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发信人: dxmxqe (婴儿), 信区: Aero
标  题: 长征一号运载火箭
发信站: 哈工大紫丁香 (Fri Apr 23 19:53:01 2004), 站内信件

长征一号系列包括长征一号和长征一号D两个型号。它们都是三级运载火箭，主要用于发射
近地轨道小型有效载荷。 

长征一号于1965年开始研制。1970年4月24日，长征一号发射了中国第一颗人造地球卫星—
—东方红一号。以后还进行了A、B、C、D四种状态的研制。90年代投入商业发射的火箭是
长征一号D。 

长征一号的一、二子级采用液体火箭发动机、惯性制导、三轴姿态稳定；三子级采用固体
发动机、自旋稳定，无制导。长征一号D是长征一号的改进型，主要改进是：提高了一子级
性能，更换了二、三子级发动机及推进剂，并且将三子级改为既可自旋稳定姿态又可三轴
姿态稳定和惯性制导的可控火箭。 

长征一号初期由中国第七机械工业部第八研究院负责总体设计，1967年11月改由中国运载
火箭技术研究院研制。长征一号D也由中国运载火箭技术研究院研制。

表1长征一号总体参数和运载能力

名称     级数  全长   直径    起飞质量   起飞推力(千牛)     典型运载能力(公斤)

长征一号  3   29.86   2.25     81570         1020             300(自旋)

其中运载能力对应440公里圆轨道，倾角70度


长征一号1970、1971年共发射两颗卫星，成功率100%。

一、主要技术性能(见表2) 

表2__长征一号的主要技术性能

级数_______3
全长_______29.860米
翼展_______3.810米
起飞质量___81570公斤
起飞推力___1020千牛
推重比_____1.275
运载能力___300公斤(440公里圆轨道, 倾角70度) 
入轨精度___近地点440公里时,高度偏差±4公里,轨道面倾角偏差±1.5度

一子级
级长_______17.835米
直径_______2.250米
子级质量___65250公斤
结构质量___4070公斤
推进剂质量_61070公斤
发动机_____YF-2
推进剂_____硝酸-27S/偏二甲肼
海平面推力_1020千牛
海平面比冲_2349牛•秒/公斤
工作时间___140秒

二子级
级长_______7.486米
直径_______2.250米
子级质量___13550公斤
结构质量___2270公斤
推进剂质量_11210公斤
发动机_____YF-3
推进剂_____硝酸-27S/偏二甲肼
真空推力___294.2千牛
真空比冲___2746牛•秒/公斤
工作时间___102秒

三子级
级长_________4.565米
直径  固体发动机___2.250米
裙端_________1.500米
子级质量_____2200公斤
结构质量_____400公斤
推进剂质量___1800公斤
发动机_______GF-02
推进剂_______聚硫橡胶固体推进剂
真空总冲_____4440千牛•秒
真空平均推力_111.0千牛
真空平均比冲_2472牛•秒/公斤
工作时间_____约40秒

整流罩
长度______4.630米
直径______1.500米
结构质量__270公斤
有效容积__约2.0立方米


二、总体布局

长征一号三级火箭为串联布局，从箭尾至箭顶依次为一子级、二子级和整流罩（内含三子
级）。

一子级为圆柱壳，从上至下分别为级间段、杆系、氧化剂贮箱、箱间段、燃料贮箱和尾段
。液体火箭发动机通过机架与燃料贮箱后过渡段相连。尾段下部装有燃气舵，外侧对称固
定安装４个稳定尾翼。

二子级为“锥—柱”壳，锥壳半锥角９度。上部是锥形仪器舱（上、下舱总高1.75米），
舱内安装有一、二级动力段和滑行段控制、 测量及安全自毁设备。中部是共底贮箱。上贮
箱装燃料，下贮箱装氧化剂。下部是高1.9米的尾段。 液体火箭发动机通过机架与贮箱锥
形后底连接。尾段内装有电池及外弹道测量跟踪系统的雷达应答机。４个燃气舵安装在尾
段的燃气舵舵圈上。

整流罩为“锥—柱”壳，半锥角25度。三子级主体为直径0.77米的固体火箭发动机。其上
部是仪器架。架中央的弹射器用来固定、支持有效载荷（卫星）。三子级通过锥裙与二子
级相连。

长征一号各级之间以及有效载荷与三子级之间均用爆炸螺栓连接。一、二子级采用热分离
，二、三子级采用冷分离。整流罩与三子级之间解锁后，由火药弹射筒平抛离开箭体。卫
星则依靠三子级上的弹射器分离。


