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2 玻璃布模压而成，
锥段为蒙皮-桁条2 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2 玻璃 布模压而成，双锥段及筒段均为蒙皮2 桁条2 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２1 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。９３７型和１１９４型在与有效载荷的对接面处均 有包带式连接2 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2 桁条铆接结构，其后端面通过 螺栓与有效载荷支架相连。



长征系列运载火箭介绍： 长征二号系列（三）
　　　　　　　　　　　　邸乃庸；朱维增；吴瑞华 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。
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

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。

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2 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。



长征系列运载火箭介绍： 长征二号系列（四）
　　　　　　　　　　　　邸乃庸；朱维增；吴瑞华 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１
５～２５℃ 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

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 1T+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

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。
十二、飞行记录（表６和表７）（待续） 表６ 长征二号飞行记录

























①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 发射日期
号 (年月日)

有效载荷 轨道参数 发射
场

名称 质量 近地点 远地 倾角 周期 (公 (公里) 点(公 (度) (分) 斤) 里) 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 1985.10.2 返回式卫星 1809 175 409 63 90.12 酒泉 1 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 1 1992.10.6 返回式卫星 2080 210 329 63 89.78 酒泉 0 - -- 弗利亚 259 600 1725 63 120.8 -- - 3 1 1993.10.8 返回式卫星 2099 209 300 56.95 89.6 酒泉 1



长征系列运载火箭介绍：
长征二号系列（五）


邸乃庸；朱维增；吴瑞华



长征二号Ｄ


　　长征二号Ｄ运载火箭在长征二号基础上主要采取增加推进剂加注量和增大 起飞推力的方法，使运载能力得到进一步提高。该火箭于１９９０年２月开始 研制，１９９２年８月９日进行了首次发射，成功地将中国新型返回式科学试 验卫星准确地送入预定轨道。



一、主要技术性能
（见表８）




表 8 长征二号 D 的主要技术性能



级数 2 全长(不含整流罩) 33.667 米 最大直径 3.35 米 起飞质量 236.966 吨 起飞推力 2961.6 千牛 推重比 1.28 运载能力 约 3100 公斤(175/355 公里、
倾角 63 度椭圆轨道) 入轨精度 轨道倾角偏差 0.2 度 近地点高度偏差 5 公里 近地点幅角偏差 5 度 升交点经度偏差 0.1 度 一子级 级长 24.660 米 直径 3.35 米 起飞质量 192.322 吨 结构质量 9820 公斤 推进剂质量 183.038 吨 地面总推力 2961.6 千牛 发动机 YF-21B 推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼 比冲 2550 牛·秒/公斤 工作时间 154.2 秒 二子级 级长 9.007 米 直径 3.35 米 起飞质量 40.644 吨 结构质量 3122 公斤 推进剂质量 34.736 吨 发动机 YF-22(主机) YF-23F(游机) 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 2822 牛·秒/公斤(主机) 2762 牛·秒/公斤(游机) 工作时间 113.48 秒(主机)274.42 秒(游机)



二、总体布局
　　长征二号Ｄ为两级液体运载火箭，由箭体结构、推进系统、制导与控制系 统、遥测与跟踪系统、电源配电系统、自毁系统等组成。另外还有方位瞄准系 统、垂直度调整系统、加注系统、推进剂测温系统及防雷系统等。总体布局见 图１９。
　　火箭由一子级和二子级组成，按照有效载荷的要求可以设置整流罩或不带 整流罩。一、二子级的布局基本与长征四号Ａ的一、二子级相同，不同之处为 长征二号Ｄ取消了尾翼。其二子级氧化剂箱前端设置有一个外仪器舱，通过它 与有效载荷或整流罩连接。氧化剂箱前底上焊接了一个安装仪器的圆盘支架， 控制系统的陀螺平台安放于氧化剂箱前底的中央。一、二子级分离方案同长征
　　
四号Ａ，二子级与有效载荷分离方案同风暴一号。 火箭上的电子设备大部分安排在外仪器舱内的仪器圆盘上和二子级氧化剂
箱的前底上，部分安排在箱间段及级间段和贮箱的前、后短壳上。


三、箭体结构 一、二子级的绝大部分贮箱及舱段结构同长征四号Ａ，新设计的外仪器舱
结构同风暴一号，取消了一级尾部的尾翼。二子级贮箱内均安装有“十”字隔
板，二子级氧化剂箱前短壳加长１００毫米。


四、推进系统 一、二子级的推进系统部位安排、性能、结构组成与长征四号Ａ基本相同，
仅按照飞行轨道设计的要求，适当调整了各级发动机的工作时间。为了提高运 载能力，延长了二级主机关机后游机工作段的时间。二级游机滑行段两贮箱靠 箱内气体膨胀增压，以满足游机泵入口压力要求。

