[科普中国]-长征一号运载火箭

发展沿革

长征一号运载火箭，是为发射中国第一颗人造地球卫星东方红一号而研制的三级运载火箭。它的一、二级火箭采用当时的成熟技术，并为发射卫星做了适应性修改，第三级是新研制的以固体燃料为推进剂的上面级。1967年11月，决定由中国运载火箭技术研究院负责研制。1968年初，完成了火箭的总体设计，之后又用了两年左右的时间完成了各种大型的地面试验。1970年4月24日，长征一号火箭首次发射，将中国第一颗人造地球卫星东方红一号顺利送入轨道，发射获得圆满成功。1971年3月3日，长征一号火箭第二次发射，把实践一号科学试验卫星准确送入轨道，又一次取得圆满成功。2相对于70度倾角、440公里高的圆轨道，长征一号火箭的运载能力为300千克，此火箭共进行了两次发射，均获得成功。长征一号的研制成功，揭开了中国航天活动的序幕。

为了提高长征一号火箭的运载能力，适应国内外小型卫星发射市场需求，根据长征一号改进的长征一号丁运载火箭进入发射市场。长征一号丁的低轨道（185千米）运载能力为850千克，地球同步轨道的运载能力为200千克。

“长征一号D”运载火箭是“长征一号”火箭的改进型，主要改进有：提高了一子级发动机推力；提高二、三子级性能；采用“平台-计算机”全惯性制导，最重可将750公斤的卫星送入低地轨道中，经过改进，“长征一号D”火箭可以发射各种低轨道卫星，并已投入商业发射3。

东方红一号卫星的上天，使中国成为继苏联、美国、法国和日本之后，第五个完全依靠自己的力量成功发射卫星的国家。该星不仅全部达到了设计要求，而且质量超过了前四个国家首颗卫星质量的总和。同时，在卫星的跟踪手段、信息传输形式和星上温控系统等技术领域，都超过这些国家第一颗卫星的水平。4在中国几代航天人的眼里，作为中国首枚空间运载火箭，“长征一号”托举起了中华民族的“航天梦”和“太空梦”，拉开了中国人探索宇宙奥秘、和平利用太空、造福人类的序幕。5

箭体设计总体布局长征一号三级火箭为串联布局，从箭尾至箭顶依次为一子级、二子级和整流罩（内含三子级）。

一子级为圆柱壳，从上至下分别为级间段、杆系、氧化剂贮箱、箱间段、燃料贮箱和尾段。液体火箭发动机通过机架与燃料贮箱后过渡段相连。尾段下部装有燃气舵，外侧对称固定安装4个稳定尾翼。

二子级为“锥柱”壳，锥壳半锥角9度。上部是锥形仪器舱（上、下舱总高1.75米），舱内安装有一、二级动力段和滑行段控制、测量及安全自毁设备。中部是共底贮箱。上贮箱装燃料，下贮箱装氧化剂。下部是高1.9米的尾段。液体火箭发动机通过机架与贮箱锥形后底连接。尾段内装有电池及外弹道测量跟踪系统的雷达应答机。4个燃气舵安装在尾段的燃气舵舵圈上。6

整流罩为“锥柱”壳，半锥角25度。三子级主体为直径0.77米的固体火箭发动机。其上部是仪器架。架中央的弹射器用来固定、支持有效载荷（卫星）。三子级通过锥裙与二子级相连。

长征一号各级之间以及有效载荷与三子级之间均用爆炸螺栓连接。一、二子级采用热分离，二、三子级采用冷分离。整流罩与三子级之间解锁后，由火药弹射筒平抛离开箭体。卫星则依靠三子级上的弹射器分离。6

箭体结构一子级

一子级结构包括“ 壳体一杆系” 级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱及其后过渡段、尾段。

氧化剂箱长7.5米，直径2.25米，容积27.7立方米。箱体为LF6-M防锈铝合金焊接的承压容器。前、后贮箱箱底均为长、短轴之比为1.4的椭球壳，后底开有4个带漩涡消除器的推进剂出口。贮箱侧壁装有防晃板。

