总体布局
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。
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。
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。
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。
三、箭体结构
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。
1.一子级结构
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。
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。
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。
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
。
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。
2.二子级结构
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。
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。
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。
3.三子级结构
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
4.整流罩
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。
四、推进系统
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。
1.一子级推进系统
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。
2.二子级推进系统
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。
3.三子级推进系统
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。
（1）ＹF-73氢氧发动机
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
表3ＹF-73发动机主要性能 真空推力 44.43千牛
真空比冲 4119牛·秒/公斤
推进剂总流量 10.786公斤/秒
推进剂质量混合比 5.0
验收时的工作时间 800秒(第一次工作)
200秒(滑行段)
600秒(第二次工作)
外廓尺寸(高×直径) 1438毫米×2220毫米
（2）输送系统
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。
（3）增压系统
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。
（4）推进剂管理系统
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
。
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。
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。
（5）其它系统
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。
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。氧排气管道和氢排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。
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氢排气管出口进行气封，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。
五、制导和控制系统
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。
1.制导系统
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。
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。
2.姿态控制系统
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。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。
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。
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。
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
。
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。
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。
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。
六、遥测系统
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。
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。
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。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。
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。
七、外测安全系统
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。
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。
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。
八、电源系统
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。
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。
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。
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。
表4__长征三号箭上火工品名称、数量及用途 安装位置 名称 数量 用途
一子级 电爆管 24 起动主阀门、起动阀门、
断流阀门、火药起动器
爆炸螺栓 12 一、二级级间连接及分离
引爆器 1 引爆爆炸器
爆炸器 1 自毁
二子级 电爆管 7 起动主阀门、起动阀门、
断流阀门
爆炸螺栓 26 二、三级级间连接及分离、
整流罩的连接及分离
正推火箭 2 二、三级级间分离、
推进剂沉底
反推火箭 8 二、三级级间分离
点火器 10 点燃正、反推火箭
引爆器 1 引爆爆炸器
爆炸器 1 自毁
三子级 点火器 20 点燃发动机的燃气发生器
和燃烧室
电爆管 2 起动无水肼喷管系统
爆炸螺栓 2 包带的连接及解锁
反推火箭 2 星箭分离(发射外星时
改为4台起旋火箭)
点火器 2 点燃反推火箭(发射外星时
4枚点火器点燃起旋火箭)
小型爆炸器 2 自毁
九、其它系统
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。
1.起旋系统
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
。
2.推进剂加注系统
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。
3.火工品系统
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。
4.方位瞄准系统
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。
5.垂直度调整系统
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。
表5__长征三号的典型飞行程序 时间(秒) 事件
T-3 第一级点火
T+0 起飞
T+10 程序转弯开始
T+126.66 一子级发动机关机
T+127.89 一、二级分离
T+255.25 二子级主发动机关机
T+259.25 抛弃整流罩
T+262.25 二子级游动发动机关机
T+263.25 二、三级分离
T+688.88 三子级发动机第一次关机,
进入停候轨道
T+935.70 三子级发动机第二次点火
T+1253.71 三子级发动机第二次关机
T+1261.71 末速调整喷管关机
T+1291.71 星/箭进入转移轨道,
起旋火箭点火
T+1292.21 起旋火箭熄火
T+1292.71 星箭分离
十、典型飞行程序
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）。
十一、飞行记录(表6)
表6长征三号火箭飞行记录 序号 发射日期
(年.月.日) 有效载荷 轨道参数 备注 序号 发射日期
(年.月.日) 有效载荷 轨道参数 备注
名称 质量
(公斤) 近地点
(公里) 远地点
(公里) 倾角
(度) 名称 质量
(公斤) 近地点
(公里) 远地点
(公里) 倾角
(度)
1 1984.1.29 东方红二号 910 400 / 31.1 失败① 6 1990.2.4 东方红二号甲 1024 20
0 36171 31.1
2 1984.4.8 东方红二号 910 400 36111 31.1 7 1990.4.7 亚洲一号 1247 200 3614
0 31.1
3 1986.2.1 东方红二号 917 400 36127 31.1 8 1991.12.28 东方红二号甲 1024 20
0 / 31.1 失败②
4 1988.3.7 东方红二号甲 1024 200 36116 31.1 9 1994.7.21 亚太一号 1385 200
42386 27
5 1988.12.22 东方红二号甲 1024 200 36151 31.1
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。
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。
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