五、制导与控制系统 长征二号Ｄ的制导与控制系统方案基本与长征四号Ａ相同，不同点如下：
不设置小过载关机方程，二级不设末速修正关机方程，二级游机导引段不分两 段导引，采用浮点起导方法，起导时间随一级和二级主机关机时间浮动。取消
二级的滚动速率陀螺，二级检波功放重新研制。控制系统箭上仪器连接框图见 图２０。从第二发火箭开始，采用动力调谐陀螺平台（即挠性陀螺）。

六、遥测与跟踪系统
１.遥测系统 遥测系统测量方案仍采用Ｐ波段的大速变遥测体制（同长征四号Ａ）。按测
量参数的要求，对传感器、变换器进行重新配套设计和系统的原理设计。全箭 采用一套大速变遥测设备，安装于二子级箱间段内。系统总体框图见图２１。
根据靶场的现有条件，取消了箭上的信标发射机和信标天线。按长征二号Ｄ的 飞行轨道重新调整了箭上遥测天线的安装位置。
２.跟踪系统 跟踪系统方案同长征四号Ａ，按长征二号Ｄ的飞行轨道重新调整了箭上测
量天线的安装位置。


七、电源配电系统 长征二号Ｄ的电源配电系统和时序系统的功能与长征四号Ａ相同，根据长
征二号Ｄ的配电需要，安排了两个程序配电器和两个电池。


八、自毁系统 长征二号Ｄ的自毁系统在一、二子级的箱间段中各安装了一套自毁引爆和
爆炸系统，箭上设备布置见图２２。


九、典型飞行程序与飞行记录 长征二号Ｄ火箭的典型飞行程序见表９。

表 9 长征二号 D 的典型飞行程序


时间(秒) 事件 T+0.0 起飞 T+144.2 接通一子级允许关机电路 T+154.2 一子级关机 T+155.4 二子级点火,一、二子级分离 T+258.9 接通二子级允许关机电路 T+268.9 二子级主机关机 T+379.8 接通二子级游机允许关机电路 T+429.8 二子级游机关机 T+432.8 火箭与有效载荷分离

长征二号Ｄ火箭的飞行记录见表１０。

表 10 长征二号 D


序
号 发射日
期(年 月日) 有效载荷 轨道参数 发射
场 名称 质量
(公斤) 近地
点(公 里) 远地点
(公里) 倾角
(度) 周期
(分) 1 1992.8
.9 返回式卫
星 2592 176 351 63.02 89.6
3 洒泉 2 1994.7
.3 返回式卫
星 2755 176 359 63.98 89.7
2 洒泉


长征二号Ｅ


　　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 c



一、主要技术性能（表１１） 表１１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 2 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 2 21B(4×YF 2 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 2 22B(主机) YF 2 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１
７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2 旋转式分离。

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１
３２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。

长征二号 E 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。

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台发动机；
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的控制系统与长征二号Ｃ相比较，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。

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ＹＪ
１-７磁记录器（含运带机构ＹＤ１-２
４；它将随一子级箭体坠地回收）及ＹＪ
１-８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。










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）ＹＢ２
５-５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、１
２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2 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。
　　
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１２。

表 12 长征二号Ｅ的典型飞行程序


时间(秒) 事件 起飞 T+0 程序转弯 T+11.0T+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１３）

表 13 长征二号Ｅ火箭飞行记录


序
号 发射
日期 (年 月 日) 有效载荷 轨道参数 发
射 场 备注 名称 质量
(公 斤) 近地点
(公里) 远地点
(公里) 倾角
(度) 周期
(分)
1



2



3 1990
.7.1
6



1992
.8.1
4

1992 模拟星
巴基斯坦 BADR-A

澳普图斯 B1

澳普图斯 B2
7338
70

7597




7615
200
200

200




200
1000
1000

1050




1050
28.5
28.5

28.0




28.0


96.7

96.7




97.2

西 昌

西 昌

西 昌 首次试
飞


首次商 业发射



第 2 次 商业发 射



4 .12.
21

1994
.8.2
8

澳普图斯 B3


7669


185


1105


27.8
6


97.2

西 昌
第 3 次 商业发 射

长征系列运载火箭介绍：长征三号系列



作者：陈国华


表１长征三号系列总体参数



型号名称 级数 全长(米) 直径①
(米) 起 飞
质量(吨) 起飞推力
(千牛) 运载能力
②(公斤) 长征三号 3 44.86 3.35 204.88 2961.6 1600 长征三号 A 3 52.52 3.35 241.00 2961.6 2600 长征三号 B 3(带助
推) 54.84 3.35 426.00 5923.2 5000 长征三号 C 3(带助
推) 54.84 3.35 345.00 4442.4 3700 ①不含整流罩；②地球同步转移轨道运载能力。

