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标 题: 长征四号甲运载火箭
发信站: 哈工大紫丁香 (Fri Jul 16 13:24:12 2004), 站内
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。
长征四号Ａ运载火箭相对于各种太阳同步轨道和椭圆轨道高度的运载能力示于图
10。
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表1 长征四号系列运载火箭
型号名称 级数 全长 最大直径 起飞质量 起飞推力(千牛) 运载能力(轨
道)
长征四号A 3 41.901 3.35 241.092 2942 1500(太阳同
步轨道)
一、主要技术性能(表2)
表2 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。
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三、箭体结构
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3。
表3 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 3250 3350 LY12
杆系 1400 3370 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
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4
。
表4 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
3、三子级箭体结构
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
5。
表5 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
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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。
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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
（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6。YF-21B发动机总质量为2850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50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。
表6 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
（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。
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7。
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。
表7 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）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
（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8。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。
表8 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
（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
。其原理见图14。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（图16）。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。
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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，其原理图见图17。
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht9904/t1101.jpg
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。箭上遥测系统组成
见图18。
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht9904/t1102.jpg
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，其原理见图19。
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht9904/t1103.jpg
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。电源配电系统的供电如
图20所示。
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht9904/t11041.jpg
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。安全自毁系统工作原理见图19。
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。
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示意图见图21，典型飞行程序见表9。
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht9904/t1105.jpg
表9 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 三级起动
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
十二、飞行记录（表10）
表10 长征四号A火箭飞行记录
序号 发射日期 有效载荷 质量 近地点 远地点 倾角 周期 发射场 备注
1 1988.9.7 风云一号 757 883 918 99.1 102.77 太原
2 1990.9.3 风云一号 884 900.6 905.7 98.9 102.90 太原 一箭三星
(转自《世界航天运载器大全》)
《中国航天》1999年2、3、4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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