发信人: grace (忧昙花), 信区: Aerospace
标 题: 长征四号.A.B
发信站: 大红花的国度 (Sat Jun 10 20:25:51 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 04:33:36 2000)
长征四号
概 述
长征四号系列运载火箭由风暴一号、长征四号、长征四号Ａ、长征四号Ｂ等火箭组
成，由上海航天局负责研制。风暴一号是一种两级火箭，1969年8月开始研制，主要用来
发射低轨道科学试验卫星，曾研制过三种状态的火箭，1982年停止使用。在风暴一号基
础上，于1979年开始研制三级常规运载火箭长征四号，作为发射地球同步轨道卫星的运
载火箭的另一方案，1982年停止研制。在此基础上转入研制长征四号Ａ火箭，用于发射
太阳同步轨道卫星，并于1988年9月7日成功地将中国第一颗试验气象卫星——风云一号
送入预定轨道。1990年9月3日进行了第二次发射试验，将三颗卫星同时射入预定轨道。
1989年2月在长征四号A的基础上，又开始研制长征四号B火箭，可运送尺寸和质量更大的
对地观测应用卫星。
长征四号系列火箭的总体参数和运载能力见表1。
表1 长征四号系列运载火箭 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(轨道)
(公斤)
风暴一号 2 32.57 3.35 192.679 2746 1500(近地轨道)
长征四号 3 41.901 3.35 248.926 2942 1250(静地转移轨道)
长征四号A 3 41.901 3.35 241.092 2942 1500(太阳同步轨道)
长征四号B 3 45.576 3.35 248.470 2971 2200(太阳同步轨道)
风暴一号
风暴一号运载火箭是1969年8月国家下达任务，由上海航天局负责研制的两级液体火
箭，采用四氧化二氮和偏二甲肼作推进剂，主要用来发射低轨道卫星。根据不同的任务
和用途，曾先后研制过三种状态的火箭。1972年8月首次进行遥测试验火箭发射，取得了
基本成功。1975年7月发射了中国第一颗质量超过1吨的卫星。1977年7月用风暴一号进行
了低弹道第一次飞行试验。
风暴一号在我国酒泉卫星发射中心进行了11次飞行，取得了7次成功，共发射了6颗
低轨道人造地球卫星（其中包括1981年9月我国第一次用一枚火箭同时发射的3颗卫星）
，并成功地为新技术试验进行了两次低弹道发射。风暴一号火箭于1982年停止使用。
一、主要技术性能(表2)
二、总体布局
风暴一号运载火箭全长32.57米，起飞质量192679公斤，由一、 二子级组成。除箭
体结构外，箭上装有控制系统、遥测系统、跟踪测量系统、安全自毁系统、推进系统和
电源配电系统等设备。
表2 风暴一号的主要性能参数 级数 2
全长 32.570米
最大直径 3.35米
起飞质量 192679公斤
起飞推力 2746千牛
推重比 1.453
运载能力 1500公斤(近地点190
公里、倾角69度轨道)
入轨精度
近地点高度偏差 8公里
倾角偏差 0.3度
近地点幅角偏差 10度
升交点经度偏差 0.2度
─────────────────────
一子级
级长 23.819米
直径 3.35米
质量 151303公斤
结构质量 8992公斤
推进剂质量 142730公斤
发动机 FY-21
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
地面推力 2746千牛地面
比冲 2535牛·秒/公斤
工作时间 128.089秒
─────────────────────
二子级
级长 8.607米
直径 3.35米
质量 39515公斤
结构质量 3535公斤
推进剂质量 36095公斤
发动机 FY-23
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 716千牛(主机)
44.13千牛(游机)
真空比冲 2815牛·秒/公斤(主机)
2736牛·秒/公斤(游机)
工作时间 117.41秒(主机)
323.41秒(游机)
─────────────────────
卫星整流罩
长度 3.144米
质量 242公斤
直径 2.2米
有效容积 5.1立方米
一、二子级的布局与长征二号Ｃ的基本相同，主要不同处在火箭头部。为使卫星免
受大气层气流冲刷，风暴一号在卫星外部装设了球锥形整流罩。仪器舱位于二子级前部
，前端与卫星及整流罩相连，仪器舱壳体作为它们的支承件，内部装有控制系统、跟踪
