Green 版 (精华区)
发信人: ersy (苦练高远球), 信区: Green
标 题: 长征二号（丙）运载火箭
发信站: 哈工大紫丁香 (Wed May 12 08:36:03 2004), 站内
【 以下文字转载自 Aero 讨论区 】
发信人: dxmxqe (婴儿), 信区: Aero
标 题: 长征二号（丙）运载火箭
发信站: 哈工大紫丁香 (2004年05月07日19:53:10 星期五), 站内信件
长征二号系列运载火箭是中国研制的近地轨道运载器，研制起始时间是1970年。
目前，长征二号系列由长征二号（1974年首次发射）、长征二号C（1982年首次发射）、长征二号E（1
990年首次发射）、长征二号D（1992年首次发射）等4种型号组成。其中长征二号已于1979年停止生产
，正在使用的长征二号系列运载火箭有长征二号C、长征二号E和长征二号D3种型号。
长征二号、长征二号C和长征二号E的研制单位是中国运载火箭技术研究院，长征二号D的研制单位是上
海航天局。
长征二号及长征二号C
长征二号运载火箭是中国航天运载器的基础型号。在长征二号的技术基础上，发展了长征二号系列运
载器、长征三号系列运载器和长征四号系列运载器。
长征二号于1974年11月5日在酒泉发射中心进行了第一次发射。由于火箭上控制系统中的一根导线暗伤
断裂，导致姿态失去控制，飞行试验失败。
1975年11月26日第二枚长征二号发射成功，将中国第一颗返回式卫星准确地送入预定轨道。
在此基础上，又对长征二号进行了进一步改进设计，使其近地轨道运载能力由1800公斤提高到2400公
斤，并大大提高了运载火箭的可靠性。改进后的长征二号称为长征二号C。
除首次发射外，至1994年底，长征二号及长征二号C共发射了14次（其中长征二号3次，长征二号C 11
次），全部获得圆满成功，成为发射成功率较高的航天运载器。
本文中所叙述的长征二号运载火箭的技术状态和技术数据均系长征二号C状态。
表１__长征二号系列总体参数
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(近地轨道)
长征二号 2 31.170 3.35 190 2786 1800
长征二号C 2 35.15 3.35 192 2786 2400
长征二号D 2 33.667 3.35 237 2961 3100
长征二号E 2(带捆绑) 49.686 11.45 462 5923 9200
长征二号D全长数据为不含整流罩状态下。
一、主要技术性能（见表２）
表２__长征二号Ｃ的主要技术性能
级数-------------------2
全长-------------------31.170米(A型罩)
-------------------35.151米(B型罩)
最大直径-------------3.350米
起飞质量-------------约192吨
起飞推力-------------2786千牛
推重比----------------1.48
运载能力-------------2400公斤(200~470公里近地轨道)
入轨精度(σ) ------- (200~470公里近地轨道)
半长轴偏差----------1.3公里
偏心率偏差----------0.00023
轨道倾角偏差-------0.05度
近地点幅角偏差----1.7度
升交点经度偏差----0.1度
一子级
级长--------------------23.720米
直径--------------------3.350米
起飞质量--------------151吨
结构质量--------------8.6吨
推进剂质量-----------143吨
发动机-----------------YF-21
推进剂-----------------四氧化二氮/偏二甲肼
地面总推力-----------2786千牛
地面比冲--------------2540牛·秒/公斤
工作时间--------------130秒
二子级
级长-----------------8.706米
直径-----------------3.350米
起飞质量------------38.2吨
结构质量------------3.2吨
推进剂质量---------35吨
发动机--------------YF-22(主机)
---------------4×YF-23(游机)
推进剂--------------四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力------------720千牛(主机)
---------------46千牛(4台游机)
真空比冲------------2834牛·秒/公斤(主机)
---------------2762牛·秒/公斤(游机)
工作时间------------112秒(主机)
---------------287秒(游机)
整流罩
长度--------------------3.144米(A型)
------------------7.125米(B型)
