# 世界航天运载器大全2007（第2版）

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<!-- 第 1 页 -->
喜零航大
富教器大金
第2顺
（亚界城天运载器大金》驻委会编

<!-- 第 2 页 -->
封面题字：
张爱萍

<!-- 第 3 页 -->
孟教器大金
第2版
界航天运载器大全》编委会结

<!-- 第 4 页 -->
值此中国运载火箭技术研究院建院50周年之际
谨献给为祖国航天事业奋斗的人们！

<!-- 第 5 页 -->


<!-- 第 6 页 -->
题人专界航天霆载诺大全》

<!-- 第 7 页 -->


<!-- 第 8 页 -->
世界航天运载器大全
第 2版
《世界航天运载器大全》编委会编
中国宇般出版社
·北京·

<!-- 第 9 页 -->
内容简介
本书为关于世界航天运载器现状和发展的大型工具书，主要介绍世界各国公开发布的、正在研制和使用
的各种航天运载器型号。本书在《世界航天运载器大全》第1版的基础上新增了70余个运载器型号，对已经
退役、不再使用的型号作了适当的删减，对原有部分内容进行了修订，并保留了原版中对运载技术发展有
示范与推动作用的型号。
全书共355万字，分为3个部分。第1部分：一次使用航天运载器；第2部分：重复使用航天运载器；第
3部分：世界航天发射中心。书后的5个附录为：运载火箭性能数据表、重复使用运载器性能数据表、缩略
语、主要参考资料和索引。书中大部分内容是编写人员参考公开资料进行分析、研究和归纳的成果，部分
内容来源于工程实践的总结。
本书力求内容全面、系统，信息准确、新颖，可供航天运载器研制人员、高等院校师生、运载器商业用
户和经营发射业务的工作人员查询参考。
版权所有侵权必究
图书在版编目（CIP）数据
世界航天运载器大全（第2版）／世界航天运载器大全编委会编.
一北京：中国宇航出版社，2007.10
ISBN978-7-80034-758-0
I．世ⅡI。世IⅡI．航天器-运载火箭-世界-手册
IV.V475
中国版本图书馆CIP数据核字（2007）第138325号
责任编辑陈曦张利艳张艳艳易新装顿设计3工舍
出版
中国宇俄出版社
发行
社址北京市阜成路8号邮编100830
版次2007年10月第2版
（010)68768548
网址www.caphbook.com/www.caphbook.com.cn
2007年10月第2次印刷
经销新华书店
规格880×1230
发行部（010）68371900
开本1/16
（010）88530478（传真）
(010) 68768541
（010）68767294（传真）
印张114
彩插20面
字数3553千字
零售店读者服务部
北京宇航文苑
书号ISBN978-7-80034-758-0
（010) 62529336
(010) 68371105
定价980.00元
承印北京新华印刷厂
本书如有印装质量问题，可与发行部联系调换

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中国航天
长征系列火箭第100次发射

<!-- 第 11 页 -->
长征一号
长征二号
中国航天

<!-- 第 12 页 -->
长征二号C星箭对接
中国航天
长征二号E
矗立在发射台上

<!-- 第 13 页 -->
长征二号F发射的返回舱
长征二号F垂直转运
·长征二号F逃逸试验
▲长征二号F船箭对接

<!-- 第 14 页 -->
长征二号F在测试中
长征二号F发射
中国航天
不
丝
差
分
长征二号F运载火箭

<!-- 第 15 页 -->
CZ-3A
SAWAN
中国航天
长征三号A发射

<!-- 第 16 页 -->
38
WVOT
中
国
长征三号B发射
长征三号B和长征三号C在发射台上

<!-- 第 17 页 -->
长征二号D发射
组装中的长征四号B
长征四号B发射

<!-- 第 18 页 -->
二级一次动力飞行
开始滑行
二级分离，二级启动
整流軍分离
大助推器分离
小助推器分离
程序特
长征五号飞行程序
长征五号系列运载火箭
基本型
组合型
构型F
构型E
构型C
构型A
构型B
构型D
GTO14t
GTO
LEO10t
LEO18t
LEO25t
GTO10t
6

<!-- 第 19 页 -->
联盟号载人运载火箭

<!-- 第 20 页 -->
·联盟号ST
·东方号
▲质子号M
第聂伯
▲隆声号
▲天顶号3SL

<!-- 第 21 页 -->
德尔宅4
·飞马座
▲金牛座
·米诺陶

<!-- 第 22 页 -->
土星5
▲大力神4
德尔它2
USAF
▲阿瑞斯
▲宇宙神5

<!-- 第 23 页 -->
阿里安5
司
050
aa
anane

<!-- 第 24 页 -->
H-2A
GSLV
J-1

<!-- 第 25 页 -->
美国航天飞机
苏联暴风雪号
X-43
CCO
DC-XA

<!-- 第 26 页 -->
《世界航天运载器大全》编委会
（第2版）
主任鲁宇
副主任龙乐豪
委
员
（以姓氏笔划为序）
马佳王基祥王缜邓宁丰包元吉田玉龙刘竹生
李东李相荣李锋范瑞祥贺祖明
刘兴武孙雅平
徐盛华谢佐慰富大欣韩厚健裴鸣远
主编
龙乐豪
副主 编 鲁 宇 才满瑞 谢建玲
编委会办公室
主任富大欣
副主任刘兴武李险峰张铁钧
员宁艳曲晶石秀清秦之瑾张绍臣
成
编辑部
编辑
量（以姓氏笔划为序）
刘岩孙雅平 张利艳张春陈曦郑义兵
尚辉姚宁梁晓霞黄久忠
编写人员
（以姓氏笔划为序）
王基祥王静冯淑红孙雅平李芳李焱李思思
丁文华邓晓亮
李
刘兴武
刘财芝
刘建忠齐艳丽曲晶许多何家声陈允宗
陈曦
张利艳张春张健张莹张薇张智
佟艳春
吴晓宁
尚辉
范瑞祥
夏薇韩京军徐勤崔照云黄栩康开华
赵连贵
韩厚健童雄辉谢佐慰裴鸣远

<!-- 第 27 页 -->
《世界航天运载器大全》编委会
(第1版)
问任新民屠守　梁守　黄纬禄庄逢甘
顾
梁思礼谢光选刘纪原王永志孙敬良
主任
龙乐豪
副主任
王心清史慰英
委员
（以姓氏笔划为序）
王丹阳王基祥李明观李洪铭（常务）
邸乃庸陆友人吴瑞华柳念芦谢佐慰
曾庆先裴鸣远
主编
王丹阳
副主编裴鸣远
作者
（以姓氏笔划为序）
丁华　才满瑞王丹阳　王向阳　王基祥　朱维增　孙乐民
孙国庆
孙继桐
孙雅平李宏邸乃庸吴宏斌吴瑞华
张世英张振华孟佩弦咸海郝希凡柳念芦
陈国华
顾颂安黄守忠谢佐慰韩厚健谭宗愚裴鸣远
顾松南
责任编辑裴鸣远宋纯
IⅡI

<!-- 第 28 页 -->
序一
《世界航天运载器大全》（第1版）出版至今已近12年，在这十几年里，航天运
载器经历了很大的变化。欧洲阿里安5、日本H-2A、美国宇宙神5和德尔它4等大型
运载火箭相继推出，俄罗斯火箭广泛进入国际发射市场，印度用自己研制的火箭发射
了同步卫星。在这期间，我国长征火箭也取得了长足的发展，实现了国人飞天的梦想。
可以看出，运载火箭技术正在走向为人类社会提供更广泛的高科技服务的阶段。
安全性和可靠性是航天运载器的生命。火箭产品复杂，生产和发射数量受到限制，
许多隐患可能在飞行时发生，带来严重的后果。我国航天工作者铭记周恩来总理“严
肃认真、周到细致、稳妥可靠、万无一失”的教诲，始终将提高火箭安全性和可靠性
作为自己工作的第一要务，千方百计加强质量管理，确保了自1996年10月至2007
年9月长征火箭连续60次发射成功。2007.年6月1日长征三号甲完成了长征火箭第
100次发射，使累计发射成功率达到93%以上，其成绩令人欣慰！
我在第1版的序言中也提到：对运载火箭的设计思想，已不再是单纯追求性能高，
而是从实际出发，在满足主要性能指标要求下，要低成本，系统简单可靠，地面设备
亦要简单，发射准备时间要短。因此，在设计新的航天运载器时，就必须进行综合考
虑。1996年美国开展了著名的X-33研究计划，希望发展可重复使用、单级入轨技术，
替代运营多年，在经济性、安全性和可靠性方面远未达到当初设计目标的航天飞机。
但最终迫于技术和经费上的原因，NASA于2001年3月宣布中止了该项计划。而为了
满足政府和商业发射需求，当时在空军支持下，发展了高可靠、低成本的宇宙神5和
德尔它4火箭。2006年6月NASA宣布的将要用于未来登月飞行的阿瑞斯1和阿瑞斯
5火箭方案，也是从实际出发，充分继承已有技术，以达到高可靠、低成本的目的。
从长远发展看，重复使用技术是航天运载器的未来发展方向，.但重复使用运载器
涉及到超声速燃烧冲压发动机技术，这项工作在全世界已进行了半个多世纪，攻关中
遇到许多意想不到的困难。从目前技术发展来看，在近期（10年内）有可能研制出飞
ⅢI

<!-- 第 29 页 -->
行马赫数为6～7的超声速巡航导弹，但要发展出满足重复使用运载器所要求的飞行马
赫数高达15的吸气式动力装置，目前尚难预料。
《世界航天运载器大全》第2版，在第1版的基础上，增加了大量新型号和新内容，
充分反映了近十几年来世界航天运载器的发展和变化，是一部内容广泛、全面的世界各
国航天运载器研究、发展和使用大全，对于有关的研究和设计人员、高等院校师生和运
载器商业用户都是一部很有价值的参考工具书。此书无疑将对我国航天事业的持续发展
有所神益。
在本书再版之际，时值中国运载火箭技术研究院建院50周年，特此祝贺！
任新民
2007年10月
IV

<!-- 第 30 页 -->
序二
现代运载火箭是20世纪50年代末在战略导弹基础上发展而来的，经过近50
年的发展，特别是在技术创新与商业发射服务需求的推动下，运载火箭已经逐步摆
脱了战略导弹的雏形，而走向为人类社会提供更为广泛的高科技服务的阶段。从科
学实验到对地观测，从探测地球资源到监测地球环境变化，从通信导航到探索外层
空间，这些高科技项目的实施与规划无不依赖运载火箭技术的发展。
近十几年来，为了满足政府和商业发射的需求，世界主要航天大国都把发展系
列化、通用化、组合化的新型运载火箭作为研究重点。通过模块组合形成具有不同
运载能力的火箭系列，降低发射成本，提高可靠性和发射成功率。同时，在运载火
箭技术方面，各国政府与相关组织也进行了大量的工程实践与技术探索，先进上面级
技术、可部分重复使用和完全重复使用运载器等成为当今航天运载技术研究的热
点。
自20世纪60年代开始，中国先后研制了长征一号、长征二号、长征三号和长
征四号运载火箭系列，具有发射从低轨道到高轨道的各种用途、不同质量航天器的
能力。2003年10月15日长征二号F火箭发射神舟五号载人飞船，向全球证明中国
已经成为世界第三个具备独立开展载人航天活动能力的国家。正在进行的探月工
程，将实现中华民族“端娥奔月”的梦想。目前研制的长征五号系列火箭，必将极
大地促进中国运载火箭技术的发展，提升国家的整体航天技术水平和能力。
中国运载火箭技术研究院是中国航天的发祥地，是长征火箭的摇篮。经过50年
的发展，运载火箭从常规推进到低温推进，从串联到串联加捆绑，从一箭单星到一
箭多星，从近地轨道、太阳同步轨道到地球同步转移轨道，形成了长征火箭系列型
谱，奠定了我国航天大国的地位。
它山之石，可以攻玉。在中国运载火箭技术研究院建院50周年之际，再版《世
界航天运载器大全》具有重要的现实意义。通过它不仅可以纵览世界航天运载技
V

<!-- 第 31 页 -->
术50年的发展历程和成果，更重要的是可以为中国运载火箭技术与航天事业的发
展提供参考。
“引领航天，追求卓越”是中国运载火箭技术研究院的使命，我们将在今后的工
作中，按照中国航天科技集团公司“围绕新目标，建设新航天，取得新成就，实现新
跨越”的要求，再创中国航天新的辉煌！
吴燕生
2007年10月
V1

<!-- 第 32 页 -->
第1版序
航天运载器穿过大气层后，在空气极其稀薄的外空航行时，其动力系统不能从外
界得到燃烧所需的氧。所以，到目前为止航天运载器几乎全是采用自身携带氧或其他
氧化剂的火箭推进器。
世界公认，早在中国宋朝，约公元11世纪，就使用了用黑火药发射的“飞火箭”，
这是最早利用火箭推进原理制成的飞行器。而后几百年，也出现过多种作战用的火药
火箭，其中著名的有二次大战中苏军使用的“卡秋沙”车载多发火箭弹和美军使用的
“巴苏卡”步兵反坦克火箭弹。
但对现代运载火箭影响最大的还是德国在二次大战中用于袭击伦敦的A-4导弹，
即众所周知的V-2火箭。不仅因为之后的苏联火箭和美国火箭都是在V-2火箭基础上
发展起来的；更重要的是当代各国的火箭，包括美国的航天飞机和苏联的能源号，其
基本原理、系统的构成与功用等，仍然没有离开V-2火箭的框框。当然，从1942年
V-2第1次飞行至今已近50余年了，在这中间，通过科学先驱们的辛勤劳动和新材料、
新工艺和新技术的采用，运载火箭取得了巨大的进步。
回想50年代，化学家和火箭工程师们对液体推进剂的探索和试验，计算起来，约
有几百种，如当时人们热衷的高能推进剂，由于毒性大或使用不便，经过反复筛选而
被淘汰。剩下的通用推进剂是：液氧-煤油（烃类），四氧化二氮-偏二甲肼（肼类）和
液氧-液氢。V-2火箭的发动机燃烧室压力是1471kPa，而现在的苏联能源号一级发动
机PI-170的燃烧室压力已达到24.5MPa；V-2的推力是245.2kN，而单台PI-170发
动机的高空推力是7904.2kN；并由于新材料的使用，研制成了液氢液氧发动机。这
些都说明，由于技术的进步使运载火箭的性能和运载能力有了大幅度的提高。由于电
子器件等电子技术的迅速发展，使火箭控制系统的功能、质量、尺寸和可靠性也取得
了很大的改善。
美国航天飞机的出现，使运载火箭从一次使用进入到重复使用的新阶段。虽然目
前在商业使用上还看不出明显的优点，但随着技术的不断发展，重复使用的火箭性能
VII

<!-- 第 33 页 -->
会逐渐完善，从长远看，一次使用的火箭将会逐步退居到次要的地位。
随着航天事业的发展，对运载火箭的要求越来越高，要求运载火箭和其他运载器
（如飞机）一样安全可靠，运转、测试、发射迅速准确。像目前以月计的发射准备期，
显然是时间太长，发射场的设备也显得庞大复杂。目前对运载火箭本身的要求也更加
明确：第一、具有足够的运载能力；第二、可靠；第三、成本低。设计思想，已不再
是单纯追求性能高，而是从实际出发，在满足主要性能指标要求下，要成本低，系统
简单可靠，地面设备亦要简单，发射准备时间短。因此，在设计新的航天运载器时，
就必须进行综合考虑。
目前，运载费用太高制约了航天器的发射，以致影响航天事业的发展。运载火箭
最大的问题是自身携带的推进剂太多，使其起飞质量太大、尺寸也太大。航天器在穿
越大气层时如果利用空气中的氧气，就可以减少自身携带的氧化剂量，减小质量。这
已成为改进运载器的主要研究方向。美国空天飞机（Spaceplane）计划的提出，大力开
展超音速燃烧冲压发动机研制工作，就是企图用冲压-火箭复合式发动机来设计单级进
入空间低轨道的运载器。
最近，美国提出了“重返月球，开辟火星港”的航天前景，鼓舞了世界航天界。
在近期的一些有关的国际会议上，非化学推进（例如核推进火箭、离子火箭、电弧喷
射推进等）的论文多了起来，这是一种新的趋向，值得我们注意。
这本“大全”汇集了世界上的运载火箭的性能和其各主要分系统的资料，称得上
是一部巨著，对航天事业无疑是一大贡献。这对于火箭科技工作者在改进老运载器、
设计新运载器，都会有所禅益；对高等院校从事火箭专业的教师，在讲授和编辑有关
教材时都是很好的参考书；对编写航天史的作者们，也将提供系统而宝贵的资料。若
是火箭专业的科技人员能利用这些资料写些科学普及的文章，阐述原理、解释结构，
定会受到广大航天爱好者的欢迎。借此会吸引更多的优秀青年进入航天的行业，这对
中国航天事业的兴旺发达、后继有人，将有不可估计和更深远的意义。
任新民
1994年1月
VIII

<!-- 第 34 页 -->
编写说明
《世界航天运载器大全》（以下简称《运载大全》）第1版已出版近12年，对我国运载器的研制
和发展发挥了重要作用。随着航天技术的迅猛发展，世界航天运载技术领域发生了很大的变化，一些
老旧型号已不再使用，各国相继研发了适应性较强、突出商业竞争、技术先进的新型模块化、组合化、
系列化运载火箭。为了更完整、系统和客观地反映世界航天运载器的发展历程与现状，把握航天运载
技术的发展趋势，促进我国航天事业又好又快地发展，为中国的航天科技人员，特别是从事航天运载
器研究与应用的人员提供一本较为权威、全面的专业参考工具书，我们对《运载大全》第1版进行了
修订。新版《运载大全》也是庆祝中国运载火箭技术研究院建院50周年的一份厚礼。
在本次修订过程中，力求做到“新、全、精、准”。新增了70余个运载器型号；对原《运载大全》
中已有，但后来又有所改进和发展的型号作了充实和更新；收录了各国公开发布、正在研制和使用的
各种航天运载器型号；保留了原版中对运载技术发展有示范与推动作用的型号；对已经退役、不再使
用的型号作了适当的删减，保留了技术标志性的内容；对《运载大全》第1版的部分内容进行了更确
切的修正。全书共收录了8个国家（或联盟）28个系列230余个航天运载器型号（含通用上面级），
以及15个航天发射中心的相关内容。
本次修订仍旧采用原书的编排体系，将运载器分为一次使用航天运载器和可重复使用航天运载器
两大部分。每一部分再按照国别排列，系列型号的编排顺序是从基本型到改进型。每个系列或型号内
容包括：概述、主要技术性能、总体布局、箭体结构、推进系统、控制系统、遥测和跟踪系统、电源
与配电系统、其他系统、典型飞行程序和发展与改进等，对一些典型或特殊型号，新增加了发射操作
内容。
本次修订还对世界航天发射中心部分进行了调整，由附录调整为第3部分，并增加了中国地面发
射支持系统的相关内容；为了便于读者对各国（或联盟）航天运载器的发展有一个全面的了解，在本
次修订中增加了各国（或联盟）的航天运载技术发展概述。
《运载大全》第2版共352万字，其中新增内容约占1/3，在第1版基础上进行修编的内容约占
1/3。本次修订中，在不影响读者对各航天运载器总体发射情况了解的前提下，删除了原版中型号飞行
IX

<!-- 第 35 页 -->
记录以及附录中的运载火箭-有效载荷表、有效载荷-运载火箭表、载人飞行计划数据表、研究设计机
构及承包商等内容。这些内容及相关资料将建立数据库，可供有特殊需求的机构与人员查询。
本书修订与再版工作得到了国家有关部门领导和中国运载火箭技术研究院的高度重视，由中国运
载火箭技术研究院科学技术委员会组织，北京航天长征科技信息研究所具体实施，还得到了国内相关
专家的有力支持与指导，特别是北京宇航系统工程研究所、北京航天发射技术研究所和上海宇航系统
工程研究所等单位的专家们给予了大力支持。本书再版还得到国防科学技术工业委员会月球探测工程
中心、中国人民解放军总装备部载人航天工程办公室、中国航天科技集团公司宇航部和中国宇航出版
社的支持和帮助。对上述单位和个人，谨致以诚挚的谢意。
由于资料收集的局限性和资料来源不一，文中错误难免，恳请批评指正。
本书发射数据截止日期为2007年6月30日。
《世界航天运载器大全》第2版编委会
2007年10月
X

<!-- 第 36 页 -->
帐
目
第1部分一次使用航天运载器
中国….
(3)
长征一号系列
(8)
长征一号，
(8)
长征一号D.
(18)
(27)
长征二号系列
长征二号
(28)
长征二号C..
(29)
长征二号C/上面级
(47)
长征二号C/上面级A.
(53)
长征二号D...
(56)
长征二号E...
(62)
长征二号F...
(76)
风暴一号
(90)
长征三号系列
(99)
长征三号
(100)
长征三号A.
(116)
长征三号B...
(132)
长征三号C.
(137)
长征四号系列，
(139)
长征四号A...
(140)
(154)
长征四号B...
长征四号C..
(164)
长征五号系列.
(169)
长征五号.
(170)
苏联/俄罗斯/乌克兰
(181)
东方号系列（CEMEICTBOBOCTOK）
(182)
卫星号（CITYTHMK）
(183)
月球号（JIYHA）.
(189)
东方号（BOCTOK).
(192)
联盟号系列（CEMEICTBOCOIO3）
(197)
联盟号（COIO3）
(201)
闪电号（MOJHHA）
(207)
联盟号2（COIO32）
(210)
宇宙号系列（CEMEYCTBOKOCMOC）
(220)
宇宙号1（KOCMOC1)
(221)

<!-- 第 37 页 -->
宇宙号3M（KOCMOC3M)
(224)
质子号系列（CEMEYCTBOIIPOTOH）
(234)
二级型质子号（IBYXCTYTIEH4ATBIMIIPOTOH）
(236)
三级型质子号（TPEXCTYTIEHIATBIYIIPOTOH）
(240)
质子号K（IPOTOHK）
(240)
质子号M（IIPOTOHM）
(246)
四级型质子号（YETbIPEXCTYTIEHYATbIMIIPOTOH）
(247)
质子号K/上面级D系列（CEMEYCTBOⅡIPOTOHK/I）
(247)
质子号K/上面级DM3（IIPOTOHK/IM3）
(248)
质子号M/微风M（IIPOTOHM/BPW3M）
(256)
旋风号系列（CEMEYCTBOLMKJIOH）
(267)
旋风号2（MKJIOH2）
(268)
旋风号2K（LIMKJIOH2K）
(274)
旋风号3（LMKIOH3）
(281)
旋风号4（LIMKIOH4）
(286)
..····..
天顶号系列（CEMECTBO3EHIT）
(288)
天顶号2（3EHMT2）...
(289)
海射天顶号3SL（3EHMT3SL）
(297)
陆射天顶号3SLB（3EHMT3SLB）
(309)
陆射天顶号2SLB（3EHИT2SLB）
(316)
能源号（ЗHEPTHA）
(319)
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
(327)
安加拉1.1（AHIAPA1.1)
(331)
(337)
安加拉A3（AHTAPAA3）
安加拉A5/KVRB（AHTAPAA5/KBPE）
(343)
隆声号（POKOT）
(352)
第聂伯（ⅡHEITP）
(362)
.........
起跑号（CTAPT）
(371)
波浪号（BOJIHA）
(383)
静海号（ILITH）
(390)
静海号1（ITWIb1）
(391)
静海号2（IIITHIb2）和静海号2P（ITJIb2P）
(396)
飞箭号（CTPEJIA）
(398)
飞行号（IIOJIET）
(402)
美国
(409)
先锋号（VANGUARD）
(410)
丘诺（JUNO）
(411)
雷神系列（THORFAMILY）
(412)
雷神-艾布尔（THOR-ABLE）和雷神－艾布尔星（THOR-ABLESTAR）
(413)
雷神-阿金纳（THOR-AGENA）
(413)
2

<!-- 第 38 页 -->
(414)
雷神－博纳（THOR-BURNER）
(415)
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
单级宇宙神系列（SINGLESTAGEATLASFAMILY）
(417)
宇宙神B（ATLASB）
(417)
宇宙神D（ATLASD）
(418)
(428)
多级宇宙神系列（MULTISTAGEATLASFAMILY）
宇宙神LV-3系列（ATLASLV-3FAMILY）
(428)
(428)
宇宙神LV-3A-艾布尔（ATLASLV-3A-ABLE）
(429)
宇宙神LV-3A-阿金纳A（ATLASLV-3A-AGENAA）
(430)
宇宙神LV-3A-阿金纳B（ATLASLV-3A-AGENAB）
宇宙神LV-3C－半人马座D（ATLASLV-3C-CENTAURD）
(431)
宇宙神E（ATLASE）和宇宙神F（ATLASF)
(432)
(434)
宇宙神SLV-3系列（ATLASSLV-3FAMILY）
(434)
宇宙神SLV-3-阿金纳B（ATLASSLV-3-AGENAB）
宇宙神SLV-3-阿金纳D（ATLASSLV-3-AGENAD）
(436)
(438)
宇宙神SLV-3A-阿金纳D（ATLASSLV-3A-AGENAD）
宇宙神SLV-3A-博纳2（ATLAS SLV-3A-BURNER 2）
(441)
宇宙神SLV-3C-半人马座D（ATLASSLV-3C-CENTAURD）
(442)
宇宙神SLV-3D-半人马座D1-A（ATLASSLV-3D-CENTAURD1-A）
(453)
(455)
宇宙神G-半人马座D1-A（ATLASG-CENTAURD1-A）
宇宙神H（ATLASH)
(457)
新型宇宙神－半人马座系列（ADVANCEDATLAS-CENTAURFAMILY）
(458)
宇宙神1-半人马座D1-A（ATLASI-CENTAURD1-A）
(458)
宇宙神2-半人马座2（ATLASII-CENTAURⅡI）
(460)
宇宙神2A-半人马座2A（ATLASIIA-CENTAURⅡIA）
(466)
(474)
宇宙神2AS-半人马座2A（ATLASIIAS-CENTAURIIA）
宇宙神3A（ATLASIIIA）
(489)
宇宙神3B（ATLASIIIB）
(501)
宇宙神5系列（ATLASVFAMILY）
(507)
(526)
德尔它系列（DELTAFAMILY）
(530)
德尔它（DELTA），
德尔它A（DELTAA）
(533)
德尔它B（DELTAB）
(533)
德尔它C（DELTAC）
(533)
德尔它D（DELTAD)
(534)
德尔它E（DELTAE）
(537)
(538)
德尔它E-1（DELTAE-1)
德尔它G（DELTAG）
(539)
(539)
德尔它』（DELTAJ)
(539)
德尔它L，M，N（DELTAL,M,N)
3

<!-- 第 39 页 -->
(540)
德尔它M6，N6（DELTAM6,N6)
德尔它300，900（DELTA300,900）
(540)
（542)
德尔它1000系列（DELTA1000FAMILY）
(542)
德尔它1604，1900（DELTA1604,1900）
(545)
德尔它1410，1910，1913，1914（DELTA1410,1910,1913,1914)
德尔它2000系列（DELTA2000FAMILY）
(546)
德尔它2914（DELTA2914）
(547)
(560)
德尔它3000系列（DELTA3000FAMILY）
(572)
德尔它4925，5920（DELTA4925,5920）
(573)
德尔它2系列（DELTAIIFAMILY）
(589)
德尔它3（DELTAIII）
德尔它4系列（DELTAIVFAMILY)
(600)
侦察兵系列（SCOUTFAMILY）
(624)
(627)
水星-红石（MERCURYREDSTONE）
土星系列（SATURNFAMILY）
(628)
土星1（SATURNI）
(630)
土星1B（SATURNIB)
(655)
土星5（SATURNV）
(680)
大力神系列（TITANFAMILY）
(721)
大力神2系列（TITAN2FAMILY）
(724)
(724)
大力神2LV-4（TITAN2LV-4)
大力神2SLV（TITAN2SLV）
(744)
大力神2S（TITAN2S）
(746)
(748)
大力神3系列（TITAN3FAMILY）
大力神3A（TITAN3A）
（748)
大力神3B（TITAN3B）
(749)
大力神3C（TITAN3C）
(750)
大力神3D（TITAN3D）
(780)
大力神3E（TITAN3E）
(781)
(783)
大力神34系列（TITAN34FAMILY）
(783)
大力神34B（TITAN34B）
大力神34D（TITAN34D）
(784)
商业大力神3（COMMERCIALTITAN3）
(785)
大力神4系列（TITAN4FAMILY）
(792)
大力神4A（TITAN4A）
(794)
(797)
大力神4B（TTTAN4B）
大蓬车（CONESTOGA）
(807)
飞马座（PEGASUS）
（808）
(809)
标准型飞马座（STANDARDPEGASUS）
(817)
加长型飞马座（PEGASUSXL）

<!-- 第 40 页 -->
(826)
金牛座（TAURUS）
标准型金牛座（SSLVTAURUS）
(827)
(832)
商用型金牛座（COMMERCIALTAURUS）
商用加长型金牛座（TAURUSXL）
(839)
米诺陶（MINOTAUR）
(843)
米诺陶1（MINOTAUR1）
(844)
米诺陶2（MINOTAUR2）和米诺陶3（MINOTAUR3）
(850)
米诺陶4（MINOTAUR4）
(851)
米诺陶5（MINOTAUR5）
(857)
(859)
雅典娜（ATHENA）
雅典娜1（ATHENA1）
(860)
(866)
雅典娜2（ATHENA2）
法尔肯（Falcon）
(867)
法尔肯1（Falcon1)
(868)
法尔肯5（Falcon5）
(875)
法尔肯9中型（Falcon9MEDIUM）
(877)
法尔肯9重型（Falcon9HEAVY）
(879)
阿瑞斯（ARES）
(880)
阿瑞斯1（ARES1)
(881)
阿瑞斯5（ARES5）
(885)
通用上面级
(889)
阿金纳系列（AGENAFAMILY）
(889)
阿金纳A（AGENAA）
(890)
(890)
阿金纳B（AGENAB）
(891)
阿金纳D（AGENAD）
上升阿金纳（ASCENTAGENA）
(907)
(911)
半人马座系列（CENTAURFAMILY）
(912)
半人马座D（CENTAURD）
半人马座D1-A（CENTAURD1-A）
(936)
(937)
半人马座D1-T（CENTAURD1-T）
(960)
半人马座G（CENTAURG）和半人马座G-1（CENTAURG-1）
半人马座2（CENTAURⅡI）
(964)
(964)
半人马座2A（CENTAURIIA）
(965)
惯性上面级（INERTIALUPPERSTAGE）
(971)
有效载荷辅助舱系列（PAYLOADASSISTMODULEFAMILY）
空间运输系统有效载荷辅助舱D（STSPAM-D）
(971)
德尔它有效载荷辅助舱D（DELTAPAM-D）
(976)
(977)
空间运输系统有效载荷辅助舱D2（STSPAM-D2）
(978)
空间运输系统有效载荷辅助舱A（STSPAM-A）
(979)
有效载荷辅助舱S（PAM-S）

<!-- 第 41 页 -->
(979)
SGS-2..
(980)
(981)
转移轨道级（TRANSFERORBITSTAGE）
远地点机动级（APOGEEMANEUVERSTAGE）
(984)
转移轨道级-远地点机动级（TOS/AMS）
(985)
(986)
用于航天飞机的轨道转移分系统（SCOTS）
(989)
欧洲...
(990)
黑箭（BLACKARROW）
(991)
钻石系列（FAMILLEDEDIAMANT）
(993)
欧洲号系列（EUROPAFAMILY）
(995)
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
(996)
阿里安1（ARIANE1）
(1025)
阿里安2（ARIANE2）和阿里安3（ARIANE3）
(1045)
阿里安4（ARIANE4）
(1064)
阿里安5系列（FAMILLEDEARIANE5）
(1066)
阿里安5基本型（ARIANE5G）
(1095)
阿里安5改进型（ARIANE5E）
(1114)
织女（VEGA）
(1129)
自动转移飞行器（ATV）
日本.
(1144)
(1145)
L-4S..
(1146)
M系列（M-）
(1148)
M-4S.
(1163)
M-3C..
(1175)
M-3H.....
(1181)
M-3S..
(1193)
M-3SII
(1210)
M-V
(1214)
N系列（N一)
(1214)
N-1...
(1230)
N-2.
(1240)
H系列（H）
(1241)
H-1....
(1255)
H-2..
H-2A系列
(1273)
(1301)
H-2B
(1306)
J-1.
(1311)
银河快车GX（）
H-2转移飞行器（宇宙一補給機）
(1317)
6

<!-- 第 42 页 -->
(1324)
印度...
(1325)
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
(1326)
卫星运载火箭3（SLV-3）
(1331)
加大推力卫星运载火箭（AUGMENTEDSATELLITELAUNCHVEHICLE）
极地轨道卫星运载火箭（POLARSATELLITELAUNCHVEHICLE）
(1335)
地球同步轨道卫星运载火箭（GEOSYNCHRONOUSSATELLITELAUNCHVEHICLE）
(1346)
地球同步轨道卫星运载火箭MK1（GSLV-MK1）
(1348)
地球同步轨道卫星运载火箭MK3（GSLV-MK3）
(1353)
以色列..
(1355)
沙维特（SHAVIT）与利奥林克（LEOLINK）
(1356)
(1358)
沙维特（SHAVIT），
沙维特1（SHAVIT1)
(1358)
利奥林克1（LK-1)
(1361)
(1363)
巴西..
卫星运载器（VLS）与微卫星运载器（VLM）
(1364)
卫星运载器1（VEICULOLANCADORDESATELITES1）
(1364)
微卫星运载器（VEICULOLANCADORDEMICROSATELITES）
(1369)
第2部分重复使用航天运载器
美国.
(1373)
X-15研究机（X-15RESEARCHAIRPLANE）
(1373)
航天飞机（SPACESHUTTLE）
(1377)
(1486)
国家空天飞机（NASP）
(1489)
重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
(1490)
X-33/冒险星（X-33/VENTURESTAR）
(1500)
X-34......
(1506)
X-37...
德尔它快帆（DELTACLIPPER）
(1510)
(1511)
DC-Y ....
(1515)
DC-X ....
DC-XA..
(1518)
X-43高超声速技术验证机（X-43/Hyper-X)
(1521)
X-43A...
(1522)
X-43C
(1527)
(1529)
X-43B 和 X-43D.
(1531)
苏联/俄罗斯
暴风雪号（BYPAH）
(1531)
(1538)
快船号重复使用运输系统（KJIMIIEPMHOTOPA3OBAYTPAHCIIOPTHAACHCTEMA）
快船号（KJIMIEP）
(1539)
渡船号（IAPOM）
(1545)

<!-- 第 43 页 -->
欧洲...
(1549)
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
(1549)
森格尔2（SANGERII）
(1580)
日本...
(1595)
(1595)
霍普（HOPE)
HOPE-X验证飞行器
(1597)
第3部分世界航天发射中心
(1603)
概述...
中国航天发射中心，
(1607)
西昌航天发射中心，
(1607)
酒泉航天发射中心..
(1612)
太原航天发射中心..
(1618)
地面发射支持系统
(1622)
(1644)
俄罗斯航天发射中心..
(1644)
卡普斯金亚尔航天发射中心（KOCMOIPOMKAIIYCTMHJP）
普列谢茨克航天发射中心（KOCMOIPOMIIJIECEIIK）
(1646)
拜科努尔航天发射中心（KOCMOIPOMBAMKOHYP）
(1649)
斯沃博德内航天发射中心（KOCMOTPOMCBOBOTHbI）
(1656)
美国航天发射中心.
(1657)
卡纳维拉尔角发射场（CAPECANAVERALLAUNCHSITE）
(1657)
(1671)
范登堡空军基地（VANDENBERGAIRFORCEBASE）
欧洲航天发射中心..
(1679)
(1679)
圭亚那航天中心（CENTRESPATIALGUYANAIS）
日本航天发射中心...
(0691)
种子岛航天中心（種子岛宇宙七夕一）
(1690)
鹿儿岛航天中心（鹿见岛宇宙夕一）
(1703)
日本航天地面测控站
(1704)
印度航天发射中心..
(1706)
顿巴赤道发射场（THUMBAEQUATORIALROCKETLAUNCHINGSTATION）
(1706)
(1706)
斯里哈里科塔发射场（SRIHARIKOTALAUNCHINGRANGE）
(1708)
印度航天发射中心的地面跟踪系统
国际海上发射中心..
(1709)
天顶号3SL海上发射设施
(1709)
附录
附录一运载火箭性能数据表
(1714)
附录二重复使用运载器性能数据表
(1756)
(1758)
附录三
缩略语
主要参考资料
附录四
(1778)
附录五索引.
(1803)
8

<!-- 第 44 页 -->
第1部分
一次使用航天运载器

<!-- 第 45 页 -->


<!-- 第 46 页 -->
中国
国
中国是世界公认的火箭故乡。早在11世纪，宋代人就发明了符合火箭推进原理的黑火药火箭，约在
13世纪传到阿拉伯及西方。
中国现代航天运载火箭的发展始于20世纪60年代中期。经过探索和艰苦的努力，1970年4月24日，
中国用长征一号（CZ-1）运载火箭成功地将东方红一号卫星发射到近地轨道，成为世界上第5个用自制火
箭成功发射本国卫星的国家。其后经过37年的发展，中国的航天运载技术取得了举世瞩目的成就。长征
系列运载火箭经历了由常温推进剂到低温推进剂、由末级一次启动到多次启动、从串联到并联、从一箭单
星到一箭多星、从载物到载人的技术跨越，具备了发射低、中、高不同地球轨道不同类型卫星及载人飞船
的能力，近地轨道运载能力达到12t、太阳同步轨道运载能力达到6t、地球同步转移轨道运载能力达到5.5t，
入轨精度处于国际先进水平，能够满足不同用户的多种需求。现有长征火箭还具备向月球及太阳系深空发
射航天器的能力。
中国现已成功研制了长征一号系列、长征二号（CZ-2）系列、长征三号（CZ-3）系列和长征四号（CZ-4)
系列火箭，并正在研制长征五号（CZ-5）系列火箭，形成了由10多种型号组成的长征运载火箭系列（见
下图）。
CZ-1
CZ-2FCZ-3
CZ-2CZ-2CCZ-2DCZ-2E
CZ-4A
CZ-5
CZ-3ACZ-3B
CZ-3C
CZ-1D
FB-1CZ-2C/SM
CZ-4B
CZ-2C/SMA
CZ-4C
长征系列运载火箭
20世纪70年代中期研制的长征二号（CZ-2）及其改进型长征二号C（CZ-2C）中型运载火箭，主要
用于发射近地轨道和太阳同步轨道卫星。CZ-2C是长征系列火箭发展的基础，是第1个被命名的“金牌火
箭”。在此期间，还研制出风暴一号（FB-1）火箭。
80年代初研制的长征三号（CZ-3）运载火箭，主要用于发射地球同步轨道卫星，其三子级采用液氢液

<!-- 第 47 页 -->
中国
4.
氧推进剂和能二次启动的低温发动机。CZ-3的研制成功使中国成为世界上第3个掌握低温高能推进技术和
第2个掌握低温发动机高空二次启动技术的国家。为满足向太阳同步轨道发射航天器的需要，80年代末中
国开始在CZ-3备份火箭（曾命名CZ-2A）的基础上研制各级均使用常温推进剂的CZ-4系列运载火箭。
90年代初中国将长征系列运载火箭投入国际航天商业发射市场。1990年4月7日，中国首次用CZ-3
火箭将亚洲一号卫星准确送入地球同步转移轨道。截至2007年6月30日，中国共进行了28次对外商业
发射服务，将27颗外星送入预定轨道，同时搭载了3个国外载荷并成功回收。
1990年研制成功了长征二号E（CZ-2E）捆绑式运载火箭。这是中国运载火箭技术的一次飞跃，使中
国火箭的近地轨道运载能力得到大幅度提高，并为载人航天奠定了基础。
90年代中期研制成功的长征三号B（CZ-3B）火箭使地球同步转移轨道的运载能力超过了5t，运载能
力居当时世界第4位。
90年代末研制成功的长征二号F（CZ-2F）火箭是中国第1种载人运载火箭。2003年10月15日，中
国用CZ-2F发射神舟五号飞船，成功地把航天员杨利伟送入太空，使中国成为世界上第3个独立实现载人
航天的国家。
进入21世纪后，中国的运载火箭技术进入了新的发展时期。2006年10月决定立项研制CZ-5系列运
载火箭。按照“通用化、系列化、组合化”的设计思想，CZ-5系列火箭将成为运载能力更大、适应性更强、
成本更低、无毒、无污染，满足未来中国航天技术发展需求的主力运载火箭。
截止到2007年6月30日，长征系列运载火箭共进行了100次发射（见下表），将112个国内外航天
器送入了预定的轨道，发射成功率达到93%，并且创造了自1996年10月20日以来连续57次发射成功的
记录。
40多年来，中国坚持走“自力更生、自主创新”的道路发展运载火箭技术，先后用了大约两个廿年完
成了从研制试验到应用、从应用到产业化的过渡，极大地推动了中国卫星和卫星应用技术以及载人航天技
术的发展。中国运载火箭技术的发展对增强国家的科技实力、国防实力、经济实力和民族凝聚力，扩大航
天领域的国际合作做出了杰出的贡献，并将继续发挥重要作用。
长征系列运载火箭百次发射记录
序号
火箭发射
轨道
发射场
航天器
发射日期
结果
累计入轨航天器数量
F1
东方红一号
酒泉
成功
1
CZ-1
LEO
1970-04-24
1
CZ-1
F2
实践一号
酒泉
成功
LEO
2
1971-03-03
2
F1
酒泉
失败
2
CZ-2
返回式卫星
LEO
3
1974-11-05
成功
F2
CZ-2
返回式卫星
酒泉
3
4
1975-11-26
LEO
F3
成功
返回式卫星
4
5
CZ-2
LEO
酒泉
1976-12-07
成功
返回式卫星
CZ-2
酒泉
5
6
1978-01-26
LEO
酒泉
成功
F1
返回式卫星
6
7
CZ-2C
1982-09-09
LEO
酒泉
CZ-2C
F2
7
LEO
成功
返回式卫星
1983-08-19
8
失败
F1
东方红二号
西昌
9
CZ-3
1984-01-29
GTO
7
F2
西昌
CZ-3
成功
10
东方红二号
1984-04-08
GTO
8
CZ-2C
F3
返回式卫星
酒泉
成功
9
11
LEO
1984-09-12
酒泉
成功
CZ-2C
F4
返回式卫星
LEO
10
12
1985-10-21
西昌
成功
F3
东方红二号
13
CZ-3
GTO
11
1986-02-01

<!-- 第 48 页 -->
中国
·5·
续表
航天器
序号
发射日期
发射场
火箭发射
轨道
结果
累计入轨航天器数量
LEO
CZ-2C
酒泉
F5
返回式卫星
成功
14
1986-10-06
12
CZ-2C
LEO
15
F6
返回式卫星
酒泉
成功
1987-08-05
13
1987-09-09
返回式卫星
酒泉
成功
16
CZ-2C
F7
LEO
14
东方红二号A
西昌
CZ-3
F4
成功
17
1988-03-07
15
GTO
CZ-2C
返回式卫星
LEO
酒泉
成功
1988-08-05
16
18
F8
风云一号
太原
成功
CZ-4A
17
19
F1
1988-09-07
SSO
成功
西昌
CZ-3
F5
东方红二号A
20
GTO
1988-12-22
18
CZ-3
西昌
成功
21
F6
东方红二号A
GTO
1990-02-04
19
CZ-3
亚洲一号
成功
GTO
西昌
F7
22
20
1990-04-07
模拟星
21
CZ-2E
西昌
成功
23
LEO
F1
1990-07-16
巴基斯坦星BADR-A
21
风云一号
22
CZ-4A
太原
成功
24
科学试验卫星A
F2
1990-09-03
SSO
23
科学试验卫星B
24
成功
25
返回式卫星
酒泉
CZ-2C
1990-10-05
F9
LEO
25
西昌
失败
26
CZ-3
东方红二号A
GTO
F8
25
1991-12-28
CZ-2D
酒泉
27
F1
返回式卫星
成功
26
LEO
1992-08-09
CZ-2E
LEO
西昌
28
澳星OPTUSB1
成功
1992-08-14
27
F2
瑞典科学卫星FREJA
28
酒泉
CZ-2C
成功
29
F10
LEO
1992-10-06
返回式卫星
29
澳星OPTUSB2
西昌
失败
CZ-2E
1992-12-21
30
F3
LEO
29
1993-10-08
酒泉
成功
31
CZ-2C
F11
返回式卫星
LEO
30
实践四号
31
西昌
成功
32
CZ-3A
1994-02-08
GTO
F1
夸父一号
32
酒泉
返回式卫星
成功
CZ-2D
1994-07-03
33
33
F2
LEO
亚太一号
西昌
成功
34
F9
CZ-3
GTO
34
1994-07-21
西昌
成功
35
澳星OPTUSB3
CZ-2E
F4
LEO
35
1994-08-28
东方红三号
GTO
西昌
成功
CZ-3A
F2
36
36
1994-11-30
西昌
失败
37
CZ-2E
F5
亚太二号APSTAR
LEO
36
1995-01-26
LEO
亚洲二号ASISAT
西昌
成功
38
CZ-2E
37
F6
1995-11-28
艾科斯达一号ECHO
1995-12-28
西昌
成功
CZ-2E
38
39
F7
LEO
国际星7A
CZ-3B
西昌
40
失败
F1
1996-02-15
38
GTO
亚太一号A
CZ-3
1996-07-03
西昌
成功
F10
GTO
39
41
中星7号
西昌
失败
42
F11
1996-08-18
CZ-3
GTO
39
LEO
酒泉
成功
CZ-2D
F3
返回式卫星
43
40
1996-10-20
CZ-3A
东方红三号
西昌
成功
44
F3
1997-05-12
GTO
41

<!-- 第 49 页 -->
中国
.9.
续表
序号
火箭发射
航天器
轨道
发射场
发射日期
结果
累计入轨航天器数量
CZ-3
风云二号
西昌
成功
45
F12
GTO
42
1997-06-10
46
CZ-3B
马部海卫星
SGTO
西昌
成功
1997-08-20
F2
43
CZ-2C/FP2)
2颗铱模拟星
太原
成功
47
F1
44,45
LEO
1997-09-01
CZ-3B
48
F3
亚太二号R
西昌
成功
1997-10-17
SGTO
46
49
2颗铱星
LEO
太原
CZ-2C/FP
成功
F2
1997-12-08
47，48
太原
CZ-2C/FP
F3
2颗铱星
成功
50
1998-03-26
49， 50
LEO
CZ-2C/FP
2颗铱星
太原
成功
51
1998-05-02
51，52
F4
LEO
中卫一号
52
F4
成功
SGTO
西昌
CZ-3B
53
1998-05-30
CZ-3B
53
F5
鑫诺一号
西昌
成功
54
1998-07-18
SGTO
CZ-2C/FP
LEO
54
2颗铱星
太原
55，56
成功
F5
1998-08-20
CZ-2C/FP
55
2颗铱星
太原
LEO
F6
57，58
1998-12-19
风云一号
59
56
太原
成功
CZ-4B
SSO
F1
1999-05-10
实践五号
60
CZ-2C/FP
57
2颗铱星
太原
成功
LEO
F7
1999-06-12
61，62
资源一号
63
CZ-4B
太原
成功
58
F2
1999-10-14
SSO
巴西小卫星
64
神舟一号飞船
CZ-2F
59
酒泉
F1
LEO
65
1999-11-20
中星22号
2000-01-26
成功
F4
西昌
60
CZ-3A
SGTO
66
CZ-3
风云二号
成功
61
F13
西昌
2000-06-25
GTO
67
62
CZ-4B
F3
资源二号
2000-09-01
太原
SSO
成功
68
北斗一号
SGTO
西昌
CZ-3A
F5
成功
63
2000-10-31
69
SGTO
CZ-3A
F6
北斗一号
西昌
成功
64
2000-12-21
70
成功
F2
神舟二号飞船
酒泉
65
CZ-2F
2001-01-10
LEO
71
66
F3
神舟三号飞船
酒泉
成功
CZ-2F
2002-03-25
LEO
72
风云一号
73
SSO
CZ-4B
67
太原
成功
F4
2002-05-15
海洋一号
74
CZ-4B
68
资源二号
太原
F5
SSO
2002-10-27
75
CZ-2F
神舟四号飞船
2002-12-30
酒泉
69
F4
成功
LEO
76
CZ-3A
F7
北斗一号
SGTO
西昌
成功
2003-05-25
77
70
F5
神舟五号飞船
酒泉
成功
71
CZ-2F
78
2003-10-15
LEO
资源一号
79
72
太原
成功
CZ-4B
F6
2003-10-21
SSO
创新一号
80
73
F4
返回式卫星
酒泉
成功
2003-11-03
CZ-2D
LEO
81
CZ-3A
中星20号
F8
西昌
成功
74
2003-11-15
SGTO
82
探测一号
西昌
成功
MEO
75
CZ-2C/SM
F1
2003-12-30
83

<!-- 第 50 页 -->
中国
·7.
续表
序号
发射日期
轨道
发射场
结果
火箭发射
航天器
累计入轨航天器数量
试验卫星
8
CZ-2C
西昌
成功
76
F12
SSO
2004-04-18
搭载纳星一号
85
CZ-2C/SM
太原
探测二号卫星
SSO
成功
86
77
F2
2004-07-25
返回式卫星
成功
78
CZ-2C
酒泉
F13
2004-08-29
LEO
87
实践六号A
88
79
太原
成功
CZ-4B
F7
2004-09-09
SSO
实践六号B
89
太原
成功
CZ-2D
F5
返回式卫星
SSO
80
90
2004-09-27
81
F9
西昌
风云二号
GTO
成功
91
CZ-3A
2004-10-19
CZ-4B
F8
资源二号
2004-11-06
太原
成功
82
92
SSO
CZ-2C
试验卫星·
太原
成功
83
F14
2004-11-18
93
SSO
2005-04-12
亚太六号
西昌
84
CZ-3B
F6
94
GTO
85
实践七号
酒泉
成功
95
CZ-2D
F6
LEO
2005-07-06
86
CZ-2C
返回式卫星
酒泉
成功
F15
96
2005-08-02
LEO
成功
87
CZ-2D
F7
返回式卫星
酒泉
97
2005-08-29
LEO
LEO
88
CZ-2F
F6
神舟六号飞船
酒泉
成功
2005-10-12
86
89
F1
遥感一号
太原
CZ-4C
SSO
2006-04-27
99
实践八号
90
CZ-2C
酒泉
成功
F16
2006-09-09
LEO
100
CZ-3A
F10
中星22A
SGTO
西昌
成功
91
2006-09-13
101
实践六号A
102
92
太原
成功
CZ-4B
F9
SSO
2006-10-24
实践六号B
103
鑫诺二号
西昌
成功
93
CZ-3B
F7
GTO
104
2006-10-29
2006-12-08
94
CZ-3A
F11
风云二号
西昌
成功
GTO
105
2007-02-03
95
北斗一号
西昌
成功
CZ-3A
F12
SGTO
106
96
太原
成功
F17
海洋一号B
SSO
CZ-2C
107
2007-04-11
97
2007-04-14
西昌
CZ-3A
F13
北斗二号试验星
成功
108
MEO
西昌
成功
CZ-3B
尼日利亚一号
2007-05-14
86
F8
109
SGTO
遥感二号
110
99
酒泉
CZ-2D
2007-05-25
F8
LEO
皮星一号
111
CZ-3A
鑫诺三号
西昌
成功
100
F14
112
2007-06-01
SGTO
：1）LEO—近地轨道；MEO-中地球轨道；GTO—地球同步转移轨道；SGTO一
注：
超同步转移轨道；SSO一太阳同步
轨道。
2）CZ-2C/FP现改称CZ-2C/SMA。
（龙乐豪）

<!-- 第 51 页 -->
中国
8·
长征一号系列
长征一号系列火箭包括长征一号（CZ-1）和长征一号D（CZ-1D）两个型号。它们都是三级运载火箭，
主要用于发射近地轨道小型卫星。
CZ-1于1965年开始研制，初期由中国第七机械工业部第八研究院负责总体设计，1967年11月改由中
国运载火箭技术研究院为主研制。CZ-1的一、二子级采用了液体推进剂火箭发动机、惯性制导、三轴姿态
稳定技术；三子级采用固体推进剂火箭发动机、自旋稳定、无制导方案。CZ-1于1970年4月24日首次发
射，将中国第1颗人造地球卫星东方红一号成功送入太空，1971年又成功发射了实践一号卫星后停止使用。
20世纪90年代，由中国运载火箭技术研究院为主对CZ-1进行了改进，研制了CZ-1D。相对于CZ-1，
CZ-1D不仅提高了运载能力和入轨精度，而且能发射入轨时要求三轴姿态稳定的卫星。CZ-1D已成功地进
行了演示飞行试验。
长征一号系列火箭的总体参数和运载能力见下表。
长征一号系列火箭总体参数和运载能力
全长/m
运载能力/kg
型号名称
级数
箭体最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
29.86
2.25
81.570
300（440km圆轨道，倾角70%）
1020.0
CZ-1
3
CZ-1D
28.22
2.25
81.465
1101.2
360（700km太阳同步轨道）
3
长征一号（CZ-1)
CZ-1火箭

<!-- 第 52 页 -->
长征一号系列
·6·
CZ-1共发射了2颗卫星，成功率100%。其中，东方红一号卫星（国际天文代号为197034A）质量
173kg，近地点439km，远地点2348km，轨道面倾角68.5°。
主要技术性能
级数
推重比
3
1.275
全长
运载能力
300kg（440km圆轨道，倾角
29.860 m
3.810m
翼展
70°)
入轨精度
箭体最大直径
2.250 m
±4km
起飞质量
近地点偏差
81.570 t
起飞推力
倾角偏差
±1.5°
1 020 kN
一子级
17.835 m
级长
推进剂
硝酸-27S/偏二甲肼
直径
2.250m
海平面推力
1 020 kN
子级质量
海平面比冲
65.250 t
2349 m/s
工作时间
推进剂质量
140s
61.070 t
发动机
YF-2
二子级
级长
7.486 m
推进剂
硝酸-27S/偏二甲肼
直径
2.250m
真空推力
294.2 kN
子级质量
真空比冲
2 746 m/s
13.550 t
推进剂质量
工作时间
11.210t
102 s
发动机
YF-3
三子级
4.565 m
级长
发动机
FG-02
直径
推进剂
聚硫橡胶固体推进剂
发动机壳体
0.770m
真空平均推力
111 kN
裙端
真空比冲
2 472 m/s
1.500m
约40s
子级质量
工作时间
2.200t
推进剂质量
1.800 t
整流罩
长度
4.630 m
270 kg
结构质量
直径
约2.0m²
有效容积
1.500 m

<!-- 第 53 页 -->
中国
·10·
总体布局
CZ-1火箭为串联布局，从箭尾至箭顶依次为一子级、二子级和有效载荷整流罩（内含三子级）。一、
二子级外观见下图。
CZ-1
CZ-1一、二子级
一子级壳体为圆柱形，从下至上分别为尾段、燃料箱、
箱间段、氧化剂箱、级间段。液体推进剂火箭发动机通过机
架与燃料箱后过渡段相连。尾段下部装有燃气舵，外侧对称
固定安装4个稳定尾翼。
二子级采用锥-柱形壳体，锥壳半锥角为9°。上部锥形仪
器舱内安装有一、二级动力段和滑行段控制、测量及安全自
毁设备。中部是共底贮箱，上贮箱装燃料，下贮箱装氧化剂。
下部是高1.9m的尾段，发动机通过机架装在贮箱后底上，尾
段内还装有跟踪系统仪器。4个燃气舵安装在尾段的燃气舵舵
圈上。
有效载荷整流罩也采用锥-柱形壳体，半锥角为25°。三
子级主体为直径0.77m的固体推进剂火箭发动机，其上部是
仪器架，架中央的弹射器用来固定、支持卫星（见右图）。三
子级通过锥裙与二子级相连。
CZ-1三子级与东方红一号卫星的连接
箭体结构
一子级结构
一子级由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱及其后过渡段、尾段组成。
级间段采用壳体-杆系形式，总高1.6m，上部筒壳是2A12铝合金半硬壳结构，下部杆系由16根
30CrMnSiA合金钢管焊成。
氧化剂箱长7.5m，直径2.25m，容积27.7m3。箱体为5A06铝合金焊接的承压容器。前、后箱底均
为长短轴比为1.4的椭球壳，后底开有4个带消旋器的推进剂出口。贮箱侧壁装有防晃板。因一、二级分
离时二子级发动机的燃气将从级间段杆系中排出，为保护一子级氧化剂箱不被烧穿，贮箱前底外装有玻璃
钢防热套。

<!-- 第 54 页 -->
长征一号系列
燃料箱长6.36m，直径2.25m，容积23m²。其材料和箱底尺寸与氧化剂贮箱相同。贮箱筒段为化铣
壁板焊成的圆筒壳。
箱间段、燃料箱后过渡段和尾段均为半硬壳结构，所用材料都是2A12铝合金。
二子级结构
二子级包括仪器舱、贮箱和尾段。
仪器舱总高1.75m，壳体采用锥形半硬壳结构，材料为2A12铝合金。距其下端面0.2m处设有1个
横梁，以支持惯性仪器基座。大部分仪器悬挂在舱壁上。为检查、操作、更换仪器方便，全舱开有两排共
6个舱口。
贮箱总长3.5m，采用共底结构，材料为5A06铝合金。共底上部贮箱是燃料箱，容积4.6m²；下部贮
箱是氧化剂箱，容积5.3m”。共底上凸，能承受0.11MPa负压。下贮箱后底是半锥角48°的模锻锥形底，
中央开有人孔，输送管从人孔盖中央引出。锥形底下端面固定发动机。燃料输送管沿氧化剂箱外壁进入贮
箱后过渡段直达发动机泵口。两个贮箱的推进剂出口处都装有消旋器，侧壁装有防晃板。贮箱后过渡段为
高0.8m的半硬壳结构，壳内安装10个钛合金气瓶，储存高压氮气。
尾段高1.9m，为8根大梁和析条构成的加筋壳体，材料为2A12铝合金。大梁下端是连接级间爆炸螺
栓的接头。尾段下部装有舵圈，其上安装了4个舵机和燃气舵。
三子级结构
三子级结构由仪器支架和转接锥组成。
仪器支架高0.49m，底部直径0.77m，材料为2A12铝合金。上部是杆系结构，杆顶装有卫星弹射器。
弹射器由镀金内壳、外壳、压缩弹簧、爆炸螺栓4部分组成。内、外壳法兰用两个爆炸螺栓连接。镀金内
壳用螺栓与卫星固连。爆炸螺栓解锁后，压缩弹簧将镀金内壳和卫星一起弹出，实现星、箭分离。支架下
部是圆形板。支架下端框与固体推进剂火箭发动机固连。支架上装有程序机构及遥测、跟踪设备。
转接锥高0.29m，半锥角45°，为半硬壳结构，材料为2A12铝合金。锥体上端框与三子级固体推进
剂火箭发动机连接，下端框与二子级仪器舱前端框相连。转接锥在火箭一、二级飞行时支撑三级火箭。
整流罩结构
整流罩由两个半罩扣合而成，罩长4.630m。两个半罩用6个爆
炸螺栓连接。罩体上部是玻璃钢锥壳，长1.2m；下部筒壳是2A12
铝合金材料制成的半硬壳结构。整流罩顶部、尾部各装有两对火药
作动筒供抛罩使用。罩体尾部用4个爆炸螺栓与二子级连接。
推进系统
CZ-1推进系统由一、二子级发动机及其推进剂增压输送系统和
三子级发动机组成。
一子级推进系统
发动机
YF-2发动机由并联安装在一个机架上的4台独立工作的YF-1
单机（代号I、Ⅱ、IⅢI、IV）组成，见右图。每台YF-1单机自成独
立系统。
YF-2发动机

<!-- 第 55 页 -->
中国
12
YF-2采用硝酸-27S/偏二甲肼自燃推进剂，海平面总推力1020kN，海平面比冲2349m/s，真空比冲
2607m/s，推进剂总流量434.4kg/s，混合比2.46，工作时间140s。全机质量1180kg，外廓最大尺寸为
2.655m×2.250m（高度×直径）。
YF-2采用闭式涡轮泵供应系统。主、副系统用同种推进剂，涡轮转速16500r/min。推力室为夹层钎
焊结构，主要材料为耐热合金钢。推力室头部用燃料冷却，身部夹层由氧化剂进行再生冷却。此外，发动
机还包括启动、推力调节等系统。发动机阀门采用电爆管控制，启动、转级、关机迅速。系统组成见下图。
通
大气
27
通大气
26
25
氧化剂
24
23
22
21
12
20
13
14
19
18
7
YF-2发动机系统组成
8--清洗泄出阀：9—燃料启动阀；10—燃料泵；11—过滤网；12—燃料断流阀：13—限流圈；14—燃料消耗量圈；
15一换热器：16一燃烧室；17一氧化剂消耗量圈；18一氧化剂断流阀：19—火药启动器；20一涡轮：21一氧化剂泵；
22一转速传感器；23一泄流阀；24一清洗泄出阀：25一氧化剂启动阀；26一限流圈；27一压调器；C一测压管嘴
YF-2工作时首先启动II、IV分机，0.3s后再启动I、ⅢI分机。两种推进剂启动阀门打开后，推进剂
在贮箱增压压力及液柱静压下向发动机腔道充填。0.85s后，火药启动器药柱被点燃，燃气吹动涡轮，涡
轮泵开始工作，燃料与氧化剂进入推力室自燃点火并向主级工作状态过渡。此时，涡轮逐渐被燃气发生器

<!-- 第 56 页 -->
长征一号系列
·13·
态。发动机关机分两步：首先使压调器进入末级工作状态，推力减半；然后关闭断流阀门，切断推进剂供
应，终止推力。
输送系统
YF-2采用泵压式输送系统。氧化剂泵入口压力为0.333MPa，燃料泵入口压力为0.265MPa。氧化剂
箱、燃料箱各有4个出口，各通过4根输送导管进入泵口。导管材料为5A06铝合金。为了补偿尺寸偏差
和结构变形，导管中间装有不锈钢补偿软管。
增压系统
YF-2采用氮气增压。氮气储存在20MPa压力的合金钢高压气瓶中，气瓶总容积0.44㎡3。
电爆阀门打开后，高压气瓶中的氮气经过减压进入氮气加温器。发动机涡轮废气引入氮气加温器将氮
气加热到约270℃，然后通过增压管道送入贮箱增压。氧化剂贮箱最高增压压力（即保险阀门打开压力）
为0.294MPa，燃料贮箱最高增压压力为0.255MPa。
火工品
发动机启动阀门、断流阀门、火药启动器、压调器及增压系统的开启阀门均用电爆管控制。其发火电
流为2A，安全电流0.2A。
二子级推进系统
发动机
YF-3发动机是在YF-1单机基础上设计的高空发动机，其主要变
化有：
1）加装玻璃钢喷管延伸段，使喷管面积比由10增加到48.2；
2）涡轮泵组由燃烧室上方移到侧面，以缩短发动机总高度，涡轮
废气改从喷管排出；
3）采用小型机架将推力传至贮箱锥底；
4）采取了可靠的高空点火措施。
YF-3发动机真空推力294.2kN，真空比冲2746m/s，推进剂流量
113.77kg/s，混合比2.48，工作时间102s。发动机质量350kg，外廊
東方红卫型三级证装发部
最大尺寸为2.445m×1.550m（高度×直径）。
输送系统
二子级输送系统同一子级输送系统。其中，氧化剂泵入口压力为
0.304MPa，燃料泵入口压力为0.245MPa。
增压系统
二子级增压系统同一子级增压系统，但改用钛合金气瓶。系统总
容积0.2m²，共用10个气瓶（每个气瓶容积20L，质量8.6kg）。氧化
剂箱最高增压压力为0.432MPa，燃料箱最高增压压力0.314MPa。
YF-3发动机
火工品
二子级火工品同一子级火工品。
三子级推进系统
三子级采用FG-02固体推进剂火箭发动机。发动机总长4.0m，直径0.77m，总质量2056kg（其中
装药1800kg）。真空总冲约4440kN·s，真空平均比冲约2472m/s，工作时间约40s。工作时火箭旋转
速度为180r/min。

<!-- 第 57 页 -->
中国
·14·
FG-02采用聚硫橡胶推进剂。壳体由高强度合金钢焊接而成，壳壁厚2.5mm。内绝热层材料为石棉酚
醛。在圆管形药柱外，包覆了丁晴橡胶。
FG-02采用固定式单喷管，材料为高硅氧酚醛玻璃钢，喉衬材料为石墨。
FG-02用小火箭式点火器点火。点火药为速燃的聚硫橡胶推进剂。
分离系统
CZ-1共有4次分离。
一、二级分离
一、二级分离采用热分离。
当火箭达到预定视速度时，发出“一级预令关机”指令（对应的时间为t1），发动机开始转入“末级”
工况、推力减半。
i十2.00s时，二子级发动机开始点火，热喷流通过连接一、二子级的级间杆系排出箭外。
tk1十3.36s，发出“一级主令关机”指令。
ki十3.86s，发出“一、二级分离”指令，连接两子级的8个爆炸螺栓被剪断，一子级在二子级发动机
喷流作用下分离，完成一、二子级分离（此时飞行高度为60.9km）。
整流罩分离
整流罩包括左、右两个半罩，之间用6个爆炸螺栓连接。整流罩的下端用4个爆炸螺栓与二子级连接。
在整流罩顶部和尾部，分别安装了2对火药作动筒，它们产生的推力，可使两个半罩水平分离初速度达到
8m/s以上。抛整流罩动作在二级飞行初期完成，抛罩时的飞行高度为80km。
二、三级分离
二、三级分离为冷分离。当二级达到预定关机特征量时，发动机关机，火箭开始滑行。滑行到273.3s
时，连接二、三子级的4个爆炸螺栓被剪断。0.5s后，安装在二子级上的4个反推火箭点火，二、三级分
离。
星、箭分离
卫星与三子级之间用弹射器连接。入轨后，安装在弹射器中的2个爆炸螺栓被剪断，卫星在弹簧力作
用下被弹出，完成星、箭分离。
控制系统
CZ-1的飞行过程可分为“一、二级动力飞行”、“二级滑行”和“三级加速飞行”3个阶段。除三级加
速时火箭自旋稳定仅靠时间指令装置控制外，其余都由装在二子级火箭上的全惯性控制系统控制。
制导系统
制导系统采用位置捷联补偿纵向制导加坐标转换横向导引和法向导引方案。在二级火箭关机时，制导
系统控制关机参数，使三级火箭能滑行到预定的点火位置和具有精确的点火初速。
制导系统由加速度计（包括陀螺加速度计、回路放大器、整形放大器）、数字计算装置、模拟计算装置
和横法向仪(包括横向加速度计、法向加速度计、横法向放大器)组成。此外，制导系统还接收水平陀螺仪

<!-- 第 58 页 -->
长征一号系列
·15·
和垂直陀螺仪的△、w信号。系统组成见下图。
一级关机预令
陀螺加
整形放大器
一级关机主令
数字计算装置
速度计
二级关机主令
回路放大器
模拟计算装置
Pex
水平
陀螺仪
变换放大器
导引放大器
横法向仪
法向导引
舵机
横向导引
y
垂直
陀螺仪
CZ-1制导系统组成
制导原理如下：
火箭按预定视速度关机。关机方程包括火箭纵向视速度和3个补偿量。陀螺加速度计测出火箭纵向视
加速度，经数字计算装置积分后送入关机控制电路，形成关机主量，向发动机发出一级关机预令和主令、
二级关机主令。3项补偿简称为Ko、K1、K2补偿，分别补偿关机时间偏差、常值偏差（如起飞质量偏差、
发动机推力偏差等）和随机干扰（如阵风等）。
加速度测量纵向采用气浮陀螺加速度计，横、法向采用摆式加速度计。计算装置包括数字计算装置和
模拟计算装置两个部分。前者由加速度存储器、可逆计数器和积分运算器组成，完成视速度装定、存储和
视加速度积分运算；后者包括数模转换器、变系数及脉冲调制器和乘法器，其功用是在射前进行3个补偿
系数装定并在飞行中实施补偿。装置中的各种逻辑电路多采用晶体管分立元件，因而整个计算装置的总质
量达65kg。
姿态控制系统
敏感元件包括水平陀螺仪、垂直陀螺仪、速率陀螺仪及横法向仪。中间装置是由整流校正网络和综合
放大器组成的3套变换放大器，分别对一级、二级动力飞行段及滑行段姿控参数进行变换放大。一级、二
级动力飞行段姿控力和力矩均由4组舱机驱动的燃气舵提供：滑行段姿控动力为安装在二子级上的3组共
8个“开”、“关”控制的氮气喷管（其中，俯仰、偏航各用2个58.8N喷管，滚动用4个3.92N喷管）。
姿态控制系统组成见后图。其中，水平陀螺仪、垂直陀螺仪都是静压气浮轴承支撑的二自由度陀螺仪。
前者测量俯仰角偏差，后者测量偏航、滚动角。
三子级控制电路
三子级没有控制系统，仅装有一组控制电路，完成三级火箭起旋、三子级发动机点火、卫星分离以及
整流罩的解锁和抛射工作。电路由两个钟表机构、配电盒和电池组成。
三子级的起始姿态由二子级姿态控制系统保证。二、三级分离后3s，起旋火箭点火，使火箭转速达到

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中国
·16·
180r/min。经过3.5s后，三子级发动机点火。工作约40s，发动机耗尽熄火。火箭与卫星分离时，俯仰及
偏航姿态角不超过4°。
综合放大器Ⅲ
开关控制器
整流校正网络Ⅲ
俯仰喷管
偏航喷管
滚动喷管
WW
水平
滑行段
陀螺仪
舵机
P2
舵电位计
二级
整流校正网络Ⅱ
Wy2
综合放大器Ⅱ
横法
舵机
主配电器
y2
向仪
舵电位计
W22
动力段
舵机
y2
舵电位计
垂直
舵机
陀螺仪
舵电位计
WW=
舵机
舵电位计
综合放大器I
舵机
舵电位计
一级
舵机
俯仰速率陀螺
舵电位计
整流校正网络1
舵机
偏航速率陀螺
舵
舵电位计
CZ-1姿态控制系统组成
遥测和外弹道测量系统
CZ-1的二子级上装有一套遥测系统和一套外弹道测量系统，三子级上装了一套简化的遥测和外弹道测
量系统。
遥测系统
二子级上装有BWY-3大容量遥测系统，测量一、二级飞行中的300多个参数。三子级上的简易遥测
系统测量22个参数。
BWY-3系统采用以时分制为基础的混合调制体制。数字量及高精度缓变参数使用脉码调制（PCM），
低精度大容量速变参数使用脉幅调制，载波为调频，即PACM-FM制。测量距离不低于1800km。
遥测系统组成见下图。系统有多个中间装置进行信号转换。其中，控制系统脉冲信号经过准数字化中
间装置分频后，再进行高、低位模数相加，送往缓变通道传输。
发射场上的108乙中心计算机实时处理遥测数据。主要飞行参数用笔录仪实时显示出来。
外弹道测量系统
CZ-1采用连续波雷达测速、单脉冲雷达定位的无线电外弹道测量跟踪系统。
连续波测量跟踪系统测量火箭飞行速度。地面上设1个雷达主站和2个副站。二子级上装一部发射功

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长征一号系列
17·
率为2W的连续波雷达应答机。3个站收到的信号与固定发射信号比较，就可得到与火箭飞行速度成正比
的多普勒频率，从而及时测量出火箭飞行速度。
天线
交流放大器
发射机
主交换子
信号转接器
频率变换器
转速变换器
转速传感器
缓变交换子
编码器
振动传感器
振动变换器
液位传感器
地面测试
压力传感器
配电器
电池
至各设备
换流器
脱落插头
CZ-1遥测系统组成
单脉冲测量跟踪系统包括地面上1台精密跟踪雷达和二子级上的单脉冲雷达应答机，其发射功率大于
30W，可实时对火箭定位。
在二子级上还装有一部导引雷达应答机，可对连续波雷达和单脉冲雷达实施波束导引，便于捕获目标。
应答机发射功率约800W。
上述雷达均在厘米波段工作。
三子级遥测和外弹道测量系统
三子级上装有一套简易遥测和外弹道测量系统。包括一套主交换子、小型发射机及单脉冲雷达应答机。
测量三级飞行中的22个遥测参数。
自毁系统
为保证航区安全，火箭一、二级飞行时可按指令实时自毁。火箭自毁系统自成独立系统。
延时自毁
在一子级发动机收到“预令关机”的同时，副控制器发出一子级延时自毁指令。经钟表机构延时175s，
爆炸器引爆，炸穿氧化剂和燃料贮箱，剩余推进剂混合，将工作完毕的一子级火箭在空中炸毁。
二子级延时引爆原理与一子级相同，只是延时时间为483S。
姿态失稳自毁
在水平陀螺仪和垂直陀螺仪的内、外环上分别装有2对自毁触点。当火箭的3个姿态角超出允许范围

<!-- 第 61 页 -->
中国
·18·
（士10°）时，：自毁触点闭合，火箭自毁。如果火箭飞行程序发生故障，不能按要求转弯，水平陀螺仪上
的安全触点不能及时断开，程序故障自毁电路随即接通。
地面安全控制
除箭上自毁系统外，火箭还可以按地面指令炸毁。当火箭飞出预定的安全轨道且不可纠正时，地面发
出的安全自毁指令通过箭上4个全向天线进入安全指令接收机，经处理后引爆箭上爆炸器，将火箭炸毁。
电源与配电系统
控制系统、遥测系统和跟踪系统各有自己独立的电源与配电系统。其组成均包括直流电池（一次电源）、
晶体换流器、配电器（分主、副及程序配电器）及电缆网。各分离面上，均使用通电脱落和机械强制脱落
的分离插头座。
全箭各系统共装银锌电池10个，其工作电压均为(28土3)V。其中，一子级控制系统用的电池最大工
作电流为100A。供惯性器件使用的高精度换流器的输出电压为（40±2)V，频率精度为1.5×104。
一子级电源配电系统质量115kg，二子级140kg。
典型飞行程序
CZ-1发射东方红一号卫星的飞行时序见下表。
CZ-1发射东方红一号卫星的飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
遥测系统开机
二子级发动机“预令关机”，推力减半
T-20.00
T+238.05
火箭起飞
二子级发动机“主令关机”；滑行段飞行开始，
T+0.00
T+240.36
一级飞行程序转弯开始
滑行段姿态控制系统起控
T+18.00
一级飞行程序转弯结束
T+112.00
T+270.36
滑行段程序转弯开始
一子级发动机“预令关机”，推力减半
T+ 137.06
T+404.36
滑行段程序转弯结束
三级火箭加电
二子级发动机点火
T+139.41
T+480.36
一子级发动机“主令关机”
三级飞行程序开始
T+140.43
T+505.36
一、二级分离
二、三级分离
T+140.93
T+513.69
二级姿态控制系统开始工作
起旋火箭点火，使三级火箭自旋达到额定转速
T+141.23
T+516.69
二级飞行程序转弯开始
T+147.06
180r/min
整流罩分离（距地面高度80km)
三子级发动机点火（距地面高度443.9km)
T+161.56
T+520.19
二级飞行程序转弯结束
星、箭分离，卫星入轨
T+170.06
T+579.00
（韩厚健）
长征一号D（CZ-1D)
CZ-1D是CZ-1的改进型，用于发射各种低轨道卫星。

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长征一号系列
·19·
CZ-1D火箭竖立在发射台上
为提高运载能力并保证卫星以三轴稳定姿态入轨，CZ-1D相对于CZ-1做了如下改进：
1）加大一子级发动机推力，由1020kN提高到1101.2kN。
2）提高二子级性能。将氧化剂换为四氧化二氮，采用双向摇摆的YF-40发动机，这两项措施使发动
机真空比冲提高了225m/s。此外，通过级间分离时抛掉二子级尾段壳体和去掉燃气舵，减轻了结构质量。
3）提高三子级性能。更换固体推进剂火箭发动机，使真空平均比冲提高了400m/s；增加可多次启动
的单组元辅助动力系统，控制三级飞行和星箭分离时的姿态，并提供转移轨道需要的冲量。
4）全程采用惯性制导。
主要技术性能
级数
运载能力
3
全长
太阳同步轨道
360kg（700km轨道）
28.220 m
翼展
入轨精度（3o)
3.810 m
箭体最大直径
半长轴偏差
2.250 m
±6 km
起飞质量
倾角偏差
81.465 t
±0.1°
起飞推力
偏心率
1 101.2 kN
5000>
推重比
1.378

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中国
·20°
一子级
级长
17.835 m
推进剂
硝酸-27S/偏二甲肼
直径
2.250m
海平面推力
1101.2kN
子级质量
65.632t
海平面比冲
2 378.1 m/s
推进剂质量
工作时间
61.644 t
133.46 s
发动机
YF-2A
二子级
级长
6.209m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
2.250m
真空推力
100.86 kN
真空比冲
13.300t
子级质量
2 971.4 m/s
推进剂质量
工作时间
12.160 t
350s
发动机
YF-40（2台）
三子级
级长
1.774 m
推进剂
直径
固体推进剂发动机端羟基聚丁二烯
2.054 m
1398kg
子级质量
辅助动力系统
DT-3
推进剂质量
860kg（其中固体推进剂
真空平均推力
44kN（固体推进剂发动机）
发动机装药652kg）
真空比冲
2834m/s(固体推进剂发动机）
发动机
43s（固体推进剂发动机）
FG-36
工作时间
整流罩
长度
3.996 m
250kg
结构质量
直径
3.46 m3
2.054m
有效容积
总体布局
CZ-1D的总体布局（见后图）与CZ-1类似，它与CZ-1的差别主要有：
1）因二子级发动机高度降低，一、二子级之间的级间段高度缩短0.8m，且分离面上移1.9m。
2）二子级上部有二、三子级级间段，但级间段不采用CZ-1的锥壳结构，改为高0.86m、直径2.054m
的圆筒壳。
3）三子级结构主体为8杆机架。机架上部装有锥形过渡段，其上端安装卫星（通过包带），下端连接
固体推进剂发动机。机架下部装着高0.18m的尾段，尾段的上端面有支撑惯性器件的大梁和仪器支板，安
装电气系统主要设备；尾段的下端面安装三子级辅助动力系统。

<!-- 第 64 页 -->
长征一号系列
·21·
有效载荷整流罩
典型的有效载荷
导爆索
2054
有效载荷对接件（锥形过渡段）
三子级机架
控制测量仪器
三子级固体推进剂火箭发动机(FG-36)
辅助推进系统
二、三子级级间段
二子级燃料箱
二子级氧化剂箱
反推火箭
一、二子级级间段
二子级液体推进剂火箭发动机（YF-40)
杆系
一子级氧化剂箱
2250
箱间段
输送导管
一子级燃料箱
子级尾段
一子级液体推进剂火箭发动机（YF-2A）
尾翼
CZ-1D总体布局

<!-- 第 65 页 -->
中国
·22·
箭体结构
一子级结构
CZ-1D一子级结构同CZ-1一子级。
二子级结构
二子级结构包括二、三子级级间段，贮箱，一、二子级级间段。
二、三子级级间段高0.86m，为圆筒形半硬壳结构，材料为2A12铝合金。贮箱结构形式同CZ-1的二
安装爆炸螺栓的分离面由下端面移到了上端面。
三子级结构
三子级结构包括卫星支架、机架和尾段。
卫星支架高0.5m，底部直径0.896m，锥壳材料为2A12铝合金。下端框与固体推进剂发动机连接，
框外装有8个接头，通过它们将过渡锥固定在机架上。
机架高0.66m，系8杆焊接而成的杆系结构。上部端框与过
渡锥连接，下部支持在尾段的4个接头上。机架材料为
30CrMnSiA合金钢。
800
尾段框高0.18m，直径2.054m，为2A12铝合金铆接的短圆
17°
筒壳。上框支持机架并通过4个爆炸螺栓盒与整流罩连接，下框
悬挂辅助推进系统并通过6个爆炸螺栓与二、三子级级间段连接。
1560
由尾段上框面板、横梁及鸟笼式构架组成惯性器件及仪器设备的
安装面。
1754
整流罩结构
567
有效载荷整流罩（见右图）采用薄壁加筋壳结构，由两个半
罩和无污染分离装置组成，两个半罩通过分离装置连成整体。
每个半罩都由端头帽、前锥、柱段3部分组成。除柱段下部
2054
高0.82m筒段材料为2A12铝合金外，其余结构材料均为玻璃钢。
分离装置由抛罩导爆索、隔板起爆器、气囊和接头组成，接
头之间铆接连接。
CZ-1D有效载荷整流罩
推进系统
一子级推进系统
一子级采用的YF-2A液体推进剂火箭发动机，是YF-2发动机的改进型。通过提高涡轮转速和增加燃
烧室压力，YF-2A的性能比YF-2有所提高。其中，海平面推力提高了81.2kN。
一子级输送系统、增压系统和火工品，均与CZ-1的一子级相同。
二子级推进系统
发动机
二子级采用2台系统各自独立的YF-40发动机，两台单机并联在一个发动机机架上，通过机架安装在

<!-- 第 66 页 -->
长征一号系列
23·
贮箱的后锥底上（见右图）。
发动机推进剂为四氧化二氮/偏二甲肼。全机真空总推
力100.86kN，推进剂总流量33.9kg/s，真空比冲2971.4m/s，
质量混合比为2.14。
发动机总质量213kg，高1.76m（含机架）。每台单机
均可双向摇摆，最大摆角土4.5°。单机处于零位时，与纵轴
的安装角为3°，此时整个发动机的最大横向尺寸为1.63m。
YF-40的结构、系统及工作原理参见CZ-4系列（YF-40
发动机用于CZ-1D时，只进行1次“启动-关机”程序）。
增压系统
采用氨气增压，氨气用量7kg。系统共装有12个钛合
金气瓶，总容积0.24m²，气瓶初始压力23MPa。
三子级推进系统
三子级推进系统由FG-36固体推进剂火箭发动机和
YF-85单组元辅助动力系统（液体推进剂火箭发动机）组成。两台YF-40发动机通过机架安装于贮箱后锥底上
固体推进剂火箭发动机
FG-36总质量729kg，高1.510m，壳体外径0.830m（对接框直径0.896m）。发动机采用端羟基聚丁
二烯（HTPB）复合推进剂，装药量652kg，总冲1842kN·S。
发动机燃烧室采用高强度玻璃钢壳，药柱为浇铸成形的翼锥柱型药柱。发动机喷管为潜入式固定喷管，
面积比50。喷管收敛段和喉衬为一体的碳/碳复合材料。发动机采用带安全保险机构的篓式点火器，保险
机构在地面解锁。电发火管发火后，火焰经过安全保险机构通道使点火器工作，点燃主装药直至烧尽。
辅助动力系统
YF-85辅助动力系统采用氮气挤压式单组元催化分解方式，推进剂为DT-3。系统由增压气瓶、贮箱、
管路、电磁阀等阀门、推力室（见下图）和安装机架组成。所有电磁阀均能快速响应控制系统的“开”或
“关”指令，使推力室产生脉冲或稳态推力。系统加注量208kg，加注后总质量333kg。
5
YF-85辅助动力系统组成
1—充气阀；2—气瓶；3一电爆阀；4—减压阀：5-膜片阀：6—贮箱；7—隔离阀；8一加注阀：9—900N推力室；
10—900N电磁阀；11—25N推力室；12-25N电磁阀；13,14—节流孔板；15一过滤器

<!-- 第 67 页 -->
中国
·24·
辅助动力系统共有16个推力室：
1）4个900N大推力室平行火箭纵轴对称安装（喷管中心距离1.560m）。在FG-36工作阶段和火箭变
轨工作段，利用对称的900N推力室之间的推力差，提供控制火箭俯仰、偏航姿态的力矩和辅助动力。
2）4个25N小推力室垂直于火箭纵轴对称安装。在无动力段提供控制火箭俯仰、偏航姿态的力矩。
3）8个25N小推力室分成4对沿箭体切向安装，提供滚动控制力矩（FG-36工作时，4对25N推力
室全部工作，其他飞行阶段仅有2对工作）。
辅助动力系统对称安装4个5A06铝合金贮箱，内装可挤压的橡胶内囊，总容积208L。
内囊中的推进剂靠氮气挤压。钛合金气瓶总容积40L，气瓶初始压力23MPa，经减压器后进入贮箱
的挤压压力为(2.25土0.09)MPa。
分离系统
CZ-1D共有4次分离。
一、二子级之间采用热分离，同CZ-1。
在二级飞行中抛整流罩，包括纵、横向分离两个动作。先是4个无污染爆炸螺栓起爆，完成整流罩与
三子级纵向解锁分离。爆炸螺栓起爆后0.1s，隔板起爆器起爆并引爆导爆索，产生高温、高压气体进入气
囊，气囊膨胀剪断接头之间铆钉，并使两个半罩横向平抛（相对分离速度大于5m/s）。
二、三级分离采用冷分离，分离面用6个无污染爆炸螺栓实现连接和解锁，解锁后反推火箭点火将二
子级减速。
星、箭分离采用“包带/分离弹簧”方案。
控制系统
控制系统由制导、姿态控制、综合及地面测试发射控制系统等组成，见下图。
关机指令
12路脉冲
遥测量
制导计算
综合控制系统
惯性组合
p.y.y
姿控指令
速率陀螺
姿控系统
时序
箭体
执行机构
CZ-1D控制系统原理

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长征一号系列
·25·
制导系统
制导系统采用“速率捷联惯性测量组合十计算机”的显式制导。惯性测量组合提供惯性导航信息，箭
载计算机完成四元数解算、导航方程计算、导引方程计算与关机方程的实时计算，经系统综合后输出发动
机控制信号、姿控喷管控制信号及时间控制信号等，控制火箭的飞行。其中，惯性基准为“5表”（2个双
自由度挠性陀螺仪、3个加速度计）捷联惯性测量组合；箭载计算机CPU采用全32位80486DX微处理器，
主机内存容量为256kbyte。制导系统原理见下图。
箭载计算机
△J,2 = 0
飞行软件
8
发动机
82
中间装置
输
输
Wa1
入接口
出接口
捷联惯性
制导
84
测量组合
Tnn
k~k8
制导
制导
辅助动力
系统
△J=0
4
箭体
CZ-1D制导系统原理
姿态控制系统
姿态控制系统按3个飞行级设计。
一级和二级姿控方案为“速率捷联惯性组合十速率陀螺十计算机十执行机构”，其中一级执行机构采
用舵机，二级采用伺服机构。俯仰、偏航通道采用角位置、角速度双回路数字控制，滚动通道只采用校正
网络。姿态角信号由速率捷联惯性组合提供，角速度信号由2个速率陀螺提供（两级共用1套速率陀螺，
安装在二子级贮箱后过渡段上）。此外，一级弹性振动一次振型采用相位稳定，二级各次振型均采用幅值
稳定。
三级姿控方案为“速率捷联惯性组合十计算机十辅助动力系统姿控喷管”，采用角位置开关非线性控
制，见下图。
Pa
ft,fso
K@
位
电磁阀
校正网络
三态非线性
四元数处理
一控门
Ky
YG
三态非线性
电磁阀
校正网络
a
及功放
YG
Ky
三态非线性
校正网络
电磁阀
a6
CZ-1D三级滑行段和星箭分离前调姿段姿控原理
三级姿态控制系统保证卫星分离后的初始姿态角偏差。其精度为：俯仰、偏航角不大于1.5°，滚动角
不大于1.0；俯仰、偏航角角速度偏差不大于1.0（°)/s，滚动角角速度偏差不大于0.5（°)/s。

<!-- 第 69 页 -->
中国
·26·
遥测和外弹道测量系统
遥测系统
CZ-1D遥测系统测量飞行全过程中近350个参数。系统采用PCM-FM体制，可编程。射频频段为S
波段，码速率2Mbit/s。系统设备包括天馈系统、中心程序器、发射机、64路远置采编器、电源配电器和
多个传感器、中间装置等。中心程序器具备数据记忆重发功能，以解决地面站接收信号盲区问题。
为提高变轨时遥测系统的测量距离，系统具备码速率切换功能。
外弹道测量系统
CZ-1D外弹道测量系统的功能与组成同CZ-1，差别是所有箭载设备均小型化，而且单脉冲相参雷达
应答机和引导雷达信标机均装在三子级上，以保证飞行全程跟踪。
自毁系统
CZ-1D自毁系统功能、原理与组成与CZ-1自毁系统相同，差别仅在于不采用硬件（即惯性器件中碰
上“自毁触点”就炸毁）作为姿态失稳的判据，改为由计算机实时判断姿态角。判据是：3个姿态角中任
意2个同时超过20°且持续时间大于2s，则自毁。
电源与配电系统
5块，其中1块为火工品专用电池)，电池工作电压(28土3)V。
典型飞行程序
CZ-1D发射700km高太阳同步轨道卫星的飞行时序见下表。
CZ-1D典型飞行时序（700km太阳同步轨道）
时间/s
事件
时间/s
事件
T—20.00
遥测系统开机
T+510.52
第1次滑行结束，900N发动机开始预喷
T+0.00
火箭起飞
900N发动机预喷结束，固体推进剂发动机点火
T+512.52
-一级飞行程序转弯开始
T+12.00
T+552.63
固体推进剂发动机燃烧完毕
固体推进剂发动机排空结束，开始调姿
一子级发动机“预令关机”，推力减半T十558.63
T+130.10
二子级发动机点火
T+623.63
900N发动机点火，开始进行速度修正
T+132.62
一子级发动机“主令关机”
T+133.46
T+662.45
进入停泊轨道，开始第2次滑行
一、二级分离
第2次滑行结束，900N发动机再次点火，开始
T+134.12
T+3022.45
T+208.85
整流罩分离
变轨
二子级发动机关机
T+478.62
T+3 055.91
变轨结束，开始调整卫星入轨姿态
星、箭分离，卫星入轨
T+480.52
二、三级分离，三级开始第1次滑行
T+3 155.91
（韩厚健）

<!-- 第 70 页 -->
长征二号系列
长征二号系列
长征二号系列火箭是用于发射近地轨道飞行器的运载火箭，研制起始时间是1970年。目前，长征二
号系列由长征二号（CZ-2）、长征二号C（CZ-2C）、长征二号C上面级（CZ-2C/SM）、长征二号C上面级
A（CZ-2C/SMA）、长征二号D（CZ-2D）、长征二号E（CZ-2E）、长征二号F（CZ-2F）、风暴一号（FB-1）
8种火箭组成（见下图），其中CZ-2、CZ-2E、FB-1已不再使用。
CZ-2C
CZ-2D
CZ-2F
CZ-2
CZ-2E
FB-1
CZ-2C/SM
CZ-2C/SMA
CZ-2系列火箭
CZ-2、CZ-2C、CZ-2C/SM、CZ-2C/SMA、CZ-2E、CZ-2F火箭以中国运载火箭技术研究院为主研制，
CZ-2D、FB-1火箭以上海航天技术研究院为主研制。
CZ-2系列火箭的总体参数和运载能力见后表。

<!-- 第 71 页 -->
中国
·28·
CZ-2系列总体参数和运载能力
全长/m
型号名称
级数
运载能力/kg
箭体最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
2
3.35
192
1 800(200kmLEO，倾角63°)
CZ-2
31.17
2786
2
3.35
245
2962
3 850(200kmLEO,倾角63°)
CZ-2C
43.027
3.35
1250(GTO，倾角28°)
43.027
245
2962
CZ-2C/SM
3
3.35
CZ-2C/SMA
43.027
2962
3
245
1900(600kmSSO)
2
3.35
249
CZ-2D
41.056
2962
1 350 (600 km SSO)
9200(200kmLEO，倾角28°)
CZ-2E
2
49.686
11.45
462
5923
480
2
11.45
58.343
5923
8080(200kmLEO，倾角42°)
CZ-2F
FB-1
32.57
3.35
2746
2
192
1 500(200kmLE0，倾角42°)
长征二号（CZ-2)
CZ-2是中国运载火箭的基础型号，于1970年开始研制。在CZ-2的基础上，发展了CZ-2系列、长征
三号（CZ-3）系列和长征四号（CZ-4）系列运载火箭。
CZ-2于1974年11月5日在酒泉卫星发射中心进行了第1次发射，由于火箭控制系统中的一根导线存
在暗伤而断裂，导致火箭姿态失去控制，首次飞行试验失败。CZ-2的第2次发射于1975年11月26日获
得成功，将中国第1颗返回式卫星准确送入预定轨道。随后，CZ-2又连续两次发射成功，将中国第2颗和
第3颗返回式卫星准确送入预定轨道。CZ-2已于1979年退役。
主要技术性能
级数
入轨精度
(200～470km近地轨道，
2
31.17 m
全长
10)
箭体最大直径
3.35m
半长轴偏差
1.3 km
起飞质量
偏心率
192t
0.000 23
起飞推力
2786kN
近地点幅角偏差
1.7°
倾角偏差
推重比
1.48
0.05°
运载能力
0.1°
升交点经度偏差
近地轨道
1.8t（200～470km轨道）
一子级
级长
23.720m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
3.35m
海平面推力
2 786 kN
子级质量
海平面比冲
2540 m/s
151.6t
推进剂质量
工作时间
130 s
143 t
发动机
YF-21

<!-- 第 72 页 -->
长征二号系列
·29
二子级
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
级长
8.706 m
主机
真空推力
直径
720 kN
3.35 m
游机
子级质量
4X11.5kN
38.2t
真空比冲
主机
推进剂质量
2 834 m/s
35t
游机
发动机
2 762 m/s
工作时间
主机
主机
112 s
YF-22
游机
游机
287 s
4XYF-23
（邸乃庸）
长征二号C（CZ-2C)
CZ-2C火箭发射
CZ-2C是在CZ-2基础上改进而来的，近地轨道运载能力由1.8t提高到3.85t，同时火箭的可靠性也有
一定程度的提高。CZ-2C的研制开始于20世纪70年代末。
1982年9月9日，CZ-2C首飞成功，将中国第4颗返回式卫星准确送入预定轨道。截至2007年6月
30日，CZ-2C已经连续17次发射成功。

<!-- 第 73 页 -->
中国
·30·
主要技术性能
级数
入轨精度
(200km近地轨道，1o)
2
全长
43.027m
周期偏差
2s
箭体最大直径
3.35m
近地点高度偏差
1.67 km
起飞质量
245t
近地点辐角偏差
1.67°
起飞推力
倾角偏差
0.05°
2962kN
推重比
升交点经度偏差
0.05°
1.2
运载能力
3.85t（200km近地轨道）
一子级
级长
26.822 m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
3.35m
海平面推力
2 962 kN
183t
子级质量
海平面比冲
2556m/s
推进剂质量
工作时间
147 s
173t
发动机
YF-21C
二子级
级长
11.307 m
四氧化二氮/偏二甲肼
推进剂
直径
3.35m
真空推力
主机
741 kN
游机
子级质量
59t
4X11.8 kN
推进剂质量
主机
真空比冲
55t
2 922 m/s
发动机
游机
YF-24C
2 834 m/s
主机
工作时间
主机
YF-22C
140~190s
游机
游机
4XYF-23C
420~650 s
整流罩
长度
8.368m
结构质量
1.2 t
直径
3.35m
总体布局
CZ-2C是两级液体推进剂运载火箭，由一子级、二子级和整流罩组成，见后图。
CZ-2C控制系统的主要设备安装在火箭前端的仪器舱中，火箭级间段和箱间段也安装有部分控制系统
的设备；遥测和外测安全系统的主要设备安装在火箭二子级箱间段。
为了使火箭的质心位置尽量靠前，以提高火箭飞行的静稳定性，一、二子级的推进剂贮箱布局都是将
推进剂密度较大的氧化剂箱安排在前，推进剂密度较小的燃料箱安排在后。

<!-- 第 74 页 -->
长征二号系列
·31·
有效载荷整流罩
卫星
卫星支架
二子级仪器舱
二子级氧化剂箱
二子级箱间段
二子级燃料箱
二子级游动发动机
二子级主发动机
、二子级级间段
（包括壳段和杆系）
一子级氧化剂箱
一子级箱间段
一子级燃料箱
后过渡段
尾段
尾翼
一子级发动机
CZ-2C总体布局
级间段由壳段和杆系两种结构组成，杆系结构用以在一、二子级热分离时顺畅地排放二子级发动机喷
出的火焰。

<!-- 第 75 页 -->
中国
·32·
电缆、导管均从贮箱外面通过，并对称安置。氧化剂输送管路从燃料箱中间穿过。发射支点设在一子
级发动机机架的最前端，以利于发射支撑的稳定和传力结构的合理利用。
一、二子级的级间分离面设在二子级机架与级间壳段的连接面处，以便最大程度地减轻二子级的结构
质量，提高火箭运载能力。一、二子级有3.55m长的级间段，级间分离时，二子级发动机及其机架需从级
间段中脱出。
箭体结构
CZ-2C箭体结构采用薄壁结构，其形式可分为半硬壳式、网格式和夹层式。推进剂贮箱采用化学铣切
网格式结构，其他部段采用半硬壳结构。箭体结构的主要材料是高强度铝合金，推进剂贮箱采用2A14铝
合金，其他部段大都采用2A12和7A75铝合金。
一子级结构
一子级结构由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、后过渡段、尾段、阀门和导管等组成。
一、二子级级间段
一、二子级级间段位于一子级氧化剂箱与二子级燃料箱之间，采用壳体-杆系形式。
级间壳段长3700mm，直径3346mm，为圆柱形薄壁铆接结构。沿级间壳段的周向均匀分布了4个
390mm×420mm的开口，口盖为化铣网格增强壁板，用8个旋转锁固定，供安装检查二级伺服机构和二
子级发动机系统使用。级间壳段的前端面通过爆炸螺栓（安装在其前端框的爆炸螺栓盒内）与二子级燃料
箱后短壳相连；后端框处有2个运输支点和2个起吊点，用于二子级箭体的地面运输和起吊。地面运输时，
级间壳段留在二子级火箭上，对二子级发动机起着保护罩的作用。
级间杆系结构长1050mm，直径3346mm，由24根60mm×3.5mm的30CrMnSiA钢管组成，每2
根钢管与1个上接头、2块底板及2块肋板（材料均为30CrMnSiA）焊接成1个叉形结构，共12个，分
别通过2个M8螺栓与端框相连，构成承力骨架。级间杆系结构的作用是在级间分离时使由二子级发动机
喷出的火焰顺利排出箭体之外。
氧化剂箱
一子级氧化剂箱由前短壳、前底、筒段、后底、后短壳及箱内直属附件等组成（见下图）。箱体内装
有增压溢出管、防旋器和防晃板等附件。箱体外表面安装有导管、电缆和整流罩的固定支架。前、后端框
之间的总长度为8790mm。
后短壳
前短壳
防晃板
前底
防晃板
防旋器
后底
导管支架
整流罩支架
增压溢出管
CZ-2C一子级氧化剂箱结构

<!-- 第 76 页 -->
长征二号系列
·33·
箱底、短壳和筒段通过叉形环焊接连接，主要结构材料为2A14铝合金。
前短壳由前端框和4块化铣壁板焊接成的壳段铆接而成，壳段为外加筋放射肋结构。前底为旋转椭球
型、变厚度底，能承受喷流的动压和热流的烧蚀和冲刷。前底上焊有人孔法兰、测温法兰、测压管嘴和补
压管嘴等。筒段由7个壳段组成，每个壳段由4块化铣壁板焊接而成，采用斜置正交内加筋网格结构。后
底为旋转椭球底，由顶盖、8块瓜瓣和叉形环拼焊而成，顶盖中央冲压成漏斗形的开口，焊接有氧化剂输
送法兰。后底上安装有圆盘直径为634mm的圆锥形防旋器，以防止飞行过程中产生旋涡，此外还焊有仪
器、管路的安装法兰和安装支架等。后短壳由后端框和壳段铆接而成，壳段由4块化铣壁板焊接而成，为
化铣外加筋直肋结构。增压溢出管为双层管套装而成，采用不锈钢材料，与增压溢出管口法兰相连接，从
后底伸向前底。增压溢出管的外管一端装有补偿器，以补偿管内、外温差引起的变形。
在一子级氧化剂箱前底的外表面装有防热底，以保护箱体的金属前底在一、二子级级间分离时不受二
子级发动机火焰的烧蚀。防热底由耐烧蚀的钡酚醛玻璃钢材料制造，采用无碱玻璃布浸以低压钡酚醛树脂，
按工艺模胎重叠手工糊制，经加压固化而成。其上有两条凸起的通道，供电缆、导管通过。
箱间段
一子级箱间段位于一子级的氧化剂箱和燃料箱之间，长980mm，直径3346mm，为均匀加筋隔框-
蒙皮-外桁条铆接结构。箱间段壳体上有3个仪器安装检查舱口、1个安装七管插座的舱口、2个电缆进出
舱口、1个氧化剂加注阀门舱口、1个安溢阀门舱口、1个导管进出舱口、1个卸荷开关操作舱口（带有弹
燃料箱
一子级燃料箱由前短壳、前底、筒段、后底、后短壳及箱内直属附件组成（见下图）。箱体内装有增
压溢出管、隧道管、防旋器和防晃板等附件。箱体外表面安装有导管、电缆和整流罩的固定支架。前、后
端框之间的总长度为8082mm。
壳段组合件
后短壳
前底前短壳
CEEE
人孔口盖
后底
增压溢出管
隧道管
整流罩支架
防晃板
CZ-2C一子级燃料箱结构
箱底、短壳和筒段通过叉形环焊接连接，主要部件的结构材料为2A14铝合金。
前短壳由前端框和4块化铣壁板焊接成的壳段铆接组成，壳段为外加筋直肋结构。前底为旋转椭球底，
由顶盖、8块瓜瓣和叉形环拼焊而成。前底上焊有人孔法兰、隧道管法兰及其他仪器设备的安装法兰和安
装支架。筒段由7个壳段组合而组成，每个壳段由4块化铣壁板焊接而成，采用斜置正交内加筋网格结构。
后底由旋转椭球形圆环、圆锥、球形顶盖组合而成，圆环由8块瓜瓣拼焊而成。后底上焊有隧道管法兰、
加注法兰、增压溢出管法兰及其他安装法兰等。后短壳由后端框和4块化铣壁板焊接成的壳段铆接组成，
壳段为外加筋放射结构，以均匀扩散后过渡段传来的集中力。增压溢出管为双层管套装而成，采用不锈钢

<!-- 第 77 页 -->
中国
·34·
材料。溢出管的外管一端装有补偿器，以补偿管的内、外温差引起的变形。隧道管装在贮箱中央，前端通
过补偿器和前底相接，后端通过法兰盘与后底相连，中间是波形管，以提高其承受外压（即贮箱内压）的
能力。补偿器的作用是补偿箱体和隧道管间的制造偏差以及贮箱增压引起的变形不一致。
后过渡段
后过渡段是一子级燃料箱的一个组件，位于燃料箱与尾段之间，长1050mm，直径3346mm，为梁-
桁条-框-蒙皮铆接结构。后过渡段壳体上有电缆进出口、导管进出口、燃料加注阀安装口和燃料箱安溢阀
安装口。后过渡段内主要安装的仪器有遥测系统的传感器和变换器。
尾段
尾段位于一子级箭体的末端，由壳体和底部防热结构两部分组成，长2400mm，直径3350mm，为
双外梁外桁式薄壁铆接结构，由沿纵向的两个半壳对接而成。尾段壳体的中间部位开有4个大舱口，供安
装、检查一级伺服机构及一子级发动机系统使用，舱口用装有旋转锁的口盖封闭。尾段底部由井字形梁构
成骨架，外面安装由玻璃钢制成的防热板，用以防止发动机喷出的火焰回流到尾舱内烧毁仪器和设备。为
不影响发动机摆动，在每台发动机的喉部附近装有由硅橡胶布制成的软防热裙。为了减小在火箭上升段飞
行中尾舱因内、外空气压差而增加的附加应力，在尾段底部安装有4个排气孔。
4个尾翼呈X形分布。尾翼的尺寸为：弦长2500mm，展长1600mm，厚度150mm。尾翼通过中、
后梁上的接头固定在尾段上。
二子级结构
二子级结构主要由仪器舱、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、阀门和导管等组成。
仪器舱
仪器舱高1400mm，理论直径3346mm，为铝合金蒙皮圆柱壳铆接结构。前端面与转接框通过48-M12
螺栓相连，后端面与二子级氧化剂箱的前短壳相连。转接框通过8个爆炸螺栓与整流罩相连，通过48-M12
螺栓与有效载荷支架相连。
氧化剂箱
二子级氧化剂箱由前短壳、前底、筒段、后底、后短壳及箱内直属附件组成（见下图）。箱体内装有
增压管、溢出管、防晃板、防旋器及防断流隔板等附件。前、后端框之间的总长度为1671mm。
前底
后底
输送法兰
人孔法兰
防晃板
?
溢出管连接法兰
溢出管
前短壳
箱筒段
后短壳
CZ-2C二子级氧化剂贮箱结构

<!-- 第 78 页 -->
长征二号系列
·35·
箱底、短壳和筒段通过叉形环焊接在一起，主要部件的结构材料为2A14铝合金。
前短壳由前端框和4块化铣壁板焊接成的壳段铆接而成，壳段为外加筋直肋结构。前底为旋转椭球底，
由顶盖、8块瓜瓣和叉形环焊接而成。前底上焊有人孔法兰、仪器、管路的安装法兰和电缆、导管的安装
支架。筒段由2个壳段焊接而成，每个壳段由4块壁板拼焊，壁板为光壳结构。后底为旋转椭球底，由顶
盖、8块瓜瓣和叉形环焊接而成。后底上焊有用于管路、仪器的安装法兰和用于电缆、仪器的安装支架。
后短壳由后端框和4块化铣壁板焊接成的壳段铆接而成，壳段为外加筋直肋结构。
箱间段
二子级箱间段位于二子级的氧化剂箱与燃料箱之间，长1330mm，直径3346mm，为均匀加筋的隔
壳体的前端框处为二子级箭体的停放支点。二子级箱间段为推进剂加注、溢出以及导管进出的通道，遥测
系统和外测安全系统的大部分仪器以及控制系统的部分仪器安装于此。此外，为了方便起飞时外测安全系
统和控制系统的导线脱拔，在箱间段壳体上还装有脱落插头自动关闭口盖。
燃料箱
二子级燃料箱由前底、前短壳、筒段、后底、后短壳及箱内直属附件组成（见下图）。箱体内装有隧
道管、增压管、溢出管、防晃板、防旋器及防断流隔板等附件。前、后端框之间的总长度为1331mm。
前底
后底
补偿器
隧道管
输送法兰盘
隧道管
防晃板
溢出弯管法兰盘
溢出管
前短壳
人孔法兰
箱筒段
后短壳
加注法兰盘
CZ-2C二子级燃料贮箱结构
箱底、短壳和筒段通过叉形环焊接连接，主要部件的结构材料为2A14铝合金。
前短壳由前端框和4块化铣壁板焊接成的壳段铆接而成，壳段为外加筋直肋结构。前底为旋转椭球底，
由顶盖、8块瓜瓣和叉形环焊接而成。前底上焊有人孔法兰、隧道管法兰和其他管路的安装法兰以及仪器、
导管的安装法兰和支架。筒段由4块化铣壁板焊接而成，采用斜置正交内加筋网格结构。后底为旋转椭球
底，由顶盖、8块瓜瓣和叉形环焊接而成。后底上焊有管路、仪器的安装法兰和支架以及电缆、导管的安
装支架。后短壳由后端框和4块化铣壁板焊接成的壳段铆接而成，后端框与二子级发动机架相连。后短壳
采用两种化铣结构形式，与二子级发动机架相连的部分采用化铣放射肋结构，其余部分采用化铣直肋结构。
后短壳外表面有反推火箭安装凸台。

<!-- 第 79 页 -->
中国
·36
整流罩结构
有效载荷整流罩分为两个半罩，分别由端头、前锥段和柱段
5805
组成。整流罩上设有操作口，以满足卫星的安装操作要求。整流
Φ1823
罩前锥段和柱段采用玻璃钢蒙皮和铝合金桁条-隔框的半硬壳铆
接结构，端头帽采用玻璃钢材料。整流罩纵向分离面为ⅡI、IV象
限，横向分离面上采用8个HgM-7无污染爆炸螺栓，纵向分离
3605
面上采用12个HgM-7无污染爆炸螺栓。整流罩外形尺寸见右图。
3350
3000
推进系统
91600
CZ-2C推进系统主要由液体火箭发动机、泵压式推进剂输送
@1215
85
系统和自生增压系统组成，使用自燃推进剂，氧化剂为四氧化二
0星箭分离面
100
氮，燃料为偏二甲肼。
300
500
一子级推进系统
--子级推进系统由组合发动机、推进剂输送系统、增压系统、
CZ-2C整流罩
火工品及电缆、机架等几部分构成（见后图）。
发动机
一子级发动机是由4台独立工作的YF-20C单机通过机架并
联而成的组合发动机，代号为YF-21C（见右图）。4台YF-20C
发动机轴对称安装，从推力室喷口往飞行方向看，I～IV分机按
顺时针方向排列呈X形布局，每台分机的安装角为2°50，并可
沿箭体切向作土10°角摇摆，以提供一子级飞行时的控制力。
输送系统
YF-21C发动机输送系统由推力室推进剂供应系统（简称主
系统）、涡轮工质供应系统（简称副系统）和自生增压推进剂供
应系统三大部分组成。
1．主系统
推力室推进剂供应系统文分为氧化剂主系统和燃料主系统
两部分，它们均由启动阀门、摇摆软管、涡轮泵、主节流圈、主
阀门和导管等组成。
YF-21C发动机
工作过程：推进系统点火启动时，YF-21C发动机分成两组
先后启动，两组启动时间相隔0.3s左右。启动阀门打开后，推进剂在贮箱压力和重力的作用下对主、副系
统进行充填。两组元推进剂分别流经各自的启动阀门、泵、主阀门和节流圈，进入推力室头部。涡轮泵启
动后，推进剂由自流充填转为泵压输送，使发动机由启动状态进入额定工作状态。当发动机关机时，首先
关闭氧化剂副断流阀门，使涡轮泵停止工作，1s后，关闭两组元推进剂的所有8个主阀门，全部切断推进
剂的供应，发动机停止工作，达到关闭发动机的目的。
2.副系统
涡轮工质供应系统包括火药启动器、燃气发生器、向燃气发生器提供工质的氧化剂副系统和燃料副系
统。

<!-- 第 80 页 -->
长征二号系列
·37
36
35
人
34
45
49
R增
、二级地面配气台
43
Y控
R控
44
28
30
R测
1—燃烧室；2—降温器；3一燃料副单向阀：
26
4一燃气发生器：5一燃气涡轮：6一火药启动器；
7—蒸发器：8一蒸发器入口单向阀；
9一氧化剂副单向阀：10一氧化剂副断流阀门；
11一燃料泵；12一氧化剂泵；13-齿轮箱：
48
14一燃料排液管；15一氧化剂排液管；
16一氧化剂主阀门；17—燃料主阀门；
18一降温器出口单向阀：19一氧化剂启动阀门：
20一燃料启动阀门；21一氧化剂集合器；
22—燃料集合器；23—氧化剂清泄阀门；24—燃料清泄阀门：
25一氧化剂输送管：26一燃料输送管：27一氧化剂五通：
28一燃料贮箱：29一氧化剂输送管：30一燃料输送管；
31一燃料加注液面传感器：32一燃料安溢阀门：
33一燃料加注阀门：34一氧化剂贮箱：35一氧化剂增压溢管：
36一氧化剂加注液面传感器；37—氧化剂安溢阀门；
38一氧化剂加注阀门；39—电爆阀门：40—气瓶；
41一氧化剂测压单向阀门：42一氧化剂增压单向阀门；
43--燃料测压单向阀门：44一燃料增压单向阀门；
45一七管连接器：46一氧化剂增压管：47一燃料增压管；
48一蓄压器；49卸荷开关：Y一氧化剂；R一燃料
CZ-2C一子级推进系统原理
氧化剂副系统由副断流阀门、过滤器、气蚀管、单向阀门及导管等组成。燃料副系统由气蚀管、单向
阀门及导管等组成。
工作过程：推进系统启动时，启动阀门打开，推进剂进入副系统管路。火药启动器通电工作后，其产
生的燃气进入涡轮盖上的集气环；其中，一小部分燃气经声速喷嘴进入降温器对燃料贮箱增压，绝大部分

<!-- 第 81 页 -->
中国
·38·
燃气用来驱动涡轮运转，以此驱动两个泵为推进剂增压。当副系统管路中推进剂压力达到一定值时，氧化
剂和燃料的副单向阀门相继打开，推进剂进入燃气发生器内燃烧，产生高温高压燃气，与火药启动器产生
的燃气一起驱动涡轮运转。当火药启动器的装药烧完后，燃气发生器产生的燃气单独驱动涡轮工作，使涡
轮泵进入额定工作状态。当发动机关机时，按控制系统发出的信号，关闭氧化剂副断流阀门，切断氧化剂
副系统的通路，燃气发生器停止产生燃气，涡轮失去工质的供应，转速迅速下降，直至停止工作。
增压系统
增压系统由自生增压系统、气瓶补压系统和地面增压系统3部分组成。
1.自生增压系统
自生增压系统由氧化剂自生增压系统及燃料自生增压系统组成。
氧化剂自生增压系统由氧化剂气蚀管、氧化剂单向阀门、蒸发器、环形集合器、氧化剂膜片组件、氧
化剂安溢阀门及相应的增压导管组成。氧化剂自生增压过程：由推力室头部引出一股四氧化二氮液体，进
入蒸发器中，经过高温涡轮废气加热，使四氧化二氮变成蒸气，从4套蒸发器中出来的蒸气在环形集合器
中集合，通过增压主管路输送到氧化剂贮箱增压。
燃料自生增压系统由声速喷嘴、降温器、燃气单向阀门、燃气集合器、燃气膜片组件、燃料安溢阀门
及相应的增压导管组成。燃料自生增压过程：从燃气发生器产生的高温燃气中引出一小股燃气，经降温器
降温后，由燃气集合器集中起来，经增压主输送管路输送到燃料贮箱进行增压。
2.气瓶补压系统
气瓶补压系统由1个20L气瓶、充气卸荷开关、电爆阀门、限流嘴以及相应导管组成。在发动机启动
段，气瓶补压系统给氧化剂箱补充增压，以保证发动机启动过程满足泵入口压力要求，补压时间约为3S。
3.地面增压系统
地面增压系统由气管插座、氧化剂增压单向阀门、氧化剂测压单向阀门、燃料增压单向阀门、燃料测
压单向阀门及管路等组成。
耗尽关机系统
耗尽关机系统是作为发动机关机控制的备保措施。使用耗尽关机系统后，推进剂可得到充分利用，有
利于提高火箭的运载能力，CZ-2C一子级采用了耗尽关机系统。
耗尽关机系统以光电敏感元件作为传感器，装在贮箱的后底内。当推进剂液位降至传感器敏感部位时，
传感器即发出信息，该信息经变换器变成发动机关机指令送入关机电
路，启动一子级发动机的关机程序和二子级发动机的启动程序。
二子级推进系统
二子级推进系统由推力室、涡轮泵、涡轮工质供应系统、推进剂
供应系统、增压系统、火工品及电缆和机架等组成（见后图）。发动
机由1台主发动机（代号YF-22C）和由4台推力室构成的游动发动
机（代号YF-23C）并联组成，代号YF-24C（见右图）。增压系统以
及推进剂供应系统中的一部分设备两机共用。
发动机
YF-22C发动机推力室固定于机架的中心，以保证推力作用线与
箭体轴线相重合；YF-23C发动机的4台推力室分别置于机架十字梁
的4个端头，并有10°的安装角，4台推力室按控制系统要求呈十字
形布局。
YF-24C发动机

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长征二号系列
39·
42
Y增
40
41
二级地面配气台
R增
49
Y控
50
R控
37
Y测
36
6
39
R测
34
@19
20
CZ-2C二子级推进系统原理
1一主燃烧室；2燃料副单向阀：3一蒸发器前单向阀门：4一蒸发器：5一主火药启动器：6一主燃气涡轮；7一主燃气发生器；
8一氧化剂副单向阀门：9一氧化剂副断流阀门：10一燃料主泵；11—氧化剂主泵；12一氧化剂主阀门：13一燃料主阀门；
14—降温器出口单向阀：15—燃料排液管：16一氧化剂排液管：17一氧化剂启动阀门：18一燃料启动阀门；19一氧化剂清泄阀门；
20—燃料清泄阀门：21—游机燃烧室；22-充填阀门；23一燃料断流阀门；24—游机燃气发生器；25一氧化剂断流阀门；
26一游机燃料泵；27—游机涡轮；28一游机火药启动器；29一游机氧化剂泵；30一氧化剂输送管：31—燃料输送管：32—氧化剂增压管：
33—燃料增压管：34—燃料贮箱：35-氧化剂输送管；36—燃料溢出管；37—燃料加注液面传感器：38一燃料安溢阀门；
39—燃料加注阀门；40一氧化剂贮箱：41一氧化剂溢出管；42一氧化剂加注液面传感器；43一氧化剂安溢阀门：
44一氧化剂加注阀门；45—气瓶：46—卸荷开关；47一电爆阀门：48一氧化剂测压单向阀门；49--氧化剂增压单向阀门；
50—燃料测压单向阀门：51—燃料增压单向阀门：52一七管连接器：53一蓄压器；54—降温器
1．主发动机
YF-22C发动机与YF-20C发动机基本一致。由于该发动机不摆动，连接结构上采用了固定结构，取消
了用于摆动的常平座、摇摆软管等设备。

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中国
·40·
2.游动发动机
YF-23C发动机的每个推力室均可作切向土60°的摆动，4台推力室对称布置，摆动中心圆直径为1.75m。
摆动推力室是整体焊接结构，主要由头部、身部、连接环、集合器、摇摆轴、氧化剂导管和燃料导管等组
成。
输送系统
1.主发动机推进剂输送系统
主发动机推进剂输送系统由推力室推进剂供应系统、涡轮工质供应系统和自生增压推进剂供应系统三
大部分组成，与一子级的推进剂输送系统大体相同，只是对推进剂流量的调节由气蚀管代替了节流圈，涡
轮泵去掉了齿轮箱，涡轮转速较一子级涡轮转速高。
2.游动发动机推进剂输送系统
游动发动机的4台推力室由一套推进剂输送系统完成推进剂的输送，该系统由推力室推进剂供应系统
和小涡轮工质供应系统两部分组成。
游动发动机推力室供应系统（简称主系统）分氧化剂主系统和燃料主系统两部分，均由启动阀门（与
主机系统共用）、小涡轮泵、断流阀门、节流圈和共用的集合器等组成。
游机的涡轮工质供应系统为小涡轮泵的涡轮提供燃气工质，以维持涡轮泵正常工作。该系统由火药启
动器、燃气发生器、过滤器、氧化剂副气蚀管、充填阀门、燃料副气蚀管和相应管路组成，其工作过程与
主机相似。
增压系统
1．自生增压系统
YF-22C发动机采用自生增压系统，由氧化剂自生增压系统和燃料自生增压系统两部分组成，其工作
原理及各系统组成与一子级相似。
YF-23C发动机无自生增压系统，与主机同时工作时，依靠主机自生增压系统的工作满足对贮箱压力
的设计要求；当主机关闭后，游机单独工作时，推进剂消耗量较小，依靠贮箱内气体的膨胀来满足发动机
泵入口压力要求。
2.气瓶补压系统
原理同一子级气瓶补压系统。
3.地面增压系统
原理同一子级地面增压系统。
分离系统
分离系统实现火箭一、二级分离，整流罩分离和星、箭分离。
一、二级分离
一、二级分离采用热分离方案。当级间分离程序开始时，首先启动二子级发动机，然后关闭一子级发
动机；当二子级发动机推力达到预定推力、一子级发动机减小到预定推力时，连接一、二子级的爆炸螺栓
同时起爆，一、二子级在二子级发动机喷流和推力的作用下，开始分离；二子级发动机喷出的火焰从级间
杆系和分离面处排出，二子级发动机的喷管从级间壳段中脱离出来，实现分离。

<!-- 第 84 页 -->
长征二号系列
41.
整流罩分离
整流罩采用翻转分离方案。有效载荷整流罩分离时，与二子级箭体相连的横向爆炸螺栓先爆炸解锁，
连接两个半罩的纵向爆炸螺栓再爆炸解锁，由分离弹簧提供分离力，使整流罩绕绞链翻转分离。
星、箭分离
星、箭分离采用包带锁紧装置解锁分离方案或爆炸螺栓直接解锁方案。包带锁紧方案采用无污染爆炸
螺栓将连接卫星和火箭的包带解锁，利用分离弹簧或反推火箭提供星、箭分离力，实现星、箭分离。爆炸
螺栓直接解锁方案是将连接卫星和火箭的爆炸螺栓解锁，由安装在二子级的反推火箭或安装在星、箭界面
的分离弹簧提供星、箭分离力，实现星、箭分离。卫星与火箭的相对分离速度一般在0.5～1.5m/s范围内。
控制系统
控制系统由制导、姿态控制、时序控制和电源与配电等系统组成，系统采用三轴惯性气浮稳定平台加
计算机制导方案及姿态控制方案（见下图）。
电池
三轴稳定平台
配电器
速率陀螺
相敏检波器
,,
负载
游动发动机
主发动机
箭载计算机
信号
二级综合
二级
放大器
伺服机构
转换器
程序配电器
aio
级综合
一级
放大器
伺服机构
控制对象
一子级发动机
CZ-2C控制系统原理
制导系统采用显式摄动惯性制导模式。一子级发动机为射程关机，二子级主机为速度关机，二子级游
机为半长轴关机。进入二级飞行段进行法向导引和横向导引；一级飞行段不导引。二子级主机工作段：法
向导引采用二子级主机预令关机点的弹道倾角偏差的显式摄动控制，横向导引采用二子级主机预令关机点
轨道倾角偏差的显式摄动控制。二子级游机工作段：法向导引采用二子级游机关机点的轨道幅角偏差的显
式摄动控制，横向导引采用二子级游机关机点轨道倾角偏差的显式摄动控制。各级起导时间按关机时间浮

<!-- 第 85 页 -->
中国
·42·
动。
姿态控制系统由平台十速率陀螺十箭载计算机十伺服机构组成。平台敏感箭体相对惯性坐标系的姿态
角（偏差）与速率陀螺敏感的绕箭体坐标系的角速度经过检波器求和及滤波器后送到箭载计算机，经姿控
飞行软件的控制方程计算，计算结果送到综合放大器，驱动伺服机构，使发动机产生摇摆，改变推力矢量
方向，从而产生控制力矩，使箭体姿态改变，实现稳定和控制要求。二级飞行段不用速率陀螺，增加横、
法向导引控制。制导系统计算出的导引量通过制导飞行软件送给姿控飞行软件，姿控飞行软件对导引信号
进行非线性处理和滤波后与姿控信号进行综合，然后输出到综合放大器。
时序控制及电源配电系统为控制系统各仪器、设备供配电并进行时序、指令控制。
制导系统
制导分系统采用平台十计算机控制方案。制导控制以起飞为零点，完成平台加速度计脉冲采样、平台
工具误差实时补偿、导航参数计算及关机方程计算，当满足关机条件时，发出各级关机指令并进行法向导
引和横向导引计算，通过姿控通道导引弹体质心沿预定弹道飞行。
制导系统工作原理（见下图）如下。
1）关机控制：安装在平台台体上的3个加速度计测量出加速度，并转换成电脉冲形式，送入计算机
按关机方程进行求和计算，而后与存储在存储器里的标准关机脉冲相减。当把与级关机相对应的脉冲全部
减完时，计算机发出级发动机关机指令信号。
2）程序转弯控制：火箭起飞后先垂直上升，而后开始由计算机制导程序控制，按标准轨道设计的要
求，给平台程序机构发出程序脉冲，控制火箭按照要求进行程序转弯。
3）导引控制：平台加速度计输出脉冲进入计算机后，按导引方程进行计算，并实时地与事先装在存
储器里的标准轨道相比较，得出偏差值，把火箭导引到标准轨道上来。
箭载计算机
U
Up
姿态
三轴
工
导引计算
控制
导航计算
具误
动力装置
稳定平台
差补偿
关机计算
程序角脉冲
箭体
CZ-2C制导系统工作原理
惯性稳定平台
系统由三轴稳定平台（含减振器）、平台回路放大器、加速度计放大器、平台调平及方位锁定放大器
等组成，平台框架轴定义见后图。
惯性稳定平台的功能：

<!-- 第 86 页 -->
长征二号系列
43
1）在火箭起飞前，平台按发射点的当地水平与射向方位进行调平、瞄准，建立惯性坐标系；
2）测量沿惯性坐标系3个正交方向上火箭的视加速度；
3）测量沿箭体坐标系3个正交方向上火箭的姿态角；
4）按计算机送来的俯仰程序脉冲信号，发出火箭飞行的程序转弯信号。
箭载计算机
箭载计算机的主要功能：
1）射前进行飞行程序自检，并给出相应的状态信息作为发射的限制条件；
2）录取3个加速度信号，按制导方程进行导航、关机和导引计算，给出关机控制和导引信号量；
3）按预先装定值发出程序脉冲，控制俯仰程序机构转动；
台体轴
外环
内环
Xi
底座
台体
射向
内环轴
外环轴
CZ-2C平台框架轴定向
4）采样俯仰、偏航和滚动3个通道前置滤波器输出的姿态信息，进行姿态控制方程运算并综合导引
信号后，通过D/A转换器给出3个通道的控制信号；
5）根据遥测系统的请求，发送数字量遥测信息。
姿态控制系统
根据火箭的飞行特点，姿态控制系统分为起飞段、一级飞行段、二级大推力段和二级小推力段等几个
控制阶段。各飞行段火箭姿态运动的模型均有所差异，主要表现在描述的火箭飞行状态量不同、火箭弹性
振动阶次不同、液体贮箱晃动特性不同等。各段火箭数学模型均分为俯仰、偏航、滚动3个通道运动方程
式。姿态控制系统原理见后图。
平台敏感箭体相对惯性坐标系的姿态角（偏差）与速率陀螺敏感的绕箭体坐标系的角速度经过检波器
及滤波器后送到箭载计算机，通过姿控飞行软件进行控制方程计算，计算结果送到综合放大器，驱动伺服
机构伸缩，使发动机产生摇摆，改变推力矢量方向，从而产生控制力矩，使箭体姿态改变，实现稳定和控
制要求。

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L(△)
功率放大器
功率放大器
伺服机构
伺服机构I
俯仰角偏差
前置滤波器
K9
81
检波器
K2c
俯仰角速度
K9
二级
功率放大器Ⅱ
功率放大器Ⅱ
伺服机构Ⅱ
伺服机构Ⅱ
L(△y)
箭
82
前置滤波器
K2
偏航角偏差
载
Ky
检波器
计
中
偏航角速度
算
功率放大器Ⅲ
功率放大器Ⅲ
伺服机构Ⅲ
伺服机构Ⅲ
国
二级
机
83
Lu(△y)
滚动角偏差
前置滤波器
K}
检波器
级
功率放大器V
滚动角速度
KY
功率放大器N
伺服机构N
伺服机构N
K
83
二级
K2
Kuc
CZ-2C姿态控制系统工作原理

<!-- 第 88 页 -->
长征二号系列
45·
时序控制及电源配电系统
时序控制系统由程序配电器和电缆网组成。电源与配电系统由电池、二次电源、配电器和电缆网组成。
系统功能如下：
1）向制导系统和姿态控制系统的仪器及推进系统和分离系统的火工品供电；
2）按预定程序发出各种指令以控制相关电路；
3）与地面测试设备配合，完成制导系统与姿态控制系统的测试。
遥测系统
遥测系统采用集中式采编供电方案，系统主要包括发射机、采编器、遥测主天线、遥测副天线（测试
时使用）、中间装置、传感器、变换器、换流器、信号转接装置、配电器、电池以及箭上电缆网等设备（见
下图)。
S波段
GPS
天线
二子级
有源
天线
换流器
功分器
GPS
接收机
发射机
配电器
地面电源
供给
传感器
电池
高速采编器
变换器
传感器
信号转接装置
电压电流
中间变换单元
指令脉冲
一子级
整流罩
换流器
传感器
传感器
变换器
传感器
变换器
传感器
CZ-2C遥测系统原理
外测安全系统
采用外弹道测量和安全控制合二为一的方案，实现火箭一、二级飞行段的外弹道测量和安全控制（见
后图)。
箭上测控设备
箭上无线测量和引导设备包括干涉仪应答机、脉冲相参应答机和引导仪信标机等，它们分别与雷达及

<!-- 第 89 页 -->
中国
·46·
引导仪协同工作，完成对火箭的外弹道跟踪测量，并作为无线安全控制外弹道信息处理源。
箭上光学测量设备包括激光合作目标，与激光电影经纬仪配合工作，完成火箭起飞段的外弹道跟踪测
量，作为无线安全控制外弹道信息处理源。
安全指令接收机与超短波安全遥控系统配合，当火箭飞行出现不可挽回的故障时，地面安全控制系统
自动或通过人、机判断，向箭上发出遥控炸毁指令；安全指令接收机接收指令后，接通箭上引爆电路，将
故障火箭在空中引爆，防止落地爆炸。
功率分配器
安全指令
脉冲相参
干涉仪应答机
引导信标机
爆炸器
应答机
接收机
二级控制器
一级控制器
电池
电池
引爆器
激光合作目标
爆炸器
CZ-2C外测安全系统原理
箭载控制器、电池和火工品
二级控制器作为外测安全系统自火箭起飞至火箭二子级与卫星分离时段的中心控制设备。一级控制器
作为一级引爆子系统的控制设备，一、二级分离后按预先设定的延时时间将安装在一子级上的火工品引爆，
将一子级箭体炸毁。
自毁系统
当火箭因故障导致姿态失去稳定、火箭姿态角超过允许值时（绝大部分故障都将导致火箭的姿态失
控），自毁触点接通，向自毁系统发出自毁信号，火箭进行自毁。该部分功能由平台上增加的相应安全机
构负责完成。平台框架轴上装有安全触点，当框架转角超过土18°时，触点接通，火箭发出自毁信号。
其他系统
箭体处理系统
箭体处理系统的作用是在星、箭分离后，按预先设定的时序对二子级箭体进行调姿定向，然后再次打
开二子级发动机主阀门，将二子级贮箱中剩余的推进剂排出以产生推力，使二子级箭体减速并离开卫星飞
行的轨道，从而达到降低二子级箭体轨道高度、缩短其在轨时间的目的；同时，还能排空二子级贮箱中的
剩余推进剂，达到钝化二子级箭体的目的。箭体处理系统由电池、控制器、电缆网、气瓶和电爆阀等组成。

<!-- 第 90 页 -->
长征二号系列
·47·
推进剂利用系统
推进剂利用系统的作用是实时测量二子级贮箱中两种推进剂的液位，使两种推进剂按混合比要求同步
消耗，消除因发动机性能和推进剂加注等因素引起的推进剂剩余量的偏差，从而达到提高火箭运载能力的
目的。该系统由箭载控制计算机、电机驱动器、液位传感器和发动机调节阀门等组成。
典型飞行程序
CZ-2C典型飞行程序见下图、下表。
二子级游机关机
调姿
DEE
二子级主机关机
离轨
调姿
星、箭分离
整流罩分离
二级分离
一子级发动机关机
程序转弯
起飞
CZ-2C典型飞行程序
CZ-2C典型飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
起飞
整流罩分离
T+0.0
T+161.3
程序转弯
二子级主机关机
T+338.1
T+15.0
二子级游机关机
一子级发动机关机
T+542.7
T+146.5
星、箭分离
一、二级分离
T+545.7
T+148.0
（邸乃庸，徐勤，范瑞祥）
长征二号 C/上面级（CZ-2C/SM)
CZ-2C/SM是在CZ-2C基础上增加了1个自旋稳定固体推进剂上面级而形成的三级运载火箭，可发射
地球同步转移轨道卫星，运载能力为1.25t。CZ-2C/SM研制始于2001年，并于2003年和2004年分别进
行了2次成功发射。

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中国
48
主要技术性能
级数
(地球同步转移轨道，1o)
入轨精度
3
全长
43.027m
近地点高度偏差
11.67 km
箭体最大直径
3.35m
远地点高度偏差
833.33km
起飞质量
245t
近地点幅角偏差
0.67°
起飞推力
倾角偏差
2 962kN
0.33°
推重比
1.2
升交点经度偏差
0.33°
运载能力
1.25t（地球同步转移轨道）
一、二子级
一、二子级性能与CZ-2C一、二子级相同。
上面级
级长
3m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
1.4 m
真空推力
100kN
子级质量
真空比冲
3.3 t
2803 m/s
74 s
推进剂质量
2.6 t
工作时间
发动机
8FG57-2C
总体布局
CZ-2C/SM的结构、外形与CZ-2C相同，一、二子级与CZ-2C完全相同，差别仅是火箭整流罩内的结
构布局不同。新研制的固体推进剂上面级由固体推进剂发动机、姿控发动机、控制系统、遥测系统和有效
载荷支架组成（见下图）。
CZ-2C/SM上面级
CZ-2C/SM上面级结构布局

<!-- 第 92 页 -->
长征二号系列
·49·
箭体结构
一、二子级结构
一、二子级结构同CZ-2C一、二子级。
上面级结构
上面级的主要结构是有效载荷支架。有效载荷支架的作用除了提供卫星机械接口外，还同时作为上面
级的仪器舱使用，提供控制、遥测系统仪器设备和姿控发动机的安装空间。有效载荷支架的内表面有2根
平行梁，外表面象限线上有4个悬臂，悬臂长度约600mm。环形仪器安装支架由蜂窝板、三角支撑组件、
惯性测量组合支架、脱落插头支架、内框和外框等组成。
整流罩
CZ-2C/SM整流罩的结构、外形同CZ-2C整流罩，其内部布局和包络如下图所示。
4470
整流罩
卫星
2270
Φ3350
上面级
3000
Φ1600
85
0星、箭分离面
p1215
有效载荷支架
CZ-2C/SM整流罩内部布局和包络
推进系统
一、二子级推进系统
一、二子级推进系统同CZ-2C一、二子级推进系统。
上面级推进系统
上面级推进系统由固体推进剂发动机8FG57-2C及姿控发动机组成。

<!-- 第 93 页 -->
中国
·50·
8FG57-2C发动机（见下图）的作用是为上面级提供变轨动力，并作为结构的一部分成为上面级的承
力部件。系统由燃烧室、燃烧室壳体、喷管、安全点火装置等组成，推进剂选用端羟基聚丁二烯，药型采
用双燃速推进剂串装药柱方案。燃烧室由玻璃纤维缠绕复合材料壳体、铸铝裙、丁羟复合推进剂、双燃速
翼柱形药柱和内绝热层等组成。喷管为潜入式固定喷管，由喉衬、密封套、堵盖、绝热扩散段和铸钛壳体
组成。安全点火装置由电机式保险机构、钝感点火器、点火发动机和直属件组成。
2228
1400
8FG57-2C发动机
姿控发动机的作用是在上面级与二子级分离后提供上面级的姿态控制力。系统由气瓶、电爆阀、减压
器、充气阀、贮箱、破裂膜片、过滤器、推力室、电磁阀和加注阀等组成（见下图），推进剂采用DT-3。
姿控发动机系统采用球柱形囊式贮箱，其用途是储存和输送发动机工作所需推进剂，并保证增压气体和推
进剂的有效隔离。贮箱由壳体、胶囊和加注泄出组件组成。球柱形贮箱采用箍带及支架固定在卫星支架横
梁的中间部位，球形气瓶、减压器、电爆阀及气瓶压力传感器组成一个气瓶支架模块，通过螺栓固定在卫
星支架横梁上。推力器分为4个双机组模块，每个机组模块分别通过螺栓与4个象限支架悬臂端面对接。
俯仰、偏航推力室的推力线与箭体轴线平行，滚动推力室的推力线与箭体轴线垂直。充气阀、加注阀及电
缆支板安装在卫星支架舱壁上。
文
贮箱
充气阀
气瓶/电爆阀减压器
破裂膜片
文
过滤器
加注阀
推力室
电磁阀
CZ-2C/SM上面级姿控发动机原理

<!-- 第 94 页 -->
长征二号系列
·51·
控制系统
CZ-2C/SM有2套控制系统。火箭起飞后，一、二级飞行段由一、二级控制系统控制，上面级控制系
统仅进行测量和计算，不参与一、二级飞行控制；在上面级与二子级分离后，由上面级控制系统进行上面
级调姿、变轨控制及主动章动控制。
一、二级控制系统
一、二级控制系统同CZ-2C控制系统。
上面级控制系统
上面级控制系统方案采用“捷联惯性测量组合十箭载计算机十开关放大器十姿控喷管”控制体制（见
下图）。捷联惯性测量组合敏感火箭的姿态运动，由箭载计算机完成姿态解算及控制计算，并输出控制指
令给开关放大器，使姿控喷管开启或关闭，从而产生控制力。上面级整个飞行过程分为起旋前粗控段（滑
行段）、起旋前调姿段、起旋前精控段、第1次起旋段、起旋后稳定段、变轨段、消旋段、消旋后稳定段、
滚动角调整段、分离前调姿段、第2次起旋前精控段、分离前起旋段、分离前稳定段、卫星分离前后停控
段、卫星分离后消旋段、第2次消旋后稳定段、离轨前调姿段和离轨段等18个飞行时段。
电池
捷联惯性测量组合
配电器
负载
IⅢI
箭载计算机
开关放大器
电池
时序配电器
I
姿控发动机
负载
CZ-2C/SM上面级控制系统原理
遥测系统
CZ-2C/SM遥测系统分为两套：一、二级的飞行参数由一、二级遥测系统负责测量与发送；上面级的
飞行参数由上面级遥测系统负责测量与发送。
一、二级遥测系统
一、二级遥测系统同CZ-2C遥测系统。
上面级遥测系统
上面级遥测系统主要包括发射机、中心程序器、平行延时存储器、射频中间装置、遥测全向天线、整

<!-- 第 95 页 -->
·52·
中国
流罩外主天线、整流罩遥测副天线（测试用）、传感器、变换器、换流转接器、电池与箭上电缆网、GPS
接收机等设备，传输设备传输体制采用PCM-FM可编程体制。
GPS有源天线
S波段天线
S波段罩外天线
射频中间装置
四分集
整流罩
GPS接收机
发射机
传感器
中心程序器
电池
传感器
变换器
电压电流
配电及换流转接器
中间变换单元
指令脉冲
地面电源供给
CZ-2C/SM上面级遥测系统原理
典型飞行程序
CZ-2C典型飞行程序见下图和后表。
上面级固体推进剂发动机点火
上面级调姿星、箭分离
上面级与二子级分离
上面级消旋
上面级起旋
整流罩分离
二级分离
CZ-2C/SM典型飞行程序

<!-- 第 96 页 -->
长征二号系列
·53·
CZ-2C/SM典型飞行时序
时间/s
事件
事件
时间/s
起飞
二子级主机关机
T+0.0
T+328.6
T+15.0
程序转弯
二子级游机关机
T+622.8
T+146.1
一子级发动机关机
T+625.8
上面级与二子级分离
一、二级分离
T+147.6
上面级固体推进剂发动机点火
T+655.8
T+246.1
整流罩分离
星、箭分离
T-+764.8
（徐勤，范瑞祥）
长征二号 C/上面级A（CZ-2C/SMA)
CZ-2C/SMA原名为CZ-2C/FP，研制工作始于1993年，用于发射美国的铱通信卫星，1997年至1999年以
“一箭双星”状态连续7次成功地发射了2颗模拟星及12颗铱星。
主要技术性能
级数
运载能力
1.9t（600km太阳同步轨道）
3
全长
入轨精度
43.027m
(600km太阳同步轨道，1o)
箭体最大直径
半长轴偏差
3.35m
2 km
起飞质量
偏心率
245 t
0.001
起飞推力
倾角偏差
2 962 kN
0.033°
推重比
1.2
升交点经度偏差
0.05°
一、二子级
一、二子级性能与CZ-2C一、二子级相同。
上面级
级长
推进剂
1.2 m
端羟基聚丁二烯
直径
2.7m
真空推力
10 kN
960 kg
子级质量
真空比冲
2 814 m/s
120 kg
推进剂质量
35s
工作时间
FG-47
发动机
总体布局
CZ-2C/SMA的结构、外形与CZ-2C相同，一、二子级与CZ-2C完全相同，整流罩也与CZ-2C相同，

<!-- 第 97 页 -->
中国
54·
差别仅是火箭整流罩内的结构布局不同。新研制的上面级配有1套独立于一、二级的控制系统和遥测系统。
根据卫星的发射需求，可以进行一箭双星发射，双星的布局可以采用串联形式，也可以采用并联形式。见
下图。
整流罩
整流罩
卫星
卫星
上面级
上面级
有效载荷支架
有效载荷支架
CZ-2C/SMA整流罩内结构布局
CZ-2C/SMA上面级结构布局
箭体结构
一、二子级结构
一、二子级结构同CZ-2C一、二子级结构。
上面级结构
上面级结构由分配器和有效载荷支架等组成，固体推进剂发动机安装在分配器中部。若采用串联双星
发射，上面级还包括上星支架、下星支架、筒段支架和杆系等结构。下星通过下星支架、转接框与分配器
结构相连；上星则通过上星支架、筒段支架、杆系结构与分配器结构相连。以上结构的分离过程：上面级

<!-- 第 98 页 -->
长征二号系列
·55·
调姿使上星先分离，再调姿使包裹下星的筒段支架（上半部分）与上星支架分离，最后上面级调姿变轨使
下星分离。分配器主结构包括环框、井字梁、蜂窝仪器安装板等部分，井字梁的下缘板与固体推进剂发动
机连接，井字梁上端面安装有蜂窝仪器安装板，姿控发动机喷管安装在环框4个象限位置。
整流罩
CZ-2C/SMA整流罩的结构、外形同CZ-2C整流罩，其内包络如下图所示。
3632
1823
6257
1823
整流罩
3000
1435
4060
0914
836
R200
660
上星支架
100
1140
1749.5
3350
上筒段支架
1074
2300
0914
下简段支架
分离面
836
R200
0990
C
杆系结构、
100
0星、箭分离面
$3000
整流罩转接框
1276
CZ-2C/SMA整流罩内包络
推进系统
一、二子级推进系统
540
一、二子级推进系统同CZ-2C一、二子级推进系统。
上面级推进系统
上面级推进系统由固体发动机FG-47及姿控发动机组成。
FG-47发动机（见右图）由燃烧室、燃烧室壳体、喷管和安全点火
装置等组成，推进剂采用端羟基聚丁二烯。其结构组成与CZ-2C/SM
上面级固体推进剂发动机相似。
姿控发动机的结构组成与CZ-2C/SM上面级姿控发动机相似。
FG-47发动机

<!-- 第 99 页 -->
中国
·56·
典型飞行程序
CZ-2C典型飞行程序见下列图、表。
上面级固体推进剂发动机点火
上面级离轨
第2颗卫星分离
上面级与二子级分离
第1颗卫星分离
整流罩分离
二级分离
起飞
CZ-2C/SMA典型飞行程序
CZ-2C/SMA典型飞行时序
时间/s
事件
事件
时间/s
T+0.0
起飞
二子级游机关机
T+647.4
T+ 15.0
程序转弯
上面级与二子级分离
T+650.4
一子级发动机关机
上面级固体推进剂发动机点火
T+146.2
T+2892.0
T+ 147.7
末速修正开始
一、二级分离
T+2932.0
整流罩分离
星、箭分离
T+212.0
T+3 003.0
上面级离轨
二子级主机关机
T+3203.0
T+328.1
（徐勤，范瑞祥）
长征二号D（CZ-2D)
CZ-2D是用于发射近地轨道中小型有效载荷的两级运载火箭，由上海航天技术研究院为主研制。CZ-2D
于1990年2月开始研制，1992年8月9日成功地进行了首次发射，截止到2007年6月30日，共进行了
8次发射，全部成功。2000年开始，上海航天技术研究院对CZ-2D进行了技术改进，重点是提高运载能力
和发射可靠性，并研制了直径3350mm的有效载荷整流罩。

<!-- 第 100 页 -->
长征二号系列
·57·
CZ-2D火箭发射
主要技术性能
推重比
级数
1.2
2
全长
41.056 m
运载能力
1.35t（600km太阳同步圆轨道）
翼展
6.150 m
入轨精度
≤5 km
箭体最大直径
3.350m
半长轴偏差
起飞质量
倾角偏差
≤0.1°
250t
偏心率
起飞推力
000>
2 961.6 kN
一子级
级长
推进剂
27.910 m
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
3.350m
海平面推力
2 961.6 kN
193t
子级质量
海平面比冲
2 550 m/s
154 s
推进剂质量
工作时间
182t
发动机
YF-21B
二子级
级长
推进剂
11.214 m
四氧化二氮/偏二甲肼

<!-- 第 101 页 -->
中国
·58·
3.350m
真空推力
主机
直径
742 kN
游机
子级质量
57t
47.1 kN
真空比冲
主机
2942 m/s
推进剂质量
53t
游机
发动机
YF-24C
2834m/s
工作时间
主机
主机
YF-22C
169 s
游机
游机
4X YF-23C
382 s
整流罩
860 kg
6.983m
结构质量
长度
直径
3.350m
总体布局
有效载荷整流罩
卫星
CZ-2D为两级液体推进剂运载火箭，总体布局见右图。二子级氧化剂箱
支承舱
前短壳
仪器圆盘
火箭主要由一子级和二子级组成，可以按有效载荷要
二子级氧化剂箱
求设置直径3350mm的通用有效载荷整流罩，不带整流罩
二子级箱间段
状态可用于发射返回式卫星。一、二子级布局与长征四号B
二子级燃料箱
（CZ-4B）火箭的一、二子级基本相同。为提高运载能力，
CZ-2D的二子级推进剂贮箱比CZ-4B加长了1.8m。
级间壳段
二子级游动发动机
CZ-2D二子级氧化剂箱前底上焊接了一个用于安装仪
二子级主发动机
器的圆盘支架，控制系统的惯性平台安放于氧化剂箱前底
级间杆系
的中央。火箭上的电子设备大部分安排在二子级氧化剂箱
前底的圆盘支架上，部分安排在箱间段及级间段和贮箱的
前、后短壳上。
一子级氧化剂箱
一、二级分离方案与CZ-4B的相同，火箭与有效载荷
一般采用包带连接解锁加反推火箭分离的方案；发射返回
式卫星时一般采用爆炸螺栓解锁加反推火箭减速的分离方
案。
一子级箱间段
箭体结构
一子级燃料箱
CZ-2D箭体结构的材料主要为铝合金，贮箱的制造材
料是2A14铝合金，制造铆接舱段的材料有2A12、7A09和
7A04等铝合金。
后过渡段
一子级结构由级间段（包括壳段和杆系）、氧化剂箱、
尾翼
尾段
箱间段、燃料箱、后过渡段、尾段、尾翼、挡火帽、底部
防热裙等部分组成。
一级发动机
二子级结构由卫星支架、支承舱、氧化剂箱、箱间段、
燃料箱等部件组成。
CZ-2D总体布局（带有效载荷整流罩状态）

<!-- 第 102 页 -->
长征二号系列
·59·
CZ-2D采用的有效载荷整流罩罩体总长6.983m，最大直径3.35m，见下图。
SR826
球头
弹射筒支架
25
1062
前锥
1432
5
后锥
6983
筒段
3910
防爆盒
3350
（理论外缘）
CZ-2D有效载荷整流罩外形及主要尺寸
CZ-2D有效载荷整流罩是在CZ-4B火箭B型整流罩基础上去掉后倒锥改进而成的，采用旋转分离方
案。
推进系统
一子级推进系统
CZ-2D一子级推进系统同CZ-2C一子级推进系统。
二子级推进系统
CZ-2D二子级推进系统同CZ-2C二子级推进系统。
姿控发动机系统
CZ-2D可根据需要配置一套姿控发动机系统（代号8FYD-60），布置在CZ-2D二子级燃料箱后底上，
采取相对独立的支架安装结构。
8FYD-60采用DT-3推进剂和氮气恒压输送的单组元催化分解发动机，整个发动机系统有12台推力室，
其中，姿态控制的俯仰通道用4台200N推力室，偏航通道用2台200N推力室，滚动通道用4台40N
推力室，正推用2台330N推力室。
系统原理如后图所示。

<!-- 第 103 页 -->
中国
60
电爆阀门
减压器
气瓶
卸荷开关
破裂膜片
七通组件
压力传感器
过滤器
节流孔板
电磁阀门
推力室
8FYD-60发动机系统原理
二子级排放和离轨
在发射太阳同步轨道卫星时，CZ-2D增加二子级处理系统，用于实施剩余推进剂排放，并利用其产生
的推力离开卫星轨道。为此设置了用于二子级处理的控制气源，主要由气瓶、电爆阀门、卸荷开关、管路、
支架及压力传感器等组成。
星、箭分离后，火箭实施姿态调整和规避动作。在星、箭达到足够的安全距离时，二子级处理系统再
次同时打开二子级主机的氧化剂主阀和燃料主阀，剩余推进剂经由主机推力室排出，并产生一定推力用于
离轨。
控制系统
控制系统包括制导系统、姿态控制系统和时序指令配电系统，系统产品大部分与CZ-4B通用。
制导系统
制导系统采用平台十计算机组成的全惯性制导方案。一子级采用射程关机和耗尽关机，互为备保；二
子级主发动机采用速度关机，并设有小过载保护关机；二子级游动发动机机按半长轴关机。各子级均设置
了保护关机措施，允许速度关机和定时关机。制导系统具有导航计算能力，实时计算得到的火箭速度和位
置参数，参加关机方程和导引方程的计算，以实现显式制导。

<!-- 第 104 页 -->
长征二号系列
·61·
姿态控制系统
姿态控制系统采用数字化方案，即采用平台、速率陀螺、数字滤波网络和摇摆发动机的姿态控制方案，
采用平台、速率陀螺作为敏感元件，箭载计算机软件实现数字校正网络，通过变静态传递函数和变网络来
满足系统对火箭稳定性的要求。
时序指令配电系统
时序配电系统采用箭载计算机加电子程序配电器方案，由箭载计算机按飞行程序发出电子程序配电地
址码，电子程序配电器发出相应的时序指令完成火箭的点火、关机、分离等动作。
遥测系统
CZ-2D遥测系统采用PCM-FM全数字编码调频体制，使用S波段分布式可编程遥测传输设备完成遥
测系统各项功能，整个系统由装在二子级箱间段上的小型遥测天线、换流器、S波段调频发射机、中心程
序单元及分布在一子级箱间段的远置采编单元和各类传感器、变换器、转接器、配电器和电缆网等组成。
箭上采用28V单一直流电池供电，由换流器变换出箭载设备工作使用的土15V和十5V电源。
推进剂利用系统
推进剂利用系统通过液位传感器、液位变换器和箭载计算机相结合生成控制信号控制二子级主机调节
阀门，调节飞行混合比向剩余可用推进剂量之比靠近，减少发动机关机时刻的推进剂剩余量，达到充分利
用推进剂、提高火箭运载能力的目的；在火箭二子级推进剂加注时，系统还可进行加注液位测量并具有报
警功能。采用推进剂利用系统后，CZ-2D运载能力增加约160kg。
功
限
氧化剂液位传感器
氧化剂液位变换器
计
率放大器
流
算
燃料液位变换器
燃料液位传感器
器
机
剩余推进剂
发动机
调节阀门
CZ-2D推进剂利用系统原理
外测安全系统
外测安全系统由干涉仪应答机、脉冲相参应答机、引导信标机和GPS接收机组成的外弹道测量系统与
安全指令接收机、控制器、引爆器和爆炸器组成的安全控制系统组成，共同完成外弹道测量和安全控制功
能。

<!-- 第 105 页 -->
中国
62
典型飞行程序
CZ-2D典型飞行时序见下表。
CZ-2D典型飞行时序
事件
时间/s
事件
起飞
T+0.0
T+185.1
整流罩分离
T+ 17.0
程序转弯
二子级主机关机
T+324.1
一级计算机关机
T+151.2
二子级游机关机
T+705.1
T+153.9
一子级发动机关机
星、箭分离
T+ 737.1
一、二级分离
剩余推进剂排放
T+155.1
T+1 152.1
（邓晓亮）
长征二号E（CZ-2E）
LW-2
中
通
天
CZ-2E火箭

<!-- 第 106 页 -->
长征二号系列
·63·
CZ-2E是中国研制的首枚捆绑式运载火箭，是以加长的CZ-2C为芯级，捆绑4个液体推进剂助推器构
成的近地轨道两级液体推进剂运载火箭。CZ-2E可以把9.2t的有效载荷送入28.5°倾角、200km高的近地
圆轨道。如配以合适的上面级，还可把约3t的有效载荷送入地球同步转移轨道。CZ-2E可以承担发射国
内外大型通信卫星任务。
CZ-2E在CZ-2C的基础上主要有下列改进：
1）捆绑4枚液体助推器：
2）加长箭体长度，一子级加长4.6m，二子级加长5.2m；
3）提高发动机推力及比冲；
4）二子级采用推进剂利用系统：
5）二子级增加有效载荷调姿定向系统；
6）增加二子级起旋和侧向机动固体推进剂火箭；
7）采用直径为4.2m的大型有效载荷整流罩；
8）二子级级间段由杆系改为开排焰舱口的壳段；
9）姿态控制系统改用数字控制方案；
10）遥测系统加大容量。
CZ-2E的方案论证工作始于1987年初。1988年初进行方案设计，同年4月开始初步设计，10月开始
技术设计并逐步投入生产。1990年7月16日，CZ-2E进行了第1次研制性飞行试验，获得了成功。1992
高的停泊轨道，但由于一子级控制系统程序配电器故障，导致2台对称的助推器在正常点火后关机，发射
中止。该发火箭于同年8月14日再次发射，成功地将OPTUSB1送入了预定轨道。截止到1995年12月
28日，CZ-2E共进行了7次发射，成功5次，失败2次，此后CZ-2E退役。
与CZ-2E相配套的上面级（亦称近地点级）也可以由卫星方提供。上面级包括1台固体推进剂发动机
及与其相配套的电气系统、章动控制器及分离系统等。
CZ-2E在西昌卫星发射中心实施发射，其运载能力见下图和后图。
10000
9000
倾角28.5°
8000
量/kg
有跟踪测量船
7000
质
荷
有效载
6000
无跟踪测量船
5000
4000
3000
400
100
200
300
500
600
轨道高度/km
CZ-2E圆轨道运载能力

<!-- 第 107 页 -->
中国
·64·
10000
倾角28.5°
9000
8
近地点高度
8000
200km
7000
收载荷质量/kg
300km
6000
5000
400km
效
有
A
4000
3000
A一无跟踪测量船
2000
B一有跟踪测量船
1000
400
800
1200
2000
0
1600
2400
远地点高度/km
CZ-2E椭圆轨道运载能力
主要技术性能
级数
入轨精度
2
(200km停泊轨道，1o)
全长
49.686 m
近地点高度偏差
2.0 km
11.45m（包括助推器）
箭体最大直径
近地点幅角偏差
1.0°
起飞质量
偏心率
462.46 t
0.000 22
起飞推力
倾角偏差
5 923.2 kN
0.05°
推重比
升交点经度偏差
0.07°
1.31
运载能力
入轨姿态精度
9.2t(200km近地圆轨道，
0.5°（任意方向）
倾角28.5°）
助推器
长度
推进剂
15.326 m
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
2.25m
海平面推力
4X740.4 kN
起飞质量
海平面比冲
4X40.754 t
2 556.2 m/s
推进剂质量
工作时间
127.26 s
4×37.754t
发动机
4XYF-20B
一子级
级长
推进剂
28.465 m
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
3.35 m
海平面推力
2 961.6 kN

<!-- 第 108 页 -->
长征二号系列
·65·
2 556.2m/s
海平面比冲
子级质量
198.825 t
工作时间
160.43 s
推进剂质量
186.28 t
发动机
YF-21B
二子级
级长
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
14.223m
真空推力
主机
直径
3.35m
738.4 kN
游机
子级质量
47.04 kN
91.414 t
主机
真空比冲
2 922.4 m/s
推进剂质量
84.759 t
发动机
游机
2 834.1 m/s
YF-24B
主机
主机
工作时间
301.18 s
YF-22B
游机
游机
414.68 s
4XYF-23B
近地点级
级长
3.62m
发动机
EPKM
固体
直径
推进剂
1.7 m
真空比冲
子级质量
2 863.5 m/s
6.084 t
工作时间
推进剂质量
5.40 t
70 s
整流罩
长度
10.5m
结构质量
1.9 t
直径
4.2 m
总体布局
CZ-2E为捆绑4枚液体助推器的两级串联式布局。从箭顶到箭尾，依次为有效载荷整流罩、二子级、
一子级及4枚液体推进剂助推器（见后图）。
有效载荷整流罩外形为锥-柱-倒锥形，锥段半锥角为17°，倒锥段的半锥角也为17°。与整流罩连接的
是仪器舱。控制系统、遥测系统及其他电气系统大部分安装在仪器舱内。仪器舱是圆柱形结构，其上部安
装有效载荷支架，有效载荷通过仪器舱与火箭相连。
一子级燃料箱四周捆绑了4枚液体推进剂助推器。助推器的前连接机构位于箱间段，后连接机构位于
发动机机架与箭体连接处。
CZ-2E一子级与二子级之间采用爆炸螺栓连接，热分离方式。二子级与有效载荷之间采用包带连接，
冷分离方式。助推器的前、后连接机构解锁后，助推器借助安装在其上的分离固体推进剂火箭的推力横向
分离。有效载荷整流罩纵向分离面采用无污染爆炸索装置，它在解锁的同时，提供横向分离能源。整流罩
的横向分离面由一组爆炸螺栓及分离弹簧构成，整流罩的纵、横向分离面同时解锁，分离能源使整流罩实
施横推-旋转式分离。

<!-- 第 109 页 -->
中国
66·
有效载荷整流罩
卫星
卫星支架
上面级发动机
有效载荷支架
仪器舱
二子级氧化剂箱
二子级箱间段
二子级燃料箱
一、二子级级间段
二子级游动发动机
二子级主发动机
排焰舱口
一子级氧化剂箱
一子级箱间段
助推器头锥
助推器氧化剂箱
一子级燃料箱
助推器箱间段
一子级发动机
助推器燃料箱
口
助推器发动机
区
尾段
CZ-2E总体布局
箭体结构
助推器结构
助推器结构由前锥段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱及尾段组成（见后图）。
前锥段为隔框、桁条及蒙皮组成的半硬壳式结构，外表面贴有软木，以承受气动加热。两个推进剂贮
箱均采用隔框-蒙皮硬壳式结构。尾段系隔框-析梁-蒙皮半硬壳式结构。

<!-- 第 110 页 -->
长征二号系列
67
助推器头锥
助推器氧化剂箱
助推器箱间段
助推器燃料箱
助推器尾段
助推器发动机
CZ-2E助推器结构
一子级结构
一子级外形为圆柱形，从上到下分别为一、二子级级间段，氧化剂箱，箱间段，燃料箱及尾段。尾段
的底部是4个发射支点。
为确保助推器的连接刚度，箱间段进行了结构加强，以便使助推器前连接点不会因受载而破坏。
与CZ-2C比较，尾段由于发射支点下移而增加了4根纵向受力大梁。
为了提供运载火箭的抗扭刚度及简化结构，取消了原CZ-2C的级间杆系，改为开有排焰窗口的壳段。
排焰窗口的开口总面积为3.2m²，共计有132个开口。
二子级结构
二子级结构包括仪器舱、氧化剂箱、箱间段及燃料箱等。

<!-- 第 111 页 -->
中国
·68·
为适应有效载荷、整流罩组合体整体吊装，仪器舱由锥形改为圆柱形，仪器的布局基本同CZ-2C。除
仪器舱外，结构形式同CZ-2C。仪器舱高1.4m，系隔框-桁条-蒙皮结构。仪器舱开有1个800mm×800mm
的操作窗口，可供控制系统平台更换时使用。
整流罩结构
有效载荷整流罩的卫星及结构布局见下图。有效载荷整流罩的前锥段采用非金属夹层结构，柱段及倒
锥段采用金属蜂窝夹层结构。前锥段具有良好的透波特性。
剖面A-A
R1000
整流罩壁、
脱落连接器空调管路
空调人口
扩散器
10448
剖面B-B
铆钉
4500
标准线型爆炸索
1500
口
4200
整流罩分离面
爆炸螺栓
运载火箭对接件
二子级
CZ-2E有效载荷整流罩外形及结构布局
整流罩整体为有效载荷提供了良好的防热、隔离噪声的环境条件。有效载荷与有效载荷整流罩在西昌
卫星发射中心的技术中心组装成一体，呈垂直整体运输到发射中心。在运输过程中，运输车上的空调净化
设备对整流罩进行环境条件控制，使有效载荷的周围环境保持在温度15～25℃，相对湿度不大于55%，空
气洁净度10万级。
到达发射台后，有效载荷、整流罩组合体整体呈垂直状态起吊到CZ-2E的二子级上，与火箭相连接。

<!-- 第 112 页 -->
长征二号系列
·69·
推进系统
助推器推进系统
每枚助推器采用1台YF-20B发动机，与一子级发动机的单台状态相同，但不作摆动。增压输送系统
状态基本同CZ-2C二子级增压输送系统，仅蒸发器流量略作调整。发动机机架采用径向交叉梁式结构。
一子级推进系统
一子级推进系统采用由4台YF-20B发动机组成的YF-21B簇式发动机。除推力稍有提高外，其技术
状态均与CZ-2C火箭YF-21簇式发动机相同。
二子级推进系统
二子级采用YF-24B发动机，由YF-22B发动机及4台游动发动机YF-23B组成。YF-22B发动机除增
加了高空喷管外，其他均与CZ-2C火箭YF-22发动机相同。增压输送系统也与CZ-2C相同。
为提高运载能力，二子级推进系统增加了1套推进剂利用系统。该系统采用泵后调节主机主系统燃料
秒消耗量的数字化系统方案。推进剂利用系统在火箭飞行中能准确测量推进剂的剩余量，随时可靠地控制
推进剂两组元之间的比例，使两组元推进剂同时耗尽，达到尽可能充分利用所加注的推进剂，提高运载能
力的目的。
推进剂利用系统的原理见下图。
液位传感器
控制器
电池
K
燃烧剂箱
遥测插头
步进电视
氧化剂箱
计算机
电阻盒
液位传感器
遥测插头
遥测
插头
电源间
计算机地面系统
配电盒
控制台
电源
控制间
CZ-2E推进剂利用系统原理
箭上设备由计算机、控制器、电阻盒、电池、步进电机、燃料液位传感器CR、氧化剂液位传感器CY
及箭上电缆网组成。计算机的任务是根据预先装定的数据实时接收液位传感器CR及CY测到的液位信号，
完成控制方程运算，输出控制步进电机的脉冲信号，以控制推进剂的秒消耗量。液位传感器采用干簧典试
液位传感器，在液面晃动情况下，测量误差为土2mm。
推进剂利用系统的地面设备完成对箭载仪器设备的配电、测试检查，并与控制系统协调完成参数装定；
然后，火箭进入发射状态。

<!-- 第 113 页 -->
中国
·70·
分离系统
助推器分离
4台助推器发动机均关机后0.5s，控制系统发出点燃横向分离固体推进剂火箭（每枚助推器有4台）
信号；再隔0.1S，助推器前、后连接机构解锁，助推器借助于分离固体推进剂火箭的推力而被横向分离。
每根连杆分3段用2个爆炸螺栓连接。其中任一爆炸螺栓解爆，连杆即失去连接作用。
助推器后连接机构是一个球形铰链，通过聚能切割炸药索实现解锁。聚能切割炸药索用2个引爆器引引
爆，其中任一引爆器工作均能将炸药索引爆。
一、二级分离
一、二级分离与CZ-2C相同，即采用爆炸螺栓解锁，级间热分离方式。
整流罩分离
有效载荷整流罩的纵向分离面采用无污染爆炸索装置。当爆炸索装置引爆后，高温高压的气体使气囊
膨胀，提供横向分离能源。横向分离面采用无污染爆炸螺栓实现连接和解锁；同时，在横向分离面处还安
装分离弹簧和转轴，使整流罩实现横推-旋转分离。
星、箭分离
有效载荷分离系统由包带、2个无污染爆炸螺栓、12个分离弹簧和24个牵制拉簧组成。
包带通过2个无污染爆炸螺栓实现对有效载荷的连接。当2个爆炸螺栓中的任意一个引爆时，均能使
有效载荷解锁，实现分离。当包带解锁后，24个牵制弹簧把包带牵制在有效载荷对接支架上。
控制系统
CZ-2E控制系统基本上沿用CZ-2C的平台+计算机制导系统，与CZ-2C相比较，增加了有效载荷姿
态定向系统和有效载荷起旋系统。
制导系统
为实现有效载荷姿态调整及变向，对制导系统作了如下修改：·
1）提高Y陀螺仪力矩器力矩系数，并加适当的功放电路，以便在脉冲信号控制下，陀螺仪可快速和
较准确地进动，实现对有效载荷姿态在土37°范围内的定向。
2）增加台体轴方向的外程序机构。在程序脉冲控制下，控制系统可使火箭绕台体轴方向作程序飞行，
在动力飞行段控制改变轨道倾角。
姿态控制系统
姿态控制系统采用数字控制方案，以适应箭体参数的多变性：
1）一子级同CZ-2C，即以平台、速率陀螺仪为敏感元件的数字控制方案，执行机构采用摆动芯级的4
台发动机。
2）二子级采用速率陀螺仪控制方案，即以平台、速率陀螺仪为敏感元件的数字控制方案，执行机构
为切向摆动的4台游动发动机。
有效载荷姿态调整定向系统
有效载荷姿态调整定向系统原理见后图。

<!-- 第 114 页 -->
推进剂泄出阀
贮箱压力测点
气瓶压力测点
贮箱过渡测点
3
通气嘴
电爆管
推进剂加注阀
DT-3
N2
过滤器
电爆阀
膜片阀
减压阀
加注泄出阀
气瓶
贮箱
膜片阀
总过滤器
长征二号系列
分过滤器
限流圈
电磁圈
推力室
滚动控制
偏航控制
俯仰控制
有效载荷姿态调整定向系统原理

<!-- 第 115 页 -->
中国
·72·
有效载荷姿态定向系统的功能是在二子级游动发动机关机后，箭上控制系统通过以DT-3为推进剂的
姿控发动机喷管进行俯仰、偏航、滚动3个通道的断续控制，最终实现有效载荷的定向。姿态定向精度（1o)
可达到0.5°（任何方向）。
整套系统安装在二子级发动机机架上。系统的姿控发动机喷管共3组：4个推力为100N的姿控发动
机喷管控制俯仰方向；4个推力为100N的姿控发动机喷管控制偏航方向；4个推力为25N的姿控发动机
喷管控制滚动方向。
有效载荷起旋系统
有效载荷起旋系统采用固体推进剂火箭起旋二级火箭（连同有效载荷一起）的方式，但起旋速率不大
于10r/min。起旋火箭安装于二子级仪器舱的外表面（见下图），通过不同推力及不同数量固体推进剂火箭
的组合，可以得到不同的起旋速率。
B
起旋火箭
#
固体推进剂火箭一
CZ-2E起旋系统固体推进剂火箭的安装
当有效载荷要求更高的起旋速率时，运载火箭的有效载荷支架可安装一套起旋平台。起旋平台工作时，
二子级不起旋，起旋速率可达到30～100r/min。
在二子级箭体上还安装了一台“防碰”固体推进剂火箭。有效载荷与运载火箭分离后，该固体推进剂
火箭工作，使运载火箭侧向翻倒，防止二子级运载火箭与有效载荷碰撞。
为了充分利用助推器的推进剂，每个助推器推进剂贮箱都安装两个耗尽关机传感器，其技术状态与
CZ-2C相同。当某个传感器发出推进剂耗尽信号时，即把该助推器及与其对称安装的助推器发动机关闭，
以避免发动机推力不对称而造成干扰。
遥测系统
遥测系统（见后图）完成火箭在动力飞行段约500余个遥测参数的测量。
遥测系统的主要箭上设备如下。
1）Y4-3磁记录设备一套，由YJ1-7磁记录器（含运带机构YD1-24，随一子级箭体坠地回收）及YJ1-8
速变调制器两大部分组成。Y4-3磁记录设备安装于一子级，进行一-级飞行全箭高频振动及噪声参数、冲击
参数的测量，以及一、二级分离行程信号等各类参数的记录。
2）BWY-3A无线遥测传输设备2套，分别安装于一、二子级，进行全箭的缓变参数、数字量参数及
低频振动参数的测量。
遥测系统的地面部分主要如下。

<!-- 第 116 页 -->
速变调制器
天线
遥测电池
天线
传感器
变换器
磁记录器
发射机
至外测安全系统
配电器
发射机
传感器
变换器
换流器
采编器
采编器
遥测电池
F
信号转接装置
助推器
信号转接装置
配电器
换流器
长征二号系列
脉冲信号变换器
频率信号变换器
指令信号变换器
指令信号变换器
脱落插头
变换器
变换器
数字量变换器
传感器
传感器
数字量变换器
指令信号变换器
交、直流信号变换器
CZ-2E遥测系统原理
L

<!-- 第 117 页 -->
中国
·74
1）磁记录部分：YJ2-8C计测磁带记录/重发器，YU1-1数字时基校正器（DTBC)，YK2-25箭上设备
检查测试台，B7810-2磁带转换器。
2）无线部分的测试设备：配置2套BWY-3A测控间设备。
3）航区测量设备：选用Y7-1综合遥测接收车或851车。
外测安全系统
CZ-2E的发射中心位于西昌，与CZ-3及CZ-3A处于同一航区。航区的测量控制设备组成如下：
1）2台相参单脉冲雷达154-IⅡ；
2）1套遥控安全设备；
3）1套具有测距、测速和测角能力的连续波系统；
4）1套具有测速和测角能力的159干涉仪连续波系统：
5）3套具有激光测距能力的331电影经纬仪；
6）1套160电影经纬仪；
7）171车载雷达。
箭上设备基本上与CZ-3A相同。采用“二合一”方案，即箭上自主式安全、遥控安全和外弹道测量一
体化设计，实现箭上设备小型化。火箭起飞前引出检测参数，地面增加自动化测试和参数巡回检测系统，
接口采用标准接口CAMAC设计。箭上设备组成包括：158雷达应答机，158雷达应答机天线及高频电缆，
159雷达应答机，159雷达应答机天线及高频电缆，安全指令接收机及其天线，功率分配器及高频电缆，
单脉冲雷达应答机，10cm引导信标机，1A1W钝感引爆器和激光合作目标，见下图。
158
单脉冲应答机
引导信标机
159
雷达应答机
功分器
雷达应答机
安全指令
接收机
（电压电流监测
-YC遥测系统
控制器
（控制系统
(1)
激光合作目标(2)
引爆炸器
引爆炸器
电池
脱落插头
CZ-2E外测安全系统箭上设备

<!-- 第 118 页 -->
长征二号系列
·75·
典型飞行程序
CZ-2E典型飞行程序如以下图、下表所示。
二子级游动发动机
4
关机及定向
有效载荷分离
二子级主发动机关机
有效载荷整流罩分离
子级关机和分离
助推器关机及分离
CZ-2E典型飞行程序
CZ-2E典型飞行时序
事件
时间/s
事件
时间/s
起飞
二子级游机关机，星、箭进入近地轨道
T+0.0
T+567.3
T+570.3
程序转弯
有效载荷定向开始
T+11.0
T+570.3+t=S
助推器发动机关机
有效载荷定向结束
T+125.8
起旋火箭点火
T+127.3
助推器分离
$+10.0
起旋火箭工作结束
一、二级分离
$+10.5
T+159.2
星、箭分离
整流罩分离
S+10.7
T+200.0
二子级主机关机
S+14.7
运载火箭侧向防撞火箭点火
T+457.3
（朱维增，崔照云）

<!-- 第 119 页 -->
中国
76
长征二号F（CZ-2F)
CZ-2F火箭
CZ-2F是以CZ-2E为基础，按照载人航天的任务要求研制的两级运载火箭，主要用于发射神舟号飞船
和大型目标飞行器到近地轨道，由中国运载火箭技术研究院为主研制。
CZ-2F火箭研制主要围绕提高可靠性和安全性，适应垂直总装测试、垂直整体运输和远距离测试发射
方式等方面要求进行的。按照任务要求，CZ-2F研制重点为：发射飞船的火箭总体及有关分系统；应急情
况下使飞船脱离危险区的逃逸系统。因此，从总体上讲，运载火箭和逃逸飞行器构成了2个相对独立又紧
密联系的部分。
CZ-2F火箭于1992年9月21日立项研制，1999年11月20日首次成功发射神舟一号试验飞船，2003
年10月15日首次进行载人发射获得成功。截止到2007年6月30日，CZ-2F共进行了6次发射，2次载
人，4次不载人，全部成功。

<!-- 第 120 页 -->
长征二号系列
·77·
主要技术性能
级数
入轨精度
(200km/350km轨道，3g)
2
全长
58.3m（包括逃逸塔）
近地点高度偏差
6.0 km
10.17m（包括助推器）
4.52°
箭体最大直径
近地点幅角偏差
轨道周期偏差
479.7t
8.4 s
起飞质量
倾角偏差
起飞推力
0.15°
5 923.2 kN
0.5°
推重比
1.26
升交点经度偏差
入轨姿态精度
运载能力
2.5°（任意方向）
8.08t（200km/350km轨
道，倾角42°）
助推器
长度
四氧化二氮／偏二甲肼
16.094 m
推进剂
直径
海平面推力
4×740.4 kN
2.25 m
海平面比冲
起飞质量
2 550.0 m/s
4×44.422 t
工作时间
推进剂质量
136.122 s
4×41.492 t
发动机
4XYF-25K
一子级
级长
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
28.465m
海平面推力
4× 740.4 kN
直径
3.35m
海平面比冲
子级质量
199.466 t
2 550.0 m/s
工作时间
推进剂质量
158.732 s
186.606t
发动机
4X YF-20K
二子级
级长
14.223m
真空推力
主机
742.04 kN
游机
直径
47.04 kN
3.35m
真空比冲
主机
子级质量
2 941.8 m/s
90.037 t
游机
推进剂质量
2 761.6 m/s
84.777 t
工作时间
主机
主机
发动机
YF-24K
302.596 s
游机
游机
4XYF-23B
421.596 s
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
整流罩
4 150kg
长度
结构质量
11.15 m
直径
3.8 m

<!-- 第 121 页 -->
中国
·78·
逃逸塔
2 870kg
7.3 m
长度
结构质量
总体布局
CZ-2F为捆绑4枚液体推进剂助推器的两级串联式布局。从箭顶到箭尾，依次为逃逸塔、飞船整流罩、
二子级、一子级及4个助推器。
逃逸塔包括头锥、配重段、头部动力装置及逃逸塔尾裙。
飞船整流罩外形为前锥-前柱-后锥-后柱-倒锥形，前锥段半锥角为19°，后锥段半锥角为5°，倒锥段
半锥角为9°。飞船整流罩纵向分离面利用纵向解锁机构连接和解锁，在纵向分离面沿Ⅱ1、IV象限各装有1
套，将整流罩I、Ⅲ半罩连接起来。整流罩的横向分离面由1组爆炸螺栓及分离弹簧构成。整流罩的纵、
横向分离面同时解锁，分离能源使整流罩实施旋转分离。
一子级燃料箱四周捆绑了4枚助推器。助推器的前连接机构位于一子级箱间段，后连接机构位于发动
机机架与箭体芯级连接处。助推器的前、后连接机构解锁后，助推器借助安装在其上的分离固体火箭的推
力而横向分离。CZ-2F一、二子级之间采用爆炸螺栓连接，热分离方式。二子级与飞船之间采用包带连接，
冷分离方式。
箭体结构
CZ-2F的箭体结构由整流罩、仪器舱、推进剂贮箱、级间段、箱间段和尾段等部分组成。
助推器结构
助推器结构由前锥段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱及尾段组成。
前锥段系隔框、桁条及蒙皮组成的半硬壳式结构。前锥段的外表面贴有软木，以承受气动加热。
助推器贮箱的结构形式与芯级贮箱类似，长度有所不同。助推器氧化剂箱筒段长3.465m，燃料箱筒
段长4.01m。箱筒段为光筒壳结构，按承受内压结构设计。整个壳段由铝板辊弯成型后分段焊接在一起，
壳段内装有点焊连接的防晃隔框。助推器氧化剂箱的前短壳上安装有捆绑连接结构的前支点。
助推器箱间段长1.068m，结构形式与二子级箱间段类似。
助推器的尾段是长1.345m的柱形壳段，由尾段壳体和底部防热结构组成。底部防热板的结构形式类
似于--子级尾段。在尾段壳体上安装有尾翼，是以梁为主体的骨架-蒙皮结构。尾翼弦长2250mm，展长
780mm.
一子级结构
一子级箭体结构由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、后过渡段和尾段组成。
一、二子级级间段
一、二子级级间段是火箭结构的承载部段，承受均匀载荷，采用均匀加筋的隔框、桁条、蒙皮铆接的
铝合金半硬壳结构。其前端框上通过14个爆炸螺栓与二子级燃料箱后短壳相连。在级间段壳体接近前端
框的部分分布4个仪器安装检查舱口，主要用于二子级发动机安装检查。
由于级间分离采用的是热分离方式，级间段需设计排焰结构，在薄壁加筋壳结构上开设多个开口，在
开口局部采用了加强措施。由于壳段结构材料以铝合金为主，因此在排焰口部分内表面采用了隔热涂层，

<!-- 第 122 页 -->
长征二号系列
·79·
以保证结构在发动机火焰的高温、高速冲刷下可靠工作。
氧化剂箱
氧化剂箱既是存储氧化剂的容器，又是箭体的承力部件。主要由前底、筒段和后底组成。筒段均分为
承受级间分离时二子级发动机喷出的火焰的作用，其受力较大，厚度较厚。为保证在分离过程中，前底不
被发动机喷出的火焰烧蚀而导致破裂，影响其正常分离，在前底外表覆盖了1层玻璃钢防热罩。
箱间段
箱间段是氧化剂箱和燃料箱之间的承力壳段，为蒙皮-桁条-隔框全铆接结构。距前端框的中间框环上
分布有8个助推器捆绑支座。在一子级箱间段上开了若干开口。
燃料箱
燃料箱也是承力贮箱，主要由前底、筒段、后底和隧道管构成。筒段两端是前、后短壳，筒段结构与
氧化剂箱相同。贮箱内有氧化剂输送管等设施。前底为椭球形，中央开有氧化剂输送管通过口。
后过渡段
后过渡段是一子级燃料箱的一个组件，位于燃料箱与尾段之间，为梁-桁条-框-蒙皮铆接结构。后过
渡段结构主要功能是在火箭竖立和飞行时支撑箭体，承受一子级发动机及助推器传来的推力，并把集中力
尽量扩散均匀，为一子级燃料箱提供良好的受力环境：另外，在火箭垂直运输时，后过渡段结构还要承受
较大的弯矩作用，在一子级箭体起吊、运输时，起吊接头和运输支点承受集中力作用。
尾段
尾段位于一子级箭体的后端，尾段不但是全箭的主要受力部段，也是捆绑助推器的主要连接接头的基
体。在整体运输与竖立的状态下，全箭通过尾段竖立在活动发射平台上，承受一、二子级（含飞船）及助
推器的全部重力。在飞行中承受助推器通过后联接座传来的各种载荷。
尾段由尾段壳体、底部防热结构和捆绑后联接座三部分组成，其结构形式为双外梁、外桁式薄壁铆接
结构，整个尾段壳体沿纵向有1个工艺分离面，将尾段分成两个半壳，用于装配一子级发动机时使用。尾
段壳体中间部位沿圆周方向开有4个大舱口，供安装、检查伺服机构及检查发动机系统、安装火工品使用。
在尾段壳体底部设置有玻璃钢防热板和硅橡胶防热裙。尾段后端设置4个发射支点。
二子级结构
二子级结构主要包括仪器舱、氧化剂箱、箱间段及燃料箱等。
仪器舱
仪器舱位于整流罩、飞船支架和二子级氧化剂箱之间，其主要功能是为电气系统仪器、电缆网、接插
件，以及输送系统管路、阀门等结构提供安装空间和连接面。控制系统、推进剂利用系统、遥测系统、外
测安全系统及故障检测与处理系统的大部分仪器安装在仪器舱内。仪器舱为由蒙皮、纵向和横向构件组成
的均匀加筋圆筒结构，上部装有飞船支架，有效载荷通过飞船支架与火箭相连。仪器舱前端面通过螺栓与
转接框相连接，后端面通过螺栓与氧化剂箱前端框连接。
三轴气浮陀螺平台安装在二子级氧化剂箱的前底上，速率捷联惯性测量组合安装在仪器舱壳体上，为
方使安装、更换平台和惯性测量组合，在仪器舱上开有大舱口。
氧化剂箱
二子级氧化剂箱与一子级氧化剂箱结构类似，只是取消了前底防热结构。
箱间段
二子级箱间段与一子级箱间段结构类似。

<!-- 第 123 页 -->
中国
·80·
燃料箱
二子级燃料箱由前短壳、前底、筒段、后底和后短壳组成。二子级燃料箱的结构与一子级燃料箱类似，
但取消了后过渡段，由后短壳传递发动机的集中力。
飞船支架结构
飞船支架是CZ-2F二子级火箭与飞船之间的过渡和连接机构，在其上安装有4个分离弹簧，其前端框
是船、箭分离机构组件之一。飞船支架蒙皮外侧装有拉簧支架，包带解锁时，拉簧将包带拉离分离面。飞
船支架上端框与飞船推进舱尾裙后端框通过包带相连接，下端框与整流罩转接框通过螺栓相连接。
飞船支架是截锥形半硬壳结构，高830mm，前端框直径2800mm。
包带锁紧装置
包带锁紧装置用于飞船与运载火箭之间的连接和解锁，主要由包带、V形卡块、无污染爆炸螺栓等构
件组成。包带是由冷轧超高强度钢带弯曲点焊而成。V形卡块采用铝合金锻环车制后切割成的。为避免爆
炸时污染飞船，使用了无污染型的爆炸螺栓。
整流罩结构
飞船整流罩既是箭体结构的一部分，又是其上半部逃逸系统中逃逸飞行器的一部分。整流罩壳体全长
10.753m（不含球冠），壳体最大直径（不含凸起物）3.800m。全罩壳体从上到下以部段划分，分为前锥
段（含球冠）、前柱段、后锥段、后柱段和倒锥段。前锥段（含球冠）、前柱段、后锥段组成上部整流罩，
后柱段、倒锥段组成下部整流罩。其中倒锥段采用外加桁条结构，其余各段均采用内桁条结构。全罩壳体
以II-IV飞行分离面为基准，可分为II-IⅢI-IV半罩（称为IⅢI半罩）和IⅡI-I-IV半罩（称为I半罩）。
逃逸分离过程中，为防止逃逸发动机的尾流进入低压区，整流罩内安装有灭火装置。
推进系统
CZ-2F的助推器、一子级和二子级推进系统与CZ-2E基本相同，仅二子级游机改为小喷管，同时以提
高可靠性为目的进行了一定的设计改进。
控制系统
制导系统
制导系统由三轴气浮陀螺平台系统（简称平台）、速率捷联惯性测量系统（简称捷联）、箭载计算机和
制导软件模块组成，原理如后图所示。
制导系统的功能主要有：
1）测量火箭沿发射坐标系O-XYZ的3个方向运动的视加速度，实时计算导航方程，给出火箭的飞行
状态参数；
2）根据导航方程算出的状态参数进行关机方程计算，当满足各级关机条件时，实时给出关机指令；
3）进行横、法向导引计算，给出横、法向导引参数，通过姿态控制系统控制火箭的飞行轨道；
4）根据理论飞行轨道要求，实时发出程序脉冲信号，控制火箭按预定的程序转弯飞行。
CZ-2F飞行控制系统采用了三轴气浮陀螺平台系统与速率捷联惯性测量系统两套惯性测量装置。速率
捷联惯性测量系统有余信息可进行自身的故障诊断。制导软件实时录取两套惯性测量装置提供的信息，

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长征二号系列
·81·
并进行余判断。当确信两套数据均可用时，以平台系统的信息参与飞行控制；当诊断出有一套数据存在
问题时，将不再使用该信息。
N
脉
平台
加速度
N
计电路
串并联程序
N
脉冲电路
状态
总
加
N
录
回路1
回路2
Nyi
平！
Ne
度
：
！计
取
Ns
速率
CPU1
线
捷联
Gy
X陀螺
GLi
电
惯性
时序
测量
Gel
回路切换装置
CPU2
Y陀螺
组合
Gai
器
Ga!
Z陀螺
_Gyi
箭载计算机
CZ-2F制导系统原理
平台上的3个陀螺仪与平台回路放大器和平台力矩马达构成自稳定闭合回路，用于建立惯性坐标基准。
稳定回路为双回路方案。一路出现故障时，由平台回路切换装置将故障回路切换掉。平台中的加速度计测
量火箭在发射点惯性坐标系中的视加速度，每个方向有1个加速度计，测得的信号通过放大器放大后以6
路脉冲形式输出给箭载计算机作输入信息。输出的脉冲频率与加速度成正比，同一方向的正负加速度信号
分2路输出。平台上的程序机构采用三相六步制步进马达驱动。
速率捷联惯性测量系统的3个测量轴为箭体坐标系X1、Y、Z轴，每个方向各有1个加速度计测量火
箭在箭体坐标系中的视加速度，另有1个加速度计的测量方向与X、Y、Z轴成等角度关系，可以作为自
检用。此外，捷联惯性系统中还有3个分别测量绕3个箭体轴角速度的双轴陀螺仪，每个方向的角速度有
2个测量信息形成双余，可以进行一致性检查。通过四元数运算可以将捷联惯性系统测量的箭体坐标系
信息转化为发射点惯性坐标系的信息，从而与平台系统的测量值进行对比。
箭载计算机配置双CPU结构，采取主、从热备份工作方式，以RS422通讯标准与地面控制机联系。
在容错软件管理下，自动检测故障。当主CPU发生故障时，计算机自动切除主CPU的控制权，由从CPU
完成飞行控制。
箭载计算机的加速度脉冲输入接口为26路，其中14路由可逆计数器计数。这些脉冲输入接口接收来
自平台与捷联共7个加速度计（共14路脉冲）信号与捷联系统3个双轴陀螺仪共6个（12路脉冲）角速
度信号。制导软件进行信号的自检、四元数运算、加速度信号和姿态角信号的余判别，然后交导航方程
计算。
制导采用显式制导方案。关机方程计算出关机时刻，发出关机状态信号交综合控制软件发出一子级、
二子级和游机关机时序指令。助推级设有耗尽关机和定时关机，一子级设有耗尽关机和制导关机，二子级
设有定时关机和制导关机。

<!-- 第 125 页 -->
中国
·82·
姿态控制系统
姿态控制系统的功能是维持火箭的稳定飞行，并实现导引控制。姿态控制系统采用姿态角、角速率控
制的数字控制方案，由三轴气浮陀螺平台、速率捷联惯性测量系统、速率陀螺、相敏检波滤波装置、信号
转换装置、综合放大器、一子级伺服机构、二子级伺服机构和箭载计算机组成，原理见下图。
箭载计算机
脉
CPU2
CPUI
相敏检
中
波滤波
加
装置
速
Ny1
度
N
录
!Ns!
计
平台
D/A
速率
捷联
GI
x陀螺
取
惯性
G1
速
测量
Gx2
D/A
组合
Y陀螺：
A/D
电
1G2
率
Gx3
Z陀螺：
线
路
D/A
1Gy3
陀
P2
螺
Y2
分离插头
CZ-2F姿态控制系统原理
当平台与捷联均正常时，以平台信号为准进行控制。当平台系统发生故障时，姿态控制系统将不再录
取平台的姿态角信号，转而接收制导软件提供的由捷联系统测量信息经四元数转换得到的姿态角信号来进

<!-- 第 126 页 -->
长征二号系列
·83·
行控制。
箭上安装有6个速率陀螺，其中一子级安装1个速率陀螺敏感滚动角速率，其余5个安装于二子级特
定部位。姿态角信号和除一级滚动角速率信号外的其余5个角速率信号直接与相敏检波滤波装置相连。一
级滚动角速率信号在一级飞行时是通过信号转换装置的继电器触点连至相敏检波滤波装置；当转至二级飞
行时，一级滚动角速率陀螺随一子级脱落，将不再参与控制。相敏检波滤波装置将姿态角信号及速率陀螺
输出信号进行检相解调和低通滤波后送至箭载计算机，由箭载计算机的A/D转换器采样，作为姿态控制方
程的输入量。输入量经计算后进行D/A转换，输出至信号转换装置，通过信号转换装置分别送入一子级的
综合放大器和二子级的相敏检波滤波装置的功放电路，功放电路为三瓦余输出，对应送至各级伺服机构每
仍能正常工作。
一级控制力是由安装在一子级尾舱的4台伺服机构带动4台摇摆发动机而提供的，二级控制力是由安
装在二子级尾舱的4台伺服机构带动的4台游动发动机提供的。
时序控制系统
时序控制系统用以完成正常飞行状态下的火箭各级发动机的点火、关机，各部分的分离以及紧急逃逸
状态下火箭发动机的关机与船箭分离等工作，由箭载计算机和时序处理程序、时序控制装置、时序输出装
置、逃逸抛塔装置、逃逸关机装置及火工品线路组成，原理见下图。
口耗尽信号
状态口
箭载计算机
逃逸指令
时序控制装置
数码
移位
时序
译码放大
有效
CPU1
数码
2:1
移位
时序
译码放大
表决
有效
输出
数码
CPU2
移位
时序
译码放大
有效
级指令
逃逸关机
一级指令
装置
中止关机指令
电源
电源IⅢ
逃逸抛塔装置
时序
时序
输出
输出
装置
装置
I
地面点火时序指令
二级火工品
一级火工品
CZ-2F时序控制系统原理

<!-- 第 127 页 -->
中国
·84·
电源与配电系统
电源与配电系统主要完成向飞行控制系统各仪器提供所用的交直流电源，按要求向各时序火工品电路
供电，接通或断开某电路、实现转电、断电及其他各项控制功能。
电源与配电系统由直流稳压电源、单相换流器、三相换流器、交流二次电源、电池配电器、配电器和
电缆网组成。
遥测系统
动压力和冲击参数，并具有3个数字口，采集指令参数、计算机字加时序参数和脉冲数。
为进行船、箭分离时冲击参数测量，采用变帧格式测量冲击方案。为测量噪声、高频振动参数，采用
箭上有线磁记录。磁记录为三频分割方式记录，发射试验后地面回收，解调处理。逃逸飞行参数分别由箭
上有线存储和飞船无线传输方式。
为保证级间分离期间重要参数的获取，二子级传输设备配置平行延时存储器，其最大容量达3M。由
中心程序器向延时存储器提供码同步、群信号、读控制信号和写控制信号；平行延时存储器返回被延时的
数据插入PCM中进行传输。
由于中心程序器与发射机安装于不同部段，要求中心程序器输出的调制信号具备传输大于20m距离
的能力。采用了在中心程序器与调前滤波组合差分传输群信号的方式。
发射机采用上变频方案。二子级采用双发射机并联工作，以防止瓶颈效应，提高信息传输的可靠性。
二子级备份发射机与一子级发射机共用1个点频，利用级间分离信号进行切换。一、二子级数据流加不同
特征码以利于地面识别。
为适应载人发射要求，遥测系统采用了余技术，包括采用切换、热备份和并联方式。【类参数采用
并联方式，变换器及变换器内部电路并联余。供电用配电器内部控制继电器采用双点双线，换流器按模
块对余电路独立供电。Ⅱ类参数测量采用切换和并联方式，一子级ⅡI类参数在一级和二级测量数据流中
并联余，二子级ⅡI类参数采用在二级飞行段双数据流并联余。
中间装置将故障诊断系统信号隔离并变换成适于飞船遥测可记录的形式。飞船系统的采编单元对中间
装置输出信号实时采集，经飞船遥测信道记录传输。逃逸飞行器总体、发动机信号记录于可回收电子存储
器上。接到故障诊断系统发来“接通测量”信号，电子存储器开始记录，存储器数据断电后保持。电子存
储器随整流罩回收。
图像测量系统作为遥测系统的一个子系统，将箭载图像通过遥测通道实时传送至地面。
外测安全系统
外测安全系统主要功能：
1）用于运载火箭正常的弹道测量跟踪；
2）为地面故障诊断系统提供外弹道信息；
3）为有效载荷入轨精度分析提供依据；
4）火箭发生故障时，进行故障弹道测量及安全控制，并具备接收地面无线逃逸指令与输出逃逸信号
的功能。

<!-- 第 128 页 -->
长征二号系列
·85·
外测安全系统原理如下图所示。
41T-1 41T-1
40T- (11, 12, 13)
20T-7 20T-7
41G
30G-1
20G-2
40G
引导信标机
逃逸指令接收机
安全指令接收机
脉冲应答机
连续波应答机
XIGW
FW3
故障检测
系统接口
WA80-1
FW2G
WA60
YB25-5
FWI0
X2GW
WA70-6
WA51-6
WA51-7
WA80-1
YB25-5
WA51-8
WA51-9
逃逸分离面；
二级分离面
口
船、箭分离面
一级
二级
X3YWX2YWX1YWWXTX1AC
控制系统
遥测系统
接口
接口
CZ-2F外测安全系统箭上设备布置
故障检测与处理系统
故障检测与处理系统是CZ-2F特有的系统，主要执行故障检测，逃逸处理，抛逃逸塔备保和手动船、
箭应急分离供配电4项任务：
1）从射前30min开始自动检测火箭状态，通过检测火箭的重要参数，按总体确定的判据自动进行故
障判断，当发现危及航天员生命安全的重大故障时，应向有关系统发出报警信号或逃逸指令、中止飞行指
令；
2）逃逸时按照不同的逃逸模式完成逃逸飞行器时序控制和火工品供配电；
3）火箭正常飞行时，判断逃逸塔是否抛掉，如未抛掉，应完成抛逃逸塔的时序控制和供配电；
4）如果火箭出现船、箭未分离故障，应提供航天员手动船、箭应急分离的供配电。
故障检测与处理系统的箭上设备主要包括故障检测处理器、指令控制器、逃逸程序控制器、火工品配
电器、包带解锁控制器、电池及箭上电缆网等，原理见后图所示。

<!-- 第 129 页 -->
中国
·86·
火工品
电池4
电池3
火工品配电器
火工品配电器
点火指令
遥测系统
遥测系统
逃逸程序控制器
电池2
逃逸飞行器
逃逸
地面
逃逸
测试
参数
指令
飞船系统
火箭仪器舱
手动分离控制器
数
据
传
送
控制系统
故障检测处理器
控制信号
外测安全
指令控制器
系统
遥控指令
电池1
遥测
地面测试
CZ-2F故障检测与处理系统原理
推进剂利用系统
推进剂利用系统的主要任务是调节二子级主发动机的质量混合比，通过减小混合比偏差达到减小二子
级不可用推进剂的余量、提高运载能力的目的。
推进剂利用系统采用燃料泵后分流、开环调节方式，以干簧管式液位传感器作为敏感元件，调节阀门
为执行机构。推进剂利用系统箭上设备由燃料液位传感器、氧化剂液位传感器、控制器、电机驱动器、电
池、调节阀门和箭上电缆网组成。为提高可靠性，控制器内采用3个8031CPU和3重瓦余电路。
推进剂利用系统工作原理见后图。
逃逸系统
逃逸系统的任务是在发射台上至运载火箭抛整流罩前，如发生重大危险，威胁到航天员的生命安全时，
负责使航天员脱离危险区，并为航天员的安全返回着陆提供必要的条件。

<!-- 第 130 页 -->
长征二号系列
·87·
氧化剂液位传感器
燃料液位传感器
氧化剂箱
控制器
燃
料箱
调节阀门
电机驱动器
支路
发动机
CZ-2F推进剂利用系统原理
对逃逸系统的具体要求如下：
1）具有使飞船返回舱应急逃逸的能力，实施逃逸的时间范围为发射台至整流罩抛罩；
2）在发射台逃逸情况下，逃逸弹道分离发动机点火点水平距离、海拔高度、速度及动压等满足逃逸
要求；
3）逃逸时最大轴向静态正、负过载、横向过载满足逃逸要求；
4）返回舱从逃逸飞行器中分离时，有逃逸塔的逃逸飞行器姿态角速度满足逃逸要求；
5）逃逸系统设计可靠度为0.995；
6）布局对运载火箭的载荷影响最小；
7）抛塔过程中要确保逃逸塔不会回碰到运载火箭；
8）对运载火箭运载能力影响最小。
飞船整流罩由上、下部整流罩组成，上部整流罩上端为与逃逸塔的分离面，通过爆炸螺栓与逃逸塔相
连。逃逸飞行器由上部整流罩、飞船的返回舱和轨道舱、栅格翼及其释放机构、上下支撑机构、逃逸塔、
高空逃逸发动机、高空分离发动机和灭火装置等组成。需要逃逸时，逃逸发动机产生的拉力通过整流罩及
安装在其上的支撑机构传给飞船，并将轨道舱和返回舱一起带离危险区。为保证逃逸飞行器飞行稳定性，
在整流罩外部安装有4个栅格翼，正常飞行时，栅格翼呈折叠状态，由锁紧装置固定在整流罩外部；逃逸
时按指令起爆解锁，栅格翼在压簧推动及气动力、重力作用下展开，并通过液压阻尼器使栅格翼稳定地锁
定在准确位置上，保障逃逸飞行器平稳飞离故障火箭。
逃逸飞行器的理论外形如后图所示。

<!-- 第 131 页 -->
中国
·88·
逃逸塔分离面
逃逸分离面
15105
3800
CZ-2F逃逸飞行器外形
发射操作
CZ-2F火箭采用“三垂”（即垂直组装、垂直运输及垂直测试）测试发射流程。在发射场，火箭的主
要总装和测试工作均在技术区完成；飞船和运载火箭对接后，整体垂直运输至发射区。CZ-2F的发射准备
工艺路线见后图。主要流程如下。
1）火箭和逃逸塔专列到达基地后，在发射场技术区水平转载准备间卸车；飞船空运至机场后通过公
路运往飞船总装测试厂房进行单舱检漏、测试、总装、整船检漏及整船测试。
2）运载火箭在水平转载准备间进行必要的内外观检查后，进入垂直总装测试厂房进行吊装对接、气
密性检查、单元仪器安装、分系统测试、匹配检查和总检查。
3）逃逸塔运往逃逸塔总装测试厂房进行固体发动机分解、检测和组装；飞船测试完成后，运往飞船
加注及整流罩装配厂房进行飞船的合罩。
4）船-罩组合体垂直运往垂直总装测试厂房，与火箭对接后进行船-箭联合检查、人-船-箭联合检查。
5）检查完后，吊下船-罩组合体返回飞船加注及整流罩装配厂房，进行卸罩、飞船推进剂加注及合罩。
6）船-罩组合体运往垂直总装测试厂房，进行船、箭、塔对接和必要的功能检查与转运前的技术准备。
7）最后，船-箭组合体垂直整体运往发射区进行必要的功能检查后，对火箭加注推进剂，然后发射。
典型飞行程序
CZ-2F典型飞行时序见下表。
CZ-2F典型飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
起飞
T+0.0
整流罩分离
T+200.232
二子级主机关机
开始程序转弯
T+11.0
T+460.828
逃逸塔分离
二子级游机关机
T+120.0
T+580.828
有效载荷分离
一子级发动机关机
T+157.732
T+583.828
一、二级分离
T+159.232

<!-- 第 132 页 -->
固体
推进剂
转运
测试
逃逸塔装配
转运
矢量调整
发动机
仪器、设备
整流罩
仪器、设备
整流罩半罩
匹配及测试
工艺合罩
转运
整流罩翻转
除尘
转载
单元测试
上桁架
安装
及其设备
飞船支架
转运
对接
除尘
及转接框
飞船
仪器、设备
仪器
长征二号系列
整流罩
安装
加注
单元测试
安装
箭上设备
火工品
灭火剂
船-罩组合体
飞船支架
二子级及助
B
转运转载
测试—分解
对接
合罩
、二子级
测试
推器起竖对接
与箭体对接
及转接框
、二子级
助推器
飞船
及助推器
转运、加注
活动发射台就位
垂直度调整
转运
调整上、
活动发射台
船-罩组合体
逃逸塔与船-罩
B
瞄准——加注——射前检查择机发射
安装栅格翼
转运
垂直转运
下支撑
与箭体对接
组合体对接
定位
逃逸塔装配
CZ-2F发射准备工艺流程
89

<!-- 第 133 页 -->
中国
·90·
发展与改进
为适应未来载人航天发射目标飞行器和运输飞船的要求，对CZ-2F进行了改进。CZ-2F改进型有两种
状态，即发射目标飞行器状态和发射运输飞船状态。相对CZ-2F而言，主要改进方面包括：
1）为满足目标飞行器的包络要求，研制柱段直径为4.2m的整流罩，并取消逃逸系统及安装在整流罩
内的故障检测与处理系统仪器设备，使起飞质量增加到493.5t，近地轨道（高度200km/350km、倾角42°）
运载能力提高到8.6t;
2）为满足发射运输飞船的要求，助推器氧化剂箱改为锥形前底以增加推进剂，起飞质量增加到498t，
近地轨道（高度200km/350km、倾角42°）运载能力提高到8.14t;
3）为满足发射运输飞船的入轨精度，采用新的制导方案，取消三轴气浮陀螺稳定平台，改为双速率
捷联惯性测量组合；
4）针对火箭的薄弱环节，采取了相应措施以提高可靠性。
（张智，崔照云，黄栩）
风暴一号（FB-1)
FB-1由上海航天技术研究院负责研制的两级液体推进剂火箭。FB-1采用四氧化二氮和偏二甲肼作推
进剂，主要用来发射低轨道卫星。根据不同的任务和用途，曾先后研制过3种状态的火箭，1972年8月首
次进行遥测试验火箭发射，取得了基本成功。
FB-1在中国酒泉卫星发射中心进行了11次飞行发射，取得了7次成功。共发射了6颗低轨道人造地
球卫星（其中包括1981年9月中国第1次用1枚火箭同时发射的3颗卫星），成功地为新技术试验进行了
2次低弹道发射。FB-1于1982年停止使用。
主要技术性能
级数
运载能力
2
近地轨道
全长
32.570 m
1.5t（190km轨道，倾角69°）
3.35 m
入轨精度
箭体最大直径
8km
起飞质量
近地点高度偏差
192.679 t
起飞推力
2 746 kN
近地点幅角偏差
10°
推重比
1.453
倾角偏差
0.3°
升交点经度偏差
0.2°
一子级
23.819 m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
级长
直径
海平面推力
3.35 m
2 746 kN
2535m/s
子级质量
海平面比冲
151.303 t
推进剂质量
142.730t
工作时间
128.089 s
发动机
FY-21

<!-- 第 134 页 -->
长征二号系列
·91·
二子级
级长
8.607m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
真空推力
主机
直径
716 kN
3.35 m
游机
子级质量
39.515 t
44.13 kN
主机
真空比冲
推进剂质量
36.095 t
2 815 m/s
发动机
游机
FY-23
2 736 m/s
主机
主机
工作时间
FY-22
117.41 s
游机
游机
323.41 s
FY-23U
整流罩
242 kg
3.144 m
长度
结构质量
5.10 m²
有效容积
直径
2.200m（后端面）
总体布局
FB-1由一、二子级和有效载荷整流罩组成。除箭体结构外，箭上装有推进系统、控制系统、遥测系统、
外弹道测量系统、安全自毁系统和电源配电系统等设备，火箭总体布局见后图。
一、二子级的布局与CZ-2C基本相同，主要不同处在火箭头部，为使卫星免受大气层的气流冲刷，FB-1
在卫星外部装设了球锥形整流罩。
仪器舱位于二子级前部，前端与卫星及整流罩相连，仪器舱壳体作为支撑件，内部装有控制系统、外
弹道测量系统和安全自毁系统的大部分仪器；其他仪器安装在箱间段、级间段及尾段舱体内部。火箭外部
Ⅱ、IV基准处分别设置有电缆和增压供气管路的通道。贮箱前底都开设人孔口盖，仪器舱、箱间段、尾段
和级间壳段都设置了设备检修窗口，给火箭维护使用带来了方便。
箭体结构
一、二子级结构
一子级由级间段（包括壳段和杆系）、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、后过渡段和尾段组成。二子级由
仪器舱、氧化剂箱、箱间段和燃料箱组成。一、二子级的贮箱和舱段结构与CZ-2C基本相同。
整流罩结构
有效载荷整流罩是为保护卫星顺利穿越大气层而专门设计的舱体，由半径为650mm的球壳和半锥角
为10°的截锥体分为两个半壳组成。
整流罩总长3144mm，底部直径2200mm，采用铆接结构。球头部分为酚醛玻璃钢模压件；截锥体
部分为蒙皮-桁条金属薄壁结构，中间设有加强框。为满足卫星透波率要求，在卫星天线的相应部位，整流
罩局部的蒙皮使用5mm厚的环氧树脂玻璃钢。由于飞行中气动加热严重，整流罩表面涂覆耐高温涂层。
整流罩在火箭飞行高度超过110km后与箭体分离，分离采用爆炸螺栓解锁，弹射筒平推分离方案，2
个半罩的横向分离速度约为5m/s。

<!-- 第 135 页 -->
中国
卫星
有效载荷整流罩
平台
仪器舱
二子级氧化剂箱
二子级箱间段
二子级燃料箱
、二子级级间段（壳段）
二子级游动发动机
二子级主发动机
、二子级级间段（杆系）
一子级氧化剂箱
一子级箱间段
一子级燃料箱
后过渡段
尾段
一子级发动机
FB-1总体布局

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长征二号系列
·93·
FB-1整流罩的外形尺寸见下图。
3144
2200
R650
FB-1有效载荷整流罩结构示意
推进系统
FB-1的推进系统由一、二子级发动机及推进剂增压输送系统等组成。
一、二子级发动机及二子级游动发动机的性能参数见下表。
FB-1额定状态发动机主要性能参数
二子级主发动机
一子级发动机
项目
二子级游动发动机
大气压力/MPa
0.1
0
0
温度/℃
15
15
15
氧化剂密度/(kg.L)
1.458
1.458
1.458
燃料密度/（kg.L)
0.796
0.796
0.796
0.30
0.31
0.31
氧化剂泵入口压力/MPa
0.20)
0.20
0.20
燃料泵入口压力/MPa
2746
44.13
推力/kN
716
推力偏差/kN
±41.2
±14.7
±3.43
比冲/(m·s"l)
2535
2815
2736
质量混合比
2.09
2.15
1.76
±0.05
±0.05
800干
质量混合比偏差
氧化剂秒耗量/(kg·s)
732.64
173.61
10.29
燃料秒耗量/（kg·s)
5.84
80.75
350.52
1.80
蒸发器出口流量/(kg·s)
0.80
260
蒸发器出口温度/℃
260
降温器出口流量/(kg·s)
0.25
1.0
260
260
降温器出口温度/℃
发动机结构质量/kg
2811
884
注：1）此压力值指分岔处值。

<!-- 第 137 页 -->
中国
·94·
一子级推进系统
一子级推进系统组成原理见下图。
气瓶
电爆阀门
蒸气增压
蒸发器
废气排出
Y启动阀门
Y主阀门
Y泵
Y箱
燃气发生器
涡轮
燃烧室
产生推力
火药启动器
降温器
R启动阀门
R主阀门
R箱
R泵
二推进剂
Y氧化剂
燃气增压
气体
气瓶
电爆阀门
R燃料
FB-1一子级推进系统原理
发动机
一子级发动机代号为FY-21，由4台FY-20单管泵压式发动机并联组成，用来提供一级飞行的动力和
控制力。每台发动机都由推力室、涡轮泵、火药启动器、启动阀门、主阀门、降温器、蒸发器、主断流阀
门等组成。各台发动机推力通过机架传向箭体，发动机的安装角为2°50，分别与箭上推进剂主管路对接，
各自构成独立系统。氧化剂和燃料的泵前都装有补偿软管，能够实现泵前切向土10°摇摆。
发动机具有自生增压系统，与CZ-2C一子级发动机自生增压系统相同。
发动机推力室的头部喷注器共有2598个直流式喷嘴，以同心圆布局在15个喷注器环上。整个喷注器
面用隔板组件分隔成7个区，以防止横向燃烧不稳定；喷注器还采用了液相分区型的流强分布，以防止纵
向燃烧不稳定。发动机的火药启动器和燃气发生器直接焊在涡轮盖上，四氧化二氮蒸发器与涡轮排气管之
间采用无法兰焊接结构，燃气降温器固定在推力室身部圆柱段外。发动机上高压导管采用脉冲自动氩弧焊
和线压紧式的钎焊接头连接。
一子级发动机的启动程序为先启动II、IV分机，间隔0.25s再启动I、IⅢ分机。各分机的启动程序是
先打开燃料启动阀门，过0.36s再打开氧化剂启动阀门，再过0.65s火药启动器工作。关机程序为4个分
机的燃料主阀门、氧化剂主阀门和副系统氧化剂断流阀门同时通电，起爆电爆管关闭，截断推进剂通路，
实现发动机关机。
增压输送系统
一子级推进剂增压输送系统的组成和原理与CZ-2C一子级推进剂增压输送系统基本相同。

<!-- 第 138 页 -->
长征二号系列
·95·
二子级推进系统
二子级推进系统组成原理见下图。
蒸气增压
气瓶
电爆阀门
蒸发器
一废气排出
Y主阀门
Y
Y泵
Y箱
启动
阀门
燃烧室
产生推力
涡轮
燃气
火药启动器
发生
器
降温器
R
R
R泵
R主
启动
箱
阀门
阀门
燃气增压
主发动机系统
游机发动机系统
Y泵
断流
阀门
五通
涡轮
燃烧室
产生推力
器
火药
五通
废气排出..
起动器
R泵
推进剂
断流
Y氧化剂
阀门
气体
R燃料
FB-1二子级推进系统原理
发动机
二子级发动机代号为FY-23，由FY-22主发动机（主机）和FY-23U游动发动机（游机）组成。主机
和游机自成系统独立工作。发动机推力通过机架传向箭体。主机和游机的涡轮泵分别布置在火箭的I、IV
基准处，游机的涡轮泵装在主机推力室的头部。
FY-22主发动机的基本组成及总体布局与FY-20发动机大体相同。主要不同处有：
1）主机与机架采用固定式连接，机上不设摇摆装置；
2）燃料和氧化剂泵后主管路上均装有气蚀管，用气蚀管控制主、副系统的流量和混合比；
3）蒸发器的四氧化二氮的引出点在推力室头部氧化剂入口处；
4）蒸发器与涡轮泵间采用法兰连接。
FY-23U游动发动机主要由4台摇摆发动机组和1台共用的小型涡轮泵组成。各机组的安装角为10°，
在机组的框架上有伺服机构安装座，各分机可作土60°切向摇摆。游机用的推进剂在主发动机泵前管路引
出，游机泵后推进剂由四通接头分散给4台游机的燃烧室。
二子级发动机的启动程序：先打开燃料启动阀门，隔0.4s打开氧化剂启动阀门，再过0.7s主机火药
启动器工作，再经1.2s游机火药启动器工作。关机程序：主机采用氧化剂主阀门、燃料主阀门和副系统氧
化剂断流阀门同时关闭的关机程序，游机采用氧化剂和燃料断流阀门同时关闭的程序，主机和游机的关机

<!-- 第 139 页 -->
中国
·96·
时间间隙可按发射任务需要确定。
二子级发动机FY-23从1980年起改用代号为YF-24的发动机。YF-24发动机的结构和性能与FY-23
的基本相同（参见CZ-2C的二子级发动机部分）。
增压输送系统
二子级推进剂增压输送系统的组成和原理与CZ-2C二子级推进剂增压输送系统基本相同。
控制系统
FB-1控制系统由制导系统、姿态控制系统和电源与配电系统组成，其箭载设备和工作原理与CZ-2C
基本相同。
制导系统采用平台十计算机方案。关机方程的运算是控制一、二子级发动机的关机时间，使卫星运行
周期的偏差最小，运算时以视速度作为关机特征量，当火箭达到关机特征量时，即发出该级发动机的关机
指令。一级飞行中不进行导引控制，二级飞行在级间分离后16s开始导引，采用了速度导引和高度导引相
结合的混合导引方案，从而提高了卫星入轨精度。
一子级姿态控制系统对高次振型采用增益控制（即滤波网络办法），对一阶振型采用相位控制（即采
用速率陀螺使振动衰减），提高了刚体运动的稳定性；在俯仰、偏航通道中增加加速度计反馈回路，限制
箭体在大干扰作用下发动机的摆角。二子级姿态控制系统采取了增强校正网络微分作用、游机提前冷摆和
变反馈等措施，以解决起控时的稳定性。在贮箱内设置十字隔板，提高推进剂晃动频率，改善晃动稳定性。
电源与配电系统中采用机电式程序配电器，由方波电源带动步进电磁铁，使凸轮组等速转动，控制簧
片的接通和断开，实现对控制系统程序配电。
遥测系统
遥测系统用来测量和监视各系统在飞行中的工作情况及环境条件，箭上采用一套大容量遥测设备来完
成参数的监测。箭上遥测系统的设备主要有传感器、变换器以及缓变交换子、速变交换子、编码器和发射
机，见下图。
计算机
传感器
变换器
数字信号
5Hz信号
10Hz信号
缓变
编码器
发射机
低精度
交换子
时间信号
200Hz信号
L
100Hz信号
速变
个
主、副交换子
中精度时间信号
地面遥测
传感器
变换器
接收站
高精度时间信号
FB-1大容量遥测系统组成

<!-- 第 140 页 -->
长征二号系列
·97·
大容量遥测设备的使用状态是30千码缓变信号（A组）、30千码数字信息（B组）、2个副交换子和2
个高精度时间参数。
外弹道测量系统
外弹道测量系统担负主动段外弹道测量和安全遥控任务，实时测量飞行弹道数据作为安全遥控的信
息，并为飞行结果分析提供依据。箭上系统的设备主要有WA521连续波应答机、WA522单脉冲应答机、
WA523引1导雷达应答机、WA524安全指令接收机及其相应的天线、功分器，还有电池等，见下图。
仪器舱二子级箱间段
功分器
功分器
去3B系统
脱落插头
去遥测
引导雷达
安全指令
去控制系统
T
应答机
接收机
去遥测一
去遥测系统
地面
单脉
控制
冲应
台
答机
去遥测
连续波
电池
电池
应答机
1去1B系统
FB-1箭上外弹道测量系统组成
安全自毁系统
安全自毁系统的任务有两个：
引爆
1）火箭在主动段飞行过程中，当发生严重故
控
外测系统
522关机
障，不能完成预定的飞行任务时，为保证航区的
制
Pp,Bp.Pep
安全，系统可根据遥控指令或箭上姿态失稳信号
控制系统
机
关机解爆
将火箭在空中自毁；
构
爆炸器Ⅲ
电池II
2）将完成飞行任务的一、二子级箭体在空中
Ⅱ
炸毁。
爆炸器Ⅱ
起飞
遥测系统
箭上系统由电池、爆炸器、控制机构和安全
信号
指令接收机等组成，见右图。
爆炸器1
电池I
控制机构I
姿态失稳自毁和遥控自毁的工作原理与
CZ-2C相同，对完成飞行任务的一、二子级箭体，
FB-1安全自毁系统组成
FB-1采用钟表机构自动延时后在空中自行炸毁。

<!-- 第 141 页 -->
中国
·98·
典型飞行程序
FB-1发射科学试验卫星（一箭一星状态）的典型飞行程序见下图。
二子级游机关机
二子级主机关机
t=416.822s
t=223.622s
h=190119m
h=135723m
v=7688.58m/s
整流罩分离
v = 6639.77m/s
B
t= 137.156s
卫星分离
h=63068m
t=421.822s
v=2931.8m/s
一子级分离
h=190118m
t=126.856s
v= 7690.11m/s
h=54086m
v=2750.19m/s
一子级发动机关机
二子级发动机点火
t=125.856s
起飞
[=0（s)
FB-1典型飞行程序
（顾颂安）

<!-- 第 142 页 -->
长征三号系列
99
长征三号系列
长征三号系列运载火箭由长征三号（CZ-3）、长征三号A（CZ-3A）、长征三号B（CZ-3B）和长征三
号C（CZ-3C）4种火箭（见下图）组成。鉴于CZ-3已经退役，有时也将其余的3种火箭称为CZ-3A系列
运载火箭。
60m
50m
40m
30m
20m
10m
CZ-3A
CZ-3
CZ-3B
CZ-3C
CZ-3系列火箭
CZ-3系列火箭是由中国运载火箭技术研究院为主研制的，它们区别于长征二号（CZ-2）系列的特点
是：
1）4种火箭都是三级火箭；
2）三子级使用液氧和液氢作为推进剂；
3）三子级发动机可以二次启动；
4）可以直接将有效载荷送入地球同步转移轨道。
截至2007年6月30日，CZ-3系列运载火箭共进行了35次发射。
CZ-3系列火箭的总体参数和运载能力见下表。

<!-- 第 143 页 -->
中国
·100·
CZ-3系列火箭总体参数和运载能力
全长/m
级数
运载能力2/kg
型号名称
箭体最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
44.86
CZ-3
3
3.35
205
2 961.6
1600
3
52.52
CZ-3A
3.35
243
2600
2 961.6
3
56.33
3.35
CZ-3B
456
5 923.2
5500
56.33
3.35
4 442.4
CZ-3C
3
367
4000
注：1）芯级直径。
2）标准地球同步转移轨道的运载能力。
长征三号（CZ-3)
CZ-3是在长征二号C（CZ-2C）火箭基础上发展起来的三级火箭，全长约45m，一子级和二子级的直
径均为3.35m，三子级直径2.25m，有效载荷整流罩有A、B两种型号，A型直径2.6m，B型直径3m，
尾翼翼展6.15m，火箭起飞质量约205t。
CZ-3的一、二子级采用偏二甲肼和四氧化二氮作推进剂，三子级采用液氢和液氧作推进剂。
由于CZ-3在中国率先采用液氢和液氧作推进剂，不可避免地遇到了许多新问题，如研制氢氧发动机、
低温绝热结构和防爆设计等。在研制新发动机的过程中，氢氧发动机在飞行试验前共进行了约120次试车，
累计试车时间32000S。在三子级绝热共底贮箱的研制过程中，进行了缩比贮箱、短贮箱和全尺寸贮箱等
各种试验，如推进剂的蒸发量试验、用液氢和液氮填充的爆破试验、共底的绝热试验、内压试验和外压试
验等。针对液氢易爆的特点还在火箭上采取了安全防爆措施，如在易于聚集氢气的地方进行吹除和开通气
孔；在氢箱与仪器舱之间设隔离膜，防止氢气进入仪器舱；为防止氢气进入伺服机构，对伺服机构进行氮
气保护等。
火箭的制导系统采用平台十计算机全惯性补偿式方案。火箭的姿态控制系统采用平台、速率陀螺、网
络、摆动发动机连续式控制方案；在三级滑行段飞行中采用继电器型开关控制系统，由开关放大器对无水
肼喷管进行控制。
为了检测火箭飞行过程中箭上各系统的工作情况，在火箭上设置了3套遥测设备。一子级上装有1套
YE-3M磁记录设备，用于记录分布于全箭各处的振动、冲击和噪声传感器送来的信息。它只在一级飞行时
工作，一、二级分离后随一子级箭体落至残落区，然后由人工收回处理。二子级上装有1套Y7-1速、
缓变状态的大速变设备，主要用于测量火箭在一级和二级飞行中的速、缓变参数。三子级上也装有1套
Y7-1速、缓变状态的大速变设备，主要用于测量三级火箭和全箭控制系统在飞行全过程中的各类速、缓变
参数。两套Y7-1设备所测得的数据均实时地通过发射机发回地面。从第11发火箭开始，取消了一子级上
的YE-3M磁记录设备。
火箭飞行过程中，通过箭上的外弹道测量系统给地面的测控台站提供跟踪信息。为了防止火箭发生故
障而危及发射设施、城镇的安全，在箭上设置了安全系统，以求尽可能控制故障火箭的坠毁地点或爆炸时
机。由于这两个系统都需要跟踪火箭的飞行轨迹，为简化箭载设备，将二者合为一个系统。
CZ-3从1978年开始方案设计，1980年进入初步设计，1984年1月29日首次发射，截止到2000年6
月，共发射13次。其中，除第1次发射因三子级发动机在第2次启动后未能正常工作，第8次和第11次
发射由于三子级发动机的控制气路漏气，造成发动机在第2工作段提前关机外，其他10次发射分别将7

<!-- 第 144 页 -->
长征三号系列
·101·
颗国内通信和气象卫星、3颗美国休斯公司制造的通信卫星（亚洲一号、亚太一号、亚太一号A）送入地
球同步转移轨道。
CZ-3在西昌卫星发射中心发射，其地球同步转移轨道的运载能力为1600kg，如果需要提高远地点高
度，则每升高1000km将减少运载能力16kg。
CZ-3的研制成功，是中国火箭发展史上的一个重要里程碑，主要体现在：
1）首次采用液氢、液氧作火箭推进剂：
2）首次实现火箭的多次启动；
3）首次将有效载荷送入地球同步转移轨道。
CZ-3发射的亚洲一号通信卫星是中国首次发射国外制造的卫星，为后来其他型号火箭的对外发射服务
建立了可遵循的模式。
主要技术性能
级数
运载能力
1.6t（地球同步转移轨道，
3
全长
30)
44.86 m
入轨精度
翼展
6.15 m
(地球同步转移轨道，1o)
箭体最大直径
3.35m
半长轴偏差
50 km
6km
起飞质量
近地点高度偏差
204.88 t
起飞推力
近地点幅角偏差
0.29°
2 961.6 kN
倾角偏差
推重比
0.07°
1.474
升交点经度偏差
0.14°
一子级
级长
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
23.49 m
直径
3.35m
海平面推力
2 961.6 kN
海平面比冲
子级质量
2 556.2 m/s
153.07 t
工作时间
推进剂质量
121 s
143.692 t
发动机
YF-21B
二子级
级长
推进剂
9.47 m
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
真空推力
主机
3.35m
742 kN
游机
子级质量
39.44t
4X11.5 kN
真空比冲
主机
推进剂质量
2922.4m/s
35.84t
发动机
游机
2762m/s
YF-24D
主机
主机
工作时间
130 s
DaFY21-1
游机
游机
4XYF-23F
135 s

<!-- 第 145 页 -->
中国
·102·
三子级
级长
10.364 m
推进剂
液氧/液氢
直径
真空推力
44.43 kN
2.25 m
子级质量
真空比冲
10.7t
4 119 m/s
推进剂质量
729 s
8.731 t
工作时间
发动机
YF-73
整流罩
类型
A型
B型
6.54 m
总长度
7.106 m
圆筒段长度
1.7m或2.4m
2.6m
直径
2.6 m
3m
450 kg
603 kg
结构质量
总体布局
CZ-3是三级液体推进剂火箭，由一、二、三子级和有效载荷整流罩组成，
见后图。
、二子级级间壳段
箭体结构一方面承受载荷，一方面又起着支撑各个系统的作用，将它们
一、二子级级间杆系
连成一个整体。控制系统、遥测系统和外测安全系统的仪器主要安装在仪器
舱内，也有少部分仪器根据需要分布在尾段或箱间段。为了减轻贮箱的结构
质量，简化推进剂输送管道和提高液氢使用的安全性，三子级推进剂贮箱的
配置与一、二子级的不同，采用共底贮箱，将燃料箱安排在氧化剂箱的上面。
氧化剂箱
箭体结构
CZ-3火箭箭体结构包括一、二、三子级结构和有效载荷整流罩结构，主
箱间段
要结构材料是2A14铝合金。
一子级结构
一子级结构由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、后过渡段、尾段、
燃料箱
尾翼和导管、阀门等组成，见左图。
一、二子级级间段包括壳段与杆系结构两部分，杆系由24根斜杆和上、
下对接框组成，CZ-3的斜杆比CZ-2C的少8根，相对来说其抗扭刚度提高
后过渡段
了，但减弱了抗弯曲能力。
尾段
尾段为外加桁梁式薄壁全铆接结构，由两个半壳沿纵向对接合拢而成。
CZ-3的尾段结构和功能与CZ-2C的尾段不完全相同：
尾翼
1）为了提高火箭的飞行稳定性，CZ-3尾段上增加了4个尾翼及相应的
CZ-3一子级结构
安装结构；

<!-- 第 146 页 -->
长征三号系列
·103·
有效载荷整流罩
有效载荷
转接锥
有效载荷支架
仪器舱
三子级液氢箱
三子级液氧箱
二、三子级级间段
三子级发动机
二子级氧化剂箱
二子级箱间段
二子级燃料箱
、二子级级间壳段
二子级发动机
、二子级级间杆系
一子级氧化剂箱
一子级箱间段
一子级燃料箱
后过渡段
尾段
一子级发动机
CZ-3总体布局

<!-- 第 147 页 -->
中国
·104·
2）火箭竖立在发射台上时，CZ-2C的发射支点在尾段上方，尾段不承受支撑
二、三子级
级间段
力，CZ-3的发射支点在尾段下端，支撑力由尾端承受和传递；
3）在尾段壳体的表面设置了8根大梁，尾段上端有4个前接头，尾段下端有
4个支撑块，这样，由支撑块、大梁和前接头共同组成了承、传力结构。
氧化剂箱
尾翼平面为直角梯形，翼根弦长2.2m，翼展1.4m，采用变厚度楔形双梁蜂
窝夹芯结构。
后过渡段、燃料箱、箱间段、氧化剂箱以及导管、阀门等均与CZ-2C相同。
箱间段
二子级结构
二子级结构由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱及导管、阀门等组成，见
燃料箱
左图。
二、三子级级间段是截锥型的半硬壳式结构，外表面粘贴了一层301软木防
热层。它既是连接二、三子级的承力结构，又是三子级的发动机舱，由于二、三级
CZ-3二子级结构
分离是冷分离，所以不需要考虑排焰问题。
转接锥
燃料箱、箱间段和氧化剂箱的结构与CZ-2C相同，只是CZ-3的氧化剂箱前
底上设置了绝热帽，以防止三子级加注推进剂后低温对氧化剂箱的影响。
有效载荷支架
仪器舱
三子级结构
三子级结构由转接锥、有效载荷支架、仪器舱、共底贮箱及导管、阀门等组
成，见左图。
转接锥
CZ-3的转接锥有A、B两种型号，A型用于发射国内卫星，锥高680mm，与
卫星接口直径为872mm；B型用于发射外国制造的卫星，锥高300mm，与卫星
共底贮箱
接口尺寸是国际上通用的$937mm。两种型号转接锥的下对接框都是与有效载荷
支架相连，对接尺寸为Φ1036mm；上对接框通过包带与卫星的对接框相连。
有效载荷支架
有效载荷支架也是截锥形壳体，为铝蜂窝夹芯结构。由于惯性平台安装在壳
体内部，所以壳体上开有160mm×160mm的方孔，以便发射时通过它以及在整
流罩倒锥段开的透明舱口使发射场的瞄准设备与惯性平台上的棱镜通视，来瞄准
射向。有效载荷支架高度为740mm，下端框与仪器舱相连。
CZ-3三子级结构
仪器舱
井字梁
仪器舱（见右图）位于贮箱上端，与卫星、转接锥
环形圆盘
和有效载荷支架一起，被罩在整流罩内。仪器舱由截锥
形壳体、环形圆盘、支撑杆和井字梁组成。
截锥形壳体是铝蜂窝结构。上部有上端框，框内缘
的8个凸耳用以安装井字梁；框外缘有一支撑台阶用来
安装环形圆盘。截锥体的下端框与贮箱的前短壳相连。
圆框
环形圆盘由约束阻尼复合板构成，其内缘与锥壳的上框
支撑杆
相连，外缘通过16根型材撑杆支撑在锥壳的下端框上。
挡板
截锥形壳体
为增加圆盘的刚度和减轻结构质量，在其上开有若干减
CZ-3仪器舱结构
轻孔。井字梁用工字截面梁构成，有很高的强度和刚度。

<!-- 第 148 页 -->
长征三号系列
·105·
仪器舱边缘的Ⅱ-IV象限处各设有两块挡板，防止因整流罩分离时发生意外碰撞而损害仪器。仪器舱与液
氢箱之间有一层隔离膜，防止可能产生的氢气进入仪器舱。
共底贮箱
为缩短火箭长度和减轻结构质量，三子级推进剂贮
箱为共底贮箱，上箱储存液氢，下箱储存液氧，共底凸
向上，见右图。贮箱外表面包覆了绝热层，对输送推进
剂的导管也采取了绝热措施。
液氢箱由前短壳、前底、筒段和共底组成。前短壳
液氢箱
由化铣网格整体壁板构成。前底为椭球形，正中开有人
环形防晃板
孔。筒段由4个筒形壳段组焊而成，筒内分3层共装有
6块扇形防晃板及一个环形防晃框来抑制液体晃动。共
底由非金属蜂窝结构与上、下面板构成，其外侧焊有抽
空管嘴和真空度测量及气体分析管嘴。加注推进剂之
共底
液氢加注口
前，将共底抽至近于真空，加注后腔内气体冷凝，真空
液氧箱
液氢输送口、
度进一步提高，以达到绝热的目的。共底的边缘与上、
环形防晃板
液氧增压管
下两个贮箱的箱壁相连，为了防止箱壁之间的热传导，
液氧溢出管
在此处采用了绝热的承力结构。
液氧箱由共底、筒段、后底和后短壳组成。筒段为
化铣网格结构，筒内装了环形防晃板。后底为椭球底，
在底的正中开有人孔，在液氧输送口处装有防旋器。此
外，箱内还装有测量液位和温度的传感器。
CZ-3三子级共底贮箱结构
贮箱外表面的绝热层是以喷涂聚氨酯泡沫塑料为主
体的多层密封缠绕式结构，由缓冲层、隔热层和防护层3部分组成。缓冲层的作用是改善铝合金箱壁与泡
沫塑料之间线膨胀系数不同而引起的变形不一致，使泡沫塑料牢固的粘接在箱壁上；隔热层起绝热作用；
防护层的作用是防止气体渗透、防机械损伤、防热辐射和保护整个绝热层能经受飞行中的气流冲刷。
导管和阀门
液氢的黏度低，渗透性强，再加上超低温，给导管、阀门带来了密封和绝热困难。三子级上除了对密
封材料进行选择之外，还对导管接头或阀门的结构采用了气密设计。三子级共有导管23种，阀门17种。
其中的液氢输送管比较复杂，是双层的真空导管，由内管、外管和防辐射夹层组成，使用前将夹层之间抽
成真空，使通过导管的液氢温升低于0.003℃。液氢输送管设在贮箱外面，绕过液氧箱后，通向发动机。
整流罩结构
CZ-3的有效载荷整流罩有A、B两种型号，A型整流罩的最大直径为2.6m，圆筒长度为2.4m；B型
整流罩的最大直径为3.0m，圆筒长度为2.6m。除直径和高度不同之外，两种整流罩的结构形式和分离方
式都是一样的。
火箭处于临射状态时，发射场的空调系统可以对整流罩内部进行空气调节，确保罩内的温度、湿度和
洁净度满足卫星要求。
整流罩由玻璃钢端头、非金属蜂窝双锥段、金属蜂窝圆筒段和化铣倒锥段组成。成品是两个独立的半
罩，发射前通过爆炸螺栓连成整体，并通过爆炸螺栓和铰链机构与三子级箭体相连。双锥段对无线电波是
透明的，透波率约为85%。

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中国
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推进系统
CZ-3的推进系统由一、二、三子级的推进系统组成。一、二子级的推进剂是四氧化二氮和偏二甲肼，
三子级的推进剂是液氧和液氢。
一子级推进系统
一子级推进系统与CZ-2C基本相同，只是CZ-3的一子级发动机是FY-21，而CZ-2C的是YF-21。由
于两者由不同的工厂生产，存在着一些细微差别，但它们的组成、工作原理、功能和与箭体的接口都是一
样的，可以互换。CZ-3从第11发火箭开始，一子级改用了YF-21B发动机。
二子级推进系统
二子级推进系统原与CZ-2C完全相同，后发动机改为加长喷管的YF-24D发动机。
三子级推进系统
三子级推进系统由YF-73氢氧发动机、增压系统、输送系统和推进剂管理系统等组成，见后图。
发动机
发动机采用燃气发生器循环系统，由1台涡轮泵供应4台推力室，液氢泵和液氧泵均为一级离心泵，
发动机由推力室、涡轮泵、燃气发生器、自动器、启动气瓶和火药点火器等组成。
推力室分头部和身部两部分。头部采用平顶式结构，氧腔在上，氢腔在下。头部中心有安装火药点火
器的四孔座，在孔座周围有3圈按同心圆排列的喷嘴，内圈的8个喷嘴和第2圈的12个喷嘴为中心喷嘴，
它们的氧喷嘴为离心式结构；外圈的18个喷嘴为边区喷嘴，其氧喷嘴为直流式；喷注器面板为不锈钢丝
编织烧结而成的金属纤维发汗材料。氢对面板进行发汗冷却，防止面板被烧蚀。身部由内、外壁钎焊连接
而成，喷管型面按罗氏最佳推力喷管设计，内壁上铣有沟槽式冷却通道。冷却剂液氢进入冷却通道后先流
向喷口，再由相邻槽返回头部。推力室的身部含有传动轴，轴端有齿，与伺服机构啮合后实现推力室单向
摆动。
涡轮泵由涡轮、液氢泵、液氧泵和齿轮箱等组成。涡轮和液氢泵同轴，是主动轴：液氧泵单独一根轴，
是从动轴，中间由减速齿轮传动。涡轮为单级冲动式结构，由涡轮盖、转子和主轴组成。液氢泵由诱导轮、
离心轮、螺壳、前后密封环组成。液氧泵由进口管、泵轴、诱导轮、离心轮、前后密封环和氧泵壳体组成。
齿轮箱由上盖、下盖、齿轮、中轴及限流嘴组成，限流嘴是用来控制冷却剂液氢的流量的。
燃气发生器由头部和身部构成。头部为平顶式结构，有3层平底，第一、二层底之间为液氢腔，第二、
三层底之间为液氧腔。头部中央为火药点火器喷口，其周围由16个双组元同轴式喷嘴排列成两个同心圆。
身部由圆柱段和收敛段组成，两者均为双层壁结构，内壁上有铣槽，形成再生冷却通道。
自动器共有24种41个，主要包括：液氢泵前阀门、液氧泵前阀门、液氢主阀门、液氧主阀门、氢副
动阀门等器件，用以控制发动机的启动和关机。
启动气瓶内储高压氮气，当电动气阀门通电打开后，高压氮气通过启动喷嘴吹动涡轮，氮气耗尽后由
燃气接替维持发动机正常工作，因为发动机要做两次启动，故设有两套独立的气瓶启动系统。
发动机上共有20个火药点火器，燃气发生器头部和每个推力室的头部各装4个，每次点火时各消耗2
个，其中一个为瓦余。点火器由电发火系统、能量释放系统（包括引燃药、烟火药、过渡药和惰性药等）
和结构件组成。

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长征三号系列
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23
17
18
地
面
配
12
气
台
阀
门
盒
23名
CZ-3三子级推进系统
1—燃烧室；2—单向阀门：3-换热器；4电动气阀门；5—气瓶；6—泵前阀门；7—泄出阀门：8—主阀门；9—稳压器；10-燃气发生器：
11—副系统控制阀门：12一减压器：13-卸荷开关；14—涡轮泵；15一输送管；16—安全溢出阀门；17一加注液位指示器；
18一加注阀门；19一氧排气管：20-保险阀门；21—氢放气阀门：22一氢排气管：23—手动开关；24—气动阀门

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中国
·108·
YF-73的外廊尺寸为1438mm×2220mm（高度×直径），真空推力44.43kN，真空比冲4119m/s，
推进剂总流量10.786kg/s，推进剂质量混合比5.0；验收时，第1次工作时间为800s，滑行段时间为200s，
第2次工作时间为600s。
输送系统
输送系统包括液氧系统和液氢系统两部分，其主要功能是在发射准备时，在液氧箱的安全溢出阀门和
液氢箱的放气阀门打开的状态下，通过加注阀门和加注液位指示器，分别对液氧箱和液氢箱进行加注（或
泄出）；在飞行中则通过装有旋涡消除器的贮箱出口和输送管向发动机输送液氧和液氢。液氧和液氢进入
泵之后各自分成3路，其中主要的一路通过主阀门再分成4路分别进入4个推力室；另外两路中的一路进
入燃气发生器，形成燃气，先吹动涡轮，然后加热换热器的蛇形管，最后排出箭体；另一路进入换热器中
的蛇形管。
增压系统
增压系统的功能是对液氧箱和液氢箱进行增压。增压包括起飞前的地面增压、箭上的气瓶补压和自生
增压3种。地面增压使用地面设备及气源对贮箱增压，以保证起飞时贮箱有足够的压力。箭上气瓶补压系
统由贮箱压力信号计、电动气阀门和气瓶组组成，主要用于在发动机第1次程序预冷导致贮箱气枕压力下
降和因自生增压的气体在滑行段温度下降引起贮箱压力降低的情况下补压：补压的开始和结束均由压力信
号计控制。在发动机工作阶段，贮箱的气体压力由自生增压系统保证，也就是利用在换热器蛇形管中被加
热的氧气和氢气进行增压。
推进剂管理系统
推进剂管理系统的动力部分是FY-81无水肼发动机，它直接受控制系统的开关放大器控制。FY-81发
动机由气路系统、液路系统、温度控制系统及电缆网组成。气路系统包括手动阀门、钛合金气瓶、电爆阀
门、减压器和导管。液路系统包括无水肼贮箱、破裂膜片、节流组件、过滤器和导管；推进装置包括4个
推力为9.8N的喷管及电磁阀，2个推力为39N的喷管及电磁阀，4个推力为59N的喷管及电磁阀和2个
推力为196N的喷管及电磁阀。温度控制系统包括贮箱加热器、组件加热器、导管加热器及温度传感器。
FY-81发动机全部安装在三子级发动机的机架上，其推进剂输送方式为挤压式。工作时高压氮气通过
减压器挤压无水肼贮箱内的橡胶囊，使无水肼冲破贮箱出口处的破裂膜片，分别流至12个电磁阀的入口
处，当电磁阀接受控制系统的指令打开时，无水肼即进入喷管头部，与那里的催化剂起反应，产生高温气
体，气体从喷管排出产生推力。
三子级发动机第1次关机后，火箭处于失重状态，这时无水肼喷管一方面保持火箭的姿态稳定，一方
面产生轴向加速度使液氢和液氧沉于贮箱底部。氢氧发动机的启动和关机过程对推进剂的扰动较大，这时
196N喷管工作，当推进剂已经沉于贮箱底部之后就由39N喷管接替196N喷管工作，保持推进剂的沉底
状态。三子级发动机第2次关机后，还可利用2个196N的喷管进行末速修正。
其他系统
基于液氢、液氧低温易爆的特点，三子级上还设有排气系统、吹除和气封系统。
排气系统由液氧箱的安全溢出阀门、液氢箱的放气阀门和保险阀门以及相应的导管组成。加注或泄出
时安全溢出阀门和放气阀门打开，贮箱增压时则关闭：飞行中如果贮箱的气枕压力超过充许值时，则阀门
将自动打开；发动机吹除时，吹除气体由吹除阀门进入需要吹除的流路，从排气口或泄出阀门或副控阀门
汇入排气管排出：发动机预冷时主阀门关闭，泵前阀门和泄出阀门打开，推进剂经泵前阀门进入发动机，
预冷后分别从排气口或泄出阀门或副控阀门汇入排气管排出。氧排气管道和氢排气管道是互相隔离的，氧
气（或液氧）和氢气（或液氢）都通过各自的排气口集中排放。

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长征三号系列
·601·
子级导管、一、二子级之间的脱拔插头、二子级导管、二、三子级之间的脱拔插头、三子级导管和限流嘴，
对二、三子级级间段、液氢箱与仪器舱之间的前底舱进行吹除和对氧排气管出口和氢排气管出口进行气封，
以防止氢气聚集和防止空气及其中的水汽通过排气管进入排气阀门而导致阀门结冰失效。
分离系统
一、二级分离
一、二子级之间的分离采用热分离方式。一子级发动机关闭之前二子级发动机就开始启动，然后再令
一、二子级之间的连接爆炸螺栓起爆，在二子级发动机喷流的作用下实现分离。
整流罩分离
二级飞行末期，大气环境已不会危害有效载荷整流罩与火箭的分离，在主发动机已经关闭，而游动发
动机仍在工作的情况下，整流罩被抛掉。
分离时，控制系统先令与三子级相连的爆炸螺栓起爆，然后再使将两个半罩连成整体的爆炸螺栓起爆，
这时，两个半罩各自在分离弹簧的作用下，绕下端的铰链旋转，当转到一定角度时，铰链脱开，半罩在离
心力的作用下，沿切线方向离开三子级箭体，过程见下图。
由于瞄准的需要，在倒锥段的第IⅢI象限线上不能设分离面，所以整流罩只能从II-IV象限平面分离。
20°
1.0°
0.6
65
CZ-3抛罩过程示意
二、三级分离
二、三级分离采用冷分离。二子级游动发动机关闭后，连接二、三子级箭体爆炸螺栓和安装在二、三
子级级间段的8台固体反推火箭同时点燃，在反向推力的作用下，二子级被推离火箭。
星、箭分离
星、箭分离有两种方式，可以采用反推火箭，也可以采用分离弹簧。
采用反推火箭分离时，包带解锁后，安装在三子级后短壳上的反推火箭点火，使三子级减速，实现分

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中国
·110·
离，分离过程中有效载荷不受分离力的影响。
采用分离弹簧分离时，包带解锁后，分离弹簧的约束同时解除，弹簧力使有效载荷加速，同时使三子
级减速，实现分离。
控制系统
CZ-3的控制系统由制导系统和姿态控制系统组成。
制导系统
制导系统采用平台十计算机方案（见下图），其任务是发出各级关机（启动）指令，并在二、三级飞
行期间进行法向、横向导引计算，将结果输往姿态控制系统。
姿态控制系统
姿态角信号
导引计算
稳定平台
计算机
加速度计放大器
程序配电器
飞行程序脉冲
CZ-3制导系统原理
为了满足各级飞行的特定要求，采用了不同的制导方法：
1）一级采用射程关机，以控制残骸落点；
2）二级和三级一次飞行段均采用速度关机；
3）三级二次启动采用绝对定时启动，以控制幅角；
4）三级二次关机采用半长轴关机，以控制半长轴的偏差：
5）末速修正段采用视速度增量关机。
当火箭的正常关机出现故障时，采用下列保护措施：
1）一级用耗尽关机；
2）二级采用判别X向加速度计输出脉冲个数进行关机；
3）三级一次飞行段采用定时关机；
4）三级二次飞行段采用判别Y加速度计输出脉冲个数进行关机；
5）末速修正段采用定时关机。
姿态控制系统
姿态控制系统采用平台十速率陀螺网络和摇摆发动机控制方案，由三轴稳定平台、速率陀螺、变换放
大器、开关放大器和伺服机构等组成，见后图。
三轴稳定平台感应箭体姿态角和由弹性振动引起的附加姿态角，俯仰通道还接受由计算机发出的俯仰
程序指令。平台的输出信号是1000Hz交流信号，其幅值表示姿态角偏差的大小，相位表示姿态角的极性。
速率陀螺感应箭体姿态角速度和因箭体弹性振动引起的附加姿态角速度，输出信号也是1000Hz交流
信号，在一级俯仰、偏航、滚动通道和二级俯仰、偏航通道各用1个速率陀螺。

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长征三号系列
·111·
仪器舱
三轴陀螺稳定平台
箭载计算机
开关放大器
三级变换放大器
关机指令和程序
三子级
三级伺服系统
姿态控制喷管
二级速率陀螺
二子级
级变换放大器
级速率陀螺
二级伺服系统
二子级
级变换放大器
级速率陀螺
级伺服系统
CZ-3姿态控制系统组成
变换放大器由检波器、校正网络和综合放大器组成，检波器将平台和速率陀螺输来的交流信号解调为
直流信号，送至校正网络进行整形和滤波，最后送至综合放大器进行放大。
开关放大器由检波器、网络和开关控制器组成。平台输入的信号经检波、放大，使开关控制器输出控
制电流来控制电磁阀门的开、关，令相应的喷管工作。
伺服机构是姿态控制系统的执行元件，它带动发动机偏摆，以产生控制力矩。二、三级伺服机构见下
图，一级伺服机构与之区别在于反馈电位计前面无传动机构。
油源组件
ur
作动器
发动机
伺服放大器
伺服阀
传动机构
反馈电位计
传动机构
CZ-3二、三级伺服机构
摇摆发动机控制方案：在三子级发动机第1次工作时段内由伺服机构带动发动机摇摆，实现姿态控制；
在滑行段则由开关放大器控制无水肼喷管的工作，以实现姿态控制。

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中国
·112·
遥测系统
CZ-3遥测系统采用两种体制的遥测设备，一子级装1套硬回收式磁记录器，二、三子级各装1套大速
变无线电遥测设备。为了给地面接收站提供自动跟踪信号，三子级上还装有1套P波段的信标机。
磁记录器由速变调制组合、运带机构回收装置和稳频电源组成，主要用于测量一级飞行段箭体各部位
的振动、冲击和噪声。被测信号进入速变调制组合，经频率调制后记录于运带回收装置。该装置随一子级
残骸坠回地面。
大速变无线电遥测设备由采编器、视频电源、调频发射机、电子延时存储器、集成功率放大器、功放
电源、天线以及若干传感器、变换器组成，见下图（图示为安装于仪器舱的设备，安装于二子级的大速变
遥测设备无图中虚线部分）。
天线
速变参数
数字参数
多路被测信号
集成功率
采编器
调频发射机
1
放大器
L
功放电源
电子延时1
视频电源
存贮器
CZ-3大速变无线电遥测设备
装于二子级箱间段的大速变设备主要用于测量二级飞行时的冲击、噪声、振动和一级飞行时一子级的
部分振动以及一、二子级的全部缓变参数。装于仪器舱的大速变设备主要用于测量三子级的噪声、振动和
冲击等速变参数以及缓变参数和数字量参数。
外测安全系统
起飞后20s至二级飞行结束。
外测安全系统的任务：
1）与地面跟踪设备配合对火箭进行跟踪测量，并最终获得卫星入轨点的轨道参数；
2）万一火箭在飞行中出现无可挽回的故障时，将火箭炸毁。
安全部分由安全指令接收机、平台的安全触点、控制器、引爆器和爆炸器等组成，自毁方式分遥控和
自主式两种。
1）遥控式自毁：当火箭出现故障时可以由地面发出指令经接收机、控制器使引爆器和爆炸器起爆；
2）自主式自毁：当平台的外环轴转角超过土(20°十2°）或内环轴、台体轴转角超过士（18°十2°）时，
平台的安全触点接通，发出自毁信号令引爆器和爆炸器起爆。

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长征三号系列
· 113 ·
仪器舱
三级控制器
电池
三子级
引导信标机
应答机3
引爆器
引爆器
微波网络
微波网络
、三子级级间段
微波网络
微波网络
子级
甲
应答机2
应答机1
接收机
功分器
平台发出的自毁指令
二级控制器
电池
爆炸器
引爆器
子级箱间段
爆炸器
引爆器
CZ-3外测安全系统
电源与配电系统
CZ-3的控制系统、遥测系统和外测安全系统的电源是相互独立的。
控制系统的配电采用按分系统、大功率设备（如伺服机构、火工品和电磁阀等）分别供电的主、副配
电器方案，在地面测试时用整流电源和中频电机供电，射前转为箭载电池组供电。控制系统的电源由一次
电源、配电器、程序配电器和二次电源组成。一次电源为3个蓄电池，由3个配电器和4个程序配电器配
电；二次电源包括单相电源、双相电源、三相电源、平台系统电源（含高频电源、稳压电源）和计算机电
源。
遥测系统的供电方案有两种，一、二级采用电池加换流器方案，三级采用纯电池方案。一级磁记录器
由电池供电；安装在二子级的大速变遥测系统由电池、换流器和配电器供电。换流器的输入为（28土3）V
测系统的电源由一块输出电压为28V的电池和一块输出电压为21V和6V的电池以及配电器组成。
外测安全系统的供电也是采用纯电池方案，一、二级共用一块电池，三级用一块电池。
其他系统
CZ-3火箭上的其他系统还有三级起旋系统、推进剂加注系统、火工品系统、方位瞄准系统和垂直度调
整系统等。

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中国
·114·
起旋系统
如果用户需要，CZ-3可以在末速修正段结束至星、箭分离这一段时间内使箭体绕纵轴慢速旋转。起旋
系统由4个（两两同向）分两组安装于ⅡI、IV象限的固体火箭组成，固体火箭的推力线均与箭体相切，点
燃后形成力偶，使火箭以7(1±10%)r/min的转速旋转。
推进剂加注系统
全箭的加注系统由一、二、三子级加注系统组成。一、二子级加注时，加注量由超声波点式传感器指
示，它可指示3个液位，但考虑到贮箱的容积偏差和推进剂的温度影响，实际上只控制到第2液位，余下
少量需要调节的补充加注量由地面系统控制，传感器的第3液位只起监视作用。三子级的推进剂加注采用
点式电容传感器测量，由于遥测系统有连续式的电容液位传感器，所以为了确保可靠加注，遥测系统的传
感器也参与加注指示。
火工品系统
箭上火工品分3类：第1类用于推进系统，如电爆管、点火器等；第2类用于级间分离，如爆炸螺栓、
正推火箭、反推火箭等；第3类用于外测安全系统，如引爆器、爆炸器等。如按级分类，它们的名称、数
量、用途见下表。
CZ-3箭上火工品名称、数量及用途
名称
数量
安装位置
用途
电爆管
24
启动主阀门、启动阀门、断流阀门、火药启动器
爆炸螺栓
12
一、二子级级间连接及分离
一子级
·引爆器
1
引爆爆炸器
爆炸器
自毁
1
电爆管
7
启动主阀门、启动阀门、断流阀门、火药启动器
爆炸螺栓
26
二、三子级级间连接与分离，整流罩的连接与分离
2
二、三子级级间分离，推进剂沉底
正推火箭
二子级
二、三子级级间分离
8
反推火箭
点火器
点燃正、反推火箭
10
引爆器
引爆爆炸器
1
爆炸器
自毁
1
20
点火器
发动机的燃气发生器和燃烧室点火
电爆管
启动无水肼喷管系统
2
2
爆炸螺栓
包带的连接及解锁
三子级
反推火箭
2
星、箭分离（发射外星时改为4台起旋火箭）
2
点火器
点燃反推火箭（发射外星时4枚点火器点燃起旋火箭）
自毁
小型爆炸器
2
方位瞄准系统
系统的工作原理和箭载设备均与CZ-2C相同，只是地面的设备有所改进，CZ-2C采用光电经纬仪，而
CZ-3采用激光瞄准仪。

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长征三号系列
·115·
垂直度调整系统
垂直度调整系统由地面的水平指示仪、发射台自动调平系统和箭上的各2台水平测量仪组成，2台水
平测量仪分别安装在平台底座和一子级发动机架下端面。垂直度调整的主要目的是减小火箭起飞段的横向
漂移量。
典型飞行程序
CZ-3的主要任务是发射地球同步卫星，在西昌卫星发射中心发射，轨道倾角为31.1°～27°。CZ-3的
轨道可分为一级飞行段、二级飞行段、三级一次飞行段、滑行段（停泊轨道）、三级二次飞行段、末速修
正段和姿态保持段等7段，在姿态保持段末期可根据需要使火箭绕纵轴慢速旋转。该段结束后，星、箭分
离，卫星进入地球同步转移轨道。CZ-3的典型飞行程序见下图、下表。
三子级发动机第1次关机
三子级发动机
二、三级分离
火箭起旋
第2次点火
星、箭分离
三子级发动机第1次点火
整流罩分离
二级分离
二子级发动机点火
起飞
CZ-3典型飞行程序
CZ-3典型飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
二、三级分离
一子级发动机点火
T-3.00
T+263.25
起飞
三子级发动机第1次关机，进入停泊轨道
T+0.00
T+688.88
程序转弯开始
T+935.70
三子级发动机第2次点火
T+10.00
-子级发动机关机
三子级发动机第2次关机
T+126.66
T+1 253.71
一、二级分离
末速修正喷管关机
T+1 261.71
T+127.89
星、箭进入转移轨道，起旋火箭点火
二子级主机关机
T+255.25
T+1 291.71
起旋火箭熄火
整流罩分离
T+1 292.21
T+259.25
二子级游机关机
T+1 292.71
星、箭分离
T+262.25
（陈国华）

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中国
·116·
长征三号A（CZ-3A）
CZ-3A火箭发射
CZ-3A是在CZ-3成功后重新研制的一种三级大型运载火箭，其技术性能、使用性能以及适应性等均
较CZ-3有显著提高。CZ-3A于1985年3月开始方案论证，1986年4月开始正式研制，1994年2月8日
首次飞行成功。截至2007年6月30日，CZ-3A已经发射了14次，全部成功。CZ-3A主要用于发射地球
同步转移轨道有效载荷，也可以运载低轨道、极轨道或逃逸轨道的有效载荷。CZ-3A在西昌卫星发射中心
发射，其地球同步转移轨道的运载能力为2600kg。
CZ-3A在充分继承已有型号成熟技术的基础上，重新研制了低温推进剂三子级，突破了动调陀螺四轴
平台、YF-75氢氧发动机、冷氮增压系统以及低温氢气能源双摆伺服机构四大关键技术，同时还采用了许
多先进的技术，如数字化、小型化的控制系统和低温推进剂利用系统技术等。
主要技术性能
级数
运载能力
2.6t（地球同步转移轨道）

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长征三号系列
·117·
全长
52.52m
入轨精度
(地球同步转移轨道，1o)
翼展
半长轴偏差
6.35m
40km
3.35 m
箭体最大直径
近地点高度偏差
10 km
起飞质量
近地点幅角偏差
241 t
0.2°
起飞推力
倾角偏差
2 961.6 kN
0.07°
推重比
1.25
升交点经度偏差
0.2°
一子级
级长
23.272m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
3.35m
海平面推力
2 961.6 kN
子级质量
183.28 t
海平面比冲
2 556.2 m/s
推进剂质量
工作时间
172.05 t
146 s
发动机
YF-21C
二子级
级长
11.276 m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
主机
3.35 m
真空推力
742.04 kN
子级质量
34.116t
游机
4× 11.7 kN
推进剂质量
真空比冲
主机
2 922.4 m/s
30.555t
发动机
游机
YF-24E
2 834 m/s
主机
工作时间
主机
YF-22E
114 s
游机
4XYF-23C
游机
119 s
三子级
级长
12.375 m
推进剂
液氧／液氢
直径
3.0 m
真空推力
2X78.453kN
子级质量
真空比冲
20.935t
4334.54 m/s
工作时间
推进剂质量
18.193 t
469 s
发动机
YF-75
整流罩
长度
结构质量
1 004kg
8.887 m
直径
3.35 m
总体布局
CZ-3A是三级液体运载火箭，其组成和布局与CZ-3相同，见后图。

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中国
118
有效载荷整流罩
1161
有效载荷后端框
V形块
包带
有效载荷
转接锥前端框
有效载荷支架
分离弹簧
仪器舱
弹簧
三子级液氢箱
三子级液氧箱
转接锥
二、三子级级间段
三子级发动机
二子级氧化剂箱
二子级箱间段
星、箭连接结构
二子级燃料箱
二子级发动机
一、二子级级间段
级间杆系
V形块
限位弹簧
子级氧化剂箱
C-C
爆炸螺栓
子级箱间段
包带-爆炸螺栓连接
子级燃料箱
后过渡段
尾翼
一子级发动机
CZ-3A总体布局

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长征三号系列
· 119 ·
箭体结构
CZ-3A箭体采用薄壁结构，其形式可分为硬壳式、网格式和夹层式。推进剂贮箱选用铣切网格式结构，
大部段选用半硬壳结构，三子级如低温贮箱共底、有效载荷支架、仪器舱、有效载荷整流罩采用蜂窝夹层
结构。
箭体结构的主要材料是高强度铝合金，氧化剂箱和燃料箱选用2A14铝合金，这种材料强度高。其他
部段选用2A12、7A04和7A09铝合金。
一子级结构
一子级结构的组成及结构形式与CZ-3相同，由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、后过渡段、尾
段、尾翼（安装呈X型）及导管、阀门等附件组成，只是贮箱长度和尾翼面积有所增加，另外，由于考虑
到进一步的发展，为捆绑助推器作了预理设计，对捆绑助推器的支点部位进行了局部加强。
二子级结构
二子级结构的组成及结构形式与CZ-3基本相同，由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱及导管、阀
门等附件组成。
二、三子级级间段位于二、三子级之间，前框直径3004mm，后框直径3346mm，高3620mm。二、
三子级级间段承受均匀载荷，故级间段设计为均匀加筋对称结构，由纵向构件、蒙皮和横向构件组成。在
第3框和第4框之间，均匀分布4个400mm×400mm的大开口，用于仪器安装和检测，舱口用装有旋转
锁的蜂窝舱口盖封闭。
三子级结构
三子级结构主要由有效载荷支架、仪器舱、贮箱及包带解锁机构等组成。
有效载荷支架
有效载荷支架是运载火箭与卫星之间的机械接口，它是按国际标准接口1194设计的，采用1个截锥
形壳体（转接锥），高650mm，半锥角22°40，前端框直径1215mm，后端框直径1748mm。有效载荷
支架前端面是火箭与卫星的分离面，包带锁紧装置将卫星牢固地连接在有效载荷支架上。在后端框处通过
70个M8螺栓与仪器舱连接。有效载荷支架是蜂窝夹层结构，由内、外碳纤维面板、铝蜂窝夹芯、前端框、
后端框、分离弹簧支座等组成。其中，后端框是与内面板一次成形的碳/环氧复合材料框，前端框由2A14
铝合金锻环加工而成，其刚度和加工精度均有严格的要求。有效载荷支架壳体内表面上均匀安置了6个分
离弹簧支座，用来安装分离弹簧，为分离卫星提供一定的弹射力。有效载荷支架主要承受轴向压力、弯矩、
横向剪力以及包带预紧力和分离弹簧作用力等局部载荷。
仪器舱
仪器舱由截锥形壳体、环形圆盘和20根支撑杆组成，高740mm。
截锥壳的上端框与有效载荷支架相连，直径1748mm；后端框与贮箱的前短壳相连，直径为2990mm；
壳段由铝合金蜂窝板构成，是主要的承力构件，其内壁设有绝热层，以隔绝液氢箱的低温。
环形圆盘由铝合金蜂窝板构成，蜂窝夹芯板的厚度约为30mm，是安装仪器、电缆的主要结构。
支撑杆由U形型材构成，与截锥形壳段共同承担环形盘及盘上安装的仪器、电缆的质量。
贮箱
三子级推进剂贮箱直径3m，结构形式同CZ-3三子级贮箱。整个贮箱的结构质量约为1250kg（包括
共底和绝热层的质量），箱体总长度（前、后端框间的距离）为8835mm。贮箱内装有推进剂管理系统所

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中国
·120·
需的增压、溢出管，消能器，防晃、消旋装置；贮箱内、外表面装有大量的支架，用于固定推进剂输送管
路、增压管路、排气管路、阀门，以及安装控制、遥测、外测安全系统的仪器、传感器、姿控火箭等。为
绝热需要，箱筒段外表面上的支架绝大部分采用以聚酰亚胺、增强尼龙为材料的非金属支架。贮箱主体结
构材料为2A14铝合金，与主体结构点焊连接的支架材料为5A06铝合金，与主体结构铆接、螺接连接的
支架材料为2A12、7A04铝合金，与液氢、液氧相接触所用的连接螺钉材料为1Cr18Ni9Ti，这些材料均与
液氢、液氧推进剂具有良好的相容性。
液氢箱内装有7个盛有冷氮的低温钛合金气瓶，浸泡在液氢中。该气瓶的作用是为三子级动力系统提
供增压气源。冷氨低温钛气瓶的设计使用温度为一253～十87℃，设计压力常温下为10.3MPa、低温下为
20.6MPa，容积20L。冷氮低温钛合金气瓶采用TA7-d钛合金材料，用真空电子束焊接。
包带解锁机构
包带解锁机构主要由包带、柱轴、V形卡块、无污染爆炸螺栓（或切割器）、球垫、定位块、限位簧、
系留簧、拉杆和调节螺母等组成。
包带能承受飞行时所受的所有载荷，其解锁机构由2个半环组成，每个半环上均装有13个V形卡块，
半环两端装有柱轴。2个无污染爆炸螺栓通过柱轴将2个半环连接成1个完整的环形包带。
V形卡块卡住有效载荷支架前端框和卫星后端框，通过加力器给包带施加一定的预紧力。包带上的预
紧张力使V形卡块紧紧卡住分离面处的对接框，确保火箭飞行中星、箭分离面不会出现间隙，保证箭体刚
度连续。
柱轴上、下端装有限位簧，限制解锁后的包带半环不会过分张开，以避免撞击卫星。
包带解锁机构位于有效载荷支架的一侧并装有系留簧将其固定在有效载荷支架的侧壁上。包带解锁
后，系留弹簧即刻将包带解锁机构拉向火箭飞行方向的后方，避免妨碍分离后的卫星的正常飞行。为避免
爆炸时污染卫星，使用了无污染型的爆炸螺栓。包带解锁机构安装调试过程要确保其各点的应力尽量均匀。
有效载荷整流罩
CZ-3A整流罩全长为8887mm，圆筒段直径3350mm，由端头帽、前锥段、圆柱段和倒锥段组成。
罩体由2个半罩组成，沿纵向分开，ⅡI，IV为抛罩分离面，抛罩形式与CZ-3相同，爆炸螺栓分布见下图。
爆炸螺栓
整流罩
三子级
Ⅲ
A
CZ-3A整流罩及爆炸螺栓分布
端头帽是1个半径1000mm的半球壳，采用等厚度玻璃钢层压板结构，板厚8mm。
前锥段的半锥角为15°，底端直径3350mm，高2546mm。该部段为铝蜂窝结构，外面板和内面板的
材料均为2A12铝板，芯子材料为5A02。外表面贴有1.2mm厚软木板，作用是防止气动加热给结构带来
不良影响，同时也具有较好的隔声效果。
圆柱段高4000mm，外径3350mm，为全铝蜂窝结构，外面板和内面板材料均为2A12铝板：芯子材
料为5A02；外表面上贴了1层1mm厚软木板。

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长征三号系列
121*
倒锥段的半锥角为6°27，大端外径3350mm，小端外径3012mm，为半硬壳化铣加筋壳结构。
推进系统
CZ-3A的推进系统由一、二、三子级推进系统组成。一、二子级的推进剂是四氧化二氮和偏二甲肼，
发动机性能相对CZ-3有所提高；三子级推进剂是液氧和液氢，发动机是氢氧发动机YF-75。
一子级推进系统
一子级推进系统采用YF-21C发动机，输送系统与CZ-3相同。YF-21C是YF-21的改进型，改进后推
力增大了196kN，与箭体接口不变，但机架上预留了捆绑助推器的结构。
二子级推进系统
二子级推进系统采用YF-24E发动机，由主机和游机组成，输送系统与CZ-3相同。YF-24E是YF-24
的改进型，改进后的主机喷管增长了450mm，游机喷管增长了104mm；主机推力增加了22kN，比冲增
加了88m/s；游机推力增加了1kN，比冲增加了72m/s。
三子级推进系统
三子级推进系统由YF-75氢氧发动机、输送、增压、推进剂利用、推进剂管理等系统组成。
发动机
YF-75发动机由2台单机通过机架并联而成，每台单机可泵前双向摇摆，最大综合摆角为4°，系统组
成见下图。
液氢
液氧
液氧泵前阀门
液氢泵前阀门
液氧摇摆软管
液氧主阀门
液氢泵前摇摆软管
推进剂利用
系统阀门
液氢副系统旁通阀门
液氢泵
液氧预冷
液氧泵
泄出阀门
液氢副系统控制阀
液氢预冷泄
燃气发生器、
出阀门
液氧副系统
推力室
液氧泵涡轮
控制阀门
液氢泵
固体
液氧压调器
涡轮
点火器
换热器
液氢主阀门
喷管
YF-75发动机系统

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中国
·122·
发动机使用液氢、液氧低温高能推进剂，采用燃气发生器动力循环系统，推进剂供应使用燃气驱动串
联的双涡轮泵系统，具有高空二次启动、混合比阶跃式调节能力。发动机在氢涡轮壳体后装有换热器，将
从泵后引来的液氢经加热后提供氢箱增压用；从安装在氢箱中的冷氨气瓶来的冷氨经加温后提供氧箱增
压；涡轮排气管内装有加温器，从推力室冷却套中引出的氢经加温后作为伺服机构气动机能源。
YF-75发动机架是由方形底框和8根主、副杆焊接而成的桁架结构。机架的上端面由4点（每点2个
连接孔）与火箭三子级尾段对接，4点对称分布在4个象限内，连接孔中心位于直径为3068mm的圆上，
与箭体的对接孔由协调加工保证安装精度。机架的下端是由工字梁组焊而成的方形底框，两台单机分别安
装在方形底框的顶点上，两机安装中心距为1096mm，每个单机相对箭体轴线向外成230的安装角，发
动机总高不大于2805mm，推力室喷口处最大外缘直径不大于2375mm，两机连线与1-III面连线的夹角
为45，呈X形布局。
推力室产生的推力经常平座由机架传递给箭体，每台单机均可单独绕十字轴常平座做双向摇摆，最大
摆角为4°，控制火箭俯仰、偏航、滚动姿态。提供发动机摇摆动力的是安装在机架与推力室之间的伺服机
构，每台单机装有1台双作动筒的伺服机构，作动筒之间呈90°安装。
摇摆件和补偿件包括常平座、摇摆软管以及与箭体对接的泄出、增压、气控、吹除和测压等金属软管。
发动机架方框的上端面安装有控制用减压阀，吹除用减压阀、电磁阀，控制氧稳压器的中减压阀，控
制气转换成吹除气的换向阀、电磁阀，控制氢氧泵前阀的1#阀门组件盒，电缆插座等。发动机所需的吹除
气和控制气由箭体供应，两个控制气瓶和两个吹除气瓶安装在发动机机架杆系的4个角上。机架上焊有不
同形式的支板，用于固定各类金属软管的上端接头。这些接头与箭体的相应管路连接，形成箭体到发动机
的气、液输送系统，两单机的氢泄出、吹除和控制气源均汇总合并再与箭体对接。发动机质量约615kg。
YF-75发动机单机主要性能参数列于下表。
YF-75发动机主要性能参数（单机）
参数
数值
参数
数值
推力室压力/MPa
真空推力/kN
78.45
3.85
真空比冲/(m-s)
4 315
液氢泵转速/（r·min）
40000
推进剂质量混合比
5.1
液氧泵转速/(r-min)
20000
液氢流量/(kg·s)
质量/kg
615
3.08
液氧流量/(kg·s)
外廓尺寸/mm
2805（高)×3068（直径)
15.15
输送系统
CZ-3A输送系统组成和功能与CZ-3基本相同，只是由于三子级发动机由两台单机组成，所以液氢与
液氧贮箱各有两个推进剂输出口。液氧和液氢各自经输出口、泵前阀和摆动软管进入泵腔。
液氧从泵后分成3路，一路经文氏管抵达主阀：一路经并联的两台推进剂利用阀抵达主阀，然后两路
会合后经过主阀进入推力室头部：第3路经压力调节器、副控阀进入燃气发生器。
液氢从泵后分成4路，一路经文氏管抵达副控阀：一路经文氏管、旁通阀抵达副控阀，然后两路会合
后通过副控阀进入燃气发生器；第3路经文氏管、主阀进入推力室的冷却通道：第4路经氢涡轮后面的加
温器进入液氢贮箱，为贮箱增压。
增压系统
三子级的增压系统由常温氦气瓶、低温氮气瓶、压力信号器、加温器、减压器和相应的阀门、导管等

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长征三号系列
·123·
组成，见下图。液氢箱采用自生增压方案，从泵后引出少量液氢经氢涡轮后面的加温器加温后进行增压；
另外从推力室的头部引出一股气氢经氧涡轮后的废气加热，先带动氢气气动机，然后也用来增压液氢箱。
液氧箱用氮气增压，即将低温氮气瓶中的氦气经氢涡轮出口处的加温器加温，对液氧箱增压。在滑行段两
个贮箱都用氮气补压。
YF-75发动机氮气加温器
常压氮气瓶
O
O
低温氮气瓶
(共7个)
地面冷氮
地面氮
地面氮
YF-75发动机蒸发器
液氢
CZ-3A三子级增压系统原理
推进剂利用系统
CZ-3A低温推进剂利用系统是一种以“双机”一—箭载控制机和地面测试计算机为核心所组成的具有
两次启控和停控功能的闭环式剩余推进剂混合比控制系统。推进剂利用系统箭载设备主要包括连续液位传
感器、变换器、箭载控制机和液氧调节阀门等，见下图。
至控制系统
旁通阀门1
变换器
旁通阀门2
液氧箱液位传感器
控制机
旁通阀门1
变换器
液氢箱液位传感器
旁通阀门2
至遥测系统
CZ-3A推进剂利用系统原理

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中国
·124*
贮箱中低温液位传感器敏感推进剂液位变化并输出电容信号，变换器将电容信号变换成0～5V直流
缓变电压信号。射前加注时，该电压信号送往地面测控台，由地面计算机连续监测贮箱内液位变化，并将
加注量信息通过测控台、总体网实时发送给氢、氧加控台，准确控制加注量。在飞行过程中，箭载控制机
检测液位变换器的输出电压信号，根据探测到的液位高度，计算出推进剂两组元剩余量，由控制机按给定
的控制方程输出调节阀门控制信号，利用调节发动机燃烧混合比控制推进剂剩余混合比。系统采用单组元
氧化剂开关式调节方案，用液氧旁通调节阀门（每台发动机2个：TJ1，TJ2）作为控制剩余推进剂混合比
偏差的调节机构。
推进剂管理系统
CZ-3A推进剂管理系统的原理、组成和功能都与CZ-3相同，只是推进部分采用了FY-83发动机，其
推进剂为DT-3。和CZ-3一样，FY-83发动机的部分推力室用于推进剂管理，另一部分推力室则用于滑行
段的姿态控制，FY-83推力室的主要性能参数见下表。
FY-83推力室性能
推力室功能
推力室功能
单室推力/N
推力室数量
单室推力/N
推力室数量
滚动控制
俯仰控制
70
2
40
4
偏航控制
2/2
70
2
推进剂管理
300/40
其他系统
CZ-3A三子级推进系统中还包含有排气系统、吹除和气封系统，其功能、组成都与CZ-3相同。
控制系统
CZ-3A控制系统采用了小型的动调陀螺四轴平台、激光惯性测量组合的主从冗余、速率陀螺余、
3CPU瓦余箭载计算机、3CPU瓦余程序配电器及余开关放大器的系统级冗余方案，使飞行可靠性得到了
大幅提高；采用了全数字姿态控制系统，在不修改硬件的前提下，仅通过修改控制软件即可满足不同发射
状态和对象的要求，并可以在星、箭分离前变轨或对卫星进行大姿态调姿定向，提供可调整的起旋速率。
CZ-3A控制系统主要由制导系统、姿态控制系统、飞行时序指令与电源配电系统等组成。
制导系统
制导系统采用“平台（激光惯性测量组合）十计算机”的惯性制导方案。以四轴惯性稳定平台在发射
点建立的三维惯性坐标系为制导参考系。
在飞行过程中，由平台上的3只正交安装的加速度计分别敏感3个惯性坐标轴上的视加速度分量，由
激光惯性测量组合上的3只正交安装的加速度计分别敏感3个箭体坐标轴上的视加速度分量，由3只正交
安装的陀螺分别敏感3个箭体坐标轴上的转动角速度分量，并提供给箭载计算机。箭载计算机按照一定的
频率实时采集平台和激光惯性测量组合的输出信息，经过冗余分析与处理后，诊断出平台或激光惯性测量
组合是否发生故障，若平台工作正常，则利用平台的输出信息按制导控制规律和射前装定的制导参数进行
导航计算、关机判别及导引控制等，使火箭沿期望的轨道飞行，以满足入轨点的多终端指标要求；否则，
利用激光惯性测量组合的输出信息进行后续的飞行控制。
制导系统原理见后图。

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长征三号系列
·125·
加速度计误差补偿系数装定
误差补偿计算
陀螺误差补偿系数装定
W:6
△W
AW
△N
信息转换
△NP
△W
△W'
△W,
△ND
W
△W'
△W:
3
姿态控制系统计算
导航方程计算
制导方程计算
惯性稳定平台
Uo
冗余分析与处理
Uy
AN'S
△W
△Wsr
误差补偿计算
△NS
△W
四元数解算
△NS
△W
计算机发出关闭
WSy
△NS
0
发动机指令
NS
0
△Ws:
ANS
△0.
激光惯组
运载火箭
CZ-3A制导系统原理
关机方式采用了多种不同的形式。为保证一、二子级的落点满足纵向偏差要求，采取射程关机形式。
为保证获得足够的速度进入停泊轨道，三级一次飞行段采取速度关机形式。为保证卫星在赤道上空附近入
轨和控制卫星在入轨点的近地点幅角的精度，采用绝对定时启动的控制形式。三级二次关机和末修关机是
保证入轨精度的关键，为此采取了控制半长轴的关机形式。末速修正关机后，火箭进入调姿段，采用相对
定时关机方式，即末速修正关机后再调姿80s，然后星、箭开始分离。
导引控制包括法向导引和横向导引两部分，导引控制和关机控制一起对轨道各特征点进行控制。导引
控制是通过姿态控制系统来实现的，制导系统法向和横向导引量分别送入姿态控制系统的俯仰和偏航通道
的控制方程，经与其他信号综合分析，控制火箭发动机偏转。在法向导引控制中，二级飞行段和三级一次
飞行段是通过对弹道倾角的控制来实现的，三级二次飞行段法向导引是通过对近地点幅角的控制来实现
的。二级飞行段横向导引是通过对横向距离的控制来实现的。三级一次和三级二次飞行段横向导引是通过
对轨道倾角的控制来实现的。
从可靠性考虑，各级均设置了允许关机和保护关机时间，使制导系统在不能发出正常关机信号的情况
下，可以保证发动机关机。保护关机的设置如下：
1）二级采用相对定时关机、耗尽关机；
2）三级一次飞行段采用相对定时关机和绝对定时关机；
3）三级二次飞行段采用相对定时关机和小过载关机；
4）末速修正段采用相对定时关机。
耗尽关机：通过箭载计算机检测耗尽变换器信号进行控制，当箭载计算机检测到耗尽信号时发出耗尽
关机信号。
小过载关机：通过Y向加速度计的脉冲输出来判断，当Y向加速度计连续10次的0.1s脉冲累计值均

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中国
·126·
小于某设定值时立即发出小过载关机信号。
相对定时关机：以上一级发出计算机关机信号的时刻为零点进行计时（一级以起飞时刻为零点），当
到达设置时间时发出相对定时关机信号。
姿态控制系统
姿态控制系统采用由平台（或激光惯性测量组合）、速率陀螺、箭载计算机、伺服机构和发动机（或
姿控发动机）组成的三轴稳定数字控制方案。一、二级飞行段和三级主动段采用三通道交连解耦线性数字
控制方案；三级滑行段、末速修正段和调姿段采用三通道交连解耦非线性数字控制方案。
姿态控制系统工作过程（见下图）：
（）（
2）速率陀螺组合测量火箭绕箭体轴的角速度信号；
3）姿态角、角速度及制导系统提供的横、法向导引信号作为箭载计算机（数字控制器）的输入信号：
4）箭载计算机进行姿态角、角速度和导引通道控制规律计算与综合，最后形成控制输出信号。
箭载计算机
平台
惯性测量组合
制导计算
功率放大器
伺服机构
1
线性数字控制器
速率陀螺
火箭
发动机
CZ-3A姿态控制系统原理
对于线性姿态控制系统，箭载计算机输出的4路D/A控制输出信号送至功率放大器，进行功率放大后
送至伺服机构，伺服机构操纵发动机摆动；对非线性姿态控制系统，箭载计算机输出的6路开关控制输出
信号送至开关功率放大器，控制电磁阀门操纵姿控发动机的开启和关闭。发动机或姿控发动机产生控制力
矩，稳定和控制火箭的姿态运动。
CZ-3A三级双摆伺服机构结构见后图。
飞行时序指令系统
飞行时序指令系统可由箭载计算机、程序配电器、软件等功能模块组成。该系统的作用是：
1）按要求的时间序列给出各火工品的引爆信号；
2）按要求的时间序列给出各电磁阀门开、关控制信号；
3）按要求的时间序列给出其他电路控制信号。
电源与配电系统
电源与配电系统的功能和组成如下。

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蓄压器
自封接头
自封接头
低压金属网氟塑料管
自封接头
油箱
三通组件
气动机
低压三通管嘴
自封接头
长征三号系列
自封接头
高压金属网氟塑料管
遥测插座
自封接头
遥测插座
控制插座
自封接头
控制插座
中频电动机
头部壳体
伺服作动器B
伺服作动器A
CZ-3A三级双摆伺服机构
127

<!-- 第 171 页 -->
中国
·128·
1）为控制系统提供所需的一次电源。一次电源有3块电池，即电池1（母线电压为B1）、电池2（母
线电压为B2）和电池3（母线电压为B3）。
2）将一次电源按系统的要求分配给各用电仪器和由控制系统供电的外系统。配电线路由配电器1、配
电器2和与配电有关的电缆网组成。B1电源由配电器1分配供出，B2电源由配电器2分配供出，B3电源
由三级程序配电器中的转电电路控制，直接给三级程序配电器供电。
遥测系统
遥测系统的任务是按遥测参数表要求，完成在测量时段内对箭上各参数的测量，为飞行结果分析、实
时飞行状态显示、飞行轨道预报、射前平台参数实时监测及发射场区安全控制等提供数据。遥测系统由传
感器和变换器完成全箭各类被测参数的敏感和变换，输出到传输设备进行采样、编码和调制，经无线信道
发往地面。
CZ-3A全箭共有遥测参数642个，其中总体参数68个，推进剂利用系统参数18个，环境参数73个，
动力系统参数141个，外测安全系统参数13个，控制参数329个（针对不同的发射任务，每发火箭的遥
测参数会进行适当调整）。
遥测系统由箭载设备和地面设备两部分组成。箭载设备由非电量测量设备、电量测量设备、GPS测量
设备、传输设备、供配电设备和箭上电缆网等组成，完成非电量信号的敏感与变换、电量信号的变换、GPS
信号的接收与变换，并对变换后的信号进行采样、编码、调制和传输。地面检测设备主要由供配电设备、
接收设备、解调设备、记录设备、计算机及网络设备组成，主要用于综合匹配试验和发射场测试发射工作
中对箭上遥测设备进行供配电控制、检查与测量，以及对箭上遥测信号的接收、解调、记录和处理。
遥测系统分别在二子级、三子级各配置了一套S波段、全PCM体制、2Mbit/s码速率的可编程遥测基
本型数据采集传输设备。传输设备采用星形串总线、集中（分布）式、可编程数据采编方案，将被测信号
按测点位置，就近分组采集、编码，减小长线传输信号带来的测量误差。
为弥补由于火箭起飞和级间分离造成的遥测信号失锁，系统对所有缓变信号和部分低频速变信号进行
了平行延迟传输；为解决部分重要参数在三级滑行段火箭处于测量盲区时接收不到信号的问题，采用了存
储重发方案。
遥测系统主要技术参数见下表。
CZ-3A遥测系统主要技术参数
参数
项目
传输体制
PCM/FM
码速率
1.96608Mbit/s
发射机
二级功率不小于4W、点频2278.5MHz，三级功率不小于7W、点频2260.5MHz
二级天线I偏ⅡI16°，三级天线I偏II33°
天线安装位置
编码方式
线性编码
编码位数
缓变8bit，速变7bit，校验码1bit
编码精度
缓变0.5%，速变2%

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长征三号系列
·129 ·
外测安全系统
外测安全系统与测控系统相配合，在卫星入轨前对火箭弹道进行实时测量，并提供事后分析的弹道数
据，星、箭分离后预报卫星的初始入轨参数。起飞17s至二、三级分离，一旦火箭发生故障偏离安全管道，
根据地面指挥部安全控制指令或箭上控制系统发出的姿态自毁指令将其炸毁。
安全控制采用地面无线遥控和箭上姿态自毁相辅相成、互为备份的方案。无线遥控方案是利用测量控
制系统对火箭实施飞行控制。姿态自毁方案是当任意两个姿态角偏差同时连续2s超过系统设计允许值（3
个姿态角偏差均取土18°）时，控制系统发出姿态失稳信号给外测安全系统，执行炸毁任务。
箭载设备采用集成化程度高、性能较优的小型化产品，如小型化应答机、高安全的1A1W引爆器、小
型爆炸器等；地面设备采用以计算机为核心的自动化无线测试系统实现远控和自动巡检。
箭载外弹道测量设备有：与地面脉冲雷达配合的脉冲应答机WA20-1及其天线WA20T-1、WA20T-2，
配合地面158连续波雷达工作的应答机WA12-1及其天线WA12Tf-1和WA12Ts-1，配合地面159短基线干
涉仪测速系统工作的应答机WA13-1及其天线WA13Tf-1和WA13Ts-1，配合引导仪工作的引导信标机
WA30-1及其天线WA30T-1、WA30T-2，与地面160、331光学电影经纬仪配合的激光合作目标WA50-1和
WA51-1，微波网络，控制器和电池等，见下图。
20T-1
30T-1
40T-11/12/13
30T-2
20T-2
20W-1
30W-1
12Tf-1
12Ts-1
13Tf-1
13Ts-1
40G-1
WA30-1
WA20-1
WA12-1
WA13-1
WA40-3A
WA61-2
WA60-2
WT1
3kW
3W3
2W3
WA71-2
WA70-2
WA80-1
WA81-1
WA50-1
YB25-5
WA51-1
WA81-1
WA80-1
YB25-5
IkW
三子级
子级
二子级
CZ-3A外测安全系统
安全设备有配合地面KX-222遥控设备工作的安全指令接收机WA40-3A及其功分器和3个天线
WA40T-11、WA40T-12、WA40T-13（3个天线组成全向天线阵），安全控制器WA60-2，引1爆器，爆炸器和
电池等。

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中国
·130·
为了解决CZ-3A航程长、跟踪距离远给天线研制带来的矛盾，箭载脉冲应答机和引I导信标机各用两副
天线以时分割方式工作，时分割的开关是无触点的微波网络，两副天线分别安装在二子级前箱前短壳和三
子级后箱后短壳。
WA12-1、WA13-1、WA40-3A、WA50-1、WA60-2及相应的天线置于二子级箱间段，WA20-1微波网
络置于二、三子级的飞行分离面上，一半置于二子级，一半置于三子级。安全控制系统仅在一、二级飞行
段起作用，安全指令接收机和安全控制器均安装在二子级上。微波网络WA20-1、WA30-1、WA30-1和控
制器WA61-2均安装于三子级尾段。
电源系统
CZ-3A箭上电源系统基本上与CZ-3相同，只是控制系统取消了独立的二次电源，改为各设备自带，
并将程序配电器的电子部分和大电流触点部分分成两个仪器，电子部分采用可编程方案，大电流触点部分
采用大功率继电器。
其他系统
CZ-3A火箭还有垂直度调整系统、常规推进剂加注液位指示系统、温度测量系统、有效载荷整流罩空
调系统等。
箭体垂直度由安装在一子级发动机机架和三子级平台处的液体摆敏感，通过液压装置调整发射台支
架，使箭体垂直。
器，有两个明显的特点：
1）具有记忆功能，当浮子由下至上随液面运动经过干簧管时，触点闭合，发出液位信号。此信号一
直保持，直至浮子反向运动再次经过干簧管为止。这种记忆功能便于火箭加注时对液面的监测。
2）在传感器发生掉电时仍能敏感液位变化，一旦电源恢复，便可马上显示新的液位。
有效载荷整流罩空调系统方案：温度、湿度和流速等传感器组合安装在整流罩上，测量罩内环境，传
感器输出经A/D转换，计算机巡回检测，对整流罩内的环境进行监视。
发射操作
CZ-3A在北京中国运载火箭技术研究院总装厂完成总装工作，经过总检查测试合格后，通过铁路运往
西昌卫星发射中心，并在技术区和发射区进行相应的总装、测试工作。
CZ-3A在发射场采用远距离测试发射控制模式，增加了测试发射准备的安全性。火箭在发射场的测试
工作分为技术区测试和发射区测试两个阶段，不同的测试阶段火箭的状态和测试项目不同。
火箭在技术区厂房处于水平分级停放状态，以利于各项测试和操作，如仪器和爆炸螺栓安装、封舱打
保险等。在技术区，控制系统主要完成单元测试及仪器上箭，推进系统完成火工品单元测试及安装、姿控
发动机单元测试。此外，各系统还要完成远控设备恢复调试、电缆网导通绝缘检查、地面设备等效检查和
信号联试等工作。
完成技术区的各项工作后，运载火箭逐级水平转运至发射区，通过吊装、对接使火箭垂直竖立在发射

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长征三号系列
·131·
台上。在此阶段，主要完成伺服机构和惯性测量组合的安装、垂直度调整、粗瞄、箭塔协调、电缆上摆杆、
箭上电缆网导通绝缘检查、各系统的分系统测试、控制-测量系统间匹配检查、控制-测量-低温推进系统
间匹配检查以及全系统总检查。全部测试正常后，转入推进剂加注和发射阶段工作。
在目前使用的整流罩分体吊装方式下，CZ-3A在发射场的标准工作流程如下表所示。
CZ-3A在发射场的标准工作流程
序号
阶段
操作内容
净工作日/天
产品卸车，转入测试大厅
1
1
技
产品状态恢复、交接
2
1
术
3
电气系统仪器单元测试、数据处理
6(并行）
区
产品转运前状态准备
2
4
5
产品转场、起竖对接
1
6
分系统测试准备及测试
2
7
系统之间匹配检查
2
第1次、第2次总检查
8
2
卫星和整流罩转往发射区，星、箭对接，整流罩合罩
1.5
9
发
10
卫星测试
1.5
射
11
第3次总检查（卫星参加，发射演练）
1
区
第4次总检查
12
1
测试结果评审
13
1
加注前功能检查、贮箱置换
14
常规推进剂（四氧化二氮/偏二甲肼）加注
1
15
低温推进剂（液氧/液氢）加注
0.5
发射
16
0.5
合计
22
在整流罩整体吊装情况下，卫星和整流罩在技术区组合成整体，然后将组合体运往发射区，与火箭进
行对接。对接的时间仍安排在发射区火箭第2次总检查后，第3次总检查之前。火箭的操作程序基本是相
同的。
CZ-3A火箭在发射日的典型倒计时程序见下表。
CZ-3A火箭在发射日的典型倒计时程序
序号
事件
时间
-7.5h
液氮开始加注
1
-7h
液氧开始加注
2
-5.5h
液氢开始加注
3
-3h
射前状态检查
4
-2h
5
控制系统加电、平台加温、飞行程序试装定、功能检查

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中国
·132·
续表
序号
时间
事件
遥测系统加电、功能检查
-60min
6
断整流罩空调、空调连接器脱落
精瞄、装定飞行程序
7
-40min
一、二子级、助推器气管连接器脱落
三子级发动机预冷
-20min
8
三子级推进剂射前补加
-13min
9
卫星脱落插头脱落
-15~-10min
10
-3min
遥测、外测系统转电；三子级加排连接器脱落
11
-2min
三子级气管连接器脱落
12
控制系统转电
13
-90s
-60s
14
控制、遥测、外测系统脱落插头脱落
-50s
摆杆摆开
15
点火
0s
16
典型飞行程序
CZ-3A主要用于发射地球同步卫星（在西昌卫星发射中心发射）。其轨道可分为一级飞行段、二级飞
行段、三级一次飞行段、滑行段、三级二次飞行段、末速修正段和调姿段等7段，在调姿段可根据需要使
火箭进行大姿态调整，该段结束后，星、箭分离，卫星进入地球同步转移轨道。典型飞行时序见下表。
CZ-3A典型飞行时序
事件
时间/s
时间/s
事件
二子级游机关机
T-3.000
一子级发动机点火
T+263.278
T+0.000
起飞
二、三级分离，三子级发动机第1次点火
T+264.278
T+12.000
程序转弯
三子级发动机第1次关机
T+617.299
T+146.428
"子级发动机关机
三子级发动机第2次点火
T+1 252.513
T+147.928
一、二级分离
三子级发动机第2次关机，末速修正开始
T+1 374.440
T+236.928
整流罩分离
末速修正结束，调姿开始
T+1 394.440
T+258.278
调姿结束，星、箭分离
二子级主机关机
T+1 474.440
（李耽，刘建忠，陈国华）
长征三号B（CZ-3B）
CZ-3B是在CZ-3A和长征二号E（CZ-2E）火箭的基础上，以CZ-3A为芯级捆绑4枚液体推进剂助推

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长征三号系列
·133·
器构成的大型三级液体推进剂运载火箭。芯级基本上与CZ-3A相同，而助推器及其捆绑结构则与CZ-2E
基本相同。CZ-3B火箭有标准型和改进型两种构型，其标准地球同步转移轨道运载能力分别为5100kg和
5500kg，改进型的主要变化是对芯一级和助推器加长，提高了运载能力。
CZ-3B火箭于1989年7月开始总体方案设计，于1996年首飞。其主要任务是发射地球同步转移轨道
的重型卫星，亦可进行轻型卫星的一箭多星发射或发射其他轨道的卫星。截至2007年6月30日，CZ-3B
火箭共进行了8次飞行，第8次飞行为改进型火箭。
主要技术性能
级数
运载能力
3
5.5t（地球同步转移轨道）
全长
入轨精度
56.33m
(地球同步转移轨道，1o)
40 km
翼展
12.05 m
半长轴偏差
3.35m（芯级）
箭体最大直径
近地点高度偏差
10 km
起飞质量
456t
近地点幅角偏差
0.2°
起飞推力
倾角偏差
5 923.2 kN
0.07°
升交点经度偏差
推重比
1.324
0.2°
助推器
16.094m
长度
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
2.25m
海平面推力
4×740.4 kN
起飞质量
4X 44.021 t
海平面比冲
2 556.2 m/s
工作时间
140 s
推进剂质量
4X41.121 t
4XYF-25
发动机
一子级
级长
24.76 m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
海平面推力
2 961.6 kN
3.35 m
子级质量
198.683 t
海平面比冲
2 556.2 m/s
推进剂质量
工作时间
186.248 t
157 s
发动机
YF-21C
二子级
四氧化二氮／偏二甲肼
级长
12.92 m
推进剂
3.35m
直径
真空推力
主机
742.04 kN
子级质量
游机
49.6 t
4 × 11.7 kN
真空比冲
推进剂质量
主机
45.752 t
2 922.4 m/s
发动机
游机
YF-24E
2 834 m/s
主机
工作时间
主机
178 s
YF-22E
游机
游机
4X YF-23C
184 s

<!-- 第 177 页 -->
中国
·134·
三子级
12.375 m
推进剂
级长
液氧／液氢
3.0m
真空推力
直径
2X78.453kN
真空比冲
子级质量
21.304t
4334.54m/s
推进剂质量
工作时间
478 s
18.242 t
发动机
YF-75
整流罩
1 430kg
长度
结构质量
9.561m
4.0m
直径
总体布局
CZ-3B芯级组成及布局同CZ-3A，助推器的组成及布局同CZ-2E，见后图。由于稳定控制的需要，每
个助推器上各装有一个尾翼。
箭体结构
CZ-3B的助推器结构基本上与CZ-2E相同，芯级的结构形式与CZ-3A相同，只是有些部段尺寸有变
化或结构上采取了加强措施。
助推器结构
CZ-3B每个助推器上各有1个尾翼，尾翼的结构形式与CZ-3A相同，采用变厚度楔形双梁蜂窝夹芯结
构，但面积有所增大。尾翼平面仍然为直角梯形，翼根弦长3.5m，翼展1.8m。
一子级结构
CZ-3B一子级燃料箱的前短壳比CZ-3A的缩短350mm，而箱间段增长350mm，结构得到加强。
CZ-3B改进型火箭的一子级结构在CZ-3B标准型火箭的基础上，燃料箱的长度加长了768mm，氧化
剂箱的长度加长了720mm。
二子级结构
与CZ-3A相比，氧化剂箱加长894mm，燃料箱加长750mm，结构上也采取了加强措施。
三子级结构
与CZ-3A相比，只是结构上采取了加强措施。
整流罩结构
CZ-3B火箭的卫星整流罩有5种类型：
1）3700ZS型，整流罩柱段外径3700mm，用于整体吊装，发射双星；
2）4000F型，整流罩柱段外径4000mm，用于分体吊装；
3）4000Z型，整流罩柱段外径4000mm，用于整体吊装；

<!-- 第 178 页 -->
长征三号系列
135
有效载荷整流罩
有效载荷
有效载荷支架
仪器舱
三子级液氢箱
三子级液氧箱
二、三子级级间段
三子级发动机
口
二子级氧化剂箱
二子级箱间段
二子级燃料箱
、二子级级间段（壳段）
二子级发动机
、二子级级间段（杆系）
一子级氧化剂箱
一子级箱间段
一子级燃料箱
助推器氧化剂箱
助推器燃料箱
尾翼
助推器发动机
一子级发动机
CZ-3B火箭总体布局

<!-- 第 179 页 -->
中国
·136·
4）4200F型，整流罩柱段外径4200mm，用于分体吊装；
5）4200Z型，整流罩柱段外径4200mm，用于整体吊装。
其中，4000F型整流罩已经过多次飞行，由倒锥段、圆筒段、双锥段、端头和连接（分离）机构组成。
用玻璃钢制造的，半径为1m；连接（分离）机构横向采用爆炸螺栓，纵向采用导爆索和爆炸螺栓相结合
的方案，整流罩采用与.CZ-3A相同的翻转分离方案。整流罩总长为9561mm。
3700ZS、4000Z、4200F、4200Z型整流罩正在进行研制，计划2009年后陆续投入使用。
推进系统
CZ-3B比CZ-3A增加了4个助推器，助推器的推进系统与CZ-2E相同，其余同CZ-3A。三子级的推
进剂管理系统按姿态控制要求在CZ-3A的基础上进行了相应改进。推进剂管理系统的推力室情况见下表。
CZ-3B推进剂管理系统推力室参数
单室推力/N
推力室数量
推力室功能
单室推力N
推力室数量
推力室功能
70/40
2/2
滚动控制
俯仰控制
40
4
偏航控制
70/40
2/2
300 / 45
2/2
推进剂管理
控制系统
与CZ-3A相比，由于增加了助推器，相应地增加了助推器的启动、关机和分离等控制功能。
遥测系统
遥测系统与CZ-3A相同，相应增加了助推器的测量参数。
外测安全系统
外测安全系统除允许引爆时间调整为15s至二、三级分离外，其余与CZ-3A相同。
电源系统
电源系统基本上与CZ-3A相同，只是由于增加了4个助推器，因而相应增加了一个程序配电器。
典型飞行程序
CZ-3B的主要任务是发射地球同步卫星，可作单星或多星发射。CZ-3B在西昌卫星发射中心进行发射。

<!-- 第 180 页 -->
长征三号系列
·137·
CZ-3B及其提高运载能力后的构型，其轨道均可分为助推级及一级飞行段、二级飞行段、三级一次飞
行段、滑行段、三级二次飞行段、末速修正段和调姿段等7段，只是飞行时间不同。在调姿段可根据需要
使火箭进行大姿态调整，该段结束后，星、箭分离，卫星进入地球同步转移轨道。
CZ-3B典型飞行时序见下表。
CZ-3B典型飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
一子级发动机启动
二子级主机关机
T-3.000
T+338.965
起飞
二子级游机关机
T+0.000
T+342.965
程序转弯
二、三级分离，三子级发动机第1次启动
T+11.000
T+343.965
T+140.028
助推器发动机关机
三子级发动机第1次关机
T+620.358
助推器分离
三子级发动机第2次启动
T+141.528
T+1263.858
三子级发动机第2次关机，末速修正开始
一子级发动机关机
T+158.465
T+1451.548
一、二级分离
末速修正结束，调姿开始
T+1 471.548
T+158.965
调姿结束，星、箭分离
整流罩分离
T+1 551.548
T+234.765
（李耽，刘建忠，陈国华）
长征三号 C（CZ-3C)
CZ-3C是在CZ-3A和CZ-3B基础上研制的大型三级液体推进剂捆绑式运载火箭，与CZ-3B相比有3
处不同：
1）只捆绑了2枚助推器；
2）取消了助推器上的尾翼；
3）在一子级尾段安装了2片尾翼。
CZ-3C与CZ-3B同时开始研制，将于2008年初首飞。其主要任务是发射地球同步转移轨道卫星，可
以进行多星发射或发射其他轨道的卫星。
CZ-3C标准地球同步转移轨道的运载能力为4000kg。
主要技术性能
级数
入轨精度
．(地球同步转移轨道；1o)
3
全长
56.33 m
半长轴偏差
40 km
箭体最大直径
10km
8.45m
近地点高度偏差
起飞质量
近地点幅角偏差
0.2°
367t
倾角偏差
起飞推力
4 442.4 kN
0.07°
推重比
升交点经度偏差
1.21
0.2°
运载能力
4.0t（地球同步转移轨道）

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中国
·138·
助推器
长度
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
16.094 m
直径
2.25 m
海平面推力
2X740.4kN
起飞质量
海平面比冲
2X44.021 t
2 556.2 m/s
2X41.121t
推进剂质量
工作时间
140 s
发动机
2X YF-25
一、二、三子级和整流罩
、二、三子级和整流罩参数同CZ-3B。
典型飞行程序
CZ-3C的主要任务是发射地球同步卫星，可作单星或多星发射，典型飞行时序见后表。
CZ-3C典型飞行时序
时间/s
事件
时间/s
事件
一子级发动机启动
T-3.000
二子级主机关机
T+338.965
起飞
二子级游机关机
T+0.000
T+342.965
程序转弯
T+343.965
二、三级分离，三子级发动机第1次启动
T+12.000
助推器发动机关机
三子级发动机第1次关机
T+140.028
T+625.458
助推器分离
三子级发动机第2次启动
T+141.528
T+1 263.858
一子级发动机关机
T+158.465
T+1 454.148
三子级发动机第2次关机，末速修正开始
一、二级分离
T+158.965
T+1 474.148
末速修正结束，调姿开始
调姿结束，星、箭分离
整流罩分离
T+244.165
T+1 554.148
（李，刘建忠，陈国华）

<!-- 第 182 页 -->
长征四号系列
·139·
长征四号系列
长征四号系列运载火箭包括长征四号（CZ-4）、长征四号A（CZ-4A）、长征四号B（CZ-4B）、长征四
号C（CZ-4C）等4个型号（见下图），由上海航天技术研究院为主研制。
AAA
AAA
CZ-4B
CZ-4/CZ-4A
CZ-4C
CZ-4系列火箭
CZ-4是从1979年开始研制的常规推进剂3级运载火箭，用于发射地球同步轨道卫星，1982年停止研
制。
CZ-4A是在CZ-4的基础上研制的，用于发射太阳同步轨道卫星。1988年9月7日首飞，成功地将风
云一号气象卫星送入预定轨道。1990年9月3日进行了第2次发射试验，·将3颗卫星同时射入预定轨道。
1989年2月，在CZ-4A的基础上开始研制CZ-4B，以运送质量更大的对地观察应用卫星。CZ-4B从
1999年5月首飞至今已成功发射了9次。
在CZ-4B的基础上，1999年3月又开始研制了CZ-4C，其三子级具有两次启动能力，运载能力大幅
增加。CZ-4C于2006年4月首飞成功。
截至2007年6月30日，CZ-4系列火箭共进行了12次发射，均获得圆满成功。
CZ-4系列火箭的总体参数和运载能力见下表。

<!-- 第 183 页 -->
国
·140·
CZ-4系列火箭总体参数和运载能力
箭体最大直径/m
全长/m
运载能力/kg
型号名称
级数
起飞质量/
起飞推力/kN
248.926
3.35
CZ-4
3
41.901
2 961.6
1250（地球同步转移轨道）
3.35
241.092
CZ-4A
41.905
2961.6
2500（600km太阳同步轨道）
3
3.80
249.150
2 961.6
CZ-4B
3
47.977
2650（600km太阳同步轨道）
47.977
3.80
CZ-4C
3
249.250
2 961.6
3100（600km太阳同步轨道）
（吴瑞华，顾颂安）
长征四号A（CZ-4A)
CZ-4A由上海航天技术研究院负责研制，从1979年至1988年历时10年。1988年9月7日在太原卫
星发射中心进行了首次发射，成功地将中国第1颗试验型气象卫星风云一号送入901km高的太阳同步轨
道，从此CZ-4A开始进入使用阶段。
CZ-4A是全部采用常温液体推进剂的3级火箭，增大了一子级发动机的推力，加长了一子级贮箱的长
度。三子级贮箱采用高强铝单层薄壁共底结构和全程常温氨气定值增压。三子级发动机为双向摇摆式控制，
发动机支撑形式采用铝合金铆接化铣混合型短舱结构，使用双向摇摆伺服机构和无水肼表面张力贮箱。
CZ-4A首次采用了数字式控制系统，为适应卫星外形尺寸的需要，还研制了大直径的卫星整流罩。
CZ-4A的主要任务是发射对地观测应用卫星，火箭具有可靠性较高、成本低廉及使用方便等优点。
CZ-4A相对于各种太阳同步轨道和椭圆轨道高度的运载能力示于下图。
4000
hp=200km
hp=300km
hp=400km
3000
hp=500km
hp=600km
九道
收载荷质量
hp=700km
2000
hp=800km
有效
hp=900km
hp=1000km
1000
500
2000
2500
1000
1500
0
高度/km
CZ-4A运载能力

<!-- 第 184 页 -->
长征四号系列
·141·
主要技术性能
级数
运载能力
3
1.500t（901km太阳同步
全长
41.901 m
轨道，倾角99°）
翼展
6.15 m
入轨精度
箭体最大直径
3.35m
近地点高度偏差
40km
起飞质量
241.092t
远地点高度偏差
40 km
起飞推力
2 961.6 kN
倾角偏差
0.12°
推重比
1.24
偏心率
0.005
一子级
级长
24.65 m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
3.35m
海平面推力
2 961.6 kN
子级质量
187.26 t
海平面比冲
2 550 m/s
推进剂质量
177.43 t
工作时间
150.6 s
发动机
YF-21B
二子级
级长
10.40 m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
3.35m
真空推力
主机
719.8 kN
子级质量
游机
38.58t
46.1 kN
推进剂质量
35.5t
真空比冲
主机
2835m/s
发动机
YF-24F
游机
2742m/s
主机
YF-22
工作时间
主机
126.8 s
游机
4XYF-23F
游机
136.8 s
三子级
级长
4.954 m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
2.9 m
真空推力
98.0 kN
子级质量
13.14 t
真空比冲
2942 m/s
推进剂质量
11.34 t
工作时间
329.8 s
发动机
YF-40
整流罩
长度
4.908 m
结构质量
612 kg
直径
2.9 m
有效容积
10.5 m3

<!-- 第 185 页 -->
中国
142·
总体布局
CZ-4A由一、二、三子级及有效载荷整流罩组成（见下图）。
有效载荷
有效载荷整流罩
星箭转接锥
仪器舱
三子级燃料箱
三子级氧化剂箱
二、三子级级间段
三子级发动机
二子级氧化剂箱
二子级箱间段
二子级燃料箱
、二子级级间段（壳段）
二子级发动机
、二子级级间段（杆系）
一子级氧化剂箱
一子级箱间段
一子级燃料箱
尾段
过渡段
一子级发动机
尾翼
CZ-4A总体布局

<!-- 第 186 页 -->
长征四号系列
·143·
一、二子级的布局基本同长征三号（CZ-3）火箭。
IⅢ基准对称位置，通过双向摆动来控制火箭的飞行姿态。三子级姿控发动机布置在发动机短舱上，在三子
级发动机主机关机后用以控制火箭的俯仰、偏航和滚动3个方向的飞行姿态并进行末速修正。此外，三子
级后短壳上的两台正推火箭在三子级发动机推力建立之前产生一个附加加速度，以使推进剂沉底，确保三
子级发动机正常启动并可靠工作。
箭上的电子设备大部分安排在仪器舱中，部分安装于箱间段、级间段和贮箱前、后短壳内。
箭体结构
CZ-4A箭体结构由有效载荷整流罩、仪器舱、氧化剂箱、燃料箱、箱间段、级间段、后过渡段、尾段
和尾翼等组成。其中，推进剂贮箱经化铣焊接而成，主要材料是2A14铝合金；其他铆接舱段的主要材料
有2A12，7A09和7A04铝合金等。
一子级结构
一子级结构基本同CZ-3一子级，改进处是将两只推进剂贮箱共增长4m，级间杆系加长至1.4m。
一、二子级级间段为壳体-杆系形式，上部壳段长3.25m，直径3.35m，材料为2A12铝合金；下部杆
系长1.4m，外廓直径3.37m，由30CrMnSiA合金钢管焊成。
氧化剂箱和燃料箱的长度分别为9.32m和8.229m，直径均为3.35m，都采用2A14铝合金材料。
箱间段长1.33m，直径3.35m，材料为2A12铝合金。
后过渡段长1.05m，直径3.35m，材料包括2A14，7A09和2A12铝合金等。
尾段和尾翼的材料均为2A12铝合金，尾段长2.4m，直径3.35m；尾翼翼展6.15m，翼弦2.2m。
二子级结构
二子级结构基本同CZ-3二子级，只是将二、三子级级间段的锥角减小，
并相应增加了长度。
二、三子级级间段为截锥形，长2.9m，上底直径2.9m，下底直径3.35m，
材料为2A12铝合金。二、三子级之间通过级间段用6个爆炸螺栓相连，采
仪器舱
用冷分离方案，由安装在二子级上的8台反推小火箭提供分离动力。
氧化剂箱和燃料箱的长度分别为1.406m和1.521m，直径均为3.35m，
都采用2A14铝合金材料。
箱间段长1.33m，直径3.35m，材料为2A12铝合金。
三子级结构
共底贮箱
三子级由仪器舱、共底贮箱和发动机短舱等组成，见右图。
仪器舱为截锥形，长1.15m，上底直径1.06m，下底直径2.896m，采用
发动机舱
外加桁蒙皮铆接结构，蒙皮上压制了标准的加强槽以增加结构刚度，材料为
CZ-4A三子级结构
2A12和7A04铝合金。
共底贮箱长1.92m，直径2.9m，材料有2A14和7A09铝合金。共底为薄
壁单层铝合金结构，减轻了结构质量。前箱为燃料箱，后箱为氧化剂箱。为解决贮箱中推进剂的晃动问题，
箱内装有米字形及十字形隔板以及防晃板和防旋装置。

<!-- 第 187 页 -->
中国
·144·
发动机舱是三子级火箭安装主发动机、姿态控制发动机、伺服机构、肼瓶、气瓶和推进系统等主设备
的舱体，它将推力、伺服机构作用力及各种质量力传递到贮箱的后底上，并承受发动机工作时的振动和热
辐射的恶劣环境。发动机舱长0.41m，直径1.154m，所用材料包括2A14，7A04和2A12铝合金等，采用
了放射肋壁板和蒙皮混合式结构的铝合金圆筒壳，与传统钢质桁架结构比较，具有质量轻、结构紧凑、扭
转刚度好及传力路线短等显著优点。
整流罩结构
R650
25°
948
有效载荷整流罩为蚌壳形纵向两半结构，由球头、前
822
锥、后锥、圆筒段和分离元件等组成。球头、前锥、后锥
为玻璃钢材料，筒段材料为2A12铝合金。
15°
1715
1204
为满足有效载荷无线电波透波要求，在筒段局部开有
4908
必要的透波口（玻璃钢结构）。筒段后部开有14个通气孔，
以平衡一级火箭飞行段整流罩内、外的压力。为防止飞行
$2460
时的气流沿着对接缝进入罩内，在整流罩对接面处装有金
属挡风板。
2408
整流罩与三子级前短壳用6个爆炸螺栓连接。整流罩
卫星分离面
1144
的两个半罩由3对爆炸螺栓连接：解锁后，由分布于两个
半罩上的火药弹射筒执行平推分离。有效载荷通过转接锥
1036
与三子级的仪器舱相连；有效载荷上的包带解锁后，三子
2900
级上的两台反推小火箭点火，使星、箭分离。
整流罩的主要外形尺寸见右图。
CZ-4A整流罩有效空间及外形
推进系统
CZ-4A推进系统由发动机及其推进剂增压输送系统等组成。
一子级推进系统
发动机
一子级发动机由4台独立工作可切向摇摆的YF-20B单机通过机架并联而成，代号为YF-21B。
YF-21B总质量2850kg，海平面推力2961.6kN，海平面比冲2550m/s，推进剂质量混合比2.12，氧
化剂流量4×197.3kg/s，燃料流量4×93.1kg/s，启动加速性（从火药启动器点火到建立90%推力的时间）
不大于1.3s，后效冲量偏差不大于19.6kN·s，蒸发器出口四氧化二氮流量4×0.5kg/s、温度280℃，降温
器出口燃气流量4×0.24kg/s、温度280℃。
YF-21B总长度3335mm，外廓最大直径3510mm，单机安装角2°50，允许切向最大摆角土10°。发
动机系统组成同长征二号（CZ-2）火箭YF-21发动机。
增压输送系统
系统组成同FB-1火箭。
二子级推进系统
发动机

<!-- 第 188 页 -->
长征四号系列
·145·
（YF-23F）组成，代号为YF-24F，发动机主要性能见下表。
YF-24F发动机主要性能
参数
YF-23F
YF-22
46.1
719.8
额定真空推力/kN
额定真空比冲/(m·s)
2835
2742
额定推进剂质量混合比
2.18
1.57
平均氧化剂流量/(kg·s)
10.17
174.51
平均燃料流量/(kg·s")
6.50
79.98
126.8
136.8
工作时间/s
255
真空后效冲量/(kN·s)
8.24
启动加速性/s
0.9
0.5
0.5
0.9
关机减速性/s
3.92
游机启动与关机相对两单机的推力差/kN
氧化剂
3.43
关机水击压力峰值/MPa
燃料
3.43
N2O4流量/(kg.s)
0.8
蒸发器出口参数
NO温度/℃
250
燃气流量/(kg·s)
0.25
降温器出口参数
燃气温度/℃
250
YF-24F总长度3400mm，外廓最大直径3318mm，游动发动机安装角10°，可切向摆动土60。发动
机系统组成同YF-24发动机。
增压输送系统
方案同一子级，只是二子级氧化剂箱气瓶增压系统采用小气瓶，燃料箱无气瓶增压系统。
三子级推进系统
发动机
三子级发动机由两台独立工作，可双向摇摆的单机通过发动机舱并联而成，代号为YF-40。三子级发
动机采用泵压式供应系统和燃气发生器动力循环系统。
YF-40发动机总质量83kg（不含发动机舱），额定真空推力49.03kN，额定比冲2942m/s，额定推进
剂质量混合比2.15，总流量16.67kg/s，工作时间329.8s，真空后效冲量24.34kN·s，启动加速性小于1.2s，
关机减速性1.1～1.2s，氧化剂的关机水击压力峰值2.94MPa，燃料的关机水击压力峰值1.96MPa。
YF-40总长度1233mm，外廓最大直径650mm，最大摆角土4.5°。发动机由以下系统组成：
1）启动系统，是驱动涡轮转动，使发动机进入工作状态的最初动力源，由火药启动器、火工品和压
力信号器等组成。
2）副系统，是供应涡轮工质，维持涡轮正常工作的能源系统，由涡轮、燃气发生器、节流圈、过滤
网、气蚀管和副阀门等组成。
3）主系统，是向燃烧室供应推进剂并产生推力的系统，由泵、隔离阀门、主气蚀管、推力室和主阀

<!-- 第 189 页 -->
中国
·146·
门等组成。
4）电动气动控制系统，是控制发动机上各阀门开、关的系统，由电动气阀门和气体节流圈等组成。
5）排空系统，用于发动机第1次关机后泄放发动机腔道内的剩余推进剂，为二次启动作准备，由排
空阀门及排空导管组成。
6）油气源系统，当涡轮泵工作时，可使端面密封处于良好状态。
增压输送系统
增压系统采用全程定压氮气增压及旁路增压方式，主、副两路增压，形成冗余系统。系统由主、副增
压系统组成，见下图。
63
56
46
50
53
1—燃烧室：2—氧化剂阀门；
45
3—燃料主阀门：4—常平座；
38
5一压力信号计：6一排泄管；
7—燃料排泄管：8—燃料文氏管；
9一氧化剂文氏管：10一氧化剂节流圈；
11一氧化剂过滤器：12一燃料过滤器；
30
13-燃料节流圈：14-燃料文氏管：15—燃料副阀门；
16一氧化剂文氏管：17一氧化剂副阀门：18一火药启动器；
19—燃气发生器：20一燃料泵；21一氧化剂泵：22一涡轮：
23—涡轮排气管；24—电动气阀门：25-电动气阀门；
26一燃料隔离阀门：27一燃料排泄嘴：28一氧化剂隔离阀门；
29一氧化剂排泄嘴：30一摇摆软管：37—气动阀门；38单向阀门；
39一氧化剂节流圈：40一燃料节流圈：43一电动气阀门：
45—加注阀门；46一压力信号器；47一膜片组件：48一氧化剂安溢阀门；
49氧化剂三通；50一氧化剂箱；51一氧化剂扩散器；
52—氧化剂加注液位传感器：53-氧化剂加注温度传感器：
54—燃料安溢阀门；56一燃料箱：57一燃料扩散器：
58一燃料加注液位传感器：59一燃料加注温度传感器：
61一减压器：62一氮气瓶；63—手动开关：64一增压单向阀门；
65—测压单向阀门：72—联接器
CZ-4A三子级增压输送系统组成

<!-- 第 190 页 -->
长征四号系列
·147·
主增压系统由氮气瓶组、手动开关、主电动气阀门、减压器、气动阀门、节流圈和单向阀门等组成。
工作原理：发动机启动前，先将主电动气阀门打开，氨气瓶组的氮气经减压器减压后分成两路，分别进入
推进剂箱增压，其增压流量由节流圈限定。
副增压系统由补压电动气阀门、压力信号器、节流圈等组成。工作原理：设置在主电动气阀门前，增
压管路直通氧化剂箱和燃料箱，由补压电动气阀门控制；当贮箱压力低到一定值时，打开贮箱的补压电动
气阀门进行补压。
输送系统由氧化剂和燃料的输送管路及加注、排泄阀门等组成。
末速修正与姿控发动机系统
该系统发动机为氮气挤压式单组元无水肼发动机FY-82，用于对三级火箭末速进行修正和姿态调整。
发动机总质量54kg，无水肼加注量20kg，全部系统安装在发动机舱上。
系统由气路（充气阀门、钛合金气瓶、电爆阀门、减压器、破裂膜片及蓄留组件等）、液路（表面张
力贮箱、破裂膜片、过滤器、节流孔板及加注阀门等）、推力室和电磁阀门（4种推力的14台推力室及相
应的电磁阀门等）、温控系统、电缆及传感器等组成，见下图。
气瓶
减压器
蓄留组件
充气阀门
加注阀门
贮箱
电爆阀门
破裂膜片
过滤器
过滤器
节流孔板
电磁阀门
推力室
13#
6
3#
1
4"
2#
11"
12#
FY-82发动机系统组成
系统特点：采用了可长时间工作的末速修正发动机和多次脉冲式工作的姿控发动机：应用了统一的推
进剂输送系统和先进的表面张力贮箱，可使加注推进剂后的贮箱寿命大大提高；液路系统，包括贮箱、导
管和阀门等，均采取了电加温和保温措施，保证推进剂使用温度不低于5℃。
表面张力贮箱由贮箱外壳和推进剂管理装置两部分组成。贮箱结构包括壳体、隔舱板、通道组件、气
泡过滤器、进气蓄留组件和气路膜片等，见后图。

<!-- 第 191 页 -->
中国
·148·
贮箱外壳分为有推进剂管理的下舱和无推进剂管理
气液隔离器
增压气体
的上舱，上、下舱由隔舱板分开，下舱容积占总容积的
40%。推进剂管理装置保证在失重或低重力条件下推进
剂始终能覆盖贮箱出口，随时向发动机提供不含气体的
推进剂。
为确保发动机可靠工作，设置了无水肼温控系统，
包括贮箱温控、导管组件地面温控及导管箭上温控。
隔舱板
控制系统
通道组件
气泡收集器
CZ-4A控制系统由制导系统、姿态控制系统、计算
推进剂
机自动调零系统和时序系统组成。
CZ-4A表面张力贮箱结构
制导系统
制导系统由三轴陀螺惯性平台、箭载计算机、平台
伺服放大器、加速度计放大器、检波功率放大器及电源等组件组成，其原理见下图。
关机
关机方程运算
伺服
△u，u功放、，，
放大器
伺服
y
检波
姿控方程运算
三轴
y
u
单相电源
导引方程运算
陀螺
1000Hz
程序指令配电器1
Ne
发程配脉冲
发程序脉冲
5000Hz
Nx
惯性
X,Y表
X,Y表
N
平台
伺服放大
放大
Ne
平台
程序指令配电器2
箭载计算机
稳压电源
Nz
Z表放大
三相电源
程序指令配电器3
箭载计算机电源
CZ-4A制导系统原理
姿态控制系统
姿态控制系统由陀螺平台、箭载计算机、速率陀螺、检波功率放大器和姿控伺服系统等组成。一、二
级火箭采用平台、速率陀螺、滤波网络和摇摆发动机的控制方案，三级动力飞行段采用平台、微分网络和
双向摇摆发动机方案，三级末速修正段采用平台、计算机开关控制方案，原理依次见以下框图。
因系统中的滤波和微分网络参数、开关判别式、控制信号的综合均由箭载计算机实现，故CZ-4A姿态
控制系统是一个数字式控制系统。
计算机自动调零系统
为确保火箭起飞时不碰撞发射塔架，必须减小火箭起飞漂移量。为此，除了提高火箭结构、发动机制
造精度和控制系统制造精度，限制发射地面风速（小于13m/s）外，还采用了调零装置。
CZ-4A采用计算机自动调零方案。火箭射前启动一级伺服机构后，由地面向箭上发“调零”指令，箭
上执行调零工作程序，输出控制和零位补偿信号，从而消除4台发动机的虚假摆角。

<!-- 第 192 页 -->
长征四号系列
·149·
一级检波功放
速率
检波滤波器
陀螺
141
功率放大器
伺服机构
速率
箭
y
反馈电位计
检波滤波器
陀螺
功率放大器
伺服机构
载
速率
uy
检波滤波器
陀螺
反馈电位计
计
功率放大器
伺服机构
检波滤波器
算
三轴
反馈电位计
陀螺
机
lly
114
伺服机构
功率放大器
检波滤波器
稳定
反馈电位计
平台
ily
检波滤波器
,y,y
=(-0-02+03+04)/4
p.j,y
箭体动力学方程
w=(-0+02+03-8)/4
y=(0+02+03+0a)/4
CZ-4A一级姿态控制系统原理
二级检波功放
速率
检波滤波器
陀螺
1
功率放大器
伺服机构
速率
y
箭
uly
反馈电位计
检波滤波器
陀螺
功率放大器
伺服机构
载
速率
y
检波滤波器
陀螺
反馈电位计
计
243
功率放大器
伺服机构
检波滤波器
算
三轴
反馈电位计
陀螺
lly
机
uly
114
检波滤波器
伺服机构
功率放大器
稳定
反馈电位计
平台
uy
检波滤波器
=(-0-0+03+0a)/4
p,y,y
箭体动力学方程
ow=(-0)+02+3+64)/4
0y=(0+02+03+04)/4
CZ-4A二级姿态控制系统原理

<!-- 第 193 页 -->
中国
·150·
三级检波功放
功率放大器
伺服机构
箭
反馈电位计
82
功率放大器
1l2
伺服机构
检波滤波器
载
三轴
反馈电位计
陀螺
计
检波滤波器
稳定
263
功率放大器
伺服机构
算
平台
检波滤波器
反馈电位计
机
伺服机构
功率放大器
反馈电位计
=(+4)/2
△q,y,y
=（-0+83)/2
箭体动力学方程
oy=(8+83)/2
CZ-4A三级姿态控制系统原理
喷管1
开关
+p
功放
喷管3
箭
喷管2
开关
功放
lso
喷管4
检波滤波器
三轴
载
开关
喷管5
功放
陀螺
ily
lly
检波滤波器
计
开关
稳定
+y
喷管6
功放
算
平台
喷管8
n
检波滤波器
开关
功放
喷管10
机
喷管7
开关
功放
喷管9
△,y,y
箭体动力学方程
喷管1~10
CZ-4A三级末速修正段姿态控制系统原理

<!-- 第 194 页 -->
长征四号系列
·151·
时序系统
时序系统是控制系统的重要组成部分，其主要功能有：按预定的飞行程序对各级发动机实施点火和关
机控制（一级发动机点火除外）、贮箱增压、级间分离、星罩分离、星箭分离，以及某些时间指令的控制
等。系统由箭载计算机和3台程序指令配电器组成。
遥测系统
CZ-4A全箭共遥测300余个参数，其中信息频率较高的速变参数采用脉幅调制（PAM）体制，信息频
率较低的缓变参数采用脉码调制（PCM）体制，全系统为脉冲幅度编码-调频（PACM-FM）体制。
系统采用2套Y7-01大速变遥测设备，分别装于三子级仪器舱及二子级箱间段，以完成三子级和一、
二子级箭内各遥测参数的测量、传输任务。为配合地面站自动跟踪，在三子级上装有1台P波段YF3-4A(T)
信标机。地面接收通过Y7-5固定站和Y7-1车载站，自动跟踪则用303车。箭上遥测系统组成见下图。
数字参数速变参数
天线
多路被
128路缓
调频
功率
综合程序器
变交换子
测信号
放大器
发射机
速缓变电源
功放电源
CZ-4A遥测系统组成
外弹道测量系统
外弹道测量系统同CZ-2，其原理见下图。
天线
天线
接收天线发射天线
天线
三子级
功分器
A
A
前短壳
连续波
脉冲相
安全指令
WA391-2
应答机
接收机
参应答机
去遥测
激光合作
系统
目标
去遥测
系统
二级
二级控制器
控制器
引爆器
引爆器
二子级
控制地面
引爆器
电池
箭体电池
系统测试
爆炸器
爆炸器
爆炸器
接口接口
仪器舱
二子级箱间段
一子级箱间段
CZ-4A外弹道测量与安全自毁系统原理

<!-- 第 195 页 -->
中国
·152·
安全自毁系统
CZ-4A安全自毁系统功能与原理同CZ-2，由安全指令接收机及其天线、控制器、引爆器和爆炸器等
组成，见前图。
电源与配电系统
CZ-4A采用按分系统和大、小功率设备分别供电的多配电器方案向箭上各仪器配电。
系统由一次电源、配电器、程序指令配电器和二次电源等组成。电源配电系统的供电如后图所示。
纵向耦合振动抑制系统
纵向耦合振动（简称POGO）是指大型液体推进剂火箭的结构纵向振动与推进系统相互作用而产生的
正反馈闭合回路的自激振动。
为避免火箭发生纵向耦合振动，在一子级和二子级的氧化剂输送管路的启动阀门前，均设置了抑制
POGO效应的蓄压器。一子级蓄压器为整球形，初始最大容积为2L。二子级蓄压器为半球形，初始最大
容积为1.4L。蓄压器主要结构由壳体、盖、橡胶碗、挡网和通道等组成。
其他系统
CZ-4A火箭除包括前述几大系统外，还设有瞄准、垂直度调整、推进剂加注液面指示系统、推进剂测
温系统和防雷系统等。除防雷系统外基本上同CZ-2。
防雷系统
运载火箭竖立在发射台上进行发射前的准备时，要受到各种环境条件的影响，其中之一就是火箭的电
磁环境（包括雷电、静电、电磁感应和射频电磁辐射）。为了保证火箭发射测试的安全和飞行中的安全，
在火箭上采取了一系列的防护措施，主要有以下几方面：
1）火箭壳段对接处采取等电位搭接；
2）外表面凸出物与箭体等电位搭接；
3）大操作舱口与箭体等电位搭接：
4）全箭与发射塔架等电位搭接；
5）全箭与发射场坪等电位搭接；
6）级间杆系处，用屏蔽罩加以屏蔽；
7）一级尾翼上设置静电放电器，消除火箭飞行中外表面上的静电；
8）火工品的插头（座）在不使用时加短路盖；
9）所有发射场暴露于大气中的电缆加屏蔽网套，进入箭体的测试电缆两端均接地；
10）脱落插头（座）的壳体之间有良好的接触。

<!-- 第 196 页 -->
电池（1)
电池（2)
电池（3)
电池（4)
姿控导管加温
断电
起飞
起飞
配电器(1)
配电器（2）
触点
配电器（3)
箭载
液位关机
三相
双相
单相
双相
计算
程序指令
程序指令
程序指令
稳压电源
电源
电源（2）
电源
电源（1）
机
配电器（2）
配电器（3）
配电器（1)
液位
液位
Z向
速率
速率
计算机
传感
传感
长征四号系列
放大
陀螺
陀螺
电源
器
器
器
2
速率
速率
平台
电阻盒（3）
电阻盒（1）
电阻盒（2)
陀螺
陀螺
三轴气浮
业
稳压
陀螺稳定平台
速率
速率
电源
陀螺
陀螺
立
X、Y向
平台伺
三级检
二级检
X、Y向
一级检
伺服回
输出回
服回路
波功率
波功率
波功率
路放大
放大器
路放大
放大器
放大器
放大器
器
器
伺服机构
伺服机构
伺服机构
(4只）
（4只）
(2只）
CZ-4A电源与配电系统

<!-- 第 197 页 -->
中国
典型飞行程序
CZ-4A发射太阳同步轨道卫星典型飞行程序见下图、下表。
三级火箭调整姿态
星、箭分离
三子级发动机关机
二、三级分离
三子级发动机点火
二子级发动机关机
整流罩分离
、二级分离
一子级发动机关机
二子级发动机点火
起飞
CZ-4典型飞行程序（太阳同步轨道）
CZ-4典型飞行时序（太阳同步轨道）
时间/s
事件
时间/s
事件
起飞
T+0.0
二、三级分离爆炸螺栓解锁
T+285.718
发出一级关机指令
T+147.866
三级起控
T+286.918
一、二级分离爆炸螺栓解锁
发出三级主系统关机指令
T+ 151.766
T+603.968
卫星整流罩分离爆炸螺栓解锁
T+166.766
发出末速修正关机指令
T+617.468
发出二级关机指令
T+658.468
星、箭分离爆炸螺栓解锁
T+273.718
二子级游机关机
T+284.718
T+658.668
星、箭分离反推火箭点火
（吴瑞华）
长征四号B（CZ-4B）
CZ-4B是在CZ-4A基础上发展的运载火箭，运载能力大、适应性强，1989年2月开始方案设计，1999
年5月首飞并投入使用。

<!-- 第 198 页 -->
长征四号系列
·155·
CZ-4B火箭发射
CZ-4B可装配直径分别为2.9m、3.35m和3.8m的卫星整流罩，可满足不同卫星的包络要求。该火箭
从1999年5月首飞至今，CZ-4B已连续成功发射了9次，将15颗不同发射要求的卫星送入了预定轨道。
CZ-4B与CZ-4A相比，进行了多项技术改进：
1）新研制了2种大直径旋转分离卫星整流罩，以满足不同卫星包络要求；新研制搭载舱组合体、副
星适配器及包带连接解锁装置等，以满足多星发射要求；新增三子级过渡段，可适应星罩组合体垂直运输
的需要。
2）二子级主机采用大喷管状态，提高了发动机比冲：姿控发动机将原表面张力贮箱改为囊式贮箱，
推进剂由DT-3替代无水肼，并取消了温控设备。
3）三子级增设剩余推进剂排放系统，消除了三子级在轨解体的危险。
4）箭上采用先进的小型化电子设备和轻型化电缆网，减轻了质量；用动力调谐陀螺平台和电子程序
指令配电器取代了三轴气浮陀螺惯性平台和机电式程序指令配电器，简化了系统，提高了精度；制导方式
采用显式制导，实时计算速度和位置，提高了火箭精度。
6）外测安全系统增加GPS测量设备，提高火箭外弹道测量精度和可靠性。
7）新研制了基于VXI体制的一体化远距离测试发射设备，在国内首次实现了火箭一体化测试发射控
制。
CZ-4A太阳同步轨道和90°倾角椭圆轨道的运载能力见后图。

<!-- 第 199 页 -->
中国
·156·
4500
4000
3500
h,=200km
=300km
3000
载能力
2500
hp=500km
太阳同步轨道
运
2000
h,=800km
1500
1000
500
1000
2500
1500
2000
3000
3500
4000
0
高度/km
CZ-4B太阳同步轨道和90倾角椭圆轨道运载能力
主要技术性能
级数
推重比
3
1.21
全长
运载能力
47.977m（3.8m直径整
流罩单星发射状态)
太阳同步轨道
2.650t（600km轨道）
翼展
入轨精度
6.15 m
(太阳同步轨道，30)
3.35 m
半长轴偏差
箭体最大直径
5 km
起飞质量
倾角偏差
249t
0.08°
起飞推力
偏心率
2 961.6 kN
0.002 5
一子级
推进剂
级长
27.910 m
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
海平面推力
3.35m
2 961.6 kN
子级质量
海平面比冲
191.958 t
2 550m/s
推进剂质量
工作时间
181.900 t
153.9 s
发动机
YF-21C
二子级
级长
10.620 m
主机
真空推力
742.04 kN
直径
游机
3.35m
46.1 kN

<!-- 第 200 页 -->
长征四号系列
·157·
真空比冲
主机
子级质量
2 942 m/s
37.270 t
推进剂质量
游机
34.267t
2 761.6 m/s
主机
主机
发动机
工作时间
122.9 s
YF-22E
游机
132.7 s
游机
4XYF-23H
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
三子级
级长
推进剂
5.452 m
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
真空推力
2.9m
100.848kN
子级质量
真空比冲
16.054t
2 971 m/s
工作时间
408s
推进剂质量
14.336t
发动机
YF-40B
整流罩
A型
类型
B型
C型
长度
5.907m
8.483m
10.684 m
3.35 m
直径
3.8 m
2.9 m
660 kg
1050kg
1 650kg
结构质量
总体布局
CZ-4B是3级液体推进剂运载火箭，其组成和布局与CZ-4A火箭基本相同，只是增加了三子级过渡段。
CZ-4B火箭外形及总体布局见后图。
箭体结构
一子级结构
一子级的组成和结构形式与CZ-4A基本相同。采用C型整流罩时，火箭气动外形变化较大，为此增
大了尾翼面积，将尾翼根弦由2200mm增大到2500mm；同时由于整流罩增大，载荷增加，部分舱段进
行了结构加强，一、二级分离爆炸螺栓由12个增加到16个，一、二子级级间段前端面防爆盒数量增加。
二子级结构
二子级的组成和结构形式与CZ-4A基本相同。采用大直径有效载荷整流罩时，载荷增加，对部分舱段
进行了结构加强，二、三级分离爆炸螺栓由6个增加到12个（采用B型整流罩状态）或16个（采用C型
整流罩状态)，二、三子级级间段前端面防爆盒数量增加。
三子级结构
三子级在CZ-4A基础上增加了三子级过渡段，同时在进行双星或三星发射时还增加了搭载舱和副星适
配器。采用C型整流罩时，载荷增加，部分舱段进行了结构加强。研制了3种接口分别为660、937和1194

<!-- 第 201 页 -->
中国
·158·
的适配器及相应的包带连接解锁装置。
A星
卫星整流罩
卫星
卫星整流罩
支承舱
过渡舱B
B星
仪器舱
过渡舱A
仪器舱
三子级过渡段
三子级燃料箱
三子级过渡段
三子级氧化剂箱
三子级发动机
二、三子级级间段
二子级氧化剂箱
二子级箱间段
二子级燃料箱
、二子级级间段
二子级游动发动机
二子级主发动机
二子级级间杆系
一子级氧化剂箱
子级箱间段
子级燃料箱
后过渡段
尾段
尾翼
一子级发动机
双星发射（A型整流罩）
单星发射（B型整流罩）
CZ-4B外形及总体布局

<!-- 第 202 页 -->
长征四号系列
·159·
三子级过渡段是圆筒形薄壁加筋铆接舱段，直径2.9m，长0.3m。前、后端框为7A09铝合金型材拉
弯框，框外侧由4块厚0.8mm的2A12铝合金蒙皮围住。三子级过渡段前端框与仪器舱后端框通过36个
埋头螺栓连接，后端框与共底贮箱前端框通过12个M24螺栓连接，其前端框再通过6（12或16）个爆炸
螺栓与卫星整流罩连接（单星）。
搭载舱由过渡舱和支承舱组成，用于双星、多星发射时容纳有效载荷。过渡舱的数量和长度可根据卫
星的要求进行适应性设计。过渡舱一般为圆筒形薄壁加筋铆接舱段，前、后端框为7A09铝合金型材拉弯
框。支承舱为截锥体薄壁压梗、加筋铆接舱段，位于过渡舱和整流罩内。
副星适配器为截锥体薄壁加筋铆接结构，高360mm，上端直径660mm，下端直径1248mm。前、
后两个端框均为整体框，材料为2A14铝合金；框外侧由4块厚1mm的7A09铝合金蒙皮围成，框与蒙皮
内侧由周向均布的24根7A09铝合金角形剖面挤压型材桁条纵向加筋。
包带连接解锁装置由包带、爆炸螺栓、夹块和解锁遥测组件等零部件组成，实现星、箭连接和星、箭
分离。
整流罩结构
CZ-4B火箭的有效载荷整流罩有A型、B型和C型3种（见下图），A型整流罩标准长度为5.907m，
直径2.90m；B型整流罩标准长度为8.483m，直径3.35m；C型整流罩标准长度为10.684m，直径3.8m。
25°
1552
1164
1432
15°
1432
723
8703
1195
8483
3350
2900
3910
5140
5907
2500
3350
3800
2900
3410
星箭共用区
星箭共用区
星箭共用区
1500
1524
150
1028
1144
1464
1348
1981
1228
1028
2900
2900
2900
3800
A型
B型
C型
CZ-4B整流军有效空间及外形

<!-- 第 203 页 -->
中国
·160·
3种整流罩均为蚌壳形纵向两半结构，由球头、前锥段、后锥段、圆柱段和分离机构等部分组成，罩
壁上开有各种操作测试口以及无线电透波口。整流罩分离采用旋转分离方式，分离组件包括爆炸螺栓、旋
转弹射筒、拔销器和机械连杆式连接解锁机构；纵向分离动力源以顶部弹射筒为主、底部弹簧为辅。
推进系统
与CZ-4A相比，CZ-4B推进系统增加了剩余推进剂排放系统，同时对增压输送系统和发动机均进行了
改进。
一子级推进系统
一子级推进系统与CZ-4A基本相同，发动机代号统一为YF-21C。
二子级推进系统
发动机
主机改为大喷管状态，部分组件进行改进，状态统一后，代号为YF-22E。游机与CZ-4A基本相同，
状态统一后，代号为YF-23H。
增压输送系统
系统组成同CZ-4A。
三子级推进系统
壳体
发动机
贮囊
CZ-4B三子级发动机YF-40B是在CZ-4A的YF-40
发动机基础上改进研制而成的，对火药装药、火药启
动器、压力信号器、涡轮泵、副阀门和隔离阀等组件
进行了改进，提高了发动机工作的可靠性。
增压输送系统
与CZ-4A相比，增压输送系统增加了柱塞式减压
器，提高了系统高压启动的可靠性。
末速修正与姿控发动机系统
加注泄出组件
与CZ-4A相比，姿控发动机将28L表面张力贮箱
改为60L囊式贮箱，增加了推进剂储存量；推进剂采
用DT-3，取消了温控设备。贮箱结构见右图，箱体为
球形，由5A06防锈铝板拉深成两个半球对焊而成；推
进剂管理方式为橡胶囊式，储囊借助开口处的O形圈
膜片
结构实现与箱体的固定和密封；贮箱出口处的七通与
七通
破裂膜片组装在一起，破裂膜片起膜片阀作用。
推进剂排放系统
CZ-4B姿控发动机60L贮箱结构
三子级增设剩余推进剂排放系统，火箭离轨飞行
后，共底贮箱内剩余推进剂将被全部排放，消除了三子级在轨解体产生空间碎片的隐患。

<!-- 第 204 页 -->
长征四号系列
·161·
控制系统
CZ-4B控制系统组成与CZ-4A基本相同，包括制导系统、姿态控制系统、时序配电系统和地面测试发
射控制系统，但各分系统都进行了技术改进。箭上控制系统采用动力调谐陀螺平台、电子程序指令配电器、
小型化箭载计算机和轻型化电缆，提高了系统的使用性能，并使三级控制系统减重169kg，提高了火箭的
运载能力。
动力调谐陀螺平台系统主要由平台框架系统、平台伺服系统、陀螺多余轴锁定系统、平台初始对准系
统、火箭视加速度测量系统及火箭姿态测量系统等组成，具有体积小、质量轻、结构简单、精度高等优点；
箭载计算机（见下图）采用超大规模集成电路Intel386EX中央处理器，具有16级可屏蔽中断，箭-地通讯
采用RS422标准串口和编发模拟通道；电子程序指令配电器的存储器采用EEPROM实现在线可编程功能。
@±,y±y±
姿态信号
PA,OB,CC
RXD/TXDYD/YM
CDi
±X.±Y.±Z
DAi
GJ
电子程序
6路喷嘴
加速度信号
程序脉冲
D/A模块
A/D模块
指令及
指令配电器
发送模块
接收模块
地址模块
关机模块
1/0总线
随机存储器
只读存储器
串行通讯接口
1
局部总线
数字量遥测接口
386EX
中断信号
时钟及复位电路
CPU
±5V
±15V
滤波器
DC/DC
+6.3V
DC/28V
+5.4 V
CZ-4B箭载计算机组成
同时为提高产品性能和可靠性，单相电源、双相电源、三相电源、检波功放、平台加速度计放大器和
速率陀螺仪均增加了遥测保护电阻；一级伺服机构用聚四氟乙烯软管代替金属软管，二级伺服机构用双喷
嘴伺服阀代替单喷嘴伺服阀。控制系统飞行控制软件采用高级语言（C语言）开发，具有可靠性高、实时
性好和稳定性强等特点。
制导系统
制导系统仍采用惯性平台十计算机方案，制导方法采用摄动显式制导，与CZ-4A不同，能实时计算速
度和位置，提高了制导精度。
姿态控制系统
姿态控制系统仍采用数字化方案，同时采取起飞前计算机自动调零方案，与CZ-4A相同。

<!-- 第 205 页 -->
中国
·162·
时序配电系统
含时序系统与电源配电系统，与CZ-4A相比，CZ-4B采用由箭载计算机控制的可编程时序指令配电系
统，由2台电子程序指令配电器取代机电式程序指令配电器。为提高安全性，由箭载计算机在起飞后50s
发信号实现电子程序指令配电器空中加电。
地面测试发射控制系统
与CZ-4A不同，CZ-4B火箭采用的一体化测试发射控制系统为分布式综合系统，采取火箭控制、遥测、
外测安全和动力系统电磁阀一体化供配电、控制、测试的方案，实现了对火箭一体化、远距离测试发射；
同时，汇集测试过程中有线、无线遥测数据，进行实时全程自动判读、比对和显示。该系统以自动化测试、
发射为主，同时具备紧急情况下可应急控制的能力。
一体化测试发射控制系统由主控计算机完成测试发射流程的调度控制。进行全箭测试时，主控计算机
按箭上各系统的供配电顺序，通过服务器向前置计算机发出控制、遥测、外测安全系统的各项配电指令及
配电过程中需要测试、测量的指令；前置计算机根据收到的指令执行相应的操作，检测、测量由箭上返回
的信号，对返回信号进行判别、标识合格与否的标记，最后将处理结果和标记回送至服务器。
该系统应用了可编程逻辑控制、VXI总线测试、局域以太网、光通信和PLC测控等多种技术。系统采
用远距离测试发射模式，利用VXI总线和PLC控制技术实现对箭上3个电气系统的测试发射控制和推进
系统电磁阀信号测试；与箭载计算机采用RS-422标准接口进行通信，增加模发激励指令功能和接收箭载
计算机遥测量信号功能；与遥测车采用TCP/IP通讯协议，遥测车实时将接收到的遥测数据转换为物理量，
并通过网络传送给一体化测试发射控制系统进行实时显示和判读；该系统分布于前端（指发射区）和后端
（指技术区）之间的设备通过光纤完成信息传输。测试发射控制系统的数据流示意图见下图。
控制、遥测、外测安全及动力系统电磁阀等箭载设备
地面电源
电磁阀
配电控制
有线测量
外安
调瞄组合
综测仪
机柜
控制机柜
测试设备
前置箭-地
金
遥测数据
通信监测
电源控制、
前置外安
接收设备
前置VXI
前置电磁
计算机
备保发射
精瞄、虚拟
装定程序
遥测
计算机
阀计算机
计算机
数据采集
或测试装定结果或
控制状态
处理
↑
应答结果
控制字】
数据
应急状态
有线
无线
主控
信息
电源控制、
后端控制
数据
数据
精瞄PLC
计算机
PLC
B码信息
服务器
服务器
本
测试指令和
测试指令和
返回结果
返回结果
终端用户向
提供各系
提供各系
提供各系
供实时
向CI系
服务器提交
各系统
判读比
统虚拟显
统状态显
统流程显
统提供
示终端的
示终端的
示终端的
对的遥
的历次数据
测试数据
的数据
查询等申请
测试数据
测试数据
测试数据
测数据
遥测数据
各系统
各系统虚拟
各系统状态
各系统流程
CI接口微机
网络终端
显示终端
显示终端
显示终端
显示终端
一以太网通道
PLC通信通道
·箭-地通信通道
遥测数据通道
前端设备
其他箭-地通道
无线
后端设备
光纤线
CZ-4B一体化测试发射控制系统数据流

<!-- 第 206 页 -->
长征四号系列
·163·
遥测系统
与CZ-4A不同，CZ-4B遥测系统采用S波段全数字编码PCM-FM体制，使用可编程遥测传输设备，
获取高速率、大容量、高精度的测量性能。箭上采用了1套S波段可编程设备取代原CZ-4A箭上2套大速
率遥测系统，由S波段发射机、中心程序单元和远置采编单元组成；采用分布式采集方式，单机小型化，
使用轻型电缆。箭上传输设备主要完成火箭各类遥测参数的采集、编码、传输、综合，并将PCM遥测群
信号送S波段遥测发射机调制，最终信号经遥测天线发向地面接收站，系统见下图。
二级遥测参数
远置采编单元
中心程序单元
远置采编单元
>
S波段遥测发射机
天线
远置采编单元
一级遥测参数
三级遥测参数
二级遥测参数
三子级
二子级
一子级
CZ-4B遥测系统
遥测系统参加火箭集成综合试验时，由YS-2遥测车完成对遥测信号的接受、解调和记录：航区采用S
波段活动遥测地面站YQ-312完成遥测信号的接受、解调和记录。
外测安全系统
系统功能与原理基本同CZ-4A，箭上设备小型化，外弹道测量取消激光合作目标，增加了GPS测量
系统，安全指令接收机和控制器为新研制产品。
其他系统
CZ-4B火箭除包括上述几大系统外，还设有瞄准、垂直度调整、推进剂加注、推进剂测温和防雷措施
等，同时采取避免火箭发生纵向耦合振动的措施，基本同CZ-4A。此外，CZ-4B的前两发火箭上还设有二
子级推进剂利用系统，该系统组成和原理同CZ-2D。
典型飞行程序
CZ-4B火箭的主要任务是发射太阳同步轨道卫星，在太原卫星发射中心和酒泉卫星发射中心发射，典
型的飞行程序见后图、表。同时CZ-4B火箭还可执行多种轨道的发射任务。

<!-- 第 207 页 -->
中国
·164·
星、箭分离
星、箭入轨
三级飞行
二、三级分离
姿态调整
三子级离轨
由
二级飞行
二子级残骸
整流罩分离
整流罩残骸
二级分离
子级残骸
起飞
CZ-4B典型飞行程序（太阳同步轨道）
CZ-4B典型飞行时序（太阳同步轨道）
时间/s
时间/s
事件
事件
起飞
T+0.0
二子级游机关机
T+287.12
T+ 153.71
子级发动机关机
二、三级分离
T+288.12
一、二级分离
T+154.91
三子级发动机关机
T+678.95
整流罩分离
T+748.95
星、箭分离
T+ 174.91
二子级主机关机
T+277.32
剩余推进剂排放
T+978.95
（冯淑红）
长征四号 C（CZ-4C)
CZ-4C是在CZ-4B火箭基础上研制的，于1999年3月开始方案设计，2006年4月首飞并投入使用。
CZ-4C火箭继续贯彻通用化、系列化、组合化的设计思想，在CZ-4B火箭已成功应用的技术基础上，
三子级发动机采用两次启动工作方式，提高了运载能力，使高轨运载能力成倍增长；同时也提高了火箭一
箭多星的发射能力，可以满足多种类卫星的发射需求。新研制的三子级发动机YF-40A通过了连续5次的
地面可靠性试车，在中国首次实现了常规推进剂火箭发动机高空二次启动。

<!-- 第 208 页 -->
长征四号系列
·165·
CZ-4C太阳同步轨道和90°椭圆轨道的运载能力见下图。
4000H
3500
h=300km
运载能力/kg
3000
h,=500km
hp=800km
2500
太阳同步轨道
2000
1500
20002500
1000
500
35004000
0
1500
3000
4500
5000
5500
高度/km
CZ-4C太阳同步轨道和90倾角椭圆轨道运载能力
主要技术性能
级数
推重比
1.21
3
全长
运载能力
47.977m（3.8m直径整
3.100t（600km太阳同步
流罩单星发射状态)
轨道)
入轨精度
翼展
(太阳同步轨道，30)
6.15 m
3.35m
半长轴偏差
箭体最大直径
5 km
起飞质量
倾角偏差
249 t
0.08°
起飞推力
偏心率
2 961.6 kN
0.0025
三子级
级长
5.452m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
直径
真空推力
2.9 m
100.848kN
子级质量
真空比冲
2 971 m/s
16.166 t
推进剂质量
工作时间
14.336 t
408s（2次工作时间之和）
发动机
YF-40A
一、二子级和整流罩
CZ-4C一、二子级和整流罩的性能数据与CZ-4B完全相同。
箭体结构
一、二子级和有效载荷整流罩的组成和结构形式与CZ-4B相同。

<!-- 第 209 页 -->
中国
·166·
三子级共底贮箱为满足三级二次启动推进剂管理需要，增加了防晃措施，主要是在后底增加了防晃阻
尼环。二次点火前防晃阻尼环浸没在氧化剂中，在它的阻尼作用下，晃幅迅速减小。
推进系统
CZ-4C推进系统与CZ-4B基本相同，其中三子级增压输送系统和发动机均进行了改进，增加了推进剂
管理系统。
一、二子级推进系统
一、二子级的发动机和增压输送系统与CZ-4B相同。
三子级推进系统
发动机
CZ-4C三子级采用YF-40A发动机，该发动机是在YF-40发动机基础上改进研制而成的，具有二次启
动能力（见下图，图中标注组件为主要改进和新增组件）。
双组元排放阀控制气源
二次启动器
吹除副阀
发生器氧化剂路吹除气源
发生器燃料路吹除气源
发动机控制气源
隔离阀-
泵
定压单向阀
双组元排放阀
燃料主阀
压力信号计
排空节流圈
YF-40A发动机系统
为实现高空二次启动，YF-40A发动机增加了排放系统、吹除系统，改进了排空系统，新研制了双组
元排放阀、定压单向阀和吹除副阀，有效解决了二次启动热环境问题。

<!-- 第 210 页 -->
长征四号系列
* 167 -
增压输送系统
与CZ-4B相比，为适应三子级发动机两次工作，CZ-4C的三子级增压输送系统增加了三子级吹除气源
系统和排放控制气源系统，对扩散器进行了重新设计。
末速修正与姿控发动机系统
与CZ-4B相比，CZ-4C的姿控发动机为适应三子级发动机第2次启动推进剂管理的要求，新增加一个
25L囊式贮箱及相应的管路和支架，两贮箱采用并联工作模式。
推进剂管理系统
推进剂管理是实现发动机第2次点火的必要前提，CZ-4C采用连续力管理方案；针对三子级共底贮箱
箱浅、液少（第2次工作时间只有30s，液面高度不到0.6m）的特点，推进剂管理过程除了正常的稳定
段、维持段和抑制段外，还增加了固体推进剂火箭正推段的稳妥方案；该系统利用火箭原有的2台196N
和2台39.2N的姿控发动机作为动力源，仅增加了1对1960N固体推进剂正推火箭，产生比抑制段大10
倍的轴向加速度，确保二次点火前推进剂可靠沉底。系统配置简单、可靠。
控制系统
与CZ-4B相比，CZ-4C的制导系统增加了三子级一次关机控制和一次导引控制，姿态控制系统增加了
三子级一次滑行段姿态控制和二次工作段姿态控制，时序配电系统适应性增加了相关控制指令。
其他系统
与CZ-4B相比，CZ-4C的遥测系统和外弹道测量系统作了天线方向重新设计，调整了安装位置，以适
应新的轨道和测控要求。安全自毁系统、火箭瞄准、垂直度调整、推进剂加注、推进剂测温和防雷措施等
都与CZ-4B相同。
典型飞行程序
CZ-4C的主要任务是发射太阳同步卫星，在太原卫星发射中心和酒泉卫星发射中心发射，典型的飞行
程序见下表和后图。同时CZ-4C火箭还可执行多种轨道的发射任务。
CZ-4C典型飞行时序（太阳同步轨道）
事件
事件
时间/s
时间/s
起飞
T+0.0
二、三级分离
T+288.835
一子级发动机关机
T+667.593
三子级发动机第1次关机
T+153.913
三级滑行结束
T+155.113
一、二级分离
T+1217.593
T+1247.575
整流罩分离
三子级发动机第2次关机
T+202.113
T+1307.575
星、箭分离
二子级主机关机
T+278.035
剩余推进剂排放
二子级游机关机
T+1537.575
T+287.835

<!-- 第 211 页 -->
中国
星、箭分离
星、箭入轨
三级滑行
姿态调整
三级二次
三子级离轨
启动飞行
二、三级分离
三级一次
启动飞行
二级飞行
整流罩分离
二子级残骸
整流罩残
二级分离
子级残
起飞
CZ-4C典型飞行程序（太阳同步轨道）
（冯淑红）

<!-- 第 212 页 -->
长征五号系列
·169 ·
长征五号系列
长征五号（CZ-5）系列运载火箭（中国新一代运载火箭）的研制遵循“一个系列、两种发动机、三个
模块”的总体思路。其中，“两种发动机”即新研制的50t级推力的氢氧发动机和120t级推力的液氧/煤
油发动机；“三个模块”是指使用氢氧推进剂的5m直径模块，使用液氧/煤油推进剂的3.35m直径模
块和2.25m直径模块。按照“通用化、系列化、组合化”设计思想，在这3个新研制模块基础上，组合出
芯级直径5m，可实现地球同步转移轨道运载能力6～14t，近地轨道运载能力10～25t的大型运载火箭。
目前，CZ-5系列包括构型有A～F共6个型号，见下图。
基本型
组合型
构型B
构型C
构型E
构型D
构型A
构型F
CZ-5系列火箭
CZ-5系列火箭的总体参数和运载能力见下表。
CZ-5系列火箭总体参数和运载能力
构型
B
C
E
D
F
A
49.7
44.7
60.5
63.0
55.5
52.2
箭体长度/m
20.5
13
20.5
整流罩长度/m
18
18
13
长细比
9.95
8.95
12.11
10.45
12.61
11.11
发动机/台
12
10
6
10
8
8
844.48
起飞质量/t
650.04
822.44
675.08
504.68
475.64
起飞推力/kN
10620
8220
8220
5820
10620
5820
推重比
1.29
1.32
1.25
1.24
1.28
1.18
5.1
3.8
3.9
4.9
3.3
最大过载/g
4.0
25 (LEO)
18 (LEO)
10 (LEO)
10 (GTO)
14 (GTO)
(GTO)
运载能力/
6
（刘财芝）

<!-- 第 213 页 -->
中国
·170·
长征五号（CZ-5)
CZ-5是前图所示系列火箭中的构型D火箭，是该系列的基本型，已于2006年10月正式立项进入工
程研制阶段。
主要技术性能
级数
起飞质量
2
675.08t
全长
60.5m
起飞推力
8 220 kN
翼展
推重比
17.3 m
1.24
箭体最大直径
5m
运载能力
10t（地球同步转移轨道）
3.35m直径助推器模块
长度
27.6 m
海平面推力
2X1200kN
直径
3.35m
真空推力
2X1340.5kN
起飞质量
海平面比冲
155.7 t
2942 m/s
推进剂质量
真空比冲
144 t
3286.2m/s
发动机
2X YF-100
工作时间
180 s
推进剂
液氧／煤油
2.25m直径助推器模块
长度
26m
推进剂
液氧／煤油
直径
2.25 m
1200 kN
海平面推力
起飞质量
72.8t
海平面比冲
2942 m/s
推进剂质量
工作时间
67t
150 s
发动机
YF-100
一子级
级长
海平面推力
31.7 m
2X510kN
直径
5m
真空推力
2×700 kN
子级质量
175.6 t
海平面比冲
3058m/s
推进剂质量
真空比冲
158.3 t
4 197 m/s
发动机
2XYF-77
工作时间
480s
推进剂
液氧／液氢

<!-- 第 214 页 -->
长征五号系列
·171*
二子级
液氧／液氢
推进剂
级长
10.6 m
真空推力
2X81.3 kN
5m
直径
真空比冲
4340 m/s
22.2t
子级质量
700s
工作时间
推进剂质量
17.1 t
发动机
YF-75D
整流罩
直径
5.2m
长度
18m
总体布局
CZ-5为带助推器的两级火箭，总体布局见下图。
有效载荷整流罩
卫星1
卫星2
有效载荷支架
仪器舱
二子级液氢箱
二子级液氧箱
二子级发动机（YF-75D）
一、二子级级间段
一子级液氧箱
一子级箱间段
助推器头锥
助推器液氧箱
一子级液氢箱
助推器箱间段
助推器煤油箱
一子级尾段
尾翼
助推器尾段
助推器发动机(YF-100)
一子级发动机(YF-77)
CZ-5总体布局

<!-- 第 215 页 -->
国中
·172·
助推器采用2个2.25m直径模块和2个3.35m直径模块，分别配置1台和2台120t级液氧/煤油发
动机，每个助推器有1台发动机可单向摆动。一子级采用5m直径模块，安装2台可双向摇摆的50t级氢
氧发动机。二子级采用改进的长征三号A（CZ-3A）火箭三子级氢氧发动机作为主动力，发动机可双向摆
动，能两次起动。整流罩与有效载荷-一起垂直整体运输、吊装。
箭体结构
数载荷支架、仪器舱、级间段、液氧箱、液氢箱、煤油箱、箱间段、后过渡段、斜头锥、尾段和尾翼等。
的硬壳式结构。
助推器结构
助推器采用3.35m直径和2.25m直径两种，结构形式与长征三号B（CZ-3B）火箭的箭体结构相似，
助推器贮箱选用等边三角形网格加筋壳结构。
助推器的头锥为斜锥体，由半球形端头和截锥壳体两部分组成。3.35m直径助推器头锥倾斜角度为
15°，2.25m直径助推器头锥倾斜角度为12.5°。端头在飞行过程中要承受气动加热。截锥壳体采用桁梁式
半硬壳薄壁结构，外表面蒙皮采用耐高温玻璃钢材料。
一子级结构
一子级直径5m，主要由贮箱、箱间段、级间段和尾段组成。
贮箱箱筒段是箭体结构中的主要承力结构，所承受的外载荷较为复杂，包括内压、轴压、弯矩和剪力
等，其结构形式需按照承受的载荷和最小结构质量等因素进行综合设计。短壳用于贮箱与相邻结构部段之
间的连接，主要传递轴向均布或非均布载荷。短壳通常为4块壁板焊接成的圆筒段，一端铆有端框，与其
他部段对接；另一端与箱底焊接。短壳承受的载荷多为轴压、弯矩联合载荷。根据载荷条件、边界条件选
择结构形式，一般为硬壳式结构、半硬壳式结构或整体网格加筋结构。
一子级箱间段连接氧化剂箱和燃料箱的短壳，采用半硬壳式结构，由金属蒙皮、桁条、中间框和上、
下端框等组成。由于助推器的前捆绑点位于此段上，载荷主要由组合梁和副梁来承受。
一、二子级级间段采用半硬壳式结构，由金属蒙皮、桁条、中间框和上、下端框等组成，分为上、下
两个柱段，并含有级间分离结构。
一子级尾段为半硬壳式结构，由金属蒙皮、组合梁、副梁、桁条、中间框和上、下端框等组成。
二子级结构
二子级结构包括贮箱、箱间段和仪器舱等。
二子级贮箱均采用独立箱体结构，液氢箱直径5m，液氧箱直径3.35m，液氧箱位于液氢箱下部。二
子级液氢箱采用球形底的箱底结构形式，箱筒段为光筒壳；前、后短壳采用正置正交网格结构；二子级液
氧箱的前、后箱底采用椭球底，前、后短壳和箱筒段均为光筒壳。主体结构材料为2219铝合金。
二.子级箱间段为倒锥形，大端直径5m，小端直径3.35m，采用复合材料杆结构。
仪器舱为截锥型壳体，完成由5.2m直径整流罩到5m直径芯级结构的过渡。截锥型壳体采用蜂窝夹
层结构，由内、外碳纤维面板、铝蜂窝夹芯和前、后端框等组成。

<!-- 第 216 页 -->
长征五号系列
·173·
有效载荷支架结构
有效载荷支架为截锥形壳体，采用蜂窝夹层结构，由内、外碳纤维面板，铝蜂窝夹芯，前、后端框和
分离弹簧支座等组成；前端面是火箭与有效载荷的分离面，包带锁紧装置将有效载荷牢固地连接在此面上；
其后端框通过螺栓与仪器舱连接。为减少有效载荷支架的振动，采取了增加阻尼减振结构的措施。
整流罩结构
整流罩由端头帽、前锥段、前圆柱段、后圆柱段和横向分离段组成。整流罩采取了降噪措施，以改善
发射过程中有效载荷的环境。
端头帽的主要功能是保证气动外形，适应气动加热要求，采用了带加强框架的层压玻璃钢半球壳结构
形式。
前锥段采用冯卡门外形，主要目的是改善气动外形。
前圆柱段主要功能是为有效载荷提供有效空间，由四瓣罩或两瓣罩组成，采用铝蒙皮面板、铝蜂窝芯
组成的蜂窝夹层结构或碳面板、泡沫组成的泡沫夹层结构。
后圆柱段主要功能是为有效载荷提供有效空间，采用铝合金半硬壳式结构形式。
推进系统
3.35m直径助推器采用2台120t级液氧/煤油推进剂发
动机YF-100，2.25m直径助推器采用1台YF-100发动机；
·煤油箱采用常温氨气增压方案，液氧箱采用自生增压方案。
一子级推进系统采用2台50t级氢氧发动机YF-77，液
氧箱和液氢箱均采用自生增压方案。
二子级推进系统采用经改进的YF-75D发动机，液氧箱
采用冷氨加温增压方案，液氢箱采用自生增压方案。
低温发动机采用循环预冷方式，以简化射前预冷程序、
地面设备和操作。
助推器推进系统
发动机
助推器发动机为采用高压补燃循环方式的YF-100发动
机（见右图）：3.35m直径助推器的内侧发动机和2.25m直
径助推器的发动机可单向摆动参与控制，发动机最大摆角8°。
YF-100海平面推力1200kN，真空推力1340.5kN，海
平面比冲2942.0m/s，真空比冲3286.2m/s。
YF-100
增压输送系统
团公司第六研究院
助推器增压输送系统由贮箱增压、发动机循环预冷、贮
箱加注排气、推进剂输送和吹除气封等系统组成。
贮箱增压方案：煤油箱采用闭式常温氨气增压方案，系统
YF-100发动机
由高压氨气瓶、高压电磁阀、流量调节元件等组成。液氧箱
采用开式自生增压方案，液氧箱稳定工作段增压系统由氧蒸

<!-- 第 217 页 -->
中国
·174 ·
发器、增压破裂膜片、增压消能器及相应管路组成。液氧箱在发动机起动期间采用常温氮气补压方案，补
压系统由常温氨气瓶充气阀、常温补压氨气瓶、补压电爆阀、补压孔板及相应管路组成，箭、地之间连接
通过氧组合连接器。
发动机预冷方案：液氧系统采用自然循环预冷结合氨气引射加强的发动机预冷方案。循环预冷系统包
括液氧输送管、氧主阀、回流管、预冷回流阀、氨气引射器、引射供气单向阀、预冷回流阀控制气路、预
冷回流阀控制气路气封孔板和预冷回流消能器等。
贮箱加注和排气方案：液氧及煤油贮箱加注和排气系统具有自动加注、补加、泄出和连接器自动脱落
等功能。液氧加注泄出系统由液氧加泄阀、液氧加泄阀控制气路及其气封系统、液氧加注管路、液氧贮箱
排气阀、液氧贮箱排气阀控制气路及其气封系统、液氧加注管路吹除系统、加注液位传感器等组成。煤油
推进剂输送方案：液氧输送管从液氧箱底引出，采用隧道管方案。液氧输送系统包括液氧输送管、液
氧箱底部的旋涡消除器及过滤网联合装置等。为抑制火箭的纵向振动耦合，在液氧输送管路上加蓄压器。
对于煤油系统，输送系统包括煤油输送管、煤油箱底部的旋涡消除器及过滤网联合装置等。
一子级推进系统
发动机
一子级采用2台50t级氢氧发动机YF-77（见右图）并联，
燃气发生器循环，发动机可分别双向摆动4°。发动机可以实
现流量调节。
YF-77的海平面推力510kN，真空推力700kN，真空比
冲4197.25m/s。
增压输送系统
一子级增压输送系统由贮箱增压、发动机循环预冷、贮箱
加注排气和推进剂输送等系统组成。
贮箱增压方案：一级飞行中液氧箱采用开式自生增压方
案，从发动机换热器后引出的气氧供贮箱增压。液氧箱增压系
统由YF-77发动机氧换热器、增压单向阀、增压管路和消能器
组成。液氢箱采用闭式自生增压方案，增压用氢气为从发动机
氢头腔引出的气氢。液氢箱增压系统由增压孔板、压力信号计、
增压电磁阀、增压管路和消能器组成。
50吨级液
液氧发动
发动机预冷方案：液氧系统预冷采用自然循环结合氨气引
原理样
射强制的循环预冷方案。液氧循环预冷系统由回流控制阀、引
射器、引射器供气电磁阀、供气管路、回流管及回流消能装置
等组成。液氢系统预冷采用循环泵驱动的强制循环预冷方案。
液氢循环预冷系统包括氢循环泵、氢循环旁通阀、回流控制阀、
循环泵供气路、回流控制阀、控制电磁阀及相关管路。
YF-77发动机
贮箱加注和排气方案：一子级加注和排气系统应能适应
自动加注、补加、泄出、连接器自动脱落等功能。液氧加注系统由氧加注阀、加泄插座、加注管、排气阀、
保险阀和排气管等组成。液氢加注系统由氢加注阀、加泄插座、加注管、排气阀、保险阀和排气管等组成。
推进剂输送方案：液氧输送管路从液氧箱底部分两路引出，沿液氧箱外侧进入一子级尾舱，分别与发

<!-- 第 218 页 -->
长征五号系列
·175·
动机的两个泵前阀入口对接：箱底输送管入口设置集消旋、防塌及过滤功能于一体的装置。液氢输送管路
从液氧箱后底引出与发动机泵前阀入口对接；箱底输送管入口同样设置集消旋、防塌及过滤功能于一体的
装置。
二子级推进系统
发动机
二子级发动机YF-75D（见下图）采用CZ-3A三子级氢氧发动机进行适应性改进，以提高可靠性和适
应地面循环预冷的要求，双向摆动4°，具备两次起动能力。
YF-75D的真空推力162.6kN，真空比冲4340m/s。
YF-75D发动机
增压输送系统
二子级增压输送系统在很多地方都借鉴了CZ-3A系列火箭的经验，系统由贮箱增压、发动机循环预冷、
贮箱加注排气、推进剂输送和箭上供配气等系统组成。
1．贮箱增压方案
沿用CZ-3A系列三子级增压系统设计，液氧箱采用闭式冷氨加温增压方案，冷氨气瓶置于液氢箱内；
为了保证发动机起动的可靠性，发动机起动前采用常温氮气补压。液氢箱采用开式自生增压方案，从氢泵
后引出一股液氢，加温后进入液氢箱增压；发动机起动前采用常温氦气补压。
2.发动机预冷方案
二子级发动机预冷在地面采用由氦气引射加强循环的自然循环预冷，火箭起飞后采用与现有的CZ-3A

<!-- 第 219 页 -->
中国
·176·
三子级发动机同样的排放式预冷方法。在液氢（或液氧）循环预冷回流管路上设置一个两位三通的回流阀，
在发动机循环预冷期间，此阀门连通发动机氢排气管（或氧排气管）和火箭循环预冷回流管；在发动机排
放预冷期间，此阀门连通发动机氢排气管（或氧排气管）和火箭的氢排气管（或氧排气管）。
3.贮箱加注和排气方案
二子级加注和排气系统应能适应自动加注、补加、泄出和连接器自动脱落等功能。
液氧加注系统继承使用CZ-3A加注阀门，加注连接器与加注阀门直接对接，液氧加注管经箱间短壳由
顶部进入液氧箱。液氧加注管自贮箱顶部进入后，在箱内沿箱壁延伸至贮箱下底部分，为避免加注时液氧
对贮箱下底的直接冲击，管路末端设有消能器。
液氧箱排气系统由液氧安溢阀和液氧排气管组成，用于液氧箱地面测试、加注阶段和飞行过程中的排
气。加注过程中，液氧箱内气体经氧排气管直接排向大气，地面不设氧排气连接器。
液氢加注同样继承使用CZ-3A加注阀门，通过地面连接器可以直接将阀门打开。当需要泄出推进剂时，
推进剂通过紧急泄出通道泄回。发动机紧急泄出管与地面液氢紧急泄出管连接，泄出推进剂时，贮箱增压，
打开发动机紧急泄出阀，将推进剂泄出。推进剂紧急泄出管在火箭起飞时脱落。
液氢箱排气系统由正常排气和紧急排气两部分组成。正常排气通道用于火箭预冷加注阶段、停放阶段
和循环预冷阶段的排气，排气方案与CZ-3A现有液氢箱排气方案相同。液氢箱放气管分2根对称排列，用
于正常地面排气和飞行过程中的排气。氢排气连接器脱落前，紧急排气通道不工作；连接器脱落后，若出
现紧急情况，需要推迟发射，此时贮箱压力通过紧急排气通道控制。紧急排气通道设置1个排气阀门和1
根箭上排气管。箭上紧急排气管与地面紧急排气管连接，地面紧急排气管在火箭起飞时脱落。
4.推进剂输送方案
推进剂输送沿用CZ-3A系列的方法，除了输送管长度不一样外，其他方面同CZ-3A系列。2根独立
的输送管从液氢箱后底引出，沿液氧箱圆柱段外侧向下，然后进入发动机舱，与2台二子级氢氧发动机氢
泵前阀门相对接。2根独立的输送管从液氧箱后底引出至2台二子级氢氧发动机的液氧泵前阀门，液氧输
送管采用外绝热方案。
5．箭上供配气方案
二子级推进系统采用统一供配气方案。除液氢、液氧贮箱射前增压和冷氨气瓶充气3路供气由地面氨
配气台完成外，其他箭上用气均由一子级提供。采用箭上统一供配气后，箭上供配气系统增加了控制用电
磁阀，用于各供气处的充、放气。二子级用气通过一、二子级级间分离插头由一子级提供，箭上充、放气
电磁阀由动力测量控制系统统一控制。
控制系统
控制系统采用1553B总线，总线上除了控制系统仪器外，增加了遥测单元，同时给地面测试发射控制
系统留有总线测试接口。
箭载计算机内嵌总线控制器，负责控制系统总线的数据流管理与调度。箭上单机采用自测试方案，各
终端站点将自身系统的测试状态参数通过总线反馈给控制系统。总线控制器在飞行过程中通过总线除了完
成采样、时序输出和伺服指令输出外，还要周期性地提取各个远程终端的箭测数据，在模拟飞行测试时地
面总线站点充当总线监视器，用于对箭上总线信息的自动监视与测量。
遥测系统以工作终端/监视终端（RT/MT）模式作为控制系统总线网络的一个终端站点挂在控制系统
网络上。

<!-- 第 220 页 -->
长征五号系列
·177·
制导系统
制导采用激光陀螺捷联惯性测量组合十全球卫星定位与导航系统（GNSS）十箭载计算机的组合制导
方案（见下图），采用选代制导技术与GNSS修正技术。
IMU
各级综合控制器
1553B数据总线
箭载计算机
总线接口
GNSSOEM接口
惯性测量信息
GNSS信息
数据采集与误差补偿
速度、位置解算
导航模块
输入信息余管理
卡尔曼滤波
关机信号
四元数与导航计算
惯导误差修正
标准弹道
迭代制导
导引计算
关机计算
程序角计算
程序角计算
制导模块
导引信号
姿态偏差信号
姿态控制模块
CZ-5制导系统原理
姿态控制系统
姿态控制系统采用数字控制方案，由激光捷联惯性测量组合、速率陀螺、箭载计算机和伺服机构等组
成。由激光捷联惯性测量组合及速率陀螺敏感火箭在飞行过程中的姿态运动，通过箭载计算机进行飞行姿
态计算并输出控制指令，驱动伺服机构动作，使发动机摇摆产生控制力矩，实现运载火箭的姿态稳定和控
制。姿态控制系统的原理见下图所示。
捷联惯性测量组合
伺服控制器
伺服机构
箭载计算机
速率陀螺
CZ-5姿态控制系统原理

<!-- 第 221 页 -->
中国
·178·
姿态控制系统由助推器、一级和二级姿态控制系统组成。
助推器姿态控制系统由激光惯性测量组合、速率陀螺、箭载计算机、综合控制器、助推器伺服控制器、
助推器伺服作动器组成。
一级姿态控制系统由激光捷联惯性测量组合、速率陀螺、箭载计算机、综合控制器、一级伺服控制器
和一级伺服作动器组成。
二级姿态控制系统由激光捷联惯性测量组合、箭载计算机、二级伺服控制器、二级伺服作动器、开关
放大器和姿控喷管组成。主动段采用伺服作动器摆动发动机进行控制，滑行段及调姿段采用姿控发动机控
制。
测量系统
测量系统采用一体化设计思想，集遥测、外弹道测量和安全控制功能于一体。测量系统的主要功能是：
1）完成火箭在飞行过程中的遥测、外弹道测量和安全控制；
2）在火箭发射场测试和飞行全过程中，为各个分系统提供可靠的测量信息；
3）具备图像测量、处理及传输能力，完成运载火箭飞行过程中关键动作的监测；
4）对推进系统加注过程进行监测；
5）进行部分附加功能的参数测量与传输；
6）在牵制释放过程中，测量系统能提供高可靠的牵制释放信息。
遥测无线信道传输
测量系统遥测体制采用传统的PCM-FM体制，遥测信道采用2个点频下传遥测数据。
1）点频1：采用10Mbit/s码速率，装在一子级，用于传输一子级和助推级所有参数、全箭噪声数据
以及整流罩分离的冲击数据。整流罩分离后采用变码率技术，将10Mbits码速率降为5Mbit/s码速率完成
一子级参数的下传。
2）点频2：采用5Mbit/s码速率，装在仪器舱，用于传输二子级（含仪器舱）所有参数和图像数据，
同时对一子级部分关键参数进行冗余传输。
遥测基带传输
遥测系统基带传输的主要功能是采集分布在全箭各个部段的电量及非电量参数，按规定的数据帧格式
将采集到的数据进行合理综合，以满足地面接收与解调要求。按测量功能划分，包括以下几方面内容。
1.遥测电量参数
遥测电量参数，主要是控制系统的电压、电流、加速度表脉冲、计算机字和时序时串等参数。一类是
1553B总线接口，测量系统作为控制系统1553B总线的RT/MT，完成控制总线上信息的测量与监视；一类
是未上总线的参数，这部分参数仍以传统方式测量。
2.遥测非电量参数
遥测非电量参数，包含总体、环境和推进系统的振动、冲击、噪声、温度、压力和液位等参数，这些
参数规模大、分布广，遍布全箭各个角落。为提高测量精度，降低传输误差，测量系统采用“就近采编”
原则，将数据采编单元尽可能靠近测点位置。
3.推进系统加注监测
根据总体要求，测量系统需要完成推进系统测试与加注过程中的参数监测，这对测量系统的可靠性提
出了更高要求。为了满足加注系统测量要求，测量系统在射前必须具有长时间连续工作的能力。因此，在

<!-- 第 222 页 -->
长征五号系列
·179·
加注时采取区域供电、遥测PCM有线传输的工作模式，避免由于长时间工作影响整个测量系统的可靠性。
4.姿控发动机、整流罩监测
根据总体要求，从发射前某一确定时间开始，由测量系统陆续完成姿态控制监测、整流罩空调监测、
煤油加注监测和低温加注监测等附加系统测量。其中推进剂温度与液位测量可以同加注监测一同设计。
外弹道测量系统
外弹道测量系统的主要功能是通过箭上设备与地面测控网配合，完成运载火箭的外弹道测量，并为实
时安全控制提供数据。外弹道测量采取“天基十地基”组合测控模式；地基测控采用“单脉冲雷达测量十
光学测量”模式。
安全控制系统
安全控制系统包括火箭自主安全控制和地面无线安全控制两种工作方式。火箭自主安全控制由控制系
统对火箭姿态作出判定，向安全控制系统发出有线控制指令；地面无线安全控制是指由地面安全控制站对
火箭信息进行接收与判断，向安全控制系统发出无线控制指令。两种工作方式均可对故障火箭实施安全自
毁控制，确保航区安全。无线安全控制系统采用主字母体制。
典型飞行程序
CZ-5火箭主要用于发射地球同步轨道卫星，发射轨道可分为助推飞行段、一级飞行段、二级第1飞行
段、滑行段（停泊轨道）、二级第2飞行段、末速修正及调姿段等。末速修正及调姿段结束后，星、箭分
离，卫星进入地球同步转移轨道。
CZ-5的典型飞行程序见下图和后表。
二级二次起动
星、箭分离
二级分离
二级一次起动
二CA
二级二次关机
二级一次二级一次关机
动力飞行开始滑行
整流翠分商
35m直径助推器分离
.25m直径助推器分离
程序转弯
起飞
CZ-5典型飞行程序

<!-- 第 223 页 -->
中国
·180·
CZ-5典型飞行时序
时间/s
事件
时间/s
事件
起飞
整流罩分离
T+0.0
T+221.3
程序转弯
一、二级分离
T+15.0
T+462.7
T+159.4
2.25m直径助推器关机、分离
二子级发动机第1次关机，进入停泊轨道
T+788.0
3.35m直径助推器外侧发动机关机
T+1488.0
滑行结束，二子级发动机第2次起动
3.35m直径助推器关机、分离
二子级发动机关机，末速修正及调姿，星、箭分离
T+183.9
T+1 838.1
（刘财芝）

<!-- 第 224 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·181·
苏联/俄罗斯/乌克兰
自1957年以来，苏联在战略弹道导弹基础上先后成功研制卫星号、东方号、联盟号、闪电号、宇宙
号、旋风号和质子号运载火箭，发射了大量卫星，载人与不载人飞船，空间站，月球、火星和金星探测器
以及其他航天器，在人类航天史上创造了多项世界第一，如第1颗人造地球卫星、第1艘载人飞船、第1
个月球探测器、第1个金星探测器、第1个火星探测器等，曾经有过一段辉煌的历史。1957年～1984年，
共发射各类航天器2011个，居世界首位。但在此期间，苏联研制的H-1重型运载火箭却遭受重创，使其
在与美国进行的载人登月竞争中落败，H-1计划也被迫于1974年中止。随后又研制能与美国航天飞机相抗
衡的能源号-暴风雪号轨道飞行器系统，在1988年发射获得成功，但受到当时国家经济条件的限制，也在
1992年停止研制。
1991年底苏联解体后，俄罗斯面临严重的经济困难，运载火箭发展缓慢，但这时的国际航天发射市场
方兴未艾。为了摆脱困境，俄罗斯积极开展国际合作，将其运载火箭投入国际商业发射市场。1992年与美
国合作成立国际发射服务公司，为质子号火箭承揽国际商业发射业务。1996年8月同法国宇航公司、阿里
安航天公司共同出资创建了斯达西姆（Starsem）公司，承揽联盟号火箭发射中、低轨道卫星的业务。还与
美国普·惠公司合作，为宇宙神3和宇宙神5运载火箭研制和提供大推力、高性能液氧/煤油发动机。此外，
俄罗斯还将退役的和根据削减战略武器条约而裁减的战略弹道导弹改装成起跑号、隆声号、第聂伯、波浪
号、飞箭号和静海号运载火箭，投入商业发射市场。俄罗斯的运载火箭具有发射价格低、性能好、可靠性
高的优点，在国际航天发射市场上具有很强的竞争能力。
俄罗斯除了对现有型号不断进行改进以适应国际航天发射市场需要的同时，还把视线投向了未来。为
年9月，俄罗斯政府宣布，赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心成为研制新一代运载火箭，即安加拉系列
运载火箭的总承包商，基于“通用化、系列化、组合化”的思想研制环保无毒、性能卓越的新型运载火箭
系列，并希望能用安加拉系列运载火箭取代俄罗斯现有的大多数运载火箭。为了满足小卫星用户的需要，
俄罗斯空中发射航空航天公司正在研制一种飞行号空射液体运载火箭系统。
在可重复使用运载器方面，进入21世纪以来，俄罗斯吸取了以往的、特别是航天飞机的经验教训，
开始研制新一代可重复使用航天运输系统。该系统由联盟号2-3运载火箭、渡船号轨道拖船和快船号载人
行研制，有望在2010年左右进行飞行试验。
随着俄罗斯的经济形势日趋好转，制约俄航天工业发展的最大瓶颈一资金问题可望得到解决。俄罗
斯将有可能加快航天运载器的发展，为世界航天事业做出新的重大贡献。
作为苏联加盟共和国的乌克兰，在运载器研究领域内拥有雄厚的科研基础，其著名的南方设计局和南
方机器制造厂在苏联时期就曾研制并生产了天顶号系列和旋风号系列等运载火箭。苏联解体后，乌克兰接
管了这些火箭，并于1995年4月同俄罗斯、美国和挪威合资组建国际海上发射公司，为海射天顶号3SL
火箭获得众多发射业务，积极参与国际商业发射市场的竞争。
（康开华）

<!-- 第 225 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·182·
东方号系列（CEMEHCTBOBOCTOK)
东方号（BocTok／Vostok）系列运载火箭（见下图）是世界上第1个航天火箭系列。它开创了人类航
天的新纪元，为苏联创造了航天史上的多个世界第一。东方号系列火箭发射了世界上第1颗人造地球卫星、
第1颗月球探测器、第1颗金星探测器、第1颗火星探测器、第1艘载人飞船、第1艘3名乘员的载人飞
船、第1艘无人供货飞船等。
50m
40m
30m
20m
10m
月球号
东方号
卫星号
上升号
联盟号
进步号
三级联盟号
（闪电号）
东方号系列运载火箭
东方号系列运载火箭包括卫星号、月球号、东方号、上升号、联盟号、进步号、闪电号等火箭。后4
种火箭又构成了联盟号系列运载火箭，将在联盟号系列中重点介绍，因此本系列侧重介绍卫星号、月球号
和东方号运载火箭，其总体参数和运载能力见下表。
东方号系列运载火箭总体参数和运载能力
起飞
运载能力/kg
底部最
起飞
全长/m
型号名称
西方代号
级数
大直径/m
质量/t
推力/kN
近地
大椭圆
绕月
卫星号
1+4个助推器
SL-1/2
29.17
10.3
267
3904.4
1327
A
一
月球号
360
A-1(L)
2+4个助推器
279
4 002.5
SL-3
33.5
10.3
东方号
A-1(V)
2+4个助推器
38.36
SL-3
10.3
287
4 002.5
4730
（王基祥）

<!-- 第 226 页 -->
东方号系列（CEMEYCTBOBOCTOK）
·183·
卫星号（CIYTHMK)
卫星号（CnyTHHk／Sputnik）运载火箭
（见右图）是苏联发射世界上第1颗人造地
球卫星用的火箭，其基础级是世界上迄今发
锥形头部整流罩
射次数最多的一种基础级运载火箭。卫星号
火箭为苏联航天运载火箭的发展奠定了坚
实的基础。1957年10月4日，卫星号火箭
液氧箱
进行首次发射，把世界上第1颗人造地球卫
星一—IIC-1送入轨道，开创了人类征服空
间的新纪元。
卫星号运载火箭是苏联在第1种洲际
弹道导弹P-7（北约编号SS-6，警棍
助推器液氧箱
-Sapwood)的基础上改装而成的第1种航天
运载火箭。在著名的总设计师科罗廖夫
（1907年～1966年）领导下，从1954年开
始，苏联集中力量突击研制P-7洲际弹道导
煤油箱
弹。1957年8月21日，P-7导弹首次完成
全程飞行试验。仅仅6周之后就用1枚P-7
导弹改装的卫星号运载火箭把1颗简易卫
星一一卫星-1号送入近地轨道。此后又在
助推器煤油箱
1957年11月3日发射了卫星-2号，1958
年5月15日发射了卫星-3号。3枚卫星号
火箭都是从咸海附近的拜科努尔航天发射
中心发射的。3颗卫星都是科学研究卫星，
质量分别为83.6kg、508kg和1327kg。卫
星号火箭的近地轨道运载能力为1327kg。
卫星号运载火箭
卫星号运载火箭只进行了3次发射。此
后，它作为苏联东方号系列运载火箭的基础
级一直使用至今。
主要技术性能
级数
1+4个助推器
起飞推力
3 904.4 kN
全长
推重比
29.167 m
1.49
运载能力
底部最大直径
10.3m
1327kg
起飞质量
267.3t
近地轨道

<!-- 第 227 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·184·
助推器
全长
海平面总推力
4×821 kN
19.8 m
2.68m
直径
海平面比冲
主机
起飞质量
2 452.5 m/s
4×42.5t
游机
4×39t
2 442 m/s
推进剂质量
工作时间
发动机
120s
4XPI-107
液氧/煤油
推进剂
一子级
28.758m
海平面总推力
722.3kN（额定值）
级长
直径
620.4kN（减额值）
2.95m
真空总推力
起飞质量
912.3 kN
95.7t
推进剂质量
真空比冲
3 021.5 m/s
88.5t
工作时间
300s
发动机
PI-108
推进剂
液氧/煤油
整流罩
1.2m
长度
直径
3m
质量
约0.3t
总体布局
卫星号运载火箭由芯级（一子级）、4个侧挂助推器和
整流罩组成（见右图）。芯级装1台PI-108液体火箭发动机，
4个侧挂助推器各装1台PI-107液体火箭发动机。PI-108
有4个主推力室和4个游动推力室，PI-107发动机有4个
主推力室和2个游动推力室。起飞时，20个主推力室和12
个游动推力室同时点火，从而避免了串联构型运载火箭所遇
到的二子级高空点火难题；另外，并联构型还大大降低了火
箭总高度，减少了火箭在发射台上和在飞行中对风载的敏感
性。
4个圆锥形助推器对称地配置在棒锤形中央芯级的周
卫星号运载火箭总体布局
围。各助推器和芯级都有独立的推进系统，相互间没有液压
1—头部整流罩；2—一子级：3—助推器；
和气动管路相连，只保持电路连接。各助推器通过上、下两
4—液氧箱：5—煤油箱；6—过氧化氢箱；
端的承力结构和芯级相连。上端承力结构是固定在芯级液氧
7一液氮箱：8-主发动机推力室；
箱承力框上的4个支座。各侧挂助推器顶部的球头直接插入
9一游动发动机推力室；10一尾翼
此支座的球碗内，用来传递助推器的横向和轴向载荷。下端

<!-- 第 228 页 -->
东方号系列（CEMEMCTBOBOCTOK）
·185·
承力结构是1个装有爆炸分离机构的管形杆件装置和捆绑卡箍，用来传递助推器的横向载荷。
各助推器尾段上装1个翼展约0.9m的三角形稳定尾翼，用来改善火箭的稳定性。
整流罩呈圆锥形，底部直径近3m，长1.2m，质量约300kg。
箭体结构
卫星号运载火箭的芯级和助推器都采用半硬壳式结构，主要结构材料为铝合金和合金钢。
助推器结构
助推器呈圆锥形，包括液氧箱、煤油箱、液氮环形贮箱、过氧化氢环形贮箱和尾段。各助推器的底部
装有防热板，尾段外表面面向芯级的部分还包覆1层用抛光不锈钢板弯成的蒙皮，用来保护尾段，使其不
受发动机燃气回流的影响。
一子级结构
一子级（芯级）呈棒锤形，锤头部分为截头圆锥体。棒锤构型增大了贮箱容积，从而增大了芯级的运
载能力。芯级自上到下依次包括仪器舱、液氧箱、箱间段、煤油箱、过氧化氢箱、液氮箱和尾段。过氧化
氢箱和液氮箱都是环形贮箱。
推进系统
卫星号运载火箭的推进系统包括4个助推器
的推进系统和一子级推进系统。
助推器推进系统
发动机
每个助推器都装1台PI-107发动机（见右图），
它包括4个固定的主推力室和2个游动推力室。
PI-107发动机由苏联著名的火箭发动机总设计师
格鲁什科（1908年～1989年）领导的气体动力实
验室于1954年～1957年研制，采用双组元液体推
进剂液氧和煤油，混合比为2.47。海平面推力为
821kN，真空推力为1000kN；海平面比冲为
2 452.5m/s，真空比冲为3010m/s。PI-107发动
机的结构质量为1155kg，湿重（注入推进剂后的
质量）为1275kg。在不计游动推力室时，其高度
为2.86m，直径为2.58m。额定推力下的工作时间
约为120s，可以工作到140s。
1．主推力室
PI-107发动机包括4个并联的固定式主推力
室。每个主推力室由燃烧室、喷注器和喷管组成。
PI-107发动机
1）燃烧室呈圆筒形，内径为430mm，喉部直

<!-- 第 229 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·186·
径为166mm。头部装有平板式喷注器，底部连接喷管。燃烧室为高温钎焊焊接结构，由两层壁组成，内
壁用导热性能良好的耐热铜合金制成，外壁由合金钢制成，中间的波纹隔板由耐热铜合金制成。内外壁用
情性气体保护的针焊和熔焊方法连接。燃烧室采用再生冷却，使煤油先进入燃烧室底部的集流环，再通过
两壁间的冷却通道冷却燃烧室并被加热到480K，然后进入燃烧室头部。液氧则直接经中央管路流入燃烧
室头部。在燃烧室最大截面处，燃烧室壁的最大热流密度可达16.28×10°W/m²以上，此处冷却通道的液
流最大流速可达20m/s，燃烧室内壁的最高温度为650K。
燃烧室内燃气压力为5.85MPa，温度为3520K。燃气经尾喷管喷出时，压力降至39kPa，温度降到
1960K。在燃气速度达到2950m/s时，单台PL-107发动机的4个推力室在真空中产生的总推力为920kN。
2）平板式喷注器共有337个喷嘴，用来喷射推进剂。1个喷嘴位于喷注器中央，其余336个喷嘴配置
在10个同心圆上。最外一圈是煤油喷嘴，能把煤油喷到燃烧室内壁表面上形成一层冷却液膜。
3）喷管为收敛-扩散式喷管，喉部直径为166mm，出口直径为685mm，喷管膨胀比为17。
2.游动推力室
PI-107发动机有2台游动推力室，其结构原理和燃烧室压力与主推力室相同，但每1个游动推力室产
生的推力为主推力室的1/6，比冲仅比主推力室低9.8m/s。游动推力室喷管喉部直径为76mm，出口直径
为305mm，膨胀比为16.1。游动推力室装在空心枢轴上，由主泵通过软管和此枢轴向游动推力室供应推
进剂。利用液压伺服机构可使游动推力室绕此轴单向摆动土45°。
输送系统
PI-107发动机采用过氧化氢分解产生
的气体驱动涡轮泵输送推进剂，其输送系统
见右图。
16
1.涡轮泵
PL-107发动机用同一台涡轮泵向4个
20
主推力室和2个游动推力室输送推进剂。这
台涡轮泵包含2台主泵和2台副泵，还有1
台涡轮，用来驱动泵组。主泵和副泵都是单
级离心泵。涡轮是两级冲击式轴向涡轮，功
率3820kW。两台主泵与涡轮同轴安装，转
速138r/s，用来供应氧化剂和燃料。液氧泵
14
在7.8MPa的压力下以226kg/s的流量供应
15
液氧。燃料泵在9.3MPa的压力下以91kg/s
的流量供应煤油。在燃料泵的主离心轮之前
PI-107发动机输送系统
装有轴流式低压头叶轮，在氧化剂泵的主离
1一游动推力室；2一游动推力室摆动支架；
心轮之前装有螺旋输送器，用以保证泵不发
3一游动推力室氧化剂管路：4一游动推力室燃料管路：
生气蚀现象。泵的壳体、离心轮和螺旋输送
5一主推力室；6一氮气阀：7—燃气发生器；8一涡轮；
器都用铝合金制成，轴、轴向叶轮和涡轮的
9一氧化剂泵入口：10一燃料泵入口；11一推力调节系统压力传感器：
几乎所有零件都用钢制成。
12一氧化剂主阀门；13一主推力室氧化剂管路：14一燃料主阀门：
两台副泵通过小齿轮传动装置，使转速
15一主推力室燃料管路：16一过氧化氢通-断阀门；17一减压器；
可达到302r/s。一台副泵用于向装在涡轮排
18一过氧化氢泵；19一电动气体减压器：20一液氮泵：
气管内的热交换器供应液氮，在此处汽化后
21一推进剂利用系统电动节流阀
的氮用于推进剂箱增压。另一台副泵用于向

