火箭发射原理

第11章卫星整流罩

在火箭飞行穿过大气层这段过程中，火箭顶部的卫星整流罩保护卫星免受来自大气层的各

种干扰。卫星整流罩为卫星提供了一个良好的环境。长征一号丁运载火箭的卫星整流罩由端头

帽、前锥段、圆柱段组成。火箭整流罩长4.176米，最大外直径2.05米，静包络最大直径为

1.754米。

星箭对接

长征一号丁火箭可以提供包带型星箭接口和爆炸螺栓型接口。

主要技术参数

全长：28.000公尺

举升重量：85吨

举升推力：1,101,000牛顿

低轨道酬载量：700～1,000公斤

第一节长度：17.835公尺

直径：2.25公尺

推进剂：UDMH／HNO－27S液态60.000吨

第二节长度：5.350公尺

直径：2.25公尺

推进剂：UDMH／NO液态12.200吨

第三节长度：4.825公尺(含整流罩)

直径：2.050公尺

推进器：固态燃料，不详固态0.625吨

整流罩最大直径：2.054公尺

静态有效直径：1.754公尺

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。

一子级推进系统

（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。

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。

（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。

（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。

二子级推进系统

（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32

０.2千牛，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。

（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。

三子级推进系统

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。

制导和控制系统

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。

姿态控制系统

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。

三子级控制电路

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。

遥测和跟踪系统

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。