测量系统、安全自毁系统的大部分仪器。其它仪器安装在箱间段、级间段及尾段舱体内
部。火箭外部Ⅱ、Ⅳ基准处分别设置有电缆和增压供气管路的通道。贮箱前底都开设人
孔口盖，仪器舱、箱间段、尾段、级间壳段都设置设备检修窗口，给火箭维护使用带来
了方便。
三、箭体结构
一子级由级间壳段、杆系、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、后过渡段和尾段组成。二
子级由仪器舱、氧化剂箱、箱间段和燃料箱组成。头部有卫星整流罩。一、二子级的贮
箱和舱段结构与长征二号Ｃ的基本相同。
卫星整流罩是为保护卫星顺利穿越大气层而专门设计的舱体。它由半径为650毫米的
球壳和半锥角为10度的截锥体分为两个半壳组成，底部直径为2200毫米，总长为3144毫
米。整流罩采用铆接结构。球头部分为酚醛玻璃钢模压件。截锥体部分为蒙皮桁条金属
薄壁结构，中间设有加强框。为满足卫星透波率要求，在卫星天线的相应部件，整流罩
局部的蒙皮使用5毫米厚的环氧树脂玻璃钢。由于飞行中气动加热严重，表面涂覆耐高温
涂层。整流罩在火箭飞行高度超过110公里后与箭体分离，分离采用爆炸螺栓解锁，弹射
筒平推分离方案，两个半罩的横向分离速度约为5米/秒。
三、推进系统
风暴一号的推进系统由一、二子级发动机及推进剂增压输送系统等组成。
１.一子级发动机
发动机代号为ＦＹ-２１，由四台ＦＹ-２０单管泵压式发动机并联组成，用来提供
第一级飞行的动力和控制力。每台发动机都由推力室、涡轮泵、火药起动器、起动阀门
、主阀门、降温器、蒸发器、主断流阀门等组成。各台发动机推力通过机架传向箭体，
发动机的安装角为２度５０分，分别与箭上推进剂主管路对接，各自构成独立的工作系
统。氧化剂和燃料的泵前都装有补偿软管，能够实现泵前切向±１０度摇摆。发动机具
有自生增压系统，氧化剂增压用的四氧化二氮从主阀门前引出，用气蚀管控制发动机副
系统流量，用节流圈控制主系统流量。发动机推力室的头部喷注器共有２５９８个直流
式喷嘴，呈同心圆布置在１５个喷注器环上。整个喷注器面用隔板组件分隔成７个区，
以防止横向燃烧不稳定。喷注器还采用了液相分区型的流强分布，以防止纵向燃烧不稳
定。发动机的火药起动器和燃气发生器直接焊在涡轮盖上，四氧化二氮蒸发器与涡轮排
气管之间采用无法兰焊接结构，燃气降温器固定在推力室身部圆柱段外。发动机上高压
导管采用脉冲自动氩弧焊和线压紧式的钎焊接头连接。
一子级发动机的起动程序为先起动Ⅱ、Ⅳ分机，间隔０.２５秒再起动Ⅰ、 Ⅲ分机
。各分机的起动程序是先打开燃料起动阀门，过０.３６秒再打开氧化剂起动阀门，再过
０.６５秒火药起动器工作。关机程序为四个分机的燃料主阀门、 氧化剂主阀门和副系
统氧化剂断流阀门同时通电，起爆电爆管使之关闭，截断推进剂通路，实现发动机关机
。
２.二子级发动机
发动机代号为ＦＹ-２３，由ＦＹ-２２主发动机（主机）和ＦＹ-２３Ｕ游动发动机
（游机）组成。主机和游机自成系统独立工作。发动机推力通过机架传向箭体。主机和
游机的涡轮泵分别布置在火箭的Ⅰ、Ⅲ基准处，游机的涡轮泵装在主机推力室的头部。
ＦＹ-２２主发动机它的基本组成及总体布局与ＦＹ-２０发动机大体相同。主要不
同处是：主机与机架采用固定式连接，机上不设摇摆装置；燃料和氧化剂泵后主管路上
均装有气蚀管，用气蚀管控制主、副系统的流量和混合比；蒸发器的四氧化二氮的引出
点在推力室头部氧化剂入口处；蒸发器与涡轮泵间采用法兰连接。
ＦＹ-２３Ｕ游动发动机主要由四台摇摆发动机组和一台共用的小型涡轮泵组成。各
机组的安装角为１０度。在机组的框架上有伺服机构安装座，各分机可作±６０度切向
摇摆。游机用的推进剂在主发动机泵前管路引出，游机泵后推进剂由四通接头分散给四
台游机的燃烧室。
二子级发动机的起动程序为：先打开燃料起动阀门，隔０.４秒打开氧化剂起动阀门
，再过０.７秒主机火药起动器工作，再经１.２秒游机火药起动器工作。关机程序为：
主机采用氧化剂主阀门、燃料主阀门和副系统氧化剂断流阀门同时关闭的关机程序，主
机和游机的关机时间间隙可按发射任务需要确定。
二子级发动机ＦＹ-２３从１９８０年起改用代号为ＹＦ-２４的发动机。ＹＦ-２４
发动机的结构和性能与ＦＹ-２３的基本相同，详见长征二号Ｃ火箭的二子级发动机部分
。
３.增压输送系统
系统的组成和原理与长征二号Ｃ的基本相同。
四、制导和控制系统
风暴一号的制导和控制系统由制导系统、姿态控制系统和电源配电系统组成。箭上
设备和工作原理与长征二号Ｃ的基本相同。风暴一号火箭的主要特点是：制导系统采用
平台-计算机方案，关机方程的运算是控制一、二子级发动机的关机时间，使卫星运行周