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东方号系列（CEMEYCTBOBOCTOK）
·187·
燃气发生器供应82%浓度的过氧化氢，以便生成驱动涡轮所需的燃气。
PI-107发动机涡轮泵组剖面图见下图。
氧化剂
燃料
液氮
燃
液氮
氧化剂
过氧化氢
燃料
PI-107发动机涡轮泵组剖面图
2.燃气发生器
燃气发生器为一圆柱形贮箱，箱内有固体颗粒状催化剂。当过氧化氢通过时，催化剂促使过氧化氢分
解为水蒸气和氧气。此混合气体温度为560°℃，压力为5.4MPa，以8.8kg/s的流量驱动涡轮叶片。涡轮
废气压力降至1.5MPa，温度降为200C左右，并以450m/s的速度通过排气喷管喷出，产生7kN的推力。
通过控制进入气体发生器的过氧化氢流量，可实现100%～75%的节流能力，以此调整发动机的推力。
增压系统
环形液氮贮箱中的液氮由1台副泵输送至涡轮排气管内的热交换器，利用涡轮废气的热量将液氮汽化，
生成的氮气通过压力调节器后送往推进剂箱用于增压。
推进剂利用系统
每个助推器都装有推进剂利用系统。用节点式液位传感器测量贮箱内燃料和氧化剂的液面高度，保证
液氧和煤油同时耗尽。早期可能未装推进剂利用系统。
一子级推进系统
发动机
一子级（芯级）装1台PI-108液体火箭发动机。它包括4个固定的主推力室和4个游动推力室，也
是在1954年～1957年由苏联气体动力实验室研制的。采用双组元推进剂，氧化剂为液氧，燃料为煤油，
混合比为2.39。海平面推力为722.5kN，但在卫星号火箭的前120s飞行中，即在助推器分离之前，PI-108
发动机以调小的推力工作，起飞时海平面推力为620.4kN，120s后才以全推力912.3kN（真空推力）工作。
海平面比冲为2430m/s，真空比冲为3021.5m/s。规定推力下的工作时间约300s，可以工作330s。PI-108
发动机结构质量1250kg，加注后质量为1350kg。在不计游动推力室时，高度为2.86m，直径为1.95m。
PI-108发动机与PI-107发动机的主要区别在于PI-108增设了2台游动推力室并在液氧主管路内安装

<!-- 第 231 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·188·
了调节推进剂混合比的节流阀装置。此外，P-108发动机采用了较低的主燃烧室压力和推力，以便能大大
延长工作时间。主燃烧室在压力为5.1MPa时，能产生大约85%额定值的发动机推力。
输送系统
PI-108发动机的推进剂输送系统基本与PI-107发动机相同，但涡轮泵转速为130r/s，功率为3240kW。
每个主推力室的推进剂流量为：液氧为52kg/s，煤油为21kg/s。
通过控制进入燃气发生器的过氧化氢流量，可实现100%～30%的节流能力。
一子级的推进剂箱增压系统、推进剂利用系统与助推器的相应系统基本相同。
分离系统
卫星号运载火箭分离系统包括助推器与一子级之间的分离机构和一子级与卫星之间的分离机构。
助推器与一子级之间的分离机构包括下端管形杆件连接结构中的爆炸分离件和上端承力结构中的球
头/球碗连接件。一子级在飞行的前120s中以调小的推力工作，以便将卫星送入预定轨道。因此，为避免
分离时与箭体发生碰撞，在助推器分离前17s，PI-107发动机推力降至初始推力的75%，使分离时的火箭
动压从1422Pa降至980Pa，飞行速度降低大约15m/s。这样，分离时的载荷减少，有利于保证芯级推进
剂贮箱的安全。
在助推器与芯级分离时，助推器与芯级的下端管形杆件连接机构爆炸分离，助推器P-107发动机靠
近芯级的2个推力室先关机，外侧的2个推力室后关机。这样，外侧推力室的推力使助推器绕上端球碗向
外转动。当转到一定角度时，助推器顶端的球头脱离芯级上的球碗。此时，助推器液氧箱上部的排气阀门
打开，排出液氧箱中的增压气体。由此产生的侧向推力，将助推器推离芯级。这种分离方法保证了连接如
此紧密的助推器和芯级顺利地分离。
控制系统
采用惯性制导系统，此系统主要由平台和积分加速度计组成，另外还有1个安装在箭体上的捷联积分
加速度计，它们一起用于控制全箭和芯级的飞行程序和姿态，以及控制推力调节。制导和控制系统的仪器
设备装在芯级顶部的仪器舱内。
助推器和芯级一起工作时，用12个游动推力室和尾翼控制火箭飞行姿态。芯级单独工作时，由PI-108
发动机的4个游动推力室控制其飞行姿态。
典型飞行程序
起飞时，助推器与芯级的所有发动机，包括20个主推力室和12个游动推力室，同时点火。在未达到
规定推力之前，火箭一直被牵制在发射台上。起飞后的前120s，芯级发动机在调小的推力状态下工作。至
120s时，助推器发动机关机，并同芯级分离。此时火箭达到50km高度和3200m/s的飞行速度。此后，
芯级再以全推力继续工作约180S。当火箭达到8km/s的飞行速度后，主推力室关机；但4个游动推力室
仍继续工作，以修正末速，最后将卫星送入预定轨道。
（王基祥）

<!-- 第 232 页 -->
东方号系列（CEMEYCTBOBOCTOK）
·189·
月球号（JIYHA）
月球号（JyHa/Luna）运载火箭（见右图）是东方
号系列火箭中的第2种型号。它是世界上第1种发射月
球探测器的火箭，也是第1种达到第二宇宙速度的火
箭。它由增大推力的卫星号火箭助推器和一子级加上新
研制的二子级构成，用来向月球发射探测器，拍摄月球
背面照片。
在发射第1颗人造地球卫星之前，苏联就开始研究
用火箭探测月球和实现载人航天的问题。1958年初正
式确定实施月球工程。
1959年1月2日，月球号火箭首次发射成功，把
质量362kg的月球-1号探测器送入靠近月球的日心轨
道。月球-1号探测器从距月面约5000km处飞过，成
为世界上第1颗人造行星。在首次发射成功之前，月球
号火箭曾经历了4次发射失败。月球号火箭共发射10
100906080
次，均从拜科努尔航天发射中心发射，仅有3次成功。
1959年9月12日，月球号火箭发射了质量为390kg
的月球-2号探测器，首次实现月球硬着陆。同年10月
4日，又发射了质量280kg的月球-3号探测器，拍回了
月球背面的第1张照片。至此月球号火箭完成了任务。
后期的月球号探测器质量较大，改用闪电号火箭
（月球-4～月球-14号）和四级型质子号火箭（月球-15～
月球号运载火箭
月球-24号）发射。
主要技术性能
级数
起飞推力
2+4个助推器
4 002.5 kN
全长
33.5m
推重比
1.46
底部最大直径
运载能力
360kg（绕月轨道）
10.3m
起飞质量
279 t
助推器
19.8 m
全长
推进剂
液氧/煤油
直径
2.68 m
海平面总推力
4X821 kN
起飞质量
海平面比冲
4X43 t
2 491.7 m/s
工作时间
推进剂质量
120~140 s
4×39.5t
发动机
4XPI-107

<!-- 第 233 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·190·
一子级
级长
推进剂
28.75 m
液氧/煤油
2.95 m
直径
海平面总推力
745kN（额定值）
真空总推力
起飞质量
97.3t
941.8 kN
推进剂质量
真空比冲
3 090.2 m/s
89.5t
发动机
约320s
工作时间
PI-108
二子级
级长
2.98m
推进剂
液氧/煤油
直径
2.58m
真空推力
49.1 kN
子级质量
真空比冲
8t
3100 m/s
推进剂质量
工作时间
430s
6.9 t
发动机
PI-448初型
整流罩
长度
质量
约0.7t
2.4 m
直径
2.58m
总体布局
月球号运载火箭为两级火箭，一子级并联有4个液体火箭助推器。它由卫星号的助推器、一子级加上
新的二子级和整流罩组成。一子级和二子级之间用桁架式级间段连接，采用热分离方法实现一、二子级间
的分离。
箭体结构
一子级结构
月球号运载火箭助推器和一子级的箭体结构与卫星号火箭基本相同。一子级顶部加装了钛合金火焰导
流器，能使二子级发动机喷焰均匀地通过桁架级间段向外排出，同时保护一子级顶部结构，以保证顺利完
成级间热分离。
二子级结构
二子级（见后图）包括液氧箱、煤油箱、PI-448发动机和惯性制导装置。同样容量的推进剂箱中质量
最轻的是球形贮箱，但因其直径比一子级直径和以后的东方号载人飞船的直径小得多，所以采用了有较大
外径的两个环形贮箱。液氧箱在上，煤油箱在下。环形贮箱的中央空间安放发动机和一部分有效载荷，从
而缩短了火箭全长。液氧箱表面涂有绝热层。煤油箱下面装有底部防热板。

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东方号系列（CEMEYCTBOBOCTOK）
·191*
整流罩结构
头部整流罩（见右图）呈圆锥形，由轻质高强
度硬铝合金制的两个半壳构成。当火箭飞出大气层
后，连接整流罩两半壳的连锁机构松开，罩体沿纵
向分为两半，并由弹簧顶杆推出抛掉。
头部整流罩
推进系统
月球-1号探测器
助推器与一子级推进系统与卫星号运载火箭基
本相同，性能略有提高。比冲与推力都比卫星号的
环形液氧箱
相应值稍高一些。
二子级推进系统
发动机
环形煤油箱
二子级装有1台PI-448初型发动机，亦称PO-7
发动机。它由柯兹贝格（1903年～1965年）设计局
PⅡ-448发动机
设计，是苏联第1台在真空环境中点火启动的液氧/
煤油发动机。发动机质量121kg，真空推力49.1kN，
火焰导流器
m
m
真空比冲3100m/s。
PI-448发动机分两步实现关机，先将推力下降
月球号火箭二子级和月球1号探测器
45%，持续4s后再关机。发动机分级关机可以减轻
由此造成的干扰，有利于提高有效载荷入轨精度。
输送系统
由过氧化氢在燃气发生器内分解产生的燃气驱动涡轮，带动氧化剂泵和燃料泵，向燃烧室供应推进剂。
涡轮废气作为工质通过4个小型摆动喷管提供动力，用来控制第二级火箭的姿态。
PI-448发动机未采用推进剂利用系统。
分离系统
助推器与一子级（芯级）间的分离与卫星号火箭相同。一子级与二子级之间的分离步骤如下：
1）一子级发动机的4个主推力室熄火，4个游动推力室继续工作。这样可减轻分离干扰，同时可使
PL-448发动机在过载状态下点火，而不是在失重状态下点火，使点火工作变得易于实现。
2）PI-448发动机进入初级工作状态。
3）PI-448发动机达到全推力工作状态，此时--子级的4个游动推力室熄火。
4）点燃一子级上的固体反推火箭，利用此火箭的反向推力和PI-448发动机的喷焰，把一子级推开并
使其远离二子级。

<!-- 第 235 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·192·
控制系统
月球号运载火箭装有两套制导系统。一套装在一子级上部仪器舱内，用于助推器和一子级工作时的制
导。这套制导系统与卫星号火箭基本相同。另一套制导系统装在二子级上，为捷联式惯性制导系统。在二
子级箭体上沿轴向装有1个积分加速度计，用来积分沿飞行弹道的视加速度。
助推器和一子级的控制系统同卫星号火箭。二子级的
控制系统执行机构为沿发动机四周均匀分布的4个摆动喷
拍照
管，工质为涡轮废气。
月球轨迹
月球
典型飞行轨道
月球探测器飞行轨迹
1959年10月4日，月球号运载火箭发射了月球-3号
地球
探测器，进入远地点为4.8×10km的大椭圆轨道。靠月
传送照片
球引力把月球-3号探测器拉到距月球6200km的高度，
探测器上的电视照相和发射装置拍摄了月球背面的照片。
月球-3号飞行轨道示意图
在绕回到近地点附近时，向地面发回了照片（月球-3号飞
行轨道示意图见右图）。
（王基祥）
东方号（BOCTOK)
东方号（BocTor/Vostok）运载火箭（见左图）是世
界上第1种载人航天运载火箭。1961年4月12日，东
方号火箭把世界上第1位航天员尤里加加林（1934年～
1968年）送入轨道，绕地球飞行1圈后安全返回地面。
这次飞行开创了人类航天新纪元。
苏联为实现载人航天的宏图，曾进行了大量的探索
与准备工作。在20世纪50年代初就利用由P-1、P-2弹
道导弹改装成的地球物理火箭进行高层大气探测、生命
保障系统、航天医学、生物实验与返回装置的研究。
东方号运载火箭是由月球号火箭略加改进而成的，
主要是增加了一子级的推进剂质量和提高二子级发动机
的性能。
1960年5月15日至1961年3月25日，东方号火
箭先后进行了7次试验，其中有2次发射失败。共发射
了5艘不载人的卫星式飞船，其中2艘回收失败。在最
东方号运载火箭
后2艘连续飞行成功后，在1961年4月12日发射了第
1艘载人东方号飞船。至1963年6月16日，共发射了6艘东方号载人飞船。此后，东方号运载火箭就用
来发射军用照相侦察卫星、电子卫星、流星气象卫星和地球资源卫星，以及宇宙号系列卫星中的电子侦察

<!-- 第 236 页 -->
东方号系列（CEMEICTBOBOCTOK）
·193·
卫星。
东方号运载火箭早期都从拜科努尔航天发射中心发射，近地轨道运载能力为4730kg。1966年后，一
部分东方号火箭从普列谢茨克航天发射中心发射，有效载荷为遥感/科学卫星、电子侦察卫星和气象卫星。
至1991年8月29日最后一次发射，东方号火箭共发射149次。据苏联航空航天局1989年公布的数
据，1970年1月至1989年3月底，东方号火箭共发射92次，成功91次，成功率为98.9%。1981年～1989
年，东方号火箭的飞行成功率为100%。
自1984年后，东方号运载火箭很少发射，它的发射任务大都转由联盟号和旋风号火箭承担。但是自
1986年后，东方号火箭又投入世界商用发射市场。每次发射费用为1000万～1400万美元（1988年币值），
另外还加12%的保险费，并附有在发射失败时安排再次飞行的保证。
1988年3月17日，东方号火箭从拜科努尔航天发射中心发射了质量为950kg的印度IRS-1A遥感卫星，
把它送入904km高度的圆轨道。这是苏联为国外用户进行的首次商用发射。
主要技术性能
级数
运载能力
2十4个助推器
近地轨道
4730kg
全长
38.36m
太阳同步轨道（h=650km，i=98°）1840kg
10.3m
底部最大直径
太阳同步轨道（h=920km，i=99°）1150kg
起飞质量
287t
起飞推力
入轨精度
4 002.5 kN
推重比
太阳同步轨道倾角偏差
±0.17°
1.42
近地轨道高度偏差
±40 km
周期偏差
±22 s
助推器
助推器技术性能同月球号运载火箭。
一子级
级长
28.75 m
推进剂
液氧/煤油
直径
2.95m
海平面总推力
745 kN
起飞质量
101t
真空总推力
941.8 kN
真空比冲
3090.2 m/s
推进剂质量
93.2t
工作时间
发动机
PI-108
320 s
二子级
级长
推进剂
2.98m
液氧/煤油
直径
真空推力
2.58 m
54.9 kN
真空比冲
子级质量
7t
3 198.1 m/s
工作时间
推进剂质量
5.9t
440 s
发动机
PI-448

<!-- 第 237 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·194·
整流罩
6.8m
长度
有效容积
直径
2.25m
2.7 m
圆柱段直径
长度
质量
4.7 m
2.5t
总体布局
东方号运载火箭由4个捆绑助推器、一子级、桁架式级间段、二子级和整流罩组成。有效载荷为东方
号飞船或人造地球卫星。除整流罩显著不同外，东方号火箭总体布局基本上与月球号火箭相同（见下图）。
21
14
11
12
17
25
13
6
东方号
10
10
18
18
9
20
3
22
东方号运载火箭外形图
1一一子级主发动机；2一助推器主发动机；3一助推器；4—一子级游动发动机；
5—助推器游动发动机；6一一子级；7—助推器与一子级的下端管形连接件；
8一助推器箱间段：9—一子级煤油箱；10—一子级液氧箱：11一整流罩；12一二子级；
13—一子级仪器舱：14一弹射座椅舱口；15一分离火箭整流罩；16一飞船与二子级间的连接装置；
17一一、二子级间桁架结构；18一助推器与一子级间上端球头/球碗连接件：19一稳定尾翼：
20—捆绑系统俯视图：21--捆绑系统仰视图：22一组装助推器用的连接件：23一游动发动机整流罩：
24一助推器底部防热件；25一一子级顶部钛合金火焰导流器形状

<!-- 第 238 页 -->
东方号系列（CEMEYCTBOBOCTOK）
·195·
箭体结构
东方号运载火箭的助推器、一子
头部整流罩
级和二子级的箭体结构（见右图）基
本上与月球号火箭相同。整流罩为锥
东方号飞船
-柱形，质量约2.5t。箭-船连接件质
量约340kg。
推进系统
助推器与一子级推进系统与月
液氧箱
球号火箭基本相同。一子级多加注了
绝热板
4t多推进剂。助推器与一子级的氧化
剂输送管路上都安装了蓄压器，使压
煤油箱
力脉动衰减，以解决火箭箭体-发动机
姿控喷管
纵向耦合振动（POGO）问题。
PⅡ-448发动机
二子级推进剂质量较月球号减
桁架式级间段
钛合金火焰导流器
少了1000kg，PI-448发动机真空推
一子级仪器舱
力提高了5.8kN，真空比冲提高了
98.1m/s。PI-448发动机结构质量为
121kg，高1.6m，燃烧室压力5MPa。
东方号运载火箭二子级与东方号飞船
典型飞行程序
东方号运载火箭用于发射东方号载人飞船时的典型飞行时序见下表，飞行程序见后图。
东方号载人飞船的典型飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
飞船与二子级分离
T+676
助推器和一子级同时点火
T+0
T+4680
制动发动机点火，飞船进入返回轨道，球形回
T+119
助推器关机并与一子级分离
收舱与飞船分离
抛弃整流罩
T+156
T+6480
T+300
一子级关机并与二子级分离
在离地面7km高度时，航天员座椅从座舱中
弹出，航天员与座舱分别用降落伞着陆
T+665
二子级关机并与载人飞船一起入轨

<!-- 第 239 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·196
二子级关机，射入轨道
在制动火箭点火后10min抛弃轨道舱和仪器舱
300s子级抛弃，二子级点火
18~25min再入信号中断
160s整流罩抛弃
展开小型和大型导引伞，拉出14m2减速伞
展开1000m²主降落伞，减速至35m/s
120s捆绑助推器分离抛弃
减速至6m/s时，抛掉防热底盖
距地面1.5m时点燃软着陆反推火箭
从拜科努尔发射场发射
着陆并抛弃降落伞
东方号运载火箭的飞行程序与东方号飞船的返回
（王基祥）

<!-- 第 240 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·197·
联盟号系列（CEMEHCTBOCOIO3）
联盟号（Coro3/Soyuz）系列运载火箭是世界上历史最久、发射次数最多的多用途火箭。
联盟号系列火箭是在东方号运载火箭基础上发展而来的，火箭总体设计仍由科罗廖夫设计局（现为能
源火箭航天集团）负责，推进装置由格鲁什科设计局负责，控制系统由皮留金科学研究所主管，发射设备
组合由巴尔敏设计局负责。联盟号系列火箭现已发展为上升号、闪电号、联盟号、联盟号U、联盟号U2、
联盟号U/伊卡尔、联盟号U/弗雷盖特、联盟号FG、联盟号2/弗雷盖特（又称联盟号ST）、联盟号3等
10余个型号，联盟号系列运载火箭见下图。其中上升号火箭是联盟号的初始型，闪电号火箭是三级型联盟
号火箭的别名。
闪电号
联盟号
联盟号FG
上升号
联盟号2
联盟号U/弗雷盖特
1960年～
2004年~
1963年～1976年
1965年～
2000年～
2001年～
联盟号系列运载火箭
联盟号火箭按照箭体结构可分为二级型和三级型两种。
二级型联盟号火箭主要用于发射卫星和载人/不载人航天器到近地轨道。二级型联盟号火箭于1963年
11月16日进行首次发射，将第2代照相侦察卫星宇宙22送入近地轨道。1964年10月发射了第1艘上升
号载人飞船，首次实现了多人航天和空间舱外活动。从1967年4月开始发射联盟号载人飞船，从1978年
1月开始发射进步号无人货运飞船。
三级型联盟号火箭主要用于发射高轨道卫星或深空探测器。三级型联盟号火箭于1960年10月开始发
射，1961年2月首次发射成功，将第1颗金星探测器（BEHEPA-1）送入日心轨道。后又用于发射世界上
第1颗火星探测器（MAPC-1）和月球-4～月球-14号探测器。1965年4月开始发射闪电号通信卫星后，三
级型联盟号火箭又称作闪电号运载火箭。此外，该火箭还用于发射预警卫星。1990年以后，又在二级型联

<!-- 第 241 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·198·
盟号火箭的基础上发展了商用的联盟号U/伊卡尔、联盟号U/弗雷盖特、联盟号2/弗雷盖特等运载火箭。
联盟号系列演变过程
下表示出了联盟号系列运载火箭各型号的演变过程（包括东方号系列火箭的几个型号）。
联盟号系列运载火箭的型号演变过程
产品编号
美国代号
级数
说明
型号名称
使用时间
状态
8K710或
P-7（R-7）洲际弹道导弹试验型改成的运载火
卫星号
1957年
SL-1
1
停产
箭，1957年发射了世界上第1颗人造地球卫星
8K71PS
1960年
卫星号
8A91
SL-2
8K71的改型，改进了发动机，发射了卫星-3号
1
1959年
月球号
8K72
SL-3
停产
2
增加了E型二子级，发射了第1枚月球探测器
1959年
改进月球号助推器和一子级发动机，E型二子
东方号K
1958年
8K72K
SL-3
2
停产
级的RO-5发动机换成RO-7发动机
1991年
SL-3
8A92
东方号2
东方号改进型，提高了发动机和控制系统性能
2
专门用于极轨道和太阳同步轨道任务的东方
东方号
8A92M
SL-3
2
号，改进了E型二子级的电子装置和整流罩
1958年
2M
停产
～1991年
不带E型二子级的东方号，1963年和1964年
SL-5
11A59
1
发射过两次飞行号卫星
用I型二子级取代E型二子级，新增加L型三
1960年
停产
闪电号
8K78
SL-6
3
子级
~1965年
SL-6
闪电号M
1964年～
在用
8K78M
闪电号改型，L型编号为ML或2BL
3
类似不带L型三子级的闪电号，用于上升号载
1963年
上升号
停产
SL-4
11A57
2
人飞船和军事卫星任务
1976年
类似不带L型三子级的闪电号
联盟号
11A511
SL-4
2
用有机动能力的上面级取代I型二子级，1965
联盟号
1966年
11A510
SL-10
2
停产
年和1966年，飞行过两次
～1976年
联盟号L
SL-4
联盟号改型
11A511L
2
联盟号M
11A511M
SL-4
联盟号改型
2
在用
SL-4
1973年～
联盟号U
取代上升号和联盟号的统一型运载火箭
11A511U
2
改进一子级发动机，采用合成烃燃料，1995年
1982年
停用
联盟号U2
SL-4
11A511U2
2
～1995年
用于载人飞行任务
联盟号U增加伊卡尔三子级，用于斯达西姆公
联盟号U/
在用
SL-4
1999年～
11A511U?
3
司商业发射
伊卡尔
联盟号U/
联盟号U增加弗雷盖特三子级，用于斯达西姆
在用
SL-4
2000年～
11A511U?
3
公司商业发射
弗雷盖特

<!-- 第 242 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·199·
续表
级数
产品编号
美国代号
说明
状态
型号名称
使用时间
在用
2001年～
联盟号FG
11A511U-FG
SL-4
2
联盟号U改进型，装有改进的发动机
联盟号2/
联盟号FG改进型，采用数字式电子系统和新
2004年～
在用
3
的二子级发动机
弗雷盖特
联盟号2-3和
在研
2
专门用于发射快船号可重复使用航天器
联盟号3
联盟号运载火箭由上升号改进而来，用于发射联盟号载人飞船。从1973年开始，联盟号U（11A511U）
火箭投入使用，它综合了过去几年内进行的所有改进，并使之标准化。联盟号U火箭的助推器和芯级发动
机都提高了性能，同时改进了地面测试设备。迄今，联盟号U是飞行次数最多的运载火箭。联盟号U2火
箭是联盟号U的升级型，于1982年开始使用，用以发射联盟TM飞船、进步号M货运飞船及第6代照相
侦察卫星。联盟号U2火箭芯级使用了特种合成烃Sintin推进剂，以提高有效载荷能力。从1982年~1995
年，共飞行70次，全部成功。1996年底，由于Sintin成本过高，结束了生产，联盟号U2火箭停止使用。
1996年由欧俄合资成立了斯达西姆公司，专门负责联盟号运载火箭的商业发射服务业务，本部设在法
国巴黎。欧俄各占50%的股权，其中法国宇航公司出资35%，阿里安航天公司出资15%，俄罗斯航空航天
局出资25%，萨马拉航天中心出资25%。斯达西姆公司成立之后，在联盟号U火箭的基础上研制了三级型
的联盟号U/伊卡尔、联盟号U/弗雷盖特商用运载火箭。
2006年初，能源火箭航天集团和进步中央特种设计局制定了3个阶段的联盟号2-3火箭研制计划。第
1阶段，研制的联盟号2-3火箭的第1种型号，能将质量为11t的商用和民用卫星送入圆轨道。第2阶段，
将助推器换装PI-0155发动机，使有效载荷运载能力提高到13t，以便执行新的轻型快船号发射任务。第
3阶段，有效载荷能力将进一步提高到15～16t，以适应发射重型快船号的要求。
联盟号系列现有和在研型号
联盟号系列运载火箭现有和在研型号包括联盟号U、闪电号M、联盟号U/伊卡尔、联盟号U/弗雷盖
特、联盟号FG、联盟号2和联盟号3等火箭（见下表）。联盟号系列火箭的发射频率已经从20世纪80年
代的60次/年，降低到90年代的12次/年。
联盟号系列现有和在研型号简表
运载能力/t
发动机
首飞时间
状态
型号名称
二子级
LEO**
一子级
LEO'
三子级
SSO
助推器
7.3
1973年5月
在用
PI-107
PI-108
PI-0110
联盟号U
1963年
1.6 (GTO)
在用
闪电号M
11D33
PII-107
PI-108
PI-0110
4.1
在用
联盟号U/伊卡尔
PI-107
PI-108
17D61
1999年2月
7
3
PI-0110
在用
7.3
5.0
4.6
2000年2月
联盟号U/弗雷盖特
PI-107
PI-108
PI-0110
C5.92M
2001年5月
在用
7.42
PI-117
PI-118
PI-0110
联盟号FG

<!-- 第 243 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·200·
续表
运载能力/t
发动机
型号名称
首飞时间
状态
一子级
二子级
LEO*
LEO""
助推器
三子级
SSO
8
4.5
PⅡ-0110
联盟号2-1a
2006年10月
在用
PI-117
PI-118
C5.92M
联盟号2-1b
8.12
一
PI-117
2006年12月
4.8
PI-118
在用
C5.92M
PI-0124
一
联盟号2-3
8.2
2009年（预计）
11
PI-120M
P-120M
在研
PI-0124
联盟号3
13~15
P-120.10F
NK-33-1
在研
P-0146E
注：*高度200km、倾角.51.6°的圆轨道：**高度450km、倾角51.8°的圆轨道。
闪电号M
闪电号M运载火箭是闪电号的改型，用于发射大椭圆轨道卫星，包括闪电通信卫星、预报号科学卫星、
军用卫星和地球遥感卫星，1964年首飞。闪电号M火箭目前仍在使用，只不过仅限于军用。在商业发射
上，它被联盟号U/伊卡尔和联盟号U/弗雷盖特等火箭取代。
联盟号U
联盟号U和联盟号M运载火箭使用了不同的火箭发动机。联盟号U火箭在1973年5月首飞，目前的
近地轨道有效载荷运载能力为7.3t，起飞质量约305t。
联盟号U/伊卡尔
联盟号U/伊卡尔三子级采用四氧化二氮/偏二甲肼推进剂，主发动机具有启动50次的能力，且可由地
面控制或自动工作，适合运送多颗卫星入轨。在1999年，曾进行6次一箭四星发射，把24颗全球星送入
近地轨道。联盟号U/伊卡尔运载火箭可把质量2.5t的有效载荷送入1400km高的轨道。
联盟号U/弗雷盖特
拉沃什金设计局研制了一种新型的弗雷盖特上面级，采用四氧化二氮/偏二甲肼推进剂，它比伊卡尔上
面级具有更大的推进剂容量，并且也能再次启动，能把质量3.8t有效载荷送入1400km高的轨道。弗雷
盖特上面级用于星际探测计划和各种轨道任务，主发动机具有启动20次的能力，且能运送更大的有效载
荷。
联盟号FG
联盟号FG与联盟号U类似，但改进了助推器和一子级发动机的喷注器，提高了性能。作为旧型联盟
号火箭和改进型联盟号ST火箭之间的过渡型号，联盟号FG火箭于2001年5月20日首次发射。这种火
箭可以把质量更大的联盟TMA载人飞船送往国际空间站。联盟号FG火箭的助推器和芯级采用了俄罗斯
冲比旧型发动机增加了5%。联盟号FG火箭近地轨道（193km，倾角51.8°）运载能力为7.42t。
联盟号FG火箭用于发射俄罗斯国内的有效载荷和载人航天器。
联盟号ST
联盟号ST运载火箭是联盟号U的改进型，它的一子级发动机和4个捆绑助推器发动机都提高了性能，
二子级采用了新的PI-0124液氧/煤油发动机，还装有新的飞行控制系统。它也可使用伊卡尔上面级，并采
用了与阿里安4运载火箭一样的4m直径整流罩。
联盟号ST火箭专门用于商业发射，于2001年开始研制。

<!-- 第 244 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·201·
联盟号2
联盟号2运载火箭是联盟号改动最大的改进型，
用来取代现有的联盟号U和联盟号FG火箭，采用
新的二子级和三子级。联盟号2运载火箭是俄罗斯
联盟号下一代型号的统称，包括二级型的联盟号
2-1a、联盟号2-1b和三级型的联盟号2/弗雷盖特火
箭。
联盟号运载火箭目前常用的4种构型见右图。
联盟号和闪电号运载火箭目前从拜科努尔和普
列谢茨克两个航天发射中心发射，在拜科努尔主要
执行载人飞船和载货飞船的发射，在普列谢茨克主
要发射军用卫星和民用卫星。根据斯达西姆公司做
出的决定，2008年以后将从法属库鲁发射场发射联
盟号ST火箭。由于库鲁靠近赤道，在此发射的联盟
联盟号
联盟号
联盟号2/
联盟号U/
号火箭其地球同步轨道运载能力要比从拜科努尔发
弗雷盖特
弗雷盖特
射提高2.5～3倍。届时，联盟号火箭将成为世界上
（载货）
(载人)
（商用）
（商用）
第1种在3个国家发射的运载火箭。
联盟号运载火箭目前常用的4种构型
联盟号和闪电号运载火箭至今一直在使用。由
于具有相同的前两级，联盟号和闪电号火箭经常合
在一起计算可靠性。在过去25年内，它们共发射
950多次，成功率高达98.1%。联盟号系列火箭自
1957年开始使用，至2007年6月30日，共发射1730
次，失败77次，飞行成功率达95.5%。
（王基祥，才满瑞）
联盟号（COIO3)
联盟号运载火箭（见右图）是联盟号系列中的
两级型火箭。自1964年10月以来，它是苏联一直
在使用的唯一的载人运载火箭。目前在用的型号主
要是联盟号U和联盟号FG火箭。
联盟号运载火箭通过挖掘东方号运载火箭-一子
级的潜力和采用新的更大推力的二子级研制而成。
其近地轨道运载能力从东方号火箭的4730kg提高
到7200kg。二子级可根据不同任务加注不同量的
推进剂。
为确保航天员的飞行安全，对火箭结构做了必
联盟号运载火箭
要的加强，某些关键部件和线路采用兀余系统和降

<!-- 第 245 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·202·
额准则，同时加强了全面质量管理工作，并在整流罩顶端安装了应急救生系统。一旦发射失败，运载火箭
按程序中止飞行，应急救生系统使航天员安全脱险。
联盟号运载火箭从1960年开始研制，至1963年11月16日以上升号运载火箭状态首次发射，把宇宙
-22照相侦察卫星送入轨道。此后又陆续发射了4颗宇宙号系列卫星。1964年10月12日和1965年3月
18日，完成了两艘上升号载人飞船的发射。直到1967年4月23日，才以联盟号运载火箭状态首次发射联
盟号载人飞船，航天员B·M·柯马罗夫在返回时因降落伞未展开不幸遇难。
联盟号运载火箭至今仍在使用，但年发射次数已从过去的40次左右下降到目前的不到10次，其中主
要发射军用照相侦察卫星、联盟号载人飞船、进步号货运飞船、地球资源卫星、生物研究卫星等。
从1970年1月至2007年6月30日，联盟号火箭（U型、U2型和FG型）共发射811次，成功792
次，失败19次，成功率达97.65%。
主要技术性能
推重比
级数
2十4个助推器
1.32
全长
运载能力
49.52m（载人型）
7 200kg
近地轨道
45.22m（非载人型）
底部最大直径
入轨精度
10.3m
±40 km
约310t
起飞质量
轨道高度偏差
±22s
起飞推力
轨道周期偏差
4 002.5 kN
助推器和一子级与东方号火箭基本相同。
二子级
推进剂
液氧/煤油
级长
8.1 m
真空推力
直径
2.66 m
294.3 kN
子级质量
真空比冲
24 t
3 237.3 m/s
约21t
工作时间
推进剂质量
245 s
发动机
PI-0110.
整流罩
长度
11.36m（非载人型）有效容积
长度
直径
3m
7m
直径
质量
4.5 t
2.7m
总体布局
联盟号运载火箭由4个捆绑助推器、一子级、桁架式级间结构、二子级、整流罩和救生塔组成，联盟
号运载火箭总体布局见后图。早期的上升号运载火箭状态无救生塔，全长约43m。在不计整流罩和救生塔

<!-- 第 246 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
203
时，联盟号火箭全长为39.3m。计入整流罩和救生塔后，载人型联盟号火箭全长49.52m，非载人型联盟
号火箭全长45.22m。
箭体结构
助推器和一子级的结构与东方号运载火箭基本相同。
二子级结构
二子级由球形煤油箱、椭球形液氧箱、PI-0110发动机和尾段构成，呈串联构型（见下图）。
东方号
上升号
联盟号
联盟号运载火箭总体布局
东方号、上升号、联盟号二子级和整流罩
1一应急救生发动机；2一头部整流罩上部结构；
3—栅格翼；4一头部整流罩下部结构；
5—过渡段：6一二子级；7—二子级裙段；
8一桁架式级间段：9一一子级；10一捆绑助推器

<!-- 第 247 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·204·
推进系统
助推器推进系统
助推器推进系统与东方号运载火箭助推器推进系统相同。
一子级推进系统
一子级推进系统与东方号火箭一子级基本相同，但作了以下改进：PI-108发动机节流能力增强，由原
来的节流范围100%～75%扩大为100%～30%，仍然通过控制流入燃气发生器的过氧化氢流量来实现。在
20世纪80年代，PI-108发动机的真空比冲已提高到3167m/s。
发动机分两步关机：第1步从100%推力逐渐降至55%，第2步从55%逐渐降至零。采用这种关机方
式，大大减少了发动机关机后效冲量，提高了有效载荷的入轨精度。
二子级推进系统
发动机
二子级装有1台固定式四管液体火箭发动机PI-0110，由柯兹贝格设计局设计，真空推力为294.3kN。
推进剂为液氧/煤油。一次启动，发动机节流能力为50%。发动机工作时间为245s，可随飞行任务改变。
输送系统
由1台涡轮泵向4个燃烧室输送液氧和煤油。
推进剂利用系统
在两个推进剂贮箱内都装有多个液面传感器。利用这些传感器的信号通过节流阀来调节推进剂混合
比，确保燃料与氧化剂同时耗尽，从而提高火箭的运载能力。
分离系统
助推器与一子级、一子级与二子级间的分离方法与东方号火箭基本相同。
控制系统
联盟号火箭同东方号火箭一样装有两套惯性制导系统。一套装在一子级液氧箱上部的仪器舱内，包括
惯性平台和积分加速度计，还有1只捷联加速度计，用于推力调节的控制；另一套装在二子级上，包括1
只捷联积分加速度计，用于二子级的速度、推力和关机控制。
助推器和一子级的控制系统执行机构同东方号火箭。二子级的飞行控制由涡轮废气通过4个摆动喷管
来实现。
应急救生系统
应急救生系统用来确保航天员在运载火箭发射和上升段飞行期间的安全。在危急情况下，它能使整个
返回舱迅速脱离运载火箭。东方号运载火箭装有弹射座椅式应急救生系统。在运载火箭发射和低空飞行中，
一旦发生险情，只能用装小型火箭发动机的弹射座椅把航天员从座舱中弹射出来，航天员再借助降落伞返

<!-- 第 248 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·205·
回地面。这种应急救生方式并不能确保航天员的安全。
联盟号运载火箭的逃逸救生塔，包括3种固体火箭发动机：主发动机、控制发动机和分离发动机。主
发动机装在头部整流罩的上方，推力为785kN，工作时间约为5S。它可把上部整流罩及其内部的轨道舱
和返回舱迅速拉离运载火箭约1km。主发动机共有12个喷管，沿圆周均匀配置，喷管轴线与纵轴的夹角
为30°。在这12个喷管上方装有4台小型控制发动机。它们在主发动机点火后才启动，用来使被营救的
系统转弯飞向一侧，落点距发射台约3km，以脱离险区。
在4台控制发动机上方有一半球形小整流罩，位于最上端的是分离发动机。分离发动机最后点火，使
头部整流罩脱离返回舱。然后，返回舱用降落伞和软着陆发动机实现软着陆。
为保证被营救的系统能在规定的方向上稳定地降落，不仅在分离发动机喷管上装有配重，而且在整流
罩上部结构上装有4个栅格稳定翼。它们平时紧贴在整流罩外壳上，紧急情况下则展开并保持与飞行方向
垂直。
联盟号火箭应急救生系统的具体工作程序见下图。
联盟号救生塔与整流罩正常分离程序
联盟号火箭应急救生系统工作程序
1一联盟号火箭助推器底部失火；2一逃逸救生塔点火，整流罩上部结构分离，爆炸螺栓起爆，使联盟号飞船返回舱与仪器舱分离，救生塔将整流罩、
轨道舱和返回舱拉离助推火箭：3一4个栅格翼展开，使上述的远离助推火箭的组件稳定；4一返回舱与轨道舱分离并从整流罩中脱出下降；
5一打开应急降落伞，同时分离返回舱底部防热底盖：6一利用反推火箭点火缓冲，实现在距发射台约3km处安全着陆

<!-- 第 249 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·206·
1）运载火箭发动机关机（T+20s以前不关机）；
2）联盟号飞船轨道舱、返回舱和整流罩上部结构一起同飞船仪器舱解锁分离；
3）点燃主发动机，被营救系统迅速上升，脱离运载火箭；
4）点燃控制发动机，被营救系统转弯脱离飞行轨道并转动至呈垂直状态；
5）主发动机燃尽，被营救系统的垂直速度接近零值；
6）返回舱同轨道舱脱开；
7）分离发动机点火，救生塔、整流罩上部结构和轨道舱同返回舱分离；
8）自动定位系统对返回舱进行定位；
9）投弃返回舱上的防热底盖和降落伞口盖；
10）打开降落伞，返回舱下落并测定其距地面的高度；
11）点燃软着陆发动机，实施软着陆。
在飞行正常不需要应急救生时，在发射后大约160s，应急救生系统发动机在头部整流罩分离之前先点
火，使救生塔飞离正常弹道。瞬时之后，整流罩沿纵轴分为两半，在分离发动机的作用下被抛掉。
从投弃救生塔之时起，直到脱轨时止，联盟号飞船的救生方法是分离返回舱或整个飞船，使其脱离运
载火箭或脱离轨道，随后沿弹道降落飞行、大气制动和着陆。
10h05min距着陆区
676s二子级关机，
10h25min制动火箭点火，
800km处开始定向
射入轨道
仪器舱分离，10h35min开始
再入大气层
在10h55min距地面
7km处抛掉舱口盖，
300s抛掉一子级，
2s后航天员弹出
二子级点火
156s抛掉整流罩
距地面4km处抛掉
舱口盖，展开制动伞
119s捆绑助推器分离
距地面4km处
一航天员从座椅
中分离出来
在2.5km处
展开主伞
11h05min航天员在
9h07min从拜科
萨拉托夫地区着陆
努尔发射场发射
早期联盟号载人飞船发射与返回程序

<!-- 第 250 页 -->
联盟号系列（CEMEMCTBOCOIO3）
·207·
联盟号应急救生系统包括救生塔上的推进装置、自动控制装置和专用组件。自动控制装置在接到从控
制系统、箭载安全系统或地面发给的指令之后即工作。自动控制装置在不同飞行阶段按不同的程序工作，
发生故障的时刻决定它选用何种程序。自动控制装置由控制运动装置、计算机、计时器、配电装置以及同
执行机构、运载火箭控制系统、安全系统、飞船着陆系统相连接的接口装置组成。在发生故障时，应急救
生系统的自动控制装置一直工作到返回舱自动飞行开始，随后的程序按其他系统（着陆自动控制系统等）
的指令保证航天员安全着陆。
典型飞行程序
联盟号载人飞船的典型飞行时序见下表。
联盟号载人飞船的典型飞行时序
事件
时间/s
事件
时间/s
起飞
T+300
T+0
一、二级分离，二子级点火
二子级发动机关机
T+118
T+540
捆绑助推器分离
飞船入轨
T+160
应急救生系统投弃指令
T+583
（王基祥）
闪电号（MOJIHMA)
闪电号运载火箭是三级型联盟号运载火箭的一种构型，它因1965年4月发射闪电号通信卫星而得名。
西方代号为A-2(e)、SL-6。目前在用的型号主要是闪电号M火箭。
三级型联盟号运载火箭是苏联第1种三级运载火箭，也是世界上发射第1颗金星探测器和火星探测器
的运载火箭。它能将有效载荷与末级火箭一起送入停泊轨道，再从停泊轨道发射末级火箭，将有效载荷加
速到行星际航行所需要的速度。这样还可使月球和行星探测飞行不再受发射窗口的严格限制。
三级型联盟号火箭由科罗廖夫设计局设计。它由东方号火箭的助推器、一子级加新的二子级、三子级
构成。研制时间为1958年～1961年。1960年10月10日和14日进行首2次发射，结果都失败，损失了
两颗火星探测器。1961年2月4日取得首次发射成功，试验了二子级火箭，但三子级点火失败，使1颗金
星探测器和三子级一起留在近地轨道上，成为苏联第7颗人造地球卫星，创造了当时近地轨道入轨质量为
6483kg的世界纪录。1961年2月12日发射了世界上第1枚金星探测器金星-1号。1962年11月1日又成
功发射了世界第1枚火星探测器火星-1号。此后，又继续发射了其他金星和火星探测器、月球探测器（月
球-4～月球-14号）、闪电号通信卫星、预警卫星等。
闪电号运载火箭从普列谢茨克航天发射中心发射，至今仍在使用。从1960年10月至2007年6月，
共发射308次，失败11次，成功率为96.4%。

<!-- 第 251 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·208·
主要技术性能
级数
3+4个助推器
900kg (400km/200000 km
预报号卫星
43.4 m
全长
轨道，65°倾角）
底部最大直径
月球号探测器
1620 kg
10.3m
1180 kg
起飞质量
金星号探测器
306t
起飞推力
火星号探测器
950 kg
4 002.5 kN
推重比
入轨精度
1.33
运载能力
±40 km
轨道高度偏差
1 600kg(400km/40 000 km
闪电号卫星
±22s
轨道周期偏差
轨道，65°倾角）
助推器、一子级同东方号火箭，二子级同二级型联盟号火箭。
三子级
级长
液氧/煤油
3.1 m
推进剂
直径
真空推力
2.58m
68.7 kN
子级质量
5.1t
真空比冲
3335.4 m/s
推进剂质量
工作时间
4.1 t
200s
发动机
11D33
头部整流罩-
整流罩
有效载荷
长度
有效容积
6m
液氧箱
直径
3.7 m
高度
2.7m
煤油箱
质量
直径
2t
2.3m
液体火箭发动机
桁架式级间段
总体布局
煤油箱
闪电号运载火箭由4个捆绑助推器，一子级，一、二
液氧箱
子级桁架式级间段，二子级，二、三子级级间段，三子级
和整流罩组成。一、二子级间采用热分离方式，二、三子
级间采用冷分离方式。
液体火箭发动机
桁架式级间段
火焰导流器
箭体结构
子级仪器舱
助推器与一子级结构同东方号火箭，二子级结构同二
闪电号运载火箭上部结构
级型联盟号火箭。

<!-- 第 252 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·209·
三子级结构
闪电号运载火箭三子级与东方号火箭的二子级非常相似，也是由环形液氧箱、环形煤油箱、单管发动
机组成。三子级装在整流罩内，部分有效载荷可插入环形液氧箱中间安装。
推进系统
助推器、一子级推进系统与东方号火箭基本相同。二子级推进系统同联盟号火箭。
三子级推进系统
三子级装有一台柯兹贝格设计局研制的11D33液氧/煤油火箭发动机，该发动机为单推力室，一次启
动，真空推力为68.7kN。它是苏联第一台利用涡轮废气工作的火箭发动机。燃气发生器产生的燃气驱动
的火箭发动机。在二子级分离后至三子级发动机点火之间，有一滑行段。因此，液氧箱采取了严密的绝热
措施以减少蒸发量。
分离系统
助推器与一子级间的分离系统与分离步骤同东方号火箭。
一子级与二子级间采用热分离法。在一子级发动机4个主推力室关机后，4个游动推力室继续工作。
在此期间启动二子级发动机。待一子级游动推力室完全关机后，利用固体推进剂小火箭和二子级发动机的
喷焰把一子级推离。
二子级与三子级之间采用冷分离。二子级发动机关机后，用固体推进剂小火箭将二子级推离。在滑行
段结束时，三子级发动机才点火。
三子级与有效载荷之间的分离：在三子级发动机关机后，用固体推进剂小火箭将三子级推离。
控制系统
闪电号火箭装有两套惯性制导系统。一套装在一子级上部的仪器舱内，与东方号火箭相同；另一套捷
联式惯性制导系统装在三子级箱间段内的箱体上，用来控制二、三级火箭的飞行。当三子级达到预定飞行
速度时，由积分加速度计给发动机发出关机信号。
助推器、一子级、二子级的控制系统执行机构同二级型联盟号火箭。
三子级与二子级之间采用桁架式级间结构，分离面在二子级与桁架结构之间。第三级在滑行期间靠装
在桁架结构上的定向与稳定系统保持飞行稳定。在桁架结构上还装有4台小型固体火箭发动机，用来提供
初始轴向过载，使推进剂沉底，保证三子级发动机在失重条件下顺利点火。三子级发动机点火后，就由4
个摆动喷管来控制。此时，桁架结构及其上面的定向和稳定系统、沉底发动机一起被抛掉，并在绕地轨道
上自然坠毁。
（王基祥）

<!-- 第 253 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·210
联盟号 2（COIO3 2)
联盟号2运载火箭是联盟号系列中改动最大的型号，采用了新的二子级和三子级。其基本型（二级型）
可将近地轨道运载能力提高到7.8t或8.2t，可以在普列谢茨克航天发射中心发射联盟号载人飞船。带上面
级的三级型可将有效载荷送入大椭圆轨道和地球同步轨道。联盟号2火箭是俄罗斯联盟号下一代型号的统
称，二级型联盟号2火箭包括联盟号2-1a火箭、
联盟号2-1b火箭。三级型联盟号2火箭是基本型
与上面级的组合，斯达西姆公司又将三级型联盟号
2火箭命名为联盟号ST-A和联盟号ST-B，统称为
联盟号ST火箭（见右图）。
同联盟号FG火箭一样，联盟号2火箭也是联
盟号U的升级型，采用了改进型的PI-117发动机
（助推器）和PI-118发动机（芯一级）。重点对
二子级进行了改进：联盟号2-1a火箭采用PI-0110
液氧煤油发动机，近地轨道运载能力为7.8t，联
盟号2-1b火箭用PI-0124发动机取代PI-0110，
使近地轨道运载能力提高到8.2t。通过配以灵活
的可重新启动的弗雷盖特上面级和4.11m直径的
整流罩，联盟号2/弗雷盖特（联盟号ST）火箭的
地球同步轨道运载能力达到2.7～3t，太阳同步轨
道运载能力为4.45～4.9t（660km高度，98°倾
角）。联盟号2火箭能执行近地轨道、太阳同步轨
道、中高度绕地轨道、地球同步转移轨道、地球同
步轨道和逃逸轨道等各种飞行任务。联盟号2火箭
既与原来的联盟号火箭有很好的继承性，又能更好
地适应国际商业发射市场需求，最终将取代现用的
联盟号U和闪电号M火箭。
联盟号ST运载火箭起飞
联盟号2火箭采用模块化设计，可以拆成多个
部件，用火车或飞机运输，运抵发射场后可在短时
间内完成组装。此外，火箭发射准备工作只需15人便可完成，而此前联盟号其他型号火箭却需要40人。
作为新型运载火箭，联盟号2火箭既可用于载人飞船的发射，也可用于军事和商业卫星的发射。该火
箭既能在俄罗斯的普列谢茨克航天发射中心发射，也可从哈萨克斯坦的拜科努尔航天发射中心及法属圭亚
那库鲁发射场发射。
2004年11月8日，联盟号2-1a火箭从普列谢茨克进行了首次试射。虽然火箭只进入亚轨道，但发射
期间的振动和热流数据均符合设计要求。2006年10月和2006年12月，联盟号2-1a和2-1b火箭分别进行
了各自的轨道发射。
联盟号ST火箭的入轨精度与所使用的弗雷盖特上面级密不可分，保守的入轨精度数据见后表。

<!-- 第 254 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·211·
联盟号ST火箭入轨精度（士1o)
圆轨道高度
地球同步转移轨道高度
轨道参数
1 000 km
20 000km
35786km×250km
23.3
半长轴/km
3.3
20
远地点高度/km
40
一
一
6.6
近地点高度/km
二
二
偏心率
0.000 33
0.000 26
0.000 66
倾角/(°)
0.04
0.05
0.033
近地点幅角/(%)
0.083
二
一
0.05
0.083
0.083
升交点赤经/(%)
主要技术性能*
级数
推重比
2~3
全长
46.1 m
二级型
1.386
三级型
最大直径
10.3m
1.369
2.95 m
箭体直径
运载能力
8200kg
近地轨道
起飞质量
4 900 kg
二级型
太阳同步轨道
305t
3000kg
三级型
同步静止轨道
310.9t
起飞推力
4 145 kN
助推器
19.82 m
级长
推进剂
液氧/煤油
2.68 m
海平面推力
4×838kN
直径
2 579 m/s
起飞质量
4X43t
海平面比冲
工作时间
推进剂质量
120.5s
4X39.2 t
发动机
4XPI-117
一子级
级长
推进剂
液氧/煤油
27.84 m
直径
2.95 m
海平面推力
792 kN
102.27t
2 506 m/s
起飞质量
海平面比冲
工作时间
推进剂质量
95.40 t
302s
发动机
PI-118
二子级
7.60 m
级长
推进剂
液氧/煤油
注：*主要技术性能数据以联盟号2-1b火箭为基础。

<!-- 第 255 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·212·
2.66 m
直径
真空推力
294.3 kN
起飞质量
25.38 t
真空比冲
3520m/s
300s
推进剂质量
工作时间
23t
发动机
PI-0124
弗雷盖特上面级
级长
推进剂
1.74 m
偏二甲肼/四氧化二氮
19.85 kN
直径
真空推力
3.48 m
7.48 t
真空比冲
3243.8m/s
起飞质量
900s
工作时间
推进剂质量
6.30t
发动机
C5.92M
整流罩
长度
质量
11.433 m
1.8 t
直径
4.11 m
总体布局
航天器
联盟号2基本型为两级液体火箭，箭体结构采用
新型轻质材料，结构质量低，但具有很高的强度和刚
航天器支架
度；采用先进的数字式电子系统，使火箭发射卫星等
Φ4110
航天器的精确度至少提高1倍。联盟号2火箭带上面
整流罩
级（弗雷盖特或伊卡尔）时，可发射大椭圆轨道卫星、
地球同步轨道卫星和星际探测器。联盟号2将采用新
弗雷盖特上面级
的加大容积的有效载荷整流罩，该整流罩是在阿里安4
级间段
整流罩基础上改进而来的，全长11.4m，直径4.1m。
联盟号ST的总体布局和结构组成见右图。
二子级
箭体结构
一子级（芯级）
助推器
助推器结构
4个助推器环绕芯级配置，圆锥段为氧化剂箱，圆
筒段为煤油箱（见后图）。每个助推器各装有1台PI-117
液氧/煤油发动机。助推器通过锥形结构顶部的1个球
形接头和底部的两根支杆，将推力传递给芯级。
联盟号ST的构成

<!-- 第 256 页 -->
联盟号系列（CEMEICTBOCOIO3）
·213·
一子级结构
支撑锥
一子级结构配置（见下图）类似于助推器，
装有1台PI-118发动机和4个供三轴飞行控制
用的小型微调发动机。一子级外形适应与4台
助推器连接，在助推器与一子级之间的上连接
面，有1个加强框。为了适应承载大型整流罩
液氧箱
和更大的有效载荷，一子级结构得到了加强。
助推器和芯级都在地面点火。在离地起飞
前，它们以中等推力值工作大约20s，以验证
发动机的工作状况和额定推力值。
箱间段
煤油箱
过氧
液氮箱
化氢箱
尾翼
桁架
PⅡ-117
发动机
下部复合
仪器舱
控制系统
微调
发动机
液氧箱
联盟号ST的助推器（4台助推器之一）
承载隔框
二子级结构
联盟号U与联盟号ST的二子级剖视见后图。
箱间段
联盟号U火箭二子级装有PI-0110发动机。联盟
号ST的液氧箱和煤油箱都进行了改型，以适应
更大推力的PⅡ-0124发动机。在一子级关机前约
燃料箱
2S，二子级主发动机点火工作。一、二级分离
后，二子级的后裙也被分成三段抛弃。
由于联盟号2-1b的二子级用PI-0124发动
机取代了PI-0110发动机，PI-0124采用富氧分
过氧化氢箱
级燃烧循环（补燃式循环）需要更多的液氧，所
液氮箱
以对二子级液氧箱进行了改进。在相同的外形尺
尾段
寸下，上部煤油箱改为更加密实的椭球形共底，
P-118
发动机
微调发动机
下部液氧箱加长以增加容积。贮箱的这项改进，
已在联盟号2-1a上完成。
一、二子级之间用桁架式结构连接，因此在
联盟号ST的一子级
一子级分离之前，二子级即可点火。

<!-- 第 257 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
214
煤油箱
煤油箱
煤油箱
电子装置
电子装置
箱间段
箱间段
电子装置
箱间段
（数字）
(模拟)
反作用喷管
（数字）
反作用喷管
反作用喷管
（离轨用）
（离轨用）
（离轨用）
液氧箱
液氧箱
液氧箱
氮气瓶
PⅡ-0110
PI-0110
尾段
PⅡ-0124
发动机
尾段、
尾段
发动机
发动机
反作用喷管
反作用喷管
PⅡ-0110
PⅡ-0110
PⅡ-0124
联盟号U
联盟号ST
联盟号U与联盟号ST的二子级
弗雷盖特上面级
弗雷盖特上面级（见下图）由6个分布在同一圆周上的、焊接在一起的球形贮箱组成，其中4个为推
进剂贮箱，2个用于安装电子设备。贮箱采用1.8mm厚的铝合金（AMG-6）制成，利用穿过贮箱的桁架
来提供结构支撑。
10
11
弗雷盖特上面级的构成
1—C5.92M主发动机：2-燃料箱：3一肼箱；4一反作用控制系统推力器：5-氧化剂箱；
6—遥测系统天线：7一控制系统：8—仪器舱盖和散热器；9一遥测与跟踪系统；10一氮气瓶：11一化学电池

<!-- 第 258 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·215·
整流罩
联盟号ST整流罩直径4.11m，长11.433m，其外形尺寸和内部有效容积见下图。
R543
1105
R1180
1330'
14°30
9518
11433
整流罩
93800
5070
4110
6748
连接件或
抛撒器与
弗雷盖特
对接面
弗雷盖特上面级
联盟号ST
级间段
二子级
联盟号ST整流罩外形尺寸
推进系统
助推器推进系统
主推力室和2个小型微调发动机（见下图），推进剂为液氧和煤油。发动机都由电火花点火，利用过氧化
氢在燃气发生器中催化分解产生的燃气驱
动涡轮泵来输送推进剂，采用液氮对推进
剂贮箱进行增压。每台发动机的海平面推
力为838kN，海平面比冲为2579m/s，
工作时间为120.5s。
4个助推器利用8个可摆动的小型微
调发动机（每个助推器2台）和4个尾翼
（每个助推器1个）来实现姿态控制。
一子级推进系统
--子级装1台PI-118发动机，有4
个固定的主推力室和4个小型微调发动
助推器和一子级底部视图
机。海平面总推力为792kN，海平面比冲
为2506m/s，工作时间为302s。

<!-- 第 259 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·216·
二子级推进系统
联盟号2-1a的二子级装1台PI-0110发动机，联盟号2-1b的二子级装1台PL-0124发动机（见下图），
都有4个固定的主推力室和4台微调小发动机。两种发动机的真空推力分别为294.2kN和294.3kN，真空
比冲分别为3501m/s和3520m/s，工作时间分别为274s和300s。
GXA.PA012
PI-0124发动机
PI-0110发动机
二子级发动机由单台涡轮泵供应推进剂，涡轮泵由主推进剂在燃气发生器内燃烧生成的燃气驱动。这
些燃气又被输送到4台小型微调发动机，用于火箭的姿态控制。液氧箱利用氧气增压，氧气是由液氧通过
发动机换热器加热生成；燃料箱利用来自燃气发生器的经冷却后的燃气增压。
在释放上面级或有效载荷后，液氧箱内的剩余氧气通过前端的喷管排出，将二子级向后推离。
PⅡ-0124发动机系统图见下图。
燃气发生器
推进剂控制阀
启动蓄压器
启动蓄压器
主输送阀
调节器
输送阀
氧化剂控制阀
涡轮泵
输送阀
至作动器
通往贮箱增压
换热器
换热器
推进剂流量控制阀
喷管旋转轴
PI-0124发动机系统图

<!-- 第 260 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·217·
三子级推进系统
弗雷盖特上面级采用1台单燃烧室的C5.92M主发动机，由奇马什设计局研制，推进剂为四氧化二氮
和偏二甲肼，发动机的控制由数台电动液压作动器来完成。C5.92M主发动机设计为可重复点火20次，现
已在飞行中验证了6次重复点火，工作时间为900S。C5.92M主发动机可在2种模式下工作，真空推力分
别为19.85kN和14.00kN，相对应的比冲为3243.8m/s和3096.8m/s。发动机在接收到关机指令后关机，
或是贮箱中的推进剂耗尽后关机。推进剂输送系统采用燃气发生器循环的泵压输送系统，增压气体为氮气。
控制系统
制导控制
联盟号ST采用了数字计算机和4轴常平架惯性测量组件，提高了导航精度和控制能力。联盟号ST的控
制系统安装位置更为集中，计算机和惯性测量组件都安装在二子级仪器舱内。原联盟号火箭没有惯性平台
或箭上计算机，只使用全模拟控制系统。通过比较加速度积分值和预定关机速度，来计算分离事件发生时
间。联盟号控制系统主要安装在一子级和二子级上。
弗雷盖特上面级的控制系统（惯性平台、箭上计算机和软件）是基于弹道导弹设计而来的，是以三轴
惯性测量装置、箭上计算机和GPS/GLONASS导航系统为核心构成的独立的数字控制系统。该控制系统基
于一个三冗余结构，可提供三轴稳定定向模式和旋转稳定模式。
控制系统由模拟式改成数字式使联盟号ST的性能得到提高：
1）使火箭的姿控系统更为灵活和有效，能处理大型整流罩带来的气动不稳定问题；
2）使火箭前两级的飞行更精确，并且由于弗雷盖特上面级有1套独立的带三轴常平架惯性装置的数字
式控制系统，能够修正联盟号控制系统产生的误差，所以使全箭飞行都能达到同样的精度。
3）联盟号ST能在飞行中进行滚转机动，以及射面外偏航操纵机动。
姿控系统
一子级和助推器利用12个微调小发动机（每个可摆动土45°）来控制火箭飞行姿态。在低空大气层
内飞行时，还利用4个可操纵的空气舵（尾翼）提供附加的控制力。二子级利用4个推力为6kN的微调
小发动机（每个都能摆动土40°）进行操控，利用主发动机燃气发生器排出的燃气作工质。
弗雷盖特上面级由C5.92M主发动机和姿控系统控制俯仰和偏航。姿控系统使用12个小推力器执行上
面级的姿态控制。这些小推力器的推力均为50N，以肼为燃料。12个小推力器分成4组，安装于球形贮
箱的顶部。贮存在两个小贮箱中的85kg肼燃料是姿控系统的专用燃料。上面级的俯仰、偏航控制由主发
动机或8台小推力器来执行，滚动控制由4台小推力器来执行。
弗雷盖特上面级与航天器（SC）分离后，二者之间需要有一段安全距离，因此弗雷盖特要执行一个典
型的离轨或轨道机动动作。这个机动动作也将由姿控系统小推力器点火工作来执行。
遥测与跟踪系统
带发射机的遥测系统位于二子级仪器舱内。此外，健康监测参数将下传到沿飞行路线配置的地面站。
地面站再把数据实时传输到飞行控制中心进行分析处理和记录。弗雷盖特上面级的遥测系统将上面级的健
康监控数据通过直接传输模式或重现模式传递到地面。S波段的发射机确保与圭亚那航天中心地面站的通

<!-- 第 261 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·218·
信。
联盟号ST的跟踪由箭载卫星导航接收机完成，接收的位置信息然后通过遥测系统中继到地面。而原联
盟号运载火箭的跟踪是由地面雷达站进行的。
安全系统
在联盟号和联盟号ST上都没有安装远距离安全控制系统。在某些参数超出极限从而引起飞行终止的情
况下，运载火箭关掉所有发动机，沿弹道坠落到地面。
典型飞行程序
联盟号ST的典型飞行任务剖面分为3段（见下图）：
1）前两级上升段，具有亚轨道剖面或直接上升剖面；
2）弗雷盖特上面级轨道机动，运送有效载荷至最后轨道；
3）弗雷盖特离轨或轨道处置机动。
整流罩抛弃时间取决于对有效载荷气动热通量要求。由于气动热通量的限制，一般整流罩在火箭起飞
后155s和200s之间分离。在二子级飞行期间，联盟号ST可根据需要执行射面外偏航机动，以改变倾角
或补偿发射时间滞后。
头部组件（弗雷盖特与有效载荷）在起飞后约520～530s与二子级分离，抛弃的二子级降落到预定的
落区（多数在海上）。二子级分离后5s，反作用控制系统发动机点火。55s后，弗雷盖特主发动机启动，
转移到高度200km的停泊轨道。在到达初始停泊轨道之后，弗雷盖特再将有效载荷转移到更高的轨道。
弗雷盖特可以多次点火，多达20次，直到把有效载荷送入最终轨道。在航天器分离后，航天器和弗雷
盖特之间需要保持一段安全距离。弗雷盖特通常利用反作用控制系统来进行离轨或轨道处置机动。
250
6
200
1一起飞（0s)
2一助推器分离（118s）
150
高度/km
3一整流罩抛弃（187s）
4一一子级分离（287s）
100
5一尾段分离（322s）
6一头部组件分离（529s）
2
7一弗雷盖特主发动机启动（589s）
50
200
600
800
400
1000
1400
1200
1600
1800
2000
相对距离/km
联盟号ST典型飞行程序

<!-- 第 262 页 -->
联盟号系列（CEMEYCTBOCOIO3）
·219·
弗雷盖特上面级飞行任务剖面见下图。
5
中间转移轨道
△V
△K
停泊轨道倾角
停泊轨道
倾角变量
远地点高度变量
最后轨道
弗雷盖特上面级飞行任务剖面
1一发射：2一头部组件分离，弗雷盖特第1次点火进入高度200km的停泊轨道：
3一弗雷盖特滑行段；4一弗雷盖特第2次点火进入中间转移轨道；
5一弗雷盖特滑行到转移轨道远地点：6一弗雷盖特第3次点火，提高近地点高度，改变倾角到要求值；
7一航天器与弗雷盖特分离；8一弗雷盖特第4次点火离轨或转移至安全轨道
（王基祥，康开华）

<!-- 第 263 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·220·
宇宙号系列（CEMEИCTBOKOCMOC）
宇宙号（KocMoc/Cosmos）系列运载火箭是苏联用于发射近地轨道中、小型有效载荷的两级火箭，它
因发射宇宙号系列卫星而得名。宇宙号系列卫星包括科学卫星、军用卫星、电子侦察卫星、导航卫星、地
球资源卫星、战术通信卫星、数据中继卫星、海洋科学卫星、雷达支援卫星、反卫星靶星等。
中程弹道导弹基础上研制的，都由杨格尔设计局设计（现称乌克兰国家南方设计局）和苏联应用力学科研
生产联合体设计，并由位于苏联/俄罗斯欧姆斯克市的飞行生产厂（现为飞行科学生产联合体）生产。宇宙
号1火箭产品编号为11K63。宇宙号3/3M火箭产品编号为11K65M，另有11K65M-RB型用于试验BOR
无人轨道火箭飞机，11K65MP型用于亚轨道发射。
11K65M-RB5/宇宙号3M-RB5
11K65M/宇宙号3M
11K65M/宇宙号3
63S1M/宇宙号M
40m
11K63/宇宙号1
1163/宇宙号2
63S1/宇宙号
30m
R-12
20m
10m
宇宙号系列运载火箭

<!-- 第 264 页 -->
宇宙号系列（CEMEYCTBOKOCMOC）
·221·
宇宙号1运载火箭是在P-12（R-12）中程弹道导弹（SS-4凉鞋）基础上演
变而来的，它与宇宙号3/3M火箭并无直接关系。宇宙号1火箭研制时间是1958
年～1962年，1962年3月投入使用，1977年6月停止使用，共发射144次。
宇宙号3/3M运载火箭是在P-14（R-14）中程弹道导弹（SS-5短剑）基础
上研制的，宇宙号3火箭在1966年11月～1968年6月进行过4次研制性试射。
宇宙号3M火箭是宇宙号3的实用型，自1967年5月开始使用，其近地轨道运
载能力为1500kg，填补了宇宙号1火箭运载能力与联盟号之间的空缺。宇宙
号3/3M火箭从卡普斯金亚尔、丘拉坦和普列谢茨克3个发射场发射。自1967
年～2007年6月，宇宙号3/3M火箭共进行438次轨道发射和339次亚轨道发
射，共失败28次，成功率为96.4%。
（王基祥）
宇宙号 1（KOCMOC 1)
宇宙号1运载火箭（见右图）是苏联发射中、小型卫星的第1种小型两级
液体火箭，近地轨道运载能力为600kg。它以单级中程弹道导弹SS-4的助推
火箭作基础级加上二子级构成。
宇宙号1运载火箭一子级基本上采用了SS-4导弹的助推级，用桁架式级
间结构与二子级相连。宇宙号1火箭在1958年～1962年进行研制，1962年3
月16日从卡普斯金亚尔航天发射中心进行首次实用发射，把宇宙-1卫星送入
轨道。1977年6月18日，宇宙号1火箭发射宇宙-919卫星之后停止使用。
1962年3月～1977年6月，宇宙号1火箭共发射了144颗宇宙号系列卫
宇宙号1运载火箭
星，其中包括为东欧国家、印度和法国发射的科学卫星和应用卫星。这些卫星
的典型轨道倾角为49°（从卡普斯金亚尔发射）和71°（从普列谢茨克发射）。
主要技术性能
起飞推力
级数
635 kN
2
全长
推重比
1.5
30m
运载能力
底部最大直径
2.26 m
600 kg
43t
近地轨道
起飞质量
一子级
级长
19.7m
地面总推力
635 kN
直径
地面比冲
1.65 m
2 255 m/s
约28t
起飞质量
真空推力
730 kN
推进剂质量
真空比冲
24.25 t
2 590 m/s
发动机
工作时间
140 s
PI-214
推进剂
硝酸十氧化氮/煤油

<!-- 第 265 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·222·
二子级
级长
6.74m
推进剂
液氧/偏二甲肼
直径
1.65 m
真空推力
105kN
约14t
子级质量
真空比冲
3 450 m/s
推进剂质量
工作时间
12.5t
260s
发动机
PI-119
整流罩
长度
约300kg
质量
2.75m
直径
1.65 m
总体布局
头部整流罩
有效载荷
宇宙号1运载火箭包括一子级、桁架式级间
氧化剂箱
结构（长1.2m）、二子级和整流罩。一、二子级
制导装置
之间的分离方法为热分离法，一子级顶部装有喷
燃料箱一
焰导流器。
一子级从上到下依次包括氧化剂箱、箱间
发动机
段、燃料箱、尾裙和PI-214发动机。尾裙呈锥
姿控喷管
桁架式级间段
火焰导流器一
筒形，底部最大直径为2.26m。
二子级由氧化剂箱、箱间段、燃料箱、尾段
和PI-119发动机构成。发动机的喷管从二子级
氧化剂箱
底面向桁架式级间段伸入0.8m。
宇宙号1运载火箭总体布局见左图。
推进系统
制导装置一
一子级推进系统
燃料箱
发动机
一子级装有1台四燃烧室发动机（代号
PI-214)，这是苏联第1种可储存推进剂火箭发
动机。这种发动机由格鲁什科设计局于1952
发动机
年～1957年研制，高为2.38m，直径为1.5m，
燃气舵
结构质量为645kg，加注推进剂后质量为
755kg。PI-214发动机的地面推力为635kN，
宇宙号运载火箭总体布局
真空推力为730kN。

<!-- 第 266 页 -->
宇宙号系列（CEMEYCTBOKOCMOC）
·223·
PI-214火箭发动机（见左图）包括4个固定式燃烧室、
1台涡轮泵、燃气发生器、操纵装置等，没有游动发动机，
由燃气舵进行推力矢量控制。
4个固定的燃烧室为圆柱形，内径为480mm，喉部直
径为176mm，采用再生冷却方法，以煤油作冷却剂。燃
烧室内壁还用液膜冷却。燃烧室压力为4.36MPa。喷管面
积比为64。喷管出口压力为69kPa。
输送系统
PI-214火箭发动机的氧化剂为硝酸和氧化氮的混合
物，燃料为精制煤油，由安装在4个燃烧室上方的1台涡
轮泵供应。推进剂混合比为3.97。涡轮泵由两级轴流冲动
式涡轮、氧化剂单级离心泵、燃料单级离心泵和向燃气发
生器供应过氧化氢的单级离心泵组成。涡轮由燃气发生器
内过氧化氢催化分解的产物来驱动，转速为133r/s，功率
为1880kW。通过改变燃气发生器内的过氧化氢耗量可实
现推力调节。
二子级推进系统
发动机
PI-214液体火箭发动机
二子级装1台单燃烧室PI-119发动机（见下图）。
PI-119液体火箭发动机简图
1一推力室；2一姿态控制喷管：3-燃气分配电动阀：
4-氧化剂电爆断流阀门：5一混合器；6一燃料主管路；
7—燃气发生器；8一热交换器-蒸发器；9—涡轮：10—燃料主通-断阀；
11一燃料泵；12一氧化剂泵；13一氧化剂启动阀门；
14-氮气电动减压器；15一高压氮气瓶；16一燃料副通-断阀；
17一推力调节器；18一燃气发生器导管；
PI-119液体火箭发动机
19一燃气断流阀门；20一冷却用燃料导管

<!-- 第 267 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·224·
PI-119发动机是由格鲁什科设计局在1958年～1962年研制的，高2.17m，直径为1.02m，结构质量
为168kg，加注推进剂后质量为179kg。推进剂为液氧/偏二甲肼，混合比为1.5。PI-119发动机真空推力
为105kN，真空比冲为3450m/s。
PI-119发动机包括固定式燃烧室、涡轮泵、燃气发生器、喷管、4个大涡轮废气排出喷管、4个小涡
轮废气排出喷管、操纵装置及其他组件。为减小结构质量，燃烧室、燃气发生器、燃气导管系统和配气装
置中广泛应用了钛合金。
燃烧室采用内外壁加中间波纹隔板结构，用再生冷却法和液膜冷却法冷却室壁。燃烧室压力7.89MPa，
喷管出口压力为6.2kPa。在启动发动机时，推进剂在燃烧室中的点火用火工品来实现。
输送系统
PL-119发动机采用涡轮泵供应推进剂。涡轮泵包括1台两级轴流冲击式涡轮、氧化剂螺旋离心泵和燃
料螺旋离心泵。它们被安装在两根同心轴上，两轴通过1根短挠性轴用花键连接。在一根轴上装燃料泵和
涡轮，在另一根轴上装氧化剂泵。
涡轮由温度达1030K的燃气驱动。此燃气由燃气发生器中的燃料热分解生成。开始分解时所必需的
温度由固体装药点火燃烧产生。在启动此发动机时，这一装药也用于使涡轮快速旋转。涡轮和泵的转速都
为350r/s，功率为566kW。通过改变燃气发生器中的工质耗量可调节推力。
涡轮废气通过固定的4个大、小姿态控制喷管排出。利用电动操纵的气体分配器调节通过姿态控制喷
管的气体流量，即可控制第二级火箭的飞行方向和姿态。
增压系统
氧化剂箱用装在涡轮排气管中的热交换器产生的氧化剂蒸气来增压。燃料箱用部分燃气发生器气体与
燃料混合生成的气体增压。
控制系统
宇宙号1火箭采用惯性制导系统。一子级飞行控制系统的执行机构为4个
以石墨为基体的燃气舵。二子级利用涡轮废气通过控制喷管来实现飞行姿态控
制。
（王基祥）
宇宙号 3M（KOCMOC 3M)
宇宙号3M运载火箭（见右图）主要用于发射军用卫星，包括通信卫星（一
箭八星成组发射）和导航卫星，也用于发射民用导航卫星。在1968年～1982
年，宇宙号3M火箭用于苏联反卫星武器试验。宇宙号3M火箭从普列谢茨克航
天发射中心发射一颗宇宙号卫星作为靶星，用旋风号2火箭从拜科努尔发射另
宇宙号3M火箭
一颗宇宙号卫星作为拦截卫星，由后者对前者进行拦截。
宇宙号3M火箭还进行过300多次亚轨道发射，用于高超声速飞行和再入试验研究。最著名的亚轨道
1517和1614，目的在于试验暴风雪号航天飞机的热防护系统。

<!-- 第 268 页 -->
宇宙号系列（CEMEYCTBOKOCMOC）
·225·
20世纪80年代中期以后，宇宙号3M火箭的发射任务逐步被旋风号和隆声号火箭取代，发射率逐渐
降低，从原来的30次/年，降至目前的2次/年。1992年后，宇宙号3M火箭发射次数显著降低。1995年，
宇宙号3M火箭停止生产。一些剩余的宇宙号3M火箭进入商业发射市场。
1997年12月，俄罗斯政府决定由俄罗斯航空航天局全面负责俄发射系统。该局后来成立了发射服务
联合股份公司，专门负责俄小型运载火箭的市场开发和弹道导弹转为运载火箭的工作。至此，发射服务公
司开始接管起跑号和宇宙号小型运载火箭的市场开发和发射操作。宇宙号3M火箭的每次发射费用为
1200万美元，搭载有效载荷费用为50万～150万美元。
宇宙号3M火箭目前从普列谢茨克航天发射中心发射时，能将1400kg有效载荷送入250km高的近
地轨道，将950kg有效载荷送入1000km高的圆轨道，或将850kg有效载荷送入太阳同步轨道。从普列
谢茨克航天发射中心运送卫星的轨道倾角为66°，74°，83°和87.3°，从卡普斯金亚尔航天发射中心运
送卫星的轨道倾角为48.5°和51°。
二子级发动机具有二次点火能力。一次点火后，二级沿转移轨道飞行，达到预定点时，二子级发动机
再次点火，提供附加的速度增量，将卫星送入预定轨道。通过控制二子级发动机在第1次和第2次点火时
的关机时间，以及控制这两次点火之间的滑行段周期，来实现规定的轨道参数值（高度、速度和主动段终
点角度）。
主要技术性能
级数
1.39
推重比
2
全长
运载能力
32.4 m
1500kg
近地轨道
4.4 m
翼展
850kg
3.2m
箭体最大直径
太阳同步轨道
起飞质量
入轨精度（近地轨道，500km高度）
109.5 t
±40 km
半长轴
推进剂质量
101.56 t
倾角
±0.04°
起飞推力
1 480kN
一子级
21.5m
级长
推进剂
硝酸十四氧化二氮/偏二甲肼
2.44 m
直径
海平面推力
1 480 kN
起飞质量
海平面比冲
87.1 t
2 430 m/s
134 s
推进剂质量
81.79 t
工作时间
发动机
PI-216M
二子级
级长
6.7 m
硝酸十四氧化二氮/偏二甲肼
推进剂
直径
真空推力
2.44 m
157.5 (+6.4） kN
起飞质量
真空比冲
2972 m/s
21.2t
工作时间
347.5 s
推进剂质量
18.41 t+1.36 t
发动机
C5.23(DU-49)

<!-- 第 269 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·226·
整流罩
348 kg
5.72m
长度
质量
直径
2.44 m
总体布局
宇宙号3M全长32.4m，两级都呈圆筒形，采用可储存液体推进剂。一子级由级间段、两个推进剂箱、
箱间段和内装推进装置的尾段组成（见下图）。箱间段内装有一子级的控制和遥测系统以及2台供级间分
离用的固体反推火箭。
二子级构型类似一子级。尾段内装有推进装置和小型固
体发动机。后者用于星箭分离后处理二子级箭体。两个推进
头锥
剂箱有一个中间共底。氧化剂输送管路穿过燃料箱中间。圆
卫星
筒形仪器舱位于二子级上面，内装控制和遥测仪器。二子级
卫星支架
一仪器舱
外侧有两个细长的推进剂贮箱，用于向姿控系统和二次点火
低推力系
工作（持续2～8s）的主发动机供应推进剂。宇宙号3M二
统贮箱
二子级氧化剂箱
子级是苏联第1台具有再启动能力的发动机，能把卫星送入
更高的圆轨道。星箭分离不依靠弹簧顶推，而是利用8～12
-二子级燃料箱
二子级微调喷管
个燃气发生器驱动的气动活塞来实现。
一子级飞行期间，利用4个尾翼提高火箭稳定性，借助
C5.23发动机
燃烧室
4个燃气舵来控制火箭姿态。二子级推进系统中，包括1组
微调定向喷管，产生5.6～7.1kN推力。在二子级发动机工
作时，它们用于姿态控制，在二子级发动机关机后，它们继
续工作5～20s。二子级还有1套姿控系统，利用几个100N
的推力器，在滑行段期间，保持三轴姿态控制。这些推力器
一子级氧化剂箱
也用于轨道圆化工作前使推进剂沉底。
一子级箱间段
箭体结构
隧道管
一子级燃料箱
一子级结构
一子级由尾段、隔框、燃料箱、仪器舱、氧化剂箱和级
间段组成（见后图）。一子级发动机、燃料供应系统部件和
尾段
小组件都置于尾段内。尾段是一种锥形薄壁结构，用桁条和
PI-216M发动
机燃烧室
隔框加强，承受发射和飞行载荷。
尾翼
燃气舵
尾段略呈锥形，为铆接铝合金蒙皮桁条结构，底部最大
直径为2.85m，蒙皮厚度0.8～2.0mm。尾段装有4个支架，
宇宙号3M的总体布局
用来将运载火箭安放在发射台上，还装有4个固定尾翼，尾
翼的翼展为4.40m。这些支架上还装着4个燃气舵，用于控
制火箭飞行。尾段壳体上设有3排舱口，由可拆卸舱口盖封

<!-- 第 270 页 -->
宇宙号系列（CEMEHCTBOKOCMOC）
·227·
闭。尾段前端的承载隔框将发动机推力均匀分布到运载火箭薄壁壳体上。
氧化剂箱
管道
防热屏
固体火箭发动机罩
燃料箱
下承载框架
插座连接件
燃气舵
尾翼
发动机喷管
一子级结构
氧化剂箱和燃料箱都是铝镁合金制成的承载结构，由受压壁板和两个锻造球形箱底组成。一子级贮箱
由最小壁厚2.25mm的铝合金薄板焊接而成。氧化剂输送管路穿过燃料箱中间。
仪器舱置于燃料箱和氧化剂箱之间，内部装有一子级工作要求的制导控制系统和遥测仪器。仪器舱是
一个铆接的用桁条和隔框加强的圆筒形承载结构。仪器舱开有4个舱口，用于接近舱内的仪器。仪器舱通
过承载隔框与燃料箱和氧化剂箱的端框对接。
在仪器舱壳体上安装2台固体火箭发动机，用于一、二级分离时使一子级减速。
二子级结构
二子级由尾段、隔框、推进剂箱、仪器舱和卫星安装支架组成（见后图）。尾段是圆筒形铆接结构，
内有可操纵喷管及其管路和作动器，外有4个检测舱口。
二子级推进剂箱是承载结构，由3个箱底和圆筒焊接制成。中间球形共底将推进剂箱分成上下两部分。
上部为氧化剂箱，下部为燃料箱。下部箱底呈锥形，设有加强法兰盘，主发动机用双头螺栓固定在该法兰
盘上。推进剂箱的壳体、箱底和隔框都由铝镁合金制成。
二子级构型与一子级相似。氧化剂输送管路也穿过燃料箱中间。对于高轨道飞行任务，在二子级外侧
连接一对细长的推进剂贮箱。这对贮箱中的推进剂，用于姿态控制系统和二子级主发动机C5.23的二次点
火。
二子级发动机位于级间段内，级间段将一、二子级连接在一起。它是由承载隔框和桁条加强的铆接结
构，安装在一子级氧化剂箱的前端框上。级间段前端框利用爆炸螺栓连接到二子级上。级间段设有上下两
排舱口。上排舱口用于接近和检测发动机组件，下排舱口用于排出二子级发动机可操纵喷管排出的废气。

<!-- 第 271 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·228·
/天线罩
仪器舱
推进剂箱
尾段
可操纵喷管装置
导架
低推力推进系统氧化剂箱
低推力推进系统燃料箱
防热罩
发动机喷管
二子级结构
二子级仪器舱处于卫星支架的位置。卫星支架由前框和支柱组成。前框上安装卫星，支柱上安装制导
和遥测仪器。整流罩连接到仪器舱前框上。
在转移轨道工作期间和二子级发动机二次点
对接支座、
火工作期间，由低推力推进系统提供推力。
炸药
对接框、
卫星支架
圆形歧管
卫星/运载火箭标准对接件就是卫星支架（见右
支柱
图）。
星箭之间的机械接口位于星箭配合面上。卫星
支架上的4个对接支座平面构成了星箭配合面。4
个对接支座上装着卫星分离系统的4个火工品-顶
推器和6个导销。火工品-顶推器将卫星螺接紧固
到火箭上，一直到星箭分离。
卫星/运载火箭对接件可以是宽度不少于
68mm的框，也可以是卫星支架上的4个对接支座。
卫星支架
在这些对接支座内，装着火工品-顶推器。必要时，
还可使用非标准卫星支架。
整流罩
整流罩由圆筒段、锥段和端头组成。锥段是半锥角为20°的截锥形结构（见后图）。端头由耐热材料
制成。整流罩沿纵向分为对称的两瓣，彼此用机械锁扣连接。整流罩与仪器舱之间沿横向也用机械锁扣连
接。这些机械锁扣由包带箍紧。在纵向和横向连接都松开之后，弹簧顶推器将释放两瓣整流罩。整流罩全

<!-- 第 272 页 -->
宇宙号系列（CEMEMCTBOKOCMOC）
229
长5.72m，直径2.44m，总质量348kg。
纵向连接的机械锁扣
弹簧组件
支撑整流罩的支座
顶推器
整流罩
推进系统
两级都装有自燃液体推进剂火箭发动机。氧化剂为27%四氧化二氮的硝酸溶液，燃料为偏二甲肼
(UDMH)。
一子级推进系统
一子级推进系统采用PL-216M液体火箭发动机（见下图），海平面推力1480kN，海平面比冲2430m/s，
真空推力1739.7kN，真空比冲2857m/s。主要部件包括4个燃烧室和2台涡轮泵。由4个燃气舵进行推
力矢量控制。
PI-216发动机
PI-216M发动机

<!-- 第 273 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·230·
二子级推进系统
二子级推进系统采用C5.23液体火箭发动机（见
右图）和4个可操纵喷管，主发动机包括1个主燃烧
室和1台涡轮泵，真空推力157.5kN，真空比冲
2972m/s。C5.23主发动机能在不同推力等级下工作，
且具有二次点火能力。
分离系统
卫星分离系统包括4个火工品-顶推器和带炸药
的圆形歧管。在火工品-顶推器内装有机械锁扣，用以
将卫星连接到运载火箭上。圆形歧管连通着火工品-
顶推器的小活塞室。
运载火箭制导控制系统发出启动火工品-顶推器
的指令。炸药点火时，生成的气体通过圆形歧管传到
小活塞室，将气体压力均匀分布到火工品-顶推器上，
C5.23发动机
从而使不对称分离的概率降至最小。火工品-顶推器的
工作行程为63mm。当火工品-顶推器完全打开之后，
星箭完成分离。
火箭分离后，卫星的角速度等于运载火箭的角速度和分离系统施加在卫星上的角速度之和。在分离点，
运载火箭相对横向轴的角速度，可达1.8(°)/s，相对纵向轴的角速度，可达5（°)/s。对于1000kg的卫星，
分离后总的角速度，相对横向轴可达3.5（°)/s，相对纵向轴可达5.5（°)/s。
整流罩用切断包带和打开机械锁实现分离。底部的弹簧顶推两瓣罩体沿铰链打开。标准整流罩没有消
声毯，但根据用户要求，可以增加此装置。
控制系统
宇宙号3M火箭采用自主惯性制导控制系统。此控制系统将控制发动机节流和摆动，指令所有发动机
点火、关机和级间分离，将数据传递给遥测系统。此系统还提供不同的俯仰程序、特征速度程序和计时指
令程序。所有程序化的功能都预置在计算装置内，这些计算装置分立工作，具有下列特性：高精度，制导
控制系统参数与环境无关，远距离输入程序功能。它由工作寿命为4h的蓄电池供电。当飞行中出现故障
时，控制系统关掉发动机，终止飞行，而不采用火工品终止飞行。
所有指令仪器和制导控制系统的绝大多数其他装置，都置于二子级仪器舱内。如果需要新的飞行轨道，
则必须编制新的控制程序和更新升级制导控制仪器。
宇宙号3M火箭的制导控制系统由箭载设备和地面电子支持设备组成。
箭载制导控制设备设有与航天器的电气接口，其中包括在飞行中向航天器设备发送8条指令的中继通
道。箭载制导控制设备执行下列任务：
1）按飞行任务程序要求，保证航天器以规定的动力学参数和角度参数入轨；
2）控制一子级和二子级及全部机械系统；

<!-- 第 274 页 -->
宇宙号系列（CEMEMCTBOKOCMOC）
·231·
3）从质心和质心稳定方面保障运载火箭的角度稳定性；
4）按照飞行任务程序，控制特征速度的纵向分量和运载火箭的俯仰角。
制导控制系统地面电子支持设备执行下列任务：
1）在技术准备区和发射区对运载火箭各系统进行电气测试；
2）实现射前运载火箭各系统的准备程序；
3）装入飞行程序；
4）完成运载火箭射前测试：
5）实施发射指挥；
6）在制导控制系统出现故障或缺失发射系统准备状态信号的情况下，不论处于什么阶段，都自动生
成终止射前准备程序的指令；
7）在一子级发动机未达到工作模式的情况下，自动生成终止发射和紧急关机指令；
8）以自动模式实施射前运载火箭各系统电气测试、准备程序和发射。
测量系统
宇宙号3M运载火箭采用两套独立的测量系统：轨道测量系统和遥测系统。
轨道测量系统由箭载发射机、天线和馈线装置以及独立的电源组成。在整个主动段飞行期间，轨道测
量系统提供所有轨道数据：相对于地面雷达的仰角、方位和斜距。
遥测系统包含两套自主系统，分别位于一子级和二子级。它们从运载火箭起飞开始，就以不同波段频
率直接发送数据的模式同时工作，都用自主蓄电池供电。
遥测系统提供关于运载火箭主动段飞行的大量参数信息和确认卫星与火箭分离的信息。遥测数据保障
发射期间的在线即时控制，并发出关于飞行任务成功程度的初步报告。
遥测系统还包括一个存储器，它与二子级发动机二次点火同时启动工作，存储约53s的关于星箭分离
和运载火箭系统工作的信息。随后，在二子级进入下靶场地面测量站的无线电可视区时，将这些数据发送
给地面站。
在技术区和发射区，遥测系统地面电子支持设备对运载火箭所有箭载测量系统进行测试和检验。
发射操作
宇宙号3M运载火箭在总装测试厂房内水平组装，通过铁路运输至发射台。发射台准备工作包括准备
通信系统、远距离操作系统、消防设备、加注推进剂和加载高压气体用的系统。
当运载火箭抵达发射台后，需要120多人工作8～10h，进行发射台处理作业，包括起竖、连接电缆
和管路、测试控制系统和遥测系统。在T一4h，开始加注推进剂。在T一1h，整流罩空调切断，活动勤务
塔撤离，运载火箭转至飞行方位。在T一17min，射前准备工作完成。到T一0s，发出点火发射指令。
发射场射前准备时间安排见后表，火箭起竖操作见后图。

<!-- 第 275 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·232·
发射场射前准备时间安排
分配的时间h
工作任务
有效载荷抵达发射场
T-312
有效载荷自动测试
T-288~-72
T-72
将有效载荷装上运载火箭
整流罩封闭
T-44
T-30
运载火箭运往发射台
运载火箭最后发射准备
T-24~-6
卫星最后检测
T-22~-12*
T-5
准备加注推进剂
T-4~-2
加注推进剂
T-1
最后发射批准
注：*根据有效载荷要求而定。
宇宙号3M火箭起竖操作
典型飞行程序
运载火箭主动段飞行弹道取决于指定的一子级和整流罩落区。在利用标准控制程序发射卫星进入高度
1700km，倾角为51°、66°、74°、83°和87.3°的近地圆轨道时，一子级在58km高度分离，整流罩
在75km高度抛弃。

<!-- 第 276 页 -->
宇宙号系列（CEMEYCTBOKOCMOC）
·233·
运载火箭飞行程序从一子级点火开始。在一子级关机之前，二子级可操纵喷管和主发动机同时点火。
在二级飞行期间，运载火箭通过高空气阻力区之后，整流罩抛弃。在达到预定轨道参数之后，二子级关机，
运载火箭进入转移轨道。
在可操纵喷管关机后，低推力推进系统喷管点火，在转移轨道飞行期间保证运载火箭的制导和稳定。
到达转移轨道的预定点后，二子级二次点火，使运载火箭进入预定工作轨道。
在二子级关机后20s，星箭分离。在卫星分离后1.25s，二子级尾段上的固体火箭发动机点火，使二
子级转弯偏离轨道，以避免碰撞卫星。
宇宙号3M飞行剖面见下图，主要飞行时序见下表。
二子级主发动机关机
入轨，卫星分离
整流罩抛弃
二子级主发动机关机
一子级分离
低推力推进系统关机
最大动压
子级和整流罩落区
宇宙号3M飞行剖面
宇宙号3M飞行时序
事件
时间/s
时间/s
事件
起飞
0+1
二子级微调发动机关机
T+487.6
T+130.3
一子级关机
T+1 727.6
二子级微调发动机再启动
二子级主发动机再启动
T+131.7
一子级分离
T+1 729.7
T+130.3
二子级主发动机关机
二子级微调发动机点火
T+1 732.4
二子级主发动机点火
二子级微调发动机关机
T+134.7
T+1 742.7
卫星分离
T+146.6
整流罩抛弃
T+1 762.7
T+477.0
二子级主发动机关机
（王基祥）

<!-- 第 277 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
234
质子号系列（CEMEHCTBOHIPOTOH)
质子号（ⅡIpoToH／Proton）系列运载火箭（见下图）是苏联（俄罗斯）研制的第1种非导弹衍生的、
专为航天任务设计的大型运载器。该系列火箭共有3种型号：二级型、三级型（质子号K、质子号M）和
四级型（质子号K/上面级D系列、质子号K/微风M和质子号M/微风M)。质子号系列运载火箭的研制都
遵循这样一个基本设计理念，即在充分继承原有火箭型号成熟技术的基础上，对关键部件进行改进，同时
充分利用其他领域内的研究成果和制造工艺，并在经过广泛的地面试验和飞行试验的基础上，完成火箭的
最终定型。为了适应国际商业发射市场的需要，俄罗斯重点对上面级进行改进，目前主要利用质子号M/
微风M火箭发射高轨道卫星。
三级型
二级型质子号火箭
四级型质子号M/
四级型质子号K/上面级D系列以及
质子号K火箭
微风M火箭
质子号K/上面级DM3火箭
质子号系列运载火箭

<!-- 第 278 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIPOTOH）
·235·
二级型质子号火箭在1965年7月至1966年7月发射了3颗质子号卫星，此后即停止使用。三级型质
子号K火箭于1968年11月16日首次发射质子4号卫星，此后主要用于发射礼炮号、和平号空间站及晶
体号和量子号空间站舱体和航天飞机模型等。四级型质子号K/上面级D火箭于1967年3月首次发射宇宙
-146。后来质子号K/上面级D系列运载火箭主要用于发射各类大型星际探测器，如月球-15～月球-24、金
星-9～金星-16、火星-2～火星-7、探测器-4～探测器-8、韦加和火卫等，还用于发射地球同步轨道卫星，
包括虹、荧光屏、地平线、射线和宇宙号系列中的军用对地静止卫星。此外，四级型质子号K/上面级D
系列运载火箭中的质子号K/上面级DM-2火箭还具有一箭三星能力，发射了苏联的全球导航卫星。苏联解
体后，俄罗斯继续对质子号火箭进行研发，并研制出了三级质子号M火箭，质子号M火箭研制成功以后，
三级型从未单独执行过发射任务，均是以在其上安装了微风M上面级所形成的四级型质子号M/微风M火
箭来执行发射任务，但是这并不意味着质子号M火箭不能单独执行发射任务，赫鲁尼切夫国家航天研究与
生产中心还为质子号M三级火箭设计了专用的有效载荷整流罩。四级型质子号M/微风M火箭于2001年
4月7日成功地执行了首次发射任务。该型火箭目前主要用于商业发射服务，其多种整流罩的设计能够满
足目前商业发射市场的要求。
质子号是苏联的主要运载火箭之一。在能源号重型运载火箭1987年投入使用之前，质子号是苏联运
载能力最大的运载火箭。各型质子号火箭均从拜科努尔航天发射中心发射，其总体参数和运载能力见下表。
质子号系列运载火箭总体参数和运载能力
运载能力/t
最大直
起飞质
起飞推
全长/m
型号名称
级数
月球
金星
火星
径/m
量/t
力/kN
LEO
GTO
GSO
轨道
轨道
轨道
41
二级型质子号
7.4
633
2
8840
12.25
一
一
3
一
57.85
7.4
质子号K
700
9600
19.76
质子号M
3
7.4
700
21
55.05
9600
7.4
质子号K/上面级DM3
4
60.1
690
一
2.75~4.35
9600
1.88
6.2
5.4
5.0
质子号M/微风M
4
58.178
7.4
690
9600
3.86~6.19
2.92
从1965年7月16日二级型质子号火箭首次执行发射任务，到2007年6月30日，质子号系列火箭共
执行了325次发射任务，其中成功287次，部分成功13次，失败25次，成功率约为92.3%。但俄罗斯将
1970年以前执行发射任务的质子号火箭视为是正处于研制阶段的质子号火箭，因而认定质子号系列火箭的
发射记录应是从1970年以后算起。按照这种计算方法，截至2007年6月30日，质子号系列火箭共执行
了301次发射任务，其中成功276次，部分成功10次，失败15次，成功率为95%。
质子号系列火箭在20世纪80年代中期首次投入商业发射市场，发射同步轨道卫星的费用为2800万～
3500万美元。1992年，赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心和洛克希德·马丁公司联合成立国际发射服
务公司（ILS）以后，质子号系列运载火箭的发射费用为6000万～7500万美元。2000年，ⅡLS公布的质
子号K/上面级DM3火箭的发射费用为9000万～9800万美元，质子号M/微风M火箭的发射费用为1亿～
1.12亿美元，发射费用均为当年美元币值。
（康开华）

<!-- 第 279 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·236·
二级型质子号
( JBYXCTYHIEHYATHIM HIPOTOH)
二级型质子号运载火箭于1961～1965年由切洛梅设计局（现在的赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中
心）研制。1965年7月16日，从拜科努尔航天发射中心首次发射，把质量12.25t的质子-1号卫星送入近
地轨道。这是苏联首次发射如此重的卫星。1965年11月和1966年7月又分别发射了质子-2号和质子-3
号卫星。1966年3月24日进行的一次发射遭到失败。1966年7月以后，它被停止使用。二级型质子号共
发射4次，1次失败，成功率为75%。
主要技术性能
级数
起飞推力
8 844 kN
2
全长
41 m
推重比
1.42
最大直径
7.4 m
运载能力
12.25t （h=90/630km、i=63.5°)
起飞质量
633t
一子级
级长
20.7m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
最大直径
7.4 m
地面总推力
6X1474kN
2795 m/s
起飞质量
地面比冲
461 t
工作时间
推进剂质量
417t
130 s
发动机
6XPI-253
二子级
级长
14.4 m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
真空推力
4.15 m
4×600 kN
子级质量
真空比冲
157 t
3180 m/s
推进剂质量
工作时间
208s
145 t
发动机
4XPI-0210
整流罩
约3t
长度
结构质量
5m
直径
4.15 m
总体布局
二级型质子号运载火箭由一子级、桁架式级间段、二子级和整流罩组成。一子级的推进剂箱采用并联

<!-- 第 280 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIPOTOH）
·237·
构型，由1个中央氧化剂箱和周围并联的6个燃料箱构成。在6个燃料箱下方偏向中央氧化剂箱处各装1
台PI-253液体火箭发动机。二子级推进剂箱采用串联共底构型，动力装置为4台液体火箭发动机。一、
二子级各带1段桁架式级间段，级间分离面在级间段中间位置。
箭体结构
一子级中央氧化剂箱直径4.1m，周围6个燃料箱直径1.65m。它们之间通过上、中、下3个连接点
用拉杆相连。下部连接点为铰链结构，是将发动机推力直接传给氧化剂箱的传力点。氧化剂箱内装有防晃
板，纵向6块，横向3块（环形）。防晃板上开有减轻孔。氧化剂箱箱底由4块瓜瓣形钣金件焊接而成，
箱底及箱体筒段全部用自动焊接方法制成。氧化剂箱箱底开有6个输送管口，用来向6台发动机输送氧化
剂。管口上方装有防旋装置，其外形像一个大凹圆盘，上面焊有
两种长度不同的辐射状肋。一子级燃料箱未安装防晃板。
推进系统
一子级推进系统
一子级装有6台单燃烧室高压补燃液体火箭发动机PI-253
（见右图）。PI-253是苏联第1种闭路循环火箭发动机，由格鲁
什科领导的气体动力实验室（现在的动力机械科研生产联合公司）
于1961年～1965年研制成功。采用双组元自燃液体推进剂，氧
P-253
化剂为四氧化二氮，燃料为偏二甲肼，采用分级燃烧循环，泵压
式输送系统。每台发动机可切向摆动7°30’，以控制火箭的飞行
姿态。发动机的主要特点是：1）预燃室采用富氧燃烧；2）发动
机启动方式为“自流启动”；3）广泛采用焊接结构；4）采用两台
PI-253发动机
机主要的性能与结构参数。
PL-253发动机主要性能与结构参数
参数
项目
参数
项目
地面推力/kN
1 474
喷管扩张比
26
真空推力/kN
1635
工作时间/s
130
结构质量/kg
1080
地面比冲/(m·s")
2795
真空比冲/(m·s)
直径/m
1.5
3100
混合比
长度/m
2.72
2.69
一
一
燃烧室压力/MPa
14.7
发动机包括燃烧室、涡轮泵装置、燃气发生器、自动控制装置和其他组件。
PL-253发动机系统由燃烧室、推进剂输送系统、调节系统、推进剂利用系统、贮箱增压系统等组成（见
后图）。燃烧室采用再生冷却，在最易烧蚀部位还喷有耐高温陶瓷涂层，并用气液膜进行冷却。

<!-- 第 281 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·238·
预燃室燃料电爆阀
预燃室氧化剂电爆阀
富氧预燃室
燃气导管
推力调节器
涡轮
引射泵
氧化剂泵入口电爆阀
氧化剂泵
燃料泵入口电爆阀
节流阀
燃料泵
主燃料电爆阀
第二级燃料泵
推力室
PI-253发动机系统原理图
推进剂输送系统由涡轮泵、入口电爆阀、预燃室电爆阀、推力室主燃料电爆阀及管路等组成，用于将
推进剂送入推力室及预燃室。涡轮泵（见下图）由2台双面入口的带诱导轮的离心泵和轴流冲击式涡轮组
成。涡轮转速为14000r/min，涡轮和泵配置在2个轴上，氧化剂泵和涡轮安装在一轴上；燃料泵安装在
另一轴上，两轴之间用一挠性短轴传递扭转力矩。燃料泵为两级泵，一级泵向推力室供应燃料，先对推力
室进行冷却，再进入燃料室；二级泵向预燃室供应燃料，产生高压富氧燃气。氧化剂入口导管装有引射泵，
以提高氧化剂入口压力，由氧化剂泵后的高压导管引出一股氧化剂供给此引射泵。涡轮功率为18740kW。
燃料
氧化剂
涡轮排气
预燃室
涡轮
燃料泵
氧化剂泵
燃料泵
燃料
氧化剂
氧化剂
氧化剂
PI-253发动机涡轮泵
调节系统由电动控制的推力调节器组成，用于调节发动机推力。
推进剂利用系统由燃料主管路上的电动调节器和节流阀组成，用来调节发动机混合比，保证两贮箱的
推进剂同时耗尽。

<!-- 第 282 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIPOTOH）
·239·
贮箱增压系统由两台专用的小燃气发生器（系统图中未示出）及管路组成。氧化剂箱由富氧燃气发生
器提供富氧燃气：燃料箱由富燃料燃气发生器提供富燃料燃气。
PI-253发动机启动时，通电打开两泵前入口电爆阀。在贮箱压力和推进剂液柱静压头作用下，推进剂
组元充填泵腔。然后通电打开预燃室氧化剂电爆阀和燃料电爆阀，推进剂组元进入预燃室，进行自燃燃烧。
按程序通电打开推力室主燃料电爆阀，燃料进入推力室冷却通道，经过一小段时间后才进入头部。这时预
燃室产生的燃气已驱动涡轮旋转。给涡轮做功后的燃气沿燃气导管进
入推力室。在燃烧室内燃气与沿推力室冷却通道进入的燃料进行燃
烧。适当选择燃气和燃料进入推力室的时间，就可保证在推力室内还
没有建立反压时，涡轮已达到足够的转速。随着转速不断增长，发动
机转入主级工作。
发动机主管路内的压力达40MPa，为保证其结构可靠性，广泛
采用焊接工艺，在主管路内只有11个接头。发动机点火与关机都用
结构简单的电爆阀门（共9个）来保障。
二子级推进系统
二子级装有4台PI-0210单燃烧室闭路循环液体火箭发动机（见
右图）。每台发动机可切向摆动。PI-0210发动机长2.327m，直径
1.47m，约566kg，由苏联柯兹贝格设计局（现化工自动化设计局）
PI-0210发动机
于1961年～1968年研制，推进剂为四氧化二氮/偏二甲肼，采用分级
燃烧循环，泵压式输送系统。用氧化剂对推力室进行再生冷却。采用
钟形喷管，二子级发动机无再启动能力。PI-0210发动机的主要性能参数见下表。
PL-0210发动机的主要性能参数
项目
项目
参数
参数
氧化剂流量/(kg·s)
14.87
134.6
燃烧室压力/MPa
59
喷管扩张比
81.33
燃料流量/(kg·s)
2.28
混合比
工作时间/s
212~250
发动机管路上装有推进剂利用系统的节流阀，用以控制发动机的混合比，使氧化剂和燃料同时耗尽。
预燃室管路上装有推力调节器，用以控制进入预燃室的推进剂流量，调节发动机的推力。
分离系统
一、二子级间采用热分离。在一子级发动机关机过程中，二子级发动机即开始点火。当一子级发动机
推力为零时，一子级上的固体反推火箭点火，并借助二子级发动机排出的尾焰使两级分开。
控制系统
二级型质子号火箭采用计算机-捷联惯性制导系统。两个子级的姿态控制均通过摆动主发动机来实现。
（康开华）

<!-- 第 283 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·240·
三级型质子号
(TPEXCTYIIEHYATDIM IIPOTOH)
三级型质子号火箭包括质子号K火箭和质子号M火箭。
质子号K（IIPOTOHK)
质子号K火箭
质子号K火箭是世界上第1种发射空间站用的运载火箭。它由二级型质子号火箭的一、二子级加三子
级构成。3个子级的推进剂都是四氧化二氮/偏二甲肼。它主要用于发射苏联空间站与量子号、晶体号及宇
宙号空间站舱。
1968年11月16日，质子号K运载火箭首次发射，把质子-4号卫星送入近地轨道。1971～1986年，
质子号K火箭发射了礼炮号与和平号空间站。
直至今日，质子号K火箭凭借其优良的性能，仍然在执行发射任务。在近50年的发展历程中，赫鲁
尼切夫国家航天研究与生产中心从未间断过对质子号K火箭的改进，提高其性能。目前的质子号K火箭
无论是结构尺寸，还是关键部件，与最初的质子号K火箭相比都有了较大的改进。一子级用6台PI-275
发动机替换最初的PI-253发动机，二子级用3台PI-0210和1台PI-0211发动机替换4台PI-0210发动
机，三子级则用1台PI-0213主发动机和1台PI-0214游动发动机为火箭的飞行提供动力和姿态控制。
从1968年11月16日质子号K火箭首次发射，至2007年6月30日，该火箭总共发射了31次（注：
该型火箭的第31次发射时间为2000年7月12日），其中成功28次，失败3次，成功率为90.3%。

<!-- 第 284 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIPOTOH）
·241·
主要技术性能
级数
起飞质量
约700t
3
全长
起飞推力
9 600 kN
加标准型整流罩
约1.4
57.85m
推重比
62.375 m
运载能力
加加长型整流罩
19.76t (h=186km/222km,
最大直径
7.4 m
i=51.6°)
一子级
级长
推进剂
21.2m
四氧化二氮/偏二甲肼
芯级直径
4.1 m
地面推力
6×1 600 kN
1.6 m
捆绑燃料箱直径
地面比冲
2 890 m/s
最大直径
7.4 m
真空推力
6X1750 kN
子级质量
真空比冲
450.41 t
3 160 m/s
推进剂质量
419.41 t
工作时间
130 s
发动机
6XPII-275
二子级
级长
17.1 m
真空推力
3X583kN(PI-0210)
直径
4.1 m
583kN(PI-0211)
起飞质量
真空比冲
167.863 t
3 210 m/s(PI-0210)
推进剂质量
156.113 t
3 210 m/s(PI-0211)
发动机
工作时间
3XPI-0210
212~250s（PI-0210)
PI-0211
212~250s(PI-0211)
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
三子级
级长
真空推力
6.9 m
直径
主机
4.1 m
583kN
起飞质量
游机
50.747t
31.0 kN
推进剂质量
真空比冲
46.562t
主机
发动机
3210 m/s
主机
游机
PI-0213
2 870 m/s
游机
工作时间
PI-0214
推进剂
主机
250 s
四氧化二氮/偏二甲肼
游机
270s

<!-- 第 285 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·242·
整流罩（标准型）
长度
4.35 m
直径
14.9 m
65m3
有效容积
总体布局
质子号K运载火箭由一、二、三子级和头部串联组成，一、二子级与二级型质子号基本相同。
箭体结构
一子级结构
中央部件直径4.1m，外形为圆柱形。该部件由一、二子级过渡段、氧化剂（四氧化二氮）贮箱和尾
段组成。在其外侧敷设有电缆和气动液压导管，并且用护盖罩住。
过渡段包括桁架和舱段。连接一、二子级的桁架可在二子级发动机点火时让燃气从这里自由地向外喷
出。桁架由隔框和用螺栓固定在隔框上的叉形工字梁构成。隔框用槽钢制成，工字梁是B95铝合金冲压件。
隔框和工字梁上都喷有防热涂层。舱段是由两个隔框和蒙皮构成的铆接结构。上隔框用作中央部件运输时
的支撑面。
氧化剂箱是焊接的AMr-6铝合金承载结构，由隔框加强的圆筒状蒙皮和上、下球形箱底构成。箱的内
侧装有12根纵向防晃板，箱内还装有推进剂同步耗尽系统和（或）加注过程监控系统的液位传感器。在
上底上固定有增压气体环形喷嘴和安全阀，下底上则有与氧化剂输送导管连接的6个法兰。箱底外表面还
覆盖有防热罩。
尾段是铆接的截锥壳，由B95铝合金制成。其骨架由加强隔框、压制成型的桁条和12根冲压成型的
纵梁构成。纵梁承受发动机推力和发射支点传递的载荷。桁条和纵梁固定在尾段壳体的外表面。在尾段下
端有6个钢制支座，用于在发射时支撑火箭。尾段内有管状桁架，用来固定输送导管和增压系统的环形集
流总管，从每1台发动机出来的涡轮废气进入此总管用于增压。尾段的底部盖有防热罩，用于保护尾段内
的附件和管路免受发动机喷焰的影响。在尾段底面中央有1个自动对接口，用于自动对接各级加注管路、
气动管路和电气接插件。在解除对接之后要用堵盖罩住自动对接口。
6个捆绑部件具有相同的结构，均由过渡段、燃料（偏二甲肼）贮箱和尾段组成。过渡段是铆接的锥壳，
用作气动整流罩，外表面贴有防热层。顶部可拆卸。燃料箱是焊接的AMr-6铝合金结构，由几个圆筒壳构
成。圆筒段蒙皮用隔框加固。上、下箱底是球形底。箱内也装有液位传感器，4根纵向防晃板。尾段是铆接
结构，包括隔框、1组桁条、2块冲压成型的AK4铝合金板（用作固定发动机的两根横梁的支座）和Ⅱ16-T
合金板蒙皮。尾段外部罩有防热件，使尾段内的电缆、管路和发动机组件免受发动机喷焰的影响。
捆绑部件通过5个卡箍固定在中央部件上，其中下面2个是固定的，可以向中央部件的尾段传递发动
机的推力和捆绑部件的质量。其他3个是活动的，采用“舌簧和槽”的连接方式（可允许轴向位移），并
且用拉杆在径向固定捆绑部件。这3个卡箍承受侧向力，其中2个连接中央和捆绑部件，第3个连接捆绑
部件的头部和中央部件的前加强框。
二子级结构
二子级采用了传统的圆柱形设计，由二、三级级间段，推进剂贮箱和尾段组成。连接二、三子级的过

<!-- 第 286 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIIPOTOH）
·243·
渡段采用铆接结构，是蒙皮用隔框和桁条加强的整体结构。在其上部开有4个导流槽，用以排出三子级点
火工作排出的喷焰。在其下部装有6个固体反推火箭，并且用护罩保护。推进剂贮箱采用共底以减小长度。
上面的氧化剂箱由3个圆筒壳组成，下面的燃料箱蒙皮由4块内表面用机械铣切成方格状的壁板组成。所
有箱底是球形箱底，通过端框与蒙皮焊接在一起。氧化剂箱上部装有水平防晃环。氧化剂输送导管穿过燃
料箱，上端直接焊接在共底上，下端通过波纹管与下底焊接在一起。两个贮箱内也装有液位传感器。各级
加注都使用共用的加注管路，上面级都从中央部件尾段的加注口加注。尾段由裙部、受力锥壳和防热件组
成。裙部分上、下两部分，上部是蒙皮用隔框和桁条加强的铆接结构，下部是桁架，与一子级过渡段的桁
力锥壳用来固定发动机架，并向燃料箱传递发动机的推力。锥壳也是蒙皮用隔框和桁条加强的整体结构，
但桁条加在蒙皮外侧。尾段底部端面用防热件保护尾段内的组件和附件不受发动机喷焰的影响。
三子级结构
三子级采用传统的圆柱形设计，由仪器舱、推进剂贮箱和尾段组成。在三子级上部的铆接仪器舱是蒙
皮用隔框和桁条加强的整体结构，在隔框上固定制导和瞄准系统的仪器设备，舱壁有开口以便于接近仪器
设备。推进剂贮箱在结构上与二子级的相似，都采用共底，不同之处是氧化剂箱没有圆筒段，而是直接把
上底、共底和隔框焊接在一起，使氧化剂箱的外形像凸透镜。燃料箱外壳由2个圆筒段焊接而成，其蒙皮
内表面用机械铣切成方格壁板的形状。燃料箱下底呈锥形，可以承受固定在下底上的发动机的推力。在氧
化剂箱上部装有水平防晃环，氧化剂箱的输送导管倾斜贯穿燃料箱，向发动机输送氧化剂。两个贮箱都有
利用张力带固定的推进剂同步耗尽系统和推进剂加注过程监控系统的液位传感器。尾段是铆接结构，其外
壳由蒙皮、2个对接隔框和1组桁条组成。尾段通过爆炸螺栓和锁销与二子级相连接。尾段内装有四燃烧
室游动发动机和4个固体反推火箭。
整流罩
整流罩及其内部的卫星和卫星支架构成火箭的头部。整流罩采用铝制蒙皮和桁条结构，有标准型和加
长型两种，如下图所示。
R164.5
4395
250
250
200
175
200
16495
171
12650
11970
9047
d4350
p4350
150
150
100
100
100
4100
94100
标准型
加长型
质子号K、质子号M火箭上的有效载荷整流罩

<!-- 第 287 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·244·
通常是在火箭二子级发动机关机后抛掉有效载荷整流罩。有效载荷整流罩精确的分离时间由自由分子
热流密度大小（即自由分子热流密度不大于1135W/m²）和地面回收区的位置所确定。
推进系统
一子级推进系统
质子号K火箭早期在一子级上采用6台PI-253发动机，从1995以后，改用性能更好的PL-275发动
机。PI-275发动机是在PI-253发动机的基础上改进而来的。与PI-253相比较，PI-275的起飞推力增加
了7%，这主要是通过对推进剂流量控制阀门进行较小的改进而实现的。现在，一子级发动机推力均达到
其额定推力的107%。下表列出了PI-275和PI-253发动机的主要性能参数。
PI-275和PI-253发动机的主要性能参数
项目
PI-253
PI-275
1470
1600
地面推力/kN
真空推力/kN
1750
1635
地面比冲/(m·s")
2796
2890
真空比冲/(m·s")
3100
3160
燃烧室压力/MPa
15.7
14.7
混合比
2.7
2.67
发动机结构质量/kg
1080
1070
直径/mm
1500
1500
高度/mm
2720
3050
二子级推进系统
二子级推进系统原来一直使用二级质子号火箭用的4台PI-0210发动机，2000年以后，才改装3台
PI-0210与1台PI-0211发动机。PI-0211与PI-0210的不同之处是装有推进剂贮箱增压部件，即燃烧发生
器热交换器，用于向燃料箱与氧化剂箱增压。燃料箱增压用燃气，氧化剂箱增压用混合气体。所有发动机都
PI-0210和PI-0211发动机的主要性能参数
项目
P-0210(PI-0211)
真空推力/kN
583
真空比冲/(m·s")
3210
燃烧室压力/MPa
14.7
发动机结构质量/kg
566(582)
直径/mm
1470
高度/mm
2327

<!-- 第 288 页 -->
质子号系列（CEMECTBOIPOTOH）
·245·
三子级推进系统
质子号K火箭在1968年～1999年一直在三子级上采用1台
PI-0210发动机，自2000年以后，改用PI-0212推进系统（见右图）。
PI-0212推进系统由1台PI-0213主发动机（为PI-0210发动
机的喷管不可摆动型）和1台带有4个可摆动喷管的PL-0214游动
发动机所组成（利用机电作动器可使喷管摆动约45°），为了安装游
动发动机，在管路和组件配置上作了改变。PI-0214采用不补燃的
泵压式输送系统，涡轮泵由2台涡轮驱动，2台涡轮使用不同的气
体（富氧和富燃料气体）向贮箱增压。
下表分别列出了PI-0213和PI-0214发动机的主要性能参数。
PI-0212推进系统
PI-0213和PI-0214发动机的主要性能参数
项目
PII-0213
PII-0214
真空推力/kN
583
31.0
真空比冲/(m·s)
3210
2870
14.7
5.3
燃烧室压力/MPa
发动机结构质量/kg
06
550
直径/mm
3780（最大分布直径）
1470
524
2327
高度/mm
分离系统
质子号K运载火箭一、二子级采用热分离方式，与二级型质子号火箭的级间分离方法相同。
二、三子级之间的分离步骤如下：二子级发动机关机前约2s，三子级上的PI-0214游动发动机点火工
作。在二子级发动机关机后，二子级上的6台固体反推火箭点火工作，把二、三子级分开。
三子级和有效载荷分离在PI-0214四喷管控制发动机关机后，三子级的反推分离火箭点火，使三子级
与有效载荷分离。
在级间分离时都要点燃爆炸螺栓，使锁销解锁，切断级间的机械连接。
控制系统
质子号K运载火箭采用计算机-捷联惯性制导系统，与二级型质子号火箭的制导系统基本相同，但系
统的仪表设备装在三子级的仪器舱内。
一、二子级的姿态控制通过摆动主发动机完成，三子级利用摆动PI-0214发动机喷管实现姿态控制。
动45%。
（康开华）

<!-- 第 289 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·246·
质子号M（IIPOTOHM）
质子号M火箭是在质子号K火箭的基础上改进而成的。其77%的系统和部件直接取自质子号K火箭，
18%的部件为改进的部件，只有5%的部件是新研制的。
质子号M火箭的总体布局和箭体结构同质子号K火箭，推进系统与2000年以后质子号K火箭的推进
系统相同。质子号M和K火箭的最大区别是M火箭换用了新的制导与控制系统，用数字化系统取代了模
拟系统，M火箭采用自主惯性制导系统，该系统包括1个精确的三轴陀螺稳定平台和1台有三重余信息
通道的箭载计算机。这台数字计算机根据3个通道中少数服从多数的表决结果向控制执行机构发出飞行控
制指令。稳定平台、计算机和其他电子设备均安装在三子级上面的仪器舱内。
1992年，俄罗斯与美国合资成立了国际发射服务公司（ILS），将质子号M/微风M四级型火箭投入国
际发射市场，参与国际竞争，三级质子号M火箭因此停止使用，至今未执行过发射任务。
主要技术性能
级数
约700t
起飞质量
3
全长
起飞推力
9 600 kN
推重比
约1.4
加标准型整流罩
55.05 m
运载能力
59.575 m
21.09 t (h=200 km/400 km,
加加长型整流罩
最大直径
7.4m
i=51.6°)
一、二子级
同质子号K火箭的一、二子级。
三子级
级长
4.1 m
真空推力
4.1 m
主机
直径
583kN
起飞质量
游机
50.262 t
31.0 kN
46.562t
推进剂质量
真空比冲
主机
发动机
3210 m/s
主机
游机
PI-0213
2 870 m/s
游机
工作时间(最长)
PI-0214
主机
推进剂
250s
四氧化二氮/偏二甲肼
游机
270 s
（康开华）

<!-- 第 290 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIIPOTOH）
·247·
四级型质子号
(YETHIPEXCTYHEHYATBIM IIPOTOH)
四级型质子号火箭由三级型质子号火箭加装不同的上面级构成，包括质子号K/上面级D系列、质子
号K/微风M火箭、质子号M/微风M火箭和质子号M/KVRB火箭。对于质子号K/微风M火箭，外界普
遍认为该型火箭主要来验证质子号M火箭的推进系统和微风M上面级的性能。因为质子号M火箭的推进
系统与质子号K火箭2000年后用的推进系统完全相同。微风M上面级的首飞便是由该型火箭执行的。质
子号K/微风M火箭从1999年7月5日首次飞行到2003年12月10日，总共执行了4次飞行任务，首飞
失利，其他3次均取得成功。其具体性能数据可参见质子号K火箭和微风M上面级。KVRB上面级目前
处于在研阶段，因此在四级型质子号火箭中仅着重介绍质子号K/上面级D系列火箭和质子号M/微风M
火箭。
质子号 K/上面级 D 系列
(CEMEHICTBO HPOTOH K/I)
质子号K/上面级D系列火箭是由质子号K三级火箭加装上面级D系列而构成的四级型火箭，上面级
D经过不断改进，性能得到改善，先后曾有11种上面级安装在质子号K火箭上，即上面级D、D-1、D-2、
DM、DM-2、DM1、DM-2M、DM3、DM4、DM-5和DM2。D系列上面级的具体情况见下表。
D系列上面级
产品代号
使用时间
D系列上面级
描述
无制导装置，导航指令由有效载荷发出。最初是为探月火箭设计，
1967年～1976年
D
11S824
后用作质子号K火箭的上面级，只执行国内发射任务，现已停产
无制导装置，导航指令由有效载荷发出。用于将航天器送入月球、
1978年～1989年
D-1
11S824M
星际和高轨道。只执行国内发射任务
无制导装置，导航指令由有效载荷发出。用于执行火星探测任务。
1988年，1996年
D-2
11S824F
只执行国内发射任务
有制导装置，用于将军用航天器送入地球同步轨道和中等高度地球
1974年～1990年
DM
11S86
轨道。只执行国内发射任务，现已停产
装有改进的制导系统，用于将军用航天器送入地球同步轨道。只执
DM-2
11S861
1982年～
行国内发射任务
1996年
DM-2的商业型，可安装萨博（Saab）公司制造的有效载荷支架
DM1
11S861
有制导装置，用于将航天器送入地球同步轨道。DM-2M能将质量
DM-2M
11S861-01
1994年～
更大的有效载荷送入地球同步轨道。只执行国内发射任务

<!-- 第 291 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·248·
续表
产品代号
描述
D系列上面级
使用时间（年）
DM-2M的商业型，可安装萨博公司制造的有效载荷支架，可
1996年～
DM3
11S861-01
将卫星送入地球同步轨道
DM4
1997年
11S861-01
DM-2M的商业型，可将卫星送入地球同步轨道
有制导装置，DM-2的改进型，可安装多种有效载荷支架，运
1997年，2002年
DM-5
17S40
载质量更大的有效载荷，可将多种卫星送入中等高度地球轨道
1997年、1998年、
DM2
DM-5的商业型
17S40
2002年
至2007年，D系列上面级的绝大多数型号已经逐渐退役，仅有少数型号凭借其高性能而继续使用，
其中最具代表性的便是DM3上面级。
质子号K/上面级DM3
(IIPOTOH K/IM3)
质子号K/上面级DM3火箭（见下图）目前习惯上已被直接称为质子号K/上面级DM火箭。
C
00
质子号K/上面级DM3火箭

<!-- 第 292 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIIPOTOH）
·249·
主要技术性能
级数
入轨精度
4
全长
60.1 m
GTO（5500kmX35786km，i=25°)
最大直径
7.4 m
±400km
近地点高度偏差
约690t
起飞质量
远地点高度偏差
±160 km
起飞推力
9 600 kN
轨道倾角偏差
±0.25°
远地点幅角
推重比
约1.4
±1.0°
运载能力*
GSO
偏心率
GTO(h=35786km,i=7°~31°)
2.75~4.35t
0.0075
经度
GSO (hcirc=35 786 km,i=0°)
1.88 t
±1°
月球轨道
倾角
6.2t
±0.75°
金星轨道
周期
5.4t
±550 s
火星轨道
5.0t
一、二、三子级
同质子号K火箭的一、二、三子级。
DM3上面级
级长
6.28 m
主发动机
1台11D58M
直径
3.7m
推进剂
液氧/煤油
上面级质量
真空推力
18.26 t
83.5 kN
推进剂质量
真空比冲
15.05 t
3 449.6 m/s
小推力姿控发动机
多达7次
2组（每组5台）
飞行中点火次数
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
主发动机工作时间
680 s
整流罩
长度
65 m3
有效容积
14.9 m
直径
4.35m
总体布局
质子号K/上面级DM3火箭由质子号K火箭的3个子级与三、四子级级间段，DM3上面级和整流罩
构成。
注：*hcir指圆轨道高度，h指轨道远地点高度。

<!-- 第 293 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·250·
箭体结构
质子号K/上面级DM3火箭（见下图）前3个子级的箭体结构同质子号K火箭。
整流罩
有效载荷
支架
DM3上面级
11D58M
DM3上面级
中段壳体
DM3上面级
下段壳体
三子级
直径4.1m
PI-0212推进系统
主发动机：PI-0213（1台）
姿控发动机：PI-0214（1台）
二子级
直径4.1m
P-0210（3台）
PI-0211（1台）
中央氧化剂箱
一子级
长21.2m
捆绑式燃料箱
直径7.4m
直径1.65m
PI-275（6台）
质子号K/上面级DM3火箭结构
DM3上面级（见后图）采用杆系构件来支撑和固定各个部件和组件，上面是球形氧化剂箱，下面是环
形燃料箱。氧化剂箱上面装有环形仪器舱，内部安装制导、控制和遥测仪表和设备。下面装有1台主发动
机，其头部伸入环形燃料箱中央的中空部位，以缩短上面级的长度。2台小姿控/沉底发动机位于主发动机
的旁侧。杆系构件外表面用中段和下段外壳包住，这两段外壳在上面级点火之前被抛掉。

<!-- 第 294 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIPOTOH）
·251·
DM3上面级与有效
$2000
载荷支架的连接面
仪器舱
氧化剂箱
6280
燃料箱
辅助控制与推进剂
状态管理系统
主发动机
中段和下段外壳
$3700
Φ4100
DM3上面级的结构布局图
质子号K/上面级DM3火箭采用标准有效载荷整流罩（见下图），其精确的分离时间由自由分子热流密
度大小（即自由分子热流密度不大于1135W/m²）和地面回收区的位置所确定。
262
4350
2254
4100
3700
3820
60
3933
1705
2112
10000
14900
标准有效载荷整流罩示意图

<!-- 第 295 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·252·
推进系统
四级型质子号K/上面级DM3火箭的一、二、三子级推进系统同质子号K火箭。
DM3上面级装有1台能够重复启动7次的单燃烧室主发动机11D58M，可靠性达0.997，采用了先进
的状态检验技术，因而使用时不需要对其进行全面的检查测试。DM3上面级底部装有2个辅助控制与推进
剂状态管理系统（SOZ)，该系统中有2组小推力姿控发动机（每组包括5台小推力发动机）用于DM3上
面级的姿态控制，而在DM3上面级无动力飞行时，用来控制DM3上面级的三轴稳定和姿态。下表列出了
DM3上面级推进系统的主要性能参数。
DM3上面级推进系统的主要性能参数
型号
11D58M
真空推力/kN
83.5
真空比冲/(m·s)
3 449.6
推进剂
液氧/煤油
燃烧室压力/MPa
7.75
主推进系统
混合比
2.48
（主发动机）
680
燃烧时间/s
多达7次
飞行中点火次数
结构质量/kg
230
直径/m
1.17
高度/m
2.27
数量/组
2
辅助推进系统
5台
每组发动机台数
（小推力姿控发动机）
四氧化二氮/偏二甲肼
推进剂
分离系统
质子号K/上面级DM3运载火箭各子级间的分离全部利用固体反推火箭来完成。
一、二子级，二、三子级之间的分离同质子号K运载火箭，三子级与上面级之间的分离步骤如下：三
子级主发动机关机后，PI-0214发动机继续工作约12s，以便在对火箭飞行速度进行修正后再关机，使DM3
上面级能精确入轨。PI-0214发动机关机后0.1s，三子级上的反推分离火箭点火工作，使三子级与上面级
分离。在同三子级分离后大约86min，DM3上面级的发动机才第1次点火。DM3上面级通过执行航天器
分离指令完成上面级与航天器的分离。
控制系统
同质子号K火箭一样，质子号K/上面级DM3火箭也采用自主惯性制导系统，由惯性平台和飞行控制
计算机组成。主要的仪表和电子设备安装在仪器舱内，它负责一、二、三子级的制导和控制。

<!-- 第 296 页 -->
质子号系列（CEMEMCTBOIIPOTOH）
·253·
DM3上面级的制导、导航与控制是由1个三重余数字电子设备包来提供，该电子设备包在飞行中可
以接收地面的指令。在动力飞行段，DM3上面级的控制由主发动机来完成。在无动力滑行段，DM3上面
级的控制由2个辅助控制和推进剂调节系统的小推力姿控发动机组来完成。在航天器分离时，DM3上面级
达到的最大转速为1.5r/min。不过，值得注意的是：由于受到陀螺平台的限制，DM3上面级只能从基准方
向旋转约土180°，不能连续旋转。
典型飞行程序
质子号K/上面级DM3运载火箭的典型飞行程序
火箭利用1个标准的上升段轨道将入轨飞行器（上面级与航天器）送入高度170～230km，倾角
51.6°、64.8°或72.7°的圆形停泊轨道，进入停泊轨道后，DM3上面级与三子级在停泊轨道上完成分离。
对标准上升段飞行轨道的要求是：分离的火箭各子级与整流罩要求落到指定的区域。采用标准的上升段飞
行轨道可以简化上升段飞行初始阶段的任务设计与相关的分析，因此增加了系统的可靠性。当有效载荷被
下表列出了火箭在标准发射任务飞行过程中的典型时序。
火箭飞行的典型时序
时间/s
事件
事件
时间/s
一子级点火，推力从0提高到额定推力的50%
T+589.00
T-1.60
三子级姿控发动机关机
T+0.00
三子级与上面级分离
一子级推力达到额定推力的100%
T+589.10
T+0.17
起飞
上面级抛掉外罩
T+637.00
二子级点火
T+122.40
T+5 437.00
SOZ的小推力姿控发动机第1次点火
上面级主发动机第1次点火
一子级与二子级分离
T+126.60
T+5 732.00
T+332.00
三子级姿控发动机点火
T+5 737.00
SOZ的小推力姿控发动机关机
二子级发动机关机
T+24 800.00
T+334.40
SOZ的小推力姿控发动机第2次点火
二子级与三子级分离
T+25 105.00
上面级主发动机第2次点火
T+335.10
T+337.50
三子级主发动机点火
SOZ的小推力姿控发动机关机
T+25 105.00
有效载荷与上面级分离
T+25 805.00
有效载荷整流罩分离
T+344.20
T+577.10
三子级主发动机关机
DM3上面级的主发动机第1次点火工作时间持续约450S，将转移轨道的远地点提升至地球同步轨道
的高度。主发动机关机后，DM3上面级将在转移轨道上继续惯性滑行约4.5h，直到到达转移轨道的远地
点，在途中进行调姿定向。DM3发动机第2次点火工作，工作时间约230S，其目的是：在满足用户预先
规定的参数要求下，将DM3/航天器从转移轨道送入同步转移轨道。
火箭从起飞到进入标准停泊轨道的典型飞行程序见后图所示。

<!-- 第 297 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·254·
二子级分离
有效载荷整流罩分离
t=335.1
t=344.2
上面级主发动
y=4331.8
上面级主发动
v=4340.3
一子级分离
h=148.1
机第1次点火
h=157.7
机第2次点火
↑=126.7
n、=2.8/0.04
n,=0.44
n=0.9
n=0.9
v=1649.4
q=0
q=0
h=43.5
n,=3.6/0.4
q=3400
上面级主
上面级主
三子级分离
发动机第
发动机第
t=589.0
1次关机
2次关机
v=7466.2
n=0.9
n=1.4/0
h=222.0
最大动压
n=0.13/0
t=70
q=0
v=467.6
h=12.1
nx=2.0
q=34200
L=1985
L=310
1750×6=10500kN
583×4=2332kN
583+31=614kN
83.5kN
83.5kN
推力
反推火箭
反推火箭
质子号K/上面级DM3运载火箭的典型飞行程序
r一时间，S；v速度，m/s；h一高度，km；L—水平距离，km；q动压，Pa;n一级分离时的轴向加速度，g
DM3上面级的典型飞行程序和飞行任务剖面
DM3上面级能将有效载荷送入多种轨道。火箭前三级可将DM3上面级送入轨道高度222km、倾角
51.6°的近圆形停泊轨道。DM3上面级在与三子级分离后，首先进行约3.5min的机动以满足对姿态的要求，
并为主发动机的第1次点火作好准备。调姿完成后，DM3上面级开始在停泊轨道上稳定地滑行。在滑行期
间，DM3又进行15min的180°滚动机动，以弥补可能的陀螺漂移，同时有助于航天器的热环境控制。
在停泊轨道滑行约50min后，上面级DM3第1次到达升交点。此时，2个SOZ的轴向姿控发动机点
火，工作300s，实现推进剂沉底后，主发动机第1次点火，将转移轨道的远地点提升至地球同步轨道的高
度。DM3上面级的主发动机此次工作约450S。主发动机关机后，DM3上面级将在转移轨道上继续滑行约
4.5h，直到到达转移轨道的远地点。在此段飞行期间，DM3上面级通过进行滚动机动、俯仰机动和偏航机
动，多次改变自身姿态以满足控制系统的要求。通过机动还可以控制DM3上面级所受的太阳照射。当接
近转移轨道的远地点时，DM3上面级开始调姿，为主发动机第2次点火做准备。SOZ的小推力轴向姿控
发动机点火，工作300S。实现推进剂沉底后，DM3上面级的主发动机第2次点火，将其与航天器（SC）
从转移轨道送入同步转移轨道。此次主发动机工作约230s。
在主发动机关机后，DM3上面级要调姿以满足用户对航天器分离的要求。DM3上面级在调姿后沿所
确定的方向继续滑行约15min（典型的），然后与航天器分离。如果需要进行陀螺补偿机动，从滑行到航
天器分离将持续近40min。
DM3上面级在轨飞行的典型程序和标准任务飞行部面，如后面两图所示（上面级主发动机2次点火工
作)。

<!-- 第 298 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIIPOTOH）
·255·
上面级主
开始调姿机
绕滚动轴执行
发动机第
上面级主
动，为上面级
180°旋转
2次关机
发动机第
绕滚动轴执行SOZ第1次启
主发动机第2
上面级
1次点火
SOZ第2次启动，贮
180°旋转
动，贮箱内推进
与有效
次点火做准
箱内推进剂沉底，
载荷分
剂沉底，SOZ工
备
开始调姿机
SOZ工作300s
动，为上面
离
作300s
级主发动机
上面级主发动机第1次关机
上面级主
第1次点火
发动机第
做准备
事件描述
2次点火
时间/s
（DM3上面级上升段飞行）
抛掉DM3上面级外壳
637
SOZ第1次启动，贮箱内推进剂沉底
5437
DM3上面级主发动机第1次点火
5732
SOZ小推力发动机关机
5737
SOZ第2次启动，贮箱内推进剂沉底
24800
SOZ小推力发动机关机
25 105
DM3上面级主发动机第2次点火
25 105
DM3上面级与有效载荷分离
25805
DM3上面级主发动机2次点火将有效载荷送入GTO的典型程序
S
中间转移轨道
△V2
DM3上面级与
有效载荷分离
i为变量，
可取
=51.6°
停泊轨道
目标轨道
H=35786km
地球同步轨道
H,为可变量
i也为可变量
DM3上面级主发动机2次点火将有效载荷送入GTO（标准任务飞行剖面）
1一火箭从拜科努尔航天发射中心发射并经过上升段飞行到达停泊轨道；2一火箭将DM3上面级和有效载荷送入停泊轨道；
3一惯性飞行到停泊轨道的升交点：4一（AV）DM3上面级主发动机点火，将轨道高度从LEO提升至GTO；
5一惯性飞行到转移轨道的远地点（用时5.25h）；6一（AV2）DM3上面级主发动机点火，使GTO成为最佳转移轨道；
7-DM3上面级与有效载荷分离
（康开华）

<!-- 第 299 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·256·
质子号M/微风M
(IIPOTOHM/EPH3M)
质子号M/微风M火箭
质子号M火箭是质子号系列运载火箭的最新改进型，它采纳了质子号K火箭前三级的全部改进成果。
赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心利用隆声号火箭的微风K上面级的成熟技术，研制成功了四级型质子
号M/微风M运载火箭。后图示出质子号M/微风M火箭在成熟技术的基础上所进行的改进。

<!-- 第 300 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIIPOTOH）
·257·
■未改变的系统
18%
■改进的部件（性能增强）
77%
新硬件与系统
5%
%96
65%
26%
84%
16%
4%
9%
质子号M火箭的一-子
有效载荷整流罩
微风M上面级
级、二子级与三子级
质子号M/微风M火箭系统的改进
质子号M/微风M火箭不但可以为商业用户提供发射服务，还可以执行俄罗斯联邦政府的发射任务。
2001年4月7日，质子号M/微风M火箭成功地执行了首次发射任务，其多种整流罩的设计能够满足目前
商业发射的要求。质子号M火箭的一子级、二子级、三子级、微风M上面级、碳复合材料有效载荷支架
和有效载荷整流罩均由位于莫斯科的赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心制造。商用质子号运载火箭的年
生产能力约为12枚。
主要技术性能
入轨精度
级数
4
全长
58.178 m
GTO（4200kmX35786km）
最大直径
7.4 m
近地点高度偏差
±400 km
远地点高度偏差
±150 km
起飞质量
1069
起飞推力
轨道倾角偏差
±0.3°
9 600 kN
推重比
近地点幅角
±0.5°
1.4
运载能力*
GSO
偏心率
±0.0075
3.86~6.19t
GTO（h=35786km，i=7°～31°)
经度
GSO (hcirc=35 786km，i=0°)
2.92t
±0.7°
倾角
±0.25°
时间
±550.0 s
一、二、三子级
同质子号M火箭的一、二、三子级。
注：*hcir指圆轨道高度，h。指轨道远地点高度。

<!-- 第 301 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·258·
微风M上面级
推进剂
级长
2.65m
四氧化二氮/偏二甲肼
4.0m
直径
真空推力
19.62kN
真空比冲
22.17t
起飞质量
3 189.9 m/s
推进剂质量
工作时间
3000s
19.8 t
2.44 t
与有效载荷分离时的质量
飞行中重复点火次数
可达8次
发动机
1430
整流罩（标准型）
长度
89 m3
有效容积
15.255m
直径
4.35 m
总体布局
质子号M/微风M火箭是在三级型质子号M火箭上安装微风M上面级而构成的四级型运载火箭，其
总体布局与质子号K/上面级DM3火箭相同。
箭体结构
质子号M/微风M火箭（结构见下图）一、二、三子级的箭体结构同质子号K火箭。
整流罩
有效载荷
有效载荷适配器
微风M上面级
1430（1台）
上面级下隔框
三子级
PI-0214（1台）
直径4.1m
PI-0213（1台）
二子级
PI-0210（3台）
直径4.1m
PI-0211（1台）
子级中央氧化剂箱
直径4.1m
捆绑式燃料箱
直径1.6m
PI-275（6台）
质子号M/微风M火箭的结构

<!-- 第 302 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIPOTOH）
·259·
微风M上面级主要由以下3个组件构成：
1）中央模块，源自微风K上面级，包含推进剂贮箱、推进系统和仪器舱，中央模块所携带的推进剂
总质量为5.2t。
2）围绕中央模块的环形辅助推进剂贮箱，在飞行中，当其所携带的14.6t推进剂耗尽后，将被抛掉。
该设计能够显著地提高微风M上面级的性能。
3）下隔框，用于将微风M上面级和有效载荷整流罩装在三子级上。下隔框最终将与火箭的三子级一
同被抛掉。
下图示出微风M上面级的设计、尺寸与总体布局。
中央推进剂贮箱（CPT）
（辅助推进剂贮箱（APT）
A
增压气瓶
主发动机
I
（氨气）
整流罩
增压气瓶（氨气）
高压贮箱
仪器舱
高压贮箱
高压贮箱
04100
2490
IV
4350
高压贮箱
增压气瓶
（氮气）
支架与上面级
小推力发动机（4台）
整流罩分离面
IⅢI
之间的接口
104
583
上面级与火箭分离面
高压贮箱
APT分离平面
2654
上面级与火箭技术接口平面
微风M上面级的结构
中央模块结构
中央模块由带有推进系统的中央推进剂贮箱（CPT）与仪器舱组成。上面级的电子设备和仪表就安装
在仪器舱中。
CPT包括氧化剂箱和燃料箱，由共底将它们分开，氧化剂箱在上，燃料箱在下。微风M上面级主发
动机（1台14Ⅱ30）的喷管可摆动，位于燃料箱之下。贮箱内装有防晃板。燃料箱底部装有4个推进装置。
每1个推进装置包含1台11D458推力器、2台或4台17D58E姿态控制推力器、球形增压氨气瓶和其他气
动与液压系统元件。在主发动机工作的间歇期间，燃料箱下的铰链式旋转防热盖维持内部环境温度。温控
系统的管路安装在截锥形中央推进剂贮箱上。
非增压仪器舱的外形是一倒截锥体，固定在CPT的上端框上。仪器舱内部安装微风M上面级各种电
子设备和箭上电源。
有效载荷支架安装在微风M上面级上部，并且为用户的航天器提供电气接口。微风M上面级与有效
载荷支架之间的接口直径为2490mm，还允许在微风M上面级上安装大直径有效载荷支架。

<!-- 第 303 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·260·
辅助推进剂贮箱结构
辅助推进剂贮箱（APT）围绕中央模块，它是一环形构件，用共底将APT分为氧化剂箱（上）与燃料
箱（下)。贮箱内装有防晃板。在APT底部的下表面上装有气动与液压系统的组件，包括为APT增压的气
瓶、自动气动与液压设备和带有插座的仪表板。
当要抛掉APT时，首先起爆连接APT与中央模块的爆炸螺栓，切断电气与液压线路。分离弹簧装置
提供相对分离速度，使APT与中央模块分离。
整流罩
质子号M/微风M火箭用的有效载荷整流罩有3种（见下图，图中带“★”的数值为基准尺寸)。
11000
9294.9
7182.4
3071
300
分离面
20°*
30°*
p4350*
R164.5*
3863.5
93811
9260.5
p2249.4
有效载荷净包络
11600*
商用有效载荷整流罩PLF-BR-11600
13305*
3071
629
300
有效载荷净包络
有效载荷整流罩
p4350
3868
93834
p154
1275
4116
分离面
8390
9634
600
商用有效载荷整流罩PLF-BR-13305

<!-- 第 304 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIIPOTOH）
·261·
15255*
3071
300
有效载荷净包络
有效载荷整流罩
3857
4350*
$3810
3867
p128
p1250
629
6066
分离平面
10342
600*
11584
商用有效载荷整流罩PLF-BR-15255
所有商业质子号运载火箭用的整流罩均采用硬壳式复合材料夹层结构，并使用通用连接件与分离机
构。如果卫星用户有特定要求的话，可在整流罩上开口，便于人员操作。另外，如果需要，用户的支持设
备，如航天器净化系统，也可以装在有效载荷整流罩内。通常，整流罩内既有有效载荷，又有其他附加的
有效载荷入轨推进装置。有效载荷整流罩分离时间取决于航天器所能承受的自由分子热流密度与对回收区
域的限制。通常在商业发射中，有效载荷整流罩在起飞后344s左右分离。
推进系统
质子号M/微风M运载火箭的一、二、三子级推进系统同质子号M火箭。
微风M上面级的推进系统由1台泵压式摆动主发动机、4台游机（每台能够为主发动机提供精确的校
正推力）和12个姿控（定向与稳定）发动机组成，基本特性见下表。
微风M上面级推进系统基本性能
型号
1430
真空推力/kN
19.62
主发动机
真空比冲/(m·s)
3189.9
最多达8次
每次飞行任务中点火次数
型号
11D458
数量/台
4
游机
真空推力/N
392
小推力
真空比冲/(m·sl)
2 469
发动机
型号
姿控(定向
17D58E
与稳定)发
数量/台
12
动机
真空推力/N
13.3

<!-- 第 305 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·262·
在每次任务中，主发动机能重复启动多达8次，并且还有1个备份启动系统，该系统能够在主点火程
序失败的情况下，启动发动机。当上面级达到关机特征量或其推进剂用完时，可通过指令关闭主发动机。
微风M上面级的推进系统主要执行：提供飞行程序中调整速度的推力、控制上面级的滚动、在失重条
件下使主发动机重复点火、将推进剂从贮箱输送到发动机、为推进剂贮箱增压等操作。
分离系统
一、二子级的分离同质子号K火箭。
在二子级主发动机关机之前，三子级的姿控发动机PI-0214点火，同时二子级的6台反推火箭工作，
使二子级火箭飞行速度降低。
在火箭动力飞行末期，PI-0213主发动机关机，只剩下姿控发动机PI-0214单独工作，以确保三子级
达到所要求的更精确的末速。
在PI-0214姿控发动机关机后，三子级反推火箭点火，三子级与微风M上面级分离。在与三子级分离
约92s后，微风M上面级发动机才第1次点火。
控制系统
在质子号M/微风M火箭前三级飞行期间，由安装在仪器舱内的三重冗余闭环数字电子系统执行火箭
飞行中的制导、导航与控制。如果火箭在上升段飞行期间出现较大故障，该电子系统还能中正火箭的飞行。
飞行控制系统采用数字控制，用以取代质子号K的模拟控制。这样简化了装定和测试，还能够增强火箭在
上升段飞行中俯仰面和其他参数程序设计的灵活性。火箭的自主惯性制导系统采用了1个精确的三轴陀螺
稳定平台和1个箭载计算机。计算机按照3个冗余信息通道中少数服从多数的表决结果控制一、二和三子
级的飞行。
微风M上面级的制导和控制系统包括箭载计算机、三轴陀螺稳定平台和导航系统。在微风M上面级
飞行期间既可以使用全球导航卫星系统（GLONASS），又可以使用全球定位系统（GPS）。
制导和控制系统执行：惯性导航、末制导、滚动控制、控制推进系统的工作模式和上面级的其他系统、
航天器与运载火箭控制系统的信息互换、辅助推进剂贮箱与航天器的分离控制以及为上面级的设备供电的
功能。
在停泊轨道、中间轨道与转移轨道滑行期间，微风M上面级能够执行预先编制程序的全轴向机动。在
滑行期间，微风M上面级通常处于三轴稳定状态。在动力飞行期间，微风M上面级的姿态由飞行控制系
统的导航算法确定。在无动力飞行期间，在非精确的指向模式下，微风M上面级姿态控制的指向精度为
±10°。在精确指向模式下，姿态控制指向精度为土1°，角速度精度为土0.5(°)/s。
考虑航天器对发射窗口和太阳辐照的要求，微风M上面级可绕X轴、Z轴旋转。绕X轴连续旋转最
大角速度为3（°)/s，时间不超过300s；绕Z轴旋转时间不超过900s。
微风M上面级能够在下面3种模式下执行与用户航天器（SC）的分离，由SC分离的要求和发射窗口
决定：
1）三轴稳定模式，即在此期间，微风M上面级绕各轴旋转的角速度不超过2（)/s，并且相对惯性坐标
系的空间姿态误差不超过土5。
2）纵向旋转模式，在此期间，微风M上面级在其纵轴方向上达到最大角速度6(°)/s。航天器分离后，

<!-- 第 306 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIIPOTOH）
·263·
上面级在纵轴上的旋转轴偏转角不超过土5°，
并且由航天器的特征与用户对航天器分离动力
的要求确定。
3）横向旋转模式，在此模式下，航天器或
是利用非对称弹簧绕横轴旋转，或是上面级（携
带航天器）以2(°)/s的角速度绕横轴旋转。
上面级纵轴
纵向旋转
分离轴向定义见右图。
微风M上面级的温控系统是主动与被动控
航天器位置向量
制温度的复杂系统。主动温控系统可使上面级
组件保持在给定的温度范围内，并将多余的热
横向
旋转
量辐射至太空。该系统由液压回路组成，其组
件包括：辐射热交换器、电动泵、开关、数块
分离轴向定义
冷凝板（吸热装置）、热管、线圈。被动温控系
统利用调温涂层、恒温器、热阻和真空隔热屏使上面级和外部的热交换保持在热损耗量、热流入量和受热
状态所确定的范围。
典型飞行程序
质子号M/微风M火箭的典型飞行程序
质子号M/微风M火箭利用标准的上升段轨迹可将入轨飞行器（上面级、支架和有效载荷）送入轨道
高度170～230km、倾角51.6°、64.9°或72.5°的圆形停泊轨道。入轨飞行器与质子号M/微风M火箭的
三子级在亚轨道上完成分离。微风M上面级到达圆形停泊轨道时，执行第1次点火操作。对标准的上升轨
道的要求是：火箭的分离级和有效载荷整流罩均需落到地面指定的回收区内。采用标准的上升轨道还简化
了任务的设计和相关的分析，因此增加了系统的可靠性。当有效载荷被送入上述3个倾角的标准停泊轨道
后，由微风M上面级将其送入最终的目标轨道。
下表列出了质子号M/微风M火箭飞行过程中的典型飞行时序。
质子号M/微风M火箭的典型飞行时序
事件
时间/s
时间/s
事件
二子级发动机关机
T-3.10
下达点火指令
T+334.5
T-1.75
T+335.2
二子级与三子级分离
一子级点火，推力达额定推力的40%
一子级推力达到额定推力的107%
三子级主发动机点火
T-0.15
T+337.6
T+348.2
起飞
有效载荷整流罩分离
T+0.00
T+65.5
火箭承受最大动压
三子级主发动机关机
T+576.4
二子级点火
T+119.0
三子级姿控发动机关机
T+588.3
一子级与二子级分离
三子级与上面级分离
T+123.4
T+588.4
T+332.1
三子级姿控发动机点火

<!-- 第 307 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·264·
下图示出了质子号M/微风M火箭将有效载荷送入最终轨道的飞行程序。
二子级分离
整流罩分离
上面级
=335
t=348
v=4453
主发动
上面级主上面级主上面级主
一子级分离
上面级主
v=4497
机第1
h=120
发动机第发动机第4发动机第5
发动机第
h=123
(=123
次点火
n,=2.64
次点火
次点火
2次点火
3次点火
v=1724
n=0.81
t=680
q=0
t=4088
q=0
=12535
=13328
=31941
h=42
n,=3.51
q=4700
关机
关机
关机
关机
关机
三子级
=1129
=5081
=13213
=32395
t=13617
分离
t=588
APT分离
上面级与有
=66
v=7182
t=13259
效载荷分离
v=465
h=151
I=33080
11
h=11
n=2.06
n=2.05
q=0
9mar=39700
L=310
L=1985
1750x6=10500 kN
583x4=2332kN
583+31=614kN
20kN
20 kN
20 kN
20 kN
20kN
推力
反推火箭
反推火箭
质子号M/微风M火箭将有效载荷送入最终轨道的飞行程序图
1—时间，s:v速度，m/s；h—高度，km；L一水平距离，km；q一动压，Pa；nz一级分离时的轴向加速度，g
微风M上面级的典型飞行程序
质子号M火箭将微风M上面级和航天器送入亚轨道。微风M上面级在与质子号M火箭的三子级分
离后，其主发动机点火，将微风M上面级和航天器送入标准近地停泊轨道。
微风M上面级和航天器在停泊轨道滑行50min后第1次到达升交点附近，微风M上面级主发动机第
2次点火，将微风M上面级和航天器送入中间的转移轨道，该轨道的远地点高度为5000～7000km。在
中间轨道滑行1圈用时约2～2.5h。
微风M上面级主发动机第3次、第4次点火发生在第2次通过升交点期间。主发动机第3次点火工作
将耗尽辅助推进剂贮箱（APT）中的推进剂，主发动机关机后2min，抛掉APT。接着，主发动机第4次
点火，对转移轨道的近地点高度和倾角稍作修正。
在转移轨道滑行约5.2h后，主发动机第5次点火，按照目标轨道的要求，提升GT0近地点的高度，
并降低轨道的倾角。主发动机关机后，微风M上面级再进行机动以确定航天器的分离方向。此次机动是在
主发动机最后一次点火后的12～40min期间进行的。
微风M上面级标准的任务剖面是指从火箭发射到航天器分离这段期间的飞行轨道，执行任务共用时约
9.3h（见后图）。微风M上面级执行任务的最长时间为24h。

<!-- 第 308 页 -->
质子号系列（CEMEYCTBOIPOTOH）
·265·
（3）转移轨道
Hp=375km
微风M上面级与
Ho=35786km
火箭三子级分离
i=49.1°
微风M上面级进
入停泊轨道主发动机第
微风M上面级主发动机
火箭
第5次点火，进入地球
发射
1次点火
同步转移轨道
微风M上面级主
Ha=35786km
发动机第4次点火，
微风M上面级与
进入转移轨道
Ho=5000km
航天器分离
抛掉APT
（4）GEO-转移轨道
（1）停泊轨道
Hp-400~35786km
微风M上面级主发动机
Ho=35786km
Hcirc=180km
第3次点火，用尽APT
i=51.6°
i=0~48.8°
中的推进剂
微风M上面级
微风M上面级执行避免
进入中间轨道，
碰撞和污染的机动（CCAM）
主发动机第2次点火
（2）中间轨道
Hp=275km
H=5000 km
i=50.3°
2min
△1.5min
火箭飞行
停泊轨道！
中间轨道
转移轨道
目标GTO
上面级主
上面级主
上面级主
上面级主
上面级主
△r=9min
△~50min
△308min
12~40min
~123min
发动机第
发动机第
发动机第
发动机第
发动机第
(1)
2次点火
(3）
(4)
1次点火
5次点火
(2)
4次点火
3次点火
整流罩分离
火箭
9.3h
343s
子级与
7min
8min
△4min
SC与微风M上面级
△16min
△7min
微风M
火箭发射
在约东经52°处分离
上面级
抛掉APT
分离
微风M上面级将有效载荷送入GTO的典型飞行程序
发射操作
质子号系列运载火箭的发射场是哈萨克斯坦的拜科努尔航天发射中心，利用质子号M/微风M火箭执
行典型的商业发射任务，一般在标准的32个工作日内完成，如下图所示。
发射前110~90天
发射前31/30天
发射前30~22天
发射前34～30天
推进剂在俄罗
航天器在处理
拜科努尔的处
航天器到达、
厂房内接受处理
斯的圣彼得堡装
理厂房为航天器
卸船和运输
和测试
船
到达做准备
发射前21~17天
发射前16~14天
发射前12~11天
发射前13~10天
发射前10天
在处理厂房内
在处理厂房内完成
在处理厂房内
对航天器与发
上面组件运至
为航天器加注推
航天器与支架的对
射台进行电气检
完成航天器的密
接，并安装到上面级
进剂
总装厂房
封
查
发射前9~8天
发射前7~6天
发射当天
发射后1~2天
发射前5~1天
上面组件与质
火箭运至发射
将总装好的火
倒计时，火箭
箭运至上面级的
子号火箭总装
台，执行发射台
发射
设备装箱并船运
燃料加注间，为上
操作
面级加注燃料
质子号M/微风M火箭发射活动

<!-- 第 309 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·266·
32天的发射活动从卫星运抵发射场开始（通常船运）直至倒计时发射。质子号M/微风M火箭发射活
动图中的上面组件包括：有效载荷整流罩、微风M上面级、有效载荷支架和航天器。
发展与改进
赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心通过采用以下措施提高质子号M火箭的性能，这些措施包括：火
箭的结构使用更高强度的材料、改进推进剂的消耗算法。此外，还通过其他一些改进措施进一步提高火箭
性能，这些改进措施包括：
1）一子级发动机的推力再增加5%，达到额定推力的112%。
2）改进安装在微风M上面级上的推力器的设计，将推力器的比冲提高20%。
3）质子号M火箭和微风M上面级使用高强度的结构材料，并且重新设计单个结构组件，如在有效载
荷整流罩上使用低密度材料，降低质子号M火箭/微风M上面级和有效载荷整流罩的结构质量。
4）微风M上面级的主发动机最后一次关机在推进剂用尽之后执行。
这些改进将显著地提高质子号M/微风M火箭的性能。
在保持质子号火箭较高的发射成功率的基础上，ILS与赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心继续进行
硬件方案的评审，改进发射服务质量以增强质子号火箭在国际发射市场的竞争力，并提升质子号火箭自身
的性能。目前，质子号火箭的许多改进方案正在研制当中，包括：
1）研制大容积有效载荷整流罩。
目前正在研制新型5m内径的有效载荷整流罩，该整流罩的外径为5.1m，全长16.37m。与目前正在
使用的其他5m内径的有效载荷整流罩相比，该有效载荷整流罩的内部可用容积最大。
2）研制新型高性能低温上面级一KVRB上面级。
赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心设计了1种高性能液氧/液氢上面级，即KVRB上面级。该上面
级安装在质子号M运载火箭上，能大幅度地提高火箭的运载能力（GTO的运载能力将达到6.6t，GSO的
运载能力将达到3.6t），与使用微风M上面级相比，能使火箭的GSO与GTO运载能力增加20%。
3）研究串联发射系统。
赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心研究了串联发射系统（TLS），并设计了一有效载荷的串联发射系
统（TLS）方案。利用此方案能在一次发射任务中将多个有效载荷送入近地轨道。
随着国际商业发射市场的竞争逐渐加剧以及俄罗斯新一代安加拉系列运载火箭将在不久的将来问世，
质子号K和质子号K/上面级DM3火箭将退出国际商业发射市场，但质子号M火箭和微风M上面级凭借
其高性能，加之不断的改进，令质子号M/微风M火箭在今后一段时间内继续活跃于国际发射服务市场之
中。
（康开华）

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旋风号系列（CEMEYCTBOIIMKJIOH）
267
旋风号系列（CEMEMCTBOIИKJIOH)
旋风号（LIukToH／Tsyklon，Tsiklon，Cyclone）是苏联运载火箭，由设在乌克兰的杨格尔设计局（现
在的南方设计局）设计，由南方机器制造厂制造，由格鲁什科设计局提供一、二子级发动机。苏联解体后，
旋风号就成为乌克兰的运载火箭。旋风号主要用于发射军用卫星。
旋风号系列运载火箭包括旋风号2、旋风号2K、旋风号3和旋风号4等几种型号（见下图），它们都
具有快速灵活反应能力，主要用于发射军用卫星。
旋风号2
旋风号2M
旋风号2K
旋风号3
旋风号4
旋风号系列运载火箭的演变
P36导弹于1965年开始服役，1967年11月在莫斯科红场阅兵式上首次展出。它可装载单弹头、集束

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苏联/俄罗斯/乌克兰
·268·
式多弹头（3个子弹头）、部分轨道轰炸系统或反卫星系统。后两种系统的有效载荷都进入绕地轨道，其运
载器是旋风号2。西方曾分别给这两种系统的运载器编号为F-1-r和F-1-m。r表示反推火箭级，m表示反
卫星卫星和海洋侦察卫星所用的星载机动系统。
旋风号2是由P36洲际弹道导弹直接改型来的两级液体运载火箭，编号为R-36-O。旋风号2M是从
R-36-O发展而来的，其有效载荷具有轨道机动能力，这是因为它能够采用1个远地点反冲级（AKS）。现
代化的旋风号2K装有1个上面级ADU-600，是2004年为进入国际商业发射市场而研制的改进型，迄今
未进行任何发射。旋风号2从拜科努尔航天发射中心发射，能够运送0.81～1.46t有效载荷进入太阳同步
轨道，近地轨道运载能力为4t。
旋风号3装有再启动能力的三子级发动机PI-861（C5.M)，提高了圆轨道的性能。旋风号3从普列谢
茨克航天发射中心发射，近地轨道运载能力为4t。
旋风号4火箭采用了旋风号3的一、二子级和新的三子级。三子级装有能3次启动的PI-861K发动机，
并增加了推进剂量。
旋风号2火箭从1967年12月投入使用，主要用来发射雷达海洋侦察卫星、反卫星卫星和电子海洋侦
察卫星。旋风号3火箭于1977年6月首次发射，此后主要用于发射宇宙号卫星系列中的电子侦察卫星、
海洋学卫星、测地卫星、资源卫星、流星2和流星3气象卫星、6单元通信卫星等。截至2007年6月30
日，旋风号火箭共发射227次，成功218次，失败9次，成功率96%。
旋风号火箭的高可靠性来源于以下因素：高可靠的SS-9洲际导弹，根据长期经验采用了简单的充分
试验的火箭设计，采用充分验证过的自燃推进剂，高质量的制造和连续的全程质量控制，全自动的射前准
备和发射操作，射前全面检测火箭的机械、电气和电子系统，熟练的发射操作人员和完善的已验证过的（避
免误操作的）文件系统。
乌克兰于2003年与巴西开展合作，计划2007年从巴西的阿拉坎塔拉航天中心发射旋风号4，把1.60t
的有效载荷送入地球同步轨道。旋风号4升级后，将采用斯达西姆公司的弗雷盖特上面级作为新的三子级。
旋风号的型别及其各级的发动机和使用时间
型号名称
二子级发动机
使用时间
一子级发动机
三子级发动机
1967年～1971年
旋风号2
一
PI-252
PI-251
1967年~
旋风号2M
AKM
PI-262
PI-261
旋风号2K
PL-261
一
PI-262
ADU-600(C7.21)
旋风号3
PI-262
1977年～
PI-861 (C5.M)
PI-261
旋风号4
PI-262
PI-861K
预计2007年
PI-261
（王基祥）
旋风号2（IИKJIOH2)
旋风号2运载火箭（见后图）是直接从.P36洲际弹道导弹演变来的两级军用液体运载火箭。两级都采
用自燃可储存推进剂四氧化二氮/偏二甲肼，具有快速反应能力，适应军事应用要求。

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旋风号系列（CEMEICTBOLIVIKJIOH）
·269·
旋风号2火箭
旋风号2于1967年12月27日从拜科努尔航天发射中心正式首次发射，把宇宙-198雷达海洋侦察卫
星送入近地轨道。在此之前，1967年曾发射过部分轨道轰炸系统（FOBS)。1967年以后主要用于发射军
用卫星，除继续发射雷达海洋侦察卫星外，从1968年4月24日开始发射反卫星卫星，从1974年12月24
日开始用于发射电子海洋侦察卫星。这些有效载荷都带有轨道机动推进装置。
旋风号2火箭只从拜科努尔航天发射中心发射，近地轨道运载能力为4000kg。从1969年8月6日至
2007年6月30日，旋风号2共发射106次，仅失败1次。
主要技术性能
级数
推重比
1.68
2
全长
39.95 m
运载能力
直径
3m
太阳同步轨道
1.46 t
4t
起飞质量
近地轨道
179.1 t
起飞推力
2 946 kN
一子级
级长
18.87 m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
海平面推力
3m
主机
子级质量
2 365.4 kN
127.4 t
游机
推进剂质量
121t
282.5kN
发动机
海平面比冲
主机
主机
PI-251
2635 m/s
游机
游机
PI-68M
2 500 m/s
工作时间
115 s

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苏联/俄罗斯/乌克兰
·270·
二子级
级长
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
10.86m（带卫星支架）
3m
直径
真空推力
主机
子级质量
50.4 t
941 kN
游机
推进剂质量
45.6t
54 kN
真空比冲
发动机
主机
主机
3077m/s
PI-252
游机
游机
2850m/s
PI-69M
工作时间
140 s
整流罩
长度
质量
0.88 t
9.54 m
22.5 m?
2.7m
有效容积
直径
总体布局
旋风号2火箭由一子级、级间段、二子级、仪器舱和头部整流罩串联构成。
一子级从上向下依次为氧化剂箱、箱间段、燃料箱和尾段。氧化剂输送管路穿过燃料箱内的隧道管向
发动机输送氧化剂。箱间段连接氧化剂箱和燃料箱，里面放置控制和遥测系统的部分仪器和电子组件。尾
段内装有1台PI-251主发动机和1台PI-68M（代号又为PI-855）游动发动机，推进剂均采用四氧化二氮
/偏二甲肼。PI-251主发动机由3台PI-250双燃烧室发动机组合构成。3台PI-250发动机通过同一个发动
机架固定在一子级燃料箱下箱底的加强隔框上。
二子级由推进剂箱和尾裙段组成。推进剂箱采用共底构型。上面是氧化剂箱，下面是燃料箱，氧化剂
输送管路也穿过燃料箱向发动机输送氧化剂。尾
裙段和级间段内放置1台二子级主发动机PI-252
和1台四燃烧室游动发动机PI-69M（代号又为
PI-856）。游动发动机的4个燃烧室配置在主发动
机四周，外面也用整流罩保护。头部整流罩内是
有效载荷，有效载荷带有轨道机动推进系统。
推进系统
一子级推进系统
一子级发动机装置包括1台开路循环、不补
燃的主发动机PI-251（见右图）和1台四燃烧室
1-251
游动发动机PI-68M（见后图）。主发动机有6个
主燃烧室，均采用四氧化二氮/偏二甲肼可储存自
PI-251发动机
燃推进剂。PI-251由安装在同一个发动机架上的

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旋风号系列（CEMEYCTBOLIMKIOH）
·271·
3台双燃烧室PL-250发动机组成，每台PI-250发动机由1台涡轮泵驱动，向双燃烧室输送推进剂。涡轮
工质为主推进剂的燃烧产物。此燃烧产物还用于向飞行中的贮箱增压。主发动机推力室用氧化剂进行再生
冷却。主发动机设有推进剂利用系统，在燃料主管路内装有推进剂流量控制阀门，保证氧化剂与燃料同时
耗尽。PI-251发动机地面总推力为2365.4kN，真空总推力2648kN，地面比冲2635m/s，真空比冲
2952m/s，燃烧室压力11MPa，干质量（不包括推进剂）约为1729kg，湿质量（包括推进剂）为1980kg，
混合比2.6，工作时间115s。
AsnrarenbHaa ycTaHoBKanepeoncTynenn
First stage power unit
一子级底部的PI-251主发动机和PI-68M游动发动机
游动发动机PI-68M用燃料进行再生冷却，燃烧室压力
7.24MPa，地面总推力282.5kN，地面比冲2500m/s。工作
时间比主发动机稍长。
二子级推进系统
由1台双燃烧室主发动机PI-252（见右图）和1台四燃
烧室游动发动机PI-69M（见后图）构成，无再启动能力。主
发动机和游动发动机各自用1台燃气发生器-涡轮泵装置输送
推进剂。两种发动机都采用四氧化二氮/偏二甲肼推进剂。
PI-252发动机由PI-250发动机改型而来，只是把喷管加长加
大，以适应高空工作环境。PI-252发动机用氧化剂进行再生
冷却，燃烧室压力8.95MPa，真空推力约941kN，真空比冲
约3077m/s，混合比2.6，工作时间140s。PI-252发动机高
约2186mm，直径2590mm，干质量（不包括推进剂）715kg，
湿质量（包括推进剂）810kg，真空推力941kN，真空比冲
8252
3077m/s，燃烧室压力8.95MPa，混合比2.6，工作时间140s。
1000折
游动发动机PL-69M用燃料进行再生冷却，燃烧室压力
7.24MPa，真空推力为54kN，真空比冲2850m/s。工作时间
PI-252发动机

<!-- 第 315 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·272·
140s以上。
doqu 
二子级上PI-69M游动发动机的1个燃烧室
分离系统
旋风号2的级间分离和二子级与卫星之间的分离都采用固体反推火箭来实现。
一子级和二子级之间的分离：一子级主发动机关机后，游动发动机继续工作。在一子级游动发动机关
机、二子级游动发动机点火后，一子级上的4台固体反推火箭点火不到1s时，一、二子级分离。分离后
2.5s，二子级主发动机点火。
二子级与有效载荷之间的分离：二子级主发动机关机后，游动发动机继续工作约3s，以提供姿态控制
力和对末速进行修正。二子级游动发动机关机的同时，二子级上的4台固体反推火箭点火，使二子级与有
效载荷分离。
控制系统
旋风号2火箭采用平台惯性制导系统，惯性测量装置包括陀螺稳定平台和加速度计，它们都装在二子
级的仪器舱内。
一、二子级的飞行姿态控制均由各自的游动发动机提供。
有效载荷
旋风号2火箭在发射不同的有效载荷时有不同的轨道要求。为实现这些要求，有效载荷上装有各自的
轨道机动推进系统。旋风号2把有效载荷射入近地点轨道，滑行一段不同的时间后，各有效载荷再根据不
同的轨道要求，启动轨道机动推进系统，射入各自要求的轨道。
旋风号2发射部分轨道轰炸系统时，有效载荷为入轨弹头（见后图），由壳体、装有制导系统的仪器

<!-- 第 316 页 -->
旋风号系列（CEMEMCTBOLIMKIOH）
·273·
舱、制动发动机、推进剂箱和弹头组成。
or4
Orbtingwarhead
部分轨道轰炸系统的入轨弹头
制动发动机是一台单燃烧室液体火箭发动机，用于在弹道制动段制动和控制入轨弹头，推进剂也采用
四氧化二氮/偏二甲肼。通过专用喷嘴从推进剂箱卸压，以保证弹头分离。
反卫星卫星是一种带有雷达和光学跟踪识别装置、机动推进装置和常规杀伤装置的卫星，能摧毁敌方
在太空的军用卫星。苏联反卫星卫星进行了两个阶段的试验：1968年4月至1972年9月为第1阶段试验，
1976年2月至1986年6月为第2阶段试验。反卫星卫星外形呈圆柱体，直径2m，长6m，总质量约3t，
推进剂约1.5t。作战高度范围为200～2000km，地面发射准备时间为90min，起飞后能在第1圈或第2
圈轨道实施拦截。
苏联海洋侦察卫星用于探测跟踪水面舰只和核潜艇。它分雷达型和电子型两种。两者的侦察手段不同，
前者利用主动式雷达成像装置，后者利用无线电发射频率和雷达脉冲图形监测装置。两者的结合使苏联具
有近实时确定海上目标位置的能力。雷达海洋侦察卫星使用装有50kg铀235的核反应堆作电源。在280km
低轨道上运行寿命结束后，分裂成3部分。其中核电源部分被送入1000km高度的轨道，将在轨道上再运
行500～750年，使放射性物质衰变。
电子海洋侦察卫星由太阳能电池板和可充电的蓄电池供电。用1台微型离子推力器调整轨道，先进入
近地点150km、远地点400～450km的椭圆轨道，然后进入400～450km的近圆轨道。
（王基祥）

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苏联/俄罗斯/乌克兰
274
旋风号2K（LIMKJIOH2K）
旋风号2K火箭
旋风号2K是旋风号2火箭的改进型，由南方设计局设计，南方机器制造厂生产。改进方面包括：提
高了性能与入轨精度；因射前处理和发射操作自动化而提高了安全性，缩短了发射准备时间（5～24h），
减少了处理作业人员。
旋风号2K从拜科努尔航天发射中心发射，能将2500～1300kg的卫星送入500～2000km高度的近
圆轨道，能将2000～800kg的卫星送入高度500～2000km、倾角99.4°的太阳同步轨道（见下图）。
2700
2400
2100
i=65°
有效载荷质量/kg
1800
1500
1200
太阳同步轨道
006
600
1700
2000
500
800
1100
1400
圆轨道高度/km
旋风号2K从拜科努尔航天发射中心发射时的运载能力

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旋风号系列（CEMEYCTBOLIHKJIOH）
·275·
主要技术性能
级数
运载能力
3
全长
近地轨道
39.95m
2t
直径
太阳同步轨道
3m
1.46 t
起飞质量
入轨精度
179.1 t
起飞推力
轨道高度偏差
2 946 kN
7~9km
推重比
轨道倾角偏差
1.68
0.08°~0.12°
一子级
级长
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
18.87 m
直径
真空推力
3m
主机
起飞质量
127.4 t
2 797 kN
推进剂质量
游机
121 t
334.5kN
发动机
真空比冲
主机
主机
PI-261
2 945 m/s
游机
游机
PI-855
2 864 m/s
工作时间
120 s
二子级
级长
8.88 m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
3m
真空推力
51.7t
起飞质量
主机
955.2 kN
推进剂质量
游机
49t
55 kN
发动机
真空比冲
主机
主机
3077m/s
PI-262
游机
游机
PI-856
2 751 m/s
工作时间
142 s
三子级
级长
2.9 m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
2m
真空推力
2.44kN（主机）
起飞质量
1.64 t
真空比冲
2952 m/s
推进剂质量
工作时间
720s
0.6t
发动机
ADU-600
整流罩
长度
9.54 m
质量
0.88 t
直径
22.5 m?
有效容积
2.7 m

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苏联/俄罗斯/乌克兰
·276·
总体布局
旋风号2K火箭（见右图）由一、二、三子级和头部组件串联而成。
前两级带有自己的制导控制系统。三子级为助推舱，装有现代化电子装置的制导控
制系统，负责制导三子级飞行和卫星分离。三子级上面是头部组件，内装卫星。
箭体结构
一子级结构
一子级由尾段、隔框、燃料箱、仪器舱、氧化剂箱和级间段组成（见左下图）。一
子级主发动机、游动发动机、燃料供应系统部件和小组件都置于尾段内。尾段是一锥形
薄壁结构，用桁条和隔框加强，承受发射和飞行载荷。
尾段底部装有4个支座，用来将运载火箭安放在发射台上。尾段上设有3排舱口，
由可拆卸舱口盖封闭。尾段前端的承载隔框用螺栓连接，将发动机推力均匀分布到运载
火箭薄壁壳体上。
氧化剂箱和燃料箱都是铝镁合金制成的承载结构，由受压壁板和两个锻造球形箱底
组成。贮箱由最小壁厚2.25mm的铝合金薄板焊接而成。氧化剂输送管路穿过燃料箱
中间。尾段稍带锥度，底部最大直径2.85m。
仪器舱位于燃料箱和氧化剂箱之间的箱间段处，内部装有一子级工作要求的制导控
制系统和遥测仪器。仪器舱是一个铆接的用桁条和隔框加强的圆筒形承载结构。通过4
个舱口接近维护仪器舱内的仪器。仪器舱利用承载隔框与燃料箱和氧化剂箱的端框对
旋风号2K
接。在仪器舱壳体上装有2台固体反推火箭发动机，用于一、二子级分离时使一子级减
速。
二子级结构
二子级构型与一子级相似，由尾段、隔框、推进剂箱、仪器舱和卫星支架组成（见右下图）。
一氧化剂箱
一氧化剂箱
一燃料箱
燃料箱
旋风号2K一子级
旋风号2K二子级

<!-- 第 320 页 -->
旋风号系列（CEMEYCTBOLIMKJIOH）
·277·
氧化剂输送管路也穿过燃料箱中间。
二子级尾段是圆筒形铆接结构，内有操纵喷管及其管路和作动器，外有4个检测舱口。
二子级发动机位于级间段内，级间段将一、二子级连接在一起。它是由承载隔框和桁条加强的铆接结
构，安装在一子级氧化剂箱的前端框上。利用爆炸螺栓将级间段前端框连接到二子级上。级间段设有上下
两排舱口。上一排舱口用于接近检测发动机组件，下一排舱口用于排出二子级发动机操纵喷管排出的废气。
二子级推进剂箱是承载结构，由3个箱底和圆筒焊接制成。中间球形共底将它分成上下两部分。上部
为氧化剂箱，下部为燃料箱。下部箱底呈锥形，设有加强法兰盘，用双头螺栓固定安装主发动机。推进剂
箱的壳体、箱底和隔框都由铝镁合金制成。
二子级仪器舱处于卫星支架的位置。卫星支架由前框和支柱组成。前框上安装卫星，支柱上安装制导
和遥测仪器。整流罩连接到仪器舱前框上。
在转移轨道工作期间和二子级发动机二次点火工作期间，由低推力推进系统提供推力。
三子级结构
三子级含推进舱、仪器舱和支撑结构（见左下图）。推进系统包括球形推进剂箱、锥体件、1台液体推
进剂低推力发动机ADU-600、管路和连接件。ADU-600含有4台主发动机和16台姿控与稳定发动机。推
进剂箱和姿控与稳定发动机，都安装在锥体件上。4台主发动机安装在推进剂箱上。推进剂箱由弹性隔膜
分成燃料箱和氧化剂箱。仪器舱由圆筒壳体和短的圆筒形连接件组成，舱内装有制导控制系统仪器。
整流罩
整流罩长度9.54m，直径2.7m，质量0.88t，有效容积22.5m²。由圆筒段、锥段和端头组成（见右
下图）。
400
2300
2700
6675
4175
2430
旋风号2K的三子级
旋风号2K的整流罩
锥段是半锥角为20°的截锥形结构。端头由耐热材料制成。整流罩分为沿纵向对称的两瓣，彼此用机

<!-- 第 321 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·278·
械锁扣连接。整流罩与仪器舱之间也用机械锁扣沿横向连接。这些机械锁扣由包带拉紧。在纵向和横向连
接都松开之后，弹簧顶推器将两瓣整流罩释放。
卫星支架
旋风号2K卫星支架呈锥形（见下图），长1.845m，前法兰盘直径1.14m，后法兰盘直径2.7m，质
量140kg。
前法兰盘
隔热膜
后法兰盘
锥形壳
旋风号2K卫星支架
在搬运处理和飞行至分离之前，火工品锁一直把卫星锁定在卫星支架上。卫星和支架之间的分离借助
火工品完成。火工品锁启动时作用在卫星上的冲量不大于3.43N·S。弹簧顶推器用于星箭分离，其主要性
能：额定工作值80.38N·m、偏差（3.04土3.04）%、杆行程83mm、初始力1.738～1757N、最后力162~
221N。旋风号2K整流罩、卫星支架、卫星和三子级构型见下图。
9400
整流罩
有效载荷包络
6675
9542
4175
接口
卫星支架
助推器
一卫星支架支撑框
承力架
级间段
3395
二子级仪器舱
分段式支撑框
二子剂推进剂箱
03000
旋风号2K整流罩和三子级构型

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旋风号系列（CEMEYCTBOIIMKJIOH）
·279 ·
推进系统
一子级推进系统
一子级推进系统包括主发动机PI-261和游动发动机
PI-855。两种发动机的燃料都是偏二甲肼，氧化剂都是四氧
化二氮，都是一次启动型发动机。
PI-261发动机（见右图）是在PI-251的基础上改进而
成的，由能源科学生产联合体研制，由3台双燃烧室P-260
构成，共有6个燃烧室。PI-260为开路循环式双燃烧室火
箭发动机，由涡轮泵输送推进剂。涡轮工质为主推进剂的燃
烧产物。3台PI-260发动机安装在同一发动机支架上，并
通过此支架固定在一子级燃料箱的后端框上。
游动发动机PI-855由南方设计局研制，为自主式一次
使用的泵压式四燃烧室液体火箭发动机，用燃气发生器产生
的燃气驱动涡轮泵，输送推进剂到燃烧室，但燃气不补燃。
在启动时涡轮泵的转子由火工品启动器启动。燃气发生器及
PI-261发动机
混合装置为一子级贮箱提供增压。4个燃烧室都安装在摆动
支架上，可以沿切向单向摆动，进行俯仰、偏航和滚动控制。
PL-855的海平面推力287kN，地面比冲2491m/s，真空比冲2864m/s，质量320kg，燃烧室压力6.54MPa，
喷管出口压力0.0589MPa，混合比1.97，摆动角土41°，工作时间120s。
二子级推进系统
二子级推进系统包括1台主发动机PI-262（见下图）和1台游动发动机PI-856。两台发动机的燃料
都是偏二甲肼，氧化剂都是四氧化二氮，都是一次启动型发动机。
PL-262主发动机是在PI-252的基础上改进而成的，由能源科学生产联合体研制，是一种开路循环式
双燃烧室火箭发动机，由涡轮泵输送推进剂。涡轮工质为主推进
剂的燃烧产物。此发动机由燃烧启动器启动。在主工作模式下，
能调节推力从十5%到-10%。PI-262在工作后期，容许20%的推
力调节能力，以确保过载加速度值控制在可接受的范围内。PI-262
发动机通过发动机架连接在推进剂箱后端框上。
游动发动机PI-856由南方设计局研制，同PI-855发动机一
样，也是自主式一次使用的泵压式四燃烧室液体火箭发动机。4
个燃烧室可以沿切向单向摆动，控制二子级的俯仰、偏航和滚动
姿态。PI-856的海平面推力约54kN，真空比冲2751m/s，质量
112.5kg，燃烧室压力7.16MPa，喷管出口压力0.0245MPa，混
合比1.98，摆动角土30°，工作时间142S。
三子级推进系统
PI-262发动机
三子级（助推舱）装有1台ADU-600液体推进剂低推力发动
机，包括4台主发动机和16台姿控和稳定发动机。所有发动机都

<!-- 第 323 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·280·
可以多次启动。用于控制工作的推力冲量是可变的，由运载火箭制导控制系统发送时间调制信号给发动机
电动阀门，来控制推力冲量的变化。发动机的燃料是偏二甲肼，氧化剂是四氧化二氮。三子级动力飞行时
间最长不超过1400s。
控制系统
一、二子级飞行期间，由自主式四燃烧室发动机PI-855和PI-856控制（见下图）。同步摆动ⅡI-IV燃
烧室可控制火箭俯仰，同步摆动1-IⅢ燃烧室可控制火箭偏航，摆动4个燃烧室可控制火箭滚动。采用液压
作动器摆动燃烧室，一子级姿控发动机燃烧室可摆动土41°，二子级姿控发动机燃烧室可摆动土30°。
PII-855发动机的
姿控燃烧室
PI-856发动机的
姿控燃烧室
旋风号2K的推力矢量控制发动机
上面级的控制力由4台主发动机、8台定向发动机和8台滚动控制发动机产生。这些发动机以距上面
级质心一定的距离安装在上面级上。启动规定的几对发动机，就产生要求的控制力矩。
遥测系统
旋风号2K测量系统包括一、二子级测量系统和上面级测量系统两部分。一、二子级测量系统含有弹
道测量系统和遥测系统。弹道测量装置装在二子级上，箭载遥测装置在一、二子级上各装1套。
上面级测量系统利用无线电数据链路提供控制和数据传输。它从射前准备阶段就开始工作，一直工作
到卫星分离。

<!-- 第 324 页 -->
旋风号系列（CEMEYCTBOLIMKJIOH）
·281·
典型飞行程序
旋风号2K典型飞行时序见下表。
旋风号2K典型飞行时序
事件
时间/s
事件
时间/s
二子级分离
起飞
T+285
T+0
三子级点火
一子级关机
T+295
T+120
一子级分离
三子级关机
T+120
T+485
星箭分离
抛弃整流罩
T+510
T+270
（王基祥）
旋风号3（IIMKJIOH3)
旋风号3火箭
旋风号3火箭是在旋风号2的基础上加一个能再次启动的三子级构成的。3个子级都采用双组元可储
存液体推进剂四氧化二氮/偏二甲肼。1977年6月24日从普列谢茨克航天发射中心进行了旋风号3火箭的
首次发射，将宇宙-921电子侦察卫星送入近地轨道。旋风号3火箭主要用于发射军用卫星，包括电子侦察
卫星、海洋卫星、测地卫星、流星3气象卫星、6单元通信卫星，也发射部分民用卫星。其200km/1500km
轨道运载能力为4000kg，200km／（3000～8000）km轨道运载能力为550kg。旋风号3火箭仅从普列谢
茨克航天发射中心发射。旋风号3火箭的西方代号是F-2，SL-14。
从1977年6月24日至2007年6月30日，旋风号3共发射121次，失败8次，成功率93.4%。高可
靠性来源于：运载火箭与其发射设施作为一个整体长期运行；射前准备和发射操作自动化；以及水平组装

<!-- 第 325 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·282·
和运输技术简化了射前操作。自1987年10月开始，苏联把旋风号运载火箭投入国际商业发射市场，积极
寻求国外用户，每次发射费用为1000万美元（1989年币值）。
旋风号3的圆轨道和椭圆轨道运载能力见下图。
4000
i=73.5°
3000
i=82.5°
椭圆轨道
卫星质量/kg
2000
圆轨道
1000
4000
6000
1000
2000
5000
3000
轨道高度/km
旋风号3的圆轨道和椭圆轨道运载能力
主要技术性能
级数
运载能力
3
全长
39.27 m
近地轨道
3.6 t (h=200 km)
箭体直径
3m
1000km轨道
2.5 t
起飞质量
入轨精度
189 t
起飞推力
2 973 kN
高度偏差
±15 km
推重比
周期偏差
1.604
±5 s
倾角偏差
±3'
一子级
级长
18.87m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
3m
真空推力
主机
起飞质量
127.5 t
2 797 kN
推进剂质量
游机
121t
334.5 kN
真空比冲
发动机
2945m/s（主机）
主机
工作时间
PI-261
120 s
游机
P-68M

<!-- 第 326 页 -->
旋风号系列（CEMEYCTBOIMKJIOH）
·283·
二子级
级长
8.88 m
四氧化二氮/偏二甲肼
推进剂
直径
3m
真空推力
主机
起飞质量
53.3t
955.2 kN
游机
推进剂质量
49t
55kN
发动机
真空比冲
3077m/s（主机）
主机
工作时间
PI-262
160s
游机
PI-69M
三子级
级长
2.58m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
2.25 m
真空推力
78.7 kN
4.6 t
真空比冲
起飞质量
3 109 m/s
推进剂质量
工作时间
3.2t
125 s
发动机
PI-861
整流罩
约10m
19 m3
长度
有效容积
2.7m
高度
直径
6.7m
约2.8t
2.3m
质量
圆柱段直径
15 m3
圆柱段容积
总体布局
子级
2700
旋风号3运载火箭由一、二、三子级，级间段和整流罩构成。整流罩呈锥
111
柱形，包容着三子级和有效载荷（见右图）。
一子级和二子级同旋风号2运载火箭。三子级发动机具有在失重状态下启
子级
动1～2次的能力。
39270
旋风号火箭整流罩能在发射前5h安装上，便于发射微重力材料加工和生
物研究卫星。
箭体结构
子级
一、二子级结构与旋风号2火箭基本相同。三子级和整流罩的构型见后图。
3000
旋风号3布局

<!-- 第 327 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·284·
400
9540
3400
2420
01060
tt
旋风号3火箭三子级和整流罩的构型
推进系统
一、二子级推进系统
一、二子级推进系统基本与旋风号2火箭相同。
三子级推进系统
861
PI-861发动机（见右图）直径2m，长度2.5m，未
加注时质量400kg。研制时间1968年～1972年。
PI-861发动机具有两次启动和推力调节能力，主要由
下列部件组成：燃烧室、涡轮泵、燃气发生器、火工品启
动装置、控制气动装置、阀门、产生控制力的喷管排气系
PII-861发动机
统、控制燃气输送到排气喷管的燃气分配器、控制推力用
的燃气节流器、机架和总装组件。其他还有防热组件、推
力控制作动器、监控燃烧室压力的传感器。
PI-861发动机采用管束式燃烧室，由燃气发生器驱动涡轮向燃烧室输送推进剂。启动时用火工品启动
装置来驱动涡轮转子。PI-861还带有4个小控制喷管，用于三子级姿态控制。通过涡轮排气分配器控制流

<!-- 第 328 页 -->
旋风号系列（CEMEHCTBOLIWKJIOH）
·285·
向各控制喷管的排气。控制阀门由氮气瓶中的氮气操纵。PI-861的真空推力78.7kN，真空比冲3109m/s,
燃烧室压力8.88MPa，喷管出口压力0.0052MPa，混合比2.10，推力调节范围土5%，控制喷管能产生的
最大控制力在俯仰偏航通道为15.7kN，在滚动通道为1.18kN。发动机工作时间125s。PI-861的涡轮泵
转速32800r/min，氧化剂流量17.15kg/s，涡轮入口燃气温度880°，涡轮功率519kW。
发射操作
旋风号是世界上第1种采用全自动射前准备与发射技术的运载火箭。它在发射中心总装厂房内完成总
装和测试后，就不再需要人直接操作，而是自动按程序沿铁路水平运往发射台，由控制室通过远距离自动
控制系统监控相关设备的运行：起竖到垂直位置、自动进行推进剂加注、测试和发射。通过操作指挥人员
的专用系统监控发射准备工作流程的实施，整个操作过程由电视监控系统摄录。高度自动化的过程简化了
地面操作工序，提高了发射可靠性。
在发射后，旋风号发射设备不要求修复，而是把一次使用的零部件和运输起竖设备一起从发射设施上
撤出。发射设备的保证使用寿命为10年。
典型飞行程序
级主发动机第1次启动时，主要用于把卫星送入高度为200～250km的近地轨道，第2次启动主要用于把
卫星送入250km以上的轨道。三子级主发动机在这些轨道高度上的再启动能力，保证了最充分地利用火
箭的推进能量。三子级还能利用其小推力姿态调整推力器依次送多颗卫星进入各自的轨道。
旋风号3火箭典型飞行剖面图见下图。
B
D
F
三子级主发动机第2次启动送卫星入轨
三子级主发动机第1次启动送卫星入轨
AB一、二子级动力飞行段弹道，持续约280s；
AB—一、二子级动力飞行段弹道，持续约280s；
BC一第三级第1滑行段，至少持续40s;
BC一第三级滑行段，至少持续40s;
CD一三子级第1次动力飞行段，持续5~113s；
CD一三子级动力飞行段，持续5～118s
DE一第三级第2滑行段，至少持续150s;
EF一三子级第2次动力飞行段，持续5~113s
（王基祥）

<!-- 第 329 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·286·
旋风号 4（IИKJIOH 4)
旋风号4火箭（见左下图）是旋风号运载火箭中最新的最大推力型火箭，三级串联配置。旋风号4火
箭最大程度地采用了旋风号3的一子级和二子级，保留了生产工艺技术，并努力实施新的技术途径。采用
了新的三子级，增加了推进剂质量，主发动机为具有3次再启动能力的PI-861K液体火箭发动机（见右下
图）。PI-861K是PI-861的改进型，发动机比冲提高了161.8m/s，再启动次数从2次增至3次，工作时
间延长了3倍。
旋风4火箭示意图
PI-861K发动机
旋风号4装有现代化控制系统、飞行安全控制系统和测量系统，新的4m直径有效载荷整流罩。在发
射台上的各级推进剂加注操作都从一子级底部进行。
旋风号4目前正在研制中。2003年10月，乌克兰与巴西签订合作协议，决定在巴西阿拉坎塔拉航天
中心发射旋风号4火箭，预定于2007年首飞。
旋风号4能运送5250kg有效载荷进入185km、倾角51.5°的近地轨道，运送1800kg有效载荷进入
地球同步转移轨道，运送1.6t至地球同步轨道。进入500km高度圆轨道时的入轨精度：偏心率土0.001，
轨道周期土4s，倾角0.2°。进入地球同步轨道的入轨精度：近地点高度土5km，远地点高度土150km，
倾角±0.05°。
旋风号4火箭的进一步升级方案可能采用弗雷盖特上面级作为三子级。

<!-- 第 330 页 -->
旋风号系列（CEMEYCTBOLIMKJIOH）
·287·
主要技术性能
起飞推力
级数
2 971 kN
3
全长
推重比
39.95m
1.53
运载能力
箭体直径
5.25 t(h=185 km,i=51.5°)
3~4m
起飞质量
198 t
一子级
级长
四氧化二氮/偏二甲肼
18.87m
推进剂
直径
真空推力
2 971 kN
3m
真空比冲
子级质量
2 946 m/s
127.4 t
120s
工作时间
推进剂质量
121 t
发动机
PI-261+PI-855
二子级
级长
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
10.08 m
直径
真空推力
975.8 kN
3~4m
51.7t
真空比冲
子级质量
3 079 m/s
工作时间
49t
160 s
推进剂质量
发动机
P-262+PI-856
三子级
2.83 m
级长
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
真空推力
7.49 kN
4m
真空比冲
起飞质量
13.38t
3187 m/s
最长工作时间
370s
推进剂质量
9.12 t
发动机
PI-861K
整流罩
长度
直径
8.697m（短型）
4m
质量
直径
1.3 t
9.697m（长型）
（王基祥）

<!-- 第 331 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·288·
天顶号系列（CEMEИCTBO3EHИT)
天顶号（3eHHT/Zenit）系列运载火箭包括4个型号，即2型、海射3SL型、陆射3SLB型和陆射2SLB
型。
最早研制的是天顶号2两级火箭，是苏联研制的当时最现代化的运载火箭，主要用于运载本国的军用
卫星，特别是侦察卫星，因此要求火箭具有快速反应能力，一旦需要，可在很短时间内发射。天顶号2的
一子级还要用作能源号火箭的助推器，要求有载人的能力。这就对火箭的结构、推进系统和可靠性提出了
很高的要求。天顶号2于1976年开始研制，1985年开始飞行试验。1989年5月，苏联将天顶号2作为商
用运载火箭投入国际航天发射服务市场，其每千克有效载荷的发射费用为5000美元（地球同步转移轨道）
和12500美元（地球同步轨道或太阳同步轨道），均为1989年币值。
天顶号2由在乌克兰的南方科研生产联合体研制。苏联解体后，天顶号成为乌克兰最主要的运载火箭，
但主要用户是俄罗斯。俄罗斯宁愿改用本国的火箭也不用天顶号来发射卫星，原先天顶号的一些计划，例
如，用天顶号发射飞船、向空间站运送人员和物资、在普列谢茨克航天发射中心建造天顶号发射装置等，
都被取消了。进一步研制天顶号3三级运载火箭的计划也被推迟了。这就使天顶号的发展处在非常困难的
境地。虽然在1989年乌克兰和俄罗斯的有关机构也曾经和澳大利亚与美国的几家公司签订了在澳大利亚
东海岸的约克角建造发射场、利用靠近赤道的有利条件发射天顶号、开展商业发射服务的协议，但由于得
不到资金的支持，最终也没有实现。
到了20世纪90年代终于出现了转机，一个从海上发射天顶号三级运载火箭的创新构想被提出。把整
枚火箭装到船上，驶往赤道定点发射，可以显著提高火箭的运载能力。经过1993年的探索，1994年的初
俄罗斯的能源火箭航天集团、美国的波音商业航天公司和挪威的克瓦耶梅尔公司分别投资15%、25%、40%
和20%于1995年4月合资组建了一个有限责任公司，即国际海上发射公司。公司的总部和基地港设在美
国南加州的长滩。海射天顶号3SL于1999年进行了首飞。
在海射天顶号3SL取得成功后，国际海上发射公司为了进一步开拓火箭发射服务市场，取得更多的市
场份额，提出了从陆地发射天顶号的方案，即海射天顶号“登陆”或海射改陆射方案。计划用陆射两级天
顶号2SLB和三级天顶号3SLB来满足中低轨道和高轨道用户的不同需要。2003年国际海上发射公司作为
主承包商和俄罗斯航天国际服务公司作为分承包商合作，负责陆射天顶号2SLB和3SLB火箭的发射服务
工作。这两个型号可以利用现有的海射天顶号3SL火箭，还可以利用天顶号2原有的发射设施，研制费用
很低。虽然火箭的运载能力下降了，但发射费用要远比海射的费用低，对某些中等质量卫星用户仍然有吸
引力。陆射天顶号3SLB计划于2007年进行首次飞行试验，发射乌克兰的第1枚国内卫星Sich-2。陆射天
顶号2SLB也计划在2007年进行首次飞行。
截至2007年6月30日，天顶号系列共进行61次发射，成功54次，失败7次，成功率为88.5%。
天顶号系列总体参数见后表，各型的外形由后图示出。

<!-- 第 332 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHMT）
·289·
天顶号系列总体参数
运载能力/kg
全长/m
级数
直径/m
型号名称
起飞质量/t
起飞推力/kN
发射方式
13900（200km圆
陆地
天顶号2
57
3.9
7257
2
460
轨道，51.9°）
13900（200km圆
陆地
陆射天顶号2SLB
2
3.9
7269
57.35
458.2
轨道，51.9°）
6066(200kmX
海上
海射天顶号3SL
59.6
3.9
7257
3
473
35786km，0°）
3500（4100km×
陆地
3.9
陆射天顶号3SLB
58.65
466.2
7269
3
35786km,23°）
AND
天顶号2
海射天顶号3SL
陆射天顶号3SLB
陆射天顶号2SLB
天顶号系列各型的外形图
（谢佐慰）
天顶号2（3EHИT 2)
天顶号2是苏联在研制H-1型重型运载火箭失败后研制的现代运载火箭，用于将中型和重型卫星送入
低于1500km高度的低地球圆和椭圆轨道。由于对火箭提出了快速反应和载人要求，使火箭在研制期间遇
到了很大的困难，研制进度也推迟了两年多。天顶号2火箭的研制有如下一些特点：整个火箭水平组装和
运输，大大简化了技术设备和射前准备工作；采用全自动化射前流程处理，最大限度缩短发射准备时间，

<!-- 第 333 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·290·
提高人员的安全性；广泛进行地面试验，要求在飞行试验之前，结构和所有系统与部件的功能都通过地面
试验得到充分验证，以确保高可靠性；采用无毒推进剂液氧和煤油。天顶号2火箭从1976年3月开始研
制，1985年4月13日进行首飞，至2007年6月30日共进行了37次飞行试验，成功32次，失败5次，
成功率为86.5%。
主要技术性能
全长
57m
有效载荷质量（不包括适配器）
3.9m
13 900 kg
最大直径
圆轨道（200km，51.9°）
太阳同步轨道（800km,98.6°）4900kg
最大起飞质量
460t
起飞推力
入轨精度（2～3o）（圆轨道）
7257 kN
±7km
推进剂质量
高度偏差
409 t
倾角偏差
±0.07°
周期偏差
±2.5 s
一子级
级长
32.9m
发动机
PI-171
直径
3.9m
地面推力
7257kN
子级质量
地面比冲
3028m/s
354.6t
真空比冲
推进剂质量
322.27t
3 302.6 m/s
工作时间
煤油质量
88.77t
140~150 s
液氧质量
233.5t
二子级
级长
10.4 m
真空推力
主机
直径
3.9 m
833.6 kN
游机
子级质量
90.8 t
78.4 kN
真空比冲
推进剂质量
81.7t
发动机
主机
3430m/s
主机
游机
PI-120
3 351.6 m/s
游机
PI-8
工作时间
主机
200~315 s
游机
300~1100 s
总体布局
天顶号2火箭由一子级、二子级、仪器舱和整流罩串联组成。一子级和二子级之间用杆系构件连接，
两个子级各带一段杆系，级间分离面处在杆系的中间位置。仪器舱放在二子级上端。火箭全长约57m，直

<!-- 第 334 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHMT）
·291·
径3.9m，这个直径是铁路运输所能允许的最大直径。天顶号2火箭总体布局见下图。
整流罩
二子级
57004
子级
天顶号2总体布局图
箭体结构
一子级结构
一子级是机械铣切的铝合金蒙皮用隔框和桁条加强的整体结构，由液氧箱、箱间段、煤油箱和尾段组
成。液氧箱在上部，煤油箱在液氧箱下面。液氧箱的下底贴合在煤油箱向下凹的上底上，输送导管通过煤
油箱的中部向发动机输送液氧。煤油箱的下底前拱，以便于安装发动机并缩短一子级的长度。尾段内装有
1台液体火箭发动机。推进剂贮箱用冷氨增压系统增压，氢气瓶浸泡在液氧箱内，固定在箱底上。在尾段
的底部外侧对称安装4个固体反推推力器，用于一、二子级的级间分离。一子级的外形见下图。
ZENIT
一子级外形

<!-- 第 335 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·292·
二子级结构
二子级也采用机械铣切的铝合金蒙皮用隔框和桁条加强的整体结构。圆筒形液氧箱配置在上部，煤油
箱在液氧箱下面。煤油箱采用环形贮箱，套在二子级主发动机上部四周，主发动机通过喷管扩散段前部延
伸的8个支杆和煤油箱下端的隔框相连接。二子级下部还装有1台游动发动机，游动发动机的4个推力室
推推力器。二子级的外形和尾部由下面两图示出。
二子级外形
二子级尾部

<!-- 第 336 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHMT）
·293·
整流罩部件
整流罩部件包括整流罩、卫星支撑结构和卫星支架等组件。天顶号2火箭使用长短两种整流罩以满足
不同用户的需要。整流罩采用铆接的铝合金蒙皮和桁条加强结构，由圆筒段和20°角的锥壳组成。标准的
长整流罩由两个圆筒段和--个锥壳组成，长13.65m，直径3.9m，质量2300kg；短整流罩是把长整流罩
去掉一个圆筒段构成的，长11.16m，直径3.9m，质量2100kg。整流罩使用标准的检查口和透无线电波
的窗口。为了满足一箭多星的发射需要，成功研制了2个大卫星和12个小卫星用的卫星支撑结构和支架。
整流罩在二级飞行期间通过释放机械锁销和点燃12个爆炸螺栓与二子级分离，并借助氮气气压系统推开。
下面给出了两个整流罩的示意图。
300
20°
300
20°
11155
13650
3300
12240
9700
3300
8370
3900
5880
3900
3400
3400
整流军示意图
推进系统
推进系统由一、二子级液体火箭发动机及其推进剂增压输送系统组成。
一子级推进系统
一子级推进系统由俄罗斯动力科研生产联合体研制，采用1台高压补燃的四燃烧室发动机，代号为
PI-171（11D520)。该发动机和能源号运载火箭助推级4个助推器使用的发动机PI-170基本上相同，是同
时研制的。两者的主要区别是：PI-170发动机的推力室可以沿两个轴向摆动，而PI-171发动机的推力室
只需要沿1个轴向摆动。用1台垂直安装的分级燃烧涡轮泵同时向4个燃烧室输送推进剂。涡轮泵处在4
个燃烧室中间。发动机按最经济的闭环方式工作，利用燃气发生器的燃气来驱动涡轮，燃气在驱动涡轮后，
大部分进入燃烧室头腔补燃，小部分经增压用的氮加温器后进入液氧预压泵，再进入液氧泵。在液氧泵和
煤油泵前都装有预压泵，用以降低对贮箱的增压压力，减轻增压系统和贮箱的结构质量。液氧经液氧泵进
入预燃室。预燃室采用液氧冷却，富氧燃烧，以防止积碳。煤油泵采用二级泵，煤油经一级泵后，大部分
到达预燃室。发动机启动采用点火燃料13%A1(C2H5)3+87%B(C2Hs)3。发动机的外形由后图示出，主要技
术性能见后表。

<!-- 第 337 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·294·
Pt-120
PA-171
PI-171发动机外形
PI-171发动机性能参数
项目
参数
项目
参数
结构质量/kg
液氧/煤油
推进剂
9500
地面推力/kN
7257
加注后质量/kg
10500
地面比冲/（m·s-1)
3028
高度/mm
4000
真空比冲/（m·s-1)
直径/mm
3302.6
3800
工作时间/s
燃烧室压力/MPa
24.5
140~150
关机方式
喷管出口压力/MPa
指令或耗尽关机
0.69
节流能力
喷管面积比
37
49%~100%
混合比
2.63
一
二子级推进系统
二子级推进系统也由俄罗斯动力科研生产联合体研制，采用1台高压补燃的主发动机和1台游动发动
机。主发动机代号PI-120（11D123），是喷管不摆动的单燃烧室发动机。它利用燃气发生器的富氧燃气驱
动涡轮带动液氧泵和煤油泵，分别输送液氧和煤油，将液氧和煤油分别输送给液氧泵和煤油泵。在液氧泵
和煤油泵前设有预压泵。液氧预压泵前装有过滤器，用以保证进入燃烧室的液氧清洁度。在发动机启动时
利用容积20L和充压压力（21.57士0.98）MPa气瓶的气体来驱动两个预压泵的涡轮，启动后分别用液氧
泵和煤油泵泵后的高压液氧和煤油带动预压泵。液氧泵为一级泵，其输出的液氧大部分进入预燃室，小部
分用来带动液氧预压泵。煤油泵为二级泵，第1级的出口压力为29.42MPa，输出的煤油分为3股，占大
部分的一股进入燃烧室冷却套，第2股用于带动煤油预压泵，第3股经二级泵将出口压力提高到49MPa
后，再经推力调节器进入预燃室。预燃室用液氧冷却，富氧燃烧。富氧燃气流经涡轮后，大部分进入燃烧
室头腔，小部分流经氨加温器后进入液氧泵泵前。氨加温器将氨气瓶的氨气加温，用于推进剂贮箱的增压。
主发动机PI-120的外形见后图，性能参数见后表。

<!-- 第 338 页 -->
天顶号系列（CEMECTBO3EHMT）
·295·
PI-120发动机外形
PI-120发动机性能参数
参数
项目
参数
项目
液氧/煤油
结构质量/kg
推进剂
1125
加注后质量/kg
真空推力/kN
833.6
1285
高度/mm
真空比冲/（m·s~1)
3430
3872
直径/mm
燃烧室压力/MPa
16.28
1954
工作时间/s
喷管出口压力/MPa
12.75
200~315
喷管面积比
关机方式
指令或耗尽关机
106
混合比
节流能力
83%~100%
2.58
煤油流量/(kg·s-")
175.4
67.46
液氧流量/（kg·s-1）
游动发动机代号PI-8（11L513），由南方设计局和南方机器制造公司
研制。此发动机和主发动机使用同一个贮箱的推进剂，也采用高压补燃
方式，用1台涡轮泵向4个推力室输送推进剂。4个推力室对称地配置在
主发动机喷管的四周。
每个推力室在头部装有1个摆动接头，可以使推力室沿1个轴向摆
动。装有摆动接头的推力室见右图，其最大质量为36.5kg。发动机和燃
气发生器用启动燃料点火，燃气发生器产生的燃气驱动涡轮泵，燃气流
经涡轮后，温度从840℃C降低到约400℃，然后燃气进入推力室，采用
富氧燃烧以防止积碳。在发动机启动期间利用氨气使涡轮转子开始转动，
气瓶的氦气通过电磁阀控制。游动发动机在二子级主发动机点火前10s
开始工作，直到主发动机关机后75s结束工作。它在加注推进剂以后可
以在火箭内存放24h。
PI-8发动机性能参数见后表。
装有摆动接头的推力室外形

<!-- 第 339 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·296·
PII-8发动机性能参数
项目
参数
项目
参数
液氧/煤油
真空推力/kN
推进剂
78.4 (4× 19.6)
真空比冲/（m·s-")
3 351.6
380
发动机质量/kg
燃烧室压力/MPa
工作时间/s
1100
7.65
4000
喷管出口压力/kPa
4.9
寿命时间/s
可靠性
104
不低于0.995
喷管面积比
节流能力
混合比
2.4
仅为100%
±8%
关机方式
指令或耗尽关机
调节范围
一
一
推力保持精度
±45%
控制系统
天顶号2采用惯性制导系统。此系统使用惯性稳定平台和制导计算机。计算机是Biser-2型制导计算
机。该机使用三重余信息通道以提高可靠性，利用少数服从多数的表决方法作出决定。在1998年9月9
日第31次飞行试验中，有两个通道都发生故障，第3个通道按表决结果只能发出飞行终止的指令，导致
飞行失败。事后针对这种情况作了相应的改进。导航系统利用1个光学瞄准器件进行发射方位瞄准，此器
件装在二子级外侧，在火箭起飞瞬间从二子级弹出，落回发射台。火箭使用数字化飞行控制系统控制各级
的飞行。一子级的飞行姿态通过摆动发动机的4个推力室进行控制，每个推力室可沿1个轴向摆动
土6.3°。二子级的飞行姿态通过摆动游动发动机的4个推力室进行控制，每个推力室可沿1个轴向摆动
±33°。
发射操作
天顶号2火箭从拜科努尔航天发射中心（45.9°N，63.7°E）的45号发射工位发射。该发射工位有左
右两个发射台，可以交替使用，但右发射台在1990年10月的一次发射中因发射失败而受到严重破坏，从
此不能使用。为保证飞行安全，火箭的一子级和整流罩在分离后应坠落在安全地带，坠落区离发射点约有
800～1925km，火箭的飞行轨道要能飞过这个地带，因此发射方位角和倾角就有所限制，如51.5°、
63.9°、88.1°和98.8°的倾角可以直接发射入轨，而其他倾角就需要进行转向机动。这对火箭的性能会
造成一些损失。
火箭的各级和整流罩经铁路运输到42区的总装测试大楼，该楼装有1套火箭检测设备、1套卫星检测
设备以及其他辅助设备，可以完成全部射前准备工作。在大楼内利用桥式吊车将火箭各级和整流罩转装到
专用对接车上，车上装有带抓抱设备的支架，用以固定火箭，防止其纵向和横向移动。支架可以沿轴向移
动20～150mm和转动土3°，以便于进行水平对接。一、二子级对接好以后，要进行电路和其他检查测试。
然后将对接好的一、二子级与卫星水平对接并进行必要的检测，再装上整流罩。从火箭各部件运至发射中
心再到完成整个火箭的总装测试仅需要91h。最后要将整个火箭转装到运输起竖车上。该车利用两个铁路
平车由蓄电池牵引车牵引到发射工位的发射台，如后图所示。

<!-- 第 340 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHIT）
·297·
装有天顶号2火箭的运输起竖车正在驶向发射台
发射设施可以保证对火箭自动进行有效的发射操作和实施发射。发射工位除有发射台外，还有燃气导
流器与喷水冷却系统、推进剂贮罐与加注系统、压缩气体（氮气、氮气和空气）制取系统、空气恒温系统、
自动化遥控系统、电源和各种维护设备。运输起竖车抵达发射台后，利用液压千斤顶将装有火箭的起重臂
连同电缆杆一起竖立到发射台上。从火箭离开总装测试大楼到发射台并完成各种发射操作，包括火箭起竖、
火箭与地面的电气、气动和液压管线的对接、加注管路的对接、对接质量检查、加注推进剂、保温、供应
压缩气体、监控发射操作过程、切断所有管线连接、降下起重臂、撤出运输起竖车、喷焰冷却、点火发射
等，都是在遥控系统控制下自动进行的。天顶号是苏联继旋风号运载火箭之后第2个使用全自动发射系统
发射的火箭。火箭在离开总装测试大楼后通常可在28h之内发射。
（谢佐慰）
海射天顶号3SL（3EHИT 3SL)
海射天顶号3SL发射系统由国际海上发射公司负责管理，该公司4个投资商均有代表参与管理。乌克
兰南方设计局和南方机器制造公司负责火箭总体设计、一二子级设计和制造并参与射前准备和发射操作；
俄罗斯能源火箭航天集团负责设计和制造三子级并参与射前准备和发射操作：美国波音商业航天公司负责
全面计划管理、财务、保险、市场营销、供应商和事务管理以及射前准备和发射操作，还负责设计和制造
有效载荷整流罩部件；挪威克瓦耶梅尔公司负责设计和制造两艘船。此外，还有主管美国德尔它火箭市场
海射天顶号3SL火箭是世界上第1种从海上发射的运载火箭。发射地点依据气候条件、船只往返时间
和火箭分离部件坠落区的安全性加以选择，最后把发射地点选在地理坐标0°N，154°W的地方。这里的
气候条件良好，风浪也不大，几乎可以全年发射。从这里发射卫星不受轨道倾角的限制，也无需变轨，可
以直接把卫星送入地球同步转移轨道或者地球同步轨道，从而可以提高火箭的运载能力或延长卫星的在轨
寿命。一、二子级和整流罩在分离后的坠落区也都在海上，比较安全。所有射前准备和发射操作所需要的
装置和设备全都配置在两艘船上，不需要建造固定的陆地发射场。
海射天顶号3SL于1999年进行首次飞行试验，到2007年6月30日共进行了24次飞行试验，成功
22次，失败2次，成功率为91.67%。
海上发射系统主要包括3个组成部分，即火箭部分、海上部分和陆地部分。

<!-- 第 341 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·298·
主要技术性能
全长
59.6 m
运载能力
6 066 kg
3.9 m
最大直径
地球同步转移轨道
最大起飞质量
473t
(200 km/35 786km, 0°)
1 700kg
推进剂质量
425t
地球同步轨道
起飞推力
7257kN
一子级
级长
32.9 m
发动机
PI-171
直径
地面推力
3.9 m
7257 kN
子级质量
地面比冲
354.6t
3 028 m/s
真空比冲
推进剂质量
322.27t
3302.6 m/s
88.77 t
煤油质量
工作时间
140~150s
液氧质量
233.5t
二子级
10.4 m
级长
真空推力
直径
主机
3.9m
833.6kN
游机
子级质量
90.8 t
78.4 kN
真空比冲
推进剂质量
81.7t
发动机
主机
3430 m/s
主机
游机
PI-120
3 351.6 m/s
游机
工作时间
PI-8
主机
300s
游机
300~1 100 s
三子级
级长
5.6 m
推进剂
液氧/煤油
直径
发动机
3.7m
11D58M
18.5 kg
子级质量
真空推力
84 kN
15.9 kg
推进剂质量
真空比冲
3 488.8 m/s
整流罩
长度
质量
11.16m（短罩）
2100kg（短罩）
13.65m（长罩）
2300kg（长罩）
直径
3.9 m

<!-- 第 342 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHИT）
·299·
总体布局
海射关顶号3SL三级运载火箭是在天顶号2火箭的基础上发展而来的，主要用于向地球同步转移轨道
或地球同步轨道运送卫星。它在结构和推进系统方面做了某些改进，这些改进使火箭的地球同步转移轨道
运载能力从5250kg提高到6000kg。这个运载能力和从美国卡纳维拉尔角发射6800kg质量的卫星进入
同一轨道的运载能力相当。
海射天顶号3SL火箭全长59.6m，最大直径3.9m。它是以天顶号2火箭的-、二子级为基础，再增
加1个三子级和1个新整流罩部件串联构成的。其总体布局由下图示出。
整流罩部件
4.15-11.39m
DM-SL三子级4.9m
3.7→
3.9
二子级10.4m
一子级32.9m
3.9
海射天顶号3SL火箭的总体布局
箭体结构
一、二子级结构
海射天顶号3SL火箭一、二子级在结构上和天顶号2的一、二子级基本上相同，主要的不同之处是：
火箭底部作了加强，有更大的结构强度，以满足动态发射的需要；推进剂加注管路作了调整，增加了三子
级的加注管路；各级和有效载荷部件的质量减轻了；对3个子级的推进剂利用作了优化。一、二子级布局
和一子级与二子级外形见后图。

<!-- 第 343 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·300·
DM-SL上面级接口平面
液氧箱
煤油箱
二子级
10.4m
固体推进剂分离
级间段
火箭（4个）
分离面
电气/气动连接板
主发动机喷管
控制小喷管
3.9m
液氧箱
子级
32.9m
煤油箱
固体推进剂分
离火箭（4个）
单个涡轮泵
固体推进剂分离
火箭 (4个)
主发动机喷管
A-A视图
（4个）
一、二子级布局图

<!-- 第 344 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHMT）
·301·
SEALAUNILH
SEALAUNIH
一子级外形
ZENIT-3S
二子级外形
三子级结构
三子级是DM-SL上面级，长5.6m，直径3.7m，质量19711kg（包括中段和下段外壳）。该级是由苏
联其他运载火箭使用的DM上面级改进过来的，其内部布局和没有装外壳的三子级外形见后面两图。

<!-- 第 345 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·302
有效载荷整流
罩接口平面
仪器舱
中段壳体
分离平面
液氧箱
上段
3.7m
中段
煤油箱
姿态控制发动
机(2台）
二子级分离平面
11D58M发动机
下段
3.9m
三子级结构布局图
未装外壳的三子级外形

<!-- 第 346 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHИT）
·303·
在三子级的内部利用1套杆系构件来支撑和固定该级的各个部件。球形液氧箱在三子级上部，装
有11290kg液氧。在其下面是环形煤油箱，装有4560kg煤油。最下面安装主发动机11D58M，发动机头
部的涡轮泵组件处在环形煤油箱中间的中空部位。液氧箱和煤油箱都通过增压系统输送推进剂，液氧箱用
氧/氮混合气体增压，煤油箱用氮气增压，氮气瓶浸泡在液氧箱内，固定在箱的底部。在煤油箱下面装有2
台小的姿控沉底发动机，每台发动机带有4个小喷管，配置在主发动机喷管的两侧。这两台小发动机使用
自燃推进剂四氧化二氮和偏二甲肼，其两套贮箱也固定在杆系构件上。在球形液氧箱上面装有1个环形仪
器舱，里面装有制导、控制与遥测仪器和电子设备。仪器舱是增压密封的。三子级的外壳将三子级从外面
包住，分为中段和下段两部分。两段都采用铝合金蒙皮和桁条加强结构。中段是圆筒形壳体，质量为526kg。
下段为截锥壳体，质量为715kg，其上端与3.7m直径的中段连接，下端与3.9m直径的二子级连接。两
段壳体在三子级点火之前都要抛掉，下段在二子级分离时随二子级一起分离，中段则在三子级点火之前不
久抛掉。三子级可以多次启动，还可以进行复杂的在轨机动，包括滑行期间的不间断滚动。
整流罩部件
整流罩部件包括过渡裙段、支撑结构、卫星支架和整流罩（见下图）。整流罩部件和有效载荷（卫星）
组装在一起叫做有效载荷部件，该部件底部插入三子级环形仪器舱的中空部位1.1m深。
头帽
（复合材料）
有效载荷整流罩
（石墨/环氧复合材料）
纵向分离系统
11.39m
4.15m
卫星接口平面
卫星支架（铝合金）
有效载荷支撑结构
密封膜
三子级DM-SL
周向分离系统
接口平面
过渡裙部
三子级DM-SL（局部视图）
有效载荷整流罩布局图

<!-- 第 347 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·304·
过渡裙部如下图所示，它用来连接三子级中段壳体和整流罩并通过支撑结构和卫星支架来支撑卫星。
裙部采用铝合金蒙皮和桁条加强结构，全长0.81m，底部直径3.7m，顶部直径4.15m。
裙部外形
支撑结构是45°锥壳结构，由下图示出。它采用石墨/环氧复合材料，用于在卫星水平和垂直操作时
支撑卫星，还用作卫星的环境保护结构。支撑结构安装在裙部的隔框上，其上表面敷盖一层密封膜，可以
防止热流和污染物从三子级进入有效载荷部件。在支撑结构上装有单向阀，可以使有效载荷部件内的空气
流出，又可防止空气从三子级回流。
卫星支架
有效载荷支撑结构
裙部
裙部、支撑结构和卫星支架外形
卫星支架是与卫星直接连接的结构，可以用螺栓连接，也可用典型的马门夹箍连接。卫星支架有多种
构型，可以适应不同的卫星需要。比较常用的有接口直径1666mm的SCA1666，接口直径1664mm的
SCA702+或SCA702+GEM和接口直径1194mm的SCA1194VS等。卫星的分离是通过余线路引I爆，使

<!-- 第 348 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHMT）
·305·
螺栓或夹箍与卫星分离，再用弹簧将卫星顶推出去。卫星支架通常是从萨阿卜·埃里克森航天公司采购的
标准支架。
整流罩（见下图）全长11.39m，直径4.15m，质量1700kg，可以适应多种卫星设计方案。它由两段
组成，采用石墨环氧面板和铝蜂窝夹层结构。标准的设计方案采用两个直径约为610mm的检查窗口，开
在整流罩纵向分离平面的两侧，距分离平面至少17°。整流罩从囊封到发射前利用便携式空调器充以经过
调节的空气。冷空气流从其一侧的进气口进入，通过在支撑结构上的单向阀排出。在整流罩的外表面还有
一层隔热层，用以防止内部受热。整流罩可以为卫星从囊封到发射和上升段飞行提供环境保护。整流罩的
抛罩时间应能确保最大散布的自由分子加热不会超过卫星的要求。
整流罩外形
推进系统
一、二子级推进系统
一、二子级的推进系统和天顶号2一、二子级的推进系统相
同，但后期在性能上有所提高。二子级主发动机PI-120的真空
推力由833.6kN提高到912kN，游动发动机PI-8的燃烧室压力由
7.65MPa提高到7.84MPa，真空比冲由3351.6m/s提高到
3360.9m/s，真空推力也由78.4kN提高到79.38kN。
三子级推进系统
三子级推进系统由发动机及其推进剂增压输送系统组成，可
以多次启动，在一次飞行任务中最多可以启动5次。推进系统包
括1台主发动机11D58M（见右图）和2台小姿控/沉底发动机。
主发动机是高压补燃的单喷管发动机，由燃气发生器的燃气驱动
主发动机11D58M外形
涡轮泵来输送推进剂，发动机喷管可以双向摆动以进行俯仰和偏

<!-- 第 349 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·306·
航姿态控制，利用涡轮泵后分流的燃气进行滚动控制。喷管扩散段采用碳碳复合材料，长度比原来的型号
加长了一些。11D58M发动机的基本性能见下表。
11D58M发动机的基本性能
项目
参数
项目
参数
推进剂
液氧/煤油
关机方式
预定速度或耗尽关机
真空推力/kN
84
仅为100%
节流能力
真空比冲/（m·s-1）
3488.8
再启动能力
可多达5次
燃烧室压力/MPa
7.74
712（一次点火任务）
工作时间/s
280
270+425（两次点火任务）
喷管面积比
混合比
2.48
一
一
2台小姿控/沉底发动机使用自燃推进剂四氧化二氮和偏二甲肼，其喷管可以摆动，用于在滑行段控制
火箭的飞行姿态并使推进剂沉在贮箱底部。
控制系统
海射天顶号3SL火箭使用2套惯性制导和姿态控制系统，一套装在二子级上部的仪器舱内，用于一、
二子级飞行期间的制导和控制，另一套安装在三子级上部的环形仪器舱内，用于三子级飞行时的制导和控
制。一、二子级用的系统与天顶号2所用的相同，但换用了1台新的经过改进的Biser-3型计算机，这台
多冗余度制导计算机能够防止以往出现的错误，曾经在苏联其他火箭的飞行试验中成功地得到了验证。三
子级的系统包括1台性能更好的飞行计算机和1个新的惯性导航系统。这个新系统利用了潜射弹道导弹的
导航系统，更能适应浮动发射平台的需要。
控制系统也使用数字式系统。一、二子级的姿态控制系统和天顶号2所用的相同。三子级飞行时，利
用主发动机喷管的摆动来控制俯仰和偏航，而用从涡轮泵后分流的燃气来控制滚动姿态。在三子级滑行期
间，则通过姿控/沉底发动机的4个喷管的摆动来控制3个轴向的姿态。
发射操作
海射天顶号3SL发射系统除火箭部分外，还包括海上部分（装配指挥船和浮动发射平台）和陆地部分
（基地港），详细描述参见“海上发射中心”部分。海射天顶号3SL发射准备从火箭各级、整流罩部件和
有效载荷运到基地港开始，分3个阶段进行。第1阶段是在基地港的有效载荷处理厂房处理有效载荷（卫
星）。要在处理和加注厅对卫星进行机械和电气检测，安装火工品和加注推进剂，然后将卫星送往囊封厅，
在囊封厅对卫星进行囊封并将其与装在加强构件上的整流罩部件对接。装有卫星的整流罩部件进行射频检
测后，就可送上装配指挥船。第2阶段要在装配指挥船上进行火箭各级的组装，再和装有卫星的整流罩进
行对接，然后对装配好的整个火箭进行综合测试。最后要将整个火箭转运至发射平台的大舱内。第3阶段
是在发射平台上将火箭竖立，对有效载荷部件进行电气检测和射频端对端试验，然后放平火箭。发射平台
相关图示见后图。

<!-- 第 350 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHИT）
·307·
通过船尾斜台向装配指挥船转载有效载荷部件
从装配指挥船向发射平台转载组装成一体的火箭
这两艘船从基地港以平均速度10节到达预定发射点需要10～12天。在到达发射地点后发射平台要下
潜到22.5m吃水深度，利用GPS系统的信息通过由1组推力器组成的动态定位系统来定位和定向，利用1
个主动式修正和配平系统来补偿平台上质量的移动，使平台保持稳定，再用主动式调平系统调定水平姿态。
火箭能在浪高不大于2.5m的条件下发射。装配指挥船驶近发射平台，伸出连接桥与平台连接，有关人员
通过该桥登上平台，进行一次发射准备情况评审。评审通过以后，发射操作人员就可开始进行发射操作。
在发射前T一27h打开舱门，装有火箭的运输起竖车移出大舱，自动驶往发射台，将火箭起竖，连接电气、
液压、气动和推进剂输送管路，便携式空调气源切换到发射台的气源，这些工序全都是在控制中心监控下
自动进行的。在做完射前全箭最终测试后，除留下几个人外，其他所有人员要撤离发射平台，回到装配指
挥船上，然后该船将连接桥收起，驶离平台，到与之相距约6km的地方。留下的几个人要到开始加注前
才乘直升机飞回。在装配指挥船的遥控下，在发射倒计时T一3.5h接通箭载计算机，T一2.5h开始加注，
加注完毕后卸下脱落插头。约在T一17min运输起竖车降下起重臂并返回大舱。最后火箭点火起飞。火箭
的三子级在飞行中可以多次启动。对于典型的地球同步转移轨道任务，再启动次数通常不会超过2次，滑
行时间约为30min。三子级一次启动对质量大于5980kg的有效载荷最有利，两次启动对小于此质量的有
效载荷比较有利，可以提高近地点，增大卫星的寿命。对于两次启动，有两种入轨方式，即近地点入轨和
近地点后入轨。前者对有效载荷较重、近地点较低的情况最有利，后者对有效载荷较轻、近地点较高的情

<!-- 第 351 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·308·
况最有利。
遥测和跟踪系统
海射天顶号3SL火箭采用Sirius遥测系统，其电源和主要电子设备分别装在二、三子级的仪器舱内。
该系统将测得的各种数据经由可展开天线发送到装配指挥船以及通信和数据中继卫星，再由该卫星将这些
数据转发给有关的美国和俄罗斯的地面站和莫斯科控制中心。在火箭发射时，在发射点附近的俄罗斯塞勒
涅M号跟踪测量船会不间断地跟踪火箭的主动段飞行，并将跟踪到的数据转发给装配指挥船及有关的地面
站。
典型飞行程序
典型的飞行时序（两次点火，6000kg有效载荷的地球同步转移轨道飞行任务）和飞行剖面图如下。
典型飞行时序
事件
时间/s
起飞
0+1
开始俯仰程序
T+8
滚转到发射方位角
T+10~20
最大动压
9+1
最大轴向加速度
T+114
一子级发动机节流至50%
T+114~131
T+141
二子级游动发动机点火
一子级发动机关机
T+143
一子级分离
T+146
二子级主发动机点火
T+151
T+229
抛有效载荷整流罩
T+429
二子级主发动机关机
T+504
二子级游动发动机关机
二子级分离
T+505
T+506
抛三子级中段壳体
T+514
三子级主发动机第1次点火
三子级主发动机第1次关机
T+784
T+2584
三子级主发动机第2次点火
三子级主发动机第2次关机
T+3009
卫星分离
T+3609

<!-- 第 352 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHVT）
·309·
卫星分离t=3609s
三子级DM-SL
高度=1944km
第1次关机
二子级分离
t=784 s
t=505 s
抛整流罩
高度=180km
高度=178km
t=229s
高度=118km
最大散布自由分子热流
密度<1135W/m2
三子级DM-SL
第2次关机t=3009s
一子级分离
高度=332km
t=146 s
高度=69km
最大加速度
=114 s
二子级落点
D
加速度=4.0g
距离=4700km
最大动压
整流罩落点
t=64 s
距离=1140km
Q=53 kPa
起飞加速度=1.57g
一子级落点
距离=790km
海射天顶号3SL典型飞行剖面图
（谢佐慰）
陆射天顶号3SLB（3EHИT3SLB）
陆射天顶号3SLB火箭是国际海上发射公司和俄罗斯航天国际服务公司合作，于2003年开始研发的。
航天国际服务公司总部设在莫斯科，主要由火箭各部件研制机构合资组成，成员包括乌克兰的国家南方设
计局和南方机器制造公司，俄罗斯的能源火箭航天集团、拉伏奇金科研生产联合体、运输机械设计局和地
面航天基础设施研制中心。陆射天顶号3SLB与海射天顶号3SL基本上相同，仅是把发射方式从海上发射
陆射天顶号3SLB是一种中等运载能力的火箭，用于将卫星送入中等高度和高的圆和椭圆轨道，包括
地球同步转移轨道、地球同步轨道以及逃逸轨道，其地球同步转移轨道的运载能力约3500kg。
主要技术性能
3500kg
地球同步转移轨道运载能力
全长
58.65m
1500kg
最大直径
地球同步轨道运载能力
3.9m
最大起飞质量
入轨精度（地球同步转移轨道）
466.2t
起飞推力
近地点偏差
7269 kN
±10 km
远地点偏差
±80 km

<!-- 第 353 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·310·
一子级
级长
32.9m
发动机
PI-171M
直径
3.9m
地面推力
7269kN
子级质量
地面比冲
354.35 t
3033m/s
推进剂质量
真空比冲
326.79t
3 304.6 m/s
煤油质量
90.22 t
工作时间
140~150 s
液氧质量
236.57t
二子级
级长
10.4 m
真空推力
直径
3.9m
主机
912kN
子级质量
游机
90.794 t
79.38 kN
推进剂质量
真空比冲
82.48 t
煤油质量
主机
23.05 t
3 430 m/s
游机
液氧质量
59.43 t
3360.9 m/s
发动机
工作时间
主机
主机
PI-120
300s
游机
游机
PI-8
360~370s
三子级
级长
5.93 m
发动机
11D58M
直径
真空推力
3.7m
84 kN
18.5 kg
子级质量
真空比冲
3 488.8 m/s
推进剂质量
15.9 kg
工作时间
712s（一次点火）
推进剂
液氧/煤油
270s+425s（两次点火）
整流罩
长度
1 700 kg
质量
11.39 m
直径
4.15 m
总体布局
陆射天顶号3SLB是三级运载火箭，由一子级、二子级、三子级和整流罩部件串联组成，级与级之间
的连接方式和分离方法与海射天顶号3SL的相同。其总体布局见后图。

<!-- 第 354 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHIT）
311·
过渡段
0.35m
57.4m
整流罩
一子级
二子级
32.9m
13.7m
10.4m
Φ3.9m
陆射天顶号3SLB火箭的总体布局图
箭体结构
一、二子级结构
一、二子级均采用铝合金蒙皮和桁条加强结构，一、二子级的结构和天顶号3SL的一、二子级完全相
同，而且都在同一条生产线上生产，彼此之间可以互换。陆射天顶号3SLB一、二子级的内部布局见下图。
电子设备舱
液氧箱
二子级
煤油箱
10.4 m
主发动机
固体推进剂分离火箭
分离面
游动发动机
级间杆系构件
Φ3.9m
一子级
液氧箱
32.9 m
煤油箱
固体推进剂分离火箭（4个）
单个涡轮泵
主发动机喷管（4个）
A-A视图
一、二子级布局图
在同一生产线上的陆射天顶号3SLB和海射天顶号3SL一子级的对比示意见后图。

<!-- 第 355 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·312·
SEA'LAUNEH
LAND LAUNEH
在同一生产线上陆射天顶号3SLB和海射天顶号3SL的一子级
三子级结构
三子级是DM-SLB上面级，其内部布局如下图所示。
电子设备容器
支撑容器和有效载荷的杆系构件
冷却管路
上过渡段
5925
液氧箱
中段
煤油箱
姿控/沉底发动机
下段
主发动机
03900
三子级DM-SLB结构布局图
该级的基本承力构件是与上过渡段相连接的杆系构件。与海射天顶号3SL的三子级DM-SL相比较，
DM-SLB有如下一些改进：长度从5.6m加长到5.93m，上部接口结构作了改变，以便与新整流罩对接；
环形仪器舱用数个独立的小密封容器取代以减轻结构质量，制导、导航、控制和遥测用的仪器和电子设
备分别放在这些容器内；有效载荷部件插入三子级的深度从1.1m改为1.03m；早期用于鉴定性飞行试
验的一些传感器及其导线去掉了，以后也不再需要；可展开天线和遥测系统改用更轻的以往天顶号2用的

<!-- 第 356 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHMT）
·313·
系统，使用固定天线和2个独立的无线电传输线路；去掉了上行指令系统及其天线；姿态控制/沉底发动机
用的2套推进剂贮箱去掉了1套，因为以往推进剂都装不满，用1套就够了；液氧箱增压用的气体从氧/氮
混合气体改为氨气；最后一次再启动的最小可用推进剂标准从4000kg降至1500kg，但增加了2个推力为
9.8N的推力器，以确保在点火前推进剂沉底；去掉了外部散热器，其功能由有效载荷支撑结构保障。
上升段部件
上升段部件由三子级DM-SLB、整流罩、有效载荷支撑结构和卫星组成，如下图所示。在地面处理期
间，要在一个清洁度达100000级的环境条件下组装上升段部件。有效载荷支撑结构包括一个工业标准卫
星支架和一个过渡段。卫星支架通常使用外购件，从萨阿卜·埃里克森航天公司购买。该公司有各种卫星
支架，可以满足不同卫星的需要。每一个标准支架都采用箍带分离系统和顶推弹簧使支架与卫星分离，并
使用双重瓦余电路引爆。过渡段由能源火箭航天集团研制，用于与三子级连接并支持有效载荷支撑结构。
整流罩和三子
三子级
支撑结构和三子级接口
级接口平面
DM-SLB
15300
二、三子级
10400
4900
接口平面
有效载荷
卫星分离面支撑结构
1000
卫星
有效载荷
整流罩
415
支撑结构
3900
Φ4100
Φ3700
上升段部件示意图
整流罩是拉沃奇金科研生产联合体研制的经过飞行验证的17S72整流罩（见下图）。该罩采用双锥形，
铝合金结构，长10.4m，直径4.1m。在其两侧开有2个420mm×420mm的窗口，布局见后图。
与三子级连接在一起的整流罩外形

<!-- 第 357 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·314·
85
有效载荷整流罩（铝合金）
Φ2627.5
10400
纵向分离连接件
8300
Φ4100
卫星接口平面
6278
整流罩现场连接
卫星支架
2100
过渡舱
三子级DM-SLB接口平面
三子级DM-SLB
3715
17S72整流罩布局图
推进系统
陆射天顶号3SLB火箭各级推进系统与海射天顶号3SL的相同，但性能有所提高。一子级改用性能更
好的PI-171M发动机，该发动机于2004年5月12日首次安装在海射天顶号3SL火箭上成功地进行了飞
行验证试验。地面推力从7257kN提高到7269kN。二子级发动机PI-120的性能也提高了。俄罗斯动力
科研生产联合体在2002年结束了PI-120性能提高计划，使发动机的真空推力从833.6kN提高到912kN，
增加了约10%，二子级游动发动机PI-8的真空推力也从78.4kN提高到79.38kN，工作时间可以在65～
900s的范围内变化。三子级主发动机使用更长的喷管，推进剂的质量也增加了9%。
控制和遥测系统
陆射天顶号3SLB的控制系统与海射天顶号3SL的相同。遥测系统分为两部分，在二子级仪器舱内有
3组Sirius遥测系统的设备，其发射机的性能见后表。
在三子级仪器容器内装有1组BIIC-B遥测系统设备，其发射机的工作频率是1026.5MHz
和1034.5MHz，一0.5dB带宽为1.25MHz，输出功率17W，相对于乱真发射和谐波发射最大信号的下
降水平为60dB。在三子级仪器容器内还有全球导航卫星系统（GLONASS）的接收机，其额定频率为
（1575.4士1）MHz，一1dB带宽为50MHz，在额定频率下的灵敏度为一145dBW。
二、三子级的遥测系统发射机通过单独的射频通信线路向地面控制中心和俄罗斯现有的地面站传输火
箭飞行的遥测数据。

<!-- 第 358 页 -->
天顶号系列（CEMEICTBO3EHIT）
·315·
发射机性能
分米波波段
特性
米波波段
231.3
239.3
247.3
1010.5
1018
额定频率/MHz
-0.5dB带宽/MHz
1.3
1.3
脉码调制/调频
调制方式
脉码调制/调频
±0.5
±0.7
最大/最小天线增益系数/dB
10~14.8（10~30W)
输出功率/dBW
11.8~16 (15~40 W)
40
40
相对于乱真发射和谐波发射最大信号的下降水平/dB
典型飞行程序
对于三子级3次点火的情况，3600kg有效载荷地球同步转移轨道飞行任务的典型飞行时序见下表。
典型飞行时序
事件
时间/s
起飞
0+1
开始俯仰程序
T+12
T+14
滚转至发射方位角
最大动压
T+59
最大轴向加速度
T+115
T+115~132
一子级发动机节流至74%
T+144
二子级游动发动机点火
T+147
一子级发动机关机
一子级分离
T+149
二子级主发动机点火
T+154
T+319
抛有效载荷整流罩
T+432
二子级主发动机关机
二子级游动发动机关机
T+507
二子级分离
T+508
T+509
抛三子级中段壳体
T+517
三子级主发动机第1次点火
T+707
三子级主发动机第1次关机
T+4 534
三子级主发动机第2次点火
三子级主发动机第2次关机
T+4 864
T+23562
三子级主发动机第3次点火
T+23 631
三子级主发动机第3次关机
特定飞行任务
卫星分离
（谢佐慰）

<!-- 第 359 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·316·
陆射天顶号2SLB（3EHИT2SLB）
陆射天顶号2SLB火箭也由国际海上发射公司和俄罗斯航天国际服务公司合作，于2003年开发，主要
用于向低于1500km的圆或椭圆轨道运送卫星，在哈萨克斯坦的拜科努尔航天发射中心发射。
主要技术性能
全长
57.35 m
起飞推力
7 269 kN
3.9 m
最大直径
运载能力（不包括适配器）
13 920 kg
最大起飞质量
458.2t
圆轨道（h=200km，i=51.9°）
太阳同步轨道（h=800km，i=98.6°）4900kg
推进剂质量
410t
一子级
32.9 m
级长
发动机
PI-171M
地面推力
直径
3.9 m
7 269kN
子级质量
地面比冲
354.35 t
3033 m/s
推进剂质量
真空比冲
326.79 t
3 304.6 m/s
煤油质量
工作时间
90.22 t
140~150s
液氧质量
236.57 t
二子级
10.4 m
级长
真空推力
主机
直径
3.9 m
912 kN
游机
子级质量
79.38 kN
90.854 t
推进剂质量
82.48t
真空比冲
煤油质量
主机
3 430 m/s
23.05 t
游机
液氧质量
59.43 t
3 360.9 m/s
发动机
工作时间
主机
主机
PI-120
200~315 s
游机
游机
PI-8
300~1100 s
总体布局
陆射天顶号2SLB是以天顶号3SL一、二子级为基础，上面再加1个过渡段和1个整流罩串联而成的
两级火箭。

<!-- 第 360 页 -->
天顶号系列（CEMEYCTBO3EHИT）
317·
箭体结构
陆射天顶号2SLB火箭的一、二子级结构和陆射天顶号3SLB的完全相同。二子级上面的过渡段是新
增加的。过渡段呈圆筒形，采用铝合金蒙皮和桁条加强结构，长350mm，直径3.9m。整流罩长13.65m，
直径3.9m，可用直径3.48m，它是天顶号2所用整流罩的改进型，采用单锥铝合金结构，由南方机器制
造公司研制。过渡段、接口支架、整流罩、卫星支架和卫星构成有效载荷部件。下图示出有效载荷部件结
构布局和整流罩外形。
接口杆系构件
卫星支架
整流罩
3.9m
过渡段
13.61
14.0m
有效载荷部件结构布局图
整流罩外形
推进系统
陆射天顶号2SLB火箭一、二子级的推进系统和陆射天顶号3SLB的基本上相同，仅在推进剂质量和
工作时间上有所不同。
典型飞行程序
陆射天顶号2SLB火箭的典型飞行时序（将12000kg有效载荷发射到倾角51.6°、高度400km的国
际空间站轨道）见后表，飞行剖面见后图。

<!-- 第 361 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·318·
典型飞行时序
事件
时间/s
起飞
T+0
T+10
开始滚动机动
T+11
开始俯仰程序
滚动至发射方位角
T+14
T+60
最大动压
最大轴向加速度
T+113
T+113~132
一子级发动机节流至50%
T+145
二子级游动发动机点火
一子级发动机关机
T+147
一子级分离
T+149
二子级主发动机点火
T+155
T+295
抛整流罩
T+397
二子级主发动机关机
二子级游动发动机关机
T+893.5
卫星分离火工品点火
T+893.8
固体推进剂反推火箭点火
T+893.86
卫星分离
二子级关机
抛整流罩
t=397s
t=894s
t=295s
h=400km
h=400km
h=173km
自由分子热流密度<30W/m²
一子级分离
t=149s
h=74km
最大加速度
t=113s
加速度=4.06g
最大动压
t=60s
Q=52.62kPa
整流罩落点距离=1924km
一子级落点距离=884km
飞行剖面图
（谢佐慰）

<!-- 第 362 页 -->
能源号（3HEPTVA）
·319?
能源号（3HEPTИA)
能源号（Heprus/Energya）是苏联研制的一种重型通用运载火箭，代号11K25，西方国家代号SL-17。
它是作为暴风雪号可重复使用航天系统的一个重要组成部分开发的，主要任务是运载可重复使用的暴风雪
号轨道飞行器，向近地空间发射空间站的大型舱段，向近地轨道或地球同步轨道发射重型军用和民用卫星，
向月球、火星或深空发射大型有效载荷。火箭的外形如下图所示。
在发射台上的能源号火箭
1971年12月，苏联为了与美国航天飞机计划相竞争，获取战略均势，决定开展可重复使用航天系统
的研究工作。在1974至1975年间，能源科研生产联合体对航天运载火箭系统计划开展了研发工作。20世
纪60年代，苏联在与美国进行的登月竞争中遭到失败，显露出技术基础的严重缺陷。当时还没有能力制
造大型固体火箭发动机，特别是分段浇铸的发动机，可重复使用的大推力氢氧发动机也不可能在短时间内
研制成功，因而不可能按照美国航天飞机的模式发展。但是苏联在液体火箭发动机的许多方面有其优势，
当时还在研制7257kN推力的液氧/煤油发动机，因而有可能按照自已的方式研制出与美国航天飞机类似
的系统。1976年2月12日，苏联政府正式决定研制可重复使用的航天系统，包括运载火箭级、轨道飞机、
轨道间渡船、制导系统、发射和着陆设施、装配和维修设施及其他有关设施，目的是将30t质量的有效载
荷向东北方向送入200km高的轨道并且将20t质量的有效载荷返回。政府确定由国防部负责计划管理，
通用机器制造工业部担任主承包商，能源科研生产联合体负责整个系统的研制。国防部在其战术技术任务
书中将该系统命名为暴风雪号，代号为1K11K25，并规定重复使用次数不低于10次。运载火箭直到第1

<!-- 第 363 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·320·
次飞行试验之前才被命名为能源号。能源号火箭于1976年12月完成了系统的方案草案，1977年11月政
府批准了研制计划，准备在1983年进行首次发射。由于在研制过程中遇到了许多困难，特别是助推级发
动机的困难，推迟到1987年5月15日才进行首次发射，1988年11月15日进行了第2次发射，将暴风雪
号轨道飞行器运送入轨，暴风雪号在低轨道飞行206min后安全返回。
研制暴风雪号可重复使用航天系统是一个庞大的系统工程。从决定研制到首次试射历时11年多。苏
联全国总共有100个部委的1206个科研机构和生产企业直接参加了研制工作。整个系统耗资145亿卢布
或232亿美元，能源号火箭的研制费用为13亿卢布或20.8亿美元（均为1989年币值）。随着苏联的解体，
包括能源号火箭在内的暴风雪号可重复使用航天系统的研制工作进展缓慢，尽管已经制造完成第2艘暴风
雪号，第3艘也在建造中，但由于得不到经费支持，国家航天局1992年决定停止研制，1993年政府取消
了能源-暴风雪系统的发展计划。
能源号火箭采用捆绑助推器和侧挂有效载荷的技术方案，有如下一些特点：
1）运载火箭不直接将有效载荷运送入轨，仅将其加速到亚轨道速度，在预定高度（通常约为110km）
与有效载荷分离，有效载荷要靠自身的动力进入所需要的轨道。这样可使分离后的芯级自毁碎片不会对近
地空间造成污染，也可使运载火箭有更大的使用灵活性，能满足运载多种载荷的发射需要。
2）运载火箭设计成模块化系统，可以向芯级捆绑2、4或6个助推器（分别取名为暴风雨号、能源号
和火神号运载火箭），形成低轨道运载能力20～200t的火箭系列。
3）十分重视安全性和可靠性，大大加强了地面试验。例如，建造了232套试验设备和30个强度试验
装置，对所有结构部件和功能组件进行单独或联合试验，用85个不同比例的模型作了39000次风洞模拟
试验，对助推级和芯级发动机进行了大量试车，其累计试验时间分别达到100000s和163000s，试验工
作量相当于制造4整套火箭的工作量。
主要技术性能
级数
起飞推力
2
35 457 kN
全长
运载能力
58.735m
约100t
最大宽度
18m
200km轨道
地球同步轨道
约22t
起飞质量
2 220t
2095t
推进剂质量
助推级（A级）
助推器数量
推进剂
液氧/煤油
4
全长
37.7m
海平面推力
4×7257kN
助推器直径
3.9 m
真空推力
4×7 904.2 kN
助推器质量
337t
海平面比冲
3033m/s
推进剂质量
工作时间
318.8t
150 s
发动机
4XPI-170

<!-- 第 364 页 -->
能源号（3HEPTHA）
·321·
芯级（TS级）
推进剂
液氢/液氧
全长
58.735m
7.75 m
真空推力
直径
4×1962 kN
874t
真空比冲
4452m/s
芯级质量
工作时间
480s
820t
推进剂质量
发动机
4XPI-0120
总体布局
能源号火箭采用捆绑助推器和侧挂有效载荷的总体布局。4个助推器捆绑在中央芯级的两侧，构成助
推级。有效载荷可根据其大小放在两种有效载荷容器内，这些容器自身装有液体火箭发动机和推进剂贮箱，
可以将载荷送入所需要的轨道。大容器长42.693m，直径6.78m。在运载轨道飞行器时，轨道飞行器直接
挂在芯级旁侧。下图从左至右分别示出挂小容器、大容器和挂轨道飞行器的布局形式。
能源号火箭的不同布局形式
箭体结构
助推级结构
助推级又叫A级，由4个助推器构成，其编号依次为1A，2A，3A和4A。助推级由当时乌克兰的南
方设计局研制，每个助推器和南方设计局正在研制的天顶号运载火箭的一子级基本上相同，仅在局部结构
上做了改变和加强，以适应捆绑助推级的需要。推进剂贮箱直径、结构材料、推进系统和大部分阀门减压
器等都和天顶号一子级的一样。
每个助推器长约37.7m，直径3.9m，结构是机械铣切的铝合金蒙皮由隔框和桁条加强的整体结构。
推进剂采用液氧和煤油，质量为318.8t，其中煤油质量约为73t，液氧质量为245.8t。整个助推器由液氧

<!-- 第 365 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·322·
箱、箱间段、煤油箱和尾段组成。液氧箱配置在上部，煤油箱放在液氧箱下面，液氧箱的下底贴合在煤油
箱下凹的上底上，以缩短箱间段长度。输送导管贯穿煤油箱向发动机输送液氧。煤油箱的下底向前拱，发
动机头部伸入其中，以缩短助推器长度。助推器利用冷氨增压系统通过氨加温器给两个推进剂贮箱增压。
氮气瓶浸泡在液氧箱内，固定在箱底上。在尾段内安装1台液体火箭发动机，发动机固定在发动机机架上，
机架则固定在尾段的隔框上。
由于对助推器曾经提出过多次重复使用的要求，尽管能源号当时仍是一次使用的运载火箭，但为了对
着陆固体火箭发动机，对助推器的某些系统进行回收验证。
芯级结构
芯级又叫TS级，由在古比雪夫的进步工厂负责研制。芯级由仪器舱、液氢箱、箱间段、液氧箱和尾
段组成。仪器舱内放置制导、控制和遥测仪器等电子设备。液氢箱利用气氢增压，液氧箱则用氮气增压，
氨气瓶浸泡在液氧箱内，固定在箱底上。在尾段装有4台PI-0120液体火箭发动机。芯级全长58.735m。
由于受到设备和试验能力的限制，直径最大只能选作7.75m。芯级推进剂质量为820t，其中液氢质量为
117t，液氧质量为703t。在研制芯级这样的大尺寸低温结构中，采用了物理和机械性能良好的新结构材料、
新的隔热和防热涂层和具有给定导电率的抗静电涂层，还开发了机械铣切大型壁板结构的新工艺、用电子
束焊接大直径推进剂贮箱的方法以及在喷涂防热和隔热涂层后进行无损检测的质量控制方法。芯级的制造
是一项困难而紧重的任务，它的大尺寸、众多的管道、焊接接头、电缆和设备使得制造芯级需要花费一年
半的生产周期。为了芯级的重复使用，曾经进行了广泛的研究，最后选用一个降落伞回收芯级的方法，研
究芯级是否可以再次使用。
推进系统
能源号的推进系统包括助推级和芯级的发动机及其推进
剂增压和输送系统。
助推级推进系统
助推级的4个助推器都采用相同的发动机和推进剂增压
和输送系统。每个助推器装有1台PI-170四燃烧室液体火箭
发动机，P-170发动机由动力科研生产联合体研制，是和天
顶号火箭一子级的PI-171发动机于1976年同时研制的。这
两种发动机基本上相同，不同点仅在于PI-170可以双向摆
P2-170
动，而PI-171只能沿1个轴向摆动。发动机的外形如右图所
HO
ERrEMAD
POS
示。
BH330
PI-170-是高压补燃发动机，按最经济的闭环方式工作。
垂直安装的涡轮泵放在4个燃烧室之间的中央部位，万向支
PI-170发动机的外形
座安装在燃烧室入口上方的集气管上，便于燃烧室的摆动。
燃气发生器点燃后，富氧燃气进入涡轮泵，在吹动涡轮后，
大部分燃气进入燃烧室头腔，小部分经过贮箱增压用的氨热交换器后进入液氧预压泵，再进入液氧泵泵前。
在液氧泵和煤油泵前都装有预压泵，在每个预压泵前面还装设过滤器。设置预压泵便于降低贮箱的增压压

<!-- 第 366 页 -->
能源号（3HEPTVX）
·323·
力，减轻增压系统和贮箱结构的质量。液氧经液氧泵进入预燃室，预燃室采用液氧冷却，富氧燃烧，以防
止积碳。煤油泵是二级泵，煤油经过一级泵后，大部分进入燃烧室冷却套，小部分在吹动煤油预压泵后，
进入煤油泵泵前，还有少量进入二级泵，再经推力调节器到达预燃室。发动机启动时，燃烧室和预燃室都
利用遇氧自燃的点火燃料点火。发动机系统原理图见下图。
He
4
10
10
8
PI-170发动机的系统原理图
1—预燃室；2—热交换器；3-预压泵；4—过滤器；5—涡轮；6一液氧泵；7-煤油泵：8一启动燃料管：
9—节流阀；10—阀门；11—压调器；12一摆动装置；13—指令压力测定器：14—燃料：15—增压；16—氧化剂
PL-170发动机的基本性能见下表。
PI-170发动机基本性能
项目
参数
项目
参数
液氧流量/(kg·s")
推进剂
液氧/煤油
1728.2
煤油流量/(kg·s)
海平面推力/kN
7257
664.7
海平面比冲(m·s)
3033
发动机结构质量/kg
9500
加注后质量/kg
真空比冲/（m·s)
3303
10 500
发动机高度/m
燃烧室压力/MPa
24.5
4
喷管出口压力/MPa
0.69
发动机直径/m
3.8
工作时间/s
燃烧室温度/℃
3000
140~150
混合比
指令或耗尽关机
2.6
关机方式
节流能力
涡轮泵功率/MW
196
49%~100%
芯级推进系统
芯级推进系统包括4台PI-0120液体火箭发动机及其附属系统，发动机安装在有万向支座的机架上，
机架固定在芯级尾段的框架上。
PI-0120是单燃烧室液氢液氧火箭发动机，由化学自动器设计局于1976年开始研制。它是按闭路方式
使流经涡轮后的富燃料气体在燃烧室补燃进行工作的。发动机的组成部分包括：燃烧室、预燃室、推进剂
输送系统、燃气发生器、控制系统、调节系统、吹除系统、点火系统、贮箱增压系统、发动机架、万向支

<!-- 第 367 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·324·
座和允许摆动的波纹管柔性组件。燃气发生器产生燃气来驱动涡轮。推进剂输送系统包括涡轮泵、液氢助
推泵和液氧助推泵，用于向燃烧室输送推进剂。控制系统包括气动阀、压缩氮气瓶和电动气阀。气动阀是
主阀，由电动气阀提供电压，控制发动机的启动和关机。氨气由气瓶经过电动气阀至气动阀，使气动阀打
开。调节系统包括调节器、节流器和启动节流器。调节器用于调节推力并按照控制系统的指令控制发动机
的启动，节流器用于调节推进剂混合比，启动节流器可以确保在发动机启动期间在燃烧室内有适当的混合
比变化。吹除系统用于防止燃烧混合物的积聚并能将发动
机内部空隙的推进剂排出。点火系统使用电子火炬点火
器，用来点燃预燃室和燃烧室内的推进剂。贮箱增压系统
用气氢向液氢箱增压，用氮气通过热交换器向液氧箱增
压。发动机架用于固定发动机。万向支座和大尺寸（直径
360mm）多层波纹管柔性组件用于发动机的摆动。
发动机的外形和布局分别见右图及下图。在布局上是
把燃烧室作为安装发动机其他组件的一个平台。涡轮泵组
件通过1对包括氨气热交换器在内的气体输送管路与燃
烧室头部连接。预燃室安装在涡轮壳体上。液氧助推泵和
液氢助推泵安装在托架上，而托架则焊接在燃烧室喉部的
1组加固件上。在这1组加固件上还焊接有另一对托架，
用来固定控制发动机摆动的作动器。点火器固定在燃烧室
和预燃室的头部。一个球形摆动轴承及输送管路的柔性组
件位于燃烧室的头部，便于发动机的摆动，输送管路的柔
性组件处在来自液氢和液氧助推泵的上游。管路和组件在
研制期间多用可分离接头通过法兰和锥形密封件连接，以
便于拆卸，后期多改用焊接接头。低温组件要喷涂一层
PI-0120发动机外形
20mm厚的聚氨酯泡沫塑料隔热涂层，热的组件则要用专
用隔热套隔热。
液氢入口一
2420（最大）
2287±5
摆动轴
万向支座接口
液氧入口
T-1
IT-3
2275±3
4520±25
PI-0120发动机布局和主要接口

<!-- 第 368 页 -->
能源号（3HEPTHA）
·325·
PI-0120发动机的基本性能见下表。
PI-0120发动机基本性能
参数
参数
项目
项目
液氧泵入口压力/MPa
液氢/液氧
推进剂
4.2
海平面推力/kN
1 451
液氢泵入口压力/MPa
2.16
1961
喷管面积比
85.7
真空推力/kN
混合比
3467
6±0.6
海平面比冲-/（m·s)
真空比冲/(m·s)
4 452
工作时间/s
380~500
结构质量/kg
3450
206
燃烧室压力/MPa
4550
高度/mm
预燃室压力/MPa
40
直径/mm
推进剂流量/(kg·s)
418
2420
可靠性（90%置信度）
0.997
液氢流量/(kg·s)
60
液氧流量/(kg°s)
358
制导和控制系统
能源号火箭采用惯性制导系统。在制导系统内使用KVI21-36三轴陀螺稳定平台和制导计算机。平台有
3个陀螺稳定器和3组ByT-041陀螺稳定放大器。平台质量为（53土1）kg，尺寸为475mm×690mm×
625mm，外形如下图所示。
陀螺稳定平台
控制系统是以大功率计算机系统为基础的高精度自主式控制系统。在助推级和芯级共同工作期间，可
以按照控制系统的指令使助推级每1个助推器的发动机和芯级的每1台发动机摆动，以控制火箭的俯仰、
偏航和滚动姿态。助推器的发动机可以双向摆动土6.3°，在每个控制平面上可产生490kN的控制力，控
制执行机构是高精度液压作动器，控制精度为移动范围的1%。在芯级单独工作期间，可以按照控制系统

<!-- 第 369 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·326·
的指令使芯级的每1台发动机摆动土11°，以控制火箭的飞行姿态。在每个控制平面上可产生294kN的
离，在切断机械联系后利用固体推进剂推力器的推力将助推器推开。
发射操作
为此将M-4型轰炸机加以改装，使其能在机身上面驮载质量可达50t的大尺寸构件。这架经过改装的飞机
被命名为3M-T运输机。芯级的液氢箱、液氧箱、尾段和暴风雪号轨道飞行器都要用3M-T运输机运到发
射场进行装配和试验。4个助推器和所有其他材料和设备可由铁路运输到发射场。
芯级的液氧箱、液氢箱和尾段先要运到芯级总装大楼进行组装和检测。暴风雪号轨道飞行器也先要运
到其总装大楼进行总装和检测。4个助推器则要先运到运载火箭总装大楼的助推器总装车间进行总装和检
测。然后把这3部分运到运载火箭总装大楼进行整个火箭的总装和检测。再利用运载火箭运输起竖车将整
个火箭运输到能源-暴风雪号检测大楼进行检测，在这里对暴风雪号加注推进剂和对整个火箭进行全箭垂直
试车。然后再将其运到发射台准备发射。
在火箭装配和运输以及在发射台上准备发射的过程中，使用1个为发射准备和发射服务的部件，来
保证火箭与成套地面设备保持机械、气动、液压和电气联系。
典型飞行程序
发射时能源号火箭芯级发动机要比助推级发动机提前8s点火，这时诊断系统对火箭进行最终检查，
根据检查结果，发出助推级发动机点火的指令。火箭在达到全推力后起飞。起飞后20s要适当降低芯级发
动机的推力，以减小主动段飞行的气动载荷。火箭起飞后不久就开始向东北方向飞行。助推级的4台发动
机在工作约148s后关机，这时火箭达到40km高度和1.8km/s速度，在此高度4个助推器分成2对先后
与芯级分离，落在距发射点约400km的预定落区。芯级继续工作，直到点火后约380s关机。这时火箭达
到110km高度和亚轨道速度（约6km/s）。在此高度，芯级与有效载荷分离，滑行约·30min后再入大气层，
最后溅落在太平洋的预定水域。有效载荷要依靠自身的动力加速飞行，直至进入预定的轨道。
（谢佐慰）

<!-- 第 370 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
·327·
安加拉系列（CEMEИCTBOAHIAPA）
为了在国际卫星发射市场保持长久的竞争力，俄罗斯赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心于1994年8
月开始研制安加拉（AHrapa/Angara）系列运载火箭，其根本目的是，拥有新型系列运载火箭以完全取代
现有的旋风号、天顶号、宇宙号、隆声号（多国合作）和质子号火箭，从而使俄罗斯的运载火箭可以保持
独立并具有较强的竞争力。安加拉系列运载火箭将包括轻型、中型、重型和超重型方案。最初打算在天顶
号运载火箭基础上研制安加拉运载火箭，并于1995年6月完成初步设计，但后来此方案被否决。1998年
4月又完成了新一轮安加拉系列运载火箭的设计方案，确定采用“模块化设计”、“渐进式”分阶段研制的
思路。除了用于发射卫星，还考虑将中型安加拉运载火箭用于载人飞行任务。
安加拉系列运载火箭的国际商业发射由国际发射服务公司（LS）负责，1999年6月，俄美有关公司
签署了合作协议，2000年1月，俄罗斯总统批准允许使用安加拉火箭发射外国有效载荷。
根据不同的模块组合方案，安加拉系列运载火箭分为安加拉1.1、1.2、A3、A5和A5/KVRB共5种型
号，可以执行从中、低地球轨道到地球同步转移轨道和地球同步轨道的多种发射任务。火箭采用高度标准
则不同，安加拉1.1使用微风KM上面级作为二子级，而安加拉1.2同安加拉A3及安加拉A5的二子级一
样使用通用二子级。微风KM上面级目前正用于隆声号火箭，微风M上面级用于质子号M。安加拉A3
和安加拉A5火箭除采用1个CRM作为芯一级外，周围还捆绑2个和4.个通用火箭模块作为助推器。安
加拉A5的三子级不仅可以使用微风M上面级，还能使用新研制的KVRB上面级，采用这两种上面级时火
箭的地球同步转移轨道运载能力分别达到5.8t和6.8t。
安加拉系列运载火箭在设计上所有组件都尽量使用通用的模块化组件，并充分利用现有火箭组件和生
产制造工艺。
安加拉系列运载火箭的主要通用组件包括：CRM、通用二子级、控制系统、通用整流罩和卫星支架。
CRM将作为安加拉所有型号的一子级和安加拉A3、A5和A5/KVRB的助推器。通用二子级取自联盟号2
火箭的Block1级。整个安加拉系列火箭的CRM控制系统都相同。通用二子级的控制系统与质子号M火
箭可通用。安加拉1.1和1.2型的整流罩以隆声号火箭的整流罩为基础，安加拉A3和A5以质子号火箭的
整流罩为基础。用于连接航天器与火箭的卫星支架也采用标准规格和用户要求相配合的方式。
为了顺利完成安加拉研制计划，俄罗斯赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心在2005年5月同俄罗斯
国防部签订合同，合同规定俄罗斯政府在2005年～2011年为安加拉火箭研制工作拨款。2005年11月，
俄罗斯政府批准了2006年～2015年俄罗斯航天发展规划草案，计划为安加拉研制项目拨款总额达9.46亿
美元，其中2006年拨款0.52亿美元。
安加拉系列运载火箭尚处于研制阶段，某些性能数据尚不确定。它的首次发射时间一拖再拖，最近定
于2010年～2011年期间进行。安加拉系列运载火箭总体设计方案见后图所示。

<!-- 第 371 页 -->
328
微风M核心模块，带附加贮箱的微风M和
微风M上面级控制系统
有效载荷整流罩
KVRB上面级
二子级PI-0124A主发动机
（联盟号2火箭）
苏联/俄罗斯/乌克兰
CRM
通用二子级
一子级PI-191M主发动机
A5/KVRB
1.1
1.2
A3
A5
中型和重型
轻型
超重型
安加拉系列运载火箭总体设计方案

<!-- 第 372 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
·329·
安加拉系列运载火箭图谱及总体性能参数见下图和下表所示。
70
60
4350
Φ5100
标准化运载
50
火箭组件
Φ4350
p5100
4350
中3600
火箭二子级
40
94350
4350
Φ4100
3700
93600
64000
p2500
3600
p3600
55400
30
45800
2900
2900
2900
2900
2900
41500
20
34900
一子级通用
火箭模块
10
3465
6133
6133
7354
7354
7354
安加拉A5
安加拉1.1
安加拉1.2
安加拉A3
安加拉A5/KVRB
安加拉系列运载火箭图谱
安加拉系列运载火箭总体性能参数
最大
起飞
起飞
运载能力t
全长/m
级数
型号名称
直径/m
推力/kN
质量/t
LEO
GTO
安加拉1.1
2
34.9
2.9
2.0
149.5
1920
安加拉1.2
171.5
1920
41.5
3.7
2
3.7
安加拉A3
8.86
3
5770
2.4
45.8
480
14.0
安加拉A5
773
24.5
3
55.4
8.86
5.8
9610
安加拉A5/KVRB
9610
3
64
8.86
790
24.5
6.8
整个安加拉系列运载火箭的主要技术性能数据汇总见后表。

<!-- 第 373 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·330·
助推器
安加拉A3
安加拉A5
安加拉A5/KVRB
型号名称
安加拉1.1
安加拉1.2
(2个）
(4个)
(4个）
级长/m
28.0
28.0
28.0
直径/m
2.9
2.9
2.9
发动机
PI-191M
PI-191M
PI-191M
推进剂
液氧/煤油
液氧/煤油
液氧/煤油
起飞质量/t
4X141.9
4X141.9
2X 141.9
推进剂质量/t
2X131.9
4X131.9
4X131.9
真空推力/kN
2X2095.7
4X2095.7
4X2095.7
真空比冲/(m·s-)
3035
3035
3035
工作时间/s
867.2
1 734.4
1 734.4
一子级
型号名称
安加拉1.1
安加拉1.2
安加拉A3
安加拉A5
安加拉A5/KVRB
级长/m
25.14
25.14
25.14
25.14
25.14
直径/m
2.90
2.90
2.90
2.90
2.90
发动机
PI-191M
PI-191M
PI-191M
PI-191M
PI-191M
推进剂
液氧/煤油
液氧/煤油
液氧/煤油
液氧/煤油
液氧/煤油
子级质量/t
141.9
141.9
135.6
135.6
141.9
推进剂质量/t
125.6
125.6
131.9
131.9
131.9
真空推力/kN
2095.7
2 095.7
2 095.7
2 095.7
2 095.7
真空比冲/(m·s-)
3310
3310
3310
3310
3310
工作时间/s
200
200
210
210
210
二子级
型号名称
安加拉1.1
安加拉1.2
安加拉A3
安加拉A5
安加拉A5/KVRB
级长/m
2.57
5.10
7.71,
7.51
7.51
直径/m
3.66
2.66
3.66
3.66
3.66
发动机
C5.98M
PI-0124A
PI-0124A
PI-0124A
PI-0124A
四氧化二氮/
推进剂
液氧/煤油
液氧/煤油
液氧/煤油
液氧/煤油
偏二甲肼
子级质量/t
6.56
3.61
3.61
3.61
3.61
推进剂质量/t
4.96
3.24
324
324
324
真空推力/kN
19.62
300.1
300.1
300.1
300.1
真空比冲/(m·s")
3192
3521
3521
3521
3521
工作时间/s
808
380
380
380
380

<!-- 第 374 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
·331·
三子级
型号名称
安加拉A5
安加拉1.1安加拉1.2安加拉A3
安加拉A5/KVRB
级长/m
2.65
2.65
10.6
直径/m
4.10
4.10
4.35
14Ⅱ30
1430
发动机
KBI-1M3
四氧化二氮/
四氧化二氮/
推进剂
液氧/液氢
偏二甲肼.
偏二甲肼
子级质量/t
22.5
22.5
23.4
推进剂质量/t
19.8
19.8
19.8
真空推力/kN
19.62
19.62
102.9
真空比冲/(m·s)
3192
3192
4522
工作时间/s
3000
3000
825
整流罩
安加拉A5
安加拉1.1
型号名称
安加拉A3
安加拉A5/KVRB
安加拉1.2
长度/m
6.74
9.83
11.6
11.2
8.82/11.9
直径/m
2.62
3.70
4.35
4.35
4.35/5.10
质量/t
2.5
0.80
1.5
3.5
3.6
（丁文华）
安加拉 1.1 (AHTAPA 1.1)
安加拉1.1和安加拉1.2属于安加拉轻型火箭系列，两种型号的基本布局完全相同，都用于近地轨道
发射任务，只是上面级不同。安加拉1.1的基本结构为通用火箭模块+微风KM上面级，而安加拉1.2的基
本结构为通用火箭模块+通用二子级。通用二子级将在安加拉A3中介绍，下面介绍安加拉1.1火箭。
主要技术性能
级数
运载能力
2
全长
近地轨道
2t (h=200km,i=68°)
34.9 m
入轨精度
箭体最大直径
2.9 m
起飞质量
高度偏差
2%
149.5 t
起飞推力
倾角偏差
±0.05°
1 920 kN
推重比
1.32

<!-- 第 375 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·332·
一子级
级长
25.14m
海平面推力
1 920 kN
直径
2.9 m
真空推力
2 095 kN
子级质量
135.6 t
海平面比冲
3035 m/s
推进剂质量
真空比冲
125.6 t
3310 m/s
工作时间
发动机
PI-191M
200 s
液氧/煤油
推进剂
二子级（微风KM上面级）
级长
2.57m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
2.66 m
真空推力
19.62 kN
6.56t
真空比冲
子级质量
3192 m/s
推进剂质量
工作时间
4.96 t
808 s
发动机
C5.98M
整流罩
800kg
6.74 m
长度
结构质量
直径
2.62m
总体布局
安加拉1.1是两级液体运载火箭，整个火箭由一子级、二子级和整流罩串联构成。一子级直径2.9m,
二子级直径2.66m，整流罩直径2.62m。
安加拉1.1一子级为通用火箭模块。
二子级由推进剂贮箱、推进系统和设备舱组成。主发动机通过万向架安置于贮箱模块的凹槽里。4个
推力器安装在贮箱模块的底部。仪器舱位于贮箱模块的顶部。而贮箱模块和主发动机一起装在中间舱段里。
一子级分离使用的4个固体火箭发动机则装在外侧。在仪器舱里有1个控制组件，用于控制箭上设备与地
面辅助设备电缆和加注塔之间的电气连接。
当一子级靠4个固体反推火箭分离时，级间段也随一子级分离。为保证贮箱模块从中间段无振动分离，
装有导向装置，且贮箱模块有沿着导向装置滑动的卡箍。
有效载荷整流罩安装在设备舱上，卫星通过支架系统固定在设备舱上。与地面处理设备通信的全套控
制组件安装在尾段端面上。这些控制组件负责控制一子级火箭贮箱加注燃料，球形氨瓶充氨；并负责对箱
间段隔舱和级间段进行恒温控制，为箭载系统提供电力。
火箭的总体布局见后图所示。

<!-- 第 376 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
333
整流罩（.6735
2500X2620
2500
605
二子级（2570）
861
$2753
B
B-B
34979
子级（25140）
二子级主发动机
Ⅲ
C5.98M，摆角±5°
一子级主发动机
PI-191M，摆角±8°
安加拉1.1运载火箭总体布局
箭体结构
安加拉1.1火箭的箭体结构由一子级结构、二子级结构和上升段组成。
一子级结构
一子级是通用火箭模块，长25.14m，直径2.9m，子级质量135.6t。一子级结构由氧化剂箱、箱间段、

<!-- 第 377 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·334·
燃料箱及尾段组成。尾段装有1台PI-191M发动机。发动机的推力室可以双向摆动，用来控制火箭的俯仰
和偏航。发动机的推力可以通过万向架、桁架和锥形机架传递给燃料箱外壳。为了控制火箭滚动，采用2
个气动控制面和4个小喷管，均安装在尾段外侧。4个小喷管利用推进系统分流的燃气提供推力。控制组
件带有与地面支持设备连接的气动和液压管路接头，接头位于尾段下端。一子级外形如下图所示。
燃料箱箱间段
氧化剂箱
圈段隔圈
尾段
PI-191M发动机
一子级（通用火箭模块）结构外形
二子级结构
二子级采用了隆声号火箭的三子级，即微风KM上
面级。二子级长2.57m，最大直径2.66m，子级质量
6565kg，其结构由推进剂舱、推进系统和仪器舱组成。
有效载荷整流罩
推进剂舱包括氧化剂和燃料贮箱，推进剂为四氧化
卫星支架
6735
二氮和偏二甲脚。推进系统包括主发动机及其推进剂增
运载火箭与卫星支架
接口平面
压与输送系统。主发动机通过万向架固定在推进剂贮箱
有效载荷整流罩
上凹的凹槽内，贮箱底部装有4个小发动机。主发动机
分离面
椭圆
可以多次点火工作，可以双向摆动以控制俯仰和偏航姿
一、二子级分离面
2500X2620
态。滚动姿态由小发动机控制。在滑行段火箭的三轴姿
2500
态由小发动机控制。仪器舱安装在推进剂舱的上方，仪
器舱内装有仪表和电子设备，还有一个控制软件，用于
605
使箭载设备和地面支持系统的电缆、加注塔之间保持电
级
1256
2570
2595
2741
气联系。控制组件装在尾段底部，负责控制一子级推进
子
中2753
剂加注，球形氨气瓶充氮气，箱间段和级间段温度，并
为箭载系统传输电力。
推进剂贮箱和主发动机都安装在级间段（中间舱
一、二子级接口平面
p2500
段）内部，级间段外侧装有4个反推火箭用于一、二子
仪器舱
2600
级的分离。为了保证级间段内的贮箱、发动机等部件在
分离时不受冲击影响，在级间段上装有导向滑轨，夹在
安加拉1.1运载火箭上升段
滑轨上的这些部件可顺着滑轨与一子级和级间段分离。
上升段结构
上升段（AU）（见右图）是在技术综合设施中独立组装的，它包括有效载荷整流罩、卫星及卫星支架

<!-- 第 378 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
·335·
系统（必要时）。有效载荷整流罩与仪器舱对接，卫星通过支架固定在仪器舱上。
安加拉1.1有效载荷整流罩装配完成后，上升段将被固定在二子级的接口上。
安加拉1.1和1.2采用隆声号运载火箭所用的有效载荷整流罩，必要时，可在有效载荷整流罩上设置
透波窗和用于航天器维护的窗口。有效载荷整流罩内侧安装绝热材料，可保证卫星保持标准温度环境。有
效载荷整流罩内压力的大小由排气口控制。抛罩时，在弹簧推杆作用下，有效载荷整流罩沿着稳定平面Ⅱ
-IV分解成两瓣。两个半罩转动45°后被抛在两侧。有效载荷整流罩（在I、IV象限之间与平面I夹角成
52°处）装有空气温控系统输送管路。运载火箭从装配测试大厅到发射台起竖，直至发射，都通过这些管
路中的低压空气对上升段内部空间进行温度控制。
当卫星设计不允许直接安装在直径2390mm的接口上时，则需要在上升段使用卫星支架。在这种情
况下，卫星支架的下端框与运载火箭的接口（装有对接框）对接。卫星支架的形状和高度可根据卫星的结
构特性和底座进行选择。
推进系统
一子级推进系统
一子级的每台发动机都需接受检测并进行交付前点火试车。推进剂贮
箱设计用于储存氧化剂和燃料。为满足环境安全要求，使用环保的推进剂
组元：液氧和煤油。在氧化剂贮箱底部装有球形氨瓶用于贮箱增压。
主发动机PI-191M（见右图）高4050mm，质量3230kg，安装在
尾段的燃料箱底部，能双向摆动土8°。
主要的推进系统以PI-191M发动机为基础。PL-191M是液氧/煤油火
箭发动机，混合比为2.6，采用化学点火方式，燃烧室压力为25.7MPa，
依靠涡轮泵系统供给推进剂。该发动机具有燃气补燃回路。另外，该发动
机还装有遥测传感器，监视、控制、诊断部件以及应急保护系统。执行多
次发射任务的海射天顶号3SL就采用了该型发动机的核心部件（如燃烧
PI-191M发动机
室、喷管、涡轮泵组件和自动控制装置等）。
二子级推进系统
二子级微风KM上面级推进系统在设计上允许发动机C5.98M在飞行中多次启动，且能在滑行段控制
二子级姿态。
C5.98M发动机主要性能参数见下表。
C5.98M发动机主要性能参数
项目
参数
真空推力/kN
19.62
真空比冲/(m·s)
3192
燃烧室压力/MPa
5.2
混合比
2.0
发动机高度/mm
2684
发动机质量/kg
95

<!-- 第 379 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·336·
控制系统
整个安加拉系列运载火箭的通用火箭模块控制系统设备都相同。箭上控制系统为自平衡的惯性系统，
以箭上数字计算机系统为基础。各装置间通信兼顾了模块化设计方案。采用这种通信模式，既便于系统改
进，又便于单个控制分系统更新，还减少了各分系统间的接口。
安加拉1.1火箭二子级的控制系统和隆声号运载火箭三子级的控制系统可通用。
微风KM上面级利用12个姿态控制小发动机来实现俯仰、偏航和滚动控制。
遥测系统
遥测数据采集系统在直接传输模式、存储模式、回放模式或者组合模式下工作，执行遥测参数和传输
频率不同的程序。获得的数据以模拟或者数字参数的形式传送到地面测量站并加以分析。
典型飞行程序
安加拉1.1运载火箭从普列谢茨克航天中心发射时，按目标轨道高度，可选择两种有效载荷入轨方式：
1）直接入轨方案，即在一子级分离后，二子级发动机一次点火工作，将有效载荷发射到特定轨道。
此方案适用于高度300km的圆轨道。
2）二子级多次点火方案，即在一子级分离后，二子级主发动机第1次点火工作，将有效载荷送入远
地点高度等于指定圆轨道高度的椭圆转移轨道。二级在到达转移轨道远地点之前，进行自动滑行。到达轨
道远地点，二子级主发动机第2次点火工作，将有效载荷送到目标轨道。当有效载荷被送入300～1500km
高的轨道时，二级的滑行时间也从45min延长到51min。
弹道优化设计时，通过选择运载火箭一、二子级俯仰角程序，确保一子级和整流罩分离后溅落到指定
区域。整流罩分离后，作用在卫星上的自由分子热流密度的最大值不能超过1135W/m²（见下图及后图所
示)。
进入停泊轨道
二子级二次点火有效载荷进入目标轨道
=946.6s
h=300~1500km
整流罩分离
v=7576.8m/s
=268s
h=200km
v =5428.0m/s
θ=0°
h =141.8km
0=8.3°
二级变轨飞行
一子级分离
=44~51min
1=239.8s
v=5426.6m/s
h=118km
0=9.6°
最大动压
=70s
v=400.7m/s
h=10.6km
0=53.3°
L=2850km
火箭发射
一子级和整流罩落区
安加拉1.1典型飞行程序

<!-- 第 380 页 -->
安加拉系列（CEMECTBOAHTAPA）
·337·
270°240°210°180°
300
i=85.8°
330°
普列谢茨克
i=63°
落区，L=2860km
安加拉1.1可能的轨道倾角和落区
卫星分离时，火箭既可以处于稳定模式，也可以在必要时保持旋转模式。
在稳定模式下，卫星相对于箭体轴的角速度：@x≤±1(°)/s，?yc)≤±0.5(°)/s；火箭轴相对惯性坐标
系的空间定位误差不超过士0.5°。旋转模式下火箭相对0X纵轴的角速度可达12(°)/s。
（丁文华）
安加拉 A3（AHIAPA A3）
安加拉A3中型运载火箭的运载能力与天顶号相当，主要用于执行近地轨道、同步转移轨道和地球静
止轨道发射任务。安加拉A3火箭的基本结构是：通用火箭模块+通用二子级+微风M上面级，并使用2个
通用火箭模块作为捆绑助推器。
主要技术性能
运载能力
级数
3
全长
近地轨道
14.6 t
45.8 m
最大直径
8.86 m
地球同步转移轨道
2.4 t
入轨精度(地球同步转移轨道）
起飞质量
480t
±100 km
轨道高度偏差
起飞推力
5770kN
0.15°
轨道倾角偏差
1.23
推重比

<!-- 第 381 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·338·
助推器
级长
28m
推进剂
液氧/煤油
直径
真空推力
2.9 m
2X2095.7kN
2X141.9t
起飞质量
真空比冲
3035 m/s
推进剂质量
工作时间
2X131.9 t
867.2 s
发动机
2XPI-191M
一子级
级长
25.14 m
推进剂
液氧/煤油
直径/
2.9 m
真空推力
2 095 kN
子级质量
141.9t
真空比冲
3310 m/s
推进剂质量
工作时间
131.9t
210 s
发动机
PI-191M
二子级
级长
推进剂
7.71 m
液氧/煤油
3.66 m
直径
真空推力
300.1 kN
3610 kg
子级质量
真空比冲
3521 m/s
推进剂质量
3.236t
工作时间
380s
发动机
PI-0124A
三子级（微风M上面级）
级长
2.65 m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
4.10m
真空推力
19.62 kN
子级质量
22.5 t
真空比冲
3192 m/s
推进剂质量
19.8 t
工作时间
3000s
发动机
1430
整流罩
长度
11.6 m
结构质量
2.5t
直径
4.35m
总体布局
安加拉A3是三级液体运载火箭，一子级和2个捆绑助推器全部采用通用火箭模块，二子级采用通用
二子级（直径3.66m），三子级采用微风M上面级（直径4.10m），有效载荷整流罩直径4.35m。其总体
布局见后图所示。

<!-- 第 382 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
·339·
上升段
4350
火箭与上升段对接面
二子级（7710）
3600
、二子级对接面
C-C
稳定、定向和点火
支持推进系统模块
微风M
B
主发动机1430
45800
推力19.62kN
摆角±5°
B-B
二子级
主发动机PL-0124A
一子级（25140）
推力300.1kN
摆角±4°
一子级
主发动机PI-191M
推力1922kN
摆角±8°
7354
安加拉A3运载火箭总体布局

<!-- 第 383 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·340·
箭体结构
安加拉A3一子级和2个捆绑助推器均采用结构相同
的通用火箭模块。二子级使用通用二子级。上升段包括三
5PV3M
子级、卫星、卫星支架系统和有效载荷整流罩。
助推器和一子级结构
一子级和2个助推器采用的3个通用火箭模块与安加
控制系统仪器设备
拉1.1火箭的相同。通用火箭模块通过3个拉杆彼此连接。
上拉杆与二子级相连，向过渡段传递推力。
二子级结构
辅助推进剂
贮箱
二子级由燃料箱、箱间段、氧化剂箱和级间段组成。
PI-0124四燃烧室主发动机安装在氧化剂箱底部的级间段
内。二子级与一子级采用“冷”分离，由安装在级间段的
固体反推火箭来实现。箱间段内装有控制和遥测系统组
中央模块
推进系统
件，并装有控制组件以实现运载火箭和地面支持设备间的
通讯。二子级的详细结构见联盟号2运载火箭的二子级。
微风M上面级总体布局
三子级结构（微风M上面级）
微风M上面级含以下3个主要部件（布局见右图）：
1）核心部件（中央模块），沿用原微风K
R164.5
上面级设计，内部装有一套推进剂贮箱、推进
24°3
系统和仪器舱。总推进剂质量为5.2t。
2）环绕核心段的环形辅助推进剂贮箱在耗
尽14.6t的推进剂后被抛掉。使用外置可抛弃贮
1820
箱大幅度提高了微风M上面级的性能。
3）下隔框，用于将微风M上面级与有效
载荷整流罩连接在火箭二子级上。
详细结构参见质子号M微风M上面级。
可用容积
94350
整流罩
有效载荷整流罩
安加拉A3/微风M有效载荷整流罩结构见
与卫星的接口
左图。
2490
支架系统
支架系统和
推进系统
微风M接口
2654
助推器和一子级推进系统
整流罩与微风M、
微风M
Φ4100
安加拉A3一子级和助推器均使用与安加
微风M与运载火箭
上升段与
微风M下隔框
间的分离面
拉1.1相同的通用火箭模块推进系统。一子级和
运载火箭的接口
2个助推器各使用1台PI-191M液氧/煤油发动
安加拉A3微风M有效载荷整流罩

<!-- 第 384 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
·341·
机。
二子级推进系统
二子级使用1台PI-0124A液氧/煤油发动机，发动机直径3.66m，长7.71m，质量3610kg，包括4
个燃烧室、主涡轮泵、燃料和氧化剂输送涡轮泵、1套燃气发生器和燃烧室点火装置、控制作动器、自动
控制组件和基本结构（性能见下表）。
PI-0124A发动机主要性能参数
项目
参数
真空推力/kN
300.1
真空比冲/（m·s)
3521
燃烧室压力/MPa
16.2
混合比
2.6
推进剂贮箱由箱间段隔舱连接。级间分离通过一子级上的固体反推火箭完成。
三子级推进系统（微风M上面级）
微风M上面级使用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，混合比为2.0。微风M的推进系统包括1台可摆动
的14I30主发动机，该发动机高2.684m，采用泵压式输送系统，可产生19.62kN的真空推力，燃烧室压
力为5.2MPa；4台脉冲发动机对主发动机推力进行微调，每台能产生396N的推力，还有12台姿控发动
机，每台可产生13.3N的推力。在一次任务中，主发动机可以进行多达8次的重复点火，并且装有备份重
启系统，可在主点火程序失效时，启动发动机。.在达到需要的速度或者推进剂耗尽时，主发动机可按指令
关机。
控制系统
安加拉A3火箭采用质子号M/微风M的箭载数字计算机和三轴陀螺稳定平台进行导航控制，它执行
以下功能：惯性导航、末段制导、角运动控制、推进系统和其他上面级箭上系统工作模式控制、星箭控制
系统的信息交换、控制辅助推进剂贮箱和卫星的分离、为上面级箭上设备供电等。
安加拉A3火箭的一子级姿控与安加拉1.1火箭的相同，二子级姿控系统在联盟号2火箭的基础上改
进而来，目前尚处于研制阶段。
遥测系统
微风M上面级的遥测系统（箭上测量系统）执行如下功能：
1）收集设计组件的数据以及上面级与卫星系统在所有飞行段和发射过程中的数据；
2）向地面测量站传送遥测数据；
3）接收并传送轨道数据。
遥测数据采集系统在直接传输模式、存储模式、回放模式或者组合模式下工作，执行在遥测参数和传
输频率不同时的程序。射频测量由上面级遥测系统记录。

<!-- 第 385 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·342·
由遥测系统监测的参数概括如下：
1）在准备、发射和整个飞行期间，上面级系统参数完全在遥测系统和控制系统的连续监控下工作；
2）监测上面级结构的负载和状态的参数120个；
3）监测推进系统工况的参数83个；
4）监测热模式支持系统的参数20个；
5）监测控制系统的参数200多个。
所获得的数据，以模拟或数字参数形式传送到地面测量站并加以分析。
典型飞行程序
按照目标轨道要求，安加拉A3火箭可执行以下倾角的停泊轨道发射任务：i=63°、i=76°、=82.5°、
i=93.4°。下图示出微风M进入H形=200km和i=63°停泊轨道的典型飞行程序。
进入停泊轨道
1=866s
二子级分离
v=7579m/s
h=198.1km
=727s
微风M上面级滑行段
0=-0.04°
v=7535.6m/s
整流罩分离
h=199.9km
=315s
0=-0.01°
v=4128.2m/s
一子级分离
h=130km
=302s
0=8.9°
v =4108.8m/s
h=121.2km
上面级主发动机点火
6'6=θ
/=822s
v=7539.2m/s
h=198.1km
0=0.06°
最大动压
1=76s
助推器分离
v=337m/s
h=10.2km
f=213s
θ=69.4°
v=2435.5m/s
h=73.1km
0=11.9°
1
1
1
1
大
L=580km
L=1670km
L=19000km
助推器落区
火箭发射
一子级和整流罩落区
二子级落区
安加拉A3典型飞行程序
运载火箭将微风M上面级发射到过渡的椭圆轨道。火箭起飞后在t=213s时，两个捆绑助推器分离；
在t=302s时，一子级通用火箭模块分离；有效载荷整流罩在t=315s时被抛掉，这时，垂直于速度矢量区
域的自由分子热流密度不会超过1135W/m²。整流罩也可在飞行220s时分离，这将有利于增加运载能力。
但在这种情况下，自由分子热流密度将会超过1135W/m²。在t=727s时，二子级分离。二子级分离后，
微风M上面级进入滑行段后约93s，进行微风M上面级发动机5次点火中的第1次点火，将微风M和卫
星送入标准近地停泊轨道。停泊轨道高度为180～250km。
安加拉A3可用的倾角和硬件落区见后图所示。

<!-- 第 386 页 -->
安加拉系列（CEMEICTBOAHTAPA）
·343·
210°
180°
240
i=93.4°
二子级落区
i=82.5°
L=7775km
150°
270
300
330
子级和整流罩落区
L=2320km
63
90°
60°
30°
安加拉A3可用的倾角和硬件落区
（丁文华）
安加拉 A5/KVRB (AHTAPA A5/KBPE)
安加拉A5和A5/KVRB在安加拉系列运载火箭中属于重型运载火箭，火箭的基本结构分别为通用火
箭模块+通用二子级+微风M上面级或KVRB上面级。主要用于完成近地轨道、地球同步转移轨道和地球
同步轨道发射任务。两种火箭的同步转移轨道运载能力分别达到5.8t和6.8t。安加拉A5采用的通用二子
级、微风M上面级与安加拉A3的完全相同，详见安加拉A3。下面重点介绍安加拉A5/KVRB运载火箭。
主要技术性能
运载能力
级数
3
全长
64 m
近地轨道
24.5 t
箭体最大直径
8.86 m
地球同步转移轨道
6.8t
起飞质量
入轨精度（地球同步转移轨道）
790t
起飞推力
近地点高度偏差
9610 kN
±200 km
远地点高度偏差
推重比
1.24
±100 km
轨道倾角偏差
0.15°
助推器
级长
推进剂
液氧/煤油
28 m

<!-- 第 387 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·344·
直径
真空推力
2.9 m
4X2095.7kN
3035m/s
起飞质量
4X141.9 t
真空比冲
推进剂质量
1 734.4 s
工作时间
4X131.9 t
4XPI-191M
发动机
一子级
25.14 m
级长
推进剂
液氧/煤油
直径
真空推力
2.9 m
2 095 kN
真空比冲
3310m/s
子级质量
141.9 t
推进剂质量
工作时间
210s
131.9t
发动机
PI-191M
二子级
级长
推进剂
液氧/煤油
7.51 m
3.66 m
真空推力
直径
300.1 kN
子级质量
3610kg
真空比冲
3521 m/s
3236kg
工作时间
推进剂质量
380s
发动机
PI-0124A'
三子级（KVRB上面级）
级长
10.6m
推进剂
液氧/液氢
直径
4.35 m
真空推力
102.9 kN
22.6t
真空比冲
4 522 m/s
子级质量
工作时间
推进剂质量
825s
19.8 t
发动机
KBI-1M3
整流罩
长度
3.6t
结构质量
8.82/11.9 m
直径
4.35/5.10 m
总体布局
安加拉A5/KVRB为三级捆绑式运载火箭，一子级和4个捆绑助推器全部采用通用火箭模块。通用火
箭模块与用在安加拉A3和A5火箭上的完全相同，直径2.9m。二子级也采用通用二子级，直径3.66m。
二子级之上为上升段，包括三子级（KVRB上面级）、卫星与卫星支架以及有效载荷整流罩。上升段是一
个独立部件，在技术综合设施中组装的。三子级直径4.35m，有效载荷整流罩有两种，直径分别为4.35m
和5.10m。火箭的总体布局见后图所示。

<!-- 第 388 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
345
卫星整流罩（11905）
带KVRB上面级的上升段（22500）
带KVRB上面级的上升段（19420）
5100
4350
三子级（10600）
3600
44350
到主发动机喷管
（989）口
C-C
二子级（7510）
主发动机KBI-1M3
摆角为±4°
64000
B
B-B
二子级主发动机PI-0124A
92900
2900
摆角为士4°
子级（25140）
助推器（28114）
一子级主发动机
PLI-191M摆角为±8°
寸
7354
安加拉A5/KVRB运载火箭
箭体结构
安加拉A5/KVRB由5个通用火箭模块、二子级、KVRB上面级和有效载荷整流罩组成。1个通用火
箭模块用作一子级，4个通用火箭模块作为助推器捆绑在四周。

<!-- 第 389 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·346·
一子级和助推器结构
一子级和4个助推器均采用相同的通用火箭模块，其结构与安加拉A3火箭的完全相同。
二子级结构
二子级与安加拉A3的二子级基本相同，只是在长度上略有差别。安加拉A3的二子级长7.71m，而
安加拉A5/KVRB的二子级长7.51m，相差0.2m。
三子级结构（KVRB上面级）
KVRB上面级由上舱、推进剂舱和下舱组成，外部是封装的，KVRB上面级外形见下图所示。
2490
氧化剂贮箱
3600
10100
燃料贮箱
KVRB上面级
上舱是仪器舱，内部安装KVRB上面级控制系统和箭上测量系统的各种电子设备，并用来固定有效载
荷。上舱由上桁架、圆锥壳和仪表板组成。卫星支架和卫星安装在圆锥壳的上端框上。考虑到防火、防爆
和清洁要求，有效载荷与上面级用隔离膜片隔开。
推进剂舱是承载结构，用来充填推进剂和安装推进系统的气动和液压传输系统。推进剂舱包括两个贮
箱，即氧化剂贮箱和燃料贮箱，两个贮箱用标准半径2.265m的两个球形箱底隔开（氧化剂贮箱的下底和
燃料贮箱的上底），氧化剂贮箱和燃料贮箱的圆柱形壳体直径3.60m。在燃料贮箱的圆锥下底上安装KVRB
上面级主发动机和2个用于稳定和定向的小发动机。推进剂舱和管路外表面覆盖具有隔热和热真空屏蔽双
重作用的组合式隔热层。
下舱由下桁架和下隔框组成，可将KVRB安装到运载火箭上。下舱和有效载荷整流罩一起保护安装在
燃料贮箱底部的推进装置，使其在地面操作和飞行过程中不暴露在外。
KVRB的下隔框高2.85m、直径4.10m。在该隔框的下端面有1个与运载火箭对接的接口。在上端面
则有1个与KVRB整流罩连接的接口。KVRB上面级的总体结构设计见后图。

<!-- 第 390 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
347
7745
5180
Φ4100
氧化剂
燃料贮箱
2490
贮箱
4350
3600
137
口
2850
1000
19
1000
10070
20
21-
24
23
22
2.8
550m
29
1100
KVRB上面级的总体结构设计图
1一KVRB上面级与运载火箭的连接面：2一防火、防爆系统下通风口的外罩（各8个）；3一下舱段：4一下桁架；5一箭上可拆卸连接器（燃料）；
6一KVRB上面级与运载火箭的分离面；7一箭上可拆卸连接器（防火、防爆系统，图中示出系统为开启状态）：8一KVRB上面级整流罩；
9一推进剂舱；10一箭上可拆卸连接器（氧化剂）：11一箭上可拆卸连接器（电气）：12一隔离膜片；13一防火、防爆系统上通风口；
14一KVRB上面级和有效载荷整流罩的连接面；15一卫星气动热控制系统的箭上可拆卸连接器；16一有效载荷整流罩；17一卫星区；18一卫星支架；
19—隔热层；20—卫星分离面：21一KVRB上面级和卫星支架的连接面；22一组合隔热结构：23一有效载荷整流罩分离面；
24一稳定与定向推力器和支持主发动机点火的推力器（各2个）；25一稳定与定向小发动机和支持主发动机点火的小发动机（各2个）：
26一箭上可拆卸连接器（防火、防爆系统）；27一KVRB上面级和火箭的分离组件（各12个）；28一整流罩气动推杆（各4个）；
29一整流罩旋转门组件（各4个）：30一KBI-1M3主发动机：31一半瓣整流罩部分的纵向接口面

<!-- 第 391 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·348·
KVRB和地面支持设备间的电气连接是通过箭上可拆卸连接器和POS-1.1、POS-1.2、POS-1.3脐带接
头进行的。
卫星支架系统
卫星支架为卫星和运载火箭提供机械和电气连接。下图示出了高为1m的标准卫星支架。
分离面
弹簧推杆上端框
隔热层
卫星分离辅助装置
隔热紧固件
箭上电缆通道
电缆通道开口
电气接头板
下端框
00000
电气接头板
525
2490
螺栓连接处
KVRB
助推模块
3964
KVRB支架系统
卫星支架由分离系统、被动温控系统、脐带电缆和遥测监控系统传感器设备组成。卫星支架是一个铝
合金制成的圆锥网格结构，带两个端框。下端框用螺栓和销子安装在上面级上。卫星通过包带分离系统固
定到上端框上。
上端框装有弹簧顶推器，为星箭分离提供初始脉冲力，最多可安装12个顶推器。
整流罩
安加拉A5/KVRB整流罩保护卫星和上面级在地面操作以及飞行过程中不会暴露在外。整流罩安装在
直径4.10m的KVRB下端框接口处。
有两种直径的圆柱形整流罩可供选择：4.35m和5.10m。有效载荷整流罩见后图。

<!-- 第 392 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
·349·
6490
5100
4915
4350
4430
22500
19420
4350
4350
2850
4100
4100
直径4.35m的有效载荷整流罩
直径5.1m的有效载荷整流罩
带直径4.35m和5.1m整流罩的安加拉A5/KVRB上升段
推进系统
一、二子级和助推器推进系统
安加拉A5/KVRB一子级、二子级和捆绑助推器的推进系统与安加拉A3和A5完全相同，可参见安加
拉A3推进系统。
KVRB上面级推进系统
KVRB上面级推进系统由主发动机KBI-1M3（俄罗斯国内编号11I56M)和数台滚动控制小发动机（具
体台数、性能与结构参数不详）组成。
KBI-1M3发动机的研制始于1994年，用在KVRB上面级和印度GSLV火箭12KRB上面级上，目前
仍处于研制阶段。赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心和国际发射服务公司对外公布了KBI-1M3发动机

<!-- 第 393 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·350·
的主要性能与结构参数，见下表。
KBI-1M3发动机主要性能参数
参数
参数
项目
项目
真空推力/kN
102.9
每次任务重复启动次数/次
5
真空比冲/(m·s")
最大直径/m
4.1
4522
燃烧室数量/个
最大高度/m
8.6
1
工作时间/s
825
典型飞行程序
赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心和国际发射服务公司设计了A5/KVRB火箭的典型飞行程序（见
下图）。按照目标轨道参数要求，A5火箭的前两级可将轨道部段（KVRB上面级+卫星+分离系统）送入具
有以下倾角的停泊轨道；i=63°，i=76°，i=82.5°或i=93.4°。KVRB上面级与火箭分离后220s，其主
发动机第1次点火工作，进入圆形停泊轨道。停泊轨道的高度范围是180～250km。
进入停泊轨道
二子级分离
整流罩分离
=1109.9s
t=749.7s
v =7551.7m/s
1=340s
v =7001.1m/s
h=242km
v=4783.7m/s
h=256.8km
KVRB滑行段
θ=0°
h =158.7km
θ=1.13°
θ =8.1°
一子级分离
1=325.2s
上面级主发动机点火
v =4756.5m/s
h=148.4km
t =969.7s
θ=8.9°
v=7005.4m/s
h=254.5km
助推器分离
θ =1.05°
=213.7s
v =3054.1m/s
h=81.9km
0=11.7°
最大动压
t=70s
v=276.2m/s
h =8.9km
θ=73.7°
L=7775km
L=850km
L=2320km
火箭发射
助推器落区
有效载荷整流罩和一子级落区
二子级落区
安加拉A5/KVRB火箭典型飞行程序
从停泊轨道转移到目标轨道，KVRB上面级的主发动机还将进行2次点火。KVRB在停泊轨道滑行约
51min之后，其主发动机第2次点火工作，进入远地点高度35786km、轨道倾角60°的转移轨道。在转
移轨道远地点，KVRB上面级主发动机第3次点火。此次点火工作时间由地球同步转移轨道参数决定。进
入地球同步转移轨道以后，卫星与上面级分离，入轨时经度约为东经43°。后图示出KVRB上面级将卫

<!-- 第 394 页 -->
安加拉系列（CEMEYCTBOAHTAPA）
·351·
星送入地球同步转移轨道的典型飞行时序图。在从地球同步转移轨道转移到地球同步轨道的过程中，卫星
在地球同步转移轨道远地点靠自身推进系统产生必要速度增量（AVsc）。
上面级主发动机第1次点火
上面级与火箭分离
火箭发射
转移轨道
上面级在中间转移
H,=285 km
轨道第2次点火
停泊轨道
Hei=242km
i=63°
赤道平面
上面级滑行至地球同步
地球同步转移轨道
转移轨道第3次点火
H,=1500~20000km
整流罩
火箭
二子级
卫星
分离
分离
分离
停泊
发射
B
C
A
转移轨道
轨道
火箭上升
449s
5.3h
220s138s约51min
约6.5h
KVRB上面级将卫星送入地球同步转移轨道的典型飞行时序图
采用超同步转移轨道方案可以增加地球同步轨道运载能力。采用这种发射方案，KVRB将卫星送入一
个远地点高度远远高于同步转移轨道远地点的转移轨道。在此轨道的远地点，卫星使用自身推进系统执行
机动变轨，将近地点高度增加到地球同步转移轨道高度（卫星转移轨道）。在此轨道近地点，卫星利用自
身推进系统机动进入地球同步轨道。
发展与改进
按计划，安加拉火箭首先要满足俄罗斯国内空间项目的需求，同时部分用于商业发射。安加拉性能将
超过所有正在使用的同类型运载火箭。俄罗斯还考虑研制安加拉A3/KVRB型、A4型、A5/UOHB（通用
氢氧模块）型、A6型和A7型等大型和超大型系列。除此之外，俄罗斯还打算将一次性使用的助推器换为
可重复使用的助推器，该助推器被命名为贝加尔号。外形与飞机类似，带有机翼和尾翼，是一种可以自动
控制的可飞回的助推器。与传统的一次性使用火箭助推级相比，贝加尔号助推级可以节省30%的成本。贝
加尔号助推器现已单列为一项独立的研制计划。由赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心和闪电科研生产联
合中心共同研制，研制成本预计将达1.5亿美元。
（丁文华）

<!-- 第 395 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·352·
隆声号（POKOT）
隆声号（PokoT/Rockot）是俄罗斯在削减战略武器条约签订之后利用削减退役的洲际弹道导弹而研制
的一种轻型三级液体运载火箭，它可以将不大于2t的卫星送入近地轨道。
最初研制的隆声号K型运载火箭开始于20世纪90年代初，利用PC-18导弹（西方国家代号SS-19)
的一、二子级和整流罩，再加上1个微风K上面级构成，主要用来验证火箭发射卫星的能力。K型火箭在
1990年和1991年成功地进行了2次亚轨道飞行，之后在1994年成功地完成了运送卫星入轨试验。在完成
了这3次验证性飞行试验后，K型火箭就停止了发展。
K型火箭之后俄罗斯紧接着就开始研制性能更好的商业隆声号KM型火箭。此后，又计划在隆声号
KM型火箭的基础上，研制其改进型一KS型火箭。PC-18导弹与隆声号火箭结构对比见下图。
加大整流罩
加大整流罩
改进控制、
遥测、电系统
相同的推进系统
相同的推进系统
改进结构减少质量
.R
与PC-18相
与PC-18相
R
与PC-18相
R
同的一、二
同的一、二
®
同的一、二
C
子级
子级
子级
K
K
隆声号KM
隆声号KS
隆声号K
PC-18洲际
商业运载火箭
未来改进型
地下井发射
弹道导弹
PC-18导弹与隆声号火箭结构对比图
隆声号火箭的销售和市场开发正式始于1995年3月，即EUROCKOT发射服务股份有限公司的成立。
该公司由俄罗斯赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心与德国戴姆勒-奔驰航空航天公司联合成立，公司总部
设在德国不莱梅。戴姆勒-奔驰公司占有该公司51%的股份，赫鲁尼切夫航天中心占有49%（分工见后图）。

<!-- 第 396 页 -->
隆声号（POKOT）
·353·
EUROCKOT发射服务股份有限公司
赫鲁尼切夫航天中心
戴姆勒-奔驰公司
发射服务主承包商财务管理
→火箭生产
根据需求提供技术和管理支持
发射合同签订与执行
整流罩研制生产
后勤保障
财务支持
办理保险
任务分析、载荷分析和火箭组装
任务管理
普列谢茨克航天发射中心的发射操作
火箭采购
飞行结果评估
工作协调
安全、质量、可靠性
隆声号火箭运营分工图
隆声号K型火箭由哈萨克斯坦拜科努尔航天发射中心发射，到KM型时则改为俄罗斯普列谢茨克航天
发射中心发射，为此，俄罗斯投资3500万美元，对原用于宇宙号3M火箭的发射设施进行适应性改造，
使其能发射隆声号KM型火箭。
截止到2007年6月30日，隆声号K/KM共进行了11次发射，成功10次。其中隆声号K进行的3
次验证发射全部获得成功；隆声号KM进行了8次发射，成功7次。2000年5月16日，隆声号KM火箭
在新发射台上成功地进行了第1次商业发射验证飞行，将2颗模拟星送入了高度为547km、倾角86.4°的
地球圆轨道。2002年3月17日，隆声号KM火箭在普列谢茨克航天发射中心完成了首次商业发射任务。
火箭起飞85min后，微风KM上面级把2颗地球引I力恢复与气候实验（GRACE）卫星送入了480km的地
球轨道。隆声号的商业发射价格为1200万～1500万美元（2002年币值）。
主要技术性能
级数
运载能力
3
1 950 kg （h=200 km、i=63°
全长
29.15 m
的圆轨道）
箭体最大直径
2.62m
入轨精度（h=300km、i=82°的圆轨道）
111.45t
轨道高度误差
1%
起飞质量
±0.03°
起飞推力
轨道倾角误差
1 870 kN
推重比
1.71
一子级
17.2m
级长
海平面推力
1 870 kN
直径
2.5m
真空推力
2 080 kN
结构质量
海平面比冲
5.70t
2793 m/s
推进剂质量
真空比冲
80.95 t
3088 m/s
发动机
工作时间
121 s
4XPI-0233
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼

<!-- 第 397 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·354·
二子级
3.9 m
级长
真空推力
直径
2.5 m
主机
240 kN
结构质量
游机
15.76 kN
1.50 t
推进剂质量
14.0 t
真空比冲
发动机
主机
3136 m/s
主机
2871m/s
PⅡ-0235
游机
游机
工作时间
PⅡ-0236
主机
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
183s
游机
约200s
三子级（微风KM上面级）
级长
推进剂
1.3m
四氧化二氮/偏二甲肼
2.5 m
直径
真空推力
结构质量
主机
1.60 t
19.62 kN
游机
推进剂质量
4.965t
0.396 kN
真空比冲
发动机
主机
主机
3200m/s
C5.98M
游机
4X11D458
游机
2 470 m/s
工作时间
最大1000s
整流罩
长度
800 kg
6.68 m
结构质量
直径
2.62 m
总体布局
隆声号KM型为三级液体运载火箭，全长29.15m。除整流罩外，箭体直径为2.5m。隆声号火箭使用
PC-18弹道导弹的一、二子级，新研制的微风KM级作为三子级，以及有效载荷整流罩与有效载荷支架。
火箭的总体布局见后图所示。
箭体结构
隆声号KM型火箭的箭体结构由一子级、二子级和上面级组件组成，上面级组件包括微风KM级、级
间段、有效载荷整流罩和有效载荷支架。
一子级结构
一子级长17.2m，直径2.5m，质量5.70t，由氧化剂贮箱、燃料贮箱和尾段串联组成。

<!-- 第 398 页 -->
隆声号（POKOT）
·355·
2620
2520
12941260
6735
整流罩静态外形
3711
有效载荷支架
整流罩
仪器舱/分配器
偏二甲肼贮箱
四氧化二氮贮箱
发动机舱和贮箱
微风上面级
上面级组件安装平面
四氧化二氮贮箱
偏二甲胖贮箱
游机
二子级
二子级主发动机
29150
2500
四氧化二氮贮箱
偏二甲肼贮箱
一子级主发动机
隆声号KM型火箭总体布局
贮箱为共底受力式焊接结构，用于装载四氧化二氮和偏二甲肼推进剂。其特点是质量轻，并能保证足
够的强度。
一子级利用1个热气系统向贮箱增压。在尾段内装有4台液体火箭发动机。在一子级尾部装有4个用
于级间分离的小固体反推火箭，而在-一子级上部还开有几个专用舱口，用于级间分离时排气。一子级的内
部结构见后图。

<!-- 第 399 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
:356·
二子级结构
二子级氧化剂箱
二子级燃料箱
二子级长3.9m，直径2.5m，也由氧化剂贮箱、燃料贮箱
二子级主发动机
二子级尾段
和尾段串联组成，见右图。贮箱也采用共底受力式焊接结构和
二子级游动发动机燃烧室
热气增压系统。尾段内装有1台液体火箭主发动机和1台四燃
过渡段
烧室游动发动机。在二子级尾部也装有4个用于级间分离的小
一子级氧化剂箱
固体反推火箭。
一运输发射筒
三子级结构
三子级是微风KM上面级，是商用火箭的标准级。三子级
结构质量1.60t，四氧化二氮最大质量3.30t，偏二甲肼最大质
一子级燃料箱
量1.665t。该级由推进舱、密封的仪器舱和级间过渡舱组成，
是在微风K级的基础上改进而成的，两者的功能基本相同，只
燃料箱方格壁板
是结构上略有差别，见微风K级和微风KM级对比图。主要改
进是重新对仪器舱内控制设备进行配置，使得新的仪器舱高度
变小，直径加大，以便为有效载荷提供更多的空间。同时仪器
舱还可用作有效载荷投放器，能容纳多个有效载荷。此外，通
一子级尾段
过插入加强板，使结构有良好的刚度。微风KM级的底部不再
下凸耳
一子级主发动机
直接安装在二子级的顶部，而是悬挂在延伸的过渡舱中，因此，
整流罩便可与仪器舱直接相连。过渡舱是承载结构，与二子级
有机械接口，还可放置微风KM级的分离系统。仪器舱内还安
一、二子级内部结构布局
装有遥测系统、制导控制系统和跟踪系统的各种设备。
两种上面级只是
结构有所不同，其
他如电子设备、推
整流罩加长、加宽
进系统完全相同
有效载荷可用空
间增大，同时减
少动态载荷影响
整流罩分离面
仪器舱可作为有
效载荷的投放器
BREEZE
BREEZE
上面级不再直接
安装在二子级顶部
微风K级
微风KM级
微风K级和微风KM级对比图

<!-- 第 400 页 -->
隆声号（POKOT）
·357·
整流罩
隆声号K型火箭使用了由PC-18导弹改装的整流罩。1998年年初，EUROCKOT公司对此整流罩的结
构进行改进。通过改进，不仅增加了微风KM级有效载荷的空间，而且还减少了飞行动态载荷。另外，整
流罩的直径和圆柱段部分的长度分别增加到了2.62m和3.711m，可以容纳更大的有效载荷。正式用于商
业发射隆声号KM型火箭就使用了这种新整流罩。
整流罩与仪器舱直接相连，新的设备舱还可作为有效载荷分配器，以便容纳多颗卫星。另外，通过加
入加强墙，增加了设备舱的强度。
通过使用用户定制的卫星支架，可以容纳各种不同形状的卫星，从单星到多星，从单个安装平面到两
个或多个安装平面。
整流罩采用碳纤维/铝合金蜂窝结构，由3层碳纤维复合材料和铝制蜂窝夹芯组成。整流罩由两个半壳
构成。每个半壳由柱段和双锥段两部分组成。
推进系统
火箭的推进系统由各级的液体火箭发动机及其推进剂增压输送系统组成。
一子级推进系统·
一子级采用4台液体火箭发动机，单台发动机的代号是PI-0233。4台组合在一起的发动机组的代号
是PI-0234（外形参见PI-0233发动机图和PI-0234发动机图）。该发动机是自主式闭路单燃烧室发动机，
采用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂。每台发动机可通过万向支座沿1个轴向摆动。由闭环涡轮泵向燃烧室
输送推进剂，流量为669kg/s。用泵后分流燃气组成的热气系统向推进剂贮箱增压。每台发动机的地面推
力为470kN，真空推力为520kN，地面比冲为2793m/s，真空比冲为3088m/s，燃烧室压力达20.5MPa,
工作时间121 S。
PI-0233发动机
PI-0234发动机

<!-- 第 401 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·358°
二子级推进系统
二子级采用1台主发动机和1台四燃烧室游动发动机。主发动机代号PI-0235，是闭路单燃烧室发动
机，发动机是固定的，不能摆动。由闭环涡轮泵向燃烧室输送推进剂，流量为76.5kg/s。也用热气系统向
推进剂贮箱增压。主发动机真空推力为240kN，真空比冲为3136m/s，工作时间183s。游动发动机代号
PL-0236，用1台涡轮泵向4个燃烧室输送推进剂，流量为5.5kg/s。游动发动机真空推力为15.76kN，真
空比冲为2871m/s，工作时间为200s。游动发动机在一、二子级分离的瞬间先行点火工作，分离后主发
动机才点火工作。在主发动机关机后，游动发动机还要继续工作约19s后才关机。主发动机和游动发动机
在二子级底部的配置情况如下图所示。
在二子级底部的主发动机和游动发动机
三子级推进系统
微风KM级推进舱包括推进剂贮箱、推进系统及其有关设备，此推进舱同微风K级的一样。推进剂贮
箱包括低压偏二甲肼燃料贮箱和四氧化二氮氧化剂贮箱，两个贮箱用共底隔开。每个贮箱还包括输送管路、
防晃板和沉底控制装置，以便于主发动机在真空失重条件下的多次启动。
在氧化剂贮箱中央的下部空间装有1台可以多次启动的、由涡轮泵输送推进剂的C5.98M主发动机，
真空推力19.62kN，真空比冲3200m/s，最长工作时间1000s，最短工作时间1s，装有多达8个点火器。
在KM级底部装有4台推力各为396N的双组元挤压式游动发动机，用于推进剂的沉底和轨道机动；12
个推力各为16N的姿态控制发动机用于控制KM级的飞行姿态。游动发动机及其推进剂输送管路和球形
氮气瓶一起位于推进舱的底部。
主发动机可以最多启动8次，能进行各种机动飞行，包括自旋和消旋，可将各种有效载荷运送入轨。
另外，推力较小的游机可以实现卫星的精确入轨。在有效载荷分离后，微风KM级要进行离轨机动，以减
少轨道碎片的产生。

<!-- 第 402 页 -->
隆声号（POKOT）
·359·
分离系统
一、二子级采用热分离方式。在一、二子级分离前的瞬间，二子级游动发动机先点火，喷焰由一子级
上部的专用排气舱口排出。紧接着爆炸螺栓和一子级4个反推小火箭点火，爆炸螺栓切断一、二子级之间
的机械连接，反推火箭将一子级向后推，而游动发动机则将二子级及其以上部件向前推。
二、三子级的分离系统也使用4个固体反推小火箭和爆炸螺栓进行分离。在一、二子级分离后，二子
级飞行期间，火箭飞行约170s时要抛掉整流罩。这时要起爆位于整流罩顶部的火工品作动器，完成纵向
分离面机械锁的解锁。该火工品作动器采用双余点火电路以确保可靠分离。在纵向分离解锁后不久，要
使位于整流罩水平分离面的爆炸螺栓起爆，完成横向解锁。之后两个整流罩半壳再借助弹簧向两侧分开，
使其绕整流罩底部的绞链旋转，最后将整流罩抛掉。
有效载荷可以采用两种分离系统，这两种分离系统都经过了飞行验证。一种是俄式机械锁系统，另一
种是西欧的马门带分离系统。：
采用包带分离系统的有效载荷支架有600mm、937mm、1194mm和1664mm等尺寸。形状有圆柱
和圆锥两种，使用的材料有铝合金、碳纤维及两种混合。支架是通过螺栓将其与微风KM连接在一起的。
具有明显的优势。在卫星底部的4个或3个角安装相应数量的机械连接锁，从而将卫星紧紧地与火箭连接
在一起。机械锁连接的数量根据卫星的形状和质量决定。分离时，位于有效载荷支架中的1个火工品作动
器起爆，引发1个机械作动器解锁4个或3个点机械锁，实现卫星分离。采用机械锁系统的有效载荷支架
是针对特定有效载荷专门设计制造的，从而可以最大限度地减少支架的质量和高度。
控制系统
制导和控制系统用于在火箭飞行的各个阶段以及有效载荷分离前后的飞行控制。该系统包括1个以三
轴陀螺稳定平台为基础的惯性制导系统和1个箭载计算机。系统的仪器和电子设备安装在微风KM上面级
数。平台外形如下图所示。
KV45-JI陀螺稳定平台

<!-- 第 403 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·360·
箭载计算机是全自主式飞行控制计算机，采用三重余信息通道以提高可靠性，并根据少数服从多数
的表决结果向控制执行结构发出控制指令，以控制火箭的飞行姿态。
4个推力室控制飞行姿态。微风KM级则用12台小姿态控制发动机来控制其飞行姿态，以及在有效分离前
后控制其机动飞行。
遥测与跟踪系统
遥测系统包括发射机和天线，另外还包含磁记录器用于存储和发射火箭飞行的遥测数据，在将飞行数
据传送到地面跟踪站之前，暂时存储飞行数据。跟踪系统包括发射机/接收机和天线，通过1个信标来实现
对火箭的跟踪。
发射操作
发射操作主要包括3部分：
1）火箭的准备工作，需要16天；
2）根据用户要求，有效载荷的准备工作一般需要14天；
3）火箭和有效载荷的联合准备工作，需要14天。
由于有些工作是可以并行的，所以发射操作时间一般为28天。另外，发射完成后还需要3天时间对
发射中心进行处理。
.火箭的准备工作是从T一28天火箭运抵发射中心的组装厂房开始，到T一14天与有效载荷组装，主要
工作包括对上面级的气动测试、电气测试和加注等。有效载荷的准备工作是从T一29天有效载荷及其地面
支持设备箱运到发射中心开始的，主要工作包括有效载荷的组装、检测和加注等。火箭和有效载荷的组装
操作是从T一14天开始的，对有效载荷与支架进行组装。当有效载荷/支架组合件从有效载荷处理区运到上
面级组装区时，上面级组件的各部件已完成准备工作。
装有有效载荷的上面级组件在T一7天运到发射台，与火箭进行总装。T一4天对火箭进行加注，之后
火箭进入技术测试模式，在完成最后的总测试后，进入发射倒计时。发射前15min，服务塔牵制臂收回，
火箭的空调系统关闭，而有效载荷的空调系统要持续工作到发射前30S。
隆声号K型火箭利用PC-18导弹的运输发射筒加长后从该筒中发射。隆声号KM型火箭改为从地面发
射台发射。
典型飞行程序
隆声号KM型运载火箭的典型飞行程序（高度500km、倾角89°）如后图所示。火箭在发射后122s，
一子级分离，171s整流罩分离，在发射后5124s完成有效载荷的分离，之后微风KM级进行离轨操作。

<!-- 第 404 页 -->
隆声号（POKOT）
·361·
KM级关机
二子级分离；
有效载荷分离
t=4850s
KM级第1次点火
t=5124s
v=7622m/s
整流罩分离
t=305s
9=0.02°
t=171s
v=5512m/s
v=3535m/s
0 =9.2°
一子级分离
0 =17.3°
h=253.3km
t=122s
q=54.2kPa/m2
KM级离轨操作
v=3139m/s
h=125.9km
KM级第2
L=5489s
0=23.9°
次点火
q=54.2kPa/m²
=4820s
h=68.9km
v=7526m/s
0=0.03°
KM级关机
h=499.6km
最大动压
t=897s
t=50s
v=7723m/s
v=0.564m/s
0=1.4°
0=48.3°
h=324.3km
发射
q=6197.5kPa/m²
h=10.7km
t=0s
3789km
1076km
1405km
隆声号KM型火箭的飞行程序
发展与改进
为了进一步适应国际发射市场的需求，EUROCKOT公司决定在现有隆声号KM基础上进行改进，以
便能够发射更重、更大的有效载荷。新的改进型火箭被命名为隆声号KS型，主要改进之处是使用了新的
微风KS上面级和加大的整流罩，目前该型火箭已经完成了初步设计工作。
隆声号KS实现了质量优化，其一子级、二子级和微风KS上面级的推进舱与发动机均与隆声号KM
相同。对微风KM上面级主要改进是结构改善和使用先进电子设备以减轻重量。
加大的有效载荷整流罩直接放置在缩短的级间段环框上。整流罩直径由2.62m增大到2.84m，长度也
加长了2.25m。
为了弥补整流罩质量的增加，并提高有效载荷的运载能力，采取了以下减重措施：
1）在保持基本的复合材料结构不变的前提下，通过使用新材料减轻整流罩的质量。使用150g/m²的
新型粘接膜，使粘接膜的质量减小50%；使用热膨胀的填充材料可以降低填充材料密度25%～50%。
2）用新的箭载控制系统部件替换原有部件，在减轻质量的同时，减小仪器舱的尺寸。
3）优化仪器舱结构，以减轻质量，并增加强度将仪器舱上盖改为球形设计，使用3层结构的碳复合
材料。
4）优化贮箱结构，通过减小箱壁和加强框的厚度，减轻质量。
5）使用高强度合金制造加强梁、环框，以及级间环框的支架，减轻质量。
6）采用碳复合材料替代钛合金制造高压贮箱。
通过上述结构改进和质量优化，隆声号KS型火箭可将太阳同步轨道运载能力提高到2t，并且由于加
大了整流罩直径，可以发射直径达2.7m的有效载荷。
（刘兴武）

<!-- 第 405 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·362?
第聂伯（IHEIIP）
第聂伯火箭
第聂伯（ⅡHemp／Dnepr）是乌克兰和俄罗斯在削减战略武器条约签订之后，为利用因削减而退役的
PC-20B洲际弹道导弹（西方称作SS-18M2）所研发的运载火箭。研制的指导思想是：最大限度地利用PC-20B
导弹的系统与组件：采用经过验证的技术；利用已有的飞行路线，使各子级和整流罩坠落在原定落区。1997
年，乌克兰与俄罗斯合作成立了国际航天运输公司，专门负责将PC-20B导弹改造成第聂伯运载火箭，提
供卫星商业发射服务。考虑到火箭要从拜科努尔航天中心发射，第聂伯火箭的发射也要得到哈萨克斯坦政
府的同意。第聂伯运载火箭的组织机构见后图。
为使成本最小化，第聂伯火箭大量采用了PC-20B导弹的系统和部件，包括一子级、二子级、整流罩、
运输发射容器、地下发射井，甚至飞行路线。主要改变是把导弹弹头部分改成装多个卫星的有效载荷部分，
并相应地对三子级的控制系统作了改动，以适应卫星的入轨需要。三子级仍旧基本上采用了导弹的三子级。

<!-- 第 406 页 -->
第聂伯（HEIIP）
·363·
用户
俄罗斯国防部
哈萨克斯坦航天委员会
俄罗斯航空航天局
乌克兰国家航天局
国外合伙人
国际航天运输公司
俄罗斯子承包商
乌克兰子承包商
哈萨克斯坦子承包商
第聂伯运载火箭的组织机构
第聂伯运载火箭可以把质量3.7t的单个或多个卫星精确地送入近地轨道（倾角分别为50.5°，64.5°
4000
3600
3200
i=50.5°
i=64.5°
2800
i=98°
2400
2
2000
量
质
1600
1200
800
400
0
600
700
800
006
300
400
500
高度/km
第聂伯火箭圆轨道性能曲线
第聂伯运载火箭从1999年4月21日至2007年6月30日，共进行10次发射，成功9次，1次失败，
成功率90%。

<!-- 第 407 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·364·
主要技术性能
级数
运载能力
3
34.30m
全长
近地轨道
3.7t
箭体直径
3.00m
入轨精度（轨道高度300km时）
起飞质量
轨道高度偏差
208.9 t
±4.0 km
起飞推力
轨道倾角偏差
4 166.5 kN
±0.04°
推重比
2.210
升交点赤经
±0.05°
一子级
级长
推进剂
偏二甲肼/四氧化二氮
22.34m
直径
3.00 m
海平面推力
4 166.5 kN
161.50t
子级质量
海平面比冲
2 873 m/s
推进剂质量
工作时间
102s
147.90 t
发动机
PI-264(4XPI-263)
二子级
级长
5.71 m
推进剂
偏二甲肼/四氧化二氮
直径
3.00m
真空推力
760kN
子级质量
真空比冲
41.11 t
3334 m/s
推进剂质量
36.74 t
工作时间
161 s
发动机
PI-0255
三子级
级长
1.00 m
全推力模式20.2kN
真空推力
直径
节流模式
3.00 m
8.3 kN
子级质量
4.266 t
真空比冲
全推力模式
3 134 m/s
推进剂质量
节流模式
3 066 m/s
1.910t
发动机
全推力模式
4XPI-869
工作时间
305s
推进剂
偏二甲肼/四氧化二氮
节流模式
740s
整流罩
长度
5.25 m
500 kg
结构质量
直径
3.00 m

<!-- 第 408 页 -->
第聂伯（ⅢHEIIP）
365·
整流罩
总体布局
气动防护罩
中舱
第聂伯是三级液体运载火箭（见右图），火箭全长34.30m，直径
卫星支架
3.00m，由一子级、二子级、三子级与头舱（SHM）构成，有效载荷
三子级
位于头舱内。
二子级
箭体结构
第聂伯火箭的一子级和二子级均直接取自PC-20B导弹的一、二
34300
子级，两级的直径相同。为了更有效地利用空间和减轻结构质量，一
子级采用共底贮箱，四氧化二氮箱在上，偏二甲肼箱在下，氧化剂输
一子级
送导管贯穿偏二甲肼箱向发动机输送四氧化二氮。一子级不用箱间段
和尾段，一子级发动机通过发动机机架固定在偏二甲肼箱的下端框
上。二子级也采用共底贮箱，也不用箱间段和尾段，二子级发动机的
主要部分放在偏二甲肼箱中，可以更有效地利用空间，也使一、二子
级之间可以用一个短级间段连接。
三子级基本上也采用PC-20B导弹三子级，即分导级，包括末助
推推进舱和仪器舱。三子级利用导弹的弹头分导技术可以将一个或多
个卫星精确地送入预定轨道。改进部分主要在控制系统部分。改进后，
飞行计算机软件和三子级与卫星的连接线路进行了优化。
三子级上部是头舱，包括卫星、中舱、卫星支架、气动防护罩或
3000
有效载荷封装壳、密封膜和整流罩。除整流罩取自PC-20B导弹外，
其他组件都是新研制的。头舱的几种构型见下图和后图。
第聂伯火箭布局
整流罩
整流罩
有效载荷
封装壳顶部
气动防护罩
5250（头舱）
卫星
卫星
5250（头舱）
有效载荷
封装壳
2080（中舱）
1380
密封膜
平台A
密封膜
1380
2080（中舱）
卫星标准支架
卫星标准支架
平台B
控制/遥测系统
平台B
控制/遥测
仪器舱
系统仪器舱
3000
3000
带有效载荷封装壳的标准头舱
带气动防护罩的标准头舱

<!-- 第 409 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·366·
整流罩
带可拆卸盖的
气动防护罩
5250（头舱）
卫星
平台A
1380
卫星转接件
2080（中舱）
卫星标准支架
平台B
带多卫星的头舱
圆柱形中舱长2.08m，直径3.00m，上下各有1个平台，平台A（上平台）顶端的隔框连接整流罩，
平台B（下平台）底端的隔框与三子级相连。两平台通过6个火工品装置相连。为放置大型卫星，中舱还
可伸长0.85~2m。
卫星支架是锥形构件，其底部法兰固定在平台B下端的隔框上。卫星支架上方通过法兰连接卫星和专
用密封膜，密封膜使卫星和下面的仪器舱相隔离。
气动防护罩是固定在中舱前端的薄板，有效载荷封装壳则是安装在头舱内的两个半壳。卫星释放前，
气动防护罩或有效载荷封装壳的前半部分分离。
整流罩为四锥体结构，沿I、Ⅲ象限的纵向焊缝将整流罩分成两个半罩，整流罩在中舱顶部。
推进系统
一子级推进系统
一子级推进系统采用高压补燃的PL-264发动机（见右
图），由俄罗斯动力机械科研生产联合公司于1969年～1973
年间研制。
PI-264发动机由装在同一发动机机架上的4台PI-263
发动机构成，通过1个平面上摆动每台燃烧室进行推力矢
量控制。PI-264发动机的结构质量3600kg（不包括推进
剂)，直径3.00m，高2.15m。推进剂为偏二甲肼和四氧化
二氮，混合比2.67。平均海平面推力4166.5kN，真空推力
4518kN，海平面比冲2873m/s，真空比冲3117m/s。燃
一子级PI-264发动机
烧室压力20.6MPa。喷管出口压力0.078MPa。

<!-- 第 410 页 -->
第聂伯（THEIIP）
·367.
二子级推进系统
二子级推进系统采用PI-0255发动机（见右图）。该
发动机是在质子号运载火箭三子级PI-0212发动机的基
础上研制的，用作PC-20A导弹二子级发动机时代号为
PI-0228。PI-0255是PI-0228的改进型，改进后推力增
加11%，而且在结构上将发动机的主要部分放在燃料箱
中。
PI-0255由俄罗斯柯兹贝克设计局（现化工自动设
计局）研制，由1台PI-0256主发动机和4台独立的
PI-0257游动发动机组成。
二子级发动机推进剂同样采用偏二甲肼和四氢化二
二子级PI-0255发动机
氮，真空推力760kN。
三子级推进系统
三子级推进系统是PC-20B导弹的末助推推进系统，采用4台PI-869液体火箭发动机（外形见下图），
通过燃气发生器的燃气来驱动涡轮泵，将贮箱中的推进剂输送给发动机。4台发动机的燃烧室均可单向摆
动来控制火箭的俯仰、偏航和滚动。三子级是倒置的，发动机喷口面向前方。卫星入轨前要使三子级翻转
180°，使喷口面向后方。
PI-869发动机采用非冷却喷管裙部，喷管内表面用液膜冷却。4
台发动机均可以两种模式工作，即全推力工作模式和节流工作模式。
两种模式之间可以按照需要多次进行转换。不同模式下每台发动机的
基本性能参数见下表。
PI-869发动机基本性能参数
项目
全推力工作模式
节流工作模式
4.1
燃烧室压力/MPa
1.7
喷管出口压力/MPa
0.001
0.0026
混合比
1.92
2
6.36
氧化剂泵入口压力/MPa
2.11
7.04
燃料泵入口压力/MPa
2.18
三子级PI-869发动机
分离系统
第聂伯火箭级间分离、整流罩分离均与经飞行验证的PC-20B导弹的程序相同。
整流罩分离时，连接两个半罩的纵向火工品装置启动，使两个半罩分开。在半罩底部铰接处装有顶推
弹簧，当两个半壳展开到一定角度时，弹簧工作，将两个半罩推开。
卫星与三子级的分离是通过三子级发动机转为节流工作模式来实现的。卫星分离前，抛掉气动防护罩
或有效载荷封装壳。

<!-- 第 411 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·368·
控制系统
制导和控制组件装在三子级的仪器舱中。一子级通过摆动4个推力室来实现姿态控制。二子级通过4
台游动发动机的摆动进行姿态控制，三子级也通过游动发动机来实现姿态控制。
遥测和跟踪系统
卫星发射过程中，有关火箭系统工作是否正常、火箭/卫星分离过程特征及卫星入轨时热负荷影响等参
数都要求有记录，为此箭上配备了可以对原始信号进行转化并实现标准化的遥测系统，系统数据传输率约
为512kbit/s，频率25Hz～8kHz，输出电压0～6V。
火箭运动参数由GPS系统通过遥测通道传送。
当从拜科努尔航天发射中心向东发射时，拜科努尔航天发射中心地面跟踪站和俄罗斯联邦地面跟踪站
同时接收箭上遥测数据，定位火箭的飞行轨道。
当从拜科努尔航天发射中心向南发射时，箭上遥测数据先由位于奥曼的移动地面跟踪站接收，然后再
传送给拜科努尔航天发射中心的数据收集和处理中心进行分析处理。
自毁系统
采用经飞行验证的PC-20B导弹安全系统，第聂伯运载火箭可以在一、二子级出现紧急情况时自动终
止飞行。
发射操作
第聂伯火箭采用与PC-20B导弹相同的地下井发射。发射时，先将装有火箭的运输发射容器垂直放置
在地下发射井中。火箭竖立在容器底部的底盘上，底盘的上部贴近一子级发动机。下面装有固体燃气发生
器。燃气发生器点燃后产生高压燃气流，把火箭与底盘同时推出发射筒。当火箭离开地下井后，底盘被抛
向一边，"-子级点火（距地面约20m）。第聂伯地下井发射模拟过程见下图。
第聂伯火箭地下井发射过程模拟

<!-- 第 412 页 -->
第聂伯（ⅢHEIIP）
·69·
在射前火箭出现问题时，可以用仓库中的备份火箭进行发射，仅需推迟10～30天左右。
典型飞行程序
下面以发射多颗卫星为例，给出典型飞行程序。
卫星分离，三子
级离开工作轨道
卫星分离
旋转180°后，三子
气动防护罩分离
级转入节流工作模式
三子级发动机点火并满负荷工
作，三子级按程序旋转180°
二子级发动机关机
二子级分离
整流罩分离
子级坠落
二子级发动机点火
一子级分离
整流罩坠落
子级坠落
子级关机
子级发动机点火
二子级/整
流罩坠落区
子级坠落区
从地下井弹出
发射多颗卫星的第聂伯火箭典型飞行程序

<!-- 第 413 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·370·
发展与改进
为满足市场需求，国际航天运输公司正在进行新上面级和其他方面的研制，希望可以把更多大型载荷
送入相应轨道。
第聂伯运载火箭并不具备将有效载荷直接送入地球同步转移轨道的能力，但国际航天运输公司研究了
一种利用月球引力来改变轨道平面并提升近地点高度，以便将小型卫星送入地球静止轨道的方法。使用该
方法时，要在卫星上增设两台由锡奥科尔公司提供的固体火箭发动机一一STAR-48A和STAR-27。
STAR-48A发动机先把卫星送往月球，通过引I力跃升机动使转移轨道倾角从50.5°降到0°，并使轨道近地
点提升到同步高度。当卫星到达新转移轨道的近地点时，STAR-27发动机点火，将卫星送入地球静止轨道。
用这种方法可以将500kg质量的卫星送入地球静止轨道。
目前正在进行的空间拖船（ST）研制，将使第聂伯火箭具备对大型有效载荷进行多轨道发射的能力。
ST共有3种类型，安装在头舱内。采用不同的ST，第聂伯火箭可以执行近地赤道轨道、月球逃逸轨道、
火星逃逸轨道、高椭圆轨道、中地球轨道以及天平动点等多种发射任务（详见下表）。
空间拖船轨道和有效载荷质量
有效载荷质量/kg
轨道
ST类型
火星逃逸轨道
450
火星轨道
220
静止轨道
300
200~320
ST-1
600km圆形轨道（倾角12°～17°）
月球轨道
400
地-日天平动点
620
430
地-月天平动点
月球逃逸轨道
750
700
高椭圆轨道（远地点40000km）
ST-2
高椭圆轨道（远地点71000km）
650
800km太阳同步圆轨道
1 750
ST-3
（张利艳）

<!-- 第 414 页 -->
起跑号（CTAPT）
·371·
起跑号（CTAPT)
起跑号（Crapr/Start）是俄罗斯在削减战略武器条约签订之后，为利用因削减而退役的洲际弹道导弹
而研制的固体运载火箭，主要用于将小型卫星送入近地轨道。20世纪90年代初，俄罗斯莫斯科热工研究
所下属的工业企业合作组织开始研制以白杨洲际弹道导弹（PC-12M，西方国家代号SS-25）为基础的起跑
号1运载火箭，即利用PC-12M的一、二、三子级再加上1个四子级组成新火箭（外形见下图）。
在总装厂房内的起跑号1四级运载火箭
起跑号1火箭从1993年3月25日首次发射成功，到2006年12月共进行6次发射，均获得成功。后
为三子级，而把起跑号1原来的三、四子级变成四、五子级，其近地轨道运载能力从起跑号1的360kg提
高到570kg。但是五级型起跑号火箭从1995年3月28日进行的首次发射失败以后，至今未进行任何发射，
因此下面仅叙述四级起跑号1运载火箭。
1998年，俄罗斯根据俄联邦政府令成立了发射服务股份公司，负责提供发射服务。同年，该公司与美
国确保进入空间公司合资组建了联创公司，总部设在美国，负责代理起跑号、旋风号以及宇宙号等运载火
箭的国际商业发射。起跑号1火箭的发射价格约为900万美元（1999年币值)。其运载能力如下图所示。
700
1=52°（有PBPS）
i=90（有PBPS）
600
“-i=98°(SSO，有PBPS)
有效载荷质量/kg
￥i=98°(SSO，无PBPS)
500
400
300
200
100
600
1000
400
200
800
1200
0
轨道高度/km
起跑号1的运载能力（圆轨道）

<!-- 第 415 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·372·
主要技术性能
级数
推重比
1.9
4
22.7 m
全长
运载能力
360kg（h=400km，i=90°)
最大直径
发射方式
冷发射
1.8m
起飞质量
发射装置
7轴运输-起竖机动发射车或
47t
起飞推力
固定发射台
890kN
一子级
级长
8.4 m
海平面推力
890 kN
直径
1.8m
真空推力
980 kN
子级质量
真空比冲
26t
2 579 m/s
推进剂质量
63s
工作时间
23t
固体
推进剂类型
二子级
4.6 m
级长
固体
推进剂类型
直径
1.55m
真空推力
490kN
子级质量
真空比冲
2746 m/s
13t
推进剂质量
工作时间
60 s
11.5 t
三子级
3.9 m
级长
固体
推进剂类型
直径
1.34 m
真空推力
245 kN
子级质量
真空比冲
6t
2 746 m/s
推进剂质量
5t
工作时间
63 s
四子级
级长
真空推力
2.5 m
98 kN
子级质量
真空比冲
2893 m/s
1t
工作时间
推进剂质量
0.7t
53s
固体
推进剂类型
总体布局
起跑号1火箭是四级固体运载火箭，由4个串联的子级和1个末助推推进系统级以及头舱组成，其总
体布局见后图。

<!-- 第 416 页 -->
起跑号（CTAPT)
·373·
约22700
头舱
平台
仪器舱
四子级与上面部分级间段
推进舱
四子级
三、四子级级间段
三子级
二、三子级级间段
二子级
一、二子级级间段
一子级
尾段
1800
起跑号1的总体布局
箭体结构
起跑号1火箭全长22.7m，箭体最大直径1.8m，起飞质量47t，由4个子级及子级级间段、末助推推
进系统舱、仪器舱和整流罩组成。整流罩内放置卫星及其支架。后图示出火箭各部件的分解图。

<!-- 第 417 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·374·
整流罩
卫星
末助推舱
四子级发动机
三、四子级级间段
卫星支架
三子级发动机
二、三子级级间段
二子级发动机
二子级级间段
一子级发动机
起跑号1火箭的分解
一子级结构
一子级结构包括一子级发动机圆柱形外壳和尾段，外形如下图所示。
一子级外形

<!-- 第 418 页 -->
起跑号（CTAPT）
·375·
尾段采用合金钢结构，其上端框与发动机壳体圆柱段的下端框连接。尾段容纳一子级发动机的喷管部
分，在喷管出口处有4个燃气舵，固定在尾段上。尾段内还装有小制动发动机。在尾段外侧装有4个空气
舵和8个格栅翼。格栅翼中4个用于气动稳定，4个提供主要的操控力。格栅翼平时处于折叠状态，用1
个钢环锁紧。当火箭飞离发射筒后，靠弹簧力使钢环解锁，将格栅翼张开。下图示出尾段外形。
一子级尾段
发动机圆柱形外壳是用玻璃纤维缠绕成的玻璃钢壳体，壳体上的两个金属端框分别与尾段和一、二子
级级间段连接。
二、三子级结构
二子级长4.6m，直径1.55m；三子级长3.9m，直径1.34m。这两级的结构都包括各自的发动机圆柱
形外壳和级间段。两级的外壳都采用“蚕茧”型全纤维缠绕的复合材料结构，通过前后两个金属端框与上
下级间段对接。一、二子级级间段由圆柱段和截锥段构成，用以容纳二子级发动机的喷管部分。在截锥段
上还装有8个滚动控制喷管。截锥段直径由下端的1.55m变至1.34m。二、三子级级间段是截锥段，用以
容纳三子级发动机的喷管部分，在截锥段上也装有滚动控制喷管。
四子级结构
四子级发动机放置在三、四子级截锥级间段内，以减少发动机结构质量。
末助推舱结构
末助推舱在四子级上面，包括推进舱和仪器舱，推进舱的圆筒壳内放置末助推推进系统，用于将卫星
精确地送入预定轨道。圆筒形仪器舱用来放置制导和控制系统、遥测系统的电子设备和仪表。
整流罩
整流罩（见后图所示）由上面的铝合金锥段和下面的复合材料圆筒段组成。锥壳与圆筒段对接处装有
密封膜，使卫星周围的空间保持密封。整流罩外表面涂有防热涂层，以减小飞行过程中对卫星产生的热效
应。火箭在上升到150km高度时抛弃整流罩。抛罩时不用火工品，而是利用弹簧顶推器使整流罩分离。

<!-- 第 419 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·376·
头锥
密封膜
850
整流罩
2310
卫星动态包络面
1620
1240
分离面
基框
卫星支架
整流罩
卫星支架
卫星支架为火箭与卫星提供对接的机械接口（见下图）。
爆炸分离锁
弹簧顶推器
电气连接接头
分离传感器
弹簧顶推器
分离传感器
弹簧顶推器
电气连接接头
爆炸分离锁
爆炸分离锁
弹簧顶推器
起跑号1火箭标准卫星支架视图

<!-- 第 420 页 -->
起跑号（CTAPT）
377
分离面
爆炸分离锁
卫星支架
卫星
31.5
（最大）
2.5
（最大）
Φ1014
弹簧顶推器
起跑号1火箭标准卫星支架B-B向剖面
分离面
卫星支架
卫星分离传感器
91110
基框
填充物
卫星支架
起跑号1火箭标准卫星支架C-C向剖面

<!-- 第 421 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·378·
标准卫星支架采用铝合金框架结构，由前、后两个端框组成。前端框安装3个爆炸分离锁、4个用于
卫星分离的弹簧顶推器、2个电气连接接头和2个监测卫星分离的传感器。后端框上安装多个压力平衡阀，
以减轻抛罩对卫星的影响。压力平衡阀采用钛合金壳体结构，带有活塞装置。卫星支架内还安装多个传感
器，用于测量整流罩内的环境参数以及外部环境。传感器的数量和型号可根据发射用户需求确定。用于卫
星与支架分离的弹簧顶推器最大推力为（1040土9.8）N，行程为30mm。
推进系统
起跑号1火箭下面3个子级的发动机全部取自白杨导弹3个子级的发动机。一子级发动机采用玻璃钢
圆柱段外壳和钛合金前后封头，丁羟复合推进剂和部分潜入式固定单喷管。二子级发动机（见下图）采用
全纤维缠绕的“蚕茧”型复合材料结构，部分潜入式中央固定喷管，烧蚀式喷管扩散段和丁羟加奥克托金
固体推进剂。发动机采用二次喷射推力矢量控制系统，控制系统的组件安装在喷管喉部外侧。
二子级发动机
三子级发动机（见下图）的结构、喷管、喷管扩散段、推进剂和推力矢量控制系统都与二子级发动机
的相似。
三子级发动机

<!-- 第 422 页 -->
起跑号（CTAPT）
·379·
燃气发生器、导管系统和3对按顶推原理工作的喷管构成，其配置方式可确保燃烧产物喷射方向与卫星的
位置相反。如果对入轨精度的要求不高，也可以不装末助推推进舱，从而可使运载能力提高约100kg。
控制系统
起跑号1火箭采用自主惯性导航控制系统，通过陀螺稳定平台，产生火箭姿态和质心加速度数据，由
箭载计算机控制火箭按预定程序飞行。
大部分控制系统设备装在密封的仪器舱内。仪器舱后部装有电气接头用于箭上制导控制系统仪表与火
箭和地面辅助设备之间的通信。仪器舱侧面设有一个脐带式插头（UP-2）用于卫星设备与地面辅助设备之
间的通信。
火箭各子级均配有控制装置，用于俯仰、偏航和滚动控制。一子级采用燃气舵、空气舵和4个格栅翼
控制俯仰和偏航姿态，用级间段的滚动喷管控制滚动姿态。二、三子级的姿态利用二次喷射推力矢量控制
系统和滚动喷管控制。四子级装有液压作动摆管和燃气反作用姿控系统（GRACS）。液压作动摆管控制火
箭的俯仰和偏航，GRACS使用压缩氮气作为工质，对火箭主动段进行滚动控制，在滑行期间提供三轴控
制。
飞行中止系统
起跑号1火箭装有1套自主飞行中止系统。当火箭平台任一轴的姿态角误差超过预定值时，箭上控制
系统将自动中止火箭飞行。
遥测系统
火箭遥测与测量系统由无线电遥测设备和操作控制仪表、自主电源系统和天线以及反馈装置组成，用
于提供火箭及各分系统在射前准备和飞行过程中的数据采集、传输和记录。
箭上设备可与全球导航卫星系统（或全球定位系统）保持联系，测量轨道参数。同时，火箭还装备了
箭载轨道测量接收-发射机。
无线电遥测系统可用几种调制模式工作。发射机使用载频脉冲频率调制。第1转换阶段工作用脉幅调
制模式，第2转换阶段工作用脉码调制模式。发射机功率为15～40W，频率为203MHz或219MHz。箭
上接收-发射机工作在厘米波段，发射机的功率约2W。火箭可通过卫星支架上的两个接触式传感器监测卫
星分离。在标准火箭配置中，箭上设备不能提供卫星遥测下行链路，可以考虑使用火箭遥测设备用于传输
卫星功能数据。
发射操作
火箭采用公路机动发射设施，除标准卫星处理、跟踪设施以及适当的混凝土发射阵地外，不需要任何
专用的新发射设施就可在世界任何一个发射场执行发射任务。起跑号1火箭早期试验发射是在普列谢茨克

<!-- 第 423 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·380·
航天发射中心进行的，现在是在斯沃博德内航天发射中心进行。利用这两个发射中心，火箭可以在倾角
70°～80°（普列谢茨克航天发射中心）和52°～60°与90～98°（斯沃博德内航天发射中心）的范围内发射
卫星。
火箭使用运输发射筒进行储存、运输和发射。该运输发射筒不仅可以保护火箭避免受到外部机械损害，
而且在火箭操作过程中能与地面发射设施一同提供温湿环境。运输发射筒可放置在固定发射台上或白杨导
弹7轴运输-起竖机动发射车上（如下图所示）。
头舱
运输发射筒
固定发射台
固定发射台
运输-起竖机动发射车
运输-起竖机动发射车行驶到平坦的混凝土发射阵地后，通过液压驱动调整支座，确保发射车的稳定和
平衡。发射阵地的位置通常事先经过勘查，但起跑号1火箭具备射前快速、准确定位的能力，因此也可在
未经勘查的地点进行发射。在发射车附近，停驻着多辆特殊用途的保障车辆，提供电力并输送热风以维持
卫星和火箭所需的温度。发射阵地距离发控掩体约300m，距离卫星和火箭的试验厂房约600m。
火箭发射之前，首先抛掉发射筒前端的顶盖，然后采用液压作动方式起竖到垂直位置。火箭借助燃气
发生器从发射筒中弹射出去。运输发射筒在发射过程中会受到灼烧，但经过处理后，仍可再次使用。
典型飞行程序
起跑号1火箭从斯沃博德内航天发射中心向481km高度的太阳同步圆轨道发射卫星的飞行程序如下。
火箭的发射时序从发出“发射”指令开始，此时火箭处于运输发射筒中，水平放置在固定发射台或机
动发射装置上。倒计时持续几分钟，火箭发射前，首先抛掉发射筒前端的顶盖，然后起竖运输发射筒。在
此过程中，卫星与地面支持设备的通信处于中断状态。运输发射筒达到垂直位置后，断开与火箭的机械连
接。点燃固体燃气发生器，火箭从发射装置中弹射出去。负责地面支持设备与箭上制导控制系统和火箭测
量系统之间通信的UP-1插头在火箭发射后也断开。

<!-- 第 424 页 -->
起跑号（CTAPT）
·381·
火箭离开运输发射筒后，尾段的空气舵和格栅翼打开。在与运输发射筒保持一定安全距离后，一子级
发动机点火。约63s后，一子级发动机燃尽，火箭继续滑行。在t=87s时刻，一子级发动机分离，二子级
发动机点火，此时火箭获得的高度为39.7km，速度为1283m/s。t=116s时刻，一子级级间段被释放出去。
t=148s时刻，二子级发动机燃尽，三子级发动机点火。=211s时刻，三子级发动机燃尽分离，燃气反作
用姿控系统启动，火箭进入几百秒的滑行阶段。火箭进行横向机动，在t=295s时刻抛弃整流罩，之后火
箭回到轨道面。t=488s时刻，四子级发动机点火，燃气反作用姿控系统关闭。t=538s时刻，四子级发动
机工作结束，末助推推进系统（PBPS）启动，此时火箭获得的高度为479km，速度达到7704m/s。PBPS
工作约200s后燃料耗尽，燃气反作用姿控系统再次启动控制火箭姿态。在t=912s，火箭指挥控制系统发
出卫星分离的指令。卫星爆炸分离锁打开，卫星通过火箭弹簧顶推器分离。卫星分离后，火箭返回到与卫
星速度矢量呈90°的卫星轨道面上，并通过燃气反作用姿控系统控制该段火箭的滚动。下面示出两种飞行
程序图。
四子级发动机点火
三子级分离，
抛罩
t=488s
t=295s
GRACS启动
v = 5012 m/s
v=5306m/s
t=211s
0 = 4.7°
二子级分离，三子
0 = 15.0°
v=5535m/s
h = 477.8 km
h = 303.7 km
级发动机点火
0 = 19.2°
S = 1761 km
S = 845 km
h = 167.9 km
t=148 s
B=北纬66°48'
B=北纬5906′
v =3347m/s
S = 424 km
L=东经118°24
0=18.1°
B=北纬5530′
L=东经12436
h = 86.5km
L=东经126°42
S = 174 km
B=北纬5318
L=东经127°42
释放一、二子级级间段
=116s
h = 58.3km
四子级发动机燃
PBPS关机，
卫星分离
S=94km
尽，PBPS点火
GRACS启动
t=912s
t=538s
v=7703m/s
t=763s
一子级分离，
v = 7703 m/s
v = 7704 m/s
0=0°
二子级发动机点火
θ=0°
h=481.0km
θ=0°
t =87 s
h = 478.7 km
h = 480.9 km
S = 4753 km
v=1283m/s
B=北纬7942
S=3661 km
S = 2047 km
0=27.6°
B=北纬80%42'
B=北纬6912'
L=东经1756
h = 39.7 km
L=东经79°12
L=东经11548
S=50km
B=北纬5212
L=东经12800
太阳同步圆轨道
轨道半径6838km
轨道高度481km
起跑号1火箭飞行程序（带有PBPS）

<!-- 第 425 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·382·
抛罩
二子级分离
三子级分离
t =295s
三子级发动机点火GRACS启动
v=5236m/s
t=148 s
t=211 s
v =3347 m/s
v=5506 m/s
θ = 18.1°
θ = 22.6°
h= 86.5km
h = 192.0 km
S = 174 km
S = 411 km
B=北纬5318
B=北纬5524'
L=东经127°42
L=东经126°42"
释放一、二子级
级间段
四子级发动机燃
卫星分离
t=116 s
t=585s
h = 58.5km
尽，GRACS启动
t=1010s
v = 4776 m/s
S=94km
t=635 s
v = 7627 m/s
0 = 2.39
一子级分离，
v=7628 m/s
θ=0°
h = 623.5km
二子级发动机点火
θ=0°
h = 620.8km
S= 2118 km
t=87 s
h = 619.4 km
S= 5021 km
B=北纬6942'
v=1285m/s
S = 2392 km
B=北纬7942'
L=东经114954
0=27.6°
B=北纬71°54
L=东经0308
h=39.7km
L=东经111°42
S=51km
B=北纬5212
L=东经128°00
太阳同步圆轨道
轨道半径6978km
轨道高度620.8km
起跑号1火箭飞行程序（无PBPS）
（夏薇，齐艳丽）

<!-- 第 426 页 -->
波浪号（BOJHA）
·383·
波浪号（BOJIHA)
波浪号（BonIHa/Volna）是用于潜艇发射近地轨道小型有效载荷的三级运载火箭，由俄罗斯马克耶夫
设计局利用潜射弹道导弹P29P（R-29RL，SS-N-18）改制而成。20世纪90年代初，俄罗斯决定将部分P29P
导弹改装成波浪号运载火箭，以承揽国际商业卫星发射业务。波浪号火箭被安装在现役潜艇的导弹发射筒
中，可以从水下40～50m深的潜艇中发射，也可从水面潜艇发射（见下图）。
从潜艇上发射的波浪号火箭
波浪号火箭于1995年开始首次商业飞行，先是用于弹道飞行，后来用于空间发射。至2007年6月，
共发射5次，其中4次弹道飞行成功，1次轨道飞行失败。
波浪号火箭可用于发射试验卫星，在亚轨道和轨道飞行条件下，试验新的结构和技术。所有发射都从
巴伦支海、挪威海和太平洋中的潜艇内进行。
波浪号可用于发射可回收飞行器，内装各种装置，可在微重力条件下进行工程试验。可回收飞行器在
技术区组装到火箭上，然后再装入潜艇发射管内。利用波浪号发射小型回收舱（无线电探空仪），可方便
地研究世界任何地区的危险的自然现象，如热带旋风、臭氧层异常、人类灾难等。
在波浪号的有效载荷舱上安装小火箭发动机，即可运送小型卫星进入近地轨道。此时，波浪号只是将
上面级和卫星运送到弹道远地点，然后上面级的小型火箭发动机点火工作，把卫星送入轨道。
波浪号的主要对外商业发射如下：
1995年6月6日，波浪号进行首次7500km弹道飞行，用于发射德国的微重力试验科学组件。
2001年7月20日，波浪号运载火箭从巴伦支海的核潜艇中发射，携带宇宙-1太阳帆有效载荷进行弹
道飞行试验。在达到400km远地点后，太阳帆由充气膨胀结构展开。然后，利用膨胀热防护件再入大气
层和着陆，太阳帆再入时烧毁。在试验中，由于软件故障，太阳帆有效载荷未与三子级火箭分离，导致在
堪察加半岛上空全部烧毁。
2002年7月12日，波浪号运载火箭发射演示器-2号，进行弹道飞行试验，验证火星着陆器用的充气

<!-- 第 427 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·384·
膨胀再入技术。结果找不到再入装置和试验有效载荷。
2005年6月21日，波浪号进行第2次宇宙-1太阳帆飞行试验。这是它的首次轨道发射。宇宙-1质量
为103kg。发射后83s，一子级由于涡轮泵故障提前关机，造成失败。
2005年10月7日，波浪号运载火箭发射演示器-2R，进行弹道飞行试验。演示器-2R飞越堪察加半岛，
落入太平洋中，无法回收。
波浪号运载火箭具有高可靠性、低发射费用和发射灵活等特点，其有效载荷能力如下：
1）可从巴伦支海发射50kg有效载荷进入倾角70°～80、600km高度的近地圆轨道；
2）可从太平洋发射50kg有效载荷进入倾角52°、900km高度的近地圆轨道；
3）倾角79°的有效载荷：100kg（400km高度），80kg（600km高度），60kg（800km高度）；
4）亚轨道运载能力：发射115kg有效载荷至3000km射程，1250kg至200km射程。
主要技术性能
级数
推重比
2.33
3
全长
14.2m
运载能力
720 kg
箭体最大直径
1.8m
亚轨道
100 kg
起飞质量
近地轨道
35.3t
起飞推力
(616.3+190) kN
一子级
级长
9.4 m
海平面推力
(616.3+190） kN
直径
1.8 m
海平面比冲
2746 m/s
发动机
约100s
工作时间
PⅡ-0243
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
二子级
级长
3.3 m
发动机
液体发动机
1.8 m
直径
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
三子级
发动机
液体发动机
整流罩
长度
1.3 m3
1.4 m
有效载荷容积
直径
1.47 m

<!-- 第 428 页 -->
波浪号（BOJIHA）
·385·
总体布局
波浪号运载火箭由3个子级组成。三子级又称分导级，呈倒置状态，底部朝上，头部朝下。在三子级
下方的有效载荷舱也是倒置的。有效载荷舱最大直径约1.3m，长1.65m。有效载荷倒挂在二子级和三子
级之间（见下图）。
三子级
有效载荷
二子级燃料箱
二子级氧化剂箱
二子级发动机
一子级氧化剂箱
一子级燃料箱
一子级发动机
波浪号运载火箭总体布局
整个运载火箭的结构安排十分紧凑，各子级都没有箱间段，级与级之间也没有级间段，一、二子级的
发动机都有一部分装在推进剂贮箱内。前两级直径相同，薄壁贮箱壳体都由铝镁合金制成，都采用双层共
底和单层前后底构型。贮箱的加注和封装都在生产广完成。
一子级推进系统包括1台固定安装的主发动机和1台可摆动的微调发动机。二子级推进系统采用单台
可摆动的主发动机，俯仰、偏航控制通过摆动发动机实现，滚动控制由涡轮废气引入滚控喷管来完成。
级间分离方法如下：用炸药索切断级间壳体，借助一子级氧化剂箱内的增压气体能量来实现一、二子
级的分离。

<!-- 第 429 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·386·
倒置的三子级由末助推飞行器和有效载荷舱组成。末
g
助推飞行器包括仪器舱、制导系统和推进系统。
1560
自主式星光惯性控制系统装在火箭头部的密封仪器
舱内。位于火箭顶端的圆顶件，在火箭飞出大气层后即抛
掉，以便于星光跟踪装置工作。星光修正系统，计算和补
偿潜艇导航系统在发射时的方向和位置误差；以提高入轨
520
精度。仪器舱在结构上由密封底分为两段。第1段装有三
轴陀螺稳定器以及星光跟踪装置。控制系统的仪器直接安
装在第2段的框架上，框架再通过减震器连接到箭体的隔
框上。控制系统的这种安装方法，提高了仪器舱的安装密
度。
末助推飞行器推进系统主要包括1台四燃烧室的液
体火箭发动机、环形推进剂贮箱和壳体。
有效载荷舱占据二子级燃料箱上底下凹的区域。在不
用卸出发射筒的条件下，即可更换有效载荷部件、仪器舱
波浪号有效载荷舱布局
及控制系统。
波浪号运载火箭的一种有效载荷舱布局见右图。
推进系统
一子级推进系统
一子级装有1台PI-0243发动机。PI-0243发动机由1台固定安装的PI-0244主发动机和可摆动的
PL-0245微调发动机组成（见左下图）。采用四氧化二氮/偏二甲肼作推进剂，PI-0244海平面推力616.3kN，
海平面比冲2746m/s，真空推力682.5kN，真空比冲3040m/s，
流量224.5kg/s。PI-0245海平面推力190kN，海平面比冲
2648m/s，真空推力210.8kN，真空比冲2942m/s，流量约
71.7 kg/s 。
二子级推进系统
二子级装有单台可摆动的主发动机，俯仰、偏航控制通过摆
动发动机实现，滚动控制由涡轮废气引入滚控喷管来完成。采用
四氧化二氮/偏二甲肼推进剂。
三子级推进系统
三子级推进系统为末助推推进系统，包括1台四燃烧室的液
体火箭发动机、环形推进剂贮箱和壳体。环形推进剂贮箱置于壳
体内部。发动机推力室的玻璃钢壳体由钢制外壳加固。发动机为
开环型，采用涡轮泵推进剂供应系统。利用1对燃烧室在各自平
面内分配推力，进行俯仰和滚动控制。
PI-0243发动机

<!-- 第 430 页 -->
波浪号（BOJIHA）
·387·
航天器载推进系统
不同的轨道飞行任务，要求波浪号火箭所运载航天器上的推进系统也不同。宇宙-1太阳帆轨道飞行任
务，采用了熊蜂（LLlMenb/Shmel）上面级（见下图）。此级最大直径1.1m，采用四氧化二氮/偏二甲肼推
进剂，推进剂质量不大于60kg（另有报道不大于87kg），发动机真空推力980N，真空比冲2804m/s。
仪器舱
有效载荷支架
推进剂贮箱
助推发动机
波浪号运载火箭的轨道助推平台（熊蜂）
天线
护罩
太阳帆叶片
7（堆装状态）
防护罩
太阳电池阵
充气膨胀再入
（堆装状态）
技术演示器
带分离系统
的连接支架
舱间段
仪器舱
助推舱
姿控推力器
推进系统
宇宙-1太阳帆的发射状态构型
波浪号/充气膨胀再入技术演示器构型

<!-- 第 431 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·388·
发射操作
波浪号运载火箭的转运和装艇作业见下图。
BOnHA
波浪号运载火箭在转运
波浪号运载火箭在装艇

<!-- 第 432 页 -->
波浪号（BOJIHA）
·389·
典型飞行程序
下面两图示出了波浪号发射宇宙-1太阳帆的飞行剖面图和波浪号进行微重力试验飞行部面图。
航天器消旋
航天器起旋
展开太阳电池阵
2.5r/s
面向太阳
航天器/护罩分离
远地点反冲
1=1123s
反冲发动机
有效载荷舱内减压
分离
t=378s
二子级分离，三子级点火
太阳帆展开
二子级点火
子级分离
波浪号从德尔它3潜艇发射
波浪号/宇宙-1太阳帆飞行剖面
再入飞行器非受控飞行
子级分离
一子级分离
再入飞行器着陆
起飞
波浪号微重力试验飞行剖面
（王基祥）

<!-- 第 433 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·390·
静海号（LITИJb)
静海号（LLITHJb/Shtil）是俄罗斯国家导弹中心在潜射弹道导弹P-29PM（PCM-54，SS-N-23）基础上
改制的小型运载火箭，主要用于将小型卫星送入近地轨道（见左下图）。它充分利用退役的P-29PM导弹和
现有的靶场基础设施，因此具有发射价格低（400万～500万美元）、可靠性高和入轨精度高的特点。静海
号火箭可以从水下潜艇或从俄罗斯北方靶场的地面发射系统发射，由于P-29PM导弹的可靠性高（发射和
飞行成功率大于0.96)，因此静海号火箭的可靠性得到保证。另外，静海号可以利用潜艇从任何海域发射。
目前静海号火箭已经形成静海号1、静海号2.1、静海号2（包括2P）和静海号3等几种型号，前3个型号
的主要区别在于有效载荷舱的容积，其中静海号2.1带有头部整流罩，是静海号1和静海号2之间的过渡
型号（见右下图）。静海号3是这几种型号中运载能力最大的火箭，目前在研。截至2007年6月30日，
静海号运载火箭共进行了3次发射，其中，静海号1发射了2次，均获成功；静海号2.1发射了1次，具
体情况不详。
静海号火箭发射图
静海号1、静海号2.1、静海号2和静海号3
静海号运载火箭主要技术性能见下表所示。
静海号运载火箭主要技术性能
有效载荷舱
有效载荷能力/kg（轨道倾角79°）
长度/m
型号名称
直径/m
发射方式
容积/m²
600km高度
200km高度
400km高度
静海号1
0.195
地射/潜射
14.8
280
1.9
80
80
静海号2.1
16
0.25
地射/潜射
50
1.9
200
140
静海号2
地射/水上
18.3
1.9
1.87
300
200
140
静海号3
地射
18.3
240
1.9
1.87
430
360
（吴小宁，韩京军）

<!-- 第 434 页 -->
静海号（IIITH）
·391·
静海号1（ILITИJIb1)
静海号1火箭主要设计从水下潜艇发射，可以把质量70kg的有效载荷送入高度400km、倾角79°的
圆轨道。
在研制静海号1时，俄罗斯国家导弹中心对P-29PM导弹进行了一些改进，补充了专门的框架来安装
卫星，三子级上安装了用来监控入轨情况的专用遥测设备箱，同时解决了火箭发射和出水时由头部整流罩
加热造成的卫星损坏问题。
静海号1
装有卫星的密封舱
静海号1火箭的2次成功发射中，第1次发射于1998年7月6日进行，把2颗德国卫星Tubsat-N和
Tubsat-N1送入近地轨道。其轨道参数是：倾角78.96°，近地点高度405.7km，远地点高度832.2km，运
行周期96.83min。2006年5月26日进行了第2次发射，把质量86kg的科学卫星指南针-2送入太阳同步
轨道。
主要技术性能
级数
起飞推力
616.3kN
3
全长
推重比
14.8 m
1.6
运载能力
箭体最大直径
1.9 m
80 kg (h=400 km,i=79°)
起飞质量
39.3 t
一子级
推进剂
级长
四氧化二氮/偏二甲肼
7.7m
直径
1.9 m
海平面推力
616.3kN
26t
海平面比冲
子级质量
2 746 m/s

<!-- 第 435 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·392·
工作时间
推进剂质量
22.3 t
74 s(PI-0244)
发动机
PI-0243（PII-0244+PI-0245)
79 s(PII-0245)
二子级
级长.
发动机
PI-0242
4.6 m
直径
1.9 m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
子级质量
94 s
工作时间
13t
三子级
推进剂
级长
1.85 m
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
工作时间
1.90~1.40 m
87 s
发动机
3Ⅱ-39（外置或密封式发动机）
整流罩
长度
0.183 m?
1.40 m
有效容积
直径
1.40 m
总体布局
静海号1是三级液体运载火箭（见下图)。各子级均采用紧凑设计，以适应潜艇发射筒的有限空间。
三子级之上的火箭头部装有有效载荷密封舱和仪器舱。
仪器舱
头部单元、
有效载荷
三子级发动机
二子级发动机
子级发动机
静海号1火箭的总体布局

<!-- 第 436 页 -->
静海号（ILITИJID）
·393·
箭体结构
静海号火箭的箭体结构安排十分紧凑，整个箭体没有尾段、箱间段和级间段。一子级的两个推进剂贮
箱采用双层共底和单层上下底。一子级主发动机的主要部件放置在一子级燃料箱内，以便有效利用空间。
二子级的两个贮箱也采用双层共底和单层上下底。二子级主发动机的主要部件放置在一子级的氧化剂箱
中。二子级的下底与一子级的上底相连接，二子级上底呈倒锥形，便于安装三子级发动机和有效载荷。仪
器舱位于火箭的前端，舱内放置制导控制和遥测仪表及电子设备，仪器舱前面装有头罩，头罩在火箭飞出
大气层后抛掉。火箭采用天文惯性导航和无线电修正系统，天文修正设备根据对导航星座坐标的测量结果
来修正飞行弹道，无线电修正设备则通过飓风导航卫星系统的信息最后修正飞行弹道，这样可以保证有效
载荷入轨的高精度。
各子级由下至上依次为发动机、燃料贮箱和氧化剂贮箱。火箭壳体由铝镁合金整体焊接而成。为使火
箭与发射装置相对接，火箭尾部配备了动力支撑箍。火箭发射时支撑箍将留在发射台上。一、二子级之间，
二、三子级之间利用爆炸索完成分离。
静海号1没有传统的有效载荷整流罩，有效载荷安装在三子级发动机旁侧的密封舱内，密封舱由隔热
玻璃纤维和铝镁合金底板构成，用以保护有效载荷免受上面级的热、声和其他载荷作用。密封舱到达轨道
后，首先与三子级分离，然后利用弹簧打开密封舱的底板，最后卫星被释放出来。有两种密封舱形式可供
选择，第1种是圆锥形的（见下图），可用容积0.183m3；第2种是圆柱形的，可用容积0.150m²（见后图）。
A
B向
82
飞
行方
B
向
252
454
416
633
668
448
A向
R693
R554
R677
R222
R112
R207
R192
254
544
圆锥形有效载荷密封舱

<!-- 第 437 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·394
飞行方向
00
连接面
圆柱形有效载荷密封舱
静海号2.1是在静海号1基础上加上头部整流罩而研制的过渡型号，其整流罩结构如下图所示。
R480
R420
V=1.3m²
R480
56
160
960
01272
R490
静海号2.1头部整流罩示意图
推进系统
一子级发动机
一子级发动机同波浪号一样，采用PI-0243，即由1台PI-0244主机和1台有4个推力室的PI-0245

<!-- 第 438 页 -->
静海号（LITИⅢb）
·395·
游机组成。主机是固定的，游机的推力室可以摆动，用于火箭的姿态控制。主机海平面推力616.3kN，海
平面比冲2746m/s，工作时间74s。游机海平面推力190kN，工作时间79s。
二子级发动机
二子级采用1台单燃烧室的PI-0242发动机，其主要部件位于一子级氧化剂贮箱内。
三子级发动机
三子级也采用单燃烧室3I-39发动机，它与头部的分导发动机3Ⅱ-36共用1套贮箱系统，同时工作。
分导发动机是双工况发动机，用于姿态控制。
控制系统
静海号1采用天文惯性导航系统。一子级发动机工作时，通过摆动游机的4个推力室进行火箭的姿态
控制。二子级通过摆动燃烧室进行俯仰和偏航控制，利用滚控组件提供滚动姿控，三子级利用12个外部
推力器进行姿控。
遥测系统
改进了导弹三子级，安装了质量72kg的遥测设备箱，用于参数检验和轨道无线监测。
典型飞行程序
轨道高度为400km、倾角78.9°时，静海号1的典型飞行程序见下图，典型飞行时序见后表。
达到轨道高度卫星入轨
密封舱分离
飞行至最高点
三子级发动机分离
定向状态工作
一子级分离
火箭发射
二子级溅落点
三子级发动机溅落点距离9052km
一子级溅落点距离
距离1665km
165km
静海号火箭飞行程序

<!-- 第 439 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·396·
静海号1典型飞行时序
高度km
事件
轨道倾角/)
时间/s
速度/(ms)
火箭起飞
0.0
0.0
0
90.0Q
一子级分离
75.02
1 369.9
30
33.34
二子级分离，开始A模式
169.4
4370.8
109
10.91
174
开始M模式
256.4
7 151.4
6.67
三子级分离
7100.5
319.9
224
5.99
开始
远地点
641.1
6 938.4
387
2.26
轨道段
结束
7579.2
905.8
400
0.0
密封舱分离
910.9
7 581.1
400
0.0
打开密封舱，释放卫星
7 581.1
946.9
400
0.0
956.9
卫星入轨并开始工作
7 581.1
400
0.0
（吴小宁，韩京军）
静海号2（ILITИJIb 2）和静海号2P（ILITИJIb2P)
静海号2火箭的总体布局与静海号1基本相同（见下图）；由一、二、三子级和头部组成。
头部整流罩
头部
有效载荷
发动机
三子级
氧化剂贮箱
燃料贮箱
三子级发动机
燃料贮箱
二子级
-氧化剂贮箱
二子级发动机
氧化剂贮箱
子级
燃料贮箱
一子级发动机
静海2总体布局

<!-- 第 440 页 -->
静海号（LLITHJIb）
·397·
静海号2的控制系统、遥测系统也与静海号1完全相同。
静海号2是对P-29PM导弹进行的第2阶段改进，它在静海号1的基础上设计了专用有效载荷舱，该
舱由气动整流罩和卫星支架组成，有效载荷舱容积1.87m”。整流罩在设计上为防尘防湿的全密封结构。由
于是气动整流罩结构，舱口可以开在侧表面。
静海号2火箭可从地面发射，也可从潜艇上发射。从地面发射的轨道倾角范围是60°～77°，从潜艇上
发射的轨道倾角范围可达0°～77°。
静海号2可将140kg有效载荷送入高度400km的近地轨道。
为了提高火箭的运载能力，在静海号2的基础上，通过配备更大容积的整流罩和小型助推火箭研制了
静海号2P火箭，使有效载荷质量增大到200kg，助推火箭和有效载荷都安装在头部整流罩的下方（见下
图)。
9540
1790
08
1030
静海2P的有效载荷包络
连接三子级的静海2P火箭头部
静海号2P可采用两种助推火箭方案：
1）采用液体助推火箭，可以在惯性飞行段实现轨道舱（整流罩未抛掉）的主动姿态控制，并在运行
轨道上产生推力脉冲，提高卫星入轨的准确性，同时提高运载能力。
2）采用1个远地点推进系统（液体或固体），将轨道舱送入椭圆轨道，在分离前使轨道舱自旋加快，
使推进系统在椭圆轨道的远地点点火工作，将卫星送入预定轨道。
两种方案的运载能力大致相同，但第2种方案的设计简单，缺点是卫星的入轨精度有所降低。
（吴小宁，韩京军）

<!-- 第 441 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·398·
飞箭号（CTPEJIA）
飞箭号（Crpena/Strela）是俄罗斯机械制造联合体利用退役的PC-18（SS-19）洲际弹道导弹研制的两
级小型液体运载火箭，可将质量2000kg的小型卫星送入近地轨道或高层大气。
PC-18导弹是俄罗斯最可靠的洲际弹道导弹之一，目前该型号导弹仍然用于战斗值勤。在研制飞箭号
时，为了降低成本和提高可靠性，设计人员对PC-18导弹结构进行了很小改动，即只用火箭头部替换了原
导弹的战斗部。飞箭号采用与导弹完全相同的箭上控制系统、地面控制系统和瞄准系统，发射装置也与导
弹的完全类似。
作为飞箭号火箭的唯一新组件，头部仪器舱直径2.4m，高0.55m。舱内装有遥测与外测设备，一、
二子级发动机紧急制动装置，惯性飞行段的稳定补偿系统和箭上电源。
飞箭号火箭采取地下并发射方式（见下图），既可从俄罗斯的斯沃博德内航天发射中心发射，也可从
哈萨克斯坦的拜科努尔航天发射中心发射，其发射价格是800万～1000万美元。斯沃博德内航天发射中
心是主发射点，位于阿穆尔区西南，是在原有地下并发射装置和技术设施上改进的。从拜科努尔航天发射
中心发射时，发射准备工作可以在现有的组装大楼内完成。从斯沃博德内航天发射中心发射，可将卫星送
入倾角52°～61°和90°～97°的轨道；从拜科努尔航天发射中心发射，可将卫星送入倾角63°的轨道。
工艺防护盖
整流罩
仪器设备室
防护盖
发射筒
发射井
飞箭号火箭的地下井发射装置
迄今为止，飞箭号火箭只从拜科努尔航天发射中心进行过1次试验性演示发射，即2003年12月5日，
飞箭号火箭将质量978kg的模拟星送入远地点高度458.8km、近地点高度458km、倾角67.067°的轨道。
飞箭号与先前研制成功的隆声号一样，都是在PC-18导弹的基础上改进的，运载能力基本相同，主要

<!-- 第 442 页 -->
飞箭号（CTPEIA）
·399·
差别是飞箭号不需要研制新的三子级，隆声号则加装了微风上面级。在两种火箭的竞争中，隆声号取得了
优势，并得到欧空局（ESA）的支持。
主要技术性能
级数
运载能力
2
1 850 kg
全长
地球同步转移轨道
28.27m
2.5m
入轨精度
箭体最大直径
起飞质量
轨道高度偏差
≤1%
105t
推进剂质量
.500>
95.0t
轨道倾角偏差
起飞推力
1 870 kN
一子级
级长
推进剂
四氧化二氮/偏二甲胖
17.22 m
直径
海平面推力
2.5 m
1 870 kN
子级质量
2 795 m/s
海平面比冲
86.65 t
121s
工作时间
推进剂质量
80.95 t
发动机
4XPI-0233
二子级
级长
3.45m
四氧化二氮/偏二甲肼
推进剂
2.5m
真空推力
直径
主机
子级质量
240 kN
16.25t
游机
推进剂质量
14 t
15.76 kN
发动机
真空比冲
主机
主机
3 138 m/s
PI-0235
游机
游机
PII-0236
2 871 m/s
工作时间
170~183 s
整流罩
长度
结构质量
7.60 m
0.7t
直径
2.5m
总体布局
飞箭号火箭按照串联方式布局，箭长28.27m，最大直径2.5m，起飞质量105t。
飞箭号火箭由一子级、二子级、助推加速级（包括仪器舱）和火箭头部组成。一、二子级完全取自PC-18
导弹的一、二子级。用助推加速级取代了原导弹的弹头部分。火箭头部装有卫星和卫星支架，整流罩有两

<!-- 第 443 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·400·
种，即常规整流罩和较大尺寸整流罩。各子级分离都通过爆炸螺栓和反推小固体火箭来实现。
助推加速级安装有发动机和带有电源的箭载控制系统。在入轨段，当火箭与二子级分离后或者到达过
渡轨道的远地点时，利用助推加速级可将有效载荷送入目标轨道，这样可以增大入轨的有效载荷质量。
火箭头部包括：带有卫星支架的仪器舱、通用转换器、整流罩和卫星。
仪器舱安装在火箭的最后一级上。该舱直径2.4m，高0.55m。仪器舱用来放置遥测和外测设备。此
外，还装有箭载电源和姿控小发动机，保证火箭在惯性飞行时的三轴姿态稳定。
通用转换器与仪器舱相连，有效载荷和头部整流罩装在通用转换器上。头部整流罩的抛罩高度取决于
卫星入轨高度和所承受的热负荷，抛罩高度一般在110～150km范围内。为减小入轨段卫星承受的热流，
整流罩内表面覆盖有绝热材料。
飞箭号火箭总体布局见下图。
整流罩
卫星
卫星
整流罩
头部
助推加速级
级间段
级间段
仪器舱
通用转换器
二子级
二子级
一子级
一子级
飞箭号火箭总体布局
推进系统
飞箭号一、二子级推进系统与隆声号一、二子级推进系统相同（参见隆声号）。

<!-- 第 444 页 -->
飞箭号（CTPEJIA）
.401.
助推加速级装有1台PI-0237发动机，该发动机采用挤压
式推进剂输送系统。发动机的燃烧室可摆动土45°（见右图）。
典型飞行程序
飞箭号运载火箭可以用两种方式将卫星送入圆形和椭圆形
近地轨道。
1）按照连续方式进入低轨道：在与二子级分离后，助推加
速级发动机工作，在完成助推功能后发动机马上关机。
2）进入高轨道：在与二子级分离后，助推加速级和火箭头
PI-0237发动机
部处于稳定惯性飞行状态。稳定飞行靠发动机最终实现。在达
到过渡轨道的远地点时，助推加速级的发动机启动，补充助推，
达到需要的圆轨道速度。
此后，卫星分离，助推加速级借助发动机实现分离。
飞箭号运载火箭典型飞行程序见下图所示。
自由发射场
飞箭号运载火箭典型飞行程序
1—一二子级分离（=126.1s，v=3555m/s，h=70km）；2—头部整流罩分离（t=164.25s，v=3992m/s，h=114km）;
3一助推加速级与火箭头部分离，惯性飞行开始（t=309.1s，v=7727m/s，h=240km）;
4一助推加速级的发动机关机（=1575s，v=6894m/s，h=1000km）；
5-卫星分离（t=1760s，v=7371m/s，h=1000km）：6助推加速级与仪器舱分离
（吴小宁）

<!-- 第 445 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·402·
飞行号（HIOJIET）
飞行号（1loneT/Polyot）是以俄罗斯空中发射航空航天公司为主正在研制的空射液体运载火箭系统，
能发射3.2～3.7t有效载荷进入近地轨道。空射系统采用安-124-100（AN-124-100AL）载机作为飞行平台
（见下图）。飞行号基准型为两级液体运载火箭，一子级装有改进的HK-43M发动机，二子级装有PI-0124
发动机，上面级助推器装有改进的PI-0158液氧/煤油发动机。地面发射准备设备设在基地和发射机场。采
用计算机辅助飞行任务准备和运行控制系统，将租用海事卫星和跟踪与数据中继卫星系统，用于飞行指挥、
控制、遥测和数据传输。
安-124-100/飞行号运载火箭剖视图
空中发射航空航天公司是飞行航空公司和化学自动化设备设计局联合任务工作队的后继机构。1997
年，该工作队曾研究了空射系统方案：利用安-124鲁斯兰运输机作为飞行发射平台，运送卫星进入近地轨
道。
这项计划由俄罗斯多家公司与乌克兰安东诺夫航空科学技术联合体合作实施，后者负责载机及其地面
维护和准备设施的设计。俄罗斯马克耶夫设计局研制运载火箭系统、空间系统和任务控制中心，包括运载
火箭、上面级和地面任务准备和操作设备。
进步中央特种设计局负责研制二子级火箭（联盟号2运载火箭三子级的改型）和飞行号运载火箭的总
装。库兹涅佐夫科学工程中心负责把HK-43发动机改型成一子级主发动机HK-43M。化学自动化设备设计
局负责将PI-0124发动机改造成适合飞行号二子级的工作条件，同时还研制PI-0158发动机，以供上面级
使用。
自动化科研生产联合体研制飞行号的控制系统，其基础是联盟号2的控制系统。
图。

<!-- 第 446 页 -->
飞行号（IIOJIET）
·403·
11D58M发动机
飞行号运载火箭
制导控制系统
乌里扬诺夫斯克
莫斯科
萨莫拉
沃罗涅日
基辅
HK-43M发动机
AN-124-100AL
安-124鲁斯兰
飞行号空射系统的研制生产地点分布图
飞行号空中发射系统是在1999年8月启动研制的，能源火箭航天集团和空中发射公司参与了方案竞
争，目前主要由空射公司进行研制。
飞行号的发射任务包括部署和补充更新中低轨道的通信、遥感和导航星座，把各种小卫星送入地球同
步转移轨道或同步静止轨道以及发射科学卫星进行深空探测的任务。
飞行号空射系统研制费用约1.5亿～1.6亿美元，因为它可利用经过充分验证的硬件和技术。研制周期
3年（2007年～2009年），2010年投入使用。商业发射成本2000万～2700万美元。年发射率为5～6次。
载机
安-124-100载机是安-124鲁斯兰的改型，载有小型运载火箭和发射准备设备，能从任何跑道长于
3000m、具有必要设施的机场起飞，载着加注燃料的运载火箭，飞往4000km距离内的发射区，进行发

<!-- 第 447 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
:404·
射。载机上的发射准备设备包括：运载火箭推进剂加注和排放设备，运载火箭安装到货舱内及相关的投放
设备，传送运载火箭和载机状态参数到任务控制中心的设备，以及运载火箭飞行任务控制设备等。
安-124-100载机主要技术特性见下表。
安-124-100载机主要技术特性
项目
参数
起飞总质量/t
397
载机质量（不载燃料，运载火箭及其系统）/t
177
120
机载运载火箭系统的总质量/t
运载火箭/t
102
运载火箭机载设备/t
18
货舱尺寸
长度/m
36.5
宽度/m
6.4
高度/m
4.4
最大航程
未加注的运载火箭/km
9000
加注的运载火箭/km
4500
巡航速度航程/km
720~800
650
投放时全空速/(km·h-l)
运载火箭投放高度/m
10000
运载火箭投放时的垂直过载/g
0.1~0.3
运载火箭投放时的弹道角/(°)
24~26
跑道长度/m
3000
飞行号运载火箭与安-124-100载机的组装流程见下图。
运载火箭+卫星+发射筒
装入载机
运载火箭+卫星
装入运输发射筒
整流罩+卫星
运载火箭
装入运输发射筒
装入运输发射筒
运载火箭
整流罩+卫星
二
一子级
二子级
整流罩
卫星支架
卫星
飞行号运载火箭与安-124-100载机的组装流程

<!-- 第 448 页 -->
飞行号（IIOJIET）
·405·
飞行号空射系统的配置见下图。两级飞行号火箭置入运输发射筒内，装在安-124-100载机内的特种支
持装置（阻塞器）上。载机可以将它运送到海陆地区上空的任一地点。在抵达预定发射区时，在预定时间
将火箭投放出去。运输发射筒的气动投放系统，确保运载火箭以大约30m/s的相对速度投放出去。这一速
度可以使运载火箭在一子级点火之前，远离载机，保持一段安全距离。
飞行与射前
维护控制设备
运载火箭
机载
安-124-100
运输发射筒
仪器设备
燃气发生器
密封薄膜
飞行号空射系统的配置
主要技术性能
级数
起飞推力
1 524 kN
3
全长
32.5 m
运载能力
3850kg
箭体最大直径
近地轨道（h=200km）
3.2m
1650 kg
102t
地球同步转移轨道
起飞质量
800kg
同步静止轨道
推进剂质量
90.15 t
一子级
级长
推进剂
液氧/煤油
14.3 m
海平面推力
直径
3.2m
1 524 kN
海平面比冲
起飞质量
2942 m/s
67.5 t
工作时间
推进剂质量
120 s
62.15 t
发动机
HK-43M
二子级
推进剂
液氧/煤油
级长
8.5m
真空推力
直径
294.3 kN
2.6 m
真空比冲
起飞质量
25.6t
3521 m/s
推进剂质量
工作时间
275 s
23.0t
发动机
PI-0124

<!-- 第 449 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·406·
三子级
级长
3.2m
推进剂
液氧/煤油
直径
2.6 m
真空推力
29.4 kN
起飞质量
真空比冲
6.62 t
3530 m/s
推进剂质量
工作时间
600s
5.0t
发动机
PI-0158
整流罩
长度
9.72m
质量
0.8t
直径
3.0m
总体布局
飞行号运载火箭有二级型和三级型两种，见下图。三级型火箭由一子级、桁架式级间段、二子级、级
间段、三子级、星箭连接件和整流罩组成，箭体直径3.2m，全长32.5m，起飞质量102t。
3000
$3200
飞行号运载火箭二级型与三级型

<!-- 第 450 页 -->
飞行号（IIOJIET）
·407
飞行号火箭三子级见下图。
2600
飞行号三子级
飞行号火箭的整流罩有长型和短型两种（见下图）。直径都为3m，长型整流罩长9.722m，罩内的有
效载荷总容积为30m3，质量约800kg。
5550
92650
2650
连接件
长型
短型
飞行号整流罩

<!-- 第 451 页 -->
苏联/俄罗斯/乌克兰
·408·
推进系统
一子级推进系统
一子级装有HK-43M发动机，采用液氧/煤油推进剂，海平面推力1524kN，海平面比冲2942m/s，
工作时间120s，真空总冲210.9MN·S。
二子级推进系统
二子级装有PI-0124发动机，采用液氧/煤油推进剂，真空推力294.3kN，真空比冲3521m/s，工作
时间275s，真空总冲81MN·S。
三子级推进系统
三子级装有PI-0158发动机，采用液氧/煤油推进剂，真空推力29.4kN，真空比冲3530m/s，工作时
间600s，真空总冲21.2MN·S。
典型飞行程序
发射时，载机在10～11km的高度以约700km/h的速度飞行。当飞机进入预定位置后，飞机尾部的舱
门打开，形成一个斜坡。被安装在机舱中的飞行号火箭的头部将暴露在舱口。此后，飞机机身会逐渐竖起。
当机身与水平线呈76°夹角时，机舱中的大功率活塞将把火箭推向舱口，使其顺斜坡滑出。与此同时，运
输机做出紧急跃升的特技飞行动作，将运载火箭从运输发射筒中投出，使火箭与飞机快速分离。投放后的
火箭使用系在头部的降落伞进行5～6s的自由下落，以稳定火箭的飞行姿态。然后，降落伞装置与火箭分
离，启动一子级发动机，使飞行号以3.8km/s的速度飞向预定的轨道。另一报道，飞行号运载火箭在从机
载发射筒内开始向外推动后9.7s，一子级点火。利用摆动主发动机，在6s内将火箭调整至正常飞行方向。
在此期间，并未利用降落伞稳定火箭姿态。
飞行号将主要在公海上发射，被发射的火箭不会穿越他国领空。
在一子级关机分离后，二子级发动机点火工作，运送有效载荷进入高度200km的基准轨道或近基准
轨道。上面级用于将卫星从基准轨道转移到高度300～400km以上的高轨道。
（王基祥）

<!-- 第 452 页 -->
美国
·409·
美
国
自1958年2月1日丘诺1运载火箭成功发射美国首颗人造卫星探险者1号以来，美国已经研制并投
入使用了丘诺、雷神、宇宙神、德尔它、侦察兵、大力神、土星、飞马座、金牛座、米诺陶等10余种火
箭系列，以满足政府、商业及军事的不同发射需求。
先锋号是美国第1种专门用于卫星发射的运载火箭，其研制工作开始于1955年，在全部14次发射中只
有3次成功。1957年底，苏联连续发射了世界上第1颗和第2颗人造卫星，而先锋号刚经历了首飞失败（1957
年12月），在此情况下美国开始研制丘诺1，它也成为美国最早投入使用的运载火箭。之后，美国又研制出
了雷神、宇宙神、德尔它、侦察兵等多种火箭型号。美国早期的火箭型号大部分是以弹道导弹为基础进行研
制的，在后续的发展中经过不断改型，最终形成了现在具有多种型号的系列火箭家族。
1961年，美国启动了规模宏大的阿波罗登月计划，为此专门研制了土星1、土星1B和土星5系列运
载火箭，最终由土星5执行登月任务，在1969年7月至1972年12月先后6次实现了人类登陆月球。
1972年，美国将航天发展重点转移到了部分可重复使用的航天飞机上，希望通过运载器的载人重复使
用大幅度降低航天发射费用，并以此取代一次性运载火箭。1981年4月，人类历史上第1架航天飞机哥伦
比亚号的首飞成功，掀开了世界航天史上新的一页。在1982年航天飞机完成了4次飞行后，美国政府宣
布停止使用宇宙神、德尔它和大力神等当时在役的一次性使用运载火箭，转而使用航天飞机发射美国所有
的卫星。但是，航天飞机远未达到最初的设计目标，缺点是发射操作复杂、发射周期长、飞行次数少且发
射成本高。在经历了1986年挑战者号航天飞机失事造成机毁人亡的惨痛教训之后，美国政府又重新恢复
了一次性运载火箭的使用，并建立了一支由航天飞机和一次性使用运载火箭组成的运载器队伍。2003年2
月1日，哥伦比亚号航天飞机再度失事，美国政府在综合考虑了经济性、安全性和可靠性等因素后，决定
放弃航天飞机计划，令航天飞机在2010年退役。航天飞机计划虽未达到预期目标，但却是人类探索航天
技术迈出的重要一步，极大地推动了航天运载技术的发展。
20世纪90年代，美国空军提出了改进型一次性运载火箭（EELV）研制计划，希望通过竞争选出最佳
的新型运载火箭方案，并在21世纪初替换原有的火箭型号，承担商业和政府发射任务。EELV计划最终决
定研制德尔它4和宇宙神5两个运载火箭系列，二者都充分继承了前期型号的优点，采用模块化设计思想
和先进的动力、控制技术等，以达到降低发射成本，提高运载能力、可靠性和可操作性的目的。与此同时，
为满足各种小型有效载荷，特别是军用小型有效载荷的快速发射需求，还研制了飞马座、金牛座、米诺陶、
雅典娜和法尔肯等多种小型运载火箭系列。其中，飞马座是美国第1种采用空中发射方式的运载火箭。
21世纪初，美国明确提出重返月球、载人登陆火星等深空探测目标，在美国国家航空航天局（NASA）
领导下开始研制了新型阿瑞斯1和阿瑞斯5火箭。阿瑞斯1为载人运载火箭，用于发射载人飞行器，执行
国际空间站和载人登月等任务。阿瑞斯5为重型运载火箭，将与阿瑞斯1配合使用，实现载人登月。
研制和使用可重复使用运载器是大幅度降低进入空间费用的最有效的手段，也是航天运载器发展的必
然趋势。美国一直在进行这方面的探索和研究。20世纪50年代美国就开始通过X-15和X-20等重复使用
运载器飞行验证计划为航天飞机的研制积累经验。航天飞机投入使用后，美国又相继开展了国家空天飞机
（NASP）、X-33、X-34、X-37和X-43等多项可重复使用运载器的发展和技术验证计划。（终艳春）