三、箭体结构

箭体结构包括一、二、三子级结构和整流罩。

1、一子级结构

一子级结构包括“壳体—杆系”级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱及其后过渡段、尾段
。

氧化剂箱长7.5米，直径2.25米，容积27.7立方米。 箱体为LF6M防锈铝合金焊接的承压容
器。前、后贮箱箱底均为长、短轴之比为1.4的椭球壳，后底开有４个带漩涡消除器的推进
剂出口。贮箱侧壁装有防晃板。

燃料箱长6.36米，直径2.25米，容积23立方米。 材料和贮箱箱底尺寸与氧化剂箱相同。贮
箱侧壁为化铣壁板焊成的圆筒壳。 

箱间段、燃料箱后过渡段、尾段均为半硬壳结构，材料都是LY12硬铝合金。

级间段总高1.6米。上部筒壳是LY12半硬壳结构， 下部杆系由16根30CrMnSiA合金钢管焊成
。一、二子级分离时，二子级发动机的燃气从杆系中排出。为保护一子级氧化剂箱不被烧
穿，贮箱前底外装有玻璃防热套。

2、二子级结构

二子级结构包括仪器舱、贮箱和尾段。

仪器舱总高1.75米，锥形半硬壳结构。距下端面0.2米处设有一横梁，支持惯性仪器基座。
大部分仪器悬挂在舱壁上。为方便检查、更换舱内的仪器设备，全舱开有两排共６个舱口
。仪器舱壳体材料为LY12。 

贮箱总长3.5米，共底结构。共底上部是燃料箱，容积4.6立方米，下部是氧化剂箱，容积
为5.3立方米。共底上凸，能承受0.11兆帕的负压。下贮箱后底是半锥角48度的模锻锥形底
。其中央开有人孔，输送管从此孔口盖中央引出。锥形底下端固定二子级液体火箭发动机
，承受294.2千牛的发动机推力。 燃料输送管沿氧化剂箱外壁进入贮箱后过渡段并进入发
动机泵口。两个贮箱的推进剂出口处都装有漩涡消除器。贮箱侧壁装有防晃板。贮箱材料
为LF6M防锈铝合金。贮箱后过渡段为高0.8米的半硬壳结构。壳内安装10个钛合金气瓶， 
贮存高压氮气。 

尾段高1.9米，是由８根大梁和桁条构成的加筋壳体。 大梁下端是连接级间爆炸螺栓的接
头。尾段下部装着舵圈，其上安装４组舵机和燃气舵。尾段壳体材料为LY12。

3、三子级结构 

三子级结构由仪器支架和转接锥组成。

仪器支架高0.49米，底部直径0.77米。上部是杆系，杆顶装卫星弹射器。弹射器由镀金内
壳、外壳、压缩弹簧、爆炸螺栓4部分组成。内、外壳法兰用两个爆炸螺栓联接。镀金内壳
用螺栓与卫星固连。爆炸螺栓解锁后，压缩弹簧将镀金内壳和卫星一起弹出，实现星箭分
离。支架下部是圆形板。支架下端框与固体发动机固连。支架材料为LY12。支架上装程序
机构及遥测、外测设备。

转接锥高0.29米，半锥角45度，半硬壳结构。 锥体上端框与三子级固体发动机连接，下端
框与二子级仪器舱前端框相连。转接锥在火箭一、二级飞行时支撑第三级火箭，材料为LY
12。

4、整流罩

整流罩由两个半罩扣合而成。两个半罩用6个爆炸螺栓连接。罩体上部是玻璃钢锥壳，长1
.2米；下部筒壳是LY12铝合金材料制成的半硬壳结构。 整流罩顶部、尾部各置两对火药作
动筒供抛罩使用。罩体尾部用4个爆炸螺栓与二子级连接。


四、推进系统 

火箭推进系统由一、二子级液体发动机及推进剂增压输送系统和三子级固体发动机组成。

1、一子级推进系统 

（1）发动机 

YF-2发动机由并联总装在一个机架上的4台独立工作的YF-1单机组成。每台YF-1单机自成独
立系统。发动机采用偏二甲肼＋硝酸27S自燃推进剂，海平面推力1020千牛，海平面比冲2
349牛•秒/公斤， 真空比冲2607牛•秒/公斤，推进剂总流量434.4公斤/秒，
混合比2.46，工作时间约140秒，全机质量1180公斤，最大外轮廓尺寸（高度×直径）为2
.655米×2.25米。发动机系统图见图１。