期的偏差最小；运算时以视速度作为关机特征量，当火箭达到关机特征量时，即发出该
级发动机的关机指令。第一级飞行中不进行导引控制，第二级在级间分离后１６秒开始
导引，采用了速度导引和高度导引相结合的混合导引方案，从而提高了卫星入轨精度。
第一级姿态控制系统对高次振型采用增益控制，即滤波网络的办法，对一阶振型采用相
位控制，即采用速率陀螺使振动衰减，提高刚体运动的稳定性。在俯仰、偏航通道中增
加加速度表反馈回路，限制箭体在大干扰作用下发动机的摆角。第二级姿态控制系统采
取了增强校正网络微分作用、游机提前冷摆和变反馈等措施，以解决起控时的稳定性。
在贮箱内设置“＋”字隔板，提高推进剂晃动频率，改善晃动稳定性。电源配电系统中
采用机电式程序配电器，由方波电源带动步进电磁铁，使凸轮组等速转动，控制簧片的
接通和断开，实现对控制系统程序配电。
五、安全自毁系统
它的任务有两个：一是火箭在主动段飞行过程中，当发生严重故障，不能完成预定
的飞行任务时，为保证航区的安全，系统可根据遥控指令或箭上姿态失稳信号将火箭在
空中自毁；二是将完成飞行任务的一、二子级箭体在空中炸毁。箭上系统由电池、爆炸
器、控制机构、安全指令接收机等组成。 姿态失稳自毁和遥控自毁的工作原理与长
征二号Ｃ的相同，对完成飞行任务的一、二子级箭体，风暴一号采用钟表机构自动延时
后在空中自行炸毁。
六、跟踪测量系统
该系统担负主动段外弹道测量和安全遥控任务，即实时测量飞行弹道数据，作为安
全遥控的信息，并为飞行结果分析提供依据。箭上跟踪测量系统的设备主要有ＷＡ５２
１连续波应答机、ＷＡ５２２单脉冲应答机、ＷＡ５２３引导雷达应答机、ＷＡ５２４
安全指令接收机及其相应的天线、功分器，还有电池等。
七、遥测系统
该系统用来测量和监视各系统在飞行中的工作情况及环境条件，箭上采用一套大容
量遥测设备来完成参数的监测。箭上遥测系统的设备主要有传感器、变换器以及缓变交
换子、速变交换子、编码器、发射机。
大容量遥测设备的使用状态是３０千码缓变信号（Ａ组）、３０千码数字信息（Ｂ
组）、２个副交换子和２个高精度时间参数。
八、典型飞行程序与轨道
风暴一号火箭发射科学试验卫星（一箭一星状态）典型飞行程序见表３。
九、飞行记录（见表４）
表３ 风暴一号典型飞行程序 时间(秒) 事件
T+0 火箭起飞
T+7 程序转弯开始
T+123.156 箭上计算机发出一子级
发动机关机指令(预令)
T+125.856 一子级发动机关机(主令),
二子级主发动机点火
T+126.856 一子级分离,二子级游动
发动机点火
T+137.156 卫星整流罩分离
T+233.622 二子级主发动机关机
T+416.822 二子级游动发动机关机
T+421.822 星箭分离,二子级反推
T+422.322 二子级反推,转动
T+423.702 控制系统断电,飞行结束
表４ 风暴一号火箭飞行记录 序号 发射日期
(年.月.日) 有效载荷 轨道参数 备注
名 称 质 量
(公斤) 近地点
(公里) 远地点
(公里) 倾 角
(度) 周 期
(分)
1 1972.8.10 试验配重 1050
2* 1973.9.18 科学试验卫星 1138 失败①
3* 1974.7.12 科学试验卫星 1108 失败②
4 1975.7.26 科学试验卫星 1107 187 474 69.027 91.02
5 1975.12.16 科学试验卫星 1108 184 387 68.991 90.22
6 1976.8.30 科学试验卫星 1108 191 2145 69.166 108.44
7* 1976.11.10 科学试验卫星 1208 失败①
8 1977.9.14 试验配重 3100
9 1978.4.15 试验配重 3100
10* 1979.7.28 科学试验卫星 250 失败①
科学试验卫星 480
科学试验卫星 30
11 1981.9.20 科学试验卫星 250 231.4 1610.4 59.44 103.43
科学试验卫星 480
科学试验卫星 30
①二子级游机故障；②二子级主机故障
长征四号Ａ
长征四号Ａ运载火箭由上海航天局负责研制，从１９７９年至１９８８年历时１０
年，１９８８年９月７日在太原卫星发射中心进行了首次发射，将中国第一颗试验型气
象卫星送入９０１公里高度的太阳同步轨道，获得圆满成功。从此，长征四号Ａ运载火
箭开始进入使用阶段。
长征四号Ａ在风暴一号火箭的基础上增加了常规三子级，形成了三级火箭。它全部
采用常温推进剂，增大了一子级发动机的推力，加长了一子级贮箱。三子级贮箱采用高
强铝单层薄壁共底结构和全程常温氦气定值增压，三子级发动机为双向摇摆式控制，发