直径--------------------2.200米(A型)
------------------3.350米(B型)
有效容积--------------3.6米3(A型)
------------------27米3(B型)
二、总体布局
长征二号C运载火箭的主要控制设备安装在火箭最前端的仪器舱中，箱间段和级间段也安装有部分控制
设备。为使火箭的质心位置尽量靠前以提高静稳定性，一、二子级推进剂贮箱都是将密度较大的氧化
剂安排在前，密度较小的燃料安排在后。级间段由壳段和杆系两种结构组成，杆系结构用以在一、二
子级进行热分离时顺畅地排放二子级发动机喷出的燃气。电缆、导管均从贮箱外面通过，并对称安置
。氧化剂输送管路从燃料贮箱中间穿过。两种整流罩具有不同的对接部位，以适应不同的有效载荷需
求。发射支点设在一子级发动机机架的最前端，以利于发射支撑的稳定和传力结构的合理利用。一、
二子级的级间分离面设在二子级机架与壳体的连接面处，以便最大程度地减轻二子级的结构质量，提
高运载能力。这样，一、二子级就有3米长的重合段，级间分离时，二子级发动机及其支架系统需从级
间段中脱出。
三、箭体结构
长征二号C的箭体结构由整流罩、仪器舱、推进剂贮箱、级间段、箱间段、尾段等部分组成。箭体结构
的主要材料是LD10铝合金。
1、一子级结构
一子级箭体结构由级间段、氧化剂贮箱、箱间段、燃料贮箱、后过渡段和尾段组成，结构总质量8.6吨
。
尾段是不承力结构，外径3.35米，长2.4米。圆柱形壳体由蒙皮、桁条和隔框组成。为便于装配，整个
尾段壳体由沿纵向分为两半的结构对接组合而成。壳体上共开有４个舱口，供安装、检查、维护伺服
机构、火工品和动力系统附件用。每个舱口的尺寸为480 毫米×480毫米，可供人员出入。尾段底部由
"＃"字形梁构成骨架，外面敷以由玻璃钢制成的防热板，用以防止发动机喷焰回流到尾舱内烧毁设备
。为不影响发动机摆动，在每台发动机的喉部附近装有由硅橡胶制成的软防热裙。为了减小在上升段
飞行中尾舱因内、外空气压差而增加的附加应力，在尾段底部安装有4个单向放气阀门。
位于尾段之前的燃料贮箱后过渡段，将下方传来的集中力（发动机推力）扩散成均布力传送到燃料贮
箱上。后过渡段的后端面与尾段相连接，同时还与发动机架的上端面相连接。机架上端有4个发射支点
。当运载火箭竖立在发射台上时，后过渡段将承受这4个支撑集中载荷，其受力点与发动机推力的受力
点相一致。后过渡段壳体由4块材料为LD10的整体加强肋化学铣切壁板焊接而成，外径3.35米，长1.05
米。后过渡段前端面通过48 颗螺栓与燃料箱后短壳相连， 后端面由24颗螺栓与尾段相连。
燃料贮箱是承力式贮箱，主要由前底、筒段、后底和隧道管构成。筒段前面有前短壳，后面有后短壳
。贮箱内有防晃板、消漩器、增压和安全溢出管、氧化剂输送管、加注液位传感器、剩余液位传感器
、推进剂温度传感器、增压气体温度传感器、耗尽关机传感器等设施。前底为椭球形，中央开有氧化
剂输送管通过口。前底上还开有直径为460毫米的人孔，供人员在加工时出入，另开有加注液位传感器
、温度传感器、增压管路等的安装口。筒段由化学铣切的整体壁板焊接而成，外侧光滑，内侧呈网格
状，后底呈锥形，半锥角为50度，锥端为半径952毫米的半球。前短壳的后部、筒段前缘和前底边缘三
者通过一个"Y"形环焊接在一起。前短壳的前端面以螺栓同箱间段相连。后短壳的前部也是通过一个"Y
"形环与筒段后缘和后底边缘焊接在一起，其后端面与尾段和发动机机架以螺栓相连。燃料贮箱的材料
是LD10铝铜合金。隧道管贯穿整个箱体的中心，是氧化剂输送管的通道。在隧道管的顶端有波纹管补
偿器，用于装配补偿和温度补偿。
箱间段是氧化剂贮箱与燃料贮箱之间的一个承力壳段，外径3.35米，长1.33米，为蒙皮桁条隔框
全铆接结构。其上有5个尺寸为438毫米×482毫米的操作舱口，供安装、检查、维护箱间段内的各种仪
器设备。
氧化剂贮箱也是承力式贮箱，主要由前底、筒段和后底组成。其筒段结构与燃料贮箱相近，长度较燃
料贮箱筒段长。前底为椭球形，由于需承受级间分离时二子级发动机喷焰的作用，其受力较大，厚度
较厚。为了保证在分离过程中，前底不被发动机喷焰烧损而导致破裂，影响正常分离，在前底外表覆
盖了一层由玻璃钢制成的防热罩。防热罩中间厚而边缘薄，由32颗螺栓连接在前短壳上。前底开有直
径为460毫米的人孔，供人员在加工时出入，还开有各种传感器及管路的安装口。后底也呈椭球形。
氧化剂贮箱内安装有防晃板、消漩器、增压及安全溢出管、加注液位传感器、增压气体温度传感器、
耗尽关机传感器等设施。前、后短壳的连接形式与燃料贮箱相同。氧化剂贮箱的材料是LD10铝合金。
级间段由级间壳段和级间杆系两部分不同的结构构成。级间杆系由32根直径为60毫米的合金钢管组成
，每相邻两根端头相连，构成16个"∧"形结构。级间杆系的前端面通过64颗螺栓与级间壳段后端面相
连。杆系外径3.35米， 长1.4米。级间壳段是蒙皮-桁条-隔框全铆接圆柱形壳体，外径3.35米，长3.2
米。壳体上开有尺寸为370毫米×400毫米的4个舱口，用于游动发动机伺服机构的安装、检查和维护。