<!-- 第 453 页 -->
美国
·410?
先锋号（VANGUARD）
先锋号火箭
先锋号（Vanguard）是美国政府批准研制的第1种未以导弹型号为基础开发的专用运载火箭。先锋号
运载火箭计划于1955年7月28日获批准，由海军研究实验室负责计划管理，马丁公司负责研制。设计工
作于1956年春结束。在计划临近结束时，移交给了NASA管理。
先锋号为三级火箭，箭体细长，全长21.95m，最大直径1.14m，起飞质量10.2t，起飞推力120.31kN，
能将25kg有效载荷送入500km高的圆轨道。火箭一、二子级为液体推进剂级，分别采用了1台X-405
液体推进剂发动机和1台AJ10-37液体推进剂发动机；三子级则采用了1台X-242固体推进剂发动机。
1957年12月6日，在经过分别考验单个部件、系统和程序的3次发射试验后，先锋号进行了第1次
全箭发射，但火箭在发射台上烧毁，发射失败。直至计划结束，先锋号共进行了14次发射，其中仅有3
次成功：1958年3月17日成功地将1.47kg的先锋1号试验卫星送入轨道，1959年2月17日成功发射先
锋2号卫星和1959年9月18日将先锋3号高空测量卫星送入轨道。
先锋号运载火箭计划总投资约1.11亿美元（1958年币值），其中火箭研制、试验、制造、发射和飞行
操作、后勤保障、遥测及辅助设备等的费用为0.73亿美元（1958年币值）。
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
（丁华）

<!-- 第 454 页 -->
丘诺（JUNO)
·411·
丘诺（JUNO）
丘诺2火箭
丘诺1火箭
丘诺（Juno）运载火箭（总体参数和运载能力见下表）包括丘诺1和丘诺2两种型号。
丘诺1又称丘比特C（JupiterC)，是美国最早投入使用的运载火箭，其研制工作由亨茨维尔美国陆军
弹道导弹局的红石兵工厂负责进行。丘诺1为四级火箭，一子级为红石火箭的改进型，采用1台洛克达因
公司的A-6液体推进剂发动机；上面三级为束式固体推进剂发动机组，共采用了15台中士导弹固体推进
剂发动机（由美国喷气推进实验室负责研制)。丘诺1于1958年2月1日首次发射，成功地将美国第1颗
人造卫星探险者1号送入了轨道，同年又发射了5次（成功2次、失败3次）后停止使用。
丘诺2是丘诺1的改进型，一子级改用SM-78丘比特中程导弹所用的S-3D发动机，上面级无改动；
为增大推进剂容量，火箭贮箱加长了0.9m，使发动机工作时间延长到170s。1958～1961年，丘诺2共进
行了10次发射，成功4次，失败6次，其中3次是上面级点火失败，2次是控制系统出现故障，1次是姿
态控制系统失灵。
丘诺运载火箭总体参数和运载能力
运载能力kg
全长/m
级数
起飞质量/kg
箭体最大直径/m
起飞推力/kN
型号名称
21.72
28500
20（500km圆轨道）
丘诺1
1.78
368.73
4
2.67
9980
丘诺2
666.85
43.1（482.7km圆轨道）
4
23.4
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
（丁华)

<!-- 第 455 页 -->
美国
·412·
雷神系列（THORFAMILY）
雷神（Thor）系列火箭（见下图）是在雷神中程弹道导弹基础上发展起来的。以道格拉斯飞机公司研
制的雷神基础级增加不同的上面级，就构成了雷神-艾布尔（Thor-Able）、雷神-艾布尔星（Thor-Ablestar）、
雷神-阿金纳A（Thor-Agena A）、雷神-阿金纳B（Thor-Agena B）、雷神-阿金纳D（Thor-AgenaD）、雷神-
博纳1（Thor-Burner1）和雷神-博纳2（Thor-Burner2）等火箭。雷神系列主要用于发射美国空军的军用
卫星和早期的航天探测器，也发射过NASA的一些卫星，火箭均从美国西部靶场发射。自1958年雷神-艾
布尔投入使用以来，到1980年雷神系列最后一次发射，共进行了236次发射，成功205次，成功率86.9%。
司
艾布尔
艾布尔星
艾布尔
博纳2
大推力阿金纳D大推力阿金纳D
博纳1
（发射航天探测器）（发射地球卫星）
（加长贮箱）
雷神系列火箭
雷神系列火箭的总体参数和运载能力见下表。
雷神系列火箭总体参数和运载能力
全长/m
运载能力"/kg
级数
起飞质量/kg
型号名称
箭体最大直径/m
起飞推力/kN
27.28
51670
2.44
雷神-艾布尔
122.5
3
676.82
2.44
雷神-艾布尔星
2
24.11
53810
676.82
277.0
雷神-阿金纳A
25.61
676.82
771.12
2
2.44
53200
雷神-阿金纳B
2.44
26.02
2
56 600
765.62
952.5
2.44
雷神-阿金纳D
2
25.51
56600
765.62
953.5
29.0
2.44
大推力雷神-阿金纳D
68950
2
1 485.32
1500

<!-- 第 456 页 -->
雷神系列（THETHORFAMILY）
·413·
续表
运载能力/kg
起飞质量/kg
级数
型号名称
全长/m
起飞推力/kN
箭体最大直径/m
2000
长贮箱大推力雷神-阿金纳D
2.44
2
33.0
91630
1 461.62
2
2.44
21.56
雷神-博纳1
49320
676.82
91.0
2.44
雷神-博纳2
21.77
136.0
2
49750
676.82
676.82
雷神-博纳2A‘
3
24.31
226.8
2.44
50 450
注：1）为近地轨道运载能力。
（吴宏斌，李思思）
雷神-艾布尔（THOR-ABLE）和
雷神-艾布尔星（THOR-ABLESTAR）
雷神-艾布尔为三级火箭。一子级以雷神中程弹道导弹为基础改进而来，代号为DM-18，采用MB-3-1
发动机；二子级由先锋号火箭二子级改型而来，采用AJ-10-101发动机；三子级是固体推进剂火箭，采用
阿勒格尼弹道实验室的X-248A7动力装置。
由于雷神-艾布尔的运载能力不能满足当时美国已开始执行的军事卫星计划的需求，美国空军委托有关
部门研制新的上面级，其中之一便是艾布尔星。艾布尔星是美国首次研制的具备空中再启动能力的上面级。
其设计宗旨是用简单可靠的一个上面级代替雷神-艾布尔的二、三子级。
雷神-艾布尔星为两级火箭。一子级是道格拉斯飞机公司的雷神DM-21基础级，采用MB-3-1发动机；
二子级是航空喷气公司研制的艾布尔星上面级，采用AJ-10-104发动机。与雷神-艾布尔相比，雷神-艾布
尔星的长度缩短，运载能力增大，结构简化，可靠性增加。
（吴宏斌，李思思）
雷神-阿金纳（THOR-AGENA）
从雷神-阿金纳A、雷神-阿金纳B到雷神-阿金纳D是一个逐渐改进的过程；一子级变化不大，二子级
发动机在不断改进。近地轨道运载能力从771.12kg增加到953.5kg。另外，阿金纳D上面级还具有多次
启动能力，可以延长卫星的使用寿命。
1963年初，美国空军为了延长用于地面观测计划的侦察卫星在轨使用寿命，让卫星携带更多胶卷和消
耗品，使卫星质量增加到1500kg。为发射这种卫星，在雷神基础级上增加了.3台固体助推器，形成大推
力雷神基础级。该基础级与阿金纳D上面级组合使用，就形成了大推力雷神-阿金纳D火箭。该火箭为两
级火箭。一子级由雷神基础级和3台卡斯托1（Castor1）固体推进剂助推器构成，采用MB-3-2发动机；
二子级是阿金纳D上面级。
为更进一步提高运载能力，以满足更大质量军事侦察卫星的发射需求，通过将雷神基础级长度增加
4.3m，贮箱容积增加50%左右，并捆绑了3台卡斯托2固体推进剂助推器，形成了长贮箱大推力雷神-阿
金纳D。该火箭为两级火箭，一子级采用MB-3-2发动机，二子级采用贝尔8096和贝尔8247发动机。
（吴宏斌，李思思）

<!-- 第 457 页 -->
美国
·414·
雷神-博纳（THOR-BURNER）
20世纪60年代，美国空军为研制一种用于发射中、小型卫星的可靠性高、成本低、运载能力介于侦
察兵和雷神-艾布尔星之间的火箭，制定了博纳固体推进剂上面级的研制计划。
雷神-博纳1是由雷神基础级和博纳1固体推进剂上面级组成的两级火箭，由于博纳1上面级最初使用
侦察兵四子级的牵牛星（Atlair）X-258固体推进剂火箭发动机，所以又被称作雷神-牵牛星火箭，后期的
博纳1改用FW-4固体推进剂火箭发动机。
在雷神-博纳1的基础上，通过改进博纳上面级，形成了两级的雷神-博纳2火箭，一子级采用MB-3-1
发动机，二子级采用TE-M-364-2发动机。
为了满足更大有效载荷能力的需要，在雷神-博纳2的基础上增加了一个固体推进剂三子级，形成了三
级的雷神-博纳2A火箭，近地轨道运载能力提高到了226.8kg。
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
（吴宏斌，李思思）

<!-- 第 458 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
* 415 ·
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
宇宙神（Atlas）系列运载火箭是以宇宙神洲际弹道导弹为基础发展起来的，总计23种，由美国空军
负责研制。基础级共16种，包括宇宙神B（又称LV-3A)，D，LV-3B，LV-3C，E，F，SLV-3，SLV-3A，
SLV-3C，SLV-3D，G和H，以及新型宇宙神1，2，3和5，其中宇宙神B，D和LV-3B为单级运载火箭。
将基础级与不同的上面级相组合，即可构成14种多级运载火箭：宇宙神LV-3A-艾布尔、LV-3A-阿金纳A、
LV-3A-阿金纳B、LV-3C-半人马座D、宇宙神E和F与固体推进剂或液体推进剂上面级、SLV-3-阿金纳B、
SLV-3-阿金纳D、SLV-3A-阿金纳D、SLV-3A-博纳2、SLV-3C-半人马座D、SLV-3D-半人马座D-IA、宇
宙神G-半人马座D1-A和宇宙神H-固体推进剂上面级。另外还有7种新型多级火箭，即宇宙神1，2，2A，
2AS，3A，3B和5，均由基础级和半人马座上面级组成。
20世纪50年代末，美国空军在宇宙神试验弹和洲际导弹A，B，C，D的基础上开始研制宇宙神系列
运载火箭。宇宙神系列的发展可分为4个分支。
1）第1分支：1958年～1961年发展的单级宇宙神B和D；
2）第2分支：1959年～1968年在宇宙神D基础上改进而来的宇宙神LV-3系列及由宇宙神导弹改装
而成的宇宙神E和F；
3）第3分支：1964年～1984年在宇宙神LV-3基础上发展而来的宇宙神SLV-3系列标准运载火箭，
同时在SLV-3D的基础上又发展了宇宙神G和H；
4）第4分支：1986年后在宇宙神G的基础上发展了7种新型多级火箭。
从1958年首飞至今，宇宙神系列承担了300多次发射任务，目前大部分火箭已经退役，现役的宇宙
神5系列为美国当前的主力火箭之一。
宇宙神系列的20种典型型号见下图所示。
5-400
SLV-3D-半人马座
SLV-3C-半人马座
LV-3C-半人马座
G-半人马座
SLV-3A-阿金纳
2
SLV-3-阿金纳
LV-3A-阿金纳
LV-3B(载人)
F(航天)
E(航天)
H(航天）
D(航天)
88
1991
1992
1993
20002002
2002
2003
宇宙神系列火箭
宇宙神系列的总体参数和运载能力见后表。

<!-- 第 459 页 -->
美国
·416·
宇宙神系列火箭总体参数和运载能力
全长/m
最大直径/m
运载能力2/
级数
起飞质量/t
起飞推力/kN
服役期
型号名称
宇宙神B
25.908
4.876
1.5
110.66
1958
1 610.26
0.072 58
1 610.26
宇宙神D
1.5
4.876
117.93
1959~1967
29.07
1.36
0961~6561
宇宙神LV-3A-艾布尔
4.876
0.68
3.5
30.3
117.915
1610.26
2.268
宇宙神LV-3A-阿金纳A
2.5
4.876
123.81
30.2
1 610.26
1960~1961
4.876
2.5
29.87
宇宙神LV-3A-阿金纳B
1610.26
2.27
124.85
1961~1965
4.876
32.817
4.85
宇宙神LV-3C-半人马座D
2.5
136.055
1 730.358
1962~1967
25.9
1968~1995
宇宙神E/F
1.5
4.876
121.95
1.712
1 730.34
宇宙神SLV-3-阿金纳B
2.5
30.11
4.876
2.77
1964~1966
131.414
1730.358
1 727.41
1963~1967
宇宙神SLV-3-阿金纳D
2.5
4.876
127
3.81
33.2
148.8
36.7
2.5
4.876
3.856
宇宙神SLV-3A-阿金纳D
1758.558
1968~1978
宇宙神SLV-3A-博纳2
0.684
2.5
≥28.15
4.876
1758.558
129.905
1968
38.35
4.876
3.851
宇宙神SLV-3C-半人马座D
2.5
146.732
1758.558
1967~1972
宇宙神SLV-3D-半人马座
2.5
4.876
130.79
1 918.962
5.119
39.9
1973~1983
D1-A
4.876
1984~1989
宇宙神G-半人马座D1-A
2.5
42~43.9
163.565
1 952.324
6.8
宇宙神H
2.5
4.876
132.8
31.9
1 952.324
1.36*
1983~1987
4.876
1953.95
2.5
宇宙神1-半人马座D1-A
42~43.9
163.9~164.29
5.7~5.9
1990~1997
47.42
4.876
187.2
2084
宇宙神2-半人马座2
2.5
2.68~2.77
1991~1998
宇宙神2A-半人马座2A
2.5
47.42
4.876
2084
3.07
189.98
1992~2002
237.14
47.42
5.10
3.724
1993~2004
宇宙神2AS-半人马座2A
2.5
2950
宇宙神3A-半人马座3
一
2000~2004
220.7
2600
4.0374
2
52.8
一
2002~2005
225.4
2600
4.119~4.5
宇宙神3B-通用半人马座
2
54.5
一
2002~今
宇宙神5-通用半人马座
2
58.3~65.3
334.78~950.64
9.05~19.05
3827~11481
注：1）芯级直径为3.05m。
2）未加上标的均为近地轨道运载能力；*为太阳同步轨道运载能力；为地球同步转移轨道运载能力。
（张振华，终艳春）

<!-- 第 460 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
417
单级宇宙神系列
(SINGLE STAGE ATLAS FAMILY)
单级（或称1.5级）宇宙神B和D火箭具有以下特点：
1）助推器只有2台助推发动机，它们使用一子级贮箱中的推进剂，完成助推任务后与芯级分离；
2）贮箱为薄壁硬壳式结构，贮箱结构强度依靠内部充压来保持；
3）完成了多项首次空间发射任务，如发射了世界上第1颗通信卫星斯科尔（Score）和美国第1艘载
人飞船。
宇宙神B与宇宙神D的总体布局、箭体结构及材料相同，均使用MA-2推进系统，采用无线电/惯性
混合制导，但二者的尺寸、推力、起飞质量和发射任务各不相同。
宇宙神B（ATLASB)
宇宙神B火箭
宇宙神B（又称LV-3A）火箭是用宇宙神B试验型导弹（武器系统编号WS-107A-1）改装而成的。1958
年12月18日，该火箭成功发射了世界上第1颗通信卫星斯科尔，卫星质量为72.58kg，近地点177.0km，
远地点1480.6km，轨道倾角32.3°，周期101.46min。火箭发射后，星、箭未能分离，一起进入轨道。卫
星发射机工作了13天。卫星运行34天后于1959年1月21日在太平洋中途岛上空烧毁。

<!-- 第 461 页 -->
美国
·418·
主要技术性能
级数
起飞推力
1.5
1 610.26kN
全长
25.908 m
推重比
1.483
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
运载能力
起飞质量
110.66 t
近地轨道
72.58 kg
基础级
级长
20.116 m
海平面推力
1 610.26 kN
直径
3.05m（芯级）
助推发动机
1 334.47 kN
发动机
主机
MA-2
266.89 kN
助推发动机
2XLR-89-NA3
游机
8.896 kN
主机
工作时间
LR-105-NA3
游机
2XLR-101
助推发动机
145 s
推进剂
主机
液氧／煤油
280 s
游机
280 s
（张振华）
宇宙神 D（ATLAS D)
宇宙神D火箭

<!-- 第 462 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·419·
宇宙神D火箭是在宇宙神D洲际导弹基础上改装而成的，是发射美国第1艘载人飞船的运载火箭。
为了确保航天员的安全，要求火箭具有极高的可靠性。为此，对发射水星飞船的宇宙神D作了如下改进。
1）在结构方面：增加了一段与飞船的对接段；将反推火箭移到飞船上变为正推火箭，用于飞船与火
箭的分离；为此，在液氧箱前底增加了玻璃纤维防热层并增加了氧化剂贮箱蒙皮的厚度。
2）在推进系统方面：助推发动机采用了带隔板的喷注器以抑制燃烧不稳定；增加了监视不稳定燃烧
的监测器以监测发动机的振动特性；取消了游动发动机单独工作阶段。
3）在控制系统方面：加装了1个新型自动驾驶仪用的速率陀螺，位于液氧箱侧面，用来提供最佳姿
态速率信号，以弥补较长的水星飞船（长8.534m）对贮箱柔性的影响，使发动机摆角最小。
4）在保证航天员安全方面：最重要的措施是在仪器舱内安装了1套中止飞行敏感和执行系统（ASIS），
以探测灾难性故障并采取挽救措施。
宇宙神D于1959年9月9日执行了命名为大兵（BigJoe）的第1次水星亚轨道发射任务，之后开始
正式执行水星-宇宙神系列的9次发射任务。1960年7月29日水星-宇宙神1（MA-1）首次发射了不带逃
逸系统和试验生物的水星飞船，1962年2月20日将美国第1艘载人飞船送入了轨道。1959年～1967年宇
宙神D共飞行了18次，失败6次，成功率为67%。
主要技术性能
级数
起飞推力
1.5
1 610.26 kN
全长
29.07m
推重比
1.392
4.876m（含助推器）
运载能力
箭体最大直径
1.36t（470km圆轨道，倾角
起飞质量
117.93 t
32°
基础级
级长
20.52 m
海平面推力
1 610.26 kN
直径
3.05m（芯级）
助推发动机：
1 334.47 kN
主机
子级质量
7.854 t
266.89 kN
游机
发动机
MA-2
8.896 kN
助推发动机
工作时间
2XLR-89-NA3
主机
助推发动机
145s
LR-105-NA3
主机
游机
280s
2XLR-101
推进剂
液氧／煤油
游机
280s
水星飞船
结构质量
长度
8.534m（包括救生塔）
1.935t（发射时）
直径·
1.89 m
1.099t（回收时）
总体布局
宇宙神D（基础级）由一子级和尾段的助推器组成（总体布局见后图）。

<!-- 第 463 页 -->
美国
·420·
一子级包括贮箱和主发动机。贮箱前端的截锥形对接段将水星飞船与运载火箭连成一个整体。贮箱两
侧的上、下两个仪器舱中安装制导、控制和电子装置。
助推器的2台助推发动机借助可分离的机械系统安装在一子级推力环上，外边用锥形整流罩保护。助
推发动机完成飞行任务后与尾段一起沿纵向与一子级分离。
电缆管及其整流罩
液氧增压管
速率陀螺
液氧箱
防热罩
上部仪器舱
助推发动机推力室、
绝热共底
共底
游动发动机
下部仪器舱
燃料箱
游动发动机
燃料加注和排泄口
地面脱落插头座
主发动机推力室
液氧输送管路
助推发动机推力室
减振器
前视图
稳定装置
助推发动机涡轮排气管
主发动机涡轮排气管
宇宙神D总体布局
箭体结构
箭体结构由贮箱、尾段和分离机构组成。
贮箱由一个长15.24m的圆筒形壳段和半球形上底、圆锥形下底和半球形中间共底组成。共底将贮箱
分隔成上、下两部分；上面为液氧箱，下面为煤油箱，液氧箱容积比煤油箱大。贮箱材料适合于储存一183℃
液氧，要求材料强度高、刚性好、耐腐蚀、加工焊接性好。因此，选用美国AIS1301不锈钢。它在一196℃
下拉伸强度可达1792.66MPa，在常温下为686.47MPa。贮箱筒段用宽90cm，厚1mm左右的钢板制造，
蒙皮厚度不等，为0.38～1.22mm。为了加强焊缝强度，沿焊缝点焊了内衬板条。筒段焊好后，焊接前底、
后底和共底。箱体加工、装配好后，内部充以氮气，保持一定的内压，以维持结构的稳定。箱内装有用于
抑制液体晃动或产生旋涡的12块防晃、防旋板。贮箱上部有一段与有效载荷对接的锥形对接段。推力环
段连接贮箱的锥形下底和圆筒段，外面用肋条加强。游动发动机装在贮箱圆筒段下端框的外侧，与助推发
动机互成90°角间隔配置，外面有酚基树脂整流罩。贮箱两侧上、下两个仪器舱与游动发动机相隔90°角安
装到贮箱外蒙皮上。
尾段用来保护主发动机和2台助推发动机。尾段整流罩是波纹形蒙皮和桁条构成的半硬壳式结构。助
推发动机外有扩散裙形整流罩。尾段底部安装有玻璃纤维面板、铝蜂窝和石棉防护层构成的蜂窝结构防热
屏。整个尾段连同2台助推发动机通过分离机构与贮箱上的推力环段相连接，即用10个氨气作动锁紧机
构把尾段连接到贮箱上。火箭助推飞行段结束后，尾段由分离导轨引导沿纵向与箭体分离。

<!-- 第 464 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·421·
推进系统
宇宙神D推进系统采用MA-2发动机系统，该系统由2台助推发动机、1台主发动机、2台游动发动
机、1套推进剂利用系统和气动系统组成。5台发动机均由万向支架支撑，可进行摆动以控制火箭飞行姿
态，系统采用燃气发生器动力循环。推力室为管壁式，采用再生冷却。燃烧室采用玻璃纤维缠绕，可克服
室壁横向应力过大可能会导致室壁破裂的缺陷。MA-2系统采用液氧/煤油（RP-1）推进剂。推进系统的可
靠性为0.991。
助推发动机
助推发动机（系统组成见下图）是由洛克达因（Rocketdyne）公司研制的LR-89-NA5液氧/煤油发动
机，主要由推力室、涡轮泵、燃气发生器、喷注器和发动机启动系统组成。
1--助推器脱落插头座；2—关闭；3—燃气发生器：
4一打开：5一打开：6一关闭：7-自燃点火器：
8一氮气入口（约20.68MPa）；9一氮气出口：
10一燃料点火器阀：11一排放管；12一涡轮排气管：
13-热交换器；14—关闭；15—打开；
16—氧化剂压力调节器：17—主级控制阀；
18—点火控制阀：19—增压阀门：20—打开；
18
21关闭；22—燃料点火器阀门：23—主燃料阀门：
24基准压力调节器：25-压力调节器（5.17MPa）；
19
28
26-氮气供应：27—润滑油箱；
28一氮气供应（393kPa）；
29—氧化剂主阀门：30—自燃点火器；
31—断流阀门；32—小孔：33-单向阀：
34—连接件（CVAC与GFAE）；
35—加注单向阀：36—安全阀：
37-过滤器：38-压力开关；
38
39—泄放和回压阀：40—气压管路：
品39
32
41—润滑油管路：42—氧化剂管路；
133
40
田
34
 41
43-液压管路：44-燃料管路：
835
42
36
43
45-助推发动机
37
44
宇宙神D助推发动机系统
推力室为钟形管壁式结构，由细管沿纵向集束，再用铜钎焊制而成，燃烧室温度高达3350～3400℃，
燃料从室壁的细管中通过，进行预热并对燃烧室进行再生冷却。燃烧室材料用镍基合金，这种材料具有耐
热（镍的熔点高达1455℃）、耐氧化和抗腐蚀的特点，加工性也好。燃烧室和喷管外部有数处用AIS14130
钢环加强。涡轮泵由燃气发生器产生的高速燃气驱动，不允许有启动加热过程，要求它在发射0.5s内由静

<!-- 第 465 页 -->
美国
422
止状态达到30.000r/min。因此选用耐热、抗冲击的合金钢制造。涡轮盘是A-286钢锻件，叶片是HS-21
铸件。A-286是在镍-铬合金钢中加入钛和铝冶炼而成；HS-21
热合金钢。管路等用耐盐酸镍基合
金（Hastelloy），内含钼，在高温下富有韧性。
燃气发生器由球形燃烧室和排气歧管组成。助推发动机装在
万向支架上，可沿俯仰和偏航方向摆动（摆角5°）以保持火箭飞行稳定。
主发动机
主发动机（系统组成见下图）是由洛克达因公司研制的液氧/煤油LR-105-NA3发动机，主要由推力室、
涡轮泵、喷注器和发动机启动系统等组成。其主要部件结构和材料与助推发动机相似。主机装在箭体轴线
万向支座上。助推发动机分离后，主机开始作俯仰和偏航摆动，摆角可达3°。
13
38
30
28
宇宙神D主发动机和游动发动机系统
1—游动发动机：2—推进剂阀门：3—游动发动机点火和发动机贮箱增压阀门：4—发动机的燃料箱：5—压调器：6-增压阀门；
7—接氧化剂箱：8-接燃料箱：9—供应氨气（20.68MPa）：10—氧化剂排气管；11—发动机的氧化剂贮箱：12一液压回流；
13—液压蓄压器：14—液压（20.68MPa）：15—充氮气；16氮气（393kPa）：17—润滑油瓶：18一基准压调器；
19—氮气（20.68MPa）；20—燃气发生器：21—增压阀门：22—氧化剂压调器：23-关闭：24—打开：25—泵：26-排泄管：
27—涡轮排气管；28—主发动机；29推进剂利用阀门：30—主发动机；31—压头抑制阀门：32—点火器阀门：33—关闭；34—打开；
35—关闭：36—打开：37—推进剂利用系统伺服阀；38—液压控制歧管；39-液压系统伺服阀门

<!-- 第 466 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·423·
游动发动机
2台游动发动机（系统组成见前图）是由洛克达因公司研制的液氧/煤油LR-101发动机，是靠启动箱
提供的推进剂启动的，飞行期间由主机涡轮泵提供推进剂。推力室是双壁式的，用燃料进行再生冷却。每
台游机的推力约为4.448kN。
2台游机在整个飞行阶段提供滚动控制力，在游机单独工作阶段（宇宙神D在执行水星飞船任务时取
消了游机单独工作阶段）进行滚动、偏航和俯仰控制。工作时间约为280s。
推进剂利用系统
推进剂利用系统的功能是使液氧和煤油尽可能同时耗尽。该系统由2个水银压力计和1个计算比较器
组成。工作时，系统不断地测量贮箱中的推进剂质量，计算出贮箱内燃料和氧化剂的质量比，并与正常混
合比作比较，得出误差信号，调节主发动机相应的燃料控制阀改变燃料流量，保持所要求的质量比，使贮
箱中的推进剂接近全部耗尽。
气动系统
气动系统为贮箱、发动机控制系统和助推发动机抛掷系统提供氮气。系统由5个氢气瓶、1个热交换
器、控制调节器和安全阀等组成，见下图。
10
日12
13
1—级间分离线：2—液氧箱调节器：3—安全阀：
4—排向大气：5-液氧蒸发阀；6—液氧箱：
18
7—燃料箱；8—孔板；9—仪器位置；10单向阀门：
17
11—电机操作阀门；12—脱落插头座；13—控制系统；
14氧化剂基准压调器：15一燃料启动箱；
16一氧化剂启动箱：17—控制用氮气气瓶；
20
18--主启动系统和游动发动机推进剂阀门控制歧管；
21
19—主发动机润滑油箱：20—润滑油箱压力阀门；
21—给主发动机液压油箱增压的氮气；
4
28
22--20.68MPa分离气瓶：23—分离系统接头；
24-中心主级：25一泄放单向阀：26爆炸阀门；
27—助推器：28一向助推器液压箱和润滑油箱输送的氮气：
29-敏感管：30—安全阀门：31—燃料箱调节器；
32—液氮套；33—贮箱增压用氮气瓶；34—液氮套；
35—0.64cm旁通孔：36—助推器贮箱热交换器；
37—燃料箱地面增压管：38-快速脱落接头；
48
39一液氮加注和泄出管：40-氮气加注管：41—起飞线；
36
42一氮气加注管：43-发射台；44助推器：
37
46
47
45-热交换器：46-氧化剂箱地面增压管路；
45
47—助推发动机控制调节器；
44
38
41
48-助推发动机控制歧管，压力为（5167.5土207)kPa
43
42
40
39
宇宙神D气动系统

<!-- 第 467 页 -->
美国
424
分离系统
尾段分离系统由爆炸螺栓、气压式分离机构和滑轨组成（见下图）。分离时，引爆爆炸螺栓，分离爆
炸阀动作，氨气分配歧管为连接分离面的10个氨气作动锁紧机构提供20.68MPa压力的氨气，使尾段与箭
体分离，尾段连同助推发动机一起沿滑轨下滑，向后分离。
通向第Ⅲ象限的分离接头
氮气供应管
分离爆炸阀
氨气管
歧管
活塞塞子
剪切销
电线
凸轮
歧管塞子
后段
钢球制动器
电气接头
通向第I-Ⅱ象限的分离接头
固定销（2个）
分离前的X推力圆柱段
螺栓一
销
氮气分配
分离接头
（2个
歧管
中段
前段
象限I
象限I
中段和尾段
后底
推力环
前段
活塞
进气口
一分离面
向前
宇宙神D尾段分离系统
控制系统
宇宙神D火箭的飞行轨道由2套互相关联的系统进行制导和控制，即无线电-惯性混合制导系统和自
动驾驶仪飞行控制系统。
制导系统
制导系统由通用电气公司（GeneralElectricCompany）研制，分地面和箭载两部分（见后图）。
地面部分由1台单脉冲X波段雷达、1台L波段连续波速率分系统雷达和1台由柏洛兹（Burroughs）
公司研制的A-1型地面计算机组成。

<!-- 第 468 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·425·
单脉冲X波段跟踪雷达用来测量火箭的距离、方位角
速率信号截止
和仰角，并把一组组合信号（包括地址码、编码控制指令
脉冲
速率
解码器
信标机
信标机
或离散指令）发送出去。当箭载IⅢI型制导系统接收到修正
地址码时，箭载脉冲无线电指令仪向地面站发出一个回波
/4
自动驾驶仪
脉冲，同时箭载解码器发出指令并将这些控制指令和离散
等幅波
等幅波L波段
指令传送给飞行控制系统，对火箭飞行进行控制。解码器
L波段
输出的合成控制指令信号是400Hz的可变相位和可变幅
值的矩形波信号。
距离信号R
方位角信号中
L波段连续波测速雷达是多普勒测速雷达，从一根天
速率系统
跟踪系统
仰角信号0
指令信号
线发射两束不同频率的连续波信号，箭载测速无线电指令
计算机
距离变化率信号
仪根据来自地面站发出的信号进行应答。箭载无线电指令
角度变化率信号
仪发出一个连续波信号，其频率等于接收信号的算术平均
频率。该信号被地面中心速率站和2个远离中心站分速率
宇宙神D制导系统
站接收。分布在不同位置的3个地面站接收到两路多普勒
频移信号和相位相关信号就可确定火箭的距离、方位角和仰角的变化率。
地面A-1型制导计算机接收来自地面单脉冲跟踪雷达和地面速率分系统所测到的火箭位置和速率信
息，求解制导方程，发出控制和离散指令（关机指令），使箭载制导系统执行制导任务。
箭载部分制导系统由无线电速率信标机、脉冲无线电信标机、解码器等组成。系统发出各种制导信息，
使助推发动机和主发动机关机，并使助推发动机与一子级分离。
姿态控制系统
姿态控制系统由1台自动驾驶仪和用来摆动助推发动机、主发动机和游动发动机的10个推力室作动
器组成。系统的功能是控制发动机推力矢量，稳定和控制火箭沿所要求的飞行轨道飞行。助推飞行时，由
箭载飞行程序机构产生控制指令，助推级分离后，由制导系统将控制指令传到自动驾驶仪控制主发动机摆
动，使火箭稳定飞行。自动驾驶仪由陀螺仪组合、程序机构和伺服放大器等组成（见下图）。
偏航制导信号
1号游动发动机偏航摆动信号
制导组合
2号游动发动机偏航摆动信号
俯仰制导信号
主发动机偏航摆动信号
离散指令
执行信号
P1号助推发动机偏航/+滚动摆动信号
主陀螺仪组合
2号助推发动机偏航/滚动摆动信号
俯仰信号
伺服放大器
2号游动发动机俯仰+滚动摆动信号
1号游动发动机俯仰V-滚动摆动信号
滚动信号
程序机构组合
口1号助推发动机俯仰摆动信号
2号助推发动机俯仰摆动信号
偏航
滚动
俯仰
口主发动机俯仰摆动信号
速率
速率
速率
信号信号信号
前端陀螺仪
一有传感器反馈的液压控制器
宇宙神D姿态控制系统
陀螺仪组合由3个位移陀螺仪、2个速率陀螺仪和有关电子组件组成。3个位移陀螺仪是单自由度悬

<!-- 第 469 页 -->
美国
·426·
浮速率积分陀螺仪。它们正交地组成一个组合件安装在箭上，3个陀螺的输入轴分别对准箭体的俯仰、偏
航和滚动轴。陀螺仪的输出信号正比于陀螺偏离其基准轴角速率的积分。2个速率陀螺仪是单自由度悬浮
速率陀螺。其输入轴分别与火箭的俯仰、偏航和滚动轴对准。陀螺的输出信号正比于火箭绕陀螺输入轴旋
转的角速率。
程序机构组件由晶体管线路定时装置、安全开关、电源电子开关、装定好的程序机构和执行滚动程序
的电路等组成。该组件用于控制诸如滚动、俯仰、助推器分离和启动制导等。程序主要有两段：一段从火
箭起飞离地开始，另一段从收到地面助推器分离指令开始。滚动程序是根据地面发射设备的要求预先装定
好的。程序机构根据需要把各离散指令信号送到飞行控制系统的各个装置中，也可把离散指令送到推进系
统、气动系统和助推发动机抛掷分离系统中。
伺服放大器是一种集成电路放大器，对飞行控制系统的各种陀螺输出信号、发动机位置反馈信号进行
综合、放大、滤波、积分和代数求和。其输出信号送给液压作动器，作动器根据控制信号摆动各类发动机
进行推力矢量控制。
天线
天线
遥测系统
耦合器
宇宙神D火箭在执行前4次发射水星飞船计划中采用的
是标准遥测系统，之后改用轻型的全晶体管化的遥测系统，轻
型系统比原标准系统质量减轻了38.59～40.86kg。该系统的主
发射机
电源和
电源
要装置有各种传感器、信号调节器、传感器电路、各种电源及
转换开关！信号调节器和
电源转换开关、发射机、耦合器和天线等（见右图）。
传感器电源
系统
跟踪系统
电池
地面电源
各种传感器
数据点
宇宙神D遥测系统
为了保证靶场安全，安装了安全指令和跟踪系统。安全指
令系统能接收、解码和启动解保信号、发出关闭发动机和进行
自毁的指令。Azusa跟踪系统监视火箭飞行位置和速度，将数据送给大西洋导弹靶场IBM7090型计算机，
不断预测火箭落点。
中止飞行敏感和执行系统
中止飞行敏感与执行系统（ASIS）是为确保航天员绝对安全而设计的，是用于弥补运载器固有不可靠
性与载人航天绝对安全之间差距的核心系统。系统由两部分组成，一部分是安装在火箭各分系统上的各种
传感器和电子线路；另一部分是安装在飞船座舱内的显示器。它的功能是监测运载火箭在飞行中的各种参
数，如主发动机燃料喷注压力、主发动机液压压力、助推发动机燃料喷注压力、贮箱共底压差、液氧箱压
力、运载火箭3个轴（俯仰、偏航、滚动）的姿态速率、液压系统压力、级间分离和箭载交流电源（交流
400Hz，115V和直流28V）等。当某传感器敏感到某一参数超过临界值时，系统立即送出故障信号，并
在显示器上显示，航天员可正确判定是否发生灾难性故障，若有足够的时间可手动（多数情况自动进行）
启动水星飞船救生系统使之与火箭脱离，以确保安全。宇宙神D-水星飞船的ASIS系统的传感器分布情况
见后图。ASIS的可靠性由余的传感器及电子线路来保证。ASIS的应急救生措施如下：火箭飞离发射台

<!-- 第 470 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·427·
0.6096m前，若发生故障，由试验人员通过发射台与飞船间的电路中止火箭飞行；火箭升空后，航天员可
根据测得的故障性质经无线电通信线路中止飞行，在无动力段时若发生故障，航天员可随时中止飞行。
液氧箱压力
主机液压
水星飞船
助推器和主机
燃料
液氧
燃料喷注压力
火箭/飞船电气连接
中止飞行敏感执行容器
运载火箭箭载交流电源
控制速率陀螺仪
辅助速率陀螺仪
贮箱共底压差开关
宇宙神D-水星飞船的ASIS系统传感器分布
电源与配电系统
电源与配电系统（见下图）由28V直流主电池和115V、三相、400Hz变流器组成。电池给变流器、
推进分系统、飞行控制系统、推进剂利用系统及中止飞行敏感和执行系统供电。电源转换开关用于将交、
直流电源由地面切换到箭上供电。主电池为20个串联银锌电池组，置于密封容器内。变流器是采用磁放
大器式的电压和频率调节器及有关噪声过滤器的旋转型三相星形连接变流器。
转换器
Ⅲ型制导装置
外部电源
E500
(28VDC)
E51V
阿祖萨（Azusa)外测组合
脐带
推进剂利用系统
交流
脱落
电源转换开关
直流
插头
水星飞行器故障敏感和执行系统
E28V
外部电源
飞行控制
(115VAC、
电池
三相、400Hz）
推进控制
地面与箭体界面
宇宙神D电源与配电系统
（张振华）

<!-- 第 471 页 -->
美国
·428·
多级宇宙神系列
(MULTISTAGE ATLAS FAMILY)
多级宇宙神运载火箭系列是以宇宙神LV-3A，E，F，SLV-3，SLV-3A，SLV-3C和SLV-3D等为基础
级，配备不同的上面级而形成的。所配备的上面级包括固体艾布尔、博纳2，常规液体推进剂的阿金纳A，
B，D和低温液体推进剂的半人马座D，D1-A等。宇宙神火箭可以以一种基础级与多种上面级搭配构成一
个单独的系列，如宇宙神SLV-3-阿金纳B和宇宙神SLV-3-阿金纳D等。
宇宙神LV-3 系列（ATLASLV-3 FAMILY)
宇宙神LV-3（包括LV-3A和LV-3B）运载火箭是在宇宙神D基础上改进而成的，它与4种上面级构
成的多级运载火箭有：宇宙神LV-3A-艾布尔、宇宙神LV-3A-阿金纳A、宇宙神LV-3A-阿金纳B和宇宙
神LV-3C-半人马座D。
宇宙神LV-3A-艾布尔（ATLASLV-3A-ABLE）
宇宙神LV-3A-艾布尔运载火箭是美国早期不成功的三级火箭，基础级为宇宙神LV-3；二子级是艾布
尔液体推进剂火箭，采用1台由通用航空喷气发动机公司研制的AJ-10-11B液体火箭发动机，推进剂为加
阻蚀剂的白烟硝酸和偏二甲肼；三子级是固体推进剂级，采用由阿利根尼（Allegany）弹道学实验室研制
的ABLX-248-3Altair固体推进剂火箭发动机。2个上面级类似于第2代雷神-艾布尔火箭的上面级。宇宙神
LV-3A-艾布尔主要承担发射环月卫星（LunarSatellite）等任务，共发射4次，均遭失败。
主要技术性能
级数
起飞推力
3.5
1 610.26 kN
全长
推重比
28.45~30.30m
1.419
运载能力
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
0.681t（482.8km近地轨道）
起飞质量
117.915t
0.09t（逃逸轨道）
基础级
基础级参见宇宙神D火箭基础级。
二子级
级长
5.91m
推进剂
白烟硝酸／偏二甲肼
直径
0.84 m
真空推力
34.25 kN
发动机
AJ-10-11B

<!-- 第 472 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·429
三子级
发动机
级长
1.25m
LX-248-A7
直径
真空推力
0.56 m
13.79 kN
上面级
上面级参见雷神-艾布尔火箭上面级。
宇宙神LV-3A-艾布尔的级间段是用爆炸螺栓连接的，见下图。
爆炸螺栓
艾布尔5结构
宇宙神结构
宇宙神LV-3A-艾布尔级间段连接示意图
（张振华）
宇宙神LV-3A-阿金纳A（ATLAS LV-3A-AGENAA)
宇宙神LV-3A-阿金纳A火箭

<!-- 第 473 页 -->
美国
·430·
宇宙神LV-3A-阿金纳A由宇宙神LV-3A与上面级阿金纳A组合而成。1960年2月至1961年1月，
该火箭共发射了4次，分别发射了迈达斯（Midas）1和2及萨莫斯（Samos）1和2试验侦察卫星，成功
和失败各2次，成功率为50%。
主要技术性能
级数
起飞推力
2.5
1 610.26 kN
全长
30.2m
推重比
1.35
4.876m（含助推器）
箭体最大直径
运载能力
2.268t（近地轨道）
123.81t
起飞质量
0.16t（逃逸轨道）
基础级
基础级参见宇宙神D火箭基础级。
二子级
级长
5.8 m
推进剂
红烟硝酸/偏二甲肼
直径
1.5m
真空推力
69.1 kN
推进剂质量
真空比冲
2697 m/s
3.07t
120 s
发动机
工作时间
Bell 8048
上面级
上面级参见阿金纳A。
整流罩
直径
1.5m
（张振华）
宇宙神LV-3A-阿金纳B（ATLASLV-3A-AGENAB)
宇宙神LV-3A-阿金纳B自1961年起承担发射秘密卫星任务，1961年7月至1965年3月共飞行了28次。
主要技术性能
级数
起飞推力
2.5
1 610.26 kN
全长
推重比
1.34
29.87 m
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
运载能力
2.27t（近地轨道）
起飞质量
124.85 t

<!-- 第 474 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
· 431·
基础级
基础级参见宇宙神D火箭基础级。
二子级
级长
7.6 m
推进剂
红烟硝酸/偏二甲肼
直径
1.5 m
真空推力
71.1 kN
子级质量
7.05t
真空比冲
2795 m/s
推进剂质量
6.14 t
240s
工作时间
发动机
Bell 8096
上面级
上面级参见阿金纳B。
整流罩
直径
1.5 m
（张振华）
宇宙神LV-3C-半人马座D
(ATLAS LV-3C-CENTAUR D)
宇宙神LV-3C-半人马座D是由美国通用动力公司宇航分公司自1958年8月至1962年5月研制的第1
了1.3m，可以多加注9.5t推进剂。宇宙神LV-3C-半人马座D从1962年5月8日首飞（因绝热结构毁坏
导致发射失败）至1967年7月，共发射了12次，其中发射研制模型卫星（R/D)8颗，勘测者卫星（Surveyor）
4颗。
主要技术性能
级数
起飞推力
2.5
1 730.358kN
全长
32.817m
推重比
1.296
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
运载能力
4.85t（近地轨道）
起飞质量
136.055 t
基础级
级长
21.9 m
海平面推力
1 730.36 kN
直径
3.05m（芯级）
助推发动机
1 467.912 kN
主机
发动机
MA-3
253.549 kN

<!-- 第 475 页 -->
美国
·432·
助推发动机
游机
2XLR-89-NA5
8.896 kN
主机
工作时间
LR-105-NA5
游机
2XLR-101
助推发动机
145 s
主机
推进剂
液氧/煤油
300s
游机
300 s
二子级
级长
9.14 m
液氧／液氢
推进剂
3.05 m
直径
2X66.7 kN
真空推力
子级质量
真空比冲
17.44 t
4 354.2 m/s
结构质量
450s
2.244t
工作时间
发动机
2XRL10A-3
上面级
上面级半人马座D参见半人马座系列。
整流罩
直径
3.05m（圆柱段）
（张振华）
宇宙神E（ATLASE）和宇宙神F（ATLASF)
宇宙神E和宇宙神F火箭

<!-- 第 476 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·433·
·宇宙神E和宇宙神F火箭是由宇宙神E和F作战型导弹改装而成的，它们除承担的发射任务不同外，
两者的结构、布局、总体参数和各个分系统并无区别。美国空军于1967年底决定把1965年1月退役的95
枚宇宙神E和F导弹中的47枚改装成运载火箭，接替宇宙神D执行各种发射任务。宇宙神E和宇宙神F
火箭于1968年4月首次投入使用，1995年3月全部退役。
为了把有效载荷送入所需轨道，在宇宙神E和宇宙神F的基础级上配置了各种固体或液体推进剂上面
级，如轨道飞行器1（OV-1）推进舱、有效载荷转移系统（PTS）、TEM-521-5固体推进剂发动机、级飞行
系统（SVS）、双固体推进剂发动机上面级（SGS-2）、ISS固体推进剂上面级和轨道入轨系统（OIS）上面
级等7种（见后表）。此外，宇宙神E和宇宙神F还曾用博纳2和阿金纳D作为上面级分别发射了P72-1
和海洋卫星。
宇宙神E和宇宙神F的固体推进剂上面级性能
项目
PTS
OIS
OV-1推进舱
SVS
ISS
TE-M-521-5
SGS-2
1.5
直径/m
0.442
0.724
1.2
0.94
1.4
1.5
长度/m
2.05
3.96
1.32
1.6
3.4
0.97
1.8
质量/kg
1270
2497
345
123.9
4540
999
573.4
TE-M-364-4
TE-M-364-4
TE-M-364-4
TE-M-711-8
TE-M-364-15
TE-M-616
发动机型号
FW-4S
（星-37E)
(星-37E)
(星-48E)
（星-17A)
(星-37S)
(星-27)
26.6
推力kN
69.0
75.6
65.4
43.9
15.1
27
44
工作时间/s
32
33.5
21
44
90
40
注：1）采用2台发动机。
宇宙神E和宇宙神F与宇宙神D相似，不同处是：
1）推进系统采用MA-3发动机系统，系统特点见宇宙神SLV-3-阿金纳B。
2）制导系统采用全惯性制导替代无线电-惯性制导。
主要技术性能
级数
起飞推力
1.5
1 730.34 kN
全长
25.9m
推重比
1.447
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
运载能力
1.712t（800km圆轨道，倾
起飞质量
角98)
121.95 t
基础级
级长
海平面推力
20.5 m
1 730.34 kN
直径
助推发动机
3.05m（芯级）
1 467.912 kN
主机
发动机
MA-3
253.549 kN
助推发动机
游机
2XLR-89-NA5
8.896 kN
主机
工作时间
LR-105-NA5
游机
助推发动机
2XLR-101
145 s

<!-- 第 477 页 -->
美国
·434·
主机
推进剂
液氧/煤油
300s
游机
330s
整流罩
长度
直径
6.9 m
2.1 m
735 kg
质量
（张振华）
宇宙神 SLV-3 系列』（ATLAS SLV-3 FAMILY）
宇宙神SLV-3火箭是在宇宙神LV-3基础上改进的标准运载火箭之一，由它发展成宇宙神SLV-3A，
SLV-3C和SLV-3D基础级。这4种基础级的总体布局、箭体结构和分离、遥测等系统类似，主要区别是：
SLV-3用的是MA-3（或MA-5）发动机，而SLV-3A，SLV-3C和SLV-3D均采用MA-5发动机；SLV-3
和SLV-3A为无线电-惯性混合制导，而SLV-3C和SLV-3D则采用平台+计算机全惯性制导系统。这4
种基础级分别与阿金纳B、阿金纳D、博纳2和半人马座上面级组成了多级火箭，即宇宙神SLV-3-阿金纳
B、SLV-3-阿金纳D、SLV-3A-阿金纳D、SLV-3A-博纳2、SLV-3C-半人马座和SLV-3D-半人马座。
宇宙神SLV-3-阿金纳B（ATLAS SLV-3-AGENAB)
宇宙神SLV-3-阿金纳B火箭

<!-- 第 478 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·435·
宇宙神SLV-3-阿金纳B火箭基础级（宇宙神SLV-3）的布局、结构和组成与宇宙神D相同，两者的
主要区别在于SLV-3采用了推力更大的MA-3发动机。MA-3是在MA-2发动机的基础上改进而来的，其
系统组成和工作原理等均与MA-2系统相似。
MA-3发动机的改进部分如下：
1）启动程序采用压力阶梯式的，不再采用电动气动式的：
2）启动系统采用固体火药启动器而不再用启动箱方案：
3）推力室点火采用自燃流体点火而不用烟火点火；
4）助推器涡轮驱动装置改成独立的燃气发生器（MA-2则采用一个中心燃气发生器）。
这些措施使MA-3的推力大大提高，火箭起飞推力可达1730.358kN，比MA-2的推力大88.965kN，
而且MA-3要求的设计可靠性达0.991。
宇宙神SLV-3-阿金纳B于1964年至1966年6月共飞行了6次，发射了徘徊者等侦察和科学卫星。
该火箭每枚价格约为850万美元（1963年币值）。
主要技术性能
级数
推重比
1.342
2.5
全长
运载能力
30.11 m
近地轨道
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
2.77t
逃逸轨道
起飞质量
0.34 t
131.414t
起飞推力
1730.358kN
基础级
级长
海平面推力
20.665 m
1 730.358 kN
直径
助推发动机
1 467.912 kN
3.05m（芯级）
主机
发动机
MA-3
253.549 kN
游机
8.896 kN
助推发动机
2XLR-89-NA5
工作时间
主机
LR-105-NA5
129 s
游机
助推发动机
2XLR-101
主机
293s
推进剂
液氧／煤油
游机
293s
二子级
二子级可参见宇宙神LV-3-阿金纳B的二子级。
整流罩
直径
1.5m
（张振华）

<!-- 第 479 页 -->
美国
·436·
宇宙神 SLV-3-阿金纳 D（ATLAS SLV-3-AGENA D)
宇宙神SLV-3-阿金纳D火箭
宇宙神SLV-3-阿金纳D火箭由美国空军负责研制，它和宇宙神SLV-3A-阿金纳D火箭一起发射了各
种秘密卫星、轨道飞行器（OV)、应用技术卫星1和2.（ATS-1和ATS-2）、预警卫星、地球观察卫星、月
球轨道飞行器、目标卫星、探测火星和金星的无人飞船水手（Mariner）以及与双子星座飞船对接的靶星等。
从1963年7月12日首次发射至1967年，该火箭共发射65次，成功率为95%。
主要技术性能
级数
2.5（逻辑）
推重比
1.387
全长
运载能力
33.2m
箭体最大直径
近地轨道
4.876m（含助推器）
3.81 t
起飞质量
地球同步转移轨道
1.23 t
127 t
起飞推力
逃逸轨道
0.43 t
1 727.41 kN

<!-- 第 480 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·437·
基础级
基础级参见宇宙神SLV-3-阿金纳B火箭基础级。
二子级
级长
7.09 m
推进剂
红烟硝酸/偏二甲肼
直径
1.5 m
真空推力
71.1 kN
真空比冲
子级质量
6.812 t
2 795 m/s
工作时间
推进剂质量
6.115 t
240 s
发动机
Bell 8096
整流罩
1.5 m
直径
典型飞行程序
宇宙神SLV-3-阿金纳D执行应用技术卫星1发射任务的典型飞行时序列于下表。
宇宙神SLV-3-阿金纳D典型飞行时序
事件
时间/s
事件
时间/s
火箭起飞
T+0.0
T+751.3
引爆关闭氮气阀的电爆管
助推发动机关机
T+753.3
T+ 129.1
停止启动主定时器工作
主机关机
启动主定时器
T+293.0
T+1 104.3
启动阿金纳D定时器
T+298.2
T+1110.3
遥测系统工作
游机关机
气动系统增压到高压
T+312.9
T+1111.3
宇宙神-阿金纳D分离
加速度计输出与遥测装置相接
T+315.1
T+1168.3
启动气动系统
俯仰和偏航气动系统停止工作
T+317.4
T+1170.3
点燃阿金纳第1次工作的点火器
T+359.2
T+1 171.4
阿金纳处于稳定推力状态
T+360.4
阿金纳处于稳定推力状态
解开发动机关机保险
T+1 246.3
引爆氮气增压火工品
阿金纳发动机关机
T+360.7
T+1248.3
T+1259.3
引爆整流罩火工品
T+369.7
停止遥测校验
T+504.3
转移到28.1()/min俯仰速度
解开发动机保险
T+1327.3
阿金纳发动机关机
引爆飞行器分离电爆管
T+521.7
T+1 387.3
T+1 489.3
气动系统降低到低压
T+527.2
断开俯仰和偏航气动系统的28V电源
T+2117.3
气动系统增压到高压
T+544.3
停止遥测校验和解开指令自毁的保险
T+549.3
T+2177.3
引爆水平敏感器的零度火工品
断开所有电源，C波段信标机除外
（张振华）

<!-- 第 481 页 -->
美国
·438·
宇宙神 SLV-3A-阿金纳 D
(ATLAS SLV-3A-AGENA D)
宇宙神SLV-3A-阿金纳D火箭的基础级是宇宙神SLV-3的加长型，全长24.8m，其总体布局（见下
图）和结构与宇宙神D相同，推进系统采用MA-5发动机系统（参见宇宙神SLV-3C）。该火箭于1968年
开始执行飞行任务，共飞行了13次。
303.27
阿金纳蛤壳式整流罩
218.69
航天器-阿金纳分离面
269.24-
一阿金纳级
620.78-
宇宙神-阿金纳分离面
宇宙神-阿金纳对接段
892.05-
反推火箭
宇宙神-阿金纳对接段延伸段
3673
宇宙神级
2877.82
助推发动机分离面
单位：cm
3369.
宇宙神SLV-3A-阿金纳D总体布局
主要技术性能
级数
推重比
2.5
1.204
全长
36.7m
运载能力
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
近地轨道
3.856t
起飞质量
148.8t
地球同步转移轨道
1.238 t
起飞推力
逃逸轨道
1 758.558 kN
0.68 t

<!-- 第 482 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·439·
基础级
24.8m
海平面推力
级长
1758.558kN
直径
3.05m（芯级）
助推发动机
1 494.601 kN
主机
子级质量
257.997 kN
141.32t
游机
5.96 kN
推进剂质量
134.128 t
发动机
MA-5K
海平面比冲
助推发动机
助推发动机
2 490 m/s
2XLR-89-NA7
主机
主机
2 140.54m/s
LR-105-NA7
游机
真空比冲
2XLR-101
推进剂
液氧／煤油
助推发动机
2 844.9 m/s
主机
3 052.87 m/s
二子级
二子级参见宇宙神SLV-3-阿金纳D二子级。
整流罩
直径
1.5 m
箭体结构
宇宙神SLV-3A的结构与宇宙神SLV-3基本相同，但作了如下改进：
1）增加了贮箱的长度，贮箱总长为21.2m，并相应改变了共底的位置；
2）重新确定位于箭体两侧的仪器舱B1和B2的前端位置；
3）增加了贮箱增压系统的2个氨气瓶和安装了新的氨气增压导管整流罩。
控制系统
宇宙神SLV-3A的控制系统与宇宙神D基本相同，但作了如下改进。
1）采用质量轻的先进自动驾驶仪。它包括6部分：位移陀螺仪/变换器、速率陀螺仪、伺服放大器/
滤波器、程序机构和备用加速度计。该自动驾驶仪的优点是：提高了关机的可靠性；减小了硬件质量；增
加了火箭承担各种任务的灵活性；由于采用了高可靠性元件、组件和余技术与集成电路技术，提高了系
统的可靠性；由于陀螺仪组合的重大改进，使其漂移率降低了1个数量级。
2）程序机构采用新型电子开关。
3）为适应宇宙神SLV-3A的要求，改变了终端与终端间系统增益。
4）为满足控制动态特性的要求，改进了俯仰、偏航和滚动通道的滤波器。

<!-- 第 483 页 -->
美国
·440·
遥测系统
宇宙神SLV-3A的遥测系统（见下图）与宇宙神D不同，它采用了2套遥测（RF-1和RF-2）系统、2
组28V直流电池、1个环形耦合器和2根天线。遥测系统体制为脉幅调制调频/调频（PAMFM/FM）。RF-1
系统采用靶场间仪表小组（IRIG）规定的1和3～18通道，工作频率为249.9MHz。RF-2采用IRIG的1～
19通道，工作频率为232.4MHz。发射机射频输出功率为5W。
2套遥测系统中的1套专门用于评估宇宙神SLV-3A火箭的飞行性能，它提供以下数据：
1）.有效载荷对接段处的环境；
2）推进剂贮箱温度；
3）结构温度：
4）箭体弯曲变形：
5）作用在仪器舱上的气动载荷；
6）液氧箱的应力；
7）发动机关机时的瞬时振动；
8）仪器舱和发动机区域的振动参数；
9）箭体纵向耦合振动POGO效应。
B2仪器舱天线
B1仪器舱天线
环形耦合器
与飞行终止
与飞行终端系统相接
系统相接
遥测仪（射频1）
遥测仪（射频2）
传感器信号
电源
电源
转换开关
转换开关
28V直流（电池1）
28V直流（电池2）
28V直流（外部电源）
28V直流（外部电源）
配电盒
遥测电池1
遥测电池2
外部电源
宇宙神SLV-3A遥测系统
典型飞行程序
宇宙神SLV-3A-阿金纳D执行轨道地球物理观察卫星-V.（OGO-V）发射任务的典型飞行时序见后表。

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·441·
宇宙神SLV-3A-阿金纳D典型飞行时序
事件
时间/s
事件
时间/s
火箭起飞
T+0.00
阿金纳级处于稳定推力状态
T+409.14
助推发动机关机
整流罩分离
T+153.90
T+417.94
助推发动机分离
阿金纳发动机第1次关机
T+156.90
T+554.78
主机关机
T+3 172.94
T+324.24
阿金纳发动机第2次启动
启动阿金纳定时器
阿金纳级处于稳定推力状态
T+334.95
T+3 174.02
游机关机
T+3 269.39
阿金纳发动机第2次关机
T+344.35
宇宙神SLV-3A与阿金纳D分离
T+348.85
T+3 364.00
引爆有效载荷分离电爆管，有效载荷分离
T+407.94
阿金纳发动机第1次启动
（张振华）
宇宙神 SLV-3A-博纳 2
(ATLASSLV-3A-BURNER2)
宇宙神SLV-3A-博纳2运载火箭由基础级宇宙神SLV-3A和廉价、可靠的固体上面级博纳2火箭组成。
该火箭1968年首飞，用于发射小型军用卫星，共发射3次，2次成功，1次失败，成功率约为70%。
主要技术性能
起飞推力
级数
2.5
1758.558kN
全长
≥28.15 m
推重比
1.379
运载能力
4.876m（含助推器）
箭体最大直径
近地轨道
起飞质量
0.684 t
129.905 t
基础级
基础级参见宇宙神SLV-3A-阿金纳D基础级。
二子级
级长
推进剂
过氯酸铵/铝粉／碳氢化合物
1.73 m
真空推力
直径
1.65 m
43.112 kN
结构质量
真空比冲
0.807t
2 848.82 m/s
工作时间
42.2 s
推进剂质量
0.654 t
发动机
TE-M-364-2

<!-- 第 485 页 -->
美国
442
上面级
上面级参见雷神-博纳2上面级。
整流罩
长度
直径
3.35m
1.65m
（张振华）
宇宙神SLV-3C-半人马座D
(ATLAS SLV-3C-CENTAUR D)
宇宙神SLV-3C-半人马座D
宇宙神SLV-3C-半人马座D火箭从1967年9月至1972年8月共发射了17颗卫星，包括3颗勘测者、
2颗应用技术卫星、3颗轨道天文观察卫星、4颗水手（Mariner）、1颗先驱者、4颗国际通信卫星4（Intelsat
4)。发射费用为5900万美元（1988年币值）。现以发射应用技术卫星D（ATS-D）为例说明宇宙神SLV-3C
基础级的情况。

<!-- 第 486 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·443·
主要技术性能
级数
运载能力
2.5
全长
近地轨道
38.35m
3.851t
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
地球同步轨道
0.899 t
146.732 t
起飞质量
地球同步转移轨道
1.844 t
起飞推力
逃逸轨道
1 758.58 kN
1.042 t
推重比
1.22
基础级
级长
21.03m
海平面推力
1 758.58 kN
直径
3.05m（芯级）
助推发动机
1 494.601 kN
128.49 t
主机
子级质量
257.997 kN
推进剂质量
游机
120.764 t
5.96kN
MA-5
发动机
工作时间
助推发动机
2XLR-89-NA7
助推发动机
152.8 s
主机
主机
LR-105-NA7
247.8 s
游机
游机
2XLR-101
247.8 s
推进剂
液氧／煤油
二子级
二子级参见宇宙神LV-3C-半人马座D上面级。
整流罩
长度
直径
6.7~8.229 m
3.05m（圆柱段）
总体布局
宇宙神SLV-3C的总体布局与宇宙神D相似，见左后图。
箭体结构
宇宙神SLV-3C的箭体结构与宇宙神D相似，仅略加更改。
宇宙神SLV-3C箱体前端框与级间对接段相接：后端框与助推发动机壳段相接，承受助推发动机和主
发动机的推力载荷。由于箱体各段在飞行中受力不同，箱体钢板厚度不等：
1）上底厚度为0.041cm;
2）液氧箱简段厚度从上到下由0.046cm变到0.066cm；
3）共底厚度为0.061cm；
4）煤油箱筒段厚度从上到下由0.071cm变到0.097cm；

<!-- 第 487 页 -->
美国
444·
5）下底厚度最薄处为0.66cm，最厚处为0.104cm。
贮箱结构、壁厚尺寸见右下图。
象限ⅡI
象限I
+X
-Y-
截面位置
蒙皮厚度
象限Ⅲ
1207.77
+Y
上底，厚度0.041
象限IV
半硬质化板
1318.26
氧化剂蒸气排放阀
0.043
0.046
1379.86
前底
0.046
1441.45
0.046
1503.05-
0.046
1564.64
0.046
液氧箱
1636.78
0.046
1710.72-
0.046氧化剂箱
氧化剂箱增压管路
1784.65
0.048
电缆隧道管
1858.59
0.048
1932.53
0.048
2006.47
防晃板
0.051
2080.41
0.056
仪器舱（上舱）
共底
2154.35
0.061
共底，厚度0.061
2228.29
燃料箱
0.066
3/4硬质化板
仪器舱（下舱）
2302.23
氧化剂输送管
0.071
2380.996
0.076
防旋板
反推火箭（8台）
2445.11
0.076
2520.95
游动发动机-
0.076
2603.5
0.079燃料箱
B-2推力室
2686.05
0.081
B-1推力室
2768.60
燃气发生器排气管
0.084
主发动机推力室
2851.15
0.097
2877.82
0.086
2947.77
0.104
射向
2986.28
0.066
3037.84
单位：cm
3073.4
宇宙神SLV-3C总体布局
宇宙神SLV-3C贮箱结构及壁厚尺寸
贮箱制造好后需要充压，宇宙神SLV-3C贮箱充压的最大允许压力值和所需的最低压力值见下图。
最大允许压力
380
最小允许压力
绝对压力/kPa
340
700
绝对压力/kPa
绝对压力/kPa
22
300
600
180
压力振荡
助推
260
500
主发
140
发动机
动机
送机
220
400
100
关机
180
60
300
40
40
-40
120
200
280
-40
120
280
-40
40
120
200
200
280
飞行时间/s
飞行时间/s
飞行时间/s
（c）共底压差，最大允许压差
(a)氧化剂箱气枕压力
(b)燃料箱气枕压力
420kPa，最小要求14kPa
宇宙神SLV-3C贮箱压力分布曲线

<!-- 第 488 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
· 445 ·
燃料箱的压力要大于氧化剂箱压力，以免共底翻转。由于飞行中气动载荷、惯性载荷等是变化的，故
贮箱压力极限值并非常数。火箭飞行在T十40s和T十110s时受到最大弯曲载荷作用。
级间段呈圆柱状，为铝合金蒙皮、桁条和隔框组成的半硬壳式结构，它是宇宙神SLV-3C和半人马座
之间的连接件。
推进系统
宇宙神SLV-3C推进系统采用MA-5发动机系统。MA-5·系统是专门为运载火箭设计的，它保持了MA-2
发动机系统的总体方案，但作了许多改进。
MA-5系统与MA-2系统的相同点是：
1）启动程序均为电动气动式；
2）启动系统均采用启动箱；
3）2台助推发动机涡轮共用1个燃气发生器（MA-3系统是2台助推发动机各有1个燃气发生器）。
不同点是：·
1）MA-5系统的推力室采用自燃流体点火，而MA-2系统则为烟火点火；
2）MA-5系统的推力比MA-2系统的大很多。
MA-5发动机是由洛克达因公司于1961年研制的。至1989年3月共参加过118次飞行任务。MA-5
发动机系统主要结构与MA-2相同，系统的性能见下表。
MA-5发动机系统性能
项目
主发动机(1台)
游动发动机（2台）
助推发动机(2台)
干重/kg
470
1423
48.2
长度/cm
340
269
最大直径/cm
119
117
功率/kW
1678
846
氧化剂涡轮泵
出口压力/kPa
7 396.73
6 890.1
转速/（r-min)
6232
10568
功率/kW
1116
508
燃料涡轮泵
出口压力/kPa
6 890.1
二
7396.73
喷管膨胀比
25
8
海平面/（m·s")
2490
一
一
比冲
真空/（m·s)
2845
2943
推力
海平面/kN
5.96
1 494.602
257.997
工作时间/s
152.8
247.8
247.8
助推发动机
2台助推发动机代号为LR-89-NA7，它们由2个可摆动的推力室、推进剂主阀门、1个中心燃气发生
器驱动的2台涡轮泵（每个推力室1台）、1套润滑油系统和1个热交换器组成。助推发动机系统见后图。

<!-- 第 489 页 -->
美国
·446
分离面
氧化剂箱
单向阀
燃料箱
氧化剂起动箱
氧化剂调节器
助推器的燃气发生器
单向阀门
心
助推发动机
燃料起动箱-
B-1涡轮泵
热燃气
氧化剂导管
燃料导管
涡轮排气
热燃气
助推发动机
B-2涡轮泵
氧化剂主阀门
氢气热
自燃点火器
交换器
氧化剂主阀门
点火器燃料阀门
点火器燃料阀门
燃料主阀门
燃料主阀门
自燃点火器
经调节后的氮气压力
?
助推发动机
助推发动机
氧化剂液氧
B-2推力室
B-1推力室
燃料—煤油
宇宙神SLV-3C助推发动机系统
主发动机
主发动机代号为LR-105-NA7（见后图），由1个推力室、推进剂主阀门、1台涡轮泵和1套润滑油系
统组成。主发动机沿箭体轴线安装在万向接头上，可以摆动，提供俯仰和偏航操纵力，工作时间约247.8s。
游动发动机
2台游动发动机与宇宙神D类似（见后图），每台海平面推力为2.98kN，工作时间约为247.8s。
增压系统
增压系统由8个带冷却套的氦气瓶、1个热交换器、燃料和氧化剂箱压力调节器和安全阀门组成。利
用这个系统把贮箱压力维持在要求值，以保证贮箱结构稳定和满足涡轮泵入口压力要求。另外，燃料箱增
压管路的氮气还对液压油箱和涡轮泵润滑油箱增压。8个氮气瓶的总容量为96.7L，安装在可抛掷的助推

<!-- 第 490 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
447
发动机段。
氧化剂泄出阀门
经调压后的氮气压力
液压控制压力
氧化剂液氧
燃料——煤油（RP-1)
推进剂阀门
自燃点火器
燃料
氧化剂
启动箱
启动箱
单向阀门
游动发动机
去助推发动机
推进剂利用阀门伺服控制器
压头抑制阀门伺服控制器
氧化剂导管
液压控制歧管
燃气发生器
压头抑制阀
氧化剂箱
阀门
燃料箱
氧化剂调节器
燃料导管
点火器燃料阀门
主发动机涡轮泵
自燃点火器
主发动机燃气发生器
推进剂利用阀门
压头抑制阀
主发动机
涡轮排气管
宇宙神SLV-3C主发动机和游动发动机系统
系统工作过程：发射前，氨气瓶护罩内注入液氮，冷却氨气瓶，以便能以23.73MPa的压力向瓶内充
填最大容量的氨气：起飞前，将液氮从气瓶护罩内排出；发射前1min，对贮箱增压由地面切换至箭载系
统进行，箭载压力调节器可将燃料箱的表压控制在441～462kPa之间，液氧箱的表压控制在195～214kPa
之间；约在T一60s～T+20s之间，给液氧调节器测定管路加一个偏压，将液氧箱压力控制在低于正常值，
使两贮箱间产生压差，用于抵消发射时可能使贮箱共底翻转的瞬变载荷；当T十20s时，关闭爆炸作动阀

<!-- 第 491 页 -->
美国
·448·
门，消除偏压，使液氧箱的气枕压力恢复到调节器控制的正常范围；助推器分离后，贮箱压力调节工作结
束。此后，燃料箱压力逐渐降低，液氧箱压力因液氧蒸发而增加，但均在允许值内。增压系统见下图。
手控阀门
安全阀门
调节器
氧化剂
爆破阀门
箱
马达阀门
气动试验装置阀门
单向阀门
△P开关
小孔单向阀门
热交换器
孔板
排人大气
燃料箱
综合启动
系统组件
主发动机
控制气瓶
10个活塞作
动分离锁门
分离断开界面
液氧箱增压管路
分离气瓶
助推器
液压
热交换器
油箱
助推器
涡轮泵
控制器
润滑油箱
氮气
充气
燃料箱增压管路
管路
加套的氮气瓶
（120639cm²)
液氮输送管路
起飞脱落插座
宇宙神SLV-3C增压系统
推进剂利用系统
宇宙神SLV-3C火箭推进剂利用系统与宇宙神D的类似，由2个水银压力计、1个计算比较器、1个
液压作动推进剂利用阀门、燃料检测管路和有关电气装置组成。该系统在主发动机关机时确保推进剂两组
元几乎同时耗尽或使推进剂剩余量最小。这是靠控制推进剂混合比（氧化剂流量与燃料剂流量之比）来实
现的。飞行时首先利用水银压力计测定表示推进剂质量的推进剂液压头；然后，在计算比较器中将实际混
合比与基准混合比作比较（起飞时混合比为2.27）；对比后，把需要校正的信号送到推进剂利用阀门来控
制送入主发动机的燃料流量，用压头抑制阀门调节氧化剂流量；压头抑制阀门测定推进剂利用阀门的开启程
度，并向推进剂利用阀门反方向开启，
来改变推进剂的混合比，使发动机推进剂流量保持恒定。在飞行前
13s期间，推进剂利用阀门保持零位状态，以免阀门在火箭起飞时发生振荡。推进剂利用系统见后图。

<!-- 第 492 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·449·
缓冲箱
液压控制组件
压头
液氧压力计
氧化剂
推进剂利用
计算器
缓冲箱
伺服控制阀门
比较器组件
。
一定流阀
液压压力
单向阀门
阀门
误差
控制器
探测器
闭合
压头抑制
缓冲箱
压头
燃料
伺服控制阀
抑制阀
压头测量
打开
单向阀门
综合启动
定流阀门
系统调节器
缓冲箱
反馈信号
液氧
燃料压力计
敏感
管路
燃料
推进剂利用阀门
管路
主
发动机
液压压力
推力室
燃料敏感管路
气枕压力
液氧
水银
一氮气吹泡器
宇宙神SLV-3C火箭推进剂利用系统
分离系统
宇宙神SLV-3C火箭尾段与箭体分离的分离系统和宇宙神D的分离系统相
同，见左图。
宇宙神/半人马座
宇宙神和半人马座级的分离是靠级间段前端沿周向安装的柔性爆炸索实
现的：分离时爆炸索起爆，切断级间段，使两级分离。宇宙神SLV-3C贮箱尾
部安装8个反推火箭，分离时使宇宙神火箭减速。分离系统见下图。
前仪器舱有效载荷容积
截面位置1050.04cm
反推火箭
分离滑轨
助推发动机
推力结构
级间段
爆炸索
宇宙神SLV-3C级间段分离系统
宇宙神SLV-3C尾段分离系统
控制系统
宇宙神SLV-3C-半人马座的制导系统采用惯性平台十计算机方案。惯性制导系统由惯性平台、平台电

<!-- 第 493 页 -->
美国
·450·
子装置、耦合器、制导计算机和信号调节器组成。各部件均安装在半人马座仪器舱内。制导系统对整个火
箭进行制导。系统说明参见半人马座火箭制导系统。
宇宙神SLV-3C-半人马座的控制系统是2套独立的系统，它们分别控制宇宙神SLV-3C和半人马座火
箭的稳定飞行和按轨道程序飞行。宇宙神SLV-3C火箭控制系统发出指令摆动助推发动机、主发动机和游
动发动机，控制整个火箭飞行。半人马座飞行控制系统功能和组成参见半人马座火箭。
控制系统有以下3种工作方式：速率稳定控制方式，用于两级分离后连续稳定半人马座火箭的滚动轴；
速率稳定-姿态控制方式，用于助推发动机工作阶段的俯仰、偏航和滚动控制以及主发动机工作时滚动控制；
速率稳定-制导控制方式，用于宇宙神和半人马座主发动机工作阶段及主发动机关机后滑行阶段的偏航和俯
仰控制。
宇宙神SLV-3C火箭控制系统与宇宙神D相同，由位移陀螺组件、速率陀螺组件、程序机构和伺服放
大器组成，见系统框图。
半人马座
典型选择器
宇宙神
开关
俯仰速率陀螺
芯级
俯仰
一伺服电子装置
发动机作动器
位移陀螺
助推器
发动机作动器
偏航速率陀螺
位置反馈（典型）
芯级
偏航
伺服电子装置
位移陀螺
助推器
滚动速率陀螺
发动机作动器
滚动程序
滚动
伺服电子装置
位移陀螺
程序机构
28V直流
代数和
表示
发出离散指令
宇宙神SLV-3C火箭控制系统框图
液压系统
宇宙神SLV-3C火箭有2套独立的液压系统：助推发动机液压系统和主发动机-游动发动机液压系统。
助推发动机液压系统（见下图）由蓄压器、油箱、变流量泵、安全阀门、单向阀门、压力开关和作动
器等组成。系统的压力由发动机涡轮泵辅助装置驱动的1台压力补偿变流量泵提供。液压系统接收飞行控
制系统的指令使作动器动作，摆动助推发动机进行俯仰、偏航和滚动控制。
单向阀门
安全阀门
压力开关
蓄压器
油箱
O
一单向
阀门
作动器
作动器
作动器
起飞断开
B-1推力室
B-2推力室
宇宙神SLV-3C助推发动机液压系统

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·451·
主发动机-游动发动机液压系统（见下图）的组成和功能与助推发动机的液压系统相似。该系统为主发
动机和2台游动发动机的摆动提供液压动力。主发动机工作段的滚动控制由游动发动机差动摆动完成。
单向阀门
单向阀门
安全阀门
泵
蓄压器
压力开关
油箱
主发动机
控制组合
单向
作动器
阀门
作动器
作动器
作动器游动发动机
级间分离断开
主发动机
宇宙神SLV-3C主发动机-游动发动机液压系统
遥测系统
宇宙神SLV-3C的遥测系统由1套射频遥测仪、2根天线、1组遥测电池、各种传感器和电缆组成（见
下图)。
遥测系统采用脉幅调制/调频/调频（PAM/FM/FM）标准遥测体制，系统工作的载波频率为229.0MHz。
环形
B1舱W耦合器
B2舱
天线
天线
信号
射频
传感器
混频网络
发射机
调节器
副载频
电子系统
校准仪
交换子
振荡器
测量组合
电源
电源转换开关
外部电源
遥测电池
宇宙神SLV-3C火箭遥测系统框图

<!-- 第 495 页 -->
美国
·452·
自毁系统
宇宙神SLV-3C火箭装有单独的自毁系统（见下图）。系统包括2台(复式)接收机、电源控制组件、自
毁器、2根天线和独立的电池组。自毁系统在紧急的情况下能关闭发动机或炸毁火箭。推进剂贮箱上装有
能炸开箱体并消散推进剂的爆炸索（自毁装置）。
解保一保险
自毁信号1
自毁信号1
监视器信号
自毁反馈信号1
电解保
自毁反馈信号1
解保-保险
指令
自毁装置
天线1
手动切断燃料信号
自毁信号2
装置
指令信号
接收机1
A
自毁反馈信号2
自动切断燃料信
自毁试验监视器信号
解保-保险信号
解保一保险监视器信号
电源
环形
自毁试验监视器信号
耦合器
手动切断燃料信号
继电器盒
脐带脱落插座
自毁信号2
电源和
电池热器
电源
电池1
自毁反馈信号2
信号控制
指令
手动切断燃料信号
天线2
装置
接收机2
电池加热器
自动切断燃料信号
电池2
电源
内部-外部指令信号
遥测监视信号
内部外部监视器信号
外部电源
监视器信号
宇宙神SLV-3C自毁系统
电源与配电系统
宇宙神SLV-3C火箭电源系统由1个电源转换开关、1组主电池组、1组遥测电池、2组独立的靶场安
全指令系统电池、1个三相400Hz旋转式变流器组成（见下图）。
电池电压监视器
内部指令
交流监视器
内部灯外部灯
地面交流电源
+28V直流地面电源
内部电源
+28V直流换流器电源
外部指令
ΦC!B
C!BlA
电源转换开关
（外接电源状态）
中A
ΦB
旋转倒相器
主电源
交流电源
直流电源
ΦCiBiA
电动机
推进剂
相位
自动驾驶仪系统
推进系统
利用系统
宇宙神SLV-3C电源系统框图

<!-- 第 496 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·453·
典型飞行程序
1971年12月20日宇宙神SLV-3C-半人马座-26（AC-26）从美国东靶场发射国际通信卫星4的典型飞
行时序见下表。
宇宙神SLV-3C-半人马座D典型飞行时序
事件
时间/s
事件
时间/s
起飞
恢复制导
T+0.0
T+257.2
T+2.0
开始滚动控制
T+265.2
整流罩分离
T+15.0
停止滚动机动，启动制导、俯仰和偏航
T+541.7
准备好半人马座主发动机关机
程序
T+625.8
半人马座主发动机第1次关机
准备好助推发动机分离
T+144.0
T+625.8
半人马座主发动机第1次备用关机
推进剂沉底发动机启动
助推发动机关机
T+625.8
T+151.8
抛掉尾段（包括助推发动机）
推进剂沉底发动机关机，液面保持发动机启
T+154.9
T+701.8
动
恢复制导控制
T+159.8
T+196.8
抛掉半人马座贮箱绝热壁板
T+1 219.0
半人马座为准备第2次启动重新定向
制导
启动半人马座增压泵
T+211.8
T+1 459.0
T+1 479.0
液面保持发动机关机，推进剂沉底发动机启
T+220.8
准备好宇宙神与半人马座分离
宇宙神主发动机机推进剂耗尽关机，抑
动
T+241.7
制制导
启动半人马座增压泵
T+1491.0
半人马座主发动机第2次预启动
T+243.6
宇宙神与半人马座分离
T+1 502.0
T+243.7
宇宙神反推火箭点火
T+1 519.0
半人马座主发动机第2次启动，推进剂沉底
发动机关机
T+246.2
半人马座发动机第1次预启动
抑制制导，恢复制导
半人马座主发动机第1次点火
T+253.2
T+1 595.0
（张振华）
宇宙神 SLV-3D-半人马座D1-A
(ATLAS SLV-3D-CENTAUR D1-A)
宇宙神SLV-3D-半人马座D1-A（总体布局见后图）火箭的基础级是宇宙神SLV-3C的后续型，用来
发射中等质量的有效载荷，其结构、组成和各分系统可参见宇宙神SLV-3C。
1973年4月至1983年5月，宇宙神SLV-3D-半人马座D1-A共发射了32颗卫星，包括3颗先驱者卫
星、1颗水手卫星、4颗国际通信卫星4、6颗国际通信卫星4A、6颗国际通信卫星5、4颗通信星卫星
（Comstar）、3颗高能天文观察卫星（HEAO）和5颗舰队通信卫星（Fltsatcom）。

<!-- 第 497 页 -->
美国
·454·
数字计算机（Teledyne公司）
惯性平台和电子装置
绝热板
发动机(洛克达因公司)
宇宙神SLV-3D
整流罩
发动机半人马座分离环段
级间段
D1-A
宇宙神SLV-3D-半人马座D1-A
主要技术性能
级数
推重比
2.5
1.496
全长
运载能力
39.9 m
5.119 t
4.876m（含助推器）
近地轨道
箭体最大直径
起飞质量
地球同步转移轨道
2.1t
130.79 t
起飞推力
逃逸轨道
1918.96kN
1.2 t
基础级
级长
海平面推力
21.2 m
1918.962 kN
直径
助推发动机
3.05m（芯级）
1 645.841 kN
主机
推进剂质量
121.68 t
266.893 kN
游机
发动机
MA-5
6.228 kN
助推发动机-
海平面比冲
2XLR-89-NA7
主机
助推发动机
LR-105-NA7
2508.42m/s
主机
游机
2XLR-101
2 186.65 m/s
推进剂
液氧／煤油
真空比冲
助推发动机
2 836.07 m/s
主机
3052.87m/s
二子级
级长
9.61 m
推进剂
液氧/液氢
直径
真空推力
3.05 m
2×73.4 kN
子级质量
真空比冲
15.68 t
4354.2m/s
发动机
工作时间
437 s
2XRL10A-3-3A
整流罩
长度
8.82 m
直径
3.05m（圆柱段）

<!-- 第 498 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·455·
典型飞行程序
宇宙神SLV-3D-半人马座D1-A（AC-30）典型飞行时序见下表。
宇宙神SLV-3D-半人马座D1-A（AC-30）典型飞行时序
/
事件
时间/s
事件
火箭起飞
半人马座预启动
T+0.0
T+251.8
T+2.0
开始滚动
半人马座主发动机启动
T+259.8
滚动结束，开始按程序转弯
T+5.0
T+271.8
抛掉有效载荷整流罩
准备好助推发动机分离
恢复制导和控制
T+99.0
T+279.8
助推发动机关机
T+139.1
半人马座主发动机关机
T+715.1
T+142.2
助推器与主级分离
三级（TE-M-364-4远地点发动机）起旋
T+785.1
恢复制导和控制
T+147.1
三级导线切断器工作
T+786.1
T+184.1
抛掉绝热壁板
T+787.1
三子级与半人马座级分离
启动半人马座助推泵
T+212.6
启动半人马座反推火箭
T+787.12
准备好宇宙神主发动机关机
T+237.1
T+800.1
三子级点火
主发动机和游动发动机关机
T+843.8
T+248.3
三子级关机
抑制制导
T+248.3
有效载荷与三子级分离
T+945.1
宇宙神与半人马座分离
T+947.1
三子级开始翻滚机动
T+250.2
点燃宇宙神反推火箭
T+250.3
（张振华）
宇宙神G-半人马座D1-A
(ATLAS G-CENTAUR D1-A)
宇宙神G火箭（基础级）是宇宙神SLV-3D的改型。宇宙神G全长比宇宙神SLV-3D长2.06m，采用
MA-5发动机系统。宇宙神G-半人马座D1-A火箭（总体布局见后图）从1984年6月至1989年9月共发
射了7颗卫星，包括1颗国际通信卫星5、3颗国际通信卫星5A和3颗舰队通信卫星。
主要技术性能
级数
2.5
推重比
1.217
全长
42~43.9 m
运载能力
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
近地轨道
6.8 t
起飞质量
地球同步转移轨道
2.177~2.358 t
163.565 t
起飞推力
1952.324 kN

<!-- 第 499 页 -->
美国
·456·
基础级
级长
推进剂
液氧／煤油
22.86 m
直径
3.05m（芯级）
海平面推力
1952.324kN
发动机
助推发动机
MA-5
1 679.203 kN
主机
助推发动机
2XLR-89-NA7
266.893kN
游机
主机
LR-105-NA7
6.226 kN
游机
2XLR-101
二子级
二子级参见宇宙神SLV-3D-半人马座D1-A二子级。
整流罩
长度
3.2~3.4m
直径
2.92~3.7m
有效载荷
整流罩头锥
圆筒段
半人马座D-1A
贮箱绝热板
有效载荷整流罩
液氢箱
液氧箱、
主发动机
级间段、
液氧箱
主发动机段
燃料箱
宇宙神G基础级
游动发动机
主发动机
助推发动机
助推发动机段
宇宙神G-半人马座D1-A运载火箭
（张振华）

<!-- 第 500 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·457·
宇宙神H（ATLASH）
宇宙神H火箭是从宇宙神SLV-3D发展而来的。该火箭的总体布局、箭体结构和各分系统可参见宇宙
神SLV-3C、SLV-3D。宇宙神H火箭上面装有TE-M-364-4上面级固体推进剂发动机，自1983年以来共
发射了5颗海军海洋监视卫星。
主要技术性能
级数
2.5
起飞推力
1 952.324 kN
全长
推重比
1.499
31.9 m
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
运载能力
起飞质量
1.36t
太阳同步轨道
132.8 t
基础级
基础级参见宇宙神SLV-3D基础级。
（张振华）

<!-- 第 501 页 -->
美国
458
新型宇宙神-半人马座系列
(ADVANCEDATLAS-CENTAUR FAMILY)
1986年挑战者号航天飞机失事之后，美国全面恢复一次性运载火箭的使用。1987年6月，通用动力
公司投资研制新型宇宙神-半人马座火箭一宇宙神1，用于商业发射。之后，该公司又研制出宇宙神2，
2A和2AS等3种型号。1994年，通用动力公司将宇宙神-半人马座运载火箭计划转售给了马丁·玛丽埃塔
（MartinMarietta）公司，后来马丁·玛丽埃塔公司又与洛克希德（Lockheed）公司合并成立了洛克希德·
马丁（Lockheed-Martin）公司。洛克希德·马丁公司先后研制了宇宙神3A，3B和宇宙神5系列火箭。
（终艳春）
宇宙神1-半人马座D1-A
(ATLAS I -CENTAUR D1-A)
宇宙神1-半人马座D1-A火箭

<!-- 第 502 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·459·
宇宙神1-半人马座D1-A是宇宙神G-半人马座D1-A的改型。火箭推进系统仍采用MA-5发动机系统。
其改进的要点为：增加贮箱压力；增加蒙皮厚度；加强级间段（段长3.96m，直径3.05m，质量477kg）;
改进了贮箱压力控制系统和电子系统；制导系统采用激光陀螺平台十计算机方案；采用新的数据采集系统；
配备两种直径分别为3.3m和4.2m的新型整流罩。整流罩结构为铝质蒙皮和桁条/框架结构，采用了现有
的无污染的火工品分离装置。3.3m直径的整流罩，结构质量小，可减小气动阻力。4.2m直径整流罩适于
较大有效载荷容积的发射任务。
1990年7月25日，宇宙神1首次发射，成功地将1颗辐射和释放效应综合探测卫星（CRRES）送入
轨道。截至1997年火箭退役时，共发射11次，失败2次，其地球同步转移轨道运载能力为2.25～2.34t。
主要技术性能
级数
2.5
推重比
1.215
全长
42~43.9 m
运载能力
箭体最大直径
4.876m（含助推器）
近地轨道
5.7~5.9t
起飞质量
地球同步转移轨道
2.25~2.34 t
163.9 t
起飞推力
逃逸轨道
1953.95 kN
1.4~1.52 t
基础级
22.2 m
级长
海平面推力
1953.95kN
直径
3.05m（芯级）
助推发动机
1679 kN
主机
137.53 t
推进剂质量
269 kN
游机
发动机
MA-5
5.95 kN
海平面比冲
助推发动机
2XLR-89-NA7
主机
助推发动机
LR-105-NA7
2 541.79 m/s
游机
主机
2XLR-101
2 162.124 m/s
游机
推进剂
液氧／煤油
1 831.53 m/s
真空比冲
助推发动机
169 s
主机
288 s
二子级
二子级参见宇宙神G-半人马座D1-A。
整流罩
长度
1 375kg
短型
结构质量
短型
直径
中型
3.3m
10.36 m
长型
1730kg
长型
大型
12.22 m
4.2m
（张振华）

<!-- 第 503 页 -->
美国
·460·
宇宙神2-半人马座2
(ATLASII-CENTAUR II)
1988年5月，美国空军选定通用动力（GeneralDynamics）公司研制用于发射国防卫星通信系统（DSCS）
卫星的宇宙神运载火箭。美国空军计划用该型火箭发射10颗国防卫星通信系统的卫星。通用动力公司为
了满足此项要求于1988年5月开始研制一种中型火箭，即宇宙神2-半人马座2运载火箭，该火箭是在宇
宙神1-半人马座D1-A的基础上研制的，通过加长推进剂箱，增加推进剂加注量，基础级采用更大推力的
助推发动机和二子级贮箱采用固定绝热层等，使地球同步转移轨道运载能力从2245kg提高到2675kg。
宇宙神2-半人马座2运载火箭于1991年12月7日首次发射，到1998年3月16日的最后一次发射，总共
发射10次，成功率100%。发射费用8500万美元（1994年币值）。
主要技术性能
级数
2.5
起飞推力
2 084 kN
全长
47.42m
推重比
1.135
4.876m（包括助推器）
运载能力
箭体最大直径
起飞质量
187.2t
地球同步转移轨道
2.68~2.77t
基础级
级长
海平面推力
24.95 m
直径
助推发动机
3.05m
1 815 kN
165.15t
子级质量
主机
269 kN
推进剂质量
海平面比冲
156.26 t
发动机
助推发动机
MA-5A
2 581.01 m/s
主机
推进剂
液氧／煤油
2 162.124 m/s
二子级
10.06 m
级长
推进剂
液氧／液氢
直径
真空推力
3.05m
2×74.5 kN
子级质量
真空比冲
19.68 t
4 344.3 m/s
推进剂质量
混合比
16.93 t
5.5
发动机
工作时间
2XRL10A-3-3A
505 s
整流罩
12.2m（长型）
长度
结构质量
2085kg（长型）
10.36m（短型）
1410kg（短型）

<!-- 第 504 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·461·
直径
4.2m（长型）
3.3m（短型）
总体布局
宇宙神2-半人马座2火箭的总体布局与宇宙神1-半人马座D1-A的类似，仍为2.5级构型，只是增加
了长度，其中宇宙神级（基础级）和半人马座级（二子级）分别加长了约2.74m和0.91m。宇宙神级液氧
箱增加了1.702m，煤油箱加长了1.041m。由于采用了较大推力的助推发动机，取消了原贮箱底部安装的
游动发动机，而在级间段中增加了1套新的肼燃料滚动控制装置。肼燃料滚动控制装置和级间段的基本设
计见下图。
大型金属
有效载荷整流罩
半人马座2
半人马座级
遥控装置
有效载荷
加长0.91m
和采用5.5
有效载荷支架
的推进剂
半人马座2A
混合比
短柱形转接段
固定的泡沫
可抛的绝热板
半人马座1
塑料绝热层
带长508mm的
可延伸喷管、
级间段
增加肼滚动
推力达88.96kN
控制装置
的RL10发动机
宇宙神1
宇宙神级
基础级
加长2.74m
宇宙神2
基础级
取消游动
游动发动机
发动机
推力增加
尾段推力筒段
162.36kN
宇宙神2A
宇宙神2
宇宙神1
宇宙神2与宇宙神1的比较
箭体结构
宇宙神2-半人马座2结构与以前的型号基本相同，其不同点主要在推进剂箱的改进上，下面着重介绍
其不同点。
基础级结构
基础级结构包括尾段推力筒段、推进剂贮箱和级间段。

<!-- 第 505 页 -->
美国
·462·
尾段推力筒段
尾段推力筒段与以前宇宙神型号的基本相同，只是为承受助推发动机较大的推力，对其结构进行了必
要的加强。发动机产生的主要推力载荷在此推力段中的传递方式也未变，即推力载荷首先进入主承载框架，
接着通过铆接结构分散进入环框，再上传到贮箱以上的各承载结构中。
推进剂贮箱
基础级推进剂贮箱除了液氧箱和RP-1煤油箱分别加长了1.7m和1.0m之外（见下图），还由于飞行
载荷与地面载荷的增大，而采用了较厚规格的蒙皮，并由计算机按程序控制贮箱内部增压。为了控制贮箱
产品的质量，还采用了新的质量控制方法和设备。
蒙皮拼接
宇宙神2
2排点焊
缝焊
拼接结构与
原宇宙神贮箱
结构相同
液氧箱加长
1.702m
组件式蒙皮结构
性能最佳，易于制造
宇宙神贮箱
燃料箱加长1.041m
后推力锥体
宇宙神2基础级贮箱的改进
级间段
宇宙神2级间段为铝合金蒙皮桁条半硬壳式结构，直径3.05m，长3.96m，质量483kg。采用柔性线
形装药切断方式进行级间分离。级间段的基本设计及液氨冷却排气管、环境控制管、脐带插座和肼滚动控
制装置在该段内的安装位置见左后图。

<!-- 第 506 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·463·
Y轴
象限IV
象限1
象限Ⅲ
象限Ⅱ
X轴
宇宙神截面位置
438.71cm
液氨冷却排气管（2个）
脐带脱落插座
环境控制管
气动整流罩
舱口盖(2个）
半人马座级液氢箱
液氮冷却管（2个）
可抛壁板绝热系统
宇宙神截面位置838.2cm
级间段
拼
固定泡沫绝热系统
嵌装成90°角的小发动机
侧视图
级间段与阱滚动控制装置的基本设计
用固定泡沫绝热层代替原可抛的绝热板系统
二子级结构
宇宙神2-半人马座2的结构改进主要是对半人马座级的推进剂箱进行改进。其改进项目在以下2个方
面：
1）加长贮箱长度。液氢箱和液氧箱分别加长577mm和338mm。同时为了承受较大的弯曲力矩载荷
和较高的贮箱内压采用较厚规格的贮箱蒙皮。
2）采用固定的泡沫绝热层。半人马座2贮箱不再采用半人马座D1-A使用的可抛弃的玻璃纤维蜂窝绝
热板，而采用固定的聚氯乙烯泡沫绝热层，从而减轻了质量，降低了气动阻力，减少了火箭在地面发射准
备和大气层中爬升期间的结冰现象以及液氢的蒸发量，简化了运载火箭操作，消除了原型号抛弃绝热板带
泡沫塑料绝热层是用黏合剂将泡沫塑料板分多块黏结到液氢箱和液氧箱外表上的。见右上图。
前转接段
前转接段是连接上面级与有效载荷整流罩的过渡段，它是由铝合金蒙皮桁条组成的半硬壳式结构。

<!-- 第 507 页 -->
美国
·464·
有效载荷支架
火箭使用两类有效载荷支架，两者均为标准型的有效载荷支架，其机械对接面与阿里安937B和1194A
支架相一致。这些标准的有效载荷支架均为由外桁条加强的铝合金半硬壳结构，其主要尺寸及电断开接头
与分离弹簧所在位置见下图。
825.5
1161.03
键槽
分离弹簧4处
（4等间隔，
分离弹簧4处
（4等间隔，间隔90°）
间隔90°）
电断开接头2处
（间隔180°）
电断开接头2处
（间隔180°，无角定位要求）
1578.25
1219
0.025
0.0254
0.254/10.2X10.2
0.254/10.2X10.2
11A0.508
11A0.508
—945.4±0.076-
1215±0.15-
584.2±0.76
762±0.76
1595.4±0.254
1595.4±0.254
有效载荷支架提供的机械对接面
有效载荷整流罩结构
有2种可供选用的有效载荷整流罩，两者均为蒙皮/桁条/隔框铝合金半硬壳式结构，是由2个半壳组
成的蚌壳式结构，采用无污染的爆炸螺栓和弹簧推冲器进行分离。2种整流罩中3m直径的质量较小，气
动阻力较小，供具有较高大运载能力的火箭使用。而另一种4.2m直径的则供要求有较大直径包封空间的
有效载荷使用。
推进系统
基础级推进系统
基础级推进系统采用MA-5A发动机，该发动机比MA-5系统简单且有较大推力，其海平面额定推力
由MA-5的1679kN提高到1840kN。MA-5A发动机是由2台土星/德尔它火箭的H-1/RS-27发动机重新
组装而成的，即对RS-27发动机的绝大多数组件进行了再组配。为了能接收和承受来自RS-27发动机组件
较大的流量和载荷，对诸如燃气发生器、涡轮泵支架和热交换器等许多组件进行了修改。经过改进后的发
动机系统见后图。

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·465·
30
28
31
26
12
16
40
MA-5A
19~
23
20·
24 
21—
25===
22FC加注/单向阀
MA-5
MA-5A和MA-5发动机系统对照图
1一起飞时与地面启动系统断开；2一自燃点火器；3一点火器燃料阀门；4—自燃点火器；5一级间分离断开接头；6一点火器燃料阀门；
7—液氧调节器：8主发动机燃气发生器；9主发动机涡轮泵：10—主发动机：11—液氧调节器；12一点火器燃料阀门；13一自燃点火器；
14一助推器燃气发生器：15一来自主加注管道的燃料；16一助推发动机1号涡轮泵（2号未示出）：17—1号助推发动机推力室；
18—2号助推发动机推力室；19—过滤器；20—节流孔；21—发动机接头：22—FC-加注和单向阀门；23—节流单向阀；24—燃料管路：
25一液氧管路：26—发动机启动用液氧箱：27—发动机启动用燃料箱：28—1号游动发动机；29—自燃点火器：30一主燃料箱：
31—2号游动发动机；32一液氧调节器：33一主发动机燃气发生器：34主发动机涡轮泵；35一点火器燃料阀门；36一自燃点火器；
37—1号、2号助推发动机推力室；38一来自主加注管路的燃料：39一助推发动机1号涡轮泵（2号未示出）：40一主发动机；
41一自燃点火器：42一级间分离断于接头：43一点火器燃料阀门
MA-5A发动机系统的主要性能数据如下：
MA-5A发动机系统的主要性能参数
性能
参数
性能
参数
长度/cm
343
功率/kW
1864
转速/(r-min")
最大直径/cm
119
液氧泵
7014
结构质量/kg
1610
出口压力/kPa
7092.75
氧化剂
液氧，由液氧泵以494kg/s流量输送
功率kW
1298
燃料泵
出口压力/kPa
燃料
煤油，由煤油泵以220kg/s流量输送
7599.38
混合比
海平面
2.25
2581.01
比冲/(m-s")
喷管膨胀比
真空
8
2 893.95

<!-- 第 509 页 -->
美国
·466·
续表
性能
数据
性能
数据
入口压力/kPa
海平面
1815
4 863.6
额定推力/kN
真空
2060
温度/℃
3316
燃烧室
长度/cm
材料
249
347CRES奥氏体不锈钢
推力室
材料
冷却方式
347CRES奥氏体不锈钢
双燃料再生冷却
冷却方式
双燃料再生冷却
167
工作时间/s
肼滚动控制装置
为了支持较大推力的基础级助推发动机，用2套肼滚动控制装置取代了原宇宙神1用的游动发动机。
2套装置均采用推力444N滚控小发动机，它们依靠肼燃料在催化床上分解反应产生高压气体从小发动机
喷管喷出产生推力。肼燃料通过增压瓶挤压供应，增压瓶与滚动控制装置构成一体。2套滚动控制装置安
装在级间段上。
二子级推进系统
为了提高推进系统性能，对RL10A-3-3A主发动机的混合比进行了调整，即从原有的5.0调整到现在
的5.5。加大了氧化剂的流量，但仍在RL10发动机工作限度之内。这一改进增加了推进剂的加注量，但并
未增加贮箱的总长度。
控制系统
宇宙神2-半人马座2运载火箭的制导和控制系统中引|入了1个惯性导航装置（INU)，由它取代以前的
惯性测量组件（IMG）和数字计算机装置（DCU），从而减轻了40.5kg的质量，提高了运载火箭性能。
该惯性导航装置由惯性测量分系统（IMS）和飞行控制分系统（FCS）组成，是1套捷联式惯性系统，
除产生速率增量外还产生真实的姿态速率。惯性测量分系统包含环形激光陀螺、加速度计硬件和适当软件
（作为硬件的一部分同时采购）；飞行控制分系统包含1个以Ada编程的128kbit随机存取存储器的
MIL-STD-1750A浮点计算机，其软件要针对每项任务进行修改和验证。惯性测量分系统通过飞行控制分系
统中的双端口存储器（DPM）将运载火箭姿态（箭体-惯性四元数）、速度增量、姿态速率和监视的健康状
态提供给飞行控制分系统，飞行控制分系统计算机指令控制运载火箭制导、导航、姿态控制、贮箱压力控
制、推进剂利用和事件程序操作。这项改进措施于1991年初实现并用于后面的所有宇宙神型号中。
（裴鸣远）
宇宙神2A-半人马座2A
(ATLASIA-CENTAURIIA)
宇宙神2A-半人马座2A是宇宙神2-半人马座2的改进型，两者的基础级完全相同，对二子级（半人
马座2）的RL10A-3-3发动机和电子设备控制装置进行了改进。改进后的宇宙神2A-半人马座2A的地球

<!-- 第 510 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·467·
同步转移轨道运载能力达到3.07t。
宇宙神2A-半人马座2A于1992年6月10日首次发射，到2002年12月5日的最后一次发射，总共
飞行了23次，全部获得成功。该运载火箭的发射费用为900万美元（1994年币值）。
主要技术性能
级数
2.5
起飞推力
2 084 kN
全长
47.42m
推重比
1.134
最大直径
4.876m（包括助推器）
运载能力
起飞质量
地球同步转移轨道
189.98 t
3.07t
基础级
见宇宙神2基础级。
二子级
级长
10.06m
推进剂
液氧/液氢
直径
3.05 m
真空推力
2×92.5 kN
总质量
真空比冲
19.68 t
4 408.1 m/s
混合比
推进剂质量
16.93 t
5.5
发动机
工作时间
402s
2XRL10A-4
整流罩
长度
12.2m
2085 kg
结构质量
4.2m
直径
总体布局
宇宙神2A-半人马座2A火箭的总体布局与宇宙神2-半人马座2完全相同，箭体结构也基本相同。最
大改进集中在二子级（半人马座级）推进系统和飞行控制系统。
推进系统
基础级推进系统
宇宙神2A火箭的基础级（宇宙神级）推进系统与宇宙神2的相同。
二子级推进系统
发动机
二子级推进系统采用的是RL10A-4发动机。该发动机是RL10系列发动机的首次重大改进，它是在
RL10A-3-3A发动机上加装了1套可延伸喷管（见后图）。可延伸喷管包括长度508mm的可延伸喷管段、

<!-- 第 511 页 -->
美国
·468·
1个钛合金支撑环、1套机电作动系统、1个主燃烧室喷管与喷管延伸段之间的特氟隆密封件以及将喷管延
伸段安装到发动机上所需的辅助硬件。该喷管延伸系统的设计质量为24.75kg，其中喷管延伸段质量约
17.55kg，作动系统质量7.20kg。喷管延伸段的有效长度约0.508m，出口直径约1.17m，在发动机工作前
展开，可将发动机的喷管面积比从61增加到83，将其比冲增加了63.74m/s，每台发动机的真空推力可达
92.5kN。
冷却液歧管
（氢气）
主喷管、
密封件
（氢气）
泄放冷却
水蒸汽冷凝液
（液膜冷却）
轮廓不连续
钛合金环框
辐射冷却
铜喷管
视图A
喷管延伸段的冷却
喷管延伸段是1个合金套筒，内部使用扩散喷涂法喷涂的硅化物涂层，其前端被铆接到钛合金环框
上。钛合金环框为盒式结构，它作为完整的承力结构承受发动机关机产生的压力载荷，也为作动系统提供
连接面。喷管延伸段采用辐射冷却辅之以推力室内壁形成的冷凝水进行液膜冷却和氢的泄放冷却。
喷管延伸段靠机电作动系统伸展平移，机电作动系统由1台电机和3个等间隔安装的球形螺杆作动器
组成。电机通过齿轮箱驱动主作动器，齿轮箱通过单独的软轴同步驱动2个从动作动器，每个作动器都有
展开锁定机构，主作动器还另有收紧、锁定机构。喷管延伸段作动系统在所有的特定飞行条件下都能够在
7s内将喷管延伸段平移610mm。该机构使用的电机是一种四极永磁直流电机，工作电压为23.4～29.1V，
最大输入电流为7.5A。
RL10A-4发动机除了作上述主要改进外，为了满足推进剂流量增大和燃烧室压力提高的需要，对液氧
泵进行了重新设计并对涡轮泵机作了相应的修改；此外，为了增加推力，还改变了燃烧室和主喷管的几何
形状，在喷管喉部加装了银衬套；另外，为适应增加内部工作压力的需要还对一些其他构件作了重新设计。
改进后的RL10A-4发动机燃烧室压力为123.87kPa，喷管面积比为84，真空推力为92.5kN，真空比冲为
4408.1m/s，发动机质量为169.6kg。后上图示出了RL10A-4发动机的推进剂流程。
贮箱增压控制
进行贮箱压力计算，按照预定压力值指令阀门的打开和关闭来保持贮箱应有的压力。宇宙神级（增压控制
系统见后下图）只是在助推发动机关机前的这段时间需要控制贮箱压力，在此之后主发动机工作允许贮箱
压力衰减直到贮箱中推进剂全部耗尽为止。然而半人马座级的贮箱压力则要全程进行控制，为此设置了辅
助增压组件和计划与非计划的贮箱排气程序。贮箱的增压和排气量值都由飞行控制系统软件控制。

<!-- 第 512 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
469
10
20
RL10A-4发动机推进剂流程
1一燃料泵排放孔；2一燃料泵排放冷却和减压阀：3一燃料泵级间冷却泄放与减压阀：4一燃料泵入口断流阀：5一氧化剂入口断流阀：
6一发射前氮气供应：7一发射前冷却单向阀：8一燃料预启动电磁阀：9一箭上供应氮气：10一排气：11一氧化剂预启动电磁阀；
12一启动电磁阀：13一点火器氧化剂供应阀：14一激发器：15一点火器；16一延伸喷管密封冷却剂歧管：17一齿轮箱排气：
18一推力控制；19一氧化剂流量控制和吹除单向阀；20一通往火箭燃料箱；21一主燃料断流阀；22一辅助传动装置安装座；
23一液氧排气：24一氧化剂入口：25一燃料入口；26一氨排气
液氧压力
传感器
液氧
工品
遥控
氮气
控制
惯性导航
装置
供应
装置
装置
RP-1煤油
压力传感器
RP-1
煤油
电磁阀分支（串联）
电磁阀分支（并联）
一火工品阀
○一传感器
宇宙神级计算机控制的贮箱增压系统

<!-- 第 513 页 -->
美国
·470·
液氢箱
液氢排气
分支1
半人马座级
压力传感器
王
氮气供应
电磁阀
液氧
增压系统
分支2
分支1
液氢箱
飞行控制
分系统
液氧箱
液氢、气氢
液氧箱
压力
增压系统
传感器
分支1
分支2
液氧排气
气氢排放系统
级间段中
的氧气瓶
半人马座级计算机控制的贮箱排气和增压系统
注：所有的增压和排气阀均由飞行控制系统通过遥控装置开关控制
推进剂利用
宇宙神2A不再用以前由硬件来保持主发动机关机时的推进剂剩余量最小的方法，而是采用软件控制
的方法（见下图）来达到发动机关机时推进剂两组元几乎同时耗尽的目的。这是由传感器测量贮箱顶部和
底部的压差，由此测得液柱压头，由于已知贮箱的几何形状和推进剂密度，从而可得出每个贮箱中剩余的
推进剂质量。将此数值与要求的质量比（成形表）对照，就可产生1个误差信号，将此信号通过模/数通道
输出给硬件（阀门)，而产生阀门角度指令，以此改变进入燃烧室的推进剂组元流量，使得两组元的剩余
均衡。
惯性导航装置（飞行控制系统）
软件功能
AP
相位
成形表
数字
计算
传感器
(M)
过滤器
压差
液氧
△P
选择
模
要求的
误差信号
过滤的加速度
误差计算
数：（平均1Hz）
混合比
故障试验
回路阀门
开/闭程序
相位
数字
计算
成形表
传感器
(X01M)
过滤器
压差
阀门角
选择
度极限
RP-1
△P
煤油
数/模
△P
伺服变换装置
阀指令
宇宙神推进剂利用误差信号
推进剂利用阀
位置反馈
解调器
主发动机
宇宙神2A压差（Ap）推进剂利用系统框图

<!-- 第 514 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
· 471 ·
半人马座级推进剂利用系统在贮箱中安装的是电容传感器，由它们发出氧化剂质量误差信号给遥控装
置（RCU)。软件通过模/数输入感测到流量调节阀（每台发动机上有1个）的作动器位置和氧化剂质量误
差信号（见下图），并通过1553总线给遥控装置发指令，随后指令每个作动器步进电机动作。在半人马座
级发动机第1次工作期间允许传感器露出对推进剂利用阀门角度实施开环控制，随后是闭环控制。临近主
发动机关机前推进剂利用阀门被指令冻结以确保有1个稳定的主发动机关机时间。
惯性导航装置（飞行控制系统）
遥控装置
软件功能
液氧
1
质量
L
误差
是
桥式
液氧质量
模/数
电路
误差故障？
液氧
计算液氧
质量
液氢
质量误差
C1
误差
设定需
反馈激励
偏差
的偏差
要的阀
门角度
计算过滤
作动器
指令电路
的阀角度
液氧
计算阀角度误差
否
1553
总线
反馈
C1
计算和传送
故障？
阀指令
C2
模/数
C-1发动机
C-2推进剂利用阀作动器反馈
C-2发动机
C-1推进剂利用阀作动器反馈
半人马座级推进剂利用系统
控制系统
宇宙神2A-半人马座2A的另一项改进是引I入了1种新型的遥控装置（RCU)，用这套装置取代了以前
型号上用的程序控制装置和伺服转换装置并提供了固态转换功能，也不再用以前设计所用的机电继电器，
从而减重31.5kg，降低了成本和提高了可靠性。这套遥控装置由惯性导航装置通过MIL-STD-1553B军用
标准数据总线控制，两者结合实现了半人马座级电子设备的现代化。这套电子设备（见后图）包括制导、
导航与控制，遥测与跟踪，飞行安全终止和电源系统等，承担宇宙神2A-半人马座2A发射前和飞行期间
控制与监测的全部功能任务。
飞行控制系统
飞行控制系统软件的主要任务是实施程序指令、制导、导航、操纵、姿态控制、贮箱增压控制和推进
剂利用。
后表列出了飞行任务分别由操作系统以50Hz正常执行速率实行的情况。任务的进入点和执行时间由
程序器组件控制。程序表由硬件动作和软件动作组成。硬件动作典型的是以1553指令（即开关指令）实
行，而软件动作包括任务表的改变和将码字发给其他组件（码字指自动驾驶、火箭操纵参数和压力控制值
的增益)。

<!-- 第 515 页 -->
美国
·472·
发动机摆角指令
推进剂利用误差
计算机控制
发射装置上行线
的指
控装置
前部仪器信号
航天器数据
MIL-STD-
1553数据总线
航天器接口
指
贮箱压力
面板（典型的）
脉码调制输出
推进剂利用伺服反馈
液位传感器
地面辅助设备
安全指令
液氢
箱压力控制
液氧
发动机
后部仪器
位置反馈
信号
发动机
—数据总线
作动器指令
通往宇宙神
电源和信号
增压控制
遥控装置
传输线路
装置伺服指令
宇宙神2A-半人马座2A电子设备
飞行控制系统软件飞行任务与组件功能
任务号
组件
功能
正常执行速率/Hz
50
姿态误差组件
产生姿态误差、姿态速率误差和指令的操纵矢量
1
50
动力期间的自动驾驶仪
为动力飞行产生换算的发动机指令
计算机控制的宇宙神级增压系统
50
控制宇宙神级贮箱压力直到助推发动机关机
POGO探测器
50
探测运载火箭助推发动机关机前的纵向振动加
速度，并且在必要时提早命令助推发动机关机
最小剩余量关机（MRS）
50
如果任务历程将推进剂燃尽就开始控制半人马
座级主发动机关机
程序器（快速）
50
处理事件表的程序
50
宇宙神级推进剂利用（快速）
为宇宙神级推进剂利用过滤压力输入信号
遥测格式器（快速）
格式化50Hz飞行控制系统遥测（数据）
50
25
计算机控制的排气与增压系统
2
控制半人马座级液氢和液氧箱压力
25
3
半人马座级推进剂利用（快速）
根据慢调推进剂利用需要的角度和/或探测到的
硬件故障，控制推进剂利用阀
滑行自动驾驶仪
10
产生要求半人马座级反作用控制系统点火的信
4
号，以维持滑行期间的姿态控制
肼监测器
10
监测并累计飞行中肼的消耗量
5
遥测格式器（慢速）
10
6
格式化分多路飞行控制系统遥测（数据）（5～1/8Hz）

<!-- 第 516 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·473·
续表
功能
组件
任务号
正常执行速率/Hz
5
计算宇宙神级推进剂质量，发出误差信号并要求通
7
宇宙神级推进剂利用（慢速）
过操作系统发出模/数输出（信号）
计算过滤的阀门角指令并监测反馈或氧化剂质量
半人马座级推进剂利用（慢速）
5
8
误差（WOE）的偏差
导航
计算惯性坐标系中的导航状态矢量，切向-法向-径
9
1
向坐标系中的方向余弦阵、速度和位置矢量
程序器(慢速)
完成功能试验以支持主要的事件（例如，助推发动机
10
1
关机、主级发动机关机、主发动机启动和主发动机关机）
遥测恢复
11
存储飞行遥测黑障区选取的飞行控制系统的数据
1
以便过后发送
入轨后
0.5
发出主发动机第2次关机后的操纵系数，该组件包
12
含独特任务航天器分离姿态码
0.5
操纵接口
13
计算姿态指令增量和速率
动力飞行制导
发出动力飞行期间的操纵指令，提供主发动机关机
0.5~0.125
14
和主发动机关机事件预测的时间
滑行制导
0.125
发出滑行阶段的操纵指令，提供主发动机第2次启
动的预测时间
备份任务
50
监测飞行控制系统的工作循环和完成存储总和
15
注：表中所示是指与遥测装置相应的电子系统。
制导、导航和姿态控制是飞行控制系统承担的主要任务。在动力飞行期间惯性测量系统的输出与各种
制导、导航、操纵和自动驾驶仪组件相结合最终合成发动机摆角指令的过程见下图。
指令的操纵矢量
导航状
操纵系数
态矢量
制导
导航
操纵接口
姿态误差
姿态指令
动力制导、滑行
增量和速率
累积
制导和入轨后
速度
位置矢量量值
宇宙神助推段操纵系数
操作系统
姿态四元数和速率
宇宙神级飞行段俯仰/偏航速率
宇宙神滚动控制
装置/反作用控制
离散
速率陀
系统小发动机点火
滑行段
速度增量
请求
高
自动驾驶仪
遥
运载火箭
控装
动态响应
姿态误差和
摆角动力段
置
姿态速率误差
惯性测量
自动驾驶仪
主发动机
分系统
摆动
宇宙神2A-半人马座2A制导、导航和控制回路
1）硬件功能框有阴影；2）软件模件框无阴影

<!-- 第 517 页 -->
美国
· 474 ·
导航组件获取惯性测量系统产生的惯性数据（由操作系统累加）并以1Hz速率计算惯性位置和速度
矢量。在助推发动机关机前操纵接口提供要求的姿态增量和速率开路（操纵系数是根据临发射测得的高空
风而计算的结果）。在助推发动机关机后，其操纵系数由动力制导计算（计算要求的姿态增量和速率）并
被传给操纵接口。姿态误差与惯性测量系统提供的火箭姿态和姿态速率相结合计算出姿态误差和姿态速率
误差。动力自动驾驶仪利用这些误差以50Hz速率计算动力飞行期间的主发动机的摆角。滑行阶段的姿态
控制是利用位于半人马座级后底上的肼燃料小发动机，它们是由遥控装置开关控制其工作的。
制导软件可以根据飞行中测得的宇宙神级工作性能再瞄准最终轨道的远地点和倾角。如果用户有此需
要就在发射前将此项选择纳入到正常任务设计中。将半人马座级主发动机启动时测得的宇宙神级性能与飞
行前期望值作比较，得出宇宙神级飞行阶段的误差，然后在飞行中利用半人马座级为此预留的性能余量将
最终的轨道修正到1个预定范围内。‘
（裴鸣远）
宇宙神2AS-半人马座2A
(ATLASIIAS-CENTAURIIA)
宇宙神2AS-半人马座2A运载火箭是通用动力公司为适应更大有效载荷发射的需要（例如发射国际通
信卫星2的需要），在宇宙神2A-半人马座2A火箭基础上研制的。为了加大运载火箭起飞和飞行中的推力，
以提高运载能力，在宇宙神2A级的周围捆绑了4枚固体推进剂火箭助推器，使其地球同步转移轨道的运
载能力从2.96t提高到3.72t。该运载火箭于1993年12月16日首次将国际通信卫星7送入地球同步轨道，
至2004年8月31日的最后一次发射，共发射30次，全部获得成功。发射价格0.9～1.05亿美元（1994年
币值)。
主要技术性能
级数
2.5
入轨精度
全长
47.42 m
（地球同步转移轨道30)
约5.10m（含助推器）
最大直径
117 km
远地点高度偏差
2.4 km
起飞质量
237.14 t
近地点高度偏差
起飞推力
3 079 kN
倾角偏差
0.02°
运载能力
近地点幅角偏差
0.23°
地球同步转移轨道3.72t
升交点赤经偏差
0.26°
：助推器
全长
13.6 m
推进剂质量比
0.87
发动机
直径
1.02 m
CASTOR 4A
总质量
推力
4×11.6 t
4X452.2kN
4X10.1 t
推进剂质量
海平面比冲
2 332 m/s
推进剂
端羟基聚丁二烯
工作时间
52.1 s

<!-- 第 518 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·475·
基础级
24.95 m
海平面比冲
全长
3.05m
助推发动机
直径
2581.01m/s
主机
子级质量
2 162.124 m/s
165.15 t
混合比（氧化剂/燃料）
推进剂质量
156.26 t
助推发动机
2.25
推进剂质量比
0.93
主机
2.27
发动机
MA-5A
工作时间
液氧/煤油
推进剂
海平面推力
助推发动机.
163 s
主机
289 s
助推发动机
1 815 kN
主机
269 kN
二子级
发动机
长度
10.06 m
RL10A-4-1
发动机数量
直径
2
3.05m
真空推力
子级质量
2X92.5kN
19.68 t
比冲
推进剂质量
4 414.9 m/s
16.93 t
混合比
5.5
推进剂质量比
0.88
额定工作时间
液氧/液氢
402 s
推进剂
整流罩
结构质量
2085kg（长型）
长度
12.2m（长型）
2255kg（加长型）
13.1m（加长型）
直径
4.2m（长型、加长型）
总体布局
宇宙神2AS-半人马座2A火箭的总体布局是在宇宙神2A-半人马座2A的基础级周围捆绑4枚卡斯托
4A（Castor-4A）固体推进剂助推器，见后图。固体推进剂助推器在宇宙神芯级上的纵向和周向安装位置是
根据固体推进剂助推器的火焰羽流冲击点与其相邻硬件和宇宙神推力室相关位置而确定的。4枚固体推进
剂助推器在基础级周围对称安装。一对喷管外偏11°的固体推进剂助推器在发射台上当MA-5A发动机达到
满推力时点火，运载火箭的推重比设计能够确保即使在1枚固体推进剂助推器因故障不能工作时火箭仍能
照常起飞。这一对固体推进剂助推器约工作52.1s燃料耗尽后熄火，但从落区安全考虑，它们要到发射88s
时才被抛掉；另一对喷管倾斜7°的固体推进剂助推器在前一对熄火后3s开始点火，火箭飞行到112s时
这一对固体推进剂助推器燃料耗尽关机，这之后1s被抛掉。
固体推进剂助推器通过前、后两个连接点与火箭芯级连接，前连接位置在芯级煤油箱上，此处不承受
推力载荷，只承受稳定的径向和侧向载荷；后连接点设在芯级的推力筒上，该点的中央推力销承受固体推
进剂助推器的全部推力载荷以及侧向载荷，该连接点外侧的两个支撑杆/推力器承受全部径向和滚动载荷。

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美国
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B-B剖面
上稳定摆臂，不
/承受轴向载荷
B
主级连接环框
空中点
地面点火，
火，喷
喷管倾斜11°
管倾斜7°
71°
（4处）
下连接点，将
推力载荷传给
地面点火，
宇宙神级的推空中点火，
喷管倾斜11°
力结构框架喷管倾斜7°
A-A剖面
宇宙神2AS上的固体推进剂助推器安装配置结构
固体推进剂助推器靠气动推力器推冲分离；液体推进剂助推器靠16个气动张紧-释放机构分离；主级
靠线形装药和8枚反推火箭分离：有效载荷整流罩靠爆炸螺栓解锁由弹簧推冲器分离。
箭体结构
宇宙神2AS-半人马座2A箭体结构主要是针对捆绑固体推进剂助推器所带来的载荷和热环境进行了修
改和再设计，这里包括为固体推进剂助推器提供必要的结构和电气接口以及增强结构的承载能力；为应对
火箭底部的高温和可能的涡轮富燃料排气的吸入而采取绝热和密封措施。
接口设计
固体推进剂助推器的结构接口
固体推进剂助推器的前摆臂和后支撑杆/推力器通过销接的3自由度接头与宇宙神芯级连接，在宇宙神
芯级上设有U形接头座，摆臂和支撑杆端头插入并销接到该接头座中。所有的支撑杆和摆臂的端接头都是
球缺形接头。
电接口
固体推进剂助推器与宇宙神芯级之间的电气连接非常简单，只要使助推器上的电接头板与宇宙神芯级
脐带板上的铰链接头啮合，然后旋转电接头板直到相应的接头两半配合好即可。配合好后将两者用剪切销
固定。在抛助推器时，一条与待分离助推器相连接的绳索拉动电接头板上的杠杆臂切断剪切销，将此释放，
使它与助推器一起抛掉。这种设计可以保持宇宙神芯级与固体推进剂助推器之间在开始抛助推器后仍有
12.5ms的加电时间，为前摆臂和后支撑杆的推力器之间分离指令的发送留下了时间差裕度。
结构加强与防热
增加4枚固体推进剂助推器后要对宇宙神芯级的贮箱作加强处理和对运载火箭尾段作加强和防热处

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
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理。
芯级贮箱
芯级的煤油箱要设与固体推进剂助推器前摆臂连接的接头和承受该接头传递的固体推进剂助推器载
荷。为了安装固体推进剂助推器，对该贮箱作了一些修改：增大贮箱蒙皮厚度；增加承力环框和前电缆管；
并对助推器分离系统部位进行修改（见下图）。
液氧箱和燃料箱
承载固体助推器
由于固体助推器的干扰，
的蒙皮厚度加厚
移动了反推火箭的位置
载荷的环框
为新的助推段
加强贮箱
新增加的前电缆管路
分离系统而增
接合部
（从仪器舱到固体助推器）
加的张紧带
宇宙神芯级贮箱的设计更改
在芯级贮箱内侧安装的承力环框是一个钢质的双环框（见下图），由它将固体推进剂助推器的载荷均
匀地传到贮箱上，该环框被整体焊接到贮箱内蒙皮上，外部焊接有与固体推进剂助推器摆臂配合的安装接
头，而在贮箱内部有两条连续的凸缘，铝制双环框被螺接在这两条凸缘上。
固体助推器
前向
前连接点
E视图
E视图
#-内向
固体助推器
电缆管路
螺接接头
将框结合
Ⅲ
IV
在一起
E视图
固体助推器
（R1.53m）
前连接接头
A-A剖面
23.53m
位置
E视图
J-J剖面
宇宙神芯级贮箱内的双环框
尾段
尾段是结构的支撑件，并为助推发动机提供气动保护。尾段由推力筒和锥形发动机整流罩组成。为了
承受4枚固体推进剂助推器的推力、阻力和热载荷，对推力筒作了许多改进。推力筒是承载和安装的主要

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美国
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结构件，不再采用宇宙神2A的蒙皮桁条隔框半硬壳式结构，而采用整体机械加工的铝合金加筋壁板组成
的结构，4块厚度89mm的2124-T7351铝合金板分别经滚压成型为半径1.52m的1/4筒壳，然后经机械
加工成带有全部受力构件和对接面的整体壁板，4块壁板被螺接到大型整体机械加工的隔框上，最后沿纵
向拼接在一起形成完整的筒形结构件。
为了应对固体推进剂助推器给火箭尾部带来的热环境和压力分布变化的影响，在尾段上采取了两项措
施：首先是对所有受到固体助推器火焰和涡轮泵排气回流复燃影响的硬件进行绝热处理；其次是为了避免
尾段由于压力场变化而吸入涡轮排出的可燃富燃料气体产生爆炸，对尾段进行密封和增压。尾段用软木进
行包封绝热（包括推力筒前端框后的全部硬件、连接支撑杆、液氧输送管和增压气体管路等，固体助推器
也用软木进行相应的绝热处理）：用硅橡胶密封结构缝隙，在底部设无孔保护罩和采用无源增压系统。
分离抛投系统
尾段分离锁
尾段与主级贮箱之间的分离，以前的型号如宇宙神2只有10枚分离锁，现在由于增加了固体推进剂
助推器而设了16枚，每枚能承受177.9kN的载荷，由于固体推进剂助推器在运载火箭发射上升段会带来
较大的阻力载荷，因此这些分离锁的设置都是向空中点火固体助推器方向偏斜。分离锁由贮箱张紧带、带
气动作动张紧释放机构的张紧杆和曲柄组成（见下图）。
主贮箱
28.78m
位置
主贮箱
浴缸形
张紧带
接头
张紧
主贮箱
释放机构
张紧带
张紧杆
张紧带导轨
尾段
宇宙神2AS分离锁

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
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尾段与主级分离时，由气动作动张紧释放机构使张紧杆的两端同时释放松开。这时只要有一端释放就
能保证成功地分离，一旦张紧杆被释放，曲柄就能自由转动，释放贮箱张紧带并可使尾段自行脱落。
固体推进剂助推器连接与抛投机构
固体推进剂助推器通过前、后2套机构与宇宙神级连接。前点连接机构由连接到助推器铝制转接件上
的1个三角形摆臂推力器组成，它们被销接在贮箱双环框外侧的接头上，可以自由转动并承受径向和横向
载荷。后点连接机构由1个焊接到助推器后壳上的直径66.68mm的推力销和两侧安装的支撑杆/推力器组
成，推力销插到宇宙神级推力筒上的轴承中可向内和向外自由移动或转动，承受助推器的全部推力载荷并
将载荷传给芯级，两侧的支撑杆、推力器同样销接到推力筒上的U形接头座上，可承载径向、横向及滚动
载荷。宇宙神2AS的连接和抛投系统见下图。
固体火箭发动机连接载荷线路
宇宙神级
在支杆端部的
·根据统计确定
推力筒
球缺形接头
横向
宇宙神级
RP-1煤油箱
后连接点载荷
·推力
径向
推力
·横向载荷
在球面轴承中的推力销
·无径向载荷
后支杆承受横向载荷
（无预加载）
前连接点载荷
·径向
·横向
摆臂根部
球缺形接头
宇宙神2AS连接和抛投系统
固体推进剂助推器分离
固体推进剂助推器的分离是将余的电信号同时送到前摆臂/推力器和2个后支撑杆/推力器中，使这
些推力器立即伸展，施加约24404.76J的能量。随着推力器的伸展，助推器推力销径直地从芯级上的推力
轴承中滑出。到达推力器伸展冲程的末端，支撑杆/推力器断开，只留下一个小的端接头与芯级连接，由于
前摆臂推力器的推力大于2个后支撑杆/推力器的合力，使得燃尽熄火的助推器壳体从鼻锥开始外转倾倒而
脱离宇宙神级。
前摆臂/推力器和后支撑杆/推力器的设计如后图所示。在分离前，支撑杆/推力器体和端接头用高可靠
的锁紧机构锁定在一起。该锁紧机构采用由内活塞向外推3个固定的锁键，使推力器体与端接头互锁。推
·力器内有燃气发生器，它给固体助推器的分离与抛投提供能量，当余的信号使燃气发生器点火时，膨胀
的高能气体推动内活塞向前移动，活塞移动使凸轮挤压锁键内收，端接头从推力器体中脱离出来，并使活
塞继续前冲，到达其冲程末端，伸长的推力器被从其端接头中拉出并随固体推进剂助推器一起抛掉。前推
力器冲程254mm，能提供14100.5J的能量；而后推力器冲程177.8mm，能提供5423.3J的能量。其燃
气发生器是可拆卸的，能够根据需要调节其分离抛投能量。
宇宙神2AS-半人马座2A的其它结构件与宇宙神2A-半人马座2A的基本相同。

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美国
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燃气发生器
燃气发生器
分离点
分离点
连接、断开、抛投
连接、断开、抛投
机构后推力器
机构前推力器
推力器连接、抛投、释放过程
2）解锁
作用到释放活塞上的压力
推力器解锁状态
推力器锁定状态
（8618.45kPa）切断固定
1）初始状态
A-A
V-V
推力器活塞的剪切销，释放
键与作动筒相
的活塞前冲：锁键被凸轮沿
抵触（干涉）来
径向向内推挤
锁紧机构
4)释放
3）冲程
推力器活塞完成前冲过程，固定释
作用在推力器活塞
放活塞组件的剪切销断开，机构分离
上的压力推冲机构
前、后推力器的设计
推进系统
助推器采用由ATK锡奥科尔公司提供的Castor4A发动机，长13.6m，直径1.02m，每台质量11.6t，
海平面推力452.2kN，发动机壳体用4130号钢板焊接而成，其连接结构件都被焊接在壳体上，壳体内装
端羟基聚丁二烯推进剂。发动机装有误分离自毁系统，万一出现固体推进剂助推器过早分离时，该系统会
点燃安装在发动机前封头上的锥形装药，切断前封头，终止发动机的推力。助推器Castor4A发动机的特
征见下图。
-11193.8-
7161.7
2086.5
975.7
鼻锥摆臂
自毁装药推进剂钢壳
地面启动的固体火箭发动机的喷管偏斜11°：
推力销支撑杆接头
喷管
空中点火的固体火箭发动机的喷管偏斜7°
Castor4A发动机

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
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基础级推进系统与宇宙神2A的相同，仍采用MA-5A发动机。其系统见下图上。
二子级推进系统采用2台RL10A-4-1发动机。RL10A-4-1与RL10A-4的主要区别在于重新设计了喷
注器，改善了推进剂在推力室中的散布，使发动机比冲得到了小幅提高；另外，发动机构件以100%设计
能力工作，使得额定推力达92.5kN，从而使得运载火箭的地球同步转移轨道运载能力增加60kg。其推进
系统组成见下图下。
主发动机
助推发动机
液氧
液氧
RP-1RP-1煤油
RP-1煤油
液氧泵
煤油泵
液氧泵RP-1煤油泵
RP-1煤油泵液氧泵
燃气
发生器
燃气
发生器
涡轮
涡轮
涡轮
高压
RP-1
煤油
RP-1白
液氧
煤油凹
主发动机
地面启动系统
B-1燃烧室
B-2燃烧室
涡轮
RP-1液
排气
煤油氧
涡轮
级间分离
启动系统
排气
断开接头
断开接头
MA-5A发动机系统
低压液氧：
低压RP-1煤油：***一高压RP-1煤油；
高压液氧
热燃气：
发动机/火箭
预启动电磁阀
对接面
规定压力3447.38kPa的氮气源
冷却排气级间分离
断开接头（4处）
排气
C1发动机
P
液氢
液氧
液压动力组件
C2发动机
箭上加注与泄出阀
S
地面液氮发动机冷却管
火箭/地面接口-----
T-4脐带断开板
隔离阀
预启动电磁阀
半人马座级推进系统双发动机组成
T-温度传感器；P-压力传感器；S-电磁阀：P-气动阀

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美国
·482·
气动系统
基础级的气动系统主要用于控制贮箱压力以保持结构的完整性和给发动机泵提供正抽吸压头。
贮箱压力由计算机控制的增压系统控制，该系统是采用飞行逻辑软件的闭路贮箱压力控制系统，在火
箭起飞前开始工作直到助推发动机关机为止。它是根据需要给煤油箱和液氧箱提供氮气来控制贮箱中的气
枕压力的。在整个主级飞行期间无需给贮箱增压，运载火箭在不断衰减的剩余压力下飞行。余的增压电
地面系统安全阀来控制贮箱增压和排气。
发动机控制系统有1个钛合金气瓶给助推器控制装置供应氢增压剂。另外还有一个专门用于气动控制
助推器分离锁的高压氨气瓶。
液氧箱排气系统有一个液氧蒸发阀在贮箱加注期间控制液氧的饱和蒸气压，在发射前一刻将该阀闭
锁，在整个飞行期间因为不需要排气，该阀门一直保持锁定状态。
二子级气动系统同样用于贮箱增压，还给反作用控制和发动机控制提供压力和吹除气体。该套气动系
统由计算机控制的排气与增压系统、氨气供应系统和吹除供应系统组成。
计算机控制的排气与增压系统维持贮箱应有的气枕压力以保持其结构的完整性；防止两贮箱压力一方
太低或一方太高，以维持共底的结构完整性；并确保发动机泵有正抽吸压头。该系统是一种软件基的容错、
闭环贮箱增压系统。每个贮箱都有3个气枕传感器来测量气枕压力并将其提供给惯性导航装置，由惯性导
航装置指令增压或排气来获得要求的贮箱压力变化图。增压控制通过闭锁液氧和液氢排气阀和使容错增压
电磁阀循环工作的方法控制。排气控制在助推阶段和半人马座级滑行期间通过使液氢电磁阀循环工作或解
锁液氧或液氢的自调节排气阀来实现。
氮气供应系统对于执行短期滑行任务（小于25min）的基本型号需要2个充压27580kPa、直径66.0cm
的复合材料氨气瓶。这些球形气瓶由石墨缠绕增强，有301耐蚀合金（CRES）内衬，具有泄漏不爆破特
性。通过压力调节器为发动机和反作用控制系统提供压力为3450kPa的氮气。2个氮气瓶能为直接上升发
射和第一降交点同步转移轨道任务提供充足的氨气，宇宙神运载火箭的全部地球同步转移轨道任务都采用
了这样的气瓶补足的方法。对于有较长滑行期任务的情况，可根据需要增加更多的氨气瓶。
吹除供应系统是专用的箭载系统，它给关键部件提供氨吹除气体以防止在宇宙神火箭助推飞行期间有
空气和湿气进入和冻结。，
推进剂利用系统
软件基的，由压差传感器、有关的敏感线路、飞行软件控制逻辑、宇宙神伺服转换装置基的伺服回路电路
和1个主发动机流量控制阀或推进剂利用阀组成。推进剂利用阀控制主发动机的推进剂混合比，使得在主
发动机关机时将贮箱中可利用的推进剂全部耗尽。在所有的宇宙神2AS助推级上都采用了这种推进剂利用
系统。
半人马座级推进剂利用系统用于确保任务结束时在半人马座级贮箱中液氧和液氢的剩余量混合最佳。
推进剂利用系统利用每个液氢和液氧箱外部安装的1个测量推进剂压头的压差传感器连续测量剩余推进剂
质量。惯性导航装置软件将这些压头信号变换成质量信号并计算出2个贮箱之间的质量不平衡。然后惯性
导航装置指令RL10发动机氧流量控制阀上的驱动马达工作，改变发动机混合比，修正敏感到的误差。驱
动马达的电控制位于遥控装置中。

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
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推进剂液位指示系统
宇宙神2AS基础级的推进剂液位指示系统在贮箱加注操作期间用于指示推进剂箱中的氧化剂液位。该
系统由设置在靠近氧化剂贮箱顶部的热导线传感器和有关地面控制与显示的硬件组成。传感器有2项主要
用途：显示到达的最低推进剂液位以确保满足任务需要的足够的推进剂加注量；显示到达的最高液位以确
保为贮箱安全排气及在贮箱中留有足够的气枕容积。在燃料贮箱加注操作期间燃料箱的液位用暂时安装在
运载火箭上的可视计指示。
半人马座级的推进剂液位指示系统同样是在加注操作期间用来指示燃料箱和氧化剂箱中的液位。该系
统由靠近推进剂箱顶部的热导线传感器和有关地面控制与显示的硬件组成。传感器可防止推进剂的过少和
过多加注。
基础级推进剂耗尽系统
宇宙神2AS基础级的推进剂耗尽系统被用来敏感推进剂剩余量并令主发动机关机。该系统由2种类型
的传感器组成：在主发动机中的冗余压力开关，当液氧歧管中压力下降，表明液氧耗尽时，这些压力开关
关闭；安装在燃料箱后底中的余光学传感器，当贮箱中燃料液位到达光学传感器以下时，这些传感器敏
感到燃料已耗尽，耗尽输出信号被送到半人马座级的惯性导航装置中。当指示燃料或氧化剂任何一者耗尽
时，惯性导航装置就立刻指令主发动机关机并开始主发动机关机后的程序。压力开关的主要用途是尽可能
快地给飞行计算机发出指示，使得发动机在无氧化剂条件下运行以便惯性导航装置可以指令以后的事件，
以此得到最大的运载火箭性能。而光学燃料耗尽传感器的主要用途是防止发动机在只有氧化剂的情况下工
作。
控制系统
飞行控制系统
宇宙神2AS飞行控制硬件由伺服变换装置和2套速率陀螺装置组成（见后上图），它们与半人马座级
的电子设备（见后下图）结合在一起使用。基础级的制导、.飞行控制与飞行程序等均由半人马座级惯性导
航装置中的飞行控制软件管理。1套闭环液压伺服定位系统给助推发动机定位来实施姿态控制：遥控装置
给速率陀螺供应交流电（由1个半人马座级基准信号同步）；2套速率陀螺（前、后各1套）将俯仰和偏航
速率信号输入给半人马座级的惯性导航装置来稳定运载火箭的飞行；速率陀螺还给惯性导航装置输送箭体
的真实速率；惯性测量分系统为箭体滚动控制提供火箭的滚动速率和姿态。飞行控制系统在飞行期间给2
枚固体助推器点火，这是由2个启动装置和1个火工品电池完成的。飞行控制分系统也能实现抛投这2枚
燃尽的固体助推器的事件，这是由4个火工品控制装置（每个分离事件用2个）来完成的。
半人马座级的飞行控制分系统的基础组件是惯性导航装置中的一个标准1750A处理器和环形激光陀
螺，安装在半人马座级仪器舱。飞行控制系统要完成运载火箭飞行所需要的包括制导、导航、姿态控制、
程序操作和分离点火指令，以及推进剂利用控制和贮箱增压控制在内的全部计算任务。飞行控制系统的输
入信号有速度和时间增量、四元数信息、宇宙神级的速率数据、宇宙神级和半人马座级的贮箱压力以及宇
宙神级和半人马座级推进剂利用数据。飞行控制系统的输出信号包括给半人马座级遥控装置中的128个固
态开关发出的指令和给宇宙神级遥控装置中的64个固态开关发出的指令。遥控装置根据来自惯性导航装
置的指令来控制运载火箭飞行的全部程序事件：包括反作用控制系统的事件、发动机事件、压力控制事件、
推力矢量控制事件以及推进剂耗尽事件等。

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美国
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天线
安全飞行
终止系统
电池
混合连接
电池
1号接收机一
地面电源
保险/解保
启动器
保险/
解保
2号接收机
启动器
2号和4号
1号和3号
固体助推器点火
固体助推器点火
运载火箭
电池
自毁装药
配电器
电源转换开关
固体助推器
PYC继电器盒
固体助推器
地面电源
2号分离事件
1号分离事件
转换开关
指令
地面电源
遥控装置的
火工品指令
直流电源
伺服变换
反推火箭
装置
遥测数据装置
助推火箭分离
发动机
离散信号
CCAPS
遥测数据
给发动机
下面级/
装置
交流电源
作动器
发动机
上面级
继电器盒
惯性导航装置
发给惯性导航
发给发动机
装置的速率信号
的发动机指令
仪器
推进剂利用阀控制
地面设备接口
供给主数据装置的数据
信号
CCAPS控制阀
来自遥控装置的控制
CCAPS传感器
发给惯性导航装置
宇宙神2AS基础级电子设备
CCAPS一计算机控制的宇宙神增压系统：PYC-火工品控制装置
安全飞行终止系统
CCLS
瞬变抑制
上行线
C波段
接收机
CCAPS传感器
Q
宇宙神
航天器自毁
1号RGU速率
电池
级输入
（必要时）
2号RGU速率
主数据
装置
运载火箭
主火箭
自毁装药
下行线
1553数据总线
电池
CCVAPS贮箱压力
地面电源脐带
液氧/
/推进剂利用伺服反馈
航天器
液氢
航天器仪器
接口板
推进剂
航天器脐带
遥控
O
S波段
利用
数据
发射机
传感器
航天器指令
半人马座级
装置4
（必要时）
运载火箭操作程序：
发动机
来自遥控数据仪器
CCAPS控制：
装置的字宙神信
发动机位置反馈
CCVAPS控制：
级仪器信号
作动器指令
肼控制宇宙神级发动机
推进剂利用
伺服定位器控制
半人马座级电子设备
CCLS一计算机控制的发射装置：CCVAPS一计算机控制的排气和增压系统：RGU一速率陀螺装置

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
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飞行控制系统执行宇宙神级和半人马座级2个飞行段的全部姿态控制、制导和导航的计算。在宇宙神
级的早期飞行阶段是根据发射前不久测得的上升风风值执行飞行控制指令的开环俯仰和偏航操纵。然后开
始闭环制导操纵，即根据任务轨道的需要进行制导操纵。
环形激光陀螺系统提供高精度的速率测量值供计算机进行处理。捷联式惯性测量分系统提供的信息数
据是：来自精确时间基准的飞行控制系统的时间增量脉冲，来自加速度计的速度增量脉冲和箭体惯性姿态
四元数数据。
液压系统
宇宙神MA-5A液压系统由2套独立的系统组成，一套用于助推级，另一套用于主级。发动机涡轮泵
附带有传动减速器，由它驱动液压泵给伺服作动器提供液压工质来推动发动机推力室摆动，以此控制运载
火箭在助推级工作期间的俯仰、偏航和滚动以及在主级工作期间的俯仰与偏航姿态。主级系统也给MA-5A
发动机控制装置提供液压动力以对推进剂流量进行控制，将煤油直接输入到液压系统中可以避免液压能力
的损失。助推级分离后主级单独工作期间的滚动控制由肼滚动控制装置来承担。肼滚动控制装置包括4台
肼小发动机（每一滚动方向设2台，每台初始推力为222.4N)，1套排放肼的储瓶、控制阀和管路。
双发动机的半人马座级液压推力矢量控制系统是每台发动机有1个液压动力装置和2个作动器。伺服
作动器在动力飞行期间推动发动机摆动以操纵和控制运载火箭飞行。但在无动力滑行阶段对半人马座级的
俯仰、偏航和滚动控制则由肼基反作用控制系统承担。反作用控制系统位于半人马座级后底，远离航天器
以避免对其造成污染，使用时进行容错控制。
遥测与跟踪系统
数据采集系统在宇宙神级中只设了遥测数据装置、传感器和仪器配线，其主要部分都在半人马座级上。
遥测数据采集系统在发射前和全部飞行阶段监测运载火箭除制导和导航数据之外的数百个参数，要测量的
参数包括加速度、振动、温度、压力、位移、电流与电压、发动机转速和离散数据。这种可编程的数据采
神级上，另一个设于半人马座级的后端，它们为实施参数测量激发传感器和进行信号调节。主数据装置在
半人马座级仪器舱中，它除了接收和格式化来自惯性测量装置和遥测数据装置数字编码数据之外，还为半
人马座级的前端测量激发传感器、进行信号调节与编码。惯性导航装置通过1553数据总线将数据提供给
主数据装置，主数据装置提供2个脉码调制输出：一个传给射频发射机：另一个传给脐带电缆线。
C波段跟踪系统为满足发射场靶场安全跟踪的需要帮助确定运载火箭的实时位置。当它探测到跟踪雷
达的询问时，箭载应答机就返回1个放大的射频信号。基本的系统由1个非相干应答器、1个电源分配器
和2套天线组成。半人马座级C波段跟踪系统能满足东、西靶场的要求。
飞行终止系统
如果出现飞行故障，宇宙神级的飞行终止系统为确保靶场安全能终止宇宙神火箭的飞行。宇宙神级的
飞行终止系统是完全独立的，与火箭其他系统的控制无关，也与半人马座级的飞行终止系统无关联。宇宙
神级的飞行终止系统（见后图）还具有指令助推器自毁的能力。每枚固体推进剂助推器都装备一种偶发分
离自毁系统，在发生意外的助推器抛投事件时由它来终止其推力，即在出现意外抛投的情况时，拉线开关

<!-- 第 529 页 -->
美国
·486·
发出自毁信号，引爆固体推进剂助推器前封头上的圆锥形装药，切开前封头，在助推器与宇宙神级过早分
离后的1s之内助推器的推力消失。这种系统对自毁是单容错的，并且对偶发自毁也是单容错的。在宇宙
神2AS正常飞行的情况下，该系统在助推器抛离前是保险的，也包括对保险安全和对偶发保险安全的单容
错。
天线
1号安全
锥形装药
线形
装药系统
宇宙神级
接收机
固体助推器
断开接头（8处）
28V
宇宙神级
直流电池
环形
安全/解保
锥形装药（4处）
耦合器
装置
28V
直流电池
2号安全
接收机
天线
1s继
电器
偶发分离
自毁系统
安全/解保装置
28V
牵索
牵索
牵索
牵索
28V
偶发分离自毁系统
直流电池
直流电池
开关
开关
开关
开关
火工品控制器
到遥控装置和惯性导航装置
宇宙神级飞行终止系统
*一仅示出2个相同的偶发分离自毁系统中的1个
半人马座级的飞行终止系统在飞行中出现故障时能够终止半人马座级的飞行。半人马座级的飞行终止
系统也是独立的系统，与运载火箭其他的系统无关，也与宇宙神级飞行终止系统无关联。该系统是冗余的，
并经在卡纳维拉尔角空军基地和范登堡空军基地实际飞行验证。安全接收机只对发射场发出的高字母码语
言信息有响应。用这些信息指令发动机关机、运载火箭自毁和系统失效。如有必要还能够增设1套有效载
荷自毁系统使得航天器丧失推进能力，即在有效载荷支架中设圆锥形自毁装药直接对准有效载荷推进系
统，使之失去推力。
电源系统
宇宙神级电源系统由1套箭载28V直流主电池及其有关配线组成。宇宙神仪器舱中装有配电装置（D
盒）、1套电源转换开关和1套单点接地系统。电源转换开关在火箭起飞前用来从地面电源切换到内部电源。
火箭的主电池给3条独立的总线供电。
每枚固体推进剂助推器都设有火工品电源系统，这些系统是与火箭的主电源系统分开设置的。固体推
进剂助推器火工品主、副控制器均由单独的火工品电源供电，它们是完全冗余的。

<!-- 第 530 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·487·
半人马座级电源系统由1套28V直流主电池、2套火工品电池（根据特殊任务需要设置）、遥控装置、
单点接地系统和有关配线组成。遥控装置在惯性导航装置软件的控制下通过MIL-STD-1553B军用标准数
据总线提供128条固态开关通路，也包括对关键时序功能的安全与解保。遥控装置还具有为满足电源分配
的需要使电源从地面电源切换到内部电源的能力。配线为电子设备与半人马座级其他系统之间的连接、宇
宙神级与半人马座级之间的连接、电源分配、指令传送以及遥测信号发送提供通路。
典型飞行程序
宇宙神2AS-半人马座2A运载火箭典型任务上升轨道见后图，对应的正常发射事件时序见下表。宇宙
神2AS捆绑4枚固体推进剂助推器，4枚助推器不是在起飞时同时点火，而是选择一对在地面点火，另一
对在前一对熄火后在空中点火，这是因为起飞时4枚助推器同时点火推重比会太高，产生的高动压使运载
火箭承受的载荷超出了设计极限。而安排地面点火的1对助推器燃尽熄火后不马上抛掉而是延后34s抛掉，
这是保证它们的落区满足东靶场安全的要求。
宇宙神2AS-半人马座2A典型飞行时序
事件
时间/s
时间/s
事件
开始惯性制导
宇宙神与半人马座分离
T+293.3
T-11.0
T—3.06
宇宙神发动机启动程序
T+294.8
开始伸展可延伸喷管
第1对助推器点火
结束可延伸喷管伸展
T-0.51
T+301.8
起飞
T+0
T+309.8
半人马座主发动机第1次启动
半人马座主发动机第1次关机
T+3.0
开始宇宙神滚动程序
T+584.8
结束宇宙神滚动程序
半人马座为准备第2次启动重新定向
T+15.0
T+1 180.8
第1对助推器熄火.
半人马座主发动机第2次启动
T+54.7
T+1 475.8
第2对助推器点火
T+60.0
T+1 571.9
半人马座主发动机第2次关机
T+77.1
第1对助推器分离
对准分离姿态
T+1573.9
第2对助推器熄火
起旋达4.7r/min
T+115.3
T+1691.9
第2对助推器分离
航天器分离
T+117.2
T+1 789.9
宇宙神助推发动机关机
T+163.3
T+1918.9
开始转到避免碰撞和防污染机动姿态
宇宙神助推级分离
半人马座任务结束
T+166.4
T+4 239.9
T+214.5
T+20 520.0
卫星到达第1远地点
有效载荷整流罩分离
T+289.2
宇宙神主发动机关机
（裴鸣远）

<!-- 第 531 页 -->
·488·
轨
主发动机第2次
半人马座级
驻留轨道操作
关机后的操作
第2次工作
*
级
推进剂
推进剂
第2次发动机
预分离
推进剂
航天器继续在任务轨道上运行
次
保持
工作预启动
沉底
沉底
半人马座级与航天
避免碰撞和防污染
预冷
机动调整和氢贮箱排气
器分离后的操作
开始分离（MECO2+120s）
进入
闭路推进剂利用控制（S2+15s）
氢贮箱排气
抛有效载荷整流罩指令：
开始转到主发动机第2次启动姿态（ES21400s）
开始转到惯性速度瞄准的姿态（EC01+2s）
打开预启动阀（液氢
达到要求的对准姿态
台小发动机开机，
实行制导操纵（√BS2+7.2s）
SE
当3-
(MES1
典型地
开始转到推进剂下沉姿态（分离+120s）
aqy
泄放推进剂
+7.2s)
1/m²时由
撞
启动姿态控制发动机开始贮箱压力控制推进剂
<1135W/
行控制系统发出
开始转到偏离姿态（分离+32g）
开始转到分离姿态
主发动机第次启动
肼燃料耗尽
防污染机动推进剂沉底）（分离+170g）
启动2台小发动机25＊推进剂沉底（避免磁撤和防污染机动推进剂沉底）（分离十240g）
达到推进剂沉底姿态
底
）燃料箱传感器（RP-1煤油）
开始转到推进剂泄放姿态（分离+560g）
主级发动机关机指令：当
开始2台小发动机的150%推进剂沉底（避免磺撞和防污染机动推进剂沉底）（分离+250s）
（打开公台
主压力开关（液氧）或
主发动机第2次关机指令由飞行控制系统发出（到达目标轨道）
宇宙神级主机
主发动机一次关机指令
航天器分离（ECO2+225）
主发动机第2次启动
工作阶段
结束贮箱压力
开始脚燃料耗尽
俯仰和偏航小发动机关机（S2+0.4s）
半人马座级继续留在地球轨道上
结束2台小发动机10%推进剂沉底（分离+1090s）
：
（打开2台小发动机），开始
小发动机）（MES2-106s）
MES2-21s”焕戚MES2-13s)
人马座级的任务完成，半人马座级飞行事件程序结束，全部系统均处于安全状态中
结束推进剂排放（分离+1640s）
助推级被抛掉
开始推进剂排放（分离+1090s）
达到排放推进剂的姿态
结束肼燃料耗尽（分离+2440s）
（助推发动机
关机+3.
1s)
美
推发动机关机指令
由飞行控制系统发出（到达中间过渡轨道）
空中点火
国
的1对固
体助推器
被抛掉
地面点火的
1对固体助
俯仰和偏航程序
宇宙神级
(T+15s
助推器关机）
助推阶段
T
滚动程序（
(T+2~T+15s)
发射综合设施
宇宙神2AS-半人马座2A典型飞行程序
BECO-助推发动机关机；MES1一主发动机第1次启动：MEC01一主发动机第1次关机；
MEC02一主发动机第2次关机：SEC0—主级发动机关机

<!-- 第 532 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·489·
宇宙神3A（ATLASIIIA）
1994年，通用动力公司将宇宙神-半人马座运载火箭计划转售给马丁·玛丽埃塔公司。1995年初，马
丁·玛丽埃塔公司与洛克希德公司合并成立了洛克希德·马丁公司。新公司为了争夺日益发展的国际卫星
发射市场制定了一项运载火箭发展战略：投资近3亿美元研发先进技术并将其融入到经过飞行验证的型号
中去，以改善运载火箭的性能，降低发射成本，提高可靠性和可操作性。作为该发展战略的第1步，是在
不牺牲高任务成功率的前题下大幅度地改进宇宙神2AS运载火箭，研制一种新型宇宙神2AR，后更名为
宇宙神3A。
宇宙神3A火箭的最大特点是--子级采用由美俄联合投资研发的大推力（海平面额定推力3826kN）
RD-180发动机。由于有了这种推力可调的大推力发动机，从而放弃了原型号的1.5级式结构设计，取消了
助推发动机及固体推进剂火箭助推器，从而减少了大量连接分离零部件和分离抛掷事件，简化了结构的装
配、操作和生产，提高了产品的可靠性。此外，因为RD-180发动机具有连续的推力可调能力，使得运载
火箭达到了最优化，给有效载荷提供了优良飞行环境和设计适用性，从而进一步提高了宇宙神3A对卫星
客户的吸引力。下图示出了宇宙神3A的结构简化情况。
宇宙神2AS
减少4500个零件
宇宙神3A
减少10000个零件
·3个主要装配件；
1个完整的装配件：
·>100个分装配件；
7个流体接口：
·12个流体接口：
12天装配/测试
·80天装配/测试
宇宙神3A结构简化示意图

<!-- 第 533 页 -->
美国
·490·
另外，由于一子级采用RD-180发动机，还为半人马座级的优化设计创造了条件：即由双发动机型改
为单发动机型。结果半人马座级的零部件数量减少了4500个，又进一步提高了整个火箭的可靠性。另外
还改进了半人马座级的可操作性，采用了无泄漏密封和余的点火系统等。
虽然宇宙神3A运载火箭的性能得到了提高，但给卫星提供的接口和环境并未改变，仍采用以前的有
效载荷支架的电气与机械接口，以及有效载荷整流罩，未给有效载荷环境带来不确定因素。
宇宙神3A运载火箭于2000年5月24日从卡纳维拉角空军基地首次发射，获得圆满成功。该运载火
箭的优良性能可使卫星在轨寿命延长2.8年，此次发射还验证了RD-180推进系统和单发动机半人马座级
运行良好。
宇宙神3A的地球同步转移轨道的运载能力为4037kg，至2004年3月13日共发射2次，全部成功。
该型运载火箭的研制成本为3亿美元（1995年币值），发射费用0.9亿～1.05亿美元（1999年币值）。另外，
宇宙神3A火箭的研制成功为后续宇宙神5系列的发展奠定了良好的基础。
主要技术性能
级数
入轨精度
2
全长
52.8 m
（地球同步转移轨道30）
3.05m
远地点高度偏差
最大箭体直径
109 km
起飞质量
近地点高度偏差
2.2 km
220.7t
起飞推力
轨道倾角偏差
0.02°
2 600kN
（约70%的额定推力）
近地点幅角偏差
0.19°
运载能力
0.21°
升交点赤经偏差
4037kg
地球同步转移轨道
一子级
28.91 m
级长
海平面推力
3827kN
直径
真空推力
3.05m
4 152 kN
子级质量
海平面比冲
196.9 t
3052.81m/s
推进剂质量
183.2t
真空比冲
3312.69 m/s
推进剂质量比
2.27
推进剂混合比
0.93
推进剂
145s
液氧/煤油
工作时间
发动机
RD-180
二子级
级长
发动机
10.5m
RL10A-4-1
直径
3.05m
真空推力
99.2 kN
比冲
推进剂质量
16.930t
4 418 m/s
推进剂混合比
子级质量
18.650 t
5.5
推进剂质量比
工作时间
740 s
0.91
液氧／液氢
推进剂

<!-- 第 534 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·491·
整流罩
参见宇宙神2AS。
加长型
整流罩
总体布局
航天器
整流罩尾段
排气管
宇宙神3A为两级运载火箭。其外形除了有效载荷整流罩的直
仪器舱
径为4.2m和尾段有突出安装的2个气瓶整流罩外，其余各部段的
短转接段一
直径均为3.05m。运载火箭的总体布局见右上图。
半人马座级
固定的泡沫
塑料绝热层
一子级（宇宙神级）与半人马座级的分离由设于级间段的线
液氢箱
形装药将其切断，随后靠位于贮箱后端框处的12个反推火箭分离；
级间段
液氧箱
有效载荷整流罩靠爆炸螺栓解锁由弹簧推力器分离。
52.8m
箭体结构
宇宙神级
液氧箱
一子级结构
宇宙神级
宇宙神级
一子级包括尾段、贮箱段和级间段。
煤油箱
尾段
宇宙神3A尾段结构（见右下图）同样采用整体机加工壁板设
计。由于取消了原宇宙神2AS的助推发动机和固体推进剂助推器，
省去了包括分离锁、投放滑轨和助推器连接接头在内的大量构件，
使得尾段结构大为简化。尾段主要由推力筒、发动机整流罩和气
瓶整流罩组成。推力筒段设有发动机架安装面，并承载发动机推
宇宙神3A总体布局
力；发动机整流罩为铝制圆柱形结构用于保护发动机；外部的2
个气瓶整流罩各安装3个供贮箱增压用的气瓶。贮箱增压系统共
有13个这样的气瓶，另外7个安装在尾段底部环框中，另外6个
推力筒
气瓶
分别安装在发动机整流罩外部的2个气瓶整流罩内。RD-180发动
整流罩
机及其有关的摆动控制液压作动系统，控制阀门的气动系统和增
压系统安装在尾段中。
贮箱
宇宙神3A推进剂贮箱与宇宙神2AS的类似，仍为增压稳定
不锈钢硬壳式结构，中间用共底隔成2个贮箱，下面是煤油箱，
上面为液氧箱。但是为了适应RD-180发动机大混合比的要求，将
发动机
液氧箱加长了3.05m，同时增加了蒙皮厚度，燃料箱的后底改为
整流罩
椭球形。由于宇宙神3A的质量较大，因此，采用12个与宇宙神
宇宙神3A尾段结构
2AS相同的反推火箭用于分离。
级间段
宇宙神3A级间段为了适应安装较长的单发动机半人马座级的需要，在原宇宙神2AS的基础上加长了
457mm，另外为了减轻结构质量，级间段采用了铝锂合金蒙皮、桁条半硬壳式结构（宇宙神2AS采用铝

<!-- 第 535 页 -->
·美国
·492·
制结构），但仍保持与宇宙神2AS相同的结构对接面。由于RD-180发动机双燃烧室都能摆动用于俯仰、
偏航和滚动姿控，无需再设单独的滚动控制装置，因此级间段内没有该装置。
二子级结构
二子级结构由推进剂贮箱、前转接段和贮箱绝热层3大构件组成。
推进剂贮箱
推进剂贮箱是半人马座级最主要的整体结构件，也是支撑上面级全部箭上系统和部件的支撑结构。该
贮箱仍为耐腐蚀钢制成的薄壁全硬壳式结构，中间用双壁真空绝热共底将推进剂两组元隔开，下面为液氧
箱，上面为液氢箱，贮箱外面有固定的泡沫绝热层绝热。贮箱通过内部增压保持结构稳定性。
半人马座级使用单发动机，发动机安装在原双发动机安装处附加到贮箱后底上的发动机支撑梁上，但
单发动机的安装中心点是在双发动机位置后的452mm处。并且由于只有1台发动机作双向摆动进行姿态
控制，对推力矢量作动器支撑结构进行了重新设计，并另设单独的滚动控制装置。
前转接段
半人马座级的前转接段与宇宙神2AS-半人马座级的相同，均为铝蒙皮桁条和隔框半硬壳式结构，上端
框与有效载荷整流罩下端对接，下端框与贮箱前裙对接。
贮箱绝热层
推进剂箱仍采用固定泡沫塑料绝热层绝热。它是在液氧箱
和液氢箱外面用黏合剂黏接的一层闭泡聚氯乙烯泡沫塑料层。
这种绝热层可以减少运载火箭在地面准备和在大气层中飞行
10311.4
时的结冰和推进剂蒸发等现象的发生。贮箱绝热层的黏接采用
了改进的黏接剂。
397.0
3750.0
有效载荷整流罩
3750.0
有效载荷整流罩的作用是为火箭在大气层中飞行时保护
有效载荷及电子设备免受气动加热和载荷的影响，并给有效载
荷提供可控制的清洁环境。宇宙神3A采用的整流罩仍有长型
和加长型2种，2种整流罩的设计相同，直径也相同，只是后
长型有效载荷整流罩加长型有效载荷整流罩
者比前者长1m（见右图），均为铝制蒙皮桁条隔框组成的半
宇宙神3A的2种有效载荷整流罩
硬壳式结构。整个整流罩由2个半壳构成，内部设有噪声抑制
装置和防热温控装置，并开有有效载荷检查窗口。整流罩上装
有无污染的爆炸螺栓和弹簧推力器，通过螺栓解锁和弹簧推力器顶推实施分离。
推进系统
一子级推进系统
宇宙神3A一子级采用1台双燃烧室高性能RD-180发动机和1套简单的地面启动系统。RD-180发动
建的阿姆罗斯发动机（RDAMROSS）公司研制的。它是在苏联天顶号和能源号火箭助推器发动机
RD-170/RD-171的基础上研制的，采用了约70%的RD-170发动机组件，包括：预燃室、主燃烧室与喷管、
控制系统和仪表等许多主要组件。所采用的新组件包括：助推泵、主泵和发动机架。另外，RD-180的燃

<!-- 第 536 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·493·
烧室压力也比RD-170高5%。RD-180发动机于1997年7月首次点火试车，2000年5月在宇宙神3A火箭
上得到了飞行验证。美国洛克希德·马丁公司已经将这种发动机用于宇宙神3A以后的宇宙神型号（宇宙
神3B和宇宙神5火箭）。
RD-180发动机是一种闭路液氧/煤油火箭推进系统，该系统还包括：控制阀门作动（调节推力和混合
比）和推力矢量的液压系统；推进剂阀门控制和发动机吹除的气动装置；推力矢量控制的作动器和承载传
递推力载荷的整体发动机架。所有这些系统与构件均作为发动机装置的组成部分装配为一体。RD-180发
动机是由1台涡轮泵供应推进剂的双燃烧室发动机（见下图）。发动机以富氧化剂预燃室预燃闭路分级燃
烧工作，燃烧室压力大于25.7MPa，其性能比MA-5A发动机高10%～15%。该发动机作为完整的动力装
置具有推力矢量控制能力和推力调节能力。发动机的2个燃烧室都能摆动，采用1套推力矢量控制系统，
由主燃料泵中引出的高压RP-1燃料提供动力驱动2个伺服作动器使燃烧室摆动，在一子级工作期间对火
箭进行俯仰、偏航和滚动控制。RD-180发动机的海平面额定推力为3827kN，其推力可以在额定推力的
47%～100%范围内平稳连续地进行调节，从而可以对运载火箭和有效载荷环境进行实质性控制。当运载火
箭飞行到达跨声速飞行的最大加载和最大动压区后，为了使火箭和有效载荷受到的加载最小，就将发动机
的推力调小；而当运载火箭飞行穿过最大动压区时，就将发动机推力调到最大，使火箭加速飞行以取得最
大性能。宇宙神3A首次飞行期间RD-180发动机的推力调节变化曲线见左后图。
氨热交换器
阀的作动和吹除用的氨气瓶
氮气
主涡轮泵
燃料入口燃料助推泵
液氧入口
预燃室
自燃燃料启动瓶
燃料入口阀
氧化剂助推泵
氨
氨气
燃烧室
（2个中的1个）
氮气喷射器
启动瓶
PB燃料阀
燃烧室主燃料阀
液膜冷却剂阀
推力控制阀燃料泵液氧泵
混合比阀（主调节阀）
液氧主阀（液氧供应）（燃料调节器阀）
RD-180发动机系统
运载火箭从发射台起飞时只用RD-180发动机最大推力的74%；起飞后的3min飞行时间，RD-180发
动机的推力从额定推力的74%上升到87%，然后又降到65%，之后再回升到87%，当飞行达到最大加速度
4g时，发动机将推力连续下调到47%以保持期望的5.5g加速度水平。
RD-180发动机（见右后图）的性能参数见后表。
地面启动系统
RD-180发动机自身携带1个整体启动增压瓶和自燃燃料瓶，地面系统提供液压操作启动阀门来启动
发动机。

<!-- 第 537 页 -->
美国
·494·
100
90
（动力水平/额定推力），
70
60
50
40
30
20
10
0
0
20
40
60
80
100
120
140
160
180
200
时间/
宇宙神3A飞行推力的调节变化曲线
RD-180发动机
RD-180发动机的性能参数
项目
参数
海平面
3827
推力/kN
真空
4152
海平面
3 052.81
比冲/(m·s)
真空
3312.69
燃烧循环
分级燃烧，富氧化剂涡轮驱动
推力调节范围
47%~100%
燃烧室压力/MPa
25.66
推进剂混合比（液氧/煤油）
2.72±7%
长度/m
3.58
最大直径/m
3
燃烧室出口直径/m
1.43
喷管面积比
36.87
质量/kg
5520
二子级推进系统
二子级为采用单发动机的半人马座级。采用单发动机与采用双发动机相比，可降低45%的续生成本，
简化系统，提高20%的任务成功率，还能消除2台发动机工作不协调和性能差异对运载火箭和有效载荷的
影响，但是其推力比双发动机的小1半，会影响运载火箭总的运载能力，同时要重新设计姿态控制系统和
支撑结构等。单发动机同样使用带可延伸喷管的RL10A-4-1发动机。发动机可双向摆动，由涡轮泵供应推
进剂，采用再生冷却，其喷管由一段固定喷管和一段辅助的可延伸喷管组成。可延伸喷管长51cm，能增
加喷管膨胀比，从而提高比冲和推力。发动机预启动和启动功能通过给发动机泵挤压输送推进剂来实现。
RL10A-4-1发动机（见左后图）的性能参数见后表。

<!-- 第 538 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·495·
真空推力/kN
99.24
燃烧室压力/kPa
420.8
混合比
5.5
真空比冲/(m·s)
4419.8
燃料流量/（kg·s）
3.45
氧化剂流量/(kg·s)
19.05
燃料泵转速/(r·min)
37360
燃料泵排放压力/kPa
9618.2
氧化剂泵转速/(r·min)
14944
氧化剂泵排放压力/kPa
5839.86
面积比
84
1.82
不带延伸喷管
长度/m
2.32
带延伸喷管
质量/kg
165.71
RL10A-4-1发动机
单发动机半人马座级推进系统（见下图）不用液压推力矢量控制系统操纵发动机摆动，而用1套电控
装置和2个机电作动器推动发动机摆动来进行偏航和俯仰姿态控制，而滚动姿控则由脚反作用控制系统来
承担。肼反作用控制系统位于半人马座级后箱底上，工作时采取容错控制并操纵半人马座级作避免碰撞和
防污染的机动飞行。
发动机/运载火箭对接面
预启动电磁阀
冷却排气级间分离
3447.38kPa压力调节氮气源
断开接头（2处）
?
C1发动机
向
液氢
液氧
箭上加注与泄出阀
P
地面冷却发动机
隔离阀
的液氢管
火箭-地面接口一
T-4脐带断开接头板
宇宙神3A单发动机半人马座级推进系统
一电磁阀；
温度传感器：

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美国
·496·
在半人马座级滑行段，反作用控制系统执行俯仰、偏航和滚动控制；当滑行到主发动机启动期间它还
提供使推进剂下沉的力：半人马座级动力飞行期间将执行滚动控制。
气动系统
宇宙神3A在整个飞行期间由其自身携带的13个氮气瓶供气，而发动机控制靠RD-180发动机自身携
带的气瓶供气，这些气瓶的设计均与宇宙神2AS的相同。
二子级的气动系统包括：计算机控制的排气和增压系统、为反作用控制系统和发动机控制供气的氨气
供应系统以及吹除用的氮气供应系统。
计算机控制的排气和增压系统
该系统的主要用途是维持应有的贮箱气枕压力，确保结构的完整性；防止2个贮箱中的压力一个过低，
一个过高，保持中间共底结构的完整性；确保半人马座级发动机有净正抽吸压力。该系统是软件基容错闭
路贮箱压力控制系统。每个贮箱设3个余气枕传感器来测量气枕压力，并将测得的压力提供给惯性导航
装置。惯性导航装置指令增压或排气，来保持预期的贮箱压力变化图。增压控制通过闭锁液氧和液氢排气
阀和使容错增压电磁阀循环工作来实现。而排气控制是在宇宙神级助推段和半人马座级滑行期间通过液氢
排气电磁阀循环工作或者开启液氢或液氧自调排气阀进行。
氮气供应系统
对于执行短时滑行任务（小于25min），基本型宇宙神3A需要2个内部充压27.580MPa、直径66.0cm
的复合材料球形氨气瓶。气瓶采用301防腐（CRES）金属材料内衬，用石墨缠绕制成，具有爆炸前泄漏
能力。1个压调器给发动机和反作用控制系统提供3.450MPa的氨气。这2个氮气瓶为上升发射和到第1
降交点地球同步转移轨道任务提供充足的氮气。在宇宙神3A执行所有地球同步转移轨道任务时都使用这
样的气瓶。在宇宙神3A运载火箭执行较长滑行段任务时，可根据需要再增加氨气瓶数量。
吹除用氮气供应系统
这种专用的箭载系统在宇宙神助推飞行期间提供对关键部件吹除用的氮气，以防止空气和湿气进入导
致结冰。
推进剂利用系统
宇宙神3A一子级使用与宇宙神2AS相似的推进剂利用敏感系统，只是混合比的调节信号是通过遥控
装置由惯性导航装置传送给RD-180发动机的。半人马座级推进剂利用系统用来确保在任务结束时在推进
剂箱中剩余的液氢和液氧混合比最佳。在液氢箱和液氧箱的外面安装了用于测量推进剂液柱压力的压差传
感器，对剩余推进剂的质量进行连续测量。惯性导航软件将该液柱压力变换成质量并计算所敏感到的两个
贮箱之间的质量不平衡量，然后惯性导航装置指令发动机氧流量控制阀上的驱动马达运转，改变发动机的
混合比，修正所敏感到的误差。驱动马达的电控制器在遥控装置中。
宇宙神级的推进剂耗尽系统
宇宙神3A利用余的煤油和液氧耗尽传感器在敏感到煤油或液氧任何一者耗尽时就触发一个指令使
发动机关机。宇宙神3A的燃料耗尽传感器与宇宙神2AS所用的相同，为余光学传感器；而探测液氧耗
尽用的是压力传感器。
半人马座级推进剂液位指示系统
半人马座级推进剂液位指示系统用于向贮箱加注推进剂时，指示推进剂贮箱中燃料和氧化剂的液位。
该系统由靠近推进剂贮箱顶部安装的热丝传感器和有关地面控制与显示的硬件组成。这些传感器可防止推
进剂的过少加注和过量加注。

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·497·
控制系统
宇宙神3A的飞行控制硬件由新增加的宇宙神遥控装置和2个速率陀螺装置组成。宇宙神遥控装置（见
下图）的设计思想与半人马座遥控装置相同，并且是通过1553数据总线在惯性导航装置控制下使用的。
该装置具有给宇宙神级程序指令、切换和电源分配的功能，并与半人马座级电子设备相结合使用。宇宙神
3A的制导、控制和程序飞行均由半人马座级惯性导航装置中的飞行控制软件管理。宇宙神级的姿态通过
RD-180发动机的伺服定位系统控制。2个速率陀螺装置（前、后各1个）由半人马座级遥控装置提供交流
电（由半人马座级的基准信号使其同步）。速率陀螺装置将测得的箭体真实俯仰与偏航速率信号提供给半
人马座级上的惯性导航装置，以控制运载火箭的稳定飞行。惯性测量分系统为运载火箭控制提供滚动速率
与姿态。
天线
飞行安全
终止系统
电池
混接电池
1号接收机
火工品电池
2号接收机
安全一解保
启动器
配电盒
运载火箭电池
28V
宇宙神级
来自地面的
CCAPS助推级/上面级宇宙神级分离
电源切换开关指令
遥控装置
火工品控制继电器盒
地面电源
反推火箭
离散指令
遥测数据装置
2套速率
交流
给发动机
陀螺装置
电源
作动器
九传给INU的速率信号
来自INU的发动机指令
地面设备接口
推进剂利用阀
仪器信号
给主数据装置的数据
CCAPS控制阀
来自宇宙神遥控装置的控制
到惯性导航装置
CCAPS传感器
宇宙神3A遥控装置的功能
CCAPS一计算机控制的字宙神级增压系统；INU一惯性导航装置
单发动机半人马座级电子设备系统
半人马座级采用高精度制导系统（见后图）。该系统包括1个标准1750A处理器和几个环形激光陀螺，
安装在半人马座级仪器舱的惯性导航装置中。它将完成运载火箭所需要的全部计算，包括制导、导航、姿
态控制、程序操作和分离点火指令、推进剂利用控制与贮箱增压控制等。输入到飞行控制系统的信号包括
速度和时间增量、四元数信息、宇宙神级速率数据、宇宙神级与半人马座级贮箱压力及推进剂利用数据。
飞行控制系统的输出信号包括半人马座级遥控装置中的128个固态开关指令和宇宙神级遥控装置中的
64个固态开关指令。遥控装置根据惯性导航装置的指令控制运载火箭的全部程序操作事件，包括：反作用
控制系统的、发动机的、压力控制的、推力矢量控制的和推进剂耗尽的事件等。

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美国
·498·
宇宙神级程序指令飞行安全终止系统
宇宙神
CCLS
遥控装置推进剂耗尽
瞬变抑制
宇宙神TVC
上行线
接收机
1553数
CCAPS
C波段
航天器自毁
据总线
电池
传感器
宇宙神级
（如需要）
1号RGU速率
输入信号
2号RGU速率
推力调节器阀位置指示器
运载火箭
火箭
自毁装药
INU遥测数据
主电池
CCVAPS
地面电源脐带缆管
PU
伺服反馈
S/C接口板
S/C仪器
器
S/C脐带
S波段
缆管
PU传
发射机
半人马座级
S/C指令
（需要时）
运载火箭程序指令
5
来自宇宙神级RDU
CCVAPS控制
的仪器（信号）仪器信号
-PU伺服定位器控制
肼控制
单发动机半人马座级电子设备系统
CCAPS一计算机控制的宇宙神增压系统：CCLS一计算机控制发射装置；CCVAPS一计算机控制的排气和增压系统：INU一惯性导航装置；
PU一推进剂利用；RGU一速率陀螺装置；S/C一航天器：TVC—推力矢量控制：1一惯性导航装置：2一主数据装置：3一遥控数据装置；
4一电控装置；5一机电作动器推力矢量控制；6一半人马座级遥控装置：7一火工品控制器
飞行控制系统将完成宇宙神级和半人马座级两个飞行阶段的全部姿态控制、制导和导航计算。该系统
在宇宙神级飞行阶段初期根据发射前不久测得的上升风指令实施开路俯仰和偏航操纵。然后根据任务轨道
的需要开始对运载火箭实施闭路制导操纵。
环形激光陀螺系统提供高精度速率测量值供飞行计算机处理。捷联式惯性测量系统提供来自精确计时
基准的飞行控制系统时间增量脉冲，来自加速度计的速度增量脉冲和箭体-惯性姿态四元数数据。
遥测和跟踪系统
宇宙神3A遥测系统与宇宙神2AS的类似，只是
惯性
主数据装置S波段发射机
对主数据装置和遥测数据装置作了较小的改变。宇宙
导航装置
神遥测数据采集系统（见右图）在发射和整个飞行阶
段监测除制导和导航之外的几百个运载火箭参数。一
半人马座级
电子设备
些关键参数也通过陆上仪器监测。测量参数包括加速
度、振动、温度、压力、位移、电流与电压、发动机
半人马座
传感器
级后遥测
传感器
泵转速和离散数据。这种可编程的数据采集遥测系统
数据装置
由1个主数据装置和2个遥测数据装置组成，2个遥
宇宙神级
测数据装置一个装在宇宙神级，另一个在半人马座级
宇宙神级
传感器
B-1舱的
电子设备
遥测数据装置
的后端。主数据装置位于半人马座级仪器舱中，该装
宇宙神遥测数据采集系统
置除接收和格式化来自惯性导航装置和2个遥测数据
装置的数据外，还为半人马座前端所有的测量激发传
感器，进行信号调节和编码。惯性导航装置通过1553数据总线将数据传给主数据装置。主数据装置输出2
个脉码调制输出信号：一个信号发给射频发射机；另一个给硬线脐带电缆。

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·499 ·
C波段跟踪系统为适应靶场安全跟踪的需要帮助确定运载火箭的实时位置。箭载应答器探测到跟踪雷
达询问时就返回一个放大的射频信号。这一基本的系统由1台非相干的应答器、1个电源分配器和2套天
线组成。这套半人马座C波段跟踪系统能满足东、西靶场的要求。
飞行终止系统
宇宙神3A采用宇宙神2AS的飞行终止系统，但没有
圆锥形装药
天线
1号安全
固体推进剂助推器的偶发分离自毁系统或助推器锥形装
（共底）
接收机
药推力终止装置。宇宙神级主发动机关机由半人马座级飞
行终止系统和惯性导航装置控制（见右图）。
28V
宇宙神级
直流电池
安全/解保
半人马座级在出现飞行故障时由半人马座级飞行终
环形耦合器
装置
止系统终止其飞行。半人马座级飞行终止系统与火箭其他
28V
直流电池
系统无关，也与宇宙神级飞行终止系统无关。该系统是
余的，并得到在卡纳维拉尔角空军基地和范登堡空军基地
2号安全
接收机
天线
的发射批准。安全接收机只响应高字母编码语言信息，用
这些信息指令发动机关机、飞行器自毁和系统禁用。如有
屏蔽射频同轴电缆
主柔性限爆索
必要还可以给航天器增设1套自毁系统，用这套系统来使
宇宙神级飞行终止系统
其推进能力丧失，即在有效载荷支架中装1套圆锥形自毁
装药，由它来消散有效载荷推进系统能量。半人马座级的
飞行终止系统见下图。
航天器
半人马座级
圆锥形装置
圆锥形装药
（需要时）
天线
1号安全接收机
三通歧管！
三通歧管
1号28V
柔性限爆索
线形
直流电池
火工品
环形耦合器
自毁信号
系统
半人马座级
2号28V
安全/解保装置
直流电池
屏蔽射频同
轴电缆
2号安全接收机
柔性限爆索
天线
解保（主发动机关机）
半人马座级飞行终止系统
电源系统
宇宙神级电源系统由1套28V直流主电池和2套用于遥控装置（用于控制RD-180发动机）的一28V
直流较小电池以及有关配线组成。宇宙神级遥控装置装有配电器、电源转换开关和单点接地系统。电源转
换开关在火箭起飞前从地面电源转接到箭上电源。火箭的主电池给3条独立的总线供电。另外的2套电池
将一28V直流电余地供给1条一28V直流总线。

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美国
·500·
火工品电源系统与火箭主电源系统分开设置，2套火工品电池通过配电盒给火工品控制器供电。
半人马座级电源系统由1套28V直流主电池、2套火工品电池（根据特殊任务需要设置）、遥控装置、
1套单点接地系统和有关的电缆配线组成。遥控装置在惯性导航装置软件控制下通过1条MLL-STD-1553B
数据总线提供128条固态开关通路，包括关键程序功能的安全与解保。遥控装置还具有为满足电源分配的
需要，从地面电源向箭上主电源转换的能力。电缆配线为电子设备与半人马座级其他系统的互联、宇宙神
级与半人马座级之间的互联、电源分配以及指令和遥测信号传输提供通路。
典型飞行程序
宇宙神3A运载火箭的主要任务是向地球同步转移轨道发射各种卫星。
宇宙神级RD-180发动机在地面点火，火箭起飞前要作“健康”检查。发动机以70%的额定推力工作
推动火箭作短暂的垂直上升飞行，在此期间火箭滚动对准飞行方位飞行。火箭起飞9.0s后，到达152m
高度时，运载火箭开始上仰飞行。到达1829m高空时，运载火箭按照规定的零俯仰角和零偏航角飞行，
使得火箭受到的气动载荷最小。这种零俯仰角和零偏航角以及直线-切线操纵是通过调节设计好的操纵程序
实施的。这样控制风诱导的气动载荷可提高发射的有效利用率。之后运载火箭在制导控制下继续飞行直到
推进剂耗尽发动机关机。发动机关机后11s，引爆附加到级间段前环框上的线形装药切断宇宙神级与半人
马座级的连接，然后点燃12枚反推火箭将宇宙神级推离开半人马座级。
宇宙神级工作阶段，RD-180发动机的推力调节是根据运载火箭限制条件设计的：起飞时为了减轻起
飞载荷与噪声对运载火箭和航天器的影响将推力适当降低；飞行到达36m高度，噪声足够低时，将推力
上调：飞行到达跨声速区，为了减缓风诱导的动压变化，又将推力调小（飞行软件根据保持火箭设计强度
要求计算飞行马赫数，并将其作为跨声速区下调和上调推力的准则，以此控制动压的变化）；之后RD-180
统一直对发动机推力进行主动控制与调节，以保持运载火箭以一定的加速度飞行直到发动机关机前10s。
RD-180发动机关机和宇宙神级/半人马座级分离后，半人马座级主发动机点火工作。当3o自由分子
热通量低于1135W/m²时，即在半人马座级主发动机点火8s后抛有效载荷整流罩。半人马座级发动机继
续工作，并将飞行器送入性能最佳的椭圆形驻留轨道。在半人马座级主发动机第1次关机时，半人马座级
与航天器进入滑行段，到达靠近赤道上空，半人马座级主发动机按照制导计算的发动机启动时间再次点火
工作。然后在制导操纵下飞行器进入地球同步转移轨道。之后，主发动机关机，半人马座级对准与航天器
分离的姿态，在分离前可以绕滚动轴作（5.0土0.5）r/min的旋转稳定。半人马座级与航天器分离后，半人
马座级进行避免碰撞和防污染机动飞行，以防止它再与航天器接触和对航天器造成污染。宇宙神3A火箭
的典型飞行时序见下表。
宇宙神3A火箭的典型飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
开始伸展可延伸喷管
T-11.0
开始惯性制导
T+196.5
可延伸喷管伸展结束
T+2~T+9
滚动对准飞行方位
T+203.5
半人马座主发动机启动
T+9
开始俯仰阶段飞行
T+212.9
有效载荷整流罩分离
T+184.0
宇宙神发动机关机
T+220.9
T+195.0
宇宙神与半人马座分离
T+767.7
半人马座主发动机关机

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·501·
续表
事件
事件
时间/s
时间/s
开始旋转
T+1101.2
半人马座为准备第2次启动重新定向
T+1 717.3
航天器分离
半人马座主发动机第2次启动
T+1 401.2
T+1810.3
开始转向避免碰撞和防污染机动飞行姿态
T+1585.3
半人马座主发动机第2次关机
T+1 930.3
开始对准分离姿态
半人马座任务结束
T+4250.3
T+1587.3
宇宙神3A火箭的典型飞行程序见下图。
半人马半人马座级
半人马座级
航天器
半人马座级
避免碰撞和
定向、旋转并
座级第1驻留轨道
任务
第2工作阶段
滑行阶段
防污染机动
与航天器分离
继续
工作
阶段
SRB
主发动机第2次启动
抛有效载荷整流罩
主发动机关机
排放推进剂
主发动机第2次关机
宇宙神级-半人马座级分离
口
结束半人马座级任务
主发动机启动
宇宙神级发动机关机
卡纳维拉尔角空军基地
36B综合发射设施
宇宙神3A火箭的典型飞行程序
（裴鸣远，终艳春）
宇宙神3B（ATLASIIIB）
宇宙神3B和宇宙神3A一样都是洛克希德·马丁公司1995年制定的宇宙神系列运载火箭发展战略的
产物，同属于从20世纪90年代宇宙神2型系列向21世纪宇宙神5型系列发展的过渡型号。宇宙神3B除
了承担卫星发射任务外，还承担飞行验证宇宙神5运载火箭要采用的一些新部件，如：继续飞行验证将作
为宇宙神5系列运载火箭通用推进系统的大推力高性能RD-180发动机，验证将在宇宙神5系列上采用的
通用半人马座级等。通用半人马座级（见后图）的硬件是标准化的，其长度加长了2.18m，90%的主动系
统是余的（包括点火系统），采用无泄漏低温密封，具有高可靠、便于生产和操作等特点。

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美国
·502·
半人马座级
·90%的主动系统是余的
·无泄漏低温密封
单发动机型
·提高了发动机的可靠性
双发动机型
通用半人马座级
通用半人马座级包括单发动机型和双发动机型2种，都采用RL10A-4-2发动机。单发动机型类似于半
人马座3A上面级，系统较简单，可靠性较高，采用机电作动推力矢量控制系统，其推力比双发动机型的
推力低1/2；双发动机型与半人马座2AS上面级类似，推力较大，适于发射质量较大的有效载荷。宇宙神
3B运载火箭既可以使用单发动机型也可以使用双发动机型上面级。采用双发动机型上面级的宇宙神3B火
箭，其地球同步转移轨道的运载能力为4.5t；采用单发动机型上面级的运载能力为4.119t。
宇宙神3B火箭于2002年2月21日首次发射，至2005年2月3日退役总共发射4次，全部成功。其
发射价格为0.95亿～1.05亿美元（2000年币值）。
主要技术性能
级数
入轨精度（地球同步转移轨道3o)
2
全长
远地点高度
168km
54.5 m
4.6 km
起飞质量
近地点高度
225.4 t
轨道倾角
起飞推力
2600kN（额定推力的70%）
0.025°
运载能力
近地点幅度
0.2°
地球同步转移轨道4.119t（单发动机型）
4.5t（双发动机型）
一子级
参见宇宙神3A一子级。
二子级
级长
发动机
12.68m（带喷管延长段）
RL10A-4-2（1台或2台）

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宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·503·
直径
3.05m
推进剂
液氧/液氢
子级质量
真空推力
22.744t（单发动机型）
99.2kN（单发动机型）
22.936t（双发动机型）
198.4kN（双发动机型）
推进剂质量
真空比冲
4 418 m/s
20.83t
工作时间
推进剂质量比
0.92（单发动机型）
900s（单发动机型）
0.91（双发动机型）
440s（双发动机型）
加长型
整流罩
有效载荷
整流罩
航天器
参见宇宙神2AS整流罩。
排气管
整流罩尾段
半人马
座级
总体布局
前转接段
固定的
泡沫塑料
宇宙神3B火箭的总体布局与宇宙神3A基本相同，但是为了优化系
绝热层
统的性能，将二子级（通用半人马座级）的推进剂箱加长了1.68m。通
液氢箱
级间段
用半人马座级，包括单发动机半人马座和双发动机半人马座2种类型，
液氧箱
54.5m
均使用RL10A-4-2氢氧发动机。右图为宇宙神3B-双发动机半人马座级。
单发动机半人马座级采用带机电摆动作动器的RL10A-4-2发动机；双发
动机半人马座级用带液压摆动作动器的双发动机。二子级的发动机具有
宇宙神级
液氧箱
多次启动的能力，经发动机2次工作之后进入1个5h滑行期到达地球
同步轨道高度，按照制导计算的时间发动机再次点火，可将有效荷直接
宇宙神级
宇宙神级
煤油箱
送入地球同步轨道。这样在有效载荷上就不再使用远地点发动机及其相
应装置，可明显改善其性能，但是火箭要增加1套扩展任务的装置，包
括用1个250A·h电池代替2个150A·h电池，改进液氢箱的绝热和防辐
射层以减少推进剂的蒸发，增加肼瓶和氨气瓶等供延长滑行期使用。
宇宙神3B火箭的电子设备安装与宇宙神3A的类似。一子级的专用
系统，如遥控装置、靶场飞行终止系统、推进剂管理系统、遥测装置与
宇宙神3B-双发动机半人马座级
电源都安装在一子级外面纵向设置的仪器舱中。为便于检测，二子级的
电子设备都安装在圆锥形仪器舱的外部，主要包括惯性导航装置中的捷
联系统、环形激光陀螺、集成的1750A微处理器（2个）和256kbit随机存取存储器、数据采集系统中的
1553数据总线接口、固态电子仪器和高数据解算器等。此外一子级分离用的12个反推火箭以及二子级姿
态控制与推进剂沉底用的8个40N肼小发动机和4个27N肼小发动机都分别安装在各自的贮箱后端框和
后底上。贮箱增压用的氮气瓶也分别安装在各自的尾段中。一、二子级分离靠级间段前端框安装的柔性线
形装药解锁和12个反推火箭分离；而有效载荷整流罩靠爆炸螺栓解锁和弹簧推力器分离。宇宙神3B火箭
的气动系统和推进剂管理系统也与宇宙神3A相同。
箭体结构
宇宙神3B箭体结构与宇宙神3A的相同，都采用压力稳定的不锈钢硬壳式贮箱和整体机械加工铝金合

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美国
·504·
壁板尾段的推力结构。级间段为铝锂合金蒙皮桁条隔框半硬式结构，前端安装供分离用的线形装药。
二子级的结构也与宇宙神3A的基本相同。推进剂贮箱仍为中间用椭球形真空绝热共底隔开的压力稳
定不锈钢贮箱结构。
半人马座级前转接段将早期型号用的前转接段与仪器舱两者的功能结合到一个更容易制造的结构中，
电子设备、电缆和前脱落电缆板安装在该结构上（见左下图）。航天器支架螺接到该转接段的前端框上。
这种经过加强的转接段是铝蒙皮-铝锂桁条结构，其承载能力完全能够承载质量5900～9072kg的有效载
荷。经过对其结构作局部改进和采用铝锂合金的桁条，使得该转接段的结构成本和质量效率得以提高。
适用于扩展任务延长滑行期任务的典型半人马座级前转接段见右下图。半人马座级电子设备及其元件
用防热涂料、防热带及防辐射罩覆盖以维持其应有的工作温度。
有效载荷整流罩结构同样为铝蒙皮桁条和隔框半硬壳式蚌壳状结构，设有供分离使用的爆炸螺栓和弹
簧推冲装置。
特殊任务用
遥控装置
的接插板
数字
电信包
主电池
惯性导航
C波段转发器
装置
安全一解保飞行终止火工品火工品
装置系统电池控制装置
半人马座前转接段
延长滑行期任务用的典型半人马座前转接段
推进系统
宇宙神3B一子级推进系统与宇宙神3A的完全相同，都采用推力可调的高性能发动机RD-180。RD-180
发动机有2个可摆动的燃烧室，由1台涡轮泵供应推进剂，以富氧化剂分级燃烧循环工作，燃烧室的高压
使得它成为当今世界上性能最高的液氧/煤油发动机。发动机自身携带液压摆动系统、控制阀门作动的气动
系统和承载的发动机架。为了控制俯仰、偏航和滚动姿态，发动机的2个燃烧室可在土8摆角范围内摆动。
发动机由普拉特·惠特尼公司和动力机械科研生产联合体组成的合资公司（RDAMROSS）提供。
单发动机型半人马座级采用带机电摆动作动器的RL10A-4-2发动机；而双发动机型半人马座级采用带
液压摆动作动器的RL10A-4-2发动机。RL10A-4-2发动机（见后图）的性能与宇宙神3A使用的RL10A-4-1
2AS双发动机半人马座级推进系统组成图，单发动机型见宇宙神3A单发动机半人马座级推进系统图。
RL10A-4-2发动机的性能数据见后表。

<!-- 第 548 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·SOS·
真空推力/kN
99.2
比冲/(m·s)
4418
循环方式
膨胀循环
燃烧室压力/MPa
4.148
混合比
5.5
推重比
60.53
混合比调节
4.8~5.8
摇摆能力/°
±4
84
喷管面积比
质量/kg
170
RL10A-4-2发动机
半人马座级的反作用控制系统由4台使推进剂下沉的小发动机、4台控制俯仰姿态的小发动机和4台
控制偏航姿态的小发动机组成。反作用控制小发动机均采用阱推进剂，推进剂由一个或多个共用的气瓶挤
压供应。反作用控制系统的气瓶和小发动机都远离有效载荷设置，安装在推进剂箱的后底上以防对有效载
荷造成污染。
控制系统
宇宙神3B的制导控制系统与宇宙神3A的相同。一子级的制导控制来自上面级，其主要组成部分是惯
性导航装置。惯性导航装置将环形激光陀螺与1750A处理器结合起来进行惯性导航，进行全部的制导与控
制计算，以及管理贮箱增压与推进剂的剩余量。其制导指令是由半人马座级遥控装置中的128个固态开关
和宇宙神级遥控装置中的64个开关发出并通过1条MIL-STD-1553B军用标准数据总线分配。
宇宙神3B-双发动机半人马座的电子系统参见宇宙神2AS-半人马座火箭的电子设备系统。宇宙神3B
单发动机半人马座电子系统参见宇宙神3A火箭单发动机半人马座级电子设备系统。
姿态控制系统
制靠2个燃烧室的反向摆动进行。
半人马座级在主发动机工作期间，双发动机型半人马座级的俯仰、偏航和滚动3轴姿控靠液压作动器
摆动2个发动机推力室完成；而单发动机型半人马座级的俯仰和偏航姿态用机电作动器摆动单发动机推力
室控制，滚动姿态控制则要靠反作用控制系统完成。在半人马座级发动机停止工作的滑行期，3轴姿态控
制也由反作用控制系统完成。在驻留轨道滑行期间，用4台沉底小发动机使推进剂下沉并用2台沉底小发
动机保持推进剂沉底。在半人马座级主发动机第2次预启动前和期间，4台沉底小发动机将再次工作。主
仰和偏航小发动机则提供滚动控制力并辅助俯仰和偏航姿态控制。
反作用控制系统可以有多种组合工作方式来适应航天器分离、姿态控制和半人马座级防污染、避免碰
撞的机动飞行。

<!-- 第 549 页 -->
美国
·506·
遥测与跟踪系统
宇宙神3B的遥测跟踪系统与宇宙神3A的相同。遥测系统包括1个主数据装置。该装置直接接收并格
式化来自惯性导航装置的数据和来自运载火箭传感器通过2个遥测数据装置（一子级和半人马座级各1个）
发来的数据，并提供2个脉码调制输出信号，一个给射频发射机，另一个给脐带缆线。遥测数据采集系统
见宇宙神3A火箭的系统。
飞行终止系统
宇宙神3B的飞行终止系统与宇宙神3A的相同。余可靠的飞行终止系统能够按照靶场安全官的指令
使发动机关机和运载火箭自毁。该系统有其独立的接收机电源。
电源系统
宇宙神3B的电源系统与宇宙神3A的相同，使用1个28V直流主电池通过配电装置给电子设备供电。
典型飞行程序
宇宙神3B的飞行轨迹与宇宙神3A的相类似，只是飞行时序数据有所不同。下表列出宇宙神3B-双发
动机半人马座和宇宙神3B-单发动机半人马座的飞行时序。
宇宙神3B执行同步转移轨道任务的飞行时序
时间/s
时间/s
事件
双发动机
事件
双发动机
单发动机
单发动机
上面级
上面级
上面级
上面级
T-11.0
开始惯性制导
半人马座为准备第2次启动重新定向
T-11.0
T+982.0
T+1 085.1
起飞
T+0
0+1
半人马座主发动机第2次启动
T+1380.0
T+1483.1
T+182.0
T+181.0
宇宙神发动机关机
半人马座主发动机第2次关机
T+1 494.5
T+1663.9
T+193.0
T+192.9
宇宙神与半人马座分离
开始对准分离姿态
T十1 496.8
T+1665.9
T+194.5
T+194.4
开始伸展可延伸喷管
T+1626.8
开始起旋
T+1795.9
T+201.4
T+201.5
结束可延伸喷管伸展
T+1 719.8
T+1888.9
航天器分离
T+1839.8
T+202.9
半人马座主发动机启动
T+.202.8
开始转向避免碰撞防污染机动姿态
T+2008.9
有效载荷整流罩分离
T+225.5
T+210.8
半人马座任务结束
T+4 159.8
T+4328.9
半人马座主发动机关机
T+541.7
T+929.3
（裴鸣远，终艳春）

<!-- 第 550 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·507·
宇宙神5系列（ATLASVFAMILY）
宇宙神5火箭
计划下研制的新型运载火箭系列，研制的主要目的在于通过模块化和标准化设计，降低火箭发射成本，提
高火箭的可靠性和可用性，以满足政府和商业用户对中、重型有效载荷的发射需求。该系列火箭由洛克希
洛·马公司又与波音公司合资成立了联合发射同盟，负责宇宙神5和德尔它4火箭的政府有效载荷发射服
务。
宇宙神5系列火箭在研制上充分继承了宇宙神1、宇宙神2和宇宙神3的优点，尽量使用经过飞行验
证的硬件，如芯级发动机、半人马座级、卫星支架以及有效载荷整流罩等。通过改进，宇宙神5系列火箭
具有了更高的性能、可靠性和灵活性，最大近地轨道运载能力达19.05t，同步转移轨道运载能力达13t。
宇宙神5的改进过程如后图所示。
宇宙神5系列包括宇宙神5的400系列、500系列以及重型运载火箭（HLV)，能够满足各种中、重型
有效载荷的发射需求，同时兼顾美国军方有效载荷的发射要求。其中400系列和500系列的型号由3位数
字表示，其命名规则见后表。
例如，宇宙神5的551型表示该火箭使用5m直径的有效载荷整流罩，捆绑5枚固体推进剂助推器
（SRB），二子级为使用1台发动机的半人马座级。

<!-- 第 551 页 -->
美国
·508·
宇宙神1/2系列
宇宙神3系列
宇宙神5系列
5m直径
30
整流罩
26
地球同步转移轨道运载能力/t
改进
单发动机
通用
电子设备
半人马座
半人马座
22
18
3.8m直径
通用芯级
液笔
箱
加
14
10
固体
液体
助推器
助推器
固体
6
RD-
助推器
发
宇宙神1
宇宙神5
宇宙神3A
宇宙神3B
宇宙神2AS
宇宙神5
宇宙神5
2
宇宙神2
单发动机型
400系列
宇宙神2A
双发动机型
500系列
重型
1990.7
1993.1
2000.5
首飞时间
2002.2
2002.8
2003.7
宇宙神的改进
宇宙神5的命名规则
火箭命名规则：宇宙神5xyz
x=有效载荷整流罩直径（m，近似值）
y=固体火箭助推器数量（0～5）
2=半人马座级发动机数量（1～2）
火箭系列
400
500
重型
5
4
有效载荷
5
长型
短型
整流罩
长型
加长型
中型
直径/m
(同500系列)
超长型
长型
捆绑助推器
0~3
0~5
2
重型
400
500
数量/枚
(固体火箭助推器)
(固体火箭助推器)
(液体火箭助推器)
40x50x
41X51X
42X52X
半人马座级
1
1
43x53x
54.X
55x
发动机/台
2
2
2

<!-- 第 552 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·509·
2002年8月，宇宙神5的401型运载火箭进行了该系列的首次发射，成功地将阿尔卡特航天公司制造
的热鸟6号通信卫星发射入轨。到2007年6月底，宇宙神5的401，411，431，521和551型共进行10
次发射，9次全部成功，1次部分成功。10次都是从卡纳维拉尔角空军基地发射的。宇宙神5系列火箭各
型的运载能力如下表所示。
宇宙神5各型运载火箭的运载能力
近地轨道
近地轨道
地球同步转移轨道
型号名称
(185km，90.0°)
(185km/35786km，27°)
（185km，28.5°)
401
4950
9050
7335
402
5170
9050
9050
400系列
6075
9050
9015
411
421
0506
7000
9050
431
7800
9050
9050
501
8250
6420
3970
511
5370
8560
10950
521
6485
13300
10490
531
7425
15300
12 185
500系列
541
8240
17100
13480
542
18955
14800
551
14520
8700
18500
552
19 050
16125
一
重型
HLV
13000
19 050
主要技术性能
500系列
重型
400系列
型号
521
542
HLV
401
431
级数
2
2
2
2
2
62.4 m
65.3 m
全长
59.6 m
58.3m
58.3m
起飞质量
431.36 t
526.8t
334.78t
476.95t
950.64 t
6 549 kN
9 271 kN
起飞推力
11 481 kN
3 827 kN
7910kN
4.2m
5.4 m
5.4 m
4.2m
5.4 m
芯级最大直径
固体推进剂助推器
长度
推进剂
19.5 m
端羟基聚丁二烯
直径
1.55 m
海平面推力
1 361 kN
4.05 t
结构质量
2 696.828 m/s
海平面比冲
94 s
42.5 t
工作时间
推进剂质量

<!-- 第 553 页 -->
美国
·510·
液体推进剂助推器
35.99 m
长度
海平面推力
3 827 kN
直径
真空推力
3.81 m
4152 kN
起飞质量
海平面比冲
308.697 t
3 052.81m/s
推进剂质量
286.795 t
真空比冲
3 318.57 m/s
发动机
工作时间
RD-180
150 s
推进剂
液氧／煤油
一子级（通用芯级）
400系列
500系列
重型
级长
32.46 m
32.46 m
32.46 m
直径
.3.81 m
3.81m
3.81 m
子级质量
305.425 t
305.366 t
310.443 t
推进剂质量
284.089t
284.089 t
286.795 t
发动机
RD-180
RD-180
RD-180
推进剂
液氧／煤油
液氧／煤油
液氧／煤油
海平面推力
3 827 kN
3 827 kN
3 827 kN
真空推力
4152 kN
4 152 kN
4 152 kN
海平面比冲
3 052.81m.s
3052.81m/s
3052.81m/s
真空比冲
3 312.69 m/s
3 312.69 m/s
3 312.69 m/s
227 s
工作时间
227s
227s
二子级（通用半人马座级）
12.68 m
级长
推进剂
液氧/液氢
直径
3.05m
真空推力
子级质量
单发动机型
99.2 kN
单发动机型
22.744 t
双发动机型
198.4 kN
双发动机型
真空比冲
22.936 t
4418m/s
20.83 t
推进剂质量
工作时间
发动机
RL10A-4-2
单发动机型
900 s
（1台或2台）
双发动机型
440 s
整流罩
400系列
500系列
重型
型号
长型/加长型/超长型
长型
短型/中型/长型
长度
12 m/12.9 m/13.8 m
20.7 m/23.4 m/26.5 m
26.5 m
结构质量
4394kg
2 111 kg/2289 kg/
3 540 kg /4 019 kg /
2 503kg
4 394 kg

<!-- 第 554 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·511·
4.2m
5.4 m
外径
5.4m
内径
3.75m
4.572 m
4.572m
总体布局
宇宙神5系列采用模块化设计思想，主要通用模块包括：通用芯级（CCB）、通用半人马座级、固体
捆绑助推器和有效载荷整流罩，见下图。
通用半人马座级
4m直径整流罩
5m直径整流罩
RL10A-4-2
上面级主发动机
通用芯级
通用固体推
进剂助推器
400系列
RD-180
500系列
HLV
（捆绑0~3个固体
主发动机
（捆绑0~3个固体推进剂助推器）
推进剂助推器）
宇宙神5通用模块
这些模块按照通用芯级（十捆绑助推器）十通用半人马座级的基本结构，再配以不同的有效载荷整流
罩、卫星支架及双星发射系统，可组成运载能力各不相同的3大类10多种型号的宇宙神5系列火箭，可
以执行近地轨道、地球同步转移轨道和地球同步轨道等多种发射任务。
各型一子级均采用通用芯级作为主要推进级。该通用芯级直径3.81m，使用单台RD-180发动机，以
液氧和煤油作为推进剂。在宇宙神5的400系列和500系列以及重型之间，该通用芯级是通用的。为完成
不同的发射任务，可在通用芯级周围捆绑不同数量和不同类型的助推器。400系列可捆绑0～3枚固体助推
器，500系列可捆绑0～5枚固体助推器，重型则使用2个通用芯级作为液体火箭助推器。
二子级采用通用半人马座级，使用低温推进剂。该上面级由宇宙神3A所使用的半人马座2上面级改
进而来，经过了宇宙神3B的飞行验证。根据任务需要，通用半人马座级可采用1台或2台RL10A-4-2发
动机，构成单发动机半人马座级（SEC）和双发动机半人马座级（DEC）。
通用芯级和通用半人马座级之间采用多种不同形状的级间段相连。400系列的级间段由2部分组成。
500系列和重型使用的级间段相同，均由4部分组成。

<!-- 第 555 页 -->
美国
·512·
宇宙神5系列使用2种不同直径的有效载荷整流罩。4m直径整流罩用于400系列，包括长型（LPF）、
加长型（EPF）和超长型（XEPF）。5m直径整流罩用于500系列和重型，包括短型、中型和长型，这3
种型号均适用于500系列，而重型只用长型的5m直径整流罩。
根据任务的不同，宇宙神5可选用4种标准的卫星支架和2种双星发射系统。
宇宙神5的400系列和500系列以及宇宙神5重型的基本组成和主要部件分别见下面的3幅图。
，
4m直径有效载荷整流罩（长型、加长型和超长型）
半人马座级
半人马座级圆柱形级间段（直径3.05m）
通用芯级锥形级间段
固体火箭助推器
（0～3枚）
单台或双台RL10A-4-2发动机
后过渡结构/
热防护罩
通用芯级
RD-180发动机
宇宙神5的400系列运载火箭
5m直径有效载荷整流罩（短型、中型和长型）
半人马座级后短柱形级间段、
半人马座级
半人马座级锥形级间段
半人马座级圆柱形级间段
（直径3.8m）
通用芯级圆柱形级间段
固体火箭助推器
（0~5枚）
半人马座级
前载荷支撑器
尾段
单台或双台
RL10A-4-2发动机
通用芯级
后过渡结构
/热防护罩
RD-180发动机
宇宙神5的500系列运载火箭

<!-- 第 556 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·513·
5m直径有效载荷整流罩（长型）
半人马座级后短柱形级间段、
半人马座级
半人马座级锥形级间段、
半人马座级圆柱形级间段
通用芯级圆柱形级间段
后过渡结构
/热防护罩
半人马座级
前载荷支撑器
尾段
单台或双台
RL10A-4-2发动机
液体火箭助推器
通用芯级
RD-180发动机
宇宙神5的重型运载火箭
箭体结构
宇宙神5系列主要箭体结构包括：通用芯级、半人马座级、级间段、整流罩和卫星支架。
一子级结构
一子级是通用芯级，直径
3.81m，长度为32.48m，主要包
括推进剂贮箱、后过渡结构和发动
机热防护罩。
液氧贮箱
推进剂贮箱包括液氧箱和煤
电子设备舱
连接环
油箱，采用简化的设计结构，由
16个构件组成（宇宙神2AS采用
了100多个构件）。两箱体结构均
由铝网格壁板制成。箱间裙段同样
煤油贮箱
由铝合金网格壁板制成，带有铝制
隔框。通用芯级飞行所用的电子设
备舱沿贮箱侧壁纵向铺设。推进剂
推进剂输送管路
通过铝制输送管路从贮箱流向后
过渡结构和发动机。右图示出通用
通用芯级主要结构
芯级的主要结构。
液氧箱包括前后2个筒段、1个带检修孔盖的旋压成型前底和1个带储液槽的旋压成型后底。2个筒
段通过1个铝制环形锻件连接。每个筒段都由4块铝制网格壁板焊接而成。煤油箱的结构及工艺与液氧箱

<!-- 第 557 页 -->
美国
·514·
大体相同，包括筒段、前底和后底，唯一的不同在于只采用了1个筒段。
发动机通过后过渡结构和热防护罩安装到通用芯级上。后过渡结构由7075铝制隔框与2040铝蒙皮构
成，传递发动机推力，内部装有为推进剂贮箱增压的氨气瓶。
热防护罩用于在发动机点火工作时保护通用芯级，也是发动机舱的环境保护罩。热防护罩直径3.05m，
它是圆柱体复合材料结构件，在铝制蜂窝和铝隔框结构上覆盖有石墨环氧树脂面板，有完整的发动机喇叭
口、液氧流挡板和底盘组件。
电缆线
上端框
一、二子级级间段
宇宙神5的400系列使用的级间段包括通用芯级锥形级
碳纤维
复合材料
间段和半人马座圆柱段两部分。
锥形级间段是一种用铝制隔框加强的石墨环氧复合材
软木绝热层
料结构。其直径从通用芯级的3.81m过渡到半人马座级的
3.05m。外壳是碳纤维复合材料（CFRP）蒙皮和铝蜂窝夹芯
结构，两端为铝端框，上面开有工作舱口。锥形段外表面贴
有软木，并涂有绝热层。该锥形段的结构见右图。
下端框
半人马座圆柱段是由铝锂合金蒙皮用桁条和隔框加固
的半硬壳结构，直径3.05m。
工作舱口
宇宙神5的500系列和重型的一、二子级级间段由4部
宇宙神5400系列锥形级间段结构
分构成。
1）与通用芯级相连的圆柱段，是滚压成型的铝制隔框。
2）3.81m直径的半人马座圆柱段，使用碳纤维复合材料蒙皮和铝蜂窝夹芯结构，两端为铝制端框。级
间段上开有2个大的安装操作口，以及供上面级维修和脐带电缆操作的开口。该圆柱段也涂有绝热层。
3）半人马座锥形段，采用铝制蒙皮用桁条加强的结构，与半人马座后短柱段之间用螺栓连接。
4）半人马座级后短柱段为铝制结构，是半人马座的结构连接件。
二子级（通用半人马座级）结构
通用半人马座级即宇宙神3B使用的半人马座级，主要由
推进剂贮箱、半人马座级前转接段和贮箱隔热层3个构件组
成。
推进剂贮箱支撑通用半人马座级的全部箭上系统和组件
（见右图），采用1个双壁式真空隔热的共底将液氢、液氧隔
开。贮箱为耐腐蚀钢板制成的簿壁全硬壳式结构。通过贮箱
内部增压来保持结构的稳定性。
对于双发动机半人马座级，发动机直接被安装到推进剂
贮箱的下底上。而对于单发动机半人马座级，则需要在推进
剂贮箱下底上安装发动机支梁。
通用半人马座级的转接段将早期宇宙神火箭使用的短圆
柱形转接段和设备舱的功能合并成一个结构，便于生产。电
子设备组件、电缆和前脐带板均安装在该结构中。
半人马座推进剂贮箱
贮箱隔热层采用聚氯乙烯泡沫塑料板，通过黏合剂粘贴
到推进剂贮箱外面，以减小火箭在地面操作和在大气层中飞

<!-- 第 558 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·515·
行期间形成的结冰和推进剂蒸发量。
固体推进剂助推器结构
宇宙神5的400和500系列采用通用固体推进剂火箭助推器，直径1.55m，长19.5m，包括石墨环氧
壳体和碳酚醛喷管，采用高性能1.3级端羟基聚丁二烯推进剂。喷管固定且偏斜安装（倾角3°），并采用
整体式设计（无分段接头）。固体推进剂火箭助推器的结构见下图。
复合材料鼻锥部
抗烧蚀内部绝缘体
高性能1.3级
端羟基聚丁二烯推进剂
热点火器
低成本碳酚醛喷管
轻型石墨环氧壳体
助推器连接结构
固体推进剂助推器结构
液体推进剂助推器结构
宇宙神5重型采用2个通用芯级作为液体推进剂捆
铝帽
碳纤维复合
材料外壳、
绑助推器（LRB），但需要加装由复合材料制成的头锥。
铝制蜂窝
这种复合材料头锥采用从圆锥形过渡到球形的单片复合
复合材料：
球面直径
材料夹层结构，内部为桁条结构，·下端面是铸造而成的
1.09m,
锥度17°
铝端框，其结构如右图所示。
铝制开口
整流罩结构
4m直径整流罩包括长型、加长型和超长型。其中，
铝端框
长型和加长型与宇宙神2AS和宇宙神3使用的4m直径
整流罩相同，长度分别为12m和12.9m，外壳采用铝
2个环境控制
制结构。超长型在加长型的基础上增加了近1m的长度。
系统开口
整流罩的主要结构包括尾段、圆筒段和前锥段。3种型
镍铁合金脐带挡板2台液体助推器分离发动机
号整流罩的静态包络如后图上所示。
液体推进剂助推器头锥
5m直径整流罩有短型、中型和长型3种型号可供
选用，采用复合材料结构，由碳纤维面板和铝合金蜂窝
夹芯组成，通过尾段与级间段连接，将整个半人马座级和有效载荷包在整流罩内。后图下为5m直径3种
型号整流罩的静态包络图。

<!-- 第 559 页 -->
美国
·516·
5386.3
5386.
5386.
1828.8
3708.4
-3708.4-
4010.7
4010.7
4010.7
3750.1
3750.1-
3750.1
超长型
长型
加长型
4m直径整流罩静态包络图
5296.2
5296.2-
5296.2
10679.4
7631.4
4888.2
4572.0
4572.0
4572.0
长型
短型
中型
5m直径整流罩静态包络图
5m直径有效载荷整流罩尾段成锥形，小端直径为3.81m，大端直径5.4m，采用单片碳纤维复合材料
结构。尾段的上、下端面均为铝端框，侧面有4个供有效载荷、上面级维修和脐带电缆操作的开口。外表
面喷涂绝热层，其结构见后图上。

<!-- 第 560 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·517·
液氢槽：7050铝合
0.60m×0.52m金上端框
加强件
碳纤维复合材料一
2个开口：
0.61mX0.91m
液氧槽：
0.60m×0.52m
7050铝合
金下端框
5m直径整流罩尾段
有效载荷支架结构
宇宙神5系列运载火箭采用4种标准有效载荷支架和2种可选的桁架支架。后者用于重型有效载荷及
多星发射任务。
4种标准有效载荷支架为：A型，B1194，D1666和F1663，如下图所示。
A型
D1666
F1663
B1194
4种标准有效载荷支架
A型，采用铝制桁条蒙皮结构，高762mm，质量44kg，采用包带分离。其上端框为卫星分离面，直
径945.3mm，下端框外径1595mm，直接与半人马座级前转接段相连。
B1194、D1666、F1663的结构类似，由有效载荷分离框（PSR）和不同长度的火箭对接件两部分组成。
有效载荷分离框均为铝制构件，包括上、下端框。
B1194，上端框直径1215mm，下端框外径1595mm，高254mm，采用包带分离；
D1666，上端框直径1666.1mm，下端框外径1595mm，高330.2mm，采用包带分离；
F1663，上端框直径1663.7mm，下端外框外径1595mm，高228.8mm，采用爆炸螺栓分离。
火箭对接件为圆柱形，包括C13，C15，C22和C29共4种型号，其高度分别为330.2mm，384.8mm，
558.8mm和736.6mm。根据任务的需要，B1194，D1666和F1663有效载荷支架的分离框可以与上述4
种火箭对接件任意组合。
2种可选的桁架支架为：T3302和T4394型，均为复合材料结构件，由铝制上端框和24根与上端框相
连的石墨/环氧树脂复合材料管组成。T3302型的上端框直径为3302mm，高914.4mm：T4394型的上端
框直径为4394mm，高1168mm。
火箭与有效载荷对接时，桁架支架上端框利用14个均匀分布的安装接头与有效载荷连接，下端利用
12个定位接头直接与半人马座前转接段相连，见后图。

<!-- 第 561 页 -->
美国
·518·
铝制上端框和星箭对接面
的
铝制下端支架
钛接头
石墨/环氧材料管
桁架支架与半人马座连接及其结构示意
双星发射系统结构
宇宙神5系列的2种双星发射系统分别适用于4m和5m直径整流罩（见下图）。4m直径整流罩的双
星发射系统用于小型或中型有效载荷，5m直径整流罩的双星发射系统则用于中型或重型有效载荷。
铝制有效
—2540-
载荷整流罩
后部卫星包络
1270
（侧视图）.
5m直径
卫星
整流罩
卫星
1270
2540
卫星
投放器
双星
前载荷
发射系统
上分离面
支撑器
卫星
双星发射系统：
两个背对背相连的
半人马座前转接段
双星系统分离面
T4394型
下分离面
桁架支架
通用
半人马座
半人马座
C13火箭支架
上面级
半人马座前转接段
前载荷
支撑器
火箭
5m直径整流罩双星发射系统
4m直径整流罩双星发射系统
适用于4m直径整流罩的双星发射系统包括2个改进的半人马座前转接段，这2个转接段背对背连接，
利用有效载荷整流罩爆炸螺栓固定。双星发射系统内外各放置1颗卫星。火箭进入目标轨道后，双星发射
系统上面的卫星首先分离，待进入下一个目标轨道后，双星发射系统的上半部分分离，随后双星发射系统
内的卫星分离。
适用于5m直径整流罩的双星发射系统，采用轻的碳纤维夹层复合材料结构，它与可选的T4394型桁
架支架的上连接面相连，分离方案与4m直径整流罩的双星发射系统基本相同。

<!-- 第 562 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
.61S.
推进系统
氧发动机，固体助推器使用端羟基聚丁二烯推进剂。其中，RD-180和RL10A-4-2发动机都已经在宇宙神
3A和3B上得到成功验证。
助推器推进系统
宇宙神5的400和500系列均采用通用固体推进剂火箭助推器。每枚固体推进剂火箭助推器的直径为
1.55m，长19.5m，质量为46559kg，海平面推力为1361kN，采用石墨/环氧壳体、碳/酚醛固定喷管和
高性能1.3级端羟基聚丁二烯推进剂。喷管偏斜3°并采用整体式设计（无分段接头）。固体推进剂火箭助
推器由航空喷气公司制造，由卡车运到发射场，无须在发射场再进行处理而是直接安装到火箭上。火箭发
射时，全部的固体推进剂火箭助推器在地面点火。
一子级推进系统
一子级使用与宇宙神3A和3B火箭一子级相同的RD-180液氧/煤
油发动机，见右图。该发动机由美国普拉特·惠特尼公司和俄罗斯动
力机械科研生产联合体（NPOEnergomash）的合资公司（RDAMROSS）
提供，采用两燃烧室设计，由1台涡轮泵供应推进剂，以富氧化剂分
级燃烧循环工作。发动机的2个燃烧室可在土8°范围内摆动，用于俯
仰、偏航和滚动姿态控制。发动机额定海平面推力为3827kN，其推
力调节范围为额定推力的47%～100%。详细内容参见宇宙神3A火箭。
推进剂输送系统采用铝制管路，将液氧和煤油从贮箱中输送至
RD-180发动机。
增压系统主要包括：5个由复合材料缠绕的氨气瓶，1套煤油和液
氧增压流量控制组件（用于控制由压力气瓶输送给相应推进剂贮箱的
RD-180发动机
氨气流量）和位于流量控制组件之前用于隔离煤油燃料和液氧的单向
阀和过滤器。在煤油和液氧贮箱中分别有2套（每套3只）压力传感
器用于测量贮箱中的压力。这些传感器由箭载计算机系统进行监控，
并被用来给流量控制组件的阀门发出打开和关闭指令，以满足飞行期
间贮箱增压变化的需要。此外，增压系统还提供箭上硬件，以便在运
输、储存、射前准备和发射倒计时期间从地面进行增压。
二子级（半人马座级）推进系统
通用半人马座级的推进系统与宇宙神3B上面级的推进系统完全
相同，采用1台或2台RL10A-4-2氢氧发动机。RL10A-4-2是一种采
用再生冷却、由涡轮泵输送燃料、可摆动的发动机，其喷管包括固定
的主喷管和辅助的喷管延伸段，见右图。
单台发动机的推进剂质量为20.83t，可产生99.2kN推力。2台发
动机的推进剂质量为41.66t，可产生198.4kN推力。
上面级飞行期间，通过发动机的摆动实现俯仰、偏航和滚动姿
RL10A-4-2发动机
态控制。双发动机半人马座级利用液压推力矢量控制系统摆动发动

<!-- 第 563 页 -->
美国
·520·
机来实现俯仰、偏航和滚动姿态控制。单发动机半人马座级利用机电作动器摆动发动机来实现俯仰和偏航
姿态控制，利用阱反作用控制系统实现滚动姿态控制。
上面级推进系统详细内容参见宇宙神3B火箭。
电子系统
宇宙神5系列的电子系统由通用芯级和上面级电子系统组成，二者之间通过1553B总线传送信息，如
下图所示。
半人马座级
RCS
与芯级
SFTS
上面级
火工品
接收机
不连续，模拟
RCU
FTS
信道1、
RL-10A/RD
电池组
CVAPS传感器
信道2
180&关机
CVAPS阀
RL10A-4-2发动机：
FTINU
下行线1
半人马座级电池组
信道1
PU传感器
液氧预启动：液氢预
信道2
PU阀
启动：发动机启动；
下行线2
DDSI;液氧旁路
电源
-EEDS
ORCA
火工品电池维
惯性测量
仪器
CCLS
分系统
俯仰，偏航
电子控
上行线1
4~
主
TDRSS
数字
制装置
EMATVC
CCLS
XMTR
数据
指令
信道1/
Telea
FSC软件
作动器
上行线2
RDU
装置
-pak
信道2
遥测
反馈
下行线
安全指令
半人马座级1553B总线
半人马座级
数字
通用芯级
低功率
1553B
Telepak
R&D
发射机
半人马
总线
仪器
RRGU
座级
电爆装置
SFTS
ORCA
接收机
火工品电池组
芯级增压系统传感器
芯级增压系统阀
安全指令
火工品
自毁
推进剂利用传感器
芯级电池
装置
FTS
遥控装置
燃料耗尽传感器
芯级电池
电池组
液氧耗尽传感器
给所有负载供电的电
源、飞行器程序化
RD-180发动机阀门
仪器
遥控数据
通往主
数据装置
装置
RD-180传感器
宇宙神5电子系统
CCLS一计算机控制的发射设备：CVAPS一半人马座级排气及增压系统：DDSI一双直接火花点火；ECU一电子控制装置：
EED一电爆装置；EMA一机电作动的；FCS一飞行控制分系统；FTS—飞行终止系统：IMS一惯性测量分系统：
FTINU一容错惯性导航装置：MDU一主数据装置；ORCA一火工品遥控装置；PU一推进剂利用：RCS一反作用控制系统；
RDU一遥控数据装置：RRGU一余速率陀螺装置；SFTS一飞行终止系统：TDRSS一遥控和数据中继卫星系统；
TVC一推力矢量控制：XMTR一发射机
通用芯级电子系统主要包括：芯级遥控装置（BRCU）、火工品遥控装置（ORCA）、自毁装置（ADU）、
余速率陀螺装置（RRGU）、双冗余的设备供电电池、火工品电池、安全自毁电池、各种传感器、数据采
集装置和无线发送装置等。

<!-- 第 564 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·521·
上面级电子系统主要包括：容错惯性导航装置（FTINU）、上面级遥控装置（URCU）、火工品遥控装
置（ORCA）、双通道电子控制装置（ECU）、相应执行机构、电池、遥控遥测装置、1553B总线系统等。
宇宙神5系列的电子系统充分利用了宇宙神3B火箭电子系统（包括制导、导航和飞行控制、遥测与
跟踪、安全飞行终止以及电源系统）的成熟设计，并在其基础上进行了改进，改进情况如下。
通用芯级电子系统的主要改进包括：
1）使用新的芯级遥控装置，取代宇宙神3B的遥控装置（ARCU）。芯级遥控装置通过1553B系统接
收来自上面级飞行控制系统的指令，实现供配电控制、信号分配和传感器信号采集；
2）取消了从通用芯级到惯性导航装置的全部有线输入线和给火工品控制器供电的配电盒（D盒）；
3）对芯级遥控装置的电路进行重新设计，不再需要一28√直流电池，输送到惯性导航装置的输入信
号先输送给芯级遥控装置，并通过1553B数据总线送到惯性导航装置（INU）中；
4）通用芯级上使用新的火工品遥控装置（ORCA），取代原来的火工品控制器（PYC），提供30路时
序控制输出，这一点与通用半人马座级的电子系统改进相同；
5）设计中采用了余电池组方案，2套火工品遥控装置和2套专用火工品电池组采用余设计；
通用半人马座级电子系统的改进包括：
1）采用新的上面级遥控装置。该装置中包括96个通道的固态继电器通道，通过1553B总线接收惯性
导航装置的控制信号，实现配电和信号分配。
2）使用新的火工品遥控装置（ORCA）替代原来的火工品控制器（PYC）。
3）2套火工品遥控装置和2套专用火工品电池组采用余设计。
4）为了提高可靠性，采用新的容错惯性导航装置（FTINU）替代原来的惯性导航装置。该装置由霍
尼韦尔（Honeywell）公司研制，由余的惯性测量系统（IMS）和双通路飞行控制系统（FCS）组成。惯
性测量系统由5个一组的环形激光陀螺、5个加速度计和处理器组成。1套惯性测量系统和飞行控制系统
组成FTINU的一个通道。惯性测量系统和飞行控制系统均采用单路MIL-STD-1750A处理器。FTINU采用
的双通道余硬件设备，一个通道用于控制飞行器，另一个通道用于监测数据以便在需要时接管控制。
发射操作
宇宙神5系列运载火箭可从佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地41号发射场（LC-41）发射，也可从加
里福尼亚州范登堡空军基地3号E发射场（SLC-3E）发射。与前期型号相比，宇宙神5的发射操作有了很
以及进一步加强发射操作控制、客户支持和火箭组装等方式达到提高火箭发射效率、可操作性和可靠性的
目的。改进后，宇宙神5系列运载火箭在发射场的操作时间缩短至15～21天。
宇宙神5发射操作的改进情况见后表。
在宇宙神5火箭的全部发射操作活动中，将单一任务标准化，这样就使得每次飞行任务中发射场的相
应操作具有可重复性，然后利用程序将这些单一任务串接起来形成逻辑管理单元，并将其称为“工作站”。
每个工作站都包含有预先设定的一系列任务，如设备整修、火箭检测、火箭起竖等，每项独立的工作需要
在规定的时间内移交。
宇宙神5火箭的“工作站”操作流程见后图所示。

<!-- 第 565 页 -->
美国
·522·
天
宇宙神5与宇宙神2/2AS发射操作的比较
项目
宇宙神2/2AS
宇宙神5
状态准备时间
3~5
火箭垂直总装
9（400系列）
技术阵地时间
7~10
12（500系列）
星箭联合操作
3
火箭操作
28~38
发射阵地时间
1~2
星箭联合操作7~9
总用时
42~57
15~21
宇宙神5的401型一18天的处理时间排列
工作站1：设备整修
5天
工作站2a：通用芯级B接收并检测
1天
工作站3：通用芯级起竖
1天
工作站2b：上面级接收并检测
1天
工作站4：上面级起竖
1天
工作站5：火箭垂直状态测试
3天
工作站6：卫星与火箭对接
1天
6天
工作站7：全箭系统测试
工作站2c：卫星封装
1天
工作站8：火箭准备就绪
1天
工作站9：发射倒计时
1天
注：工作站2a与工作站2b的操作同时进行，因而不计算天数
3天
工作站10：紧急情况处理
工作站2c为卫星与火箭同时进行的操作，因此也不计算天数。
宇宙神5的“工作站”操作流程
宇宙神5火箭发射卫星时，采用“清洁发射台”操作方案，火箭的起竖、组装、星箭对接等大部分操
作活动都在发射台以外的技术阵地完成，进入飞行准备状态的火箭被运往发射台后只需进行少量的操作活
动，具体步骤如下：
1）火箭部段运抵发射场后首先接受检测，检测后运至垂直总装厂房；
2）火箭部段在垂直总装厂房内起竖后组装和检测，与此同时，卫星也在另外的厂房进行封装和检测；
3）组装好的火箭与封装好的卫星对接；
4）在完成全箭系统检测后，处于飞行准备状态的运载火箭-卫星/整流罩-移动发射平台的组合体于发
射前14h运往发射台；
5）火箭在发射台上进行推进剂加注和最后倒计时等少量工作，进行火箭发射。火箭在发射前445min，
开始加注通用芯级推进剂。在发射前120min，开始加注上面级推进剂。

<!-- 第 566 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·523·
典型飞行程序
宇宙神5系列火箭具有将有效载荷送入近地轨道、地球同步轨道、地球同步转移轨道等多种发射任务
的能力。所有宇宙神5火箭都能进行单星或多星发射，通用半人马座级发动机可多次点火，将多颗卫星发
射到不同轨道。
宇宙神5系列火箭的轨道设计主要有3种形式，即直接上升式、停泊轨道上升式和停泊至转移轨道上
升式。这3种不同轨道的典型飞行时序见下表，典型飞行程序如后图所示。
宇宙神5火箭的典型飞行时序
时间/s
重型
401
521
521
401
事件
近地轨道
标准地球同步
3次点火
3次点火
标准地球同步
地球同步轨道
转移轨道
转移轨道
地球同步轨道
T-2.7
T-2.7
T-2.7
T-2.7
RD-180点火
T-2.7
T+0.8
固体推进剂助推器点火
T+0.8
T+1.05
T+1.04
T+0.97
起飞
T+1.10
T+1.10
T+38
T+41
T+59
通用芯级发动机调节时间
T+58
到达最大动压时间
T+57
T+312
固体推进剂助推器分离
T+118
T+117
T+228
液体推进剂助推器关机
液体推进剂助推器分离
抛罩（500系列和重型）
T+212
T+210
T+298
T+238
T+242
T+249
T+252
T+367
通用芯级发动机关机
T+246
T+250
T+257
T+260
T+375
通用芯级分离
T+256
T+260
T+267
上面级发动机第1次启动
T+270
T+385
抛罩（400系列）
T+264
T+268
上面级发动机第1次关机
T+946
T+563
T+1015
T+904
T+782
T+983
T+818
开始转到发动机第2次启动的姿态
T+1103
T+1032
T+1353
上面级发动机第2次启动
T+1 473
T+1 402
T+1188
T+1678
上面级发动机第2次关机
T+1617
T+1689
T+1668
T+19 957
开始转到发动机第3次启动的姿态
T+19893
上面级发动机第3次启动
T+20263
T+20 327
上面级发动机第3次关机
T+20 391
T+20543
T+1017
T+1691
T+1670
T+20393
T+20545
开始对准分离姿态
T+20560
卫星分离
T+1 184
T+1858
T+1837
T+20712
开始转向避碰撞和防污染的机动飞
T+1209
T+1883
T+1 862
T+20585
T+20737
行姿态
T+6258
半人马座工作结束
T+5584
T+6 237
T+24960
T+25112

<!-- 第 567 页 -->
美国
·524·
卫星与半人马座分离
被分离的卫星
整流罩分离
t=半人马座第1次关机+169s
+264s
h=193km
半人马座主发动机第1次关机
+1015s,h=635.5km
半人马座
半人马座上面级进行
主发动机
最后的防撞防污机动
第1次点火
=星箭分离+370s
+256s
通用芯级与
半人马座分离
b0
=246s
加速度/
h=157.6km
0
250
0
从发射开始的时间/s
100
29
(%)
最大动压=23.4kPa
动压/kPa
推力调节值/
t+88s
h=11.5km
RD-180推力达到100%
t+1.5s
40
250
250
0
起飞
0
+1.1s
从发射开始的时间/s
从发射开始的时间/s
点火
1-2.7s
F
范登堡空军基地
宇宙神5的401型近地轨道典型飞行程序（半人马座级1次点火）
半人马座主发动机
卫星远地点
第2次点火
189.3kmX35786km
半人马座主发动机
半人马座前载荷
第1次点火
T+1 402s
反应器被抛掉
国
T+267s
T+217s
卫星与半人
半人马座主发动机
半人马座
整流罩分离
通用芯级与
马座分离
第1次关机
主发动机
T+212s
半人马座分离
=半人马座
T+904s
第2次关机
h=117.6km
T+257s
166.7kmX1333.4km
第2次关机+169s
T+1668s
h=164.1km
186.5kmX35987km
半人马座上面级
5.0
进行最后的避免碰撞
004.0
防污染机动调整
加速度/
3.0
1=星箭分离+370s
固体助推器分离
2.0
T+118s
1.0
h=44.4km
0
50100150200250
最大动压=33.5kPa
从发射开始的时间/s
T+59s
h=10.9km
(%)
34
动压/kPa
RD-180推力达到100%
推力调节值/
T+1.5s
起飞
T+1.05s
50100150200250
50100150200250
点火
0
从发射开始的时间/s
从发射开始的时间/s
T-2.7s
范登堡空军基地
宇宙神5的521型地球同步转移轨道典型飞行程序（半人马座级2次点火）

<!-- 第 568 页 -->
宇宙神系列（ATLASFAMILY）
·525·
1）直接上升式（半人马座级1次点火）：通用半人马座级与通用芯级分离后主发动机立即点火，工作
一直持续至半人马座级与卫星同时进入目标轨道。之后，卫星与上面级分离。这种直接上升式飞行主要用
于近地轨道、地球逃逸轨道的发射。对于大多数近地轨道任务，双发动机型通用半人马座级的性能高于单
发动机型。
2）停泊轨道上升式（半人马座级2次点火）：停泊轨道上升式主要用于同步转移轨道发射任务，是宇
宙神5系列广泛采用的一种轨道。半人马座级与通用芯级分离后主发动机立即进行第1次点火，将上面级
与卫星送入停泊轨道。滑行进入最佳位置后，半人马座级主发动机第2次点火，将卫星送入目标轨道。如
果目标轨道是转移轨道，那么卫星必须利用自身的推进系统到达最终的任务轨道。如果目标轨道不是转移
3）停泊至转移轨道上升式（半人马座级3次点火）：停泊至转移轨道上升式通常用于地球同步轨道发
射任务。进行多星发射时，通常使用一种典型的上面级3次点火方案，即直接上升进入近地轨道，再进入
转移轨道，然后再进入较高的圆轨道。
发展与改进
宇宙神5系列运载火箭自2002年首飞以来取得了良好的飞行记录。现役的捆绑固体助推器于2003年
投入使用。之后，为了进一步提高火箭的性能，洛克希德·马丁公司开始实施固体火箭助推器改进计划，
具体工作由航空喷气公司完成。改进型固体助推器的设计将大大提高其生产效率和可靠性。截至目前，航
空喷气公司已经对改进型固体助推器进行了3次热试车。2006年1月19日，在宇宙神5执行“新地平线”
冥王星探测器的发射任务中，首次使用了5枚改进型固体助推器。未来，随着深空探测和载人飞行的发射
需要，洛·马公司还将考虑对宇宙神5火箭进行改进以适应不同的任务需求。
（终艳春）

<!-- 第 569 页 -->
美国
·526·
德尔它系列（DELTAFAMILY）
德尔它（Delta）系列火箭（见下图）是在雷神中程导弹基础上发展起来的运载火箭，发射了世界上第
1颗地球同步轨道卫星。它也是世界上型号最多，改型最快的运载火箭系列。1959年4月NASA与原麦·道
公司（现被波音公司合并）签订合同，以雷神-艾布尔火箭为基础制造德尔它火箭，以便在侦察兵和阿金纳
火箭研制出来之前，作为1960年～1961年期间的临时性过渡运载火箭。随着卫星发射要求的提高，德尔
它火箭逐步发展，至今已发展了50余种型号，其近地轨道运载能力由最初的271.8kg增加到21.892t；地
球同步转移轨道运载能力由最初的45kg增加到12.757t。
14000
液氢液氧上面级，
GEM-46，4m燃料贮箱
德尔它4
改进电子设备，直径3.05m整流
4H
罩，火工品推力器，GEM
·新型低成本低温发动机；
重型
12000
RS-27A主发动机，石墨/环氧SRM
·通用芯级；
直径2.9m整流罩，推进剂贮箱
加长3.66m，Castor-4A SRM
·完善的制造与发射设施：
有效载荷辅助舱三子级
10000
射前操作，火箭和卫星采取并行
德尔它冗余惯性测量系统
处理：
发动机伺服机构电子设备
Castor-4SRM
·简化的水平总装、起竖与发射方
案。
地球同步转移运载能力/kg
新型
RS-27主发动机，2.44m整流罩，网格结构
8000
二子级
9枚CastorSRM
6枚CastorSRM
4M+
(5.4)
增长推进剂贮箱
4M+
德尔它3
6000
改进的三子级
(4,2)
开始采用
3枚Castor-2SRM
GEM-46
4M+
3920-
(5.2)
德尔它2
3枚Castor-1SRM
PAM-
德尔它2
德尔它37420-10
D
4M
7925
4000改进的MB-3
8930
3910-
德尔它
主发动机和
德尔它2
德尔它2
德尔它2
PAM-
三子级
7925H-1
6925
7925-10
7326
2914 3914 D-
MM6904
德尔它C
E
2000
2001
德尔它系列运载火箭
20世纪90年代初开始服役的德尔它2火箭具有高达98.4%的发射成功率，在发射台上的总装时间也
由40天缩短为24天。在德尔它2火箭的基础上通过改进研制了德尔它3火箭，但由于发射成功率低
（33.3%）、技术不成熟、缺少用户而停止生产。为响应美国政府提出的改进型一次性运载火箭（EELV）
计划；波音公司在21世纪初推出德尔它4火箭，它充分继承成熟部件和工艺，采用了新的推进系统，并
按照系列化、模块化和通用化原则进行设计，火箭的适应性和运载能力大幅提高。

<!-- 第 570 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·527·
德尔它系列火箭各种型号随时间推移先后采用3种命名法：1960年～1970年间投入使用的14种型号
用A，B，C，"，N等英文字母命名；1972年～1998年间投入使用的33种型号采用4位数字来命名：21
世纪出现的5种德尔它4火箭则采用新的命名方法，参见德尔它火箭命名法（见下表）。
德尔它火箭命名法
时间
说明
1960年~1970年
德尔它，德尔它A，B，C，D，E，E-1，G，J，L，M，N，M6和N6（14种）
德尔它abcd（33种）
0一长贮箱，MB-3发动机，卡斯托-2固体助推器
1一加长的长贮箱，MB-3-II发动机，卡斯托-2固体助推器
2一加长的长贮箱，RS-27发动机，卡斯托-2固体助推器
3一加长的长贮箱，RS-27发动机，卡斯托-4固体助推器
4一加长的长贮箱，MB-3-I发动机，卡斯托-4A固体助推器
a表示一子级和助推器的状态
5一加长的长贮箱，RS-27发动机，卡斯托-4A固体助推器
6一额外加长的长贮箱，RS-27发动机，卡斯托-4A固体助推器
7一额外加长的长贮箱，RS-27发动机，GEM-40固体助推器
8一德尔它3贮箱，RS-27A发动机，GEM-46固体助推器
1972年~1998年
b表示捆绑助推器的数量，一般为0，3，4，6或9
0—AJ10-118F
1—TR-201
c表示二子级发动机型号
2-AJ10-118K
3—RL10B-2
0一没有三子级
3-Star-37D
d表示三子级状态
4——Star-37E
5—PAM-D/Star-48B
6Star-37FM
德尔它4H
德尔它4M
德尔它4M+(a.b)代表德尔它4中型改
德尔它4
代表德尔
21世纪
代表德尔
a表示二子级直径（4m或5m）
它4重型
它4中型
b表示捆绑助推器数量（2或4）
德尔它系列运载火箭的总体参数与运载能力见下表。
德尔它系列运载火箭总体参数与运载能力
序
运载能力/kg
底部最大
起飞
级
起飞
全长/m
型号名称
首末发射日期
直径/m
号
数
质量/
推力/kN
近地轨道
同步转移轨道
德尔它
45
2.44
3
28.06
50.8
271.8
1960-05~1962-09
1
675.78
德尔它A
2.44
50.8
68
28.06
741.88
317.1
2
3
1962-01-1962-10

<!-- 第 571 页 -->
美国
·528·
续表
运载能力/kg
序
起飞
起飞
级
底部最大
全长/m
首末发射日期
型号名称
推力/kN
数
直径/m
号
质量/t
近地轨道
同步转移轨道
德尔它B
1962-12~1964-03
2.44
3
28.3
57.8
764.08
376
68
3
764.08
德尔它C
2.44
82
1964-10~1969-01
4
3
28.3
一
407.7
德尔它D
28.3
4.11
65.0
3
1 492.69
104
1964-08~1965-04
5
575.3
德尔它E
29.2
75.0
4.11
1 492.69
150
1965-11~1971-04
6
3
733.9
德尔它E-1
29.3
4.11
1 492.69
732
200
7
3
一
1966-07~1969-06
1 492.69
1966-10~1967-09
德尔它G
4.11
二
2
8
一
一
德尔它』
1968-07 (仅1次)
1 492.69
9
3
29.2
4.11
800
263
约91
德尔它L
3
4.11
10
32.3
998
356
1969-08~1972-01
1 492.69
德尔它M
约92
1 492.69
356
11
32.3
4.11
1968-09~1971-02
3
4.11
德尔它N
约92
907
30.27
1968-08~1972-03
12
2
1 492.69
二
1971-03(仅1次)
2 164.81
德尔它M6
32.3
约106
454
13
4.11
3
德尔它N6
14
4.11
约106
1970-01~1971-03
2 164.81
2
30.27
1270
二
德尔它300
4.11
1 492.69
15
2
一
1972-10~1973-11
德尔它900
4.11
约120
1972-07~1972-10
一
2 164.81
二
16
2
1 723
德尔它1604
4.11
1972-02~1973-10
35.36
2 164.81
一
17
一
3
1973-12(仅1次)
德尔它1900
2 164.81
一
18
2
4.11
一
一
德尔它1410
4.11
1975-04(仅1次)
2
一
19
1 700.87
一
1975-06 (仅1次)
20
德尔它1910
2 164.81
2
4.11
一
1973-06(仅1次)
4.11
2 164.81
德尔它1913
35.36
一
21
3
约134
22
德尔它1914
3
4.11
2 164.81
680
1972-11~1973-04
35.36
23
德尔它2310
一
4.11
1974-11~1981-10
2
33.31
106.6
1615.42
1540.2
德尔它2313
约105
约554
24
4.11
1 615.42
3
35.36
1974-01~1977-08
德尔它2910
4.11
1975-01~1978-10
25
2311.33
1 947.2
2
33.31
134.8
德尔它2913
2311.33
二
4.11
26
3
35.36
1975-08~1976-05
一
27
德尔它2914
134.9
2 311.33
724
35.36
4.11
3
1974-04~1979-08
二
28
德尔它3910
190.3
2750
4.57
1980-02~1988-02
2
35.36
3 188.19
德尔它3913
4.57
29
3 188.19
830
1981-08(仅1次)
3
35.36
188.4
一
4.57
1975-12~1987-04
30
德尔它3914
3188.19
954
3
35.36
189.7
德尔它3910-PAM
4.57
3188.19
1154
190.8
1980-11~1982-06
31
35.36
3
二
1982-07~1989-03
32
德尔它3920
4.57
2800
191.9
2
35.36
3 188.19
3188.19
33
德尔它3924
4.57
191.3
一
1080
3
35.36
1982-10~1987-02
德尔它3920-PAM
35.36
192.5
3 188.19
一
1270
1982-08~1987-03
34
4.57
3
约201
1989-08~1990-12
德尔它4925
35.36
3 364.81
1270
35
3
4.57
36
德尔它5920
35.36
4.57
3 511.41
2
一
1989-11(仅1次)
一
二
210.56
德尔它6920
39.81
3565.1
1990-02~1992-06
37
4.60
2840
2

<!-- 第 572 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·529·
续表
运载能力/kg
序
级
底部最大
起飞
起飞
全长/m
型号名称
首末发射日期
数
直径/m
号
推力/kN
质量/t
近地轨道
同步转移轨道
德尔它6925
39.38
4.60
217.27
1 447
1989-02~1992-07
38
3 565.1
3
4.60
3606.3
德尔它7920
39.38
230.12
3624
39
2
1995-11~
一
3
40
德尔它7925
4.60
230.85
3 606.3
1832
39.38
1990-11~
德尔它7925H
2003-07~
3
39.79
5.0
4 149.9
41
285.82
2180
一
4.60
42
德尔它7320
39.38
2265.0
1999-06~
2
150.09
一
1998-10-2001-08
43
德尔它7326
39.38
2265.0
929
3
4.60
150.46
4.60
163.66
44
德尔它7420
39.79
2712.1
2
1998-02~
一
德尔它7425
39.38
4.60
1998-12~2002-07
3
2712.1
45
164.74
1129
46
德尔它7426
39.38
1999-02(仅1次)
3
4.60
2 712.1
163.67
1060
1998-08-2000-08
德尔它8930
39.1
4891
8292
3810
47
301.454
2
4
256
4231
48
德尔它4M
2
62.8
5.08
2891
9106
2003-03~
德尔它4M+(4,2)
62:8
8.50
4359
12300
5941
49
325
2002-11~
2
在研
4359
4869
德尔它4M+(5,2)
2
66.1
8.50
334.2
10616
50
66.1
13869
在研
德尔它4M+(5,4)
398.8
5827
6822
51
8.50
2
2004-12~
德尔它4H
2
52
15.50
730.9
8673
21892
12757
71.7
型属于德尔它2火箭，德尔它8930属于德尔它3火箭。
德尔它系列火箭因有较强的适应性而得到广泛使用，已将300多颗不同用途的卫星和试验物送入轨道。
在这些卫星中有近地、极地和高椭圆轨道卫星，也有地球同步、太阳同步、日心和月球轨道卫星；有通信、
导航、气象卫星，也有科学、对地观察和各种特殊用途卫星。德尔它火箭不仅是美国使用最多的运载火箭，
而且已多次为英国、加拿大、日本、印度尼西亚和印度等国以及国际通信卫星组织、北大西洋公约组织、
欧空局等发射卫星。到2007年6月德尔它火箭共发射324次，成功305次，失败19次，成功率达94.14%。
目前，在役火箭有德尔它2和德尔它4火箭，前者地球同步转移轨道运载能力在1～2t左右，后者地球同
步转移轨道运载能力在4~12.5t左右。
（王丹阳，陈允宗）

<!-- 第 573 页 -->
美国
·530·
德尔它 （DELTA)
1955年美国为参加国际地球物理年开始研制先锋号三级火箭，同年美国空军开始研制中程导弹雷神。
经过改进的雷神火箭成为德尔它火箭的一子级，艾布尔计划的先锋号火箭的二子级推进系统为德尔它火箭
二子级所采用，先锋号火箭的三子级X-248固体发动机成为德尔它火箭三子级。火箭的研制和改型是由当
时的道格拉斯飞机公司于1959年初开始进行的。德尔它火箭于1960年5月进行首次发射。到1962年9
月完成了12次飞行任务，取得了91.67%的成功率。包括生产12发火箭在内的研制和发射费用为4300万
美元（1962年币值）。火箭从卡纳维拉尔角空军基地发射。
主要技术性能
级数
推重比
1.35
3
全长
运载能力
28.06 m
2.44 m
箭体最大直径
近地轨道
271.8kg（370km轨道）
地球同步转移轨道45 kg
起飞质量
50.80t
起飞推力
675.78 kN
一子级
级长
17.05 m
海平面推力
直径
主机
2.44 m
666.86 kN
发动机
游机
2× 4.44 kN
主机
海平面比冲
MB-3-1
主机
游机
2台
2 452.5 m/s
游机
推进剂
液氧／煤油
2 039.8 m/s
工作时间
146 s
二子级
级长
4.63 m
真空推力
33.31 kN
直径
0.81 m
真空比冲
2 618.38 m/s
发动机
工作时间
AJ-10-118
109s
推进剂
发烟硝酸/偏二甲肼
三子级
级长
固体
1.53 m
推进剂
直径
0.45 m
真空推力
12.44 kN
42s
发动机
工作时间
X-248A7

<!-- 第 574 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·531·
总体布局
德尔它为三级火箭，总长为28.06m。火箭一子级底部直
有效载荷
径为2.44m，二级直径0.81m，三子级直径0.45m，箭体自下
制导系统
三子级X-248
二子级AJ-10-118
发动机
而上逐渐变细，气动外形较好。火箭的基本组成和部位安排如
发动机
自动驾驶仪
右图所示。
一子级
一子级由雷神改型。去掉了雷神的反推火箭、制导系统先
燃料箱
进型控制信号处理机（Aesp）和1个高压气瓶。增加了指令自
氧化剂箱
毁系统、Asusa应答机跟踪辅助装置、脉宽调制/调频30×30
MB-3-1发动机
遥测装置。串联并组装了4个提供主发动机点火信号的压力开
关等装置。
德尔它总体布局
一子级自下而上由尾段、贮箱裙段、氧化剂箱、箱间段、
燃料箱和仪器舱组成。MB-3-1发动机安装在尾段发动机架上。箱间段装有指令自毁系统和遥测系统各种
组件。火箭自动驾驶仪安装在子级前部的仪器舱内。
一、二子级采用热分离方式。二子级在分离前点火。
二子级是先锋号火箭二子级的改型，由尾段、箱体段和仪器舱组成。AJ-10-118发动机安装在尾段内。
增压氨气瓶将箱体段分为两部分，前面为氧化剂箱，后面为燃料箱，前部仪器舱内装有BTL300无线电惯
性制导系统、控制系统、电源系统、指令自毁系统和遥测系统的组件。
三子级采用自旋稳定，分离前由旋转火箭起旋，几秒钟后与二子级分离。
三子级由固体推进剂发动机和卫星对接支架组成。半球形卫星整流罩与三子级箭体相接。
箭体结构
一子级箭体长为17.05m，最大直径2.44m。尾段为铝合金半硬壳式结构，蒙皮厚度为1.06～1.6mm。
氧化剂箱裙段为铝合金筒形半硬壳式结构，蒙皮厚为1.27mm。氧化剂箱和燃料箱均由3块滚压成型的铝
合金板焊接而成，箱底由冲压件焊接而成。箱体内壁机加工成等边三角形网格结构。氧化剂箱直径为2.44m、
容积28.32m，箱内有燃料输送管路通过。燃料箱最大直径为2.44m，最小直径1.897m，贮箱容积18.22m²。
箱间段为筒形铝合金蒙皮桁条半硬壳式结构，蒙皮厚为1.6mm。仪器舱呈截锥形，亦为铝合金半硬壳式结
构，蒙皮厚度为1.6mm。蒙皮母线与箭体中线的夹角为7.2°。舱体最大直径为1.897m、最小直径为1.62m。
二子级箭体长为4.63m，最大直径0.81m。尾段为铝合金、镁合金半硬壳式结构。贮箱为用410不锈
钢焊接而成的整体结构，内部装有部分铝合金构件。贮箱裙段和仪器舱均由镁合金制成。
三子级长为1.53m，最大直径0.45m，子级的X-248发动机套装在由铝合金、镁合金制成的级间段壳
体内。
整流罩直径为0.85m，其内、外表面均设有防热层。
推进系统
一子级推进系统由1台主发动机和2台游动发动机组成。它们均为可摆动的、一次启动的双组元、泵
压式输送液体推进剂发动机。发动机采用液氧/煤油推进剂。主发动机的推力室是用300根直径为11.43mm

<!-- 第 575 页 -->
美国
·532
的耐热镍基合金管纵向排列银钎焊而成。推力室由循环于管内的煤油冷却。游动发动机推力室为双层结构，
用4130号钢旋压加工而成，由流经室壁冷却通道的煤油再生冷却。主发动机在动力飞行段提供666.86kN
推力，并提供俯仰和偏航控制力。2台游动发动机除了提供动力飞行段的滚动控制外，还在主发动机熄火
后的14s内在二级点火前对箭体进行姿态调整。主机和游机的主要性能见下表。
德尔它一子级发动机主要性能参数
发动机
发动机
项目
参数
项目
参数
666.86
工作时间/s
146
海平面推力/kN
海平面比冲/(m-s)
主机
循环方式
2 452.5
燃气发生器循环
99.6%
燃烧室压力/MPa
3.98
推进剂利用率
主机
单台海平面推力/kN
4.44
喷管膨胀比
8
混合比
2.15
2039.8
游机
海平面比冲/(m·s)
总流量/(kgs)
308.04
14
主机关机后的工作时间/s
一子级燃料箱用氮气增压。氧化剂箱增压利用涡轮废气将部分液氧加热气化所产生的气氧来实现。
二子级装有1台AJ-10-118发动机，采用发烟硝酸/偏二甲胖推进剂。真空推力为33.31kN、真空比冲
2618.38m/s，工作时间109s。子级采用2枚2KS-40旋转火箭和1枚6KS-40旋转火箭在二、三子级分离
之前使三级箭体旋转。由氮气反推系统提供二、三子级的分离力。
三子级采用真空推力为12.44kN的ABLX-248固体推进剂发动机。燃烧室为玻璃纤维环氧树脂结构，
壁厚1.44mm，封头呈半球形。
控制系统
火箭一、二级用自动驾驶仪和BTL-300无线电制导系统导引火箭沿预定轨道飞行。二级滑行段采用道
格拉斯公司的控制系统进行姿态控制，三级采用自旋稳定。
火箭一级的俯仰和偏航由主发动机推力室的双向摆动控制，滚动由游动发动机的差动控制。主发动机
熄火到二级点火期间的俯仰、偏航和滚动均由游动发动机控制。飞行中，程序机构按时序发出信号，并送
至自动驾驶仪陀螺，使一级沿预定轨道飞行。当地面跟踪站发现由于火箭性能变化而偏离预定轨道时，通
过无线电惯性制导系统将修正指令送给自动驾驶仪的陀螺，予以纠正。
火箭二级动力飞行段的俯仰和偏航由AJ-10-118发动机推力室双向摆动控制，滚动由冷气喷气系统控
制。滑行段的俯仰、偏航和滚动控制由冷气喷气系统提供。二级飞行时由飞行程序装置进行控制，由地面
站通过无线电制导系统对火箭发出修正指令。当二级达到预定的能量状态时由地面站启动速度关机系统。
系统靠积分加速度计测定速度。速度关机系统启动后，程序装置开始控制火箭。滑行段由程序装置进行相
应的姿态控制，以便三级点火。
三子级与卫星一起由旋转火箭起旋，直至与二子级分离。
飞行程序
火箭在一子级发动机点火后起飞。主发动机在起飞后约146s时耗尽关机。主机关机后，2台推力均为

<!-- 第 576 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·533·
4.44kN的游动发动机继续工作，以提供二子级贮箱推进剂沉底推力，防止泵内产生气蚀，保证二子级顺利
点火。二子级在分离前点火。一、二子级级间段设有排气孔，防止箭体在二子级点火瞬间出现超压。点火
前排气孔用金属带包覆。此包带在一子级熄火后和二子级点火前抛掉。二子级发动机在工作约109s后由
程序装置进行速度关机，滑行一段后将三子级和卫星送入预定轨道。接着三子级起旋、点火，工作42S，
将卫星送至指定轨道后与卫星分离。
（王丹阳）
德尔它 A（DELTAA）
1961年德尔它火箭的一子级MB-3-1发动机改为MB-3-2，推力由666.86kN提高到733.0～755.22kN。370km
近地轨道运载能力由271.8kg提高到317.1kg，地球同步转移轨道运载能力由45kg提高到68kg。改型后
的德尔它称为德尔它A火箭。德尔它A于1962年1月进行首次发射，共执行2次任务，全部成功。
（王丹阳）
德尔它B（DELTAB）
1962年，在德尔它A火箭的基础上加长了一子级，将火箭的二子级改用推力为33.65kN的AJ-10-118A
发动机，子级贮箱增长0.92m，并采用能量更高的氧化剂一红烟硝酸，子级质量2.68t。制导系统改用
晶体管化的BTL-600无线电系统。在关键的飞行电路中尽可能更多地采用可靠性高的半导体器件。三子级
采用X-248A5DM固体推进剂发动机，推力为12.46kN，子级质量239.2kg。改进后的火箭称德尔它B火
箭，其370km近地轨道运载能力提高为376kg。德尔它B火箭发射了美国第1颗主动式通信卫星—辛
康-1。火箭于1962年12月进行首次发射，共执行了10次任务，失败1次，成功率为90%。火箭从卡纳
维拉尔角发射场发射。
（王丹阳）
德尔它 C（DELTA C)
1963年，在德尔它B火箭的基础上将二子级发动机换用推力为34.2kN的AJ-10-118D发动机，发动
机工作时间174s，子级长5.55m，直径0.81m；三子级换用推力为25.51kN的侦察兵火箭X-258发动机
或推力为24.21kN的侦察兵FW-4发动机，子级长为1.83m，直径0.46m。改进后的火箭称德尔它C火箭，
它可将407.7kg的有效载荷送入370km近地轨道，将82kg的有效载荷送入地球同步转移轨道。德尔它C
火箭发射了美国第1颗从卡纳维拉尔角发射场发射的极地轨道气象卫星一泰罗斯9。火箭于1964年10
月进行首次发射，共执行12次任务，失败1次，成功率为91.67%。火箭从卡纳维拉尔角发射场发射。
（王丹阳）

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美国
·534·
德尔它D（DELTAD）
为了满足从卡纳维拉尔角发射场发射质量在100kg以上的地球同步转移轨道卫星的需要，1963年美
国决定将德尔它C火箭的一子级改用推力更大的MB-3-3发动机（见下图），并加装3枚卡斯托1（Castor-1）
固体推进剂助推器，使火箭一子级海平面推力提高为1492.69kN。MB-3-3发动机海平面推力为764.11kN，
海平面比冲2499.7m/s，工作150s。Castor-1每台平均推力为239.9kN，初始推力为106.03kN，工作40s。
改进后火箭命名为德尔它D火箭，它可将104kg的卫星送入地球同步转移轨道，将575.3kg的卫星送入
370km近地轨道。
1964年8月19日德尔它D火箭发射了美国第1颗地球同步定点通信卫星一—辛康-3，次年4月又发
射了美国第1颗国际商业通信卫星一-晨鸟。火箭共执行2次任务，成功率为100%。
氧化剂启动箱
燃料启动箱
涡轮泵
发动机继电盒
燃料添加剂混合器
燃气发生器
热交换器
推力室
MB-3-3发动机
主要技术性能
级数
推重比
2.34
3
全长
运载能力
28.3m
近地轨道
箭体最大直径
4.11m（含助推器）
575.3kg（370km轨道）
地球同步转移轨道104kg
起飞质量
65t
起飞推力
1 492.69 kN
助推器
固体
推进剂
长度
7.32 m
直径
海平面平均推力
3X239.9 kN
0.76 m
质量
工作时间
40 s
3X4.17t
发动机
3XCASTOR-1

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·535·
一子级
17.4 m
级长
海平面推力
2.44 m
直径
主机
764.11 kN
游机
发动机
2X4.44 kN
主机
海平面比冲
MB-3-3
主机
游机
2台
2 499.7 m/s
推进剂
游机
液氧／煤油
2 039.8 m/s
工作时间
150s
二子级
级长
推进剂
红烟硝酸/偏二甲肼
5.55m
直径
真空推力
0.81m
34.2 kN
174 s
工作时间
发动机
AJ-10-118D
三子级
推进剂
固体
级长
1.83 m
真空推力
直径
25.51 kN
0.46 m
约30s
工作时间
X-258
发动机
典型飞行程序
辛康-3卫星是美国发射成功的第1颗地球同步定点通信卫星，其发射方法具有一定的典型性（见下图)。
火箭的一、二级先要将卫星和三子级送到近地停泊轨道，在停泊轨道的远地点上三子级点火并将卫星送入
转移轨道。最后卫星远地点发动机在转移轨道远地点（同步轨道高度）上点火，将卫星送入轨道。
地球
V2
d一同步轨道半径；
V--转移轨道近地点速度；
V2-转移轨道远地点速度；
V一远地点发动机速度增量；
转移轨道
V一同步轨道速度V=V+V
同步轨道
将辛康-3卫星送入同步轨道的基本方法
卫星到达转移轨道远地点之前必须重新定向，以使远地点发动机点火后的速度增量的方向平行于当地
地球表面，并与转移轨道速度方向成一定角度，二者的合成速度方向要位于赤道面内，其值应等于同步轨
道速度。这样卫星方能进入运行周期约24h的地球同步圆轨道。

<!-- 第 579 页 -->
美国
·536·
为将辛康-3卫星送入地球同步轨道需要2次改变轨道面。一次在停泊轨道的近地点，在二子级熄火后
的滑行段将运载器左偏38°，使三子级熄火后的轨道面与赤道的夹角减小到16.5°。在转移轨道的第3个远
地点上，卫星远地点发动机点火进行第2次机动，将轨道倾角减小到接近于0°。其程序图如下图所示。
发射点
向左偏转后的倾角
28°
东
三级速度增量3268.7m/s
16.50
16.5°
初始轨道倾角
三子级熄火
38
（第1个近地点）
28°
合成人轨速度
二子级关机后速度9523.6m/s
6738.0m/s
(a)
在空间保持此姿态
开始旋转9°
(b)
轨道速度1689.7m/s
16.5°
同步轨道速度
远地点发动机速度增量3074.4m/s
1463.4m/s
(c)
辛康-3卫星轨道面机动程序
（a）起飞到三子级发动机熄火，第1次轨道面机动；（b）在第2个远地点上改变姿态；
（c）远地点发动机点火，第2次轨道面机动，卫星入轨
发射时主发动机与固体推进剂助推器同时点火，T十71s时，助推器分离。
一子级在消耗96%有效推进剂时关机。此时火箭运行于倾角为28.6、偏心率为0.628、周期为44.4min
的1119km高度轨道上。
一子级关机后，游动发动机继续工作4s，随后二子级点火。一、二子级在二子级发动机燃烧室压力达
90%额定值后0.1s时分离。轨道俯仰程序在一子级主发动机关机后6s再次开始，二子级关机前16s停止。
一子级熄火后14s抛整流罩。二子级在消耗96%有效推进剂、工作161.5s时熄火，此时火箭运行于倾角
为28.7°、偏心率为0.147、周期为87.8min的306.9km高度轨道上。
二子级熄火后连同三级火箭沿停泊轨道滑行1255.2s直至赤道上空附近的远地点。在此期间二子级向
左偏转38°，以定向三子级推力线。在快到达远地点时自旋火箭点火，三子级起旋。2s后二子级氮气制动

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·537·
系统开始工作，二、三子级分离。
分离后4s三子级点火并工作22.6s。三子级点火后运行于倾角为16.5°、偏心率为0.705、轨道周期为
674.9min的1126.6km轨道。
三子级熄火后，卫星连同三子级进入转移轨道。辛康-3卫星在三子级熄火后47.4s与三子级分离，并
在转移轨道上运行2.5圈。转移轨道的周期是11.25h，从入轨点到第1个远地点需飞行约6h；在此期间
需要测定卫星的轨道和姿态，以便在远地点发动机点火前重新定向发动机的推力线。辛康-3卫星的远地点
发动机是在第2个远地点上定向，在第3个远地点上点火的。卫星自旋轴与三子级推力方向的夹角为11°～
13.1°。星体自旋定向后远地点发动机在第3个远地点点火。发动机熄火后卫星进入准同步轨道。最后利用
星上的控制系统调整到0.095°倾角、0.002偏心率的轨道。由于火箭三子级无控制系统，故辛康-3卫星的初
轨精度较差，它是在进入准同步轨道后的59273min的期间内经过8次速度修正方进入地球同步定点轨道。
德尔它D发射辛康-3卫星的典型飞行时序见下表。
德尔它D典型飞行时序（辛康-3卫星）
事件
时间/s
时间/s
事件
二子级发动机关机
T+0 (1964-08-19)
起飞
T+314.2
T+4~T+126
俯仰程序启动、暂停
三子级自旋火箭点火
T+1 569.2
T+40
助推器熄火
二、三级分离
T+1 571.4
三子级发动机点火
T+71
助推器分离
T+1 575.4
一子级发动机关机
T+1598
三子级发动机熄火
T+148.7
T+152.7
二子级发动机点火
星、箭分离
T+1 645.4
T+153
一、二级分离
远地点发动机点火
1964-08-20-17:06:25
俯仰程序再启动、停止
恒星定点
1964-10-02-08:48
T+154.7~T+298.2
T+162.7
整流罩分离
（王丹阳）
德尔它E（DELTAE)
1965年将德尔它D火箭的二子级直径由原来的0.81m增加到1.37m，使子级贮箱容积增加将近1倍。
子级改用艾布尔星的发动机AJ-10-118E，推力为34.62kN，工作时间从174s增加到398s，并具备再次启
动能力。整流罩直径由原来的0.85m增加到1.65m。
火箭可从东部卡纳维拉尔角或西部范登堡基地发射。自此德尔它便具备了从西部基地发射极地轨道卫
星的能力。火箭从东部发射的185km近地轨道运载能力为733.9kg，同步转移轨道运载能力为150kg，它
也可使102kg的有效载荷达到逃逸速度。
德尔它E火箭于1965年11月首次发射了探险者29卫星，同年12月发射了63.5kg的先驱者A，自
此德尔它火箭又具备了发射日心轨道卫星的能力。德尔它E火箭共发射6次，成功率为100%。
（王丹阳）

<!-- 第 581 页 -->
美国
·538·
德尔它 E-1（DELTA E-1)
1966年，将德尔它E火箭的三子级X-258发动机换用侦察兵火箭的FW-4D发动机，发展成德尔它E-1
火箭。FW-4D发动机推力为32.87kN、工作时间31s、质量约289kg。
德尔它E-1从西部范登堡基地发射的370km极地轨道运载能力为522.7kg，从东部卡纳维拉尔角发射
场发射的320km近地轨道运载能力为732kg。火箭可使136kg有效载荷达到逃逸速度。
1967年12月，德尔它E-1将2颗卫星一起送入轨道。2颗卫星运行于完全不同的2种轨道。先驱者8
卫星绕太阳同步轨道运转，而第2颗卫星一实验教练卫星则运行于293km/482km的近地轨道上。自此，
德尔它火箭具备了双星发射能力。
德尔它E-1火箭于1966年7月进行了首次发射，共执行16次任务，成功率为100%。
10
典型飞行程序
月球
1966年7月1日，德尔它E-1火箭发射月球探测器—探险者
33（飞行程序见右图）。
火箭起飞后垂直飞行4S，并按程序从发射方位滚动到初始飞
行方位。T十4s停止滚动程序，开始俯仰程序，俯仰机动4次使运
载器接近零攻角飞行。
3枚固体推进剂助推器在T十40s熄火，T+70s与一子级分离。
在T十150s主发动机关机，游动发动机继续工作9s。
主发动机关机后4s，一、二级分离，二子级点火。3s后开始
2次改变俯仰速率的俯仰程序。T+550s二子级发动机关机并开始
滑行。滑行段二子级自动驾驶仪程序装置使火箭处于三级点火姿
地球
态，并在适当时刻由自动驾驶仪定时器启动旋转台火箭，三级火箭
起旋，并发出三子级点火和分离信号。
三子级熄火时有效载荷位于月球椭圆转移轨道。滑行一段后卫
星与三子级分离，分离弹簧提供1.83m/s的分离速度。卫星继续运
发射探险者（AIMP-D）飞行轨道
1一起飞；2一一子级熄火，二子级点火；
行于转移轨道。在此期间，地面跟踪系统获取用于实时计算的各种
3一二子级熄火；4一滑行段：5一三子级熄火
数据，计算机预测并更新决定月球轨道特征的转移轨道以及与反推
（入轨点）：6～7一跟踪、修正轨道参数（转
火箭点火时间有关的数据。飞行器接近月球时的数据用于确定反推
移轨道）；7一反推火箭点火：8一反推火箭熄
火箭最佳点火时间。点火命令可直接发送，也可通过延时装置发送。
火（入轨点）：9一月球轨道；10一推进剂燃
如果连续的遥测跟踪数据指示反推火箭未曾点火，则立即发送第2
尽的三子级继续运行于转移轨道
个点火指令。如不出现其他故障或过大的轨道偏差，则反推火箭结
束工作时便可达到要求的轨道。
（王丹阳）

<!-- 第 582 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·539·
德尔它G（DELTA G)
德尔它G火箭是德尔它E的二级型火箭，于1966年10月首次发射，共执行2次任务，成功率为100%。
（王丹阳）
德尔它J（DELTAJ)
美国于1966年着手月球勘察者飞行器固体发动机的改型，使其能与旋转台相接并满足旋转环境要求，
以作为德尔它火箭的三子级。改型后的发动机称作TE-364-3。发动机高为1.47m、直径0.95m、装药652kg、
总质量715kg、推力44.48kN、工作时间44s。采用TE-364-3作为三子级发动机的德尔它火箭称作德尔它J。
卫星对接件对接面
-TE-364-3发动机
包带夹具
旋转火箭
后倒壁板
整流罩
支撑结构
llollo
二子级结构
TE-364-3发动机及旋转台
德尔它J火箭可将262kg的有效载荷送入地球同步转移轨道，将818kg有效载荷送入320km近地轨
道或使187kg的有效载荷达到逃逸速度。火箭只在1968年7月执行过1次任务，将质量为276kg的探险
者38送入倾角为120.8°的5860km圆轨道。火箭从范登堡空军基地发射。
（王丹阳）
德尔它 L，M，N (DELTA L,M,N)
在德尔它J火箭三子级采用TE-364-3发动机的同时，美国空军开始加长雷神的氧化剂箱和燃料箱并将
燃料箱改为2.44m直筒形箱体。改型后，一子级加长到18.3m，贮箱容积增加约47%，可加注推进剂66.5t。
1968年将加装3枚Castor-2助推器的长贮箱雷神一子级、改进型二子级与FW-4D三子级组装成了德尔它
L，用TE-364-3取代FW-4D三子级组装成德尔它M，二级型的德尔它M火箭被称为德尔它N。改型后的
德尔它M同步转移轨道运载能力提高到356kg，德尔它N火箭的370km圆轨道运载能力为907kg。
1969年8月，德尔它L首飞因一子级液压系统故障而失败。该火箭共执行2次任务，成功率为50%。
德尔它M于1968年9月首飞，因二子级故障也遭失败。该火箭共执行12次任务，因火箭故障失败2次，
成功率为83.33%。德尔它N于1968年8月首飞，共执行7次任务，成功率为100%。
（王丹阳）

<!-- 第 583 页 -->
美国
·540·
德尔它 M6，N6(DELTA M6,N6)
1968年，美国开始对德尔它M火箭的一子级进行改型，使其能加装6台Castor-2助推器。改型后的
火箭被称为德尔它M6。火箭可将454kg的有效载荷送入地球同步转移轨道。二级型德尔它M6火箭称为
德尔它N6，它可将1270kg的有效载荷送入370km近地轨道。德尔它N6火箭于1970年1月首飞，共执
行3次任务，1次失败，成功率为66.67%。德尔它M6火箭于1971年3月首飞后，再未执行任务。
（王丹阳）
德尔它 300，900（DELTA 300,900)
1969年，德尔它火箭开始提高性能的改进（见
卫星整流罩
右图）。一子级换用最多可装9枚Castor-2助推器
的通用尾段。二子级改用AJ-10-118F发动机。火
三子级
箭的第3项改进是用捷联式惯性制导系统代替原来
有效载荷对接件
两个完全独立的一、二子级自动驾驶仪和西方电气
子
公司无线电制导系统。
AJ-10-118F发动机
三子级
火箭一子级仍采用MB-3-3发动机，它的通用
TE-364-4发动机
尾段可允许加装3、4、6或9枚助推器。邻近助推
旋转台
器的箭体部位采取了绝热措施。一般在起飞时最多
可与MB-3-3发动机同时点燃6枚助推器，其他3
枚在空中点火，燃尽后3个一组地抛掷。
一子级
制导系统
该系列从德尔它300起，火箭一、二子级采用
冷分离方式。二子级在分离后点火。
二子级长为5.55m、直径1.65m、起飞质量
卡斯托2发动机
5.4t。子级AJ-10-118F发动机是大力神3C末级发
（9枚）
动机的改型。AJ-10-118F为挤压式输送烧蚀和辐射
冷却发动机，采用四氧化二氮/混肼50推进剂，真
空推力为42.85kN、真空比冲3003.7m/s、燃烧室
压力0.858MPa、工作时间342s。为使发动机的尺
主发动机
寸与箭体相适配，将大力神3C过渡级发动机的喷
管膨胀比由40改为26。贮箱共底稍向后靠以适应
德尔它904运载火箭
新的混合比要求。发动机采用双组元推进剂阀门，
提高了可靠性，子级性能提高8%。贮箱在起飞前增压，以增强结构刚度并抑制氧化剂蒸发。子级的氮气
控制系统可对第2级进行2h姿态控制。在三子级自旋和分离前的长期滑行中第2级可对太阳进行再定向
或对偏航和俯仰进行微调，以平衡卫星不对称的太阳辐射热。此外二子级还装有C波段跟踪信标机，
PDM/PCM/PM/FM40X20S波段遥测系统和自毁指令接收机。

<!-- 第 584 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·541·
整流罩由3条包带缚紧的2个玻璃纤维半壳组成。飞行中包带由爆炸螺栓打开，压缩弹簧将半壳推向
两侧。整流罩设有防止内压破坏的放气装置和使温度低于升华点的烧蚀涂层。原设计三子级换用TE-364-4
发动机，但三级型德尔它904的运载能力与1972年投入使用的德尔它1914相当，故未被起用。
德尔它900火箭的370km圆轨道运载能力为1723kg。捆绑3枚助推器的二级型德尔它300和捆绑9
枚助推器的二级型德尔它900共进行了5次发射，失败1次，成功率为80%。
主要技术性能（德尔它900）
级数
起飞推力
2
2 164.81 kN
全长
30.27m
推重比
1.84
4.11m（含助推器）
运载能力
箭体最大直径
约120t
起飞质量
近地轨道
1723kg（370km轨道）
助推器
推进剂
长度
固体
7.32 m
直径
0.79 m
海平面平均推力
9X231.97 kN
9X4.63 t
起飞质量
2330m/s
海平面比冲
发动机
工作时间
40 s
9XCASTOR 2
（起飞时6枚先工作）
一子级
级长
18.3m
海平面推力
直径
主机
2.44 m
764.11 kN
游机
发动机
2X4.44 kN
主机
海平面比冲
MB-3-3
游机
2台
主机
2 499.7 m/s
推进剂
游机
液氧／煤油
2 039.8 m/s
工作时间
220 s
二子级
推进剂
级长
5.55m
四氧化二氮/混肼50
直径
1.65m
真空推力
42.85 kN
子级质量
真空比冲
5.4 t
3 003.7 m/s
发动机
工作时间
AJ-10-118F
342s
整流罩
长度
5.7m
直径
1.65 m
（王丹阳）

<!-- 第 585 页 -->
美国
542·
德尔它 1000系列（DELTA 1000FAMILY)
1972年，美国推出德尔它1000系列火箭。该系列火箭由捆有4～9枚Castor-2固体助推器的增长型长
贮箱通用尾段雷神一子级，采用AJ-10-118F发动机的二子级和采用TE-364-3或TE-364-4固体发动机的三
子级组成。火箭有二级和三级两种。
该系列包括二子级和整流罩直径均为1.65m的德尔它1604和1900，二子级和整流罩直径均为2.44m
的直筒型德尔它（Straight8Delta）1410，1910，1913和1914等两类6种型号。
（王丹阳）
德尔它 1604， 1900（DELTA 1604,1900)
火箭一子级改型后壳体由18.3m增长到21.45m，从而使推进剂由66.5t增为80.2t。1972年～1973
年期间捆绑6枚Castor-2的德尔它1604火箭进行了2次发射，捆绑9枚助推器的二级型德尔它1900火箭
只进行了1次发射，成功率为100%。
主要技术性能（德尔它1604）
级数
起飞推力
3
2 164.81 kN
全长
运载能力
400kg（200000km轨道）
35.38 m
4.11m（含助推器）
箭体最大直径
助推器
长度
推进剂
7.32m
固体
直径
0.79 m
海平面平均推力
6X231.97kN
起飞质量
海平面比冲
2330m/s
6X4.63 t
工作时间
40 s
发动机
6XCASTOR2
一子级
22.43 m
级长
海平面推力
主机
直径
2.44m
764.11 kN
发动机
游机
2X4.44 kN
主机
海平面比冲
MB-3-3
游机
2台
主机
2 499.7 m/s
游机
推进剂
液氧／煤油
2 039.8 m/s
265s
工作时间

<!-- 第 586 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·543·
二子级
二子级参见德尔它900。
三子级
级长
推进剂
固体
2.07m
直径
0.98m
真空推力
66.59 kN
子级质量
真空比冲
1.16t
2 843.9 m/s
发动机
工作时间
TE-364-4
44 s
整流罩
长度
直径
5.7m
1.65m
典型飞行程序
1972年9月22日，德尔它1604火箭发射了高轨道卫星—星际监测台H，其飞行程序见下图、下表。
—35倍地球半径
—39倍地球半径
地球
远地点发动机
转移轨道
最终轨道
星际监测台H轨道
德尔它1604典型飞行时序
事件
时间/s
时间/s
事件
助推器点火
T-0.2
T+2
开始一级滚动程序
启动助推器分离定时器
T+6.5
开始第1俯仰程序
起飞
T+0
一级滚动程序结束

<!-- 第 587 页 -->
美国
·544·
续表
时间/s
事件
时间/s
事件
T+278.8
T+11
结束第1俯仰程序
解除贮箱增压和发动机启动离散信号
T+290.0
开始第2俯仰程序
T+14
开始二级第1俯仰程序
T+25
结束第2俯仰程序，开始第3俯仰程序
开始制导
增益变化——俯仰、偏航和滚动
T+295
T+38
结束二级第1俯仰程序
助推器熄火
T+38.2
开始二级第2俯仰程序
T+40
结束第3俯仰程序，开始第4俯仰程序
整流罩分离
结束第4俯仰程序，开始第5俯仰程序
T+297
T+50
解除整流罩分离离散信号
结束第5俯仰程序，开始第6俯仰程序
增益变化-—俯仰、偏航
T+60
T+530.2
转换到速度控制
助推器分离指令
T+552.2
T+85
结束第6俯仰程序，开始第7俯仰程序
T+598.2
开始检测推力压力开关
终止计算制导控制修正值
T+599.2
T+110
结束第7俯仰程序，开始第8俯仰程序
开始制导
T+120
T+601.2
停止制导
增益变化—俯仰、偏航
T+602.2
二子级发动机关机
T+240
结束二级第2俯仰、速率程序
启动发动机关机程序
T+245.2
转换到速度控制
关闭液压泵
停止计算制导、控制修正值
改变冷气喷管控制、俯仰、偏航滤波
T+260.2
T+640
T+261.2
停止一级回路制导
开始二级第3俯仰程序
主机关机
指令自毁接收机系统（CDRS）关机
T+265.2
T+662.2
启动二子级液压泵
结束二级第3俯仰程序
T+740
为二子级点火器供电
T+870
开始滑行制导No.1
为贮箱增压
T+920
停止滑行制导No.1
结束第8俯仰程序
T+925.2
旋转火箭点火
发出关闭贮箱增压阀门、结束贮箱增压指令
T+268.2
三子级点火延时开始
游机关机
启动三子级程序定时器
T+271.2
起爆三子级电缆切割器
起爆一、二子级分离螺栓
T+273.2
T+926.2
解除游机关机离散信号
解除自旋火箭离散信号
T+927.2
T+274.2
解除一级离散信号
起爆二、三子级分离螺栓
滤波和增益变化—俯仰、偏航和滚动
反推火箭点火
T+276.2
解除分离离散信号
三子级点火
T+940.2
三子级熄火
贮箱增压
T+983.8
启动二子级发动机
有效载荷分离
T+277.2
T+1085.2
释放Yo重块
滤波和增益变化—俯仰、偏航
T+1 087.2
冷气喷管滤波和增益变化控制—滚动
火箭将卫星送入椭圆转移轨道后滚动95°，远地点发动机点火将卫星送入200000km高的地球圆轨道。
（王丹阳）

<!-- 第 588 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·545·
德尔它 1410，1910，1913，1914
(DELTA 1410, 1910, 1913, 1914)
1971年初，美国为适应不断增长的卫星尺寸需要，研制了直径为2.44m的大直径整流罩，加长一子
级贮箱就是为了弥补由此而引起的运载能力损失而采取的措施。为与加大直径的整流罩相接，二子级上部
加装一锥形支架和2.44m直径的短裙，裙段后端与级间段相接。二子级被罩在加长的级间段和整流罩内。
这样便出现了2.44m直筒型德尔它火箭。
已发射的1000系列2.44m直筒型德尔它火箭有1410、1910、1913、1914等4种。德尔它1914火箭
可向320km轨道运送1.8t有效载荷，向地球同步转移轨道发射680kg有效载荷。1972年～1975年期间，
1000系列2.44m直筒型德尔它火箭共进行了5次发射，成功率为100%。
主要技术性能（德尔它1914）
级数
推重比
1.65
3
全长
运载能力
35.36 m
近地轨道
1.8t（320km轨道）
4.1lm（包括助推器）
箭体最大直径
680 kg
约134t
起飞质量
地球同步转移轨道
起飞推力
2 164.81 kN
助推器
同德尔它904火箭。
一子级
同德尔它1604火箭。
二子级
级长
推进剂
四氧化二氮/混肼50
5.55 m
直径
真空推力
2.44 m
42.85 kN
真空比冲
3 003.7 m/s
子级质量
5.4 t
工作时间
342s
发动机
AJ-10-118F
三子级
同德尔它1604火箭。
整流罩
长度
直径
2.44m
7.93 m
（王丹阳）

<!-- 第 589 页 -->
美国
·546·
德尔它 2000 系列（DELTA 2000 FAMILY)
1971年，美国开始研制运载能力更大的2000系列火箭。火箭一子级改用推力更大的RS-27发动机，
二子级改用可多次启动的TR-201发动机，三子级仍采用TE-364-3、TE-364-4固体发动机。火箭分二级和
三级2种，共出现过德尔它火箭2310，2313，2910，2913和2914共5种型号。改型后火箭的地球同步转
移轨道运载能力提高44kg。
德尔它2000系列火箭可执行近地轨道、地球同步转移轨道和星际轨道等3种任务。
由于二子级可多次启动，二级型德尔它火箭可一次点火直接爬升将卫星送入指定轨道，也可采用霍曼
转移轨道二次点火飞行模式。为获得最佳性能，一般采用后一种模式。二子级可使有效载荷以3轴稳定姿
态入轨。如需要也可使卫星低速旋转。在滑行段可作姿态机动以适应卫星的特殊要求，如对称的阳光加热
量和传感器位置等。
三级型德尔它火箭用于发射高椭圆轨道卫星。发射地球同步轨道卫星时要求卫星携带远地点发动机，
以提供改变轨道面和进入同步轨道的速度增量。三级型德尔它火箭还可完成月球探测及太阳探测等任务。
德尔它2000系列火箭的运载能力如下表和后图所示。
德尔它2000系列火箭运载能力
运载能力/kg
状
任务
飞行模式
态
2614
2910
2314
2310
2610
2914
生物卫星
再次启动
370km圆轨道，倾角38°
185km/370km霍曼转移轨1540.2
1 812.0
1 947.9
道
二
地球资源卫星
再次启动
级
185km/370km霍曼转移轨883.4
926km太阳同步圆轨道.倾
1 064.6
1 177.6
状
角99°
道
态
先进泰罗斯气象卫星
再次启动
838.1
1482km太阳同步圆轨道
951.3
185km/370km霍曼转移轨
702.2
倾角102°
道
天网2
直接爬升，二级进入185km
三
185km/35948km同步转
554.9
634.2
702.2
停泊轨道
级
移轨道，倾角28.5°
状
行星探测器
直接爬升，二级进入185km
态
金星一型2
362.4
407.7
441.7
停泊轨道
C=8 231km²/s2
由于德尔它的制导系统设于二子级，因而二级型德尔它火箭的入轨精度较高。三级型德尔它火箭的入
轨精度靠卫星携带的动力装置修正补偿。
2000系列德尔它火箭共发射44次，失败2次，成功率为95.45%。

<!-- 第 590 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·547·
1814
1361
三级德尔它
二级德尔它
907
2914
有效载荷质量/kg
三
注
2614
2910
三
2610-
2314
2310
1110km圆轨道
1850km圆轨道
185km圆轨道
同步转移轨道
181
同步轨道
逃逸轨道
16
44
26
27
28
29
30
34
36
37
39
40
25
31
32
33
35
38
特征速度/×305（m·s-1)
德尔它2000系列运载能力（卡纳维拉尔角发射场发射）
1814
1361
三级德尔它
907
2914
二级德尔它
有效载荷质量/kg
2614
2910
454
2314
2610
363
2310
272
-1110km圆轨道
同光转移轨道
185km圆轨道
181
逃逸轨道
同步轨道
91
44
26
303132333435
27
25
28
29
36
37
38
39
40
特征速度/×305（m·s-1)
德尔它2000系列运载能力（范登堡空军基地发射）
（王丹阳）
德尔它 2914（DELTA 2914)
德尔它2914火箭是德尔它系列中发射次数最多的一种火箭。·1974年4月执行首次发射任务后共发射
30次，仅1次失败，成功率为96.67%。火箭主要用于发射地球同步轨道卫星，其同步转移轨道运载能力
为724kg。从卡纳维拉尔角发射德尔它2914的费用为571万美元（1973年币值）。其中硬件费为379.5万
美元，发射服务费170万美元，管理费17万美元。同步转移轨道有效载荷的发射费用为每公斤7887美元。
主要技术性能
级数
起飞推力
2 311.33 kN
3
全长
推重比
35.36 m
1.75
运载能力
箭体最大直径
4.11m（包括助推器）
起飞质量
724kg
地球同步转移轨道
134.9 t

<!-- 第 591 页 -->
美国
·548·
助推器
长度
7.32m
推进剂
固体
0.79 m
直径
9×231.97 kN
海平面平均推力
起飞质量
9X4.63t
海平面比冲
2330m/s
发动机
工作时间
9XCASTOR.1
40 s
（起飞时6枚先工作）
一子级
级长
海平面推力
不带级间段
22.43 m
主机
910.74 kN
带级间段
25.7m
游机
2X4.44 kN
直径
2.44 m
海平面比冲
结构质量
主机
2 579.15 m/s
不带级间段
4.5t
游机
2039.8 m/s
带级间段
5.0t
真空比冲
推进剂质量
80.2 t
主机
2 785.09 m/s
发动机
工作时间
RS-27
推进剂
液氧／煤油
主机
242s
二子级
级长
5.58 m
推进剂
四氧化二氮/混肼50
直径
2.44 m
真空推力
43.31 kN
子级质量
5.4 t
真空比冲
2 961.61 m/s
推进剂质量
4.5 t
工作时间
345s
发动机
TR-201
三子级
级长
2.07 m
推进剂
固体
子级直径
0.98m
真空推力
66.59 kN
子级质量
1.122t（不带卫星对接件）
真空比冲
2 843.93 m/s
推进剂质量
1.045 t
工作时间
约44s
发动机
TE-364-4
整流罩
长度
7.93 m
结构质量
578 kg
直径
2.44 m

<!-- 第 592 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·549·
总体布局
德尔它2914火箭为一子级捆绑9枚助推器的三级火箭。芯级直径为2.44m，箭体呈直筒形。火箭的
组成与布局如下图所示。
卫星
整流罩
旋转火箭
整流罩人孔
仪器舱氧化剂箱
二子级氮气瓶
支撑结构
TR-201发动机
级间段
一子级
Castor-助推器
RS-27
发动机
卫星对接件|旋转台
短裙
三子级
氨气瓶
TE-364-4发动机
隧道管
箱间段
游动发动机
德尔它2914运载火箭
一子级捆有9枚Castor-2助推器。芯级自下而上由尾段、贮箱裙段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱组成。
子级RS-27发动机、游动发动机、伺服机构组件、指令自毁系统保险-解保装置、后部脐带脱落插座和推进
剂加注管路等均安装在箭体尾段内。氧化剂箱裙段内装有氮气供给装置。箭体外部两侧从裙段下部到级间
段下部设有2条隧道，隧道管内装有推进剂增压管路、电缆及导爆索。箱间段内装有制导电子设备、控制
配电盒、遥测装置、指令自毁装置和电源。
级间段罩住二子级大部分组件。在该段内装有一、二子级分离弹簧。
二子级自下而上由发动机、贮箱、短裙、截锥形支撑结构和仪器舱组成。子级由整流罩和级间段覆盖。
短裙段装有脐带脱落插座和天线。子级主要电子设备、制导计算机、电子组件、自毁指令接收机和遥测组
件等均安装于仪器舱内。仪器舱开有仪器安装孔。
三子级自下而上由旋转台、固体发动机和有效载荷对接件组成。有效载荷对接件上装有分离弹簧或弹
簧分离夹具、电池、分离定时器、翻转系统、遥测系统及分离所需的各种电子组件。有效载荷对接件上还
设有消旋和卫星释放装置。
为保证箱体过载不超过允许值，起飞时，有6枚助推器与一子级RS-27发动机同时点火，起飞后38s
再点燃其余3枚助推器。综合考虑作用于抛掷装置的攻角动压、地面安全等因素，在起飞85s后的5s内
助推器3枚为一组相继抛掷。助推器与芯级分离时，连接件爆炸螺栓起爆，助推器在火箭主体的加速度及
其本身的气动阻力下，沿导轨离开主体。
一、二子级采用冷分离方式。一子级主发动机关机后8s，游动发动机关机后2s左右连接子级的爆炸
螺栓起爆，装在级间段内的弹簧分离装置将第2级弹离一子级。5s后二子级点火。

<!-- 第 593 页 -->
美国
·550·
二子级熄火后，三子级与卫星由旋转台起旋直至与二子级分
鼻锥
离。装有蛇形电缆的螺旋管允许在旋转火箭点火后，在二、三子
点火器
级间有2s的信号传递时间。二子级程序装置给出15s的发动机
自毁装置
点火延迟时间，使二、三子级在三子级点火前有足够的分离时间。
前封头
星箭分离的程序是：爆炸螺栓起爆，打开V形包带，释放卫
发动机壳体
星，由卫星分离弹簧提供分离速度，卫星对接件反推火箭点火，
防止子级因后效冲量与卫星碰撞。消旋系统在卫星分离前消除卫
星的旋转。
7.32
b0.79
中B
筒段
连接件
箭体结构
助推器结构
Castor-2助推器（见左图）长7.32m、直径0.79m、结构质
后封头
量0.89t。助推器自下而上由喷管、后封头、筒段、前封头和鼻
锥组成。壳体尾部和中部装有与芯级箭体连接的紧固件。发动机
喷管
壳体由AISI4130钢板滚压成型后焊接而成；壁厚约2.79mm。
Castor-2助推器
前后封头采用石棉粉充填的聚硫环氧树脂绝热层。绝热层成型后
粘贴到壳体上，待固化后再贴两层包履层。第1层为聚硫橡胶层，
第2层为聚丁乙烯丙烯酸聚合物层，两层间用环氧树脂黏结。
助推器用爆炸螺栓夹紧的球头-球碗接头与芯级连接。
一子级结构
一子级箭体长为22.43m、直径2.44m、结构质量
三处加强的液氧箱后过渡段
4.5t。燃料箱和氧化剂箱各由3块12.7mm厚的铝合金
助推器的固定装置和球碗
板材沿纵向焊接而成。为增强筒段的结构强度和刚度将
箱壁内表面机加工成等边三角形网格结构。筒段两端用
螺栓连接并焊接拱形箱底。燃料箱长为7.49m，氧化剂
箱长11.5m。燃料箱容积32.1m?，氧化剂箱容积49.5m3。
箱间段、裙段和尾段均为铝合金半硬壳式结构。尾段设
有助推器连接装置和助推器燃气流防护装置，见右图。
前端框
助推器后支点
后端框
和导轨
级间段结构
级间段为铝合金半硬壳式结构，长4.25m，从一子
德尔它2914一子级尾段助推器连接装置
级顶部一直延伸到二子级短裙，罩住二子级大部分箭体。
级间段装有分离弹簧，并开有4个检修孔。级间段用螺栓与一子级连接，级间分离时随一子级抛掷。
二子级结构
二子级推进剂箱采用共底结构，由3个不锈钢箱底和1个圆筒段焊接而成，直径为1.8m，长约2.73m。
从1000系列小直径和8英尺直筒型德尔它二子级的对比图上可见（见左后图），短裙和锥形支架是新增加
的。二子级在飞行中由原来的受压结构转为受拉结构。原来通过后裙段和贮箱箱壁传递的载荷现在通过级
间段直接传递给短裙。这样便取消了笨重的后裙。此外由于有了足够的空间，将原来的8个氮气瓶换用1

<!-- 第 594 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·551·
个大气瓶。氮气瓶和2个氮气瓶间的3块等边三角形网格加筋板上置有3套独立的控制装置。一套控制氦
气系统，一套控制氮气系统，另一套控制液压系统。
三子级结构
三子级由旋转台、固体推进剂发动机TE-364-4和有效载荷对接件组成（见右下图），长为2.07m，结
构质量77kg（不带仪器）。旋转台底部结构与二子级相连。旋转台有轴承和轴承架。轴承架与三子级相连。
4块活动壁板用一条V形包带紧固在三子级上。包带由爆炸螺栓起爆释放。沿旋转台外缘按切线方向装有
数台小的固体旋转发动机，它们按转速要求以各种组合启动。
有效载荷对接件
TE-364-4发动机
安装面
1972~1973
1964~1972
分离包带=
壁板（4）
旋转火箭
结构支架
整流罩
2.44m
1.65m
德尔它2914
德尔它1000系列
二子级结构
小直径二子级
二子级
二子级对比
德尔它2914三子级旋转台和TE-364-4发动机
2000系列德尔它火箭的有效载荷对接件（见下表及后图）共有9种，7种用于三级德尔它，2种用于
二级德尔它。用于三级德尔它的对接件均装有遥测装置。
2000系列德尔它火箭的有效载荷对接件
系统质量/kg
卫星质量/kg
型号
遥测组件
对接件
6.8
362.4
6.8
0908
543.6
6.8
1809
9.97
6.8
242.36
2030A
13.59
317.1
2512
13.14
6.8
三级状态德尔它
有效载荷对接件
25.37
6.8
3731
724.8
906.0
27.63
6.8
3731A
29.45
6.8
906.0
3740
29.45
6.8
906.0
3740
543.6
26.73
二级状态德尔它
5414
有效载荷对接件
1 132.6
37.60
5724

<!-- 第 595 页 -->
美国
552
卫星紧固件
52.76cm
卫星紧固件
20.3cm
分离弹簧24.77
46.7cm
卫星紧固件
-cm-
分离弹簧（3）
83.9cm
分离弹簧（3)
肩式安装
3cm
对接件
TE-364发动机
TE-364发动机
有效载荷对接件
整流罩
德尔它标准整流罩（见下图）长为7.92m、直径2.44mm、质量578kg，可通用于二级和三级火箭。
整流罩锥段由上、下两部分组成。上半部为铝合金半硬壳式结构，下半部为覆有可拆卸铝箔层的玻璃纤维
结构。铝箔可按要求拆去，开出电波穿透窗口。直筒段箱壁内表面机加工成等边三角形网格结构。整流罩
采用热防护措施，使温度维持在20.4℃之内。德尔它标准整流罩还采用已在大力神3C火箭上使用过7年
的无污染分离系统，以保证安全、可靠的抛罩。
德尔它标准整流罩

<!-- 第 596 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·553·
推进系统
一子级推进系统
一子级推进系统由RS-27双组元主发动
氧化剂管路
机、2台游动发动机、相应的推进剂输送、增
燃料人口
氧化剂泵
燃料泵
压等系统以及9枚Castor-2助推器组成。
燃料管路
氧化剂人口
齿轮箱
RS-27为泵压输送、再生冷却型发动机（见
氧化剂启动箱
右图）。它是土星计划H-1发动机的改型。发动
燃气发生器
机质量为1.02t、高3.61m、直径1.92m，采
用液氧/煤油推进剂。氧化剂流量为245.07kg/s、
涡轮
涡轮废气排气管
游动发动机
燃料流量为108.72kg/s。发动机海平面推力为
主氧化剂阀门
910.74kN、海平面比冲2579.15m/s。发动机
燃料启动箱
燃料阀门
主燃料阀门
工作时间为242s，耗尽关机。游动发动机单台
推力室一
-RS-27主发动机
推力4.44kN。子级燃料箱用氮气增压；利用涡
轮废气将部分液氧加热气化所产生的气氧对氧
RS-27发动机
化剂箱增压。
Castor-2助推器长7.32m、直径0.79m、结构质量735.4kg、装药3.74t。药柱为带2个环向开槽的圆
柱形装药。发动机初始推力为156.38kN、平均推力239.9kN、最大推力322.2kN，工作时间约40s。发动
机的AISI4130钢喷管采用陶瓷环氧包覆的ATJ石墨喉衬、玻璃纤维酚醛/石棉酚醛收敛段和硅酚醛扩散段，
膨胀比为21.21。
二子级推进系统
二子级推进系统由主推进系统和辅助推进系统组成。子级贮箱用氨气增压。
主推进系统
二子级主推进系统由TR-201发动机和增压输送系统组成（见下图）。
燃料加注
FVD
燃料
氧化剂箱气路接头
FVV
网
氧化剂
oVDovV
燃料
-
流量计
液压工质输送管路
氧化剂加注
氧化剂流量计
氧化剂箱
推力室阀门
反推阀门
断流阀门
作动器
氮气
调节器
液压工质回路
燃料箱
推力室
HVV
断流阀门
HVD
b
喷管延伸段
燃料箱歧路接头
氮气加注
反推喷管
德尔它2914二子级推进系统
FVD一燃料箱溢出阀：FVV一燃料箱放气阀：OVD一氧化剂箱溢出阀：OVV一氧化剂箱放气阀；
HVV一氮气放气阀；HVD一氮气排气阀：TSPV一贮箱断流气动阀

<!-- 第 597 页 -->
美国
·554·
1．发动机
二子级采用挤压式输送、多次启动、固定推力TR-201发动机（见左下图）。推进剂为四氧化二氮/混肼
50。发动机通过万向接头与箭体连接，可作士3°角双向摆动。其主要技术性能为：真空推力为43.31kN、
真空比冲为2961.61m/s、混合比为1.6、燃烧室压力为0.7MPa、喷管膨胀比为43、入口压力为1.55MPa、
工作时间为345s。一般情况下，发动机先工作约340s，消耗推进剂4.5t，最后80s在放空状态下工作，
推力由43.31kN降为35.54kN。
TR-201发动机由头部和推力室组成（见右下图）。发动机头部组件包括推力架、喷注器、推进剂断流
阀门及其作动器、推进剂管路和相应的限流圈和滤网。除了枢轴顶端由锯合金制成外，其余均为钛合金制
件。喷注器直径6.35cm，由70个矩形氧化剂孔，1个连续的燃料环和36个燃料冷却套冷却剂喷嘴组成。
顶盖后毂
推力架
顶盖前毂
枢轴
喷注器
内管
外管
推力室
密封件
孔圈
喷管延伸段
德尔它二子级发动机装置
TR-201发动机头部
推进剂由2个简单的通-断蝶式阀门控制。阀门按指令由1个单液压作动器作动。在通往阀门的推进
剂输送管路中设限流孔。孔径按混合比为1.6时推进剂界面压力等于1.55MPa的要求设定。此外在冷却输
送管路上设有第3个限流孔，保持10%燃料流入喷注器冷却歧管。
TR-201发动机推力室（见下图）由烧蚀式钛合金燃烧室和辐射冷却锯合金喷管延伸段组成。
金属喷管
密封件
K形密封件
燃烧室壳体
延伸段
钛合金壳体
石英内衬
TR-201发动机推力室
燃烧室内衬用硅合橡胶黏结。燃烧室前部和喉部的烧蚀材料内衬由较重的强抗烧蚀石英-酚酞材料制
成，内衬缠有硅-酚醛带。喉衬与中轴线呈60°夹角。面积比为6的扩散段的内衬由以轻质NARMC04065
为底衬的重硅质衬垫组成。面积比6～16部分为轻质衬垫。

<!-- 第 598 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·555·
连接部设有一钛合金加强环。钟形锯合金喷管表面镀有高辐射，抗1482℃高温、耐氧化的铝化物镀层。
钛合金表面覆有高辐射磷酸盐基镀层。喷管连接界面处壁厚0.15cm，喷管出口壁厚0.018cm，此处设有
钛合金加强环，防止发射时受振破损。燃烧室和钟形喷管延伸段连接处设有因康镍X750K形密封件。
2.贮箱增压和推进剂输送系统
系统用2个气瓶的30.2MPa高压氢气按推进剂额定流量和混合比偏差要求向推力室挤压输送推进剂。
系统还为子级提供反向推力以确保三子级正常点火。为保护组件和保证操作方便，氦气系统以直接向前的
方式进行过滤、卸载、加注和放空；到调节器出口为止系统管路是公用的；之后，为了隔离贮箱气体，分
两路通往氧化剂箱断流阀门和燃料箱断流阀门。通往燃料箱的增压管路较氧化剂箱管路更迁，以保证氧
化剂箱先达到增压控制极限值。这样便可防止在二子级点火、指令打开阀门的瞬间贮箱共底翻转或破裂。
控制储瓶供气量，使气瓶压力在发动机工作全程3/4时间时低于调节器规定值。推进剂通过节流孔进行节
流、过滤、计量后送往发动机断流阀。气动阀门的气动作动工作压力为2.06MPa，系统发生故障时阀门最
高可承受32.95MPa压力。
辅助推进系统
二子级尾部装有2套余冷气姿态控制系统（ACS）组件（见下图）。每套有6个冷气推力器，每个
产生推力16.44N，用以在第2级动力飞行段进行滚动控制，滑行段进行俯仰、偏航、滚动的三轴稳定控
制（每轴6.5°）。辅助推进系统也用其轴向喷管在发动机再次启动前提供推进剂沉底推力。该系统以氮气
为工质，气瓶直径43.18cm。
滚动
推力器组件（象限I）
俯仰
偏航—
贮箱推进剂底阀
滚动
口T
减压器减压器
俯仰
双桥丝双
A
B
电路单药筒
C
氮气瓶
系统
D
(28.83MPa)
止回阀中止回阀
日
滚动
俯仰
O
贮箱推进剂
偏航
手动气流控制孔
二子级姿态控制系统
系统按瓦余原则设计，设有余阀门和瓦余控制电子组件，并具有隔离阀门故障的能力。系统有动力
和无动力飞行控制模式的转换、主喷管和备用喷管转换、推进剂沉底喷管或姿态控制喷管的启动均由安装
于二子级制导舱的数字计算机控制。
：6套阀门-喷管组件和隔离2组推力器的快速作动梭动阀（ShuttleValve）安装在1个质量为425.24g
的轻质歧管上。梭动阀工作时可将一组推力器转换到另一组。当阀门按指令打开时，高压气瓶的氮气经调
节器送往推力器。
辅助推进系统用一全软件故障探测系统探测阀门不能全开、阀门连续关闭、阀门部分打开、气体大量
泄漏及小量泄漏等故障。

<!-- 第 599 页 -->
美国
·556·
三子级推进系统
三子级采用TE-364-4固体发动机。发动机直径为96.4cm，长183.3cm，由复合材料喷管、钛合金发
动机壳体、橡胶充填绝热系统、电气-机械保险-解保点火系统、高氯酸胺多元酸化物推进剂和连接法兰组
成。TE-364-4发动机可在部分装药模式或全装药模式下工作。其最低装药量为964kg，满载装药量为
1039kg。TE-364-4发动机24℃真空环境下的性能如下表所示。
TE-364-4发动机性能
燃烧前
指标
燃烧后
质量/kg
1122
76.6
滚动转动惯量/（kg·m²）
113.6
9.1
横向转动惯量/（kg-m²）
19.4
162.4
工作时间/s
43.6
总冲量/（N·s）
2.903x106
最大推力/kN
80.07
平均推力/kN
66.59
控制系统
德尔它2914火箭采用捷联式全惯性制导系统（见下图），由德尔它冗余惯性测量系统（DRIMS）和制
导计算机（GC）组成。德尔它制导系统的组件几乎都是采用成熟产品。惯性测量组件选用阿波罗登月舱飞
行中止制导系统惯性测量组件，制导计算机是TELEDYNE计算机的改型。
新电子组件
箭体
伺服放大器
伺服动作器
反馈成形网络
反馈计
交流波幅解调器
速率陀螺
速率成形网络
交流波幅解调器
姿态成形网络
HIG-4
由制导计算机代替
由惯性测量组件代替
德尔它惯性制导系统（对原一子级控制系统的改进）
德尔它惯性测量组件由3个陀螺仪、4个加速度计和1套电子组件组成。电子组件由加法放大器、伺
服放大器、转换放大器、电源以及为制导系统和二级控制设备提供接口的反馈网络组成。

<!-- 第 600 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·557·
德尔它制导计算机的特性见下表。
德尔它制导计算机性能
项目
参数
字长
32位
数字模拟输出信号
12位、6个通道、±10V
4096（随机存取）
内存/byte
离散输出信号
35个时序信号，6条通断控制通道
加法
6
乘法
22.5
计算时间/us
除法
40.5
非算术运算
6
标志寄存器/个
3
德尔它余惯性测量系统每秒向制导计算机发送50次信息。计算机处理DRIMS数据，求得姿态基准
和导航（位置和速度）信息，并在比较实时和预定轨道的基础上连续每秒提供2次制导修正信号。计算机
也在动力飞行段和滑行段飞行时发出预装定时序指令，并提供控制系统稳定逻辑。一、二级电子组件从制
导计算机接收制导命令，并依次驱动伺服放大器、摆动主发动机、启动游动喷管或冷气喷射转换放大器。
火箭一级的俯仰和偏航由主发动机推力室的双向摆动控制，滚动由游动发动机的差动控制。滑行段的
俯仰、偏航和滚动均由游动发动机控制。火箭二级动力飞行段的俯仰和偏航由TR-201发动机的双向摆动
控制，滚动由冷气姿态控制系统控制。滑行段的俯仰、偏航和滚动由冷气姿态控制系统控制。德尔它惯性
制导系统的一、二级控制系统框图见下图。
一子级电子组件
偏航
伺服放大器
3个数/模转换器
业
发动机位置
箭体
俯仰
反馈成形网络
输出信号
伺服阀
惯
滚动
性
反馈件
cp
测
一子级控制系统
制导计算机
量
cy
反馈件
组
二子级电子组件
2个数/模转换器偏航
件
主发动机伺服
输出信号
俯仰
箭体
伺服放大器
位置阀门
+俯仰
反馈成形网络
俯仰
p
6个离散
+偏航
输出信号
滑行姿态
偏航
转换放大器
+滚动
控制推力器
一滚动
二子级控制系统
德尔它惯性制导系统（一、二级控制系统框图）

<!-- 第 601 页 -->
美国
·558·
三子级及有效载荷组合采用自旋稳定。旋转台、三子级发动机、有效载荷对接件和有效载荷在三子级
点火前由安装在旋转台上的旋转火箭（4枚、6枚或8枚）提供30～100r/min的转速。有5种不同尺寸的
旋转火箭可供选择，以达到误差在10%范围内的旋转速率。
二级型德尔它火箭执行任务时，可利用二子级姿态控制系统喷管使卫星作低速旋转，在德尔它惯性制
导系统的直接控制下达到误差为土2%的5r/min旋转速率；还可按要求提高卫星旋转速率，但随转速的上
升，误差也将加大。
三子级用1个安装在卫星对接件上的机械定时器提供程序信号。定时器由二子级计算机启动，它最多
可提供6个完成不同功能的程序信号，如Yo-Yo消旋、发动机壳体翻转、释放卫星附件（如太阳电池帆板、
天线和测量仪器构架）和卫星分离等。
遥测和跟踪系统
一、二子级均采用脉宽调制和调频（PDM/FM/FM和FM/FM）S波段遥测系统。二子级遥测系统也提
供1个PCM/FM/FM通道，用作制导参数的输入和监测。三子级装有独立的遥测系统，用来测定燃烧室压
力、加速度等性能数据和卫星发射环境数据，如低频和高频振动、加速度瞬变、卫星分离速度增量及温度
等。此外还可按要求设专用遥测系统，系统标准质量6.8kg。测量组件可安装在卫星对接件或发动机壳体
上。遥测发射机的工作频率为2250.5MHz，输出功率为2～8W。
一子级和二子级均设有指令自毁接收机，它们以同一频率响应由地面发射站来的同一RF调制信号。
二子级装有双指令自毁系统。根据任务要求尚可安装三子级跟踪系统，该系统一般采用C波段雷达应答机。
跟踪系统质量约3.6kg，其中包括电池、天线、控制电路等，若装入遥测系统中，因电源共用，则质量可
降为2.3kg。C波段接收频率5.690GHz、发射频率5.765GHz。
电源系统
一、二子级均采用电池直流供电系统。制导控制系统、发动机和火工品系统、测量系统均各自采用独
立的电源。
典型飞行程序
德尔它2000系列火箭的典型飞行程序与轨道如下图和后表所示。
二子级熄火轨道
发射主发动机关机人轨
发射
二子级熄火
主发动机关机
滑行
二子级关机
人轨
霍曼转移轨道
再启动
飞向转移轨道远地点
德尔它2000系列三级同步转移轨道
德尔它2000系列二级霍曼转移轨道

<!-- 第 602 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·559·
三级点火
二级再启动
t=1507sh=189km
t=1463sh=189km
抛整流罩
V1 =7986.4m/s
V=7803.4m/s
-1-+-m
t=278s
二级熄火
三级熄火
二级熄火=535s
t=1490sh=189km
h=185.3km Vi =7801.9m/s V =7986.4m/s
有效载荷分离
185km
t=1550sh=203.8km
级熄火
t=237sh=98.2km V=5344.8m/s
V =10257.2m/s
主发动机熄火
t=224sh=87.09kmV=5352.4m/s
抛助推器（9枚）
t=90sh=25.9kmV=1329.8m/s
三枚助推器点火
=38s
起飞，6枚助推器点火
t=0
赤道
德尔它2000系列三子级地球同步转移轨道典型飞行程序
德尔它2000系列典型飞行时序
时间/s
事件
德尔它2914（地球同步转移轨道）
德尔它2910（1390km圆轨道）
0+1
T+0
助推器点火命令No.1
起飞信号
T+0
T+0
T+38
助推器点火命令No.2
T+38
助推器分离命令
T+87
T+87
主发动机关机
T+227.5
T+227.5
一子级分离
T+235.5
T+235.5
二子级发动机点火
T+240.5
T+240.5
T+273
T+273
整流罩分离
T+531
二子级发动机关机No.1
T+542
再启动程序
T+3550
T+1268
主发动机再次点火
T+3590
T+1308
二子级发动机关机No.2
T+3607
T+1315
T+1365
开始三级程序
二、三级分离
T+1367
T+3632
二子级翻转
T+1367
T+1 405
三子级发动机点火
三子级发动机熄火
T+3632
T+1 449
有效载荷分离
T+1525
（王丹阳）

<!-- 第 603 页 -->
美国
·560·
德尔它 3000 系列（DELTA 3000FAMILY)
德尔它3000系列运载火箭由德尔它391X和德尔它392X两个子系列火箭组成。
391X系列火箭（见后图）的特点：
1）一子级改用海平面平均推力为378.1kN的Castor-4固体推进剂助推器；
2）二子级改用真空推力为43.65kN的挤压输送TRW-201发动机；
3）三子级仍采用德尔它2000系列火箭的TE-364-3和TE-364-4固体推进剂发动机；
4）可选用带有推力为66.64kN的STAR-48固体推进剂发动机的有效载荷辅助舱（PAM）上面级。
德尔它391X系列火箭有二级德尔它3910和三级德尔它3913，3914和3910-PAM等4种火箭。
1979年，由于一次性使用火箭向航天飞机过渡的推迟，美国要求生产更多的德尔它火箭来发射原计划
用航天飞机发射的各种卫星。当时德尔它2000系列火箭的运载能力已不能满足需求，所以要求对德尔它
作进一步改进。这样便出现了二子级改用空军AJ-10-118K发动机的392X系列火箭。该系列共有二级德尔
它3920和三级德尔它3923，3924和3920-PAM等4种火箭。
德尔它几经改进后其运载能力大幅度提高，火箭地球同步转移轨道的运载能力已从德尔它2000系列
火箭的724kg提高为1270kg。
多数二级德尔它的近地圆轨道高度在185.2～1852km之间，其3o轨道高度偏差不大于18.5km，倾
角偏差不大于0.05°。
三级德尔它地球同步转移轨道的3o转移轨道近地点高度偏差不大于18.5km，TE-364-3三子级的3o
倾角偏差为0.13≤△i≤0.5°，TE-364-4的为0.24°≤△i≤0.7°。
：德尔它3914，3910-PAM和3920-PAM等火箭的发射费用分别为2660万美元、2985万美元和3510
万美元（1983年币值），见下表。
德尔它3000系列发射费用1)
型号名称
德尔它3914
德尔它3920-PAM
德尔它3910-PAM
德尔它芯级
2535
2500
2500
Castor-4
125
125
125
有效载荷辅助舱
一
360
360
3920改进部分
525
一
一
合计
2660
2985
3510
注：1）表中数值单位为万美元，1983年币值。
德尔它3000系列火箭自1975年12月首次发射以来，共执行了38次任务，失败了2次，成功率为
94.74%。

<!-- 第 604 页 -->
三子级
发动机
TE-364-4
控制
自旋稳定
火箭-有效载荷界面
整流罩直径2.44m
有效载荷对接件
二子级
德尔它系列（DELTAFAMILY）
箭体直径
2.44m
贮箱直径
1.39m
发动机
TRW-201
去掉三子级
PAM
推力
43.82kN
发动机
推进剂
N2O4/混肼
摆动/冷气
控制
制导
惯性
旋转台旋转部分
一子级
旋转台固定部分
箭体直径
2.44m
发动机
RS-27
德尔它PAM
推力
910.7kN
推进剂
液氧/煤油
控制
摆动/游动发动机
制导
惯性
固体助推器9×Castor-4
A
AF
3914
3910
3910-PAM
德尔它391X系列火箭
561

<!-- 第 605 页 -->
562
卫星
德尔它3920-PAM
德尔它3914
卫星整流罩、
卫星和卫星对接件
有效载荷
TE-364-4
整流罩
PAM卫星
发动机
DCI
对接件
7.924
三子级
PAM
旋转台
整流罩
PAM三子级
制导系统
AZI
发动机
锥形支架
二子级
5.943
短裙
AJ-10-118K
级间段
PAM
发动机
旋转台
TRW-201
发动机
三子级发动机
美
燃料箱
分离包带
35.357
子级短裙及支架
国
箱间段
级间段
液氧箱
一子级
22.433
加大推力
Castor-4
Castor-4
发动机
发动机
发动机舱尾段
级
加大推力
RS-27发动机
助推器
德尔它3914与德尔它3920-PAM的对比
德尔它3920-PAM火箭

<!-- 第 606 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·563·
5500
3910
3920
5000
4500
4000
周轨道高度/km
3500
3000
2500
2000
1500
1000
500
2500
500
1000
1500
2000
3000
3500
0
卫星质量/kg
二级状态德尔它圆轨道运载能力
实线为卡纳维拉尔角发射，发射方位角95°，倾角28.7°；虚线为范登堡发射，发射方位角186°，倾角90°
180000
发射方位95°
倾角28.7°
虚线为PAM额定装药
160000
近地点185km
140000
120000
远地点高度/km
100000
80000
60000
40000
20000
3914
3923
3924
3913
3920-PAM
750
500
1000
1250
1500
卫星质量/kg
二级状态德尔它椭圆轨道运载能力

<!-- 第 607 页 -->
美国
·564·
近地点185km
虚线为PAM额定装药
1300
发射方位95°
3920-PAM
1200
3924
1100
卫星质量/kg
3923
1000
3914
900
3913
800
700
20
24
22
26
28
30
倾角/（°）
三级状态德尔它地球同步转移轨道运载能力
近地点185km
发射方位95°
1000
倾角28.7°
900
800
700
600
卫星质量/kg
500
卫
400
3920-PAM
300
3924
3923
200
3914
3913
100
10
20
30
40
50
60
0
能量/(km²·s-2)
星际飞行任务运载能力

<!-- 第 608 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·565·
主要技术性能
德尔它3924
德尔它3910-PAM
级数
3
3
全长
35.36m
35.36 m
箭体最大直径（包括助推器）
4.57m
4.57 m
起飞质量
190.8 t
191.3t
起飞推力
3188.9kN
3188.9 kN
推重比
1.7
1.69
运载能力（地球同步转移轨道）
1.154 t
1.080 t
助推器
长度
推进剂
9.74 m
固体
直径
海平面平均推力
9X378.1 kN
1.02 m
起飞质量
工作时间
9X10.71t
57 s
发动机
9XCASTOR 4
（起飞时6台先工作）
一子级
级长
22.43m
液氧／煤油
推进剂
2.44 m
直径
海平面推力
910.74 kN
结构质量
海平面比冲
5.0t
2 579.15 m/s
真空比冲
推进剂质量
80.2t
2 785.09 m/s
发动机
工作时间
242s
RS-27
二子级
德尔它3924
德尔它3910-PAM
级长
5.97 m
5.97 m
直径
2.44 m
2.44 m
子级质量
5.4 t
6.9t
推进剂质量
4.56 t
6.0t
发动机
AJ-10-118K
TRW-201
推进剂
四氧化二氮／混肼50
四氧化二氮／混肼50
真空推力
43.65 kN
42.85 kN
真空比冲
2 954.7 m/s
3 130.3 m/s
工作时间
439.7s
320 s

<!-- 第 609 页 -->
美国
·566·
三子级
德尔它3910-PAM
德尔它3924
2.07 m
级长
2.2m
直径
1.24 m
0.98m
子级质量
2.15 t
1.16 t
推进剂质量
1.74 t
1.05 t
发动机
STAR-48
TE-364-4
固体
固体
推进剂
真空推力
66.64 kN
66.59 kN
真空比冲
2 872.4 m/s
2 843.9 m/s
工作时间
85.3 s
44 s
整流罩
578 kg
长度
结构质量
7.93m
2.44 m
直径
总体布局
以下仅对3000系列火箭采用的新组件作简要说明。
Castor-4助推器
Castor-4固体推进剂发动机（见下图）由筒形钢质燃烧室和倾斜7°角安装的喷管组成。
前部球头
球头
鼻锥对接件
推力环
喷管
02m
78m
绝热件
点火前重心CG
推进剂
5.0m
点火后重心CG
发动机壳体
9.74m
Castor-4发动机装置
发动机壳体前封头由AISI4130钢质板材冲压而成，筒段由AISI4130钢质板材滚压焊接而成，壁厚为
2.8mm。前后裙段、后底由AISI-4135钢质锻件机加工而成。
发动机装药9.38t，TP-H8038推进剂由84%铝粉-高氯酸铵和16%的聚丁二烯丙烯酸聚合物黏结剂组
成。头部到5.69m处的药柱为孔径31.7cm的筒形装药，之后向六角形孔过渡。
发动机头部和尾部内表面敷设充二氧化硅和石棉的聚异戊二烯橡胶。发动机壳体经喷砂处理并喷有
CHEMLOK205/234涂层以增强防热层的黏结度。

<!-- 第 610 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·567·
喷管为钢套塑料结构，由钢质喷管、绝热的AJ石墨喉衬、模压入口绝热件和缠带固化的喷管出口绝
热件组成。喷管是用36个NAS150DH-26螺栓连接到发动机底部法兰上去的。
发动机采用TX-544火药点火器。点火器由助燃装药起燃，再由其燃气点燃发动机推进剂。点火器用
蛇形环安装在发动机头部，并用BUNAN“O”形环密封。点火器连接件内装有监测发动机燃烧室压力的
传感器。发动机装有保险/解保装置。该装置由2个瞬发/断续波（1A/1W）电点火起爆器和2个点燃起燃
器的传爆装置组成。
球碗接合部位由箍圈夹紧装置固定，夹紧装置端接易脆螺母（见下图左）。助推器下部4340钢球头用自锁
螺母连接于4130钢后裙段。后裙段还装有弹簧推力器的连接装置。螺接在助推器上的铝合金头罩对接件
装有与后裙段相似的各种连接件。前部铝合金连接球头安装在一允许液氧箱球碗前后移动的枢轴架上。这
种前后移动是因贮箱低温收缩而引起的。助推器下部球头传递推力载荷，前部球头只承受侧向加载。
与德尔它2000系列火箭不同，德尔它3000系列火箭助推器采用弹簧抛掷分离方案（见下图右）。德
尔它3000系列火箭以前的助推器只采用单推力球头、回顶杆和分离系统。德尔它3000系列助推器有2组
弹簧抛掷器，一组装在助推器尾部推力框上，另一组装在头锥对接件上。抛掷器实际上是一些由若干
BELLEVILLE簧圈组成的弹簧，前部弹簧44圈，后部42圈。
特氟隆密封件
钛合金
箍圈紧固装置
弹簧推冲器
硬铬板
牵索
一钢
压缩的卡销
层压玻璃纤维绝热件
（飞行前拔掉）
JON
枢轴球头架
BELLEVILLE簧圈
Castor-4前部连接件
Castor-4分离弹簧
弹簧抛掷器为助推器和芯级间提供2°调整能力，通过调整各抛掷器的长度使发动机推力通过运载器中
心线。
分离时分离系统电信号通过电缆传送给究余的限爆引信（CDF）歧管。这些歧管在起爆器点火处与一
个跨路桥丝相接。由起爆器输出信号启动CDF，CDF起爆前球头的易碎螺母，然后沿助推器向下起爆后球
头的易碎螺母。起爆的冗余是这样实现的，任一起爆器点火将截断2个螺母，任一CDF歧管的任一引线
点火也会将2个螺母截断。
德尔它3920改进型二子级
德尔它3000系列火箭二子级采用挤压式输送发动机，二子级主要特征及改进如后图所示。
德尔它392X系列改进型二子级贮箱直径由原1.38m增加到1.75m，推进剂容量增加1.462t，仪器舱
和短裙段加长，以适应加大的载荷。另外还换用了等边三角形网格加筋结构的仪器安装板。氮气瓶上移，
置放于二子级箭体内。子级换用AJ-10-118K发动机。

<!-- 第 611 页 -->
美国
·568·
德尔它3920
德尔它3910
1.38m
-1.75m
参数对比
845.1 kg
855.5kg
结构质量
6050.1kg
4588.6 kg
推进剂质量
5433.7 kg
总质量
6905.6 kg
比冲
3130.3m/s
2594.7m/s
1.35×10N · s
1.87X10N · S
43.65 kN
42.85 kN
推力
65
46
膨胀比
TRW
发动机
AJ-10-118K
97m
TR-201
5
德尔它3910和德尔它3920的二子级对比
仪器舱后裙段
防热罩
氮气瓶（3个）
氮气瓶（1个）
级间段
锥形架/短裙
天线、排气管路
脐带、加注管路
·氮
·氮
余姿态控制系统组件
65：1喷管
仪器安装板（4块）
·安装分系统组件
·推进剂加注
德尔它3920改进型二子级
德尔它3920改进型二子级推进系统的主要性能参数见后表。

<!-- 第 612 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·569·
德尔它3920改进型二子级推进系统的主要性能参数
参数
项目
参数
项目
推进剂
四氧化二氮/混肼50
喷管膨胀比
65
9.1
氧化剂流量/(kg·s)
燃烧室压力/MPa
0.896
燃料流量/（kg·s）
燃烧室
燃料再生冷却
4.76
冷却方式
混合比
喷管
1.9
辐射冷却
真空推力/kN
42.85
工作时间/s
439.7
启动次数
真空比冲/(m·s")
不限
3130
总冲量/MN·s)
18.7
一
卫星分离包带
PAM-D三子级
分离弹簧（4个）
卫星电气接口
PAM-D三子级（见右图）长2.2m，直径1.24m，
有效载荷对接件
接插件（2个）
翻滚装置
质量2.152t。子级由旋转台、STAR-48发动机、有效载
一遥测天线
荷对接件及分离系统、翻滚装置及遥测系统等组成。
PAM发动机
旋转台系统由旋转、分离和电气接口3部分组成。
包带
分离弹簧（4个）-
转台由旋转火箭起旋，为PAM-D-有效载荷组合提供旋转
旋转火箭
旋转支承
稳定转速。旋转台用螺栓安装在德尔它火箭二子级仪器
舱顶部，它通过一螺旋电缆管与火箭二子级接口相连，
螺旋管
分离时螺旋管由切割器切断。
STAR-48固体推进剂发动机由钛合金壳体、环形高
德尔它PAM-D三子级
温点火系统、三维碳/碳复合材料喉衬和碳/碳复合材料喷
管等组成。发动机采用89%固体端羟基聚丁二烯推进剂，分1.996t全装药和1.736t额定装药2种，药柱
形状如下图所示。发动机真空推力66.64kN、总冲5635.2kN·s，工作时间85.3S。
182.9cm
105.4cm
包带界面（直径1.17m）
20.32cm
德尔它PAM
喷管延伸段
STSPAM额定装
药1736.3kg
123.95cm
满装1993.2kg
德尔它PAM装药
STSPAM装药
有效载荷对接件界面
505 1993.2kg
11736.3kg
505 1993.2kg
PAM-D发动机

<!-- 第 613 页 -->
美国
·570·
STAR-48发动机用马门型包带固定在旋转台顶部。分离时包带用有余的螺栓切割器释放，装在旋转
台上的分离弹簧提供0.76m/s的分离速度。
有效载荷对接件安装在发动机壳体的前环框上。卫星用马门型包带与有效载荷对接件连接。经过预加
载（25.35kN）的包带用螺栓固紧：分离时带瓦余的螺栓切割器切断包带。断开的包带由收缩弹簧收回。
装在有效载荷对接件内的4个分离弹簧提供0.61～2.44m/s分离速度。
为防止卫星与PAM-D再次相接、碰撞，子级装有Yo-Yo重块翻滚装置。包带切断后约2s由缆索切
割器将装在发动机凸缘上的Yo重块-缆索组件释放，对子级施加一侧向速度，使子级翻滚。
子级的电子系统安装在有效载荷对接件上。PAM-D用限爆引信程序系统启动发动机点火、有效载荷
分离和释放Yo-Yo重块等。如下图所示，子级程序系统含有一冗余的保险/解保火工品程序器，发射前由
地面控制中心监控，飞行中由二子级制导系统启动。
地面系统
卫星
PAM发动机
元余保险/解保
德尔它二子级
火工品程序器
卫星分离
德尔它惯性
制导系统指令
翻滚重块
电缆切割器
PAM-D程序系统
子级通过有效载荷对接件上的2处37针插座与卫星进行电气连接，见下图。
Φ76.2/3.00
Ⅲ
卫星
安装分离
键槽
弹簧（4处）
分解弹镜
&PAM-D)8
825.5
1219
包带（PAM-D）
II
TV
截面A-A
Φ101.6
卫星/有效载荷对接件37针
电气接插件（2处）
前视图
PAM-D与卫星的机械和电气接口
典型飞行程序
德尔它3000系列火箭的典型飞行程序见后图和后表。

<!-- 第 614 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·571·
PAM点火
卫星分离
T=1368s
T=1568s
整流罩分离
T=258s
PAM关机
T=1453s
二级发动机关机T=667s
185km
二级点火T=237s
主发动机关机T=224s
助推器分离7=71s（3枚）
T=72s（3枚）
1
T=126s(3枚)
6枚卡斯托4关机T=57s
3枚卡斯托4点火T=62s
起飞6枚卡斯托4点火
赤道
德尔它3920-PAM地球同步轨道典型飞行程序
典型飞行时序
时间/s
事件
3920
3910-PAM
3910
3920-PAM
主发动机点火
T+0
助推器点火(6枚)
T+0
助推器熄火（6枚）
T+57
助推器点火（3枚）
T+62
助推器分离（3枚/3枚）
T+71/72
T+119
助推器熄火(（3枚）
T+126
助推器分离（3枚）
T+224
主发动机关机
M+8
M+8
一、二子级分离螺栓起爆
M+8
M+8
M+13
二子级发动机点火
M+13
M+13
M+13
整流罩分离
M+27
M+21
M+16
M+34
M+318
M+443
二子级发动机关机指令1（S1）
M+437
M+270
二子级发动机再启动
S1+2 871
S1+2806
二子级发动机关机指令2（S2）
S1+2819
S1+2884
旋转火箭点火，开始三级程序
S1+661
S1+668
二子级分离
S1+670
S1+663
S1+708
三子级发动机点火
S1+701
三子级发动机熄火
S1+793
S1+786
星、箭分离
S2+200
S2+200
S1+908
S1+901
（王丹阳）

<!-- 第 615 页 -->
美国
·572·
德尔它 4925，5920（DELTA 4925,5920)
德尔它4925火箭和德尔它5920火箭是德尔它2火箭投入使用前的应急商用火箭。
德尔它4925由采用增长型长贮箱、MB-3-3主发动机和捆绑9枚Castor-4A固体推进剂助推器的一子
级，采用AJ-10-118K发动机的二子级和采用STAR-48B发动机的PAM-D三子级组成。
德尔它5920为二级火箭，除一子级采用RS-27主发动机外，其他同德尔它4925。
（王丹阳）

<!-- 第 616 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·573·
德尔它2系列（DELTAIIFAMILY）
德尔它2系列运载火箭是美国因航天飞机成功而于1984年停产、又因1986年挑战者号航天飞机失事
而于1987年重新恢复生产的运载火箭系列。1987年，美国麦·道公司接到空军6.69亿美元研制生产20
枚德尔它2的合同。1989年2月14日，德尔它6925首次发射，将全球定位系统卫星NAVSTAR2-1送入
20350km圆轨道。目前，德尔它2仍然在执行发射任务，截止2007年6月30日，德尔它2已经进行126
次发射，其中，2次失败，成功率为98.4%。
德尔它2系列运载火箭的几种典型型号如下图所示。
2.9m直径
3m直径
3m直径
38.1m
整流罩
整流罩
整流罩
三子级
仪器舱
AJ-10-180
发动机
2.44m直径
22.9m
燃料贮箱
子级
液氧贮箱
15.2m
GEM-40
GEM-46
固体助推器
固体
7.6m
助推器
德尔它7925H-10
德尔它7925-10
德尔它7326-10
德尔它7425-10
德尔它7925-9.5
德尔它2系列运载火箭的几种典型型号
德尔它2是德尔它3920-PAM的改型。改型后的德尔它2先后用过10个型号，即6000系列的6920
和6925型，7000系列的7320，7326，7420，7425，7426，7920，7925和7925H型。
德尔它6920和6925已经在1992年停止使用，而发射频率最高的是德尔它7920和7925。目前仍然在

<!-- 第 617 页 -->
美国
·574·
使用的是德尔它7925，它与德尔它4各型共同组成现役德尔它系列运载火箭。
德尔它2由波音公司负责总装和发射，主要分包商包括：提供一子级发动机RS-27和RS-27A的洛克
达因公司；提供助推器GEM-40/GEM-46的阿连特技术系统公司：提供二子级发动机AJ-10-118K的航空喷
气公司：提供姿控系统的L-3通信公司：提供三子级固体火箭发动机Star-48B和Star-37FM的锡奥科尔公
司：分别提供二子级燃料箱和氧化剂箱的意大利阿莱尼亚公司和日本三菱重工集团。
主要技术性能
德尔它6920
德尔它7925
德尔它6925
德尔它7920
德尔它7925-H
级数
2
3
2
3
3
全长
39.81m
39.38m
39.38m
39.38m
39.79 m
最大直径
4.60 m
4.60 m
5.0m
4.60 m
4.60 m
起飞质量
230.12t
230.85t
210.56 t
285.82t
217.27 t
起飞推力
3 565.1 kN
3 565.1kN
3 606.3kN
3606.3kN
4 149.9 kN
运载能力
1.447t (GTO)
3.182t (SSO)
1.832t (GTO)
3.98 t (MEO)
2.180 t (GTO)
德尔它7320
德尔它7426
德尔它7326
德尔它7420
德尔它7425
级数
2
3
2
3
3
全长
39.38 m
39.38 m
39.79 m
39.38 m
39.38m
4.60 m
4.60 m
最大直径
4.60 m
4.60m
4.60 m
起飞质量
150.46 t
163.67t
150.09 t
163.66 t
164.74 t
2 712.1 kN
2 712.1 kN
起飞推力
2 265.0 kN
2 265.0 kN
2 712.1 kN
运载能力
1.652t (SSO)
0.929 t (GTO)
1.998 t (SSO)
1.129 t (GTO)
1.060 t (GTO)
（单台）
助推器
GEM-40助推器
CASTOR-4A助推器
GEM-46助推器
12.95 m
长度
10.66 m
14.66 m
直径
1.02 m
1.02 m
1.17 m
19.040 t
起飞质量
11.690 t
13.080 t
17.010t
推进剂质量
10.101 t
11.765 t
发动机
TX-780
GEM-40
GEM-46
推进剂
端羟基聚丁二烯
端羟基聚丁二烯
端羟基聚丁二烯
海平面推力
537.7 kN
431.97 kN
446.0 kN
真空推力
483.5 kN
499.2 kN
608.1 kN
海平面比冲
2 329.1 m/s
2 406.6 m/s
2 373.2 m/s
2 607.6 m/s
真空比冲
2 875.1 m/s
2 685.2 m/s
工作时间
52.1 s
75.2 s
63.3 s

<!-- 第 618 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·575·
一子级
6000系列
7000系列
26.1 m
级长
26.1 m
直径
2.44 m
2.44 m
起飞质量
101.5t
101.6t
推进剂质量
95.66 t
95.66 t
发动机
主机
RS-27
RS-27A
游机
2XLR101-NA-11
2XLR101-NA-11
液氧／煤油
液氧／煤油
推进剂
海平面推力
主机
971 kN
890 kN
游机
2×4.63 kN
2×4.63 kN
真空推力
主机
1 032 kN
1 085.8 kN
游机
2X5.30 kN
2X5.30 kN
海平面比冲
主机
2 492.9 m/s
2 589.9 m/s
游机
2 050.6m/s
2 050.6m/s
真空比冲
主机
2 894.9 m/s
2 958.7 m/s
游机
2 590.9 m/s
2 590.9 m/s
膨胀比
主机
12
8
游机
5.6
5.6
混合比
主机
2.245
2.245
游机
1.8
1.8
燃烧室压力
4.52 MPa
4.84 MPa
265.9 s
工作时间
264.9 s
二子级
发动机
级长
5.97m
AJ-10-118K
直径
推进剂
四氧化二氮/混肼50
2.44m
起飞质量
6.91t
真空推力
42.85 kN
3132.4 m/s
真空比冲
推进剂质量
6.06t
燃烧室压力
喷管膨胀比
65
5.7 MPa
混合比
工作时间
439.7 s
19

<!-- 第 619 页 -->
美国
·576*
三子级
6925，7425，7925，7925H
7326，7426
1.7m
级长
2.2 m
1.25 m
直径
0.9 m
2 217 kg
起飞质量
1 147kg
2009 kg
推进剂质量
1 065kg
发动机
STAR-48B
STAR-37FM
推进剂
端羟基聚丁二烯
端羟基聚丁二烯
真空推力
66.64 kN
45.8 kN
真空比冲
2 861.6 m/s
2 871.4 m/s
喷管膨胀比
54.8
43.7
燃烧室压力
3.65 MPa
3.96 MPa
88.1 s
66.4 s
工作时间
整流罩
10L PLF
9.5 PLF
10PLF
直径
2.9 m
3.0 m
3.0 m
8.5 m
长度
8.9 m
9.2 m
839kg
质量
900 kg
1 040 kg
总体布局
在役和退役的德尔它2系列火箭共有10个型别，各型火箭的构成见下表。
德尔它2系列火箭的结构组成
型别
级数
助推器
一子级发动机
二子级发动机
三子级发动机
2
9个Castor 4A
6920
RS-27
AJ-10-118K
9个Castor4A
6925
3
RS-27
AJ-10-118K
Star48B
7320
3个GEM-40
2
RS-27A
AJ-10-118K
3
3个GEM-40
7326
RS-27A
AJ-10-118K
Star37FM
RS-27A
2
4个GEM-40
7420
AJ-10-118K
4个GEM-40
7425
3
RS-27A
Star48B
AJ-10-118K
4个GEM-40
7426
3
RS-27A
Star37FM
AJ-10-118K
2
9个GEM-40
7920
RS-27A
AJ-10-118K
9个GEM-40
7925
3
RS-27A
Star48B
AJ-10-118K
3
7925H
9个GEM-46
AJ-10-118K
RS-27A
Star48B

<!-- 第 620 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
577·
下图为德尔它7925的总体布局图。
2.9m
整流罩
有效载荷对接件
三子级
三子级发动机
分离包带
整流罩
旋转台
人孔
制导与电子设备
二子级短裙及支撑结构
二子级
氮气瓶
氮气瓶
AJ-10-118K发动机
级间段
子级燃料箱
中心段
子级氧化剂箱
尾段
GEM-40助推器
RS-27A
发动机
德尔它7925总体布局
箭体结构
德尔它2系列火箭的箭体结构均由助推器、一子级、二子级或一子级、二子级、三子级和整流罩组成。
各型火箭分别使用的助推器有2种，即Castor-4A和GEM-40/GEM-46。这些固体火箭助推器都通过上
下连接件固定在重要箭体上。在上部用助推器的球头和中央箭体上的球碗连接，可以允许沿轴向稍有偏移。
下部连接件是固定的，可用来向中央箭体传递助推器的推力。
一子级和德尔它3920-PAM型的一子级基本相同，只是贮箱长度加长了3.65m，可使推进剂储量从
80.2t增加到96.5t。一子级发动机也由6920和6925型的RS27改进到以后各型使用的喷管膨胀比更大的

<!-- 第 621 页 -->
美国
·578·
RS27A。
各型火箭的二子级和德尔它3920-PAM型的二子级完全相同，均采用短裙和支撑结构以及AJ10-118K
液体火箭发动机。在二子级上部装有制导和电子设备。
三子级均由固体火箭发动机、有效载荷对接件、旋转台、分离系统、火工品程序系统、Yo-Yo翻滚系
统和章动控制系统组成。在三子级上还装有遥测系统的电子设备。三子级被套在整流罩内，上部通过有效
载荷对接件与有效载荷相连接。各型三级火箭的三子级分别使用2种固体火箭发动机，即Star-48B和
Star-37FM。三子级的结构见下图。
速度控制系统推力器
卫星
有效载荷对接件
卫星包带
卫星弹簧作动器
事件程序系统
翻滚重块
固体发动机
旋转台包带
分离面
旋转发动机
弹簧作动器（4个）
自毁系统（2个）
旋转台
二子级制导系统
螺旋管
德尔它2系列火箭三子级结构示意图
整流罩
各型火箭可选用3种整流罩，即金属材料整流罩、复合材料整流罩和复合材料加长型整流罩。3种类
型的整流罩外型如后图所示。
金属材料整流罩（直径2.9m，长8.5m）
整流罩为2个半壳组成的全铝合金结构，长8.49m，底部直径2.44m，最大直径2.9m，质量839kg。
整流罩由半球形鼻锥罩、双锥段和筒段组成。双锥段为一用加强框加强的半硬壳式结构，其中有一部分为
覆有可拆卸铝箔层的玻璃纤维结构。下部筒段直径为2.44m，为整件加强等边三角形网状加筋结构。上部
筒段直径为2.9m，为蒙皮-桁条结构。
从鼻锥罩到491截面处的半壳内壁粘有噪声吸收层。该层在鼻锥部的层厚为38.1mm，在2.9m直径
筒段的层厚为76.2mm，在2.44m直径筒段的层厚为38.1mm。噪声吸收毡由25.4～76.2mm厚的硅黏结
热处理玻璃纤维被组成。玻璃纤维被罩在2层厚0.076mm的特氟隆浸渍玻璃纤维面板间。面板用热密封
方法黏结。噪声吸收毡通过非常细的不锈钢过滤网排气，保持104级清洁度。吸收层满足总质量损失小于

<!-- 第 622 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·579·
1.0%，挥发冷凝物小于0.1%的要求。
鼻锥罩
空调入口
2.9m直径金属材料
整流罩
8488
2.9m直径蒙皮-桁条结构圆筒
有效载荷操作窗口（根据需求开）
无污染分离连接
2.44m直径下部简段
鼻锥罩
3m直径复合材料
空调入口
8890
整流罩
3m直径圆筒
有效载荷操作窗口（根据需求开）
二子级操作窗口（2个）
无污染分离连接
2.44m直径基座
鼻锥罩
3m直径复合材料
空调入口
加长型整流罩
9252.4
3m直径圆
有效载荷操作窗口（根据需求开）
无污染分离连接
二子级操作窗口（2个）
2.44m直径基座
德尔它2系列火箭3种类型的整流罩外型示意图
整流罩半壳由无污染爆炸索活塞/气筒推冲分离系统连接。该系统纵向沿整流罩全长分布。活塞用铆钉
与气缸连接。系统无需采用弹簧推冲器、鼻锥门锁、分离包带和支枢铰链等辅助装置。整流罩底部环框由
2个余爆炸螺母连接。在2896mm直径和2438mm直径整流罩部段间的30过渡段由4个爆炸螺母（每
片2个）提供环向连接。分离时由连接于整流罩外表面的电缆送电起爆底部环框和30°过渡段间的分离螺
母和气缸孔腔中的爆炸索引信。爆炸索燃气压力剪断连接铆钉，并从侧向将半壳推离卫星和箭体，电缆的
快速脱落插头脱开并断电。由气缸内的1个软管装置持留温性爆炸引信气体，保护卫星免受污染。去掉玻
璃纤维/铝箔双锥段的铝箔，便可按要求在指定部位开无线电波穿透窗口。整流罩开有空调脐带窗口，用于
在发射前对卫星和二子级进行环境控制。气体流量为42.5（1±5%）m/min，可满足13.9～26.7°℃和最大相

<!-- 第 623 页 -->
美国
·580·
对湿度50%的卫星环境要求。
整流罩上开有4个人孔，此外还可按要求在其他部位开口。下图为2.9m直径整流罩结构图。
219.22
20°
1562.9
无线电波透波窗
299.9
2根爆炸索
15°
2
软管
853.
铆钉
333.5
630X546
356.9
8487.9
2032
上部筒段
人孔盖
400.5
人孔盖
B-B剖面
413.5
396
30°
429.1
整流罩半壳分离线
3157.0
制导系统瞄准窗盖
下部筒段人孔盖（2处）
519.9
553.39
整流罩内壁
牵索脱落接头
爆炸螺母6处
空调导管
空调入口
扩散器
整流罩半壳分离线
2438.4
IV
下部筒段
下部简段
人孔盖
空调管路和扩散器
在起飞时弹射
6°8
6°8'
3-2
上部筒段
上部筒段
43°51'
人孔盖
人孔盖
人孔盖
42°53'
下部筒段
Φ2895.6
Ⅱ
人孔盖
上部筒段
A-A剖面
德尔它2系列火箭2.9m直径整流罩结构

<!-- 第 624 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·581·
复合材料整流罩（直径3m，长8.9m）
与2.9m直径的整流罩相比，除了直径增加0.1m、长度增加0.5m外，该整流罩（见下图）的主要不
同之处是材料和结构，它采用复合材料制成，结构外型为带鼻锥的圆筒结构。整流罩由2个对称的半壳组
成，连接系统和2.9m直径整流罩相同，不同的是它的每个半壳由只有1处连接的复合材料板制成，而不
是由多块连接而成，这样使整流罩内部更加光滑，而且可以根据需要在整流罩任何位置开口。3.0m直径
整流罩的有效容积更大，而且可以用于发射双星。
整流罩
203.99
R305
215.90
213.42
整流罩有效容积
包络向下分里面
有效载荷连接件
R6176
三子级发动机
5028
噪声吸收毡
321.30
2743
366.75
2353
3056
413.95
500.21
4695
553.39
2438
德尔它2系列火箭3m直径、8.9m长的复合材料整流罩
复合材料加长型整流罩（直径3m，长9.2m）
此整流罩在原复合材料整流罩的基础上，将长度增加到9.2m，使其有效载荷容积更大。

<!-- 第 625 页 -->
美国
·582·
有效载荷对接件
德尔它2系列火箭有效载荷对接件有用于二级和三级火箭的2类有效载荷对接件可供选择。
用于三级火箭的标准有效载荷对接件有4种：3712A，3712B，3712C和3724C。
用于二级火箭的有效载荷对接件有6种：5624，6306，6019，6915，4717和3715。
用于双星发射任务的有2种。
二级火箭有效载荷对接件的分离系统按二子级信号工作。三级火箭对接件则由自身安装的组件指令工
作。几种有效载荷对接件外观见下图。
3712B，3712C，3724C（直径958.9mm）
-3712A（直径945.3mm）
1742.2mm
6915型爆炸螺栓分离面
（只用于两级结构）
3712A，3712B，3712C，3724C
包带、弹簧（只用于三级结构）
1524 mm
1604.7mm
6306型
6019型爆炸螺栓分离面
包带、弹簧（只用于二级结构）
（只用于二级结构）
德尔它2系列火箭有效载荷对接件外观示意图
三级德尔它2的卫星用V形夹块包带固定在对接件上。包带由2个双头螺栓固定。由火工品切割器切
断螺栓，分离卫星。包带设计成在切断任一双头螺栓时均能分离卫星。弹簧使包带在释放卫星后缩回持留
器。4个分离弹簧对卫星施加0.61～2.4m/s相对分离速度。Yo-Yo重块翻滚系统在卫星分离后2s使耗尽
燃料的三子级发动机消旋并改变火箭力矩矢量，防止卫星再次与三子级接触。
二级德尔它2的6019型有效载荷对接件的分离系统由3个分离螺母和1个门锁系统组成。由二子级
冷气系统提供必要的分离能量，其相对分离速度为0.31m/s。
二级火箭的6019型有效载荷对接件见后图。

<!-- 第 626 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
583·
7°59'
120
120
1524
2
1489.20
分离面
5.56mm68孔，等距分布
0.711
B
IV
487.68
34.793
卫星门锁界面
34.666
17.437
据MIL-L-8937选用的
门锁
17.488
干润滑物质
螺栓持留器
10.16/0.400
AN960616螺栓
EBW0420-10-42螺栓、
AN960616垫圈（2处）
分离面
接地装置
安全锁持留器装置、
600+0°15"
卫星
门锁机械
0°0′
分离面
分离螺母
任选的第2门锁系统
侧视图
剖面A-A
剖面A-A
仰视图
德尔它2系列火箭用于二级火箭的6019型有效载荷对接件

<!-- 第 627 页 -->
美国
·584·
用于双星发射任务的2种对接件结构如下图所示。2种双星对接件都采用2个相同的3715C有效载荷
对接件，区别在于2个有效载荷对接件之间的距离。双星对接件适合用于3m直径的2种整流罩。
958.9
(2处）
上部有效载荷
对接件
609.6
双星对接件
操作入口
上部安装面
双星对接件
分离系统
双星对接件分
下部有效载荷
离装药（6处）
对接件
制导段
双星对接件下
部安装面
德尔它2系列火箭发射双星的对接件
推进系统
德尔它2系列火箭的推进系统包括助推器和一子级、二子级或一子级、二子级、三子级的发动机。
助推器推进系统
各型火箭分别采用Castor-4A或GEM-40/GEM-46固体推进剂火箭助推器。
Castor-4A助推器
Castor-4A助推器与其前身Castor-4的构造十分相近，采用了全石墨/酚醛复合材料入口绝热件、新的
衬垫、新的药柱设计（药柱肉厚系数76%、TP-H8299推进剂、固体88%、铝20%）、全碳/酚醛复合材料
喷管出口绝热件。其改进点如下图所示。
安
全石墨酚醛入口绝热件
新的衬垫
新的药柱设计：药柱肉厚系数76%；全碳/酚醛喷管出口绝热件
TP-H8299推进剂；固体88%，铝20%
Castor-4A发动机的新设计项目

<!-- 第 628 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·585·
GEM-40/GEM-46助推器
GEM-40助推器长12.96m、直径1.03m、装药10.34t、海平面平均推力511.24kN，采用石墨/环氧复
合材料复合材料壳体。发动机头锥为1个轻质半硬壳式结构，用IM6/3501-6预渍板和AW193-PW/3501-6
预渍罩制成。1.03m直径筒段用HBRF55A环氧树脂浸渍的IM7石墨纤维材料制成，壳体用纤维缠绕。后
封头为1个覆有软木层的铝合金构件。
发动机采用88%固体端羟基聚丁二烯推进剂，药柱孔呈五角形。石墨/环氧复合材料壳体发动机结构见
下图。
12.98m
后部连接点
1.88m
10.21m
前部
10.04m
连接点
高温点火器
10°倾斜喷管
平截头头锥
五角孔形药柱
IM6/3501-6
芳族聚酰胺
80%HTPB
IM7/55A
应力释放板
预渍材料
3D碳/碳喉衬
推进剂
填充的EPDM
石墨复合材料
壳体
内绝热层
德尔它2系列火箭石墨/环氧复合材料壳体发动机结构
发动机用三元乙丙橡胶（EPDM）作为内部绝热材料。壳体前段采用EPDM/二氧化硅绝热层，壳体后
段和燃烧室采用EPDM-聚氯丁橡胶-芳族聚酰胺绝热层，应力释放板用EPDM/聚氯丁橡胶-二氧化硅作绝热
材料。推进剂-绝热层粘接系统由EPDM前底、聚氨基甲酸酯层和HTPB等3部分组成。
发动机用软木进行外部绝热。高空点火的发动机筒段表面全部用软木覆盖，地面点火的发动机只在筒
段的前、后两部分用软木覆盖。·
发动机喷管与壳体轴线呈10°夹角倾斜安装。喷管由钢壳、缠带式二氧化硅/酚醛前部绝热套、缠带式
硅/酚醛中后部绝热套和位于绝热层和壳体间的芳族聚酰胺纤维充填的EPDM橡胶抗剪层组成。喷管的整
体喉衬-入口段（ITE）用3D碳/碳复合材料制成。喷管ITE和壳体间设有缠带碳/酚醛-ITE绝热层。喷管出
口由缠带式碳/酚醛制成并设有单向石墨纤维/环氧树脂套。
发动机采用高温盒式装药点火器。它由石墨/环氧复合材料盒、装B/KNO药柱的二氧化硅药柱室、控
制从药柱到点火器装药气流的不锈钢孔板等组成。点火器采用88%固体HTPB装药。GEM与德尔它的其
他助推器不同，用安装于发动机前后两端的小发动机提供分离推力。
与GEM-40相比，GEM-46的主要区别在于尺寸更大，推力更大。GEM-46的最大直径为1.17m，长
14.66m，海平面推力537.7kN，真空推力608.1kN，海平面比冲2373.2m/s，真空比冲2875.1m/s。
一子级发动机
动力装置由主发动机RS-27A（德尔它6920和德尔它6925用RS-27）和2台LR-101-NA-11游动发动
机组成。RS-27A是RS-27的改进型。发动机采用土星H-1发动机的涡轮泵、涡轮、燃气发生器、阀门和
推力室，MB-3发动机的控制系统、启动系统和部件布局方案。发动机结构质量1091kg、高363cm、最
大直径170cm。RS-27A可作双向摆动，为火箭动力飞行段提供俯仰、偏航控制。发动机采用燃气发生器
循环系统，氧化剂流量为250kg/s，燃料流量为111kg/s，混合比为2.25。氧化剂涡轮泵功率为1900kW，

<!-- 第 629 页 -->
美国
·586·
转速6784r/min，高空转速7085r/min，燃料泵功率1289kW。推力室长2.29m，由347CRES奥氏体不
锈钢制成，燃料再生冷却。燃烧室喷注器面板部位压力4.86MPa，温度3315°℃。游动发动机每台质量
21.8 kg。
二子级发动机
二子级发动机同德尔它3900系列二子级发动机相同，均为AJ-10-118K液体火箭发动机。
三子级发动机
三子级采用Star48B或Star-37FM固体推进剂火箭发动机，Star48B发动机接近于球形，长2.03m，
直径1.24m，由碳/酚醛复合材料喷管、6AL-4V钛合金高强度发动机壳体、硅橡胶绝热系统和高能TP-H-3340
高氯酸铵十铝粉和HTPB黏结剂推进剂系统组成。发动机可以根据卫星的质量和任务的速度要求，按满装
药2009kg和部分装药1739～2009kg形式工作。Star48B通过其上、下2个法兰与有效载荷对接件（3712A）
和旋转台相接。
Star-37FM和Star-48B类似，也是固体发动机，最大直径0.93m，长1.69m。由碳/酚醛喷管、6AL-4V
钛合金高强度发动机壳体、硅橡胶绝热系统和高能TP-H-3340高氯酸铵+铝粉和HTPB黏结剂推进剂系统
组成。发动机可根据卫星质量和任务速度要求，按部分装药1025～1066kg形式工作。Star-37FM通过其
上、下2个法兰与有效载荷对接件（3724CPAF）和三子级旋转台相接。
控制系统
1995年，美国对德尔它2火箭的制导与控制系统进行了较大的改进，主要体现在应用了可以允许一次
故障的先进制导电子设备。包括采用集成软件设计的惯性飞行余控制器件（RIFCA），RIFCA使用环形
激光陀螺和加速度计，以提供余的三轴速率和加速度数据。除了RIFCA之外，一子级和二子级使用的
电子设备还包括用于供配电的电源及控制箱、火工品控制箱、电子软件包和脉冲信号调制遥测系统。
RIFCA由惯性测量器件和惯性处理电子设备组成，前者由6个RL20环形激光陀螺、6个QA3000加
速度计和6个电源组成。典型的RIFCA尺寸为432mm×343mm×236mm、质量33.14kg、功率73W、
内存64K、加速度能力土16.5g、角速度能力±450（°/s、可靠性0.9999986。
RIFCA由霍尼韦尔国际公司提供，在德尔它2火箭上成功应用之后，又继续被应用到德尔它4运载火
箭的制导与控制系统上。
遥测与跟踪系统
火箭采用专用遥测系统，发射机以2252.5MHz和5～8W输出功率工作，用标准的惯性速率积分陀
螺副载波进行FM/PM调制。除遥测系统外，还可按要求加装跟踪系统，以作早期轨道测量。跟踪系统为
C波段雷达应答机。系统质量3.6kg，其中包括电池、天线、控制电路等，当组装于遥测系统时，由于与
遥测系统共用电池，质量减轻1.3kg。C波段应答机的接收频率为5690MHz、发射频率为5765MHz、最
大输出功率为400W。
典型飞行程序
德尔它2系列火箭从卡纳维拉尔角发射场发射的典型飞行时序如后表所示。

<!-- 第 630 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·587·
德尔它2系列火箭从卡纳维拉尔角发射场发射的典型飞行时序
时间/s
事件
7925/7925H
7926
7320/7420
7920
7425
7326/7426
T+0
T+0
0+1
T+0
T+0
T+0
主发动机点火
助推器点火(3,4,6枚)
0+1
T+0
T+0
T+0
0+1
T+0
T+63/77
助推器关机(3,4,6枚)
T+63/77
T+63/77
T+63
T+63
T+63
助推器点火 (3枚)
T+66/79
T+66/79
T+66/79
T+66/67或
T+66/67或
T+66
T+66
T+66
T+66/67或
助推器分离(3,4或3/3枚)
81/82
81/82
81/82
助推器关机 (3枚)
T+129/157
T+129/157
T+129/157
助推器分离 (3枚)
T+132/160
T+132/160
T+132/160
主发动机关机 (M)
T+264
T+264
T+264
M+8
M+8
M+8
M+8
M+8
M+8
一、二子级分离螺栓点火
M+13.5
M+13.5
M+13.5
M+13.5
M+13.5
M+13.5
二子级发动机点火
整流罩分离
M+39
M+39
M+39
M+39
M+39
M+39
二子级发动机关机(S1)
M+400
M+390
M+408
M+415
M+353
M+340
S1+620
S1+610
S1+2900
S1+610
二子级发动机再启动
S1+2900
S1+620
二子级发动机关机(S2)
S1+2925
S1+2925
S1+689
S1+710
S1+631
S1+650
S2+50
S2+50
S2+50
S2+50
旋转火箭点火开始三级程序
S2+53
S2+53
S2+53
S2+53
二子级分离
三子级发动机点火
S2+90
S2+90
S2+90
S2+90
S2+177
S2+177
S2+155
三子级发动机关机
S2+155
S2+225
S2+290
$2+290
S2+225
星、箭分离
S2+250
S2+250
注：T一点火起飞；M一主发动机关机；S1一二子级发动机第1次关机；S2一二子级发动机第2次关机。
德尔它2系列火箭从范登堡空军基地发射的典型飞行时序见下表。
德尔它2系列火箭从范登堡空军基地发射的典型飞行时序
时间/s
事件
7920
7926
7425
7925
7320/7420
7326/7426
0+1
0+1
T+0
0+1
T+0
T+0
主发动机点火
0+1
0+1
0+1
0+1
0+1
T+0
助推器点火(3,4,6枚)
T+63/77
助推器关机 (3,4,6枚)
T+63
T+63/77
T+63
T+63/77
T+63
T+66/79
T+66/79
助推器点火 (3枚)
T+66/79
T+66/67或
助推器分离(3,4或3/3枚)
T+66/67或
T+66
T+66/67或
T+66
T+66
81/82
81/82
81/82
助推器关机 (3枚)
T+129/157
T+129/157
T+129/157
助推器分离 (3枚)
T+132/160
T+132/160
T+132/160
T+264
T+264
主发动机关机(M)
T+264
T+264
T+264
T+264

<!-- 第 631 页 -->
美国
·588·
续表
时间/s
事件
7920
7320/7420
7425
7926
7925
7326/7426
M+8
M+8
M+8
M+8
M+8
一、二子级分离螺栓点火
M+8
二子级点火
M+13.5
M+13.5
M+13.5
M+13.5
M+13.5
M+13.5
M+39
整流罩分离
M+39
M+39
M+39
M+39
M+39
M+400
M+408
M+415
M+353
M+390
二子级发动机关机 (S1)
M+340
二子级发动机再启动
S1+2900
S1+2900
S1+610
S1+620
S1+610
S1+620
二子级发动机关机(S2)
S1+2925
S1+2925
S1+631
S1+689
S1+650
S1+710
S2+50
S2+50
S2+50
旋转火箭点火开始三级程序
S2+50
二子级分离
S2+53
S2+53
S2+53
S2+53
S2+90
S2+90
三子级点火
S2+90
S2+90
三子级关机
S2+177
S2+177
S2+155
S2+155
S2+250
S2+250
S2+290
星、箭分离
S2+290
S2+225
S2+225
（王丹阳，童雄辉）

<!-- 第 632 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·589?
德尔它3（DELTAIII）
德尔它3火箭
为满足日益增长的商业卫星发射市场需求，保持德尔它系列运载火箭的竞争能力，1995年初，麦·道
公司开始研制德尔它3运载火箭用以衔接德尔它2和德尔它4火箭。这种火箭在德尔它系列中被命名为德
尔它3（8930)，是美国第1个完全由私营企业投资研制的运载火箭，它一改过去德尔它系列火箭的三级结
统、部件和技术。与其他运载火箭不同，德尔它3火箭还采用了很多国外部件，如二子级液氢贮箱由日本
三菱重工业公司制造，二子级发动机可延伸喷管则由法国欧洲动力装置制造公司生产。
德尔它3火箭能从卡纳维拉尔角发射场和范登堡空军基地发射，将质量3.810t的有效载荷送入地球同
步转移轨道，或将8.292t的有效载荷送入近地轨道，运载能力是德尔它2火箭的2倍多。德尔它3火箭的

<!-- 第 633 页 -->
美国
·590·
发射费用是9000万美元（1999年币值）。
1998年8月27日，德尔它3火箭首次发射因制导控制系统故障而失败。1999年5月5日，第2次发
射因发动机质量问题又遭到失败，直到2000年8月23日，第3次发射才获得成功。由于火箭发射成功率
低（33.3%），技术上还不够成熟，再加上发射市场情况突变，找不到用户，麦·道公司及时停止了该火箭
的生产，而德尔它3火箭也成为该火箭系列中最不成功的一个型号。
主要技术性能
级数
运载能力
2
全长
39.1 m
近地轨道
8.292t
箭体最大直径
4m
地球同步转移轨道
3.810t
起飞质量
入轨精度
301.454 t
（地球同步转移轨道）
起飞推力
4 891 kN
近地点高度
185 km
高度偏差
±4 km
倾角偏差
±0.03°
助推器
长度
14.63 m
海平面推力
直径
1.17 m
地面点火助推器
537.7kN
推进剂质量
9×17 045 kg
空中点火助推器
579.3 kN
推进剂
端羟基聚丁二烯
真空推力
海平面比冲
2 383.02 m/s
地面点火助推器
608.1 kN
真空比冲
2 785.09 m/s
空中点火助推器
628.5kN
工作时间
75.2s
一子级
级长
20 m
海平面推力
889.6 kN
直径
4m
真空推力
1 085.8 kN
结构质量
6 822 kg
海平面比冲
2 492.85 m/s
推进剂质量
97.55t
真空比冲
2 958.67 m/s
发动机
工作时间
RS-27 A
261 s
推进剂
液氧／煤油
二子级
级长
8.8m
液氧/液氢
推进剂
直径
4m
最大推力
4 891 kN
结构质量，
2 476 kg
真空比冲
4 534.6 m/s

<!-- 第 634 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·591·
推进剂质量
工作时间
16.6 t
700 s
发动机
RL10B-2
整流罩
长度
10.8m
直径
4m
总体布局
德尔它3二级火箭全长39.1m。火箭主要由捆绑有固体推进剂火箭助推器的一子级、二子级和整流罩
串联组成。其总体布局如下图所示。
整流罩
直径4m
9.3m
8.8m
二子级
单台RL10B-2发动机
一子级燃料箱
直径4m
39.1 m
一子级氧化剂箱
直径2.4m
GEM-46助推器
直径1.17m
20m
14.7m
RS-27A主发动机
德尔它3运载火箭总体布局

<!-- 第 635 页 -->
美国
·592·
箭体结构
德尔它3的箭体结构由助推器、一子级、二子级、级间段、有效载荷支架和整流罩组成，见下图。
16
1一有效载荷整流罩：2一有效载荷包络面；
3一有效载荷分离面；4一有效载荷支架；
10
11
5-一整流罩分离系统：6一有效载荷封装环：
12
13
7一二子级前裙段；8一二子级液氢贮箱：
14
15
16
9一箱间段前裙部；10一一、二子级分离系统；
17
18
11一箱间段桁架；12一二子级液氧贮箱；
19
13一二子级仪器设备支架；14一级间段；
20
15—二子级发动机（RL10B-2）；
21
16—RL10B-2发动机喷管；
17—一子级仪器设备支架；
22
18—一子级前裙段；19--一子级燃料贮箱；
20一箱间段：21—一子级液氧贮箱；
22一9枚助推器（6枚在地面点火，另3枚在空中点火）；
23一液氧贮箱裙段；24一尾段；
23
25—一子级主发动机
24
25
德尔它3箭体结构
助推器结构
德尔它3在一子级四周捆绑了9枚石墨/环氧复合材料壳体固体推进剂火箭助推器，每枚助推器长度
为14.63m，直径1.17m，采用端羟基聚丁二烯复合固体推进剂。6枚助推器在地面点火（其中3枚装有推
力矢量控制系统），其余3枚在空中点火。
一子级结构
一子级长20m，自下而上由尾段、液氧贮箱、箱间段和燃料贮箱组成。尾段内装有1台主发动机和2
台游动发动机。推进剂贮箱结构为网格结构，直径2.4m，与德尔它2火箭的相同。为降低火箭整体长度，
液氧贮箱上方的燃料贮箱直径从2.44m增加到4m。为此，一子级的上面部分进行了重新设计，以便与新
的二子级组装。

<!-- 第 636 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·593·
二子级结构
二子级全长8.8m，直径4m。自下而上由仪器设备支架，液氧贮箱，箱间段桁架，一、二子级分离系
统，箱间段，液氢贮箱和前裙部组成。二子级采用1台普·惠公司研制的RL10B-2氢氧发动机，发动机长
4.14m（喷管完全展开时）、直径2.03m。
有效载荷支架
德尔它火箭与卫星相对接的各种有效载荷支架都由波音公司提供，不同类型的支架可以满足二级或三
级火箭的需要。德尔它3火箭使用MDA有效载荷支架与卫星连接。卫星分离系统位于有效载荷支架中，
可根据需要选择包带分离系统和连接螺栓系统。
整流罩结构
德尔它3火箭采用新的复合材料整流罩，整流罩直径4m、长10.8m，它是在目前德尔它2火箭所用
的3种复合材料整流罩基础上研制的。在火箭发射和飞行时，整流罩在气动、声振和热环境下对有效载荷
进行保护。整流罩由2个完全相同的半罩组成。根据特殊任务需求，可为整流罩加开检查口。整流罩内部
敷有一层76.2mm厚的吸声层，用以减少声振和热环境对有效载荷的影响。这种新型整流罩可提供内径为
3750mm的动态包络容积。为了提高有效载荷的安全性、控制污染以及减少在发射台上的时间，德尔它3
火箭要事先对有效载荷进行封装。
德尔它3火箭整流罩结构见下图。
0.912m
整流罩包络容积
口
可用的有效载荷包络容积
4.854m
分离面下可协商使用的包络容积
有效载荷支架
8.893m
外径4.039m
5.98m
4.366m
内径3.750m
分离面
0.775m
德尔它3整流罩结构
火箭使用了大量复合材料结构（包括整流罩和级间结构）以降低成本，事实上复合材料结构并不比铝
结构轻，也不便宜，其成本甚至比铝结构高，但使用复合材料结构可使零部件数量比铝结构零部件数量减
少约20%，显著降低了制造费用。

<!-- 第 637 页 -->
美国
·594·
推进系统
德尔它3火箭的推进系统包括9枚助推器、一子级、二子级发动机及其推进剂增加输送系统。
助推器推进系统
为了增大火箭推力，德尔它3火箭在一子级四周捆绑了9枚阿连特技术系统公司生产的GEM-46固体
推进剂火箭助推器（见下图）。每枚助推器长14.63m，直径1.17m，由德尔它2火箭助推器改进而来。助
推器采用石墨/环氧复合材料壳体和端羟基聚丁二烯固体推进剂。与德尔它2所用的助推器相比，该助推器
多装30%的推进剂，推进剂质量达16.8t，工作时间延长15s，达到75s，每枚地面点火的捆绑助推器海平
面推力增加到537.7kN，真空推力增加到608.1kN。
14.63m
1.17m
0.94m,1.25m
不带推力矢量控制系统的GEM-46（地面点火和空中点火2种）
14.63m
膨胀比13.8
1.17m
0.94m
斜置5°并在土5°范围内摆动
带推力矢量控制系统的GEM-46（地面点火）
德尔它3火箭石墨/环氧复合材料壳体固体火箭捆绑助推器外形
6枚捆绑助推器在地面点火，其余3枚在前6枚燃尽抛掉后点火。
为帮助火箭在上升段的飞行控制，在地面点火的6枚捆绑助推器中有
3枚使用了推力矢量控制系统。使用了推力矢量控制系统的这3枚助
推器，其柔性密封喷管被斜置安装于5°倾角的位置上，并可在土5°
角范围内摆动。不带推力矢量控制系统的助推器，在地面和空中点火
的喷管膨胀比分别为13.8和24.6，喷管直径分别是0.94m和1.25m。
一子级发动机
一子级采用洛克达因公司生产的RS-27A发动机，是德尔它2火
箭所用的RS-27的改进型。RS-27A由1台主发动机RS-2701B（见右
图）和2台游动发动机LR101-NA-11组成。
主发动机是由292根钢管钎焊而成的再生冷却的管束式发动机，
材料为347CRES奥氏体不锈钢。发动机用燃气发生器的燃气驱动涡
轮泵，由涡轮泵输送推进剂。主发动机可以双向摆动，以提供俯仰和
偏航控制。点火使用封闭在爆破隔膜内的自燃点火器。
RS-2701B发动机
RS-2701B发动机的基本性能参数见下表。

<!-- 第 638 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·595·
RS-2701B发动机的基本性能参数
参数
项目
项目
参数
长度/m
3.78
推力室长度/cm
234
直径/m
1.07
喷管膨胀比
12
质量/kg
1091
推重比
102.47
混合比
推进剂
液氧/RP-1煤油
2.245
890
液氧流量/(kg·s)
海平面推力/kN
250
煤油流量/(kg·s")
真空推力/kN
1 054.65
111
海平面比冲/(m·s)
2 492.85
6784
涡轮泵转速/（r-min)
真空比冲/(m·s")
2958.67
氧化剂泵
1900
涡轮泵功率/kW
燃料泵
4.9
燃烧室压力/MPa
1289
工作时间/s
274
涡轮泵出口压力/MPa
7
2台LR101-NA-11游动发动机也用燃气发生器的燃气驱动涡轮泵，由涡轮泵输送推进剂，其主要性能
参数见下表。
LR101-NA-11发动机的主要性能参数
项目
参数
项目
参数
5.6
质量/kg
21.8X2
喷管膨胀比
4.63
海平面推力/kN
9.8
喷管出口直径/cm
5.30
混合比
真空推力/kN
1.8
2049.59
工作时间/s
海平面比冲/(m·s)
283
真空比冲/(m·s1)
2 412.44
二子级发动机
二子级采用普·惠公司研制的RL10B-2液氧/液氢
发动机（见右图），它是在有36年飞行经验的RL10发
动机的基础上改进而成的，但其基本结构和涡轮泵并未
作任何改变。发动机大部分部件与宇宙神2AS火箭上用
的RL10A-4发动机相同。发动机的摆动系统使用了机电
作动器，它在降低成本和减轻质量的同时，提高了可靠
性。推进系统和姿态控制系统使用现有组件。
为了提高比冲和运载能力，二子级发动机喷管使用
了碳/碳复合材料可延伸段，这种可延伸喷管（见后图）
由欧洲动力装置公司（SEP）研制，延伸段长2082mm，
它可使发动机的比冲增至4565m/s。当喷管完全展开
时，发动机的总高度为4.14m，喷管出口直径约2.03m。
RL10B-2发动机

<!-- 第 639 页 -->
美国
·596·
常平座
传送带
从作动器
主作动器
支杆
发动机
滚珠丝杆
再生冷却喷管
锥段A
安装接头
热挡板
固定支架
可移动支架
石墨环氧加固环
锥段B
安装接头
喷管延伸段
锥段C
石墨环氧加固环
RL10B-2发动机可延伸喷管结构
有些发射任务需要二子级具有2次以上的启动能力，这可通过增加1个氨气瓶为贮箱提供额外增压来
实现。在火箭滑行期间，利用蒸发的氢气通过面向后面的推力室提供气枕推力来实现对推进剂的管理。在
发动机工作期间，液氢贮箱通过从发动机分流的氢气增压；燃料贮箱通过氮气瓶的氨气来增压。为了安全
起见，在卫星分离后将排空推进剂贮箱中的推进剂。二子级发动机的主要性能参数见下表。
RL10B-2发动机的主要性能参数
参数
项目
项目
参数
长度/m
4.14（完全展开）
喷管膨胀比
280
直径/m
2.03
推重比
40.5
质量/kg
301.2
最大混合比
5.88

<!-- 第 640 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·597·
续表
项目
参数
项目
参数
推进剂
液氢/液氧
燃烧室压力/MPa
4.44
真空推力/kN
110.1
液氢流量/(kg·s)
3.5
真空比冲/(m·s")
4565
液氧流量/(kg·s)
20.6
工作时间/s
二
1125
分离系统
固体推进剂发动机点火和分离系统的火工品采用余系统。助推器的分离是通过起爆火工品使推力器
工作来完成的，这些推力器为助推器脱离芯级提供径向推力。
有效载荷的两瓣整流罩通过一个无污染的线性活塞/柱状推力分离系统连接。这个分离系统沿纵向覆盖
了整流罩的全部长度。两瓣整流罩的分离是通过起爆柱状槽中的导爆索来完成的。在每个柱状槽内部有一
个波纹式装置，可以容纳起爆时的气体，从而使卫星在整流罩分离时不会受到污染。
电子系统
德尔它3运载火箭所用的制导和控制电子设备系统与德尔它2系列火箭自1995年底开始使用的系统
基本相同。电子系统中的主要部件是余惯性飞行控制组件（RIFCA），这是一个使用现代技术的容错制
导系统，由L-3通讯、空间与导航公司（原联合信号宇航公司）制造。RIFCA使用了6个联合信号系统公
司的RL20环形激光陀螺和6个盛特兰（Sunstrand）公司的QA3000型加速度计，以提供余的三轴姿态
和加速度数据。RIFCA还使用3台MIL-STD-1750A处理器，为德尔它3火箭的制导、导航和控制提供三
重冗余数据处理。除RIFCA外，电子设备还包括：1个一子级电源和控制箱和1个二子级电源开关组件，
用于电源分配；发出火工品指令用的火工品箱；电子设备包和一个机电作动器，以及用于推力矢量控制的
控制器：一个脉码调制（PCM）遥测系统，提供火箭系统的实时性能数据。
德尔它3运载火箭的飞行软件是由可重复使用的飞行程序和一个为满足特定任务需要的参数数据库组
成。火箭的飞行程序源自德尔它2火箭飞行程序的规范要求，并加入了一些德尔它3火箭所需的功能。与
数数据库的设计将使火箭沿特定任务轨道飞行并在合适的姿态和时间将卫星分离。参数数据库在硬件/软件
功能性验证试验、系统总装测试和最终软件验证试验中得到了验证。飞行软件包具有现有软件的所有优点，
并通过对电子设备的改进，增加了实用性和容错能力。
德尔它3运载火箭使用经过改进的德尔它2运载火箭640kbit/sPCM遥测系统，以便为运载火箭的健
康管理提供广泛的遥测信息。在火箭上升段，有效载荷的遥测可以和运载火箭的遥测交错在一起使用。有
效载荷的地面控制通过在运载火箭-发射台接口的一个专用的126芯脐带电缆（JU3）来提供。
典型飞行程序
德尔它3运载火箭的飞行程序在设计时尽量与德尔它2火箭保持一致。如对于典型的地球同步转移轨

<!-- 第 641 页 -->
美国
·598·
道发射任务，一子级和6枚捆绑助推器在发射时同时点火，6枚捆绑助推器分2组在78.5s和79.5s时抛
弃。其余3枚捆绑助推器在空中点火，工作156.5s后被抛掉。一子级主发动机在260.7s时关机，二子级
在281.7s时点火，经过一段短暂的滑行，一子级和级间段被抛掉。有效载荷整流罩在二子级点火后4s抛
掉，二子级一直工作到778s。这时二子级和有效载荷已到达166km×435km的轨道，随后再次滑行，直
到1321s二子级再次启动。二子级第2次点火时间略大于3min，将有效载荷送入185km×35935km的
地球同步转移轨道。德尔它3运载火箭近地轨道发射任务的典型飞行程序见下图。
整流罩分离(285.7s)
h=193.7km，v=4332m/s
二子级发动机关机（978.0s）
一子级主发动机关机（260.7s)
h=187.4km，v=7793m/s
h=168.3km，v=4350m/s
二子级发动机点火(281.7s)
3枚助推器分离（156.5s）
h=189.4km,v=4311m/s
h=76.3km，v=2598m/s
卡纳维拉尔角发射场发射时的飞行方位角
为98.2°，最大倾角为28.7°，圆轨道高度为
185km。
6枚助推器分离（78.0/79.0s)
h=23.0km,v=1067m/s
助推器落点
(第2批)
助推器落点
(第1批)
德尔它3运载火箭近地轨道发射任务的典型飞行程序（卡纳维拉尔角发射场发射）
德尔它3运载火箭近地轨道发射任务的飞行时序见下表。
德尔它3运载火箭近地轨道发射任务的飞行时序（卡纳维拉尔角发射场发射）
事件
时间/s
事件
时间/s
一子级主发动机关机
主发动机点火
0+1
T+261
起爆一、二子级分离螺栓
0+1
6枚助推器点火
T+269
二子级分离
T+75.2
6枚助推器燃尽
T+282
3枚助推器点火
T+286
T+78
整流罩分离
二子级发动机关机
T+78.5/79.5
6枚(3/3)助推器分离
T+978
3枚助推器燃尽
有效载荷分离
T+153.4
T+1228
3枚助推器分离
T+156.5

<!-- 第 642 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·599·
德尔它3运载火箭地球同步转移轨道发射任务的典型飞行程序见下图。
整流罩分离(285.7s)
h=155.4km，v=4878m/s
OPOCL
二子级点火(287.7s)
二子级发动机
再次关机
h=152.4km，v=4866m/s
二子级发动
(1528s)
h=223.5km
机再次点火
一子级主发动机关机（260.7s）
v=10229m/s
二子级发动机
(1321s)
h=137.4km，v=4887m/s
第1次关机
h=183.7km
v=7796m/s
(778s)
h=188.0km
3枚助推器分离（156.5s）
v=7793m/s
h=68.2km，v=2794m/s
卡纳维拉尔角发射场发射时的飞行方
位角为98.2°，地球同步转移轨道的最
大倾角为28.7°，近地点轨道高度为
185km。
6枚助推器分离（78.5/79.5s）
h=22.8km，v=1121m/s
助推器落点
助推器落点
(第2批)
（第1批）
德尔它3运载火箭地球同步转移轨道发射任务的典型飞行程序（卡纳维拉尔角发射场发射）
德尔它3运载火箭地球同步转移轨道发射任务的飞行时序见下表。
德尔它3火箭地球同步转移轨道发射任务的飞行时序（卡纳维拉尔角发射场发射）
时间/s
时间/s
事件
事件
一子级主发动机关机
0+1
主发动机点火
T+261
6枚助推器点火
T+267
T+0
起爆一子级、二子级分离螺栓
二子级分离
6枚助推器燃尽
T+282
T+75.2
整流罩分离
3枚助推器点火
T+286
T+78
6枚(3/3)助推器分离
T+778
二子级发动机第1次关机
T+78.5/79.5
T+153.4
3枚助推器燃尽
二子级发动机再次点火
T+804
二子级发动机再次关机
T+153.4
3枚助推器燃尽
T+1 011
3枚助推器分离
T+156.5
T+1654
有效载荷分离
（李思思）

<!-- 第 643 页 -->
·009.
美国
德尔它 4 系列（DELTAIV FAMILY)
20世纪90年代中期，运载火箭技术进入一个新的发展阶段，国际商业发射市场竞争日趋激烈。为满
足21世纪航天发射需求，美国政府于1994年8月5日出台了《航天运输政策》，宣布由美国国防部（空
军）负责实施改进型一次性运载火箭（EELV）发展计划，目标是降低发射成本、提高可靠性，在满足国
内发射需求的同时，争取国际商业卫星发射市场。具体要求是：从2003年开始，EELV要为美国政府发射
各种有效载荷，全面替代原有的大力神2/4、宇宙神2/3、德尔它2/3等一次性运载火箭，EELV预期服役
至2020年；形成包括小型、中型、重型在内的具有不同运载能力的一次性运载火箭系列，可执行近地轨
道、地球同步转移轨道、太阳同步轨道和地球同步轨道（GEO）发射任务；大幅度降低发射成本，提高竞
争力，将发射费用降低25%～50%，可靠性至少达到0.98，并占有50%的国际商业发射市场。
美国空军在EELV计划初期采取公开招标方式，波音、麦·道、洛·马和联合技术公司等4家公司于
1995年参与竞标，分别从空军获得3000万美元的经费进行为期15个月的低成本概念论证和方案研究。
1996年12月，空军淘汰了波音公司和联合技术公司，而向获胜的麦·道公司和洛·马公司各提供6000
万美元开展为期17个月的“前期工程、制造、研制”工作（PEMD）。1997年，美国空军重新调整计划，
式合同，使EELV计划进入关键的第3阶段。作为主承包商的波音公司和洛·马公司分别研制了各自的运
载火箭系列，即德尔它4和宇宙神5系列。EELV发展过程见下图。
方案设计与制造
实际生产与
低成本方案
论证阶段
试验阶段
准备阶段
1995.8~1996.11
1996.12~1998.9
1998.10至今
洛·马公司
洛·马公司一宇宙神5
波音公司
波音公司（原麦·道公司）一德尔它4
原麦·道公司
联合技术公司
EELV计划发展过程
波音公司除从美国政府获得5亿美元研制拨款外，自己又出资10亿美元，用于火箭的试验研制和发
射场改造。其中，在阿拉巴马州迪凯特市兴建火箭制造装配厂耗资4.5亿美元，卡纳维拉尔角发射场和范
登堡空军基地发射设施建设分别耗资2.5亿美元和1.2亿美元。波音公司还在密西西比州为生产RS-68发
动机而建造了年生产40台发动机的新厂房。
德尔它4系列运载火箭分包商有研制RS-68氢氧发动机的洛克达因公司，研制通用芯级（CBC）复合
材料壳体结构、捆绑固体助推器的阿连特技术系统公司，研制余惯性制导飞行控制组件（RIFCA）的L-3
通信、空间与导航公司（原联合信号宇航公司），研制4m直径二子级液氢贮箱的日本三菱重工业公司（MHI）
和研制RL10B-2发动机的普·惠航天推进公司。

<!-- 第 644 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·601·
1998年9月，德尔它4系列运载火箭通过设计评审，同年10月进入实际生产与试验阶段，并赢得美
年同洛·马公司竞争EELV卫星发射合同的过程中有违背商业道德行为遭受美国空军制裁，原有19次美
国空军发射任务被减少到12次，并被暂时禁止参加美国政府的卫星发射活动。发射次数的减少导致德尔
它4火箭价格升高，达到每枚火箭1.38亿美元（2004年币值）。直到2005年3月4日，对波音公司的禁
令才解除。为便于发射美国政府有效载荷，美国政府于2006年12月1日正式成立波音和洛·马公司合资
的联合发射同盟，专门负责为执行政府发射任务的德尔它4和宇宙神5运载火箭的生产、设计、试验和发
射操作。而商业发射仍由各自的发射服务公司负责运营。联合发射同盟的基地设在科罗拉多州的丹佛市，
市的波音制造装配厂完成。两家公司在佛罗里达州卡纳维拉尔角发射场和加利福尼亚州范登堡空军基地的
发射设施也将合并，共同完成东、西海岸的发射任务。
德尔它4系列火箭采用大直径通用芯级（5.08m）捆绑不同类型的助推器，通过模块化组合实现不同
运载能力。在研制初期曾计划研制3个型号，分别为德尔它4小型（德尔它4S）、德尔它4中型（德尔它
4M）、德尔它4重型（德尔它4H)，都以使用单台发动机的通用芯级（CBC）作为芯一级。1998年，波音
公司决定放弃研制德尔它4小型，重点研制德尔它4中型。而原计划研制的德尔它4中型火箭的运载能力
与德尔它3或宇宙神2AS火箭相似，主要客户又是美国军方，不能满足商业发射需求。为此，波音公司在
1998年9月宣布再研制3种德尔它4中型改运载火箭（德尔它4M十(a,b))，在通用芯级外侧捆绑2枚或4
枚GEM-60固体推进剂助推器。这里，a代表二子级直径，b代表捆绑固体推进剂助推器的数量。
（德尔它4M+(4，2)，德尔它4M十(5，2）和德尔它4M十(5，4)）和德尔它4H。
德尔它4系列火箭的突出特点是各型大量使用通用部件和经德尔它2、3飞行验证的技术，有较高的
设计可靠性。通用芯级使用新研制的低成本RS-68大推力低温发动机，通用芯级和二子级均使用液氢/液氧
无毒推进剂。采用多种尺寸的大型复合材料整流罩或美国政府专用的金属材料整流罩和双星发射装置，能
满足商业、民用和军用有效载荷的发射需要，地球同步转移轨道运载能力为4.2～13.1t，近地轨道运载能
力为9.1～21.9t。
德尔它4系列运载火箭运载能力见下表。
德尔它4系列运载火箭运载能力
kg
德尔它4M+(4,2)
德尔它4M+(5,2)
德尔它4M
德尔它4M+(5,4)
德尔它4H
型号名称
1138
2036
1686
2786
地球同步轨道
6276
12757
5 941
6822
地球同步转移轨道
4 231
4869
近地轨道
9106
12300
10616
13 869
21892
德尔它4系列运载火箭可从卡纳维拉尔角发射场、范登堡空军基地发射，2002年首飞，截止到2007
年6月共发射7次，其中德尔它4M火箭3次，德尔它4M十(4,2）火箭3次，德尔它4H火箭1次。除德
尔它4H火箭2003年12月首飞鉴定试验取得部分成功外，其余全部成功。

<!-- 第 645 页 -->
·602*
美国
71.6m
68.6m
5m直径
复合材料
（也有铝合
61.0m
4m直径
5m直径
金材料的）
复合材料
复合材料
整流罩
整流罩
整流罩
53.3m
4m直径
5m直径
复合材料
液氧/液氢
液氧/液氢
身锥
45.7m
二子级
二子级
RL10B-
发动机
38.1m
30.5m
5m直径通
用芯级
22.9 m
液氧/液氢
15.2 m
1.52m
直径的
7.6 m
GEM-
RS-68
德尔它4M
德尔它4H
德尔它4M+(4,2）德尔它4M+(5,2）德尔它4M+(5，4)
德尔它4系列运载火箭
主要技术性能
德尔它4M德尔它4M+(4,2）德尔它4M+(5,2）德尔它4M+(5,4）德尔它4H
级数
2
2
2
2
2
全长
62.8m
66.1 m
66.1 m
62.8m
71.7 m
最大箭体直径
5.08m
8.50 m
8.50 m
8.50 m
15.50m
助推器数量
无
2XGEM-60
2XGEM-60
4XGEM-60
2XCBC
325t
起飞质量
256 t
334.2t
398.8 t
730.9 t
起飞推力
2 891 kN
4 359 kN
5 827 kN
4 359 kN
8 673 kN
推重比
1.15
1.37
1.33
1.49
1.21
运载能力（GTO）4231kg
5 941 kg
4 869kg
12757kg
6 822 kg
入轨精度
近地点偏差
±5.6 km
±5.6 km
±5.6 km
±5.6km
±5.6 km

<!-- 第 646 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·603·
±93km
±93 km
±93km
±93 km
±93km
远地点偏差
±0.04°
±0.04°
±0.04°
±0.04°
倾角偏差
±0.04°
固体推进剂助推器（GEM-60）
16.15 m
734 kN
长度
海平面推力
真空推力
直径
827 kN
1.52 m
海平面比冲
33.8 t
2383 m/s
起飞质量
2 696.8 m/s
真空比冲
推进剂质量
29.949 t
工作时间
97s
发动机
GEM-60
推进剂
端羟基聚丁二烯
液体推进剂助推器
4011 m/s
38m
长度
真空比冲
2.36 m
直径
喷管出口直径
5m
膨胀比
21.5
起飞质量
226.4t
调节范围
57%~102%
推进剂质量
199.64 t
9.7 MPa
推进剂
燃烧室压力
液氧／液氢
工作时间
发动机
RS-68
231 s
100%
海平面推力
2 891 kN
19 s
真空推力
3 314 kN
57%
海平面比冲
3501 m/s
一子级（CBC)
长度
燃烧室压力
9.72 MPa
38m
工作时间
直径
5.08 m
德尔它4M
起飞质量
226.4t
232 s
100%
推进剂质量
199.64 t
推进剂
17 s
液氧／液氢
57%
德尔它4M+
发动机
RS-68
100%
228 s
海平面推力
2 891 kN
24 s
真空推力
57%
3 314kN
德尔它4H
海平面比冲
3501 m/s
4 011 m/s
真空比冲
56s
102%
201s
2.36 m
喷管出口直径
57%
膨胀比
70 s
100%
21.5
调节范围
57%~102%