动机支撑形式采用铝合金铆接化铣混合型短舱结构，使用双向摇摆伺服机构和无水肼表
面张力贮箱。长征四号Ａ首次采用数字式控制系统，为适应卫星外形尺寸的需要，研制
了大直径的卫星整流罩。
作为发射地球同步卫星的长征四号火箭，除了上述特点外，原另有两项较大的改进
，一是三子级发动机采用二次点火，二是二子级发动机采用大喷管。这些措施都是为了
提高运载能力，但在以后的长征四号Ａ研制中均未采用。
长征四号Ａ作为常规三级运载火箭的基本型号，主要任务是发射各种对地观测应用
卫星系列。它具有较高的可靠性，成本低廉，使用方便。
一、主要技术性能(表5)
表５ 长征四号Ａ的主要技术性能 级数 3
全长 41.901
米最大直径 3.35
米翼展 6.15
米起飞质量 241.092
吨起飞推力 2942千牛
推重比 1.24
运载能力 1.5吨(倾角99度、
高910公里轨道)
入轨精度
近地点高度偏差 40公里
远地点高度偏差 40公里
轨道倾角偏差 0.12度
偏心率偏差 0.005度
───────────────────
一子级
级长 24.65米
直径 3.35米
起飞质量 187.26吨
结构质量 9.83吨
推进剂质量 177.43吨
发动机 YF-21B
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
地面总推力 2942千牛
比冲 2550牛·秒/公斤
工作时间 150.6秒
───────────────────
二子级
级长 10.40米
直径 3.35米
起飞质量 38.58吨
结构质量 3.08吨
推进剂质量 35.5吨
发动机
主机 YF-22
游机 YF-23F
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 2835牛·秒/公斤(主机)
2742牛·秒/公斤(游机)
工作时间 126.8秒(主机)
136.8秒(游机)
─────────────────
三子级
级长 4.954米
直径 2.9米
起飞质量 13.14吨
结构质量 1.80吨
推进剂质量 11.34吨
发动机 YF-40
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 98.0千牛
真空比冲 2942牛·秒/公斤
工作时间 329.8秒
─────────────────
整流罩
长度 4.908米
直径 2.9米
质量 612公斤
有效容积 10.5立方米
二、总体布局
长征四号Ａ为三级液体运载火箭，由箭体结构、推进系统、制导与控制系统、遥测
系统、跟踪测量系统、电源配电系统、安全自毁系统等组成。总体布局见图11。
火箭由一子级、二子级、三子级及有效载荷整流罩组成。一、二子级的布局基本与
长征三号火箭相同，三子级的布局为发动机（含保护罩）-氧化剂箱-燃料箱-仪器舱。二
、三子级之间通过级间壳段用６个爆炸螺栓相连，并采用冷分离方案，由安装在二子级
火箭上的８台反推小火箭产生分离力。有效载荷整流罩与三子级火箭前短壳用６个爆炸
螺栓连接。整流罩两半壳用三对爆炸螺栓连接，解锁后，由整流罩两半壳上的火药弹射
筒执行平推分离。有效载荷通过转接锥与三子级火箭的仪器舱相连，有效载荷上的包带
解锁后，三子级火箭上的两台反推小火箭点火，使星箭分离。三子级火箭后短壳上的两
台正推火箭在三子级发动机推力建立之前产生一个附加加速度，以使推进剂沉底，确保
三子级发动机正常起动并可靠地工作。
火箭上的电子设备大部分安排在仪器舱中，部分安排在箱间段及级间段和贮箱前、
后短壳内。
三子级火箭安排有两台发动机，位于Ⅰ、Ⅲ基准对称位置，通过双向摆动来控制火
箭的飞行姿态。
三子级火箭的姿控发动机布置在发动机短舱上，主机关机后控制火箭俯仰、偏航、
滚动三个方向的飞行姿态并进行末速修正。
三、箭体结构
表６ 长征四号Ａ一子级箭体
主要结构一览表 舱段 长度
(毫米) 直径
(毫米) 主要材料
级间段壳段
杆系 3250
1400 3350
3370 LY12
30CrMnSiA
氧化剂箱 9320 3350 LD10
箱间段 1330 3350 LY12
燃料箱 8229 3350 LD10
后过渡段 1050 3350 LD10、LC9、LY12
尾段 2400 3350 LY12
尾翼 翼展6150 翼弦2200 LY12
箭体结构由有效载荷整流罩、仪器舱、氧化剂箱、燃料箱、箱间段、级间段、后过
渡段、尾段和尾翼等组成。
推进剂贮箱的主要材料是ＬＤ１０铝合金，经化铣焊接而成，其它铆接舱段的主要
材料是ＬＹ１２、ＬＣ９、ＬＣ４等铝合金。
１.一子级箭体结构
为提高运载能力，在长征三号基础上将两只推进剂贮箱共加长４米，将级间杆系加