级间壳段上方内侧装有一系列电气插头，以保证一、二子级间的电气连接与分离。级间壳段前端以爆
炸螺栓与二子级燃料贮箱后短壳相连。
2、二子级结构
二子级箭体结构由仪器舱、氧化剂贮箱、箱间段和燃料贮箱等部分组成。
燃料贮箱和氧化剂贮箱均为承力式结构，都由椭球形前、后底和较短的筒段构成。贮箱内都安装有防
晃板、消漩器、增压兼安全溢出管、液位传感器、温度传感器等。前底上都开有直径460毫米的人孔及
其它器件的安装孔。后底也有若干传感器和加注管路的安装孔。燃料贮箱的正中央有供氧化剂输送管
通过的隧道管。
二子级发动机机架通过8个连接点共16颗螺栓与燃料贮箱后短壳相连。该后短壳由于承担将发动机架传
来的集中力扩散成均布力的任务，其长度较其它部位短壳稍长一些。
两个贮箱均由化学铣切的整体LD10铝铜合金板焊接而成。
箱间段与一子级箱间段基本相同，为蒙皮桁条隔框全铆接结构构成的圆柱形壳体。其上有6个尺寸
为438毫米×488毫米的舱口，用于对其内的仪器和设备进行安装、检查和维护等。
仪器舱位于运载火箭本体结构的前端，系承力结构。仪器舱内安装有主要控制仪器及用于增压和供气
的气瓶等设备。绝大部分控制仪器都安装在置于氧化剂贮箱前底的环形仪器支架上，惯性平台则置于
前底正中部位的安装凸台上。仪器舱壳体总长1.4米，半锥角22度20分，为由蒙皮、桁条、 隔框组成
的截锥形结构。其前端框外径2.2米，后端框外径3.35米。当使用Ａ型整流罩时，仪器舱壳体外表面喷
涂有防热层，以防止壳体温度因气动加热而超过允许值。壳体上开有4个可以供人员进出的舱口，用于
仪器设备的检查和维护。
3、搭载舱
当待发射的有效载荷的质量低于长征二号C的运载能力时，可以利用搭载舱搭载发射其它有效载荷。
搭载舱是专门为搭载有效载荷提供服务的舱段，位于主有效载荷与仪器舱之间（主有效载荷使用A型整
流罩）。搭载舱的作用是将主有效载荷、搭载有效载荷、A型整流罩和运载火箭连成一体，维持运载火
箭外形的完整，提供搭载有效载荷使用空间，并有利于有效载荷入轨后的分离。
搭载舱外径2.2米，高度和结构形式可按有效载荷的需要进行设计。
为瑞典弗利亚卫星设计的搭载舱外径2.2米，高度1.8米，分上、下两个舱段，每段长0.9米。上搭载舱
提供主有效载荷的电气接口和机械接口， 设有用于主有效载荷的连接-分离机构（爆炸螺栓）。下搭
载舱的下端面通过32颗螺栓与仪器舱相连接。上、下搭载舱通过4颗爆炸螺栓将弗利亚卫星夹连于二者
之间。主有效载荷分离后，运载火箭按照弗利亚卫星的要求进行姿态调整，而后进行上、下搭载舱段
的分离，同时实现弗利亚卫星的分离。
4、轨道转移舱
轨道转移舱的功用是通过轨道转移的办法，将有效载荷送入比长征二号C运载火箭所能达到的正常轨道
更高的轨道。根据有效载荷最终轨道的需要，可以设计成一次转移或二次转移来实现最终轨道要求。
目前，长征二号Ｃ采用旋转稳定和固体火箭推进的轨道转移舱来实现有效载荷的轨道转移，不希望旋
转入轨的有效载荷可在入轨分离前进行消旋。该轨道转移舱既可用于主有效载荷，也可用于搭载有效
载荷。
5、整流罩结构
整流罩内的有效载荷通过转接支架与有效载荷支架相连接。当长征二号C运载火箭发射后穿越稠密大气
层时，整流罩保护有效载荷不受高速气流冲刷。穿越大气层后，约在120公里高度，整流罩完成使命而
抛离。
长征二号C运载火箭配有A型和B型两种整流罩，以适应不同有效载荷的需要。两种整流罩所提供的有效
载荷使用空间有较大的差别。
A型整流罩由纵向连接的两半结构构成，在发射场与运载火箭组装成一体。
A型整流罩结构由端头和锥段两部分组成。端头由酚醛玻璃布模压而成，锥段为蒙皮-桁条-隔框铆接
结构。
A型整流罩的分离构件由爆炸螺栓和火药作动筒组成。爆炸螺栓共有8颗，纵向和横向分离面各4颗。火
药作动筒产生分离力，沿纵向分离面分布，共4个。
B型整流罩也由沿纵向分为两半的结构组成，在发射场与有效载荷连同支架组装在一起，然后与运载火
箭箭体组合在一起。
B型整流罩的结构由端头、双锥段和筒段三部分组成。端头由酚醛-玻璃布模压而成，双锥段及筒段均
为蒙皮-桁条隔框铆接结构。在筒段上开有透波窗口，以满足用户对无线电透波性的要求。
B型整流罩的分离机构采用无污染的爆炸索，以保证有效载荷的洁净环境。
有效载荷在整流罩内可使用的净空间为图7中的内空白区域。
当使用A型整流罩时，仪器舱壳体即为有效载荷支架。
当采用B型整流罩时，有效载荷通过转接支架安装到有效载荷支架上。转接支架与有效载荷支架间以螺
栓连接，二者对接基准面直径为2.05米。 有效载荷转接支架有3种型式：937型与有效载荷的对接直径
为937毫米；1194型与有效载荷的对接直径为1194毫米；1497型与有效载荷的对接直径为1497毫米。93
7型和1194型在与有效载荷的对接面处均有包带式连接分离机构。1497型转接支架以螺栓与有效载荷
相连接，用来发射自带分离机构的有效载荷。
上述各种转接支架均为截锥形铝合金蒙皮-桁条铆接结构，其后端面通过螺栓与有效载荷支架相连。
四、推进系统
长征二号C采用由液体火箭发动机、泵压式推进剂输送系统和自生增压系统组成的推进系统，使用自燃