<!-- 第 647 页 -->
美国
·604·
二子级
4m直径德尔它4M，4M+(4.2)
5m直径德尔它4M+(5.2)，4M+(5,4)，4H
12.2m
级长
13.7 m
直径
5m
4m
质量
24.17t
30.71 t
27.22t
推进剂质量
21.32t
推进剂
液氧／液氢
液氧/液氢
发动机
RL10B-2
RL10B-2
真空推力
110.1 kN
110.1 kN
真空比冲
4530.7 m/s
4530.7 m/s
混合比
5.88
5.88
喷管膨胀比
250
250
工作时间
1125 s
850 s
整流罩
19.1 m长
14.3m长
19.8m长
11.7m长
德尔它4M，
德尔它 4M+(5,2)
适用型号
德尔它4H
德尔它4H
4M+(5,4)
4M+(4,2)
发射单星/双星
19 098 mm
11 751mm
全长
14338mm
19814mm
5131mm
外径
4 070 mm
5080mm
5131 mm
金属材料
材料
复合材料
复合材料
复合材料
总体布局
德尔它4系列火箭现有5种型号，德尔它4M、德尔它4M十(4,2)、德尔它4M十(5,2)、德尔它4M+
(5,4）和德尔它4H，均使用通用芯级（CBC)，使用由德尔它3上面级改进而来的4m或5m直径低温二
子级，捆绑GEM-60固体助推器或CBC液体助推器，应用4m或5m直径整流罩，组成德尔它4运载火
箭系列，见后图。
德尔它4M不捆绑任何助推器，德尔它4M十（4，2）和4M+(5，2).分别捆绑2枚固体助推器，德尔它
4M十(5，4）捆绑4枚GEM-60固体助推器，德尔它4H捆绑2枚CBC。
CBC自下而上是发动机、尾段、液氢贮箱、箱间段、液氧贮箱和级间段。箱间段内装有一子级的控制
电子设备和火工时序设备。CBC用作捆绑助推器时，为保证气动特性在顶部装有复合材料鼻锥。
级间段连接一、二子级，内部装有级间分离装置。德尔它4M和4M十(4,2）的级间段为截锥体结构，
直径由5m渐缩到4m。德尔它4M+(5,2)、德尔它4M+(5,4)和德尔它4H的级间段为圆柱体结构，直径
均为5m。
二子级自下而上是发动机、设备舱、液氧贮箱、箱间段和液氢贮箱。设备舱安装姿控系统和电子设备。
德尔它4M和4M+(4,2）采用4m直径二子级；德尔它4M+(5,2)、德尔它4M+(5,4）和德尔它4H采用
5m直径二子级。

<!-- 第 648 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·605·
4m直径二子级
5m直径二子级
5m直径复合材料整流罩
整流罩
有效载荷支架
有效载荷支架
液氢贮箱
液氢贮箱
一液氧贮箱
液氧贮箱
设备舱
设备舱
RL10B-2-
A
A
RL10B-2
级间段
级间段
液氧贮箱
箱间段
T
通用
液氢贮箱
芯级
通用
芯级
尾段
2或4个1.52m直径
的GEM-60发动机
RS-68
德尔它4M
德尔它4M+
德尔它4
德尔它4系列火箭的总体布局
箭体结构
助推器结构
德尔它4M+(4,2)、德尔它4M十(5，2)、德尔它4M+(5，4)3种型号一子级均捆绑1.52m直径的GEM-60
固体助推器。该助推器采用马门包带和易碎螺母固定在通用芯级的2个球形支座上。飞行期间，每个固体
助推器都由4个火工品推力器固定，这些推力器在飞行时起摇摆杆系的作用。
德尔它4H一子级捆绑2枚CBC液体助推器，同芯级在后端用2个易碎分离螺母相连，在前端用2个
压爆螺母相连。为减小气动载荷，CBC助推器顶部装有复合材料鼻锥。
一子级结构
一子级是通用芯级（CBC），长38m，直径5m，质量226.4t。RS-68发动机通过四杆推力支架安装在
尾段内，外部用复合材料防热后裙保护。尾段直径5m，为铝合金结构，蒙皮内表面用机械铣切成网格状，
外部涂有防热层。液氢贮箱位于尾段上部，直径5m，长24.4m。筒段为铝合金焊接结构，蒙皮内表面用
机械铣切成网格状。贮箱的上、下箱底采用铝合金板经旋压加工成型。贮箱纵向焊缝采用摩擦搅拌焊工艺，
环向焊缝采用变极性等离子弧焊工艺。液氢贮箱外部敷有保温层。箱间段采用复合材料圆柱体结构，内装
一子级的控制电子设备和火工序列设备。液氧贮箱位于箱间段上部，长9.1m，直径5m。液氧输送管路从
液氧贮箱下底经箱间段伸到火箭外侧并沿箱间段、液氢贮箱外侧通向发动机。液氧输送管路在靠近液氧贮
箱下底处装有发动机关机传感器。通用芯级自上而下还有一条电缆管道，内部有电缆线和信号线，见后图。

<!-- 第 649 页 -->
美国
·606·
通用芯级外部的电缆管道和液氧输送管路
二子级结构
德尔它4系列火箭二子级包括4m直径和5m直径2种构型（见下图），级长分别为12.2m和13.7m。
它们都是在德尔它3火箭二子级的基础上改进的，均使用RL10B-2液氢/液氧发动机。RL10B-2发动机、
设备舱和液氧贮箱在一子级分离前包在复合材料级间段内，一子级与火箭分离后露出。液氧贮箱和液氢贮
箱分别用氮气和氢气增压。4m直径二子级的液氧贮箱直径为3m，通过箱间桁架吊挂在液氢贮箱下方，
液氢贮箱直径4m，长度比德尔它3火箭二子级的液氢贮箱有所增加，共装有21.32t推进剂，燃烧时间近
850s。5m直径构型的二子级的液氧贮箱直径为4m，长度比4m直径构型二子级长0.5m，液氢贮箱直径
5m，共装27.22t推进剂，燃烧时间可达1125s。二子级在向地球同步转移轨道发射卫星时将点火2次。
发动机安装在常平座上，可通过机电作动器摆动土4°角，进行俯仰和偏航控制。
4m直径构型二子级（用于德尔它4M，德尔它4M+（4，2）
由德尔它3的二子级改进而来
液氧贮箱直径4m
采用普·惠公司研制的RL10B-2发动机
（已用于德尔它3）
5m直径构型二子级（用于德尔它4M+（5，2），德尔它4M+（5，4），德尔它4H）
加长的液氧贮箱直径4m
液氢贮箱直径5m
采用普·惠公司研制的RL10B-2发动机
（己用于德尔它3）
德尔它4系列火箭的2种二子级构型

<!-- 第 650 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·607·
整流罩
德尔它4系列火箭采用4种整流罩，其结构尺寸见下图。分别是：长11.7m、直径4m的复合材料整
流罩；长14.3m、直径5m的复合材料整流罩；长19.1m、直径5m的复合材料整流罩，用于单星或双星
发射；长19.8m、直径5m的金属材料整流罩，用于发射政府有效载荷。
11751
4m直径复合材料整流罩，
石墨环氧树脂/泡沫夹芯
4074复合材料结构
长11.7m的整流罩用于
德尔它4M和德尔它4M+（4,2)
外径
←
6931
有效载荷封装面
14338
5m直径复合材料整流罩，
1
长14.3m的整流罩用于
石墨环氧树脂/泡沫夹芯
德尔它4M+（5,2）和德尔它4M+（5,2）
1复合材料结构
5131
外径
8315
有效载荷封装面
19098
5m直径复合材料整流罩，
长19.1m的整流罩用于
石墨环氧树脂/泡沫夹芯
德尔它4H单、双星发射
5131
复合材料结构
外径
有效载荷封装面
13075
19814
5m直径金属材料整流罩，
长19.8m的金属
T
用于发射政府有效载荷
整流罩用于德尔它4H
5080
发射政府有效载荷
外径
，
6053
7665
6096
有效载荷封装面
筒段
鼻锥
筒段
德尔它4有效载荷整流罩的结构尺寸
复合材料整流罩是在德尔它3复合材料整流罩的基础上改进而来的，为两瓣式，采用环氧树脂/泡沫夹
芯复合材料。每瓣经整体固化而成。两瓣由无污染线性活塞/作动器推动的分离滑轨系统连接。
金属材料整流罩从大力神4金属材料整流罩改进而来，为三瓣式，由铝合金网格壁板制成。三瓣整流
罩通过无污染线性活塞/作动器推动的分离滑轨系统连接。
有效载荷整流罩采用吸声毯和无污染分离连接器，还可根据用户要求增加检修窗口、吸声毯和透频窗。
吸声毯的排气通风通过一层网孔过滤器，可过滤污染颗粒。
有效载荷支架
有多种标准型和改进型有效载荷支架（PAF）可供选择，它们在设计上吸取了以往德尔它系列火箭的
设计经验，以降低质量，简化设计为目标。主要结构为：圆锥壳采用弹性良好的碳环氧/泡沫夹层结构；与
二子级和卫星的接口分别采用整体铝合金端框；端框采用双层搭接方式连接在圆锥壳上：采用碳环氧/泡沫
夹层结构隔板分隔二子级。采用这种结构，可通过改变圆锥壳大小、调节夹层结构和端框的尺寸以适应不

<!-- 第 651 页 -->
·608·
美国
同的卫星尺寸。
4m直径上面级采用的有效载荷支架见下图。
937
1194
1575
1575-4 PAF
937-4 PAF
1194-4 PAF
1664
1666
1664-4 PAF
1666-4 PAF
4m直径上面级采用的有效载荷支架
对于标准5m直径金属结构整流罩，配有带桁架结构的专用有效载荷支架，见下图。
937
1194
1575
937-5PAF
1194-5PAF
1575-5PAF
1666
1664
4394
1664-5 PAF
1666-5 PAF
4394-5 PAF
5m直径上面级采用的有效载荷支架

<!-- 第 652 页 -->
德尔它系列（DELTAFAMILY）
·609·
双有效载荷支架
德尔它4H执行双星发射时，将卫星按质量分为小型、中型和重型3个级别，具体如下：
小型：质量小于2500kg；
中型：质量在2500~5500kg之间；
重型：质量大于5500kg。
德尔它4H有2种长度的双有效载荷支架（DPAF-5）可供选择：6.8m的短型和8m的长型，其结构
见下图。长型可在上、下舱分别安装1个中型有效载荷。短型可在上舱中安装1个大型有效载荷，在下舱
安装1个小型或中型有效载荷。波音公司仍在继续改进DPAF-5。
DPAF-5包住下舱的卫星，为上舱中的卫星提供结构支撑。
上舱中的卫星
上舱中的卫星
对接件
整流罩
5m级卫星
DPAF-5上舱
下部卫星
DPAF-5分离面
4m级卫星
下舱中的卫星
对接件
卫星对接件
底座
DPAF-5
二子级
下舱
(a）有效载荷封装后透视图
(b)展开图
德尔它4H双星支架结构示意图
德尔它4火箭发射双星时可根据需要选用标准直径937mm（包带连接）、1194mm（包带连接）、
1666mm（包带连接）或1664mm（螺栓连接）的4种卫星对接件，作为双有效载荷支架（DPAF-5）上
的接口。这4种对接件还可以安装到相应的937-4、1194-4，1666-4和1664-4，以及937-5，1194-5，1666-5
和1664-5有效载荷支架上。
通过采用标准对接件，双星发射时2颗卫星的上下位置可以灵活调整。如果需要，卫星还可从德尔它
4H上卸下来搭接在其他德尔它4火箭上发射（见后图）。比如，一旦原定采用双星发射的2颗卫星中有1
颗因故推迟，就可将卫星调整到其他德尔它4火箭型号上发射。这增加了卫星发射的灵活性，保证了发射
进度。

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美国
610·
卫星
卫星对接件
有效载荷支架(PAF)或DPAF
卫星对接件
卫星可卸
装到其他
火箭上
发射
德尔它
德尔它
德尔它4H
德尔它，德尔它
4M+(5,2)4M+(5,4）4M+（4,2）
4M
卫星对接件安装
推进系统
固体助推器推进系统
固体柱推器采用阿连特技术系统公司研制和生产的GEM-60发动机，推进剂为端羟基聚丁二烯，助推
器长16.15m，直径1.52m，工作时间97s。它是在德尔它3的GEM-46发动机基础上改进而来，壳体由
数控缠绕机缠绕高强度碳纤维环氧复合材料制成，装有可摆动的或固定的复合材料喷管，喷管支架由4340
钢制成，推进剂为整体浇铸。固体助推器在德尔它4火箭起飞时点火，飞行100s时第1对固体推进剂助
推器分离，102s时第2对（如有）分离。
一子级推进系统
发动机
一子级采用洛克达因公司研制的RS-68液氧液氢发动机，它是在航天飞机主发动机（SSME）的基础
上研制的，采用涡轮泵和燃气发生器循环系统。发动机净重6.6t，高5.33m，喷管出口直径2.36m，膨胀

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·611·
比21.5，混合比6.0，海平面推力2891kN，海平面比冲3501m/s，节流范围57%～102%，推力室采用循
环冷却，可分别为燃料贮箱和氧化剂贮箱提供增压氢气和氧气，通过摆动推力室和喷管实现火箭的俯仰与
偏航控制，依靠涡轮排出的燃气进行滚动控制。RS-68发动机布局见下图。
5.2m
热交换器
液氧涡轮泵
燃烧室
2.5m
发动机支架
喷管
液氢涡轮泵
滚动控制喷管
RS-68发动机布局
因采用中等燃烧室压力（9.72MPa），发动机设计简单，部件数量较少，实现了高可靠性和低成本的目
标。RS-68发动机系统见下图。
液氢入口
液氧入口
T氨螺旋管燃气发生器
氧阀
燃气发生器
氢阀
氢涡轮泵
氧涡轮泵
液氧贮箱
发生器
增
增压
燃料主阀
氧化剂主阀
再生冷却
热交换器
燃烧室
滚动控制
喷管
烧蚀喷管
RS-68发动机系统

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美国
·612
RS-68发动机主要组件包括：喷注器、推力室/喷管组件、液氢和液氧涡轮泵、万向轴、燃气发生器、
热交换器和燃气排放管，见下图。
燃气
液氢涡轮泵
发生器
液氧涡轮泵
喷注器
热交换器
燃料排放管
万向轴承
管线
燃烧室
推进剂阀
喷管
RS-68发动机的组成部件
喷注器的设计方案与航天飞机主发动机基本相同，结构更为简化，为同轴喷注器结构，在1个639mm
直径的喷注器面上，设有628个同轴喷嘴。喷注器配有主动隔板和声腔，用以保持燃烧稳定。喷注器由7
个主要部件构成：推进剂间隔板、液氧室、液氧入口T形管、喷嘴、喷注器面板、隔板和环形声腔，见下
图，推进剂通过高压输送管路进入喷注器。
液氧室
推进剂隔板
组件
环形声腔
面板
RS-68喷注器侧视图

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·613·
RS-68主喷注器的主要部件和材料见下表。
RS-68主喷注器的主要部件和材料
推进剂隔板
因康镍718
304耐蚀钢
液氧入口T形管
喷嘴
300系列耐蚀钢
液氧室
因康镍718
喷注器面板
304L耐蚀钢孔膜
隔板
铜铬合金（含铬1%）
环形声腔
铜合金（含镁0.04%、锆0.15%、铬0.80%）
推力室/喷管组件包括1个燃烧室和1个传统的钟形烧蚀喷管。燃烧室和喷管上部采用通道壁结构，内、
外壁与中间分隔层用铜焊工艺焊在一起，形成冷却通道；喷管下部设计有烧蚀层。主燃烧室采用再生冷却。
喷管下部采用烧蚀冷却。主燃烧室和喷管装在液压常平座上，通过摆动主喷管可控制火箭的俯仰与偏航机
动。
液氢/液氧涡轮泵和驱动泵同轴。由燃气发生器出来的高温高压燃气驱动涡轮。涡轮轮盘叶片为整体机
加工结构。高压管路流量由主球阀控制。主球阀受液压作动器控制。
RS-68发动机在德尔它4上的安装方式和德尔它2主发动机的安装方式相同，泵安放在1个四杆连接
架内，连接架固定在火箭的尾段上。在发动机工作期间，液压作动器和燃烧室之间的连接悬臂支架摇摆推
力室组件。发动机的2条摇摆管路采用柔性部件，没有采用全波纹管结构。发动机设有1个控制器可控制
发动机的启动、稳定工作、节流和关机。
输送系统
一子级依靠由发动机引出来的氧气和氢气为推进剂贮箱增压。液氧贮箱底部装有防涡流隔板、过滤网。
液氧输送管路内部安装发动机耗尽关机传感器（见下图），外部采用聚氨基甲酸酯泡沫保温。德尔它4H首
飞没有取得完全成功的原因是发动机关机传感器被气团包围，发出液氧耗尽的假信息，致使主发动机提前
关机，有效载荷最终未进入目标轨道。
液氧贮箱垂直输送管线滤网视图
关机传感器
防溅板
滤网
液氧贮箱下底
箱底
储槽
压力遥测部位
液氧输送管线
弯管
内部万向结构
此处与RS-68发动机相距27.1m
液氧输送管线局部示意图

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·614·
美国
二子级推进系统
发动机
二子级RL10B-2发动机由普·惠公司研制，是一种采用膨胀循环方式的氢氧发动机，喷管可延伸，能
多次启动，最大直径2.14m，混合比5.88，膨胀比250，真空推力110kN，真空比冲4530.7m/s。RL10B-2
发动机组件包括：带有紧密耦合诱导轮的两级离心燃料涡轮泵；带有紧密耦合诱导轮的单级离心液氧涡轮
泵；两级轴流式涡轮（燃料泵轴）；燃料泵轴驱动液氧泵的减速传动系统，可保证所有泵协调工作；管束
式不锈钢燃烧室/主喷管。喷管是欧洲动力装置制造公司研制的碳/碳可延伸喷管，由570mm长的固定喷管
段和2082mm长的可延伸段组成。可延伸喷管将发动机的膨胀比由77提高到250。在火箭发射时，喷管
延伸段缩在发动机底部，以减少级间段长度。RL10B-2推进系统流程见下图。
氨进气口
燃料预启
氧化剂
伺服阀
预启
排放
排放
一
歧管
伺服阀
伺服阀
排放
启动伺服阀
点火器氧化剂供应阀
排放
氧化剂泵
入口阀
激励器
氧化剂节流阀
点火器
然料主阀
燃料泵
入口阀
排放
排放
燃料泵级间冷
排放了
推力控制
却及排气阀
齿轮箱排放口
燃料泵冷却
及排气阀
燃料泵排放隔板
RL10B-2推进系统流程
RL10B-2发动机是在德尔它3火箭二子级发动机基础上经过改进、简化制造工艺、减小加工余量而成
的。发动机成本得以降低，结构更为可靠，主要改进有（见后图）：滚珠丝杠材质由铝合金改为钛合金；
强化作动器架结构：增大驱动马达总力矩；调整控制器电子设备组件包，简化制造与安装；提高过渡架和
B-锥段碳环氧组件性能。详细结构改进如下：
1）发动机工作时间增加约60%，需要采用高温性能更佳的钛合金滚珠丝杠代替铝合金滚珠丝杠，来
减小防热结构的尺寸和质量。
2）作动器外壳的设计综合了德尔它3火箭所用作动器外壳的设计特色，并进行了简化，鲁棒稳定性
获得提高。
3）在喷管延伸系统的驱动装置中安装2台马达，并修改相应线路。通过增大驱动马达总力矩降低瞄
准精度对喷管延伸系统的影响，保证延伸时间。
4）简化电子控制器设计，去掉无用元件。将电子设备包改放到主驱动器顶部，以保护驱动装置免受
碎片破坏，并省掉碎片保护罩。
5）增强过渡架/碳环氧组件：在每个过渡架上增加1个局部碳环氧组件。碳环氧组件罩在过渡架上，

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·615·
在过渡架中线两侧各延长300mm，增大边界区，提高强度，减少边界线上的应力。
增加驱动电机扭矩
结构加强的作动器架
改进电子设备包
加强托架
钛合金滚珠丝杠
RL10B-2发动机结构组件改进图
姿控推力器
在设备舱下部的圆周附近垂直对称安装4个姿
控推力器组，每个推力器组装有3个肼推力器，中
间的一个负责推进剂沉底，两侧的推力器控制火箭
的俯仰、偏航和滚动，见右图。为保持平衡，4个姿
控推力器组将同时工作或位于一条直径上的2个姿
控推力器组同时工作。
推进剂输送与管理
二子级的姿控推力器组
发动机工作过程中，液氢贮箱通过从发动机泄
放出来的氢气增压，液氧贮箱则通过氮气增压。二子级可将受热蒸发的氢引入朝后的推力器产生推力使推
进剂沉底，必要时还可启动姿态控制系统执行沉底机动。当发动机多次启动时（2次以上），须在二子级上
加装1个氨气瓶。
分离系统
固体推进剂助推器分离系统
德尔它4固体推进剂捆绑助推器（SRM）采用
火工品分系统实现分离。位于固体推进剂助推器上
的双隔板起爆器由连接了点火安全解保装置（在
CBC上）的能量传输线启爆。固体推进剂助推器采
用1个马门包带和易碎螺母（见右图）固定在CBC
的2个球形支座处。易碎螺母和火工品推力器通过1
个见余的能量传输线同通用芯级上的分离安全解保
19mm的易碎分离螺母
装置相连。飞行期间，固体推进剂助推器由4个火
工品推力器固定。SRM燃料耗尽时，易碎螺母根据信号点火，释放马门包带，火工品推力器启动，实现固

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*616 *
美国
体推进剂助推器和通用芯级的无干扰分离。
为适应助推器增加的质量和飞行载荷，德尔它4的固体推进剂助推器分离系统在德尔它2和德尔它3
的基础上进行了改进。所用易碎螺母同先前德尔它火箭采用的相同，采用2套启爆炸药。其火工品推力器
是在德尔它2的基础上改进的。通电后，螺母分成两半，一半连着一根耐蚀钢系留电缆随固体助推器分离，
一半连着能量传输线保留。
固体推进剂助推器同CBC之间的接口还包括电气与火工品脐带断开装置和部分自毁系统。这些器件
连同球形支座都安装在保护罩内。火工品推力器在设计上可承受气动热环境的考验。
液体推进剂助推器分离系统
德尔它4H火箭在一子级两侧捆绑2枚CBC助推器，捆绑助推
器与中央CBC在下端用2个易碎分离螺母（见右图）相连，在上端
用2个压爆螺母相连。每个捆绑助推器都由4台分离固体推进剂火箭
发动机实现旋转分离。上端压爆螺母由双隔板起爆器启动，下端采用
50.8mm的易碎螺母，为避免破坏相邻结构和组件，螺母安装在一个
带盖的结构凹槽内。4台分离固体推进剂火箭发动机（2上、2下）
都安装在捆绑助推器上。分离固体推进剂火箭发动机质量轻、体积小，
50.8mm的易碎分离螺母
性能和航天飞机所使用的分离固体推进剂火箭发动机一样，燃烧时间
约0.8S。分离螺母和分离固体推进剂火箭发动机都由能量传输线启
动，该传输线同CBC上的安全解保装置相连。
上环框（二子级对接件）
一子级、二子级分离系统
一子级、二子级分离系统安装在级间段内，包括确保
D
分离分系统、气动作动器分系统（PAS）、导火索、脐带切
断器、线缆切断器和电爆装置（EED）。确保分离分系统（见
右图）可实现一子级、二子级之间的结构分离。气动作动
下环框（级间段对接件）
器分系统为空间分离提供能量。导火索启动脐带切断器断
(a)分离前
开飞行终止系统的能量传输线。线缆切断器切断飞行终止
系统自毁导火索。电爆装置用于启动气动作动器分系统和
膨胀管组件
确保分离分系统。
气动作动分系统有12或16个气动推力器，这些推力
器通过钢管连接复合材料缠绕的氨气瓶和整体式火工品阀
门。确保分离分系统启动前数秒，火工品阀门启动。
确保分离分系统由德尔它3运载火箭改进而来。该分
系统采用3瓣或4瓣分离结构，具有一套膨胀管组件。电
爆装置启爆后，被封闭的膨胀管组件启动，沿宽度方向膨
(b)分离后
胀并在开槽面切断分离环框。
一子级、二子级确保分离分系统示意图
整流罩分离系统
德尔它4的整流罩分离系统采用专利技术，为无污染推力连接分离系统，通过引爆每个连接点下端的
火工品完成分离。在每个柱体的轨道中装有储存引信引爆气体的组件，防止分离时对有效载荷的污染。整
流罩在后框架中还安装了1套分离助力弹簧系统。

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·617·
控制系统
德尔它4火箭的电子系统是在德尔它3的飞行控制电子设备与软件系统基础上改进而来的，采用1个
完全容错的电子设备箱，内装1套联合信号公司研制的余惯性飞行控制组件（RIFCA）。该系统采用先
进的发射控制系统，可实现自动发射操作处理。
冗余惯性飞行控制组件（RIFCA）安装在二子级液氧贮箱下部的设备舱中，负责全箭控制。RIFCA有
6个RL-20型环形激光陀螺和6个QA3000加速度计，可获得余的3轴姿态和速度数据。除RIFCA外，
一子级、二子级电子设备还包括一些火箭控制和时序的接口与控制电子设备，如用来支持电源分配的电源
控制盒，以及用来发出火工品指令的火工品箱等。
飞行软件由标准飞行程序和飞行任务常数数据库构成，可满足用户不同的飞行程序要求。德尔它4系
列运载火箭通过设置飞行任务常数数据库，可满足任务要求。飞行任务常数数据库保证火箭按任务轨道飞
行，保证卫星以准确的姿态飞行，并在正确的时间与火箭分离。
RIFCA的控制逻辑可通过处理速率和加速度计数据得出比例的和离散的控制输出指令，用于控制作动
器和肼推力器。
制导根据计算出来的火箭位置和速度数据发出控制指令。在火箭飞行初期，采用减载模式来减小攻角、
结构载荷。动压消除后，制导系统修正风和火箭性能误差引起的弹道偏差，引导火箭进入目标轨道。
姿态控制系统
火箭，利用主发动机燃烧时由涡轮泵分流的燃气进行滚动控制。对于具有3个CBC的德尔它4H，则通过
摆动2个液体助推器的RS-68发动机进行滚转控制。
对于捆绑固体火箭助推器的德尔它4火箭，采用排放式液压推力矢量作动控制系统进行姿态控制。排
放式液压推力矢量作动控制系统（见下图）。采用氮气增压分系统向作动器输送高压液压油。氨气瓶为复
合材料结构，直径292mm，长538.9mm，最大工作压力为66.8MPa，容积0.0213m”，厚度约为10.2mm。
氨气流量由调节器控制。
压力容器
调压器
火工品阀
液压油箱
4
加注排放阀
流向电液作动器
固体捆绑助推器的作动器系统
二子级通过将主发动机RL10B-2安装在机电作动的常平座上实现俯仰和偏航控制，还可利用设备舱下
4个姿控推力器组控制推进剂沉底和火箭俯仰、偏航和滚动。在滑行段，可将受热蒸发的氢引入朝后的推
力器产生推力使推进剂沉底。
遥测和跟踪系统
德尔它4火箭采用1套脉码调制遥测系统直接向地面站传送火箭实时飞行数据。如果德尔它4火箭超
出地面遥测范围，可同NASA协调，利用装有专用仪器的飞机或NASA跟踪与数据中继卫星系统（TDRSS）
增大遥测覆盖范围。在卫星到达安全轨道之前，地面负责C波段遥测跟踪，保证靶场安全。卫星到达安全

<!-- 第 661 页 -->
·618·
美国
轨道后，自毁命令接收机关闭。一子级、二子级分离后，遥测任务就交给TDRSS。二子级上装有1套S
波段遥测系统，2套接收机解码系统和1套C波段无线电发射机。
地面遥测站点分别位于安提瓜岛、阿森松群岛、迪戈加西亚和哈特比斯特霍克，见下图。
60°N
地面跟踪站
ANT--安提瓜岛
ASC--阿森松群岛
45°N
HBK--哈特比斯特霍克
DGS--迪戈加西亚
30°N
15°N
DGS
0°N
ASC
15° S
30°S1--主发动机关机（259.9s）
HBK
2--二子级发动机第1次关机（853.4s）
HIBKAOS
3--开始增压（1412.0s）
DGS AOS
4--重新点火（1563.0s）
45°S
子级第2级关机（1811.2s）
6-~卫星分离（2521.7s）
7--第1次经过升交点（20833.1s）
60°S
60°E
120°E
60°W
0°
120°W
德尔它4火箭的地面遥测跟踪轨迹
飞行终止系统
德尔它4的飞行终止系统（FTS）兼具指令自毁和自动自毁能力。二子级上的FTS安全解保装置由1
套瓦余的能量传输线网同各推进剂贮箱或固体火箭发动机的自毁装药相连。一子级和液体捆绑助推器上各
个密度2460.75g/m的HMX/Cu线型装药；每个固体火箭发动机都有2个密度984.3g/m的HMX/Cu线型
装药。在箭体分解或级分离发生故障时，导爆索启动器会启动自毁模式；当级分离或助推器分离正常时，
切断器将切断导火索。
电源与配电系统
德尔它4火箭采用1个配电盒负责电源分配，为有效载荷提供2个独立的电源系统。德尔它4M火箭
有2套1A·h的飞行终止电池，2套40A·h的电池和2套80（95)Ah的电池。德尔它4M+(4,2）火箭有
2套1Ah的飞行中止电池，4套40A·h的电池和2套80(95)A·h的电池。
发射操作

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·619·
SLC-6发射场区发射。两个场区都有水平总装厂房，厂房内的空间允许同时处理4枚CBC。德尔它4火箭
在两个发射场均采用水平总装，级间对接操作也不要求吊起。这就提高了发射速度、减少了危险作业。卡
纳维拉尔角发射场每年能完成17次德尔它4系列运载火箭发射任务；范登堡空军基地每年能完成9次德
尔它4系列火箭发射任务。这两个发射场可随卫星交付时间表、具体方案的变化，调整发射进度。
德尔它4系列火箭一子级、二子级等主要部段船运至发射场后，在水平总装厂房进行总装测试。在通
过系统级测试后，火箭重要的分系统定位后关闭运往发射台。发射台起竖装置将火箭从水平位置转为发射
台上的竖直位置。卫星在卫星处理厂房中被封装到整流罩内，运往发射台。如果捆绑有GEM-60，GEM-60
也将运往发射台吊装捆绑到芯一级两侧。之后，封装有卫星的整流罩与火箭对接。德尔它4H火箭发射场
操作流程见下图。
德尔它水手号将CBC、
二子级和整流罩运至发
射场
CBC、二子级水平总装、接受测试。
运往发射台
起竖
在火箭总装测试的同时，封装卫星
在组装平台上安装
卫星安装在有效载荷
整流罩起竖
有效载荷支架
支架上接受检查
发射
卫星处理
设施
封装卫星
准备封装整流罩
卫星运往发射台，用吊车安
装到火箭上
德尔它4H火箭发射操作流程
火箭在发射台上起竖后，活动勤务塔（MST）利用液压传动系统在铁轨上移动到服务位置保护火箭并
作为平台供操作人员进行射前检测。火箭与地面后勤设备则通过固定脐带塔（FUT）内的电气脐带、液氢
和液氧脐带、供气脐带和空调脐带保持连接。
发射准备就绪后，主勤务塔完全退回。自此，最终倒计时启动。发射前大约7h，倒计时进入1个为
时60min的设定暂停期。暂停期间，工作人员在发射台上铺设专用设备脐带式电缆，该电缆通向级间段的
1个通风口。发射前6h倒计时继续，开始非危险性操作，包括电子设备通电，准备加注燃料。发射前5.5h
左右，固定并铺设特殊设备电缆完毕，人员撤离发射台。接下来的4h，火箭开始增压，贮箱开始加注推
进剂。发射前1.5h，推进剂贮箱处于稳定补加状态等待最终确认和增压，准备飞行。发射前59min，发动
机结束方位转动。发射前20min，火箭装定数据。发射前5min，在完成最终检查并且经发射组成员批准
后，火箭继续倒计时直至发射。

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美国
·620·
典型飞行程序
德尔它4系列火箭的弹道设计以德尔它2系列运载火箭为基础，在卡纳维拉尔角发射场的飞行方位角
为42°～110，其中90方位角最常用；在范登堡空军基地的飞行方位角为151°～210。
地球同步转移轨道飞行程序
德尔它4系列火箭根据需要，可在升交点或降交点入轨。进入地球同步转移轨道后，姿控系统的肼推
力器重新调整二子级方向，修正三轴姿态，准备释放卫星。二子级可实现释放卫星所需方向。根据自旋稳
定或热控要求，卫星在分离前可旋转。分离后，火箭开始执行规定机动。整个任务时间通常为2.3h，二子
级若增加肼瓶和电池，任务时间可达7h。德尔它4M火箭执行倾角27.0°、185km/35786km椭圆地球同
步转移轨道发射任务时的典型飞行程序见下图。
主发动机关机
整流罩
二子级
二子级
二子级
、二级分离
发动机
分离
发动机
(246s)
重启
第2次
(251s)
第1次
(4101s)
(278s)
关机
关机
185km/
167km
35786km
/196km
(4336s)
(854 s)
起飞，CBC主发动机点火（0s）
德尔它4M执行地球同步转移轨道发射任务的典型飞行程序（卡纳维拉尔角发射场发射）
德尔它4M执行地球同步转移轨道发射任务的典型飞行时序见下表。
德尔它4M执行地球同步转移轨道发射任务的典型飞行时序
加速度/g
事件
高度/km
时间/s
起飞
1.15
T+0
0
马赫数为1.0
9.4
1.60
T+83
最大动压
12.9
1.70
T+94
99.7
T+246
6.00
主发动机关机

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·621·
续表
事件
时间/s
高度/km
加速度/g
一、二级分离
T+251
105
0.00
二子级发动机点火
T+268
122
0.37
0.41
整流罩分离
T+278
131
0.83
T+854
190
二子级发动机第1次关机
T+4101
二子级发动机第2次点火
172
0.84
二子级发动机第2次关机
227
1.44
T+4336
近地轨道飞行程序
德尔它4火箭向近地轨道发射有效载荷时，采用重力转弯，经几次俯仰机动后到达目标轨道。二子级
能够同时或逐个释放卫星，在每次卫星分离时，二子级需要一定时间进行方向调整和姿态保持。任务时间
通常为2.3h，如果增加二子级的肼瓶和电池，任务时间可增加到7h。德尔它4M十(5,4）执行近地轨道发
射任务的典型飞行程序（范登堡空军基地发射）见下图。
二子级发动机
二子级
第1次关机
发动机
二子级
167km/
第2次关机
重启
1736km
、二级
633km/
主发动机
(2738s)
分离
(1106 s)
7604km
关机
(251s)
(2863 s)
整流罩
(245s）
分离
(201s)
GEM-60分离
(100/102s)
起飞，CBC主发动机和
4枚GEM-60点火
(0s)
德尔它4M十（5.4）执行近地轨道发射任务的典型飞行程序（范登堡空军基地发射）
德尔它4M十（5，4）火箭完成近地轨道发射任务时的典型飞行时序见后表。

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·622·
美国
德尔它4M十（5，4）火箭完成近地轨道发射任务时的典型飞行时序
加速度/g
时间/s
高度/km
事件
起飞
T+0
1.49
0
马赫数=1.0
T+32
5.0
1.76
8.3
最大动压
T+42
1.71
4枚GEM-60分离
T+100
1.71
40
T+201
141
整流罩抛掉
3.36
5.26
T+245
177
主发动机关机
185
0.00
T+251
一、二级分离
T+268
211
二子级发动机点火
0.31
T+1106
271
0.75
二子级发动机第1次关机
735
二子级发动机第2次点火
T+2738
0.70
T+2863
840
0.95
二子级发动机第1次关机
德尔它4H运载火箭地球同步转移轨道双星发射任务飞行程序
德尔它4H火箭执行地球同步转移轨道双星发射任务的飞行程序（卡纳维拉尔角发射场发射）见下图。
二子级发动机2次关机后，二子级同双星进入预定轨道。二子级点火后，整流罩打开，上面的卫星露出来。
到达目标轨道时，上面的卫星首先同火箭分离。当分离出来的卫星同火箭之间具有足够的距离后，二子级
重新调整到一个新的位置上。双星舱和上部卫星对接件同火箭分离，下部卫星露出。为了使下部卫星到达
目标姿态，再次调整方向。调整完成后，卫星同火箭分离。之后，火箭同下部卫星的卫星对接件重新定向，
执行防碰撞、防污染机动（CCAM），离开卫星工作轨道。
双星释放
二子级重启
SEC0-2
SEC0-1(4015.1s)(4614.1s)
二子级点火
192km/449km
MECO
(343.5s)
(327.0s)
(27.7倾角）
(871.1s)
抛罩
(277.8s)
2枚助推器
分离（249.5s)
起飞，发动机
点火（0s）
德尔它4H执行地球同步转移轨道双星发射任务的典型飞行程序（卡纳维拉尔角发射场发射）

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德尔它系列（DELTAFAMILY）
·623·
下表为德尔它4H执行地球同步转移轨道双星发射任务的典型飞行时序（卡纳维拉尔角发射场发射）。
德尔它4H执行地球同步转移轨道双星发射任务的典型飞行时序（卡纳维拉尔角发射场发射）
加速度/g
时间/s
高度/km
事件
1.20
T+0
起飞
0
最大动压
T+82.9
1.44
11.0
马赫数为1.0
T+85.2
11.7
1.45
101.2
1.43
捆绑CBC分离
T+249.5
整流罩抛掉
126.1
3.00
T+277.8
主发动机关机
172.0
4.69
T+327.0
一、二级分离
T+332.0
177.0
0.00
二子级发动机点火
0.26
T+343.5
188.3
二子级发动机第1次关机
410.9
0.36
T+871.1
二子级发动机第2次点火
1.36
192.6
T+4 015.1
二子级发动机第2次关机
534.2
0.67
T+4 614.1
上面级与卫星分离
0.00
2553.4
T+5 214.1
德尔它4H执行地球同步转移轨道双星发射任务的双星分配过程（卡纳维拉尔角发射场发射）见下图。
调整二子级姿态
到达轨道后
DPAF-5分离
二子级燃烧期间抛罩
上面卫星分离
准备DPAF-5分离
调整二子级姿态
完成CCAM
调整二子级姿态
下面卫星
执行CCAM
二子级离轨
准备下面卫星分离
分离
德尔它4H执行地球同步转移轨道双星发射任务的双星分配过程（卡纳维拉尔角发射场发射）
未来发展
为满足美国空军向地球同步转移轨道发射大型有效载荷的要求，洛克达因公司和三菱重工业公司正在
合作研制MB-60发动机，计划用于德尔它4火箭的二子级。此外，波音公司正在改进双有效载荷支架
（陈允宗）
(DPAF-5)。

<!-- 第 667 页 -->
美国
·624·
侦察兵系列（SCOUTFAMILY）
1958年，NASA和美国空军决定共同制定小型运载火箭研制计划，由NASA兰利研究中心负责的火箭
被命名为侦察兵（Scout），而由美国空军研制的小型固体推进剂火箭取名为蓝色侦察兵，以示区别。
侦察兵系列火箭为小型四级固体推进剂运载火箭，由NASA试验/试用型X系列，实用型A、B、C、
D-1、E/F-1、G-1系列和美国空军蓝色侦察兵系列组成（见下表和后图）。
侦察兵系列火箭的组成
一子级
二子级
型号
三子级
四子级
英仙座1A
X
模拟件
模拟件
天蝎座1A
天蝎座1A
X-1
英仙座1B或1C
卡斯托1A
牵牛星1A
X-1A
英仙座1C
卡斯托1A
天蝎座1A
牵牛星1A
卡斯托1A
牵牛星
X-2
英仙座1C或1D
天蝎座1A
英仙座1D
卡斯托1A
X-2B
天蝎座2A
牵牛星2A
英仙座1D
卡斯托1A
M-2'
X-2M
天蝎座2A
英仙座2A
卡斯托1A
牵牛星1A
X-3
天蝎座2A
X-3A
英仙座2A
卡斯托1A
天蝎座2A
牵牛星1A
卡斯托1A
X-3C2)
英仙座2B
天蝎座2A
卡斯托1A
天蝎座2A
X-3M
英仙座2A
M-2
X-4
英仙座2A或2B
卡斯托1A
天蝎座2A
牵牛星2A
X-4A
英仙座2B
卡斯托1A
天蝎座2A
牵牛星2A
X-5C2)
英仙座2B
卡斯托2A
天蝎座2A
英仙座2B
卡斯托2A
牵牛星2A
A
天蝎座2A
卡斯托2A
英仙座2C
牵牛星2A
A-1
天蝎座2A
卡斯托2A
天蝎座2B
牵牛星2A
英仙座2C
A-2
牵牛星3A
卡斯托2A
B
英仙座2B
天蝎座2A
英仙座2C
卡斯托2A
B-1
天蝎座2A
牵牛星3A
英仙座2C
卡斯托2A
天蝎座2B
B-2
牵牛星3A
卡斯托2A
C
英仙座2C
牵牛星3A
天蝎座2A
牵牛星3A
英仙座3A
卡斯托2A
D-1
天蝎座2A
天蝎座2B
E/F-1
英仙座3A
卡斯托2A
牵牛星3A
G-1
英仙座3A
卡斯托2A
天蝎座3A
牵牛星3A
卡斯托（XM-33）
天蝎座
鲸鱼座
蓝色侦察兵Jr
大熊座(30KS8000)
英仙座
蓝色侦察兵1
卡斯托（XM-33）
天蝎座（X-254）
蓝色侦察兵2
英仙座
卡斯托（XM-33）
天蝎座（X-254）
牵牛星（X-248）
侦察兵23
一
一
注：1）M-2是有效载荷发动机，主要用于再入试验：
2）侦察兵X-3C和侦察兵X-5C都是由一、二、三子级组成的三级运载火箭；
3）侦察兵2是捆绑有固体助推器的四级运载火箭。

<!-- 第 668 页 -->
侦察兵系列（SCOUTFAMILY）
X-3CX-3M
X-4A
X-3A
X-2M
E/F-1G-1
蓝色蓝色
蓝色
C/D-1
X-5C
AB
X-4
X-3
X-3C
X-2X-2B
X-1A
X-1
侦察兵1侦察兵2侦察兵Jr
侦察兵系列火箭
·625·

<!-- 第 669 页 -->
美国
·626·
研制侦察兵火箭的主要目标是在较短时间内提供1种价廉而可靠的小型运载火箭。侦察兵的主要任
务是：将68kg有效载荷送入483km圆轨道；将90.7kg有效载荷沿垂直弹道送到超过地球半径的高度；
研究绕地轨道速度或超过绕地轨道速度的再入问题。在随后的发展过程中，侦察兵又经历了多次改进，运
载能力不断提高。1979年投入使用的侦察兵G-1已能把210kg有效载荷送入近地点高度为555km、38倾
角的圆轨道，几乎是原来运载能力的3倍。截至1994年底，侦察兵系列已发射157次，成功130次，成
功率为82.8%。
侦察兵X系列经历了一个逐渐改进的过程，运载能力不断提高，共有X，X-1，X-1A，X-2，X-2B，
X-2M，X-3，X-3A，X-3C，X-3M，X-4，X-4A和X-5C等13种型号；除X-3C和X-5C外，均为四级固
体推进剂火箭。1962年正式投入使用。
1968年4月，在侦察兵X-5C火箭最后一次发射后，便在X系列火箭的基础上转入实用型侦察兵的研
制和生产。实用型侦察兵运载火箭系列也是一个逐渐改进的过程，由侦察兵A，B，D-1，E/F-1和G-1等
火箭组成。经多次改型，实用型侦察兵火箭555km高圆轨道运载能力由120kg提高到210kg。
早在1959年，美国空军为了适应特殊的空间研究和进行亚轨道飞行试验的需要，就着手研制蓝色侦
察兵小型军用固体推进剂运载火箭。其主要设计思想是尽可能采用现有成熟的导弹部件（特别是固体推进
剂火箭发动机等），以便减少研制经费并缩短研制周期。蓝色侦察兵是在NASA侦察兵基础上发展起来的，
可以根据不同任务要求选用不同的子级组合和某些箭体部件。蓝色侦察兵系列共有Jr型（XRM-91）、1型
（XRM-89）、2型（XRM-90）和带旋转稳定上面级的2型（XRM-92）4种型号，主要用于无线电中继试
验、离子发动机试验、宇宙空间无线电波研究、全球磁场研究、辐射效应研究、应急喷射分离试验和宇宙
空间紫外线摄影等。蓝色侦察兵于1962年5月正式提供空军使用，共发射40次，失败9次，成功率为77.5%。
侦察兵系列火箭的总体参数和运载能力见下表。
侦察兵系列火箭总体参数和运载能力
全长/m
级数
近地轨道运载能力/kg
型号名称
箭体最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
4
21.76
1.016
20
444.92
侦察兵X-1
60
侦察兵X-2
4
二
76
21.76
1.016
一
侦察兵X-3
21.76
88
4
1.016
一
一
一
侦察兵X-4
4
449.14
103
1.016
一
4
449.14
侦察兵A
22.00
1.016
120
18
4
侦察兵B
22.39
1.016
18.1
449.14
150
侦察兵D-1
4
23.00
1.14
21.25
二
180
侦察兵E/F-1
4
一
一
二
一
190
22.44
4
22
1.14
一
210
侦察兵G-1
蓝色侦察兵Jr
4
222.61
一
12.30
0.79
5.8
3
蓝色侦察兵1
21.90
1.01
512
二
16.750
蓝色侦察兵2
4
22.00
1.01
16.890
512
一
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
（王向阳，李思思）

<!-- 第 670 页 -->
水星-红石（MERCURYREDSTONE）
·627·
水星-红石（MERCURY REDSTONE）
水星-红石（MercuryRedstone）火箭（见下图）是NASA在水星计划中使用的第1种载人亚轨道飞行
运载器。水星计划是NASA于1958年10月执行的第1个载人空间飞行计划，其目的是将搭载1名航天员
的水星飞船送至近地轨道再安全返回地面。该计划分为两步：第1步是用水星-红石运载火箭进行载人亚
轨道飞行；第2步是用水星-宇宙神运载火箭进行载人近地轨道飞行。
25.33m
21.3m
21.2m
11.4m
9.8m
11.4m
水星-红石运载火箭
红石导弹
丘比特C
水星-红石火箭及其先驱型号
1959年初，NASA对该计划第1阶段运载火箭的性能要求作了明确规定：火箭必须绝对可靠、确保载
人飞行安全；能把2t重的有效载荷送入远地点为185.32km的亚轨道；至少要获得5min失重环境试验时
间。当时选用的丘比特C火箭就是从红石导弹演变过来的，虽具备了把水星飞船送入轨道的运载能力，但
不具备载人飞行所需的绝对可靠及安全的性能要求。因此，火箭在此基础上作了进一步改进，先后经历了
基本改进、地面试验后改进和飞行试验后改进3个阶段。主要改进是加长箱体长度和蒙皮厚度，以便装载
更多的推进剂。为在火箭顶部安装水星飞船，加强了箭体上部结构。火箭还采用应急救生逃逸塔及故障指
示装置以确保载人飞行的安全性和可靠性。此外，推进系统和制导控制系统也作了适当改进。但该火箭的
设计方案未作重大修改。改进后的丘比特C称为水星-红石火箭。
水星-红石由NASA委托美国陆军弹道导弹局红石兵工厂进行研制。火箭全长25.41m，最大直径为
1.78m，起飞质量为32t，起飞推力为347kN，能将质量为2t的有效载荷送入近地轨道。火箭采用A-7
液体推进剂发动机，推进剂为液氧/酒精，涡轮泵通过氧化氢气体驱动。
1960年11月20日，水星-红石火箭发射了1艘不载人MR-1水星飞船，由于推力矢量控制系统故障
未获成功。次年5月，水星-红石成功发射搭载1名航天员的自由7号（即MR-3号水星飞船），进行了
15min22s的亚轨道飞行。截止到1961年7月21日，共发射6次，失败1次，成功率为83.3%。
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
（王向阳）

<!-- 第 671 页 -->
美国
·628
土星系列（SATURNFAMILY）
土星（Saturn）系列运载火箭（见后图）是NASA专为阿波罗登月任务而研制的大型液体推进剂运载
火箭，先后研制的型号有土星1、土星1B和土星5等3种火箭。
1957年美国陆军弹道导弹局向政府提出研制大推力运载火箭的建议。1958年初该项建议得到采纳，
陆军弹道导弹局即着手研究。1959年将所研究的火箭正式命名为土星运载火箭。1960年陆军弹道导弹局
划归NASA领导，研制土星的任务亦转交该局负责。
土星1
土星1B
土星1
土星1
土星1B
土星5
SA-1~4
SA-5
SA-6~10
SA-203
SA-201~202
SA-501~512
SA-204~208
土星系列火箭

<!-- 第 672 页 -->
土星系列（SATURNFAMILY）
·629·
土星系列运载火箭的最终任务是用阿波罗飞船把3名航天员送往月球，并安全返回。
土星1火箭（研制型）：是执行阿波罗计划的第1个型号，用于阿波罗计划的早期地球轨道飞行试验
和发射飞马座宇宙尘探测卫星。其具体组成如下：
1）第1批（SA-1～4）由一子级S-1、上面级S-4的模拟件和载水的有效载荷构成；
2）第2批（SA-5）由一子级S-1A、二子级S-4和带测量仪器的顶端有效载荷锥体构成；
3）第3批（SA-6～10）由一子级S-1B和二子级S-4B组成，其中SA-6和SA-7载有带救生系统的阿
波罗飞船模拟件，SA-8～10载有与二子级连接的飞马座宇宙尘探测卫星。
土星1B火箭（改进型）用于：
1）不载人或载人阿波罗飞船地球轨道飞行试验；
2）土星5和飞船程序及部件、系统的试验；
3）发射天空实验室。
其具体组成如下：
1）SA-203由一子级S-1B、二子级S-4B和带测量仪器的顶端有效载荷锥体构成；
SA-202和SA-204）或阿波罗7号载人飞船（SA-205）或向天空实验室（SL-2，SL-1）运送航天员的载人
阿波罗飞船构成。
土星5火箭（最终型）：是专为实现阿波罗飞船登月而研制，目标是要在美国与苏联的登月竞赛中赢
得胜利。其具体组成为：SA-501～512由一子级S-1C、二子级S-2、三子级S-4B和阿波罗4号或阿波罗6
号不载人飞船或阿波罗8～17号载人飞船构成。
1961年至1972年12月底，在历时11年7个月中，土星系列运载火箭总共发射17次，其中11次为
载人飞行，6次为载人登月飞行。这是美国20世纪60年代规模最大、耗资最多的一项载人航天计划，到
1969年7月，总共耗资193亿美元（1965年币值）。其中近80亿美元用于研制运载火箭土星1（7.67亿美
元）、土星1B（11.27亿美元）和土星5（60.46亿美元）。
5运载火箭将无人的土星工场送入近地圆轨道，后3次用土星1B运载火箭分别将载有3名航天员的阿波
罗指令服务舱与土星工场对接。该项计划的经费约为25亿美元（1965年币值）。
土星系列运载火箭型号总体参数和运载能力列于下表。
土星系列火箭总体参数和运载能力
全长/m
运载能力/t
级数
型号名称
箭体最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
土星1
2
57.3
6690
6.53
508
9(圆轨道)
18(185km圆轨道，倾角为28.5°)
土星1B
68.63
589
2
6.6
7296
3
2 945.95
50（逃逸轨道，倾角为28.5)
土星5
110.04
10.06
34029
（孟佩弦，李宏）

<!-- 第 673 页 -->
美国
·630·
土星1（SATURNI）
土星1火箭
土星1火箭是美国为了实现载人登月的阿波罗计划而研制的第1种大型液体推进剂运载火箭，主要执
行近地轨道飞行任务。发展土星1的目的是推进大型运载火箭研制技术，通过飞行试验，获得多台并联发
动机推进系统的飞行工程经验，确定装有多台并联发动机的氢氧级的飞行和运行特性，以及推动制导和测
量技术的进步。土星1由NASA的马歇尔航天中心（MSFC）研制。研制工作于1958年开始，过程如下。
1958年8月15日，美国国防部先进研究计划局（ARPA）正式批准发展1种推力为6670kN的运载
火箭的研制计划，并委托陆军弹道导弹局（ABMA）负责研制。9月陆军弹道导弹局与洛克达因公司签订
了合同，发展推力为738kN的新型发动机H-1，10月又与普拉特·惠特尼公司签订了研制氢氧发动机
XLR-115的合同。
1959年初计划更名为土星计划，根据研究与发展规划，研制2批共10枚土星C-1运载火箭。
1960年1月1日，土星计划和其整套人员及设备全部移交给马歇尔航天中心。5月与道格拉斯飞机公
司签订了研制土星C-1火箭二子级S-4的合同。
1961年10月27日，第1枚土星C-1运载火箭SA-1发射成功之后，对第2批土星C-1火箭的设计进
行了一些重要修改。

<!-- 第 674 页 -->
土星系列（SATURNFAMILY）
·631·
1962年4月25日和11月6日，成功地进行了土星C-1火箭SA-2和SA-3的飞行试验。
1963年3月8日，第1批土星C-1火箭中最后1枚（SA-4）飞行试验获得成功。至此，土星C-1火箭
一子级S-1的研制试飞工作圆满结束。土星C-1火箭正式改称为土星1运载火箭。11月，XLR-115发动机
通过了验收试验并交付使用，发动机定型后命名为RL10A-3发动机。
1964年1月29日，成功地进行了SA-5火箭的飞行试验，5月28日和9月18日，又成功地进行了
SA-6和SA-7的飞行试验。由于土星1火箭在研制试飞阶段具有极高的成功率，因此在第7次飞行试验
（SA-7）以后，决定土星1运载火箭提前转入正式使用。
1965年2月16日，第8枚土星1火箭SA-9成功地将1颗飞马座（Pegasus）宇宙尘探测卫星送入轨
道。5月25日和7月30日，最后2枚土星1火箭SA-8和SA-10.各将1颗飞马座卫星送入轨道。至此，
土星1运载火箭研究与发展计划结束，火箭共进行了10次发射，成功率达100%。
土星1火箭是一种试验性火箭，通过飞行试验对火箭进行了不断的改进。第2批火箭与第1批火箭相
比，在设计上有许多不同，主要的设计变动见下表。
土星1火箭第1批与第2批的比较
系统和部件
第1批（SA-1～4)
第2批（SA-5~10)
备注
3
级数
2
一
子级前端有承受上面级传力的复
S-1级
简化结构、S-1级长度缩短
取消复合式桁架和锥形级间段
合式桁架、锥形级间段
贮箱长度/m
增加推进剂
17.03
18.86
防晃板
贮箱中装有防晃板
在贮箱的上、下底部增加防晃板
装有4个大型尾翼与4个小型
气动尾翼
无
提高动力飞行的稳定性
安定面
H-1发动机推力/kN
734.0
836.3
一
340.2
385.6
推进剂质量/t
一
每个贮箱内装15个独立的液
抽吸管道装流量计，利用正放泄
更准确测量液面高度，减
面传感箱，流量控制阀门根据指
液氧增压系统
由压力开关控制4个增压阀门：增
令控制气氧流量，不放泄；增压轻质量，改进压力分布特性
压管道通过中央贮箱的顶部集管
管道通过中央贮箱
48个容积为0.028m2氮气瓶，整
2个容积为0.566m²氮气瓶，
燃料增压系统
只增压70s
个飞行中增压
液氧连通
外圈贮箱有隔板和主管连通
通过储槽的Y型导管连通
增大推进剂利用率
改进流动特性
前置阀门
蝶形前置阀门
球形前置阀门
H-1发动机摆角
外圈4台可摆动土7°
外圈4台可摆动土8°
提高控制能力
模拟
真
S-4级
一
无
S-4级发动机燃烧室用氮吹除
液氧-固氧吹除处理
模拟
S-5级
无
取消了S-5级发展计划
增压式仪器舱（SA-5~7)，非
无（所有仪器设备装在S-1级顶
仪器舱
部锥形级间段）
增压式仪器舱（SA-8~10)
约3.6s系留时间
发射过程
约3.1s系留时间
改进性能减少发射架损坏

<!-- 第 675 页 -->
美国
·632·
下面对发射飞马座探测器的SA-8土星1火箭进行介绍。
SA-8火箭是1枚实用型土星1火箭，其飞行任务是将1颗飞马座宇宙尘探测卫星送入近地轨道。与以
往的土星1火箭相比，SA-8火箭明显的不同在于，它完全是1枚工业化生产出来的火箭。SA-8火箭的S-1
级由克莱斯勒（Chrysler）公司承包制造。SA-8火箭于1965年5月25日，从肯尼迪卡纳维拉尔角发射场
发射升空，成功地将飞马座卫星送入预定的近地轨道。
主要技术性能
级数
起飞质量
508 t
2
全长
57.3m
起飞推力
6690kN
最大直径
推重比
6.53m
1.36
运载能力
翼展
12m
9t(482km轨道)
一子级
级长
24.43 m
发动机
8XH-1
推进剂
6.53m
直径
液氧／煤油
起飞质量
436t
地面总推力
8X836.25kN
地面比冲
推进剂质量
386t
2 500.7 m/s
145s
工作时间
二子级
级长
发动机
12.65 m
6XRL10A-3
直径
推进剂
5.59 m
液氧／液氢
子级质量
真空推力
51.86 t
6X66.7 kN
推进剂质量
真空比冲
45.36 t
4 246.3 m/s
工作时间
490s（最大）
一救生系统
总体布局
指令舱
飞马座卫星
服务舱
仪器舱
SA-8火箭（见右图）由一子级（S-1)、二子级（S-4）、级间段、仪器
舱和带有救生系统的阿波罗飞船金属模型件组成。
S-4级
推进剂
|RL10A-357.3m
SA-8火箭S-1级的8台H-1发动机固定在尾段内的发动机架上，在
沉底火箭
发动机
反推火箭一
其上边的9个推进剂贮箱构成了S-1级的主体结构，S-1级通过其前裙段
与S-1/S-4级间段连接。S-1/S-4级间段中装有级间分离装置和液氧-固氧
S-1级
吹除处理系统，二子级的后裙段与级间段相连。二子级装有6台RL10A-3
氢氧发动机，采用共底结构的推进剂贮箱；并通过其前裙段与仪器舱相连。
火箭的制导与控制系统、遥测和测量设备以及辅助电源系统都装在仪器舱
内，而阿波罗飞船模拟件位于仪器舱上面的有效载荷对接件上，起到有效
H-1发动机
载荷舱整流罩的作用。
土星1（SA-8）火箭总体布局

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土星系列（SATURNFAMILY）
·633·
箭体结构
火箭的整流罩结构实质上是模拟的阿波罗飞船结构，在此不详细描述。
一子级结构
S-1级是硬壳式结构（见下图），长为24.43m，壳体直径6.53m。它由并联式推进剂贮箱、后裙、蛛
网形架以及发动机推力架组成。另外，在贮箱后裙上装有4个大尾翼和4个小型安定面。
发动机产生的推力通过发动机推力架传递给液氧贮箱，而液氧箱通过与其连接的蛛网形架将载荷传到
上面级。
土星1一子级
推进剂箱体是S-1级的主要组成部分，它由1个中央贮箱和8个外围贮箱并联组成。中央贮箱是液氧
箱，长为18.86m，直径2.67m，壁厚6.35mm。外围贮箱中有4个液氧箱和4个煤油箱，两者相间配置。
外围贮箱直径均为1.78m，壁厚2.3mm。外围液氧箱与中央液氧箱等长，煤油箱比液氧箱稍短，长为18.56m。
几个液氧箱由Y型集散器相连通。液氧箱为受力贮箱，中央液氧箱承受60%的载荷，外围4个液氧箱各
承受10%的载荷。在燃料箱的前底内部以及下边3个环形隔框之间安装了折叠式防晃板。同样，在直径
1.78m的液氧箱前底内部和下边的4个环形隔框之间也安装了相同的防晃板。
S-1级的箱体采用焊接性能较好的5456-H34铝合金板材。先将铝合金板裁成一定尺寸，滚压以后用自
动焊接法焊接成圆筒。每个圆筒用点焊装上两个隔框。半球形的箱底采用整块5086-A铝合金板旋压而成。
箱底成型以后，镶在圆筒两端的里面，用圆周围焊接法焊接。推进剂箱两端前、后裙段的直径与箱体的直
径相同，裙段由桁条、隔框和蒙皮构成。结构彼此独立的9个推进剂箱体，两端分别固定在上端的蛛网形
架和下边的发动机推力架上。
蛛网形架是一、二子级之间的接合部件，通过级间段，蛛网形架把一子级与二子级连接在一起。蛛网

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美国
·634·
形架有8个臂，由工字型梁铆接而成，材料是7075-T6铝合金。在蛛网形架的8条边上，原装有48个给
煤油箱充压的高压气瓶，而在实用型的SA-8火箭上改为只装2个氨气瓶。蛛网形架的下边装有推进剂箱
的定位销钉。
发动机架位于推进剂箱下边，它包括1个中央圆筒和8个支撑臂。由圆筒底、纵梁和切力板等零件在
成型机上制成中央圆筒的骨架，然后蒙上蒙皮。蒙皮上有纵向加强肋。圆筒的直径与中央液氧箱相同。圆
筒的材料为7075-T6铝合金，筒底部有4个发动机的支承座，8条支撑臂均匀分布在它的周围。
支撑臂是一桁架式结构，其中4条支撑臂上面装有发动机的常平推力座，这4条支撑臂与另外4条在
结构上略有不同。
一子级的尾部安装了4个面积为11.15m²的大尾翼和4个面积为4.64m²的小型安定面，以提高火箭
动力飞行时的气动稳定性，并作为火箭竖立在发射台上的固定点和支撑点。4个尾翼沿着一子级尾部周向、
彼此呈90°固定在推力结构上。4个较小的安定面对称布置在尾翼之间。
考虑到底部加热问题，一子级尾部的蒙皮制成裙状，同时使外圈相邻两发动机之间的蒙皮向内凹进。
在燃烧室之间嵌以厚的防火壁。防火壁用石英纤维布制成，外表面有反射率很高的镀金板。为保护一子级
的泵、阀门、控制装置和测量设备等重要的发动机组件免受高温气流的喷蚀，使用了一种柔性防热屏，8
台发动机的喷管穿过它伸向外边。防热屏由玻璃纤维织物、硅橡胶材料和硅化纤维制成，并涂有反射涂层。
在防热屏和助推火箭底部之间装有1个防热罩，它在空气中部分固化，并在飞行加热的过程中完全固化。
二子级结构
S-4级（见下图）长为12.65m，直径5.59m。它由前裙段、推进剂贮箱、后裙段和发动机推力结构等
4个主要组件构成。
土星1二子级

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土星系列（SATURNFAMILY）
·635·
二子级的贮箱在设计中吸收了雷神火箭贮箱的设计思想。贮箱为一整件刚性圆筒形结构，箱体由共底
分为上、下两部分，上部为液氢箱，下部为液氧箱。贮箱的箱壁、箱底以及共底面板均由2014铝合金板
制成。贮箱的箱壁用网格加筋加强，箱底用整体径向加筋加强。在金属板加工成贮箱外形之前，先用机械
铣加工网格，即先用厚1.27cm的2014铝合金板铣成具有24.1cm边长的方形网格的壁板，网格加筋角度
为土45°，然后采用纵向对接焊将壁板拼焊在一起，周向共由3块弧形壁板焊接而成。
共底是一种由2014-T6铝合金面板和非金属材料蜂窝夹芯组成的厚度为4.44cm的蜂窝夹层结构。作
为液氢箱和液氧箱的共底，蜂窝夹层底板还起到阻止热流由液氧流入液氢的绝热作用。共底的两个面板均
由9块2014-T6铝合金球面三角形板制成。先将球面三角形板对接焊在一起，然后将面板沿周边对接焊到
挤压成型的2014-T6铝合金Y形环上。最后面板凸面向上粘在夹芯上，一次粘一块面板。装配好的共底用
结构搭接焊和机械固定件连接到后底上。
二子级的后裙段与一子级相连接，并在两级分离时随一子级一同分离。前裙段与后裙段的结构相似，
它起着连接二子级和仪器舱的作用。
仪器舱结构
SA-8火箭的仪器舱直径为3.91m，高0.86m。它是一个非增压式实用型仪器舱，与先前在试验型土
星1火箭上使用的仪器舱相比，其质量和高度均小于后者。新型仪器舱内装载的电子设备沿仪器舱周壁固
定，并通过冷却板降温控制设备的环境，而原设计中的承受增压气体的中央圆筒容器被去掉。
推进系统
土星1火箭一子级的推进系统采用8台H-1并联发动机，总推力为6690kN，推进剂为液氧和RP-1
煤油。H-1发动机是泵压式液体火箭发动机。为提高火箭性能，二子级采用6台RL10A-3泵压式氢氧发动
机，发动机并联总推力达400.3kN。
一子级推进系统
一子级装有8台H-1发动机，而实质上是按7台发动机的推力来设计的，第8台发动机是为提高子级
的工作可靠性，改善发射性能而准备的。8台发动机配置成内、外两圈（见后图），内圈4台固定在发动机
架的中央圆筒上，发动机与火箭轴线成3°夹角，4个固定点连成一个正方形，其外接圆半径为0.98m。外
圈4台发动机用常平架安装在发动机架的4个撑臂上，发动机与火箭轴线成6°夹角，径向最大摆动角为
10°，侧向为土8°。4个常平架连成一个正方形，其外接圆半径为2.43m。内、外圈发动机交错配置。
发动机
一子级采用的H-1发动机由洛克达因公司通过提高丘比特导弹S-3D发动机的推力改进而成。H-1发
动机的地面推力为836.25kN，地面比冲2500.7m/s，工作时间145s，喷管形状为钟形，材料是镍基合金，
膨胀比8。
H-1发动机的主要部件有推力室组件（见后图）、燃气发生器、自燃点火剂容器、涡轮泵组、火药启动
器、控制阀和故障探测器。
推力室组件由燃烧室、隔板式推进剂喷注器和整体式液氧汇流室组成。推力室为管束式的，由许多A
型断面的镍管钎焊而成。推力室采用再生冷却。煤油从燃烧室顶部的钢制环形分配歧管进来，通过管束向
下流到喷管出口的环形回流歧管，最后通过喷注器喷入燃烧室。

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美国
·636·
IⅡ
尾翼Ⅱ
冷却套
安定面
液面高
度
外圈发动机
（4推力室）
分配歧管
内圈发动机
（4推力
室
8
钢带
底视图
回流歧管
IV
H-1发动机与尾翼的相互位置示意图
推力室组件
涡轮泵组包括1个两级涡轮、2台离心泵和1个齿轮箱。涡轮通过齿轮箱带动2台离心泵。外圈4台
发动机的涡轮排气通过一个热交换器后被吸入发动机喷管。
火药启动器（见下图）在启动时供应涡轮初始功率。火药启动器外壳用钢制成，内装2.7kg硝酸铵。
药柱是同心式的，有3层。
软质密封圈
外层药柱外壳
阻燃剂
中间药柱
引火丸
点火器
炸裂隔膜
护圈
内层药柱
加压嘴
卡环
炸裂隔膜
软质密封圈
螺栓（30枚）
火药启动器
在涡轮启动以后，由燃气发生器为其提供动力。燃气发生器包括1个钢制的半球形燃烧室和1个喷管，
使用发动机的推进剂，采用富燃料混合比。燃烧室壁用薄膜冷却法冷却。燃气发生器的推进剂流由装在燃
料和氧化剂主阀门后面的2个弹簧阀来控制。这样，当任何一个主阀门出了故障而未能打开时，燃气发生

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土星系列（SATURNFAMILY）
·637·
器都不会产生燃气，保证发动机的安全。
液氧主阀门组件是液氧流动的调节阀，又是发动机启动和关闭的控制机构。它包括1个球形前置阀和
1套活塞控制器。
为了避免因故障而使发动机爆炸，设置了发动机故障探测器。在发现故障以后，探测器立即发出关闭
发动机的信号。故障探测器包括燃烧室压力计、振动探测器、涡轮转数计、推进剂温度计和燃气发生器温
度计。
H-1发动机的工作流程：倒数计时时，按准备信号打开泵前阀门。推进剂充填燃烧室阀门以上的发动
机部分。根据发射指令，启动电脉冲点燃电爆管后，火药启动器工作，火药燃气经过滤器并通过涡轮喷嘴
吹动涡轮。涡轮在火药启动器的初始功率作用下加速，泵出口压力升高。当燃料泵后压力升高至一定值时，
推动液氧主阀门的活塞，活塞带动曲柄连杆装置使球形阀打开，液氧开始喷入燃烧室。同时，曲柄上一个
凸轮转动打开另一点火阀，煤油通过点火阀和自燃液体点火系统的煤油歧管进入三乙基铝自燃液体容器。
自燃液体在压力作用下，冲破薄膜进入燃烧室喷注器最外围点火喷嘴，喷入燃烧室与液氧接触即行燃烧，
形成空心的锥形火焰。涡轮泵继续加速，燃料主阀门被推开，大量煤油进入燃烧室，开始猛烈燃烧。燃气
发生器也同时开始正常工作。发动机进入正常工作，启动程序结束。此后，发动机推力的大小靠调节燃气
发生器控制阀来控制燃气发生器的推进剂流量，即依靠调节涡轮泵的功率大小来进行调节。
当发动机准备关机时，控制系统发出关机信号，关机电脉冲点燃2个并列的电爆管，火药燃气爆破1
个隔膜，煤油进入液氧主阀门活塞的另一腔，活塞在弹簧力作用下移动，带动曲柄连杆装置将液氧主阀门
关闭。燃气发生器断绝了液氧的供应而熄火，涡轮转数下降，泵后压力降低，煤油主阀门，燃气发生器阀
门在弹簧作用下逐渐关闭，发动机关机。
H-1发动机系统见下图。
NC:通常关闭
1一液氧进口；2—燃料进口；3—推力“正
常”压力开关：4一三通针形阀：5一液氧
主阀门；6一燃料主阀门；7—点火监视阀：
8一程序阀；9—自燃引火剂容器：10一节
流孔：11—泄放塞；12—涡轮泵；13—阀；
14一燃气涡轮：15一控制阀；16—单向阀；
18
17—氧气歧管；18一热交换器；19—推力
I3NC
室；20一排气：21一点火器：22一燃气发
生器燃烧室；23一燃气发生器固体推进
剂：24一吸气器：25一快速脱落接头；26
一泄放塞；27—过滤器；28—润滑油泄放
28
20
26
安全阀：29一燃料添加剂搅拌装置
27
H-1发动机系统

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美国
·638·
推进剂系统
SA-8火箭S-1级的推进剂系统是在试验型土星1火箭推进剂系统的基础上，通过不断改进而得到的。
该级的燃料系统（见右图）包括4个燃料箱，
每个燃料箱向内圈的1台发动机和外圈的1台发
至液氧-固氧吹除系统
至液氧吹除系统
动机供给燃料。每条抽吸管道中都装有球形前置
阀，当发动机发生故障或遇有其他危险时，球形
.氮气0.57m
阀便关闭。燃料箱的底端还安装了Y型连通管
氮气0.57m
贮球
贮球
道，以保证所有燃料箱中液面高度一致，以及当
某一台发动机发生故障时，将燃料送给其余的发
10
动机。另外，在每个燃料箱内分别装上15个独
立的液位传感器来测量流量。
S-1级液氧系统（见左下图）包括中央液氧
箱和外圈的4个与燃料箱间隔放置的液氧箱。与
燃料系统一样，外圈每个液氧箱分别向1台外圈
发动机和1台内圈发动机供给液氧。液氧系统使
用了重新设计的液氧连通装置（见右下图），在
S-1级燃料系统
外圈液氧箱上加了储槽，而不再需要原设计的主
1一高压正常开关；2一标准阀；3一高压球（2个）：4一单向阀：
管和隔板系统。这种设计能保证当内圈发动机关
5一过滤器：6一快速脱落接头；7—过滤器；8一增压控制阀（3个）；
机后，外圈有1台发动机发生故障时，剩留在该
9一节流孔（3个）；10—安全阀：11一增压开关：12—标准阀；
台发动机相应贮箱中的液氧可分配到其他贮箱
13一通气阀；14—快速脱落接头
中，原设计则不行。同样，每个液氧箱中装有
15个液位传感器。
燃料传
燃料连
输组件
通管（4)
液氧聚
燃料聚
集室(5)
集室（4）
液氧抽
液氧连
吸管（8)）
通管（4）
燃料抽
吸管（8）
S-1级液氧系统简图
1一安全阀：2-安全阀（2）；3一通气阀；
4一应急通气开关组件；5一安全和增压开关组件；
6—标准阀：7—地面增压口；8—流量控制阀：
9一单向阀：10—快速脱落接头：11一热交换器：
12一单向阀（8）；13—防晃板
S-1级液氧连通和抽吸管道

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土星系列（SATURNFAMILY）
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增压系统
S-1级液氧增压系统用氧气流量控制阀来调节增压用的氧气流量。控制阀感测中央液氧箱中的压力，
并据此调节热交换器的输出（气氧）至所需的压力。该系统无需通过放气来控制贮箱压力，因而能增加有
效载荷，防止二子级产生的氢气和一子级放出的氧气发生接触，从而提高了安全性。
燃料增压系统使用2个容积为0.566m?的球形氮气瓶代替48个容积为0.028m的气瓶，使结构质量
减小。高压氮气瓶通过歧管为燃料箱增压，氮气压强通过安置在集气管系统的3个燃料箱增压阀加以控制。
这些阀由该系统的一个压力开关的电力驱动。在火箭动力飞行段，这3个增压阀根据飞行程序装置给压力
开关的信号按程序动作，压力开关将增压阀插入压力系统或断开。通过打开或关闭阀门来调节增压值，以
保持贮箱符合规定的压力要求。一子级飞行70s后，关闭燃料压力阀，停止增压。2个气瓶中的氮气便经
歧管通向液氧-固氧处理系统气瓶。
推进剂利用系统
S-1级的推进剂利用系统采用电容式液位计和非连续式光学系统液位计作为推进剂液位的敏感元件。
其中光学传感器放在9个推进剂贮箱中的12个预测点上，并用15m长的特氟隆装具串联接起来。在
火箭飞行中，当液氧和燃料液面通过每一传感器时，便发出信号，并将信号下行传输至中心控制站。所得
数据将用来分析和研究推进剂及其混合情况，并控制一子级的推进剂利用系统。
二子级推进系统
发动机
二子级的发动机系统由6台RL10A-3氢氧发动机
并联组成。RL10A-3发动机由普惠公司研制，定型前
称为XLR-115发动机。发动机真空推力66.7kN，真空
比冲4246.3m/s，推进剂混合比5，最长工作时间490s。
RL10A-3发动机（见右图）由推力室组件、涡轮
泵、自动器以及高能点火器构成。
推力室为管束式结构，整个推力室由长管和短管各
180根钎焊而成，管子为长方形变截面A1SI347不锈
钢管。推力室膨胀比为40。推力室用液氢再生冷却。
发动机的喷注器（见下图）为同心喷注型，在每一个喷
孔上，中间喷射液氧流，而周围喷射环形氢气流，两股
射流相剪切便实现了二组元的混合。喷注器面上装有中
央分配器，用来把二组元分开并使液氧流汇集。
J心
RL10A-3发动机
喷注器截面图

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美国
·640·
涡轮泵由两级离心泵、单级液氧泵、诱导轮、齿轮减速装置和两级反力式涡轮组成。涡轮由来自推力
室冷却套的气氢驱动，气氢从整个圆周的一段进入。涡轮泵的轴承和齿轮采用润滑油来润滑，并且用氢气
对其进行冷却。涡轮泵的结构如下图所示。
液氧泵
液氢泵
涡轮
联动装置
涡轮泵剖面图
发动机采用高能电点火
节流阀
系统，点火器装于喷注器中央
的凹处。点火器系统的大部分
液氧泵
组件直接选自普惠公司研制
的J-57涡轮喷气发动机。
发动机的工作原理见右
调节阀
图，在T一20s左右，发动机
溢流阀
分流器
进入预启动状态，发动机系统
管路都充满推进剂，推进剂泵
涡轮
预冷到能够承受低温流体的
液氢泵
状态。此时，级间阀门和燃料
泵后阀门打开，有少量推进剂
溢流阀
流到燃料主阀门处。发出启动
信号后，燃料主阀门便打开，
氢气喷入燃烧室；与此同时，
RL10A-3发动机工作原理
随着液氧泵出口压力的自动
升高，液氧控制阀打开，使氧化剂也喷入燃烧室。点火器开始工作，引燃推进剂混合气体，完成点火。点
火之前，流经冷却套的少量液氢在推力室壁温下汽化，气氢驱动涡轮，使其开始加速。此后便在燃烧室压
力很低的情况下开始喷注。随着涡轮转速的增大，发动机逐渐达到额定推力。当发动机工作要结束时，液
氢贮箱中的燃料液面探测器发出关机信号。在第1台发动机显示出作用于压力开关的推力降低后，便发出
一信号，所有6台发动机上的电磁阀打开。在弹簧力作用下，液氧和燃料箱入口处的截流阀关闭，并截断

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土星系列（SATURNFAMILY）
·641·
了液氢、液氧向推进剂泵的流动。同样关闭了主燃料截流阀，关闭液氧流量控制阀的控制定位器，发动机
关机。
推进剂利用系统
火箭二子级的推进剂利用系统见下图，它包括测量推进剂质量的电容式传感器、比较质量的求和装置、
消除周期性干扰的成形网络和6个随质量误差信号而改变液氧流量的控制阀。推进剂利用系统的作用是：
1）实现对流量的控制，使发动机关机时推进剂剩余量不超过227kg，同时保持发动机推进剂混合比5
的误差在土10%范围之内；
2）控制推进剂加注，准确地指示已加注的推进剂量；
3）在飞行中为遥测系统提供推进剂剩余量的信号；
4）为推进剂耗尽逻辑开关系统和贮箱增压系统提供信号。
加注和遥测
伺服平衡
液氢电桥
液氢
液氢质量
?
传感器
液氧质量
液氧
伺服平衡
液氧电桥
增益
加注和遥测
变化
液氧阀门
液氧阀门
成形网络
控制回路
二子级推进剂利用系统框图
二子级推进剂利用系统采用霍尼维尔（Honeywell）公司制造的电容式液位传感器，装于该级的每一个
贮箱中。当传感器构成的随动平衡电桥不平衡时，伺服电机便动作，由反馈电位计再平衡。在电桥再平衡
过程中，伺服电机给出信号到推进剂利用系统流量控制阀，同时给出加注情况信号、遥测推进剂剩余量信
号及逻辑开关信号等。每台发动机都有自己的推进剂耗量控制阀。
S-4级推进剂利用系统电路见后图。
推进剂排气系统
SA-8火箭的S-4级上装的新型排气系统是无推进力和不产生转动力矩的系统。它是为发射飞马座卫星
专门设计的，以便卫星能稳定地收集正确的数据并将其解译。
S-4级推进剂箱中的气态氧和氢蒸发出来，通常被排泄到火箭外，使火箭向排气的反方向转动。这种
滚动将对飞马座卫星的性能产生有害影响。
道格拉斯航空公司的设计方案是：在该级的每个液氧和液氢贮箱上装1套相同的阀门，蒸发出的气体
由独立的铝导管输送到子级的顶部，并排入各自独立的、相互垂直安置的直径为7.62cm的管路中。气态
的氧和氢通过相匹配安装在管路终端的阀门排放出去；大小相同，但方向相反的推力通过各个阀门，从而
减少了滚动。氧和氢的排气工作彼此独立。

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美国
·642·
WsSinot+WHA
伺服马达
KM
TmS+1
SWH
K
加注和遥测
KHP
液氢电桥
W偏压一
△Wssin@t+△WL
伺服马达
增益
TmS+1
变化
发动机关机臂
Kv
遥测和加注
Ks（T2S+1)
液氧电桥KLP
成形网路
(T3S+1)(TIS+1)
加法线圈
AW
VL
KMV
O
Ov
TeS+1
TMVS+1
TvS+
AW
VH
阀门（典型的）
△WHu
KvP
阀门驱动装置（典型的）
S-4级推进剂利用系统电路
分离系统
土星1运载火箭的级间分离系统主要包括4个推进剂沉底
起爆器（2个）
火箭、4个固体推进剂反推火箭和4个爆炸螺栓。
4个爆炸螺栓安装在一、二子级级间段与二子级后裙段之
沉底火箭
和整流罩
间的分离面上。每个螺栓组件基本上由螺栓、装在螺栓头部与
二子级后裙之间的弹簧组件以及级间段上端环框下边的易碎螺
母组成，螺母上开有两个空腔，内装爆炸装药。
固体推进剂反推火箭2KS-36250由航空喷气通用公司研
点火器
制。火箭彼此相隔90°，对称地安装在一子级上端的蛛网形架上，
并位于两个尾翼之间的中央线上。反推火箭的喷管指向前方，
与火箭的纵轴成12°夹角，反推火箭的推力矢量通过一子级的压
心。
推进剂沉底固体推进剂火箭对称地放置在二子级的后裙
段，喷管向下，与火箭纵轴成35°夹角。推进剂沉底火箭的安装
分离示意图
部位及其与二子级的连接固定方法见右图。在推进剂沉底火箭
点火装置（2个）
外面还套有整流罩。
土星1火箭的一、二子级之间采用冷分离技术。当一子级
推进剂沉底火箭的安装部位及连接
外圈的4台发动机根据液氧箱内液面传感器探测的信号耗尽关
机后，约2s内，二子级上的4个推进剂沉底火箭点火。2s之

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土星系列（SATURNFAMILY）
·643·
内，一子级上的4个固体推进剂反推火箭也开始点火。
在反推火箭点火前，由计算机发出分离指令，使连接两级的爆炸螺栓点燃，炸裂易碎螺母，并在弹簧
力的作用下抛掉螺栓，从而使两级分离。推进剂沉底火箭的工作时间为3～4S，反推火箭的工作时间则为
2s。一子级和二子级在发出分离信号后1.1s完成脱离，此时两级相隔3.6m。二子级在发出分离信号后1.7s
点火，在级间分离后约12.8s，就将二子级上的4个推进剂沉底火箭抛掉，以减小质量。二子级在发动机
关机后并不与有效载荷部分分离，而是随同飞马座卫星一起进入轨道。
控制系统
SA-8火箭采用全惯性制导控制系统（见下图），按自适应制导和控制模式工作。与试验型土星1的控
制系统的主要区别在于去掉了老式的ST-90平台，而采用了ST-124稳定平台。
反作用控
制喷管
控制加速度计
指令接收机
三子级摆动
发动机作动器
Xxy=
姿态敏感元件
p-x
四常平架平台
二子级摆动
制导信号处理机
控制计算机
5.n.s
及电子设备
发动机作动器
加速度计
一子级摆动
发动机作动器
速率陀螺
数字制导计算机
β
网络指令
土星1控制系统框图
制导系统
制导系统包括3个重要的组成部分：ST-124稳定平台、ASC-15数字式通用制导计算机和制导信号处
理机（见后图上）。
ST-124稳定平台既为制导系统提供惯性基准坐标，也为控制系统提供基准姿态。该平台有4个常平架，
可以无限制地绕3个轴任意转动。装在稳定平台上的主要元件和常平架的排列见后图下。常平架转动角度
的记号和飞行器在发射位置时的取向相对应，从里向外分别记为，滚动）、p（俯仰限制）、，（偏航）和
Φop（外俯仰）。装在里面的稳定元件有：3个稳定用的单自由度陀螺、3个摆式积分陀螺加速度计（敏感轴
互相垂直安装）、3个供飞行前调整用的摆、1个棱镜和1个供方位校正用的数字编码器。各个陀螺、加速
度计和摆均用气体轴承。每个常平架上装1个扁平的分解器，供制导和稳定使用。另外，俯仰限制使常平
架的角度限制在土2°以内，仅在瞬变状态下不等于零。

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美国
·644·
土星制导信号处理机
计算机
平台
速率指令和
外俯仰常
编码器反馈
姿态指令模
平架指令
姿态指令
1500Hz
数及有关
姿态指令模
模数及
信号源
电子
数及有关
外俯仰常
有关电子
电子设备
设备
设备
平架指令
分解器
平台分解器
分解器及
分解器
Xx
1800Hz
及假程序
假程序
及假程序
信号源
平台分解器
电源通断
解调器
解调器
解调器
程序器
加速度计
到俯仰控制
输人
到滚动控制
到偏航控制
数据和指令
到遥测设
计数器
备的指令
加速度计缓冲
加速度计信
器和成形电路
累加器
号（三轴）
移位寄存器
遥测系统
网络程
飞行指令系统
和地面设备
序器
制导信号处理机
+y
中间常平架
（滚动）
（俯仰限制）
（偏航）
+Z
（外俯仰）
螺
陀
重复常平架
OA
X陀螺04
SR
ySRA
SRA
04
飞行器
惯性
构架
常平架
加速度计
外常平架
Y陀螺
（偏航）
(滚动）
p俯仰
（外俯仰）
限制）
方位模拟一
棱镜数字变换器
ST-124稳定平台的常平架排列和元件配置情况

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土星系列（SATURNFAMILY）
·645·
土星1火箭采用的制导计算机是IBM公司的ASC-15数字计算机。
制导信号处理机主要的微型组件有：姿态指令分解器系统（包括频率信号源和解调器）、遥测移位寄
存器和计数器、加速度计信号整形器、计算机接通程序器、无线电指令系统的开关或各式遥测信号整形器。
制导系统根据现时的飞行坐标和火箭参数计算出制导指令和关机指令，每隔约1s计算一次。制导计
算机的时钟机构给出从发射计时算起的时间。由于结构和控制方面的问题，一子级俯仰程序是按时间进行
给定的。
下图指出了土星1所用制导设备的方案。新算出的方向和现时要求的姿态方向在数字计算机中进行比
较，其差值通过1个标定常数变换为期望的姿态校正率，其形式为一直流电压信号。这个信号经调制和放
大后加到速率伺服机构，其输出信号依次送至指令分解器和增量编码器。编码器的输出经适当整形以后送
至计算机存储起来，以便和下一周期中算出的期望角度进行比较。
信号处理机中的指令分解器得到的空间固定分量，用装在稳定平台常平架上的4个分解器，变换为在
实际运载器坐标系内的分量。分解器的输出信号经滤波器送至解调器进行解调，产生供控制系统使用的姿
态误差信号。若这些误差为零，那么飞行器的实际坐标系和期望坐标系重合，推力沿最佳方向作用。
制导信号处理机
制导计算机
控制计算机
稳定平台
要求指令
速率同
与前相同
服机构
常平架位置
现时指令
（飞行器姿态)
编码器
俯仰误差
分
分
分
分
分
分
分
滚动误差
解器
解器
解器
解器
解器
解器
解器
$2
偏航误差
X:
Py
中op
Xx
%y
Φr
Ppl
姿态控制指令机构的信号流通
姿态控制系统
土星1姿态控制系统（参见后图）的主要职能为：测量与计算火箭姿态、摆动发动机，以保证在一子
级动力飞行段，一、二子级间分离时和二子级动力飞行期间火箭的稳定。
姿态控制系统的重要组成部分是控制计算机，它是1台模拟装置。从稳定平台、控制加速度计以及速
率陀螺得到火箭的姿态误差信息后，控制计算机完成某些计算，再向摆动发动机发出适当的控制指令。
控制计算机的主要组件有：伺服放大器；整形网络和增益程序器。
伺服放大器使用1个供信号混合和定标用的磁放大器。对放大器的输入要进行极性选择。在整形网络
中仅使用无源元件。增益程序器是1个简单的凸轮机构，由1个同步电机驱动。用凸轮调节电位计的位置，
以便给定每个通道的增益值。

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美国
·646·
俯仰
加法和
液压作动作动器
伺服回
器系统
路放大
XR
器
数字制导
步进程序变化用的时间
Bp
β
计算机
Xy
脉冲从S-I到S-IV等各
位置反馈
级分离的计算机输出
Xp
通往S-1或S-4级4个摆动
超前网络
发动机（1.2.3.4号）的典型俯
仰、偏航和滚动控制指令
整形
放大
a0
稳定平台
增益程序
网络
加法和
解调器
偏航
液压作动作动器
伺服回
姿态位
超前网络
路放大
置误差
器系统
(S-4级)
器
整形
放大
B
β
增益程序
解调器
网络
位置反馈
超前网络
整形
放大
0
设备的信号
步进程序
网络
解调器
从缓冲放大器到遥测和地面
送往相应加法和伺服
β
回路放大器的指令信号
放大
整形
a1
解调器
网络
步进程序
速率陀螺
偏航-俯仰
加法和
作动器
组件
液压作动
整形
伺服回
放大
a1
器系统
路放大
解调器
网络
步进程序
姿态速率
器
(S-1级）
?
整形
位置反馈
放大
21
网络
步进程序
解调器
通到S-4级2个摆动发动机(5、6
号）的典型的俯仰和偏航控制指令
与箭体固
整形
放大
92
偏航-俯仰
加法和
边的控制
解调器
网络
增益程序
液压作动作动器
加速度计
伺服回
(S-1级）
路放大
器系统
放大
器
整形
92
B.,
解调器
增益程序
网络
位置反馈
?
控制信号处理机
4飞行控制计算机
(S-1级）
(S-4级)
②
?
?
?
?
6个摆动发动
4个摆动发动机
(6个作动器系统)
(8个作动器系统)
(c)S-4级发动机的配置
4个固定发动机
4个固定的非操纵稳定尾翼
(b)S-1级发动机的配置
土星1控制系统

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土星系列（SATURNFAMILY）
·647
姿态控制系统见下图。
速率陀螺
伺服作动
平台
器系统
ao-gx
反馈
增益程序
风扰动
传感器
控制加
速度计
伺服
敏感
作动器
简化的刚体飞行器动力学
控制计算机
元件
系统
姿态控制系统
,p,分别为姿态角位置、速率和加速度：a,Q,82为控制系数；β为控制偏差；Ci为空气动力恢复系数；K4为单位β的侧向加速度；
C2为控制力矩系数：K为单位α的侧向加速度：α为气动攻角；K为与间的交连系数；α为风攻角：y为垂直于火箭纵轴的加速度
图中相关公式如下。
1）角方程：α=Φ+α@；
2）力矩方程：=~C2β-Cα；
3）控制加速度方程：g=K4β+Kα+Kg；
4）姿态控制方程：β=ao+aΦ+821。
当送至控制计算机的姿态误差信号首先进入增益程序器时，便根据预定的方式产生连续的增益程序信
号，这些信号通过整形网络使之具有所需的动态响应特性，然后送至伺服放大器，它使信号具有适当的增
益定标和极性，以便驱动发动机作动器上的伺服阀。每台发动机作动器的反馈信号也送至伺服放大器。
火箭的控制系统已最大限度地形成了一个统一整体。控制系统的数据信号由一条通过火箭各级的主干
线送至相应的摆动发动机作动器上。当一子级燃尽分离时，控制系统的数据信号就送至二子级。
一子级的控制力由测向推力分量获得，当外圈4台发动机根据飞行控制计算机的各种控制指令而摆动
时，便产生侧向推力分量。此外，一子级还装有尾翼，以便在动力飞行期间增加火箭稳定性。
飞行控制系统利用空气舵和摆动发动机产生控制力矩，用以稳定火箭。在较稠密的大气中做动力飞行
时，空气舵将提供稳定用的控制转矩。大约在一、二子级级间分离前30s时将空气舵抛掉。
二子级6台发动机安排成星形。通过6台发动机摆动产生控制力。在级间分离期间，便开始将飞行控
制计算机的指令信号转到二子级的摆动发动机上。
液压系统
土星1火箭的各级均采用摆动发动机控制推力方向。液压系统（见后图）操纵发动机的摆动。虽然土

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美国
·648·
星1的二子级使用低温推进剂，但由于飞行时间较短，液压系统仍能正常工作。
预过滤旁
通阀
放液阀
伺服
控制阀
主液压泵
液压
作动器
滤油器盖出口
液压组件
放液阀
放液阀
热断路开
关
差压指示器
辅助泵
高压传感
止回阀
放液阀
高压快速
低压安全阀
断开接头
个快速断开接头
电动机组件
滤油器
充气阀
放液阀
高压安全阀
出油口
贮油器油量指示器
蓄压器、贮油器及歧管
一子级摆动发动机的液压系统
一子级上设有4个独立的闭环液压伺服系统，各摆动1台外圈发动机，每个系统包括2个电动液压作
动器，1个主液压泵和1个辅助泵。
每台发动机的摆动由2个线性等面积的双动活塞型作动器控制。2个作动器的工作由飞行控制计算机
的指令信号操纵。
液压泵在飞行期间提供液压液体，操纵作动器。该泵由发动机涡轮泵传动法兰盘带动。辅助泵是电动
的，在飞行前进行冷摆动，检查操作时由辅助泵提供液压流体。
一子级液压系统在每个回路中除有作动器外，还有液压组件；此组件由储油器、蓄压器及歧管构件组
成。
二子级有6个独立的闭环液压作动系统。该系统与一子级上采用的相类似，只是结构上有所不同。例
如，二子级中只有1个作动器与蓄压器、储油器及歧管部件组装在一起，其余的作动器仅与1个储油器组
装在一起。
二子级摆动发动机的液压系统见后图。

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土星系列（SATURNFAMILY）
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2322
21
20
18
二子级摆动发动机的液压系统
1一主液压泵：2-温度传感器；3—低压传感器：4-高压传感器；5—滤油器组件：6-辅助泵：7—温度传感器：8-温控开关：9一推力结构：10一作动器：11-快速脱落接头：
12一系统滤油器；13一快速脱落接头：14一压力传感器：15一充气阀；16-压力计和开关：17一低压平衡安全阀：18一蓄压器与贮油器；19一蓄压器；20一贮油器；
21一贮油器油量指示器；22一反馈电位计：23一作动器：24一作动器泄放阀；25一差压传感器；26一作动器泄放阀；27一作动器定中心装置：28一伺服阀；29—作动器旁通阀；
30一滤油器：31一预过滤阀：32-经过滤的液压油泄放口：33一高压安全阀；34一程序阀
649·

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美国
·650·
遥测和跟踪系统
实用型土星1火箭（SA-8）的遥测和跟踪系统基本上与试验型土星1的相同。
遥测系统
火箭的遥测系统主要采用FM-FM系统、PDM-FM-FM系统、PAM-FM-FM系统和SS-FM系统。其中，
FM-FM系统是在丘比特火箭和潘兴导弹计划中验证过的系统。它具有17个副载波振荡器的容量，并且能
以10bit/s的速率（瞬时值）在1个或2个副载波通道上提供信号转换。输入数据是直流电压信号，电压
范围0~5V。
SS-FM系统（见下图）用来采集振动数据，其容量为15个数据通道，频率30～3000Hz，遥测仪功
率为2W。
天线
通道
机械式带通
1.74~4.74kHz
0000~00
452~455kHz
455~458kHz
滤波器
平衡调制器
kHz
平衡调制器
455~458kHz
455~458kHz
数据
6
459.74kHz
455kHz
50~3000
通道
6.48~9.48
机械式带通
452~455kHz
455~458kHz
2
调频发射机
kHz
滤波器
平衡调制器
平衡调制器
kHz
455~458kHz
455~458kHz
数据
放大器
464.48kHz
455kHz
...
通道
50~3000
机械式带通
455~458kHz
452~455kHz
68.1~71.1
平衡调制器
15
kHz
平衡调制器
滤波器
455~458kHz
kHz
455~458kHz
数据
到调制器
455kHz
464.48kHz
99
同步音调75.88kHz
频率合成器
SS-FM系统框图
跟踪系统
跟踪设备包括超高频多普勒系统（UDOP）、C波段雷达信标机AN/DPN-55、相位比较电子跟踪系统
（AZUSa）应答器、导弹轨迹测量系统。火箭的电气系统为跟踪设备提供电力。
超高频多普勒系统是当时用来跟踪火箭的最精确的系统之一。箭载脉冲式转发器与地面站的发射机和
接收机构成一个椭球体。地面站的发射机和接收机位于椭球的焦点，而箭载转发器位于椭球表面。根据3
个点之间的距离，按几何学原理即可确定火箭在空间的位置。
C波段雷达信标机AN/DPN-55是一个高功率跟踪辅助设备，用来扩大精确跟踪系统AN/EPS-16C波
段雷达地面站对火箭的跟踪范围。这个雷达能够为评估火箭性能和保证航区安全提供精确的轨道数据。箭
载AN/DPN-55的功能如同一个脉冲式转发器，对从地面站发出的脉冲询问作出响应。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·651·
相位比较电子跟踪系统可以提供火箭的实时位置和速度信息。它是一个高精度的轨道测量系统。该系
统包括1个地面站和1个箭载脉冲式转发器。通过测量地面站到脉冲式转发器的斜距和矢向，可以判定火
箭的位置。
导弹轨道测量系统采用干涉雷达和三角测量技术来判定火箭的位置和速度。该系统可以实时地测量火
箭的位置和速度矢量并记录在磁带上，以便飞行后进行分析。轨道测量系统由以下几部分组成：中央的X
波段地面站、4个遥测地面站和1个箭载脉冲式转发器。
为了跟踪并接收飞马座卫星的遥测信号，还使用了跟踪和测量网络（STADAN）和史密森（Smithsonia）
光学跟踪网。
自毁系统
自毁系统的主要任务是：在火箭动力飞行阶段，当火箭处于危险状态或偏离预定航迹时，根据控制指
令终止推力和使推进剂消散（见下图）。
至S-4级
桥式电路起爆管
导火索-2爆炸导火线
保险解保装置
组件(圆环)
(圆环)
导火索
导火索-2
导火索接头
导火索-1
###
共中
中中中
导火索
和爆炸
装药组
件
/F-4燃料耗
F-1
0-3
F-3
0-1
O-C
0-4
12
液氧液燃料液
燃料液
燃料耗尽
液氧液
尽液位
位传感器位传感器传感器
位传感器
液位传感器
位传感器
一子级推进剂消散火工品和液位传感器
级间分离面
保险与解保装置
EBW
起爆器
爆炸装药-2
爆炸导火线组件
滑块
滑块
至S-I级
爆炸装药-1
爆炸装药-1
爆炸
导线组件
爆炸导火线组件
爆炸装药-2
爆炸装药-2
爆炸装药
二子级推进剂消散火工品
箭上有2个相互独立而爆炸时又相互联系的自毁系统，分别装在一子级和二子级上，见后图。

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美国
·652·
子级电池
指令接收机
指令接收机
桥式电路
No.2
电源
点火
指令自毁控制器
二子级
装置
子级电子
保
地面设备>
保解
程序设备
点火
指令自毁控制器
桥式电路
装置
北
指令接收机
子级电池
指令接收机
电源
No.1
火工品
连接装置
指令接收机
子级电池
指令接收机
桥式电路
电源
No.2
点火
指令自毁控制器
子级
装置
子级电子
验保置
地面设备>
保解装
程序设备
点火
指令自毁
装置
控制器
桥式电路
北
指令接收机
子级电池
指令接收机
电源
No.1
指令自毁系统框图
每个自毁系统的主要部件有：4副接收天线、2个指令系统、2个爆炸桥式电路（EBW）、2个爆炸桥
式电路起爆管、1个安全解保装置、导火索和爆炸装药。
4副接收天线装在一子级顶部的壁板上，其中2副在尾翼I上方，2副在尾翼ⅢI上方。天线从指令发
射机接收信号，并将其传递给一子级的指令系统。装在二子级上的4副接收天线则把信号传给二子级的自
毁指令系统。
4个自毁指令系统（包括接收器、自毁控制器）中的2个在一子级，2个在二子级，具有二余度。
自毁指令系统将接收到的信号解码并执行自毁。
爆炸桥式电路点火装置分别装在自毁控制器和爆炸桥式电路起爆管之间，为起爆管提供高压电能。此
爆炸桥式电路点火装置中引起电弧放电，即电容器向爆炸桥式电路起爆管放电。
爆炸桥式电路起爆管作为重要的起爆元件装在每个传爆系统上。起爆管由埋在高性能炸药中的灵敏电
路（桥式电路）组成。2个爆炸桥式电路插在安全解保装置中，执行起爆任务。
安全解保装置起到使传爆系统完整和中断的作用。当装置处于保险状态时，起爆管与导火索隔开；处
于解保状态时，起爆管与导火索相连，传爆系统完整。
在一子级上，导火索的一端连在该级的安全解保装置导火索上，另一端在蛛网形架45°整流罩的下边
缘形成一个圆环。在每个贮箱外侧，装在导管内的爆炸装药通过导火索与圆环形导火索相连。起爆时，爆
炸装药释放出的高射速微粒，直接作用在贮箱上。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·653·
二子级上的安全解保装置通过导火索组件与液氢箱上的爆炸装药相连：而另一导火索把液氢箱上的爆
炸装药同液氧箱上的爆炸装药连在一起。级间段的自毁系统爆炸装置见下图。
衬套
3.888g或6.48g导爆索
连接件
继电器帽
火箭蒙皮
0.39g季戊炸药引爆剂
S-4级
爆炸索引线
间隙弹跳装置
分离面
爆炸索引线
S-1级
级间段的自毁系统爆炸装置
飞行自毁的前提条件是：
1）安全解保装置转入解保挡，由火箭内部供电；
2）自毁系统控制器中的继电器启动，自毁指令接收机电路接通。
如果火箭对安全造成威胁时，靶场安全官员将发出推力终止指令，并在2.5～3s后，发出自毁指令。
执行步骤如下：
1）地面指令发射机向火箭发出推力终止信号：
2）箭上接收天线将信号传给指令接收器；
3）指令接收器解调并解码，以另外的频率向自毁系统控制器传送指令：
4）自毁系统控制器使发动机关机，爆炸桥式电路点火装置工作；
5）指令发射机发出自毁信号，信号经以上各步骤传到自毁系统控制器；
6）自毁系统控制器激励爆炸桥式电路点火装置；
7）爆炸桥式电路点火装置引爆桥式电路起爆管，点燃传爆系统；

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美国
·654·
8）爆炸装药切开贮箱蒙皮，使剩余推进剂消散并燃烧。
电源与配电系统
SA-8火箭上的电源与配电系统和试验型土星1火箭（第2批）的基本相同。
电源系统
电源系统包括：电压为28V的电池组、5种类型电源和1个450W的变压器。
1对28V银锌氧化电池向一子级的电子元件供电；另一对电池装在仪器舱内，向舱内设备供电。每个
电池都用独立的母线。当火箭需从地面提供的直流电转用箭上电池组供电时，则通过电源配电器上的开关
接通电池组电源。
8个测量电源装在一子级上，它们为发动机系统提供精确标准的、电压值为5√的直流基准电压，用
于遥测。2个标准的测量电源分别装在一子级和仪器舱上，向各测量设备提供独立的5V直流基准电压。
56√直流电流提供从零到满负荷的标准电压输出，为ST-124稳定平台的转矩放大器提供动力。电源
是1个直流-直流变换器，安装在仪器舱中。
控制电源是1个静态变换器，电压为60V。它装在仪器舱中，为控制系统和反馈式电位计提供高滤波
的和精确标准的基准信号。该信号用于火箭的制导和控制。
频闪灯光电源也是一个静态变换器，电压值为2400V。该电源向频闪观测器信号灯供电。输出电压
是1个峰值电压为2400V的斜坡函数，电流为恒定的150mA。
450W静态变换器的输入为28V直流电，而输出是115V、400Hz三相交流电。火箭上共装有4个这
样的变换器，其中1个在一子级，3个在二子级。
配电系统
火箭的配电分为：紧急检测、电源、控制、测量、主电源和推进器等几类配电。一子级装有1个主电
源配电器、1个电源配电器、1个推进系统配电器和5个测量配电器。仪器舱装有1个主电源配电器、1个
控制配电器、1个测量配电器和1个紧急检测配电器。
电源配电器的作用是将箭上28√电池组的电源按要求转换并分配给各个分系统，以保证火箭正常飞
行。
测量配电器共6个：在一子级上有5个，其中4个装在推力结构部分，1个装在2号燃料箱上；1个
装在仪器舱内。电池组的直流电被调节成5V直流电，提供给测量配电器母线。5V电压通过母线供给火
箭上各测量传感器。而从发动机、火箭尾部和火箭上面级得到的测量信号将送给遥测系统。
推进系统配电器安装在一子级尾部，它包括延时器和电路部分。该配电器从电源配电器接收28V电
能，分配给电路和继电器以控制发动机。其中一些继电器控制燃料和液氧前置阀，以调节发动机的推进剂
流量；另一些继电器启动发动机关机用的阀门。
控制配电器作为与火箭控制有关的电路中继点和电能分配点。配电器的母线从电源配电器接收28V
电能，并按程序机构、飞行程序器、控制计算机和增压系统的要求传输电能。控制配电器接收飞行程序器
的信号，并将该信号通过继电器传送给火箭的各条电路。
控制配电器还将三相交流电分配给稳定平台、伺服放大器、制导转发器以及控制电源。该配电器装在
仪器舱内。
紧急检测配电器装在仪器舱内，土星1火箭上用的是试验型配电器。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·655·
.主电源配电器装在一子级上，其物理和机械性能与控制配电器相似。
典型飞行程序
以土星1（SA-8）火箭为例。该火箭于1965年5月25日凌晨，从肯尼迪角37B号发射场发射，成功
地将飞马座卫星送入近地轨道。一子级内圈发动机工作到T十141.9s关机，比原计划早1.9s；再飞行6.1s
后外圈发动机关机。外圈发动机关机后0.8s，一、二子级分离；6台RL-10A-3发动机按计划在1.7s后点
火。二子级工作322.9s后关机，比原计划早1S。当火箭到达预定高度时，抛掉飞船的指令服务舱；而与
二子级和仪器舱连接在一起的飞马座卫星则被送入轨道。
典型飞行时序
时间/s
事件
事件
时间/s
一子级发动机点火
爆炸螺栓点火
0+1
T+148.8
火箭起飞
T+3.1
仪器舱速率陀螺信号传递给二子级的控制系统
·4个反推火箭点火
T+141.9
一子级内圈发动机关机
一子级外圈发动机关机
级间分离
T+148
推进剂沉底火箭点火
T+150.5
二子级发动机点火
T+148.7
计算机发出分离指令
二子级发动机关机
T+473.4
T+148.8
（李宏）
土星 1B （SATURN I B)
土星1B运载火箭于1959年由马歇尔航天中心负责研制。土星1B火箭是土星1的改进型号，为土星
系列运载火箭的第2代。土星1B火箭的一子级与土星1的一子级构造基本相似，但结构较轻，推力增大。
二子级推进剂容量比土星1的二子级增加2倍多，用1台J-2发动机取代6台RL-10发动机。土星1B火
箭充分利用早期型号的研制成果，因而降低了成本，缩短了研制周期。
土星1B火箭主要用于载人和不载人阿波罗飞船近地轨道飞行，试验阿波罗各个舱和救生系统的功能，
进行轨道机动和手控交会对接试验，验证二子级和仪器舱的工作性能，为土星5火箭把阿波罗飞船送往月
球的任务积累经验。它还用于发射天空试验室，在地球轨道上建立试验室，进行医学、天文学研究，以及
其他科学实验。
室计划中飞行3次，在阿波罗-联盟号联合飞行计划中飞行1次。1966年2月26日，土星1BSA-201火箭
首次发射阿波罗1号，同年7月5日又发射了SA-202。SA-201和SA-202飞行分别为火箭研制试验和不载
人阿波罗飞船再入加热环境试验。这两次试验均获得成功。SA-203是火箭和不载人飞船组成的完整飞行器
的验证试验，这次试验又获得了成功。因此，拟于1967年12月第1次把载人阿波罗飞船送入地球轨道。
但是，在1967年1月27日，土星1BSA-204-阿波罗4A飞船在发射台上进行地面试验时，指令舱着火，3

<!-- 第 699 页 -->
美国
·656·
箭才把载人阿波罗飞船送入地球轨道。载人飞船在轨道上运行11天，完成了任务。1973年又分别用土星
1B（SA-206、SA-207、SA-208）把3批（3人/批）航天员送至天空试验室。1975年用于美、苏两国联合
进行的阿波罗-联盟号空间对接飞行。到1968年10月共进行5次发射，其中1次为载人飞行，成功率为
100%（不考虑因飞船故障而未完成飞行任务的情况）。土星1B的运载能力：卡纳维拉尔角发射场发射，
轨道倾角28.5°，185km圆轨道的有效载荷运载能力为18t，转移轨道为3t，逃逸轨道为3.9～4.3t。
土星1B运载火箭的改进项目如下。
1.结构质量减小9t
1）4个大型和4个小型尾翼改为8个小型尾翼。
2）网形架由8根径向梁用机械固定件固定在上、下连接板上，其外端与横梁连接。
3）采用的材料为7000系列高强度铝合金，加工后要进行热处理，以防止应力开裂。
4）土星1B绝热系统改用浸聚氨酯116号的玻璃布作衬里，涂抹式聚氨酯涂层质量更轻。
5）箱体凸缘焊缝处在SA-209～210号采用较厚焊接台阶加强。
6）重新设计箱底，共底上、下面板更薄，分别为0.813mm和1.4mm。
7）与S-4B级连接的级间段为圆筒形。
8）修改仪器舱。
9）取消不必要的管路和托架，减少仪器设备。
2.改进推进系统
1）加长贮箱长度，增加推进剂质量，由土星1的45.36t增加到105.42t。
2）提高推力，土星1SA-1～4的推力为734kN，SA-5～10的推力为836kN；而土星1BSA-201～205
的推力为890kN，SA-206的推力为912kN。
3）土星1采用丘比特的润滑系统，并有1个油箱，而土星1B采用自身的燃料BP-1作润滑剂，取消
了油箱，减少了污染源。
4）简化推进系统。
主要技术性能
级数
起飞质量
2
589t
全长
起飞推力
68.63 m
7296kN
最大直径
6.6 m
推重比
1.26
12.4 m
翼展
运载能力
18t（185km圆轨道，倾角
28.5°)
一子级
级长
24.5m
发动机
8XH-1
直径
推进剂
6.6 m
液氧／煤油
起飞质量
452.2t
7296 kN
海平面总推力
推进剂质量
414.2t
海平面比冲
2 557.8 m/s
工作时间
141 s

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土星系列（SATURNFAMILY）
·657·
二子级
级长
17.8 m
发动机
J-2
直径
6.6m
推进剂
液氧/液氢
子级质量
真空推力
116t
1 001 kN
结构质量
10t
真空比冲
4184.6m/s
工作时间
440 s
推进剂质量
106t
仪器舱
长度
0.915m
1884kg
结构质量
直径
6.6 m
总体布局
土星1B火箭（见后图左）由两个子级和仪器舱组成。
一子级为S-1B级，与土星1的S-1级相比较，质量减小，性能提高。S-1B级用8个小型尾翼代替原
来4个大型尾翼。尾段内装8台H-1发动机，每台推力从836kN提高到912kN。推进剂仍用液氧和煤油；
箭体由9个贮箱捆绑而成。
二子级为S-4B级，与S-4级构造基本相同，沿用S-4级的设计、材料和制造技术。贮箱绝热、共底稍
加改进。单台J-2发动机安装在推力结构上，推进剂为液氧和液氢。后裙外装2个辅助推进舱。3枚沉底
火箭和4枚反推火箭分别安装在后裙和后级间段外部。管路和电缆从S-4B级外面通过，由整流罩遮盖着。
仪器舱安装在S-4B级上面，内装制导、导航和控制设备。飞船安装在仪器舱上面，其主要结构部件
有飞船登月舱连接件、服务舱、指令舱和发射救生系统。
箭体结构
土星1B火箭壳体采用外加桁条加强形式，承载能力比内加桁条加强壳大，装配组合工艺性较好。贮
箱筒段蒙皮采用纵向布置，而不采取环向焊缝的拼接方法，其优点是：增加贮箱轴压稳定性；减少贮箱焊
缝的总长度；减小贮箱质量。为了减少热传导，对二子级液氢箱采取了简单易行的绝热措施。
一子级（S-1B）结构
一子级结构（见后图右）由克莱斯勒公司负责研制。主要结构部件有：推进剂箱、蛛网形架、尾段和
尾翼。一子级基本上与S-1级相同，但作了改进，使子级结构质量减小约9t。
贮箱
一子级的主要结构与S-1级相同，由9个贮箱捆绑而成。贮箱前端安装在蛛网形架上，后端连在推力
结构上，中央贮箱用螺栓固定连接，外围贮箱在飞行前可以拆卸。为了减小质量，贮箱筒壳按照受力大小
进行设计，箱壁厚度不等，从下端向上逐渐变薄，筒壳内部用环框加强。每个贮箱装有防晃板，抑制推进
剂晃动。箱壁筒壳前、后两端焊有半球形箱底，前底上固定增压和排气管接头，·后底下部焊有推进剂蓄留
器，在箱体的前、后端连接着用纵向桁条加强的贮箱裙段。

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·658·
美国
Q球
逃逸救生
发动机
整流罩
指令舱
密封板
反作用控制
系统发动机
蛛网形架
燃料增压管
服务舱
飞船登月
后级间整流罩
仪器舱脱落插头
舱对接件
遥测天线（2)
仪器舱
、液氢箱前底
液氧增压管
天线板（8)
前脱落插头
辅助隧道管
二子级
一氮气瓶
共底
主隧道管
辅助推进
一后底
系统舱
防晃板(所有
贮箱中都有）
燃料输送管
后脱落插头
反推火箭、
沉底火箭
电缆管
一后级间段
煤油箱(4)
-J-2发动机
蛛网形架
外部液氧箱(4)
一子级前
子级
脱落插头
燃料加注
中央液氧箱
和排泄口
悬臂梁(8)
天线板
中央液氧箱
燃料吸人管（8)
口盖
防晃板、
前置阀(16)
脱落插头
液氧箱
液氧吸入管(8)
尾段整流罩
作动器（每
尾翼(8)
燃料箱
台外圈发动
机2个）
子级后
脱落插头
推进剂吸人管
尾翼
液压作动器
防焰罩
H-1发动机
防焰板
支撑和牵制
（外圈4台）
支撑和牵制
组件
H-1发动机
防热板
组件(8)
H-1发动机
防热板 (内圈4台)
土星1B总体布局
土星1B一子级结构
蛛网形架
蛛网形架把所有贮箱的前端捆绑在一起，并使整个S-1B级连在S-4B级的级间段上。5个液氧箱与蛛
网形架刚性连接，而煤油箱则用滑销连接，这样可以在液氧加注时允许液氧箱冷却收缩。蛛网形架上面还
安装有2块厚1.3cm的蜂窝密封板，蜂窝芯材为5052铝合金，面板用7075-6铝合金，它用做S-4B级发
动机舱的后盖。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·659·
尾段
尾段用来连接和安装推进剂箱，在发射台上支持整个火箭，连接尾段整流罩、液氧和煤油箱的防热板、
防热罩的支架和支撑板、发动机防热罩及其支撑。尾段还是发动机推力支座和贮箱之间承受推力的结构。
尾段外部安装8个稳定尾翼，内部安装8台发动机。
尾段由推力结构和发动机舱组成。推力结构中央有一个直径为2.67m的圆筒，用来支撑中央贮箱，围
住内圈发动机的推力支架，并作为轮毂，用来支撑安装4台外圈发动机的4个悬臂梁和安装尾翼的4个悬
臂梁。悬臂梁的外端由上、下环框和8块上部整流罩壁板固定。把8块平滑的和8块有波纹的整流罩壁板
连到推力结构下端，就构成了安装8台发动机的机舱。液氧和煤油箱支座的防热板盖住悬臂梁之间的空间
和中央圆筒上部的空间。1个加强梁安装在发动机整流罩的下端。防热板、发动机防热罩支撑连接到这个
加强梁上。防热板采用蜂窝结构，由耐腐蚀钢箔制成的蜂窝夹芯和面板钎焊而成，如下左图所示。
尾翼
尾翼是由蒙皮、翼梁、翼肋构成的半硬壳结构，主要功能是在火箭飞行中增加气动稳定性，发射前竖
在发射台上时支撑整个火箭。8个小型尾翼取代了S-1级的4个大型尾翼和4个小型尾翼，它们分别装在4
个支撑尾翼的悬臂梁和4个支撑外圈发动机的悬臂梁上。尾翼后
缘装有防热罩，用来保护尾翼免受发动机喷焰烧毁。
前裙
防热板支撑
盖（打开）
蜂窝芯层
热反射带层
芯孔0.6cm²,
箔厚0.0038cm）
内面板（厚0.025cm）
辅助隧道管
钎焊箔层
石棉带
（非承力结构）
(厚0.005cm,
板边
（厚0.3cm）
银-铜一锂）
推进剂箱、
2.54cm
0.6cm
外面板T
钎焊箔层（厚0.025cm)
螺栓
垫片（直径1.2cm,
主隧道管
（厚0.0038cm，银-铜-锂）
壁厚0.15cm)
(非承力结构)
蜂窝芯中的绝热层（1.25cm2芯孔，
后裙一
M-31绝热材料箔厚0.0038cm)
土星1B一子级防热板
推力结构
二子级（S-4B级）结构
反作用梁
后级间段
二子级结构（见右图）由麦克唐纳-道格拉斯宇航公司负责研
制。该级的前身为S-4级。主要结构部件有：后级间段、前裙段、
气动整流罩
后裙段、推力结构、贮箱。另外还有主隧道管、辅助隧道管和气
(非承力结构)
动整流罩。主要结构部件的功能是：传递有效载荷和仪器舱加给
一子级的力；承受二子级本身的载荷，保持结构的完整性。壳体
的局部结构承受安装仪器、突起物和外部系统所产生的载荷。该
级选用的极限安全系数为1.4。
土星1B二子级结构
贮箱
贮箱（见后图）采用可焊铝合金（由2014-0经热处理成2014-T651和2014-T652）。贮箱由筒段、共

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美国
·660·
底、前底和后底组成。筒段由7块铝合金壁板沿纵向对焊而成。每块3.1m×6.1m×0.018m铝合金壁板铣
成网格结构，然后在压弯成型机上压成半径为3.3m的圆柱面壁板，最后沿纵向对焊在一起。边长24.13cm
的方形网格与火箭纵轴成土45°，网格由筋条围成，筋条高1.59cm，宽0.36cm。网格底部蒙皮或腹板的厚
度为0.31cm。在壁板边缘留的焊接台阶厚度为0.64cm。
(C)焊缝加强板详图
机械连接件
焊缝
人孔盖
外加强板
内加强板
外加强板
法兰
箱底瓜瓣件
前底瓜瓣件
前裙连接框
化铣台阶
子午线方向
焊缝
机铣网格
(b)前底瓜瓣件详图
化铣网格
圆筒段
共底
液氢箱
后裙
连接框
绝热酚醛
蜂窝夹芯
推力结构
前金属面板
连接框
后底瓜瓣件
液氢箱密封焊缝
加强板
后金属面板
聚氨基甲
液氧箱
酸酯泡沫
液氧蓄留器
低温密封
胶接
盲螺钉
密封焊缝
液氧箱密封焊缝
扁头螺栓
后底结构
（a）共底详图
土星1B二子级贮箱结构
前底由9块经拉伸成型的瓜瓣形壁板在圆顶焊机上拼焊而成，并焊上供进入液氢箱用的人孔法兰。这
些瓜瓣形壁板先用厚0.38cm的铝板拉伸成型，半径为3.3m，然后经化学铣切，蒙皮厚度达0.152cm，焊
接区台阶厚度0.3cm。增加焊接区厚度的目的是使焊接后能保持焊接区的应力低于材料的屈服应力。
后底与前底相同，也由9块瓜瓣形壁板组成。壁板用厚0.71cm的铝合金板制作，先成型，后化学铣切。
焊接台阶与共底及推力结构对接周边的厚度为0.485cm。后底在液氢箱中的部分（共底对接面前部）也铣

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土星系列（SATURNFAMILY）
·199·
切成网格结构，蒙皮厚度0.208cm，筋条最大高度0.622cm，最大宽度1.59cm，网格与火箭纵轴的夹角
为0和90°。后底底部有安装蓄留器的开口法兰。
液氢箱绝热系统（见下图）用来防止液氢蒸发和防止火箭在地面操作时由于液氢的低温使液氧结冰。
绝热系统采用内绝热方案，用环氧树脂黏结剂把聚氨酯泡沫材料和玻璃纤维材料的预制瓦一块一块地粘在
贮箱箱壁内表面，箱壁的某些位置还加巴尔沙木与绝热瓦衬里。绝热瓦之间和紧固件周围的间隙用玻璃纤
维和聚氨酯复合材料填充。绝热瓦和巴尔沙木绝热材料上面用聚氨酯黏结剂浸渍的玻璃纤维布衬里覆盖，
并添加密封剂。在支架和接头的周围，也用纤维布覆盖。这种内绝热系统是在S-4级基础上改进而成的。
取消了原先采用的浸环氧树脂181号的玻璃纤维布和聚氨酯涂层，改用浸聚氨酯116号的玻璃布衬里和涂
沫式聚氨酯树脂涂层，避免出现冷却时树脂龟裂，且质量小。
绝热瓦
侧壁巴尔沙木绝热环
人孔盖巴尔人孔侧壁蒙皮
沙木绝热环
绝热瓦
巴尔沙木
绝热瓦
巴尔沙木绝热垫
绝热垫
玻璃布衬垫
N
筒段蒙皮
绝热间隙填料
后裙连接框
玻璃布加强板
电缆支架
玻璃布加
后底蒙皮
强板
(e)人孔侧壁连接处
玻璃布衬垫
低温绝热详图
(a)后底、筒段连接处
玻璃布衬垫
低温绝热详图
绝热瓦搭接
前底蒙皮
绝热瓦
绝热瓦对接
液氢箱
(d)绝热瓦和衬
垫连接处详图
共底
有皱镀铝聚苯
酸酯薄膜
后裙
衬垫（镀铝
面朝外)
后底镀金属的米拉
绝热瓦
薄膜绝热衬垫（镀
共底
/玻璃布衬垫
金属面朝外）
玻璃布加强板
发动机架绝热间隙填料
绝热玻璃纤维
巴尔沙木绝热垫
一镀铝聚酯薄膜
绝热垫
非结构低温粘接
聚氨酯泡沫材料
外绝热层（13)
密封焊
后环境控制室密封
后底蒙皮
(b)共底、后底连接
(e)后底外部绝热和环境
处低温绝热详图
控制室详图
土星1B二子级贮箱绝热系统

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美国
·662·
共底
共底在液氢箱和液氧箱之间起结构隔离和绝热作用。共底前、后两个半球形面板的制作方法与其他箱
底类似，都是由9块化铣瓜瓣形壁板拼焊成的，在其周边焊有挤压型材制成的Y形环，两个Y形环面板
用一条公共密封焊缝焊接在一起，并螺接到后底上，两个Y形环与液氢箱和液氧箱之间有两条密封焊缝。
详见S-4B级贮箱结构图。共底为蜂窝结构，与S-4共底相类似。S-4B级共底上、下面板较薄，其厚度分
别为0.813mm和1.4mm。选用有玻璃布载体的环氧酚醛结构黏结剂；在粘接过程中，把蜂窝内部的空气
抽空，在加温、加压下固化，以使蜂窝夹芯牢固地粘接在面板上。共底蜂窝结构如前图所示。
在贮箱中共底上方为液氢箱，下方为液氧箱。液氧箱中装有防晃板，用来抑制氧化剂晃动。防晃板由
4块环形板组成，用A形支架支撑。在液氢箱人孔法兰焊缝处曾出现过裂纹，为此对土星SA206号的S-4B
级在液氧和液氢箱人孔法兰焊缝连接区增加内、外加强板，这些加强板采用机械连接与胶接的混合连接方
法。这种加强方法如S-4B级贮箱结构图所示。对后继型号（SA209-210）的S-4B级，则重新设计了贮箱
箱底，采用较厚的焊接台阶来加强，取消了加强板，以减小质量。
前、后裙段和后级间段
前、后裙段和后级间段在结构上相同，为由外桁条内隔框组成的圆筒形壳体，蒙皮材料均采用7075-T6，
直径相同，但长度各异。
前裙段（见左下图）的下部与贮箱连接，上部与仪器舱连接，前裙段长3.1m。蒙皮外面有108根桁
条，内部装有温控板，板上安装各种电子设备，外部装有靶场安全和遥测系统天线。当火箭竖立在发射台
上时，由仪器舱入口可以进入前裙内部。
后裙段（见右下图）从贮箱与后裙的连接框起向后延伸到后级间段，长2.17m。沉底火箭和辅助推进
系统安装在后裙外部，后裙内装有电子设备安装板。后裙段的后端面是S-4B级的分离面。
温控板
电气和电子组件
连接框
连接框
仪器舱冷却剂
前脐带板
出口
冷却剂入口
沉底火箭
主隧道管
发动机
天线
外桁条
辅助推进舱
后脐带板
外桁条
连接框
辅助隧道管
非推进排气口
输送歧管
回流歧管
连接框
前裙段
后裙段
后级间段（见后图左）全长为5.7m，呈圆筒形。它是S-4B和S-1B两级之间的连接结构，其内部有8
根垂直的承力梁，把载荷传给S-4B级。外部周围等距离地安装4台反推火箭。S-4B与S-1B级分离时，
后级间段和S-1B级一起与S-4B级分离。
推力结构
推力结构（见后图右）采用由外析条、内隔框和蒙皮制成的半硬壳式截锥形结构。蒙皮材料与各裙段
相同。推力结构长2.11m，底部直径427cm，上端用螺栓固定在贮箱后底上，下端为A-356铝合金铸造的

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土星系列（SATURNFAMILY）
·663·
J-2发动机安装座。推力结构把发动机的推力均匀地传给整个贮箱的周边。8个处于环境温度下的球形氦气
瓶、液压系统元件、推进剂输送管路、气动系统组件和保障发动机工作的其他各种组件均装在推力结构内
部和外面。推力结构上开有人孔。
连接框
反推火箭
（4枚）
连接框
液氧低压导管组件
球形氨气瓶
外桁条
J-2发动机摆动构件
外桁条
连接框
J-2发动机
后级间段
推力结构
仪器舱结构
仪器舱位于S-4B级之上，介于S-4B级和飞船登月舱连接段之间。S-4B级贮箱前底实际上延伸到仪
器舱内。仪器舱内装有制导、导航、控制、遥测、通信、跟踪等设备，航天员安全系统以及相应的电源和
环境控制系统（见下图）。冷却板固定在内壁四周，既作为电气和电子设备的安装结构，也作为温控装置。
每块冷却板能吸收420W热能，冷却液为60%甲醇、40%软水。冷却液通过冷却板通道循环以控制温度。
开关选择器飞行控制计算机
控制分配器
控制信号处理机
数据适配器
故障探测系统分配器
ST-124M-3
稳定平台
数字计算机
VHF遥测
环境控制管
天线（2）
C波段天
线(2个)
口盖
跟踪天线
脱落插头
指令天线(2)
仪器舱设备安装位置
仪器舱为非增压舱。它是一个由铝合金蜂窝夹层结构制成的短壳。前、后端框用挤压成型的特种铝合

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美国
·664·
金型材制成，粘到蜂窝结构上。舱的筒段由3块120°弧形壁板用连接板连成一个整体。这3块壁板分别为
口盖壁板、飞行控制计算机壁板和ST-124M-3稳定平台壁板；口盖壁板上有一个脱落插头盖及设备、人孔
盖，飞行前可随时拆卸。仪器舱设备安装位置和方法如下图所示。
电缆托架
设备安装垫
冷却板
(c)
（a）
飞船登月舱
连接段接口
上安装框
0.5cm
壁厚2.4cm
水平拼接板
高密度芯
内拼接板
低密度芯
9lcm
一外蒙皮
（厚0.076cm,
7075-T6铝合金）
内蒙皮
（厚0.05cm
7075-T6铝合金）
下安装框
外拼接板
0.31cm
S-4B级接
典型拼接板连接示意图
口剖视图
土星1B仪器舱设备安装方法
上图(a)示出与蜂窝结构连接的设备安装垫。当设备不安装在冷却板上时，才采用这种安装方法。螺栓
穿过蜂窝夹芯，螺栓头和螺母露在外面。图(b)说明用螺栓连接到托架上的冷却板的安装方法。同样，托架

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土星系列（SATURNFAMILY）
·S99·
也用螺栓连接到蜂窝结构上。螺栓穿过蜂
3处对准
窝夹芯，螺栓头与螺母露在外面。图(c)表
示螺接到插座上的电缆托架，插座固定在
结构上、下边缘的蜂窝夹芯中。
对接件
仪器舱与飞船登月舱接口
机械接口
仪器舱与飞船登月舱对接件用3个导
向销和托架对准。6个螺钉安装在对接面
的周边，用专用扳手依次拧紧，把两个部
件连接在一起。
电气接口
1.27cm（最小值）
仪器舱与飞船之间的电气接口由3个
仪器舱
61芯连接器组成。连接器的名称和功用如
下：连接器J-1与J-3的功用相同，为电源、
销的圆柱部分至少要伸到对
控制、指示电路和故障检测系统的供电通
接面以下1.27cm（最小值）处
路。连接器J-2为电源、控制、Q球指示
电路和故障探测系统的供电通路。仪器舱
导销（直径
与飞船登月舱对接件的对准、机械接口和
导销（3）
2.59cm,2.57cm)
电气接口如图所示。
仪器舱与飞船登月舱对接件的对准
7.6cm
7.6cm
对接件插
座（基准）
对接件
一支架
对接件
直径6.56cm
仪器舱
仪器舱
仪器舱插
螺栓、垫圈、螺母（6处)
头（基准）
仪器舱与飞船登月舱对接件的电气接口
仪器舱与飞船登月舱对接件的机械接口
推进系统
推进系统包括一、二子级发动机，增压系统，推进剂利用系统，贮箱排气和安全系统。
一子级推进系统
H-1发动机
与D-1子级相同，S-1B子级的动力装置也由8台H-1火箭发动机组成，但推力提高了，并改用煤油

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美国
·999·
RP-1作为润滑剂。
发动机分别安装在内圈和外圈各4台。内圈发动机装在推力结构的中央圆筒上，互成90°角，距火箭
纵轴81cm，与纵轴成3°夹角；发动机与推力结构用活动接头连接，供调正和对准发动机用，不摇摆；4
台发动机推力方向相交在火箭纵轴的一点上，这就不会因飞行中某台发动机出现故障使火箭结构产生过
载。外圈发动机装在推力结构的4个悬臂梁上，与内圈发动机互成45°，距火箭纵轴241cm并与纵轴夹角
6°，安装在俯仰面和偏航面上的液压作动器按制导信号使发动机摆动以控制火箭姿态。
8台发动机在结构和物理性能上基本相同，但外圈发动机稍重于内圈发动机，因为涡轮废气的排气方
法不同。内圈发动机的涡轮废气通过吸气器或废气管排到发动机出口燃气流中，外圈发动机的涡轮废气是
通过围绕发动机喷管的环形吸气器来控制排出的。
H-1发动机是一次启动的发动机，推进剂为液氧和煤油RP-1。与S-1级的H-1发动机相比，推力提高
75.7kN，海平面推力达912kN，推进剂混合比为2.23土0.0446。输送系统为泵压式，涡轮泵安装在推力
室上。推力室为钎焊管壁式结构，用煤油再生冷却。
火药启动器点火，驱动涡轮，带动氧化剂泵和燃料泵。氧化剂从泵后出来分成两路：一路经氧化剂主
阀门进入推力室；另一路到燃气发生器。燃料从泵后出来也分成两路：一路经燃料主阀门进入推力室集流
环，流过冷却套经喷注器喷入推力室；另一路到燃气发生器。燃气发生器产生的燃气驱动涡轮，使发动机
启动后迅速转入主级工作状态。发动机工作程序由控制系统控制，涡轮废气经热交换器后进入喷管，与喷
气流一同喷出。
增压系统
1．液氧箱增压
飞行中由热交换器将液氧变成气氧，对液氧箱增压，保持贮箱压力为343.2kPa。由液氧排气/安全阀
限制超压。
2.燃料箱增压
飞行中用贮箱中两个氨气瓶的氨气向煤油箱增压，保持贮箱压力在220.6～196kPa范围内，以保证泵
的正常工作。由高压煤油管路中的和在液氧和煤油通往气体发生器控制阀入口处的限流孔限制推进剂流
量，保证发动机推力不变。
二子级推进系统
J-2发动机
前底由9块经拉伸成型的瓜瓣形壁板在圆顶焊机上拼焊而成，并焊上供进入液氢箱用的人孔法兰。这
些瓜瓣形壁板先用厚0.38cm的铝板拉伸成型，半径为3.3m，然后经化学铣切，蒙皮厚度达0.152cm，焊
接区台阶厚度0.3cm。增加焊接区厚度的目的是使焊接后能保持焊接区的应力低于材料的屈服应力。
后底与前底相同，也由9块瓜瓣形壁板组成。壁板用厚0.71cm的铝合金板制作，先成型，后化学铣
切。焊接台阶与共底及推力结构对接周边的厚度为0.485cm。后底在液氢箱中的部分（共底对接面前部）
也铣切成网格结构，蒙皮厚度0.208cm，筋条最大高度0.622cm，最大宽度1.59cm，网格与火箭纵轴的
夹角为0°和90°。后底底部有安装蓄留器的开口法兰。
增压系统
1.液氧箱增压系统（见后图）
液氧箱由地面氨气增压到254.96～282.41kPa。火箭起飞后改由箭上氨气增压。氨气储存在液氢箱的6
个球形氮气瓶里（温度一217℃，压力达20.69MPa土0.69MPa）。增压过程为：在氮气被输送到液氧箱之
前，发动机热交换器使一部分氨气加热膨胀。贮箱气枕压力开关根据需要打开或关闭冷氮气流阀门以控制

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土星系列（SATURNFAMILY）
*667·
飞行中贮箱的增压。如果压力开关在飞行中出现故障，则由压力开关（1个）增压室作为备用的压力调节
器使用。液氧箱装有两个并联的排气和过压减压阀，用来把贮箱中过量氧气通过后裙排出箭外。
NO-常开
排气和安全阀
0.3MPa
NC_常闭
0.31MPa
ONC
0.279MPa
0.29MPa
球形氨气瓶（21.4MPa)
预压和飞行
控制
氧化
燃料箱QQQ
剂箱
8888
地面充氨控制阀
液氧调节
歧管和压力
器备用件3.2MPa
开关组件
4MP
冷氨充填装置
液氧增压组件
通向热
2.2MPa
交换器
2.4MPa
来自热
:3.1+0.17
充氨和液氧
交换器
MPa
箱预压
(21.4MPa)
土星1B二子级液氧箱增压系统
2.液氢箱增压系统
贮箱由温度为一217℃，压力（209.84土3.43)kPa的地面冷氮预增压。在火箭飞行期间，从推力室头部
的燃料集合器引出气氢，使其进入增压控制装置。该装置有3条带限流孔的通道，通往贮箱气枕空间。贮
箱压力保持在193～214kPa之间。高于193kPa时，压力开关关闭1个阀门，使气氢只经过1个通道流动。
满足发动机入口要求时，打开两条可控制的通道，使发动机工作快结束时气氢流量最大。
推进剂利用系统
推进剂利用系统用来指示推进剂加注量，精度在1.0%之内。飞行中把推进剂的变化量传输给遥测系统，
精度为总推进剂量的土1.0%。电子组件置于前裙的环境控制板上。每个贮箱中装一个质量传感器，它向电
子组件输入信号。质量传感器是一种圆筒形电容器，其电容随贮箱中液体质量变化而成线性变化。每个传
感器是伺服平衡电容电桥的一个引线。加注推进剂时，由电桥的输出信号来驱动伺服电机，调节电位计游
标的位置，将位置信号传输给地面加注用的计算机。在飞行时，遥测系统用同样的方法向地面提供推进剂
质量变化的信息。
排气/安全系统
液氧箱排气/安全系统（见后图）采用T字形组件，该组件由排气/安全阀和门锁式排气/安全阀组成。
地面加注时，排气/安全阀打开，排除箭上液氧蒸气。为飞行安全起见，门锁式安全阀用气动方式打开，并
用机械锁定。在起飞和动力飞行时，压力大小不能预测，但上述阀门均能消除液氧箱的超压。
液氢箱排气安全系统由作动控制器、排气/安全阀（2个）、定向控制阀、非推进排气（排气而不产生
前向推力）系统组成，以消除加注和飞行时由于过度增压或燃料沸腾所积蓄的超压。在加注时，气体通过
前裙部的自动密封快速脱落接头排出。在起飞和飞行时，气体通过非推进排气系统排出。排气阀在贮箱加
注时，受地面信号控制，在发射和飞行时，受飞行程序装置控制，它能在接到指令后不超过0.15s的时间

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美国
·668·
内打开。发生故障时，使用备用排气/安全阀。定向控制阀在贮箱加注时引导气流通过快速脱落接头，而在
发射和飞行时，则引导气流通过非推进排气系统排出。排气口配置在前裙部，相隔180°，使燃气排出而不
产生前向推力。
非推进排气
排气吹除孔
自动控制
组件(3)
液氢排气
快速脱落接头
关闭
定向排气阀
闭锁安全阀
打开
闭锁打开
排气/安全阀
燃料箱增
压控制组件
检测阀
扩散器
增压和燃烧控制
液氢箱
压力开关
NO-常开
NC-常闭
液氢箱增压
快速脱落接头
土星1B二子级液氧箱增压和排气系统
分离系统
一、二子级的级间分离系统由爆炸索、4枚反推火箭和3枚沉底火箭组成。
级间分离是在一子级外圈发动机关机后1.3s，按一子级开关选择器的指令进行的。分离时同时启动级
间分离火工品系统，切断环形张紧带；点燃4枚反推火箭使后级间段减速；点燃3枚沉底火箭，使二子级
和有效载荷获得微小的加速度，从而保证两级可靠地分离。
反推火箭系统
4枚固体反推火箭互成90°角间隔安装在后级间段周围。外面有气动整流罩保护，整流罩由前锥段、
中段和后段组成。前锥段在反推火箭点火时被抛掉，以便露出发动机喷管，反推火箭发动机喷管与发动机
中线向外偏9.5°，这样可使喷焰偏离二子级。后段和中段是固定安装的。反推火箭由锡奥科尔化学公司制
造，代号为E17029-020。每台发动机正常推力为163.4N，质量175kg，工作时间1.52s，内装121kgTP-E-8035
聚硫橡胶固体推进剂，推进剂芯孔为锥状五星形。
沉底火箭系统
3枚固体沉底火箭按120°角间隔安装在二子级后裙外部周围，沉底火箭外面有气动整流罩，该罩与后
裙连接。每个整流罩内装有1个测量燃烧室压力的传感器和2个火箭点火装置。每枚火箭的中心线向外偏
离火箭纵轴35°，因而火箭的喷焰不会直接喷到二子级上。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·669·
3台沉底火箭发动机由锡奥科尔化学公司生产，代号为TX-280-10，每台发动机直径21cm，长94cm，
工作时间3.9s，平均推力15.4kN，固体推进剂芯孔为五角星形。
在级间分离时，沉底火箭系统给二子级和有效载荷提供一个向前的加速度，使二子级的推进剂沉到贮
箱底部，以保障发动机正常启动。
控制系统
控制系统（见下图）由导航、制导与姿态控制系统组成。其主要组件有稳定平台（ST-124M-3）、指令
接收机、2个加速度计、控制信号处理器、数字计算机、控制计算机及相应的伺服控制等。
控制系统操纵火箭沿最优轨道（燃料消耗最少和安全的结构载荷）飞行，最后进入预定的轨道。
S-1B级
数字计算机
来自飞船的
发动机作动器
姿态控制信号
至发动机
姿态角
控制
S-4B级
姿态修正指令
控制计算机
发动机作动器
指令
数据转换器
速度
稳定平台
S-4B级
至喷管
辅助推进系统
飞行程序指令
控制信号
积分加速度计
处理器
俯仰控制
偏航控制
加速度计
加速度计
仅在S-1B工作时
S-1B级开关选择器
指令接收机
修正信息
和译码器
>至各级回路
S-4B级开关选择器
仪器舱开关选择器
土星1B控制系统框图
导航系统
导航系统的框图如后图所示。由平台常平架分解器把平台框架角以模拟信号形式提供给数据转换器的
模/数（A/D）转换器，转换器把信号转换成数字计算机需要的形式输出。平台的积分加速度计敏感火箭加
速度分量并积分成速度、由数据转换器将信号进行处理，并用于导航计算。在数字计算机的制导程序中，
导航方程采用惯性坐标系，因此计算速度时要计算地球旋转产生的初始速度、重力产生的速度和平台输出
的推力速度的代数和。速度积分后得到火箭的位置。
在滑行段，导航系统不断地根据运动方程计算火箭的位置、速度和加速度。导航和制导信息还可以通
过数字指令系统得到修正。在轨道上还进行附加导航计算，用来保持火箭相对于当地垂线的姿态。

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美国
·670·
数字计算机
数据转换器
ST-124M-3
姿态
分解器输出
平台框架
模数
转换器
制导程序
速度
积分
信号
加速度计
积分
处理器
时间一
初始速度
发动机
速度
关机
推力
导航
积分加
火箭
位置一
计算
速度
速度计
速度
发动机
初始位置
调频
重力速度
点火
期望姿态角
重力计算
重力加速度
姿态修
姿态角
正计算
误差指令
调频计算
加速度
平台框架角
导航系统框图
制导系统
制导系统的功能是进行制导计算（见右图），使火箭能沿规定的飞行轨
导航计算程序
道飞行。
真实速度
当时位置
制导系统根据导航计算的结果及飞行任务的指令进行制导计算，制导
计算是在最优弹道程序下进行的，求得期望的飞行姿态角（例如要求飞行
最佳轨道程
实时
序制导计算
器进入某预定的轨道），将期望的姿态角与火箭当时的姿态角（由平台框架
期望姿态角
角提供）相减，得到姿态角误差，经坐标转换后，输入控制系统进行控制。
（在惯性坐标系中）
制导系统还根据飞行程序指令，发出发动机点火和关机指令。
制导系统由稳定平台、数字计算机、平台电子组件、数据转换器和交
姿态角误差计算
火箭
（在惯性坐标系中）
流电源等组件组成。
姿态角
稳定平台ST-124M-3是三轴气浮平台（见后图）。
姿态角误差
平台常平架对x、y轴可以自由转动，z轴的转角限制在土45°范围内。
惯性常平架（平台台体）上有3个单自由度陀螺，其输入轴分别与惯性直
坐标转换
角坐标系统x、y、z轴相对准；其输出轴上的传感器产生正比于干扰力矩
的电信号，并通过平台电子组件的伺服回路使平台台体保持在惯性空间的
姿态角误差
（在箭体坐标系中）
方向上。平台台体上还有沿x、y、z3个方向的3个摆式积分陀螺加速度计，
每个加速度计表头内有一个摆式单自由度陀螺。表头的旋转速度与加速度
至控制分系统
计输入轴的加速度成正比，因此表头的转角正比于速度，，故该加速度计被
制导计算框图
称作积分加速度计。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·671·
飞行轨道
+X
滚动轴
分解器
飞行前垂直校直摆
外环
俯仰轴
+Y
分解器
伺服力矩马达
1A
陀
OA
惯性平台
陀螺
飞行器壳体
中环
分解器
伺服力矩马达
偏航轴
伺服棱镜
固定棱镜
积分加速度计
伺服力矩马达
ST-124M-3稳定平台
OA-输出轴：IA-输入轴：SRA-转子轴
发射前，用1组气浮轴承水平摆进行平台台体的调平，调平精度为土2.5”。方位校准是利用1台地面
经纬仪和平台上2个棱镜（固定棱镜和伺服驱动棱镜）来完成的。固定棱镜给出零位，经纬仪瞄准伺服驱
动棱镜，把平台台体转到瞄准方向。起飞后，火箭自动滚
仪器舱
动到所要求的方向。瞄准系统的精度为土5”。
控制信号
应急检测系统
数字计算机是1台高速通用计算机，其主要性能参数
处理器
速率陀螺
见附表。它与数据转换器一起组成电子计算机系统，完成
数字计算
以下4项主要任务：发射检测、导航和制导计算、运载火
飞行控制
机/数据
计算机
转换器
箭程序、轨道检测。
控制加速度计
（仅在S-4B级
姿态控制系统
工作时）
S-4B级
姿态控制系统（见右图）通过操纵发动机，改变推力
Be
Be
矢量来保持火箭的姿态。
辅助推
S-4B级
进系统
作动器
一级通过摆动4台外圈发动机来控制火箭的俯仰、偏
Be
S-1B
航和滚动。二级通过摆动J-2发动机来控制火箭的俯仰和
S-1B级
作动器
偏航，而滚动由辅助推进系统来控制。在滑行段，火箭3
个轴的姿态由辅助推进系统控制。状态控制系统接收来自
姿态控制系统框图

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美国
·672·
制导系统的制导指令和各控制敏感元件测量的输出，最终输入到各发动机作动器和辅助推进系统发动机作
为其指令信号。系统由控制加速度计、故障检测系统和控制信号处理器、控制计算机等组成。
控制加速度计捷联于火箭仪器舱中，两个加速度计分别敏感沿俯仰和偏航轴的旋转加速度的切向分
量。
故障检测系统和控制信号处理器是载人飞船安全系统的组成部分。在仪器舱内有9个速率陀螺，分别
测量俯仰、偏航和滚动轴的角速度，并构成三见余系统。控制信号处理器给9个速率陀螺供电并接收速率
陀螺的交流信号，解调成控制计算机所要求的直流模拟信号，控制信号处理器比较3个冗余陀螺的信号，
选出一组输入到控制计算机中，以便阻尼火箭的角位移。
控制计算机是一台模拟计算机，输入信号有：制导系统的姿态角误差、经控制信号处理器处理的故障
检测系统速率陀螺角速度、在一子级工作时仪器舱控制加速度计测量的侧向加速度。输出信号有：发动机
作动器的指令信号、辅助推进系统推力喷嘴的指令信号、监控内部运算与功能的遥测输出。
辅助推进系统
辅助推进系统包括两个动力舱。每个舱高203cm，安装在后裙1、ⅢI象限上，两者相隔180°。每个舱
中有3台液体火箭发动机、燃料和氧化剂贮箱挤压式供给系统、高压氨气瓶和调节器系统以及飞行前和飞
行中操作用的控制元件。
该系统在动力飞行段对二子级和有效载荷进行滚动控制，滑行期间进行俯仰、偏航和滚动控制。
辅助推进系统的氧化剂为四氧化二氮，燃料为一甲基肼。这是自燃推进剂，因此不需要点火装置。发
动机推力677N，最短工作时间约为65ms。
主要工作程序：姿态继电器接受飞行控制计算机发出的信号，使燃料和氧化剂电磁阀组动作，打开推
进剂阀门，推进剂流入燃烧室，自燃燃烧、产生控制推力。高压氮气进入贮箱，挤压装有燃料和氧化剂的
不锈钢膜盒，将推进剂挤压到发动机燃烧室内。
指令系统
指令系统（见下图）把地面站发来的数字数据传给箭载数字计算机，用来修正制导信息。
数字计算机/
数据转换器
指令译码器
仪器舱遥测系统
指令接收机
遥测站
输出
发射机
主控制中心
数字指令系统
地面站计算机
输人
指令系统

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土星系列（SATURNFAMILY）
·673·
设备包括发射和接收天线（定向、全向天线）、天线转换元件（包括同轴转换开关、混合环）、配电器、
S波段应答机（包括相位相干接收/发射机）和指令译码器。
指令信息经70kHz副载频调制到2101.8MHz载频上，联合S波段从地面站发射。发射的信息由箭上
应答机接收，并进行解调。输出的数字信息送到指令译码器，在送到数字计算机之前，为了可靠起见，要
进行检测。
火箭数字计算机按照程序识别多达26个不同类型指令码。大部分指令码为通用型，用于飞行程序，
有一些码仅用于特殊任务。通用型指令包括：时间基准修正、导航修正、执行开关选择器程序、遥测记忆
容量、终端指令程序。
数字码是补充形式的指令。数字码的数目随指令形式而变化。例如：一个时间基准修正信号要求30
多个数字码。
液压系统
一子级液压系统
一子级液压系统控制外圈4台发动机摆动。每台发动机都有1套独立的封闭液压系统。每套液压系统
都由蓄压器和油箱歧管组、主泵、辅助泵、偏航作动器和俯仰作动器组成。组件之间用硬管和软管连接。
在歧管组件内通过许多小孔连接组件内的各种元件，这种安排可以减少液压系统的外部管道，便于解决系
统泄漏问题。
液压系统主要元组件有：
1）主泵。主泵是两级7柱塞变量泵。它采用一个对输出压力敏感的装置补偿压力波动，以保持泵的
22.06MPa恒定输出压力。
2）辅助泵。辅助泵是轴向9柱塞变量泵。辅助泵通常在液压系统加注、清洗、泄漏检测、发动机单
元测试时和发射前才工作，其作用是在发动机点火前，为液压系统增压，使发动机保持在零位。在飞行期
间，此泵不工作。辅助泵由三相中频交流电动机驱动。电动机的地面电源电压为200V。
3）伺服作动器组件。由伺服阀、反馈电位计、过滤器、4个预滤阀、手动旁通阀、作动器位置指示器、
中位行程锁、液压油取样阀和放泄阀组成。两个伺服作动器组件安装在每台发动机两侧的正交平台上。伺
服阀接受来自计算机的指令信号，控制伺服作动器活塞的伸缩，使外圈发动机摆动，以实现火箭的俯仰、
偏航和滚动控制。发动机的摆角大小与指令信号成正比，其摆角方向与指令正负极性相对应。发动机的最
大摆角为土8°，实际上在飞行中从未超过最大摆角的1/3。活塞行程可达（24.28土1.52)cm；但实际操作时，
被限制在（19.41土1.52）cm范围内。每摆动1°所对应的活塞位移为1.21cm。反馈电位计反馈与活塞位移
相对应的信号，此信号同指令信号相减，用以使作动器活塞到达与指令信号大小相对应的预定位置。
4）蓄压器/油箱组件。该组件包括油箱和蓄压器。在系统工作期间储存高压流体以满足伺服作动器瞬
时峰值流量要求，并且阻尼油泵压力波动。氮气预充在蓄压器一边，这样，蓄压器活塞可使蓄压器容积随
储存的气体量而变化。低压油液送到泵入口。在油箱中，自行增压活塞的一端（大头）作用在低压液体上，
挤压低压液体，从而使油箱压力达到蓄压器压力的1V60，这样可使泵不致产生气蚀。这一组件的液体容积
和泵的高压流量能满足伺服作动器的最大性能要求，其安全系数为6。
液压系统工作过程为：主泵从蓄压器/油箱组件的低压（365kPa）端抽吸液体，并将液流压力提高到
最大值。主泵入口压力取决于它的出口压力，二者比值为1：60。当辅助泵工作时，泵入口压力为344.75kPa，

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·674·
出口压力最大值为21MPa。一般工作压力低于这个最大压力。油液通过高压管道到达歧管组件，并进入蓄
压器/油箱组件的高压端，然后从歧管组件通过软管流到伺服作动器。飞行控制计算机的电信号控制伺服阀
液流的方向和速度，方向和速度大小分别与指令信号的极性和大小相对应。这样，高压油能恰当地流到伺
然后再通过硬管流回泵入口。
一子级液压系统如下图所示。
H-1发动机机
蓄压器-油
低压快卸接头
高压械转动装置
低压泄放阀
箱歧管组件！低压泄放阀
泄放阀
主泵
液压作
低压腔
热开关
渗漏螺栓低压安全阀
动器
（2个）
隔离主泵
的单向阀
低压泄放阀：
高压
高压快
安全阀
卸接头
低压管
压腔
路油滤
压力传感器
高压
泄放阀主油滤
隔离辅助泵
氮气预充阀
的单向活门
渗漏螺栓
低压
电位计
泄放阀
辅助泵
压差指示器
热开关
高压
泄放阀
土星1B一子级液压系统
二子级液压系统
二子级液压系统是一个独立的闭环系统。其主要组成部分是：液氧涡轮泵驱动的主液压泵、压缩气瓶、
辅助电动泵、蓄压器/油箱组件、偏航作动器、俯仰作动器、导管与软管、阀门及传感器。
在一子级工作和分离段以及二子级发动机启动前，液压系统按指令要求使发动机固定在零位，以减小
惯性影响，防止发动机被碰坏。在级间分离后发动机要立即启动。如果火箭推力偏心，就需要进行弹道修
正。发动机启动后及随后的整个动力飞行段，液压系统能以8（)/s的角速度使发动机摆动，最大摆角可达
±7°。
主泵和辅助泵输出的液流流入同一条通向蓄压器入口的管道，蓄压器出口的高压管道通向两个作动
器。从作动器来的回油经回油管流向油箱入口，从油箱出口排出的油经回油管进入主泵。该液压回路允许
两个油泵并联工作。稳态时，系统总流量就是两个油泵额定输出流量之和。
液压系统总的设计原则是在确保系统可靠的前提下尽量简化该系统。
1）系统设计的特点之一是标准化，这样可以减少系统的管道数目，简化系统管道设计，减少生产、
装配和试验的工作量，提高飞行控制系统的可靠性。

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土星系列（SATURNFAMILY）
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2）在系统中设置辅助电动泵，供液压系统检测使用。此外，在发动机工作时，辅助泵与主液压泵并
联工作，使液压系统有某种余能力，以提高可靠性。
3）由于电子元件的可靠性远不如机械元件的可靠性高，因此，在作动器和伺服阀之间采用了机械反
馈回路和动压反馈回路，以提高系统的可靠性。
4）在液压系统设计时，还考虑了温控问题，发动机点火前整个涡轮泵装置的极限低温达一214.76℃，
因此，要求系统装在能隔热的钛合金支架上。在主泵和发动机涡轮泵交界处采用了多层玻璃纤维绝热措施。
同时还用液流通过辅助泵壳体进行循环，把热量分散给液压系统各元件，以防止系统在火箭进行地面操作
时结冰。
遥测系统
遥测系统包括一子级、二子级和仪器舱遥测系统。各级遥测系统都能独立工作，接收各自的测量信号，
并将它们转换为射频信号，经天线发送给地面站。起飞前，射频信号通过同轴开关和电缆传输给地面检测
站。
一子级遥测系统
一子级遥测系统共采用2套遥测系统，即脉码调制-调频系统和调频-调频系统。2套遥测系统的射频
信号通过多路调制器和1个共用天线发射。
2套遥测系统除了在飞行中传输测量数据外，还可在发射前传输实时检测数据。
二子级遥测系统
二子级遥测系统在S-206型号中，为一套脉码调制-调频系统。它由270型多路调制器（2个）、1D型
远距离数字式分路调制器（1个）、102型远距离模拟分路调制器（1个）、301型脉码调制-数字数据采集系
统（1个），射频装置（1个）、双向耦合器（2个）、同轴开关（1个）和天线等组成。1个270型调制器和
1个102型分路调制器的信号送到仪器舱遥测系统。另一个270型调制器的信号送往二子级遥测系统。
二子级遥测系统的功能与一子级脉码调制-调频系统的相同；此外，还可以检测遥测发射机的发射功率。
仪器舱遥测系统
仪器舱有2套遥测系统，即脉码调制-调频系统和调频-调频系统。脉码调制-调频的数据除通过甚高频
中继线传输外，还通过指令系统转换器传输。系统的功能是：发射前对运载火箭进行测试；飞行中直接测
定火箭的状态和检验由仪器舱指令系统接受的指令：飞行后可利用遥测数据对任务进行分析。
．测量系统
一子级测量系统
一子级测量系统由传感器、信号调节器和测量分配器组成。在火箭（SA-206）的一子级中共有283个
被测参数，其中266个在飞行中由遥测系统发给地面站。
二子级测量系统
二子级测量系统由各类传感器、信号调节器（4个）和译码器组成。这些传感器测量二子级各分系统
的各种参数。土星1B火箭（SA-206）二子级在飞行前和飞行中需测量约252个参数。

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美国
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系统所测参数有温度、压力、流量、位置、离散参数、液压、电压、电流、频率和转速。测量系统的
各种传感器把所测到的物理量变成电信号，经信号调节器调节后送往遥测系统，进行多路传输，并经射频
天线发送给地面遥测站。1个中心译码器和有关通道译码器用来翻译编码指令，以便校准测量系统。
电源和配电系统
一子级电源和配电系统
系统包括2个独立的分配主电源的母线网（十1D11和十1D21）、2个电池电源（D10和D20)。总共有
13条电缆把推进剂箱前、后裙的系统相互连接起来。其中有4条电缆在1号燃料箱外通过，9条在2号燃
料箱外通过。中央液氧箱的结构提供惟一的地面通道。主电源的直流电压为27～30V，导线的压降不低于
2V。
在火箭发射前，由地面电源供电，发射前50s转用箭上电源供电。通常是由单独的电源给一个母线网
供电。D10电源向需要高瞬时电流并产生瞬时电压的系统供电；D20电源向测量系统供电。
二子级电源和配电系统
二子级电源和配电系统（见下图）在火箭发射前通过控制电缆按指令接通。
二子级的电源系统为飞行操作提供直流和交流电并进行配电。在子级的前、后裙中共有4个电池供给
28V和56V直流电。
遥测
推进剂利用系统
靶场安全
变换器
接收机
靶场安全接收机
开关选择器
J-2发动机、
辅助液压泵电机
增压系统
辅助推进系统
液氢和液氧
程序装置
冷却变换器
土星1B二子级电源和配电系统
第1个前向和后向电源系统各包括1个28√直流电池和配电装置。前者给遥测和1号靶场安全系统、
前向电池加热器以及固定在前裙部的电源开关选择器供电；后者给J-2发动机、增压系统、辅助推进系统
组件、后向电池加热器、液压系统阀门以及子级的程序装置供电。
在第2个前向与后向电源系统中，前向系统1个28V直流电池和配电装置，用来给推进剂利用系统、
变换器、2号靶场安全系统供电；后向系统包括1个50V直流电池和配电设备，用来给辅助液压泵、氧化
剂冷却变换器和燃料冷却变换器供电。

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土星系列（SATURNFAMILY）
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仪器舱电源和配电系统
仪器舱的设备在飞行中主要由3个额定直流电压为28V士2V的银锌电池供电。在发射操作时，主要
由地面设备供电。在需要交流电的地方，由固态直流/交流变换器供电。仪器舱设备的供电由电源配电器分
配，配电器主要由接线盒和开关电路构成。仪器舱电源和配电系统见下图。
电池6D30
电池6D40
电池6D10
配电器601AI
6D10
6D11
6D40
6D416D11
6D11
6D41
6D10
6D30
6D316D41
6D40
6D31
6D30°
6D31
数据
1号、2号
6D31
辅助电源分
辅助电源分
56V电源
控制分配
5V测量
转换器
冷却液泵
配器601A33
配器602A34
器603A2
电压电源
6D51
6D81
测量分配
供给控制功能件
器602A3
主要母线给需要10A
6D61
电流的10个元件供电
母线电源给
测量分配
需要低电流
器602A1
的元件供电
土星1B仪器舱电源和配电系统
火工品系统
箭载火工品系统用于：级间分离、反推火箭和沉底火箭的点火与分离、推进剂消散以及H-1发动机的
启动和关闭。
级间分离系统火工品
分离系统火工品由2个爆炸电桥点火装置、2个爆炸电桥引爆器、1个引爆器组件、1个温性爆炸引信
装置等组成。
温性爆炸引信是用高级季戊炸药制成的连续药线，外面有铅皮保护，用聚乙烯塑料膜包封。一旦引爆，
能产生7010m/s的爆炸波速。
2条余温性爆炸引信平行安装在围绕后裙和后级间段分离面上的一条V形凹槽内，外面用可切断的
张紧带覆盖。温性爆炸引信线位于张紧带最薄部分（厚约1.27mm）的下面。在围绕后裙装好温性爆炸引
信线之后，把两端牢牢地连到有2个爆炸电桥引爆器的共用引爆器组件上。引爆器组件中的2个隔片可调
定引爆器引信两端的位置。按照分离指令，由爆炸电桥点火装置向引爆器传送（2300土100)V直流脉冲，
点燃温性爆炸引信线，切断张紧带。
张紧带由8段组成，固定在后裙上，并用螺栓连接到后级间段上，把后裙和后级间段连接在一起，待
发出级间分离指令后将结构切断。

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爆炸致偏板（5块）装在分离面前面，以保护辅助推进系统舱和沉底火箭，防止被爆开的张紧带破片
击坏。
当一子级1号或2号燃料（RP-1煤油）液位指示器或2号或3号液氧液位指示器动作时，级间分离系
统开始工作：指示器动作，向分离火工品系统和反推火箭点火系统爆炸电桥点火装置电路送28V直流电，
分离前2.5s，二子级开关选择器发出指令，向沉底火箭点火系统爆炸电桥点火装置的电路送28V直流电。
在级间分离指令发出前0.1s，二子级开关选择器触发爆炸电桥点火装置，点燃沉底火箭。分离时，一
子级开关选择器触发爆炸电桥点火装置，点燃反推火箭，并引爆分离火工品，级间分离后15s，抛掉耗尽
的沉底火箭及其整流罩，以减小子级的质量。
反推火箭系统
反推火箭系统由独立的点火系统点燃。该系统有2个引爆电桥点火装置，2个引爆电桥起爆器。每枚
反推火箭的点火器装有2个用来安装起爆器的带螺纹的插座。一对引爆电桥点火装置安装在后级间段的每
枚反推火箭处。由电缆连接点火装置和各自的起爆器。当发出分离指令时，每个点火装置把
2300V土100V直流脉冲传给起爆器。起爆器起爆并点燃点火器，点火器把热的微粒和气体喷到固体推
进剂表面，从而点燃反推火箭。
沉底火箭系统
桥点火装置，利用余引爆电桥点火装置和引爆电桥起爆器，确保沉底火箭点火成功。
沉底火箭抛弃系统
二子级分离后15s，为了减小子级的质量，要抛掉沉底火箭及其整流罩。
沉底火箭抛弃系统包括2个爆炸电桥点火装置、2个爆炸电桥引爆器、1个引爆器组件、2个限爆引信、
6个易碎螺母、3个弹簧加载的抛弃组件。
其工作程序为：二子级开关选择器发出沉底火箭抛弃指令，触发爆炸电桥点火装置，点火装置的
2300V土100V直流输出脉冲引爆爆炸电桥引爆器。爆炸波从引爆器通过限爆引信传播，同时炸碎6个易
碎螺母，于是弹簧加载的抛弃装置把沉底火箭推离二子级。
推进剂消散系统
一子级推进剂消散系统
一子级推进剂消散系统由2个爆炸电桥点火装置、1个安全解保装置、2个电桥起爆管、主导火索和
柔性线形装药组成。主导火索把爆炸索与安全解保装置中的起爆管相互连接起来。电桥点火装置与系统的
起爆管和靶场指令系统连接。
如果需要中止飞行，靶场安全指令系统发出信号给电桥高压蓄电电容器，使其充电并激发点火装置，
高能电脉冲传到安全解保装置的电桥起爆器，安全解保装置转子中的爆炸通道把起爆管的爆炸传给主导火
索，接着传到消散系统，切开推进剂贮箱，使推进剂沿径向消散，燃烧而不爆炸。
二子级推进剂消散系统
二子级推进剂消散系统包括2个爆炸电桥点火装置、2个引爆电桥引爆器、安全解保装置、前裙引信、
后箱底引信、液氢箱线形装药、液氧箱线形装药。
如果需要中止飞行，就用该系统切开二子级液氢箱壁和液氧箱底，推进剂的两种组元彼此消散分离，
减少了可能燃烧的推进剂量。

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土星系列（SATURNFAMILY）
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其工作程序是：引爆电桥点火装置把高压电脉冲传给爆炸电桥引爆器，引爆器引爆，爆炸波通过安全
解保装置的两条引线传给线形装药，使其爆炸并切开贮箱。消散推进剂。
H-1发动机的火工品
H-1发动机的火工品包括固体气体发生器、固体气体发生器启动器、非爆点火器和电爆阀。这些装置
用来启动和关闭发动机。
故障检测系统
故障检测系统由敏感元件、信号处理和转换电路、继电器和二极管逻辑电路、电子计时器和显示设备
组成。
故障检测系统能够探测飞行器故障的起因，并采用两种方法对故障作出响应：如果需要炸毁火箭，就
开始自动自毁程序；如果故障情况发展缓慢或者航天员能够预计并能采用相应措施，这时只需给航天员一
个可见指示。
故障检测系统设备安装在仪器舱中，共有9个故障探测系统用的速率陀螺。3个陀螺监视一个轴，这
样可以有三冗余。
控制信号处理机向9个速率陀螺供电并接收陀螺输入信号。信号经过处理，然后传给检测系统配电器
和飞行控制计算机。如果出现紧急情况，配电器可作为接线盒和转换装置，将应急信号显示在飞行器显示
板上。配电器还有自毁程序用的继电器和二极管逻辑电路，电子计时器在起飞时工作，40s后发出输出信
号。输出信号激励应急检测系统配电器中的继电器，关闭多台发动机。起飞后的40s，关机信号被抑制。
利用火箭飞行程序回路，通过仪器舱中开关选择器，也可对自毁电路进行限制；在一子级发动机正常关机
和火箭执行其他正常程序之前，需要这种限制。如果飞行角度超过限定值或两台发动机停止工作，而自毁
能力受到抑制，则航天员就要采用手动自毁。
典型飞行程序
土星1B（SA-208）火箭于1973年11月16日发射天空试验室4号（SL-4）的飞行程序如下表和后图
所示。
发射场为肯尼迪航天中心39B综合发射场，飞行方位角为53.781°。
飞行程序
时间/s
时间/s
事件
事件
起飞
T-0
级间分离
T+142.9
推进剂液位传感器工作
T+129.9
T+144.0
二子级发动机点火
一子级内圈发动机关机
T+137.82
沉底火箭分离
T+154.6
二子级发动机关机
T+141.29
一子级外圈发动机关机
T+577.5
发出一、二级分离指令
指令服务舱分离
T+ 142.5
T+10 800

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指令服务舱
二子级关机
与二子级分离
人轨
与二子级分离
后的阿波罗飞船
抛救生塔
与一子级分
离后的火箭
土星1B运载火箭飞行程序示意图
（孟佩弦）
土星5（SATURNV)
土星5运载火箭（见后图）由土星1和1B发展而来，是土星运载火箭系列的最后一个型号。它是重
型三级液体火箭，其主要任务是将阿波罗载人飞船送入月球过渡轨道。火箭设计中考虑的主要因素是可靠
性、性能和质量。为此，制导和控制系统、液压系统都采用了冗余技术和多数表决法。各子级用独立的电
气系统，级与级之间没有电源转换，仅有控制信号的联系。箭上装有应急检测系统以保证航天员安全。在
级间分离设计中，一、二子级间采用延迟两面分离，而二、三子级间则采用单面分离。土星1和1B火箭

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土星系列（SATURNFAMILY）
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的二子级（S-4B级）被用作土星5的三子级，但做了某些改进以提高性能。
土星5火箭于1962年由马歇尔航天中心研制。1967年11月9日，土星5火箭首次运载不载人飞船阿
波罗4号，并获得成功。1968年12月2日，土星5火箭首次进行载人飞行，将阿波罗8号送入绕月运行
轨道。至1973年12月，火箭共发射13次，成功率为100%（因飞船故障未完成登月任务的情况未计在内）。
土星5的运载能力：卡纳维拉尔角发射场发射，轨道倾角28.5°，185km圆轨道的有效载荷运载能力
为120t，1000km圆轨道为82.5t，地球同步转移轨道为60t，地球同步轨道为30t，逃逸轨道为50t。
土星5火箭
主要技术性能*
起飞质量
级数发动机
2 945.95 t
3
全长
起飞推力
110.64m（含有效载荷）
34029kN
推重比
箭体最大直径
10.06 m
1.18
翼展
运载能力
19.2 m
逃逸轨道
50t
注：*指土星5（SA-505～507）的性能数据。

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一子级（S-1C）
级长
推进剂
液氧／煤油
42.06 m
直径
海平面比冲
10.06 m
2607m/s
起飞质量
海平面总推力
2279t
34 029 kN
工作时间
推进剂质量
2148t
主机
发动机
5XF-1
168s
二子级（S-2）
级长
推进剂
24.87m
液氧／液氢
真空推力
直径
10.06 m
5148 kN
真空比冲
起飞质量
493t
4 168 m/s
工作时间
366s
推进剂质量
457 t
发动机
5XJ-2
三子级（S-4B）
级长
液氧/液氢
推进剂
18.1 m
6.6 m
真空推力
直径
902kN
真空比冲
起飞质量
4217m/s
122 t
144 s+336 s
推进剂质量
工作时间
110.53 t
发动机
J-2
仪器舱
0.92m
长度
结构质量
1.95 t
直径
6.6m
总体布局
土星5由一子级（S-1C级）、二子级（S-2级）、三子级（S-4B级）、仪器舱、级间段、级间分离装置、
箭船分离装置、发射救生系统等部件组成。
一子级采用串联式贮箱，推进剂为液氧与煤油RP-1，动力装置由5台F-1大推力发动机组成，其中4
台在外围，均可摆动土5°；1台在中央，固定不动。尾部装有4个尾翼和4个整流罩。在故障情况下，尾
翼可以阻尼火箭的旋转角速度，使航天员能采取措施排除故障，或者离开飞船。
二子级采用5台J-2液氧液氢火箭发动机，发动机的安装方式与一子级的相同。4台外围发动机可摆
动土7°。在二、三子级级间段外侧装有4枚反推火箭和4枚推进剂沉底火箭，在一子级整流罩内装有8枚
反推火箭。
三子级与土星S-1B火箭的二子级基本上相同，使用一台J-2发动机。贮箱采用共底结构，液氢箱在前，
液氧箱在后，液氢输送导管配置在液氧箱外侧。
三子级上面是仪器舱，舱内安装制导与控制用的平台/计算机系统。整个火箭的布局如后图所示。

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土星系列（SATURNFAMILY）
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发射救生系统
24.93m
指令舱
服务舱
服务指令/登月舱对接段
0.92m
仪器舱
前裙
6.6m
三子级
后裙
分离面
二、三子级级间段
24.87mm
二子级
10.06m
、二子级级间段
分离面
分离面
10.06m
一子级
土星5（SA-505）总体布局
箭体结构
运载火箭的箭体基本上采用半硬壳结构，外部用桁条、内部用隔框加强。主要结构材料是铝合金。
一子级结构
一子级结构（见后图）由前裙、液氧箱、箱间段、煤油箱和推力结构组成。主要结构材料是铝合金。
结构选用的极限安全系数大于1.4，届服强度安全系数为1.10。
前裙
前裙前端与二子级连接，后端与液氧箱连接，前裙中装有前脱落插头连接板、电气与电子仪器盒、液
氧箱与级间段的排气系统。蒙皮用隔框与桁条加强，蒙皮材料为7075-T6铝合金。
液氧箱
液氧箱由上、下底与圆筒壳组成。筒壁用机械铣切的T形剖面加强肋加强。用环形隔框与加强肋连接，

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美国
·684·
以增强箱体的稳定性。环形隔框还作为4个氮气瓶的支架。上、下箱底均为半椭球形。下底上装有防晃与
消旋用的十字形板，保证液体输送稳定。液氧箱箱壁的厚度不等，分8个壳段逐渐变薄，从后段的0.64cm
变薄到前段的0.48cm。
一子级分离面
前裙天线配置图
一前裙
遥测
电缆隧道管
液氧
靶场安全
外桁条(典型的)
箱间段
燃料
气氧管路
发动机整流罩(4)
尾翼（4)
推力结构
01
反推火箭(8)
发射方位
尾翼D
位置V
位置I
F-1发动机(5)
俯仰
电缆隧道管
尾翼A
尾翼CE
发动机、尾翼、整流罩
偏航轴
配置前视图
气氧管路
位置Ⅱ
位置Ⅲ
尾翼B
土星5一子级结构
箱间段
箱间段采用波纹板蒙皮和环形隔框结构。蒙皮材料为7075-T6铝合金。箱间段上装有煤油箱排气口和
与脱落插头连接的液氧加注与排泄接头。
煤油箱
煤油箱由圆筒壳和上、下底组成，是尾段与箱间段之间的承载结构。箱体用2219-T87铝合金制成，
其壁厚从后段的0.49cm逐渐向前分4段变薄至前段的0.43cm。箱体内壁装有防晃隔框，下底上装有十字
形消旋板。来自液氧箱的5条输送导管贯穿煤油箱，通往发动机。下底内壁粘有一层轻质泡沫填料作为附
属装置，使贮箱中残留的无用燃料减至最小。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·685·
推力结构
推力结构是把5台发动机产生的集中载荷扩散为作用于煤油箱周边的均匀载荷的承力结构，也是发动
机附件、底部防热板、尾翼、推进剂管路、反推火箭和环境控制管路的支撑结构。推力结构的外蒙皮用
7075-T6铝合金制成。结构的下端框上有4个牵制点，必要时可以在发动机全推力状态下牵制住火箭，还
能承受整个火箭和有效载荷的全部载荷。
防热板
防热板位于一子级底部发动机摆动平面的前部，用于在飞行时保护发动机和底部结构。防热板采用蜂
窝结构，夹芯由15-7PH不锈钢箔制成，夹芯高度2.45cm，面板厚0.254mm，用钎焊将面板与夹芯焊在一
起。
发动机整流罩
整流罩用于保护一子级外围的4台发动机，使其免受气动载荷的影响。每台外围发动机均用一个半圆
锥形整流罩保护。整流罩下部用钛合金，上部用铝合金制成。整流罩内部装有反推火箭和发动机作动器支
架。
尾翼
尾翼用4个固定尾翼来增强火箭的气动稳定性。尾翼蒙皮材料是钛合金。
二子级结构
前裙
二子级结构由壳体结构、液氢箱、液氧箱与推力结构组成（见
3.5m
右图)。
壳体结构
壳体结构由前裙、后裙和级间段组成，各段的结构形式相同，
液氢箱
(1068000L)
均为半硬壳，由7075铝合金制成；外部用帽形截面桁条加强，内部
用隔框加强以提高稳定性。后裙与级间段受力较大，结构较重。前
裙蒙皮厚0.10cm，后裙与级间段蒙皮厚0.18cm。壳体结构传递一、
二子级发动机的载荷（轴向与剪切载荷、弯矩）以及相邻级、推进
剂箱和推力结构之间的弯矩和轴向力。
共底
液氧箱
液氧箱由筒段、共底和椭球形下底组成（见后图）。下底由瓜瓣
液氧箱
(360700L)
6.7m
件拼焊而成，其内表面铣切成网格形。箱内装3块防晃环板以抑制
液氧晃动，下底出口处装有十字形消旋板，用以消除可能出现的旋
4.42m
涡。下底上还装有带6个孔的蓄留器，作为5台发动机输送管路的
后裙
加注、排泄口和通道。
推力结构
液氢箱
液氢箱由6个圆筒壳、椭球形上底与共底组成。各圆筒壳均用
级间段
纵向与环向加强件加强。圆筒壳和上底均由2014铝合金材料，通过
焊接制成。
共底
共底为液氧箱与液氢箱共用，既是液氧箱上底，又是液氢箱下
土星5二子级结构
底。共底呈半椭球形，是蜂窝夹层结构，面板由2014铝合金制成，
夹芯用玻璃纤维/酚醛材料制成，夹芯的厚度不等，顶端厚约12.96cm，周边厚0.20cm。夹芯与面板粘接

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成蜂窝结构。共底中央部位开有直径约0.9m的人孔。共底可隔离液氧箱与液氢箱之间的热传导。在共底
上没有连接接头或管路通过。共底上面板的周边靠』形剖面连接环框与液氢箱箱壁，下面板向下延长一段，
与液氧箱下底连接，以保持结构连续性。
共底
0.9m直径人孔盖
电容传感器
气体分配器
推进剂液面监视器
和气枕敏感器
液氧箱排气管
环向焊缝
防晃板
液氧回流管
液氧加注与排泄管
液氧排泄阀
后底
口盖
2.74m直径圆形件
十字形消漩板
液氧回流管
发动机输送管路连接管蓄留器
发动机关机传感器
土星5二子级液氧箱
液氢箱绝热
液氢箱采用外绝热系统，其优点主要是低温下铝合金箱体强度高，可减轻结构质量，工艺与检验操作
方便，从而可使绝热系统有较高的可靠性。
液氢箱采用过泡沫填充玻璃纤维蜂窝夹层绝热系统和喷涂泡沫绝热系统，还研究过双密封蜂窝绝热系
统。
泡沫填充蜂窝绝热系统的绝热层是用聚氨酯泡沫填充玻璃纤维蜂窝。绝热层厚度为40.6mm（箱壁）
和12.7mm（上底）。蜂窝用耐热酚醛夹芯，外表面是厚0.051mm的气障层，该层是用厚0.038mm的Tedlar
聚氟乙烯密封薄膜在浸酚醛的两层尼龙布上经热固化而成的夹层；再用环氧酚醛粘接到夹芯上，形成蜂窝
绝热系统。绝热层与液氢箱箱体也用环氧酚醛粘接。为防止绝热层可能与液氢产生反应以及为解决结构检
漏问题，采用氮气来吹洗绝热层。此绝热方案用于前5枚土星5火箭。
喷涂泡沫绝热系统用于以后的土星5火箭。该系统于1967年由马歇尔航天中心的制造工程实验室研
制，被用于环形螺接壳段、圆筒段、箱底、前过渡段、焊接件封填区。
喷涂泡沫是低温绝热技术的一项重大突破，其优点是：便于减轻质量、易于制造、修补量最小、无需
氮吹洗。
喷涂泡沫绝热系统由内向外依次是：M602-环氧酚醛涂层加1层聚酯M作为过渡层（在焊缝区用环氧
Koropon515-701作过渡层）；再喷涂19.1mm厚的聚氨酯泡沫；再涂3层聚氨酯树脂涂层；最后涂1层厚
0.0051mm的白色抗菌乙烯基聚合物V-455。在前裙泡沫绝热层的斜面上和在整流罩的凸起部分，还粘接

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土星系列（SATURNFAMILY）
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了6.35mm厚的软木防护板，用以保护绝热层，提高其抗气动加热或剥离的能力。
二子级各部位所用的绝热材料不同。贮箱共底的夹芯用泡沫材料充填，夹芯内部有连通网路；通过此
网路可以把氨气挤入共底，对共底进行吹洗和泄漏检查。液氢箱箱壁和上底、螺接环框、前裙部等部段都
用喷涂聚氨酯泡沫材料覆盖。前裙绝热层斜面的外表面粘有软木板。在液氢输送管路整流罩、回流管整流
罩、液氢加注与排泄口整流罩和系统隧道管的凸起部分，除喷涂聚氨酯泡沫外，还粘有软木板。
推力结构
推力结构的功能是把5台J-2发动机的推力传给壳体结构，承受发动机推力产生的压缩载荷，承受发
动机不工作时发动机质量产生的拉伸载荷以及二子级发动机质量产生的悬臂载荷，还用来安装二子级携带
的大部分系统元件。
推力结构与壳体结构一样，也是由7075铝合金制成的半硬
壳结构，外形呈截锥形，下端直径5.5m，上端直径10m。蒙
前裙
皮用隔框和帽形剖面的桁条加强。用4对推力纵梁（每台外围
发动机处有1对）和1根支承中心发动机的十字形梁来承受和
回
分散发动机的推力载荷。在推力结构的下部设有防热板。该板
用玻璃纤维蜂窝夹层结构，以保护二子级的底部，使其免受发
推进剂箱
动机排气的影响。
系统隧道管
隧道管装在二子级外表面，截面呈半圆形，直径55.88cm，
液氢箱
长18.3m。从后裙通到前裙。管内装有电缆、增压管路和贮箱
295000L
13.4m
推进剂消散用的火工品。一子级与仪器舱的连接电缆也通过这
条隧道管。
液氧箱
三子级结构
80100L
三子级的结构（见右图）基本与土星1B的二子级相同。
它由前裙、推进剂箱、后裙、后级间段、推力结构组成，但结
2.14m
构质量、直径、外形不同。与土星1B二子级相比较，土星5
后裙
三子级的前裙、后裙、级间段的质量都有所增加。后级间段外
形改为锥形，直径加大了3.4m。
前裙
前裙呈圆筒形，为液氢箱和仪器舱之间的支撑结构。其下
（带发动机的）
推力结构
端同液氢箱壁和前底的对接面连接，上端与仪器舱对接。通过
仪器舱上的检修舱口可检查前裙中的设备。前裙段内装5块环
境调节板，用来支撑各种电子装置。外装前脱落插头连接板、
天线、液氢箱排气口和隧道管整流罩。
后级间段
后裙段
后裙段呈圆筒形，为液氧箱和后级间段之间的承力结构，
前端与贮箱用螺栓连接，后端连接到后级间段上。一根易断的
张紧连接杆在S-2分离时断开，使后裙与后级间段分离。
后级间段
三子级结构
后级间段呈锥形，最大直径10.06m。它是S-4B和S-2级

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美国
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之间的承力结构，也是S-4B和S-2级之间电气和机械连接的交接处。级间段上安装S-2级的反推火箭。分
离时级间段仍与S-2级连接。
推进剂贮箱及共底的制作方法及其与后底的连接基本上与土星1B二子级相同。
仪器舱结构
仪器舱结构及其与飞船的对接相同于土星1B火箭的仪器舱，仅配置有区别（见下图）。
控制计算机Ⅲ
602组件
数据转接器和
数字计算机
设备安装冷却板（16)
603组件
制导和控制
仪器
V
ST-124M
电源和配电器
口盖
跟踪
脱落插头板
接头（3）
蜂窝夹层板(2)
601组件
后视图
全向
全向脉码调制
/彩色顺序传送
脉码调制/彩色
电缆支架和
顺序传送
吹除管道
脉码调制定向传送
V
彩色顺
彩色顺序传送接收
I
序传送接收
明
日
日
日
日
脱落
C波段雷达
遥测
彩色顺序
遥测
插头板口盖
传送发射
C波段雷达
天线配置
土星5仪器舱配置
仪器舱环境控制系统在飞行前和飞行中为仪器舱设备提供适当的工作环境。
环境控制系统由温控系统、飞行前吹除系统、气浮轴承供气系统、危险气体检测系统组成。
各系统的配置及其作用为：温控系统亦称冷却板、位于仪器舱和S-4B级内，各有16块冷却板，每块
冷却板有许多用丝锥攻出的螺栓孔，螺栓孔以格栅形式配置，便于安装元件。所用的循环冷却液为60%甲
醇和40%软水混合液，每块冷却板至少能消散热能420W。
气浮轴承供气系统为ST-124-M3惯性平台气体轴承提供氮气。氮气储存在仪器舱内一个56.6L的球形
气瓶中，压力为20.68MPa。在仪器舱气动控制台的控制下，通过脱落插头对气瓶充高压氮气。低压开关
监视气瓶中压力，若压力下降到低于6.9MPa，则ST-124-M3稳定平台停止工作，以排除对气体轴承的阻
尼。

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土星系列（SATURNFAMILY）
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推进系统
土星5推进系统由一、二、三子级发动机、推进剂输送系统、增压系统、推进剂管理系统和利用系统
组成。
一子级推进系统
发动机
发动机于1959年1月由洛克达因公司负责研制。它是一种一次启动、定推力的双组元推进剂发动机，
采用液氧作氧化剂，RP-1煤油作燃料，液氧和燃料的混合比为2.27。一子级装5台F-1发动机。1台固定
安装在中心，4台在外围。外围4台发动机可以摆土6°。
F-1发动机采用钟形推力室，推力室压力7.619MPa，喷管膨胀比为10，用燃料进行再生冷却；还有
一个可拆锥形延伸喷管，可把推力室的膨胀比增加到16，用燃气发生器的排气冷却。用一台涡轮泵组给推
力室输送液氧和RP-1燃料。涡轮泵由燃气发生器驱动。测量系统监视发动机的性能和工作状态。每台F-1
发动机质量8390kg，高5.79m，最大直径4.57m。发动机的主要组件有：推力室、涡轮泵、燃气发生器
（见下图）。
连接板
燃料人口
液氧人口
液氧主阀门
万向接头
液氧主阀门
自燃燃料歧管
涡轮泵
检测阀
燃料主阀门
热交换器
推力室
涡轮废气管
一推力室喷管扩散段
F-1发动机的主要组件

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美国
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1.推力室
它是管壁再生冷却式结构，外部有4组承力支架，两组用于固定涡轮泵安装座，两组作为摆动联动装
置的固定点。在推力室喷管出口处有涡轮排气支管，在喷注器注入端有燃料支管，焊接在推力室周围增强
帽带上的支架和螺杆作为绝热垫的连接点。推力室喷注器是多孔结构，铜制燃料环和氧化剂环形成喷注器
表面。
2.燃气发生器
用液氧和RP-1煤油推进剂，由两个火药点火器点燃，产生热燃气，驱动涡轮旋转。
3.涡轮泵
由同一涡轮轴上的燃料泵和氧化剂泵组成，用RP-1作润滑剂。它安装在燃烧室上，从而为燃气发生
器提供一个刚性安装架，同时也减少了许多挠性连接。
F-1发动机启动和关机程序：电信号使燃气发生器点火。火药点火将导火索烧熔，由地面液压打开氧
旋转，泵出口压力随之增高，自燃燃料隔膜破裂，主燃烧室点火。点火监控阀打开燃料主阀门，开始主级
工作。
发动机关机时按正常飞行关机程序，首先关闭中心发动机，随后关闭4台外围发动机。
中心发动机按仪器舱发出的指令关机，外围发动机按光学液氧耗尽传感器和备用的燃料耗尽传感器发
出的信号关机。
来自仪器舱的指令传递给开关选择器，以便能选择一台外围发动机的关机电路。当4个液氧液面传感
器中两个或两个以上接通时，计时器工作。计时器记时结束，就给每台外围发动机的中止电磁阀通电，液
氧主阀门与燃料主阀门先后关闭，推进剂断流，发动机关机。
输送系统
1.液氧输送系统（见后图）
该系统由5根输送管把贮箱中液氧输送给发动机。为了补偿发动机摆动和结构应力产生的移位，每根
管子都装有摆动和滑动接头。不管发动机摆到哪个位置，容积压力补偿管都能保证液氧流量不变。每根输
送管有一个前置阀，前置阀阀腔中充有氨气并作为吸收发动机脉冲的蓄压器。
2.燃料输送系统
燃料输送系统通过直径30.48cm的输送管给每台F-1发动机输送RP-1煤油。每根输送管与液氧输送
管一样装有摆动和滑动接头，并起相同作用。每根燃料输送管也有一个前置阀，作为主发动机燃料断流阀
的应急辅助阀。前置阀中有流量计。燃料箱箱底有发动机关机燃料液位传感器。当燃料耗尽时，若液氧传
感器未能关闭发动机，则可用它关闭发动机。
增压系统
1.液氧箱增压
为保证在发动机启动、建立推力为主级工作期间在涡轮泵入口有适当的净正抽吸压头，需要对液氧箱
预增压。预增压用的增压气体为氨气，飞行期间用气氧增压。
其工作过程是：把供给每台发动机头部的一部分液氧送入热交换器，在此由涡轮排气加热使之变成气
氧，加热后的气氧通过气氧增压管和气流控制阀输送到液氧箱。敏感线路将贮箱压力反馈给气流控制阀，
控制阀根据反馈压力来调节气氧的流量并保持贮箱气枕压力在124.11～137.9kPa范围内。
2.燃料箱增压
飞行时由液氧箱中氨气瓶的氨气增压。以氨气控制器中的5个电磁阀保持燃料箱的压力。1号阀门在
起飞前首先打开，飞行中，随着氮气瓶的压力下降，仪器舱发出指令，依次打开2、3、4号阀门，以不断

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土星系列（SATURNFAMILY）
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地保持贮箱的压力；如果贮箱压力下降到134.45kPa以下，飞行增压开关就打开5号阀门，当贮箱压力上
升到148.24kPa时再关闭5号阀门。
分配器
压力开关
液氧排气与保险阀
液氧排气阀
氧化剂箱
液氧加注→
3号输送管
和排泄管
-5号输送管
液氧断流传感器
4号输送管
（典型的5根管）
燃料箱
压力敏感线路
向1、3号输送管中吹
氨气，使得这两根管
中的液氧上升，因而
断流阀
把液氧通过另外三
根管子引下来，这样
增压管路
使液氧循环
液氧吹泡3号
后脱落插头
液氧吸人管
1号输送管
2号输送管
互连阀
前置阀
增压(氮)
0一用1号后脱落接头
液氧后加注
和排泄管
气氧控制阀
液氧主阀门(2)
气氧输人
（典型的5台发动机）
热交换器
图示说明
敏感线路
5号F-1
液氧
发动机
氮
燃料
气氧
(典型的5台)→
一子级液氧输送系统
二子级推进系统
发动机
二子级发动机系统由5台用液氢/液氧作推进剂的一次启动的J-2发动机组成。4台外围发动机平行于
级的中心线安装，发动机悬挂在摆动轴承上，可进行推力矢量控制。一台中心发动机固定安装在级的中心
线上。

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美国
·692·
J-2发动机的结构、型号、启动和关机程序与土星1B火箭二子级采用的J-2发动机相同。J-2发动机情
况详见土星1B火箭。
输送系统
1.液氧输送系统
含有4根直径20.32cm、带真空绝热外套的输送管、1根不绝热的输送管和5个常开前置阀。
其功能是将液氧输送给5台发动机。在发动机启动时，贮箱中的液氧通过前置阀和输送管流入每台发
动机。主阀门关闭后约300ms，液氧前置阀关闭，从而为液氧输送系统提供双重关闭机构。
2.液氢输送系统
含有5根直径20.32cm、带真空绝热外套的输送管和5个常开前置阀。前置阀在贮箱加注后一直关闭
到S-1级接到点火指令才打开。
其功能是将液氢输送给5台发动机。在发动机启动时，贮箱中的液氢通过前置阀和输送管流入每台发
动机。主阀门关闭后约425ms，前置阀关闭，从而为液氢输送系统提供双重关闭机构。
增压系统
1．液氧箱增压
利用液氧涡轮泵出口引出的液氧，经过加热变成气氧进行增压。其工作过程是：由每个热交换器出来
的气氧通过贮箱增压调节器进入公共增压管，然后通过气体分配器进入贮箱。在二子级发动机点火后180s
时，增压调节器按指令完全打开，直至二子级工作结束。气枕压力最高不超过289.58kPa。超过此压力时，
就要打开贮箱保险阀进行排气，以防止压力继续增加。二子级点火后约360s，压力达到最大。
.对液氧箱分级增压的目的是增加泵入口净正抽吸压头，减少由泵引起的发动机推力变化。
2.液氢箱增压
在二子级动力飞行段，液氢箱利用气氢增压。气氢是从每台外围发动机推力室氢喷注器歧管中引出来
的。此后，气氢进入子级的歧管，通过增压管和贮箱增压调节器，最后通过液氢箱气体分配器进入贮箱，
增压气体流量随液氢箱气枕压力变化而变化。
二子级发动机工作后约5min时，来自子级开关选择器的分级增压指令使调节器完全打开，并保持到
二子级助推结束为止。当调节器完全打开时，液氢箱中压力达到227.53kPa额定值。液氢箱的排气阀控制
贮箱中压力不超过额定值。
推进剂利用系统
推进剂利用系统通过控制液氧和液氢的混合比使推进剂两组元同时耗尽。此系统由旋转阀及电控制器
组成。其工作过程为：发动机启动时，推进剂利用阀处于中位，此时，推进剂混合比为5，在J-2发动机
启动后5.5s，箭载数字计算机向推进剂利用阀发出指令，使阀调到混合比为5.5的位置上。当火箭速度增
量达到预定值时，火箭数字计算机再次向推进剂利用阀控制电路发出指令，使剩余推进剂的混合比为4.3。
推进剂管理系统
二子级推进剂管理系统（见后图）在二子级工作的各阶段监视和控制推进剂。它利用液氧和液氢箱中
的电容传感器和点液位传感器来监视贮箱中的推进剂量；按程序加注推进剂时，点液位传感器用来给地面
设备提供贮箱中推进剂液位指示；在飞行中，点液位传感器在推进剂耗尽时发出信号给计算机，使发动机
平稳关机。电容传感器的输出信号由遥测系统发给地面站，地面可监视和记录推进剂消耗情况。
排气阀
排气阀在火箭飞行时作为保险阀，把贮箱中过量气枕气体直接排到箭体外面。操纵贮箱排气阀的压力
由两套独立的氨气系统提供，一套用来启动液氧箱排气阀，另一套用来启动液氢箱排气阀。
液氧箱排气阀把液氧箱的气枕压力限制到289.58kPa以下。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·693·
S-2开关
选择器
液氢测量
电桥
4.5
5.5
混合比
混合比
指令
指令
液氢质量
到其他4台
传感器
发动机
到地面加注
（电容式）
总和
计算机和遥测
与整形
液氧质量
传感器
阀门控制
遥测数据
（电容式）
放大器
液氧测量
电桥
液氧
伺服马达
液氢
液氧泵
阀门位置反馈
推进剂利用
J-2发动机
系统阀门
（5台）
阀门位置遥测信号
土星5二子级推进剂管理系统
液氢箱上有两个相对安装的排气阀。在一子级工作时，限制液氢箱气枕压力在172.37kPa以下，在二
子级工作时，限制气枕压力在227.53kPa以下。
为了人员的安全，在每个贮箱上都装有1个加注超压开关。在加注推进剂时，超压开关向地面设备发
送超压信号。
三子级主推进系统
发动机
三子级采用单台J-2发动机。J-2发动机是为了满足大推力、高性能、具有再次启动能力的上面级的需
要而设计的。在土星5上，对J-2发动机仅在绝热，限流孔、热交换器接头方面加以改进。此外，为使三
子级J-2发动机再启动，启动箱具有再次充氢能力。
在设计中，整个发动机采用焊接结构，热燃气与推进剂系统可分离的各个接头都采用双层密封，以防
止泄漏，提高可靠性。
三子级发动机基本上与二子级J-2发动机相同。J-2发动机第1次工作是在三子级分离后开始的，直至
火箭进入地球轨道。第2次工作时，将三子级-仪器舱-飞船送入月球转移轨道。J-2发动机再次启动与第1
次启动相同，仅启动箱加注过程不同，在以前的工作期间，启动箱中注满液氢和气氢。为保证有足够能量
驱动液氢/液氧泵涡轮旋转，二次启动允许有80～360min的等候时间。要用最短时间，通过加温使启动箱
取得足够压力。使涡轮废气系统的热气冷却下来也要用最短等候时间。延长加热时间会造成启动箱的能量
损失。因此规定在发动机再启动前的等候时间最多不超过6h。

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美国
·694·
输送系统
1.液氧输送系统
通过直径15.24cm的低压导管把液氧箱中液氧输送给发动机。发动机工作时，每分钟给发动机输送
195.2kg液氧，压力在172kPa以上。输送管上安装有波纹管，用来补偿发动机摆动、制造误差和结构连
接处的移位。
2.液氢输送系统
液氢通过直径48.26cm低压导管输送给J-2发动机涡轮泵，低压导管外部用真空套绝热。导管在温度
一207℃和输送压力为793.66kPa时，每分钟能输送36.24kg液氢。导管位于共底接合面上部的贮箱后壁
上。导管上装有波纹管，其作用与液氧输送管上的波纹管相同。
增压系统
1．液氧箱增压
由地面冷氮气源给液氧箱中9个冷氦气瓶充气。其工作过程为：在S-2、S-4B级分离后，增压系统工
作，冷氨气瓶中的冷氨通过热交换器膨胀后进入液氧箱，一小部分冷氨通过控制孔由热交换器旁通过，在
进入液氧箱之前与热气混合，飞行控制压力开关控制液氧箱控制组件中的电磁阀，把贮箱压力控制在262～
282kPa范围内。送入液氧箱的气流由辅助压力开关监视。如果压力开关失灵，由备用压力开关操纵液氧
箱控制组件中的电磁阀来控制液氧箱压力。再增压时仍用气瓶中的冷氨，冷氨先经氧/氢燃烧器加热、膨胀，
最后进入液氧箱。压力开关通过打开和关闭控制液氧箱再增压的电磁断流阀，使液氧箱压力保持在262～
282kPa范围内。
2.液氢箱增压
从J-2发动机引出的气氢通过液氢箱增压组件流入液氢箱。当贮箱压力增加到213kPa时，飞行控制
压力开关关闭增压组件的阀门，使贮箱压力保持在193～213kPa之间。再增压时使用球形气瓶中的冷氨。
其工作过程为：冷氮经液氧箱控制组件时，压力下降到2.65MPa，接着经液氧箱再增压控制装置进入氧/
氢燃烧室，在此加热膨胀，最后进入液氢箱，压力开关打开或关闭再增压控制组件中的电磁断流阀，使贮
箱压力保持在193~213kPa范围内。
推进剂利用系统
推进剂利用系统（见后图）工作原理同二子级，只是各阶段控制的混合比不同，在发动机启动时的混
合比为5，并且在第1次工作时一直保持这个值。发动机再次启动之前，推进剂利用系统（见图）的阀门
按指令完全打开，以达到约4.5的混合比，并保持在此位置上，直至发动机工作约120s为止；然后推进剂
利用阀接收指令，回到零位，混合比变为5。如果三子级发动机延时到第2次入轨时再启动，推力达到90%
时，由开关选择器指令使发动机混合比由4.5变为5。
推进剂管理系统
三子级推进剂管理系统基本上类似于二子级。
氨气源
液氢箱中有9个球形氨气瓶用于液氧箱增压与再增压和液氢箱再增压。推力结构上装有8个具有环境
温度的球形氨气瓶，其中5个用作液氢箱再增压的备用气源，两个作为液氧箱再增压的备用气源，一个作
为气动控制操作的气源。发动机上启动箱内的球形氨气瓶用作发动机气动控制操作的气源。
排气系统
三子级排气-安全系统用于防止贮箱产生过压，并可在需要控制排气时，按指令进行排气。推进剂箱按
程序进行推进和非推进排气。飞行时通常安全阀动作，氧蒸气通过非推进排气系统排出。特殊的非推进安
全排气则由飞行程序和地面专门指令来控制。在三子级第1次和第2次工作之间，液氢箱根据指令通过推

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土星系列（SATURNFAMILY）
·S69·
进排气孔排气，使推进剂沉底。
液氧加注量
和时间调制
点液位传感器
液氢箱-
295000L
电桥
5×液氢质量
液氢质量传感器
（圆筒形电容器）
液氧质量
液氧质量传感器
防晃板
（圆筒形电容器）
点液位
整形电路
传感器工
点液位传感器
电桥
液氧箱
80100L
液氢加注
量和时间调
发动机混合比阀门
液氧耗尽点液
制
位传感器
调制器
伺服放大器
伺服马达
求和电路
三子级推进剂利用系统
1.液氧排气系统
液氧排气系统包括推进排气口、排气和安全阀以及非推进排气口、开启件和非推进排气阀。它用于三
子级正常工作时控制液氧箱排气，并在贮箱中出现过压时卸压排气。
2.液氢排气系统
液氢排气系统用来对液氢箱进行推进或非推进排气。它由定向控制阀按指令控制通过地面排气管排气
或通过飞行非推进排气管排气。
三子级辅助推进系统
辅助推进系统的功能：在动力飞行时仅控制三子级的滚动，而在滑行时则控制子级的三轴姿态和推进
剂沉底。每个舱有3台姿态控制发动机，其中2台控制滚动和偏航，1台控制俯仰。还有1台沉底发动机
用于在三子级发动机关机后及发动机第2次启动前使贮箱中的推进剂沉底。
三子级辅助推进系统共有8台发动机，分置在2个舱中。每个舱内有4台发动机，其中3台推力为667.5N
的控制发动机，1台推力为311.5N的发动机。2个舱互成180°，安装在三子级后裙上，可以拆卸，便于检
查或更换。每个舱自备氧化剂、燃料和增压系统（氨气）。采用挤压式输送系统，该系统由单独的燃料箱
和氧化剂箱、各自的推进控制器和给发动机分配推进剂的歧管组成。
发动机采用四氧化二氮和一甲基肼推进剂。控制发动机（见后图上）用8个控制阀，燃料与氧化剂系
统各4个。为防止故障，控制阀以串并联形式配置。推进剂沉底发动机（见后图下）在燃料和氧化剂管路
中只用单个阀门，发动机工作的最小脉冲时间为70ms。

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烧蚀式喷管被套
带涂层的钼喉衬
陶瓷烧蚀
衬套
见余阀门组件
热沉式喷注器
玻璃纤维编织缠绕
防辐射罩(下部)
防辐射罩（上部)
控制发动机
玻璃纤维缠绕
推进剂阀门
石棉缠绕
安装筒
电连接器
平行缠绕烧蚀层
喷注器
陶瓷衬套
陶瓷喉衬
平行缠绕
烧蚀层
90定向烧蚀层
推进剂沉底发动机
分离系统
一、二子级的级间分离采用双面分离技术，即级间结构在2个分离面上分开，而二、三子级的级间分
离则在1个分离面上分开。
一、二子级的级间分离程序：
1）爆炸电桥点火装置解保；
2）火工品准备指令通过二子级开关选择器送给一子级电路，给爆炸电桥装置提供28V直流电，准备
第1分离面分离和反推火箭点火，并将准备指令通过二子级开关选择器送给二子级电路，把28V直流电
供给爆炸电桥装置，准备沉底火箭点火和第2分离面分离；
3）随着外围发动机关机，二子级沉底火箭点火；
4）第1分离面分离，并解开闭锁装置，使第2分离面能够分离；

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土星系列（SATURNFAMILY）
·697·
5）在第1分离面分离后约30s，仪器舱（计算机）发出分离指令，第2分离面分离。即向二子级开关
选择器发送分离指令，以触发火工品导火索并引爆第2分离面的线形装药，线形装药爆炸，切断级间段，
J-2发动机排气，火箭加速并产生反作用力，两者的联合作用使级间段减速。
二、三子级的级间分离程序为：
1）发出级间分离火工品准备指令，由二子级开关选择器接通二、三子级电路，并将28V直流电加至
爆炸电桥点火装置，使级间分离和反推火箭点火；
2）以相等间隔安装在级间段周边的4枚反推火箭在级间分离后点火，二子级减速。
级间分离系统见下图。
后裙
后裙压板、
张紧带
温性起爆引信
（季戊炸药
起爆器盒爆炸
电桥点火装置
S-4B沉底火箭
爆炸电桥点火
后级间段
装置引爆引信管
S-2/S-4B分离面
S-2反推火箭
(在2746.5位置）
限爆引信
S-1C/S-2第二分离面
(反推火箭）
S-2
(在1760位置）
限爆引信（沉底火箭）
S-1C/S-2
第一分离面（在1564位置）
保护罩
爆炸电桥点火
装置起爆器盒
推进剂沉底
张力板
火箭（S-2）
爆炸电桥点火
装置限爆引信管
爆炸电桥点火
装置起爆器盒
分离面
S-1C.
S-1C级反推火箭
限爆引信
第一、二分离面结构相同
线形装药（三甲撑三硝基胺)
限爆引信管爆炸
电桥点火装置
级间分离系统
控制系统
土星5控制系统的功能、工作原理及组成与土星1B基本上相同。由于土星1B为二级火箭，而土星5
为三级火箭，其中一子级有5台发动机，中间1台是固定的，外围4台可以摆动，控制火箭的俯仰、偏航
和滚动；二子级也有5台发动机，中间1台固定，外围4台可摆动；三子级与土星1B的二子级相同，用
1台摆动发动机和辅助推进系统，因而相应的控制系统框图（见后图）有部分改变。在系统组成中比土星

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美国
·698·
1B少了2个控制加速度计。另外，为了载人飞船的安全，采用了多种余技术。
来自飞船的姿态
数字计算机
控制信号
S-1C级
发动机作动器
姿态修
姿态角
控制指令
S-2级
数据
控制
到发动机
发动机作动器
速度
转换器
正指令
计算机
S-4B级
发动机作动器
稳定
平台
S-4B级
控制传感器
到喷管
辅助推进系统
积分
加速度计
S-1C级
开关选择器
S-2级
开关选择器
飞行程序
到各级电路
指令
S-4B级
开关选择器
修正信息
仪器舱
指令接收机
开关选择器
和译码器
土星5控制系统框图
姿态控制系统的组成如下图所示。在火箭飞行时一、二子级由子级外围的4台发动机摆动进行姿态控
制，三级动力飞行段由J-2发动机摆动进行俯仰、偏航控制，由辅助推进系统进行滚动控制，滑行段由辅
助推进系统进行俯仰、偏航和滚动控制。
仪器舱
控制-应急检测
控制信号处理器
系统速率陀螺
飞行控制
数字计算机/
计算机
数据转换器
三子级
三子级
辅助推进系统
作动器
三子级
Be
子级
作动器
一子级
B
一子级
作动器
姿态控制系统框图

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土星系列（SATURNFAMILY）
·669·
为了尽可能提高系统的可靠性，土星5在设计时较为保守。一方面，采用的元器件和技术是最大限度
地经过飞行验证的；另一方面，采用余技术以提高可靠性。对控制系统所采用的余技术（框图见下图）
介绍如下。
控制分系统
制导分系统
一子级发动机摆动
从飞船来的信号
系统（多个并联元件
冗余结构)
控制计算机
数据转换器
主要-基准-备份
双冗余结构
冗余结构
二子级发动机摆动
稳定平台
三冗余结构
多个并联元件
系统（多个并联元件
（主要-基准-备份
冗余结构）
冗余结构
冗余结构)
控制信号处理机
数字计算机
三子级发动机
主要-基准-备份
平台电子设备
双见余结构
摆动系统
冗余结构
三见余结构
速率陀螺
三子级辅助控制
发动机
主要-基准-备份
四冗余结构
冗余结构
控制系统用的余技术框图
1）稳定平台：采用全系统备份的方案，在进入地球轨道和月球过渡轨道段，用飞船上的平台及制导
系统作为土星5运载火箭的备份（见下图）。还考虑另一种备份系统，就是采用第2套捷联式制导系统作
为稳定平台制导系统的备份。
飞船平台分系统
飞船数字分系统
运载火箭制导系统
制导系统
故障探测器
切换激励
飞船
运载火箭
运载火箭平台
运载火箭数字
控制计算机
分系统
分系统
到运载火箭上其他系统
平台备份系统
2）平台元件：对关键元件采用了余技术，如：常平架上的分解器；加速度计上的光学编码盘；陀
螺和加速度计的激励电源。
3）速率陀螺：采用三冗余结构，与土星1B火箭相同。

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美国
·700·
液压系统
一子级液压系统
一子级液压系统（见下图）包括液压源、摆动作动器和发动机控制器。
一子级装有5台F-1发动机。火箭的姿态控制是通过液压作动器双向摆动外圈的4台发动机来实现的。
S-1C级液压系统的任务是在火箭主动段飞行期间，接受计算机控制指令，双向摆动发动机以提供控制
力矩，从而稳定和操纵火箭沿最佳计算轨道飞行。
到2号涡轮泵组件人口
来自1号涡轮泵排出燃料
单向阀
摆动支点
推力结构作动器连接点
液压作动器
歧管过滤器
(每台发动机2个）
涡轮泵燃料排泄管
伺服阀控制作动器行程
作动器/起飞联锁装置
（电位计确保火箭在作动
器超过偏航或俯仰极限
时停止起飞）
作动器（每台发动机2个）
俯仰
Ⅲ火箭偏航轴
外围的
额定推
摆动发动机
（4台）时，倾角0
火箭俯仰轴
偏
V
摆动点
滚动
正方形方向架摆动角+5.1°，
负载下发动机摆动率5%s
固定发动机（1台）倾角0°
土星5一子级液压系统
液压系统的设计考虑S-1C级独特之处是尺寸很大，F-1发动机的推力和质量几乎比H-1发动机大10
倍。摆动这种大发动机的液压系统也是前所未有的。这种大尺寸使按常规采用液压油作为传动介质的液压
系统设计变得相当困难。于是采用了压力为12.41MPa的RP-1煤油作为传动介质。煤油直接取自发动机
涡轮泵，经过液压系统作功后又返回到发动机系统。因为发动机涡轮泵能提供的流量比液压系统所需的大

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土星系列（SATURNFAMILY）
·701·
得多，因而是很好的恒压源。这种压力较低、开路、单一通道的液压系统非常简单，同时因为采用的元件
数量少，所以系统的可靠性高。
这种液压系统的缺点是煤油黏度低、润滑性差、容易腐蚀、污染难以控制、容易着火不安全。为了克
服用煤油作为液压传动介质的缺陷，采取了如下措施：
：1）伺服阀的各液压孔道设计得相当大，以便能经受比在常规系统中经常出现的更高的污染。
2)为了避免在室内使用易燃的RP-1煤油，在制造厂和试验室试验时，要使用符合军用标准M1L-H-5606
的液压油。对于某些系统试验，则用物理性能和RP-1相似，而又符合安全要求的RP-1喷气燃料。
3）采用与RP-1、RJ-1和液压油等液体（一种液体或其他混合物）都能相容的VitonA作为密封件。
4）在液压系统中采用高效率过滤器。单一通道的低压系统，对于某一特定摆动速度需要的流量较大，
因此污物也更多。同时单一通道中的过滤器在一个通道所做的过滤工作，必须和在闭路液压系统中对液体
所做的多重过滤工作一样多。这些都需要有高效率的过滤器。
液压系统组件及其特性同其他液压系统相比，这个系统非常简单，除管道和某些辅助阀门外，仅用两
个伺服作动器。液压系统不需要主泵和辅助泵，飞行中的液压能源直接取自发动机燃料涡轮泵。这种燃料
经过伺服作动器作功后又返回发动机系统。地面检测的液压能源则由地面能源设备通过箭上分配器供给，
在作动器作功后又经过箭上分配器返回地面能源设备。
作动器设计要求，伺服作动器是S-1C级液压系统的关键部件。它和土星5其他级上的作动器一样，
主要由电液流量控制伺服阀和由它控制的双向直线作动的液压作动筒组成。为了提高可靠性，设有预滤旁
通阀，以便让燃料在不通过伺服阀和过滤器的情况下，对液压系统进行过滤清洗。为了确保最大可靠性，
每个作动器内还装有一个全流量过滤器和取样阀。为了改善作动器的性能，伺服阀采用了动压反馈技术。
从发动机涡轮泵来的液流压力较低，而需要的作动力却很大，这就决定了伺服作动器的活塞面积要大，
并且要设计一种三级伺服阀，以提高其响应速度。
当火箭在飞行中遭受最大动压时，发动机将要经受最大的摆动力矩，作动器以5（)/s的最大摆速摆动
外围发动机土5.166°。
为保证运载火箭的总可靠性，就要提高每个分系统的可靠性。在伺服系统不采用余技术的情况下，
用机械反馈的伺服作动器来提高系统的总可靠性。机械反馈的主要缺点是：伺服作动器线性度差，分辨力
低，改变发动机摆动的动态响应特性所需要的开路增益变化弹性小。机械反馈的优点是：当从伺服放大器
来的信号消失时，伺服作动器有自动回到零位的特性，系统可采用更加先进的流体放大技术；此外，由于
取消了电气反馈元件及其有关的导线和电源，机械反馈能使伺服作动器一体化和小型化，从而能使运载火
箭减少326根控制回路导线（质量减小22.7～45.4kg）和744个锡焊接头或卷边接头，从而又从总体上提
高了火箭的可靠性。
二子级液压系统
二子级有5台J-2发动机，其中1台固定于中心位置，利用伺服作动器双向摆动外围4台发动机，为
运载火箭提供姿态控制力矩。液压系统组成和工作原理与土星1B二子级的相同，只是具体参数上有区别。
伺服作动29组件：活塞直径112.8mm，活塞杆直径44.5mm，有效面积83.8×104m²，全行程76.7mm，
（其中延伸行程38.4mm，收缩行程38.4mm）。
总系统数据：液压油为军用标准MIL/H/5606A，供油压力24.1MPa，回油压力0.689MPa，发动机摆
动角士7°。
工作过程：发动机点火时，液流在压力作用下接通主泵与蓄压器和油箱的压力管道。S-1C与S-1级分
离后，S-2级开关选择器指令打开蓄压器的闭锁阀门，使高压流体流到每个作动器、储存流体的蓄压器，

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美国
·702·
在主液压泵工作之前具备摆动能量。S-2级发动机主级工作时，由主液压泵供给伺服作动器高压流体，操
纵发动机以8（)/s摆速摆动土7°。
一、二子级都采用多台发动机结构。每台外围发动机都由各自的液压系统摆动。这种方案具有足够的
操纵可靠性。当其中1个作动器发生故障时，通过控制其余3台发动机的位置，仍能给火箭足够的控制力
矩。
三子级液压系统
三子级液压系统是在土星1B火箭二子级液压系统基础上改进而成的。除伺服作动器外，液压系统的
组成和工作原理与土星1B二子级液压系统完全相同。
为了完成载人登月任务，土星5三子级的伺服作动器需要更高的可靠性。发动机用2个伺服作动器控
制俯仰和偏航。其液压能源来自发动机驱动的油泵。伺服作动器的低功率部分既精密，又复杂，不可能任
意加大或加强，提高其可靠性的办法是对不可靠元件采用余线路。这种技术的基本原理是多数表决。三
子级液压系统伺服作动器采用了这种技术。伺服作动器有3个伺服阀，3条电路，并按输入信号进行表决
（见下图）。
力矩马达
液压放大器
i1
挡板限制
指
位移
令
力矩马达
液压放大器
X
滑阀流量
i2
滑阀
挡板限制
2
2
增益
电
流
液压放大器
力矩马达
Q3
73
i3
挡板限制
3
3
三线反馈
多数表决伺服阀框图
如果其中某个线路因故障或损坏，另外两个线路仍然能够完成控制任务。这种具有余线路的伺服作
动器与常规非余线路伺服作动器的可靠性比较列于下表。
余与非瓦余线路的伺服作动器的可靠性比较
伺服作动器
地面检测
飞行状态
0.909
非余线路的伺服作动器
0.99882
0.862
66660
瓦余线路的伺服作动器
由表中可以看出，采用余线路的伺服作动器线路复杂，元件数量大。因此在地面检测时，其操作可
靠度要比非余线路伺服作动器低。但是在飞行状态下，余线路伺服作动器的可靠度则显著提高。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·703·
遥测和跟踪系统
遥测系统
遥测系统包括一子级、二子级、三子级和仪器舱遥测系统。各级遥测系统都能独立工作。其发射频率
均为甚高频（230～260MHz）。作用基本上与土星1B火箭相同。
一子级遥测系统
一子级遥测系统由脉幅调制-调频-调频系统和脉码调制-调频系统组成（见下图）。
天线
地面辅助设备
数据
270多路位置
时间记数器
240.2MHz
电压驻波比
同轴开关
F1
射频组合
组合(脉幅调
监视器
功率分配器
数据
制/调频/调频)
多
路
磁带记录器
数据
270多路位置
时间记数器
耦
组合（脉幅调
电压驻波比
252.4MHz
F2
合
射频组合
制/调频/调频）
数据
监视器
器
数据
270多路位置
时间记数器
F3
电压驻波比231.9MHz
组合（脉幅调
射频组合
数据
监视器
制/调频/调频）
270多路脉码
地面辅助
调制/调频
脉码调制数
数据
天线
设备
电压驻波比
P1
射频组合
字数据收集
244.3
多
监视器
系统组合
MHz
路
同轴开关
245多路
功率分配器
数据
耦
单边/调频
电压驻波比
235.0
单边带
射频组合
-S1
MHz
监视器
组合
合
器
245多路
数据
单边带
电压驻波比256.2
单边/调频
S2
射频组合
组合
监视器
MHz
土星5一子级遥测系统
脉幅调制/调频/调频（PAM/FM/FM）系统用来传输压力、温度等中、低频信号，同时以1/3的取样率
将时分数据送往脉码调制数据采集系统，传输发射前测试和飞行时的数据。脉码调制-调频系统用来采集和
发送模拟数据和数字数据。发射前通过同轴电缆为自动化地面测试发送数据，飞行时通过射频中继线向地
面发送数据。
二子级遥测系统
二子级遥测系统（见后图）由2套脉幅调制/调频/调频系统和1套脉码调制-调频系统组成。3套遥测
系统的射频信号通过射频多路调制器，由公用的全向天线发送出去。
4副天线互成90°分开安装，全向覆盖。这种天线是线性、背空、开槽天线，由混合连接环和电源分
配器馈电。
该遥测系统功能基本与一子级相同。主要接收测量系统大量的模拟和离散信号，并将其发送给地面站。

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美国
·704·
监测参数有加速度、噪声、离散参数、流量、液位、位置、压力、转数、应变、温度振动、电压、电流、
频率等。
地面辅助设备
天线（约20W)
天线（约20W）
地面辅助设备
A
功率分配器
同轴开关
同轴开关
功率分配器
射频多路耦合器
混合连接
射频多路耦合器
S-1发射机
F-1发射机
F-2发射机
P-1发射机
F-3发射机
S-2发射机
227.2MHz
241.5MHz
234.0MHz
248.6MHz
229.9MHz
236.2MHz
磁带记录器一继电器
一定时装置
地面辅助
设备
P-1脉码
F-3脉幅
F-2脉幅
F-1脉幅
S-2单边/
S-1单边
调制/数字
调制/调频
调制/调频
调制/调频
调频组合
/调频组合
数据采集
/调频组合
/调频组合
/调频组合
系统组件
多路调制器与
数字编码器
转换器
副多路调制器
离散数据
转换器
信号调节器
二子级遥测系统
三子级遥测系统
三子级遥测系统（见后图）在SA-507和SA-508型号中采用了2套遥测系统：单边带调制-调频系统
和脉码调制-调频系统。在SA-509上只用了1套脉码调制-调频系统。脉码调制-调频系统的组成与功能同
土星1B二子级遥测系统。单边带调制-调频系统由单边带遥测装置、单边带隔离放大器和ⅡI型射频装置组
成。
单边带调制-调频系统用来获取飞行中的振动和声音数据。单边带遥测装置有15个数据输入通道，每
装置，另一路用于地面测试。
2套遥测系统的射频信号通过射频多路调制器送入天线系统。天线系统包括射频功率分配器、开关、

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土星系列（SATURNFAMILY）
·705·
耦合器和检测器。射频检测器监视发射机功率和反射功率，以便检验射频传输效率。天线为两个折叠的偶
极子，位于前裙相对的两边。天线的发射方向图使两个地面站能同时收到信号。
天线1
天线2
遥测功率分配器
同轴开关
发射功率检测器
发射功率检测器
射频多路调制器
反射
正向
功率
功率
双向耦合器
双向耦合器
双向耦合器
检测
检测器
单边带发射机
射频组合Ⅱ
调制/高频
脉码调制/调频
发射机
来自校正器
来自仪器舱
301型脉码调
同步数据
的数据
制/数字数据采
集系统
270型多路
单边带隔离
调制器
放大器
远置数字副
遥测振荡器
多路调制器
弹上单边带
组合
转换装置
双电平数据
传输到仪器舱的数据
遥测校准
245型振动
模拟数据
多路调制器
同步数据
远距模拟副
270型DP180
振动数据
多路调制器
多路调制器
土星5三子级遥测系统
仪器舱遥测系统
仪器舱遥测系统（见后图）有2套遥测系统：脉码调制-调频系统和调频-调频系统。MUX-270型多路
调制器，RDM-410型遥控数字多路传输器、301型脉码调制/数字数据采集系统和调频发射机组成了脉码调
频-调频遥测系统。MUX-270型多路调制器、调频副载频振荡器和调频发射机组成了调频-调频遥测系统。
两路射频信号均通过耦合器经天线发送到地面站。射频信号也可以通过同轴开关转换，由同轴电缆传
送到地面检测站。仪器舱遥测系统大约处理200个测量参数。其功能基本上与土星1B仪器舱遥测系统相
同。

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美国
·706·
定向彩色程序
全向脉码调制彩色
天线
传送天线
定向脉码调制天线顺序传送天线
~20W
~20W
~20W
混合环
同轴开关
同轴开关
功率分配器
超高频
多路耦合器
脉冲转换器
射频组合
2282.5MHz
2277.5MHz
电压驻波比
测量组件
S-1射频组
数字数据
P-1
采集系统/
射频组合
件259.7MHz
计算机
来自开关选择器指令信号
255.1MHz
接口装置
F-2
S-1单边/
F-1射频组
射频组合
调频组件
件250.7MHz
245.3MHz
来自S-4BBO多路调制器
磁带记录器
硬线道人盒区
F-1脉幅调
P-1脉码调制
F-2脉幅调制
制/调频/调
数字数据
-调频-
频组件
慢速多路
采集系统
调频组件
调制器
来自测量
供记录、重发和直接
分配器
发送的内部开关
AO多路
BO多路
调制器
调制器
来自测量分配器
来自测量分配器
的振动数据
远距数字多路
调制器
一连接S-4B级脉码调制-数字数据采集系统
来自测量
分配器
远距数字多路
接F-1
调制器
来自开关
遥测校正器
遥测校正器
F-2
选择器
控制单元
组件
S-1
P-1
数字数据
仪器舱遥测系统
跟踪系统
为确定火箭的轨道，需要跟踪系统连续向地面站传送信息，跟踪数据用于飞行控制、靶场安全和飞行
后评价火箭性能。跟踪系统（见后图上）包括C波段雷达和S波段系统。C波段雷达用于发射和轨道飞行
段的精确跟踪，它是一个脉冲雷达。为使雷达的跟踪能力不受火箭姿态影响，在仪器舱中安装2台C波段
雷达应答机。地面站跟踪利用统一S波段系统的统一边带系统。
测量系统
土星5火箭测量系统基本上与土星1B相同，由传感器、信号调节器和分配装置组成，分布在火箭各
级的不同部位上。它主要用于监视各级的工作状态和特性，把测得的数据经过处理和调节，变成遥测系统
可接收的形式。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·707·
接收器
每架天线
~2500W
C波段雷达系统
接收器
4
触发脉冲比较器
接收器
应答机
4
接收器
发送----
5765MHz
接收-
5690MHz
由比较器驱动的晶体开关
注：
自动选择输出
区别于仪器舱C波段
最强的接收机天线
的脉冲编码
统一S波段系统
发送---2287.5MHz
28VDC
应答机
接收---2106.4MHz
仪器舱
28VDC
发送---2282.5MHz
应答机
接收---2101.8MHz
发送--5765MHz
C波段雷达系统28VDC
应答机
~400W
接收---5690MHz
28VDC
发送---5765MHz
应答机
~400W
接收---5690MHz
S-1C级（原用于S-1C级的补偿多普勒频率测量系统已停用）
土星5跟踪系统
测量系统的信号调节器放在测量架上，测量架放置各种交、直流放大器和专用组件。信号调节器集中
放在测量架上，便于对其进行供电和校检，并把调节器的输出信号送往分配装置。分配装置按要求把信号
送到遥测指定的通道上。一子级有27个测量架，二子级有9个，见下图，三子级测量架见后图。各子级
测量系统基本相同。
(9个）二子级
测量架(27个)一子级
接其他测量架
测量架选
择器（2个）
传感器或信号源
测量校准器
温度基准接送
分区盒
热电偶—
直流放大器
2
应变仪
直流放大器
射极
微音器（声学）
3
交流放大器
跟随器
测量分配|
专用组件
电流、电压、传感器等
装置
加速度计(纵向加速度)
交流放大器
到遥测系统
射极
6
加速度计(振动)-
交流放大器
跟随器
注：安装在测量架上的交流
5VDC
放大器从7号至20号
28VDC
电源
5VDC
28
分压
VDC
信号（起飞，熄火等）
网络
28VDC
0-5VDC
电位计（压力测量等）
5VDC
数字数据
到遥测系统
连续液位
一、二子级测量系统

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美国
·708·
信号调节器
信号调节
器组件前
传感器或信号源
裙部7个，
后裙部10
电阻温度计
个，后级间
段1个)
电桥
晶体振动传感器
交流放大器
隔离盒
配电器
应变仪
（分压网络）5V直流
电压输送
信号(开关等)
到遥测系统
信号(开关等)
电压(电池等)
压力传感器(应变计型)
28VDC
电压源
5VDC
电位计型（压力表等）
到遥测系统
三子级测量系统
到其他测量架
测量架用
测量架(10)
仅供地面测试使用
的选择器
测量校准器
传感器或信号源
直流放大器（1)
热电偶
加速度计(振动)
直流放大器（2）
测量分
直流放大器（3)
误差信号（计算机和平台)
配装置
注：测量架内装有4号
至20号直流放大器
28
到遥测
电源
VDC
系统
5
28VDC
VDC
分压
5VDC
信号(第一级工作、分离等)
网络
28VDC
0~5VDC
电位计（压力表、加速度计等）
5VDC
数字数据
制导系统
到遥测系统
仪器舱测量系统

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土星系列（SATURNFAMILY）
·709·
仪器舱内有4个测量架（SA-505），每个架上有20个信号调节组件，每个组件除调节电路外，还有2
个继电器和按高、低量程模拟的传感器电路，发射前用来校验信号调节器。仪器舱测量系统见上页下图。
电源和配电系统
一子级电源和配电系统
一子级电源系统由操作系统电源和测量系统电源组成。一子级由2组28V电池供电。第1组为操作
电源系统电池，给阀门装置、吹除和排气系统、增压系统和程序与飞行控制装置供电；第2组为测量电源
系统电池，给传感器、遥测系统、多路调制器和发射机供电。两组电池通过共用主电源配电器向负载供电，
但两个系统是完全独立的。
一子级有6个电源配电器，它们采用简化了的电源和配电线路，也作为接线盒并内装有继电器、二极
管、开关和其他电气设备。在操作电源配电系统和测量电源系统之间没有电源转换设备，一个系统出现故
障不会导致另一系统中设备发生故障。一子级电源和配电系统见下图。
装在前级问段
测量分配器
一测量和遥测系统
2号电池
1号电池
1250A min
640 A min
地面电源
主配电器
28VDC
推进系统
定时
5V电压(7)
测量配电器
(前置阀)
配电盘
推进和机
推力-正常
推进系统
械系统（发
测量分配器
分配器
分配器
动机关机
数字数据
采集系统）
测量和遥测系统
发动机系统（推力）
时序和控测
分配器
应急探测系统
·机械系统
·数字数据采集系统
除注明者外，示出的部件
·靶场安全系统
都装在推力架上
·分离系统
·时序系统
一子级电源和配电系统
二子级电源和配电系统
电源系统由6条箭上直流母线系统和1条地面交流母线系统组成。火箭起飞前约50s，开始电源转切，
改用箭上电池。飞行时，电源系统母线由4个银锌电池供电。
每个电源有一套独立的配电系统。在主电源或有关配电系统之间没有转换设备，一个系统出现任何电
气故障都不会引起另一系统的故障。
配电系统按下述准则在不同的母线之间向负载配电：飞行负载由主直流母线供电；所有仪器均由仪器
直流母线供电：所有仅在地面操作的负载由地面电源供电，并与飞行负载隔开；再循环泵电机系统由56V

<!-- 第 753 页 -->
美国
·710·
直流系统供电；两个独立的电源专门给推进剂消散、故障检测系统和分离系统供电。二子级电源和配电系
统见下图。
测量仪器和
测量仪器
测量配电器
遥测系统
电源
前裙部/
主电池
推力架范围
2号靶场安全系统
28VDC35A-h
推进剂监视和管理系统
地面电源
配电器
(28VDC)
2号重复
时序
推进剂
循环电池
控制器
分离利用系统
28VDC35Ah
系统
一发动机点火电源
1号重复
循环电池
28VDC35A-h
1号靶场安全系统
测量仪器电池
重复循环转换器
5V测量电源
（5个）56VDC
28VDC35A·h
地面电源56VDC
测量和遥测系统
交流泵
二子级电源和配电系统
三子级电源和配电系统
前两条主母线和后两条主母线给该级所有系统供电。两条母线彼此隔开，每条母线利用电源转换开关
由地面设备电源转换到子级电源。子级电源包括4个氧化银锌电池，两个位于前设备舱，另两个位于后设
备舱。加热器和仪器的探头是每个电池的一个整体构件。三子级电源和配电系统见后图。
仪器舱电源和配电系统
仪器舱电源和配电系统（见后图下）为仪器舱设备供电。主电源是银锌电池组，额定电压28V+2V
直流。舱内所需交流电由固态直流-交流变换器提供，配电由电源配电器完成。配电器由接线盒、开关电路
组成。
配电系统设备及其功能为：电源配电器（1个）分配仪器舱部件所要求的28V电源，飞行中用的或发
射前电气辅助设备供给的28V电源均由电源配电器分配，它亦为电气辅助设备和仪器舱部件配电；辅助
电源配电器（2个）为小电流负载提供28V直流电。辅助电源配电器内的继电器不仅在发射前的检测过程
中，而且在飞行中均能接通或断开，向仪器舱部件供电。测量配电器（1个）收集由仪器舱遥测系统发出
的全部测量结果，并把它们送到适当的遥测通道中；控制分配器（1个）给小电流负载分配28V电，并给
ST-124-M3惯性平台组件分配由56V电源送出56V直流电；故障检测系统配电器（1个）为飞船和运载
火箭之间唯一电气连接件。

<!-- 第 754 页 -->
土星系列（SATURNFAMILY）
·711·
2号电池28
大多数前级间段
1号电池28V
到电池加温器
VDC,25A-h
部件都装在冷却板上
DC 300A-h
至1号靶场
到2号靶场
安全系统
28VDC
安全系统
配电器
地面电源
控制
测量电源
静态逆变/
分配器
变换器组合
5VDC
到遥测系统
前裙部
后裙部
到推进剂到推进剂
到测量系统
利用系统利用系统
1号电池28
测量电源到测量系统
到电池加温器
2号电池56
VDC100A-h
VDC78A-h
地面电源
配电器
配电器
地面电源
顺序器
控制分配器
到控制延时组合
到辅助
液压系统
到J-2
到冷却系统（燃料、氧化剂）
发动机
到S-4B
到应急
系统
检测系统
来自开关
到开关选择器
到沉底火箭
选择器
到增压系统
三子级电源和配电系统
到冷却系统
辅助配电器
彩色顺序传送设备
到C波段雷达和测量架
到ST-124M平台电气组合
至火箭
交流
电池28VDC
电池28VDC
数据
电源
350A-h
350A·h
适配器
地面电源28VDC
56VDC
配电器
控制分配器
56VDC
28VDC
电源
到冷却泵
电池28VDC
350A·h
控制计算机
到控制信号
辅助配电器
数据接合器
处理器和遥测
应急检测
系统分配器
仪器舱开关选择器
28VDC
到遥测
ST-124M
测量
主测
系统
平台电气组合
配电器
量电源
5VDC
控制信号
处理器
由测量架和测量
到测量架
传感器来的信号
到S-4B级
测量配电器
到遥测系统一
仪器舱电源和配电系统

<!-- 第 755 页 -->
美国
·712·
火箭各子级和仪器舱用的电池特性见下表。
各子级和仪器舱的电池特性表
子级
仪器舱
项目
S-1C
S-2
S-4B
干电池
干电池
干电池
干电池
类型
材料
氧化银锌
碱性银锌
氧化银锌
碱性银锌
在软水中
电解质
在清水中加氢氧化钾
在清水中加氢氧化钾
在软水中加氢氧化钾
加氢氧化钾
20节带抽
20节电池，每节1.5V
由4节电池供电，后舱2号电池用2节
20节，每节1.5V，若不
头电池，可按
带分插头，以便按需要
28V电池串联，提供58V输出电压
组成
需要如此高电压，用带
需要降低电
选择18节或19节电池
抽头18节或19节电池
压
前舱
前舱
后舱
后舱
28V±2V
额定电压
28V±2V直流
1号
1号
2号
直流
2号
28V
28V
28V
28V
直流
直流
直流
直流
28V±2V直流
(2组)
(2组)
(2组)
9.98(1号电池)
总质量/kg
74.82(3块)
74.83
37.64
37.64
68.02
9.07
24.9(2号电池)
火工品系统
一子级火工品系统
一子级火工品系统包括推进剂消散系统（见后图上）和反推火箭系统。
推进剂消散系统
当一子级偏离预定轨道或继续飞行危及安全时，可利用该系统来中止飞行。消散系统是一种双通道并
联瓦余系统，由射频部分、火工品导火索部分、安全解保装置组成。安全解保装置是遥控机电火工品装置，
用来启动或禁止启动各子级推进剂消散系统。
在紧急情况下需要中止飞行时，靶场安全官员给火箭两个编码射频指令：一个解开爆炸电桥点火装置
的保险并关闭一子级发动机；另一个使装在安全解保装置上的电桥起爆器中的爆炸电桥放电，爆炸波通过
和煤油贮箱上的柔性线形装药，线形装药的爆炸力沿纵向切开推进剂箱，并消散推进剂。
液氧箱上装有2.24m长的线形装药，燃料箱上有3段，这些装药是按照贮箱切开后，使推进剂尽量少
混合的要求布置的。
反推火箭
一子级安装的8枚固体推进剂反推火箭（见后图下）成对地安装在F-1发动机整流罩中，每枚火箭用
销钉固定在支架上，固定支架偏离中心线7.5°。推进剂为多硫化合物燃料，黏合剂中加高氯酸铵氧化剂。
药柱浇铸成有12角星形内孔，发动机长2.18m，直径38.73cm，质量228.82kg，推进剂质量126.21kg，
平均有效推力337kN，有效燃烧时间0.541S。

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土星系列（SATURNFAMILY）
·713
限爆引信组件(2个）
限爆引信三通
位置Ⅱ
位置I
靶场安全天线
保险/解保装置：
指令自毁装置
煤油箱
线形装药
限爆引信组件(2个）
火工品罩
位置Ⅲ
位置IV
液氧箱线形装药
火工品罩
靶场安全天线
限爆引信(2个)
一子级推进剂消散系统
板接地，并抗振安装
爆炸电桥点火装置
限爆引信跨
接管
限爆引信管
-1C级
反推火箭底部（典型8个）
爆炸电桥
起爆器
限爆引信起爆器
限爆引信
跨接管
压力传感器
到遥测系统
爆炸电桥点火装置
到另外7枚
限爆引信组件
反推火箭
一子级反推火箭
反推火箭的工作过程为：由仪器舱发出点火指令，点燃瓦余点火系统、爆炸电桥点火装置电路用一个

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美国
·714·
常闭式继电器接地，此时断开。火箭减速到0.5g时，两个爆炸电桥点火装置把高压电信号传送给电桥起爆
器。信号使起爆器的电桥爆炸，从而起爆周围炸药。爆炸通过限爆引信歧管的炸药及其组件传到点火器组
件，于是点燃反推火箭底部的点火组件，产生燃气、点燃反推火箭药柱。在一子级工作结束后产生分离推
力，若8枚火箭中有1枚不工作，则另外7枚反推火箭产生的推力在不到1s时间内就可使一子级与上面
级至少离开1.8m。
二子级火工品系统
二子级火工品系统包括沉底火箭、分离系统
火工品、推进剂消散系统和反推火箭。
推进剂消散系统
推进剂消散系统的功能和组成与一子级相
同。液氢箱线形装药起爆时，贮箱切开一个长
可抛掷整流罩组件
9.15m的纵向开口；液氧箱自毁装药把液氧箱和二
子级后裙同时炸开一个长3.97m的横向开口。炸
固定整流罩
药均采用环三甲撑三硝胺。
反推火箭
二子级装有4枚反推火箭（见右图）。级间分
离系统组件的连接方法与下述沉底火箭的相似。
反推火箭互成90°安装在2519和2633位置之间的
-S-4B级间段
二、三子级级间段后端。反推火箭与箭体中心线
的外偏角约3°，而喷管与中心线外偏角为9.5°。
反推火箭壳体采用4130号钢。直径22.86cm，
长2.30m，火箭总长3.19m，质量171.39kg。每
枚火箭工作时间为1.52s，推力为154.71kN。推
进剂用单药柱，粘接在壳体中，内部留有渐缩五
角星形芯孔，内装121.76kg固体推进剂。
沉底火箭
二子级装有4枚沉底火箭（见后图），它们互
S-2/S-4B
成90°，平行于子级箭体中心线，装在一、二子级
现场连接面
可调拉杆装置
级间段的后周边上。火箭喷管在第1分离面上面
向外偏10°，以减小力矩和减轻沉底火箭排气的撞
击。火箭在J-2发动机点火前工作使贮箱中原来因
失重而弥散的推进剂下沉，保障发动机正常点火。
若其中任何一枚火箭不工作，则其余火箭所提供
的加速度仍能保证J-2发动机正常点火。
限爆引信起爆器一
每枚沉底火箭长2.26m、直径31.75cm，工
限爆引信装置
作时间3.75s、推力102.33kN。壳体采用4130号
罩子
钢制成。装有152.54kg固体推进剂，推进剂内留
有四角星形芯孔，推进剂组成中高氯酸铵占总质
量的82%。
二子级反推火箭（4枚）

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土星系列（SATURNFAMILY）
·715·
限爆引信装置
限爆引信装置
供压力测量用
限爆引信
限爆引信
起爆器
起爆器
一塞子
点火器接合器
S-2级级间段
第一个分离面
整流罩
二子级沉底火箭（4枚）
限爆引信装置把两条限爆引信连接在一起，并通过它们将4枚沉底火箭连接在一起。
分离系统火工品
S-1C/S-2级的分离采用双面分离，两级之间的结构在两个分离面上分开。
第1分离面用的火工品装置包括爆炸电桥点火装置（2个），它安装在S-1第1分离面下面的S-1C/S-1
级间段上，其引线连到爆炸电桥起爆器上；起爆器（2个）安装在线形装药的起爆器组件中；一条线形装
药用固定夹安装在适当位置，外面盖上盖板，盖板用夹子固定并密封，以保护线形装药；线形装药起爆器
安装在可调支架上，以适应线形装药的长度变化和级间段圆周公差，线形装药绕级间段周边配置，由起爆
器接通。
工作时用两套爆炸电桥点火装置来引爆线形装药，其蓄能电容器在一子级助推后期由28V直流电源
充电，触发器的信号使蓄能电容器放电，电流进入爆炸电桥起爆器，电桥释放的能量引爆起爆器中的炸药，
起爆器的输出引爆线形装药爆炸，切断1564处连接S-1C和S-2级间段的连接件。
第2分离面火工品的作用和组成与第1分离面相似。爆炸电桥点火装置装在S-1C和S-1级间段的分
离面稍下部位，线形装药爆炸切断1760处连接S-1C和S-2级间段的连接件。

<!-- 第 759 页 -->
美国
·716·
第1分离面和第2分离面在结构上是相似的。
三子级火工品系统
三子级火工品系统（见下图）包括分离系统、沉底火箭、沉底火箭抛掷件、推进剂消散系统和反推火
箭。
保险/解保装置
爆炸电桥点火
装置
推进剂消散
系统
液氢箱线形装药
限爆引信
沉底火
液氧箱线形装药
限爆引信管
爆炸电桥点火
爆炸电桥点火装置
/装置
起爆器盒
起爆器盒
沉底火箭
抛弃系统
第三分离面
双温性导爆索
分离系统
(分离系统)
限爆引信
（沉底火箭（2枚）
截面位置
截面位置Ⅱ
一二子级反推火箭（4枚）
截面位置Ⅲ
截面位置IV
三子级火工品主要组成部分
分离系统火工品
分离系统火工品由爆炸电桥点火装置（2个）、爆炸电桥起爆器（2个）、起爆器盒（1个）和起爆引信
（1个）组成。点火装置装在S-2/S-4B级间段上，稍低于第3分离面位置，引线与装在起爆器盒中的爆炸
电桥起爆器相接：起爆器盒装在火箭蒙皮内侧；起爆引信沿火箭周边装在张紧带的下面，其末端在起爆盒
内。
S-1和S-4B级第3分离面的位置2746.3处，用两个余爆炸电桥点火装置来起爆引信，引信引爆后，
切断在2746.5位置处连接S-1/S-4B级间段的张紧带。
沉底火箭
沉底火箭的功用和组成与S-2级的相似。沉底火箭内装五角星形芯孔固体推进剂药柱，壳体由4135
号钢制成，推进剂质量26.67kg，工作时间3.87s，推力15.066kN。火箭彼此相对安装在S-4B级后裙的
整流罩中，并向外倾斜，以减少排气撞击的影响，在一枚火箭发生故障时，减少合成力矩。
在S-4B级后裙上安装爆炸电桥点火装置和限爆引信管，限爆引信装置把引信管连到分离盒上，再连
到限爆引信起爆器上。分离盒装在级和每枚沉底火箭之间，以利于抛掷，并保持限爆引信的连续性。每个

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土星系列（SATURNFAMILY）
·717·
分离盒由两块经机加工制成的铝合金件组成。上部把限爆引信末端固定在起爆器上，下部固定来自引信管
的限爆引信装置。抛掷时，盒子上、下两部分分离；下部继续留在子级上，上部分与沉底火箭、整流罩一
起被抛掉。
工作时，给蓄能电容器充电到2300V，解开爆炸电桥点火装置的保险，开始点火程序。在S-2级发动
机关机时，爆炸电桥点火装置接收触发信号，电容器放电，把高能电脉冲传给爆炸电桥起爆器，起爆后爆
炸波通过限爆引信管、限爆引信装置、分离盒传播。在S-4B级第1次点火助推期间，若火箭飞行超出极
限轨道或继续飞行会出现危险时，中止火箭飞行。
推进剂消散系统
推进剂消散系统是由两部分组成的双通道并联余系统。射频部分接受解译和控制推进剂消散指令。
火工品导火药的组成包括爆炸电桥点火装置（2个）、爆炸电桥起爆器（2个）、安全解保装置（双通道共
用）、限爆引信装置（2个）、限爆引信三通（2个）和3条线形装药。在危急情况下，需要中止火箭飞行
时，则可由靶场给火箭发送2个编码信息。
故障检测系统
故障检测系统用于检测飞行期间可能出现的故障，并对其作出反应，以保护人员安全，这是该系统最
基本的功用。
该系统由信号处理和转换电路、继电器、二极管逻辑电路、电子计时器和显示设备组成。敏感元件安
装在火箭的各个部位。
SA-505号故障检测系统有自动和手动两种中止飞行模式。
自动中止飞行系统
感系统的冗余是为了防止因工作疏忽致毁而采用的。自动中止飞行在下列情况下进行：仪器舱和指令舱服
±4（)/s或滚动速率超出土20（)/s。
手动中止飞行系统
自动中止飞行系统被抑制时，可由航天员使用手动中止飞行系统。手动中止飞行至少要根据两个独立
而不同的指示进行。这些指示是故障检测系统传感器显示、生理学指示以及地面指令的组合。故障检测系
统的显示装置由指示灯和仪器组成。它们指示每台发动机的推力损失、级间分离程序、火箭基准姿态偏差、
攻角、贮箱气枕压力、飞船姿态误差和角速率等。
手动中止飞行受到严格的限制，必须当俯仰和偏航>士4（°)/s（起飞至S-1C和S-1级分离）；士9（°)/s
中止飞行
为保护发射场，30s前中止飞行时绝不能中止S-1C级的推力。在发射阶段实行中止飞行是由发射救
生系统或由服务舱推进系统执行。发射救生系统由固体推进剂发射救生发动机、1台抛塔发动机和1套鸭
式分系统组成。发射救生发动机的作用是推开指令舱使其离开火箭飞到安全的地方；服务舱推进系统中止
飞行是利用服务舱的发动机把指令服务舱推离火箭，并机动飞行到预定的着陆区，或助推到一个临时轨道
上。SA-505号故障检测系统原理见后图。

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美国
·718·
手动中止
中止飞行
飞行
请求
分离
攻角
自动中止
航天员判定
飞船显示
飞行
姿态误差
中止飞行
关机
角速度
飞船
俯仰-偏航
滚动速度
禁止自动
火箭，逾限率
中止飞行
火箭姿态
开关
选择器
基准偏差
2台发动机，中
止飞行截止
仪器舱
S-4B燃料
和液氧箱压力
S-4B关机
S-4B推力
S-4B级
S-2第2分离面
S-2关机
S-2推力
S-2燃料箱压力
S-2级
S-1C两台
S-1C推力
S-1C关机
发动机熄火
S-1C级
故障检测系统框图
SA-507号S-1C级发动机故障检测系统
发动机故障检测系统用来监视和检测多台发动机故障。由仪器舱的计时器抑制故障检测系统的多台发
动机关机指令，以使T一30s以前不发出指令，这样使火箭有时间飞离发射区，以确保飞船能在水上紧急
溅落。从T一30s以后，直到中心发动机关机前0.8s，可使故障检测系统多台发动机回路接通。此时，来
自两台或多台发动机的推力不正常信号使故障检测系统发出发动机关机指令，关闭该级全部发动机。应急
检测系统控制的多台发动机关机随时都可由航天员来制止。
外围发动机关机系统只监视外围发动机。如果检测到两台相邻发动机关机，就发出关闭其余发动机的
关机信号。关机系统可防止在中心发动机关机之后，万一外围两台相邻发动机出故障而导致子级折断。
S-1C级发动机应急关机
在紧急情况下，发动机可以通过下述方法关机：地面设备发出指令关机；靶场安全指令关机；推力不

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土星系列（SATURNFAMILY）
·719·
正常关机；应急检测系统关机：外部关机系统关机。
S-2级发动机故障检测系统
每台发动机都有一套检测故障和使发动机安全关机的系统。如果发动机的两个主级正常压力开关都没
有指示出发动机的推力足以维持主级工作，这时，就应关闭这台发动机。若发动机已进入主级工作，而两
个主级正常压力开关由于推力低而未能动作，这时也要关闭发动机。
仪器舱中安装的故障检测系统
仪器舱中安装的故障检测系统用来检测火箭在动力段飞行时可能发生的故障情况。
典型飞行程序
运载火箭：土星5
有效载荷：阿波罗10（SA-505）
发射日期：1969年5月18日
S-4B级第一次
S-2级关机，
关机进人地球
并抛掉
停候轨道
惯性制导开始
抛掉救生塔
后级间段分离
S-2级发动机点火
S-1C与S-2级分离
外围发动机关机
停止俯仰
中心发动机关机
最大动压
俯仰+滚动控制
偏航控制
起飞
一制导基准
土星5（SA-505）火箭的飞行程序

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美国
·720·
火箭从肯尼迪航天中心39B综合发射场发
射。飞行方位角在72°～108°。火箭发射与入轨
月球轨道
飞行程序详见前图和下表。当火箭从发射台上
太阳轨道
升起时，就进行偏航操纵，以防万一因疾风或
自由返回轨道
发动机故障而使火箭与塔架相碰撞。火箭飞离
指令服务
塔架之后，就开始俯仰和滚动控制，以获得适
舱进人月
球轨道
指令服务舱月球
当的飞行姿态和飞行方向。起飞后T十161S,
月球轨道
过渡轨道
S-4B级/
S-1C级关机，S-1C级与S-2级分离；T+163s，
月球过渡轨道
仪器舱轨道
S-2级点火；T+459s，S-2级关机；S-1级与
S-4B级分离，S-4B级第1次点火；T+700s，
S-4B级关机；进入地球停泊轨道，S-4B级再次
地球停候轨道
启动，把飞船送入月球轨道，火箭与飞船分离。
人轨点
之后，S-4B级超越飞行，S-4B级执行剩余推进
在飞行2或
剂逆向排出和安全程序。利用火箭辅助推进系
3圈期间
S-4B
起飞
统中的可用推进剂和主推进系统排气产生的推
再启动
S-4B剩余燃料
力推开已废弃的S-4B-仪器舱，使其通过月球背
逆向排出和安全程序
S-4B二次工作
面进入太阳轨道。在服务指令舱进入月球引力
进人月球过渡轨
服务舱指令舱分离
道自由返回轨道
场时，必须确定是停留在可转移到月球过渡轨
指令舱洋面回收
道的自由返回轨道上，还是刹车进入月球轨道。
若决定飞向月球轨道，则航天员进入登月舱检
土星5月球轨道飞行任务的飞行轨道
查关键系统的状态；在进入月球轨道之前，航
天员应返回指令舱。由服务舱推进系统制动飞船使其进入环月圆轨道。在此期间，航天员进入登月舱，指
令服务舱与登月舱开始分离，登月舱飞行模拟月球着陆下降和上升；模拟阶段结束之后，指令服务舱与登
月舱进行最后对接。航天员结束在登月舱内的活动，返回指令舱。然后，抛掉登月舱，再次启动，使指令
服务舱进入月球过渡轨道。在再入大气层之前，用服务舱的反作用控制系统使指令舱与服务舱分离，指令
舱再入和回收。土星5（SA-505型）运载火箭的飞行轨迹见上图。
土星5典型飞行时序
时间/s
事件
事件
时间/s
T+0
起飞插头脱落
三子级发动机点火
T+596
T+135
一子级中心发动机关机
T+700
三子级发动机关机
一子级外围发动机关机
T+161
进入地球停泊轨道
T+713
T+162
一、二级分离
T+9060
三子级发动机第2次启动
二子级发动机点火
T+163
三子级发动机第2次关机
T+9 420
二子级后级间段分离
T+191
三子级与指令服务舱分离
T+10 920
二子级中心发动机关机
T+459
T+14 437
三子级发动机故障检测系统关机（2号）
T+554
二子级外围发动机关机
三级滑行
T+17 340
二、三级分离
三级断电
T+555
T+18 960
（孟佩弦）

<!-- 第 764 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·721·
大力神系列（TITANFAMILY）
大力神（Titan）系列运载火箭（见下图）是在大力神洲际弹道导弹基础上发展起来的运载火箭，主要
包括大力神2、大力神3、大力神34、商业大力神3和大力神4等，2005年以后这些火箭已全部退役。
IB大力神34B-上升阿金纳（1975)
大力神4B(1997)
大力神4A(1989)
商业大力神3(1989)
大力神3D(1971)
大力神3C(1965)
大力神3E(1974)
大力神2-双子星飞船（1965)
大力神34D(1982)
I大力神3B(1966)
大力神3A(1964)
大力神2SLV(1988)
大力神2(1964)
C
A
大力神系列运载火箭
大力神计划起源于1955年开始研制的大力神1洲际弹道导弹，它采用液氧/煤油推进剂，于1959年2
月6日成功首飞，共进行了67次飞行。大力神1导弹很快被大力神2导弹所替代。大力神2导弹采用四
氧化二氮/混肼-50作推进剂，缩短了发射准备时间：1962年3月16日成功首飞，至1988年退役，共进行
了81次飞行。1962年初，在大力神2导弹的基础上研制大力神2运载火箭，用于执行双子星载人飞船计
划；从1964年4月完成首飞后，共执行12次双子星飞船发射任务，其中10次是载人发射。1986年，开
始把退役的大力神导弹改装成执行航天发射任务的运载火箭，型号为大力神2SLV或大力神2G，1988年9
月完成首飞。
大力神3运载火箭的研制始于1961年，与大力神2相比，增加了推进剂加注量，增设了可二次启动
的上面级（过渡级），提高了液体发动机推力；同时可根据任务需要，采用直径3.05m的五段式或五段半
式固体火箭发动机作为助推级。大力神3在1964年9月进行了首次飞行试验。根据任务的不同共有8种
不同的型号：大力神3A-过渡级-无SRM（1964年首飞，4次试验飞行）、大力神3B-阿金纳（1966年首飞，
共发射57次）、大力神3C-过渡级-SRM（1965年首飞，共发射36次）、大力神3D-SRM（1971年首飞，
共发射22次）、大力神3E-半人马座-SRM（1974年首飞，共发射7次）、大力神34B-阿金纳（1975年首飞，
共发射11次）、大力神34D-过渡级-SRM（五段半式助推器）（1982年首飞，共发射15次）、商业大力神

<!-- 第 765 页 -->
美国
·722·
3-SRM（五段半式助推器）（1989年首飞，共发射4次）。大力神3总共发射156次。
作为对航天飞机的补充，1985年开始研制大力神4运载火箭。最初计划仅在卡纳维拉尔角空军基地发
射10枚火箭，后来由于1986年1月挑战者号失事的原因，计划又增加了13枚火箭，其结构形式有5种。
同时也对固体推进剂火箭发动机进行了改进，以提高大力神运载火箭的可靠性和性能。针对这个要求，范
登堡和卡纳维拉尔角空军基地两个发射场改造了发射设备，卡纳维拉尔角空军基地增加了固体发动机装
配、维修设备。1989年12月计划扩大到41枚火箭，在卡纳维拉尔角空军基地增加1个发射台（LC-40)，
在两个发射场安装了先进的地面计算机系统。此外，芯级增加了先进的航天电子设备、改进的液压系统和
火工品。从1989年6月14日大力神4A-SRM（七段式助推器）火箭首次发射起，大力神4系列火箭总共
执行了39次飞行任务，其中大力神4A发射22次、大力神4B发射17次。
从1964年9月首次发射到2005年10月19日完成最后一次发射，大力神运载火箭共飞行220次，成
功率接近95%。
相对于新型运载火箭而言，大力神火箭发射成本昂贵，而且耗时较长，美国军方已将视线转移到更廉
价的运载火箭上。大力神的退役将为更廉价、更可靠的宇宙神5与德尔它4等新型火箭让路。
大力神系列火箭历年发射情况见下图，大力神系列火箭主要性能见下表。
12
成功
10
部分失败
发射次数/次
8
失败
9
2
0
发射年份/年
大力神火箭历年发射情况
大力神系列火箭总体参数和运载能力
运载能力/t
箭体
地球
起飞
起飞
地球
级数
最大
型号名称
全长/m
使用起止日期
近地
同步
逃逸
质量/t
推力/kN
同步
直径/m
轨道
转移
轨道
轨道
轨道
148.31
大力神2LV4
2
33.22
3.05
1 912.7
3.622)
1964-04-08~1966-11
大力神2SLV
2
1988-09-05~
36~42.9
3.05
155
1 912.7
3.175
394)
大力神2S
3
4595.0
5.10
272.76
4.897
1.134
大力神3A
3
约169
39.2
3.05
1 912.7
3.30
1964-09-01~1965-05
大力神3B
3.603)
约166
3
3.05
1.1
0.6
39.84~41.5
2313.0
1966-07-29~1984-04
约636
大力神3C
3
3.15
9.70
10 675.7
1.63
4.4
39.8~50.6
13.41
1965-06-08~1982-03
47.2
大力神3D
2
约634
13.59
1971-01-15~1983-06
9.70
10 675.7
一
3
约644
大力神3E
48.76
9.70
15.4
3.35
7.0
5.4
1974-02-11~1977-09
10 675.7

<!-- 第 766 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·723·
续表
运载能力/t
箭体
地球
起飞·
起飞
地球
最大
全长/m
型号名称
级数
使用起止日期
逃逸
同步
近地
质量/t
推力/kN
同步
直径/m
转移
轨道1)
轨道
轨道
轨道
大力神34B
2353.1
3.74
2
3.05
184
二
1971-03-21~1987-02
一
49.35
大力神34D
2
688.78
12 419.4
14.36
9.82
1982-10-30
大力神34D
49.35
9.82
12 419.4
1.905
1989-09~
688.8
3
-过渡级
大力神34D
9.82
1990-01-01~
12 419.4
49.35
690.9
1.817
3
-惯性上面级
约693.0
48.2
商业大力神3
9.82
12 419.4
14.74
2
商业大力神3
约695
12 419.4
48.2
9.82
4.626
1.895
3
-过渡级
商业大力神3
约698
4.944
9.82
12 419.4
48.2
3
-惯性上面级
商业大力神3
约682
9.82
12 419.4
1.882
48.2
3
-PAM-D
一
大力神4A
50.72
11230
17.70
1990-06-08~1997-10-23
2
860.71
大力神4A
2.38
52.49
861.30
11230
1989-06-14~1994-12-22
3
-惯性上面级
大力神4A
4.54
58.59
1994-02-07~1998-08-12
873.43
11230
3
-半人马座
大力神4B
51.17
13 531.6
21.68
1990-05-22~2005-10-19
924.88
2
大力神4B
923.00
13 531.6
3.60
52.94
3
1997-02-23~2004-02-14
-惯性上面级
大力神4B
59.04
5.77
1997-10-15~2003-09-08
3
935.45
13 531.6
-半人马座
注：1）未加标注的为185km轨道；
2）483km轨道；
3）极地轨道；
4）不包括有效载荷。
（张春，王丹阳)

<!-- 第 767 页 -->
美国
724
大力神2系列（TITAN2FAMILY)
大力神2系列运载火箭共有大力神2LV-4、大力神2SLV和大力神2S等3种型号。截至1994年底，
该系列火箭共执行17次任务，成功率为100%。
大力神 2LV-4（TITAN 2LV-4)
大力神2LV-4火箭
大力神系列运载火箭中最早投入使用的是为双子星载人飞船计划服务的大力神2LV-4火箭，又名双子
星运载火箭。双子星-大力神2火箭虽为NASA民用计划，但美国空军不仅直接参与了火箭的研制与发射，
而且还利用双子星飞船的10余次飞行，进行了各种试验。
大力神2LV-4火箭是在大力神2洲际导弹的基础上发展起来的，1962年初开始改型。NASA选用大力
神2火箭作为双子星飞船的运载工具的原因是：
1）大力神2火箭是当时美国运载能力最大的火箭，只有它具有发射双子星飞船的能力；

<!-- 第 768 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·725·
2）大力神2火箭采用可储推进剂，便于操作、处理并具有长时间停放和随时发射的特点，适合于载
人飞行和空间交会对接任务。
为满足载人飞行的以下4项要求，对大力神2火箭采取了11项改进措施。
4项要求是：
1）适应人的生理特点；
2）提高可靠性，保障飞行绝对安全；
3）发生灾难性故障时航天员能及时脱险；
4）改善火箭性能，提高任务成功率。
11项改进措施是：
1）增设故障探测系统；
2）改用余制导和控制系统；
3）改用余电源系统；
4）一子级改用余液压系统；
5）用水星计划的无线电制导系统代替原大力神2的惯性制导系统；
6）改进推进系统；
7）改进发射场飞行中止系统；
8）改进测量系统；
9）二子级氧化剂箱前增设用于对接飞船的前裙段；
10）改进二子级仪器架；
11）取消反推火箭和游动发动机。
大力神2LV-4火箭从卡纳维拉尔角10号工位发射。1964年4月8日首次飞行，截至1966年11月共
进行12次飞行，成功率为100%，1966年底停止使用。
主要技术性能
级数
起飞推力
2
1 921.7 kN
全长
33.22m
推重比
1.315
最大直径
运载能力
3.05 m
3.62t（483km轨道）
起飞质量
148.31 t
一子级
级长
海平面推力
21.64 m
1 912.7 kN
直径
海平面比冲
3.05m
2 893 m/s
发动机
2932.2m/s
真空比冲
2xLR-87-AJ-7
推进剂
约150s
四氧化二氮／混肼50
工作时间
二子级
级长
5.79 m
真空推力
444.8 kN

<!-- 第 769 页 -->
美国
·726·
3.05m
真空比冲
直径
3 069.5 m/s
工作时间
发动机
约180s
1xLR-91-AJ-7
推进剂
四氧化二氮/混肼50
双子星飞船
3.05 m
全长
底部直径
5.62 m
质量
顶部直径
0.99 m
3.22~3.79t
总体布局
大力神2LV-4火箭由一、二子级箭体、级间段、动力装置和仪器舱组成。子级级间和箭体/飞船间装有
分离装置。火箭制导、控制系统安装在二子级箱间段的仪器舱内。箭体外部设有电缆通道和自生增压系统
管路。贮箱前部有人孔盖。仪器舱、尾段和箱间段设有检修窗口。
箭体结构
火箭箭体采用由隔框加强的硬壳式结构和常规的蒙皮-桁条-隔框半硬壳式结构。蒙皮材料为2014铝合
金，隔框、桁条和大梁采用7075铝合金。
一子级结构
一子级长21.64m（包括级间段）由燃料箱、氧化剂箱和级间段组成。
燃料箱
燃料箱由后裙段、箱体、前裙段和装在贮箱锥形后底上的发动机架组成。
后裙段为铆接-螺接桁条-隔框结构。4根大梁从后端框伸向贮箱蒙皮壁板。裙段的4块内表面铣切蒙
皮壁板在大梁处拼接。裙段内侧装有环形框、前部为T形框、中部为I形框，后部为锻造铝合金框。后端
框与大梁底端用螺栓连接并与裙段蒙皮铆接。发动机连接孔位于端框大梁连接部位。
箱体筒段由8块机加工蒙皮组成。其中4块为大梁壁板，另4块为有T形内桁条的机加工壁板。10
个由板材压制成形的铝合金Z形框等距离地连接在桁条和大梁壁板上。
箱体锥形后底由5个构件焊接而成。锥形底上部由4块外表面经过化铣的板材组成，中央部分为一压
延成型的倒置截锥体。后底上安装2根燃料输出管路。管路出口处装有十字形导流器，防止燃料产生旋流
或涡流。后底上端由K形框与箱壁和后裙段相接。
燃料箱前底为全焊接椭球底，开有人孔和氧化剂输送管路通孔。箱底由5块压延成形的瓜瓣形板材组
成。中央顶盖上有一安装导管的锥形连接件。箱底通过Y形框焊接到贮箱筒段上。
燃料箱内有一直径为25cm的氧化剂输送管路。输送管后端被焊接在贮箱底端的1个Y形管件上，2
个17.8cm直径的支管被螺接在安装泵前阀门的法兰盘上。氧化剂输送管的前端与氧化剂箱后底连接。
燃料箱前裙段为一机械加工蒙皮铆接构件，裙段后端焊接在燃料箱Y形框上，前端与氧化剂箱螺接。
裙段顶部开有排气孔。裙段由前后两部分组成。后段由3块机械加工壁板组成。壁板内侧装有短桁条，用
以加强箱底和Y形框连接处的蒙皮。
贮箱外部设有电缆/增压管路的隧道管。

<!-- 第 770 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·727·
氧化剂箱
氧化剂箱由箱体及其前、后裙段组成。箱体前底和筒段结构与燃料箱相似，但后底呈椭球形。
贮箱筒段由4块厚度逐渐变薄的机加工壁板焊接而成。每块壁板上有9条T形内桁条。桁条间的蒙皮
进行机加工，以削薄板材厚度，减轻结构质量。12个Z形隔框沿箱壁等距离地搭接在桁条上。
贮箱后底除了氧化剂出口中央蒙皮外均与燃料箱前底相似。中央蒙皮压延成漏斗状，与通入燃料箱的
氧化剂管路相对接，氧化剂箱前底开有人孔，其他与后底相似。前底通过Y形框与贮箱筒段焊接。
贮箱后裙段为桁条-隔框-蒙皮结构。蒙皮由3块从内部衔接的板材组成。裙段有36根锻造I形桁条。
氧化剂箱后裙段通过对接框与燃料箱前裙段螺接。裙段Y形框开有3个排气孔。
贮箱前裙段除了在14处开有排放二子级发动机燃气流的排焰孔外，其他均与后裙段相似。裙段蒙皮
由锻造的1形桁条加强。裙段端框有4个用以与级间段对齐并螺接的导向销。
裙段内表面和氧化剂箱顶部以及所有暴露于二子级发动机燃气流的表面均涂有MMS-K421烧蚀材料。
氧化剂箱外部也铺有电缆/增压管路隧道管。
级间段
级间段长2.44m，底部开有热分离时排放二子级发动机燃气流的排焰孔。排焰孔分布于4个区域。每
区占7根桁条、2个环形框的位置，共2排并口，上排4个、下排6个。排焰区的桁条、环形框和开口间
的蒙皮均涂有MMS-K421烧蚀材料。级间段前部的12根桁条上装有气体作动分离螺母紧固件。前端框伸
出22个导向销，它们插入二子级后端框导向孔中，用以定位对接。
二子级结构
二子级长5.79m，箭体由燃料箱、氧化剂箱和仪器舱组成。
燃料箱
燃料箱由箱体和前、后裙段组成。箱体为全焊接结构，由机加工筒段、可直接安装发动机的后底、前
底和氧化剂管路组成。
筒段由1.68cm厚板材机加工而成的壁板组成。壁板内表面有8.9cmx8.9cm的机加工方形网格。
后底结构与一子级氧化剂箱相似，但开有偏心的氧化剂管出口。后底焊有1件用来安装发动机的、由
桁条加强的截锥形构件。构件上开有推进剂输送管路和液面传感器的开口。截锥形构件顶端的桁条上焊有
安装发动机架的锻造机加工承力框。
前底结构与一子级前底结构相似。前底中央开有直径为15.2cm的氧化剂输送管通过口。箱底还设有
安装增压管路、排气管路和测量仪器的接管嘴。
后裙用I形析条和环形框加强。桁条顶端装有气体作动分离螺母紧固件。裙段后端设有与级间段对接
的导向销孔。
前裙与一子级氧化剂箱后裙相似。裙段由桁条和环形框加强。裙段前端有一与氧化剂箱后裙段对接的
受拉对接框。贮箱和裙段外设有电缆和增压管路隧道管。
氧化剂箱
氧化剂箱箱体筒段由4块机加工壁板组成。内壁有同燃料箱一样的方形网格。前、后底类似一子级氧
化剂箱，前底有15.2cm直径的出口，后底用Y形框焊接到箱壁上。
后裙类似二子级燃料箱，长约1.4m，由框和桁条加强。
直径为3.05m的前裙是为与双子星飞船对接而新设计的。裙段骨架由36条1形析条和3个框组成。
与框平行的部位上还装有加强蒙皮的环形构件。裙段前端框设有用于对接的导向销，桁条和端框上设有螺
接孔。

<!-- 第 771 页 -->
美国
·728·
仪器舱
仪器舱位于二子级箱间段，其轻型仪器架是专为双子星任务新设计的。舱内装有电池、故障诊断系统
组件、靶场安全指令控制系统、程序装置、三轴基准系统、无线电制导系统、自动驾驶仪及测量和遥测系
统。
推进系统
一子级推进系统
一子级推进系统由子级发动机和推进剂输送和增压系统组成。
发动机
火箭一子级采用LR-87-AJ-7型发动机（见下图），由2套同时工作的独立系统组成。各系统分别由推
力室、涡轮泵、燃气发生器、发动机启动系统、推进剂输送管路和控制电路组成。
氧化剂
燃气
燃料
火药启动器
燃气发生器
氧化剂
止回阀
APz
热交换器
燃料
推力室阀门作动器
涡轮泵装置
压力程序阀
LR-87-AJ-7发动机
LR-87-AJ-7型发动机高为3.13m、宽2.72m，质量约1600kg，采用四氧化二氮/混肼50作为推进剂，
推进剂混合比为1.93，产生海平面推力1912.7kN，海平面比冲2893m/s，工作时间约150s。
发动机的燃料再生冷却推力室用多根不锈钢管沿纵向焊接而成。2个燃气发生器共用1套点火系统同
时工作。
倒数计时：T=0时，2个固体火药启动器由28V直流电源启动，点燃后产生燃气。燃气通过涡轮喷
嘴驱动涡轮。涡轮借助齿轮箱带动燃料泵和氧化剂泵转动，将推进剂压送至推力室主阀门。待燃料出口管
路压力达预定值时，由压力作动阀门打开推进剂主阀门。燃料经推力室冷却通道通过喷注器进入燃烧室与
直接进入燃烧室的氧化剂接触自燃点火，燃气从喷管排出产生推力。燃气发生器输送管路上装有文氏管，
以稳定发动机推力，并在推进剂输送管路上设平衡孔以控制推进剂混合比。燃气发生器燃烧由燃烧室阀门
引出的推进剂，由文氏管控制其流量。由推进剂压力打开管路的单向阀门，富燃料的推进剂进入燃气发生
器并自燃点火。燃气进入涡轮使涡轮持续工作。正常情况下，发动机采用推进剂耗尽关机，当燃烧室压力
传感器敏感压力下降时发出发动机关机指令。
2个推力室可在俯仰和偏航方向摆动，并提供滚动控制。
增压系统
火箭一子级采用自生增压系统，由第2套发动机系统提供能源。燃料箱用经冷却的燃气发生器燃气增

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大力神系列（TITANFAMILY）
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压，氧化剂箱则通过气化部分氧化剂进行增压。系统组成如下图所示。
燃料箱增压气体
燃料
氧化剂箱增压气体
氧化剂
一子级氧化剂箱
子级燃料箱
燃气发生器燃料
燃气发生器
氧化剂
工艺界面
破裂膜片啦
氧化剂泵
燃料泵
工艺界面
背压喷嘴
二燃气
气体
发生器
推力室
背压孔
冷却器
燃料阀门
旁通孔
气体冷却器旁通孔
破裂膜片
文氏管
氧化剂加热器
一子级增压系统
二子级推进系统
发动机
二子级采用单推力室LR-91-AJ-7型发动机（见下图）。它实际是由按比例缩小的LR-87-AJ-7发动机的
一套系统，因而在很多方面与LR-87-AJ-7发动机相似。
滚动控制喷管
推力室氧化剂阀门
发动机冗余关机系统
氧化剂
止回阀
印
燃气发生器
推力室燃料阀
火药启动器
燃料
推力室阀门作动器
压力程序阀
燃气
氧化剂
四燃料
LR-91-AJ-7发动机
LR-91-AJ-7发动机高为2.796m、宽1.74m、质量约460kg，亦采用四氧化二氮/混肼50作为推进剂，
推进剂混合比为1.8，真空推力444.8kN；真空比冲3069.5m/s，工作时间约180s。
与一子级发动机相仿，燃烧室为不锈钢管束式结构。不同于前者的是只有燃烧室（包括面积比13以
上部分喷管）是再生冷却式的。面积比13到49.2的喷管延伸段是烧蚀冷却式的，该段由玻璃纤维外壳、
玻璃纤维蜂窝芯和石棉内层组成。发动机启动方式与一子级相同。与一子级发动机一样，也在燃气发生器
输送管路上装有稳定推力的文氏管，在推进剂输送管路上设有控制混合比的平衡孔。
发动机推力室可在俯仰和偏航方向摆动。滚动控制则由用涡轮废气作工质的旋转滚动控制喷管完成。

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美国
·730°
增压系统
二子级燃料箱增压方法与一子级相同，但氧化剂箱不增压。系统组成如下图所示。
二子级燃料箱
自生增压
工艺界面
气体冷却器
破裂膜片
燃气发生器
燃料泵
背压喷嘴
氧化剂泵
燃气旁通和小孔
推力室
燃料
燃料阀门
涡轮人口歧管
氧化剂
燃料箱增压气体
二子级增压系统
为载人飞行所作的改进
双子星运载火箭的推进系统基本同大力神2火箭的推进系统。专为载人飞行所作的改进如下：
1）增设POGO抑制器：在推进剂输送管路中增设POGO（纵向耦合振动）抑制器，将大力神2首次
飞行发现的±2.5g振动过载降到双子星任务要求的±0.25g。±2.5g级的振动过载对洲际导弹是可接受的，但
对航天员却会使其降低完成飞行任务的能力。抑制器由设于氧化剂输送管路竖管中衰减振动压力的调压器
和置于燃料管路中的弹簧加载蓄压器组成。
2）改进二子级发动机喷注器（见右图）：为增强发
动机燃烧动态稳定性，改进了二子级发动机的喷注器。
喷注器喷孔加大，孔数减少一半，隔板从大力神2的6
块增为7块并去掉中央叶毂。去掉叶毂能降低隔板与喷
注器表面连接点的热应力，并能减少焊点、简化工艺。
3）增设故障监测系统：一、二子级都增设了监视发
动机性能的监测系统。系统由安装在3个推力室上的压
力开关组成。发动机系统的压力是发动机性能的直接函
数，当发动机性能异常压力随之下降时，开关接通飞船
指示灯电路，报警灯亮。系统是双瓦余的，每一推力室
设2个压力开关。当系统压力低于70%额定值时，2个
开关都接通，表示故障确实发生。
4）增设射前故障监测系统：该系统由安装在贮箱增
压管路上的压力开关组成。发动机启动瞬间开关启动表
示贮箱增压满足要求，如果一子级贮箱增压压力低于最
低要求值则发动机会在发射台上自动关机。
大力神2喷注器

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大力神系列（TITANFAMILY）
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5）增设二子级瓦余关机系统：该系统用来在主关机系统失效时确保发动机在火箭达到入轨速度时准
时关机，以免将飞船送入错误的轨道。系统由安装在燃气发生器的氧化剂管路上的电爆阀门组成。该系统
能在发出推力室阀门关闭信号的同时切断通往燃气发生器的氧化剂液流，发动机随即熄火。
6）其他更改：测量系统从40mV转为5mV，以提供更好的数据和易于判读；一子级发动机架重新设
计，以适应新的串联作动器；一子级发动机系统中认为有可能引起火灾的部件均进行防火绝缘。
控制系统
虽然双子星运载火箭的制导和控制系统是在大力神2组件的基础上研制的，但二者的差别甚大。双子
星运载火箭采用了全系统冗余的制导与控制系统。
NASA曾通过水星号航天员进行过模拟研究。模拟结果表明，除了发动机失控外，航天员均可在发生
故障时进行手动中止飞行。故障预警时间试验结果表明，一级飞行中发动机滚动失控后1s便超过航天员
的生理极限。要在1s的时间内进行故障监测、显示、观察判断及启动逃逸装置是绝对来不及的。发生急
速发展的故障（如发动机失控）时逃逸救生时间的不足，是采用可自动切换（仅需15ms）的全见余制导
控制系统的主要原因。
系统在大力神2基础上的改进点有：
1）系统采用瓦余技术，由主、副2套系统组成（见下图）；
一子级主
速率陀螺
无线电
三轴基
主自动
制导系统
准系统
驾驶仪
丧失液压
箭体超过
一子级
转动极限
发动机失控
主液压
航天员
系统
二子级
功率放大器
切换阀
液压系统
切换
一子级副
继电器
液压系统
反向切换
飞船惯性：
副自动
制导系统
驾驶仪
一子级副
速率陀螺
控制系统组成
2）主系统中用无线电制导系统和三轴基准系统代替原大力神2的惯性制导系统；
3）为使三轴基准系统的输出信号能与大力神2自动驾驶仪兼容，增加一适配器；
4）副系统用飞船的惯性制导系统作备用制导系统；
5）一子级采用2套液压系统和2套系统共用的串联作动器；

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6）为完成主、副系统的切换，增加了功率放大器和切换继电器。
双子星运载火箭制导控制系统的特点是：
1）可在-一级飞行出现任何单一故障时完成任务，并提供二级飞行的部分冗余；
2）可在一、二级动力飞行段进行自动或手动切换；
3）尽可能利用经过大力神1和大力神2飞行验证的部件；
4）主系统和副系统之间进行完全的电气和物理隔离；
5）简单的切换电路设计，使切换失败或意外切换的可能性降至最低程度。
主系统
主系统由无线电制导系统、三轴基准系统、适配器、一子级速率陀螺和自动驾驶仪组成。一级飞行时，
主系统由三轴基准系统、适配器、自动驾驶仪和速率陀螺组成。二级飞行时引入无线电制导系统，由它对
三轴基准系统提供俯仰和偏航制导信号，使飞船精确入轨。
三轴基准系统
三轴基准系统安装在位于二子级箱间段的仪器舱内。它用陀螺仪提供滚动、偏航和俯仰轴的角位移信
息。在三轴基准系统装置中含一程序装置，在一级飞行中起定时器的作用。由它按预定的飞行轨道改变火
箭俯仰和滚动轴的角基准，因而也改变火箭沿此2个轴的飞行方向。在一级飞行中由三轴基准系统提供制
导功能，由它通过适配器、自动驾驶仪向液压系统等其他组件发出信号指令。
根据任务需要（如执行交会、对接任务时）滚动程序可在倒数计时时不断更改；但俯仰程序是根据每
个特定任务预先装定的，在倒数计时时不能更改。
二级飞行时，三轴基准系统从无线电制导系统接收控制信号和俯仰和偏航轴的角基准变化信息，并向
控制系统其他系统发送信号、执行指令。此外三轴基准系统还负责按预定时间发出级间分离等时间指令信
号。
适配器组件
该组件也位于二子级箱间段。它用来调节由三轴基准系统来的信号，并将其送往自动驾驶仪。它也在
三轴基准系统程序指定时刻，调节由无线电制导系统来的经三轴基准系统制导放大器放大的俯仰和偏航控
制信号。适配器装有（冗余）切换继电器；在主切换继电器发生故障时，由副继电器进行主、副系统的切
换。在火箭进行测试时，飞行控制系统的15个陀螺均通过适配器放大的信号进行监控。
一子级速率陀螺
速率陀螺位于级间段，它是大力神2控制系统的组
运载火箭
件，由3个陀螺测量一级飞行时的俯仰、滚动和偏航角
速率
脉冲
飞行控
译码
信标
信标
速率分量。速率陀螺的输出信号送往自动驾驶仪。
机
制系统
自动驾驶仪
N
自动驾驶仪位于二子级箱间段，它是大力神洲际导
弹自动驾驶仪的改型。自动驾驶仪由二级飞行用的3个
指令
位置监
轴向陀螺，1个为一、二子级速率陀螺提供磁放大和电
测系统
位置数据
宝来A-1
P
源的800Hz静态转换器，以及用于接收从一、二子级速
计算机
率陀螺来的信号，放大、分配、调节从适配器来的姿态
R
速率系统
基准信号并将其送往液压系统的电路等组成。
通用电气公司
无线电制导系统
Mod3系统
无线电制导系统（见右图）用来在二级飞行时向三
无线电制导系统

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轴基准系统提供俯仰和偏航制导信号。
系统由箭上和地面两部分组成。箭上系统由速率信标、脉冲信标和译码机组成；地面系统由速率系统、
位置测量系统和宝来A-1型计算机组成。通用电气公司Mod3系统产生速率和位置数据，并将其送往宝来
计算机。计算机按预先设定的制导方程，计算俯仰和偏航控制命令，并送往火箭，使火箭在达到要求的入
轨速度时处于正确的高度和姿态。此时，计算机产生一时间指令信号，指令发动机关机。
双子星计划所采用的无线电制导系统是水星制导系统的改型，二者基本相同。为双子星计划所作的改
进主要集中在宝来计算机系统。该系统增加一个与发射设施、飞船惯性制导系统、NASA任务中心和载人
飞船中心进行实时通信、提供缓冲能力的数据交换器。计算机的接口与信息流如下图所示。
IGS跟踪数据
R,A,E,R,A,E
@, @y, SECO
IGS跟踪数据验证
卡角肯尼迪
休斯顿任务
IGS修正值
控制中心
任务控制中心
IGS修正值
验证
实时遥测位置和速
度数据，缓慢发展型
故障参数
实时遥测数据
接受由ETR而来的
实时遥测位置
宝来计算机
同步信号
和速度数据
向ETR送ASCD
T-3min
滚动程序角（△pn）
滚动程序角验证值
哥达德
发射控制室
航天飞行中心
释放平台
起飞
无线电制导系统计算机接口
IGS一惯性制导系统：SECO一二子级发动机关机：ASCO一中止飞行传感器控制装置；ETR一东部发射场
该计算机的特殊功能有：
1）自动接收和鉴定来自任务控制中心的目标飞行器位置推算数据；
2）完成目标计算，并将其送往惯性制导系统作上升段制导（备用模式）；
3）计算所要求的发射方位角，并向发射控制室和惯性制导系统发送滚动程序；
4）向任务控制中心传送用于缓慢发展型故障监控的制导参数；
5）一级飞行时计算修正指令，并送往惯性制导系统以补偿方位校准误差。
副系统
副系统由飞船惯性制导系统、一子级速率陀螺（主系统的冗余件）和自动驾驶仪（主系统的冗余件）
组成。

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飞船惯性制导系统按程序在切换到副系统时，为副系统自动驾驶仪提供姿态稳定信号。双子星飞船惯
性制导系统见下图所示。
火箭副自动驾驶仪
惯性制导系统
火箭故障监测系统>
惯性测量组件
惯性制导系统
敏感信号
400Hz交流电
交流电
辅助计算
供电
选择器
机电源
惯性制导
计算机开机信号
制导系统启动命
AC-DC电流
手控数据
主制导系统故障
系统电源
选择装置
供电控制
地址信号
平台模式
读出
框架控制
框架位置
辅助磁
控制
品
带存贮
辅助磁带
器模式
存贮器
选择
程序数据
惯性平台
计算机
模式选择
模式控制
位置和V
控制信号
解算器激励
模式控
框架位置信号
数字计
算机
速度增量
V指令
指示器
△V信息
平台电子
部件
飞船姿态
距离和角度
姿态误差
（惯性）
姿态显示
（数字的）
组件
目标
时钟信号
参考相位（400Hz）
姿态角
俯仰、滚动姿态
俯仰、偏航、滚动角
双子星飞船惯性制导系统
主、副系统的切换
有手动和自动2种切换方式。
一级飞行时，在发生以下任一情况时进行主、副系统的切换：
1）发动机失控（自动切换）；
2）双子星飞船惯性制导系统超过俯仰、偏航、滚动速率极限（自动切换）；
3）一子级主液压系统压力丧失（自动切换）；
4）航天员判断，手动切换。
一级飞行时切换是一次性的，即一旦切换发生便不能由副系统返回主系统，只有待一子级分离后才能
由航天员手动切换回主系统。
二级飞行时的动压要小的多，故切换只在以下2种情况下进行：超过俯仰、偏航、滚动速率极限（自
动切换)：航天员判断，手动切换。
接到切换信号的惯性制导系统进行信号衰减，将信号减为零，然后再按一指数规律注入信号。这样能
将切换时运载火箭的载荷降至最低。

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液压系统
火箭液压系统按飞行控制系统的指令信号控制一、二子级发动机推力室的位置，改变推力方向，调整
俯仰或偏航轴，使火箭沿预定的轨道飞行。
一子级液压系统
火箭一子级采用余液压系统（见下图），由通过串联作动器互联的2套独立的动力装置组成。除了
为提供余而设的串联作动器外，其他组件与大力神2相同。系统为一子级2台发动机推力矢量控制提供
20.68MPa压力。
电动马达
伺服连接器
伺服连接器
i过滤器
系统试验选择阀
发动机泵2
动机泵
电磁激励线圈
油箱
蓄压器
蓄压器
油箱
限流器
二二二
二
手动
主系统
副系统
同服阀
!1
通往其他
通往其他
伺服阀
作动器
冲洗阀
冲洗阀
电磁阀
一切换阀
压力开关
限力器
一压力
思回=
—控制液流
副作动器孔主作动器
一子级液压系统
主液压系统
该系统由高压涡轮驱动泵、电动马达、高压电动马达驱动泵、高压管路和歧管、过滤器、调节装置、
4个与副液压系统共用的串联作动器、测量设备和连接器组成。液压工质为MIL-H6083油。
一子级涡轮驱动泵是一种流量可调、压力补偿液压系统。它在一子级发动机工作时提供液流和液压。
驱动泵有9个活塞。活塞由发动机涡轮泵装置花键轴带动的盘板驱动。由活塞的滑动套提供压力补偿，按
要求提高或降低系统压力。涡轮泵流量为0.057m/min、压力20.68MPa、转速3760r/min。
系统的调节装置为蓄压器/油箱组件。功能有：使系统保持常压；作为液压系统油箱；敏感液压系统的
压力和液面变化。装置为串联作动器提供压力。该装置容积为1560cm?、气体体积410cm、高压20.68MPa、
低压0.76MPa。
10um级过滤器为可置换组件，装有压差指示器，当两端压差超过0.4MPa时有红色显示。

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·736·
4个由主、副系统共用的作动器为串联组件。每个作动器由2个完整的电动-液压伺服系统部分组成。
接，任何时刻只允许其中一个部分参与工作。作动器行程±2.78cm，可使发动机在俯仰方向摆动±4.38°、
偏航方向摆动±4.12。作动器压差为20.68MPa时的输出力为131.85kN，最大作动速度为13.74（°)/s。
电动马达驱动泵只在地面测试时使用。
副液压系统
副液压系统只参与副控制系统的工作，但在整个飞行中，即使未被起用也始终处于加压状态。
副系统由同主系统一样的组件组成。电动马达驱动泵是主、副2系统共用的，在测试时用系统试验选
择阀切换。作动器切换阀设计成能够敏感主系统的压力，并在主系统发生故障，液压降至规定值以下时，
自动启动向副系统的切换。
主、副系统的切换
共有以下4种切换方式：
1）主液压系统压力丧失，由作动器切换阀自动切换；
2）运载火箭速率超过预定极限值时，由故障监测系统速率开关组件启动切换；
3）一子级发动机失控时，由串联作动器预置极限开关监测和启动切换；
4）航天员根据飞船面板显示和地面监控人员报告的信息判定主系统发生故障时，由航天员向故障监
测系统发出切换信号。
二子级液压系统
故障模式研究结果表明二子级无需设瓦余系统。二子级液压系统（见下图）除了涡轮驱动泵流量较小
（0.019m/min），作动器换用一般线性作动器和另采用一滚动控制喷管作动器外，其他组件与一子级液压
系统相仿。
思回
压力
主发动机
滚动控制
抽油/回油
作动器
作动器
涡轮驱动泵
马达泵
蓄压器/油箱
二子级液压系统
二子级主发动机偏航和俯仰伺服作动器的行程为±1.24cm，可使发动机相对中线摆动±2.04°。作动器
在压差为20.68MPa时的输出力为34.03kN，其最大驱动速度为16.38（°)/s。滚动控制伺服作动器行程为
±3.56cm，可使喷管摆动±33.83°，压差20.68MPa时的输出力为5.54kN，作动器最大驱动速度为.8.75（°)/s。

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大力神系列（TITANFAMILY）
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电源系统
双子星运载火箭采用全系统瓦余的电源系统，由电源配电分系统和程序分系统组成。系统供28V、25V
直流电和400Hz、200V交流电。
电源配电系统
电源配电系统由辅助电源系统和测量电源系统组成。2个子系统各由相应的电池和转换开关组成。电
源系统与运载火箭各系统的接口如下图所示。电源系统通过2个接线盒与飞船接通。系统是全瓦余的，电
路沿火箭两边走线。一子级发动机区的电缆用绝缘材料和镀铝玻璃纤维带包扎。
辅助电源
系统电池
二子级
主飞行
静态
主制导
作动器和
控制系统
转换器
系统
液压系统
故障
发射场
程序系统
监测
安全系统
一子级
系统
作动器和
液压系统
副制导系
副飞行
测量系统
统（飞船）
控制系统
测量电源
系统电池
电源配电系统
程序系统
全几余程序系统由继电器和马达-驱动开关逻辑线路组成。系统为火箭各系统提供各种离散信号。系统
框图见下图。为保证二子级发动机按指令准确关机，系统增设1个备用电源。
主、副自动驾
驶仪增益变化
程序启动
三轴基
分离控制
APS
起飞一
继电器1
准系统
分离开关
继电器1
二子级分
离螺栓
程序启动
测量电源系
分离控制
起飞一
定时器
继电器2
统分离开关
继电器2
二子级发
动机起动
关机1
子级发
飞船
动机关机
手动关机
关机母线
关机2
子级发动机
关机电磁阀
IGS (SECO)-
关AS
关
AS
制导关机继电器1
切换继电器
机CO
机
CO
RGS(SECO)
指令接
指令接
二子级余关
故障监测系统一
收机IPS
收机APS
机电爆阀门
制导关机继电器2
程序系统
APS-辅助电源系统：IPS一测量电源系统：ASCO一中止飞行传感器控制装置；
RGS一无线电制导系统：IGS一惯性制导系统；SECO一二子级发动机关机

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美国
·738·
故障监测系统
故障监测系统是为保证航天员安全、提高任务成功率而专门设计的一个系统，是火箭在大力神2基础
上所作的最重要的改进。大力神2-双子星火箭的故障监测系统为全冗余系统，采用了余的传感器、指示
器和电路，其可靠性很高。根据5次大力神2搭载飞行和7次双子星飞行结果统计，该系统部件336件次
工作中只有3件次出现过轻微的异常现象。
故障监测系统监控大力神2-双子星火箭最重要的分系统工作，并在系统出现故障时通过飞船显示面板
向航天员发出信号，以供判断并采取相应措施；或在一级起飞初期发动机失控时，自动进行主、副飞行控
制系统、液压系统和电源系统的切换。这也正是大力神2-双子星故障监测系统与水星号故障敏感执行系统
的根本不同点。
运载火箭
飞船
故障监测系统敏感参数
子级发动机压降
故障显示板
飞船测量组件
俯仰、偏航和滚动逾限率
生理反应
液压作动器
飞行控制切换
航天员
丧失压力或失控
反向切换电路
中止飞行
弹射
·开始移动
遥测和跟踪数
火箭发动机关机
话音通信
据下行线
·发射场安全军官指令
任务控制中心
故障监测信息流
在双子星计划中航天员是驾驶员，他们判断情况不仅根据故障监测系统的信号，而且还能凭借生理反
应（如加速度反应、音频-神经反应等）和经验，并做出正确的执择，保证任务顺利完成。而水星号的航天
员则不然，他们只是飞船的乘员，发生故障时全凭自动的故障敏感执行系统处理，以致在水星计划的早期
无人飞行中无谓地毁坏了飞船。
双子星航天员可作以下3种切换：向副制导、控制系统切换；返回主制导、控制系统：中止飞行。
监测参数的选择
子星运载火箭有50000多个电子和机械元器件，但贮箱压力丧失、发动机推力丧失或失控及火箭俯仰、偏
航和滚动速率超过极限，均会使箭体在飞行中遭到破坏而造成灾难性的事故，故必须对这3种参数进行监
控。
有航天员参与的飞行故障模拟试验表明，除了在起飞初期发动机失控超过其摆动极限，火箭在1s内
便会遭到破坏的这一种情况外，其余情况下系统提供的报警时间是足够航天员进行判断并做出执择的。在

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大力神系列（TITANFAMILY）
·739·
火箭
飞船
前种情况下，系统便自动启动向副系统切换，并
速率陀螺
以视频信号向航天员显示切换已发生。向航天员
俯仰
显示的性能参数有：
姿态速率（灯）
偏航
1）火箭的俯仰、偏航和滚动逾限率；
2）一子级发动机推力室压力变化；
滚动
3）二子级燃料喷注器压力变化；
发动机性能
4）一、二子级推进剂贮箱压力；
一子级SA推力室压力
发动机1（灯）
5）向副制导、控制系统的切换。
发动机1（灯）
一子级SA推力室压力
右图为火箭性能监测与显示的内容。
发动机2（灯
二子级
系统组成
贮箱压力
双子星运载火箭故障监测系统由箭载传感
一子级氧化剂箱
表
器、船载显示器和相应的电路组成。系统采用
表
一子级燃料箱
余的传感器和电路，并在见余件间采取隔离措施
表
二子级氧化剂箱
以将因某单一或局部故障而使系统失效的可能
性降至最低。此外，在组件设计和选择电路设计
表
二子级燃料箱
时考虑、研究了各种故障模式，使故障监测系统
制导（灯）
故障监测组件
具有比其所监测的系统更高的可靠性。故障监测
地面指令·
中止飞行（灯）
系统见下图，故障监测系统组件布局见后图。
火箭性能监测与显示
一子级二子级
28VDC
28VDC
APS/IPS母线
APS/IPS母线
Q
Q
200V,400Hz
28VDCAPS母线
28VDCIPS母线
发动机
发动机
发动机
氧化剂
燃料箱
逾限率
燃料箱
氧化剂
故障监测
压力
压力
箱压力
压力
传感
箱压力
压力
压力
系统传感器
SA3
SA1
SA2
B
B
B
A
B
A
B
B
A
A
子级伺
服作动器
压力
位置
切换
副飞行
控制系统
反向切换
关机电路
火箭
飞船
?
R
子级贮箱压力！
子级贮箱压力
一
28VDC
故障监测系统
APS-辅助电源系统：IPS-测量电源系统

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·740·
液压压力开关
分离连接器
串联作动器位置开关
贮箱压力传感器（8处）
故障监测组件
一故障监测推力室压力开关（6处）一
速率开关组件火箭/飞船界面连接器
故障监测系统组件布局
贮箱压力监测系统
为监测贮箱压力，每一个贮箱都安装2个相同的模拟式压力传感器。由膜盒气压表式传感器测得的压
力信息被送往飞船仪表显示。飞行中贮箱的正常压力为482.63~68.95kPa（绝对压力）。飞船上的贮箱压力
指示器有8个刻度尺和8个指针。火箭上的每一贮箱压力传感器由单独的直流电源供电，通过单独的电路
与飞船压力指示器的相应显示器件相连接。贮箱压力监测电路见下图。
火箭
飞船
主传感器
每个传感器的指针
压力表
燃料氧化剂
来自一
来自一子级
子级
氧化剂箱
燃料箱
压力传感器
主电源
压力表
j+28VDC
燃料氧化剂
二子级燃料箱
2
来自二
子级氧
化剂箱
副电源
余传感器（同主传感器）
+28VDC
贮箱压力监测电路
贮箱压力传感器很小很轻。每个传感器长7.62cm、直径2.54cm、质量227g。传感器的输出信号精

<!-- 第 784 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·741·
度为全电压区间的土2%，电源变化18～34V（DC）时，输出信号变化不超过土0.1%。传感器可承受持续
短路而不被破坏。
经验表明，组件和电路的故障多数由开路引起。因而将系统设计成：压力传感器的电压输出信号与标
准敏感元件的信号是颠倒的。压力最高时传感器输出电压为零；压力为零时输出电压达最高值一5V（DC）。
这种故障-安全技术可使航天员快速、准确地区分是贮箱丧失压力还是测量系统或辅助电源、测量电源的故
障。如果2个指针中的一个指示正常压力，而另一个指在标尺的最高值上那么显然是有一个测量通道发生
了故障（开路或电源故障），而不是贮箱压力异常。此外还可间接指示电源系统的故障，如果主电源或副
电源发生故障不能供电时，4个贮箱压力显示指针中就会有1个指在刻度尺的最大值上。
发动机性能监测系统
为监测发动机性能，在火箭3台发动机推力室上安装了余压力开关，每台发动机2个。当发动机推
力降至正常推力值的30%～40%时，压力开关触点使飞船上的报警灯亮。2个见余的压力开关串联连接，
在发动机工作正常时是打开的，在发动机的压力或推力值低于预定值时2个开关都闭合后才能向飞船送一
28V直流信号。采用余对组件串联连接技术，可将发送伪发动机故障信号的可能性降至最低。试验表明，
航天员对发动机测量信号的反应时间是0.4S。系统采用的压力开关为单刀双掷、速动、先开后合的气密型
开关，可在0～88.9K的温度环境中稳定工作。
发动机性能监控电路见下图。
发动机故障也可由航天员通过噪声和加速度等间接信息判定。
副电源
主电源
28VDC
火箭
28VDC
飞船
一、二子级
发动机性能指示灯
发动机系统
压力传感器
压力传感器
地面测试
遥测
发动机性能监控电路
箭体角速度监测系统
火箭沿俯仰、偏航和滚动轴的转动速率由速率开关组件监测，该组件由6个速率陀螺组成，每轴2个。
每对几余速率开关是串联连接的，当火箭转动速率超过允许的极限2.5%时，2个开关同时闭合，并向飞船
输送一28V（DC）信号，接通飞船报警灯，同时进行主、副制导控制系统的切换。
箭体转动速率监控电路见后图。

<!-- 第 785 页 -->
美国
742
陀螺A开关顺时针
?
主/副电源
主电源
28VDC
副电源
+
28VDC
28VDC
S
滚动陀螺
ISMRD
组件B
1200Hz
同SMRD
SMRD/
230mVl
信号发生器
组件A)
旋转马达转速监测（SMRD）组件A
?
①逆时针
陀螺B开关
火箭
飞船
姿态速率
③顺时针
副电源28VDC
（逾限率指示）
④
功率放大器B
功率放大器A
滚动
陀螺B
门制导
（切换指示）
SMRD
信号发生
器发动机
6
送往制导和飞行
切换放大器
由航天员切换
失控
控制系统以作切换
低液压
-+28VDC
箭体转动速率监控电路
速率敏感能力由1台转速为24000r/min的磁滞型同步马达提供。马达安装在1个弹簧约束的万向架
，上。陀螺支架联接1个开关以提供输出信号。跨开关滑臂的整流条驱动陀螺的2个独立的单刀、双掷开关。
该双掷开关可敏感相对箭体各轴的顺时针或逆时针转动。
当陀螺马达转速丧失时速率陀螺失效。如果一个速率陀螺不以同步速率转动，它的速率开关在其转动
速率变得非常大时是不闭合的。为了能使该轴的另一陀螺继续进行速率敏感，要为失效的速率陀螺设1个
旁通电路和开关。
装在陀螺转子里的永久磁铁和装在陀螺里的电动势感应线圈提供1个与转子转速成正比的交流电压信
号，并送往旋转马达转动监测组件中的1个放大器。信号通过1个窄带滤波器，它只在转子以同步速度旋
转时输出信号。无此输出信号时，继电器掉电，接通1组接点，旁通低速陀螺的开关。其余陀螺和开关继
续工作，敏感箭体转动速率。
中止飞行与救生
飞行中火箭出现故障时可按以下4种模式中止飞行。

<!-- 第 786 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·743·
1）模式I：飞行高度低于4.6km时发生故障，航天员用弹射座椅救生。
2）模式Ⅱ：4.6～21.4km高空发生故障时，航天员必须在动压已降至能保证飞船分离时，才能启动中
止飞行，延时约5s，待压力下降后用反推火箭分离飞船。航天员随飞船再入舱一起用降落伞在海上回收。
3）模式ILl：飞行高度超过21.4km时气动阻力下降，故已无需延时。待速度接近6.3km/s时便可用反
推火箭分离飞船。
4）模式IV：如在飞行速度超过6.3km/s并接近入轨速度时发生故障，则飞船按正常程序，即在二子
级发动机熄火后分离，再入。
双子星飞船发射程序与中止飞行模式见下图。
5min58s船、箭分离
5min36s二子级发动机关机，7g
161
：模式IV：关机
·火箭飞船分离
·反推和再人程序
5min10s变换中止飞行模式
19
：模式亚关机
2min48s开始无线电制导
：·反推
：·抛挪反推组件
2min35s一子级发动机关机，5.2g
·着陆程序
高度/km
1min40s变换中止飞行模式
23
模式I：（延时）关机
13
-1min17s最大动压
·等待2s
·反推
7
1minlsMa=1
·抛掷反推组件
5
·着陆程序
50s变换中止飞行模式
0.8
23s开始俯仰
：模式I：弹射
0.6
21s停止滚动
0.5
19s开始滚动
0s起飞
-0
927
741
93
0
距离/km
双子星发射程序与中止飞行模式
典型发射与飞行程序
大力神2LV-4运载火箭典型发射与飞行时序列于下表。
大力神2LV-4典型发射与飞行时序
时间/min
事件
事件
时间/min
进行飞船和火箭发射前的检查
清理发射台、检查发射指令
T--1 440
T—190
开始发射准备
T-173
T-420
开始安装传感器、航天员穿航天服
飞船通电
火箭贮箱增压到发射压力
T-400
T-160
检查火箭与飞船系统
发射程序地面试验
T-380
T-145
与任务控制中心核对飞船指令
航天员进入飞船
T-330
T-100
关闭飞船舱口，拆除白房子
招呼航天员
T-258
T-75
T-220
飞船计算机装定
放下火箭拖车升降架
T-35

<!-- 第 787 页 -->
美国
·744·
续表
事件
时间/min
时间/s
事件
启动飞船全部通信线路
停止滚动
T-30
T+25
飞船内部通电
开始偏航程序
T-20
T+27
飞船-火箭临射检查
马赫数为1
T-06
T+65
校正火箭发射方位和飞船计算机
达最大动压
T-03
T+81
发出发动机启动信号
T+159
一子级发动机关机
T-0s
推力室压力开关调到产生77%额定推力，
T+160
一、二级分离
T+1.8 s
启动2s程序装置
T+172
开始无线电制导
T+3.8 s
飞船脐带脱落，火箭系留螺栓起爆
整流罩分离
T+199
二子级发动机熄火
T+4.0 s
起飞
T+342
飞船与火箭分离，飞船入轨
T+23s
开始滚动程序
T+362
（王丹阳）
大力神 2SLV（TITAN 2SLV)
1986年美国国会要求空军将退役的56枚大力神2洲际导弹改造成为具有中、低量级极地轨道运载能
力、发射费用低于航天飞机的运载火箭。当年10月便由马丁·玛丽埃塔公司按4.837亿美元（1986年币
值）合同对13枚导弹进行改造。1987年10月公布的每枚成本为2460万美元。改造的项目有：改造二子
级前部结构，以适应麦克唐纳·道格拉斯公司3.05m直径大力神34D有效载荷整流罩；修整发动机；改
进德尔可公司惯性制导系统；研制和安装指令、自毁和遥测系统。见下图。
制导-1978年更换
有效载荷整流罩
前裙段
制导
姿态控制系统
箭体
电气和火工品
发动机
大力神2
大力神3
大力神2SLV
大力神2SLV运载火箭

<!-- 第 788 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·745·
大力神2SLV（又称大力神2G）为二级火箭，从范登堡基地发射的185km极地轨道运载能力为1.903t，
从卡纳维拉尔角发射的185km、28.6°倾角轨道运载能力为3.175t。它也可加上面级发射太阳同步和地球
同步轨道卫星，它与Star-37发动机上面级配合，可将3.028t有效载荷送入546km太阳同步轨道；与SSPS
上面级配合，从卡纳维拉尔角发射，可将1.043t有效载荷送入地球同步转移轨道。
大力神2SLV火箭于1988年9月进行首次发射，到1994年年底共发射5次，成功率为100%。
大力神2SLV运载能力见下图。
1900
1500
1100
度
800
椭圆轨道
高
（185km近地点
远地点
直接人轨）
圆轨道
63.4°
28.6°
400
范登堡
卡纳维
拉尔角
99°
范登堡
185
700900110013001500170019002100230025002700
有效载荷质量/kg
大力神2SLV运载能力
主要技术性能
级数
起飞推力
1 912.7 kN
2
全长
36~42.9 m
推重比
1.26
最大直径
3.05m
运载能力
起飞质量
155t
185km极地轨道
1.903 t
一子级
级长
推进剂
21.43 m
四氧化二氮/混肼50
直径
3.05m
海平面推力
1 912.7 kN
122t
子级质量
真空平均推力
2 090 kN
推进剂质量
118t
真空比冲
2 902.8m/s
发动机
工作时间
147s
2xLR-87-AJ-5
二子级
级长
四氧化二氮/混肼50
推进剂
8.56 m
直径
真空推力
3.05 m
444.8 kN
子级质量
真空比冲
3 098.9 m/s
30t
发动机
工作时间
182s
LR-91-AJ-5

<!-- 第 789 页 -->
美国
·746·
整流罩
长度
6.1~9.2m
结构质量
625～909 kg
3.05m
直径
最大有效容积
9.1mx2.83m（长x直径）
典型飞行程序
大力神2SLV的典型飞行时序列于下表。
大力神2SLV典型飞行时序
时间/s
事件
时间/s
事件
一子级点火信号
T-2
T+349
启动姿态控制系统
起飞
T+0
T+378
开始速度修正
T+406
T+158
一子级分离
速度修正结束（额定）
整流罩分离
T+211
T+434
有效载荷分离机动
T+333
二子级熄火
T+519
有效载荷分离
（王丹阳）
大力神2S（TITAN 2S）
Castor-4A发动机。加装4枚、8枚或10枚固体推进剂助推器的大力神2S的185km极地轨道运载能力分
别为2680kg、3360kg和3720kg。火箭也可加装Star63-F固体推进剂发动机三子级。三级状态的大力
神2S的28°倾角近地轨道最大运载能力为4896.7kg。
大力神2S的运载能力见下图。
1900
1500
是
1100
度
800
高
远地点
圆轨道
椭圆轨道（185km
400
近地点直接人轨）
28.6°卡纳
63.4°范登堡
99范登堡
维拉尔角
185
1700190021002300250027002900310033003500
1500
有效载荷质量/kg
加装4枚助推器的二级大力神2S运载能力

<!-- 第 790 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·747·
主要技术性能
级数
推重比
1.72
3
全长
运载能力
39m（不含有效载荷）
4 896.7 kg
最大直径
近地轨道
5.1 m
1134 kg
272.76 t
逃逸轨道
起飞质量
起飞推力
4 595.0 kN
助推器
长度
11.18 m
固体
推进剂
直径
海平面推力
1.01 m
10x459.5kN
约60s
发动机
10xTX-780
工作时间
、二子级
、二子级性能参见大力神2SLV。
三子级
2.72 m
级长
固体
推进剂
直径
1.62 m
真空推力
102.3 kN
发动机
STAR 63-F
（王丹阳）

<!-- 第 791 页 -->
美国
·748·
大力神3系列（TITAN3FAMILY）
大力神3火箭是美国国防部主持研制的第1种航天运载火箭。1961年提出设想，1962年12月开始研
制，1964年9月进行首次发射，至1983年6月大力神3系列火箭执行最后一次任务为止，共发射126次，
失败9次，成功率为92.86%。
大力神3系列火箭共有A，B，C，D和E等5种型号。该系列火箭可用作单星或多星发射。发射的有
效载荷有近地轨道、极轨道、地球同步轨道、高椭圆轨道和日心轨道等各种卫星。火箭从东部卡纳维拉尔
角或西部范登堡空军基地发射。
大力神 3A（TITAN 3A)
大力神3A是大力神2运载火箭的改型，由换用了LR-87-AJ-9和LR-91-AJ-9发动机的大力神2一、
二子级和新的上面级—过渡级（详见大力神3C）组成。火箭于1964年9月1日首飞，飞行4次后由大
力神3B火箭取代。飞行失败1次，成功率为75%。火箭全部从卡纳维拉尔角发射。
主要技术性能
级数
起飞推力
3
1 912.7 kN
全长
推重比
39.2m
1.15
最大直径
运载能力
3.05m
3.3t（185km圆轨道）
约169t
起飞质量
一子级
级长
22.18m
推进剂
四氧化二氮/混肼50
直径
3.05m
海平面推力
1 912.7 kN
发动机
149 s
工作时间
2xLR-87-AJ-9
二子级
级长
8.56 m
推进剂
四氧化二氮/混肼50
直径
3.05m
真空推力
444.8 kN
发动机
工作时间
LR-91-AJ-9
206 s
三子级
级长
4.48 m
推进剂
四氧化二氮/混肼50
直径
3.05m
真空推力
71.7 kN

<!-- 第 792 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·749·
真空比冲
2 961.61 m/s
子级质量
12.47 t
430s
工作时间
发动机
2xAJ10-138
（王丹阳）
大力神3B（TITAN3B）
大力神3B火箭由大力神3A的一、二子级加装上面级—阿金纳D组成，并将惯性制导系统换为无
线电制导系统。后期火箭一、二子级换用LR-87-AJ-11和LR-91-AJ-11发动机。大力神3A火箭被大力神
3B取代的原因是过渡级的质量比比阿金纳D的差。过渡级质量为12.47t、结构质量为1.99t，而阿金纳D
的质量为6.8t，其结构质量仅0.68t。
大力神3B火箭主要用于发射极地轨道军事卫星，火箭从西部空军范登堡基地发射。火箭于1965年开
始研制，自1966年7月首次飞行到1984年停止使用的18年内共进行57次发射，失败4次，成功率92.98%。
大力神3B是大力神系列中发射次数最多的一种型号。
主要技术性能
起飞推力
级数
2 313 kN
3
1.42
推重比
全长
39.84~41.54m
运载能力
3.05 m
最大直径
极地轨道
3.6t
约166t
起飞质量
1.1t
地球同步转移轨道
一子级
推进剂
四氧化二氮/混肼50
级长
22.23 m
海平面推力
直径
2 313 kN
3.05 m
海平面比冲
2 934.15 m/s
子级质量
121.7t
工作时间
156 s
推进剂质量
115.0t
发动机
2xLR-87-AJ-11
二子级
推进剂
四氧化二氮/混肼50
级长
8.56 m
真空推力
449.27 kN
直径
3.05 m
真空比冲
3125.38 m/s
子级质量
33.60t
工作时间
225s
推进剂质量
31.10t
LR-91-AJ-11
发动机

<!-- 第 793 页 -->
美国
·750·
三子级
级长
7.09 m
推进剂
红烟硝酸／偏二甲肼
直径
真空推力
1.53 m
71.17 kN
子级质量
真空比冲
6.8t
2 794.9 m/s
结构质量
工作时间
240s
0.68 t
发动机
2xBELL 8096
整流罩
长度
有效容积
1.98~4.53 m2
1.96~3.66 m
直径
结构质量
约90kg（基本型）
1.53m
（王丹阳）
大力神 3C（TITAN 3C)
大力神3C运载火箭是在大力神3A的基础上发展起来的。它是
以大力神3A为芯级，一子级加装2枚固体助推器的捆绑式火箭。
为加装固体助推器，芯级做了以下相应改动：
1）在一子级推进剂箱蒙皮外加装桁条，加强了发动机传力结构；
2）-子级燃料箱下半部壁厚由0.435cm增加到0.838cm，将结
构的安全系数由1.25提高到2.0；
3）为减少固体助推器的高声能，以及分离时冲击波所引起的影
响，惯性制导系统的常平架作了相应改动，以保证加速度计正常工作；
4）为防护尾段和发动机壳体免受固体助推器点火高温和铝粉回
射的损伤，在一子级尾段和发动机上加了防护罩。
大力神3C火箭从美国东部卡纳维拉尔角发射。火箭主要用于发
射军用同步轨道卫星。大力神3C可向同一轨道或不同轨道作多星发
射，最多1次可发射8颗卫星。
火箭于1962年开始研制，1965年6月18日首次飞行。到1982
年3月共飞行36次，失败4次，成功率为88.89%。大力神3C生产
成本为3500万美元（1979年币值）。
大力神3C-7运载火箭
主要技术性能
级数
推重比
1.71
3
全长
运载能力
39.86~50.6 m
最大直径
9.7m（含助推器）
185km圆轨道
13.41t
约636t
起飞质量
地球同步轨道
1.63 t
起飞推力
逃逸轨道
10 675.73kN
3.15 t

<!-- 第 794 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·751·
助推器
长度
25.91m
推进剂
高氯酸铵/聚丁二烯丙烯酸
直径
3.05 m
丙烯腈+铝粉
起飞质量
2x230.5t
海平面推力
2x5337.87kN
推进剂质量
海平面比冲
2x192t
2 608.57 m/s
发动机
工作时间
2xUA1205
117 s
一子级
级长
四氧化二氮／混肼50
22.23m
推进剂
直径
3.05m
真空推力
2 313.7kN
子级质量
真空比冲
125.65 t
2 952.8 m/s
工作时间
推进剂质量
118.85 t
165s
发动机
2xLR-87-AJ-11
二子级
级长
8.56 m
推进剂
四氧化二氮/混肼50
直径
3.05m
真空推力
449.27 kN
子级质量
真空比冲
33.6 t
3125.38 m/s
推进剂质量
工作时间
31.1t
225 t
发动机
LR-91-AJ-11
三子级
4.48 m
级长
四氧化二氮／混肼50
推进剂
直径
3.05m
真空推力
71.7 kN
子级质量
真空比冲
12.47 t
2 961.61 m/s
推进剂质量
工作时间
10.48 t
430s
发动机
2xAJ-10-138
整流罩
长度
直径
4.57~15.24m
3.05m
总体布局
大力神3C运载火箭为一子级捆绑2枚固体助推器的三级火箭。
火箭一、二子级自下而上各由发动机、尾段、燃料箱、氧化剂箱和贮箱前后裙段组成。贮箱外设有电
缆/增压管路隧道管。二子级发动机装在设有子级热分离排焰孔的级间段内。一子级箱间段设有速率陀螺、
自毁系统组件和电源。二子级箱间段设有分离反推火箭及自毁系统组件。飞行控制系统和遥测跟踪系统的

<!-- 第 795 页 -->
美国
·752·
大部分组件安装在二子级前裙段内。
火箭三子级或过渡级的总体布局比较独特，它由2个独立的控制舱及动力舱组成，控制舱在前、动力
舱在后。控制舱装有制导、控制系统和电气系统以及滑行段姿态控制系统。动力舱装有2个推进剂箱、发
动机架及增压系统等。由于推进剂用量不多，为缩短长度，设计了2个小直径贮箱，并排安装于3.05m直
径的箭体内。为了同样的原因也未采用单管大推力主发动机，而是选用了2台并联的发动机组。
2台固体助推器连接于一子级箭体两侧。每台助推器前、后各设有4台小分离火箭，靠近芯级一侧装
有液体喷射推力矢量控制系统贮箱。
火箭总体布局如下图所示。
整流罩
控制舱
姿态控制系统推进舱
三子级
二子级
固体助推器前部分离火箭
固体助推器整流罩
推力终止孔
分离排焰孔
Q
固体助推器
一子级
推力矢量
控制系统贮箱
固体助推器后部分离火箭
固体助推器
后裙段及防热罩
喷管
大力神3C火箭总体布局
箭体结构
大力神3C运载火箭一、二子级的箭体为用隔框加强的硬壳式结构和常规的蒙皮-桁条-隔框半硬壳式结
构。蒙皮采用2014铝合金，隔框、桁条和大梁采用7075铝合金。
一子级结构
一子级由燃料箱、氧化剂箱、级间段和发动机防热罩组成（见
裙段端框
固体助推器
后图)。
连接点
燃料箱
发动机架
一子级裙段
燃料箱由后裙段、箱体、前裙段和装在贮箱锥形后底上的发动
机架（见右图）组成。
发动机架连接

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大力神系列（TITANFAMILY）
·753·
中央顶盖
前底
氧化剂箱自生增压管路
氧化剂箱前裙
排焰孔
氧化剂箱筒段
氧化剂箱后裙
氧化剂箱后底
对接面
燃料箱前底
燃料箱前裙
燃料箱自生
增压管路
外隧道管
燃料箱筒段
内隧道管
贮箱大梁壁板
氧化剂管路
燃料箱锥形底
燃料管路
氧化剂管路
大力神3C一子级结构
后裙段为铆接-螺接桁条-隔框结构，长95.25cm。4根长1.44m的大梁从后端框伸向贮箱蒙皮壁板。
裙段的4块内表面铣切蒙皮壁板在大梁处拼接。裙段内侧装有环形框，前部为T形框、中部为I形框、后
部为锻造铝合金框。后端框与大梁底端用螺栓连接并与裙段蒙皮铆接。发动机连接孔位于端框大梁连接部
位。后端框和大梁还钻有固体助推器连接孔。
箱体筒段由8块机加工厚度逐渐变薄的蒙皮组成。其中4块为大梁壁板，另4块为带有8根T形内析
条的机加工壁板。10个由板材压制成形的铝合金乙形框等距离地连接在桁条和大梁壁板上。
箱体锥形后底由5个构件焊接而成。锥形底上部由4块外表面经过化铣的板材组成，中央部分为一压
延成形的倒置截锥体。后底上安装2根直径15.2cm的燃料输出管路。管路出口处装有十字形导流器，防
止燃料产生旋涡或涡流。后底上端用K形框与箱壁和后裙段相接。
燃料箱前底为全焊接椭球底，开有人孔和氧化剂输送管孔。箱底由5块压延成形的瓜瓣形板材组成。
中央顶盖上有一安装导管的锥形连接件。箱底通过Y形框焊接到贮箱筒段上。
燃料箱内通有一直径25cm的氧化剂输送管路。输送管后端被焊接在贮箱底端的1个Y形管件上，
2个17.78cm直径的支管被螺接在安装泵前阀门的法兰盘上。氧化剂输送管的前端与氧化剂箱后底连接。
燃料箱前裙段为一机加工蒙皮铆接构件，裙段后端焊接在燃料箱Y形框上，前端与氧化剂箱螺接。裙
段顶部开有排气孔。裙段由前、后两部分组成。后段由3块机加工壁板组成，壁板内装有177根短桁条，
用以加强箱底和Y形框连接处的蒙皮。

<!-- 第 797 页 -->
美国
·754·
贮箱外部设有电缆/增压管路的隧道管。
燃料箱大梁壁板和K形、Y形框见下图。
箱底
前裙段
排泄孔（12处）一
Y形框
蒙皮桁条
焊缝一
大梁壁板
铣切结构
焊缝
K形框
排气孔(3处）
K形框
箱底
下部大梁
一子级锥形箱底
后裙段
燃料箱大梁壁板和K形、Y形框
氧化剂箱
氧化剂箱由箱体及其前、后裙段组成。箱体前底和筒段结构与燃料箱相似，但后底呈椭球形。
·贮箱筒段长6.05m，由4块机加工厚度逐渐变薄的壁板焊接而成。每块壁板上有9条T形内桁条。桁
条间的蒙皮进行机加工以削薄板材料厚度，减轻结构质量。12个乙形隔框沿箱壁等距离地搭接在桁条上。
贮箱后底除了氧化剂出口中央蒙皮外均与燃料箱前底相似。中央蒙皮压延成漏斗状，与通入燃料箱的
氧化剂管路相对接。氧化剂箱前底开有人孔，其他与后底相似。前底通过Y形框与贮箱筒段焊接。
贮箱后裙段长81.28cm，为桁条-隔框-蒙皮结构。蒙皮由3块从内部桁接的板材组成。共有36根锻造
的I形桁条，桁条下端与端框连接。氧化剂箱后裙段与燃
料箱前裙段用72个螺栓（每根桁条2个）通过对接框连
隔框
压力程序排气
接。在Y形框上开有3个排气孔。
阀门
氧化剂箱前裙段除了在14处开有排放二子级发动机
舱口
燃气的排焰孔外，其他均与后裙段相似。裙段蒙皮由36
条锻造的I字形桁条加强。在I形桁条端部蒙皮上装有一
-涡轮泵组件密
T形框。I形桁条前端还装有一与级间段对接的对接框。
封排泄管(4处)
端框有4个导向销，用以与级间段对齐，以便进行螺接。
裙段内表面和氧化剂箱顶部都涂有MMS-K421烧蚀
材料。所有暴露于二子级发动机燃气流的表面均涂有1
蜂窝结构板
柔性防护罩
层0.15cm厚的MMS-K421烧蚀材料。
氧化剂箱外部也铺有电缆/增压管路隧道管。
钟形防护罩
防热罩
防热罩（见右图）用于保护发动机免受来自助推器射
推力室防护盖
流的高温辐射。它由上部筒形罩、钟形罩和防护盖组成。
一子级发动机防热罩

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大力神系列（TITANFAMILY）
·755·
上部简形罩与一子级尾端框相接，从喉部向上罩住发动机。筒形罩为涂有烧蚀材料的铝合金-桁条-环
形框-板材结构。筒形罩底部有一厚约3.81cm，并有2个开口的铝合金蜂窝板。开口处用硅橡胶/玻璃纤维
织物柔性罩密封，便于喷管摆动。
钟形防护罩罩住喷管。防护罩由0.305cm厚的浸酚醛树脂玻璃纤维布制成，外部覆有因康镍合金薄板
材，并用缠线束紧。
防护盖罩住喷管出口，防止固体发动机燃气流进入一子级发动机推力室。防护盖为铝合金蜂窝结构件，
由铝合金带固定。飞行中由导火索切断铝合金带，释放防护盖。
除防护盖外，其他均为非抛掷结构。
级间段
级间段长2.98m，其前端设有4个接纳固体助推器撑杆球头的锻造铝合金球碗连接件。球头和球碗钻
有安装分离螺栓的孔眼，由螺栓和气体作动螺母（8个，每根撑杆2个）将球头、球碗固紧。级间段前端
还设有2个剪切紧固件。它们嵌入固体助推器前环框的剪切紧固槽口中央，以防止助推器和芯级间的剪切
运动。
级间段底部开有热分离时排放二子级发动机燃气的排焰孔。排焰孔分布于4个区域。每区占7根析条、
2个环形框的位置，共2排开口，上排4个、下排6个。排焰区的桁条、环形框和开口间的蒙皮均喷涂有
MMS-K421烧蚀材料。
级间段前部的12根桁条上装有气体作动分离螺母紧固件。前端框伸出22个导向销，它们插入二子级
后端框导销孔中，用以定位对接。
二子级结构
二子级箭体由燃料箱、氧化剂箱、贮箱裙段和防热
过渡段
层组成（见右图）。
氧化剂自生
燃料箱
增压管路
中央顶盖
燃料箱由箱体和前、后裙段组成。箱体为全焊接结
构，由机加工筒段、带有发动机安装架的后底、前底和
氧化剂箱前底
氧化剂管路组成。
氧化剂箱
筒段由1.68cm厚板材机加工而成的壁板组成。壁板
箱间段
内表面有8.9cmx8.9cm的机加工网格。
人孔
后底结构与一子级氧化剂箱相似，但开有偏心的氧
氧化剂管路
燃料箱前底
内隧道管
化剂管路出口。氧化剂输送管路出口靠近燃料管路出口，
后底
燃料自生
后裙段
箱底中央蒙皮压延成形，并焊有出口短管。后底焊有一
增压管路
用来安装发动机的，由桁条加强的截锥形构件。构件上
开有推进剂输送管路和液面传感器的开口。截锥形构件
顶端的桁条上焊有安装发动机架的锻造机加工板。
前底结构与一子级前底结构相似，前底中央开有直
级间段
径为15.2cm的氧化剂输送管通过口。箱底还设有安装增
压管、排气管和测量仪器的接管嘴。
排焰孔
后裙段长1.68m，用36根I形桁条和4个环形框加
强。桁条顶端装有气体作动分离螺母紧固件。裙段后端
大力神3C二子级及级间段结构
设有22个与级间段对接的导销孔。

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美国
·756·
前裙段与一子级氧化剂箱后裙段相似。裙段长88.9cm，由36根桁条和2个环形框加强。裙段前端有
一与氧化剂箱后裙段对接的受拉对接框。
贮箱和裙段外设有电缆和增压管路隧道管。
氧化剂箱
氧化剂箱箱体筒段长53.3cm，由4块机加工壁板组成。内壁有同燃料箱一样的方网格。前、后底类
似一子级氧化剂箱，前底有一15.2cm直径的出口，后底用Y形框焊接到箱壁上。
后裙段类似二子级燃料箱后裙段，长约1.42m，由36根桁条和3个框加强。箱间段设有安装4枚反
推火箭的连接点。
前裙段长1.94m。裙段骨架由36条1形桁条和3个框组成。与框平行的部位上还装有加强蒙皮的环形
构件。前裙用来支撑上面级对接件和安装仪器支架，前裙还设有空调脐带脱落插座、电气设备安装孔和排
气孔。矩形和平镶的遥测/指令控制天线也设于此段。裙段前端框还设有4个与上面级级间段对接的导向销。
桁条和端框上共有72个直径为0.95cm的螺接孔。
一、二子级箭体结构附件
箭体结构附件包括探头、传感器、压力开关和脐带脱落插座等，其分布如下图所示。
20
18
19
21
15
15
(a)一子级箭体结构附件
18
18
20
25
19
16
15
1413
(b)二子级箭体结构附件
箭体结构附件
1一氧化剂箱排气口；2一氧化剂/燃料箱排泄系统：3一氮气增压系统：4-温度传感器；5一燃料箱排气口；6—压力开关：7—螺旋管形蓄压器（2个)；
8—泵前阀门；9—燃料加注和泄出口；10—氧化剂泄出口；11—氧化剂加注和泄出口；12—燃料泄出口；13—燃料自生增压管路；
14—氧化剂自生增压管路；15—推进剂剩余量传感器；16—扩散器；17—氧化剂箱压力破裂膜片；18—压力传感器；19—氧化剂箱；20—燃料箱；
21一氧化剂输送管路：22-涡轮泵装置：23—压力开关阀门排泄口：24—涡轮泵氧化剂气腔排泄口；25—推力室；26—涡轮泵燃料气腔排泄口

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大力神系列（TITANFAMILY）
·757·
三子级结构
三子级（过渡级）的壳体结构比较简单（见下图）。控制舱为铝合金铆接结构，其中设有2个构架，
全部仪器设备都安装在这里。推进舱（见下图）是1个具有8根纵梁的隔框-蒙皮-桁条铝合金铆接结构，
其后端框与二子级结构相对接。过渡级的2个推进剂贮箱为T16-A1-4V钛合金材料，比2014铝合金结构
轻122kg，均由椭球前底、筒段和1个以球面过渡的与圆筒段对接的锥形后底组成。每个贮箱均有内框、
纵桁梁和在每个构架连接点上安装的，用于扩散载荷的内十字形构件。推进剂蓄留器和附着筛装置支撑在
贮箱锥形底的隔框上。燃料箱和氧化剂箱容积分别为4.0m3和5.0m²，可容纳10.63t推进剂。贮箱安全系
数为1.25。
推进舱裙段
燃料箱
氧化剂箱
姿态控制系统发动机舱
氧化剂箱
（俯仰、偏航、滚动各2台）
.推进剂输送管路
控制舱裙段
导轨（2条）
推进舱裙段
火箭/整流罩对接面
发动机（2台）
制导设备支架
增压氨气瓶
液压系统
发动机机架
增压气瓶（2个）
/三子级对接面
AJ-10-138
测量设备支架
工艺分离面
发动机装置
发动机架
燃料箱姿控系统箱
过渡级
过渡级推进舱
过渡级的主要结构质量见下表。
过渡级的主要结构质量
kg
项目
质量
项目
质量
纵梁
椭球前底
29.1
17.8
氧化剂箱
隔框
简段
65.8
25.1
32.9
主推进系统
100.7（82cm直径气瓶）
锥形后底
增压气瓶
姿态控制系统
椭球前底
18.8
2.5（12cm直径气瓶）
燃料箱
筒段
62.3
姿态控制系统贮箱
3.0（18cm直径贮箱）
锥形后底
发动机架
14.5
39.4
仪器支架
40.2
10.0
推进舱蒙皮
加强肋
12.9
一
助推器连接结构
大力神3C火箭的2枚固体推进剂助推器只在2处与芯级相接，一处在助推器的前部，另一处在其尾
部。
前部连接装置
前部连接装置允许固体推进剂火箭和芯级间有轴向运动，以适应因增压而引起的箭体变形，但它限制
全部径向位移。前部有3个连接点。其中一处剪切连接于离芯级最近的下死点（BottomDeadCenter，BDC），

<!-- 第 801 页 -->
美国
·758·
抗剪紧固件
另两处径向连接于BDC两侧，并与之相隔90°的位置。助推器
前环框提供与芯级的机械连接。环框为1个4340钢1形剖面
锻件。对接件为410不锈钢锻件。助推器与芯级间的全部连接
点均采用标准的U形钩和（或）球头紧固装置，以消除局部接
点力矩。BDC连接紧固夹可调整对准芯级的紧固装置并与其，
对接。助推器前筒段和前环框（见右图）的全部螺栓接头可以
安装板
互换。除BDC接点外，固体助推器还通过2根撑杆与芯级相
接。芯级级间段上有4个相应的撑杆连接接头。连接接头为一
作动器连接件
机加工球碗，用来与助推器撑杆上的球头配合。球头和球碗中
央钻孔，安装分离螺栓，由气体作动螺母将二者拉紧。
撑杆连接件
后部连接装置
助推器后部在两处与芯级相接，由固体推进剂发动机后部
的助推器-芯级结构支撑套筒提供连接结构。
前支撑框
支撑套筒及其防热罩装置如下图所示。套筒由2个4340
钢锻造的工字形截面环框、5根锻造铝合金纵梁、12根铝合金
固体推进剂助推器前环框
桁条、1根钢质管梁、化铣铝合金蒙皮板和各种紧固件组成。
助推器通过套筒的2个支撑构架与芯级连接。构架由3根钢管、钢质端部螺纹紧固件和与芯级连接的锻造
钢质紧固件，用U形件和枢轴连接组合而成。三角形构架通过其一端的突出件与套筒上的孔紧密配合，并
用螺栓固定于固体助推器上。构架另一端的球头形紧固件与芯级套筒盒形件上的凸缘相接。盒中装有用于
分离的剪切爆炸螺栓。
外侧地面支撑球碗
防热罩装置外侧
支撑套筒附件
防热罩装置
火箭发动机
支撑连接凸耳
蒙皮壁板
防热罩装置内侧未示出
火箭发动机
支撑连接凸耳
俯仰载荷支撑件
防热罩壳体
管端U形件
防热罩装置
管端U形件
张力支撑管
防热罩装置开口
管端安装环圈
支撑管
内侧地面支撑球碗
管端U形件
支撑管
连接件
管端U形件
固体推进剂助推器支撑套筒和防热罩
推进系统
大力神3C火箭推进系统由固体推进剂助推器、各子级发动机和推进剂增压和输送系统组成。

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大力神系列（TITANFAMILY）
·759·
助推器
大力神3C运载火箭由2枚长25.91m直径3.05m的固体推进剂助推器（见下图）提供起飞推力。每
台固体发动机产生推力5099.5kN。助推器由圆柱段、前后封头、6°倾斜喷管、点火器、前后固体分离火
箭和液体喷射推力矢量控制系统组成。
点火器保险/解保装置
尾部支撑套筒后封头
自毁电缆管道
喷管
头部整流罩
火箭发动机点火器/发动机贮箱电缆管道
尾部防热罩
推力矢量控制系统白\喷管延伸段
L圆柱段
推力矢量控制系统
贮箱
U形连接接头
前部分离火箭罩
推力矢量控制系统喷射液输送管
分离火箭发动机架
贮箱底部
头部前封头检修口盖
支撑结构
推力终止孔盖
尾部芯级连接结构
推力矢量控制系统连接结构
大力神3C固体推进剂助推器
助推器壳体由D6AC钢材制成，经热处理屈服强度大于1338.61MPa。发动机用铝粉作燃料、用高氯
酸铵作为氧化剂、聚丁二烯丙烯酸丙烯晴作为黏合剂。助推器由5个圆柱段和前、后封头组成。圆柱段长
3.05m、装药32.8t，药柱形状如下图所示。药柱空心呈圆形，孔径沿柱段每米缩小1.2cm。柱段前端的推
进剂表面粘有1个橡胶扼流圈。用含硅聚丁二烯丙烯晴的橡胶隔热层保护发动机壳体免受发动机燃气损伤。
前、后2个封头内装有与圆柱段同样的推进剂。前封头长2.41m、装药16.76t，药柱孔腔呈八角星状，内
装有点火装置。后封头长1.63m、装药9.2t，药柱孔腔呈直筒形。
节流圈
2个推力终止孔
前封头
后封头
圆柱段
药柱设计
点火器燃烧约1s，以热气充填药柱孔腔，点燃药柱。推进剂沿孔腔和每段药柱的后端燃烧。前、后封
头也从尾部燃烧。药柱间留有7.62cm的空隙。
固体助推器推力室由喉部和喷管部分组成（见后图）。喷管为螺接结构，长约3.5m。喷管膨胀比为8，
半锥角17°。喉部由钢壳支撑的高密度石墨环和粘接于钢壳的二氧化硅绝热材料组成。喷管中部由钢质外
壳和粘贴其上的石墨和二氧化硅衬垫组成；推力矢量控制装置位于此段。出口段由二氧化硅酚醛衬垫和铝
合金蜂窝结构支撑壳组成。

<!-- 第 803 页 -->
美国
·760·
石墨织物酚醛
石墨织物酚醛
橡胶
高含量二氧化硅酚醛
铝合金蜂窝结构
4340号钢
铝合金
含硅丁橡胶
4340钢
推力矢量控制
高含量二氧化硅酚醛
不锈钢
推力矢量控制阀壳
含硅丁橡胶
助推器喷管结构
推力矢量控制系统最大可提供488.67kN的侧向力，进行5°推力矢量控制。在喷管面积比为3.5部位
均匀安装24个阀门。阀门开启程度由芯级电信号控制。每一象限保持5个阀门工作。工质通过环形歧管
送往阀门。
一子级推进系统
一子级推进系统由子级发动机和推进剂输送及增压系统组成（见下图）。
22
的23
26
24
27
28
29
大力神3C一子级发动机系统
1一料箱；2-氧化剂止回阀门：3—燃料止回阀门；4—涡轮转速传感器；5-气体发生器；6—流体加热器；7—启动器；8—润滑油泵和油箱；
9—润滑油加热器；10—氧化剂阀门；11—燃料阀门；12—燃烧室压力开关；13—LTCV盒：14—作动器：15—压力程序阀门：16--向箭外排泄；
17—燃烧室；18—烧蚀喷管：19—火箭/发动机界面：20—气体冷却器；21—氧化剂箱：22—限流孔：23-破裂膜片；24—快速脱落连接器；
25一文氏管；26-过滤器：27—声速流控制喷管：28一燃料：29-氧化剂

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大力神系列（TITANFAMILY）
·761·
LR-87-AJ发动机
大力神3C一子级早期采用2台LR-87-AJ-9发动机（见下图上），1968年以后换用LR-87-AJ-11发动
机（见下图下）。2台发动机装在同一机架上，各由泵前管路、涡轮泵装置、泵后管路、推力室阀门、燃气
发生器系统和推力室组成。推力室由金属丝缠绕铜焊不锈钢管束组成。发动机采用四氧化二氮/混肼50作
为推进剂，真空推力2313.7kN、真空比冲2952.8m/s、推进剂总流量783.4kg/s（其中氧化剂流量514.8kg/s、
燃料流量268.5kg/s）、混合比1.915、膨胀比15、工作时间165s。
Dc
喷注器界面
燃烧室
3
51.1
√入口面
收敛段
喷管喉部界面
23°
107.82
喷管
扩散段
喷管出口面
燃料
氧化剂
LR-87-AJ-9推力室
喷管喉部面积A,=0.11787m²；喷管出口直径D.=109.6cm；喷管喉部直径D,=38.74cm：燃烧室/喉部面积比为2.04；
喷管面积比A./A=8：1；燃烧室内径D=55.3cm：喷管出口面积A=0.94297m²
LR-87-AJ-11发动机

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美国
·762·
倒数计时时，火箭按准备信号打开泵前阀门。推进剂充填燃烧室阀门以上的发动机部分。T一0时由
28V直流信号点燃固体火药启动器，燃气推动涡轮旋转并加速。涡轮通过齿轮箱带动燃料和氧化剂泵转动。
气体发生器接收由燃烧室阀门引出的推进剂，用燃烧生成的气体，接替启动器吹动涡轮。当燃料压力超过
2.06MPa时，推力室燃料阀门打开。由于燃料和氧化剂阀门是机械联动的，因而氧化剂阀门也随之打开。
推进剂在阀门打开后便流入推力室。氧化剂通过喷嘴进入燃烧室，而燃料却需通过一环形歧管流经燃烧室
冷却管路，再生冷却燃烧室后再通过喷注器进入燃烧室，与氧化剂接触自燃点火，产生压力超过5.49MPa、
温度超过4982℃的燃气。燃气通过收敛-发散喷管并在亚声速下膨胀产生推力。燃气发生器输送管路装有
文氏管以稳定发动机推力，并在推进剂输送管路上设平衡孔以控制推进剂混合比。当燃烧室压力下降时，
由压力传感器产生28V直流关机信号，0.5s后推力终止。
2台发动机可在俯仰和偏航方向摆动，并提供滚动控制。
推进剂输送及增压系统
一子级推进剂输送系统参见大力神3C一子级发动机系统图。燃料和氧化剂输送管路终止于电气作动
的泵前阀门处。通过泵前阀门上方的手动脱落接头加注推进剂。燃料输送管路装有环形蓄压器，用来防止
涡轮泵压力骤增，减弱发动机与箭体间的POGO效应。
一子级燃料箱用从2号发动机燃气发生器引出的部分燃气经气体冷却器冷却后增压。该冷却器是一种
用燃料作为工质的热交换器。燃料从输送管路引出，流经冷却器后返回泵的入口。冷却器设有旁通孔，引
出部分燃气用以控制增压气体的温度。由旁通孔径确定加热用燃气占进入冷却器总燃气量的比例，改变自
涡轮引出的燃料总流量便可控制增压工质的温度。发动机/火箭界面处设有按贮箱压力变化控制增压工质流
量的声速喷管。另有1个2.06MPa压差的压力破裂膜片，禁止气流在燃气发生器开始工作前进入贮箱。
一子级氧化剂箱用氧化剂加热后产生的气体增压。氧化剂自氧化剂泵引出，并由位于涡轮废气管内的
流体加热器加热。加热器入口处设一恒定流量的文氏管。压力破裂膜片阻止氧化剂自生增压气流在输送压
力达到约2.06MPa前进入贮箱。入口管路处设有聚集空气的回路，以保障压力破裂膜片正常工作。由流体
加热器节流孔旁通管路提供增压温控。位于发动机/火箭界面处的回压孔使氧化剂在流体加热器内滞留到合
适的增压温度。
二子级推进系统
二子级由1台LR-91-AJ-11发动机（初期为LR-91-AJ-9发动机，见下图）提供推力。该发动机除推力
较小外，其结构和工作过程均与一子级LR-87-AJ-11发动机相似。发动机真空推力为449.27kN、真空比冲
3125.38m/s、推进剂的总流量142.6kg/s、氧化剂流量91.96kg/s、燃料流量51.64kg/s、混合比1.79、工
作时间225s、膨胀比49.2。
D上
喷注器界面
燃烧室
人口界面
收敛段
喷管喉部界面
扩散段
D
喷管
烧蚀裙段
喷管出口界面
De
LR-91-AJ-9推力室
特征长度L=96.52cm：喷管喉部面积A,=0.04219m²：喷管出口直径D=162.0cm；喷管喉部直径D=23.16cm；
燃烧室/喉部面积比为2.51；喷管面积比A/A=49.2：1：燃烧室内径D.=36.73cm：喷管出口面积A=2.06m²

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大力神系列（TITANFAMILY）
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二子级发动机系统见下图。
14
限流孔
文氏管
破裂膜片
过滤器
音速流控
快速断开
制管
燃料
热气
氧化剂
润滑油
燃料箱增压气体
氧化剂箱
增压气体
20
大力神3C二子级发动机系统
1一燃料箱；2—氧化剂箱；3—火箭发动机界面：4一氧化剂止回阀门；5—燃料止回阀门：6-燃气发生器：7—涡轮转速传感器；
8—气体冷却器；9一流体加热器；10—启动器；11—润滑油和油箱：12一润滑油热交换器：13一滚动控制设备：14一氧化剂阀门；
15一燃料阀门；16—作动器；17—LTVC盒；18—推力室压力开关：19—压力程序阀门；20一向箭外排出口：21—燃烧室；22—烧蚀喷管
与一子级发动机相仿，二子级发动机燃烧室由金属丝缠绕铜焊不锈钢管束组成，为面积比13以上部
分提供燃料再生冷却通道。面积比为13～49.2部分采用烧蚀冷却喷管。喷管由玻璃纤维外壳、玻璃蜂窝芯
和酚醛石棉内层制成。
二子级发动机是推进剂耗尽关机的。当飞行控制系统加速度开关敏感到加速度降为1.0g时便向压力程
序超压阀门发出关机指令。与此同时，上面级制导系统发出备用关机信号。
发动机可在俯仰和偏航方向摆动进行姿态控制。滚动控制由涡轮废气旋转喷管提供。
二子级燃料箱用经过冷却的涡轮废气增压，氧化剂箱用由泵后引出的氧化剂加热后产生的气体增压。
三子级推进系统
三子级（过渡级）推进系统由主推进系统（见后图）和辅助推进系统组成。

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过渡级主推进系统
1-氮气瓶：2-压力传感器：3-限压开关；4过滤器：5-电磁阀：6节流圈；7—过滤器：8-放气孔；9—蓄压器：10—限压开关；
11—止回阀门；12—测试管嘴；13一压力开关电磁阀：14一地面检测压力开关；15—保险阀门：16氧化剂箱：17—燃料箱：
18—氧化剂排气管口：19—燃料排气管口；20—收集器：21—附着筛；22-氧化剂加注管口；23—燃料加注管口：24—放液孔；25一电磁阀；
26—辅助控制阀门；27—辅助控制阀节流圈；28-分压器；29—燃料节流圈：30—双组元推进剂阀门；31—氧化剂节流圈：
32-烧蚀式燃烧室；33—喷管：34燃料：35-氧化剂；36-氨气：37—快速连接器；38-过滤器；39-象限1：40—象限II：41—象限ⅢI
主推进系统
1．主发动机
主发动机过渡级采用可多次启动的挤压式输送，液体双组元可储推进剂AJ-10-138发动机（见后图）。
AJ-10-138发动机的主要组件有用以保证稳定燃烧的铝合金喷头、烧蚀冷却燃烧室、辐射冷却锯钛合
金喷管、燃料压力作动双组元推进剂阀门、万向推力架和相应的控制和电源设备。
发动机采用四氧化二氮/混肼50作为推进剂，单台真空推力35.54kN、真空比冲2962m/s、混合比2.0、
氧化剂流量8.0kg/s、燃料流量4.0kg/s、燃烧室压力0.72MPa、膨胀比40、工作时间430s（如增加推进
剂，发动机本身可工作750s)。
发动机的点火程序是：对辅助电磁阀门通电，由燃料对双组元推进剂阀门内腔加压。燃料压力移动共
用滑阀轴，打开阀门，推进剂通过喷嘴进入燃烧室。燃料与氧化剂接触后自燃点火。关机程序是切断辅助
电磁阀电源，同时排出内腔中的液体并阻止液体再流向内腔，使双组元阀门能够移动共用滑阀到关闭位置，
切断从喷嘴进入燃烧室的液流。如果推进剂和压力充足，发动机启动和关机程序可重复数次，具有多次启
动能力。

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大力神系列（TITANFAMILY）
765·
氧化剂入口
推进剂阀门
氧化剂人口
喷注器
燃料通道
推力室
氧化剂通道一
发动机架
氧化剂输送管路箭体
燃料输送管路
然料阀门
运输吊机
再生冷却缓冲器
燃料入口
阀门支撑件
波纹管
一支撑件
喷管延伸段
氧化剂歧管氧化剂人口
(a)AJ-10-138发动机结构组成
(b）AJ-10-138发动机喷注器
辅助控制阀
滑阀
10
燃料
氧化剂
燃料
(c）双组元推进剂阀门
氧化剂
11
(d)工作流程
AJ-10-138发动机
1—火箭/发动机对接面；2—放液孔：3—辅助控制阀；4电磁阀：5—辅助控制阀节流圈：6—分压器：7—燃料节流圈：
8—双组元推进剂阀门；9—氧化剂节流圈：10-烧蚀式燃烧室；11一喷管
2.推进剂输送系统
过渡级推进剂输送系统如后图所示，它由2个并排安装的燃料箱、氧化剂箱与推进剂蓄留器和附着筛、
推进剂加注、泄出输送管路、阀门及增压管路组成。
每个贮箱的锥形底中装有一蓄留器，由它蓄留部分推进剂，提供过渡级发动机再启动能力。加注推进
剂时，推进剂通过贮箱出口附近的输送管路上的加注连接器经双翼止回阀门进入推进剂蓄留器顶部，便可
将所有气体推至贮箱顶部并通过排气孔和增压管路排出气体，以调节贮箱气体压力。用液面传感器监控推
进剂加注。加注量由发动机混合比、贮箱容积、飞行加速度、贮箱压力变化、推进剂温度、最小气枕要求
以及上述各参数的偏差来决定。
姿态控制发动机在主发动机每次点火前启动，将推进剂下沉到锥形箱底，使启动时进入推进剂蓄留器

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美国
·766·
流出(流向发动机)
的气体减到最少，并减少主发动机再启动时液体向后流动对
止回阀
抗涡流挡板
防晃挡板
贮箱产生的冲击力。推进剂在姿态控制发动机启动后的10s
止回阀
内进入蓄留器以下的贮箱空间。
（加注时）
主发动机点火时推进剂流经蓄留器顶部的旋涡挡板和位
气体挡板
于贮箱蓄留器中的双翼止回阀门、旋涡挡板及位于贮箱出口
抗涡流挡板
可消除污染的60眼附着筛后进入推进剂输送管路。过渡级推
抗涡流挡板
附着筛
进剂输送系统是按全部推进剂（蒸发的除外）均有效利用的
止回阀
原则设计的。
剖面A-A
当蓄留器以上部分的推进剂用完时，蓄留器所容纳的推
推进剂挡板和止回阀门
进剂尚可使发动机工作10s。约在15s内，外流单向阀门中
产生一瞬变流动条件，使气体进入蓄留器以下的容积内，部分气体混入流出的液体中。但该现象在通过单
向阀门的流体100%变为气体时便很快消失。在此条件下，气体动量下降，其动量、流动力和浮力的合力
使气泡上升到自由面而不被吸入贮箱出口。
外流止回阀门为1种双翼式阀门，分成2个相隔180°的主要流动区。液流沿箱壁上、下分为2段。向
上流动的液流沿推进剂蓄留器外缘偏转，然后沿蓄留器周边流动，置换一部分在加注时所积聚的气体。另
一部分气体进入留于贮箱的液体中。
蓄留器水平安置于贮箱内，不能确保加注时气体全部置换，外流时部分气体被吸出，随液体进入发动
机。为此设涡流挡板，消除紧靠推进剂蓄留器上、下的涡流。上挡板分3层。挡板带孔并间隔一定距离。
上挡板将贮箱蓄留器顶部的涡流全部消除。下挡板由2块紧固于中心的垂直穿孔平板组成，位于气体挡板
的底部，防止在蓄留器下部形成涡流。
气体挡板的功能是阻止气体进入贮箱出口。挡板改变外流单向阀门液流方向，阻止积聚的气体从蓄留
器逸出。由于它是一种扩散器，故能保持较均匀的速度，并将两相流减到最低程度。
置放在贮箱底部的60眼出口筛用来在发动机启动时消除推进剂污染，并在滑行段起零重力附着筛的
作用。姿态控制系统推进剂沉底发动机工作可使气泡向蓄留器顶部移动，但在主发动机点火时仍出现气泡
浸入现象。安装附着筛后便可消除这种现象，蓄留器和附着筛间即使有气体移动也是极微量的。
除出口筛外在增压管口气体扩散器上还装有零重力筛。它的作用是阻止液体进入增压管路气体扩散
器，并防止增压气体回流至止回阀门。在零重力环境下，油、水和推进剂将沿容器壁向上蠕动，并将气泡
挤到箱体中心部分。推进剂蠕动到箱顶会使扩散器、增压管路及止回阀门充液而产生各种故障。在贮箱气
枕空间加设细眼筛就可阻止液体上升至箱顶。在过渡到零重力环境时，推进剂开始沿箱壁螨动。当推进剂
接触筛子并将其完全濡湿时，便在筛下形成气泡。此时液体便停止蠕动（见下图）。
零重力出口筛扩散器
上部气枕
下部气枕
(a)
(b)
（c）
液体开始
液体向上蠕动液体完全漏湿筛子，
沿箱壁蠕动
与筛子相接触气体移动筛子下部形成气泡
零重力筛及其濡湿过程

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大力神系列（TITANFAMILY）
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3.增压系统
增压系统过渡级贮箱用氨气增压。过渡级在轨道上停留的时间很长，如采用自生增压方案，系统产生
的蒸气会冷凝成液体，使压力下降而丧失增压能力。
增压气体储存于2个初始压力约为22.34MPa的钛合金气瓶中。气瓶在发射前分3次充压，将壁温降
至最低。这样可将气瓶壁制得较薄，以减轻质量。
氮气由一阀门控制。该阀门由入口过滤器、出口过滤器和气余电磁阀组成，由一贮箱余压力开关控
制。氮气经增压管路进入贮箱。增压管路设有防止气体倒流的串联瓦余止回阀门。该止回阀也用来防止在
停止供气期间2种推进剂蒸气通过系统共用低压孔混合。如果推进剂蒸气漏过止回阀，则可通过放气孔排
出箭体外。在每个推进剂箱增压气体入口处装有气体扩散器和零重力筛，防止增压气体直接冲击推进剂液
面并防止在零重力状态下推进剂进入贮箱顶部止回阀门。
增压系统的其他组件有：手动开关、压力开关、蓄压器、应急阀门、检测管嘴、限压开关及减压控制
阀等。
早期的过渡级曾采用燃料和氧化剂箱各自独立的增压系统，后来才改用余度更高的共用增压系统。
流。如阀门不开启则并联阀门可提供第2个气流通道以继续工作。通向每一贮箱的增压支路上装有止回阀
门以防自燃推进剂蒸气混合物进入公共增压系统，且每一支路装有2个止回阀以提高可靠性。在2个阀门
都失效时，位于4余电磁阀组件下游管路上的放气孔可为系统再提供一余度。装在蓄压器上的箭上压
力开关也是4余组件。开关盒复接点中的一个或几个接点失灵时也不会引起组件或分系统故障。
辅助推进系统
过渡级的前16次飞行中采用的是双组元推进剂姿态控制系统，所用推进剂与主推进系统相同。后来
改用单组元姿态控制系统（见下图）。
滚动发动机
氮气及推进剂管路
射向
/检测管嘴
偏航发动机
俯仰发动机
肼箱
压力开关
压力传感器
手动阀门-
压力开关
偏航发动机
氮气管嘴
-360
发动机罩
俯仰发动机
肼加注、泄出连接器
滚动发动机
电爆起动阀门
过渡级单组元推进剂（肼）姿态控制系统
双组元姿态控制系统是一种挤压式输送、脉冲幅度调节发动机系统。系统总冲量为146.61kN·s。其主
膜片装置、三通转换阀门、启动阀门和采用推进剂电磁控制阀的姿态控制发动机。4台200.1N推力俯仰、
偏航发动机装在箭体尾部，4台110.8N推力滚动姿态控制发动机以相反方向切向成对安装于壳体外缘。
过渡级前16次飞行中该姿态控制系统发生过1次故障，1台俯仰姿态控制发动机的氧化剂阀门没能打
开，后来改用单组元姿态控制系统。
过渡级单组元推进剂（肼）姿态控制系统是一种挤压输送、可变脉冲幅度的发动机系统。滑行段额定

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美国
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姿态控制冲量为222.1kN·s。姿态控制系统同时也用作温控、遥测定向、卫星分离、推进剂沉底和速度微
调机动。系统由推进剂箱、6台姿态控制发动机（俯仰、偏航、滚动各2台）以及相应的传感器管路组成。
肼和增压氮气储存在同一贮箱内，用乙烯丙
(1.27±0.127)mm
烯橡胶膜隔开（见右图所示）。贮箱推进剂的容量
最少为29.5kg，最多为121kg。推进剂耗量达到
氮气
环形挡板
122925cm3
121kg时，挤压氮气压力由2.54MPa绝对压力变
环向焊缝、
36.1cm
为1.24 MPa。
系统共有6个发动机舱，每舱2台发动机。
推进剂
滚动发动机舱的2台发动机轴线平行、方向相反
122925cm²
地安装，其他4个舱的各对发动机的喷管指向同
集流盘
隔膜
一方向。
隔膜
姿态控制发动机由推力室和阀门装置组成。
过渡级姿态控制系统贮箱
推力室由Shell405催化器、喷注器、入口输送管
路和喷管组成。阀门装置为双余组件，由2个
串联的电动阀门组成。阀门入口处装有35m级过滤器。发动机初始推力为117.9N，最终推力为68.0N
（消耗推进剂121kg时）。发动机的脉动工作间隙为20ms～1000s。
控制系统
制导系统
大力神3C火箭惯性制导系统（见下图）由惯性测量组件、IBM公司生产的导弹制导计算机和压力、
温度控制器组成。系统负责在动力飞行段对全箭进行导航和控制，滑行段为姿态控制系统提供控制指令。
温控工质
温控工质
压力、温度
控制器
速度信号
离散信号
姿态信号
其他
导弹制导
惯性测量
命令信号
计算机
分系统
组件
控制命令
监测信号
调平信号
读出数据
装订数据
光学瞄准通路
状态
方位定向
地面校正
方位偏差
发射监控台
装置
命令
检测装置
信号
大力神3C制导系统框图
系统通过安装在平台上的摆进行台体调平，用地面初始定向装置进行台体定向。惯性测量组件通过测
得的加速度获得速度信号，通过测定的摆动角提供姿态信号。计算机按制导方程计算，并发出姿态控制信
号和发动机关机、释放有效载荷等离散信号。系统电子组件的工作温度环境由压力/温度控制器保障。

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大力神系列（TITANFAMILY）
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系统的惯性测量组件由2FBG-2C型铍金属悬浮式稳定陀螺和摆式积分陀螺加速度计组成。
系统的导弹制导计算机为IBM公司生产的通用串行机。计算机用78条磁道磁鼓作为记忆装置，可存
指令9792条、常系数1152个。飞行中每秒至少进行1次程序处理。
压力/温度控制器为电子组件提供12.8℃温度环境。控制器用FC-75流体作为热传递工质。控制器内
的1个热交换器将电子件的热量传递给FC-75流体，待温热的FC-75流体循环返回控制器时，由另一热交
换器将其热量传递给水。水在21km高空于4.4°℃下沸腾、蒸发并冷却电子组件。控制器用自备的氮气系
统提供FC-75流体循环压差和供水压力。冷却用水流量为9L/h。
20世纪70年代改用德尔可（DELCO）
平台同步机！
内框架
公司VB惯性测量组件和MAGIC352计算
平台转矩马达
中同步机
2平台
机。
内解箱器士10°
中框架
转盘式VB惯性测量组件为1个由3
外同步机
个单自由度气浮速率积分陀螺稳定的4框
内转矩马达
架全姿态惯性平台。平台下部是转动的，
同步马达
外转矩马达
绕惯性轴每分钟转动1圈；此部分装有X
外框架
校准面
和Y轴陀螺和加速度计。另一组陀螺和加
中转矩马达
速度计安装在叫作台体（TURRET）的非
XY平台
坐标解算器
转动组件上。框架、平台及其在大力神3C
XY平台解算器<>
上的安装位置如右图所示。在这种配置下，
转盘式惯性测量组件
加速度计偏差和陀螺转矩漂移在惯性空间
按正弦定律调制，防止加大不可补偿的参
数误差。惯性测量组件向计算机输送用于制导和导航计算的加速度和框架角度数据。框架角由同步机和解
算器测得。
MAGIC352计算机为随机访问机。该机以3us周期做定点算术运算，用系统时钟和5ms中断装置进
行计算机程序定时。
计算机程序分为地面调平、定向，起飞后确定火箭的姿态和关机时间，以及比较实时和要求的姿态，
产生发动机摆动和姿态控制系统命令等3部分。
飞行控制系统
大力神3C火箭飞行控制系统（见后图）由速率陀螺系统、三轴基准系统、飞行程序器、飞行控制计
算机和分离定时器组成。系统大部分组件安装在三子级前部的控制舱内。
飞行控制系统按制导系统数据、姿态速率、指令数据和飞行控制系统开路程序预定速率，在助推器、
一子级和二子级工作段对运载器进行稳定控制。
速率陀螺
该组件安装于一子级箱间段，用于敏感火箭在一级飞行中偏航和俯仰面姿态变化速率。其输出信号为
俯仰和偏航角速度电压模拟信号。信号送往飞行控制系统电子计算机。
三轴基准系统
三轴基准系统组件位于二子级前部构架上。该组件提供相对于俯仰、偏航和滚动轴基准值的角偏差比
例信号。组件向飞行控制计算机输出角偏差电压模拟信号，三轴基准系统力矩器接收来自上面级制导系统
的各轴控制指令和来自飞行控制计算机的各轴程序机动指令。

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美国
·770·
离散信号
程序器A
程序器B
飞行控制计算机
离散信号
离散信号
电时序
其他离散信号
系统
固体助推器偏航
28VDC
启动
分离离散信号
固体助推器
800Hz
制导
固体助推器俯仰滚动
推力矢量控制
离散信号
分离
上面级
定时器
一级俯仰
俯仰偏航滚动姿态
飞行控制
制导系统
子级
制导控制
一级偏航滚动
程序操纵
液压系统
计算机
一级偏航滚动
三轴
基准系统
二级俯仰
二子级
王20VDC
二级偏航
液压系统
二级滚动
速率陀俯仰偏航姿态
螺系统速率
辅助
表态
转换器
电源母线
大力神3C飞行控制系统框图
飞行程序器
2台飞行程序器提供瞬时或连续定时信号和加速度离散信号。每一程序器发出30次时间基准信号和
1次加速度离散信号。飞行时，一台工作，另一台作后备切换。
飞行控制计算机．
飞行控制计算机用来处理火箭控制信号。它接收来自三轴基准系统、速率陀螺系统和上面级制导系统
的姿态控制信号。信号经调节、放大、组合后送往推力矢量控制装置。计算机还通过时序系统接收由飞行
程序器、分离定时器和上面级制导系统来的离散信号。计算机用这些信号改变通道增益、俯仰速率，并在
适当的时刻转换调节通道的信号输入和输出。飞行控制计算机也通过比较固体助推器推力矢量控制工质的
实际用量和规定用量，并控制射流方向。·
分离定时器
定时器以定时模式或加速模式工作。当传感器敏感到减速时，定时器向电时序系统发出一子级发动机
启动的信号，接着发出助推器/一子级分离信号。发出此信号后分离定时器自动置零。接着发出一、二子级
分离信号，·此信号也作为上面级整流罩分离的备用信号。此后定时器再次置零。分离定时器还留有用于其
他控制的备用信号发送功能。
推力矢量控制系统
系统由固体推进剂发动机推力矢量控制系统和子级液压系统组成。推力矢量控制系统只在各级飞行的
主动段工作，提供改变大力神3C火箭推进系统推力方向的机械力。
固体助推器推力矢量控制系统
固体助推器推力矢量控制系统（见左后图）向固体助推器喷管内部喷射四氧化二氮，提供改变推力矢
量的侧向力。系统由四氧化二氮贮箱和发动机喷管组件组成（见右后图）。

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大力神系列（TITANFAMILY）
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断流阀
氮气一
氮气增压工质箱
贮箱增压
控制系统
四氧化二氮
喷射剂箱
喷射剂进给阀门
（最薄）
铰接流体管路
电池
四氧化二氮加
俯仰和偏航控制
注和排泄
液压动力系统
一动力转换开关
喷射剂分配歧管
传输管装置
喷射器阀门
连接短管
压力传感器
连接器
喷射器歧管
喷射器阀门固体助推器喷管
排泄口（24个）
四氧化二氮喷射箱
固体助推器推力矢量控制系统
四氧化二氮贮箱直径1.07m、长约6.7m、质量1.73t，装四氧化二氮3.82t、氮气228kg，初压7.03MPa，
固体助推器熄火时降为3.10MPa。工质从贮箱通过输送管路送往喷管分配歧管。
发动机喷管组件包括喷注器阀壳、阀门装置、歧管、俯仰与偏航控制装置、电缆、电源、动力输送开
关及支架。喷注器阀壳螺接于固体助推器喷管，作为分配歧管和24个喷注阀门的支点。24个比例电动机
械阀门由28V直流电操纵。阀门的伺服机构由伺服放大器和驱动马达组成。马达驱动与一导杆连接的枢
轴。枢轴位置反馈至伺服放大器，形成位置控制闭环回路。系统还设有一电子故障-安全探测逻辑线路。系
统在探测到机械连接故障或电子线路故障时关闭阀门。
一子级液压系统
一子级液压系统（见右图）为一子级2台发动
作动器
回油
机推力矢量控制提供20.7MPa压力。该系统由高
压力
抽油/回油
压涡轮驱动泵、电动马达、高压电动马达驱动泵、
抽油
高压管路和歧管、过滤器、调节装置、4个线性作
动器、测量设备和脱落接头组成。液压工质为
涡轮驱动泵
MIL-H6083油。
一子级涡轮驱动泵是一种流量可调、压力补
压力歧管
偿液压系统。它在一子级发动机工作时提供液流
和液压。驱动泵有9个活塞。活塞由发动机涡轮
过滤器
电机泵
泵装置花键轴带动的圆板驱动。由活塞的滑动套
提供压力补偿，按要求提高或降低系统压力。涡
蓄压器/油箱
轮泵流量为0.057m/min、压力为20.68MPa、转
速为3760r/min。
大力神3C一子级液压系统
一子级有4个作动器。作动器行程±2.78cm，

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美国
·772·
可使发动机在俯仰方向摆动±4.38°，偏航方向摆动±4.12°。作动器压差20.68MPa时的输出力为131.85kN，
最大作动速度为13.74（°)/s。
调节装置为蓄压器/油箱组合件。其功能是：使系统保持常压；作为液压系统油箱；敏感液压系统的压
力和液面变化。装置为线性作动器提供压力。该装置容积为1560cm?、气体体积410cm、高压20.68MPa，
低压0.76MPa。
10口m级过滤器为可置换组件，装有一压差指示器。过滤器两端压差超过0.48MPa时有红色显示。
电动马达驱动泵只在测试时使用。
主发动机
二子级液压系统
滚动控制
作动器
作动器
二子级液压系统（见右图）与一子级相似，只
涡轮泵驱动
是涡轮驱动泵流量较小（0.091m/min）并采用一
滚动控制喷管作动器。
偏航和俯仰伺服作动器行程为±1.24cm，可使
发动机相对中线摆动±2.04°。作动器在压差为
20.68MPa时的输出力为34.03kN，其最大驱动速
度为16.38（)/s。滚动伺服作动器行程为±3.56cm，
过滤器
?
可使喷管摆动±33.83°，压差为20.68MPa时的输
蓄压器/油箱
出力为5.54kN，作动器最大速度为8.75（)/s。
回油
压力
三子级液压系统
吸油/回油
四吸油
过渡级液压系统由电动马达液压动力装置和
大力神3C二子级液压系统
4个电动液压线性作动器组成。
遥测系统
箭上遥测系统（见左后图）由传感器、信号调节器、发射机、天线、远距离多路调制器和转换器组成。
系统在运载火箭测试、发射和飞行中采集、多路调制、译码并发送箭上系统所测量的模拟和28V直流双
电平测量值。传送测量值的脉码调制程序是在远距离多路调制器测量系统（见右后图）内编程的。这使脉
码调制格式具有一定的灵活性并可任选采样率。
传感器将箭体机械状态、液面、液压、气压、温度和加速度等参数转换成电信号。数据为模拟或双电
平直流信号。与译码装置不兼容的信号被送往信号调节器。数据信号由远距离多路调制测量系统采样并译
码。测量系统由16个远距离多路调制器和1个转换器组成。远距离多路调制器最多可接收32个0～40mV
直流模拟信号。除了远距离多路调制器输出的模拟信号外，转换器最多可接收80个双电平信号。远距离
多路调制器进行低电平采样、放大、采样保持并向转换装置提供一串行脉幅调制输出信号流。每一多路调
制器的脉幅调制信号通过1对余数据线路送往转换器。转换装置程序器的地址控制信号送往多路调制器
进行采样地址选择。每一调制器有一独特的地址。转换器完成脉幅调制输入信号的模拟-数字转换，并向S
波段脉码调制-调频发射机提供一串行脉码调制数据串输出信号。发射机从转换器接收远距离多路调制测量
系统的串行脉冲群并向地面接收站发射调频射频信号。发射机额定输出功率为24W。发射机射频输出信
号由同轴电缆送往宽束天线。天线向地面站提供连续覆盖。

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大力神系列（TITANFAMILY）
·773·
遥测天线
脉码调制输出信号
脉码调制视频地面
脉码调制/调频
线路输出信号
射频发射机
双电平数据输入
远距离多路调制
信号（最多80个）
测量转换器
二子级前段
定址线路
模拟数据输人信号（最多32个）
远距离多路调制器
数据线路
测量系统转换器
远距离多
远距离多
远距离多
路调制器
路调制器
路调制器
远距离多路
调制器
二子级发动机舱
2号固体助推
信号调节器
远距离多
1号固体助推
器远距离多
器远距离多
路调制器
路调制器
路调制器
信号源
远距离多
远距离多
一子级发动机舱
路调制器
路调制器
激励电源
大力神3C遥测系统框图
远距离多路调制器测量系统框图
过渡级采用一脉码调制远距离多路调制测量系统。该系统由1台转换器和5台远距离多路调制器组成。
三子级还设有S波段发射机，通过全向或定向天线向地面传输测量数据。
飞行终止系统
飞行终止系统由指令控制系统和意外分离自毁系
统组成。
一子级
天线
自毁引爆器
1号指令
A
指令控制系统
接收机
二子级
指令控制系统（见右图）通过C波段传输的信息
自毁引爆器
4孔
为靶场安全人员连续提供火箭飞行位置。安全人员根
自毁
接头
电路
据情况指令发动机关机和自毁。2台独立的接收机由
固体助推器
2号指令
自毁引爆器
各自的电池供电。接收机和电池均位于二子级构架上。
接收机
指令接收机由固态接收机和译码机两部分组成，
天线
接收并译码从地面站指令发射机来的音频编码FM无
二极管
二子级关机
线电信号。
装置
接收机监测的话音被送往译码机的三通道滤波
大力神3C指令控制系统框图
器。指令发动机关机时，通道1、通道5必须有输出

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美国
·774·
信号。自毁逻辑线路只有在接到通道1、通道2的输入信号后才发出自毁信号。接收机接到关机或自毁指
令后便由电源系统向发动机关机电路和起爆器送电。
指令接收机天线系统由2副天线和1个4孔接头组成。天线接收从地面站发射的连续波和调频-连续波
信号。天线可在距地面自毁发射机1609km范围内为接收机提供信号。4孔接头为一混合电路网络，用它
连接2台接收机和2副天线。天线和接收机间最低限度需保持16dB绝缘。
三子级亦装有C波段脉冲应答机和2台接收发动机熄火或自毁的指令接收机。
意外分离自毁系统
大力神3C火箭有3条意外分离自毁电路（2枚助推器和一子级各1条）。在子级提早分离或未能按指
令控制接收机指令自毁时，系统自动产生自毁信号。意外分离自毁系统为一热线系统。丢失28V直流信
号（热线断开），地面与任一子级的意外分离自毁系统失去联系时只炸毁该子级。
一子级的意外分离自毁系统由电池、自毁监控电路、安全解保开关和2条雷管点火电路组成。
系统共有3个电池，一子级和2枚固体助推器各1个。
系统的自毁监控电路为非门电路。它们在无输入信号时输出信号，监控系统的热线。自毁监控电路只
有在2条热线断开的情况下才输出信号。
系统的安全解保开关采用启动-停止电路。开关处于保险状态时电爆管点火电路不工作，禁止爆炸；开
关处于解保状态时电路接通，允许送电起爆。开关可使全部意外分离自毁系统电路同时处于解保或保险状
态，它们也可在正常分离前使个别的意外分离自毁电路处于保险状态。在发射倒数计时时系统全部安全解
保开关处于解保状态，由地面设备监控。在一子级分离时一子级安全解保开关处于保险状态。
雷管点火电路为始爆器提供大点火电流。每一子级设2套电路，以便对始爆器提供瓦余点火。电路在
接到安全解保开关输出信号、意外分离自毁系统监控器（见下图）非门点火信号和丢失2个意外分离自毁
信号时产生点火信号。
下图为意外分离自毁监控器框图。
12
令
二子级
子级
意外分离
接接
自毁系统收妆
一子级
开关指示器机机
自毁电池
雷管点火电路
7B+
B+
指令接收机
自
28V直流
直流负端
限
毁
意外分离装置解保
流器
起爆器
一通往固体助推器
一意外分离自毁装置B+
雷管点
意外分离装置解保>
火电路
程序禁爆>
测试
意外分离装置
意外分离
100Q
√1000
保险/解保开关
自毁装置禁爆
30W
30W
直流负端>
直流负端>
一通往固体助推器
一意外分离自毁装置
大力神3C意外分离自毁监控器框图

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大力神系列（TTTANFAMILY）
·775·
电源与配电系统
助推器电源系统
每枚助推器由3个28V直流银锌电池供电。助推器尾部测量仪器电源系统2A·h电池和推力矢量控制
27A·h电池均安装在助推器后裙段内，后者为机电推力矢量控制阀门供电。意外分离自毁系统5Ah电池
位于助推器整流罩内，它为助推器在非正常分离时供电。助推器电源配电系统框图见下图。
1后底
前底！
意外分离自
毁系统电池
一后部分离火箭
自毁
测量仪器电池
前部
意外分离
输出信号
分离火箭
系统配电盒
固体助电缆管
推器点火
远距离
测量仪器
多路
配电盒
1
调制器
一
推力矢量控制电池
二子级/固体助
一
电源转
推器分离插头
推力矢量
一
换开关
控制配电盒
固体助推器
推力矢量控制阀门
大力神3C助推器电源配电系统框图
一、二子级电源系统
一、二子级电源系统（见后图）负责向箭上各系统供电。该系统由电池、电机驱动开关、继电器、静
态转换器、启动-停止电路、传爆电路、二极管和电阻、分离插头、电缆组成。一、二子级共有5个箭上电
源/配电系统，它们是：辅助电源系统、测量组件电源系统、指令控制接收器电源系统、瞬时电源系统和一
子级自毁电源系统。一、二子级采用28V直流银锌电池。共有5个4A·h电池。辅助电源系统、测量组件
电源系统、一子级自毁电源系统各1个，指令控制接收器电源系统2个。瞬时电源系统采用25A·h电池。
辅助电源系统
辅助电源系统由一4A·h电池和相应的电源转换开关组成，它为火箭主要部件供电。系统组件位于二
子级前部构架内。电池为子级陀螺加热器、飞行控制静态转换器和时序系统供电。该系统也为飞行控制系
统、推力矢量控制系统接口、液体火箭发动机接口和上面级接口供电。
测量器件电源系统
测量器件电源系统亦位于二子级前部构架内，并采用辅助电源系统的转换开关。系统主要为一、二子
级全部测量/遥测组件供电。其电池还作为辅助电源系统的备份，在辅助电源系统失效时供电。
瞬时电源系统
系统的25Ah电池为箭上全部火工品提供点火电流。电源转换开关在起飞75s后按来自A、B飞行程
序器的信号，通过母线按程序供电。

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美国
·776·
前部转换开关
辅助电源系统电源
辅助电源系统电池
辅助电源
系统负端
交换辅助电源系统电源
陀螺加热器电源
测量仪器
单点接地
电源系统电池
测量仪器
测量电源系统电源
电源系统
负端
瞬时电源
系统电池
瞬时电源系统开关
瞬时电源
瞬时电源系统电源
系统负端
指令控制
飞行安全转换开关
系统电池
0kQ
1号指令接收机
指令控制
系统电池
2号指令接收机
子级自毁
系统电池
意外分离自毁系统
大力神3C一、二子级电源配电系统框图
指令控制接收机电源系统
系统由2个4Ah电池组成，通过安全电源转换开关为2台指令接收机和意外分离自毁系统火线供电。
一子级自毁系统电源系统
系统电池位于一子级箱间段，在一、二子级非正常分离时向意外分离自毁系统供电。
电源转换开关
系统的3个电机驱动开关均为正向作动开关。其中的2个开关最高可控制20A电流，另一个为瞬时
电源系统开关，其最高控制电流为200A。开关采取防潮措施，并充有惰性气体。3个开关中一个为2级
电源转换开关，用来转换辅助电源系统和测量器件电源系统母线；另一个为瞬时电源系统电源转换开关，
用来转换瞬时电源母线；第三个为飞行安全电源转换开关，用来控制指令接收机和意外分离自毁系统的电
流。
除瞬时电源外全部母线在T十32s时送电。瞬时电源只在飞行中工作。
三子级电源系统
该系统由1个195A·h、3个40A.h的28V直流银锌电池和多路配电系统组成。195A·h电池为制导和
控制系统供电，40A·h电池为测量系统和火工品供电。

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大力神系列（TITANFAMILY）
·777·
火工品系统
大力神3C火箭火工品装置在发射和飞行时完成固体发动机点火、芯级发动机启动和级间分离等功能。
在发生故障和分离失败时完成火箭自毁功能。火箭火工品或为自爆装置或由其他电爆装置点火。其分布位
置如下图所示。
14
13
17
15
14
10
火工品装置分布
1一二子级自毁组件；2一二子级启动盒；3一分离螺母压力盒（24个）：4一二子级反推火箭发动机和点火器（4台）；
5一固体助推器撑杆分离螺母压力盒（8个）：6一固体助推器分离火箭点火器（16个）：7一固体助推器点火器（2个）；
8一固体助推器自毁组件（每枚2个）：9—一子级自毁组件；10一固体助推器分离螺栓（每枚2个）；11—一子级启动盒；
12—一子级喷管防护盖分离组件：13—固体助推器（2枚）：14—燃料；15—推力矢量控制；16—一子级；17—氧化剂；
18一二子级；19一固体推进剂助推器分离火箭
固体推进剂火箭
助推器分离火箭
2台固体推进剂助推器共安装了16台推力为20.91kN的分离发动机。发动机质量37.2kg，壳体为铝
合金结构，喷管用石棉/酚醛制成。发动机用高氯酸铵作为氧化剂，铝粉作为燃料，聚丁二烯丙烯酸丙烯腈
作为黏合剂，药柱质量24.7kg。
反推火箭
二子级箱间段装有4台推力为2.27kN的小型固体推进剂反推火箭发动机。发动机在二子级与上面级
分离时点火。发动机壳体由镀镍铬的不锈钢制造而成，装药2.08kg。发动机采用石墨喉衬和石棉/酚醛喷
管。喷管装有隔潮和防止外来物进入推力室的0.036cm厚铝合金自裂放压片。点火器装于前封头内。
一、二子级推进系统火工品
发动机启动器
启动器为涡轮泵涡轮提供燃气，使它加速到发动机正常工作的转速。启动器由燃烧室和点火装置组成。

<!-- 第 821 页 -->
美国
778
装药为橡胶基硝酸铵AMR2506药柱。点火器在2182C温度下工作1.1s，在启动器内产生17.24MPa压
力。
一子级发动机防护盖分离系统
系统由上、下起爆歧管、内连封闭限爆引信（CDF）和绕防护盖安装的温性起爆引I信（MDF）组成。
上起爆歧管装一双桥丝电爆器，由它点燃限爆引信的燃线。
下起爆歧管装于防护盖连接环上，歧管连接CDF和MDF的火工品，由温性起爆引信切断连接环。下
起爆歧管内的2个限爆引信通过柔性聚能爆炸索的交叉燃线连接，以保证在只有1根限爆引信燃线工作时
也能将2个温性起爆引信点燃。
子级分离火工品
火工品分两类。一类为气压盒，另一类为爆炸螺栓。一、二级分离释放装置和助推器-一子级下部分离
装置如下图所示。
泡沫塑料
螺栓持留机构
泡沫塑料
前向
气压盒
活塞
二子级
连接器接头
前向
螺母
定心垫圈
双头螺栓
一大梁
垫圈
一子级
爆炸螺栓
气压螺母
后框
气压盒
助推器撑杆
连接器接头
螺栓持留件
一、二级分离释放装置
助推器-一子级下部分离装置

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大力神系列（TITANFAMILY）
·779·
自毁装置
助推器和推力矢量控制箱自毁装置
助推器和推力矢量控制箱自毁装置由安全解保装置及传爆装置组成。传爆装置由传爆引信、聚能爆炸
索和药柱跨接引信等组成。装在安全解保装置内的2个雷管按点火信号点燃一余导火索。由一导爆件起
燃连接于另一导爆件的导火索，点燃推力矢量控制箱聚能爆炸索。从雷管到聚能爆炸索的各部件都是余
的。工作时聚能爆炸索切断固体助推器壳体和药柱，并借助固体助推器内压完成自毁。聚能爆炸索每米装
药38.87g。导火索和跨接引信每米装药4.54g。
芯级自毁系统
芯级自毁系统中的一子级自毁系统由起爆器、双向爆破装药、内连导火索和导火索助爆装药组成。系
统位于箱间段，与固体助推器自毁系统同时起爆，爆破燃料箱和氧化剂箱，推进剂混合自燃，用来破坏一
子级。
起爆器长11.68cm、宽7.62cm、质量0.77kg。起爆器导火索由2个始爆器、2个引l爆装药和1个助
爆装药组成。始爆器为电爆装置，采用单桥线电路。2个始爆器各从1号、2号指令接收器接收点火信号。
引爆器装药为166mg纯环三甲撑三硝胺（RDX)。助爆器含2～5g蜡状RDX，由引l爆器点火。
起爆器和双向爆破装药以及2个双向爆破装药间由每米1.98g的导火索连接。导火索由织物缠绕并覆
有聚乙烯套的季戊炸药（PETN）组成。两端装有助爆装药。
2个双向爆破装药安装于一子级燃料箱箱底，在燃料箱和氧化剂箱间进行双向大面积爆破。爆破装药
为装于铝包皮中的RDX圆片。RDX片质量0.63kg、厚1.59cm。爆破装药直径21.59cm、厚2.22cm。
二子级自毁系统类同一子级。
典型飞行程序
一箭一星（地球同步轨道）
1974年5月30日大力神3C以93°方位角从卡纳维拉尔角发射场发射，有效载荷为应用技术卫星ATS-6，
程序如下：助推器点火，火箭起飞；一子级于起飞后109s点火，点火12s后助推器分离；起飞后256s
一子级关机，二子级点火，一、二级分离；在二子级工作期间抛掉整流罩；二子级熄火后约16s二、三级
分离，过渡级进入152km停泊轨道。进入停泊轨道后立即调整姿态，使X轴同地心矢径垂直，Z轴指向
地心。过渡级在第2次通过赤道上空时第1次点火，工作约330s后熄火，进入近地点为371km的同步转
移轨道。在转移轨道飞行期间过渡级进行温控机动，控制ATS-6温度。机动过程中过渡级的十X轴方向不
变，一直指向正南，以平均1（)/s的速度滚动。温控机动要中断3次，以改变过渡级姿态，使天线对准地
面站进行遥测，每次遥测时间约390s。在转移轨道第1个远地点过渡级第2次点火，工作109s后进入同
步轨道，轨道倾角由26.4°减为1.8°左右。过渡级进入同步轨道后调整姿态使卫星的十X轴指向地心，一Z
轴于赤道面以上45°进入同步轨道后173s发出卫星分离信号，4s后再重发一次以作备用，火箭和卫星开
始以1.22m/s的速度分离。如两次分离信号均未奏效，地面站可在15min内向过渡级发出分离信号。用于
分离的过渡级姿态控制喷管在分离后172～179s停止工作。入轨后842s再发一次备用分离信号，如已分
离则信号自动失效。过渡级入轨后1109s调整到翻转机动姿态，使其十X轴指向速度矢量。入轨后1799s
开始翻转机动，60s后，过渡级以15.25m/s的速度脱离卫星。入轨后2375s断电。过渡级完全停止工作，
飞行结束。
主要飞行时序见后表。

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美国
·780·
大力神3C典型飞行时序
时间/s
时间/s
事件
事件
T+0
助推器点火，火箭起飞
为第2次遥测作定向机动
T+12260
T+109
一子级发动机点火
重新作温控机动
T+12560
T+121
为第3次遥测作定向机动
助推器分离
T+18518
一子级发动机关机，二子级发动机点火
T+256
T+18818
重新作温控机动
一、二级分离
过渡级定向，准备第2次点火
T+257
T+23660
T+305
过渡级发动机第2次点火
整流罩分离
T+23816
二子级发动机关机
T+464
过渡级发动机关机，进入同步轨道
T+23925
二、三级分离
发出卫星分离信号
T+480
T+24098
过渡级定向，准备第1次点火
T+4331
T+24102
发出卫星备用分离信号
T+24 767
过渡级发动机点火
发出卫星备用分离信号
T+4346
过渡级发动机关机，进入转移轨道
T+4657
T+25724
过渡级开始反推机动（翻转反推）
T+4759
过渡级开始温控机动
反推机动结束
T+25784
T+26300
过渡级断电
T+6002
为第1次遥测作定向机动
重新作温控机动
T+6302
一箭八星（地球同步轨道）
1966年6月16日大力神3C从卡纳维拉尔角发射场发射，有效载荷为7颗一期国防通信卫星和1颗重
力梯度稳定卫星，程序如下：T十0s助推器点火，火箭起飞；109.7s后一子级发动机点火；T十123.1s助
推器分离：接着一子级发动机关机，二子级发动机点火；在二子级工作过程中整流罩分离；二子级关机后
过渡级发动机第1次点火：T+450s过渡级关机，连同8颗卫星进入168.6km/181.6km停泊轨道；滑行
1h后按指令第2次点火；工作290s，将轨道倾角由28.6°减到26.4°。T十110min过渡级第2次关机，进
入189km/33747km同步转移轨道；轨道滑行中进行5次温控机动和数次遥测机动；发射后21834s时
指令发动机再次点火，工作43.7s后关机，进入33513km/33985km准同步轨道；T+22012.5s，在过渡
级定向于弹射卫星的轨道面后，第1颗卫星在轨道速度下由分配器弹射。每弹射1颗卫星后由姿态控制系
统加速0.02g。第1颗和最后1颗的速度差为10.7m/s，使8颗卫星随机分布于赤道面。卫星的角距离在5°～
20°之间。垂直于分配器的卫星弹射分离速度为0.91m/s。分离后打开卫星外缘上的自旋气体喷管使卫星自
旋稳定。
（王丹阳）
大力神 3D（TITAN 3D)
大力神3C运载火箭去掉上面级就成为大力神3D。火箭是由助推器和一、二子级组成的二级火箭。与
大力神3B一样，火箭采用无线电制导系统。大力神3D火箭从范登堡空军基地发射。其185km圆轨道运
载能力为13.59t。火箭主要用来发射大型极轨道军事侦察卫星，1971年6月15日首次发射，1984年为大
力神34D火箭所取代；共发射23次，成功率为100%。

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大力神系列（TITANFAMILY）
·781·
主要技术性能
级数
起飞推力
10 675.7kN
2
全长
推重比
47.2m
1.72
箭体最大直径
运载能力
9.70m（含助推器）
13.59t（185km圆轨道）
起飞质量
约634t
助推器和一、二子级
助推器和一、二子级性能同大力神3C。
整流罩
长度
直径
3.05m
约15m
（王丹阳）
大力神3E（TITAN 3E)
大力神3E运载火箭由大力神3D加半人马座D1-T上面级（详见半人马座系列）组成。火箭改用惯性
制导系统。大力神3E火箭从卡纳维拉尔角发射。火箭主要用于发射日心轨道行星探测器。1972年开始设
计，1974年投入使用。到1977年9月共执行7次任务，失败1次，成功率为85.71%。
主要技术性能
级数
运载能力
3
全长
48.76 m
185km圆轨道
15.4 t
最长直径
地球同步转移轨道
7.0t
9.7m
地球同步轨道
起飞质量
约644t
3.35t
逃逸轨道
起飞推力
5.4 t
10 675.7 kN
推重比
1.69
助推器和一、二子级
助推器和一、二子级性能同大力神3C。
三子级
级长
9.60 m
推进剂
液氧／液氢
直径
3.05m
真空推力
2x66.64 kN
子级质量
15.4 t
真空比冲
4 354.15 m/s

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美国
·782·
13.48 t
工作时间
推进剂质量
380 s
发动机
2xRL10-A3-3
整流罩
长度
直径
4.27 m
17.69 m
典型飞行程序
1974年12月10日，大力神3E火箭从卡纳维拉尔角发射场发射，有效载荷为太阳神1，程序如下：助
推器点火后0.2s火箭起飞：T十6.3s～T十10s由半人马座制导系统指令进行滚动机动；T+10s开始开路
程序俯仰机动；T十112s一子级点火；当运载火箭加速度降为1.5g时，由3个加速度开关多数表决，指令
点火并启动分离定时器；12s后由该定时器指令助推器分离；T十250s一子级燃尽关机，T+258s指令二
子级点火：约1s后一、二级分离；半人马座整流罩在一子级关机后10s由半人马座制导系统指令抛罩。
一子级熄火后181s半人马座预压泵启动。
二子级一直工作到大力神加速度开关敏感到推进剂耗尽，丧失加速度时为止。T十468s指令二子级关
机。当二子级加速度衰减到约0.012g时由半人马座计算机指令三子级分离。与此同时，安装在大力神上的
反推火箭点火。
半人马座主发动机预启动阀门在大力神与半人马座分离后2.5s打开，对推进系统进行冷却，主发动机
在半人马座级分离后10.5s启动。T十612s进入停泊轨道，半人马座上面级开始滑行。子级在第2次启动
前17s进行第2次冷却。2次点火后发动机一直工作到要求的入轨速度。主发动机2次关机后进行姿态机
动。由半人马座级制导系统指令星、箭分离。分离后反作用控制发动机进行反转机动，反推半人马座级，
使其远离卫星。
其主要飞行时序列于下表。
主要飞行时序
时间/s
事件
事件
时间/s
助推器点火
T+269
整流罩分离
T+0
二子级发动机关机
T+0.2
起飞
T+468
启动分离定时器
T+485
T+112
大力神与半人马座分离
一子级发动机点火
T+495
半人马座发动机第1次点火
T+112
T+124
T+612
助推器分离
半人马座发动机第1次关机
T+258
一子级发动机关机
T+1607
半人马座发动机第2次点火
二子级发动机点火
T+258
61611
半人马座发动机第2次关机
二、三级分离
T+259
卫星分离
T+2139
（王丹阳）

<!-- 第 826 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·783·
大力神34系列（TITAN34FAMILY）
1977年美国空军要求波音公司研制惯性上面级，以与大力神3D火箭配合使用，并计划在20世纪80
年代初形成向航天飞机过渡的国防部标准发射系统。这样便形成了大力神34系列火箭。该系列火箭由五
段半式固体助推器，加长的大力神3一子级、大力神3二子级和上升阿金纳、惯性上面级、过渡级等上面
级组合而成。系列火箭共有大力神34B、34D、34D-惯性上面级、34D-过渡级等几种型号。该系列火箭自
1971年3月首次发射以来，截止1989年9月共发射27次，失败4次，成功率为85.19%。
大力神34B（TITAN34B）
1971年将大力神3B的一子级加长1.47m，换用上升阿金纳三子级并改用3.05m直径整流罩，形成大
力神34B，用来发射数据系统卫星（SDS）或将电子侦察卫星送入远地点位于苏联上空的闪电型轨道。1971
年3月21日进行首次发射，到1987年2月共进行13次发射，全部获得成功。火箭均从范登堡空军基地
发射。
主要技术性能
级数
起飞推力
2 353.1 kN
3
最大直径
推重比
3.05 m
1.31
起飞质量
运载能力
184 t
3.74t（185km圆轨道）
一子级
级长
推进剂
23.7m
四氧化二氮/混肼50
直径
3.05 m
海平面推力
2 353.1 kN
发动机
164 s
工作时间
2xLR-87-AJ-11
二子级
8.56 m
级长
推进剂
四氧化二氮/混肼50
直径
3.05 m
真空推力
449.27 kN
发动机
工作时间
LR-91-AJ-11
225 s
三子级
级长
推进剂
6.3m
红烟硝酸/偏二甲肼
直径
1.52 m
真空推力
71.17 kN
子级质量
真空比冲
6.64 t
2 853.7 m/s

<!-- 第 827 页 -->
美国
·784·
发动机
工作时间
240 s
1xBELL8096
整流罩
3.05 m
长度
直径
4.5~18.3 m
（王丹阳）
大力神34D（TITAN34D）
大力神34D由大力神34B一、二子级、2枚直径3.11m的五段半式助推器和直径3.05～3.2m、高4.6～
18.3m的整流罩组成。火箭可带惯性上面级或过渡级或不带上面级使用。不带上面级时采用无线电制导系
统，以三级状态工作时换用惯性制导系统。火箭可从范登堡空军基地或卡纳维拉尔角发射。1982年10月
开始执行任务，到1989年9月停止使用，共进行14次发射，失败4次，成功率为71.43%。
主要技术性能
级数
推重比
2或3
1.84
运载能力
全长
49.35 m
9.82m（含助推器）
箭体最大直径
卡纳维拉尔角发射
14.36t（185km圆轨道）
起飞质量
约688.8t
1.905t（地球同步轨道）
起飞推力
12 419.4 kN
范登堡发射
12.25t（185km极地轨道）
助推器
级长
27.55m
推进剂
UTP-30001B固体
直径
3.11 m
海平面推力
2x6 209.7 kN
子级质量
真空推力
2x250.4 t
2x6 227.5 kN
海平面比冲
推进剂质量
2x216.63 t
2 600.7 m/s
发动机
工作时间
2xUA1205
113.7 s
一、二、三子级
一、二子级同大力神34B。
三子级（过渡级）详见大力神3C。
整流罩
长度
4.57~18.28m（a型）直径
3.05m（a型）
3.2m(b型)
12.2～16.8m（b型）
（王丹阳）

<!-- 第 828 页 -->
大力神系列（TTTANFAMILY）
·785·
商业大力神3（COMMERCIAL TITAN 3)
1986年8月15日，美国政府因挑战者号事件重新考虑航天飞机的用途，并决定进一步发挥私人公司
发射商业卫星的作用。4天后马丁公司便以商业大力神3火箭对政府的决定作出反应。
商业大力神3火箭是一种使用4m直径大型整流罩的三级火箭。由2枚五段半式固体助推器、芯级、
延伸舱和整流罩组成。其基本型可将2个有效载荷送入近地轨道，配上各种上面级后可执行地球同步转移
轨道、地球同步轨道、月球轨道和星际飞行等任务。火箭各种整流罩可适用于目前设想的全部商业有效载
荷。
商业大力神3火箭是大力神34D的改型。改进的项目有：1）一、二子级改用LR-87-AJ-11A和
LR-91-AJ-11A发动机，推力各提高3%和5%；2）一子级贮箱加长0.43m；3）提高姿态控制系统发动机
推力，并增强其职能：4）增设安装双星支架的延伸舱；5）增设二子级与延伸舱的对接结构一转接舱；
6）增设4m大直径整流罩。
改型使火箭的近地轨道运载能力提高了385.6kg，并具有双星发射能力。其运载能力如下图和后表所
示。
2000
双星（卡纳维拉尔角发射场发射）
1000
远地点高度/km
椭圆轨道
148km/远地点高
椭圆轨道
600
500
185km/远地点高
400
300
200
圆轨道
150
1.15
1.25
1.50
1.30
1.35
1.40
1.45
1.20
有效载荷质量/t
商业大力神3运载能力（双星）
2000r
单星（卡纳维拉尔角发射场发射）
/km
1000
椭圆轨道
800
远地点高度，
椭圆轨道
700
148km/远地点高
009
185km/远地点高
500
400
300
200
圆轨道
150F
1.40
1.20
1.25
1.30
1.35
1.50
1.15
1.45
有效载荷质量/t
商业大力神3运载能力（单星）