长至1.4米。其余结构均同长征三号。主要参数见表６。
２.二子级箭体结构
为适应三子级直径及三子级发动机的工作需要，在长征三号基础上，将二、三子级
级间段的锥角减小，并相应增加了长度，其余结构均同长征三号。主要参数见表７。
为适应三子级直径及三子级发动机的工作需要，在长征三号基础上，将二、三子级
级间段的锥角减小，并相应增加了长度，其余结构均同长征三号。主要参数见表７。
３.三子级箭体结构
表7 长征四号Ａ二子级箭体
主要结构一览表 舱段 长度
(毫米) 直径
(毫米) 主要材料
级间段 2900 3350/2900 LY12
氧化剂箱 1406 3350 LD10
箱间段 1330 3350 LY12
燃料箱 1521 3350 LD10
表８ 长征四号Ａ三子级箭体
主要结构一览表 舱段 长度
(毫米) 直径
(毫米) 主要材料
仪器舱 1150 1060/2896 LY12、LC4
共底贮箱 1920 2900 LD10、LC9
发动机舱 410 1154 LD10、LC4、LY12
三子级箭体结构由仪器舱、共底贮箱和发动机短舱等组成，外形见图１２。
共底贮箱的共底为薄壁单层铝合金结构，减轻了结构质量。前箱为燃料箱，后箱为
氧化剂箱。为解决刚晃交耦问题，箱内装有“米”字形及“十”字形隔板、防晃板和防
漩装置。
仪器舱为截锥形，外加桁蒙皮铆接结构，蒙皮上压制了标准的加强槽，以增加结构
刚度。
发动机舱采用放射肋壁板和蒙皮混合式结构的铝合金圆筒壳。它与传统的钢质桁架
结构比较，具有质量轻、结构紧凑、扭转刚度好及传力路线短等显著优点。
发动机舱是三子级火箭安装主发动机、姿态控制发动机、伺服机构、肼瓶、气瓶和
动力系统等主设备的舱体，它将推力、伺服机构作用力及各种质量力传递到贮箱的后底
上，并经受发动机工作时恶劣的振动和热辐射环境。三子级箭体主要参数见表８。
４.整流罩
有效载荷整流罩为蚌壳形纵向两半可分离结构，由球头、前锥、后锥、圆筒段和分
离元件等组成，其外形见图１３。
球头、前锥、后锥为玻璃钢材料，筒段材料为铝合金，筒段两半壳连接及与三子级
火箭连接均用爆炸螺栓。两半罩分离用火药弹射筒产生分离力。
为满足有效载荷无线电波透波要求，在筒段局部开有必要的透波口（玻璃钢结构）
。筒段后部开有１４个通气孔，以平衡第一级火箭飞行段罩内、外的压力。为防止飞行
时的气流沿着对接缝进入罩内，在整流罩对接面处装有金属挡风板。
四、推进系统
长征四号Ａ推进系统由推进剂贮箱、增压输送系统及发动机组成。增压输送系统提
供发动机泵入口需要的最低压力，发动机为火箭提供推力和控制力矩。
１.一子级推进系统
表9 长征四号Ａ一子级发动机主要性能 参数 数值
地面推力(千牛) 2942
地面比冲(牛·秒/公斤) 2550
推进剂质量混合比 2.12
氧化剂流量(公斤/秒) 197.3×4
燃料流量(公斤/秒) 93.1×4
起动加速性(从火药起动器点火
到建立90%推力的时间)(秒) ≤1.3
后效冲量偏差(千牛·秒) ≤19.6
蒸发器出口参数
四氧化二氮流量(公斤/秒) 0.5×4
四氧化二氮温度(摄氏度) 280
降温器出口参数
燃气流量(公斤/秒) 0.24×4
燃气温度(摄氏度) 280
（１）发动机
一子级推进系统的发动机由４台独立工作、可切向摇摆的ＹＦ-２０Ｂ单机通过机架
并联而成，代号为ＹＦ-２１Ｂ，主要性能见表９。ＹＦ-２１Ｂ发动机总质量为２８５
０公斤，外廓最大直径为３５１０毫米，总长度为３３３５毫米，单机安装角为２度５
０分，允许切向最大摆角±１０度。发动机系统组成同长征二号ＹＦ-２１。
（２）增压输送系统
增压输送系统的主要功用为确保发动机起动和飞行过程所需要的推进剂量并满足泵
入口需要的最低压力，完成推进剂加注与排泄，并保证在充填情况下能够存放一定的时
间。系统的组成同风暴一号。
表10 长征四号Ａ二子级发动机主要性能 参数 数值
额定真空推力(千牛) 719.8(YF-22)
46.1(YF-23F)
额定真空比冲(牛·秒/公斤) 2835(YF-22)
2742(YF-23F)
额定推进剂混合比 2.18(YF-22)
1.57(YF-23F)
平均秒流量(公斤/秒)氧化剂 174.51(YF-22)
10.17(YF-23F)
燃料 79.98(YF-22)
6.50(YF-23F)
发动机工作时间(秒) 126.8(YF-22)
136.8(YF-23F)
真空后效冲量(千牛·秒) 255(YF-22)
8.24(YF-23F)
起动加速性(秒) 0.9(YF-22)
0.5(YF-23F)
关机减速性(秒) 0.5(YF-22)