推进剂，氧化剂为四氧化二氮，燃料为偏二甲肼。
1、一子级推进系统
一子级推进系统由组合发动机、推进剂输送系统、增压系统、火工品及电缆、机架等构成。
（1）发动机
一子级发动机是由4台独立的单机（代号YF-20）通过机架并联而成的组合发动机（组合后代号YF-21）
。为使组合后的发动机质心在箭体纵轴线上，并使推力的合力与箭体轴线重合，4台YF-20发动机轴对
称安装，并按控制系统要求呈"X"形布局。每台发动机的安装角均为2度50分，以使推力线通过火箭第
一级停火点的质心，减小各台发动机推力不同步和偏差对火箭停火点飞行姿态的干扰。为了提供一级
飞行时的火箭控制力矩，4台发动机均可切向摆动，最大摆角为±10度，摆动方式为泵前摆动。
（2）输送系统
YF-20发动机输送系统由推力室推进剂供应系统（简称主系统）、涡轮工质供应系统（简称副系统）和
自生增压推进剂供应系统三大部分组成。
1）主系统__推力室推进剂供应系统又分为氧化剂主系统和燃料主系统两部分。它们均由起动阀门、可
摇摆软管、涡轮泵、主节流圈、主阀门和导管等组成。主系统的功能是，在起动阀门打开后，使推进
剂按照要求的比例和流量连续不断地、稳定地进入推力室燃烧，产生推力，并同时利用燃料对推力室
进行冷却。在发动机关机后，断绝推进剂的供应，使推力室不再产生推力。
工作过程：推进系统点火起动时，4台YF-20发动机分成两组先后起动，两组起动时间相隔0.3秒左右。
起动阀门打开后， 推进剂在贮箱压力和重力的作用下对主、副系统进行充填。两组元推进剂分别流经
各自的起动阀门、泵、主阀门和节流圈，进入推力室头部。涡轮泵起动后，推进剂由自流充填转为泵
压输送，使发动机由起动状态进入额定工作状态。发动机关机时，首先关闭氧化剂副断流阀门，使涡
轮泵停止工作，1秒后再关闭两组元推进剂的所有8个主阀门，全部切断推进剂的供应，发动机停止工
作，达到关闭发动机的目的。
2）副系统__涡轮工质供应系统的作用是提供涡轮泵工作时所需要的高温高压燃气，并为燃料贮箱提供
增压气体。该系统包括火药起动器、燃气发生器、向燃气发生器提供工质的氧化剂副系统和燃料副系
统。氧化剂副系统由副断流阀门、过滤器、气蚀管、单向阀门及导管等组成。燃料副系统由气蚀管、
单向阀门及导管等组成。
工作过程：推进系统起动时，起动阀门打开，推进剂进入副系统管路。火药起动器通电工作后，其产
生的燃气进入涡轮盖上的集气环。其中，一小部分燃气经声速喷嘴进入降温器对燃料贮箱增压，绝大
部分燃气用来驱动涡轮运转，以此驱动两个泵为推进剂增压。当副系统管路中推进剂压力达到一定值
时，氧化剂和燃料的副单向阀门相继打开，推进剂进入燃气发生器内燃烧，产生高温高压燃气，与火
药起动器产生的燃气一起驱动涡轮运转。当火药起动器的装药烧完后，燃气发生器产生的燃气单独驱
动涡轮工作，使涡轮泵进入额定工作状态。当发动机关机时，按控制系统发出的信号，关闭氧化剂副
断流阀门，切断氧化剂副系统的通路，燃气发生器停止产生燃气，涡轮失去工质的供应，转速迅速下
降，直至停止工作。
（3）增压系统
一子级的增压系统由自生增压系统、气瓶补压系统和地面增压系统三部分组成。
1）自生增压系统__自生增压系统分为氧化剂自生增压系统和燃料自生增压系统两部分。
氧化剂自生增压系统由氧化剂气蚀管、氧化剂单向阀门、蒸发器、环形集合器、氧化剂膜片组件、氧
化剂安全溢出阀门及相应管路组成。氧化剂自生增压是由推力室头部引出一股四氧化二氮液体，进入
蒸发器中，经过高温涡轮废气加热，使四氧化二氮变成蒸气；从4套蒸发器中出来的蒸气在环形集合器
中集合，通过增压主管路输送到氧化剂贮箱增压。
燃料自生增压系统由声速喷嘴、降温器、燃气单向阀门、燃气集合器、燃料膜片组件、燃料安全溢出
阀门及相应管路组成。燃料自生增压是从燃气发生器产生的富燃料高温燃气中引出一小股燃气，经降
温器降温后，由燃气集合器集中起来，经增压主管路输送到燃料贮箱进行增压。
2）气瓶补压系统发动机点火工作后，贮箱内推进剂即开始消耗，但自生增压系统达到额定工作状态需
有一定滞后时间，特别是四氧化二氮蒸气滞后性更明显。为了弥补这种滞后性，氧化剂贮箱和燃料贮
箱设有气瓶补压系统，在起动段为贮箱增压。每个贮箱有1个高压气瓶作为补压气源。
3）地面增压系统为减少箭上气体消耗，在发动机起动之前，由地面配气台为贮箱增压。地面增压系统
由气管插座、氧化剂增压单向阀门、燃料增压单向阀门和管路等组成。
（4）耗尽关机系统
为了充分利用推进剂和提高发动机关机的可靠性，一子级采用了计算机以火箭飞行速度为准发出关机
信号和耗尽关机传感器以推进剂剩余量为准发出关机信号两种提供关机信息手段并用的发动机关机系
统。在保证同样关机概率的情况下，这样做比单独采用计算机关机系统可减少推进剂剩余量2000公斤
，有效地提高了推进剂的利用率。
燃料贮箱安全溢出阀门控制管耗尽关机系统以光电敏感元件作为传感器，装在贮箱的后底内。当推进
剂液位降至传感器敏感部位时，传感器即发出信息。该信息经变换变成发动机关机指令送入关机电路
，起动一子级发动机的关机程序和二子级发动机的起动程序。在一子级两个贮箱内均装有耗尽关机传