燃料箱长6.36米，直径2.25米，容积23立方米。材料和贮箱箱底尺寸与氧化剂箱相同。贮箱侧壁为化铣壁板焊成的圆筒壳。

箱间段、燃料箱后过渡段、尾段均为半硬壳结构，材料都是LY12硬铝合金。

级间段总高1.6米。上部筒壳是LY12半硬壳结构，下部杆系由16根30CrMnSiA合金钢管焊成。一、二子级分离时，二子级发动机的燃气从杆系中排出。为保护一子级氧化剂箱不被烧穿，贮箱前底外装有玻璃防热套。6

二子级

二子级结构包括仪器舱、贮箱和尾段。

仪器舱总高1.75米，锥形半硬壳结构。距下端面0.2米处设有一横梁，支持惯性仪器基座。大部分仪器悬挂在舱壁上。为方便检查、更换舱内的仪器设备，全舱开有两排共6个舱口。仪器舱壳体材料为LY12。

贮箱总长3.5米，共底结构。共底上部是燃料箱，容积4.6立方米，下部是氧化剂箱，容积为5.3立方米。共底上凸，能承受0.11兆帕的负压。下贮箱后底是半锥角48度的模锻锥形底。其中央开有人孔，输送管从此孔口盖中央引出。锥形底下端固定二子级液体火箭发动机，承受29 .42千牛的发动机推力。燃料输送管沿氧化剂箱外壁进入贮箱后过渡段并进入发动机泵口。两个贮箱的推进剂出口处都装有漩涡消除器。贮箱侧壁装有防晃板。贮箱材料为LF6-M防锈铝合金。贮箱后过渡段为高0.8米的半硬壳结构。壳内安装10个钦合金气瓶，贮存高压氮气。

尾段高1.9米，是由8根大梁和析条构成的加筋壳体。大梁下端是连接级间爆炸螺栓的接头。尾段下部装着舵圈，其上安装4组舵机和燃气舵。尾段壳体材料为LY12。6

三子级

三子级结构由仪器支架和转接锥组成。

仪器支架高0.49米，底部直径0.7米。上部是杆系，杆顶装卫星弹射器。弹射器由镀金内壳、外壳、压缩弹簧、爆炸螺栓4部分组成。内、外壳法兰用两个爆炸螺栓联接。镀金内壳用螺栓与卫星固连。爆炸螺栓解锁后，压缩弹簧将镀金内壳和卫星一起弹出，实现星箭分离。支架下部是圆形板。支架下端框与固体发动机固连。支架材料为12L。支架上装程序机构及遥测、外测设备。

转接锥高0.2米，半锥角45度，半硬壳结构。锥体上端框与三子级固体发动机连接，下端框与二子级仪器舱前端框相连。转接锥在火箭一、二级飞行时支撑第三级火箭，材料为LY12。6

卫星整流罩

整流罩由两个半罩扣合而成。两个半罩用6个爆炸螺栓连接。罩体上部是玻璃钢锥壳，长1.2米；下部筒壳是LY12铝合金材料制成的半硬壳结构。整流罩顶部、尾部各置两对火药作动筒供抛罩使用。罩体尾部用4个爆炸螺栓与二子级连接。6

推进系统火箭推进系统由一、二子级液体发动机及推进剂增压输送系统和三子级固体发动机组成。

一子级推进（1）发动机

YF-2发动机由并联总装在一个机架上的4台独立工作的YF-1单机组成。每台YF-1单机自成独立系统。发动机采用偏二甲肼+硝酸-27S自燃推进剂，海平面推力1020千牛，海平面比冲2349牛·秒/公斤，真空比冲2607牛·秒/公斤，推进剂总流量434.4公斤/秒，混合比2.46，工作时间约140秒，全机质量1180公斤，最大外轮廓尺寸（高度×直径）为2.655米×2.25米。6

YF-2采用闭式涡轮泵供应系统，主、副系统采用同种推进剂，涡轮转速16500转/分。推力室采用夹层钎焊结构，主要材料为耐热合金钢。推力室头部用燃料内冷却，身部夹层由氧化剂进行再生冷却。此外，发动机还包括起动、推力调节等系统。发动机阀门采用电爆管控制，起动、转级、关机迅速。