YF-2采用闭式涡轮泵供应系统，主、副系统采用同种推进剂，涡轮转速16500转/分。推力
室采用夹层钎焊结构，主要材料为耐热合金钢。 推力室头部用燃料内冷却，身部夹层由氧
化剂进行再生冷却。此外，发动机还包括起动、推力调节等系统。发动机阀门采用电爆管
控制，起动、转级、关机迅速。

YF-2发动机首先起动II、IV号分机，0.3秒后再起动I、III号分机。两种推进剂起动阀门打
开后，推进剂在贮箱增压压力及液柱静压下向发动机腔道充填。0.85秒后，火药起动器药
柱点燃，燃气吹动涡轮，泵开始工作，两种推进剂进入推力室自燃点火并向主级工作状态
过渡。此时，涡轮逐渐被燃气发生器产生的燃气驱动。当发动机受到外界及内部偶然因素
干扰时，压调器、稳定器使其自动回复到稳定工作状态。发动机关机分两步：首先使压调
器进入末级工作状态，推力减半，然后关闭断流阀门，切断推进剂供应，终止推力。

（2）输送系统 

YF-2发动机采用泵压式输送系统。氧化剂泵入口压力为0.333兆帕，燃料泵入口压力为0.2
65兆帕。氧化剂箱、燃料箱各有4个出口， 各通过4根输送导管进入泵口。导管材料为LF6
-Ｍ。为补偿尺寸偏差和结构变形，导管中间装多根不锈钢补偿软管。

（3）增压系统 

采用氮气增压。冷氮气贮存在20兆帕压力的合金钢高压气瓶中。气瓶总容积0.44立方米。

电爆阀门打开后，高压气瓶中的冷氮气经过减压进入氮气加温器。发动机涡轮废气引入氮
气加温器将氮气加热到约270摄氏度，通过增压管道送入贮箱增压。氧化剂贮箱最高增压压
力（即保险阀门打开压力）为0.294兆帕，燃料贮箱最高增压压力为0.255兆帕。

（4）火工品 

发动机起动、断流阀门、火药起动器、压调器及增压系统的开启阀门均用电爆管控制。其
发火电流为2安，安全电流0.2安。

2、二子级推进系统

（1）发动机

YF-3发动机是在YF-1单机基础上设计的高空发动机，主要变化有：加装玻璃钢喷管延伸段
，使喷管面积比由10增加到48.2；涡轮泵组由燃烧室上方移到侧面，使发动机总长度缩短
；涡轮废气改从喷管内排出；采用小型机架将推力传至贮箱锥底；采取了可靠的高空点火
措施。

YF-3发动机真空推力294.2千牛，真空比冲2746牛•秒/公斤（改进后，真空推力为3
20.2千牛，真空比冲为2814牛•秒/公斤），推进剂流量113.77公斤/秒，混合比2.4
8，工作时间102秒。 发动机质量350公斤，最大外轮廓尺寸（高度×直径）为2.445米×1
.55米。

（2）输送系统

同一子级。其中氧化剂泵入口压力为0.304兆帕，燃料泵入口压力为0.245兆帕。

（3）增压系统 

同一子级，但改用钛合金气瓶。系统总容积0.2立方米， 共用10个气瓶（每个气瓶容积20
升，质量8.6公斤）。氧化剂箱最高增压压力0.432兆帕，燃料箱最高增压压力约0.314兆帕
。 

（4）火工品

同一子级。

3、三子级推进系统

三子级采用FG-02固体火箭发动机。发动机总长4.0米，直径0.77米，总质量2056 公斤，装
药量1800公斤，真空总冲约4440千牛•秒，真空平均比冲约2472牛•秒/公斤，
工作时间约４０秒。 工作时火箭旋转角速度１８０转/分。

发动机采用聚硫橡胶推进剂。壳体由高强度合金钢焊接而成，壁厚２.５毫米。内绝热层材
料为石棉酚醛。在圆管形药柱外包覆了丁腈橡胶。发动机采用固定式单喷管，由高硅氧酚
醛玻璃钢制造。喉衬材料为石墨。