感器。为确保不误发、不漏发耗尽关机信号，在每个贮箱内装有2个传感器，并在线路上采用了串、并
联措施。
2、二子级推进系统
二子级推进系统由推力室、涡轮泵、涡轮工质供应系统、推进剂供应系统、增压系统、火工品及电缆
和机架等组成。发动机由1台主发动机（代号YF-22）和由4台推力室构成的游动发动机（YF-23）并联
组成。增压系统以及推进剂供应系统中的一部分设备两机共用。
（1）发动机
YF-22发动机推力室固定于机架的中心，以保证推力作用线与箭体轴线相重合。YF-23 发动机的4台推
力室分别置于机架十字梁的4个端头，并有10度安装，以使其推力线相交于第二级火箭停火点的质心，
同时也可避免推力室喷出的火焰直接作用到主发动机喷管上。4台YF-23发动机推力室按控制系统的要
求呈"十"字形布局。
1）主发动机YF-22发动机与一子级的YF-20发动机基本一致，只是在个别地方有一些改动。由于YF-22
发动机不摆动，因而连接结构上采用了固定结构，取消了用于摆动的常平座、摇摆软管等设备，改用
固定的硬设备。由于不再用伺服机构，取消了与伺服机构相连接的一些机构。
2）游动发动机YF-23发动机的每个推力室均可沿切向进行±60度的摆动，4台推力室对称布置，摆动点
中心圆直径为1.75米。YF-23发动机的主要功用是：为姿态控制系统提供所需的控制力矩；当YF-22大
推力发动机关机后，为火箭爬升到更高轨道提供小推力；减小火箭发动机最终关机时的剩余冲量偏差
，提高有效载荷入轨精度。
摆动推力室是整体焊接结构，主要由头部、身部、连接环、集合环、摇摆轴、氧化剂导管和燃料导管
等组成。
（2）输送系统
二子级推进剂输送系统由主发动机推进剂输送系统和游动发动机推进剂输送系统组成。
1）主发动机推进剂输送系统主发动机推进剂输送系统由推力室推进剂供应系统、涡轮工质供应系统和
自生增压推进剂供应系统三大部分组成，与一子级的推进剂输送系统大体相同，只是对推进剂流量的
调节由气蚀管代替了节流圈，涡轮泵去掉了齿轮箱，涡轮转速较一子级涡轮转速高。
2）游动发动机推进剂输送系统游动发动机的4台推力室由一套推进剂输送系统完成推进剂的输送。该
系统由推力室推进剂供应系统和小涡轮工质供应系统两部分组成。
游动发动机推力室推进剂供应系统（简称主系统）分氧化剂主系统和燃料主系统两部分，均由起动阀
门（与主发动机系统共用）、小涡轮泵、断流阀门、节流圈和共用的集合器等组成。
游动发动机的涡轮工质供应系统为小涡轮泵的涡轮提供燃气工质，以维持涡轮泵正常工作。该系统由
火药起动器、燃气发生器、过滤器、氧化剂副气蚀管、充阀门、燃料副气蚀管和管路等组成，其工作
过程与主发动机系统相似。
（3）增压系统
二子级的增压系统也由自生增压系统、气瓶补压系统和地面增压系统三部分组成。
1）自生增压系统YF-22发动机采用自生增压系统，由氧化剂自生增压系统和燃料自生增压系统两部分
构成，其工作原理及各系统组成与一子级自生增压系统相似。但由于二子级仅有1台YF-22发动机自生
增压系统，其增压流量较一子级单分机的增压流量有所增加，且推力室不摇摆，具体组成和结构也有
差别。
YF-23发动机无自生增压系统，在与主发动机同时工作时，依靠主发动机自生增压系统的工作满足其对
贮箱压力的设计要求。当主发动机关闭后，游动发动机单独工作时，推进剂消耗量较小，依靠贮箱内
气体的膨胀来满足其对泵入口处推进剂压力的要求。
2）气瓶补压系统气瓶补压系统与一子级气瓶补压系统不太相同。该系统仅有1个气瓶，只为氧化剂贮
箱补压，以弥补氧化剂自生增压的滞后性，保证氧化剂贮箱内压力满足起动段的设计要求。燃料贮箱
不需要气瓶补压。
3）地面增压系统的功用和组成与一子级的地面增压系统相似。
五、分离系统
1、级间分离
长征二号C的级间分离采用热分离方式。
当级间分离程序开始时，首先起动二子级发动机，然后关闭一子级发动机。当二子级的YF-22发动机推
力达到预定推力、一子级YF-21发动机推力减小到预定推力时，连接一子级和二子级的爆炸螺栓同时起
爆，一、二子级在二子级发动机喷流和推力的作用下开始分离，二子级发动机的喷焰从级间杆系和分
离面处排出。二子级YF-22发动机的喷管从级间壳段中最后脱离出来，实现分离。
在级间分离面上有12颗爆炸螺栓将两子级连接在一起，所有螺栓对称分布在8个连接点上。爆炸螺栓置
于能防止爆炸后的螺栓飞出的防护盒内，以保证分离的安全。
2、星箭分离
卫星与有效载荷转接支架的连接采用包带式连接机构，用2颗锁紧爆炸螺栓将包带锁紧，使卫星与转接
支架牢固连接。分离时，将两颗锁紧爆炸螺栓引爆，包带解锁，使卫星与运载火箭实现机械脱离。
星箭分离的分离力由安装在二子级箭体末端的4枚反推固体火箭提供。每枚反推固体火箭点火工作0.5
秒，使分离后的二子级运载火箭箭体产生1～1.5米 /秒的分离速度，实现与卫星的分离。星箭分离程
序见表3。
表3__长征二号C星箭分离程序
时间（秒） 事件
T+0 YF-23发动机关机
T+3.0 包带锁紧爆炸螺栓起爆
T+3.1 分离反推固体火箭点火
T+3.6 星箭分离结束
六、制导和控制系统
长征二号C制导和控制系统由制导系统和姿态控制系统组成。