<!-- 第 829 页 -->
美国
·786·
商业大力神3运载能力
运载能力
上面级或
空间站
地球同步转移
近地轨道 (28.6°)
火星
近地点发动机
地球同步轨道
月球
金星
转移轨道
轨道(26.4°)
148km/258km
14.334（双星）
无上面级
11.7
一
14.742(单星）
4.309(双星)
0.952（Φ4m整流罩)
一
1.93
过渡级
2.72
1.63~1.93
1.895（Φ3m整流罩）
4.626 (单星)
PAMD
1.279
一
1.851 (双星)
PAMDII
一
一
1.882(单星)
4.944
惯性上面级（TUS）
二
二
2.6
一
3.4
2.43~2.6
转移轨道器（TOS）
一
4.990
一
一
高性能空间发动机（IPSM）
一
1.972
航天飞机兼容轨道转移系统
2.598
(SCOTS)
民兵三子级（MMIII）
1.977
执行近地轨道任务时，释放卫星的额定姿态误差为：飞经第5个升交点时的各轴姿态误差为±1.0°。第
5个升交点后偏航轴为±1.2°，俯仰、滚动轴仍保持±1.0°，其变化率为俯仰、偏航轴±0.4（°)/s，滚动轴±0.3（)/s。
执行259km/148km轨道任务时的精度为远地点±11.1km、近地点±（0～1.9)km；与过渡级组合执行地球同
步转移轨道任务的入轨精度为远地点±136km、近地点±2.2km、倾角±0.014°。
商业大力神3的发射费用为1.1亿美元（1989年币值）。商业大力神3于1990年1月1日进行首次发
射。截至1994年年底共执行3次任务，失败1次，成功率为66.7%。火箭全部从卡纳维拉尔角发射。
主要技术性能
2或3
级数
推重比
1.83（二级）
最大直径
运载能力
9.82m（含助推器）
二级
全长
48.2m（双星）
14.74t（148km/258km轨道，28.6°倾角）
起飞质量
约693t（二级）
三级
1.28～4.99t（地球同步转移轨道）
起飞推力
12 419.44 kN
助推器
助推器同大力神34D。
一子级
四氧化二氮／混肼50
级长
推进剂
23.95m
直径
真空推力
3.05 m
2 428.7 kN
推进剂质量
真空比冲
2 957.69 m/s
133.18 t
发动机
工作时间
LR-87-AJ-11A
160s

<!-- 第 830 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
787
二子级
级长
8.99 m
推进剂
四氧化二氮／混肼50
直径
真空推力
3.05 m
462.6 kN
真空比冲
推进剂质量
31.12t
3098.90 m/s
发动机
工作时间
225s
LR-91-AJ-11A
三子级
可根据需要选择过渡级、惯性上面级、PAM或其他近地点发动机。
延伸舱
长度
直径
4.8 m/4.7m
4.03 m/3.05 m
整流罩
长度
4.0 m/3.05 m
直径
8.6~11.1m/4.5~15.2m
总体布局
商业大力神3总体布局见下图。商业大力神3运载火箭的主要改进点见后图。
前部有效载荷
有效载荷整流罩
延伸舱
旋转台
后部有效载荷
近地点发动机
旋转台
有效载荷对接件(支架)
固体助推器
有效载荷对接件(支架)
子级
固体助推器
商业大力神3总体布局

<!-- 第 831 页 -->
美国
·788·
新的4m直径整流罩
增加延伸舱
增加转接舱（段）
姿控系统发动机
推力加大功能扩大
三子级贮箱加长0.43m
一子级、二子级发动机
推力提高3%和5%
商业大力神3的改进
箭体结构
整流罩
商业大力神3火箭有4m直径和3.05m直径2种整流罩。
商业大力神3基本型采用带延伸舱的4m直径铝合金蜂窝结构/石墨环氧树脂复合材料蒙皮整流罩，可
容纳2颗带近地点发动机和旋转台的有效载荷，其尺寸如下图所示。
有效载荷整流罩
-前部有效载荷
R=905mm
有效载荷整流罩
前部有效载荷对接件
延伸舱
近地点发动机
3650mm
14.5°
旋转台
有效载荷
4191mm
整流罩分离面
后部有
效载荷
延伸舱
3650mm
近地点发动机
有效载荷对接件
转接舱
延伸舱分离面-
Lim
L2mm
Lamm
后部有效载荷对接件
8.6
3020
7370
火箭界面
4020
8370
9.6
4940
11.12
9300
小大力神二子级前裙
双星大型整流罩

<!-- 第 832 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·789·
由于整流罩的长度是可变的，因而前部有效载荷的长度灵活性较大，但后部有效载荷的尺寸必须与延
伸舱和转接舱相适配。执行双星发射任务时整流罩约在落不明T+280s，外部热流降至1135W/m2时打开，
前部有效载荷在T十29min时释放，约T十107min时抛掷后部卫星支架罩，以便在7.5min后释放第2颗
卫星。发射大型单星时不用延伸舱，整流罩直接与转接舱对接。
有效载荷对接件为卫星提供物理和机械接口，安装近地点发动机、旋转台、分离系统和电气装置等。
3.05m直径整流罩见下图，其长度在4.58～15.25m之间（每段1.525m），作双星发射时需加装延伸
舱。
有效载荷整流罩孔盖
V-V
（78.74cmX91.44cm)
检修孔盖(2个）
空调人口
（14.73cmX19.05cm）
有效载荷包络
空调扩散器
分离线
分离线
120°
120°
分离线
瞄准线
113.9cm
243.8cm
156.8cm
瞄准线
孔盖（3个）
（43.18X45.72cm)
B
有效载荷包
络包括浇度
对准度和
公差
卫星和整流罩
9.5cm
305.5
运载火箭
3.05m直径整流罩
推进系统
一、二子级发动机
火箭一、二子级采用LR-87-AJ-1IA和LR-91-AJ-11A发动机。
LR-87-AJ-11A发动机长3.84m（到发动机架）。发动机采用燃气发生器循环，燃料流量284.0kg/s，氧
化剂流量540.7kg/s，推进剂混合比1.91，真空推力2428.7kN（2台），海平面比冲2530.1m/s，真空比冲
2957.7m/s，喷管膨胀比15，燃烧室压力5.72MPa，用燃料进行再生冷却并采用烧蚀喷管。发动机工作约
160 s。
LR-91-AJ-11A发动机长2.81m，喷管出口直径1.63m。循环和冷却方式同LR-87-AJ-11A发动机。发
动机燃料流量54.7kg/s，氧化剂流量97.0kg/s，混合比1.86，真空推力462.6kN，真空比冲3098.9m/s，
喷管膨胀比49.1，燃烧室压力5.74MPa，工作时间约225s。

<!-- 第 833 页 -->
美国
·790·
控制系统
姿态控制系统
火箭的姿态控制系统安装在新增设的转接结构上。此三轴姿态控制系统包括安装在倒锥段4个象限的
4个火箭发动机舱（REM)。每个舱体装有2个俯仰和偏航速度推力器、1个左滚或右滚推力器。推力器推
力80.06～133.45kN。每个推力器设有控制阀，以防止不关闭、不打开和其他操作故障。
系统负责火箭姿态控制、定向、有效载荷防撞/防污染机动以及有效载荷释放机动和温控机动等；
系统可用烤面包式、节拍式、连续式和烧肉式等4种方式在停泊轨道使二子级进行有限的机动，调节
有效载荷姿态；
此姿态控制系统还可在星、箭分离前为卫星提供2r/min的姿态稳定转速；
星、箭分离时提供分离机动，使火箭和有效载荷进入倾角和周期不同的轨道，以防碰撞；
提供不同的分离速度进行多有效载荷漂移/停泊轨道入轨机动；
分离后控制上面级进行排气，使卫星受到的污染降至最低。
电子系统
电子系统由火箭电子器件组成。此电子组件可满足设想的全部商业卫星的各种要求，如提供自主制导、
导航、飞行控制、遥测、指令控制/飞行安全和配电等。
电子系统的核心是电子计算机。计算机的专用输入/输出电路直接与中央处理机和其他电子分系统接
口，进行制导、导航、控制、离散程序、故障逻辑、射前检测和制导初始化分时。
4自由度惯性测量组件提供并维持惯性基准。从起飞到固体助推器分离后3s由开路制导程序控制火
箭，其余的动力飞行段用闭路制导。
有效载荷分离时间由惯性制导系统用加速度数据导出并存储于电子计算机中，当火箭飞越地面接收站
时，由S波段测量系统下行传输。
遥测和跟踪系统
商业大力神3装有脉码调制多路测量系统，它由1台转换器和5套远程多路调制器组成。系统用S波
段发射机向地面站传输测量数据。系统还设有靶场安全跟踪的C波段脉冲应答机和1对自毁指令接收机。
电源系统
火箭装有6台银锌电池。制导、控制系统和辅助系统由1台195A·h电池供电：测量和瞬时电源系统
由3台40A·h电池供电：指令控制电源系统和意外分离自毁系统由2台4A·h电池供电；有效载荷由40Ah
或195A·h电池供电。
典型飞行程序
商业大力神3近地轨道双星发射任务典型飞行程序如后图和后表所示。

<!-- 第 834 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·791·
二级关机，494s
有效载荷整流罩
二级点火/分离，2809
一子级分离，
269s/270s
一级点火/
进人停泊轨道
前部有效载荷在升
固体助推器
微调，510s/520s
交点或降交点分离
分离，108s/116s
停泊轨道滑行
54s最大动压
·滚动温控
遥测停止
·防撞/免污染机动
口
姿控系统
后部有效载荷在升
延伸舱前部分离
0s，固体助推器点火
交点或降交点分离
燃料燃尽熄火
商业大力神3典型飞行程序（近地轨道双星发射任务）
商业大力神3主要飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
前部卫星分离
T+0
助推器点火
T+1620
起飞
T+0.2
T+1740
释放前部卫星遥测系统停止工作
滚动程序开始
T+6
T+2220
机动到防撞/免污染机动点火姿态
6+1
滚动程序结束
T+2423
防撞/免污染点火
俯仰程序开始
T+4061
前部卫星近地点发动机点火
T+10
T+4104
助推器推力终止
以0.5（°)/s速度滚动（2转）
T+107
一子级点火
T+4560
以0.5（)/s速度滚动（2转）
T+107.1
助推器分离
机动到延伸舱分离姿态
T+119.1
T+5040
T+123.1
开始闭路制导
T+5 400
延伸舱分离
T+273.2
结束一子级工作
T+5700
机动到后部卫星分离姿态
二子级点火
T+273.3
T+6540
后部卫星以2r/min旋转
一子级分离
T+6780
后部卫星分离（△V=0.61m/s）
T+274
整流罩分离
T+6900
释放后部卫星，遥测系统系统停止工作
T+284.0
二子级熄火
T+7380
机动到姿态控制系统熄火姿态
T+485
T+9403
T+500
进入停泊轨道
后部卫星近地点发动机点火
机动到分离状态
姿态控制系统熄火
T+600
T+10200
T+1 440
前部卫星以2r/min的速度旋转
（王丹阳）

<!-- 第 835 页 -->
美国
·792·
大力神4系列（TITAN4FAMILY）
1984年3月，美国空军考虑到航天飞机不能发射质量达14.5t的新一代极地轨道侦察卫星，启动了辅
助性一次性使用运载火箭计划（CELV）。马丁·玛丽埃塔公司参与了方案的竞标，是在大力神34D的基础
上，把固体捆绑助推器、一子级和二子级加长，整流罩直径增加到5.08m，形成大力神34D7。当时参加
竞标的还有另外2个方案，一个是通用动力公司的宇宙神2，另一个是在航天飞机固体助推器基础上改型
的SRB-X，大力神34D7方案最终胜出，形成后来的大力神4系列运载火箭。1985年2月，美国空军签订
采购10枚大力神4的合同，合同额21亿美元。1986年挑战者号航天飞机失事之后，大力神4成为发射美
国空军大型军用卫星的主要运载火箭。1986年8月，追加订购13枚，合同金额19.7亿美元，1989年11
月，再次订购18枚，合同金额16亿美元。美国空军曾计划采购55枚大力神4火箭，由于预算削减、后
续新型火箭投入使用等原因，最终决定采购40枚，发射39枚。
大力神4系列火箭分为大力神4A（Titan4A）和大力神4B（Titan4B）两种型号。大力神4A于1989
年6月首飞，1998年退役，取而代之的是大力神4B火箭。大力神4B火箭1997年首飞，于2005年10月
19日完成大力神系列火箭投入使用50年以来的最后一次发射。大力神4火箭总共执行了39次发射任务，
其中12次从范登堡空军基地发射，27次从卡纳维拉尔角空军基地发射。
大力神4可以在无上面级的状态下把有效载荷送入近地轨道（LEO），也可以使用惯性上面级（IUS）
或半人马座上面级，把有效载荷直接送入地球同步轨道（GEO），见下图和后表。
大力神4A/惯性上面级大力神4A/半人马座
大力神4B/惯性上面级大力神4B/半人马座
大力神4火箭系列与上面级的组合

<!-- 第 836 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·793·
大力神4系列火箭与上面级组合形式
一子级
二子级
三子级
轨道
助推器
火箭类型
整流罩尺寸/m
2XSRM
近地轨道
大力神4A
15.25
17.10
LR-87-AJ-11A
LR-91-AJ-11A
(UA-1207)
惯性上面级
大力神4A
2XSRM
地球同步轨道
LR-87-AJ-11A
17.10
20.07
LR-91-AJ-11A
(Orbus-21D)
-惯性上面级
(UA-1207)
半人马座-T
大力神4A
2XSRM
26.17
LR-87-AJ-11A
LR-91-AJ-11A
地球同步轨道
23.12
-半人马座
(LR-10A-3-3A)
(UA-1207)
大力神4B
15.25
17.10
LR-91-AJ-11A
近地轨道
2XSRMU
LR-87-AJ-11A
惯性上面级
大力神4B
17.10
20.07
地球同步轨道
2XSRMU
LR-87-AJ-11A
LR-91-AJ-11A
-惯性上面级
(Orbus-21D)
大力神4B
半人马座-T
2XSRMU
23.12
26.17
LR-87-AJ-11A
地球同步轨道
LR-91-AJ-11A
-半人马座
(LR-10A-3-3A)
大力神4A与大力神4B的最大差别在于使用不同的固体推进剂助推器。大力神4A使用2枚金属壳体
的7段式固体推进剂助推器，大力神4B则使用2枚复合材料壳体的3段式固体推进剂助推器，同时还改
进了导航和电子设备以及新型地面处理系统，其地球同步轨道运载能力比大力神4A提高了25%。下面简
要介绍大力神4A的总体情况和性能参数，并以大力神4B火箭作为典型型号作重点介绍。
大力神4火箭发射见下图。
大力神4火箭发射
（张春）

<!-- 第 837 页 -->
美国
·794·
大力神4A（TITAN4A）
·大力神4A-半人马座
大力神4A-惯性上面级
大力神4A用于发射美国国防支援计划卫星、军用卫星系统和美国卫星侦察局的卫星。大力神4A可
以在无上面级的状态下把有效载荷送到近地轨道；加惯性上面级或半人马座上面级，可把有效载荷直接送
到地球同步轨道。大力神4A于1989年首次发射，到1998年退役，共计发射22次，成功20次，失败2
次，成功率为90.91%。
主要技术性能
大力神4A
大力神4A-半人马座
大力神4A-惯性上面级
级数
3
2
3
起飞质量
873.43 t
860.71 t
861.30 t
推进剂质量
733.56t
746.05t
754.42 t
全长
52.49 m
50.72 m
58.59 m
起飞推力 (海平面)
11 230 kN
11230kN
11 230kN

<!-- 第 838 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·795 ·
运载能力
近地轨道
17.70t
4.54 t
地球同步轨道
2.38 t
助推器（SRM)
长度
推进剂
端羟基聚丁二烯
34.14m
直径
3.11 m
海平面推力
11 223.0 kN
起飞质量
海平面比冲
2354 m/s
2X319.330t
工作时间
推进剂质量
2×273.125 t
156.5 s
发动机
2XUA-1207
-子级
推进剂
四氧化二氮/混肼50
长度+级间段（不加级间段）27.24m（26.36m）
直径
3.05 m
海平面推力
2 034.6 kN
子级质量
海平面比冲
161.21 t
2 473 m/s
工作时间
推进剂质量
152.57t
185.5s
发动机
2xLR-87-AJ-11A
二子级
推进剂
长度（长度+过渡段）
四氧化二氮／混肼50
8.23 m (9.97 m)
真空推力
直径
3.05 m
467.1 kN
子级质量
真空比冲
3094 m/s
39.24 t
推进剂质量
工作时间
34.74 t
230s
发动机
LR-91-AJ-11A
三子级
惯性上面级
半人马座
8.98 m
长度十过渡段（不加过渡段）
3.50 m (3.15m)
直径
4.32 m
2.34 m
子级质量
10.948 t
23.880 t
推进剂质量
9.759 t
20.865t
发动机
Orbus-21D
LR-10A-3-3A(2)
推进剂
液氧/液氢
端羟基聚丁二烯
真空推力
194.5 kN
146.8 kN
真空比冲
2 883 m/s
4 378 m/s
工作时间
145 s
622s

<!-- 第 839 页 -->
美国
·796·
整流罩
大力神4A
大力神4A-半人马座
大力神4A-惯性上面级
长度
15.25m/17.10m
17.10 m/20.07m
20.07m/23.12m/26.17m
直径
5.08m
5.08 m
5.08m
结构质量
5.0t/5.5 t
3.6t/5.0t
5.5t/5.9 t/6.3 t
总体布局
大力神4A运载火箭由固体推进剂火箭助推器、芯级、有效载荷整流罩、惯性上面级或半人马座上面
级组成。
助推器（SRM）
大力神4A采用联合技术公司（UnitedTechnology）的固体推进剂助推器（见下图），该助推器基本上
是大力神3C助推器的改型，只是助推器圆柱段由5段增加到7段。除圆柱段外，主要部件还有头罩（内
装分离发动机）、前封头、后封头、喷管延伸段和推力向量控制系统贮箱。
带前端分离火箭
带圆柱形延伸段的前封头
的头部整流罩
前连接环
中间段
TVC贮箱头罩
TVC贮箱延伸段
TVC贮箱
TVC贮箱底部支撑件
后裙
后端分离发动机罩
后封头
防热板
喷管延伸段
大力神4A助推器
固体推进剂发动机壳体用D6AC钢制成，使用高氯酸铵/铝粉/聚丁二烯丙烯晴推进剂，前封头内采用
星型装药，其余部分的装药都是圆锥孔型空心药柱。
发动机喷管是固定的，采用向喷管喷注四氧化二氮的方法控制推力向量。喷管上呈环状安置24个喷
注阀。控制推力向量用的四氧化二氮贮箱采用捆绑方式安装在发动机壳体上。
（张春）

<!-- 第 840 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·797·
大力神4B（TITAN4B）
大力神4B-惯性上面级
大力神4B-半人马座
大力神4B是大力神4A的后继型号，主承包商是洛克希德·马丁公司。其主要任务是将重型军事有效
LC-40发射台发射。
大力神 4B的研制思路是：通过增大固体推进剂助推器的装药量和推力、减轻结构质量等措施，使其
运载能力比大力神4A提高25%；通过减少固体助推器壳段的数量和采取更合理的设计、更先进的检测手
段，提高可靠性；通过减少部件数量，调整操作流程，大幅度缩短靶场操作时间，从而降低发射成本。
大力神4B从1987年10月开始研制，1997年2月首次发射，到2005年10月执行最后一次发射后退
役。共发射17次，成功15次，失败2次，成功率为88.24%。
主要技术性能
大力神4B
大力神4B-惯性上面级
大力神4B-半人马座
级数
3
2
3
起飞质量
924.88 t
923.00 t
935.45 t
推进剂质量
811.46 t
823.95 t
832.02t

<!-- 第 841 页 -->
美国
·798·
52.94 m
59.04 m
51.17m
全长
13 531.6 kN
起飞推力（海平面）
13 531.6 kN
13 531.6 kN
运载能力
近地轨道
21.68 t
5.77 t
地球同步轨道
3.60t
助推器（SRMU）
34.26 m
长度
推进剂
端羟基聚丁二烯
3.20 m
直径
海平面推力
13 531.6 kN
2 506 m/s
起飞质量
699.150 t
海平面比冲
137.8 s
624.150 t
工作时间
推进剂质量
发动机
2XSRMU
一子级
长度+级间段（不加级间段）27.24m（26.36m）
推进剂
四氧化二氮/混肼50
直径
3.05m
海平面推力
2 034.6 kN
子级质量
161.21 t
海平面比冲
2473 m/s
推进剂质量
185.5 s
工作时间
152.57t
发动机
2xLR-87-AJ-11A
二子级
推进剂
长度（长度十过渡段）
8.23 m (9.97 m)
四氧化二氮／混肼50
3.05 m
直径
真空推力
467.1 kN
子级质量
真空比冲
3094 m/s
39.24 t
推进剂质量
工作时间
230s
34.74 t
发动机
LR-91-AJ-11A
三子级
惯性上面级
半人马座
长度十过渡段（不加过渡段）
3.50m (3.15m)
8.98m
直径
2.34m
4.32m
子级质量
23.880t
10.948 t
推进剂质量
9.759t
20.865 t
发动机
Orbus-21D
LR-10A-3-3A(2)
推进剂
端羟基聚丁二烯
液氧／液氢
真空推力
194.5 kN
146.8 kN
真空比冲
4 378 m/s
2 883 m/s
工作时间
145s
622 s

<!-- 第 842 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·799·
整流罩
大力神4B
大力神4B-半人马座
大力神4B-惯性上面级
15.25m/17.10m
17.10 m/20.07m
20.07m/23.12m/26.17m
长度
5.08 m
直径
5.08 m
5.08 m
结构质量
5.5t/5.9 t/6.3t
3.6t/5.0t
5.0t/5.5t
有效载荷
整流罩
总体布局
大力神4B运载火箭由固体助推器、芯级、半人马座上面级（或惯性上
半人马座
上面级
面级）和有效载荷整流罩组成，见右图。
箭体结构
助推器结构
大力神4B火箭的起飞推力完全由2枚捆绑助推器提供。助推器在起飞
时点火并提供推力和飞行控制，直到助推器燃尽，一子级很快点火。大力神
4B的主要变化是使用改进的固体推进剂火箭发动机SRMU（其结构见下图）
取代了大力神4A的固体推进剂发动机。改进的发动机由于增加了推进剂加
二子级
注量，使用更轻的复合材料壳体代替钢质壳体，因此提高了性能；用柔性密
封万向接头的喷管与液压作动装置，代替了以前发动机的液体喷射推力矢量
控制系统。结构由7段减少到3段，现场接头减至2个，提高了可靠性。
子级
一子级结构
固体火箭
大力神4的芯级结构和大力神3的芯级结构基本相同，一子级和二子级
助推器
均使用可储存自燃推进剂—四氧化二氮和混肼50。不同之处是，一子级长
度增加，贮箱容量增大，另外因为新的固体推进剂助推器在很高的高度燃尽，
大力神4B火箭总体布局
发动机膨胀比稍稍提高，性能也有所提高。
前段：10角星型装药
无限流器
后段：
a.石墨复合材料
b.D6AC钢制后封头
c.圆锥型中心孔药柱
现场连接器：
a.舌形和U形接头
有柔性密封接头的摆动喷管
（士6°推力向量控制）
b.冗余密封件
C.D6AC钢
冗余液压推力向量控制
d.2个现场接头
电缆管线连接件
e.1个工厂接头
88%端羟基聚丁二烯
非石棉隔热
改进的固体推进剂火箭发动机

<!-- 第 843 页 -->
美国
·800·
一子级结构见下图。
中央顶盖
前底
氧化剂箱自生增压管路
氧化剂箱前裙
排焰孔
氧化剂箱筒段
氧化剂箱后裙
氧化剂箱后底
对接面
燃料箱前底
燃料箱自生
燃料箱前裙
增压管路
外隧道管
燃料箱筒段
内隧道管
-贮箱大梁壁板
氧化剂管路
燃料箱锥形底
燃料管路
氧化剂管路
大力神4B一子级结构
发动机固定在箭体结构上。与大力神34D相比，大力神4一子级的总长度增加了2.4m。燃料箱和氧
化剂箱是由蒙皮-桁条箱体和前、后箱底组成的焊接结构。贮箱结构各自独立，氧化剂和燃料意外混合的危
险性降至最低。
贮箱是承力结构，箱底旋压成型，箱体是焊接的铝合金结构，氧化剂贮箱后裙向后延伸到燃料贮箱前
端，芯级外壳是硬壳式结构，不必依靠内压维持结构强度。这种硬壳式结构是由几段圆柱形筒体焊接起来
的。每一段有8根纵向铝合金桁条，4块四等分的蒙皮，以及纵向均匀分布的加强框。为了增大强度以便
安装固体助推器，一子级的后半段设置了4根纵向钢梁。为减轻质量，在结构裕度许可的部位，铝合金蒙
皮都经过铣削加工，但在总体上，其厚度相当于大力神2的一半。
为保护芯级发动机不受助推器排气火焰的损害，采取了几种措施。发动机推力室前端的部件，用锥形
铝合金防热罩保护，推力室的防热板则采用因康镍和浸酚醛树脂玻璃纤维构成的夹层结构，喷管出口安装
了吹除式的盖板。
二子级结构
二子级（见左后图）从上到下分别是与有效载荷连接的过渡段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、后裙和
级间段。这些构件的结构形式与一子级类似。制导系统、电子设备安装在二子级前裙里。
二子级与一子级采用热分离方式分离。当一子级熄火，二子级仍与一子级连接时，二子级指令点火。

<!-- 第 844 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·801·
火焰通过排气口排出，直至火工品将一、二子级分离。
半人马座型
过渡段
26.2m
6053
氧化剂自生
中央顶盖
增压管路
氧化剂箱前底
动态
包络线
氧化剂箱
4572
箱间段
人孔-
12192
26170
外径
氧化剂管路
燃料箱前底
5080
内隧道管
一后底
燃料自生
-后裙段
增压管路
半人马座
7925
级间段
排焰孔
分离面
大力神4B-半人马座有效载荷整流罩
大力神4B二子级和级间段结构
整流罩结构
有效载荷整流罩（见右上图）直径为5.08m，长度可以有5种规格：15.2m，17.1m，20.1m，23.12m，
26.2m，质量分别为：3.6t，5.0t，5.5t，5.9t，6.3t。其材料为铝合金，结构为3段薄板加强网格结构。
当使用半人马座上面级时，整流罩的结构通过前面的星-箭连接件接口支持半人马座。抛罩时，整流罩由缓
爆引信在连接处点火，以4.57m/s速度分解成3部分。分离过程中产生的烟气和金属破片收入到波纹管里，
防止污染。
推进系统
助推器推进系统
大力神4B固体推进剂助推器采用改进的固体火箭发动机（见后上图），目的是提高可靠性和性能。其
结构由7段减为3段，提高了推力和推进剂装药量，喷管安装柔性密封件，余液压动力作动器系统。发
动机采用IM7碳纤维/石墨增强复合材料壳体。现场接头是U形接头并采用销钉固定及余O形密封环。
发动机使用端羟基聚丁二烯/铝/高氯酸铵推进剂，使总冲提高了23%。
在大力神计划中使用过的几种固体推进剂发动机推力的比较见后下图所示。可见发动机性能在不断提
高。

<!-- 第 845 页 -->
美国
·802·
前级间分离火箭
连接组件
鼻锥
加载段
1）前段
2）中段
EPDM内隔热件
3）后段
点火器
后级间
分离火箭
带余密封件的现场接头
钢连接环
电缆管道
后裙
IM7石墨/环氧树脂
防热层
纤维缠绕壳体
88%端羟基聚丁二烯
固体推进剂
GHPU组合件
1)GHPU
2）燃气发生器
推力矢量控制
整流罩
喷管组件
尾喷管组件
改进的固体火箭发动机外形
SRMU
SRM-7段
SRM-5段
SRM-5.5段
0100110120130140150
1020304050
80
70
60
90
时间/s
大力神SRM与SRMU推力曲线比较
发动机装药由前段、中段和尾段组成。前段装药是十角星形的，初始燃烧面较大，中段、尾段为锥孔
型增面燃烧装药，发动机工作时间为123s，燃烧室压力为8460kPa。
发动机在稳定的内部温度和压力环境下，固体火箭发动机的柔性密封允许喷管摆动土6°。纤维缠绕壳
体由3部分组成：前部壳体、带有插柄和U形槽的中部壳体、带有U形槽和后封头的尾部壳体。
固体助推器的火工品由5部分组成。级间分离火箭（3个在头锥上、3个在尾裙上）为固体发动机助
推器分离提供横向推力，点火器（安装在每一个固体发动机的前段封头内）为固体发动机启动点火，起爆

<!-- 第 846 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·803·
爆信号，聚能导爆索组件是固体发动机的自毁系统的一部分。
一子级推进系统
一子级采用航空喷气公司生产的燃气发生器循环液体发动机，代号为LR-87-AJ-11，如下图所示。它
由2台发动机组成。每一台发动机有各自的涡轮泵组件，但共用自生增压和液压系统。2台发动机在混合
比为1.91时的额定推力为2506kN，面积比为16.7的高空比冲为2974.3m/s，工作时间约190s。
燃料为混肼50，富燃料的燃气发生器提供涡轮动力，在
热交换器内加热氧化剂形成自生增压气体。发动机喷管由燃
料进行再生冷却，同时也对齿轮箱的润滑油进行冷却。燃料
系统的自生增压燃气由燃料在降温器内进行冷却。涡轮废气
通过4:1的喷嘴提供附加的比冲4.9m/s和推力4.33kN。
将喷管面积比增加到16.7，并增加喷管堵盖以防止空中
启动前固体发动机排气对其的影响，发动机采用流线型的防
热罩可以避免固体火箭发动机羽流的影响。燃料和氧化剂泵
通过两级涡轮的轴上齿轮驱动。在每台分机上分别有2个齿
轮传动部件，其中一个驱动油泵，另一分机上的一个传动部
件驱动液压泵，以提供21150kPa（表压）的压力，可使发
动机在约3°范围内进行摆动，以控制飞行。
当泵前阀打开时发动机充填，为了保证平稳的操纵推力
室阀和平滑的启动过程，燃料必须具有一定的压头。这一过
程是通过位置高压和过载压力作用于压力程序阀经过30s充
填而完成的。发动机采用固体火药启动器启动，使泵旋转起
来。在推力室阀打开之前，推进剂不会进入燃气发生器和主
LR-87-AJ-11发动机
燃烧室。当燃料系统压力达到约2115kPa（表压）时推力室
阀打开，并且使压力程序阀处于打开状态，燃料压力作用于作动器活塞的进口一侧，使燃料和氧化剂的阀
轴转动，推进剂蝶阀打开，推进剂进入燃气发生器和推力室并自燃。当推进剂耗尽，制导指令或低位液位
传感器向发动机发出关机指令，推进剂的耗尽将引起推力室压力下降到低于3893kPa，推力室压力开关将
信号传送到全箭控制系统，控制系统把28V的直流电传输给压力程序阀的加载电磁线圈、分离火工品和
二子级火箭发动机，.压力程序阀加载电磁线圈使压力程序阀恢复到充填状态，释放弹簧力，关闭推力室阀，
燃气发生器和主燃烧室的燃烧终止。在推进剂耗尽之前，关机指令将以28V的直流电送给压力程序阀加
载电磁线圈。
为了提高发动机的真空推力，一子级发动机的喷管面积比一直在增大。大力神2的喷管面积比为8，
真空推力为2156kN，大力神3B，3C，3D和3E的发动机喷管面积比增加，再生冷却部分减少到面积比
为6的部位，耐烧蚀裙将喷口面积比增加到（大力神3B）12和15，推力增加到2220.4kN（大力神3B）
和2366kN。喷注器加隔板，增加了燃烧稳定性。大力神34D增加推力到2434kN，最后大力神4将推力
增加到2506kN，喷管面积比增加到16.7。推力增加提高了大力神4的有效载荷运载能力，使增加推力设
计方案进行了相应改变，在高工况下，一子级燃气降温器产生的蒸汽、燃料里可能存在的氮气泡使喷管的
冷却效果降低，导致喷管失效，结果进入喷管的燃料在飞行中产生一个很大的侧向力，为了解决这个问题，
将逆向流热交换器变为顺向流热交换器，另外泵的转速增加，使涡轮一级转子转速在飞行中更高，接近叶
片破坏的临界转速。这就需要发动机降低转速至小于25800r/min，当叶尖切去0.71mm时允许回到更高转

<!-- 第 847 页 -->
美国
·804·
速26300r/min。
一子级贮箱增压系统
在一子级发动机点火时，增压系统使用氮气进行初始建压和自生增压。在发射塔开塔前，一、二子级
燃料贮箱和一子级氧化剂贮箱增压完毕后，将通气管路撤收。一子级氧化剂贮箱压力通过瞬时响应系统进
行调节，在发射当天监测由于氮气被推进剂吸收而形成对贮箱压力的影响，并估算发动机克服净正抽吸压
头的需要量值。
在飞行中，用于自生增压的液态氧化剂从一个分机泵出口引出，并在2个发动机涡轮排气中的热交换
器内通过蒸发、加热，其流量大小由汽蚀管控制。增压管路压力达到足够大之前，一个隔离膜片将贮箱与
增压管路隔并、热交换器与氧化剂是不相通的，当隔离膜片处的压力达到约3173kPa时，膜片被扯开。
在稳定状态下燃料的增压气体从另一个分机的涡轮入口引出，燃气发生器产生的富燃料燃气在涡轮入口引
出一部分，在降温器内由该分机泵出口引出的燃料冷却，从降温器出来的燃料又被送回泵的低压区，流量
由发动机中音速喷嘴控制。燃料贮箱入口的隔离膜片将增压系统与贮箱隔开，当压力足够高时膜片被扯开。
2个贮箱内各有一个扩张管以减少高温氧化剂蒸气、富燃料气体到达推进剂时的能量损耗。
二子级推进系统
二子级发动机工作过程大体与一子级相似，也采用航空喷气
公司生产的燃气发生器循环液体火箭发动机，代号：
LR-91-AJ-11，如右图所示。
火箭液压系统为火箭提供俯仰和偏航动力，燃气发生器尾
气通过一个喷管控制滚动，该喷管由液压作动器控制。发动机
额定推力477kN、混合比1.775、高空比冲3096.8m/s、面积比
49.2。早期大力神2飞行中曾经由于污染问题而导致推力降低，
因此为了在运输和维护过程中保护系统，在燃气发生器上安装
了一个保护套，在飞行之前去掉，滚动喷管也进行密封，以防
止固体粒子从启动器进入燃气发生器，而发动机不需要喷口堵
盖。涡轮由一个从动齿轮驱动燃料泵和氧化剂泵组成。在氧化
剂泵上有2个附加传动系统为发动机油泵和液压泵提供动力，
液压泵在飞行过程中提供21150kPa（表压）的压力。发动机的
基本工作情况与一子级相似，发动机启动由一子级推力室压力
开关发出信号，点火在机舱内进行，在二子级启动之前级间不
分离，飞行过程中发动机工作约225s。主要的工作介质是燃料
大力神4二子级液体火箭发动机LR-91-AJ-11
混肼50，燃气发生器是富燃料的，它提供涡轮动力并为自生增
压系统在热交换器内加热氧化剂，喷管用燃料再生冷却。在大力神4增加推力之前，发动机推力一直保持
在455kN。没有产生与一子级相似的涡轮叶片剪切、膜片异常和燃气降温器问题。二级涡轮提供大约
1790.4kW的功率，二子级没有推力燃烧压力开关和蓄压器。关机通过低位传感器完成，消耗量根据任务
和飞行需要，通过火箭的加速度表或制导指令判定。二子级分离由4台采用低铝粉含量（2%）推进剂的固
体火箭发动机完成，以免有效载荷被污染。
二子级贮箱增压系统
二子级自生增压系统与一子级相似，只是发动机只有1台。管路在贮箱外部从发动机连接到贮箱顶部。

<!-- 第 848 页 -->
大力神系列（TITANFAMILY）
·805·
体氧化剂吸收带来的影响。
控制系统
姿态控制系统
大力神4B从起飞到固体发动机燃尽，三轴姿态控制由装在万向支架上的固体发动机喷管提供。喷管
与液压作动装置万向支架连接，液压作动装置由气体发生器驱动的余泵提供动力。万向支架的活动范围
在土6°之间，但实际操作中，在高动压时摆角限制在土5°以内，以降低火箭的气动载荷；内侧摆动角度限
制在1°范围，以降低对芯级的加热。当固体发动机推力逐渐变小时，一子级点火程序快速启动，以便一子
级发动机能进行姿态控制。一子级的2台发动机提供俯仰、偏航、滚转控制。发动机通过万向支架固定在
液压作动装置上，液压作动装置由液压泵提供动能。二子级点火后，俯仰和偏航控制由装在万向支架上的
单个主发动机执行。滚转由涡轮排气喷管控制。
固体发动机推力矢量控制系统由伺服机构和喷管位置传感器组成，伺服机构提供机械力引导喷管相对
其中心线运动，喷管位置传感器把喷管相对中心线的位置输出参考的电信号反馈。每一台固体助推器有2
套伺服机构和4套位置传感器。伺服机构从液压源得到所需的液压动力，液压源通过涡轮驱动离心泵，为
推力矢量控制系统提供液压动力。它的工作压力为21706kPa，通过水/乙二醇蒸发器保证液体温度低于
176℃。每台固体助推器有2套液压源，一套液压源能带动2个作动器，但正常情况仅一个作动器工作。
万一在失效情况下，系统通过压力换向阀隔离低压腔，允许备用液压源通过备用系统完成任务。推力矢量
控制系统安装在后裙段，采用防热罩进行热防护，防热罩在对尾裙段进行密封的同时必须能经受结构载荷
的冲击。
制导系统和电子设备
大力神4B火箭采用了改进的制导系统和电子设备。以前大力神3和大力神4A火箭使用的电子设备系
统是基于早期上面级的制导系统。这种系统包括用4个万向架支承陀螺的导航装置。新系统是单串式的，
是在半人马座上面级制导系统的基础上研制的，使用的是捷联式平台，这种平台有3个霍尼威尔公司生产
的环形激光陀螺和3个加速度表，用于惯性导航。新的计算机使用的是1750A标准结构，处理（信息）能
力是旧系统的2倍。而且新的制导控制系统的费用只有旧系统的一半或更少。遥测设备包括一个数据总线
脉冲调制编码器和S波段发射机。跟踪和飞行安全子系统，根据兼容靶场安全的要求也做了重新设计。电
子电源是银-锌蓄电池。大力神4B的电子设备主要安装在二子级前裙里。
固体助推器上的电子设备包括电池、信息处理器等。电池组为电源转换器、信号调节器、反馈回路、
提供信号源、调节仪器输出信号，并提供给遥测系统和低通滤波器，低通滤波器将信号送入外加分频器。
高能点火器把28√直流点火信号转变成高电压、强电流的输出脉冲，引燃冗余推力矢量控制系统液压源
的燃气发生器、固体发动机和分离发动机点火器的发火桥丝。电源转换器有5路输出，为固体发动机的设
备提供电源，电源转换器根据地面设备指令接通地面或弹上电源，它同时为固体发动机提供一个接地点，
每个固体发动机系统有2个电源转换器。反馈回路是一个三路瓦余表决器，执行核心指令并把指令转变为
喷管的动作，它把火箭调整指令转变为作动器摇摆指令。飞行仪器测量温度、应变、压力。变换放大器电
缆以电信号的形式把包括发动机点火、火箭飞行控制自毁、级间分离和数据采集系统在内的信号传到地面
设备。

<!-- 第 849 页 -->
美国
·806·
典型飞行程序
大力神4B将惯性上面级有效载荷送入地球同步轨道的飞行程序见下图、飞行时序见下表。
二子级关机
二子级点火
抛罩
助推器分离
子级点火
助推器点火
大力神4B典型飞行程序
大力神4火箭典型飞行时序
时间/s
事件
时间/s
事件
SRMU点火
二子级关机
T+627
T+0
二子级分离
滚转到飞行方位角
T+6
T+636
一子级点火
T+4 407
T+131
惯性上面级发动机1次点火
SRMU分离
惯性上面级反作用控制系统点火
T+146
T+4856
整流罩分离
T+306
惯性上面级发动机2次点火
T+23588
二子级点火
惯性上面级反作用控制系统点火
T+621
T+23822
一子级分离
星、箭分离
T+622
T+24892
（张春）

<!-- 第 850 页 -->
大蓬车（CONESTOGA）
·807·
大蓬车（CONESTOGA）
大蓬车（Conestoga）是由美国私人企业投资研制的中、小型商用运载火箭，主要服务对象是中、小型
卫星的用户。
大蓬车是多级固体推进剂运载火箭，研制的主要特点是在充分利用成熟技术的同时，在管理方式上，
将工程转包给多年从事空间计划的美国和国外的一些公司。通过这种途径，可以减少研制和发射费用并提
高火箭的可靠性。此外，为了缩短发射设备的占用时间和减少参加发射的工作人员数量，设计上尽量注意
减少火箭起竖后的组装工作量和发射前的测试项目。
美国空间服务公司（SpaceServiceInc，简称SSI）负责大蓬车的规划和经营。火箭上的电子系统转包
给萨伯（SAAB）空间公司。地面控制系统转包给防务系统公司（DefenseSystemsInc.）。发动机转包给莫
顿·锡奥科尔公司（MortonThiokol）。发射服务转包给麦克唐纳·道格拉斯公司（McdonnellDouglas）。
地面保障设备转包给通用动力服务公司（GeneralDynamicsServices）。工程保障转包给鹰工程公司（Eagle
Engineering Inc.）。
SSI公司采用模块化设计，将大蓬车运载火箭设计成系列火箭，该系列包括大蓬车1、大蓬车2和大
蓬车4，采用较为成熟的卡斯托（Castor）系列固体火箭发动机。1982年9月9日从得克萨斯州的马它哥
达岛（MatagordaIsland）发射了1发大蓬车1火箭，成功地进行了亚轨道飞行，不过这只是一次演示性发
射。
后来大蓬车采用了新的命名法，共有1229，1379，1620和1679等4个型号（见下表）。唯一进行过
发射的是大蓬车1620火箭。
大蓬车系列火箭组成和技术性能
一子级
型号
近地轨道运载能力/t
二子级
三子级
五子级
四子级
1229
0.363
2台卡斯托4B
1台卡斯托4B
1台STAR48V
HMACS
3台卡斯托4B
1台卡斯托4B
1台STAR63V
1379
0.771
HMACS
2台卡斯托4B
2台卡斯托4B
1台卡斯托4B
1台STAR48V
1620
1.179
2台卡斯托4A
2台卡斯托4B
1679
1.497
2台卡斯托4B
1台卡斯托4B
1台STAR48V
HMACS
2台卡斯托4A
到2007年为止，只有大蓬车1620火箭在1995年10月23日进行过1次发射，起飞后46s火箭解体，
星箭俱毁。这是大蓬车火箭的首次轨道发射也是最后一次发射，SSI公司最终决定放弃大蓬车研制计划。
（黄守忠）

<!-- 第 851 页 -->
美国
·808·
飞马座（PEGASUS)
飞马座火箭
飞马座（Pegasus）是美国第1种完全由私人企业投资研制的小型商用运载火箭，主要用于将小型卫星
送入近地轨道，进行微重力实验、材料试验、通信、定位、地球资源探测或完成其他特殊任务。该火箭是
三级固体有翼火箭，由轨道科学公司和赫克里士航空航天公司合资组成的风险企业投资并负责研制。轨道
科学公司负责飞马座火箭研制计划的全面管理、硬件抓总和整个火箭的试验工作：赫克里士航空航天公司
负责一、二、三子级的发动机和有效载荷整流罩的设计、制造和鉴定。
为了增大运载能力和发射同步轨道小卫星，轨道科学公司还研制了肼辅助推进系统，可按需求加装在
飞马座火箭上，形成四子级。另外，在飞马座火箭的基础上，通过改进和研制，形成了金牛座火箭和米诺
陶火箭。为了发射X-43飞行器，轨道科学公司又对飞马座火箭进行了适应性改进。
飞马座是美国第1种由载机运送到高空并从空中进行发射的运载火箭。它不受地理条件的限制，可从
不同的机场起飞和从地球上空任何地点发射，不仅能够增加发射窗口时间，还能扩大轨道倾角范围；而且
地面辅助设备少，发射操作简单，因而具有很大的使用灵活性。用载机从空中发射火箭可以提高火箭的运
载能力和效能，并使火箭的受力较小，便于采用质量轻的结构与材料，也易于解决靶场安全问题。火箭最
初从租用的美国空军NB-52运输机上发射，后来轨道科学公司购买了1架L-1011运输机专门用作火箭的
发射载机。飞马座具有较大的军用潜力，适合于战时发射小卫星，也可用来运载武器，使军事指挥员拥有
攻击地球上任何目标的能力。
飞马座火箭在设计上充分利用了经过验证的技术和美国在固体推进、材料及电子等领域的最新成果，
因而具有质量轻、成本低、简单可靠和使用灵活方便等优点。零件的数量和总装工作量少，试验类型与次
数也被压缩到最低限度。这样，飞马座火箭的发射费用仅为对等的地面发射火箭的一半，而运载能力却提
高了1倍。
1990年4月5日到2007年6月30日，飞马座火箭共发射38次，成功35次，发射成功率为92.1%。
飞马座分为标准型和加长型（飞马座XL）2个型号，其总体性能参数和运载能力见后表。

<!-- 第 852 页 -->
飞马座（PEGASUS）
·809·
飞马座火箭总体参数和运载能力
运载能力/kg
全长/m
型号名称
级数
箭体最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
200km近地轨道
200km极地轨道
1.27
标准型
15.5
18.886
272
375
3
498.2
1.27
726
332
23.13
443
3
加长型
16.9
标准型飞马座（STANDARDPEGASUS）
三子级与有效载荷
二子级
一子级
标准型飞马座火箭
标准型飞马座火箭的方案是轨道科学公司总工程师伊莱亚斯（A.L.Elias）于1986年提出的。1987年
4月开始型号研制，1990年4月5日首次飞行。1998年10月22日最后1次发射后停止使用。标准型飞马
座火箭的运载能力是272kg（极地轨道）或375kg（近地轨道）。总研制费用为6000万美元（1999年币
值），轨道科学公司与赫克里士航空航天公司各承担3000万美元，发射费用为1000万美元（1994年币值）。
主要技术性能
级数
推重比
2.68
3
全长
运载能力
15.5m
272kg（极地轨道）
箭体最大直径
375kg（近地轨道）
1.27 m
翼展
入轨精度
（720km极地轨道）
6.7 m
高度偏差
36 km
起飞质量
18.886 t
起飞推力
倾角偏差
498.2 kN
0.2°

<!-- 第 853 页 -->
美国
·810·
一子级
级长
9.4 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
1.27 m
平均推力
486.7kN
结构质量
真空比冲
2 894 m/s
1.870t
推进剂质量
工作时间
76.8 s
12.150 t
发动机
Orion 50S
二子级
级长
2.31 m
端羟基聚丁二烯
推进剂
平均推力
直径
1.27 m
122.8 kN
375kg
结构质量
真空比冲
2 896 m/s
工作时间
74.7 s
推进剂质量
3.025 t
发动机
Orion 50
三子级
级长
1.47 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
0.97 m
最大真空推力
40.3 kN
202 kg
结构质量
真空比冲
2 853 m/s
782 kg
工作时间
推进剂质量
65.5 s
发动机
Orion 38
整流罩
3.79 m
110kg
长度
结构质量
底部直径
有效容积
1.83m×1.17m（长度×直径）
1.27 m
总体布局
标准型飞马座全长15.5m，直径1.27m，翼展6.7m，质量（不包括有效载荷）为18614kg。火箭由
一、二、三子级和整流罩组成，除火箭发动机外，主要部件都安装在一子级和三子级上。
标准型飞马座的气动外形类似飞机，在外形、尺寸、质量以及低速释放动力学与初始分离弹道等方面
都与X-15火箭飞机十分相似，在设计初期利用了X-15的设计与试验数据，缩短了研制周期，节省了费用。
轨道科学公司在对无翼运载器作过多次模拟试验后决定采用带三角翼的火箭方案。三角翼可产生足够
大的升力（超声速升阻比达4)，使火箭能在较小攻角下（小于20°）飞行，从而使结构应力下降。三角翼
采用平面形状能缩小在飞行马赫数变化时火箭压心的移动范围，最大限度地减少控制问题；采用钝前缘翼
型可减少传给火箭结构的热量；削去两端翼尖则能在一定程度上控制涡流，使升力增大，还能使翼展限制
在6.7m的范围内。
标准型飞马座火箭也是美国第1种完全依靠计算机进行气动设计的运载火箭。它由NASA艾姆斯研究
中心数值气动模拟设施的克雷2和克雷XMP巨型计算机（采用流体动力学软件计算）提供所需气动数据，

<!-- 第 854 页 -->
飞马座（PEGASUS）
·811·
不需要进行风洞试验和缩比模型试验。飞马座火箭的总体布局见下图所示。
载机悬挂点（4个）
二、三子级分离接头
/柔性密封的推力矢量
电子设备舱
控制装置(2个）
有效载荷对接面
电缆管道
级间段分
氮气喷管（6个）
尾翼作动器（3个）
离接头
三子级发动机
一、二子级分离面
氮气贮箱
二子级发动机
一子级发动机
有效载荷整流罩
标准型飞马座的总体布局
箭体结构
标准型飞马座火箭的箭体结构包括一子级、二子级、三子级和整流罩。箭体的基本结构、机翼和尾翼
全都由质量轻、强度高的石墨纤维复合材料制成。在整个火箭的结构质量中，石墨纤维复合材料占94%，
铝合金占5%，钛合金占1%。
一子级结构
一子级是在直径1.24m的一子级发动机的基础上通过缠绕方式将发动机、前过渡段与后裙缠绕成一个
整体构件而形成的一个完整的直径1.27m的一子级壳体。后裙由2个半裙组成，结构材料为铝合金，由轨
道科学公司制造。后裙的外表面固定有3个尾翼，里面装有3个控制尾翼偏转的伺服作动器和控制电子设
备。
尾翼包括1个垂直尾翼和2个水平尾翼，水平尾翼的翼展为1.524m，用于一子级工作期间火箭的飞
行控制。机翼呈三角形，切去两端翼尖；采用10%的菱形翼型，前缘较钝（前缘半径约为2.54cm）。机翼
翼展为6.7m，厚度只有20.32cm，质量不到186kg。机翼可产生足够大的升力，当火箭从B-52载机上投
放后约10～15s，Ma=1.8～2的上升段，机翼承受的气动载荷超过444.92kN。机翼通过一个铝合金鞍形
座板固定在一子级发动机的壳体上，并将火箭的质量传给载机外挂梁的挂钩。为此用石墨纤维带将座板与
发动机缠绕成一个整体结构。火箭与载机借助一个铝合金外挂梁转接器连接。转接器通过4个支点与火箭
的机翼连接，通过3个支点与载机外挂梁连接。载机右翼下的外挂梁原来是专为X-15火箭飞机设计的。
机翼和尾翼全部由石墨复合材料制成，由斯凯尔德复合材料公司研制并生产。
机翼和尾翼的防热是靠增加石墨纤维复合材料防热层的厚度来实现的。此外，机翼与箭体的结合部在
飞行中会产生激波，使机翼底面受到局部加热，为此在三角机翼底面的两个部位（每个面积0.61m×0.61m）
上粘贴有抗烧蚀的软木，软木厚度约2mm。软木在一子级飞行的最后10～15s起防热作用，估计20%的
软木会被烧焦。
二子级结构
二子级的制造方法与一子级基本相同，也是将二子级发动机及前、后过渡段缠绕成一个完整的1.27m
直径的二子级壳体。在后过渡段内侧装有控制发动机喷管摆动的双轴机电作动器。

<!-- 第 855 页 -->
美国
·812·
三子级结构
三子级包括电子设备舱以及由三子级发动机与前、后过渡段缠绕成一体的三子级壳体。后过渡段内侧
装有控制发动机喷管摆动的双轴机电作动器（与二子级相同）。电子设备舱结构由石墨纤维复合材料制成，
包括1个锥形段、1个圆柱段和1块铝合金蜂窝板。设备舱固定在三子级壳体上，其前端连接有效载荷并
与有效载荷在结构上隔开，内部装有冷气反作用控制系统的阀门、氮气贮箱与氮气喷管以及密封在电子组
2个电池、阀门传动机构、遥测发射机、多路调制器、火工品起爆装置、2个飞行终止接收机、2个飞行终
止蓄电池等）。电缆自设备舱通过电缆管道与各级电子组件连接。
整流罩结构
有效载荷整流罩由2个半罩组成，位于火箭最前端，底部与二子级相连。整流罩将三子级发动机、电
子设备舱和有效载荷全部罩在里面，保护内部组件与设备，并使火箭箭体保持相同的直径，以便于设计计
算并可避免采用锤头形整流罩带来的复杂的气动与结构问题。整流罩为反作用控制系统的小推力发动机的
箭体分离，分离靠火工品驱动，例如可以在加速度为0g或约8g（二子级工作结束时）的条件下进行分离。
整流罩采用石墨纤维复合材料制造，尺寸见下图所示。
有效载荷对接面（在1318.16cm位置）
43.64
50.80
193
氮气贮箱
15.47
49.53
91.44
34.39B
TNC(RF)
48.46
MS27474T
34.29
·18F·42S
24.89
74.32
116.84
19.69
19.51
121.92
59.055
(77.83)
80.6
270
33.02
90°
MS27474T
·14F·18S
整流罩动态包络线
43.18
开口
整流罩
发动机舱开口
180°
（在80.6°位置）
（在90°和270°位置）
截面B-B
标准型飞马座的整流罩
推进系统
标准型飞马座各级发动机均由赫克里士航空航天公司研制并生产，在研制过程中采用了传统的设计思
想，如充分利用现有火箭与导弹工程所取得的技术成果，采用固体推进剂、壳体、绝热层、喷管、自动化
制造工艺的最新成果，各级最大限度地使用相同组件与加工方法，采用保守的安全系数（1.4）以保证可靠
性与降低成本等。
各级发动机均采用低燃速端羟基聚丁二烯推进剂，其固体组分含量达88%，安全等级为1.3级、非爆
型。这种推进剂具有成本低、燃速低、比冲高、力学性能好、燃烧温度低、安全等优点，能满足空射火箭
的需要。该配方曾在德尔它2火箭上得到广泛验证，其组分含量见后表。

<!-- 第 856 页 -->
飞马座（PEGASUS）
·813·
低燃速端羟基聚丁二烯推进剂配方组分
含量
含量
组分
组分
HTPB黏合剂
6.5%
1.0%
二甲基二异氰酸酯（DDI）交联剂
<0.05%
%0'69
高氯酸铵
三苯基铋（TPB）固化促进剂
<0.5%
HX-792键合剂
20μm粒度铝粉
19.0%
<0.5%
3.6%
Cyanox/polygard防老剂
癸二酸二辛酯（DOS）增塑剂
发动机壳体都由IM7石墨纤维在HBRF-55A基体上缠绕而成，和三叉戟-2导弹及侏儒导弹发动机壳
体材料相同。发动机壳体采用石墨纤维复合材料缠绕，不仅比使用钢材质量轻30%、强度增加15%，还可
显著改善发动机的性能，降低生产成本。发动机裙-裙间用螺旋层和环向层来增强壳体刚性。前、后端孔接
头采用7175-T7451铝合金锻环制作。前、后裙为整体式复合裙。内绝热层采用在德尔它-2等发动机充分
演示过的三元乙丙橡胶（EPDM），其中前、后模压件为EPDM/丁苯橡胶/高硅氧，前人工脱粘层和模压件
为EPDM/氯丁橡胶/高硅氧，燃烧室绝热层材料为EPDM/氯丁橡胶/凯芙拉纤维，外绝热层材料为软木，
按最恶劣气动加热条件设计，保障复合材料壳体表面温度低于120℃。
3种发动机的壳体在犹他州的克里尔费尔德工厂进行加工。采用的芯模为特制的分段式金属芯模，先
用WEI专利技术将绝热层软片缠绕到芯模上，在达到所需厚度后，在绝热层表面采用湿法缠绕石墨/环氧
复合材料，缠绕机为该公司自行研制的五轴缠绕机，由计算机控制。缠绕用纱带由24根IM-7石墨纤维带
构成，缠绕时在纵向层中放置5层预浸胶碳布，并缠以环向层以提高刚度。缠绕完毕后装以裙工装，以便
缠绕前、后裙。再粘接铝制托架并用外缠层固定。最后将整个组件一并固化。从芯模装配到壳体交付整个
工期约需14天。
在发动机壳体的后封头均设有飞行终止系统，以满足载机与发射场安全的需要。飞行终止系统启动后，
载荷局部作用于发动机壳体后封头，使其开出缺口，从而降低壳体内压，在不破坏发动机的情况下使其失
去推进能力。飞行终止系统只有在火箭从载机上投放后才能进行机械启动，在一子级点火前打开保险。这
样，飞行终止系统在火箭从载机投放前不能启动，可以保证载机安全；而在一子级点火前进行电子启动的
目的是保证发射场安全。
一子级发动机
一子级发动机Orion50S（见下图）直径1.24m，可装12.150t推进剂，燃烧室压力5.495MPa（最大
压力7.50MPa），喷管膨胀比40，最大真空推力583.4kN。
厂石墨/环氧壳体
前接头
外绝热层
3D碳/碳喷管
点火器
EPDM绝热层
自毁系统
级间段
L衬层
LHIPB推进剂
前、后人工脱粘层
Orion50S发动机结构

<!-- 第 857 页 -->
美国
·814·
推进剂药柱采用翼柱形药型，有5个后翼。这种药型设计成功地防止了侵蚀燃烧，翼片成奇数，等间
距布置，保障了发动机工作时的声稳定性。喷管采用3D碳/碳复合材料喉部和入口段整体件，出口锥衬层
为碳/酚醛复合材料，外缠以石墨纤维/环氧增强层，喷管外壳为铝合金。该喷管为固定式喷管，飞行时火
箭姿态由箭体空气舵控制。Orion50S发动机的点火器为小火箭式点火器，安装在发动机头部。
二子级发动机
二子级发动机Orion50（见下图）直径1.24m，可装3025kg推进剂，燃烧室压力5.468MPa（最大
压力6.9137MPa），喷管膨胀比65，最大真空推力137.4kN。
衬层
石墨/环氧壳体
自毁系统
电缆线
3D碳/碳喷管
前接头
机电式作动筒
点火器
柔性接头
HTPB推进剂
EPDM绝热层
前人工脱粘层
外绝热层
Orion50发动机结构
推进剂药柱采用翼柱形药型，圆柱中孔，后段有11个翼，等间距布置。喷管喉衬为3D碳/碳复合材
料整体式喉部和入口段，出口锥衬层和入口段头帽为碳/酚醛复合材料，出口锥外缠有石墨/环氧复合材料，
喉衬背壁用碳/酚醛复合材料绝热，固定体外壳为7178-T7482铝合金，用EPDM材料绝热。推力矢量控制
由柔性接头可动喷管实现，柔性接头以玻璃纤维/环氧复合材料为增强件，硅橡胶为柔性件，注射模塑成
型于增强件和铝端环之间。喷管作动系统采用帕克·伯蒂（ParkerBertea）航天公司的机电式作动筒，安
装在燃烧室壳体的后接头上，喷管摆角土3°。Orion50的点火器为头部烟火剂型点火器，这种点火器设计
和潘兴-2导弹相同，曾成功地作过大量试验演示。
三子级发动机
三子级发动机Orion38（见后图）直径0.965m，可装782kg推进剂，燃烧室压力4.392MPa（最大压
力5.1681MPa），喷管膨胀比60，最大真空推力40.3kN。
推进剂药柱采用头端装满药型，后部开有9个翼，这种药型较好地满足了发动机装填份数和低长径比
的要求。药柱的一个特点是头部不用人工脱粘层，推进剂药柱和绝热壳体直接粘接。喷管采用活动喷管，
喷管喉衬为3D碳/碳复合材料整体式喉部和入口段，出口锥和入口段头帽为碳/酚醛复合材料，出口锥外
缠有石墨/环氧复合材料外缠层。推力矢量控制由柔性喷管的摆动实现，柔性接头以玻璃纤维增强复合材
料为增强件，硅橡胶为柔性件，注射模塑成型于增强件和铝端环之间。喷管用机电式作动筒致动，摆角为
土3°的作动筒连接在燃烧室壳体后接头上。Orion38采用尾部环形点火器，安装在喷管入口四周，点火药
为烟火剂，这种构型曾在侏儒导弹三子级发动机上成功地应用过。

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飞马座（PEGASUS）
-815·
衬层
自毁系统
3D碳/碳喷管
石墨/环氧壳体
柔性接头
前接头
HTPB推进剂
EPDM绝热层
机电式作动筒
点火器
Orion38发动机结构
赫克里士航空航天公司在1988财年对其在犹他州马格纳的巴楚斯工厂投资1.5亿美元用于标准型飞马
座各级发动机的生产。这个高度自动化的工厂利用计算机和机器人进行生产，可以使制造发动机所需的人
数从35人降至9人。
各级发动机的推力特性均不在地面高空模拟试车台上作校准，以节省时间和费用。在前几次飞行试验
中获取了足够的发动机性能数据，可以精确确定推力特性。
控制系统
控制系统采用先进的电子组件，广泛使用了计算机，共用14台微处理机进行箭上运算和发射前测试。
制导系统包括带环形激光陀螺的惯性测量装置和飞行计算机，用于火箭的导航与制导。
标准型飞马座火箭的自动飞行驾驶仪以箭载68020飞行计算机为主，具有制导、导航和控制等多种功
能，还带有一个事件程序装置，以便对火箭进行精确制导。自动驾驶仪靠数据加载装置来驱动，这种数据
加载装置适用于任何飞行任务，可以在地面或空中（火箭从载机上投放前）将数据装入飞行计算机的非易
失性存储器。自动驾驶仪处理机由惯性测量装置获得火箭的惯性位置与飞行姿态，并通过标准RS-422串
联线路发出各种控制指令。自动驾驶仪处理机还能对制导、导航与控制的性能实施监控，通过飞行遥测系
统向下传输实时性能数据。
火箭利用3个尾翼及控制执行机构完成一级飞行控制。二、三级则靠摆动喷管及其控制执行机构进行
俯仰与偏航控制，而滚动控制则靠氮气反作用控制系统实现。二、三级采用相同的控制执行机构（作动器
与控制电子组件）。反作用控制系统还可以在一子级或二子级发动机关机后至下一子级发动机点火之间的
短暂滑行段提供三轴姿态控制，剩余的氮气可用于在三子级与有效载荷分离之前使有效载荷对准、移动或
旋转。反作用控制系统包括6个氮气喷管、阀门与阀门传动机构和氮气贮箱，均安装在设备舱内。作动器
由帕克·伯蒂航空航天公司提供。
遥测系统
标准型飞马座的遥测系统包括天线、发射机、接收机、多路调制器、跟踪转发器及各种传感器，用于

<!-- 第 859 页 -->
美国
·816·
实时测量与传输火箭飞行性能的数据（如所有飞行的关键事件、应力状况和温度等)。早期的火箭飞行要
携带更多的敏感元件以获取大量数据。
遥测多路调制器包括信号调节器与模拟数字转换器，这些转换器将信号传输给RS-422数字式串联数
据装置。飞行计算机可以监视多路调制器以及通过惯性测量装置获得的火箭制导、导航与控制的状况。遥
测信号经过合成与归一化进入兼容的惯性制导积分陀螺仪（IRIG）遥测流，IRIG遥测流通过一个56kbit/s
的S波段遥测通道传给地面。此外，遥测系统还采用一个C波段雷达转发器加强火箭的雷达返回。
遥测系统还可以和制导系统一起用于火箭飞行前的地面测试。这样可以无须断接电缆，无须采用断路
接线盒与专用接头。
典型飞行程序
标准型飞马座火箭由载机从机场载运到预定的投放点，飞行马赫数达到0.8、高度达到12.2km时（设
为T）开始释放火箭，其典型飞行程序见下图和下表。
二级关机
滑行
发射
t=]60s
=0s
h=169500m
h=12200m
v=5330m/s
Ma=0.80
三级关机并入轨
三级点火
y =19.4°
t=531.5s
t=466s
h=459.6km
h-463km
v=4820m/s
ve-7630m/s
有效载荷整流罩分离
y=2.0°
y=0.0°
t=124s
h=112500m
v=3630m/s
最大动压q
二级点火
47.9kPa
t=85.3s
h=64900m
=27.0°
级关机
级点火
r=81.8s
向上拉起2.5g
h=60660m
t=5s
h=12100m
Ma=8.1
俯仰与偏航姿态控制（推力矢量控制系统）
气动姿态控制（尾翼）
滚动姿态控制（冷气反作用控制系统）
标准型飞马座的典型飞行程序（轨道高度463km）
标准型飞马座的典型飞行时序
事件
时间/s
时间/s
事件
一子级关机并分离，火箭开始惯性滑行
载机释放火箭，火箭沿接近真空的最佳升力
T+0
T+81.8
上升轨道飞行
T+85.3
二子级发动机点火，火箭以27.0°攻角向上爬
一子级发动机点火，火箭先平飞，加速到2.5g
升
T+5
T+124
整流罩分离
后向上拉起，沿S形轨道飞行
T+160
二子级发动机关机，火箭再次滑行
火箭承受47.9kPa的最大动压
T+30
T+35
T+466
三子级发动机点火，火箭沿扁平轨道飞行
火箭开始机动飞行，将轨道压低，攻角迅速接
三子级发动机关机，有效载荷分离、入轨
T+531.5
近于0°
（才满瑞）

<!-- 第 860 页 -->
飞马座（PEGASUS）
·817·
加长型飞马座（PEGASUSXL）
为了进一步提高飞马座火箭的性能和操作灵活性，轨道科学公司和赫克里士航空航天公司于1991年
年底开始研制加长型飞马座火箭（飞马座XL)。研制是在标准型基础上进行的，指导思想是在对标准型做
尽可能小的改动情况下，最大限度地提高运载能力，并保持火箭的整体可靠性，减少对环境的影响。与标
准型相比，加长型飞马座增加了推进剂、改进了航空电子设备并进行了其他一系列设计改进。为了提高飞
马座发射系统的灵活性，轨道科学公司购买了一架L-1011运输机，并对其进行改进，专门用作加长型飞
马座的发射载机。加长型飞马座的发射价格约1400万美元（2006年币值）。
主要技术性能
级数
起飞推力
3
726kN
全长
推重比
16.9 m
3.22
翼展
运载能力
6.7 m
332kg（200km极地轨道）
起飞质量
23.13 t
443kg（200km近地轨道）
一子级
10.27m
级长
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
1.27 m
最大真空推力
726kN
1 369 kg
真空比冲
结构质量
2893 m/s
15 014kg
推进剂质量
68.6 s
工作时间
发动机
Orion 50S XL
二子级
级长
推进剂
3.11 m
端羟基聚丁二烯
直径
1.27 m
最大真空推力
196 kN
416 kg
结构质量
真空比冲
2838 m/s
推进剂质量
3925kg
工作时间
69.4 s
发动机
Orion 50 XL
三子级
级长
推进剂
端羟基聚丁二烯
1.34 m
直径
0.97 m
最大真空推力
36kN
126 kg
结构质量
真空比冲
2817m/s
推进剂质量
770 kg
工作时间
68.5 s
发动机
Orion 38

<!-- 第 861 页 -->
美国
·818·
整流罩
4.42 m
长度
有效容积
2.13m×1.17m（长×直径）
1.27 m
底部直径
（装有肼辅助推进系统时长
127 kg
结构质量
2.19 m)
总体布局
加长型飞马座火箭全长16.9m，比标准型长1.4m，直径和翼展仍保持不变。火箭总体布局（见下图）
与标准型完全相同，起飞质量达到23t。
STA.+570
STA.+1354.1
STA.+1299.7
-偏航
整流罩分离
二、三子级分离面
和第5挂钩
STA.+1741
+Y
STA.+1475.5
+偏航
有效载荷对接面
（仪器舱长67cm）
俯视
STA.+47.0
+俯仰
STA.+1081.0
、二子级第2分离面
STA.+1000.5
127.0
-俯仰
STA.+190.5
、二子级第1分离面
侧视
-STA.+176.5
0°
-滚动
281.2
270°
90
↓
23
180°
402.9
+滚动
670.6
单位：cm
后视
加长型飞马座的总体布局
STA.一位于一子级喷管后面47cm处的基准点；火箭总长1693.9cm

<!-- 第 862 页 -->
飞马座（PEGASUS）
·819·
箭体结构
加长型飞马座的箭体结构见下图所示。
97cm直径的有效载荷支架
仪器舱
二子级发动机
机翼
整流罩
三子级发动机
级间段
尾翼
可选肼辅助推进系统
一子级发动机
尾裙
发动机
分离系统
加长型飞马座箭体结构
一子级结构
一子级比标准型长140cm。增加了铝合金鞍形座板局部区域的材料厚度，以支撑火箭所增加的质量。
改进了机翼支撑杆，提高了承载能力并降低了制造的复杂性。加长型飞马座的铝制后裙也做了改进，尾翼
成上反角23°，适应了L-1011载机的起落架舱门并提高了火箭的横向稳定性。加长型飞马座机翼的尺寸和
形状与标准型相同。但对机翼部分材料和内部布局进行了改进，以便承受载机施加的静态载荷和飞行气动
载荷。
二子级结构
二子级比标准型长45cm。在壳体的前裙上增加了1个连接点，即所谓的第5挂钩，以便减小火箭释
放后横向加速度的瞬间变化。
三子级与整流罩结构
加长型飞马座上面级仪器舱的结构进行了重新设计，从三子级前裙到有效载荷接口的直径保持在97cm
（标准型有效载荷接口的直径是59cm）。这一改进减少了结构高度，增加了有效载荷包络线，而97cm的
连接更适应于一些较重的有效载荷。为了使原有的为59cm接口直径设计的有效载荷仍能用加长型飞马座
发射，加长型飞马座还增加了一个从97cm到59cm的适配器。
加长型飞马座的整流罩由2个石墨复合材料半罩组成。整流罩与二子级的直径一致，为1.27m，完全

<!-- 第 863 页 -->
美国
·820·
包着三子级发动机、有效载荷和电子系统。在地面和载机携载飞行期间，有效载荷区域由空调系统加压冷
却并保持温度。在满足特定有效载荷要求的情况下，利用L-1011载机携载的干燥氮气对整流罩进行吹除。
每个半罩由圆柱段和尖拱头部两部分组成。利用两个钛制夹板和位于头部的抗拉螺栓将2个半罩连接
起来。为了保护石墨复合材料整流罩，采用了软木和硫化防热系统，其用量取决于整流罩性能优化和有效
载荷环境保护。两块夹板由螺栓固定。在整流罩分离时，螺栓被爆炸螺栓切断器切断，而位于头部的抗拉
螺栓由1个爆炸分离螺母释放。整流罩的底部由低污染易碎分离接头相连。这些火工品作动事件按照适当
的分离动力学程序进行。分离时，整流罩内的1个燃气发生器被启动，为2个活塞驱动的分离推力器加压。
这些装置与凸轮共同作用使2个半罩分开。半罩倾斜绕铰链旋转，离开卫星和火箭。
整流罩和分离系统通过了一系列结构、功能和地面防污染真空试验。
前向视图
0°一火工品连接器
通向有效载荷的
夹紧/分离
管线端口
系统组件
77.7
270°
。06
有效载荷
接口连接器
180°
Φ97cm有效载荷
侧视图
分离系统安放区
-76
有效载荷
有效载荷动
动态包络
态包络范围
76
范围
R269.2
整流罩
176.7
整流罩
R269.2
73.8
有效载荷对
接面A20130
213.9
10
有效载荷对接
面A20130
有效载荷对接
111.1
（分离的有效
97仪器舱
面（不分离的
！116.8
载荷）
推力管（长
有效载荷）
RCS安放区
10.0
82.4 cm)
有效载荷对接
面（不分离的
100.3
2.5
有效载荷）
100.3
Φ97cm仪器舱
116.8
+X
推力管
+x+Z
单位：cm
单位：cm
+Z
（长56cm）
加长型飞马座火箭整流罩
加长型飞马座火箭整流罩（加装HAPS）
推进系统
加长型飞马座一、二、三子级采用赫克里士航空航天公司生产的发动机。一子级采用Orion50SXL发
动机。发动机直径1.27m，推进剂质量15014kg，燃烧室平均压力7515kPa，喷管膨胀比39.5，最大真

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飞马座（PEGASUS）
·821·
空推力726kN。这种发动机与标准型所采用的Orion50S发动机相比，推进剂增加了2800kg，即增加了
24%，发动机壳体加长了140cm。
二子级采用Orion50XL发动机。发动机直径1.27m，推进剂质量3925kg，燃烧室平均压力7026kPa，
膨胀比58.6，最大真空推力196kN。这种发动机与标准型所采用的Orion50发动机相比，推进剂增加了
900kg，即增加了30%，发动机壳体加长了45cm。
三子级与标准型相同，采用的是Orion38发动机，推进剂重量没有改变，但喷管喉部直径减小，以增
加发动机最大工作压力。发动机直径0.97m，装770kg推进剂，燃烧室平均压力4.523MPa，膨胀比67.5，
最大真空推力36kN。
为了提高运载能力和入轨精度，加长型飞马座还可根据需要加装肼辅助推进系统（HAPS），见下图。
HAPS安装在上面级仪器舱里面，由肼推进分系统和分离系统组成。在三子级燃烧结束并分离后，HAPS
开始工作，以提高末级速度，修正入轨姿态。肼推进分系统由1个贮箱（加注约59kg肼）、2个氮气瓶、
3个固定的轴向小发动机组成。贮箱位于中部，有1个整体气囊，此整体气囊可支持多次启动。肼辅助推
进系统可增加运载能力，帮助有效载荷精确入轨，也可以将多星送入不同轨道。
单位：cm
一加注/排放阀3个
肼贮箱
火工品
隔离阀
70.74
O
火箭发动机组件（3台）
Φ100.97
加长型飞马座肼辅助推进系统结构
控制系统
从载机上发射后，加长型飞马座将进入自动控制的飞行程序。一级制导程序是通过地面模拟优化得出
的，为开环控制。二、三级制导程序是基于航天飞机上升段制导算法改进而来，为闭环控制。一级飞行姿
态由尾翼作动器系统控制。二、三级姿态控制是由二子级上的电动推力矢量控制器、三子级固体推进剂发
动机喷管以及仪器舱内的氮气反作用控制系统共同完成的。具体的时序由任务数据装载软件控制，任务要
求不同，时序也不同。
与标准型火箭相比，加长型飞马座的制导、导航和控制软件进行了修改，以适应新的动力学和空气动
力学要求；增加了火箭导线的长度，适应一子级、二子级固体推进剂火箭发动机壳体所增加的长度。
加长型飞马座的电子设备采用数字分布式微处理器设计，应用了最新的硬件、软件、通信系统和系统
设计。可靠性通过采用简单设计、高可靠组件、留有设计余量以及充分的组件级、分系统级和系统级试验
来获得。电子设备的核心是采用32位3UVME摩托罗拉68030/68302飞行计算机的多处理器。飞行计算机

<!-- 第 865 页 -->
美国
·822·
比标准型采用的6UVME摩托罗拉68020/68000更小、更轻、耗能更少。飞行计算机与惯性测量装置、载
机发射面板电子设备和火箭各分系统之间的通信用标准RS-422数字式串行数据总线连接。火箭上绝大部
分电子设备都有集成式微处理器，可进行局部处理并与飞行计算机进行通讯。RS-422数据总线对于火箭的
总装和测试都是十分有效的，可以使用现有商业地面支持设备进行系统级测试。
机载电子设备位于L-1011载机内，它控制着载机为火箭供电，下载任务数据给火箭飞行计算机，进
行火箭的投放，为火箭惯性测量装置对准提供基准数据。飞行计算机控制微处理器管理作动器、火工品起
爆装置和遥测数据收集。惯性测量装置有2套，一套位于火箭上，用于初步测量，另一套位于载机上，用
于精确测量。
遥测系统
加长型飞马座遥测系统实时提供火箭电子设备的健康和状态数据，以及与火箭位置、性能和环境相关
的信息。轨道科学公司和发射场安全人员可以用这些数据来评估系统性能。
加长型飞马座拥有2套独立的遥测系统。第1套通过遥测多路调制器（MUX）提供数字数据。MUX
收集各个传感器的数据，将数据数字化，然后将信息传递给飞行计算机。这一遥测方式在地面检查处理载
机携载飞行和发射时提供数据。在载机携载飞行段，加长型飞马座的遥测数据下行传递给地面，并在载机
上做记录。在非标准情况下，有效载荷的遥测数据和火箭的数据交叉存取。第2套遥测系统提供模拟环境
数据，这些数据通过宽带传送，并记录下来，以便在飞行后进行评估。
飞行终止系统
飞行终止系统也被称为安全自毁系统。加长型飞马座飞行终止系统支持地面发出的自毁指令，能够监
测到不正常的级分离并进行火箭自毁，加长型飞马座的飞行安全系统按照安全要求改成了2套独立安全系
统，实现了冗余设计。2套飞行终止系统包括安全解保装置、接收机、逻辑单元和电池。
发射操作
飞马座运载火箭在设计时力求简化和减少现场组装工作、设备和设施。当各子级固体推进剂火箭发动
机运抵加利福尼亚州范登堡空军基地的总装现场时，飞马座的总装工作就开始了。各子级发动机装在专门
设计的小轮平车上，由标准军用运输车（TARVA）运送。在整个组装过程中，发动机一直停放在小轮平车
上，这样就无须在现场进行吊装。一旦发动机运到总装现场，就从标准军用运输车上移放到专门设计的多
用途装配组装拖车（AIT）上，装配组装拖车装有整体式千斤顶，可使拖车升高到运输车的车厢高度，直
接把发动机卸到装配组装拖车上。然后装配组装拖车降到进行火箭组装的地面高度，将发动机卸载到用于
发动机总装的4条铁轨中的1条上。电子设备分系统是在完全组装好和经过验收试验后运到总装现场，准
备与三子级发动机连接在一起。接收的机翼、尾翼和有效载荷整流罩都带热防护层并安装了测量仪表。一
旦运载火箭组装和检验完毕，即可与有效载荷对接和安装整流罩。然后用装配组装拖车把飞马座运载火箭
运到载机处，把火箭升高并为挂到载机上进行对准。装配组装拖车和专用小轮平车的组合系统可以为组装
过过滤、除湿的气体。一旦运载火箭到达飞机场，地面空调将提供经热调控的干净气体，直到载机上的空
中空调系统接替这一任务。在发射前，载机的空调系统为运载火箭提供环境控制。

<!-- 第 866 页 -->
飞马座（PEGASUS）
·823·
飞马座火箭从工厂到发射的典型硬件流程见下图，总装和试验的日程安排见后表。
联合技术系统公司
轨道科学公司
、二、三子级
组件和分系统
整流罩
航天器承包商
组装火箭试验
飞行航天器
检查和处理设备
火箭总装车间
(VAB)
有效载荷测试
航天器火工品
连接分离系统
对接有效载荷
验证并封闭整
流罩
起飞，飞到发射点
与载机对接，验证
下降，发射
飞马座火箭从工厂到发射的典型硬件流程
飞马座运载火箭发射不需要发射台，只需一条能够适应宽体飞机的跑道。采用飞机而不用固定的发射装置
减少了成本。另外，由于发射是完全在远离地面进行的，也就减少了靶场安全方面的要求和靶场有关的工作。
标准型飞马座的载机是NB-52，由于加长型飞马座的质量和尺寸都比标准型大，需要更大的载机。一
些操作要求，如赤道任务，要求载机有更强的携载能力，并要求在载机上可对有效载荷进行监控，也使加
长型飞马座需要采用新的载机。经过调研分析之后，轨道科学公司决定选用L-1011飞机。1992年5月，
轨道科学公司购买了1架L-1011飞机，并对其进行了改进，专门用于发射加长型飞马座火箭。去除了一
些L-1011上不必要的设备，增加了一些支持飞马座发射的设备，如释放机构、为加长型飞马座垂直尾翼
预留的开口、携带加长型飞马座飞行时的监控设备、有效载荷空调和氦气吹除系统，以及外部摄像机。经
过改进后的L-1011可以支持标准型和加长型飞马座火箭发射。携带飞马座火箭时，L-1011的不中断航程
超过8339.4km，发射任务的半径超过1853.2km。执行标准任务的加长型飞马座火箭在范登堡空军基地
（VAFB）组装，载运加长型飞马座火箭的L-1011飞机从该基地起飞后发射。飞马座可从美国4个靶场进
行起飞发射，即东靶场、西靶场（范登堡空军基地）、沃勒普飞行中心和里根试验场。

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美国
·824·
飞马座总装和试验的典型日程安排
事件
10
倒计时日
发动机到达火箭总装车间
76543210
发动机总装
机翼和后裙安装
电子设备到达火箭总装车间
电子设备测试
飞行模拟1
各子级发动机对接
飞行模拟2
有效载荷到达火箭总装车间
准备有效载荷
有效载荷对接验证试验
有效载荷与火箭电子对接
飞行模拟3
有效载荷与火箭机械对接
飞行模拟4
安装整流罩前的封闭工作
安装整流罩
拆下垂直尾翼
将火箭转移到组装拖车上
载机到达范登堡空军基地
火箭与载机对接
联合系统试验
发射前准备
发射
典型飞行程序
加长型飞马座火箭由载机从机场载运到预定的投放点，飞行马赫数达到0.8、高度达到11900m时开
始释放火箭，并按下图所示的飞行程序将有效载荷运送入轨。
发射t=0s
三级点火
h=11 900 m
t=594s
Ma=0.8
二级关机
h=739km
滑行
t=166 s
v=4564m/s
h=208340m
v=5.469 m/s
一级关机
=76s
三级关机并入轨
有效载荷分离
h=59630m
t=112 s
t=112s
Ma=7.9
h=741 km
h=109980m
最大动压
v=7487 m/s
v=2765m/s
48.8kPa
级点火
t=95.3 s
一级点火
h=87512m
t=5s
h=11810m
俯仰与偏航姿态控制（TVC）滚动姿态控制（冷气RCS)
气动姿态控制（尾翼）
加长型飞马座飞行程序
（741km圆形极轨道，有效载荷227kg）

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飞马座（PEGASUS）
·825
HAPS第2次关机
发射t=0s
HAPS第1次点火
t=2 811 s
h=11 900 m
t=95.3 s
三级点火
h=744 km
h=87512m
滑行
Ma=0.8
t=220s
v=7489 m/s
v=7788m/s
h=119214m
二级关机
v=5393m/s
t=176 s
h=102235m
v=5424m/s
HAPS第1次关机
一级关机
t=458 s
HAPS第2次点火
t=76 s
三级关机
h=161952m
t=2680 s
h=43730m
t=286s
h=746km
v=7957m/s
Ma=7.8
有效载荷分离h=132014m
v=7 309 m/s
y=7 790 m/s
t=217s
一级点火
二级点火
=5s
t=106 s
h=65 878 m
最大动压
h=11810m
59.9 kPa
俯仰与偏航姿态控制(TVC）滚动姿态控制（冷气RCS)
气动姿态控制（尾翼）
加装辅助推进系统（HAPS）的加长型飞马座飞行程序
（741km圆形极轨道，有效载荷为251kg）
发展与改进
轨道科学公司正在研制2种加长型飞马座新的构型，以提高加长型飞马座的性能、可操作性、可靠性
和成本效率。其中一种构型称为XL/S，在一子级上捆绑2个固体推进剂助推器。另一种构型称为XL/SB，
除了在一子级捆绑2个固体推进剂助推器外，三子级的固体推进剂发动机将改成双组元液体推进剂火箭发
动机。
（王静，才满瑞）

<!-- 第 869 页 -->
美国
·826?
金牛座（TAURUS）
金牛座火箭
金牛座（Taurus）最初是由美国轨道科学公司（OSC）的空间数据公司（SpaceDataCorp.）为了满足
国防预先研究计划局（DARPA）提出的小型标准运载火箭（SSLV）计划而研制的一种地面机动发射的四
级小型固体推进剂运载火箭，主要用于将小型有效载荷发射到近地轨道和同步转移轨道。后来为了满足商
业发射需求，又在金牛座火箭的基础上进行了改进，形成了金牛座系列运载火箭。
金牛座系列火箭在研制和设计上充分利用了经过飞行验证的技术，并采用简单保守的设计方法，不仅
提高了整个火箭的可靠性，还有利于大幅度地降低火箭的偶生成本和续生成本。金牛座系列火箭使用MX
导弹和飞马座系列火箭的现有组件：一子级采用MX导弹的一子级固体推进剂火箭发动机或卡斯托
（Castor）120发动机，上面3个子级采用源自飞马座系列的3个子级固体推进剂火箭发动机，仍采用1.3
级非爆型端羟基聚丁二烯推进剂以确保最大的安全性；电子设备和姿态控制系统也在MX导弹和飞马座系
列火箭的基础上改进而成；发射支持设备（LSE）充分利用了轨道科学公司为战略防御倡议组织（SDIO）
星鸟（Starbird）计划研制和验证的硬件技术；有效载荷对接与总装程序也与飞马座系列火箭相类似。
金牛座的另一个特点是发射机动灵活、操作简单快捷。由于火箭采用移动式平台发射，因此无须建造

<!-- 第 870 页 -->
金牛座（TAURUS）
·827·
大型发射塔架。火箭组件运至发射场后在LSE上水平组装，从而简化了整个火箭的组装和有效载荷的总装
与测试。全套发射支持设备可通过公路（也可用军用飞机）运输至预定发射点的一块干燥混凝土发射平台
上，因此发射机动灵活，需要的操作人员也很少。整个发射系统运至发射场后只需5天或更少的总装时间，
总装完成后，在72h之内就可完成火箭发射，整个发射过程只需不到25人就可完成。
金牛座火箭于1994年3月13日进行了首次发射，成功地将美国空军和DARPA的2个有效载荷送入
高度540km/560km，倾角105°的近地轨道。在首次发射后，轨道科学公司与DARPA的合同也转给了美
国空军，因此标准型金牛座是专为美国军方研制的。1年以后，轨道科学公司又研制了另外2种构型的金
牛座火箭，均以阿连特技术系统（ATK）公司的卡斯托120发动机作为一子级，以标准型飞马座或加长型
飞马座的一、二、三子级作为金牛座的二、三、四子级，所形成的四级运载火箭被称为商用型金牛座或商
用加长型金牛座。为了提高运载能力和入轨精度，在这两种构型中还可增加一个五子级（可选），形成五
级运载火箭。
金牛座系列（见下图）是在飞马座系列火箭基础上研制的，在美国为了沿用飞马座系列一、二、三子
级的叫法，将金牛座的一子级称为零级，在本书中，为方便读者阅读，仍将采用传统的子级命名规则。
到2007年6月为止，金牛座系列火箭共发射7次，成功6次，成功率为85.71%。由于构型和合同的
不同，金牛座系列火箭的价格在2500万美元到4700万美元之间（2004年币值）。
标准型金牛座商用型金牛座商用加长型金牛座金牛座XLS
金牛座系列
标准型金牛座（SSLVTAURUS）
标准型金牛座火箭是轨道科学公司专门为DARPA研制的小型标准运载火箭（SSLV)，因此又可称为
SSLV型金牛座。其研制费用分为两部分，DARPA投资1630万美元，轨道科学公司自筹2500万美元（2004
年币值）。到2007年，标准型金牛座已成功发射3次。

<!-- 第 871 页 -->
美国
·828·
主要技术性能
级数
运载能力
454kg（极地轨道）
4
全长
27.5m
1362kg（近地轨道）
起飞质量
81.650 t
375kg（同步转移轨道）
起飞推力
入轨精度
1 547 kN
(740km极地轨道）
推重比
1.93
倾角偏差
±0.2°
高度偏差
37 km
一子级
级长
8.76 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
2.34 m
平均真空推力
1 547 kN
结构质量
4.460 t
海平面比冲
2 655.8 m/s
推进剂质量
44.540 t
工作时间
56.01 s
发动机
TU-903
二子级
级长
9.40 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
1.27 m
平均真空推力
486.7 kN
结构质量
真空比冲
1.870t
2 894 m/s
推进剂质量
工作时间
12.150 t
76s
发动机
Orion 50S
三子级
2.31 m
推进剂
级长
端羟基聚丁二烯
直径
1.27 m
平均真空推力
122.8 kN
375 kg
结构质量
真空比冲
2 896 m/s
推进剂质量
3025kg
工作时间
74.7 s
发动机
Orion 50
四子级
级长
1.47 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
0.97m
平均真空推力
34.56 kN
结构质量
202kg
真空比冲
2853 m/s
782 kg
推进剂质量
工作时间
65.5 s
发动机
Orion 38
整流罩
长度
6.60 m
有效容积
3.96m×1.27m（长×直径）
1.47m
底部直径

<!-- 第 872 页 -->
金牛座（TAURUS）
·829·
总体布局
标准型金牛座火箭全长27.5m，几乎为标准型飞马座火箭长度的2倍，整个火箭的直径并不完全相同，
最大直径2.34m。火箭由一、二、三、四子级和整流罩组成。火箭的质量（不包括有效载荷）为81.200t。
标准型金牛座火箭的布局如下图所示。
单位：m
整流罩
电子设备舱
飞行计算机
2.74
惯性导航系统
Φ1.47~2.03
飞行终止系统
遥测系统
电源
7.19
6.60
反作用控制系统
四子级
8.92
飞马座三子级
摆动喷管
飞行终止系统
三子级
飞马座二子级
Φ1.27
摆动喷管
飞行终止系统
16.38
二子级
飞马座一子级
燃气舵
.
18.75
飞行终止系统
、二子级级间段
一子级滚动控制系统
喷焰导流器
排焰口 (有可吹掉的盖)
Φ2.33-
一子级
MX导弹一子级
26.62
摆动喷管
27.51
飞行终止系统
标准型金牛座的总体布局
箭体结构
标准型金牛座火箭的结构包括一、二、三、四子级和整流罩，在一子级与二子级之间还有一个级间段。
箭体的基本结构除一子级壳体使用凯芙拉复合材料制成外，其余3个子级均采用石墨纤维复合材料制成，
因此减轻了结构质量。
火箭一子级结构由MX导弹一子级发动机、壳体、摆动喷管和飞行终止系统组成。发动机壳体采用环
氧树脂浸渍的凯芙拉纤维缠绕而成，喷管用碳/酚醛复合材料制造。一、二级分离用热分离系统，级间段
内有分离时引导二子级发动机排气的导流器，·壳体上开有口盖可被排气冲掉的排焰口。一、二子级级间段
内部装有包括8个小喷管的一子级滚动控制系统（见后图）。一子级发动机喷管用作动器操纵摆动，可提
供俯仰和偏航控制力。二、三、四子级结构和组成与标准型飞马座火箭相同。

<!-- 第 873 页 -->
美国
·830·
前端框
二子级喷管
现场连接面
燃气舵与液压
环形加强隔框
作动器（4个）
排焰口（12个
导爆索
反作用控制系
/统贮箱（2个）
喷焰导流器
后端框
滚动喷管（8个
飞行终止系
点火装置动力分配装连接器
推力器传动装置
统控制装置
置（PDU）
(FTLU)
一、二子级级间段
有效载荷整流罩也由2个半罩组成，每个半罩上也开了一个舱口用于维护和安装，舱口尺寸根据有效
载荷的要求而定。结构仍用铝蜂窝夹芯与石墨纤维复合材料面板制成。标准型金牛座火箭整流罩头部呈尖
锥体。整流罩将四子级发动机、电子设备舱和有效载荷全都罩在里面，用以保护内部的组件与设备。沿着
整流罩的等分线有3条张紧带用于整流罩的分离。整流罩的尺寸如下图所示。
单位：cm
43.64
518.16
243.84
274.32
RCS箱_15.49
待定
15°
127.00
待定
147.32
25.40
待定*
整流罩动态包络线
整流罩
开口（中心在80.6°位置）
RCS一反作用控制系统
发动机舱开口（中心在90°和270°位置）
有效载荷整流罩尺寸
*一尺寸根据有效载荷要求而定
推进系统
标准型金牛座采用MX导弹和标准型飞马座火箭的固体火箭发动机。一子级发动机（锡奥科尔TU-903）
由美国莫顿·锡奥科尔公司（现为ATK公司的一个分部）研制并生产，主要用于空军的MX导弹。
一子级发动机直径2.3368m，可装推进剂44.540t，燃烧室压力5.495MPa，喷管膨胀比40，平均真
空推力1547kN。发动机壳体采用环氧树脂浸渍的凯芙拉纤维缠绕而成，喷管为双向摆动式喷管，用碳/

<!-- 第 874 页 -->
金牛座（TAURUS）
·831·
酚醛复合材料制成，喷管喉衬也采用低烧蚀与高强度的三维碳/碳复合材料整体喉衬。推进剂用固体组分
含量88%的端羟基聚丁二烯推进剂，药柱呈圆柱孔型，前端开7个大的翼形槽，后端开7个小的翼形槽。
在发动机壳体的前端还装有一个应力释放舵，壳体内部使用低密度三元乙丙橡胶（EPDM）作为绝热材料。
发动机点火系统采用经过飞行验证的高温点火器，壳体外部使用软木作为气动防热材料。为了保证发射场
安全，一子级发动机也采用飞行终止系统，以便在非常情况下实施紧急关机。
标准型金牛座的二、三、四子级发动机主要由标准型飞马座的一、二、三子级组成，只是在结构上稍
作改型，以便携带更大的有效载荷。这些发动机由赫克里士航空航天公司生产。
控制系统
标准型金牛座火箭的制导和控制系统与标准型飞马座的基本相同，只是某些组件与功能稍作改动。系
统仍采用以摩托罗拉68020型飞行计算机为主的自动飞行驾驶仪，用于火箭的制导、导航和控制。火箭采
用一个六通道全球定位系统（GPS）接收机为惯性测量装置（IMU）提供连续的位置与速度数据，使陀螺
漂移和加速度计偏差的影响为最小。IMU将火箭的飞行姿态、速度和导航数据提供给飞行计算机，由计算
机控制把有效载荷准确地送入预定轨道。系统的电子设备还可以控制火箭的飞行终止系统和跟踪转发器，
并为有效载荷提供机械和电气连接。
火箭一子级飞行利用摆动喷管控制箭体的俯仰与偏航，摆动喷管用涡轮液压作动系统驱动。一子级的
滚动控制由氮气反作用控制系统完成，该系统位于级间段内一子级发动机的上部。二子级采用现有的经潘
兴1A导弹飞行验证的燃气舵系统来控制箭体的滚动、俯仰和偏航，燃气舵组件位于级间段上部。三、四
子级的控制执行机构与标准型飞马座二、三子级的相同，参见标准型飞马座火箭。
遥测系统
标准型金牛座的遥测系统同标准型飞马座的一样，也由天线、发射机、接收机、多路调制器、跟踪转
发器及各种传感器组成，利用这些组件可将火箭的主要性能参数通过1个56kbit/s的S波段遥测通道传给
地面。参见标准型飞马座火箭遥测系统。
典型飞行程序
标准型金牛座可从美国东部的卡纳维拉尔角空军站或西部的范登堡空军基地的移动发射台上发射，发
射方位角分别为57°～112°和185°～270°。标准型金牛座的典型飞行程序见下表和后图。
标准型金牛座典型飞行时序
时间/s
事件
时间/s
事件
二子级分离，三子级点火
T+0
一子级发动机点火，火箭升空
T+143.01
T+56.01
一子级关机、分离
三子级关机，火箭继续滑行
T+217.74
T+57.07
二子级点火
三子级分离，四子级点火
T+817.74
二子级关机，火箭滑行
T+133.01
四子级关机并入轨
T+883.23
整流罩分离
T+900
T+138
有效载荷分离

<!-- 第 875 页 -->
美国
·832·
三级关机
t=217.74s
h=255.6km
四级滑行
二级关机
二、三、四级滑行
R=696.3km
t=133.01s
h=135.2km
二级点火
R=253.7km
t=57.07s
三子级分离
h=35.2km
整流罩分离
与四子级点火
R=37km
二子级分离
t=138.0s
t=817.74s
与三子级点火
h=142.6km
h=738.9km
t=143.01s
一级关机
R=277.8km
R=4185.2km
h=148km
t=56.01 s
R=300km
四级关机并入轨
h=33.3km
子级分离
R=35.2 kmm1
t=883.23s
t=57.01s
h=740.7km
h=35.2km
R=4585.2km
R=37km
有效载荷分离（典型）
t=900s
h=740.7 km
一级点火，火箭升空
t=0s
h=0km
R=0km
标准型金牛座典型飞行程序
（轨道高度740.7km）
（才满瑞）
商用型金牛座（COMMERCIALTAURUS）
为了金牛座的商业发射，轨道科学公司研制了商用型金牛座运载火箭，一子级采用卡斯托120发动机，
二、三、四子级采用标准型飞马座的一、二、三子级。商用型金牛座采用两种整流罩，直径分别为1.6m
和2.3m。使用1.6m直径的整流罩时，火箭可将质量1259kg的有效载荷送入高400km、倾角28.5°的近
地轨道，将889kg的有效载荷送入太阳同步轨道。使用2.3m直径的整流罩时，火箭可将质量1047kg的
有效载荷送入高400km、倾角28.5°的近地轨道，将695kg的有效载荷送入太阳同步轨道。在商用型金牛
座的基础上，还可增加1个可选的五子级，形成五级固体运载火箭。至2007年，商用型金牛座已发射3
次，成功2次，失败1次，成功率66.67%。
主要技术性能
级数
运载能力
1.259t*（400km近地轨道，倾角28.50）
4
全长
31.3m*
889kg*（太阳同步轨道）
入轨精度
倾角偏差
起飞推力
±0.15°
1615kN
高度偏差
(近地轨道)
9.26 km
注：*一采用直径1.6m整流罩的商用型金牛座的数据。

<!-- 第 876 页 -->
金牛座（TAURUS）
·833·
一子级
12.8 m
级长
平均真空推力
1 615 kN
2.34 m
直径
真空比冲
2 764 m/s
发动机总质量
53.1 t
燃烧室压力
9.650 MPa
推进剂质量
喷管膨胀比
48.7t
17
卡斯托120
工作时间
发动机
82.5 s
推进剂
端羟基聚丁二烯
二子级
级长
平均真空推力
8.6 m
471 kN
直径
1.27 m
真空比冲
2894 m/s
13 242 kg
燃烧室压力
发动机总质量
5.840 MPa
12 154 kg
推进剂质量
喷管膨胀比
40
发动机
工作时间
Orion 50S
72.4 s
推进剂
端羟基聚丁二烯
三子级
级长
3.1 m
平均真空推力
115 kN
直径
真空比冲
2 846 m/s
1.27 m
3379 kg
发动机总质量
燃烧室压力
5.830 MPa
3027 kg
推进剂质量
膨胀比
65
发动机
Orion 50
工作时间
75.1 s
端羟基聚丁二烯
推进剂
四子级
级长
32 kN
1.3 m
平均真空推力
0.97 m
直径
真空比冲
2 817 m/s
875 kg
3.780MPa
发动机总质量
燃烧室压力
771 kg
推进剂质量
60
喷管膨胀比
发动机
工作时间
Orion 38
68.5 s
推进剂
端羟基聚丁二烯
五子级（可选）
级长
1.7m
真空推力
47.9 kN
直径
0.9 m
真空比冲
2 842 m/s
81 kg
结构质量
最大燃烧室压力
4 426.5 kPa
1 066 kg
膨胀比
推进剂质量
48.2

<!-- 第 877 页 -->
美国
·834·
发动机
Star37FM
工作时间
63s
推进剂
端羟基聚丁二烯
整流罩
直径1.6m整流罩
直径2.3m整流罩
长度
5.5m
7m
底部直径
1.6 m
2.3m
5.7 m×2.05 m
有效容积 (长×直径)
3.93 mX1.4 m
结构质量
360 kg
400 kg
总体布局
商用型金牛座运载火箭的总体布局与标准型金牛座相同，
有效载荷整流罩
一子级采用卡斯托120发动机，二、三、四子级取自标准型飞
电子设备舱（飞行计算
马座火箭的一、二、三子级。商用型金牛座采用两种直径的整
机、惯性导航系统、遥测
系统、电源、反作用控制
流罩（分别为1.6m和2.3m）。
系统、火工品装置）
商用型金牛座运载火箭的箭体结构与标准型金牛座相似，
其总体布局见右图。
四子级（标准型飞马座
三子级、用于推力矢量控
制的摆动喷管、飞行终止
箭体结构
系统)
·三子级（标准型飞马座
二子级、用于推力矢量
商用型金牛座箭体结构见后图。
控制的摆动喷管、飞行
终止系统、火工品装置）
一子级结构
二子级（标准型飞马座
商用型金牛座的一子级结构与标准型金牛座的相似，只是
一子级、用于推力矢量
发动机采用ATK公司生产的卡斯托120固体火箭发动机。卡
控制的摆动喷管、飞行
终止系统、火工品装置）
斯托120发动机直径与标准型采用的TU-903发动机相同，长
度为2.34m，增加了0.5m。商用型金牛座的一子级还增加了
、二子级级间段
一个新的泄放式液压喷管摆动系统，用于推力矢量控制。
一、二子级级间段结构
一、二子级级间段位于一子级卡斯托120发动机的前裙和
二子级发动机尾部之间，其外壳和支撑梁由铝合金材料制成，
它使火箭直径从2.3m过渡到1.27m。级间段由上、下两部分
组成。分离时，下级间段留在一子级上，上级间段同二子级一
一子级（卡斯托120发
动机、用于推力矢量控
起飞行。级间段的上下2部分之间有1个安装接口，使火箭上
制的摆动喷管、飞行终
面各子级和一子级连接在一起。在二子级点火时，导爆索分离
止系统)
系统将级间段的上、下两部分切断。在下级间段圆柱段的排焰
口可适应二子级的热点火分离。在二子级点火前，覆盖这些排
商用型金牛座总体布局
焰口的罩板被抛掉。

<!-- 第 878 页 -->
金牛座（TAURUS）
·835·
整流罩
反作用控制系统
发动机
TVC
四子级
复合材料结构
三子级
子级
电子设备
飞行计算机
惯性测量装置
火工品装置
TVC
电池
TVC
电源控制
级间段
遥测发射机
子级
飞行终止系统接收机
应答机
导线束
商用型金牛座箭体结构
二、三、四子级结构
商用型金牛座的二、三、四子级结构与标准型飞马座一、二、三子级相似，只是二子级采用摆动喷管
进行推力矢量控制（TVC）（标准型飞马座一子级的喷管是固定的）。参见标准型飞马座。
仪器舱和头部锥段结构
由石墨/环氧复合材料制成的头部锥段将火箭直径从三子级发动机的1.3m过渡到仪器舱裙的1.6m。
头部锥段为蜂窝夹层结构，中间芯体是泡沫材料，两面是石墨/环氧复合材料面板。仪器舱裙也是石墨/环
氧复合材料结构，支撑仪器并承受来自整流罩和有效载荷锥体的结构载荷。铝制仪器舱架外形成环状，支
撑着四子级电子设备。环状外型可以获得最大的可用容积，并使四子级发动机可以从有效载荷锥体穿过仪
器舱进行悬挂。这种设计使四子级不位于主要结构负载路径，并为容纳其他的上面级构件提供了方便。
整流罩结构
有效载荷整流罩有两种直径，分别为1.6m和2.3m（见后图）。两种整流罩都在地面操作处理、总装过
程和飞行期间为有效载荷提供密封、保护和防污染控制。2种整流罩都采用铝蜂窝结构与石墨/环氧复合材料
面板，能阻挡射频，还放有25.4mm厚的内部隔声毯，以便控制有效载荷的声环境。两种整流罩都由2个半
罩组成。2个半罩在结构上通过纵向接口连接。接口连接采用轨道科学公司的低污染、易分离接头系统。在
整流罩的底部是1个圆形易分离接头，将整流罩和三子级连接起来。两种整流罩都有1个舱口用于安装和维
护。直径1.6m整流罩上的舱口尺寸为305mm×305mm。直径2.3m整流罩上的为457mm×610mm。
轨道科学公司提供2种有效载荷支架（见后图），即直径1.6m和直径1.3m的双星支架（DPA）。这2
种支架使商用型金牛座可以进行双星发射。直径1.6m的DPA是为了最大限度地利用直径2.3m整流罩的
容积而研制的。有效载荷被罩在DPA中。这种构型的好处是主辅2个有效载荷被完全隔开，互相不受影
径1.6m的整流罩，也可用于直径2.3m的整流罩。第2个有效载荷罩在DPA中。其结构安排与直径1.6m
的DPA基本相同。

<!-- 第 879 页 -->
美国
·836·
有效载
有效载
488
770
荷动态
荷动态
包络
包络
1219
1334
5710
3934
4834
-3299
Φ1405
2055
2664
基点
3310
位置
129.5
基点
基点位
位置
置0.0
129.54
可扩
充的
基点
容积
位置0.0
可扩充容积
直径1.6m整流罩
直径2.3m整流罩
762
Φ448
876
635
1219
中1334
动态包络
动态包络
635
1524
Φ1372
2055
2614-x
3310-X
130
直径1.3m
130
的双星支架
X
直径1.6m的
双星支架
直径1.3m的DPA装在直径1.6m的整流罩中
直径1.6m的DPA装在直径2.3m的整流罩中
X一双星支架的高度

<!-- 第 880 页 -->
金牛座（TAURUS）
·837·
推进系统
商用型金牛座的一子级采用卡斯托120发动机（见下图）。卡斯托120发动机是经过飞行验证的固体
火箭发动机，其物理特征和性能特点都与MX导弹一子级发动机相似。推进剂黏合剂、铝和固体含量都相
同，长度和质量都增加了。弹道特性也稍有改进，以便获得更好的推力曲线和飞行环境，实现更高的性能。
3D碳/碳喷管液体增压箱
裙抗剪层
外绝热层
碳/酚醛外缠
前接头
点火器
L
液压作动筒（2）
高压He瓶
石墨/环氧壳体
锥形槽
径向槽
HTPB推进剂
径向槽
铝连接环
卡斯托120发动机结构
卡斯托120发动机壳体用高强度碳纤维/环氧树脂复合材料缠绕而成，这种环氧树脂专门为碳纤维火箭
发动机壳体而研制。壳体长7.679m，直径2.366m，前开口Φ311mm，后开口$551mm。前、后裙均为复
合裙，采用预浸渍碳布（0°，土45°）和环向缠绕的预浸渍纤维制成，裙缠绕成型后连同燃烧室壳体一同进
行固化。壳体的端孔接头和端框均采用轻质7175-T7542高强度铝合金锻件制成。壳体设计安全系数是最
大（十3o）预期工作压力值的1.4倍。裙按90t/m的最大线载荷设计，其复合材料的安全系数为1.5，而
结构抗剪层的安全系数为2.0。
燃烧室内绝热层是以凯芙拉为填料的三元乙丙橡胶，后封头处厚度最大，达50mm。人工脱粘层和基
础绝热层是1个整体，绝热层厚度按最恶劣（6。）烧蚀预测值的1.25倍设计。壳体外绝热层材料是以高
硅氧为填料的三元乙丙橡胶，厚2.5mm，用于气动加热的防护。
推进剂配方为1.3级HTPB推进剂，总固体含量88%，该配方是卡斯托4发动机推进剂配方的派生型。
为达到较高燃速和缩短工艺使用期，对原配方固化剂作了更改，并添加了Fe2O燃速促进剂。该配方混合
时间低于2h，因而工时费用大为降低。在质量鉴定计划中验证了推进剂弹道性能和物理性能，全尺寸混
合生产的推进剂燃速变异小于2.1%。该配方具体组分含量见下表。
卡斯托120发动机推进剂配方组成
组分
含量
含量
组分
燃速促进剂Fe2O
R-45M黏合剂
9.97%
0.10%
19.00%
IPDI固化剂
0.73%
球形铝粉
增塑剂（DOA）
1.00%
未粉碎粗高氯酸铵
55.20%
20m粒度高氯酸铵
HX-752键合剂
0.30%
13.7%

<!-- 第 881 页 -->
美国
·838·
推进剂与绝热层界面的黏接同MX导弹发动机用的相似，所用的衬层配方代号为UF-2206。
推进剂药柱采用常规的槽管形药柱，中孔通道呈圆柱形，后端开有深浅不等的3个环向槽，而前端仅
有1个很小的环向槽。在工艺上，圆柱中孔由浇注成型，而后端槽则通过机加工成型，前端槽用泡沫塑料
成型，泡沫塑料在发动机点火时破碎汽化。药柱应力由前封头绝热层上的人工脱粘层和后端的径向槽释放，
在恶劣条件下药柱安全裕度仍大于0.6。
卡斯托120发动机采用单个可动喷管，喉部和入口段为整体件，3D碳/碳复合材料。固定体外壳为
7075-T73铝合金，用碳纤维/三元乙丙橡胶复合材料绝热。柔性接头前、后端环均为4130钢，柔性接头材
料为玻璃纤维/环氧复合材料和聚异戊二烯橡胶。喷管入口头帽和喉部绝热层为碳布/酚醛复合材料。出口
锥采用人造丝基体的碳布/酚醛复合材料制作，先进行基础衬层缠绕，然后作平行于外型面的外缠以提供附
加的结构刚度，随后和基础衬层一同固化。喷管喉部承力件则采用4340钢。喷管喉衬这一关键部件的构
型、固定和工艺采用了三叉戟、MX和侏儒导弹上业已验证的相似技术。喷管长度为1445mm，零件数量
比目前的常规设计减少了37%。推力矢量控制由柔性接头可动喷管实现，其设计亦和上述先进弹道导弹发
动机相似。柔性接头增强件由16层玻璃纤维/环氧复合材料构成，柔性件为聚异戊二烯橡胶，热防护由接
头外侧的聚异戊二烯橡胶和增强件上的碳布/酚醛复合材料提供，喷管摆角为土5.1°。作动系统为冷气液压
系统，由联合信号设备系统公司研制。
卡斯托120发动机的点火器为小火箭式，壳体采用S-2玻璃纤维/环氧复合材料缠绕结构，整体式喉衬
和7075-T73铝合金适配环，内绝热层为以高硅氧为填料的三元乙丙橡胶，封头也由7075-T73铝合金锻件
制造。点火推进剂用量4.2kg，所用发火管为2个隔离引爆式发火管。
发动机自毁装置采用柔性线状炸药，设置在外电缆管线内。
商用型金牛座的二、三、四子级分别采用Orion50S固体推进剂发动机、Orion50固体推进剂发动机
和Orion38固体推进剂发动机。这三种发动机都由赫克里士航空航天公司研制。参见标准型飞马座推进系
统。
控制系统
商用型金牛座火箭的电子设备（见后图）与标准型飞马座火箭大致相同。电子设备是数字式的，带有
分布式处理器。通过采用简单设计、高可靠性的组件、留有设计余量和充分的组件级、分系统级和系统级
试验来提高可靠性。电子设备的核心是6UVME摩托罗拉68020/68000飞行计算机。飞行计算机与火箭各
分系统之间和发射支持设备（LSE）的通信用标准RS-422数字式串行数据总线连接。火箭上绝大部分电子
设备都采用集成式微处理器，可进行局部处理并与飞行计算机进行通讯。
（Honeywell）公司SIGI导航仪和诺斯罗普·格鲁曼（NorthropGrumman）公司LN-200速率陀螺测得的
数据进行控制。SIGI是经过实际飞行验证的飞马座和金牛座的导航仪，具有良好的导航精度。LN-200也
是1种经过飞行验证的速率陀螺，位于二子级发动机的通道内。在一级飞行期间用LN-200为火箭自动驾
驶仪提供额外的姿态数据。
在动力飞行段，商用型金牛座的每个子级都利用摆动喷管进行俯仰和偏航控制。一子级作动器采用泄
放式液压系统，二、三、四子级采用机电作动器。滑行段的三轴姿态控制以及二、三、四子级发动机工作
段的滚动控制由仪器舱的冷气姿控系统执行。

<!-- 第 882 页 -->
金牛座（TAURUS）
·839·
飞行计算机
PDU1
遥测数据流
空调
遥测发射机
PDU2
57.6kbit/s
火工品装置输出
遥测处理器
PDU3a
RS 422
10信息包/s
LR81
100信息包/s同步数据链接控制
PDU3b
惯性导
·68000
航系统
RS422异步
多路调制器0
每信息包40byte
全球定
位系统
9600b/sRS-422异步
传感器输入
双端口
多路调制器1
速率传
&
存储器
离散输出
感装置
多路调制器2
RS-422异步
多路调制器3
PDU=火工品装置
INS数据
TDU=小推力器驱动装置
导航信息
RCS压力
TVC=推力矢量控制器
火工品命令
RCS温度
TVC3
RSU=速率传感器装置
离散命令
RCS命令
TVC2
推力矢量控制
TVC1
自动驾驶仪处理器
TVCO
RS-42257.6kbit/s
·68020
到/从发射支持设备
·68881
TDU1
（异步）
·实时多任务操作系统
小推力器控制
TDU2
商用型金牛座的电子设备
（王静）
商用加长型金牛座（TAURUSXL)
为了提高商用型金牛座的运载能力，轨道科学公司研制了商用加长型金牛座火箭。该火箭是结合商用
型金牛座的一子级和加长型飞马座火箭的一、二、三子级而形成的四级固体推进剂运载火箭，采用的整流
罩也与商用型金牛座完全相同。使用1.6m直径的整流罩时，火箭可将质量1458kg的有效载荷送入400km
高、28.5°倾角的近地轨道，将1054kg的有效载荷送入太阳同步轨道。使用2.3m直径的整流罩时，火箭
可将质量1276kg的有效载荷送入400km高、28.5°倾角的近地轨道，将质量882kg的有效载荷送入太阳
同步轨道。
商用加长型金牛座采用与加长型飞马座相同的电子设备，与商用型金牛座的最大区别是飞行计算机用
的是32bit的3UVME摩托罗拉68030/68302飞行计算机。姿态控制系统与商用型金牛座完全相同。在商
用加长型金牛座的基础上，还可增加一个五子级（与商用型金牛座相同）构成五级固体推进剂运载火箭。
至2007年，商用加长型金牛座已成功发射了1次。

<!-- 第 883 页 -->
美国
·840·
主要技术性能
级数
运载能力
1458kg*（400km近地轨道，倾角28.5）
4
全长
33.02m*
1054kg*（太阳同步轨道）
起飞推力
1 615 kN
总体布局
商用加长型金牛座的一子级与商用型金牛座的一子级相同，二、三、四子级与加长型飞马座的一、二
三子级相同。可选的五子级与商用型金牛座可选的五子级相同。整流罩与商用型金牛座的整流罩相同。
发射操作
轨道科学公司地面准备和发射操作流程（见下图）主要分为火箭总装、有效载荷处理和发射操作3步。
联合技术系统公司
轨道科学公司
电子设备
0
接口主钻具
整流罩
航天器
航天器支架
承包商
装有双星支架的
对接试验
接口认证
整流罩（可选）
航天器
飞行航天器
装有双星支
支架
检查和处理
火箭总装大厅
架的整流罩
设备
整流罩
航天器火工品
有效载荷
处理车间
组装、总装、测试、
安装火工品、
金牛座火箭发射场
封装好的
加注燃料、封装
货物单元
金牛座火箭从工厂到发射场的发射操作流程
注：*一采用直径1.6m整流罩的商用加长型金牛座的数据。

<!-- 第 884 页 -->
金牛座（TAURUS）
·841·
在火箭总装阶段，火箭的全部发动机、部件及组装好的分系统被送到导弹总装大厅（MAB），在此进
行火箭发动机、电子设备和分系统的总装和试验。在MAB完成最终系统测试后，火箭主要分成5个部分：
一子级，一、二子级级间段，组装好的上面各级，有效载荷整流罩和有效载荷锥段。其中，整流罩和有效
载荷锥段将送到有效载荷处理车间（PPF）进行有效载荷封装，其他部分准备运往发射场。
有效载荷的处理是单独进行的，这样可以确定和控制有效载荷在PPF内所需的检测时间。一旦有效载
荷完成独立的检测，轨道科学公司就将整流罩和有效载荷锥段运送到PPF进行总装。总装工作通常包括：
将有效载荷与有效载荷锥段对接，进行接口验证试验，将有效载荷封装到整流罩里。然后轨道科学公司的
工作人员将封装好的有效载荷运送到发射场。
发射操作包括：安装和检验发射支持设备和设施；将金牛座火箭各组件运送到发射场进行最后的总装
和测试；将封装好的有效载荷运送到发射场进行试验并与火箭对接；进行最后的系统级试验；火箭安全解
保并发射。
金牛座系列火箭主要从西靶场的576E发射塔发射，还可从东靶场、沃勒普飞行中心和里根试验场发
射。
典型飞行程序
商用型金牛座太阳同步轨道的飞行程序见下图。
三级点火
三/四级滑行
=173.2 s
h=165 km
四级点火
四级关机入轨
v=4514 m/s
三子级分离
有效载荷分离
三级关机
=750.4s
=823.6 s
R=349 km
t=254.2s
t=943.6 s
t=319.2s
h=689km
h=691 km
整流罩分离
h=383km
h=291km
v=6014m/s
v=7511 m/s
二级关机
t=179.2 s
V=6552m/sv=6428m/s
R=4067 km
R=3613km
(=161.1 s
h=175 km
R=768kmR=1163km
h=153.9 km
v/=4598 m/s
v=4639 m/s
R=375 km
二子级分离
R=319km
=171.1 s
二级点火/
子级溅落点
h=162.1 km
一子级分离
v,=4623 m/s
=83.0 s
R=340 km
h=42.5 km
v=2202m/s
R=60km
子级和整流罩溅落点
一地面轨迹
一级点火/火箭升空
=0s
h=0km
v=0 m/s
R=0km
高度
/km
400T
300
200
100
0
40
3020
10
-10
-130-120
纬度/°）
经度/）
40-160
商用型金牛座太阳同步轨道飞行程序

<!-- 第 885 页 -->
美国
·842·
发展与改进
轨道科学公司正打算研制和发展一种金牛座XLS型火箭，通过在一子级周围捆绑2个助推器来提高有
效载荷运载能力。
该公司还打算研制一种独特的金牛座四子级，即飞马星（PegaStar）多功能航天器舱，飞马星大量使
用相同的火箭分系统（结构、电源、遥测和计算机等），起到上面级的作用，并具有多种功能为在轨有效
载荷与实验设备提供服务。使用火箭上面级作为航天器舱并不是最新技术，该技术已经在洛克希德公司阿
金纳（Agena）计划中成功地使用了多年。这种方案的优点是能够增加入轨有效载荷与实验设备的质量，
提高入轨精度，降低任务总装时间与成本。
（王静）

<!-- 第 886 页 -->
米诺陶（MINOTAUR）
·843·
米诺陶（MINOTAUR）
米诺陶（Minotaur）运载火箭是美国在削减战略武器条约签订之后，为利用削减的洲际弹道导弹而研
制的小型运载火箭。1997年美国空军与轨道科学公司签订了为期5年的轨道与亚轨道项目（OSP）合同，
要求该公司专为美国空军航天与导弹系统中心研制米诺陶火箭。米诺陶使用洲际弹道导弹部件，专门用于
发射政府的有效载荷，不进入商业发射市场。2003年，轨道科学公司又与美国空军签订了为期10年的OSP-2
合同。米诺陶具有低成本、高可靠性的特点，可从美国所有航天发射场发射。
至2007年，米诺陶已经发展了5种型号，即米诺陶1～5（见下图）。其中，米诺陶1、米诺陶4和米
诺陶5属于卫星运载火箭（SLV)；米诺陶2和米诺陶3属于亚轨道运载火箭（TLV)，仅用作导弹拦截试
验的靶弹和试验飞行器。
SLV
SLV
TLV
SLV
基于民兵2导弹
基于和平卫士导弹
米诺陶1
米诺陶2
米诺陶3
米诺陶4
米诺陶5
米诺陶系列火箭
米诺陶系列执行的任务和当前的使用状态见下表。
米诺陶系列火箭的运载能力
运载能力/kg
级数
型号名称
任务
当前状态
米诺陶1
在用
340（近地轨道）
卫星运载火箭
4
在用
米诺陶2
亚轨道运载火箭
3
在用
米诺陶3
3
亚轨道运载火箭
待用
米诺陶4
1735（近地轨道）
卫星运载火箭
4
卫星运载火箭
>628（地球同步转移轨道）
米诺陶5
在研
5
（张利艳）

<!-- 第 887 页 -->
美国
·844·
米诺陶1（MINOTAUR 1)
米诺陶1火箭
米诺陶1是米诺陶系列运载火箭中的首个成员，为采用民兵2导弹的两个子级和飞马座火箭的两个子
级与整流罩构成的四级固体推进剂运载火箭。
米诺陶1的设计思想是尽量采用现有部件，尽管全箭的电子系统是新结构，但是主要电子设备在轨道
科学公司的飞马座、金牛座及亚轨道飞行器上都经过了飞行验证，其惯性导航系统（INS）、飞行计算机、
反作用控制系统（RCS）及其他部件都与飞马座相类似。
米诺陶1采用的新项目主要有以下几项。
1）二、三子级级间段：用于连接二子级与三子级，为铝制蒙皮结构，内装电子设备和分离系统。
2）新飞行程序软件：为实现目标定位，对飞行计算机应用程序进行了重新设计，包括制导控制参数
等，并允许根据火箭设计而有进一步的改动。
3）新电子设备：如模块化电子设备硬件（MACH）、远程编码系统、二极管箱及双脉冲电池等。
4）助推火箭的相关设备：一、二子级在原民兵2导弹一、二子级基础上稍有变动，如管线接口的变
化，以及飞行终止系统从全火工品自毁系统（AODS）转变为模块化机械火工品自毁系统（MMODS）。
米诺陶1的近地轨道运载能力为340kg（轨道高度740km），约为飞马座XL的1.5倍，可以进行多星
发射。2000年1月27日，轨道科学公司成功地进行了首次发射，到2007年6月，共进行了7次发射，成

<!-- 第 888 页 -->
米诺陶（MINOTAUR）
·845·
功率达100%。米诺陶1的发射费用约1700万～2000万美元（1999年币值），其中含运载火箭、技术支
持和靶场操作的费用。
主要技术性能
级数
推重比
2.243
4
全长
运载能力
19.17 m
340kg（740km轨道）
1.67m
箭体最大直径
入轨精度
起飞质量
高度偏差
36.15 t
±18.5 km
起飞推力
倾角偏差
794.7 kN
±0.2°
一子级
792 kN
级长
7.49 m
海平面推力
直径
海平面比冲
1.67 m
2 322.6 m/s
起飞质量
5.04MPa
燃烧室压力
23.077 t
推进剂质量
喷管膨胀比
20.785t
10
发动机
工作时间
60.8 s
M-55A1
推进剂
I0IH-
二子级
级长
4.12m
真空推力
268kN
直径
真空比冲
1.33 m
2 817.5 m/s
起飞质量
燃烧室压力
3.01 MPa
7.032t
6.237t
喷管膨胀比
推进剂质量
25
发动机
工作时间
SR-19
65.54 s
推进剂
ANB-3066
三子级
3.58 m
级长
真空推力
154 kN
直径
真空比冲
1.27 m
2 832.2 m/s
燃烧室压力
起飞质量
4.332t
7.024 MPa
推进剂质量
喷管膨胀比
3.915t
58.6
发动机
工作时间
72.5 s
Orion 50XL
推进剂
端羟基聚丁二烯
四子级
级长
1.34 m
真空推力
32 kN
直径
0.97 m
真空比冲
2 842.98 m/s

<!-- 第 889 页 -->
美国
·846·
起飞质量
燃烧室压力
0.897t
4.522 MPa
推进剂质量
0.771t
喷管膨胀比
67.5
发动机
工作时间
Orion 38
69.6 s
推进剂
端羟基聚丁二烯
整流罩
加大型整流罩
标准型整流罩
4.42 m
长度
6.2m
1.27 m
1.5 m
直径
194 kg
342 kg
结构质量
总体布局
米诺陶1（布局见下图）全长19.17m，全箭直径不完全相同，一子级最大直径1.67m，三子级以上直
径1.27m。火箭的4个子级之间均有级间段连接，级间段内有相关控制设备和分离系统。大部分电子设备
都安装在仪器舱中。电缆及气动液压管路敷设于箭体外面。大型有效载荷整流罩除用于保护有效载荷外，
还保护着仪器舱中的仪器。火箭质量（不包括有效载荷）为35.81t。
有效载荷
整流罩
仪器舱
四子级
三、四子级级间段
直径1.27m
三子级
二、三子级级间段
二子级
直径1.32m
、二子级级间段
直径1.67m
米诺陶1总体布局

<!-- 第 890 页 -->
米诺陶（MINOTAUR）
·847·
箭体结构
米诺陶1由4个子级加整流罩构成，这些部件分别来源于：民兵2的一子级和二子级，飞马座的二子
级和三子级，飞马座电子设备及飞马座XL整流罩。结构见下图。
三子级分离面
二子级后裙分离面
整流罩分离面
一子级分离面
二子级分离面
火箭旋转
至0°
有效载荷
接口
整流罩组件
三子级后端
·燃气发生器/推力器组件
二子级
TVC
·易碎性接头
·LITVC
·飞行终止系统
三子级前端
·滚动控制系统
·自毁装药
C/D接收机
·点火安全解保
·飞行终止系统电池/·四子级分离/
四子级
·速率陀螺
点火解保
·双脉冲电池
:TVC
·MMODS FTS
火箭旋转
·点火延时·点火延时
速率陀螺槽
至270°
三、四子级级间段
二、三子级级间段
一、二子级级间段
一子级
·C-波段转发器
·民兵2助推
·战术级间段
M55A1发动机
·助推火箭MACH
火箭控制模块
电子设备
一、二子级分离解保
·点火安全解保
·助推火箭编码器
·二极管箱
·飞行计算机
·裙部分离火工品
·喷管控制装置
·电池
·速率陀螺连接装置
·INS
。飞行终止系统
·MMODS FTS
：自毁装药
·电子设备编码器
·三子级分离/
·S-波段遥测系统
点火解保
·MACH电子设备
·电池
政府提供用户提供
·RCS推力器贮箱
米诺陶1箭体结构
一、二子级结构
一、二子级取自民兵2导弹的一、二子级。
一子级由M-55A1发动机、喷管控制装置（NCU）、点火安全解保、飞行终止系统-模块化机械火工品
自毁系统（MMODSFTS）组成。
二子级由SR-19发动机、液体喷射推力矢量控制系统（LITVC）、点火安全解保、滚动控制系统（RCS）
及飞行终止系统-模块化机械火工品自毁系统组成。装在SR-19外蒙皮上的速率陀螺用于火箭的飞行控制。
一、二子级级间段内装有一、二子级分离装置，裙部分离火工品以及飞行终止系统（FTS）。
三、四子级结构
三、四子级采用飞马座的二、三子级，两级的结构和组成与飞马座相同。
三子级由ATK公司制造的Orion50XL发动机、推力矢量控制系统（TVC）、飞行终止系统、C/D接收
机、双脉冲电池、点火延时器及四子级分离/安全解保等组成。
四子级由ATK公司制造的Orion38发动机、推力矢量控制系统及点火延时器等组成。

<!-- 第 891 页 -->
美国
·848·
三、四子级级间段装有C波段转发器、火箭模块化电子设备控制硬件、火箭编码器、电池及四子级自
毁装药等。
整流罩
整流罩采用石墨复合材料，由2个半罩、1个头罩及分离系统构成，外形为圆柱体与锥体的结合。两
半罩利用2根钛带和内部定位螺栓紧固在一起。
整流罩有大、小两种。标准整流罩为飞马座整流罩的改进型，有效载荷动态包络尺寸为直径1.27m，
长4.42m；大整流罩直径1.5m，长6.2m，可使用多星释放器（米诺陶火箭可以搭载1个大型主载荷及4
个小型次要载荷）。
整流罩接口与飞马座的相同，有效载荷通过直径985.5mm的螺栓环与电子设备舱的前框相连。整流
罩外表面上有隔热系统，能使整流罩内温度保持在93℃之内。
推进系统
推进系统采用民兵2导弹和飞马座火箭的固体火箭发动机。
一子级发动机（M-55A1)直径1.67m，装20.785t推进剂，平均海平面推力792kN。推进剂为TP-H1011。
发动机壳体为钢D6AC，有4个喷管（见左下图）。
二子级发动机（SR-19）直径1.33m，装6.237t推进剂，平均真空推力为268kN。发动机壳体为
Ti-6A1-4V，采用潜入式固定单喷管（见右下图）。
M-55A1发动机
SR-19发动机
三、四子级发动机采用飞马座的Orion50XL和Orion38，仅在结构上稍作改动。
分离系统
也可以提供低振动分离系统（可选项目），但不包括在火箭的基本结构中。分离系统的制造商为萨伯-爱立
信空间技术公司。
一、二子级级间分离方式为热分离，二、三子级和三、四子级级间分离方式均为弹簧分离。
有效载荷的分离用轨道科学公司提供的连接螺栓，将螺栓从火箭端或有效载荷端插入（螺栓大小按有
效载荷支架厚度而定）。连接分离系统和有效载荷的螺栓、螺母及垫圈均属于分离系统，共同构成有效载
荷质量的一部分。分离时，顶推弹簧提供足够能量，将有效载荷弹出。

<!-- 第 892 页 -->
米诺陶（MINOTAUR）
·849·
控制系统
米诺陶火箭采用惯性制导方式。
一、二子级采用推力矢量控制系统，通过4个喷管摆动进行三轴控制。一子级的推力矢量控制系统采
用液压控制，二子级发动机工作期间的滚动控制由LITVC提供。三、四子级俯仰与偏航控制采用与飞马
座、金牛座相同的推力矢量控制系统，利用冷气姿态控制系统进行滚动控制。
入轨之后，四子级要执行一系列预设指令以提供有效载荷所需要的初始姿态（有效载荷分离前），这
种姿态可以是惯性稳定也可以是旋转稳定。对于旋转稳定，最大旋转速率取决于有效载荷和四子级的转动
惯量。
遥测系统
遥测系统可以提供实时遥测数据和火箭飞行的主要信息（如位置、性能和环境等）。最小数据传输速
率为750kbit/s，最大可达2Mbit/s。
典型飞行程序
以执行运送质量334.3kg的有效载荷到741km高、倾角99.3°的太阳同步轨道任务为例，典型飞行程
序见下图，飞行时序见后表。
四子级燃尽
四子级点火
三子级分离
入轨
三子级燃尽
开始滑行
三子级点火
二子级分离
整流罩分离
二子级裙部分离
一子级分离
二子级点火
一子级点火
米诺陶1典型飞行程序

<!-- 第 893 页 -->
美国
·850·
米诺陶1典型飞行时序
纬度/(°)
速度/(m·s")
事件
时间/s
高度/km
经度/()
一子级发动机点火
34.576
0.0
T+0.0
0.117 4
120.632
一子级分离，二子级发动机点火
1500.2
T+61.3
34.351
120.687
31.7102
120.732
二子级裙部分离
50.402 1
1 770.7
34.171
T+78.4
33.431
整流罩分离
109.684 7
120.918
2 871.9
T+123.3
二子级分离
2 901.1
116.7140
T+128.1
33.327
120.944
T+130.3
119.8809
33.328
120.956
2 890.8
三子级发动机点火
244.321 5
121.556
5 858.4
T+203.5
三子级发动机燃尽
30.865
5102.8
三子级分离
T+623.9
734.9501
13.026
125.695
737.312 5
12.583
125.794
5 099.2
四子级发动机点火
T+634.9
5.571
127.333
T+763.8
四子级发动机燃尽，卫星入轨
741.489 4
7626.1
（张利艳）
米诺陶2（MINOTAUR 2）和
米诺陶3（MINOTAUR3）
bial
米诺陶2TLV

<!-- 第 894 页 -->
米诺陶（MINOTAUR）
·851·
米诺陶2和米诺陶3专门设计用作美国导弹防御局（MDA）导弹拦截试验的靶弹。
米诺陶2采用民兵2导弹的3个子级和发动机（M-55A1，SR-19和M-57A1），采用与米诺陶1、飞马
座火箭相同的电子设备。火箭全长19.55m，起飞推力794.7kN，整流罩直径0.96m，长4.26m。米诺陶2
具有释放多个模拟弹头的能力，经验证可同时投放10个不同方向的模拟弹头。2000年5月28日，米诺陶
2首次发射成功，截至2007年6月30日，共进行了6次发射，成功率为100%。
米诺陶3采用和平卫士导弹的3个子级和发动机（SR-118，SR-119和SR-120)，四子级采用肼辅助推
进系统（HAPS)。除四子级外，米诺陶3与米诺陶4的电子设备及结构基本相同。米诺陶3可投放多个模
拟弹头，并且有较高的精度。首枚米诺陶3用于发射美国国防预先研究计划局（DARPA）正在执行的猎鹰
（FALCON）计划的高超声速技术验证机（HTV）。
（张利艳）
米诺陶4（MINOTAUR 4)
Orbfar
U
S
A
F
米诺陶4火箭
OSP-2合同要求以和平卫士洲际弹道导弹为基础研制新的运载火箭，因此，集米诺陶1、飞马座、金
牛座与和平卫士导弹优点于一体的米诺陶4火箭问世。

<!-- 第 895 页 -->
美国
·852·
米诺陶4同样是四级固体运载火箭，采用惯性制导，地基发射。具有保守设计余量、结构系统先进、
组装和测试简便、电子设备模块化等特点，性能可靠。
米诺陶4可以把质量1.735t的有效载荷送入近地轨道（或把质量1.107t的有效载荷送入太阳同步轨
道）。它填补了小型运载火箭（如金牛座）和传统大型运载火箭（如德尔它2）之间的空白，并且由于一些
部件由政府提供，米诺陶4所需要的1900万～2250万美元（2004年币值）的发射成本相对其他具有同
等运载能力的火箭来说要低得多。
米诺陶4的首次发射将在2008年12月进行，为美国空军发射天基监视系统卫星（SBSS）。
主要技术性能
级数
起飞推力
2 050.6 kN
4
全长
22.38 m
推重比
2.386
运载能力
箭体最大直径
2.34 m
1.735t（近地轨道）
起飞质量
1.107t（太阳同步轨道）
87.70 t
一子级
级长
推进剂
8.53m
端羟基聚丁二烯
直径
2 050.6 kN
2.34 m
海平面推力
子级质量
海平面比冲
48.99 t
2550m/s
推进剂质量
工作时间
56.4s
45.36t
发动机
SR-118
二子级
5.47 m
级长
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
2.34m
真空推力
1 223.3 kN
子级质量
真空比冲
3030m/s
27.67t
推进剂质量
工作时间
24.49 t
60.7 s
发动机
SR-119
三子级
级长
推进剂
2.44 m
硝酸酯增塑聚醚
直径
真空推力
2.34 m
298.1 kN
子级质量
7.71 t
真空比冲
2 942 m/s
推进剂质量
工作时间
7.08 t
72 s
发动机
SR-120
四子级
级长
1.76 m
推进剂
端羟基聚丁二烯

<!-- 第 896 页 -->
米诺陶（MINOTAUR）
·853·
直径
真空推力
2.34 m
31.7 kN
真空比冲
子级质量
1.180t
2816 m/s
推进剂质量
工作时间
68.5 s
0.77 t
发动机
Orion 38
整流罩
400kg
长度
5.94 m
结构质量
直径
2.34 m
总体布局
米诺陶4为四级固体推进剂运载火箭，全长22.38m，直径2.34m，火箭质量（不含有效载荷）85.96t。
与米诺陶1相比，米诺陶4在以下3个方面进行了改进：
1）以MACH为基础研制的、针对和平卫士导弹助推火箭的控制模块（PBCM)；
2）采用交流点火模块为火工品系统提供电流；
3）采用转换器，把来自指令自毁接收机的信号转换成执行飞行终止火工品系统（FTOS）的信号。
箭体结构
米诺陶4火箭由4个子级和整流罩构成。、二、三子级为和平卫士导弹的一、二、三子级，四子级
为飞马座的三子级。箭体结构见下图。
电子设备组件
复合材料结构、
有效载荷整流罩
飞行计算机·INS、
遇渊系统·MACH
姿控系统、电源、
助推火箭控制模块
有效载荷转接锥
整流罩转接环框
发动机转接
四子级
GCA结构
易碎性环框
四子级级间段
三子级
子级
子级
米诺陶4箭体结构

<!-- 第 897 页 -->
美国
·854·
一子级结构
一子级长约8.53m，由壳体、绝热层、发动机、推进剂药柱、喷管及推力矢量控制系统、作动系统和
点火器等组成。壳体用凯芙拉49纤维复合材料缠绕而成。
壳体前、后各有两个封头。绝热层采用低密度填充二氧化硅的三元乙丙橡胶。喷管为潜入式摆动单喷
管，用三向编织的T300碳/碳复合材料制成。喷管喉部直径343mm，出口直径1.52m，喉部到出口的长
度是1.57m，膨胀比为16，最大矢量偏角为8°：喷管摆动的后支点柔性密封接头是由16层S-2玻璃纤维
环氧增强层和17层天然橡胶层相互交叠而成的。作动系统由固体推进剂燃气发生器涡轮、液压装置、2个
间隔90°配置的电动伺服作动筒组成。
二子级结构
二子级长约5.47m，设计方案与一子级的基本相同。
壳体用凯芙拉49纤维复合材料缠绕而成。前、后裙由凯芙拉带编织物和纤维沿环向缠绕而成，全部
用环氧树脂粘接。通过橡胶剪切层用螺旋缠绕层把裙部连接在壳体上。裙部铆有铝框。后封头处的绝热层
厚度为13mm，在不直接暴露于燃气中的侧壁处绝热层厚度为0.76mm。绝热层材料与一子级的相同。喷
管喉部和入口段是1个三向编织碳/碳复合材料的整体结构件，由覆以碳/酚醛复合材料绝热层的钢结构支
撑。喷管端帽为改进型碳/酚醛复合材料弹性体。喷管出口段为普通烧蚀锥段，内层缠碳/酚醛带，外层覆
以石墨/酚醛复合材料层。喷管摆动的柔性密封接头由石墨/环氧增压层和天然橡胶（聚异戊二烯）弹性层
相互交叠而成。点火器壳体由玻璃纤维和环氧树脂模压成型。
三子级结构
三子级长约2.44m，由壳体、绝热层、发动机、推进剂药柱、喷管及推力矢量控制系统、喷管延伸段、
点火系统和推力终止系统等组成。
壳体用凯芙拉/HBRF-241纤维复合材料缠绕而成。绝热层包括前、后封头及拼接带，连接件附近最厚。
喷管由基本喷管、喷管延伸段和柔性密封接头组成。基本喷管为潜入式喷管，潜入深度为343mm。主承
力结构为铝固定壳和铝出口锥壳，暴露于燃气中的部位使用碳/碳复合材料。入口端帽用预浸渍石墨/酚醛
布制作，出口锥烧蚀层也用预浸渍石墨/酚醛布制成，整体喉部入口采用三向编织的碳/碳复合材料。喷管
用钢螺栓与燃烧室连接。
四子级结构
四子级长1.76m，其材料、技术同米诺陶1的四子级（都采用飞马座的三子级），仅在结构上为配合
下面3个子级而作了三方面的变动，即直径为157.5cm的有效载荷支架组件（PAM）、直径96.52cm的发
动机转接锥以及三、四子级间的制导控制组件。
四子级结构见后图。
电子设备舱
电子设备舱继承了以往米诺陶1、飞马座等的设计思路。结合轨道科学公司经飞行验证的第3代模块
化电子设备硬件，并添加了适应发射需求的一些特殊功能，构成了1个包括电源转换、火工品起爆、助推
火箭接口、通信和遥测处理的电子设备功能舱。
整流罩
米诺陶4整流罩的设计、分离均与金牛座相同。

<!-- 第 898 页 -->
米诺陶（MINOTAUR）
·855·
有效载荷接口
有效载荷接口
整流罩接口
整流罩接口
Orion 38
Orion38
接口
整流罩
接口
整流罩
基本接点
基本接点
GCA隔板
GCA隔板
GCA隔板
GCA结构
GCA结构
发动机
发动机
转接锥
转接锥
有效载荷
有效载荷
三、四子级
三、四子级
连接件
连接件
分离面
分离面
易碎性接头
易碎性接头
三、四子级
三、四子级
级间段
级间段
三子级接口
三子级接口
米诺陶4四子级结构
推进系统
米诺陶4的一、二、三子级的推进系统与和平卫士导弹的相同，基本没有改动。
一子级发动机由锡奥科尔公司研制，可提供2050.6kN推力。推进剂药柱采用端羟基聚丁二烯，呈圆
柱孔型，后部开有翼形槽，推进剂质量45.36t。真空比冲2550m/s。燃气发生器驱动高速涡轮，涡轮带动
泵转动给液压油增压，作动器在液压作用下推动喷管摆动。点火器安装在发动机头部。
二子级发动机由航空喷气通用公司研制，带1个有锥形可伸展的喷管延伸段，平均推力1223kN。推
进剂药柱是端羟基聚丁二烯，质量24.49t，呈圆柱型，后部开有8个大翼形槽，前部开有8个小翼形槽。
喷管延伸段在点火前伸出，使喷管膨胀比有较大提高。
三子级发动机由赫克里士公司研制，可提供298.1kN推力，同二子级一样，发动机带1个有锥形可伸
展的喷管延伸段。发动机外形短而粗。充填的推进剂选用高能硝酸酯增塑聚醚复合推进剂药柱，推进剂质
量7.08t。喷管延伸段由两段碳/碳复合材料套装锥段、气动伸展作动系统和燃气发生器组成。喷管延伸段
伸出后，喷管膨胀比同样得到大大提高。推力终止采用总能量管理系统，可提早终止推力。
四子级发动机参见飞马座的Orion38。
控制系统
制导和控制舱安装电子设备和四子级发动机，同时对有效载荷给予结构支持。即中心是1个圆柱体，
电子设备在圆柱体的上面，四子级发动机在里面。这种结构基本与金牛座相似，仅根据金牛座的实际飞行
情况作了一些改进。

<!-- 第 899 页 -->
美国
·856·
飞行计算机为32位多处理器，可以与火箭系统、地面支持和有效载荷之间进行信息传输。一、二、
三子级采用的是和平卫士导弹的推力矢量控制系统，PBCM与飞行计算机共同控制一、二、三子级的推力
矢量作动器（TVA）。四子级采用与飞马座及金牛座相同的TVC系统。
遥测系统
遥测系统提供火箭飞行过程中的各种实时参数，以便评估系统性能。基准数据传输率为1Mbit/s，但
根据任务需求，实际输出值可介于2.441kbit/s～10Mbit/s之间，但受通信能力储备和误码率的限制。遥测
系统一般使用脉码调制（PCM）和RNRZ-L格式。受STRAT条约的限制，米诺陶4的遥测信号不能加密。
典型飞行程序
米诺陶4火箭的一、二、三子级在轨道优化基础上按预定姿态飞行，四子级利用预先编制的轨道参数
将火箭送到预定的入轨点。三、四子级间的滑行为四子级点火确定了合适的姿态角度。通过四子级能耗管
理，火箭进入正确轨道。在最后助推阶段，三轴冷气姿态控制系统为火箭定向，用于卫星分离、防污染与
防碰撞等动作。米诺陶4的典型飞行程序见下图（将质量1021.52kg的有效载荷送入高741km、倾角99.3°
的太阳同步轨道）和后表。
c08
四子级燃尽
三子级分离
三子级燃尽
入轨
四子级点火
滑行
整流罩分离
三子级点火
二子级分离
二子级点火
一子级分离
一子级点火，起飞
米诺陶4典型飞行程序

<!-- 第 900 页 -->
米诺陶（MINOTAUR）
·857·
米诺陶4典型飞行时序
高度/km
速度/（m·s")
事件
时间/s
距发射场距离/km
0.0
0.0
0.0
T+0.0
一子级发动机点火，起飞
一子级分离，二子级发动机点火
25.834
21.727
1365.42
T+56.6
99.565
146.766
3 943.58
二子级分离，三子级发动机点火
T+114.9
114.817
T+125.1
185.183
4 176.91
整流罩分离
194.178
T+180.7
三子级发动机燃尽
469.416
7126.28
三子级分离
738.055
4 681.554
T+861.2
6 437.58
4745.860
739.223
6 436.18
T+872.2
四子级发动机点火
742.651
7 487.64
T+1 000.1
四子级发动机燃尽，卫星入轨
5 585.915
（张利艳）
米诺陶5（MINOTAUR 5)
米诺陶5为五级火箭，是米诺陶4的改进型，用于把航天器送入更高轨道，包括地球同步转移轨道及
逃逸轨道。米诺陶5不仅扩大了米诺陶系列，同时促进了飞马座和金牛座运载火箭的商业化。米诺陶5的
电子设备、结构及整流罩与米诺陶4通用，下面3个子级来自和平卫士导弹，四、五子级可以根据不同性
能要求进行变化。四子级发动机为STAR-48V，五子级可选择自旋稳定的STAR-37FM发动机，也可选用
带摆动喷管的三轴稳定型STAR-37FMV发动机。米诺陶5与米诺陶4的对比见下图。
经飞行验证的
STAR-37FM或
金牛座流罩
STAR-37FMV
新五子级结构
米诺脚
电子设备
米诺脚-4
复合材料结构
四子级
和平卫士导弹
助推火能
米诺陶4
米诺陶5
米诺陶5与米诺陶4结构对比图

<!-- 第 901 页 -->
美国
·858·
采用STAR-37FM发动机后，米诺陶5的地球同步转移轨道运载能力约为678kg；而采用STAR-37FMV
发动机后，其地球同步转移轨道运载能力约为628kg，相关性能见下图。
1000
900
800
自旋稳定型
700
有效载荷/kg
从NASA肯尼迪航天中心
600
发射入轨，近地点185km
三轴
500
稳定型
400
300
200
100
0
-40
-20
40
20
0
60
80
100
C3/(kg2 · s-2)
米诺陶5性能
米诺陶5整流罩结构见下图。
449.6
1295.4
主载荷
动态包络
2029.5
4089.4
3225.8
1701.8
标准直径
985.5mm的
螺栓连接面
次要载荷
STAR-37FMV
容积
(可协商更改）
米诺陶5整流罩示意图
（张利艳）

<!-- 第 902 页 -->
雅典娜（ATHENA）
·859·
雅典娜（ATHENA）
1993年，美国洛克希德公司开始研制新的小型运载火箭一洛克希德运载火箭（LLV）。1995年该
公司和马丁·玛丽埃塔公司合并后，将这种运载火箭改称洛克希德·马丁运载火箭（LMLV）。由于洛克
希德·马丁公司还生产宇宙神和大力神运载火箭，在1997年又将该火箭更名为雅典娜（ATHENA）运载
火箭。
雅典娜运载火箭是全部由私营公司投资研制的小型运载火箭。原计划研制3种型号，即雅典娜1、2
和3。雅典娜火箭采用系列化、通用化、模块化的设计思想，主要部件在3种型号中通用。雅典娜1的一
子级还用作为雅典娜2和雅典娜3的二子级。雅典娜1的二子级又用作雅典娜2和雅典娜3的三子级。雅
典娜3捆绑2～6个卡斯托4A固体助推器。这3种火箭都使用洛克希德·马丁公司生产的轨道调整舱
（OAM），完成入轨机动飞行，以减小入轨误差，提高入轨精度。它们都只用于近地轨道发射任务，但在
加装一个星（Star）上面级后，还将具有地球同步转移轨道和地球逃逸轨道的发射能力。雅典娜系列火箭
计划提供3种不同尺寸的有效载荷整流罩，以满足不同载荷的发射需要。
雅典娜1
雅典娜2
雅典娜3
雅典娜系列火箭
雅典娜系列运载火箭原计划每年发射12次，但实际情况远远小于预期的数量。也正是由于这个原因，
最终也没有开展雅典娜3运载火箭的研制工作。
之后雅典娜系列运载火箭没有再进行过发射。

<!-- 第 903 页 -->
美国
·860·
雅典娜 1（ATHENA 1)
雅典娜1于1993年开始研制，1995年8月15日进行了首次发射，但由于推力矢量控制系统出现故障，
在起飞160s后由地面控制人员发出指令自毁。1997年8月22日，雅典娜1再次进行发射，成功地将NASA
的刘易斯（Lewis）卫星送入太阳同步轨道。雅典娜1的发射价格为1600～1700万美元（2006年币值）。
主要技术性能
级数
运载能力
820kg（185km圆轨道，倾角28.5）
2
全长
18.9 m
545kg（185km圆轨道，倾角90°）
入轨精度
箭体最大直径
2.34 m
±20 km
起飞质量
高度偏差
66.3 t
起飞推力
倾角偏差
±0.2°
1 450 kN
推重比
2.23
一子级
级长
9.02 m
海平面推力
1 450 kN;
直径
2.34 m
真空推力
1 604 kN
4 400kg
结构质量
海平面比冲
2 479 m/s;
49 024kg
推进剂质量
真空比冲
2 744 m/s
发动机
卡斯托120
工作时间
83.4 s
推进剂
端羟基聚丁二烯
二子级
级长
推进剂
3.17m
端羟基聚丁二烯
直径
2.34 m
推力
187 kN
1030kg
比冲
结构质量
2 871 m/s
9780kg
工作时间
推进剂质量
150s
发动机
奥巴斯21D
轨道调整舱（OAM）
级长
0.81m
发动机
10XMR-107
推进剂
直径
肼
2.34 m
360 kg
推力
结构质量
0.89 kN
236kg或354kg
推进剂质量
2156~2205m/s
（4或6个肼贮箱）
工作时间
1500s（最长）

<!-- 第 904 页 -->
雅典娜（ATHENA）
·861·
整流罩
535kg
长度
6.1 m
结构质量
直径
2.34 m
总体布局
雅典娜1是两级固体运载火箭，全长18.9m，直径2.34m，起飞质量66.3t。整个火箭由一子级、级
间段、二子级、轨道调整舱和整流罩组成。
箭体结构
雅典娜1的箭体结构如下图所示，包括一子级壳体、级间段、二子级壳体、轨道调整舱和整流罩。
有效载荷整流罩
有效载荷支架
轨道调整舱
二子级
级间段
雅典娜1箭体结构
整流罩内装有有效载荷及其支架。一子级壳体就是卡斯托120固体推进剂火箭发动机的圆筒段壳体及

<!-- 第 905 页 -->
美国
·862·
其前后延伸段，由石墨/环氧复合材料缠绕而成。铝
合金级间段连接一子级壳体前延伸段和二子级后裙
92型有效载荷整流罩
段。二子级壳体是二子级奥巴斯21D固体推进剂火箭
发动机的圆筒段壳体和与其缠绕在一起的两个整体
式复合材料结构裙段（即前、后裙段）。圆筒段壳体
用凯芙拉/树脂基复合材料制成。轨道调整舱为圆筒
986
壳，下端与二子级前裙段连接，上端与整流罩连接。
整流罩动态包络
曾研制过3种有效载荷整流罩，即92型（圆柱段
2002
直径为92英寸）、120型和141型。92型采用铝锂
合金材料，120型和141型使用复合材料。目前只有
92型投入使用。整流罩的精确可用容积根据卫星用户
2057
选择的有效载荷支架而定。整流罩有2个检查孔，其
位置可以根据用户的要求改变。整流罩上还有一个脐
检查孔
带管缆接头，用来为有效载荷提供干燥氮气，以便为
2294
封装好的卫星在从有效载荷处理设施运往发射台的
过程中提供冷气和保护，同时在卫星与火箭组装完成
后为卫星提供空调气体。92型整流罩的结构如右图所
示。
345
66型有效载荷支架
为了加快发射操作，有效载荷在离开处理设施前
就安装在有效载荷支架上，并且封装在整流罩内。整
92型整流罩结构
流罩通过无污染分离系统分成两瓣，在与火箭分离前
由弹簧推向两侧，并沿底部铰链旋转45°。
整流罩内装有有效载荷及其连接支架。雅典娜1火箭有5种有效载荷支架（见下图），可用来连接轨
道调整舱与卫星。可选用2种经过飞行验证的分离系统：即马门包带分离系统及三点爆炸螺栓分离系统（使
用NASA标准的起爆器）。分离系统可使有效载荷按用户要求的方向进行旋转。分离指令可由轨道调整舱
或卫星发出。
944
986
591
672
513
694
24型
37型
38型
1215
1676
864
346
66型
47型
雅典娜1有效载荷支架

<!-- 第 906 页 -->
雅典娜（ATHENA）
·863·
推进系统
一子级推进系统
一子级采用锡奥科尔公司的卡斯托120发动机，该发动机于1988年开始研制，1992年进行全尺寸发
动机试车。卡斯托120发动机在研制上充分利用了锡奥科尔公司制造和平卫士大型洲际导弹和其他小型洲
际弹道导弹的经验，以及该公司为一次性运载火箭所进行的卡斯托和星系列发动机的可靠性设计。由于卡
斯托120具有高性能、安全性、操作简易及对不同火箭的适应性等优点，它被广泛用于运载火箭的一子级、
上面级和捆绑助推器上。其基本结构如下图所示。
石墨/环氧复合材料
HTPB推进剂
整体式喉部入口
点火器
推力矢量作动系统
2340
前裙部延伸段
摆动喷管
内部隔热层
7680
8910
卡斯托120发动机结构
卡斯托120在尺寸上与和平卫士导弹一子级发动机相似，直径均为2.34m，长度略长，达8.91m。由
于尺寸相似，因此可以利用原有设备、工装夹具和运输工具，节省了研制费用。
卡斯托120使用1.3级端羟基聚丁二烯推进剂，它与和平卫士导弹一子级发动机使用的推进剂有两点
不同：第1，发动机燃烧速度较慢，可使发动机工作时间延长50%，同时可减小对有效载荷的过载影响；
第2，用氧化铁速燃剂，而不是改变高氯酸铵的比例来调节推进剂燃速。利用这种方法，卡斯托120发动
机可以保持3%的燃速调节能力。
发动机壳体采用石墨/环氧复合材料，并用高强度的托瑞T-1000纤维进行缠绕。这种材料可以使发动
机壳体的安全系数达到1.4，而一般情况下只有1.25，同时保证具有较高的质量系数（0.93）。发动机喷管
与和平卫士导弹一子级发动机设计基本相同。它使用一个3D碳/碳复合材料喉部、碳/酚醛复合材料的内
衬和中密度酚醛缠绕结构。
二子级推进系统
二子级奥巴斯21D发动机是普拉特·惠特尼公司研制的奥巴斯21改进型，长度从3.15m增加到3.17m。
这一较小的变化主要是由于碳/酚醛复合材料喷管轮廓的变化而引起的。同时发动机还使用了更简单的推
力矢量控制系统。
奥巴斯21D的结构如后图所示。

<!-- 第 907 页 -->
美国
·864·
凸缘2312
凸缘2312
中2332
柔性环
UPT19360B
Φ1315
推进剂
碳/酚醛复合材料喷管
521
Φ165
UPT1095推进剂
Φ3172
奥巴斯21D发动机结构
1一密封件：2一喉衬：3一UTL-0040C衬层：4--壳体：5-单体绝热层：6-膜片接地带：7一点火器喷嘴
奥巴斯21D采用凯芙拉/树脂基复合材料发动机壳体和两个整体式复合材料结构裙段，连接件用铝合
金材料制成。壳体内部有乙烯-丙烯二烯单体橡胶隔热层，外部用软木隔热。喷管喉衬材料由原来的三向碳
/碳复合材料改为四向碳/碳复合材料。出口锥从原来的二向碳/碳结构变为采用石墨/树脂缠绕的碳/酚醛结
构。这两项改变主要是为了节省费用。虽然碳/酚醛喷管质量增加了136kg，但效费比却得到显著提高。
推进剂药柱采用固体含量86%的端羟基聚丁二烯推进剂，在固化后形成简单的管状结构。推进剂总质量约
9780kg，不过在推进剂装药量减少到4900kg时也能正常工作，因此，装药量可根据不同的发射需求进行
调整，来满足不同特定载荷的发射要求。
轨道调整舱推进系统
轨道调整舱为单组元液体推进级，包括奥
贮箱增压管路
林宇航公司生产的肼推进剂姿态控制系统，及
其贮箱、输送管路和推力器，其功能是执行整
个飞行过程的姿态控制并保证精确入轨。此
外，舱内还装有电子设备、主电池、遥测系统
和惯性测量设备。
推进剂贮箱
轨道调整舱如右图所示。根据不同的任务
控制板
+X
可携带4个或6个铝制肼贮箱，分别可装236kg
或354kg肼，以满足不同发射任务的需求。
轨道调整舱
雅典娜1和雅典娜2使用4个肼贮箱。
轨道调整舱内装有10台通用动力公司研制的MR-107推力器，每台推力器可产生222N的推力，其中
4台用于提供轴向推力和轨道调整，6台用于整个飞行过程中的滚动控制。轨道调整舱成功地将姿态控制
功能和主要推进功能集成为一个单一的系统。4个或6个相同的推进剂箱给所有推力器供应推进剂。
轨道调整舱在卫星分离后，还将进行避免污染和防碰撞的机动飞行。另外，根据实际发射情况，轨道
调整舱还可用来修正火箭性能不稳而引起的初始入轨位置、速度和飞行方位角的偏差。

<!-- 第 908 页 -->
雅典娜（ATHENA）
·865·
采用轨道调整舱，不仅可充分发挥固体火箭的低成本、高可靠性的优势，还能达到只有液体火箭才能
实现的高入轨精度的目的。轨道调整舱推进系统如下图所示。
-加注、排气阀
过滤器
常关爆炸阀
压力传感器
E
E
3
申
俯仰、偏航、滚动推力器
轴向推力器
轨道调整舱推进系统
控制系统
雅典娜1的电子设备安装在轨道调整舱的电子设备舱内。由利顿公司研制的LN-100惯性测量装置和
洛克希德·马丁公司基于RISC3000研制的中央处理器构成开放式结构的制导、导航和控制分系统的核心。
LN-100惯性测量装置为箭载计算机提供火箭飞行数据，箭载计算机根据软件计算结果控制火箭的飞行程
序。雅典娜1制导算法使用的是速度制导算法（VeGA），它由一个用于固体火箭发动机在大气层飞行段
使用的开环多段多项式方程，和一个用于轨道调整舱在真空飞行段使用的闭环预测-修正方程（与用于阿波
罗-土星和航天飞机的相似）所组成。多项式制导方程可以实时修正上升段由于发动机性能离散而引起的偏
差。而闭环制导方程的双线性-正切方程可在轨道调整舱飞行过程中提供近乎完美的位置、速度和方位角的
算法。
雅典娜1的一子级和二子级用摆动喷管来控制俯仰和偏航。卡斯托120采用液压作动器，使喷管绕挠
性轴在土5°范围内摆动，奥巴斯21D采用机电作动系统使喷管在土3°范围内摆动。轨道调整舱姿态控制
系统推力器在发射塔牵制臂收回后启动，用以控制火箭在助推段的滚动。与其他大多数火箭不同，雅典娜
不需要一个固定的滚动方向，它在飞行过程中只是缓慢转动。飞行控制系统只是通过控制喷管完成火箭俯
仰和偏航姿态的调整。轨道调整舱有4个轴向推力器提供入轨推力，在其工作过程中，每一个推力器都可
以脉动工作以提供俯仰和偏航力矩。轨道调整舱还有另外6个横向推力器控制火箭的滚动。轨道调整舱推
力器同时还提供火箭在滑行段的三轴姿控，包括控制有效载荷的分离。
遥测系统
有关火箭飞行情况的数据和飞行环境的数据是由分布式传感器和编码器网络收集，并通过两个独立的

<!-- 第 909 页 -->
美国
·866·
S波段（一个是模拟的，一个是数字的）遥测信道发出。通过遥测数据可以实时监控在上升段火箭及各子
系统的工作情况，同时可以了解卫星所经历的飞行环境，如温度、声压和振动情况。
飞行中止系统
飞行中止系统具有独立的电源和天线。在火箭未按计划飞行或未按计划分离时，飞行中止系统会自动
发出指令，也可由地面指挥人员发出指令，中止火箭的飞行。
雅典娜2（ATHENA 2)
雅典娜2是洛克希德·马丁公司在雅典娜1的基础上于1996年开始研制的。它与雅典娜1的不同之
处在于增加了一个与一子级完全相同的子级作为二子级，而原雅典娜1的二子级作为雅典娜2的三子级。
雅典娜2使用与雅典娜1相同的轨道调整舱和92型整流罩。1998年1月7日雅典娜2成功地将NASA的
月球勘探者（LunarProspector）送入轨道。雅典娜2的发射价格为2200万～2600万美元（2006年币值）。
主要技术性能
运载能力
级数
2065kg（185km圆轨道，倾角28.5)
3
全长
28.2m
1575kg(185km圆轨道，倾角90°)
入轨精度
箭体最大直径
2.34 m
起飞质量
高度偏差
±20km
120.7t
倾角
起飞推力
±0.2°
1 450 kN
推重比
1.23
典型飞行程序
雅典娜2的典型飞行时序见下表。
雅典娜2典型飞行时序
时间/s
事件
事件
时间/s
T+0
一子级发动机点火
OAM近地点发动机点火
T+429.11
一子级分离
T+591.23
OAM近地点发动机关机
T+84.88
二子级发动机燃尽关机
T+173.66
T+3 087.47
OAM远地点发动机点火
T+267.19
整流罩分离
OAM远地点发动机关机
T+3 473.57
二子级分离，三子级发动机点火
有效载荷分离
T+272.31
T+3 487.69
三子级发动机燃尽关机
T+423.61
OAM离轨机动发动机点火
T+3 788.19
三子级分离
T+429.11
OAM离轨机动发动机关机
T+4 046.60
（刘兴武）

<!-- 第 910 页 -->
法尔肯（Falcon）
·867·
法尔肯 （Falcon)
法尔肯（Falcon）是美国航天探测技术公司（SpaceX）按照模块化、通用化、组合化的原则设计、研
制和生产的系列液体运载火箭，火箭在设计上强调高可靠、低成本以及易操作。航天探测技术公司是一家
新兴的私营宇航公司，成立于2002年6月，主要从事运载火箭研制生产以及发射服务等业务。
法尔肯系列运载火箭（外形见下图，运载能力及发射价格见下表）包括法尔肯1、法尔肯5和法尔肯
9。其中，法尔肯9又根据使用的整流罩不同以及捆绑的助推器不同分为4个型号：法尔肯9（Φ3.6m整
流罩）、法尔肯9（@5.2m整流罩）、法尔肯9-S5和法尔肯9-S9。法尔肯系列火箭可将轻型、中型和重型
航天器送入不同倾角和不同高度的轨道，包括近地轨道、地球同步转移轨道和星际轨道。法尔肯系列火箭
的一子级都可以借助降落伞在海上回收重复使用。法尔肯1于2006年3月25日和2007年3月21日进行
了2次发射，均以失败告终；而法尔肯5和法尔肯9仍正在研制之中。
53m
47m
33m
21m
法尔肯1法尔肯5
法尔肯9
法尔肯9-S5
法尔肯9-S9
法尔肯9
（3.6m整流罩）（5.2m整流罩）
法尔肯系列火箭
法尔肯系列火箭的运载能力及发射价格
法尔肯9
法尔肯9
法尔肯1
项目
法尔肯5
法尔肯9-S5
法尔肯9-S9
(5.2m整流罩）
(3.6m整流罩）
近地轨道/kg
570
4100
9300
8700
24750
16500
6400
地球同步转移轨道/kg
1050
3400
3100
12 000
发射价格/万美元
2700
3500
5100
670
1 200
7800
（2007年币值）
（童雄辉）

<!-- 第 911 页 -->
美国
·868·
法尔肯1 (Falcon 1)
法尔肯1是一种低成本、可快速发射的两级小型液体推进剂运载火箭，长21.3m，底部直径1.7m，
起飞质量27.2t，起飞推力342kN，近地轨道运载能力570kg。法尔肯1在设计上强调高可靠、低成本和
飞行安全，最大限度地减少发射前操作，通过减少发射前准备时间来降低发射费用，该火箭每次的发射价
格约670万美元（2007年币值）。法尔肯1目前正在竞标美国猎鹰计划（FALCON，即兵力从美国本土发
射和运用）要发展的小型发射火箭（SLV）方案。猎鹰计划是由美国空军和美国国防预先研究计划局
（DARPA）2003年联合制定的，其主要目标是发展和验证一套通用技术，满足近期和远期全球快速精确
打击任务的需求，同时验证低成本、快速发射能力。
2006年3月25日，法尔肯1进行了首次飞行验证。火箭在起飞25s后，由于一子级火箭发动机起火，
导致发动机提前关机，首飞失败。2007年3月21日，进行了第2次发射，卫星未进入预定轨道。
主要技术性能
级数
运载能力
2
570 kg
全长
近地轨道
21.3 m
入轨精度
箭体最大直径
1.7 m
±15 km
起飞质量
27.2 t
近地点偏差
起飞推力
342kN
远地点偏差
±5 km
推重比
倾角偏差
±0.1°
1.3
一子级
1.7 m
直径
海平面推力
342kN
真空推力
结构质量
1.296t
352kN
推进剂质量
21.087t
海平面比冲
2500.7m/s
发动机
真空比冲
Merlin-1A
2 981.2 m/s
推进剂
工作时间
169s
液氧／煤油
二子级
直径
推进剂
1.5 m
液氧／煤油
360kg
结构质量
真空推力
33 kN
推进剂质量
3854kg
真空比冲
3 206.8 m/s
发动机
378 s
工作时间
Kestrel
整流罩
长度
4.3 m
约500kg
结构质量
直径
1.7 m
有效容积
3.8m×1.5m（长×直径）

<!-- 第 912 页 -->
法尔肯（Falcon）
·869·
总体布局
法尔肯1是两级液体运载火箭，由一子级、级间段、二子级和整流罩组成（见下图）。
整流罩
整流罩分离面
二子级
级分离面
级间段
一子级回收舱
通用一子级
发射安装面
一子级发动机
滚动控制发动机
法尔肯1的总体布局
箭体结构
一子级结构
一子级可重复使用，贮箱（见后图）采用硬壳式主结构，由铝合金2219-T6制成。贮箱共底用铝锂合
金制成，这种合金是各种铝质材料中强度-质量比最高的一种，也用在航天飞机的外贮箱上。贮箱采用“飞
行压力稳定”设计，可充分利用压力稳定设计的质量利用率，同时又可避开无法支撑自身质量的结构做地
面处理方面存在的难题。一子级用降落伞在海上回收。一子级分离通过起爆分离螺栓和气动顶推系统进行，
分离螺栓采用双重启动余设计。

<!-- 第 913 页 -->
美国
· 870·
法尔肯1一子级贮箱
二子级结构
二子级是一次性使用的，同一子级一样，主结构由铝合金制成，贮箱用铝锂合金制成。二子级采用精
加工制造工艺以减少焊缝数量。主要焊缝利用自动焊接机焊接，可以减少可能出现的错误，确保质量。二
子级结构见下图。
法尔肯1二子级结构
级间段
一、二子级之间的级间段采用铝蜂窝夹芯的碳纤维复合材料面板。级间段内装有一子级回收降落伞装
置和一、二子级分离系统。
整流罩
法尔肯1采用1.71m直径的铝合金整流罩，由2个半壳和头帽组成（见后图）。

<!-- 第 914 页 -->
法尔肯（Falcon）
·871·
0.45m
口盖
R4.13m
有效载荷容积
桁条
3.81m
反冲弹簧
（只显示1个）
爆炸螺栓
分离配件
1.55m
1.75m
环框
底部分离系统
0.32m
铰链系统
（只显示马门带）
1.71m
法尔肯1的1.7m直径整流罩
推进系统
一子级推进系统
一子级采用一台隼1A（Merlin-1A）发动机（见左下图），推进剂为液氧/煤油，质量比为94%。该发
动机的海平面推力342kN，比冲2500.7m/s，
工作时间169s。
发动机点火后，火箭被牵制到火箭全部系
统工作正常才释放起飞。如检测出不正常情
况，系统会自动关机，并泄出推进剂。发动机
的喷注器采用曾在阿波罗计划登月舱着陆发
动机上使用过的尾锥体喷注器。该发动机由航
天探测技术公司自行研制。一子级通过1台单
轴双叶轮涡轮泵来输送推进剂。另外，涡轮泵
还为液压作动器提供高压煤油，煤油随后循环
进入低压进口，这样做不仅不必再单独设置1
台液压动力系统，而且意味着不会出现因液压
油用尽而导致推力矢量控制装置失效的问题。
隼1A发动机
鹰式发动机
二子级推进系统
二子级使用1台鹰式（Kestrel）发动机（见右上图），以液氧/煤油作为推进剂，质量比91%。该发动
机的真空推力为33kN，比冲3206.8m/s，工作时间378s，具备二次起动的能力。为了提高二次起动的可
靠性，发动机采用双重余设计的点火器。鹰式发动机采用针栓喷注器。发动机推力室的喉衬采用烧蚀冷

<!-- 第 915 页 -->
美国
·872·
却，喷管采用辐射冷却。喷管由高强度锯合金制成。该发动机也由航天探测技术公司自行研制。二子级推
进系统利用氨气压力来输送推进剂。增压氨气瓶由复合缠绕的镍合金材料制成，同时利用氮系统进行姿态
控制和使发动机再启动时的推进剂沉底。
控制系统
火箭主要通过2台计算机控制（见下图）。一台是飞行控制计算机，位于二子级上部的仪器舱内；另
一台是发动机控制计算机，安装在一子级发动机上。飞行控制计算机与地面控制系统通过标准的以太网
（Ethermet）连接，这样简化了火箭所需的硬件和软件。
法尔肯1采用全球卫星定位系统（GPS）加双惯性测量装置（IMU）复合制导，GPS有12个信道。
--子级采用涡轮排气滚动控制和液压推力矢量控制。滚动控制系统由1个使用高压煤油的液压作动器
驱动，煤油可以通过涡轮泵循环使用，这样就不需要单独的液压系统。二子级采用热氨气姿态控制和电机
作动器执行推力矢量控制。
推力矢量
模拟数据
GPS
飞行控制
编码器
双惯性测
发动机控制
计算机
飞行终止
转换器
转发器
量装置
计算机
以太网
开关
集线器
地面控制
遥测
发射场控制
1.8~5.6km
计算机
计算机
计算机
推进剂加注
测试接口
集线器
接口
显示
显示
显示
计算机
法尔肯1的电子设备系统
遥测系统
遥测系统在发射场与卫星一起集成，在飞行过程中是可选的。遥测系统使用RS-232或RS-422，采用
S波段遥测视频下行链路，C波段转发器用于跟踪，通信带宽为38kbits。分离信号也通过该系统传送。

<!-- 第 916 页 -->
法尔肯（Falcon）
·873·
发射操作
航天探测技术公司在卡纳维拉尔角、范登堡和美属马绍尔群岛（夸贾林环礁）建有发射设施，可向任
意倾角的轨道发射卫星。
法尔肯1火箭发射周期（从火箭进场到完成发射）为2周，而其他火箭一般为2～4个月。这一发射
周期可以满足各种航天发射任务，包括小型商业和军用卫星发射的需要。这种发射周期还特别适合星座补
网，也非常适用于有效载荷不在发射场附近，而只能在发射前运送到发射场的情况。完成发射任务并不要
求采取特别措施一只需要正常的人员轮班，不要求人员随时待命。按照发射进度要求，有效载荷最迟在
发射前5天内要运到发射场。
运载火箭进场后的操作步骤如下。
2）一、二子级组装后，进行火箭与有效载荷总装，然后水平转运至发射阵地，将火箭垂直起竖，火
箭的运输起竖装置通过液压系统把水平支臂起竖到垂直位置。该支架在起竖操作期间起到强有力的支撑作
用，甚至在大风天气下也可操作，在发射前15min撤走支臂。
3）进行包括遥测、雷达和飞行安全的接口界面检查，一子级推力矢量系统检查；再进行推进剂加注
以及系统测试和静态点火试验。静态点火试验与正常的点火起飞相似，时间为3s，主要是测试一子级、电
子系统和地面系统。
4）完成静态点火试验之后，将对火箭进行检查，对遥测记录进行评审，如果一切正常，2～3天后就
可以进行发射。
发射场具体的操作进度见下图，操作流程见后图所示。
L-11
10
8
FTS
FTS
CRD
9-7
3
2
4
Q
法尔肯1发射任务时间进度
发射前4h开始倒计时，先进行氮气增压系统检查和加注，然后进行飞行终止系统（FTS）和射频（RF）
测试，最后是一子级和二子级液氧、煤油补加。发射前30min，人员撤离发射架。发射前15min，支臂打
开。

<!-- 第 917 页 -->
美国
·874·
有效载荷
LV进入
发射日
进入准备
准备厂房
起竖LV和
厂房
发射台
(#18~21)
运输拖车
最后作业
（#8、7)
运输后
有效载荷
（#2）
LV功能检查
检查
测试
(#15、17)
发射场通信
（#18~21)
补加增压剂
和FTS检测
（#1）
（#6)
有效载荷与
LV泄漏检查
支架匹配
(#16)
(#13)
FTS开环回
加注液氧
路检测
（#1）
有效载荷
（#5）
模拟飞行
整流罩
封装
(#18~21)
准备
（#12）
发射
加注部分增
（#1）
压剂和煤油
TVC检测
有效载荷与
（#4）
LV匹配检查
（#11)
法尔肯1的发射操作流程
法尔肯1在发射架上的状态见下图。
在发射架上的法尔肯1

<!-- 第 918 页 -->
法尔肯（Falcon）
·875·
典型飞行程序
法尔肯1的典型飞行事件包括一子级点火起飞、一子级发动机关机、一子级分离、二子级点火、整流
罩分离、二子级发动机关机、卫星分离入轨及一子级海上溅落回收，见下图。
二级发动机关机
整流罩分离
t=552s
卫星入轨
t=194 s
h=457.3 km
t=570 s
h=147.1 km
二级点火
t=174 s
h=111.3 km
一子级分离
t=169 s
h=101.9 km
一级点火
一子级溅落回收
=0s
h=0km
t=1 114 s
h=0km
法尔肯1的典型飞行程序
未来发展
未来法尔肯1的一子级将采用改进型隼1C发动机，使火箭起飞推力达到454kN，近地轨道运载能力
增加到650kg。在此基础上，航天探测技术公司还将发展运载能力更大的法尔肯5、法尔肯9中型和法尔
肯9重型火箭。
（童雄辉）
法尔肯 5（Falcon 5)
法尔肯5与法尔肯1一样，也是一种采用液氧和煤油作推进剂的两级液体运载火箭。它与法尔肯1的
结构构型基本相同，只是直径更大（3.6m），宇航电子设备和发射系统也与法尔肯1类似。这意味着其所
有关键部件在首飞前都经过了飞行验证。一子级仍然可以回收重复使用。
法尔肯5与法尔肯1的不同之处是一子级的发动机数量、二子级发动机和整流罩。法尔肯5一子级有

<!-- 第 919 页 -->
美国
·876·
5台隼1B（Merlin-1B）发动机（见后图左），二子级采用1台相同的发动机，采用3.6m直径的整流罩（见
下图右）。除此之外，电源分系统和航区安全系统需要稍作改进。
10.9m
-3.2m
9.1m
有效载
荷空间
5.4m
0.9m
3.6m-
法尔肯5一子级的5台隼1B发动机布局
法尔肯5的3.6m直径整流罩
法尔肯5全长47m，直径3.6m，起飞质量154.5t，起飞推力1891kN，近地轨道运载能力4100kg,
地球同步转移轨道运载能力1050kg，每次发射价格约为1200万美元（2007年币值）。
法尔肯5，在设计上也强调高可靠、低成本和飞行安全。其可靠性的重大突破源自5台发动机和单一
贮箱的一子级配置。它由此将和法尔肯9火箭一起，成为美国自土星5火箭之后第1种可以在1台发动机
失效的情况下安全地完成发射任务的运载火箭。法尔肯5一子级采用了凯芙拉复合材料防护罩对每台发动
机进行防护，使其在相邻发动机出故障的情况下不会被所产生的碎片损坏。
主要技术性能
级数
推重比
1.2
2
全长
47m
运载能力
箭体最大直径
近地轨道
3.6 m
4.100 t
起飞质量
地球同步转移轨道
154.5 t
1.050 t
起飞推力
1 891 kN
一子级
直径
3.6 m
海平面推力
1889kN
结构质量
真空推力
7t
2 200 kN
推进剂质量
102t
海平面比冲
2559.5 m/s
发动机
真空比冲
5XMerlin-1B
2 791.4 m/s
推进剂
液氧／煤油

<!-- 第 920 页 -->
法尔肯（Falcon）
·877·
二子级
推进剂
直径
液氧／煤油
3.6m
真空推力
结构质量
3t
440 kN
推进剂质量
真空比冲
3 334.3 m/s
41t
发动机
Merlin-1B
整流罩
长度
11m
结构质量
约1.500t
有效容积
直径
9.1m×3.2m（长×直径）
3.6 m
（童雄辉）
法尔肯9中型（Falcon9MEDIUM）
航天探测技术公司在2005年9月宣布研制法尔肯9系列运载火箭。公司原计划在研制出法尔肯1后
先行研制法尔肯5。但根据客户对低成本大运载的需求，该公司已暂缓法尔肯5的研制，转而加快研制运
载能力更大的法尔肯9，并计划在2008年第3季度发射使用5.2m直径整流罩的法尔肯9中型运载火箭。
法尔肯9中型火箭包括2个型号，二者的区别是整流罩不同，分别采用3.6m和5.2m直径的整流罩。
法尔肯9也是两级液体运载火箭，采用液氧和煤油作为推进剂。同法尔肯5相比，所使用的发动机类
型、箭体结构、电气系统和发射系统等都相同。不同之处是法尔肯9中型的一子级发动机数量由5台增加
到9台，整流罩的直径增加到5.2m。
未来法尔肯9的一子级和二子级还将使用隼1C（Merlin-1C）发动机，届时法尔肯9中型火箭的起飞
推力和运载能力还将增加。
主要技术性能
级数
运载能力
2
全长
近地轨道
9.300t（3.6m整流罩）
53m
箭体最大直径
8.700t（5.2m整流罩）
3.6 m
起飞质量
地球同步转移轨道
352.4t
3.100t（3.6m整流罩）
起飞推力
3.100t（5.2m整流罩）
4080kN
推重比
1.2
一子级
3.6 m
直径
海平面推力
4080kN
结构质量
真空推力
20t
4 600 kN
海平面比冲
推进剂质量
280t
2 500.7 m/s
发动机
9×隼1B
真空比冲
2 981.2 m/s
推进剂
液氧／煤油

<!-- 第 921 页 -->
美国
·878·
二子级
直径
3.6m
推进剂
液氧／煤油
结构质量
真空推力
3t
511 kN
推进剂质量
真空比冲
41t
3334.3 m/s
发动机
隼1B
工作时间
265s
整流罩
长度
约2t
15 m
结构质量
直径
有效容积
5.2m
12.5m×4.6m（长×直径）
下面两图分别示出法尔肯9中型一子级发动机布局及法尔肯9中型和重型的5.2m直径整流罩。
法尔肯9中型一子级发动机布局
15m
4.6m
12.5m
7.5m
有效载荷空间
1.4m
5.2m
法尔肯9中型和重型的5.2m直径整流罩
（童雄辉）

<!-- 第 922 页 -->
法尔肯（Falcon）
·879·
法尔肯9重型（Falcon9HEAVY）
法尔肯9重型运载火箭包括2种型号：法尔肯9-5S和法尔肯9-9S。两种型号都以法尔肯9中型为芯
级，采用5.2m直径整流罩。区别是捆绑的助推器不同：法尔肯9-5S捆绑的2个助推器是法尔肯5的一子
级，而法尔肯9-9S捆绑的两个助推器则是法尔肯9中型的一子级。
法尔肯9重型的近地轨道运载能力将达到28t，地球同步转移轨道运载能力达到12t，完全可以和目
前的阿里安5、德尔它4和宇宙神5等大型商业运载火箭竞争。目前已开始进行结构研制，计划2010年进
行飞行试验。
主要技术性能
级数
推重比
1.4
2
全长
运载能力
53m
近地轨道
箭体最大直径
3.6 m
28t
起飞质量
12t
885t
地球同步转移轨道
起飞推力
12 200 kN
未来发展
截至2007年7月，航天探测技术公司已经获得13份法尔肯火箭的发射订单。其中包括法尔肯9的6
次发射和法尔肯1的7次发射。此外，公司还获得了美空军授予的法尔肯1小型运载火箭不定期交付/不确
定数量（IDIQ）的供应合同，合同价值1亿美元，时间至2010年。
航天探测技术公司的长期目标还包括开展载人航天运输。随着法尔肯1研制工作的结束，该公司正在
把工作重点转向法尔肯5和法尔肯9，后者的主要市场之一便是为国际空间站运送补给。该公司还计划在
2010年前开展一项商业载人航天计划，并试图赢得500万美元的“美国航天奖”。
另外，航天探测技术公司还计划研制起飞推力更大的集2型发动机（类似土星5的F-1发动机），用于
未来的超大型运载火箭。
（童雄辉）

<!-- 第 923 页 -->
美国
·880·
阿瑞斯（ARES）
阿瑞斯是NASA星座计划（ConstellationProject）下正在研制的美国新一代运载火箭，有阿瑞斯1和
阿瑞斯5两种型号（见下图），可用于重返月球、登陆火星甚至更远星球。阿瑞斯是希腊神话中的战神，
又是火星的代名词，NASA这样命名明确了美国“空间探索计划”的目标不仅仅是重返月球，其长期目标
是载人探索火星甚至更遥远的星际空间。之所以给两种火箭选择“1”和“5”的序号，是为了纪念阿波罗
登月计划中的土星1和土星5运载火箭。
复合材料整流罩
逃逸系统
登月舱
乘员探索飞行器(CEV)
地球出发级
适配器转接件
（液氧/液氢
仪器舱
1台J-2X发动机
前裙
铝锂贮箱）
上面级
级间段
J-2X上面级发动机
级间段
芯级
(液氧/液氢
前截锥体
5台RS-68发动机
铝锂贮箱
一子级
2个5段式RSRB)
(5段式RSRB)
阿瑞斯1和阿瑞斯5火箭
按照美国星座计划的构想，未来阿瑞斯1将用于运送猎户座乘员探索飞行器（CrewExplorationVehicle，
CEV）到近地轨道，还具有向空间运输25t有效载荷的能力，可以为国际空间站运送补给，或为拯救月球
上的航天员进行在轨有效载荷的投放。阿瑞斯5是美国下一代重型运载火箭，NASA正在进行前期的硬件
和推进系统研制工作。阿瑞斯5将作为NASA未来主要的空间运输工具，为月球基地的建立以及人类在地
球轨道外生存运送物资。阿瑞斯1和阿瑞斯5的总体性能参数和运载能力见下表。
阿瑞斯总体性能参数
运载能力/kg
全长/m
型号名称
级数
最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
月球轨道
国际空间站轨道
近地轨道
5.5
24500
25000
阿瑞斯1
13963
94.2
907
2
一
3363
42426
124600
110.2
8.4
54600
阿瑞斯5
2

<!-- 第 924 页 -->
阿瑞斯（ARES）
·881·
阿瑞斯1（ARES 1)
阿瑞斯1是串联式两级运载火箭，顶部装载猎户座乘员探索飞行器和它的服务舱以及发射逃逸系统。
阿瑞斯1的LEO运载能力为24.5t，ISS轨道运载能力为25t，起飞推力为13963.443kN。
NASA从2004年开始研制阿瑞斯1，设计几经修改后，在2006年，决定选择五段式可重复使用固体
火箭助推器（ReusableSolidRocketBooster，简称RSRB）加1台J-2X发动机的阿瑞斯1主体结构方案。
2006年，NASA授予阿连特技术公司（AlliantTechSystem，简称ATK公司）RSRB的合同，阿连特
技术公司也是航天飞机RSRB的制造商。同时，NASA还授予普·惠火箭公司（Pratt&WhitneyRocketdyn）
J-2X发动机的开发合同，普·惠火箭公司曾开发了航天飞机主发动机和土星系列火箭的J-2发动机。2007
年8月NASA与波音公司签定了制造阿瑞斯1上面级的合同。仪器舱和上面级电子设备的制造合同将在
2008年签订。
装配了猎户座的阿瑞斯1首次飞行将不载人，计划在2013年10月进行，载人任务可能在2014年末
进行。未来载人猎户座飞向国际空间站的任务每年要进行2次，运送货物的猎户座任务每年进行2-3次。
主要技术性能
级数
起飞推力
2
13963kN
推重比
全长
94.2 m
1.57
5.5m
运载能力
箭体最大直径
24.5t（160km近地轨道，倾角28）
起飞质量
907t
25t（国际空间站轨道，倾角51.6°）
一子级
级长
推进剂
聚丁二烯／丙烯腈
53m
直径
3.77m
海平面推力
15552.6~15993.6kN
结构质量
104 t
海平面比冲
2 322.6 m/s
工作时间
130s
推进剂质量
630t
发动机
五段式RSRB
二子级
级长
26.4 m
液氧/液氢
推进剂
直径
海平面推力
1 303.4 kN
5.5m
海平面比冲
结构质量
4390.4m/s
15.4t
463s
工作时间
推进剂质量
128.05t
发动机
J-2X

<!-- 第 925 页 -->
美国
·882·
整流罩
结构质量
长度
17.95 m
约4.5t
5m
直径
总体布局
阿瑞斯1的基本布局（见下图）。一子级长53m，直径3.77m，由五段式可重复使用固体推进剂火箭
助推器构成，结构质量104t。二子级直径5.5m，采用1台J-2X氢氧发动机。新设计的级间段将一、二子
级紧密连接，并装有推力器分离发动机和级间分离系统。有效载荷（猎户座）整流罩直径5m。阿瑞斯1
结构的优点在于设计简洁。火箭本身只有两级，二子级采用的发动机是从土星运载火箭继承来的，且是经
过验证的。简单的结构和不复杂的任务，使整个运载系统具有高可靠性。
一子级
上面级
·从现有航天飞机上获得的RSRB
·127t的液氢/液氧级
·直径5.5m
·5段式聚丁二烯/丙烯晴推进剂发动机
·铝锂结构
·可重复使用
·仪表组件和级间段
·新型前向级间段
·一子级飞行姿态/滚动控制
·电子设备
上面级发动机
·从土星5继承改良的J-2X发动机
·一次性使用
阿瑞斯1总体布局
箭体结构
阿瑞斯1的箭体结构图见后图。
阿瑞斯1一子级是在航天飞机的RSRB基础上研制的，采用五段式而非四段式。
阿瑞斯1采用一个圆柱型的级间段连接一子级和二子级（上面级）。该级间段由复合材料制成，内部
装有重要的推进结构，包括一子级的滚动控制系统，推力器分离发动机，以及两级分离系统。目前计划采
用单组元肼推力器进行滚动控制。肼在通过催化剂室的过程中分解，从而产生推力。
前置液氢箱的尾端通过公共箱间段与后置的液氧箱前端连接，从而组成上面级结构。贮箱用2195铝

<!-- 第 926 页 -->
阿瑞斯（ARES）
·883·
锂合金制成。一个圆柱形仪器舱安装在上面级的顶端，仪器舱中有整个运载火箭的制导和控制系统。
级间段
截锥壳
锥形壳体
延伸前裙（回收系统）
短前裙（电子设备）
前段
8个推力器2个滚动控制装置
3个中段
分离发动机
逃逸系统
CEV
尾段和喷管
前裙
尾裙
箱间段2个滚动控制装置
与CEV连接的级间段
推力结构
仪器舱
J-2X发动机
液氢贮箱
液氧贮箱
阿瑞斯1箭体结构
推进系统
阿瑞斯1推进系统包括一子级的五段式RSRB，二子级的1台J-2X发动机及其相关的推进剂输送系统
与增压系统等。
一子级推进系统
一子级采用源自航天飞机使用的五段式固体推进剂火箭助推器RSRB，喷管直径会增大，推进剂药柱
的形状和燃烧效率也将得到改进，推进剂与壳体的绝热也得到改善。助推器的主要组成部分有发动机、结
构、分离系统、电气系统、飞行测量系统、配电系统、减速系统和靶场安全自毁系统等。固体助推器可以
互换，它们匹配成对使用，由于助推器喷管延伸段在发动机熄火后抛掉，因而它是一种部分重复使用组件。
具体参见美国航天飞机有关固体助推器的内容。
二子级推进系统
二子级采用一台J-2X发动机（见后图），长4.65m，真空推力1303.4kN，质量2432kg，真空比
冲4390.4m/s。J-2X是由普·惠公司生产的双组元液氧/液氢火箭发动机，采用现代化高效循环方式，计
划用于阿瑞斯1和阿瑞斯5运载火箭。J-2X的原型是J-2发动机，J-2曾用于土星1B和土星5火箭。与J-2
采用燃气发生器和开路循环不同的是，J-2X采用燃气引流闭式循环方式驱动涡轮泵。在这样的循环系统中，
两台涡轮泵的涡轮由从燃烧室中排出的小部分燃气来驱动，这些气体经过氧化剂泵后，又被直接引入喷管
的排气流中。J-2X通过摆动提供俯仰和偏航控制。滚动控制利用落压式挤压系统将单组元肼推进剂挤入姿

<!-- 第 927 页 -->
美国
·884·
控推力器中进行。在阿瑞斯1的首次飞行中将采用推力1225kN的J-2XD试验型发动机，该发动机关机时
火箭的速度可达到7800m/s。
液氧泵
液氢泵
液氧
液氢
热液氢
气态氧
排放气体
J-2X发动机系统概念
典型飞行程序
一子级分离约在飞行马赫数为6.05的时候开始，推力器分离发动机启动，将一子级推离上面级，旋转
发动机使一子级缓慢旋转，使截锥体与级间段脱离一子级。分离后的一子级在下降之前可达到99km外的
远地点。减速伞在一子级下降到4.6km的高度展开，最终使一子级在火箭起飞后约7min45s时坠落在大
西洋海面。
阿瑞斯1上升段的飞行程序见下图。
最大动态压力
上面级发动机关机
有效载荷分离
T=58.9s
T=559.1s
T=559.1s+滑行时间（待定）
h=11.83km
燃烧时间431.4s
Ma=1.61
动态压力：38.9kPa
最大轴向加速度
本面级从关机进入返回
T=104.4s
抛弃逃逸系统
地球轨道远地点时间
最大过载：3.84g
T=21.6min
T=162.7s
J-2X发动机启动
h= 81km
T=127.7s
Ma= 7.54
h= 58.81km
Ma=6.08
SRB分离
T=126.7s
h= 56. 17km
Ma= 6.05
起飞+0.6s
T=0.6s
推重比：1.57
上面级坠毁
一子级溅落
（张）
阿瑞斯1上升段飞行程序

<!-- 第 928 页 -->
阿瑞斯（ARES）
·885·
阿瑞斯 5（ARES 5）
阿瑞斯5是美国下一代重型运载火箭，它是NASA未来主要航天运输工具和“星座计划”的重要组成
部分，将为月球基地的建立运送物资，为人类在地球轨道外生存运输所需的食物、净水等资源。阿瑞斯5
将为人类重返月球，探索火星乃至到达太阳系的其它行星，提供低成本的航天运输工具。重型阿瑞斯5运
载火箭为两级火箭。其近地轨道运载能力可达125t，近月轨道运载能力可达55t。预计阿瑞斯5的首次飞
行将在2018年进行。
主要技术性能
级数
起飞推力
42 426kN
2
全长
推重比
110.2 m
1.2873
运载能力
箭体最大直径
8.4 m
124.6t（160km近地轨道，倾角28°）
起飞质量
3363t
54.6t（月球轨道）
助推器（单台）
53.64 m
长度
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
海平面推力
3.71 m
14 016.3 kN
起飞质量
海平面比冲
2357m/s
751.225 t
工作时间
推进剂质量
650.87 t
155s
一子级
级长
推进剂
液氧/液氢
64.25m
直径
10.41 m
海平面推力
5×2900 kN
子级质量
海平面比冲
3577 m/s
1 550.5 t
345 s
推进剂质量
工作时间
1425t
发动机
5XRS-68
二子级
级长
约22m
推进剂
液氧/液氢
直径
8.4m
海平面推力
1 303.4 kN
子级质量
247.1t
4 390.4 m/s
海平面比冲
推进剂质量
工作时间
463s
226.05 t
发动机
J-2X

<!-- 第 929 页 -->
美国
·886·
整流罩
22m
长度
结构质量
4773kg
8.4 m
直径
内包络
7.47m×12m（直径×长度）
总体布局
阿瑞斯5的芯一级周围捆绑两个五段式RSRB（见下图）。助推级与阿瑞斯1的一子级硬件具有通用性，
因此也满足低成本的制造要求。芯级采用普·惠公司生产的5台RS-68氢氧发动机（德尔它4芯级主发动
机)。芯级上面是一个新型级间段，其中装有推力器分离发动机，级间段用于一、二子级的连接。二子级
（上面级）又称地球出发级（EDS，EarthDeparture Stage），采用一台J-2X主发动机。在地球出发级的顶
部安装有复合整流罩，用于保护登月舱。登月舱由上升级和着陆级组成。在发射过程中，阿瑞斯5的助推
级和一子级将火箭送到近地轨道后先后分离，地球出发级的J-2X发动机启动，飞到地球圆轨道，在这里
等待阿瑞斯1将载人CEV送入轨道对接，对接完成后，地球出发级再次启动达到逃逸速度，脱离地球引
力飞往月球。阿瑞斯5目前还处于前期设计和计划阶段，按照未来的运载要求已进行了一系列概念研究来
确定最有可能的阿瑞斯5的设计形式。
整流罩
地球出发级
·液氢/液氧
上升级
·铝锂贮箱
登月舱：
着陆级
级间段
上面级发动机
五段式RSRB
·由土星J-2发动机改进的J-2X发动机
·一次性使用
芯级
·液氧/液氢
·5台RS68发动机
·铝锂合金贮箱
阿瑞斯5总体布局
推进系统
阿瑞斯5推进系统包括五段式RSRB助推级、一子级的5台RS-68发动机、二子级的1台J-2X发动机
及其相关的推进剂输送系统与增压系统等。

<!-- 第 930 页 -->
阿瑞斯（ARES）
·887·
助推级推进系统
助推级推进系统见美国航天飞机固体助推器的相关内容。
一子级推进系统
一子级推进系统采用5台RS-68发动机（见下图），该发动机的性能可参见德尔它4火箭有关RS-68
的介绍。
RS-68发动机
阿瑞斯5芯级的RS-68发动机将在现有的RS-68发动机上进行一些改进，目的是提高性能和安全性，
主要包括：降低研制费用，减少在发动机启动时的游离氢，以及减少目前在RS-68发动机操作时过多的氨
需求。
具体改进项目包括：
1）目前RS-68涡轮叶盘使用的是不对称的涡轮喷管设计，这会在叶盘上产生高载荷。为了达到106%
的动力水平，将为氧化剂和燃烧剂涡轮泵配置一个三维的一子级喷管，以减少叶盘破裂的危险。
2）主喷注器中小喷嘴单元数量增加，将会改善推进剂的混合比，提高燃烧室的燃烧效率。已经进行
了28个小喷嘴和40个小喷嘴的结构试验来确定最有利的小喷嘴分布密度。
3）发动机轴承的材料将进行更换，推荐由Cronidur30（一种铬合金）替代现有的440C碳合金。解决
轴承上应力腐蚀快速发展的问题。
4）目前RS-68的涡轮排气管由发动机伸出，对阿瑞斯5芯级布置5台RS-68的构型存在很大的角度
干涉问题。应该引入折衷的研究方案，采用歧管排气，探索不同的设计概念以达到最优设计。但是采用歧
管方案存在一个潜在的风险，即涡轮排气压力比的问题。
5）RS-68发动机烧蚀喷管也应当进行改进。由于发动机的燃烧时间要加长，所以喷管壁需要增厚。从
性能观点来看，喷管的内型面也要进行优化改进。然而，喷管壁的增厚将使每台发动机质量增大约227kg。
还有一个建议是：利用再生冷却喷管取代现有的烧蚀喷管。通过对燃烧剂加温来提高比冲，尤其考虑
到加厚烧蚀喷管壁所带来的质量增加，采用再生冷却喷管能够保持发动机质量不变。新的再生冷却喷管对

<!-- 第 931 页 -->
美国
·888·
现有发动机的设计影响也最小。
二子级推进系统
二子级推进系统采用1台J-2X发动机。
典型飞行程序
阿瑞斯5的典型飞行程序见下图。
T+771s
T+327s
EDS关机
EDS点火
h=144.3km
T+391s
轨道：56km/297km，倾角28.5°
h=106km
整流罩分离
Ma=16.2
h=130.38km
Ma=21.1
T+130s
SRB分离
h=38.71km
Ma=3.91
T+79s
h=13.89km
马赫数：1.65
T=0s发射
下游204km
阿瑞斯5典型飞行程序
（张）

<!-- 第 932 页 -->
通用上面级
·889·
通用上面级
阿金纳系列（AGENAFAMILY）
阿金纳是美国第1种液体推进剂末级火箭，是世界上第1种具有三轴稳定和多次启动能力并能在轨道
上进行机动飞行的上面级，也是发射世界第1颗极地轨道卫星、首次完成一次发射8颗卫星、首次执行载
人轨道会合和对接任务的运载器。它为美国发射了第1批月球、金星、火星探测器，使美国创下了17个
空间活动第一的记录。阿金纳自1959年2月首次发射成功以来得到广泛应用，到1987年2月停止使用为
止，与雷神、宇宙神、大力神等基础级组合共发射359次，成功率达95.8%，因而它是美国发射次数最多、
使用时间最长、较为可靠的一种上面级。由阿金纳上面级送入轨道的卫星有侦察卫星（发现者、萨莫斯），
导弹预警卫星（迈达斯），测地卫星（帕吉奥斯、西可尔），气象卫星（雨云），同步轨道应用技术卫星，
科学卫星（轨道地球物理观测卫星、重力梯度试验卫星、太阳辐射卫星、核爆炸检测卫星），双子星靶星，
月球及行星探测器（月球轨道器、徘徊者）和秘密军用卫星等。
阿金纳系列共有阿金纳A、阿金纳B、阿金纳D和上升阿金纳等4种型号。该系列运载器有较强的适
应性，与各种基础级配合可完成各种轨道任务，可进行简单的入轨，也可执行长期的轨道飞行任务。阿金
纳系列具有在发射台上保持待发状态15天以等待发射窗口的能力，而阿金纳D曾创下在轨道上等待20天
之久才启动的记录。
阿金纳系列由美国空军空间和导弹系统部负责计划管理，由洛克希德飞机公司主承包；主要的子承包
商有贝尔航空航天公司（主发动机）、国际洛克维尔公司（辅助推进系统）、TRW公司（制导设备）、霍尼
韦尔公司（惯性器件、捷联式惯性制导和导航系统）、航天和再入系统部（通信和控制系统）、古尔东工业
联合体（电源）、麦克唐纳·道格拉斯公司（整流罩）和通用电气公司（敏感元件）等。到1978年为止，
阿金纳系列上面级的总研制经费为1.37亿美元（历年总和，经费未经折算），1978年阿金纳D每发价格为
400万美元，1979年为720万美元（1979年币值）。
阿金纳D是阿金纳系列中发射次数最多，使用时间最长的一种型号。
阿金纳系列与雷神、宇宙神、大力神等基础级组合后的运载能力见下表。
阿金纳系列与基础级组合后的运载能力
地球同步转移
近地轨道
逃逸轨道/kg
型号名称
轨道/kg
运载能力/kg
轨道高度/km
雷神-阿金纳A
800
约200
一
一
159
481
宇宙神-阿金纳A
1 860
一
雷神-阿金纳B
724
483
一
一
宇宙神LV-3A-阿金纳B
483
一
340
2265
雷神-阿金纳D
725
500
一
一
2770
宇宙神SLV-3-阿金纳B
483
一
1500
大推力雷神-阿金纳D
185
一

<!-- 第 933 页 -->
美国
·890·
续表
近地轨道
地球同步转移
逃逸轨道/kg
型号名称
轨道/kg
运载能力/kg
轨道高度/km
长贮箱大推力雷神-阿金纳D
2000
185
宇宙神SLV3-阿金纳D
3805
185
1223
430
3856
1238
宇宙神SLV3A-阿金纳D
185
680
3626
1100
大力神3B-阿金纳D
185
600
一
大力神34B-上升阿金纳
185
3740
阿金纳A（AGENAA）
1956年由洛克希德公司开始进行研制，上面级的用途是提供必要的附加推力，把较大的有效载荷送入
空间并同时用作轨道稳定平台。阿金纳A的动力装置由B-58赫斯特勒（Hustle）火箭发动机改进而成。1959
年1月首次飞行时，采用JP-4喷气发动机燃料和红烟硝酸作为推进剂，工作时间100s；后来燃料改用偏
二甲肼，工作时间增加到120s。到1961年1月阿金纳A作为雷神和宇宙神火箭的上面级共发射20次，
失败8次，其中因阿金纳上面级故障失败3次，成功率85.0%。
主要技术性能
级长
5.8m（不含整流罩）
推进剂
红烟硝酸／偏二甲肼
1.52 m
直径
真空推力
69.1 kN
3 860kg
子级质量
真空比冲
2 697 m/s
3 070kg
工作时间
推进剂质量
120 s
发动机
1次
(王丹阳)
启动次数
Bell 8048
阿金纳B（AGENAB）
阿金纳B为阿金纳A的改型，改进了主要电子和制导装置，换用了贝尔（Bel1）公司8096型发动机，
真空推力提高了1.95kN，真空比冲增加了98m/s，并具有了二次启动能力；箭体贮箱加长了，工作时间
较阿金纳A增加了1倍。阿金纳B与雷神和宇宙神基础级组合，1960年10月至1966年6月共发射了73
次，失败17次，其中因阿金纳B故障失败7次，成功率90.4%。
主要技术性能
级长
推进剂
7.6m（不含整流罩）
红烟硝酸／偏二甲肼
1.52 m
直径
真空推力
71.1 kN
7 050 kg
真空比冲
子级质量
2795 m/s

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通用上面级
·891·
6140 kg
推进剂质量
工作时间
240 s
2次
(王丹阳)
发动机
启动次数
Bell 8096
阿金纳 D（AGENAD)
1961年开始在阿金纳B的基础上研制阿金纳D。改进了结构，采用了标准的有效载荷接口和独立的仪
器舱。由于采用管系结构和新的铍镁合金材料，减轻了结构。贮箱改用孔板增压系统，并采用了改进的推
进剂吹除和蓄留系统，发动机具有多次启动能力。阿金纳D除了与雷神和宇宙神基础级组合外，还用作大
力神3B的上面级。阿金纳D在阿金纳系列中发射次数最多，使用时间最长，从1962年6月首次发射（与
雷神组合）到1984年4月停止使用为止共执行253次任务，失败17次，其中因阿金纳D故障失败5次，
成功率98.02%。
主要技术性能
级长
7.09m（不含整流罩）
真空推力
主机
71.17 kN
直径
辅机1
1.52 m
399.8 N
6812kg
辅机2
子级质量
71.1N, 888.5N
2795m/s
真空比冲
主机
推进剂质量
6115kg（一次点火）
发动机
辅机1
主机
Bell 8096，Bell8247
2677 m/s
辅机1?
工作时间
主机
240s
泵压输送发动机
辅机2
挤压式输送发动机
辅机1
8900s
启动次数
多次
推进剂
主系统
红烟硝酸/偏二甲肼
主机
高密度硝酸／偏二甲肼十硅油
副系统1?
辅机1
200次
副系统2四氧化二氮十一氧化氮/偏二甲肼
多次
辅机2
整流罩
长度
1.98~7.67 m²
有效容积
1.96~5.66 m
1.66 m
直径
总体布局
阿金纳由箭体结构、推进系统、制导和控制系统、液压系统、通信系统和电源系统组成。
阿金纳箭体由前裙段、箱体段、尾段和级间段组成，后者在阿金纳分离时随大力神3B二子级一起脱
落。尾段由锥形发动机架和设备安装架组成，内装有发动机和辅助推进系统及姿态控制气动阀门等装置。
箱体段由共底隔开的2个铝合金贮箱组成，燃料箱在上，氧化剂箱在下。箱底各安装一蓄留器，保障发动
机再启动的推进剂供给。仪器舱内装有制导、控制系统设备、遥测装置、指令跟踪装置、增压设备电源等。
在执行与双子星飞船的对接任务时，在仪器舱前加装交会对接舱。
注：①副系统1、辅机1指一体化辅助推进系统及其发动机；②副系统2、辅机2指辅助推进系统及其发动机。

<!-- 第 935 页 -->
美国
·892
为适应发射各种卫星的需要，设计了多种整流罩：有蛤壳式的，也有整体鼻锥式的。阿金纳壳体结构
对有效载荷适应性较强，除主要有效载荷外，还可同时携带数个小实验件，它们可置于前舱或尾段中。
箭体结构
阿金纳D箭体结构由级间段、尾段、贮箱和前裙段（仪器舱）等组成（见下图）。
级间段延伸段
隧道管
级间段
尾段
箱体段
前裙段（仪器舱）
阿金纳D箭体结构
级间段
镁合金级间段由主对接段及其延伸段组成。级间段支撑阿金纳D，在阿金纳与二子级分离时一起脱落。
尾段
尾段由发动机架和后部设备安装架组成，在383.84截面处与贮箱相接。发动机架为截锥形，由连接尾
段和贮箱的连接框、发动机安装框和连接2个环
气枕控制管
框的纵向构件组成。发动机架除安装发动机外，
气枕控制管
还装有推进剂加注-泄出快速脱落接头、氨气加注
阀和液压作动组件。后部设备安装架由4个桁架
氧化剂箱
燃料箱
组成，桁架自发动机架伸出并与462.5截面处的
后隔框相接。桁架与隔框的连接用管系构架加强，
挡板
以保证纵横向的结构稳定性。后部设备安装架装
有球形气瓶、气动调节器和气动推力阀等。
筒段
燃料蓄留器
燃料输送管路
贮箱
贮箱（见右图）为铝合金焊接结构，长3.28m，
oQ
氧化剂蓄留器
燃料箱与氧化剂箱由共底隔开。燃料箱由筒段、2
人孔盖
半球底
个Y形框和2个半球底组成。氧化剂箱由长筒段、
半球底
裙段Y环框
Y环框
半球底
Y环框
Y形框和1个半球底组成。2个贮箱均装有再次
启动用的蓄留器，燃料蓄留器焊接于箱底，氧化
阿金纳D贮箱
剂蓄留器用螺钉接于箱底。燃料箱和氧化剂箱各
通过位于贮箱前底和313.0截面z轴上的接管嘴增压。贮箱额定工作压力为377.6kPa，破坏压力为473.7kPa。

<!-- 第 936 页 -->
通用上面级
·893·
前裙段
前裙段由交会对接段（执行双子星飞船对接任务时）和仪器舱组成，长1.03m。壳段为半硬壳式结构，
由内框、纵向构件、蒙皮和人孔盖组成。裙段基本用铝合金制造，但也采用一些铍镁合金薄板。壳段设有
用来增加强度和置放设备的仪器架。构架由铝合金管系焊接而成，其两端用销钉连接到8根纵梁上。共底
贮箱的半球形前底伸入前裙40.67cm，故构架后部设计成锥形。裙段于287.5截面用埋头螺钉与箱体段螺
母相接，前端框设有8个等间距1.27cm的有效载荷安装孔。
整流罩
阿金纳D设有各种不同的整流罩，有蛤壳状的，也有全鼻锥状的。整流罩用铍合金、镁合金和铝合金
制造。一般，整流罩质量约90kg，也有质量和容积较大的整流罩。不同型号的整流罩见下图。
军用
双子星
徘徊者
水手4
云雨
长4.01m
长2.92m
长4.06m
长1.96~3.66m
长5.66m
容积2.89m3
容积3.71m
容积5.26m
容积7.67m²
容积1.98~4.53m
阿金纳 D 整流罩
现以轨道地球物理观察卫星（OGO5）和水手（Mariner）的整流罩为例说明阿金纳D的整流罩结构。
1）0G05蛤壳式整流罩（见下图）长5.72m、质量328.3kg，由铝合金框加强的2个半壳组成。2个
半壳构成1个包括1个Φ1.65m的筒段、1个半角15°的锥形段和1个$0.61m的半球形端头帽的整流罩。
整流罩半壳
卫星对接件连接孔
V形包带
扁平包带截面位置245.0
整流罩转接框
隔板
一阿金纳-整流罩连接框
阿金纳
D-D
排气孔（4个）
垂向分离弹簧（8处）
AF
垂向分离弹簧
分离面
B
铰链
铰链（4处）
双枢轴铰链
C-C
B-B
A-A
阿金纳D蛤壳式标准整流罩

<!-- 第 937 页 -->
美国
·894·
半壳由玻璃纤维制成，内部用铝合金纵梁和肋条加强。筒段二氧化硅层和锥形段铝箔层为卫星提供热
防护。2个半壳用1个头部门锁、2条围绕筒段的扁平包带和1条下端V形包带连接在一起。上、中、下
3条包带的张紧力分别为22.25kN，11.57kN和35.6kN。半壳由V形包带固定在转接框上。转接框和阿金
纳端框用螺栓连接。整流罩和卫星对接件均与转接框连接。转接框上装有金属隔板，将阿金纳与整流罩隔
开。整流罩筒段有4个小孔，用来在飞行上升段向外定向排气。
阿金纳定时器在发动机第1次点火后约10s发出抛罩指令，抛罩时电源系统送电，头部门锁和3条包
带的爆炸螺栓起爆。随着门锁和包带被释放，2个半壳的4对弹簧使半壳绕转接框铰链向外转动，待转至
79°时半壳脱离锁链。
OGO5整流罩配有4个温度传感器和2个压力传感器。
2）水手整流罩长3.98m、质量165.8kg，由1.66m直径筒段、15°半角锥形段、卵形段和0.72m直径
半球形端头帽组成（见下图）。
镁合金锥形段
镁合金
1.66m直径
镁合金筒段
卵形段
卫星-
弹射机构整流罩
电缆口盖
铍合金端头帽
端头帽防辐射罩
卫星对接件
衬
环形框
整流罩分离V形包带
外蒙皮
防热层(防辐射罩)
卫星对接件支撑接头(8处)
卫星V形包带
卫星
整流罩
卫星分离
整流罩
弹簧机构
V形包带
卸压阀
弹簧支撑件
卫星
电插头
隔板
V形包带
整流罩
座圈弹簧
截面位
阿金纳
置238.60
A-A剖面
247
A:
阿金纳
阿金纳D水手整流罩
端头帽用铍合金制成，其他部分用镁合金制成。热防护抛光铝衬连接在整流罩内加强框上。整流罩用
30kN预紧力V形包带与卫星对接件连接。整流罩开有电缆插头孔，发射时口盖用弹簧和连接件关死。
卫星对接件高0.21m、直径约1.52m，由铝镁合金和制成，它用螺栓固定在阿金纳前端。对接件装有
镁金属隔板，将整流罩与阿金纳级隔开。飞行上升段由隔板的1个阀门通过阿金纳向外排气。卫星用1条
预紧力为（11.12土0.234)kN的V形包带固定在对接件上。

<!-- 第 938 页 -->
通用上面级
·895·
宇宙神游动发动机关机后约2s，由无线电制导离散信号指令抛罩，电源系统向V形包带火工品作动
的释放装置送电。V形包带释放时，装在整流罩内的4对弹簧推冲杆对卫星对接件施加推力，把整流
罩以2m/s的相对速度弹离卫星。
整流罩-对接件系统装有加速度计、2个半导体应力仪和1个压力传感器。
质量
阿金纳D的质量数据如下表所示。
阿金纳D的质量数据
kg
项目
上升段
长期高轨道任务
短期低轨道任务
仪器舱
111
111
111
箱体段
140
140
140
尾段
223
223
223
基本结构及设备
级间段
138
138
138
制导组件
52
52
52
遥测组件
8
8
8
小计
672
672
672
整流罩
16
91
91
剩余推进剂、氮气
23
23
23
电源
21.4
14.5
24.5
一次点火装置2
-8.6
-8.6
多次点火装置
13.6
一
一
通信和制导控制组件
任选设备
9.5
24
24
气体及气瓶
26.7
9
辅助推进系统
135.9~271.8
控制力矩陀螺（2个）
14
注：1）采用二次点火发动机；
2）标准阿金纳用二次点火发动机，一次点火方案可减去质量8.6kg。
推进系统
阿金纳D的推进系统（见后图）由主推进系统和辅助推进系统组成。2套系统均具有2次以上的启动
能力，可在一定范围内改变轨道高度、倾角和轨道形状，也可在达到既定轨道后再飞其他轨道。
主推进系统
主推进系统由主发动机、推进剂增压和输送系统、推进剂管理系统、推进剂排泄和泄出系统组成。
主发动机
阿金纳D主推进系统采用1台贝尔8096型泵压输送、双组元液体推进剂、再生冷却式发动机，它具
有高空二次启动能力，配以多次启动装置后亦可作多次启动。发动机采用红烟硝酸和偏二甲肼作为推进剂，
混合比2.55。副系统增加文氏管后，通过地面校正，混合比偏差可控制在士1%以内。推进剂是可储存的，
可供当天或一星期内再次启动用。发动机可作土5°双向摆动。摆动系统由液压泵提供动力，后者由燃料泵
引出的燃料驱动。

<!-- 第 939 页 -->
美国
·896·
氮气加注脱落接头
氨气瓶
电爆氨气控制阀
燃料箱排气脱落接头
氧化剂箱排气脱落接头一
氧化剂箱气动隔离阀
A
推进剂隔离阀门
泵
十氧化剂箱加注和泄出脱落接头
推力矢量控制液压动力组件
齿轮箱
固体火药启动器
Ⅱ涡轮
燃气发生器
T发动机氧化剂排泄系统
推力室
十涡轮废气管
马达控制器
11
马达控制器
电动马达泵装置
闭锁电磁阀
闭锁电磁阀
过滤器点
推力器
闭锁电磁阀
一体化辅助推进系统(工作）
一体化辅助推进系统（备用）
阿金纳推进系统
贝尔8096采用固体火药启动器。该启动器由点火器、启动箱和波纹管组成。启动箱内装有固体药柱。
发动机点火前，启动箱出口由破裂膜片封闭，它能保证固体火药在气体进入燃气发生器之前正常点火。金
属波纹软管用来防止受涡轮泵振动的影响。
发动机涡轮泵装置由涡轮、氧化剂泵、燃料泵和齿轮箱组成。单级涡轮转速24800r/min，它由双组元
燃气发生器的燃气驱动。涡轮废气通过废气管排至箭外。2台推进剂泵为离心泵。燃料和氧化剂泵的设计转
速分别为25389r/min和14410r/min，平均流量分别为6.9kg/s和17.8kg/s。
在固体火药启动器燃尽后燃气发生器维持涡轮工作。它由1个小燃烧室、1个双组元推进剂阀门、1
个电磁阀和2个调节推进剂流量的文氏管组成。
6061铝合金推力室由燃烧室、喉部和喷管扩散段组成，用氧化剂再生冷却。辐射冷却式钛合金喷管延
伸段螺接于扩散段，并用钼合金卡箍固紧，外部用桁条加强，内、外表面涂有氧化铝热防护层。
贝尔8096发动机的主要性能参数列于下表，发动机各部分的构造见后图。
贝尔8096发动机主要性能
参数
项目
参数
项目
质量/kg
136
推进剂
红烟硝酸/偏二甲肼
全长/m
混合比
2.1
2.55
直径（发动机架）/m
0.92
真空推力/kN
71.17
摆动范围/°)
±5
平均推力/kN
71.07

<!-- 第 940 页 -->
通用上面级
·897·
续表
参数
项目
参数
项目
45
真空比冲/(m-s")
2795
喷管膨胀比
燃烧室压力/MPa
240
3.41
工作时间/s
固体火药启动
燃烧系数
0.98
启动方式
排气速度/（m·s")
2850
多次
启动次数
通向大气的
紧急开口氧化剂破裂膜片
氧化剂泵
氧化剂阀门打开0.95MPa
Wo=17.76kg/s
涡轮泵转速传感器
燃气发生器
泄出口
6.55MPa
氧化剂过滤器
气体人口→
过滤器
高压气瓶
氧化剂人口
电爆阀门
液压动力口
涡轮废气管
燃料泵
双氧化剂压
力歧管开关
燃料人口
760℃
MF=5.3kg/s
燃气发生器
燃料破裂
5.17MPa
膜片3.61MPa
3.35MPa
燃气发生
涡轮启动器
燃料阀门
器燃料过
Pc=3.41 MPa
破裂膜
7.28MPa
打开1MPa
4.13
驾驶仪操纵
MPa
推力室
点火器
电磁阀（常开）
3.99MPa
0.093kg/s
Pa0.62kg/s
可7.17MPa
燃气发生
平衡压力
燃气发生器
器氧化剂
主燃料管路
燃料文氏管
文氏管
燃料回路和箭外排液管路
燃气发生
燃气发生
燃料作动和燃气
器电磁阀（常开）
器阀门
发生器输送管路
主氧化剂管路
氧化剂燃气发生器输送管路
贝尔8096发动机组成
贝尔8096的启动-关机程序如下。
1）发出启动指令，同时对点火装置和燃气发生器阀门的电磁阀发出直流电信号。
2）燃气发生器的固体药柱点火，吹动涡轮，涡轮加速。
3）当燃料泵产生足够的启动压力时靠泵后燃料压力打开燃气发生器推进剂阀门，涡轮开始自身供给
工质，使涡轮达到所需转速。
4）弹簧加载氧化剂阀门由氧化剂输送压力打开；经压力开关喷入燃烧室。氧化剂提前喷入燃烧室后
汽化，使燃烧室具备一定的初始压力以保证发动机高空点火。
5）歧管压力开关检测氧化剂流量，流量达90%额定值时，由通向燃料阀门电磁阀的电路打开开关和
燃料阀门。燃料进入燃烧室自燃点火。
6）关机时将直流电信号送往关机继电器，切断通往燃料阀门和燃气发生器阀门电磁阀的电源，阀门
关闭，发动机熄火：最后靠弹簧压力关闭氧化剂阀门。
二次启动和多次启动方法：经33.5km高空点火模拟试验证明，在氧化剂提前进入燃烧室的情况下不

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美国
·898·
需喷管堵盖，只需增设1套二次启动箱便可顺利再次点火。关机瞬间，由于弹簧加载氧化剂阀门的滞后和
涡轮泵有一段减速时间，导致大量氧化剂后流。对于需再次启动的发动机是不能损失这部分氧化剂的，所
以在贝尔8096上增设了1个高压气瓶。关机信号使电爆阀门作动，部分高压氮气进入氧化剂阀门腔顶，
使阀门快速关闭，节制了氧化剂后流。此后氮气通过1个小孔，5s左右从阀门孔腔流出，再次启动时阀门
仍可打开。
阿金纳用于双子星交会任务时，需在空中启动5次，故改用了能多次启动的贝尔8247型发动机，其
各部分结构见下图。贝尔8247与贝尔8096基本相同，只是将固体火药启动改为液体推进剂启动，增设了
2个液体推进剂启动箱。
燃料和氧化剂泵
涡轮
涡轮排气管
通往主贮箱
喷注器
燃气发生器
电磁阀
单向阀
单向阀
推力室
气瓶
氧化剂启动箱
弹簧加载阀
文氏管
氧化剂
燃料启动箱
Z燃料
贝尔8247型发动机组成
启动箱内装有金属波纹管，通过它对启动箱增压。发动机点火时电磁阀打开，启动箱中的高压氮气将
自燃推进剂挤入燃气发生器，点燃后驱动涡轮，带动推进剂泵工作。发动机启动后，推进剂在压力大于启
动箱氮气压力的情况下，沿着由泵后引出的支管流回启动箱，并通过弹簧加载阀门压缩气体。一旦气体压
缩到其原始状态就又具备了将推进剂重新挤入燃气发生器的能力，即启动箱又恢复了启动能力，以备下次
点火。
但是在阀门失灵、涡轮失速的情况下，启动箱的推进剂会使涡轮泵达到破坏性的超速。为此，增设一
电子涡轮转速闸门，它可在发生破坏前使系统停车。此外，为避免吸热升温，推进剂管路中产生气泡，加
设了一种能在每次工作后使管路放气的推进剂隔离阀门，以防气泡进入蓄留器，降低蓄留器效能。
推进剂增压和输送系统
阿金纳D贮箱用氢气增压。增压系统（其组成见后图）的主要功能组件为气瓶和控制贮箱压力的氢气
控制电爆阀门组件及充气阀门。电爆阀门组件由数个一次启动电爆阀门组成，用来打开或切断气瓶与贮箱
间的通路。
起飞前贮箱气枕用地面氨气增压。发动机启动时燃料箱增压到377.6kPa，氧化剂箱增压到308.9kPa。
发出发动机点火信号后0.5s，氧化剂开始从贮箱排出，再过0.5s，燃料开始排出。氧化剂与燃料的体积流
量比为4：3。这种初始排液比例使氧化剂箱压力衰减快于燃料箱，从而保证了贮箱共底的正向压差。

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通用上面级
·899·
氨气瓶
氨气控制
氮气控制阀门组件
氨气加注
氧化剂排气
NO
燃料排气一+
符号
气动阀门
M
马达作动阀
氧化剂气动隔离
?
燃料
电爆阀门
接管嘴
氧化剂
限流孔
NC常闭
NO常开
燃料隔离
M
氧化剂加注
燃料加注
w氧化剂泄出
燃料泄出
氧化剂泵
燃料泵
阿金纳D推进剂增压和输送系统
发出发动机点火信号后1.5s打开控制气瓶-贮箱气流的活塞阀，氨气通过限流孔以恒定流量进入燃料
和氧化剂箱。随后贮箱压力迅速升至峰值。此后随着贮箱气枕的扩大，压力不断衰减。到发动机最后一次
工作结束时，燃料箱压力降为151kPa，氧化剂箱降为116.7kPa。阀门活塞移动的同时也将通向氨气充气
阀和通向推进剂排泄接管嘴的小孔堵死，使系统残余气体与加注和排泄孔隔开，排除了气体渗漏的可能。
工作约390s后，氧化剂隔离阀门电爆管起爆，阀门关闭，将氧化剂箱与气路隔离。这样可以防止燃料-氧
化剂蒸气混合自燃、压力升高，并保持共底的压差。
推进剂输送系统由蓄留器、推进剂隔离阀门、波纹管补偿器和相应管路组成。
推进剂管理系统
为解决空间低重力或失重条件下的多次启动，保障启动时向发动机供给定向的无气泡推进剂液流，曾
采取过几种推进剂管理方法。阿金纳B和早期的阿金纳D用固体推进剂火箭使推进剂沉底。1964年以后，
阿金纳采用表面张力/毛细管作用推进剂管理系统。在完成双子星交会任务中又采用了液体推进剂沉底火
箭，即辅助推进系统，以后换用一体化辅助推进系统。表面张力/毛细管推进剂管理系统主要由推进剂加注
管路、泵前输送管路、推进剂隔离阀和蓄留器等组成。
蓄留器（见后图）用来积蓄足够的推进剂以备在零重力滑行段再次启动，同时它也可作为1个推进剂
集聚点，在推进剂即将耗尽时为主推进系统供应储备的推进剂。
蓄留器用螺栓固定在贮箱底部，有2个出口。主推进系统出口由1个带有拐角的横向导管与发动机入
口相接。底部的流速控制板用来减小导管的流阻损失，并使流速均匀分布、液面平稳，在推进剂行将耗尽
时推迟产生夹气的时间。在主推进系统低重力启动时，进入上部附着筛的气体由中间的气泡拦截装置阻挡，
以防进入出口。主推进系统低重力启动过程中，空出相当一部分蓄留器容积，它必须在主推进系统工作时
再充满。再充满导流挡板使充入的推进剂沿蓄留器壁面流动。气泡拦截装置迫使增压气体沿蓄留器中心线
向上从附着筛逸出。

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美国
·900·
放大的海绵件
附着筛
海绵件
气泡拦截装置
再充满导
流挡板
导流叶片
流速控制板
通往主推进系统
通往一体化
辅助推进系统
蓄留器组成原理
一体化辅助推进系统由上部海绵件保证其正常工作。海绵件
蓄有足够的推进剂，以在推进剂下沉时向一体化辅助推进系统供
液，然后再充满。蓄留器壳体和海绵件可容纳约74.7kg推进剂。
一体化辅助推进系统结束工作时气体进入蓄留器。此时气泡拦截
装置起推进剂附着筛作用，使出口导管充满推进剂，而其卷折部
气泡被驱出
内的推进剂作为剩余量下沉于蓄留器内。燃料管道装有一对一体
化辅助推进系统传感器，以保证最终彻底清除管道。海绵件由450
低重力下带有
块铝片组成，交替排列的元件是一些扁平的蓄留器和波纹形垫
气泡的毛细管
片。单个组件呈锥形，靠近蓄留器中线下部的尺寸最小，外附着
蓄留器
中心线
筛与海绵件相接处的尺寸最大。如右图所示，这种几何形状有助
于形成驱出气体所要求的压差p，是低重力下推进剂再充满的
海绵构件几何形状
基础。
推进剂管理系统工作过程见下图。
主推进系统
一体化辅助
开始滑行
主推进系统
主推进系统工作
主推进系统
推进系统
启动过渡过程
开始产生推力
充液
主推进系统工作
辅助推进系统
辅助推进系统产生
辅助推进系统无
低重力期
再定向
推力时蓄留器再充液
推力时蓄留器再充液
阿金纳D推进剂管理系统工作过程

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通用上面级
·106·
推进剂排泄和泄出系统
氧化剂箱
推进剂隔
推进剂排泄系统只排出推进剂隔离阀门下游的推进剂，泄出
离阀门
系统则排出全部残存推进剂和气体，见右图。
阿金纳D采用2套各自独立的燃料泄出和氧化剂泄出系统。
一燃料泄出阀
每套系统各由一电爆泄出阀门和内径为1.09cm、长约3.05m的管
氧化剂泄出阀
排泄口通往燃
路组成。系统的工作程序是：主发动机熄火，打开氧化剂泄出电
通往氧化剂
料泵人口
爆阀门，排出残留氧化剂，稍后打开燃料泄出阀门，推进剂流入
泵人口
氧化剂泄出
泄出管路直到贮箱和输送管路剩下2.27kg推进剂时，液体停止流
管路
涡轮废气
动，氮气和推进剂蒸气混合物开始流入泄出管路。排气一直进行
燃料泄
排气管
出管路
到残留推进剂全部蒸发，推进剂箱内压力衰减到环境压力为止。
主发动机喷
管延伸段
推进剂排泄由推进剂隔离阀门和泄出管路完成。发动机关机
时或滑行期开始时，关闭隔离阀门，打开排泄口，进行液体排泄。
发动机管路中的推进剂和蒸气通过排泄口进入泄出管路排往箭
外。滑行结束时重新打开隔离阀门，关闭泄出口。多次点火需要
利用这种推进剂隔离、泄出过程，否则留在输送系统内的推进剂会
阿金纳D推进剂排泄和泄出系统
在滑行期间在发动机余热作用下蒸发为气体而降低启动的可靠性。
辅助推进系统
辅助推进系统用于对主推进系统贮箱进行气蚀控制，在主发动机再启动时给火箭加速度，使贮箱液体
沉底并提供压力使推进剂流入泵的入口，确保发动机正常启动。此外该系统还用来调整轨道位置和进行精
确的速度修正。
辅助推进系统由安装于箭体尾部两侧的2套组件组成。每套组件装有2台推进剂沉底发动机，推力分
别为71.1N和888.5N，可根据任务需要进行多次启动。推进剂为四氧化二氮十一氧化氮/偏二甲肼，采用
挤压式输送方式，输送压力为1.37～2.06MPa。喷管
偏二甲脚
海绵件
采用锰（10%）钨合金制造的辐射冷却喷管。
+硅油
随着阿金纳轨道工作时间的延长，对辅助推进系
高密度硝酸
统的能量储备要求也随之增长。由于受尾段安装贮箱
空间的限制，上述系统的总冲量只有444.2kN·s，远不
马达控制器
能满足飞行任务的需要，因而又研制了一种一体化辅
闭锁电磁阀
过滤器
助推进系统（见右图）。系统利用主系统贮箱推进剂，
二
闭锁电磁阀
与主推进系统形成一体。系统用电机驱动齿轮泵，以
推力器
1.37MPa压力向小发动机输送推进剂。发动机仍安装
(399.8N推力)
在箭体尾部，每台推力399.8N，总冲量3553.9kN·s。
一体化辅助推进剂系统
系统由2套可独立工作，又相互连通的泵-发动机
组件组成。每台泵可给任1台发动机供应推进剂。由闭锁电磁阀控制工作系统或备用系统的推进剂供应。
在正常情况下只向工作系统供应推进剂。
系统的主要组件有电动马达泵、控制电机转速的集成电子组件和推力室等。电动马达泵装置由安装在
直流电机两侧的燃料泵和氧化剂泵组成。齿轮泵由磁耦合驱动，以排除轴承密封及其他渗漏的可能。集成
控制电子组件由阿金纳电源供电。电机上的1个转速计向集成控制电子组件提供交流速度反馈信号。回流
阀使推进剂输送压力保持在所要求的允差范围之内并限制最大启动压力。冲击衰减器将齿轮泵后的压力脉

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美国
·902·
冲降低到3.43N的允许峰值之内。
主系统使用高密度硝酸（HDA)/偏二甲肼+硅油（USO)为推进剂时，一体化辅助推进系统性能见下
表。
一体化辅助推进系统主要性能
项目
参数
项目
参数
推力室质量/kg
真空推力/N
3.53
399.8
混合比
真空比冲/(m·s")
2.67±0.27
2677
总冲量/(kN·s)
推进剂
高密度硝酸/偏二甲肼+硅油
3553.9
燃料
8900
1304±55
工作时间/s
输送压力/kPa
氧化剂
轨道寿命/月
1373±55
2
可靠性
0.978
启动次数/次
200
一体化辅助推进系统质量为78kg，其中：蓄留器（海绵件）8.7kg，电动马达泵装置（2台）27.0kg,
闭锁电磁阀（6个）7.3kg，过滤器（4个）5.4kg，推力室装置（2组）7.1kg，电机控制器（2个）16.3kg，
导管及附加设备6.2kg。
控制系统
阿金纳D控制系统（见下图）负责阿金纳与基础级分离后的运载器制导、姿态控制和飞行程序控制。
系统由制导系统、姿态控制系统和飞行程序控制系统组成。
运载器火工品指令
阿金纳定
时器
俯仰作
俯仰液压通道
动器
8
惯性基准
偏航液压通道
组件
发动机
偏航作动器
飞行控制
制导转
接线板
水平敏感仪
俯仰冷气通道
接盒
飞行控制转接盒
K
滚动、偏航
速度仪
冷气通道
发动机关机信号制导数据送
滚动、偏航
制导组件
往遥测系统
冷气通道
飞
无线电制导离散信号
推力器
飞行控制电子组件
（启动计时器）
阿金纳D控制系统
制导系统
制导系统由惯性基准组件、水平敏感仪、速度仪和制导转接盒组成。

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通用上面级
·903·
惯性测量组件正交安装的3个速率积分陀螺仪提供原始姿态基准。红外敏感仪由左、右2个光敏器组
成。它们向惯性基准组件提供俯仰和滚动信号，用此偏差信号修正惯性基准组件的俯仰和滚动陀螺。偏航
姿态以阿金纳与基础级分离时的姿态为基准，由偏航陀螺进行测量。此后在长时间（大于10min）的滑行
中用回转罗盘进行修正。速度仪由加速度计、电子组件和计数器组成。加速度计敏感火箭的纵向加速度，
电子组件处理加速度信息并每次产生1个输出脉冲，计数器在计及预先指定的脉冲数时（即速度增量之和
等于要求的总速度时），发出发动机关机指令。阿金纳发动机第1次关机后，存储寄存器向计数寄存器转
送二次关机速度值。制导转接盒是制导信号的中心，由它的继电器进行工作模式和增益控制。
姿态控制系统
姿态控制系统由飞行控制电子组件、冷气姿态控制系统和液压控制转接盒组成。
惯性基准组件发出姿态偏差信号，该信号经姿态控制电子组件调节放大后，被传送至冷气姿态控制和
液压系统，使系统工作。阿金纳动力飞行段由液压作动器摆动主发动机，进行俯仰和偏航控制，由冷气系
统进行滚动控制；滑行段由冷气系统进行滚动控制。滑行时，姿态偏差控制信号使冷气经系统的二级压调
器进入6个喷管；每个喷管各以47.07N推力进行滚动、俯仰和偏航控制。冷气（N2与CF4的混合物）储
存于尾段框架上的钛合金球形气瓶中。执行长期飞行任务时，由肼系统代替冷气系统。肼存储于火箭尾段
框架上的1个设有金属隔膜的贮箱中。肼经催化分解直接输送至喷管。飞行控制转接盒中的跳线板用于按
任务要求变换制导和控制系统接线。
飞行程序控制系统
飞行程序控制系统用程序定时器确定阿金纳飞行事件的发生时间。
定时器可提供22个可用的离散事件时间，最长运转时间为6000S。执行探月或星际任务时曾采用主
定时器和再启动定时器2台定时器。主定时器由地面无线电指令启动。启动时间由地面计算机校正基础级
轨道偏差后确定。指令由基础级接收，译码后送往阿金纳。主程序定时器在阿金纳滑行期停止工作。阿金
纳第2次点火前，由再启动定时器启动主定时器并控制滑行时间，使卫星能在第2次点火后处于正确的入
轨点。阿金纳第1次关机时间由速度仪控制，第2次点火时间由再启动程序装置控制，发动机关机仍由速
度仪控制。
液压系统
阿金纳D液压系统由1个液压动力组件和2个伺服作动器组成：一个用于俯仰控制，另一个用于偏航
控制。伺服作动器由各自的制导系统指令控制。
液压动力组件
液压动力组件由液压马达、活塞泵、油箱、调节阀过满管、过滤器、压力传感器、快速脱落接头和管
路组成，见后图。
齿轮液压马达的入口在7.48MPa压力下，以25.65L/min的流量从燃料泵接收偏二甲肼。燃料到达齿
轮马达前由限流孔减压。限流孔尺寸随各液压动力组件而定。高压燃料泵可使马达和活塞泵达到
7700r/min的额定转速。活塞泵每转动-一次便为系统提供一定量的液压油。以高压向伺服作动器供给的液
压油又以低压回流到动力组件泵入口。系统压力由组件的压力调节阀维持在给定范围内。组件与伺服作动
器并联，在作动器处于零位工作状态时提供一个液压油旁通。调节阀将不用的高压能转化为热，并使液流
以低压返回泵入口。

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美国
904
黄
绿
压力传感器
然料
和放大器
液压油高
低压液压油
快速脱落接头
燃料过滤器
油箱
（注满）
堵盖
控制孔-
高压液压油
堵盖
液压油高压
调节阀
液压马达燃料
液压泵
驱动液压泵
为伺服
高压液压油快速
作动器
脱落接头
提供高
压
马达-泵轴
然料清洗孔
密封排漏孔
液压油人口过滤器
从伺服作动器返回
的低压液压油
液压动力组件
伺服作动器
电动液压伺服作动器（见下图）由伺服阀、线性电位计、清洗阀、油质过滤器、缓冲器和负载-限制保
险阀组成。
液压工质系统和伺服
作动器的清洗阀
低压液压油回流
伺服阀控制孔过滤器
反馈传感器
伺服阀
收缩
级伺服
导插头
阀控制孔
BCDEFCH
电动液压伺服作动器电路图
液压工质系统和伺
伺服阀力矩
反馈传感器和伺服
服作动器过滤器
马达和一子
阀脱落插头
伺服作动器负载
级挡板
限制保险阀
与摆动发动机摆环连接
与发动机常平架
反馈传感器
的伺服作动器工作轴承
相联的固定端轴承
减振器
和杆端轴承
伺服阀液流测试孔
电动液压伺服作动器

<!-- 第 948 页 -->
通用上面级
·905·
运转过程中液压作动器伺服阀按信号大小提供液流，控制作动器，定位发动机。线性电位计对放大器
提供发动机定位反馈电压。反馈电压在放大器中不断地与控制系统指令电压相对比，所求得之电压差驱动
伺服作动器力矩马达和伺服阀。壳体内有1个清洗阀，用于在作动器通过伺服阀时清洗作动器，以防污染
阀门。作动器用负载限制保险阀限制负载压力。
伺服作动器的性能见下表。
伺服作动器主要性能
项目
项目
参数
参数
发动机摆角/)
5
工作压力/MPa
20.59
工作电流（串联）/mA
活塞面积/cm²
2.96±0.039
4
工作压力下的流量/(L·min)
3.03±0.38
0.38
最大内部控制渗漏量/(L·min-)
传递系数/(cm-(°)-)
速度(空载)/(cm-·s)
0.43
14.5~19.6
行程/cm
2.1±0.08
一
测控通信系统
测控通信系统由遥测、跟踪、飞行终止系统和相应的电源组成。
遥测系统安装在阿金纳前段壳体内。系统监控和传输在飞行中测得阿金纳功能和环境信息。调幅/调频
/调频遥测装置由甚高频发射机、电压控制振荡器、转换器、开关、校准装置和直流-直流换流器组成。发
射机工作频率244.3MHz、输出功率10W。遥测系统共有10条连续波波道和2条整流载波波道。
箭上跟踪系统由C波段应答机、射频开关和天线组成。应答机以5690MHz载波频率接收跟踪雷达的
编码信号，并在天线输入端最低脉冲功率为200W时，以5769MHz频率传送编码响应信号。射频开关将
应答机的输送信号送往脐带或天线。：
飞行终止系统为阿金纳提供从起飞到发动机第1次关机期间的靶场安全飞行终止能力。系统由2个接收
译码器、2个电池、2个自毁起爆器和自毁炸药组成。接收译码器通过1个多向耦合器与2根天线相接。在
发生故障需要终止飞行时，由地面指令起爆：位于推进剂贮箱共底部位的爆炸索点火爆炸，贮箱破裂，飞行
终止。换用运载器自发信号的自毁系统时，系统减重11.32kg。
电源与配电系统
电源与配电系统（见后图）在发射和飞行中向阿金纳制导、遥测、飞行终止、推进和火工品系统供电。
它由电源设备、变流设备和配电网组成。
电源由2个银锌主电池和2个镍镉副电池组成。2个银锌电池中有1个是火箭的主要电源，由它向除
火工品装置外的全部设备供电。火工品电池通过二极管与主电池相接，向火工品供电。二极管保护主电池
不受火工品瞬变过程和加载的影响。飞行终止系统由2个镍镉副电池供电。
变流设备由1个固态倒相器和2个直流-直流换流器组成。倒相器为制导系统提供400Hz三相115W
交流电。一个直流-直流换流器向制导系统提供土28V整流直流电，另一个向遥测系统提供28V整流直流
电。

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美国
·906·
火工品
推进、遥测等
→
400Hz三相和
单相115V（AC)
倒相器
主电源
主电池
转换开关
±28.3V (DC)
制导换流器
直流
分路
一遥测
放大器
28.3V(DC)
遥测换流器
直流
遥测
放大器
卫星脐带
配电盒
脐带
译码器1
译码器2
副电池
飞行终止系统
阿金纳电源与配电系统
火工品系统
阿金纳D的火工品装置有传爆管、点火器、雷管、爆炸螺栓和分离火工品等。传爆管用来打开和关闭
氨气控制阀门、弹射水平敏感元件保护罩和启动氧化剂快速关闭系统。点火器用来引燃主发动机固体推进
剂启动器、反推火箭和固体推进剂加速火箭。起爆管用于引燃指令自毁药柱和温性起爆引信。爆炸螺栓用
来打开整流罩V形包带释放装置。
阿金纳D与基础级分离时点燃温性起爆引信，沿级间段前沿切断基础级对接段。装在级间段后端框上
的2枚固体反推火箭点火，阿金纳与基础级分离。每枚火箭的海平面推力为2.18kN，工作时间0.93s。安
装在阿金纳尾部的固体加速火箭平均真空推力609N，工作时间13.6s。这种火箭只在阿金纳完成某些特定
任务时采用。例如，完成水手-金星任务时曾用这种火箭进行了星-箭分离后的子级变向离轨机动。
典型飞行程序
基础级在给予阿金纳D必要的速度后便与阿金纳分离，并由飞行控制系统指令级间段反推火箭点火，
将基础级推离阿金纳。阿金纳D无动力向前滑行，有效载荷整流罩脱落。程序装置发出发动机启动指令。
当阿金纳D达到特定任务所要求的速度时，由制导和控制系统中的速度仪发出关机指令。阿金纳D滑行
进入初始轨道，继而根据任务需要可再启动进入其他轨道。在执行徘徊者和水手卫星等发射任务时，阿金
纳D与卫星一起进入高约241.4km的停候轨道。待飞至月球转移、日心等轨道的入轨点时，阿金纳D再
次点火，将卫星送入最终轨道。与卫星分离后阿金纳D作变向机动，飞离卫星。

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阿金纳D与宇宙神基础级组配后，执行日心轨道任务运送水手-5探测器时的飞行程序见下表。
阿金纳D-宇宙神火箭典型飞行时序（水手-金星67号任务）
事件
事件
时间/s
时间/s
起飞
T+0
T+525.3
启动俯仰和偏航冷气姿态控制系统
T+533.4
关闭推进剂隔离阀门3)
T+128.6
宇宙神助推发动机关机"
字宙神主机关机
送保险指令(禁止自毁)
T+549.4
T+296.7
转为一420（°)/min速率俯仰
启动阿金纳主定时器
T+308.3
宇宙神游机关机
T+317.9
T+561.3
起燃0水平敏感元件位置的起爆器
阿金纳陀螺开锁
T+663.1
起燃氮气增压传爆管2
转向二次点火增速
水平敏感元件抛罩
T+1313.8
起爆整流罩电爆管
启动速率测量仪
T+320.1
T+1317.8
宇宙神-阿金纳分离
T+322.3
打开推进剂隔离阀门
启动冷气姿态控制系统2
结束俯仰和偏航冷气姿态控制
T+324.1
T+1319.8
开始一120(°)/min速率俯仰3)
启动器起燃，阿金纳二次点火
T+357.4
转为一3.2（°)/min速率俯仰
发动机以90%燃烧室额定压力工作
T+362.4
T+1320.9
T+380.4
停止俯仰和偏航冷气姿态控制
T+1410.7
启动发动机关机电路
阿金纳发动机第2次关机4)
启动速率测量仪，开始控制发动机
T+1 415.3
阿金纳发动机第1次点火
开始俯仰和偏航冷气姿态控制
关闭速度仪，将遥测转为速度测量仪计数器输出3
T+381.6
阿金纳燃烧室达90%额定压力
T+1 426.7
点燃氮气增压传爆管1(打开)
T+381.8
T+1 576.1
引燃有效载荷弹射起爆器
T+498.3
T+1 579.1
启动阿金纳发动机关机电路，送自毁解
开始+180（°)/min速率偏航
保指令(允许自毁)
T+1588.7
停止偏航程序，转为+5（/min速度俯仰
阿金纳第1次关机4)
反推机动
T+525.3
T+1 576.1
注：1）指令源为宇宙神制导系统：
2）指令源为分离开关；
3）指令源为阿金纳定时器；
(王丹阳)
4）指令源为速度仪。
上升阿金纳（ASCENTAGENA)
1967年由洛克希德公司进行上升阿金纳的方案设计，1968年签订合同并正式开始研制。火箭于1971
年3月投入使用。上升阿金纳原设计作为美国航天飞机的上面级，但方案未曾实施，只是作为大力神34B
火箭的上面级执行过13次任务，1987年2月停止使用。上升阿金纳是阿金纳D的改型，二者的结构和组
成基本相同，只是前者采用了轻质量结构、引入了新电子系统并改用了配有计算机的捷联式惯性制导系统，
提高了可靠性，从而获得了100%的飞行成功率。
主要技术性能
6.3m
级长
推进剂
红烟硝酸／偏二甲肼

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1.52 m
直径
真空推力
71.17 kN
6.64 t
子级质量
真空比冲
2853.7m/s（额定）
结构质量
0.51 t
工作时间
240s
Bell 809633
发动机
多次
启动次数
总体布局
上升阿金纳由箭体结构、推进系统、控制系统、液压系统、测控通信系统和电源与配电系统等组成，
各分系统组成及其质量数据见下表。
上升阿金纳的质量数据
kg
分系统
质量
分系统
质量
前裙段
传感器
60.9
0.2
箭体段
125.1
控制系统
随机偏差
0.7
箭体结构
尾段
47.2
小计
61.8
随机偏差
2.3
液压动力装置
4.0
小计
235.5
液压作动器
3.0
液压系统
火箭发动机
123.2
液压导管
1.4
二次启动装置
小计
3.5
8.4
启动器
2.1
脉码调制遥测装置
1.8
推进剂输送波纹管
2.2
基带装置
0.9
联接器
0.6
超高频发射机
1.8
氨气瓶
7.2
接线盒
2.4
推进系统
阀门
5.2
测控通信系统
空调导管
1.8
导管
天线
4.8
0.3
压力传爆管
1.8
射频开关
0.3
快速关机装置
0.9
随机偏差
0.1
发动机排气防护板
1.6
小计
9.4
随机偏差
电池组
1.5
14.6
小计
154.6
配电接线盒
4.1
惯性敏感组件
16.6
2.8
后部控制和仪器接线盒
制导计算机
21.2
主电源转换开关
1.2
电源与配电系统
控制电子设备
3.9
配电装置
17.0
控制系统
氮气瓶
火工品引爆控制盒
10.0
2.0
氮气调节器
3.58
随机偏差
0.4
阀门
小计
4.3
42.1
导管
总结构质量
1.3
511.8

<!-- 第 952 页 -->
通用上面级
·606·
控制系统
控制系统由惯性敏感组件、制导计算机和飞行控制电子组件组成（见下图）。
惯性制导系统
惯性
液压动力装置
敏感组件
推力
氮气瓶
阀门组件
口
制导计算机
氮气调压器
飞行控制
电子组件
液压
作动器
V主发动机泵
未经调节的+28V
直流电转换和控制回路
火箭电缆
遥测装置
引爆电路
基础级控制和离散信号
上升阿金纳控制系统组成
上升阿金纳采用捷联式惯性制导系统，由惯性敏感组件、制导计算机和飞行控制电子组件组成。惯性
器件敏感火箭的运动，制导计算机接收惯性器件的输出信号并进行制导指令计算。
惯性敏感组件
惯性敏感组件采用豪涅威尔公司的3个GG334A8单自由度气浮速率积分陀螺和3个GG177P5挠性加
速度计，组件用快速加热器和恒温器保持工作温度。从惯性器件来的信号经组件的逻辑和选通电路处理后，
控制电源开关重新平衡惯性器件，并向计算机输送所产生的脉冲信号，组件的主电源为+28V直流电，经
滤波器向惯性器件和电子设备供电。组件由惯性敏感元件、电子设备、电源和接线盒等组成。
制导计算机
上升阿金纳制导系统采用豪涅威尔公司SIGN3型随机存取计算机。计算机处理来自惯性器件的速度和
角速率数据，处理、产生程序控制信号和离散信号。制导计算机由处理器、存储器、输入/输出处理器、电
源、选通电路和驱动器组成（见后图左）。
飞行控制电子组件
飞行控制电子组件由液压控制通道、气动控制通道组件和继电器组成（见后图右）。
液压控制通道由2个伺服放大器组成：一个用于偏航控制，另一个用于俯仰控制。气动控制通道由带
有消电弧及有关元件的6个功率放大级组成。它们用来驱动冷气喷气系统推力阀门，控制火箭滑行段姿态。
继电器只在阿金纳飞行试验中作为制导计算机和程序辅助设备之间的隔离缓冲器。

<!-- 第 953 页 -->
美国
·016·
制导计算机
存储器B
存储器A
口俯仰伺服
俯仰液压
作动器
通道
偏航液压
偏航伺服
通道
电源
处理器
作动器
选通电路
俯仰冷气
和驱动器
通道
输人/输出
一离散信号
处理器
中断和起动
偏航-滚动
冷气通道
惯性敏感组件
离散信号
偏航-滚动
+28V（DC）装置
火箭分系统
冷气通道
通断控制
推力器
飞行控制电子组件
程序辅助设备
上升阿金纳制导计算机
上升阿金纳飞行控制电子组件
测控通信系统
测控通信系统在系统试验时用于监测火箭数据，在飞行时将火箭数据传输给地面站。如下图所示，该
系统包括脉码调制遥测仪、磁带记录器、双通道基带组件、S波段超高频发射机和天线系统。
遥测接线盒
29型磁带
超高频天线阿金纳
记录器
2型基带组件
1.7MHz
19型S波段
副载波振荡器
14型射频开关
超高频发射机
1.024MHz
副载波振荡器
4型脉码调制
制导计算机
遥测仪625kbt
上升阿金纳测控通信系统
系统未设专用的跟踪设备，跟踪任务通过地面站天线接收遥测载频信号的方式完成。上升段用雷达进
行跟踪，完成火箭动作的控制指令由制导系统计算机提供。
上升阿金纳采用2条遥测通道：一条供脉码调制遥测系统使用，采集和处理阿金纳各种数据、制导计
算机运算值以及火箭的其他重要信息；另一条用来监测制导系统高密度脉冲数据，以及发射磁带记录器送
来的存储数据，在磁带记录器输出经接线盒转换此通道之前，此通道一直传输制导系统的数据。
(王丹阳)

<!-- 第 954 页 -->
通用上面级
·911·
半人马座系列（CENTAURFAMILY）
半人马座（Centaur）是美国，也是世界上第1种以液氧和液氢作为推进剂的高能上面级火箭。它的实
际应用使美国当时的空间运载能力得到大幅度提
座在美国的空间计划中占有突出地位。
半人马座是在美国发展高轨道早
象卫星的需求下，并以研究液氢技术为
主而开始研制的。1957年12月美国
马座初步设计。1958年8月美国远景
面级。1959年7月转交NASA，在NASA
研究计划局正式委托空军研究/发展
刘易斯研究中心指导下，由通用动力
月进行2台并联发动机点火试验，并开始
6
组装第1枚半人马座火箭。1962年1月结束火箭的研
设计及地面试验。因各种原因，火箭发射推迟9
次。后于1962年5月8日进行了首次试飞，但试验因贴
结构损坏而告失败。1963年11月27日再
次试验取得成功。之后，1964年6月～1965年8月进行了4次一次点火连续爬升飞行试验。1966年4月
开始进行2次点火试验，但此次飞行因过氧化氢泵泄漏，发动机未能再次启动而告失败。1966年10月2
次点火试验成功，自此火箭投入正式使用。
至今，先后有半人马座D，D1-A（包括D1-AR)，D1-T和G-1，半人马座2，2A和3，以及通用半人
马座共8种型号投入使用。型号的发展及其性能参数见下图和后表所示。
（宇宙神G）（宇宙神1）（宇宙神2）（宇宙神2A/2AS）（宇宙神3A）（宇宙神3B/5）
D1-AR
D1-AR
半人马座2半人马座2A
半人马座3通用半人马
（宇宙神SLV-3D）
D1-A
1984年首飞1990年首飞1991年首飞1992/1993年
2000年首飞
首飞
2002/2002年
首飞
（航天飞机）
（宇宙神SLV-3C）
G
D
（大力神4）
G-1
1973年首飞
（大力神3E）
（航天飞机）
D1-T
G-1
1962年首飞
1994年首飞
1974年首飞
半人马座系列

<!-- 第 955 页 -->
美国
·912·
半人马座系列主要参数
直径/m
发动机
真空比冲/(m-s)
型号名称
级长/m
推进剂
真空推力/kN
4354.2
半人马座D
9.14
133.4
3.05
2XRL10A-3-3
液氧/液氢
液氧/液氢
133.4
4354.2
2XRL10A-3-3
9.14
3.05
半人马座D1-A
146.8
2XRL10A-3-3A
液氧/液氢
4 354.2
9.14
3.05
半人马座D1-T
液氧/液氢
4 354.2
133.4
2XRL10A-3-3
液氧/液氢
半人马座G1
4.32
4 277.7
8.94
148.0
2XRL10A-3-3B
液氧/液氢
149.0
半人马座2
10.06
3.05
4 344.3
2XRL10A-3-3A
半人马座2A
10.06
液氧/液氢
185.0
4 408.1
3.05
2XRL10A-4
3.05
液氧/液氢
99.2
4418
半人马座3
10.5
1XRL10A-4-1
液氧/液氢
1XRL10A-4-2
99.2
4418
12.68
3.05
通用半人马座
液氧/液氢
198.4
2XRL10A-4--2
半人马座上面级火箭投入使用后，广泛应用于宇宙神火箭系列，形成了宇宙神LV-3C-半人马座D、宇
座D1-A、宇宙神2-半人马座2、宇宙神2A-半人马座2A、宇宙神2AS-半人马座2A、宇宙神3A、宇宙神
3B、宇宙神5共10余种火箭型号。此外，半人马座也曾与大力神3E和大力神4配合使用。截至2007年
6月底，半人马座共发射181次。半人马座D，D1-A，D1-T和G-1，半人马座2，2A和3等7种型号都
已退役，只有通用半人马座用于宇宙神5火箭。
本书在新型宇宙神火箭的全箭组成和性能参数对半人马座2、2A、3以及通用半人马座级进行了较详
细的介绍。因此，这里只以与宇宙神配合使用的半人马座D、与大力神3E配合使用的半人马座D1-T和原
定与航天飞机后又改与大力神4配合使用的半人马座G-1为例介绍半人马座上面级的各系统组成。半人马
座2、2A、3以及通用半人马座的内容参见宇宙神2，2A，2AS，3A，3B和5。
（王丹阳，谭宗愚，终艳春）
半人马座 D（CENTAUR D)
主要技术性能
级长
发动机
9.14 m
2XRL10A-3-3
直径
推进剂
液氧／液氢
3.05 m
真空推力
子级质量
2X66.7 kN
17.443 t
结构质量
真空比冲
2.244 t
4 354.2 m/s
工作时间
450s
抛掷质量
1.505t

<!-- 第 956 页 -->
通用上面级
·913·
绝热板
总体布局
有效载荷过
圆柱-锥形
渡对接件
对接件
前仪器舱
半人马座D由箭体结构、推进、气动、液压、制导和飞行控制、
遥测、C波段跟踪、靶场安全和电源配电等系统组成，其总体布局图
燃料箱
绝热壁板
燃料晃动
见右图。
阻尼环
氧化剂箱
共底
箭体结构
增压用氨
气瓶
级间段
半人马座D箭体由共底贮箱、主发动机推力环、电子设备安装结
过氧化氢
发动机
推力环
瓶
构和支撑有效载荷的对接件组成。
吹除用氨
主发动
气瓶
贮箱
机装置
半人马座D推进剂贮箱是由不锈钢筒段，前、后底和共底组成的
象限ⅡX
射向
内压稳定硬壳式结构。箱体长度为7.39m，直径为3.05m。液氧箱最
象限
象限Ⅲ
大容积10.64m3，液氢箱最大容积35.8m3。
一象限IV
X
贮箱结构示意图见下图。
半人马座D总体布局
前部人孔盖
前底
前壳段
后壳段
加强框
12瓣，半硬301不锈钢
8瓣，半硬301不锈钢
厚0.406mm，化铣到0.254mm
厚0.406mm，化铣切
到0.254mm
筒段蒙皮
人孔盖
双层共底
锥形中段
加强框
6瓣，超硬301不锈钢
加强框
厚0.406mm，化铣到0.33mm
前底
推力环
后底
半人马座D贮箱结构示意图
焊接于箱壁的支架用来支撑安装于箱体的各系统部件。级间段连接在筒段的机加工不锈钢端框上。后
底法兰装有氧化剂蓄留器，蓄留器下端的法兰盘用来安装氧化剂预压泵。氧化剂输送管路与7.6cm直径的
预压泵出口导管连接。燃料箱后部33cm直径的安装环上装有燃料蓄留器。燃料预压泵与蓄留器法兰连接。
前底
前底由椭球形前壳段、锥形中段和椭球形后壳段组成。前壳段前端焊有一个退火状态的321不锈钢加
强口框。前部人孔盖装在口框法兰盘上。人孔盖为一厚0.813mm半硬301不锈钢浅球面盖。人孔盖上有2
个法兰出口以安装主、副排气阀门，液氢排泄管支架，氮气增压入口扩散器等。

<!-- 第 957 页 -->
美国
·914·
筒段
绝热底
退火321不锈钢厚
贮箱筒段由6节长76.2～87.6cm、直径3.05m、厚0.36mm的超
/0.406mm结构底
硬301不锈钢壳段焊接而成。
H半硬301不锈钢，
厚0.686mm
共底
塑料网格
共底为双底半椭球形结构，由结构底和绝热底组成（见右图）。在
玻璃纤维衬
绝热层
结构底和绝热底之间夹有塑料网格和玻璃纤维衬垫绝热材料。两底之
排气管
间引出一条通向检测仪器以及应急排漏系统的排气管。两层共底均由
弹性补偿框
瓜瓣形不锈钢板焊成。非焊接区化铣到0.33mm厚。结构底焊接在燃
料箱侧壁上，绝热底以相似的方法焊接在2240.78截面环框正前方的
氧化剂箱上。绝热底下缘接有一弹性补偿框。
双层共底空间抽真空以阻止热漏。贮箱加注前共底空间充氮，加
半人马座D共底剖示图
注液氢后氮气冷凝，共底空间因冷吸效应而抽真空。共底排气管装有
单向阀以防空气侵入。
后底
后底装有发动机推力架和反推发动机系统的安装设备。椭球形后底由0.457mm厚的3/4硬301不锈钢
瓜瓣形板件对接焊而成，接缝处叠接垫板加强。有些支架就安装在这些部位。
127cm的铝合金蒙皮桁条筒形结构，筒壁设有很多作为氧化剂通道的小孔，它们可使旋涡减弱到最低程度。
带有凸缘的后底出口兼作氧化剂预压泵蓄留器、氧化剂排泄阀门、导管和氧化剂加注泄出阀门的安装
面。各种电缆、增压管路、液氧再循环和气枕压力测量接头都集中在直立的输送导管处。焊接在后底上的
支架用来安装氨气瓶、过氧化氢瓶、发动机作动器、分离防撞导向装置、过氧化氢系统、测量盒、配气板、
辐射防护罩、液氧蒸气排泄系统、遥测系统组件。
气浪防护罩
不锈钢气浪防护罩保护半人马座液氢箱免受半人马座分离时聚能爆炸索碎片撞击。防护罩沿级间聚能
液氢箱绝热壁板
液氢箱绝热壁板（见后图）由4块聚氨酯泡沫充填的玻璃纤维蜂窝壁板组成。壁板沿纵轴用螺栓连接，
覆盖于半人马座贮箱周围。绝热壁板下端用螺栓与半人马座环框连接，上端219截面整流罩界面处用
TEDLAR和玻璃纤维布叠层密封。引爆安装在前部、后部和纵向接缝处的聚能爆炸索，绝热壁板分开，解
除预加的环向力，释放残余吹除压力，壁板重心偏移。壁板以铰链为枢轴旋转45°时与半人马座脱离。
有效载荷对接件
有效载荷对接件由装在半人马座前底上的后对接件、装在后对接件上的过渡对接件和与有效载荷连接
的有效载荷对接件组成。后对接件为一截锥体，由铝合金板和析条组成。过渡对接件为一倒置的截锥体，
亦由铝合金板和桁条组成，但带有玻璃纤维绝热壁板，其中装有空调管路和喷嘴。卫星用√型包带固定在
有效载荷对接件上。2个爆炸螺栓相距180°对称安装在包带上，由半人马座指令引爆。每个爆炸螺栓都装
有1个双桥式引爆管。螺栓起爆时，包带松脱，由安装在卫星和对接件间的10个弹簧提供分离力。√形
带四周装有8个牵索和拉力弹簧，以防包带漂散。

<!-- 第 958 页 -->
通用上面级
·915·
聚能爆炸索
4条绝热板
B-B纵向连接点
敏感线
绝热壁板、半人马座下端连接环框
聚能爆炸索
A-A后部连接点
绝热壁板连接分离装置
A-A剖面
有效载荷整流罩
整流罩
整流罩为玻璃纤维蒙皮蜂窝结构，由一个长约
1.83m的圆柱段及与之相接的长约4.87m的锥形段组
成。分离时分为2个半壳。
整流罩用升华剂限制温度，保护结构。
分离系统由聚能爆炸索、锁门和喷管组成。8个
爆炸锁钉式锁门释放整流罩，使其沿分离线分成两半。
半人马座
聚能爆炸索
分离力由2个氮气喷管提供。喷管位于整流罩前端，
液氢箱
每片整流罩各1个。整流罩铰接于半人马座液氢箱219
密封织物
截面处。
绝热壁板前端
绝热板与整流罩尾端的分离系统见右图。
质量分配
半人马座D起飞质量17.443t，结构质量2.244t，
绝热壁板与整流罩尾端的分离系统
其质量分配如下表所示。

<!-- 第 959 页 -->
美国
·916·
半人马座D的质量分配
kg
组件
质量
组件
质量
箭体
36
502
分离系统装置
基本结构
飞行仪器
动力装置
529
161
基本结构
制导设备
154
其他设备
79
130
整流罩
979
气动、液压系统设备
抛掷结构
绝热壁板
电气设备
127
526
推进系统
半人马座D推进系统由主推进系统和过氧化氢辅助推进系统组成。
主推进系统
主推进系统由推进剂加注、输送系统、推进剂利用系统、发动机冷却系统和主发动机组成。系统为火
箭提供主要推力并在动力飞行段提供姿态控制力。
主发动机
主发动机系统由2台RL10A-3-3氢氧发动机（C1和C2）组成。RL10A-3-3为泵压输送、再生冷却、
恒定推力发动机。2台发动机有各自的氧化剂和燃料涡轮泵、电磁阀门、推进剂阀门、点火系统和推力室。
发动机可在长期滑行后进行多次启动。
发动机按补能原则工作。泵输出的燃料在推力室管束中进行循环。其目的是：1）冷却推力室；2）在
通过涡轮膨胀前提高燃料的能量。
在90.6km高空及泵的标准入口条件下，发动机的稳态性能见下表。
半人马座D主发动机稳态性能
参数
项目
参数
项目
额定液氧流量/(kg-s)
66.7
12.78
额定推力/N
额定液氢流量/(kg-s)
最低
2.54
4 305.1
比冲/(m-s)
-259.9
额定
4354.2
液氢温度/℃
泵的标准
205.9
混合比
5.0
液氢总压力/kPa
入口条件
2.75
-175.8
液氧温度/℃
燃烧室额定压力/MPa
连续工作时间/s
450
液氧总压力/kPa
415.8kPa
1．吹除
起飞前发动机用氮气吹除。吹除气体从涡轮进入后，路经推力室喷注器、发动机泵密封件、推进剂利
用阀门空腔、液氢输送管路绝热件、预压泵密封件、级间段对接件、液氨收集器歧管排泄孔、液压动力组
件发动机辅助驱动装置界面、涡轮泵、齿轮箱和燃料输送系统。
2.预冷
涡轮泵必须在发动机工作前冷却和灌注，以防推进剂在泵工作瞬变过程中过热而气化。飞行中用推进
剂将涡轮冷却到工作温度，并通过发动机泄出液氢和液氧。为减少推进剂损失，发射前15min用液氮将涡

<!-- 第 960 页 -->
通用上面级
·917·
轮泵温度降至一190℃或一190℃以下。地面预冷系统的箭上部分由输送导管、连接紧固件、排泄管、收集
器歧管、排气管翼形支撑架、冷氨管路脱落接头组成。液氢从地面高压容器通过箭上脱落接头、预冷单向
阀送往发动机燃料泵。液氨从齿轮箱排泄孔和冷却阀流出并通过级间分离导管从级间段收集器歧管排入大
气。
飞行中，主发动机启动前电磁阀通电打开，气动作动打开燃料入口断流阀。第1次点火时需提前8s
预冷，第2次点火时根据情况提前17s或24s预冷。由预压泵驱动燃料，使其通过发动机排泄管排入空间，
其余燃料通过涡轮泵第2级经排泄阀排出箭外。另一部分燃料直接流向涡轮轴承和齿轮箱进行冷却并起润
滑作用。氧化剂系统与燃料系统同时进行预冷。液氧从预压泵经氧化剂入口阀、涡轮泵、氧化剂流量控制
阀和喷注器进入推力室。
3．启动和工作过程
启动和工作过程如下图所示。预冷结束，电磁阀通电打开。由氮气部分关闭涡轮泵级间冷却阀门；全
部关闭涡轮泵泵后预冷阀门，打开主燃料断流阀门。燃料开始流动时，气体通过两级涡轮时膨胀，驱动涡
轮转动。涡轮通过齿轮箱驱动推进剂泵工作。燃料泵泵后压力不断升高并反馈给涡轮泵级间冷却阀门作动
器，使其完全关闭。由涡轮流出的气态氢通过断流阀门进入喷注器。氧化剂通过氧化剂流量控制阀控制，
保证所要求的混合比。推进剂进入燃烧室由电火花点火器点火燃烧。
燃料人口阀
氧化剂人口阀
燃料泵
级间冷
却阀门
氧化剂泵
燃料泵
燃料泵后
冷却阀
齿轮箱
一燃料/氧化剂流速比2.5
涡轮
推力控
制阀
混合比及
推进剂利
用阀
主燃料断流阀
电火花点火器
文氏管
推力室
半人马座D主发动机流程

<!-- 第 961 页 -->
美国
·918·
推力控制阀敏感燃烧室压力并改变通过涡轮的燃料流量、
氮气增压
管路能量消散器
涡轮的转速，从而改变推进剂流量，使发动机在恒定的推力下
工作。
气流方向
推进剂输送系统推进剂输送系统由加注泄出阀门、蓄留器、
氢气流
预压泵以及相应的输送管路组成。
预压泵在规定的泵入口压力下向主发动机输送推进剂。预压
液氢箱
液氢晃动
泵（见右图）为混流离心泵，各由1台热气驱动的涡轮带动。热
/阻尼板
气由90%浓度过氧化氢经催化分解而得的过热水蒸气和氧气混
回流管能量
消散器
合而成。涡轮的恒定功率通过限流孔恒定过氧化氢的流量来保
螺旋管
持。每台涡轮有一限速系统来控制由于偶然的卸载而引起的超
能量消
速。限速系统由转速传感器、电子组件和1个安装在催化器前
散器
过氧化氢输送管路上的常开电磁阀门组成。当速度超过规定值
液氧箱
液氢预
压泵
时电子组件内的2个串联备分继电器闭合，关闭电磁阀门，切
液氧预压泵
断流向催化器的过氧化氢液流。当涡轮转速低于规定值时继电
器打开，电磁阀门断电，阀门打开，过氧化氢液流重新流入催
流向
化器。
流向发动机广发动机
预压泵在完全浸没于推进剂中时开始工作。诱导轮钟形件
预压泵及贮箱附件部位
上安装的叶片防止推进剂起旋。预压泵涡轮带动的齿轮箱传速
比为9.1，液氧齿轮箱传速比为5.97。
氧化剂从预压泵通过6.35cm直径的不锈钢输送管送入发动机。输送管装有波纹管接头，以便发动机
摆动。输送管的外部覆有泡沫绝热层，以减轻待发状态下大气对液氧的热传导。飞行时泡沫塑料外表面以
辐射热传递的方式最大限度地减少向液氧传递的热量。
连接在发动机推进剂管路上的回流管放出积聚在管道中的气
液氢箱
体，并可冷却推进剂管路。循环流回液氧箱的液流用来加速预压泵。
$2.54cm
火箭中心线
导管
贮箱附件
液氢回流管
能量消散器
1.螺旋管能量消散器
预压泵螺旋管
半人马座D的液氢预压泵装有1条螺旋形排液管，由它排出泵
能量消散器
液流
共底
内液体，使泵能在不产生气蚀的零流量状态下工作。随后液流又通
5cm
/导管
过5cm直径管路回送到贮箱，送回的液流冲向贮箱前底。为防止液
氢被吸入贮箱排气口及由之而来的运载器失稳，设计了螺旋管能量
液氧箱
消散器（见右图），使动能转化为热能。
液氢预压泵
2.回流管能量消散器
液流
液氢回流管在主发动机启动前排出聚集于液氢输送导管高处的
出口平面
气体，回流能保证输送导管在主发动机启动前得到冷却并充满液体。
25.4cm
孔板
为防止半人马座二次启动前（此时液面已低于回流管高度）横穿箱
31.1cm
（63%开孔）
体的液流使气枕压力下降，设计安装了回流管能量消散器（见左后
图)。
十字形
挡板
3.防晃挡板
推进剂晃动是指部分充满贮箱的自由液面向前、向后或旋转的
波动。晃动波的高度取决于贮箱几何形状、推进剂性质、推进剂液
螺旋管能量消散器结构

<!-- 第 962 页 -->
通用上面级
-616-
面高度、加速度场以及作用于液体的力偶大小和范围。
为控制、减弱晃动，防止液流进入排气口，半人马座采取了以下推进剂管理措施：
1）主发动机第1次熄火后由过氧化氢推进系统提供1个短时间的高推力，使推进剂沉底；
2）设防晃挡板（见右下图）阻止高推力期间液体晃动的发展；
典型防旋
典型挡板
涡挡板B
加强件S
孔板(63%开孔)
单位：m
L0.20
0.20
0.2
孔板（51%开孔）
0.013
箱壁
ooooo
0.019
0.190.051
S2
IS
箱壁
0.049
孔眼
泡沫绝热
（直径0.026）
0.019
挡板支架
挡板下支点（3处）
深度比（挡板到
-x
箱底之距离
/箱体直径）
箱壁0.013
0.63
10.5cm
液流
0.36
共底顶部
深度比为0.63
0
挡板下
处的防晃挡板
支点
防晃挡板结构
回流管能量消散器结构
3）主发动机再次启动前给出一个短时间的高推力，抑制各种扰动，见下图。
7.5×10-3
444
加速度g
推力/N
推进剂
推进剂
抑制段
沉底段
推进剂A保持段
4.5X104
-100s
46s-
-1350s
主发动机
主发动机
第2次点火
第1次关机
AC-8滑行段推力程序
4.氨气增压管路能量消散器
为防止增压用的高压气流在液面内冲出空腔并使液体溅入气枕，使气枕冷却而引起贮箱压力下降，在
增压管路上安装了能量消散器（见后图）。
推进剂利用系统
推进剂利用系统用来在飞行中控制主发动机消耗推进剂的比例以保证推进剂剩余量最少。

<!-- 第 963 页 -->
美国
·920·
进气增压装置
液氢箱前底
孔板
液氢
扩散器
氨
扩散器
前向
孔板
火箭中心线
液氧
30°
球面孔板
267mm
锥体
氮气增压管路能量消散器结构
飞行时贮箱推进剂量由1个电容探测器测量，并在1个电桥平衡线路中进行对比，如推进剂混合比与
预定值（氧化剂：燃料=5：1）有差异，便向调节液氧流量的控制阀门的比例伺服定位器发出误差信号。
混合比大于5：1时减少液氧流量，小于5：1时增加液氧流量。由于探测器没有延伸到贮箱顶部，因而在
半人马座主发动机第1次启动约90s内，探测器露出之前不用它控制；在此90s内液氧流量控制阀门大致
保持5：1混合比。由于探测器也不能伸至贮箱底部，故在主发动机第2次关机前27s，此阀门同样也被置
于零位，保持约5：1的混合比。
推进剂利用系统组成见下图。
电子组件
阀门位置
遥测
液氧伺服电位
遥测
计驱动装置
比例伺服定位
器（C1发动机）
推进剂利用
液氧剩余量
液氢箱
连续式电容
电桥及放大器
探测器
误差信号
阀门伺服电桥
液氧传感器
调节放大器
（C1发动机）
推进剂差额
计算机
阀门伺服电桥
液氢传感器
零位继电器
液氧箱
（C2发动机）
推进剂利用
液氢剩余量
连续式电容
推进剂利用
电桥及放大器
探测器
推力环
液氧阀门
比例伺服定位
器（C2发动机）
液氢伺服电位
C1
遥测
比例伺服定位器
计驱动装置
发动机
发动机
遥测
阀门位置
半人马座D推进剂利用系统组成

<!-- 第 964 页 -->
通用上面级
·921·
推进剂加注液位指示系统
半人马座推进剂液位指示系统采用铂热电阻丝液位传感器。给传感器通电，其电压降就反映传感器的
电阻值。传感器浸没于低温液体时显示低电阻、低压降，传感器露出液面时电阻、电压升高并通过控制组
件向加注推进剂的操作人员提供信号。
辅助推进系统
系统由14台过氧化氢小发动机、2个贮瓶、发动机连接管系和预压泵涡轮组成（见下图）。
14台小发动机在滑行段工作：推力为15.6N的A1，A2，A3和A4发动机及推力为26.7N的P1和
P2发动机用于姿态控制；推力为222.4N的V1，V2，V3和V4发动机及推力为13.3N的S1，S2，S3和
S4发动机用于主发动机再次启动时贮箱推进剂的沉底和液面保持以及卫星分离后的机动。
X
S4
S3
S2
S1
V4
V3
V1
箭外排泄管
加注管口
应急泄出加注管口
P2
A2
P1
A4
A3
A1
应急泄出
限速阀门
阀门
姿控
限流圈
过氧
涡轮转子
化氢
催化器
歧管
瓶
P/N
液体
P/N
55-24160
齿轮装置
-14
55-24160
-10
隔离单
液氧预压泵
预压泵输
囊
向阀门
送阀门
限流圈
过滤器
过滤器
预压泵
液氢预压泵
1
过氧化氢瓶
限流圈
齿轮
限速阀门
液体
装置
限流圈
地面增压管口
催化器
涡轮转子
气囊
箭上供气
半人马座D过氧化氢发动机和预压泵系统
推进剂由2个带气囊的贮瓶供给。贮瓶由气动系统用氮气增压到约2.1MPa。过氧化氢在催化器中分
解，热分解产生的气体通过喷管膨胀产生推力。过氧化氢热分解气体也用来驱动预压泵涡轮。全部过氧化
氢输送管路均装有加热器以保持5～50℃的温度。泵停止运转时输送管路进行氨气吹除，吹除残留的过氧
化氢，气瓶可随任务需求增减。
气动系统
气动系统由贮箱排气系统、贮箱增压系统、动力装置气动系统、氮气吹除系统和整流罩弹射系统组成
（见后图）。

<!-- 第 965 页 -->
美国
·922·
液氢箱
C1发动机C2发动机
常量放气孔液氧箱
控制器
控制器
兄
压力开关
通向过氧化氢瓶
安全阀门
过氧化氢瓶
压力调节器
发动机控制
器
氨气瓶
电磁阀门（常闭）
脱落接头（T-4s断开）
半人马座D贮箱增压和动力装置气动系统
贮箱增压和动力装置气动系统相关参数见下表。
半人马座D贮箱增压和动力装置气动系统相关参数
参数
项目
参数
项目
调节器压力（表压)/MPa
安全阀压力(表压)/MPa
2.21~2.44
3.03~3.27
安全阀压力（表压)/MPa
过氧化氢瓶
气瓶容积/cm²
3.27~3.62
120639
发动机控制器
常量放气孔放气量/（cm?min)
2211
22.06
初始压力(绝对压力)/MPa
液氧箱压力开关（绝对压力)/kPa
260~280
液氧/cm
0.15
限流孔径
压力调节器(表压)/MPa
过氧化氢瓶
2.05~2.17
液氢/cm
0.226
贮箱排气系统
飞行中贮箱结构稳定性的维持取决于推进剂蒸发气体的压力，此压力由贮箱排气系统控制。液氢箱排
气系统由2个气压作动排气阀门和导管组成。主排气阀门与电磁阀相接，排气阀由电磁阀锁定，防止打开。
副排气阀不接电磁阀。副阀门的工作压力（171～185kPa）比主阀门（127.5～147kPa）高，这样可防止在
主排气阀锁定时液氢箱超压。排出的氢气通过整流罩的1个排气孔排出箭外。整流罩抛掷后气体通过2个
喷管排出。喷管对称安装，不产生干扰力。液氧箱排气系统只含1个排气阀门。阀门与电磁阀相接，工作
范围为199.95～220.63kPa。排出的氧气通过级间段导出箭体外。半人马座与级间段分离后，留在箭体上
的导管要使排气推力矢量对准火箭重心。
排气阀门在以下情况关闭。
1）大气层上升段关闭阀门，提高液氢箱压力，满足内压稳定箱体结构的要求。

<!-- 第 966 页 -->
通用上面级
·923·
2）提高贮箱压力，满足预压泵压力要求。
3）禁止滑行段排气，防止产生扰动力矩。
4）某些特定时间内禁止排出氢气以防产生险情：上升段初期如有氢气排出并扫过火箭，触及火源便
可能起火；宇宙神助推发动机分离时火箭被残氧包围，排出氢气也会出现险情。
贮箱增压系统
半人马座D贮箱用氨气和推进剂蒸气增压。系统由常闭电磁阀、限流圈和敏感氧化剂箱内压的压力开
关装置组成。由电磁阀和限流圈控制氨气流量，在主发动机启动时作阶段性增压和主发动机关机时对氧化
剂箱增压。由压力开关控制主发动机启动过程中对氧化剂箱的增压。
动力装置气动系统
该系统以一定的压力提供氨气，用以启动主发动机控制阀门并对过氧化氢瓶增压。系统由2个压调器
和2个安全阀组成。经发动机控制器调节器调节的气动压力用来启动和关闭发动机入口阀门、发动机冷却
阀门和燃料主阀门。位于发动机控制器调节器下游的压调器进一步降压，为过氧化氢瓶提供挤压压力，并
对预压泵输送管道进行吹除。每个压调器的下游装有安全阀，防止过度增压。
氨气吹除系统
地面/箭上氮气吹除系统用来防止绝热壁板下和动力装置系统组件内的气体冷凝和结冰。箭上有1套共
用的配气系统，发射前用地面氮气吹除，飞行中用箭上贮瓶的氨气吹除。系统在对液氢箱-绝热壁板间隙、
整流罩圆柱段与贮箱前底间的密封件、推进剂输送管道、预压泵、发动机冷却排气导管、发动机推力室以
及液压动力组件进行吹除时配气。如果在地面吹除管路快速脱落接头断开后发生意外，则可用加注箭上气
瓶的脱落接头从地面氨气源供气。氨气吹除系统见下图。
送往整流罩密封件
送往自动发射
液氢箱
氢气瓶
/程序器
压力开关
送往绝热壁板
X
液氧箱
吹除环
电磁阀门(常开)
送往发动机冷却排气管
送往发动机及预压泵
送往液压系统
脱落接头
脱落接头
(T-0s断开）
(T-4s断开）
半人马座D氮气吹除系统结构
氮气瓶：容积76167cm”，初始压力16.4MPa；压力开关：13.79MPa（绝压）
整流罩弹射系统
整流罩弹射系统提供弹射整流罩所需推力，由氮气瓶、电爆阀和2个小喷管（每片1个）组成。

<!-- 第 967 页 -->
美国
·924·
控制系统
半人马座D控制系统的功能有：稳定并控制火箭，使火箭沿预定轨道飞行；确定达到卫星入轨速度所
要求的时间；向火箭其他系统发出绝热板投掷、级间分离、发动机启动等程序指令。
制导系统
其他分系统
飞行控制系统
400Hz
半人马座
制导系统起
28V(DC)
制导时间信号开关
始时间信号
导航计算机
计时器时间信号开关
128V(dc)
计时器起始
时间信号
俯仰速率陀螺
U
W
控制信号
发动机
伺服电子组件
作动器
复式分解器
控制信号
发动机
坐标转换
偏航速率陀螺
作动器
位置反馈
伺服电子组件
发动机
助推发动机
作动器
俯仰和偏航<二
过氧化氢
逻辑电路
滚动速率陀螺
控制信号
发动机
伺服电子组件
半人马座
宇宙神
选择器开关
俯仰速率陀螺
主发动机
发动机
俯仰
伺服电子组件
作动器
位移陀螺
助推发动机
发动机
偏航速率陀螺
作动器
主发动机
位置反馈
偏航
伺服电子组件
位移陀螺
助推发动机
发动机
滚动速率陀螺
作动器
滚动
滚动
伺服电子组件
位移陀螺
程序
程序装置
28V(DC)
起始时间
代数求和点
信号
半人马座D制导控制系统接口
制导系统
半人马座D采用惯性制导系统，其功能是：
1）在确定的惯性坐标系中测量火箭加速度；
2）计算火箭的实际速度值和位置以及到达入轨点的轨迹；
3）比较实际和预定位置，发出控制信号；
4）发送时间指令信号。
制导系统由惯性测量组件、制导计算机和信号调节器组成（见后图）。

<!-- 第 968 页 -->
通用上面级
·925·
陀螺输出
平衡环力矩马达驱动
平台电
控制信号（惯性坐标系统）
子组件
惯性
控制信号（箭体坐标系统）
平台
电源电压
加速度计输出
脉冲平衡器陀
加速度平衡脉冲
螺转矩发生器，
电源电压
电源耦合器
运载器电源
速度增量脉冲
制导
激励控制信号
计算机
控制信号（惯性坐标系统）
来自平台
电子组件
信号调节器
来自耦合器
箭体坐标
运载器电源
原激励控
时间指令
助推发动机
遥测
指令信号
400Hz
制信号
俯仰、偏航、
28V(DC)
控制信号
半人马座D制导系统框图
惯性测量组件
惯性测量组件由平台（见下图）、陀螺仪、加速度计、脉冲平衡器、陀螺转矩发生器、电源和平台电子
组件组成。
Z(滚动轴)
壳体与运载器固连
外滚动平衡环
内滚动平衡环
方位平衡架
俯仰平衡环
Y（偏航轴）
飞行方向
X（俯仰轴）
光学瞄准棱镜
平台示意图
平台为4框架惯性稳定平台。内框架、外框架和俯仰框架使方位框架独立于火箭结构的运动之外。惯

<!-- 第 969 页 -->
美国
·926·
性器件（3个陀螺仪和3个加速度计）装在方位框架或内框架上。陀螺和加速度计配对安装，其敏感轴相
互平行，并对准平台3个轴相互垂直安装。
服放大器放大并控制转动框架的力矩马达，控制各平衡框，使内框架处于惯性空间并为加速度计提供一稳
惯性坐标-箭体坐标转换。这种转换由安装于2个平衡框架间的机电分解器完成。分解器产生一与框架夹角
的正弦和余弦成比例的电信号，供坐标转换方程分析解。
加速度计为单轴、黏性-阻尼、铰链-摆式加速度计。各轴加速度计敏感加速度，测量火箭沿该轴的速
度变化。火箭加速度使之偏离中心，相应的电子器件产生精确的电脉冲使其摆回中心（再平衡）。将表示
速度变化的脉冲送往制导计算机以计算火箭速度。
制导计算机
制导计算机为磁鼓记忆数字计算机，用来计算速度和其他控制、制导参数。磁鼓记忆能力为2816字
（字长25bit）固定存储、256字活动存储、6个专用磁道。固定存储是预先装定的，飞行中不能改动，活
动存储是计算机的工作存储量。6个专用磁道用来寻址、指令记录、相乘和积分。计算机按临射前方程、
导航方程、制导方程进行计算。用临射前方程求得导航方程和制导方程的初始条件一基准轨道、发射阵
地地理位置、导航和制导方程初始值。在这些初始条件的基础上制导系统在起飞前约12s开始工作。
导航方程用来计算运载火箭速度和实际位置。按加速度计测出的速度增量脉冲求代数和，确定速度值。
对所得的速度进行积分求出实际位置。为提高导航精度，在进行速度和位置计算时需修正射前确定的陀螺
和加速度计常数。如校准由加速度求得的速度值以补偿射前测得的比例系数和零位偏差，校准速度失量以
补偿射前准备过程中测得的陀螺恒定力矩漂移率。
按制导方程不断比较实际的和入轨要求的位置和速度。在比较的基础上产生控制信号，以控制运载火
箭沿着能够达到预期入轨状态的最佳轨道飞行。制导方程产生6个时间指令。当所测得的火箭加速度值与
预定值相符时，发出助推发动机关机指令和宇宙神主发动机备用关机指令。当计算的角动量等于进入相应
轨道所要求的角动量时，发出半人马座主发动机关机指令。在计算机预测半人马座主发动机第2次关机指
令前15s发出推进剂利用系统置零信号。达到半人马座第2动力段工作状态时，发出启动B计时器指令。
在助推发动机工作段，制导计算机对宇宙神进行俯仰和偏航控制。按射前高空风探测资料从预选程序
中选择一条俯仰和偏航程序。发射准备过程中允许改变程序，更改飞行基准轨道以改善运载火箭气动加热
和结构承载条件。
B计时器启动并控制主发动机第2次启动程序。当发动机启动后制导系统可读出火箭合成加速度。达
到一定加速度时制导方程自动地转到第2动力飞行段工作状态。在主发动机第2次关机前B计时器暂停工
作，主发动机第2次关机指令用来再次启动B计时器。B计时器又依次发出包括卫星分离在内的一些后续
程序的指令。因而如果发动机没有启动，制导方程没有转换到第2动力飞行段工作状态，就不能发出主发
动机第2次关机指令，B计时器就不能再启动，卫星分离的程序就不能实现。
信号调节器
信号调节器是制导系统和遥测系统的中间装置。调节器加工和变换制导系统参数使其与遥测系统输入
端相匹配。
飞行控制系统
飞行控制系统（见后图）用来稳定和控制运载火箭、执行制导控制指令、按预定飞行程序按时转换程
序。系统由速率陀螺组件、伺服放大组件、机电计时程序装置和辅助电子组件组成。

<!-- 第 970 页 -->
向宇宙神发送程序俯仰和偏航信号
伺服放大组件
反馈传感器
来自制导了俯仰
计算机偏航
俯仰信号
俯仰伺服
电子件
作动器
C2发动机俯仰
俯仰
放大器
放大器
信号控制
来自制导
俯仰速率
反馈传感器
电子器件
复式分解器
陀螺
偏航信号
俯仰伺服
C1发动机俯仰
电子件
作动器
偏航
放大器
放大器
反馈传感器
偏航
对宇宙神主发动机！
速率陀螺
滚动信号
偏航、滚动
进行俯仰、偏航控制
作动器
C1发动机偏航、滚动
放大器
电子件
伺服放大器
滚动
反馈传感器
速率陀螺
偏航、滚动
C2发动机偏航、滚动
作动器
400Hz
通
伺服放大器
用
月上面级
向宇宙神发出助
辅助电子组件
俯仰
发动机
马达
推发动机和主发
偏航
控制逻
开关
动机关机指令
过氧化氢发动机
逻辑线路
滚动
机电计时
继电器
辑线路
飞行控制
开关
时间指令
开关
电源
晶体管
接通运载器和
卫星输出信号
28V'(DC)
来自宇寅神
的指令信号
保险开关
400Hz
宇宙神A相
启动分解器和
400Hz电源
控制设备
马达
半人马座A相
400Hz电源
开关
28V(DC)
·927
半人马座D飞行控制系统框图

<!-- 第 971 页 -->
美国
·928·
速率陀螺组件由3个单自由度悬浮轴承速率陀螺以及与之相应的，用来放大信号、增益选择和调节制
导控制信号的电子器件组成。陀螺对应运载器俯仰、偏航、滚动轴按输入轴相互垂直地安装在运载器上。
每一陀螺提供一与运载火箭绕输入轴（基准轴）旋转角速度成正比的输出电信号。
伺服放大器组件由对位移和速率信号以及发动机位置反馈信号进行综合放大、滤波、积分及求和的电
子器件组成。组件输出信号驱动液压作动器，控制发动机摆动。此外组件还包括控制过氧化氢姿态控制系
统发动机的逻辑线路和门限电路。
机电计时程序装置含有1个400Hz同步马达。该装置提供时间基准，并按程序时间启动开关。由于
飞行中有大量的时间指令，故半人马座D有A、B两个计时装置。
辅助电子组件由逻辑线路、继电开关、晶体管开关、电
源、机电计时程序装置控制电路、调节计算机、产生时间信
A4P1A1
倾斜25
正滚动
号的电路和1个保险开关组成。
由机电计时程序装置和辅助电子组件向半人马座飞行
主发动机
O
oS1
C1
控制系统其他组件以及推进系统、液压系统、分离系统、遥
正俯仰
测系统、卫星等发出时间信号。
象限I
象限IV
-X
半人马座D主动段通过摆动2台主发动机控制箭体姿
象限ⅡI
象限Ⅲ
主发动机
态。每台发动机有2个作动器用作俯仰、偏航和滚动控制。
C2
飞行控制系统控制主发动机推力方向，使运载火箭沿制导系
统指令飞行。主发动机关机后由飞行控制系统启动14台过
A359aA2
P2
氧化氢发动机（见右图）来控制火箭姿态。
正偏航
逻辑电路指令过氧化氢发动机的启动和关机。电路可选
择5种工作方式（见下图）：全停、分别启动、A发动机和
后视图
P发动机分别启动、启动半数V发动机、启动半数S发动机。
半人马座D过氧化氢发动机布局
主机卫星分离反推断电
主机
主机
主机
助推发动主机和
起飞
第2次启动
机关机游机关机
第1次启动第1次关机
第2次关机
姿
（半人马座）（半人马座192s
(宇宙神） (宇宙神)
（半人马座）（半人马座）
态
324s
控
半数S工作3553s
制
V和V
5s日
40s
系
工作25s
49s
76s
全停
统
3s|
A,P,S和S3
工作10s
仅速率稳定
俯仰和偏航轴
4s
62s
制导和飞行控制系统
速率稳定和制导控制
速率稳定和姿态控制
俯仰和
3s
偏航程序
仅速率稳定
滚动
速率稳定和姿态控制
主机启动前冷
轴
气喷管进行8s
滚动程序
有限速率控制
257
15152
596
43654500 49356665
246
4265
2
飞行时间/s（未按比例）
半人马座D控制系统各模式的计划工作时间

<!-- 第 972 页 -->
通用上面级
·929·
控制模式有速率稳定型、速率稳定-姿态控制型和速率稳定-制导控制型3种，见下图。
速率陀螺
基准轴
发动机
运载器
速率
电子组件
飞行
西
作动器
动态
运载器角速率
（a）速率稳定型
速率陀螺
基准轴
发动机
运载器
电子
速率
飞行
作动器
动态
组件
运载器角速率
速率积分
（位移）陀螺
角位移或位置
基准轴
运载器位置
预定俯仰
(b）速率稳定或姿态控制型
或滚动程序
速率陀螺
基准轴
发动机
运载器
速率
电子组件
飞行
作动器
动态
角位移或位置坐标转换
角位移
预定的运载器最
复式分解器
终位置和方向」
实际的运载器最
代数求
终位置和方向
和点
制导系统
(c）速率稳定和制导控制型
半人马座D控制系统的控制模式
速率稳定型用于在宇宙神-半人马座分离后连续稳定火箭滚动轴和在半人马座主发动机启动后4s内稳
定俯仰和偏航轴。每个速率陀螺的输出信号与火箭绕每个陀螺输入轴旋转的角速度成正比。输出信号控制
发动机向着使输出信号减到最小的方向摆动，火箭角速度降至最低。
速率稳定-姿态控制型用于宇宙神助推发动机工作段的俯仰、偏航和滚动控制以及宇宙神主发动机工作
段的滚动控制。称姿态控制型的原因是位移陀螺提供了火箭需按之调整的基准姿态。但在实际飞行轨道与
预定飞行轨道不一致时就无法确定偏差和修正轨道。基准姿态在助推段是按程序改变的。改变基准姿态将
使火箭滚动到程序飞行方位角，如有需要则还要向下俯仰并作偏航运动。火箭用与速率稳定型同样的方法
稳定。速率稳定信号与姿态基准信号代数相加，用所得之最终信号控制并稳定火箭，摆动发动机，将信号
降至最低值。
速率稳定-制导控制型用于宇宙神主发动机工作段、半人马座主发动机工作段和主发动机关机后滑行段
的偏航和俯仰控制。制导系统提供姿态和方位基准。制导系统所测得的实际飞行轨道与预定轨道不符时发
出控制信号，将火箭调整到要求的轨道上去。稳定火箭的方法与速率稳定型相同。俯仰和偏航稳定信号与
制导系统发出的俯仰、偏航控制信号代数相加后用来控制并稳定火箭。

<!-- 第 973 页 -->
美国
·930·
液压系统
半人马座D有2套独立的液压系统，各摆动1台主发动机，作偏航、俯仰和滚动控制。各系统由2个
伺服作动器和1个与发动机相连的能源组件组成。组件包括1台高压泵、1台低压泵、1个油箱、1个蓄压
器、1个增压活塞和调节压力的安全阀门。见下图。。
单向阀门
脱落接头
低压安全
阀门
循环泵
全阀门
高压泵
马达
蓄压器
带增压活
塞的油箱
脱落接头
歧管
伺服作动器
发动机
半人马座D液压系统
高压液流由1台恒定流量叶片型泵提供。液压泵由液氧泵辅助驱动轴带动。低压电动循环泵提供发射
前测试中摆动发动机所要求的低压、在主发动机启动前定位发动机，以及在半人马座分离后的机动过程中
作有限的推力矢量控制。每个液压系统有2个恒温器，用于启动和停止循环泵以控制滑行段液压油温（保
持在一12~一3℃）。
遥测系统
半人马座D脉码调制-调频-调频遥测系统由2个射频遥测仪、天线和转换器组成。
RF-1遥测系统（见下图）的工作频率为225.7MHz，RF-2遥测系统工作频率为259.7MHz。前者用于
火箭工作状态测量，后者用于特殊测量。
天线
来自RF2
多路耦
合器
信号
无线电频
转换器
混频网络
调节器
率发射机
电气系统
转换开关
载波振荡
校准装置
测量仪器
RF1遥测仪
电源转
外接电源
主电池
换开关
地面设备
半人马座D遥测系统框图

<!-- 第 974 页 -->
通用上面级
·196-
系统测量数据包括：卫星对接面低频刚体振动环境数据、滑行段推进剂晃动数据、滑行段火箭组件热
环境数据、停泊轨道滑行段过氧化氢发动机排气冲刷对主发动机部件的加热率以及卫星纵轴相对于制导平
台的方位数据。
跟踪系统
C波段雷达跟踪系统（见下图）与地面雷达站配合，为航区安全跟踪提供实时位置和速度数据。数据
也用于制导和飞行轨道的结果分析。箭上设备有轻型转发器、循环器、分流器和2副天线。
保险丝装置，5A
28V(DC)
主电源
主电池
转换开关
磁控管
调节
天线
天线收发
环形天线收
转换开关
发转换开关
天线
本机
固态电源
振荡器
中频
滤波器
混
译码器
放大器
预选器
C波段雷达系统箭载设备
安全自毁系统
半人马座D装有独立的安全自毁系统（见下图）。系统由接收机、电源控制组件、自毁器、天线和独
立于火箭主供电系统的电池组成。
聚能炸药索
传爆保险丝
电源
电源控
中断RF
安全指令
制组件
自毁命令卫星安全
接收机1
主发动机关机
自毁
启动器
安全监控
天线2
<天线1
电源
安全指令
自毁命令半人马座
中断RF
地面设备
爆炸自毁
接收机2主发动机关机
安全监控
装置
自毁
指令
安全
监控
程序装置
预启动
电源
遥测监控
电池1
C1和C2发动机
主发动机关机
电池2
半人马座D安全自毁系统框图

<!-- 第 975 页 -->
美国
·932·
系统具有仅关闭发动机和关闭发动机并自毁2种工作模式。系统有1个爆破推进剂贮箱和消散推进剂
的爆炸索。有效载荷对接件处装有聚能爆炸索，以备在需要时炸毁卫星远地点发动机。
电源系统
电源系统（见后图）由电源转换开关、150A主电池、2个独立的航区安全指令电池、2个火工品系统
电池和1个为制导、控制系统、推进剂利用系统供400Hz电流的固态变流器及电缆等组成。
典型飞行程序
地球同步转移轨道
以宇宙神-半人马座D（AC-29）1972年6月13日发射国际通信卫星IV（F-5）为例，采用半人马座D
为上面级的火箭的地球同步转移轨道典型飞行程序如下。
火箭起飞后垂直飞行15s，在T+2s～T十5s时火箭进行滚动机动，将发射方位角从105°降至101°。在
T+15s火箭朝射向进行俯仰机动，开始程序转弯。
起飞后约152s，当敏感轴向加速度达到5.7g时，由半人马座制导系统发出宇宙神助推器发动机关机
信号，3.1s后抛掉助推发动机组件。液氢绝热板在主发动机工作段按预定指令抛掉。
起飞后约239s，由推进剂管路上的氧化剂耗尽关机压力传感器发出关闭宇宙神主发动机和游动发动机
的信号，发动机关闭，结束宇宙神工作段。2s后宇宙神程序装置接通电路，聚能爆炸索起爆，断开级间连
接。点燃宇宙神8枚反推火箭，将宇宙神推离半人马座。
宇宙神主发动机关机后11.5s，半人马座主发动机第1次启动。宇宙神主发动机关机前30s，由宇宙
神程序装置启动半人马座预启动程序。启动预压泵，加快其转速，使低温推进剂流过半人马座燃料和氧化
剂系统，预冷结构件，以防半人马座主发动机点火时产生气蚀。半人马座启动后12s抛掉整流罩。随后半
人马座主发动机工作约367s，达到185km/2223km椭圆停泊轨道入轨条件时，制导系统发出半人马座主
发动机第1次关机指令，半人马座开始沿椭圆停泊轨道滑行。
为保障再次点火顺利进行，在滑行段进行低温推进剂管理。半人马座主发动机第1次关机时启动过氧
化氢发动机中的2台V发动机，产生小过载，使推进剂沉底，该组发动机工作76s后关机；接着2台S
发动机开始工作，进行推进剂液面保持，半人马座主发动机第2次点火前40s关闭此组发动机并再次启动
2台√发动机加速推进剂的沉底，使之聚集到发动机入口处，为半人马座第2次启动作好准备。主发动机
点火前28s启动预压泵，点火前17s再次预冷动力装置系统。主发动机按指令点火时关闭V发动机。
滑行中用A和P发动机稳定半人马座的姿态。改变椭圆停泊轨道时，由控制系统指令将半人马座和卫星
的推力轴对准惯性速度矢量。主发动机二次点火前5min，半人马座作定向机动，以达到规定的点火姿态。
半人马座第1次关机后约15min，第1次通过赤道前，接近第1个降交点时半人马座主发动机进行第
2次点火。与第1次点火一样，点火前、后的一段时间内控制系统无信号，短时间中断控制。第2次启动
完成轨道面机动，进一步减小轨道倾角并加速半人马座和卫星使其进入同步转移轨道。当达到要求的入轨
条件时，半人马座按指令关机。
进入转移轨道后的135s内，滑行姿控系统将半人马座偏转90°左右，使卫星自旋轴垂直于轨道面。接
着卫星与半人马座分离，3s后卫星上的切向喷管喷出肼分解气体，卫星开始自旋。为避免与卫星碰撞，分
离后5s半人马座重新定向，从推力室排放剩余推进剂并启动沉底发动机，提供反向推力。
卫星在第3个远地点点燃远地点发动机，改变轨道面并加速进入同步轨道。

<!-- 第 976 页 -->
自动驾驶仪外接电源28Vdc
推进剂利用外接电源
制导直流电源
内部
自动驾驶仪外接电源28V（DC）
命令外接
气动系统外接电源
C波段信标机外接电源
液压系统外接电源
自动驾驶内部
电池预充电
推进系统外接电源
仪监控外接
遥测外接电源
自动驾驶仪和变流器
外接电源
外接
航区安全1-航区安全2
内部
脱落插座
28V(DC）电池母线
+28V(DC）
副开关
航区安全
航区安全
接收机1
接收机2
电源控制
组件
通用上面级
内部
主开关
航区安全
航区安全
开关
电池2
电池1
推进剂
5.0A
7.5A
主电池
液压系统
保险丝
变流器
利用系统
自动驾驶仪
制导
保险丝
推进
C波段雷
气动系统
遥测
系统
达信标机
整流罩锁门
整流罩锁门
和喷管气瓶
和喷管气瓶
火工品继
火工品继电装置
火工品继电装置
交流电
电装置
直流电
马达
火工品电池1
火工品电池2
相
卫星分离
卫星分离
火工品继电装置
火工品继电装置
传爆管
传爆管
隔热板电爆管
隔热板电爆管
·933·
半人马座D电源系统

<!-- 第 977 页 -->
美国
·934.
宇宙神-半人马座D的地球同步转移轨道典型飞行程序见下表。
宇宙神-半人马座D的地球同步转移轨道典型飞行程序
时间/s
事件
分段
累计
T+0
0+1
起飞（离开发射台5.08cm）
T+2
滚动开始
T+2
滚动结束
T+15
T+15
俯仰、偏航程序开始
T+15
T+15
T+141
准备好分离助推发动机
T+141
助推发动机关机（5.7g）
BECO+0
T+151.4
BECO+3.1
T+154.5
抛掉助推发动机
BECO+8
T+159.4
开始制导控制
抛绝热壁板
T+196.4
BECO+45
BECO+60
T+211.3
启动半人马座增压泵
T+220.3
准备好宇宙神与半人马座的分离
BECO+69
推进剂耗尽，宇宙神主发动机关机
SECO+0
T+241.2
暂停制导
SECO+0
T+241.2
T+243.1
宇宙神与半人马座分离
SECO+1.9
宇宙神反推火箭点火
SECO+2
T+243.2
第1次预启动，冷却半人马座动力装置系统
T+244.7
MES1+0
T+252.7
MES1+8
半人马座主发动机第1次启动
恢复制导
MES1+12
T+256.7
MES1+20
T+264.7
抛整流罩
MES1+296.0
T+541.2
准备好半人马座主发动机第1次关机
T+626.0
MEC01+0
半人马座主发动机第1次关机
T+626.6
MEC01+0
半人马座主发动机第1次备用关机
MEC01+0
推进剂沉底发动机（V发动机）启动
T+626.6
T+702.2
MEC01+76
V发动机关机，液面保持发动机（S发动机）启动
MECO1+593.2
半人马座为准备第2次启动重新定向
T+1 219.0
MES2+0
T+1 459.0
制导时间指令信号（B计时器启动）
MES2+20
T+1 479.0
液面保持发动机关机，V发动机启动
MES2+32
启动半人马座增压泵
T+1 491.0
MES2+43
第2次预启动，冷却半人马座动力装置系统
T+1 502.0
第2次启动半人马座主发动机
MES2+60
T+1 5191.0
推进剂沉底发动机关机
MES2+60
T+1 519.0
暂停制导
MES2+60
T+15191.0
恢复制导
MES2+64
T+1 523.0
MES2+64
T+1523.0
准备好半人马座主发动机第2次关机
T+1 593.6
半人马座主发动机第2次关机
MEC02+0
MEC02+0
T+1593.6
半人马座主发动机备用关机

<!-- 第 978 页 -->
通用上面级
·935·
续表
时间/s
事件
累计
分段
MECO2+135
卫星分离
T+1728.7
卫星起旋
MECO2+138
T+1 731.6
T+1 733.6
卫星与半人马座分别开始制导
MEC02+140
MECO2+140
半人马座开始翻转机动
T+1 733.6
T+1 895.6
MECO2+305
开始吹除推进剂
吹除结束
MECO2+355
T+2148.6
MECO2+555
T+2148.6
启动推进剂沉底发动机，反推半人马座壳体
半人马座断电
MEC02+606
T+2198.6
太阳同步转移轨道
1969年2月24日宇宙神-半人马座D（AC-20）成功地将水手6号送入飞向火星的太阳同步转移轨道。
飞行中半人马座只作一次启动，发射前准确地选择轨道，使水手6号在同年7月31日与火星相遇，其飞
行程序见下表，飞行剖面见后图。
宇宙神-半人马座D（AC-20）飞行程序
预定时间/s
实际时间/s
事件
分段
累计
（累计）
T+0.0
T+0.0
T+0.0
起飞（离开发射台5.08cm）
T+2.0
T+2.0
T+2.0
滚动开始
T+15.0
T+15.0
T+15.0
滚动结束
T+15.0
T+15.0
开始俯仰
T+15.0
助推发动机关机
BECO+0
T+152.0
T+147.1
T+155.1
T+150.1
抛助推发动机组件
BECO+3.1
T+197.0
抛绝热壁板
BECO+45
T+191.7
T+228.5
抛整流罩
BECO+82
T+234.0
宇宙神主发动机关机
SECO+0
T+252.3
T+270.8
T+272.8
宇宙神与半人马座分离
SECO+1.9
T+254.2
SECO+11.5
半人马座主发动机启动
T+263.8
T+272.3
半人马座主发动机关机
MECO+0
T+699.6
T+725.5
MECO+0
T+728
开始卫星分离定向机动
T+699.6
MEC0+95
T+794.6
卫星分离
T+820.6
半人马座开始反向机动
MEC0+365
T+1 064.8
T+1 091.2
MEC0+460
启动半数V发动机
T+1159.6
T+1185.6
MEC0+500
V发动机关机，启动半数S发动机
T+1 199.6
T+1 225.6
MEC0+850
S发动机关机，半人马座开始吹除推进剂
T+1 549.6
T+1575.6

<!-- 第 979 页 -->
美国
·936·
进人火星转移轨道，
半人马座从分离方向转开
运载器机动到分离方向
半人马座偏
半人马
水手号分离段
转机动段
（半人马座姿态稳定）
座滑行段
半人马座
主发动机工作段
开始吹除
剩余推进
主发
剂
动机关机
水手号分离，
宇宙神
分离后~190
半人马座半人马座主发
展开太阳电
动机点火
分离
池板
半人马座开
结束偏转机动
宇宙神反推火箭点火
始偏斜
主发动机和
游动发动机关机
发动机工作段
抛掷整流罩
抛挪隔热壁板
/发射时的地
助推发动机分离
球位置
飞往火星时
程序转弯
的地球位置
20天
助推发动机关机
(T+15s~助推
发动机关机)
40天
9.965X10km
60天
滚动(T+2s
140天
80天100天120天
~T+15s)
宇宙神助推
水手号与
发射时的火星位置
发动机工作段
火星位置
S0-1
发射设施
宇宙神-半人马座D（AC-20）飞行剖面
（王丹阳）
半人马座D1-A（CENTAURD1-A)
早在半人马座D进行研究性飞行试验、火箭尚未投入正式使用时就开始酝酿其改型，1973年4月火箭的
第1种改型半人马座D1-A投入使用。半人马座D1-A最初采用RL10A-3-3发动机，后换用推力为73.4kN的
RL10A-3-3A发动机（又名半人马座D1-AR）。到1983年5月，半人马座D1-A与宇宙神SLV-3D配合共
进行32次发射，飞行无一次因半人马座故障而失败。1984年6月至1989年9月，半人马座D1-A与宇宙
神G配合使用共进行了7次发射，失败1次。1990年7月至1997年4月，半人马座D1-A与宇宙神1配
合使用共进行11次发射，失败2次。
半人马座D1-A与其后继型号半人马座Di-T实际是同期产品，除了有效载荷对接件不同，D1-A仍采
用可抛掷的燃料箱绝热板，而D1-T却换用固定的辐射防护罩外，其他基本相同。其基本情况参见半人马
座D1-T。
（王丹阳）

<!-- 第 980 页 -->
通用上面级
·937·
半人马座 D1-T（CENTAUR D1-T)
半人马座D1-T是半人马座系列的中期型号，它与大力神3基础级组成的大力神3E可将3.35t有效载
荷送入地球同步轨道。火箭共进行7次发射，失败1次。
火箭在半人马座D的基础上改进的项目有：
1）采用新的电子系统；
2）改用由半人马座计算机控制的增压、排气系统和推进剂利用系统；
3）提高了液压系统的可靠性；
4）采用新的过氧化氢控制系统：
5）制导系统引|入新的电子组件SEU；
6）软件模块化，无需改动硬件便可适应新的任务，提高了火箭的灵活性和适应性；
7）增加了新的短柱状对接件；
8）增加了新的仪器舱；
9）液氢箱的可抛掷绝热壁板改为固定的多层辐射防护罩；
10）因采用新的电子系统所带来的各系统的改进。
主要技术性能
级长
9.14 m
推进剂
液氧/液氢
直径
真空推力
3.05 m
2X66.7 kN
真空比冲
子级质量
4 354.2 m/s
15.402 t
1.608t
450s
结构质量
工作时间
发动机
2XRL10A-3-3
绝热板
仪器舱
空调管道
总体布局
短柱状对
接件
辐射防
护罩
半人马座D1-T由结构、防热、推进、液压、气动、控制、遥测
液氢箱
燃料防晃
跟踪、安全自毁和电源等系统组成（见右图）。
挡板
火箭推进剂储存于薄壁、内压稳定的共底贮箱内。液氢箱侧壁设
共底
液氧箱
有镀铝聚酯薄膜辐射防护罩。贮箱前端连接有支撑仪器舱和有效载荷
对接件的短柱状对接件。仪器舱内装有新的电子系统。其核心是1台
推力环
后底
先进的、具有高输入/输出功能的高速数字计算机。由于许多硬件功
级间段
能可由软件完成，减少了硬件，从而使火箭可靠性得到提高并增强了
液氧蓄
留器
灵活性。推进、气动、液压和姿态控制系统全部安装在贮箱后底或后
底附近。为保障长时间滑行后各系统正常工作，有些系统组件采取了
辐射防护罩、镀层等温控措施。
半人马座D1-T总体布局

<!-- 第 981 页 -->
美国
·938·
箭体结构
贮箱结构及箱体绝热系统
半人马座D1-T贮箱结构同半人马座D。
半人马座D1-T的贮箱箱体绝热系统由前底和短柱状对接件防热结构、贮箱侧壁辐射防护罩、共底绝
热件及后底辐射防护罩和绝热隔膜等组成。该系统的功能是减少整流罩抛掷后来自地球和太阳的热流量、
保护组件免受深冷影响、使贮箱筒段绝热、减少射前和上升段的液氢蒸发量和减少贮箱间的热传导。
前底和短柱状对接件绝热结构
该结构（见下图）由贮箱前底、人孔盖、液氢箱排气系统和短柱状对接件绝热件组成。绝热结构由2
层独立的覆盖层组成，每层厚约1.91cm，总厚约3.81cm。每一覆盖层由23层镀铝聚酯薄膜组成。表层
为一个厚约0.18mm的稀松斯克林窗布平片，中层由11层厚0.013mm的纹片和10层厚0.006mm的平
片组成，底层同表层。
前底绝热罩
11.片镀铝聚酯薄膜皱纹片
10片镀铝聚酯薄膜平片
前底绝热罩粘贴
在对接件上\
索眼
++
中间框
短柱状对接件
半人马座D1-T贮箱前底和短柱状对接件绝热结构
每一覆盖层由12块扇形板制成。扇形板各层用纵边上的塑料（聚碳酸盐）索眼固定。每块扇形板前端
用镀铝胶条密封。用销钉紧固件插入塑料索眼，将扇形板紧固在一起。每块扇形板有一黄铜索眼将两片覆盖
层连接起来，并紧固在短柱状对接件中间框的夹子上。内覆层下端用VELCRO带连接在短柱状对接件下端
框上。一条带子粘在下端框上，与之配对的带子缝制在前覆盖层上。前底绝热罩前端不用紧固件固定，它是
用从中间框连接处拉伸，从液氢箱排气管处压紧的办法紧密贴合在箱底表面的。另有一单独的，厚3.81cm
的绝热罩用于贮箱人孔盖和液氢排气管防热。一块带有中间孔的椭圆形镀铝聚酯薄膜加强板与覆盖层相
接；中间孔与人孔法兰相适配。加强板外边沿上缝有一条VELCRO带，在排气管绝热罩上也有相应的
VELCRO带。加强板沿液氢箱排气管向两边延伸。绝热罩向每边延伸覆盖排气管，一直到管子外端。用厚
3.81cm的绝热罩覆盖液氢箱排气管道。短柱状对接件用一层连续的辐射防护罩/天线接地板包覆。该结构
件由玻璃纤维件及胶接于其内表面的铝箔组成。
贮箱侧壁辐射防护罩
防护罩由3层镀铝聚酯薄膜/聚酯纤维（斯克林布）多层结构组成（见后图）。内层和中层均由2层镀
铝聚脂薄膜夹1层聚酯纤维（斯克林布）组成。外层构造与其相仿，只是其中1层为普通聚酯薄膜。3层
结构防护罩由3块宽121.9cm的板拼成，用宽2.54cm的镀铝聚酯薄膜带胶接在一起。外层和中层有交错
排列的直径6.35cm的出气孔，内层无孔。防护层的边部夹在2块铆接在一起的玻璃纤维镶边中，在相邻
的镶条间留有小间隙，以适应贮箱和辐射防护罩的膨胀和收缩。防护罩前端叠层间夹有铝箔，它与短柱对
接件接地板上的镀铝带相接。

<!-- 第 982 页 -->
通用上面级
-66·
辐射罩和
防护罩
短柱状对接件
支撑件的组
航区安全指令
回
合接地板
系统天线
S波段天线
C波段天线
导引片支架
安装好的防护罩
电缆支架
防护罩后支撑
防护罩进气、
排气孔
半人马座D1-T贮箱侧壁辐射防护罩
共底绝热
共底为双层结构。共底抽真空以阻止热漏。贮箱加注前共底空间充氮气。加注液氢后氮气冷凝，共底
空间因冷抽吸效应而抽真空。共底排气管装有单向阀以防空气侵入。
后底辐射防护罩和隔离膜
后底辐射防护罩为多层结构，由镀铝尼龙织物叠层组成（见下图）。叠层内表面覆有镀铝聚酯薄膜，
外表面敷有白色聚氯乙烯。它由12块扇形板组成1个覆盖贮箱后底的半椭球面。辐射防护罩固定在箱底
的支架上，并开有切口以固定液氧箱蓄留器和各种仪器支架。隔离膜为1层聚酯纤维加强的镀铝聚酯薄膜。
隔离膜与箱体后底贴合。隔离膜是气密的，它起到附加的绝热/辐射防护罩的作用。由于气密，它可以防止
对流且防止低温推进剂在渗漏时浸入安装于后底的仪器。
镀铝聚酯薄膜带
弹簧
仪器安装架
辐射罩
螺钉
隔离膜
贮箱后底
向箭外
半人马座D1-T贮箱后底辐射防护罩和隔离膜

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美国
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短柱状对接件
短柱状对接件即液氢箱前过渡段，它安装在液氢箱的前加强框上，用来支撑仪器舱和有效载荷桁架对
接件，或在必要时支撑有效载荷整流罩及其对接件。
短柱状对接件（见下图）直径3.05m、长63.6cm，为蒙皮-外桁条结构，由钛合金蒙皮、钛合金桁条、
前后铝合金端框、铝合金中间框和内、外大梁组成。采用钛合金蒙皮是为了减少长期滑行中液氢箱的热输
入。短柱状对接件上还设有天线、液氢箱排气系统喷管、整流罩前部密封板和接地板/辐射防护罩等设备的
安装和连接件。
前底绝热板
仪器舱
短柱状对接件
接地板
短柱状对接件截面
直径
158cm
仪器舱
仪器舱为锥形铝合金蒙皮/桁条结构，它安装在短柱
高76cm
状对接件前端。舱体底部直径约3.05m、高76.2cm，
玻璃纤维导轨
呈90°角截锥形。它由两端与机加工端框铆接的蒙皮、
铆接于蒙皮前端（外侧）的纵向加强肋以及铆接于蒙皮
框架
后端（内侧）的2个隔框组成。在加强肋上有2个安装
桁条
抗剪板
仪器用的环形玻璃纤维导轨（见右图）。
仪器舱外表面和上导轨的1个支杆用导电材料覆盖
（0.051mm不锈钢），作为无线电发射机组对结构接地
的通路。仪器舱前端装有接线盒的安装设备。舱体前端
直径305.7cm
还设有有效载荷对接件的安装件。
仪器舱和液氢箱之间充有氦气，阻止空气进入仪器
半人马座D1-T仪器舱截面
安装区。仪器舱前端的圆形区用绝热板密封。
前向
仪器舱蒙皮上装有通气口盖。打开口盖时可使舱内
0/360°
外压力平衡。口盖在发射前处于关闭状态。发射时口盖
270°
象限IV
按指令由火工品装置解锁打开，在飞行中保持全开状
半人马座
一象限Ⅲ
象限=
贮箱对接面
象限Ⅱ
态。
90°
十桁条.每6°1根
仪器舱设有惯性基准系统安装结构。火箭其他仪器
液氢预压泵
180°
开口
和散热装置及辐射器都安装在玻璃纤维导轨上。
液氧加注
半人马座标准
泄出阀门开口
整流罩对接面
大力神前排气
级间段与级间分离系统
导管开口
桁条.每5°1根
地面空调入口
级间段（见右图）采用1个铝合金蒙皮-桁条圆筒
大力神前
舱口位置
裙对接面
段，直径3.05m，长287.91cm，用螺栓与半人马座贮
后脱落连接
液氨冷却管孔
箱的后端框和大力神前裙的前端框对接。级间段设有整
插座开口
流罩对接框。
半人马座D1-T级间段

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通用上面级
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发动机冷却排气阀门用软管连接在级间段的2个歧管上。级间段
270°端头雷管（引引爆管）
内侧有一环境调节管路，它在推进剂加注前通入空气，加注后通入氮
V
-180°
0°
气以保持一定的低湿度环境。级间段内还装有2对大力神前过渡段排
聚能爆炸索
气导管，并从级间段前部通向整流罩。级间段下部设有2个过氧化氢
发动机和过氧化氢瓶的检修舱口，前部设有通过各种管路的开口。
温性起爆引信
引爆装置
级间段前端凸缘环装有聚能爆炸索。由半人马座程序控制器向引
火工品控制器
爆管发出分离信号，由大力神电源系统向聚能爆炸索供电。系统设有
级间段
火工品控制器。控制器的继电器工作时电路闭合，火工品起爆。绝缘
半人马座
电阻使火工品装置绝缘，防止误爆。级间分离时（见右图），反推火箭
大力神
程序控制器
电源
制动大力神。4个分离防撞导向装置在分离约25cm时，引导半人马
座尾部脱出级间段。
半人马座D1-T级间分离系统
有效载荷对接件
有效载荷对接件用来支撑有效载荷和扩散有效载荷作用在半人马座支撑结构的集中力。半人马座D1-T
共有2种有效载荷对接件。质量为1800kg（或小于1800kg）的有效载荷的对接件安装在仪器舱前端。
质量大于1800kg的有效载荷采用桁架及过渡对接件支撑结构，它连接在短柱状对接件前端框上。桁架/
过渡对接件支撑能力为3600kg，短柱状对接件可支撑约5400kg的有效载荷。
太阳神对接件（见左下图）为普通的铝合金蒙皮-桁条结构，由机加工前、后端框、蒙皮、乙形中间框
和下部的外桁条组成。对接件的后端框用螺栓连接在仪器舱的前端框上。用轻木和铝板组成的多层板环境
保护罩连接在对接件前端框上。
海盗卫星支撑件（见右下图）由半人马座桁架对接件和海盗过渡对接件组成。桁架对接件由24根斜
杆和上、下各12个接头组成。过渡对接件由后机加工框、12个位于框内的机加工连接点加强件、内外蒙
皮和增加刚度的肋条组成。前端面为安装有效载荷的连接结构。对接件内设有绝热隔膜。
绝热膜
海盗卫星
对接件
海盗过渡
对接件
绝热膜
电子仪器接
插件安装板
密封底对接面
飞行脱落
全向天线射频
插头
电波吸收体
环境保护罩
半人马座
有效载荷自毁
旋转台
桁架对接件
爆炸器支架
有效载荷
对接件
短桂状
对接件
撑杆
仪器舱
太阳神对接件
海盗卫星支撑件
螺接结构
螺接于半人马座箭体的主要结构包括：尾部脱落插座、主发动机作动器支撑结构、过氧化氢姿控发动
机支座、发动机/低温贮箱绝热结构、螺接于后底的电缆和导管支架、信号调节器支架、仪器组件支架、防
撞导向杆、螺接于贮箱后端框的电缆通道后封头、尾段密封板、贮箱及整流罩尾部密封件。

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美国
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整流罩
半人马座D1-T标准整流罩（见下图）长17.87m、筒段直径4.28m，由不锈钢鼻锥端头、镁针合金半
硬壳式结构截锥段、铝合金波纹板半硬壳式筒段和与级间段连接的铝合金蒙皮-桁条结构截锥形段组成。
5
17.87m
纵向特种
对接面
爆炸索接缝
双锥形入
头部
对接面
有效载荷段
半人马座D1-T
有效载荷包络
35°
15°
级间段对接面
电子设备
液氢箱段前支撑
25
锥形尾段
承力框66.04cm
短筒段
特种爆炸索周
半径61cm
向接缝
-38cm
3.86mm
7.57m
8.74m
桁架对接件顶端
半人马座D1-T标准整流罩
在有效载荷对接面和卫星桁架对接件之间设一密封层，保障有效载荷区的洁净和温控环境。液氢箱前
后端设有吹除密封层，将半人马座液氢箱周围的氮气吹除环境与周围环境隔开。
整流罩绝热系统（见左下图）由连接在鼻锥端头内的铝合金辐射防护罩、连接在有效载荷段内框上的
2.8cm厚的玻璃纤维层、仪器舱内的铝合金辐射防护罩以及整流罩贮箱段包封于蒙皮和隔框内弯边空间的
玻璃棉和安装在隔框内弯边上的厚8.38cm的玻璃纤维毡组成。
整流罩到短柱状对接件间设有前支撑反作用器，用来降低发射和上升段整流罩和有效载荷间的相对挠
曲。通过最大气动载荷区后，6根支撑杆缩回整流罩，反作用器分离释放（见右下图）。
前支承反作用器撑杆
有效载荷段玻
金属护板
仪器设备段
璃纤维毡
整流罩分离线
金属衬套
液氢箱玻璃
纤维毡加玻
短柱状对接
玻璃纤维毡厚2.8cm
件前端框
有效载荷气密底
0.152mm铝合金防辐射罩层
前气密底
硅胶接玻璃纤维板后气密底
（最薄8.38cm）用镀
铝聚酰亚胺薄膜织
剪切载荷88.96kNX
物包覆，用玻璃棉
K=35.02kN/cm
充填环框间空间
T+100s时切断
整流罩前密封底
标准整流罩绝热系统
前支撑反作用器系统
整流罩上还螺接有6根天线（2根C波段天线、2根S波段天线，2根航区安全系统天线）、排气装置、
供半人马座液氢箱排气的液氢排气管翼形支撑罩、电缆脱落插座/牵索组件等。整流罩和半人马座之间装有

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通用上面级
·943·
用来滑落脱落插头的斜槽。每一脱落接头处均装有口盖，它们在脱落接头收回后关闭。
半人马座的2块整流罩沿纵向分离面接合，并分别固定于其下端圆周接合面上。分离时分离面由无污
染火工品系统分开。下部锥形段用螺栓与级间段相接，并与大力神一起抛掷。
纵向及周向均采用双冗余火工品电爆系统（见下图）。引爆管由大力神电源系统按半人马座计算机指
令送电点火。系统由2条柔性爆炸索组成。爆炸索装在一扁平的钢管中。该钢管安装在2块带削弱槽的脆
性板中。任一爆炸索点燃时气体膨胀，扁平钢管呈圆形，使脆性板断裂，而钢管仍保持气密，故系统不受
污染。特种爆炸装置胀裂后开始分离抛罩程序。3组弹簧保证顺利抛罩。位于鼻锥部和位于整流罩中部电
缆插头附近的横向弹簧作动器先后工作。最后位于整流罩底部的8根主弹簧作动器（每片4根）连续提供
能量，直到整流罩半壳重心离开最高点为止。半壳转动到55°时铰链释放。整流罩横向平移离开火箭。
有效载荷段
跨接管
仪器舱/箱体段
变向接头
带2个引爆器
和2个锁装温性爆
后结构段
炸索的引爆盒
带2条锁装温性爆炸
索的转接盒
带有2个引爆器的引爆盒后锥段
（a）火工品
0.478cm直径锁紧螺钉
特种爆炸索胀裂管
HM31A镁合金挤
搭接带
压机加工易碎板
硅弹性密封胶
10~32个螺钉和
自密封螺母子
蒙皮和波纹板
径向软垫
硅橡胶密封件
4.27m
62.5mm
2024-T3511铝合金纵梁
2
（b）特种爆炸索接缝装置
双余火工品电爆系统
推进系统
半人马座D1-T推进系统由主推进系统和过氧化氢辅助推进系统组成。
主推进系统由RL10A-3-3主发动机、推进剂输送和推进剂利用系统组成。系统为火箭提供主要推力并
在动力飞行段提供姿态控制。过氧化氢辅助推进系统提供火箭滑行段的姿态控制力、主发动机再次启动的
推进剂沉底和保持推力并为入轨、分离和定向机动提供控制力。

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美国
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除推进剂利用系统和过氧化氢辅助推进系统外，半人马座D1-T的推进系统同半人马座D。
推进剂利用系统
推进剂利用系统（见下图）由数字计算机、贮箱探测器、推进剂利用电子组件、程序控制组件和发动
机推进剂利用阀门和伺服定位器组成，用于监控贮箱加注和飞行中的推进剂量，并调整推进剂混合比，以
便将推进剂剩余量降至最低。
程序控制组件
电缆隧道
数字计算
机组件
伺服转换
燃料探测器
比例伺服混合比（推进剂
器组件
利用）阀门
定位器
惯性管
仪器舱
氧化剂探测器
燃料箱
惯性管
氧化剂箱
氧化剂
混合比（推进剂利用）阀门
输送管路
比例伺服定位器
推进剂利用系统
反馈
液氢
二极管
反馈和遥
伺服定
遥测系统
液氢量
探测器
测电位计
网络
位
数字计
模数
算机组件
eeeeegeeeeees
程序控
模数
输出
软件
制组件
二极管
“干”
补偿
网络
模数
液氧
二极管
反馈和遥
伺服
液氧量
遥测系统
探测器
网络
测电位计
定位器
激励
反馈
推进剂利用系统框图
氧化剂箱和燃料箱各装一同轴柱式电容器。当贮箱无推进剂时电容器空气绝缘，电容量最低。贮箱加
注时电容随推进剂质量的增加而增长。对电容器通直流电，便得到与电容量（空贮箱电容十因加注而增加
的电容）成比例的电流值或电压值。飞行中，当贮箱推进剂混合比无偏差时系统给出零电压输出信号。比
例发生偏差时，数字计算机组件通过模拟/数字转换器进行检测。在必须改变贮箱推进剂混合比值时，计算
机通过接口装置操纵时序控制装置开关，指令改变伺服定位器位置。伺服定位器由马达驱动，由数字计算
机提供闭路位置控制。计算机通过它的2个模拟/数字转换器接收反馈信号。
系统每秒测量推进剂质量比5次，计算伺服定位器角度5次，监控位置反馈电路25次。
过氧化氢辅助推进系统
过氧化氢辅助推进系统由2组小火箭发动机和过氧化氢单组元推进剂供给系统组成（见后图）。

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通用上面级
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过氧化氢发动机
液氢预压泵
液氧预压泵
2组过氧化氢发动机包括：4台26.69N推力的推进剂沉底轴向
供给管路
供给管路
发动机S2A，S2B，S4A，S4B；8台26.69N推力的横向发动机，
P1～P4为俯仰/滚动发动机，Y1～Y4为偏航/滚动发动机。
轴向发动机在滑行段提供推进剂沉底推力，在翻转机动中提供
反推推力。在执行任务中可用1对沉底发动机或2对沉底发动机提
供2种不同的推力。高推力用来在主发动机第1次关机后加速推进
剂下沉、主发动机第2次启动前的预启动过程中提高加速度以及在
有效载荷分离后加大有效载荷和火箭之间的分离距离。低推力用来
在滑行段进行推进剂下沉和保持下沉。在某台轴向发动机点火失败
26.69N姿
态控制发动
时可由该对发动机转向另一对发动机。在无需执行此种任务时也可
26.69N沉底
机（8台）
发动机（4台）
拆除沉底发动机。
8台横向发动机在沉底或失重滑行期、有效载荷分离前火箭精
过氧化氢推进系统
确定向以及有效载荷分离后再定向和翻转机动过程中提供俯仰、偏
航、滚动控制推力。此外，可利用8台发动机的姿态控制配置及其相应控制逻辑提供偏航、俯仰、滚动故
过氧化氢发动机组分别装在单独的歧管上。歧管分别安装在半人马座后底45/225°和135°%315°方位上。轴
向发动机的推力均平行于火箭纵轴，横向发动机推力矢量平行于火箭0/180°和90°/270°的横轴。通向每组
发动机歧管的过氧化氢输送管路是余的。
过氧化氢供给系统
过氧化氢供给系统（见下图）由挤压式贮瓶（由箭上氮气瓶供压）、并联瓦余预压泵输送阀门、瓦余
吹除阀门、串联余过氧化氢排泄阀门、与瓦余气动排泄阀门相接的增压阀门和增压和排泄与输送管路等
组成，用于向预压泵涡轮驱动装置和过氧化氢发动机输送燃料。
液氢预压泵
并联冗余预压
反作用控
泵H202输送系统
制发动机
过氧化氢
排气口
液氧
NC
NO
预压泵
并联余预压泵输
NC
c/送阀门
NO
无节流
过氧化氢排气阀
十字管路
门，串联余
过氧
花氢气姿态控制贮瓶
第2个贮
瓶（按任务
过氧
需要而定）
化氢氮气
NO压力阀
2.1MPa
压力氨气
NC
预压泵贮瓶
*电磁阀处于断电状态
串联、余气动阀
白烧结孔板
NO-常开
NCT
NC-常闭
C-公用
几余吹除阀门
CANC
半人马座D1-T过氧化氢供给系统

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美国
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系统接触过氧化氢的金属部件均由300系列耐腐蚀不锈钢制成。过氧化氢输送管路用恒定功率线型加
热器加热，使过氧化氢温度保持在5～50℃之间。挤压式贮瓶增压到2.099MPa。贮瓶用硅橡胶气囊将增压
氨气与过氧化氢隔开。过氧化氢瓶的额定容量为110kg，无效剩余量为3.6kg。当过氧化氢需要量等于或
低于110kg时可换用单贮瓶供给系统。
气动系统
半人马座D1-T引入了新的电子系统，因而火箭气动系统也作了相应的改进。
气动系统由贮箱增压系统、贮箱排气系统、排气与增压计算机控制系统、发动机控制和过氧化氢瓶增
压系统、吹除系统、共底真空系统和空调系统组成。
贮箱增压系统
贮箱增压系统为液氢和液氧箱提供各飞行段所需的增压氨气。系统由氨气瓶、流量控制阀、增压电磁
阔、单向阀、电爆关闭阀、氨气充气电磁阀、压力/温度传感器、节流器、氮气能量消散器、液氧箱增压起
泡器和连接管路组成（见下图）。
后部脐带板
电爆关闭阀
液氢箱传感器
过滤器
液氧箱增
压起泡器
氮气充气
液氢箱增
电磁阀(常闭)
液氢箱/
压电磁阀
液氢箱氮气
液氧箱
液氧箱增
能量消散器
压电磁阀
120691cm
76200cm²
氮气瓶
氨气瓶
液氧箱传感器
只用于试飞和3次点火飞行任务
贮箱增压系统
射前地面增压是通过后部T-4脐带板气路快速脱落接头进行，并为氮气瓶充气。在T-4脐带板弹开后，
气路快速脱落接头的箭上部分关闭。液氧和液氢箱T-4板增压气路接头下游装有常开电爆关闭阀，阀门在
起飞前瞬间关闭以对气路接头的气密作双重保验。T-0脐带板弹开、整流罩口盖关闭。地面继电器按指示
信号自动通电，关闭电爆阀。
发动机启动前用22.65MPa高压气瓶的氨气为贮箱增压，以确保主发动机启动中预压泵不气蚀。增压
值由排气、增压计算机控制系统控制。主系统由2个增压电磁阀和流量控制阀门组成。另外2个电磁阀作
备用。主系统阀门产生故障时流量控制阀门关闭，改用备用阀门增压。电磁阀由排气、增压计算机控制系
统控制。液氢箱管路终止于安装在前人孔盖上的能量消散器，液氧箱增压管路终止于装在液氧箱内的增压
起泡器。

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通用上面级
·947·
贮箱排气系统
贮箱排气系统（见后图）用来在保持地面操作和飞行中贮箱内压的稳定。液氢箱排气系统由主、副电
磁作动排气阀、2个带有箭上脱落接头的推力平衡排气喷管、充气室和连接导管组成。液氧排气系统贮箱
排气系统由1个电磁作动排气阀、1个带有箭上快速脱落接头的排气喷管和相应的导管组成。
电磁作动排气阀可以卸荷模式或关闭模式工作。卸荷模式是阀门的正常工作模式，由排气阀保持贮箱
预调压力。电磁阀通电便转为关闭模式。阀门由预定的飞行程序或排气、增压计算机控制系统定位，以保
持要求的气枕压力。
安全断流主阀
仪器舱
门和副阀门
推力平衡排气
喷管
推力平衡
排气喷管
排气管脱落接头、
排气管脱落接头
排气翼形罩、
(整流罩分离前罩
在喷管上)
短柱状对接件
液氢
半人马座整流罩
液氧
安全和断流阀
排气管脱落接头
（级间段分离时断开)
级间段
液氧箱
液氢排气阀
充气室
液氧排气阀
仪器舱
整流罩
级间段
液氧排气
导管/喷嘴
前人孔盖
排气脱落接头
脱落接头
液氢箱
排气喷管
连接在级间段
上的排气导管
排出箭外
贮箱排气系统
液氢箱排气系统
贮箱排气在地面加注时和起飞90s后由主排气阀门控制，在T十0s～T+90s爬高段由副排气阀门控

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美国
·948·
制。半人马座整流罩抛掷前，气体通过喷管、箭上脱落接头和整流罩上的翼形支撑罩排气管排出。另一侧
的喷管和导管在抛罩前是不排气的。两侧排气管脱落接头均为球面连接，且设有自由伸缩段，以适应排气
喷管和整流罩的相对变形。抛掷时整流罩向外移动，超过脱落接头伸缩能力时脱落接头与喷管分离。
脱落接头与喷管分离面部位用弹簧带卡紧装置将一纺织物吹除套罩在喷管上，并由整流罩密封。吹除
环向吹除套输送干燥氦气。充气室和2个出口导管用多层绝热毯覆盖，喷管和排气管翼形支撑罩边部脱落
接头用泡沫层和镀铝聚酯薄膜带绝热。
液氧箱排气系统
液氧箱排气阀门安装在后底的输送管法兰上。排气收敛喷管有1个开槽法兰接合面，允许喷管调整方
向，以减少排气对运载器的干扰。导管安装于级间段，其前端与球头脱落接头相接，下端穿过级间段蒙皮
向外排气。脱落接头与排气喷管的分离面为滑动密封面。喷管也用吹除套包封，结构类似液氢系统。
除排气阀门外排气系统用带有镀铝聚酯薄膜的泡沫层或带有白色聚氯乙烯PVC带的泡沫层覆盖。绕
阀门入口和出口法兰装有渗漏偏导板，以防氧气泄漏冲击温度敏感元件。
排气、增压计算机控制系统
该系统由数字计算机、传感器、程序控制器和各种阀门组成（见下图）。系统在飞行不同阶段调整贮
箱压力，使其保持在要求范围内。
液氢排气阀
数字计
程序控制
算机
组件
液氢箱
液氧系统余管路
液氧
液氧箱(竖管)
控制阀
氨气瓶
液氢
液氧箱
2号液氢管路只在TC-1安装
液氢系统余管路
液氧排气阀
液氧箱压力
2号液氢余管路
液氢箱压力
排气、增压计算机控制系统
数字计算机在飞行的特定时期通过传感器监控贮箱压力，并对程序控制器继电器发出相应指令，由继
电器作动控制相应的增压和排气阀门。系统有3个传感器：主传感器、基准传感器和备用传感器。当主传
感器和基准传感器的信息不一致时，计算机启用备用传感器。如发现因电磁阀故障出现增压不足或增压过
度时，计算机将指令关闭流量控制阀，启用瓦余增压电磁阀，维持飞行。
主发动机启动前，排气、增压计算机控制系统工作，使贮箱增压到预定值并维持到发动机启动。主发
动机启动后，该系统停止工作。滑行时系统重新工作，防止贮箱压力超过极限值。启动相应的过氧化氢发
动机，推进剂沉底后，电磁阀门断电，进行排气。主发动机最后一次关机后系统再次启动，对贮箱增压，

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通用上面级
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防止共底反压失稳。
发动机气动控制和过氧化氢瓶增压系统
系统由高压压调器、低压压调器、安全阀、过滤器、检测附件及相应的管路组成，由氮气瓶供气。
高压压调器将气瓶压力降至3.09MPa，调压后的氦气用于控制发动机系统推进剂阀门。低压压调器可
将发动机气动控制压调器输出压力降到2.06MPa。调压后的氮气用于挤压输送过氧化氢预压泵不工作时，
通过位于压调器下游的放气孔对过氧化氢管道进行吹除，以防管道残留过氧化氢而结冰（见下图）。
后部脐带板
氨气充气
电磁阀
过氧化
氢贮瓶
过氧化氢
口
发动机
压力阀
控制调
姿态控制减压阀
压阀
发动机控制压调器
液氧箱
发动机
姿态控制压调器
控制器
液氢箱
76200cm3
120697cm3
氨气瓶
氨气瓶
只用于D1-T试飞和3次点火任务
发动机气动控制和过氧化氢瓶增压系统
吹除系统
吹除系统由前部吹除系统、尾部吹除系统、起泡器吹除系统和零重力吹除系统组成（见下图），用于
在加注、泄出和中止飞行中防止冷吸或对某些关键区域加温，在停放竖立阶段防止在前底、液氢箱辐射防
护罩部位聚集潮气，在增压前控制起泡器液氧蒸发量，滑行段进行管路吹除。
尾部吹除脱落接头
级间分离脱落接头
液氢冷却管路
级间段
通向液氧
排气管脱落接头
通向发动机和
自毁装置
液压系统
液氧箱起
氨气瓶
液氢箱
液氧箱
发动机控制压调器
过氧化氢压调器、
前部吹除环
通向过氧化
氢系统
前部吹除
整流罩
脱落接头
吹除系统

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美国
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滑行时，零重力吹除系统从配气板上的发动机气动控制压调器向液氧箱测压管、液氧箱排气管、液氢
箱增压管路和消能器提供低流量氦气，使管路不残存推进剂。
前部吹除系统由地面（箭上）脱落接头、节流器和相应的管路组成，用于在竖立、停放阶段向仪器舱
或贮箱前底空间、前部密封区、液氧箱辐射防护罩和液氢箱排气系统脱落接头供应氮气，在加注前和加注
时输送氮气。
后部吹除系统由地面（箭上）脱落接头、飞行分离脱落接头、歧管、节流器和连接管路组成。系统在
加注前和加注时向氮气冷却导管、液氧排气系统脱落接头、自毁装置、推进系统各部位、液压系统各部位
和燃料导管等输送氨气。
起泡器吹除系统为液氧箱起泡器提供氨气吹除气流。氨气通过位于过氧化氢压调器下游的1个小孔供
应。
共底真空系统
共底真空系统（见下图）阻止空气进入共底，保证在加注时共底空间内的氮气冷吸抽空到预定真空度
（6.666Pa）。系统由1个单向阀门、压力传感器以及连接共底空腔和后部气管脱落接头的管道组成。如在
推进剂试加注过程中共底发生渗漏，不能达到预定的真空度时，则用地面真空泵抽吸，降低空腔压力。
真空管路
真空传感器
T-4配气机脱落
共底
真空单向阀
液氢箱
液氧箱
共底真空系统
空调系统
有效载荷空调系统
半人马座
有效载荷空调系统（见右图）以规定的温度和流速为卫星提供干燥空
整流罩
气或氮气。系统通过整流罩上的地面/箭上脱落接头输送气体。整流罩入口
有效载荷
的扩散器使气体向上流动，以防气体冲击卫星。然后气体通过气密底上的4
扩散器
个见余排气阀门进入仪器舱，最后通过整流罩排入大气。
供气管路
仪器舱空调系统
脱落接头
仪器舱空调系统为仪器舱空间提供干燥空气或氮气。气体由一安装在
带有排气阀
仪器舱上的环形管道送入，通过配气管上的小孔、喷嘴、球形或半球形喷
的密封底
嘴送向各组件。系统的分离脱落接头由1条与Y形导管入口相接的玻璃纤
排气
维波纹管组成。
前部密封
级间段空调系统
级间段空调系统采用过氧化氢系统，为各种电器和射频组件、配气板、
有效载荷空调系统

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通用上面级
·951·
电爆断流阀门、信号调节器和遥测信号多路调节器提供空调环境。气体由环形导管配送。配气管有很多孔、
喷嘴和提升管，通过它们将气体通向各组件。空调气体通过级间段的开孔排出，然后通过整流罩排气孔排
入大气。
电子系统
半人马座D1-T采用了新的电子系统。系统的模块化
飞行软件由若干个在实时执行程序控制下的专用子程序
脉码调制射频系统
组成。由执行程序调用各种子程序完成制导/导航、姿态控
下行线
+计算机控
脉码调制远距离
数字
制、遥测、推进剂混合比管理等功能。
上行线
多路转换器
制的发射
计算机
设备
电子系统组成如右图所示。其核心是快速、灵活、大
箭上地面
姿态速度
容量的半人马座数字计算机。由程序控制组件提供计算机
数字数据
居操纵指令
和速率
与半人马座各分系统间的接口；由伺服转换器组件传送计
算机控制指令，操纵液压系统摆动火箭主发动机。伺服转
伺服
程序控
惯性测量
转换器
制
换器组件还含有推进剂利用系统电子组件和为火箭供电
的交流换流器。
离散信号发动机
数字计算机
半人马座D1-T电子系统框图
半人马座数字计算机的功能如下。
1）制导：在整个飞行中不断地确定半人马座的位置和速度，确定所要求的方位，并转换成俯仰和滚
动轴姿态输出信号，确定主发动机点火、关机时间，并发出程序指令。
2）飞行控制：确定并发出指令，摆动主发动机或启动过氧化氢发动机。
3）程序控制：确定程序时间，发出时间指令。
4）推进剂利用：确定推进剂利用系统阀门的状态，并指令阀门处于要求的位置。
5）贮箱增压：确定并指令贮箱增压或排气。
6）遥测：按所选择的存储格式及预定程序请求遥测数据，并以选定的速率输出。
数字计算机质量27.2kg，它是1种程序存储、随机存取磁心机。内存16384字，字长24bit。硬件互
锁，内存中122.080kbit不能更改，但需要时可用连接特殊设备的方法改动。_飞行程序和遥测格式存储于
此区。额定存储时间为3μs，执行时间为加/减6us、传输6μs、输入/输出6μs、乘22.5μs、除40.5us、移位（最
长）75μs。
程序控制组件
程序控制组件（SCU）是数字计算机输出信号的寄存器，也是要求交换信息或定时命令的火箭各分系
统间的接口（见后图）。程序控制组件将计算机的输出信号转换、译码成火箭分系统命令。它从计算机接
收22位平行输出字并将其译码，操纵输出开关。·该开关由96组继电器组成，由6个时序输入字选通命令
改变开关的状态。开关提供十28V交流、26V交流和115V交流电和隔离的接点电路。，
此外程序控制组件还通过马达驱动多刀开关提供箭-地电源转换和安全解保功能，它还用作火箭的配电
主接线盒和接地板。程序控制组件采用分流器对火箭各系统进行电流监控。
磁性闭锁型输出继电器用于最后的加载转换。继电器提供基本的时序控制组件存储能力。程序控制组
件将22位命令分为2部分：第1部分由0～5位组成，为组选择器；第2部分由6～21位组成，为开关选
择器。6个连续的22位命令使程序控制组件复位。

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美国
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继电器
输出信号
解保/保
压缩网络
险开关
送往遥测
22位
一
门限监
译码矩
继电器
继电器
遥测隔
系统的继
进制输入
测器
阵开关
线圈
触头
一电器输出
离网络
信号
信号
+28V直流，地面设备
400Hz交流
选通输
门限监
+28V直流
电源转
脉冲宽度
脉冲展
入信号
换开关
运载器电池
测器
鉴别器
宽器
电流回路
输人信号
电流分
运载器
调压器
滤波器
接地板
程序控制组件框图
伺服转换组件
作动器和反馈变换器一起完成发动机位置伺服。放大器以电流反馈型模式工作，它对计算机输入信号和从
反馈变换器而来的检波反馈信号进行滤波。
伺服放大器组件
遥测监控装置
解调基准电压
遥测监控装置
遥测调节
传感器激励
反馈信号
9
发动机
反馈信号
反馈网络
遥测调整数
发动机反
和解调器
字/模拟信号
馈传感器
滤波器网络
液压作动器
发动机
数字/模拟信号
直流伺服
输人网络
放大器
输出
信号
伺服阀
求和点
放大器反馈网
络和阀门电流
返回
电阻器
遥测调节阀
遥测监控装置
门电流信号
伺服转换组件信号流程
伺服放大器按相应的输入误差信号提供伺服阀指令电流。误差信号为计算机指令与发动机位置反馈信
号之差。零电流输出表示发动机处于合适位置，否则发动机将按指令摆动，直到反馈电流和指令电流一致。
控制回路包括直流指令输入信号加法器、半波同步解调器和交流位置信号加法器。

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通用上面级
·953·
控制系统
半人马座D1-T控制系统（组成见右图）的工作原理类
惯性基准
组件
同半人马座D控制系统。
惯性测量组件（IMG）与数字计算机组合完成制导和导
动力
程序控制
飞行段
伺服
数字计算
航功能（见下图)。惯性测量组件测量加速度并提供时间基
转换器
组件
滑行段
机组件
准，供计算机作导航计算。惯性测量组件由系统电子组件
反馈
伺服阀
过氧化氢发动机
（SEU）和惯性基准组件（IRU）组成。
传感器
系统电子组件包括滤波器、电源和控制继电器。
半人马座D1-T控制系统组成
数字计算机
At
惯性基准组件
惯性测量基准组件
一初始状态
导航软件
+V.
UA
加速度
4.8kHz
+V.
输人任
VA
摆位移
一务信息
+V.
制导软件
WAH
土转矩
再平衡逻辑
一发动机
离散信息
分解器
平台
电路
姿态控制
数字计算机组件
4v脉冲当量
0.025m/s/脉冲
送往控制系统
导航软件
J12.66g
回路捕获能力
+△V
惯性测量组件速度测量框图
惯性测量组件制导框图
惯性基准组件为装有3个陀螺和3个脉冲再平衡加速度计的4框架全姿态稳定平台（见下图）。
内框架（平台）
内-中
q3外框架a4运载器
a外一中
框架
框架
W陀螺
TM
TM
U陀螺
|±a2
V陀螺
相位开
+a2
关
力矩马达
d3
R
交流基准
分解器
信号
平台稳定机构
惯性测量组件十数字计算机组合除了为大力神-半人马座提供制导和导航外，还在大力神动力飞行段
为大力神飞行控制系统提供制导操纵指令和在半人马座飞行段进行飞行控制。
数字计算机从惯性测量组件接收姿态模拟信号并将其转换成数字信号。处理后产生俯仰、偏航和滚动

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美国
·954·
信号并再将其转换成动力飞行段控制模拟信号和滑行段控制数字指令。
在动力飞行段，计算机向伺服转换器发出与发动机要求位置相应的模拟信号，驱动液压作动器，摆动
主发动机，再由反馈变换器向伺服转换器发出发动机位置信号。每台发动机配装2个伺服作动器，一个用
于俯仰机动，另一个用于偏航机动。2台发动机同向摆动作俯仰机动。单台发动机侧向摆动作偏航控制。
滚动则是通过2台发动机在俯仰方向差动实现的。与动力飞行段一样，滑行时火箭的位移误差由惯性测量
组件监测。信号由计算机处理并转换为火箭指令，但此阶段主要由12台单组元过氧化氢发动机脉冲式点
火产生的转矩控制火箭姿态，由程序控制器开关28V直流通-断指令控制发动机工作。
液压系统
半人马座D1-T液压系统为主发动机摆动提供动力，由液压动力组件、伺服作动器以及歧管、绝热板、
温度自动调节器等组成。
单向阀地面压力脱落接头
L液压组件
发动机驱动泵
主安全阀门
自举活塞
地面回路
?
一脱落接头
压力管路
（~7.58MPa)
回油管路
箭外卸压阀
(~310.26kPa)
油箱（飞行时关闭）
测量口压力
28V直流马达
温度
低压泵
恒温器
温度信号
歧管装置
反馈传感器
偏航作
动器装置
俯仰作
动器装置
伺服阀
温度自动
/调节器
半人马座D1-T液压系统简图
2台发动机各由独立的液压系统提供摆动动力。每个系统各由整体液压动力组件、2个控制发动机摆
动的伺服作动器装置、歧管和各种紧固件和连接管路组成。系统在液压工质温度为一34.4～十190.6℃、额
定压力为689.5kPa表压下工作。系统质量（2套）为31.7kg。
液压系统主要组件的工作参数见后表。

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通用上面级
·955·
半人马座D1-T液压系统主要组件的工作参数
项目
项目
参数
参数
流量/(L·min)
5.98（最小值）
流量7.57L/min时
完全打开压力
主液压泵
压差7.55MPa
压力/MPa
6.69（表压）
高压液压安全阀
(主发动机辅助
转速/(r·min)
12400
6.73MPa压差
重新关闭压力
驱动装置驱动)
型别
流量1.14L/min时
恒定容积排量；叶片型
完全打开压力
压差6.7MPa
流量/(L·min-)
0.76
低压液压安全阀
低压泵
压力kPa
689.5
重新关闭压力
6.73MPa压差
(电动马达驱动)
转速/(r-min-l)
40 (98%)
5750
额定精度/um
回流系统过滤器
100 (100%)
型别
恒定容积排量，叶片型
-10~-14
电压/V
28（直流）
触发温度/℃
温度自动调节器
电动马达
电流/A
3
+1.1~—3.3
停止工作温度/℃
转速/（r-min)
5750
MIL-H5600
液体工质，红色
液压工质
液压动力组件
液压动力组件为液压系统提供能源，由1台发动机驱动的高压泵、1台电动马达、1台低压电动泵、
安全和止回阀门、过滤器和1个包括油箱、仪器和脱落接头在内的油箱组件组成。
高压泵由主发动机涡轮泵齿轮箱辅助驱动装置带动。液压系统由玻璃纤维树脂绝热件绝热，以免受涡
轮泵低温影响。低压泵由电动马达驱动。低压泵在发射前和滑行段高压泵不工作时根据需要向相关设备提
供液压动力，如液压地面测试系统、预定位发动机等。高压和低压泵是独立的，由单向阀隔离，且有各自
的安全阀门，它们以直接向油箱放出工质的方式控制压力。动力飞行段动力组件由高压安全阀限压，滑行
中低压循环泵工作时由低压安全阀限压。
为防止液压泵气蚀，用增压活塞调节油箱压力。油箱内有1个弹簧加载活塞，并在1个大气压下预先
充空气，以提供油箱的标准容积和压力。当泵启动时，泵输出压力，作动活塞装置，向油箱活塞传力。液
压油在工作中升温膨胀，压缩弹簧和所包容的空气，以防止回油管路和油箱超压。
伺服作动器装置
伺服作动器装置将液压动力组件的液压转化为摆动发动机的机械力。该装置由作动器、伺服阀和作动
器位移反馈传感器组成。每台主发动机有2套伺服作动器装置，一套控制偏航和滚动位移，另一套控制俯
仰位移。伺服作动器由飞行控制系统控制。
每个偏航作动器设有1个气密的恒温器，敏感作动器温度。伺服阀根据飞行控制伺服放大器的信号控
制液压泵的流量。伺服阀由力矩马达、一级放大器、二级滑阀和过滤器等组成。作动器反馈传感器提取位
移信号，由主体活动探头和电缆插头组成。
伺服作动器行程为土1.9cm，可使发动机摆动土3.15°，最大锁紧力为7.453kN。
歧管、绝热件和温度自动调节器
歧管连接液压动力组件和俯仰、偏航作动器之间的压力和回流管路。歧管设计工作压力为8.24MPa。
玻璃纤维增强环氧树脂制成的绝热件将液压动力组件和发动机辅助驱动装置隔开，它可以限制液压油对作
动器叉形连接件的热传递。辅助驱动装置的温度可降至一251℃液氢温度，故在歧管和偏航作动器上装有
温度自动调节器。当温度降至一12℃时，调节器发出信号，启动继电器，继电器启动电动循环泵；当温度

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美国
·956·
升至一1°℃时继电器断开。
遥测系统
遥测系统（见下图）由数字计算机、远距离多路转换器、信号调节器、遥测发射机、调频-调频遥测组
件、环形耦合器及天线和同轴开关等组成。遥测系统在飞行前测试提供火箭状态数据，飞行中收集和传输
火箭状态并提供飞行后分析用数据。
脉码调制远
信号调
距离多路转
前部测量仪
换器
器和传感器
脉码调制
仪器舱天线(2)
数字计算
中央控制
S波段发
机运算部分
△
数字数据
组件（1）
射机
短柱状对接件天线
整流罩天线
同轴
同轴
后部测量仪
开关（2）
日L
脉码调制远
环形耦合
开关
器和传感器
距离多路转
器（RC-2)
飞行脱落插座
信号调节器
换器
(2)
日人
同轴开
同轴
开关
关（2）
整流罩天线
用于验证飞行
环形耦合器
FM/FM
和太阳神A环
短柱状对接件天线
(RC-2)(2)
遥测组件（3）
境或维金有效
仪器舱
载荷测量
天线(2)
远距离FM
（1）数字计算机部分
遥测组件
（2）只试飞用
（3）在太阳神上不用
半人马座D1-T遥测系统框图
远距离多路转换器组件由模拟/数字转换器、寄存器、逻辑线路和电源组成。组件要求25℃的工作环
境，低于此值时1个26W加热器接通工作。组件用增加或减少电路板的方法来满足各种不同的要求。
信号调节器将测量值转换成与远距离多路转换器组件的模拟值域相兼容的信号电压。转换器将温度、
压力、加速度等物理量转换成相应的电压值。
远距离发射机质量0.906kg，功率45W（28V直流）、最低输出功率5W（S波段）。
环形耦合器耦合器将发射输出功率分送各天线。遥测系统有4副天线。整流罩分离时发射机输出功率
由同轴开关从整流罩天线转换到短柱状对接件天线。每副天线的辐射方式是：在正常任务中，2副天线可
在飞行全过程中连续覆盖遥测地面站。在深空验证性飞行中则需在仪器舱增设2副高增益S波段天线。发
射机输出功率由同轴开关转向2副高增益天线。调频-调频遥测组件从传感器接收数据信号，将信号转换成
与副载波通道振荡器输入特征兼容的信号。
遥测系统采集火箭数据，经编码后送往地面。测量值被送入1个预装定的脉码调制格式。发射前，脉
码调制数据用于测试，为多数箭上电子设备建立飞行准备状态，数据由下行同轴电缆输送。飞行中，脉码
调制数据由射频下行线送往地面，供飞行分析用。直接测量值或传感器测量值由远距离多路转换器组件采
集。模拟信号到达多路转换器之前由信号调节器调节，然后在多路转换器中数字化。测量值由中央控制组

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通用上面级
·957·
件定址后送往发射机。中央控制组件是数字计算机的一部分，由它读出并中断计算机内存的1个扇区以确
定格式（测量值地址顺序）。中央控制组件按格式地址顺序将测量值送入脉码调制信息流。信息流送往发
射机，在发射前，沿地面线路送往脉码调制地面站。脉码调制信息流调制发射机输出信号，信号由环形耦
合器分送各天线。调频-调频遥测组件从传感器接收数据并调节成适当的电压。调节的信号进行组合并用来
调制S波段发射机载波频率。所得之射频信号从S波段发射机送往环形耦合器，由它分送各天线。
跟踪系统
C波段跟踪系统确定半人马座D1-T的实时位置、速度，并提供性能数据。系统与空军东部试验靶场
AFETR地面系统兼容，并提供靶场安全所需数据。跟踪系统由应答机、信号分配器、同轴开关和天线组
成（见下图)。
159°
飞行脱落插座
整流罩天线
应答机
159°
接收机部位
同轴开关
短柱状对
信号
循环器
分配器
接件天线
发射机部位
同轴开关
339°
又
339°
整流罩天线
程序控制组件！
直流电源
半人马座D1-T的C波段跟踪系统框图
C波段跟踪系统地面发射机通过天线发射2个相隔6us的5690MHz射频询问脉冲。询问信号由火箭
的1副或2副天线接收。2副装在整流罩上的天线一直工作到整流罩分离，分离时由同轴开关转用短柱状
对接件天线。信号从天线通过射频电缆和同轴开关送往信号分配器。1个T形装置综合信号并提供应答机
通道。应答机以2.5us滞后响应此双脉冲询问。峰值功率响应最低为400W。输出信号由相同的天线向雷
达地面站发射，全部雷达地面站可用同步快速顺序时分技术连续询问火箭应答机。
安全自毁系统
安全自毁系统按地面指令关闭半人马座主发动机，毁坏贮箱，终止半人马座飞行。安全自毁系统由4
副天线、2个射频循环器、1个混合接线盒、2台指令接收机、1个电源控制组件、1台自毁装置和2组电
池组成（见后图）。
半人马座采用4副相同的短柱形航区安全控制天线，一组安装在整流罩上，另一组安装在短柱状对接
件上。
2个三通道射频循环器安装在仪器舱上，它们可将射频信号从任一对天线送往混合接线盒。
混合接线盒为循环器、天线和接收机传输信号。它为火箭提供各向同性辐射状覆盖，并保证在接收机
或天线中有一组件发生故障时仍能使系统正常工作。
指令接收机将接收调制的射频载波解调成指令音频，并将其转换成28V直流主发动机关机命令、自
毁命令或射频禁止命令。

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美国
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短柱状对接件天线
整流罩天线
1号
3号
A
A
象限
象限
射频脱落插座
IⅢI
电源控
制器
电力
1号电池
循环器
射频停
1号
主发动机关机
接收
机
自毁
混合接线盒
电力
2号电池
地面
射频停
2号
解保/保险命令辅助
自毁
接收
主发动机关机
设备
半人马座
机
自毁
指令
解保/保险监控器
自毁装置
预起动
命令
监控
C1、C2发动机
主发动机
程序控制
预起动阀
电力
关机
组件
半人马座D1-T安全自毁系统组成
电源控制组件的功能为：提供接收机28V直流电源控制，由继电逻辑将系统命令送往相应系统和组
件，对靶场安全系统断电，为遥测和地面通信设备提供公用电源（半人马座自毁装置安全解保监控器除外）。
自毁装置接收自毁信号，并在解保状态下送往自毁器，引燃导爆线，炸毁贮箱，消散推进剂。
系统的2组电池是独立的，它们各自为航区安全系统的余部件分别供电，以便在一组电池失效时仍
能保障安全系统正常工作。
半人马座抛罩前由整流罩天线、抛罩后由短柱状对接件天线接收来自地面的射频载波。信号通过射频
电缆、射频循环器和混合接线盒送往航区安全控制接收机。载波由指令音频调制时，音频在接收机内调解
并转为28V直流命令（包括主发动机关机、自毁和射频禁止命令）后送往电源控制组件，由继电器开关
转送到相应的系统。主发动机关机命令送往发动机预启动电路，自毁命令送往自毁装置，射频禁止命令送
往电源转换开关使靶场安全系统断电。
电源与配电系统
执行1次和2次点火任务时电源系统由1组28V直流银锌主电池和相应的配电系统组成，执行3次
点火长期滑行任务时采用3组电池，见后图。每组电池各供应1条母线。3组电池间通过隔离二极管装置
连接，以在电池间进行负载分配并避免启动时产生较大的环流。
根据任务需要，箭上电池可供电100A·h或150A·h。瞬间极限电压为最大开路电压37V，超载使用
电压20V。系统可在30μs内将输出电压调到25～32V，在100s内从26V调到30V，在不超过30s的
期间内主电池可在26～30V电压下输出100A电流。飞行中的平均变化范围为55～75A。

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通用上面级
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电源转换开关
母线1
由地面设备
供给的28V
数字计算机组件
母线2
直流电
C波段发射机
程序控制组件
母线3
S波段遥测发射机
惯性测量组件
电气机
械负荷
FM-FM遥测组件
信号调节器
远距离多路转换器
伺服转换
运载器主
器组件
电池
28V直流
推进剂利用
400Hz
速率陀螺
发动机位置反馈传感器
半人马座D1-T单电池电源系统
预加载
电源转换开关
母线1
由地面设备
数字计算机组件
供给的28V
母线2
直流电
程序控制组件
C波段发射机
母线3
惯性测量组件
-S波段遥测发射机
电气机械
负荷
一信号调节器
FM-FM
遥测组件
远距离多路
转换器
运载器
伺服转换器
注：每次综合试验
主电池1
组件
母线都是接通的
推进剂利用
运载器
400Hz
主电池2
一速率陀螺
发动机位置
反馈传感器
运载器
主电池
3
半人马座D1-T三电池电源系统
三电池电源系统用3条独立的母线供电是为了将容易成为电磁感应源的设备和对电磁感应敏感的设备
隔离开。母线1向数字计算机、程序控制组件、多路调节器和信号调节器供电：母线2向S波段发射机、

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美国
·960·
C波段发射机、推进剂利用系统伺服换流器和FM-PM遥测装置供电；母线3对电磁阀、继电器和马达等
容易成为电磁感应发生器的设备供电。伺服变换器内的1个单相换流器为速率陀螺组件和推进剂利用系统
伺服定位器提供400Hz、20V交流电，它也可为推进剂利用系统提供115V交流电。
起飞前运载器由地面供电，临射前由电源开关接通箭上电源。开关断电前接通的特点是保证在电源转
换时不断电。系统采用单点接地，由程序控制系统中的单点接地母线监控系统用电。
典型飞行程序
典型飞行程序参见大力神3E。
（王丹阳）
半人马座G（CENTAURG）和
半人马座G-1（CENTAURG-1)
半人马座G和G-1是半人马座D1-A的改型，作为航天飞机的上面级，将较大的有效载荷送入地球同
步转移轨道或星际轨道，1981年由NASA和空军提出研制计划，共有7项订货，其中4项为半人马座G，
另外3项为半人马座G-l，分别用来发射伽利略（Galilieo）、尤利西斯（Ulysses）和麦哲伦（Magellan）号
航天器。
在挑战者号航天飞机失事之后，考虑高挥发性低温推进剂紧急排出机外时的安全问题，于1986年6
月19日中止了航天飞机半人马座G和G-1上面级计划。
1994年2月，半人马座G-1与大力神4组合而成为当时最大运载能力的运载火箭，其地球同步轨道运
载能力为4540~5670kg。到2003年9月退役时，该火箭共发射16次，失败2次。
主要技术性能
半人马座G
半人马座G-1
半人马座G-1
（航天飞机）
（大力神4）
级长
5.94 m
8.87 m
8.94 m
箭体最大直径
4.32 m
4.32 m
4.32 m
约16.80t
子级质量（不含有效载荷）
25.17t
25.36 t
主发动机
RL10A-3-3
RL10A-3-3A
RL10A-3-3B
推进剂
液氧/液氢
液氧/液氢
液氧/液氢
真空推力
2X72.8 kN
2X66.7kN
2X74.0 kN
真空比冲
4 354.2 m/s
4354.2 m/s
4 277.7 m/s
运载能力
4540kg（地球同步轨
5987kg（地球同步轨
L5670kg（地球同步轨
道)
道，与航天飞机组合）道）

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通用上面级
·196·
总体布局
半人马座G和G-1的总体布局相似，均由液氢箱、液氧箱、发动机、后短壳和分离框、前短壳和有效
载荷分离系统，以及安装控制仪器和电子设备的仪器舱等组成。
在航天飞机轨道飞行器货舱内，通过半人马座组合支撑系统（CISS）将半人马座G或G-1固定住。该
系统还包括从货舱内升举和分离半人马座的升举转接部件。
前短壳和仪器舱内装有控制仪器设备，前端面为与航天器的对接面，并承受半人马座与轨道飞行器之
间的支撑载荷；后短壳及分离框与液氧箱的后端相连接，将周向载荷分布到推进剂箱，还传递火工品引爆
后分离弹簧产生的分离力，使半人马座从轨道飞行器分离出去（见下图）。
航天器
半人马座
CISS控制设备
仪器舱
升举转接
后短壳
部件
半人马座组
合支承系统
半人马座与航天飞机组合的分离状态
箭体结构
半人马座的改型要求对推进剂贮箱做较少改动。半人马座G仍采用半人马座D-1的液氧箱，G-1则保
留了D-1液氧箱的箱底和箱体直径，筒段部分加长了0.75m。液氢箱的直径均由3.05m增大到4.32m。G
和G-1的总长分别为5.94m和8.87m。见下图。
电子设备
前短壳
液氢箱
有效载荷
3.05m
4.32m
分离面
8.87m
9.14m
4.32m
5.94m
后短壳
液氧箱
主发动机
主发动机
半人马座G（航天飞机用）
半人马座G-1（航天飞机用）
半人马座D-1（宇宙神和大力神用）
半人马座箭体结构比较
推进剂贮箱用301不锈钢制成，G-1的液氢箱筒段由3段直径为4.32m，长约0.6m的壳段对焊在一
起。前蒙皮与前底的后端搭接并包住前短壳支撑框；后蒙皮与液氢箱的后过渡锥壳相接，双层焊接拱形共

<!-- 第 1005 页 -->
美国
·962·
底隔开两箱。为减轻结构质量，前、后箱底仍为化铣瓜瓣形板件拼焊成的椭球形箱底。
这些推进剂贮箱采用泡沫层和辐射保护层绝热，箱体绝热系统包括前、后箱底以及箱壁绝热层，液氢
箱的箱壁绝热层为两层硬泡沫并用防辐射保护层包裹。在两层泡沫之间的聚酰亚胺薄膜/玻璃布/聚酰亚胺
薄膜压成的腔膜内保持着绝热层内所充的氮气。液氢箱的前底有3层防辐射屏罩和两层硬泡沫构成的防护
罩。对液氧箱壁的绝热除发射前不需要用氮气吹除无维持氨气用的腔膜外，其他与液氢箱一样。液氧箱的
后箱底绝热层为玻璃纤维半硬壳保护罩，其外表面为铝衬里的白色聚乙烯氟化物，其内表面为两层重叠的
镀铝聚酰亚胺薄膜。
半人马座G-1有3段新结构，即仪器舱、前短壳、后短壳。仪器舱为1.19m长的从2.74～4.32m直径
的锥形铝合金结构，用于安装控制系统仪器、2根可展开的天线、惯性基准系装置/恒星扫描器、地面空调
冷却管及氦气吹除排气口盖等。另外，仪器舱有横梁桁架支撑装置与轨道飞行器货舱中部的有效载荷支撑
结构相接合，成为半人马座在轨道飞行器货舱内的前支撑。前短壳为长0.63m、直径4.23m的碳/环氧树
脂复合材料结构，它与液氢箱前端框和仪器舱相连接。后短壳是1个长3.05m、直径0.28m的石墨/环氧
树脂复合材料圆筒，用螺栓与液氧箱后端框及轨道飞行器货舱中的半人马座组合支撑系统分离框相连接。
推力传递结构与现有的宇宙神/半人马座运载火箭一样，是1个直径1.27m、高0.394m的蒙皮-桁条
承力构件，承受和传递发动机的推力。
推进系统
半人马座G用2台RL10A-3-3再生冷却式氢氧发动机，其真空推力共为133.4kN，液氧与液氢的混合
比为5：1时的比冲可达4354.2m/s；半人马座G-1的主发动机用2台RL10A-3-3A发动机，其真空推力共
为145.6kN，混合比为5时产生的比冲为4354.2m/s；与大力神4配合时采用混合比为6.5的RL10A-3-3B
型发动机。发动机除提供恒定推力外，还能在高空长时间滑行后多次启动，在发动机启动前，必须使推进
剂沉到箱底和涡轮泵前的输送管道内，并用液氧和液氢预冷系统对涡轮泵、管道和发动机进行预冷，以防
止发动机启动瞬间推进剂蒸汽进入涡轮泵产生气蚀。
发动机涡轮泵的辅助传动轴带动液压系统高压泵工作，提供摆动主发动机所需的液压动力。
辅助推进系统用于半人马座滑行段的姿态控制和主发动机启动前的推进剂沉底。该系统包括12台控
制发动机，其中4台提供轴向推力使推进剂沉底，其余的用于姿态控制。控制发动机用的单组元推进剂，
储存在1个球形箱内，用挤压方式输送。
推进剂加注/排泄系统的设计保证在航天飞机出现故障时半人马座G-1未升举分离之前，在30km高空
以上，外界大气压低于689Pa的条件下，在250～300s内将全部推进剂排出机外，以便航天飞机轨道飞行
器安全返回着陆。
控制系统及箭载设备
半人马座G-1的控制系统及箭载主要仪器设备有：16kbyte磁心存储器数字计算机装置（DCU）、4框
架平台式惯性测量装置（IMG）、程序控制装置（SITU）、伺服转换器组件（SIU）、双余远距离多路调制
器（RMU)、双信号调节器（SC）、火工品点火器控制装置（PICU)、测量系统、推进剂利用系统（PU）、
推进剂液位指示装置（PLIU）、遥测系统、电源系统和电池等。
半人马座G的控制系统对宇宙神-半人马座控制系统组件只作了很少改动。由于半人马座G-1安装在
航天飞机轨道飞行器的货舱内，为了安全起见，根据飞行任务的要求，增加了1套双容错的安全解保程序

<!-- 第 1006 页 -->
通用上面级
-96·
（DFTASS），以防止半人马座G-1的各种火工装置过早解除保险，保证飞行安全可靠。
航天飞机-半人马座组合支撑系统
半人马座G和G-1的组合支撑系统（CISS）安装在航天飞机轨道飞行器的货舱内。该系统用于固定半
人马座以及提供货舱内的后勤保障。
CISS还包括升举转接部件，其用途如下：
1）在分离框处支撑半人马座；
2）通过尾端的轻质硼/铝合金杆系构件支撑半人马座的主发动机；
3）安装电子、机械、流体分系统和其他组件；
4）用2个转动轴颈连接半人马座支撑系统，从而货舱共有5个支撑点来传递半人马座和轨道飞行器
之间的载荷。
升举转接部件为长1.1m、直径3.05m的铝蒙皮-桁条结构，其转动装置可将半人马座转动45°。半人马
座与轨道飞行器分离时，按指令引爆齐普（Zip）爆炸索，使之解锁。升举转接部件装有12个压缩弹簧装
置，以0.31m/s的相对分离速度、将半人马座、航天器组合级推离轨道飞行器。备份转动机构在轨道飞行
器出现故障时使半人马座转回货舱内，并泄出推进剂，以便轨道飞行器再入安全着陆。CISS系统支撑着升
举转接部件，它由2根侧边梁和与其连接并带有直径0.15m圆管支撑杆的2根半圆形梁组成。
典型飞行程序
大约在T十1h20min转动半人马座G-1至与轨道飞行器轴线成45°的位置。T十5h时，半人马座G-1接受
指令准备分离，至T十5h30min从轨道飞行器上分离出去。
半人马座G-1分离后距轨道飞行器60m远时，姿控发动机开始工作，给半人马座G-1定向，使推进
剂沉底，再经过45min启动半人马座G-1的主发动机，在T十6.5h，航天器与半人马座分离。半人马座由
其姿态控制系统控制，进行机动飞行，避免污染和碰撞航天器，其过程见下图所示。
准备发射
上升
轨道器连
接飞行
半人马座
分离
航天器飞行
-1.5h
-1h
4h
·滑行60m
·接通半人马座
半人马座机动
·航天飞机检查·航天飞机标
·启动反作用控
电源
·半人马座检查准近地轨道
飞行防止碰撞
制系统
·系统检查
·有效载荷检查（H=200km）
和污染
·定向
·转动
·推进剂沉底
最后检查
·主发动机点火
·拔出脱拔连接
·航天器机动飞
插头
行对准航尚
·引爆火工装置
·热控机动飞行
分离
（谭宗愚）
航天飞机-半人马座的典型飞行程序

<!-- 第 1007 页 -->
美国
·964·
半人马座2（CENTAURⅡI)
半人马座2是半人马座D1-A的改型，箭体加长0.92m，发动机推力提高2.1kN，与宇宙神2组合后
的同步转移轨道运载能力为2.77t，比宇宙神1-半人马座D1-A提高430kg。型号于1991年12月正式投入
使用，到1994年底共发射5次，成功率100%。
（王丹阳）
半人马座2A（CENTAURIIA）
人马座2A是半人马座2的改型。火箭换用2台RL10A-4N型发动机。发动机喷管加长，膨胀比由
RL10A-3-3A的61提高为85，真空比冲由4344.3m/s提高为4408.1m/s，推力提高33kN。与宇宙神2A
组合后的地球同步转移轨道运载能力为2.9t。半人马座2A于1992年6月正式投入使用，到1994年底共
发射5次，成功率100%。
（王丹阳）

<!-- 第 1008 页 -->
通用上面级
·S96·
惯性上面级（INERTIALUPPERSTAGE）
惯性上面级（IUS）由美国空军和NASA联合研制，原为美国研制重复使用上面级的一项过渡性权宜
计划，后成为美国空间运输系统投入运行的关键单元。惯性上面级为两级固体推进剂火箭，可与大力神34D、
大力神4以及航天飞机配合执行各种任务。
惯性上面级与各种基础级组合后的运载能力如下表所示。
惯性上面级与各种基础级组合后的运载能力
kg
逃逸轨道
地球同步轨道
地球同步转移轨道
极地轨道
型号名称
2268
航天飞机+IUS
一
一
(C3=60km²/s²)
一
一
820
(C3=70 km²/s²)
3550
一
一
（96°，24h轨道，航天飞机轨道57°）
1860
一
一
大力神34D+IUS
1817
大力神4+IUS
2313
一
4944
商业大力神十IUS
一
一
波音公司于1976年8月中标，开始进行惯性上面级系列的初步设计。联合技术公司化学系统部作为
波音公司推进系统的合作者，负责所有固体火箭发动机的设计和试验。另外，波音公司还与TRW公司和
汉密尔顿标准公司在机载电子设备方面进行了合作。TRW公司提供软件设计、系统分析和惯性上面级遥
测、外弹道测量和指令系统硬件支持：汉密尔顿标准公司提供导航系统硬件支持。其余分系统的设计、地
面设备的研制、检测，以及惯性上面级的运输都由波音公司负责。到1984年9月美国空军为惯性上面级
共花费17亿美元，其中包括14个产品的费用。
1982年10月，惯性上面级首次与大力神34D火箭组合，发射了2颗美国国防部卫星DSCSⅡI和DSCSIⅢI。
1983年4月惯性上面级成功地与航天飞机组合发射了数据中继和跟踪卫星（TDRS）。2004年2月，惯性
上面级与大力神4火箭配合使用，完成了最后一次发射任务后退役。惯性上面级共发射24次，2次失败，
成功率91.4%。
惯性上面级为系列化的运载工具。它们几乎采用同样的
工作组件，不同点仅在于结构和发动机的大小、数量的差异，
见左图。图中所示的3种惯性上面级分别为：
1）用于发射2270kg有效载荷至地球同步静止轨道的两
级状态惯性上面级（见左图(a))：
2）执行低能量星际飞行任务的两级状态惯性上面级（见
左图(b));
(q)
(a)
(c)
3）执行星际飞行任务的三级状态惯性上面级（如伽利略
惯性上面级系列
等任务）（见左图(c))。

<!-- 第 1009 页 -->
美国
·996·
主要技术性能
级数
推进剂
端羟基聚丁二烯
2
全长
起飞质量
5.17 m
14.760t（航天飞机组合）
箭体最大直径
2.89m
13.100t（大力神组合）
一子级
3.52m
级长
平均真空推力
185kN
最大直径
真空比冲
2.34m
2897.9 m/s
推进剂质量
工作时间
4.853~9.709t
152s（100%装药）
二子级
级长
真空比冲
2835.1m/s（无喷管延伸段）
2.08 m
推进剂质量
1.361~2.749 t
2976.3m/s（有喷管延伸段）
平均真空推力
工作时间
78.1 kN
103.35s（100%装药）
总体布局
惯性上面级由推进系统、结构、电子系统和分离系统等组成。惯性上面级的下部是SRM-1固体推进
剂火箭发动机和级间段组成的一子级。SRM-1发动机的壳体结构作为一子级的部分箭体结构。一子级装有
控制推力矢量的机电伺服机构。
二子级由设备安装段（ESS）、箭载设备和SRM-2固体推进剂火箭发动机等组成。设备安装段构成二
子级的主要箭体结构。SRM-2固体推进剂火箭发动机通过1个倒锥与二子级箭体连接。SRM-2固体推进剂
火箭发动机可控制推力矢量。设备安装段装有电子设备、反作用控制系统等。设备布局见下图。
-18
19
20
21
22
-23
1一惯性测量组件；2，15，21，33一航天飞机天线；
24
3，23—计算机；4—陀螺；5，22—转发器；
25
6，14，24一燃料箱：7，16，18，25一反作用控制舱；
26
10
8，13，35一解码器；9—信号接口单元；
27
11
10，31—信号调节单元：11—有效载荷连接器；
28-
12-
29
13
12一直流换流器转换器：19，20一电池；
30
14
-31
26一电源分配器：27一环境测量组件：28，29一解码器；
15-
-32
30一电源传输器：32，34一电源放大器
-33
16-
34
17-
惯性上面级设备布局

<!-- 第 1010 页 -->
通用上面级
·967·
惯性上面级有3个分离面：
释放位置
1）一子级固体推进剂火箭发动机底部与机载支持设备（ASE）
检查位置
的分离面；
贮存位置、
2）一子级顶部的一、二子级分离面；
3）二子级顶部的惯性上面级与有效载荷分离面。
有效载荷结构连接件由分布在直径近2845mm环上的8个点
惯性上面级的释放过程示意图
组成。
与航天飞机配合使用时，惯性上面级通过机载支持设备安装在
航天飞机轨道飞行器货舱内，惯性上面级水平安装于机载支持设备
的两个框架上。释放惯性上面级时，前后框架开锁，惯性上面级-
国防通
有效载荷组合体由后框架的设备旋转到58°释放位置，然后由弹簧
信卫星Ⅱ
释放（见右上图)。
国防通
信卫星Ⅲ
执行双星发射任务时，惯性上面级-有效载荷组合在航天飞机货
舱内的典型布局见右下图。航天飞机货舱可以同时容纳两组惯性上
惯性上
面级-有效载荷组合（每组占用货舱长度3.048～3.657m），但有效
面级
载荷设计质量应小于2.268t。
大力神34D
大力
/惯性上面
神34D
级对接框
箭体结构
执行双星任务的大力神3D-惯性上面级
惯性上面级（见下图）主要为铝合金结构。
一子级结构由SRM-1固体推进剂火箭发动机壳体和级间段组成。
发动机壳体为凯芙拉纤维复合材料缠绕结构。SRM-1发动机前端与级间段连接。级间段为铝合金桁条-蒙
皮结构。
二子级结构为1个倒锥状的设备安装段。设备安装段为铝合金桁条蒙皮结构。8根大梁为其主要承力
构件，并为有效载荷提供机械接口。该接口直径为3.05m。二子级的内部有1个圆锥结构，用于安装SRM-2
固体推进剂火箭发动机，发动机安装架的上部构成设备安装平台。
有效载荷分离面
设备舱
可延伸喷管
固体
火箭发动机
机载电
子设备
喷管和伺
姿态控
服机构
制系统
固体火
级间分离面
箭发动机
级间段
惯性上面级结构

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美国
·968·
推进系统
主推进系统
惯性上面级采用2台联合技术公司化学系统部研制的固体推进剂火箭发动机。
一子级固体推进剂火箭发动机SRM-1（见右图）高3150mm，
最大直径2340mm。SRM-1采用HTPB、UTP-19360B推进剂，
伺服机构
以三元乙丙橡胶（EPDM)作为绝热材料，药柱孔径为520mm。
2340mm
密封接头
Φ1314mm
SRM-1发动机100%装药时的质量比为0.936，装药50%时的
质量比为0.47。该发动机的平均真空推力为185.1kN，最大真
点火器
1505mm
空推力267.77kN，真空总冲28.11MIN·s，真空比冲2897.9m/s，
3149mm
138mm
燃烧室最大压力为5.87MPa，100%装药的工作时间为152s。
SRM-1喷管喉部和收敛段采用单片整体三维碳/碳结构，
SRM-1发动机
扩散段采用二维单片整体碳/碳结构。喷管长1525.6mm，喉
部直径164.6mm，出口直径1314mm，喷管膨胀比63.9。SRM-1发动机采用以UPT-1095作为推进剂的
高温点火器。SRM-1发动机采用凯芙拉纤维/环氧树脂缠绕复合材料外壳。
二子级固体推进剂火箭发动机SRM-2（见右图）装有伸
缩喷管，SRM-2喷管伸出时高3200mm，收回时高1884mm，
伺服机构
发动机直径1.61m。SRM-2在100%装药时的质量为3018kg，
1610mm
密封接头
壳体质量为90.7kg，100%装药时的质量比为0.9，50%装药
1925mm
时的质量比为0.45。SRM-2所用推进剂与SRM-1相同。SRM-2
点火器
的平均真空推力为78.4kN，最大真空推力113.87kN，总冲
107mm
819mm
1884mm
8.14MN·s，喷管延伸段伸出时的比冲为2976.3m/s，收回时
的比冲为2835.1m/s，燃烧室最大压力5.79MPa。
SRM-2发动机
SRM-1和SRM-2均采用以硅油为介质的机电伺服机构控
制推力矢量，SRM-1的喷管可以转动4°，SRM-2的喷管可以转动7°。
SRM-1和SRM-2可以根据任务需要相应减少装药，最多可以减少50%的推进剂。
反作用控制系统
惯性上面级反作用控制系统由6套反作用控制舱组成，每个控制舱内含有两台汉密尔顿标准公司的133N
推力的无水肼推进剂发动机。反作用控制系统采用双见余推力器系统，不设置向前的喷管以避免污染有效
载荷。该系统有2个贮箱（也可以安装1个或3个贮箱），可储存109kg的无水肼。反作用控制系统负责
主发动机工作期间的滚动控制、滑行段的三轴稳定控制、SRM-2发动机工作结束后的姿态修正和有效载荷
释放后的防撞机动。
控制系统
控制系统由余捷联惯性组合、星光扫描仪和数据处理系统组成。余捷联惯性组合由5台汉密尔顿
标准公司的RI-1010速率陀螺和5台SingerKearfott2401加速度计组成。余捷联惯性组合和星光扫描仪
测量角速度和线加速度，测量结果送到由2台Delcom362S计算机组成的数据处理系统。惯性上面级采用

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通用上面级
·696·
显示导航算法，产生控制指令、发动机点火指令和反作用控制系统控制指令。惯性上面级在每级点火前调
整姿态。
惯性上面级的控制系统具备灵活的适应能力，可以在任务不确定时修改程序。惯性上面级可以修正由
于固体火箭发动机偏差引起的每级发动机工作后的速度误差。惯性上面级还可以修正由于任务执行条件变
化(包括发射延期，有效载荷释放延迟和其他轨道操作引起的延期)而引起的偏差。因此，惯性上面级可以
将有效载荷按要求送入轨道，而对地面发射无特殊要求。
控制系统的姿态控制精度为：姿态角（任意轴）土0.5°；角速率（俯仰、偏航角）土0.1（)/s。
遥测和跟踪系统
遥测和跟踪系统以16kbit/s和64kbit/s的速率传输遥测数据，并以1kbit/s和4kbit/s的速率从有效载
荷接受信息，还向有效载荷传送8条主要指令和8条备用指令。
电源与配电系统
为机载电子设备供电，1个100Ah电池为有效载荷供电。二子级装5个13A·h电池，其中1个为有效载
荷供电。在轨道飞行器货舱内，惯性上面级可将轨道飞行器的能源传送到有效载荷。
机载支持设备
惯性上面级与航天飞机配合发射有效载荷时，通过机载支持设备与航天飞机轨道飞行器连接，由它提
供惯性上面级-轨道飞行器系统的全部结构、电源、指令和数据接口。机载支持设备主要结构为安装惯性上
面级的前、后框架。后框架上设置了与惯性上面级的接口，还设置了电机驱动机构，用于起竖惯性上面级。
机载支持设备能承受所有载荷，包括中止飞行紧急着陆时的载荷。机载支持设备采用1套低响应扩散机构，
它可以将有效载荷的动力载荷减低到无此系统时的1/3。机载支持设备（见下图）在轨道飞行器工作时可
为惯性上面级和有效载荷提供备用电源，为数据传输服务。
直流交流转
低响应机构
换器（2）子
电池（6）7
RED
后框架
载荷计
宽频数
据接口
前框架
低响应机构摇摆作动器
粘滞阻尼器
惯性上面级机载支持设备

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美国
·970·
典型飞行程序
惯性上面级与航天飞机组合执行典型的地球同步轨道任务时的飞行程序如下。
航天飞机进入轨道后打开货舱门，进行温控滚动以防有效载荷和惯性上面级因太阳射线直射而过热。
到达预定位置后，有效载荷和惯性上面级由机载支持设备的后框架旋转到58°，然后有效载荷和惯性
上面级通过安装在机载支持设备后框架上的弹簧分离装置与航天飞机轨道飞行器分离。分离后10min，惯
性上面级离开轨道飞行器60m时，惯性上面级反作用控制系统开始工作。35min后，惯性上面级距离轨
道飞行器约18km远时，一子级发动机点火工作，火箭进入转移轨道。惯性上面级在转移轨道飞行约5h，
在此期间惯性上面级通过反作用控制系统机动到预定的姿态，便于有效载荷通信或热控制。一子级在二子
级发动机点火前分离。
二子级火箭发动机在转移轨道远地点点火工作，将有效载荷送入地球同步轨道。二子级在发动机关机
后的短时间内随有效载荷飞行，由反作用控制系统修正最后姿态，然后有效载荷与惯性上面级二子级分离，
惯性上面级做防撞机动。
惯性上面级从航天飞机弹射后的飞行时序见下表。
惯性上面级典型飞行时序
回
事件
T+0s
惯性上面级-有效载荷组合从航天飞机轨道飞行器弹射
T+10 min 0 s
三轴稳定反作用控制系统开始工作
T+34 min 0 s
星光扫描仪进入工作状态
T+47 min 10 s
机动到一子级发动机点火姿态
一子级发动机点火
T+59 min 48 s
T+61 min 39 s
反作用控制系统修正一子级发动机工作偏差
T+66 min 39 s
反作用控制系统将惯性上面级机动到滑行姿态，并进行温控滚动
切换到二子级电源
T+370 min55 s
机动到二子级点火姿态，一、二级分离
T+371 min 47 s
T+373 min 47 s
二子级发动机点火
T+379 min 14 s
反作用控制系统修正二子级偏差
有效载荷分离
T+389 min 14 s
T+394 min 56 s
惯性上面级防撞机动
（赫希凡）

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通用上面级
·971·
有效载荷辅助舱系列
(PAYLOADASSIST MODULE FAMILY)
有效载荷辅助舱（PAM）系列是由麦克唐纳·道格拉斯公司为航天飞机及备份用的一次性运载火箭研
制的高能上面级（之前被称为自旋固体上面级），用于把有效载荷从近地停泊轨道运到地球同步转移轨道。
有效载荷辅助舱系列主要包括空间运输系统有效载荷辅助舱D（STSPAM-D）、德尔它火箭有效载荷辅助
舱D（DeltaPAM-D）、空间运输系统有效载荷辅助舱D2（STSPAM-D2）、空间运输系统有效载荷辅助舱
A（STSPAM-A）和有效载荷辅助舱S（PAM-S）5种型号。STSPAM-D可将质量1.25t的有效载荷送入
地球同步转移轨道。DeltaPAM-D主要用于德尔它运载火箭，其地球同步转移轨道运载能力在1.15～1.9t
之间。STSPAM-D2是20世纪80年代为满足航天飞机发射尺寸和质量更大的有效载荷要求而研制的，后
又用于商用大力神3，可将质量1.8～1.9t的有效载荷送入地球同步转移轨道。STSPAM-A可将质量近2t
的有效载荷送入地球同步转移轨道。
按原计划，PAM-D和PAM-A应分别于1979年6月和1980年2月由航天飞机发射，执行运载任务。
但实际上只有PAM-D投入了使用，分别于1980年和1982年与德尔它火箭和航天飞机首次配合，成功地
执行了通信卫星发射任务。而PAM-A至今未执行任何发射任务。PAM-S是在STSPAM-D基础上发展而
来，作为ULYSSES航天器的专用上面级，在1990年成功进行了首次发射。此外，有效载荷辅助舱的技术
还应用于SGS-2计划，SGS-2已于1983年成功地与宇宙神火箭结合，发射了全球定位系统卫星。
（郝希凡）
空间运输系统有效载荷辅助舱D（STSPAM-D）
h=35748km
STSPAM-D主要作为与航天飞机配合的上面级，用于
hp=296km
2800
最大运载能力
地球同步轨道有效载荷的发射任务。STSPAM-D系统由
有效载荷质量(0.453kg)
2700
PAM-D上面级和机载支持设备组成。STSPAM-D采用
2600
根据任务需要选定
STSPAM-D性能
STAR-48固体推进剂火箭发动机。STSPAM-D的有效载荷
2500
运载能力与同步转移轨道的倾角函数关系如右图所示。
2400
2300
自1982年11月首次用航天飞机发射以来，到1985年
基本运载能力
2200
11月，STSPAM-D已发射18次，失败2次，成功率为88.9%。
252627
2829
24
轨道倾角()
STSPAM-D运载能力
主要技术性能
2 177kg
运载能力
子级质量
1.247t（地球同步转移轨道）
1 738.6~1 995.8 kg
入轨精度
推进剂质量
（旋转速率为60r/min的基准
发动机
任务，30)
STAR-48/TE-M-711-3
推进剂
±9.3 km
端羟基聚丁二烯
近地点偏差

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美国
·972·
真空推力
66 kN
远地点偏差
±1017km
真空比冲
2 812.5 m/s
倾角偏差
±0.7°
工作时间
84.7 s
航天器(参考)
总体布局
有效载荷连接件
（带机载设备）
STSPAM-D系统由一次使用的上面级PAM-D、安装在航
固体火箭发动机
天飞机上的可重复使用机载支持设备和太阳防护罩等组成（见
右图上)
起旋平台和
机载支持设备
PAM-D由锡奥科尔（Thiokol）公司生产的固体推进剂发
分离弹簧
电子设备
动机STAR-48/TE-M-711-3、有效载荷对接件、电子系统、分
离系统和其他相关的功能分系统组成（见右图下）。PAM-D
前限制器
桁架组合件
安装于机载支持设备内。机载支持设备（ASE）是一种可重复
轨道飞行
使用的结构件，包括用于安装PAM-D的托架、提供旋转稳定
器大梁
的自旋系统、释放并弹射上面级和有效载荷的分离系统以及
上面级控制、操纵、供电所需的电子设备。
地面支持设备包括在发射场处理STSPAM-D结构件所
需的地面设备、STSPAM-D系统检测设备和发射前所需的地
轨道飞行器龙骨
面设备。
STSPAM-D系统组成
分离弹制动阀
框架定位销
簧（4框架底座
箭体结构
分离包带
有效载荷
电气
分离包带
/连接环
上面级结构
有效载荷
PAM-D的箭体结构由发动机壳体和有效载荷对接件组
电子接口：
导向
有效载荷
成。
螺线
分离弹簧
管(2)
STAR-48/TE-M-711-3采用GAE-4V钛合金壳体。发动机
（4）有效载
固体火
旋转轴承
荷连接件
壳体质量为102kg，是上面级的结构主体，上设置法兰盘和
框架定翻滚天线
遥测箭发动机
一旋转平台
一些分系统的安装支架。
驱动电机(2台)
位销装置
有效载荷对接件是1个机加工的圆柱形锻件，质量80kg
STSPAM-D总体布局
直径0.94m，高0.305m，用螺栓安装在发动机壳体的前部法
兰上。有效载荷对接件通过它的2个三角形凸耳与机载支持设备托架的前限位销相接，并通过它们传递载
荷。有效载荷对接件的前端界面可以作为有效载荷和分离系统的安装平面，有效载荷通过钢质包带与有效
载荷对接件连接，有效载荷对接件还用于安装上面级的一些分系统。
机载支持设备结构
托架
托架由机加工的铝框架、镀铬钢梁、龙骨耳轴等组成。托架依靠位于底部的旋转平台托盘和前限位销
支撑STSPAM-D和有效载荷。STSPAM-D和有效载荷依靠该托架垂直安装于轨道飞行器货舱内，前限位
销与有效载荷对接件伸出的配件对接，并将横向载荷传递到轨道飞行器。前限位销在STSPAM-D释放前

<!-- 第 1016 页 -->
通用上面级
·973·
收回，以便STSPAM-D起旋。前限位销还可以在STSPAM-D释放失败时重新固定STSPAM-D，便于运
回地面。
托架设计能适应一般常见的频率，避开3～5Hz、9～10Hz、15～20Hz航天飞机的频率，从而保证有
效载荷重力加速度不超过用户手册规定的设计指标。
旋转平台
旋转平台由自旋机构、分离机构和电气接口3个部分组成。自旋分系统由旋转平台的固定基座、旋转
轴承、传动装置及其支撑环、2个重复的驱动电机、1个消旋装置和旋转指示锁定机构等组成。
旋转平台按指令由2个电机驱动，转动速度可按要求在40～100r/min内调节，加、减速率5rad/s。
当任务终止时，旋转平台刹车停转，机载支持设备回到初始位置。有效载荷释放失败时，前限制器重
新固定有效载荷，准备随航天飞机再入和着陆。
温度控制系统
该系统用于减轻有效载荷和STSPAM-D的热应力，由安装在托架上的绝热毡和1个活动太阳罩组成。
绝热毡由多层绝热材料制成，安装在托架前部和后部，使STSPAM-D在低于热极限工况的条件下工
作。航天飞机轨道飞行器货舱两侧和底部的衬底也起同样作用。在托架绝热毡内表面安装有热静力控制辐
射加热系统，以便当轨道飞行器背向太阳时为有效载荷提供所需的热量。
太阳罩由多层轻质绝热材料制成，两侧的太阳罩是固定的，有效载荷上方的太阳罩是一种蚌壳式活动
结构，该机构由电机驱动。太阳罩内表面可反射辐射能，以保护PAM-D和有效载荷电子元件不受辐射热
损害。
轨道飞行器货舱面向太阳时，温控系统保障热流量低于54W/m²。轨道飞行器面向冷空间时，该系统
的热损失不超过43W/m²。有效载荷释放前，热静力工作环境温度范围为21～27℃。在其部署到轨道后，
热静力工作环境为一9.5～4.5℃。
推进系统
STAR-48/TE-M-711-3发动机高1829mm，直径1245mm，采用端羟基聚丁二烯（AP/HTPB/AL）固
体推进剂，发动机可装药1.998t，总质量为2.114t，推进剂质量比为0.945。发动机的环形高温点火系统
由2130型安全解保装置启动。发动机喷管为半潜入式喷管，采用了三维碳/碳复合材料喉衬和喷管扩散段
等部件。
STAR-48/TE-M-711-3的真空推力66kN，真空比冲2812.5m/s，工作时间84.7s，总冲5647kN·s。
分离系统
STSPAM-D的分离系统包括2部分：有效载荷与PAM-D分离系统和PAM-D与旋转平台分离系统。
有效载荷用马门（Marmon）型钢质包带（沿用德尔它火箭技术）固定在有效载荷对接件的前端分离
面上。包带预加载25.354kN，由2个相隔180°的爆炸螺栓固定。分离时，起爆爆炸螺栓释放有效载荷。
有效载荷由安装在有效载荷对接件内的分离弹簧弹射，4个分离弹簧提供弹射有效载荷所需的全部冲量。
每个弹簧的预紧力为890N，弹簧的行程为0.133m。分离弹簧为有效载荷提供的分离速度为0.61～2.44m/s。
有效载荷分离后，为了防止上面级因后效冲量碰撞有效载荷，STSPAM-D中设置防碰撞Yo重块。释

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美国
·974·
放Yo重块时，被抛弃的STSPAM-D翻转。
STSPAM-D与旋转平台分离分系统包括4个安装在旋转平台外部的压缩弹簧和1个马门型紧固包带。
每个弹簧预压力为6.227kN。旋转平台的弹簧能提供至少0.76m/s的初始分离速度。
电子系统
STSPAM-D电子系统
STSPAM-D电子系统（见下图）为一冗余系统，由定时装置、电子控制装置（ECA）、电池电源、电
子遥测系统（可任选）、章动控制系统敏感元件以及相应的接口等装置组成。
PAM机
PAM
载支撑
卫星
余计时器
余电池
设备
固体助推
余分离
保险/解保装置
器点火器
开关
卫星
电子控
卫星分离
分离
制装置
外部电源/指令
(PAM-D)
(PAM-
A)
功能监控器
翻滚系统
集流环界面
火工品
安全临界指令
章动控
安全临界功能监控器
制程序
卫星输人信号
余保险/解保位置指令
保险/解保位置监控器
卫星监控器
STSPAM-D电子系统
定时器质量为4kg，定时器定时指令火工品系统保险电路接通、章动控制系统启动/停止、火箭点火、
有效载荷分离、释放Yo重块等。定时器从STSPAM-D释放时开始计时，可作6500s定时，精度为土0.03%。
电子控制装置长457mm，宽215.9mm，高44.5mm，质量为4.98kg。其216×457的插件板装有30
个继电器、80个独立的组件和10个电路层。电子控制装置的组件为系统时序和电源转换提供继电逻辑比
较，共有24个通用继电器。
电源由2个余配置的镍镉电池组成。
STSPAM-D有时装有8W功率的S波段遥测系统，该系统安装于发动机壳体上。
STSPAM-D设有章动控制系统，该系统由敏感元件单轴速度陀螺和消除章动角的肼推进系统组成。
STSPAM-D电子系统组件多数安装在有效载荷对接件上。有效载荷与STSPAM-D之间的电子接口由
脱落插头和STSPAM-D与辅助设备之间一些固定连接接头组成。这些接口可为有效载荷提供在轨道飞行
器内的控制、监视和供电服务。
机载电子辅助设备
机载电子辅助设备安装于机载支持设备上，包括程序控制组件、信号调节装置和旋转系统配电器等。
托架上放置2个程序控制组件：一个为工作组件，另一个为备份组件。每个程序控制组件各采用1台
8085微处理器、1个16kbyte只读存储器（ROM）和1个2kbyte随机存取存储器（RAM)，可提供120
路离散电路驱动器输出，120路28V输入和64路模拟输入信号。
信号调节装置包括安全解保装置，程序控制组件启动控制装置，应急控制部件和指令及监控母线回路。

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通用上面级
·975·
旋转系统配电箱可将轨道飞行器货舱的28V直流电分配到STSPAM-D-有效载荷系统，它还为旋转电
机驱动器、升降架、太阳罩、限位器、加热器、旋转制动控制装置等提供配电。
STSPAM-D机载电子辅助设备的功能为：控制并监视限位销的收回动作、旋转平台的旋转以及STS
PAM-D的释放、分离和入轨；启动STAR-48发动机的安全解保装置；监视和控制STSPAM-D的电子程
序系统和遥测系统；向乘员舱显示屏传输STSPAM-D的信息；通过数据母线接收来自轨道飞行器的指令；
根据任务要求对有效载荷进行监视和控制。
和电源传输电路，以及6条弹射信号传输电路，其中52条电路分配给有效载荷使用。
典型飞行程序
STSPAM-D的飞行程序于航天飞机发射之前制定，所选择的时间取决于卫星的近地点位置要求和其
他有效载荷的程序要求。释放STSPAM-D时，太阳罩打开63s后，由分离弹簧弹射STSPAM-D-有效载
荷组合，提供分离速度，释放和分离的大部分功能由机载支持设备完成，以降低对轨道飞行器结构、软件
和机组乘员的依赖性。STSPAM-D释放后，轨道飞行器进行机动飞行，提供附加相对释放速度。STSPAM-D-
有效载荷组合离开轨道飞行器到达安全距离后，STSPAM-D发动机点火。典型飞行时序见下表。
STSPAM-D典型飞行时序
时间
事件
T—60min 0 s
接通STSPAM-D电源
开始机动飞行
T—40 min 0 s
T-28min 0s
到达STSPAM-D-有效载荷的预定高度
开始释放程序
T--15 min 0 s
完成太阳罩开启动作
T—14 min 28 s
T—12 min 48 s
完成限位销收回动作
完成自旋动作
T—11 min 48 s
有效载荷和辅助设备接通工作
T-11 min 0 s
T-9min 0 s
有效载荷自成系统独立工作
T-7min 0 s
有效载荷开始用星内电源
T-3min0s
启动最终工作程序
T-0min0s
部署STSPAM-D-有效载荷，由分离开关启动STSPAM-D释放程序
T+45 min 0 s
获得STSPAM-D发动机点火所需的分离距离，STSPAM-D发动机点火
T+1)
STSPAM-D发动机关机
T+48 min 20 s2)
启动STSPAM-D-有效载荷分离爆炸螺栓
T+48 min 23 s2)
启动翻滚系统，释放Yo重块
注：1）为固体火箭发动机推进剂质量的函数，最长工作时间为88s；
2）为典型时间，如用于其他飞行任务，分离时刻稍微推迟一些。
（郝希凡）

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美国
·976·
德尔它有效载荷辅助舱D（DELTAPAM-D）
德尔它有效载荷辅助舱D（DeltaPAM-D）为德尔它火箭的上面级，其基准运载能力是根据两级状态
的德尔它3910火箭近地停泊轨道的运载能力而制定的。后来，麦克唐纳·道格拉斯公司为了满足发射更
大有效载荷的要求，加长了上面级固体推进剂火箭发动机，以便装入更多的推进剂。改进后的PAM-D与
德尔它3920、德尔它6925、德尔它7925配合使用，目前只有7925型在役。
PAM-D于1980年11月首次与德尔它火箭配合，发射了SBS1星。截止到2007年6月30日，DeltaPAM-D
共发射97次，其中2次失败，成功率为97.9%。
主要技术性能
德尔它6925，7925用PAM-D
德尔它3000用PAM-D
子级质量
2.152t
2.205t
推进剂质量
1.995 t
1.739~2t
发动机
STAR-48/TE-M-711-8
STAR-48B
2.03m
长度
2.04 m
直径
1.239m
1.244 m
103kg
103kg
结构质量
39 kg
39kg
有效载荷对接件质量
推进剂
端羟基聚丁二烯
端羟基聚丁二烯
平均真空推力
66.64 kN
66.64 kN
真空比冲
2 872.37m/s
2 869.43 m/s
工作时间
85.3 s
88.1 s
运载能力（地球同步转移轨道）
1154kg（德尔它3910）
1814kg（德尔它6925）
1270kg（德尔它3920）
1905kg（德尔它7925）
入轨精度(3)
±704~±926km
远地点偏差
±704~±926km
近地点偏差
±9.2 km
±9.2 km
倾角偏差
±0.24°～±0.7°
±0.24°～±0.7°
总体布局
DeltaPAM-D与STSPAM-D的主要差别如下：
1）DeltaPAM-D采用了喷管加长203mm的STAR-48/TE-M-711-8固体推进剂火箭发动机，其真空比
冲达到2872.37m/s，比STSPAM-D的STAR-48/TE-M-711-3发动机的比冲提高了59.82m/s;
2）DeltaPAM-D采用早期德尔它运载器沿用下来的限位起爆引信完成分离程序控制，而STSPAM-D
采用电子程序控制系统；

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通用上面级
·977·
3）DeltaPAM-D无有效载荷对接件前限位销；
4）DeltaPAM-D采用旋转火箭起旋，其旋转平台基座与德尔它火箭的二子级相适应，且采用不同于
STSPAM-D滑动环的盘式电缆。
DeltaPAM-D结构件包括旋转平台系统、固体推进剂火箭发
动机、有效载荷对接件以及相关的程序和功能系统（见右图）。
DeltaPAM-D也采用STSPAM-D那样的圆筒壳体结构，但无托
用户有效载荷
有效载荷
架限位销。其程序系统采用限位起爆引信来完成发动机点火工
作、有效载荷分离、Yo重块释放等程序动作。该系统采用了发
有效载荷连接件
射前接受发射指挥所控制和操纵指令的安全解保装置。飞行期
PAM-D固体火箭发动机
间，该系统根据德尔它二子级的指令启动工作。
DeltaPAM-D采用V型包带将有效载荷固定于有效载荷对
起旋平台
接件的顶部，在有效载荷分离时，触发爆炸螺栓，释放包带，
用弹簧回缩固定散开的包带。
DeltaPAM-D总体布局
旋转平台用螺栓连接在德尔它二子级仪器舱顶部。德尔它
二子级与PAM-D之间通过螺旋电缆联通。有效载荷对接件装有各种功能系统，如控制系统、分离系统、
遥测系统、章动系统，以及翻滚系统Yo重块等。如果取消遥测系统，其运载能力可增加7.7kg。
典型飞行程序
DeltaPAM-D的典型飞行时序见下表。
DeltaPAM-D典型飞行时序
事件
时间/s
事件
时间/s
火箭起飞
T+0.0
T+1 264.0
滑行到近地点，PAM-D时序系统开始工作，
德尔它火箭主发动机关机
启动自旋火箭发动机
T+223.9
德尔它火箭一、二级分离
T+231.9
T+1 265.0
起爆导线切割器
德尔它火箭二子级工作
起爆德尔它火箭二子级与PAM-D的分离爆炸
T+1 266.0
T+237.3
整流罩分离
螺栓，启动二子级的反推火箭
T+240.0
德尔它火箭二子级发动机关机
PAM-D发动机点火
T+539.3
T+1 308.0
PAM-D发动机工作结束
T+650.0
开始滑行段机动飞行
T+1 393.0
结束滑行段机动飞行
T+1508.0
起爆PAM-D/有效载荷分离爆炸螺栓
T+750.0
释放防撞Yo重块
开始滑行
T+750.0
T+1510.0
（郝希凡）
空间运输系统有效载荷辅助舱 D2（STS PAM-D2)
STSPAM-D2是STSPAM-D的改型，既可与航天飞机配合使用，也可作为商业大力神3的上面级。
STSPAM-D2于1985年11月26日首次与航天飞机组合，向地球同步转移轨道发射了StcomKu-1卫星。

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美国
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1990年1月1日，STSPAM-D2首次与商用大力神3配合使用，成功发射了天网4A卫星，本次发射也是
STSPAM-D2的最后一次发射。STSPAM-D2共进行了3次发射，成功率100%。STSPAM-D2的成本约
为590万美元（1985年币值）。
STSPAM-D2改用了推力更大的STAR-63D固体推进剂火箭发动机。为适应发射大的有效载荷，对火
箭旋转台、有效载荷对接件、太阳罩以及轨道飞行器内的托架等组件也都做了相应改进。太阳罩（有2种
尺寸）和托架设计成可更换的，以适应不同任务要求。STAR-63D发动机由锡奥科尔公司研制。该发动机
直径1600mm，采用带有双元乙丙橡胶绝热材料的凯芙拉复合材料壳体，碳/酚醛复合材料喷管和三维碳/
碳复合材料喉衬。发动机采用TP-H1202推进剂，可根据不同任务要求装药，装药质量2268～3250kg。
发动机最大真空推力为107.2kN，100%装药时可工作120s，总冲为9.0MN·s，喷管膨胀比为27.33，真空
比冲为2765.5m/s。STSPAM-D2的有效载荷对接件为截锥形构件，前对接界面直径为0.94m，后对接面直
径为1.6m，高0.381m。其旋转平台的旋转速率可在35～85r/min范围内调节。分离弹簧为STSPAM-D2-
有效载荷组合提供0.62m/s的分离速度。
反作用接头
有效载荷
连接件和
上面级
机载电子
固体火箭发动机
设备
起旋平台和
分离系统
航天飞机轨道器
大型太阳罩
大梁接头（4）
√
机载支持
设备
限位器臂（2）
电子设备
机载
支持
设备
航天飞机
轨道器龙骨
桁架组合体
配合接头
标准太阳罩
STSPAM-D2组成
主要技术性能
子级质量
3723kg（最大）
最大真空推力
107.2kN
2268~3 250 kg
真空比冲
推进剂质量
2765.5m/s
1633 kg
工作时间
机载支持设备质量
120s（100%装药）
发动机
运载能力
STAR-63D
1.814~1.905t（地球同步转移
轨道)
推进剂
TP-H1202
（郝希凡）
空间运输系统有效载荷辅助舱A（STSPAM-A）
STSPAM-A是麦克唐纳·道格拉斯公司1977年为NASA研制的用于航天飞机发射宇宙神等级有效载
荷的上面级。它由一次启动固体推进剂发动机、有效载荷对接件以及相关的功能系统组成，保持了与STS

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通用上面级
·979·
PAM-D、STSPAM-D2的技术上的一致性，仅外形尺寸略有差别。包括机载支持设备在内的STSPAM-A
总质量为5.8t，地球同步转移轨道运载能力为1.994t。
STSPAM-A的发动机为民兵3三子级火箭发动机的改型。发动机采用纤维玻璃钢外壳，长2.108m，
固体推进剂装药量为3429kg，总冲为9314.88kN·s，工作时间59.5s。由于PAM-A是按照发射国际通信
卫星5的任务设计的，故采用章动控制系统。该系统包括2个容积为5.4448L贮箱、2台推力各为32.36N
的肼类推力器。PAM-A比PAM-D和PAM-D2大得多，它必须水平安置在轨道飞行器货舱内。STSPAM-A
机载支持设备与STSPAM-D的相似，但结构质量要比后者大得多。它由瓦余电机驱动的起竖系统将STS
PAM-A-有效载荷起竖至45°角后，从航天飞机轨道飞行器货舱发射。
STSPAM-A按基准的地球同步转移轨道估算的质量分配：有效载荷1.994t，STSPAM-A（包括一次
使用结构件、固体推进剂和机载支持设备）5.879t，总质量7891kg。
（郝希凡）
有效载荷辅助舱S（PAM-S)
PAM-S是在STSPAM-D基础上开发的专用上面级，作为惯性上面级的附加级，为370kg的ULYSSES
土星太阳探测器提供了4270m/s的速度增量。PAM-S采用SGS-2无水肼自旋
有效载荷
和章动控制系统以及Yo-Yo重块系统，将点火自旋角速度从72r/min降低至
连接件
7r/min。PAM-S的装药量为2.009t。其他状态同STSPAM-D。1990年10月
固体火箭
发动机
6日，PAM-S与航天飞机配合使用，成功地将ULYSSES航天器送入预定轨道。
(星48)
除此之外，PAM-S未执行其他发射任务。
（郝希凡）
二级
组合体-
SGS-2
固体火箭
发动机
(星-48)
SGS-2为由2枚PAM-D组成的二级火箭（见右图）。SGS-2由2台STAR-48
固体推进剂火箭发动机、有效载荷对接件、分离系统和无水肼自旋稳定控制系
统等组成。SGS-2作为宇宙神火箭的上面级，用于发射GPS导航卫星。宇宙
对接过渡段
神-SGS-2火箭从范登堡空军基地发射，550～21000km高、63°倾角轨道的运
载能力为862kg。1983年7月13日SGS-2首次飞行，到1985年10月共发射
4次，成功率100%。
SGS-2组成
主要技术性能
3.96m
发动机
级长
2XSTAR-48
直径
平均真空推力
2X66.7kN
1.2 m
工作时间
子级质量
4.540t
87s
（赫希凡）

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美国
·980·
转移轨道级
（TRANSFER ORBIT STAGE）与
远地点机动级（APOGEEMANEUVERSTAGE）
1982年4月，轨道科学公司和NASA签署了一项技术合作意向书，为航天飞机研制一种高可靠性的
上面级系统，其运载能力介于有效载荷辅助舱和惯性上面级之间。1983年该项目由政府投资转为商业发展
规划，命名为转移轨道级（TOS），.NASA成立了相应的办公室。由此，轨道科学公司作为总技术指导，负
责发展转移轨道级项目；马丁·马丽埃塔丹弗航天公司根据与轨道科学公司的合同作为主承包商，负责研
制、试验和生产转移轨道级；NASA的马歇尔航天飞行中心负责技术指导。
从1983年10月开始，轨道科学公司和摩尔（More）公司开始研制远地点机动级（AMS）。1984年1
8000万美元（1988年币值）。
转移轨道级与远地点机动级系列的外形见下图，总体性能和运载能力见下表。
W
TOS/AMS
TOS
TOS-S
AMS
转移轨道级/远地点机动级系列
转移轨道级/远地点机动级系列总体参数和运载能力
TOS-SI)
TOS
型号名称
TOS/AMS
AMS
级数
2
1
1
1
2273
1930mm接口
1524
3035
全长/mm
2311mm接口
2 451
3200
2840mm接口
4823
起飞质量/t
4.710
8.070
10.940
13.730
起飞推力/kN
260.665
260.665
11.787
260.665/11.787
8.845
地球同步转移轨道
2.360
4.082
4.942
运载能力t
地球同步轨道
0.590
2.950
注：1）TOS-S为转移轨道级的缩短型，与转移轨道级相比，TOS-S的发动机喷管和壳体圆柱段较短，装药也相应减少。
TOS-S的其他系统沿用转移轨道级的系统。
（郝希凡）

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通用上面级
·981·
转移轨道级（TRANSFERORBITSTAGE）
转移轨道级（TransferOrbitStage）是1个采用惯性导航、三轴稳定、固体推进剂的上面级，可作为航
天飞机或大力神运载器的配套上面级。转移轨道级有2种状态，从航天飞机发射时，分别能提供6.080t
或6.030t同步轨道运载能力：从大力神火箭发射时，分别能提供4.990t或5.210t的同步轨道运载能力。
主要技术性能
级长
3.035m
推进剂
端羟基聚丁二烯
子级质量
平均真空推力
185.1 kN
10.940 t
比冲
推进剂质量
2873 m/s
9.797 t
工作时间
发动机
ORBUS-21
144 s
总体布局
转移轨道级包括中等载荷运载能力的三轴稳定上面级和机载
有效载荷
分离面
支持设备2部分。机载支持设备仅用于航天飞机使用状态，是安
电池一
反作用控制
装上面级的配套设备。
系统贮箱
遥测天线
反作用控制系统
MLI绝热毡
上面级主要由箭体结构、推进系统和箭载电子系统等组成。
推力器组合件
分离面
其中，主推进系统采用ORBUS-21固体推进剂火箭发动机，它是
人电子设备
（覆有防热层）
摆动喷管
转移轨道级的主体，构成上面级的主要结构。转移轨道级结构前
（带推力矢量
ORBUS-21发动机
控制系统)
部为有效载荷对接件和设备舱，箭载电子设备、电源及其配电系
统、反作用控制系统等安装于设备舱（见右图）。有效载荷对接件
转移轨道级总体布局
为有效载荷提供接口。转移轨道级通过后部接口和位于前端的连
接件与机载支持设备连接，水平固定于航天飞机货舱内。
机载支持设备主要为2个框架组成的结构件，上面安装有效载荷和航天飞机的各种机械和电子设备。
它直接安装在航天飞机货舱内，在航天飞机发射和轨道飞行期间支持转移轨道级和有效载荷，同时为有效
载荷提供与航天飞机轨道飞行器连接的各种接口。它还为转移轨道级和有效载荷提供释放前检测，以及从
航天飞机轨道飞行器货舱释放转移轨道级-有效载荷。机载支持设备具有重新固定转移轨道级的能力，可在
释放失败时将其带回地面。机载支持设备采用成熟元件，用2套电机驱动伺服机构。所有设计均采用余
设计，以提高可靠性。
箭体结构
转移轨道级采用铝合金半硬壳结构，结构包括固体火箭发动机、有效载荷对接件-设备舱和后对接锥等
部分。有效载荷对接件-设备舱位于转移轨道级的前部，为1个裙状铝合金结构，它提供有效载荷接口和各
分系统设备的安装面，可将横向载荷通过机载支持设备的前框架传递到航天飞机。

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美国
·982·
主发动机壳体结构
ORBUS-21发动机壳体构成转移轨道级的中段，为凯芙拉纤
纵向连接件
铰链同
维/环氧树脂复合材料结构。发动机的后部通过螺栓与228.6mm
作动器
长的后对接锥连接。后对接锥与机载支持设备的连接环连接。后
前框架卡
对接锥将载荷均匀分配到固体火箭发动机的壳体。后对接锥与机
载支持设备的接口采用与惯性上面级相同的分离系统。
锁定
机载支持设备结构
作动器
转移轨道级采用直接安装的机载支持设备，该设备结构由
后框架
前、后2个框架和连接2个框架的载荷传递结构组成（见右图）。
这2个框架由铝合金制造，载荷传递结构由碳/环氧树脂复合材
料制造。转移轨道级装在机载支持设备的前框架内。后框架组合
件含有1个圆柱对接段和1个环形框。该环形框是转移轨道级和
倾斜
作动器
俯视图
机载支持设备的接口，将横向和纵向载荷传递到航天飞机。机载
支持设备设置前框架活动锁、分离弹簧和机电螺旋驱动器，具有
转移轨道级的机载支持设备结构
前框架解锁、前框架开启、起竖前框架到释放姿态等功能。
温度控制系统
转移轨道级采用被动和主动2种温控方法：主动温控采用电阻加热器，对转移轨道级的反作用控制系
统管路、阀门和安装在机载支持设备上的机电设备实行温控；被动温控采用绝热层隔热。绝热层安装于上
面级和机载支持设备的其余部分。其外表面覆盖高反射层，使外表面能达到合适的温度；内表面涂黑，吸
收热量。绝热层为多层结构，一般都采用双面镀铝薄膜。
推进系统
主推进系统
转移轨道级主推进系统采用联合技术公司化学系统部制造的
2337—
50%推进剂
起爆器装填状态
ORBUS-21固体推进剂火箭发动机（见右图）。ORBUS-21采用了
/推进剂
凯芙拉纤维/环氧树脂缠绕复合材料燃烧室，三维碳/碳复合材料潜
药柱
入式喉部和喷管收敛段，以及二维碳/碳复合材料喷管扩散段。
点火器
-889
ORBUS-21采用1套见余的点火系统，推进剂为端羟基聚丁
二烯，最大装药质量为9.797t，平均真空推力为185.1kN，最高
50
凯芙拉发
真空推力为260.665kN，有效比冲为2873m/s，装药9.707t时的
动机外壳
发动机工作时间为144S。ORBUS-21通过余推力矢量控制作动
伺服作动器
器控制喷管推力向量来控制俯仰和偏航，由无水肼单组元反作用
喷管
(2个，间隔90)
控制系统控制滚动。
辅助推进系统
1315
反作用控制系统采用联合化学公司汉密尔顿标准部制造的单
ORBUS-21发动机结构
组元无水肼姿态控制系统。该系统为氮气挤压式输送系统，具有
俯仰、偏航、滚动控制能力。该系统全部采用经飞行验证的部件。反作用控制系统的设计与一般有效载荷

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通用上面级
·983·
和上面级相应系统的设计相似，所有推力器均选自惯性上面
加注/溢出阀
级，并与惯性上面级的安装一样。该系统采用双推力器余设
GH2
推进剂贮箱
计，1个推力器的阀门损坏不会影响完成任务。推力器的喷口
N2H4
压力传感器
指向后方，以免燃气污染有效载荷。
?
溢出阀
隔离阀门
反作用控制系统共有6组推力器（见右图），每2个一组
过滤器
构成1套火箭发动机舱，每套发动机舱提供133N的推力。推
流动偏航点
力器在无动力滑行段提供俯仰、偏航和滚动控制，在动力飞行
喷管组克克克克
段提供滚动控制。反作用控制系统推进剂装载量为23kg。
俯仰喷管组
转移轨道级采用无水肼吹除系统进行防撞机动。
反作用控制系统组成
分离系统
转移轨道级的火工品包括用于转移轨道级-有效载荷组合体与机载支持设备结构分离的线形导爆装置、
反作用控制系统的阀门、固体推进剂火箭发动机的点火装置和螺旋驱动器的销钉拉出器等。
电子系统
转移轨道级的电子系统包括激光惯性导航系统（LINS）、多数表决程序器、输出/输入组合、火工品控
制器、电池、传输控制组合件和发动机启动开关等。转移轨道级的箭载电子系统以激光惯性导航系统为基
础，该系统能在转移轨道级滑行段及动力飞行段提供点火位置和三轴稳定控制。多数表决程序器控制事件
程序，输出/输入组合控制箭载电子设备的开关，火工品控制器执行点火命令。制导、导航、电源配电系统
采用已有的经飞行试验验证的设备。
转移轨道级导航系统的核心是环状激光陀螺惯性敏感组合，该组合由3个Honeywell-GG1328激光陀
螺和3个SundStrandQFlex加速度计组成。激光陀螺惯性敏感组合具有在400（°)/s和土10g下的工作能力，
精度高、稳定性好，其电位计能提供稳定信号。
转移轨道级的计算机处理控制系统提供的导航、机动和稳定的控制信号。计算机可以满足附加的扩展
要求，控制系统的软件采用模块式设计，可以适应任务的特殊要求。计算机系统采用开环控制，系统软件
有必要的适应能力，能执行较复杂的姿态控制、温度控制、有效载荷分离和防撞机动等工作。计算机系统
采用数字式处理系统，可以放宽发动机工作稳定裕度，提高转移轨道级在滑行段飞行时的操作灵活性。全
部飞行程序由以多数表决程序器为基础的三冗余计算机系统控制，具有较高的可靠性。
转移轨道级的电源为2组20Ah的电池组成的供电系统。转移轨道级在航天飞机轨道飞行器货舱内时，
由轨道飞行器货舱内的电源供电。转移轨道级离开航天飞机轨道飞行器之前，在机组人员的监控下，由电
机驱动开关切换到转移轨道级内部电源。转移轨道级的电源还可以为有效载荷供电。
在执行航天飞机发射任务时，转移轨道级的机载电子系统在轨道上通电，激光惯性导航系统由航天飞
机轨道飞行器初始化。转移轨道级初始化时，其控制计算机根据轨道飞行器传输的信号，采用速率比较方
法获得位置量。激光陀螺计算机采用内部测试技术，在出现故障失效时，可切换至备用激光陀螺。转移轨
道级与大力神火箭配合使用时，转移轨道级的激光惯性导航系统在地面由陀螺仪标定初始状态，并在上升
段导航。
机载支持设备电子系统由火工品控制器和传输控制组合件组成。机载支持设备利用现有的航天飞机轨

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美国
·984·
道飞行器后框架上的控制和释放通道，采用简单的控制中继电路和电池。传输控制组合件用于控制螺旋驱
动器，释放转移轨道级。为简化电子系统，采用自动、手动结合的工作模式。
机载支持设备的电子设备能为转移轨道级和有效载荷提供电源、遥测、释放控制、释放前的状态检查、
电子设备启动和赋初始值等服务。
典型飞行程序
转移轨道级配合航天飞机执行任务时，转移轨道级和有效载荷安装在航天飞机轨道飞行器货舱内。航
天飞机入轨后，机组人员启动并控制机载支持设备电子仪器的自动测试程序，检测转移轨道级。地面控制
中心监视航天飞机下行遥测数据，自动分析结果，然后转移轨道级等待释放前的最后检查，并保留电源和
数据接口。
航天飞机轨道飞行器机动，将姿态调整到转移轨道级释放的最佳位置。机载支持设备的前主锁驱动器
打开前框架的上半部分，并将其转动102°，使其处于全展开的状态。后旋转驱动器转动转移轨道级-有效
载荷组合体到45°释放位置。收回驱动器准备下一步操作。
释放前2min按机组人员或有效载荷操作地面控制中心的指令切换电源，转由转移轨道级电源供电。
然后通过洛克希德公司的线形分离火工品分离上面级和机载支持设备，再由12个分离弹簧释放上面级-有
效载荷组合体。
．转移轨道级释放后，轨道飞行器反作用控制系统不工作，避免污染有效载荷，轨道飞行器进入自由飞
行状态，并保持与转移轨道级的目视接触。在航天飞机转换到轨道机动系统点火之前，航天员旋转并锁定
前机载支持设备，保持后机载支持设备于释放状态，航天飞机轨道飞行器轨道机动系统点火工作之后，航
天员将机载支持设备转入固定状态，并将航天飞机转移到安全区域。
与航天飞机分离后，转移轨道级开始滑行，45min后时序器指令发动机点火工作，进入地球同步转移
轨道。发动机工作144s。转移轨道级可以调整到有效载荷分离姿态，并保持三轴稳定，也可以采取自旋稳
定分离模式。
有效载荷分离3min后，上面级机动到防撞系统工作姿态，进行防撞机动，并防止ORBUS-21发动机
的喷焰污染有效载荷。
（郝希凡）
远地点机动级（APOGEEMANEUVERSTAGE）
技术，可执行一系列与航天飞机相关的飞行任务，完成地球同步静止轨道有效载荷的发射任务，以及太阳
同步轨道的发射任务等。远地点机动级最具有特色的部分是其主发动机系统，该系统由和平卫士（MX）
导弹的四子级发动机改装而成。
远地点机动级的基本用途是在转移轨道级的基础上充当远地点级，同时远地点机动级也具备近地点级
的能力，相当于PAM上面级的最新型号。.