YF-2发动机首先起动Ⅱ、Ⅳ号分机，0.3秒后再起动Ⅰ、Ⅲ号分机。两种推进剂起动阀门打开后，推进剂在贮箱增压压力及液柱静压下向发动机腔道充填。0.85秒后，火药起动器药柱点燃，燃气吹动涡轮，泵开始工作，两种推进剂进入推力室自燃点火并向主级工作状态过渡。此时，涡轮逐渐被燃气发生器产生的燃气驱动。当发动机受到外界及内部偶然因素干扰时，压调器、稳定器使其自动回复到稳定工作状态。发动机关机分两步：首先使压调器进入末级工作状态，推力减半，然后关闭断流阀门，切断推进剂供应，终止推力。6

（2）输送系统

YF-2发动机采用泵压式输送系统。氧化剂泵入口压力为0.333兆帕，燃料泵入口压力为0.265兆帕。氧化剂箱、燃料箱各有4个出口，各通过4根输送导管进入泵口。导管材料为LF6-M。为补偿尺寸偏差和结构变形，导管中间装多根不锈钢补偿软管。

（3）增压系统

采用氮气增压。冷氮气贮存在20兆帕压力的合金钢高压气瓶中。气瓶总容积0.44立方米。

电爆阀门打开后，高压气瓶中的冷氮气经过减压进入氮气加温器。发动机涡轮废气引入氮气加温器将氮气加热到约270摄氏度，通过增压管道送入贮箱增压。氧化剂贮箱最高增压压力（即保险阀门打开压力）为0.294兆帕，燃料贮箱最高增压压力为0.255兆帕。6

（4）火工品

发动机起动-断流阀门、火药起动器、压调器及增压系统的开启阀门均用电爆管控制。其发火电流为2安，安全电流0.2安。

二子级推进（1）发动机

YF-3发动机是在YF-1单机基础上设计的高空发动机，主要变化有：加装玻璃钢喷管延捎谖，使喷管面积比由10增加到48.2；涡轮泵组由燃烧室上方移到侧面，使发动机总长度缩短；涡轮废气改从喷管内排出；采用小型机架将推力传至贮箱锥底；采取了可靠的高空点火措施。

YF-3发动机真空推力294.2千牛，真空比冲2746牛·秒/公斤（改进后，真空推力为320.2千牛，真空比冲为2814牛·秒/公斤），推进剂流量113.77公斤/秒，混合比2.48，工作时间102秒。发动机质量350公斤，最大外轮廓尺寸（高度×直径）为2.445米×1.55米。6

（2）输送系统

同一子级。其中氧化剂泵入口压力为0.304兆帕，燃料泵入口压力为0.245兆帕。

（3）增压系统

同一子级，但改用钛合金气瓶。系统总容积0.2立方米，共用10个气瓶（每个气瓶容积20升，质量8.6公斤）。氧化剂箱最高增压压力0.432兆帕，燃料箱最高增压压力约0.314兆帕。

（4）火工品

同一子级。6

三子级推进三子级采用FG-02固体火箭发动机。发动机总长4.0米，直径0.77米，总质量2056公斤，装药量1800公斤，真空总冲约4440千牛·秒，真空平均比冲约2472牛·秒/公斤，工作时间约40秒。工作时火箭旋转角速度180转/分。

发动机采用聚硫橡胶推进剂。壳体由高强度合金钢焊接而成，壁厚2.5毫米。内绝热层材料为石棉酚醛。在圆管形药柱外包覆了丁腈橡胶。发动机采用固定式单喷管，由高硅氧酚醛玻璃钢制造。喉衬材料为石墨。

发动机用小火箭式点火器点火。点火药系速燃的聚硫推进剂。6

制导控制长征一号飞行分为第一、二级动力飞行、第二级滑行和第三级加速飞行三个阶段。除第三级加速的火箭自旋稳定，箭上仅靠时间指令装置控制外，其余都由装在二子级火箭上的全惯性控制系统控制。

制导系统制导系统采用位置捷联补偿纵向制导加坐标转换横向导引和法向导引方案。在第二级火箭关机时，制导系统控制关机参数，使第三级火箭能滑行到预定的点火位置和具有精确的点火初速。