1、制导系统
制导系统的功用是：控制火箭沿预定轨道飞行，当达到预定的运动参数，满足有效载荷精确入轨的要
求时，关闭发动机，使有效载荷按预定要求准确入轨。
制导系统的具体任务是：1）控制火箭按预定的程序转弯；2）完成程序飞行的控制，保证关机时的程
序角；3）当火箭达到预定的关机特征量时，控制发动机关机。共发出三次关机信号，分别关闭一子级
发动机、二子级主发动机和游动发动机；4）导引火箭按预定的轨道飞行。
制导系统的主要设备是惯性平台和数字计算机，称为平台-计算机制导系统。
（1）平台系统
平台系统的功用是：
1）建立与发射点的大地坐标系相重合的、在飞行过程中始终保持的惯性坐标基准。建立这个惯性基准
的目的，是为装在台体上的加速度计和姿态角传感器的测量提供计量基准。
2）测量并输出火箭飞行中沿3个方向的视速度增量信号（以正、负脉冲的形式表示），供关机、导引
用。安装在平台台体上的3个加速度计分别测量惯性坐标系３个方向的视加速度，经一次积分得到视速
度，并以脉冲电压形式输送给计算机，供关机和导引用。
3）测量并输出火箭飞行姿态角信号，供姿态稳定系统用。装在平台上的角度传感器输出与箭体姿态角
成比例的电信号给变换放大器，经变换放大后输送给伺服机构，带动发动机摆动，减小箭体飞行姿态
偏差。
4）给出程序飞行控制信号。计算机按预定的飞行程序，以脉冲形式发出程序指令信号，送给平台上的
程序机构，由程序机构将角度信号转换成响应的电压信号，送至综合放大器后，控制伺服机构，驱动
发动机摆动，使火箭按预定的程序转弯。
5）当火箭在飞行中发生不可挽回的故障时，发出自毁信号。
本系统所用的平台为三轴气浮陀螺稳定平台，由平台结构系统、平台稳定系统、初始对准系统、加速
度测量系统、姿态角测量系统、步进电机程序机构、自毁触点和附属装置组成。
（2）计算机
计算机的功用是：
1）以3个方向的加速度计信号为输入，定时计算关机方程，求出关机余量；当其小于预定值时，发出
关机信号。
2）以3个方向的加速度计信号为输入，定时计算导引方程，输出导引信号。
3）按预先存贮的程序，发出程序脉冲信号，送至平台程序机构。
4）在火箭起飞前完成所需的测试和自检任务；完成飞行诸元数据装订。
制导系统的工作原理是：
1）关机控制安装在平台台体上的3个加速度计测量出加速度，并转换成电脉冲形式，送入计算机按关
机方程进行求和计算，尔后与存贮在存贮器里的标准关机脉冲相减。当把与子级关机相对应的脉冲全
部减完时，计算机发出子级发动机关机指令信号。
2）程序转弯控制火箭起飞后垂直上升，8秒开始由计算机制导程序控制，按标准轨道设计的要求，给
平台程序机构发出程序脉冲，控制火箭按照要求进行程序转弯。
3）导引控制加速度计输出脉冲进入计算机后，按导引方程进行计算，并实时地和事先装在存贮器里的
标准轨道相比较，得出偏差值，把火箭导引到标准轨道上来。
2、姿态控制系统
姿态控制系统的功用是：稳定火箭的飞行姿态，控制火箭绕质心的转动。
姿态控制系统的具体任务是：1）消除火箭飞行中的姿态角偏差，使火箭在预定的轨道上稳定飞行；2
）配合制导系统完成火箭飞行的程序控制；3）配合导引系统完成横、法向导引控制。
姿态控制系统由一子级姿态控制系统和二子级姿态控制系统两个系统组成，各系统均由敏感元件、变
换放大器和执行机构三部分组成。
一子级姿态控制系统由平台、姿态角传感器、速率陀螺、横向和法向加速度计构成敏感元件，由检波
器、有源校正网络、综合放大器构成变换放大器，由液压伺服机构构成执行机构。
二子级姿态控制系统只敏感姿态角信号，无速率陀螺和横、法向加速度计，但引入了导引信号，没有
调零装置，其它组成基本与一子级姿态控制系统相同。
七、遥测和跟踪系统
1、遥测系统
遥测系统的功用是：获取火箭飞行中各系统和主要设备的工作参数、故障监测参数和环境参数。
遥测系统由参数测量装置、传输装置、数据记录和处理装置以及电源配电装置等组成。
遥测系统共测量152个参数，参数分类见表4。
表4__长征二号C遥测参数分类
参数类型 指令 电压 脉冲 电流 频率 压力 温度 转速 液位 过载 流速 振动
数量 19 41 11 8 2 30 9 6 4 4 2 16
（1）参数测量装置
该装置的作用是感受被测对象的参量，并按照一定规律将其转换成某种物理量。该装置主要由各种传
感器、变换器组成，如铂电阻式及热敏电阻式温度传感器，浮子式干簧开关型液位传感器，电位计式
压力传感器，压电式振动传感器，涡轮及皮托管式流量传感器等。
（2）传输装置
传输装置的功用是将参数测量系统测得的数据从箭上传送到地面，并予以记录。
传输系统由发送（箭上）和接收（地面）两大部分组成。
信号调节器的作用是采用隔离、斩波放大、相敏整流、脉冲计算等方法，将不符合传输设备输入格式
要求的信号变换成满足其规范要求的信号。信号转接装置主要用于完成信号的汇集与配置及能量的馈
配。采编器的作用是将缓变模拟信号变换成数字量编码信号，并与数字量信号和速率信号一起输出综
合群信号。发射机对信号进行载频调制，经天线发送出去。地面接收则以逆变换方式，将传来的测量
参数解调记录下来。