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通用上面级
·985·
主要技术性能
级长
1.524m（1930mm接口）
推进剂
四氧化二氮／一甲基肼
平均真空推力
2.451m（2311mm接口）
11.787 kN
4.710t
比冲
子级质量
3089 m/s
推进剂质量
3.880 t
总体布局
远地点机动级的总体布局见右图。该级直径较大，长度较短，可
双组元火
以充分利用航天飞机轨道飞行器货舱的有效容积。发动机位于中央，
主推进剂箱
箭发动机
有效载
4个推进剂球形贮箱对称均匀分布于四周，电子系统安装于箭体外。
荷接口
远地点机动级前部为直径2946mm的有效载荷接口。
电子系统
价电池
设备（在）
远地点机动级采用轻质量的垂直安装的机载支持设备，为有效载
反作用控
防热盒内）
制力喷管
荷提供最高2514.6mm的安装包线，也可以采用水平安装的机载支
持设备，可以放置较长的有效载荷。释放机构采用弹簧分离系统。
远地点机动级总体布局
远地点机动级的推进剂贮箱采用3层镀金不锈钢箔绝热，其余部
分的绝热结构与转移轨道级的相同。
推进系统
远地点机动级的推进系统采用1台氨气挤压式双组元液体推进剂发动机。该发动机为洛克威尔国际公
司洛克达因部生产的和平卫士导弹四子级RS-41发动机的改型，加长了发动机喷管，提高了推进性能，对
燃烧室也做了相应改进，可适应远地点机动级较长工作时间的要求。发动机有效比冲为3089m/s，推力为
11.787kN，推进剂为一甲基肼和四氧化二氮，可装推进剂3.880t。发动机系统有4个贮箱（其中2个贮箱
装氧化剂)，贮箱内设有简化的推进剂管理装置，每个贮箱直径为1.143m，用钛合金制造。
推进系统采用机电伺服机构。
转移轨道级-远地点机动级（TOS/AMS）
高压反作用控制
TOS/AMS（见右图）为转移轨道级和远地点机动级的组合体，为固、
电子设备
气瓶系统贮箱
主推进
液两级上面级，能执行地球同步静止轨道的近地点和远地点的轨道转移
系统贮箱
有效载
任务以及其他高轨道任务。它选择航天飞机为基本运载工具，同时也可
荷接口
以适应其他运载器。TOS/AMS箭载系统基本采用转移轨道级的系统，
AMS
发动机
只针对.TOS/AMS工作时间长的特点做了相应改进。TOS/AMS的控制
TOS/AMS
反作用控
系统采用瓦余捷联激光陀螺和冗余备用器件系统，加强了系统的抗宇宙
分离面
制推力器
MLI绝热毡
射线干扰能力，保证在单个设备失效时系统可以正常工作。有效载荷对
TOS发动机
接面的直径为2.840m。TOS/AMS的电源为2组175A·h的电池。
TOS/ASE
分离面
摆动喷管
TOS/AMS仍采用转移轨道级的机载设备。
（赫希凡）
TOS/AMS总体布局

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美国
·986·
用于航天飞机的轨道转移分系统（SCOTS）
用于航天飞机的轨道转移分系统（ShuttleCompatibleOrbit TransterSubsystem）是RCA航天电子公司
负责研制的1个通用、经济的航天飞机上面级系统。SCOTS是为发射RCA公司新发展的RCA4000系统
通信卫星而专门设计的（见下图），能完成从航天飞机停泊轨道进入地球同步转移轨道的任务，也可以成
为商业大力神3火箭上面级。SCOTS的地球同步转移轨道运载能力为1859～2675.1kg。
RCA4000
系列卫星
设备
有效载荷
连接件
后对接裙
框架结构
分离系统
SCOTS上面级总体布局
总体布局
SCOTS包括箭体结构、推进系统、有效载荷对接件和箭载电子设备等。SCOTS与航天飞机配合使用
时，采用机载支持设备。
SCOTS采用固体推进剂火箭发动机STAR-63作为主推进系统。该发动机的后部设有后连接件，前部
设置有效载荷对接件，提供有1194mm直径的马门包带有效载荷接口，可以适应阿里安运载火箭的接口
要求。该包带在有效载荷分离后，仍留在SCOTS上。有效载荷分离系统可以提供至少0.91m/s的分离速
度，这是防止SCOTS与有效载荷碰撞的最低限度。SCOTS不需要Yo重块系统。SCOTS由有效载荷提供
飞行程序控制。
机载支持设备包括1个安装于轨道飞行器货舱内的框架结构和电子设备，它可以为SCOTS-有效载荷
组合件提供结构和电子接口，为SCOTS提供固定、解锁和释放等服务。其电子设备安装于框架结构上。
机载支持设备设计可承载质量为2.722t。与航天飞机配合使用时，SCOTS-有效载荷组合件水平安装于航天
飞机货舱内。有效载荷接口位于机载支持设备的框架前面。SCOTS的中心线与航天飞机货舱的纵轴线重合，
这样可以为有效载荷提供最大有效载舱容积。SCOTS可为有效载荷提供4.58m长的安装包线，有效载荷的
质心范围为距分离面838～1397mm。有效载荷通过SCOTS-有效载荷对接件上的4个弹簧实现分离。
箭体结构
SCOTS箭体结构包括发动机壳体、有效载荷对接件和后裙等部件。发动机壳体为SCOTS的主要结构，

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通用上面级
·987·
采用凯芙拉纤维/环氧树脂复合材料结构。有效载荷对接件位于发动机的上部，与发动机前裙通过螺栓连接。
有效载荷对接件上有2个耳轴，构成与机载支持设备框架结构连接的3个接头的前两个接头。第3个接头
由机载支持设备后框架的耳轴提供，连接于发动机前端框。上述3个接头由可释放锁与机载支持设备连接。
这些机构增加了载荷传递通道，设置了1个有效载荷释放系统。
机载支持设备框架上的3个电机驱动的锁控制SCOTS-有效载荷的分离。这些锁的耳轴由预加载的框
架保持在原来位置，即使锁打开也不脱落。在SCOTS-有效载荷释放准备完毕后，有效载荷的Y固定件由
火工品分离。Y固定件用于将Y轴向的载荷通过有效载荷固定装置传递到框架上。因此可以明显增加Y俯
仰振动模态频率，减少SCOTS与航天飞机轨道飞行器控制系统的耦合反应。Y固定件切断以后，有效载
荷-SCOTS组合体通过火工品切断固定框架。固定框架的火工品切割器是3瓦余的，任何1个火工品工作
均能完成任务。安装在框架上的6个弹簧构成分离系统。该分离系统可以提供大于0.305m/s的分离速度。
X，Y和Z轴释放绝对角速度分别为1.5.（°)/s，0.25（°)/s和0.25（°)/s，可以保证SCOTS不与机载支持设备
和航天飞机轨道飞行器货舱碰撞。
SCOTS可以承受航天飞机产生的各种静、动载荷，能承受1.5倍飞行极限载荷，可以满足航天飞机的
飞行要求。SCOTS具有6.33～10Hz的自身振动频率，其最低振动频率为6.44Hz。
SCOTS发动机的巨大质量像1个大热沉装置，可作为有效载荷和机载支持设备电子仪器的加热器。轨
道系统级的热设计不需附加的热防护装置，可简化设计和操作。
推进系统
主推进系统采用锡奥科尔公司的STAR-63E发动机，该发动机是PAM-D1I上面级发动机的改型，属
于STAR-63系列。发动机的直径为1600mm，采用凯芙拉纤维缠绕复合材料壳体、双元乙丙橡胶绝热材
料、碳/碳复合材料喉衬以及碳/酚醛复合材料喷管。发动机采用TP-H1202推进剂。
电子系统
上面级电子系统
上面级电子系统由安全解保装置、火工品中继装置和分离开关组成。系统的功能为：
1）在航天飞机和有效载荷之间提供指令和遥测接口；
2）从航天飞机向有效载荷提供电源；
3）提供释放程序控制。
SCOTS由有效载荷电子系统进行程序控制。该系统由有效载荷电子和遥测系统、火工品定时器、分离
开关和电源系统组成（见后图）。根据有效载荷火工品定时器提供的指令，SCOTS的火工品中继装置控制
固体火箭发动机工作，控制有效载荷分离。分离开关作为安全储备，直到有效载荷分离后才完成工作使命。
SCOTS由航天飞机轨道飞行器和地面电源供电，由机载支持设备的配电器配电。
机载支持设备的电子系统
机载支持设备的电子系统为航天飞机和SCOTS-有效载荷组合体提供电子接口，并为有效载荷提供在
轨道飞行器货舱内的操作和监视。该电子系统包括1个指令控制器、电源控制器和火工品中继装置。指令

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美国
·988·
系统采用航天飞机现有的有效载荷多层通道和SSP标准接口。有效载荷锁采用标准的航天飞机锁组合。遥
测系统也采用航天飞机的标准系统。机载支持设备电子系统采用余设计，具有容错能力，同时采用释放
状态监视器，控制有效载荷的释放过程，防止未准备好的SCOTS-有效载荷组合体被释放。
位于机载支持设备上的火工品中继装置控制Y固定件切断和框架释放。
机载支持设备
航天飞机轨道器
近地点级
有效载荷
有效载荷
有效载荷锁
保持面板
标准开关
有效载荷的电
面板
子和遥测系统
指令
近地点
有效载荷数
发动机
控制器
据交换器
安全解保
有效
信号复合器/
系统
载荷
信号分离器
火工品
对接
定时器
通用计算机
件.V
分离
火工品中
包带
火工品继
开关
释放
继组合
键盘、显示器
电器组合
限制器
Y限
电源
制器
分离开关
电源
系统
电源配电器
T-O脱落插头
SCOTS电子系统框图
飞行程序
释放前，航天飞机轨道飞行器调整到预定姿态。航天飞机机组人员完成以下工作：
1）有效载荷电子系统加电，检查陀螺；
2）校准陀螺漂移初值；
3）终止校准；
4）切换到内部电源；
5）启动有效载荷电子系统有关组件；
6）航天飞机轨道飞行器机动到SCOTS发动机点火姿态。
机组人员打开机载支持设备的有效载荷锁，由指令控制组件指令SCOTS发动机安全解保装置解保，
有效载荷处于待命状态。此后Y固定装置耳轴释放，在适当的时间和姿态，航天飞机机组人员通过通用计
算机发出指令，控制机载支持设备的框架张开，分离弹簧随即施加分离力于SCOTS-有效载荷组合体上，
提供至少0.305m/s的分离速度。
SCOTS-有效载荷组合体距航天飞机61m后，有效载荷姿态控制系统利用无水肼推力器控制飞行姿态，
起旋SCOTS并控制章动角。航天飞机轨道飞行器同时机动飞行，为SCOTS提供安全的分离距离。
SCOTS-有效载荷组合体首先在停泊轨道飞行，分离后65min，定时器控制固体推进剂火箭发动机点
火，进入地球同步转移轨道。点火后200S，有效载荷与SCOTS分离。SCOTS-有效载荷分离系统可以提
供0.91m/s的分离速度。
（郝希凡）

<!-- 第 1032 页 -->
欧洲
·989·
欧洲
法国和英国从1960年开始发展自已的运载火箭。法国在探空火箭和导弹的基础上研制成功钻石系列
发射了卫星，使法国和英国分别成为世界上第3和第6个用自制火箭成功发射本国卫星的国家。为了使欧
洲拥有自己的大运载火箭，法国、英国、西德、意大利、比利时、荷兰和澳大利亚在1962年3月组建了
欧洲运载火箭发展组织，研制欧洲号系列运载火箭；但欧洲号1和2火箭在1968年至1971年4次发射卫
星均遭失败，研制计划被迫于1972年中止。
1973年，法国联合西欧10国在欧洲号和钻石号火箭的基础上研制阿里安火箭。1975年，欧洲运载火
箭发展组织和欧洲空间研究组织合并，组成欧洲空间局（ESA，以下简称“欧空局”)，阿里安火箭的研制
转至欧空局管理。迄今，阿里安火箭已有阿里安1～5共5个型号，阿里安火箭通过改善性能、加长推进
剂贮箱、捆绑固体或液体助推器，增加捆绑助推器数量，从1型稳步发展到2型、3型和4型，使运载能
型、3型分别在1979年～1986年、1986年～1989年、1984年～1989年发射11次（成功9次）、6次（成
功5次）、9次（成功8次）后退役。4型是阿里安系列火箭中可靠性最高的火箭，从1988年～2003年退
役，共发射了116次，仅失败3次，成功率在世界商用卫星运载火箭中名列前茅。与前4个型号不同，阿
里安5是全新的、世界上第1个投入使用的大直径、大推力运载火箭，是当前欧空局的主力运载火箭，地
球同步转移轨道运载能力可达6.9t。
进入20世纪90年代，随着卫星质量的不断增加，商业发射市场的竞争更加激烈，大多数国家都开始
进行降低成本的改进计划；欧空局也推出了一系列改进计划，对现有阿里安5进行改进，来提高运载火箭
的性能，以满足商业发射的需要，形成了包括阿里安5G、5ES、5ECA、5ECB等型号的阿里安5系列，地
球同步转移轨道的运载能力将达到12t。阿里安系列火箭的研制成功，是欧洲联合发展火箭的丰硕成果，
为欧洲赢得了良好的声誉，大大提高了欧洲运载火箭在国际航天发射市场中的地位。欧洲还在研制织女小
型运载火箭，并与俄罗斯合作发射联盟号ST火箭，作为阿里安5运载火箭的补充。
欧洲在可重复使用运载器开发方面也曾开展过多种方案的研究工作，如使神号、霍托尔和森格尔，但
都因技术和经费的原因先后终止。从1994年起，欧空局又先后开展了未来欧洲航天运输研究计划
（FESTIP）、未来运载器技术计划（FLTP）：目前，正在开展未来运载器准备计划（FLPP），其目的是研制
下一代运载器，并在运载器关键技术方面寻求突破。
此外，欧洲于20世纪80年代中期开始研制自动转移飞行器（ATV)，用于向国际空间站运送补给，
同时具有部分载人能力。欧空局还在自动交会对接技术和载人航天技术方面取得了很大进步。

<!-- 第 1033 页 -->
欧洲
·066
黑箭(BLACKARROW)
黑箭运载火箭
黑箭（BLACKARROW）运载火箭是在1964年9月由英国技术部委托惠斯特兰飞机公司在黑骑士研
究火箭的基础上研制的卫星运载火箭。该火箭在英国本土制造、装配与试验，从澳大利亚南部的武麦拉发
射场发射。
黑箭为三级火箭，全长为13.03m，最大直径为2m，起飞质量为18.37t，起飞推力为222.64kN，能
将质量为120kg的有效载荷送入高度为483km的圆轨道。火箭一、二子级为液体级，使用过氧化氢/煤油
作为推进剂；三子级为旋转稳定的固体级，采用高能铝塑推进剂。
黑箭于1969年6月29日进行了首次弹道式飞行试验，一、二子级用真实产品，三子级用模拟件，结
果因发动机工作失控而导致试验失败；于1970年3月4日试飞成功，之后又经过了1970年9月2日发射
试验卫星X2的失败和1971年10月28日发射试验卫星X3的成功；最后该计划告终。
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
（裴鸣远）

<!-- 第 1034 页 -->
钻石系列（FAMILLEDEDIAMANT）
·991·
钻石系列（FAMILLEDEDIAMANT）
法国卫星运载火箭的研制是从钻石（Diamant/Diamand）系列开始的。1960年～1967年，法国气动及
弹道研究局（LRBA）受国家航天研究中心（CNES）的委托开始研制钻石系列火箭，包括钻石A、钻石B
和钻石BP43种型号（见下图）。
钻石A（DiamantA）
钻石B（DiamantB）
钻石BP4（DiamantBP4)
钻石系列运载火箭
钻石系列火箭充分利用了已研制成功的宝石系列探空火箭的部件。宝石系列探空火箭有5种型号，包
列火箭从1967年2月首次发射成功到1975年最后一次发射，共发射了12次，成功10次，成功率为83.3%。
钻石系列火箭的主要技术性能参数见下表。
钻石系列火箭的主要性能参数
运载能力/kg
全长/m
型号名称
级数
最大直径/m
起飞推力/kN
起飞质量/t
（500km赤道轨道）
钻石A
18.90
80
3
1.40
274
18.27
24.25
348
钻石B
1.40
24.44
115
3
钻石BP4
26.89
1.51
348
280
3
21.64

<!-- 第 1035 页 -->
欧洲
·992·
钻石A火箭于1960年开始研制。1962年12月，法国气动及弹道研究局确定了设计方案。
钻石A为三级火箭，其一子级采用金刚石液体火箭，二子级用黄玉固体火箭，三子级则取自红宝石两
级火箭的上面级。火箭从圭亚那发射场发射，能将20kg有效载荷送入高度为10000km的椭圆轨道，将
80kg有效载荷送入高度为500km的赤道轨道。
钻石B为钻石A的直接改型，仍为三级火箭，自1970年起便作为卫星运载火箭使用。一子级采用1
台法国气动及弹道导弹研制局制造的Valois液体火箭发动机，二、三子级各采用1台固体火箭发动机，能
将160kg有效载荷送入高度为300km的圆轨道，与美国侦察兵火箭的运载能力相当。
1970年底，法国为发射质量较大的第2代卫星开始研制钻石BP4火箭。钻石BP4为三级火箭，其一
子级采用一台Valois液体火箭发动机，二、三子级各采用1台固体火箭发动机。该火箭500km赤道圆轨
道的运载能力为280kg，1000km圆轨道的运载能力为200～220kg，185～1000km椭圆轨道的运载能力
为240kg（带有远地点级）。
钻石BP4与钻石B的主要不同点在于其二子级采用潜地导弹的P4（Rita1）级。该级直径为1.51m。
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
（孙国庆）

<!-- 第 1036 页 -->
欧洲号系列（EUROPAFAMILY）
·993·
欧洲号系列（EUROPAFAMILY）
为了研制西欧独立的卫星运载火箭，英国、法国、西德、意大利、比利时、荷兰、澳大利亚7国于1962
年3月成立了欧洲运载火箭发展组织（ELDO)。欧洲号（Europa）系列火箭由欧洲运载火箭发展组织负责
欧洲号1运载火箭
由于种种原因，欧洲号系列火箭的研制中途天折，但其研制成果及经验教训对随后组建欧空局和成功
研制阿里安系列火箭有很大帮助。
欧洲号系列火箭主要性能参数
运载能力/kg
全长/m
起飞质量/kg
级数
起飞推力/kN
型号名称
最大直径/m
3.69
1360
欧洲号1
105 400
850~1000(LEO)
31.67
3
360(GTO)
欧洲号2
31.67
3.69
112000
1360
4
170~230（GEO)
2657
700 (GEO)
3.8
191150
40
欧洲号3
2
注：LEO一近地轨道：GTO一地球同步转移轨道；GEO-地球同步轨道。
欧洲号1是三级液体火箭，于1962年～1968年研制。一、二、三子级分别由英国、法国和西德研制，

<!-- 第 1037 页 -->
欧洲
·994·
试验卫星和卫星整流罩由意大利研制，荷兰与比利时分别提供遥测设备与指令控制系统，澳大利亚提供发
射场。火箭一子级采用2台罗尔斯·罗伊斯发动机，二子级采用4台LRBA液体火箭发动机，三子级采用
1台ERNO液体火箭发动机。欧洲号1能将1000kg有效载荷送入200km高的圆轨道，将850kg有效载
荷送入500km高的圆轨道。
1964年6月～1970年6月，欧洲号1共进行了10次飞行。前7次着重验证火箭性能，4次成功，1
次部分成功；后3次为实用卫星发射，全部失败。
由于欧洲号1火箭发射可靠性低，屡遭失败，满足不了要求，为发射地球同步轨道通信卫星，欧洲运
载火箭发展组织于1967年～1972年期间研制了欧洲号2火箭。
欧洲号2是在欧洲号1的基础上研制的四级火箭，前三级仍用欧洲号1的一、二、三子级，为液体推
进级；四子级（远地点级）是新研制的，为固体推进级，采用1台SEP固体火箭发动机。火箭将无线电制
导改为惯性制导，发射场由澳大利亚的武麦拉改为法属圭亚那发射场。欧洲号2能将1440kg的有效载荷
送入200km的圆轨道。
欧洲号2的首次飞行试验在几经推迟后，于1971年11月5日进行，但遭到失败。经过激烈的辩论，
1971年～1972年，欧洲运载火箭发展组织对欧洲号3火箭进行了方案论证。此阶段投资3500万美元
（1972年币值），主要由法国、西德、比利时和荷兰负责。在方案论证过程中，共提出5种方案，经过比
较研究，最终选定两级火箭方案。
欧洲号3火箭的一子级采用4台维金液体火箭发动机，二子级采用1台H20高压补燃氢氧火箭发动机，
可将700kg有效载荷送入地球同步轨道。原计划于1978年试射的欧洲号3，由于种种原因，计划还在方
案论证阶段就被终止了，没有继续研制。
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
（孙国庆）

<!-- 第 1038 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·995·
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
阿里安（Ariane）系列是西欧所属11国联合研制的大型液体运载火箭系列，于1973年开始研制，1975
年欧空局成立，阿里安火箭转至欧空局管理。迄今已发展了阿里安1～5共5种型号（见下图），主要用于
商业发射，向地球同步轨道发射各类应用卫星。其主要性能参数见后表。
4m整流罩
双星支架
双星支架
加宽鼻锥
3m整流罩
SYLDA
-05.46m
仪器舱结构
的整流罩
整流罩
仪器舱
加长级
双星支架
低温三子级
10.7t
8t推进剂
推进剂
LO2+LH2
一仪器舱
加长级
34t推进剂
二子级
226t推进剂
UH25+N2O4
2枚捆绑固
2枚捆绑
2到4枚
144t
体助推器
一子级
固体助
捆绑固体
推进剂
UH25+N204
推器
或液体
助推器
阿里安1
阿里安3
阿里安5
阿里安2
阿里安4
1981年
1984年
1984年
1988年
1996年至今
阿里安系列火箭
阿里安1火箭于1973年12月开始研制，1979年12月首次试飞，1986年2月22日执行完最后一次
发射任务后退役。阿里安1的研制费用为10亿美元（1988年币值),地球同步转移轨道运载能力为1850kg。
阿里安2和阿里安3火箭的芯级同属一种技术状态，阿里安3是在阿里安2的基础上捆绑了两枚固体
助推器。两者从1980年7月开始研制，其研制费用最终均为0.9亿美元（1986年币值）。阿里安3火箭于
1984年8月首次进行商业性发射，1989年7月12日进行了最后一次发射。阿里安3的地球同步转移轨道
运载能力为2854kg，主要用于一箭双星发射。阿里安2于1986年5月进行首次商业性发射，1989年4
月1日执行完最后一次发射任务后退役。阿里安2的地球同步转移轨道运载能力为2175kg。这两种型号
后被阿里安4所取代。
阿里安4火箭于1982年开始研制，其研制费用约为6.5亿欧洲货币单位（MAU)。阿里安4包括6种
不同的构型，其地球同步转移轨道运载能力在1900～4400kg范围内。阿里安4火箭于1988年6月首次
试飞成功后转入正式商业发射，2003年执行完最后一次发射任务后退役；总共发射了116次，其中113次
发射成功，3次失败，成功率达到97.4%。
阿里安5火箭是1988年1月开始正式研制的大型运载火箭，包括阿里安5G、5G十、5GS、5ES、5ECA、
5ECB6种状态，其地球同步转移轨道运载能力在6.5～10.5t范围内。阿里安5G火箭的研制费用约为80

<!-- 第 1039 页 -->
欧洲
·966·
亿～90亿美元。
阿里安系列火箭主要性能参数
起飞
运载能力/kg
起飞
箭体最大
使用起止
全长/m
级数
型号名称
直径/m
质量/t
推力/kN
时间/年
LEO
GTO
3.8
阿里安1
3
47.7
210.3
2360
2500
1850
1979~1986
3
49.5
3.8
222
阿里安2
2700
5000
2175
1986~1989
49.5
3
6
242
2700
2854
阿里安3
5800
1984~1989
59.8
243
阿里安40
3
3.8
2700
4600
1900
1990~1999
4050
7000
阿里安42L
59.8
3200
3
363
1994~2002
9
6.2
阿里安42P
59.8
320
1990~2002
4000
2600
3
6000
59.8
470
1989~2001
9
5 400
9 400
4 200
阿里安44L
3
阿里安44LP
3
59.8
418.5
5350
8300
3700
9
1988~2001
阿里安44P
59.8
6.2
1991~2001
3
355
5300
6500
3000
46.4
阿里安5G
2
13.2
11 400
746
6900
16000
1996~2003
47.5
13.2
746
阿里安5G+
2
6900
11 400
2004
47.5
13.2
753
一
11 400
6500
阿里安5GS
2
2005
2
13000
一
阿里安5ES
2008（预计）
52
13.2
767
13.2
780
阿里安5ECA
53.78
13000
2002
2
10500
一
55.9
13.2
计划暂停
阿里安5ECB
790
2
13000
12000
注：LEO一近地轨道；GTO一地球同步转移轨道。
（裴鸣远，曲
晶）
阿里安 1 （ARIANE 1)
阿里安1火箭是欧空局在欧洲号火箭和法国钻石火箭基础上研制的三级液体火箭，1973年12月正式
开始研制，1979年12月首次发射成功。截至1986年2月22日，共飞行11次（其中9次成功)。之后，
阿里安1停止了使用，被阿里安2和阿里安3所取代。
阿里安1是欧洲为了取得卫星发射的自主权和争夺国际卫星发射市场而研制的。研制中强调集中多国的技
术优势，并充分利用已有的技术成果，如采用钻石火箭的维金发动机，用欧洲号火箭的结构与生产试验设备、
低温发动机技术和箭上计算机等。这样，节省了研制费用，缩短了研制时间并提高了可靠性。据1986年合计，
包括4次飞行试验在内，总的研制费用共10亿美元（1988年币值）。法国承担了总费用的59.25%，西德承担
了19.6%；其余费用的分担国家和分担比例分别为：比利时4.4%，意大利3.6%，瑞士2.7%，西班牙2.5%，
瑞典2.4%，英国2.4%，荷兰2.2%，丹麦0.7%，冰岛0.25%。
阿里安1从法属圭亚那的库鲁发射场发射（发射场位置为北纬5°14"19"，西经52°4629"，海拔高度为
12.85m），它能将质量为1850kg的有效载荷送入地球同步转移轨道，或将2500kg的有效载荷送入轨道

<!-- 第 1040 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·997·
高度为790km、倾角为98.70°的太阳同步圆轨道。
主要技术性能
级数
运载能力（GTO)
3
地球同步转移轨道1850kg
全长
47.7 m
入轨精度
最大直径
3.8m
近地点偏差
起飞质量
0.45 km
210.3 t
起飞推力
远地点偏差
2 360 kN
43.2 km
推重比
倾角偏差
0.019°
1.144
一子级
18.4 m
发动机
级长
4台维金5
直径
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
3.8 m
子级质量
海平面总推力
2 360 kN
159.6 t
结构质量
海平面比冲
13.27t
2 422.24 m/s
推进剂质量
工作时间
145 s
145t
二子级
级长
11.5 m
推进剂质量
33.6t
直径
发动机
1台维金4
2.6m
推进剂
四氧化二氮／偏二甲肼
子级质量
38.22t
真空推力
结构质量
698.7 kN
级间分离前
真空比冲
3.52t
2 863.5 m/s
3.25t
工作时间
123s
级间分离后
三子级
8.08 t
级长
推进剂质量
8.55m
发动机
2.6 m
1台HM-7
直径
液氧／液氢
推进剂
子级质量
9.4 t
结构质量
真空推力
59.8 kN
级间分离前
1.32 t
真空比冲
4 337.5 m/s
工作时间
级间分离后
1.13 t
545s
仪器舱
长度
315 kg
结构质量
0.3m
直径
2.6 m

<!-- 第 1041 页 -->
欧洲
·866·
卫星支架
代号
43kg
1149型
结构质量
长度
0.61 m
整流罩
长度
825 kg
结构质量
8.65 m
直径
35m3
有效容积
3.2 m
总体布局
阿里安1火箭的基本外形是：一子级直径为3.8m，二、三子级直径为2.6m，有效载荷整流罩直径为
3.2m，这样就形成了一种两头粗中间细的外形，其气动特性较差。因而，在一子级尾段上安装了每个面积
为2㎡²（4个）的梯形尾翼；发动机采用了扩散锥形整流罩；有效载荷整流罩按照抖振载荷、迎面阻力和
质量权衡设计，其头锥半锥角0为20°，端头半径r为750mm，端头直径与最大直径之比2r/D=0.47；为
使抖振载荷最小，颈部收缩角取为10°，并在控制系统中采取了加大控制力的措施。
阿里安1一子级包括尾段、两个相同的钢贮箱、前裙段和箱间段。两个贮箱中的UH25燃料箱在后，
四氧化二氮箱在前，中间由箱间段隔开。尾段内的4台维金5发动机吊装在机架的万向接头上，可作单向
摆动，操纵火箭飞行。发动机整流罩呈锥形，梯形尾翼安装在该整流罩外面。4台发动机以2360kN总推
力工作145s，将火箭推进到53km高空，速度为1870m/s。一子级工作结束后，线型装药切断--、二子
级级间段，安装在一子级前裙上的8枚反推火箭和安装在二子级后裙上的6枚正推火箭相继工作，使一、
二子级分离。
二子级包括后裙段、两个由共底隔开的轻合金贮箱、前裙和二、三子级级间段。两个贮箱中的四氧化
二氮箱在前，UH25混肼箱在后，箱内共装33.6t推进剂。后裙段内的1台维金4发动机吊装在锥形机架
万向接头上，发动机可作双向摆动，控制火箭的俯仰、偏航姿态。此外，在后裙外面有两个切向安装的固
定喷管（用燃气发生器生成的气体作工质）控制火箭的滚动姿态。维金4发动机以698.7kN的推力工作
123s，将火箭推进到138km高空，速度将达到4776m/s；工作结束后，线型装药切断二、三子级级间段。
安装在二子级前裙上的3枚反推火箭和三子级后裙上的4枚正推火箭相继工作，使二、三子级分离。二子
级在发射准备期间由通有冷气的外套保温，保持贮箱中的推进剂有较低的温度，火箭起飞后将外套抛掉。
三子级包括后裙和两个贮箱。两个贮箱中的液氢箱在前，液氧箱在后，中间用共底隔开。箱内容纳
8.2t推进剂。1台HM-7发动机吊装在后裙内的锥形机架万向接头上，可作双向摆动，进行俯仰、偏航控
制。火箭的滚动姿态由安装在后裙上的1套切向喷管（用气氢作工质）系统控制。HM-7发动机的真
空推力为59.78kN，工作时间为545s，将卫星送到212.5km高空，速度将达到9756m/s。三子级工作结
束后，切断卫星与卫星支架间的连接包带，借助弹簧力释放卫星。
三子级上面是仪器舱，舱内平台上安装制导与控制系统的主要仪器设备，如惯性平台、计算机、接口
设备和自动驾驶仪等。两组速率陀螺的一组在仪器舱中，另一组在二子级中。伺服放大器分散在各子级中，
通过接口设备的继电器装置将程序指令送给各子级。
火箭跟踪和自毁系统有2套独立的系统，每套有1个雷达应答器和1个遥控指令接收机，它们安装在
仪器舱中。自毁装置有3套，分别安装在各子级的贮箱上。

<!-- 第 1042 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·999·
遥测使用1套脉码调制的高速系统；其中枢装置在仪器舱内，数据获取系统分布于各子级中。火箭进
行研制性飞行时，在二子级中另加1套同样的系统来进行额外的参数测量。
有效载荷整流罩安装在仪器舱外环框上，由两个半壳组成，呈锤头形；在二级工作期间，即火箭起飞
后246s、高度为111km、速度为3450m/s时被抛掉。分离是靠爆炸螺栓切断横向连接包带和靠纵向无污
染爆炸索产生平推力实现的。
箭体结构
阿里安1箭体结构由各子级的推进舱、推进剂箱、仪器舱、连接壳段、发动机整流罩、尾翼、有效载
荷支架和整流罩组成。除了-一子级贮箱和水箱用钢材料制造外，其他全部结构均用轻合金材料制造。所用
的主要金属材料特性见下表。
阿里安1所采用的主要金属材料特性
E/(N-mm²2)
材料代号
pl/(kg-m-3)
OR/(N-mm2)
应用部位
00.2/(N-mm-2)
2800
300
360
71 000
[300K
AZ5G，7020
二、三子级贮箱
[20K
400
560
7700
二、三子级裙段及发动机架
2800
71 000
300K
430
510
AZ5GU，7075
一子级裙段蒙皮
2800
390
71000
450
AU4SG
300K
一子级桁条
2800
280
420
71 000
AU4G1，2024
300K
增压气瓶
4500
110 000
850
1050
TA6V
300K
一子级贮箱
198500
1050
7800
930
300K
15CDV6
为了减轻结构质量，对二、三子级结构，尤其是贮箱作了优化设计；采用了共底结构（凹面朝上），
箱体结构用铝合金制造并经化学铣切减轻质量。
一子级结构
一子级长度为18.4m，直径为3.8m，质量为13.27t，由尾段、贮箱、前裙和级间段组成。
尾段包括发动机架、发动机整流罩、尾翼、后裙及防热板等。发动机架为承力结构，用来安装4台维
金5发动机、系统管路、环形水箱、伺服作动筒及整流罩等，并在火箭飞行中传递发动机推力，在发射台
上支撑火箭，承受重力。该机架是1个圆筒形结构，外径为3.8m，高为2.3m；除了与贮箱对接的前端框
和与发射台对接的接头用15CDV6钢制造外，其余全部用铝合金制成。其主要组成部分（见后图）包括：
1个高为0.75m、宽为0.25m的下部圆筒壳；1个与贮箱对接的上部加强壳段和多个安装接头。下部壳段
是1个由外蒙皮、内加强板、端框、隔框、凸形截面外桁条和十字梁构成的壳体。十字梁的4个端头是用
15CDV6钢制成的发射支点接头。上部壳段是由隔框和内外桁条加强的壳体。前端框是用15CDV6钢制成
的钢框，通过160个螺栓与UH25混肼贮箱连接。机架上的安装接头包括4个尾翼接头、4个发动机侧板
固定接头、4个作动器接头、6个水箱吊挂接头和发动机整流罩接头。

<!-- 第 1043 页 -->
欧洲
·1000·
水箱固定接头
加强肋
倾斜
加强隔板
上环框下
连接接头，
承受推力的盆形结构
尾翼上固定接头
作动筒接头
尾翼下固定接头
下环框
发射支点接头
中央十字架
连接板
一子级发动机架结构分解图
发动机整流罩呈扩散锥形，高度为4.93m，起保护发动机和防止大气流引起抖振的作用，由上、中、
下3段构成。上段是有双层蒙皮和两个隔框的轻合金结构，高度为1.36m，有4个安装接头：中段包括用
叉形环
一子级推进剂贮箱

<!-- 第 1044 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1001·
螺栓连接的两个半壳，每个半壳上有两个接头；下段是有两个刚性隔框的不锈钢双层结构。3段之间用销
钉和螺栓连接，而整流罩借助由刚性框和撑杆构成的支架安装在机架上。
尾翼是用AU4G铝合金制成的结构，翼盒由两根翼梁及用桁条加强的蒙皮构成。
一子级氧化剂箱和燃料箱是两个形状大小相同的单独贮箱，两箱之间由高度为2.65m的箱间段连接。
四氧化二氮输送管路由UH25混肼箱外面通往发动机氧化剂泵。箱体按内压设计，增压压力由燃气发生器
提供。贮箱是用厚为3mm的15CDV6号可焊高强钢板经成型后焊接而成的。为了防止推进剂的腐蚀，在
氧化剂箱内壁镀了一层厚度为0.2mm的铝保护层。一子级推进剂贮箱及其结构特征见前图和下表。
一子级推进剂贮箱结构特征
项目
参数
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼（最初）
四氧化二氮/UH25（75%偏二甲肼十25%水肼）
内径/mm
3800
端框间距/mm
3917
总长度/mm
6 707
容积L
65920(1个)
质量/kg
950 (1个)
推进剂质量/t
145
增压气体
温度为400C的热燃气
增压压力/MPa
0.4（相对）
材料
15CDV5号钢（四氧化二氮箱内表面镀铝膜）
焊接
TIG（钨极情性气体保护焊，实为氩气保护焊）
前后箱底
椭球形（a=1900mm，α/b=√2），由12块扇形板经液压成型拼焊而成
圆筒段
由4块各1m高的圆环段沿环向焊接而成，壁厚为3mm
圆筒段与箱底连接
用由整体毛坏经机械加工成的Y形（截面）环连接，Y形框的两个分叉与箱底和箱壁
焊接在一起，另一个分叉与相邻的结构（如一子级的后裙、箱间段和发动机架）连接
盛装冷却水的水箱是用不锈钢制造的，呈环形，容积为2.8m²，最大直径为2.7m，截面直径为0.71m。
前裙高度为1.5m，内部安装仪器设备，外面安装了8台分离用反推火箭，下端与箱体前端框对接，
上端与级间段连接。
级间段高度为3.31m，呈截锥形，其上开了两个长度为450mm的检查口，并安装有分离用的线型装
药。
二子级结构
二子级由后裙段、发动机架、贮箱、前裙段和二、三子级级间段组成。
后裙段高度为1.57m，呈扩散锥形，与一、二子级级间段连接构成二子级发动机舱，用于传递推力，
保持箭体的完整性。后裙内部安装有平均直径为2.24m、截面直径为0.34m的环形水箱，外面安装了6

<!-- 第 1045 页 -->
欧洲
·1002·
发动机架由一个加强短壳和一个倒截锥壳组成。短壳前后分别借助120个螺栓与箱体和后裙段连接。
倒截锥壳是一个直接承受发动机推力的加强锥壳，下端是安装发动机万向接头的法兰盘。发动机架的结构
特征和尺寸见下图和下表。
与贮箱连接的面（120个螺栓）
与后裙连接的面（120个螺栓）
(b)
与发动机连接的面
（8个螺栓）
发动机绞链轴
二子级发动机架
二子级发动机架特征
项目
参数
备注
圆筒段直径/mm
2600
圆筒段高度/mm
188
总高度/mm
1 547
材料
圆筒段(a)
锻造件
AZ5G
锥壳 (b)
在外桁条，内加强框和化铣蒙皮结构
7075
下接头 (c)
AZ5G
推进剂贮箱包括两个中间用共底隔开的容积相同的贮箱，前箱为四氧化二氮箱，后箱为UH25混肼箱，
四氧化二氮输送管路从UH25混肼箱中通过。贮箱内部构件包括增压管嘴、加注接头、推进剂输送管（包
括过滤器和波纹管等）：以及安装在过滤器上的防漩装置和安装在贮箱上部的防晃栅罩等。贮箱按内压设
计，火箭轴向加速度达到4.3g时，箱壁不会受压失稳。设计选用的弹性安全系数jE=1.1；破裂极限安全
系数jR=1.25。贮箱结构及其特征见下表和后图。
二子级贮箱结构特征
项目
参数
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼（最初）
四氧化二氮/UH25混肼
结构
两个贮箱之间用共底隔开
直径/mm
2600
端框间距/mm
5135

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阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1003·
续表
参数
项目
总高度/mm
6515
容积/m3
15.5 (1个)
增压
用常温氮气增压
内压/kPa
350±50
质量/kg
740
材料
AZ5G-T6
焊接
TIG（钨极情性气体保护焊，实为氩气保护焊）
半球形底（R=1550mm），用一块整板滚压成型，双面化
前、后底和共底
前、后底与圆筒段连接
铣加工用Y形（截面）环，两个支叉与箱壁及箱底焊接在一
起，第3个支叉用120个螺栓与相邻壳段连接
用Y形框与两个筒段及共底分别焊接
共底与圆筒段连接
二子级箱体
上人孔
增压口
溢出管
防晃装置
706
Y形框
1954
N2O4箱
-Y形框
防漩装置、
5155
防晃装置
6567
溢出管
方
过滤器
UH25混肼箱
2737
增压管
N2O2导管
Y形框
2600
706
UH25混肼导管
下人孔
防漩装置
450过滤器
二子级贮箱结构
前裙高度为0.245m，内部安装4个容积各为115L的常温氨气瓶（供贮箱增压用）、传感器、速率陀
螺和加速度计，外面安装了3枚用于分离的反推火箭，前端与级间段连接。
级间段开了两个连接脱落插头的舱口（0.35m×0.45m），底部由隔热板封闭。分离时由线型装药沿分
离面切断。

<!-- 第 1047 页 -->
欧洲
·1004·
壳段
一、二子级包括的箱间段、裙段和级间段等壳段均为由隔框和凸形截面桁条加强的半硬壳式结构，其
主要特征见下表。
各壳段主要特征及参数
二子级
一子级
一子级
一、二子级
二、三子级
壳段
二子级
箱间段
级间段
前裙
后裙
前裙
项目
级间段
圆锥
形状
圆柱
圆柱
圆锥
圆柱
圆柱
主要
直径/mm
2600
2600
3800
3800
2983/3800
2596/2883
尺寸
1245
高度/mm
2688
1500
3310
1570
2800
7075
7075
材料
AU4G
7075
7075
AU4G
蒙皮
厚度/mm
1.2
2
1.8
1.7
1.9
2
数量
80
80
80
60
120
80
形状
L
L
桁条
厚度/mm
0.8
1.2
1.2
1.5
1.5
1
材料
AU4G1
AU4G1
7075
7075
7075
7075
数量
6
3
3
3
5
6
厚度/mm
中间框
1.5
1.5
1.2
1.5
1.5
1.2
材料
7075
7075
7075
7075
AU4G1/A5
AU4G1/A5
外径/mm
3·841
3841
2641
2 641
3841
3027
后端框
材料
AZ5G
AZ5G
15CDV6钢
15CDV6钢
AZ5G
AZ5G
孔数/孔径
120/ Φ8.6
160/ Φ8.6
160/ Φ8.6
160/ Φ8.6
120/Φ8.6
120/Φ8.6
外径/mm
3841
3841
3027
2641
2641
2641
材料
前端框
15CDV6钢
AZ5G
AZ5G
AZ5G
AZ5G
AZ5G
孔数/孔径
160/ Φ8.6
160/ Φ8.6
120/ Φ8.6
120/ Φ8.6
120/Φ8.6
120/Φ8.6
数目
2
2
3
3
2
3
400×400
400×440
检查口
尺寸/mm
400×350
400×350
400×350
200×25
防热
有
有
有
三子级结构
三子级由发动机架、后裙段、贮箱段和前裙段组成。
发动机架由1个圆筒壳和1个截锥壳组成。圆筒壳是1个由外桁条加强的铝合金壳段，前后由120个
螺栓分别与箱体和级间段连接。倒截锥壳是直接承受发动机推力的加强壳。下端安装发动机万向接头。发
动机架与二、三子级级间段一起构成发动机舱。机架上除了吊装HM-7发动机外，外面还安装两组6台滚
动控制发动机和两组4枚用于分离的正推火箭；内部安装低温氨气瓶、伺服机构以及增压、加注与泄出阀
门座等。三子级发动机架结构及其特征见后图和后表。

<!-- 第 1048 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1005·
与贮箱连接的面（120个螺栓）
(a)
剖面图
与级间段连接的面
(120个螺栓）
(b)
(c)
与发动机连接的面
(8个螺栓）
三子级发动机架
三子级发动机架特征
项目
参数
备注
2600
圆筒段直径/mm
圆筒段高度/mm
499
总高度/mm
1 184
材料
A5T3，2024
圆筒段（a）
外桁条加强
圆锥段
内隔框，外桁条加强，化铣蒙皮
AZ5G（b)，7075（c)
三子级推进剂箱仍为共底式贮箱，液氢箱在前，液氧箱在后，共底凹面朝前。箱内安装有防漩、过滤
和液位测量装置。液氧箱中还有防晃装置。贮箱按内压设计，液氧箱用氨气增压，液氢箱用气氢增压，增
压压力分别为211tkPa和291kPa。为了防止推进剂蒸发，贮箱的整个外表面粘贴了绝热层。推进剂
箱结构及其特征如下图和后表所示。
液氢输送管
m
液氢箱
增压放
气管
R1550
R1550
R2320
液氧箱
液氢箱三脚架
液氢箱
HM-7发动机
高压氮气瓶
三子级贮箱

<!-- 第 1049 页 -->
欧洲
·1006·
三子级贮箱结构特征
贮箱
液氢箱
液氧箱
项目
体积/m²
22.7
7.0
气氢
增压气体
氨气
飞行
309
230.5
绝对压力/kPa
地面
11.77
6.86
圆筒段
20+2*
15+2*
绝热层厚度/mm
箱底
8
8
圆筒段
1.36， 1.6
1.29, 1.5
箱壁厚度/mm
箱底
0.75,0.85
0.60,0.85
内径/mm
2600
2600
外径/mm
2641
2630
两端框间距离/mm
5428
两箱总高度/mm
6280
材料
AZ5G-T6（7005-T6）**
前后两端框通过120个螺栓分别与仪器舱、发动机架相连。液氢箱圆筒段
圆筒段
由6块长方形壁板经液压成型并沿纵向焊接而成。壁板两面化铣，化铣部分
厚度为1.36mm，非化铣部分厚度约为1.5mm，焊缝处厚度为1.6mm
半球形（实为球缺）底（R=1550mm），各由6块扇形瓜瓣经液压成型，
前后底
两面化铣拼焊而成。前底化铣部分厚度0.75mm，非化铣部分厚度.0.85mm，
后底化铣部分厚度0.60mm；非化铣部分厚度0.85mm
半球形（实为球缺）（R=2320mm）蜂窝夹层底，即在2层AZ5G-T6面板
（每层厚0.6mm）之间充填聚芳酰胺酚醛树脂蜂窝（密度约为100kg/m²），
共底
两面板内表面间距为20mm，抽成0.15Pa的真空。两面板为整体壁板经液压
成型，两面化铣加工而成，凹面向着液氢箱一边
共底与筒段连接
用两个Y形框（整体毛坏机加工而成）连接，6个分支中的4个与筒段连
接，2个分别与共底的2个金属面板连接
焊接
TIG（钨极情性气体保护焊，实为氩气保护焊）
贮箱外表面粘贴KlegecellH917微孔聚氯乙烯泡沫塑料（PVC），其厚度为：
冷保护
液氢箱圆筒段20mm，液氧箱圆筒段15mm，前后底8mm，外加尼龙镀铝薄
表面绝热
膜。这种绝热材料的平均密度为50kg/m²，导热系数入=0.037W/(cm²K)
热保护
浸有环氧树脂胶的玻璃布，凸起部分及箱体前沿粘有厚约2mm的软木
注：*在贮箱凸起部分的热防护软木层厚度；
**贮箱圆筒和箱底材料同为AZ5G系列，但热处理方法不同，故机械性能略有差别。

<!-- 第 1050 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1007·
箱体后面延伸的后裙段（短壳），其后端框与发动机架前端框用120个螺栓连接；前面延伸的前裙段，
其前端框借助120个螺栓与仪器舱端框连接。
仪器舱结构
仪器舱结构由圆筒段、内截锥壳和仪器安装平台3部分构成。其圆筒段和内截锥壳是用内桁条和隔框
加强的结构：仪器安装平台是一个圆环形平板，由6块厚度为40mm的铝蜂窝弧形平板拼接而成，并由
12根带减振器的撑杆撑到截锥壳上。圆筒段上端与整流罩对接，下面与三子级箱体连接；内截锥壳前面与
卫星支架连接，构成一个高截锥段；平台上安装控制系统、遥测系统、自毁系统和跟踪系统的大部分仪器。
仪器舱用AU2GN材料制造，其主要特征参数见下图。
1200
卫星支架-
仪器安装平台
整流
截锥壳
罩对
500
接面
O
圆筒段
2664
仪器舱剖面图
1194型标准卫星支架
1194型卫星支架（见后图）是一个用内桁条加强的铝制截锥形壳。下端框直径为1920mm，借助120
个螺栓与仪器舱截锥壳前端框连接；前端框直径为1194mm，是与卫星的对接接口，通过包带与卫星端框
相连接。包带上施加28kN预拉紧力。卫星分离时，引爆连接包带的3个爆炸器，将包带在3个位置切断，
断带由支架牵住，而卫星借助卫星支架上的6个作动弹簧顶杆（每个作用到卫星端框上的力小于900N)
与支架分离。
卫星支架材料的机械性能为：屈服极限强度oo.2≥250MPa；断裂极限强度oR≥400MPa。
阿里安1除有标准卫星支架外，还备有1194A型加强支架、937型碳纤维非标准支架和SYLDA双星
支架等可供用户选用。
卫星整流罩结构
整流罩是一个圆柱形壳段加前、后锥壳的组合式结构，沿纵向分成两半。
前锥壳有一个球缺形端头，其半径为7500mm，对接直径为2600mm。端头用Z2CND17-12不锈钢
制造，内部有软木防热层。端头下面的锥段是半硬壳式结构，内部用10根加强肋加强，内侧粘贴软木隔
热层。

<!-- 第 1051 页 -->
欧洲
·1008·
详图B
截面A-A
Φ1161
详图B
包带
有效载荷后端框
有效载荷
有效载荷
有效载荷
安装面
6个分离
前端框
顶杆
作动顶杆
俯视图
截面C-C
3个包带弹射器（间隔120°）Y
6个顶杆（间隔60°)
分离面
①
DT
P
2个电连接插头
截面D-D
注：①为有效载荷/运载火箭装配
操作用的可拆卸导引件
1194型卫星支架与卫星装配图
圆柱形壳是由蒙皮、桁条和隔框组成的半硬壳式结构。蒙皮及隔框材料为AU4G1，对接框材料为
AU2GN。两半壳上各开两个614mm×614mm的卫星检查舱口、一个脱落插头舱口（位于大舱口下方）；
另外各有13个直径60mm的放气孔，并在内壁上安装了隔声板。
后倒截锥壳是两层厚1mm的凯芙拉纤维面板间充填环氧树脂蜂窝的夹层结构。蜂窝窝芯高为40mm，
窝格边长为4mm，内壁用金属桁条加强，在不受力的位置上开了4个400mmx400mm的仪器操作窗口。
该段具有良好的透波特性：对于136～150MHz，216～260MHz和2100～2300MHz3个频段，其插入损
耗不大于3dB。

<!-- 第 1052 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1009·
整流罩完成在大气层中保护卫星和仪器的任务后，在110～140km高空与火箭分离。分离采用平推式
方案，包括横向和纵向两套分离系统。横向是靠两条箍着后端框和仪器舱前端框的包带固紧。分离时，切
断器切断两个拉紧包带的爆炸螺栓，松开包带，使整流罩与仪器舱分离。
纵向用无污染分离系统。该系统有两根偏心套装在一起的钢管，管子上钻有一排小孔。内管中有多股
柔性导爆索，两钢管外面包有可折叠的集气囊，这些都安装在整流罩左半壳工字形边框内，右半壳有与之
配合的活塞式边框，两者用可切断的铆钉连接。分离时，引燃内管中的导爆索，燃气从排气孔排出，进入
气囊，气囊充气产生推动力，剪断连接铆钉，使两半壳纵向分离。
横向与纵向分离共用一套火工品点火系统，控制系统给分配装置发出信号，分配装置将信号分成3路，
两路用于横向分离，一路用于纵向分离。由于导爆引信传爆速度快，而且长度相等，横向和纵向分离系统
几乎同时起燃，相差不过300us。整流罩结构、特征参数和纵向分离接头见下图。
3200
有效载荷舱口
脱落插头舱口
有效载荷舱口
仪器舱舱口
装药
导爆索
剪切销
塞子
-纵向分离系统
有效载荷整流罩

<!-- 第 1053 页 -->
欧洲
·1010
推进系统
阿里安1推进系统包括一子级的4台维金5发动机，二子级的1台维金4发动机，三子级的1台HM-7
低温发动机及其有关的推进剂供应系统与增压系统等。其主要性能参数见下表。
推进系统主要性能参数
一子级（维金5）
项目
二子级（维金4）
三子级（HM-7）
推力/kN
地面
590
一
一
真空
698.7
59.8
660
比冲/(m·s")
地面
2 422.4
一
真空
2 775.45
2863.5
4337.5
2.94
燃烧室压力/MPa
5.3
5.2
混合比
1.85
4.50
1.90
工作时间/s
145
123
545
总真空秒流量/(kg·s")
13.84
248.84
254.26
四氧化二氮流量
163.00
159.31
一
偏二甲肼流量
85.11
87.01
一
液氢流量
2.52
一
一
液氧流量
11.32
一
一
燃气发生器流量/(kg·s")
6.7
6.7
0.30
10.5
31
60
喷管面积比
60390（液氢）
涡轮泵转速/(r·min-)
9500
9600
12650（液氧）
2028
2684
1760
发动机高度/mm
发动机质量/kg
700
750
140
306
306
120
喉部直径/mm
960
935
1705
喷管出口直径/mm
泵入口压力/MPa
四氧化二氮泵
0.647*
UH25混肼泵
0.55*
一
液氢泵
0.242
一
液氧泵
0.187
泵出口压力/MPa
四氧化二氮泵
6.67
UH25混肼泵
6.82
一
一
水泵
6.5
一
液氢泵
5.034
一
液氧泵
4.71
注：*可能是最小泵入口压力值。

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阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1011·
续表
项目
一子级（维金5)
二子级(维金4)
三子级（HM-7)
650℃
一
880K
燃气发生器气体出口温度
3.5
2.4
一
燃气发生器气体出口压力/MPa
增压压力/kPa
四氧化二氮箱
400
400
UH25混肼箱
400
350
液氢箱
309
一
一
液氧箱
230
最大滚动控制力矩/（N·m）
1000
800
一子级推进系统
一子级推进系统包括4台独立的单向摆动维金
导流片
加注虹吸管
5发动机及其有关的推进剂输送系统、涡轮工质供
四氧化二氮增压管
应系统、指令操纵系统、贮箱增压系统、混合比调
四氧化二氮箱
节、燃烧室压力调节和POGO抑制器等（见右图）。
发动机推力室为单壁式结构，内壁喷有氧化锆
涂层：喉部为二氧化硅/酚醛树脂（Sephen301）喉
导流片
衬：喷注器为圆筒形径向喷注器，包括6排860个
加注虹吸管
喷嘴。喷管呈钟形。燃烧室用UH25混肼液膜冷却，
UH25混肼箱
用量约为总量的1.5%。
UH25混肼增压管
4台发动机共用同一推进剂箱，水箱也是共用
水阀门
的，通过单独的主阀门、涡轮泵、限流圈和导管输
水箱、
集气减压阀
送。主阀门为常闭式菌形阀门，靠指令操纵系统的
氮气开启。纵向耦合振动POGO抑制器安装在四氧
四氧化二氮阀门
化二氮管路中。
4台维金5发动机
涡轮泵由一个速度分级反应式涡轮及其所带
UH25混肼阀门
动的3个同轴离心泵组成。涡轮由燃气发生器产生
一子级推进系统
的经喷水冷却到620℃的燃气驱动。
涡轮工质供应系统由燃气发生器、压调器及其
管路组成。燃气发生器采用与燃烧室相同的推进剂，其混合比近于化学完全反应的计算值。所生成的燃气
经喷水冷却到620℃，首先用于驱动涡轮，然后经膨胀降压，使温度降到400℃，并借助限流圈将压力从
3.5MPa降到2.0MPa，用来给贮箱增压；燃气再经补充冷却，使其温度降到250°℃，用作驱动伺服作动系
统伺服马达的工质。
发动机推力由燃烧室压力调节器调节。调节器将来自燃烧室的压力与指令操纵系统基准压力进行比
较，通过改变喷水阀门的开度，调节燃气发生器燃气能量，进而改变涡轮功率和进入燃烧室的推进剂流量，
来达到调节燃烧室压力和发动机推力的目的，并保证4台发动机同时达到额定推力。
推进剂混合比调节由一个压力平衡调节器完成。调节器通过比较UH25混肼喷注器喷注压力和四氧化
二氮泵后压力，使泵出口处平衡板（片）移动，节流四氧化二氮流量，保证推进剂两组元的秒消耗量的比
值为额定比值。

<!-- 第 1055 页 -->
欧洲
·1012·
指令操纵系统（气动系统）由高压氮气瓶（容积为22.5L，充压压力为20MPa）、充气阀、高压阀、
操作减压阀、保险阀、控制启动关机阀和配气管路组成。启动关机阀是唯-一在飞行中动作的阀门。该系统
通过给有关系统提供操纵氮气压力控制推进系统启动和关机，如由它开启主阀门、两级增压启动阀和单向
阀等。此外还给发动机各调节器和增压系统减压器提供基准压力。
贮箱增压系统是将4个燃气发生器的4股温度冷却到400℃、压力降至2MPa的燃气，汇集在火箭底
部中央的集气器中，再经减压器将压力减至0.425MPa，最后经3个单向阀（氧化剂、燃料和水箱各用一
个）限流和限压，送入各贮箱中。其流量为4～5kg/s，压力为0.4MPa，保持推进剂各组元以1000L/s的
流量输送给发动机。
发动机系统图见下图。在自动程序进行期间，地面控制与测试系统证实火箭能正常飞行时，就给出4
台发动机的点火指令，打开指令系统的启动和关机阀门，开始提供操纵压力，使每台发动机的3个主阀门
打开，并使调节器处于大开度位置，推进剂在贮箱增压压力和液体静压的作用下，流过泵腔，进入燃烧室；
与此同时，UH25混肼、四氧化二氮和水也经各自的主调压器进入燃气发生器。由于水路流程短，较四氧
化二氮和UH25混肼先行到达燃气发生器，对燃气发生器及燃气进行冷却。因为推进剂是自燃的，两种组
元到达燃烧室和燃气发生器中就瞬时燃烧。燃气发生器产生的经水冷却的燃气吹动涡轮泵，泵后压力增加，
直至水、UH25混肼和四氧化二氮的泵压分别达到6.5、6.82、6.67MPa，·燃烧室压力达到调节器的基准操
纵压力值为止，发动机便进入了额定工作状态。调节器将燃烧室压力与基准压力进行比较，调节喷水阀门
的开度，控制向燃气发生器中的喷水量，使燃气发生器处于额定工况下，保证涡轮泵所需能量不变，发动
机的工况不变。如果发出点火指令以后每台发动机工作均正常，3s后就发出释放火箭牵制机构的指令，火
箭起飞。如有意外情况，则牵制机构保持锁定状态，同时关闭发动机。
基准压力
主调节管
UH25混肼阀门
四氧化二氮阀门
燃气发生器
四氧化二氮箱增压管
平衡调节器
POGO校正系统
水阀门
涡轮排气管
水泵
UH25混肼泵
四氧化二氮泵
涡轮人口
平衡筒四氧化二氮腔
UH25混肼喷注器
平衡筒UH25燃料腔
四氧化二氮喷注器
喷管
一子级维金5发动机系统
发动机采取推进剂耗尽方式关机，推进剂两组元之一耗尽时，立刻关机。当推力降到额定推力的一半
以下时，弹上计算机根据加速度计敏感到的推进剂耗尽信息，立即发出关闭推进剂主阀门的指令，关闭发
动机，接着一、二子级开始分离。

<!-- 第 1056 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1013·
二子级推进系统
二子级推进系统用单台改进型双向摆动维金4发动机。该发动机与维金5类似，其主要区别在于：
1）采用适于真空条件工作的较大的钟形喷管。
2）燃气发生器除提供驱动涡轮泵的620C燃气和驱动伺服作动系统伺服马达的250℃工质外，还提
供作为二子级滚动姿态控制系统工质的400℃、流量为0.8kg/s的燃气。但是，二子级推进剂箱不再用燃
气发生器的燃气增压。
3）推进剂箱增压用单独的氨气增压系统。该系统由4个高压氨气瓶、1套组件和管路组成。气瓶用钛
合金制造，直径为600mm，每个容积为115L，内部充30MPa压力的氨气；组件用来减压、调压和给贮
箱输送氮气。增压氮气流量为0.15kg/s。为了避免在贮箱共底上出现负压，给四氧化二氮箱增压0.4MPa；
给UH25混肼箱增压0.35MPa。
4）指令操纵系统采用压力较小（为20MPa）、容积为12L的氮气瓶。
5）发动机仍为推进剂耗尽关机，但推进剂剩余较少，发动机可以工作到一种组元耗尽，而另一组元
通常只剩下30～50L。
二子级推进系统及其贮箱增压系统如下图所示。
增压系统
高压氮气瓶
四氧化二氮
高压气瓶
充气阀门
氢气
IHb-
指令氮气
紧急放气阀门
排气孔
UH25混肼
过滤器白
推进剂
供应管
启动阀门
安全保险阀门
主阀门
环形水箱
1级减压器
过压阀门
发动机架
2级减压器
排气孔
伺服作动器
操作压力
维金4发动机
单向阀门
贮箱
UH25H2O
N2O4
二子级推进系统
二子级贮箱增压系统
三子级推进系统
三子级推进系统包括可双向摆动的HM-7发动机及其所属的推进剂输送系统、燃气发生器系统、增压
系统、点火系统、气动控制系统和吹除、预冷系统。
发动机推力室由喷注器、燃烧室和喷管延伸段组成。喷注器是在多孔材料面板（用7%液氧发汗冷却）
上安装5圈90个双组元同轴喷嘴；燃烧室壁为铜制铣槽式结构，外壁镀铜层上面镀一层较厚的镍层（3mm）。
燃烧室和面积比7以上的喷管用流量为2.256kg/s的液氢进行再生冷却，使内壁温度低于550K，喉部最高
壁温限制为660K。面积比7以下的喷管（喷管延伸段）用6%的液氢进行排放冷却，保持喷管壁温在1080℃
以下。喷管延伸段是用242根因康镍600矩形截面钢管组成的管束式结构，液氢以0.126kg/s的流量通

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欧洲
·1014·
过管壁式冷却通道从喷管出口的诸多小喷管排出，并产生588N的附加推力。
推进剂输送系统包括液氧和液氢的输送系统。液氧由氧化剂箱通过液氧泵泵前球形阀门进入液氧泵。
经泵输送的高压液氧在泵连接管处分成两路：一路去副系统；另一路通过主阀门进入推力室喷注器头腔。
液氢在泵后连接管处分成3路：一路去副系统；一路经主阀门去推力室集合管，再经室壁冷却通道进入燃
烧室；还有一路是从集合管出口引I出，去混合器，给贮箱增压。HM-7发动机系统如下图所示。
氮密封液氧液氢
氢吹除
氧吹除
吹除
齿轮箱
涡轮
压力
氨气基准
调节器
压力
火药启
中
动器
燃气发生器
液氧集合器吹除
热交换器
充填管路的
火药点火器
气氢
液氧主阀门
液氢箱增压
混合器
燃烧室
和滚动姿控
液氢主阀门
泄放冷却喷管
HM-7发动机系统
涡轮有两根轴，液氢泵与涡轮同轴，转速为60000r/min；液氧泵在另一根轴上，经两级减速齿轮减
速后，其转速降到13000r/min。齿轮和轴承用5×10g/s流量的气氢和10cm/min容积流量的磷酸三丁
酯润滑。涡轮泵靠固体火药启动器启动，待燃气发生器工作后，由它驱动涡轮，维持其正常运转。涡轮排
气管中设有加温冷氮和液氢的热交换器。涡轮废气从与发动机喷口齐平的排气口排出。
燃气发生器由固体火药点火器点火，燃烧混合比为0.9的推进剂，生成温度为890K的燃气去驱动涡
轮泵。其推进剂消耗量为总量的2%。发动机的工作特性由气蚀文氏管及液氧回路中的压力调节器调节进
入燃气发生器的推进剂流量来保障。这样能限制发动机的工作参数，使推力及混合比的变化量小于2%，
因而，也就无需再设置专门的混合比调节系统。
液氧箱和液氢箱有各自的增压系统。液氧箱增压用引自安装在机架上的低温氮气瓶（直径为600mm，
压力为20MPa，温度为60K）中的氮气。氮气经两级减压阀将压力降到2.3MPa，再经热交换器加温，使
其温度升至220K，最后又经液氧减压器降压至0.21MPa，以0.01kg/s的流量给液氧箱增压。液氢箱在一、
二级飞行期间与液氧箱一样，用氮气增压，发动机启动后，用引自发动机头腔中的温度为130K的气氢和
引自喷管集合器的温度略低些的气氢，经混合器混合成温度为100K的气氢，再经减压器减压成压力为
0.291MPa、流量为40g/s的气氢，引I入液氢箱中增压。
氮气系统除了用于给贮箱增压外，还用于吹除、发动机调节和对所有阀门的控制，如给气动电磁阀供
气、给调节器提供控制压力和给涡轮泵隔离腔提供隔离氢与氧的介质等。该系统包括外面用一层厚度
为20mm的聚氯乙烯泡沫塑料绝热、容积为151L的气瓶及充气系统、增压管及其组件，控制、调节系统
与减压器和各类阀门等。

<!-- 第 1058 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1015·
吹除预冷系统是在发动机点火前用氮气对氢、氧两路进行吹除和置换管路中的空气与水蒸气；在发动
机点火前和关机期间通过液氧路吹除阀与电动气吹除阀分别对燃烧室喷注器和燃气发生器进行吹除。完成
了发动机点火前的吹除程序后，打开液氢与液氧箱下面的两个球形阀，在贮箱液体静压作用下，液氧与液
氢分别以0.2L/s和2L/s的流量各分成两路顺流而下，一路至推力室主阀门，另一路流到燃气发生器副阀
门，最后从预冷泄出口排出。在一、二级飞行期间一直保持这种小流量预冷；到二、三子级分离时，打开
液氢主阀门，对燃烧室冷却通道进行2.5s的预冷；同时，用氮气吹除喷注器的液氧腔，以防液氢进入.。
发动机是在二、三子级分离后3s，由计算机发出点火指令启动的。首先给固体火药启动器通电，使其
工作，驱动涡轮转动，其转速达到额定转速的一半，将液氢与液氧输送到推力室和燃气发生器中，并分别
由固体火药点火器点燃。燃气发生器工作产生的燃气驱动涡轮，使泵转速增加，直到额定工作状态，启动
过程需10s。发动机工作期间，由液氧副系统的调压器、文氏管及液氢副系统的文氏管控制推力；通过液
氧管路和液氢管路靠近主阀门的限流圈，把混合比精确控制在土1%范围内。
发动机由制导系统通过计算机发出指令关机。关机时，先关闭燃气发生器入口的液氧回路阀门。
控制系统
阿里安1控制系统包括制导、稳定、程序指令和地面检测发控分系统等。其主要设备的功能见下表。
控制系统主要设备的功能
安装部位
设备
工作时间
功能
1）给计算机提供在伽利略坐标系内的姿态角；
仪器舱
惯性平台
整个飞行期间
2）给计算机提供火箭在伽利略坐标系内的速度增
量形式的加速度值
整个飞行期间
1）进行导航计算；
一级飞行及二级飞行起始段
2）给稳定系统提供火箭姿态角与起飞前装定在存
储装置中的姿态角之间的姿态偏差：
仪器舱
二级飞行后期及三级飞行期间
3）进行制导计算，并给控制系统提供姿态偏差；
计算机
三级飞行期间
4）进行稳定计算，并给各子级的功率放大器提供
滚动摆角指令；
三级与卫星分离后翻转时
5）进行稳定计算，并给各子级的功率放大器提供
绕3个轴的摆角指令
仪器舱
整个飞行期间
稳定系统（自动驾驶仪）
给各级功率放大器提供俯仰、偏航和滚动转角指令
整个飞行期间
仪器舱
计算机接口
使各种仪器之间的信号互相匹配
仪器舱
三级飞行期间
仪器舱内速率陀螺仪
提供火箭绕俯仰、偏航轴的角速度
二子级
一、二级飞行期间
二子级速率陀螺仪
提供火箭绕3个轴的角速度
二子级
一级飞行期间
加速度计
提供火箭绕俯仰、偏航轴的角加速度
一子级
一子级功率放大器
一级飞行期间
保证发动机作动器的操纵与随动
二级飞行期间
保证发动机作动器的操纵与随动，发出俯仰、偏航、
二子级
二子级功率放大器
滚动的发动机摆角指令
三级飞行期间
1）保证火箭发动机作动器的操纵和随动；
仪器舱
三级飞行期间
2）保证姿态控制系统的操纵；
三子级功率放大器
卫星分离后的三子级翻转
3）保证绕3个轴的姿态

<!-- 第 1059 页 -->
欧洲
·1016·
制导系统
制导系统采用全惯性平台计算机方案，其组成如下图所示。
电池
配电器
惯性平台及其电子部件
T,T2,Ts
10,4，0
计算机
接口
姿态控制
自动驾驶仪
三子级速率陀螺
三子级功率放大器
仪器舱
三子级滚动及绕
三子级伺服机构
三轴姿态控制
辅助系统
电池
三子级
配电器
电池
01.2
、二子级
速率陀螺
ph.2,b12
子级功率放大器
二子级滚动
加速度计
控制辅助系统
二子级伺服机构
二子级
二子级
配电器
电池
子级功率放大器
一子级伺服机构
制导控制框图
制导系统主要是利用惯性平台测得的加速度计算出火箭在任何时刻的位置和速度，每0.2s计算1次；
并将计算出来的位置和速度与预先装定的轨道参数进行比较，计算出推进剂消耗量最小的最优姿态角，引
导火箭飞行。
制导功能是依靠箭上计算机完成的，计算机进行导航计算和执行制导方案的飞行程序。制导是从二级
飞行开始的，一直到三子级发动机关机为止。一级飞行期间不制导，而是按照预定程序飞行。

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阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1017·
形成重力加速度
实测姿态
送
到
转换成制导
从惯性平一
转换成平台
自
制导
坐标系
台来的加速度
坐标系
动
驾
驶
仪
关机信号
制导系统原理框图
惯性平台系统由惯性平台主体和电子组件组成。平台为四框架稳定平台，代号为FE610，质量为12kg，
尺寸为270mm×212mm×281mm。平台内正交安装3个125型单轴浮子式速率积分陀螺、3个FA2-F型
单轴力反馈（摆式）加速度计、1个温控装置、1个分解陀螺信号的分解器和2个水平陀螺仪。台体由3
个陀螺输出伺服回路控制在空间的稳定位置；相邻框架间的角位移由自动同步器标出，表示相对于稳定台
体的姿态变化的测量值；3个加速度计的输出信号提供了加速度在空间稳定的笛卡儿坐标系的3个轴向分
量，分量以电流表示，比例系数为5mA/g，处理后，以速度增量形式提供给计算机。
电子组件包括陀螺加速度计的伺服电路、惯性平台接口、模数转换电路、数字逻辑电路和电源电路，
以及与计算机相连的接口单元和与遥测系统对话所需的电路。电子组件尺寸为350mm×194mm×124mm，
质量为8kg。
惯性平台能自动调平、瞄准和使陀螺罗盘对准发射方位的当地垂线。完成这些操作，系统要求将平台
的初始定位、发射场的纬度和当地重力常数作为输入，最后对加速度计的配重和固定力矩的漂移以及比例
系数偏差进行补偿。
125型浮子式速率积分陀螺的性能参数为：水平短期（10h）误差与加速度无关项的ko为0.008（°)/h；水
平长期（100h）误差与加速度无关项的ko为0.04（°)/h；质量不平衡k为0.3（°)/(h·g)：非等弹性k2为
0.04 (%)/(h · g)
FA2-F型摆式加速度计的性能参数为：测量范围为土20g；比例系数为2Ma/g；比例系数误差为0.01%
和零位为3x10g。
计算机代号为OBC型。这是一种包括6个模块的模块式计算机，模块间用带状电缆连接，每个模块
有1～4块集成电路板。6个模块为接口缓冲器、母线控制器、直接存储存取器、数据处理器、电源、镀线
存储器。其主要性能参数为：
1）质量为10kg（包括电缆）；
2）外形尺寸为260mm×254mm×239mm；
3）功耗为20W;
4）功能为二进制，并行运算；
5）字长为16位；
6）存储容量为18位8192byte；
7）输入/输出为512条由程序控制的电路，直接存取、会话程序；
8）速度为存储周期1.55us，程序周期0.80μs；
9）存储器数量为工作寄存器2个，特殊寄存器4个。

<!-- 第 1061 页 -->
欧洲
·1018·
OBC型计算机工作原理见下图。
界面
访问存储器
状态（读或写)
控制系统
收到数据
存储器工作
地址
地址
译码器
存储板选择
寄存器
A～A313位
存储器组合
XY选择
512B
字电流
每字节288位
产生器
数据输人
输人
位电流
倍增器
(11到118)
寄存器产生器
倍减器
位
18位
选
数据输出
择
读出
输出
(01到018)
寄存器
放大器
18位
+12V-12V+5V-6V
电源供给
OBC计算机工作原理框图
火箭发射前瞄准是自动进行的，当台体绕x,轴不水平时，加速度计A就有信号输出。该信号分别送
给x陀螺和y陀螺受感器，使平台框架绕x,轴和yp轴转动，直到x陀螺敏感轴指向东西向不再敏感地球速
度时就自动平衡。这样使台体上的x陀螺敏感轴指东西向，加速度计A处于水平位置，叫做平台自动对比。
角度传感器的输出将指示出框架相对于北向的角度。一般发射方位角是已知的，这样将有效数据装定在计
算机中，计算机进行计算，在火箭起飞后发出指令使火箭转到所需的位置上。这种瞄准方法的精度达3"，
不理想，但是在飞行中，特别是三子级发动机关机后，计算机会给出绕3个轴的姿态指令，使火箭转到给
定方向上。
控制系统
控制系统通常采用平台-校正网络（自动驾驶仪)-速率陀螺仪-加速度计方案。这是一种模拟式系统，利
用制导系统的平台和计算机，另外用6个速率陀螺、2个横向加速度计和自动驾驶仪与姿态控制系统。工
作时，数字计算机将惯性平台提供的火箭真实姿态和制导所需的姿态之间的偏差，根据飞行阶段选择增益、
网络，送给自动驾驶仪。自动驾驶仪利用计算机提供的姿态偏差、速率陀螺提供的角速度以及加速度表提
供的角加速度，将所决定的指令发送到各级功率放大器，控制各级发动机摆动。此外，计算机还向一、二、
三子级的功率放大器提供滚动控制指令；在三子级发动机关机后，还向三子级功率放大器提供绕3个轴的

<!-- 第 1062 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·6101·
姿态控制指令。
控制执行机构如前所述。一级飞行期间，其3个轴的姿态均由4台维金5发动机切向摆动（最大摆角为
土5.8°）控制；二级飞行时，俯仰与偏航姿态由单台维金4发动机的双向摆动（最大摆角为土4.3°）控制，
滚动姿态由专门的系统完成；三级飞行期间的俯仰和偏航姿态靠HM-7发动机摆动（最大摆角为土30°）控
制，滚动姿态也由专门的滚动控制系统控制。
推动一、二子级维金发动机摆动的液压伺服作动系统基本相同，其工作原理如左下图所示。这是一种气
动液压伺服系统，用燃气发生器产生的经水冷却的、温度为250°℃、压力为3.43MPa、流量为0.02～0.05kg/s
的燃气作工质，推动伺服马达，带动自动调压泵，将油箱中的液压油（压力为15MPa）通过伺服阀供给作
动筒，来推动发动机摆动。火箭在发射台上发动机点火前，燃气马达由气动转换开关引来的地面气源的氮气
驱动。系统的蓄压器在临射（零秒）前也由地面氮气源增压，保持回路在发射前投入工作时有足够的压力。
二子级伺服作动系统在一子级工作期间由电动阀保持蓄压器的充气，以保证一、二子级分离时燃气发
生器供气前能使作动筒工作。
两级所用的作动筒基本相同，只是因两级发动机摆动的最大摆角不同而臂杆长度不同。尽管维金4和
维金5发动机两者转动惯量不同（分别为1013kg·m²和1685kg·m²），但动态特性相同，其速度增益均
为37rad/s，谐振固有角频率为100rad/s。
三子级用的是1套电动液压伺服系统。该系统用1个电动液压泵，电压为35V，功率为1250W。电
动液压泵带动两个作动筒，使发动机作土3°双向摆动。
二子级滚动控制系统如右下图所示。它用燃气发生器生成的温度为400℃、流量为0.8kg/s的燃气作
工质；还包括3个喷管，其中两个切向安装在二子级后裙外面，另一个纵向安装在机架上。工作时，按照
滚控指令启动两个电动气阀，使转换开关滑阀移动，接通左旋或右旋喷管气路，每个喷管可产生61.7N的
推力，约1000N·m力矩；若无滚动控制指令，工质从纵向喷管排出产生附加推力。
氮气
热气
维金4发动机燃气
发生器生成的热燃气
燃气马达
右旋喷管
液压泵
单向阀门
指令气体
蓄压器
蓄压器（高压）
国
(低压)
CAWA
左旋喷管
电磁阀门
指令电动阀门
超压阀门
放大器
一指令
伺服阀
纵向喷管
反馈电位计
作动筒
一、二子级伺服作动系统工作原理
二子级滚动控制系统示意图
三子级的滚动控制系统是计算机指令开关式氢气喷射系统。该系统利用三子级氧箱后端框上安装的2

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欧洲
·1020·
组6个（只用其中的4个）氢气喷管和引1自发动机头腔的气氢。气氢温度为100K，流量为0.04kg/s。喷
管断续式工作，可产生50N的推力。三子级发动机关机后约180s滑行期的姿态控制仍由这6个喷管完成，
但气氢来自液氢箱内的残余气体；气氢温度为100K，流量为0.016kg/s，每个喷管能产生20N的推力，
足以满足这一阶段姿态控制和卫星入轨定向的需要。
程序指令系统
程序指令系统的任务是发出完成各种飞行动作所需的指令。指令都是由箭上计算机产生和发出的，但
因其信号功率小，需经2个程序指令装置（安装在仪器舱和二子级中的继电器）处理与放大后，送给执行
机构执行。指令信号电路从接口开始全部为重复电路，并由两组电池并联供电。系统组成及框图如下表和
下图所示。
程序指令系统组合
设备
安装部位
功能
工作时间
给程序指令装置提供发射前存储的指令程序：根据惯性平台测得的各级推
数字计算机
仪器舱
整个飞行期间
力终止信号来修正飞行程序
接口
将惯性平台的数字形式的数据指令变换成程序指令装置所需的各种信号
仪器舱
整个飞行期间
整个飞行期间
仪器舱程序
数字计算机经接口送出的指令到仪器舱程序指令器中
仪器舱
指令装置
仪器舱
整个飞行期间
该装置对指令信号进行处理和放大并传给执行机构
二子级程序
把来自仪器舱程序指令装置的指令传给一、二子级，执行火工品引爆指令
二子级
、二级飞行期间
指令装置
抛罩指令分离指令
计算机
接口
电池
继电器盒
电气指令
三子级电气指令
二、三子级分离火工品指令
三子级发动机点火火工品指令
三子级4个加速火箭指令
电池
二子级3个反
推火箭指令
二子级
二子级
继电器盒
二子级电气指令
点火指令
6个加速火箭指令
一、二子级分离
8个反推火箭指令
-子级电气指令
一子级发动机
程序指令系统框图

<!-- 第 1064 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1021·
遥测系统
遥测系统用于测量火箭各系统的工作参数，并将其传给地面，以便对其性能作出评价。阿里安火箭采
用两种遥测系统：一种是传输大量缓变参数的脉码调制（PCM）遥测系统；另一种是传输少量速变参数的
调频遥测系统。火箭的实用阶段，只用1套脉码调制系统监视火箭各系统工作情况；而在研制阶段，为了
取得更多的数据，在一、二子级中各加了1套脉码调制系统，并在各级中都安装了调频系统。
调频遥测系统（见左下图）采用标准遥测仪器，包括各种类型的传感器、信号调节器、变换器、混频
器、发射机等。它们分布在各子级、仪器舱和整流罩内。
脉码调制遥测系统（CANNES）见右下图，是一种变程序遥测系统，具有很高的灵活性，可以变采样、
变字长、变带宽和变分路，由遥测发射机及天线、中央控制器、通用收集单元、专用单元、延迟单元和电
源等组成。
磁记录器
Pb
遥测发射机
混频器一交换器一信号调节器
计算机或
检测设备
传感器
整流罩
中央
发射机混频器交换器
信号调节器
控制器
传感器
仪器舱多路系统
延迟
单元
交换器信号调节器
传感器
三子级
延迟
单元
发射机混频器交换器信号调节器
通用收
传感器
模拟和数字传感器
多路系统
集单元
二子级
专用收
专用传感器
集单元
交换器信号调节器
发射机混频器
传感器
多路系统一
一子级
通用收
模拟和数字传感器
集单元
脉码调制遥测系统
调频遥测系统框图
脉码调制发射机的发射频率为2200～2290MHz，功率为15～19W。发射机安装在仪器舱中。
中央控制器由程序器、转接器、信号发生器和电源4部分组成，用于控制整个脉码调制遥测系统，每
个中央控制器控制32个远置单元。程序器利用可控存储器（每个组件有256×16位、512个程序字节，或
512×16位、1024个程序字节）产生并码地址，选择采样数据信号通道和同步码；转接器将程序器的并码
地址变成串码。并将其送给两组独立的串码地址母线；信号发生器接收转换器（母线接口）的数据，并产
生靶场仪器标准串码脉码调制信号；电源给中央控制器供电。

<!-- 第 1065 页 -->
欧洲
·1022·
通用收集单元由模拟交换子、变程序放大器、模/数转换器、数字交换子、控制指令电路、转换器和电源
组成。每个通用收集单元可收集模拟通道的信息和8组通/断通道的信息。模拟交换子激励64、96或168路
模拟输入通道；变程序放大器按相应码组控制外部反馈及输入接线，以改变增益及接线，适应不同的输入电
平和测量信息，模/数转换器将模拟信息变成数字式的；数字交换子激励32或64通/断输入通道；控制和指
令电路根据转接器变换的并行地址码及码同步输入信号，控制模拟或数字交换子，打开特定的通道，对信息
进行采样，并根据地址码中的程序，规定放大器的放大量及输入端接法和使模-数变换器在规定的时间内移
出数据码；转换器接收或转送来自地址线及数据线的串行地址码和数据码，将地址码进行并、串转换，转接
到数据母线上，把来自本单元的数据码或来自远置单元数据码转发出去：电源为直流/直流电源转接器。
专用收集单元用与通用收集单元相同的转接器、专用数据收集电路和数据处理电路。专用单元，如数
据压缩单元、箭载数据处理单元和计算机母线单元等主要用来扩大系统能力。
延迟单元是一种专用设备，在无线电信号暂时中断（级间分离等）期间将数据存起来，经若干秒延迟后，
再将数据重发出去。其组成包括存储寄存器（移位寄存器）、控制与指令电路、与标准收集单元相同的转接
器和直流/直流转接器。该单元的储存能力为55296～165888位；延迟时间为10～20ms；耗电量在直流（27土5)V
时为11W。
电源的规格为：线性电压（27土5)V，线性阻抗小于1Ω，耗电量小于350mA，绝缘电阻大于30MQ
（500V直流）。
自毁系统
安全自毁系统是当火箭飞行发生无可挽回的故障时，为了确保地面安全，由箭上自毁系统和地面跟踪
系统发出信号，令其自毁。如出现过早分离故障，自毁信号由箭上发出；如火箭飞行偏离安全通道，由地
面根据真实轨道数据发出。该系统用重复线路，由两套雷达应答机和两套遥控指令接收机组成（见下表）。
安全自毁系统组成
设备
工作时间
功能
安装部位
TC天线（4套）
仪器舱
接收地面发射机的电磁波
一、二、三级飞行期间
仪器舱
遥测接收机 (2台)
接收到的指令进行译码并传给安全盒
一、二、三级飞行期间
1）对接收机的指令进行匹配；
2）向三子级火工品发出引爆指令；
安全盒
仪器舱
一、二、三级飞行期间
3）把引爆指令传给自毁装置；
4）对分离前自毁延迟指令进行匹配并传给上述自毁装置
1）把来自安全盒的指令传给二子级的自毁装置；
二子级
一、二级飞行期间
二子级的自毁装置
2）当二、三子级分离发生意外时执行二子级自毁任务
1）把来自安全盒的指令传给一子级的自毁装置；
一子级
一子级的自毁装置
一级飞行期间
2）当一、二子级或二、三子级之间发生意外分离时执行
二子级的自毁任务
雷达应答器 (2台)
回答地面雷达站的询问
整个飞行期间
仪器舱
仪器舱
RR天线(4套）
接收发射阵地雷达站电磁波
整个飞行期间

<!-- 第 1066 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1023·
安全装置译出遥控指令并发出相应的命令。安全-遥控自毁逻辑电路接到自毁指令时，分别引爆一、二
子级的自毁爆炸器。三子级自毁爆炸器直接受安全装置控制。
一子级的自毁爆炸器是环绕推进剂箱母线安装的爆炸索，两个贮箱各安装1条；二子级的自毁装置是
在靠近两个贮箱共底的1根母线上安装1根共用的爆炸索；三子级自毁装置与二子级的相同，只是因为爆
炸索与贮箱壁结构之间隔着一层绝热层，而使用了双面装药。
典型飞行程序与轨道
阿里安1可以发射多种不同轨道的应用卫星，但主要用来向地球同步轨道发射各种卫星。它从圭亚那
库鲁发射场以93.5°发射方位角垂直起飞，并按程序滚动自动方位瞄准。向地球同步轨道发射同步卫星的
飞行时序见下表。
阿里安1典型飞行时序
事件
时间/s
时间/s
事件
一子级发动机点火
T+284
发动机推力衰减，发动机关机
T-3
二、三子级分离，爆炸索点火
T-0
释放发射台牵制机构，火箭起飞
T+289
三子级发动机点火
T+1
脐带塔脱落，插头脱落
T+292
火箭垂直上升结束，开始程序转弯进入轨道面
T+20
发动机推力达到额定值
T+299
计算机控制HM-7发动机关机，制导结束
T+52
T+856
HM-7发动机液氢管路预冷
HM-7发动机液氧管路预冷
T+142
T+858
三子级/仪器舱/有效载荷组合体姿态控制
一子级发动机推力衰减，发动机关机
T+144
开始，把卫星调到预定方向上，按要求慢起旋
T+149
一、二子级分离，爆炸索点火
(10r/min）
卫星与运载火箭分离，三子级轴线转45°
T+149.3
二子级发动机点火
T+1036
T+152
发动机推力达到最大值
三子级已不再对卫星带来危险，打开三子级
T+1096
各放气阀门，改变其飞行轨道，发射任务结束
T+243
抛掉有效载荷整流罩
阿里安1火箭发射地球同步卫星的飞行轨道和轨道特性如下图所示。
Z=212.5km
V=9756m/s
t=852s
三级关机
星箭分离
200km
三级飞行
转移轨道
三级发动机启动
150km
级关机
Z=138km
、三子级
V=4776m/s
子级轨迹
z=i11km
分离
V=3450m/s
100km
t=292s
整流罩分离
二子级再入
t=246s
二级飞行
整流罩再人
二级发动机启动
50km
一、二子级[z=51.7km
子级再人
=1870m/s
分离
t=152s
级飞行
2000
3000
一级关机
1000
4000
阿里安1飞行轨道

<!-- 第 1067 页 -->
欧洲
·1024·
Z/km
Z=高度
X=地面距离
VR/m.s-1
250-
V=速度
r=加速度
0=火箭轴与当地垂线之夹角
X/km
Z
40000/)
200-
10000
r/m-s-2
90
9000
80
8000
3000
150-
70
7000
0L
60
6000
2000
100-
50
5000
40
4000
30
30001000
50-
20
2000
0
10
1000
100
200
300
400
500
600
800
900
700
0
飞行时间t/s
阿里安1轨道特性
由于阿里安1从靠近地球赤道的圭亚那发射场发射，向地球同步轨道发射卫星的条件较好，其飞行轨
道具有3个特点：
1）采取三子级发动机一次连续长时间的工作程序，中间没有停泊轨道及长的滑行段，直接进入转移
轨道，其可靠性高，运载成本低：
2）初始轨道采用近地幅角调整、升弧段入轨的制导方案，即在卫星入轨轨道上先下凹（并与转移轨
道吻合），然后上升，过赤道后，在上升段入轨，这样可以消除由于推力偏差引起过大的航程偏差，并能
满足入轨时对幅角精度的要求；
3）航程较短，从发射点到入轨点的地面航程为39000km（转移轨道入轨），容易对初始轨道全程跟
踪（包括遥测、遥控和外测），便于分析与鉴定火箭真实工作性能和预报卫星的飞行轨道。

<!-- 第 1068 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1025·
阿里安2（ARIANE2）和
阿里安3（ARIANE3）
阿里安2和阿里安3火箭的芯级同属一种技术状态，其差别仅在于阿里安3在阿里安2的基础上捆绑
了两台固体助推器。
阿里安2和阿里安3的研制计划是1978年12月在欧空局董事长的建议下，经过一年多的准备工作，
1980年7月3日由欧空局全体成员国部长级会议批准实施的。计划的目标是将地球同步转移轨道的运载能
力由阿里安1的1850kg分别提高到阿里安2的2175kg和阿里安3的2854kg，使阿里安2能够达到美
国宇宙神/半人马座火箭的运载能力，阿里安3能够用双星支架一次发射两颗像德尔它火箭发射的那类卫
星；以便以较低的发射费用（仅为德尔它火箭运费的3/4），在国际卫星发射市场上争取更多的用户。
此项发展计划费用最初估计为7000万欧洲货币单位（1979年中期币值）。其中法国承担总费用的
62.41%，西德承担17.28%，意大利承担16.29%，瑞典承担2.09%，西班牙和比利时分别承担0.84%，荷
兰承担0.25%。
阿里安2和阿里安3火箭从法属圭亚那的库鲁发射场发射，可以执行多种任务，但主要是向地球同步
轨道发射各种卫星。使用不同卫星支架可向地球同步转移轨道（近地点高度200km，远地点高度35786km，
倾角8°）发射的有效载荷质量见下表。阿里安2主要用于单星发射，阿里安3用于双星发射。
阿里安2和阿里安3的地球同步转移轨道运载能力（Z,=200km，Z。=35786km，i=8°）
卫星质量/kg
单星支架
双星支架
型号名称
卫星支架
卫星支架
卫星支架
双星发射系统
双星发射系统
1497型(27kg)
1194型(43kg)
937型(48kg)
3990型(182kg)
4400型(190kg)
阿里安2
2103
2087
2082
1985
1193
m最人=2175kg
阿里安3
2508
2490
2×1199
2×1195
m大=2854kg
注：以上数据为最佳性能数据。当用阿里安3发射两颗质量大于1140kg的卫星和发射1颗质量大于2425kg
（包括卫星支架质量）的卫星，或用阿里安2发射1颗质量大于2065kg（包括卫星支架质量）的卫星时，
其发射费用较高，因此应根据精确的成本计算选择。
阿里安2于1986年5月首次发射，到1989年4月最后一次发射，共发射6次，其中5次成功，1次
失败。阿里安3于1984年8月首次发射，到1989年7月最后一次发射，共发射了9次，其中8次成功，
1次失败。阿里安2和阿里安3自1989年7月以后停止使用，被阿里安4火箭所取代。按照1984年的估
价，阿里安3发射2颗美国PAM-D类卫星，每颗卫星的发射价格为2500万～3000万美元。据1986年计
价，阿里安2发射1颗国际通信卫星的发射价格为8400万美元。

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欧洲
·1026·
主要技术性能
阿里安3
阿里安2
级数
3
3
全长
49.5 m
49.5 m
3.8 m
3.8 m
最大直径
约242t
约222t
起飞质量
2 700 kN
起飞推力
2 700 kN
1.24
1.14
推重比
2854kg
2175 kg
运载能力（GTO)
入轨精度
0.85km
近地点偏差
0.85 km
远地点偏差
54.1 km
54.1 km
0.023°
倾角偏差
0.023°
助推器
2×7350kg
长度
推进剂质量
9.7 m
2X666 kN
1.0m
海平面推力
直径
2×9700 kg
2363 m/s
海平面比冲
起飞质量
工作时间
30s
推进剂
端羧基聚丁二烯
Flexadyne (CTPB16-13)
一子级
阿里安3
阿里安2
18.4 m
18.4 m
级长
3.8m
直径
3.8 m
166t
子级质量
166t
结构质量
14.6 t
14.6t
147t
推进剂质量
147t
4台维金5B
4台维金5B
发动机
推进剂
四氧化二氮/UH25混肼
四氧化二氮/UH25混肼
2 700 kN
海平面总推力
2 700 kN
2 427 m/s
海平面比冲
2 427 m/s
135 s
工作时间
135 s
二子级
阿里安3
阿里安2
11.5 m
级长
11.5 m

<!-- 第 1070 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1027·
直径
2.6 m
2.6 m
子级质量
39.6t
39.6t
结构质量
3.6t
3.6t
推进剂质量
34.5t
34.5t
发动机
1台维金4B
1台维金4B
推进剂
四氧化二氮/UH25混肼
四氧化二氮/UH25混肼
真空推力
785.6 kN
785.6 kN
真空比冲
2 863.5 m/s
2 863.5 m/s
工作时间
123s
123 s
三子级
级长
9.87 m
9.87m
直径
2.6m
2.6m
子级质量
12.14 t
12.14 t
结构质量
1.2 t
1.2t
推进剂质量
10.7t
10.7t
发动机
1台HM-7B
1台HM-7B
推进剂
液氧/液氢
液氧/液氢
真空推力
62.00kN
62.00 kN
真空比冲
4354.15 m/s
4 354.15 m/s
工作时间
721 s
721 s
仪器舱
长度
1.15 m
1.15 m
直径
2.6 m
2.6 m
262 kg
结构质量
262 kg
整流罩
长度
8.65 m
8.65 m
直径
3.2m
3.2m
结构质量
859 kg
859kg
有效容积
40 m3
40 m3
卫星支架（SYLDA3990和4400型）
长度
4~4.4 m
4.4 m
直径
2m
2m
结构质量
182~190kg
182~190 kg

<!-- 第 1071 页 -->
欧洲
·1028·
总体布局
阿里安2的总体布局与阿里安1的基本相同，主要差别是：三子级推进剂箱加长了1.3m，卫星整流
罩圆柱段加长了0.6m，前锥段由单锥形改成双锥形。阿里安3是在阿里安2的基础上捆绑两台固体助推
器，并采用了较长的双星发射支架（SYLDA4400型）。阿里安3的总体布局见后图，部件质量见下表。
阿里安3V12次发射部件质量
质量/kg
部件
1210
阿拉伯卫星（ArabsatF1）
巴西卫星（Brasilsat1）
1160
SYLDA双星支架
197
三子级结构
1216
仪器舱（VEB）
262
剩余推进剂
54
205
飞行性能储备量
1934
三子级发动机关机点
4304
关机过程推进剂消耗
8
非推进排出液体
5
发动机主级工作段消耗
10 414
12
起飞段推进剂消耗
10439
二子级分离后的火箭
14743
二、三子级级间段
464
二子级结构
3 155
推进剂剩余量
613
231
发动机关机过程推进剂消耗
非推进流体（从二、三子级排出）
79
发动机工作段推进剂消耗
33 896
抛掉的整流罩
860
275
发动机启动段推进剂消耗
39573
54316
一子级分离后的火箭
两台固体助推器抛离时的质量
4950
两台助推器工作消耗推进剂
14680
一、二子级级间段
680
一子级结构
14 713
一子级剩余流体
1288
发动机关机过程消耗的推进剂
1215
非推进流体（一、三子级排出）
53
147 240
发动机主级工作段推进剂消耗量
184821
239137
阿里安3起飞
发动机点火阶段推进剂消耗
1554
240691
一子级发动机点火时火箭和卫星

<!-- 第 1072 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1029·
箭体结构
阿里安2和阿里安3的箭体结构都是以阿里安1结构为基础经过少量修改而成的。其修改原则是：
1）严格控制成本，限制修改量，使被修改的部件无需再经飞行试验验证，而只经过少量地面试验就
能证实其可用性；
2）修改后的型号仍延用阿里安1的生产、试
?
验和发射设施；
7
15
3）保证修改的部件成为标准件，除适用于阿
里安2和阿里安3之外，也适用于阿里安4，如一
子级箱间段和发动机架等。
与阿里安1相比，阿里安2作了以下修改：
1）为了安装固体或液体助推器，对有较多径向
加强件的一子级箱间段（助推器前安装部位）和一子
级发动机机架（助推器后安装点）作了修改与加强。
2）三子级液氢箱加长了1014mm，液氧箱加
长了218mm，使其推进剂加注量由原来的8t增加
到10.5t，三子级也因而改称H10。由于贮箱中的
液位较高，液氧已与贮箱共底接触，因而也简化了
液氧箱的增压管路。
3）仪器舱采用轻型结构，电源改用新型银锌
电池，质量减轻了20kg。
②
24
4）卫星整流罩增高了0.6m，并用双锥形头锥，
增大了有效容积。
助推器推力
（典型的）
阿里安3结构与阿里安2比较，有两项不同：
2
1）在一子级两侧各捆绑1枚固体助推器；
26
2）采用了SYLDA双星支架。
鉴于阿里安2、阿里安3的结构大部分与阿里
安1的相同，而且阿里安1已有较详细的介绍，为
了减少重复，下面着重介绍其修改部分。
7
固体助推器连接机构
阿里安3固体助推器在一子级上的安装位置选
在强度和刚度加强部位，这些部位既适合安装助推
器又能传递推力和承受外力。助推器有前、后2个
阿里安3捆绑固体助推器连接方案
安装点：前安装点选在径向加强件较集中的箱间段
1—鼻锥；2电子设备；3—电接头：4一电缆托板；5--前连接裙；
上：后安装点在结构刚度较强的发动机架上。助推
6一前连接销：7一弹簧；8一一子级箱间段；9一前封头：10一助推器壳
器在火箭飞行34s，达到最大动压头之前（飞行速
体；11—内部防热层；12—固体装药；13一点火器：14—起爆器；
度Ma=0.85时）被抛掉。因此，安装助推器要用
15一辅助装药；16一点火器主装药：17一微型火箭；18一防热层；
连接、分离和抛掷机构。阿里安3固体助推器采用
19—后封头；20喷管悬挂框；21一固定喷管：22一环形防热罩；
23一后部承力裙；24一后连接销和传力件；25一支撑件：26一隔膜
机械弹簧式分离方案，其连接形式见右图。

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欧洲
·1030·
连接、分离释放机构
阿里安3固体助推器与一子级之间的前、后连接分离机构均为球头铰接和爆炸螺母式的机构（见左下
图和右下图）。该机构由1个球头和1个与之配合的球碗组成。两者由爆炸螺母通过压紧挡板连接并压紧，
可以承受推力和飞行载荷。前接头的球头用销钉连接，形成一个铰链接头，允许助推器与一子级之间在轴
向作必要的相对移动和补偿两种不同结构之间的收缩，压紧螺母外部装有火工品炸药。助推器与一子级分
离和被抛掷时，火工品装药沿螺母最薄弱的截面将其炸断，松开压紧挡板，球头离开球碗，从而使助推器
与一子级分离。
球头栓
销钉
下部连接件
阿里安
接头球阀
压紧挡板
顶螺母
火工品分离带
接头配件
固体助推器与一子级之间前连接分离接头
支座火工品装药
压紧螺母
球头栓
一子级发动机架
下部连接件
球碗（嵌入件）
固体助推器与一子级之间后连接分离接头
抛掷机构
固体助推器与一子级分离后，需要抛掷机构提供横向推力将助推器抛掷出去。阿里安3抛掷助推器采
用一种弹簧抛掷装置，这是一种弹簧作动杆式装置（见后图）。每枚助推器前后连接点两侧各安装1个这
样的作动杆（共4个)。前后接头的弹簧作动杆基本相同，只是长度和所用的弹簧型号不同。为了使助推
器抛掷时不向内倾斜碰撞一子级，弹簧作动杆不仅要给助推器一个侧向分离速度，还要提供一个向外翻转

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阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1031·
的速度。因此，前接头的弹簧杆弹簧比后接头弹簧杆弹簧多储存了33%的能量。弹簧杆的一端安装在助推
器的支座耳环上，另一端顶在一子级的球碗上，这样弹簧杆可以同助推器一起抛掉。安装前，先将弹簧压
紧，把保险销插到弹簧杆的内管上并锁住。安装时，转动双向螺杆，使弹簧杆在助推器与一子级之间顶紧，
并有一定的顶紧力。运载火箭发射前，将保险销拔掉，中断发射时，再将它装上。
阿里安
结构
助推器下部连接结构
可调节弹簧能量的螺母
测力盒（整体）
装配时安装保险
用于几何配合和预
承压支座
装置的位置
张紧的弹簧杆配件
螺旋状压紧弹簧
弹簧力：66kN
簧线间隙：0.35mm
助推器的弹簧抛掷装置
助推器的安装件
助推器是借助前部和后部安装件与一子级连接的，后部安装件是钢制结构（见下图）。助推器安装件
由以下构件组成：
上部环框
加强肋
完整的连接件
环框
带加强肋的接头配件
壁板
助推器后部安装件

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欧洲
·1032·
1）一个焊接的锥形壳体，壁厚为3mm，安装
球碗配件处的壁厚增至10mm。
铝制环框
铝制头锥
2）一个用锻件经车削加工成的上连接环框，
用螺栓与助推器后端框连接。
3）一个安装球头的接头配件。该配件是用铣
床铣制的，并用螺栓连到锥形壳体上。接头配件与
两个环框的配合达到了力矩的平衡。
中间接头
4）弹簧作动杆接头配件。它们同样用螺栓固
定到锥形外壳的两个环框上。
后安装件是一个完整的焊接结构，只有接头配
件用螺栓连接。它是在助推器壳体上装好喷管后安
弹簧杆
/接头
装的，采用这种封闭式壳体，其结构质量最轻。
前部安装件是一个车削加工的U形截面的铝
环框（见右上图）。该安装件是借助36个直径为
12mm的螺栓固定在助推器壳体前端框上的。助推
器前球头和两个弹簧杆接头配件同样用螺栓固定
助推器前部连接结构
在该安装件上。接头配件全部用钢制造。铝环框前
面安装的助推器锥形头锥是一个铝制件，通过20
与UH25混肼箱
对接的对接面
个快速闭锁件安装在前安装件上部倾斜的端框上。
环框
这种安装方式便于头锥的装卸并容易打开助推器
点火装置的保险。
肋板
一子级发动机架
阿里安3一子级发动机架（见右下图）与阿里
安装下部球
头栓的插座
安1的一样，也是一个由铝合金蒙皮、隔框和隔板
加强的半硬壳式结构（有80根铝桁条）。为了承受
中间十字梁
助推器的推力，在阿里安1发动机机架的基础上作
修改的支柱一
附件
了加强，包括：
1）为了承受轴向载荷，加强了前后安装接头
附近的蒙皮；
2）在安装接头附件下面增加了肋条；
一子级发动机架
3）为了形成一个闭合的环形截面，来承受弹
簧杆的径向载荷，在发动机机架第3、4环框之间
内部加了内衬板。
另外，对发动机架的其他结构，如中间十字梁、内蒙皮和与混肼箱连接的结构等也做了加强。
上述加强措施都是经过结构优化选择的，因此，加强件的增重并不与推力增加成正比。
发动机架在安装助推器的安装面上有与中间连接球头和两侧弹簧杆球头相配合的球碗座。在修改发动
机架时，从一开始就考虑了适用阿里安4捆绑4枚助推器的需要，在发动机架上留了安装4套安装接头附
件的位置；因此，修改后的发动机架也适合阿里安4使用。

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
1033
双星支架
阿里安1和阿里安2使用SYLDA3900双星支架（质量为165kg）
次可发射两颗卫星，但是它们作
双星发射次数很少；而阿里安3的发射却几乎都是
3颗卫星。供阿里安3双星发射使用的
双星支架包括SYLDA3990（质量为182kg）和SYLDA4400型（质量为190kg）两种。SYLDA3900、3990
和4400在结构上并无差别，只是长度不同。它们都是由碳纤维蒙皮（面板）和铝蜂窝夹芯构成的夹层结
构壳，并由承载支撑结构件加强（见下图）。承载结构包括一个用于安装下部卫星的锥形支架和一个用于
包封下部卫星并支承与安装上部卫星的罐形壳体。壳体由前、后两个可分离的部分组成，并有前、中、后
3套分离系统。在前半壳上开有用于调整下部卫星的窗口和供地面与卫星通信用的无线电透波开口。后半
壳用螺栓固定在仪器舱的锥形端框上。3套分离系统中的两套用于两颗卫星的分离，另一套用于壳体前、
后两半壳的分离。分离机构均为由两个爆炸螺栓连接的两段包带（见后页上图）构成。双星支架内部和前
面可以各安装1颗像美国德尔它或辅助推进舱（PAM-D）级卫星。卫星之间无机械的或电气的接口。
10
D
?
?
VaIAS
18
?
10
⑧
18
阿里安3双星支架（SYLDA4400型）结构
1一卫星支架端框；2一分离弹簧（4个）：3一有效载荷脱落插头；4—连接包带的切断器；5一排气和检查孔；6一分离探测器（传感器）；
7—SYLDA中环框；8一6瓣壳；9一碳纤维蒙皮；10--纤维加强条；11一轻合金加强件：12-10mm厚铝蜂窝夹芯；
13一高密度（65%）铝蜂窝：14—螺接环框；15—铆接环框；16一检查孔：17--电连接接头；18一内部有效载荷支架；19—对接环框
两颗卫星的分离投放过程如后页下图所示。三子级发动机关机后，将三级定向在上部卫星释放要求的
（箍紧卫星端框和SYLDA双星支架端框的包带）
方向上，如有必要，还可以自旋；然后，引
的两枚爆炸螺栓，解开包带，在顶在卫星后端框上的4个预压弹簧的作动下，上部卫星与支架分离；接着，
将三级定位到释放内部卫星所需方向上，若有必要，也可自旋；先以与上部卫星分离同样的方法切断连接
前、后半壳的包带，将前半壳抛掉，暴露出里面的卫星；最后，炸断爆炸螺栓，解脱连接包带，在弹簧力
的作动下释放内部卫星。3套分离系统的操作指令信号都是由仪器舱中的计算机发出的。双星支架的微动
开关发出卫星已分离的信号。

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·1034·
欧洲
104.
9825.8
g1219
$937.62
SYLDA4400型双星支架上的分离机构
940
SYLDA
HO
3900
3900
2010
(140kg)
HO+25s
2800
HO+27s
4400
C=
SYLDA4400
(150kg)
2010
HO+29s
1920
卫星分离阶段
整流罩
阿里安1/2
阿里安3
双星支架和卫星分离简图

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1035·
推进系统
助推器发动机
固体助推器在火箭起飞后3.5s点火，以1332kN的推力工作30s后被抛掉，其发动机的主要组成部
分如下图所示。助推器壳体用AISI4130号钢制造，包括前、后封头和圆柱壳（由3段5mm厚钢板滚压、
焊接而成）及2个厚为8.8mm的中间环。壳体内表面分段粘贴绝热层，绝热层材料为石棉增强的乙丙二
烯单基橡胶复合物（EPDM)；推进剂分3炉整体浇铸在壳体中，其内含有16%的铝和13%的黏结剂的端
羧基聚丁二烯（CTPB16-13）推进剂。药柱孔形为六角星形。发动机采用由碳酚醛复合材料制造的潜入式
钟形喷管，潜入壳体深度为27%，喉部直径为332mm，出口面积与喉部面积比为2.55，初始燃烧面与喉
部面积之比为179。点火器采用微型火箭式点火器，由绝热的金属壳体及主装药组成。推进剂用单独的聚
四氟乙烯模子排溢浇铸，固化后，黏结到壳体中。点火器有7个小喷口，产生额定流量为15.5kg/s的热燃
气，燃气沿着助推器主推进剂装药的沟槽直接喷入孔内，70us就能将主装药点燃。点火电路的设计保证
发动机从点火器点燃到燃烧室压力达到额定值的90%的时间不超过150uS。
壳体（AISI4130钢)
900
点火器
800
绝热层
推进剂（CTPB）
喷管
700
推力/kN
+33℃
600
+21℃
500
平均推力700kN
400
平均燃烧时间26s
300
推进剂质量7350kg
比冲2245.7m/s
200
100
6540
980
0
10
20
30
燃烧时间/s
阿里安3固体助推器发动机
阿里安3捆绑两枚固体助推器后，其地球同步转移轨道的运载能力比阿里安2提高409kg。
一、二子级推进系统
阿里安2和阿里安3的一、二子级推进系统基本与阿里安1相同，主要差别在于：
1）发动机燃烧室压力通过增加推进剂流量而从5.4MPa增加到5.8MPa，使得发动机推力提高9%；
2）改变推进剂燃料的组成，由原来的纯偏二甲肼改成为75%的偏二甲肼加25%的水合肼（约3t)，
从而改善了燃烧的稳定性；
3）改变发动机燃烧室和喉部黏结部位的几何形状，燃烧室仍用钨铬合金板制造，但喉衬改用SEPHEN
碳基复合材料制造而不再用石墨材料，从而改善了两者对接面处的黏合性；
4）对喷注器和燃烧室收敛段的结构作了改进，在收敛段上开了0.5mm的环形槽，从而降低了燃烧室
的机械振动；
5）由于提高了燃烧室压力和改变了推进剂，因而重新确定了燃气发生器的混合比，校正了孔板直径
和喷嘴的孔径。

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欧洲
·1036·
以上第2至第5项的改进实际上是针对阿里安1第2次试飞由于一子级的维金5发动机燃烧不稳定导
致飞行失败而采取的改进措施。事实上，从阿里安1第3次飞行起就使用了这种改进后的维金发动机。
经过上述改进的发动机称为维金5B和维金4B，分别作为阿里安2和阿里安3的一、二子级的发动机，
其主要性能参数见下表。
阿里安2和阿里安3的一、二子级发动机性能参数
一子级
二子级
发动机子级
性能参数
维金5B
维金4B
总体参数
真空总推力/kN
719.8
785.6
海平面推力/kN
675
海平面比冲/（m·s")
2427
真空比冲/(m·s-l)
2 863.5
燃烧室压力/MPa
5.8
5.8
面积比
10.5
30.8
工作时间（飞行）/s
135
123
燃烧室燃气温度/C
3000
3000
排气速度/（m·s-1)
2500
2500
推进剂流量
总流量/（kg·s)
276.4
278.1
混合比
1.71
1.70
涡轮泵
转速/（r·min-)
10000
10000
涡轮功率/kW
2500
2500
燃气发生器
气体流量/(kg·s")
7
7
气体温度/℃
450
450
尺寸
高度/m
2.87
3.51
喷管出口直径/m
0.99
1.7
质量
总质量/kg
826
886
涡轮泵质量/kg
328
331
燃气发生器质量/kg
28
28
除了对维金发动机作上述改进外，还对二子级四氧化二氮输送管作了加强处理，并将推进剂的安全余
量减少了200kg，因为发动机推力的实际变化量比预计的要小。
三子级推进系统
阿里安2和阿里安3的三子级推进系统在阿里安1的基础上进行了较多改进，主要包括以下几方面。
1）为了延长工作时间所作的改进：

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1037·
（1）将贮箱加长了1.3m，使推进剂的加注量由8t增加到10.7t；
（2）液氧加注得较满，液位触及了共底凹面。
上述两项改变，使液氢与液氧的混合比由4.44增加到4.59，发动机工作时间由545s增加到721s。
2）为了简化飞行准备工序和提高可靠性所作的改进：
（1）采用由冷氨作动的低温阀门，省掉了氨气加热器；
（2）改进了前置阀门并相应地改变了氨气管路的操纵指令；
（3）修改了温度调节管道；
（4）新增加了一个氨脱落校正器，万一脱落插头出现故障而导致中止发射，由它控制三子级作安全
处理。
3）为提高性能所作的改进：
（1）缩小喷管喉部面积使燃烧室压力由3MPa增加到3.55MPa，并延长锥形喷管长度200mm，使喷
管面积比由63.5增大到83，相应地使发动机真空推力提高4%，真空比冲由4337.5m/s提高到4354.15m/s；
（2）重新设计了燃烧室冷却通道，以适应较长的工作时间和增大燃烧混合比的需要；
（3）将喷管出口处排放冷却用的小排放喷嘴的数量由484个增加到726个，并把小喷嘴的面积比从
5.7增加到5.8，以补偿由于喷管出口面积的增加和混合比的加大而带来的排放冷却损失；
（4）提高了燃烧室压力，重新修改了推力室和燃气发生器液氧入口校正孔板的孔径；
（5）改变了液氢泵出口形状，以增加泵出口压力；
（6）改变了燃烧室喉部直径，使发动机流量与阿里安1的HM-7发动机流量基本一致。
4）其他一些改变：
（1）在推进系统上采用低温电气指令操纵阀门；
（2）采用改进了的泵低温动密封件；
（3）增加齿轮啮合间隙，以放宽最小允许操作温度的限制，以免齿轮在发动机点火时被卡死；
（4）改变齿轮滑润系统，以增加可靠性和工作寿命。
上述2）～4）项改变实际上是针对1982年阿里安1的L5次发射失败所作的改进。那次发射是因为三
子级发动机齿轮箱齿轮间隙太小，润滑不好，涡轮泵卡死而导致飞行失败。
经过上述一系列改进后的发动机称作HM-7B。由于提高了燃烧室压力，增大了推进剂混合比，喷管延
长了200mm和增大喷管面积比，使其比冲比HM-7发动机增加了29.42m/s。两种发动机性能参数的比较
见下表。
HM-7和HM-7B性能参数比较
HM-7B
HM-7
性能参数
飞行平均值
基准值
基准值
真空推力/kN
62.00
62.56
59.78
总的液氧流量/（kg·s)
11.73
11.88
11.59
推力室液氧流量/（kg·s"1)
11.61
11.77
一
总的液氢流量/（kg·s)
2.50
2.56
2.61
推力室液氢流量/（kg·s1）
2.26
2.21
2.32

<!-- 第 1081 页 -->
欧洲
·1038·
续表
HM-7
HM-7B
性能参数
飞行平均值
基准值
基准值
总的混合比
4.59
4.76
4.44
推力室混合比
5.14
5.33
4.96
燃烧室压力/MPa
3.52
3.55
3.01
发动机总长度/mm
2014
2014
1813
喷管长度（从喉部算起）/mm
1 375
1 375
1 172
86
930
喷管出口直径/mm
984
喉部直径/mm
108
116.7
108
喷管面积比（几何）
83
8
63.5
发动机真空比冲/（m·s"）
4365
4337.5
4 354.15
推力室真空比冲/（m·s")
4398.3
4394.3
4362
最长工作时间/s
721
721
545
涡轮功率/W
406
403
涡轮转速/（r·min-)
59300
59300
高度/m
1.91
1.71
质量/kg
155
149
在阿里安2和阿里安3的实用期间，各有一次飞行失败，而两次失败都是因为三子级HM-7B发动机
启动问题造成的。其中一次因喷注阀密封泄漏（在一、二级飞行期间），致使燃烧室温度过低，使点火延
迟而飞行失败；另一次是混合比配合不好，产生压降，加上点火器能量低、喷口少，使发动机未能启动。
针对这些故障，尤其是后面的故障，对HM-7B发动机制定了短期和长期改进计划，其短期计划所作的改
进包括：
1）修改了燃烧室的火药点火器。修改后的点火器的能量为原来的3倍，所产生的点火燃气以较大的
流量从两个倾斜45°的喷口喷入燃烧室，而不再用单喷口向一个方向喷。
2）修改了燃气发生器的点火程序，调整液氧喷注阀和液氢喷注阀的开启程序，将液氢阀开启指令发
出时间提早50us，以使点火压力峰值最小。
3）冷却和润滑涡轮泵轴承。为了消除涡轮后部轴承出现的过热现象，向该轴承喷注更多的气氢和磷
酸三丁酯混合气体。液氢泵轴承通过加宽喷注孔过滤器通过截面，使更多的冷却液通过它；并用二硫化钼
润滑剂润滑轴承衬套，改进了泵在轴向力作用下的性能。
经过修改的HM-7B发动机，从1987年9月16日恢复发射后，从未出现过类似故障。
控制系统
阿里安2和阿里安3的控制系统（见后图）与阿里安1的基本相同，包括制导、控制和指令系统。

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1039·
箭上计算机
惯性平台
0,y，
中间装置
1,72.y3
仪
姿态偏差
器
0,y.
舱
速率陀螺
自动驾驶仪
操纵指令
三子级放大器
三
子
级
滚动控制
姿态控制
作动器
二
二子级放大器
子
速率陀螺
级
加速度计
滚动控制
作动器
子
一子级放大器
级
阿里安2和阿里安3控制系统框图
制导的功能是依靠箭上计算机完成导航计算和执行制导方案的飞行程序实现的。它从二级飞行开始直
到三子级发动机关机信号发出这段时间工作，火箭一级飞行不制导，这期间运载火箭按预定姿态程序飞行。
控制系统依靠箭上计算机从惯性平台的输出信号中导出的姿态偏差（实际飞行姿态与制导要求的姿态
之差）和按照飞行阶段选择放大系数、速率陀螺仪与振形滤波器，并依靠自动驾驶仪按照计算机提供的姿
态偏差、速率陀螺提供的角速度以及加速度计提供的横向加速度（一子级飞行部分时间提供）来确定各子
级发动机摆动指令，发送给各子级功率放大器，控制发动机的摆动和使二、三子级滚动控制系统工作；在
三子级发动机关机后，姿态控制系统完成火箭的三轴姿态控制，将有效载荷精确地送至指定的轨道。
程序指令系统在箭上计算机的控制下发出火箭飞行动作所需的各种程序指令。计算机通过中间装置送
出的指令由程序装置处理后，直接发出与执行机构相匹配的信号。指令信号通过两条完全重复的系统从中

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·1040·
欧洲
间装置传到执行机构完成各种动作。这包括改变脉码调制遥测格式，指令发动机启动与关机和使POGO抑
制系统工作，.以及启动正推、反推火箭，令助推器点火、三子级发动机点火、星箭分离和抛整流罩等。
发动机关机期间程序暂停，推力终止后重新恢复。程序指令系统框图见下图。
箭载计算机
中间装置（接口）
仪
器
舱
指令装置
仪器舱、整流罩和
有效载荷分离的全部
电的与火工品的指令
三
事件
子
全部电的和火工品的指令
级
二
事件
子
全部电的和火工品的指令
级
子
事件
级
全部电的和火工品的指令
程序指令系统框图
遥测系统
遥测系统是在火箭飞行期间把箭上测量信息传输到地面，以评价火箭整个飞行期的状态及性能。由于
阿里安2和3都是未经飞行试验就直接投入实际应用的，故所使用的遥测系统均为阿里安实用阶段用的遥
测系统，即1套码冲调制遥测系统。只用1台S波段遥测发射机，以240kbit/s的速率发射数字调频信号。

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1041·
自毁系统
早分离故障时，由箭上系统发出自毁信号；当火箭飞出安全飞行航道时（据地面跟踪系统获得的实时飞行
轨道数据判断），由地面发出自毁信号。跟踪系统由跟踪雷达和安装在仪器舱中的应答机组成。
跟踪和自毁系统采用重复的线路和装置，由两套雷达应答机和两套遥控指令接收机组成。安全装置译
出遥控指令并发出信号。三子级自毁爆炸器直接接受安全装置的控制。安全/遥控自毁逻辑电路接到自毁指
令时，分别引爆一、二子级自毁爆炸器。逻辑电路也分别安装在一、二子级中。自毁装置仍为3套爆炸索：
1套设在一子级两贮箱母线上，另2套分别设于二、三子级贮箱靠近共底的母线上。考虑到三子级贮箱有
绝热层，它用双面装药。
飞行程序与轨道
阿里安3V12次发射阿拉伯卫星（ArabsatF1）和巴西卫星（Brasilsat1）时的飞行时序见下表，飞行
轨道主要特性见后表。
飞行时序
事件
时间/s
一子级发动机点火
T-3.4
火箭起飞
T-0
固体助推器点火
T+3.8
T+6.6
火箭垂直上升段结束，开始零攻角飞行进入俯仰面
固体助推器关机
T+33.8
抛掉固体助推器
T+36.8
火箭跨声速飞行
T+44.6
火箭飞行达到最大动压
T+54.6
一子级发动机推力降到一半（一子级发动机关机）
T+133.2
二子级加速，火箭点火
T+135.6
一、二子级分离，一子级反推火箭点火
T+138.2
二子级发动机点火
T+138.4
二子级发动机达到额定推力
T+141.1
T+145.6
抛掉二子级的加速火箭
T+148.3
开始制导阶段，偏航机动飞行
抛掉整流罩
T+213.4
T+263.3
开始二子级发动机关机程序
三子级加速，火箭点火
T+264.1
二、三子级分离，二子级反推火箭点火
T+268.2

<!-- 第 1085 页 -->
欧洲
·1042·
续表
时间/s
事件
T+269.6
三子级发动机点火
T+273.3
三子级发动机推力达到额定值
抛掉三子级加速火箭
T+283.5
T+371.6
纳塔尔地面站探测到运载火箭（一直跟踪到13min5s）
T+536.6
到达轨道顶点（258.5km）
T+771.6
阿森松岛地面站探测到运载火箭（一直跟踪到17min30s）
T+891.6
阿卡科罗（Akakro）地面站捕获到运载火箭（一直跟踪到22min40s）
开始三子级发动机关机程序
T+995.8
达到卫星入轨速度（三子级发动机关机阶段结束）
T+996.2
由滚动和姿态控制系统开始给三级定向使之对准ArabsatF1卫星释放方向
T+999.2
ArabsatF1卫星释放
T+1 149.2
开始给三级定向使之对准Brasilsat1卫星释放方向
T+1 082.2
T+1 209.2
SYLDA双星支架上面部分分离
启动旋转程序
T+1214.2
旋转（7r/min）结束和Brasilsat1卫星分离
T+1 244.2
T+1 248.2
开始阿里安3三子级躲避程序
阿里安火箭运载任务结束
T+1316.6
阿里安3V12次飞行标称轨道的主要特性
惯性速度/
相对速度/
马赫数
轴向加速度/
高度/km
事件
时间/s
动压/Pa
(m·s)
(m·s-)
(m·s2)
Ma
起飞
-0.005
11.34
0
463.17
0
0
0
（火箭质心位
助推器点火
置）
6.39
3.8
24
16.45
463.17
0.02
垂直上升段结束
6.6
463.72
24.90
0.007
363
0.07
16.97
36.6
抛掉助推器
0.049
603.5
277.2
27922
14.46
0.84
跨声速
44.6
4.8
15.32
654.6
324.2
30177
1.00
最大动压
731.6
54.6
7.0
15.83
389.7
30895
1.26
一子级发动机开始关机
133.3
10.2
6.08
2411.6
1 980.9
1190
41.41
一、二子级分离
1 975.4
138.2
54.9
2 409.5
713
6.15
0.3
抛整流罩
59.0
3560.4
3101.2
213.4
23.55
二子级发动机开始关机
113.5
263.3
4546.9
41.04
5010.3
二、三子级分离
268.3
5 029.2
152.7
0.6
4 565.1
三子级关机程序开始
995.8
10 225.2
9748.9
14.54
157.3
入轨
210.0
997.2
9755.8
10 232.1
0.01
210.6
注：射表纬度：北纬5.237°：射表经度：西经52.775°：轨道顶点：266km；标称入轨点经度：西经7.806°。

<!-- 第 1086 页 -->
阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1043·
在阿里安3标准轨道的飞行程序中以下面几个事件为浮动时间基准，靠箭上计算机判断后发出指令：
1）固体助推器点火指令在判别火箭飞行高度超出发射塔架后发出；
2）二子级发动机点火指令在判别到飞行加速度下降后发出（一子级采取推进剂耗尽方式关机）的；
3）抛整流罩的指令是根据判别的热流值（等于1/2密度x速率3）发出的；
4）三子级飞行程序在二子级发动机发出关机指令时开始（二子级关机指令是在达到给定的速度增量
后发出的)；
5）三子级关机指令在判别进入目标轨道后发出。
其他所有飞行程序都是装定在箭上计算机中，并以相对于上述浮动基准的时间差的形式给出的。
阿里安2同步轨道任务的典型飞行轨道和主要轨道参数如下图和后图所示。
300
250
200
高度/km
三子级
分离
150
抛整
流罩
100
50
级分离
子级整流罩
二子级再人
5000
1000
2000
3000
4000
6000
地面距离/km
同步轨道任务典型飞行轨道

<!-- 第 1087 页 -->
欧洲
·1044·
轨道
kmIZ
Z=高度
q=24371km
X=地面距离
e==0.73
m/sIVR
i=7.96°
V=相对速度
180°
kmIx
r=静加速度
Q=167°
0L=当地俯仰角（火箭轴与
m/s
Zn=35786km
当地垂线之夹角）
Z,=200km
T0110000001-00
100
11000
500090
250-10000
80
9000
400070
200-8000
60
7000
0L
40
5000
4000200030
100
20
3000
2000100010
50-
800
700
300
006
1000
100
200
400
600
500
飞行时间/s
同步轨道任务主要轨道参数
阿里安2和3在飞行期间的飞行姿态角变化分4个阶段：
1）从起飞（to+3.4s）至to十10s为垂直上升段；
2）从to十10s到t十20s，在方位角不变的情况下作俯仰程序飞行，俯仰角变化率由参数优化得出；
3）从to十20s至to十153.5s，在大气层中作零攻角飞行，使火箭通过稠密大气层时受到的气动载荷最
小，飞行方向保持不变；
4）从t十153.5s到入轨，以推进剂消耗量为约束条件对俯仰及偏航姿态角程序进行优化，以达到目
标轨道。当计算出气动热流小于1135W/m2时抛整流罩。
三子级发动机关机后得到的转移轨道参数为：
近地点高度Z,=200km；远地点高度Za=35786km：倾角i=7.96°：近地点幅度∞=180°；升交点经
度Ω=167°；主半轴α=24371km；偏心率e=0.73。
（裴鸣远）

<!-- 第 1088 页 -->
阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1045·
阿里安 4（ARIANE4)
为适应20世纪90年代世界商业卫星发射市场的需要，欧空局委员会于1982年1月13日正式批准在
阿里安3的基础上研制阿里安4火箭。该计划的主要目标是：
1）提高运载能力，以适应较大质量与体积有效载荷的需要；
2）保持双星和多星发射能力，适应多种质量有效载荷的需要和降低发射费用；
3）具有适应多种发射任务的形式，满足发射各种应用卫星的要求；
4）改善发射操作条件，提高发射效率和降低发射成本。
为实现上述目标，在阿里安4设计中所采取的主要措施包括：
1）在阿里安4一子级周围捆绑固体或液体助推器，其组合形式有不带助推器的40型，捆绑2枚和4
枚固体助推器的42P与44P型，捆绑2枚和4枚液体助推器的42L与44L型，捆绑2枚固体和2枚液体助
推器的44LP型。其运载能力见下表。
阿里安4的6种型号的运载能力
运载能力/kg
型号
轨道
44P
42L
44LP
42P
44L
40
地球同步转移轨道（200km/35800km，7°）
1900
2600
3000
3200
3700
4200
2700
3400
太阳同步轨道（800km/800km，98.6°）
4500
5000
6000
4100
6500
近地球轨道（550km/500km，7°）
4600
6000
7000
8300
9400
2）采用多种卫星支架（单星、双星和多星）和整流罩（短、长、特长型）的搭配形式，可满足多种
商业应用卫星的需要，可发射世界各大卫星公司生产的多种卫星。
3）在法属圭亚那航天发射中心建造第2发射场ELA-2，提高发射适用性，增加发射率。
阿里安4的计划研制费用约6.5亿AU（欧洲货币单位，1988年币值），其中阿里安4火箭的研制费用
国分担，其分担比例见下表。
欧空局成员国分担阿里安4研制费的比例
成员国
分担比例
成员国
分担比例
法国
瑞士
59.3%
1.8%
西德
瑞典
18.2%
1.2%
荷兰
意大利
6.6%
1.1%
丹麦
英国
4.9%
0.2%
比利时
爱尔兰
4.6%
0.1%
西班牙
2.0%
一
一
阿里安4计划管理与阿里安3的相同。法国国家空间研究中心负责计划的管理；私营阿里安空间公司

<!-- 第 1089 页 -->
·1046·
欧洲
负责市场开发、生产、使用和星箭间接口的协调：由于液体助推器是以二子级为基础研制的，因此，工业
生产组织仍由西德的MBB和ERNO公司负责研制，所用的维金6发动机仍由法国动力装置公司负责研制；
双星发射外支架（SPELDA）由英国航天公司负责研制。
阿里安4是20世纪90年代欧洲最主要的商用运载火箭，于1988年6月15日首次试飞成功后，随即
投入了正式商业发射运营，在2003年2月15日成功发射“国际通信卫星907”商业通信卫星后退役。阿
里安4火箭总共进行了116次发射，成功113次，成功率达到97.4%，并创造了该火箭连续发射73次成功
的良好纪录。阿里安4火箭的发射价格为0.6～1.25亿美元（1999年币值）。
主要技术性能
级数
起飞推力
2 700 kN (40)
3
全长
57~59.8 m
4 000 kN (42P)
（取决于有效载荷整流罩）
5 300 kN(44P)
约9m
最大直径
4 050kN（42L)
起飞质量
243t (40)
5 350 kN(44LP)
320t(42P)
5 400kN(44L)
推重比
355t (44P)
1.13 (40)
363t(42L)
1.27 (42P)
418.5t (44LP)
1.52 (44P)
470t(44L)
1.14 (42L)
运载能力（GTO)
1.9t (40)
1.30 (44LP)
2.6t (42P)
1.17 (44L)
3.0t (44P)
入轨精度（GTO）
3.2t (42L)
近地点偏差
±1km
远地点偏差
±54 km
3.7t (44LP)
4.2 t (44L)
倾角偏差
±0.03°
近地点幅角偏差
±0.16°
固体助推器（单台）
长度
12.2m
推进剂
固体（CTPB1613）
直径
1.071 m
海平面推力
649 kN
结构质量
海平面比冲
3.2t
2 363 m/s
推进剂质量
42s
9.5t
工作时间
点火时质量
12.6t
液体助推器（单台）
长度
19 m
发动机
1台维金6
直径
2.22m
推进剂
四氧化二氮／混肼（UH25）
结构质量
4.5 t
海平面推力
675kN

<!-- 第 1090 页 -->
阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1047·
真空比冲
2716 m/s
推进剂质量
39t
工作时间
142s
43.5t
起飞质量
一子级
4台维金5C
发动机
级长
25.2m
推进剂
四氧化二氮／混肼（UH25）
直径
3.8 m
2 700 kN
海平面推力
结构质量
17.5t
真空比冲
2716 m/s
推进剂质量
170~234t
206 s
工作时间
子级质量
188~251.5 t
二子级
1台维金4B
发动机
级长
11.5 m
推进剂
四氧化二氮／混肼（UH25）
2.6 m
直径
真空推力
786kN
3.6 t
结构质量
真空比冲
2 863.5 m/s
推进剂质量
34 t
工作时间
124 s
子级质量
37.6t
三子级
1台HM-7B
发动机
级长
9.9 m
液氧/液氮
推进剂
直径
2.6 m
真空推力
62.00 kN
结构质量
1.2 t
真空比冲
4354m/s
推进剂质量
10.7t
工作时间
735s
子级质量
11.9t
仪器舱
520kg
结构质量
长度
1m
直径
2.66~4.0 m
双星支架（SPELDA）
400~450 kg
结构质量
长度
3.635~4.635m
直径
4m
整流罩
725~782kg
长度
结构质量
8.6, 9.6, 11.1 m
容积
60,70,86m3
直径
4m

<!-- 第 1091 页 -->
欧洲
·1048·
总体布局
阿里安4共有6种一子级与助推器的组合形式，3种有效载荷整流罩，5种单星标准支架，2类3种双
星支架和1种多星辅助卫星结构及1种工艺试验平台（GTO轨道用）。根据需要，可将它们进行多种组合，
构成多种结构布局。6种一子级与助推器组合形式如上节所述，它们是40型、42P型、44P型、42L型、
44L型和44LP型（见下图）。
AAA
AR44L
AR42P
AR44P
AR42L
AR44LP
AR40
阿里安4的6种一子级与助推器的组合形式
3种有效载荷整流罩结构为：
1）01型短整流罩，高度为8.6 m，直径为4 m，容积为 60 m²，质量为 900kg;
2）02型特长整流罩，高度为9.6m，直径为4m，容积为70 m²，质量为1000kg;
3）03型特长整流罩，高度为11.1m，直径为4m，容积为86m²。
其中01和02型既可用于单星，又可用于双星，03型仅供单星和特殊任务需要使用。
5种标准卫星支架为937、937A、937B、1194和1666型。它们可与3种整流罩配合使用，发射PAM-D
类卫星、美国无线电公司的4000/5000类卫星、福特航天公司的福特卫星和休斯公司的HS393等各种卫
星。
2类（SPELDA和SYLDA）3种双星支架为：

<!-- 第 1092 页 -->
阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1049·
1）10型短SPELDA，高度为3.635m，直径为4m，容积为32m²；
2）20型SPELDA，高度为4.635m，直径为4m，容积为42m²;
3）001型SYLDA4400，高度为4.4m，直径为2.63m，容积为14m3。
其中短SPELDA既可以与短整流罩组合，也可以与长整流罩组合，其组合形式有：
2）12型—10型短SPELDA与02型长整流罩组合型。
而20型长SPELDA只能与01型短整流罩组合成21型。
SYLDA4400（001型）可以安装在短整流罩中，也可安装在长整流罩中。
整流罩与双星支架的组合如下图所示。
形式
021
12
21
11
长整流罩(02型)
长整流罩(02型)
短整流罩(01型)
短整流罩（01型)
49m3
49m3
59m3
$4m
25m
p4m
$4m
p3650
p3650
3650
1935
3650
$940
1935
1935
42m3
32m3
32m
14m3
93650
3650
p3650
92630
-2.8m
-2.8m
9940
3
1935
91935
1935
长SPELDA
短SPELDA
SYLDA4400
短SPELDA
(20型)
(001型)
(10型)
(10型)
整流罩与双星支架的组合
辅助有效载荷结构是一个厚度为44mm的铝蜂窝环形平板，其外径为2.9m，内径为2.1m，上面可以
安装几颗小型卫星；既可以与单星支架配合，又可与双星支架配合，用于多颗卫星的发射。
工艺试验平台是与单星或双星支架配合使用的，上面可安装多种测量仪器的平台，被送到地球同步转
移轨道上，成为自由飞行平台。阿里安4的6种结构形式和整流罩与卫星支架的组合形式见后表。

<!-- 第 1093 页 -->
·1050·
欧洲
阿里安4的可能组合形式
助推器
固体助推器P
0
2
4
0
2
0
项目
液体助推器L
2
0
0
0
2
4
短8600
44P01*
44LP01*
42P01*
42L01*
01
4001*
44L01*
单星
整流罩
长9600
02
44L02
44P02
44LP02
4002
42P02
42L02
发射
特长11120
42P03*
44P03*
4003*
42L03*
44LP03
03
44L03
4011*
42P11
44P11
422L11
8600
44LP11*
44L11*
11
双
双星支架
短型
44P12
42L12
4012*
42P12*
9600
44LP12
12
44L12
星
SPELDA
长型
21
42L21
42P21
44P21
8600
4021
44LP21
44L21
发
双星支架
42P011
44P011*
44L011
8600
011
射
4400
SYLDA
9600
44L021
42P021
44P021*
021
没有SYLDA=0
阿里安4
SYLDA
SYLDA4400=1
整流罩8.6m=1
助推器
整流罩整流罩9.6m=2
（0，2或4）
整流罩11.1m=3
没有SPELDA=0
{P=固体助推器
SPELDA短SPELDA=1
L=液体助推器
长SPELDA=2
注：*表示用得较少。
阿里安4的总体布局与阿里安3相比，除有上述一些构成特点外，其芯级本身也有许多改变，主要包
括：
1）加长一子级推进剂贮箱，将每个贮箱增长了3m，推进剂容量由阿里安3的140t增加到226t。
2）去掉原一子级推进舱中的环形水箱，改用容积较大（8200L）的整体圆柱形水箱。它置于燃料箱
之上并与之共底，圆柱段高度为730mm，给一子级和液体助推器燃气发生器供水。
3）重新布置了一子级推进舱内管路并加强了发动机架。
4）为了与安装的助推器相适应，将与发射台对接的夹紧装置下放1.2m，并用三脚架加强。
5）二子级贮箱壁增厚20%～25%，并改进了端框，增加了与级间段连接的螺栓数目。另外，对三子
级贮箱也作了加强处理。
6）二、三子级级间段改用碳纤维复合材料制造，比原铝制结构轻53kg，相当于增加了12.5kg的运
载能力（GTO)。
7）采用新研制的仪器舱。新仪器舱由内、外锥壳，环形平板和12块可拆卸壁板组成。内锥前端与有
效载荷对接；外锥前端与整流罩或双星支架对接；平板上安装制导、程序、遥测、跟踪等仪器设备；外围
可拆卸壁板提供仪器检查口。
阿里安4的组成如后图所示。

<!-- 第 1094 页 -->
阿里安系列（LESARLANEFAMILLE）
·1051·
箭体结构
阿里安4结构与阿里安3的主要差别除上节所述捆绑液体助推器、加长一子级贮箱和采用新水箱等外，
其主要差别还在于选材有所不同。为了减轻结构质量，阿里安4的结构增加了复合材料的应用。除了像一
子级水箱前底，二、三子级分离护板，液体助推器前锥壳和卫星整流罩等一些受力较轻的构件用复合材料
制造外，像二、三子级级间段、仪器舱和单星与双星支架之类的承力结构也用复合材料制造。
助推器结构
液体助推器是一个新研制的部件，其结构组成包括两个相同的不锈钢贮箱、铝质箱间段和前、后裙段
及玻璃纤维的锥形头壳。发动机架由圆柱壳和3根梁组成，一台维金6发动机呈9°倾角固定安装在该机架
上。机架的一根梁与芯级纵轴处于同一垂直面内，助推器与芯级机架连接的球形接头栓安装在该梁上，并
通过它将推力传给芯级。助推器与芯级之间的前连接点在助推器前裙和芯级的箱间段部位。它是由两点安
装系统连接的。液体助推器分离时用火工品装置切断前、后3个连接接头，然后由6枚分离火箭（其中4
枚安装在助推器箱间段两侧，2枚安装在助推器的前裙上）侧向推动、分离。
固体助推器为阿里安3助推器的加长型，长度为12.2m，AISI4130钢壳，内装9.5t推进剂，喷管偏
角为12°。火箭飞行到7.5km高空时由火工品切断前后连接接头，并借助两对弹簧的弹簧力（前对为66kN，
后对为59kN）分离，分离转速为6（°/s，速度为5m/s。
一子级结构
该级结构包括两个直径为3.8m、长度为3.7m的15CDV6号钢贮箱，两贮箱之间由一个长度为2.69m
的铝制箱间段和一个高度为730mm的钢质圆柱形水箱隔开。水箱位于混肼（UH25）箱上面并与之共底。
水箱前底用玻璃纤维增强塑料制造。前裙段长度为1.5m，位于四氧化二氮箱前面，安装有8枚反推火箭
并与级间段对接。发动机架呈圆柱状，长度为2.3m，它是一个上部与燃料箱连接，下部安装发动机的沉
箱型结构。阿里安42L型和44L型的一子级发动机4个半锥形整流罩外面各安装一个尾翼。
二子级结构
二子级结构除箱体结构和连接端框有所加强外，其他与阿里安3的基本相同。直径为2.6m、长度为
6.52m的圆柱形铝制贮箱中间由共底隔开，氧化剂输送管从燃料箱中通过。发动机架包括长度为188mm
的圆柱段和长度为1.35m的圆锥壳，锥壳下端是安装发动机摆动接头的法兰。后裙段呈锥形，长度
为1.57m，前后端分别与长度为3.31m的一、二子级级间段和二子级发动机架对接。后裙段为铝合金蒙
皮加筋结构，其内部吊挂着一个平均直径为2.24m、截面直径为340mm的环形水箱。后箱段外面安装了
4枚正推火箭。前裙段呈圆柱状，长度为1.245m，前后端分别与二、三子级级间段和氧化剂箱对接。
二、三子级级间段
该级间段直径为2.6m，长度为2.73m，结构质量为220kg，由8块壁板组合而成（其中3块各开
440mm×400mm的检查口），两端和中间用铝合金框加强，每块壁板半径为1.3m，宽度为1m，长度为
2.6m，外面有15条叶片状纵向加强肋，设计载荷为480N/mm。开口部位和安装连接框部位的设计载荷增
加30%。壁板是用宽度为150mm的T300/976系列的环氧树脂预浸的碳纤维织布带铺设而成的，织物平均
层厚0.16mm，纤维含量占65%。蒙皮铺层设计为土45/0/土45/0/±45，铺设厚度为2.24mm；加强肋铺
层设计为土45/0/士45/0/土45，肋条厚度为2.56mm。在壁板开口和安装连接件部位增加了加强层和加强
件。级间段下部用隔热板封闭，限制两个子级间的热交换。阿里安4的二、三子级复合材料级间段如后图

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·1052·
欧洲
所示。
2.6m
阿里安4的二、三子级级间段外形
三子级结构
该级结构与阿里安3基本相同，只是贮箱有所加强。箱体呈圆柱状，直径为2.6m，长度为7.575m，
中间由半球形共底隔开；共底为酚醛蜂窝夹层结构，中间抽真空，整个箱体由绝热层绝热。前裙段长度为
451mm，前端与仪器舱连接，后短裙长度为288mm，前端与发动机架对接。发动机架由长度为1.184m
的锥形壳和长度为499mm的圆柱壳组成。圆柱段安装了4枚正推加速火箭和分离火工品系统。
仪器舱结构
仪器舱用来安装和保护仪器，并作为整流罩或卫星支架与三子级之间的结构连接件，保持火箭的完整
性。仪器舱结构为碳纤维面板和铝蜂窝夹层构成的蜂窝结构，由4部分组成（见下图）。
整流罩（双星支架）连接面
有效载荷连接面
约4m
约中2.6m外锥壳
外罩
仪器安装平板
内锥壳
三子级连接面
阿里安4仪器舱结构
1）内锥壳。用于支撑有效载荷，提供直径1.92m的对接面，它由6块蜂窝夹层板组成。

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1053·
2）外锥壳。高度为1m，前端与直径为4m的整流罩或双星支架SPELDA的后端框对接，底端与直径
为2.6m的内锥壳和三子级前裙连接，也由6块蜂窝夹层板组成。
3）水平环形板。上面安装各种仪器设备（见下图），与三子级前裙连接，由12块蜂窝夹层板组成。
4）外罩。由12块可拆卸的碳纤维壁板构成，用于保护仪器舱内的仪器并通过它们较容易地接近仪器，
便于安装与调整。
15
7
14
2
?
③
?
?
13
5
2
6
11
7
8
9
10
仪器舱的仪器布置
1—安全装置：2—激光陀螺装置：3—指令装置；4脱落插头座；5—启动盒；6电源系统；7—电池组；8—电池：
9—脉码调制发射机：10—频率调制发射机；11—惯性平台装置；12—电子组件：13—箭上计算机；14—接口装置；
15一遥测数据采集装置；16遥测中心装置；17—仪器舱外罩
仪器舱内、外锥壳壁板蒙皮（面板）是用碳/环氧复合材料制成的，其铺层设计为（0，土45，0)，其
称的。外罩壁板蒙皮的铺层设计为（0，95）和（土45）的碳纤维层。仪器安装板的面板仍由铝合金制造。
仪器舱高度为1m，结构质量（不包括仪器）为400kg。
双星发射外支架（SPELDA）结构
双星支架用来支撑上面的卫星，保护下面的卫星，支撑整流罩和安装电信号控制仪器。支架由上、下
两部分组成。两部分都是碳纤维面板和铝蜂窝夹芯构成的蜂窝结构件。下面部分是一个直径为4m，高度
为2m的圆柱壳，用180个螺栓安装在仪器舱上面。上面部分由两部分组成：一部分是一个直径为4m、
高度为1.8m或2.8m的圆柱壳；另一部分是在圆柱壳上面的高度为1m的截锥壳。该截锥壳上端面是与有
效载荷对接的直径为1.92m的对接面。上、下两部分之间由铝制环段连接，铝环段中间安装线型火工品。
此外，在下面部分还安装6个分离弹簧；两部分分离时，爆炸索沿周向切断铝环段，在弹簧力的作用下将
上面部分弹射掉，露出里面的卫星。该支架的两个圆柱壳和一个截锥壳均由3块蜂窝壁板拼接而成。前截
锥壳和下圆柱壳壁板蒙皮是用69号环氧树脂预浸的HMS碳纤维织布带分5层铺设的。铺层设计为（0，
±60，90，一60，0)；上面部分的圆柱壳蒙皮铺层设计分7层（0，土60，90，土60，0)。全部壁板蒙皮
外表面均用玻璃布作衬里的铝箔覆盖，以防止静电和吸入潮气。蒙皮铺层固化后与铝蜂窝夹芯黏结在一起，

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·1054·
欧洲
各壁板之间用复合材料对接带黏结在一起。
SPELDA双星支架的质量，短型为400kg，长型为450kg。阿里安4双星支架结构如下图所示。
大型舱门
蜂窝板窝芯接缝搭接板
射频窗口和
整流罩/双
截面A-A
星支架通气
壁板接合部（3处)/截锥壳蒙皮
孔(2个隔开）
(0/60/90/
-60/0)
舱门
火工品硬件
舱口
舱口框的
上搭接板
口典型截面
上面部
中型舱门
BMS解保盒
蒙皮接合
凡部（3处)
电缆管
舱门
舱口
小型舱门
线型装药爆炸索连接接头
管
30mm夹层板
装配接头
舱口
舱门
下面部分圆柱壳蒙
碳纤维蒙皮
皮（0/60/90/-60/0）
粘接接缝
搭接板
通气孔
铝合金框
铆钉
典型端框与壁板的接头
阿里安4双星支架（SPELDA）
整流革结构
整流罩用来保护有效载荷，它包括圆柱壳、圆锥壳和鼻锥帽3部分并沿纵向分两半组装与分离。鼻锥
帽为加强的铝合金结构，前锥壳和圆柱壳为铝蜂窝夹芯和碳纤维蒙皮构成的蜂窝结构。圆柱段由4块壁板
组成（长整流罩由8块壁板组成）；圆锥壳也由4块壁板组成，壁板的最大尺寸为3m×5m。蜂窝结构蒙
皮是用环氧树脂预浸的T300碳/玻璃纤维和织布带铺设成的，其铺层设计为（90，0，土45，0，90)，其中
（90，0）、（土45）为碳纤维，（0）为碳织布带，（90）为玻璃织布带。圆柱壳和圆锥壳分别铺1层或2层
玻璃纤维层，蜂窝壁板连同热防护层（圆锥壳用）一步制成。
整流罩外径为4m，其长、短型的长度和质量分别为9.6m、8.6m和1000kg、900kg。
整流罩2个半壳纵向用铆钉连接，下端框与仪器舱或双星支架前端框对接，并由2个爆炸螺栓连接的
两段包带箍紧。整流罩在二级飞行期间气动热流降到1135W/m²时分离、被抛掉。分离时，首先引爆连接
包带的2个爆炸螺栓，松开包带，使整流罩与仪器舱或双星支架分开；接着引燃无污染的爆炸索将纵向连
接铆钉切断，使2个半壳彼此平行分离。火箭竖立在发射台上时，整流罩和双星支架内的有效载荷要用过
滤的冷气空调，冷气流量为（1500±500)m2/h。
阿里安4整流罩结构见后图。

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1055·
8.6/9.6/11.12m
4m
双星支架与仪器舱连接面
纵向分离系统
(水平分离系统未示出)
阿里安4整流罩结构（长9.6m）
推进系统
阿里安4液体助推器和一、二、三子级分别采用1台维金6发动机、4台维金5C发动机、1台维金
4B和1台HM-7B发动机。它们的主要性能参数见下表。维金发动机工作原理相同，有单独的推进剂和水
的输送系统，发动机自燃点火。在工作时，由燃气发生器水调节器对燃烧室压力与氮气瓶提供的基准压力
作比较，调节喷水阀门开度，控制燃气发生器的喷水量，使燃气发生器处于额定工况下，保持涡轮泵所需
能量不变；由泵平衡调节器比较燃料的喷注压力与氧化剂泵后压力来保持燃烧室内推进剂两组元混合比稳
定，保证发动机处于额定工况下工作。燃气发生器燃烧主推进剂（其混合比接近化学计算值），产生的燃
气经喷水降温，其大部分用于驱动涡轮泵，少部分给一子级贮箱增压和用于驱动伺服系统的伺服马达；二
子级贮箱不用燃气增压而用氨气增压，但滚动控制系统的固定切向喷管用此种燃气作工质。
阿里安4发动机性能参数
一子级
发动机
三子级
二子级
液体助推器
维金4B
维金5C
维金6
性能参数
HM-7B
总体
真空推力/kN
786
62.00
750
750
675
海平面推力/kN
675
一
一

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·1056·
欧洲
续表
一子级
二子级
发动机
三子级
液体助推器
维金5C
性能参数
维金6
维金4B
HM-7B
真空比冲/（m·s")
2716
2716
2 863.5
4 354
5.85
5.85
5.85
3.7
燃烧室压力/MPa
30.8
面积比
10.5
10.5
83.1
206
142
735
124
工作时间/s
3000
3000
3000
二
燃烧室燃气温度/℃
推进剂流量
总流量/（kg·s)
276.4
276.4
278.1
14.38
275.2
275.2
278.0
13.98
燃烧室的流量/（kg·s）
混合比
1.70
1.71
1.70
4.76
推进剂和水输送压力
6.5
水/MPa
6.5
6.5
6.7
混肼（UH25）/MPa
6.7
6.7
6.9
6.9
6.9
四氧化二氮/MPa
涡轮泵
59300（液氢泵）
10000
10000
10000
转速/（r·min")
12650（液氧泵）
380
涡轮功率/kW
2500
2500
2500
燃气发生器
一
气体流量/（kg·s")
7
7
7
3.5
3.5
2.4
气体压力/MPa
3.5
650
650
650
880K
气体温度/℃
推进剂贮箱增压压力
500
500
290
混肼箱/kPa
500
500
四氧化二氮箱/kPa
500
500
210
尺寸
高度/m
2.87
2.87
3.51
2.01
0.99
0.99
0.992
喷管出口直径/m
1.7
质量
总质量/kg
826
826
886
155
涡轮泵质量/kg
一
325
331
326
燃气发生器质量/kg
28
28
28
HM-7B发动机的涡轮泵有两根轴，一根是涡轮与液氢泵的轴（转速60000r/min）；另一根是液氧泵
轴（转速13000r/min）。涡轮靠固体火药启动器启动并带动泵给燃气发生器和发动机供应推进剂。由于液
氢液氧推进剂是非自燃的，发动机燃烧室和燃气发生器均用火药点火器点火。发动机工作由文氏管和液氧
管路的压调器调节进入燃气发生器的推进剂秒流量以限制发动机的推力和混合比的变化小于1.5%。燃烧室

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1057·
及喷管的上段用再生冷却，喷管的下段用6%的液氢作排放冷却。
液氧箱用储存在气瓶中的温度为100K、压力为20MPa的氨气经减压后增压；液氢箱用从喷管再生冷
却段出口引出的气氢增压，而在一、二级飞行期间用氨气增压。
阿里安4基本上沿用了阿里安3的推进系统，但两者也有许多差别，下面重点介绍其改进情况。
助推器推进系统
液体助推器是新研制的，但所用的维金6发动机与一子级的维金5C基本相同；而且除了推进剂外，
所用的气动、液压和燃气发生器的用水全部通过脐带连接器由一子级供给，其系统布局如下图所示。发动
机固定安装，喷管轴与芯级纵轴之夹角为9°。每台发动机海平面推力为675kN，工作时间为142s，在火
箭启动前3.4s与一子级发动机一起点火。
子级
增压系统
与芯级相通的
460
460
脐带连接器
NO和UH25
增压
贮箱加注脐带管
阀门
增压
反推火箭
增压系统
脐带管
加注
690
069
脐带
3
N2O4
输送管
N2O阀门
燃气
涡轮泵：
地面供给台
UH25
发生器
阀门
（a）俯视图
混肼（UH25）贮箱
（b）正视图
882(P2)
910(P1)
UH25阀门
N2O4加
注阀门
加注阀门
699
N2O+加注阀门
NOPOGO
UH25POGO
抑制器
抑制器
（c）侧视图
液体助推器推进舱三向视图
固体助推器发动机地面平均推力为649kN，工作时间为42s。它是在一子级发动机点火后3.4s成对

<!-- 第 1101 页 -->
·1058·
欧洲
点火工作的。
一子级推进系统
一子级推进系统除前述加长贮箱采用新水箱和改变推进舱管路布局外，发动机的最大摆角由4.8°减到
3.8°，燃烧室喉衬改用碳基复合材料而不再用石墨制造。此外，在系统方面由于采用液体助推器也作了相
应改变，主要包括：1）改变了气动指令系统，增加了给液体助推器推进系统阀门、增压系统和调节系统
发出的气动指令：2）采用新的抑制POGO指令系统，能给一子级四氧化二氮POGO抑制器和给液体助推
器四氧化二氮与混肼（UH25）POGO抑制器发出6个气动指令；3）在发动机架上增加一个专门为液体助
推器供电、供气和输送液压油的脐带连接器。
一子级4台维金5C发动机海平面总推力为2700kN（真空总推力约为3000kN），它与4枚总推
力为2700kN的液体助推器发动机一起工作，可以给阿里安4火箭提供3040m/s的速度增量。
二子级推进系统
二子级推进系统基本上与阿里安3的相同。维金4B发动机真空推力为786kN，真空比冲为2863.5m/s，
工作124s，可给阿里安4火箭提供2560m/s的速度增量。当达到该速度增量时由制导系统通过计算机发
出关机指令。
三子级推进系统
三子级推进系统基本上与阿里安3的相同，HM-7B发动机在二、三子级分离后3s按照箭上计算机指
令启动，10s达到额定推力62.00kN，工作约735s，将火箭推进到转移轨道。这时制导系统发出关机指令，
先关闭燃气发生器的氧路阀门使其停止工作，随之发动机关机。
此后，由以气氢作工质的姿态控制系统进行三轴控制。该系统可提供13500N·s的总冲量，除进行
姿态控制外，根据需要还能使火箭和有效载荷旋转机动。
控制系统
制导系统根据惯性平台输出的敏感数据计算出火箭的姿态指令，使火箭以最优的飞行参数将有效载荷
送入选定的轨道。制导工作靠箭上程序计算机实行导航计算和执行制导规律来完成。制导从二子级发动机
点火开始直到三子级发动机关机指令发出结束。一子级按预定程序姿态规律飞行，不进行制导。
阿里安4制导系统比阿里安3多1套备用激光陀螺组件，它在机械的主惯性平台出现故障时，由箭上
计算机转接接替其工作。
控制功能靠惯性平台、指令发生装置（箭上数字计算机计算姿态偏差并发出控制指令）、执行机构（放大器
与作动器）实现。阿里安4控制系统是一种新的数字式系统，而不再用阿里安3的模拟式系统，其控制力由摆动
发动机和二、三子级的滚动控制系统提供。
程序系统发出完成飞行程序所需的指令。程序系统受箭上数字计算机指令控制，计算机根据预定飞行
程序发出各种指令。指令通过计算机中间装置送出，由程序装置处理后传出与执行装置相适应的信号。指
令通过两条完全重复的线路系统由中间装置传给执行机构。程序系统的指令信号用于改变脉码调制（PCM）
遥测格式：指令推进系统和POGO抑制装置工作：启动正推和反推火箭；令三子级发动机点火器点火、级
间分离、抛整流罩和卫星分离等。
指令程序在发动机关机期间暂停，在每级发动机关机并推力消失后重新开始。
阿里安4制导系统组成关系见下页上图，控制系统逻辑工作关系见下页下图。

<!-- 第 1102 页 -->
阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1059·
计算机
惯性平台
0.y
仪
中间装置
器
1,72,y3
操纵指令
舱
三子级放大器
指令装置
三
作动器姿态、滚动
推进关机信号
子级
滚动控制控制系统
姿态控制
二子级放大器
二子级
作动器
滚动控制
子级放大器
子级
作动器
阿里安4制导框图
箭载计算机
Y
中间装置
A
指令装置
仪器舱
仪器舱、双星支架、有效
载荷整流罩分离的全部电
的和火工品的指令
全部电的和
三子级
火工品的指令
全部电的和
二子级
火工品的指令
全部电的和
火工品的指令
一子级
液体助推器
固体助推器
给火工品的指令
阿里安4控制逻辑（程序系统）

<!-- 第 1103 页 -->
·1060·
欧洲
遥测系统
遥测系统为S频段（频率为2100MHz）系统。在阿里安4飞行期间，它将约600个箭上测量数据传
给地面，供地面了解和评价火箭系统工作情况和性能。这种脉码调制遥测系统是由一个240kbit/s的中心
装置通过数据母线与分布在各分系统中的各种数据采集装置相连通形成的。
跟踪自毁系统
阿里安4的跟踪自毁系统基本上与阿里安3的相同。该系统是完全重复的，由两套雷达应答机和两套
遥控指令接收机组成。火箭飞行出现过早分离故障，由箭上发出自毁信号；火箭飞行偏离预定安全轨道，
由地面根据跟踪系统获得的实时数据进行判断，发出自毁指令。安装在仪器舱中的安全装置解译遥控指令
并发出自毁信号直接给三子级的自毁爆炸器，令其爆炸；而设置于一、二子级中的安全-遥控自毁逻辑电路
接收到自毁指令后，引爆一、二子级的自毁爆炸器。阿里安4有4套爆炸器，除每级各设1套外，液体助
推器也设1套（与一子级相同）。
典型飞行程序与轨道
阿里安4火箭可以用来向近地轨道、太阳同步轨道和地球同步转移轨道发射各种有效载荷。阿里安
44LP向地球同步转移轨道发射有效载荷的典型飞行程序如下图和后表所示。
三子级发动机点火
整流罩分
三级分离
子级发动机点火
二级分离
液体推进剂助推器分离
固体推进剂助推器分离
起飞
阿里安44LP典型飞行程序

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阿里安系列（LESARIANEFAMILLE）
·1061·
有效载荷典型飞行时序
时间/s
事件
时间/s
事件
一子级发动机和液体助推器发动机点火
一子级发动机关机
T-3.5
T+189.5
2台固体助推器发动机点火
一子级分离，二子级发动机点火
T+194.5
T—0.5
T+328
二子级发动机关机
T+0
松开发射台牵制装置，火箭起飞
T+28
二子级分离
T+332.5
固体助推器燃尽熄火
固体助推器分离
三子级发动机点火
T+31
T+334.5
液体助推器发动机关机
T+35
T+1 059.5
指令终止三子级发动机推力，开始有效
T+140
在飞行高度约为45m，Ma=5.5时，液体助
载荷定向姿态控制
推器分离
三子级将有效载荷送入目标轨道后，在与有效载荷分离前，由三轴姿态控制系统为有效载荷定向并旋
转（必要时），然后与有效载荷分离并按照程序机动飞行，以免碰撞有效载荷。三子级借助双星支架释放
有效载荷的程序如下图所示。
消旋
变向(最大30°)
起旋
第1颗卫星分离
第1颗卫星定向
双星支架SPELDA
第2颗卫星定向
起旋
第2颗卫星分离
躲避机动
上面部分分离
典型的有效载荷与双星支架分离程序
注：三轴稳定的形式可以有第3和第9阶段

<!-- 第 1105 页 -->
·1062·
欧洲
阿里安44LP由库鲁发射场向地球同步轨道发射有效载荷的飞行轨道及其主要轨道参数随飞行时间变
化情况如下图所示。其标准地球同步转移轨道为：近地点Zp=200km；远地点Z。=35786m；倾角i=7°；
近地点幅角∞=178°。标准的有效载荷入轨精度为：近地点Z,≤1km；远地点Z≤54km；倾角i≤0.03°。
三子级发动机关机
二子级分离
4000km
3000km
5000km开始卫星入轨阶段
2000km
三子级发动机点火
6000km卫星人轨阶段
1000km
最大持续时间：400g
7000km
Okm
250km
200km
抛整流罩
150km
子级再人
一子级分离
100km
整流罩再入
二子级发动机点火
50km
子级再人
液体助推器再人
Okm
液体助推器熄火
-50°-40°-30°-20°
10°
1-10°0°
20°
非洲
10NF
阿卡科罗
固体助推器熄火
库鲁
赤道
预衬
南美洲
·阿森松岛
纳塔尔
阿里安44LP典型飞行轨道
Z(m)高度
104
Vn(m/s)相对速度
10
X(m)地面距离
r（m/s2)静加速度
0（°)火箭轴线与当地垂线之夹角
3012606090
10505065
25
8404040
20
6303015
15
420|20-10
10
10020030040050060070080090010001100
0
飞行时间/s
阿里安44LP主要轨道参数随时间变化

<!-- 第 1106 页 -->
阿里安系列（LESARLANEFAMILLE）
·1063·
发展与改进
阿里安4研制成功后，阿里安空间公司于1990年初对其进行了一些改进，改进项目包括：
1）三子级贮箱加长32cm，多装填242kg液氧和98kg液氢，使推力为62kN的HM-7B发动机能多
工作28s。三子级贮箱制造采用纵向加强件和航空型壁板铣切技术，三子级的结构质量将减轻30kg。改进
后的三子级称为H10十。采用H10十三子级的阿里安4可使其地球同步转移轨道的运载能力增加110kg。
2）二子级的增压气瓶改用轻质钛合金和凯芙拉纤维材料制造，减轻了质量，可使运载能力增加20kg。
通过上述改进，阿里安4的地球同步转移轨道的运载能力明显提高（阿里安40，42P，44P，42L，44LP
和44L分别已达到2070kg，2920kg，3380kg，3450kg，4190kg和4700kg）。
为了进一步提高运载能力，欧空局和法国空间研究中心于1993年再次对H10十三子级进行了改进，
即：缩小无用空间、改进结构、优化贮箱箱底位置、使推进剂的加注量增加约700kg；在所要求的限定余
量范围内，增大推力和混合比及延长工作时间；改进液氢在终止飞行时的耗尽状况；采用更有效的热交换
器，更好地利用氨气增压系统，使发动机工作时间再延长30S。改进后的三子级称为H10-3。采用这种三
子级的阿里安4于1994年12月首次发射，但未获成功，而在1995年5月17日以后发射的所有阿里安4
都采用了H10-3三子级，均获成功。
（裴鸣远）

<!-- 第 1107 页 -->
欧洲
·1064·
阿里安5系列（FAMILLEDEARIANE5）
阿里安5火箭发射
阿里安5（Ariane5）运载火箭是欧空局在1987年11月部长级会议上正式批准研制的大型运载火箭。
研制工作于1988年启动，由欧空局总负责，法国航天中心负责整个项目的管理。
阿里安5火箭是根据商业发射市场和近地轨道开发利用的需要研制的，原计划用于向地球同步转移轨
道和太阳同步轨道发射各类卫星、向近地轨道发射哥伦布无人照料自由飞行平台，并为支援国际空间站哥
伦布舱及自由飞行平台的正常运行定期发射载人的使神号航天飞机。
根据任务要求，阿里安5的运载能力、可靠性、成本与适用性的设计指标为：
1）将质量6.9t的有效载荷送入倾角5°～12°的地球同步转移轨道，这相当于火箭具有发射6t双星或
5.5t三星的运载能力。

<!-- 第 1108 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1065·
2）将质量18t的空间站舱段或哥伦布自由飞行平台送入倾角28.5°、500km×500km的近地圆轨道和
将12t的哥伦布极轨平台送入高度800km和倾角98.6°的太阳同步轨道。
3）将质量22t的使神号和资源舱送入倾角28.5°、90km×450km的转移轨道。
4）在执行非载人任务时，全箭可靠性设计指标为0.985；原计划发射使神号时，下面级可靠性指标定
为0.99。为了确保航天员的安全，阿里安5和使神号航天飞机的固有不安全指标为103。
5）按照每年发射8次（其中4次向地球同步转移轨道发射）计算，阿里安5向地球同步转移轨道发
射的费用至少要比阿里安44L火箭低10%，而每千克有效载荷的运载费用比阿里安44L减少约45%。
6）配备了多种有效载荷支架和整流罩，供发射各种大、中、小型有效载荷选用，增强火箭的适用能
力。
在该设计指标的指导下，阿里安5火箭采用了与阿里安以往型号不同的设计方案：一子级采用高性能
低温推进系统，二子级采用可储存双组元推进系统，一子级周围捆绑了2枚大型固体助推器的设计使火箭
结构更为简化，有利于提高火箭的可靠性。欧空局首先成功研制了阿里安5火箭的基本型，经过对阿里安
5火箭的不断改进，形成了阿里安5系列运载火箭。
阿里安5系列火箭包括阿里安5基本型（阿里安5G）和改进型，其中改进型又包括阿里安5G+、阿
里安5GS、阿里安5ECA、阿里安5ES和阿里安5ECB（暂停研制）5种型号。阿里安5系列运载火箭均采
用二级结构，并捆绑2枚固体助推器，主要用于向地球同步转移轨道、太阳同步轨道、中低轨道以及飞离
地球轨道发射各类卫星和航天器，可执行一箭单星和一箭多星发射任务，地球同步转移轨道运载能力目前
可达6.9～10.5t（单星发射），发射价格为1.25亿～1.55亿美元（2004年币值）。截至2007年6月30日，
阿里安5系列运载火箭共进行了31次发射，成功27次，部分成功2次，失败2次。阿里安5系列运载火
箭的总体参数见下表，系列图谱见后图。
阿里安5系列运载火箭总体参数
型号名称·阿里安5基本型
阿里安5改进型
阿里5ECB
参数
阿里安5GS
阿里安5ES
阿里安5ECA
(5G)
阿里安5G+
2
2
2
2
2
2
级数
（带助推器）
（带助推器）
（带助推器）
（带助推器）
（带助推器）
（带助推器）
全长/m
47.5
47.5
53.78
55.90
46.4
52
13.2
最大直径/m
13.2
13.2
13.2
13.2
13.2
起飞质量/t
767
780
790
746
746
753
13000
13 000
13 000
起飞推力/kN
11 400
11 400
11 400
2XEAP240
固体助推器
2XEAP238
2XEAP240
2XEAP238
2XEAP240
2XEAP240
H173(火神2)
H173(火神2)
H173(火神2)
一子级（主发动机）
H158(火神)
H158(火神)
H158(火神)
二子级
EPS
EPSV
EPSV
EPSV
ESC-A
ESC-B
12（单星）
6.9（单星）
6.9（单星）
6.5（单星）
10.5（单星）
GTO运载能力/t
6（双星）
9.5（双星）
5.9（双星）
21
LEO运载能为/t
16
2004年
2008年
2002年
1996年
2005年
计划暂停
首飞时间

<!-- 第 1109 页 -->
欧洲
·1066·
阿里安5G+
阿里安5G
阿里安5ES
阿里安5GS
阿里安5ECA
阿里安5ECB
阿里安5系列运载火箭
（曲晶，裴鸣远）
阿里安5基本型（ARIANE5G）
阿里安5基本型（Ariane5Generic，即阿里安5G）是阿里安5系列火箭中最早投入使用的运载火箭，
是世界上第1种采用“大直径、少级数”设计方案设计的大推力运载火箭，最初计划用于发射地球同步转
移轨道卫星以及使神号航天飞机。使神号小型航天飞机计划最终由于经费问题而停止，但这并未影响阿里
安5G火箭的研制进程。
阿里安5G于1996年6月4日进行了首次鉴定发射，但遭遇失败；1997年10月30日，进行了第2
次鉴定发射，取得了部分成功，将有效载荷送入比预定轨道偏低的轨道；1998年10月21日，阿里安5G
火箭进行第3次鉴定飞行终于获得成功，成为当时世界上运载能力最大的商用运载火箭，地球同步转移轨
道单星运载能力可达6.9t。截至2003年阿里安5G进行最后一次发射，总计发射了22次，其中20次成功、
1次部分成功，1次失败，成功率为90.9%。
主要技术性能
级数
2（带助推器）
推重比
1.5
全长
46.4 m
运载能力
最大直径
13.2 m
近地轨道（500km，28.5°）
16t
起飞质量
太阳同步轨道（800km，98.6°）
746t
9.5t
起飞推力
地球同步转移轨道（580km/35786km，7°）
6.9t
11 400 kN

<!-- 第 1110 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1067·
助推器（EAP238）
全长
推进剂
端羟基聚丁二烯+
31.6 m
直径
3.05 m
68%过氯酸铵+18%铝粉
起飞质量
海平面推力
2X277.3t
2X4462 kN
海平面比冲
2439 m/s
推进剂质量
2X237.5t
发动机
工作时间
2XMPS 238
129 s
一子级（H158)
级长
30.5 m
推进剂
液氧/液氢
直径
海平面推力
5.46 m
897 kN
总质量
170.3t
真空推力
1 145 kN
158.1 t
推进剂质量
海平面比冲
3 329 m/s
工作时间
589s
真空比冲
4229 m/s
发动机
1台火神发动机
二子级（EPS）
级长
3.36 m
四氧化二氮／一甲基肼
推进剂
直径
3.96 m
真空推力
29.4 kN
子级质量
10.9 t
真空比冲
3151 m/s
工作时间
推进剂质量
1040 s
9.7t
发动机
1台艾斯特斯发动机
仪器舱
长度
总质量
1 500 kg
1.56 m
直径
5.46 m
双星发射结构
外支撑结构（SPELTRA）
内支撑结构（SYLDA)
4160型
5660型
5型
总长
5.5 m
4.9~6.4 m
7m
4.16 m
圆柱高度
5.66 m
715 kg
质量
830kg
407~512kg
直径
5.46 m
4.5 m
5.46m

<!-- 第 1111 页 -->
欧洲
·1068·
整流罩
中型
短型
长型
长度
12.7m
17m
13.7 m
质量
1 970 kg
2 060 kg
2675kg
直径
5.46 m
5.46 m
5.46 m
总体布局
阿里安5G采用捆绑2枚大型固体助推器的两级串联式布局（见下图），由上、下两部分组成。下部包
括使用液氧、液氢推进剂的低温芯级（一子级）和2枚捆绑的固体助推器。一子级采用1台真空推力
1145kN的火神发动机，贮箱中加注158.1t推进剂。固体助推器每枚装有237.5t固体推进剂，推力
整流罩
外支撑结构
(SPELTRA)
二子级（EPS）
仪器舱
一子级（H158）
助推器
（EAP238)
火神发动机
阿里安5G总体布局

<!-- 第 1112 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1069·
4462kN，工作时间129s。固体助推器在一子级发动机启动后3s点火，为火箭起飞提供所需的90%的推
力，在火箭达到约55km高空时工作结束，与一子级分离并回收。上部由二子级、仪器舱、有效载荷支架
时间1040s。仪器舱位于二子级周围与上面，除安装制导、控制和遥测系统的主要设备外，还装有姿态控
制系统（用于二子级发动机工作阶段的滚动控制、发动机关机后的姿态控制以及该级工作结束后的离轨机
动)。仪器舱上面是由有效载荷支架和整流罩构成的头部。对于单星发射，头部为有效载荷支架和整流罩；
对于双星发射，这部分包括一个双星发射结构（SPELTRA和SYLDA）、整流罩和有效载荷支架。根据任
务的不同，选择不同的组合形式。
箭体结构
阿里安5G火箭由固体助推器、一子级、二子级、仪器舱、双星发射结构（可选）、高度延伸段（可选）、
有效载荷支架、次要有效载荷结构（可选）和整流罩组成。
前裙
固体助推器结构
前连接机构
固体助推器（见右图）由壳体、后裙、斜锥
罩、前裙以及前后连接机构组成。
回收系统
壳体由圆筒形壳段和前、后封头组成，采用
一反推火箭
12cm厚的高强度钢D6AC制造。圆筒段由7段
点火器
强力旋压的圆筒壳组成，各段之间采用叉形接头
药柱星形内壁
壳体连接接头
和2道0形密封圈密封连接；前后封头采用单
块钢板制造，并用于与前、后裙相连接。后封头
药柱平滑内壁
还用于安装发动机喷管，该喷管带有柔性接头，
喷管可偏转7°。
圆柱体壳段
后裙是1个加强的截锥形结构，内部装有喷
3.05m
管作动器和后部反推火箭。当火箭竖立在发射台
壳体接头
上时，后裙用于支撑整个火箭。
前裙和斜锥罩位于助推器上部。前裙上装有
防热层
助推器前连接和释放机构。斜锥罩内装有助推器
后连接机构
回收设备。
高压气瓶
前、后连接机构主要用于助推器和一子级的
连接与分离，分别位于前、后裙上。前连接机构
后裙
反推火箭
由球形接头和爆炸螺栓组成，用于向一子级传递
柔性接头
侧向、纵向载荷：后连接机构由3根支杆组成，
喷管作动器
只用于承受侧向载荷，并保持火箭下部的结构稳
喷管
定性。支杆上均装有火工品切断装置。
固体助推器结构
一子级结构
一子级由液氧箱、液氢箱、锥形发动机机架和前、后裙组成（见后图）。

<!-- 第 1113 页 -->
欧洲
·1070·
前连接机构
前裙
液氧箱-
液氢箱
液氢箱增压管
液氧输送管
液氧箱增压管
反推火箭
助推器后
连接机构
锥形发动机架
后裙
火神发动机
一子级外观及其结构
一子级贮箱呈圆柱形，采用整体结构，液氧箱在上，液氢箱在下，中间用共底隔开，结构质量5.6t。
液氧箱容积120㎡²，液氢箱容积390m²。贮箱的前、后底和中间共底均为瓜瓣式结构，呈球缺形。共底凹
面朝上，在液氧箱中留有用于减轻瞬变压力影响的余隙空间。贮箱用含铜（6%）的2219铝合金制造。圆
筒段由7段组成，其中6段属于液氢箱，1段属于液氧箱。每个圆筒段均用3块整体壁板焊接而成。壁板
先经机械铣切成网格壁板，然后成形，最后在焊接机上用钨极情性气体保护焊焊接成圆筒段，并用隔框和
桁条加强。箱底是用瓜瓣形铝板经钢球击打成形后拼焊而成。在拼装好的箱底上焊接机械加工成形的法兰
和Y形环，用于与相邻结构件连接。贮箱采取冷和热2种绝热措施（绝热层厚度为21mm），来阻止低温
推进剂蒸发和气动加热的影响以及保护圆筒段不被固体助推器的热排气烧坏。液氧输送管路部分浸在液氧
箱中，并从圆筒段的中间引出，沿贮箱外侧通往发动机。液氢输送管则直接通往发动机。2个贮箱的增压
管也沿外侧铺设。
·后裙是一个圆柱形加强壳，外面由纵向桁条加强并带有一个盒形剖面的隔框，用于安装发动机架和助
推器的连接支杆，前面与贮箱对接。
发动机架（见下页上图）由2段锥壳组成，之间采用螺栓连接，用于发动机推力的传递和承载，为2
枚捆绑助推器和火神发动机上安装的辅助控制和摆动系统提供接口，并为2个液压作动器提供支撑。
前裙是一个加强的圆柱壳，在安装助推器连接接头的部位用隔框等加强件加强，以达到所需刚度。前
裙提供火箭上、下两大部分的机械接口，并传递2枚固体助推器和一子级发动机的推力。
二子级结构
二子级结构构型（见下页下图）是依照使火箭结构最短的要求而设计的，包括1个球壳和1个截锥形
壳，表面有多层绝热层保护。球壳采用铝蜂窝夹层结构，用于安装4个推进剂贮箱、1台双向摆动发动机、
作动器、增压氨气瓶和其他电子组件。截锥壳采用碳纤维蜂窝夹层结构，用于传递发动机推力，其底部与

<!-- 第 1114 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1071
仪器舱内锥壳（直径3.936m）的前端对接，前端（直径2.624m）与有效载荷支架对接。增压控制设备安
装在高压和低压板上，两板都固定在截锥壳下面。
发动机机架
截锥壳
仪器舱接口
有效载荷支架接口
氨气瓶
四氧化二氮贮箱
艾斯特斯发动机一甲基肼贮箱
二子级结构构型
4个推进剂贮箱直径相同，均采用铝合金2219制成。燃料箱呈球形，由2个半球壳和周向凸缘构成；
氧化剂箱容量较大，在2个半球底之间加了1段圆柱壳。这4个贮箱分两对对称安装，以免二子级在推进

<!-- 第 1115 页 -->
欧洲
·1072·
剂输送时发生质心侧移。采用这种多个小型贮箱的结构安排既满足了仪器设备舱连接件与有效载荷连接件
接口尺寸的要求，同时又使二子级总高度不超过3.4m。这种多贮箱设计与单个贮箱结构方案相比较，具
有操作简便、续生成本低、可靠性和安全性高以及适应性强等优点。推进剂和氨气管路多为焊接连接件，
可以满足40天发射期的要求。
此外，带有2个作动器的二子级发动机安装在中央位置。2个增压氮气瓶对称安装。
仪器舱结构
仪器舱由外圆柱壳、内截锥壳和水平的仪器安装板组成，直径5.4m，高1.56m，质量1500kg。圆柱
壳下端与一子级的前裙对接；上端与整流罩或双星发射结构对接。圆柱壳采用加强的铝合金结构，旁侧上
开有多个仪器检查口。
截锥壳底部与圆柱壳连接，顶端直径3.936m，是二子级的安装直径，也是有效载荷的第一安装直径。
内截锥壳为碳纤维增强复合材料夹层结构，支撑着二子级。在内截锥壳和外圆柱壳连接的隔框处，安装火
工品，用于火箭一、二级的分离。
仪器设备安装平板为蜂窝夹层结构，由内截锥壳支撑，上面安装火箭的电子设备。火箭制导控制大部
分设备都安装在仪器舱内部，姿态控制喷管和遥测天线设于舱外。
双星发射结构
双星发射结构包括有效载荷外支撑结构（SPELTRA）和内支撑结构（SYLDA）（见下图）。
有效载荷外支撑结构（SPELTRA）和内支撑结构（SYLDA）
SPELTRA是用于双星或三星发射的外支撑结构，由1个圆筒壳和1个截锥壳组成。圆筒壳前、后分
别与整流罩或另一个外支撑结构和仪器舱对接。截锥壳安装在圆筒壳上面，其前端是1个与卫星端框（直
径2.624m）相对接的铝制端框。SPELTRA用碳纤维/环氧复合材料面板和铝蜂窝夹芯制成，在其下端框处
装有火工品分离系统。根据圆筒段高度不同，有2种型号的SPELTRA可供选用，分别为SPELTRA4160

<!-- 第 1116 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1073·
（5.5m）和SPELTRA5660（7m）。
SYLDA是双星发射的内支撑结构，位于整流罩内部，其底部是1个直径50cm的圆锥段，与仪器舱
相连。圆筒壳直径4.5m，高度3.2m，其上的圆锥段高度1m，底部直径2.624m，是标准的有效载荷接口。
与SPELTRA相比，SYLDA要小些，无法支撑大直径卫星。另外，由于SYLDA位于整流罩内部，无需承
受气动载荷，因此SYLDA要比SPELTRA更轻。有效载荷支架底部装有火工品分离系统以及分离弹簧。
SYLDA包括6种型号，高度介于4.9～6.4m之间，各型号的高度以300mm的差值递增。
高度延伸段结构
阿里安5运载火箭有2种高度延伸段，分别为ACY2624型和ACY5400型。
ACY2624型安装在有效载荷支架的底部，用于提升高度。
ACY5400型是一种圆柱形结构，使有效载荷能够适应现有有效载荷整流罩以及双星发射结构的需要。
ACY5400共有4种高度，在0.5～2m之间，按每0.5m递增，其结构如下图所示。
高度2m
高度1.5m
高度1m
高度0.5m
高度可为0.5m，
1m，1.5m或2m
高度可为0.5m，
1m，1.5m或2m
高度可为
高度可为
高度可为
0.5m，1m，
0.5m，1m，
0.5m，1m，
1.5m或2m
1.5m或2m
1.5m或2m
ACY5400高度延伸段结构
次要有效载荷结构（ASAP）
ASAP主要用于支撑微型卫星（质量<120kg）和小型卫星（120kg≤质量≤300kg），可安装在二子

<!-- 第 1117 页 -->
欧洲
·1074·
级和双星发射结构的上部，于2000年11月首次在阿里安5火箭上使用。
ASAP共有3种构型，可分别承载8颗微型卫星、4颗小型卫星或2颗小型卫星和6颗微型卫星。承
载2颗小型卫星和6颗微型卫星的结构形式如下图所示。
微型有效载荷分离系统
平台
小型有效载荷分离系统
内部十字结构
内部圆环
外部加固件
ASAP结构示意图
ASAP平台采用金属蜂窝夹层结构，厚度60mm，表面是铝合金蒙皮，使用螺栓将整个平台安装到直
径2.624m的接口上。该结构的内径因构型的不同而有所不同。每个平台都装有电气线路、测振装置（处
于2.624m接口附近）以及2个加速度计。
有效载荷支架
有效载荷支架主要用于有效载荷与火箭的连接。阿里安5标准有效载荷支架的接口直径为2.624m，并
辅有937型、1194型、1663型等几种类型；其中937型、1194型、2624型支架采用包带分离系统，1663
型支架采用4个爆炸螺栓与有效载荷连接。用户可选择任何一种有效载荷支架与阿里安5相配使用。在这
种情况下，有效载荷的分离系统由运载火箭方提供。此外，用户也可以选择其他类型的支架，但分离系统
需要由用户方提供。
整流罩结构
阿里安5运载火箭使用短型、中型、长型3种整流罩（见后图），短型长12.7m，中型长13.7m，长
型长17m，直径均为5.4m，全部采用铝蜂窝夹芯外覆2层碳纤维复合材料面板的夹层结构。整流罩与双
星发射系统组合见后图。

<!-- 第 1118 页 -->
p1012.5
882.5
0660
Φ2420
8701130
0660
Φ2550
530
Φ2970
Φ3100
2050
Φ3650
Φ2550
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE)
8701130
$4480
Φ2680
Φ2550
8701130
Φ3060
Φ2680
Φ3190
$3060
2030
Φ3740
15592
Φ3190
16192
2030
Φ3740
469
12285
13562
1800
13485
！
12400
12692
11485
一
10042
2170
10400
10355
Φ4570
9485
9279
8400
Φ4570
5770
Φ4570
5770
5285
3936
3936
Φ3936
4200
2624
Φ2624
2624
780
870780
1
5400
Φ5400
$5400
整流罩安装面
有效载荷支架安装面
有效载荷支架安装面整流罩安装面
有效载荷支架安装面
整流罩安装面
整流罩结构（短、中、长）
·1075·

<!-- 第 1119 页 -->
1076
$2624
2624
Φ2624
01677
欧
2382
2382
Φ4000
整流罩
洲
1617
Φ4000
安装面
6400
Φ4570
Φ4570
4900
04561.4
5000
4736
04561.4
4136
3936
4744
Φ3936
3500
5660
592
Φ2624
4160
Φ2624
Φ2624
2624
780
780
08/
OS
050
3936
03936
05400
05400
05400
Φ5400
SYLDA5+900型
SPELTRA5660型
SYLDA+1500型
SPELTRA4160型
SPELTRA
有效载荷
安装面
支架安装面
整流罩和双星发射系统（SPELTRA和SYLDA）的组合示意图

<!-- 第 1120 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1077·
整流罩沿纵向分成2个半壳，与阿里安4整流罩相同，两半壳通过铆钉连接并由纵向分离系统分离；
而横向的连接与分离是靠紧箍在下端框上的包带式分离系统实现的。其中横向分离系统主要采用内有导爆
索的膨胀管。分离时，导爆索起爆，剪断连接两半罩的铆钉，并分别对两半罩产生分离冲量，系统产生的
气体将永久保留在膨胀管中，因此可避免分离系统对有效载荷的污染。纵向分离系统在设计上与有效载荷
外支撑结构的分离系统完全相同，分离时，先引爆连接包带的2个爆炸螺栓，松开包带，使整个整流罩与
将会产生1ms的延迟。
2种分离系统的结构见下图。
线型活塞
线型圆筒
导爆索
(a）纵向分离系统
整流罩/仪器舱或
整流罩/SPELTRA
分离参照面
(b）横向分离系统
整流罩分离系统结构

<!-- 第 1121 页 -->
欧洲
·1078·
推进系统
阿里安5G火箭推进系统包括2枚捆绑的固体助推器、一子级低温推进系统和二子级常规推进系统。
固体助推器
阿里安5固体助推器发动机（MPS，见下图）采用分段式结构，由前段、中段和后段组成。固体助推
器发动机采用端羟基聚丁二烯、68%过氯酸铵复合推进剂，总质量为237.5t。前段药柱为星形药柱，质量
23.5t，中段和后段药柱质量各为107t。各段在浇铸推进剂前，在内壁上涂敷充填硅的乙丙二烯共聚物-氯
丁橡胶绝热层：注满推进剂药柱的各段用叉形接头和2道0形密封圈连接密封。另外，固体助推器发动机
装有1个带有柔性接头的潜入式喷管，其喉衬采用碳/碳材料制造，在低受热部位采用碳/酚醛材料绝热。
推力矢量控制系统推动喷管作俯仰和偏航方向摆动。该系统由2台辅助动力装置和2个伺服作动器组成，
由固体推进剂燃气发生器产生的燃气驱动涡轮，涡轮带动变排量泵给伺服作动器提供推动喷管摆动的液压
动力。助推器点火采用有安全保险装置的小火箭式点火器，这些点火器安装在壳体前封头内。
非焊接壳体
·7段旋压圆筒段
/2个封头
*48个加强钢板
喷管
·酚醛衬里
点火器
分段药柱
·HTPB推进剂
·衬层
·三元乙丙橡胶绝热层
柔性接头
固体助推器发动机
一子级低温推进系统
一子级低温推进系统包括火神发动机，电动与氨气指令控制系统，纵向耦合振动（POGO）抑制系统，
混合比调节系统和贮箱增压系统，其系统原理见下页上图。
火神发动机（见下页左下图）是按照性能适中、安全与可靠性高（0.9946）和成本低的原则设计的，
采用成熟技术和简单的系统。发动机系统为燃气发生器开路循环系统。用1台燃气发生器带动2台独立的
涡轮泵向燃烧室输送推进剂。涡轮泵由固体火药启动器启动。燃气发生器及主燃烧室用固体火药点火器点
火。发动机主阀门和燃气发生器阀门均为氨气作动的球阀。发动机系统包括涡轮泵、主阀门、氨气指令和
控制阀门与调节器、液氧POGO抑制器，都用支架固定在推力室上并用有铰接接头的导管相互连接，并且
所有的分系统都是可以拆卸和更换的。火神发动机的主要性能参数见后表。

<!-- 第 1122 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1079·
液氢
液氧
液氢吹除
液氧吹除
氢气
液氧箱增压管
液氢箱增压管
II
混合比控制阀
火药启动器
液氧吹除阀
液氢
吹除阀
发生器
液氧涡轮泵
喷注和控制阀
液氢涡轮泵
点火器
氧化剂主阀门
燃料主阀门
排放冷却喷管
火神发动机系统原理
液氧主阀门
万向接头
液氧
液氧POGO抑制器
燃气发生器
喷注器
液氧涡轮泵
液氢涡轮泵
燃烧室
液氢主阀门
液氢
喷管
火神发动机外形
火神发动机推力室
火神发动机主要性能参数
项目
参数
项目
参数
真空推力/kN
1145
液氧流量/(kg·s")
231
真空比冲/(m·s)
4243
液氢流量/(kg·s)
43
混合比
燃烧室压力/MPa
5.3
11.2
干重/kg
1700
液氧泵转速/（r·min)
13800
膨胀比
45
液氢泵转速/(r·min)
33500
575
150
工作时间/s
液氧吸入压力/kPa
液氢吸入压力/kPa
设计寿命/s
6000；20次启动
40
可靠性
0.994 6

<!-- 第 1123 页 -->
欧洲
·1080·
推力室（见上页右下图）由球形万向接头、喷注器、燃烧室和喷管延伸段构成。喷注器装有516个液
氧/液氢同轴喷嘴，中心是1个安装火药点火器的管子；燃烧室由铜内衬和电铸镍外壳构成，有360条纵向
冷却通道。喷管延伸段是用456根螺旋形矩形部面因康镍管600合金管焊成的管束式结构，使用1.8kg/s
流量的液氢进行排放冷却。推力室质量620kg；燃烧室压力11.2MPa；混合比6.4。
燃气发生器（见下图）包括头部和身部2部分。头部由60个液氧-液氢喷注单元组成，主要用因康镍
718材料制造；身部是1个单壁式非冷却燃烧室，采用镍基合金制造。为了防止燃烧不稳定，在燃气发生
器上装了隔板并开了声腔。为了改善热燃气的混合以及保持涡轮上游的温度均匀，在燃烧室下部安装了混
合环。涡轮启动器安装在燃气发生器的排气段。
液氧
液氢
点火器燃气
氧气吹除！
吹除
喷注单元
液氧
液氢
启动器燃气
通往液氧涡轮的燃气
液氢
液氧
火神发动机燃气发生器
燃气发生器的技术特性为：质量40kg：燃烧室压力8MPa：混合比0.9；质量流量9.2kg/s。
液氢涡轮泵（见下页上图）包括1个安装在因康镍718壳体中的三级钛合金泵（一级为高压头轴向诱
导轮和两级离心式叶轮）和1个用镍基合金制造的两级超声速涡轮。两级带围带的叶轮的通道相同，作用
在转子上的轴向载荷由第2级叶轮背部的平衡活塞控制。
液氢涡轮泵的技术特性为：质量240kg：转速33500r/min；涡轮功率12MW：泵入口压力0.3MPa；
泵出口压力16.1MPa；流量43kg/s；涡轮气体入口压力7.5MPa；涡轮入口温度900K。
液氧涡轮泵（见下页下图）包括1个安装在轻合金壳体中的两级轻合金泵（一级高压头轴向诱导轮和
涡轮泵轴承用液氧润滑，以适应正常条件下的亚临界速度运转。
液氧涡轮泵技术特性为：质量185kg；转速13800r/min；涡轮功率3.8MW；泵入口压力0.3MPa；
泵出口压力15.5MPa；流量231kg/s；涡轮气体入口压力6MPa；涡轮入口温度875K。

<!-- 第 1124 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1081·
液氢
氮吹除
液氢
液氢涡轮泵
液氧
液氧涡轮泵
二子级推进系统
二子级推进系统用于为阿里安5执行地球同步转移轨道、近地轨道和太阳同步轨道等任务提供推力。
这些任务对系统的要求是经济、可靠（>0.997），并可在无外部保障条件下有45天待用期。二子级采用一
甲基肼/四氧化二氮推进剂和氨气挤压式输送系统。
推进剂输送系统为挤压式系统（见后图）。推进剂在高压氨气的作用下由贮箱输送至燃烧室进行自燃。
其主阀门采用气动操作，氨气伺服压力由电控阀控制。为避免出现POGO现象，在氧化剂输送管路上增加
了阻尼装置。为使贮箱压力在推进剂输送期间保持不变，氢气通过压调器调节后进入贮箱：为防止两贮箱
的推进剂蒸气取道氮气输送管发生混合，在气路上增加了止回阀，并在不输送推进剂时用闭锁阀将其锁住。
由于二子级发动机可多次启动，
发动机每次工作结束后，要用氨气对主阀门和推力室喷注器之间的
推进剂管路进行吹除，除去残留推进剂，保证发动机点火状态的安全与稳定。
发动机推力室包括喷注器、燃烧室、喷管延伸段和双向摆动球形接头。氧化剂经气动阀后直接进入喷
注器；而燃料则通过阀门后部从喷管面积比10处的集流管沿燃烧室冷却通道向上流入喷注器。燃料在喷
入燃烧室前经室壁加热，可提高燃烧效率并增加燃烧稳定度。

<!-- 第 1125 页 -->
欧洲
1082
氮气
喷注器是一种多组元设计，包括131
氨气
个同轴喷注单元。喷注器面板由从燃烧室
冷却通路流出的燃料，沿周边进入喷注器
进行冷却。
燃烧室是一种整体设计，由有铣槽式
冷却通道的不锈钢内衬和电镀镍外壳组
成，采用燃料进行再生冷却。
喷管延伸段是指从喷管面积比10到
81（出口面积比）的一段大型辐射冷却喷
管，采用Haynes25合金材料制造。在面
积比10处的壁温大于1400K，而到喷管
一甲基肼
出口端的温度则降到1030K。
一甲基肼
推进剂主阀门是常闭式提动阀，靠电
磁控制阀输送的氨气压力开启，靠弹簧力
闭合，由特氟隆密封件密封。阀门的响应
时间由氦气入口的小孔进行调节。控制阀
是常闭式电磁阀。发动机由2个机电作动
器控制摆动，俯仰和偏航的最大摆角为
土4.8°。作动器配有直流无刷电机，这种
永磁电机具有高加速和响应时间短的特
点。电机借助三级齿轮传动减速，并利用
滚珠螺杆将旋转运动变成直线运动。电子
组件按照箭上计算机指令为发动机定位。
作动器用余的位置传感器将机械位移
变换成电输出信号，并给摆动发动机的电
子组件提供位置反馈信号。
二子级推进剂输送系统
姿态控制发动机系统（SCA）
姿态控制发动机系统为挤压式，采用氮气增压，推进剂为单组元肼。它安装在仪器舱内，不仅为二子
级提供俯仰、滚动通道的控制力，实现分离机动，同时还用于助推器分离后阿里安5一子级工作时的滚动
控制。
二子级上采用SCAP1姿控发动机系统。包括2～4个（根据任务需求选装）推进剂贮箱、2个自锁阀、
2个小发动机组合模块（TCM）、TCM整流罩和管路系统。每个TCM上装有3个可产生400N的小发动
机，用于俯仰和滚动控制。其系统原理见下页上图。SCAP1的贮箱（2个贮箱状态）对称安装于仪器舱壁，
与管路系统相连，通过管路系统向位于仪器舱壁外的TCM供应推进剂，TCM有整流罩保护，以防止气动
热的影响。每个TCM.包括3个小发动机和相应的流量控制阀。TCM外观见下页下图。2个自锁阀在一子
级点火前打开，在正常的飞行过程中自锁阀不再关闭，推进剂通过自锁阀进入流量控制阀前；固体助推器
和一子级分离时，姿控发动机系统开始工作。安装在自锁阀内的簧片开关确保自锁阀工作正常。气体充气
阀和推进剂加卸阀直接安装在TCM上。TCM上还装有相变吸热材料。

<!-- 第 1126 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
1083
氮气充气阀
氮气充气阀
1~2个贮箱
1~2个贮箱
压力传感器
压力传感器
压力传感器
肼加注/泄出阀
压力传感器
旁通阀
自锁阀
旁通阀
自锁阀
带有过滤器的分支歧管
带有过滤器的分支歧管
流量控制阀
流量控制阀
NC]
[NC]
3
TCM
TCM
400N小发动机
400N小发动机
SCAP1系统原理
TCM外观
在流量控制阀前的分支歧管处装有过滤器，每个TCM上的3个小发动机共用1个过滤器。TCM通过
减震器安装在仪器舱壳段上，TCM支架选用钛合金材料，减震器和相变吸热材料壳体为铝合金材料，小
发动机的基体材料为Haynes25。相变吸热材料的功能是：在小发动机不工作期间吸收小发动机非工作段
传给流量控制阀的热量，使流量控制阀的管颈温度保持在90℃以下。
SCAP1姿控发动机系统成功地用于阿里安502～516的飞行（阿里安501飞行时由于控制系统故障，
导致火箭爆炸，未能考核到姿控发动机系统）。在阿里安502的飞行中，固体助推器分离后，一子级发动
机产生了未预料到的很大的滚动力矩，为抑制滚动，姿控发动机系统连续工作了超出技术要求的300多秒。

<!-- 第 1127 页 -->
欧洲
·1084·
此次发射后，增加了第2套姿控发动机系统（SCA-2），专门用于一子级工作期间的滚动控制：同时一子级
火神发动机也采取了措施以减小滚动力矩。
SCA-2安装在仪器舱的后裙段，是一子级的一部分，并和一子级一起与二子级分离。SCA-2是一套完
全独立的系统，主要包括：4×400N小发动机安装在2个支架上，每个支架上安装2台小发动机；2个推
进剂贮箱；2个氮气充气阀和1个推进剂加注阀；2个自锁阀：1套管路系统；2个整流罩。其原理见下图。
SCA-2的组件在设计时尽可能与SCAP1的组件保持一致，和SCAP1相比，它主要在以下方面进行了适
应性修改：
1）减小TCM的尺寸，以适应2个滚动小发动机的安装；
2）修改了推进剂贮箱的支撑结构，安装在仪器舱后裙上；
3）重新设计了整流罩；
4）管路系统进行了适应性修改。
氮气充气阀
氮气充气阀
压力传感器
压力传感器
火工品阀
压力传感器
肼加注/泄出阀
NC火工品阀
自锁阀
旁通阀
旁通阀
压力传感器
自锁阀
带有过滤器的分支歧管
带有过滤器的分支歧管
流量控制阀
流量控制阀
[NC]
NC
日
可
8
7
SCA-2系统原理
控制系统
阿里安5G采用纯数字式控制系统，以计算机为中心，通过多路数据传输总线与火箭各分系统相互连
通。控制系统基于冗余设计，采用2台箭载计算机和2套环形激光陀螺惯性测量组合。在飞行过程中，
一台箭载计算机负责管理全部信息交换，另一台作为备份。在2套余的环形激光陀螺惯性测量组合中，
一套发生故障时可由箭载计算机切换到另一套，继续完成其测量功能。制导控制系统框图见后图。
控制系统包括激光陀螺惯性测量组合、伺服机构、计算机、软件等。激光陀螺测量组合包括3个周长
为33cm的环形激光陀螺、3个QA2000加速度计和1个QA3000加速度计。QA3000是专门用于增强自动
测试能力以及一些地面试验而增加的加速度计。

<!-- 第 1128 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1085·
位置和速度
捷联
惯性组合
加速度
导航
传感器
余
姿态
陀螺
姿态和角速度
标准轨道和轨道控制
相相
对对
飞行动力学
高速
度度
制导
TVC
姿态设定点（俯仰、偏航）
控制
设定关机点（滚动）
姿态控制系统和
滚动控制系统的
偏转指令和开关指令
嵌入式飞行软件和箭载计算机
制导控制系统框图
箭载计算机由SAAB公司研制，基于摩托罗拉68030处理器，512kbyte内存，CPU运行速度为百万
次指令/s，18MHz内部时钟脉冲频率。软件采用嵌入式飞行软件为必要的复杂算法提供足够的运算能力。
这种交叉耦合设计保证了在单点故障情况下仍能正常工作。
伺服机构包括2种类型：一种是液压推力矢量伺服机构，如一子级火神发动机使用的发动机作动伺服
机构（GAM）和固体助推器采用的喷管摆动伺服机构（GAT）；另一种为电作动器伺服机构，如二子级的
推力矢量伺服机构。伺服机构由EADS-LV公司和比利时的SABCA公司联合研制：SABCA公司负责硬件
设计（伺服阀、加固件、液压系统以及增压油箱）：EADS-LV公司负责系统级工程、阀控制回路设计以及
系统及地面试验。硬件布置如下图。
点火器
有效载荷
有效载荷整流罩
电池
仪器舱
电池
发射机
火工品继电器
有效载荷对接
惯性装置
程序电子装置
遥测耦合
遥测装置
↑
↑
↑
计算机
地面
仪器舱母线
遥测接收机
数据母线
安全装置
数据母线（每一级一条）
级
1111
电池
电池
遥测
到其他级
火工品
火药
姿态控制
测量传感器
继电器
点火器
和程序电
子装置
作动器
火工品继电器
推进系统
阀门
火药点火器
电子装置
伺报机构硬件布置

<!-- 第 1129 页 -->
欧洲
·1086·
制导与导航
在大气层内（固体助推器工作阶段），阿里安5采用传统的摄动制导方法，沿用并充分继承了阿里安4
的摄动制导方案。采用这种制导方案主要是考虑节省设计成本并减少计算机计算量。因为在大气层飞行段
火箭飞行不稳定，而为了控制这种不稳定状态耗费的CPU资源相当大。
在大气层外（一子级和二子级工作段），主要采用自适应的分段制导方案。此飞行段被分成几个小段。
在每个小段上，制导控制变量可以作为时间的线性函数，每一小段的时间间隔也包含在制导控制变量中。
下图给出了执行地球同步转移轨道任务时的分段制导的实现方式。
抛一子级
二子级EPS飞行段
二子级EPS入轨
内塔尔遥测站
一子级EPC飞行段
和纳
第4段
抛整流罩
之间的相互
3段
库鲁发射场
第2段
外大气层飞行段制导
起飞
分段制导示意图
导航功能模块主要用于测量火箭当前的位置和速度，并可为其他飞行控制模块提供指令，为安全起见，
还可将数据传递给地面系统。阿里安5火箭采用惯性导航方案，通过2套环形激光陀螺惯性测量装置中的
陀螺仪和加速度计进行测量，这些经过计算的数据被传送给制导功能模块。此外，导航功能模块还可以传
送其他数据，可在火箭各级推进系统推力逐渐衰减过程中对推力进行监测。在固体助推器推力衰减过程中，
这种监测主要通过时间管理器发送必要的管理指令来实现。这一探测手法也可用于一子级和二子级推力衰
减过程的监测，但并不作为主要探测手段。
姿态控制
姿态控制系统位于仪器舱内，除对二子级进行姿态控制外，还对火箭抛掉2个助推器后的滚动进行控
制。仪器舱内部的设备全部采用冗余设计，这是确保阿里安5火箭高可靠性的措施之一。位于仪器舱外表
面的姿态控制系统喷气装置和遥测天线也同样采用余设计。
火箭在大气层内飞行时（从起飞到固体助推器分离），火箭的控制通过摆动固体发动机喷管和火神发
动机喷管来实现。3台发动机均设有液压推力矢量控制系统，但在最初飞行阶段，只有侧面的2台固体火
箭发动机推力矢量作动器（TVA）对火箭进行控制，而火神发动机的TVA仅在该阶段的后期，即固体发动
机关机阶段后使用，以实现对火箭的控制。在固体助推器与一子级分离后，一子级的俯仰与偏航姿态仍通
过一子级发动机的摆动进行控制，滚动姿态控制由单独的冷气系统完成；二子级发动机也是可摆动的，可
提供俯仰和偏航控制力矩，滚动控制则通过位于仪器舱处的姿控发动机系统来实现。二子级发动机关机后，

<!-- 第 1130 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1087·
火箭采用挤压式姿控发动机系统为火箭提供三轴姿态控制。
火箭在大气层内飞行段（固体助推器工作)，由于滚动、俯仰和偏航轴之间的耦合较小，因此控制方
案采用基于三通道独立控制设计。阿里安5在大气层内的单通道闭环控制系统见下图。
火箭在外大气层飞行段的控制方案与大气层内的方案相类似。
火箭
作动器
传感器
控制器
外部过滤器
测量值
LQG刚性
指令偏转角
控制器
火箭在大气层内的单通道闭环控制图
遥测系统
阿里安5遥测系统的主要任务是收集和处理运
发射子系统
载火箭的测量数据，通过无线信号将测量数据实时
传给地面进行事后处理分析。阿里安5遥测系统主
要由箭上和地面2个系统组成。
箭上遥测系统
阿里安5G遥测系统沿袭了阿里安家族传统设
采集子系统
计，右图给出了整个系统的结构示意图。整个系统
分为发射子系统、采集子系统、仪表子系统3个子
系统。
发射子系统由2个天线和2台S波段发射机构
成，用于对1Mbit/s脉冲调制（PCM）数据流进行
调制发射。
TM总线
信号调节器
采集子系统采取基于中心单元/远采单元的配
仪表子系统
数据流
置模式。其中，中心单元和远采单元都能够采集模
：1553总线
传感器
拟量数据、状态数据或1553总线监视数据（仅中心
单元具有），采集的数据和输出信息由加载到中心单
阿里安5G火箭遥测系统组成
元中的不同帧格式所定义。因此，远采单元收集所
有的数据流并将其汇编成满足CCSDS标准的PCM信息，之后传给S波段发射机。
仪表子系统由不同的传感器和信号调节器组成。为了减少电缆连接，通常将采集单元和调节器在1个
仪表平台上进行集成设计。

<!-- 第 1131 页 -->
欧洲
·1088·
阿里安5的遥测系统是运载火箭电子系统的一个子系统，该系统的核心是遥测CPU（UCTM)。它负
责收集来自各级调节单元的信号和一些离散信号，同时输出2路CCSDS标准遥测编码信号给发射机，在
飞行过程中通过1组遥测天线将发射机的输出下传给地面接收站。UCTM监听2路1553总线，1553总线
主要连接惯性单元、箭载发射机、导航电子设备和安全控制单元。UCTM通过“Cannes”PCM总线连接
分布于各级的调节单元，该总线由EADS-LV公司开发，传输数据容量为1Mbit/s。每一条“Cannes”总线
能够收集来自火箭一个区域的2个调节单元的数据。应用该总线可以实现运载火箭各级参数测量的相对独
立性。在地面测试阶段，遥测信息通过电缆传输。阿里安5的遥测系统布置见下图。
②
FTT
-11
-8
-12
-12
1
18]
18
17
-11
-11
-12
-12
-13
-13
阿里安5遥测系统布置
1一模拟传感器；2一状态通道；3一可储存推进剂级：4—壳体；5一固体助推器；6一天线：7一发射机：8一惯性测量单元；
9遥测中心单元；10-电源：11—飞行控制电子装置；12-时序装置；13一安全控制单元：14—UES；15一箭载计算机：
16一脐带电缆插头；17一信号采集和调节单元：18一遥控指令接收机：19一信号采集单元：20一REP：
21一飞行控制电子装置-安全控制装置；22—飞行控制电子装置-陀螺装置-安全控制单元；23一PCE

<!-- 第 1132 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1089·
地面遥测系统
地面遥测系统主要跟踪阿里安5运载火箭，采集遥测信息并实时处理、储存和传输遥测信息，集成和
利用遥测信息。
库鲁发射场遥测站、巴西的纳塔尔（Natal）、英国的阿森松岛（AscensionIsland）、加蓬的利伯维尔
（Libreville）、肯尼亚的马林迪（Malindi）和南非的哈特比霍（Hartebeeshoek）地面遥测站，其中利伯维
尔仅为鉴定飞行而设立，而哈特比霍仅为首飞而设。各站的遥测数据经阿里安卫星通信数据网的卫星传送
到库鲁发射场的处理中心。遥测信号以1Mbit/s速率发送信息。大约有200个遥测参数需实时处理。库鲁
发射场遥测站是完全余的。跟踪系统由1个43号Stella、1个45号余的Star天线和遥测处理系统组成。
此外，该站还设有4个遥测信号接收系统，其中2个作为备份。
在法属圭亚那为阿里安5专门设计了遥测信息集成与利用系统。该系统主要任务是利用先进的人机接
口软件收集、获取和解调来自阿里安5遥测站的遥测信息，对各种参数进行处理并实时显示。该系统由14
每次执行阿里安任务时，操作人员可对各接收站遥测数据进行分析，用处理系统自动地或人工地选取最好
的读数。
时序系统
时序系统涉及的设备包括时序装置、开关装置、电源、有效载荷结构插头、电磁阀以及功能电池（Ag/Zn）
等。箭载计算机在起飞前载入飞行程序；在飞行过程中，通过1553B标准数据总线来驱动一子级和仪器舱
的时序装置。时序装置发出起爆指令或电气指令。起爆指令通过电源开关装置或安全装置传递给火工品起
爆器。
有效载荷分离指令首先通过遥测系统传来的数据计算出运载火箭的实际飞行轨道，并由运载火箭发
出，而另外的4个起爆指令可提供给用户火工品系统。每个指令是完全冗余的，也就是单独的线路通过单
独的电池同时发出相同的指令。此外，还有6个究余的电气和指令也可提供给用户使用。
自毁系统
安全自毁系统是火箭飞行发生无可挽回的故障时，为了确保地面安全，由箭上自毁系统和地面跟踪系
统发出信号，令其自毁。这种自毁操作是通过对按照遥测系统数据计算出的运载火箭实际飞行轨道与预先
设定的安全通道进行比较后作出的。若各子级间分离过早，自毁信号由箭上发出；若火箭飞行偏离安全通
道，由地面根据真实轨道数据发出。该系统采用余设计，由位于一子级的2套雷达应答机、2套遥控指
令接收机以及2套安全指令装置组成。安全指令装置译出遥控指令并向一子级自毁装置、仪器舱和固体助
推器的安全指令装置发出相应的命令。当运载火箭还飞行在法属圭亚那库鲁发射场范围内，地面发出指令
能抑制自毁系统接收机的工作。
一子级的自毁装药包括贮箱间的2个导爆索，固体助推器上的自毁装药包括沿固体助推器纵向分布的
2个导爆索，二子级的自毁则是接收来自仪器舱的导爆指令，通过位于二子级贮箱的自毁装置来实现。

<!-- 第 1133 页 -->
欧洲
·1090·
固体助推器回收系统
固体助推器回收系统（见下图）主要部件包括降落伞系统、控制系统、结构件和火工品装置，它们均
装在助推器的前部和头锥。为了便于安装和拆卸，降落伞系统主要部件都集中装在伞舱中。为了安全保险，
回收系统主要部件均设有自己独立的电源和控制系统，与助推器之间只有少许几个连接点。
.6m
31.
3.05m
回收系统结构
1一伞舱：2—辅助伞；3一减速伞伞群；4—主伞：5一控制系统；6一减速伞和主伞结构；7—火工品活塞
降落伞系统
高度测定系统天线
降落伞系统是典型的用于减速和稳定
高度测定
减速伞连接带释放火工品
系统
的亚声速降落伞系统，由引导伞、减速伞伞
中
头锥释放装置
群（3顶伞）、主伞和辅助伞组成，分别装在
中
各自的伞包中。
控制系统
控制系统用于保证回收系统能正常工
控制系统
作。从阿里安5升空至助推器分离后10s
这段时间内，它将控制助推器，确保降落伞
助推器爆炸信号
火工品不会偶然失控以及防止运载火箭系
助推器
启动、
统的电干扰。
关机
信号
控制系统由控制盒、高度测定系统和电
源组成（见右图）。3个子系统均有备份，以
助推器关机、打开安全保险装置
确保高度可靠。控制盒接收助推器分离10s
头锥分离火工品
后产生的头锥分离信号和多个压力传感器发
控制系统线路
出的信号。控制盒接收到这些信号后，即发
出指令，启动回收系统的各种工作程序。控制盒安装在助推器前部，与回收系统其他部件一样，自成一体，

<!-- 第 1134 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1091·
有独立的电源。电源为2个镍铬蓄电池。
工作程序
阿里安5助推器回收系统的具体工作步骤如下：
1）阿里安5运载火箭从法属圭亚那的库鲁发射场起飞，气压继电器开始工作，回收控制系统中一级
保险解保。
2）起飞后129s，到达约59km的高度，助推器与一子级分离，回收控制系统中二级保险解保，安全
爆炸装置启动。
3）助推器沿分离弹道继续上升到弹道顶点150km，然后下降，再入大气层。
4）当助推器下降到27～8.5km时，气压继电器开关工作，回收控制系统中三级保险解保，高度测定
系统启动。
5）当助推器下降到5.2～4.8km时，头锥分离火工品引爆，头锥分离，同时拉出引导伞。引导伞张满
后拉出减速伞。3顶减速伞解除收口，分4级展开。
6）当助推器下降到2770～1320m时，切断减速伞连接带，减速伞分离，同时拉出辅助伞和主伞。
7）当助推器下降到2640～1200m时，主伞解除收口，分4级开伞至完全张满。
8）助推器以小于27m/s的垂直速度溅落水中。
从助推器头锥分离到溅落，整个回收过程持续约70s。2个助推器由回收船进行回收。
发射操作
为了满足阿里安5年发射率达到8～10枚的要求，阿里安5运载火箭采用准备区和发射区分开的操作
方案，即在准备区内完成阿里安5运载火箭和有效载荷的组装工作，之后整体运往发射场，完成最后倒计
时发射。整个发射任务的操作程序如下：
1）阿里安5各部件通过专用货船从欧洲各地行驶12天抵达法属圭亚那的库鲁，并在码头卸装；
2）通过专用运输车将运载火箭、助推器、有效载荷分别运往运载火箭组装厂房（BIL）、助推器组装
厂房和有效载荷组装厂房，在各自的厂房内进行组装；
3）组装好的助推器运往运载火箭组装厂房与一、二子级进行组装；
4）将装好助推器的运载火箭和有效载荷运往总装厂房进行对接，并与活动发射台上的脐带塔进行协
调；
5）对组装好的运载火箭进行最后检测，解除引信保险，完成贮箱加注。
阿里安5运载火箭的整个发射操作过程需要22天。
在火箭组装厂房的操作共13天，主要包括：一子级起竖、仪器舱和可储存推进剂二子级、助推器的
结构组装（5天）；脐带的电气和液压连接（2天）：泄漏检查和功能检查（2天)；火工品和其他设备的安
装（1天）；动态飞行控制和电气检查（1天）；转移到总装厂房（BAF）的准备工作（1天）。
运载火箭进入总装厂房后的操作需要8天，包括有效载荷的一系列组装和净化、运载火箭与有效载荷
的组装和检测，直到运往发射区，具体流程见后图所示。
运载火箭在发射前9h才从总装厂房转运到发射区。转运期间，平台通过设备控制单元与发射平台、
电源、电气及通风设备连通，为活动发射平台通风。在发射区的最后准备阶段，要完成在总装厂房里未进
行的所有操作，并通过发射控制中心以自动方式进行。此时，人员要离开发射区。主要操作包括：一子级

<!-- 第 1135 页 -->
欧洲
·1092·
J-8
J-5
J-6
J-9
J-7
J-4
有效载荷厂房
运载火箭总装厂房一封装大厅
载火总装厂房一有效载荷平台
运载火箭总装厂房
运载火箭总装厂房内的操作流程
发动机净化（吹除）、给一子级加注液氧和液
-9
-8
7
火箭电气测试
氢、液氢和液氧发射前的补加、给一子级和
火箭转运
发射
固体助推器的高压容器增压至飞行值、激励
并检查运载火箭的电路系统；倒计时程序
发动机冷却
加注准备
6h，直到同步程序开始。阿里安5火箭进入
火箭拉出
液氧液氢加注
倒计时阶段的操作流程见右图。
同步程序是一套全自动程序，由发射控
火箭发射台
卫星解保
制中心的2台相同计算机进行控制，用于执
卫星射频
go/ongo测试固体发动机
行火箭在发射前的最后操作和试验。整个程
火箭发射台连接检查
序持续7min，在这段时间内，如果测试反常
或发射基地设备出现故障而中止倒计时，同
步程序可由操作指挥控制系统停止，火箭恢
复倒计时程序，即相当于同步程序开始之前
的状态；若这种情况反复出现，则倒计时程
序中断。同步程序中所要完成的主要操作有：
7min
补加液氧液氢、火工品安全保险器解保、一
卫星准
子级增压至飞行值、一子级发动机冷却、打
同步程序
备发射
开地面和箭上电源开关、对地面和箭上接口
检查、给火焰导流槽供水、打开地面和箭上
发射倒计时操作流程

<!-- 第 1136 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1093·
通信管理系统开关、惯性基准系统进入飞行状态。如果直到发射窗口结束，火箭还未发射，则应停止倒计
时程序，运载火箭回到倒计时之前的状态。
下面给出了阿里安5火箭的发射操作流程表。
阿里安5发射操作流程
时间
事件
D-22~D-21天
一子级和二子级进入运载火箭组装厂房
固体助推器进入运载火箭组装厂房
D-20~D-19天
D-22~D-8天
在运载火箭组装厂房中进行相关操作，主要包括：
1）一子级、仪器舱、二子级、固体助推器进行组装；
2）一子级和二子级连接和锁紧试验；
3）电气试验；
4）同步程序试验；
5）为从运载火箭组装厂房转运到总装厂房做准备
D-8天
火箭从运载火箭组装厂房转运至总装厂房
D-11~D-8天
有效载荷进入总装厂房
D-8~D-1天
在总装厂房中进行火箭和有效载荷的联合操作，具体包括：
1）有效载荷、整流罩以及双星发射结构的组装；
2）发动机管路吹除；
3）最后检查；
4）加注和增压（一子级除外）；
5）有效载荷的机械解保
火箭从总装厂房转运至发射区
D
T-6h
开始倒计时操作
一子级开始加注
T-4h30min
安全保险器解保
T-1 h
同步程序开始，发射控制中心的计算机进行最后的电激活以及相关检查，并初始化推进剂和流体
T-7s
的飞行参数及地面系统配置。
1）T一30s：向火焰导流槽注水；
2）T一18s：将火神发动机中的固态氢吸取到导流槽内；
3）T-5.5s：固态氢点火；
4）T一4s：箭上计算机开始接管发动机的点火和火箭起飞的最后操作；
5）T十0s：火神发动机开始点火时序；
6）T+4.5s至T+7.3s期间检查发动机参数；
7）固体助推器点火，T+7.3s火箭起飞
发射
T

<!-- 第 1137 页 -->
欧洲
·1094·
典型飞行程序
阿里安5G的动力飞行分为2个阶段：第1阶段为基础级飞行段，该段的飞行程序在火箭执行任何任
务时均相同，即一子级火神发动机在地面先行点火，待箭上计算机证明其工作正常后，立即发出指令，2
枚固体助推器点火，火箭随之起飞。火箭飞行约129s后，助推器关机并与一子级分离。一子级继续进行
动力飞行，火箭起飞后的580～613s，一子级工作结束并与二子级分离。
第2阶段飞行与火箭要执行的任务有关。对于执行地球同步转移轨道发射任务，二子级与一子级分离
后，二子级发动机立即点火，直到火箭起飞后1400～1730s，将有效载荷送入地球同步转移轨道；对于执
行近地轨道任务，二子级将把有效载荷连同仪器舱送入轨道，而后，与仪器舱分离并脱轨。
考虑火箭飞行航区安全和尽可能减少空间碎片，阿里安5选取的飞行轨道为：使固体助推器溅落大海
并回收。二子级和仪器舱所在的轨道与有效载荷轨道较近，它们将按照箭上计算机发出的指令离轨。
阿里安5G火箭的典型飞行剖面图和具体飞行时序见下表和下图。
阿里安5G典型飞行时序（双星发射至地球同步转移轨道）
速度/(m-s)
高度/km
时间
事件
高度/km
事件
速度/（m-s)
时间
一子级点火
二子级发动机点火
7793
T+9min48 s
151
T
0
0
固体助推器点火
T+26 min 33 s
二子级发动机关机
1 664
8557
T+7 s
0
0
火箭起飞
第1颗卫星分离
2 312
8119
T+7.3 s
T+29 min 49 s
0
0
7700
固体助推器分离
SYLDA分离
2996
T+2 min 22 s
T+32min 54 s
66
2065
T+37min 0s
整流罩分离
第2颗卫星分离
T+3 min 16 s
106
3968
7169
2320
任务结束
T+53 min 28 s
8024
火神发动机关机
145
5499
7778
T+9 min36 s
一子级分离
147
7787
T+9 min 42 s
子级EPS点火
子级EPS关机
手级EPC关机
与二子级分离
子级EPC再入
最大纵向加速度
最大动压
子级EPC断裂
固体助推器EAP分离
跨声速区
固体助推器回收
阿里安5G典型飞行程序
（曲晶，裴鸣远）

<!-- 第 1138 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1095·
阿里安5改进型（ARIANE5E）
随着卫星质量和任务灵活性的需求不断增大，为了确保欧洲在商业发射市场的主导地位，欧空局先后
提出了阿里安5改进（Ariane5Evolution，即阿里安5E)计划、性能2000计划以及阿里安5+（Ariane5Plus）
计划，对阿里安5基本型火箭进行改进。改进的核心内容如下。
1）对一子级和固体捆绑助推器进行改进。一子级的改进主要集中在火神发动机上，推力由原有的
1145kN提高到1350kN。新的发动机命名为火神2。固体捆绑助推器的改进主要通过增加推进剂、延长
发动机喷管和使用先进的焊接技术等措施，小幅提高了固体助推器的性能。新的固体助推器被命名为
EAP240，装药量从原有的237.5t增加到240t。
2）对可储存二子级EPS进行改进。采取的措施包括增加推进剂加注量，延长喷管长度，使其具备多
次点火及长时间滑行能力，这种二子级被称为多用途EPSV。
3）研制新型二子级。这种二子级发动机除了要具备高性能和多次点火的能力外，还必须满足低成本
和高可靠的要求。研制新型低温二子级分为2个阶段进行：首先研制ESC-A低温二子级，它是在阿里安4
火箭三子级基础上进行小幅改进而成，有利于缩短研制周期，满足发射需求，该方案与EPSV二子级并行
研制；其次研制ESC-B二子级，采用以芬奇（Vinci）发动机为主的全新发动机系统，即膨胀循环发动机
系统，具有5次点火能力，真空推力达180kN。
在阿里安5改进计划的推动下，通过采用不同的捆绑助推器、一子级和二子级，形成了阿里安5G+、
阿里安5GS、阿里安5ECA、阿里安5ES和阿里安5ECB5种改进型运载火箭。由于后3种型号采用相同
的新型一子级（采用火神2发动机）和新型固体助推器（EAP240)，在欧洲这3种型号又被称为阿里安5E
系列火箭。
阿里安5G+运载火箭采用阿里安5G火箭的一子级、捆绑助推器和新研制的EPSV二子级。阿里安5G+
仅在2004年发射了3次，全部成功。与阿里安5G火箭相比，其改进主要集中在以下几个方面：
1）固体助推器使用了更轻质的喷管，使质量减小了340kg。
2）加长了二子级一甲基肼贮箱长度，使推进剂增加了300kg，降低了艾斯特斯发动机的混合比。
3）采用了新型电气设备和零部件。
4）仪器舱采用更轻的复合材料替换原来的铝结构，质量减小了100kg。仪器舱和一子级的分离通过
新型分离系统来实现。这种系统可减少在分离时产生的振动。
阿里安5GS火箭是在阿里安5G+基础上改进而来。与阿里安5G+最大的不同是采用了EAP240固体
助推器以及为阿里安5E系列火箭研制的新型电气设备和零部件。阿里安5GS火箭是在阿里安5ECA火箭
首次发射失败后生产的，作为阿里安5ECA在恢复发射期间的备份火箭。阿里安5GS火箭于2005年8月
11日进行了首次发射，至今共发射了3次。
阿里安5ECA采用了新研制的低温二子级ESC-A，可将地球同步转移轨道单星运载能力从阿里安5G
的6.9t提高到10.5t。该火箭于2002年12月11日进行了首飞，但由于火神2发动机出现故障，首飞失败。
随后，欧空局制定了恢复发射计划，经过2年多的努力，阿里安5ECA于2005年2月12日发射成功。截
至2007年6月30日，该火箭共进行了10次发射，9次成功，1次失败。
阿里安5ES火箭采用了经过改进的二子级EPSV，主要用于发射欧洲的首架自动转移飞行器（ATV）
并承担卫星星座部署和星际发射任务。阿里安5ES火箭与阿里安5ECA同时研制，原计划于2002年进行
首飞，但由于ATV的原因一再被推迟，据最新计划的安排，该火箭将于2008年初将欧洲首架ATV儒勒·凡

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欧洲
·1096·
尔纳号送入近地轨道。
阿里安5ECB火箭目前处于研制阶段，它将采用全新的低温二子级ESC-B，重点要研制一种新型膨胀
循环的芬奇发动机。阿里安5ECB火箭与阿里安5ECA相比，地球同步转移轨道运载能力提高到12t。该
型火箭原计划于2005年投入使用，但根据卫星发射市场进行分析，欧空局于2005年决定暂停阿里安5ECB
的研制，直到2008年再决定是否继续研制：但全新的芬奇发动机的研制并未停止，并被列为欧洲未来运
载器准备计划（FLPP）的一部分。
阿里安5G+和阿里安5GS为过渡型火箭，在此不进行具体介绍，相关子级参照阿里安5G和阿里安5E
系列。
主要技术性能
阿里安5ECB
阿里安5ES
阿里安5ECA
级数
2（带助推器）
2（带助推器）
2（带助推器）
全长
52m
53.78 m
55.90m
最大直径（一子级）
13.2 m
13.2m
13.2 m
起飞质量
767t
780t
790t
起飞推力
13 000kN
13 000 kN
13000kN
运载能力
地球同步转移轨道
7.3t（单星）
10.5 t
12 t
近地轨道
21t
助推器（EAP240）
长度
推进剂
31.6 m
端羟基聚丁二烯十68%
3.05m
直径
过氯酸铵+18%铝粉
起飞质量
海平面推力
2×4 480 kN
2X280.3t
海平面比冲
2546 m/s
2X240t
推进剂质量
工作时间
发动机
132 s
2XMPS240
一子级（H173）
30.5 m
级长
海平面推力
1 068 kN.
直径
5.46m
真空推力
1 350 kN
海平面比冲
起飞质量
188.3 t
3351 m/s
推进剂质量
真空比冲
4256 m/s
173.3 t
540s
发动机
工作时间
1×火神2发动机
推进剂
液氧／液氢
二子级
EPSV
ESC-A
ESC-B
4.71 m
5.62m
级长
3.36m

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阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1097·
直径
5.46m
3.96 m
5.46 m
子级质量
11.2 t
17.9t
32.1 t
推进剂质量
10t
14.5 t
28.2 t
推进剂质量比
0.89
0.81
0.88
发动机
芬奇
艾斯特斯
HM7B
推进剂
四氧化二氮／一甲基肼
液氧／液氢
液氧／液氢
真空推力
30 kN
64.8 kN
180kN
真空比冲
4 560 m/s
3158 m/s
4 369 m/s
工作时间
970 s
1 045 s
仪器舱
长度
950 kg
总质量
1.13 m
直径
5.46 m
双星发射结构和整流罩
双星发射结构、整流罩与阿里安5G相同。
总体布局
阿里安5E系列火箭与阿里安5G相同，都是由上、下两部分组成。下部均采用以火神2发动机为动力
ESC-A低温二子级、仪器舱、双星发射结构（可选）、有效载荷整流罩组成。阿里安5ES上部由EPSV可
储存推进剂二子级、仪器舱、双星发射结构（可选）和有效载荷整流罩组成。阿里安5ECB的上部则由全新的
低温二子级ESC-B、仪器舱和有效载荷整流罩等组成。阿里安5E系列总体布局见下图。
EPSV
ESC-A
ESC-B
EAP240
EAP240
H173
H173
H173
火神2
火神2
火神
阿里安5ECA
阿里安5ES
阿里安5ECB
阿里安5E系列总体布局

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欧洲
·1098·
箭体结构
阿里安5E系列火箭的箭体结构与阿里安5G的非常相似，仅对固体助推器、一子级、二子级和仪器舱
等结构件进行了改进。阿里安5ECA的箭体结构如右下图所示。
整流罩
固体助推器
与阿里安5G相比，阿里安5E系列火箭所采用的固
体助推器装药量有所增加（从237.5t增加到240t），固
体助推器的结构只作了小幅度改变：壳体的连接方式由
原来的机械连接改为焊接，使壳体的质量由原来的20t
上支架
减小到18t。
一子级结构
外支撑结构（SPELTRA）
内支撑结构（SYLDA）
下支架
阿里安5E系列火箭采用相同的一子级，与阿里安
5G相比，一子级结构未进行重大改动，但为了适应贮
仪器舱(VEB)
3936锥壳
箱中推进剂质量的变化，对2个推进剂贮箱间的共底位
低温二子级
置进行了相应调整，并对贮箱壁板、箱底、前裙和推力
(ESC-A)
级间段（属于ESC-A
二子级的一部分）
结构进行了加固，以承受更大的载荷。
二子级结构
阿里安5E系列火箭的二子级有3种构型，即EPSV、
固体助推器
ESC-A以及ESC-B。
EPSV可储存推进剂二子级
EPSV与阿里安5G火箭基本相同，为了增加推进剂
加注量，延长了贮箱长度，氨贮箱支架、氨气瓶等也进
行了相应的改进，但二子级的总长度仍为3.36m，直径
也保持不变。
阿里安5ECA箭体结构
ESC-A低温二子级
ESC-A主要采用了阿里安4火箭的三子级结构，直接使用了部分阿里安4火箭三子级设备，并重新研
制了液氢箱、液氧箱（高度调整）、级间段、箱间结构、反推火箭和反推火箭支架、氧化剂贮箱减振系统
等，如下页左图所示。
液氢箱直径为5.4m，容积39.4m”，由铝合金材料制成，最大使用压力3.3×10Pa。在设计上贮箱使
用了一子级贮箱技术，整个箱体用绝热层包覆；与贮箱相连的加长后短壳用于和地面设备（推进剂加注
泄出和增压的连接器）连接、滚动控制发动机以及反推火箭的安装。
液氧箱直径2.6m，容积11.4m²，由铝合金材料制成，最大使用压力2.35×10Pa。液氧箱是从阿里安
4火箭三子级的氧化剂贮箱衍变而来，箱体成圆柱形，位于级间段内。这种设计可防止热流进入箱体。
级间段是ESC-A的一个组成部分，采用铝蜂窝夹芯外覆碳纤维材料面板的夹层结构，级间段上部与液
氢箱的后裙相连，下部与一子级连接。级间段上装有用于地面操作的舱门以及用于一、二级分离的分离框。
发动机架下部安装发动机，上部安装ESC-A二子级大部分推进系统设备。发动机架沿用了阿里安4

<!-- 第 1142 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1099·
火箭的技术；由于电气设备接口与阿里安5的不相匹配，因此在布置上进行了相应的改进。
ESC-A上装有4个反推火箭（总质量49kg，最小工作时间为13s，可产生3.5～5.5kN的推力)，用
于一、二子级的分离。
ESC-A二子级上还装有氧化剂贮箱减振系统，由安装在液氢箱和液氧箱之间的4根减振杆组成。
液氢箱
液氧箱
液氢箱
级间段
箱间段
液氧箱
氨气瓶
氢气瓶
发动机机架
发动机机架
HM7B发动机
芬奇发动机
ESC-A布局图
ESC-B结构图
ESC-B
ESC-B与ESC-A的结构布局大体一致，但采用共底贮箱，ESC-B结构见上图右。它主要包括芬奇发
动机、液氢箱、液氧箱、发动机机架、氮气瓶及管路系统等，推进剂加注量较ESC-A有较大增加，
从14.5t增加到28.2t。
液氢箱与ESC-A的形状相同，但由于增加了推进剂，对贮箱的柱段长度进行了适应性修改。液氧箱与
液氢箱共底，液氧箱在下、液氢箱在上，液氧箱形状刚好使液氢箱下面的空腔封闭。加强的后过渡段与贮
箱相连，用于安装加注/泄出和增压连接器，同时用于安装姿控喷管。
发动机架与贮箱相连，其上装有推进系统和电气系统设备，同时还供安装氮气瓶和伺服机构使用。
ESC-B上使用的球形氨气瓶充气压力与一子级上的氮气瓶相同，为40MPa，采用钛合金作为内衬、
外缠碳纤维的结构。对于执行地球同步转移轨道任务，需要使用3个氨气瓶。每个氨气瓶通过支架和碳纤
维杆安装在发动机机架上。
级间段也是在ESC-A基础上改进而来，采用碳纤维复合材料夹层结构，通过铝框与加强的贮箱后过渡
段相连。二子级与一子级的分离面在级间段上；级间段还装有火工品装置，以提供一、二子级分离时所需
的初始分离冲量。
发动机主管路为钢管，带有补偿器并根据需要进行绝热处理。细小管路尽可能安装在主管路上。偏差
补偿通过柔性管和接头来实现。

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欧洲
·1100·
仪器舱结构
阿里安5E系列火箭的仪器舱与阿里安5G+的相似，均使用碳纤维材料替代阿里安5G的铝结构；同时
为改善有效载荷的发射条件，阿里安5E系列火箭还使用了一种可以减小有效载荷接口处振动水平的分离
系统，并根据型号改进了姿态控制系统的设计和布局。
3936锥体
3936锥体是阿里安5ECA火箭上使用的专用适应性结构，安装于仪器舱上端框（直径为3.936m）和
阿里安5标准支架（直径为2.624m）下端框之间。锥体高度为783mm，采用碳/环氧复合材料，带有2
个铝框。
整流罩
阿里安5E系列火箭的整流罩也分为大、中、小3种型号，与阿里安5G火箭所用的整流罩完全相同。
推进系统
固体助推器
阿里安5E系列火箭所采用的固体助推器EAP240在阿里安5G固体助推器的基础上，额外增加了
2 430kg推进剂，延长了发动机喷管，使用先进的焊接技术等，小幅提高了固体捆绑助推器的推力。阿里
安5E系列火箭采用改进的喷管D，与阿里安5G采用的喷管A相比，喷管D的主要部件数量从原来的20
个减少到13个，总质量降低了5%，生产成本大幅度下降。喷管A和喷管D的结构比较见下图。
绝热层
绝热层
（两段）
（一段）
喷管A
套
（浇铸）
（铸造）
（三部分）
（双截面）
（两段）
接头
出口锥
外罩
喉部
（三段）
(锻造)
（三截面）
（两部分）
套
（机加工）
绝热层
喷管D
绝热层
（三段）
（两段）
喷管D和喷管A结构比较
一子级推进系统
阿里安5E系列火箭各型采用相同的一子级推进系统其系统原理图见后图。

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13
19
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
46
49
53
54
一子级推进系统原理图
14一地面用于吹除氧的氢软管；15一氮增压软管；16一液氢箱增压软管：17-液氧涡轮系；18一氧排放软管：19一氮气控制软管：20一氮吹除软管：21一推进剂吹除软管：22一氢排放软管：23一液氢涡轮泵：
24-地面用于吹除氢的氮软管：25-液氢箱增压软管：26-燃气阀：27一氢涡轮管路：28一启动器；29—氧涡轮管路；30-氢涡轮泵轴承冷却阀：31-氮增压管路：32-氧箱增压管路：33一氮再热器：
34一氧涡轮泵淮漏管路；35一燃气发生器：36一燃烧室点火器；37一氧排放中间软管；38一氧吹除阀：39一燃气发生器液氧管路：40燃气发生器氧阀：41一燃气发生器氢阀；42一氢吹除阀：43吹除电磁阀；
1O01
44-控制电磁阀：45—燃烧室液氧管路：46—主氧阀：47—燃气发生器液氢管路：48—氢涡轮泵轴承冷却管路：49一氧涡轮泵泄漏和氧阀集气管路：50-氧涡轮废气：51推力室：52-液氢下游管路：53-主氢阀：
54一氢涡轮度气：55一液氢上游管路。

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欧洲
·1102·
该系统所用的火神2发动机（见左下图）是在火神发动机基础上改进而来，通过增加液氧的流速使发
动机真空推力从原来的1145kN提高到1350kN。与原来的火神发动机相比，火神2发动机的液氧流速增
加了23%，混合比从5.3提高到6.1。为适应这些变化，设计火神2发动机时，重新设计了液氧涡轮泵、燃
烧室、喷管和燃气控制阀，对燃气发生器、液氢涡轮泵、燃气发生器控制阀、管路及供应系统进行了适应
性改进，其他元件和分系统间的主要接口与火神发动机相同。火神2发动机的主要性能参数见下表。
火神2发动机主要性能参数
参数
项目
参数
项目
11.8
真空推力/kN
燃烧室压力/MPa
1350
液氧流量/(kg·s1)
真空比冲/(m·s")
4253
274
44.9
混合比
6.1
液氢流量/(kg·s")
干重/kg
2040
液氧泵转速/（r·min)
12650
液氢泵转速/（r·min)
膨胀比
35800
60
540
液氧吸入压力/kPa
140
工作时间/s
60
设计寿命/s
5400；20次启动
液氢吸入压力/kPa
可靠性
0.995
燃烧室
火神2发动机
火神2发动机采用燃气发生器循环方式，推进剂由2套独立的涡轮泵系统供应，涡轮废气直接进入喷
管后部对延伸段作气膜冷却。燃气发生器和燃烧室的点火使用低压焰火点火，涡轮泵使用火药启动器启动。
各组件均装在燃烧室上，并以可调拉杆连接固定。
燃烧室（见右上图）除采用新概念喷管外，基本保持了火神发动机对接方式。燃烧室由566个液氧/
液氢同轴喷注单元和1个中心点火喷嘴、液氢再生冷却通道和十字形常平座组成。火神2发动机与火神发
动机相比有以下改变：
1）为了适应液氧流量增大的要求，重新设计了用因康镍合金718铸造的液氧头腔；

<!-- 第 1146 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1103·
2）改进了喷嘴截面；
3）修改了喷管外形，扩大了再生冷却燃烧室喉部直径，
保持整个铜合金喷管长度和氢进口管径基本不变；
4）使用了加强箍；
5）改变了喷管延伸段的设计思想。
喷管延伸段（见右图）由3部分组成，包括排放冷却段、
涡轮排气气膜冷却段和金属裙段辐射冷却组成。排放冷却段主
要是液氢由管壁式钟形喷管的288根矩形截面管排出进行冷
却。
涡轮排气冷却段包含1个歧管，歧管收集来自涡轮排气管
路的涡轮废气，并将其喷射出来在裙壁上形成高超声速气膜，
同时保护金属裙段，以免受到燃气流的破坏。金属裙段利用辐
射冷却，位于喷管下部，呈钟形，由金属板焊接而成。加强
火神2发动机喷管延伸段
箍焊接于裙段外部确保裙段的径向稳定性。
喷管延伸段的入口直径586mm，出口直径2094mm，长度2168mm。
在阿里安5ECA首飞失败后，对喷管延伸段进行了重新设计，增强了喷管机械结构并改善了管壁热环
境。喷管上部结构主要通过1个由纯金属造的外封套增强。热环境的改善主要通过两种途径来实现：在管
壁上使用防热涂层，以减少管壁上总热量输入；增加冷却剂流量，提高冷却能力。
新液氧涡轮泵外形体积（见左下图）与火神发动机大致相同，功率要比火神发动机的液氧涡轮泵提高
46%。液氧涡轮为两级涡轮，提高了涡轮效率，但是对燃气发生器燃气消耗量变化不大。泵壳采用精密铸
造件确保在提高功率条件下产品的成本仍有所降低。
液氢涡轮泵（见右下图）的改进主要有两处：为了确保负载提高后的结构强度，重新设计了泵级间扩
散段；改变了诱导轮叶片型面以使泵流动阻塞值远离工作区间。
液氧涡轮泵
液氢涡轮泵

<!-- 第 1147 页 -->
欧洲
·1104·
对火神2发动机的燃气发生器喷注器头部进行了更进一步的简化，用12个喷注单元替代了面对隔板
的12个圆筒状隔圈，这样使喷注单元增加至72个，喷注单元和其他组件与火神发动机所采用的完全相同。
发动机工况由燃气发生器氧阀、燃气发生器氢阀和位于液氧涡轮泵涡轮进口的燃气控制阀进行控制。
与原有火神发动机相比，最明显的变化是随着液氧涡轮流量的提高加大了燃气入口法兰直径，设计了适合
新对接尺寸的燃气控制阀；并且采用了新蝶形阀设计，降低了流量对调节转角的敏感度，提高了发动机组
元比的调节精度。另外，重新设计了燃气发生器氧阀内通道，提高了调节精度并使启动和关机过渡更加平
稳。根据控制成本原则对2个燃气发生器阀也进行了改进（如取消了伸缩性密封件），降低了生产周期成
本。
为适应火神2发动机推力的增加，贮箱增压系统采用了稍大的再加热器使氨质量流得到小幅增加，对
发动机架以及摆动系统也进行了相应的增强性改进。
二子级推进系统
阿里安5E系列的二子级采用了不同的推进系统，具体情况如下。
阿里安5ES
与阿里安5G的二子级EPS相比，阿里安5ES二子级EPSV增加了300kg推进剂，发动机的混合比由
2.05降到1.9，使地球同步转移轨道的运载能力得到小幅度提高。此外，EPSV还采用了可重复点火发动机
艾斯特斯，可进行多达6h的滑行飞行，具备5次点火能力。采用这种二子级后可适应近地轨道、中地球
轨道、同步转移轨道／同步转移轨道（+）等轨道的发射要求，同时还可以直接将有效载荷送入地球同步
轨道。
在二子级EPSV的研制背景下，对阿里安5ES的姿控发动机也提出了适应性改进的要求，即研制新的
姿控发动机系统SCA-VUS，具体为：
1）新的姿控发动机系统需能适应二子级长时间滑行和5次重新启动的要求。
2）SCA-VUS需包括4个用于俯仰控制的小发动机；同SCA-2一样，滚动小发动机安装在独立的支架
上。
3）姿控发动机系统应能进行钝化处理。
4）SCA-VUS应能适应碳纤维材料仪器舱。
5）采用模块化设计，组件可以在总装厂房更换。
6）提高相变吸热材料的热阻，减少喷管和流量控制阀之间传热，并减少结构质量。
7）仪器舱内的管路采用陷型连接。
8）去掉自锁阀旁通适配器，加装正位指示器。
9）采用整体整流罩。
与其他的姿控发动机系统相比，SCA-VUS的变化非常大，在仪器舱中的安装位置也需重新确定。因
此，在设计时采用以电爆阀作为启动器的密封隔离节点代替自锁阀。为了避免电爆阀启动时对推进剂的绝
热压缩，重新设计了旁路系统，并让电爆阀顺序启动，而非同时启动。
在设计过程中，SCA-VUS的任务明确要求应执行地球同步转移轨道和ATV发射任务。改进项目主要
包括：安装在仪器舱内有减振装置的铝合金支架上的6或8个小发动机；有1～6个推进剂贮箱；1个包含
3个电爆阀的隔离节点和1套管路系统。SCA-VUS的系统原理图和在ATV上应用的外形图见后图。
阿里安5ECA
阿里安5ECA二子级ESC-A的推进系统与阿里安4的三子级推进系统类似，但进行了小幅适应性改进。
主要体现在HM-7B发动机工作时间的加长，由原来的800s增加到945S。发动机工作时间的延长对氮气

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阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1105·
的加注量也提出了新的要求，因此对氦气瓶、发动机涡轮泵上的氨气热交换器和润滑系统作了相应的改进。
氮气充气阀
氮气充气阀
1~3个贮箱
1~3个贮箱
6
压力传感器
耕加注/泄出阀
隔离节点
压力传感器
火工品阀NC
压力传感器P
旁通阀
X
肼加注／泄出阀
NC火工品阀
火工品阀NC
压力传感器
过滤器
过滤器
M
流量控制阀
网
[NC
N
流量控制阀
#
/8
3
2
4
400N小发动机
400N小发动机
SCA-VUS系统原理
贮箱2
贮箱4
肼加注/泄出阀
氮气充气阀
飞行方向
小发动机组合模块2
贮箱3
贮箱1
隔离节点
氮气充气阀
胖加注/泄出阀
SCA-VUS系统在ATV上的外形

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欧洲
·1106·
有关HM-7B发动机的具体参数见阿里安4火箭。
液氧箱增压系统与阿里安4三子级完全相同，但为了提高性能，对氮气瓶和热交换器进行了改进。液
氧箱增压主要利用氨气瓶中压力为22.6MPa、温度为87K的氨气来进行。增压系统中设有压力调节器，
以控制箱压。在上升段和滑行段，液氧箱最大压力由安全阀控制。同时安全阀也能在接受指令后打开，通
过2个喷管产生推力，在滑行段进行机动。液氢箱主要靠从推力室的冷却回路中产生的气态氢来增压。在
火箭滑行段，发动机处于关闭状态，根据需要可利用氨气对液氢箱增压来控制液氢箱压力，液氢箱最大压
力由安全阀控制。
与阿里安4三子级相比，ESC-A需要更多的氨气量，因此对氨气瓶进行相应的改进。通过优化加注温
度和压力，使氦气瓶以及地面设施都达到最佳性能。氮气加注与贮箱推进剂加注同时进行。
姿控发动机系统主要用于二子级的姿态控制。在HM-7B发动机工作阶段，姿控发动机系统仅仅用于
滚动控制，工质采用发动机再生冷却回路管路中的气态氢，而俯仰和偏航由发动机摆动来控制。在滑行段，
姿控发动机系统完成滚动、俯仰和偏航三轴的控制，采用氢箱中的气氢作为工质。
阿里安5ESC-B
阿里安5ECB火箭二子级ESC-B上使用的推进系统采用新研制的低温芬奇发动机，真空推力可达
180kN。考虑到发动机长度的限制，系统采用可延伸喷管。芬奇发动机于1998年6月开始研制，根据研
制计划，最初生产9台发动机，其中7台用于研究试验，2台用于鉴定。目标为累计50000s点火时间和
180次启动/关机循环。发动机验收试验预计在2008年完成。
芬奇发动机是一种膨胀循环低温发动机，采用液氢/液氧为推进剂，发动机主要包括：推力室、点火系
统、可延伸喷管、喷管延伸机构、液氢涡轮泵、液氧涡轮泵、推力室氢阀、推力室氧阀、氢旁通阀、氧旁
通阀、氢泵前阀、氧泵前阀、氢预冷阀、氧预冷阀、电磁阀、常平座及管路系统等，其系统原理见下图。
液氢
液氧
液氢涡轮泵
液氧涡轮泵
氧泵前阀
氢旁通阀
氢泵前阀
氧旁通阀
推力室氢阀
推力室氧阀
气氢
液氢
■
液氧
口
芬奇发动机系统原理

<!-- 第 1150 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1107·
发动机以推力室（见后图）为中心进行布局，采用2个独立的涡轮泵系统，涡轮是“串联”的，涡轮
工质流经液氢涡轮后再用于吹动液氧涡轮。
涡轮泵预冷后，发动机推力室阀打开，液氢流经再生冷却回
路并被室壁加热，在发动机启动的最开始阶段，流量较低，吸热
后的推进剂具有足够的能量驱动涡轮和整个涡轮泵系统。
发动机点火后，燃烧过程开始，氢预冷介质吸收热量，驱动
氢涡轮和氧涡轮，氢氧涡轮加速旋转。通过调节旁通阀改变进入
涡轮的流量，可以控制涡轮的加速速率，以控制发动机的推力和
推力室混合比，使发动机推力室和涡轮泵工作在可靠的工况范围
内。关机过程与启动过程正好相反。在主级工作段，发动机混合
比不进行调节。
发动机上有1组带校准孔的预冷阀，在发动机启动和关机期
间通过调节孔径来适应推进剂流量的变化。在预冷期间这些阀的
开启时间必须短，否则将导致预冷推进剂的额外消耗。在预冷主
阀关闭后，在限定的范围内，预冷过程的完成可通过推进剂脉动、
浸透预冷或辅助预冷回路完成。
推力室身部采用一种称为“光滑壁”的技术，这一技术与
推力室
HM7B发动机和火神发动机所采用的技术相同，但是为了满足
膨胀循环热力学特性的需要，推力室做得比较长。为了降低成本和减少接口数量，取消再生冷却喷管延伸
段，采用复合材料的可延伸喷管，喷管延伸后，面积比约为240，固定喷管处的面积比约为80。
冷却通道采用导热率非常高的铜合金，外面的电铸镍为推力室提供必要的结构强度，这是用1块铜合
金锻坏经切削加工而成。
2个涡轮泵系统采用一体化设计的诱导轮，用来降低泵的净正抽吸压头，既去掉预压泵又使贮箱压力
维持在一个可接受的水平。
液氢涡轮泵采用带诱导轮的两级离心泵和单级全周进气的涡轮结构，见左下图。工作时转速为
90000r/min，最大转速为102000r/min，涡轮泵壳体连接全部采用螺栓连接形式，前轴承位于一、二级离
心轮之间，后轴承位于二级离心轮与涡轮盘之间。
氢涡轮转子（见右下图）直径120mm，属于超临界转子，工作转速在二阶临界转速和三阶临界转速
之间，包括一、二级离心轮、涡轮转子和诱导轮。一、二级离心轮采用钛合金通过粉末冶金成型。涡轮转
子采用钛合金以使叶片产生的离心力不至于超过材料的强度极限；叶片采用开式结构，使叶片便于加工。
芬奇液氢涡轮泵
芬奇氢转子

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欧洲
·1108·
转子支撑系统采用2套角接触陶瓷球轴承，可在转子支撑系统的Dv值达280万的条件下长时间工作。
液氢涡轮泵壳体分为泵入口壳体、级间壳体、泵出口壳体和涡轮壳体4部分。这4部分均采用因康镍
718材料，经铸造加工而成；级间壳体、泵出口壳体、涡轮壳体将流道导叶与外部壳体铸成一体。
液氧涡轮泵是带诱导轮的一级离心泵和单级全周进气的涡轮结构。工作时转速18800r/min，最大转
速20000r/min。氧涡轮转子直径180mm，与氢涡轮转子采用的钛合金不同，氧涡轮转子采用因康镍718
材料，定子材料与氢涡轮定子一样，采用SS-21-9。
发动机点火系统采用氢/氧火炬式点火方式，用电火花塞
作为点火源。点火用的燃料和氧化剂被存放在一个高压容器
中。火炬为富氧状态，基本接近化学当量比，最初在燃烧室中
以富氢状态进行燃烧，推力室氧阀在合适的时机打开，以控制
燃烧室的混合比和整个系统的启动过程。
与HM-7B和火神发动机一样，芬奇发动机常平座（见右
图）采用十字滚柱轴承结构。
喷管延伸系统包括提供线性位移的3根可高速旋转的滚
珠螺杆，包含1个驱动电机和1个自锁电机的中央动力单元，
以及包含齿轮组件和3根实心轴的传动系统。
喷管延伸时，首先是滚珠螺杆高速旋转，带动喷管向下移
动：当传感器检测到喷管到达某一位置后，驱动电机通过接通
分流电阻制动；当可延伸喷管到达固定喷管处时，可延伸喷管
使柔性锁偏转，将固定喷管和可延伸喷管连接在一起。
芬奇发动机常平座
控制系统
阿里安5E系列火箭的控制系统仍为纯数字式的，与阿里安5G相比，在制导与导航方面未进行大幅度
改进，但在姿态控制方面的方案变化比较大。此外，为降低成本，阿里安5E系列采用了一种名为SRI-ND
的新型惯性测量装置。该装置使用了1个三轴周长为3×22cm的环形激光陀螺、3个QA3100加速度计和
1个AQM加速度计（主要用于自动测试）。计算机内存升级至1Mbyte。固体助推器和一子级上使用的作
动器和推力矢量控制系统与阿里安5G完全相同，但对控制器进行了调整以适应一子级新发动机火神2的
要求。
制导与导航
阿里安5E系列火箭在制导方面未进行改进，但其执行的任务范围更广，例如超同步轨道以及赤道入
轨等。
在导航方面，改进了推力衰减的探测算法，同时对余算法也进行了改进，以适应新惯性测量装置与
旧惯性测量装置在设计和性能之间的差异。
姿态控制
在大气层内飞行时，阿里安5E系列运载火箭性能的改进对控制方案的选择有一定影响；由于阿里安5G
的控制方案没有设计余量，无法满足阿里安5E系列运载火箭的要求。因此阿里安5E系列火箭采用了一种新
型控制方案，即系统频率特性的H方法替代了LQG方法（仅考虑系统的平均特性）。H方法具有能适应

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阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1109·
最严重干扰的特点，满足鲁棒性的要求；高频段的特性得到了很大的改善，几乎与低频性能相同，降低了
对噪声的敏感性，减少了对发动机最大偏转角的需要，从而降低了对阿里安5ES火箭GAT（固体助推器为
TVA）油箱的要求，进而降低了成本。
外大气层的控制方案与阿里安5G相比没有大的改动。仅在阿里安5ECA中，采用了更高的下游滤波器，
以解决刚体与晃动特性的交联问题。在滑行段，阿里安5ECA的控制与阿里安5ES的控制方法基本相同；但
有一个重大的区别是：在阿里安5ES中，采用落压式的肼推进剂姿控发动机系统进行姿态控制；而ESC-A
使用以冷气为基础的姿控发动机系统控制滚动、俯仰和偏航。采用液氧箱中的剩余推进剂作为工质。
遥测系统
阿里安5E系列运载火箭采用了新的遥测系统替代了原有的遥测系统，新系统能够实现成本的大幅降
低，满足阿里安5未来生命周期（大概15年左右）的需要，增加了系统使用的灵活性，并与未来阿里安5
的发射任务（例如：射频链路卫星中继）兼容。
新的遥测系统设计保留了传统遥测系统的整体架构。在3个子系统中，对仪表子系统和采集子系统进
行了重新设计，主要变化在于将调节功能集成到采集单元，省去了很多调节单元。另外，采集单元中采用
了模块化设计思想。即1个采集单元由1个基本模块和插在基本模块上集成调节功能的模块构成。这些模
块都是标准的，既可以插到中心单元上也可以插到远采单元上。
集成调节模块具有以下特性：
1）能够接收20路标准（与绝大多数传感器兼容）或惠斯通电桥通路；
2）能够提供20路电压或电流源；
3）提供模块内部温度的测量（对测量参数进行温度补偿）。
波进行编程时，采样频率与采集频率不同，而每个通道的采样频率相同。集成调节模块的采集链路设计的
前后对比见下图和后图。
数字信号部分
模拟信号部分
人
电流源
TM总线
调节部分传感器部分
集成调节模块的采集链路设计前后对比（变化前）

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欧洲
·1110·
内部总线
每个通道单独供电，这里仅画出一个
集成调节模块的采集链路设计前后对比（变化后）
典型飞行程序
阿里安5ECA
地球同步转移轨道任务
地球同步转移轨道任务是阿里安5ECA运载火箭的主要发射任务之一，下面以发射日本通信卫星10
号和Syracuse3B卫星为例，其飞行时序见下表。
地球同步转移轨道任务飞行时序
时间/s
事件
高度/km
相对速度/（m·s-1)
0+1
火神2发动机点火
0
0
固体助推器点火
T+7.0
0
0
火箭起飞
T+7.3
0
0
垂直飞行段结束，开始程序转弯（10s）
0.107
T+13
36
开始滚转机动
T+17
0.332
74
固体助推器分离
T +138
65.3
1 964
T+192
抛整流罩
2198
105.1
T+458
由Natal地面跟踪站跟踪
167.9
5102
火神2发动机关机
T+535
166.4
6840
一子级分离
T+541
166.6
6876
二子级ESC-A点火
T+545
166.8
6878
由Ascension跟踪站跟踪
156.9
T+882
7566
由Libreville跟踪站跟踪
8351
T+1 102
177.6
T+1406
由Malindi跟踪站跟踪
416.8
9216
ESC-A二子级发动机关机
T+1486
549.2
9 444
日本通信卫星10号分离
T+1 627
867.9
9 175

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阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1111·
续表
相对速度/(m·s)
事件
时间/s
高度/km
Sylda5分离
8673
T+1842
1 514.2
T+1 970
Syracuse 3B分离
1 969.2
8351
飞行任务结束
4 558.9
T+2603
6882
阿里安5ES
自动转移飞行器（ATV）任务
ATV任务是阿里安5ES火箭的主要发射任务之一。二子级EPSV发动机的第1动力段，火箭达到倾
角51.6°，135km×300km的椭圆轨道，经过大约2500s的滑行段，在远地点进行第2次点火，提升近地
点高度，最后达到ATV任务所需的圆轨道。二子级EPSV执行ATV任务的飞行时序见下表。
二子级EPSV执行ATV任务的飞行时序
时间/s
事件
事件
轨道（倾角，高度）
时间/s
轨道（倾角，高度）
T+553
EPSV首次点火
T+3531
EPSV二次点火
51.6°，135 km×300 km
EPSV二次关机
T+1091
EPSV首次关机
51.6°， 300km×300 km
T+3570
星座任务
以天桥卫星为例，采用二子级EPSV的阿里安5ES能够同时发射10颗星的星座卫星。二子级EPSV
发动机的首次助推段可使轨道达到倾角53°，140km×940km椭圆轨道。然后经过大约2800s的滑行，在
远地点进行第2次点火，使近地点轨道提升到倾角53°，940km×940km圆轨道，6颗卫星被送入轨道。
余下的4颗卫星按新的火箭程序包括再次点火和相应的滑行阶段之后进入最后轨道。如需要，二子级EPSV
发动机可进行第5次点火来加速再入。其主要飞行时序见下表。
二子级EPSV发动机5次点火主要飞行时序
时间/s
主要事件
轨道（倾角，高度）
T+589
二子级EPSV发动机首次点火
T+1209
二子级EPSV发动机首次关机
53°，140km×940km
二子级EPSV发动机二次点火
T+4 069
二子级EPSV发动机二次关机
T+4216
53°，940km×940km
T+4 416
二子级EPSV发动机三次点火
阿里安5ECB
阿里安5ECB在执行地球同步转移轨道任务时，固体助推器和一子级、ESC-B推力阶段、姿控发动机
阶段以及钝化阶段的工作时间分别为540s、750～850s、700s以及1h。二子级ESC-B多次点火飞行时序
见后表。

<!-- 第 1155 页 -->
欧洲
·1112.
二子级ECB多次点火飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
ESC-B第2滑行段
ESC-B第1动力段
800
500~600
ESC-B第3动力段
19 800
ESC-B第1滑行段
100
第2有效载荷分离
ESC-B第2动力段
150
300
300
ESC-B第3滑行段
第1有效载荷分离
1 800
发射操作
随着阿里安5火箭的不断改进，在发射操作方面也进行了适应性改进，例如采用低温二子级取代原有
的阿里安5可储存推进剂二子级，需要在发射台上对低温二子级连续加注液氢、液氧推进剂。但由于二子
级的液体和气体加注可以与一子级的操作同时进行，因此不会影响发射时间表。
阿里安5ECA火箭低温二子级液氧、液氢和冷氨的加注操作在火箭起飞前都是可逆的。ESC-A二子级
通过可摆开的低温臂和连接器与发射台相连，而低温臂又通过加注和泄出连接器与ESC-A二子级相连。其
工作程序为：在低温臂摆开时，加注和泄出连接器脱落。每个连接器都由1个地面连接器和1个箭上连接
器组成。连接器上设有止回阀，以保证连接器脱落后箭上流体管路的密封；当与地面对接时，止回阀会自
动打开，但需根据指令进行地面供气。固体发动机点火前，低温臂摆开，箭上连接器和地面连接器分离，
连接器上止回阀的两部分自动关闭。
在中止发射的情况下，贮箱中推进剂的泄出和氨气瓶的泄压可通过2个在起飞时分离的排气连接器完
成，确保火箭在发射台上的安全。此外，为了能对火箭在发射台氮气耗光的情况进行控制，1个2.3MPa
的氮气源也与箭上氮气回路相连。
此外，为了适应阿里安5ECA运载火箭的发射需求（火箭总长度增加），提高了原有总装厂房高度（大
约4m），对脐带塔也进行了相应的改进。
发展与改进
阿里安5运载火箭成功地采用了模块化设计思想，在基本型的基础上，根据持续增长的市场需求不断
地对运载火箭进行改进，形成火箭系列，针对不同的任务选用不同的火箭型号，使阿里安5火箭具有很强
的适应能力，并占据了越来越广泛的市场。随着商业发射市场不断的变化，为了进一步巩固欧洲的商业发
射地位和优势，在对卫星发射市场充分分析的基础上，欧洲也在研究阿里安5运载火箭的未来发展方案。
1.在2010年研制出阿里安2010运载火箭
阿里安2010运载火箭以阿里安5ECB运载火箭为设计基础，在发射成本、运载能力、发射灵活性、
维护性和安全性等方面要优于阿里安5ECB。通过采用火神3发动机（真空推力1500kN）和MPS2固体
发动机使阿里安2010运载火箭的地球同步转移轨道运载能力从12t提高到15t。
欧洲目前也在考虑将固体助推器改为液体助推器方案。
2.在2020年～2025年研制出下一代运载器（NGL）
为了确保进入太空，满足政府和商业发射的需求，欧洲正在执行一项未来运载器准备计划（FLPP），
计划在2020年左右研制出下一代运载器。同现有运载器相比，下一代运载器具有成本更低、可靠性更高、
适应性和可用性更强的优点。下一代运载器的研制将包括一次性使用运载器和可重复使用运载器方案，最

<!-- 第 1156 页 -->
阿里安系列（FAMILLEDEARIANE）
·1113·
终方案将于2013年确定。在做出最终选择之前，下一代运载器的研制将分3个阶段进行：
1）2004年～2007年，选定可重复使用运载器方案，为实验飞行器计划作准备；并降低一次性使用运
载器的成本。
2）2007年～2010年，通过地面验证、飞行试验以及可重复使用运载器与一次性使用运载器的比较研
究确定可重复使用运载器技术。
3）2010年～2012年，确定下一代运载器方案和最终任务要求。
（曲晶）

<!-- 第 1157 页 -->
欧洲
*1114*
织女（VEGA)
织女运载火箭（VettoreEuropeodiGenerazioneAvanzata/VEGA，见下图）计划始于意大利为本国研制
的小型运载火箭，2000年该计划被欧空局采纳后，作为在意大利领导下的多国项目开展研制。火箭的研制目
的是作为阿里安5火箭和联盟号火箭的补充，用于发射政府和商用小型有效载荷。参与火箭研制的共有7个
欧空局成员国，其中意大利为该计划提供65%的资金，法国提供约15%的资金，剩余部分由比利时、西班牙、
瑞典、瑞士和荷兰共同承担。2000年12月核准的研制预算为3.29亿美元，其中包括1998年～2000年间的
初始研制费用4300万美元。研制一子级发动机的费
用为1.2亿美元。
织女运载火箭计划尽可能使用已经为阿里安计
划开发出的技术，从而可以大幅度降低初始成本，
而为该火箭研制出的新型部件也可用于下一代阿里
安5运载火箭。考虑到成本和与现有阿里安5的发
射设备进行匹配，织女的电子设备大部分都用现有
的，只对少量硬件作了改进，而且仅是对可以明显
降低成本的部分。火箭投入使用后每年可以发射2～
6枚，平均4枚，2次发射之间的时间间隔约1个月。
esa
预计达到每发2000万美元或更少（2002年价格）。
织女运载火箭是3个固体子级外加一个液体上
面级的四级小型火箭。火箭将从法属圭亚纳库鲁航天
中心ELA-1发射台I旧址发射（北纬5.2°，西经52.8°，倾
角5.2°～100°)。ELA-1发射台曾发射过阿里安1，
已弃用多年，新的发射台是在ELA-1发射台基础上
建造的。选择库鲁航天中心建造新型织女火箭地面
设施能够满足织女计划的需求，即提供高质量的发
VEGA
射服务，同时通过利用现有设施和技术降低成本。
发射时，除了一子级固体火箭发动机P80FW需要在
发射场准备外，其他的几级都从欧洲整体运送至发
射场，在发射场新的可移动塔架上进行组装。
目前织女火箭一、二、三子级发动机P80FW、
Zefiro23和Zefiro9已分别于2006年11月、2006
织女运载火箭
年6月和2005年12月成功进行了首次点火试车，二、
三子级发动机还要再进行1次试车；但三子级发动机在2007年3月28日进行的第2次试车中出现异常。
上面级复合材料结构于2006年10月通过了振动试验，最后的各项试验将在关键设计评审阶段进行。在最
后的试验完成后，火箭的研制工作将进行到鉴定飞行组件的生产阶段。织女运载火箭定于2008年进行首
飞，一旦鉴定飞行成功，织女火箭将由阿里安航天公司进行运营管理，可将质量为300～2500kg的有效
载荷送入极轨道和近地轨道。织女运载火箭性能见后图。

<!-- 第 1158 页 -->
织女(VEGA)
·1115·
2300
2200
织女火箭性能要求
2100
2000
1900
1800
质
1700
300km
载荷
1600
500km
效
1500
700km
有
1400
1300
1200
1200km
1100
1500km
1000
100
110
40
50
60
70
80
90
30
10
20
0
轨道倾角/°）
织女运载火箭性能（圆轨道）
主要技术性能
起飞推力
2 112 kN
级数
3
运载能力
全长
31.06 m
太阳同步轨道
1.395t
最大直径
3.025m
1.5t
极地轨道
起飞质量
135.45 t
一子级
11.20 m
2 261 kN
级长
海平面推力
真空推力
3m
直径
2 980 kN
真空比冲
2 744 m/s
推进剂质量
88.38 t
预期最大工作压力
9.5 MPa
子级质量
95.788 t
喷管膨胀比
16
推进剂质量比
0.92
工作时间
106.8 s
发动机
P80FW
推进剂
HTPB1912
二子级
8.39 m
推进剂
HTPB1912
级长
1.9m
真空推力
直径
1 196 kN
真空比冲
23.9t
2832 m/s
推进剂质量
预期最大工作压力
10.6 MPa
子级质量
25.751 t
喷管膨胀比
25
推进剂质量比
0.93
工作时间
71.7 s
发动机
Zefiro23

<!-- 第 1159 页 -->
欧洲
·1116·
三子级
级长
4.12 m
推进剂
HTPB1912
直径
真空推力
1.9 m
280kN
推进剂质量
真空比冲
2 891 m/s
10.115 t
10.948t
子级质量
预期最大工作压力
6.7 Mpa
推进剂质量比
0.92
喷管膨胀比
56
发动机
工作时间
Zefiro9
117 s
四子级（上面级AVUM舱）
级长
2.04m
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
真空推力
2.18 m
2.450 kN
推进剂质量
0.550t
真空比冲
3092 m/s
子级质量
工作时间
667 s
0.968t
发动机
RD-869
整流罩
级长
7.88m
直径
2.6 m
质量
0.490 t
有效载荷舱
最大直径
容积
20 m3
2.3m
3.5m
圆柱段最大高度
937mm
适配器界面直径
2.8 m
圆锥段最大高度
总体布局
织女运载火箭（见后图）由4个子级组成。一、二、三子级为固体推进剂火箭，一子级使用P80FW
发动机，二子级和三子级发动机分别为Zefiro23和Zefiro9；四子级为液体推进剂上面级AVUM。AVUM
用于对有效载荷实施姿态和轨道控制，由推进舱和仪器舱组成。整流罩内包括有效载荷及其支架。一子级
分离由安装在一、二子级级间段上部的导爆索分离系统和6个反推火箭完成；二、三子级的分离由二、三
子级级间段上部的导爆索分离系统完成。
除推力矢量控制电子设备和安全系统外，织女火箭的大部分电子设备都安装在AVUM上面级仪器舱
中。由于功能和质量分配的原因，安全分系统的绝大部分组件在三子级，有部分电子设备（安全遥控装置）
安装在一子级和二子级。各级均有推力矢量控制系统，这种做法有利于简化推力矢量控制系统的结构，增
加可靠性和有助于降低发动机研制成本。
对AVUM电子舱的布局有专门的规定，以避免电子设备与圆柱形推进舱间的耦合。圆柱形推进舱直
接将动力传递给有效载荷，这样可以防止有效载荷和惯性传感器间发生耦合作用。
电子设备是无余的，安全子系统采取了余措施，任何与安全相关的部件都有几余。

<!-- 第 1160 页 -->
织女（VEGA）
·1117·
尾段
二子级
三子级
、二子级级间段
二、三子级级间段
四子级AVUM舱段
整流罩
织女火箭布局
箭体结构
织女箭体结构包括一子级、二子级、三子级、上面级AVUM舱段和整流罩。一、二、三子级见下图。
一子级
二子级
三子级
一子级结构
一子级长度为11.2m（不含喷管伸出段），直径为3m，可以装载88t推进剂。除P80FW发动机外，
一子级还包括一、二子级级间段，尾段和电缆槽。一子级结构布局见后图。
一、二子级级间段为高强度铝合金硬壳式结构，是半角呈14.5°的截锥壳，高度为2138mm。它将一、
二子级连接在一起，并传递推力。一、二子级级间段与一子级相连的下段放置一子级余安全系统（包括
遥控装置、电池和自毁点火电路）和级间分离系统（由导爆索和6个带有点火电路的反推火箭组成）；与
二子级相连的上段装有一子级推力矢量控制组件（推力矢量控制装置IPDU和电源）、二子级推力矢量控制
组件（2个直接装在发动机上的机电作动器和2个锂离子电池）和二子级点火电路。
一、二子级分离面位于一、二子级级间段内，低于二子级接口622mm处。另外，级间段开有舱口，
以便于对一子级部件和二子级推力矢量控制组件进行操作。
尾段高度为1m，为高强度铝合金圆柱壳体，上端与一子级发动机圆筒段相连，下端可放置在地面移
动发射台的支座上。尾段内装有一子级推力矢量控制组件（包括2个与壳体相连的作动器、6个锂离子电

<!-- 第 1161 页 -->
欧洲
·1118·
池）和点火电路。这些部件可通过一子级底部放入尾段。
3005
一子级推力矢量控制组件
622
导爆索分离系统
分离面
6个反推火箭
二子级级间段
反推火箭点火系统
一子级安全系统
SRMP80FW
11468
尾段
一子级分离系统
发射台界面
898
2个机电作动器/电池
摆动喷管
一子级结构布局及参考尺寸
二子级结构
二子级长度为8.39m（不包括喷管扩散段），直径为1.9m，由Zefiro23发动机和二、三子级级间段组
成。二子级结构布局见后图。

<!-- 第 1162 页 -->
织女（VEGA）
·1119 ·
510
分离面
导爆索分离系统
二、三子级级间段
二子级安全系统
Zefiro23
8042
、二子级级间段
二子级推力矢量控制组件
一子级推力矢量控制组件
分离面
922
二子级点火系统
摆动喷管
2150
2个机电作动器
45°
45°
二子级结构布局及参考尺寸
二、三子级级间段高度为1.63m，是一加强的铝合金圆柱壳，连接二子级和三子级，并进行推力传递。
与二子级相连部分放置二子级余安全系统，包括遥控装置、电池和自毁点火电路；与三子级相连的部分
装有三子级推力矢量控制组件（控制装置IPDU和电源组件）、三子级推力矢量控制组件（2个直接装在发
动机上的机电作动器和2个锂离子电池）和三子级点火电路。
分离面位于上面级分界面以下510mm处。级间段也开有舱口，以便于火箭在发射台上时工作人员对
二子级安保部件、安全电池和三子级推力矢量控制组件进行检测。
三子级结构
三子级长度为3.47m（不包括喷管扩散段），直径约为1.9m，包括Zefiro9发动机、与上面级相连的
级间结构和电缆槽等。三子级结构布局见后图。
三子级通过上面级级间结构与上面级相连并传递推力。级间段高度为820mm，是加强的铝合金圆柱
壳。大部分电子设备放置在其中，还放置包带分离系统，在三子级飞行结束后释放上面级。
该级间结构还放置三子级余安全系统（包括电池、自毁点火电路以及唯一的3个子级的安全主控装
置（SMU））、余无线通信系统（包括2个雷达转发器、2个TC接收机和2组天线）、三子级推力矢量

<!-- 第 1163 页 -->
·1120·
欧洲
控制组件（具有数字控制舱和电源的IPDU）和三子级点火电路。安全主控装置是中央安全控制装置，控
制各子级的局部遥控装置，并提供与无线电系统的接口。这些部件大部分是经阿里安飞行验证过的。级间
结构设有开孔，外表面有2组天线，上面的接口也是与上面级AVUM的分离面。分离系统是机械包带，
由爆炸螺栓解锁。
分离面
包带分离系统
820
三子级安全点火索
上面级与三子级
安全主控装置
级间结构
3467
Zefiro9
二、三子级级间段
三子级点火系统
分离面
三子级推力矢量控制组件
006
摆动喷管
1907
2个机电作动器
y
三子级结构布局及参考尺寸
四子级AVUM结构
AVUM（见右图）是一个多功能的结构，用于完成一、二、三级
火箭的飞行控制及有效载荷入轨、提高入轨精度、进行轨道机动和有
效载荷分离。AVUM由外裙、推进舱（APM）和仪器舱（AAM）组成
（参见后图），高度为2.04m，位于三子级和有效载荷舱之间，提供与
有效载荷支架、整流罩和三子级分离系统间的机械接口。推进舱主要
有如下功能：
1）二、三子级和上面级飞行时的滚动控制；
2）滑行段的姿态控制；
3）修正由于固体发动机性能离散产生的轴向速度误差；
为最终入轨提供变轨控制所需的速度；
4）
避免碰撞有效载荷的机动变轨控制；
5）
AVUM
6）有效载荷定位机动。
推进舱主要有推进系统和姿态控制系统，安装在AVUM下部由2块90°正交垂直面板组成的刚性框
架周围和水平平台上。1台具有再启动能力的偏二甲肼/四氧化二氮双组元主发动机、4个推进剂贮箱及外
裙和姿态控制系统推力器与水平平台相连。框架高度为465mm，直径为1925mm。

<!-- 第 1164 页 -->
织女（VEGA)
·1121·
仪器舱完成除安全功能外的火箭所有飞行控制功能，安全功能由地面无线自毁指令来激发。
仪器舱安放织女火箭的主要电子设备，其中上面的水平设备安装夹芯面板，由上述2块垂直面板作支
撑，放置飞行控制系统、遥测系统、电源系统、温控系统和安全系统（所有的电子锁装在三子级和AVUM
级间结构中)。
飞行控制系统
支架
遥测系统
仪器舱
电源系统
推进舱
姿态控制系统
分离面
AVUM推力矢量控制组件
RD869摆动发动机
氮气瓶
Φ1952
偏二甲肼贮箱，2×91.5kg
四氧化二氮贮箱，2×183.5kg
氮气瓶
AVUM结构布局及参考尺寸
整流罩结构
整流罩内有有效载荷舱和支架，采用传统的两半罩用包带连接和分离。整流罩结构采用铝蜂窝夹芯和
碳纤维增强复合材料(CFRP)蒙皮，在火箭飞出大气层后被抛掉。
有效载荷通过支架安装在火箭顶部，火箭和卫星间的标准接口直径为937mm，安装固定包带。安装
面垂直于火箭纵轴。有效载荷舱可独立于火箭的其他部分，单独安装有效载荷。可以发射单星或1颗主星
外加多达6颗微卫星。发射单颗卫星时，将卫星安装在下部直径为1920mm、上部直径为937mm的截锥
形支架上。发射多颗卫星时，主星安装在支架顶部，1～3颗微卫星安装在平台上（类似阿里安有效载荷辅
助舱方案)，并与支架固定；或者卫星组安装在支架上部的一个释放器上。
每半个整流罩的圆柱段都有一个直径为420mm的人孔；在整流罩较低部位开有直径为300mm的人
孔，便于进入操作。

<!-- 第 1165 页 -->
欧洲
·1122·
推进系统
织女火箭推进系统由固体火箭发动机P80FW、Zefiro23、Zefiro9及偏二甲肼/四氧化二氮双组元液体
火箭发动机组成。为满足技术和成本要求，P80FW采用了先进的低成本技术，具有较高的性能。Zefiro23
和Zefiro9由Zefiro16发动机改进而来。液体推进系统主要采用现有的组件和技术，特别是采用乌克兰可
多次启动的双组元推进剂发动机和俄罗斯聚合材料囊式贮箱方案。
一子级推进系统
一子级P80FW发动机（见左下图）高约11.2m，直径为3m，装有88t固体推进剂，是欧洲新研制的、
迄今为止最大的一段式固体火箭发动机。P80FW既用作织女火箭的一子级发动机，也是一台技术验证机。
该发动机不但可用于织女运载火箭，而且改进后还将用作阿里安5固体助推器，是织女运载火箭计划研制
的重点。它所采用的多项新技术都可能被应用于欧洲的主力重型运载火箭上，从而使其达到更高的性价比。
P8OFW项目由法国国家空间研究中心（CNES）领导的综合项目小组管理。主承包商为意大利的Avio宇航
公司。主要的分包商包括欧洲推进公司（受Avio宇航公司委托负责P80FW发动机项目的全面管理）；比
利时的萨布卡（SABCA）公司（提供推力矢量控制系统）、法国的斯奈克玛固体推进公司（提供喷管）、荷
兰的APP公司（提供点火器）。
P80FW发动机采用的新技术包括3m直径的碳纤维增强复合材料纤维缠绕壳体；内部热防护采用低密
度三元乙丙橡胶（EPDM），充填芳香尼龙和玻璃微球：推进剂采用端羟基聚丁二烯HTPB1912（12%黏合
剂和19%铝粉）；推进剂药柱前部为柱型，后部为11星形；采用可消耗壳体的点火器；采用锂离子电池的
达8°，碳/酚醛复合材料扩散段通过搭接结构与作动器连接环框相连。
P80FW发动机
P80FW发动机喷管组件的剖面图
P80FW发动机性能见下表，真空推力和压力与时间的关系曲线见后图。
P80FW发动机的性能
真空比冲/（m·s-1)
长度/m
11.2
2 744
直径/m
3
喷管膨胀比
16
推进剂质量/kg
喷管喉部直径/mm
294
88380
预期最大工作压力/MPa
结构质量/kg
7408
9.5
最大推力/kN
3040
工作时间/s
106.8

<!-- 第 1166 页 -->
织女（VEGA)
·1123·
推力
压力
20
40
60
80
100
120
时间/s
P80FW真空推力和压力与时间的关系曲线
二子级推进系统
二子级发动机为Zefiro23（见右图），是Zefiro16固体火箭发动机
的改进型，Zefiro16已成功进行了3次点火试验。Zefiro23由意大利航
天局（ASI）出资并负责研制，可装载约24t的推进剂。喷管膨胀比选
为25。
Zefiro23由如下几部分组成：一个直径为1.9m的CFRP纤维缠绕
壳体；低密度三元乙丙橡胶热防护；HTPB1912复合推进剂；可消耗的
点火器和机电式推力矢量控制系统。喷管与一子级的相似，采用三维碳
碳喉部、碳酚醛扩散段和自保护的柔性接头，最大摆角可达7°。Zefiro
23发动机的主要性能见下表。Zefiro23真空推力和压力与时间的关系
曲线见下图。
Zefiro23发动机
Zefiro23发动机的性能
长度/m
真空比冲/（m·s1)
8.39
2832
直径/m
1.9
喷管膨胀比
25
推进剂质量/kg
喷管喉部直径/mm
23 900
294
1863
结构质量/kg
10.6
预期最大工作压力/MPa
最大推力/kN
1200
工作时间/s
71.7
推力
压力
20
30
10
40
50
60
70
80
时间/s
Zefiro23真空推力和压力与时间的关系曲线

<!-- 第 1167 页 -->
欧洲
·1124·
三子级推进系统
三子级推进系统采用固体火箭发动机Zefiro9（见左下图），同Zefiro23一样，也是严格地由Zefiro16
改进而来，但减小了尺寸，装载约10t推进剂，喷管膨胀比为56。壳体材料与一、二子级的相同，喷管与
二子级的相似，采用三维碳/碳喉部，碳/酚醛复合材料扩散段和自保护的柔性接头，最大摆角可达6°。
Zefiro9的主要性能见下表，真空推力和压力与时间的关系曲线见右下图。
Zefiro9发动机的性能
长度/m
4.12
真空比冲/（m·s)
2 891
直径/m
1.9
56
喷管膨胀比
10 115
推进剂质量/kg
喷管喉部直径/mm
164
结构质量/kg
预期最大工作压力/MPa
835
8.3
最大推力/kN
工作时间/s
1200
117
推力
压力
100
120
20
40
60
80
0
时间/s
Zefiro9发动机
Zefiro9真空推力和压力与时间的关系曲线
四子级AVUM液体推进系统
AVUM采用双组元液体推进系统，主发动机由乌克兰国家南方设计局研制的RD-869发展而来，配有
压力调节输送系统，能提供2450N的推力和3092m/s的额定比冲。发动机安装在万向架上，由2个机电
作动器控制发动机的摆动。推进剂储存在4个相同的142L囊式钛合金贮箱中，2个储存氧化剂四氧化二
氮，2个储存燃料偏二甲肼。推进剂最大装载量为氧化剂367kg、燃料183kg，根据飞行要求而定。
主发动机至少可点火5次，在进行标准飞行单星发射时，设定为3次点火程序。
推进剂贮箱用氮气增压。氮气储存在一个87L的复合材料容器中，初始压力为31MPa，增压压
差为3.22MPa。推进剂贮箱在地面预增压至最大压力0.6MPa。发动机工作后贮箱最大工作压力为
3.56 MPa。
冷气（液氮汽化而成）姿态控制系统有2组共6个推力各为50N的推力器，由一个53L的压力容器
供气，预期最大工作压力为30MPa。
AVUM上面级推进系统的主要性能见后表。

<!-- 第 1168 页 -->
织女(VEGA)
·1125·
AVUM上面级推进系统的性能
AVUM级净质量/kg
主发动机推力N
418
2450
推进剂质量/kg
550
液体推进系统总冲/（kN·s）
1634
增压气体氮气质量/kg
3.7
再启动能力/次
5
AVUM主发动机的主要性能见下表，外形见下图左。该发动机的研制受益于乌克兰国家南方设计局大
量的研制试验和洲际弹道导弹158次飞行试验。
AVUM主发动机性能
最大推力/kN
2450
燃烧室压力/MPa
2
单次点火工作时间/s
真空比冲/（m·s-1)
3092
608
混合比
总工作时间/s
667
2
入口压力/MPa
3
囊式贮箱
钛合金壳体
000
BSX
囊式推进剂贮箱
AVUM主发动机
AVUM主发动机采用了俄罗斯的聚四氟乙烯囊式贮箱方案，由巴巴金航天中心研制，并用于福波斯
(Phobos)-88和火星-96航天器及弗瑞格特（Fregat）上面级。囊式推进剂贮箱见右上图，主要性能见下表。
囊式推进剂贮箱性能
结构质量/kg
最大容积/L
142
16.2
氧化剂
NTO
推进效率
99.5%
燃料
UDMH
3.56
预期最大工作压力/MPa
验证/燃烧系数
最大氧化剂质量/kg
367
1.25/1.5
最大燃料质量/kg
183

<!-- 第 1169 页 -->
欧洲
·1126·
增压气体贮箱的性能见下表。同样形式的贮箱也用于储存姿态控制系统使用的氮气。
增压气体贮箱性能
最大容积/L
验证/燃烧系数
87
1.5/2.0
31
预期最大工作压力/MPa
一
姿态控制系统推力器性能见下表。
姿态控制系统推力器性能
标准推力值/N
控制系统气体质量/kg
50
17
内部压力/MPa
7.26
最小冲量/（N·s)
0.5
控制系统
在织女火箭整个飞行阶段，制导、导航和控制系统要完成姿态控制和稳定、导航和制导以及包括健康
监测和点火指令传送等火箭管理任务。
惯性测量装置（IMU）提供导航和姿态数据，由箭载计算机（OBC）进行导航计算并实施控制，这是
织女火箭制导、导航和控制系统的中心任务。
织女火箭制导、导航和控制系统使用由阿里安5派生的惯性测量装置。位于AVUM舱的惯性测量装
置将导航和姿态数据传到计算机，计算机计算实际姿态与要求姿态之间的姿态误差，向各级推力矢量控制
系统发出控制指令。在火箭助推段飞行时，这些指令控制相应级的IPDU和机电作动器控制设备（EPEV)，
由各级推力矢量控制装置的2个机电作动器操纵喷管摆动进行俯仰和偏航控制；在三子级和AVUM的轨
道飞行阶段（三轴稳定或旋转）和滚动控制阶段，火箭的姿态控制由AVUM的6个冷气（氮气）推力器
完成。
从箭载计算机发出的一系列程序指令（固体发动机点火、级间分离和专用点火指令等）由一个AVUM
多功能装置（MFU）传到相应级的相关硬件上。
在一、二级飞行中，对火箭的制导按预先确定的飞行程序进行。三级和AVUM飞行时，箭载计算机
确定一个最优制导定律，控制火箭达到目标轨道。飞行中AUVM箭载计算机能够修正上升飞行中的偏差。
遥测系统
遥测系统采用了现有的阿里安5研制的天线和转发器，部分硬件是国际市场应用的硬件。其S波段遥
测系统测量并通过直接模式或延时模式将箭上280个参数传送到地面。通过分布在火箭各系统（部分通过
有效载荷）的数据采集装置进行数据采集，传到飞行控制中心进行记录和分析，而且有些是进行实时分析。
电源系统
电源分系统向各种部件提供电力。箭上主要的电源由下列几部分组成：

<!-- 第 1170 页 -->
织女（VEGA)
·1127·
1）用于控制系统和电子设备包括AVUM主发动机推力矢量作动器的专用锂离子电池；
2）用于火箭点火设备的专用锂离子电池；
3）各子级推力矢量控制作动器的专用电池及相关的各局部推力矢量控制装置IPDU用的电池。
用于安全分系统的电池（每一固体级2个）是独立的，不属于电源系统。
温控系统
剂贮箱。
安全系统
织女火箭的安全系统及其操作逻辑都使用阿里安5的系统和技术，经过了阿里安5的飞行验证。安全
系统是完全冗余的，有如下功能：
1）通过箭上自动指令或地面指令，在飞行异常情况下对火箭实施自毁；
2）打开或爆破已分离级的发动机壳体；
3）由地面对火箭进行跟踪。
安全系统的主要设备安放在三子级与AVUM级间结构上，由2个主控装置、2个雷达转发器和2个无
线电指令接收机及相关的天线组组成。各子级安全子系统包括遥控装置、专用电池和点火电路，自毁指令
被传到各子级的局部安全子系统。安全系统所有部件都是余的。
各级进行标准分离后，由局部安全子系统打开或爆破固体发动机的壳体。
典型飞行程序
典型飞行程序包括3个阶段。
第1阶段。火箭一、二、三级进入低椭圆轨道（亚轨道），主要有下列飞行事件：一级以初始速度垂
直上升，按程序作偏航机动和零攻角飞行；二级以零攻角飞行：三级飞行，在三级点火前的短期滑行段整
流罩分离，整流罩分离的时间取决于有效载荷对气动加热条件的要求，典型的整流罩分离时间发生在起飞
后200～260s，三级进入亚轨道。
第2阶段。上面级AVUM第1次点火启动，有效载荷和上面级进入初始停泊轨道，AVUM为将有效
载荷送入最终轨道进行滑行和轨道机动。期间AUVM可能多次启动，将有效载荷送入各种不同的中间轨
道或最终轨道，提供要求的平面变化和轨道提升。另外，AUVM第1次启动时，可以对前面3个子级的飞
行所积累起来的误差进行补偿修正。
第3阶段。AVUM脱轨或进行轨道处理机动。有效载荷分离后，需要有一段时间，使AUVM和有效
载荷保持一个安全距离，轨道机动由AVUM主发动机附加的点火来进行。安全轨道的参数或再入地球大
气层的参数按照对空间碎片的国际规定选择，由用户在飞行分析时确定。在AVUM完成脱轨机动后，需
要将剩余部件处理成安全状态，以消除进一步爆炸产生的碎片释放。
织女火箭的典型飞行程序见下图。

<!-- 第 1171 页 -->
欧洲
·1128·
3
8
2
1
4
5
6
7
9
P80FW关
Zefro9关
AVUM关
Zefiro23关
AVUM关
机、三子级分
机、一子级
AVUM第2
机，进入圆轨
P80FW点火
机、二子级
整流罩分离
Zefiro9点火
机，进入转
次点火
分离、Zefiro
离、AVUM
道，有效载荷
分离
移轨道
分离
23点火
第1次点火
起飞
T=194 s
T=553s
T=3 217 s
T=3356s
飞行时间T=0s
T=104 s
T=175 s
T=239 s
T=356s
高度h=0km
h=41 km
h=101 km
h=143km
h=169km
h=702 km
h=706 km
h=171 km
h=117 km
速度v=463m/s
y=1 877 m/s
v=4 275 m/s
v=4 240 m/s
v=4 181 m/s
y=7 804 m/s
v=7 156 m/s
v=7 356 m/s
y=7 504 m/s
射程R=0km
R=2 763 km
R=16763km
R=63 km
R=267km
R=348 km
R=529km
R=1 205 km
R=117 815 km
织女火箭典型亚轨道上升飞行程序
（谢建玲）

<!-- 第 1172 页 -->
自动转移飞行器（ATV）
·1129·
自动转移飞行器（ATV）
自动转移飞行器（LeVehiculeDeTransfert Automatique/AutomatedTransferVehicle，ATV）是欧空局
研制的一次性使用航天货运飞行器（见下图），计划在2007年用阿里安5ES运载火箭发射。ATV同运载
火箭分离后利用自身推进系统和导航系统自动飞向国际空间站（ISS）并与其交会对接，为ISS补给货物和
燃料。ATV还有提升ISS轨道高度和辅助调姿的功能。在完成任务后，ATV将ISS的垃圾带回，并在再
入大气层时烧毁。
自动转移飞行器
1986年，欧空局开始进行ATV的预研。1987年，欧洲航空防务和航天公司（EADS）和原德国戴姆
乐·克莱斯勒航天公司（DASA）分别领导2个小组按欧空局的合同开展ATV方案研究。1995年10月，
欧空局在图卢兹欧洲部长级航天会议上决定研制ATV，用于ISS后勤补给。EADS最终成为ATV研制的
主承包商。ATV于2000年通过初步设计评审，2003年通过关键设计评审并进入最后总装阶段，2006年在
荷兰接受最终验收试验和功能检查。目前正在为ATV的首次飞行作准备。
主要技术性能
长度
10.27m
7667kg
货运能力
1 500~5500kg
最大直径
干货
4.48 m
22.3 m
太阳能电池板翼展
水
840kg（最多）
10 470 kg
气体 (空气)
结构质量
100kg（最多）

<!-- 第 1173 页 -->
欧洲
·1130·
5 320kg
860kg
ISS推进剂补给量
服务舱段
6 340 kg
5 150kg
货运舱段
回收垃圾量
5 500kg
甲肼/混合氮氧化合物
冏干
推进剂
2 880kg
840 kg
湿
飞行用量
0~4700kg
20750kg
起飞质量
ISS提升与姿控用量
氮
转移轨道
增压气体
260kmX260km,51.6°
总体布局
ATV为带有前、后截锥段的圆柱体，长度为10.3m、直径为4.5m，采用模块化设计，自上而下是货
运舱段（ICC）和服务舱段（SC），参见下页总体布局图。货运舱段（ICC）自上而下是俄罗斯对接系统（RDS）、
增压舱（EPM）和外舱（EEB）。货运舱段外部安装4个光学交会传感器、2个星跟踪器、2个供航天员监
视ATV的可视目标、测距器和S波段天线。货运舱段可与ISS直接对接，内装干货和补给液体。增压舱
符合NASA载人航天器规范要求，航天员可着便装到增压舱内工作。货运舱前锥段装有传感器和测距器以
及8个姿控推力器。服务舱段自上而下是仪器舱（EAB）、推进舱（EPB）和分离隔舱（SDM)。服务舱段
内装8个推进剂贮箱，2个氨气瓶，推进剂贮箱增压系统，推进与姿控指令系统，4台主推力器，20台姿
控推力器，蓄电池及太阳能发电系统，制导、导航与控制系统（GNC）以及同运载火箭之间的接口。
箭体结构
ATV结构以铝合金A1-2219为主，外部覆盖陨星和空间碎片防护系统，主要防热结构采用多层防热与
铝制贝塔材料。陨星和空间碎片防护系统的主要缓冲结构采用A1-6061-T6铝合金，辅助缓冲结构为耐克斯
特/凯芙拉（Nextel/Kevlar）保护层。
ATV的货运舱段装载货物并同ISS对接；服务舱段则执行飞行任务。服务舱段的推进舱外部装有可伸
展的X形太阳能电池帆板。
货运舱段（ICC）
货运舱段长度约为6m，自上而下是俄罗斯对接系统、增压舱和外舱。承压壳体为A1-2219铝合金结
构。
俄罗斯对接系统
俄罗斯对接系统质量为235kg，开有直径80cm的舱门，装有校准机构和箭形可延伸探测器。ATV通
过该系统同空间站建立牢固的机械、电气连接，并通过专用管线向空间站输送推进剂。空间站的航天员可
通过舱门出入增压舱。
增压舱
增压舱由意大利多功能服务舱改进而来，长度约为5m，增压容积48m”，可容纳8个铝合金国际标准
货柜。增压舱外部装有2个无线电测角仪（不断计算ATV相对ISS的距离和方向）、2个视程仪图像处理
ATV最终靠近时监视目标）和8个姿控推力器。姿控推力器装在增压舱顶部，由服务舱段的推进剂贮箱提
供推进剂，在对接过程中可为ATV.快速横向运动提供推力。

<!-- 第 1174 页 -->
自动转移飞行器（ATV）
·1131·
8x姿控推力器
天线展开系统
俄罗斯对接系统
货运舱段
陨星和空间碎片防护
(ICC)
系统（MDPS）
货柜
2×俄罗斯
增压舱
燃料系统
(EPM)
（RFS)
3x水箱
外舱
3x氨气瓶
(EEB)
仪器舱
链路
仪器舱
(AEC)
(EAB)
散热器
MDPS
推进舱
太阳能
发电系统
(EPB)
(SGS)
20×姿控与制
服务舱段
动推力器
(SC)
分离隔舱
(SDM)
2x增压氨气瓶
8x推进剂贮箱
4x主推力器
ATV总体布局
外舱
外舱长度约为1.4m，为截锥体结构，占货运舱段容积的10%，位于货运舱段下部，连接货运舱段和
服务舱段。由于ISS同ATV采用的推进剂不同，外舱平台上装有一套ISS推进剂补给贮箱及其增压系统，
还有水箱和压缩空气瓶，可以向ISS提供860kg推进剂（偏二甲肼和四氧化二氮）、840kg饮用水和100kg
空气。

<!-- 第 1175 页 -->
欧洲
·1132·
服务舱段
服务舱段长度约为3m，由3个模块构成，自上而下分别是仪器舱、推进舱和分离隔舱。ATV自主飞
行主要靠仪器舱和推进舱完成。
仪器舱
仪器舱内部有计算机、陀螺仪、制导控制电子设备和通信设备。这些设备安装在10个载盘上，具有
导热管保护，可不受温度变化影响。
推进舱
推进舱内装有双组元推进系统，推进剂分别是甲肼和一氧化二氮。推进舱中有8个钛合金推进剂贮箱
和2个增压氦气瓶、4个主推力器和20个姿控推力器。8个贮箱共装7t推进剂。贮箱和氨气瓶位于主推
力器上部。
推进舱外面装有4块可伸展太阳能电池帆板、姿态与轨道控制系统（AOCS）传感器和电池系统。太
阳能电池帆板是增强碳纤维复合材料夹芯板，上面分布着太阳能硅电池，翼展为22.3m（每块太阳能电池
帆板长近9m），总面积为33.6m²（4×8.4m²），飞行期间发电功率3800W。太阳能电池帆板利用太阳跟
踪装置调整到最佳方向接受阳光。
分离隔舱
圆柱形分离隔舱是阿里安5运载火箭和ATV的接口，内装包带分离机构和12个火工品弹簧。ATV同
火箭分离后，分离隔舱随火箭一起再入。分离隔舱同阿里安5运载火箭的接口直径为3936mm。
推进与提升分系统（PRSS）
在整个飞行期间，ATV要完成轨道转移、空间交会对接、在轨停留6个月、提升ISS高度并辅助其调
姿等任务，完成任务后要离开空间站再入大气层。为了适应多种飞行操作模式，满足安全要求，推进与提
升分系统在系统层面上以冗余结构为基础，为ATV飞行提供推力和力矩；提升空间站高度并辅助其调姿；
控制贮箱的加注和排放。该系统由4台主推力器（参见后图）、20台姿控推力器、8台前姿控推力器、8个
贮箱以及推进剂输送与控制系统组成。除8台前姿控推力器安装在货运舱段增压舱的顶部，其余均安装在
推进舱内。为避免ATV壳体或太阳能电池受热集中，4台主推力器和20台姿控推力器中大多数推力器没
有完全沿ATV滚动轴（X）、俯仰轴（Y）和偏航轴（Z）安装，而采用倾斜安装方式。
推力器
主推力器
4台主推力器安装在推进舱下部，为ATV飞行和提升ISS提供推力。主推力器是美国航空喷气公司生
产的R-4D型双组元推力器，可产生490N的推力，其主要参数见后表。
每个主推力器都由燃烧室、喷管、喷注器和2个电磁阀组成。喷管焊接在喷注器上，电磁阀则通过轴
套和螺栓以机械方式固定在喷注器上。
燃烧室和喷管用合金制成。为防止锯合金在工作温度超过1540℃时发生氧化，燃烧室和喷管内外
表面均涂有硅基氧化物防护材料。
燃料和氧化剂电磁阀组件为常闭电磁阀，分别装有余电磁线圈。每个电磁阀中任何一个线圈连续通
电都能打开电磁阀。停止供电，电磁阀自动关闭，推进剂流动停止。每个电磁阀在入口处都有1个
40口m的过滤器。过滤器用于在推进剂进入阀门、喷注器和燃烧室前过滤推进剂。

<!-- 第 1176 页 -->
自动转移飞行器（ATV）
·1133·
阀入口保护涂层
阀的安装环和螺栓
氧化剂阀
喷注器
燃料阀
燃烧室
安装孔（3）
燃料室与喷注器连接
安装法兰
处的温度传感器
喷管边缘保护结构，起飞前拆除
R-4D主推力器
主推力器性能参数
比冲/（m·s-1)
3091.9
31950
工作循环
额定推力/N
490
喷管面积比
300
混合比
1.65
结构质量/kg·
4.2
44 304
工作寿命/s
姿控推力器
ATV采用自燃双组元推进剂的推力器（内后图）作为姿控推力器，共28台，其中20台位于服务舱段
的推进舱，组成姿控与制动系统，8台位于拖船顶部，组成前姿控系统。每台推力器可产生220N的推力，
出口压力为1.70MPa，推进剂温度为20℃。这种推力器推力适中，可靠性高，脉冲小。推力器的流量控
制阀为单座、双独立线圈电磁阀，线圈通常闭合。燃烧室和喷管都采用C-103锯合金材料，在喉部下方焊
在一起。燃烧室装有压力传感器，可快速发现故障。燃烧室外部装有铂热电阻，作为压力传感器的备份，
可监视推力器工作状况，但反应速度比压力传感器慢。
推进舱的20台姿控推力器为ATV提供姿控力矩，在ATV同ISS交会期间提供推力和力矩，还可执
行防碰撞机动。20台推力器分成4组（每组5台）。4组姿控推力器对称分布在推进舱的横截面上。每组
有2个推力器用作制动推力器。

<!-- 第 1177 页 -->
欧洲
·1134·
325
氧化剂控制阀
90.8
927
95.75
24
螺纹孔
燃料控制阀
112±0.4
211.4±0.5
220N双组元推力器主要结构尺寸
位于推进舱的姿控推力器组件（见下图）是一个独立的托架结构，可单独组装和测试。推力器组件同
推进剂输送管路采用螺纹连接，拆装简便。
制动推力器
滚动推力器
滚动推力器
前推力器
底座
减振安装结构
位于推进舱的姿控推力器组件（无防热结构）
姿控推力器组件包有陨星与空间碎片防护系统，可保护推进系统。防热采用20层卡普顿防热主结构，
在推力器喷管强热辐射区增加了防热毯，在推力器附近增加了陶瓷纤维表层，既可承受推力器的羽流，又

<!-- 第 1178 页 -->
自动转移飞行器（ATV）
·1135·
能散射太阳光辐射。每台推力器在流量控制阀上都装有加热器和热
敏电阻，并由2个独立的热控单元通路（工作/几余）驱动和控制。
加热器回路上安装了1个故障监测、隔离与恢复恒温器，可在热控
单元失效时中断加热，防止回路过热。制动推力器单独安装了第3
紧急加热回路。该回路由热控单元的双金属开关独立控制。
拖船前锥部的8台姿控推力器组成前姿控系统，每2台1组，
构成4个前姿控推力器组，参见右图。
4组前姿控推力器对称分布在ATV横截面上互相垂直的俯仰轴
（Y）和偏航轴（Z）附近。为防止ATV接近ISS时，ISS部件附近
受热集中或推力集中，Y轴附近的2个推力器组与Y轴成一定角度。前姿控推力器组设计方案图（无防热结构）
每组姿控推力器中的1台工作，另1台为余。在ATV接近ISS的
最终阶段，前姿控推力器增强了横向运动控制能力。
前姿控推力器组与推进舱姿控推力器组采用的防热方案大体相同，二者之间的主要区别是前姿控推力
器组只有2台推力器，其加热回路是耦合在一起的，但受最低温度控制。此外，加热器回路装有1个故
障监测、隔离与恢复恒温器，当热控单元失效时，可停止加热防止回路过热。
推进剂输送系统
推进剂输送系统主要由贮箱、推进剂管理系统和输送管路组成。
贮箱
推进剂输送系统有8个表面张力型贮箱（参见下图），可装659kg甲肼（MMH）和1085kg混合氮氧化
合物（MON）。贮箱内有推进剂管理装置和防晃装置，利用增压气体输送推进剂。每个贮箱平均容积为0.852m3。
排气口
突出部分
中央连接装置
上半壳
导管1
垫圈
连接环
螺栓
过渡连接装置
螺母
垫圈
中环
螺栓
导管3
防晃装置
导管2
支杆
下半壳
箱底安装装置
箱底
导管
贮箱剖视图

<!-- 第 1179 页 -->
·1136·
欧洲
推进剂管理装置为钝化全金属焊接结构（采用铆接件支撑），
IMH6
装有防污染滤网结构，还带有1个4腿排放装置。推进剂管理装
MON7
MON5
置利用推进剂表面张力输送推进剂。
MMH8
防晃装置为2个具有60°锥角的截锥体结构，可在零重力状
态下调整推进剂。在零重力条件下，贮箱内的推进剂大约需要20min
MON2
MMH3
形成气/液界面形态。
MON4
He
8个贮箱分成4对，2对是MON贮箱，2对是MMH贮箱。
MMHI
每对贮箱上下串联放置，安装在推进舱的圆柱形贮箱模块上。该
模块有2个相同的水平平台，贮箱就装在这2个平台上，氨气瓶
则安装在贮箱之间。这种安装方式可使2个平台质量分布更为均
匀，参见右图。
贮箱安装布局
推进剂管理系统
推进剂管理系统主要由位于推进舱下部的2个氨气瓶、2个压力控制装置和1个推进剂隔离装置组成。
氨气瓶内装有增压氨气。压力控制装置用于控制氧化剂或燃料贮箱的增压。推进剂隔离装置有30多个推
进剂管理阀门，用于控制推进剂进入4台主推力器和28台姿控推力器。
氮气瓶为碳纤维缠绕的钛合金球体结构，位于推进剂贮箱模块上，容积均为0.3㎡”，增压压力约为
31.4MPa。当超过压力安全允许范围时，氨气瓶不等爆炸就先泄出。在ATV飞行后期，氨气瓶压力大于
6.0MPa。氢气瓶顶部装有2个热敏电阻，可在氮气瓶加注和泄出过程中监测温度。在氮气瓶的出气口处还
有2个热敏电阻，可在飞行期间监测增压气体温度。MMH贮箱和MON贮箱由独立的氨气瓶增压。
气回流的单向阀等。每个压力控制装置都有2条独立的增压管路，氨过滤器供2条增压管路共用。压力控
制装置组件安装在一个0.5m×0.5m的设备盘上，高压控制组件在一面，调节压力控制组件在另一面（见
后图）。每个压力控制装置具有高压、低压各1套压力传感器组（每组包含3个压力传感器），可监测氨气
瓶和推进剂贮箱中的压力。这些压力传感器同系统级指挥与监控装置相连，向ATV系统提供紧急、预警
与报警信息。
压力控制装置在ATV与阿里安5火箭分离之前将氨气瓶隔离，当推进剂输送管路准备好后，才开始
增压（高压锁紧阀打开）。在ATV正常飞行期间，每个压力控制装置上只有1条增压管路工作，而另一条
则被位于压力调节器上游的专用高压阀隔离。当ATV同ISS连接并处于休眠状态时，高压阀将隔离所有
管路。
推进剂隔离装置位于贮箱下游，装有机电阀和连接于管路的压力传感器。推进剂隔离装置按操作要求
将推进剂分配给主推力器、姿控推力器和制动推力器中。在飞行阶段，必要时推进剂隔离装置可隔断通向
个别推力器的推进剂输送管路。
推进剂输送管路
在推进舱内，贮箱、主推力器、姿控推力器组和其他推进设备之间由管网相连，管网由钛合金管焊接
而成，接头形式有L形、T形和X形。主推力器和姿控推力器组的内部管路采用不锈钢材料。主推力器与
推进剂隔离装置的钛合金管路之间采用焊接接头连接；而姿控推力器组与推进剂隔离组件的钛合金管路之
间则采用螺纹连接。整个管网由专用管路支承件支撑。
货运舱段前锥部的姿控系统通过舱间管路与推进剂隔离装置管路相连。舱间管路包有陨星与空间碎片
防护层，装在服务舱段和货运舱段主结构外部。服务舱段和货运舱段内部的管路与舱间管路之间采用焊接
接头连接。

<!-- 第 1180 页 -->
自动转移飞行器（ATV）
·1137·
高压锁紧阀
过滤器
压力传感器
压力调节器、
低压大流量锁紧阀
压力控制装置
电子设备
ATV的电子系统以容错计算机(FTC)为中心，通过系统总线交换数据。
容错计算机
容错计算机由4个并行数据处理器组成，通过4个系统总线中的1个专用通道控制计算机池中的1个
计算机。一旦此通道失效，另一个通道将控制由失效计算机控制的总线。利用这种机制，即使计算机池的
1个数据处理单元失效，也能够确保制导、导航与控制功能。为避免个别通道硬件故障发生时计算机池外
的误差传递，在获得的设备数据和指令上采取多数表决。
数据管理系统及软件
ATV数据处理系统在整个飞行阶段工作，包括从地面初始状态到与ISS对接，从离轨到再入烧毁，以
及提升阶段。在对接阶段，只有一个数据处理装置启动，并负责完成对ATV的监视功能。在所有模式下，
地面控制中心和ISS航天员可以通过遥控越过ATV内部自动功能对其实施控制。
ATV软件分为3层并归属于多个设备部分。第1层由设置和计算机硬件接口组成，包括操作系统；第2
层负责系统中不同设备之间的数据交换，以及设置或改变各设备的操作模式；第3层的功能是纯应用运算。

<!-- 第 1181 页 -->
欧洲
1138
控制系统
地面控制中心根据从跟踪和数据中继卫星（TDRSS）传来的ATV导航参数为ATV制定并上传飞行任
务计划。ATV上的任务与飞行器管理功能模块根据飞行任务计划选择ATV的飞行模式，并向制导、导航
与控制（GNC）系统输入当前工作模式指令。而后，GNC计算控制力和力矩，再通过推进驱动电气设备
（PDE）选择能够提供预期控制力和力矩的推力器，完成预定机动。此外，ATV控制系统还有推进失效管
理装置，可增强ATV的安全性。
GNC系统
ATV的GNC系统主要以导航测量为基础，在任务与飞行器管理系统软件的控制下运行（参见下图）。
ATV与阿里安5运载火箭分离后，GNC开始工作。制导系统在探测到ATV/ISS第1次接触后即依据任务
与飞行器管理系统发出的指令关闭。
GPS
MVM
通信
GNC
GPS
GPS
指
RDS
CMU
CMS
STR
RVSE
SS
RVS
目标
推进舱
设备舱
ISS
货运舱段
GNC链路
GNC系统关键器件包括：1套由4个相同的双轴动调陀螺和2个星跟踪器组成的陀螺组件，用于提供
ATV测量角速率和相对惯性坐标系的姿态；2个GPS接收机，确定ATV绝对位置和速度，同时结合ISS
上的全球定位卫星（GPS）接收机提供的ATV/ISS相对位置和速度数据；2个视程仪，利用视程仪激光器
二极管光束照射交会目标装置，检测到达视程仪的反射光，通过计算目标数据得出距离、视线角（ISS俯
角和仰角）和ATV/ISS之间的交会测量数据；1套由6个单轴加速度计组成的控制组件，用于控制推进控
制模式；2个方向计，提供ISS距离和视线角的测量数据，并在最终逼近阶段，监视ATV逼近走廊是否安
全。此外，为了安全，ATV还有飞行控制监视模块。该模块为专用功能模块，与正常GNC功能中使用的
算法和敏感器不同。
工作模式
在ATV飞向ISS过程中主要采用绝对GPS导航、相对GPS导航和视程仪导航。

<!-- 第 1182 页 -->
自动转移飞行器（ATV）
·1139·
ATV与ISS建立近程通信链接前，或该链接不能保持稳定时，ATV采用绝对GPS导航，通过绝对GPS
导航滤波器来判定ATV的轨道位置。绝对GPS导航滤波器以扩展卡尔曼滤波器为基础，利用GPS接收机
的原始测量数据进行导航。经过处理的测量数据是GPS伪距和用于确定伪距速率的多普勒数据。只要4
颗GPS卫星可见，就能保证绝对GPS导航状态矢量的完全可观测性。
ATV从与ISS相距30km处建立近程通信链接，启动相对GPS导航，利用ATV的GPS原始数据和从
ISS传来的GPS数据，直接消除各种GPS信号存在的误差。采用线性卡尔曼滤波方案并利用动态模型优化
混成GPS测量数据。相对GPS导航状态矢量是8维矢量，不仅包括相对状态矢量，还包括相对时钟偏差和
漂移。当4颗GPS星可见时，才能观测到所有的相对GPS导航状态矢量。为此，ATV和ISS还要利用天线
克服结构障碍和多路效应。相对GPS导航滤波器频率为1Hz。2台接收机之间的时差必须小于100mS。
ATV经过预寻的和寻的机动，进入逼近椭球区，执行自旋机动，调整姿态，从偏航机动调整到指向ISS。
由于相对GPS导航在近距条件下受ISS相对ATV幅角效应的干扰，所以用视程仪导航代替相对GPS导航，
利用视程仪获取视线角测量数据。ATV沿预定逼近走廊进入规避区。规避区是1个以ISS质心为中心的、
半径为200m的安全区。之后，ATV利用视程仪的ISS/ATV相对姿态测量数据以及距离和视线角测量数
据，在相对姿态模式下交会导航。ATV在与ISS相距12m处停留，接受ISS上视频摄像机的检查。而后，
开始最终逼近、捕捉和对接。
推进系统控制接口装置
推进驱动电气装备（PDE）是ATV电子设备分系统同推进系统的主要功能界面，共有4个完全相同
的PDE通道，其中2个通道与推进驱动电气箱1（PDEBox1）相连，另外2个通道与推进驱动电气箱2
（PDEBox2）相连，各通道独立工作。
通过数据总线，PDE通道从仪器舱接受指令，控制相连的PRSS电气设备（参见下图）。PDE可驱动
推进系统的流量控制组件（阀门）、监控并传送推进系统的状态参数。每个PDE控制1台主推力器和7台
小推力器（2个反推、2个滚动、1个前进，2个在ICC上）。这样，4个PDE就控制4台主推力器和28
台姿控推力器。ATV在任一PDE通道发生故障时仍能正常工作，即用另外3个PDE可控制ATV推进系
统。一般情况下，2个PDE就可控制ATV姿态。为节电，ATV在长时间在轨滑行阶段只启动2个PDE
完成姿控。
1个主推力器
5个姿控推力器
2个制动推力器
区
11个锁紧阀
区
传感器
PDEI
PDE4
PDE2
PDE3
1553总线A，B，C，D
推进电气设备

<!-- 第 1183 页 -->
欧洲
·1140·
遥测与通信系统
ATV设有2条独立的S波段通信链路，一条用于ATV与地面的通信联络，一条用于ATV与ISS的
近程通信联络。阿里安5运载火箭整流罩抛掉后，ATV通过跟踪和数据中继卫星系统（TDRSS）或欧洲
先进试验通讯卫星（ARTIMIS）与地面建立通信链路，同地面交换遥测/遥控数据。当ATV与ISS相距
30km时，在二者之间将建立近程通信链路，ATV的遥测/遥控数据将由国际空间站通过TDRSS传递给地
面，利用ISS的GPS信息进行相对GPS制导。
ATV的S波段通信系统频率：前向链路为2106.40625MHz；回程链路为2287.5MHz。上述频率满
足TDRSS的S波段多址服务。
ATV在轨稳定与调相的初期，TDRSS只是部分可见，通信并不连续；在交会对接阶段，ATV与ISS
之间、ATV与地面之间保持连续通信。虽然ATV在1个给定的操作阶段里不需要依靠遥测/遥控数据就能
正常工作，但在处理某些紧急情况或决定是否进入下一个飞行阶段时需要来自地面的指令。为了解决ATV
在飞行期间的通信不连续给地面操作带来的问题，遥控模式（2kbit/s）以时间标签指令为基础，遥测则根
据地面加载的给定的机上数据采集计划和机上日志表监控（8kbit/s或64kbit/s，具体由通信模式确定）。
遥测通道包括实时的和记录的数据传输。
ATV通信依靠下列设备完成：
1）ATV与地面的通信靠TDRSS或ARTIMIS；
2）ATV与ISS近距通信靠ISS/俄罗斯部段的S波段通信系统（参见下图）；
3）ATV控制中心、莫斯科控制中心和休斯敦控制中心；
4）当ATV与ISS对接后，ATV与ISS之间的基本通信依靠通信线并利用ISS与地面通信，ISS起到
中继站的作用。
ARTIMIS
TDRS
(ESA)
(NASA)
S波段TDRSS或
ARTIMIS通信
ATV
S波段近程通信链接
ISS
TDRSS中心
ARTIMIS中心
ATV中心
ATV的S波段通信链路

<!-- 第 1184 页 -->
自动转移飞行器（ATV）
·1141·
电源系统
ATV的电源系统由任务与飞行器管理电子设备控制。在飞行阶段，ATV的电力由太阳能电池帆板和
蓄电池提供。太阳能电源系统由4个可折叠太阳能电池帆板组成，所产生的电能储存在蓄电池中。为增加
发电量，每个太阳能电池帆板在自由飞行段以及同ISS对接后都可以旋转。
电源系统还包括非充电的电池组，在阿里安5发射ATV阶段、火箭分离到近地点上升阶段、ATV入
轨阶段、交会与对接阶段和离轨阶段均使用非充电电池供电。在特殊状况下，如无法保证太阳能电池帆板
朝阳状态或发生意外事故时，也可以使用这些非充电电池。
ATV与空间站对接阶段，电源系统处于休眠状态，空间站为其提供功率为600W的电力。
环境控制和生命保障系统
ATV有一套环境控制和生命保障系统，可完成空气循环、压力控制（补偿和排放）和火警探测。依靠
环境控制和生命保障系统，国际空间站上的航天员能够到ATV增压舱中搬运货物。
货舱通风
货舱通风装置包括风扇装置、空气扩散器、后锥空气节流器和出口。风扇装置有4台风扇（51㎡/h)
和2个后锥管（30m/h)。空气经过滤网出舱，滤网位于后锥。增压舱的环境与生命保障系统没有空气净
化功能。该功能由空间站服务舱提供。净化空气（180㎡?h）通过软管从国际空间站再输送到增压舱内。
压力控制
为保证空间站航天员在ATV增压舱内正常工作，在同国际空间站交会对接前，增压舱内压力要与国
际空间站的压力相等。
为实现压力控制，ATV有2个正压释放装置和1个压力补偿装置。当压力传感器敏感到逆流压力等于
1048hPa，顺流压力等于978hPa时需要8min的补偿时间。
防火设计
货运舱段防火主要以预防为主，在结构上尽量采用不易燃的材料，在危险设备（如电气箱、控制器和
推力器）周围采用密封结构。为监测舱内再循环空气，在货舱通风扇的顺流方向安装了管道烟雾探测器。
水、气输送系统
ATV配有饮用水和气体输送系统，2套系统各自独立。水、气输送系统可向国际空间站输送饮用水和
新鲜空气，回收空间站内的液体垃圾。水、气输送系统的贮箱位于货运舱段的外舱。
供水系统
供水系统有3个水箱，为不锈钢管结构，外部包有碳纤维增强复合材料。每个水箱内部容积0.3㎡”，3
个水箱可储存840kg饮用水或空间站液态垃圾（卸货）。供水系统利用国际空间站现有设备（泵、压缩机、
软管和瓶）输送饮用水和液态垃圾。
正常状态下水箱同增压舱相通，供水靠电泵抽水。在回收空间站液体垃圾时，靠电动空气压缩机将垃
圾装入ATV的水箱中，水箱仍同增压舱相通。

<!-- 第 1185 页 -->
欧洲
·1142·
气体输送系统
气体输送系统由3个相同的贮箱构成，分别安装在2个位置，可运送2种气体；贮箱同压力舱中的控
制面板相连。气体贮箱结构为因康镍内衬外包碳纤维增强复合材料，单个容积约为0.13m”，可装33.3kg
空气。ATV的气体输送系统可储存并输送100kg气体，每次飞行运送2种气体：氧气和氮气。剩余气体
可在规定速度范围外释放。气体释放完全手动，空间站服务舱负责监视大气（压力和氧气的浓度）。
ATV飞行过程及任务
ATV由阿里安5火箭从法属圭亚那发射场发射，携带货物进入预定的近地转移轨道，同阿里安5火箭
分离，启动ATV导航系统，推力器点火，ATV飞向空间站转移轨道。经过约3天的轨道调整后，ATV发
现空间站，并从空间站后方20km、下方5km处开始接近空间站。如果出现紧急情况，ATV上的计算机
和空间站上的航天员都能启动防碰撞机动（CAM）的预编程序。该程序完全独立于主导航系统，从而可提
高ATV的安全等级。
ATV安全对接后，空间站上的航天员能够进入增压舱并搬走货物。同时，ATV的液体贮箱将同空间
站管道系统相接并卸载。航天员将空气手动释放进入空间站内。随后在近6个月里，ATV大部分时间处于
休眠状态，同空间站相连。航天员将有条不紊地向货运舱填充空间站垃圾。每隔10到45天，ATV的主推
力器要提升1次空间站高度。
补给和垃圾回收任务完成后，航天员将关闭ATV，ATV自动同空间站分离。ATV的推力器利用剩余
燃料重新调整飞行器轨道，沿较陡的飞行轨迹进行可控破坏性再入（同一般载人飞行器以较小的倾角平滑
再入不同），在太平洋上空烧毁。ATV整个飞行过程参见下图。
停泊
逃逸后
再入大气层
交会阶段
轨道转移
连接阶段
CAM后
轨道再入
靠近ISS
稳定阶段
分离
离轨
EPS点火
调整
爆炸
南太平洋
南大西洋
EPC再入
南印度洋
太平洋
ATV飞行示意图

<!-- 第 1186 页 -->
自动转移飞行器（ATV）
·1143·
ATV发展潜力
ATV是欧洲最新研制的体积和质量最大、能够实现自动交会对接和燃料补给的航天器，具有部分载人
能力。经过改进后还能为空间站相关工作及其他飞行任务提供更先进的技术服务（参见下图）。
ATV潜在应用
探月或星际
ISS后勤服务
LEO/MEO
GEO
航行
维护GEO
配合ISS的
维护卫星
后勤补给
登月
未来任务
星座
卫星
维护LEO/
移除GEO
成为航天飞机
成为后勤
深空探测
增加返回舱
MEO卫星
卫星
可回收货船
返回舱
用作卫星平
月球样本
拆除ISS舱段
运送ISS舱段
增加增压舱
台的资源舱
返回
用于LEOMEO
火星探测
成为两用
增加非增压
增加非增压
卫星的离轨
货舱
平台
货舱
ATV发展潜力
（陈允宗）

<!-- 第 1187 页 -->
日本
·1144·
本
日
第二次世界大战后日本经济迅速复苏。出于发展技术和经济目的及政治上的考虑，日本开始发展自己
的航天事业。
日本的运载火箭源自探空火箭。1970年2月11日，日本用自行研制的源自探空火箭的L-4S（兰姆达
-4S）发射了日本第1颗人造地球卫星。此后，日本又研制了M系列M-4S、M-3C、M-3H/M-3S、M-3SIⅡI
和M-V固体运载火箭，主要发射用于天文观测、月球和行星探测的科学卫星。最后一代M系列火箭M-V
自1990年开始研制，1997年2月首次发射，2006年完成最后一次发射并停用。
为掌握发射大型卫星的液体火箭技术，获得中、高轨道和地球同步轨道卫星发射能力，1969年7月日
本与美国签订了1项空间合作协议，从美国引进了雷神-德尔它火箭技术。以此为基础，日本开始研制N
系列运载火箭，并在1975年发射了第1枚N-1火箭。为了满足国内通信、广播和对地观测应用卫星的发
射需要，日本从1976年开始再次引进技术，研制N-2火箭。于1981年2月11日成功发射第1枚N-2火
箭，把日本第1颗地球同步卫星送入轨道。N系列使日本完成了液体火箭技术的引进、积累和初步实践。
在研制和使用N系列的同时，日本在此基础上研发了具有更大运载能力的H-1火箭，并于1986年首
飞。为摆脱利用美国技术“不能为第三国发射卫星”的限制，开拓国际卫星发射市场，日本于1984年7
月开始自主研制H-2火箭并于1994年2月首次发射。但是H-2火箭造价过高，在国际市场缺乏竞争力；
同时，最后两次发射接连失败，暴露出在可靠性方面存在的问题。
为满足21世纪初多种发射需求，日本政府于1995年启动了H-2A系列运载火箭计划，其目标是降低
发射成本、提高运载能力、增强适应性和可靠性。H-2A系列火箭采用模块化设计思想，由标准型和增强
型组成。首先研制的H-2A标准型在2001年8月首飞，并连续5次发射成功，但在2003年11月出现1
次发射失败。为此日本改进了H-2A火箭，并把提高可靠性调整至首位。2005年2月，第7次发射成功。
此后日本增大了H-2A的发射频率，并在2006年成功发射了H-2A增强型（H2A204）。为了发射更大有效
载荷，日本从2004年开始在H-2A基础上研发H-2B重型运载火箭。H-2B可运载质量16.5t的H-2转移飞
行器（HTV），也可将质量约8t的单星或多星送入地球同步转移轨道。HTV是一种无人轨道货运飞行器，
用于向国际空间站运货并带回垃圾在再入大气层时烧毁。日本计划于2008年起用H-2B火箭发射HTV。
为能低成本发射小型工程试验与科学卫星，日本曾在1991年7月开始研制J-1小型三级固体运载火箭，
作为M系列和H系列的补充，并在1996年2月12日成功完成了唯一一次发射。由于发射费用偏高，入
轨精度偏低，再加上经费短缺，该火箭在2001年下半年停止使用。日本转而研制新型银河快车GX火箭。
在发展一次性运载火箭的同时，日本开始发展可重复使用运载器，启动了霍普（HOPE及HOPE-X）
无人航天飞机研制计划，并在1994年～2003年先后进行了轨道再入试验（OREX）、高超声速飞行试验
（HYFLEX）、自动着陆飞行试验（ALFLEX）和高速飞行演示试验（HSFD）。虽然HOPE-X计划后来
被停止，但也取得了一定的经验和技术突破。
2005年4月，日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）提出了2005年～2025年日本航空航天新构想，
H-2A火箭及其后继型号和HTV被确定为日本今后发展航天运载体系的重点。
（尚辉）

<!-- 第 1188 页 -->
L-4S
·1145·
L-4S
L-4S型火箭又称兰姆达-4S（亏么夕-4S）火箭（见下图）是日本宇宙科学研究所（ISAS）研制的L系
列火箭之一，是日本最早期的多级固体火箭。1970年2月11日，四级的L-4S-5号火箭成功地发射了日本
第1颗人造卫星一大隅号。
卫星
整流罩-
Φ0.48m
四子级一
四子级分离面
姿态控制舱段
三子级和姿控舱分离面
Φ0.504m
三子级一
二、三子级分离面
二子级一
Φ0.735m
16.522m
二子级分离面
子级
0.735m
助推器
p0.31m
L-4S型火箭示意图
L-4S型是日本L系列火箭中唯一的运载火箭型号。L-4S各型火箭的总体布局大致相同，直径也相同，
只是总体尺寸局部有微小差别。以L-4S-5号为例，火箭全长16.5m，最大直径1.40m，起飞质量9.4t,
起飞推力732.6kN，能将质量为26kg的有效载荷送入高度250km、倾角31°的圆轨道。
1964年5月至1970年2月，L-4S型先后进行了6次飞行试验，只有L-4S-5号火箭将质量为24kg的
有效载荷送入轨道。
详细内容参见1996年版《世界航天运载器大全》。
(孙继桐）

<!-- 第 1189 页 -->
日本
·1146·
M系列(M シIJ -x)
M系列（M-/Mlaunch vehicle series）又称缪系列（=一）-/Mu launch vehicle family）,
是由JAXA的前身之一日本宇宙科学研究所（ISAS）开发研制，用于发射科学卫星的多级固体运载火箭系
列，如下图所示。
30m
20m
10m
0m
M-V改进型
L-4S
M-3C
M-3H
M-3S
M-3SII
M-V
M-4S
M系列运载火箭及其试验火箭
M系列运载火箭的开发研制计划是在1963年（昭和38年）制定的。作为M系列第1代的M-4S型是
四级固体火箭，靠一子级尾翼和箭体旋转的无诱导方式保持飞行姿态稳定。为了获得这种技术，进行了M
计划的预备试验火箭L-4S型火箭的研制，并在1970年2月11日用L-4S型火箭的第5发成功地发射了日
本第1颗人造卫星大隅号，从而为M系列运载火箭的研制打下了基础。
M系列运载火箭的第2代是M-3C型火箭，这是一种三级火箭，采用了与M-4S型相同的一子级发动
机，但二、三子级发动机是新研制的，在二子级上引入了推力矢量控制系统，从而大大提高了入轨精度。
M系列运载火箭的第3代是M-3H型火箭，也是三级火箭，与M-3C型火箭的主要区别是将M-3C型
的一子级发动机延长到原来的6倍，从而提高了火箭的运载能力。

<!-- 第 1190 页 -->
M系列（M-x）
·1147·
M系列运载火箭的第4代是M-3S型火箭，结构形式和结构尺寸与M-3H型火箭大致相同，其区别仅
在于M-3S型火箭是在M-3H型火箭一子级上安装了推力矢量控制系统和固体发动机型滚控系统（SMRC）
装置，入轨精度得到了提高。
M系列运载火箭的第5代是M-3SII型火箭，是M-3S型的较大改进型。即将M-3S型火箭的二子级、
三子级发动机大型化，将M-3S型火箭的8个助推器改为2个大型助推器，从而大大提高了火箭的运载能
力，另外，其整流罩也大型化了。
M系列运载火箭在M-V型之前的发展可分为2个阶段：由M-4S型到M-3S型的4代火箭作为第1阶
段，主要是发射中小型卫星；M-3SⅡI型火箭为第2阶段，其运载能力比M-3S型火箭增大了约2.7倍，可
以发射较大型卫星。
M系列运载火箭的第6代是M-V型火箭，它是M系列火箭的最后一代。1981年，由东京大学宇宙航
空研究所改组而成的日本宇宙科学研究所继承了M系列火箭的研发和应用经验，改组后，该所除继续以
M-3SⅡI型火箭为支柱发射科学卫星和空间探测器外，还研制了M-V型运载火箭，用于月球、火星探测器
的发射。M-V型是直径2.5m的三级固体火箭，具有将2t卫星送入低轨道的能力。该型火箭的3个子级
都是新研制的，一子级采用新的高强度钢（HT-230），不用捆绑助推器，在短时间内燃烧70t推进剂，产
生3698.4kN推力；二子级燃烧30t推进剂，产生1382.2kN推力，为提高在稀薄空气中的燃烧效率，二、
三子级采用折叠式延伸喷管；三子级球形发动机为复合材料壳体。
M-V型火箭使日本宇宙科学研究所在20世纪90年代和21世纪初具有保持每年发射1颗中型航天器
的能力，曾先后进行了7次发射。
M系列运载火箭的研制成功，为日本的宇宙开发、空间探测开辟了新局面，奠定了基础。然而，作为
固体火箭，M系列火箭存在着比冲低、入轨精度低和发射费用高的问题。2006年，在M系列火箭服役
40年之后，日本宇宙开发委员会决定不再继续改进和使用M-V型火箭，该火箭于当年完成最后一次发射
并停止生产。
M系列运载火箭的总体性能参数见下表所示。
M系列运载火箭总体性能参数
全长/m
直径/m
起飞质量/kg
级数
运载能力**/kg
型号名称
起飞推力/kN
首次发射
4
26
0.735
1966年
16.5
9400
732.58
L-4S*
180
1970年
4
23.6
1.41
M-4S
43800
1 936.1
1 936.1
195
1974年
3
20.2
1.41
M-3C
41600
290
3
49000
2186.2
1977年
23.8
M-3H
1,41
3
290
1980年
23.8
1.41
49600
2215.2
M-3S
1985年
3
780
27.8
1.41
61700
M-3S II
1 715.0
1997年
M-V
30.7
2.50
1800
3
139000
3 698.4
M-V改进型
2003年
140 400
3 698.4
30.8
2.50
1850
3
注：*L-4S是M系列的试验火箭；
**高度250km、倾角31°的圆轨道。
（尚辉，孙继桐，顾松南）

<!-- 第 1191 页 -->
日本
·1148·
M-4S
M-4S型火箭是日本宇宙科学研究所研制的用于发射科学卫星的四级固体火箭。
M-4S型火箭是在L-4S型火箭的基础上发展起来的。该火箭从1962年开始研制，1965年10月开始飞行
试验，到1972年8月M-4S-4号火箭最后一次发射为止，先后共发射了6次，其中前2次为模拟火箭的飞行试
验，后4次为正式飞行，即用M-4S-1～M-4S-4号火箭发射了.4颗试验卫星和科学卫星，其中3颗入轨成功。
主要技术性能
级数
起飞推力
4
1 936.1 kN
全长
推重比
23.6~23.7 m
4.51
约2.1m
运载能力
最大直径
约180kg（h=250km，i=31°
4.50 m
尾翼翼展
的近地轨道)
起飞质量
43.5~43.8 t
助推器
长度
5.794m
推进剂
聚氨酯系列UP-10
直径
地面平均推力
0.310m
8X133.525kN
质量
2 147.7 m/s
地面比冲
8X0.5125t
推进剂质量
8×0.3375 t
工作时间
7.7 s
发动机
8XSB-310
一子级（M-4S-4)
级长
11.93 m
推进剂
聚氨酯系列UP-10
直径
1.410 m
地面总推力
867.92 kN
子级质量
地面比冲
26.35 t
2 186.96 m/s
推进剂质量
工作时间
20.54 t
62s
发动机
M-10
二子级（M-4S-4)
4.74 m
级长
推进剂
聚氨酯系列UP-18
真空平均推力
1.410 m
直径
281.30 kN
子级质量
真空比冲
9.78 t
2 638.1 m/s
推进剂质量
7.11t
工作时间
66 s
发动机
M-20

<!-- 第 1192 页 -->
M系列（MシJ-）
·1149·
三子级（M-4S-4）
级长
4.01 m
推进剂
聚丁二烯BP-12
直径
真空平均推力
0.860m
128.47 kN
子级质量
真空比冲
2.78 t
2 716.54 m/s
工作时间
推进剂质量
1.97 t
42 s
发动机
M-30
四子级（M-4S-4）
级长
推进剂
1.83 m
聚丁二烯BP-17
真空平均推力
直径
0.79 m
25.5 kN
0.53t
子级质量
真空比冲
2 706.7 m/s
工作时间
推进剂质量
39s
0.38t
发动机
M-40
总体布局
M-4S型火箭的总体布局如下图所示。
23698
1193
10577-
5799
1664
5842-
尾翼
消旋发动机反推发动机
1233
1829
起旋发动机
旋转发动机|开伞式裙
仪器舱
1635自毁装置
685
中860
A
A
整流罩
$1410
卫星
侧向喷管
786
反推发动机
助推器
一子级发动机
4500
四子级发动机三子级发动机二子级发动机
$310
A-A
M-4S型火箭（M-4S-4）总体布局
M-4S型火箭为捆绑式四级火箭，在一子级上捆绑有8个固体助推器，一子级尾段上安装着4个翼展
为4.50m的尾翼。
二子级后端圆周方向安装有可展开的裙段（级间段）结构，保持二级飞行稳定。

<!-- 第 1193 页 -->
日本
·1150·
于二、三级级间段和姿态控制舱之间，·前端也装有反推火箭。
姿态控制舱在三、四子级之间，装载着姿态控制发动机、侧向喷管装置和控制系统的仪器设备等，其
前方为四子级球形发动机M-40，四子级发动机前方是卫星结构。
最前端外面为整流罩结构，包覆着卫星、四子级发动机和仪器等。
安全自毁装置设于一子级发动机靠近前封头的壳体外缘，在二、三子级发动机前封头的中央部位也装
有安全自毁装置。
箭体结构
助推器结构
助推器直径0.310m，长5.79m，壳体由SAE4182高强度钢制成。
一子级结构
一子级结构由一子级发动机壳体、尾段、尾翼以及助推器捆绑连接结构构成。发动机壳体直径1.41m，
壳体设计为3段，采用高强度马氏体时效钢HT-200制造，其抗拉强度为2000MPa，相邻壳段的连接采用
凸缘法兰，用螺栓、螺母连接。
二子级结构
二子级结构包括发动机M-20的壳体和一、二子级级间段结构。发动机的壳体直径1.41m，长4.59m，
发动机壳体仍为分段式，并用法兰连接。前封头中央部位装有安全和推力终止用的盖子，用分离螺母与壳
体连接。发动机壳体材料为高强度钢HT-200，壳体壁厚5mm。
安装于二子级尾部的级间段为可展开的锥形喇叭裙结构，由圆周方向分布的6块弧板组成，在二子级
分离前收纳成圆筒形并与发动机壳体外表面齐平，前端用铰链连接，每块曲板内侧装有作动筒，用火药产
生的气压作动力展开。一、二子级级间分离面在喇叭裙下端面和一子级发动机前裙段法兰盘对接面上，用
6个分离螺母连接，分离力为弹簧力。级间结构的弧板蒙皮、加强肋和桁条为铝合金件，上下连接法兰为
钢结构，用铆钉连接在结构上。壳体外表面覆盖着纤维增强复合材料。M-4S型火箭锥形喇叭裙结构如下
图所示。
展开裙
活塞
开伞角38°
分离螺母（6组）
制动器
子级发动机
二子级发动机
喷管
1410
二子级发动机
分离弹簧
（a）开伞前
（b）开伞后
一、二子级级间段和展开喇叭裙结构

<!-- 第 1194 页 -->
M系列（MI-×）
·1151·
三子级结构
三子级结构包括发动机壳体、二、三子级级间段结构。发动机壳体直径为0.86m，长4.013m，壳体
材料为马氏时效高强度钢。安全推力终止装置和二子级设计相同。
二、三子级级间段结构为截锥结构（见下图），大端直径为1.41m、小端直径为0.86m，中间部位有
一个分离面，分离面两侧结构用4个分离螺母连接，分离力由弹簧提供。级间段为铝合金铆接结构。壳体
外表面覆盖着纤维增强塑料防热板。三子级前端装有反推火箭，以保证分离可靠。
二子级发动机
分离螺母（4组）
旋转发动机（6个）
三子级发动机
分离面
反推火箭（4个）
二、三子级级间段结构
姿态控制舱结构
姿态控制舱位于三子级前面，是圆筒形铝合金承力加劲结构，又是装载姿态控制发动机、姿态控制装
置和仪器的舱段，其直径为0.86m。纵梁、桁条、支撑框架构件、安装连接环等焊接组装成构架结构。蒙
皮和构架用螺栓连接。在该舱内侧有直径为0.50m的仪器安装连接环，外侧装有姿态控制喷管。舱内用塑
料板分隔成若干部分，用于安装电子仪器、电源、电池和电气部件。
姿态控制舱和三子级之间有一个分离面，用4枚分离螺母连接，分离力为弹簧力。该舱的结构形式如左
下图所示。
分离弹簧
带V形槽的包带
下面级
上端圆环
上面级
分离螺母
蒙皮
分离弹簧
下端圆环
框架连接环
电气设备安装环纵梁框架
包带支撑件
姿态控制舱壳体结构
包带分离结构

<!-- 第 1195 页 -->
日本
·1152·
四子级结构
四子级结构由球形发动机M-40的壳体结构以及与相邻部段连接的分离结构组成。发动机壳体采用钛
合金板，利用爆炸成型工艺制成半球壳体，再焊接成整体球形壳体，直径为0.786m，长1.07m，喷管长
0.251 mo
发动机用V形包带连接于支撑结构上，分离时分离螺母作动、解锁，由弹簧提供分离力，使包带向外
分开，上、下级分离。包带式分离结构见前图右所示。
整流罩结构
整流罩结构由圆锥壳体和圆筒壳体两部分构成。其结构为2个半罩，用分离螺母连接成全罩，采用平
推方式分离。罩体主体结构采用纤维增强玻璃钢铺层结构。端头帽为不锈钢结构，罩体结构尺寸和连接方
式如下图所示。
2857
1460
1397—
分离弹簧
玻璃钢结构
玻璃钢结构
不锈钢端头帽
分离弹簧
分离弹寳分离螺母
分离螺母
M-4S型火箭整流罩结构
卫星包带结构
卫星和四子级通过包带连接，卫星包带设计和四子级下端连接包带的设计相同，也是采用带有V形槽
的包带，以分离螺母、分离弹簧连接并分离。卫星和四子级连接部分为轻质镁合金结构。
推进系统
三子级发动机M-30、四子级球形发动机M-40等主发动机（见后图），另外还有诸如保持火箭飞行姿态稳
定用的旋转发动机、消旋发动机、起旋发动机以及点火用发动机等。
助推器
8个助推固体发动机构成助推器的推进系统，发动机性能参数见前面主要技术性能表所列。其结构形
式见前所述。
一子级发动机
一子级M-10发动机的固体推进剂分3段装药。

<!-- 第 1196 页 -->
M系列（MJ-）
·1153·
435
1724
5165
11923
(a) SB-310
(b）M-10
356
1075
-1071
4586
(c)M-20
(d)M-40
M-4S型火箭推进系统发动机
二子级发动机
二子级发动机M-20的主要性能参数见下表所示。
M-20主要性能参数
项目
项目
参数
参数
全长/m
4.59
真空比冲/(m·s")
2638.1
直径/m
工作时间/s
1.41
66
推进剂
聚氨酯系列UP-18
喷管面积比
20
推进剂质量/t
7.11
喷管出口面积/m²
0.76
真空平均推力/kN
281.3
三子级发动机
三子级固体发动机M-30的主要性能参数见下表所示。
M-30主要性能参数
参数
项目
项目
参数
全长/m
真空比冲/(m·s")
4.013
2716.54
直径/m
0.860
工作时间/s
42
推进剂质量/t
喷管面积比
1.97
17.36
推进剂
喷管出口面积/m²
聚丁二烯系列BP-12
0.3758
真空平均推力/kN
128.47

<!-- 第 1197 页 -->
日本
·1154*
四子级发动机
四子级发动机M-40呈球形，其主要性能参数见下表所示。
M-40主要性能参数
项目
参数
项目
参数
直径/m
0.786
真空平均推力/kN
25.5
真空比冲/(m·s)
发动机壳体长/m
2 706.7
1.06
工作时间/s
发动机质量/t
0.44
39
推进剂质量/t
喷管面积比
0.38
20.77
推进剂
喷管出口面积/m²
聚丁二烯系列
0.0993
其他小型辅助发动机
点火发动机，用于M-10、M-20、M-30发动机点火，使用IP-1点火药，M-10、M-20的点火发动机喷
管材料为石墨，M-30的点火发动机起初用钢，因为烧蚀严重，后来改为纤维增强塑料。
旋转发动机（见下图）安装在二、三子级级间段（截锥段）的后部，共3对6台发动机用以保持第2
级飞行稳定，在喇叭裙完全展开之前发动机工作，火箭旋转转速大约3r/s（实际飞行时M-4S-2，M-4S-3，
M-4S-4号火箭分别为2.8r/s，2.6r/s，2r/s)，为避免因后效冲量与上面级相碰，M-4S-3和M-4S-4号火箭
将两对旋转喷管向后倾斜15°，该发动机的参数如下表所示。
533
燃烧室
推进剂BP-16
玻璃钢
几
喷管喉衬
34
123
喷管座
点火器
$25.5
$71.3(c=7.82)
旋转发动机
旋转发动机主要性能参数
项目
参数
项目
参数
推进剂
25.5
聚丁二烯系列
喷管喉径/mm
推进剂质量/t
5.3
喷管面积比
7.9
4.12
内孔形状
8光芒星形
真空最大推力/kN
燃烧室材料
铬钼钢
真空比冲/(m·s-1)
2352
4.5
最大内压/MPa
5.6
工作时间/s

<!-- 第 1198 页 -->
M系列（M-)
·1155·
消旋发动机在姿态控制前将姿态控制舱的转速从3r/s降为零，以便进行姿态控制。姿态控制舱采用
DSⅡI型消旋发动机，每2个一对对称地安装在三子级前面，力臂为0.36m，其性能参数见下表，结构组成
见下图。
DSII型消旋发动机主要性能参数
参数
项目
参数
项目
推进剂
喷管面积比
12.5
聚硫橡胶SEP-75
1.23
真空最大推力/kN
0.6375
推进剂质量/kg
真空比冲/(m·s1)
钥匙孔形
2216.4
发动机内孔形状
铬钼钢
燃烧室材料
5.2
工作时间/s
一
10
喷管喉径/mm
270
喷管座
52
喷管罩
喷管喉衬
燃烧室
推进剂SEP-75
$95.6
102
$92
$10→
150
8619
30
玻璃钢衬套
点火器
喷管座
后封头板48-
DSⅡI型消旋发动机
起旋发动机使末级、姿态控制舱与三子级分离后以3r/s的转速起旋，起旋后转速为（2.9±1）r/s，发
动机为RSⅡI型，其性能参数见下表，结构组成见后图。
RSII型起旋发动机主要性能参数
参数
项目
参数
项目
推进剂
喷管面积比
25.9
聚硫橡胶SEP-75
0.53
最大内压/MPa
4.9
推进剂质量/kg
真空最大推力/kN
钥匙孔形
0.412
发动机内孔形状
真空比冲/(m·s1)
喷管喉径/mm
2256.6
8
燃烧室材料
铬钼钢
工作时间/s
3.5

<!-- 第 1199 页 -->
日本
·1156·
喷管堵塞
喷管
平衡用喷管
拆卸器
推进剂
点火药
$119
RSII型起旋发动机
三子级反推火箭在二、三级级间段内侧，共安装4个，均匀分布，喷管指向飞行方向，并与箭体轴线
成30°角。反推火箭型号为RSⅡI型，其主要参数如下表所示。
RSII型反推火箭主要性能参数
项目
参数
项目
参数
推进剂
聚硫橡胶SEP-75
喷管面积比
21.6
推进剂质量/kg
1.2
最大内压/MPa
5.6
发动机内孔形状
钥匙孔形
真空最大推力/kN
0.51
燃烧室材料
铬钼钢
真空比冲/（m·s）
2157.5
工作时间/s
喷管喉径/mm
8.4
6.1
四子级反推火箭在四子级发动机喷管安装部位，共安装3台，与箭体成45°角，用以防止四子级分离
后因后效冲量与卫星相撞。反推火箭的主要参数如下表所示。
反推火箭主要性能参数
项目
参数
项目
参数
推进剂
聚氨酯系列UP-25
喷管面积比
20
推进剂质量/kg
425
最大内压/MPa
2.5
钥匙孔形
真空最大推力/kN
发动机内孔形状
0.226
铝合金
真空比冲/（m·s)
燃烧室材料
2304.7
工作时间/s
喷管喉径/mm
8.5
5.2
分离系统
M-4S型火箭分离系统组成及组件和分离方式见后表所示。

<!-- 第 1200 页 -->
M系列（MI-x）
·1157·
M-4S型火箭分离系统
冲击/g
分离弹簧/kN
各级分离面
分离方式
分离螺母
分离速度/(m·s")
一、二子级
分离螺母
Φ26（双式、6个）
5（12个）
0.848
1.528
二、三子级
5(12个）
分离螺母
Φ20（双式、4个）
1.130
2.715
三子级·CNI
分离螺母
Φ14（双式、4个）
1.2 (8个)
1.108
3.132
CN ·M2
包带
Φ12 (2个)
0.55 (12个）
3.918
1.108
M·SA3
包带
Φ8 (2个)
0.05 (12个)
0.917
1.824
注：1）姿态控制舱；2）四子级发动机M-40；3）卫星。
整流罩采用二次分离方式，先圆锥段分离，再圆筒段分离。圆锥段分离状态如鳄鱼张口形，圆筒段为
平行开罩方式。
控制系统
姿态控制系统分为姿态基准、电子设备和姿态控制发动机三部分。姿态控制系统的构成见下图所示。
M-4S-2号火箭以前使用的电子设备与L-4S-5号相同，装载在姿态控制发动机中央部位。M-4S-3和M-4S-4号
火箭采用了新的姿态控制舱，增加了精密角度转换器（PAC）（见后图），用滚控速率陀螺信号停止消旋。
姿态基准
控制电子装置
侧喷管（后视图）
伺服放大器
力矩马达
发射架位置
速率积分
陀螺
俯仰
自由度
速率陀螺
反时针
下俯
顺时针
陀螺
滚动
滚动
偏航
解析器
速率陀螺
顺时针
反时针
偏航
RX
偏航
CA
同步器
顺时针
反时针
滚动
CX
滚动
上仰
CA
滚动
速率陀螺
M-4S-3,4
消旋终止
滚动速率开关
M-4S-1,2
M-3D-1
姿态控制系统

<!-- 第 1201 页 -->
日本
·1158·
sind
滚动
sino
sin(4-60°)
交流/直流
开关
模/数
斯柯特
向遥测仪发送
sino
电路
俯仰
变换
换流器
线路
脉码调制信号
COS0
sin(0-60°)
sin$
偏航
sin(-60°)
象限判断电路
400Hz信号多路转换器
（a）精密角度转换器原理图
90°
135°
450
010
001
|cotel
/010
000
(tanel
|tano]
180°
0°
110
100
[cotol
111
101
315°
2250
270°
（b）PAC角度信号和封限信号
精密角度转换器
姿态控制
姿态控制系统的程序控制（见右图）由定时器
旋转速率读出
定时器
发出消旋发动机点火信号开始，点火后1s消旋停
X+s
电路开关接通
止、电路接通、姿态控制开始，旋转速率敏感电路
滚转控制回路工作
消旋发动机点火
(227)
接通，滚控回路开始工作。当消旋发动机将火箭旋
不
转速率降低至30（/s以下时，消旋停止电路工作，
消旋停止电路
(228)
旋转速度<P
待用状态
旋消发动机停止工作，如果电路启动失效，则还可
晋
以由姿态控制备用信号再次令其工作。与此同时，
(228)
姿态控制开始
俯仰、偏航姿态控制回路接通工作。
消旋停止电路接通
(233)-
姿控备用信号
为控制稳定，误差很小时，一旦接到定时器的
俯仰及偏航
控制回路工作
模式转换信号，控制系统便形成半个圆周方向滚动
姿控模式变更
(289)
误差状态，在俯仰、偏航控制状态下，滚控发动机
靠滚动侧喷管起旋
起旋发动机点火
(301)
把转速提高到0.5r/s，这些动作在11s内结束。接
(302)
到模式变换命令，旋转发动机点火，断流阀工作，
断流阀工作
停止给侧喷管供HO
停止向控制发动机供给H2O2，喷管电磁阀电源断
开，姿态控制结束。控制系统从发射后228s开始
H,O.侧喷管
姿态控制终止
(303)
电磁阀断电
工作到303s结束，共75s。由右图可看出俯仰、
偏航转换成箭体坐标后，控制速率陀螺输出相加进
行的ON-OFF控制。
姿态控制程序图
姿态基准系统的构成如后图所示。仪器设计为薄片状，姿态控制基准组件壳体为气密式的，内充氮气。

<!-- 第 1202 页 -->
M系列（MI-x）
·1159·
俯仰速率陀螺
滚动速率陀螺
偏航速率陀螺
力矩马达
二自由度陀螺
速率积分陀螺
同步器
姿态基准系统的构成
电气系统组件包括：伺服放大器、前置放大器、姿态控制发动机组件（俯仰、偏航、滚动各1个）、
电磁阀驱动器、比较仪、中继探测器、检波器、转换开关、压力传感器放大器、电源变换器等（见下图)。
比较仪组件
发动机控制组件（俯仰、偏航、滚动）
中继检测器组件
发动机控制组件（俯仰、偏航、滚动）
压力放大器组件
发动机控制组件（俯仰、偏航、滚动）、
检波器组件
电源组件
X前置放大器
组件
电磁阀驱动器组件
伺服放大器组件
转换开关
组件
变换器组件
电气系统各组件的布置

<!-- 第 1203 页 -->
日本
·1160·
从M-4S-3号火箭起装载了精密角度转换器，提高了全范围内火箭姿态角的传输精度，其构成电路及
全范围划分的8个象限的卦限信号、正切或余切的数字信号参见前图一一精密角度转换器（b）所示。
姿态控制发动机位于姿态控制舱后部，用以调整三子级分离与消旋后的姿态和起旋。发动机通过
催化剂对H2O2分解加热来产生推力。发动机系统布置及管路系统如下图所示。
箭体飞行方向
4个TM4（遥测仪）天线
检测系统电池箱
电机系统
发动机
500
860
发射装置的位置
B下俯
滚动（顺时针）
滚动（逆时针）
偏航(顺时针)
偏航（逆时针）
6个H0.贮箱
2个N贮箱
滚动（逆时针）
滚动(顺时针)
Pu上仰
前视图
姿态控制发动机系统布局
隔膜外真空用
偏航
俯仰滚动
滚动
偏航滚动
俯仰
滚动
安全破坏
安全阀
液体加注连接器
膜片
断流阀
过滤器
放气阀
压力传感器
HO瓶
HO瓶
HO.瓶
HO瓶
口压力传感器
调节阀
隔膜外真空用液体
漏液分解室
加注连接器.
安全阀
排气口
M-4S-4号火箭姿态控制发动机管路系统

<!-- 第 1204 页 -->
M系列（M义I-×）
·1161·
遥测系统
遥测系统包括遥测发射机、接收机、指令接收机等部分。
遥测发射机TM-1（295.0MHz）、TM-2（296.2MHz）、TM-3（915MHz）和指令接收机安装在姿态控
制舱内的仪器支架上。TM-1主要向地面发送测得的箭体信息；TM-2传送姿态控制系统信息；TM-3在
M-4S-1和M-4S-2火箭中主要传送时间程序信息，在M-4S-3和M-4S-4号火箭中传送箭体振动信息。遥测
系统采用2种天线，箭体遥测和指令部分采用钩形天线，卫星915MHz遥测用十字偶极天线。遥测发射机
性能如下表所示。
遥测发射机性能参数
项目
900MHz发射机
300MHz发射机
振荡形式
晶体控制
晶体控制
F2
一
电液形式
SS-FM
发射形式
FM-PM
915±1X10-5
载波频率/MHz
295.0,296.2±5×10-5
±120
303
最大频率偏移/kHz
载波输出/W
0.5
3
无线带域/kHz
700
一
4.74(X1，X2，X3，X4，X5，X6，X8)
副载波频率/kHz
IRIGBAND2~15
中心频率土7.5%
一
副载波最大偏移
6
通道路
14
输入信号/V
0~5
二
输入阻抗/k
350以上
一
±1%以内
变调直线性
一
使用电力
20 V,0.6A
1.2V,2.5A
2.0以下
2.0以下
天线USWR
传送带域
10 Hz~3kHz
遥测项目包括：速率陀螺的滚动角速度、俯仰角速度、偏航角速度，速率积分陀螺的旋转平台的转角，
二自由度陀螺的滚动、俯仰、偏航角度，姿态控制发动机的控制指令应答信号（俯仰、偏航、滚动），转
换器及精密角度转换的滚动、俯仰、偏航的全范围测量等。
自毁系统
M-4S型火箭一子级、二子级、三子级发动机上都装有安全自毁（SO）装置。在一子级发动机最前一
节壳体（前封头附近）的外侧，装有燃烧室自毁装置；在二子级和三子级发动机壳体前封头中央部位装有
直径与发动机喷管喉径相当的自毁装置封头盖，用分离螺母与发动机壳体相连接；终止推力时，分离螺母
动作，发动机燃烧室内压将自毁装置封头盖吹开，燃烧气体从前封头中央喷出，使推力平衡。此外，还采

<!-- 第 1205 页 -->
日本
·1162·
取了利用定时装置使发动机终止点火的双保险措施。
典型飞行程序
M-4S-4号火箭飞行程序见下图，飞行时序见下表。
姿态控制四子级分离
四子级点火天线伸出、探测头展开
起旋
子级分离
姿控段分离落下
点火指令
子级点火
旋转发动机点火
子级火箭分离落下
开罩分离
火箭主体
地球表面
M-4S-4号火箭飞行程序
M-4S-4号火箭飞行时序
时间/s
事件
事件
时间/s
一子级、助推器点火
T+0
旋转发动机点火
T+84
自毁装置打开保险、处于备炸状态
喇叭裙打开
T+5
T+85
T+7.4
助推器燃烧结束
T+86
二子级点火
助推器分离
T+9.5
旋转发动机燃烧结束
T+88
一子级燃烧结束
T+61
二子级燃烧结束
T+152
T+70
通道转换（Pi→MX)
通道转换（Y一P3）
T+155
第1次开罩分离
T+81
T+161
通道转换
二子级分离
第2次开罩分离
T+82
T+162
一子级分离
T+83
三子级点火
T+163
通道转换（Vs→N2)
T+83
T+205
三子级燃烧结束