0.9(YF-23F)
游机起动与关机相对两单
机的推力差(千牛) 3.92
发动机关机水击压力峰值(兆帕)
氧化剂 3.43
燃料 3.43
蒸发器出口参数
四氧化二氮流量(公斤/秒) 0.8
四氧化二氮温度(摄氏度) 250
降温器出口参数
燃气流量(公斤/秒) 0.25
燃气温度(摄氏度) 250
２.二子级推进系统
（１）发动机
二子级推进系统的发动机由固定在机架中央的一台主发动机ＹＦ-２２和周围４台共
泵、可切向摆动的游动发动机（ＹＦ-２３Ｆ）组成，其代号为ＹＦ-２４Ｆ，发动机主
机主要性能见表１０。
ＹＦ-２４Ｆ发动机外廓最大直径为３３１８毫米，总长度３４００毫米，游动发动
机安装角１０度，可切向摆动±６０度。发动机系统组成同ＹＦ-２４。
（２）增压输送系统
增压输送方案同一子级。二子级氧化剂箱气瓶增压系统采用小气瓶，燃料箱无气瓶
增压系统。
３.三子级推进系统
表11 长征四号Ａ三子级
发动机主要性能 参数 数值
额定真空推力(千牛) 49.03
额定比冲(牛·秒/公斤) 2942
额定推进剂质量混合比 2.15
发动机总流量(公斤/秒) 16.67
发动机工作时间(秒) 329.8
真空后效冲量(千牛·秒) 24.34
起动加速性(秒) ＜1.2
关机减速性(秒) 1.1～1.2
关机水击压力峰值(兆帕)
氧化剂 2.94
燃料 1.96
（１）发动机
三子级推进系统发动机由两台独立工作、可双向摇摆的单机通过发动机舱并联而成
，代号为ＹＦ-４０。三子级发动机采用泵压式供应系统和燃气发生器动力循环系统，具
有二次起动能力。发动机主要性能见表１１。ＹＦ-４０发动机总质量为８３公斤（不含
发动机舱），外廓最大直径为６５０毫米，总长度为１２３３毫米，最大摆角±４.５度
。发动机由以下系统组成：
１）起动系统它是驱动涡轮转动，使发动机进入工作状态的最初动力源，由火药起
动器、火工品、压力信号器等组成。
２）副系统供应涡轮工质，维持涡轮正常工作的能源系统，由涡轮、燃气发生器、
节流圈、过滤网、气蚀管、副阀门等组成。
３）主系统向燃烧室供应推进剂并产生推力的系统，由泵、隔离阀门、主气蚀管、
推力室、主阀门等组成。
４）电动气动控制系统控制发动机上各阀门开启和关闭的系统，由电动气阀门、气
体节流圈等组成。
５）排空系统发动机第一次关机后，泄放发动机腔道内的剩余推进剂，为二次起动
作准备，由排空阀门及排空导管组成。
６）油气源系统当涡轮泵工作时，使端面密封处于良好状态。
（２）增压输送系统
增压系统采用全程定压氦气增压及旁路增压方式，主、副两路增压，形成冗余系统
。系统由主、副增压系统组成。
１）主增压系统发动机起动前，主电动气阀门打开，氦气瓶组的氦气经减压器减压
后分成两路，分别进入推进剂箱增压，增压流量由节流圈限定。主增压系统由氦气瓶组
、手动开关、主电动气阀门、减压器、气动阀门、节流圈、单向阀门等组成。
２）副增压系统设置在主电动气阀门前，增压管路直通氧化剂箱和燃料箱，由补压
电动气阀门控制。当贮箱压力低到一定值时，打开贮箱的补压电动气阀门进行补压。副
增压系统由补压电动气阀门、压力信号器、节流圈等组成。
３）输送系统由氧化剂和燃料的输送管路及加注、排泄阀门等组成。
（３）末速修正与姿控发动机系统
该系统发动机为氦气挤压式单组元无水肼发动机（ＦＹ-８２），用于对三子级火箭
末速进行修正和姿态调整。发动机总质量为５４公斤，无水肼加注量为２０公斤，全部
系统安装在发动机舱上。
系统由气路（充气阀门、钛合金气瓶、电爆阀门、减压器、破裂膜片、蓄留组件等
）、液路（表面张力贮箱、破裂膜片、过滤器、节流孔板、加注阀门等）、推力室和电
磁阀门（四种推力的１４台推力室及相应的电磁阀门等）、温控系统、电缆及传感器等
组成。系统原理见图１５。
系统的特点是：长时间工作的末速修正发动机和多次脉冲式工作的姿控发动机采用
统一的推进剂输送系统和先进的表面张力贮箱，可使加注推进剂后的贮箱寿命大大提高
；液路系统包括贮箱、导管、阀门等均采取了电加温和保温措施，保证推进剂使用温度
不低于５摄氏度。
１）表面张力贮箱它由两部分组成：贮箱外壳和推进剂管理装置。贮箱结构包括壳
体、隔舱板、通道组件、气泡过滤器、进气蓄留组件和气路膜片等。贮箱外壳分为有推
进剂管理的下舱和无推进剂管理的上舱，上、下舱由隔舱板分开，下舱容积占总容积的
４０％。推进剂管理装置保证在失重或低重力条件下推进剂始终能覆盖贮箱出口，随时
向发动机提供不含气体的推进剂。
２）温控系统 为确保发动机可靠工作，设置了无水肼温控系统。它包括贮箱温控
、导管组件地面温控和导管箭上温控。
五、纵向耦合振动抑制系统
纵向耦合振动（简称POGO）是指大型液体推进剂火箭的结构纵向振动与推进系统相