地面接收设备有固定站式和车载式两种。车载式接收设备可用于活动接收站，可以实现对部分重要测
量参数的实时数据处理和显示，并可实时为指挥控制人员提供火箭工作情况。
2、跟踪系统
跟踪系统由无线电跟踪分系统和无线电遥控分系统两部分组成。
（1）无线电跟踪分系统
无线电跟踪分系统的功能是实时跟踪、测量火箭飞行轨道，提供实时跟踪数据和无线电遥控判断信息
。
无线电跟踪分系统由箭上和地面两部分组成。箭上部分由连续波雷达应答机I、连续波雷达应答机II、
单脉冲雷达应答机和天线等组成。地面部分由连续波跟踪雷达和单脉冲跟踪雷达等组成，按飞行任务
的不同布于国内3～4个区域。
（2）无线电遥控分系统
无线电遥控分系统的功能是，当运载火箭飞行中发生不可挽回故障，偏离预定轨道，并危及规定的保
护区域安全时，地面发出遥控炸毁指令，箭上接收指令后，给自毁系统发出炸毁指令信息，由自毁系
统将故障火箭炸毁。
无线电遥控分系统由箭上部分和地面部分组成。箭上部分由一部遥控指令接收机及3副线极化天线组成
，3副天线沿箭体外壳周向安装，组成全向天线阵。地面部分由遥控雷达组成。
八、自毁系统
自毁系统的作用是，当运载火箭在飞行过程中因故障而将导致飞行失败时，将火箭自行炸毁，以减轻
或避免火箭坠落地面时，对人员和设施造成的危害。
自毁系统设有两种自毁机构。
1）指令自毁地面指挥控制人员根据火箭飞行数据，判定火箭已经出现不可挽回的故障，并有危及地面
安全的趋势时，可通过地面遥控雷达向运载火箭发出炸毁指令。箭上跟踪系统中的遥控安全指令接收
机接收到炸毁指令后，给自毁控制器发出自毁信号，实施自毁。
2）自主自毁当火箭因故障导致姿态失去稳定、火箭姿态角超过允许值时（绝大部分故障都将导致火箭
的姿态失控），自毁触点接通，向自毁系统发出自毁信号，火箭进行自毁。
自毁系统由自毁控制器、引爆器、爆炸器、电缆网和电池组成。
九、电源与配电系统
遥测与跟踪系统和自毁系统均有独立的比较简单的电源。制导与控制系统的电源及配电系统比较复杂
，此处主要介绍制导与控制系统的电源与配电系统。
制导与控制系统电源与配电系统的功用是：1）向制导与控制系统各仪器、推进系统火工品、级间分离
和星箭分离火工品供电；2）按预定程序发出各种指令以控制有关电路；３）与地面测试设备配合完成
制导与控制系统的测试。
制导与控制系统电源与配电系统由电源和配电两部分仪器组成。电源部分由一次电源和二次电源组成
。一次电源由蓄电池构成，直接或间接（经二次电源）给制导和控制系统各仪器设备、伺服机构和火
工品供电。二次电源由换流器、稳压电源和脉冲电源构成，将一次电源的直流电转换成交流电或脉冲
电源向需要此种电源的仪器设备供电。
配电部分由2台配电器和2台程序配电器组成，为各仪器设备配电。
十、其它系统
1、方位瞄准系统
方位瞄准系统用来测量与调整箭体坐标系、平台坐标系，使它们与确定的轨道坐标系在方位上一致。
方位瞄准系统采用半自动光电瞄准系统，主要由光电经纬仪、瞄准控制器、平台棱镜、方位锁定放大
器等组成。
方位瞄准采用转动发射台进行粗瞄、转动平台进行精瞄的方法进行。
1）粗瞄粗瞄分两步进行。第一步是在火箭上的平台处于机械锁定的情况下，用光电经纬仪瞄准固定在
平台上的直角反射棱镜。当棱镜的法线与射向有较大偏差时，操纵发射台控制器，使火箭进行方位转
动，直到平台上的棱镜基本上转到正确方位为止。第二步是在平台开锁正常工作的情况下，将控制台
上的方位瞄准开关打开，使方位和调平一起工作，再次转动发射台，直至平台处于零位状态。瞄准就
位后，锁紧发射台。
2）精瞄精瞄就是将平台坐标系调整到正确方位上。当平台上棱镜的法线与射向不一致时，瞄准控制器
输出信号，经方位锁定放大器放大，通过Ｙ向陀螺和平台伺服回路，使平台台体转动一定角度，最终
使平台坐标系与轨道坐标系在方位上精确一致，并保持到火箭起飞。
2、垂直度调整系统
该系统用来检查和调整竖立在发射台上的运载火箭的垂直度，使火箭在起飞时刻，其推力线精确地垂
直于当地水平面，以减小初始干扰。其主要设备是安装在一子级发动机机架平面上的水平测量仪（液
体摆）。水平测量仪测量的信息通过电缆传送到地面水平检查仪。根据水平检查仪的指示调整发射台
的水平状态，就可达到调整火箭垂直度的目的。
3、环境调节系统
环境调节系统由整流罩空气调节系统、舱段加温系统和氧化剂管路及文氏管加温系统三大部分组成。
（1）整流罩空气调节系统
自有效载荷和整流罩组装完毕至火箭起飞前，均可使用整流罩空气调节系统，对整流罩内的环境进行
空气调节。整流罩设有进气口和排气口，调节空气从进气口进入，在罩内环流后经排气管排出。
整流罩空气调节系统的基本参数为：1）进入罩内的空气温度一般可调节在15～25℃ 之间，也可以根
据特殊需要进行超过此温度范围的调节；调节空气的温度偏差不大于±2℃；2）进入罩内的空气湿度
不超过55%；3）空气流量可根据需要进行调节（一般为2000升/秒）；4）罩内空气流动速度不大于2米
/秒；5）空气调节系统在罩内产生的噪声不大于90分贝。
（2）舱段加温系统
在冬季进行发射准备时，当外界环境温度低于－10℃时，要给仪器设备较多的仪器舱（当使用A型整流
