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发信人: dxmxqe (婴儿), 信区: Aero
标  题: 长征二号E运载火箭
发信站: 哈工大紫丁香 (Fri May 21 08:47:37 2004), 站内

长征二号E是以加长型的长征二号C为芯级，捆绑4个液体助推器组成的低轨道两级
液体推进剂运载火箭。它可以把9.2吨的有效载荷送入倾角为28.5度、高度为200公
里的近地圆轨道。如配以合适的上面级，可把约3吨的有效载荷送入地球同步转移
轨道。长征二号E可以承担国内、外大型通信卫星的发射任务。必要时，经适当修
改后还可以用来发射小型载人飞船。

长征二号E以经多次飞行考验的、高可靠性的长征二号C的研制经验及技术为基础，
充分继承了长征二号C的成熟技术，并在此基础上进行改进，大幅度地提高了运载
能力。在长征二号C的基础上进行的主要改进有：

1）捆绑4枚液体助推器；
2）加长箭体长度，一子级芯级加长4.6米，二子级加长5.2米；
3）提高发动机性能，提高推力及比冲；
4）二子级采用推进剂利用系统；
5）二子级增加有效载荷调姿定向系统；
6）增加二子级起旋和侧向机动固体火箭；
7）采用直径为4.2米的大型有效载荷整流罩；
8）一、二子级级间段由杆系改为开排焰舱口的壳段；
9）姿控系统改用数控方案；
10）遥测系统加大容量。

长征二号E的方案论证工作始于1987 年初。1988年初进行方案设计，同年4月开始
初步设计，10月开始技术设计并逐步投入生产。

1990年7月16日长征二号E进行第一次研制性飞行试验，并获得成功。1992年3月
22 日进行首次商业发射，准备将带近地点发动机的澳大利亚第二代通信卫星澳普
图斯B1送入高200公里的停泊轨道。但由于第一级控制系统程序配电器的故障，导
致两台对称的助推器在正常点火后关机，发射中止。该发火箭于同年8月14日再次
发射，成功地将该颗卫星送入了预定轨道。截止1994年底，长征二号E火箭成功地
进行了4次发射。

与长征二号E相配套的上面级（亦称近地点级）也可以由国外提供。近地点级包括
一台固体推进剂发动机及与其相配套的电气系统、章动控制系统及分离系统等。

长征二号E在西昌卫星发射中心实施发射。火箭全貌如图23所示，圆轨道和椭圆轨
道运载能力情况见图24和图25。

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表１__长征二号E总体参数

型号名称    级数      全长   最大直径  起飞质量  起飞推力  运载能力 

长征二号E  2(带捆绑)  49.686   11.45     462     5923千牛  9200(近地轨道)


一、主要技术性能（表2）

表2 长征二号Ｅ的主要技术性能

级数                2
全长                49.686米
最大直径(含助推器)   11.45米
起飞质量            462.46吨
起飞推力            5923.2千牛
推重比              1.31
运载能力            9.2吨(200/200公里,倾角28.5度)
入轨精度(1σ)         (200/200公里停泊轨道)
  近地点高度偏差    2.0公里
  偏心率偏差        0.00022
  倾角偏差          0.05度 
  近地点幅角偏差    1.0度
  升交点经度偏差    0.07度
入轨姿态精度(1σ)    0.5度(任意方向)

助推器
长度                15.326米
直径                2.25米
起飞质量            4×40.754吨
结构质量            4×3.0吨
推进剂质量          4×37.754吨
发动机              4×YF—20B
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            127.26秒

一子级
级长                28.465米
直径                3.35米
起飞质量            198.825吨
结构质量            12.55吨
推进剂质量          186.28吨
发动机              YF—21B(4×YF—20B)
推进剂              四氧化二氮/偏二甲肼
地面推力            2961.6千牛
地面比冲            2556.2牛?秒/公斤
工作时间            160.43秒

二子级
级长             14.223米
直径             3.35米
质量             91.414吨
结构质量         4.955吨
推进剂质量       84.759吨
发动机           YF—22B(主机)
                 YF—23B(游机)
推进剂           四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力         738.4千牛(主机)
                 47.07千牛(4台游机)
真空比冲         2922.4牛?秒/公斤(主机)
                 2834.1牛?秒/公斤(游机)
工作时间         301.18秒(主机)
                 414.68秒(游机)

近地点级
长度             3.62米
直径             1.70米
质量             6.084吨
推进剂质量       5.40吨
推进剂           固体
发动机           EPKM
真空比冲         2863.5牛?秒/公斤
工作时间         70秒

