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标  题: 长征三号A
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发信人: necntt (就吃猫...不行啊), 信区: Aero       
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表7__长征三号A的主要技术性能 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
 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
　
　
长征三号A
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。
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。
　
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。
　
　
一、主要技术性能(表7)
　
二、总体布局
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。
三、箭体结构
长征三号A火箭的箭体结构由一、二、三子级和整流罩组成。
1.一子级结构
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。
2.二子级结构
二子级结构的组成及结构形式与长征三号基本相同。
3.三子级结构
三子级结构由贮箱、仪器舱、过渡锥和包带装置组成。
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。
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。
　
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。
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。
　
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。
　
4.整流罩
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。
四、推进系统
　　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。
 　　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。
　 表8　YF-75发动机的主要性能
　===============================
　　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)
　============================
　　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，氢喷嘴为直流缝隙式。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。喷管延伸段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氢喷嘴，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。
 　　（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。
 　　（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。
表9　FY-83发动机的推力室参数 推力室功能　单室推力（牛）　推力室数量
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
　　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。
五、制导和控制系统
　　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。
 　　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。
 　　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。
 　　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。
　　六、遥测系统
　　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、ＣＡ
ＭＡＣ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。
　　七、外测安全系统
　　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。
　　八、电源系统
　　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。
　　九、其它系统
　　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。
　 表10　长征三号Ａ火箭的典型飞行程序 时间(秒) 事　　件
T-3 第一级点火
T+0 起飞
T+146.451 一子级发动机关机
T+147.951 一、二级分离
T+232.951 抛弃整流罩
T+256.633 二子级主发动机关机
T+262.633 二、三级分离
T+614.211 三子级发动机第一次关机,
进入停候轨道
T+1191.419 三子级发动机第二次点火
T+1309.239 三子级发动机第二次关机,
末速修正开始
T+1329.239 末速修正结束,保持姿态
T+1389.239 星箭分离
　　十、典型飞行程序
　　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。
　　十一、飞行记录（见表11）
表11　长征三号Ａ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
名称 质量
(公斤) 近地点
(公里) 远地点
(公里) 倾角
(度)
1
　 1994.2.8
　 夸父一号
实践四号 1342
396 200
　 36194
　 28.5
　 一箭
双星
2 1994.11.30 东方红三号 2232 200 36197 28.5 　
　 
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            ( 'v' )
             (___)   　
             "---" 　
     

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