概 述


　　长征三号系列运载火箭由长征三号、长征三号 A、长征三号 B 和长征三号 C4 种火箭组成。它们都是由中国运载火箭技术研究院研制的。它们区别于长征二 号系列的特点是：１）都是三级火箭；２）三子级使用液氧和液氢作为推进剂；
３）三子级的发动机可以多次起动；４）可以直接将有效载荷送入地球同步转 移轨道。
长征三号 长征三号是在长征二号火箭基础上发展起来的三级火箭，全长约４５米，
一子级和二子级的直径均为３.３５米，三子级直径２.２５米。卫星整流罩有
Ａ、Ｂ两种型号，Ａ型的直径为 2.6 米，Ｂ型的直径为３米，尾翼翼展６.１５ 米。火箭的起飞质量约２０５吨。
长征三号的一子级和二子级均采用偏二甲肼和四氧化二氮作推进剂，三子
级采用液氢和液氧作推进剂。 由于长征三号在中国率先采
用液氢和液氧作推进剂，不可避 免地会遇到许多新问题，诸如研
制氢氧发动机、低温绝热结构和 防爆设计等。众所周知，在研制 新发动机的过程中，试车占有重
要的地位，设计中存在的问题要
靠试车来发现，改进措施是否得 当也要靠试车来验证。氢氧发动 机在正式参加飞行试验之前，共 进行了约 120 次试车，累积时间

32000 秒。在三子级绝热共底贮箱的研制过程中，进行了缩比贮箱、短贮箱和 全尺寸贮箱等各种试验，如推进剂的蒸发量试验、用液氢和液氮填充的爆破试 验、共底的绝热试验、内压试验和外压试验等。通过这些试验，解决了贮箱的 绝热性能、工艺性能、低温强度以及使用寿命等各项技术问题。同样，真空绝 热的液氢输送管和各种低温阀门等也都在真空的介质中进行了严格的试验。针 对液氢易爆的特点，在火箭上采取了安全防爆措施，如在易于聚集氢气的地方 进行吹除和开通气孔；在氢箱与仪器舱之间设隔离膜，防止氢气进入仪器舱； 为了防止氢气进入伺服机构，对伺服机构进行氮气保护等。此外还采用了屏蔽、 接地、设置放电针等防雷电措施。
　　火箭的制导系统采用平台2 计算机全惯性补偿式方案，以保证卫星进入地 球同步转移轨道的精度。火箭的姿态控制系统采用平台、速率陀螺、网络、摆 动发动机连续式控制方案，而在三级滑行段飞行中则用继电器型开关控制系统， 由开关放大器对无水肼喷管进行控制。姿态控制系统保证了火箭在给定的轨道 上的稳定飞行，并将俯仰、偏航和滚动三个姿态角控制在一定的范围之内。
　　为了了解火箭飞行过程中箭上各系统的工作情况，在火箭上设置了３套遥 测设备。一子级上装有一套ＹＥ-３Ｍ磁记录设备，记录分布于全箭各处的振动、 冲击和噪声传感器送来的信息。
　　它只在一级飞行时工作，一、二级火箭分离后随一子级箭体落至残骸落区， 然后由人工收回处理。二子级上装有一套Ｙ７-１速、缓变状态的大速变设备。
它主要测量火箭在一级和二级飞行中的缓变参数和速变参数。三子级上也装有 一套Ｙ７-１速、缓变状态的大速变设备，主要测量第三级火箭和全箭控制系统 在飞行全过程中的各类缓变和速变参数。两套Ｙ７-１设备所测得的数据均实时
地通过发射机发回地面。从第１１发火箭开始，取消了一子级上的ＹＥ-３Ｍ磁
记录设备。 火箭飞行过程中，地面的测控台站以及海上的测量船队都要对火箭进行跟
踪测量，所以在箭上设有外弹道测量系统，给地面的测控台站提供跟踪信息。 为了防止火箭发生故障而危及发射设施、城镇的安全，在箭上设置了安全系统，
以求尽可能控制故障火箭的坠毁地点或爆炸时机。 由于这两个系统都需要跟踪火箭的飞行轨迹，为简化箭上设备，所以将两
者合为一个系统。
　　长征三号火箭长达 45 米，纵向耦合振动（POGO）和低频振动问题随之突出 起来。研制过程中进行了全箭纵向弹性振动试验、一子级和二子级推进剂输送 管路频率特性试验、蓄压器方案试验和二子级发动机冷流试验等各项试验。仪 器舱安装仪器的平台采用了约束阻尼复合板结构，并改进了平台减振器的设计。
长征三号火箭 1978 年开始方案设计，1980 年进入初步设计，1984 年 1 月 29
日首次发射。截止到 1994 年底，共发射９次，除第一次发射因三子级发动机在 第二次起动后未能正常工作和第８次发射由于三子级发动机的控制气路漏气， 造成发动机在第二工作段被迫提前关机外，其它７次发射分别将５颗国内通信 卫星、１颗美国休斯公司制造的亚星一号通信卫星和１颗休斯公司制造的亚太
一号通信卫星送入地球同步转移轨道。 长征三号在西昌卫星发射中心发射。轨道倾角 27 度时，其地球同步转移轨
道的运载能力为 1600 公斤（３σ）。 如果需要抬高远地点高度，则每抬高１０００公里将减少运载能力１６公
斤。长征三号的发射费用在国际上是最低的，每发火箭的发射费约３５００万