罩时）和一、二子级的箱间段加温。为此设有舱段地面加温系统。
该系统由地面部分和箭上部分组成。地面部分主要有地面电源和温度控制器，箭上部分主要有加温套
、测温传感器等。使用时，将加温套缚于舱段外壳上，通电加温，同时测量舱段内空间和舱段外壁的
温度，以控制加温功率。
（3）氧化剂管路加温系统
氧化剂（四氧化二氮）冰点比较高（－11℃），当环境温度比较低时，在暴露的氧化剂管路中的四氧
化二氮就有可能结冰，从而会导致推进系统无法正常工作。为此设有氧化剂管路及文氏管加温系统。
需加温的管路为一、二子级氧化剂起动阀门前的输送管等部位，加温方式是对管路的外壁加温。
氧化剂管路加温系统由电源（直流）、加温器、保温套、测温器及控制器等组成。推进剂加注后，根
据环境温度预计氧化剂管路中推进剂温度低于－6℃时，加温系统投入使用。
4、推进剂测温系统
推进剂测温系统用来测量、监测运载火箭加注后的贮箱内推进剂温度的变化情况，以便根据对发射时
刻贮箱内推进剂温度的实际预测，决定是否采取补加推进剂或诸元修正等措施，并为事后分析发动机
性能及推进剂利用情况提供原始依据。
该系统由安装在贮箱内的温度传感器、地面温度测量电桥和连接电缆组成。
推进剂测温系统提供了对贮箱内推进剂的温度进行监测的手段。温度监测从加注后开始，一直持续到
发射前。当发现贮箱内推进剂的温度因环境等因素的影响，偏离预计值时，将采取补充加注推进剂等
措施，以保证推进剂两组元的配比最接近于火箭飞行中两组元的实际消耗配比。
5、防晃、防旋和防塌
为增大推进剂在贮箱内的晃动阻尼，减小推进剂晃动幅值，降低晃动对控制的干扰，在各贮箱箱壁和
后底上，均设置了半圆形阻尼板，在二子级氧化剂贮箱后底还设置了"十"字形防晃板。为了防止贮箱
内推进剂较少时，在输送管的入口处出现推进剂的旋转和中部液面的塌陷现象，使气体进入输送管内
，导致涡轮泵因气蚀而损坏，在各贮箱后底的推进剂输送管入口处，均设置了防旋、防塌装置。
十一、典型飞行程序
长征二号C运载火箭发射近地轨道卫星时的典型飞行程序如表5。
表5__长征二号C的典型飞行程序
时间(秒) 事件
T-3 一子级发动机点火
T+0 火箭起飞
T+8 开始程序转弯
T+44 飞行马赫数达到
T+127 二子级发动机起动
T+127.5 一子级发动机预令关机
T+128.5 一子级发动机主令关机
T+129 级间分离
T+140 导引引入
T+236.5 二子级YF-22发动机预令关机
T+237.5 二子级YF-22发动机主令关机
T+250 抛整流罩(120公里高度)
T+475 游动发动机关机
T+478 有效载荷与运载火箭分离
十二、飞行记录（表6和表7）
表6__长征二号飞行记录
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 1974.11.5 试验星 / / / / / 酒泉 失败
2 1975.11.26 返回式卫星 1790 177 479 63 91.1 酒泉
3 1976.12.7 返回式卫星 1812 159 489 59.4 91.1 酒泉
4 1978.1.26 返回式卫星 1810 167 509 57.0 91.2 酒泉
第一次发射由于俯仰速率陀螺信号导线暗伤、内部断裂，姿态控制系统收不到俯仰速率陀螺信号, 火
箭失去稳定,导致失败。
表７__长征二号C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
1 1982.9.9 返回式卫星 1783 177 410 63 90.2 酒泉
2 1983.8.19 返回式卫星 1842 175 410 63.3 91.2 酒泉
3 1984.9.12 返回式卫星 1809 178 414 68 90.3 酒泉
4 1985.10.21 返回式卫星 1809 175 409 63 90.12 酒泉
5 1986.10.6 返回式卫星 1800 176 402 63 90.1 酒泉
6 1987.8.5 返回式卫星 1819 175 400 69.96 90.24 酒泉
7 1987.9.9 返回式卫星 2076 208 323 63 89.66 酒泉
8 1988.8.5 返回式卫星 2129 208 313 63.02 89.7 酒泉
9 1990.10.5 返回式卫星 2080 211 311 56.98 89.66 酒泉
10 1992.10.6 返回式卫星 2080 210 329 63 89.78 酒泉
弗利亚 259 600 1725 63 120.83
11 1993.10.8 返回式卫星 2099 209 300 56.95 89.6 酒泉
《中国航天》1997年8、9、10、11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"。
--
※ 来源:·哈工大紫丁香 bbs.hit.edu.cn·[FROM: 219.217.250.131]
Powered by KBS BBS 2.0 (http://dev.kcn.cn)
页面执行时间：205.675毫秒