互作用而产生的正反馈闭合回路的自激振动。
为避免火箭发生纵向耦合振动，在一子级和二子级的氧化剂输送管路的起动阀门前
，均设置了抑制POGO效应的蓄压器。一子级蓄压器为整球形，初始最大容积为2升。二子
级蓄压器为半球形，初始最大容积为1.4升。主要结构由壳体、盖、橡胶碗、挡网和通道
等组成。
六、制导与控制系统
长征四号A制导与控制系统由制导系统、姿态控制系统、计算机自动调零系统和时
序系统组成。
1.制导系统
该系统由三轴陀螺惯性平台、箭上计算机、平台伺服放大器、加速度计放大器、检
波功率放大器及电源等组件组成，
2.姿态控制系统
第一、二级火箭采用平台、速率陀螺、滤波网络和摇摆发动机的控制方案，第三级
动力飞行段采用平台、微分网络和双向摇摆发动机方案，第三级末速修正段采用平台、
计算机开关控制方案。系统中的滤波和微分网络参数、开关判别式、控制信号的综合均
由箭上计算机实现，故长征四号A姿态控制系统是一个数字式控制系统。
姿态控制系统由陀螺平台、箭上计算机、速率陀螺、检波功率放大器、姿控伺服系
统等组成。
3.计算机自动调零系统
为确保火箭起飞时不碰撞发射塔架，必须减小火箭起飞漂移量。为此，除了提高火
箭结构、发动机制造精度和控制系统制造精度、限制发射地面风速（＜13米/秒）外，还
采用了调零装置，即临射前，调去发动机的虚假摆角，以减小火箭的起飞漂移量。
长征四号A采用计算机自动调零方案。火箭射前起动一子级伺服机构后，由地面向箭
上发“调零”指令，箭上执行调零工作程序，输出控制和零位补偿信号，从而消除了4台
发动机的虚假摆角。该方案比以往型号采用的调零装置简单，又提高了调零精度。
4.时序系统
它是控制系统的重要组成部分，主要功能有：按预定的飞行程序对各级发动机实施
点火和关机控制（第一级发动机点火除外）、贮箱增压、级间分离、星罩分离、星箭分
离，以及某些时间指令的控制等。系统由箭上计算机和3台程序指令配电器组成。
七、遥测、跟踪与测量系统
1.遥测系统
遥测系统的主要任务是完成箭上各系统在飞行时的参数测 量，供指挥系统实时和事
后了解箭上各系统的状态和性能，为各系统结果分析和改进设计提供依据。
全箭共遥测300余个参数，其中信息频率较高的速变参数采用脉幅调制（PAM）体制
，信息频率较低的缓变参数采用脉码调制（PCM）体制，全系统为脉冲幅度编码-调频（
PACM-FM）体制。
系统采用两套Y7-01大速变遥测设备，分别装于三子级仪器舱及二子级箱间段，以完
成三子级和一、二子级箭内各遥测参数的测量和传输任务。为配合地面站自动跟踪，在
三子级上装有一台Ｐ波段YF3-4A（T）信标机。
地面接收通过Y7-5固定站和Y7-1车载站，自动跟踪则用303车。
2.跟踪测量系统
跟踪测量系统配合地面测控站对火箭飞行轨道进行实时测量和监视。该系统同长征
二号，
八、电源配电系统
采用按分系统和大、小功率设备分别供电的多配电器方案向箭上各仪器配电。系统
由一次电源、配电器、程序指令配电器和二次电源等组成。
九、安全自毁系统
安全自毁系统功能与原理同长征二号，由安全指令接收机及其天线、控制器、引爆
器和爆炸器等组成。
十、其它系统
长征四号A运载火箭除包括前述几大系统外，还设有瞄准、垂直度调整、推进剂加注
液面指示系统、推进剂测温系统和防雷措施等。除防雷系统外基本上同长征二号。
运载火箭竖立在发射台上进行发射前的准备时，要受到各种环境条件的影响，其中
之一就是火箭的电磁环境（包括雷电、静电、电磁感应和射频电磁辐射）。为了保证火
箭发射测试的安全和飞行中的安全，在火箭上采取了一系列的防护措施，主要有以下几
方面：
1）火箭壳段对接处采取等电位搭接；
2）外表面凸出物与箭体等电位搭接；
3）大操作舱口与箭体等电位搭接；
4）全箭与发射塔架等电位搭接；
5）全箭与发射场坪等电位搭接；
6）级间杆系处，用屏蔽罩加以屏蔽；
7）一级尾翼上设置静电放电器，消除火箭飞行中外表面上的静电；
8）火工品的插头（座）在不使用时加短路盖；
9）所有发射场暴露于大气中的电缆加屏蔽网套，进入箭体的测试电缆两端均接地；
10）脱落插头（座）的壳体之间有良好的接触。
表12 长征四号A的典型飞行程序 时间(秒) 事件
T+0 火箭起飞
T+147.866 发出一子级关机指令
T+151.766 一、二子级分离爆炸螺栓解锁
T+166.766 卫星整流罩分离爆炸螺栓解锁
T+273.718 发出二子级关机指令
T+284.718 二子级游动发动机关机
T+285.718 二、三子级分离爆炸螺栓解锁
T+286.918 三级起控
T+603.968 发出三子级主系统关机指令