<!-- 第 1206 页 -->
M系列（M之)-×）
·1163·
续表
事件
事件
时间/s
时间/s
姿态控制舱分离
反推火箭点火
T+225
T+633
四子级点火
T+227
消旋发动机点火
T+634
消旋停止电源打开
四子级燃烧结束
T+228
T+674
T+845
T+228
姿态控制开始
四子级分离
反推火箭延时点火
T+233
姿态控制备用
T+845
姿态控制模式转换
反推火箭点火
T+851
T+289
起旋发动机点火
PSW天线伸出
T+301
T+857
姿态控制断流阀关闭
章动阻尼器启动
T+302
T+859
姿态控制停止
T+303
T+859
制导系统（MGS）接通
T+860
卫星定时器停止工作
指令模式转换
T+310
T+628
卫星定时器启动
（孙继桐）
M-3C
M-3C型火箭是以M-4S型为基础发展的三级固体火箭。一子级和M-4S型的相同。二、三子级是新研
制的。二子级引入了液体二次喷射推力矢量控制系统和侧向喷管装置。为了减轻结构质量，采用开伞形级
间段结构。另外，还采用了较大整流罩和高性能的姿态控制装置等。
M-3C型火箭共发射了4次，除第3次因为姿态基准部分误动作卫星未入轨以外，其余3次均获成功。
主要技术性能
级数
起飞推力
3
1 936.12 kN
全长
推重比
20.241 m
4.74
约2.1m
最大直径
运载能力
约195kg（h=250km、i=31°
4.50m
尾翼翼展
的近地轨道)
起飞质量
41.70 t
助推器
同M-4S型火箭。
一子级
级长
推进剂
11.846 m
聚氨酯系列
1.410 m
直径
地面总推力
867.92 kN

<!-- 第 1207 页 -->
日本
·1164·
子级质量
地面比冲
26.5t
2 206.58 m/s
推进剂质量
60 s
工作时间
20.7t
发动机
M-10
二子级
级长
4.953m
推进剂
聚丁二烯系列
直径
1.410 m
真空平均推力
355 kN
子级质量
真空比冲
9.76 t
2 716.54 m/s
推进剂质量
工作时间
7.20 t
72 s
发动机
M-22
三子级
级长
推进剂
2.340 m
聚丁二烯系列
直径
1.136 m
真空平均推力
66.88kN
子级质量
真空比冲
1.340t
2 785.2 m/s
推进剂质量
1.09 t
工作时间
53s
发动机
M-3A
整流罩
长度
3.50 m
结构质量
255 kg
直径
表面积
1.410 m
13.36 m²
端头半径
有效容积
约4.1m²
0.30m
整流罩
卫星本体
总体布局
子级、卫屋对接件
三子级火箭发动机
136
总体布局如右图所示。火箭由后向前包括尾
8316
二子级仪器舱
段、4个尾翼、一子级发动机M-10及捆绑的4组8
二子级火箭发动机
推力矢量控制装量
个助推器SB-310、开伞形一、二子级级间段、二子
、二子级级间段
级发动机M-22、仪器舱结构、三子级发动机M-3A
自毁装置
及卫星整流罩。
20241
一子级火箭发动机
p1410
箭体结构
助推器（8个）
与M-4S型相比较，M-3C型火箭采用了新型的
尾真
5794
一、二子级，二、三子级级间段，仪器舱，整流罩
结构和新的二、三子级发动机壳体结构。
助推器和一子级结构与M-4S型相同，见M-4S
型部分。
M-3C型火箭总体布局图

<!-- 第 1208 页 -->
M系列（M)-)
·1165·
二子级结构
二子级外形和M-4S型火箭外形相同，但为整体式结构，壳体材料为马氏体时效钢HT-200，其抗拉强
度为2000MPa，封头采用钢HT-140，强度为1400MPa。发动机壳体壁厚为4.5～5mm，封头为半球形，
球半径为0.695m，封头中央有推力终止装置。M-22发动机壳体结构尺寸如下图所示。
HT-140号钢，厚8
HT-200号钢，厚4.5
HT-140号钢，厚5.8
安全用推力
终止（SO）_
装置安装盖
1410
3619
二子级结构尺寸
三子级结构
三子级发动机M-3A壳体呈球形，内径1.13m，壁厚3mm，材料为钛合金Ti-6Al-4V，具有高比强度（退
火状态20.9×10°mm，热处理状态为26.1×10°mm），结构尺寸见下图所示。
1141
100
35.5
40
599
542
三子级结构尺寸
一、二子级级间段结构
该级间段采用了开伞形三角形杆系构架结构。结构包括6组三角形杆架，用钢管制造。利用分离螺母
和销钉上、下连接，分离时下面张开，防止与前面级接触。其结构形式如后上图所示。
二、三子级级间段结构
二、三子级级间段为花瓣式开伞形截锥壳体结构，沿圆周方向均匀分割为4瓣，结构上端有包带压板
用的V形环，下端各瓣有2个球节，用销子支持。花瓣式壳体用铝合金制造，包带将级间段和三子级连成
整体，分离螺母动作后解锁分离。分离螺母共2个（双余），直径16mm，包带材料为弹簧钢，另外还
有24个分离弹簧，在喷管后端部压紧。二、三子级级间段结构形式和开伞形状如后下图所示。

<!-- 第 1209 页 -->
日本
·1166·
二子级发动机喷管
一子级
分离弹簧
铰链
三角形结构扭转弹簧
二子级
分离螺母
（a）分离前
分离弹簧
三角形构架
子级
发动机喷管
二子级
（b）分离后
、二子级级间段结构
旋转发动机
包带
二子级发动机
包带
三子级
三子级发动机
发动机
花瓣式结构
分离螺母（栓）
花瓣式开伞形级间段
（b）花瓣式开伞形级间段结构
（a）二、三子级级间段
二、三子级级间段结构
仪器舱结构
仪器舱位于二子级发动机M-22与二、三子级级间段之间，装载各类仪器，它也是整流罩的支撑结构，
长0.691m，直径1.41m，沿圆周装有16个三角形框架，外缘是蒙皮，材料为A3钢，外表面有厚1mm的
软木层，舱内有铝合金蜂窝安装板，其结构如后图所示。

<!-- 第 1210 页 -->
M系列（M-x）
·1167·
716
外板2mmA3材料A3材料
691
-162-
526
A部
A3材料
A3材料B部
+1mm软木/
小圆螺钉
固定
$1400
1410
1400
A3材料
A3
材料
C部
$552
840
仪器舱结构
整流罩结构
整流罩结构为纤维增强玻璃钢蜂窝结构，外表面有一层1mm厚的防热软木，其结构形式见下图。
蜂窝结合部
软木：
详图，芯材
环氧树脂
软木2mm
软木2mm钛合金-49（5mm）
玻璃钢5mm
钛合金7mm
玻璃钢蜂窝
玻璃钢蜂窝
玻璃钢
10mm
1400
（加碳布）5mm
10mm
1920-
1580
（a）整流罩结构尺寸
二、三子级包带
三子级发动机
卫星包带
卫星
整流罩
子级仪器舱
开罩弹簧
整流罩壳体
（b）整流罩内布置
整流罩结构

<!-- 第 1211 页 -->
日本
·1168·
推进系统
他小型、辅助发动机系统等（见下图）。其中，助推器和一子级发动机与M-4S型火箭的相同，二、三子级
发动机是新研制的。
平衡喷管
M-3A
M-22
喷管堵塞
拆卸器
9
40H
133
427
488
主喷管
4873
1568-
65°
87.9°
（a）二子级发动机
（b）三子级发动机
（c）旋转发动机
M-3C型火箭发动机
二子级发动机
二子级发动机M-22推进剂是直接装填式的，其性能参数如下表所示。
M-22发动机性能参数
项目
参数
项目
参数
直径/m
1.41
喷管面积比
22.0
8.63
355
发动机质量/t
真空平均推力/kN
真空比冲/（m·s)
推进剂质量/t
7.20
2716.54
工作时间/s
推进剂
聚丁二烯系列（密度1.7g/cm²)
72
装药芯形
马氏体时效钢HT-200
壳体材料
8光芒星形
4.5
壳体壁厚/mm
三子级发动机
三子级球形发动机M-3A性能参数见下表。
M-3A发动机性能参数
发动机及应用火箭
M-3A-1
M-3A-2
项目
（用于M-3C-2，M-3C-3号火箭）
（用于M-3C-1号火箭）
直径/m
1.136
1.136
发动机质量/t
1.24
1.23
推进剂质量/t
1.07
1.08
推进剂
聚丁二烯系列
聚丁二烯系列

<!-- 第 1212 页 -->
M系列（MI-x）
·1169·
续表
发动机及应用火箭
M-3A-1
M-3A-2
项目
（用于M-3C-2，M-3C-3号火箭）
（用于M-3C-1号火箭）
1.70
1.70
推进剂密度/(g·cm3)
壳体材料
钛合金（Ti-6Al-4V
钛合金（Ti-6Al-4V
壳体壁厚/mm
3
3
装药长度/m
1.019
1.04
装药芯形
8光芒星形
8光芒星形
真空平均推力/kN
70.61
66.88
真空比冲/(m·s)
2 785.2
2 785.2
工作时间/s
50
53
发动机质量比
7.52
8.23
喷管面积比
41.5
41.5
旋转发动机
该发动机使末级以2r/s速度旋转，保持飞行稳定。2台发动机对称安装在整流罩内，它们是M-4S型
火箭同类发动机的改型，其特点是增加了推进剂量、低加速、无排气污染，其结构形式及性能参数见下表。
旋转发动机性能参数
项目
参数
项目
参数
总质量/kg
推力/kN
1.402（最大）
11
A1合金
1.12（平均）
燃烧室材料
内压/MPa
3.48（最大）
17.9
喷管喉径/mm
13.22)
喷管面积比
2.82（平均）
工作时间3/s
推进剂质量/kg
4.2
8.4
真空比冲/(m·s)
推进剂
BP-25B（不含A1)
2285.03
推进剂芯形
钥匙孔形
注：1）指单台的参数；2）除去斜面部分：3）平衡喷管不打开时。
分离系统
分离系统包括助推器分离，一、二子级级间分离、二、三子级级间分离、三子级与卫星分离及整流罩
分离等系统。
助推器分离在发射后9.5s进行：一、二子级级间开伞形分离是由连接6个三角形构架与二子级的分离
螺母动作解锁，分离弹簧作用实现的。分离性能参数如下：

<!-- 第 1213 页 -->
日本
·1170·
1.分离
530kg，行程48mm，12根
分离弹簧
二子级0.57g，一子级1.08g
分离加速度
分离速度
二子级0.3m/s，一子级0.58m/s
相对速度
0.88 m/s
分离螺母
Φ26，12根（双倍式）
2.开伞（一、二子级分离100mm后，三角形构架张开）
扭转弹簧
7.35kg·m，12根
0.385s（45°)
张开时间
整流罩的锥段和筒段先后于T+156s和T+157s开罩分离。M-3C型火箭整流罩用8个双余分离
螺母连接（直径12mm的6个，8mm的2个），用6个弹簧提供分离推力（见下表）。
分离弹簧
个数
分离能量/(N·m)
部位
行程/mm
分离力/kN
锥段
367.2
2
6.12
120
上筒段
2
120
201.8
3.36
下筒段
3.36
120
2
201.8
二、三子级级间分离在发射后439s进行，连接包带的分离螺母动作解锁，圆锥壳的4个花瓣壳打开，
实现二、三子级分离，分离参数见下表。
分离参数
项目
参数
项目
参数
Φ16mm，2个（双余）
分离弹簧
40.7kg，行程100mm，24根
分离螺母
分离加速度/g
0.745（上面级），0.452（下面级）
2.43
张开速度（实验值）/(m·s)
分离速度/（m*s)
0.674（上面级），0.409（下面级）
0.12
张开时间（实验值）/s
相对速度/（m°s)
1.083
卫星的分离是在发射后554s进行的，分离方式和M-4S型火箭相同。
控制系统
飞行制导和控制系统如后上图所示。
制导系统利用姿态基准装置测量飞行时刻的姿态角、姿态角速度，并与稳定值比较，根据姿态误差和
飞行的姿态选择合适的推力矢量控制喷射阀和侧喷管的电磁阀，使之动作，保持火箭的三轴姿态总是和姿
态基准角一致的方向，使飞行姿态稳定。
M-3C型火箭同样采用自由旋转分解平台（SFAP）型的姿态基准，其装置系统图如后下图所示。

<!-- 第 1214 页 -->
M系列（MI-x）
·1171·
无线电指令
俯仰角修正
俯仰程序
TVC
TVC
俯仰角
控制逻辑电路
俯仰角误差
装
俯仰控制
俯仰角速度
姿
置
无线电指令
态
偏航角修正
偏航角
基
偏航角误差
侧喷管控制逻辑电路
偏航控制
偏航角速度
侧
装
喷
量
管
滚动角（误差）
装
滚动控制
滚动角速度
量
姿态基准系统
控制电路系统
姿态计算机
M-3C型火箭制导控制系统
晶体管开关
俯仰速率Q
采样
P.O
俯仰角
俯仰速率
脉冲再平衡回路
积分陀螺
secb
晶体管开关
偏航速率R
P.O.
采样
T
偏航角
偏航速率
滚动稳定平台一
积分陀螺
tan
晶体管开关P
DDA(数值微分仪)
平台位置调平器
滚动计算
放大器
P.O.
T
θ(俯仰角)=JQseczbdt
7同服放大器
滚动速率积分陀螺
y(偏航角)=JRdt
力矩马达T
P. =Qtany
速率陀螺
T一力矩马达
CX:同频器
滚动角
CX
P.0一敏感元件
倾角
TR,SW—晶体管开关
传感器
Level一平台位置调平器
SFAP型姿态基准装置系统
姿态误差计算机和控制功能选择用的控制电路以及推力矢量控制装置和侧向喷管装置的布置及系统
示意图分别见后面几幅图所示。

<!-- 第 1215 页 -->
1172
定时器
比较器
速率
TVC喷射
滤波器
TVC控制
姿态角程序
装置
解析器
8
俯仰
?
DA（数字模拟）
逻辑线路
姿态
（8象限）
无线电指令
误差
DA（数字模拟）
二、三级转换
O
无线电指令
O
姿态
误差
姿态角程序
偏航
DA（数字模拟）
侧喷管
日
#
侧喷管控制
速率
滤波器
装置
本
?
（8对）
逻辑线路
姿态角程序
滚动
速率
小转矩/大转矩(LT/HT)
定时器
速率陀螺
再起旋停止信号
2Pr
控制电路（姿态误差计算与控制功能选择）

<!-- 第 1216 页 -->
M系列（M-)
·1173·
偏航轴Z
偏航速率积分陀螺
滚动稳定平台
滚动轴X
滚动速率陀螺
滚动速率积分陀螺?
力矩马达
俯仰轴Y
俯仰速率积分陀螺
M-3C型火箭姿态基准装置（姿态检测和姿态计算）
TVC贮箱（4个）
纤维增强塑料板
侧喷发动机组件
H20贮箱(2个)
B
TVC喷射阀
TVC监测压力表
N，贮箱（2个）
B-B
A-A
TVC侧向喷管电磁
阀用启动器、电池
侧向喷管贮箱组件
、二子级级间段
推力矢量控制装置与侧向喷管装置配置图
N加注阀
N港出间
过滤器
氟里昂加注阀
电磁阀
M-3C型火箭二子级推力矢量控制管路系统

<!-- 第 1217 页 -->
日本
·1174·
贮箱组件A
贮箱组件B4.4L
加注连接器
N气瓶
(N加注)
软管
压力传感器
一次压排
气口
官调节阀
加注连接器
口
（N低压）
软管
安全阀
二次压排气口
压力传感器
软管
H2O2贮箱
(20L)
连接器
漏液分解室
安全阀
(H20回流)
软管
破裂膜片
软管
（仅地面试验用）
软管
加注连接器
（注液、H02)
软管
软管
发动机组件
发动机组件
22.5°
贮箱组件
从火箭前端看喷管
M-3C型火箭姿态控制、侧向喷管装置管路系统
遥测系统
M-3C型火箭遥测系统与M-4S型的相同。
典型飞行程序
飞行时序仅以M-3C-3号火箭为例列于后表，火箭间可能有微小差异，但基本上相同。

<!-- 第 1218 页 -->
M系列（M-)
·1175·
M-3C-3号火箭飞行时序
时间/s
事件
时间/s
事件
一子级、助推器点火
T+0
T+149
二子级燃烧结束
CMI-2指令（自毁装置打开保险，备炸状态）
T+153
T+5
三子级用俯仰程序开始
遥测天线转换
T+7.7
助推器燃烧结束
T+153
助推器分离
整流罩开罩(第1次)
T+9.5
T+156
一子级燃烧结束
19+1
T+157
整流罩开置（第2次）
r+67
RC-1指令（俯仰程序）开始
RC-2结束
T+215
姿态控制模式转换
通道转换（P→P2）
T+225
T+70
RC-1结束
旋转发动机点火
T+235
T+77
一子级分离
T+78
雷达天线模式转换
T+236
二子级俯仰程序开始
T+236
T+79
旋转控制系统作动
滚动、侧喷开始
T+79
T+280
CMI-2（指令）模式转换
T+79
推力矢量控制开始
T+280
CM2-1自毁装置（指令）
二子级点火
卫星定时器启动（卫星定时器时间0s开始）
T+437
T+80
T+110
滚动、侧喷推力变更
T+439
二子级分离
推力矢量控制结束
三子级点火
T+144
T+440
T+145
俯仰、偏航控制用常数变更
T+493
三子级燃烧结束
T+554
卫星分离
俯仰、偏航、侧喷开始
T+145
（孙继桐）
M-3H
M-3H型火箭为三级固体运载火箭。1977年2月～1978年8月共发射3次，全部获得成功。M-3H型
和M-3C型相比较，主要变化有：
1）一子级发动机壳体由M-3C型的3段增加到4段；
2）三子级装载的卫星上设有入轨发动机，以满足卫星轨道的要求；
3）卫星整流罩加长。
M-3H型的制导、控制、遥测、跟踪和自毁系统同M-3C型。
主要技术性能
级数
起飞质量
49t
3
全长
23.8 m
起飞推力
2 186.2 kN
约2.1m
最大直径
推重比
4.55
翼展
运载能力
290kg（h=250km，i=31°圆轨道）
4.50 m

<!-- 第 1219 页 -->
日本
·1176·
助推器
.与M-4S型的相同。
一子级
级长
14.905 m
推进剂
聚丁二烯系列
直径
地面平均推力
1.410m
1 118 kN
地面比冲
子级质量
33.51t
2 314.5 m/s
推进剂质量
70 s
27.1 t
工作时间
发动机
M-13
二子级
级长
推进剂
4.961m
聚丁二烯系列
1.410m
直径
真空平均推力
356.72 kN
子级质量
9.77 t
真空比冲
2 716.54 m/s
推进剂质量
7.22t
工作时间
72s
发动机
M-22
三子级
级长
3.131 m
推进剂
聚丁二烯系列
直径
真空平均推力
1.410m
66.88 kN
子级质量
1.632t（包括卫星）
真空比冲
2 785.2 m/s
1.083t
推进剂质量
工作时间
53s
发动机
M-3A
整流罩
4.0m
290 kg
长度
结构质量
直径
约5m3
有效容积
1.410m
0.30 m
端头半径
总体布局
M-3H型火箭也是捆绑4组8个助推器SB-310的三级固体运载火箭，其总体布局和M-3C型火箭相类
似，只是一子级增长了1/3和采用较大的卫星整流罩。总体布局如后图所示。

<!-- 第 1220 页 -->
M系列（MI-x）
·1177·
23801
5794
8895
1664
3131-
1233
卫星
侧喷管装置
三子级发动机M-3A
子级发动机M-13
人轨
/1633
子级发动机M-22
自毁装置
发动机
中1410
、二子级级间段
仪器舱
助推器（8个）
整流罩
设推力矢量控制装置
三子级级间段
三子级、人轨发动机级间段
A-A
M-3H型火箭总体布局图
箭体结构
箭体结构组成如下图所示。结构构成和M-3C型火箭相类似。其不同点是：
1）一子级发动机壳体增长了1/3；
2）一子级的仪器舱结构由铝合金骨架和碳/环氧复合材料作蒙皮的蜂窝结构安装圆板组成。仪器安装
板见下图。
碳纤维复合
材料蜂窝板
铝合金蜂窝板
铝合金板
铝合金板
M-3C
M-3H
仪器安装板
3）因为卫星装有入轨发动机，因而二、三子级级间段板厚增大加强。
4）三子级与卫星发动机的连接结构为铝合金笼式网格结构（见后图），外径Φ714mm，上端采用包带
连接、分离结构。

<!-- 第 1221 页 -->
日本
·1178·
包带
分离螺母
三子级发动机
人轨发动机
铝合金三角网格笼型级间段
M-3H型火箭三子级（M-3A）与入轨发动机（KM-B）连接段结构
5）整流罩加长0.5m，壳体材料为纤维增强玻璃钢蜂窝结构，开罩方式为一次平行开罩，其结构形式
及尺寸如下图所示。
蜂窝结构结合部位详图
软木厚度
萨西尼铝合金
2mm
面板（酚醛树脂与玻璃布铺层）
(SUS27)(厚度1mm）
型芯材料
钛合金(钛-49)
软木厚度2mm软木厚度
钛合金（钛-49)
连接部分
2mm
2
2
蜂窝部分
110
10
2
钛合金(钛-49)
软木厚度2mm
110
蜂窝-玻璃钢
玻璃钢层（5mm）
蜂窝-玻璃钢
蜂窝-玻璃钢
（厚度10mm）
钛合金（钛-49）7
(厚度10mm)
（厚度10mm）
蜂窝-玻璃钢
（厚度10mm）
分高螺母
分离螺母
开罩弹簧
(12mm螺栓SCM)（8mm螺栓SCM)
分离螺母
开罩弹簧
剪切销钉
16mm螺栓
8×5处（单侧）
17°L
1580
2420
4000
M-3H型火箭总体分布图
推进系统
M-3H型火箭一子级改用了M-13发动机，与M-3C型火箭的M-10发动机比较，M-13的药柱加长约
1/3，推力提高250.1kN，比冲提高了363m/s。该发动机的性能见下表，组成见后图所示。
M-13发动机主要技术性能
项目
参数
项目
参数
全长/m
15.0
喷管面积比
6.34
直径/mm
1410
地面比冲/（m·s)
2314.5
发动机质量/t
地面平均推力/kN
32.3
1118
推进剂质量/t
27.1
有效燃烧时间/s
56
推进剂
工作时间/s
BP-30B
70
喷管喉径/mm
455
一

<!-- 第 1222 页 -->
M系列（MJ-）
·1179·
240.8
174.85
14793
3060
3636
3470
3060
46
1400
第2段（节）壳体
第3段（节）壳体
第4段（节）壳体
第1段（节）壳体
一子级M-13发动机结构
电源系统
M-3H型火箭用的电源较M-3C型火箭有所改进，电源分为十18V、一18V、+26V、十9V等类型，
针对高真空使用环境，有防止漏液的液留箱，另外使用气体吸收剂，防止电池因产生氢气而引起升压。电
源回路如下图所示。
上下段接续连接接口DEM-9P、DEM-9S
下段收藏部分
23456789
+26
123450780
26V系列-YA-2R×17个
45
COM
7
+18V
9
i0h
10
+18V系列-YA-10Rx12个
11
12
12
13
13
COM
14
14
15
16
17
+9V
+9V系列-YA-3R×6个
20
20
COM
22
325
[23
24
COM
-18系列-YA-
1228
26
3R×12个
27
-18V
28
R.
+26V
@R~R;1.5Q;COM公共的
COM
31
31
R
+18V
32
电压计
COM
33
R
测量接线端子
+9V
34
34
COM
35
R
COM
36
-18V
37
输出连接接口、DCH-37P102
中继接口DCM-37S
中继接口DEC-37S
上段收藏部分
电源回路

<!-- 第 1223 页 -->
日本
·1180·
分离系统
M-3H型火箭各组成部分的分离状态及相互关系如下图所示。
一子级发动机M-13
二子级发动机
M-22
三子级、人轨
侧喷管装置
发动级级间段
三子级发
动机M-3A
头部整流罩
助推器
卫星
二子级级间段
推力矢量控制装置
二、三子级级间段
晒形包带
M-3H型火箭各部分分离状态
典型飞行程序
M-3H-3号火箭1978年8月发射成功，其飞行时序如下表所示。
M-3H-3号飞行时序1
事件
时间/s
事件
时间/s
旋转发动机点火
0+1
一子级、助推器点火
T+241
助推器工作结束
T+242
旋转控制开始
T+7.7
T+250
6+1
助推器分离
指令变更
一子级工作结束
0+1
卫星定时器启动
X
二子级分离
一子级分离
T+84
X+2
三子级点火
推力矢量控制开始工作（动作）
T+85
X+7
三子级工作结束
滚动侧喷管控制开始
T+85
X+60
二子级点火
卫星Y轴加速度转换
T+86
X+75
滚动侧喷管转换
三子级分离及入轨发动机点火器延时点火
T+116
X+77
入轨发动机点火
推力矢量控制工作停止
T+150
X+79
入轨发动机工作结束
俯仰、偏航侧喷管开始工作
T+151
X+112
二子级工作结束
入轨发动机分离及Y停旋转延时点火
T+158
X+162
俯仰、偏航控制值转换
X+167
入轨发动机Y停旋启动
T+159
T+162
整流罩开罩分离
章动阻尼器工作
X+175
三子级开始起旋
T+231
注：1）不发送指令时X=295s，发送指令时X可变范围为X=255～392s。

<!-- 第 1224 页 -->
M系列（MI-x）
·1181·
M-3H-3号火箭以俯仰角70°，方位角92°倾斜发射。其飞行程序见下图所示。
三子级点火
二子级分离
旋转发动机点火
J
卫星
三子级分离
姿态控制
三子级
开罩（整流罩分离）
二子级
姿态控制
无线电指令
二子级点火
一子级分离
一子级
助推器分离
助推器
M-3H-3号火箭飞行程序
（孙继桐，顾松南）
M-3S
M-3S型火箭是日本宇宙科学研究所继M-3H型之后研制的M系列的第4代运载火箭。它也是三级固
体火箭，与M-3H型的外形、尺寸相同，其区别是M-3S型的一子级增加了推力矢量控制装置、固体火箭
滚控（SMRC）装置和遥测装置。另外，还有其他的改进。
M-3S型火箭先后在1980年2月、1981年2月、1983年2月、1984年2月成功地发射了淡青-4号、
火鸟、天马、太空等4颗科学卫星。
主要技术性能
级数
起飞质量
49.6 t
3
全长
23.8 m
起飞推力
2 215.2 kN
约2.1m
最大直径
推重比
4.55
运载能力
翼展
4.0m
约290kg（h=250km，i=31°圆轨道）

<!-- 第 1225 页 -->
日本
·1182·
助推器
与M-4S型相同。
一子级
级长
14.91 m
推进剂
聚丁二烯系列BP-30B
直径
1.410 m
地面平均推力
1 147 kN
子级质量
真空比冲
34.325 t
2 608.7 m/s
推进剂质量
27.144 t
工作时间
70s
发动机
M-13
二子级
级长
推进剂
4.95m
聚丁二烯系列BP-22B
直径
1.41 m
真空平均推力
357.1 kN
子级质量
9.653 t
真空比冲
2 717.4 m/s
推进剂质量
7.234t
工作时间
72s
发动机
M-22
三子级
级长
2.611 m
推进剂
聚丁二烯系列BP-27B
直径
1.135m
真空推力*
63.3 kN
子级质量
1.520t（包括卫星）
真空比冲
2 834.2 m/s
推进剂质量
60 s
1.163t
工作时间
发动机
M-3A4
整流罩
长度
4.0 m
290 kg
结构质量
直径
1.410m
约5m²
有效容积
总体布局
M-3S型火箭总体布局与M-3H型类似，只是采用了较大的尾段和小型尾翼等。火箭的外形及总体布
局如后图所示。
注：*包括M-3S-1号、M-3S-2号、M-3S-3号火箭。

<!-- 第 1226 页 -->
M系列（M-)
·1183·
23801
8895
5794
1663
2611
一子级推力矢量
1315
二子级M-22
侧向喷管装置
控制装置
发动机
310
$1410
1496
1134.6
R300
34°
整流罩
一子级M-13发动机
仪器舱
卫星EXOS-C
子级自毁装置
三子级
（“太空”号）
助推器
（B1-SO装置）
级间段
尾翼、尾段
二子级级间段
三子级M-3A
二子级姿控装置
滚控固体发动机
发动机
三子级M-3A/卫星连接段
M-3S-4号火箭外形及总体布局
箭体结构
M-3S型箭体结构亦与M-3H型的类似，只是一子级结构作了较多改变。其主要不同点为：
1）一子级加装了推力矢量控制装置和滚控固体发动机装置。尾翼翼展由M-3H型的4.5m减为4.0m，
单翼翼展由1545mm减为1252mm。结构由蒙皮、桁条、前后缘材及小骨架组成，除前后缘部分为钛合
金外，其余都是铝合金制。尾段是铝合金半硬壳结构。尾段、尾翼的结构形状如下图所示。
装卸部位(小火箭壳体)
1315
尾翼
尾段
1664
装卸部位
（外蒙皮）
连接
口
91496
1731
螺栓
口
助推器连接部分
连接螺栓、销
M-3S型火箭尾翼、尾段结构图
一子级推力矢量控制装置在M-13发动机喷管周围，滚控固体发动机装置装在尾翼尖端部位，滚控固
体发动机用外径114mm、质量22.5kg/个、具有2个正反喷管的特殊小型固体火箭。推力矢量控制装置见
后上图，滚控固体发动机装置概图见后下图所示。

<!-- 第 1227 页 -->
日本
·1184·
电缆整流罩
比例阀（沿圆周方向
8等分分布）（8个）
电气系统设备
1410
1304
1496
氟里昂歧管
封闭电磁阀
氟里昂过滤器
N加注连接器
1731
M-3S型火箭一子级推力矢量控制装置
1031
700
延长管1次喷管
SMRC燃烧室壳体
推进剂
过滤器
燃气阀
100
扭矩弹簧燃气阀驱动轴安全阀
燃气阀
尾翼后端
燃气阀门（HGV）
逆时针滚动喷管
937
顺时针滚动喷管
尾翼
距箭轴1923
点火器
SMRC喷管安全阀SMRC壳体
驱动线圆SMRC喷管
M-3S型火箭一子级滚控固体发动机（SMRC）装置
2)三子级发动机壳体改用钛合金α十B相，强度增加了，壁厚减薄，减轻了结构质量14kg。在M-3S-3
和M-3S-4号火箭上分别采用了M-3A3、M-3A4，两者结构有所不同，其比较如后上图所示。
三子级/卫星连接结构为铝合金（2014）截锥形壳体，大端在卫星一侧，小端在M-3A一侧，和卫星连
接，采用包带、分离螺母方案，其结构形式如后下图所示。

<!-- 第 1228 页 -->
M系列（MU-）
·1185·
1517.3
1117.3
13
562.3
457
49
-3
2
2.3
36
17.8
M-3A3
1517.3
1117.3
400
2335.3
13
562.3
483.7
2
2.3
152
203.
R27
691
8-0
10
M-3A4
M-3S型火箭三子级M-3A3、M-3A4结构比较
1一推进剂：2一钛合金；3一含有石棉的晴基丁二烯橡胶；4—喷管支座（铝合金）；5—硅酚醛复合材料缠绕；6—G113石墨；
7一硅酚醛复合材料加压成型：8一碳酚醛复合材料缠绕：9一硅醋酸锥面支座：10一A77石墨；11一硅环氧复合材料在接合处：12一应力消除罩
包带
分离弹簧（8处）
分离螺母（螺栓）
分离弹簧
三子及发动机
分离螺母
卫星
M-3A一侧
弹簧
弹簧（12处）
制动器
三子级/卫星连接结构（M-3S-1号火箭）

<!-- 第 1229 页 -->
日本
·1186·
推进系统
M-3S型火箭的推进系统包括一子级M-13发动机系统、8个助推器SB-310系统、二子级发动机M-22、
三子级M-SA发动机系统及其他小型推进系统，与M-3H型的基本相同，但一子级引I入了推力矢量控制装
置和滚控固体发动机装置，在喷管周围设置了比例控制液体喷射推力矢量控制装置。
一子级推进系统
和M-3H型火箭比较，M-3S型的M-13发动机主要改进是：1）喷管改为高性能石墨G140B喷管，喷
管内衬用CP/SP-FRP（二氧化硅、部分碳纤维编织铺层、酚醛树脂增强）制成，喷管面积比增大到7.80，
喷管分为2段，用法兰盘连接，减轻了结构质量；2）改进了点火药。喷管结构和点火发动机概貌如下图
所示，M-3S-4号火箭还应用了远距离操作点火安全机构（RSAD）。
喷管前部
1674喷管后部
958
564
前部喷管支座（SCM制造）
后部喷管支座（SF50制)
碳酚醛带缠绕
碳酚醛带缠绕
$1270.4(E=7.80)
116.75出口锥面
1300.3
(SP-FRP缠绕制成）
1304
760
639
455
喉村
G-140B
石墨
254
1049
596
喷管前部
喷管后部
（a）喷管
445
429
石墨G-113
传爆装药
含有石棉的睛基丁二烯橡胶
NAB-2,30个药柱
喷射孔（3个）
276
226
204
远离操作型
点火安全机构
硅酚醛复合材料
主装药IP-2，11.5kg
硅酚醛复合材料
金属壳体（SCM制造)
堵盖支座
（b）发动机
M-13发动机喷管及发动机结构

<!-- 第 1230 页 -->
M系列（M之I-×）
·1187·
二子级推进系统
和M-3H型火箭基本是同一设计，只是点火发动机主装药改进了，并设有远距离操作点火安全机构。
三子级推进系统
三子级发动机M-3A和M-3H型火箭的三子级相同，但有所改进，提高了性能，改进了点火发动机的
主装药，如下表所示。
M-3S型火箭一、三子级发动机公称性能参数表
发动机代号
M-13
M-3A2
M-3A3
M-3A4
项目
全长/m
1.54
14.98
1.52
1.52
1.135
直径/m
1.134
1.135
1.41
发动机质量/t
1.24
1.22
32.4
1.31
1.16
推进剂质量/t
27.1
1.08
1.08
MP-278
推进剂
BP-30B
BP-20B
BP-20B
455
喷管喉径/mm
108
108
104
7.80
41.53
41.53
43.80
喷管面积比
真空比冲/(m·s)
2786.0
2786.0
2 608.7
2 834.2
66.9(真空）
63.3（真空）
平均推力/kN
1147(地面）
66.9（真空）
45
55
45
52
有效工作时间/s
全工作时间/s
53
53
70
60
控制系统
M-3S型火箭制导和控制系统在M-3H型基础上增加了一子级装载的制导系统和一级滚控固体发动机
系统。全系统包括姿态基准装置、一、二子级控制电路系统、推力矢量控制装置和侧喷管（SJ）装置等。
其构成框图及构成概要如后上图所示。
制导系统同样采用自由旋转分析平台形姿态基准装置，姿态检测装置利用3个速率积分陀螺检测火箭
姿态角及角速度，用数值微分解析器（DDA）进行姿态计算。自由旋转分析平台的姿态检测装置如后下图
所示。姿态基准装置与M-3H型火箭的相同。

<!-- 第 1231 页 -->
日本
·1188·
无线电指令
（第2级）
俯仰程序
俯仰角修正
比较、结合
TVC
加算
俯仰角
装
坐
补偿
俯仰速率
SFAP
标转换
置
无线电指令
型
偏航角修正
姿
+
态
偏航角
加算
基
比较、结合
补偿
偏航速率
SJ
装
装
滚动角
量
置
加算
补偿
滚动速率
陀螺
演
比
大的
俯仰
加算补偿
姿态基准系统
算
速率陀螺
程度
例
结合
TVC
偏航
加算补偿
象限
速率陀螺
第1级
SMRC
比
装
滚动
加算补偿
较
速率陀螺
置
控制机能系统
M-3S型火箭飞行制导控制系统的构成
TVC一推力矢量控制装置：SJ一侧喷管：SMRC一滚控固体发动机
旋转自由平台
俯仰轴
滚动速率陀螺
二子级
俯仰速率积分陀螺
俯仰速率陀螺
偏航速率积分陀螺
滚动速率积分陀螺
力矩马达
滚动轴
偏航轴
一子级
偏航速率
自由旋转分析平台姿态检测装置配置
控制功能部分根据姿态计算使推力矢量控制、侧喷管装置动作，控制火箭的俯仰、偏航、滚动姿态。
控制功能系统如后图所示。

<!-- 第 1232 页 -->
俯仰速率
复调器
定时器
俯仰角
俯仰放大器
子级俯仰
程序、B
指
二子级俯仰
TVC比例喷射阀
数字模拟器
程序、B
令
（8象限）
比较器
俯仰放大
变
求解仪
数字模拟器
（坐标转换）
换
偏航放大
结
二子级偏航
合
程序B
一子级
SJ电磁阀
偏航程序B
M系列（M-）
（8对）
偏航放大器
偏航角
复调器
偏航速率
滚动角
滚动速率
滚动速率陀螺
定时器
滚动放大器
定时器
再起旋加速终止
/x²+y2
滚动
速率陀螺
回路
TVC比例喷射阀
俯仰速率
（8象限）
俯仰放大
补偿回路
象限判
偏航速率
偏航放大
SMRC装置
滚动放大
滚动速率
比较器
M-3S火箭第1级、第2级控制功能系统框图
1189

<!-- 第 1233 页 -->
日本
·1190·
一子级推力矢量控制装置包括15个喷射液贮箱、1个油箱、8个比例喷射阀及伺服机构和电源等。推
力矢量控制装置和其比例控制方式如下图所示。装置构成及诸元参数和M-3H型火箭相似。
作动油加注阀
作动油启动器
氟里昂加注阀
N加注阀
N作动油
溢出阀
油压计
N氟里昂
氟里昂
N氟里昂
比例喷射阀8个
作动油贮箱（1个）
S16
氟里昂贮箱15个
氟里昂
压力计
油压压力计
N氟里昂
N氟里昂
氟里昂压力计
发射塔架位置（后视图）
N氟里昂
N氟里昂
作动油油源歧管作动油回路歧管
比例喷射阀氟里昂歧管
油压源
控制器
喷射阀
喷射流量Q
阀门控制电压
差动变换器LVDT
阀开度检测
M-3S型火箭一子级推力矢量控制装置及其比例控制方式
一子级滚控固体发动机装置利用小固体火箭发动机产生的高温气体喷射，用电磁驱动阀-转换机构产生
顺时针或逆时针方向滚转。该装置的布局如后图所示。

<!-- 第 1234 页 -->
M系列（M)-x）
·1191·
顺时针逆时针
SMRC装置
SMRC装置
Q
逆时针
顺时针
TVC比例喷射阀(8个）
俯仰轴
逆时针
SMRC装置
√顺时针由箭体后方看
逆时针
偏航轴
（a）一子级TVC比例喷射阀及SMRC发动机布置
发射架位置
逆时针方向
第2尾翼的SMRC2、
顺时针方向
第3尾翼的SMRC3
负
正
逆时针方向
顺时针方向
第4尾翼的SMRC4
顺时针方向
逆时针方向
第1尾翼的SMRC1
顺时针方向
逾时针方向
（b）SMRC装置布置图（由后方顺航向看）
M-3S型火箭一子级滚控固体发动机装置布置图
二子级推力矢量控制及侧喷管装置在火箭上的布局及其性能与M-3H型相同。
除增加一子级遥测系统外，遥测、跟踪、自毁和电源系统也与M-3H型相同。
典型飞行程序
以M-3S-4号火箭为例，其典型飞行时序见后表，飞行程序见后图。

<!-- 第 1235 页 -->
日本
·1192·
M-3S-4号火箭飞行时序
事件
事件
时间/s
时间/s
一子级、助推器点火
T+0
推力矢量控制装置停止作动
T+150
滚控固体发动机开始工作
俯仰、偏航、侧喷管开始工作
T+4
T+151
推力矢量控制装置开始作动
二子级燃烧结束
T+6
T+158
助推器燃烧结束
俯仰、偏航控制基准值转换
T+7.7
T+159
6+1
助推器分离
整流罩开罩
T+162
T+231
推力矢量控制装置停止作动
T+20
第3级旋转开始（姿态控制模式转换）
旋转发动机点火
推力矢量控制装置再开始作动
T+241
T+40
T+242
旋转控制开始
T+55
推力矢量控制装置停止作动
卫星定时器启动
T+70
一子级燃烧结束
X+0
二子级分离
T+80
滚控固体发动机停止工作
X+2
一子级分离
三子级点火
T+84
L+X
T+85
推力矢量控制装置开始作动
三子级燃烧结束
x+60
滚动侧喷管控制开始工作
X+117
三子级分离
T+85
T+86
二子级点火
X+122
卫星消旋器作动
T+116
滚动侧喷管转换
旋转发动机点火
三子级点火三子级分离
姿态控制
二子级
分离
开罩
二级飞行控制
(TVC、S）
二子级
二子级点火
点火指令
一子级分离
一级飞行控制
A))
一子级
助推器分离
M-3S-4号火箭飞行程序
（孙继桐）

<!-- 第 1236 页 -->
M系列（MI-）
·1193·
M-3S II
M-3SⅡI型火箭是日本宇宙科学研究所继M-3S之后研制的M系列第5代运载火箭，用作发射科学卫
星和行星探测器，是M系列火箭中最新型火箭，其发射能力约为M-3S型火箭的2.5倍。
M-3SⅡI型火箭是以在1985年哈雷彗星距离太阳最近时向哈雷彗星轨道发射探测器作为目标而开展研
制的。研制工作进展顺利，自1985年1月到1993年2月先后成功地发射了7颗科学卫星和行星探测器。
M-3SII型火箭除了一子级发动机和M-3S型相同外，上面级都有较大的改进，主要改进点如下：
1）助推器大型化，由SB-310X8（M-3S型）改为SB-735×2（M-3SⅡI型）；
2）子级发动机高性能、大型化，由M-22（M-3S）改为M-23（M-3SⅡI）；
3）三子级发动机高性能、大型化，由M-3A（M-3S）改为M-3B（M-3SII型）；
4）整流罩大型化，由1.41m×4.0m（M-3S）改为1.65mX6.85m（M-3SII）；
5）改进了一、二子级级间段和二、三子级级间段，新设计了入轨发动机连接段；
6）新设计了入轨发动机；
7）姿态控制系统数字化；
8）采用了可摆动的助推器喷管，新研制了肼控制发动机；
9）从一子级起都采用了箭上定时器点火系统。
主要技术性能
起飞质量
61.7t
级数
3
全长
起飞推力
1 715 kN
27.8 m
约2.88m
推重比
最大直径
2.82
运载能力
翼展
780kg（h=250km，i=31°圆轨道）
5.0m
助推器
长度
9.14 m
聚丁二烯系列
推进剂
直径
0.735m
地面平均推力
2×284 kN
真空比冲
2×5.1t
子级质量
2 609.46 m/s
推进剂质量
工作时间
38s
2X4t
发动机
2XSB-735
一子级
14.8 m
推进剂
级长
聚丁二烯系列BP-30B
直径
地面平均推力
1.41 m
1 147 kN
真空比冲
2 609.5 m/s
子级质量
34.0t
推进剂质量
工作时间
70 s
27.1 t
发动机
M-13

<!-- 第 1237 页 -->
日本
·1194·
二子级
6.27 m
级长
推进剂
端羟基聚丁二烯
1.41 m
直径
真空推力
523.9 kN
子级质量
13.0 t
真空比冲
2 766.4 m/s
推进剂质量
10.2t
工作时间
73s
发动机
M-23
三子级
级长
3.36 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
1.50 m
真空推力
132.44 kN
子级质量
真空比冲
3.56t
2 884.14 m/s
3.3t
推进剂质量
工作时间
87s
发动机
M-3B
整流罩
长度
480kg
6.85 m
结构质量
1.65 m
最大直径
约12.4m²
有效容积
总体布局
M-3SⅡI-5号火箭的总体构成见后图所示。
箭体结构
M-3SⅡI型火箭箭体结构的详细构成见下表。
·M-3SII型火箭箭体结构
序号
名称
结构形式
结构材料
纤维增强玻璃钢（FRP）、石墨纤维增强复合材料（GFRP）、钛合
整流罩
蜂窝结构
1
金Ti-6Al-4V
卫星连接段
铝合金2014-T6
单层壳体结构
2
壳体：钛合金Ti-6A1-4V：喷管：碳纤维复合材料（CFRP）、ATJ
入轨发动机KM-P
球形壳体
3
三子级发动机/
三角形网格笼式圆筒
碳纤维复合材料
4
入轨级连接段

<!-- 第 1238 页 -->
M系列（My-)
·1195·
续表
序号
名称
结构形式
结构材料
壳体：钛合金Ti-6A1-4V；喷管：CFRP、ATJ
三子级发动机M-3B
蚕茧形壳体+喷管
5
二、三子级级间段
包带、开伞形壳
铝合金2014-T6，钢SCM
6
二子级仪器舱
铝合金2014-T6
半硬壳结构
7
壳体：钢HT-140，HT-210，喷管：CFRP、GFRP、
二子级发动机M-23
圆筒壳+喷管
8
石墨
钛合金Ti-4A1-4V，铝合金2014-T6
开伞形、分离螺母
二子级M-23推力矢量控制装置
9
一、二子级级间段
钛合金Ti-6A1-4V，钢SCM
圆筒壳+喷管
10
壳体：钢HT-140、HT-200，喷管CFRP、GFRP、
圆筒壳+喷管
11
一子级发动机M-13
HT-140
助推器SB-735
壳体：钢HT-140，喷管：钢SCM、CFRP、ATI
12
半硬壳式结构
铝合金2014-T6
尾段
13
半硬壳式结构
钛合金Ti-6A1-4V，铝合金2014-T6
14
一子级M-13推力矢量控制装置
半硬壳式结构
尾翼
铝合金2014-T6
15
壳体：钢SCM
一子级滚控固体发动机装置
16
固体火箭发动机壳
27774
6850
14537
575
9140
卫星
840
7
(2001)
NF（整流罩）1650
月球轨道
(553.5)
M-131408
M-231408
SB735
M-3B$1410
(1467.5)
5000
月球
二子级发动机M-23
一子级安全
一子级
轨道
人轨发动机
二子级
自毁装量SO
TVC装置
卫星
连接段
级级间段
TVC装置
半球长针状结构
侧喷管装量
二子级
尾翼
助推器SB-735（2枚）尾段
MUSES-A
三子级
仪器舱
一子级发动机M-13
SMR装置
卫星
发动机M-3B
摆动喷管
一、二子级级间段
人轨发动机KM-M二子级安全自毁装量SO
整流罩
M-3SII-5号火箭总体布局

<!-- 第 1239 页 -->
日本
·1196
助推器结构
SB-735助推器发动机喷管装有柔性接头，为可摆动喷管。
助推器与芯级连接分离形式及设计尺寸如下图所示。
9140
680
13.5°
8969
1020
000
55
089
M-13
650
500
500
680
576
820
后端支撑臂位置
前端支撑臂位置
(从喷管端面顺航向视图)
（从头部往后逆航向视图）
助推器SB-735壳体结构与可摆动喷管
一子级结构
一子级结构和M-3S型火箭的相同，只是尾段因电缆位置变动引起开口变动。
一、二子级级间段结构形式和M-3S型的相同。
一子级推力矢量控制装置和M-3S型的相同，在尾段内的布置位置如后图所示。

<!-- 第 1240 页 -->
M系列（MI-x）
·1197·
尾段
喷射液贮箱(15个)
作动油贮箱(1个)
电缆整流罩
A
一子级发动机
比例喷射阀
(8等分分布)
喷射液歧管
封闭电磁阀
(LSV)
喷射液过滤器
A-A
计测装置
伺服放大器
遥测发射机
一子级控制系统
滚控固体
电源装置
发动机驱动器
集中电源
一子级控制系统电池
计测装置
电力分配器
子级发动机（B1）
控制系统组件速率陀螺组件
一子级推力矢量控制装置
二子级结构
结构组成和M-3S型的相同，但M-23发动机壳体长度比M-3S型的M-22发动机壳体增长了
1.7m（为6.55m），材料为钢HT-210（抗拉强度2060MPa），发动机壳体因采用新材料、新工艺、加之
优化设计，使结构质量减小了30%（380kg）。
二子级仪器舱结构布局和M-3S的相同。仪器舱内上部中央装有姿态基准系统，下面2层蜂窝夹层板
上装有遥测仪、雷达发射机、应答机、定时器等。结构布置如后图所示。

<!-- 第 1241 页 -->
198
姿态控制装置电源
隔高器（分高器）
横向加速度计
5.6留达发射机应答机
5.6天线
计测装量
时间选择器
转换器驱动器
遥测发射机
高速PCM遥测仪
混合PCM遥测仪
5.6天线转换器
指令天线开关
地磁姿态计
译码器中继箱
振动计前置放大器
遥测仪
8分歧（支）
发射机
装置
定时器
预备电源
指令接收机
电视摄像机
电视摄像机
低频滤波器
指令译码器
发动机开关
控制器
控制用电源
集中电源
遥测发射机
精密加速度计
点火电源
1.6雷达发射机
中继盒（分线盒）
应答机
天线开关
点火继电器
电源电压计
点火电源
集中电源
1.6天线中继器
电力分配器
A-A
B-B
C-C
D-D
日
本
姿态控制装置电子系统
人轨发动机KM-M
三子级发动机
人轨发动机KM-L
M-3B
Muses-A卫星
二子级发动机M-23
月球轨道卫星
人轨发动机连接段
卫星连接段
二、三子级连接件
整流罩
二子级仪器舱
二子级仪器舱布局

<!-- 第 1242 页 -->
M系列（M-x）
·1199·
二、三子级级间段结构是6瓣开伞形杆式结构，其结构概貌如下图所示。
三子级发动机喷管
（三角形）
铰链
杆结构
二子级发动机
分离螺母
三子级包带
（a）分离前
发动机
分离后包带（半个)
二子级发动机
杆构架
三子级发动机
分高后包带(半个)
（b）分离后
二、三子级级间段结构
三子级结构
三子级结构包括三子级发动机M-3B壳体和入轨发动机连接段。发动机壳体呈蚕茧式。
入轨发动机和三子级对接件为碳纤维增强复合材料制的三角形网格圆筒笼形结构（见下图）。比M-3S
型的铝结构质量减小了33%。发动机借助铝合金制包带与笼形对接件相连接。
包带
分离螺母（栓）
三子级发动机
入轨发动机
碳纤维复合材料制
三角形网格笼式圆筒结构
三子级-入轨发动机连接段结构示意图

<!-- 第 1243 页 -->
日本
·1200·
三子级-入轨发动机连接段设计尺寸见下图。
860
分离螺母
5315
777
(SN-12)4个
238.5
788
(804)
788
818
124.5
93
93
93
109.5
93
68
三子级-入轨发动机连接段设计尺寸
MUSES-A卫星和入轨发动机的连接也是用碳纤维复合材料三角形网格截锥形结构。截锥和卫星间采
用包带连接。
整流罩结构
M-3SⅡI型采用大型整流罩，罩体结构为蜂窝夹层结构，外表面为石墨纤维复合材料；罩体下端和二子
级发动机前端的连接环用包带连接固定，开罩分离方式为蚌壳式开罩，其结构见下图所示。
6850
1972
4878
包带结构
纤维增强蜂窝
纤维增强蜂窝夹层结构、软木
夹层结构、软木
钛合金
端头帽
连接挡块结合联锁
1412-
1650
向上拔出装置
M-3SⅡI型火箭整流罩结构
整流罩的开罩机构采用多点连锁机构（全长有29个锁），包括连接两个半罩的锁块机构、火工品作动
筒和下端包带机构。锁块机构的连接挡块用连接拉杆和钢索连接，球形端头用包带固定拉紧。一旦接到开

<!-- 第 1244 页 -->
M系列（M义I-x）
·1201·
罩信号，首先下端包带的分离螺母动作解锁，罩与二子级间的约束解除。与此同时挡块连接机构下端成为
自由状态，延迟10ms后火工品作动筒作动，第1活塞向上把连接挡块拔开，第2和第3活塞接连突出去，
给予两个半罩以所需的初速度。连锁机构、挡块机构和火工品作动筒机构如下图以及后图所示。
整流罩连锁机构
分离边界线
主体结构
钢索
紧固联销机构
连接拉杆
牵引滑轮
/突出挡块
/紧固联销机构
末端球
端球槽
突出挡块
螺栓
分离螺母盒
导座(定位座)
调节螺杆
缓冲装置
包带端块
V形环
整流罩底部结构

<!-- 第 1245 页 -->
日本
·1202·
气体发生器
小孔(节流孔)
螺栓剪切安全销
第2活塞
第1活塞
燃气发生器点火
第1活塞作动
螺栓脱开
剪切安全销切断
第2、第3活塞作动
第2、第3活塞作动
整流罩端头火工品作动筒机构
推进系统
子级发动机M-3B，入轨发动机KM-P（M-3SⅡI-2）、KM-M（M-3SII-5），轨道器入轨发动机KM-L以及
一、二子级推力矢量控制装置，一子级滚控固体发动机装置和侧喷管装置等。助推器发动机SB-735、一子
级发动机、二子级发动机等主发动机系统的性能参数如下表所示。
M-3SII型火箭各主发动机性能参数表
发动机及代号
三子级发动机
助推器发动机
一子级发动机
二子级发动机
项目
SB-735
M-13
M-23
M-3B
直径/m
0.735
1.41
1.41
1.50
长度/m
14.75
8.25
6.19
2.68
推进剂！
CTPB
CTPB
HTPB
HTPB
推进剂质量/t
4.0X2
3.28
27.1
10.4

<!-- 第 1246 页 -->
M系列（MシI-×）
·1203·
续表
一子级发动机
三子级发动机
发动机及代号
助推器发动机
二子级发动机
项目
SB-735
M-3B
M-13
M-23
发动机质量/t
5.0X2
3.59
34.7
13.1
真空平均推力/kN
327X2
524.0
1275
132.0
燃烧时间/s
73
38
70
87
真空比冲/(m·s")
2 609.46
2 609.46
2766.42
2 884.14
高强度钢（HT-140）
高强度钢（HT-200）
高强度钢（HT-210）
钛合金（T5-6AI-4V）
发动机壳体材料
喷管面积比
9.13
7.80
23.24
51.84
发动机厚度/mm
3.5
一
一
一
直填式
直填式
直填式
直填式
推进剂装填方式
注：1）CTPB为端羧基聚丁二烯；HTPB为端羟基聚丁二烯。
入轨发动机的性能参数如下表所示。
入轨发动机性能参数
火箭及发动机代号
M-3SII
M-3S I -1
M-3S II-5
项目
KM-P
KM-D
KM-M
直径/m
0.79
0.63
0.80
长度/m
1.20
1.31
0.98
推进剂
HTPB
HTPB
HTPB
推进剂质量/kg
280.46
419.55
505.91
真空平均推力/kN
31.21
32.11
17.40
燃烧时间/s
44
38
63
真空比冲/(m·s")
2 884.14
2 874.33
2 805.66
钛合金（Ti-6A1-4V）
碳纤维复合材料（缠绕）
发动机壳体材料
钛合金（Ti-6A1-4V）
月球轨道卫星的入轨发动机KM-L直径为15cm，推进剂为聚丁二烯，推进剂质量为2.9kg，平均推
力为657.3N，是小型高性能发动机。
助推器发动机SB-735、二子级发动机M-23、三子级发动机M-3B及入轨发动机KM-P的结构尺寸见
下图及后图所示。
柔性接头
油压作动器
喷管（裙部）
SB-735摆动喷管柔性接头

<!-- 第 1247 页 -->
日本
·1204·
油压作动筒
油压作动筒，电池
直流电机用开关箱
直流电机及油压泵
喷管（裙部）
蓄压器
油箱
基准杆
SB-735摆动喷管、驱动系统布置
1644
1035
钛合金（Ti-6A1-4V）发动机壳体
壁厚2.5mm
橡胶防热层
铝合金喷管座
推进剂
应力消除罩
BP-106J
应力消除罩
中1094
CP/FRP衬套
点火器
石墨
M-3B发动机结构
M-23
SB-735
870
1370
6550
8254
KM-P
M-3B
(M-3S II)
426
801
1035
1227
2665
M-3SII型火箭发动机

<!-- 第 1248 页 -->
M系列（Mシ-）
·1205·
分离系统
M-3SⅡI型火箭的分离状态如下图所示。
固体发动机装置
助推器分离机构推力矢量控制
装置
侧喷管装置
尾段尾翼
二子级
仪器舱
级间段
子级发动机M-13
整流罩
TVC装置
助推器发动机SB-735
、三子级级间段
人轨发动机连接段
二子级发动机M-23
卫星连接段
三子级发动机M-3B
人轨发动机
KM-M
Muses-A卫星
月球轨道卫量人轨发动机
KM-L
(LO)
M-3SⅡI型火箭的分离状态
控制系统
M-3SI型火箭的飞行制导、控制系统主要包括含有姿态基准装置和姿态控制电子系统、助推器摆动喷
管系统、一、二子级推力矢量控制系统、侧喷管系统等。对于M-3SII-5号火箭，还装有惯性导航装置。
制导系统的姿态检测部分包括敏感元件部分和姿态基准部分等。敏感元件有二子级的3个速率积分陀
螺（R1G）、1个速率陀螺和一子级的3个速率陀螺。二子级的速率陀螺装在称为自由旋转分析平台的稳定
平台上。陀螺漂移偏差值在M-3SIⅡI-5号火箭发射前在地面进行计算，在飞行中对其实时处理修正，以求
提高制导精度。自由旋转分析平台的姿态基准装置原理和M-3S型火箭相类似。
火箭姿态控制系统见后上图所示。
M-3SII型火箭的控制系统执行机构有助推器发动机SB-735的摆动喷管、一子级推力矢量控制和滚控
固体发动机装置（与M-3S型的相同）以及二子级推力矢量控制和侧喷管装置等。助推器发动机摆动喷管
控制功能系统见后下图所示。

<!-- 第 1249 页 -->
日本
·1206·
子级控制电子仪器部分
子级控制电子仪器部分
数据处
连接
推力矢量
处理
二子级
姿态
陀螺
理装置
装置
接口
控制装置
接口
(No.2)
检测部分
接口
输
人
模/数
星室
摆动
存储器
存储器
变换器
喷管装置
监控器
输
模/数
数据处
变换器
星室
出
输
理装量
滚控火箭
监控器
指令
(No.1)
速率陀螺组件
接
译码器
人
一子级
加速度
速率
口
存储器
接
数据
陀螺
定时器
口
电源
继电器
地面设备
PCM
接口
遥测仪
（地面设备）
电源
电池
侧喷管
装量
二子级
推力矢量
电池
电磁阀电池
地面设备
控制装置
二子级
二子级
姿态控制系统
伺服放大器
Ec
函数
伺服阀
发生器
电位计
摆动喷管
基准杆
伺服放大器
函数
伺服阀
发生器
电位计
反馈放大器
油压动力机组
传动装置
储压器
马达（M)
操作开关
开关箱
泵溢出间
溢出阀
电池组
油箱
助推器摆动喷管控制功能系统

<!-- 第 1250 页 -->
M系列（MJ-x）
·1207·
一子级滚控固体发动机构成如下图所示。
SMRC喷管
尾翼
SMRC发动机
逆时针滚动喷管
发动机推进剂
阀驱动用电磁线圈
顺时针滚动喷管
安全阀
燃气阀（高温气体阀）
延长管
3号尾翼的SMRC3
2号尾翼的SMRC2顺时针
逆时针力
顺时针
逆时针
顺时针
逆时针
1号尾翼的SMRC1
逆时针
顺时针4号尾翼的SMRC4
一子级滚控固体发动机构成
二子级推力矢量控制系统工质改用过氯酸纳，该系统如下图所示。
N2溢出阀
口
N2加注阀
浮动活塞
过氧酸钠水溶液
口
喷射阀（圆周8等分）
过渡器
口
二子级推力矢量控制装置系统

<!-- 第 1251 页 -->
日本
·1208·
遥测系统
遥测系统的构成主要是下表所列的遥测发射机和指令接收机。
遥测系统构成
名称
代号
频率
位置
主要传送内容
TM-1
箭体测量
遥测发射机
二子级仪器舱
296.2MHz
姿态计测
遥测发射机
TM-2
二子级仪器舱
298.1 MHz
箭体计测
TM-3
遥测发射机
2 289.6MHz
二子级仪器舱
295.6MHz
遥测发射机
箭体计测
一子级仪器舱
TM-4
遥测发射机
电视监测计划
TM-5
二子级仪器舱
12.8875 GHz
保安、三子级点火
二子级仪器舱
指令接收机
CM
450 MHz
二子级仪器舱
5.6GHz指令
RC
姿态角、时间选择器
5.6GHz
卫星
卫星计测
遥测发射机
2 259.9MHz
TM-S
卫星计测
遥测发射机
卫星
TM-X
8474.66MHz
指令接收机
2 081.0 MHz
卫星
CM-SA
保安、卫星功能控制
遥测发射机
月球轨道卫星
TM-LO
2 263.6MHz
月球轨道卫星计测
月球轨道卫星
指令接收机
2 084.4MHz
月球轨道卫星功能控制
CM-LO
电源系统
M-3SⅡI型火箭的电源系统比M系列的其他型号简化了。除了姿态控制电子系统和摆动喷管油压发电
机的电源为特定电源以外，其余都是集中电源，而且都为18V。
典型飞行程序
以M-3SⅡI-5号火箭为例，M-3SⅡI型火箭典型飞行时序见下表。
M-3SⅡI-5号火箭飞行时序
时间/s
事件
事件
时间/s
X+0
一子级及助推器点火
X+86
二子级点火、起控
X+5
助推器摆动喷管滚控开始
滚控侧喷管推力水平变更
X+116
二子级推力矢量控制装置停止作动
x+6
一子级推力矢量控制装置开始作动
X+141
助推器喷管工作停止
X+142
X+35
俯仰、偏航、侧喷控制开始
X+36
X+165
整流罩开罩分离
滚控固体发动机滚控开始
助推器分离
X+195
三级开始起旋（姿态控制CN模式变换）
X+40
一子级推力矢量控制装置停止作动
X+219
旋转数整定开始
X+55
Y+0
卫星定时器启动
一子级分离
X+84

<!-- 第 1252 页 -->
M系列（M-）
·1209·
续表
事件
事件
时间/s
时间/s
卫星定时器停止
Y+201
二子级分离
Y+1
由卫星指令
月球轨道卫星电源投入
三子级点火
Y+3
由卫星指令
月球轨道卫星指令启动
三子级分离
Y+94
由卫星指令(Z=0)
月球轨道卫星定时器启动
入轨发动机点火
Y+95
由卫星指令
月球轨道卫星分离
Y+199
入轨发动机分离（“悠悠”式消旋器延时点火）
Z+1800
月球轨道卫星发动机点火
Y+201
“悠悠”消旋器作动
M-3SⅡI型火箭的飞行程序如下图所示，飞行中按预定程序实现飞行计划。
：人轨发动机分离
三子级点火
-飞向月球转移轨道
二子级分离DO
点QOA
旋转开始、姿态控制
三子级分离人轨发动机点火
开
月球轨道卫星分离
二子级发动机下落
姿态控制
月球
指令
二子级点火
盈
人轨发动机KM-L点火
子级发动机下落
助推器分高
助推器
M-3SⅡI-5号火箭飞行程序
（孙继桐）

<!-- 第 1253 页 -->
日本
·1210·
M-V
M-V型火箭是日本宇宙科学研究所继M-3SIⅡI型火箭之后研制的性能更高的固体运载火箭，它是最后
一代的M系列火箭。M-V型火箭从1990年开始研制，1997年2月12日首次发射，将射电天文卫星MUSE-B
送入轨道。M-V型取代M-3SII型火箭成为日本宇宙科学研究所的主要运载火箭。M-V型火箭的运载能力
为M-3SII型的2.5倍，能将约2t的卫星送入低轨道。M-V型火箭主要用于月球、火星探测器的发射。先
后完成了7次发射，其中除第4次失败外全部成功。
M-V型是三级固体运载火箭，并且可根据任务要求在三子级上部配备入轨级。它与M系列其他火箭
不同，不采用捆绑助推器的形式，而采用新研制的一、二、三子级发动机直接组合，一子级发动机壳体采
用高强度钢结构，二、三子级和入轨级发动机壳体均采用碳纤维复合材料缠绕结构。各级发动机都采用高
性能端羟基聚丁二烯固体推进剂。
2000年，M-V型火箭第4次发射失败后，日本宇宙科学研究所改进了M-V型火箭，改变了各子级的
喷管材料，提高了其可靠性。
主要技术性能
级数
起飞推力
3 698.4 kN
3
全长
30.7m（改进型30.8m）
推重比
2.9
最大直径
运载能力
1 800kg（改进型1850kg）
2.5m
起飞质量
139t（改进型140.4t）
（h=185km，i=31°的圆轨道）
一子级
13.8 m
级长
推进剂
端羟基聚丁二烯（BP-204J）
直径
2.5m
真空平均推力
3760kN
子级质量
真空比冲
83t
2687 m/s
72t
51s
推进剂质量
工作时间
发动机
M-14
二子级
级长
8.6 m
推进剂
端羟基聚丁二烯（BP-208J）
直径
2.5m
真空平均推力
1 520 kN
37t
子级质量
真空比冲
2 863.5 m/s
工作时间
推进剂质量
33t
62 s ·
发动机
M-25

<!-- 第 1254 页 -->
M系列（M-）
·1211·
三子级
级长
推进剂
端羟基聚丁二烯（BP-205J）
3.5m
直径
2.2m
真空平均推力
337kN
子级质量
真空比冲
2 951.8 m/s
12t
工作时间
推进剂质量
11t
94s
发动机
M-34
整流罩
650kg
长度
结构质量
8.8m
最大直径
2.5m
总体布局
M-V型火箭总体布局如左下图所示。该火箭的3个子级都是新研制的，一子级采用新的高强度钢
（HT-230M），不再采用捆绑助推器形式。为提高在稀薄空气中的燃烧效率，二、三子级采用折叠式延伸
喷管；三子级球形发动机为复合材料壳体。
有效载荷舱和整流罩的总长度为8.80m，直径为2.5m，质量为650kg。整流罩为两瓣结构，由碳纤
维复合材料面板和蜂窝夹芯制成。有效载荷舱和整流罩如右下图所示。
直径2.5m
截面位置
有效载荷部分
三子级仪器舱
直径
0.485m
二、三子级级间段
侧喷管固体发动机
整流罩
直径2.2m
推力矢量控制装置
三子级发动机（M-34）
有效载荷脱落
插头舱门位置
二子级仪器舱
直径1.42m
二子级发动机（M-24)
0.1m
有效载荷
摆动喷管
二子级级间段（杆系结构）
直径2.163m
分高面
7577
三子级
三子级
一子级发动机（M-14）
发动机（M-34）
整流罩
1577
直径2.16m
0088
滚控固体发动机（SMRC）
M-V型火箭的总体布局图
M-V型火箭有效载荷舱和整流罩布局
箭体结构
M-V型火箭箭体结构按布局情况如后表所列。

<!-- 第 1255 页 -->
日本
·1212·
M-V型火箭箭体结构
序号
名称
结构形式
结构材料
整流罩
蜂窝夹层结构
CFRP面板夹层结构
1
入轨发动机
2
硬壳式结构
CFRP缠绕结构
三子级发动机M-34
硬壳式结构，延伸喷管
3
CFRP缠绕结构
CFRP缠绕结构
二子级发动机M-25
硬壳式结构，延伸喷管
4
一子级发动机M-14
硬壳式结构
5
高强度钢HT-230M
推进系统
发动机（可选）组成。另外还有一子级的摆动喷管推力矢量控制系统（MNTVC）、二子级液体喷射推力矢
量控制系统（LITVC）、三子级摆动喷管推力矢量控制系统以及滚控固体发动机、侧喷管固体发动机、肼
侧喷管系统、旋转稳定系统等。发动机的主要性能参数如下表所列。
M-V型火箭各子级发动机性能参数表
一子级发动机
发动机及代号
入轨发动机
二子级发动机
三子级发动机
项目
M-14
M-25
M-34
（可选）
长度/m
13.73
6.61
1.5
3.61/4.29*
直径/m
2.5
2.5
2.2
一
推进剂
固体
HTPB(BP-204J)
HTPB(BP-208J)
HTPB(BP-205J)
72
推进剂质量/t
33
11
一
33.6
发动机总质量/t
80.7
11.0
发动机壳体段数
2
1
1
1
发动机壳体材料
HT-230M/HT-150
CFRP
CFRP
CFRP
真空平均推力/kN
3760
1520
337
真空比冲/(m·s-)
2687
2 863.5
2 951.8
>2 864.52
燃烧室压力/MPa
6.14
6.14
6.14
37
96
喷管面积比
11
有效燃烧时间/s
51
62
94
注：*收缩、伸展时的长度。
控制系统
M-V型火箭采用惯性与无线电复合制导方式，所用系统由三菱重工业公司研制。惯性制导单元由7个
设备箱组成：CPU箱（用于导航、制导、姿态控制等所需的计算）、IVO箱（用于控制CPU箱和其他组件
如作动器之间控制信号的输入/输出）、3个B1速率陀螺箱（每个B1速率陀螺箱都配备机械速率陀螺，在

<!-- 第 1256 页 -->
M系列（M1-x）
·1213·
一子级飞行阶段，3个速率陀螺协同工作，同时测量箭体在3个轴向的角速度）、2个B2加速度计箱（用
于测量箭体横向加速度，参与对箭体横向过载的控制）。该系统中采用了新的光纤陀螺（型号MFG-200
MOD-I）作为惯性机构，大大提高了测量精度。
M-V型火箭的飞行姿态控制系统如下表所列。
M-V型火箭飞行姿态控制系统
发动机及代号
二子级发动机
一子级发动机
三子级发动机
入轨发动机
控制内容
M-14
M-25
M-34
KM-V2
摆动喷管推力矢量
液体喷射推力矢量
摆动喷管推力矢量
俯仰、偏航
自旋稳定装置
控制
控制
控制（±5°）
滚动
滚控固体发动机
肼侧向喷管装置
侧喷固体发动机
典型飞行程序
M-V型火箭的飞行时序见下表。
M-V型火箭的飞行时序
时间/s
时间/s
事件
事件
一子级点火，摆动喷管推力矢量控制系统启动
三子级点火
T+0
T+218
T+333
T+75
自旋发动机点火
一子级分离，二子级点火，液体喷射推力矢量
控制系统和侧喷固体发动机启动
T+344
三子级分离
整流罩开罩分离
入轨发动机点火
T+197
T+344
二子级分离
T+213
T+478
入轨发动机分离
三子级喷管延伸
T+215
（尚辉，孙继桐)

<!-- 第 1257 页 -->
日本
·1214·
N系列(NシJ一)
N系列由N-1和N-2两种型号组成。N-1火箭是日本最早的应用卫星运载火箭。1969年10月，日本
成立宇宙开发事业团（NASDA），由它负责卫星运载火箭的研制和发射工作。根据1969年7月31日日本
与美国签订的一项空间合作协议，日本从美国引进了雷神-德尔它火箭的技术，并以此为基础研制了N-1
火箭，以掌握中、高轨道和地球同步轨道卫星的发射技术。
N-1火箭于1977年2月23日成功地发射了日本第1颗地球同步轨道卫星。为适应发射更大型应用卫
星的需要，日本从1976年开始研制具有更大运载能力的N-2火箭。为确保进度和可靠性，降低成本，在
N-2火箭的研制中继续引进和采用了雷神-德尔它火箭技术。
N系列火箭总体性能参数如下表所示。
N系列火箭总体性能参数
型号
最大
起飞
起飞
地球同步转移轨道
全长/m
级数
质量/kg
运载能力/kg
直径/m
名称
推力/kN
N-1
3
4.02
32.57
91470
300
1 461.6
3
N-2
35.36
4.02
135390
2 157.6
670
（咸海）
N-1
N-1是日本宇宙开发事业团引进研制的最早的实用卫星运载火箭。N-1火箭（原称N火箭，1978年3
月17日改称N-1火箭）的研制始于1970年，目的是掌握中、高轨道卫星和地球同步轨道卫星的发射技术。
为增强日本自身的研制能力、降低成本、减小风险，日本从美国引进了雷神-德尔它火箭的技术。N-1火箭
的一、三子级和固体助推器都直接采用了德尔它火箭的部件。日本主要自行研制了二子级推进系统（LE-3）
和气体喷射装置。
1975年9月9日，N-1火箭首次发射，成功地把1颗85kg的技术试验卫星1型（ETS-1）菊送入预
定的轨道。N-1火箭共发射7颗卫星，其中6次发射火箭工作均正常，另一次因星箭分离机构工作不正常，
导致实验通信卫星（ECS）发射失败。1977年2月23日发射的技术试验卫星2型（ETS-2）菊-2号是日本
最早的地球同步卫星。最后1枚火箭于1982年9月3日发射成功，从而结束了N-1火箭的全部使命。
N-1火箭从位于北纬30°的种子岛航天中心发射，能把有效载荷送入地球同步轨道、中高度圆轨道、
大椭圆轨道以及逃逸轨道等，其运载能力如后图所示。从图中可以看出，N-1火箭能够把质量约1200kg
的卫星送入轨道高度h=300km、轨道倾角i=30°的近地轨道，把质量约800kg的卫星送入h=1000km、
i=30°的中高度圆轨道，而且可把质量约300kg的有效载荷发射到地球同步转移轨道，然后由星载固体远
地点发动机把质量约145kg的卫星送入地球同步轨道。

<!-- 第 1258 页 -->
N系列（NI一）
·1215·
脱离地球引力逃逸
轨道倾角
100000
60000
40000
20000
月10000
度
6000
馆
4000
轨道
国
2000
高度·
注：N-1火箭的运载能力
1000
远地点
1）N-1火箭有效载荷对接件质量
600
三级火箭使用：大型约25kg
400
中型约10-13kg
小型约6.8kg
200
二级火箭使用：约38kg
100
2）二级N-1火箭发射卫星时无需起旋，卫星人轨
200400600800100012001400
精度较高
卫垦质量(含有效载荷对接件质量)/kg.
N-1火箭的运载能力
主要技术性能
级数
起飞推力
1 461.6 kN
3
全长
32.57m
推重比
1.64
4.02m
最大直径
运载能力
300kg
起飞质量
地球同步转移轨道
91.47t
助推器
长度
推进剂
聚丁二烯复合固体推进剂
7.25 m
直径
0.79 m
3X232kN
海平面平均推力
总质量
2334m/s
海平面比冲
3×4.47t
39.1 s
工作时间
推进剂质量
3×3.75 t
发动机
3XTX-354-5
一子级
级长
21.44 m
海平面平均推力
主机
直径
2.44 m
756.2 kN
游机
子级质量
70.09 t
9.62 kN
推进剂质量
海平面比冲
66.53t

<!-- 第 1259 页 -->
日本
·1216·
发动机
主机
2 442 m/s
MB-3
游机
推进剂
液氧/煤油
2 050 m/s
工作时间
主机
224 s
游机
230s
二子级
长度
推进剂
5.44 m
四氧化二氮/混肼-50
．直径
1.62 m
真空平均推力
53.3kN
子级质量
真空比冲
5.86t
2 844 m/s
4.74t
工作时间
推进剂质量
246 s
发动机
LE-3
三子级
级长
推进剂
2.03m
聚丁二烯复合固体推进剂
直径
真空平均推力
38.7 kN
0.94 m
子级质量
真空比冲
0.75t
2 854 m/s
推进剂质量
41s
工作时间
0.56t
发动机
TE-364-14
整流罩
长度
5.69 m
结构质量
0.26 t
直径
1.65 m
总体布局
N-1火箭为三级火箭，一、二子级为液体火箭，三子级为固体火箭，一子级捆绑3个固体助推器。火
箭长约32m，最大直径2.44m。二子级外径略小于整流罩，箭体基本为下粗上细的外形。·
火箭一子级自下而上由尾段、裙段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱、转接段和过渡段组成。主发动机（MB-3)
安装在尾段的发动机架上，该段还装有2台游动发动机、液压系统组件、安全解保装置、尾部脱落插座以
及燃料加注阀等。裙段装有氮气瓶、气动组件和氧化剂输送快速脱落插座。箱间段装有滚动速率陀螺、遥
测发射机、自毁指令接收机及电池等。过渡段内装有飞行控制器、变换器、电池、前部脐带脱落插座和交
直流配电盒等。该级箭体外设有2条隧道，隧道内装有贮箱增压管路、电缆和导爆索。右侧隧道管前方装
有俯仰速率陀螺和偏航速率陀螺。转接段起连接过渡段与燃料箱的作用。
一子级与二子级采用冷分离方式。二子级在一子级分离后2s点火。
二子级由级间段、过渡段、箱体段和仪器舱组成。该级采用共底贮箱，燃料箱位于氧化剂箱之上。LE-3
发动机通过万向接头与贮箱锥形箱底连接并由级间段罩住。该段装有一、二子级分离的弹簧作动器，并随
一子级分离。过渡段装有液压系统和推进剂输送系统组件。位于贮箱上部的仪器舱装有主要电子设备，即
制导装置、遥测发射机、自毁指令接收机和电源等。
火箭组成和布局如后图所示。

<!-- 第 1260 页 -->
N系列（N一）
·1217·
三子级卫星整流罩
卫星1.65m
有效载荷对接件
5.69m
整流罩
三子级固体
火箭发动机（TE-364-14)
旋转台
仪器舱
燃料箱（A-50)
氮气瓶Φ1.4m
氧化剂箱（四氧化二氮)
115
气体喷射控制装置
过渡段
二子级发动机（LE-3）-
级间段
过渡段
转接段
32.57m
燃料箱(RJ-1)
Φ2.44m
子级
-21.44m
箱间段
氧化剂箱(液氧)
固体助推器（3枚）
7.25m
裙段
Φ0.79m
尾段
游动发动机（2台）
一子级主发动机（MB-3）-目
N-1火箭总体布局
三子级在二子级关机后约15min起旋，起旋后2s与二子级分离。
三子级自下而上由旋转台、固体发动机和卫星对接件组成。对接件上装有子级遥测装置。
卫星分离之后，为防止由于后效冲量造成三子级追撞卫星，必须释放一偏航重块，使三子级偏离卫星
轨道。
由两个半壳组成的整流罩与二子级仪器舱相接，罩住三子级及有效载荷。
卫星整流罩通常在二子级发动机点火后分离并被抛掉。
箭体结构
助推器结构
N-1火箭固体助推器长7.25m，直径0.79m，结构质量0.72t，由喷管、筒段、前后封头和鼻锥组成（见

<!-- 第 1261 页 -->
日本
·1218·
下图）。发动机壳体由A1S14130钢辊卷焊接而成。前后封头用石棉粉充填的聚硫环氧树脂隔热。壳体尾部
和中部装有与芯级箭体连接的紧固件（详见德尔它卡斯托2助推器结构）。
连接件
发动机壳体
喷管
一头锥
点火器
约0.79m
自毁装置
筒段
前封头
后封头一
约7.25m
N-1火箭固体助推器
一子级结构
一子级长度为21.44m，直径为2.44m，结构质量为4.37t。燃料箱和氧化剂箱圆筒段各用3块厚约
12.7mm的铝合金板沿火箭轴向对接焊而成。铝合金箱底用螺栓与筒段连接，并沿周向焊接结合部。为提
高贮箱的刚度和强度，圆筒段设有加强框，并把筒段箱壁内表面机械铣切成等边三角形网格结构。燃料箱
和氧化剂箱的长度各为6.29m和9.56m，容积各约为26.4m?和40.3m²。
周向防晃挡板
轴向防晃挡板
二子级结构
网筛燃料出口后短壳
二子级主要由燃料箱、氧化剂箱、过渡段、
吹除管路
增压管路和
级间段和仪器舱构成。
增压输送管路
吹除管路口
氧化剂出口
推进剂贮箱（见右图）为共底结构，燃料箱
后端盖
燃料
氧化剂人口
氧化
在前，氧化剂箱在后，它本身又是箭体壳体的组
箱
摆动作动器凸耳
剂箱
整流器
前端盖
成部分，因此设计成既能承受贮箱内压，又能承
网筛
前短壳锥形扩散器
受箭体静载和动载。贮箱采用2014T652铝合金锻
轴向防晃挡板
整流罩对接卡箍周向防晃挡板
造的前后端盖、3个拱形底和4个筒段沿周向焊
(贮箱组合件)
接而成。贮箱直径约1.4m、长约3.44m。氧化剂
燃料箱
氧化剂箱
箱和燃料箱的容积分别为1.95m?和2.12m?。贮
后端盖
前端盖
箱前、后底、共底和筒段的最小厚度分别为
2.55mm、2.65mm、2.55mm和4.55mm，以保
证设计安全系数为1.1（0.2%屈服）和1.25（破
后底
前底
筒段
共底
裂）的安全余量。贮箱结构设计成能承受2.21MPa
简段
(贮箱锻件)
的最大内压。
二子级推进剂贮箱
三子级结构
三子级长2.03m，直径0.94m，由固体火箭发动机、旋转台和有效载荷对接件构成。在旋转台上装有
8台旋转固体火箭发动机，它们在二、三子级分离前点火使三子级旋转稳定。旋转台底部结构与二子级相
连接，轴承架与三子级发动机连接。4块活动后侧壁板用V形包带紧固在三子级上，V形包带在分离螺母
起爆时松开。卫星也由V形包带固定，分离时分离螺母起爆释放包带，由有效载荷对接件上的分离弹簧提
供分离速度。另外，在卫星分离前用消旋系统消除卫星相对于三子级的旋转。

<!-- 第 1262 页 -->
N系列（N)
·1219·
整流罩结构
有效载荷整流罩是日本三菱重工业公司在美国麦克唐纳·道格拉斯公司的技术援助下研制的，直
径1.65m，高5.7m，由3节包带缚紧的玻璃纤维增强复合材料半壳组成。抛罩时由分离螺母打开包带，
由压缩弹簧将半壳抛向两侧。
推进系统
一子级推进系统和固体助推器
一子级推进系统（见左下图）采用液氧/煤油作为推进剂，由1台主发动机、2台游动发动机和相应的
推进剂输送系统组成。一子级捆绑3个德尔它火箭卡斯托2固体发动机。
发动机
主发动机MB-3（结构见右下图）和游动发动机均为一次启动、定推力、泵压输送液体发动机，采用
液氧/煤油作推进剂。MB-3发动机燃料混合比为2.15，燃烧室压力为3.92MPa，喷管膨胀比为8，采取燃
气发生器循环方式，可借助液压作动器作双向摆动，对火箭进行俯仰和偏航控制。游动发动机提供动力飞
行段和主发动机熄火后的滚动控制力以及二子级点火姿态调整力。
2438mm
燃料箱（RJ-1）
氧化剂(液氧)人口
启动贮箱
浮子式传感器
俯仰作动
防晃挡板(6块)
器安装部位
燃料
发动机架
95%液位浮子式传感器
(RJ-1)人口
涡轮泵
继电器盒
100%液位浮子式传感器
润滑剂混合器
99%液位浮子式传感器
燃料导管
燃气发生器
氧化剂
万向支架
箱(液氧)
热交换器
偏航作动器
排气系
安装部位
统组件
燃料输送隧道管
浮子式传感器
燃料加注阀
氧化剂
主发动机
燃料室
一推进剂输送系统
导管
俯仰作动器
（液氧）
燃料加注导管
一支架
排气导管
主发动机
液压组件
液氧加注导管
一子级推进系统
一子级主发动机MB-3

<!-- 第 1263 页 -->
日本
·1220·
发动机推力室由几百根耐热镍合金管纵向排列钎焊而成。推力室由循环于管内的煤油冷却。游动发动
机推力室为旋压加工钢质双层结构，由流经室壁的煤油再生冷却。发动机采用离心式涡轮泵，其功能是把
贮箱内的燃料和氧化剂输送给主发动机、游动发动机和燃气发生器。涡轮泵由燃气发生器产生的燃气驱动，
废气通过排气管排向大气。
启动系统的功能是在启动时为主发动机、游动发动机和燃气发生器提供推进剂。系统由燃料启动贮箱、
氧化剂启动贮箱和增压控制阀门等组成。启动时，启动贮箱先用氮气增压，然后再向主发动机、游动发动
机和燃气发生器提供推进剂。
主发动机的启动程序是：用火药点火器启动燃气发生器，由燃气发生器燃气驱动涡轮泵，随后打开燃
料和氧化剂阀门，接着把点火剂送进燃烧室与氧化剂接触点燃推进剂，主发动机开始工作。
游动发动机（见左下图）采用与主发动机同样的推进剂。推进剂在主发动机工作期间由主发动机涡轮
泵提供，在主发动机熄火后由启动系统提供。
过热交换器将部分液氧加热汽化，所产生的气氧对氧化剂箱增压。
二子级推进系统
二子级推进系统由提供飞行推力的主推进系统和提供姿态控制力的辅助推进系统组成（见右下图）。
控制
无线电仪器制导电子电子
装置组件设备
仪器舱
$14000
天线
燃料箱
防晃挡板
推力室
隧道
燃料增
压管路
压力传感器
隧道
自毁系统
氧化剂箱
氧化剂
增压管路
乳防晃挡板
安装架
过渡段
气动配气板
气体喷射装置
输送阀
万向接头
推进剂阀门
氮气瓶
级间段
1616-
1440
吹除单向阀门
发动机（LE-3）
二子级推进系统
一子级游动发动机

<!-- 第 1264 页 -->
N系列（N一)
·1221·
主推进系统由挤压输送式液体发动机LE-3及其相应的增压系统、推进剂输送系统等组成，主要性能
参数见下表。推进剂是混肼-50和四氧化二氮，靠储存在6个球形气瓶内的高压氮气挤压输送到燃烧室。
二、三子级分离后，二子级利用增压氨气瓶中剩余的氨气来实现反推，促使二、三子级进一步分离。
二子级推进系统的主要性能
项目
参数
项目
参数
真空推力/kN
53.3
氧化剂箱压力/MPa
2.01
燃烧室压力/MPa
1.14
燃料箱压力/MPa
2.03
混合比
1.5
推进剂质量/t
4.74
氧化剂流量/（kg·s）
氮气瓶压力/MPa
30.33
11.25
推进系统质量/kg
燃料流量/(kg·s)
7.50
5376
推进系统结构质量/kg
真空比冲/(m·s)
2844
656
250
工作时间/s
一
一
系统工作过程及工作程序信号流程见下表和后图。二子级推进系统的工作过程为：在火箭发射前启动
摆动作动系统的电动液压泵，并使它在一子级工作和二子级燃烧期间保持工作状态。在二子级发动机关机
（SECO）后1s，泵关闭并在滑行期间保持关闭状态。一子级主发动机关机（MECO）后2s，程序装置向
程序分配箱发出贮箱预增压启动信号，程序分配箱依次给贮箱断流控制阀（TSPV）通电1S，使氦气流入
两个贮箱，预增压通常可使贮箱增压到额定值的80%～90%。此过程是在一子级游动发动机提供小推力使
火箭仍具有正向加速度的情况下完成的。游动发动机在一子级主发动机熄火后6s关机。火箭由气动阻力
减速，贮箱内的推进剂承受约2x10g的负加速度。一子级与二子级在一子级主发动机关机后7.5s分离，
程序装置在一子级主发动机关机后9s程序分配箱发送推进系统的启动信号，程序分配箱给贮箱断流控制
阀通电，并向发动机控制箱发送启动信号。贮箱再次增压，同时发动机推进剂阀按控制箱预定的时间
开启。发动机在1.5s内达到额定推力。由于贮箱已进行预增压，故仅需再补充一些增压工质便可达到所
要求的贮箱压力，这样能减轻增压气体对液面的扰动，防止在推进剂中形成气泡。
典型工作程序
时间
事件
启动液压电动泵
T（起飞）-60s
MECO（主发动机关机）+2s
预增压开始（打开贮箱断流控制阀）
MECO+3s
预增压结束（关闭贮箱断流控制阀）
MEC0+6s
一子级游动发动机关机
二子级分离
MEC0+7.5 s
开始增压，发动机启动（打开贮箱断流控制阀和二子级推力室控制阀门）
MECO+9s
MEC0+259s
二子级发动机关机（SECO）（关闭贮箱断流控制阀和二子级推力室控制阀门）
液压电动泵停止工作
SECO+1s
SECO+901 s
二、三子级分离，启动反推阀门

<!-- 第 1265 页 -->
日本
1222
氧化剂
燃料箱吹除口
燃料加注口
加注口
32
29
25262728
30
22
23
14
氧化剂箱
燃料箱
50
24
39
E/G
45
38
33
37
34
36
35
21
41
贮箱系统发动机系统
43
气动配气板
18FTS
40
12
燃料箱E/GO
氧化剂
氮气充气口
氧化剂
箱吹除口
供气口喷注器吹除口
箱供气口
二子级推进系统原理图
1一氮气加注管路；2一氮气加注歧管：3一单向阀；4一调节器入口歧管；5一反推气体管路：6—氮气过滤器：7一OTSV入口歧管：8一放气孔；
9—OTSV作动器：10一OTSV出口歧管；11一氧化剂箱增压管路：12一氧化剂箱吹除管路：13--氧化剂箱伺服管路：14一氧化剂加注管路：
15—FTSV入口歧管：16一发动机氮气供给管路：17—FTSV作动器：18—FTSV出口歧管：19一发动机氮气供给管路（金属丝编织软管）；
20一燃料箱增压管路：21一燃料箱伺服管路；22一燃料箱吹除管路：23一金属丝网筛（燃料箱）；24一金属丝网筛（氧化剂箱）；
25一燃料出口接头；26一燃料过滤器；27一衬套；28一波纹管：29一燃料上导管：30一燃料流量计：31一.燃料下导管；
32一燃料加注管路：33一衬套：34一波纹管；35一氧化剂上导管；36一整流管：37一氧化剂流量计；38一氧化剂下导管；
39一气泡排放管路：40一发动机氧化剂喷注器吹除管路（仅用于地面勤务）：41一发动机氧化剂吹除管路；
42一发动机燃料吹除管路：43一发动机氧化剂阀作动氮气管路：44一发动机燃料阀作动氮气管路，45一喷注器：46一发动机燃料孔：
47一发动机氧化剂孔：48一燃烧室压力传感器：49一燃料喷嘴压力传感器；50一氧化剂喷嘴压力传感器；
P一压力传感器：Reg一调节器：OTSV一氧化剂箱断流阀：FTSV一燃料箱断流阀：TSPV一贮箱断流控制阀；
OPV一氧化剂吹除电磁阀（发动机）：FPV一燃料吹除电磁阀（发动机）：OCV一氧化剂控制电磁阀（发动机）；
FCV一燃料控制电磁阀（发动机）：E/G一发动机；E/GOV一发动机氧化剂阀；E/GF一发动机燃料阀

<!-- 第 1266 页 -->
N系列（NI一X）
·1223·
一子级主
速度
发动机关机
程序装置-控制电子设备
关机
制导系统
信号
开关
推力室
贮箱预增压
推进系
反推点火信号
启动信号
压力开关
指令自毁系统
统启动
二子级发
信号
贮箱预增压
指令关机信号、
动机关机
停止信号
解保信号
开
开
关
开
关
28VDC)
28V(DC)
28V(DC)
U
程序分配箱-电源系统
o-
发动机
发动机
反推点火信号
4开
开28VDC)
启动信号
关机信号
关
h
几关
贮箱增压信号
推力室
贮箱断流
反推阀
压力开关
控制阀
开关
计时电路
发动机控制箱
U开28V（DC)
U开28V（DC)
U开28V(DC)
U开28V（DC)
关
关
关
关
电磁阀-氧化剂
电磁阀-氧化剂阀
电磁阀-燃料阀
电磁阀-燃料吹除
作动
吹除
作动
二子级推进系统程序信号流程
当火箭达到预定的速度后，速度关机开关（VCS）向程序分配箱发送关机信号，程序分配箱使贮箱断
流控制阀通电，同时向发动机控制箱发送关机信号。氧化剂箱断流阀（OTSV）和燃料箱断流阀关闭。发
动机推进剂阀按控制箱预定的时间关闭。二子级发动机关机后的推力衰减时间应小于1.3s。二子级发动机
关机后901s（同步卫星发射任务），二、三子级分离信号和反推系统启动信号同时由程序装置送往程序分
配箱，起爆分离用的分离螺母和作动反推系统的电爆管。
LE-3发动机
二子级采用挤压式输送、再生冷却、一次启动、推力不可调的LE-3液体发动机。发动机用四氧化二
氮和混肼-50作推进剂，通过万向接头与贮箱锥形箱底相接，借助液压作动器作双向摆动可为火箭提供俯
仰和偏航姿态控制力。发动机由喷注器、再生冷却燃烧室、烧蚀喷管衬套、辐射冷却喷管延伸段、推进剂
输送管路、各种阀门和控制组件等组成（见后图）。
燃烧室由250根不锈钢管钎焊而成。从喷注器到喷管膨胀比3：1截面处为单通道再生冷却段。燃料
先进入位于喷注器一侧的冷却歧管并通过管路向下流至冷却歧管出口，然后通过燃料管道流入喷注器，而
氧化剂则从另一侧直接进入喷注器。辐射冷却喷管延伸段在膨胀比10：1处与烧蚀喷管衬套相连接并一直
延伸到膨胀比为26：1处。喷管延伸段由不同厚度的锯板制成，其内外表面均涂有抗燃气烧蚀的防护层，

<!-- 第 1267 页 -->
日本
·1224·
涂层尚可防潮并增强热辐射能力。再生冷却燃烧室和辐射冷却喷管延伸段之间装有烧蚀喷管衬套，它由硅
树脂层复合材料烧蚀衬里和不锈钢外壳组成。
吹除电磁阀
再生冷却燃烧室
955.56
万向
接头
膨胀比
再生冷却3：1处
燃料导管
喷注器/
管路出口
膨胀比
推进剂
烧蚀喷管衬套10：1处
喷管延伸段
阀门
膨胀比
1765.3
26：1处
LE-3发动机
喷注器为铝合金焊接件，由面板、燃料和氧化剂歧管及挡板等组成。喷注器面板上装有3块挡板，以
防止切向和径向压力脉动引起的高频不稳定燃烧。推进剂流经输送管路进入发动机一侧的软管并由氮气作
动的各种推进剂阀门控制。阀门都是双位常闭球形阀。
控制系统由控制盒以及用于启动推进剂阀门和吹除用的电磁阀组成。当接到二子级仪器舱程序装置发
出的启动指令时，控制盒启动电磁阀，为氧化剂和燃料阀门作动器输送氨气。当接到关机指令时，控制盒
使电磁阀去电，关闭推进剂阀门。接到关机指令后约0.5s，控制盒启动吹除电磁阀，在4s内用氮气吹除
推进剂阀门下游管道、燃烧室管路和喷注器沟槽内的残余推进剂，以防燃料在燃烧室管内分解并最大限度
地减小后效冲量的影响。发动机装有推力室压力开关（TPS），当推力室压力降到0.69MPa时，给控制盒
发出一个关机信号，发动机在推进剂（燃料/氧化剂）耗尽时关机。
增压系统
二子级贮箱用氮气增压，增压工质储存于3个553mm和3个434mm直径的高压气瓶中，气瓶壁厚
分别为5.13mm和4.05mm，气瓶压力为（30.33±0.34）MPa，总容积为0.373m”。气瓶由2个Ti-6Al-4V
钛合金锻造的半球壳制成，将半球壳机加工后再用电子束焊接成球形气瓶。
增压系统工作时，由6个球形气瓶提供的氮气先经压调器调节到（2.05土0.07）MPa后，通过给作动
活塞腔充气和放气来开启或闭合位于压调器下游的燃料和氧化剂贮箱断流阀门。压力由贮箱断流控制阀门
控制，当贮箱断流控制阀门通电时，氨气流入作动筒，打开氧化剂和燃料贮箱的断流阀门；断电时，氨气
从作动筒泄出，关闭2个贮箱的断流阀门。氧化剂贮箱增压输送管是双壁式结构，即大管与小管同轴套在
一起，从后底进入贮箱。氨气通过两管之间的环形通道流入贮箱，内管用于氧化剂贮箱的吹除和压力测量。
氮气在进入推进剂贮箱之前要通过增压输送管道末端的一个锥形扩散器，使增压气体按要求的速度和方向
均匀进入贮箱，以减小氮气与推进剂界面的扰动。燃料箱的吹除管路与增压输送管路是彼此分开的。
气动组件如氧化剂箱断流阀门、燃料箱断流阀门、贮箱断流控制阀门、压调器以及各种歧管都安装在
一460mm×400mm的铝制气动操纵板上。

<!-- 第 1268 页 -->
N系列（N）
·1225·
辅助推进系统
二子级气体喷射姿态控制系统用于二子级动力飞行段的滚动控制和滑行段的三轴姿态控制。它由仪器
推力为17.65N的推力器（见左下图）。
三子级推进系统
三子级采用TE-364-14固体发动机（见右下图），平均真空推力38.7N，真空比冲2853.74m/s，工作
时间41S。
氮气瓶
三子级
转接管
氮气调压阀气体喷射
控制电子仪器
G仪器舱
推进剂箱
推进剂箱
二子级
二子级气体喷射装量口
过渡段
（左舱体）
推力器
（右舱体）
约1370（最大全长）
过渡段
气体喷射装置
约934
一子级
安全解
保装置
喷管
点火器
发动机壳体
推进剂
三子级固体发动机简图
二子级气体喷射控制装置
控制系统
N-1火箭的制导系统采用程序制导与无线电制导相结合的制导方式。飞行程序和姿态变化程序预先编
入箭上程序器中，在飞行中再由无线电制导对火箭的各种误差以及由风等外界干扰引起的轨道误差和速度
误差进行修正。地面雷达根据箭上应答机发送的无线电信号，测出火箭每一时刻的距离和方位角。地面制
导计算机根据这些数据计算出火箭的实时位置和速度矢量，解制导方程，算出火箭最佳飞行路线，并通过
雷达向火箭发送误差修正信号，另外还控制二子级的关机速度。为获得正确的轨道速度，制导计算机进行
实时速度计算，根据计算结果，向火箭发送速度增量修正信号。达到预定速度时，速度关机开关按信号打
开，终止二子级发动机的工作。制导控制系统见后图。
N-1火箭的一子级和二子级都具有姿态控制能力。一子级姿态控制是一子级搭载的飞行控制器按照二
子级制导装置发出的信号使液压摆动装置动作实现的。在一子级动力飞行段，通过摆动主发动机进行俯仰
和偏航控制，摆动游动发动机作滚动控制。在主发动机关机至一、.二子级分离之间约6s内，由游动发动

<!-- 第 1269 页 -->
日本
·1226·
机的摆动来进行俯仰、偏航和滚动控制。
陀螺基
控制电子仪器
定时器
气体喷射
程序器
准装置
游动发动机
控制信号
摆动控
摆动控
飞行
制信号
制信号
控制器
主发动机
发动机关
摆动
机信号
控制信号
速度
（二子级）
译码器
天线
应答机
（一子级）
关机
开关
眼踪信号
跟踪信号
制导计算机
信
计算火箭实时位置、速度，
并与基准值比较，解制导
方程，发出制导信号
制导雷达
制导控制系统
二子级根据制导装置发出的信号作动液压摆动装置或启动气体喷射装置进行姿态控制。二子级的姿态
控制形式是：当二子级发动机工作时，通过摆动发动机作俯仰和偏航控制，由气体喷射装置作滚动控制；
在二子级发动机关机后的滑行段则由气体喷射装置进行俯仰、偏航和滚动控制。
三子级和有效载荷由安装在旋转台上的8台旋转火箭发动机起旋后自旋稳定保持姿态。
遥测跟踪系统
系统的组成和部件布局见后图。

<!-- 第 1270 页 -->
N系列（N）
·1227·
(290MHz频带遥测发射装量）
天线
PAM/FM/PM
遥测发射装置
290MHz频带
PAM/FM/PM
电压控制
遥测发射装置
起振器
三子级
三子级
天线（遥测）
PAM
信号调节器
交换机
二子级安全指
令接收机（2号机）
天线（二子级遥测，安全
各种测量数据
指令接收装置）
5500MHz频带跟踪用雷达应答机
5600MHz频带导引用雷达应答机
（5600MHz频带制导
（5500MHz频带跟踪
2300MHz频带PCH/PM
用雷达应答机）
用雷达应答机）
遥测发射装置
290MHz频带PDM/FM/PM
应答机
应答机
遥测发射装置
天线（一子级安全
指令接收机）
译码器
2600MHz频带安全
指令接收机
(2300MHz频带
遥测发射装置）
（2600MHz频带安全指令接收装置）
天线
天线
天线
PDM/PM/FM
天线（一子级遥测）
遥测发射机
编码器
二子级
电缆隧道
安全指令
数字信号
安全指令
放大器
接收机
接收机
译码器
信号调节器
译码器
各种测量数据
送往自毁机构
(2600MHz频带安全
天线
指令接收装量)
PDM/PM/PM
遥测发射机
天线
一子级
安全指令
电压控制
起振器
接收机
信号调节器
译码器
PDM转换器
送往自毁机构
各种测量数据
(290MHz频带遥测发射机)
遥测跟踪系统框图

<!-- 第 1271 页 -->
日本
·1228·
典型飞行程序
二级型N-1火箭发射近地轨道卫星时的飞行程序见下图。
二级关机
h=200km
卫星整流罩分离
变换姿态
t=469s
h=130km
t=256s
级/卫星分离
二级分离
h=107km
制导指令开始
t=226s
90s
二级工作（240）
固体助推器分离
h=90km
t=80s
h=109km
导引雷达跟踪范围
t=228s
（上下角5°以下）
h=98km
起飞
t=218s
h=200km
一级工作
h=0km
t=400s
(218s)
t=08
(400km)
（应答机及天线装在二级）
三级）
三级）
(250km)（565km)
二级）
二级型N-1火箭发射近地轨道卫星的飞行轨道
三级型N-1火箭发射中高度轨道（以高度1000km为例）卫星的飞行程序如下图所示。
二级关机
卫星整流單抛罩h=442km
三级起旋
t=460g
h=140km
二、三级分高
、二级分离t=2388
变换姿态
h=997km
h=128km
t=1030g
惯性飞行
制导指令开始
t=2268
h=130km
三级/卫星分高
(568s)
90
h=1000km
(=228g
h=999km
h=117km
固体助推器分高
t=1087
t=104s
h=19km
t=218g
三级工作
t=80s
(40s)
二级工作
起飞
(2328)
级工作
h=0km
(218s)
t=0s
(560km)
（应答机及天线装在二级）
三级）
(三
二级）
(240km)
(900km)
（三级）
（ETS-1和1SS共用）
（二、三级）
(650km)
(1200km)
（二级）
三级型N-1火箭发射中高度轨道（以高度1000km为例）卫星的飞行轨道

<!-- 第 1272 页 -->
N系列（N）
·1229·
三级型N-1火箭发射地球同步卫星的飞行程序（从起飞至进入同步转移轨道）如下表和下图所示。
发射地球同步卫星（ETS-2例）的飞行时序
时间/s
时间/s
事件
事件
起飞
速度关机开关启动
T+0
T+396
一级滚动程序开始（方位角105°
开始根据无线电指令修正姿态
T+2
T+397
T+432
T+7
一级滚动程序结束（方位角92.5°
根据无线电指令修正姿态结束
一级俯仰程序开始
T+7
T+463
二级俯仰程序结束
T+39
T+479
二级关机
固体助推器工作结束
固体助推器分离
T+80
滑行段俯仰程序开始
T+509
T+135
滑行段俯仰程序结束
一级无线电制导开始
T+542
滑行段偏航程序开始
一级无线电制导结束
161+1
T+542
一级俯仰程序结束
T+208
T+568
滑行段偏航程序结束
T+224
一级主发动机关机
T+1377
三级起旋
T+231
一、二级分离
二、三级分离
T+1 379
二级点火
三级点火
T+233
T+1392
三级熄火
T+238
二级俯仰程序开始
T+1433
卫星整流罩分离
T+253
三级与卫星分离
T+1502
二级第1次无线电制导开始
T+1 504
T+271
释放三级偏航重块
二级第1次无线电制导结束
T+393
整流罩分高
制导指令
二级关机
h=130km
开始
三级起旋
h=200km
t=256s
=约90g
t=4698
级分离
h=195km
由于地球偏平
姿态变换
h=107km
能见高度降低
t=1327s
固体助推
惯性飞行
t=226g
二、三级分高
器分高
(873)
h=19km
h=195km
t=1329s
t=80g
级工作（240g）
109km
三级/卫
导引雷达眼踪范围
t=228s
h=98km
星分离
起飞
（不大于上下角5°)
t=218s
h=195km
h=0km
h=185km
h=200km
一级工作
t=14876
t=0s
t=400s
t=1342s
(218)
三级工作
(400km)
转移轨道
(40g)
（远地点高
（应答机及无线装在二级）
度36000km）
三级）
级）
级）
级）
(250km)（565km)
级）
(1500km)
（1250km）
三级型N-1火箭发射地球同步卫星（至同步转移轨道）的轨道
（咸海)

<!-- 第 1273 页 -->
日本
·1230·
N-2
N-2火箭是日本为适应国内通信、广播和对地观测应用卫星的发射需要，由日本宇宙开发事业团在N-1
火箭的基础上研制的具有更大运载能力的三级火箭。
N-2火箭是N-1火箭的改进型，1976年开始研制，为确保进度和可靠性、降低成本，继续引进了美国
雷神-德尔它火箭的技术。一子级采用加长的推进剂贮箱、1台用在N-1火箭上的MB-3发动机和9个卡斯
托固体助推器。这些部件都是根据美国的许可证按德尔它火箭的设计在日本生产的。二子级推进系统采用
德尔它1900系列AJ10-118F的改型AJ10-118FJ液体发动机。三子级采用德尔它三子级TE-364-4固体发动
机。N-2还改用与德尔它火箭相同的惯性制导系统（DIGS）。箭上电子仪器也以N-1火箭使用的电子仪器
为基础作必要的修改而成。N-2火箭的主要改进如下表所示。
N-2火箭的主要改进
项目
N-1
N-2
卫星
直径/m
1.65
2.44
整流罩
材料
玻璃纤维增强复合材料
铝合金
三子级发动机
TE-364-14
TE-364-4
制导系统
预装定程序/无线电制导
惯性制导
真空推力×
二子级
53.3kNX246 s
43.8kNX426 s
工作时间
推进系统
真空比冲/(m·s")
2844
3079
一、二子级级间段/m
Φ1.6X1.4
Φ2.4X4.7
一子级贮箱/m
Φ2.4X15
Φ2.4×18
助推器数量/个
3
9
脱高地球引力
1981年2月11日，N-2火箭从种子岛航天中心首次发射，
轨道倾角
成功地把1颗地球同步气象卫星2号（GMS-2）送入地球同
100000
步轨道。N-2火箭共进行了8次发射，全部成功，将8颗卫星
60000
送入了预定轨道，最后1枚火箭是1987年1月23日发射的，
40000
轨道
度/km
成功地把海洋观测卫星1号（MOS-1）送入了太阳同步轨道。
0000
N-2火箭按照不同的用途可以把有效载荷送入各种不同
10000
轨道
6000
的轨道，如三级型的N-2火箭的地球同步转移轨道运载能力
4000
为670kg，再由远地点发动机送入地球同步轨道的卫星的质
2000
建
二级型太阳同步轮
量约为350kg。二级型的N-2火箭可把750kg的有效载荷送
远地点高
1000
=30°
入轨道高度910km、轨道倾角99°的太阳同步轨道。N-2火
600
=50°
400
箭的运载能力如右图所示。
轨道
200
由于制导系统安装在二子级上，故用二级型的N-2火箭
100L
5001000150020002500
发射卫星时，卫星无需起旋便能以要求的姿态分离并精确入
卫星质量（含有效载荷对接件质量）kg
轨。
N-2火箭的运载能力

<!-- 第 1274 页 -->
N系列（N）
·1231·
主要技术性能
起飞推力
级数
2 157.6 kN
3.
全长
推重比
1.62
35.36 m
运载能力
最大直径
4.02m
670 kg
地球同步转移轨道
起飞质量
135.39 t
助推器
7.25 m
长度
推进剂
聚丁二烯复合固体推进剂
直径
0.79 m
海平面平均推力
6X232kN
总质量
海平面比冲
2 333.98 m/s
9×4.47 t
38s
工作时间
推进剂质量
9X3.75t
发动机
9XTX-354-5
一子级
级长
22.44 m
海平面平均推力
主机
2.44 m
直径
756kN
游机
9.62 kN
子级质量
85.95t
海平面比冲
推进剂质量
81.43 t
主机
2 442 m/s
发动机
MB-3
游机
推进剂
液氧/煤油
2 049.6 m/s
工作时间
主机
269 s
游机
275 s
二子级
5.99 m
推进剂
四氧化二氮/混肼-50
级长
直径
真空平均推力
43.8kN
2.44m
真空比冲
6.67t
3 079.3 m/s
子级质量
工作时间
426s
推进剂质量
6.0t
发动机
AJ-10-118FJ
三子级
推进剂
聚丁二烯复合固体推进剂
级长
2.09 m
0.96 m
直径
真空平均推力
66.59 kN
真空比冲
2 785.1 m/s
子级质量
1.25t
43.6 s
主作时间
推进剂质量
1.05t
发动机
TE-364-4
整流罩
直径
2.44 m
长度
7.91 m
结构质量
0.60t

<!-- 第 1275 页 -->
日本
·1232·
总体布局
罩
级流
子9整9
香2三
三子级/卫星分高面
7
有效载荷对接件
N-2火箭为一子级捆绑9个助推器的二级或三级
二、三子级分离面
旋转台
型火箭。
仪器舱
二子级分离面
级间股
级
三级型N-2火箭长约35m，芯级箭体呈直筒形，
子
二子级推进系统
气动外形好。火箭组成和布局如右图所示。
文
一子级和二子级布局基本同N-1火箭。
L燃料箱
该火箭新增加---连接一、二子级的级间段。
$2.44m
二子级自下而上由发动机支架、贮箱、短壳、锥
箱间段
形支撑结构和仪器舱组成。该级由整流罩和级间段覆
罩。仪器舱内安装有火箭的主要电子设备一制导装
置、遥测发射装置、自毁指令接收机和电源等。在支
氧化剂箱
撑结构内安装有液压系统和推进剂输送系统组件及导
固体助推器
管等。
裙段
二、三子级电子仪器和自毁系统组件布局如下图
尾段
所示。
一子级主发动机
N-2火箭总体布局
短裙
5.53m
隔音材料
圆锥形
二子级发动机
药柱
有效载荷对接件
仪器舱
安全解保装置
子级
线形药柱
支撑杆推进系统
三子级固体火箭发动机旋转台
级间段
惯性敏感元件
二子级控制电子仪器
机械式速度表
39°45'
副载波调制器
功率程序分配箱
TM3功率分配器
309°45'
三轴
天线座4个
终增模件、
加速
制导计算机
速度表·测试仪·连接器
度表
二子级遥测
卫星分离用电池
三子级遥测仪同轴
仪及对接装置
CDR功率分配器No.1No.2
分离连接器
三子级遥测仪一
RF防护板
RT1功率分配器
分离连接器
RT2功率分配器
二子级跟踪雷达应答机No.1
遥测仪
二子级跟踪雷达应答机No.2
加速度表（偏航）
安全指令接收机No.1,No.2
器用电池
二子级遥测发射机129°45
219°45'
Ⅱ控制用电池
加速度表（俯仰）
机械式速度表
电流传感器
遥测仪器用电池（上）
二子级遥测仪器外壳
20
A-A
发动机用电池（下）
二、三子级电子仪器和自毁系统安装位置

<!-- 第 1276 页 -->
N系列（NI一x）
·1233·
火箭起飞时，先点燃6个助推器，另外3个待前6个工作结束后再点火，后3个工作结束后，9个同
时分离。火箭二子级和三子级的分离方式同N-1火箭。为防止二、三子级分离后二子级与三子级相撞，在
支撑结构上装有二子级减速用的氨气喷射反推系统。
箭体结构
N-2火箭一、二、三子级箭体结构分别见下图所示。
短裙级间段氨气及氮气瓶喷管延伸段
尾段
燃料箱
发动机
裙段
固体助推器
头锥
隧道
仪器舱
氧化剂箱
箱间段
支撑杆件
组合支撑结构
氧化剂箱支撑架
燃料箱
6.0m
级间段
二子级箭体结构
一子级箭体分解图
旋转发动机
有效载荷对接件
弹簧
作动器
口盖
三子级发动机
旋转台
（4个
整流罩
等边三角
形网格
7.9m
结构外壳
三子级箭体结构
一、二子级级间段结构
一子级箭体结构基本同N-1火箭，只是贮箱加长了，由15m增为18m，取消了N-1火箭一子级的截
锥形转接段和过渡段，改为直径2.44m的直筒形箭体并换用可安装9个助推器的尾段。
级间段（见右上图）是新增加的，装有一、二子级分离用的弹簧作动器。级间段与一子级用螺栓连接，
在一、二子级分离时随一子级分离。另外，为了对箭体内部进行检查和维护，在壳体上设有4个窗口。
二子级箭体由支撑架、贮箱、短裙和仪器舱等组成。推进剂贮箱是用不锈钢材料制成的圆筒形整体结
构，通过共底把燃料箱和氧化剂箱隔开。贮箱由3个拱形箱底和1个圆筒段沿周向焊接而成，直径约1.8m，
长约2.73m，与N-1火箭二子级结构对比，短裙和支撑架是新增设的。火箭整流罩与级间段在二子级短裙
段对接，罩住二子级。
三子级箭体结构基本同N-1火箭，只是发动机增加了一柱形壳段，药柱壳体由准球形变为短筒形。
有效载荷对接件上装有有效载荷分离装置和三子级遥测装置，其基本结构如下页左图所示。这种结构

<!-- 第 1277 页 -->
日本
·1234·
使各种不同的卫星不需改动就能与三子级固体火箭发动机连接。
有效载荷整流罩由两个半壳组成，它通常在二子级点火后被抛掉（见右下图）。
无污染
卫星
分离装置
整流罩
分离
分离
连接面
连接包带
弹簧
分离机构剖面
有效载荷对接件
柱体
短裙
离螺母
导爆索
有效载荷对接件结构
整流罩及其分离机构示意
推进系统
N-2火箭一子级推进系统基本与N-1火箭相同，只是推进剂贮箱加长使推进剂质量增加了约16t，发动机
工作时间也由N-1火箭的224s提高到269s。另外，为增加推力，捆绑助推器从3个（N-1火箭）增加到9个。
二子级推进系统由主推进系统AJ-10-118FJ发动机、推进剂输送系统、贮箱增压系统和冷气喷气姿控
系统等组成。
发动机（见下图）采用烧蚀冷却式燃烧室和锯合金辐射冷却喷管延伸段，真空推力43.8kN，真空比
冲3079.3m/s，喷管面积比65。
混合式推进剂阀
烧蚀冷却式燃烧室
燃料导管
单轴万向支架
推力架
1.58m
喷注器隔板
氧化剂导管
承力架
喷管延伸段（合金材料）
2.80m
二子级发动机

<!-- 第 1278 页 -->
N系列（NI一x）
·1235·
二子级推进剂输送系统和贮箱增压系统由2个外径约0.6m和1个内径约0.4m的球形氮气瓶以及相
应的阀门和管路组成。气瓶内氮气经压调器调压至约1.59MPa后，进入贮箱进行增压，为发动机输送推进
剂。发动机关机后，气瓶剩余氮气用来产生二子级分离反推力。
二子级采用氮气喷气姿态控制系统，在第2级动力飞行段进行滚动控制和在滑行段进行俯仰、偏航和
滚动控制。
三子级采用TE-364-4发动机（见下图），推进剂药量由TE-36414的0.56t增为1.05t，真空推力66.59kN。
约1.68m
约1.25m
约0.94m
0.47m
前安装环
喷管
发动机壳体
组合件
后安装环
前安装环-
三子级固体发动机
控制系统
N-2火箭采用捷联式惯性制导系统（见后图），由惯性测量装置和制导计算机组成，其组件安装在二子
级贮箱上部的仪器舱内。安装在一子级和二子级的控制电子组件接收来自制导计算机的指令，对一子级和
二子级进行控制，并对火箭的各种误差包括由风等引起的轨道误差进行修正。
火箭按预先装入计算机的程序信号飞行，并在第1级飞行中空气动力影响还未形成时就开始制导。制
导计算机根据惯性测量装置测得的箭体角速度和加速度数据计算出实时位置和速度，并与目标值比较，解
制导方程，发出制导信号。另外，制导计算机还向相应系统发送子级分离和二子级发动机关机等指令。
第1级动力飞行段由一子级主发动机的摆动来进行俯仰和偏航控制，由游动发动机作滚动控制，一子
级主发动机关机后，由游动发动机进行俯仰、偏航和滚动控制。
第2级动力飞行段由二子级主发动机的摆动来控制俯仰和偏航，由气体喷射控制装置控制滚动，二子
级主发动机关机后，由气体喷射装置控制俯仰、偏航和滚动姿态。
三子级在二、三子级分离前起旋，保持姿态稳定。

<!-- 第 1279 页 -->
日本
·1236·
脉冲信号
加速度
执行信号
计算机
角速度
导航计算
惯性敏
制导计算
二子级控制
控制计算
配电盒
感组件
电子仪器
执行信号
气体喷射器
脉冲信号
二子级发动机
一子级控制
控制系统
电子仪器
配电盒
游动发动机
游动发动机
一子级发动机
N-2火箭制导与控制方式
遥测跟踪系统
遥测跟踪系统的组成和部件布局如后图所示。

<!-- 第 1280 页 -->
N系列（N）
·1237·
天线（二子级遥测仪，二子级安全指令
290MHz频带FM/PM
290MHz频带PDM/FM/PM遥测发射装置天线
遥测发射装置天线
接收装置，跟踪应答机No.1~No.2)
2300MHz频带PCM/PM遥测发射装置
290MHz频带PDM/FM/PM
2600MHz频带安全指令接收装置（2个系统）
遥测发射装置
5.6GHz雷达应答机装置
2600MHz频带安全指令接
5.4CHz雷达应答机装置
收装置
安全指令
雷达应答
雷达应答
遥测发射装置
机装置C1
接收装置
机装置C2
遥测发射装置
遥测发射装置
安全指令接收装置
?
天线
天线
天线
天线
天线
天线
天线
天线
配电器
配电器
配电器
配电器
配电器
配电器
配电器
配电器
滤波器
滤波器
遥测
遥测发射机
安全指令
安全指令
发射机
安全指令
转换回路
接收机
接收机
接收机
跟踪应答
跟踪应答
电压控制
机No.2
连接装置
机No.1
起振器
译码器
译码器
译码器
遥测发射机
信号
PDM
制导计算机
PCM
调节器
转换器
装置
遥测信号
副载波
11--
调制器
各测量信号
惯性敏感组件
各测量信号
TTF
各测量信号
三子级
二子级
子级
遥测跟踪系统框图
典型飞行程序
二级型N-2火箭可用于发射中低轨道高度卫星，由于对二子级火箭进行精确的姿态控制和速度控制，
因而具有入轨精度高的优点。而且，二子级箭体工作完后进入轨道而不落地面，从安全方面考虑也是有利
的。
三级型N-2火箭发射地球同步轨道卫星时（以CS-2为例），先把卫星送入轨道倾角28.8°、远地点高度约
37000km、近地点高度约170km的地球同步转移轨道，然后卫星再由远地点发动机送入地球同步轨道。
N-2火箭从起飞至卫星分离的主要飞行过程如以下图表所示。
1）发射地球同步轨道卫星至地球同步转移轨道。
发射地球同步卫星的飞行时序（至地球同步转移轨道）
时间/s
事件
时间/s
事件
T+8
起飞
滚动程序结束
0+1
T+8
T+3
滚动程序开始
俯仰程序开始

<!-- 第 1281 页 -->
日本
·1238·
续表
时间/s
事件
时间/s
事件
6个固体助推器熄火
T+850
T+39
滑行段偏航程序开始
T+39
另3个固体助推器点火
006+1
滑行段偏航程序结束
3个固体助推器熄火
第1次姿态控制开始
T+1256
T+79
第1次姿态控制结束
9个固体助推器分离
T+1316
T+85
俯仰程序结束
T+1389
T+270
二子级再启动
T+276
T+1398
主发动机关机
二子级关机
游动发动机关机
第2次姿态控制开始
T+282
T+1 404
一子级分离
T+284
第2次姿态控制结束
T+1454
二子级点火
T+1458
T+290
三子级起旋
T+295
俯仰程序开始
T+1 460
二子级分离
卫星整流罩分离
T+305
T+1498
三子级点火
T+667
俯仰程序结束
T+1542
三子级关机
二子级关机
T+667
T+1618
三子级与卫星分离
T+750
滑行段俯仰程序开始
T+1620
释放偏航重块
滑行段俯仰程序结束
T+850
⑧~②
姿态变换
二级工作（第2次）
停泊轨道
整流罩分离
惯性飞行
子级分高
一子级
地面
分离
二级工作（第1次）
起旋
固体助
⑧
推器分高
级工作
三级工作
三子级与卫星分离
发射
进人地球同步转移轨道
三级型N-2火箭发射地球同步轨道卫星的轨道（进入地球同步转移轨道）
2）发射地球同步轨道卫星从地球同步转移轨道至地球同步轨道。

<!-- 第 1282 页 -->
N系列（N之I一X）
·1239·
发射地球同步卫星的飞行时序（从地球同步转移轨道至地球同步轨道）
事件
起飞后时间
事件
起飞后时间
进入同步转移轨道
第3次变换姿态
0h26min
23h38min
0h27min
27 h27 min
三子级与卫星分离
通过第3个远地点
05 h51min
通过第1个远地点
第4次变换姿态
37h30min
第1次变换姿态
38 h15 min
远地点发动机点火
12 h46 min
约62h15min
第2次变换姿态
姿态变换（38h)
15 h54 min
达到地球同步轨道位置
约1个月
提高近地点高度
16 h39 min
28.8
远地点发动机点火
/(AMF)
转移轨道
漂移轨道
发射阶段
N
进人转移轨道
AMF姿态变换
三子级/卫星分高
姿态变换
地球同步轨道
到达地球同步位置
三级型N-2火箭发射地球同步轨道卫星的轨道（从地球同步转移轨道至地球同步轨道）
（咸海）

<!-- 第 1283 页 -->
日本
·1240·
H系列（HシIJ一)
H系列火箭是按照日本政府宇宙开发委员会的宇宙开发政策大纲研制的，由JAXA的前身之一日本宇
宙开发事业团负责H系列火箭的研制、试验工作。
该系列包括H-1、H-2、H-2A、H-2B等几种火箭型号（见下图，H-2A标准型以H2A202为例）。
50m
40m
30m
20m
10m
型号
H-1
H-2
H-2A标准型
H-2A增强型
H-2B
1994年
2006年
首飞时间
1986年
2001年
2008年（计划）
H系列型号图
H-1火箭是1981年在N-2火箭基础上研制的二、三级型火箭，其二子级液氢/液氧级为日本国内研制，
一、三子级采用了引进的美国雷神-德尔它火箭技术。按照美日两国签订的美日空间协议条款规定，日本不
得利用美国技术为第三国发射卫星。因此，H-1火箭只限于发射日本国内卫星。H-1火箭于1986年8月13
日在种子岛航天中心以二级型进行首发试飞成功后，1988年2月投入使用，至1992年底共发射9次，全
部成功。
为了不再受限于美日空间协议，日本研制了H-2火箭。它是日本依靠自己的技术独立研制的首枚大型
液体运载火箭，既承担本国的航天运载任务，又可直接参与国际卫星发射市场的竞争。该火箭于1984年7
月开始研制，1994年2月进行了首次试飞，开始连续5次成功发射，但最后2次连续失败。由于H-2存在
成本高、可靠性差及操作复杂等问题，该型号于1999年停飞。
日本从1995年开始研制H-2A系列运载火箭。该型号以H-2火箭为基础，进行了较大的改进，以降低
成本、提高可靠性和增强运载能力为研制目标。首先研制的H-2A标准型火箭于2001年8月首飞成功，在

<!-- 第 1284 页 -->
H系列（H一）
·1241·
此基础上研制的H-2A增强型火箭也于2006年12月成功发射。到2007年4月，H-2A系列共发射了12
次，1次失败。该系列已经成功扭转了H-2火箭使日本航天面临的不利局面，成为日本航天的旗舰火箭。
在H-2A系列火箭的基础上，日本从2004年开始研发H-2B重型运载火箭。该火箭采用了新研制的
5.3m直径的一子级，沿用了H-2A的二子级和整流罩，用于发射质量为16.5t的H-2转移飞行器（HTV），
向国际空间站运送货物：也可将质量约8t的其他类型的有效载荷（单星或双星）送入地球同步转移轨道。
H-2B运载火箭计划在2008年首飞。
H系列火箭主要总体参数见下表。
H-1和H-2火箭主要总体参数
全长/m
最大直径/m
级数
起飞推力kNGTO运载能力t
型号名称
起飞质量
H-1
40.3
140.6
2 157.6
4.02
I1
3
4050
H-2
7.6
270.0
3.8
2
50
2
289
5 564
53
3.7
H2A202
4
4
7 154
4.2
H2A2022
2
53
321
H-2A
2
8744
4.6
53
351
H2A2024
4
2
53
4
H2A204
445
10 054
5.7
2
56
5.3
551
10 078
H-2B
8
（尚辉，咸海，顾松南，张振华）
H-1
H-1是日本为适应本国用户对卫星的发射需要，并向运载工具国产化过渡而研制的一种二级或三级运
载火箭。该火箭是在N-2火箭的基础上改型而成。H-1火箭的--子级以及9个捆绑助推器与N-2相同，按
美国的许可证在日本生产。二子级换用由日本本国研制的新的液氧/液氢子级，三子级采用N-2固体发动机
的改型。有效载荷整流罩与N-2相同，仍从美国麦克唐纳·道格拉斯公司购进。火箭由宇宙开发事业团研
制，其重点研制项目有：二子级液氧/液氢发动机、惯性制导系统和三子级固体发动机。
H-1火箭于1981年开始正式研制，1985年5月～7月用地面试验火箭（GTV）对发射设备和程序进行
了鉴定和合练，1986年8月13日和1987年8月27日在种子岛航天中心分别用二级和三级型的H-1火箭
成功地进行了2次飞行试验，并以此结束了H-1火箭的研制工作。1988年2月火箭投入使用，计划每年安
排1～2次发射，预定于1992年完成全部发射任务，并由H-2火箭接替。到1990年底，H-1火箭共发射7
次，全部成功，将11颗卫星送入了轨道。

<!-- 第 1285 页 -->
日本
·1242·
脱离地球引力
由于H-1火箭仍采用美国技术，根据日美协议
=轨道倾角
的规定，它不能用于发射日本国外的商用卫星。而
且，为防止固体助推器溅落在附近海域，影响渔业
三级型椭圆轨道
100000
（三级最佳）i=28.5°
生产，H-1火箭只能在每年的1～2月和9～10月进
近地点高度180km
00009
行发射。
40000
36786km
渡
H-1火箭能够完成近地轨道、中高度轨道、大
20000地球同步
高
圆轨道
转移轨道
椭圆轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道或逃逸轨
10000
道等多种发射任务，其运载能力如右图所示。
6000
二级型圆轨道
渡
三级型H-1火箭主要用于发射地球同步轨道卫
4000
太阳同步轨道i=70°i=50°i=30°
高
星，其地球同步转移轨道运载能力为1100kg，地
2000
地
球同步轨道运载能力约为550kg，是N-2火箭的1.57
1000-
（二次启动）
倍。
600
太阳同步轨道i=70°i=50°i=30°
400
火箭运载能力的提高主要是因为二子级采用了
高性能的液氧/液氢推进系统。由于二子级发动机具
200
（一次启动）
1100kg
有再启动能力，故二级型的H-1火箭除可发射近地
1000
1500200025003000
500
0
轨道卫星外，还能执行太阳同步轨道和中高度轨道
有效载荷质量（含有效载荷对接件质量）/kg
的运载任务，而且卫星无需起旋，入轨精度较高。
H-1火箭运载能力
如果卫星质量小，固体助推器可减少到6个，或者
一次发射多颗卫星。
主要技术性能
级数
起飞推力
3
2 157.6 kN
全长
40.3m
推重比
1.56
最大直径
运载能力
4.02 m
地球同步转移轨道1100 kg
起飞质量
140.6 t
助推器
长度
7.25m
推进剂
聚丁二烯复合固体推进剂
0.79 m
直径
6X232 kN
海平面平均推力
总质量
海平面比冲
9×4.47t
2334m/s
工作时间
约39s
推进剂质量
9×3.75 t
发动机
9XTX-354-5
一子级
22.44 m
级长
海平面平均推力
主机
直径
2.44m
756.1 kN
游机
子级质量
85.8t
8.83kN（2台）
海平面比冲
推进剂质量
81.4 t
发动机
主机
MB-3
2 481.1 m/s

<!-- 第 1286 页 -->
H系列（HI一）
·1243·
液氧/煤油
2 049.6 m/s
推进剂
游机
工作时间
主机
270s
游机
276 s
二子级
级长
10.32 m
推进剂
液氧/液氢
直径
2.49 m
真空平均推力
102.97 kN
子级质量
真空比冲
4 413 m/s
10.6 t
推进剂质量
工作时间
8.8t
370 s
发动机
LE-5
三子级
2.34 m
长度
推进剂
聚丁二烯复合固体推进剂
直径
1.34 m
真空平均推力
77.47 kN
真空比冲
子级质量
2.2t
2 853.7 m/s
推进剂质量
工作时间
68s
1.8t
发动机
固体火箭发动机
整流罩
长度
7.91m
有效容积
直径
2.44 m
Φ2.18mX4.76m
三级型火箭
结构质量
二级型火箭
0.6t
Φ2.18mX6.71m
总体布局
三级型H-1火箭全长约40m，一子级和整流罩直径2.44m，二子级直径2.49m，芯级几乎呈直筒形，气
动外形较好。
火箭一子级捆绑6或9个固体助推器，自下而上由发动机段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱和级间段组
成。MB-3发动机安装在发动机段的发动机架上。火箭由主发动机摆动提供俯仰、偏航控制力，由游动发
动机提供滚动控制力。箱间段装有遥测和自毁指令系统各种装置。
一、二子级采用冷分离方式，二子级在一子级分离5s后点火。
二子级采用共底贮箱，液氧箱在下，液氢箱在上，仪器舱设于液氢箱之上，内装制导、遥测和自毁指
令等系统的各种电子设备及电源。LE-5发动机安装在液氧箱箱底的锥形发动机架上。发动机和反作用控制
系统、液压作动组件及气瓶等全部由外面的级间段保护。LE-5发动机摆动提供火箭动力飞行段的俯仰、偏
航控制力，安装在子级发动机段；发动机两侧的反作用控制系统喷管提供滚动控制力和滑行段的俯仰、偏
航控制力。
三子级是自旋稳定的，分离前由沿旋转台切向安装的固体发动机起旋子级，5s后二、三子级分离。三

<!-- 第 1287 页 -->
日本
·1244·
子级由旋转台、固体发动机和有效载荷对接件组成。
由2个半壳组成的整流罩与二子级前短壳相接，罩住有效载荷和火箭二子级贮箱前箱底以上的全部组件。
火箭总体布局见左下图所示。
箭体结构
一子级及固体助推器结构
一子级由尾段、后短壳、氧化剂箱、箱间段、燃料箱和级间段组成。除级间段外，子级各组件材料和
结构均与N-2火箭相同（见中下图）。
级间段是新设计的，长5.53m，为铝合金半硬壳式结构，级间段上安装有6个分离螺栓和12个分离
弹簧作动器。H-1采用N-2卡斯托1固体助推器。
二子级结构
二子级是新设计的，箭体由尾段箱体段和仪器舱组成（见右下图）。
卫星
卫星整流罩
三子级
三子级固体火箭
级间段
二子级液氢箱
二子级液氧箱
子级
燃料箱
子级反作用控制系统
仪器舱
二子级发动机
推进剂输送系统
隧道
二子级发动机（LE-5）
全长40m
箱间段
子级燃料箱
氧化剂箱-
隧道
裙段
10.32m
子级氧化剂箱
级
头锥
常温氮气瓶
固体助推器
固体助推器
反作用控制系统
子级游动发动机
推力锥
一子级主发动机（MB-3）
主发动机
发动机段
一子级推力室
一子级结构
H-1火箭总体布局
二子级结构
安装发动机的尾段为铝合金半硬壳式结构，由短壳和锥形机架组成。
贮箱采用共底结构，选用超低温韧性及焊接性能较好的2219铝合金作为箱体材料。贮箱长5.7m，直
径2.49m，结构质量1.1t，液氧箱容积6.8m²，液氢箱容积21.1m²，液氧箱箱压313.8kPa，液氢箱箱压
245.2kPa。贮箱筒段由12.7mm厚的2219-T87铝合金板材经机械铣切而成的具有等边三角形网格加强筋
的蒙皮制成。蒙皮外表面敷有聚酯泡沫和铝-浓缩聚酯薄膜绝热层。贮箱前、后底用6.35mm厚的板材压制

<!-- 第 1288 页 -->
H系列（HシI一）
·1245·
成型，然后进行热处理和时效处理，以达到T6条件，最后化铣成厚1.5mm的蒙皮组件。贮箱前后底均有
聚酯镀铝的辐射绝热层。共底为准球形夹层结构，厚约30mm，中间为玻璃纤维增强复合材料（FRP）蜂
窝夹芯，两面为铝合金板。共底的下底结构除个别部位外几乎与贮箱前后底结构完全相同，并采用相同的
制造工艺。蜂窝夹层是柔性的，分成9段黏结于共底的下底。蜂窝夹层上粘有瓜瓣形铝合金面板，面板上
装有加强板。共底抽真空绝热以防温度较高的液氧（一183℃）向液氢（一253℃）传热。贮箱内装有防晃
挡板，贮箱出口装有用于保证发动机再启动的表面张力蓄留装置。
仪器舱为截锥形铝合金半硬壳式结构，舱内装有制导系统各种组件。
三子级结构
三子级由旋转台、固体发动机连接件、固体发动机和有效载荷对接件组成（见下图）。发动机壳体由
高强度钛合金（Ti-6A1-4V）制成，采用三元乙丙橡胶（EPDM）材料绝热。喷管用碳纤维复合材料制成。
卫星
包带
箭体前方
卫星对接件
螺栓切割器（2处）
卫星分离面
卫星分离弹簧
566
翻转火箭发动机
三子级
固体发动机
008
三子级
二、三子级分离面
2344
发动机连接件
旋转台
包带
1115
螺栓切割器（2处）
仪器舱(二子级)
二、三子级
分离弹簧
三子级对接面
旋转火箭发动机
p1530
（最多8个）
三子级结构
旋转台为铝合金半硬壳式结构，底部装有轴承。在二、三子级分离前，沿切向安装的固体发动机（最
多8台）点火工作起旋，保持子级姿态稳定。旋转台下端与二子级相接，其上端面即为二、三子级分离面，
此处用包带卡紧，分离时，切断紧固件，释放包带，用分离弹簧实现分离。
发动机连接和有效载荷对接机构均为碳纤维复合材料轻型杆系结构。有效载荷对接件质量（包括附件）
约为29kg，可安装质量最大为1250kg的有
分离弹簧（4个）
9958.85
效载荷（卫星质心应低于分离面以上
包带夹具
包带、
分离面
1250mm高度）。星箭分离时，切断与卫星
有效载荷对接件
螺栓
对接面包带紧固螺栓，释放包带并用分离弹
363
切割器（2个
簧实现分离。卫星分离后用翻转火箭发动机
改变三子级的姿态，以防三子级与卫星相撞。
9944
有效载荷对接件如右图所示。
有效载荷对接

<!-- 第 1289 页 -->
日本
·1246·
整流罩结构
整流罩可通用于二级型和三级型火箭，由2个半壳组成（见下图）。鼻锥部分一半为铝合金半硬壳式
结构，另一半为覆有可拆卸铝箔层的玻璃纤维结构。筒段为铝合金等边三角形网格加筋结构。在鼻锥部分
或筒段可按任务需要开出射频透波窗口。整流罩筒段装有噪声吸收垫，并可按需要开设安装孔和脐带脱落
插头孔。发射前由地面空调设备将整流罩调节到19～25℃温度环境。抛罩时起爆分离螺母，整流罩分离
成两半。
有效载荷包络（三级型）
有效载荷包络（二级型）
采用标准
20°
120°
有效载荷对接件
R675.6
R675.6
R523.3
R523.3
675.6
1397.7
1397.7
2438.4
Φ2438.4
2184.42
2184.4
2689.3
有效载荷分离面
有效载荷对接件
三子级固体发动机
子级
有效载荷分离面
有效载荷对接件
二子级
有效
有效载荷
固体发动机整流罩包络
对接件
载荷包络
有效载荷整流罩
推进系统
固体助推器
固体助推器与N-2火箭相同，采用卡斯托2固体发动机。助推器按美国莫顿·锡奥科尔公司的许可证
在日本生产。9个助推器中的6个在火箭起飞时点火，另外3个待前6个熄火后再点火，后3个熄火后，
抛掷助推器。固体助推器结构见左后图。
一子级推进系统
一子级采用与N-1火箭相同的推进系统，按美国洛克达因公司的许可证在日本生产。系统组成详见

<!-- 第 1290 页 -->
H系列（H)一x）
·1247·
N-2子级推进系统（见右下图）。
Φ2.44m
燃料（RJ-1）箱
燃料低位
头锥
浮子式传感器
自毁装置
液氧99%，100%
点火器
浮子式传感器
前封头
液氧95%
浮子式传感器
氧化剂箱
发动机壳体
全长22.44r
日
7.25
燃料输送隧道
$0.79
隧道支撑组件
圆筒段
连接件
液氧低位浮子式
氮气瓶
传感器
推进剂输送系统
液压系统
燃料加注阀
后封头
燃料加注导管
氧化剂加注导管
喷管
主发动机
游动发动机
一子级推进系统
固体助推器
主发动机MB-3是按美国洛克维尔公司的许可证在日本生产的，其主要性能见下表。
MB-3发动机的主要性能
参数
项目
项目
参数
比冲/(m·s)
推进剂
2 481.1
液氧/煤油
工作时间/s
海平面推力/kN
270
756.0
2.15
喷管膨胀比
混合比
8
发动机循环
燃气发生器循环
启动方式
启动盒、自燃和火药点火器
燃烧室压力/MPa
3.92
二子级推进系统
二子级推进系统由提供飞行动力的主推进系统和提供姿态控制力及子级二次启动时使推进剂沉底的
推力的反作用控制系统组成。
主推进系统由LE-5发动机、增压系统、推进剂加注和利用系统组成。二子级主推进系统如后图所示。

<!-- 第 1291 页 -->
日本
·1248·
液氢箱液位传感器
氧化剂人口
仪器舱
燃料人口
T
主氧化剂阀
燃气发生器
低温氮气瓶
隧道
燃料箱
液氢涡轮泵
主燃料阀
推进剂贮箱
6.51m
共底
液氧箱液位传感器
喷管延伸段
氧化剂箱
液氢输送管路
液氧箱排气管
发动机段
液氧输送管路
常温氮气瓶
LE-5发动机
反作用控制系统
万向接头
推力锥
二子级发动机（LE-5）
贮箱
二子级推进剂系统
发动机
液氧系统地面
氮气吹除口
可
BLV
液氧涡轮泵
液氧箱
克
aLCV
中
排气转换阀
主液氧阀
MILV
低温氨气瓶
推力室
MIFV
品
液氧箱
液氢箱
主液氢阀
滑行
液氧加注排泄阀
充气阀
液氢箱
液氢加
主》增压阀
注排泄
油泵驱动涡轮
阀
液氢涡轮泵
启动阀
副
IFV
品
BFV
室
电磁阀
如
GILV
常温氨气瓶
燃气发生器
GI.V
液氢系统地面氮气吹除口
MIFV,MILV-点火器阀
气动阀调压阀降压阀
GFV,GLV-燃气发生器阀
节流孔热交换器
GIFV.GILV-燃气发生器点火器阀
电磁阀+-单向阀名排气降压阀母流量计压力传感器
FCV,LCV-预冷阀
BFV，BLV-轴承预冷阀
二子级主推进系统

<!-- 第 1292 页 -->
H系列（H）
·1249·
发动机
泵压输送液氧/液氢发动机LE-5由日本宇宙开发事业团和航空宇宙技术研究所（NAL）合作研制。发
动机通过万向接头安装在锥形发动机架上。它由推力室、喷管延伸段、液氢和液氧涡轮泵、燃气发生器、
气动作动组件、阀门、导管以及控制盒等组成。其主要性能参数如下表所示。
二子级LE-5发动机主要性能参数
滑行时间/min
推进剂
液氧/煤油
44
真空推力/kN
102.97
喷管膨胀比
140
混合比
液氢涡轮泵
5.5
（二次启动任务）
转速/(r·min-)
5.65
50600
循环方式
燃气发生器循环
出口压力/MPa
6.03
燃烧室压力/MPa
液氧涡轮泵
3.63
真空比冲/(m·s")
转速/(r·min-)
4 413
16 500
出口压力/MPa
5.2
工作时间/s
370
二次启动工作时间
燃气发生器
燃烧室压力/MPa
（以首次飞行试验为例）
2.55
第1次启动/s
混合比
332
0.85
第2次启动/s
21
LE-5发动机以独特的气氢分流法启动。发动机接到箭上计算机发出的启动信号后，打开启动阀门和两
个推进剂主阀门，燃烧室点火器先点火，推进剂在贮箱压力作用下流入燃烧室，并在低压下燃烧。此时冷
却燃烧室壁的液氢被加热气化。从冷却通道出口分流出一部分氢气经启动阀门依次驱动液氢与液氧涡轮泵
使转速上升，当燃烧室压力达到额定值的50%左右时，启动阀门关闭，燃气发生器点燃。然后燃烧室压力
迅速上升到额定值，发动机开始正常工作。LE-5发动机的工作流程如左下图所示。
涡轮
液氧
废气
液氧
液氢
燃气发生器点火器
液氧涡轮泵
液氢涡轮泵
主点火器
辅助
涡轮
燃气发生器
燃烧室
主燃料阀
喷注器
发动机启动阀
主液氧阀
气态氢
喷管延伸段
推力室简图
LE-5发动机流程图
1）推力室由喷注器、点火器和燃烧室等构成（见右上图）。燃烧室由240根镍薄壁锥形管环状排列焊

<!-- 第 1293 页 -->
日本
·1250·
接而成，用液氢再生冷却。喷注器包括208个同轴喷嘴。液氧自涡轮泵通过液氧阀直接进入喷注器，喷注
到燃烧室内。液氢在进入喷注器前通过燃烧室壁的管系冷却通道冷却燃烧室，并随温度上升而气化。气氢
通过启动阀后导入喷注器，一部分气氢用于液氢箱增压和冷却喷管延伸段。从泵出口分流出的少量氢和氧，
由电火花点火器点火，形成主流点火所必需的火焰。燃气发生器采用与燃烧室同样的点火器，火花塞是共
用的。
2）喷管延伸段由650根A-286型薄壁锥形管焊接而成。延伸段将喷管膨胀比提高到140，在膨胀比为
9：1处与燃烧室相接。喷管延伸段由从燃烧室引出的1%的气氢进行冷却。
3）燃气发生器如左下图所示。喷注器由12个同轴喷嘴组成，圆筒形燃烧室用气氢冷却。
4）液氢涡轮泵（见右下图）及液氧涡轮泵是分开的，燃气发生器产生的燃气先驱动液氢涡轮泵，继
而再驱动液氧涡轮泵。液氢涡轮泵由带诱导轮的单级离心泵和二级冲击式涡轮组成。两个轴承均为自润滑
滚珠轴承，用液氢冷却。加在轴承上的轴向力由泵叶轮背面的两个节流孔自动调节。液氧涡轮泵的组成基
本与液氢涡轮泵相同，但轴向推力由平衡孔调节。为了把液氧与驱动涡轮的含气氢燃气完全隔离开，在泵
和涡轮中间采取氨气吹除方式分段密封。
轴承
涡轮叶片
诱导轮
叶片
氢气衬套
喷射组件
液氢人
喷注器
燃烧室
支撑件
驱动
驱动
燃气发生器
1气体人口
气体出口
液氢出口
液氢涡轮泵
5）控制盒是一个由8bit微型计算机控制的程序装置，它接收制导装置的启动、关机信号和发出阀门
开启及闭合的驱动信号。
6）所有阀门都是氨气作动的菌状阀门。气动作动组件包括电磁阀及其驱动电路。
增压系统
H-1增压系统由安装在子级尾段的常温氮气瓶（1～4个）、安装在液氢箱中的低温氮气瓶和相应的阀
门和导管组成。二子级发动机点火前需用常温氨气瓶的氨气对推进剂贮箱预增压。这种常温氨气还用于驱
动各种阀门和对箭体吹除。执行一次启动任务时，系统只带1个气瓶；执行再次启动任务时，气瓶增加到
4个。为防止滑行段液氢温度升高，发动机第1次关机后需暂时降低贮箱压力，等到第2次点火之前再重
新增压。
在二子级动力飞行段，液氢箱用从发动机燃烧室冷却通道出口分流的气氢增压，液氧箱用氮气增压。
为增加气瓶氨贮量、减少气瓶数量和质量，将氮气瓶安装在液氢箱内。增压时，氨气需通过减压阀减压，
并用热交换器重新加热后再进入液氧箱。贮箱压力用增压阀控制。制导装置按传感器贮箱压力值发出增压
阀的开启及闭合指令。压力传感器、增压阀以及低温调压阀按余原则设计，以备在制导装置误判时切换。

<!-- 第 1294 页 -->
H系列（HJ一x）
·1251·
推进剂加注和利用系统
推进剂的加注是在发射当天通过远距离操作进行的。先加注96%的液氧/液氢，待推进剂温度稳定后在
临发射前再加注到100%，加注量用安装在贮箱内的针式液位传感器测量。为防止氢气排入大气，发射前
推进剂的加注管路和液氢箱的排气管路用脐带快速脱落接头与地面设备连接，发射时拔开。
在发动机涡轮泵推进剂出口管路上，装有液氢涡轮泵旁通阀门及液氧涡轮泵旁通阀门。菌状四通旁通
阀门按制导计算机的指令分3挡调节推进剂的混合比，以保证子级工作结束时推进剂同时耗尽。
液压作动系统
在二子级动力飞行段，由液压作动器摆动LE-5发动机进行俯仰和偏航控制。液压装置备有主油泵和
辅助油泵各1台。主油泵由装在燃烧室冷却剂出口与喷注器入口之间的液氢管路上的辅助涡轮驱动，为作
动器提供液压。辅助油泵由1台电动马达驱动，用于在二子级发动机点火前使发动机保持在正中的零位上。
反作用控制系统
反作用控制系统提供二子级动力飞行段的三轴姿态控制力和为保证子级再启动使贮箱推进剂沉底的
推力。
系统由安装在二子级发动机两侧的2个独立的舱体组成，舱体各装有6个推力器。舱体有一次启动和
再次启动两种，后者推进剂装载量较大。反作用控制系统的主要性能参数如下表所示。
反作用控制系统主要性能参数
类型
一次启动型
再次启动型
项目
推进剂
无水肼
无水肼
1.045 5× 10
总冲/(N·s)
2.134×104
推进剂质量/kg
54
12
单台推力器推力/kN
17.65
17.65
结构质量/kg
30
40
推力器数量
12
12
贮箱增压气体
氮气
氮气
方式
调压
增压
2033
三子级固体发动机
1290推进剂
1290
三子级发动机采用球形结构，这样可以扩大有用空间，
绝缘层
提高发动机性能。发动机的结构和主要性能参数如右图和
后表所示。
点火器
喷管
发动机壳体
三子级固体发动机

<!-- 第 1295 页 -->
日本
·1252·
三子级固体发动机主要性能参数
项目
项目
参数
参数
推进剂
5.25×106
聚丁二烯·铝和高氯酸铵复合推进剂
总冲/(N·s)
真空平均推力/kN
1840（最多可装填1900）
77.47
推进剂质量/kg
燃烧室压力/MPa
4.02(最大）
质量比
0.92
真空比冲/（m·s）
2853.7
喷管膨胀比
54
控制系统
H-1火箭制导控制系统在保持火箭姿态稳定的同时控制飞行轨道，把卫星送入目标轨道。
系统的主要功能为：1）飞行程序控制主要是用来控制发动机启动和一、二子级分离；2）进行姿态控
制，保持火箭姿态稳定；3）修正飞行轨道偏差和二子级贮箱增压控制。
惯性制导系统（见下图和下表）的主要部件一惯性测量组件（IMU）、惯性制导计算机（IGC）、数
据接口装置以及电子控制组件等均安装在二子级上部的仪器舱内。惯性测量组件由惯性平台装置（IPU）
和平台电子组件（PEU）组成。软件采用具有高制导能力的显式操作系统。制导计算机按惯性测量组件的
速率陀螺和加速度计等敏感元件测出的箭体姿态角和加速度等数据进行计算，并通过数据接口分别向各子
级电子控制组件输出信号，对各子级发动机进行摆动控制和反作用控制系统的开关控制，引导火箭进入预
定的目标轨道。
游动发动机摆
动作动器系统
第2速
第1速
率陀螺
率陀螺
组件
组件
惯性制导
惯性测
数据接
计算机惯
量装置
口装置
二子级
性制导程序
发动机摆
动作动器系统
主发动机摆动
第2电
第1电
作动器系统
子控制
子控制
组件
组件
游动发动机摆
动作动器系统
反作用控制系统
制导控制系统
惯性制导装置的主要性能
惯性测量组件
惯性制导计算机
类型
4轴平台
控制方式
微程序控制
校准类型
算法
陀螺罗盘自校准
固定小数点
校准
水平
1弧分以下(3o)
内存容量/kbyte
16
精度
方位角
6弧分以下(3)
字长/bit
16
运算
固定阻尼漂移
加法
0.03(°)/h以下(3o)
3.7
速度
乘法
9.2
除法
11.6

<!-- 第 1296 页 -->
H系列（H一）
·1253·
火工品系统
三子级火工品系统是日本自行研制的，用于三子级起旋、二、三子级分离、三子级发动机点火、卫星
分离、三子级翻转以及指令自毁等。N-2火箭火工品用电信号起爆，而H-1火箭则利用导爆索和延时起爆
管等分配起爆信号，这样就可采用低灵敏度起爆管（ID），从而提高系统的可靠性。三子级火工品系统的
组成如下图所示。
有效载荷
对接件
三子级发动机连接件
卫星
旋转台
二子级
翻转火箭
发动机
惯性制导系统
发出的信号
安全解
保装置
起旋系统
三子级固体火
火器
箭发动机
来自二子级的
安全解保装置
点
歧管
穿壁型起爆管(TBI)
火工品系统
1一卫星分离切割装置；2--短延时起爆管：3一长延时起爆管；4一二、三子级分离切割装置；
5一低灵敏度起爆管；6一传爆盒；7一旋转火箭发动机：8-圆锥形装药（CSC）：9引爆中继盒
三子级火工品的工作程序如下：
1）按二子级的电信号起爆低灵敏度起爆管和启动安全解保装置；
2）由SMDC和SCDF密封型导爆索传爆；
3）通过短延时起爆管（SDD）和长延时起爆管（LDD）作程序延时，在预定时刻启动卫星分离切割
装置（CA）和各级的穿壁引I爆管；
4）由二子级自毁指令系统传爆，启动圆锥形装药（CSC）。
典型飞行程序
三级型H-1火箭发射地球同步轨道卫星的飞行程序（从起飞至进入地球同步转移轨道）如后表和后图
所示。

<!-- 第 1297 页 -->
日本
·1254·
H-1发射地球同步轨道卫星的飞行时序
时间/s
时间/s
事件
事件
二子级发动机点火
T+0
T+283
一子级主发动机及6个固体助推器点火
6个固体助推器熄火
T+38
卫星整流罩分离
T+305
二子级发动机关机
T+40
T+640
另外3个固体助推器点火
3个固体助推器熄火
T+1500
T+80
三子级和卫星起旋
9个固体助推器分离
T+85
T+1505
二子级分离
T+270
T+1528
三子级发动机点火
一子级主发动机关机
T+277
游动发动机关机
三子级发动机关机
T+1596
T+278
一子级分离
三子级与卫星分离，翻转火箭发动机点火
T+1650
4000
6000
5000
3000
7000
2000
8000
1000
9000
10000km
三级与卫星分离
三子级发动机点火/h=219km/
二子级关机
h=199km
1=1650s
h=176km
t=1528s
1=640s
240
卫星整流罩分离
h=122km
t=305g
一子级关机
三子级发动机关机160
h=100km
h=201km
一子级落点
t=270s
t=1596s
80
4
6
3
固体助推器关机
00
高度/
射程×10/km
整流罩落点
固体助
h=18km
推器落点
t=80s
本
子级关机
二子级关机
发射后秒数
30
200
400
600
种子岛
800
小笠原
1000
20
....
子级发动
北纬/
1200
1400
圣诞节岛
南纬/（°)
1600
利
10
170
130
180
150
140
120
140
170
160
130
150
160
东经/（°）
西经/（°）
H-1发射地球同步轨道卫星时的飞行轨道
（咸海)

<!-- 第 1298 页 -->
H系列（H一）
·1255·
H-2
H-2火箭是日本宇宙开发事业团在H-1火箭基础上研制的一种捆有2个固体助推器的二级液氧/液氢火
箭。该火箭于1984年7月开始研制，1994年2月4日进行了首次飞行试验，搭载轨道再入实验机（OREX）
和确认性能的试验卫星（VEP），首飞试验成功。H-2火箭共发射7次，其中5次成功，2次失败。
H-2火箭是日本为了满足20世纪90年代空间活动的需要和在空间开发中掌握自主权并为进一步实现
运载火箭国产化而研制的一种火箭。与20世纪90年代各国大型运载火箭相比，H-2火箭具有总体布局紧
凑、质量小、运载系数高、发射费用低等特点。此外，火箭具有双星发射能力，如其地球同步轨道运载系
数（有效载荷质量/运载器起飞质量）为0.0076，而欧洲阿里安4、苏联质子号和美国航天飞机仅分别为
0.0049、0.0029和0.0012。因此，20世纪90年代H-2火箭具有较大竞争力。
H-2火箭主要用于发射1～2t级地球同步轨道卫星。它也用于执行近地轨道、太阳同步轨道和星际飞
行等多种任务：高度300km、倾角30°的近地轨道运载能力约10t；804km、太阳同步轨道运载能力约
4t；地球同步轨道运载能力约2t（地球同步转移轨道约3.8t）；星际（月球）任务运载能力约3t（见下图）。
3.0
C=（轨道速度）²
-(地球逃逸速度)
2.5
hp=霍曼转移轨道近地点高度
5000
有效载荷质量/t
hp=480km
hp=200km
3000
2.0
倾角i=300
利用固体人轨级
！霍曼转移
圆轨道高度/km
轨道
1.5
1000
700
太阳同步轨道下直接爬升
有
1.0
500
、模式
300
0.5
基本状态(2级)
100L
(C3)
-20
20406080100
10
0
5
0
2
3
4
8
6
6
有效载荷质量t
一地球逃逸
金星、火星
水星
月球
木星
H-2地球同步轨道运载能力
H-2星际飞行任务运载能力
火箭从种子岛航天中心的吉信发射阵地发射，该发射场离大崎发射场只有1km。
H-2火箭研制工作历时10年，耗资2700亿日元（1994年财年）。前两枚火箭发射费用每枚约170亿
日元。
主要技术性能
起飞推力
级数
2级十2个助推器
4 050kN
全长
50m
推重比
1.53
运载能力
最大直径
7.6m
近地轨道
起飞质量
260t（不包括有效载荷）
10t
同步转移轨道
3.8 t

<!-- 第 1299 页 -->
日本
·1256·
助推器
长度
推进剂
复合推进剂
23.4 m
直径
1.8 m
海平面推力
2X1569 kN
质量
真空比冲
2X70.25 t
2 657.6 m/s
推进剂质量
94s
2×59t
工作时间
2台
发动机
一子级
级长.
28m
海平面推力
直径
主机
4m
912 kN
游机
子级质量
98 t
1.96 kN
推进剂质量
真空推力
86t
1176kN（主机）
4405m/s（主机）
发动机
真空比冲
LE-7（主机）
推进剂
液氧/液氢（主机)
工作时间
346s
二子级
级长
11 m
推进剂
液氧/液氢
直径
120 kN
真空推力
4m
子级质量
真空比冲
4407 m/s
19.7 t
16.7 t
工作时间
推进剂质量
609s（包括再启动）
发动机
LE-5A
整流罩
长度
质量
12m
1.4t
直径
4.1 m
总体布局
H-2火箭为捆绑2个固体助推器的二级液体火箭。芯级箭体呈直筒形。
为使火箭质心靠前和适当安排助推器-芯级传力结构，一子级采用2个独立的低温推进剂贮箱，将质量
较轻的液氢箱置于液氧箱之下。贮箱用箱间段隔开，固体助推器-芯级前连接机构设于此处，其总体布局见
后图。

<!-- 第 1300 页 -->
H系列（HI一）
·1257·
一子级主发动机LE-7安装在尾段发动机架上。发动
机可作土7°双向摆动，提供俯仰、偏航控制力。2台辅
有效载荷整流罩
助游动发动机安装在尾部筒段上，提供固体助推器关机后
有效载荷对接件
的滚动控制和LE-7主发动机关机后的姿态控制力。
制导控制设备
一、二子级采用冷分离方式。一子级在二子级点火前
二子级液氢箱
10s分离。
二子级液氧箱
二子级采用共底贮箱，液氢箱在上，液氧箱在下，液
级间段
氧箱直径小于箭体直径，液氧箱及其以下部分全部在箭体
二子级发动机
级间段内。LE-5A发动机安装在液氧箱锥形箱底的万向接
(LE-5A)
头上。贮箱筒段与锥形箱底界面安装用于推进剂管理和姿
一子级液氧箱
态控制的反作用控制舱。二子级顶部与有效载荷对接件相
接。
一子级
过渡段
火箭各种电子仪器分散安装于一子级箱间段和二子
级顶部。
一子级液氢箱
由两个半壳组成的有效载荷整流罩与二子级壳体相
接，在火箭飞出大气层后（约250s）分离。
箭体结构
一子级
发动机段
辅助发动机
一子级主发动
H-2的发射支点设置在固体助推器的后壳段上，一子
机(LE-7)
固体助推器
级低温贮箱的箱间段结构与固体助推器连接点共同支持
(SRB)
芯级。
H-2火箭总体布局图
一子级结构
一子级由尾段、液氢和液氧低温贮箱和箱间段组成（见下图）。
防液电子
辅助发动机
氧气排气口晃板氧箱设备氢气排气口
液氢箱
主发动机
(LE-7)
尾段
箱间段
脐带接头液氧/液氢
约29m
加注口
一子级结构
一子级低温贮箱由2219铝合金制成。用这种含有铜的轻铝合金板材组装成大型贮箱结构时，需要专

<!-- 第 1301 页 -->
日本
·1258·
门的焊接工艺与工装技术。三菱重工业公司以自动化焊接工艺生产H-2低温贮箱。贮箱由球形底和机械铣
切网格蒙皮制成的筒段组成。贮箱表面有多孔聚氨酯泡沫绝热层。一子级尾段由加强壳和十字梁的发动机
架构成，LE-7发动机安装在十字梁的发动机架上。两台辅助发动机安装在尾段上。
二子级结构
为了降低H-2火箭二子级的研制成本，缩短研制周期，充分利用了H-1火箭二子级箭体结构的零组件。
二子级长约11m、直径4m，结构质量2.8t，由级间段、共底贮箱和有效载荷对接件组成（见下图）。
反作常温
低温
液
氢气氮气液氧
用控氮气
氧
液排气瓶加注
箱
凝口
口
氢|口
/气口
箱
有效
载荷箭上
脐带
液氢加注口约9.6m
二子级发动机
对接件设备
接头
二子级结构
贮箱为共底结构，液氢箱在上，液氧箱在下。液氢箱近似于球形，液氧箱呈圆柱形，由H-1火箭贮箱
加长改装而成。贮箱用2219铝合金制造，外表面涂有聚氨酯泡沫绝热层。共底由玻璃纤维增强复合材料
蜂窝夹芯和铝合金板制成。在液氢箱顶部装有制导、控制用的各种电子设备，并安装有卫星对接件。
整流罩
H-2火箭整流罩由川崎重工业公司研制。根据不同有效载荷的要求，该公司设计了4种规格的整流罩，
即4s、5s单星整流罩，4/4D、5/4D双星整流罩。4种型号的整流罩如后图所示。
整流罩尺寸和箭体直径相匹配，能装载2t级单星。如果发射2颗各1t级的卫星，可按后图中所示的
多星型方案进行安装。直径5m的整流罩是为了适应宽体型卫星的需要而设计的。整流罩用铝合金面板和
蜂窝夹芯结构制成，其外表面涂有绝热用的含有二氧化硅微型空心粒涂层。
设计整流罩分离机构的主要要求有：
1）具有承受飞行环境载荷的强度和刚度；
2）可正确地分离；
3）不能因分离时产生的碎片、气体而损坏或污染卫星与其他箭载仪器；
4）分离时的冲击对卫星、箭体无太大影响；
5）耐气动力、加热和冲击振动等载荷，并能正常工作；
6）轻型化；
7）方便装配和发射场操作。

<!-- 第 1302 页 -->
H系列（H一）
·1259·
14.1m
15m
9.6m
5.1 (上部)
最大外径/m4.07
5.1
4.07 (上部)
4.07 (下部)
4.07 (下部)
有效载荷数
2
整流罩各型结构
整流罩分离机构是由开罩的弹簧、铰链、膨胀型密封导爆索和易碎分离螺母等组成。它能以非常短的
时间使整流罩与箭体分离并能封闭所有碎片和气体，以防损坏或污染卫星及其他箭载仪器。
推进系统
H-2火箭的推进系统由一子级LE-7液氧/液氢发动机、二子级LE-5A液氧/液氢发动机和2个捆绑的固
体助推器以及相应的推进剂输送系统和增压系统组成。
助推器
H-2火箭的固体助推器（见下图）是由日产汽车公司于1984年开始研制的，是继美国航天飞机和大力
神固体助推器之后的第3种大型固体助推器，长23.4m，直径1.8m，质量70t。固体助推器为4节装药，
装药总质量59t。发动机单台海平面推力1569kN，真空比冲2657.6m/s。燃烧室压力为5.6MPa时，其
线性燃烧率约为6mm/s。2台助推器和一子级主发动机同时点火，工作约94s后与箱体分离。
推力球头
HTPB/AP/AI
钢质外壳
摆动喷管
复合推进剂
1810
23362
固体助推器

<!-- 第 1303 页 -->
日本
·1260·
固体助推器推进剂的成分为14%端羟基聚丁二烯、18%铝和68%高氯酸铵（AP）。在固体火箭加工厂
里把固体推进剂浇铸在火箭发动机的壳体内并与壳体黏合在一起，然后分4段运送到发射场，再用法兰盘、
螺柱和螺母连接组装成整体。后两段为柱形药孔，前两段为五角星形药孔。
固体助推器尾段结构由尾部喷管、发动机外壳后壳段和4台分离发动机、液压分离作动筒等组成（见
下图)。
液压油箱-
复合推进剂
石墨喉衬
挠性接头（异戊二
烯橡胶/4340）
发动机外壳
热保护罩
2.4m
(丁腈橡胶)
分离发动机
液压作动筒
（4台）
后壳段
隔热屏
尾部喷管
(GFRP、CFRP)
61.7m
固体助推器尾段结构
后壳段用作整流罩，也作为固体助推器点火工作之前运载火箭竖立在发射台上的支点。
喷管由挠性接头、石墨喉衬、4340钢和7075铝合金壳体、碳纤维和硅纤维酚醛烧蚀材料层组成（见
下图)。
燃烧室
挠性接头（异二烯橡胶/4340)
热保护罩(丁睛橡胶)
铝合金（7075）
碳纤维复合材料
钢（4340）
1689
玻璃纤维复合材料
碳纤维复合材料
石墨
约2424
固体助推器喷管结构

<!-- 第 1304 页 -->
H系列（H一）
·1261·
喷管挠性接头允许喷管作土5°全向偏转。
一子级推进系统
系统特性
一子级推进系统的主要性能参数如下表所示。
一子级推进系统的主要性能参数
85t
推进剂加注量
主发动机（LE-7)
72.4 t
液氧
海平面推力
912.0 kN
液氢
12.6 t
真空推力
1 176 kN
推进剂贮箱
4 405 m/s
真空比冲
68 m3
液氧箱容积
混合比
6.0
195 m3
液氢箱容积
工作时间
315.8 s
液氧箱压力
0.43 MPa
1560 kg
质量
液氢箱压力
0.34 MPa
总长度
3500mm
氮气瓶
喷管出口直径
1900 mm
压力
30.4MPa
置信度
0.993 5(60%)
容积
210L
寿命
>20次启动
氮气瓶
>2 000 s
压力
30.4 MPa
辅助发动机
容积
210L
真空推力
2X 1.96 kN
泵净正吸程（NPSH）
气氢
推进剂（主发动机关机前）
液氧泵
30m
氮气
工质（主发动机关机后）
136 m
液氢泵
发动机
发动机由宇宙开发事业团于1985年正式开始研制，三菱重工
氧化剂集流管
业公司负责发动机系统的总装及燃烧室的研制，石川岛播磨公司负
燃料集流管
责涡轮泵的研制。H-2火箭一子级采用高压补燃氢氧发动机LE-7。
选用低温液氧/液氢推进剂的目的是获得高比冲，可以吸取LE-5发
动机的研制经验；火箭一、二子级均使用统一的推进剂，可简化发
射工作的操作程序。
发动机安装在由加强的后壳段内，连接在十字梁结构发动机机
声腔
架上。LE-7发动机可作土7°双向摆动进行姿态控制。2台小辅助
发动机相距180°，安装在尾段的筒形壳体部分，可作土45°摆动，
隔板
以在固体火箭助推器燃尽后进行滚动控制和在主发动机关机后进
行俯仰、偏航和滚动控制。LE-7发动机的组成及流程如后图所示。
1．点火器
预燃室（见右图）点火器和主燃室点火器的主要参数见后表。
LE-7预燃室

<!-- 第 1305 页 -->
日本
·1262·
气氢（液氢箱
液氧液氧气氧(液氧箱
液氢液氢增压工质）
r增压工质）
R
燃室
245
液氢涡轮泵
POGO
燃烧室
气氢
抑制器
液氧涡轮泵
液氢或气氢
液氧或气氧
低温燃气
辅助涡轮
压（X
98.0665kPa绝压)
LE-7发动机流程图
点火器的主要性能参数
气氢/气氧
激励器
推进剂
气氢
冷却剂
250次/s
脉冲速率
冷却方式
排放冷却
脉冲能量
10m』(最小）
输入电流
2A(最大)
芯部混合比
40
28V(DC)
总混合比
0.8（预燃室）
输入电压
输出电压
6.0（主燃烧室）
10~30kV
工作时间
315.8s（与发动机相同）
液氢与液氧由热交换器气化后，导入点火器。电激励器发火使气氢与气氧以40：1的棍合比进行燃烧。
气氢还供点火器冷却用。LE-7点火器使用排放冷却法冷却，以提高工作寿命。
2.预燃室
预燃室的主要性能参数如下表所示。
预燃室的主要性能参数
氧化剂
形式
液氧
237个同轴式喷嘴，
气氢
燃料
排放冷却燃烧室壁
入口压力
燃烧室压力
24 MPa
31.7MPa
26.9MPa
入口温度
混合比
0.81
166 K
104K
流量
燃烧温度
25.6kg/s
31.6 kg/s
971 K

<!-- 第 1306 页 -->
H系列（H一）
·1263·
3.推力室
LE-7推力室由主喷注器、主燃烧室和喷管延伸段组成（见下图），性能见下表。
氧化剂集流管
主喷注器
燃料集流管
面板
冷却剂（气氢）
4
至预燃室
主燃烧室
冷却剂(液氢)D
至预燃室
喷管延伸段
冷却剂(液氢)
1828.0
LE-7推力室
推力室主要性能参数
Lp效率
主燃烧室
97.5%
冷却剂
主喷注器
液氢
再生冷却，管束式延伸段
类型
类型
452个同轴喷嘴带隔板和声腔
液氧
氧化剂
入口压力
31.2 MPa
燃料
氢氧燃气
入口温度
52K
流量
入口压力
18.3 kg/s
19.3 MPa
16.0 MPa
入口温度
99K
890K
喷管延伸段
冷却剂
流量
液氢
203.5 kg/s
58.4 kg/s
类型
再生冷却，管束式延伸段
混合比（O2/H2)
6.9
燃烧室压力
14.7 MPa
入口压力
31.2 MPa
入口温度
52K
流量
21.2 kg/s
膨胀比
60.0
4.氧化剂涡轮泵
氧化剂涡轮泵由日本航空宇宙技术研究所进行研制（见后图），主要技术性能见后表。

<!-- 第 1307 页 -->
日本
·1264·
主泵出口
涡轮燃
预燃室泵出口
扩散器
涡轮盘
涡轮排气
泵人
预燃室泵
叶轮
轴承
轴承
浮动环密封
主泵
叶轮
预燃室泵人口
LE-7氧化剂涡轮泵
氧化剂涡轮泵主要技术性能
涡轮
泵
液体
驱动气体
H2/O2燃气
液氧
类型
单级离心泵（主泵有螺旋导轮）
类型
单级冲击式
出口压力
主泵21.3MPa，预燃室泵32.7MPa
入口压力
23.7 MPa
流量
229.1 kg/s,43.8 kg/s
入口温度
970 K
30m
压力比
要求的净正吸程
1.46
泵效率
流量
16.0 kg/s
75%
转速
20 000r/min
速度比(wC)
0.22
轴功率
涡轮效率
6MW
48.5%
轴承
两对双排型角接触滚珠轴承，液氧冷却
轴密封
浮动环密封，分段密封
轴向力调节
靠平衡活塞
5.燃料涡轮泵
燃料涡轮泵（见下图）为两级离心泵（带螺旋导轮）。
泵出口
扩散器
涡轮排气
导轮导叶
涡轮盘
泵
脱开式
2*叶十轮
轴承
轴
密封
1*叶轮
浮动
承
环密封
LE-7燃料涡轮泵

<!-- 第 1308 页 -->
H系列（H）
·1265·
燃料涡轮泵由一级冲击式涡轮驱动，第2级叶轮装有与轮盘成整体结构的平衡活塞。燃料涡轮泵的主
要设计参数见下表。
燃料涡轮泵主要设计参数
泵
涡轮
液氢
液体
驱动气体
氢氧燃气
类型
两级离心泵带有螺旋导轮
类型
单级冲击式涡轮
出口压力
31.9 MPa
入口压力
23.7 MPa
40 kg/s
流量
入口温度
970 K
136m
要求的净正吸程
压力比
1.46
泵效率
流量
70%
41.4 kg/s
转速
速度比(μC)
46 000 r/min
0.4
轴功率
24MW
涡轮效率
72%
轴承
两对双排角接触滚珠轴承，用液氢冷却
轴密封
浮动环密封，脱开式密封：
轴向力调节
靠平衡活塞
二子级推进系统
系统特性
二子级推进系统的主要性能参数见下表。
二子级推进系统的主要性能参数
推进剂加注量
14.0 t
泵净正吸程
液氧
7.5m（最小值）
11.63 t
液氧泵
液氢
液氢泵
2.73 t
43m（最小值）
推进剂贮箱
发动机LE-5A
10.8 m3
液氧箱容积
真空推力
120 kN
37 m3
真空比冲
液氢箱容积
4 407 m/s
液氧箱压力
工作时间
535s
0.29 MPa
液氢箱压力
0.24 MPa
燃烧压力
3.8MPa
氮气瓶
混合比
5.0
常温氮气瓶充气压力
30.4 MPa
膨胀比
30
低温氮气瓶充气压力
20.6 MPa
发动机循环
喷管膨胀排放循环
常温氨气瓶直径×数量
质量
550mm×1
16.8t
430 mmX1
低温氮气瓶直径×数量
430mm×3
H-2火箭二子级推进系统是在充分利用H-1技术的思想指导下，在H-1二子级基础上改型而成。子级
贮箱增长、加粗，推进剂加注量由原来的8.71t增加到14t，增加了60%。

<!-- 第 1309 页 -->
日本
·1266·
发动机
液氢
液氧
↑
二子级LE-5A发动机由H-1火箭LE-5改型而
成。其主要改进有：
氧化剂涡轮泵
燃料涡轮泵
1）提高了燃料泵功率；
主点火器
2）喷管喉部面积增大了10%；
发动机
3）将喷管延伸段由排放冷却改为再生冷却，增
氧化剂
启动阀
加了辐射冷却后延伸壳段；
主阀门
然料主阀门
4）重新设计了喷注器的液氧喷嘴尺寸；
5）取消了燃气发生器及其相关零部件。
LE-5A发动机改LE-5燃气发生器循环工作方
式为喷管膨胀排放循环工作方式。由燃烧室冷却夹
套出口排放一部分气氢，并引入再生冷却喷管延伸
喷管尾段
主燃烧室
段内，这部分气氢被加热后用来驱动涡轮。发动机
流程如右图所示。
LE-5A发动机流程图
LE-5A发动机推力室如下图所示。
喷注器的
液氧涡轮泵
液氧喷嘴
辐射冷却段
再生冷却喷管
延伸段
辅助涡轮启动辅助阀门
LE-5发动机推力室
控制系统
H-2火箭采用以激光陀螺为敏感元件的捷联式惯性制导系统。系统由惯性测量装置（IMU）、惯性制导
计算机（IGC）、惯性制导程序装置（IGP）、数据接口单元（DIU）、电子控制装置（E-PKG）和横向加速
度测量装置（LAMU）等组成（见后图）。制导控制系统中各装置直接安装在二子级液氢箱顶部仪器构件
平台上，部分装置安装在级间段和箱间段内。制导控制系统具有制导、导航、姿态控制和推进系统控制等
功能。

<!-- 第 1310 页 -->
H系列（H)
·1267·
二级发动机
开/关
电源配电盒
液压作动器
辅助发动推力器
开/关
监视信号
DCM遥测组合
摆动信号
二级燃气
横向加速度测量装置
推力器
测量控制装置
数据寄
8位并行
存器盒
二级电子控制盒
同步信号
摆动信号
主发动机液压作动器
第1级电子控制盒
惯性制导程序
IGP
天线转换装置
摆动信号固体助推器发动机
SRB电子控制盒
时钟信号
液压作动器
控制信号
惯性诱导
惯性测量
控制信号
数据接口单元
计算机
装置（IMU
程序配电盒（SDB）
16位并行
(DIU)
16位并行
(IGC）
制
导计
程序配电盒（SDB）
AGE
控
信号处理装置
中断信号
制
算
信号
机串行
固体助推器左右侧
电源配电盒（PDB）
有毁点火分离配电盒
箭体
信
地面
号
液位传感器
航天地面设备
液位传感器
(AGE)
压力传感器
制导/控制系统部分
压力传感器
发动机控制盒
第2级
第1级
H-2火箭控制系统框图
控制系统组件技术性能见下表。
控制系统组件技术性能
惯性测量装置
加速度计
尺寸
尺寸
Φ25.5mm×45.5mm
320mmX438mmX208mm
25~26kg
87~100g
质量
质量
±20~±40g
耗电量
测量范围
75~80W
10~12μg
偏值稳定度
角度输出漂移
5(°)/h
10 mg
计算机
速度输出漂移
陀螺
尺寸
296mm×370mm×205mm
质量
1.4 kg
激光陀螺（第3个）
字长
尺寸
45mm×183 mm×155mm
16 bit/32bit
质量
1.65 kg
存储器
32kbyte
0.006~0.01()/√(10)
随机游走系数
(0.4~3)×10-6(1)
逐日稳定度
惯性测量装置
惯性测量装置由惯性敏感组件（内装3个激光陀螺仪、3个JA-5型伺服平衡加速度计和光学基准棱镜）、
电路板和主电源组成（见后图）。

<!-- 第 1311 页 -->
日本
·1268·
环形激光陀螺
隔振器
加速器表
光学基准棱镜
电路板组件
主电源
208
惯性测量装置分解图
激光陀螺
激光陀螺由日本航空宇宙技术研究所和日本航空电子工业公司合作研制。它是一种机械抖动型的激光
陀螺，由阳极、阴极、腔体各种棱镜、检测器和电源组成。其原理如下图所示。
干涉条纹
角度输出信号前置放大器
棱镜
AA
连续波
探测器
回旋射束
AAAA
反向连续波
AAAA
回旋射束
玻璃体
↑
阳极
连续波
输人率
激光束（双向）
光程长度控制传感器
光程长度控制
检测器
镜子（三面）
阴极
光程长度
控制电路
激光陀螺原理图
加速度计
H-2采用JA-5型加速度计，由日本航空电子工业公司研制，质量约100g，直径25.2mm，高45.5mm，

<!-- 第 1312 页 -->
H系列（H）
·1269·
摆片
由摆片、铰链、磁钢、力矩器、传感器、放大器、极板和壳体等构件组成。
铰链
其结构如右图所示。
横向加速度测量装置
外壳
横向加速度测量装置有2个加速度计，主要测量火箭主动段的俯仰和
偏航加速度。制导系统利用这些信号对火箭进行俯仰和偏航稳定控制。
惯性制导计算机
磁钢
H-2火箭的惯性制导计算机由日本电气公司研制。它由中央处理机、
各种接口和电源等构件组成，完成导航、制导和控制计算，执行各种分离
力矩器线圈
动作，控制发动机正确点火、关机和使有效载荷精确入轨。该计算机为内
电极
程序的数字计算机，以微程序控制，可进行二进制并行处理定点小数运算。
加速度计
存储器容量32kbyte，运算速度为0.34×10°条指令/秒，尺寸为
296mm×370mm×206mm，质量为14.2kg，功耗为54W。
数据接口单元
制导系统的数据接口单元是由H-1的数据接口单元改进的，位于惯性制导计算机、箭载电子装置和其
他各装置之间，是发送和接收信号的电气接口。、
遥测、跟踪、自毁系统
遥测系统仍沿用H-1火箭遥测技术。系统各种装置分别布置于各子级。
跟踪和自毁指令系统采用2台C波段应答机。自毁系统的2台自毁指令接收机安装在二子级上。无线
电传输系统如下图所示。
300MHz
2.6GHz
2.6GHz
5.4GHz
甚高频
2.3GHz
5.6GHz
300MHz
自毁指令
自毁指令
雷达应答机雷达应答机主遥测发射机
发射机
甚高频发射机
接收机
接收机
A
W
W
天线
天线
天线
天线
天线
天线
天线
天线
电源分
电源分
电源分
电源分
电源分
电源分
电源
系统
2
配器
配器
分配器
自毁指令
自毁指令
遥测
遥测
接收机
接收机
发射机
发射机
发射机
电压控制
脉码调
雷达应
雷达应
电压控制
脉码调
脉码调
振荡器
制组件1
振荡器
制组件5
答机1
答机2
制组件3
脉幅调制
脉幅调制
脉码调
脉码调
脉码调
转换器
制组件2
转换器
制组件6
制组件4
固体助推器
无线电传输系统

<!-- 第 1313 页 -->
日本
·1270·
典型飞行程序
H-2典型飞行程序见下图，典型飞行时序见下表。
二子级发动机再启动有效载荷分离
个
二子级发动机点火。
一子级发动机关机一子级分离
进人地球同步转移轨道
滑行
抛掷整流罩/
固体助推器分离
/固体助推器熄火
起飞
H-2典型飞行程序
H-2典型飞行时序
事件
时间/s
一子级发动机LE-7点火
T-6
固体助推器点火，起飞
0+1
固体助推器熄火
T+95
固体助推器分离
T+100
抛掷整流罩
T+250
一子级发动机关机（MECO）
T+315
一子级分离
T+324
二子级发动机点火
T+333.8
T+646.9
二子级发动机关机（SECO1）
T+1 432.4
二子级发动机再启动
T+1652.9
二子级发动机关机（SECO2）
待定
有效载荷分离

<!-- 第 1314 页 -->
H系列（H一）
·1271·
H-2火箭发射地球同步轨道卫星的飞行轨道示意见下图。
固体助推器熄火
二级发动机点火
一子级发动机
h=174.7km
h=38.6km
关机（MECO)
t=95s
1=333.8s
h=164km
t=315s
5000
4000
6000
3000
7000
2000
8000
1000
9000
10000km
二子级发动机关机（SECO2）
h=284km
1=1652.9s
km
二子级发动机关机(SECO1)
300
二子级发动机再启动
h=246km
h=240km
1=646.9s
t=1432.4s
200
子级落点
100
整流罩落点
固体助推
器落点
日本
从起飞开始的近似时间
种
子岛
400
600
800
1000
/
1400
圣诞岛
1600
H-2火箭发射地球同步轨道卫星时的飞行轨道
H-2火箭发射太阳同步轨道卫星时的飞行轨道示意见后上图。
H-2火箭的飞行高度、动压、加速度、马赫数、速度和攻角等飞行参数见后下图所示。

<!-- 第 1315 页 -->
日本
·1272·
子级发动机
关机（MECO)
二子级发
h=412.7km
固体助推器熄火=315s动机点火
h=449.1km
h=49.1km
t=333.8s
1=958
固体助推器落点
400
1000
500
600
2000
3000
200
4000
1300
1400
200/
从起飞开始的近似时间(e)
400
600
5000km
二子级发动
800
机关机（SECO）
1000km
h=920.7km
1=878.4s
H-2火箭发射太阳同步轨道卫星时的飞行轨道
800速度/(m·s")
32攻角/（°）
6马赫数
动压×9.8kPa
加速度/g
高度/km
000
14
009
动压
500
07
马赫数
00t
高度
加速度
80160240320400460560
480560640
0.080160240320
640720
0
720
时间/s
时间/s
马赫数、速度和攻角
高度、动压和加速度
（顾松南，张振华）

<!-- 第 1316 页 -->
H系列（H一）
·1273·
H-2A 系列
H-2A（H-IIA）系列运载火箭是由JAXA领导、三菱重工业公司牵头研发和制造的新型运载火箭，是
日本航天运输体系中的旗舰火箭。该火箭在2001年8月首飞，至2007年7月，共发射12次，1次失败，
成功率为91.67%。
H-2火箭研制成功后，因其造价和发射费用太高（每次发射需花费1.7亿美元），在国际商业卫星发射
市场缺乏竞争力：而且，在成功进行了5次发射后，H-2火箭接连出现2次发射失败，暴露出其可靠性方
面存在问题。
在此背景下，日本为满足21世纪初航天多样化的发射需求，增强在航天发射市场的竞争力，启动了
H-2A计划。该计划于1995年获批准开始研制进程，1996年8月进入全尺寸设计阶段。1999年在H-2火
箭连续2次发射失败被停飞后，.H-2A系列火箭的研制进程加快。日本认为当务之急是既要通过成功发射
重拾信心，又要在国际航天发射市场占有一席之地，因此把经济性和可靠性放在最重要的地位。同时为了
缩短研制周期并降低研制成本，以H-2火箭为基础，利用H-2火箭研制和应用中积累的经验，根据不同分
系统的具体情况，将继承、改进和重新设计3种途径相结合，研制H-2A系列运载火箭。
在H-2A计划初始阶段，为确定日本未来航天活动前景，研究人员经过广泛调研，建立了H-2火箭后
继型号的任务模型。该模型将发射任务分为迫切需求和潜在需求2类。在研发新型火箭时，通过H-2A火
箭的不同型号组成一个系列，优先研制满足迫切需求的型号。这些型号研制成功后，以此为基础进一步完
成满足潜在需求的型号，使用了分步走的方略来安排研制进度：首先完成标准型火箭，之后再发展大推力
型号。根据日本航天的发展状况和航天计划的调整，后续研制过程中对初始研制计划中的一些用于满足潜
在需求的型号作了相应的调整。
在H-2A的研制计划中，由于新型运载火箭是以H-2运载火箭为基础而研制的，因此H-2A被看作是
H-2的后继型号，但由于设计改进幅度很大，两者只有少数部件相同。
在H-2A研制计划中，提出了火箭设计改进目标：
1）使系统更为可靠、耐用，可靠性大于97%；
2）增加运载能力和对未来各种有效载荷发射任务的适应能力；
3）提高单位成本的效益，使发射成本降低50%以上，每次发射费用为7700万～8100万美元。
为达到此目标，遵循如下设计改进准则：
1）通过研制，形成系列运载火箭，将GTO运载能力由H-2火箭的2t增大到3t后，再进一步增大；
3）优化设计，以便简化操作、降低成本；
4）采用H-2火箭的研制成果或引进国外技术，使研制工作的技术风险、费用和周期降到最低程度。
遵循这样的准则，H-2A系列运载火箭在火箭结构设计、发动机、固体助推器和其他许多部件上都比
H-2系列有很大改进，并且使H-2A的实际发射成本降到8800万美元（标准型），比H-2火箭的低得多；
火箭零部件减少了20%，由原来的35万个减少到28万个。另外，在2003年11月进行的第6次H-2A发
射失败后，JAXA根据事故调查的结果，把发射可靠性提到首位，对整个火箭系统重新进行评估，并在此
后的研发和改进工作中加大了对提高可靠性的投入。目前，H-2A全系列火箭型号都已投入使用，其中的
H-2A增强型，即带有4个固体火箭助推器SRB-A的H2A204型火箭已于2006年12月18日成功完成首
飞。随着不断的努力，H-2A火箭已经成功扭转了H-2火箭使日本航天面临的不利局面，并且正在转向私

<!-- 第 1317 页 -->
日本
·1274·
营公司（三菱重工业公司）商业化运营的模式。
H-2A系列由标准型和增强型组成，包含H2A202、H2A2022、H2A2024（这3种通称标准型）和H2A204
（增强型）。该系列的各型号基本上都使用通用的分系统和组件，通过模块化设计，采用相同的火箭结构
模块的不同配置来组成不同型号。因此H-2A系列火箭的不同型号按照组成模块的数量和种类命名：型号
“H2Aabcd”中，a表示火箭级数，b表示液体助推器（LRB）个数，c表示固体火箭助推器（SRB-A）个
数，d表示小型捆绑助推火箭（SSB）个数。
下图示出了H-2A型系列运载火箭。
50m
40m
30 m
20m
10 m
0m
H2A204（增强型）
H2A202
H2A2022
H2A2024
SRB-A数量/个
2
2
2
4
SSB数量/个
0
2
0
4
2002年
首飞时间
2001年
2002年
2006年
H-2A系列运载火箭
主要技术性能
型号
H2A202
H2A204（增强型）
H2A2022
H2A2024
级数
2
2
2
2
全长/m
53
53
53
53
起飞质量t
321
351
445
289
GTO运载能力*/t
4.2
4.6
5.7
3.7
3.6（夏季发射窗口）
SSO运载能力**/t
4.4（其他季节）
LEO运载能力***/t
10
注：*轨道参数h=36226km，hp=250km，i=28.5°，c=179°；
*轨道参数h=800km，i=98.6°；
***轨道参数h=300km，i=30.4°。

<!-- 第 1318 页 -->
H系列（H）
·1275·
一子级
级长
37.2m
推进剂
液氧/液氢
直径
4m
真空推力
1098kN（长喷管）
子级质量
114t
1074kN（短喷管）
推进剂质量
100.1t
真空比冲
4335m/s（长喷管）
工作时间
390 s
4207m/s（短喷管）
发动机
LE-7A
二子级
9.2 m
级长
发动机
LE-5B
直径
4m
推进剂
液氧/液氢
20t
子级质量
真空推力
137kN
真空比冲
推进剂质量
16.9t
4393m/s
工作时间
530s
固体火箭助推器
15.1 m
长度
发动机
SRB-A
直径
推进剂
2.5m
端羟基聚丁二烯
助推器质量
77t
真空推力
2245kN（最大）
推进剂质量
199
真空比冲
2 756 m/s
工作时间
120s
小型捆绑助推器
级长
发动机
14.9 m
SSB
直径
1m
推进剂
端羟基聚丁二烯
助推器质量
15.2t
真空推力
745 kN（最大）
推进剂质量
真空比冲
13.1 t
2. 765 m/s
工作时间
60s
整流罩
型号
5S
4S
5S-H
4/4D-LC
4/4D-LS
5/4D
长度
12m
15m
16 m
14.025 m
12 m
14.5 m
外径
5.1 m
4.07 m
5.1 m
4.07m
4.07 m
5.1m (上)
4.07m(下)

<!-- 第 1319 页 -->
日本
·1276·
总体布局
H-2A系列火箭H2A202、H2A2022、H2A2024、H2A204
型的一子级均采用相同的芯级，以LE-7A发动机为动力。对
于标准型火箭，为提高运载能力，捆绑了1～2对相同的固
体火箭助推器。如搭载的有效载荷还要求小幅提高火箭的运
有效载荷整流罩
载能力，可再捆绑1～2对小型捆绑火箭助推器。
H-2A系列火箭各型均采用相同的二子级，由LE-5B发
动机提供动力。
为适应不同直径的有效载荷和串联发射的要求，H-2A
系列有多种不同规格的整流罩和不同标准接口与功能的卫
星支架。
二子级液氢贮箱
右图示出了H-2A火箭的总体布局（以H2A2024为例）。
二子级液氧贮箱
H-2A火箭是通过其一子级直接竖立在发射台上，并支
二子级
撑整个火箭；2个固体火箭助推器装在一子级两侧。而H-2
箭上电子系统
火箭的箭体靠2个火箭助推器（SRB）连接在发射台上来支
反作用控制系统
撑，一子级底部没有直接固定。
二子级发动机LE-5B
一子级液氧贮箱
箭体结构
H-2A系列的各型火箭在结构上都由相同的一子级、二
子级、固体火箭助推器、小型捆绑助推器等主要结构模块及
整流罩、卫星支架组成。
一子级液氢贮箱
一子级结构
子级
小型捆绑助推器
H-2A火箭的一子级由三菱重工业公司研制。一子级由
LE-7A发动机、液氧贮箱、液氢贮箱、级间段和尾段等构成。
外径4m，长度37.2m，总质量114t，载有100.1t推进剂。
其中，液氢和液氧贮箱均由2219铝合金制成，分别包括2
个椭球形箱底和1个网格蒙皮筒段，贮箱表面有聚乙烯碳环
固体火箭助推器
氧泡沫材料绝热层。采用椭球形整体式箱底并加长贮箱圆柱
段后，一子级液氢/液氧推进剂的质量比H-2火箭所用的被称
作“桔瓣形焊接圆顶”的球形箱底的贮箱增大了14t，同时
也最大限度地减小了一子级的总长度。为承受来自固体火箭
助推器较大的推力载荷，H-2A火箭的液氢贮箱采用了更厚
辅助发动机
的板材。一子级尾段由加强壳和铝合金十字梁发动机机架组
成，LE-7A发动机安装在该机架上，一子级的辅助发动机装
一子级发动机LE-7A
在尾段外围（见总体布局图）。整个火箭通过一子级的尾段
H-2A总体布局图
固定在发射台上。

<!-- 第 1320 页 -->
H系列（H之一x）
·1277·
级间段
尾段
液氧贮箱
LE-7A发动机
液氢贮箱
Z-QAOZ
发动机外罩
箱间段
H-2A火箭一子级
一、二级级间段直径4m，高约7m，由多层碳纤维复合材料（CFRP）板制成，每2层CFRP层间夹
1层泡沫材料。级间段两端的铝合金隔框与一、二子级相连接。
二子级结构
剂。二子级结构如下图所示。
液氢贮箱前裙段低温氨气瓶
液氢贮箱尾段
液氧贮箱
支撑杆
电子设备
推力装置
液氢贮箱
LE-5B发动机
常温氨气瓶
反作用控制系统
设备安装板
液氧贮箱前裙段
支撑桁架
H-2A火箭二子级
液氢贮箱前裙段为铝制硬壳式结构，与有效载荷支撑架对接，并装有GPS设备。液氢贮箱容积43.9m”，
由两个椭球形箱底和一个铝合金圆筒段焊接而成。液氧贮箱容积12.7m”，由2个椭球形箱底焊接而成。二
子级的液氢、液氧贮箱之间是分离的，这不同于H-2火箭上采用的贮箱共底结构。采用分离式贮箱后制造
工艺大为简化，并减弱了贮箱间的热传递。采用这种结构的缺点是它比整体式贮箱质量稍有增大；这已通
过将二子级的推力由122kN增加到137kN进行补偿。另外，为减少推进剂剩余量，对贮箱抽吸部分作了
改进。液氢贮箱尾裙段与液氧贮箱前裙段用24根碳纤维复合材料支撑杆组成的桁架结构相连。射频设备，

<!-- 第 1321 页 -->
日本
·1278·
如雷达信号转发器、UHF遥测信号发送器、自毁指令接收机和GPS接收机等安装在支撑桁架段内。发动
机和液氧贮箱之间的杆系结构用于传递二子级发动机的推力。此外，该级的常温氮气瓶的壳体已由钛材料
改为复合材料缠绕制成。
固体火箭助推器结构
H-2A火箭一子级芯级两侧捆绑了1～2对固体火箭助推器（SRB-A），见下图，它由石川岛播磨重工
业公司研制。SRB-A直径2.5m，长12.6m，一对SRB-A的质量为150t。
作动器
尾段连接件
前段连接件
隔热帘
发动机壳体
固体推进剂
点火器
鼻锥
喷管
分离发动机
固体火箭助推器
SRB-A是整体式固体火箭助推器，在结构上不同于H-2火箭采用的四段式固体火箭助推器（SRB），
长度较短且直径较粗。SRB-A的鼻锥为碳/环氧复合材料制成的整体式结构：前段连接件和尾段连接件均
为铝制整体式结构。SRB-A的机架焊接在一子级液氢贮箱的圆柱段上，SRB-A产生的推力的径向分量由前
段偏航支杆和尾部偏航支杆传递到该机架及一子级尾段的发动机机架上；而SRB-A产生的轴向推力分量
通过推力支杆传递给一子级尾段发动机机架横梁的突缘。SRB-A与芯级的连接结构如左下图所示。
SRB-A
前段偏航支杆
机架
推力杆切断
推力杆
尾部偏航支杆
二分离发动机
SRB-A分离路径
SRB-A与芯级的连接结构
SRB-A分离时，首先启动朝向火箭芯级的分离发动机，然后通电切断前段、尾部偏航支杆连接处的火
工品，分离发动机的推力使SRB-A在推力杆的支撑下离开运载火箭，向外侧偏移。2s后，推力杆也被切

<!-- 第 1322 页 -->
H系列（H义I一x）
·1279·
断，SRB-A完全分离。这样的分离过程不会影响火箭芯级，该过程中SRB-A的路径如前页右图所示。
每个SRB-A的尾部装有2个电动作动器，可推动喷管向各方向做最大5°的偏摆，进行推力矢量控制。
小型捆绑助推器结构
小型捆绑助推器（SSB）由阿连特技术系统公司（ATK）研制。H-2A火箭的一子级可根据有效载荷的
质量配1～2对SSB，组成H2A2022和H2A2024型。SSB（结构见下图）直径1m，长14.9m，通过前后
连接件与火箭一子级相连，每对SSB的质量为30.4t。
鼻锥
前部连接件
发动机外壳
尾部连接件
喷管
(固定)
鼻锥适配器
14.9m
小型固体捆绑助推器
整流罩结构
H-2A火箭有5S、4S、5S-H、4/4D-LS、4/4D-LC和5/4D型6种规格的整流罩（见下图），标称直径
分别为4m、5m以及4m与5m的串联组合。型号中的数字为该整流罩的标称直径。对串联发射用“/”
隔开，前面数字为上部载荷标称直径，后面数字为下部载荷标称直径。数字后带有S的指整流罩用于单个
有效载荷，带D的指用于双星串联发射。型号中“_”后的S表示短整流罩，L表示长整流罩，C表示蚌式
开合整流罩，前面字母是上部整流罩的类型，后面的字母表示下部整流罩类型。而5S-H型整流罩是专为
发射HTV研制的。各型整流罩可根据需要在结构上允许的位置开设人孔、航天器脐带接口、透波窗，也
可根据要求在整流罩内壁装上由玻璃纤维和填充材料制成的降噪毯，以改善有效载荷的发射环境。与H-2
火箭采用的整流罩相比，H-2A火箭的整流罩调整了嵌板数量，更改了连接方式。
4430
2601
4430
3378
2063
00001
9580.5
4430
3378
00000
3800
2063
4664
3700
3378
15000
3800
4600
7885.6
3700
4600
2041
12000
12000
924
4600.5
3700
4600
5100
5800
1470
3640
3700
861
4436
3460
0009
4444.5
2943.5
2943.5
4444.
1177.4
1843
90
5S
4S
5S-H
4/4D-LC
4/4D-LS
5/4D
H-2A火箭的整流罩

<!-- 第 1323 页 -->
日本
·1280·
卫星支架结构
H-2A火箭有10种卫星支架可供选用，分别对应不同直径的标准接口，有的带有卫星起旋功能，在要
求卫星自旋转速大于5(°)/s时应用。各型卫星支架如下图所示。带“PCD”的尺寸是指该处的节距圆直径。
958
958
945
959
1194
900
006
00
605
480
937M-自旋A
1194M
937M-自旋
937M
937M-H
3472(PCD)
1666
1666(PCD)
1666
2360(PCD)
1000
680
300
2360SA
1666MA
1666M
1666S
3470S
H-2A火箭的卫星支架
H-2A的卫星支架使用包带和分离螺母2种分离机构。采用包带机构时，航天器尾框的V形法兰和卫
星支架前平面由V形包带固定在一起，通过火工品切断包带上的螺栓使航天器分离；采用分离螺母机构时，
航天器由分离螺母从4个或8个连接点固定到卫星支架前平面，通过分离螺母脱扣使航天器分离。不同类
型的卫星支架采用的分离机构和质量见下表。
各型号卫星支架质量与分离机构类型
型号
937-自旋A
937M-H
1666M
1666MA
2360SA
3470S
937M-自旋
937M
1194M
1666S
质量/kg
90
40
100
100
130
150
80
100
100
350
分离
分离
分离
包带
包带
包带
包带
包带
包带
包带
分离机构
螺母
螺母
螺母
连接点个数
一
4
8
4
一
推进系统
一子级推进系统
发动机
H-2A火箭的一子级采用LE-7A氢氧发动机，如后图所示。它以H-2火箭上的LE-7发动机为基础改
进而来，推力比LE-7高2%。无节流情况下，其工作时间可达390S，普通喷管的LE-7A发动机的真空比
冲为4207m/s。由于采用了分级燃烧循环方式，LE-7A发动机比用燃气发生器循环方式的LE-7发动机产
生的燃气温度更高、压力更大，在研制过程中遇到了比预计更多的技术问题，使整个H-2A火箭研制周期
也延长了近2年。

<!-- 第 1324 页 -->
H系列（H)
·1281·
推进剂
液氧/液氢
混合比
5.9
液氧涡轮泵
燃烧室压力/MPa
12.1
液氢涡轮泵
短喷管
1074
真空推力/kN
长喷管
1098
预燃室
真空
短喷管
4207
主燃烧室
比冲/（m·s）
长喷管
4335
循环方式
分级燃烧循环
喷管
3185
短喷管
喷管裙
长度/mm
长喷管
3665
液氧
涡轮泵
42000
转速/（r*min）
液氢
19000
节流能力
额定推力的72%土5%
LE-7A发动机
在LE-7A发动机的研制过程中采取了大量的改进措施（见下表），主要目的在于提高可靠性、简化设
计和降低成本。与LE-7发动机相比，简化了发动机系统的结构设计，重新安排了发动机各组件的布局并
减少零部件的尺寸和数量，以便获得更好的振动特性；简化了制造过程并使发动机质量减小，占用空间缩
小。同时，发动机尽量使用铸件和机械连接结构使焊接结构减至最少，焊缝数从98条降到8条，提高了
发动机的制造可靠性。这些改进使LE-7A不再像LE-7那样问题缠身。
对LE-7A发动机采取的改进措施
组件
改进措施
减少部段焊缝数
采用大的整体结构代替焊接组件
液氧箱底采用精铸件
减少喷注器零件数量
主喷注器
取消导流板
取消用于点火器的氢热交换器
减小喷注器尺寸，宽度由1400mm减小到1160mm
取消声谐振器
主燃烧室
将喷管喉部面积扩大10%
简化焊接结构

<!-- 第 1325 页 -->
日本
·1282·
续表
组件
改进措施
减少喷注器零件数量
液氧箱底采用精铸件
取消声谐振器和导流板
预燃室
简化焊接结构、
变泄放式冷却为液膜冷却
减小预燃室尺寸
高膨胀比喷管部件采用薄板金属结构
喷管裙组件
减少管路数量
结构重新设计以降低钎焊部位的应力
简化主阀门密封拆卸机制，用电磁阀代替部分气动阀
改善密封耐久性
阀门
改变气动操纵阀用于节流
使点火器在发动机启动后停止工作
点火器
取消点火器的热交换器
变排放冷却为液膜冷却
叶轮重新设计，以提高泵压头
改善叶轮的加工工艺
改变涡轮喷管叶片材料，从康镍718变为MARM247DS
液氢涡轮泵
转速降低、叶轮直径加大以提高可靠性，满足以后大推力要求
重新设计导流叶轮以提高泵压头并降低净吸压头
壳体采用大型精铸件
重新设计导流叶轮以提高泵压头和降低净吸压头
液氧涡轮泵
壳体采用大型精铸件
涡轮喷管部段材料从锻件变成精铸件
LE-7A发动机短喷管的延伸轮廓设计为压缩截短的喷管，即采用短于TP喷管的方案，喷管尺寸比LE-7
发动机的喷管大。该喷管延伸段由上喷管和下喷管两部分组成，上部同LE-7发动机一样由再生冷却管道
集合而成；下部采用冲压成型工艺制成，靠低温氢气形成的气膜来冷却。上下部之间有个小台阶，低温氢
气从台阶上的喷嘴处喷射出来，在下喷管内表面和燃气之间生成一层气膜。研制初期为了保证LE-7A发动
机在启动到关机的过程中不产生横向振动，同时由于结构尺寸的限制，选用了截短的喷管。在H-2A火箭
第8次发射中，LE-7A发动机试用了新研制的长喷管，结果证明采用这种加长喷管能使LE-7A发动机的真
空推力比使用不加长喷管时增大25kN，真空比冲增大128m/s，使地球同步转移轨道运载能力增大0.3t。
LE-7A发动机具有节流能力，它有2个工作点，即100%推力水平和70%推力水平。一般情况下，在

<!-- 第 1326 页 -->
H系列（H一）
·1283·
发动机即将关机的时候，有效载荷承受的加速度过载最大。此时启用节流工作模式能改善有效载荷的飞行
环境。
LE-7A发动机采用分级燃烧循环（见下图），发动机在1个工作过程中2次燃烧液氢和液氧推进剂。
推进剂首先在预燃室中部分燃烧，产生500℃温度较低的燃气，由这种燃气驱动液氢和液氧涡轮泵后再进
入主燃烧室，涡轮泵高速旋转又把液氢和液氧以高流速送入发动机在主燃烧室中二次燃烧。主燃烧室中燃
气温度高达3200°℃，压力达到300MPa。燃气加速通过喷管，到达喷管口时的速度高达4000m/s以上，
从而使LE-7A发动机的推力达到1100kN。
液氢
液氧气氧
气氢
预燃室点火器预燃室液氧阀
门
PSD
液氢
氧化剂冷却阀
预燃室
人氧化剂涡轮泵
液氢涡轮泵
主液氧阀
主点火器
液氢冷却阀
氧气化热膨胀器
液/气态氢
L主液氢阀
主燃烧室
燃气
喷管裙
液/气态氧
LE-7A发动机流程图
输送系统
液氢涡轮泵的转速为42000r/min，液氧涡轮泵的转速为19000r/min。它们以极高的压力（300倍大
气压）使液氢的流量达到540L/s，液氧的流量达到190L/s。液氧涡轮泵进口段的导流叶轮的形状经过修
改，可减少气蚀现象并缓解由它带来的振动。通过加大叶轮直径和适当增大喷管喉部截面积使液氢涡轮泵
转速相对降低，从而提高了可靠性并为以后增大推力留出余量。
增压系统
H-2A火箭液氧贮箱增压系统通过采用氧气泄放系统进行了简化。该火箭的液氧贮箱通过恒定流量的
氧气来增压，在液氧涡轮泵后分流部分液态氧，进入LE-7A发动机的氧气化热膨胀器加热气化，然后送到
液氧贮箱进行增压，见后图所示。
与H-2火箭一子级液氧贮箱增压系统相比，H-2A火箭的一子级液氧贮箱增压系统中没有使用节流阀，
同时省去了H-2火箭上采用氮气增压系统时所需要的余氨节流阀、余封闭阀门等部件。虽然使用部分
氧会降低有效载荷能力，但大量部件的减少弥补了这一不足，简化的增压系统结构既提高了可靠性，又降
低了制造成本。
一子级液氢贮箱使用从发动机管路分流的氢气来增压。

<!-- 第 1327 页 -->
日本
·1284·
压力传感器
液氧贮箱
低温氨瓶
控制
CPU
制导计算机
液氢贮箱
封闭阀门
（见余的）
工
增压控制阀
压力传感器
热交换器
节流阀（余的）
氧气化热膨胀器
H-2A
H-2
H-2A与H-2火箭一子级液氧贮箱增压系统对比图
二子级推进系统
发动机
H-2A火箭的二子级采用LE-5B氢氧发动机（见下图），它是H-2火箭二子级所用的LE-5A型发动机
的改进型，推力提高了13%。它具有多次启动能力，使火箭可将多个卫星送入不同轨道。
燃料涡轮泵
推进剂
液氧/液氢
氧化剂涡轮泵
混合比
5
燃烧室
膨胀比
110
3.63
燃烧室压力/MPa
真空推力/kN
137
真空比冲/（m·s)
4393
排放冷却
循环方式
燃烧室膨胀排放再生循环
喷管长度/m
2.74
气膜冷却
液氧
50200
涡轮泵转速/（r·min)
液氢
17900
节流能力
额定推力的60%
怠速能力
额定推力的4%
LE-5B发动机
LE-5B发动机的混合比为5，燃烧室压力3.63MPa，具有节流能力和怠速能力，可实现额定推力的60%

<!-- 第 1328 页 -->
H系列（H一）
·1285·
的节流工作模式和额定推力4%的怠速工作模式。
相对于LE-5A发动机，为降低成本、提高性能和可靠性，对LE-5B发动机也进行了多项改进，参见
下表。
对LE-5B发动机采取的改进措施
组件
改进措施
喷注器
零部件数目从208个减少到127个
再生冷却部段设计从钎焊管路变为机加工槽，以降低生产成本，提高热通量。增大
燃烧室
喉部面积，以提高推力水平
喷管
喷管结构变为排放式冷却的扩散焊接管和气膜冷却金属薄板
重新设计燃料涡轮泵和氧化剂涡轮泵的导流叶轮和叶轮，增大流量。壳体采用精铸
涡轮泵
件，降低成本
对LE-5B发动机最大的改进之处是，发动机循环由喷管分流膨胀循环变为燃烧室膨胀排放循环（见下
图）。在燃烧室膨胀循环情况下，燃烧室仅仅作为再生区。这样燃烧室就可以由原来昂贵的铜镍合金钎焊
而成的管状结构改为较为便宜的铜合金电成型结构。在燃烧室膨胀循环情况下，驱动涡轮泵后的气体只用
于冷却喷管延伸段；喷管延伸段由中部的铜焊管状结构部件（驱动涡轮泵做功后氢气进行排放式冷却）和
尾部的薄钢板部件（利用氢气气膜冷却）组成。与LE-5A相比，LE-5B喷管延伸段组件的数量减少。另外，
所有管路都能在低压条件下（小于0.2MPa）工作，可靠性也得到了明显提高。并且，在没有喷管延伸段
的情况下，发动机也可在正常环境压力下进行点火试验，因此降低了验收点火试验的生产成本。
燃烧室冷却阀
液氧涡轮泵
主液氢阀
液氧
液氢
主点火器
食
液氢涡轮泵
混合比控制阀
主液氧阀
主燃烧室
液氢
推力控制阀
废气阀
气态氢
喷管裙
液氧
LE-5B发动机流程图
LE-5B发动机所采用的燃烧室膨胀排放循环是一种开式膨胀循环，这是该发动机的特点之一，其他国

<!-- 第 1329 页 -->
日本
·1286·
家都采用闭式膨胀循环系统方案。LE-5B将一小部分液氢通过燃烧室再生冷却夹套加热到较高温度，然后
以此为能源驱动涡轮，驱动涡轮后氢气压力降低，不再进入燃烧室燃烧，而是引入喷管下游低压区，产生
冷却效果，并回收部分推力。日本认为这种方式具有性能高、可靠性高和研制费用低的独特优点，因为开
式膨胀循环可以显著降低涡轮泵的功率（减少约50%），在涡轮泵功率相同的情况下燃烧室压力可大幅度
提高，燃烧室压力和喷管面积比提高带来的发动机比冲增加可以抵消少量氢损失引起的发动机比冲减小。
此外，为了降低成本，在不过多影响性能的前提下减少了喷注器部件的数量。在涡轮泵中使用了铸件，
组件形状经过重新设计得以简化，零部件数量减少。同时，生产工艺简化，降低了成本，提高了可靠性。
LE-5B发动机的性能也得到了提高，任务持续时间从LE-5A发动机的2500s增大到7000S。同时，
采用火炬式电点火器后，LE-5B发动机的重启次数也不再限于2次。
输送系统
液氧涡轮泵转速为50200r/min，液氢涡轮泵转速为17900r/min，液氢涡轮泵和液氧涡轮泵的导流叶
轮和叶轮经过重新设计，增大了流量，提高了吸出性能余量。同时，涡轮泵的壳体采用精铸件，降低了成
本。
增压系统
H-2A的液氧贮箱采用低温氨瓶中的氮气来增压，使用安装在液氧贮箱中的热交换系统来加热氨气，
不再像H-2火箭那样利用发动机的热交换系统，这减少了对发动机的干扰。液氢贮箱在发动机工作时利用
发动机管路中的氢气来增压，而发动机点火前则利用低温氨瓶和常温氨瓶中流出的氨气来增压。
固体火箭助推器
H-2A固体火箭助推器的发动机使用端羟基聚丁二烯固体推进剂，燃烧时间100s，比冲为2755.7m/s，
膨胀比17.7。1对SRB-A合起来可以提供4500kN的推力。
依靠从锡奥科尔公司引进的、原来用于卡斯托120（Castor120）固体发动机壳体的材料与工艺技术，
SRB-A的发动机采用缠绕碳纤维/环氧材料制成的整体式壳体。比起H-2火箭上采用的钢制壳体的SRB发
动机，其具有更小的质量，且燃烧室压力为SRB的2倍，达11.772MPa。这种高燃烧室压力可使喷管膨
胀比增大，有助于提高比冲并减小喷管组件的尺寸。
H-2A火箭第6次飞行的失败是由SRB-A发动机喷管头部侧壁烧穿导致的。发动机燃气从烧穿的喷管
泄出，烧断了喷管旁用于SRB-A分离的火工品导线，导致分离失败，最后火箭自毁。事后研制部门根据
事故分析和多次点火试验结果对其喷管结构进行了改进，将原锥形喷管改成了钟形喷管（见下图），将喷
管出口的角度加大以减少燃气对该处的烧蚀，增大了喷管壁厚度并适度降低了燃烧室压力：同时改变了火
工品导线的布线，并在导线上采用了冗余设计。这些改进使SRB-A的可靠性得到了提高。
角度加大
助推器中轴线
原SRB-A喷管口
改进后的SRB-A喷管口
SRB-A喷管口的改进（剖面图）
设计人员正在通过进一步提高SRB-A的性能，来提高H-2A火箭的运载能力。

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H系列（H之I一x）
·1287·
小型捆绑助推器
小型捆绑助推器所用的发动机是阿连特技术系统公司研制的卡斯托4A-XL（CastorIVA-XL）固体发
动机。该发动机采用整体式钢制壳体，喷管膨胀比为15。发射前喷管口朝向可根据需要在5°范围内做六
自由度范围的调整。每个助推器的推力最大可达745kN。
控制系统
H-2A火箭的控制系统采用一体化设计，下图为系统框图。火箭的每一子级都配有1台制导与控制计
算机（GCC）。这些GCC完成了在H-2火箭上由不同装置（惯性制导计算机、数据接口装置、电气部件
控制器（完成电气部件或喷气的开关控制）和中央遥测编码器等设备）所完成或参与完成的制导、导航、
控制和遥测等多种功能。一子级的箭载计算机GCC1用于控制一子级和固体火箭助推器，二子级的箭载计
算机GCC2除执行二子级检测和控制外，还执行整个火箭的制导和导航任务。每一子级的控制系统以该子
级的箭载计算机为中心，各子级的箭载计算机由数据总线连在一起。
为保证高可靠性，火箭二子级的GCC2采用余设计，二子级的其他主要功能件，如惯性测量单元、
二子级机电作动器控制器（EAC）等，也采用了余设计。对于单个事件异常情况，二子级的这些组件都
有保护功能，如GCC2采用“三中取二”的余CPU设计。
二子级
IMU
DAU2
EAC2
GCC2
RT
SDB2
PDB2
UHF-TX
空
UMC2
CDR
AGE
LAMU
RG-PKG
DAU1
GCC1
EAC1
SDB1
VHF-TX
SRB-A
数据总线
PDB1
EACS
UMC1
PDBS
一子级
瓦余
控制系统框图
DAU-数据采集装置：IMU-惯性测量装置：EAC一机电作动器控制器：EACS-SRB-A机电作动控制器：
LAMU-横向加速度测量装量：RG-PKG-速率陀螺部件：AGE--地面支持设备；RT-T达应答机，UHF-TX-UHF发射机；
VHF-TX-VHF发射机：CDR一自毁命令接收机：SDB一程序分配箱：PDB一配电箱：PDBS一SRB-A配电箱：UMC-脐带控制器

<!-- 第 1331 页 -->
日本
·1288·
H-2A火箭的控制系统进行了多项改进，包括增加火箭检测系统、引入数据总线方式和采用串行箭/地
数据接口等。
检测系统用于监控箭载设备的遥测数据。·H-2A火箭上各主要集成箱具有内嵌测试（BIT）功能，它们
把获得的数据传送给制导与控制计算机，由它们对火箭各系统的性能、故障进行监测，并对异常事件做出
判断，这样形成了整个火箭的自检测系统。火箭的检测功能完全靠箭载计算机来实现，不再像H-2火箭检
测系统那样依赖地面设备（见下图）。
制导与控制计算机
进行异常情况判断
控制目标
控制目标
BIT系统
监测器
GCC
链路转发器
不使用地面设备
光纤
监控
异常情况判断
发射控制室
H-2和H-2A火箭的自检系统
控制系统采用两条符合MIL-STD-1553B标准的数据总线。一子级的GCC1和二子级的GCC2通过一
条1553B总线连接在一起，依靠该总线传递数据、指令和时序；另一条1553B总线将GCC2与惯性测量单
元（IMU）连接起来，用于姿态数据传输。总线方式可靠性高，实时性较强，结构简化，结构质量也大为
减少。
为实现数据接口装置的功能，制导与控制计算机通过脐带控制器（UMC）与地面设备进行数据通信，
再由地面设备通过光纤数据链路与发射控制室中的监控设备相连。箭/地数据接口采用RS-422串行通信链
路，它比H-2火箭上采用单线单信号系统时脐带中的线路条数大大减少，结构上更加简单紧凑（见下图）。
UMC
压缩线
脐带控制器
链路转发器
链路转发器
光纤
光纤
监控
监控
发射控制室
H-2火箭
H-2A火箭
箭/地数据接口

<!-- 第 1332 页 -->
H系列（H)
·1289·
在硬件方面，H-2A火箭的控制系统中采用了新型电子设备，同时对H-2A系列的不同型号、不同发射
任务，甚至同一型号的不同模块都尽量采用同一系统，以此提高性能，降低制造成本并简化检查和发射操
作。与H-2火箭的电子系统相比，新系统采用了集成箱、混合集成电路（HIC）、门阵列（G/A）和现场
可编程门阵列（FPGA）等设计方法与技术，使系统集成度提高，同时减小了电子设备舱的尺寸。而且采
用的电子器件具有更好的防热性能。
另外，为了降低电子设备的成本，设计时对于电气、电子与机电元件（EEE）的设计采用了“2级+上
筛选级”的方法。
硬件性能见下表所示。
制导与控制系统的硬件性能
硬件名称
性能
采用3片与普通CPU相似的32位V70微处理器
（MPU），使用高级程序语言和多用途操作系统
RX616开发的箭上软件系统具有许多优点。GCC的
制导与控制计算机（GCC）
功能包括惯性制导计算机（IGC）、数据接口装置
（DIU）、电气部件（气动元件或喷气的开关控制）
和中央遥测编码器等全部功能
IMU采用最新研制的精密环形激光陀螺，以及有3
个正交轴和1个斜交轴的传感器余系统。此外，它
惯性测量装置（IMU）
具有故障检测、传感器数据补偿和初始调整与简化
GCC接口等功能
通过切换模式实现双重余
二子级机电作动器控制器（EAC2）
用于液压作动器的控制
电气控制组件（E-PKG）
与EAC2具有相似的功能，但未采用余系统
SRB-A机电作动控制器（EACS）
用于卸载控制
横向加速度测量装置（LAMU）
用于保持稳定
速率陀螺组件（RG-PKG）
对H-2A火箭的箭上软件系统也进行了大量改进。首先，采用了浮点运算系统，这样可以避免由于数
据溢出或数据进位产生的数据损失，从而避免计算精度误差；其次，采用高级编程语言（C语言），使得
新型号制导与控制系统的软件与H-2相比更便于编写与维护。
与H-2火箭相比，H-2A火箭制导与控制系统的性能更多地取决于软件模块。H-2A火箭具有10套箭
上软件模块和8套硬件设备，而H-2火箭只有4套箭上软件模块和3套硬件设备。软件体系结构见后图所
示。各软件性能参数及其运算环境见后表。

<!-- 第 1333 页 -->
日本
·1290·
GCC2中的箭上软件，
IMU
二子级发动
角速度、
位置、
机、TVC指
加速度、温度
速度、
=
制导指令
令、喷气开关
加速度、
激光
横向加速度
传感器
制
导
指令
姿态
LAMU
陀螺
初始
导
航
X4
调整
俯仰/偏航
角速度
PG-PKG
姿态
控制
控制
加速计
X4
主发动机、
初始调整
速度
初始
姿态
ISRB、辅助
与横
调整
主发动机、
控制
角速度
！助推器控
向加
SRB、辅助
制指令
速度
助推器控
进行时间
F/B
制指令
事件检测
所需事件
时间
时间
程序速率
一子级分离
事件输出信号
顺序
顺序
二子级分离事件输出信号
分离事件输入信号
控制
控制
分离事件输出信号
分离事件输入信号
二子级分离事件输出信号
软件体系结构图
箭上软件性能参数及其运算环境
所在
硬件设计要求
最小
软件
程序大小
主要功能
硬件
周期
CPU
RAM
ROM
外部通讯/姿态控制/
V70(32bit、
控制与管理模块
对于C语言程序源
推进系统控制/故障管
GCC2/125MHz），三重2Mbyte
31.25us
128kbyte
(OBS-CMM)
代码，约50k行
理/发射测试支持/遥测
余
数据编辑/BIT
导航/制导
导航与控制模块
对于C语言程序源
GCC2
代码，约5k行
(OBS-NGM)
输入/输出/BIT/OS
除OS核心程序外，
系统模块
GCC2/1
对于C语言和汇编语
(OBS-SYM)
言程序还有大约5k行
角速度/加速度测量
/Corning补偿/传感器
惯性测量装置箭
1750A (1 bit、
对于汇编语程序，
每个
每个
每个
补偿/初始调整/几余管
25MHz），2个
上软件
CPU1：约2k行；
IMU
64kbyte
64kbyte
0.5us
理/BIT
CPU2:约15k行
(IMU-S)
CPU

<!-- 第 1334 页 -->
H系列（H）
·1291·
续表
硬件设计要求
所在
最小
软件
程序大小
主要功能
硬件
周期
CPU
ROM
RAM
二子级电气
作动器控制
位置/速度/电流控制/
每个
每个
对于汇编语言程
320P25（16bit、
器箭上软件
EAC2
0.1us余/逐测数据编辑/发
64 kbyte
63kbyte
40MHz）双重余
序，约4k行
(EAC2-S)
射测试支持/BIT
发动机控制
箱箭上软件
通信控制/程序控制
对于汇编语言程
HarrisHS1-80C85-RH
256byte
2kbyte
ECB
5μs
序，约0.5k行
（8bit、4MHz)
(ECB-S)
/BIT
SRB-A机电
作动器控制
位置/速度/电流控制/
对于汇编语言程
320C25（16bit、
1kbyte
8kbyte
器箭上软件
0.1us余遥测数据编辑/发射
EACS
40MHz)
序，约1.5k行
(EACS-S)
测试支持/BIT
发动机程序
对于C语言和汇编
通信控制/程序控制
Intel80196（16 bit、
e语言程序，约0.8k10us
箱箭上软件
ESB
1 kbyte
32kbyte
9.6MHz)
/BIT
(ESB-S)
行
脐带控制器
通信控制/程序控制
MC68HC000FC16
256
512/
对于Lader源代码，
箭上软件
UMC
15μs
（16bit、17MHz)
（与输出信号对应的输
/512kbyte
e约2k行
128 kbyte
入信号）
(UMC-S)
/SPU（32bit、8MHz）
制导系统
H-2A火箭的制导由惯性制导系统来实现。结构上，它与H-2系列采用的惯性制导系统相似，由惯性
测量装置（环形激光速率陀螺）和完成制导功能的计算机GCC2组成一个系统。该系统能够计算火箭的飞
行方向和速度，并在出现偏差时自动给出修正指令，以确保火箭沿设计轨道飞行。惯性测量装置有3个正
交轴和1个斜交轴的传感器余系统，并配有2套传感器数据处理器，传感器得到的数据由该处理器预处
理后传送到GCC2。由于惯性测量装置性能的改进，H-2A的制导精度比H-2高。
飞行程序中制导系统的相关参数可在发射当天修改，可根据火箭起飞时可能遇到的高空风的风速调整
火箭飞行攻角，这一过程依靠由地面的程序速率重置系统完成。如后图所时，程序速率重置系统工作过程
如下：首先种子岛航天中心将发射日测得的风数据传送给三菱重工业公司名古屋航天系统工作站；然后由
工作站计算出新的攻角值，同时检查发射任务是否仍能进行；最后，种子岛航天中心发射控制室将检查后
的更新飞行程序通过地面数据设备载入火箭制导系统中。这一过程得到的攻角合适程度只取决于火箭发射
前一段时间的平均风速与实际飞行风速间的差别。比起通常采用的在设计时估计风速并据此设定火箭飞行
程序的方法，依靠程序速率重置系统在发射日调整攻角的方式可减小风对火箭入轨精度的影响。

<!-- 第 1335 页 -->
日本
·1292·
箭载计算机的任务检查设备
?
PC
MV4000
PC
EWS
PC
2
3a
④30
L风数据测量与处理
④
EWS
330④
②
速率计算设备
飞行安全
名古屋航天系统工作站负责的工作
一种子岛航天中心负责工作
箭上计算机
ISDN
②处理过的风数据；
①风数据：
制导控制工作台
5
③按测得的风给出的程序速率（3b）；
PC
5
③新火箭：
④评估数据解决方案；
5
箭载计算机任务(程序速率)
发射控制室负责的工作
程序速率重置系统工作过程示意图
推力矢量控制系统
一子级推力矢量控制系统
H-2A火箭一子级有1套摆动系统，可通过改变火箭发动机的整体角度进行推力矢量控制。
摆动系统由安装在发动机顶部常平座旁的液压作动器来操纵。如下图所示，H-2A采用泄放式液压推
力矢量控制系统，取代了H-2的循环式液压系统。该系统通过高压氨气来给液压油加压。泄放式液压推力
矢量控制系统省去了循环式推力矢量控制系统所需的复杂昂贵的部件，如涡轮机、泵、蓄压器和热交换器
等，降低生产成本的同时提高了系统可靠性。虽然泄放式控制系统与循环式系统相比也有一些不足，如采
用该系统需要更多的液压油从而导致火箭质量小幅增加、液压系统的压力会在飞行过程中逐渐降低等，但
经过综合权衡，最终采用了泄放式液压系统进行发动机推力矢量控制。该系统中，增压系统的氮气瓶和液
压油箱使用的是相同的零件，用复合材料缠绕而成。为防止晃动，在液压油箱中填充了海绵状材料；同时
为了防止氨气长期与液压油接触发生比较严重的溶解减压现象，在氨气瓶与液压油箱之间设置了截流阀，
将氦气与液压油隔离，直到火箭起飞前20s才打开。
高压氨气
氢气通过发动机排出
蓄压器
作动器
作动器
氨瓶
涡轮泵
液压泵
驱动
截流阀
油箱
液压油
泄放
热交换器
H-2A（泄放式系统）
H-2（循环式系统）
H-2和H-2A一子级推力矢量控制系统的结构对比图
从起飞到SRB-A分离之前，一子级发动机的推力矢量控制系统与SRB-A的推力矢量控制系统一起控

<!-- 第 1336 页 -->
H系列（H一)
·1293·
制俯仰、偏航和滚动，SRB-A分离之后到一、二子级分离之前，火箭的俯仰、偏航的控制完全由一子级发
动机的推力矢量控制系统承担。而一子级的辅助发动机在从起飞到一子级分离的整个过程中控制火箭的滚
动。
二子级推力矢量控制和姿态控制系统
和偏航轴摆动。由此在二子级LE-5B发动机工作时，控制火箭的俯仰和偏航。
反作用控制系统（RCS）通过肼喷气来实现火箭姿态控制。二子级LE-5B发动机工作时，它负责滚动
控制。在二子级滑行时，火箭的姿态完全依靠反作用控制系统来控制。此外，二子级再次点火前反作用控
制系统用于提供瞬间推力，使推进剂沉底。反作用控制系统还可根据任务需求用于箭体和航天器的起旋，
旋转方向可为顺时针或者逆时针，转速可达5r/min。
SRB-A推力矢量控制系统
SRB-A使用机电作动器进行推力矢量控制，取代了SRB所用的液压作动器，简化了结构并减轻了质
量。SRB-A在从一子级分离前参与火箭的俯仰、偏航控制，并负责该阶段火箭的滚动控制。
遥测、跟踪和自毁系统
遥测系统
遥测系统的主要任务是完成箭上各参数的实时传送，并把有效载荷的飞行环境参数和分离时的状态传
送到地面。H-2A全箭数据的遥测使用GCC2作为遥测编码器，将遥测数据通过超高频发射机（UHF-TX）
传送到地面。该发射机额定功率8W，频率范围295～297MHz。一子级飞行段通过甚高频（VHF-TX）无
线电发射机完成部分遥测数据的发送。该发射机额定功率2W，频率范围2.289～2.291GHz。
跟踪系统
为配合地面测控站对火箭飞行轨道进行实时监测，H-2A火箭在二子级配有C波段跟踪雷达应答机
（RT）。该应答机峰值功率400W，频率范围5.23～5.786GHz。
自毁系统
H-2A火箭二子级配有自毁命令接收器（CDR），该接收器直接连往二子级程序分配盒，接收到自毁命
令后引爆火箭。
配电系统
H-2A火箭的一子级、二子级和SRB-A都设有配电器和电池，负责箭载电子系统的供电。配电器由GCC2
和GCC1控制。
发射操作
H-2A火箭采用总装-转运-发射（ITL）方案实施火箭的发射。发射操作是在种子岛航天中心的吉信发
射阵地进行的。H-2A计划开始以后，为改进发射操作、提高效率、提高可靠性，对该发射场及其地面设
施陆续进行了较大规模的改造和改建。

<!-- 第 1337 页 -->
日本
·1294·
这一系列改造的目标是：使发射场和地面设施能够适应H-2A火箭的各种构型和各种有效载荷；使火
箭各部段运抵运载火箭总装厂房及发射工位，在发射场的操作时间不超过15个工作日；使火箭总装能在
任何气候条件下进行；从发射日作业开始到发射之间的周期少于12h：在末段倒计时期间发生故障或紧急
中止的情况下，能在24h内重新组织发射；从发射日后到地面系统修复完成的时间少于10天。并且每年
为了达到这一目标，采取了以下具体措施：
1）较好地组织运载火箭和地面系统，使其形成一个系统，通过合理安排火箭在工厂和发射场的工作，
减少检测时间，从而减少发射操作工作量；
2）采用串行接口作为箭与地面系统的接口，减少脐带中数据线路的条数；
3）任务支援系统（发射操作数据处理系统）自动进行数据采集、数据处理和GO/NO-GO判断；
4）火箭从总装厂房转运至发射台以及在发射台连接推进管路均自动进行。
由于发射场周边渔业等的限制，H-2A火箭发射操作只能在每年春秋两季执行。火箭部段和航天器通
过空运或海运运抵种子岛后转运到大崎发射区，开始发射操作过程。采用H-2A火箭发射有效载荷时总的
操作过程如下图所示。
第2航天器
发射台
总装测试厂房
航天器总装
·最后倒计时
·航天器功能检测
航天器和整流罩
运载火箭总装厂房
装配厂房
<火箭>
·推进剂加注
·火箭总装
·卫星支架对接
·火箭系统检测
·整流罩封装
·倒计时
<有效载荷>
·有效载荷/整流罩组合体与二子级组装
·有效载荷终检
H-2A发射操作过程
按照H-2A火箭的发射操作流程，火箭在吉信发射场的吉信运载火箭总装厂房进行总装，采用垂直总
装方式，从竖立火箭一子级开始，火箭就被安装在发射所用的活动发射平台的发射台板上，然后逐级竖立
对接。有效载荷则在依次经过大崎发射区第2航天器总装测试厂房、航天器与整流罩装配厂房并组成有效
载荷/整流罩组合体后，运往吉信运载火箭总装厂房，与在此处的运载火箭对接。
对运载火箭这部分来说，除去在发射当日所进行的任务之外，其他所有任务，如火箭组装、系统检测
和有效载荷/整流罩对接都在发射场的运载火箭总装厂房中进行。所有装配和检测任务完成后，有效载荷-
火箭-活动发射平台的组合体于发射当日被转运到发射台。最后倒计时则在火箭/有效载荷被转运到发射台
之后开始。后面两图分别示出了H-2A运载火箭在总装阶段的操作流程和发射日的操作流程。

<!-- 第 1338 页 -->
H系列（H）
·1295·
倒计时/d-17-16-15-14-13-12-11-10-9-8
0j
-5
-7
-6
4
-3
-2
-1
Y-0倒计时
SRB-A竖起、对接
Y-1倒计时
子级对接
Y-2倒计时
子级竖立到活动发射平台
倒计时准备
Y-0演练
推进系统检查
电子系统检查、飞行程序（FS）测试
FS
系统T.准备
火工品检查与安装
整流罩封装
有效载荷/有效载荷附加装置装配
有效载荷/火箭对接组装
火箭总装阶段操作流程
实际倒计时时刻/min
-300-270-240
-180
0+30
+90
-120
-60
x倒计时时刻/min
-240-210-180
420-390-360-300
-110
-40
对火箭总体的操作
最终倒计时准备
人员部署与简令下达
射频系统检查
保持（60min）
X-270s自动
倒计时程序开始
最后倒计时
最后倒计时设置/循环
对推进系统的操作
模式转换
空调系统转换
空调停止
冷却并开始加注
最终准备
一、二子级液氧/液氢加注
（98%附加加注）
常温/低温气瓶加压
（X-18s)
初始化
对制导系统的操作
开始飞行模式
发射日操作流程
H-2A火箭的这种发射操作流程，无须像H-2火箭的发射操作那样在发射台旁的勤务塔内完成大量的
火箭总装操作，不再长时间占用发射台，仅有如推进剂加注和最后倒计时等少量工作在发射台上进行，提
高了发射设施的使用频率。此外，由于火箭地面设备的改进，H-2A火箭发射操作过程的自动化水平大为
增强，提高了效率和可靠性。
有关发射操作涉及的发射场和地面设备的内容参见“日本航天发射中心”一节。

<!-- 第 1339 页 -->
日本
·1296·
典型飞行程序
以H2A202型火箭将有效载荷送入地球同步转移轨道为例，其典型飞行时序如下图所示。
一子级发动机关机（390s）
二子级第1次点火
(405s)
一子级分离（400s）
有效载荷分离
有效载荷整流罩分离
(264s)
二子级第2次点火 进入同步转移轨道
滑行
(1466s)
SRB-A分离（128s
SRB-A燃尽（100s）
火箭起飞（0s)
SRB-A点火（0.5s）
一子级LE-7A发动机点火（一5s）
H-2A火箭的典型飞行程序
助推器和一级飞行段
LE-7A主发动机在起飞（X一0时刻）前约5S点火，在检测到燃烧室压力升高之后，两个SRB-A点
火（X一0时刻前0.5s）；此后，H-2A火箭从活动发射平台上起飞，二子级的制导控制计算机（GCC2）
中的制导控制程序得到起飞信号（在X一0时刻）：在起飞之后约100s（X十100时刻），两个SRB-A燃
尽并与芯级分离。对H2A2024而言，一对SSB约在X十10时刻点火、X十70时刻燃尽并在X十111时刻分
离，另一对SSB在X十76时刻点火、X十136时刻燃尽并在X十142时刻从芯级分离。
有效载荷整流罩在自由分子热流密度小于1135W/m²之后分离。因此，各次任务中有效载荷分离时刻
不完全一致。在大约X十389时刻，一子级的制导控制计算机（GCC1）发出主发动机关机（MECOM）信
号。在主发动机推力终止以后，执行一、二子级分离。
二级飞行段
在一、二子级分离之后，LE-5B发动机由GCC2发出第1次点火指令（SEIG1）点火。LE-5B发动机
工作大约300s（或220s）。在二子级和整流罩（包括有效载荷）进入停泊轨道之后，GCC2发出发动机
关机指令（SECO1），发动机关机。在发动机工作时，俯仰/偏航控制靠LE-5B的摆动来完成，滚动控制由
反作用控制系统来完成。在发动机关机之后，火箭开始滑行。
在滑行段进行二子级重启准备。需要进行推进剂准备工作、液氧/液氢贮箱的压力控制、发动机冷却等
工作。这个阶段，姿态控制（俯仰、偏航、滚动）完全由反作用控制系统执行。
再经过710s（或630s），LE-5B发动机重启（SEIG2）。当二子级到达预定的转移轨道时，GCC2发出
第2次发动机关机（SECO2）指令。一般在进行GTO发射时，第2次启动工作时间约210s（或280s）。
GCC2向二子级程序分配箱（SDB2）发送分离指令，SDB2向分离系统（火工品的包带或者分离螺母）

<!-- 第 1340 页 -->
H系列（H）
·1297·
发送点火电流。然后，二子级氢气减速发动机工作，有效载荷、二子级分离；之后利用反作用控制系统和
氢贮箱中残余的氢气进行防碰撞机动（CAM，用于防止碰撞和污染）。有时也会利用常温氨气瓶中的残余
气体完成防碰撞机动。
位于卫星支架顶部的2个分离开关对分离进行监测。分离开关探知有效载荷分离之后通过遥测系统把
事件数据发送至地面站。
各型号火箭的典型飞行时序见下表。
H-2A各型号典型飞行时序
S
事件
H2A2022
H2A202
H2A204
H2A2024
制导飞行模式打开
-13
-13
-13
-13
-5
-5
-5
-5
一子级主发动机点火
SRB-A点火
0.5
-0.5
-0.5
-0.5
起飞
0
0
0
0
二
第1对SSB点火
50
10
100
100
SRB-A燃尽
100
100
第1对SSB燃尽
二
二
110
70
二
76
第2对SSB点火
一
第1对SSB分离
121
111
一
125（第1对）
SRB-A分离
128
128
128
128（第2对）
第2对SSB燃尽
136
一
一
一
一
一
第2对SSB分离
142
264
248
220
243
整流罩分离
389
389
389
399
一子级主发动机关机
399
399
399
407
一、二子级分离
405
405
405
二子级第1次点火
417
732
722
713
二子级第1次关机
709
1466
1 445
1 421
1380
二子级第2次点火
1 651
1639
1629
1786
二子级第2次关机
有效载荷分离
1687
1 674
1664
1655
对于一箭双星串联发射的飞行任务。一子级分离之后的飞行程序与上述有所不同。
在双GTO串联发射中，在二子级第2次发动机关机并经过一段时间滑行后，上部有效载荷首先分离，
然后二子级利用反作用控制系统完成1次防碰撞机动；随后二子级抛掉下部整流罩，进行下部有效载荷分
离；最后二子级再进行1次防碰撞机动，完成发射任务。
双GTO串联发射的分离过程见后图所示。

<!-- 第 1341 页 -->
日本
·1298·
SEC02
上部有效载荷分离
SEIG2
滑行
CAM
下部整流罩分离
下部有效载荷分离
CAM
双GTO串联发射分离过程
在LEO（上部）-GTO（下部）串联发射任务中，在二子级第1次发动机关机，并滑行一段时间后，
上部有效载荷首先分离并进入LEO轨道。二子级利用反作用控制系统完成1次防碰撞机动后，发动机第2
次点火，提高轨道。当到达指定高度时，二子级发动机第2次关机，并经过一段时间滑行后，二子级抛掉
下部整流罩，进行下部有效载荷分离，下部有效载荷进入GTO轨道。最后二子级再进行1次防碰撞机动，
完成发射任务。LEO-GTO串联发射过程见下图。
SECO1
SEIGI
上部有效载荷分离
滑行
下部整流罩分离
CAM
SECO2
下部有效载荷分离
SEIG2
滑行
CAM
LEO-GTO串联发射分离过程

<!-- 第 1342 页 -->
H系列（H）
·1299·
飞行距离/km
0000
000
6000
SECO1
0000
S/C
高度/km
（)/
20
210
140
160
170
180
190
200
220
230
120
130
150
经度/°)
GTO发射任务飞行轨道
SECO
SEIG
种子岛
40
SECO
30
40
20
600
航天器分离
10
4000
0
纬度/（
飞行距离/km
5000
-10
飞行时间/s
-20
1400-
6000
-30
1600-
7000
-40
1800
-50
8000
-60
110
120
130
90
100
140
150
160
170
180
经度/)
SSO发射任务飞行轨道

<!-- 第 1343 页 -->
日本
·1300·
下图给出了发射任务飞行参数，以使用带有5S整流罩的H2A204向GTO发射卫星为例，示出了动压、
相对速度、加速度和高度随飞行时间的变化。
40.0
800
16
80
15
75
37.5
750
35.0
70
14
700
32.5
650
65
13
动压
高度
30.0
60
12
600
27.5
550
55
11
加速度
50
25.0
500
10
2
45
450
22.5
9
W/
E
日
加速度/(r
20.0
400
相对速度
动压/MPa
相对速度/(
40
8
度/M
35
7
17.5
350
高
15.0
300
30
6
25
5
12.5
250
20
10.0
200
4
150
7.5
15
3
5.0
100
10
2.5
50
5
0.0
0
0
飞行时间/s
GTO发射任务飞行参数
(尚辉)

<!-- 第 1344 页 -->
H系列（HJ一）
·1301·
H-2B
随着H-2A火箭的成功应用，日本从2004年开始研发H-2B（H-IIB）运载火箭（见下图）。该火箭
可以用于发射质量为16.5t的H-2转移飞行器（HTV），向国际空间站运送货物；也可将质量约8t的其
他类型的有效载荷（单星或双星）送入地球同步转移轨道。
H-2B火箭发射（效果图）
H-2B研制计划源于H-2A预研阶段提出的“满足潜在需求”的型号，即在H-2A标准型研制成功后开
始研制H-2A改进型（又称重型）火箭。2004年，JAXA同三菱重工业公司达成了H-2A改进型火箭研发
的基本协议并着手研制。在初期仍沿用“改进型H-2A”的命名和设计方案，即在标准型H-2A火箭一子级
再捆绑1～2对液体火箭助推器（LRB）形成不同的火箭构型，每个液体助推器采用2台LE-7A液体发动
机为动力。2005年日本进一步简化了H-2A重型运载火箭的设计方案：不再采用液体火箭助推器，而是将
火箭芯级的一子级直径从4m增加到5.3m，并在火箭芯级的一子级安装2台LE-7A发动机，新火箭被重
新命名为H-2B。与此同时，日本从2005年开始在H-2A火箭的发射中逐步测试一些用于H-2B的技术。
H-2B火箭在日本种子岛航天中心大崎发射区的吉信发射场的2号发射台发射，与H-2A共用地面设备
和发射场。由于H-2B火箭的绝大部分组件都已在H-2A上成功运用，研制时间得以缩短，研制成本和风
险也因此降低。H-2B重型火箭的单位有效载荷发射费用较低，预计发射2颗卫星的成本约为1.14亿美元，
与H-2A发射单颗卫星耗资8800万美元相比，将进一步提高经济性。H-2B火箭计划在2008年或2009年
首飞。

<!-- 第 1345 页 -->
日本
·1302·
主要技术性能
级数
起飞推力
2
8362kN
全长
运载能力
56 m
5.3m
箭体最大直径
近地轨道
16.5t
起飞质量
551t
地球同步转移轨道
8t
一子级
级长
38.2m
推进剂
液氧/液氢
直径
5.3m
真空推力
2×1 098 kN
起飞质量
真空比冲
4435 m/s
193t
推进剂质量
·工作时间
169.85 t
335s
发动机
2XLE-7A（长喷管）
二子级
级长
9.2 m
推进剂
液氧/液氢
直径
4m
真空推力
137 kN
子级质量
真空比冲
20t
4393 m/s
推进剂质量
16.9 t
工作时间
530s
发动机
LE-5B
整流罩
各
5S-H
4/4D-LC
5S
4S
4/4D-LS
5/4D
长度
12 m
15 m
14.5 m
16 m
12 m
14.025 m
外径
5.1 m
5.1 m
4.07 m
4.07 m
4.07m
5.1m (上)
4.07 m (下)
固体火箭助推器
长度
15.1 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
2.5 m
直径
真空推力
2 245kN（最大）
助推器质量
77t
真空比冲
2756m/s
推进剂质量
66t
工作时间
120 s
发动机
SRB-A

<!-- 第 1346 页 -->
H系列（Hシ一）
·1303·
总体布局
H-2B为两级重型运载火箭，在一子级周围捆绑
整流罩
了4个固体火箭助推器（SRB-A）。除一子级外，
有效载荷
H-2B火箭的其他组成模块与H-2A系列相同，也采
(HTV)
用同H-2A火箭相同的多种规格的整流罩和不同标
准接口和功能的卫星支架。
右图示出了H-2B火箭的总体布局。
箭体结构
液氢贮箱
液氧贮箱
级
二子
一子级结构
LE-5B
与H-2A相比，H-2B火箭的一子级是变化最大
发动机
的部分。H-2B火箭一子级由2台LE-7A发动机、液
氧贮箱、液氢贮箱、级间段和尾段等构成，长38.2m，
级间段
直径为5.3m，根据运载能力的要求，需要装载
169.85t推进剂。
一子级液氢和液氧贮箱与H-2A相似，也采用
液氧贮箱
铝合金制成，分别由2个椭球形箱底和1个网格蒙
皮筒段焊接而成，贮箱外表面有聚乙烯碳环氧泡沫
箱间段
材料绝热层。由于直径的增大，贮箱制造成为H-2B
研发的难点。为此，三菱重工业公司计划改扩建其
液氢贮箱
位于爱知县的焊接设备厂，尝试在制造中应用新的
摩擦搅拌焊接技术，以便进一步减轻H-2B火箭结构
一子级
质量；大直径贮箱箱底的旋压成形是另一个正在研
究的问题。由于H-2B装有比H-2A标准型更多的固
固体火箭助推器SRB-A(4台)
体火箭助推器SRB-A，为使一子级承受来自SRB-A
的推力载荷，H-2B火箭的液氢贮箱采用了较厚的板
材。这一改变已在H-2A系列第11次发射中被
H2A204型火箭所验证，该型火箭同样捆绑了4个
SRB-A.
一子级尾段由加强壳和铝合金制十字梁发动机
机架组成，2台LE-7A发动机安装在该十字梁发动
LE-7A
机架上（见后图）。
发动机
(2台）
H-2B总体布局

<!-- 第 1347 页 -->
日本
·1304·
二子级结构
H-2B火箭采用与H-2A相同的二子级。该级长9.2m，直径4m，
总质量20t，其中包括16.9t推进剂。
固体火箭助推器结构
H-2B火箭一子级四周捆绑了2对固体火箭助推器，其连接方式
与H-2A的相同。每个固体火箭助推器都由前段偏航支杆、后段偏航
支杆和推力杆连接到芯级底部的发动机机架和焊接在一子级液氢贮
箱外侧的固体火箭助推器机架上。
整流罩结构
一子级发动机机架
H-2B采用与H-2A相同的整流罩，在发射H-2转移飞行器（HTV）
时使用专用的5S-H整流罩；该整流罩长15m，外径5.1m，内径4.6m，可容纳长10m、直径4.4m的
HTV。
有关二子级、SRB-A和整流罩的详细内容可参见H-2A系列。
推进系统
一子级推进系统
H-2B火箭的一子级采用2台已经在H-2A上成功应用的LE-7A发动机，且发动机使用长喷管，这种
长喷管已在H-2A火箭的第7次发射之后连续使用，被证明能够获得更大的推力和比冲。
由于2台发动机安装在一起，周围又捆绑了4个SRB-A，必须解决周围喷管的羽流加热和不同喷管的
羽流相互干扰的问题。研究人员建立了发动机在飞行时周边流场和温度场的模型（见左下图），提出了调
整2台LE-7A发动机间距并在其喷管外壁增加绝热层（见右下图）的解决方法。H-2A第8次发射证明，
增加绝热层能够保证LE-7A发动机外壁在被羽流加热时不致过热。风洞试验也证明调整发动机喷管间距可
减少羽流间的干扰。
LE-7A发动机喷管外壁绝热层
H-2B一子级羽流分析

<!-- 第 1348 页 -->
H系列（H一)
·1305·
此外由于发动机数量的变化，一子级推进剂输送系统需要
重新设计，从贮箱出口到发动机有2条输送管路分别连接到2
液氧贮箱
液氧输
台发动机上（见右图）。这种结构可避免发动机启动或关机时
送管路
的流体干扰，并且可采用标准型H-2A火箭的通用设计，无须
重新研制大直径的推进剂管路。
H-2B一子级贮箱增压系统原理与H-2A相同，也采用从2
台LE-7A发动机热交换器蒸发出的氧气增压液氧贮箱、从液氢
涡轮泵分流的氢气增压液氢贮箱方案。但是，由于2台发动机
液氢贮箱
之间可能存在相互干扰，进行了结构改进以避免这一问题的产
液氢输
生。
送管路
二子级推进系统
H-2B火箭的二子级推进系统与H-2A火箭的二子级推进系
LE-7A
统基本相同。
固体火箭助推器
一子级推进剂输送系统
H-2B固体火箭助推器与H-2A第7次发射之后使用的经改
进的固体火箭助推器相同。
控制系统
H-2B火箭的制导控制系统与H-2A的基本相同。为适应一子级和助推器数量上的变化，对系统软件进
行了修改，增加了控制通道数量。同时，由于部分电子元器件已停产，将更新部分元器件型号。
典型飞行程序
H-2B火箭的飞行程序与H2A2024型火箭相近。
(尚辉)

<!-- 第 1349 页 -->
日本
·1306·
J-1
J-1运载火箭首次发射前
J-1（J-I）是一种小型三级固体运载火箭，由JAXA的前身宇宙科学研究所（ISAS）和宇宙开发事业
团（NASDA）联合研发，日产汽车公司制造，用于低成本发射小型工程试验与科学卫星。J-1作为M系列
和H系列火箭的补充，能将870kg的有效载荷送入高度250km、倾角30°的近地轨道。当时预计每次发
射成本在2000万～3000万美元。
J-1火箭于1991年7月经日本宇宙开发委员会批准研制，1996年2月12日完成唯一的1次发射，这
次发射成功地将用于霍普小型无人航天飞机（HOPE）研制试验的高超声速飞行试验件（HYFLEX）送入
预定的亚轨道（高度为110km）。由于发射费用偏高（实际每次发射约需4200万美元）和入轨精度偏低，
再加上经费短缺，2001年下半年，J-1火箭最终被停止使用。

<!-- 第 1350 页 -->
J-1
·1307·
主要技术性能
级数
起飞质量
93.65t
3
全长
起飞推力
33.11 m
1560kN
箭体最大直径
1.81 m
运载能力
870 kg
近地轨道
一子级
级长
推进剂
21 m
端羟基聚丁二烯
直径
1560 kN
1.8 m
海平面推力
70 800 kg
子级质量
海平面比冲
2481 m/s
59 080kg
推进剂质量
工作时间
94 s
发动机
SRB
二子级
级长
推进剂
6.3 m
端羟基聚丁二烯
直径
1.41 m
真空推力
524.6 kN
17267kg
子级质量
真空比冲
2 763.6 m/s
10317 kg
54.4 s
推进剂质量
工作时间
发动机
M-23
三子级
级长
2.66 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
1.51 m
真空推力
132 kN
4209kg
子级质量
真空比冲
2883 m/s
3298kg
推进剂质量
工作时间
72s
发动机
M-3B
整流罩
6.85 m
长度
12.4 m3
有效容积
直径
520 kg
1.62m
结构质量
总体布局
J-1为三级小型固体运载火箭，用H-2火箭的固体助推器作为一子级；其二子级、三子级和有效载荷
整流罩则取自已退役的M-3SII固体运载火箭。火箭总体布局见后图。

<!-- 第 1351 页 -->
日本
·1308·
箭体结构与推进系统
有效载荷
J-1火箭绝大部分分系统和组件均来自已有型号，因此
整流罩
需要重新研制的项目只是一些连接装置和接口。但由于对无
三子级
线电频率和安全性的要求不同，所以需要对与此相关的一些
组件进行改进，有的还要重新研制。新研制的最大的部件是
一子级和二子级之间的级间段，其内部装有分离系统和一子
级电子设备。箭上电子设备和地面设施所需软件都是由已有
二子级
运载火箭所用的软件改进而来。
J-1火箭的3个子级和整流罩均由日产汽车公司制造。
一子级
一子级采用H-2火箭的固体火箭助推器，长21m，直
径1.8m，质量70.8t，其中装有59.08t固体推进剂。推进
剂含有14%的端羟基聚丁二烯、68%的高氯酸铵和18%的铝
粉。四段式壳体为NT50低合金碳钢旋压成型，厚4.7mm，
每个壳段间通过法兰用98根螺栓进行连接。一子级的海平
面推力为1560kN，海平面比冲为2481m/s，工作时间为
94 S。
一子级
一子级的详细情况可以参见H-2运载火箭的相关内容。
二子级
二子级采用M-3SⅡI火箭的二子级M-23，全长6.3m，
直径1.41m，质量12.8t，在钢制壳体内装有质量10.4t的
七角星孔端羟基聚丁二烯复合推进剂药柱。该级真空推力为
524.6kN，真空比冲2763.6m/s，工作时间为54.4s。
三子级
三子级采用M-3SⅡI火箭的三子级M-3B，全长2.66m，
直径1.51m，质量4.209t，也采用七角星孔端羟基聚丁二烯
J-1火箭的总体布局图
装药，装药量为3.298t；壳体由钛合金材料焊接而成。该级
真空推力为132kN，真空比冲为2883m/s，工作时间为
72s。J-1的首次发射中，由于是亚轨道飞行，火箭没有配备三子级。
整流罩
J-1采用M-3SⅡI火箭的整流罩（见后上图），为玻璃钢制成的蜂窝夹层蚌壳式结构，质量500kg，长
6.86m，直径1.62m，在二子级燃烧结束后由火工品装置解锁分离。该整流罩还将火箭三子级罩在内部，
有效载荷空间高约3.0m，筒段直径为1.4m，火箭最大纵向加速度为7g（起飞时为2g）。考虑到J-1的有
效载荷质量大于M-3SⅡI，对有效载荷支架进行了加强（由M-3SII火箭三子级与四子级之间的结构改进而
来)。

<!-- 第 1352 页 -->
J-1
1309
有关J-1的二子级和三子级以及有效载荷整流罩的详细内容
请参见M-3SII运载火箭的有关内容。
控制系统
制导系统
J-1的制导系统与M-3SII火箭的制导系统相同，采用无线电
制导方式。
姿态控制系统
一子级工作期间的俯仰和偏航控制由喷管摆动实现（可摆动
土5°），喷管的摆动依靠液压作动器，在一子级尾部的侧面捆绑
有1个液压系统箱。滚动控制由装在箭体底部两侧的反作用控制
装置提供，它还在-子级工作结束之后的惯性飞行期间对火箭进
行三轴稳定控制。
J-1整流罩
二子级工作期间的俯仰和偏航控制由液体喷射推力矢量控
制（LITVC）装置（见右图）提供（向排气中喷射20L的氟里昂
114B2)；滚动控制及二子级燃烧结束后三子级起旋/分离准备阶
段的三轴姿态控制由16个150N推力的肼侧喷小发动机提供，
安装在二子级下部喷管部位，4个一组，共使用40L肼推进剂。
三子级采用自旋稳定方式，由二子级的姿态控制系统在分离
前起旋，转速为120r/min。
典型飞行程序
二子级底部的LITVC装置
J-1发射近地轨道载荷的有效载荷时，飞行时序如下表所示。
J-1飞行时序
一子级点火
二、三子级起旋
1
二、三级分离
一子级燃尽
8
2
一、二级分离
9
三子级点火
3
二子级点火
10
有效载荷分离
4
11
三子级燃尽
二子级燃尽
5
有效载荷整流罩分离
6
发射操作
J-1火箭在日本种子岛航天中心大崎发射区的中型火箭发射场发射，发射设施由N-1、N-2和H-1系列

<!-- 第 1353 页 -->
日本
·1310·
火箭使用过的设施改造而成。
发展与改进
J-1火箭只进行过1次发射，在首次发射之后，曾计划在第2次发射时采用H-2A运载火箭上改进后的
小型固体助推器SRB-A作为其一子级；同时由于J-1火箭已有的整流罩相对其运载能力来说直径偏小，还
提出了研制新的大直径整流罩的设想（见银河快车GX）。
由于采用的是原有火箭子级的组合，没有经过设计优化，并且全固体型火箭本身就存在入轨精度偏低
的问题，因此J-1火箭无法执行对入轨精度要求较高的发射任务。此外，J-1火箭的实际发射成本偏高，超
出了设计时的估计，每次发射成本是同类火箭的2～4倍。为克服这些问题，日本宇宙开发事业团在1999
年启动了J-1改进型计划，以研制J-1改进型（后又称J-1A、J-2)，试图将全固体火箭变成全液体火箭，即
采用由美国洛克希德·马丁公司提供的液氧/煤油一子级和由石川岛播磨重工业公司与日产公司研制的液氧
/液化天然气二子级，目标是把J-1火箭的使用成本降到2800万美元，同时提高运载能力。2001年下半年，
日本宇宙开发事业团终因经费短缺和技术问题决定大幅度修改航天计划，J-1火箭停止使用。J-1改进型计
划被转为银河快车GX运载火箭计划。
（尚辉）

<!-- 第 1354 页 -->
银河快车GX（）
·1311·
银河快车GX（)
银河快车GX（一／GalaxyExpress）是JAXA的前身宇宙开发事业团
（NASDA）和日美合资银河快车公司（GalaxyExpressCorporation，GALEX）合作研制的中型运载火箭。
它是两级液体火箭，主要用于商业发射，能运送2t有效载荷进入800km高度的太阳同步轨道或运送4.4t
有效载荷进入近地轨道。GX火箭预定于2009年初进行首次飞行。
GX火箭大部分部件和技术都具有良好的继承性，但对某些部件却需要开发先进技术。其中，二子级
采用液化天然气发动机，这是世界首创。液化天然气价格便宜，可作为液氢燃料的替代品。NASDA（现
为JAXA）负责开发液化天然气发动机和复合材料低温贮箱。
GX火箭最初为J-1A（GX）火箭，后来演变为GX火箭。J-1A（GX）火箭与J-1火箭有很大不同（外
形对比见下图）。一子级由宇宙神2的一子级派生而来，装有航空喷气公司提供的俄罗斯NK-33发动机；
二子级为日本自行设计的液氧/甲烷（液化天然气）发动机。运载能力为1～1.4t（太阳同步轨道或地球同
步转移轨道）。J-1A（GX）火箭目前已经停止研制。
J-1(2)
J-1A(GX)
GX
J-1
J-1改
J型运载火箭与GX火箭外形对比
新的GX火箭（以前曾命名为J-1U、J-1A或J-2）一子级由宇宙神3的一子级改进而来，装有洛克希
德·马丁公司提供的RD-180发动机；二子级采用日本自行设计的液氧/液化天然气发动机。可将2t的有

<!-- 第 1355 页 -->
日本
·1312·
效载荷送入高度为800km的太阳同步轨道或将4.4t的有效载荷送入近地轨道。
GX火箭的研制特点是：
1）采用经过飞行验证的高可靠硬件。一子级为美国洛克希德·马丁公司的宇宙神3火箭的一子级；
充分利用H-1、H-2、H-2A计划所积累的运载火箭成熟技术，包括电子系统、整流罩、有效载荷支架和级
间段等。
2）研制简易的分系统，降低发射成本，二子级采用液氧/液化天然气推进剂、压力输送推进系统。
3）采用自动测试系统，缩短发射准备时间，确保发射准备后期（射前5h）对有效载荷的可接近性。
GX火箭从2002年4月开始研制，至2006财年末已经投入了200亿日元。首次飞行试验原定于2007
年初，由于二子级火箭发动机的研制工作延期，导致了飞行计划推迟。尽管GX火箭已落后原定进度达5
年，2006年10月，相关部门仍决定继续研制。日本公司计划在2010年完成发动机研制，2011年开始用
GX火箭发射中小型卫星，目标定为每次发射费用低于50亿日元（大约350万美元）。火箭生产、任务集
成、安全审查等周期小于24个月；靶场操作周期小于30天，目标为小于21天。
GX火箭主要用于发射小型/中型近地轨道和太阳同步轨道卫星，以及小型地球同步转移轨道卫星。从
种子岛航天中心发射时的有效载荷能力为：
4.4t（高度200km）；
近地轨道
2.0t（高度800km）；
太阳同步轨道
地球同步转移轨道
1.4t（带三子级发动机，倾角28.5°）。
主要技术性能
级数
运载能力
2
全长
48m
4.4 t
近地轨道
214.2t
起飞质量
太阳同步轨道
2t
推进剂质量
192.9t
入轨精度（太阳同步轨道800～1200km）
±25 km
起飞推力
3827kN
高度偏差
倾角偏差
推重比
1.82
±0.18°
一子级
液氧/煤油
级长
32.9m（带卫星支架）
推进剂
直径
海平面总推力
3.3 m
3827kN
海平面比冲
子级质量
196.5 t
3053 m/s
推进剂质量
工作时间
146 s
183t
发动机
RD-180
二子级
级长
推进剂
7.3m
液氧/液化天然气
直径
真空推力
97.8 kN
3.3m
真空比冲
子级质量
12.3 t
3383 m/s
166
342s
工作时间
推进剂质量

<!-- 第 1356 页 -->
银河快车GX（一）
·1313·
整流罩
质量
长度
9.6m
直径
3.3m
总体布局
目前正在研制的银河快车GX运载火箭直径为3.3m，由一子级、级间段、二子级、卫星支架和整流
罩串联组成（见左下图）。JAXA也在研究一种直径4m的GX火箭（见右下图）。
整流罩
卫星支架
减振系统
液化天然气贮箱
二子级
液氧箱
气体喷管系统
整流罩
液氧/液化天燃气发动机
(3.3m直径)
(4m直径)
级间段
约48m
二子级
液氧箱
子级
一子级
RP-1煤油箱
（宇宙神3的一子级改型）
仪器挂舱
RD-180发动机
（液氧/RP-1推进剂）
RD-180发动机
3.3m直径（在研制）
4m直径（在研究）
银河快车GX火箭总体布局
GX运载火箭的两种构型
箭体结构
GX运载火箭主要结构见后图，主要包括一子级、二子级、惯性制导组件、有效载荷支架和整流罩。
有效载荷支架带有隔振系统，改善了有效载荷环境。

<!-- 第 1357 页 -->
日本
·1314·
宇宙神3一子级前裙
美国洛克希德·马丁
公司分系统
B1舱
日本分系统
推进剂箱
气瓶罩
B2舱
3.3m整流罩
推力圆筒段
发动机罩
液氧/液化天然气
二子级
RD-180发动机
一复合惯性敏感器组件
GX运载火箭的主要部件
一子级结构
一子级由尾段、推力圆筒段、推进剂箱和前裙组成。尾段内装有RD-180发动机，前裙内装有惯性制
导组件。
二子级结构
二子级由电子装置及其安装组件、液氧箱、液化天然气贮箱、氢气瓶、氮气瓶、前后板、反作用控制
气体喷管、推力矢量控制作动器和发动机组件构成（见下图）。采用了高性能复合材料液氧箱和简单的压
力输送系统。
气体喷管
增压剂箱
液化天然气贮箱
喷管延伸段
TVC作动器
燃烧室
3.3m
液氧箱
电子装置
前后板
安装组件
约7.3m
GX运载火箭二子级
整流罩
GX运载火箭有2种整流罩（见后图）：直径3.3m整流罩，全长9.6m，质量1t；直径4m整流罩，
长约10m。

<!-- 第 1358 页 -->
银河快车GX（）
·1315·
Φ2710
2350
1000
4430
113
（参考）
7000
Φ3700
3800
4950
5414
1194
4165
Φ2710
4m整流罩（在研究）
3.3m整流罩（在研制）
GX火箭的两种整流罩
推进系统
一子级推进系统
一子级发动机采用了宇宙神3的一子级，采用俄罗斯RD-180液氧/煤油发动机（详见宇宙神3火箭部
分)，能产生大约4116kN的真空推力。发动机推力可变，以改善飞行环境条件。
二子级推进系统
二子级采用新研制的液氧/液化天然气发动机（见GX运载火箭二子级图）。此发动机产生真空推力
97.9kN，真空比冲3383m/s，总冲33.5MN·S。二子级利用气体喷管装置和电动作动器使喷管摆动，进
行火箭飞行姿态控制。
控制系统
GX火箭采用捷联惯性制导系统，由惯性敏感器和制导控制计算机组成。制导控制系统通过随时计算
运载火箭的飞行位置和速度来修正弹道，借助GPS系统，可以进一步提高制导精度。
自动测试系统可以自始至终自动进行测试流程和监控运载火箭状态，同时保持与地面支持设备的联
络，从而大大减少发射工作量。电子系统采用高度自动化的箭载设备，从而大幅度减少操作，提高可靠性。

<!-- 第 1359 页 -->
日本
·1316·
典型飞行程序
以发射太阳同步轨道卫星为例，GX运载火箭的典型飞行程序见下图。
入轨
二子级点火
整流罩分离
t=2 873 s
第1次点火t=212s
=220s
h=800 km
第1次关机=537s
h=144km
SSO
第2次点火=2841s
自由分子加热量
一子级分离
第2次关机t=2848s
<1.135kW/m²
t=202 s
h=119 km
最大动压
t=86s
h=11km
气动载荷：22kPa
一子级点火
=0 s
GX运载火箭典型飞行程序
值得注意的是，在星箭分离后，二子级执行防碰撞与防污染机动，目前尚未安排再入大气机动。
GX运载火箭的典型飞行时序见下表。
GX运载火箭典型飞行时序
时间/s
事件
时间/s
事件
一子级点火
T+0
T+537
二子级第1次关机
一子级分离
二子级第2次点火
T+2841
T+202
二子级第1次点火
二子级第2次关机
T+212
T+2848
整流罩分离
入轨
T+220
T+2873
（王基祥）

<!-- 第 1360 页 -->
·1317·
H-2转移飞行器（宇宙一補給機）
H-2转移飞行器
（宇宙シ補給機)
H-2转移飞行器（宇宙一補給機/H-IITransferVehicle，HTV）是NASDA研制的无人轨
道货运飞行器，用于向国际空间站运送货物，并携带空间站垃圾（无用设备、旧衣物和其他垃圾）返回并
在再入大气层时烧毁，主承包商是三菱重工业公司。HTV从1997年开始研究，1999年完成初步设计评审，
目前处于研制阶段。HTV计划在2009年由H-2A或H-2B运载火箭发射。HTV研制过程中借鉴了工程实
验卫星VII（ORIHIME/HIKOBOSHI）、H-2和H-2A运载火箭研制期间积累的技术经验。
主要技术性能
轨道倾角
全长
51.6°
主推进装置
混合型
9.2m
8XR4D
推力
增压型
490 N
7.4 m
辅助推进装置
最大直径
4.4 m
28 XR-1E
推力
起飞质量
110 N
16.5 t
四氧化二氮/一甲基肼
推进剂
有效载荷质量
6t
轨道高度
4个
推进剂贮箱
350~460 km
总体布局
HTV自上而下是货舱和服务舱段，总体布局见下图。
主推力器
太阳能电池
·推进舱
电子设备舱
导航灯
非增压部分
增压部分
推进剂贮箱
电子设备
暴露货盘
地球敏感器
舱门
EP有效载荷
锂电池
前RCS推力器
总体布局图

<!-- 第 1361 页 -->
日本
·1318·
HTV可根据货运任务需要选用增压型或增压/非增压混合型货舱结构。增压型货舱向空间站运送增压
货物；增压/非增压混合型向空间站运送增压/非增压2种货物。两种货舱的顶部都装有前反作用控制系统。
服务舱段自上而下是电子设备舱和推进舱。电子设备舱装有电子设备、锂电池和敏感器等。推进舱内
装有4个推进剂贮箱、主推进装置和反作用控制系统。
箭体结构
HTV主体为圆柱体半硬壳结构，主承力结构为带加强析条的铝合金壳体，最大直径4.4m：装混合型
货舱时长9.2m，装增压型货舱时长7.4m。
货舱
HTV的增压拖船和混合型/增压型货舱顶部都开有舱门，可与国际空间站对接连通。混合型货舱与增
压型货舱结构见左下图。
连接点
增压部分
非增压部分
暴露货盘
电子设备舱
推进舱
（a）混合型货舱
（b）增压型货舱
混合型货舱与增压型货舱
国际标准货柜
增压型货舱（PLC）
增压型货舱的圆柱段可装12个货柜，外部用防护空间碎片的缓冲结构。PLC内部压力为1个大气压，
温度适中，内部力学环境符合空间站连接货舱的要求。增压货物装在国际标准货柜（ISPR）（见右上图）
和补给/储存货柜（RSR）中。货柜包括抽屉、货盘，总质量840kg。
混合型货舱（MLC）
混合型货舱自上而下是增压部分和非增压部分。增压部分与增压型货舱的设计基本相同，可装8个货
柜。非增压部分有暴露货盘（EP）和支撑结构。支撑结构通过2套机构支撑暴露货盘。一套机构利用爆炸
螺栓固定暴露货盘来承受发射时的冲击载荷；另一套采用锁紧机构固定暴露货盘，货物由空间站上的机械
手装卸到国际空间站上。
暴露货盘有12个货物连接机构，可同时配合货物装卸。在暴露货盘上可装3套暴露货物，见后图。
HTV还备有2套简单装置，可将货物固定在暴露设备上。

<!-- 第 1362 页 -->
H-2转移飞行器（宇宙補給機）
·1319*
货物
暴露货物/货物连接装置
飞行可释放的固定装置
货物连接装置
暴露货盘
服务舱段
服务舱段包括电子设备舱和推进舱，见下图。服务舱段共有3个安装平台。在电子设备舱的顶部和底
部各有1个电子设备安装平台。在发射操作期间，HTV通过其上的8块蜂窝结构透频板可与发射场交换数
据。推进舱有一个带交叉梁的平台，其上安装推进剂贮箱和主发动机。
上平台
电子设备舱
桁条
推进剂贮箱
推进舱
主发动机
服务舱段结构示意图
电子设备舱
HTV携带混合型货舱时，电子设备舱直径4.2m，长1.3m；携带增压型货舱时，电子设备舱长度增大。
HTV电子设备舱分为前后两部分，见后图。前部安装电源系统，包括主电池（不可充电电池）和辅助电源
系统（太阳能电池板和蓄电池）。电子设备舱后部装有电子组件，主要用于制导、导航与控制，指令与数
据处理以及通信。电子设备舱外装有天线（GPS天线和通信天线）、敏感器（地球敏感器（ESA）和交会
敏感器（RVS））等。

<!-- 第 1363 页 -->
日本
·1320·
交会敏感器
PROX天线
GPS天线
TDRS天线
电源系统
地球敏感器
电子设备
电子设备舱
推进舱
推进舱位于HTV的后部，长1.3m。为适应H-2A运载火箭整流罩的要求设计成截锥体，直径由4.4m
渐缩到3.2m。舱内装有4个推进剂贮箱、8台主发动机和反作用控制系统（RCS）小发动机，底部装有保
护推进剂贮箱的防空间碎片结构。
推进系统
HTV推进系统采用四氧化二氮和一甲基肼推进剂。推进系统包括4个推进剂贮箱、8台主发动机和前、
后RCS小发动机，见下图。主发动机采用R4D发动机，推力490N，用于轨道机动、离轨和防碰撞机动
（CAM)。RCS小发动机采用R1E发动机，用于姿控，并在靠近国际空间站时完成转移机动。4个贮箱靠
氨气瓶挤压向主发动机和RCS小发动机输送推进剂。
主发动机
推进剂贮箱
前RCS小发动机
氨气瓶
后RCS小发动机
推进系统示意图
控制系统
HTV制导、导航与控制系统见后图。HTV采用1套容错制导控制计算机（GCC)。GCC有3个中央

<!-- 第 1364 页 -->
·1321·
H-2转移飞行器（宇宙一補給機）
处理器（CPU）、2个输入输出控制装置（IOC）和1套中止控制装置（ACU)，可满足单故障余和双故
障安全的要求。CPU装有交会飞行软件（RVFS）。GCC负责制导、导航和控制，在与国际空间站连接期
间可控制货舱中的设备。HTV利用2套GPS/INS复合制导系统和2个交会敏感器为在轨飞行期间确定绝
对位置和近程操作期间确定相对位置提供导航数据。惯性测量装置（IMU）和2个地球敏感器负责定位。
RVS-A
RVS-B
GPSR-A
GPSR-B
GCC
CPU-1
IMU-A
RVFS
陀螺
IOC-1
CPU-2
ACCL
RVFS
IOC-2
CPU-3
IMU-B
RVFS
陀螺
ACCL
ACU
ESA-A
ESA-B
制导、导航与控制系统结构示意图
当与国际空间站的距离大于23km时，采用绝对GPS制导：当与国际空间站的距离为23km~500m
之间时，采用相对GPS制导；当与国际空间站的距离小于500m时，采用相对交会雷达制导。
HTV在进行轨道机动和交会对接过程中要利用国际空间站上的GPS接收器（GPSR）的制导参数和
HTV自身的GPSR制导参数，根据二者之间的绝对制导参数差来计算国际空间站同HTV的相对位置和速
度。在交会阶段，HTV地面控制中心定期接收国际空间站地面控制中心传来的国际空间站的GPSR制导参
数。地面控制中心将这些制导参数以命令形式传给HTV，HTV再生成机动命令并将其下传给地面，接受
地面HTV控制中心的监控。
HTV没有执行二次共椭圆机动（CM）前，主发动机负责完成所有的上升机动。在机动过程中，HTV
执行惯性制导，利用惯性测量装置（IMU）确定HTV的位置、速度和姿态。在滑行段上，HTV执行GPS
绝对制导，同时利用IMU和地球敏感器的输出值保持指向地球的姿态。
通信系统
HTV与地面控制中心通过中继卫星传送遥测数据和指令。近程操作期间，HTV同日本实验舱之间的
近程通信系统采用S波段数据链路。HTV与国际空间站连接期间，二者利用1553B总线传送数据。

<!-- 第 1365 页 -->
日本
·1322·
供配电系统
HTV主电源系统为不可充电锂电池。HTV外部装有太阳能电池板，不仅为HTV供电，还为辅助电源
的蓄电池充电。在接近国际空间站时，用主电源系统向HTV供电。在同国际空间站交会以及分离时，利
用辅助电源系统供电；在同国际空间站对接期间，则利用国际空间站电源线为HTV供电，最大功率为3kW。
发射操作
发射前4周，货物运抵种子岛航天中心装入增压货舱和暴露货盘。然后，组装增压货舱、暴露货盘与
HTV服务舱段。之后，在火箭总装厂房总装HTV与H-2A运载火箭。在射前3天，将最后运抵发射场的
货物装入HTV。这时需要移开整流罩头锥，将最后到达的增压货物从HTV舱门装入增压舱。最后，将交
会飞行软件装定到HTV上，接受最后检查，并根据最新飞行计划，更新数据中继卫星应用程序。
典型飞行过程
H-2A运载火箭将HTV送入远地点300km、近地点200km的轨道后，HTV利用自身通信系统、推进
系统、GNC系统调整相位并飞向国际空间站。HTV到达执行第2次共椭圆机动的高度后，为同国际空间
站建立射频通信，需改变飞行姿态绕偏航轴旋转180°。在距国际空间站约23km时，HTV与国际空间站
建立通信。随后，HTV经二次高度修正机动（HAM）、后续中途机动和平面外机动到达接近开始点（AI)，
并开始为接近国际空间站进行调整，调整时间最长可达24h，见下图。
AI（距国际空间站17km）
轨道高度350~460km
国
相位调整2
入轨
通信区
相位调整1
（距国际空间站约23km）
交会阶段飞行轨迹剖面图
调整完成后，HTV开始接近国际空间站。在接近操作阶段，空间站上的航天员必要时可向HTV发出
中止指令。AI后的飞行轨迹见后图。
首先，HTV利用相对GPS制导自动到达国际空间站下方500m。在即将到达瞄准点之前，HTV启动
交会敏感器并开始搜索从日本实验舱发回来的激光雷达反射信号。搜索到反射信号后，HTV利用交会敏感
器制导。

<!-- 第 1366 页 -->
H-2转移飞行器（宇宙一補給機）
·1323·
距国际空间站17km
轨道高度
350~460km
接近开始
R-bar入轨
2.6km
接近开始点（AI）后的机动轨迹
随后，HTV将沿着R-bar接近轨迹上升，见右图。HTV在距国
际空间站100m，30m处停留。在距国际空间站100m处，HTV进
行180的偏航机动，并将中止模式改为防碰撞机动。
最后，HTV在距国际空间站10m的停泊位置（BP）停止机动。
010m
在该位置，空间站遥控系统（SSRMS）捕获HTV，并把HTV拖到节
D30m
点2舱下的通用停泊装置（CBM）接口。HTV同节点2连接后，节
180°
点2舱门打开。航天员连接供电线为HTV供电。这样就完成了HTV
偏航机动
与国际空间站的空间交会对接。
补给任务完成后，航天员切断HTV供电线路，进入与HTV分离
阶段。SSRMS将HTV拖离CBM并将其移到释放点。当确认RVS
200m
制导启动后，SSRMS释放HTV。HTV的控制系统启动并按事先规定
的自动分离程序沿R-bar飞行轨迹离开国际空间站。在再入阶段，HTV
按计划完成各种机动不断下降，最后再入大气层烧毁。
如果在交会阶段发生事故，HTV将推迟原定的机动。待事故解
R-bar入轨
决后，再由地面控制人员发出指令重新交会。如果在AI后发生异常，
(ISS下方500m)
HTV将通过中止推力装置（被动放弃）或防碰撞机动自动放弃接近
机动。如果在连接阶段发生故障，HTV上的计算机将自动向增压部
分发出适当的指令，相关信息将传送到国际空间站监视系统和地面控
沿R-bar接近轨迹飞行示意图
制中心。这样，国际空间站上的航天员能够在地面控制人员的帮助下
工作。
发展与改进
虽然HTV还处于研制试验阶段，但日本正试图在HTV基础上研制返回式航天器。返回式航天器主要
有2种方案：第1种方案是HTV携带小型再入飞行器；第2种方案是保留电子舱和推进舱，用一个大型
返回舱取代增压舱。返回式航天器的初步设计工作从2007年4月开始，计划在2011年发射。
（陈允宗）

<!-- 第 1367 页 -->
印度
·1324·
印度
印度航天发展始于20世纪60年代，总体上可以分为以下3个阶段。
1962年～1973年为第1阶段，主要是兴建探空火箭发射场并研制探空火箭，为研制运载火箭打下基
础。
1974年～1994年为第2阶段（应用和发展阶段），主要是集中力量发展对国民经济和国防建设具有重
大意义和影响的应用卫星、遥感技术以及与之配套的大型运载火箭。采取的办法是最大限度地利用国外资
金和技术，在引进、消化、吸收的基础上形成本国的航天体系。
1995年至今为第3阶段，主要是走出国门，参与国际合作。其间经历了从小推力火箭到大推力火箭、
从固体推进剂火箭到液体推进剂火箭、从无发射能力到能满足本国卫星发射需求并进军国际商业卫星发射
市场的过程。
印度至今已成功研制生产了4种运载火箭，即卫星运载火箭3（SLV-3）、加大推力卫星运载火箭
（ASLV）、极地轨道卫星运载火箭（PSLV）、地球同步轨道卫星运载火箭（GSLV）。
卫星运载火箭3是印度空间研究组织（India Space Research Organization，ISRO）于1973年开始研制
的，1979年首飞失败，1980年7月18日第2次发射成功，将35kg的罗希尼1（Rohini1）卫星送入400km
高的近地轨道。1994年5月4日加大推力卫星运载火箭成功地将1颗改进型罗希尼科学卫星（SROSS）送
入近地轨道，这标志着印度第2代运载火箭达到了预期目标。1994年1月5日印度首次成功发射了极地轨
道卫星运载火箭，把870kg的印度遥感卫星P2送入太阳同步轨道。至此，印度跨入了有中、大型卫星发
射能力的航天大国行列。2001年4月18日印度地球同步轨道卫星运载火箭成功发射，将1颗1540kg的
试验通信卫星送入地球同步转移轨道。2002年2月印度自行研制的低温推进剂火箭发动机成功进行热试车，
标志着印度已成为世界上能生产低温推进剂火箭发动机的国家之一。
印度政府确定了21世纪航天发展重点，在发展空间应用项目的同时，正在执行月球探测计划和载人
航天计划，计划用极地轨道卫星运载火箭在2008年发射第1个月球探测器（月球初航1)，在2014年将印
度航天员送入太空。印度也在探索发展高超声速可重复使用的运载器计划。
（孙乐民，张莹）

<!-- 第 1368 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
1325·
卫星运载火箭
(SATELLITE LAUNCHVEHICLE)
印度已成功研制生产了4种运载火箭，均冠以卫星运载火箭（SLV）的名称，包括卫星运载火箭3
（SLV-3）、加大推力卫星运载火箭（ASLV）、极地轨道卫星运载火箭（PSLV）和地球同步轨道卫星运载
火箭（GSLV）（外形尺寸见下图）。其中，SLV-3和ASLV已退役，PSLV和GSLV是目前的主力型号。
7800
3400
-2600
8300
3200
2800
8700
-2000
2800
2800
12500
11600
3300
49000
44400
800
1000
650
650
2800
800
2800
800
6400
800
6300
800
24000
23600
2100
000
-1000
1000
10000
SLV-3
ASLV
PSLV
GSLV-MK1
卫星运载火箭系列外形及参考尺寸
印度卫星运载火箭的总体参数和运载能力见后表。

<!-- 第 1369 页 -->
印度
·1326·
卫星运载火箭总体参数和运载能力
全长/m
型号名称
级数
运载能力/kg
箭体最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
SLV-3
23
16.9
441
4
40(450km/1000km轨道）
1
ASLV
23.5
1(芯级）
4
39
150（400km圆轨道，倾角45°)
5294
PSLV
45
2.8（芯级）
275
1105 (太阳同步轨道)
4
450(地球同步转移轨道)
3000(400km近地轨道)
GSLV-MK1
49
7.5
401
3
2000(地球同步转移轨道)
5700
（孙乐民，张莹）
卫星运载火箭3（SLV-3）
卫星运载火箭3
卫星运载火箭3（SLV-3）是印度在苏联帮助下，以PH探空火箭为基础发展起来的4级固体推进剂运
载火箭。火箭的各分系统和部件从1973年开始研制，1980年7月18日从印度斯里哈里科塔（Sriharikota）
发射场首次发射，成功地将质量35kg的罗希尼卫星送入了400km高的圆轨道。这次发射是印度空间技术
上的一次重大突破，使印度成为世界上第7个能独立发射卫星的国家。卫星运载火箭3于1983年最后一
次发射后退役，共发射4次，失败1次，部分成功1次，完全成功率为50%。
主要技术性能
级数
起飞推力
441 kN
4
全长
23m
2.66
推重比

<!-- 第 1370 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1327·
箭体最大直径
1m
运载能力
40kg(450km/1000km轨道)
起飞质量
16.9 t
一子级
直径
海平面推力
1m
441 kN
推进剂质量
2 482 m/s
8.66 t
海平面比冲
推进剂
49 s
工作时间
84%过氯酸铵/铝粉/
聚丁二烯丙烯腈
二子级
直径
真空平均推力
0.8m
196 kN
推进剂质量
真空比冲
2619 m/s
3.15 t
推进剂
84%过氯酸铵/铝粉/
39.9 s
工作时间
聚丁二烯丙烯腈
三子级
0.815m
直径
真空平均推力
64 kN
推进剂质量
真空比冲
1.06 t
2717m/s
端羟基聚丁二烯
推进剂
工作时间
45s
四子级
直径
21 kN
0.657m
真空平均推力
推进剂质量
真空比冲
262 kg
2756m/s
推进剂
工作时间
端羟基聚丁二烯
33s
总体布局
卫星运载火箭3的总体布局见后图。
推进系统
一子级推进系统
一子级发动机质量比为0.851，最大工作压力为4.41MPa，最大真空推力为623kN。
发动机壳体用低碳合金钢制成，壳壁标准厚度为3.5mm，使用滚焊技术制成。前、后封头和前、后裙
用15CDV6钢锻造并焊在壳体上。壳体所用材料进行热处理，加热到950℃，然后放入油中淬火。发动机
壳体由3段组成，各段用槽舌接头和销钉接合。采用三段式结构便于使用印度已有的推进剂加工、处理设
备。发动机采用84%过氯酸铵/铝粉/聚丁二烯丙烯睛固体推进剂。推进剂药柱为星形芯孔结构。填装密度
超过78%。发动机壳体用腈基材料绝热，绝热层的标准烧蚀速度为0.2mm/s。

<!-- 第 1371 页 -->
印度
·1328
整流罩
卫星
卫星分离系统
起旋系统
卫星与四子级对接件
三子级分离系统
四子级发动机
三、四子级上级间段
三、四子级下级间段（仪器舱）
三子级自毁系统，
电缆管道
三子级发动机
二、三子级上级间段，三级控制系统
二、三子级下级间段
二子级分离系统
电缆管道
二子级自毁系统
、二子级上级间段
二子级发动机
二级控制系统
一子级分离系统
、二子级下级间段
发射环
电缆管道
一子级发动机
一子级自毁系统
尾罩，一级控制系统
尾翼
翼梢控制
SLV-3总体布局与组成
点火器壳体用玻璃钢制造，内装速燃型合成推进剂。发动机用这种点火器在200ms的标准点火延迟
时间内就可以实现点火。发动机喷管上装有1个压力封板以助点火。
喷管面积比为6.7，喷管收敛段采用套筒式碳酚醛包覆层防热，扩散段有带状缠绕碳硅酚醛衬垫，喷
管喉部用石墨喉衬，喉衬背面为绝热层。二次喷射推力矢量控制阀门安装在喷管上的金属支撑结构上。
一子级发动机的结构示意图见下图，发动机性能曲线见后图。
9989.9mm
SLV-3一子级发动机结构

<!-- 第 1372 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1329·
700
300
7.5
3000
推力
推进剂质量消耗/kg
600
500
压力/MPa
压力/MPa
50
推力/kN
推力/kN
2000
200
400
推进剂
推力
质量消耗
300
压力
2.5
200
100
1000
压力
100
推进剂质量消耗
OL
10
20
30
40
50
10
20
30
40
0
0
时间/s
时间/s
SLV-3一子级发动机性能曲线
SLV-3二子级发动机性能曲线
二子级推进系统
二子级发动机质量比为0.846，最大工作压力为3.826MPa，最大真空推力为267kN。
二子级发动机结构与一子级基本相同，不同点是二子级壳体壁厚略薄，为3mm，喷管面积比为14.2，
喷管采用玻璃钢支撑结构。
二子级发动机的结构示意图见下图，发动机性能曲线见上图。
6347.3mm
SLV-3二子级发动机结构
三子级推进系统
三子级发动机质量比为0.875，最大工作压力为4.41MPa，真空最大推力为90.7kN。
发动机壳体用玻璃纤维增强复合材料制成，壳体两端的封头用预成型的睛橡胶绝热。在壳体缠绕前放
到正确的位置，发动机壳体要进行压力试验，试验压力为最大工作压力的1.1倍。发动机使用端羟基聚丁
二烯推进剂，药柱结构为径槽型。用机械处理和成形工具完成药柱成型。点火器使用口径较小的火药点火
器。喷管结构与一子级类似，但是没有收敛段。
三子级发动机的结构示意图和发动机性能曲线见下图。
120
1200
6
2437.4
1000
100
推力一
推进剂质量消耗/
000040
800
推力/kN
600
压力
400
推进剂质量消耗
20
200
ol
0
40
50
10
20
30
0
时间/s
SLV-3三子级发动机性能曲线
SLV-3三子级发动机结构

<!-- 第 1373 页 -->
印度
·1330·
四子级推进系统
四子级发动机质量比为0.84，最大工作压力为2.94MPa，最大真空推力为26.83kN。
四子级发动机的结构与三子级一样。
四子级发动机的结构示意图和发动机性能曲线见下图。
250
35
1437.62
30
6推进剂质量消耗
200
25
压力/MPa
150
推力
15
100
10
压力
50
Jo
OL
20
40
10
30
时间/s
SLV-3四子级发动机结构
SLV-3四子级发动机性能曲线
控制系统
一子级控制系统
一子级由辅助推力矢量控制系统和可动翼梢控制。
二子级控制系统
二子级反作用控制系统使用2.4kN和100N的双组元发动机，该发动机使用防腐蚀红色发烟硝酸
（IRFNA）和肼作推进剂。卫星运载火箭3的前两次飞行中，滑行段的俯仰和偏航控制均使用500N的发
动机，后来在滑行段加了较长的一段不校正区段，所以在动力段和滑行段，俯仰和偏航控制都使用2.5kN
的发动机（喷管与燃烧室轴线垂直）。滚动控制使用100N的发动机。
氧化剂红烟硝酸和燃料肼都装在不锈钢贮箱内的软囊中，使用单向阀隔开推进剂蒸气。
反作用控制系统增压使用21MPa高压氮气瓶中的氮气，为推进剂贮箱提供3～3.5MPa的增压压力。
三子级控制系统
三子级反作用控制系统使用250N、50N和10N的单组元发动机各4个，利用阱的催化分解产物作
为工质。三子级在动力飞行段的俯仰、偏航控制使用250N的发动机，动力飞行段和滑行段的滚动控制使
用4个10N的发动机。动力飞行段工作50s，滑行段工作210s。这些单组元发动机的推力室工作压力均
为1.4MPa，喷注器采用同心圆式结构，喷管的面积比在20～40之间。250N和50N发动机的喷管与燃烧
室轴线垂直。催化剂床分为两层，上层为细粒铱基氧化铝催化剂，下层为粗粒催化剂，床的典型加载量约
为 3.5 g/(cm²·s)。
四子级控制系统
四子级采用旋转稳定控制。
（孙乐民，张莹）

<!-- 第 1374 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1331·
加大推力卫星运载火箭
(AUGMENTED SATELLITE LAUNCH VEHICLE)
加大推力卫星运载火箭
20世纪80年代初，印度开始在卫星运载火箭3的基础上研制加大推力卫星运载火箭（ASLV），即在
卫星运载火箭3的一子级上捆绑了2枚直径1m、质量10t的助推器，并对一、二子级推进系统和四子级
的发动机壳体做了一些改进，采用了新型制导系统、垂直发射架及S波段遥测等新技术。加大推力卫星运
载火箭主要用于发射改进型罗希尼系列科学卫星，可将质量150kg的有效载荷送入近地轨道。
从1987年3月到1994年6月，加大推力卫星运载火箭共进行了4次发射，其中，失败2次，部分成
功1次，完全成功率为25%。火箭总研制费用约23亿卢比（约5000万美元）。
主要技术性能
级数
起飞质量
39t
4
全长
23.5 m
运载能力
150kg（400km圆轨道，倾
角45
1m（芯级）
箭体最大直径
助推器
长度
推进剂
聚丁二烯丙烯腈
11 m
直径
真空平均推力
1m
2×440 kN
真空比冲
起飞质量
2 471 m/s
2×10.4t
49.95 s
工作时间
推进剂质量
2×8.637t

<!-- 第 1375 页 -->
印度
·1332·
一子级
级长
10 m
真空平均推力
502.6 kN
真空比冲
直径
2540m/s
1m
45s
工作时间
推进剂质量
8.9t
聚丁二烯丙烯腈
推进剂
二子级
6.4 m
级长
真空平均推力
240.6 kN
直径
真空比冲
2707 m/s
0.8m
工作时间
推进剂质量
36 s
3.2t
推进剂
聚丁二烯丙烯腈
三子级
级长
2.44 m
真空平均推力
64kN
直径
真空比冲
2716 m/s
0.815m
45s
推进剂质量
工作时间
1.060 t
推进剂
端羟基聚丁二烯
四子级
级长
推进剂
端羟基聚丁二烯
1.39 m
直径
真空平均推力
0.655m
26.2 kN
350 kg
真空比冲
子级质量
2756 m/s
317kg
33.4s
工作时间
推进剂质量
总体布局
加大推力卫星运载火箭的总体布局见后图。
固体推进剂助推器使用分离螺母和弹簧进行分离，一、二子级使用爆炸索，三子级使用弹簧进行分离。
推进系统
助推器推进系统
加大推力卫星运载火箭捆绑的固体推进剂火箭助推器与卫星运载火箭3的一子级基本相同，它除了用
作加大推力卫星运载火箭的助推器外，还作为极地卫星运载火箭（PSLV）的助推器和加大推力卫星运载火
箭的一子级，但与加大推力卫星运载火箭一子级的性能略有区别。
助推器从1987年3月24日首飞到1989年6月为止，共飞行6次，2次作为加大推力卫星运载火箭一
子级，4次作为加大推力卫星运载火箭助推器。推进剂为过氯酸铵/18%铝粉/聚丁二烯丙烯晴（PBAN)，
药柱结构为星型，质量系数0.853，点火延迟时间约为200ms，最大工作压力4.07MPa，总冲21450kN·s。

<!-- 第 1376 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1333·
卫星
整流罩
卫星分离系统
起旋系统
四子级发动机
卫星与四子级对接件
三、四子级上级间段
三子级分离系统
三、四子级下级间段
三子级自毁系统
电缆管道
三子级发动机
二、三子级上级间段
二、三子级下级间段
二子级分离系统
二子级自毁系统
电缆管道
二子级发动机
，二子级下级间段
、二子级上级间段
二级控制系统
一子级自毁系统
子级分离系统
发射环
助推器
电缆
助推器
管道
助推器自毁系统
助推器自毁系统
推力
矢量
控制
推力矢量控制系统贮箱
推力矢量控制系统贮箱
系统
贮箱
助推器尾罩、
助推器尾罩、
助推器控制系统
助推器控制系统
一子级尾罩，一级控制系统
ASLV总体布局
发动机壳体用3.5mm厚的低碳钢板制造，用晴橡胶绝热，3段壳体通过槽口连接。
喷管与燃烧室轴线成9°固定安装，喷管膨胀比为6.7。喉衬用石墨制造，收敛段材料为碳酚醛复合材
料，扩散段材料为碳带和硅酚醛复合材料。
发动机点火方式为头端火药点火。
一子级推进系统
一子级发动机与助推器基本相同，只是部分参数略有区别：药柱质量8.9t，工作时间45s，最大真空
推力702kN，总冲22600kN·s，最大压力4.41MPa。
！二子级推进系统
二子级是在卫星运载火箭3二子级的基础上改进的：药柱结构保持不变，铝粉含量由12%增加到18%，
同时增厚碳酚醛烧蚀材料层。
推进剂为过氯酸铵/18%铝粉/聚丁二烯丙烯晴（PBAN)，药柱结构为星型，质量系数0.845，最大真
空推力304kN，真空总冲8660kN·s，最大压力4.41MPa。

<!-- 第 1377 页 -->
印度
·1334·
发动机壳体材料为3mm厚的低碳钢板，用腈橡胶绝热。
喷管喉部直径22cm，出口直径86.3cm，喷管膨胀比为14.2，所用材料与一子级相同。
点火方式为头端火药点火。
三子级推进系统
三子级发动机与卫星运载火箭3三子级发动机基本相同，第1次试飞在1979年8月。
推进剂为端羟基聚丁二烯HEF-20高能推进剂，药柱为径槽型结构，质量系数0.875，最大真空推力
90.7kN，真空总冲2880kN·s，最大压力4.41MPa。
发动机壳体材料使用玻璃纤维增强复合材料，试验压力为最大压力的1.1倍。
喷管长85cm，喉部直径12cm，出口直径60cm，喷管膨胀比为24，所用材料与卫星运载火箭3一
子级一样，但是没有收敛入口。
点火方式为头端火药点火。
四子级推进系统
以卫星运载火箭3四子级为基础，为减轻质量采用了凯芙拉作壳体材料，加大壳体长度，使推进剂质
量增加了45kg，同时缩短喷管长度。1983年4月17日卫星运载火箭3的第4次飞行中使用了该发动机。
四子级发动机采用端羟基聚丁二烯推进剂，药柱径向开槽，质量系数0.905，最大推力35kN，真空总
冲874kN·s，最大工作压力2.9MPa。
发动机壳体用凯芙拉49纤维缠绕制成。
喷管长56.4cm，喉部直径8.7cm，出口直径48.5cm，喷管膨胀比为31，所用材料与三子级一样。
四子级发动机的结构示意图和发动机性能曲线见下图。
1390
35
30
25
推力
压力/MPa
推力/kN
压力
40
20
10
30
0
时间/s
ASLV四子级发动机结构
ASLV四子级发动机性能曲线
控制系统
助推器采用二次喷射推力矢量控制系统。
一子级工作期间，在12～50km高度使用4个500N单组元发动机对其进行滚动控制（将原250N推
力器的催化剂床载荷增加到7.5g/(cm²s)，使其推力水平提高至500N)。
三子级控制系统使用20N单组元发动机，喷管与燃烧室共轴，喷管面积比为50。由于受发动机直径
的限制，催化剂床载荷为4g/(cm²s)。
（孙乐民，张莹）

<!-- 第 1378 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1335·
极地轨道卫星运载火箭
(POLARSATELLITELAUNCHVEHICLE)
极地轨道卫星运载火箭
极地轨道卫星运载火箭（PSLV）由印度空间研究组织负责研制，可将质量约1t的印度遥感卫星送入
904km高的太阳同步轨道。火箭由斯里哈里科塔发射场发射，从飞行安全方面考虑，要求火箭起飞后能作
俯仰和偏航机动。极地轨道卫星运载火箭采用4级方案，一子级为固体推进剂火箭捆绑固体推进剂助推器，
二子级为液体推进剂火箭，三子级为高性能固体推进剂火箭，四子级为液体推进剂火箭。
从1993年首次发射到2007年6月30日，极地轨道卫星运载火箭共发射了11次（包括2次商业发射），
其中1次失败（首次发射），1次部分成功，9次完全成功，完全成功率为81.8%。极地轨道卫星运载火箭
目前主要用于发射印度的遥感卫星，此外，它还向其他机构提供卫星发射服务，根据这些卫星的质量和火
箭运载能力来确定卫星是作为搭载载荷，还是作为主要载荷来发射。
极地轨道卫星运载火箭的有效载荷运载能力随助推器点火、分离方式的改变而变化，见下表。
极地轨道卫星运载火箭的运载能力
有效载荷/kg
最大压力/Pa
捆绑助推器点火顺序
捆绑助推器分离时间/s
捆绑助推器点火时间/s
55
1075
83600
6
0
60
82600
1070
83 600
65
1065

<!-- 第 1379 页 -->
印度
·1336·
续表
有效载荷/kg
最大压力/Pa
捆绑助推器点火顺序
捆绑助推器点火时间/s
捆绑助推器分离时间/s
4/2
1125
0/15
85500
60/70
60/75
85500
1120
60/80
85500
1 115
0/25
4/2
81000
1110
61/80
61/85
81000
1 105
81000
61/90
1100
2/4
0/33
·06/69
57500
1025
$6/69
57500
1020
67/77/95(plqlr)
2/2/2(X/YIZ)
0/20/40/(a/blc)
59 400
1040
注：X/YIZ，a/blc，plqlr一X个助推器在T+as点火，在T+ps分离（T指一子级点火时间)；Y个助推器在T+bs点火，
在T+qs分离：Z个助推器在T+cs点火，在T+rs分离。
如果极地轨道卫星运载火箭从一个不需要作偏航机动的发射场发射，904km的太阳同步轨道运载能力
可达1.6t，还可把质量3t的卫星送入400km高的近地轨道，将质量450kg的有效载荷送入地球同步转移
轨道。
主要技术性能
运载能力
级数
4
全长
太阳同步轨道
45 m
1.105 t
箭体最大直径
～5.2m
地球同步转移轨道
0.45t
起飞质量
近地轨道
3t（400km轨道）
275 t
起飞推力
5 294 kN
助推器
直径
海平面推力
1m
6×441 kN
真空比冲
推进剂质量
6×8.6t
2482m/s
推进剂
工作时间
49 s
80%过氯酸铵/铝粉/
聚丁二烯丙烯腈
一子级
级长
20.3m
推进剂
端羟基聚丁二烯
2.8 m
直径
最大真空推力
4 860 kN
真空比冲
推进剂质量
125 t
2 570 m/s
工作时间
发动机
PS1
94.25 s

<!-- 第 1380 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1337·
二子级
级长
推进剂
11 m
四氧化二氮/偏二甲肼
直径
2.8m
真空推力
588kN
37.5t
工作时间
推进剂质量
153 s
发动机
PS2
三子级
级长
3.5m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
2m
最大真空推力
328.7 kN
推进剂质量
真空比冲
7.297 t
2 857.7 m/s
发动机
PS3
工作时间
85.75s
四子级
级长
推进剂
四氧化二氮／一甲基肼
2.6m
直径
真空推力
1.34m
2X7kN
工作时间
推进剂质量
2t
388s
发动机
PS4
整流罩
长度
直径
8.3m
3.2m
总体布局
极地轨道卫星运载火箭为4级运载火箭，一子级外捆绑了6个固体推进剂火箭助推器。控制发动机、
分离系统、测量设备和各级电子仪器安装在各级间段内。仪器舱配置在四子级推进剂箱的周围，仪器舱内
装有导航、制导、控制系统的电子设备。·
整流罩用来在上升段保护有效载荷、仪器舱、四子级推进系统和电子系统，防止气动加热和气动载荷
影响。整流罩鼻锥端头半径700mm，半锥角20°，圆筒部分长4.5m，直径3.2m，倒锥段锥角14°，底部
直径2.8m。液体上面级顶部的有效载荷支架能提供标准的接口。
极地轨道卫星运载火箭总体布局见后图。
推进系统
助推器推进系统
助推器推进系统与加大推力卫星运载火箭（ASLV）所用助推器相同。

<!-- 第 1381 页 -->
印度
·1338·
整流罩纵向分离面
有效载荷、
有效载荷支架、
四子级推进剂贮箱
整流罩
仪器舱
四子级发动机（2台）
三、四子级级间段
整流罩横向分离面
三子级分离面
反作用控制发动机（6台）
三子级对接件
三子级发动机
天线
柔性喷管控制系统
二、三子级上级间段
二子级分离面
二、三子级下级间段
二子级推进剂贮箱
一、二子级上级间段
推进剂沉底火箭（4台）
反推火箭（4台）
．摆动控制系统
一子级分离面
二子级发动机
一、二子级下级间段
反推火箭（8台）
一子级发动机
助推器（6台）
推力矢量控制系统贮箱
推力矢量控制系统
底座板
滚动控制发动机（2台）
PSLV总体布局
一子级推进系统
一子级推进系统采用固体推进剂火箭发动机，发动机质量比0.873，最大工作压力5.88MPa，最大真
空推力4860kN。
一子级发动机的结构示意图和发动机性能曲线见后图。

<!-- 第 1382 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1339·
20348
5000
推力
4000
3000
推进剂部分
压力/MPa
推力/
头端
压力
2000
1000
0
ol
25
75
100
0
50
中部及喷管端
C(连接段)
时间/s
PSLV一子级发动机性能曲线
PSLV一子级发动机结构
发动机壳体
壳体分5段，各段长3.4m，标准直径2.8m，分别安装绝热层和填装推进剂，然后用舌槽结构和144
个销钉连接在一起。中间的3段由于药柱几何形状相同可以互换。
壳体材料用250级马氏体时效钢，加工过程包括薄板轧制、焊接成管状、锻件机加工、并焊接、冷却
处理及最后的机加工钻孔。对于焊好的壳体进行焊缝的超声波检查。使用圆形夹具和钻模对各部分进行严
格的检查，最后对壳体各部分进行6.47MPa的压力试验，同时，测量应力与膨胀量并通过超声波监测裂缝
的发展。壳体用两个0形圈实现压力密封，壳体各部分连接用的144个销钉也用马氏体时效钢制成。壳体
上、下部均有扩展裙，分别与上面级的级间裙段和底部的护罩连接。
推进剂
推进剂分别填装到壳体的各部分。药柱头端采用星形孔结构，以获得较大的初始燃烧面，满足起飞推
力要求。第1部分推进剂总质量22t，在最初的20s被消耗掉；其他几部分为圆柱孔形药柱，质量约25～
28t，平均内径1200mm。推进剂为86%的固体填装丁羧推进剂，在发动机平均工作压力下每秒燃烧8mm，
具体性能数据如下：
1）最小延伸率35%；
2）初始模量2.45～3.9MPa;
3）标准均衡模量1.9MPa;
4）最小密度1.77；
5）肖氏硬度75土5；
6）最小无折边应变12%；
7）主发动机在3.92MPa压力下的燃烧速度（8.3土0.2)mm/s。
推进剂药柱和燃烧室金属壁之间用绝热层隔热，绝热层用未经硫化的晴橡胶制成，在热压器中固化后，
放到准备好的洁净的发动机室内。绝热层的端面经机加工成一个反向槽舌结构。药柱端面都进行防腐处理，
并彼此衔接。绝热层端面间的空隙也要用硅封装化合物填充。绝热层和推进剂之间的连接面贴有以端羧基
聚丁二烯黏合剂为基的固化衬层。
喷管
发动机喷管采用外部支撑结构，用15CDV6钢制成，其上安装二次喷射推力矢量控制阀装置。喷管喉

<!-- 第 1383 页 -->
印度
·1340·
衬用与发动机轴线成60°角的碳/酚醛复合材料缠绕制成，并在高压水压器中固化。收敛段的防热系统采用
套筒式碳/酚醛复合材料结构，也在水压器中固化。
点火器
发动机采用火药点火器点火，点火器直径300mm，壳体用玻璃纤维制造，封头端法兰材料为15CDV6，
工作时间约为1s，最大工作压力8.885MPa，推进剂采用PEDPRO-2661，药柱壁燃烧时间0.58s。另外还
配备了一个较小的装药2kg的副点火器，用来起燃主点火器。点火器的结构和性能曲线见下图。
1250mm
推进剂部分24个
等间隔凸齿
12个等间隔凸齿
B-B
PSLV点火器结构
10
10
压力/MPa
压力/MPa
0.25
0.2
0.50
0.75
0.1
0.3
0
0.4
0
时间/s
时间/s
主点火器压力-时间曲线
副点火器压力-时间曲线运动
二子级推进系统
二子级推进系统使用液体推进剂发动机，用偏二甲肼作燃料，四氧化二氮为氧化剂。
三子级推进系统
三子级推进系统采用固体推进剂火箭发动机，发动机质量比0.915，最大工作压力6.37MPa，最大真
空推力328.7kN。
三子级发动机的结构示意图和发动机性能曲线见后图。

<!-- 第 1384 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1341·
推进剂
隔热层
-1988
柔性喷管
600
作动器
500
壳体
压力
真空推力/kN
400
1414
点火器
1436
压力/MPa
中2025
300
200
推力
100
电位计
OL
0
20
40
60
100
80
0
3541
时间/s
PSLV三子级发动机性能曲线
PSLV三子级发动机结构
发动机壳体
发动机外壳是凯芙拉/环氧树脂纤维缠绕结构，封头延伸裙是碳/凯芙拉/环氧树脂混合敷层结构。裙
段用作壳体和火箭结构及推力框架的连接件。端框和裙段固定件采用铝合金锻件。壳体的最大设计压力为
6.37MPa，设计安全系数为1.25。发动机在进行热试车前要进行结构试验。三子级发动机壳体的设计性能
参数如下：
1）外形结构采用不等开孔，极向和环向缠绕，单端裙延伸段；
2）全长2083.5mm;
3）裙部最大直径2025mm;
4）封头开口直径200mm；
5）封头喷管端开口直径750mm；
6）设计最大工作压力6.37MPa;
7）安全系数1.25；
8）总质量340kg。
推进剂
除了燃烧速度有所下降外，推进剂的主要组成与一子级一样。药柱端口为槽形结构，这样可使推进剂
的装填量达到最大。在浇铸药柱时使用圆柱心轴，然后进行机加工获得所需要的结构。药柱能够卸下。绝
热系统以三元乙丙橡胶（EPDM）为基础，以软木作填充料，这种绝热系统的密度小于1。同时使用了模制
绝热层和热压固化绝热层。
喷管
喷管为潜入式，潜入深度为20%，喷管膨胀比为52，这样可满足总长和性能要求。喉衬用石墨制造，
其他的绝热系统使用碳和二氧化硅酚醛复合材料。扩散段用玻璃纤维缠绕，为其提供结构刚度。喷管扩散
段部分安装一个柔性环，作为推力矢量控制作动器的连接件。结构见后图。
考虑到传力的要求，柔性轴承设有一个前支撑点。由于要求总的轴偏差角仅为2°，所以选择了锥形轴
承结构。弹性体以天然橡胶为基础，标准厚度3mm，其上粘有4.5mm厚的钢加强件。密封件由6个加强
件和7个弹性垫组成，位于喉部后面。轴承上有一个热防护罩，防止过热。喷管由两个成90角的机电作
动器控制摆动。

<!-- 第 1385 页 -->
印度
·1342·
作动器
热防护罩
柔性环
柔性密封
扩展段衬层
电位计
PSLV三子级柔性喷管结构
喷管设计参数如下：
1）结构采用具有柔性轴承的潜入式喷管；
2）喉部直径195.4mm;
3）出口直径1414mm;
4）面积比52.3；
5）总长度1802mm;
6）喷管质量280kg;
7）矢量定向能力（全轴向）土3°；
8）潜入深度19.6%。
四子级推进系统
四子级推进系统结构如右图所示。
发动机
四子级采用两台挤压式双组元液体发动机，用一
甲基肼作燃料，四氧化二氮（3%硝酸+97%N2O4）
作氧化剂。发动机燃烧室压力0.85MPa，推力7kN，
PSLV四子级推进系统
喷管面积比60。发动机燃烧室部分用液膜冷却，喷
管为再生冷却式。
输送系统
5个钛合金气瓶中贮存30MPa的氮气，它们给有共底的推进剂箱增压。贮箱中的蓄留器利用液体的表
面张力保证在失重条件下发动机重新启动时能够提供足够的推进剂。

<!-- 第 1386 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1343·
分离系统
助推器分离：起爆分离螺母，用盘形弹簧弹射。
一子级分离：起爆柔性爆炸索，由反推火箭推离开二子级。
二子级分离：用切割器切割分离螺母，松开包带，用反推火箭推离开三子级。
三子级分离：球形释放系统，用压缩弹簧推离开四子级。
四子级分离：用切割器切割分离螺母，用压缩弹簧与有效载荷分离。
整流罩分离：用切割器切割分离螺母松开包带，起爆聚能爆炸索。
控制系统
极地轨道卫星运载火箭采用有箭载处理机的惯性制导系统，从起飞到有效载荷分离由箭载处理机完成
导航、制导和自动驾驶功能。在飞行期间，惯性导航系统连续确定火箭的位置和速度，利用这些信息，按
照闭环制导算法计算产生姿控指令以达到要求的轨道。数字驾驶仪利用计算机内的控制算法确保火箭依照
指令以要求的稳定余量和最小跟踪误差飞行，同时保证结构载荷在可接受的范围内。
制导系统
导航
极地轨道卫星运载火箭使用余捷联式惯性制导系统，该系统使用3个干式调谐陀螺和4个伺服加速
度表。3个陀螺以斜交方式配置，4个伺服加速度表安装在正交轴上，一个冗余组件在推力轴上。导航处
理机进行捷联导航计算。导航软件包括对传感器信号进行预处理（定漂移、偏置、比例系数补偿），对故
障探测和逻辑隔离，将箭体坐标转换成惯性坐标，产生高度、速度和位置信息。每500ms进行一次导航
计算，每20ms进行一次其他计算。
制导
在大气层内飞行期间，采用开环制导。也为飞行研制了一个E显式闭环制导装置。该制导装置从二子
级推进阶段开始工作，一直到有效载荷分离，其中包括三子级固体推进剂发动机推进阶段。显式闭环制导
装置的算法基础是解决两点边界值问题，使燃料的消耗最小，在这里把有效载荷所需入轨状态矢量作为终
端条件。三子级燃烧完时，制导装置对标准状态矢量规定一个附加限制，以确保耗尽的发动机落在安全区
内。每隔500ms制导和控制处理机产生一条姿控指令，限制角速率和高度的改变，以确保俯仰面和偏航
面的平滑，减轻气动载荷。由于四级动力飞行段较长，可进行有效的轨道修正，所以算法中考虑的是三子
级的平均推力曲线。当满足有效载荷入轨条件时，发出四子级关机指令。
（time-to-go）程序，以便在三子级燃尽时将有效载荷送入用户能接受的轨道。
自动驾驶
自动驾驶功能是对动力装置发出数字命令。数字自动驾驶仪除了稳定运载火箭使其轨道误差最小外，
还保证在大气层飞行期间结构的完整性。一子级工作期间，由于结构挠性和液体推进剂晃动的影响，需要
一个适当的数字滤波器补偿器。滤波器的设计应考虑空气动力-结构-晃动-控制的相互影响限制因素，采
用横向加速度表反馈来减轻载荷。限制火箭的结构载荷需要考虑动压、攻角和最大控制力。广义控制误差
方程的推导考虑了轴间耦合。自动驾驶仪闭环中将惯性传感器和控制动力装置模拟成等效二阶系统。三级
和四级动力飞行段用真空飞行模式。

<!-- 第 1387 页 -->
印度
·1344·
姿态控制系统
极地轨道卫星运载火箭一子级工作期间的俯仰和偏航由全轴向多孔喷射推力矢量控制系统控制。工质
过氯酸锶贮存在捆绑于助推器俯仰面两侧的两个直径700mm的贮箱内。一子级喷管上装有24个用来喷射
过氯酸锶的喷射阀门，阀门由机电作动器按自动驾驶仪的命令作动。全轴向控制装置根据俯仰面和偏航面
的误差发出命令，使在所需方向上的6个或5个阀门作动，每次工作20mS。
一级的滚动由2个真空推力6.4kN的可摆动的双组元发动机控制，发动机安装在推力矢量控制系统贮
箱下面。推进剂为四氧化二氮和一甲基肼。一子级飞行期间，发动机连续工作，机电作动器按比例模式工
作，两个发动机以相反的方向摆动以获得所需的滚动控制力矩。
二级的俯仰和偏航用安装在万向架上的发动机控制，该发动机用电液压作动器摆动。作动器的安装与
俯仰和偏航面成45°角。发动机根据姿态误差在需要的方向按比例摆动。滚动控制由两个背对背沿切向安
装在级间段上的燃气通-断式喷管控制。燃气来自气体发生器，通过气体发动机喷气产生滚动控制力矩。
三级在俯仰和偏航轴上使用挠性喷管系统控制，喷管与燃烧室由挠性轴承连接。在动力飞行段，机电
作动器按比例模式推动喷管偏转。滚动控制由四子级的反作用控制系统完成。三子级燃烧完后的滑行段，
由四子级反作用控制发动机提供三轴控制。·
四级动力飞行段，摆动发动机按比例模式摆动，进行俯仰、偏航和滚动三轴控制。主发动机关机后，
由反作用控制系统进行控制。
遥测与外弹道测量系统
极地轨道卫星运载火箭的遥测、跟踪和遥控网由设在斯里哈里科塔、特里范德拉姆（Trivandram）、艾
哈迈达巴德（Ahmedabad）、邦哥拉俄（Bangalore）和勒克瑙（Lucknow）的工作站组成。斯里哈里科塔站
有遥测接收机、二元雷达跟踪设施以及遥控指令系统。当箭上系统出现故障、火箭严重偏离飞行轨道时，
遥控指令系统发出自毁指令。几个工作站均装有S波段遥测接收机和远距离测量设备。
从起飞到信号消失，即三子级分离后的滑行段结束前，由斯里哈里科塔地面站监视火箭的飞行。从
T十130s到四子级点火后的100s之间，特里范德拉姆地面站用S波段雷达对火箭进行跟踪，四子级的整
个飞行阶段由设在马里汀（Mauriting）的下靶场跟踪站监测。
自毁系统
助推器自毁：发动机封头上装有刚性环形爆炸索。
一子级自毁：在发动机壳体上沿子午线径向相对布置有柔性环状爆炸索。
二子级自毁：在箱体上沿子午线径向相对布置有柔性爆炸索。
三子级自毁：发动机封头装有刚性环形爆炸索。
四子级自毁：无自毁系统。
典型飞行程序
极地轨道卫星运载火箭预先设定好几个助推器和一子级同时在地面点火，其他助推器根据有效载荷的
要求在空中点火。

<!-- 第 1388 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1345·
在典型的印度遥感卫星（IRS）发射任务中，4个助推器与一子级同时在地面点火，2个助推器于T十
25s点火。地面点火的4个助推器在T十61s，高度为21km时燃尽并分离，一子级在T+95.5s，高度为
56km时分离。一子级分离前，二子级推进剂沉底火箭点火提供正向推力以确保二子级液体火箭点火。一
子级分离后其上的反推火箭立即点火，使已分离的一子级减速。二子级点火后3s发动机开始稳定工作。
二子级工作150s，把火箭送入243km高度。在二级动力飞行段，大约在起飞后145s，高度110km处，
整流罩分离。T十150s启动闭环制导系统。二子级分离后，三子级在T十250s，高度245km处点火。三子
级发动机燃烧90s，燃烧结束时高度达到400km。三子级燃尽并分离后，火箭滑行很长一段时间，滑行段
结束时达到800km高度，此时四子级点火。四子级工作大约400s，把火箭送入904km圆轨道（倾角99.03°）。
这时是起飞后的第18min。
极地轨道卫星运载火箭的太阳同步轨道（斯里哈里科塔发射场，发射方位角为140°）典型飞行程序见
下图。
一卫星入轨
二子级发动机燃尽
四子级发动机燃尽
二子级分离
t=1071s，h=904km
t=249.1s
四子级发动机点火
h=243km
t=683s
h=800km
三子级发动机点火
三子级发动机燃尽，三子级分离
t=250.3s
h=245km
t=357s
=342s
h=394km
h=410km
整流罩分离，闭环制导开始
t=145s
t=150s
二子级发动机点火
h=115km
h=110km
t=96.5s
h=57km
一子级发动机燃尽，一子级分离
t=95.5s
h=56km
第2组助推器分离
t=84s
h=39km
第2组助推器发动机燃尽
t=79s
h=34km
第1组助推器分离
t=61s
h=21km
第1组助推器发动机燃尽
t=54s
h=17km
第2组助推器（2个）发动机点火
t=25s
h=3km
第1组助推器（4个）发动机及一子级发动机点火
PSLV太阳同步轨道典型飞行程序
（孙乐民，张莹）

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印度
·1346·
地球同步轨道卫星运载火箭
(GEOSYNCHRONOUSSATELLITELAUNCHVEHICLE)
地球同步轨道卫星运载火箭
为了满足本国航天应用计划的需要，印度空间研究组织在极地轨道卫星运载火箭的基础上研制了地球
同步轨道卫星运载火箭（GSLV)，主要用于向地球同步轨道发射卫星，同时也可执行近地轨道发射任务。
地球同步轨道卫星运载火箭的系统部件大多来自极地轨道卫星运载火箭，包括控制系统和其他电气模块
等。专为地球同步轨道卫星运载火箭研制的新部件包括：3.4m直径的金属网格整流罩、仪器舱与电气系
统结构、承载更大型有效载荷的卫星支架与分离系统、低温上面级、液体捆绑助推器以及新型一、二子级
级间段等。
地球同步轨道卫星运载火箭与极地轨道卫星运载火箭的结构对比见后图。
地球同步轨道卫星运载火箭研制计划于1990年正式启动，由印度沙罗白航天中心、液体推进系统研究
中心、印度空间研究组织的惯性系统部门以及斯里哈里科塔发射中心共同研制，超过150个军工企业参与
了地球同步轨道卫星运载火箭部件和分系统的生产。另外，一些科研机构和国家实验室也在地球同步轨道
卫星运载火箭的研制过程中做出了巨大贡献。地球同步轨道卫星运载火箭研制的关键技术主要有捆绑助推
器铝合金贮箱焊接技术、捆绑助推器瞬时关机技术、级间分离系统设计和研制，以及提高设计余量、增加
系统可靠性并在发射台建立低温推进剂加注系统等。

<!-- 第 1390 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1347·
金属网格整流罩
电气系统
三、四子级被
低温上面级替代
液体二子级
固体推进剂助推器
被液体推进剂
助推器替代
助推级
BUDD
PSLV
GSLV
PSLV与GSLV结构对比
地球同步轨道卫星运载火箭包括MK1、MK2以及在研的MK3和MK4共4种型号，外形见下图。
7.8m
3.4m
10.3m
8.7m
2.8m
5.0m
2.8m
8.6m
11.6m
49.0m
4.0m
42.4m
4.0m
2.8m
3.4m
2.1m
OGSLV-MK4
GSLV-MK1(MK2)
GSLV-MK3
GSLV系列外形及参考尺寸

<!-- 第 1391 页 -->
印度
·1348·
MK1、MK2结构大致相同，采用3级结构，前两级是在印度自行研制的极地轨道卫星运载火箭的一、
二子级基础上小幅度改进而来，三子级有所不同。MK1三子级采用俄罗斯研制的低温上面级12KRB，而
MK2采用印度国产低温上面级C12。MK1可将质量1.85t的卫星送入地球同步转移轨道，MK2可将地球
同步转移轨道运载能力提高到2t。
MK3是印度正在研制的大推力新型运载火箭，采用两级结构，与MK1和MK2相比，主要改进包括：
采用新的液体推进剂一子级和2个固体推进剂助推器，其地球同步转移轨道运载能力将达到4t。MK4火
箭则是在MK3的基础上增加了助推器的数量（由2枚增至4枚），一子级采用多台Vikas发动机，推进剂
质量增至160~200t。
截至2007年6月30日，地球同步轨道卫星运载火箭已进行了4次发射，全部为MK1型火箭，其中2
次成功、1次部分成功、1次失败。MK2计划于2007年首飞，MK3的首飞时间初步定于2009年。
地球同步轨道卫星运载火箭的总体参数和运载能力见下表。
地球同步轨道卫星运载火箭总体参数和运载能力
级数
型号名称
全长/m
箭体最大直径/m
起飞质量/t
起飞推力/kN
地球同步转移轨道运载能力/t
49
7.5
401
5700
2
3(带助推器)
GSLV-MK1
49
7.5
3(带助推器)
401
5700
2
GSLV-MK2
7.5
2（带助推器）
42.4
630
7350
GSLV-MK3
4
1096
一
2（带助推器）
42.4
13350
GSLV-MK4
（张莹，曲晶）
地球同步轨道卫星运载火箭MK1（GSLV-MK1）
地球同步轨道卫星运载火箭MK1（GSLV-MK1）是印度目前唯一具有地球同步轨道卫星发射能力的运
载火箭，于1990年开始研制，2001年4月18日进行了第1次鉴定发射，并取得成功。整个研制历经10
年，耗资2.35亿美元。
MK1型火箭在首飞成功后进行了小幅改进，具体包括：
1）所有子级的推进剂加注量有所增加；
2）助推器和二子级使用的Vikas发动机燃烧室压力从5.26MPa增至5.85MPa;
3）采用75%的偏二甲肼和25%水合肼（UH25）燃料替代偏二甲肼；
4）采用更轻的仪器舱和支架结构等。
经过改进的MK1型火箭的运载能力提高了150kg。
主要技术性能
级数
运载能力
3
全长
49 m
地球同步转移轨道
2t
太阳同步轨道
7.5m
箭体最大直径
2t
近地轨道
起飞质量
401t
5t
起飞推力
5 700 kN

<!-- 第 1392 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1349·
助推器（L40H）
长度
19.7m
海平面推力
4×686 kN
直径
真空推力
2.1 m
4X760kN
起飞质量
4X45.2t
海平面比冲
2561 m/s
真空比冲
推进剂质量
4X40t
2756 m/s
发动机
Vikas
工作时间
149 s
推进剂
四氧化二氮/UH25
一子级（S138）
级长
20.2m
海平面推力
2 998 kN
直径
2.8m
真空推力
4 801 kN
子级质量
海平面比冲
2 324 m/s
161t
推进剂质量
真空比冲
138 t
2613m/s
发动机
工作时间
105s
Nocil
推进剂
端羟基聚丁二烯
二子级（L37.5H）
级长
推进剂
11.6m
四氧化二氮/UH25
直径
2.8 m
真空推力
804kN
真空比冲
子级质量
2893m/s
44.1 t
推进剂质量
工作时间
37.5 t
135 s
发动机
Vikas
三子级（12KRB）
推进剂
级长
8.7m
液氧/液氢
直径
2.8m
真空推力
75 kN
4511 m/s
子级质量
真空比冲
15 t
工作时间
推进剂质量
12.5t
720s
发动机
KVD-1
整流罩
7.8m
长度
结构质量
1.3 t
直径
3.4 m
动态包络
3.05 m
总体布局
MK1为3级火箭，长49m，起飞质量为401t，由液体助推器、一子级、二子级、三子级、仪器舱以

<!-- 第 1393 页 -->
印度
·1350·
及有效载荷整流罩组成。4个液体助推器捆绑在一子级的四
周。整个火箭的总体布局如左图所示。
整流罩
仪器舱
箭体结构
助推器结构
三子级（12KRB）
液体助推器每个长19.7m，直径2.1m，使用1台地面推
力686kN的Vikas发动机，采用四氧化二氮和UH25推进剂，
分别贮存在各自的贮箱中，贮箱直径2.1m，用铝合金制造。
两个贮箱纵向排列，用氨气进行增压。
一子级结构
二子级（L37.5H）
与极地轨道卫星运载火箭一子级结构相同，长20.2m，
直径2.8m，使用1台推力为4801kN的固体火箭发动机。
一、二子级级间段（见下图）采用新型通风级间段，该
级间段能够确保二子级在一子级工作结束前1.6s点火，这种
热分离方法可以不用反推火箭分离系统，提高火箭的可靠性。
一子级（S138）
+4枚助推器（L40H）
GSLV-MK1总体布局
GSLV-MK1一、二子级级间段
二子级结构
与极地轨道卫星运载火箭的二子级结构大体相同，
长11.6m，直径2.8m，采用1台Vikas发动机，推进剂
为四氧化二氮和UH25。推进剂贮箱呈圆柱形，采用共底
结构，材料为铝合金，用氮气进行增压。
三子级结构
三子级为俄罗斯研制的低温上面级（见右图），长
8.7m，直径2.8m，采用KVD-1发动机，可提供75kN
的真空推力。该级贮箱采用铝合金制造，用氮气进行增
压。
GSLV-MK1三子级外观

<!-- 第 1394 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1351·
仪器舱结构
仪器舱位于三子级之上，内部装有电子系统（处理机）、导航系统、
控制系统、制导系统、遥测系统、遥控系统的各种仪表和电子设备。卫星
通过支架和分离系统安装在仪器舱之上。
整流罩结构
整流罩（见右图）长为7.8m，直径3.4m，质量1.25t，采用铝合金制
造。整流罩的封装过程与极地轨道卫星运载火箭不同，极地轨道卫星运载
火箭是先通过有效载荷支架将卫星安装在火箭上，之后再安装整流罩，而
3400
地球同步轨道卫星运载火箭要在有效载荷封装在整流罩内后，再与火箭进
行组装。
3050
推进系统
1850
0900
液体推进剂助推器采用Vikas发动机，以UH25为燃料，四氧化二氮
作为氧化剂。推进剂质量40t，混合比1.87。每个助推器海平面推力686kN，
工作时间149s，喷管膨胀比1.7，燃烧室压力5.85MPa。发动机采用泵压
式输送系统。
GSLV-MK1整流罩结构
一子级推进系统采用固体推进剂火箭发动机，采用端羟基聚丁二烯固
体推进剂，海平面推力2998kN，比冲2324m/s，喷管膨胀比为8，工作时间105s。壳体材料采用250
级马氏体时效钢。
二子级采用Vikas液体推进剂火箭发动机，以UH25为燃料，四氧化二氮作为氧化剂。推进剂质量为
37.5t，混合比为1.87。发动机采用泵压式输送系统。燃烧室压力5.26MPa，喷管膨胀比为1.7，真空推力
可达804kN，工作时间135s。
三子级推进系统采用俄罗斯的KVD-1发动机，推进剂为液氢和液氧。推进剂质量12.5t，混合比6。
发动机的最大推力为75kN，工作时间720s。燃烧室压力5.7MPa，喷管膨胀比为200。发动机采用泵压
式输送系统。
分离系统
MK1采用多种分离系统，一子级采用导爆索分离系统，二子级采用火工品作动的弹簧夹头分离系统，
三子级采用马门包带螺栓切割器分离系统，卫星采用装在分离面的弹簧顶推器分离系统。
一、二子级分离时，导爆索切断一、二子级的结构联系，二子级点火后的排气作用于一子级，使之减
速，而二子级则加速飞行，与一子级分离。二、三级的分离速度主要通过安装在二子级上的反推火箭提供，
而卫星由弹簧顶推器分离。弹簧顶推器不仅为卫星分离提供必要的分离速度，还能确保卫星在分离后，与
三子级不发生碰撞。
控制系统
制导系统
制导控制系统位于仪器舱内，对火箭起飞至有效载荷入轨阶段进行导航。在飞行中，冗余的捷联惯性

<!-- 第 1395 页 -->
印度
·1352°
导航系统测量并发出火箭当前位置和速度信息，利用数字自动驾驶仪、制导控制处理机完成制导和时序功
能。箭载数字自动驾驶仪对控制指令进行计算，自动闭路制导方案能够确保火箭进行最佳操控，从而使有
效载荷进入预定轨道。
火箭从起飞至一子级关机后10s，采用开环制导模式，在随后的飞行中，火箭则进入闭环制导模式，
直至有效载荷入轨。在二级飞行阶段，火箭采用经过优化的E-制导方案，对火箭在整个二级飞行段进行导
航控制，特别是在二子级分离后，确保与其他子级不发生任何碰撞。此外，在二子级分离前，为了达到低
温上面级的最佳点火条件，二子级的制导方案提供了余量设计。在低温上面级飞行段，火箭采用简化的扁
平地球制导方案，采用该方案有助于满足必要的有效载荷入轨条件。
姿态控制系统
火箭的三轴姿态稳定通过位于火箭各级的自动控制系统来实现。在一子级和液体助推器工作阶段，火
箭的俯仰、偏航、滚动通过液体助推器发动机摆动进行控制，并通过固体一子级的推力矢量控制系统进行
用控制系统来实现。三子级在动力飞行段，通过两台可双向摆动的游动发动机进行俯仰、偏航和滚动控制；
在滑行段，则通过冷气反作用控制系统进行控制。
遥测、外弹道测量及自毁系统
MK1安装了S波段脉码调制发射机和C波段应答机对火箭性能进行监测、跟踪，确保靶场和飞行安
全。
火箭在整个飞行阶段，遥测数据主要依靠发射场以及下靶场的地面遥测站来获得。这些地面遥测站分
别位于斯里哈里科塔的萨迪什达万航天中心、布莱尔港、文莱以及印度尼西亚比亚克岛。所有遥测站与萨
迪什达万航天中心联网，提供发射的实时数据。
火箭的惯性位置和方位通过惯性系统和计算机进行计算，并通过遥测系统传输给地面遥测站。如果火
箭偏离预定轨迹，遥控指令系统将发出自毁指令，终止火箭飞行。
典型飞行程序
MK1的主要任务是发射地球同步转移轨道卫星，从位于斯里哈里科塔的萨迪什达万航天中心发射，发
射方位角为104°，火箭起飞至卫星进入地球同步转移轨道需耗时1040s。
4枚助推器在发射台上首先点火，一子级于4.6s后点火，工作105s后关机，4枚助推器继续工作至
160s，火箭上升至73km。与极地轨道卫星运载火箭不同，二子级在一子级分离前1.6s点火工作，工作
135s后关机。二子级在工作约100s时，火箭上升至115km，整流罩分离。之后，火箭继续飞行，当上升
至127km高度后，二子级分离。二子级分离后，低温上面级点火，工作720s，到达195km高度，·卫星
和仪器舱分离。卫星入轨后，低温上面级进行钝化处理，以免与卫星发生碰撞。
（张莹，曲晶）

<!-- 第 1396 页 -->
卫星运载火箭（SATELLITELAUNCHVEHICLE）
·1353·
地球同步轨道卫星运载火箭MK3（GSLV-MK3）
为进入国际商业卫星发射市场，印度政府于2002年4月正式批
准由印度空间研究组织进行第3代地球同步轨道卫星运载火箭的研
制工作。计划耗资5.208亿美元，在2007～2008年研制出能把质量
为4t的有效载荷送入地球同步转移轨道的MK3型火箭，其中经费
的1/4将用于购买国外的运载火箭零部件。另外，还计划为其建造
整流罩
一个发射场，保证年发射两枚火箭的目标。
MK3采用两级结构，全长42.4m，平均直径3.9m，起飞质量
上面级（C25）
达到630t，其结构如左图所示。
一子级周围捆绑2枚S200固体推进剂助推器，每枚助推器装
推进剂200t。
一子级
(L110)
一子级为L110液体推进剂芯级，由MK1的液体推进剂助推器
改进而来，采用2台完全相同的Vikas发动机，装有110t可贮存推
0
进剂。
固体助推器
二子级采用印度自行研制的性能更高的C25型低温上面级，推
(S200)
进剂质量是MK2低温上面级C12的2倍，装有25t液氢液氧推进
剂。
MK3将采用更先进的导航系统和电子设备，同时采用直径5m
的整流罩。
MK3的投入使用，可使地球同步轨道卫星运载火箭的发射能力
GSLV-MK3外形结构
提高2～3倍，能将质量10t的卫星送入近地轨道，或将质量4t的
卫星送入地球同步转移轨道。MK3预计于2009年进行首飞。
主要技术性能
级数
起飞推力
7350 kN
2
运载能力
全长
42.4 m
7.5m
箭体最大直径
地球同步转移轨道
4t(180km/36000km轨道）
起飞质量
近地轨道
630t
10 t (250~300 km)
助推器（S200）
长度
25m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
海平面推力
3.4 m
5996kN
起飞质量
海平面比冲
2×233.5t
2 324 m/s
推进剂质量
工作时间
155s
2×200 t
Vikas
发动机

<!-- 第 1397 页 -->
印度
·1354·
一子级(L110)
级长
23.8m
推进剂
液氧／煤油
直径
4m
海平面推力
1 355 kN
子级质量
真空比冲
129 t
2501 m/s
推进剂质量
110t
工作时间
203 s
发动机
Vikas
二子级（C25）
级长
6.6 m
推进剂
液氧/液氢
直径
4m
真空推力
4 364 kN
子级质量
29t
真空比冲
1 068 m/s
推进剂质量
546s
25t
工作时间
整流罩
长度
10.3m
直径
5m
（张莹，曲晶）

<!-- 第 1398 页 -->
以色列
·1355·
以色列
1973年第4次中东战争之后，以色列认识到了不能依赖美国，必须拥有自己的军事侦察卫星，因此对
自主研发侦察卫星及其运载火箭进行了可行性研究，但直到1982年11月以色列航天局（IsraelSpace
Agency，ISA）成立，才正式启动了以色列的空间发展计划。
以色列最早研制的沙维特（Shavit）火箭是小型三级固体推进剂运载火箭，主要用于发射以色列奥费
克（Ofeq）军事侦察卫星。沙维特火箭于1988年9月19日首飞成功，后来又发展了第2代火箭沙维特1，
沿用至今。
沙维特和沙维特1的发射场均为帕尔玛奇姆空军基地（PalimachimAFB）。基于历史和政治因素，以色
运载能力（损失30%）并严重限制了其飞行轨道（只能到达近地椭圆轨道）。为了摆脱困境，ISA考虑了
两种发展方向。
一方面是积极开展国际合作，争取进入国际商业发射市场。1998年，以色列飞机工业公司（IsraelAircraft
Industries，IAI）与美、法公司合作成立了利奥林克（Leolink）公司，开始以沙维特系列的商业改型利奥
林克系列火箭竞标美国的发射服务合同，未获成功，后IAI转而同巴西阿尔肯塔拉航天发射中心（Centrode
LancamentodeAlcantara，CLA）签订了发射合同。
（RafaelArmamentDevelopmentAuthority，RADA）都曾对空中发射火箭项目进行过可行性研究，ISA最
终支持了IAI的计划。该计划命名为空中发射运载火箭（ALV)，类似于没有一子级的沙维特1，载机为大
力神C-130运输机。此计划仍在进行中。
（陈曦）

<!-- 第 1399 页 -->
以色列
·1356·
沙维特（SHAVIT）与
利奥林克（LEOLINK）
沙维特系列是以色列研发的第1个运载火箭系列，主要用于发射奥费克（Ofeq）军事侦察卫星（近地
轨道）。从1988年9月19日沙维特火箭首次发射至2007年6月30日，沙维特系列共发射6次，其中3
次失败（沙维特火箭1次，沙维特1火箭2次），有效载荷为奥费克1～6。
沙维特系列包括沙维特、沙维特1～3，其中，沙维特已退役，沙维特1为现役型号，沙维特2和沙维
特3为在研型号，外形示意图见下图。
沙维特
沙维特3
沙维特1
沙维特2
沙维特火箭系列
沙维特火箭是在以色列杰里科2（Jericho2）导弹基础上研制的小型三级固体推进剂运载火箭，其一、
二子级取自杰里科2导弹，增加了一个固体推进剂三子级。1988年9月19日和1990年4月3日，沙维特
两次发射成功，最大有效载荷质量为160kg。1994年9月第3次发射失败后退役。
1995年4月5日，沙维特的第2代沙维特1火箭首飞成功。沙维特1也是三级固体推进剂火箭，与沙
维特的主要区别是加长了一子级。ISA对沙维特1之后型号（沙维特2和沙维特3）的运载能力设计都以
在外国发射场发射为前提。
沙维特2是沙维特的一个商业升级版，与沙维特1火箭的结构基本一致，只是加长了二子级，二子级

<!-- 第 1400 页 -->
沙维特（SHAVIT）与利奥林克（LEOLINK）
·1357·
发动机由ATSM-9更换为ATSM-13，将起飞推力提高至704.5kN。
沙维特3是沙维特系列火箭中的最大型号，其一、二、三子级均使用端羟基聚丁二烯推进剂，一子级
发动机换为美国锡奥科尔（Thiokol）公司的卡斯托120（Castor120）发动机，二、三子级发动机与沙维特
2的相同；四子级装有GPS接收机，采用一台PEPT-420单组元肼推进剂发动机。
以色列运载火箭的研制费用主要由政府承担。以色列航天局一直希望开拓国际商业发射市场以减轻政
府负担。1998年，IAI与美国科尔曼研究公司（CRC）和法国玛特拉·马可尼航天公司（MMS，后并入
Astrium公司）合作成立了利奥林克公司，以利奥林克系列火箭竞标NASA的发射服务合同（SELVS-2)。
后虽中标，但未得到发射任务，为此美、法公司中止了合作。之后，ISA与位于赤道附近的巴西阿尔肯塔
拉航天发射中心签订了发射合同，并继续支持IAI对利奥林克系列的研发。利奥林克系列是以沙维特系列
为基础的商业改进型，包括LK-A、LK-1和LK-2，其中，LK-A为现役型号，LK-1和LK-2为在研型号。
LK-A的组成结构基本等同于沙维特1，设计运载能力为将350～800kg的有效载荷送入700km高的
2002年5月28日，LK-A的首次发射还是在帕尔玛奇姆空军基地完成的，火箭将奥费克5卫星（300kg）
成功送入近地点370km、远地点757km、倾角143.5°的预定轨道。
LK-1火箭是基于沙维特2的商业改进型，增加了单组元肼推进剂四子级，在与美国科尔曼研究公司
合作期间，按美方合同要求计划其发动机和主要零部件等在美国制造。
LK-2火箭是基于沙维特3的商业改进型，结构基本等同于沙维特3，在与美国科尔曼研究公司合作期
间，为了满足美方合同要求，计划其发动机和主要零部件等也由美国制造。一子级将使用锡奥科尔公司的
卡斯托120发动机：二子级采用以色列飞机工业公司的ATSM-13发动机；三子级采用美国大西洋研究公
司（AtlanticResearchCorporation，ARC）授权制造的标准型AUS-51发动机，或是锡奥科尔公司的星48
（Star48）发动机；四子级采用小型单组元肼推进剂发动机PEPT-420。
沙维特系列与利奥林克系列基本情况见下表。
沙维特系列与利奥林克系列基本情况
利奥林克系列
沙维特系列
项目
沙维特
LK-2
沙维特2
沙维特3
沙维特1
LK-A
LK-1
3级
3级
级数
3级
4级
4级
4级
3级
推进剂
HTPB+肼
HTPB
HTPB
HTPB
HTPB
HTPB+肼
HTPB+肼
近地轨道：
近地轨道：
近地轨道：
近地轨道：
近地轨道：
近地轨道：
近地轨道：
160kg
有效
300kg
1550 kg
550kg
1550kg
550kg
350~800kg
载荷
极地轨道：
极地轨道：
极地轨道：
极地轨道：
极地轨道：
400kg
800kg
运载
350kg
350kg
800kg
能力
太阳同步轨道：
太阳同步轨道：
1200kg
415kg
在研
退役
状态
现役
在研
在研
现役
在研
注：沙维特2、沙维特3、LK-A、LK-1和LK-2的有效载荷运载能力数据为设计值且前提是利用外国发射场发射。
（陈曦）

<!-- 第 1401 页 -->
以色列
·1358·
沙维特（SHAVIT)
以色列最早研制的运载火箭沙维特（Shavit）是一种小型三级固体推进剂运载火箭，主要用于发射奥
费克（Ofeq）军事侦察卫星。其一、二子级取自以色列飞机工业公司制造的杰里科2（Jericho2）两级地-
地战术弹道导弹，一、二子级推进剂质量均为9.10t，结构相近，发动机都采用了IAI的ATSM-9；增加了
一个固体推进剂三子级，三子级发动机AUS-51由以色列拉菲尔武器研制公司生产。
1988年9月19日沙维特火箭首次发射成功，将试验卫星奥费克-1（156kg）送入了预定近地轨道。1990
年4月3日第2次发射成功，1994年9月第3次发射失败后退役。
（陈曦）
沙维特1（SHAVIT 1)
沙维特1是以色列运载火箭的现役型号，1995年4月5日首飞成功，至2007年6月30日共发射4次，
失败2次，成功率仅为50%。沙维特1是沙维特的第2代，其结构与沙维特基本相同，只是加长了一子级
长度，一子级发动机也由ATSM-9更换为ATSM-13。其运载能力为运送225kg有效载荷至近地点366km、
远地点700km、倾角143.4°的近地轨道（首飞数据）。
主要技术性能
级数
3级
起飞质量
27.25 t
全长
17.70m
起飞推力
552.5 kN
1.35 m
运载能力
300kg（近地轨道）
箭体最大直径
一子级
级长
7.52m
海平面推力
552.5 kN
直径
真空推力
610kN
1.35m
起飞质量
海平面比冲
2 363 m/s
13.990 t
推进剂质量
真空比冲
12.75t
2 608 m/s
工作时间
54.5 s
发动机
ATSM-13
推进剂
端羟基聚丁二烯
二子级
推进剂
级长
5.68 m
端羟基聚丁二烯
直径
真空推力
564kN
1.35 m
2736m/s
真空比冲
起飞质量
10.388t
43.7 s
推进剂质量
工作时间
9.10t
发动机
ATSM-9

<!-- 第 1402 页 -->
沙维特（SHAVIT）与利奥林克（LEOLINK）
·1359·
三子级
级长
推进剂
2.13 m
端羟基聚丁二烯
1.30 m
直径
真空推力
59.3 kN
起飞质量
2898m/s
真空比冲
2.574t
推进剂质量
工作时间
1.895 t
92.5 s
发动机
AUS-51
整流罩
57 kg
长度
结构质量
3.35m
直径
1.35 m
总体布局
有效载荷整流罩
有效载荷
沙维特1主要由一、二、三子级和有效载荷整流罩组成（基本外
三子级发动机AUS-51
形见右图），其中，一、二子级与有效载荷整流罩的直径相同，均为
1.35m，三子级直径略细，为1.30m。一子级尾段外侧安装有3个气动
尾翼。
一、二子级相近，只是一子级的推进剂质量比二子级增加了3.65t，
长度加长了1.84m。一、二子级发动机的结构也基本相同，区别主要
是发动机喷管面积比（二子级发动机经过了优化设计）和姿态控制执
行机构有所不同。
二子级发动机ATSM-9
箭体结构
沙维特1的箭体结构示意图见右图。
一、二子级结构类似，除发动机外，壳体均采用带加强肋的蒙皮
结构，材料为铝。一子级尾段外侧安装了3个短小的气动尾翼，用于
一子级发动机ATSM-13
火箭上升段的姿态控制。二子级顶部装有一个用于三子级和有效载荷
尾翼
入轨定位的制导-定向-自旋稳定平台，分离时该平台随二子级一起脱
落。有效载荷整流罩为整体结构，与三子级分离后向外弹出。
级间分离采用外部引爆火工品V形夹，实现热分离。
沙维特1火箭外形示意图
推进系统
沙维特1的3个子级各采用1台固体推进剂火箭发动机，推进剂均为端羟基聚丁二烯。
一子级发动机
一子级发动机ATSM-13由以色列飞机工业公司生产，采用石墨/环氧复合材料缠绕的硬壳式结构，隔

<!-- 第 1403 页 -->
以色列
·1360·
热层材料为三元乙丙橡胶（含双环戊二烯）EPDM。推进剂质量12.75t，
喷管面积比17.1，真空比冲2608m/s，工作时间54.5s。
二子级发动机
二子级发动机ATSM-9（以色列飞机工业公司生产）的材料、结构
与ATSM-13基本相同，只是通过优化设计将喷管面积比加大到23.6，
使真空比冲增至2736m/s，推进剂质量9.10t，工作时间43.7s。
三子级发动机
三子级发动机为球形自旋稳定发动机AUS-51（见右图）。1992年拉
菲尔武器研制公司与美国大西洋研究公司开始了商业合作，共同研制生
产AUS-51发动机，因而此前的AUS-51由拉菲尔武器研制公司独立生
产，此后的产品为美国大西洋研究公司授权制造。AUS-51发动机为硬
壳结构，采用钛金属材料，推进剂质量约为1.9t，真空比冲为2898m/s，
工作时间为92.5s。
AUS-51发动机
控制系统
沙维特1由分布式瓦余电子系统进行控制。制导由安装于二子级顶部的惯性测量系统提供，指令通过
MIL-STD-1553B数据总线传输。
起飞时沙维特1由燃气舵控制，这些燃气舱对称排列在尾喷管出口，通过操纵燃气舵偏转所提供的气
动力矩来控制火箭的俯仰和偏航。一旦上升到加速段，火箭就由位于一子级尾段外侧的3个气动尾翼来控
制。气动尾翼开始工作时，燃气舵系统就停止工作了。二子级由液体喷射推力矢量控制系统（LITVC）控
制，三子级为自旋稳定控制。
发射操作
沙维特1目前的发射场在帕尔玛奇姆空军基地附近北
纬31°54、东经34°42处，仅采用有效倾角143°向西逆地球
自转方向进行发射，发射操作由以色列空军执行。
沙维特1采用一套独立的地面发射设备，包括具有运
输、起竖和发射功能的发射车（TEL），同时其发射台还可
完成几乎全部的火箭发射试验和测试。这套配置使得沙维特
1的机动发射能力大大提高，可以根据客户要求从不同发射
场完成卫星发射任务。
沙维特1采用水平总装，并与有效载荷分开进行测试。
有效载荷先密封于独立的整流罩中，再与装配好的运载火箭
对接在一起。
沙维特1的发射塔顶部还环绕有效载荷整流罩装有一
个三瓣式壳体结构，用于保护有效载荷在发射前免受环境影
响，见右图。
沙维特1火箭发射

<!-- 第 1404 页 -->
沙维特（SHAVIT）与利奥林克（LEOLINK）
·1361·
典型飞行程序
起飞后，一子级飞行到约110km高度后分离；然后二子级发动机点火，火箭继续向上飞行至约250km
处二子级分离：此时火箭自旋，二子级与自旋稳定平台脱落后，火箭调整方位，使箭体偏离飞行方向，与
轨道平面成一定角度，以便有效载荷整流罩沿圆周线分离后作为一个整体向外射出；有效载荷整流罩分离
后，火箭转回飞行方向，仪器舱分离，三子级发动机点火；卫星被准确送入260km高的转移轨道。见下
图。
有效载荷整流罩分离
主要仪器舱分离
子级分离
子级点火
星箭分离
子级分离
卫星进入
转移轨道
起飞
沙维特1火箭典型飞行程序
（陈曦）
利奥林克1（LK-1）
LK-1火箭是基于沙维特2火箭的商业改进型，增加了四子级，在外形上，一、二子级直径相同，为
1.4m，三子级略细，为1.3m，四子级与整流罩直径相同，为1.6m。在与美国科尔曼研究公司合作期间，
为了满足美国合同的要求，计划其发动机和主要零部件等在美国制造。
主要技术性能
级数
4级
起飞质量
30.5t
20.9 m
全长
起飞推力
704.5 kN
运载能力
1.4 m
550kg（近地轨道）
最大直径(芯级)
一子级
级长
海平面总推力
704.5 kN
7.5m
直径
真空推力
1.4 m
775 kN
起飞质量
海平面比冲
13.990t
2 452 m/s
推进剂质量
真空比冲
12.75 t
2 697 m/s

<!-- 第 1405 页 -->
以色列
·1362·
发动机
1台ATSM-13
工作时间
55s
推进剂
端羟基聚丁二烯
二子级
级长
7.5m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
1.4 m
真空推力
835 kN
起飞质量
14.126 t
真空比冲
2736 m/s
推进剂质量
工作时间
55s
12.75 t
发动机
ATSM-13
三子级
级长
2.6m
推进剂
端羟基聚丁二烯
直径
1.3 m
真空推力
58.8 kN
2.048 t
起飞质量
真空比冲
2 920 m/s
推进剂质量
1.878 t
工作时间
94s
发动机
AUS-51
四子级
级长
1.3 m
推进剂
肼
直径
1.6 m
真空推力
402 N
237kg
起飞质量
真空比冲
1 960 m/s
71 kg
推进剂质量
工作时间
800s
发动机
PEPT-420
整流罩
长度
5.40 m
108kg
结构质量
直径
1.6 m
（陈曦）

<!-- 第 1406 页 -->
巴西
·1363·
巴西
巴西一直希望成为拉丁美洲第一个拥有自主航天力量的国家，1945年巴西空军就成立了航空航天技术
中心（CentroTécnicoAeroespacial，CTA）。1965年巴西航空航天研究所（Instituto deAeronauticaeEspaco，
IAE）成立，该研究所隶属于CTA，负责火箭开发。1971年，巴西航天业务委员会（ComissaoBrasileirade
ActividadesEspacial，COBAE）宣布成立。1976年2月26日巴西成功发射了第1枚两级固体推进剂探空
探空仪4由巴西私营导弹武器公司艾维布拉斯（Avibras）生产，为两级固体推进剂火箭，高11m，起飞质
量7.3t，海平面起飞推力203kN，可运送500kg有效载荷至650km高度。
1979年，COBAE制定了《巴西航天总体规划》（MECB），决定研发一种小型卫星运载器（Veiculo
LancadordeSatelites，VLS），用于发射巴西小型环境数据遥感卫星，并在马拉尼昂州（Maranhao）的阿尔
肯塔拉（Alcantara）兴建一个国际航天发射中心。为了降低成本，VLS计划要求生产尽量本土化，对研制
难度大的零部件进行国际采购。但是美国利用1987年签订的《导弹技术控制制度》（MTCR）使欧洲和北
美国家拒绝向非缔约国巴西出售这些零部件，致使VLS的发展长期停滞不前。1994年巴西决定申请加入
MTCR，并为此成立了巴西航天局（AgenciaEspacialBrasilira，AEB），取代了COBAE。1995年10月加
入MTCR后，VLS计划进程加快，IAE很快研制出了基于探空仪4火箭技术的捆绑式三级全固体推进剂运
载火箭VLS-1，还同时开发了微卫星运载器（VeiculoLancadordeMicrosatellites，VLM）项目。
VLS-1于1997年11月2日首飞失败，其后在1999年和2003年进行的两次发射也遭到失败。虽受此
重创，但巴西并未放弃VLS计划，不仅在积极准备VLS-1的第4次发射，而且还寻求国际合作，发展VLS
的液体推进剂火箭。
（陈曦）

<!-- 第 1407 页 -->
巴西
·1364·
卫星运载器（VLS）与
微卫星运载器（VLM）
卫星运载器（VLS）是巴西自主设计、制造、发射的第1个运载火箭型号，从1997年11月2日首次
发射卫星运载器1（VLS-1)至2007年6月30日，共进行了3次发射，发射场为阿尔肯塔拉发射中心（Centro
deLancamentodeAlcantara，CLA），均未成功。现役型号VLS-1由IAE控制的轨道（Orbita）公司研制，
为带有4个助推器的三级全固体推进剂火箭，共生产了4枚。1997年11月2日，首枚VLS-1在发射时因
起飞后1个助推器点火失败而导致火箭分解自毁。1999年12月11日进行了VLS-1的第2次发射，起飞
后55.9s二子级发动机爆炸，箭体起火分解，随后在189s火箭开始偏离安全区域时由地面遥控自毁。第3
枚VLS-1则在2003年8月22日（预定发射日期的前3天）毁于一次助推器意外点火事故，不仅毁坏了火
箭及其搭载的2颗卫星，还导致了综合功能塔被毁和21名技术人员死亡。接受了前3次失败的教训，IAE
准备在2007年和2008年先对第4枚VLS-1进行分段飞行试验，成功后再于2009年上半年正式发射。
为了发射100kg以下卫星（微卫星），巴西还在VLS-1基础上研发了1种不带助推器的小型四级固体
（陈曦）
推进剂运载火箭，即微卫星运载器（VLM）。
卫星运载器1
(VEICULO LANCADOR DE SATELITES 1)
VLS-1为三级捆绑式固体推进剂火箭，其设计充分利用了探空火箭的研制经验（主要基于探空仪4火
箭），火箭约80%的零部件是由巴西国内公司生产的。
主要技术性能
推进剂质量
级数
3级
41.15 t
全长
19.50 m
起飞推力
1030kN
运载能力
380kg（200km，5°倾角）
芯级直径
1.00 m
起飞质量
49.90 t
250kg（200km，90°倾角）
助推器
长度
7.55m
海平面推力
1 030.4 kN
直径
1.00m（每个）
真空推力
1 220 kN
2 226 m/s
起飞质量
34.03 t
海平面比冲
真空比冲
2597 m/s
推进剂质量
4×7.18 t
发动机
4× S-43
工作时间
62s
推进剂
端羟基聚丁二烯

<!-- 第 1408 页 -->
卫星运载器（VLS）与微卫星运载器（VLM）
·1365·
一子级
级长
8.12 m
发动机
S-43 TM
直径
1.00 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
起飞质量
海平面推力
8.72t
320.7 kN
结构质量
1.54 t
海平面比冲
2707 m/s
工作时间
推进剂质量
7.18 t
62s
二子级
级长
5.09 m
发动机
S-40 TM
直径
1.00 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
起飞质量
5.64 t
真空推力
207.9 kN
结构质量
1.21 t
真空比冲
2667 m/s
推进剂质量
4.43 t
工作时间
56.9s
三子级
级长
1.67 m
发动机
S-44
直径
1.00 m
推进剂
端羟基聚丁二烯
起飞质量
1 004kg
真空推力
33 kN
结构质量
190 kg
真空比冲
2765 m/s
814 kg
推进剂质量
工作时间
68.2 s
整流罩.
长度
3.25m
109 kg
结构质量
直径
1.20 m
有效载荷整流罩
总体布局
三子级（发动机S-44）
0
仪器舱
VLS-1火箭包括一、二、三子级和4个捆绑式固体推
液动控制舱
进剂助推器，4个助推器对称固定于一子级四周，如右图
二子级（发动机S-40TM）
所示。
VLS-1火箭的一、二子级与助推器的来源相同，所以
一子级（发动机S-43TM）
各子级直径相同，结构相似。火箭的二、三子级之间装有
一个质量170kg的仪器舱和一个质量115kg的滚动控制
舱。
助推器（发动机S-43×4）
助推器分离采用线型蜂窝形药柱，一、二、三子级均
采用马门带连接分离方式。关机方式为耗尽关机。
VLS-1总体布局

<!-- 第 1409 页 -->
巴西
·1366·
箭体结构
VLS-1火箭全长19.5m，一、二、三子级直径均为1.0m，整流罩最大直径1.2m。其助推器、一、二
子级结构相似，均为采用超高抗拉强度钢（300M钢）的硬壳式结构；三子级也为硬壳式结构，采用凯芙
拉纤维/环氧树脂复合材料。见下图。
一有效载荷整流罩
三子级发动机
仪器舱
滚动控制舱
子级发动机
二子级后舱
子级前舱
助推器前舱
子级发动机
助推器发动机
VLS-1火箭结构
助推级由4个相同的助推器组成，均采用S-43发动机，同时点火工作。喷管可动，用于火箭的姿态控
制。4个喷管都有一个倾角，以减少对上面级或火箭的扰动，使4个助推器间存在的差异最小。
一子级与助推器基本相同，装有可动喷管，以适应缺乏空气状态的飞行。
二子级发动机型号为S-40TM，也装备了可动喷管，完全取自探空仪4火箭的一子级。
三子级发动机S-44的结构用复合材料制造，采用了凯芙拉纤维/环氧树脂复合材料，喷管为固定喷管，
并安装有速度和加注量（或卫星入轨时最新增量）传感器。
VLS-1火箭二、三子级之间的仪器舱和滚动控制舱主要装有用于调节系统及火箭制导和姿态控制的设
备，此外还有三子级旋转台及一些箭载设备，如惯性测量装置、速率陀螺组、箭载计算机、脉冲收发机、
测距仪、遥控自毁装置等。仪器舱和滚动控制舱在三子级点火前与火箭分离。

<!-- 第 1410 页 -->
卫星运载器（VLS）与微卫星运载器（VLM）
·1367·
VLS-1火箭采用了锤头形头部整流罩（见右图），用以
0450
保护有效载荷不受气动力和热压影响。锤头形整流罩可满足
有效载荷的大容量要求，其直径大于芯级火箭和助推器的直
径，可用有效载荷容积1.53m。
有效载荷整流罩为几何锥-柱-锥装配结构，下部与三子
2050
级的S-44发动机以环形马门带相接。材料采用铝合金，固
1100
定装置在中间，穿过机械横梁。外侧有防热壳。
1130
有效载荷整流罩的分离发生在上面级与卫星分离时。整
流罩顶部有1个两级气动活塞，由它来打开沿2个半罩对接
260
处设置的一系列弓形夹并追使两个半罩分开，在底部销周围
的铰链上向外翻转90°后，与火箭分离。
分离面
VLS-1火箭有效载荷整流罩
推进系统
VLS-1火箭各子级发动机均为IAE设计的固体推进剂发动机，使用的推进剂都是端羟基聚丁二烯。4
个助推器中各有1台S-43发动机，每台发动机的真空推力可达305kN，燃烧室压力5.62MPa，喷管外径
700mm，喷管膨胀比12.9。一子级采用1台S-43TM发动机，喷管外径加大至1200mm，喷管膨胀比为
37.2。二子级发动机为1台S-40TM发动机，燃烧室压力5.72MPa，喷管外径800mm，喷管膨胀比26。
三子级发动机为1台S-44发动机，燃烧室压力3.95MPa，喷管外径602mm，喷管膨胀比66.2。
控制系统
1995年以前，巴西不能向欧美购买先进的导航和控制系统，惯性测量装置在VLS-1中采用的是三轴
稳定平台，用以提供惯性姿态角和惯性速度增量。用一个分离速率陀螺组测量稳定角速度。导航程序由箭
载计算机完成，计算机基于68020处理机，完成制导、飞行控制和排序功能。
VLS-1火箭的4个助推器发动机采用可动喷管进行火箭的三轴姿态控制。
一、二子级的发动机采用可动喷管来控制俯仰和偏航姿态，但滚动姿态控制由一个独立的安装于滚动
控制舱的液体推进剂（约45kg，需外购）反作用控制系统（RCS）完成。
为了卫星的入轨，二、三级分离期间需要一个长时间的惯性滑行段。在该滑行段，火箭由安装于仪器
舱的一个冷气控制系统来执行定向和三轴姿态控制，该舱在远地点附近抛出。然后，安装了固定喷管的三
子级通过自旋稳定，将卫星送入圆轨道。
典型飞行程序
VLS-1火箭的4个助推器在地面同时点火，起飞后55s，一子级发动机点火，助推器和一子级的工作
时间均为62s。助推器耗尽关机后首先分离，然后一子级分离，最后二、三子级发动机依次点火，完成卫
星入轨。见后图。

<!-- 第 1411 页 -->
巴西
·1368·
仪器设备舱分离
三子级关机
自旋
转向
三子级点火
卫星入轨
二子级分离
二子级关机
整流罩分离
=185.0 s
t=469.0 s
t=540.0s
一子级关机分离
h=240km
h=720km
=180.0 s
h =750 km
二子级点火
h =230 km
v=5080 m/s
v = 4 240 m/s
v =7 480 m/s
v=5110m/s
助推级分离
t=127.0s
一子级点火
=118.0s
h =122 km
h=107km
v=2890 m/s
v=2710m/s
t=70.0s
h=38km
v =1705 m/s
t=55.0 s
h=21km
v = 1 405 m/s
起飞
VLS-1典型飞行程序
发展与改进
巴西航天局制定的《2005～2014年国家航天活动计划》（PNAE）中对VLS火箭作了如下规划：
1）完善近地轨道（200～1000km）运载能力为100～350kg的小型运载火箭VLS-1，争取第4次发
射成功。
2）发展1个二子级使用液体推进剂的VLS-1B，将近地轨道（750km）运载能力提高至850kg。
3）将VLS系列的中型运载火箭命名为VLS-2，芯级计划全部采用液体推进剂系统，助推级仍保留固
体推进剂助推器，希望达到地球同步轨道（36000km）运载能力1700～2200kg。
4）研制VLS系列的大型运载火箭VLS-3，火箭全部采用液体推进剂，可将地球同步轨道运载能力提
升至2200kg以上。
此外，2004年底巴西航天局还与俄罗斯航天局签署了1个理解备忘录（MoU)，准备合作开发1个新
型VLS液体推进剂运载火箭系列（命名为南十字座计划），准备在2022年以前发展5个运载火箭型号：阿
尔法（Alpha）、贝塔（Beta）、伽马（Gamma）、德耳塔（Delta）和艾普西隆（Epsilon）。
VLS-Alpha火箭基于VLS-1，将VLS-1的上面2个子级替换为1个采用巴西液体火箭发动机LRE的
单一子级，该火箭可运送750kg有效载荷到250km高的赤道轨道，首次发射计划在2009年。
VLS-Beta火箭的结构包括1个更大的新型固体推进剂一子级和两个液体推进剂上面级，可将赤道轨道
运载能力提高至800kg以上。
VLS-Gama的一子级采用俄罗斯的NK-33-1液体发动机，可将卫星送至极地轨道和地球同步转移轨道。
VLS-Delta捆绑两枚固体推进剂助推器，可运送2t以上的卫星至地球同步转移轨道。

<!-- 第 1412 页 -->
卫星运载器（VLS）与微卫星运载器（VLM）
·1369·
VLS-Epsilon由三个液体推进剂芯级捆绑两个液体推进剂助推器而成，可运送4t以上的卫星至地球同
步转移轨道。见下图。
德耳塔
艾普西隆
伽马
贝塔
阿尔法
南十字座计划
（陈曦）
微卫星运载器
(VEICULO LANCADOR DE MICROSATELITES)
VLM是VLS-1的一种小型变种，不带助推器，以VLS-1的
有效载荷整流罩
一、二、三子级为一、二、三子级，另加了一个四子级，发动机
四子级（发动机为S-33）
为S-33，见右图。
仪器设备舱
滚动控制舱
CTA希望用VLM以更低的成本发射100kg以下的微卫星。
三子级（发动机为S-44）
预计发射费用为400万美元（不包括每年的操作成本）。设计运载
能力如下：
二子级（发动机为S-40TM）
近地轨道：100kg至200km、5°倾角轨道；
67kg至200km、90%倾角轨道。
空间站轨道：67kg至407km、51.6°倾角轨道。
一子级（发动机为S-43TM）
太阳同步轨道：18kg至800km、98.6°倾角轨道。
VLM火箭
主要技术性能
级数
起飞质量
15.90 t

<!-- 第 1413 页 -->
巴西
·1370·
全长
20.00 m
起飞推力
259 kN
芯级直径
运载能力
1.00m
100kg（近地轨道）
一、二、三子级
、二、三子级同VLS-1火箭的一、二、三子级。
四子级
1.25 m
级长
推进剂
HTPB
直径
0.66 m
真空推力
20.5 kN
377 kg
起飞质量
真空比冲
2697 m/s
320 kg
推进剂质量
工作时间
42s
发动机
1台S-33
喷管膨胀比
50.4
整流罩
长度
3.25 m
结构质量
109 kg
直径
1.20 m
典型飞行程序
VLM的典型飞行程序见下图。
四子级关机
四子级点火
三子级分离
卫星入轨
自旋
转向
三子级关机
=368.0s
整流罩分离、
=328.0s
h=190km
h=190km
二子级分离
t=192.0s
v=7790m/s
v =4 820 m/s
=175.0 s
h=120km
h =104 km
v = 4 970 m/s
子级分离
v=4100m/s
=129.0 s
h=55km
v = 2 870 m/s
=65.0s
h=15km
y =775m/s
起飞
VLM典型飞行程序
（陈曦）

<!-- 第 1414 页 -->
第2部分
重复使用航天运载器

<!-- 第 1415 页 -->


<!-- 第 1416 页 -->
X-15研究机（X-15RESEARCHAIRPLANE）
·1373·
X-15 研究机
(X-15 RESEARCHAIRPLANE)
X-15研究机是世界上最早利用火箭发动机推进的高超声速飞机，用于研究与高超声速飞行有关的气
动、控制、稳定、生理等问题，为发展载人航天作技术准备。
1952年4月，美国国家航空咨询委员会（NACA）开始研究载人航天问题，1954年5月拟定了X-15
计划，1954年7月，新成立的国家研究机委员会决定研制X-15研究机，由空军和海军投资。1955年12
月至1956年2月选定了承包商，由北美航空公司（NorthAmericanCorp.）担任主承包商。1957年9月开
始制造，共制造了3架X-15研究机，首架于1958年10月出厂。
X-15研究机由经过改装的B-52轰炸机从空中发射。该研究机于1959年6月8日作首次滑翔飞行，9
月17日作首次动力推进飞行，1960年3月25日开始研究性飞行，到1968年10月24日X-15计划结束时
共飞行了199次，总研制费用约为3亿美元，每次飞行约需30万美元（1962年币值）。1963年还耗
资500万美元对1962年着陆失事的2号机进行了修理并作了改进，使其变成改型机X-15A。
美国通过执行X-15计划获得了大量高超声速载人飞行的数据和宝贵的经验，其中约有65%的数据被
后来的载人航天计划所利用。1987年研制的从空中发射的飞马座运载火箭充分利用了X-15的成果，因而
缩短了研制周期，节约了经费。X-15计划的主要贡献是验证了有翼载人飞行器在高超声速飞行中的气动稳
定性，反作用控制系统用于空间姿态稳定的可靠性以及高超声速飞行器的防热材料与结构。X-15计划为后
来的有翼飞行器的研制和航天飞机的方案论证打下了基础，并为空天飞机的研究作了技术准备。
主要技术性能
全长
着陆速度
84.4 m/s
9.29 m²
垂直尾翼面积
15.1 m
X-15
14 186~15 195 kg
15.72 m
起飞质量
X-15A
5883~6123kg
高度
3.96m
关机时质量
8303~9072 kg
6.81 m
可用推进剂质量
翼展
机翼面积
设计最大速度
1 600 m/s
18.58 m²
后掠角前缘
36.75°
达到的最大速度
2020m/s(Ma=6.7)
前缘
36.75°
设计飞行高度
76.2 km
25°
1/4翼弦
达到的最大高度
107.96 km
约5g
展弦比
最大加速度
2.5
厚弦比
5%
推进系统主要技术性能见后表。

<!-- 第 1417 页 -->
美国
·1374 ·
X-15推进系统主要技术性能
类型
液体推进剂火箭发动机
项目
改进型
暂用型
基本型
发动机代号
XLR-11
TD-331
XLR-99
长度/m
2.08
3
直径/m
1.29
1
推进剂
液氧/酒精
液氧/液氨
液氧/80%液氨+20%肼
最大海平面推力/kN
2×36.4
258
284.67
工作时间/s
135
90
总体布局
X-15是单座中单翼机，由机体、推进系统、制导与控制系统、机载设备等组成，总体布局见下图。
X-15研究机总体布局
机体
机体由机身、机翼、尾翼、起落架等组件组成，质量为3483.6kg。蒙皮材料广泛采用因康镍X合金，
有65%的连接部位用焊接连接。
机身是尖头、椭圆截面的圆柱体，质量为1729kg，两侧装有长整流罩，便于机身与机翼的连接，装
设管路、导线与附件，并使机体具有良好的气动外形。机身包括前机身、推进剂贮箱和后机身。前机身由
机头整流罩、驾驶舱与电子设备舱组成，为半硬壳式双层结构，外壁用因康镍X合金，内壁用铝合金，内
部用铝箔与玻璃纤维层压件隔热，内、外壁靠钛合金肋连接。推进剂贮箱为硬壳式结构，包括液氧箱（在
前，长约3.05m）和液氨箱（在后，长约3.66m）。有1个直径0.37m的隧道管贯穿2个贮箱的中央，管
的前端有一个直径0.36m、长2.44m的高压氨气瓶，后端有过氧化氢箱。两个贮箱都分成3个隔舱，制造
方法是先将壁板焊成圆筒，再焊上内、外加强件与箱底、安装支架。后机身是因康镍X合金与钛合金结构，
其框架由几个钛合金扇形件焊接而成。后机身内部安装火箭发动机，外部则与尾翼、着陆装置连接。

<!-- 第 1418 页 -->
X-15研究机（X-15RESEARCHAIRPLANE）
·1375·
机翼是多梁盒形结构，质量为637.8kg，其蒙皮的厚度从翼根向翼尖逐渐变薄，上表面由2.3mm减薄
至1mm，下表面由1.65mm减薄至1mm。机翼自翼根弦4.55m至翼尖弦0.91m处后掠25°，最大弦厚约
为165mm。用两根展向梁分别支撑前缘组件及短后缘和襟翼安装接头。前、后缘是多肋结构，前缘的上、
下蒙皮与前端的耐热合金吸热杆铆接。机翼通过翼梁与机身两侧的9个A形架铆接并固定在机身上。
尾翼包括水平与垂直尾翼，质量为489kg。水平尾翼为全动翼，其结构由主梁、前梁、后缘、加强肋
和蒙皮组成，可以围绕与主梁构成一体的心轴转动。垂直尾翼为楔形翼，采用波纹状腹板的盒形结构，安
装在后机身的上、下方，各由固定部分与可动部分组成，但在下方的可动部分在着陆之前要抛掉。4个减
速板与上、下固定结构铰接并保持齐平，打开时呈2个V形以减速。
起落架包括前轮装置和在后部的一对滑橘，质量为202.8kg。X-15装在载机上时，起落架由人工收起，
返回时起落架自由放下。前轮装置与滑撬均采用普通的减震支柱。滑撬由销钉销住，仅能沿俯仰与滚动平
面运动。
推进系统
X-15研究机的推进系统由锡奥科尔公司反作用发动机分公司（ReactionMotorsIncorp.ofThiokol
ChemicalCo.）负责研制。该系统采用XLR-99单燃烧室火箭发动机（见下图）作为基本型。由于XLR-99
发动机赶不上研制进度要求，早期的X-15研究机改用2台推力较小的XLR-11火箭发动机作飞行试验，直
到1960年11月5日才将XLR-99发动机装在X-15的2号机上作首次飞行试验。
防焰层
液氧泵
液氧入口
固定的
推力室
过氧化氢
带陶瓷涂层
燃气发生器
的镍管
涡轮泵
排气口
液氨泵
液氨入口
涡轮排气管
液氨输送管
排放口
控制盒
XLR-99液体火箭发动机
XLR-99发动机是变推力发动机，推力可以在50%～100%的范围内调节。最小海平面推力125kN，最
大258kN，比冲大于2451m/s。推进剂采用液氧与液氨，混合比（液氧/液氨）为1.25。燃烧室采用钎焊
的管束式结构，燃烧室温度2740℃，压力4.1MPa，利用流经燃烧室壁管的液氨进行冷却，燃烧室内壁还
喷有耐高温的陶瓷涂层。发动机的工作过程为：按照控制装置的指令，使过氧化氢箱内的高浓度过氧化氢
经由阀门进入燃气发生器；燃气发生器产生燃气以驱动涡轮，涡轮带动涡轮泵工作；这时两个贮箱内的推

<!-- 第 1419 页 -->
美国
·1376·
进剂在高压氨气作用下分别流向液氧泵与液氨泵，泵入口压力分别为0.29MPa和0.25MPa；泵将液氧与
液氨分别经主阀门送入燃烧室，最大流量达90.7kg/s；进入燃烧室的推进剂由点火器点燃；发动机关机后
排除残存的推进剂；发动机的质量为415kg，通过3个减震架用螺栓将发动机固定在后机身内。
1963年5月决定将1962年着陆失事的2号机改进成X-15A型研究机，以进一步提高航速。该机除了
在外部安装冲压喷气发动机外，还将内部的XLR-99火箭发动机改进成TD-331发动机，使性能提高16%。主
要的改进措施是：喷管加长0.92m，面积比由9.8增大到33.6；喷管延伸段采用辐射冷却的钼合金结构；
在液氨中加入20%的肼，以增大燃料密度，提高比冲约2.5%；改进喷注器，使推进剂混合得更好，使发
动机性能提高4.1%。
制导与控制系统
X-15研究机的制导系统由斯佩里陀螺仪公司（SperryGyroscopesCorp.）负责研制，它是惯性全姿态
飞行数据系统。这个系统按其功能分为载机部分和X-15机上部分。载机部分用于向X-15研究机的计算机
提供正确的初始数据（如高度、高度变化率、速度、姿态、航向、位置等），以便在载机释放X-15时能使
X-15的惯性系统对准方位并保持稳定。X-15机上部分（质量约为68kg）包括1个四框架陀螺稳定平台、
计算机、10个晶体管放大器和座舱指示器，用于在载机释放X-15后提供X-15所需要的所有数据。装有3
个积分陀螺和3个线性加速度计的稳定平台测量3个轴向加速度，并向驾驶员提供偏航、俯仰和滚动姿态
数据。计算机将这些数据转换成可使用的形式。这个惯性系统和4个飞行指示器（即高度表、升降速度表、
总速表和三轴姿态指示器）协同工作，以便于驾驶员进行飞行控制。
X-15研究机采用不同的控制系统控制飞行，在大气层内飞行时用气动控制系统。此系统利用可动操纵
面（如升降副翼、上下方向舵、减速板、着陆襟翼等）进行俯仰、偏航与滚动控制。这些操纵面由两套相
互独立、同时工作的20.7MPa液压系统驱动，以确保工作可靠。在36.5km以上高空飞行时，改用反作用
控制系统，此系统使用两套完全重复的喷嘴以提高可靠性，每套由6个喷嘴组成，其中4个装在前机身的
个喷嘴可产生180N的推力。反作用控制系统所用的喷气是过氧化氢箱内的过氧化氢经催化反应后的气体。
典型飞行程序
X-15研究机由经过改装的B-52轰炸机载运至空中发射。通常载机在186.7m/s速度与11.6km高度投
放X-15。X-15一般采用两种典型的飞行方式，即高速飞行和高空飞行，前者以达到最大速度为目的，而
后者则以达到最大高度为目的。高速飞行时，X-15在爬升到预定高度后即向下俯冲，在达到最大速度后转
为沿较扁平的轨道飞行以不断减速。高空飞行时，X-15先沿陡峭的轨道向上爬升，在达到最大高度后弹道
式下落，然后转为平飞。采用这两种飞行方式的X-15都在166m/s速度和4.6km高度开始进场，盘旋1
圈后着陆，着陆时速度降至130m/s。
（丁华）

<!-- 第 1420 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1377·
航天飞机（SPACESHUTTLE）
美国国家航空航天局（NASA）研制的航天飞机是世界上第1种往返于地面和宇宙空间的部分重复使
用的航天运载器。它由轨道飞行器、外贮箱和固体助推器组成。按设计要求每架轨道飞行器可重复使用100
次，每次最多可将29.5t有效载荷送入185～1110km近地轨道，将14.5t有效载荷带回地面。轨道飞行器
可载3～7人，在轨道上逗留7～30天，进行交会、对接、停靠，执行人员和货物运送、空间试验、卫星
发射、检修和回收等任务。航天飞机可从两个发射场发射：从肯尼迪航天中心发射执行包括地球同步轨道
在内的低倾角轨道任务，从范登堡空军基地发射执行包括极地轨道在内的高倾角轨道任务。
美国航天飞机发射
航天飞机在发射场垂直起飞，上升过程中抛掷工作完毕的固体助推器壳体和外贮箱。助推器在海上回
收、整修后供再次使用，外贮箱不回收。轨道飞行器执行任务后返回机场，水平着陆。轨道飞行器具有
2000km横向机动能力。原规定轨道飞行器的维护周期为160h，即2周后便可执行下一次任务。
航天飞机的研究工作始于20世纪60年代末。1969年9月阿波罗首次登月后2个月，美国总统便指定
美国空间工作组研究制定未来空间研究的方针和途径，当年该工作组正式提出研制包括航天飞机在内的新
的空间运输系统。1971年美国政府正式接受了此项建议，并由总统发出命令。自此便正式开始了航天飞机
的研制工作。航天飞机研制进展见后图。

<!-- 第 1421 页 -->
美国
·1378·
年1969
1972
1973
1974
1970
1975
1976
1971
1977
1978
1979
1980
1981
空间工作组建议
总统命令
确定并进行系统研究
成立航天飞机研究委员会
技术研究
设备设计与建设
主发动机点火试验
轨道飞行器主发动机
101号轨道飞行器出厂
轨道飞行器
外贮箱
点火试验
固体助推器
发射和着陆设施
系统地面试验
1/4缩尺模型振动试验
整机振动试验
<
进场着陆试验
首次轨道
载人飞行
航天飞机研制进展
研制工作共分A、B、C、D4个阶段。A阶段研究航天飞机外形，并提出进一步研究的要求和方向；
B阶段为技术经济指标确定和方案设计阶段；C阶段进行技术设计，D阶段为生产和飞行阶段，二者合称
C/D阶段。
A阶段始于1969年。在该阶段提出两级全部重复使用的航天飞机方案。方案中助推器和轨道飞行器
的连接方式各有不同，有腹部相接、背驮和并联等几种布局。大多为直机翼飞行器，设有18.3m×4.6m
货舱，可载乘员10人，载货11.3t。助推器将轨道飞行器送至高空后飞回发射场。推进系统全部采
用液氢液氧推进剂。
1970年3月开始由北美洛克维尔（NorthAmericaRockwell)和麦克唐纳·道格拉斯（Mc-DonnellDouglas）
公司承担B阶段的研究工作。到1971年6月决定选用满足空军要求的185km轨道运载能力为29.5t并具
有高横向机动能力的三角形机翼轨道飞行器方案。后因苏联放弃了登月竞赛，美国航天预算紧缩，NASA

<!-- 第 1422 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1379·
被追改变方案，将推进剂贮箱全部移至轨道飞行器外，并取消重复使用的载人助推器方案。
1972年1月15日美国总统正式宣布研制全新的空间运输系统。当年3月确定了接近于现有状态的总
体方案。载人回飞型助推器改为弹道回收的并联助推器，轨道飞行器缩小，主发动机由2台大推力发动机
改为3台小推力发动机，贮箱移到机体外，姿控和机动发动机改用可储推进剂。1970年～1980年方案变
动的大致情况列于下表。
航天飞机方案演变
项目
1970-06
1971-06
1975-02
1976-02
1980-07
1972-06
1973-06
1974-02
全系统
长度/m
88.4
61.6
55.2
81.4
56
56.14
56.08
56.08
起飞质量/t
2270
1600
2400
2010
2020
1900
1990
2000
推力/MN
21.57
29.32
41.68
27.26
28.53
33.44
28.14
30.78
助推器
44.2
45.4
长度/m
56.3
70.1
82
45.4
45.4
45.4
直径/m
3.9
3.59
3.72
3.7
3.7
3.72
一
翼展/m
43.9
42.9
载人
载人
不载人
是否载人
不载人
不载人
不载人
不载人
不载人
起飞质量/t
1200
1900
1 470
1050
1 150
1160
1160
1 170
21.57
推力/MN
29.32
36.68
22.26
23.53
28.44
23.14
25.8
发动机/台
12
12
2
2
2
2
2
分离时高度/km
78
73
40
43
48
44.5
50
44
2800
分离时速度/（m*s1）
1400
3300
1200
1400
1388
1 400
1400
轨道飞行器
长度/m
58.5
62.8
38.17
37.4
37.2
37.2
37.2
37.2
翼展/m
23.77
23.79
38.1
32.6
25.6
23.79
23.79
23.79
起飞质量/t
114
400
126
380
111
102
102
109
推力/MN
4.21
5.0
5.0
5.0
5.78
5.0
5.0
5.0
主发动机/台
2
2
3
3
3
3
3
3
外贮箱
长度/m
46.9
55.47
47.36
46.87
46.84
47.0
8.38
.直径/m
8.38
8.38
8.07
8.23
8.45
起飞质量/t
808
739
739
734
736
743
1972年7月NASA指派约翰逊航天中心（JohnsonSpaceFlightCenter）负责轨道飞行器管理，马歇尔
航天飞行中心（Marshall SpaceFlight Center）负责轨道飞行器主发动机、外贮箱和固体助推器管理，肯尼
迪航天中心（KennedySpaceCenter）负责航天飞机部件组装、测试及发射，此外由洛克维尔公司负责轨道
飞行器的设计与研制，马丁·玛丽埃塔·丹佛航空公司（MartinMariettaDenverCo.）负责外贮箱的研制与
制造，莫顿·锡奥科尔公司（Morton.ThiokolCo.）负责固体助推器的研制，洛克达因公司（RocketdyneDiv）
负责主发动机的研制。
第1架轨道飞行器企业号于1976年9月17日出厂，1977年2月至1979年4月分别进行了进场着陆
试验、地面振动试验以及与固体助推器和外贮箱组合进行的合练。1981年4月12日哥伦比亚号实现了航
天飞机的首次试飞，之后连续进行了4次试飞，并在第4次试飞时携带国防部卫星执行任务。1982年11

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美国
·1380·
月哥伦比亚号第5次飞行，这也是美国航天飞机的首次正式运行。
美国航天飞机的研制总费用（包括4次试飞的费用）为124.427亿美元（历年经费总和，未经折算，
见下表）。1988年12月STS-27任务的费用为3.75亿美元（当年币值）。目前，每次航天飞机发射的检测
和维修费用都在5亿美元以上。
亿美元
航天飞机的研制费用
财年
1965~
1973~
历年合计
1977
1982
1978
1979
1980
1981
项目
1972
1976
NASA
7.278
6.905
5.609
5.210
57.437
轨道飞行器
3.842
20.052
8.541
1.406
主发动机
2.199
1.727
1.340
12.237
0.192
3.589
1.784
研
0.545
外贮箱
5.710
0.416
1.347
0.760
0.800
1.048
0.794
制
1.154
0.612
0.445
0.836
5.421
固体助推器
0.512
0.954
0.908
费
1.496
1.335
1.884
2.040
8.294
发射和着陆
0.651
0.888
2.458
6.223
空军
1.696
2.069
12.374
95.322
小计
12.038
4.926
26.593
12.881
12.075
14.399
轨道飞行器
7.275
17.056
1.410
2.645
5.726
生
0.755
1.236
主发动机
1.215
3.326
0.120
产
0.340
0.574
发射和着陆
0.070
0.164
费
备件和设备
0.429
1.020
1.695
0.210
22.615
小计
9.850
1.530
3.680
7.555
6.490
运行费
2.140
4.350
124.427
18.079
19.929
24.028
4.350
航天飞机总费用
4.926
26.593
12.881
13.605
到目前为止NASA共生产过6架航天飞机轨道飞行器，它们是OV-101企业号（Enterprise）、OV-102
哥伦比亚号（Columbia）、OV-099 挑战者号（Challenger）、OV-103发现者号（Discovery）、OV-104阿特
兰蒂斯号、（Atlantis）和OV-105奋进号（Endeavour）。其中奋进号是为填补挑战者号失事后的空缺而制造
的。企业号为试验机，其他5架为工作机。其中挑战者号已在1986年1月18日升空时爆炸；哥伦比亚号
在2003年2月1日返航途中解体。企业号在完成试验任务后，被收藏在史密桑尼亚协会的博物馆里，直
到哥伦比亚号航天飞机失事后，企业号上的防热瓦又被拆下进行测试，以调查哥伦比亚号失事原因。目前
在役的航天飞机仅有3架。
1986年1月28日，挑战者号在执行代号STS-51-L的第10次太空任务时，因为右侧固体助推器尾部
装配接头的O形密封环失效，使固体助推器燃烧产生的高温气体外泄，将外贮箱烧裂，使得结构破坏，导
致液氧、液氢混合而爆炸，挑战者号在升空后73s炸毁（见下页左图），7名航天员全部殉职。经调查确认，
挑战者号爆炸是由于右侧固体助推器连接处因设计上的缺陷和气温过低，造成密封垫圈失效引起的。这次
事故使美国航天计划推迟了32个月。
2003年2月1日，哥伦比亚号航天飞机（见下页右图）在执行代号STS-113的发射任务中，外贮箱表
面脱落的一块泡沫材料击中了轨道飞行器左翼前缘的防热瓦，造成防热瓦损伤，致使轨道飞行器在重返大气
层时，超高温气体从裂孔处进入机体，导致航天飞机解体，7名航天员全部遇难。事故发生后，NASA组织

<!-- 第 1424 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1381·
了故障调查委员会，并于2004年8月13日最终确认，哥伦比亚号航天飞机外贮箱表面泡沫材料安装过程
存在的缺陷是造成事故的主要原因。为使航天飞机完成今后的使命，NASA花费了近20亿美元对发现号
航天飞机进行安全改进，主要涉及近50项技术改动，并进行了几百万次计算机模拟试验，使得发现号航
天飞机于2005年7月26日成功复飞。
截止到2007年6月，航天飞机共发射118次，其中哥伦比亚号28次，挑战者号10次，发现号33次、
阿特兰蒂斯号28次，奋进号19次；飞行成功率为98.31%。
美国第1架航天飞机
挑战者号航天飞机爆炸时的瞬间
哥伦比亚号在发射台上
美国航天飞机是当代唯一投入实用的航天飞机，也是人类第1种可部分重复使用的载人航天器，并取
得了巨大成果，其用途广泛、环境舒适、运载能力大，为人类的天地往返活动开辟了较为理想的途径，也
为下一代载人航天器的发展奠定了基础。
在航天飞机诞生至今的30余年间，为了不断满足任务的需要一直在进行着多种技术改进。鉴于目前
航天飞机的老化和安全性问题，及其费用高昂、操作复杂及运行周期长和必须载人等因素，美国考虑研制
新型天地往返运输系统。2004年1月布什总统颁布了“新空间探索计划”，指出航天飞机将于2010年左右
退役，未来美国的载人航天任务将由新型运载火箭和载人探测飞行器（CEV）所组成的天地往返运输系统
完成。
主要技术性能
56.14m
全长
轨道机动速度增量
304~762.5m/s
高度
乘员
3～7人（特殊情况10人）
23.34 m
入轨29.5t
约2041t
有效载荷质量
起飞质量
起飞推力
30 802.7 kN
出轨14.5t
14天
<3g
过载
额定地面周转时间

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美国
·1382·
185.0~1 110 km
约2000km
横向机动能力
运行轨道高度
7~30天
轨道运行时间
固体助推器
长度
45.46 m
推进剂质量
2X503.63t
直径
推进剂
3.70m
高氯酸铵/铝粉
总质量
2×586.51t
海平面推力
2 × 12 899.2 kN
结构质量
2×82.88 t
外贮箱
长度
结构质量
47m
33.503 t
直径
液氧质量
8.38m
604.195 t.
743253kg
总质量
液氢质量
106.606t
轨道飞行器
长度
主发动机
37.24m
3台
高度
17.27m
推进剂
液氧／液氢
真空推力
23.79m
翼展
3X2090.7kN
4.5m
货舱直径
海平面推力
3X1668.1 kN
货舱长度
真空比冲
18.3 m
4 464.5 m/s
70.8~80.0 m²
乘员舱容积
海平面比冲
3552.5 m/s
68.04 t
结构质量
轨道机动发动机推力
2 ×26.69 kN
约102t
满载质量
横向机动能力
约2000km
飞行100次
寿命
总体布局
美国航天飞机由轨道飞行器、外贮箱、固体助推器三大部分和27个分系统组成。其组成和布局如后
表及后图所示。
固体助推器
航天飞机固体助推器是至今使用的一种最大的也是第1种可重复使用的固体发动机。2台固体助推器
为航天飞机起飞到45.7km的上升段提供主要推力。设计要求每台至少使用20次。
固体助推器的主要组成部分有发动机、结构、分离系统、电子系统、飞行测量系统、配电系统、减速
系统和靶场安全自毁系统等。
固体助推器可以互换，它们匹配成对使用，由于固体助推器喷管延伸段在发动机熄火后抛掉，因而它
是一种部分重复使用组件。

<!-- 第 1426 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1383·
航天飞机三大系统
结构
吹除、排气、排液系统
被动温控系统
防热系统
反作用控制系统
推进系统√轨道机动系统
人主推进系统
环境控制和生命保障系统
电源配电系统
轨道飞行器√辅助动力装置
液压系统
数据处理系统
测量系统
电子系统
通信与跟踪
航天飞机
制导、导航、控制
起落架系统
有效载荷释放和回收
警告报警系统
（烟雾检测和消防系统
外贮箱
发动机
结构
连接分离系统
配电系统
固体助推器
电子系统
液压系统
推力矢量控制
靶场安全系统
人回收系统
固体助推器直径3.70m
外贮箱直径8.38m
23.79m
固体助推器连接点
37.2m
贮箱-轨道
轨道飞行器
飞行器连接点
45.46m
47m
56.14m
航天飞机的3个组成部分及其基本数据

<!-- 第 1427 页 -->
美国
·1384·
结构
固体助推器由鼻锥罩、截锥段、铣切前裙段、发动机壳段、外贮箱连接环、后座环、后裙段和系统电
缆隧道组成（见下图）。每台发动机壳体由11件D6AC材料壳段组成。
鼻锥罩
截锥段
前裙段
系统电缆隧道
外贮箱连接环
后座环
后裙段
前Y形框筒段接头
连接环
后Y形框
加强框
固体助推器结构
喷管和推力矢量控制
8=7.16:1
4台分离发动机每
台推力97.9kN
4台分离发动机每台推力97.9kN
主降落伞组件
后裙段和发射支点
外贮箱/固体助
推器连接件
固体助推器/外贮
箱连接环和连杆
系统电缆隧道
分离电子部件，正式飞行测量组件，回收电子部件
前裙带
头部整流罩
固体助推器

<!-- 第 1428 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1385·
发动机
发动机药柱（见右图）由氧化剂（69.93%高氯酸
11角星芯孔
前段
铵）、燃料（16%铝粉）、催化剂（0.07%氧化铁）、黏
结剂（12.04%多聚物）和固化剂（1.96%环氧树脂）
组成。发动机前部药柱芯孔呈11角星形、尾段和中
中段
段呈双截锥形。此种药柱芯孔布局可使发动机在起飞
时提供高推力，到起飞后50s下降约1／3，以免运
载器在最大动压段承受过高的应力。固体助推器可互
尾段
换并配对使用。每台由4个药柱段组成，每对药柱段
用同一批次的装药，以最大程度地降低助推器间的推
力不平衡。
药柱
航天飞机固体助推发动机装有可摆动的收敛扩
散型喷管。喷管以其尾部挠性接头作为摆动机构。发动机的推力矢量控制是通过喷管摆动进行的，其各向
摆动角为8°。喷管组成如下图所示。喷管挠性接头由天然橡胶弹性体和钢质垫片夹层以及前、后端框组
成。10层金属填片、11层弹性体和端框热粘在一起。喷管装有推力矢量作动器以及和发动机后壳段适配
的连接结构。喷管延伸段在熄火后抛掉，以减轻挠性接头的撞击损伤。喷管膨胀比为7.16。
石墨衬
石墨衬
石墨衬
石墨衬
7075铝合金
晴基丁
烯橡胶
挠性接头
·钢质填片
充填物
玻璃纤维布
·天然橡胶垫
石墨衬
·钢质端框
·硅橡胶套
195.6cm
63.2cm
后端框
231.16cm
石墨衬垫
防护套
前端框
弹性体
7075铝合金
金属填片
7075铝合金
（a）收敛扩散型喷管
玻璃纤维布
（b）喷管延伸段
固体助推器喷管