整流罩
长度             10.5米
直径             4.2米
质量             1.9吨


二、总体布局

长征二号E为捆绑4台液体助推器的两级串联式布局。从箭顶至箭尾依次为有效载荷
整流罩、二子级和一子级（包括4台液体推进剂助推器）。

有效载荷整流罩外形为“锥-柱-倒锥”形，锥段半锥角为17度，倒锥段的半锥角也
是17度。与整流罩连接的是仪器舱。控制系统、遥测系统及其它电气系统大部分安
装在仪器舱内。仪器舱是圆柱形结构，上部安装有有效载荷支架。有效载荷通过该
支架与火箭相连。

与仪器舱连接的依次为二子级氧化剂箱、箱间段、二子级燃烧剂箱及二子级发动机
系统。

一子级芯级外形为圆柱形。从上到下分别为级间段、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱
及尾段。尾段的底部是4个发射支点。

在一子级燃烧剂箱四周捆绑4台液体助推器。助推器的前连接机构位于箱间段，后
连接机构位于发动机机架与箭体连接处（参见图27）。

长征二号E一子级与二子级之间采用爆炸螺栓连接和热分离方式。二子级与有效载
荷之间采用包带连接和冷分离方式。

助推器的前、后连接机构解锁后，助推器借助安装在其上的分离固体火箭的推力而
横向分离。

有效载荷整流罩纵向分离面采用无污染爆炸索装置。它在解锁的同时，提供横向分
离能源。整流罩的横向分离面由一组爆炸螺栓及分离弹簧构成。整流罩的纵、横向
分离面同时解锁，分离能源使整流罩实施横推—旋转式分离。

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三、箭体结构

箭体结构包括助推器、一子级、二子级及有效载荷整流罩。

1、助推器结构

助推器箭体由前锥段、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱及尾段组成。前锥段系隔框、
桁条及蒙皮组成的半硬壳式结构。前锥段的外表面贴有软木，以承受气动加热。两
个推进剂贮箱均采用隔框、蒙皮硬壳式结构。尾段系隔框、桁梁及蒙皮半硬壳式结
。

2、一子级结构

为确保助推器的连接刚度，箱间段进行了结构加强，以便使助推器前连接点不会因
受载而破坏。

与长征二号C比较，尾段由于发射支点下移而增加了4根纵向受力大梁。为了提高运
载火箭的抗扭刚度及简化结构，取消了原长征二号C的级间杆系段，改为开有排焰
舱口的壳段。排焰舱口的开口总面积为3.2平方米， 共计有132个开口。

3、二子级结构

为适应有效载荷/整流罩组合体整体吊装，仪器舱由锥形改为圆柱形， 仪器的布局
基本同长征二号C。除仪器舱外，结构型式同长征二号C。仪器舱高1.4米，系隔框
、桁条及蒙皮结构。仪器舱开有一个800毫米×800毫米的操作舱口，可供控制系统
平台更换时使用。

4、有效载荷整流罩

有效载荷整流罩的外形及结构布局见图28。它的前锥段采用非金属蜂窝夹层结构；
柱段及后倒锥段采用金属蜂窝夹层结构。前锥段具有良好的透波特性。整流罩整体
为有效载荷提供良好的防热、隔离噪声的环境条件。

有效载荷与有效载荷整流罩在西昌卫星发射中心的技术中心组装成一体，呈垂直状
态整体运输到发射中心。在运输过程中，运输车上的空调净化设备对整流罩进行空
调，使有效载荷保持如下的环境：

温度：15～25摄氏度
相对湿度：≤55%
空气洁净度：10万级到达发射中心后，有效载荷/整流罩组合体整体呈垂直状态起
吊到运载火箭二子级上，与运载火箭相连接。


四、推进系统

1、助推器推进系统
每台助推器采用一台YF-20B发动机。它与芯级一子级发动机的单台状态相同，但不
作摆动。增压输送系统状态基本同长征二号C的二子级增压输送系统，仅蒸发器流
量略作调整。发动机机架采用径向交叉梁式结构。

2、一子级芯级推进系统

一子级芯级推进系统采用由４台YF-20B发动机组成的YF-21B簇式发动机。除推力稍
有提高外，其技术状态均与长征二号C的YF-21簇式发动机相同。

3、二子级推进系统

二子级采用YF-24B发动机。它由YF-22B发动机及4台游动发动机YF-23B组成。
YF-22B发动机除增加了高空喷管外，其它均与长征二号C所使用的YF-22发动机相同
。增压输送系统也与长征二号C相同。

为提高运载能力，二子级推进系统增加一套推进剂利用系统。该系统采用泵后分流
调节主机主系统燃料秒消耗量的数字化系统方案。推进剂利用系统在火箭飞行中能
准确测量推进剂的剩余量，随时可靠地控制推进剂两组元之间的比例，使两组元推
进剂同时耗荆利用系统具有一定的应变能力，能预测各种故障模式，保证利用系统
在所有的情况下可靠工作。即使利用系统出现故障，也不会影响发动机正常工作。