美元（１９９３～１９９４年价格）。 长征三号的研制成功，表明了中国火箭技术的提高，是中国火箭发展史上
的一个重要里程碑。它首次采用了液氢和液氧作为火箭推进剂，首次实现了火
箭的多次起动，首次将有效载荷送入地球同步转移轨道。 长征三号发射的亚星一号通信卫星是中国首次发射外国制造的卫星，为后
来其它型号火箭的对外发射服务建立了可遵循的模式。 一、主要技术性能（表２）

表２长征三号的主要技术性能

级数 3 全长 44.86
米直径 3.35 米 起飞质量 204.88 吨起飞推力 2961.6 千牛 推重比 1.474 运载能力(3σ) 1.6 吨(地球同步转移轨道)入轨精度(1σ) (地球同步转移 轨道)
半长轴偏差 50 公里 轨道倾角偏差 0.07 度 近地点高度偏差 6 公里 近地点幅角偏差 0.29 度 升交点经度偏差 0.14 度 =======================================
一子级 级长 23.49 米 直径 3.35 米 质量 153.07 吨 结构质量 9.378 吨 推进剂质量 143.692 吨 发动机 YF-21B 推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼 地面总推力 2961.6 千牛 地面比冲 2556.2 牛·秒/公斤 工作时间 121 秒
========================================
二子级 级长 9.47 米 直径 3.35 米 质量 39.44 吨 结构质量 3.599 吨 推进剂质量 35.841 吨 发动机 YF-24D 主机 DaFY21-1 游机 4×YF-23F
推进剂 四氧化二氮/偏二甲肼 真空推力 742 千牛(主机)
46 千牛(4 台游机)
真空比冲 2922.4 牛·秒/公斤(主机) 2762 牛·秒/公 斤(游机) 工作时间 130 秒(主机) 135 秒(游机) =======================================
三子级 级长 10.364 米 直径 2.25 米 质量 10.7 吨 结构质量 1.965 吨 推进剂质量 8.731 吨 发动机 YF-73 推进剂 液氧/液氢 真空推力 44.43 千牛 真空比冲 4119 牛·秒/公斤 工作时间 729 秒
=======================================

整流罩 A 型 B 型
总长 6.54 米 7.106 米 圆筒段长度 1.7 或 2.4 米 2.6 米
最大直径 2.6 米 3.0 米 结构质量 450 公斤 603 公斤
　　　　　　　　　　　　　　　　　二、总体布局


　　长征三号是一种三级液体火箭，由一 子级、二子级、三子级和卫星整流罩等箭 体结构及箭上的推进系统、控制系统、遥 测系统、外测安全系统、滑行段推进剂管 理与姿态控制系统等组成。
　　箭体结构一方面承受载荷，一方面又 起着支承各个系统的作用，将它们连成一 个整体。控制系统、遥测系统和外测安全 系统的仪器主要安装在仪器舱内，也有少 部分仪器根据需要分布于尾段或箱间段。 为了减轻贮箱的结构质量，简化推进 剂输送管道和尽可能提高液氢使用的安全 性，三子级推进剂贮箱的配置与一、二子 级的不同，将燃料箱安排在氧化剂箱的上
面。
　　一、二级之间的分离采用热分离方式， 一级发动机关闭之前二级发动机就开始起 动，然后再令一、二级之间的连接爆炸螺 栓起爆，在二级发动机推力的作用下实现
分离。二级飞行末期，在主发动机已经关 闭，而游动发动机仍在工作的情况下，卫 星整流罩被抛掉，然后游动发动机关闭， 连接二、三级箭体的爆炸螺栓和安装在级 间段上的 8 台固体反推火箭同时点燃，在 反向推力的作用下，二子级被推离三级。
星箭分离有两种方式，可以采用反推火箭，也可以采用分离弹簧。发射国内卫 星时，包带解锁后，安装在三子级后短壳上的反推火箭点火，使三子级减速， 实现分离，分离过程中卫星不受分离力的影响。
　　发射外国卫星时，应用户要求，采用了分离弹簧。包带解锁后，分离弹簧 的约束同时解除，弹簧力使卫星加速，同时使三子级减速，实现分离。
　　　　　　　　　　　　　　　三、箭体结构 长征三号火箭的结构包括一子级、二子级、三子级和整流罩，主要结构材
料是ＬD10 铝合金。
１. 一子级结构

