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发信人: nul (小白兔), 信区: AerospaceScience
标 题: 我国几种新型探空火箭
发信站: 紫 丁 香 (Thu May 13 19:39:05 1999), 转信
我国几种新型探空火箭
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李大耀
探空火箭是用来探测、研究大气层特性和开发、利用大气层资源的工具。与航
空器的活动近地大气层、航天器的活动范围在大气层之外的太空不同，探空火箭的
活动"舞台"为整修大气层（包括稠密大气层和稀薄大气层）。
探空火箭按用途可分为：探测大气温度、大气压力、大气密度以及风向、风速
等气象要素的气象火箭，收集特定情况下大气中固体微粒的取样火箭，探测电离层
电子浓度等参数的电离层探测火箭，研究生物对高空飞行适应性的生物试验火箭，
试验有关技术的工程试验火箭。
我国自１９５８年发展探空火箭以来，已研制并发射了近３００枚各类探空火
箭。这些火箭都是靠属翼稳定飞行的无探火箭，按采用的动力装置的不同，可以将
它们分成三代。第一代探空火箭主要采用液体推进剂火箭发动机，研制、使用时间
为１９５８年－１９６９年；第二代探空火箭为采用双基推进剂的固体火箭，研制
、使用时间为１９６５年－１９８７年；第三代探空火箭为采用复合推进剂的固体
火箭，１９７０年研制，包括：和平六号（ＨＰ－６）和织女一号（ＡＮ－１）气
象火箭、挺进一号甲（ＴＪ－ＬＡ）和挺进二号（ＴＪ－２）取样火箭、织女三号
（ＡＮ－３）高空探测火箭，这几种火箭的技术指标或使用性能均达到国外同类产
品的水平。
ＨＰ－６气象火箭
ＨＰ－６气象火箭为单级固体火箭，其运载系统（火箭本体及发射设备）由北
京空间机电研究所负责研制，探测系统（气象探测仪器及地面跟踪、数据接收设备
）由空间物理研究所负责研制。其外形参见下图。
按探测项目的不同，ＨＰ－６气象火箭分为两种：综合型（ＨＰ－６Ｚ）气象
火箭和落球型（ＨＰ－６Ｌ）气象火箭。这两种气象火箭均使用高燃速的聚硫橡胶
类复合推进剂，采用端面燃烧型发动机，由活塞加速式助推器从地需友接近于垂直
的状态发射。ＨＰ－６Ｌ气象火箭的性能参数（括号内为ＨＰ－６Ｌ气象火简明的
性能参数）：起飞重量60.80公斤(58公斤)，箭头重量9.1公斤(5.8公斤)，探测仪
器重量2.8公斤(2.0公斤)装药重量34.6公斤(34.6公斤)，环境温度26摄氏度时的装
药燃烧时间为34.8秒(34.8秒)全箭长度2.515米(2.307米)，简明体直径0.1615米，
从海拔1公里发射场发射的弹道顶点高度为68公里(80公里)。
HP-6Z气象火箭的主要任务为探测距地面20-60公里高度层内的大气温度、大气
压力和风向、风速。这些饣象要素均在火箭飞行到弹道顶点附近实施头体分离后，
在探测仪器乘降伞下落的过程中测量。探测器又称探空仪，它采用热敏电阻作测量
大气温度的传感器、采用放射性气压计测量大气压力。高空风利用携带有探空仪下
降的降落伞的随风飘移我测量。
ＨＰ－６Ｌ气象火箭的任务为探测距离地面３０－８０公里高度层内的大气密
度和风向、风速。该气象火箭的探测设备为膨胀球。膨胀球在火箭飞行到弹道顶点
附近从箭体内弹出，由于装在球皮内的膨胀剂的流出和迅速蒸发，球皮会自动充分
膨胀，终成为直径１.６米的探测球。以后探测球一面向地面回落一面随风飘移。
地面跟踪雷达测量膨胀球的轨迹，经计算即可得到大气密度和风的数据。
ＨＰ－６气象火箭于１９７０年开始研制，１９７１年－１９７９年进行了６
批次飞行试验，获取到甘肃省酒泉地区、云南省昆明地区的中层大气资料。由于气
象等探测火箭的研制工作于７０年代下半期转由国防科学技术大学承担，ＨＰ－６
气象火箭在圆满完成第６批次飞行试验后就中止了研制。
ＺＮ－１气象火箭
ＺＮ－１气象火箭与ＨＰ－６气象火箭一样，为小型固体火箭。ＺＮ－１气象
火箭的运载系统由国防科学技术大学负责研制，探测系统由空间科学与应用中心负
责研制。
ＺＮ－１气象火箭的任务是探测距地面２０－６０公里高度层内的大气温度、
大气和和风向、风速，其探测方法同ＨＰ－６Ｚ气象火箭。
ＺＮ－１气象火箭的动力装置采用主发动机和环形助推器相组合的双室双推力
方案。其中：主发动机为端面燃烧型发动机，装药为低燃速的端羟基聚丁二烯类复
合推进剂（后改为端羟基聚丁二复合推进剂），采用沿药柱轴向嵌埋金属丝的方法
来提高推进剂的燃速、以满足发动机推力的要求；环形助推器由主发坳机长属喷管
与装稳定属翼的属部整流罩之间的环形空腔构成，内装９根双钴－１双基推进剂管
状药柱，底部有４个小型喷管。助推器与主发动机同时点火。其结构布局参见下图
。