发动机用小火箭式点火器点火。点火药系速燃的聚硫推进剂。


五、制导和控制系统

长征一号飞行分为第一、二级动力飞行、第二级滑行和第三级加速飞行三个阶段。除第三
级加速的火箭自旋稳定，箭上仅靠时间指令装置控制外，其余都由装在二子级火箭上的全
惯性控制系统控制。

1、制导系统

制导系统采用位置捷联补偿纵向制导加坐标转换横向导引和法向导引方案。在第二级火箭
关机时，制导系统控制关机参数，使第三级火箭能滑行到预定的点火位置和具有精确的点
火初速。

制导系统由加速度计（包括陀螺加速度计、回路放大器、整形放大器）、数字计算装置、
模拟计算装置、横法向仪（包括横向加速度计、法向加速度计、横法向放大器）组成。此
外，制导系统还接收水平陀螺仪、垂直陀螺仪的Δφ、ψ信号。系统组成见图2。

制导原理如下：

火箭按预定视速度关机。关机方程包括火箭纵向视速度和3个补偿量。陀螺加速度表测出火
箭纵向视加速度，经数字计算装置积分后送入关机控制电路，构成关机主量，向发动机发
出一级关机预令和主令、二级关机主令。3项补偿分别补偿关机时间偏差、常值偏差（如起
飞质量偏差、发动机推力偏差等）和随机干扰（如阵风等）。

加速度计纵向采用气浮陀螺加速度计，横、法向采用摆式加速度计。计算装置包括数字计
算装置和模拟计算装置两部分。前者由加速度存贮器、可逆计数器、积分运算器组成，完
成视速度装订、存贮和视加速度积分运算。模拟计算装置包括数模转换器、变系数及脉冲
调制器和乘法器。其功用是在射前进行3个补偿系数装订并在飞行中实施补偿。装置中各种
逻辑电路多采用晶体管分立元件，因而较重，总质量达65公斤。

2、姿态控制系统

敏感元件包括水平陀螺仪、垂直陀螺仪、速率陀螺仪及横法向仪。中间装置是由整流校正
网络和综合放大器组成的3套变换放大器，分别对一级、二级动力飞行段及滑行段姿控参数
进行变换放大。执行机构由８套舵机及滑行段姿控冷气喷射电磁阀组成，它们分别带动8个
燃气舵和控制8个冷氮气喷管。

水平陀螺仪、垂直陀螺仪都是静压气浮轴承支撑的二自由度陀螺仪。前者测量俯仰角偏差
，后者测量偏航、滚动角。

3、三子级控制电路

三子级没有控制系统，仅有一组控制电路，完成第三级火箭起旋、固体火箭发动机点火、
卫星分离以及整流罩的解锁和抛射工作。电路由两个钟表机构、配电盒和电池组成。

三子级火箭的起始姿态由二子级姿态控制系统保证。二、三级分离后3秒，起旋火箭点火，
使第三级转速达到180转/分。经过3.5秒，固体火箭发动机点火。工作约40秒后，发动机耗
尽熄火。火箭与卫星分离时，俯仰及偏航姿态角不超过4度。


六、遥测和跟踪系统

二子级火箭上装有一套遥测系统和一套跟踪系统。三子级上装一套简化的遥测和跟踪系统
。

１、遥测系统

二子级上装有BWY-3大容量遥测系统，测量一、二级飞行中300多个参数。三子级上的简易
遥测系统测量22个参数。

BWY-3遥测设备采用以时分制为基础的混合调制体制。数字量及高精度缓变参数使用脉码调
制（PCM），低精度大容量速变参数使用脉幅调制（PAM），载波为调频（FM），即PACM-F
M制。测量距离不低于1800公里。

遥测系统框图如图3。系统有多个中间装置进行信号转换。其中，控制系统脉冲信号经过准
数字化中间装置分频后，再进行高、低位模数相加，送往缓变通道传输。

发射场的108乙中心计算机实时处理遥测数据。主要飞行参数用笔录仪实时显示出来。

２、跟踪系统

采用连续波雷达测速、单脉冲雷达定位的无线电外弹道测量跟踪系统。

连续波测量跟踪系统测量火箭飞行速度。地面上设一个雷达主站和两个副站。二子级火箭
上装一部发射功率2瓦的连续波雷达应答机。3个站收到的信号与固定发射信号比较，就可
得到与火箭飞行速度成正比的多普勒频率，从而及时测量出火箭飞行速度。