一子级结构由尾翼、尾段、后过渡段、燃料箱、箱间段、氧化剂箱、级间 段和导管、阀门等组成。
尾翼平面为直角梯形，
翼根弦长 2.2 米，翼展 1.4 米，变厚度楔形双梁蜂窝夹 芯结构。
尾段为外加桁梁式薄壁
全铆接结构，由两个半壳沿 纵向对接合拢而成。长征三 号的尾段结构和功能与长征 二号 C 的尾段不完全相同。
为了提高火箭的飞行稳定 性，长征三号尾段上增加了 4 个尾翼及相应的安装结构。 火箭竖立在发射台上时，长 征二号 C 的发射支点在尾段 的上方，尾段不承受支承力， 而长征三号的发射支点在尾 段的下端，支承力由尾段承 受和传递，为此在尾段壳体 的表面设置了 8 根大梁，在 尾段上端有 4 个前接头，在 尾段下端有 4 个支承块。这 样，支承块、大梁和前接头 组成了承、传力结构。
　　后过渡段、燃料箱、箱间段、氧化剂箱以及导管、阀门等均与长征二号 C 的相应部分相同。
级间段包括筒段与杆系结构两部分。
杆系由 24 根斜杆和上、下对接框组成。长征三号的斜杆比长征二号 C 的少
8 根，相对来说其抗扭刚度高了，但减弱了抗弯曲能力。
　　　　　　　　　　　　　２. 二子级结构 二子级结构由燃料箱、箱间段、氧化剂箱、级间段及导管、阀门等组成。 燃料箱、箱间段和氧化剂箱的结构与长征二号 C 相应部分相同，只是长征
三号的氧化剂箱前底上设置了绝热帽，以防止三子级加注推进剂后低温对氧化 剂箱的影响。
　　二子级的级间段是截锥形的半硬壳式结构，外 表面粘贴了一层 301 软木防热层。它既是连接二、 三子级的承力结构，又是三子级的发动机舱。由
于二、三子级间的级间分离是冷分离，所以不需
要考虑排焰问题。
３. 三子级结构 三子级结构由共底绝热贮箱、仪器舱、有效载
荷支架、转接锥及阀门、导管等组成。
三子级贮箱为共底贮箱，上箱贮存液氢，下箱

贮存液氧。为缩短火箭长度和减轻结构质量，两箱之间采用共底。共底凸向液 氢箱。贮箱的外表面包覆了绝热层，对输送推进剂的导管也采取了绝热措施。 液氧箱由后短壳、后底、圆筒段和共底组成。后底为椭球底，正中开有人
孔，液氧输送口处装有消漩器。圆筒段为化铣网格结构，筒内装了环形防晃板， 以抑制液氧的晃动。此外，箱内还装有测量液位和温度的传感器。共底的型面 与下底相同，由非金属蜂窝结构与上、下面板构成，其外侧焊有抽空管嘴和真 空度测量及气体分析管嘴。加注推进剂之前，将共底抽至近于真空，加注后腔 内气体冷凝，真空度进一步提高，达到绝热的目的。共底的边缘与上、下两个 贮箱的箱壁相连。为了防止箱壁之间的热传导，在此处采用了绝热的承力结构。
　　液氢箱由共底、圆筒段、前底和前短壳组成。圆筒段由 4 个筒形壳段组焊 而成。筒内分三层共装有 6 块扇形防晃板及一个环形防晃框，用以抑制晃动， 还装有破坏液氢温度分层的环形结构。前底也是椭球形的，正中开有人孔。
前短壳用化铣网格整体壁板构成。 贮箱外表面的绝热层是以喷涂聚氨酯泡沫塑料为主体的多层密封缠绕式结
构，由缓冲层、隔热层和防护层三部分组成。缓冲层的作用是改善铝合金箱壁
与泡沫塑料之间线膨胀系数不同而引起的变形不一致，使泡沫塑料牢固地粘接 到箱壁上。隔热层起绝热作用。防护层的作用是防止气体渗透，防机械损伤， 防热辐射和保护整个绝热层，使之能经受飞行中的气流冲刷。
仪器舱位于贮箱上端，与卫星、转接
锥和有效载荷支架一起，被罩在整流罩 之内。仪器舱由截锥形壳体、环形圆盘、 支承杆和井字梁组成。截锥形壳体是铝 蜂窝结构，上部有上端框，框内缘的 8
个凸耳用以安装井字梁；框外缘有一支 撑台阶用来安装环形圆盘。截锥体的下 端框与贮箱的前短壳相连。环形圆盘由 约束阻尼复合板构成，其内缘与锥壳的 上框相连，外缘通过 16 根型材撑杆支承 在锥壳的下端框上。为增加圆盘的刚度
和减轻结构质量，在其上冲有若干减轻孔。井字梁用“工”字梁构成，有很高 的强度和刚度。仪器舱边缘的Ⅱ-Ⅳ象限线处各设有两块挡板，防止因整流罩分 离时发生意外事件而伤害仪器。仪器舱与液氢箱之间有一层隔离膜，防止可能 产生的氢气进入仪器舱。
有效载荷支架也是截锥形壳体，铝蜂窝夹芯结构。 由于惯性平台安装在壳体内部，所以在壳体上开有 160 毫米×160 毫米的方
孔，以便在发射时，通过它以及在整流罩倒锥段开的透明舱口使发射场的瞄准 设备与惯性平台上的棱镜通视，以瞄准射向。有效载荷支架高度为 740 毫米， 下端框与仪器舱相连。
长征三号的转接锥有 A、B 两种型号。A 型用于发射国内卫星，锥高 680 毫
米，与卫星接口尺寸为Φ872 毫米；B 型用于发射外国制造的卫星，锥高 300 毫 米，与卫星的接口尺寸是国际上通用的标准接口Φ937 毫米。两种型号的转接 锥下对接框都是与有效载荷支架相连，对接尺寸为Φ1036 毫米。上对接框通过 包带与卫星的对接框相连。
液氢的粘度低，渗透性强，再加上超低温，给阀门、导管带来了密封和绝