T+617.468 发出末速修正关机指令
T+658.468 星箭分离爆炸螺栓解锁
T+658.668 星箭分离反推火箭点火
十一、典型飞行程序与轨道
1988年9月7日在中国太原卫星发射中心用长征四号A火箭成功地发射了一颗轨道高度
为910公里、倾角为99度的太阳同步轨道气象卫星——风云一号。 1990年9月3日又成功
地用一枚长征四号A发射了3颗卫星（一颗气象卫星和两颗搭载气球卫星）。
长征四号A的太阳同步轨道典型任务飞行程序见表12。
十二、飞行记录（表13）
表13 长征四号A火箭飞行记录 序号 发射日期
(年.月.日) 有效载荷 轨道参数 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 1988.9.7 风云一号
气象卫星 757 883 918 99.1 102.77 太原卫星
发射中心 第一颗
气象卫星
2 1990.9.3 气象及科学
试验卫星 884 900.6 905.7 98.9 102.90 太原卫星
发射中心 一箭三星
长征四号B
长征四号B运载火箭由原中国航天工业部委托上海航天局负责研制，1989年2月开始
方案设计，原计划1997年投入使用。
长征四号B是在长征四号A基础上发展的一种运载能力更大的运载火箭，与长征四号
A相比，主要作了如下改进：
（1）新研制一个大直径的卫星整流罩，外形尺寸如图22所示。
（2）为适应卫星对接尺寸的需要，调整了三子级仪器舱的高度。
（3）控制系统用的程序配电器由机电式改为电子式，以提高发送时序指令的时间精
度。
（4）控制、遥测、跟踪测量、安全自毁系统的仪器和电缆网实施小型化与轻量化，
以减小质量，提高运载能力，方便操作。
（5）二子级火箭发动机采用高空喷管方案，以提高比冲性能。
（6）二子级火箭增加推进剂利用系统，以减少安全余量，提高运载能力。
（7）三子级火箭上设置了剩余推进剂排放系统。
长征四号B运载火箭主要用于发射太阳同步轨道的对地观测应用卫星，在中国太原卫
星发射中心发射。它的首期任务是发射中国与巴西合作研制的地球资源勘察卫星。
长征四号B的主要技术性能见表14。
表14 长征四号B的主要性能参数 级数 3
全长 45.576米
最大直径 3.35米
起飞质量 248.47吨
起飞推力 2971千牛
推重比 1.21
运载能力 2200公斤(高度748公里、
倾角98度轨道)
入轨精度
半长轴偏差 6.3公里
轨道倾角偏差 0.1度
偏心率偏差 0.003
近地点幅角偏差 30度
━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━
一子级
级长 24.65米
直径 3.35米
起飞质量 193.337吨
结构质量 9.998吨
推进剂质量 183.339吨
发动机 1×YF-21B
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
地面总推力 2971千牛
比冲 2550牛·秒/公斤
工作时间 154.001秒
━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━
二子级
级长 10.40米
直径 3.35米
起飞质量 38.326吨
结构质量 2.932吨
推进剂质量 35.394吨
发动机 1×YF-22B(主机)
1×YF-23B(游机)
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 742.0千牛(主机)
47.1千牛(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 126.8秒(主机)
136.8秒(游机)
━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━
三子级
级长 4.932米
直径 2.9米
起飞质量 14.561吨
结构质量 1.727吨
推进剂质量 12.814吨
发动机 1×YF-40
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力 101.028千牛
真空比冲 2971.4牛·秒/公斤
工作时间 359.74秒
━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━
卫星整流罩
长度 8.483米
质量 1350公斤
直径 3.35米
有效容积 41.56立方米
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