制导系统由加速度计（包括陀螺加速度计、回路放大器、整形放大器）、数字计算装置、模拟计算装置、横法向仪（包括横向加速度计、法向加速度计、横法向放大器）组成。此外，制导系统还接收水平陀螺仪、垂直陀螺仪的Δφ、ψ信号。

制导原理如下：

火箭按预定视速度关机。关机方程包括火箭纵向视速度和3个补偿量。陀螺加速度表测出火箭纵向视加速度，经数字计算装置积分后送入关机控制电路，构成关机主量，向发动机发出一级关机预令和主令、二级关机主令。3项补偿分别补偿关机时间偏差、常值偏差（如起飞质量偏差、发动机推力偏差等）和随机干扰（如阵风等）。

加速度计纵向采用气浮陀螺加速度计，横、法向采用摆式加速度计。计算装置包括数字计算装置和模拟计算装置两部分。前者由加速度存贮器、可逆计数器、积分运算器组成，完成视速度装订、存贮和视加速度积分运算。模拟计算装置包括数模转换器、变系数及脉冲调制器和乘法器。其功用是在射前进行3个补偿系数装订并在飞行中实施补偿。装置中各种逻辑电路多采用晶体管分立元件，因而较重，总质量达65公斤。

姿态控制敏感元件包括水平陀螺仪、垂直陀螺仪、速率陀螺仪及横法向仪。中间装置是由整流校正网络和综合放大器组成的3套变换放大器，分别对一级、二级动力飞行段及滑行段姿控参数进行变换放大。执行机构由8套舵机及滑行段姿控冷气喷射电磁阀组成，它们分别带动8个燃气舵和控制8个冷氮气喷管。

水平陀螺仪、垂直陀螺仪都是静压气浮轴承支撑的二自由度陀螺仪。前者测量俯仰角偏差，后者测量偏航、滚动角。

三子级控制三子级没有控制系统，仅有一组控制电路，完成第三级火箭起旋、固体火箭发动机点火、卫星分离以及整流罩的解锁和抛射工作。电路由两个钟表机构、配电盒和电池组成。

三子级火箭的起始姿态由二子级姿态控制系统保证。二、三级分离后3秒，起旋火箭点火，使第三级转速达到180转/分。经过3.5秒，固体火箭发动机点火。工作约40秒后，发动机耗尽熄火。火箭与侠星分离时，俯仰及偏航姿态角不超过4度。

遥测跟踪二子级火箭上装有一套遥测系统和一套跟踪系统。三子级上装一套简化的遥测和跟踪系统。

遥测系统二子级上装有BWY-3大容量遥测系统，测量一、二级飞行中300多个参数。三子级上的简易遥测系统测量22个参数。

BWY-3遥测设备采用以时分制为基础的混合调制体制。数字量及高精度缓变参数使用脉码调制（PCM），低精度大容量速变参数使用脉幅调制（PAM），载波为调频（FM），即PACM-FM制。测量距离不低于1800公里。

系统有多个中间装置进行信号转换。其中，控制系统脉冲信号经过准数字化中间装置分频后，再进行高、低位模数相加，送往缓变通道传输。

发射场的108乙中心计算机实时处理遥测数据。主要飞行参数用笔录仪实时显示出来。

跟踪系统采用连续波雷达测速、单脉冲雷达定位的无线电外弹道测量跟踪系统。

连续波测量跟踪系统测量火箭飞行速度。地面上设一个雷达主站和两个副站。二子级火箭上装一部发射功率2瓦的连续波雷达应答机。3个站收到的信号与固定发射信号比较，就可得到与火箭飞行速度成正比的多普勒频率，从而及时测量出火箭飞行速度。

单脉冲测量跟踪系统包括地面上一台精密跟踪雷达和二子级火箭上的单脉冲雷达应答机，其发射功率大于30瓦，可实时对火箭定位。

在二子级火箭上还装有一部导引雷达应答机。它可对连续波雷达和单脉冲雷达实施波束导引，便于捕获目标。应答机发射功率约800瓦。

上述雷达均在厘米波段工作。

三子级遥测三子级上装有一套简易的遥测和跟踪系统，包括一套主交换子、小型发射机及单脉冲雷达应答机，用于测量第三级飞行的22个遥测参数。

电源配电控制系统、遥测系统和跟踪系统各有自己独立的电源与配电系统。其组成均包括直流电池（一次电源）、晶体换流器、配电器（分主、副及程序配电器）及电缆网。各分离面上均使用通电脱落和机械强制脱落的分离插头座。