热上的困难。三子级上除了对密封材料进行选择外，还对阀门或导管接头的结 构采用了气密设计。三子级共有阀门 17 种，导管 23 种。其中的液氢输送管比 较复杂，是双层的真空导管，由内管、外管和防辐射夹层组成，使用前将夹层 之间抽成真空，使通过导管的液氢温升低于 0.003 摄氏度。液氢输送管设在贮 箱外面， 绕过液氧箱后，通向发动机。
４. 整流罩
　　长征三号的整流罩有 A、B 两种型号。A 型罩的 最大直径为 2.6 米，圆筒 段长度 2.4 米；B 型罩的最
大直径是 3.0 米，圆筒段
长度 2.6 米。 两者除直径 和高度不同之外，结构形 式和分离方式都是一样 的。火箭处于临射状态时，
发射场的空调系统可以对 整流罩内部进行空调，确保罩内的温度、湿度和洁净度满足卫星的要求。整流 罩由玻璃钢端头、非金属蜂窝的双锥段、金属蜂窝的圆筒段和化铣的倒锥段组 成。成品是两个独立的半罩，发射前通过爆炸螺栓连成整体，并通过爆炸螺栓 和铰链机构与三子级箭体相连。双锥段对无线电波是透明的，透波率约为 85％。
　　二级飞行末期，大气环境已不会危害卫星，整流罩与火箭分离。分离时， 控制系统先令与三子级相连
的爆炸螺栓起爆，然后再使
将两个半罩连成整体的爆炸 螺栓起爆。这时，两个半罩 各自在分离弹簧的作用下， 绕下端的铰链旋转。当转到
一定的角度时，铰链脱开， 半罩在离心力的作用，沿切 线方向离开三子级箭体。由 于瞄准的需要，在倒锥段的 第Ⅲ象限线上开有瞄准窗 口，因而在Ⅰ-Ⅲ象限线上不 能设分离面，整流罩只能从
Ⅱ-Ⅳ平面分离。
　　　　四、推进系统 长征三号的推进系统由
一、二、三子级的推进系统 组成。
　　一、二子级的推进剂是 四氧化二氮和偏二甲肼，三
子级的推进剂是液氧和液

氢。
１. 一子级推进系统
一子级推进系统与长征二号 C 的基本相同，只是长征三号的一子级发动机
是 FＹ-21，而长征二号 C 的是ＹF-21。由于两者由不同的工厂生产，存在着一 些细微差别，但它们的组成、工作原理、功能和与箭体的接口都是一样的，可 以互换。长征三号从第 11 发火箭开始，改用ＹF-21B 发动机。
２. 二子级推进系统
　　二子级推进系统原与长征二号 C 的完全一样，后改为加长喷管的ＹF-24D 发 动机。
３. 三子级推进系统
　　三子级推进系统由ＹF-73 氢氧发动机、输送系统、增压系统、推进剂管理 系统和其它系统组成。
（１） ＹF-73 氢氧发动机 该发动机采用燃气发生器循环系统，由一台涡轮泵供应 4 台推力室。液氢
泵和液氧泵均为一级离心泵，涡轮为一级冲动式涡轮。发动机可作二次起动，
每次起动都是用气瓶起动，用火药点火器点火。 发动机由推力室、涡轮泵、燃气发生器、自动器、起动气瓶和火药点火器
等组成。 推力器分头部和身部两部分。头部采用平顶式结构，氧腔在上，氢腔在下。
头部中心有安装火药点火器的四孔座，孔座周围有 3 圈按同心圆排列的喷嘴。 内圈的 8 个喷嘴和第二圈的 12 个喷嘴为中心喷嘴，它们的氧喷嘴为离心式结构。 外圈的 18 个喷嘴为边区喷嘴，其氧喷嘴为直流式。
喷注器面板为不锈钢丝编织烧结而成的金属纤维发汗材料。氢对面板进行
发汗冷却，防止面板被烧蚀。身部由内、外壁钎焊连结而成。喷管型面按罗氏 最佳推力喷管设计。内壁上铣有沟槽式冷却通道，冷却剂液氢进入冷却通道后 先流向喷口，再由相邻槽返回头部。推力室的身部焊有传动轴，轴端有齿，与 伺服机构啮合后实现推力室单向摆动。
　　涡轮泵由涡轮、液氢泵、液氧泵和齿轮箱等组成。涡轮和液氢泵同轴，是 主动轴；液氧泵单独一根轴，是从动轴；中间由减速齿轮传动。涡轮为单级冲 动式结构，由涡轮盖、转子和主轴组成。液氢泵由诱导轮、离心轮、螺壳、前 后密封环组成。液氧泵由进口管、泵轴、诱导轮、离心轮、前后密封环和氧泵 壳体组成。齿轮箱由上盖、下盖、齿轮、中轴及限流嘴组成。限流嘴是用来控 制冷却剂液氢的流量的。
　　燃气发生器由头部和身部构成。头部为平顶式结构，有 3 层平底。第一、 二层底之间为液氢腔，第二、三层底之间为液氧腔。头部中央为火药点火器喷 口，其周围由 16 个双组元同轴式喷嘴排列成两个同心圆。身部由圆柱段和收敛 段组成，两者均为双层壁结构，内壁上有铣槽，形成再生冷却通道。
　　自动器共有 24 种 41 个，主要包括液氢泵前阀门、液氧泵前阀门、液氢主 阀门、液氧主阀门、氢副系统控制阀门、氧副系统控制阀门、氢泄出阀门、氧 泄出阀门、氦气减压器、液氧稳压器、气动阀门和电动气阀门等器件，用以控 制发动机的起动和关机。
　　起动气瓶内贮高压氮气。当电动气阀门通电打开后，高压氮气通过起动喷 嘴吹动涡轮。氮气耗尽后由燃气接替维持发动机正常工作。因为发动机要作两 次起动，故设有两套独立的气瓶起动系统。
　　
发动机上共有 20 个火药点火器，燃气发生器头部和每个推力室的头部各装
4 个，每次点火时各消耗两个，其中一个为冗余。点火器由电发火系统、能量 释放系统（包括引燃药、烟火药、过渡药和惰性药等）和结构件组成。