推进剂利用系统的原理方块图见图29。箭上设备由计算机、控制器、电阻盒、电池
、步进电机、燃烧剂液位传感器CR、氧化剂液位传感器CY及箭上电缆网组成。计算
机的任务是根据预先装订的数据实时接收液位传感器CR及CY测到的液位信号，完成
控制方程运算，输出控制步进电机的脉冲信号，以控制推进剂的秒消耗量。液位传
感器采用经飞行试验考验过的干簧点式液位传感器，在液面晃动情况下，测量误差
为±2毫米。

推进剂利用系统的地面设备完成对箱上仪器设备的配电和测试检查，并与控制系统
协调完成参数装订，实施发射。

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五、制导和控制系统

长征二号E的制导和控制系统基本上沿用长征二号C的平台-计算机制导系统。为实
现有效载荷姿态调整及变向，对制导系统作了如下修改：

1）提高Ｙ陀螺仪力矩器力矩系数，并加适当的功放电路，以便能在脉冲信号控制
下，使陀螺仪可快速和较准确地进动，使平台绕台体轴的方向转动，实现对有效载
荷姿态±37度范围内的定向；

2）增加台体轴方向的外程序机构。在程序脉冲控制下，控制系统可使运载火箭绕
台体轴方向作程序飞行，在动力飞行段控制改变轨道倾角。

姿态控制系统采用数控方案，以适应箭体参数的多变性：

1）一子级同长征二号Ｃ，即以平台、速率陀螺为敏感元件的数控方案，执行机构
采用摆动芯级的4发动机；

2）二子级采用速率陀螺仪控制方案，即以平台、速率陀螺为敏感元件的数控方案
，执行机构采用单向切向摆动４台游动发动机。

长征二号E控制系统与长征二号C比较，增加了两套系统，即有效载荷调姿定向系统
及有效载荷起旋系统。

有效载荷调姿定向系统的功用是：在二子级游动发动机关机后，箭上控制系统通过
以单推三为推进剂的开关喷管进行俯仰、偏航、滚动三个通道的断续控制，最终实
现有效载荷的定向。调姿定向精度（1σ）可达到0.5度（任何方向）。

有效载荷调姿定向系统原理见图30。整套系统安装在二子级发动机机架上。系统大
部分元器件都曾在长征三号运载火箭上得以考验。系统的开关喷管共3组：4个推力
为100牛的开关喷管控制俯仰；4个推力为100牛的开关喷管控制偏航；4个推力为
25牛的开关喷管控制滚动。

有效载荷起旋系统采用固体火箭起旋第二级（连同有效载荷一起），但起旋速率不
大于10 转/分。 使有效载荷起旋的固体火箭在箭体上的安装如图31所示。起旋火
箭安装于二子级仪器舱的外表面。通过不同推力及不同数量固体火箭的组合，可以
得到不同的起旋速率。

当有效载荷要求更高的起旋速率时，运载火箭的有效载荷支架可安装一套起旋平台
。起旋平台工作时，二子级不起旋。起旋速率可达到30～100转/分。

在二子级箭体上还安装了一台“防撞”固体火箭。有效载荷与运载火箭分离后，该
固体火箭工作，使运载火箭侧向翻倒，防止二子级运载火箭与有效载荷碰撞。

为了充分利用助推器的推进剂，每个助推器推进剂贮箱（氧化剂箱或燃烧剂箱）都
有两个耗尽关机传感器，其技术状态与长征二号C相同。当某个传感器发出推进剂
耗尽信号时，即把该助推器及对称的助推器发动机关闭，以避免因发动机推力不对
称而造成干扰。

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六、遥测系统

遥测系统完成火箭在动力飞行段约500余个遥测参数的测量。主要箭上设备有：

1）Y4-3磁记录设备一套。它由YJ1-7磁记录器（含运带机构YD1-24；它将随一子级
箭体坠地回收）及YJ1-8速变调制器两大部分组成。Y4-3磁记录设备安装在芯级一
子级，完成第一级飞行全箭高频振动及噪声参数、冲击参数的测量，以及一、二级
分离行程信号等各类参数的记录。