单脉冲测量跟踪系统包括地面上一台精密跟踪雷达和二子级火箭上的单脉冲雷达应答机，
其发射功率大于30瓦，可实时对火箭定位。

在二子级火箭上还装有一部导引雷达应答机。它可对连续波雷达和单脉冲雷达实施波束导
引，便于捕获目标。应答机发射功率约800瓦。

上述雷达均在厘米波段工作。

3、三子级遥测跟踪系统

三子级上装有一套简易的遥测和跟踪系统，包括一套主交换子、小型发射机及单脉冲雷达
应答机，用于测量第三级飞行的22个遥测参数。


七、自毁系统

为保证航区安全，火箭一、二级飞行时可按指令实时自毁。火箭自毁系统自成独立系统。

（1）延时自毁

在一子级发动机收到“关机预令”的同时，副控制器发出一子级延时自毁指令。经钟表机
构延时175秒，爆炸器引爆，炸穿氧化剂、燃料两个贮箱，剩余推进剂混合，将工作完毕的
一子级火箭在空中炸毁。二子级延时引爆原理与一子级相同，只是延时时间为483秒。

（2）姿态失稳自毁

在水平陀螺仪和垂直陀螺仪的内、外环上分别装有两对自毁触点。当火箭三个姿态角超出
允许范围（±10度）时自毁触点闭合，火箭自毁（起飞后10~60秒立即爆炸；60 秒至二级
“预令”延时１５秒爆炸）。如果火箭飞行程序发生故障，不能按要求转弯，水平陀螺仪
上的安全触点不能及时断开，程序故障自毁电路随即接通。

（3）地面安全控制

除箭上自毁系统外，火箭还可以按接收的地面指令炸毁。当火箭飞出预定安全管道且不可
纠正时，地面发出的安全自毁指令通过箭上４个全向天线进入安全指令接收机，经处理后
引爆箭上爆炸器，将火箭炸毁。


八、电源与配电系统

控制系统、遥测系统和跟踪系统各有自己独立的电源与配电系统。其组成均包括直流电池
（一次电源）、晶体换流器、配电器（分主、副及程序配电器）及电缆网。各分离面上均
使用通电脱落和机械强制脱落的分离插头座。

全箭各系统共装银锌电池10个，工作电压均为28±3伏，其中二子级控制系统用的最大工作
电流为100安。供惯性器件使用的高精度换流器输出电压40±2伏，频率精度为1.5×10－４
。

一子级电源配电系统质量１１５公斤，二子级１４０公斤。 


九、典型飞行程序

东方红一号卫星发射飞行程序如表３。 

表３__东方红一号卫星发射飞行程序

时间（秒）   程序

T-20.00      各级遥测系统开机
T+0.00       火箭起飞
T+18.00      一级飞行程序转弯开始
T+112.00     一级飞行程序结束,火箭定轴飞行
T+137.06     一级发动机“关机预令”,推力减半
T+140.43     一级发动机“关机主令”,发动机关闭
T+140.93     一、二子级火箭分离(踞地面高度60.9公里)
T+141.23     二级火箭姿态控制系统开始工作
T+147.06     二级飞行程序转弯开始
T+161.56     抛掉头部整流罩
T+170.06     二级飞行程序结束
T+238.05     二级发动机“关机预令”,推力减半
T+240.36     二级发动机“关机主令”。滑行段飞行开始, 滑行段姿态控制系统开始控制
T+270.36     滑行段程序转弯开始
T+404.36     滑行段程序转弯结束
T+480.36     三级火箭加电
T+505.36     三级程序起动
T+513.69     二、三级火箭分离
T+516.69     起旋火箭点火,三级火箭起旋到额定转速180转/分
T+520.19     三子级固体火箭发动机点火(离地面高度443.9公里)
T+579.00     卫星与三子级火箭分离,卫星入轨


十、飞行记录（见表４）

表４__长征一号火箭飞行纪录

发射日期    国际天文代号  卫星名称   质量     近地点   远地点     倾角

1970.4.24    1970 34A    东方红一号  173        439     2384      68.5
1971.3.3     1971 18A     实践一号   221        266     1826      69.9

（转自《世界航天运载器大全》）

转自《中国航天》1997年5、6期文章《长征系列运载火箭介绍：长征一号系列》
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht97-b.htm
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※ 来源:．哈工大紫丁香 bbs.hit.edu.cn [FROM: 202.118.226.28]
※ 修改:．dxmxqe 於 Apr 23 19:56:35 2004 修改本文．[FROM: 202.118.226.28]