表 3ＹF-73 发动机主要性能


真空推力 44.43 千牛 真空比冲 4119 牛·秒/公斤 推进剂总流量 10.786 公斤/秒 推进剂质量混合比 5.0 验收时的工作时间 800 秒(第一次工作) 200 秒(滑行段) 600 秒(第二次工作) 外廓尺寸(高×直径) 1438 毫米×2220 毫米

（２） 输送系统
输送系统包括液氧系统和液氢系统两部分，其主要功能是在发射准备时，在液 氧箱的安全溢出阀门和液氢箱的放气阀门打开的状态下，通过加注阀门和加注 液位指示器，分别对液氧箱和液氢箱进行加注（或泄出）；在飞行中则通过装有 漩涡消除器的贮箱出口和输送管向发动机输送液氧和液氢。液氧和液氢进入泵
之后各自分成 3 路，其中主要的一路通过主阀门再分成 4 路分别进入 4 个推力
室。另外两路中的一路进入燃气发生器，形成燃气，先吹动涡轮，然后加热换 热器的蛇形管，最后排出箭体；另一路进入换热器中的蛇形管。
　　（3）增压系统增压系统的功能是对液氧箱和液氢箱进行增压。增压方案有 起飞前的地面增压、箭上的气瓶补压和自生增压 3 种。地面增压是用地面设备
及气源对贮箱增压，以保证起飞时贮箱有足够的压力。箭上气瓶补压系统由贮 箱压力信号计、电动气阀门和气瓶组组成，主要用于在发动机第一次程序预冷 导致贮箱气枕压力下降和因自生增压的气体在滑行段温度下降引起贮箱压力降
低的情况下补压，补压的开始和结束均由压力信号计控制。在发动机工作阶段，
贮箱的气枕压力由自生增压系统保证，也就是利用在换热器蛇形管中被加热的 氧气和氢气进行增压。
　　（4）推进剂管理系统推进剂管理系统的动力部分是 FＹ-81 无水肼发动机。 它直接受控制系统的开关放大器控制。FＹ-81 发动机由气路系统、液路系统、
温度控制系统及电缆网组成。气路系统包括手动阀门、钛合金气瓶、电爆阀门、 减压器和导管。液路系统包括无水肼贮箱，1998 年第 5 期裂膜片、节流组件、 过滤器和导管。推进装置包括 4 个推力为 9.8 牛的喷管及电磁阀、2 个推力为 39
牛的喷管及电磁阀、 4 个推力为 59 牛的喷管及电磁阀和 2 个推力为 196 牛的
喷管及电磁阀。温度控制系统包括贮箱加热器、组件加热器、导管加热器及温 度传感器。
　　FＹ-81 发动机全部安装在三子级发动机的机架上，其推进剂输送方式为挤 压式。工作时高压氦气通过减压器挤压无水肼贮箱内的橡胶囊，使无水肼冲破
贮箱出口处的破裂膜片，分别流至 12 个电磁阀的入口处。当电磁阀接受控制系 统的指令打开时，无水肼即进入喷管头部，与那里的催化剂起反应，产生高温 气体。气体从喷管排出产生推力。
三子级发动机第一次关机后，火箭处于失重状态。这时无水肼喷管一方面