2）BWY-3A无线遥测传输设备两套，分别安装在一子级芯级及二子级，完成全箭的
缓变参数、数字量参数及低频振动参数的测量。

遥测系统的地面部分主要有：

1）磁记录器部分：YJ2-8C计测磁带记录/重发器； YU1-1数字时基校正器（DTBC）
；YK2-25箭上设备检查测试台；B7810-2磁带转换器。

2）无线部分的测试设备：配置两套BWY-3A测控间设备。

3）航区测量设备：选用Y7-1综合遥测接收车或“851”车。

遥测系统的工作原理见图32。

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七、外测安全系统

长征二号E的发射中心位于西昌，与长征三号及长征三号A处于同一航区。航区的测
控设备组成为：1）两台相参单脉冲雷达154-II乙；2）一套遥控安全设备；3）一
套具有测、测速和测角能力的连续波系统——158工程；4）一套具有测速和测角能
力的159干涉仪连续波系统；5）三套具有激光测距能力的331电影经纬仪；6）一套
160电影经纬仪；7）171 车载雷达。

箭上设备（图33）基本上与长征三号A相同，采用了“二合一”方案，即箭上自主
式安全、遥控安全和外测合一设计。箭上设备小型化。火箭起飞前引出检测参数，
地面增加自动化测试和参数巡回检测系统，接口采用标准接口CAMAC设计。箭上设
备组成如下：1）158雷达应答机；2）158雷达应答机天线及高频电缆；3）159雷达
应答机；4）159雷达应答机天线及高频电缆；5）安全指令接收机及其天；6）功率
分配器及高频电缆；7）单脉冲雷达应答机；8）10厘米引导信标机；9）1安1瓦钝
感引爆器；10）YB25-5爆炸器；11）激光合作目标。


八、分离系统

分离系统由有效载荷分离系统、整流罩分离系统、级间分离系统及助推器分离系统
组成。

1、有效载荷分离系统

有效载荷分离系统由包带、两个无污染爆炸螺栓、12个分离弹簧和24个牵制拉簧组
成。包带通过两个无污染爆炸螺栓实现对有效载荷的连接。当两个爆炸螺栓中的任
意一个引爆时，均能使有效载荷解锁，实现分离。当包带解锁后，24个牵制弹簧把
包带牵制到有效载荷对接支架上。

2、整流罩分离系统

有效载荷整流罩的纵向分离面采用无污染爆炸索装置。当爆炸索装置引爆后，高温
高压的气体使气囊膨胀，提供横向分离能源。横向分离面采用无污染爆炸螺栓实现
连接及解锁，同时在横向分离面处还安装分离弹簧和转轴，使整流罩实现横推—旋
转式分离。

3、级间分离系统

级间分离系统与长征二号C相同，即采用爆炸螺栓解锁和级间热分离方式。

4、助推器分离系统

4台助推器发动机均关机后0.5秒， 发出点燃横向分离固体火箭（每台助推器有4台
）信号。再隔0.1秒，助推器前、后连接机构解锁， 助推器借助于分离固体火箭的
推力而被横向分离。

助推器前连接机构由3根连杆组成。每根连杆分3段，用两个爆炸螺栓连接。其中任
一爆炸螺栓解爆，连杆即失去连接作用。

助推器后连接机构是一个球形铰链，通过聚能切割炸药索可以实现解锁。聚能切割
炸药索用两个引爆器引爆，其中任一引爆器工作均能将炸药索引爆。

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九、典型飞行程序

长征二号Ｅ火箭的典型飞行程序如图34所示。主要飞行事件见表3。

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表3__长征二号Ｅ的典型飞行程序

时间(秒)      事件

T+0          起飞
T+11.0       程序转弯
T+125.8      助推器发动机关机
T+127.3      助推器分离
T+157.7      一子级发动机关机
T+159.2      一、二级分离
T+200.0      有效载荷整流罩分离
T+457.3      二子级主发动机关机
T+567.3      二子级游动发动机关机(有效载荷/运载火箭进入近地轨道)
T+570.3      有效载荷定向开始
T+570.3+t=S  有效载荷定向结束
S+10.0       起旋火箭点火
S+10.5       起旋火箭工作结束
S+10.7       有效载荷/运载火箭分离
S+14.7       运载火箭侧向防撞火箭点火

注：ｔ取决于有效载荷定向要求。



十、飞行记录（见表4）

表4__长征二号E火箭飞行记录

序号 发射日期   有效载荷    质量   轨道参数       周期   发射场  备注

1   1990.7.16    模拟星     7338  200/1000/28.5    96.7    西昌  试飞
                 BADR-A     70    200/1000/28.5    96.7
2   1992.8.14   澳普图斯B1  7597  200/1050/28.0    97.2    西昌   
3   1992.12.21  澳普图斯B2  7615  200/1050/28.0    97.2    西昌   
4   1994.8.28   澳普图斯B3  7669  185/1105/27.86           西昌   

（转自《世界航天运载器大全》）

《中国航天》1998年1、2期
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht97-b.htm
注：各型火箭最新的飞行记录可参阅本版文章“中国运载火箭发射全记录”。


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