全箭各系统共装银锌电池10个，工作电压均为28±3伏，其中二子级控制系统用的最大工作电流为100安。供惯性器件使用的高精度换流器输出电压40±2伏，频率精度为1.5×10^(-4)。

一子级电源配电系统质量115公斤，二子级140公斤。

自毁系统为保证航区安全，火箭一、二级飞行时可按指令实时自毁。火箭自毁系统自成独立系统。

延时自毁在一子级发动机收到“关机预令”的同时，副控制器发出一子级延时自毁指令。经钟表机构延时175秒，爆炸器引爆，炸穿氧化剂、燃料两个贮箱，剩余推进剂混合，将工作完毕的一子级火箭在空中炸毁。二子级延时引爆原理与一子级相同，只是延时时间为483秒。

失稳自毁在水平陀螺仪和垂直陀螺仪的内、外环上分别装有两对自毁触点。当火箭三个姿态角超出允许范围（±10度）时自毁触点闭合，火箭自毁（起飞后10～60秒立即爆炸；60秒至二级“预令”延时15秒爆炸）。如果火箭飞行程序发生故障，不能按要求转弯，水平陀螺仪上的安全触点不能及时断开，程序故障自毁电路随即接通。

地面安控除箭上自毁系统外，火箭还可以按接收的地面指令炸毁。当火箭飞出预定安全管道且不可纠正时，地面发出的安全自毁指令通过箭上4个全向天线进入安全指令接收机，经处理后引爆箭上爆炸器，将火箭炸毁。

技术参数长征一号运载火箭参考数据：

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系列型号长征一号长征一号运载火箭是一种三级火箭，主要用于发射近地轨道小型有效载荷。火箭全长29.86米，最大直径2.25米，起飞重量81.6吨,起飞推力112吨，能把300千克重的卫星送入440公里高的近地轨道。1970年4月24日,长征1号运载火箭成功地将“东方红一号”卫星送入预定轨道，奠定了长征系列火箭发展的基础3。

长征一号乙长征一号乙运载火箭也被称作“长征一号马杰”。是长征一号的第一个改进方案。方案提出使用意造马杰火箭的第三级意丽丝固体火箭发动机来替换国产的第三级GF－02固体火箭发动机。火箭的一、二级没有更变。但当时因缺乏资金所以没有向意大利购买马杰火箭的第三级，长征一号乙也没有投入生产7。

长征一号丙长征一号丙运载火箭也没有投入生产。第一、二级使用长征一号的发动机，保留不变，而第三级使用更先进的四氧化二氮偏二甲肼固体燃料，使火箭的近地运载能力提高到半吨。1984年首次成功测试第三级发动机，但因种种原因，中国运载火箭技术研究院于1988年取消了长一丙工程。

长征一号丁长征一号丁运载火箭（又称：长征一号D），是长征一号运载火箭的改进型。主要的改进有：提高一子级发动机推力；提高二、三子级性能；采用“平台-计算机”全惯性制导。经过改进，长征一号丁火箭可以发射各种低轨道卫星，并已投入商业发射。

1990年代初，中国运载火箭技术研究院再次把长征一号的改进课题搬到了研讨桌上，提出了长征一号丁（简称：长一丁，CZ-1D）。方案中提到将长一丙工程的硕果，新研制的四氧化二氮偏二甲肼固体第三级发动机，作为长一丁的第二级。第一、三级保留不变。1995年首发成功，2002年最后发射。虽然长一丁有740千克的近地能力和440千克的地同步能力，但因长一丁的几次任务均为亚轨任务，所以还不能算作航天火箭任务。截至现在尚未进行外太空的航天运载任务3。

20世纪90年代投入商业发射的火箭是长征一号D。长征一号D是长征一号的改进型，主要改进是：提高了一子级性能，更换了二、三子级发动机及推进剂，并且将三子级改为既可自旋稳定姿态又可三轴姿态稳定和惯性制导的可控火箭7。