保持火箭的姿态稳定，一方面产生轴向加速度使液氢和液氧沉于贮箱底部。氢 氧发动机起动和关机过程对推进剂的扰动较大，这时 196 牛的喷管工作。当推 进剂已经沉于贮箱底部之后，就由 39 牛的喷管接替 196 牛喷管，保持推进剂的 沉底状态。三级发动机第二次关机后还利用 2 个 196 牛的喷管进行末速修正。
　　（5）其它系统基于液氢、液氧的低温易爆特点，三子级上还设有排气系统 及吹除和气封系统。
排气系统由液氧箱的安全溢出阀门、液氢箱的放气阀门和保险阀门以及相
应的导管组成。 加注或泄出时安全溢出阀门和放气阀门打开，贮箱增压时则关闭。飞行中
如果贮箱的气枕压力超过允许值时，则阀门将自动打开。发动机吹除时，吹除 气体由吹除阀门进入需要吹除的流路，从排气口或泄出阀门或副控阀门汇入排
气管排出。发动机预冷时主阀门关闭，泵前阀门和泄出阀门打开，推进剂经泵 前阀门进入发动机，预冷后分别从排气口或泄出阀门或副控阀门汇入排气管排 出。氧排气管道和怯嗯气管道是互相隔离的，氧气（或液氧）和氢气（或液氢）
都通过各自的排气口集中排放。
















　　吹除和气封系统由脱拔插头、导管和限流嘴组成。气源来自地面设备，从 一子级尾段进入箭体，经一子级导管、一、二子级之间的脱拔插头、二子级导 管、二、三子级之间的脱拔插头、三子级导管和限流嘴，对二、三级级间段、 液氢箱与仪器舱之间的前底舱进行吹除和对氧排气管出口和怯嗯气管出口进行 气封，以防止氢气聚集和防止空气及其中的水气通过排气管进入排气阀门而导 致阀门冻死。


五、制导和控制系统 长征三号的制导和控制系统由制导系统和姿态控制系统组成。
　　1.制导系统制导系统采用平台-计算机方案，其任务是发出各级关机（起动） 指令，并在二、三级飞行期间进行
法向、横向导引计算，将结果输往
姿态控制系统。为了满足各级飞行 的特定要求，采用了不同的制导方 法：第一级采用射程关机，以控制 残骸落点；第二级和第三级第一飞
行段均采用速度关机；第三级第二

次起动采用绝对定时起动，以控制幅角；第三级第二次关机采用半长轴关机， 以控制半长轴的偏差；末速修正段采用视速度增量关机。
当火箭的正常关机出现故障
时，采用下列保护措施：第一级 用耗尽关机；第二级采用判别 X 向加速度计输出脉冲个数进行关 机；第三级第一飞行段采用定时
关机；第三级第二飞行段采用判 别Ｙ向加速度计脉冲个数进行关 机；末速修正段采用定时关机。
2.姿态控制系统姿态控制系
统采用平台速率陀螺网络、摇摆 发动机控制方案，由三轴稳定平 台、速率陀螺、变换放大器、开 关放大器和伺服机构等组成（图
9）。在第三级第一次工作段和第 二次工作段由伺服机构带动发动 机摇摆，实现姿态控制，而在滑 行段则由开关放大器控制无水肼 喷管的工作，实现姿态控制。
　　三轴稳定平台感应箭体姿态 角和由弹性振动引起的附加姿态
角，俯仰通道还接受由计算机发出的俯仰程序指令。平台的输出信号是 1000 赫
兹交流信号，其幅值表示姿态角偏差的大小，相位表示姿态角的极性。 速率陀螺感应箭体姿态角速度和因箭体弹性振动引起的附加姿态角速度， 输出信号也是 1000 赫兹交流信号。在一级俯仰、偏航、滚动通道和二级俯仰、
偏航通道各用一个速率陀螺。
　　变换放大器由检波器、校正网络和综合放大器组成。检波器将平台和速率 陀螺输来的交流信号解调为直流信号，送至校正网络进行整形和滤波，最后送 至综合放大器进行放大。
伺服机构是姿态控制系统的执行元件。它带动发动机偏摆，以产生控制力
矩。
　　图 10 示出了二、三子级的伺服机构。一子级伺服机构的不同之处在于反馈 电位计前面无传动机构。
开关放大器由检波器、网络和开关控制器组成。平台输入的信号经检波、
放大，使开关控制器输出控制电流来控制电磁阀门的开闭，令相应的喷管工作。
六、遥测系统 长征三号的遥测系统采用两种体
制的遥测设备，一子级装一套硬回 收式磁记录器，二、三子级各装一 套大速变无线电遥测设备。为了给 地面接收站提供自动跟踪的信号，