ＺＮ－１气象火简明采用导式发射装置，从地面以接近垂直的状态发射。该火
箭性能参数：起飞重量61.2公斤，箭头重量8.40公斤，探测仪器重量2.3公斤，主
发动机装药重量31.0公斤，主发动机地面平均推力2.0千牛（环境温度２０摄氏度）
，主发动机工作时间34.4秒（环境温度，助推器装药重量3.5公斤，助推器地面平
均推力9.6公斤(环境温度20摄氏度)助推器工作时间0.7秒(环境温度20摄氏度)。全
简长度2.704米，箭体直径为0.150米，从海拔1公里的发射场发射的弹道顶点高度
为68公里。
ZN-1气象火简明于1976年开始研制，1979年-1978年进行过4批次飞行试验和一
批次试验性，获取支甘肃省酒泉地区、云南省昆明地区和海南海口地区上空的中层
大气资料，拟于1998年进行设计定型试验。
TJ-1A取样火箭
TJ-1A
取样火简明为两级固体火简明(参见题图)，由北京窨机电研究所负责研制。
TJ-1A取样火简明的任务，是收集距夺面10-25公里高度层内的等动力学微粒样
品，火简明在取样高度层内的飞行性能可确保取样器的流量系数等于１。这样不仅
可使进气口前自由流管的各种粒子都能流入取样器，从而使所取到的样品能够代表
实际情况；而且意味着进入到取样的器的气体直到进气口之前，其相对于火箭的的
宏观运动速度及其压力，密度，温度等动力学参数，与自由流中的上列各个分别相
等，同样，气流中包含的各种大小不同的粒子在进入取样器前的宏观运动速度也相
等，从而使取得的样品具有等动力学的特征。
TJ-１A取样火箭的主火简明采用中燃速的聚硫橡校的类复合推进剂，内孔燃烧
型发动机作动力装置，助推器的装药为7根管状内、外燃型双镁－１双基推进剂。
其取样器由扩压器，过滤器和排气道３部分组成，其结构参见下图。其中扩压器为
带中心锥的单锥混合式扩压器，用于使进入扩压器进气口的气流减速增压，将其动
能转换成足以克服过滤器阻力的压力势能；过滤器在扩压器扩张通道的后部，沿圆
周呈环形布置，用于将入口气流中携带的固体粒子收集起来；排出道的功能是使通
过过滤器的气流能顺利地排出到大气中。
TJ-１A取样火箭采用导轨式发射装置，从地面以接近于垂直的状态发射，该火
箭于１９７５年开始研制，１９７６年－１９８０年进行了１批次飞行试验和２批
次使用。其性能参数：起飞重量802公斤（主火箭383公斤），简明头重量140公斤，
主发动机装药重量156.5公斤，主发动机地面平均推力49千牛（环境温度10摄氏度）
，主发动机工作时间6.86秒（环境温度10摄氏度），助推器装药重量185公斤，助
推器地面推力91千牛（环境温度10摄氏度）助推器工作时间4.04秒（环境温度10摄
氏度），全箭长度6.185米，箭体最大直径0.46米(主火简明0.36米)，从海拔1公里
发射场发射的弹道顶点高度为50公里。
TJ-2取样火箭是由TJ-１A取样火简明的主火简明作适当修改而成的单级火箭，
其任务是由集距地面6013公里高度层内的微粒样品。该火简明能保证有较高的取样
效率。
TJ-2取样火箭的起火重量383公斤，总长度4.107米，简明体直径0.36米，采用
导轨式发射装置的状态发射。该取样火箭于1977年至1985年进行了1批次飞行试验
和3批次使用。
ZN-3高空探测火箭
ZN-3高空探测火箭为两级固体火箭，其运载系统由国防科学技术大学负责研制
、探测系统由窨科学技术与应用研究中心负责研制。
ZN-3高空探测火箭的助推器采用低燃速的端羟基聚丁二烯类复合推进剂、内孔
燃烧型发动机作动力装置，主发动机为同一种装药的端面燃烧型发动机，采用沿药
柱轴向嵌埋金属丝的方法来提高装药的燃烧速度。
ZN-3高空探测火箭可用于对距地面高度１２０公里以下的大气探测和高空物理
研究。该高空探测火箭采用导轨式发射装置，从地面以接近于垂直的状态发射。其
性能参数：起飞重量285公斤（主火箭166公斤），箭头重量45公斤，探测仪器重量
25公斤，主发动机装药重量８４.６公斤，主发动机地面平均推力5.60千牛(环境温
度20摄氏度)，主发动机工作时间31秒（环境温度20摄氏度）助推器装药重量75.2
公斤(环境温度20摄氏度)助推器地面平均推力41.5千牛，(环境温度20摄氏度)，全
箭长度4.872米，箭体直径0.25米，从海平面发射的弹道顶点高度为148公里。
ZN-3高空探测火箭是有关研制单位自筹经费于1988年开始进行研制的1991年在
海南探空火箭发射场进行了飞行试验。试验结果表明，该高空探测火箭可以飞达距
地面130-148公里的高空。
上述5种探空火箭虽然发射数量不多(总计约90枚)，但都是研制成熟成功率高
和可供使用的火箭。实现探空火箭商品化是今后中国火箭探空事业具有活力的重要
因素。
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