<!-- 第 1429 页 -->
美国
·1386·
分离系统
航天飞机固体助推器分离系统由连接释放机构、分离发动机、分离电子系统及各种传感器组成。
外贮箱
固体助推器
飞行方向
外贮箱
螺栓抓具一
推力紧
连接器NSI电缆在
电气脱落插座
固件
对角连杆
副活塞
此处断开
分离螺栓
分离面
推力紧
主活塞
固体助推器
固件
分离面
离螺
引爆压
后部分离螺栓
力筒
侧视图
前部分离螺栓
压力传感器
活动
发射台
起爆引信
支撑杆
助推器前部分离发动机
助推器后部分离发动机
分离系统组件
连接释放机构
固体助推器连接释放机构由8个连接结构和8个分离螺栓组成，每台助推器各4组。
1）前部连接结构。前部连接装置位于固体助推器前筒段，它是一种推力紧固件。其球形件允许固体
助推器和外贮箱在分离前相对旋转1°。该装置有一铝合金蜂窝结构螺栓抓具，防止碎片散射。
2）后部连接结构。固体助推器后部通过3根连杆与外贮箱相接。每根连杆都装有与前部相似的分离
螺栓。后部分离系统满足以下特殊要求：（1）连杆需适应助推器和外贮箱之间12.7～15.2cm的纵向相对
移动：（2）连杆传递1746kN轴向载荷；（3）连杆需传送来自轨道飞行器的指令；（4）0.01s内完成分离。
3根连杆都安装在固体助推器的外贮箱连接环上。下连杆和对角连杆采用同一方案，可以互换。上连
杆的设计较为复杂，需满足指令传输和信号测量的要求。
分离发动机
航天飞机2枚固体助推器各装8台固体分离发动机。前部4台、后部4台；发动机与前分离螺栓和连
杆的分离起爆器同时点火。发动机工作0.7s，每台产生推力97.9kN。
前部4台发动机安装在截锥体靠轨道飞行器的一侧。航天飞机坐落在发射台上时喷管向上。发动机防
热罩保证航天飞机上升段热气流不灌入喷管冲击推进剂，以防发动机自动点火。此外，防热罩还必须保证
分离发动机点火时无微粒射流影响轨道飞行器防热系统。前部发动机防护装置类似铰链盖或舱门。门打开
时铰链受扭弯曲。铰链的弯曲使门的动能转为热能，门被制动后保持在一定位置，保护轨道飞行器免受射

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1387·
流影响。另有一锯齿扣装置，保证门不会在打开后再关上。
单位：cm
国家宇航标准1395衬垫16处
1.15
1.20
铝合金7075-T7351壳体
60.34
60.31
垫料
10.82
推进剂
19.21
0形密封环
热密封
1.00
8.00
20°
未示出
喷管
32.68±0.38
7073-T7352
起爆引信点火器
铝合金
ATJ石墨
助爆器装药
303不锈钢点火器
O形环
78.74
固体助推器分离系统
脆性接头
/弹簧
降落伞(未示出)
头部整流罩
铰链销
湿气密封件
剖面A-A
带有防护盖的分离发动机
分离发动机罩
橡胶垫
护圈
截锥体
截面294
分离发动机
支撑结构
橡胶垫
+Z
护圈
飞行方向
校准销（2个)
软金属填片
分离发动机前端的
8个螺栓固定器
前部分离发动机位置及分离防热罩

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美国
1388·
尾部分离发动机防护装置要简单得多。分离发动机点火时将其吹开。由于后部分离发动机位于裙段支
撑柱部位，故有3台发动机位于支撑柱的一侧，另一台位于另一侧。
+Z轴
20°
推力（4台
发动机）
后裙段上部内环框
热密封件(未示出)
后裙段
后对接面
尾部分离发动机位置
分离发动机和结构分离系统同时点火。余的分离信号送往前部和后部分离发动机系统，启动起爆器。
起爆器的爆炸经2条起爆引信复式接头和8个起爆引信装置传至分离发动机点火器。
MECI
MEC2
轨道器指令
轨道器指令
轨道器
RSRB
外贮箱
RSRB
左侧SRB
PIC
NSI
sW
SW
BSM
NSI
起爆器
后螺栓
A
(3)
PIC
(3)
D
压缩装药
A
BSM
ISN
PIC
固态开关
压缩装药
B
BSM
C
NSI
PIC
后螺栓
压缩装药
NSI
PIC
A
BSM
起爆器
B
PIC
NSI
后裙
压缩装药
B
截锥体
温
PIC
NSI
后
PIC
压缩装药
A
NSI
BSM
螺栓
起爆器
A
PIC
NSI
B
压缩装药
后IEA
BSM
前IEA
PIC
BSM
ISN
前螺栓
压缩装药
A
NSI
PIC
PIC
BSM
NSI
起爆器
B
B
压缩装药
分离指令：解除保险，点火1，点火2
固体助推器分离系统框图
BSM一固体助推器分离发动机；CDF一限爆引信：IEA一集成电子组件：SRB一固体助推器：
MEC一主事件控制器：NSI一NASA标准起爆器；SW—开关：PIC一火工品引I爆器控制器：R一右侧

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1389·
分离电子系统
固体助推器火工品装置和控制装置间由2台主事件控制器（MEC）进行信号传递和数据测量。分离系
统通过4台尾部信号复合器/信号分离器（MDM）和2台MEC连接。固体助推器手动分离开关通过4台
前部MDM与航天飞机通用计算机接口。
固体助推器电子和测量系统（EIS）提供轨道飞行器和固体助推器分离系统间的接口。该系统由集成
电子组件（IEA）和火工品引爆控制器（PIC）组成。分离发动机和分离螺栓由IEA进行控制。尾部IEA
提供信号调节和放大、指令传递、数据分配、电力传输。位于助推器前部的组件通过尾部EA向前部IEA
传输。固体助推器向轨道飞行器输送的全部数据通过尾部正A传输。
火工品引爆控制器是一一种单通道电容放电装置。它要求发送预备信号，对电容器充电。然后送“点火
1”和“点火2”指令放电，起爆火工品。PIC由一组双见余固体开关作动，开关通过MEC从通用计算机
接受信号。
电子系统
每台固体助推器有2套集成电子组件，助推器前后裙段各1套。前部组件负责在固体助推器熄火后指
令抛掷喷管、释放鼻锥罩和截锥段、降落伞开伞、接通回收辅助装置。后部组件安装在外贮箱／固体助推
器连接环上，它与前部电子组件以及轨道飞行器电子系统接口，为固体助推器提供点火指令和喷管推力矢
量控制。每套电子组件含一信号复合器和信号分离器。它们在单一通道发送或接收1个以上的信号、信息
或信息单元。
推力矢量控制
每台固体助推器有3台速率陀螺装置。它安装在固体助推器与外贮箱连接点前短壳内的前环框上。装
置由俯仰速率陀螺和偏航速率陀螺组成。速率数据通过轨道飞行器前部信号复合器/信号分离器送往计算
机。陀螺在助推器分离前2～3s从回路退出，转由轨道飞行器速率陀螺提供俯仰、偏航速率数据。
航天飞机控制系统的4个上升段推力矢量控制（ATVC）驱动器接收制导系统的指令，并将与指令成
比例的电信号送往固体助推器的2个伺服作动器。
每个伺服作动器均由4个独立的二级伺服作动器组成。每个伺服作动器都有4个二级伺服作动阀门，
由它们控制伺服作动器内的一个滑阀，滑阀确定作动筒的位置，控制推力矢量和运载器的姿态。飞行控制
系统向4个二级伺服阀发出4个相同的指令，通过4个二级伺服作动器的综合作用确定滑阀位置，这样就
可以防止个别错误的指令影响作动器动作。如果一个通道的错误指令持续时间超过预定时间，则所敏感到
的压差会启动一选择阀门，隔离并中断有故障的伺服阀液路，利用其余3个通道和伺服阀控制作动器滑阀。
位置信号的位置传感器。作动器还装有卸载组件，防止喷管挠性接头在溅落时损坏。
液压系统
每枚固体助推器有2套独立的液压动力装置（HPU)。液压动力装置由辅助动力装置（APU）、燃料供
给组件（FSM）、液压泵、油箱和相应的管路组成（见后图）。辅助动力装置以肼为燃料，由它向液压泵输
送动力。系统各装置位于固体助推器喷管和后裙段间的空间内。APU控制器的电子组件装在助推器后部集
成电子组件中。

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美国
·1390·
液压动力装置A
油箱
燃料
控制阀
低压
燃料隔离阀门
燃料
辅助
主控制阀副控制阀
泵
轴
供应
动力
组件
装置
液压泵
高压
启动旁通管路
系统A
轴性能
系统A
主阀门副阀门
遥控(2）供油
回油
控制
控制
副开关
作
摆动
动
转换阀
器
主开关
辅助动力装置控制器A
转换阀
位置
辅助动力装置控制器B
轴性能
主阀门
副阀门
转换阀位置
控制
控制
遥控(2)
副开关
作
系统B
动器
转换阀
供油
倾斜
主开关
液压动力装置B
系统B回油
液压动力装置
燃料加注
溢出
燃料加注
气体发生器
和泄出
燃料供给组件
气体发生器气体发生器
氮气/肼
主控制阀副控制阀
燃料隔离阀（常闭）
常开常闭
氮气加注[区
常开
燃料泵
常闭
加热器2
废气排出机外
固体助推器辅助动力装置
APU推进剂供给组件可装肼9.9kg，系统用2.75MPa高压氮气挤压输送推进剂。APU启动时推进剂
隔离阀打开。推进剂首先通过旁通管路，待泵出口压力大于旁通管路压力后，再全部供给推进剂泵。通
过泵和控制阀门进入燃气发生器，由催化剂催化分解产生燃气。燃气进入APU二级燃气涡轮，由涡轮依
次带动APU齿轮箱、APU燃料泵、液压泵和润滑油泵。涡轮废气流过气体发生器，对其进行冷却后经废
气管排出机外。
当APU的转速达100%额定转速时，其主控制阀门关闭，由电子控制器控制转速。当主控制阀门逻辑
线路失效时，由副控制阀门接替工作。转速控制极限为112%。
液压动力装置与助推器的2个伺服作动器相接，一套为主液压源，另一套为副液压源。伺服作动器设
有转换阀门，当液压降至14.14MPa时即可通过转换阀门转至副液压动力装置，由它为作动器提供动力，

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1391·
并由控制器控制APU的转速，为2个伺服作动器提供足够的液压。辅助动力装置的最高转速为80640r/min。
液压泵的转速为3600r／min，提供（21.043土0.3449）MPa的液压，高压卸压阀门在液压达25.18MPa
时卸压，以防系统超压。
固体助推器液压系统可重复使用。
自毁系统
航天飞机共有3套自毁系统，2枚助推器各1套、外贮箱1套。系统只接收地面发来的2种指令一
允爆和起爆。
系统由天线耦合器（2个）、指令接收机（2台）、指令译码器（2台）、分配器（1台）、安全解保装置、
起爆引信集流管（2个）和柔性聚能爆炸索（2条）组成。
指令接收机应调节到靶场安全系统指令频率。指令译码器只起用1个编码通道以防其他无效频率信号
进入分配器。分配器含有将自毁指令送往系统起爆器的逻辑电路。NASA标准起爆器通过保险与解保装置
点燃起爆引信，随后起爆柔性聚能爆炸索。发出的第1个指令是“允爆”，此时驾驶舱显示灯亮。第2个
才是“起爆”指令。
2枚固体助推器和外贮箱上的分配器是相互交连的。这样，一枚固体助推器接受到的允爆和点火信号
就会立即传至另一枚助推器和外贮箱并同时引爆自毁。
配电器A系统由自毁系统专用电池供电，B系统与回收系统共用电源。
指令天线
Y
方向
地面支授设备
耦合器
RSS电池
回收电池
混合
系统A
系统B
耦合器
指令
A
CDF
接收器A
歧管
NSI
系统A
SC
指令
自毁装置
编码器A
装置
系统B
指令
LSC
CDF
NSI
**
接收器B
歧管
帽盖
B
前裙段
配电器
供电接头
指令
编码器B
靶场安全系统框图
CDF一限爆引信：NSI一NASA标准起爆器：LSC一柔性聚能爆炸索；
RSS一-靶场安全系统：S&A一保险与解保：*一限制引I信：**—带适配器的NSI起爆器
配电系统
固体助推器配电系统如下图所示。系统通过主直流母线由轨道飞行器电源供电。由轨道飞行器的主直
流母线C向助推器A母线、B母线输送主电流，由轨道飞行器母线B向助推器母线C输送备用电流。这
种配电方法使助推器在轨道飞行器某一母线供电失效时仍能工作。直流额定电压为28V，上限为32V，
下限为24V。

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美国
·1392·
外
固体
接通电源
MNC
轨道飞行器
延时器
贮
前部
后部
前部系统
RPC
MEC1
(0.04s)
IEA
指令
箱
IEA
20A
系统
接通电源
RPC
A
MEC1
系统
20A
助推
助推
指令
A
MNA
器
电压检测
后部
母线
母线
（22V直流）
系统
A
A
接通电源
MNC
系统
延时器
MEC2
RPC
B
(0.04s)
系统
指令
20A
接通电源
B
RPC
MEC2
20A
助推
助推
指令
器
器
MNB
电压检测
母线
母线
（22V直流）
B
B
MNB
飞行后2
RPC
系统
C
RPC
飞行后3
助推器
母线C
MNC
助推器配电系统
ET一外贮箱；IEA一集成电子组件：MEC一主事件控制器：RPC一电源遥控器：MN一主母线
主伞开伞起爆
引信歧管
易碎分离螺母
+X
超高频天线频闪灯
+X
固体助推器
固体助推器
前裙封头
脱落系统
定位辅助装置
伸出的超高频天线
分离面
闪光灯
扭力弹簧
固体助推器降落伞分离和回收辅助装置

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1393·
回收系统
航天飞机固体助推器在工作结束后，与外贮箱和轨道飞行器分离，最后在海上溅落回收。它的回收系
统由用于分离鼻锥罩、截锥段、打开降落伞的各种火工品，装在截锥体顶部环框上的3个推力器，直径为
3.5m的引导伞，直径为16m的减速伞，直径为35m的3个主伞以及装在各降落伞上的无线电发射机、
闪光灯和声纳信标组成，回收系统电源由1号、2号截锥体电池和与靶场安全系统共用的回收电池组成（参
见前图)。
外贮箱
航天飞机轨道飞行器主发动机所用推进剂全部储存于外贮箱中，主发动机关机后贮箱被抛掷，再入大
气时解体并溅落于远洋中。
外贮箱是航天飞机加注后最重的一个组件。它由前部液氧箱、装有大部分电子组件的非增压箱间段和
后部液氢箱组成（见下图）。外贮箱长47m，直径为8.38m，结构质量约为33503kg，加注后的质量约为
743253kg。液氧加注质量为604195kg，液氢加注质量为101606kg。
推进剂加注增压
管路和电气接口
轨道飞行器
后部连接点
箱间段T-O
脐带板
轨道飞行器
前部连接点
固体助推器桁条
前部连接点
液氧防晃挡板
液氢箱
液氧排气阀门
和整流罩
箱间段
液氧箱
外贮箱
外贮箱通过一前连接点和两个后连接点与轨道飞行器相接。其连接分离结构如后图所示。尾部连接区
设有在外贮箱和轨道飞行器之间输送液体和气体的管路以及输送电力及电信号的电缆。2枚固体助推器和
轨道飞行器之间的各种控制信号也通过此电缆传送。
液氧箱
液氧箱为铝合金硬壳式结构，由化铣三角形网格结构件、板材、机械加工的紧固件和环形构件等预制
件熔焊而成。贮箱在137.3～151.0kPa压力下工作。贮箱装有控制流体状态的防晃、防涡流和防间歇流装

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美国
·1394·
置。一条直径43.2cm的输送管路穿过箱间段又穿出贮箱尾部与外贮箱和轨道飞行器快速脱落接头相接，
每分钟输送液氧71979L。液氧箱的双锥形鼻锥可降低阻力和气动加热。此处装有上升段大气数据系统，
并可作为避雷针使用。液氧箱容积为552m，直径为8.4m，长为16.64m，结构质量为5.647t。
箱间段
箱间段为半硬壳式筒形结构，两端有与液氧箱和液氢箱连接的对接框。箱间段设有固体助推器前部连
接点，通过连杆和紧固装置向液氧箱和液氢箱传递固体助推器载荷。箱间段装有外贮箱测量仪器和与地面
设备对接的脐带板。通过脐带板输送吹除气体。箱间段由铝合金蒙皮、桁条和壁板组成。箱间段在飞行中
排气。箱间段长6.58m，质量为6.259t。
液氢箱
液氢箱为半硬壳式结构，由熔焊筒段、5个环形隔框和椭球形前后底组成。其工作压力为219.7～
232.4kPa。贮箱中有防涡流缓冲器和将液氢通过直径43cm的管路送往尾部左侧脐带的虹吸管出口。液氢
流量为184420L/min。液氢箱设有外贮箱／轨道飞行器前部连接撑杆、2个尾部连接紧固件、推力扩散
结构和外贮箱/固体助推器后部连接结构。液氢箱直径为8.4m、长29.48m、容积为1573m、结构质量为14.451t。
防热层
外贮箱覆有厚1.27cm的软木／环氧树脂复合材料层（喷涂或预成形件）和喷涂厚2.54～5cm的泡沫
塑料防热层。
排气阀
每个贮箱的前端设有排气和泄压阀门。此双功能阀门在发射前由地面氮气打开，进行排气，飞行中在
液氢气枕压力达164.8kPa或液氧气枕压力达247.1kPa时打开。
液氢箱前端设有一单独的火工品作动翻转排气阀门。分离时阀门打开产生一脉冲，以辅助分离机动并
提供更有利的外贮箱再入气动控制。
发射前氧化剂箱排气口由发射塔摆动臂上的盖帽罩住，吸去液氧蒸气防止贮箱结冰。倒数计时到
T一2min时收回盖帽。
传感器
贮箱有8个推进剂耗尽传感器，4个位于燃料箱底部，另4个位于输送管路快速脱落接头下游的轨道
飞行器液氧输送管路歧管上。主发动机工作时，轨道飞行器计算机连续计算运载器的瞬时质量，一般主发
动机按预定速度值关机，但一旦燃料或氧化剂的任意2个传感器敏感到推进剂耗尽时，发动机便随之关机。
氧化剂传感器置放在能使发动机最大限度利用氧化剂的位置，以保证在氧化剂泵空转前发动机有足够
的时间关机。此外，按规定的6：1（液氧／液氢）混合比要求，多加498kg液氢，以保证主发动机在富
燃料的状态下关机，否则发动机组件会受到烧蚀和严重的腐蚀。
在2个贮箱的顶部装有4个监控气枕压力的压力传感器。
自毁系统
外贮箱靶场安全系统在接到自毁指令后爆破贮箱，消散推进剂。自毁系统由电池、接收机、译码机、
天线和火工品等组成（见后图）。
外贮箱/轨道飞行器连接分离机构
外贮箱通过一前连接点和两个后连接点与轨道飞行器相接。其连接分离机构如后图下所示。前连接点

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1395·
的释放由剪切型分离螺栓完成。活塞剪断螺栓体后将其下部推离球碗，活塞底部与球头、球碗外表面齐平。
2个后连接点采用法兰盘式螺母释放装置。每个螺栓设有回缩弹簧。它们在螺母炸碎后将螺栓收回外贮箱
一侧半球体内。螺母和双引爆器罩在轨道飞行器一侧的壳罩内，由它收集螺母碎片和引爆气体。
指令天线
方向
地面
RSS
RSS
耦合器
支援设备
电池B
电池A
混合
耦合器
CDF
LSC
NSI
歧管
系统A
命令接收机
S&A
自毁装置
装置
命令编码器
CDF
LSC
系统B
歧管
*CDF组件
自毁装置
外贮箱自毁系统
RSS一靶场安全系统：NSI一NASA标准起爆器：LSC一柔性聚能爆炸索；
S&A一安全解保装置：CDF—限爆引信：*一限爆引信
双压
易碎螺母、
(4340号钢）
螺栓（因康镍合金718)
螺栓体
轨道飞行器
紧固件
分离后
外贮箱紧固件
外贮箱连
接点
±0.043cm间隔
0.089cm最大间隙
尾部结构连接点
前部结构连接点
外贮箱轨道飞行器连接分离机构
贮箱尾部连接区设有推进剂和气体输送管路及输送电力和信号的电缆。
外贮箱有5条脐带管路与轨道飞行器相接。液氧箱有2条，1条输液，1条供气；液氢箱有3条，2条
输液，1条供气。较细的液氢管为冷却回路，只在射前冷却时使用。此外在外贮箱上还设有2个在轨道飞

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美国
·1396·
行器、固体助推器和外贮箱间输送电力和信息的电缆脱落插座。
位于贮箱尾部的2块脐带板与轨道飞行器相应的脐带板对齐并用螺栓连接。外贮箱分离时螺栓由火工
品装置断开。安全分离后舱门将输送管路和电缆部分的舱口关死。
轨道飞行器/外贮箱脐带板分离机构由左右2套装置组成。每套含3组双起爆器法兰式螺母/螺栓。
每一螺栓都装有回缩弹簧，释放螺母后将螺栓收回外贮箱一侧。螺母和双起爆器则收在轨道飞行器一侧的
容器中。每块轨道飞行器脐带板有3个液压作动回缩器，它们在释放3套法兰式螺栓／螺母组合后，将脐
送管路的断流阀门。每块轨道飞行器脐带板有3个跳簧，它们使轨道飞行器脐带板在与外贮箱脐带板分离
后保持原位。
轨道飞行器上有2扇脐带舱门（127cm×127cm），它们在外贮箱分离、左右脐带板收回后，封闭轨道
飞行器结构上的开口。舱门在起飞和上升时，由前后2个中线门锁咬住，全部打开。与外贮箱分离后，左、
右舱门的2台双瓦余交流电机操纵机电作动器使中线门锁转动31°，松开舱门，收回门锁并使之与防热系
统模线齐平。当舱门距完全关闭位置5cm时，门锁机械开始工作，咬合2扇舱门外缘处的滚轮将舱门推
至关闭位置，门锁驱动装置将舱门关死，准备入轨。舱门覆有可重复使用的防热瓦，防热瓦间由气动热阻
挡件密封。
轨道飞行器
轨道飞行器是航天飞机唯一能全部重复使用的组件。它由结构系统、推进系统、防热系统、电子系统、
环境控制与生命保障系统、电源与配电系统、辅助动力装置、液压系统、警告/报警系统、烟火检测和防
火系统以及有效载荷持留、释放和回收系统组成。轨道飞行器的结构尺寸见下图。
6.9m
3.5m
23.79m
37.24m
18.28m
10.55m
有效载荷舱
自
.23m
3056
3.2m
3.53m
23.8m
地面
32.85m
34.99m
轨道飞行器

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1397·
结构系统
为取得最佳气动特性和机动性能，轨道飞行器设计成机翼／机身混合外形，具有常规飞机的结构特点。
轨道飞行器由前部机身、中部机身、尾部机身、机翼、襟翼、垂直尾翼以及辅助结构等部分组成。见下图。
垂直尾翼
·蒙皮桁条翼梢罩
前部机身(上半部)
·蜂窝结构方向舵
·机加工翼梁
·蒙皮桁条结构
*金属板、肋
乘员舱
环氧树脂
·悬挂
有效载荷
·焊接的蒙皮
舱门 (2扇)
轨道机动系统/反作用控制系统
蒙皮桁条
·石墨环氧树脂和铣切蒙皮
·钛合金热挡层
襟翼
前部反作用
控制系统舱
·蒙皮桁条结构
尾部机身
·蒙皮桁条薄板
升降副翼
·钛合金/硼环氧树脂
·推力结构
·铝合金蜂窝结构
中部机身
机翼
防热罩+防热系统绝热件
·蒙皮桁条结构
·蒙皮-桁条
前部机身(下半部)
·蒙皮桁条结构
轨道飞行器结构
前部机身
前部机身分上、下两部分，机身内装有乘员舱并用来支撑反作用控制系统前舱、鼻锥罩、前部起落架
轮舱、前部起落架和前部起落架舱门（见后图）。
前部机身由普通的2024铝合金蒙皮/桁条壁板、框架及隔板组成。壁板由每隔7.62～12.7cm铆接有
桁条的弯曲-拉伸成形蒙皮组成。框架则是铆接到壁板上去的。主框架的间隔为76.2～91.44cm。Xo378截
面处的前隔板为铝合金构件，由上、下两部分组成。上部是一些铆接和螺接在一起的平板，下部是机械加
工件，隔板为鼻锥提供安装面。
鼻锥部分有大型的机加梁和支杆。前起落架舱由2根支撑梁、2块上部closeout腹板、拉杆支撑短柱、
前起落架支杆、作动器连接件和前起落架舱门连接件组成。左、右2扇起落架舱门是铰接在鼻锥上的。舱
门为铝合金蜂窝结构。舱门的前、后两端均装有碰销用以在起落架缩回时关闭舱门。舱门除了热障层外，
还装有压力密封件。
除6扇前窗、2扇天花窗、侧舱窗口和前部反作用控制系统发动机周围一些部位外，前部机身全部用
重复使用防热瓦覆盖。鼻锥罩为增强碳/碳复合材料（RCC）结构。

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美国
·1398·
弹射壁板开口
顶部窗框
(铝合金板)
机加工窗板
顶盖加劲蒙皮
星光跟踪器开口
前机身(上部)
窗口盖(2处）前起落架支杆
推力器舱
组合框架
(16处)
前机身(下部)
侧舱出/入口
6582
反作用控制系统
前部机身
翼套整流罩
起落架轮舱
鼻锥部分机加工头
部起落架
支撑梁
机加工隔板
前部机身结构
鼻锥罩组件如下图所示。连接件由因康镍718和A286不锈钢等耐热材料制成，它们位于整流罩深部
以防过热。连接时考虑了热膨胀和结构位移等因素。由于RCC是一种良导体，因而附近的铝合金结构和
金属连接件均用内部绝热件绝热以防超过温度极限。
增强碳-碳鼻锥罩
鼻锥罩隔板
铝合金
A286
钛合金
RCC膨胀密封片
因康镍718
(右1,左1,底部1)
因康镍718
RCCT形密封片
环向热挡层
(右1,左1,底部3)
(AB312-SAFFIL)
RCCT形密封片
RCC膨胀密封片
closeout瓦一
RCC鼻锥罩
内部隔热件
RCCT形密封片
AB312-
-RCC膨胀瓦
DYNAFLEX
closeout瓦
LI2200
鼻锥罩系统组件
前部机身上还有天线支撑、可伸展的大气数据探测仪、星光跟踪器观察孔舱门等结构。
轨道飞行器/外贮箱前部连接点位于Xo378隔板和前部起落架舱后的结构上。在前部机身和乘员舱之
间，围绕风挡窗、顶部观察窗、乘员舱门窗和星光跟踪仪孔装有柔性罩以作吹除及排气控制。前部机身和
有效载荷舱之间用位于X582处的柔性隔板隔开。挡风窗的外层窗板安装于前部机身，窗框为机加部件。
前部反作用控制系统（RCS）舱体由2024铝合金蒙皮桁条壁板和框架组成。壁板由带有铆接加强件的
单曲率、拉伸成形蒙皮组成。框架是铆接到壁板上去的。RCS舱体是用16个紧固件连接到鼻锥和前部机
身隔舱上去的，舱体可以拆卸。RCS舱体覆有防热层和热挡层。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1399·
乘员舱
乘员舱（见下图）共有上、中、下3层，由有整体加强桁条以及内连接凸缘的2219铝合金板加工而
成。凸缘用来在内部连接焊接件以保证舱体密封。舱体取截锥形，前、后舱壁均为平面，舱体与前机身只
有4处连接点，以保证绝热。有2个连接点位于上层地板后隔板处，法向载荷承力连杆位于前隔板中线处，
侧向载荷承力连杆位于后隔板下段。
进行舱内、外活动的进出口。在乘员舱上装有风挡窗、天花窗、后观察窗、侧舱门窗的第2层窗板。后隔
舱有一可移动的壁板，它是制造和组装时进出乘员舱的通道，也为安装和拆卸气闸提供了条件。
上底框
下底框
后隔板
安装惯性测量组件
乘员舱连接
及星光跟踪器
紧固件
飞行层
舱门
前隔板
中层地板
乘员舱连接紧固件
乘员舱
乘员舱由飞行层、中层和下部仪器舱组成（见后图）。当中层装气闸时，乘员舱的容积为70.8m”；当
气闸装在有效载荷舱一侧时，乘员舱容积为80.0㎡²。
飞行层为最高层。该层共设6个工作台。指令长、驾驶员工作台装有飞行控制的各种仪器设备。任务
专家工作台位于右侧，装有监控、通信管理、有效载荷操作、有效载荷/轨道飞行器对接操作的控制和显
示器。有效载荷专家工作台位于左侧，负责监控、操纵货舱有效载荷，控制轨道飞行器和有效载荷间的环
境和电气接口。轨道工作台面向货舱，在轨道运行时通过顶部和后部观察窗进行观察、监控。
在早期研制飞行中设有飞行员弹射系统。它由座椅、弹射逃逸口盖、能量传递系统程序装置以及地面
进出用的非弹射壁板分离作动装置组成。弹射口盖是飞行员的紧急出口。飞行员也可在口盖弹射后连同座
椅一同弹出。口盖由可压缩蜂窝结构减震垫、带有分离铰链的乘员舱、前机身持留缆绳、断开装置和推力
器等组成。正式飞行时弹射座椅由工作座椅代替。
中层装有乘员舱设备和3个电子仪器舱。废物收集系统正前方为侧舱门，是乘员的正常出入口。气密
舱门是用铰链、抗扭管和支撑件安装到乘员舱上去的，可以从内、外两侧打开和关闭。舱门直径101cm，
中央开有一个25.4cm直径观察窗。舱门压力密封。密封件在舱门关紧时由闭锁机械装置压紧。舱门和防
热瓦间嵌有一由因康镍线网片和陶瓷纤维织物组成的隔热层。
研制飞行中，中层装2个睡袋、2个饮用水箱和测量组件。正式飞行中，增设厨房、3个客座，如移

<!-- 第 1443 页 -->
美国
·1400·
进气口
铝合金板
铝合金板
指令长弹射口盖
驾驶员弹射口盖
指令长弹射座椅
驾驶员弹射座椅-
乘员出入侧舱门
研制飞行仪器框
飞行层通道梯子
电子仪器舱
电子仪器舱
侧控制台
弹射座椅装置
系统控制台
主控制台
层间通道
电子件
环境控制和
生命保障系统侧控制台
飞行层
乘员舱
电子件
研制飞行测量电子件
温控
鼓风机
电子件可
货舱通道
closeout板
和排气阀鼓风机
冷凝箱
支撑梁
左侧乘员出人口
水泵
梯子
中层
下层环境控制
和生命保障系统
乘员舱布局
去睡袋还可增设3个座位。中层沿四壁有3.96㎡3设备存放空间，并设有进入下层的活动地板。
气闸（见后图）位于中层，可同时容纳2个身穿航天服的飞行员。舱外活动齿轮、检测板、再充气装
置等全部装于内壁。需要时可将气闸从中层移至有效载荷舱内，这样飞行员便可不穿航天服进入有效载荷
舱的空间实验室内。如增设一隧道式对接件，并将气闸安置在对接件上方，则可提供乘员舱和空间实验室
均不减压情况下的舱外活动能力。当气闸装在有效载荷舱内时则必须在气闸外装隔热层，以免受空间环境
的影响。执行对接任务时可用对接舱代替气闸，也可将其装在隧道式对接件上。对接件可以伸缩，伸开时
可容2名乘员，收拢时只能容纳1名。
轨道飞行器共有11扇观察窗（参见后图和后表）：前部6扇，顶部2扇，后部2扇，侧舱门1扇。
轨道飞行器观察窗为3层结构，外层窗板与前部机身相接，中层和内层与乘员舱相接。外层为防热层，
采用耐熔氧化硅CGW7940韧化玻璃，外表面可承温482°℃，内表面可承温426℃。内层为承压层，采用
硅酸铝CGW1732回火玻璃，外表面镀有红外反射层。中层为防热层和承压的备用层，取材同防热层。内、
外表面镀有高效抗反射镀层，以增强可见光传输。中层可在115℃的高温下承受59.29MPa压力和1.7%相
对湿度。每扇窗户均备有遮光／滤光罩以减弱入射光线，但它们只在需要时才装上。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1401·
出舱活动
气闸
通往空间实验室
出舱活动
隧道
隧道对接件
Ⅲ气闸位于有效载荷舱内，接隧道对接件
1气闸位于乘员舱内
出舱活动
对接舱
出舱活动（候选)
出舱活动
乘员舱
隧道对接件
Ⅱ气闸位于有效载荷舱内
IV气闸换成对接舱
气闸
顶部观察窗
防热窗板
防热和备用密封
前部机身窗
口装置
见图(b)
后观察窗
定位器
乘员舱窗户装置
衬垫
侧舱窗
密封件
前窗
承压窗板
中窗
重复窗板
侧窗
(q)
(a)
轨道飞行器观察窗及窗剖面
观察窗尺寸
厚度/cm
对角线长/cm
观察窗
内层
内层
外层
中层
外层
中层
1.58
3.3
1.58
前部
88.9
88.9
106.68
顶部
1.7
1.1
1.1
50.8X50.8
0.7
后部
0.7
37.0X27.0
侧舱
1.27
0.63
28.95
0.76
38.1
28.95

<!-- 第 1445 页 -->
美国
·1402·
机翼
机翼为一气动升力面，为轨道飞行器提供升力和控制力。机翼由前翼盒、中段机翼（包括主起落架舱）、
抗扭盒、前部翼梁、机翼／升降副翼对接段、升降副翼密封板、升降副翼和翼套组成。
机翼为多肋-翼梁/桁条加强蒙皮或者蜂窝结构铝合金壳体结构（见下图）。机身段机翼长约18.28m，
最大厚度1.52m。
机翼-升降
副翼对接段
超程5
升降副翼
升降副翼密
铝合金
封板
抗扭盒形件
升降副
蜂窝结构
翼摆幅
高2.54cm
超程5
中段机翼
前翼盒
铝合金蒙
皮桁条结构
机翼结构
机翼最前部为翼盒，是主机翼的延伸，翼盒为铝合金肋、铝合金管组、支杆结构，覆有桁条加强的蒙
皮。101、099和102号轨道飞行器的前梁closeout件为铝合金蜂窝结构，103号为铝合金波纹结构。翼盒
的前段设计成可以安装能重复使用的防热瓦，后段的平面安装增强碳/碳复合材料翼前缘（见后图）。
中段机翼为铝合金多肋-管系/蜂窝蒙皮结构。中段机翼内含主起落架和起落架舱门。中段机翼有一肋，
用于支撑外侧主起落架舱门铰链、起落架耳轴和拉杆。内侧舱门的耳轴和拉杆连接在中部机身上。起落架
舱门为普通的多肋／翼梁结构。
抗扭盒形部段为构架式多肋/城堡形肋帽结构，以与翼展方向加强蒙皮板的桁条相适应。为了将热载
荷降至最低，4条主翼梁采用波纹铝合金结构。但103号以后的轨道飞行器的1249翼梁、1307翼梁、1191
翼梁外侧部分均改用石墨/环氧复合材料腹梁。前部大梁为铝合金蜂窝结构，是增强碳/碳复合材料翼前缘
的连接面。后翼梁则为升降副翼、铰式上部密封板液压／电气系统组件提供连接面。
抗扭盒／升降副翼对接段上表面由铰接板组成，它为机翼和升降副翼间的孔腔提供盖板。Yw=312.5
截面外侧的铰接板为因康镍蜂窝夹心结构，Yw=312.5截面内侧的铰接板为钛合金蜂窝夹心结构。此处未
覆盖防热瓦，因为所选材料能适应上表面高温。
机翼尾部接有两扇升降副翼（见后图）。副翼为铝合金多肋、梁/蜂窝蒙皮结构。两扇副翼各由3个
铰链连接。飞行控制系统液压作动器连接在升降副翼前端。全部铰链力矩作用在这些点上，升降副翼可向上
转动40°，向下转动25°。

<!-- 第 1446 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1403·
翼前缘RCC板
（左、右各22块）
RCCT形密封片
（左、右各22片）
因康镍718
A286
因康镍601
RCC齿形密封件
CERACHROME
绝热件
耳套
>A286
因康镍718
RCC翼板
L2200
L900
AB312/SAFFIL
热挡层
翼前缘结构
铝合金蜂窝
结构蒙皮
4.20m
内侧升降
副翼
1.91m
.85m
铰链肋装置
作动器肋装置
外侧升降
/副翼
3.78m
铰链肋装置
升降副翼铰链
铰链肋装置
作动器
3.7m
肋装置
铰链肋装置
1.18m
左侧升降副翼结构
主起落架舱门宽1.53m、长3.66m，在102号以前的轨道飞行器上为蒙皮桁条结构，099号和103号
以后的轨道飞行器则改为蜂窝结构。它由内侧的3个铰链、外侧的3个上位锁和前侧的1个上位锁支撑。
除升降副翼密封区外，机翼、主起落架舱门和升降副翼均覆盖有防热层。升降副翼的下覆盖面进行热
密封。主起落架舱门设有压力密封件和热挡层。
机翼与机身下表面沿中翼盒用抗剪螺栓连接，与机身上表面用抗拉螺栓连接。

<!-- 第 1447 页 -->
美国
·1404·
平行于升降副翼铰链线
的铰链线（3处）
机身撑杆区
机翼撑杆区
垂直叶片
机翼密封板
中部机身
中部机身与前部机身、尾部机身和机翼对接，其结构见下图。它支撑有效载荷舱门、铰链、系留紧固
件及有效载荷。
中部机身的两端是开启的，其大梁与前部机身和尾部机身的隔框相接。中部机身为铝合金结构，
长18.28m、宽5.18m、高3.96m、质量6.12t。
上部翼盒
侧壁蒙皮
舱门大梁
管式支杆
电缆托架
有效载荷舱门铰链稳定器
台式大梁
主框架(12个)
短柱式框架（13个）
主起落架耳
轴支撑结构
舱门铰链紧固件
机翼连接面
翼套整流罩
底部蒙皮
框架稳定件
中部机身结构
除Xo1040-Xo1037截面靠机翼上方的壁板为铝合金蜂窝结构外，中部机身全部覆盖数控机加整体蒙皮，
并具有纵向T形桁条。Xo1191-Xo1307截面的底部壁板为夹层结构，承载机翼横向载荷和机体挠曲载荷。
Xo1040-Xo1307截面机翼对接段侧壁蒙皮也是机械加工蒙皮，但有法向T形桁条。Xo1278-Xo1307截面机
翼对接段侧壁蒙皮为夹层结构。
中部机身有12个用于稳定中部机身结构并承受机翼和有效载荷作用力的主框架。框架由法向侧部组
件和水平方向的组件组成。侧向组件为机械加工件，水平方向为钛合金端头紧固件连接的硼铝管抗剪构架。

<!-- 第 1448 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1405·
此外还有13个侧壁短柱框架。
中部机身上端装有板式大梁和舱门大梁，在舱门大梁上装有13个有效载荷舱门铰链，台板式大梁也
用来支撑和存放机械臂、Ku波段天线和有效载荷作动系统。
中部机身Xo1191-Xo1307段为中翼盒结构，它由下部蒙皮、上部翼盒蒙皮和7根纵向肋组成。中间肋
由机加整体盖、剪切腹板和垂向加强件组成，其他6个为硼／铝管构架。Xo1191-Xo1307上部翼盒蒙皮带
有T形桁条。
中翼盒侧壁为主起落架的内侧支撑点。起落架全部侧向载荷作用于中部机身结构上。
中部机身还装有2块支撑乘员舱-尾部机身导线的托板。机身底部的管路和导线由玻璃纤维垫板支撑。
中部机身由重复使用防热瓦覆盖。
有效载荷舱门
2扇有效载荷舱门铰接于中部机身两侧，舱门沿顶部中线打开，其结构见下图。舱门长18.28m、弦
3.04m、直径4.57m、面积148.64m²。除最前部2.54m外，舱门轮廓不变。
铰链线
后部舱门（9.14m）
膨胀接点
舱门（18.28m)
膨胀接点
截面不变的部段
前部舱门（9.4m）
胶链线
膨胀接点
中间框
复杂曲
剪切铰链
面部分
固定锁（8处）
抗扭盒
活动铰链
蜂窝结构壁板
活动铰
后部辐射板紧
剪切铰链
前部辐射器铰链
固件(每天33个)
紧固件（每侧6个），
中线门锁连接
抗扭盒
辐射器剪切紧固
（件(每板4个)
件（每边4个）中线closeout梁
货舱门-前隔板
辐射器门锁紧固
活动门锁
件（每边12个）中线剪切紧固件
closeout端框
膨胀接点剪切销钉
(每板1个共4个)
(每侧5个共10个4处）
辐射器扭转管紧
固件(每侧4个)
有效载荷舱门结构
每扇舱门由5段组成，除了尾部55.9cm外，各段均由圆周膨胀接点连接，前部9.15m舱门内装有可
展开的辐射器，辐射板是铰接和锁定在舱门内表面上的。前部辐射板可在轨道中展开，它由机电作动系统
操纵（开锁、闭锁、伸展、收回)，后部的辐射板是固定的。
两扇舱门各铰接在13个因康镍718外铰链上（5个剪切铰链，8个活动铰链）。铰链的下半部连接在
中部机身铰链和台板式大梁上，铰链绕双转动面轴承转动。舱门由专用的作动系统驱动到要求的开启或闭
合位置。每套机械装置各由1台机电动力驱动装置和6个转动齿轮作动器组成。转动作动器间由抗扭管连
接，并与动力驱动装置、有效载荷舱门联动装置连接。
舱门关闭后被锁定于前部和尾部隔板和顶部中线。门锁系统由8组门锁机械装置组成。每组各由4个

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美国
·1406·
门锁以及相应的直角横杆、推杆、旋转杆、滚轴和1台机电作动器组成。此外在每扇舱门和4个膨胀接点
上各有5个用来连接舱门段的情性抗剪销钉。沿舱门顶部中线装有4个抗剪紧固连接件，前4段各1个。
舱门关闭时也被固定在尾部机身隔板上，但允许在前段机身处沿纵向移动。舱门亦可承受扭转载荷、
气动压力载荷和有效载荷舱排气滞后压力。
舱门的主要结构是复合材料蜂窝／框架结构。面板由石墨/环氧复合材料带和纤维方向为0°/
土45°/0°的石墨/环氧复合材料织物组成。每张蒙皮的总厚为0.0406cm。Nomex蜂窝芯高1.52cm。蜂
窝芯是用黏结剂粘到面板上去的。外蒙皮黏结有200×200铝丝避雷网。舱门共有28个中间框，8个膨胀
接点closeout框，1个前部closeout框，1个后部closeout框。舱门框架由多层石墨／环氧复合材料浸渍增
强织物构成。航天员舱外活动把手位于抗扭盒形件部位。
前、后机身界面，舱门顶部中线和圆周膨胀接点处均嵌有热密封件和压力密封件。舱门外表面覆有重
复使用绝热物。
舱门可承受163dB噪声以及一112～+57℃的温度变化。
可展开的辐射板
（每侧2块）
伸展动力驱动装置
固定的辐射板
（每侧1个）
转动齿轮盒（每侧4个)
门锁动力驱动
装置(每板1个)
转动齿轮盒
(每板3个)
门锁滚珠
（每板6个）
有效载荷舱门辐射板门锁
(打开状态)
有效载荷舱辐射器
尾部机身
尾部机身由外壳、内部推力结构和副结构组成（见后图），长5.48m、宽6.7m、高6.09m；尾部机身
用来支撑以下结构或与其对接：3台主发动机、轨道机动系统舱体、2台轨道机动发动机、翼梁、垂直尾
翼、襟翼、2个外贮箱尾部连接件、2个T-0脱落插座、3个尾部电子仪器舱及防热罩。
1）尾部机身外壳主要由整体机械加工铝合金蒙皮和框架组成，除了轨道机动系统舱体外均覆有防热
材料。垂直尾翼支撑框、底板紧固件等高承载区采用机械加工扩散连接钛合金组件。低承载区采用一般的
铝合金蒙皮桁条结构。
尾部机身前隔板是中部机身和有效载荷舱门的对接面，由机械加工熔焊铝合金薄板组成，其上部与垂
直尾翼的前翼梁相搭接。
尾部机身底板有2扇脐带舱门，舱门由铍金属制成，有热屏障保护。舱门关闭后其裸露区由防热材料
覆盖，舱门装有机电作动器。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1407·
垂直尾翼连接点
轨道机动系统/反作用
上隔板
控制系统对接面
T-0脐带板
上部大梁紧固件
熔焊金属
襟翼
薄片腹板
机加工梁和
垂向支撑件
向前
隔板下部隔板机加工
铝合金件
尾部机身结构
上升和再入时，由底部防热罩和穹形防热罩防护尾部机身及其内部的设备。底部防热罩为铝合金机械
加工件，与其相接的是一穹形蜂窝结构。该结构用来支撑塑性滑动密封装置并与主发动机因康镍结构防热
罩相接。除因康镍结构部分外，防热罩均覆有隔热件。
2）内部推力结构为一多组件螺接结构，它由主发动机承载框架结构、发动机对接装置、作动器、发
动机、低压泵和推进剂管路支撑结构组成（见后图）。轨道飞行器/外贮箱后部连接点位于大梁紧固件部位。
内部推力结构主要由28个机械加工的、扩散连接的钛合金框架组成。钛合金条是加温、加压后连接
在一起的。扩散连接的钛合金条被熔成单一的多孔匀质物，它比一般的铸件轻而结实，其交界处看来似有
一条焊缝而实际却是无填料的匀质母体金属。多数钛合金构件黏结硼/环氧复合材料以加强其刚度并达到
尽量减轻质量的目的。
尾部机身的上部推力结构除了垂直尾翼的支架用钛合金外，其他均为整体铝合金框架结构。
3）副结构用来支撑各种内部设备。除了某些部位用钛合金和玻璃纤维对设备进行隔热外，副结构采
用普通铝合金结构，由托架、肋、构架和紧固件等组成。
尾部推进系统结构
尾部推进系统结构由轨道机动系统舱体和反作用控制系统舱体两部分组成。结构材料为铝合金和
石墨/环氧复合材料。左、右两侧舱体长6.45m、尾端宽3.46m、前端宽2.56m、面积40.41m²。
1）轨道机动系统舱体用11个螺栓连接于尾部机身壳体的肩板上，并用一可调节松紧的螺套与Xo1307
隔板相接，肩板/Xol307界面处设压力密封层。舱体的组件和材料如下。
（1）蒙皮：石墨/环氧复合材料蜂窝多层结构。
（2）前隔板、后部贮箱支撑隔板、后隔板、底板构架梁：2124-T81铝合金板。
（3）中线梁：2124-T81铝合金板、钛合金加强筋、石墨/环氧复合材料罩。
（4）框架：石墨/环氧复合材料。
（5）轨道机动发动机推力结构：普通2124-T851铝合金结构。
（6）十字支撑架：铝合金等。

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美国
·1408·
（7）紧固件：前部紧固件——2124-T851铝合金；后部紧固件—A-286不锈钢。
·扩散连接钛合金框架结构
·环氧树脂加强
低压泵支架
上部推力架
下部
推力架
轨道飞行器
外贮箱连接点
内部推力结构
反作用控制
系统壳体
尾部贮箱铝合金支撑隔板
轨道机动系
统铝合金推
石墨/环氧复合材料
力结构
多层结构蒙皮
钛合金绝热条、
轨道机动系统舱
底板构架梁
石墨/环氧复合材料框架
整体机加工
铝合金前隔板
可移动的十字支撑架
中部贮箱支撑框（钛合金腹板)
铝合金中线梁
铝合金反作用控制
环氧树脂
J形件上部罩
系统贮箱支撑加强肋
尾部推进系统结构
2）反作用控制系统舱体搭接于轨道机动系统舱体。舱体的组件和材料为：
（1）平板式外蒙皮：机械加工铝合金件。
（2）曲形外蒙皮；石墨/环氧复合材料蜂窝多层结构。
（3）前隔板：机械加工铝合金件。
（4）内框架和架子：普通铝合金/钛合金薄板。
（5）喷管安装面板：机械加工钛合金蒙皮。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1409·
尾部推进系统蒙皮有24个检修孔，舱体裸露区覆有重复使用表面防热层，与尾部机身交界处设有压
力密封层和绝热层。反作用控制系统喷管和重复使用表面防热物之间装有热障层。
机身襟翼
襟翼为铝合金结构，由肋、襟梁、蒙皮和翼后缘装置组成，详见下图。上部和下部主蜂窝蒙皮用紧固
件与肋、腹板及蜂窝结构翼后缘相接，加上上部前蜂窝结构蒙皮组成完整的襟翼结构。襟翼长2.2m、宽
6.42m、最大厚度0.46m。
尾部机身/襟翼界面
转动作动器
襟翼
检修口盖
上部主蜂窝结构板
全蜂窝结构翼后缘
铝合金肋板、
蜂窝结构
closeout肋
链式密封件-
蜂窝结构
襟翼上表面
下部主蜂窝结构板
稳定肋
机加工
前翼梁腹板作动器肋下部主蜂窝
（金属薄板）
结构前蒙皮板
尾部机身下
襟翼下表面
部后缘
机身襟翼
再入时襟翼为3台主发动机提供热屏蔽，再入后为轨道飞行器大气飞行提供俯仰微调控制。
襟翼的上部蒙皮、前翼梁尾部和整个下蒙皮机械连接到肋上。上部前蒙皮由5块可移动的壁板组成，
它们是用快速紧固装置与肋相连接的。有4个整体加工铝合金肋，它们通过自动对位轴承与尾部机身相对
接。每根肋有2个轴承，通过它们与位于尾部机身的4个转动作动器相连接。除4个机械加工作动器肋外，
还有8个稳定肋和2个封闭式肋。这些肋均由铝合金蜂窝芯体和化铣铝合金腹板组成。前翼梁腹板由带有
卷边减重孔和加强波纹的化铣薄板组成。前翼梁腹板是通过加劲角铆接在肋上的。翼后缘装置由琴键链、
化铣蒙皮、全空铝合金蜂窝芯、封闭式端肋和壁板组成，翼后缘的琴键链部分是通过链销与上、下主壁板
相应的配对铰链部分相接的。有2条潮气排泄管路和1条液压流体排泄管路穿过后缘蜂窝芯以满足轨道飞
行器水平方向和法向的排泄要求。
襟翼覆有可重复使用隔热物。其前部覆盖区铰接一压力／热密封件，它位于襟翼底面。此件用来屏蔽
气流并防护结构气动热影响。
襟翼装到尾部机身后用防热塞充填开口区。
垂直尾翼
机械加工蒙皮、肋、尾翼盒形件、铝合金蜂窝结构方向舵/减速板、蒙皮桁条末梢和尾翼盒前缘组成。103
及其以后的轨道飞行器有一铝合金蜂窝结构末梢和一蜂窝结构尾翼盒前缘。铝合金蜂窝结构翼后缘下部置
放动力驱动装置。垂直尾翼有一圆锥形密封件，其内置有4个转动作动器。除了圆锥形密封件外，38.4m²
的尾翼表面全部由防热件覆盖，圆锥形密封件部分裸露，部分覆盖防热件。尾翼是用其前翼梁上的2个抗
拉螺栓和后翼梁上的8个抗剪螺栓连接到尾部机身上去的。

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美国
·1410·
方向舵/减速板
垂尾翼梢
舵向右
锥形密封件
垂直安定面翼盒
左、右向驱动轴
转动作动
翼前缘
器（4个）
减速板打开
肋、
整体机
加工蒙皮
动力驱动
组件
后连接点
前连接点
垂直尾翼
方向舵/减速板由液压动力装置／机械转动作动器系统驱动。当左、右向驱动轴向同一方向转动时可
作土27°方向控制；如两轴相反方向转动时，作减速控制（转49.3°）。
垂直尾翼在发射时可承受163dB噪声环境，铝合金结构最高可承受176.67C热环境，因康镍结构最
高承受643.89℃热环境。
两块方向舵板和后缘含热挡密封件。垂直尾翼覆有可重复使用防热层。在垂直安定面和尾部机身的界
面处也设有热挡层。
吹除、排气、排液系统
吹除系统（见后图上）在发射前和飞行后通过T-0脐带脱落接头从地面通过前部机身、轨道机动系统
/反作用控制系统舱、机翼、垂直尾翼管路、中部机身管路、尾部机身管路，向轨道飞行器空腔输送空气
进行吹除，为系统组件提供温控并防止危险气体的积聚。
排气系统（见后图中）用以在吹除时进行压差控制、上升时减压、轨道中排出气体分子、出轨下降时
重新增压。轨道飞行器机身蒙皮共有18个排气孔。排气孔盖由机电作动器驱动并在飞行中按程序工作，
以防吸气、高度声振和再入加热。
排液系统（见后图下）通过可塑孔、排泄管和脱落接头排出积聚的液体。
机窗空腔空调系统可防止湿气进入观察窗空腔并在飞行时为空腔减压或再增压，也为这些区域在地面
操作时提供吹除。
危险气体监测系统监测爆炸气体或毒气的积聚程度。机上抽样导管将舱体气体送至地面质谱仪，以便
进行分析。
轨道飞行器用主动和被动两种温控方法来维持分系统及其各种组件的温度环境。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1411
轨道机动系统
/反作用控制系统
垂直尾翼
右侧T-0脐带脱落接头
尾部机身
中部机
前部机身
机翼
前部机身
中部机身有效载荷专用出口
吹除系统
?
25
23
22
20
24
排气系统
1一自身排气间隙，围绕鼻锥：2一向前部反作用控制系统打开的导管（带滤网）：3一前部反作用控制系统舱导管（左侧或右侧）：
尾翼到尾部机身，带滤网：8一排气区；9一上部方向舵/减速板排气区；10一方向舵/减速板，被动散热/排气：11一轨道机动系
统/反作用控制系统；12一发动机-底部防热罩支座排气间隙；13一机身襟翼自身排气：14一机身襟翼排气孔；15一动密封；
16一机身襟翼/防热罩间空腔：17-轨道机动系统/反作用控制系统导管和排气口8；18一排气口9；19一排气口6：20一排气口5；
21—排气口7；22—排气口4；23一排气口3；24—排气口2（左侧或右侧）：25—排气口1（左侧或右侧）：26—前起落架舱排气
排液孔
排液系统

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美国
·1412·
被动温控系统
轨道飞行器用主动和被动两种温控方法来维持分系统及其各种组件的温度环境。
被动温控系统利用轨道飞行器的热源和散热器工作，并辅以绝热毡、镀层等其他方法。
轨道机动系统/
侧壁
反作用控制系统舱
有效载荷舱
轮廓线
升降副翼作动器（4个）
纤维体隔热
TG 15000
覆层材料：
涤纶镀金强化聚酰亚胺薄膜
有效
载荷舱门
有效载荷水蒸发器
轨道机动系统/
前部机身壳体
舱体轮廓线
反作用控制系统舱
前部反作用
控制系统
舱体
陀螺（4个）
262隔板后部
辅助动力装置
电子仪器舱
贮箱(3个)
辅助动力装置
576隔板背部仪器舱
脱落接头舱
纤维体绝热毡布局
有效载荷舱轮廓线
翼盒盖板
多层绝热毡
反射层：8层镀金聚酰亚胺薄膜
隔层：涤纶网
盖层材料：涤纶镀金聚酰亚胺薄膜
作动器驱动器
前部机身
隔板
壳体框架
隔板后
反作用控制系统舱隔板、
有效载荷轮廓线
隔框和头部起落架舱
隔板
隔板
翼盒盖板
前部下仪器舱隔框
多层绝热毡布局

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1413·
有两种绝热毡：纤维体毡和多层结构毡（见前图）。纤维体毡由密度为0.9kg/m²的纤维材料和缝合的
加强的双镀金聚酰亚胺薄膜覆盖层组成。覆盖层每平方米设145317个排气孔。纤维毡缝有丝束以防在排
气时起浪。
多层结构毡由16层穿孔、双镀金聚酰亚胺薄膜反射层和涤纶网隔层的叠层组成。其覆盖层、线束和
镀金带与纤维体毡相类似。
防热系统
轨道飞行器在发射和再入大气层时，其不同部位要经受317～1648℃的高温，因而必须采用防热措施
（参见下图），以确保飞行过程中飞行器的结构温度保持在可接受的范围内（176℃以下）。
增强碳/碳复合材料
高温重复使用表面绝
热材料（HRSI)
耐熔纤维复合绝热材
料(FRCI)
ZZZ低温重复使用表面
绝热材料（LRSI）
高级柔性重复使用表面
绝热材料(AFRSI)
带涂层的聚芳酰胺
纤维毡重复使用表面
下表面
绝热材料
上表面
三金属或玻璃纤维
099号和099号以后的轨道飞行器防热系统
设计要求系统重复使用100次。系统共采用了8种不同的防热材料。它们是：1）柔性重复使用表面
绝热材料（FRSI)；2）低温重复使用表面绝热材料（LRSI）；3）高级柔性重复使用表面绝热材料（AFRSI)；
4）高温重复使用表面绝热材料（HRSI)；5）高温重复使用耐熔纤维复合材料（FRCI-HRSI)；6）增强碳/
碳复合材料；7）金属；8）二氧化硅织物。
柔性重复使用表面绝热材料（FRSI）
FRSI是一种带涂层的聚芳酰胺纤维（NOMEX）毡。这种材料用于再入时温度低于371C和上升段温
度低于398℃的部位，包括：上部有效载荷舱门、中部机身和尾部机身侧面、上翼面和轨道机动系统／反
作用控制系统舱。约有50%的轨道飞行器上表面为FRSI所覆盖。每块FRSI厚0.4～1cm，面积为
0.9m×1.2m。毡片直接粘贴在轨道飞行器外壳表面上。毡片涂有白色硅合成橡胶涂层，用以防水并提供
所要求的热性能和光学性能。FRSI的辐射率为0.8，太阳吸收率为0.32。
毡片由纤长7.62cm、纤度2支的碱性聚芳酰胺纤维制成。纤维用制片机松结、疏通，制成顺长平行
的薄片；将交错搭接的薄片送入编织机制成压片；2个压片多趟来回缝制直至达到要求的强度。用滚压机

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美国
·1414·
压到要求的厚度，然后在选定压力下用加热的滚筒滚压并在约260C温度下热定型。FRSI用硫化硅黏合
剂在室温下与外蒙皮黏结、固化并且用真空袋施压。黏合剂厚0.02cm。
高温重复使用表面绝热材料（HRSI）
HRSI（见下图）用于102号轨道飞行器温度为648～1260C的部位，包括前部机身、中部机身下表
面、机翼下表面、垂直尾翼的某些部位和前部机身窗口周围。HRSI有两种：鼻锥周围、主起落架舱周围、
鼻锥罩界面、机翼前缘、外贮箱输送管路舱门、垂直尾翼前缘采用密度为9.9kg/m?的HRSI瓦，其他
部位采用密度为4kg/m?HRSI瓦。
上侧
下侧—
最窄0.06cm
最窄0.08cm
最宽0.19cmHRSI和LRSI瓦
最宽0.16cm
（1.27+0.15）cm
应力
铝合金
隔离垫
蒙皮\
填条（带有涂层的
0.019cm室温
聚芳酰胺纤维毡）
固化黏结剂
(1.9+0.07)cm
102轨道飞行器HRSI（LRSI）/蒙皮界面
HRSI瓦15.24cm见方，采用25.4~50.8um厚的低密度、轻质、99.7%高纯度二氧化硅非晶纤维绝热
材料。厚度变化在2.54～12cm之间。
将含有黏合液的纤维与水混合后浇注入模，形成多孔软块；然后再加浇胶质二氧化硅黏合剂溶液，烧
结变硬，切割成块并加工到要求的尺寸。HRSI瓦顶部和侧面用四硅化合物硼-硅酸盐混合粉末与液体载体
混合后喷涂到瓦面上，喷涂层厚406.4～457.2um，然后用加热炉加热到1260°℃，形成黑色涂层。涂层表
面辐射率和太阳吸收率均为0.85，陶瓷层热处理后用硅树脂进行防水处理。
HRSI瓦和轨道飞行器蒙皮间设应力隔离垫（SIP），使防热瓦免受结构拱曲、膨胀和声振的影响而破
器结构上。与轨道飞行器结构相比，HRSI瓦的热胀、冷缩率较小，故在瓦间留出635～1651μm宽的间隙
以免瓦块相互挤压。在间隙底部用聚芳酰胺纤维毡制成的填条隔热。填条厚0.23cm或0.4cm、宽1.9cm，
与SIP同时粘贴到结构上。填条防水，可抗426℃高温。
由于制作应力隔离垫时会产生纤维极化，曾将部分HRSI瓦换用密化HRSI瓦，使应力集中于应力隔
离垫/防热瓦黏结面上。瓦块用一种氨稳定形黏结剂Ludoxas进行密化。当其与二氧化硅片混合时变成胶
泥，与水混合，干后结成一硬表面。涂层渗入4kg/m?密度瓦0.27cm，9.9kg/m²密度瓦0.17cm，使HRSI
瓦/应力隔离垫系统的强度和刚度增加1倍。
高温重复使用耐熔纤维复合材料（FRCI-12、FRCI-10、HRSI）防热瓦
099号轨道飞行器的部分密度为9.9kg/m?的HRSI瓦用密度为5.4kg/m?的FRCI-12瓦代替。099号以
后的轨道飞行器用FRCI-12替代全部9.9kg/m?密度HRSI瓦。轨道飞行器103号和104号也用密度为
5.4kg/m?的FRCI-10、HRSI替代4.0kg/m?密度HRSI。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1415·
FRCI-12和FRCI-10、HRSI采用由20%的铝硼硅酸盐和80%的纯二氧化硅纤维制成的复合纤维耐熔材
料。铝硼硅酸盐的膨胀系数比99.7%纯度的二氧化硅大10倍，在纤维基体中起预缩凝固加强条作用。
FRCI-12和FRCI-10、HRSI瓦的玻璃涂层在固化时压缩不易龟裂，其质量比HRSI瓦小10%，抗拉强
度大3倍，使用温度高约37℃。加工工艺基本同HRSI瓦，只是稀浆在浇注前进行“湿端”预黏合，烧结
温度较高。
低温重复使用表面绝热材料（LRSI）
身、上翼面和垂直尾翼。
LRSI瓦的结构、制造工艺和黏结方法同HRSI瓦。只是瓦块薄（0.5～3.5cm）、面积小（20cm×20cm），
顶面和侧面覆盖10um厚的白色光学防潮层。涂层由二氧化硅和用来取得光学性能的二氧化铝组成。LRSI
也进行防水处理，辐射率0.8，太阳吸收率0.32。
高级柔性重复使用表面绝热材料（AFRSI）
099和以后的轨道飞行器用AFRSI代替LRSI瓦。AFRSI由二氧化硅（玻璃）和99.7%非晶玻璃纤维
组成。玻璃纤维由普通石英砂制成，粗1～2μm，用石英线缝在2层二氧化硅玻璃布之间。AFRSI涂有防
潮层。AFRSI密度为2.7kg/m”，厚0.31～1.27cm。AFRSI被式结构层用室温固化硅树脂直接粘贴在轨道
飞行器结构上。硅胶层厚0.02cm。
一上侧
下侧
最窄0.08cm
最窄0.06cm
最宽0.19cm
最宽0.16cm
AFRSI
FRCI瓦
0.019cm室温
(1.27+0.15)cm
固化黏结剂
应力隔离垫
(SIP)
铝合金蒙皮
0.019cm室温固化黏结剂
填条（带有涂层的聚芳酰胺纤维毡）
FRCI/AFRSI瓦界面
增强碳/碳复合材料（RCC）
轨道飞行器鼻锥和翼前缘用增强碳/碳复合材料板保护，使其在1260℃以上的高温下保持形状不变。
翼前缘用44块RCC板，每个机翼22块，鼻锥部分只用1块。
RCC的加工过程是：将涂过石墨和用酚醛树脂浸渍过的尼龙织物叠层放在高压釜中固化，固化后在高热
下进行热解，提出树脂，将其转化为碳。然后加工件在真空室中用糖醛乙醇转化为碳。此过程重复3次直至达
到标准为止。将该材料和由铝、硅、碳化物组成的无水混合物一起放在一干馏釜中，将干馏釜放入加热炉中加
热，并在氩气中进行。用阶段-时间-湿度循环法将温度升至1760℃，无水混合物和碳/碳复合材料层转化为灰
白色碳化硅层，保护碳/碳复合材料免受氧化。为进一步加强其抗氧化性能，再用四乙基原硅酸盐浸渍。
RCC叠层轻而坚固，它能促进热滞区和温度较低部位的交叉辐射，这样就能降低翼前缘（见后图）滞

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止温度和温度梯度。RCC的工作温度为一121～+1648℃，它能承受爬高及再入时的高疲劳载荷。
翼前缘RCC板
FRCI-12
(左、右各22块)
A-286螺栓和
RCC密封片-
因康镍衬套
（左、右各22片）
带有涂层的
翼前缘
RCC翼
一大梁
前缘板
因康镍7184
内绝热件
紧固件
带有涂层的
RCC齿密封件
限流密封件
A-286螺栓和
FRCI-12
RCC翼板
RCC齿密封
因康镍衬套
RCC翼前缘
RCC板是机械铰接在机翼上的，以减少因机翼变形而产生的加载。每个翼前缘板中的RCC“齿密封”
件可作横向移动，允许RCC和轨道飞行器翼前缘后面温度较低的结构之间有热膨胀差。此外它也用来防
止再入时热边界层气流直接进入翼前缘空腔。
由于碳不是一种良绝热体，所以其邻近的铝合金和其他金属附件要作内绝热，以防超过极限温度。因
康镍718和A-286紧固件被螺接在RCC组件的凸缘上并连接到铝合金翼梁和鼻锥舱壁上。用因康镍覆盖
DYNAFLEX绝热层，防护金属连接件和翼梁免受由RCC机翼板侧向而来的热辐射。
在102轨道飞行器上鼻锥罩用充填二氧化硅纤维的陶瓷纤维罩及99.7%纯度的二氧化硅HRSI瓦进行
内绝热。099号及其以后的轨道飞行器用充填二氧化硅纤维的陶瓷纤维罩及FRCI瓦作为内绝热材料。
FRCI-10
第1排FRCI-2
内绝热体
铝合金结构
RCC鼻锥罩
RCC
齿密封/FRCI-10
底板和起落起落架舱门
第1排
架舱门连接
FRCI-12
鼻锥罩(1件)
RCC密封片(左、右侧各1片、底部3片)
RCC密封片
(左、右侧和底部各1片)
RCC鼻锥

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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热挡层
轨道飞行器各个组件和防热系统接壤区的closeout体均须用热挡层防护，其部位如下图所示。采用的材
料有白色AB312陶瓷氧化铝、四氧化三硼、二氧化硅纤维（用于102号轨道飞行器），黑色AB312陶瓷纤
维（用于099号及其以后的轨道飞行器）、内装有因康镍X750丝制成的管形弹簧的二氧化硅纤维套管、氧化
铝垫层、石英线和可机械加工的MACOR陶瓷。
垂直尾翼/
机身界面**
方向舵/减速板**
轨道机动系统/
反作用控制系统
轨道机动系统/
反作用控制系
统舱，反作用控
荷舱门*
制系统推力器*
前部反作用
控制系统舱体*
后机身/襟翼**
鼻锥罩/
机翼/升降
FRCI-12
副翼**
界面***
主起落架舱门外贮箱尾部脐带舱门*
翼前缘大梁密封/
前起落架舱门*
热挡层
FRCI-12界面***
气动热密封
主进出口
**
RCC/FRCI-12界面密封
舱门*
***
热挡层
间隙填料
在表面压力梯度可能引起边界层气流穿入瓦隙的部位，要用填料充填间隙，以尽量减少间隙加热。102
号轨道飞行器用白色AB312陶瓷氧化铝、三氧化二硼、二氧化硅纤维织物作瓦隙填料。099号及其以后的
轨道飞行器用黑色的AB312陶瓷纤维织物作瓦隙填料。前部机身鼻锥前缘风罩、侧部舱门、机翼、垂直尾
翼、升降副翼的尾部边缘、方向舵／减速板、机身襟翼和主发动机热防护罩周围和壳体内用充填有氧化铝
纤维的织物套防护（见下图）。
间隙充填
间隙充填间隙充填
间隙充填
间隙充填
间隙充填
间隙充填
CRO
间隙充填
间隙充填
间隙充填
翼前缘下部
间隙充填
间隙充填
防热瓦间隙充填部位

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·1418·
插头和塞件
轨道飞行器某些部位的陶瓷瓦上嵌有熔化二氧化硅嵌线插头和塞件，以便通过这些开口穿过瓦块移动
舱门或通道盖板的部件，其部位如下图所示。
轨道机动系统反作用垂直尾翼
控制系统和上部整流罩
中部机身和
有效载荷舱
主舱口
反作用控制
窗户
系统轨道机
星光跟踪器舱门
/动舱下底
前部反作用控制系统
舱体接合面
底部防热罩
前部反作用控制
襟翼和短柱
系统Y推力器
前部反作7
用控制系统舱
前机身侧向板
升降副翼
前部反作用控制
翼前缘上、下面升降副翼
系统Z推力器
前机身下部
4个、下部2个)
翼前缘
插头和塞件部位
推进系统
航天飞机轨道飞行器推进系统由主推进系统、轨道机动系统和反作用控制系统组成。
主推进系统
航天飞机主推进系统（见后图）由主发动机、外贮箱和推进剂输送、管理、加注与泄出、调节、增压
控制、气动和吹除等分系统组成。
除外贮箱和部分输送管路以及氦气瓶外，系统的其他组件均位于轨道飞行器尾部机身。氮气瓶置放于
有效载荷舱下的中部机身后侧。
主发动机
航天飞机主发动机为泵压输送、高压补燃液氧／液氢发动机。发动机在地面点火，提供上升入轨的速
度增量，同时也可在因故障需中止飞行时使用。发动机推力可调，调节范围为65%～109%，因而可将运
载器过载限制在3g以内，也可在较高的高度上中止飞行。主发动机性能见后表。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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38
16
33
17
45
26
6
12
40
8
aG
13
18
34
35
11
36
41
01
37
30
36
842
44
36
主推进系统简图
1-液氢排气脱落接头；2—排气阀；3-外贮箱；4—轨道飞行器：5一脱落接头：6液位传感器：7—防间隙流导管：8—液氧；
9液氢：10-液位传感器（发动机关机）：11一液氢再循环；12一增压管路排气：13-△P计量泵前阀：14—泵前阀门；15—“返
回发射场”中止飞行排液阀：16—POGO蓄留器阀门：17-液氧箱氮气增压：18一发动机关机传感器：19一涡轮泵：20一热交换器；
21一典型的电磁阀：22一再循环阀：23—气动控制：24一关机阀门；25—减压阀：26一液氧机外放液：27—热减压阀：28一再循环
充加压；35-液氧放液止回阀门：36—加注阀：37一补充加注阀：38一地面系统：39—液氧放液脱落接头；40液氢箱氮气预增压；
41一由氮气气源而来；42一液氢加注脱落接头；43一液氧加注脱落接头：44一歧管压力；45一机外放液阀
主发动机性能表
发动机高/m
混合比
4.3
6
约3.8
结构质量/t
喷管出口直径/m
2.39
真空推力/kN
膨胀比
2 090.7
77.5
海平面推力/kN
额定工作时间/s
1 668.1
480
总使用时间/h
真空比冲/（m·s)
4 464
7.5
海平面比冲/（m·s1）
3552
使用次数/次
55
推力调节范围
65%~109%
发动机摆动范围/（°）
土8.5（偏航、滚动）
推进剂
液氧/液氢
±10.5（俯仰）

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·1420?
1.主发动机主要组件
主发动机主要组件如下图所示。
29
16
25
10
26
主发动机主要组件
1—控制器；2—FASCOS控制器；3—低压燃料管路；4一燃料预燃室液氧阀门；5—液氧放液阀门：6-燃料放液阀门；
7—低压燃料涡轮泵驱动导管：8—低压燃料涡轮泵排液导管：9—燃烧室冷却阀门：10—低压燃料涡轮泵；11一燃料预燃室
液氧输送导管：12一摆动轴承；13一高压燃料导管；14一主燃料阀门；15一燃料预燃室；16一燃气歧管：17一高压燃料涡
轮泵；18—喷注器：19—氧化剂预燃室；20—高压氧化剂涡轮泵；21—主燃烧室；22—喷管：23一主氧化剂阀门：24--高
压液氧导管：25一低压氧气化剂导管：26一低压氧化剂涡轮泵；27一氧化剂预燃室氧化剂阀门；28一氧化剂预燃室氧化剂
涡轮泵：该系统共有4台涡轮泵，低压燃料、氧化剂涡轮泵各1台，高压燃料、氧化剂涡轮泵各1台。
两台低压涡轮泵与推进剂导管相联并支撑在一固定的位置。每台低压泵的出口用一柔性导管与高压泵
入口相联，以便发动机摆动进行推力矢量控制。低压泵为轴流泵，以较低的转速工作，为高压泵提供必要
的压头。低压氧化剂泵的额定转速为5151r/min；燃料泵的额定转速为14644r/min。
高压燃料涡轮泵是一种三级离心泵，直接由1台两级燃气涡轮驱动。涡轮泵安装在燃气歧管上。涡轮
泵的泵后管路为预燃室、喷管和燃烧室冷却循环管路提供液氢。高压氧化剂泵也安装在燃气歧管上，由2
台离心泵（主离心泵和预燃室离心泵）组成。2台泵共用一轴，由1台两级燃气涡轮驱动。主涡轮泵为主
燃烧室喷注器、热交换器、低压氧化剂泵和预燃室氧化剂离心泵提供液氧。预燃室氧化剂离心泵用于提高
氧化剂压力，并将其送往燃料和氧化剂预燃室。
燃气歧管是发动机支撑预燃室、高压泵、主喷注器、主燃烧室和热交换器的结构支柱。通过燃气歧管
使燃料和氧化剂预燃室与主燃烧室连通。
预燃室：2个预燃室焊接在燃气歧管上，产生驱动高压涡轮装置的低混合比富氢燃气。预燃室由一单
通路燃烧室、燃料冷却套和装有隔板的同轴元件喷注器组成。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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主喷注器采用隔板和同轴元件方案。喷注器双面板用汽化氢冷却。发动机摆动轴螺接于主喷注器，全
部装置可摆动，作飞行推力矢量控制。主喷注器基本上为一全焊接装置，由结构件、同轴喷射组件、2块
多孔金属板和增强电火花点火器组成。
主燃烧室：为一圆柱形再生冷却组件。燃气喷出燃烧室，以5：1膨胀比膨胀。燃烧室用法兰连接在
燃气歧管上，并由NARLOG-Z（含银和二氧化铝的铜合金）冷却管路和高强度镍合金套进行冷却。
喷管装置：由歧管和喷管组成，喷管与歧管焊接并通过歧管的法兰与主燃烧室连接。
燃料再生冷却、80.6%钟形喷管膨胀比77.5，长约3.05m，出口直径2.39m。它螺接在主燃烧室5：1
膨胀比截面处。歧管由歧管壳、扩散器、混合器、推力室冷却阀壳和推力室冷却管路组成。喷管由1080
发动机控制器由3个减震紧固件连接在发动机上。它是一种固态集成电路组件，由数字计算机和相应
的电子件组成。它与发动机传感器、作动器和电火花点火器配合可进行发动机闭路控制、发动机测试、发
动机极限监控、启动准备状态检验、启动和关机程序控制、收集发动机维护数据。控制器组件被集装在一
采用冷却措施的密封、增压壳体内。
飞行加速度安全关机系统由电子件、电缆和加速度计组成，它敏感2台高压涡轮泵的震动，当超过预
定值时，其数值传送给发动机控制器。
2.主发动机工作流程
主发动机工作流程如下图所示。
低压燃料涡轮泵
低压氧化剂涡轮泵
喷注器
氢气
氧化剂预燃室
主氧化剂阀门
氧化剂阀门
预燃室氧
氧化剂预燃室
化剂阀门
氧化剂热
交换器
燃料预燃室
高压氧化剂
涡轮泵
高压燃料
涡轮泵
燃气歧管
主燃料阀门
燃烧室冷却阀门
一喷管
主发动机工作流程图
航天飞机主发动机采用分级燃烧循环。推进剂在低混合比、低压、低温下在预燃室部分燃烧。之后，
再在高混合比、高压、高温下在主燃烧室全部燃烧。
两台低压涡轮泵低速工作，使贮箱处于低压环境。其作用是为高压泵提供足够的入口压头，使高压泵
在高速下工作，并由低压泵向高压泵输送推进剂。
高压氧化剂泵输出的推进剂有75%流向主燃烧室，约10%流向预燃烧室离心泵，由该泵将压力提高到
预燃室要求值。另有一小部分推进剂通过热交换器，用于氧化剂箱增压和纵向耦合振动（POGO）抑制。

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美国
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氧化剂驱动液压涡轮泵，后者驱动低压氧化剂涡轮泵，然后再循环进入高压氧化剂涡轮泵。
高压燃料涡轮泵输出的推进剂有20%用来冷却主燃烧室、驱动低压燃料涡轮泵、冷却燃气歧管和喷注
器，并给燃料箱增压。剩余的推进剂对喷管进行冷却后送往预燃室。由预燃室产生的富油燃气蒸气先驱动
高压涡轮泵，然后流入主喷注器与补加的氧化剂和燃料混合喷入主燃烧室。
外贮箱增压
外贮箱由地面加注的氨气和液压头提供发动机启动前的泵入口压力，发动机建压后由推进剂蒸气压力
维持贮箱压力。
推进剂输送系统
系统通过2条直径43cm的管路从外贮箱向轨道飞行器主发动机输送液氢、液氧。在轨道飞行器机身
尾部处，2条43cm直径管路各分为3条30cm直径管路通往3台主发动机。
氮气存储和供给系统
系统分为气动及发动机氨气存储和供给2个子系统。前者为推进剂管理系统中的气动作动阀门提供氨
气作动压力、辅助主推进系统排液并在再入前对推进剂管路再增压。后者在飞行中对发动机进行吹除和应
急启动（关闭）推进剂阀门。
推进剂管理系统
该系统用来控制外贮箱推进剂加注，从发动机引出气体通过2条气体脐带管路送回贮箱以维持贮箱压
力并为主发动机提供低压备用关机。发动机工作时推进剂通过2条脐带、歧管、管路和阀门送往发动机。
轨道飞行器共有2条43cm直径推进剂输送管路、6条30cm直径推进剂输送管路和6条1.6cm直径
增压管路。
液压摆动作动器
每台主发动机有2个液压摆动伺服作动器，一个用于俯仰，另一个用于偏航。
液压由推力矢量控制系统隔离阀门控制。共有3套液压系统，每套装有1个这样的隔离阀门。当3个
它们与每个作动器中的1个转换阀门相接，当敏感到主液压系统失效时，会自动切换到备用系统以防推力
矢量控制失效。
轨道机动系统
轨道机动系统（OMS，参见后图和后表）为入轨、轨道转移、会合、出轨提供速度增量，轨道机动系
统由2个独立的部分组成，它们装在尾部机身两侧的舱体内。该系统能给携带有29.45t有效载荷并已与外
贮箱分离的轨道飞行器提供304m/s速度增量。安装在有效载荷舱尾部的3个副贮箱所装的推进剂和气体，
可补加3×152.5m/s速度增量，这样可使总△V提高为762.5m/s。再入前剩余推进剂从尾部2个排液管排
出。
每个OMS舱装有推力为26.69kN的挤压式输送再生冷却摆动发动机、燃料箱、氧化剂箱、高压氨气
瓶、推进剂挤压输送调节器、控制器和推进剂分配系统。
OMS发动机可重复使用100次，启动1000次，总工作时间15h，最短点火时间2s，每秒提供0.9～
1.8m/s速度增量，其性能见后表。每台发动机装有2个机电作动器，进行偏航和俯仰摆动，系统的正常工
作模式为1台OMS发动机工作。
每个推进剂箱装有推进剂捕获装置、测量装置和推进剂分配系统。推进剂连通管具有为任一OMS发
动机从任一贮箱提供推进剂的能力。位于轨道机动系统连通管间的转接管路和尾部反作用控制系统（RCS）
推进剂歧管可为RCS提供453kg推进剂，供轨道内机动用，也可为2个尾部RCS交叉输送推进剂。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
1423
OMS用舱壁及设于管路和OMS结构上的加热器进行温控，
使推进剂温度保持在4～37℃之间。
26
26
26
A
B
2
点
二
20
XT
23
24
25
14
轨道机动系统简图
I一左舱：1-氮气隔离阀门；2一氮气加注：3一调节器：4—蒸气隔离阀门；5—测试阀门：6减压阀门；7—地面测试：8一贮
箱排气：9—一甲基肼：10一四氧化二氮：11一贮箱隔离阀门：12一交叉输送阀门：13一发动机控制阀门：14一通往燃料歧管：
15—OMS发动机；16--RCS内连阀门：17一吹除阀门；18一发动机压力阀门：19—氮气；20—燃料加注；ⅡI一有效载荷舱附件；
21一A、B推进剂备用隔离阀门：III一右舱；22一氧化剂加注：IV一后部机身：23一发动机工作阀门：24一电爆减压阀门；
25-一电磁阀W/过滤器：26一氮气瓶
OMS发动机特性
项目
项目
参数
参数
26.69
真空推力/kN
混合比 (最大)
1.65
比冲/（m·s)
膨胀比
3069
55
燃烧室压力/kPa
俯仰
858.1
±6
摆动范围/（°）
四氧化二氮
偏航
±7
6743
推进剂质量/kg
一甲基肼
结构质量/kg
4086
117
反作用控制系统
反作用控制系统（RCS）由3个独立的部分组成：一部分装在驾驶舱前部，另两部分装在尾部OMS
舱内。RCS提供姿态控制和轨道飞行器三轴平移。外贮箱分离、入轨和轨道机动时3部分同时工作，返回
地面的姿态控制只用尾部2套RCS。轨道机动系统和反作用控制系统及反作用控制系统简要结构见后图。
每套RCS由2个高压氮气瓶、贮箱压力控制器、减压阀、推进剂箱、推进剂分配系统、主推力器和游

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美国
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动推力器组成。每个贮箱设推进剂捕获系统，在各种状态下为贮箱出口供液。系统共有38个主推力器，
前部14个，尾部两侧各12个；6个游动推力器，前部2个、尾部两侧各2个（推力器性能见下表）。RCS
采用OMS同样的推进剂。尾部左右RCS以及RCS和OMS之间通过交流电机输送阀门交叉供液。
RCS发动机采用镉金属燃烧室，内壁燃料液膜冷却和喷管辐射冷却。燃烧室和喷管设防热层，以防止
1013～1315℃高温辐射进入轨道飞行器结构。用加热器使推进剂温度保持在15～37°℃之间。
主推力器(14个）
电气脱落插座
口盖
辅助板
反作用控制系统
推进剂箱
反作用控制
推进剂歧管阀门
系统氨气瓶
氨气瓶
吹除和检测板
轨道机动系统
游动推力器（2个）
发动机（2台）
反作用控制系统贮箱
主推力器
（每舱12个）
游动推力器
(每舱2个)
轨道机动
系统氮气瓶
反作用控制
轨道机动系统
系统增压组件
推进剂箱
反作用控制系统/轨
道机动系统尾部舱体
轨道机动系统和反作用控制系统
推力器性能表
项目
项目
游动推力器
主推力器
主推力器
游动推力器
稳压模式
推力N
3870
1~150
1~125
106
工作时间/s
0.08
脉冲模式
0.08
燃烧室压力/MPa
1.043 4
0.755 1
7100
混合比
重复使用次数
7100
1.6
1.6
氧化剂
启动次数
674
50000
一
50000
推进剂质量/kg
燃料
总工作时间/s
421
20000
125 000
一
膨胀比
22:1~30: 1
20 :7~50:1

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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后舱(左侧)
前舱
歧管5
歧管4
-Z
-Z
P
-Z歧管4
P
z-
M+Z
L
FN-Y
M+Y
歧管3
歧管3
+2
Z-
N-Z
+
N2O4
N2O4
M+X
-x
歧管2
Z-
歧管2
Z+
+Z
M+Y
LR-Y
歧管1
X-
Z+
甲基肼
M+Y
歧管1
+Z
歧管5
+Y
-Z
+
x-M
P
反作用控制系统简图
电子系统
航天飞机电子系统（见后图）由数据处理系统、测量系统、通信系统、辅助导航系统和制导、导航、
控制系统组成。系统共有300多个主要电子“黑盒子”，由300多千米长的电缆连接，分布于航天飞机的
各个部位，并通过公用数据母线与系统的5台计算机相接。
航天飞机电子系统为多余系统，是按照故障-工作／故障-安全的原则设计的。即要求出现1次故障
时，系统能正常工作，出现第2次故障时，仍能确保航天飞机及飞行人员安全返回地面。
该系统负责航天飞机大部分系统的控制，其功能为自动测定航天飞机状态和运行准确程度、程序测量、
外贮箱和固体助推器的发射和上升控制、性能监控、数据处理、通信和跟踪、有效载荷操作和系统管理、
制导、导航和控制及电源分配。除了对接由航天员手动操纵外，任务的各个阶段均有手动和自动两种工作
模式可供选用。
数据处理系统
数据处理系统（见后图）为航天飞机各分系统提供计算机监控。系统为多瓦余系统，由5台完全相同
的通用计算机、2台进行大容量存储的海量存储器、28条进行数据传输的时分、串行数字数据母线、9台
进行数据组合和格式化的信号复合器/信号分离器、3个发动机接口和4台多功能电视显示装置组成。
系统采用多台计算机的余组合方案是为了在某台计算机发生故障时，100%地覆盖有故障的计算机，
由组内其他计算机保障任务正常进行。为保证发生故障后航天飞机仍能继续正常工作，需要3台计算机，
因为只有这样才能在确认有故障的计算机后由系统否决其计算结果。如果要求在出现第2次故障仍能继续
飞行，保证安全返回地面则至少要用4台计算机。第5台计算机采用完全不同的软件以检查软件错误，作
为产生软件错误时的后备机。

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美国
·1426·
RCS
电源与配电
OMS
RJD
(2)
C&W
ASA(4)
空气舵
后部（2）
OMS
硬件
TVC
分系统
主发动机
EIU(3)
轨道飞行器
推力
（3台）
RJD前部（2）
控制
作动
000
主发动机
MEC
DBIA
MEC
定时
ATVC
器
（3台）
(2)
MTU1
(2)
(4）
RCS
控制
外贮箱
后部分
离火工品
轨道飞行器-外贮箱脐带
外贮箱
01测量
T-0脐带
前部分离
仪器
外贮箱
火工品
尾部脱开面
前部脱开面
前部分离
后部分高火工品
SRM
L火工品
点火
回收
MDM
MDN
固体助推器
后部
靶场安全前部
IEA
SRM传感器
IEA
RGA
SRB'TVC
作动器控制
电子系统
1GN&C敏感：IMURGASTRTR加速度计ADTAWOWWONG；2—有效载荷管理：RMS(1)PSP(S)PDI(1)：3—D&C：SBTCRDPTA
开关RHCDDUTHC：4—数据处理：GPC(5)MDM(13)软件MCDS(5)MMV(2)：5一C&T：MSBLSTACAN尾部雷达多普勒NSPS波
段Ku波段：6一正式运行测量仪器：PCMMU(2)OIMDM(7)记录器(2)：ACCEL一加速度计：ADTA一大气数据传感器装置：APU一辅
助动力装置：ASA一空气舵伺服放大器；ATVC一上升段推力矢量控制器：C&T一通信与跟踪：C&W一预警与报警：DBIA一数据母线
隔离放大器：D&C一显示与控制：DDU一显示驱动装置：EIU一发动机接口装置：GN&C一制导、导航和控制；GPC一通用计算机；
IEA一集成电子装置；IMURGA一惯性测量组件速率陀螺装置；MCDS一多功能阴极射线管显示系统：MDM一信号复合/信号分离器；
MEC一主事件控制器：MMU—主测量组件；MSBLS一微波扫描着陆系统；MTU--主定时器：NSP网络信号处理器；OI—运行测量；
OMS·TVC-轨道机动推力矢量控制：PCMMU一脉码调制主组件：PDI一有效载荷显示器：PSP一有效载荷信号处理器：RA一雷达高
度表；RCS一反作用控制系统：RGA一速率陀螺装置：RJD一反作用喷管驱动器；RHC一转动手动控制器；RMS一遥控机械臂系统；
RPTA一方向舵板传感器装置；SBTC一减速板推力控制：SRB一固体助推器：SRM一固体发动机；STRTR一星光跟踪器：TACAN一塔
康导航系统：THC一位移手动控制器：WONG一前起落架负重：WOW一起落架轮负重
硬件
1.IBMAP101通用计算机（GPC）
每台通用计算机由中央存储器、中央处理机（CPU）和输入／输出处理机（IOP）组成。中央存储器
容量为106496字，由CPU和IOP共用。GPC内存共分9个存储组。CPU的功能是对数据进行逻辑运算、
对IOP进行程序控制、控制并处理中断、控制传感器等余系统。每台计算机的CPU容量为81920字。

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计算机1
计算机3
计算机4
计算机5
计算机2
CPU
CPU
CPU
CPU
CPU
IOP
IOP
IOP
IOP
IOP
2条数据母线
接口
地面
任务
任务
2条数据母线
飞行
每台计算机一条数据母线
测量
显示
4条数据母线
系统
2条数据母线
海量存贮器
机间
串式数据接口母线
5条数据母线
8条数据母线
飞行·关键
EIU1
海量存贮器1
DEU1
MDMFF1
MCIU
主发动机接口
机械臂控制
EIU2
DEU2
MDMFF2
航天飞机（SPASE SHUTTLE)
MDMFF3
EIU3
DEU3
GN&C
海量存贮器2
MDMFF4
DEU4
传感器
数据输人和显示
MDMFA1
和控制器
MDMFA2
由GSE控制的指令编码
MDMFA3
MDMFA4
MDMLF1
MDMLAI
任务事件
MECI
DDU1
主飞行
DDU2
程序
MEC2
PCM主组件1
显示器
DDU3
有效载荷处理器
*5专用通道
隔离放大器
PCM主组件2
和性能监控器
脐带
2条数
MDMPF1
PCM主组件
发射处理GSE
MDMPF2
据
母线
母
线
MDMOA1
MDMLLI
MDMLR1
MDMOA2
MDMOA3
MDMLR2
MDMLL2
正式飞行测量仪器
MDMOF1
MDMOF2
固体助推器
MDMOF3
MDMOF1
数据处理系统
CPU—中央处理器；DDU一显示驱动装置；EIU一发动机接口装置；DEU一显示电子装置；GPC一通用计算机；
1427
GN&C一制导、导航、控制；GSE一地面设备；IOP一输入/输出处理机；M一存储器；MDM一信号复合器/信号分离
器；MEC一主事件控制器；MM－海量存储器；MCIU一机械臂控制器接口装置；PCM一脉码调制器。

<!-- 第 1471 页 -->
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·1428·
计算机与各系统间的数据传输由IOP在CPU的控制下进行。IOP从CPU接收数据，格式化并转换成
命令后送往各系统，它也从各系统接收数据，格式化后送往CPU。每台计算机的IOP容量为24576字。
CPU和IOP高19.05cm、宽25.7cm、长49.53cm、质量25.85kg。
2.海量存储器（MM）
为了完成各阶段的计算任务约需40万字的容量。除中央存储器外还可将34M的信息存入2台磁带机。
可将全部软件装入磁带机，需用时将所需程序转储内存。关键程序和数据同时装入2台磁带机。一般情况
下一台使用，另一台备用，也可通过2条单独的母线同时使用。磁带机高19.05cm、宽29.21cm、
长38.1cm、质量为9.97kg。
3.多功能显示系统
系统使机组人员具有机装软件接口以及控制机装软件的能力。机组人员可通过它观察航天飞机数据、
监视错误和故障信息。系统由显示装置电子组件（DEU）、键盘（KBU）、显示装置（DU，包括阴极射线
管CRT）组成，驾驶层前中央显示／控制台有3台DU/CRT，2台KBU，后中央显示台有DU/CRT、
KBU各1台，系统用4台DEU存储显示数据、提供接口、进行显示、更新和再生、检测KBU输入错误
并将输入信息回送给显示装置，3台KBU为机组人员提供软件操作和管理的控制接口。
4.数据母线
计算机的输入／输出处理机有28个独立的处理器，分别控制28条数据母线。
系统采用脉码调制、时分多路转换的数据传输技术，通道用多路转换器连接在一起。按离散信息用一
串二进制脉冲信号将信息编码到任意指定通道。信息传输字长为28位。头3位用于同步并指出信息是命
令还是数据，下5位指明信息的源或目的。如是命令，则以后的19位指明要进行哪一种数据传输或操作；
如是数据则其中的16位是数据本身，3位指明数据的有效度，每个字的最后一位都是奇校验位。
28路数据母线通过多路转换器接口适配器（MIA）与IOP相接。MIA响应离散信号，传输或接收可
用数据的要求，接收、转换、校验串行数据。
28路数据母线按功能分为7组：机间通信5条、海量存储器2条、显示系统2条、有效载荷操作2条、
飞行测量5条、飞行关键传感器和控制器8条。
5.信号复合/信号分离器（MDM）
数据母线网络和大部分分系统之间的接口适配是通过MDM完成的。MDM对与数字数据母线有关的
数据串进行时分信号复合／信号分离，调节数据。它实际上是一种从数据母线取送数据的转换器。
MDM从各系统接收上百个一5～+5V直流和28V直流离散模拟信号以及串行字或数字字，将这些模
拟信号转换成数字/串行输出信号并通过母线输送到计算机和脉码调制主组件去，MDM也从计算机向各
系统输送数据。
6.脉码调制器（PCM）
计算机将串行／数字下行数据通过测量母线送往脉码调制主组件，与测量数据及有效载荷数据混合后
送往地面下行遥测装置。PCM也将测量信号变成串行数字送往遥测装置。从PCM主组件而来的航天飞机
非关键数据通过4条测量母线送往各计算机并在CRT显示。
PCM主组件含有一用来访问分系统数据的可编程序只读存储器（PROM）、一存储系统数据的随机存
取存储器（RAM）和一存储从计算机而来送往地面下行遥测装置的数据存储器。
7.定时器
全部数据由3个主定时器（MTU）定时。由定时器提供格林威治标准时间（GMT）、任务经过时间和事
件时间。系统软件从主定时器或计算机内部时钟选择GMT，并经常由MTU更新，进行计时余管理。
MTU也负责向其他电路送同步信号。航天员可通过CRT显示装置控制计时软件。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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软件
由航天飞机轨道飞行器计算机存储和执行的软件是空间飞行中最复杂的程序，由它们来操纵航天飞机
各个方面和各个阶段的活动。
软件分系统软件和应用软件两类（见下图）。各程序编写成可由单台计算机执行，也可由多台计算机
执行。多台计算机执行模式设计用于执行发射、上升、再入、中止飞行等关键飞行阶段的工作。
数据处理
系统软件
主软件组
应用软件
系统软件
系统管理功能
制导、导航和控制功能
有效载荷功能
主要功能
OPS
OPS9
操作程序
OPS2
OPS9
OPS8
OPS2
OPS9
1/6
模式5
模式6
主模式
模式1
模式3
模式4
模式1
模式2
模式2
OPS4
数据处理系统软件
系统软件由飞行计算机操纵程序、用户接口程序和系统控制程序组成。飞行计算机操作程序负责控制
处理机、监控键盘系统参数、分配计算机资源、有次序地中断程序、提供高优先级活动以及更新计算机存
储器。用户接口程序提供处理机务人员命令和请求的指令。系统控制程序用来对计算机进行初始化，在关
键飞行段安排多计算机操纵模式。
应用软件有特殊软件程序、系统管理程序和有效载荷处理程序及航天飞机检测程序4种。特殊软件程
序用来在发射、上升、轨道机动、再入和着陆各阶段对航天飞机进行制导、导航和控制，系统管理程序用
来检测航天飞机各分系统、检查机组人员的显示器和控制器工作是否正常、更新惯性测量组件状态矢量。
此外该组程序还包括装定主发动机计算机内存的指令和检测测量系统的指令。有效载荷处理程序是一组控
制、监控有效载荷的指令，它们可根据有效载荷性质进行修改。航天飞机检测程序用来维护数据管理、进
行性能监控和特殊的处理。
程序用HAL/S（高阶组合语言／航天飞机）语言编写而成。程序按功能分组存入各内存组。需要时
可从海量存储器提取程序，并按所需要功能的操作程序重新组合内存。
应用软件的最高层程序是操作程序（OPS）。每一组OPS是一组用来完成阶段面向任务的特殊软件。
OPS还可分为几个主模式，每一模式代表OPS任务段的一个部分，如OPSI就可分为6个主模式。OPS功
能软件会通过CRT显示某些数据格式和组态，但它们不能为航天员所改动，只能提供信息。OPS专家功
能软件，可在CRT显示并允许航天员用键盘输入信息、操纵和监控航天飞机工作。

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美国
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数据通信
1.机间通信
4条机间母线交叉连接4台计算机。每台计算机均可访问由其他几台计算机所接收或传输的数据状态，
以检验4台计算机的计算结果是否一致。各计算机装同样的软件，4条母线各与1台以命令模式工作的计
算机相接。对此条母线来说，其他3台计算机均以收听模式工作。各台计算机均具有从其他3台计算机接
收数据、向其他计算机输送数据、请求数据并完成冗余机组要求之任务的能力。
4条机间母线不与任何航天飞机其他分系统相接。
2.计算机与分系统间的通信
1）GPC与制导、导航、控制系统间的数据通信。8条GPC飞行关键母线分2组与4台计算机相接。
FC-1～FC-4母线输送驾驶层飞行员控制系统、显示装置和前部制导、导航、控制（GN&C）系统的命令
和数据，FC-5～FC-8母线输送后部GN&C系统的数据和命令。组内1条母线分配给一以命令模式工作的
计算机。以命令模式工作的计算机通过其专用母线向航天飞机有关系统发出数据请求和命令，其余3条母
线分配给其他3台以收听模式工作的计算机，收听以命令模式工作的计算机信息。
GN&C系统各组件与各MDM和飞行关键母线相接，各台计算机通过它们向GN&C系统组件发送命
令、请求数据。
GN&C系统组件的余度变化在2～4之间。余管理软件可以从见余组件中选择一组可用于飞行控
制、制导和导航的数据；也可以发现超过容差的数据，找出有故障的组件并将故障通知飞行人员及数据收
集软件。如对于四余组件，软件选择3个组件并取其中值，第4件备用，待3件中有1件出故障时，方
启用第4件。如余下的3件中又有1件出了故障，则将模式降低为2，取其平均值。2件中再出故障时模
式降为1，只能输送它所收到的数据。
进行非关键性轨道飞行时只用1～2台计算机进行GN&C工作，其他几台用于有效载荷操作和系统管
理，也可停止工作留作备用。
动机点火、摆动、节流、关机等功能都是由主发动机控制器用GPC所计算的制导方程的输入信号进行控
制的。
3）GPC与主事件控制器（MEC）间的数据通信。GPC通过飞行关键母线与2台MEC进行通信。由
GPC控制的2台MEC提供火工品保险／解保信号、火工品点火信号和轨道飞行器／外贮箱、外贮箱／固
体助推器分离信号。
4）GPC与有效载荷间的数据通信。由2条有效载荷数据母线传输有效载荷状态参数。有效载荷数据
隔行扫描器把有效载荷数据集中送入轨道飞行器电子件后送往地面遥测装置。
5）GPC与地面设备及固体助推器间的数据通信。由2条地面接口母线实现GPC与地面设备及固体助
推器间的通信。由接口装置数据母线隔离放大器的接收部分、发现低电平编码信号、去噪音并将信号解码
为标准数字数据。放大器的传输部分将数据重新编码并以全振幅在低噪音的条件下传输数据。
测量系统
测量系统由传感器、信号调节器、脉码调制编码设备、多频多路设备、脉码调制记录器、模拟记录器、
定时装置、机上测试装置组成，见后图。系统分2个独立的功能系统：正式运行测量系统和研制飞行测量
系统。后者只在研制飞行阶段使用。

<!-- 第 1474 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1431·
、宽带数据
Ku信号处理器、射
T-0
频信号处理器
脐带
射频发射
T-0脐带
有效载荷脐带
脉码调
分频
宽带任务记录器
制记录
有效载荷记录器
多路器
通用计算机
器
网络信号处理器
T-0脐带
宽带上升段
研制飞行脉码
正式运行测量脉
运行记录器1
记录器
码调制主组件
调制主组件
有效载荷数据交叉存贮器
信号复合/
信号复合/
分频多路器
运行记录器2
信号分离器
信号分离器
宽带数据
信号调节器
信号调节器
分系统正式运行测量系统（传感器）
分系统研制数据测量系统
测量系统
正式运行测量系统
正式运行测量系统敏感、收集并调节数据，对数据进行数字化、格式化并进行分配以供显示、遥测、
记录和测试，为机上系统提供脉码调制记录、话音记录和定时。系统由2个脉码调制主组件、2个运行记
录器、主定时装置和各种信号复合／信号分离器、信号调节器和传感器组成（见后图）。
1.信号调节器
正式运行测量系统共有13个信号调节器，调节约1200条通道、约100个研制飞行测量数据。研制飞
行时6个宽带信号调节器向分频多路器输送信号，正式飞行时向面板显示器、警报与预警系统和相应的
MDM传送信号。MDM将模拟信号转换成串式数字数据，并按请求将数据送往脉码调制主组件。共有45
个高级传感器。
2.脉码调制主组件
脉码调制主组件接受3250个MDM数据和机上计算机下行表数据，并将数据存储在存储器内，数据
作周期性更新。脉码调制主组件（PCMMU）有2个格式存储器-
器一可编程序只读存储器和随机存取存储
器。PCMMU利用所存储的格式将数据组成128kbit/s和64kbit/s脉码调制遥测数据流并送往网络信号处
理器，由处理器将128kbit/s数据送往运行记录器并将128kbit/s和64kbit/s数据送往S波段应答机，向地
面传输，在后来的飞行中用Ku波段发射机发射。PCMMU也按请求向机上计算机输送数据。
双瓦余脉码调制主组件每次只1台工作，工作组件由飞行员通过面板控制。
3.有效载荷交叉存取器
正式飞行中采用有效载荷交叉存储器，最多可同时从5个搭接的和1个未搭接的有效载荷接受数据，
进行交叉作业后送往脉码调制主组件，暂存其存储器中，由PCMMU格式化器和机上计算机访问。

<!-- 第 1475 页 -->
美国
·1432·
数据和时钟[
128k
数据和时钟
S波段应答机
T-0脐带
NSP2
64k
NSP2
和Ku波段发射机
128kb/s
128/192kb/s
T-0脐带
PCM
64kb/s
网络信号
Ku信号
OPS1
MU1
GPC1
100Hz
处理机
记录器
处理器
1.152MHz
数据
有效载荷接口
T-0脐带
GPC2
01测量口
空间实验室
PSP1
4.608
有效载荷
有效载荷
4.608MHz
CPS
PD1
0-1
PSP2
数据一
记录器
母线
脐带
时间
EIU(3)
有效载荷
GPC
MTU
和同步
空间实验室
有效载荷站
4.608MHz
数据
有效载荷接口
1.152MHz
1调频信号！
100Hz
网络信号
1处理器
PCM
64kh/s
OPS2
128kh/s
MU2
处理器
记录器
GPCS
01接口
DFIMDM
128/192kb/s
64k
数据和时
DC2
数据和时钟PCM1
T-0脐带
128k
钟NSP1
S波段应答机和Ku波段发射机
01数据母线
01数据母线
MDM
MDM
MDM
MDM
MDM
MDM
FDM
FDM
A02
OF1
OAI
OA3
OF2
OF3
OF4
+
C/W
V4
FA
C/W
C/W
sW
FF
FF
和Disp
MDM
MDM
和Disp
和Disp
C/W
C/W
Scan
FF
FA
MDM
MDM
和Disp
和Disp
MDM
MDM
DSC
DSC
DSC
DSC
WBSC
DSC
10
WBSC
0A3
DSC
DSC
IVO
ZVO
OL2
OF4
OM2
(4)
OF2
0F3
(2)
OL1
ORI
OR2
IWO
传感器和分系统输人信号
正式运行测量系统
C/W一警告/报警；DFI一研制飞行测量；DISP一显示：DSC一专用信号调节器；EIU一发动机接口组件：FDM一分频多路器：GPC一通用计算机：
MU一主定时器；MDM一信号复合/信号分离器：OPS一运行：PCMMU一脉码调制主定时器：POI一有效载荷显示测量；OI一运行测量；
NSP一网络信号处理器：PSP一有效载荷信号处理器：SWScan一短波扫描：WBSC一宽带，信号调节器
4.主定时器
主定时器是一种稳定型晶体控制时源。它为机上计算机、脉码调制主组件、分频多路器和各种时间显
示面板提供程序时间基准信号，它也向测量系统和其他系统提供同步信号。主定时器含3个格林威治平时
（GMT）累加器和3个任务消逝时间（MCT）累加器。6台独立的累加器同时工作，它们均可由地面通过
上行线由机上计算机重置或更新数据，也可由航天员通过面板键盘改动，两个累加器的累加数均为
364d23h59min59s999.875mS。
5.调频信号处理器
处理器从发动机的3个接口、视频开关组件、运行记录器、有效载荷记录器等组件接收信号和数据，
处理器按指令选择接收其中的一个组件的信号并由S波段射频发射机输出，经下行线路传输至地面。
6.运行记录器
记录器可按地面指令由航天员通过显示控制面板键盘和记录器面板开关控制，从网络信号处理器输入
128kbit/s脉码调制数据、192kbit/s复合信号，此外1号记录器以60kbit/s速率接收3个通道的主发动机
数据。

<!-- 第 1476 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1433·
在维护／环路模式中一台作为维护记录器，另一台作为环路记录器。后者记录正式运行PCMMU的串
行输出信号，作暂时存储。数据以按序转换12磁道、13磁道和14磁道的环路形式记录。维护记录器用来
永久储存2种数据—由环路记录器来的异常数据和快速环路脉码调制数据。当维护记录器的第11个磁
道记满时发出信号，提醒用户在2个记录器之间切换环路和维护功能。切换按网络信号处理器上行命令或
航天员指令进行。
7.有效载荷记录器
有效载荷记录器用来记录有效载荷数据并在飞行中通过S波段应答机和Ku波段发射机转储数据。记
录器的硬件同运行记录器。
8.研制飞行测量系统
研制飞行测量系统为研制飞行提供附加测量。系统敏感、收集、调节数据，对数据进行数字化、格式
化、分频分路、分配和记录。其设备包括2个脉码调制主组件、3个记录器、9个分频多路器和各种信号
复合/信号分离器、信号调节器和传感器。
通信与跟踪系统
通信与跟踪系统由机载和机外两部分组成，机外部分又可分为天-天通信和天-地通信两大系统。
机载部分通信与跟踪系统由超高频空中交通管制系统、S波段网络系统、S波段载荷系统、音响分配
系统、地面控制接口逻辑、Ku波段雷达通信系统和电视系统组成（见后图）。
分离载荷
S波段
S波段PM
航天员
Ku波段
0
Ku波段
S波段
FM
S波段PM
中继星站
STDN站
轨道飞行器通信线路示意图
STDN一空间跟踪数据网：UHF一超高频：PM一调相

<!-- 第 1477 页 -->
美国
·1434·
超高频/空中
Ku波段
导航设备
交通管制
雷达/通信
电视分系统
S波段网络系统
音响分配系统
地面控制
S波段载荷系统
丨显示与控制|
接口逻辑
至各部分
轨道飞行器机载部分通信与跟踪系统示意图
航天飞机正式运行时通信与跟踪系统的功能（见后图）为：1）选择和维持完成任务要求的射频通信
线路，处理和分配接收到的命令信号和数据。2）为地面站双路多普勒速度跟踪返回射频通信线路载波。
在上升、再入和着陆过程中提供往返测距音响调制。3）为政府装备的设备的定位、操作和接口提供解码
和编（密）码，以处理：（1）从地面站接收并向地面站发送国防部任务的话音和数据：（2）向分离的国防
部有效载荷输送、接收数据。4）为大气飞行产生射频导航辅助设备信息和空中交通管制话音。5）在轨道
飞行器内部乘员工作站之间提供音频话音通信，与连接的有效载荷通过硬件进行通信，与地面站及释放的
载人有效载荷通过射频通信线路进行联系。6）产生、传送和分配闭路电视信号并通过射频线路向地面产
生并传送彩色电视或闭路电视录像。7）捕获、跟踪交会目标。8）捕获、跟踪、接收NASA中继卫星的信
息或向它输送信息。
轨道飞行器共有29副天线，用来与地面站、释放的有效载荷和进行舱外活动的航天员进行通信，通
过这些天线以S波段、Ku波段、L波段和C波段频率发射和接收数据。
S波段网络系统
S波段网络系统是天-地通信系统的一部分，它通过空间跟踪数据网络或中继卫星系统为航天飞机提供
与地面的联系。
在航天飞机的发射、再入和着陆过程中，由S波段通信线路与地面联系或通过中继卫星与地面通信。
在轨道飞行中，当不用中继卫星Ku波段，或轨道飞行器姿态不适于用Ku波段通信，或有效载荷舱门关
闭时，用S波段通信线路与地面通信。

<!-- 第 1478 页 -->
S波段
通信线路置换
数据和命令
应答机
装置控制器
S波段
C波段
天线
底部
多路传输/
地面命令
网络信号
雷达高度表
数据处理
前置放大
通信保密组件
中频逻辑
处理器
系统计算机
器（2个）
组件
模式控制
底部
接收
信号送往
研制飞行测量组件脉冲
数据和命令
通信线路
Ku波段
转换装置
码调制（实时记录器）
功率放大器
微波着陆系统
(2个）
天线选
头部
数据处理
导航设备
择逻辑
航天
分系统
飞机
有效载荷
数据和命令
有效载荷
L波段
有效载荷天线
问答机
信号处理器
！有效载荷
顶部
(位于顶部)
塔康
工作站
地面仪表
(SPASE
导航系统
装置通信
S波段天线
底部
逻辑
黑白电视和
(位于赔和义部）
全景摆动
调频发射机
摄像机全景
调频信号
SHUTTLE)
电子件
数据和命令
摆动适配器
处理器（2个）
电视开关网
数据和命令
超高频
舱外活动/话音
模拟话音
模拟信号电缆束
底部
终端收发报机
黑白电视摄
有
数字信号电缆束
气闸
电视遥控
像机（军事）
效
有效载荷数据（国防部、译
组件
成密码）一
载
数据和命令
音频处理器
有效载
络
有效载荷数据
（音频中心
荷记录器主发动机
交叉存贮器
控制组件）
脐
彩色电视
脉冲码调
电视监控器
监制器
制（发动机
带
接口组件）
命令
Ku波段
Ku波段雷
多路传输控制
达和通信
音频
有效载荷舱
Ku波段信号处理器
128kbit/s
有效载荷命令数据
通信与跟踪系统功能框图
·1435·

<!-- 第 1479 页 -->
美国
·1436·
No.3L波段
TACAN天线No.2S波段
No.2S波段象限天线
No.2L波段
象限天线
TACAN天线
No.2MSBLS
Ku波段天线
No.5S波段半球形天线
No.7S波段
No.4S波段象限天线
有效载荷天线
No.1MSBLS
Ku波段天线No.1L波段
TACAN天线
NolS波段
No.2C波段
UHF天线
象限天线
雷达高度表天线
No.4C波段
No.4S波段
雷达高度表天线
象限天线
No.4L波段
TACAN天线
No.1S波段
No.6S波段半球天线
象限天线
No.6L波段TACAN天线
No.5L波段
TACAN天线
No.3S波段
象限天线No.3C波段
雷达高度表天线
No.1S波段象限天线
No.1C波段
雷达高度表天线
轨道飞行器天线
TACAN--塔康导航系统：MSBLS—微波扫描波束着陆系统
轨道飞行器
S波段前向通信线路
跟踪数据中继卫星
S波段反向通信线路
通信保密
直接或通过中
前置
继卫星从地面
组件
放大器
接收或向地面
音响系统
高功率
调相
发射信息
S波段
S波段直接
中继卫星
S波段
Ku波段信号
网络信号
功率
开关
通信上行线
处理机
Ku波段
调相
S波段直接
放大器
处理机
装置
通用计算机
空间地面
应答机
通信下行线
低功率
有效载荷数据
通信线路
（调相、调频）
向地面
脉码调制
操作测量
直接
主组件
发射
通用计算机
彩色电视视频
调频信
下行表
操作记录器
S波段调
有效载荷记录器
号处
调频
频发射机
主发动机数据
理器
有效载荷数据
空间跟踪数据网和空军/
中继卫星地面站
卫星控制设施地面站
轨道飞行器S波段分系统
1.通信网络
系统共有3种通信网络模式：NASA地面-空间跟踪数据网络模式、美国空军空间-地面通信线路系统
模式、跟踪与数据中继卫星模式。
S波段地面-空间网络如后图所示，由13个NASA地面站和2个美国空军卫星控制设施遥控站组成。

<!-- 第 1480 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1437·
中继卫星系统在航天飞机第6次飞行以后使用。系统由2颗工作星和1颗备用星组成。中继卫星工作后地
面站减少。
100120140160东180西160140120100
20西0东20
40
40
80
60
60
80
80
80
60
60
米拉和庞5
戈尔兹通
40
马德里
40
塞德来翁
范登堡基地
夏威夷巴克赫金
勃来穆达
关岛
20
达喀尔
纬度/
0
印度洋
东部中继卫星
西部中继卫星
备用中继卫星
阿森松岛
20
20
亚尔加地
博茨瓦纳
奥罗拉尔瓦利
圣地亚哥
40
40
60
60
120140160东180西1601401201008060
100
4020西0东20406080
经度/（°）
航天飞机S波段网络
■一空军/卫星控制设施地面站：●一地面空间飞行跟踪数据网络地面站；两者用于轨道飞行器飞行试验和首次战斗机护航联队飞行。
一地面站：▼一地球同步轨道卫星：两者用于中继卫星运行
2.信息传输组合
S波段通信系统在1700～2300MHz频段工作，波段各通信线路功能及调制技术列于下表。
S波段通信线路
传输的信息
通信线路
射频/MHz
调制技术
遥测（高、低数据速率）、话音（1
调相
高频2287.5低频2217.5
轨道飞行器-STDN下行线
或2路）测距、双路多普勒
有效载荷数据、记录的数据、电视
调频
高频2250
低频2205
轨道飞行器-STDN下行线
低频2041.9
命令，话音（1或2路）、测距
调相或相移键控
高频2106.4
STDN轨道飞行器上行线
遥测（高、低数据速率）、话音（1
相移键控
低频2217.5
高频2287.5
轨道飞行器-TDRS返向线
或2路）、双路多普勒
命令，话音（1或2路）
高频2106.4
相移键控/展布频谱
TDRS-轨道飞行器前向线
低频2041.95
遥测（高、低数据速率）、话音（1
调相
高频2287.5
低频2217.5
轨道飞行器-AF/SCF下行线
或2路）、双路多普勒
记录的数据
调频
轨道飞行器-AF/SCF下行线
命令，话音（1或2路）
高频1831.78低频1776.73
调相
AF/SCF-轨道飞行器上行线
注：TDRS一数据跟踪中继卫星；STDN一空间飞行跟踪数据网；AF/SCF一空军/卫星控制设施。
3.网络通信设备
S波段网络通信设备由10个线路可置换装置（LRU）和相应的天线组成。这10个LRU是：网络应答

<!-- 第 1481 页 -->
美国
·1438·
机（2台）、前置放大器、功率放大器、开关装置、调频发射机（2台）、调频信号处理器和网络信号处理
器（2台）。除了天线开关内接点和前置放大器内的双工器、天线及其相应的射频电缆外，系统采用余措
施。全部LRU采用28V直流母线。每件LRU可由2条余母线中的任一母线操作。硬件是环境密封的，
用冷却板冷却。
如下图所示，S波段网络通信设备按功能可分为调相和调频两部分。二者唯一公用的装置是天线转换
装置。该装置为调频和调相系统提供相似的但又是独立的射频信号路由服务。调频系统只为直接通信线路
提供服务。调相设备有4种运行模式：2种低功率（空间地面网络系统和空间跟踪数据网络）直接通信线
路，另2种为高功率（地面空间跟踪数据网络和卫星中继）通信线路。运行模式的系统控制信号均路由地
面通信接口逻辑并由前向通信线路命令进行组态控制。在发生意外事故时，可通过机上控制面板向计算机
输入信号，进行控制。
象限天线
上左
上半球天线
上右
下左
下右
S波段开关装置
低频
高频
STDN/SCIS
TDRS-STDN
传输和接收发射
高功率发射和接收
10W2250MHz
S波段前置放大器
（余）
中继卫星接收
中继卫星
发送
S波段
S波段
S波段
S波段功率
S波段
射频发射机1
射频发射机2
2号应答机
放大器(余)
1号应答机
数据和命令
由网络信号处理器2
地面勤务设备
而来的时钟
由网络信号处理器1
而来的时钟
射频信号处理器
（沉余）
通信保密
通信保密组件组件
通信保密组件通信保密组件
（编密码器）
（译码机）
（编密码器）
（译码机）
电视视频信号记录数据、宽频
数据和命令模拟数据主发动机数据
通向网络系统
直接调相
处理器2
网络信号处理器1
网络信号处理器2
高功率调相
(TDRS/STDN)
数据和命令
2路话音1路数据
调频线路
通向网络信号
2路话音1路命令
处理器1
S波段网络通信设备
TDRS-数据跟踪中继卫星：STDN一空间飞行跟踪数据网：SGLS一空间地面通信线路分系统
S波段有效载荷通信系统
S波段有效载荷通信系统是轨道飞行器与分离的有效载荷进行通信的主要手段，是天-天通信系统的一
部分。它可为多个有效载荷目标服务。

<!-- 第 1482 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1439·
系统由2个有效载荷问答机和2个有效载荷信号处理器组成（见下图）。非标准化或标准化的遥测数
据格式均能以Ku波段弯管模式送往地面。非标准遥测数据必须在机上进行处理以供显示、记录或监控。
这些数据被送往有效载荷站分配面板，从那里再送往有效载荷信号处理器。处理器也能用来产生一非标准
命令格式，并将其送往有效载荷问答机及送往分离的有效载荷。
S波段调相天线
天线极化开关
标准遥测
弯管遥测
数据/命令
标准遥测
有效载荷
有效载荷
数据/命令
问答机1
问答机2
非标准遥测
数据和命令
有效载荷
有效载荷
有效载荷工
Ku波段信
信号处理
信号处理
作站配电板
号处理器
器2
器1
S波段有效载荷通信系统
Ku波段雷达通信系统
Ku波段雷达通信系统可作交会雷达使用或通信，但2种功能不能同时完成。作交会雷达使用时，以
脉冲多普勒方式工作，确定交会目标的坐标，作为通信系统时，则属天-地通信系统的一部分，通过中继卫
星传送高达50Mbits速率的数据。
系统由释放装置、电子装置1、电子装置2和信号处理器装置组成（见后图）。可展开的91cm直径天
线安装在右侧有效载荷舱门大梁上。上升时天线装在有效载荷舱内。舱门打开后天线可展开伸出轨道器外。
系统以雷达模式工作时完成以下工作。
1）搜索、发现和跟踪无源（未放大的）和有源（应答机）目标；2）为轨道飞行器会合作业测量和提
供目标数据（临近速度、距离、角速度、角度）；3）从（向）轨道飞行器提供显示和命令／控制信号流。
系统可在22km范围内探测、捕获并自动跟踪无源目标。当目标装上信标应答机后，跟踪距离可扩大到
556km左右。当雷达方向对准跟踪目标的矢量后便可在60s或更少的时间内捕获目标，并可在最大距离
到最小距离（30m）的范围内提供目标瞄准线距离、临近速度、相对轨道飞行器会合轴（Z轴）的角度、
角速度等。
通过中继卫星进行通信时Ku波段有2种模式。模式1可从搭载的有效载荷传输最高达50Mbit/s宽带
数据和2Mbit/s操作、储存试验数据及192kbit/s操作数据。模式2可从轨道飞行器搭载的有效载荷传输
面到轨道飞行器）通信线路可传输216kbit/s，其中轨道飞行器72kbit/s，有效载荷128kbit/s，其他数据
16kbit/s。前向通信线路也可传输72kbit/s采用卷积码技术的密码信号。
超高频/空中交通管制系统
超高频/空中交通管制系统主要用于与舱外航天员双向话音通信、心电图遥测、起飞与着陆时保持对
地通信联络，与伴飞飞机联队联络及进行救援通信等。

<!-- 第 1483 页 -->
美国
·1440·
Ku波段前向通信线路
轨道飞行器
Ku波段目标跟踪
Ku波段反向通信线路
跟踪和数据
中继卫星（TDRS)
Ku波段信号
释放装置
处理器
激励器和
从轨道飞行器
双工器
数据
发动机
系统而来
处理器
（反向通信
线路数据）
万向支架
接收机
送往轨道飞行
数据
器系统（前向
处理器
通信线路数据）
伺服机构
通信处理器
雷达处理器
电子装置1
电子装置2
中继卫星
地面站
通信跟踪数据
雷达跟踪数据
Ku波段雷达通信系统
系统由2台舱外活动／空中交通管制收发报机和2副超高频波段天线组成。系统可以196.8MHz和
259.7MHz2种频率发射。系统的2副天线，一副安装在轨道飞行器前机身下部的外蒙皮上，另一副装在
有效载荷舱前部，此天线只用于舱外活动的空对空通信。通过控制面板可选择5种工作状态。所有外部超
高频发射均通过音响中心控制组件向超高频发射机发射或从发射机接收。
音响系统
音响系统负责飞行员之间和飞行员与地勤人员之间的相互通信。系统也能在某设备发生故障、发生紧
急状况时接收预警和警告音响信号，从地面跟踪站接收塔康导航系统识别信号并在飞行中提供与搭载的有
效载荷、有效载荷舱和交会对接机构间的通信。
系统由音响中心、音响中心控制器、音响终端、头戴耳机接口和接口装置组成。
音响分配系统（见后图）通过网络信号处理器与S波段、Ku波段通信系统接口进行外部空对地话音
信号的发送和接收，通过超高频系统的收发报机发射和接收外部空对地和空对空话音信号，系统也与发射
脐带相连接，进行发射前和发射时的话音通信。
系统最重要的部件是位于乘员舱中层前电子仪器舱的音响中心控制组件。所有送往音响终端或从它而
来的音响信号（空对空、空对地、警告／预警、塔康导航系统识别和内部通信）都通过音响中心控制组件
作通道处理，它作为一中心交换台来识别转换和分配全部输入与输出的话音信号。音响中心控制器与8台
音响终端、网络信号处理器、超高频收发报机、警告和报警系统、3个塔康导航系统组件和发射脐带接口。
组件的全部音响信号电路都是余的。

<!-- 第 1484 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1441·
IFU
指令长ATU
音响中心
搭接的
有效载荷
HIU
IFU
驾驶员ATU
网络信号
会合对接
处理器
HIU
任务
有效载荷舱
话筒麦克风
HIU
专家ATU
工作台
有效载荷处
音响中心
塔康
HIU
理器OSATU
控制组件
导航组件1
警告/
报警系统
发射
有效载荷
HIU
脐带接口
专家ATU
中层话筒
话筒麦克风
麦克风ATU
超高频
HIU
气闸ATU
HIU
航天服
连接器
中层ATU
HIU
音响分配系统
ATU一音响终端机：IFU一接口装置：HIU一头盔接口装置；OS一工作台
电视系统
在开始几次的研制飞行中，电视系统采用阿波罗-联盟号试验计划的设备，后换用新研制的闭路系统。
电视系统由2台摄像机及其监控装置和视频接口装置组成（见下图）。摄像机通过监控器电缆向其取景监
控器提供电力和信号。视频接口装置由电视机和射频发射设备间的接口以及摄像机选择逻辑接口组成。电
视摄像机信号送往S波段调频信号处理器与记录器，向地面传输。
主母线A电视控制
电视控制
电源
（地面或乘员）
视频接口装置
电视电源按钮指示灯
开关（飞行层或中层）
S波段调
S波段
调频
频信号
信号复合器/信号分离
处理器
发射机
器命令（飞行层或中层）
由地面指令
或由乘员打
电视电源
中层
开电源
摄像机
电视信号以时
插座
主母线C电视室
分多路方式与
监控器
插座
有效载荷记录
监控器
器一起发射
←
电视电源
电视系统

<!-- 第 1485 页 -->
美国
·1442·
制导、导航和控制系统
制导、导航和控制系统为四冗余、全数字、全电缆飞行系统。它能满足发射、上升、入轨、轨道运行
和操作、出轨、再入、着陆等飞行段的各种要求以保障安全飞行并可靠地完成各种飞行任务。
系统采用余技术，它与其他分系统共用电子系统的四余计算机组进行软件存储、计算并提供各种
工作指令。此外为了保证系统工作准确无误还采用了其他瓦余组件，如惯性测量组件、大气数据系统、塔
康导航系统、雷达高度表等。
系统采用自动和手动2种操作模式。自动模式由计算机操纵全部飞行过程。采用手动模式时由航天员通
过各种手动控制器控制，但轨道飞行器上没有可供航天员直接操纵各系统的机械联动装置。通过手动控制器
发出的指令必须通过计算机进行处理后再送往各工作系统，因而该系统又称为全数字、全电缆飞行系统。
航天飞机通用计算机不具备全部任务的存储能力。任务各阶段的软件程序先装入磁带机，只有在准备
转入下一飞行段时才将相应程序转入计算机内存。起飞时计算机只装有上升到轨道机动系统点火进入圆轨
道的飞行程序以及返回发射场中止飞行程序。如中途需要采用其他中止飞行模式时，则要在轨道机动系统
第1次点火后改变装定内容。
制导、导航、控制应用软件的最高计算频率为25Hz。敏感器输入信号到产生作动器指令的时间为20uS
或更短。航天飞机通用计算机可按不同的需要以各种频率进行计算，使计算能力更好地适应实际计算要求。
例如，上升时每2s计算1次制导参数，而导航参数则每4s计算1次就够了，但惯性测量组件却需要每秒
处理1次。
导航系统
航天飞机机载导航系统负责确定状态矢量一一位置和速度，以及根据状态矢量确定向制导系统或飞行
显示装置提供的其他参数，如加速度、攻角等。
航天飞机动力飞行段的实时状态根据惯性测量组件所敏感的加速度来确定。滑行段实时状态矢量则是
通过对运动方程积分进行数字计算而求得的。惯性测量组件的校准以及用这些组件测得的状态矢量的精度
将随时间的推移而恶化，因而需在轨道中不断用天体导航测量仪对惯性测量组件进行校正。
由于航天飞机要作精确的定点着陆，故在再入时，还需利用塔康导航系统、微波着陆系统、大气数据
系统和雷达高度表等导航辅助设备。3台惯性测量组件保持初始基准，并在微波着陆系统捕获目标前提供
速度变化信息。再入时，从马赫数小于3到着陆，大气数据系统要为制导、控制和飞行员专用显示装置提
供飞行器在大气中运动的有关信息，作为塔康导航的备用信息。塔康导航系统从44km高空开始进行航程
和航向测量，直到微波着陆系统开始工作或一直工作到着陆。微波着陆系统为着陆提供最后13～16km高
度的准确位置数据。当轨道飞行器飞至2.7km高度时开始起用雷达高度表。
此外导航系统还将完成转换、定时系统利用、显示、制导和飞行控制的用户处理等与导航有关的其他功能。
1.系统硬件
系统硬件由惯性测量组件（IMU）、星光跟踪器（ST）、飞行员光学瞄准仪（COAS）、塔康导航组件
（TACAN）、微波扫描着陆系统（MSBLS）、大气数据系统（ADS）和雷达高度表（RA）组成。
1）惯性测量组件。该组件由四框架、全姿态惯性稳定平台和相应的设备组成。它们是：万向架结构、
陀螺仪、加速度计、电源、平台电子件、接口电子件、内部测试装置、温控循环装置以及各种设备安装件。
组件质量25.6kg、体积0.042m3。

<!-- 第 1486 页 -->
机上记录仪
选择的数据
数据
下传表
GN&C参数
SDS
下链路
程序/CRT
页面装订
RGA
传感器数据
飞行计算机
HDG
分
海量存储器
导航
数据
操作系统
速度、位置、
IMU
姿态和显示
头部起落架
系
输入输出命令错误
数据
加重轮子
大气数据、减速板
姿态误差
加重
统
着陆减速分系统
AA
位置反馈
模式程序
制导
操
和控制
星光
键盘
跟踪器
阴极射线管
自动模式状态
自动命令
TACAN
作
航天飞机
飞行员命令
程
作动器命令
显示数据
MSBLS
显示电子组件
页面格式信息
作动器控制器位置、
序
（SPASES
释放
传感器数据开关状态，
飞行控制
显示处理器
大气数据空气
机构
状态数据
RA
舵位置指示器
专用显示器
飞行指挥员
R-导航模式饱和状
襟翼命令，
大气
态主要故障置"0”
SHUTTLE)
飞行控制命令、
喷管命令
故障
ADTA
冗余数据
探测仪
模式状态显示
预警、报警
状态
选择/平均数据，
故障
数据
显示开关
ASA
探测器报警信号
飞行员命令
空气舵
冗余管理
未经处理的冗余数据
作动器
主要故
RHC
故障状态
警报声
障置“1”
软件主要组件
RPTA
系统管理和有效载荷数据
开关
RCS
RJDA
系统管理
故障数据集成电路母线
SBTC
OMS
OMS
elect
制导、导航与控制接口框图
SDS一模拟数字系统；RGA一速率陀螺装置：IMU—惯性测量组件；AA一加速度计装置；TACAN一塔康导航
系统设备；MSBLS一微波扫描波束着陆系统；RA-雷达高度表；ADTA一大气数据传感器；ASA一空气舵伺服
·1443·
放大器；RHC一转动手动控制器；RPTA—舵踏板传感器装置；RCS一反作用控制系统；OMS一轨道机动系统；
RJDA一反作用喷管驱动装置；SBTC一减速板推力矢量控制：GN&C一制导、导航和控制

<!-- 第 1487 页 -->
美国
·1444·
飞行层
前部电子仪器舱
·手动控制器
·通用计算机
·指示器
·加速度计
·显示器
·信号复合/信号分离器
·惯性测量组件
·大气数据装置
主发动机推
力矢量控制
固体助推器
速率陀螺
固体助推器燃烧
室压力传感器
后部电子仪器舱
·速率陀螺
·空气舵伺服放大器
·信号复合器/信号分离器
固体助推器发动机
·上升段推力矢量控制器
推力矢量控制
前部电子仪器舱
·信号复合/信号分离器
·通用计算机
·反作用控制喷管驱动器
·惯性测量组件
·射频辅助导航组件
前部反作用
·大气数据测量装置
控制喷管
方向舵/减速板
轨道机动推力矢量控制
升降副翼
飞行驾驶舱
·手动控制器
·指示器
后部反作用
·显示器
控制喷管
后部电子仪器舱
·反作用控制喷管驱动器
·速率陀螺
·信号复合器/信号分离器
升降副翼
制导、导航与控制系统硬件

<!-- 第 1488 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1445·
塔康导航系统
（航距和航向741km）
微波着陆系统
航距-到出场27.8km
仰角-跑道门-航向点2
L波段Ku波段
C波段
方位-3.05km高到出场点
微波着
雷达
塔康导
高度表
航系统
陆系统
方位距离
送往计算机显示
ID音调
雷达高度表
测量设备
器和控制器的航
仰角
（0~153km高）
距、仰角、方位
导航辅助设备
导航装置
在轨
装置
件数
射前
爬高
出轨
着陆
通用
主定时器
1(a)
位移
惯性测量组件
3
塔康导航系统
3
大气数据系统
(b)
微波扫描着陆系统
3
雷达高度表
2
移动
惯性测量组件
速率陀螺
星光跟踪器
2
注：（a）2个振荡器，3个寄存器；（b）2个探测器，4个传感器。
3套惯性测量组件（IMU）成排安装在导航基座上。其俯仰轴与航天飞机俯仰轴重合，前端向下倾斜
(10.6°±0.5°)。
IMU用2个加速度计敏感加速度和2个二自由度转子陀螺提供平台的惯性稳定。
陀螺敏感台体扰动并产生驱动平台稳定回路的信号。每个IMU陀螺有2个输出轴，绕垂直于旋转轴
的任意轴的角位移会引起绕第3正交轴的转动，它包含着2个轴的转动分量，相应框架被偏转，使陀螺旋
转恢复原位。这种应航天飞机运动而产生的框架转动形成平台的惯性稳定。IMU可以在通用计算机控制下，
将台体定向到任意姿态，产生相对于当地法向基准的速度和姿态，为惯性飞行操作提供姿态数据。

<!-- 第 1489 页 -->
美国
·1446·
惯性测量组件
安装区
俯仰
C
滚动
X
Xo
偏航
Zo
飞行基
隔板
准线
开口
穿透密封
星光跟踪器
安装部位
惯性测量组件/星光跟踪器
数字
温度传感器
旋转
输入命令
输人命令
离散字
转矩
寄存器
解码
输
信息输出离散信号
平台加热器
人
平
工作离散信号
模式离散信号
0方位
台
0内滚
输
信息输人离散信号
框架驱动马达
交流-直流
0俯仰
电
出
换流器
0外滚
输出字
部
WR
寄存器
子
框架分解器
输入/输出数据
分
(1X/8x)
件
△V
△V
X.Y.Z
累加器
陀螺
XYZR
温度状态离散信号
状态指示
工作离散信号
加速度计
电源
28VDC
XYZ
位循环
充电
惯性测量组件功能框图
IMU的2个摆式加速度计（一个为单自由度，另一个为二自由度加速度计）正交固定在台体上，运动
的加速度使加速度计摆锤相对台体产生运动。加速度计敏感此运动，并施一电压予以抵消。将电压转换成
脉冲信息累加，并将累加值通过前部信号复合／信号分离器送往计算机，其中1个加速度计敏感沿Z轴的
.△V。
IMU框架由外向里的安装顺序是外滚动框架、俯仰框架、内滚动框架和方位框架。外滚动框架围绕与
壳体相连的框轴转动，由陀螺和加速度计组成的稳定元件组装在方位框架上。外滚动框架对内滚动框架是
余的，它由内滚动框架受到扰动所产生的误差信号所驱动。俯仰框架相对外滚动框架转动90°，并对内
滚动框架产生扰动时会使框架倒转。这将使外滚动框架高速转动，可防止出现“框架倒转”（gimbalflip）
现象。
系统由操作程序（SOP）和余管理（RM）程序2组软件进行控制。SOP负责：将IMU的数据处理

<!-- 第 1490 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1447·
成入轨和飞行控制用户程序所需的数据；控制IMU模式，如加热、校正、校直、射前姿态等；使稳定元
件相对外部某基准（往往是相对另一个IMU）再定位；处理硬件状态信息；监控IMU输出信号；为RM
提供IMU状态信息（BITE）：提供地面测试和校准等。RM保证实现故障-工作／故障-安全的要求。
惯性系统在航天飞机制导、入轨和飞行控制中占极重要的地位，它所提供的速度数据是爬高、入轨和
再入到黑障区飞行段导航数据的唯一来源。IMU也是全部制导和控制的主要姿态基准。
计算机1
分系统操作程序
数据处理
导航基座
补偿
串式信号
BITE
状态离散信号
MDM1
模式化
IMU1
计算和校正
模式离散信号
冗余管理
数据选择
故障查找
IL
空气
故障隔离
再组合
空气
手动选择
IMU2
计算机2
MDM2
计算机3
MDM3
IMU3
通往计算机4
空气
风扇
惯性系统简图
2）星光跟踪器。2个星光跟踪器（ST）用来在轨道中校准IMU，
发光体
它们位于乘员舱前部轨道飞行器IMU导航基座左侧延伸部分。这种
敏感窗
一光罩
星光跟踪器是一种捷联、宽视野、图像分析、光电跟踪装置，由光
罩和电子装置组成（见右图）。
星光跟踪器的主要功能是搜索和跟踪50颗最亮的导航星体，获
光栅装置
知星光跟踪器与轨道飞行器以及星体在空间的位置关系，便可确定
防护窗
轨道飞行器到星体间的视线矢量。用2个视线矢量可确定轨道飞行
双接板
器的惯性姿态。星光跟踪器校准IMU，并提供从轨道飞行器到某目
标的角度数据，通过信号复合/信号分离器送往计算机。当IMU误
差大于0.5°时，便需用飞行员光学瞄准仪将IMU重新校正到0.5°
窗角
+h轴
内，然后再用星光跟踪器精确校正。
3）飞行员光学瞄准仪。飞行员可用飞行员光学瞄准仪（COAS）
星光
+V轴
瞄准发光体。仪器由一光学瞄准器和发光十字线组成。COAS在IMU
跟踪器
误差大于0.5°或ST发生故障时使用。它也可用来直观检查点火姿
态和ST的工作状态，在轨道对接时，还可用它测量距离和转动速率。
飞行员手动机动轨道飞行器，使发光体落入十字线中心。确定
从COAS到星体的矢量。利用2个星体的视线矢量便可确定轨道飞
行器在惯性空间的姿态并与IMU所确定的姿态进行对比并校正。
星光跟踪器

<!-- 第 1491 页 -->
美国
·1448·
4）大气数据系统。大气数据系统（ADS）提供轨道飞行器在大气中运动的有关信息，以补充和修正
制导、导航和控制软件的计算结果，并通过攻角/马赫数指示器、高度/垂直速度指示器等专用装置向飞
行员提供信息，以对轨道飞行器作有效控制。
ADS由位于轨道飞行器两侧的2个可伸展的探测器和4台大气数据传感装置组成（见下图）。探测器
测量环境温度与压力，然后将数据送往大气数据传感装置作进一步处理后供飞行软件使用。
大气数据传感装置
探测器
数据处理系统
显示和控制设备
制导、
AMI
导航
ADTA2
MDM2
与控制
一
数字数
据装置
软件操
AVVI
作程序
右侧探测器
冗余管
MDM4
ADTA4
理和数
键盘和阴极
字数据
射线管
管理
ADTAI
MDM1
AMI
指令长工作站
数字数
左侧探测器
据装置
VVI
ADTA3
MDM3
面板开关
大气数据系统
ADTA一大气数据传感装置：MDM一信号复合/信号分离器；AMI一攻角/马赫数指示器：AVVI一高度/垂直速度指示器
5）塔康导航系统。轨道飞行器装有3台以L波段频率工作的塔康导航（TACAN）组件。组件以余
方式工作，向地面站提供航程和航向信息。组件的主要部件有收发报机、天线、TACAN控制寄存器、
TACAN控制面板等（见后图）。
TACAN系统的地面部分是全球导航系统的一部分。一般在离开黑障区进入末区能量管理段后要用几
个地面站，在软件中共编入10个TACAN地面站：捕获段3个站、导航段6个站、着陆场1个站。
6）微波扫描着陆系统。微波扫描着陆系统（MSBLS）由地面和机上两部分组成，详见后图。装置具
有解码和计算能力；当与目标跑道有关的通道被选定时，MSBLS机上部分从地面站接收仰角、方位和航
程数据。系统为着陆提供最后13～16km的准确位置数据，它在末区能量管理、进场着陆和“返回发射场
中止飞行”中使用。
轨道飞行器装有3台独立的MSBLS装置。装置由一Ku波段射频装置和一解码器组成。每台Ku波段
收发报机用其解码器和计算能力确定轨道飞行器相对于MSBLS地面站的仰角、方位角和距离。系统向轨
道飞行器提供高精度三维位置信息进行操纵信息计算，使轨道飞行器沿合适的轨道飞行。
系统的地面部分由2个掩体（仰角掩体和方位／测距装置掩体）组成。前者靠近规定的着陆点，后者
靠近跑道终点。跑道两端都设有掩体，因而从两个方向都能着陆。

<!-- 第 1492 页 -->
L波段
L波段
上部天线
下部天线No1
Nol
ID音调
检测询问信号
自检
固态天线
处理器
开关耦合器
视频信号
自动增
视频
信号复合器/
益控制
数字电子件
信号分离器
通用计算机
塔康导
接收机
触发电路
航组件
同步器
Nol
航天飞机（SPASE SHUTTLE)
功率振荡器
电源
调制器
消隐脉冲
输入/输出
显示器
数字数据装置
交流电母线
面板
面板
07
F6
F6
一
塔康
一
面板
115V
键盘
塔康导航系统
·1449·

<!-- 第 1493 页 -->
美国
·1450·
解码器-接收机
控制组件和指示器、
距离询问
测距设备
距离询问和应答
发射机(3台)
斜距
天线（3个）
方位制导
仰角
滑行着陆地面站
射频监控器（3个）
仰角
仰角站（2个）
方位角
一控制电缆
跑道方位/测距
设备地面站
射频监控器(3个)
方位地面站（2个）
测距设备组件（2个）
微波扫描着陆系统及其射频通信线路
7）雷达高度表。雷达高度表（RA）是“自动着陆"系统的主要传感装置，它用来在轨道飞行器接近跑
道门时，从30m高度到着陆为止的制导。RA可不借助于地面站直接测量高度和数据有效性信息，并将其
转换成适当的格式送往专用显示装置和选择滤波器进行有效性试验或计算平均值，供自动着陆模式使用。
轨道飞行器共有2套雷达高度表系统，各带一接收-发射天线。系统是独立的，可同时工作而互不干扰。
C波段
C波段
接收
发射
主母线
接通
接收机
发射机
雷达高度表
通用计算机
内装测试
数据母线
断开
高度
电源
数据处理
距离
放大器
计算机
高度读数
信号复合器/
移位时钟
命令
信号分离器
28V直流
自动跟踪信号
触发器
遥测
仪表自动
数字
数字高度数据
转换器
跟踪高度
接收机-发射机No1
雷达高度表框图
2．工作机理
导航系统进行余操作。全部处理过程通过数字数据处理系统进行。传感器均通过信号复合／信号分
离器（MDM）与计算机相接，每台计算机被指定命令一条或几条数据母线。飞行计算操作系统（FCOS）
以一定的循环率启动执行程序并向MDM发出命令要求提供一组输入数据，通过MDM和数据母线到达计
算机的制导／控制硬件数据要由相应的分系统操作软件（SOP）进行处理，之后将数据送往由冗余管理系
统（RM）控制的选择滤波器（SF）并由用户参数处理器（UPP）进行处理。UPP为制导、控制、显示及

<!-- 第 1494 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1451·
其他用户计算提供与状态有关的参数。
上述导航部分以6.25Hz高速进行操作，状态测定、UPP数据更新每4s进行1次，用MSBLS时每2s
1次。导航系统框图见下图所示。
TACAN
ADTA
RA
COAS
1
GPC1
硬件显示
DDU
MDM
AFT
ADI
FF1
-Z
MSBLS
硬件显示
IMU1
ST
1
事件灯
AVVI
DDU
GPC2
AMI
ADTA
TACAN
LEFT
ADI
RA2
HSI
2
SPI
2
硬件显示
事件灯
DDU
MDM
AMIAVVI
RIGHT
ADI
FF2
HSI
SPI
MSBLS
IMU2
2
CRT1
DEU1
GPC3
ADTA
HKYBD
TACAN
3
3
MDM
CRT2
DEU2
FF3
KYBD
MSBLS
-Y
IMU3
ST
3
GPC4
DEU3
CRT3
KYBD
ADTA
4
MDM
FF4
DEU4
CRT4
GPC5
导航系统框图
ADTA一大气数据传感器装置：AMI一马赫数指示器：ADI一姿态控制指示器；AVVI一高度、法向速度指示器：
COAS一飞行员光学瞄准仪；CRT一阴极射线管：DDU一显示驱动器：DEU一显示电子组件；GPC一通用计算机；
HIS一水平状态指示器：IMU一惯性测量组件；KYBD一键盘；MDMFF一信号复合/信号分离触发器：MSBLA一微波扫描
着陆系统；RA一雷达高度表；ST一星光跟踪器；SPI一表面位置指示器：TACAN一塔康导航系统
制导系统
制导系统从导航系统接收状态矢量信息，从飞行控制系统接收模式离散信息和大气数据系统信号。然
后制导系统以航天飞机实时状态矢量为基础确定飞行剖面，计算使航天飞机沿此轨迹飞行的各种指令，并
将自动飞行制导输出信号送往飞行控制系统，将操纵信息送往飞行员显示装置。

<!-- 第 1495 页 -->
美国
·1452·
制导、导航、控制软件
制导导航和
位置
自动操纵
控制系统硬件
制导
导航
飞行控制
速度
命令
大气数据
大气数据
大气数据参数
传感器装置
制导导航
和控制
传感器
手动操纵命令
命令
飞行员
数据处理
控制器
制导接口
控制系统
飞行控制系统从导航系统接收姿态和速度数据，从制导系统接收滚动、偏航、俯仰和制动命令以及由
飞行员通过手动控制器送来的命令。系统将这些命令以及航天飞机动态信息（姿态、速度、加速度）输入
控制方程处理成各种硬件命令（发动机点火、摆动、空气舵偏转命令等）。飞行控制输出命令取决于所要
求的姿态、空气舵位置、飞行速度、加速度与实际值之间的差值。
系统有“自动”和“手动”2种模式可供选择。
1．系统硬件
系统组成见下图。
信号复合器/
操纵和阻
信号分离器
软件要求
尼分系统
空气舱位
置传感器
空气舵
速率陀螺装置
计算机
伺服放大器
空气舵
作动器
加速度计
上升段推
信号复合器/
上升段推
力矢量控
信号分离器
力矢量控
制驱动器
制作动器
大气数据
轨道机动
传感器装置
轨道机动系
系统控制器
统推力矢量
控制作动器
反作用喷
后部反作用
手动控制器
管驱动器
控制系统阀门
反作用喷
前部反作用
面板开关
管驱动器
控制系统阀门
运载器动力学
飞行控制系统
1）速率陀螺装置。系统共有6台固体助推器速率陀螺装置（RGA）和4台轨道飞行器速率陀螺装置。
在上升、再入和中止飞行时，轨道飞行器速率陀螺提供速率偏差和稳定航天飞机的反馈信息并通过飞行层
姿态控制指示器速率指针显示。每台装置由3个单自由度速率陀螺组成，敏感滚动、俯仰和偏航速率。该
装置需要有5min的预热时间，并用氟利昂冷却回路冷却。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1453·
系统用固体助推器速率陀螺提供第1上升段反馈信息和从起飞到固体助推器／外贮箱分离前3s的速
率。2台固体助推器各装3台陀螺装置，每台装置只含2个陀螺，用来敏感俯仰和偏航速率。陀螺在助推
器分离前2～3s从回路退出。
2）加速度计装置。4台轨道飞行器加速度计装置（AA）用来在上升和再入段提供加速度偏差的反馈
信息，用于稳定航天飞机和末区能量管理一进场/着陆升降副翼卸载。
每台装置由2个单轴加速度计组成，敏感横向和法向偏航和俯仰加速度值。加速度计利用摆式光束和
光电二极管读出加速度值，装置采用对流冷却，需要有5min的预热时间。
3）转动手动控制器。飞行员可用转动手动控制器（RHC）操纵轨道机动发动机或反作用控制系统发
动机，使轨道飞行器绕3个轴转动。轨道飞行器装有3台RHC，指令长、驾驶员工作台、后部工作台各1
台。每个转动控制器有9个传感器，3个一组地敏感俯仰、滚动、偏航偏转。传感器产生一与RHC偏转成
比例的电信号。3个传感器各以1通道、2通道、3通道为代号，通道由余管理软件选择，每个通道由相
应驱动器的电源供电。
4）位移手动控制器。位移手动控制器（THC）控制反作用控制系统，使轨道飞行器沿3个轴移动。
轨道飞行器共有2个位移手动控制器，各安装在指令长和后部工作台上，每个THC有6个三接点开关，3
个轴正负方向各1个。
5）人-机接口。飞行员通过以下装置与飞行控制系统接口。飞行控制系统按钮指示器、轨道数控自动
驾驶指示器、事件指示灯、姿态控制指示器、阴极射线管及键盘。
6）上升段推力矢量控制器。系统有4个上升段推力矢量控制器（ATVC）。制导系统的指令送至ATVC
驱动器后，驱动器再将与指令成比例的电信号送往各主发动机和固体助推器伺服作动器。
7)主发动机/固体助推器伺服作动器。该作动器由4个独立的二级伺服作动器组成。它们接收从ATVC
而来的信号。每个作动器都有4个二级伺服作动器阀门，由它们控制伺服作动器内的一个滑阀，滑阀确定
作动器的位置以及相应的发动机的位置。飞行控制系统向4个二级伺服阀门发出4个相应的指令，由它们
的综合作用确定阀门位置，以防错误指令影响作动器动作。如错误指令时间超过指定值，则有故障的阀门
液路就会被隔离而利用其他通道和阀门控制作动器滑阀。
8）反作用控制系统。反作用控制系统（RCS）由38个主推力器和6个游动推力器组成。主推力器用
来作主要的转动和全部位移机动，每个主推力器推力为3870N，最短点火时间为80uS。游动推力器用作
微调，推力为106N，最短点火时间为80uS。
反作用控制系统数控自动驾驶仪（见后图）以12.5Hz速度工作。状态测算器以从姿态处理器而来的
姿态增量为基础计算姿态和姿态转动率，由喷管选择逻辑/喷管点火指令导出角速率增值。姿态处理器从
惯性测量组件接收主要输入信号。测算的姿态和速率与转动指令相对比，进行处理后将偏差信息送往飞行
段控制器。根据抛物线和线性转换曲线确定喷管点火时间并产生转动指令，选择适当的喷管点火。
9）轨道机动系统。轨道机动系统（OMS）有2台轨道机动发动机，每台推力26.69kN，发动机可以
摆动并由双瓦余俯仰和偏航作动器控制，俯仰作动器轴线与轨道飞行器X-Y面呈15.9°夹角，偏航作动器
呈0.5°夹角。
采用自动推力矢量控制时，由交叉操纵功能产生一速度操纵指令（代表预定速度方向的制导指令矢量
和实际速度增量天量间的差值），进行适当的滤波和换算后将速率偏差操纵信号送往推力矢量控制滤波器
和微调积分仪，产生作动器位置指令。OMS与RCS形成一闭环的控制系统以免因OMS/RCS故障而产生
较大的姿态和速率偏差。

<!-- 第 1497 页 -->
美国
·1454·
姿态误差
四元指令一
速率命令
自动
速率极限
积分仪
基准四元
机动模件
1、2
咱动
转动命令
死区
推力矢量
推力矢量控制
控制速率命令
死区L
速率误差
离散速率
自动或DRC
命令
DRC
/姿态保持
姿态保持
脉冲
脉冲
转动手动控
加速度
发生器
制输入信号
加速度
不希望出现
见自由漂移
速率测算
脉冲
脉冲
位移手动控
的加速度
发生器
制输入信号
速率测算
状态
加速度
游动RCS
姿态增量
转动命令
喷管选择逻辑
不执行和
检查表
抑制逻辑
位移指令
发向喷管
的指令
反作用控制系统轨道数控自动驾驶仪框图
送往RCS
乘员转动
速率命令
手动控制器
微调积分仪
和限制器
手动。
速率误差
增益和
滚动控制
俯仰差动
自动
滚动轴滤波器
微调积分仪
和限制器
发动机（2）
俯仰轴增益和
送往OMS
俯仰命令作动器
一阶制导
滤波器
发动机(1)
补偿滤波器
微调积分仪
和限制器
差值控制
偏航轴增益和
偏航命令
送往OMS
作动器
IMU及制导
滤波器
输人信号
测算速率
轨道机动系统推力矢量控制轨道数控自动驾驶仪框图
10）空气舵。轨道飞行器有7个空气舵。4个升降副翼上下偏转作俯仰机动，两侧升降副翼向相反方
向偏转作滚动机动。襟翼位于后机身尾部下侧，再入时为3台主发动机提供热防护，进入大气后提供俯仰
修正，减小升降副翼的转角。方向舵/减速板同时向左或向右偏转时作偏航机动；向相反方向开启时，增
加气动阻力使飞行器减速。
空气舵伺服放大器：空气舵伺服放大器（ASA）从控制系统软件接收命令并使作动器液压阀门置位。
ASA从空气舵接收反馈信号与位置指令，加工后提供一伺服回路，接通升降副翼、方向舵／减速板等4个
独立回路中的一条回路。襟翼用3条伺服回路，共有4条飞行控制通道（ASA→作动器伺服阀门→反馈信

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1455·
息传感器→ASA），4个ASA用氟利昂冷却回路冷却。
空气舱伺服作动器：各空气舵由专用伺服作动器摆动；由轨道飞行器液压系统提供液压，由转换阀门
选择主液压源，其他作备用。
制活塞。4个活塞沿一共同轴累加，并对此机械轴产生一定位滑阀的力。由滑阀控制送往作动筒的液压工
质流量，控制作动筒移动的方向，从而将空气舵置于所要求的位置。到达理想位置时，动力线圈将作动筒
锁定在该位置上。如4条伺服控制通道中有1条发生故障时，电磁隔离阀门就会从有故障的通道移走液压，
使液压旁通。
每个伺服作动器作动筒有4条线位移传感器和4个辅助压差传感器。线位移传感器为ASA相应的回
路提供位置反馈信息，并与伺服回路的位置指令信号相加。作动筒辅助压差传感器的信息相加产生一与差
值信号成比例的电动-液压阀门驱动电流，使作动器定位。
2.软件系统
由飞行控制软件选择操作程序／主模式，对航天飞机进行控制。机载计算机装定的操作程序／主模式
如下图及后表所示。
OPS2OPS8OPS2
人轨和过渡DAP
OPS3
在轨DAP
出轨
OMS2工作
航天员选择
OMS出轨操作
MM303
OMS1工作
再入界面-5min
ET分离
ME推力终止
MM103
主升段DAP
管DAP
固体助推器分离
着陆和出场
MM305
OPS9
OPS9
固体助推器点火
飞行前
飞行前
地面测试
MM101
地面测试
一发射前
航天飞机飞行操作程序
OPS一操作程序；SRB一固体助推器；MM一主模式；OMS一轨道机动系统：ET一外贮箱；ME一主发动机：DAP—数控自动驾驶
数控自动驾驶（DAP）软件由上升推力矢量控制（ATVC）、主推进系统（MPS）命令处理、固体助推
器处理、空气舵控制和再组态逻辑组成。
DAP产生加速度变化、微调、升降副翼卸载程序。DAP再组态逻辑是飞行控制软件的辅助软件，它
应控制模式变化、故障状态变化和事件发生的状况，产生数控自动驾驶和制导/操纵模式排序和初始化所
需要的指示符。姿态处理与制导和操纵软件接口为后者提供实时姿态信息，进行飞行控制计算并消除指令
姿态与实际姿态间的误差。

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美国
·1456·
航天飞机飞行操作程序与模式
主模式
说明
主模式
飞行操作程序
飞行操作程序
说明
射前
OPS1
出轨前
MM101
OPS3
MM301
第1上升段
MM102
出轨操作
MM302
再入前监控
MM103
第2上升段
MM303
OMS第1次点火—入轨
再入
MM104
MM304
OMS第2次点火—进入圆轨道
MM105
MM305
末区能量管理，进场与着陆
入轨滑行
MM106
返回发射场，中止飞行
OPS6
OPS2
轨道运行
轨道测试
MM201
OPS8
飞行前地面测试
OPS9
3.备用飞行控制系统
备用飞行控制系统（BFC）只在特别紧急的状况下起用。它由第5台通用计算机控制并采用独立的软
件，所采用的控制方程与主飞行控制系统相似，但它是一种单字符串飞行控制系统。这样可以避免产生与
主计算机或主系统软件同样的问题。BPC与主飞行控制系统同时工作，但禁止信号输出，系统由航天员手
动启动。
主计算机
GN&C
硬件接口程序
3台IMU
姿态
3台TACAN
制导导航
关键信号复合
4台ADTA
导航
与控制应
控制
制导
/信号分离器
RGA's组件
用控制器
人工控制和
转换
操纵机构
MDM's和
命令
BTU接口
其他
·PCM
EIU,MEC
主操作系统
上行链路
DDU
海量存贮器
V/O控制
IOP/MSC
与BCE
误差处
同步处
调度程序
用户接口
PASS/BFS
预警和报警
理程序
理程序
接口
DDU
PCM
上行链路
CRT和键盘
装定
系统管理和排序
操作员选
择控制器
SM&S
系统管理
排序
应用控
和开关
图例·作业调度
制器
←→数据流程
备用飞行控制系统
ADTA一大气数据传感装置：BCE一备用控制设备；BFS一备用飞行控制系统；BTU-基本传输设备；CRT一阴极射线管：
DOU一显示器驱动器：EIU一发动机接口装置：GN&C一制导、导航与控制：IMU一惯性测量组件：VO一输入/输出：IOP一输入输出
处理器；MDM一信号复合/信号分离器：MEC一主事件控制器：MSC一主存贮器控制器；PASS一程序作动信号系统；PCM一脉码调制；
RGA一速率陀螺组件：SM&S一系统管理和程序：TACAN一塔康导航系统

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1457·
辅助动力装置系统
系统由3套独立的辅助动力装置（APU）组成。APU是一种用肼作推进剂，为轨道飞行器液压泵提供
机械传动力的装置。3套APU及其燃料系统虽相互隔绝，但3套液压系统却是压力连通的。这样便可保证
在1台APU或1套液压系统出故障时，由其他2套来调节总的液压载荷。第2套系统再出现故障时，第3
套系统尚可产生足够的液压动力，但是以降低的速率驱动全部作动器。
3套APU／液压泵系统在发射和助推段工作。它们为3台主发动机提供推进剂阀门控制、主发动机推
力矢量控制、助推段升降副翼气动卸载控制。除轨道检测外，APU／液压泵系统在轨道飞行期间是不工作
的。它们在出轨前启动作出轨检测。在再入、着陆和进场的大气飞行段为轨道飞行器空气舵作液压定位，
为起落架释放、控制、制动提供液压动力。
APU位于轨道飞行器尾部机身。每套APU由燃料箱、燃料分配和加注系统、APU控制器、排气管路、
润滑油冷却系统、燃料/润滑油排泄孔和管路及温控系统组成（见下图和后图）。电加热器系统和隔热装
置将系统温度控制为7.2°℃，以防燃料冻结并保持油的黏度，并将APU工作时向轨道飞行器散射的热量
减至最低。电子控制器负责APU射前关键状态参数的测试、APU工作控制（启动、速度控制、关机、
余管理）和APU工作前和停止工作后的温度控制。燃料分配和加注系统包括过滤器、燃料流量控制阀门、
加注、排泄耦合器和测试耦合器。APU在超出极限转速时自动关机。每台APU功率为99.3～108.9kW。
APU3
水蒸发器组件(3)
燃料泵
废气排气管
密封腔排泄
尾部机身检修孔盖
燃料管路
APU2
燃料隔离阀门
APU1
过滤器
油冷却
<APU3燃料箱
燃料泵密封
回路
腔排泄管
燃料加注口(APU3)
燃料管路
水箱
燃料隔离
阀门过滤器
APU控制器电子
仪器舱(4,5.6)
APU1燃料箱
尾部机身检修孔盖
APU2燃料箱
燃料加注口（APU1,2）
（典型）
向前
（典型）
辅助动力装置组件分布
系统共有3个燃料箱，每个装肼158kg，燃料箱隔膜一侧为增压氮气，它正推隔膜将肼在0.55～
2.45MPa压力下送往燃料泵入口，由燃料泵将压力增加到10.3MPa。高压燃料通过燃气发生器控制阀门后

<!-- 第 1501 页 -->
美国
·1458·
润滑油
水箱（2个）
APU控制器
通往APU2
符号
排水
和APU3
耦合器
水
第1速度
双通断流阀
控制器
三通断流阀
水蒸发器
-软管/波纹管
第2速度
过滤器
控制器
排
通往第2
单向阀
9
贮箱
卸压
安全监控
快速脱落
氮气瓶
小孔
氮气加注
喷射歧管
水控制器
涡轮
常闭
液压泵
常闭
齿轮箱
排气
隔离阀门
磁性拾音器
排液
隔膜
聚集瓶
气体发生器
排气
氮气
废气管
手动排泄阀
W
常闭
水箱
卸压阀
燃料箱
百
燃料泵
小孔
-→通向APU控制器
密封腔排放
辅助动力装置系统简图
轮废气冷却燃气发生器后被排出APU外。当涡轮达到额定转速后，由气体发生器控制阀门、电子控制器
和速度传感器将转速控制在土8%之内。涡轮轴上装有3台余的速度传感器，为电子控制器提供脉冲速度
信号，涡轮的第1额定工作速度为75000r/min。如果第1模式速度控制失败则自动启动81000r/min的
第2速度控制模式。第2模式也可在要求APU有更大的承载能力时通过手动启动。如果第2控制模式也
失败了，则会自动启动83000r/min的备用控制模式。如果两种模式均失败时，APU就会在转速
达93000r/min时自动关机。
转动的涡轮通过齿轮箱驱动燃料泵、润滑油泵和液压泵。齿轮箱的设计以活塞蓄油器为特点。蓄油器
容量可变，蓄油器同时也是齿轮箱壁，使润滑油系统可在任意姿态和零重力状态下工作。齿轮箱润滑油流
经液压系统水喷射蒸发器进行冷却。
气体发生器冷却系统用于热再启动。3个气体发生器共用一氮气正推水箱。燃料泵水冷却系统在APU
在轨关机后启动，以防因吸热在燃料系统中产生气体。该系统为双兀余系统，每套由氮气正推水箱、管路、
控制阀和水喷射器组成。
每个APU宽45cm、高55cm、长50cm。APU的无维护工作时间为50h，气体发生器寿命20h，如
更换催化装置，则可延长至60h。

<!-- 第 1502 页 -->
航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1459·
液压系统
液压系统由3套独立的液压系统组成。每套各由用于产生、控制、分配监控和使用液压的组件组成。轨
道飞行器可用3套液压系统中的任意2套来完成从主发动机关机到出场的任务，但是在最恶劣的下降条件下
要求用2套系统提供空气舵最大转动速率；因而液压系统只能达到故障安全，而不是故障工作／故障安全。
每套液压系统由各自的泵、油箱、油冷却器、控制器、显示及分配系统组成。系统由辅助动力装置
APU驱动的20.6MPa变排量泵提供液压。
发射前，轨道飞行器利用机上电动循环泵提供液压，直到APU启动。上升段由APU驱动泵提供液压，
进行主发动机摆动和阀门控制。上升段结束后，在外贮箱分离前，脐带收进轨道飞行器，APU在推进剂排
泄后关闭。各系统的在轨温控由电加热器和低压／低流量电动循环泵完成。在出轨／再入段由APU驱动
液压泵提供空气舵操纵液压动力、脐带回收、主发动机摆动和控制液压液路关闭。系统在着陆前为起落架
开锁、下放和着陆后的刹车-止滑系统提供液压。
液压装置
操纵机构
显示和控制
APU启动/停止控制
命令
液压系统启动/停止控制
主发动机
推力矢量
·启动/停止
·启动/停止
控制
蓄压器
油箱
·正常/低压
·速度
·循环泵/加热器
·加热器
状态
主发动机
液压系统启动停止状态
APU启动/停止状态
控制
·压力、温度、燃料量
·压力、温度、水量
升降副翼
命令
状态
APU
氟里昂
方向舵/
循环泵
热交换
控制器
减速板
器
氟里昂
机械
襟翼
气体
齿轮箱
涡轮
过滤器组件
主泵
发生器
燃料箱
动力
制动器
主动温控系统
润滑油
起落架
APU/
水
冷却
液压水
水
水
水
脐带
电源系统
燃料泵/
气体发生器
阀门冷却系统
喷射冷却系统
辅助动力装置/液压系统
液压动力系统
液压动力系统组成见后图。
液压泵
系统采用变排量液压泵。每台变排量液压泵装有电动减压阀，由各自的压力开关进行控制。在APU启动
前，需使开关处于“低”挡位置。开关置于“低”挡时，减压阀打开，油泵出口压力由正常的

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美国
1460·
控制器
液压旁通阀
APU润滑油
控制器
氮气箱
蓄压器
水喷蒸发器
油箱
定压阀
升降副翼
方向舵/
减速板
液压主泵壳体排油
襟翼
高压
齿轮箱
起落架
制动器
辅助动力装置
主发动机推
热旁
过滤器组件
力矢量控制
通阀
主发动机
注：
控制阀
1）其中1套液压系统的组件（3套相同)
氟里昂
循环泵
2）3套液压系统共用-1台氟里昂热交换器
外贮箱脐带
热交换器
操纵机构/作动器/控制阀
氟里昂
压
力作动控制阀
液压动力系统
19.91～21.28MPa降为3.43～6.86MPa。APU启动后压力开关从“低”位进到正常压力位置，压力恢复
到正常值。APU处于额定转速，油泵工作压力为20.03MPa时，油泵排量为0～0.238m/min；APU高速
转动，油泵压力为20.7MPa时，油泵排量为0.263m2/min。
过滤器组件
每套液压系统中，除了液压泵壳体排油和通往油箱的油管路中各装有一过滤器外，还装有一过滤器组
件，过滤进入和排出液压泵的液压工质。组件装有监控油泵出口压力的压力传感器，当油压超过26.43MPa
时，组件的高压安全阀门将高压油排放到回油管路中以降低油压。
水喷蒸发器
各液压系统的回油管路均通往各自的水喷蒸发器，3台水喷蒸发器在发射前、助推段、在轨测试、出
轨、再入、进场着陆过程中为各自的液压系统和APU润滑油系统提供膨胀吸热。在通向水喷蒸发器的回
油管路上装有液压工质控制阀门，它在液压工质压力超过329.5kPa时打开，只允许在通过水喷蒸发器的
压差为343.2kPa时，每分钟通过0.162m?工质；否则便会在出现0.236m2/min峰值流量时使压降加大
9倍，影响液压系统的工作。系统还装有温度控制器分流阀。温度上升至98℃时，分流阀使工质通过水
喷蒸发器进行冷却。
油箱
各液压系统回油管路上的油箱向主液压泵和循环泵提供液压工质。油箱内装有一个油箱一侧和蓄压器
一侧的面积比为40的活塞，它由系统的液压作动，向主液压泵和循环泵提供增压的工质。油箱的
MIL-H-83282液压工质容量为30321cm²。油箱设减压阀，在压差达833.8kPa时卸压，以防油箱超压。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
·1461·
蓄压器
活塞蓄压器用来阻尼压力脉动并将主液压泵和循环泵的压力脉动降至最低，蓄压器在11.33～
12.03MPa压力下，预加注243cm?氮气。液压工质的容量为129cm3。
定压阀在高空启动状态下自动关闭，拦截积聚的液压，使油箱以正压向主液压泵和循环泵送油。每个
蓄压器均设有地面操作泄压阀。
循环泵
电动循环泵用于液压工质的温控。循环泵由高压和低压二级齿轮泵组成。齿轮泵由备有自主式变换器
的28V直流感应电机驱动。油流入泵前绕流电子组件再通过电机以防电子件过热。低压级在2.4MPa压力
下每分钟输油10.9L。循环泵在发射前到APU启动前使液压工质保持在要求的温度范围内：轨道中通过从
主动温控系统氟利昂21冷却回路/液压热交换器向液压系统传热的方法对液压工质进行轨道温控；
着陆/出场情况下，APU关机后，循环泵通过水喷蒸发器控制工质升温。
隔热物和电加热器
在不适用循环泵进行温控的油滞区，采用隔热物和电加热器，在机身襟翼差分齿轮箱、方向舵/减速板混
合齿轮、4个升降作动器、尾部机身襟翼A和B密封腔排泄管以及方向舵/制动器排泄管都装有电加热器。
伺服作动器
4块升降副翼各由平衡活塞伺服作动器驱动并由4个电动液压伺服阀（4通道）控制。伺服阀合力驱
动作动器动力滑阀。方向舱/减速板和机身襟翼由伺服控制液压马达操纵和机械传动作动器驱动。
升降副翼伺服
液压动力
蓄压器
作动器（4个）
分系统1
主发动机推力矢量控制
器/压力作动阀
热交换器
主泵（APU驱动）
同服作动器4通道（6个）
加注连接器（2个）
襟翼液压马达
克
克
油箱
P
点
前起落架上位锁作动器
宁
点
D
点
蒸发
起落架
器
口
隔离阀门
前起落架
作动器
卸压阀
断流阀
方向舱/减速板和
前轮操纵作动器
SB
R
主起落架刹
液压马达/伺服阀
主发动机控制
车和防滑阀
阀(3台发动机)
起落架阀门
主起落架上位
点
锁作动器
主起落架支杆
作动器
注：
1.只示出1号液压系统
外贮箱脐带
2.实线表示1号液压系统为工作系统
作动器(6个)
3.虚线表示23号液压系统为工作系统
液压系统伺服作动器

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美国
·1462·
主发动机推力矢量控制由线性平衡活塞伺服阀提供，俯仰轴和偏航轴各1个。伺服作动器由4个与作
动器组装在一起的电动液压伺服阀（4通道）控制。
主起落架区装有主起落架支杆和上位锁线性作动器、主起落架和前部起落架控制阀以及主起落架刹车
/防滑阀门。前轮区装有前轮操纵作动器、前着陆架支杆作动器和上位锁线性作动器。
轨道飞行器/外贮箱推进剂脐带由靠近轨道飞行器下部蒙皮的主推进剂管路附近的液压作动器收回。
环境控制和生命保障系统
环境控制和生命保障系统由大气更新系统、主动温控系统、食品、水、废物处理系统和气闸保障系统
组成。系统布局见下图。
①大气更新
①乘员舱温控管路
①电子仪器风扇
②氨蒸发器和贮箱
/热交换器
(大气散热装置)
②展开的辐射板
①电子仪器舱管路
②研制飞行测量
仪器舱（OV102）
③食品管理
④废物管理
②氟里昂冷却泵组件
①氮气瓶
②电子仪器
①氧气瓶
舱冷却
②固定的辐射器板
②速蒸蒸发器
环境控制和生命保障系统布局
①一大气更新；②一主动温控：③一饮用水；④一废物处理（液体、固体）
大气更新系统
大气更新系统由乘员舱空气回路、水冷却回路和大气压力控制系统组成。系统在执行任务过程中连续
工作，为乘员和机载电子设备提供空调环境。其主要功能是：1）大气压力控制；2）湿度、二氧化碳、气
味和温度控制：3）电子设备温控；4）冷却出舱活动乘员液体冷却套；5）对机载空间实验室进行空调。
空气回路
乘员舱布有送气和回气的管路（见后图），舱内空气经300um过滤器过滤后用1～2台风扇排出舱外，
并送往氢氧化锂容器除去二氧化碳，用活性碳除去异味和微量污染。之后空气被引向热交换器，由水冷却
回路冷却，分离湿气水分后送回乘员舱，并将湿度控制在3.8～16℃露点范围内，温度调节在18～26℃
各电子仪器舱均设有电子件空气冷却组件，它由2台风扇、若干个单向阀门、1台热交换器和相应的
管路组成。
风扇分离器、热交换器、废水箱、氢氧化锂过滤器、一氧化碳组件均置于舱底。
4人乘员组任务中，氢氧化锂箱每12h置换1次，一氧化碳装置每飞行1次置换1次。

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26
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环境控制和生命保障系统简图
1一灭火器；2一乘员舱温度：3一乘员舱电子件：4一乘员舱温度控制器：5一过滤器：6一风扇：7一氢氧化锂：8一惯性测量组件热交换器和风
扇；9—乘员舱热交换器；10—气闸舱门：11一通往增压有效载荷组件：12一释放舱压；13一水温控制阀门；14—水冷却阀门；15一水泵；
16一液体冷却套热交换器：17一交换器：18一结构加热：19—冷却板冷却：20一空气冷却；21一电气装置设备；22一风扇：23一氟利昂；
24一乘员舱增压氧气阀（20.59MPa）；25一氮气瓶（20.59MPa）：26—低温氧气瓶（6.18MPa）：27一乘员舱增压氧气阀（20.59MPa）；28一分
压控制：29一轻便供氧系统；30一氟利昂泵；31一中部机身冷却板；32一电气设备：33一燃料电池热交换器：34一减压系统热交换器；35一辐
射器：36一地面保障系统热交换器：37一氨气瓶：38一电气设备；39一后部电子仪器舱冷却板：40—速蒸蒸发器：41一氧气限流器；42一流量
比例阀门：43一有效载荷热交换器：44一研制、飞行测量仪器冷却板；45一食品管理：46一饮用水箱：47一通往速蒸蒸发器；48一冷凝液和尿
液存储器：49—从燃料电池来的水：50一废物处理；51一通往冷凝液和尿液存储器；52一出口；53一速率陀螺：54一来自水系统
飞行层
后隔板
惯性测量组件
中层
前隔板
环境控制和生命
电子仪器舱3保障系统设备
电子仪器舱2电子仪器舱1
（底层）
乘员舱空气回路

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水冷却回路
回路系统通过空气、水热交换器吸收热量，并用将水冷却回路的热量传递给氟利昂冷却回路的方法来
调节乘员舱的温度。
系统设2条并排布置的回路，它们可同时或单独使用。水从水泵流出后进入3条平行的管路，经过各
电子设备冷却板后合并一路通往水/氟利昂热交换器，将热量传送给氟利昂冷却回路。水冷却回路设有流
量调节孔。
系统保证从再入到着陆，直到乘员出舱后15min乘员舱温度不超过32℃。
压力控制系统
乘员舱由压力控制系统增压到（101.3土1.37）kPa，并保持70%氮气和21%氧气的比例。氧气由超临
界低温氧气瓶供给系统和急用氧气供给系统提供，氮气由位于中部机身底舱前部的氮气供给系统提供。系
统设有保护舱体结构的正、负压力安全阀门。正压安全阀门使舱内外压差保持为106.9～110.4kPa，负压
安全阀门将舱体压差限制在6.8kPa以下。
窗口热调节
电子仪器舱3B
冷却板水冷却
研制飞行测量组件冷却板
惯性测量组件热交换器
水冷却
电子仪器舱冷却板
装置
乘员舱舱门热调节
电子仪器舱热交换器
通往水/氟里昂
21交换器
热交换器
乘员舱
液体冷却套热交换器
水冷却泵
主泵
副泵
水冷却回路

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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主动温控系统
主动温控系统由氟利昂冷却系统、电子件冷却板网络以及3个散热器（辐射器、速蒸蒸发器和氨沸腾
器）组成。
主动温控系统在整个任务期间为轨道飞行器散发热量。地面操作阶段（测试、射前、着陆后）由氟利
昂冷却回路的热交换器和地面冷却系统散发轨道飞行器热量。
T+125s时启动速蒸蒸发器，散发由氟利昂冷却回路来的轨道飞行器热量。蒸发器一直工作到有效载
荷舱门打开。舱门打开后，连接在前部舱门的辐射器板展开，散发热量。当热载荷超过辐射器散热能力时，
速蒸蒸发器自动启动，轨道作业后辐射器收回，有效载荷舱门关闭，准备再入，此时速蒸蒸发器重新开始
工作。从36.58km高度起开始用氨沸腾器散发氟利昂冷却回路热量。
氟利昂-21冷却回路系统
氟利昂-21冷却回路系统有2套完全相同的回路，2套回路同时工作，当其中一套出现故障时，另一套
仍可维持低动力再入。每套回路有2台氟利昂冷却泵，1台工作、1台备用。回路还各有一供氟利昂热膨胀，
为冷却泵施加一正吸压头的蓄液器。
辐射器
辐射器由前部4块可展开的辐射板、后部4块固定辐射板和2个辐射器流量控制装置组成（见下图）。
上升和再入时，前部4块辐射板由6台马达驱动并锁定在有效载荷舱门上。入轨后舱门打开，由马达驱
动/转矩／管杆装置将辐射板以33.5°夹角打开，辐射板正反两面均暴露于空间以增加辐射量。后部4块
辐射板用球头连接装置固定在2扇有效载荷舱门上。
可展开的前部、中
部辐射板
门锁动力驱动装置
辐射器门锁机构
中-后和后部辐射板
（典型的）
辐射器
辐射板由3.2m宽、4.59m长的铝合金蜂窝面板组成。前部辐射板正反两面均覆有2.2cm厚的面板。
每块面板内表面黏结有68根内径为0.332cm的纵向管路。管路间隙4.82cm。面板外表面尚粘有镀银特氟
隆带。后部固定辐射板只一面覆有芯体高度为1.27cm的蜂窝板，且只在暴露面布有管路并粘贴镀层。辐
射板只设26条间隙12.5cm、内径0.45cm的纵向管路。
辐射板与2条氟利昂冷却回路相连接，氟利昂旁通辐射器，由流量控制器将辐射器出口温度控制为
3.3℃。超过4.4℃时，速蒸蒸发器自动启动。

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速蒸蒸发器
系统共有2台速蒸蒸发器。上升和再入时同时启动，轨道工作时只启动1台。当其中1台出故障时尚
可低动力再入。
温热的氟利昂-21液流从冷却回路流经蒸发器散热芯。散热芯一端的喷嘴向散热芯的内芯喷水，水蒸
发成蒸汽，冷却氟利昂-21。
氨沸腾器
氨沸腾器为薄壳管形件，共有2条氨通路。氟利昂冷却回路从氨管路上方通过，得到冷却。调节氨流
量使氟利昂-21温度保持为1.1°℃。
食品、水、废物管理系统
食品、水、废物管理系统为航天员提供基本生活保障。
食品管理系统
轨道飞行器备有食物储藏、备餐和就餐用的各种设备，正常工作日每天为航天员供3顿正餐和小吃，
再入时只供1顿正餐。此外还有96h的压缩食品。系统是按2人1天到7人30天的方案设计的。
水管理系统
水管理系统为航天员提供449kg饮用水。饮用水由燃料电池产生，每小时最多可生产5.89kg水。由
燃料电池产生的富氢水通过氢收集器除去水中
便桶座
个废物持留
95%过剩的氢气。收集器由一组对氢气有亲和力的
银钯合金管组成。所收集的氢气通过排气口排出
气味/细菌过滤器
尿收集器
机外，水送往由6个水箱组成的水系统。系统设
把手
有水冷却器，可选用温水或冷水。冷却器将热量
便桶操作
反射给空气冷却回路。
废物处理系统
脚蹬
控制面板操作柄
废物处理系统在失重环境下收集、处理和存
储固体和液体废物（大小便、呕吐物、汗、厨房
风扇分离器
抽真空装置开关
废水、废纸等）。
选择开关
便桶座
废液处理装置从尿液收集器、卫生台和舱外
门阀
活动组件收集废液。尿液收集器为一带有杯状容
镇重气流一
器的软管。空气／液体混合物被送入风扇分离器，
空气由细菌过滤器过滤后送回乘员舱，废液泵入
投掷器
废液箱。
固体
刀组
（铰接）
固体废物处理装置由便桶、风扇分离器和由
固定
投掷器、盖板和脚蹬组成的储存器组成。便桶每
刀具
气流
小时最多可用4次，可存储210人·天的真空抽
气流
手纸
干粪便和废纸。
碎物过
废物收集装置的工作过程是：打开阀门控制
器，启动马达。当投掷器转速达1500r／min时，
气流
铰刀向外展开。前推门阀控制器打开门阀，由镇
重气流（ballastair）将粪便送入便桶，刀具将粪
废物收集器
便切碎，甩入便桶内壁。薄纸向投掷器刀具上部移

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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动，然后收集到收集器底部。镇重气流通过碎物过滤器和水过滤器后通往风扇分离器。当控制系统开关打
到呕吐位置时，刀具转速减慢，刀具不展开，呕吐袋进入便桶。便桶不用时由真空排气系统将废物内的水
分收干并灭菌。
气闸
气闸是乘员从座舱进入有效载荷舱或出舱活动的必经通道（见下图）。安装气闸后进行出舱活动时，
乘员舱便无需再减压。
可以移位的脚蹬
（气南安装在舱
脚蹬(气闸安装在舱内）
外，有对接件）
服务和冷却脐带
舱外活动组件(2件)
轻便供氧系统（2处）
手把
舱门作动器
环境控制和生命
保障系统显示
和控制面板
舱门(未示出)
电子显示
控制面板
手把
手把(气闸置于舱内)
舱门手把（2个舱门）
可移动的手把
气闸
气闸长2.1m、内径1.6m、容积4.24m²，有2扇直径为1.01m、宽0.91m的D型开口、2扇压力密
封舱门及各种配件。
通过舱门的平衡阀从气闸内部或乘员舱中层对气闸增压以平衡乘员舱和气闸间的压力。从气闸内部向
机体外排气进行泄压。
气闸最多可提供7h的舱内外活动能力，气闸保障系统可提供气闸增压或减压、舱外活动设备充电、
液体冷却套水冷却、预呼吸保障、舱外活动设备检测和通信等服务。
舱外活动供应站为舱外活动组件提供氧气、进行废水处理和电池充电。由大气更新系统向供应站充填
板供氧、供水。处理的废水送往废水处理系统。在出舱活动中通过服务／冷却脐带向舱外活动组件供氧、
供气、供电并进行通信，由液体冷却套系统通过脐带和热交换器，向乘员提供冷气并将吸收的热量传输给
氟利昂冷却回路。舱外活动组件罩有冷却套，套内布有很多冷却循环软管。
轻便供氧系统
每一乘员备有一轻便供氧系统以备在乘员舱大气受污染、舱外抢救、着陆后轨道飞行器四周大气受污
染时紧急供氧以及出舱活动时作预呼吸用。
系统由面盔、再呼吸回路、热交换器、氧气瓶、二氧化碳吸收和冷凝液收集器组成。系统可独立工作
或与大气更新系统连接使用，系统尚设有一为面具提供通信的电缆。

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航天服
1）研制飞行时，航天员必须在上升和出轨再入时穿戴弹射逃逸服，该服质量约10kg，由增压服外罩、
头盔、手套和靴子组成。增压服是一种双层连体服。
H2
2）耐过载服质量2.2kg，可帮助血液循环并防止承受过
反应剂存储
燃料电池
载时出现脱水现象。正式飞行中航天员必需穿耐过载服再入。
和分配系统
系统（3）
02
在研制飞行中必须与弹射逃逸服配合使用。
环境控制和生命
保障系统
直流
电源系统
电源系统由反应剂存储和分配系统、产生电力的燃料电池
交流电生成
直流母线配
和配电
装置和配电系统组成（见右图）。
电系统(3)
负荷
反应剂存储和分配系统
配电系统
反应剂存储和分配系统（见下图）为3个燃料电池装置提
供反应剂，为环境控制和生命保障系统提供乘员舱增压用氧
电源系统
气。氢和氧在超临界条件下储存在双壁、真空隔层的绝热球形
瓶中，每一贮瓶都设有多层绝热装置和用来在减压时为反应剂
氧气供给
氢吹除排泄口氢加注-2氢排泄-2氢卸压口-1氢卸压口-2
氧排泄-3氧加注-3
氧排泄-2氧加注-2氧水平排泄
氢箱-2
中
氧箱-3
区
风
燃料
V
环境控制
电池-2
生命
保障系统
氧歧管-1
氢歧
燃料
管-2
电池-3
氧歧管-2
双向断流阀
环境控制
单向断流阀
四
生命
燃料
保障系统
电池-1
卸压阀
大
内
单向阀
过滤器
断路器
排气口
面
加热器
压力
温度
数量
事件显示
氢箱-1
警告和报警
氧箱1
计量、显示共用
氢水平排泄氢加注-1氢排泄-1T氢加注-3氢排泄-3
氧加注-1
氧吹除排泄口
氧卸压口氧排泄1
氢气供给
反应剂存储和分配系统

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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补充能量、进行压力控制的加热器。贮瓶具有测量反应剂剩余量的能力。系统在6.18MPa下供氧，在1.72MPa
下供氢。到燃料电池装置后压力调节为0.38～0.44MPa。加热器由测量和控制装置控制，每个贮瓶都装有
过滤器、单向阀门和安全阀门。重要功能均按双几余设计，配有双瓦余组件。系统的断流开关可使任一贮
瓶向任一燃料电池装置或环境控制生命保障系统输送反应剂，或在分配歧管处隔离故障。3对杜瓦瓶装液
氢125.03kg，液氧1061.38kg。每个液氧杜瓦瓶还装有25.37kg环控生保系统用氧，此外还带有一部分紧
急备用反应剂。
燃料电池装置
3个燃料电池（参见下图）通过化学反应产生28V直流电，在起飞后为航天飞机供电。发射前由地面
设备供电。3个燃料电池装置各与反应剂分配系统、排热系统和配电系统相接。燃料电池装置还产生副产
品一热和水。热量直接传至燃料电池热交换器，过剩的热量由氟利昂冷却回路带走，水送往饮用水系统。
燃料电池可重复使用并再启动。
每个燃料电池装置由发生化学反应的电源段，以及与其相接的密集附件段组成，由后者监控电源段的
性能。
每个电池的电源段或电池堆由2个串联32个电池的并联子堆组成。电池含电解液氢氧化钾和水、氧
氢吹除口
水溢流喷嘴
轨道飞行器外型线
氧吹除口
个
来自燃料
余排水喷嘴和管路加热器
冗余排气管路加热器
冗余排气管路加热器
电池No3
来自燃料
（三套相同）
电池No2
燃料电池No1
每个卸压阀上的余组件
氧吹除/
氢吹除
加倍供给
8
联接的调节器
反应剂存储
常闭
常开
余管路加热器
和分配系统
MV
水状态
卸压阀
从氧供给
02
系统而来
预加
流量计
产出的水
电极
热器
1
来自氢
来自燃料电池No2
环境控制和
H2.
生命保障系统
供给系统
蓄压器
氢泵/分离器
单向阀
来自燃料电池No3
冷却剂
冷却剂泵
水卸压阀板
起动旁通
泵流量控制
端板加热器
启动和维持加热器
电池人口控制
电控制器
冷凝器
冷凝器出口控制器
准备好
卸压阀
电磁断流阀
自密封快速断流器
昌
快速断流器和挠性连接
冷却剂加注[
乘员可用的测量值
冷却剂卸出
过滤器
温度
电压
电流
环境控制和生命保障系统
压力
流量
来自燃料电池2
一燃料电池/环控生保系统热交换器
事件
专用显示
来自燃料电池3
F-21回路-1F-21回路-2
燃料电池系统

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电极（阴极）和氢电极（阳极）。反应剂进入电池装置，由预加热器加热到4.4C或更高的温度后经过滤器
进入组合式双气体调节器组件。
从电池堆引出的，由反应产生的氢和水蒸气与由反应剂存储分配系统来的氢混合后进入冷凝器。其废
热被输往燃料电池冷却系统，温度降低，蒸气冷凝为水。用离心泵将水分离并送往饮用水系统。
燃料电池冷却系统采用液态氟化烃（FC-40）作致冷剂，系统将来自燃料电池的废热通过燃料电池热
交换器传输给中部机身氟利昂-21冷却回路。经过内部温控将电池堆的工作温度保持在93℃左右。
每个燃料电池质量91kg、长101cm、高43cm、宽35cm。系统连续功率为14kW，峰值功率为24kW，
电压27.5～32.5V。平均功率为4.5kW时，电池的维护寿命为2000h或9000kW·h。功率提高时寿命以
非线性比例下降，当平均功率为6.7kW时，寿命降低一半，为1000h或6700kW·h。
配电系统
燃料电池产生的直流电输往配电系统3条主母线。每个燃料电池通过位于配电装置内的电源控制器（由
直流电机驱动的500A遥控开关）与相应的母线相接。配电装置向位于轨道飞行器各部位的电源控制器装
置（PCA）的母线供电。电源控制器装置和负荷控制器装置（LCA）用遥控开关装置配电。PCA装有电源
遥控器，它们是一些固态遥控开关装置、用来分配20A的负荷和作远距离转换中继。LCA装有混合电路
装置，由固态逻辑开关和5A或低于5A的遥控开关组成。
另有3条特种母线，由飞行层显示和控制开关控制。负责向失效的主直流或交流母线和重要的非电源
系统负荷和开关供电。
相应于12kW和2kW功率的燃料电池额定电压为22.5～32.5V，主母线额定电压为27～32V。
每条直流主母线向3个固态、单相换流器供电。这样共有9个换流器组成1个换流器系统，将直流电
转换成交流电后送往交流母线，由这些母线向飞行层和中层显示和控制面板、有效载荷舱释放机械、有效
载荷、主发动机控制器和有效载荷舱门送电。
轨道飞行器共有10个马达控制器装置用来向排气盖、大气数据装置舱门和有效载荷舱门等交流马达
供电，马达控制装置由主母线、交流母线和混合继电器等组成。
电源系统的各种参数送往飞行层面板进行显示、控制和传输。
起落架系统
系统采用常规飞机三点式起落架。每一起落架均由2个机轮和轮胎组成。前轮可操纵转向。2个主起
落架带有防滑刹车装置。系统还包括由高强度的抗腐蚀合金钢、铝合金、不锈钢和铝铜合金制成的减震组
件。
起落架的减震组件是一种装有氮气和液压工质的气动液压减震器。由于轨道飞行器是在零重力状态下
工作的，因而用移动隔膜将氮气和液压工质隔开，以保证良好的减震效果。
起落架支柱上覆有镉钛金属镀层和硝基甲酸乙酯以作空间飞行防护。轮毂为铸铝铆接件，涂底漆和2
层硝基甲酸乙酯。
起落架在轨道飞行器进场时由指令长或驾驶员用控制台按钮控制下放，起落架在按动按钮后10s内全
部下落。
由液压释放上位锁钩，在弹簧、液压压力和起落架作动筒的作用下起落架自动下落。当液压系统发生
故障时也可用火工品作动器打开上位锁钩，起落架全部下落后由弹簧锁住。
前起落架（见后图）和主起落架舱门由连接在舱门和机身上的连杆打开。支柱凸轮转动，驱动连杆，

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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缓冲器，防止下落连动机构受损。起落架只能在飞行速度小于555km/h时下放。
上位锁机构：
·作动筒
·起落架钩
曲柄
/释放机构
舱门开启
支柱延长器
辅助机构
舱门偏心启门机
支柱作动筒
前舱门钩
舱门锁
舱门
舱门锁
扭力臂
锁支杆
操纵转向/阻尼机构
缓冲支柱
前起落架
起落架不能在飞行中收起。地面回收起落架时，由液压动力收回起落架，机械连动装置关闭舱门，上
位锁将起落架锁定在舱内。起落架舱门由高温重复使用表面防热瓦和热挡层防热。
1号液压系统是打开起落架上位锁的唯一动力源。火工品起爆器作为备用系统。1号液压系统也是前
起落架操纵作动器的唯一液压源。主起落架用1号和2号液压系统作为主要动力源，3号系统作为备用动
力源。
前起落架轮胎尺寸为81.28cm×22.35cm，其正常充气压力为2.06MPa，它能承受不低于3.2倍充气
压力的突发压力。前起落架轮胎可承受的最大总载荷200.17kN，最高速度为416.25km/h。前起落架减震
支柱的冲程为55cm。防止起落架和轮胎破坏的抬头速度为9.4(°)/s和3.3m/s。
主起落架（见后图）轮胎尺寸为113.79cm×（40.64～53.34)cm，正常充气压力为2.16MPa，可承受的
最大试验载荷为547kN。如轨道飞行器以60%/40%的比例对一个支柱的2个轮胎分配载荷，则轮胎的最
大载荷各为547kN和366.6kN，作用于支柱的载荷为913.7kN。主起落架减震支柱的冲程为40cm。轨道
飞行器总质量为85276kg时主起落架的允许下降速度为2.9m/s，总质量为102513kg时允许下降
速度为1.8m/s。而侧风速为23m/s时，总质量为85276kg的轨道飞行器的主起落架的下降速度为1.8m/s。

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美国
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起落架轮胎的寿命是正常起落5次。
上位锁作动筒
上位制动机构
上位锁钩
舱门联动机构
舱门联动机构
收/放支柱作动筒
舱门钩
耳轴机构
阻尼支
杆机构
舱门弹簧助动机构
舱门偏心启门机
液压刹车管路
阻尼支杆
机构
舱门
上位锁滚柱
减震支柱
上
主起落架
乘员舱控制器
电源
系统
电源和控制信号
前部起落架
前部起落架
主起落架
主起落架
上位锁作动器
上位锁作动器
操纵作动器
制动器
系统1
系统2
系统3
液压系统
起落架系统接口
主起落架的4个机轮上均装有电动液压盘式刹车和防滑系统。
盘式制动装置由9个盘片、4个转子和5个定子组成。带有碳衬里的铍合金转子装在机轮内侧，随机
轮而转动。同样材料的定子装在轮轴外侧，它们不随机轮转动。刹车时刹车装置的8个液压作动器同时对
盘片加压。作动器4个1组，各由液压系统1和2驱动。液压系统3为备用系统。
刹车系统的防滑部分可防止刹车时轮胎打滑、机轮锁定和轮胎受损。每个机轮联有2个速度传感器，
向防滑监控电路传送旋转速度信息，当机轮转速约低于4个机轮的30%时（机轮锁住或打滑时），该轮控

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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制阀的防滑线圈激励，倒转制动线圈的极向，截断通往该轮刹车的液压直到轮速再次上升。如果机轮转速
约低于各机轮平均转速的30%达2s时，机轮可能漏气，此时相邻机轮的液压被限制在（5.49±0.69）MPa
范围内以防止制动或损坏轮胎。防滑系统不适于在18.5～27.8km/h时起用，这可能会导致丧失手动刹车功
能。系统设有故障检测逻辑线路。
正常停机时，在总质量为85272kg的轨道飞行器开始刹车时的速度为283km/h的情况下，使轨道飞
行器停止移动所需距离为871m，液压压力为10.29MPa。应急停机时，当总质量为102513kg的轨道飞
行器开始刹车时的速度为329km/h时，停机距离为1330m，液压压力为10.29MPa。
刹车的寿命是5次正常能量停机着陆，如有1次应急停机，便需进行检修。
有效载荷释放和回收系统
遥控机械臂系统（RMS，见下图）是有效载荷释放和回收系统的机械臂部分，它可将有效载荷从货舱
机动到释放位置释放，也可用来捕获并回收自由飞行的有效载荷。
腕支架和灯支架
SPA用
JPC
SPA
机械臂热防护组件
THC
下部电缆束
标准末端操纵器
显示和
SPA
肘支架
控制面板
上部电缆束
肘
SPAJPC
SPA
EEEU
肩
BDA
下臂管杆
RHC
MM/SCU
上臂管杆
MM/SCU
MM/SCU
送往GPC
轨道飞行器电缆束
腕偏航
腕滚动
120
腕俯仰
肩偏航
-180°
肘俯仰
+180
肩俯仰
705.99cm
145
关节基准系统
637.67cm
遥控机械臂系统
BDA一备用驱动放大器：EEEU一末端操纵器电子组件；GPC一通用计算机；JPC一关节功率调节器：MCIU一遥控机械臂接
口装置：MM/SCU一马达模数/信号调节器；RHC一转动手动控制器：SPA一伺服功率放大器；THC一位移手动控制器
遥控机械臂系统由机械臂、RMS显示/控制面板（包括转动和位移手动控制器）、机械臂控制器-轨道
飞行器计算机接口装置组成。多数任务只要求1副机械臂，一般装在货舱左侧大梁。也可在左、右两侧大

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美国
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梁各装一机械臂，但一次只能使用1副，因为系统只备1个软件包和1套显示和控制面板硬件。
机械臂
机械臂为长15.32m、直径38cm的6自由度组件，它可移动并安置直径4.5m、长18m、质量29484kg
的有效载荷。
机械肩由关节、电子设备盒、臂管杆和臂部撑杆组成。共有2条臂管，上臂管连接肩和肘关节、下臂
管连接肘关节和腕关节。管杆由石墨/环氧复合材料制成，直径33cm，上管杆长5m、下管杆长6m，由
金属关节连接。一副臂的质量为42kg。关节和电子仪器盒由铝合金制成。肩部支杆只在发射时使用以降
低作用于肩俯仰齿轮系统的俯仰轴力矩。
机械臂由标准或专用末端操纵器操纵，末端操纵器可捕获有效载荷，并按要求的时间牢牢地将有效载
荷抓住。专用操纵器由有效载荷研制者设计。标准末端操纵器有2种功能：捕获/释放和抓牢/放松。操
纵装在RMS转动手动控制器上的一个开关，转动一含有3条线形套的内壳装置，套住或放开装在有效载
荷上的标准抓具紧固件，完成捕获/释放功能；将线形套拉入末端操纵器尾部或向操纵器开启端移动完成
抓牢／放松功能。后者可通过自动或手动操纵飞行层控制面板的开关实现。
在机械臂的腕关节部分装有1台闭路电视摄像机和一观察灯。下臂肘关节装有闭路电视摄像机和
全景／俯仰摆动装置。
RMS设有被动和主动2种温控系统。被动温控系统由多层（镀金聚酰亚胺薄膜、涤纶SCRIN布和
热器系统采用余母线，以便在一条母线失效时由另一条供电。加热器自动工作使关节内温度维持在
一25℃以上。当相应的温度达0℃时，加热器电路分别关闭。每副臂由12个半导体温度计监控温度。温
度在飞行层工作站显示。
机械臂的各个关节由电动马达驱动。关节驱动系统由一台作动关节的直流驱动马达，控制输出速度的
输出齿轮泵、一台装在齿轮箱输出轴上的光学编码器和马达输出轴上的一台机械制动器组成。
末端操纵器驱动系统由直流驱动马达、线形套制动器和夹紧装置、放松滑轮和差动装置组成。另设一
弹簧机械作为后备释放措施。
关节马达转速计是敏感运动的主要手段。转速计数据由控制方程将输入驱动命令转换成机械臂每个关
节解析的要求输出速率。
轨道器大梁有4个主连接点。机械臂的定位机构（MPM）位于肩偏航支座。此处装有抛掷机构和缆绳
切割器，它们用于在发生机械臂不能回收的重大故障时，使机械臂与轨道飞行器分离以关闭有效载荷舱门。
共有3个机械臂固位门锁机构（MRL），将机械臂支撑在肘、腕俯仰和腕偏航电子仪器盒上。关闭货舱时
MPM和MRL向货舱内侧滚动。MRL对每一门锁滚轴施力8884.8kN，以在发射时牢牢固定机械臂。
显示和控制系统
显示和控制系统由显示和控制面板、位移和转动手动控制器（THC，RHC）组成。系统为任务专家和
机械臂提供接口。位移手动控制器提供机械臂顶部的X、Y、Z轴位移，转动手动控制器主要用来机动腕关
节的俯仰、偏航和滚动；显示和控制面板提供警告／报警信号、操作模式、机械臂状态、命令和实际达到
的速率、各关节角数字读出信息或末端操纵器相对于选择的坐标系统的位置等。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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电气系统
遥控机械臂通过接口装置（MCIU）与轨道飞行器通用计算机（GPC）接口。位移和转动手动控制器
控制信号通过MCIU送往GPC。GPC将重新格式化的命令信号通过MCIU送回机械臂，通过串式数据母
线将速率命令送往向关节马达提供驱动功率的电子伺服功率放大器（SPA），GPC每80ms与MCIP通信
1次。
硬件命令
送往MCIU
温度
传感器
EEEU
由GPC来送往GPC
ABE
加热器
送往关节驱动器！
MIA
由D&C来
自关节驱动器来
SPA
送往D&C
SCU
个
自关节驱动器来
送往D&C的直流电
D&C/MCIU
功率调节器
BDA
JPC
送往关节.
送往D&C的
驱动器
送往MCIU
主通道交流电
备用通道ABE电力
的直流电
·电力送往
ABE
送往D&C的备
用通道交流电
轨道飞行器电源
遥控机械臂系统电气系统框图
D&C一显示与控制：GPC一通用计算机：MIA一信号复合器接口装置；MCIU一遥控机械臂接口装置；
EEEU一末端操纵器电子组件：ABE一机械臂电子组件：SPA一伺服功率放大器；JPC一关节功率调节器：SCU一信号调节器；
BDA一备用驱动放大器
机械臂控制软件储存于GPC中。共有10个软件组，完成命令计算、提供THC和RHC命令接口、驱
动信号装置、测量仪表和其他信号发送器、启动数字显示和提供警告报警信息等。在自动模式中GPC提
供4条预编程的自动臂端轨迹，也可通过键盘由操作员送入自动程序，命令臂端按预定轨迹运动。
共有6个SPA，每个关节伺服马达各1个。肩电子组件含有2个SPA（俯仰和偏航关节各1个）、1
个关节功率调节器、为各种母线提供肩和肘SPA所需电压的DC-DC转换器和备用驱动放大器。肘电子组
件只装1个驱动肘关节马达的SPA。腕滚动电子组件由腕关节马达SPA组成。
机械臂采用28V直流电。显示和控制面板采用直流电和400Hz、115V单相照明交流电。工作时遥控
机械臂系统最高要求1kW、28V直流驱动功率和1050W直流温控功率。
系统工作模式
系统可通过开关选择5种模式：自动、手动增强、手动单关节驱动、直接驱动和手动备用驱动。

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美国
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警告与报警系统
警告与报警（C／W）系统由硬件（见下图）和电子件组成。当某系统超出工作极限时，它向乘员发
出光学信号或音响信号。
光学信号有：4盏“主警报"按钮指示灯、位于飞行层前部显示板的40盏灯阵和位于后部面板的20盏
灯阵。音响信号为送往乘员头盔和话筒盒的375Hz和1000Hz间的交替响声。
另外还有3种音响信号：从烟火检测系统来的警笛声、从乘员舱压差△P/时差△r传感器来的喇叭声
和从机上计算机来的连续声响。
主C/W系统共有上升、正常和确认3种工作模式。
置极限
参数
启动
灯
选参数
断开
。
状态
禁止
测试
回
回
状态面板
内存 (读出/清除)
固定可变
RAM
PROM
回
极限
选择逻辑！
系统传感器
控制
比较器
逻辑
主报警器和TGA
信号复合器
面板
主报警器A
电源A
主报警器B
主警报器和TGB-
备用
音调音量
C/W电子组件
C/W
电源B
计算机
MDM's
模式选择
通信系统
面板
ESSIBC
主报警器
C/WASO
F7
FS2CA
C/WB
警告与报警系统硬件
ESS一主要的：FS一飞行安全；MDM—信号复合/信号分离器；TG一音响发生器：C/W一警告与报警：
PROM一可编程序只读存储器：RAM一随机存取存储器
系统直接从传感器、信号调节器或从前部信号复合／信号分离器接收120个输入信号。这些信号送往
一个信号复合系统，信号可以是0～5V直流模拟信号，也可以是0V，5V，28V直流离散信号，它们用
来进行高、低或极限检测。如果参数在100ms内连续8次超过其极限就会接通C/W音响、飞行层前部面
板报警灯和4盏主报警灯，并将参数存入内存。按下4个主警报按钮中的一个，音响便中断，但C／W灯

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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仍点亮直到超过极限的状况被纠正为止。以上是正常模式。在上升模式下，指令长警报按钮指示灯不亮。
在确认模式下如果不按下指令长或驾驶员站的主警报按钮，那么在超过极限状态时40盏指示灯都不亮。
备用警告和报警系统是系统管理检测和指示、制导导航和控制系统以及备用飞行系统软件程序的一部
分。备用C/W和主系统一样对同样的状态作出响应。
系统管理警告程序用于向飞行员报告发生了可能导致警报/报警的情况，或者可能要求另作处理的情
况。当一参数超过其极限时，飞行层前部显示／控制台“SMALERT”灯亮，并向主C/W系统送一信号，
打开系统管理音响和阴极射线管显示器。
烟雾探测和消防系统
烟雾探测和消防系统由烟雾探测器、报警装置和灭火器组成（见下图）。系统在乘员舱、乘员舱的电
子仪器舱和有效载荷舱进行烟雾探测和灭火。
电子仪器舱3A
烟雾探测器
研制飞行测量仪器架
烟雾探测器
手提式灭火器
烟雾探测器
烟雾探测器
飞行层
固定的灭火器
中层
电子仪器舱2
手提式灭火器
烟雾探测器
固定的灭火器
电子仪器舱1
烟雾探测和消防系统
电离探测器敏感烟雾浓度和浓度变化，触发器报警，向乘员舱飞行层显示/控制面板的性能监控系统
提供浓度信息。乘员舱的电子仪器舱1、2和3A各装2个探测器，乘员舱装3个探测器。当航天飞机装载
空间实验室时，在货舱内也安装这种探测器。
乘员舱的电子仪器舱1、2或3A由安装在各舱内的遥控灭火器灭火，其他地区用手提式灭火器灭火。
乘员舱电子仪器舱1、2或3A的烟雾电离探测器在烟雾浓度大于（2000±200）μg/m?时，或在20s内8次
连续计数的烟雾量增加速度为20μg/m?时触发，显示/控制面板信号灯亮，飞行员耳机发出报警声。
电子仪器舱1、2和3A都各装一氟利昂-1301（一溴三氟甲烷）灭火器。灭火器用面板开关（打开灭
火器）和按钮（关闭灭火器）控制。
探测系统和灭火系统的各种参数可遥测。
飞行层环境控制和生命保障系统压力通风系统和左、右回气导管烟雾探测器的情况也在飞行层面板显示。
乘员舱使用手提式灭火器。灭火剂为氟利昂-1301。氟利昂-1301可将快速燃烧（烟雾、热、氧枯竭、

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美国
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高温分解物-CO）的危险度降至最低。其中2个灭火器位于乘员舱中层，2个位于飞行层。在显示／控制
面板后起火时，可通过面板火孔舱口触发灭火器喷管。
飞行程序
航天飞机飞行过程如下图所示，由射前准备、发射、上升、入轨、轨道运行、出轨、再入、末区能量
管理、进场和着陆等阶段组成。
轨道机动
OMS
正常任务式ATO
MECO分离
OMS
ADA
出轨
OMS
MECO/分离
再人界面
RTLS
121920m
着陆
MECO分离
在发射场降落
ET溅落
SRB溅落
发射
ET溅落
正常MECO
固体助推器分离
t=542
t=122.68
213245
300
270
主要
RTLS
中止飞行模式
后备
MC
1
160
80
240
400
D
320
480
560
上升段飞行时间/s
航天飞机正常任务和中止飞行剖面
AOA一绕地球1周中止飞行；ATO—入轨中止飞行；ET一外贮箱：MECO一主发动机关机：MC一任务完成（最早的MC为300s，
此后有1台发动机发生故障也不用中止飞行）：OMS一轨道机动系统：RTLS一返回发射场中止飞行：SRB一固体助推器
射前准备和发射
T-20s前的射前功能由发射场地面计算网发射系统控制。轨道飞行器计算机在T一20s装定软件，组

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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织4机冗余系统并在T一20s~T一0s内与发射系统进行交互。T一25s以前的倒数计时由发射处理系统控
制，T一25s起由机上计算机控制事件程序，并按机上时钟执行各种功能。
T一8s前向主发动机发出“准备好”启动命令，在接到主发动机“准备好”的响应后，以120us间隔
连续向主发动机发出3次启动指令。当3台主发动机均达到90%推力时，向固体助推器发出“点火一1”
命令，40us后发出“点火一2”命令，并将“点火一2”命令和推重比达到1，航天飞机起飞（固体助推
器点火后0.3s）的时刻定为T一0。
如在T一3s发生故障，如贮箱破裂，发射台可能被毁的情况下，航天员出舱，乘发射塔电梯下至地面，
或用滑绳系统降至地面，系统可使航天员在2min内迅速离开发射塔。
上升
航天飞机在起飞后分2段上升，从起飞到固体助推器分离为第1上升段，由助推器和主发动机提供推
力并对其作平行控制。从固体助推器分离到入轨为第2上升段。
飞机起飞越过脐带塔时，开始滚动和俯仰机动。起飞后60s，于10241m高度达最大动压。起飞后
2min，当航天飞机速度达1383m/s、高度达45km时助推器与轨道飞行器/外贮箱分离。8台小固体发动
机将助推器推离外贮箱，进入弹道轨道，用降落伞在海上溅落后回收供再次使用。
抛掷固体助推器后，轨道飞行器／外贮箱继续上升。助推器分离后1s，高度达54km时开始制导操
纵轨道飞行器。轨道飞行器3台主发动机共累计工作9min11s。当轨道飞行器速度达7797m/s、高度达
109.33km时，主发动机关机，主发动机关机前10s开始主发动机关机程序，3s后指令主发动机以每秒10%
推力的速度节流到65%推力，维持6.7s后关机。
主发动机关机后要有18s的轨道飞行器/外贮箱联接滑行时间，滑行中关闭断流阀门，收回脱落插座。
轨道飞行器/外贮箱分离程序启动，再联接滑行11s后，外贮箱与轨道飞行器分离。外贮箱翻转系统在贮箱
分离后产生10～50（)/s的翻转速度，贮箱沿亚轨道于56388m高空运动，再入大气层解体，残溅落于
海洋。
中止飞行
在上升过程中如发生故障，有3种可使轨道飞行器和航天员安全返回地面的中止飞行程序。它们是返
回发射场（RTLS）中止飞行、绕地球1周中止飞行（AOA）和入轨中止飞行（ATO）。
1）返回发射场中止飞行。这种方法在3台发动机中的1台推力衰减或在上升的头3.5min内发生其他
故障时采用。故障发生后用正常工作的主发动机继续飞行，待固体助推器分离，轨道飞行器／外贮箱送至
约10.7km高度时，作俯仰面反转机动以保证轨道飞行器向着陆场跑道飞行。当主发动机推进剂完全耗尽
时，飞行器作俯冲机动，外贮箱分离后开始先以自动控制模式，后由驾驶员手控滑翔飞回发射场。
2）绕地球1周中止飞行。如在起飞后3.5min到入轨的飞行过程中出现故障则轨道飞行器已无可能立
即返回机场，而必须采用绕地球1周中止飞行程序。轨道飞行器在绕地球1周后进入弹道轨道，返回大气
层，然后降落于霍洛曼空军基地或爱德华兹空军基地。其飞行剖面与正常飞行一样，只要求在主发动机熄
火后增加数次轨道机动点火。
3）入轨中正飞行。起飞后4min到进入最终轨道过程中如果有1台主发动机出故障则可采用此种中止
飞行方式。它在时间上要求并不苛刻，无需急于返回。飞行器可进入一低轨道，待完成部分任务后返回发
射场。如果故障发生在主发动机即将关机前，那么稍稍多用一些轨道机动系统推进剂便可达到正常完成任
务的目的，经周密安排便可安全再入，返回发射场。

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入轨
主发动机关机后2min轨道机动系统（OMS）进行第1次点火，提高椭圆轨道高度。OMS第2次点火
将轨道飞行器送入任务规定圆轨道，此后轨道飞行器便开始滑行。
轨道运行
达到预定轨道后重新调配轨道飞行器各系统，开始执行轨道任务。任务执行期可从几小时到30天。
轨道检测
出轨前约5.5h开始对再入时须用的各分系统进行测试，共约15min。测试分两部分进行：第1部分
包括对辅助动力装置液压系统的测试；测试后辅助动力装置停止工作。第2部分包括飞行员全部专用显示
装置的测试、辅助导航系统的自检等。
出轨
出轨时需要降低轨道速度以便轨道飞行器再入大气。出轨时用2台OMS发动机提供推力，为建立合
适的再入速度和航程提供条件。轨道飞行器机动到尾部向前的出轨姿态。
出轨前航天员要将轨道飞行器机动到一Z轴指向太阳的位置。出轨前2h，环控生保系统速蒸蒸发器工
作，冷却氟利昂-21冷却回路，辐射器停止工作，有效载荷舱门关闭，并对惯性测量组件进行校正，停止
星光跟踪器工作。出轨前50min用反作用控制系统（RCS）喷管机动到出轨姿态。出轨前30min，OMS
完成出轨点火准备。OMS出轨点火2次。最后航天员用RCS喷管将轨道飞行器机动到头部向前的姿态，
准备再入。
再入
出轨后下降到达再入界面（开始敏感到气动力，界面高121921m）前5min由航天员启动再入制导、
导航和飞行控制程序。飞行控制是自动的，但制导、导航控制系统的工作尚需航天员监控。
轨道飞行器飞至121.9km高空后进入再入前飞行段。轨道飞行器机动到零滚动角、零偏航角和预先确
定的再入攻角28°～38°。飞行控制系统向RCS喷管发出指令，在保持姿态下降低速率直到敏感到0.176g
和5069.9Pa动压为止。此时空气舵开始工作，与RCS一起控制轨道飞行器。
再入后，轨道飞行器约于80km高空进入黑障区，该区一直延续到54.8km高度，无线电信号中断约
20min。当高度达25298m，速度达762m/s，马赫数达2.5时攻角下降为14°。此后便转入末区能量管理
段。
末区能量管理
末区能量管理（TAEM，见后图）制导将轨道飞行器导向半径为5486m的2个校正柱面（HAC）。2
个HAC在进场末端的两侧，与跑道中线相切。末区能量管理中用S形转弯来消除能量，并利用减速板改
变高能条件下的阻力、升阻比和飞行轨迹，直至能进行正常的自动着陆搜索为止。搜索是在3048m高空
的正常再入点开始的。搜索时轨道飞行器一直转弯到与最近的HAC相切并继续转弯到航向点WP-1。接着
开始航向校正，直到与跑道的夹角等于土20°。TAEM结束前离开HAC，向下俯冲并搜索下滑坡度直到搜
索到跑道中线为止。
自动着陆
自动着陆导航系统将轨道飞行器引入以跑道前1.59km点为目标的一20°下滑坡度（为一般飞机的7
倍）。离地面533m时，开始机动，轨道飞行器作1.5°下滑。离地面152m时，下放起落架。在飞行末段
使飞行下沉速度下降到2.7m/s以下，轨道飞行器在过跑道门约762m处以340.4～362.2km/h速度着陆。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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地平线
三末区能量管理界面一
轨道飞行器地面轨迹
转弯
搜索区
16.09km
航向校
X
正柱面
跑道
22°
航向点2
航向点1
人口点人口点
航向校正柱面
半径5.486km
末区能量管理
改进与发展
对航天飞机的改进
航天飞机首飞至今，一直在进行改进，主要集中在改善老化现象和对任务的适应性、改进安全性、提
高可靠性和承载能力、降低成本，以及进行可能的升级，从而为航天飞机将服役期延长至2010年左右做
准备。航天飞机全部退役前，NASA计划再进行16～18次的航天飞机飞行以完成国际空间站的建设，且
有可能另外进行一次发射，用于哈勃太空望远镜的维修。
1986年挑战者号失事后，NASA全面开展了改进工作，大小技术改进达400多项，以提高航天飞机的
飞行安全性。包括重新设计制造了固体助推器连接件，增加了航天员逃逸系统，改进防热系统设计，提高
主发动机的工作寿命，为安全返回和着陆采取了改进着陆系统、采用紧急撤离滑梯、设置紧急着陆减速网
等措施，对发射台采取了安全措施并实施技术改进等。
NASA的航天飞行办公室还于1997年制定了航天飞机改进计划，目的是提高航天飞机的安全性、可
靠性和保障支援能力，使航天飞机的发射费用降低75%，每年的飞行次数增加1倍，地面维修时间减少一
半，并为可重复使用航天运载器技术的发展提供一个可靠的试验平台。共分4个改进阶段：第1、第2阶
段的目标是到2000年提高航天飞机系统的安全性，包括改进航天飞机主发动机的燃料涡轮泵，采用新的
超轻型贮箱，将全球定位系统接收机引入轨道器的电子设备中，用先进的测试与发射控制系统替换肯尼迪
航天中心航天飞机控制室内的20世纪70年代的老式系统；第3阶段的任务包括改进电子系统，使用无毒
燃料改进辅助动力装置；第4阶段的任务包括采用液体燃料的捆绑发动机等。
2003年哥伦比亚号失事后，NASA花费了近20亿美元对发现号航天飞机进行安全改进，主要包括以

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下方面。参见下图。
空气扰流板斜面
液氧管路
固体助推器
箱
加热器斜面的支架
轨道传感器
助推器与外贮箱
相连的螺栓
机翼上安装
传感器预警系统
地面发射中心对
航天飞机进行监控
对航天飞机的改进
1.对外贮箱设计进行了重大改进
外贮箱的改进成为航天飞机复飞的重中之重。NASA大幅度修改了外贮箱的设计，新设计的贮箱长
47m，是目前最安全的贮箱；改造了航天飞机与外贮箱相连的双脚架，采用镍铬铁耐热合金蒙皮代替双脚
架上的铝端帽，取消了导致哥伦比亚航天飞机失事的大块绝热泡沫，通过电加热使该部件外面不会结冰；
在关键的液氧管路上增加了加热设施，还安装了一个除冰器；重新培训为外贮箱喷涂绝热泡沫材料的技术
工人，提高操作工艺，减少泡沫材料中的空隙。另外，拆除了“凸起气动负载”斜面（protuberanceairload
(PAL）ramp），这是NASA有史以来在空气动力方面对航天飞机所进行的最大改进；对增压管路保温用的
“冰霜斜面”（icefrostramp）增加了泡沫附加段，使这些斜面的几何形状与贮箱其他位置保持一致。这些
都将减少大块泡沫材料脱落的可能。
2.加强对航天飞机发射过程的全程监控
为详细观察航天飞机的发射过程，NASA利用录像设备全面监控航天飞机的发射升空过程，对肯尼迪
航天中心原有的近距、中距以及远程跟踪摄像系统进行了升级，在9个地方增设了监控摄像机；同时利用
军用侦察卫星等检查进入空间的航天飞机可能受到的损伤。

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航天飞机（SPASESHUTTLE）
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航天飞机自身装备了新的逾百台高清晰摄像机、数码摄像机和胶片摄像机，其中固体火箭助推器上就
新增4台摄像机，外贮箱上的数字摄像机能使地面工作人员监测到航天飞机在升空时可能出现的任何受损
情况。以前，航天飞机升空后，自身拍摄的图像只有在着陆后才能提供给地面人员进行分析，而现在将录
像变成了数字模式，使地面人员能及时获得图像。
3.提高航天飞机在轨检查能力，并在航天飞机机翼上增加温度和压力传感器
NASA设计了一个轨道伸缩套管接触式传感器系统，与摄像机和其他仪器联在一起，安装在原有的机
械臂顶端，将机械臀长度延长到约30m。一旦进入轨道，航天员可使用这个传感器系统检查机翼和头锥上
的防热瓦，查看在发射过程中是否有任何损坏。
敏，每秒可进行20000次检测，直到航天飞机安全着陆才停止工作。
4.改进助推器
新助推器由锡奥科尔公司生产，长38.4m，直径3.6m。助推器由4个9.14m长，装满推进剂的药柱
段组成，其中药柱与以往使用的药柱略有不同。在起飞过程中，每个助推器的平均推力可达11760kN。
新的助推器设计降低了推进剂储存、运输过程中的风险，提高了飞行的安全性能。NASA航天飞机计划小
组成功进行了可重复使用固体助推器的全尺寸点火试验。
5.提高在轨修复能力
测试了插销和为加固型保护板设计的裂缝维修程序，还测试了发生损坏的情况下防热瓦的修复技术。
并将在轨对这两种方法进行有限的在轨测试。
挑选出3种修补航天飞机防热瓦和机翼的方法，包括，航天员进行太空行走时，用填缝枪将灰状材料
注入航天飞机机翼前缘的裂缝中并将其抹平，或者将油漆状液体防热材料涂在受损的防热瓦上；航天员在
机舱内时可将炭塞插入机翼前缘的缝隙中。
6.采用备份救援手段
启动STS-300紧急救援机制，即每次航天飞机载人任务都有备用的飞机和机组人员。如在与国际空间
站对接前，发现号航天飞机将会进行翻转，让国际空间站里的科学家检查其下方是否受损。如果发现问题，
航天员将停留在空间站内，利用亚特兰蒂斯号作为备用航天飞机进行救援。
7.其他安全方面的措施
利用无损探伤技术检测航天飞机机翼前端的隔热材料；发射前取下并更换航天飞机上约5000块缝隙
新设定方向舵的刹车速度（这一方向舵是航天飞机尾部一个用于降落时减速的装置）：为航天飞机主起落
架安装4个更大、更平稳的轮胎，在着陆时能承受更大负荷。
发展新型火箭和载人探测飞行器
美国于2004年1月颁布了“新空间探索计划”，指出在航天飞机退役后，未来美国的载人航天任务将
由新型火箭和载人探测飞行器（CEV）所组成的天地往返运输系统完成。
2006年，NASA确定了CEV及其运载工具的基本方案。运载工具采用航天飞机衍生型运载火箭。火
箭包括载人和载货两种（见后图）。载人火箭用来运送CEV，载货火箭用来运货。并正式将载人和载货运
载火箭命名为阿瑞斯1（Ares1）和阿瑞斯5（Ares5），将CEV命名为猎户座。如果一切进展顺利，美国
将在2014年首次试飞猎户座。

<!-- 第 1527 页 -->
美国
·1484·
NASA主张“美国应当最大限度地利用现有航天飞机
的硬件和基础设施，来建造新的运载器。”NASA认为，
充分利用航天飞机的部件建造运载器还有两大好处：一
是可以使NASA顺利实现从航天飞机过渡到用CEV进行
新的太空探索任务的转变与衔接。二是有助于在2010年
航天飞机退役前，保证航天飞机的安全飞行，保持NASA
科研队伍和工作状态的稳定。航天飞机衍生型运载火箭
将充分利用航天飞机的外贮箱、固体助推器和主发动机
等主要部件进行设计。2006年5月确定的方案中阿瑞
斯1为二级运载火箭，近地轨道运载能力25t。火箭采用
串联式设计，一子级可重复使用，为5段式的固体助推
器，是在现役航天飞机4段式固体助推器基础上改进的。
阿瑞斯5为两级载货重型运载火箭近地轨道运载能力130t，
月球轨道运载能力65t。其一子级将由航天飞机外贮箱改
进而成，捆绑两个可重复使用的5段式固体助推器。
执行重返月球计划的运载火箭
（左：阿瑞斯5：右：阿瑞斯1)
与航天飞机轨道器相比，CEV（见右图）具有
以下几个特点：
1）没有机翼和尾翼，不再像航天飞机轨道器
诺格-波音公司设计的CEV
那样通过滑翔方式返回地球，而是像宇宙飞船那样
通过降落伞降落。因而不需要复杂的气动外形和防热系统，可提高返回时的安全性。
2）发射时CEV与火箭串联在一起，即置于火箭的顶部，而不像航天飞机那样与火箭并联，所以能远
离燃烧的发动机和坠落的碎片造成的危险，完全避开泡沫材料脱落的威胁。
在CEV的上方安装了逃逸系统，火箭在发射和上升段的任意位置出现问题时，航天员都可以迅速乘
坐逃逸系统与飞行器分离返回地面。相比之下，航天飞机的逃逸系统却并不是在发射和上升段的任意位置
都可起作用的。根据测算，现有航天飞机在发射和上升段的失败率为1/200，而阿瑞斯1发射猎户座的失
败率仅为1/2000。
经验及教训
美国航天飞机作为一种先进、复杂、部分可重复使用的航天飞行器，为人类载人航天和探索航天技术
作出了重大的贡献。它的设计初衷是提供一种能重复使用的，并通过重复使用降低使用成本的舒适的载人

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航天飞机（SPASESHUTTLE)
·1485·
航天运输工具。但除了功能强大和舒适之外，它并没有达到人们预期的设想，主要反映在以下几方面。
1）从每次5亿美元的发射成本和几十亿美元的维护费用和制造费用以及上百亿美元的研制费用来看，
并不比目前的其他运载工具成本低；
2）航天飞机最初设计的单次飞行时间为30天，飞行间隔2周，每年飞行26次，但实际上单次飞行
时间最长未超过17天，飞行频率每年只保持在6～8次，使空间科学实验受到限制；
3）由于系统过于复杂，3500个重要分系统，250万个零部件，制造工艺难度高，要兼顾运载能力和
结构安排的矛盾，又要满足重复使用的复杂气动外形和耐高温气动加热的防热系统要求，这大大增加了技
术难度和风险；
4）人货混运，轨道器与外贮箱和固体火箭助推器并联组合方式，使得航天飞机由于设计上的先天不
足，导致无法从根本上解决安全性和可靠性的问题；
5）特别是，航天飞机的隔热瓦经不起发射时脱落碎片的撞击，至今，航天飞机的隔热瓦易老化和质
地脆弱的问题还没有成功地解决。
正因为如此，每次发射NASA都要耗费大量精力在航天飞机的安全保护上，这给航天飞行带来了巨大
的负担。由于航天飞机不同于一般的航天器，其特殊的维护系统又使维护费用成倍增加，从而使性价比严
重失衡。挑战者号和哥伦比亚号，一个在发射升空时爆炸，一个在返回时解体，导致14名航天员遇难，
这些都使得美国航天飞机计划遭到沉重打击。
此外，NASA没有“强效安全文化”和有效的制衡机制，没有独立的安全程序，使得NASA对于远期
管理航天飞机系统留下隐患。挑战者号事故之后，NASA决定航天飞机不再承揽商业载荷的发射任务，美
国空军也放弃使用航天飞机。
尽管如此，航天飞机仍不失为当代最先进的载人运载工具，是世界上第1个实现了部分重复使用的天
地往返运输工具。今天，NASA继承和利用航天飞机的成熟技术和可靠部件来发展新一代载人及载货运载
器，正是从航天飞机的发展历史中吸取了经验教训。无论如何，航天飞机都是人类航天史上的一项壮举，
是目前人类航天技术发展的巅峰，它的研制经验和深刻教训都将是人类探索宇宙、攻克航天技术难关的巨
大财富。
（王丹阳，谢建玲）

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美国
·1486·
国家空天飞机（NASP）
国家空天飞机（NationalAerospacePlane，缩写NASP，代号X-30）计划是NASA和国防部联合实施
的一项计划，其目的是发展高超声速空天飞机所需要的技术，并且随着技术的成熟，设计与制造两架单级
入轨的缩比验证机，进行飞行验证试验，以便为21世纪初研制先进的全尺寸空天飞机奠定技术基础。
这项技术发展计划是1982年～1985年间在国防高级研究计划局的“铜谷”（CopperCanyon）计划（即
使用液氢燃料的冲压发动机与超声速燃烧冲压喷气发动机的研制计划）和空军的跨大气层飞机
（TransatmosphericVehicle，缩写TAV）计划的基础上完成概念研究与可行性论证工作的。1986年初开始
执行国家空天飞机计划，并在俄亥俄州的赖特帕特森空军基地成立了国家空天飞机计划局，由国防高级研
究计划局作为国防部的代表负责整个计划的管理，空军指导研究工作，海军、战略防御计划局和NASA参
加。1987年后主要由NASA和空军负责计划的实施。
整个计划分为以下3个阶段：
1）可行性研究阶段，已于1985年结束；
2）技术发展阶段，原进度为1986年4月～1989年9月，1989年秋改为1986年4月～1993年3月；
3）验证机研制与飞行试验阶段，原进度为1989年10月～1993年，1989年秋改为1993年4月～1997
年。
1986年4月开始进入技术发展阶段。4月7日，空天飞机计划局与2家发动机舱承包商和5家机身承
政府产品分公司，机身承包商是波音公司军用飞机分公司、通用动力公司、洛克希德公司的加利福尼亚分
公司、麦道公司的麦克唐纳飞机分公司和洛克威尔国际公司北美飞机操作分公司。此外，洛克威尔国际公
同洛克达因分公司还利用自筹资金参与了发动机舱的设计竞争。
经过1987年夏的初步设计评审，选定普惠公司和洛克达因公司继续进行超声速燃烧冲压喷气发动机
缩比样机的研制工作，同时选定通用动力公司、麦道公司和洛克威尔国际公司继续进行机身研制工作。计
划在1990年10月从这5家承包商中再选出2家，分别承担发动机与机身的研制工作。
由于经费严重不足，再加上技术难度很大，1990年5月24日决定由这5家公司联合组成-个国家空
天飞机工业集团公司，以便继续发展验证机所需要的技术，这个集团公司的主要任务是：
1）通过对5家公司的方案进行分析研究，取长补短，到1990财年结束前后确定一个验证机的方案；
2）到1991年2月，从原先的与单个公司签订承包合同的方式，转向与工业集团公司签订承包合同；
3）制定完成国家空天飞机计划的工作计划。国家空天飞机计划局指出，到1990年秋，政府和工业部
门为实施此计划已经投资15亿美元。政府机构历年为国家空天飞机计划支付的经费如后表所示。
国家空天飞机计划是一项高风险的技术发展计划。自1986年该计划开始执行以来，已经在材料与结
构、推进系统以及空气动力学与空气热力学三大关键技术领域取得了重要的进展。
到0.15），并能够反复承受高温载荷，估计空天飞机头部的温度将高达2760℃，机翼前缘的温度也将
达到1926℃，现有的材料已不能满足要求，必须开发新的材料。为此，5家承包商都开展了轻质耐高温
材料的研制工作，但各有侧重。通用动力公司着重发展难熔材料，主要是碳/碳复合材料；洛克威尔国际公
司着重发展钛铝互化金属；麦道公司的重点是钛铝互化金属基复合材料，特别是碳化硅纤维增强的钛铝互
化金属基复合材料：普惠公司重点发展比蠕变强度高的材料，主要是钛铝互化金属；洛克达因公司的重点

<!-- 第 1530 页 -->
国家空天飞机（NASP）
·1487·
是高导热率复合材料，主要是石墨长纤维增强的铜基复合材料，还有快速固化铍合金、氮化铝。这些公司
还要提供材料的性能、制造工艺、连接技术和验收准则，说明材料可能应用的部位，并用材料制成结构部
件，进行试验以证明其适用性。
各财年经费实施计划
财政年度
1984
1986
1987
1988
1989
1990
1985
机构
一
100
一
20
一
国防高级研究计划局
-
6
海军
一
一
一
一
一
一
9
战略防御计划局
10
一
空军
二
一
10
207.3
12.7
258.6
317.8*
国家航空航天局
42.0
16
62
130.5
42.3
158.5
220.2*
417.1
总计
42.3
54.7
61
172
538*
337.8
注：*指申请经费。
经过几年的努力，已经取得了重要的进展。钛铝互化金属的室温韧性已有提高（TigA1提高约20%，
TiA1约2%），已可压制出0.4mm厚的钛铝互化金属薄板，还制成大尺寸α相钛铝互化金属板，其试样已
通过了成形与焊接试验，高温强度也比预计的要好。非结构碳/碳复合材料的抗氧化涂层通过了100多次温
度循环试验，还制成了可承载的抗氧化碳/碳复合材料的小型结构试样，正在发展大型结构试样。碳化硅纤
明显的裂纹。
对于在982℃以上温度下工作的结构，还考虑采用被动或主动冷却。为此，研究了3种冷却方法，即
热管、对流冷却和发汗冷却。对头部与前缘研究了用热管冷却的技术。热管在空间失重条件下的工作能力
已在1984年航天飞机的飞行中得到了证实。普惠公司已对头部整流罩模型作了热管性能模拟试验。对空
天飞机的某些部位研究了对流冷却，考虑用多层带孔薄板制成部件，在部件内部形成孔与通道的冷却网络。
还研究了氢浆发汗冷却，对驾驶舱、机身结构部件及超声速燃烧冲压喷气发动机进行主动冷却。氢浆不需
要在高压下储存，密度较大，用作燃料有利于减小燃料箱的尺寸与质量，因此倾向于用氢浆而不用液氢作
燃料。
对于空天飞机的结构，研究了4种方案，其共同特点是机翼机身一体化。基本方案采用机翼机身组合
型，圆截面机身，发动机置于机身之下，其优点是低速控制性能和效能较高。混合型方案采用椭圆截面机
身，发动机与机身下表面一体化，其优点是结构与防热质量较小，但低速控制性能和效能没有基本方案高。
锥型方案采用圆锥形机身，发动机排成圆环状，装在机身外部，其优点是推力大、燃料容量大，但飞行稳
定性、控制能力和气动效率不如基本方案好。组合型方案采用龟形机身，超声速燃烧冲压喷气发动机排列
在机身下表面，此方案在效能上与基本方案相当，但结构与防热质量较大。
在推进领域；研制推进系统并使其与机身一体化将是最困难的任务。推进系统必须能在从地面起飞一
直加速到入轨马赫数为25的极宽的范围内有效地工作，单靠某一种类型的发动机是行不通的。通常要用
一般的发动机（如涡轮喷气或涡轮风扇发动机）将空天飞机从速度为零加速到马赫数为2，接着用亚声速
大速度，最后靠火箭发动机加速到入轨马赫数为25。比较理想的推进系统是将不同工作模式的发动机一体

<!-- 第 1531 页 -->
美国
·1488·
化，构成组合式发动机。在这种发动机的两家承包商中，洛克达因公司的方案设想是在起飞至低速飞行段
和在空间爬升入轨段用火箭推进，而在大气层中亚声速至高超声速（约达马赫数为12）段则利用亚声速与
超声速燃烧的冲压喷气发动机。
推进系统的难点在于研制超声速燃烧冲压喷气发动机。两家承包商在这种发动机的进气道方案与气流
控制方法上有显著的不同，但都取得了很大进展。
首先是改建成两个发动机试验设施，即马夸特公司和航空喷气通用公司的设施。前者可在模拟飞行马
赫数为8与高度30.5km条件下试验全尺寸发动机，试验室长24m、直径3.6m；后者可在模拟飞行马赫
数由15～18、高度21～30.5km条件下试验全尺寸发动机。洛克达因公司还建造了高超声速试验室，其
120m长的自由活塞激波风洞（试验段直径1.8m）可在马赫数为12～25模拟飞行条件下试验推进系统的
全尺寸部件，试验段的环境可以近似模拟实际飞行中遇到的真实气体效应。
其次是深入了解冲压/超声速燃烧冲压喷气发动机的现象学，设计、制造和试验了发动机的缩尺与全尺
寸部件，如进气道、燃烧装置、喷管等。对发动机部件曾作了马赫数大于7的激波风洞试验、不同马赫装
定下的混合与燃烧试验，对二维与三维进气道模型作了马赫数为18的氨风洞试验，还在激波风洞与脉冲
试验装置上验证了高马赫数下的超声速燃烧，在马赫数为10～18的速度范围内实现了燃烧。对改善燃料
与空气的混合方法，包括使用非圆截面喷流也作了研究，还考察了氢与空气超声速燃烧的化学动力学，以
确定不同反应与催化剂对燃烧装置和喷管性能的影响。在发动机试验设施上在马赫数为16的速度下对燃
烧装置与内壁齐平的喷注器和撑杆式喷注器也作了试验。
此外，在发动机试验设施上用进气道、燃料装置和喷管作了从亚声速至马赫数为7（包括从冲压喷气
发动机转变为超声速燃烧冲压喷气发动机工作）的综合性试验，以获取超声速燃烧冲压喷气发动机的基本
性能数据，并发展发动机试验所需要的测试仪表与技术。在试验中使用的是1/7至1/3缩比尺寸的加固型
发动机部件。还对加固型推进舱（用的是1/2缩比件，包括控制与所有功能）在马赫数为8条件下进行了概
念验证性试验，以证明发动机材料与结构的工程有效性。
在空气动力学与空气热力学方面，要求能够精确地计算出绕空天飞机的高超声速流场，为确定结构热
载荷和提出冷却要求提供依据，还要求模拟发动机内部的复杂的超声速气流作用。现有的地面风洞只能在
马赫数为8以下的速度范围内对全尺寸发动机进行试验，更高马赫装定的关键性气动数据只能用工作时间
很短的风洞（如激波风洞）获得一部分。为此就需要利用巨型计算机进行数值模拟，发展各种有效的计算
流体动力学程序，以便能将马赫数为8以下的数据外推到更高马赫装定的情况，在这方面已取得了一定的
进展。流体动力学程序最初只能模拟绕飞行器的一维气流，而现在借助雷诺数平均值或时均值的纳维尔-
斯托克斯方程已经能够模拟三维气流，而且还能模拟高超声速流场中的某些因数，如气流分离、复杂几何
外形、真实气体效应等。在模拟紊流、确定边界层转换区的位置与长度方面也作了大量的工作。通过计算
机数值模拟与强有力的地面风洞试验密切结合，虽然在计算流体动力学程序方面取得了很大进展，但对某
些重要的气流现象尚有待建立数学模型。对现有的某些程序还有待收集更多的试验数据，以确定其有效性。
高马赫数下的流体动力学程序由于在地面试验设施上还无法全面模拟，还有待飞行试验加以验证。
（谢佐慰）

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1489·
重复使用技术验证机
(RLV DEMONSTRATORS)
重复使用是降低航天运输费用的十分有效的手段之一，是未来航天运载器发展的必然趋势。美国在
1981年研制成功了人类历史上第1架可重复使用的航天飞机，实现了航天飞机轨道器从空间返回地球并用
于下一次飞行，但就整个航天飞机系统而言，它只是部分重复使用，而且系统过于复杂，载人兼运货，运
行效率低，后来的实践也证明航天飞机并没有达到最初大幅度降低发射成本的目的。
在20世纪80年代中后期到90年代末，美国又提出了发展单级入轨（SSTO）飞行器的方案，以大幅
度降低航天发射费用，满足军民两用的需求。1986年首先提出研制以吸气式发动机为动力的国家空天飞机
（NASP），但由于该项目研制费用过高，技术（尤其是超燃冲压发动机技术和结构与防热材料技术）难度
太大，导致研制进度严重拖后，再加上90年代初美国国防经费大幅度削减，使该研制项目在1994年停止。
1994年8月，美国总统克林顿签署并颁布了新的国家航天运输政策，要求国防部（DOD）负责对现
有一次使用运载火箭进行改进：要求NASA负责下一代重复使用航天运输系统的技术研制和验证。由此，
DOD负责改进型一次性运载火箭（EELV）计划，重点研制新型模块化、系列化运载火箭，即德尔它4和
宇宙神5系列运载火箭，进行一次性使用运载火箭的更新换代。NASA负责重复使用运载器（RLV）技术
计划，最大限度地降低运送人员与货物的成本，提高可靠性与响应能力。
从1995年开始，NASA和空军先后开展了X-33、X-34、X-37、德尔它快帆（DC-X/XA）和X-43可
重复使用运载器技术验证计划，其中X-33是以火箭发动机为动力的亚轨道完全重复使用运载器，X-34是
一种从空中发射的亚轨道部分重复使用小型技术验证机，X-37是一种可入轨并能再入返回的可重复使用试
验飞行器，DC-X/XA是一种垂直起降的技术验证机，X-43则是一种以吸气式超燃冲压发动机为动力的高
超声速技术验证机。
X-33、X-34、X-37和DC-X/XA技术验证飞行器还作为以火箭发动机为动力的重复使用运载器技术计
划的一个组成部分（见下表），目的是使实际技术研制问题能在计划执行初期得到暴露，这样可以将成本
更高的全尺寸研制阶段出现的技术问题减少到最低限度。
用于RLV技术验证的各种试验飞行器
首飞时
研制
最大飞行高度
开始研制时
经费/
间及飞
主要性能参数
飞行器
关键技术
验证内容
和速度
间及承包商
行次数
亿美元
复合材料液氢贮箱，铝
3.15km,亚声速
1996年，
新材料结构性能，操
1994年，
DC-X/
锂合金液氧贮箱，复合材
161
0.6
作能力
4次
无人飞行
麦道公司
XA
料级间段
长17.8m，翼
计划
复合材料煤油贮箱，防
80.5km,Ma=8,
1996年，轨
有效制造，重复使用
0.86
X-34
道科学公司
展8.5m，21t
亚轨道无人飞行
取消
和发射操作能力
热系统，发动机
计划
Ma=25，轨道无
长8.4m，翼
长时间在轨，先进防热
1999年，
长时间在轨停留，为
1.73
X-37
展4.6m
波音公司
冒险星做准备
变更
人飞行
材料，各种飞行条件
1996年，
先进电子设备，结构
先进电子设备，发动
计划
96 km, Ma=15,
长20.42m,宽
13
机，复合材料液氢贮箱，材料，推进技术，为冒
洛克希德·马
X-33
20.73m
取消
亚轨道无人飞行
险星做准备
金属防热系统
丁公司
（才满瑞）

<!-- 第 1533 页 -->
美国
·1490·
X-33/冒险星（X-33/VENTURESTAR）
X-33试验飞行器
X-33/冒险星（X-33/VentureStar）是美国20世纪后期研制的以火箭发动机为动力、单级入轨、完全重
复使用的航天运载器。
1996年7月2日，NASA选定洛克希德·马丁公司（以下简称洛·马公司）研制未来重复使用运载器
的技术验证机—X-33试验飞行器。X-33/RLV技术计划的目标是开发关键技术，使工业部门能研制一种
像飞机式操作的以火箭发动机为动力的单级入轨飞行器，返场准备时间只需几天而不是几个月；操作人员
数量只需几十人而非上千人；可靠性要比现有发射系统提高一个数量级；发射成本要降低一个数量级，单
位有效载荷低轨道运输费用从当时的22000美元/kg降至2200美元/kg。
RLV技术计划分3个阶段实施。第1阶段（1995年～1996年7月）为方案论证阶段，NASA对麦·道
公司的垂直起降方案、洛克韦尔国际公司的火箭飞机方案和洛·马公司的升力体方案进行了分析和评估。
最后洛·马公司的升力体方案（其全尺寸型被命名为冒险星VentureStar）中标，被确定为第2阶段X-33/RLV
方案；第2阶段（1996年7月～1999年末）为先进技术验证阶段，根据选定的X-33方案研制、设计并建
造缩比模型试验飞行器，原计划在1999年3月进行首次试验飞行，但由于复合材料燃料贮箱遇到了致命
的难题，导致X-33试验飞行器首飞被多次推迟。在这种情况下，NASA痛下决心，取消了这项执行了5
年之久的研制计划。第3阶段全尺寸型单级入轨飞行器的研制也随之天折。
整个计划投资约13亿美元，其中NASA出资9.41亿美元，洛·马公司自筹3.56亿美元。
X-33是一种RLV1/2缩比模型技术验证机，为亚轨道完全重复使用飞行器，主要通过精确模拟飞行环
境和质量比来验证下一代RLV的关键技术、操作性和可靠性要求。X-33试验飞行器将验证诸如结构/热方
案、飞机式操作与维护、飞行动力学、飞行载荷、上升与再入环境、质量比以及制造方法等RLV关键特
性。最终使RLV系统以最低成本、最少人员可靠地完成多次飞行并进行快速地面周转。
X-33计划最终要达到以下目的：
1）验证重复使用低温贮箱系统，包括液氢和液氧贮箱、低温隔热材料和一体化防热系统（TPS）；
2）验证防热系统的耐久性、低维护性和在高温或低温条件下的性能；

<!-- 第 1534 页 -->
重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1491·
3）验证制导、导航和控制（GNC）系统，包括检测、起飞、上升、飞行、再入和着陆的自主飞行控
制；
4）验证复合材料主结构及与防热系统的一体化。
洛·马公司的升力体X-33/冒险星方案是由该公司的斯昆克工作组根据过去的先进乘员返回飞行器
（ACRV）、后来的HL-20飞行器设计并研制的。其中X-33长20.42m，翼展20.73m，起飞质量123.94t，
净质量29.5t，净质量占起飞质量的23.8%。X-33使用2台洛克达因公司的J-2S直排气塞式发动机（被命
名为XRS-2200），飞行高度达96km，最大飞行马赫数可达15。
与X-33相对应的冒险星尺寸约为X-33的2倍，长38.71m，翼展39m，但起飞质量大约是X-33的
10倍，为1180t。实用型冒险星的净质量是起飞总质量的9.8%，其中结构占6.5%，发动机占2.6%，分系
统占0.7%，有效载荷占起飞总质量的比例只有2%，这充分显示出减重的重要性。冒险星使用7台洛克达
因RS-2200直排气塞式发动机，其设计目标是近地轨道运载能力达到22.68t，国际空间站轨道运载能力
11.3t，同步转移轨道运载能力8.2t（使用上面级）。冒险星的制造成本是X-33的4倍（X-33的造价为
3.6亿美元）。
主要技术性能
冒险星
X-33
长度
20.42 m
38.71 m
翼展
20.73m
39m
起飞质量
123.94 t
1180 t
净质量
29.5 t
燃料
液氧/液氢
液氧/液氢
7台RS-2200
主发动机
2台XRS-2200
（直排气塞式发动机）
（直排气塞式发动机）
起飞推力
1837kN
13 440 kN
入轨
最大飞行马赫数
15
22.68 t
近地轨道运载能力
有效载荷舱尺寸
4.57 mx13.72 m
1.52 mx3.05 m
总体布局和结构
升力体方案呈无翼钝前缘三角形平台构形，垂直起飞，水平降落。为了使升力体方案的净质量比最小，
必须使主推进剂贮箱结构与次要壳体间的无用空间最小，即尽可能达到结构一体化。为此，洛·马公司设
计了一种多瓣贮箱结构（液氧箱为双瓣，液氢箱为4瓣），在质量、容积和压力上与较大的圆柱体贮箱相
当。铝合金多瓣液氧箱（1个）设在机身前部，机身两侧各有1个复合材料多瓣液氢箱。贮箱在设计上可
以承受纵向载荷、飞行与着陆机体弯曲载荷。升力体方案的内部结构和外部结构如后图所示。
有效载荷舱呈柱形，位于机身中部的两个液氢箱之间，有效载荷舱轴向对准飞行器的中心线，并且位
于机体着陆重心之上，以使在装或不装有效载荷的情况下重心调整变化最小。有效载荷舱门构成机身的上
表面，两侧为大型绝热液氢箱，两端为推力结构和箱间结构。有效载荷舱采用通用接口，特别适合运送集
装箱式的货物。

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美国
·1492·
升力体方案采用以液氧/液氢为推进剂的直排气塞式发动机为动力，发动机可与后机身贮箱盖相结合。
推力结构是位于机身后部的一种多功能横向结构，主要用于将液氢箱与直排气塞式发动机连接在一起，并
且作为尾翼的支承结构。该结构还可分散起吊载荷，为液氢箱之间提供抗拉连接件，并可作为有效载荷舱
的后封头。推力结构承受的最大载荷来自于发射时的发动机推力，这个载荷通过三维桁架网格结构积聚并
向液氢箱再分布。
主起落架位于液氢箱的凸起处，收缩到机身中心线内。前起落架位于液氧箱的折缝上并向后收起。
X-33采用三重冗余的电子设备和双重余的飞行控制系统，用于提高系统的安全性。
铝合金液氧贮箱
电子设备舱
垂直尾翼
（热结构）
倾斜尾翼
（热结构）
复合材料有效载荷舱
反作用控
制系统
复合材料箱间结构
复合材料液氢贮箱
复合材料推力结构
F-15E起落架
机身襟翼
升力体方案内部结构
倾斜尾翼
-控制面
碳/碳复合材料鼻锥
垂直尾翼
起落架门
型线
有效载荷舱门
电子设备舱口
机身襟翼
天线孔
通气孔
天线孔
-S/L天线（1）
-C波段天线（1）
大气数据探测
机身襟翼
GPS天线（4）
-RS天线（1）
升力体方案外部结构

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1493·
气动设计
气动设计上由于采用三角形升力体外形，因此具有良好的气动特性和中等再入热负荷。三角形机身外
形的气动中心偏移较小，从低速达到高超声速偏移还不到5%，而对长机身的带翼体气动中心偏移会高达
20%。另外，由于升力体三角形外形在纵向非常紧凑，也有利于方向稳定。而且下机身呈半球形后部削平，
从而提供了更多的高超声速流碰撞区，这样也具有良好的俯仰和方向特性。冒险星没有独立的轨道机动发
动机，离轨点火将由中央气塞式发动机来完成。姿态控制最初由一个气氧/气氢反作用控制系统来完成。随
着气动控制变为有效，将采用2个较低的机身襟翼来提供高超声速的俯仰和滚动控制，由两个倾斜尾翼提
供全部飞行状态的俯仰与滚动控制和高超声速的偏航控制，及由垂直尾翼提供低速偏航控制。
RLV升力体的高超声速升阻比（LD）为1.2，为应付紧急情况提供了足够的横向机动能力。最大亚声
速LD约为4.5，最大升力系数约为0.9。当返回时，作用于平台的载荷约为1658.6Pa，进场速度为103m/s，
着陆速度84.94m/s，比航天飞机慢约25.74m/s。着陆速度约为失速速度的1.2倍，着陆攻角约5°。
结构材料与防热系统
X-33/冒险星成功的关键在于研究和开发轻型结构和防热系统：
1）主结构。除头部和尾翼前缘温度在1200℃以上采用抗氧化碳/碳复合材料外，其他均为石墨/环氧
复合材料。这种结构质量轻，比常规结构轻20%～30%。经济性也比铝锂合金结构和金属基复合材料结构
好。
2）低温贮箱。液氢贮箱拟用石墨纤维/环氧（IM7/977-2）复合材料。液氧箱原计划用2195铝锂合金
或石墨纤维/环氧复合材料，后改用2219铝合金材料。美国DC-XA验证机的石墨纤维/环氧复合材料已进
行了飞行试验。
3）防热结构。头部和尾翼前缘采用抗氧化碳/碳复合材料结构+隔热层，飞行器的上表面使用柔性可重
复使用的表面隔热材料（FRSI）和先进柔性可重复使用表面隔热材料（AFRSI）石英隔热毡。下表面选择
了罗尔公司的金属防热系统。金属防热系统要比航天飞机使用的防热瓦更耐久、质量更轻。在较高温区拟
采用因康镍（Inconel）合金蜂窝结构，它由0.152mm厚的因康镍耐高温合金箔铺在金属蜂窝两面，内部
填充绝热纤维并封装。1200多块马塞克式的这种菱形平面板和曲面板拼成金属外蒙皮。外部因康镍合金
温度高达927℃，而内部温度仅为177℃。在较低温区拟采用钛合金蜂窝结构，飞行器大部分下表面温
度低于704℃，可采用钛合金防护。另外，金属防热系统还可保护航天器免受微流星和空间碎片的撞击。
因此，飞行器的大部分下表面将呈钛合金和因康镍合金的黑灰中性色。
4）其他附件。箱间桁架结构为IM7/APC2材料热成形管构成，连接发动机与两个液氢箱的多功能推
力桁架结构，由石墨环氧复合材料和硼-石墨/环氧混合复合材料制成。
直排气塞式发动机
升力体方案采用泵压直排气塞式发动机XRS-2200作为动力。塞式喷管的最大优点是具有自动高度补
偿功能，喷管膨胀比较高。无论在真空条件下还是在海平面条件下都有很高的性能。
直排气塞式发动机的工作原理与一般的气塞式发动机类似，只是它的外形不是传统的截锥形，而是平
直的膨胀壁，一系列较小的推力器沿膨胀壁均匀布置，相当于把截锥形气塞式结构平直展开，直排式（linear）

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美国
·1494·
也由此得名。XRS-2200发动机采用燃气发生器循环方式，除推力室外，发动机其他部分的工作方式和主
要部件与一般的火箭发动机是相同的。每台发动机使用20个小推力器，每侧膨胀壁各10个。发动机工作
时，小推力器产生的燃气沿膨胀壁排出，形成发动机的主气流，这种气流沿膨胀壁自由膨胀，产生推力。
当主气流通过气塞式喷管的出口面时，继续膨胀，其中的一部分向喷管底部回流，使喷管底部压力高于环
境压力，从而产生另一部分推力。此外，发动机燃气发生器的一部分燃气直接排放到喷管底部，使底部压
力进一步提高，再产生一部分推力。
由于采用直排布局的气塞式喷管，与采用钟形喷管的发动机相比，直排气塞式火箭发动机具有下面一
系列优点：
1）高度补偿。XRS-2200发动机喷管的一侧是膨胀壁，另一侧是与环境压力形成的自由边界，膨胀比
自动地随着运载器飞行高度变化。在低空条件下，环境压力较高，膨胀比相应较小；高空条件下，环境压
力较低，膨胀比相应较大。在整个飞行过程中，通过这种高度补偿能力，使发动机膨胀比一直处于最佳状
态，从而提高性能。
2）发动机模块化。由于采用独特的结构，直排气塞式火箭发动机更容易实现模块化设计。可以根据
需要将多个模块组合成发动机系统，同时，由于燃烧室较小，有利于解决燃烧不稳定问题，缩小发动机试
车规模，降低费用。
3）发动机与运载器的一体化。在安装方面，直排气塞式火箭发动机也能带来很多好处。首先，发动
机的推力绝大部分沿发动机外缘均匀分布，与运载器的承力结构形成良好的匹配。其次，发动机总长度只
相当于钟形喷管发动机的25%，可以使运载器重心前移，有利于单级入轨运载器的返回再入。第三，一般
来说，运载器底部要采取防热措施，保护发动机和底部其他箭体结构。而直排气塞式发动机覆盖了整个运
载器尾部，推力室组件对发动机其他部件和箭体结构自然起到防热作用，减少了额外的防热结构：第四，
由于钟形喷管的出口面积比小很多，可以减小单级入轨运载器返回再入时的尾部气动阻力（特别在亚声速
飞行阶段），减小运载器需要的升力面面积。
4）推力矢量控制。通过调节直排气塞式发动机的小推力器，就可实现推力矢量控制，而不需要使用
常平座来摆动发动机。
钟形喷管火箭发动机
直排气塞式火箭发动机
直排气塞式火箭发动机与钟形喷管火箭发动机的比较

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1495·
升力体X-33/冒险星所使用的气塞式发动机是由洛克达因公司研制的。X-33使用2台XRS-2200气塞
式发动机，单台发动机推力918.5kN，燃烧室压力4.83MPa，每台发动机有20个推力器。冒险星则使用7
台洛克达因RS-2200发动机，每台发动机有14个推力器，可以产生1920kN的推力，燃烧室压力为
15.5MPa（航天飞机主发动机的燃烧室压力为20.74MPa）。冒险星的推重比从X-33的35提高到近80（航
天飞机主发动机的推重比为68）。为了达到所要求的推重比，关键一点是要采用复合材料喷管斜面。如果
任何一台RS-2200发动机出现故障，将关闭故障发动机并对其对面的发动机进行节流，利用其余5台发动
机终止任务或进入轨道。
X-33和RLV都采用差动推力进行俯仰、滚动和偏航控制，而不是通过移动或摆动整个发动机来改变
方向。这种控制方式采用的机械系统要比传统钟形发动机使用的简单，可以较大地减轻结构质量。X-33
发动机可以在其设计推力的40%～119%之间进行调节，RLV发动机的调节范围是18%～100%。RLV塞式
发动机的使用寿命是100次。
主氧化剂阀门
氧化剂推进矢量控制阀
推力器
喷管斜面
发动机内氧化剂阀门
发动机内燃料阀门
发动机底座
热交换器
XRS-2200泵压直排气塞式发动机
XRS-2200发动机和RS-2200发动机的性能参数
参数
XRS-2200
RS-2200
海平面
918.5
1917
推力/kN
真空
1192
2201
3 324.5
3403
海平面
比冲/(m·s)
真空
4305
4462
液氧/液氢
液氧/液氢
推进剂
混合比
5.5
6.0
4.83
15.5
燃烧室压力/MPa
燃气发生器
燃气发生器
发动机工作循环
173
58
面积比
节流能力
18%~100%
40%~119%
6.4X2.36
3.38X2.24
后
结构尺寸/m
2.36X2.36
1.17X2.24
4.3
总长
2.01

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美国
·1496·
可重构制导导航控制（GNC）系统
X-33是一种缩比型试验飞行器，最大飞行马赫数13，最大飞行高度76.2km。X-33在飞行时要经历3
个阶段，即上升段、再入段和末段区域能量管理（TAEM）段。由于X-33主要用于飞行试验，一般在完成
上升段之后经过一个较短的过渡段，立刻开始再入段飞行。
X-33飞行器有4种类型的控制面：垂直舵、机身襟翼和内外升降副翼（见下图）。8个控制面独立作
动，一个作动器控制一个表面。所有气动面都采用机电式作动器（EMA）。机身襟翼还有一个气动载荷辅
助装置，在上升或再入过程中可使用40s。
垂直舵
·外舵偏转60°，内舵30°
·机电作动器（EMA）
·偏航控制和俯仰修正偏差
机身襟翼
升降副翼
·机电作动器（EMA）
·内外舵偏转土25°
·气动载荷辅助装置
·偏转：一15°，+26°
·机电作动器（EMA）
·全速度俯仰控制，以及偏航控制
·全速度俯仰和滚动控制
和再入
X-33飞行器控制面
上升段从主发动机点火开始，直到主发动机关机。这段主要利用发动机推力矢量进行控制。在该飞行
段，将使用欧拉角控制器进行指令控制。在进行控制设计时，考虑了纵向和横向气动负载参数，确保飞行
段的结构完整性。
发动机关机后，再入飞行段开始。这是飞行器最不稳定的飞行段，尤其是在低攻角区域，不稳定情况
更为严重。在低动压飞行区，将使用反作用控制系统（RCS）采用气动角控制方案进行控制。
在飞行马赫数降低到3以下时，X-33进入着陆段，即末段区域能量管理（TAEM）段。这段区域也是
最不稳定飞行区域，X-33在设计上采用机电作动器（EMA）来操纵飞行控制表面。为了提高可靠性和安
全性，X-33将采用三重余的飞行控制系统。
X-33可重构控制将包括两个主要步骤：一是故障探测与隔离；二是调整控制器或控制规律，进行故障
补偿。经过对多种重构控制方法进行研究，决定在X-33飞行器上采用脱机非线性约束优化（ONCO）方法，
因为这种方法易于试验和验证。X-33装有“灵敏作动器”，可以识别故障面并确定故障面的准确位置。
可重构控制混合器有更多的互联增益（见后图），滚动指令将发送给所有的作动器，同样对于俯仰和
偏航指令也是如此。当发生故障时，可重构混合器在故障发生的280ms时间内就可联机。经过改进，该
程序可用于上升段和TAEM段的控制。

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1497·
滚动指令
滚动-升降副翼增益
右内副翼
滚动-机身襟翼增益
右外副翼
滚动-垂直尾翼增益
左内副翼
俯仰指令
俯仰-升降副翼增益
左外副翼
俯仰-机身襟翼增益
俯仰-垂直尾翼增益
右襟翼
左襟翼
偏航指令
偏航-升降副翼增益
右舵
偏航-机身襟翼增益
左舵
偏航-垂直尾翼增益
可重构再入段控制混合器
上升段控制器是一种尤拉指令跟踪系统。在上升段，由火箭发动机推力矢量控制和气动控制面提供姿
态控制。当一个控制面发生故障时，所有其他控制面可与推力矢量控制系统协同工作。
在上升段飞行中，作用在飞机上的气动载荷要尽可能小，这样不会危害飞行器的结构完整性。
在X-33飞行器上，机身襟翼是最有效的气动面，但也是在发生故障时最难重构的。如果用可重构控
制器，则能确保飞行器更接近于预定的飞行轨）迹。
再入段控制器是一种攻角指令跟踪系统，用于纵轴的控制，倾斜指令系统用于横轴控制。再入控制系
统有气动面和8个反作用控制系统喷管（每个喷管的推力为2.22kN）。可重构控制器使用垂直舵、机身襟
翼和升降副翼来控制飞行器，通过导航获得预期的跟踪指令。
TAEM段控制器，对于纵轴为一常规加速度指令系统，对于横轴是一倾斜指令系统。当飞行器飞行速
度马赫数达到2时，TAEM控制系统就会使用气动面和反作用控制系统喷管进行控制。
健康管理系统
为了满足降低成本和提高安全性的目标，X-33/RLV采用了一个十分重要的组件就是智能分布式系统
健康管理（SHM）。SHM包括飞行器健康管理系统（VHM）和地面处理系统。其目标是在进行发射时，
实现近似于免维护操作。SHM应用于整个飞行器，包括结构和机械分系统，能够探测到或预测到故障，
进行低成本、自动化维护时间安排，实现无纸程序。
X-33VHM系统（见后图）主要用于监控和记录X-33上的所有数据，包括所有飞行总线、全部飞行
器健康数据（结构、机械和系统BIT状态）以及所有飞行试验仪器（FTI）传感器数据。

<!-- 第 1541 页 -->
1498
1553飞行总线1
1553飞行总线2
1553推进总线1
1553推进总线2
1553公用总线1
1553公用总线2
1773-JPL实验
传感器
传感器
主下行链路
RS-422
RHN
RHN
RT
BMBMBMRT
RS-422
脐带线路
山
AS1773MIL-STD-1553B
遥测数据
HOB
RS -422
轮舱线路
FDDI
美
光纤温度传感器2个备
VHM-A
份×3个贮箱=6个
28VDC
国
h
计算机
28VDC
HOB
BMBMBMRT
山
MIL-STD-1553B
FDDI
FDDI
记录存储
FOBI
FDDI
传感器
RHN
RHN
RS-422
辅助遥测
遥测数据
VHM-B
传感器
光纤应变和氢传感器
计算机
（8个DSS+2DHS）X2备粉X2个贮箱=40个
以太网与RS-232
28VDC
VHM
系统
1553跨接
每个RHN上至少有24个传感器输入，整个飞行器上分布有50个RHN
飞行器健康管理（VHM)框图

<!-- 第 1542 页 -->
重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1499·
VHM使用3个分系统收集数据。第1个分系统采用智能分布式敏感结构收集来自传感器的数据。总
共使用了50个远程健康节点（RHN）将分布于整个飞行器上的传感器数据（结构、机械和环境）进行集
中。每个远程健康节点可以访问40个传感器并通过光纤健康光学总线（HOB）与VHM计算机进行通信。
第2个分系统位于VHM的中央装置中，用于监视和记录6条MIL-STD-1553总线的运行情况。第3个分
系统使用现有光纤分布式温度传感器、氢泄漏探测传感器和应变传感器监视重复使用低温贮箱。光纤传感
器直接安装在贮箱上，这也是RLV和未来航天飞行器系统的关键技术之一，它提供了高可靠、低质量的
解决方案，它将收集大量的数据用于监测系统的健康状况。
RS-422
RHN
微型控制器
压电传感器
易失/非易失性存储器
高速率
信通A专
模拟通道
！用
号道D
热电偶
装
调选转置
FDDI
计时/控制
RTD
节择换接
应变计
口
压力扫描仪
FDDI光纤
测速计/流速计
同步解算仪
电源转换
电源
离散通道
和调节
远程健康节点（RHN）功能模块
VHM-A和VHM-B是两个基本相同的VME基可更换装置，用于监测和记录数据，执行的是FDDI网
络协议。3个主要和3个备份分布式光纤温度传感器（DTS）接口与VHM-A直接相连。除了直接的传感
器信息外，VHM-A还监测和记录3条MIL-STD-1553总线的数据和运行情况。VHM-A计算机还作为远程
终端（RT)，使用第4个MIL-STD-1553总线接口提供VHM指令和控制信息。VHM-B与VHM-A基本相
同。区别是它连接着分布式光纤应变传感器（DSS）和氢泄漏传感器（DHS）。收集到的数据经过选择和处
理传送给遥测下行链路分系统。还有1根光纤总线连接VHM-A、VHM-B和脐带管缆。
远程健康节点是VHM系统的一个部分。它是作为数据收集器对结构、机械和环境信息进行采集。整
个飞行器上分布有50个远程健康节点，各有25个接口通过2条光纤健康光学总线分别与VHM-A和VHM-B
相连，使用FDDI作为网络协议。每一个远程健康节点可收集来自最近距离的40个传感器的数据，这样可
以减轻电缆线的质量，减小由于电磁干扰和其他外部现象造成的数据损失。远程健康节点接口连接多种类
型的传感器，包括加速度、应变仪、热电偶、防热装置传感器以及测量压力、速率、角位置、电压、电流、
角速率和线性位置的传感器。远程健康节点还可按要求为传感器提供激励。所有传感器数据在远程健康节
点被收集、调节和数字处理，然后通过光纤健康光学总线发送到相关的VHM计算机，记录在计算机的大
容量存储器上。飞行器着陆以后，存储在VHM-A和VHM-B计算机内的数据被下载到地面处理和储存设
施中。

<!-- 第 1543 页 -->
美国
·1500·
X-33可重复使用低温贮箱使用光纤分布式敏感系统（FODSS）技术进行飞行器健康管理。光纤传感
器网络将建立全面的应变、温度和氢泄漏图形，用于监测贮箱结构和低温绝热的健康状况。
光纤传感器在低温贮箱上的分布
光纤传感器包括2种类型特殊的敏感系统。一类是应变和氢泄漏探测传感器，利用可调波长窄幅激光、
带有布拉格光栅传感器的光纤网络、光探测光电二极管、信号调节电子设备和数字信号处理器进行探测。
敏感光纤与电子设备舱的VME底盘相连，用于测量低温贮箱的应变和氢泄漏。第2类是使用带有宽频段
激光源的多模式光纤温度传感器。该光纤也将电子设备舱的VME底盘与低温贮箱连接在一起。光纤传感
器可在降低质量的同时提供很大的数据传输量。
（才满瑞）
X-34
X-34是一种可重复使用的空中发射系统，是美国NASA一系列以降低空间发射费用为目的的研究计
划之一。X-34计划于1996年开始实施，它是NASA选定的由轨道科学公司（OSC）负责研制的亚轨道部
分重复使用的小型技术验证机，同时也作为NASA可重复使用运载器（RLV）技术计划的一部分，通过飞
行试验验证高速飞行条件下的技术性能，用以弥补DC-XA验证计划的不足。
X-34技术验证机如后图所示。

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1501·
X-34亚轨道技术验证机
X-34计划的目标是对有效的飞行过程和发射操作进行验证，在真实的环境中和真实的飞行速度下评价
先进RLV技术的性能，完成各种RLV技术试验。
X-34采用的关键技术包括：
1）复合材料的机身结构；
2）可重复使用的复合材料推进剂贮箱；
3）可重复使用的低温推进剂绝热部件和推进系统部件；
4）先进的热防护系统和材料；
5）低成本的电子导航设备，包括基于GPS的惯性导航系统；
6）一体化的飞行器健康监测系统；
7）飞行器自动检测系统；
8）简化的、低成本Fastrac（Fasttrack，捷径之意）火箭发动机。
X-34计划要实现的技术目标是：
1）能够比较容易地实现新技术的一体化应用；
2）能够在1年的时间内完成25次试验飞行；
3）能够实现自主式飞行控制；
4）能够演示安全的中途任务终止；
5）能够在飞行全过程中演示技术；
6）实现亚声速和超声速飞行；
7）至少能够飞行到76.2km的高度；
8）最终能够达到8倍声速的飞行速度；
9）演示或者升级为先进的RLV技术；
10）复合材料结构的整体应用（机身和承受推力的结构)；
11）复合材料推进剂贮箱和低温绝热系统；
12）复合材料的管路、阀门；
13）先进的可操作的防热系统（TPS），包括前缘耐热材料；
14）先进的低成本电子设备；

<!-- 第 1545 页 -->
美国
·1502·
15）快速的低成本飞行软件开发工具；
16）一体化的飞行器健康监控；
17）能够使飞行成本达到较低水平；
18）作为飞行试验平台验证诸如火箭基组合循环（RBCC）推进、塞式喷管和双膨胀喷管发动机等技
术。
1999年6月29日，X-34验证机在美国加州爱德华空军基地进行了首次试飞，这是一次无动力飞行试
验，任务是了解X-34验证机与L-1011载机在飞行中的相互影响。按照NASA最初的设想，需要研制3架
X-34验证机，进行一系列无动力和有动力飞行试验。然而，2001年3月，NASA宣布停止X-33和X-34
计划。其主要原因是，马歇尔航天飞行中心没能按计划时间研制成功主发动机。虽然他们研制了主发动机
原型样机，并进行了多次试验，但却没有制造出1台可以安装到飞行器上的发动机。此外，在经历了火星
探测器等一连串的失败事件后，NASA的公众形象严重受损，已经不能再次承受投入巨资后的失败。为了
避免计划重蹈覆辙，NASA重新评估了X-34计划，结果认为这项计划的设计可靠性较低，而且风险也较
大，因此最终取消了该项计划。
系统组成
轨道飞行器（0V）以及有关的机上和地面支持设备组成。亚轨道飞行器总重10t，装有1台液氧/煤油发
动机。轨道飞行器由1个以液氧/煤油为推进剂的主推进级（0V-1）和1个推力较小的双组元推进剂的微
调级（OV-2）组成。
X-34利用载机在空中发射。载机将X-34亚轨道飞行器和一次性使用轨道飞行器携带到高空，与载机
分离后，亚轨道飞行器发动机点火，将一次性使用轨道飞行器加速至轨道速度并投放。此后，X-34减速滑
翔，在机场轨道上水平降落，一次性使用轨道飞行器将有效载荷送入轨道。采用空中发射方式，可以最大
限度地提高操作的灵活性，同时提高该系统的效费比。
主要技术性能
长度
17.8m
真空推力
284kN
翼展
比冲
8.5 m
3040~3079m/s
高度
3.5m
工作时间
154 s
8倍声速
起飞质量（带推进剂）
21t
最大速度
约80.5km
燃料
最大高度
LOX/RP-1
1台Fastrac发动机
主发动机
总体布局
X-34（见后图）全长17.8m，翼展8.5m，主推进系统选用煤油（RP-1）和液氧推进剂。两种推进剂
分别装在3个独立的圆柱形贮箱里，其中煤油箱1个，液氧箱2个。煤油箱由复合材料制成，安装在飞行
器的前段。液氧箱全部采用传统的铝合金材料，中间用泡沫薄板隔离，安装在煤油箱的后面，位于飞行器

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1503·
的中段和后段，由于考虑到飞行过程中需要对飞行器实现有效的重心控制，以获得良好的飞行稳定性能，
除同时使用2个独立的液氧箱外，3个推进剂贮箱还全部采用分隔舱式结构。分隔舱由圆顶状的隔板隔离
而成。
电子设备分布在飞行器机身结构上，对飞行器的所有功能进行控制和监测。它由飞行计算机发出指令，
并接收从每一个通用控制器传来的信息。整个飞行器共有3个通用控制器，分别安装在飞行器的前、后段
和机翼上。这些通用控制器都直接连通主推进系统（MPS）、反作用控制系统（RCS）和其他分系统。
L-1011连接点
垂直尾翼
检修门
主发动机
RCS推力器
机身襟翼
X-34验证机总体结构
8
8
17.8n
X-34三视图
X-34验证机的机身表面采用了先进的柔性可重复使用隔热毯（AFRSI)。在加热速率较高的头部和机
翼前缘，采用了可重复使用硅浸渍陶瓷耐烧蚀防热瓦（SIRCA），使得飞行器在再入过程中有较强的防热
性能。

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美国
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推进系统
在飞行过程中，X-34验证机推进系统（见下图）主要执行以下功能：
1）达到规定飞行速度和在规定的飞行高度提供要求的推力；
2）辅助控制飞行器的方向和稳定等；
3）在规定时间内排放掉贮箱内的推进剂，使飞行器得以安全着陆；
4）通过见余操作等安全措施，保护地面人员和飞行员；
5）满足每年25次、24h2次的快速发射要求。
增压气瓶
煤油箱
液氧泄放口
前液氧箱
煤油泄放
后液氧箱
主发动机
煤油输送管
煤油倾倒/加注机身襟翼
验证机推进系统布局
整个推进系统包括主推进系统和反作用控制系统两个分系统。
主推进系统（MPS）
X-34验证机主推进系统使用1台单燃烧室液氧/煤油发动机，发动机代号为Fastrac，设计周期两年半
左右。它采用传统的燃气发生器循环和单轴涡轮泵输送推进剂。在燃烧室中，点燃燃料是通过自燃点火器
实现的。煤油被引燃后，在燃烧室中燃烧大约154s（无节流），产生284kN的推力（真空额定值）。发
动机的推力和推进剂混合比等参数在地面校准过程中被设定，因而工作时无需飞行器上其他电子设备的控
制，而阀门的开关需要使用机载计算机指令启动。喷管冷却系统采用烧蚀冷却技术，方法是用氧化硅/酚醛
复合材料在燃烧室内壁和喷管内壁形成一层衬套，再以石墨/酚醛复合材料作为结构外包层。当发动机燃烧
发热时，它可以分解（炭化烧焦），从而防止过多的热量聚积。这种冷却方法避免了瓦长的冷却通道，因
而比传统的再生冷却系统简单。除烧蚀喷管和自燃点火器药筒外，发动机上的其他零部件都是可重复使用
的。此外，为了简化结构，制造Fastrac发动机时还尽可能用铸件代替机加工件。
Fastrac发动机的研制成本大约120万美元/台，而成熟使用后，可以降到35万美元/台。1998年8月，
第1台Fastrac发动机原型样机制造完成，同年10月开始试验，截至2000年7月，马歇尔航天飞行中心在
3个独立的试验台上对3台发动机原型样机进行了48次试车，其中点火试验33次，成功率58%（19次成
功，14次失败）。

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1505·
燃气发生器
循环方式
长：2.13
外形尺寸/m
宽：1.22
结构质量/kg
约908
液氧：9548
贮箱中推进剂加注量/kg
煤油：4241
4.5
主燃烧室压力/MPa
涡轮入口温度/℃
593.5-638.0
1.89
净正抽吸压力/MPa
2.14~2.20
混合比
（液氧/煤油）
真空推力/kN
267~307
比冲/（m·s-"）
3040~3079
工作时间/s
154（无节流）
重复使用次数/次
7
Fastrac发动机
反作用控制系统（RCS）
X-34验证机反作用控制系统的作用是：在飞行过程中控制面效能不足以满足指令机动或对大气干扰作
出反应时，为飞行器提供方向控制。控制面效能减弱是由高空中较低的大气密度和飞行器再入过程中大攻
X-34验证机反作用控制系统采用单组元小推力器，以氮作为工质，这主要是基于快速发射和气瓶容积
方面的考虑。肼在反作用控制系统中虽已被广泛使用，具有成本低、性能优等特点，但由于有毒，不能满
足快速发射的要求。总共有2个气瓶要装在飞行器的前部，为10个姿控推力器提供氮气，进行滚动、俯
仰和偏航控制。
典型飞行程序
在典型的飞行中，X-34飞行器由载机携载到达发射点后，助推器头部抬高至分离攻角，载机开始缓慢
爬升，同时减小推力，使载机和飞行器的升阻比相匹配，以便安全地实现无动力分离。在确认完成分离后，
飞行器发动机点火，使飞行器加速到8倍声速，并达到76.2km的高度。当X-34发动机关机后，打开飞行
器的舱门，将轨道器投放出去。经过简单的分离机动后，0V-1发动机点火，并加速至轨道速度。然后，
OV-2发动机点火，使轨道呈圆形，或进行霍曼转移，达到一个较高的轨道。与此同时，X-34关闭舱门，
进入准备再入的姿态。由于再入速度低，再入角很大，故再入时间较短。最后，X-34沿着一条与航天飞机
相似的减速滑翔轨迹飞行，利用GPS系统进行主动着陆。
X-34的典型飞行程序见后图。

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美国
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点火加速到
达到76.2km的高度
8倍声速
载机投放
倾倒剩余
推进剂
L-1011载机返回
载机飞行
X-34主动着陆
横向飞行距
起飞和着陆跑道
离805km
X-34典型任务程序
（许多)
X-37
X-37是美国空军、NASA和波音公司于1999年联合研制的可入轨并能再入返回的可重复使用验证飞
行器。X-37由航天飞机或一次性使用运载火箭发射入轨，可以执行轨道任务并再入返回地球，飞行速度最
高可达声速的25倍，在轨道和返回环境下进行技术验证。
X-37验证飞行器
研制X-37的目的是验证先进航天运输技术，大幅度降低进入空间的费用，并可作为未来轨道空间作
战平台，满足军事方面的需求。
X-37将演示41项与可重复使用运载器相关的结构、推进和操作技术。主要包括：
1）无毒、可储存的推进剂（使用90%～98%的过氧化氢）和反作用控制推力器；

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1507·
3）安装在机翼前缘能承受1648°C的耐高温陶瓷瓦；
4）气动表面的碳化硅涂层；
5）延长在轨飞行时间的轻型着陆架；
6）可快速更换试验装置和设备的模块化飞行器结构；
7）大气数据计算系统，当飞行器再入大气层而被热等离子体包围时，依靠GPS与惯性导航系统确定
其速度、姿态与高度；
8）X-波段高速率通信天线（被保护在蒙皮下以防止过热）；
9）用于自主运行的容错系统；
10）自动交会并接近不明目标的途径：
11）先进的太阳能电池组（在轨飞行时展开，再入和着陆时收回机体）。
X-37在轨和返回飞行还可以为未来可重复使用运载器验证如下能力：
1）经受再入环境；
2）自主操作（机动与交会）；
3）长期在轨能力演示（2～21天）；
4）可重复使用的先进防热系统（TPS）；
5）大型可重复使用运载器的设计和制造技术。
主要技术性能
长度
8.38m
翼展
4.57 m
2.13 m X 1.21 m
有效载荷舱尺寸
运载能力
227kg（28.7°倾角）
5 940 kg
起飞质量
2633kg
入轨质量
防热系统
20cm×20cm防热瓦+柔性隔热毡
过氧化氢/JP-8煤油
推进剂
约3306kg
推进剂质量
发动机
1台AR-2/3液体发动机
真空推力
13320 N
约3040m/s
真空比冲
750s（无推力调节）
额定工作时间
任务持续时间
21天（一般）十5天（紧急情况）
在轨电源
电压28V(DC)，100W以下由X-37机载
电源提供，超过部分由载荷自身提供
再入电源
电压28V(DC)，由载荷自身提供
飞行器管理计算机（VMC）
数据存储
载荷通信接口
1553、RS422或1773

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美国
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1996年10月，美国空军与波音公司签订了一项价值640万美元的合同，用于研制一种可重复使用的
空间机动飞行器（SMV)。X-40A是X-37飞行器的80%缩尺模型，机身长度为6.7m，翼展3.65m，质量
1179kg。机体采用碳/环氧复合材料和铝合金混合结构，制造成本约100万美元。X-40A的研制目的主要
是为了减小X-37飞行的风险，评估大气数据系统、飞行控制软件、集成导航系统和空气动力学性能。与
X-37相比，X-40A没有安装防热系统、火箭发动机、试验舱及其他航天器分系统。在1999年以前，X-40A
进行了一系列地面静力试验、动力试验和投放试验，验证了分离、应急回收、着陆和通信分系统的操作。
1999年7月，NASA和波音公司签署了一项为期4年的合作协议，制造并在轨试飞一架X-37可重复
使用飞行器。合同总价值1.81亿美元，NASA投入7200万美元，波音公司投入9300万美元。X-40A项
目的重点也从为空间机动飞行器提供技术支持转变为支持X-37进场和着陆阶段的技术验证。作为X-37飞
行试验计划的第1阶段，X-40A的系列飞行试验在2001年5月完成。
2001年9月，美国空军经过评估，认为X-37的使用效能达不到军方的要求，因此不再对X-37计划的
投放试验追加投资，该计划则完全由NASA独立投资。但在2004年1月14日，美国政府对外公布了“空
间探索新构想”计划，NASA认为X-37计划无法满足“新构想”的要求，又将X-37计划转给美国国防预
先研究计划局（DARPA），NASA只作为技术顾问参与该计划。由此，X-37项目被缩减为研制X-37自由
进场与着陆试验飞行器（ALTV），只进行大气层内的投放试验。2005年6月，由白骑士载机搭载ALTV
进行了第1次进场与降落飞行试验，取得成功。2006年4月7日，DARPA又进行了第2次ALTV自由进
场与着陆试验。降落时，ALTV滑出跑道并严重受损，试验并不完全成功。
白骑士载机搭载ALTV进行验证试验飞行图
2006年下半年，美国空军恢复了可重复使用运载器的在轨试验研究，轨道试验飞行器又被命名为
X-37B。X-37B的尺寸约为美国航天飞机的1/4，将为美空军提供一种可重复使用的、可利用自身有效载荷
舱部署小型太空船或可回收小型载荷的空间飞行器。X-37B具有自动离轨能力，采用了许多最新技术，如
新的防热瓦、高温部件、密封技术等。X-37B将于2008年使用宇宙神5运载火箭进行首次发射。
总体布局
X-37试验飞行器是美国空军和波音公司联合研制的X-40A无动力空间机动飞行器（SMV）的衍生型，

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
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其外形类似于小型航天飞机轨道器。二者之间的区别是X-37具有一对全动的倾斜尾翼（升降舵），而航天
飞机轨道器采用的是一个垂直尾翼。下图示出了X-37的总体布局。
倾斜尾翼
RCS贮箱
过氧化氢贮箱
减速板
主发动机
机身襟翼
JP-8
滚动和平动反作用控制系统
电子设备
前RCS推力器→
试验舱
升降副翼
X-37内部结构图
X-37飞行器长8.38m，翼展4.57m，机身采用BMI石墨复合材料结构，所有的飞行控制面（升降副
翼、倾斜尾翼、减速板和机身襟翼）也都采用了全复合材料结构。这种新型材料使得机身结构质量更轻，
而且与传统的铝合金材料相比，可使飞行器能在更高温度下运行。这样，就大大降低了对防热系统的要求。
不过，由于再入时速度相当快，在X-37表面上仍要使用防热瓦和隔热毡，其中，由防热瓦覆盖的机翼前
缘要承受高达1649℃的再入温度。
有效载荷舱位于机身中部，长为2.1m多，直径为1.2m，可以容纳质量227kg的试验件和设备。其顶
部舱门的下表面装有热控系统（TCS）散热器和可展开的太阳能帆板。在轨期间，有效载荷舱门打开后，
散热器也打开，可进行热交换并提供热控制；太阳能帆板也将展开，为在轨的X-37电源系统充电。太阳
能帆板产生的所有能量都将储存在可充电的低压直流锂电池中。为了满足在大气层中飞行控制系统传动装
置所需要的能源，机上还配有高压直流锂电池。这种锂电池仅为飞行器再入和大气层内飞行阶段的飞行传
动装置提供动力，而且只能在地面进行充电。
由于X-37既要在空间飞行，又要穿越大气层，因此其姿态控制和能源系统一样，也要满足两方面的
要求。空间飞行的姿态控制由位于机身头部和尾部的过氧化氢单组元推进剂反作用控制系统（RCS）推力
器提供。当主发动机发生故障时，尾部的推力器还将作为飞行器离轨的冗余系统。带舵面的√形尾翼和安
装在机翼上的副翼将用于飞行控制。V形尾翼之间设计有一个较低的机身襟翼和减速板，提供下降、进场
和着陆时的速度控制。在轨姿态调整以及离轨均由使用双组元推进剂（JP-8煤油和过氧化氢）的AR2-3主
发动机来提供。JP-8箱位于有效载荷舱的前面，而过氧化氢箱位于有效载荷舱的后面。
电子设备放在JP-8贮箱的前面。3台飞行管理计算机（FMC）和2台飞行器管理计算机（VMC）共
同提供飞行器的容错控制。除了作为冗余系统之外，飞行管理计算机和飞行器管理计算机将对整个飞行器
系统及其各组件执行操控并执行通信功能。某些电子设备箱还同主发动机一样安放在机身的后部。
由于X-37在大气层内飞行时要飞临有人居住区，因而机身上装有飞行终止系统（FTS），采用激光起

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美国
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爆火工品将机翼脱离，使飞行器失去气动升力，实现飞行器自毁，该系统只在飞行器再入时或在大气层内
飞行期间严重偏离预定飞行轨道时启动。
发动机
X-37在轨运行所需的动力是由高可靠性的AR2-3发动机提供的，由洛克达因公司研制并生产，AR2-3
发动机使用90%浓度的过氧化氢与JP-8煤油混合燃料，推进剂质量为3306kg（估计值），额定工作时间
750s，产生的真空推力约为13320N，真空比冲为3040m/s。选用过氧化氢作为X-37发动机的推进剂是
因为它密度高、可储存，允许在轨储放数月，并且符合装在航天飞机货舱中有关发射安全的要求。发动机
采用燃气发生器循环，供应系统为泵压式；推力室为再生冷却，冷却介质为过氧化氢；推力室采用在头部
催化分解过氧化氢的方案。90%浓度的过氧化氢被催化分解为1300℃的高温气体，经推力室头部的喷嘴
进入推力室与煤油混合燃烧。AR2-3发动机是一种经过验证的发动机，其历史可追溯到20世纪50年代，
与目前使用的火箭发动机相比，该发动机工作时排出的气体毒性小、更加环保，而且占用的空间更小。
（李芳）
德尔它快帆（DELTACLIPPER）
德尔它快帆（DeltaClipper）是一种由火箭发动机提供动力的单级入轨、垂直起降、完全重复使用的
运载器。取名德尔它快帆表示它将继承可靠的德尔它系列火箭的技术和如当年“杨基快速帆船”开辟航海
线路那样开辟太空航线。它的演示机DC-X是世界上第1个以火箭发动机为动力、垂直起降的完全重复使
用运载器。
德尔它快帆（DC-X/XA）
1990年8月美国战略防御倡议计划局（SDIO）提出了单级入轨火箭技术计划（SSRTP），拟研制一种

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1511·
能满足以下要求的完全重复使用运载器：
1）适应美国60%～80%有效载荷的发射要求；
2）近地轨道运载能力5～10t；
3）可在1台发动机出现故障时终止飞行并安全返回地面；
4）地面周转时间7天，350人·工作日；
5）近地轨道每千克有效载荷发射费为220～2200美元（当年币值）；
6）运载器主要为在轨飞行器提供服务，但也可执行卫星回收任务。
1990年8月开始进行由4家公司参加的概念论证，1991年8月麦克唐纳·道格拉斯公司（简称麦·道
公司）的德尔它快帆方案中选。按计划应于1993年进行1/3缩尺型DC-X演示机的飞行试验，1993～1997
年进行全尺寸样机DC-Y的设计制造和轨道飞行试验。1994年8月5日，美国总统克林顿签署了美国新的
国家航天运输政策，提出要投资研发下一代可重复使用航天运输系统。为了落实美国政府发展RLV的新
政策，从1995年开始，美国政府和NASA发起了研制以火箭发动机为动力的单级入轨可重复使用运载器
（RLV）计划。德尔它快帆作为3个备选方案之一参加了与X-33/RLV方案的竞争，但在1996年7月落选，
洛·马公司X-33/冒险星方案胜出，但其缩尺型演示验证机DC-X及其改型DC-XA作为RLV技术验证计
划的一部分，也是用于降低研制RLV风险的一种尝试。DC-X/DC-XA在1993年～1996年的3年时间里，
总共进行了12次试验飞行，其中DC-X进行了8次，DC-XA进行了4次，获得了大量试验数据，验证了
相关的关键技术。
德尔它快帆的子承包商有普拉特·惠特尼公司（系统工程、技术、管理），航空喷气通用公司（反作
用控制系统、DC-Y设计），道格拉斯飞机公司（飞行操作、生产和维护），马丁·玛丽埃塔公司（低温推
进剂地面操作，国家空天飞机研究成果移植），麦克唐纳飞机公司（高性能飞机技术和运载器管理），德国
MBB公司（起落架生产、垂直起降完全重复使用飞行器技术）和斯凯尔德复合材料公司（复合材料机身
生产)。
（才满瑞，王丹阳）
DC-Y
DC-Y是德尔它快帆的全尺寸型飞行器，它是一种可以像航空班机那样维护、操作和运转的无翼、单
级入轨、载人兼运货的航天运载器。
主要技术性能
高
约39.7m
塞式发动机或8～12台
发动机
底宽
约12.0m
钟形喷管发动机
4.58mX4.58mX6.7m
有效载荷舱容积
推进剂
液氧/液氢
约590t
起飞质量
2 574km
横向机动能力
约36t
结构质量
近地轨道运载能力9.05t
约0.9
推进剂质量比
（推进剂质量/起飞质量）

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美国
·1512·
总体布局
德尔它快帆长约39.7m、底宽约12m，瓶状运载器前部呈圆锥形，向后逐渐过渡为宽约12m的方形
基底。运载器底部装有可伸缩的着陆支杆和塞式发动机，或环形布放8～12台钟形喷管发动机。尾段设有
兼作维修操作口盖的液压作动襟翼。两个有效载荷舱位于推进剂贮箱之间，液氢箱在上，液氧箱在下。电
子器件及应急着陆降落伞安装在运载器顶部。
结构
运载器采用以下结构材料，要求结构寿命达20年：
壳体：石墨/环氧复合材料与铝合金蜂窝夹层结构；
构架：P75，P100石墨/环氧复合材料；
液氢箱：用石墨/环氧复合材料；
液氧箱及液氧输送管路：耐高温铝锂合金；
鼻锥端帽：碳/碳复合材料；
鼻锥其他部分：碳/碳化硅复合材料：
襟翼蒙皮：碳/碳化硅复合材料；
尾锥迎风面和前锥背风面：因康镍718多壁金属防热结构；
尾锥背风面：轻型钛合金蜂窝防热结构：
液氧箱前部防热材料：多层铝毡内隔热层加辐射层；
襟翼以下部位防热材料：由碳化硅纤维和织物组成的被覆式隔热层TABI
发动机结构和喷管：耐高温镍铬铁合金INCOLOY909；
涡轮泵壳体：6-2-42钛合金；
起落架：金属基钛/碳化硅复合材料。
德尔它快帆有2个尺寸完全一样的有效载荷舱。舱体与运载器之间有标准的电源、温控、数据指令和
控制母线接口。载人飞行时其中的一个舱体作为乘员-控制舱，另一个作为货舱或增压工作舱。
推进系统
DC-Y采用可重复使用的液氢/液氧发动机。对发动机的设计要求是两次大修间的发射次数为200次；
更换操作时间少于5h。将在两种方案中进行选择。一种是塞式发动机方案。模块化无喷管塞式发动机，
其12个独立的可单独测试的燃烧室绕一截锥体环形安装，面积比291，燃烧室压力18.2MPa。发动机具有
随大气压力自动调节膨胀比的高度补偿能力。发动机利用组件的差值节流法进行推力矢量控制。另一种方
案是采用8～12台双位钟形喷管的发动机，燃烧室压力10.3MPa、面积比为40或160。发动机具有
按20%～100%额定推力工作的节流能力。运载器利用发动机的差值节流法或发动机摆动进行推力矢量控
制。发动机的正常工作功率为90%额定功率。在2台发动机失效应急终止飞行时以100%的推力工作，并
可在有限的时间内以110%的功率工作，其破坏极限值为115%。着陆时只有一半发动机以20%的推力工作。
发动机采用膨胀式（又称气化式）循环系统（见后图）。

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
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液氢涡轮泵
区
液氧涡轮泵
预热器
氧主阀门
功率控
氢主阀门
冷却剂控制阀门
制阀门
喷管
发动机膨胀式循环系统
发动机用液氢作为推力室的冷却剂，由受热气化膨胀产生的氢蒸气驱动涡轮。部分液氢在进入喷管前
由预热器预热，增加预热器可提高发动机的燃烧室压力。
采用膨胀循环系统的优点是可以消除发动机启动和关机时的热冲击，因为其头部压力适中、温度保持
在室温或低于室温的水平。此外，由于采用单燃烧室，故便于检修且可使“热部段”的维护量小，以及用
于启动、关机和节流的阀门数量最少。再则，由于涡轮是由洁净、干燥的氢气驱动的，无预燃室副产
品一一湿气，故可免除飞行期间的头部防腐蚀吹除。采用膨胀循环的另一优点是氧化剂和燃料主阀门可兼
德尔它快帆用气氧/气氢反作用控制系统控制入轨、在轨和出轨机动，其推力器具有很宽的脉冲调节幅
度。该系统的气体推进剂还兼作贮箱增压、辅助动力装置、燃料电池和氨气加热器的工质。
控制系统
DC-Y采用自适应制导系统、全球定位导航系统和自动进行故障诊断、校正和报告的健康管理系统。
空间飞行时通过发动机摆动或发动机差值节流法进行姿态控制，由反作用控制系统提供入轨、在轨和出轨
机动。在大气飞行时采用空气舵-火箭发动机组合姿态控制模式，由迎风面一侧的襟翼和另一侧襟翼的较小
转动来控制升力矢量。
飞行程序
德尔它快帆像火箭那样垂直起飞，上升时的初始加速度为1.3g，飞行中过载被限制在3g以内；运载
器上的自适应制导系统可使它顺利通过高空风区。德尔它快帆可执行长达14天的轨道或亚轨道任务，如
运货、有效载荷维修服务、卫星发射与回收和空间站补给等。完成任务后，用反作用控制系统做离轨机动。
运载器沿用了美国空军机动弹头再入体气动外形的研究成果，选择了能降低再入热载荷，并将过载限制在
略高于1g的再入飞行轨迹。再入时头部向下，再入后进行横向机动，机动到着陆场附近后下降，由襟翼
和机动推力器进行大气层飞行控制。待降至6km高空，速度为92.6m/s时主发动机点火，以慢速模式工
作，拉起头部，作程序转弯使DC-Y底部垂直向下；接着发动机作推力调节，DC-Y悬停、下降、放下起
落架，半数发动机以20%额定推力工作，减慢下降速度后着陆。动力降落避免了对降落伞着陆方案的那种
风速限制，运载器可在22.1m/s风速下着陆，这便使全天候运行成为可能。利用全球定位系统的精确导航

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美国
·1514·
数据，DC-Y可在着陆场中的6m范围内或离发射台152m处着陆，这又使发射场和着陆场及其设施合为
一体的设想成为可能，有利于缩短两次发射间的地面周转时间。
出轨、再入和横向机动
滑行并入轨
掉头和下降
起飞，上升
着陆机动
德尔它快帆飞行过程
德尔它快帆具有在飞行的任何时刻、2台发动机发生故障的情况下终止飞行、安全返回地面的能力。
它可以应急盘旋飞行，消耗燃料后在任何平地着陆。
地面周转
德尔它快帆采取类似航空班机的维护模式。
飞行
运载器上健康管理诊断
着陆
飞行
乘员维护
运载器上诊断
飞行区
拖至飞行区作外部检查
否
运载器运
要求维护
待飞，维护
至发射台
有效载荷/乘员/情况询问
有效载荷飞行前
是
快速验收时间≤12h
报告乘员
局部维护
确定可置换
运载器运
局部维护
或
≤24h
组件和资源
至发射台
将运载器送
重点维护
重点维护
详细检查
或
维护区
入维护库
≤168h
运载器大修
将运载器送
运载器大修
或
详细检查
维护≤30天
入维护库
类似航空班机的维护模式

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
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运载器正常返回地面后被运往飞行区，机组人员下机并卸货。地勤人员根据机载全自动健康管理系统
的报告，进行外部检查后按照情况进行不同程度的维护；地面周转时间各为12h、24h、168h和30天。
但规定每隔半年必须对运载器进行一次全面检查和大修。
由于运载器的有效载荷舱是标准化的，故有效载荷用户可以独立地完成全部组装工作，只需在德尔它
快帆运载器起飞前1h将有效载荷舱运到即可。
一般情况下1～7天后便能进行下一次发射，包括管理人员在内每枚运载器只需·600名地勤人员。
（王丹阳）
DC-X
DC-X是德尔它快帆1/3缩尺型验证机，用于演示和验证单级入轨火箭的各种关键技术。美国战略防
御倡议计划局提出研制该火箭的目的如下。
1）展示单级入轨火箭系统的可操作性和可维护性：类似飞机的维护，自动操作，核实运行费用模型。
2）验证低速飞行特性：全天候，转动及相关技术可行性。
3）样机快速研制：硬件，软件，系统集成。
DC-X为单级入轨运载器提供40%～45%的置信度，只验证关键技术，而不追求高的技术性能。DC-X
的结构质量比较大。运载器多半由现成的组件组成。其推进剂质量比仅0.46，只能提供2.14～2.44km/s
理想速度增量。
DC-X试验计划由2组地面试验和3组飞行试验组成。第1组地面试验验证地面的和运载器的硬件和
软件功能；第2组地面试验包括发动机全程点火试验、火箭维护程序演示、地面周转以及地面和飞行控制
操作等。
3组飞行试验是：1）低高度悬停试验。该组试验演示无风起飞、混合型飞行控制、垂直降落、地面操
作和全系统性能；2）高高度、高动压悬停试验，进行底部阻力测量、气动性能验证、垂直返回发射场终
止飞行模拟、阵风条件下的飞行控制性能验证和地面操作演示；3）更高动压下的空气舵/推进器混合控制
试验、头向前到底向前的调头机动试验、全球定位系统数据接收试验和低温推进剂管理试验（见下图）。
第1组飞行试验
第3组飞行试验
第2组飞行试验
低动压悬停试验
高动压悬停试验
掉头机动
Qmax=0.47MPa
H=183m
max=2.84MPa
QH=1.53km
A
Q头=0.95~4.5MPa
H=6.1 km
0°<α<180°
DC-X飞行试验

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美国
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主要技术性能
高
12.2 m
推进剂
液氧/液氢
底宽
4.27 m
海平面推力
4X60.5 kN
起飞质量
18.88 t
海平面比冲
3599 m/s
结构质量
9.53 t
真空推力
4X 64.77 kN
推进剂质量比
真空比冲
0.5
3 608.8 m/s
发动机
横向机动能力
2965 km
4XRL10A5
总体布局
DC-X高12.2m，底宽4.27m。其布局和外形如下图所示，与德尔它快帆原型基本相同。只是将原来
放有效载荷舱的箱间段缩短，改装反作用控制系统气瓶，其底部只安装4台RL10A-5发动机。根据风洞试
验结果，飞行器头部增加了8条侧板，以减轻非对称涡流的影响。
大气数据杆
可打开的
鼻锥端帽
壳体
降落伞舱
电子仪器架
液氧箱
12.2m
箱间段
一液氧输送管路
液氢箱
襟翼
推力架结构
液氢输送管路
DC-X总体布局
结构
DC-X采用铝合金构架、复合材料壳体和铝合金贮箱，结构较重，推进剂只占起飞质量的49.7%。

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
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推进系统
DC-X用4台由半人马座RL10-3A发动机改型的液氧/液氢发动机RL10A-5提供推力。RL10A-5高
106.9cm、质量143.3kg。发动机可在海平面工作并具有100%推力到30%推力的调节能力。节流响应时间
为0.6s。30%推力时的比冲为.3731m/s、燃烧室压力为1.103MPa、液氢泵转速7000r/min；100%推力时
比冲为3657.9m/s、燃烧室压力为3.375MPa、液氢泵转速14000r/min。发动机海平面推力60.5kN、海
平面比冲3599.6m/s、海平面膨胀比4.28；真空推力64.77kN、真空比冲3608.8m/s、真空膨胀比61。推
力室摆动角为土8.5°。
DC-X用气氧/气氢推进剂反作用控制系统。系统质量40.82kg，由4个推力器、气瓶、管路和控制器
组成。系统带27.2kg推进剂，可产生真空总冲93.4kN·s。每个推力器可在燃烧室压力为2.07MPa时产生
1.96kN推力。系统可连续提供推力或作111.2N·s的脉冲式点火。每个推力器都设有独立的微处理器控制
器。
控制系统
该系统由惯性导航系统、全球定位系统接收机、飞行控制计算机和雷达高度表组成。
机载GPS数据由P（Y）码接收机产生，采用差分GPS进行精确导航。惯性导航系统（INS）是一种
H-177环形激光陀螺装置，由霍尼韦尔公司研制，曾用于F-15飞机。雷达高度表也使用现有产品，该装置
用在军用直升机上。飞行器管理系统计算机是主要机载处理器。速率传感器和加速度传感器分别向自动驾
驶仪提供高速、低时间延迟的反馈数据。
描述
·向前、向后和侧向飞行
GPS天线
·垂直起降（VTVL）
·自动控制
大气数据传感器
·定点导航
·摆动和节流主发动机
·数字自动驾驶仪
INS、GPS接收机
·GPS辅助INS+雷达高度表
高度接收机、飞行控制系统
·差动GPS着陆辅助装置
设计条件
·非线性、耦合、时变动力学
空气舵
·不稳定气动力学
·大攻角旋转机动（0~180°）
摆动发动机
·不稳定气动/推进地面效应
·不稳定晃动与柔性动力学
·摆动发动机动力学
RCS推力器
·动力学不确定性
·45.7m着陆半径，1.5m/s着陆速度
高度计天线
DC-X/XA验证飞行控制性能
飞行时由GPS数据精确修正的惯性导航系统来确定运载器位置、航线和航向，由飞行控制计算机处理
数据并向空气舵（襟翼）和推进系统发出相应的命令。高空飞行时通过发动机摆动或发动机的推力差进行
姿态控制；大气飞行时采用空气舵-火箭发动机组合式控制模式。俯仰和偏航通过发动机的摆动和差动节流

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美国
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来控制，滚动由发动机摆动或4个反作用控制系统推力器来控制。由雷达高度表提供精确的飞行高度值。
起落架系统
DC-X采用由4个可伸缩的套筒式支杆组成的起落架系统。这种套筒式起落架可以在着陆时吸收发动
机熄火后的冲量并提供安全的着陆间隙。着陆支杆中装有提供发动机熄火信号的传感器。系统设计时考虑
了在水泥平台上正常着陆和利用降落伞在沙地应急着陆两种模式。
飞行试验
1993年8月18日，DC-X从白沙靶场升空。DC-X升空到45.6m时悬停，直线横向移动106m后下
降，起飞后60s着陆。
DC-X悬停；之后发动机摆动，使DC-X倾斜5°，并以4.58m/s速度作横向平移；平移至着陆区后发动机
再次摆动使DC-X恢复到接近于垂直的状态；然后开始下降，降低到61m高度时起落架放下。待下降到
30.5m高度时重新提高发动机推力，使10.68m/s的下降速度降为1.13m/s后着陆。试验持续了66s。
第3次飞行试验于1993年9月30日进行，飞行高度达到370m，持续时间72s。验证了180°滚动，
获得了气动稳定性数据。
第4次飞行试验在1994年6月20日进行。DC-X首先达到457m高度，然后沿曲线上升到792m高
度，这时横向移动距离320m。然后发出飞行控制指令要求DC-X反向飞行，攀升到最大高度870m。最
后垂直下降着陆，试验持续时间136s。飞行器的攻角经历了从0°到70°的变化。
第5次飞行试验于1994年6月27日进行，飞行高度790m，持续时间78s。验证了飞行终止程序和
自动着陆能力。
第6次飞行试验于1995年5月16日进行，继续扩大飞行范围，飞行高度达到1330m。任务持续时
间124S。
第7次飞行试验于1995年6月12日进行，首次使用了反作用控制推力器对飞行器进行控制。攻角范
围0°～70°，获得了气动和飞行控制数据。此次试验飞行高度达到1740m，持续时间132s。
第8次飞行试验也是DC-X的最后一次飞行，于1995年7月7日进行，此次飞行达到了最大高度2500m，
执行了138°的旋转机动，返回着陆场。试验持续时间124S。
（才满瑞，王丹阳）
DC-XA
DC-XA是DC-X技术验证机的改进型，全称是德尔它快帆先进试验飞行器。DC-XA主要用于验证未
来RLV采用的诸如铝锂合金和复合材料液氧箱、复合材料液氢箱、低温健康管理系统等技术。1993年～
1996年，美国国防部和NASA共向该项目投资1.25亿美元。
DC-XA采用了以下新的组件和系统：1）俄罗斯制造的铝锂合金液氧箱；2）麦·道公司研制的石墨/
环氧复合材料液氢箱；3）马歇尔航天飞行中心制造的石墨/环氧复合材料箱间结构：4）航空喷气公司研制

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
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的辅助推进系统（APS）；5）石墨/环氧复合材料管路和阀门组件。
总体结构
DX-XA高12.8m，加注推进剂后质量约18000kg。尽管DC-XA使用了一些新的部件，增加了一些
质量，但DC-XA的净质量仍比DC-X少10%。这主要是由于使用了新型材料的结果。例如，原来DC-X
推进剂箱是用铝合金制造的，液氧箱质量1000kg，液氢箱质量约1470kg。而俄罗斯制造的铝锂液氧箱
质量仅为650kg，麦·道公司制造的石墨/环氧复合材料液氢箱质量也仅为970kg。另外，用于DC-XA的
复合材料箱间段也比用于DC-X的铝桁架结构轻120kg。
新型材料的使用减轻了飞行器的质量，但要求在试验中进行验证的新系统又增加了一些质量。例如，
电子设备系统及其他仪器和遥测设备的安装约增加了136kg。另外，新的辅助推进系统也增加约230kg。
DC-XA的净质量约9200kg，其中还包括140kg的余量。而DC-X的净质量约9530kg。
液氧箱
由于俄罗斯具有丰富的铝锂合金制造经验，已经用于战斗机的机身和驾驶舱结构的生产中，因此
合金制作的防晃板，外部隔热采用轻质的3-D泡沫。
DC-XA的铝锂合金贮箱要比DC-X的铝合金贮箱轻37%。
裙部、箱底和锥段由1460T8铝锂合金制成
液氧箱盖
1201铝
上隔框
1201Y-环
AMG-6铝
隔板系统
1201Y-环
下隔框
1201铝一
蓄液槽
·采用钨情性气体保护焊（TIG）焊接结构
·箱底采用压力/爆炸成型
飞行试验贮箱（适于DC-XA飞行试验环境）
·锥体和裙部采用滚焊工艺
·机械损伤的铝合金组件
·贮箱直径2.44m，长度2.13m
DC-XA铝锂合金液氧箱
液氢箱
DC-XA复合材料低温贮箱是第1个经飞行验证的可重复使用石墨/环氧复合材料液氢箱，由麦·道公
司设计并制造。为了满足应用于全尺寸型RLV的目标，其设计压力和管路载荷都是从全尺寸型按比例缩
小的。贮箱在制造上采用预浸渍的IM7石墨布和带，同8552-2韧性环氧树脂一起使用，与发动机架和箱
间段的连接接口采用的是铝合金隔框。

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美国
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板和可拆卸槽密封。
复合材料箱间段
箱间段连接液氢箱和液氧箱，是一种蜂窝夹层结构，同时采用了石墨/BMI复合材料蒙皮和铝承力构
架。T650/5250复合材料具有比石墨/环氧复合材料更高的使用温度，因此，被选作蒙皮。提高蒙皮的耐温
性能，意味着可以减少防热系统（TPS）质量。通过实验还证明T650/5250复合材料具有良好的低温强度
特性。采用复合材料箱间段，要比DC-X的铝合金结构箱间段减重44%。
飞行试验
DC-XA共进行了7次地面试验和4次飞行试验。1996年5月18日进行了第1次飞行试验。试验中
DC-XA上升到了距发射台243.8m的高度，之后侧向飞行了106.7m，最后垂直下降并降落，整个飞行时
间约1min。这次试验降落速度较慢，约1.22m/s，而先前DC-X的降落速度为0.61～4.27m/s。降落速度
较慢可能是发动机喷出的较长尾流所致，较慢的降落速度可能使DC-XA的底部受热损坏；较慢的降落速
度明显始于DC-XA外部出现的较小火焰，但火焰很快便被扑灭。试验中DC-XA是放尽推进剂后按正常状
态运回发射台的。在这次小火灾中，DC-XA的一个襟翼被损坏，不得不重新更换，除此之外，没有其他
明显的损坏。
1996年6月7日进行了第2次试验。试验中DC-XA以51.8m/s的速度垂直上升到610m的高度，之
后侧向飞行了167.6m，最后底部朝下降落在水泥平台上。整个飞行持续了63.6s。这次飞行试验还进行了
第1次差分全球定位系统（DGPS）的试验，该系统为DC-XA的导航系统提供数据。来自GPS卫星和地
面站的信号用来准确确定DC-XA的位置。
1996年6月8日进行了第3次试验，这也是在21天中进行的第3次试验，与第2次试验相隔仅26h。
在这次试验中，DC-XA上升到了3139.4m的高度，侧向飞行距离为106.7m，最后降落在沙漠中的水泥
平台上。整个飞行过程共持续了2min22s。在飞行试验的最后几秒钟，还进行了一个特殊的试验，即检
验在着陆过程中羽烟对火箭和地面的影响：4台发动机的喷管朝向着陆平台的4个角向外摆动3°。第3次
飞行试验也是持续时间最长的一次，同时也是飞行质量最重的一次，因为这次DC-XA装满了液氢和液氧。
试验相隔时间也很短，打破了1994年DC-X创造的间隔7天的纪录。
第4次飞行试验于1996年7月31日进行，飞行高度为1250m，在返回降落台前侧向飞行了924m。
DC-XA进行了45°角的俯仰飞行以检测超出平面的偏航力，并收集了控制襟翼的气动数据。但在降落过程
中，由于一个降落支脚未能打开，从而导致DC-XA在正常竖直降落之时发生倾倒，撞到地面；位于头锥
的铝锂合金液氧箱破裂，导致立刻起火。在着地后1.5min，石墨/环氧复合材料液氢箱也突然起火。15min
后，位于降落台的消防人员才扑灭DC-XA后部的大火，而装有紧急降落伞的前部大火很难扑灭。
DC-XA被毁之后，原计划进行的第5次飞行试验也被取消，该项技术验证计划也就提前结束。
在麦·道公司所进行的12次DC-X／XA飞行试验中，实现了最大飞行高度3155m，验证了单级火
的启动能力与安全关机能力、允许1台发动机发生故障的能力：首次进行了石墨/环氧复合材料液氢箱的飞
行：所有操作人员仅12人；快速重建，在DC-XA第2次和第3次飞行之间，改换软件、制导增益和降落
点只用了6h，制导计算机的更换也只用了45min。
DC-X/XA为未来RLV系统的研制提供了丰富的技术、设计、制造和操作经验。
（才满瑞）

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
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X-43高超声速技术验证机（X-43/Hyper-X）
X-43/Hyper-X是美国的一项高超声速飞行器验证计划，目的是试验吸气式超燃冲压发动机。
1986年，NASA和国防部执行了一项国家空天飞机（NASP）计划，打算研制一种能水平起降和单级
入轨的高超声速航天飞机。但因基于超燃冲压技术的吸气式组合循环发动机和先进的轻质材料等技术障碍
难于突破，国家空天飞机计划不得不于1995年下马。在此之后，美国在总结国家空天飞机计划经验教训
的基础上，重新制定了稳妥的高超声速技术发展战略，规划了未来的应用目标，明确提出了分3步走的思
路：首先以研制高超声速巡航导弹为突破口，进而研制高超声速飞机，最后发展能执行天地往返运输任务
的空天飞机。
在此背景下，NASA于1996年启动了一项吸气式超燃冲压发动机技术验证计划，即Hyper-X计划。
该计划的目标是使用缩尺的X-43A技术验证飞行器，验证吸气式超燃冲压发动机的相关技术，所开发的技
术将用于飞行马赫数在8～25之间的各种高超声速飞行器中。后来这一计划又被纳入到NASA的“下一代
发射技术（NGLT）”计划中。NGLT计划的目的是通过对未来航天运输系统关键技术进行预研和演示验证，
研制更为安全、可靠和低成本的航天运输系统。该计划涉及的领域之一就是开展双模态冲压发动机、火箭
基组合循环（RBCC）发动机系统以及涡轮基喷气发动机组合循环（TBCC）发动机系统的研究。
X-43系列演示飞行器包括X-43A、X-43C、X-43B和X-43D。X-43A将以气态氢为燃料，验证在马赫
数7和马赫数10条件下的有动力和无动力飞行。X-43A已经进行了3次飞行试验，第1次失败，后两次
均获得成功。X-43C是采用烃燃料超燃冲压推进系统的验证机，将验证从马赫数5加速到马赫数10时的
自由飞行性能和超燃冲压发动机的性能。X-43B为可重复使用组合循环飞行验证机（RCCFD），将验证由
亚声速飞行到高超声速飞行的所有推进模式。X-43D是液氢燃料双模态超燃冲压发动机验证机，飞行马赫
数将达到15，目前尚处于方案论证阶段。下图给出了Hyper-X计划下4种飞行器的基本技术性能和演示计
划进度。
Hyper-X计划
X-43A·
X-43C
X-43B
X-43D
·非冷却式演示验
·冷却式演示验
冷却式RBCC
冷却式
·冷却式超燃冲压
·基于火箭的组
证超燃冲压发
证超燃冲压
发动机演示验
TBCC
动机；
发动机（基于
·基于涡轮的组证；
合循环一体
·一次性使用：
HyTech);
化系统验证
合循环一体化·一次性使用：
·燃料：气态氢：·一次性使用；
机；
系统验证机；·燃料：液态氢；
：·燃料：烃；
·动力飞行时间：
·可重复使用；
·可重复使用；·动力飞行时间：
·燃料：烃；
10 s;
·动力飞行时
·燃料：烃；
1min;
·Ma=7，10
间：5min;
·动力飞行时
·动力飞行时·Ma=10～15
间：10min;
间：10min;
·Ma=5~7
至2025年渐进式发展
·Ma=0.7~7
·Ma=0.7~7
Hyper-X计划下4种飞行器的基本技术性能和演示计划进度

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美国
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和X-43B计划也就此下马。然而，鉴于X-43A在2004年连续两次飞行试验成功，美国国会又追加了2500
万美元的财政预算，用于支持NASA继续X-43C的研制，目前，相关的研究工作仍在进行中。
X-43A
.X=43A是Hyper-X计划第1阶段的飞行器，其设计速度为马赫数7～10。X-43A由NASA兰利研究中
心牵头，由NASA德莱登飞行研究中心研制，并完成所有的飞行试验。参与该计划的其他单位还包括锡奥
科尔公司、轨道科学公司以及波音公司。NASA负责整个项目的协调管理，包括：试验飞行器设计、空气
动力学与风洞试验、用于降低飞行试验风险的计算流体动力学（CFD）技术支持、空气动力及推力数据库、
飞行模拟、飞行器验证试验以及飞行器总装、飞行准备与飞行试验等。阿连特技术系统公司和波音公司负
责3架X-43A飞行器及适配器的研制；波音公司鬼怪工程部负责设计飞行器的热防护系统和机上控制系统
等：轨道科学公司负责X-43A空射助推火箭的设计、试验与研制工作。
X-43A计划的主要目的是在选定的试验条件下演示机身一体化超燃冲压发动机动力飞行器的性能和
飞行器在超燃冲压发动机助推阶段可获得的加速度。试验还将获取X-43A溅落前的空气动力学、结构以及
制导、导航和控制数据。试验获得的数据将用于验证对超燃冲压发动机、空气动力学性能、稳定性及控制
性能所做的相关预测。此外，这些数据还将用来验证高超声速飞行器结构一体化设计和系统设计，验证并
改进现有的模拟和预测软件。
飞行试验方案
X-43A飞行试验方案为：X-43A飞行器通过适配器安装在经过改装的飞马座助推火箭上；用B-52B飞
机将试验飞行器/助推火箭的组合体携带至高空（见下图）；在达到5～15km高度时，飞机将组合体投放。
助推火箭
适配器
B-52B携带X-43A/火箭助推体组合体的效果模拟图
后图给出了X-43A的飞行试验方案图，试验中将获取X-43A与助推火箭分离后所需正净推力，以及
试验飞行器在高超声速自由飞行条件下的气动系数。

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
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马赫数7或10
罩门关闭
动力飞行测试
减速下降
减速上升
仁超燃冲压发动机燃料燃尽
超燃冲压发动机点火
度/km
无动力飞行
罩门开启
加速上升
X-43A与助推火箭分离
15
高
爬升助推器燃料燃尽
助推器点火
B-52B
携带飞行
末段滑翔
飞行时间（距离）
X-43A飞行试验方案
X-43A飞行试验计划历时8年，迄今为止耗资已超过2.5亿美元，其中一半用于飞行试验，另一半则
用于技术开发和地面试验。X-43A共进行了3次飞行试验，2次成功，1次失败。
主要技术性能
气态氢
3.7m
燃料
长
飞行高度
宽
29~33.5km
1.5 m
高
7,10
飞行马赫数
0.6m
1 362 kg
动力飞行时间
最大质量
5~10 s
助推火箭
发动机
超燃冲压发动机
改进的飞马座一子级
飞行器结构
在Hyper-X计划中，共制造了3架X-43A试验飞行器，每架飞行器均为长3.7m、宽1.5m、高0.6m
的升力体结构，质量1362kg。下页两图分别给出了飞行器外部和内部结构。
X-43A以氢作为燃料，利用机身一体化超燃冲压发动机推进系统提供动力。超燃冲压发动机与传统喷
气发动机压缩空气的方式有很大不同，传统喷气发动机依靠旋转叶片压缩空气，气流流速在进气道为亚声
速。而具有特殊造型的X-43A飞行器依靠高超声速飞行在进气道内压缩并产生超声速气流，燃料在此气流
中喷入燃烧室燃烧。X-43A超燃冲压发动机长0.76m，宽0.48m，两个燃料箱的容积均为0.015m3，携带
1.362kg的氢气，压力为59MPa。发动机用气态硅烷（SiH4）作为氢燃料的点火源。为避免氧气进入飞行
器结构内部，用氮气形成并维持内部环境，在X-43A内制造一定压力。助推段的氮气来自适配器内的贮箱，
发动机试验阶段的氮气来自X-43A飞行器内的贮箱。在飞行试验的各个阶段飞行器都要承受很大的热载
荷，因此需要在飞行过程中对发动机前缘进行冷却。用于维持内部环境的氮气同时也用作冷却剂增压介质，
将冷却剂挤压到发动机前缘冷却部位。在火箭助推阶段所用的冷却剂是来自适配器内的乙二醇和水的混合
液体，在发动机试验阶段冷却剂来自试验飞行器自身携带的水。

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美国
·1524·
3.7m
机翼
1.5m
尾舵
0.48m
0.6m
发动机
0.76m
3.7m
X-43A的外部结构
机翼作动器
作动控制器
氮气入口
水入口
尾舵作动器
氮气贮箱
机翼作动器
氢气贮箱
仪器系统
尾舵作动器
飞行管理单元
水箱
硅烷贮箱
进气数据传感器
电池
X-43A的内部结构
X-43A的控制系统由5个机电作动器与控制这些机电作动器的电磁作动控制器以及飞行管理单元
（FMU）组成。5个作动器分别驱动2个全动式机翼、2个尾舵以及1个罩门。FMU是集成了导航组件、
飞行控制传感器以及任务计算机在内的模块装置。
仪器系统用于获取飞行数据，由传感器、传输线路、连接器、电子组件以及接收并向机载和地面接收
站传送数据（用于记录和实时监控）的软硬件组成。由于X-43A的飞行距离超出了地面数据接收设备的接
收范围，需要用机载接收设备作为补充，以确保在整个飞行过程中的数据获取；在从B-52B飞机投放发射
前，仪器系统所获得的数据用于检测并评估X-43A飞行器系统的状态，并确定飞行器是否做好了飞行准备。

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重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
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X-43A的传感器包括压力传感器、应变计、热电偶以及电阻温度探测器（RTD）等。
机身主要结构由钢和铝材料制成，外部用耐热陶瓷瓦保护，在最外层又包覆了纤维增强绝热材料
（TUFI）。飞行器本体由骨架结构和哈氏合金蒙皮组成，飞行器端头由金属钨制成。发动机主要由铜合金
材料制成，发动机前缘为水冷结构。飞行器头部、机翼和尾舵前缘采用碳/碳复合材料，表面还覆有专门的
热防护层，从而抵抗飞行器飞行过程中因大气剧烈摩擦所产生的3600℃左右的高温。下图给出了飞行器
材料布局情况。
哈氏合金
强化纤维绝热材料
(TUFI)
TUFT
耐热陶瓷瓦
钨一
碳/碳复合材料
碳/碳复合材料
头部前缘
侧脊
X-43A的材料布局
助推火箭
助推火箭是飞马座（Pegasus）运载火箭，用于将X-43A助推到一定高度和速度。它是美国第1种由
载机送到高空并在空中发射的运载火箭。飞马座火箭由一、二、三子级和整流罩组成。在X-43A飞行试验
中对火箭进行了改造，去掉了二、三子级。X-43A飞行器及其适配器就安装在火箭一子级发动机前端。试
验中助推火箭使用了新型的热防护系统，用来保护火箭在较低海拔高度作高超声速飞行时免受强烈热负荷
而破坏。其他改进还包括对一子级制导系统进行升级，重新配置电子设备，以确保高超声速飞行中的配重。
飞马座助推火箭主要性能参数见下表。
飞马座助推火箭技术性能
长度/m
直径/m
15
1.27
质量/kg
翼展/m
6.7
16919（包括X-43A）
发动机
Orion50S固体火箭发动机
分离时状态
飞行马赫数7~10，高度29～33.5km
飞行试验
X-43A总共飞行了3次，试验地点均在加利福尼亚的爱德华空军基地，时间分别在2001年6月2日、

<!-- 第 1569 页 -->
美国
·1526·
2004年3月27日和2004年11月16日，其中第1次失败，后两次成功，飞行马赫数分别达到了7和10。
阿连特技术系统公司为这3次试验设计制造了3架X-43A试验飞行器，轨道科学公司作为合同商提供了3
枚基于飞马座火箭的助推器。飞行试验所用的超燃冲压发动机均在兰利研究中心进行了一系列的风洞试
验，通过地面试验获取发动机气动热载荷、气动热结构、高气动力和吸气式推进系统的相关数据。X-43A
3次飞行试验的基本情况见下表。
X-43A3次飞行试验
飞行高度/km
次序
时间
动力飞行持续时间/s
速度马赫数
试验结果
第1次
30
一
失败
2001-06-02
29
第2次
2004-03-27
10
7
成功，产生正推力
33.5
12
第3次
2004-11-16
9.8
成功
第1次飞行试验
2001年6月2日，X-43A试验飞行器进行了首次试飞。搭载了X-43A的飞马座火箭由改装后的B-52B
飞机送到大约7.3km高的空中释放。5.2s后，飞马座固体火箭发动机点火。8s后，助推火箭与X-43A飞
行器开始按计划向上爬升，其目的是将X-43A飞行器送到30km的高空。但由于助推火箭发生故障，使
X-43A/火箭组合体严重偏离正常飞行轨迹，在离开飞机48.6s时，控制人员被迫将试飞器和助推火箭引爆。
NASA事故调查委员会给出的调查结果指出，事故并非由某个单一起因所致，而是由于在助推火箭飞
行控制系统的设计建模中有几处不够完善，使得模型过高估计了助推火箭控制系统在预设飞行条件下的能
力。
X-43A首次飞行试验的失败给美国高超声速技术发展计划带来了一次严重的打击。
第2次飞行试验
2004年3月27日，第2架安装在飞马座助推火箭上的X-43A飞行器由B-52B飞机携带，从NASA
德莱登飞行研究中心再次升空，成功地进行了飞行试验，X-43A的飞行马赫数达到了7。飞机在南加利福
尼亚以西80km、海拔高度12km的位置将火箭释放。X-43A被助推火箭加速并送到了29km的高空后，
与助推火箭分离，10s后超燃冲压发动机点火，飞行器开始靠自身动力并按预设的程序自主飞行。飞行器
的超燃冲压发动机工作了大约10s时间，产生了正向推力并获得了宝贵的飞行数据。完成超燃冲压发动机
试验后，飞行器进入了高速机动滑翔阶段，此阶段收集了近10min的高超声速气动数据，之后结束飞行任
务，落入太平洋。
此次飞行试验打破了以吸气式发动机为动力的飞行器最高飞行速度记录。
第3次飞行试验
2004年11月16日，第3架X-43A试验飞行器成功地进行了飞行试验，飞行速度达到了马赫数10，
打破了第2次飞行试验创造的飞行速度记录。
由于在马赫数10的飞行条件下飞行器所受的热载荷相当于马赫数7时的2倍，设计人员为第3架
X-43A增加了更多的热防护，其中包括在飞行器垂直尾翼的前缘使用加强的碳/碳复合材料。
飞行试验在NASA德莱登飞行试验研究中心进行，B-52B飞机在12km高的空中释放了飞马座助推火箭，
X-43A进行了12s自主动力飞行，飞行速度达到马赫数9.8，动力飞行距离约33km，发动机停止工作后，

<!-- 第 1570 页 -->
重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1527·
飞行器又滑翔飞行了10min，落入了太平洋。在整个飞行试验过程中，研究人员获得了充足的试验数据。
X-43A为航天技术发展树立了两个重大里程碑，一是以超燃冲压发动机为动力的一体化飞行器在稀薄
大气中可以获得正向推力；二是两个非对称的飞行器（飞马座助推火箭与X-43A）在高超声速条件下成功
实现分离。
（李焱）
X-43C
X-43C是Hyper-X计划中继X-43A后的第2个超声速飞行演示验证飞行器。X-43C飞行器由双模超燃
冲压发动机提供动力，使用烃作为燃料，采用燃料冷却，兼有普通冲压发动机和超燃冲压发动机的两种工
作模式。X-43C将演示马赫数5～7的飞行器加速性能和飞行性能。
X-43C演示飞行器效果图
X-43C演示飞行器
（兰利研究中心）
适配器
（兰利研究中心）
助推火箭
(马歇尔航天飞行中心)
X-43C试验飞行器系统组成

<!-- 第 1571 页 -->
美国
·1528·
X-43C由NASA和美国空军联合研制，计划用3架X-43C飞行器演示验证持续加速飞行性能。NASA
兰利研究中心负责项目管理。飞行器与发动机相关技术来自X-43A以及美国空军的HyTech计划。HyTech
计划始于1996年，目的是开发使用液体烃燃料的吸气循环超燃冲压发动机。
X-43C计划共由4项分计划组成：兰利研究中心负责整个计划的管理，并承担两个分计划，包括演示
飞行器的研制以及推进/气动试验；马歇尔航天飞行中心（MSFC）负责提供助推火箭及发射服务；德莱登
飞行研究中心负责飞行试验及相关操作。X-43C计划在2001年通过了计划需求评审，2002年完成了系统
需求评审，2003年选定联合宇航公司为制造商，负责X-43C演示飞行器以及适配器的制造，主要子承包
商包括普·惠公司和波音公司。
行器，之后X-43C靠自身动力从马赫数5加速到马赫数7，然后在无动力条件下溅落太平洋。有动力飞行
将持续3～5min。3次飞行试验将演示推进系统性能、双模超燃冲压发动机工作情况以及更复杂的飞行机
动能力。下图描述了整个飞行试验过程。
24
飞行高度/km
助推爬
自主动力
下
分
加速飞行
降
离
Ma=5~7
空中投放
主要试验飞行阶段
飞行时间
X-43C飞行试验的阶段飞行情况
飞行器设计
X-43C的尺寸比X-43A大，其长度为4.88m，以燃料冷却的超燃冲压发动机为动力装置。发动机使用
烃燃料，相对于氢燃料，其优点是可以为飞行器提供更长时间的持续动力。X-43C的吸气式推进系统具有
3个气体流路，它由HyTech计划单流路发动机技术发展而来。
X-43C飞行器在任务性能上留出了一定的设计余量。与X-43A相比，X-43C在长度上有所增加，这是
由于燃烧烃燃料需要更长的发动机；飞行器在高度上有所增加，从而携带燃料的有效容积更大；宽度也较
大，这样可以保证更高的气体获取量以及更大的加速推力。除燃料输送系统外，飞行器在分系统设计上与
X-43A相似。飞行器内部系统结构见下图。

<!-- 第 1572 页 -->
重复使用技术验证机（RLVDEMONSTRATORS）
·1529·
作动控制器
控制面作动装置
飞行管理单元
硅烷系统
点火器
燃料泵与马达
电子元件
银-锌电池
发动机电子控制系统
配重
氮气系统
燃料贮箱（JP7）
X-43C飞行器内部系统结构
研制与试验
X-43C采用的发动机设计来自空军的HyTech计划。X-43C飞行器将3个HyTech发动机模块并排放置，
从而增加了发动机的宽度。发动机在设计上采用了可变几何尺寸进气道，以满足在一定速度范围内工作的
要求。
2003年7月，HyTech计划的第1台飞行质量燃料冷却发动机GDE-1成功地进行了地面试验。这是一
台具有单一流路、固定几何特性的发动机。GDE-1后的GDE-2发动机同样是单一流路试验发动机，它是
依据X-43C飞行器的特定几何特性研制的，用于验证发动机推进系统的燃料闭环控制、热管理性能以及可
变几何性能等。
GDE2之后还将设计一台多流路推进演示器（MFPD），通过试验验证不同流路间的协作性能以及发动
机-机身一体化性能。与此同时，还要进行气动试验，为演示飞行器的飞行以及助推火箭分离等提供相关数
据。最后，将制造一台飞行验证发动机（FCE)。FCE具有真实飞行的发动机结构与尺寸，是飞行试验之
前最后一台用于试验验证的发动机。
2004年，由于NASA将重点转移到“空间探索新构想”（重返月球）方面，取消或削减了部分航天研
究项目，其中包括X-43C。之后，虽然国会在指定的专项资金中追加了2500万美元的X-43C专项资金，
但其前景仍不乐观。
（李焱）
X-43B和X-43D
X-43B也被称为重复使用组合循环演示飞行器，是NASAHyper-X系列演示飞行器中的第3个，也是
该系列中最大的一款。它采用冷却式碳氢燃料超燃冲压发动机，有望在2010年进行飞行试验。X-43B有
两个方案：一是采用火箭基组合循环（RBCC）推进系统的飞行器，长为10m，带有大型前舵，增大了后
部三角翼；二是采用涡轮基组合循环（TBCC）推进系统的飞行器，保留了三角翼，但无前舵，长为
12.2m，飞行靠涡轮发动机和吸气式超燃冲压发动机组合动力。涡轮基组合循环适合高超声速飞机，它可

<!-- 第 1573 页 -->
美国
·1530?
以自动调整推力以使飞行达到最佳速度。当飞行速度只有2倍声速时，飞机借助涡扇喷气发动机飞行，同
普通飞机相同：当飞机以高超声速（马赫数5～15）飞行时，就开始利用吸气式超燃冲压发动机提供动力。
X-43B飞行器动力飞行将持续10min，飞行马赫数为0.7～7。
X-43D飞行器是X-43系列中最远期的飞行器计划。拟议中的X-43D采用冷却式液氢燃料双模超燃冲
压发动机，飞行马赫数将达到15。
（李焱）

<!-- 第 1574 页 -->
暴风雪号（BVPAH)
·1531·
暴风雪号（BVPAH
暴风雪号（BypaH/Buran）是苏联的第1架多次使用轨道飞行器，1978年开始研制，1988年11月15
日由能源号运载火箭发射，进行首次不载人飞行。暴风雪号外形见下图。
发射架上的暴风雪号
暴风雪号设计飞行寿命为100次，计划每年飞行2～4次。主要用于空间技术操作、维护操作和维修
卫星，为空间站运送人员、货物、回收出故障的核动力系统、空间站舱段及其他有效载荷，发射特殊的不
载人有效载荷，如大型天文望远镜及大型空间平台、天线阵等。
暴风雪号最长的飞行时间为30天，可以作为1个独立的科学研究试验室。
主要技术性能
全长
36.4m
推进剂
液氧／煤油
机身高
有效载荷
入轨
30t
16.45 m
出轨
机身直径
5.6m
20t
翼展
乘员
机组人员
23.9m
2~4人
翼面积
有效载荷专家
6~8人
250 m²
运行轨道
驾驶舱容积
70 m3
51.6倾角250km轨道
105t
起飞质量
轨道运行时间
额定7天
最长30天
结构质量
65t
发动机
横向机动能力
2 000 km
着陆速度
轨道机动发动机推力
2X31 kN
340 km/h
反作用控制小发动机数量38台

<!-- 第 1575 页 -->
苏联
·1532·
总体布局及结构
暴风雪号的总体布局如下图所示。
11
10
13
14
15
16
012345m
623222120
19
18
暴风雪号总体布局图
10一附加设备舱（空间站舱）；11—辅助动力装置；12一带减速板的垂直稳定尾翼；13一制动伞；14—一体化推进系统；15一反作用控制系统舱；
驾驶舱
驾驶舱在机身前部，分为3层，即上层、中层和仪器舱。盒柜位于中层前部，中层后部有1个密封舱。
轨道器一侧乘员入口和出口均设在中层，进口直径为1m，当暴风雪号处于水平状态时，门可从上向下开
90°。
驾驶舱可水平分离，其容积为70m”，有两个窗口，窗口面积2.25m²。
驾驶舱前部仪器板上设有阴极射线型显示屏幕。面板大部分是标准的圆盘电、机械飞行仪表，1个阴
极射线型显示屏幕位于指令长仪器板的右下方，另1个设在驾驶板的左上方，第3个设在中心仪器板的下
方。
指令长仪器板和驾驶员仪器板之间的方形显示器上有提示／警告灯。
另1个中心仪器板安装在主仪器板上方，与风挡在1个水平面上，这个板位于两个前风挡之间。
驾驶舱内中心面板顶部装有1个方形面板。
轨道器的控制杆设在指令长和驾驶员座位的前面，这两个座位被中间的控制器和开关支座分开。
驾驶舱内有4路多工冗余计算机。
有效载荷舱
有效载荷舱位于机身中部，两侧舱门都从上往下开启，关闭时由机械装置锁住。有效载荷舱门内装有
辐射板，中部设有一增压舱，其直径略小于有效载荷舱的直径，长度大约和欧洲研制的欧洲空间实验室增
压舱相当，舱内有1个机械臂用来释放布置卫星，机械臂由人工操作。

<!-- 第 1576 页 -->
暴风雪号（ByPAH)
·1533·
暴风雪号的主要结构材料为铝合金、钛合金和合金钢。
防热系统
暴风雪号上覆盖的热防护材料主要是有机柔性石英（硅）纤维和碳纤维制成的防热瓦，总质量为9t，
共38000块。翼前缘表面用碳/碳复合结构防热瓦，它能承受2000°℃的高温。
防热瓦是人工用黏合剂黏结到暴风雪号机体上表面的。防热瓦能经受雨点的冲击，但使用寿命较短，
执行10次任务后就必须替换。防热瓦之间的间隙较大，以防止或减弱下降阶段各瓦之间再入加热的互相渗
透。
机体腹部大部分黑色高温瓦和乘员舱上的白色中温瓦的面积约为15.24cm×15.24cm，有效载荷舱门
下部的30%和后门前半部使用同样的白色防热瓦。有效载荷舱门其余部分的上半部和机身侧面尾部的一半
使用比其他部位大4倍左右的防热毡或防热瓦。翼前缘使用凸形黑色瓦。
暴风雪号鼻锥上反作用控制系统喷管周围使用小块瓦，鼻锥帽区域使用碳/碳复合材料保护它再入时
免受1093℃高温的损坏。鼻锥包括两部分，圆顶部分组成鼻锥的主要部分，紧接着圆顶的是环形部分。
碳材料环的后面是黑色防热瓦，用来保护乘员舱下半部。
鼻锥部分防热瓦、反作用控制推进器和碳/碳复合材料鼻锥
鼻锥部分
暴风雪号在第1次飞行期间，进入等离子区时，碳/碳复合材料翼前缘和翼下表面防热瓦之间的铝翼结
构出现了烧蚀。翼上铝壁的烧蚀面积大约为20cm×2cm。防热瓦和碳/碳复合材料翼前缘之间的碳纤维密
封条被烧掉，密封条被损坏后，有5块防热瓦脱落。
推进系统
暴风雪号尾部不带主发动机，其尾部覆盖1个大的穹形结构。穹形结构下半部左右各开有1个圆形孔，
2个轨道机动系统发动机喷管从穹形结构伸出。该结构件内部装有2台轨道机动系统发动机涡轮泵及推进
剂箱。穹形体中心的1个小的三角形结构是脐带入口，整个穹形结构用黑防热瓦严密覆盖，用于发射和再
入时的热防护。
为把30t货物送到250km轨道，暴风雪号轨道机动系统需要8t推进剂，这些推进剂储存在1个推进

<!-- 第 1577 页 -->
苏联
·1534·
剂箱内，该推进剂箱也向反作用控制系统推力器提供燃料。暴风雪号最多可储存14t推进剂，这种情况下
它能把27t货物送到450km轨道，这一高度主要是按和平2号空间站的轨道高度设计的。此外，如果在
有效载荷舱内装上携带14t推进剂的附加推进剂箱，则可以把货物送到800～1000km轨道。
每台轨道机动发动机可产生29.36～31.41kN
的推力。系统可在1台发动机发生故障时，只用1
台发动机进行安全出轨。
反作用控制系统推力器推力为2932kN，头部
有3个向上的推力器和3个向下的俯仰推力器，还
有两个侧向偏航推力器。
暴风雪号鼻锥内仅安装1个小的推进剂箱，推
进剂从安装在轨道器尾部的轨道机动系统推进剂
箱内传送到鼻锥部位。这样既可在推力器点火后重
新填满鼻锥的燃料箱，也可以在再入时向前传送推
进剂，以便及时移动重心。
尾部外形图
暴风雪号只在尾部设有推力为196N的微调喷
管，其尾部外形见右图。
自动着陆系统
暴风雪号的载人飞行将使用与第1次不载人飞行相同的全自动进场和着陆模式，飞行人员的手动操作
将作为自动着陆系统的后备方案。
在拜科努尔发射场装有6个测距装置，控制人员使用这些仪器确定航天飞机的位置，在临界进场阶段
修正机上惯性并联导航系统，临界进场阶段从39.6km的高度开始。
3个测距装置地面终端分布在跑道的一端，另外3个分布在另一端。这3个终端中有1个位于跑道的
中心线上；距跑道中点20km；其他的2个分布在跑道两边，距跑道中点50km。
距离，这3个终端的分布可提供精确的位置测量数据。
每1个测距装置地面终端通过两副天线传送数据，一副天线水平极化，另一副垂直极化。这保证了暴
风雪号在进行大俯仰或滚动机动时能通过圆极化天线接收到强信号。
6个终端使用经过修改的RSBN-4N短距离测距测角辅助导航设备，它类似于美国塔康导航系统。
在跑道附近装有1个RSBN导航设备，暴风雪号也装备1个RSBN接收器作为距离测量仪位置确定系
统的备份。
在最后进场闪耀和着陆阶段，使用了微波扫描着陆系统和微波着陆系统型精确测距装置。这些仪器安
装在跑道的两端，使暴风雪号可以在任一方向着陆。除了在信号制方面有微小的区别外，这里的微波着陆
系统与国际民航组织为民航机采用的微波着陆系统类似（见后图）。
安装在拜科努尔的微波着陆系统能提供从跑道中心线算起土30°，垂直方向30°区域内的导航。暴风
雪号上装有4台测距装置问答机，为关键位置的确定提供4倍的余。被选中的3个距离测量地面终端的
每1个每秒应答60次。
控制人员通过3个地面雷达监控暴风雪号，在进场和着陆期间按计算的路线飞行，1个雷达要求航天

<!-- 第 1578 页 -->
暴风雪号（BVPAH)
·1535·
飞机与其相距450km，使用一类（表面反射）和二类（应答器）信号。应答器传送航天飞机高度、速度和
方位等数据。
距着陆场大约161km时，由中距离雷达监控飞行，用1个3D精确进场雷达监控最后的进场和着陆。
测距装置
测距装置
微波着陆系统微波着陆系统
测距装置
●方位天线
/精确距离
O
测量设备
微波着陆系
统垂直导
20km
航天线
RSBN短距
离-角度
导航设备
微波着陆
系统垂直
导航天线
微波着陆
●系统/精确
微波着陆系统
距离测量
测距装置
设备
方位天线
测距装置
测距装置
安全与救生
在服务塔和轨道器之间有2个通道，一个是机组人员入口，另一个是应急通道。机组人员从入口进入
轨道器。
应急通道能在15s内把火箭上的推进剂排到地下推进剂库中。
暴风雪号首次飞行演示的飞行轨道将成为以后任务的典型轨道。
在其中止飞行模式中，在2个助推器出现故障时，能源号运载火箭须与暴风雪号分离，能源号进入轨
道，而暴风雪号返回发射场。如果在上升期间，1个助推器在较晚的时候出现故障，暴风雪号在与能源号
分离后能在备用基地紧急着陆。如果发射中1个发动机在较晚的时候发生故障，暴风雪号则按入轨中止飞
行程序，在轨道上飞行1圈后返回拜科努尔。
在飞行试验期间，如果在发射塔上出现紧急情况，或起飞后不到2min，高度低于25km，马赫数小于
3或在返回着陆时飞行高度小于30km、马赫数小于3时出现故障，机组人员可使用弹射座椅救生。正式
飞行时弹射座椅将被取消。
电源
暴风雪号第1次飞行期间，用大型化学电源作为能源。不过苏联正在加紧研制功率为30kW的氧/氢
燃料电池，已于1991年的第2次飞行中使用。

<!-- 第 1579 页 -->
苏联
·1536·
通信跟踪
苏联为暴风雪号建起了1个联合控制中心，其中着陆综合系统包括无线电辅助设备、测距仪、拜科努
尔地区的着陆和空中交通管制系统、计算中心和设有导航和着陆及遥测设备的通信和气象中心。
控制中心的任务是对进场着陆进行监控和导航，并进行飞行后维护。
主控制中心的导航仪有显示装置和轨道器位置指示器，它能显示轨道器高度、范围和速度等有关信息。
在执行任务过程中暴风雪号的遥测系统一直由地面监控，数据的接收是不间断的。跟踪系统包括从克
里米亚（KpuMMx）到远东地区的地面跟踪网、4艘跟踪测量船和4颗卫星。
2艘跟踪船停泊在非洲西海岸，其他2艘停泊在南美洲西海岸。
2颗高倾角、高椭圆轨道卫星和2颗地球同步卫星用来中继数据。
第1次试飞行程序
暴风雪号原定于1988年10月29日作首次试飞（飞行轨迹见下图），但由于水平方位系统仪器盒未能
及时从能源号上分离开（分离应该用3s，但实际用了38s），航天员紧急撤离平台也出了问题，所以这次
发射被追在倒数计时前51s中止。试验被迫推迟到1988年11月15日格林威治时间3点（0300GMT)。其
发射准备与飞行时序见后表。
70.00纬度
60.00
恢复无线电通信
50.00
40.00
Ma=24.5
拜科努尔
30.00
速度=7050m/s
偏移550km
20.00
再人高度=120km
10.00
0.00
-10.00
-20.00
0000-
-40.00
估计脱轨区
000S-
-60.00
-70.00
经度
60.00
-180.00
-140.00
-100.00
20.00
-60.00
100.00
140.00
-20.00
180.00
首次飞行时的飞行轨迹
按原计划苏联准备建造5架轨道飞行器，继暴风雪号之后的第2架轨道飞行器命名为小鸟号（ITHuK）。
小鸟号比暴风雪号小，长30m，高6m，翼面积250m²，机体宽5.6m，有效载荷舱与暴风雪号类似。
在地面试验的基础上，小鸟号作了某些改进，例如对起落架下放锁定系统进行了修改，以满足使用20
次的设计寿命（原来的设计只能承受5次飞行）等。由于暴风雪号必须按计划进行，在没有采用这些改进
措施的情况下暴风雪号作了首次飞行。
由于经费不足该计划已停止执行。

<!-- 第 1580 页 -->
暴风雪号（BVPAH)
·1537·
暴风雪号发射准备与飞行时序
时间
事件
T-6h
人员开始从发射塔撤离，能源号开始加注燃料
T-30min
人员全部从发射塔撤离
T-11 min
启动机上计算机系统，使发射前准备进入自动模式，人不能再进行干涉
最后几分钟
发射塔平台和服务塔与能源号/暴风雪号系统脱离
T-8s
能源号芯级点火，4个捆绑助推器同时点火
T+2 min22 s
捆绑火箭于60km高空与芯级成对分离
芯级点火后持续工作8min，达110km高度时，暴风雪号用反作用控制系统与能源号分离，然后
T+7min52 s
继续上升，并启动预启动系统产生人造重力使推进剂沉底。芯级进入亚轨道，再入大气在太平洋上
空烧毁
T+36min19 s
轨道器到达160km高度时，轨道机动系统启动并工作67s
轨道机动系统第2次点火，工作42s，达到252～256km、倾角51.5°预定轨道，飞完1圈后，
T+47 min
在通过非洲上空时，机载计算机算出下一圈出轨所需的推力
T+2 h20 min
暴风雪号掉头，尾部向前，在智利西海岸上空，机上的2台轨道机动发动机再次点火，以产生离
轨所需的制动力。暴风雪号在马赫数为25、高度122km再入界面，启动制导导航、姿态控制和热
控系统，接着暴风雪号进入20min的黑障区，横向机动1000km。暴风雪号在40km高空，离拜科
努尔跑道400km处再与地面接通联系，进入导航阶段，利用空气制动器、升降副翼和舵进行气动
制动，然后由1架米格25飞机护航。其20km高空的飞行速度为3000km/h，飞行高度达10km时，
速度减为800km/h
当速度达到350km/h时，暴风雪号开始着陆，在极其平稳地着陆时航天飞机要持续上仰滑行一段，
T+3h25min
然后放下前起落架，通过后面的空气制动器减速。不久暴风雪号尾部的3个十字形降落伞展开，使
轨道器进一步减速，当它以50km/h的速度滑行时，降落伞被抛掉，暴风雪号停在离发射塔12km
的长4.5km、宽84m的大型跑道上。由于受与跑道中心线成30°夹角、风速18m/s的侧向风的影
响，暴风雪号的着陆点偏离跑道中心线1.5m
（孙乐民）

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·1538·
俄罗斯
快船号重复使用运输系统
(KIMIIEPMHOTOPA3OBAATPAHCHOPTHAACHCTEMA)
快船号（KⅡHⅡép/Kliper，Clipper）重复使用运输系统的主要组元包括：快船号飞行器、渡
船号（ⅡIap0M／Parom，Ferry）拖船、联盟号2-3运载火箭、地面处理加工设施、地面控制设施、地
面发射设施和着陆场，见下图。快船号与渡船号一起支持空间站的运行。快船号还可作为执行星际航行任
务的基本飞行器，在未来的载人航天任务中发挥重要作用。
联盟号2-3运载火箭
发射设施
处理加工设施
地面控制设施
机场着陆
渡船号拖船
快船号可重复使用运输系统
快船号重复使用空间运输系统，将充分利用现有的地面和空间基础设施。目前正在使用的联盟号载人
飞船和进步号货运飞船运输系统，是按人货分开的原则研制的，经过几十年的考验，证明它是高效可靠的
系统。利用联盟号和进步号运输系统的研制经验，针对不断增长的要求，确定了快船号重复使用空间运输
系统主要设计要求：
1)系统主要组成部分可重复使用，使制造和操作成本降至现有联盟号和进步号运输系统的1/3～1/3.5。
2）改善快船号飞行器的乘员舒适性能，过载降至2.5g，降低对科学、工业和空间旅游等领域人员健
康和身体训练的医学要求；增加乘员数量至6名，并增加载运的货物质量至500kg。
3）利用运输系统的基本在轨组元，完成其他可预见的计划（近地空间、月球和火星的工业开发）。
新型快船号重复使用空间运输系统的研制分为3个阶段：
1）升级联盟号载人飞船；
2）研制渡船号轨道间系统；
3）研制快船号重复使用空间系统。

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快船号重复使用运输系统
·1539·
快船号是一种能多次使用的多用途飞行器，其任务是作为载人航天系统的运输工具，把乘员组送往将
来的地球空间站和行星际空间站，并且把乘员组连同研究和实验结果运回地球。该飞行器还可以起到救援
飞船的作用，在紧急情况时，将乘员组撤回地球。当快船号作为空间站的组成部分用来救生时，其飞行时
间不少于1年。快船号还能在近地轨道作15昼夜的自主飞行，进行空间实验和研究。快船号最终将替代
联盟号飞船，用于将人员和货物送到空间站。快船号飞船的尺寸和质量都超过了联盟号，长约10m，最
大直径约3.5m，起飞质量达13～14.5t，为联盟号的2倍。它最多可以搭乘6人，并可将700kg的货物
运往空间站。
渡船号无人轨道拖船要先行发射入轨，在轨等候随后发射的载人快船号。快船号上天后，再与渡船号
在轨对接（见下图）。之后，所有的轨道机动、姿态控制及飞往国际空间站或更高轨道所需的动力，均由
渡船号提供。在飞行结束后，快船号载着航天员再入大气层返回地面。而备有充足燃料的渡船号将继续停
留在轨道上，等候下一次的载人飞行任务。这种把载人快船号与无人渡船号相结合的方式，能够为以后的
载人探索月球甚至火星任务奠定基础。
快船号与渡船号对接
快船号（KJIИIEP）
快船号是俄罗斯能源火箭航天公司正在研制的新一代可重复使用载人航天飞行器。2000年开始方案设
计，2004年2月17日俄罗斯公布了升力体外形快船号计划。预定2012年进行首次无人飞行，2013年进
行首次载人飞行。
2004年11月，能源火箭航天公司同苏霍伊设计局合作，提出有翼体快船号航天飞机方案，与升力体
快船号飞船并行研制。至此，快船号有2个方案：升力体飞船方案和有翼体航天飞机方案，见下图。
升力体快船号飞船和有翼体快船号航天飞机

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·1540·
俄罗斯
快船号的运载火箭曾研究了3种方案：奥涅格（后又称联盟号3）、安加拉和天顶号运载火箭，最终
选定了联盟号2-3火箭，见下图。
快船号
货运箱
载人航天器
安加拉3A
天顶号2SLB联盟号3
快船号的运载火箭方案
联盟2-3发射快船号和货运箱
快船号载人航天器的方案曾经历了3次重大更改，2005年秋的最新方案是：将航天器一分为二，分为
快船号载人飞行器和渡船号无人轨道拖船两部分。后者将由单独的运载火箭发射。将飞船分为两部分的目
的是：使其能够用改进的联盟号2-3火箭在欧洲的法属圭亚那库鲁发射场发射，提高有效载荷运载能力。
快船号的优点在于安全、舒适、着陆精确和重复使用。首先，在飞行的任何阶段，快船号都能确保乘
员的安全。其次，由于容积更大，航天员将舒适得多。第3，着陆精度更高，通过改变下降轨迹，可实现
在俄罗斯境内着陆。第4，在着陆前，设备舱分离并在大气中烧毁。返回舱是最昂贵的部分，被回收供多
次重复使用。
快船号设计综合了可靠的联盟号飞船和暴风雪号轨道飞行器的最佳特性，采用了暴风雪号的热防护系
统和导航系统。它比105t的暴风雪号轻得多，只有13t。
快船号飞行器由外形像暴风雪号轨道飞行器头锥的宽座舱和仪器舱、设备舱组成。必要时，能在任
何时刻对航天员实施救生。
与联盟号不同，快船号能在轨道上机动，载6名乘员和700kg有效载荷至国际空间站（联盟号飞船仅
能运送3名乘员和300kg货物），且更舒适和安全。它能送接空间站乘员、执行载人火星探险任务以及空
间旅游业务。在国际空间站上，快船号能与空间站保持一整年的对接状态，从而可作为逃逸救生飞行器。
快船号已列入俄罗斯航天局2005年～2015年航天规划中。快船号载人航天器、渡船号无人轨道拖船
成部分，将逐步取代现用的联盟号飞船、进步号货运飞船和联盟U、联盟FG火箭。
按2004年价格计算，快船号研制费用估计为100亿卢布（相当3.42亿美元），其中不包括运载火箭的

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快船号重复使用运输系统
·1541·
研制费用。快船号计划的总成本估计为54亿美元。为筹集经费，俄罗斯考虑与欧洲、日本、印度和加拿
大开展合作。
轨道舱
返回舱
仪器和推进舱
再入舱
推进和应用舱
快船号与联盟TMA飞船之比较
主要技术性能
全长
6人
10m
乘员数量
500kg
最大直径
3.52m
到空间站货运量
20 m3
500 kg
可居住容积
轨道返回货物
起飞质量
使用次数
25次
13 t
再入舱质量
自主飞行周期
15天
8.8t
<2.5g
再入过载
运载火箭
联盟号2-3
总体布局
快船号由多次使用的再入返回舱（主舱，对有翼体快船号来说为返回着陆系统或着陆飞行器）、一次
使用的生活居住舱及仪器设备舱（两者又称轨道舱）和逃逸救生系统组成。在后端与运载火箭连接的过渡
段周围，安装有逃逸救生发动机。如果发射过程中发生任何故障，逃逸救生发动机可以使飞船快速脱离助
推火箭。一且通过上升段这个最危险的阶段，这些发动机将以脉动方式工作，为飞船提供入轨的额外推力。
后面3图示出了升力体和有翼体快船号方案的主要部件分解图。

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·1542·
俄罗斯
可回收装置
生活舱
座舱组件
过渡段装有
应急逃逸发动机
设备舱
可回收装置
升力体壳体
可回收装置
有翼体壳体
快船号两方案分解图
应急逃逸火箭
交会天线
可控推力器
生活舱
推进剂贮箱
转移舱口
降落伞组件
箭-船过渡段对接机构
电源系统
转移通道
仪器设备舱
气动控制面
进出舱口
姿控推力器
升力体快船号分解图
应急逃逸系统舱
服务居住舱
座舱
滑翔返回飞行器
有翼体快船号的模块化设计

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快船号重复使用运输系统
·1543·
升力体快船号飞船的构成见下图。
设备舱
仪器舱降落伞舱座舱组件
对接装置
电化学发电机壳体
储存和输送推进剂组件生活舱
升力体快船号构成示意图
返回舱
快船号所有贵重的装备和多次使用的电子设备都集中在返回舱内。返回舱的内部体积比联盟号飞船的
大5倍。返回舱的形状可保证乘员组在降落时具有更舒适的条件，同时当飞船侧向偏离降落轨道达500km
（联盟号仅为50km）时，还能进行机动纠正。返回舱的承力壳体是不密封的，在其头部装有停靠和定向
发动机组，在壳体内有乘员组的密封舱、燃料箱及降落控制系统发动机，另外还有控制用的气动作动机构
传动装置、压力气瓶以及为保证稳定着陆而使过载不超出许可范围的专用着陆装置。
返回时，密封舱受返回舱外壳保护，不受降落时的高温和速度差的影响。在舱内装有6名乘员用的旋
25次飞行，工作期限为10年。每次飞行前返回舱头部的保护层、降落伞和着陆装置都要更换。
具有20m”容积的可重复使用的乘员舱，被设计成一个独立的舱段。它能够与两种可以改变气动力的
壳体组装在一起。一种是航天飞机型的带翼滑翔体，另一种是升力体。后者的外形不带翼，能提供有效的
气动升力。在飞行器再入大气层期间，需要利用这种升力进行控制。带翼型快船号能够在偏离所设计的着
陆航线时机动2000km，而采用升力体外形的快船号，只能够机动500km。前者可以像飞机一样在跑道
上着陆，后者像目前联盟号飞船一样，用3件套的降落伞进行软着陆，见快船号两种着陆方案比较图。
升力式返回舱
能源火箭航天公司最初公布的快船号返回舱外形设计是升力式。这种设计能使其再入大气层时，高效
利用气动力。升力体返回舱尾部有两个垂直方向舵和一个水平方向舵，可使它横向机动500km距离。再
入过载低于2g，端头蒙皮最高温度不超过3000K（2730℃）。
返回舱设计借鉴暴风雪号轨道飞行器与联盟号飞船的热防护系统。热防护系统的某些部分不可重复使用。
升力体返回舱的伞箱中有3个主降落伞。它们和装在返回舱底部的几台固体火箭发动机一起，用于着
陆。固体火箭发动机在返回舱着陆前的瞬间点火，对垂直着陆速度以及风力引起的侧向速度进行补偿。飞
行控制系统能够将返回舱的实际着陆点，控制在距离预计着陆点1km范围之内。还可能用气垫使飞行器
安全地在水面溅落。

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·1544·
俄罗斯
滑翔式返回舱
的设计方案。此方案能使快船号的横向机动能力达到500～2000km，并且能任意选择返回的飞行轨道以
及在常规的飞机跑道上降落。
有翼体飞机型回收组件
升力体舱式回收组件
·在运载器出故障时确保返回舱生存
·在几个预定区域着陆
·在几个预定机场着陆
·横向机动距离500km
·横向机动距离2000km
·对于80%的轨道升交点经度来说，
从每一条轨道上都可着陆
·从每一条轨道上都可着陆
·采用降落伞系统
·利用软着陆发动机对垂直着陆速度
·在运载器出故障时，确保返回舱
生存，返回机场
以及风引起的侧向速度进行补偿
快船号两种着陆方案比较
轨道舱
轨道舱包括一次性使用的生活居住舱和仪器设备舱。快船号飞船将居住舱与仪器设备舱结合在一起。
从联盟号飞船继承来的居住舱连接在返回舱后面。密封居住舱设有对接装置、卫生间和其他生保系统。
居住舱周围是环形仪器设备舱（又称勤务舱）。此舱装有轨道机动和姿控系统以及太阳能电源系统。推进
系统用偏二甲肼和四氧化二氮推进剂。在制动机动返回地球大气层之后，轨道舱组件与返回舱分离并被抛
弃。
在仪器设备舱内安装的设备有：轨道发动机装置、停靠和定向发动机组、燃料箱以及用于温控系统的
设备。舱外装有太阳电池温度调节器以及飞行和导航控制系统用的敏感器。
轨道舱仅能一次使用，目的是减轻其结构质量，简化降落伞系统和着陆装置。快船号的结构和船载系
统，充分应用了联盟号和进步号飞船在技术和制造工艺方面的成果。但飞船的控制系统设备完全是新研制
的，其中包括有高余度计算机。快船号两次飞行之间的准备工作周期为5～6个月。为了下一次的飞行，
必须制造新的轨道舱，更换返回舱的可更换件。快船号的重复使用性略大于0.8，而返回舱的重复使用性
为0.95。

<!-- 第 1588 页 -->
快船号重复使用运输系统
·1545·
逃逸救生系统
为了在发射和起飞段发生紧急情况时能救援乘员组，飞船装有固体燃料逃逸发动机的应急逃逸救生系
统。它是在联盟TMA飞船逃逸救生系统的基础上研制的。
快船号最初设计的发射逃逸系统，采用了与联盟号飞船类似的救生塔。它安装在飞船的顶部，能够在
运载火箭出现紧急故障时，将飞船带离危险区。对于正常的发射飞行来说，这种设计的救生塔是一个白白
消耗运载火箭推力的无效载荷。在飞船飞行到一定高度的时候，救生塔会按正常程序被抛掉。
2004年8月，能源火箭航天公司出于节省经费的考虑，将原定研制奥涅格号运载火箭的方案改为采用
天顶号运载火箭。这不得不使快船号飞船精简1.5t的质量。正是因为这个原因，快船号飞船的发射逃逸系
统从飞船顶部移到了连接飞船与运载火箭的对接件上端。这一修改能在飞船最后入轨机动时利用应急逃逸
发动机推进，从而达到减轻质量的目的。
典型飞行程序
运送快船号往返空间站的典型程序见图。快船号与渡船号运输系统的联合飞行程序，见渡船号部分。
运送快船号往返空间站的典型程序
（王基祥）
渡船号（IAPOM)
渡船号轨道拖船是俄罗斯正在研制的新一代可重复使用轨道间运输飞行器。渡船号原计划2009年进
行首次飞行，由于经费不落实，首飞时间可能会推迟。
2004年2月，能源火箭航天公司公布快船号可重复使用飞船方案，2005年秋正式提出了有翼快船号
再入滑翔机和渡船号轨道拖船两种飞行器设计方案。这两种飞行器都利用现有联盟号运载火箭的改进型联

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·1546·
俄罗斯
盟号2-3火箭发射。渡船号轨道拖船是快船号航天运输体系中的重要组成部分（见下图）。快船号和渡船
号将分别取代目前正在使用的联盟号载人飞船和进步号货运飞船。快船号与渡船号相结合的航天运输系
统，还能够为以后的载人探索月球甚至火星任务奠定基础。
渡船号可重复使用轨道拖船
渡船号可重复使用轨道拖船与连接在一起的货运箱、快船号与渡船号-货运箱对接见以下2图。
渡船号可重复使用轨道拖船与连接在一起的货运箱
Russians
快船号与渡船号-货运箱对接

<!-- 第 1590 页 -->
快船号重复使用运输系统
·1547·
重6800kg的渡船号轨道拖船，很像苏联时代的运输供应飞船TKS航天器，载有轨道机动用的推进系
统，具有增大的有效利用空间，可以用于拖运载人飞船或非载人的供货飞船。
渡船号拖船运送快船号载人飞船至空间站的过程见以下示意图。在拖运载人飞船时，渡船号先于快船
号发射入轨，在停泊轨道上或者在空间站上等候快船号。快船号发射入轨后，两船对接，渡船号提供抵达
空间站或提高轨道所需的轨道机动和姿态控制。飞行结束时，快船号载着乘员组再入大气，返回地面。渡
船号有足够的推进剂，可以返回空间站，等候下一次载人飞行任务。
渡船号的模块化及其无限制的改型升级潜力，使得快船号-渡船号组合可成为载人探索月球和远征火星
的基本单元。
渡船号轨道拖船可以取代进步号货运飞船，用于货物运送。当与一次使用的无人货运飞船结合使用时，
渡船号能向空间站多次运送燃料和货物。渡船号可在轨道上停留15年，可以在轨道间往返60次，将运送
到低地球轨道的货物转运到国际空间站。渡船号因其推进、导航、交会及对接系统都可重复使用，可降低
运输成本，而进步号货运飞船的这些系统都是一次性使用的。
空间站飞行构型
接近空间站
并与其对接
渡船号转移到
组装轨道
渡船号接近快船号
并与其对接
转移组合件至
空间站轨道
+
快船号发射入轨
渡船号拖船运送快船号载人飞船至空间站示意图
未来的货运飞船（又称货运箱，见后图），也像进步号一样，有推进剂舱和空间站乘员可进出的货运
增压舱，但两舱都增大了容量，舱中仅装有低推力姿控推进系统。在货运飞船同渡船号对接后，所有动力
机动都由渡船号轨道拖船完成。货运飞船可由联盟号或质子号火箭发射，能运送4～13t有效载荷。现有
进步号货运飞船仅能运送2t的有效载荷。
在执行拖运货运飞船任务时，渡船号先进入靠近国际空间站的轨道，等待从地面发射上来的货运飞船。
这些货运箱不再需要进步号上的复杂昂贵的控制系统。在这些货运箱靠近时，渡船号利用标准的对接接口
将它们锁住，然后启动其制导和推进系统，把货物运至空间站。这些货运箱可以是气密仪器舱或燃料加注
飞船，甚至是非气密的大型科学设备和辅助系统平台，如无法储存在气密舱内的太阳能电池帆板等。

<!-- 第 1591 页 -->
·1548·
俄罗斯
货运箱（货运飞船）
渡船号将继承经过飞行验证的进步号货运飞船的硬件。其两端将设有带对接口的加压的过渡通道，一
端对接货运箱，一端对接空间站。它自身装有发动机，利用推进剂输送管路，将货运箱内的推进剂转送到
自身的推进剂箱内，或者转送到空间站的推进剂箱内。它有能力处理质量达27.2t的货运箱。
渡船号不仅有能力扩大或补给空间站，而且可以用来组装多舱段的载人和不载人飞行器，进行深空探
索。渡船号也能将有效载荷推入更高的轨道，或将废物容器推入大气层烧毁，然后返回原来轨道，等待下
次任务。需要时，它可由空间站上的航天员出舱（太空行走）维修。
渡船号推进系统设计上可以补加燃料和采用可长期储存的自燃推进剂。在两次任务之间，渡船号将保
持与空间站对接。当向空间站发射有效载荷时，渡船号将分离，然后与有效载荷交会、对接，再将它运送
至空间站，自动与空间站对接。渡船号上的小型压力舱将用作气密过渡舱，把空间站与有效载荷的压力舱
段连接起来，或者把空间站与要卸货的货运箱连接起来。当货物卸载完毕，废物回填结束时，渡船号与空
间站分离，投弃货运箱进入预定轨道，确保它在南太平洋上空再入烧毁。
主要技术性能
全长
25 m3
6.55m
有效载荷容积
最大直径
自主飞行周期
3.2m
180天
干质量
工作寿命
5.99 t
15年
60次
7t（联盟号发射）
发射时质量
可重复执行拖运任务
12t
12.5t（质子号发射）拖运能力
（王基祥）

<!-- 第 1592 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1549·
使神号空间运载器
(HERMES VEHICULE SPATIAL)
使神号（Hermes/Hermes）空间运载器（HVS）是欧洲空间局研制的一种往返于空间和地面的可重复
使用带翼载人飞行器，由使神号空间飞机（HSP）和资源舱（HRM）组成。使神号由阿里安5运载火箭助
推，垂直起飞送入运行轨道，完成轨道作业后再入大气层，返回地面水平着陆。
使神号是欧洲空间系统（哥伦布空间设施、阿里安5运载火箭、载人飞行器、数据中继卫星）的1个
重要组成部分。它的主要任务是为自由飞行哥伦布试验室或空间站哥伦布搭接舱每年提供2～3次服务。
其次要任务有3～4个星期的长期自由飞行，自由飞行器长期停靠，自由飞行器舱外服务，访问苏联和平
号空间站，救生及利用剩余资源进行机上试验等。
使神号可将3t货物（有效载荷1.6t，辅助设备1.4t）送入28.5°倾角、330～483km高度圆轨道，或
将1.5t货物（有效载荷0.5t，其他1.0t）带回地面。计划每年飞行3次：与有人照料的自由飞行平台对接
1次，访问空间站2次。与哥伦布试验室对接的任务周期最长可达15天，其中3天用于起飞、入轨和返回，
10天（最长）轨道对接运行，2天留作轨道操作和安全余量。飞行器由阿里安5助推从库鲁（Kourou）发
射场起飞，在法国南部依斯特勒（Istres）（东经4°55’，北纬3°31＇）着陆场着陆。
使神号空间飞机寿命15年、飞行30次。原计划于2000年用使神X2000机进行无人飞行，2004年进
行正式的载人飞行。
航天器任务。1977年法国宇航工业公司按照法国国家空间研究中心提出的任务，对可重复使用的有翼高超
声速滑翔机和一次使用弹道式再入飞行器方案进行了研究对比。1979年6月法国国家空间研究中心首次在
巴黎航空博览会上介绍了由阿里安5发射的小型航天飞机计划。随后由法国宇航工业公司承担了为期2年
的预研工作。1983年法国国家空间研究中心选定高超声速滑翔机作为载人运载器并将它命名为使神号。
1984年3月提出预研工作任务书。当年，法国政府批准了使神号计划，并向欧洲空间局建议将阿里安5/
使神号作为欧洲空间计划的一部分。1985年1月欧洲空间局罗马会议决定，欧洲建立独立的载人/运货天
地往返运输系统，并委托法国联络欧洲各国实现使神号欧洲化。1986年3月法国向欧洲空间局提交了使神
号的欧洲化方案，并于当年为欧洲空间局采纳，正式开始使神号计划。原定计划分两步进行：1986年7月
到1988年3月为预备阶段，1988年4月到1999年为研制阶段，1999年进行首次载人飞行。1991年11月
欧空局慕尼黑会议决定将使神号计划改为3步进行。第1步研制X-2000无人试验机，掌握发射、高超声
速再入和着陆技术，试验机于2000年首飞；第2步获得载人运输能力；第3步掌握在轨（载人）服务技
术。试验机外形和尺寸与使神号完全相同。但因预算和技术问题使神号计划已被迫停止。
1988年底对使神号计划的总研制费用概算为50.5亿美元。阶段经费分配为预备阶段1.19亿美元，占
总预算的2.2%；第1研制阶段6.04亿美元，占总预算13%；第2研制阶段43.3亿美元，占总预算85%。
经费由12个国家分担。其比例为：法国43.5%、西德27%、意大利12.1%、比利时5.8%、西班牙4.5%、
荷兰2.2%、瑞士2.0%、瑞典1.3%、奥地利0.5%、加拿大0.45%、丹麦0.45%、挪威0.2%。

<!-- 第 1593 页 -->
·1550·
欧洲
使神号由法国国家空间研究中心和欧洲空间局负责，主承包商为法国宇航工业公司。马塞尔达索-布雷
盖航空公司负责航空飞行研制（还包括再入防热和飞行制导控制）。主要的子承包商有阿埃丽塔里亚公司
（负责温控系统）、ANT公司（负责数据收集和通信）、道尼尔公司（负责环境控制和生命保障系统）、ETCA
公司（负责电源-配电系统）、福凯尔公司（负责遥控机械臂）、马特拉公司（负责电子系统）、MMB-艾尔
诺公司（负责推进系统）和斯费纳公司（负责机上计算机飞行控制系统）等。
主要技术性能
全长
资源舱
18.935m
起飞质量
5.9 m
长度
22.418 t
结构质量
最大直径
5.4m
14.9 t
增压容积
使神号空间飞机
31 m?
长度
14.58m（头锥到襟翼）发动机
机身长
轨道机动
12.875 m
6X400N
3.094 m
机身高
再入滚动
8X400 N
机身宽
2.82 m
目标接近
8X20N
机身内径
最终交会
2.6m
8X20 N
设计面积
84.67 m2
减速
8×20N（冷气）
翼展
有效载荷
9.402 m
翼载
193 kg/m2
入轨
3t (9m²)
空气舵面积
1.5t (3.6 m²)
出轨
2X1.24 m²
减速板
乘员
3人
2X3.94 m²
升降副翼
运行轨道
28.5°倾角，330~483km圆轨道
襟翼
5.53m
轨道运行时间
12天（7天对接飞机）
2×2.54 m²
翼梢
横向机动能力
1 500 km
42 m3
着陆速度
增压容积
320km/h
寿命
15年30次，年飞行2~3次
空间飞机-资源舱
4.2m
内部通道长
总体布局
布局变化
自1976年法国开始探索欧洲载人航天器以来，使神号方案经历了规模从小到大、任务由简到繁（1983
年～1986年)，又从大到小、由繁到简（1986年～1990年）的曲折过程。方案变化具体情况如后图、后表
所示。

<!-- 第 1594 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
1551·
14000
2800
5000×3000
10400
初期改进方案(1983年)
15192
13307
-1960+1940,9001293
最初设想的方案(1981年)
15500
宇航公司应标方案
10067
14397
2507
3615
092
5MX方案（1988年）
5M2方案（1987年）
使神号方案变化过程

<!-- 第 1595 页 -->
·1552·
欧洲
使神号方案变化过程
年度方案
1981
1983
1985
1986
指标
初期改进方案
初期方案
5M1
宇航公司方案
达索公司方案
一
起飞质量t
二
25.17
一
一
二
入轨质量/t
一
9.415~16.7
16.7
一
一
再入质量/t
8.0
14~15
一
送上
二
2人+1.5t
3.5~4.5
3.5~4.5
4.5
有效载荷/t
一
一
带回
一
二
二
乘员数/人
2~5
4
4~6
4~6
4~6
一
5~30
在轨时间/天
<7
8~30~90
8~30~90
2000
横向机动能力/km
2 500
2500
2500
2500
二
12.5
16.8
二
系统总长/m
二
13.9
二
空间飞机长/m
14
15.5
17.9
一
翼展/m
10.4
11
10.18
11
二
二
一
翼载/（kg·m²)
二
二
一
机身高/m
6
5.5
3.4
5.1
机身直径/m
约2.9
约3.5
3.4
座舱类型
乘员舱+货舱
驾驶舱+乘员舱
驾驶舱+乘员舱
驾驶舱+乘员舱
驾驶舱+乘员舱
开式
开式
货舱类型
开式
无独立货舱
开式
货舱容积/m²
一
35
35
35
35
货舱位置
中部
中部
中部
中部
二
气塞位量
无气塞无EVA能力
座舱、货舱间
座舱、货舱间
座舱、货舱间
一
机身中部向上
对接口位置
座舱顶部
座舱顶部
一
一
货舱门内侧
货舱门内侧
货舱门内侧
货舱门内侧
辐射器位置
2台19.6kN主发
1台OMS
2台19.6kN
推进装置
1台OMS2发动机
动机，2台400N
发动机
主发动机
OMS发动机
无
无
无
资源舱
无
无
推进舱
无
无
无
无
无
固体火箭整体
救生方案
一
一
分离十弹射座
功能简单
与阿里安5运
扩充使命、提高能力、增大尺寸
向空间送人、送货
载能力不适配
特点与改进原因
尺寸小
质量轻
注：1）EVA一舱外活动；2）OMS一轨道机动系统。

<!-- 第 1596 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1553·
续表
年度方案
1987
1988
1989
1990
指标
5M2
MXC
5MXA
5MXB5
STAGE“0"
STAGE“1"
22.42
起飞质量/t
29.68
29.07
28.67
28.64
23.9
入轨质量/t
20.64
20.22
19.99
22.21
21.51
再入质量/
18.41
14.95
14.70
12.83
14.4
14.9（结构质量）
送上
3
3
3
3
3
3
有效载荷/
带回
1.5
1.5
1.5
1.5
1.5
1.5
乘员数/人
3
3
3
3
3
3
5~30
在轨时间/天
一
一
74~12
7~12~30
1500~20001500~20001500~2000
横向机动能力/km
1500~2000
1500~2000
1500
系统总长/m
一
19.30
18.9
一
一
一
15.5
15.19
14.37
12.68
12.65
使神空间飞机长/m
14.6
翼展/m
一
一
一
10.67
9.0
9.4
翼载/（kg·m²)
一
一
一
197
193
193
二
二
机身高/m
二
3.2
2.95
3.09
一
一
一
机身直径/m
3.4
2.74
2.82
座舱类型
弹射驾驶舱
弹射驾驶舱
弹射驾驶舱
弹射驾驶舱
驾驶舱（不弹射）
驾驶舱（不弹射）
气密增压舱
气密增压舱，含生活区
货舱类型
气密增压舱，含生活区
含生活区
货舱容积/m
二
二
23.7（含生活区）
一
二
二
中部
货舱位置
机身中部/资源舱
机身中部/资源舱
机身尾部
机身背部
机身背部
资源舱
资源舱
资源舱
气塞位量
向后
机身尾部
机身背部
机身背部
资源舱
资源舱
资源舱
对接口位置
向后
货舱上部，
类同M2
资源舱外
资源舱外
资源舱外
辐射器位置
货门内侧
部分发动机移入资源舱
无主发动机
推进装置
无主发动机
设
资源舱
设
无
设
设
设
推进舱
无
设
无
未定
设，可分离
不设(无主发动机)
救生方案
弹射座舱
弹射座舱
弹射座舱
弹射座舱
弹射座椅
弹射座椅
与改进后
轨道作
尺寸缩小
对接状态
向空间站送货
取消推进舱
困难，距离长，通
的阿里安5
业时必须
无EVA能力
重复使用部件
（不设主发动机）
5
道小
减少
抛掷推进
冷结构改用铝合
能力仍不适
特点与改进原因
金材料
配，无余量。
舱
未达滑翔着
使神号空间飞机部分设备移入资源舱，故
陆翼载要求
变为一次使用部件

<!-- 第 1597 页 -->
欧洲
·1554·
资源舱布局
5MXB
STAGE“0"
5MXA
5MXC
设独立的增压有效载荷舱
非增压舱
设有效载荷增压区
前部非增压区
设气塞、对接口和
设独立的推进舱
无可分离的高推力推进系统
400N姿控发动机
含部分中、低推力发动机
环控生保系统组件
EVA出口
装辐射器
1.27m直径美国标中部增压区
含部分生保系统组件
准对接口
有效载荷、EVA设备、气塞、
含1.0t有效载荷旋转器
其他同5MXB
对接口
尾部非增压区
有效载荷
机械臂
辐射器、天线
设独立的可分离的推进舱
6650
0
15500
13005-
1500-
2400
12690
2100
5100
ORL
STAGE“0”方案
1—空速管口；2一姿态控制系统20N推力发动机；3-配电组件；4燃料泵；5—有效载荷区；6一生活区；7—电子仪器舱；
15—襟翼作动器：16-燃料电池；17-蓄留器：18-风扇：19—水箱；20-氨蒸发器：21—肼；22-水蒸发器：23—锂电池：
24—光学-惯性组件；25-氟利昂泵；26—氟利昂控制系统蒸发器；27-辅助动力装置：28一贮箱

<!-- 第 1598 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1555·
舱外活
舱外活
动组件
轨道置换
动组件
组件
舱外活
H2
动组件
N2
舱外活动出口
机械臂
甲基肼
资源舱布局
促使方案变化的具体原因是：
1）为迅速实现欧洲全面自主化，欧空局除了让使神号为460km、28.5°倾角轨道上的哥伦布自由飞行
平台作12天服务的主任务外，还追加了自由飞行30天为有人照料飞行平台（MTFF）服务、长期自由飞
行和访问其他空间站等附加任务。
2）在方案研究过程中使神号质量估值不断增长，1986年美国航天飞机挑战者号失事后质量变化更大。
由于增设了乘员逃逸系统，使起飞质量上升、运载能力不足；增设弹射系统至少使空间飞机质量增长了
1.5t。为此阿里安5作了相应改动，每枚助推器装药由190t增为230t，芯级推进剂由140t增为155t，
发动机推力提高了10%。但仍不能满足要求。
3）为了减轻乘员逃逸舱固体分离火箭的质量，在增压货舱开辟乘员生活区以缩小前部机身和乘员舱。
4）后期因使命的变更，多数有效载荷属增压型，故改开启型货舱为增压型。
5）使神号滑翔着陆，翼载不能超过190～200kg/m²。机翼也应随机身加大，如果阿里安5不再提高推
力，使神号便无法再加大翼面。改进后的阿里安5的同步轨道运载能力已达6.8t，这样就必须将使神号的
再入质量限制在15t以下。最后被迫将原运载器对接段改为使神号资源舱（HRM），并将机身内的某些部
件移入该舱段，将原来准备重复使用的部件，如推进系统、机械臂、天线、生保系统组件等在再入前随资
源舱一起抛掷以缩小机身、减轻飞机再入质量。
6）由于技术上的原因，将原定的碳纤维/环氧复合材料机身方案改为铝合金冷结构方案。
7）出于安全的需要取消了安装主推进系统的推进舱，使神号直接由阿里安5送入轨道。
最终方案
最后基本定型的使神号空间运载器（HSV）由可重复使用的使神号空间飞机（HSP）和位于其后的、
在再入前将被抛掷的一次使用截锥形资源舱组成。
中部增压舱设有与驾驶舱和资源舱连接的前后2条通道。
截锥形资源舱连接于使神号空间飞机尾部。舱体前部（空间飞机一侧）为非增压区，装有环境生命保
障设备、燃料电池、燃料贮瓶和与空间飞机相连接的400N推力姿控发动机。舱体中部为增压区，设有气
闸和对接口，是存放有效载荷和舱外活动组件的空间。尾部（运载火箭一侧）非增压区装有可置换组件
（ORU，每件0.7㎡²）、气瓶、机械臂、天线。舱体外部还装有温控系统散热用的辐射器。

<!-- 第 1599 页 -->
欧洲
·1556
结构
使神号空间飞机由头锥、乘员舱、前部机身、有效载荷/乘员生活舱、后部机身和机翼组成。机身采用
铝合金结构。空间飞机构件如下图所示。
使神号空天飞机结构
柔性外部绝热件
增压区结构
增压区结构曾考虑过整体舱、平底舱和可移动
舱体等3种方案。第3种方案因更符合气密要求，
有效载荷舱蒙皮
盒形件
主结构和各分系统的安装、拆卸性好，制造安装方
有效载荷舱
框架
便和底部外蒙皮局部过热防护较好等原因被选中。
中段蒙皮
内部防热件
筒形压力容器安装于非增压的机身下部，容器上部
盖板
承受总载荷。增压舱体可移动。舱体底部外蒙皮不
中段构架
是增压舱的蒙皮，因而在产生局部过冷时不会使增
内部多层绝热件
压舱出现突然降压。
舱体结构
非增压区结构
非增压区基本由2种结构组成：一种是由蒙皮、桁条、框架和紧固件组成的大型构件；另一种是整体
结构。
整体结构无需紧固件、无螺栓连接和加厚部，故可减轻质量。但这种结构安全性差，生产工艺复杂，
检测困难，须采用长寿命树脂并要求部件外形简单，因而整体化程度尚需根据进一步的可行性研究而定。
防热系统
由于横向机动范围大，使神号必须在再入期间以较小的攻角飞行，以取得较好的升阻比，但因此加长
了再入加热时间，增加了对防热系统的要求。
使神号尺寸小，头锥和翼前缘半径小，因而再入温度高。再入时其头锥端部温度可达1700℃，腹部
温度可达1300℃。

<!-- 第 1600 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1557·
使神号防热系统必须满足在20min、700～1700℃的外部热流环境下，其结构温度保持在200℃以下
的要求（见下图）。
鼻锥
柔性外部绝热层
头部起落架
乘员逃逸用发动机
翼梢垂尾
主起落架
1600℃
1000℃翼前缘
升降副翼
襟翼
1400℃
1300℃
防热系统
使神号采用热结构和冷结构2种结构形式。
热结构
鼻锥、翼前缘、翼梢垂直尾翼、方向舵、升降副翼和襟翼采用热结构。结构无防热层，故可减轻质量。
在热通量超过200kW/m的鼻锥、翼前缘和空气舵，以及不宜采用单独防热层的翼梢等部位采用新型
碳化硅或陶瓷基复合材料。与碳/碳复合材料相比，陶瓷基复合材料具有较高的抗氧化能力和较高的层间剪
切力学性能（见下图）。
前梁绝热件
上表面轴承
翼盒上表
面盖板
翼盒前梁
翼盒下表
下表面轴承
面盖板
翼前缘热结构
冷结构
机身采用冷结构。结构带有外部防热层，使机身结构保持在其要求的极限温度范围之内。
温度较高（热通量为100～200kW/m）的前机身和机身腹部采用刚性外部绝热（REI）结构。该结构
由碳/碳化硅陶瓷盖板、柔性垫层、防压层、多屏蔽绝热层、支撑件、紧固件和衬垫组成。

<!-- 第 1601 页 -->
·1558·
欧洲
碳/碳化硅陶瓷盖板位于刚性外部绝热结构（以下简称盖板结构，如下左图所示）的最外层，由它保持
机体气动外形。盖板结构间以及盖板与其他绝热组件间设有用于充填间隙、局部形成空间飞机外形的柔性
垫。柔性垫是透气的，允许充气或排气。防压层设在盖板边缘下方。盖板下为用于绝热的多屏蔽绝热层（又
称内部多层绝热层，IMI)。多层绝热层由双面涂有高反射贵金属（金或铂）的纤维增强陶瓷箔片组成。紧
急再入时前机身外表面温度可高达1450℃。该绝热结构的作用是通过相邻屏蔽层的相互辐射和多次反射
与吸收来屏蔽辐射热，使再入时使神号铝合金结构的温升降至175℃以下。机身腹部多层绝热层厚10cm，
背部厚5cm。每块盖板结构有4个支撑件。紧固件和垫圈用来连接盖板与支撑件和支撑件与机体结构。
温度较低（热通量5～20kW/m）的机身背部采用与机身冷结构黏结的柔性外部绝热件（见下右图）。
它类似于美国航天飞机轨道飞行器所采用的高级柔性重复使用被式表面绝热层AFRSI。
此外也研究过类似美国航天飞机轨道飞行器所采用的防热瓦，它们用于机体几何外形无法采用盖板式
结构的部位（如舱门周围）。
外蒙皮：硅纤维织物
硅线
内蒙皮：
硅毡96kg/m
玻璃纤维
厚度10~40mm
盖板结构
柔性绝热件
推进系统
N2O4
甲基肼
使神号无主发动机，只有用于姿态控制和轨道
喷注阀、
机动的辅助推进系统。系统共有14台400N推力
发动机、16台20N推力发动机（见右图）和8台
人口压力
人口压力
传感器
传感器
20N推力冷气推力器。多数发动机安装在资源舱
喷注器
内，它们是6台400N推力的轨道转移发动机、8
喷注管路
衬垫
台20N推力的最终接近目标机动发动机和8台20N
连接板
推力的减速冷气推力器。此外在使神号空间飞机上
还装有8台20N推力的最终交会机动发动机和8
防热罩
燃烧室/喷管一
台400N推力的再入滚动控制发动机。
连接
喷注器/燃
400N推力发动机的性能为：
烧室连接
真空推力
410N
真空比冲
3030.25 m/s
推进剂
四氧化二氮/一甲基肼
资源舱20N推力发动机

<!-- 第 1602 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1559·
混合比
1.645
0.07 MPa
燃烧室压力
30次
任务次数
寿命
15 000 s
循环
30000次
20N·S
最小冲量
100 ms
最短再启动间隔
90天
最长启动间隔
20N推力发动机的性能为：
真空推力
20 N
真空比冲
2814.5m/s
推进剂
四氧化二氮/一甲基肼
混合比
1.65
最小冲量
1N·s
总工作时间
4h
脉冲数
252000
循环
>200次
热控系统
使神号空间运载器有地面待射、爬高、在轨（分乘员在舱内和舱外2种状态）、交会、对接、再入、
着陆、着陆停机等9种热环境状态。在轨期间有腹部向地、头部向地、背部向地、背部向阳、头部向阳、
尾部向阳、腹部向阳等几种姿态。使神号内部热载荷集中且不断变化，故采用主动热控方案。
使神号热控系统为环境控制和生命保障系统提供良好的接口。系统用于：
1）通过冷凝热交换器和电子件热交换器，传递环境生保系统空气回路热载荷：
2）冷却饮用水（在轨段冷却到8℃，爬高和再入冷却到18℃）；
3）散发燃料电池生成水所产生的热量，将水温降至30～50℃，燃料电池发生故障启用锂电池时，将
水温保持在35~45℃范围内：
4）冷却板上的电子件要求保持50℃以下的温度环境，多余的热量由电子件空气回路和热控系统回路
传递；
5）出舱活动前通过舱外活动热交换器传热，冷却航天服；
6）对辅助动力装置（APU）液压工质加热以防轨道燃料冻结，并将乘员舱增压氧气在进入座舱前加
热到5℃等。
使神号主动热控系统由2条水回路和2条氟利昂回路组成。2套回路同时工作，留一定流量作故障
余。
水回路
回路先经过电子冷却板和电热交换器后出增压舱，冷却锂蓄电池冷却板。电池冷却液路由特设的旁通
控制，它只在电池工作时才输送所需水量，电池不工作时采用加热器和隔热等被动温控措施。之后回路水
通过非增压区电子冷却板和燃料电池热交换器，再通过回路间热交换器（4～7°℃，这是回路中的最冷点），

<!-- 第 1603 页 -->
·1560·
欧洲
然后重新进入乘员生活区流经饮用水冷却器、冷凝热交换器和舱外活动热交换器。水回路的热载荷（轨道
运行为2.1kW，再入段10.9kW）通过回路间热交换器传递给氟利昂回路。
T
T
回路间热
交换器
燃料电
速度控制板
T
池热交
L
换器
锂电池
冷却板
速度
冷凝热
控制板电子件热
T交换器
水泵
T交换器
水泵
锂电池
冷却板
舱外活动
燃料电池
组件热交
速度控制板
热交换器
换器
回路间热
交换器
T
T
饮用水冷却器
主动热控系统水回路
T一温度传感器：F一过滤器：S一开关；P一压力传感器
回路水泵按界面温度控制要求提供所需流量。根据任务各阶段变化的热载量设0.028kg/s（轨道飞行）
和0.054kg/s（上升，再入段）2种流量，流量由变速泵选择并控制。
变速泵装有电子件驱动的控制器。它可按回路压降变化情况维持要求的流量。系统还设有1个流体蓄
留器以提供适量增压，补偿可能出现的泄漏和由温差引起的热膨胀。
氟利昂回路
发射前地面设备热交换器将废热传递给外部冷却装置，并对辐射器进行预冷，然后用地面热交换器冷
却氟利昂。起飞后到达30～40km高空时水蒸发器（WEA）启动，直到入轨，然后辐射器开始工作。再入
段水蒸发器再次启动直到外部背压使水蒸发无效为止（高压、高饱和温度不能冷却氟利昂）。此时氨蒸发
器（ABA）开始工作，直至着陆。着陆后重新启用地面冷却装置。
氟利昂泵按要求提供氟利昂流量：轨道运行段为0.13kg/s，爬高、再入段为0.3kg/s。由多层辐射板组
成的空间辐射器将回路间热交换器的入口温度维持在3℃左右。辐射器设有专用旁通管。水蒸发器和氨蒸
发器通过可膨胀流体（水和氨）的调节进行温控。2种蒸发器均带有内部专用电子控制器。回路流程如后
图所示。

<!-- 第 1604 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1561·
地面支援设备
热交换器
辐射器
TTT
T
T
回路间热
交换器
液压系统
热交换器
O2
氨蒸发器
热交换器
水蒸发器
氟里昂泵：
0热交换器<
T
液压系统
回路间热
热交换器
交换器
T地面支TTTP辐射器
援设备热
交换器
主动热控系统氟里昂冷却回路
T—温度传感器；P-压力传感器
2种回路的监控功能由2台分系统级电子组件完成。组件采用微处理器结构并直接与分系统母线相接。
故障监测和隔离由低一层次（如泵、水蒸发器、氨蒸发器）控制器完成。由液压温控组件（THCU）直接
控制阀门的操作和温度、压力、流量传感器的信号。
回路主要组件
1）泵。每套装置由离心泵、过滤器和止回阀门组成。组件全部为余件。流量由复式流量计测定。
流量计信号由控制转速的电子组件管理。泵的上游有用于阻尼泵的启动及转换效应和防止气蚀的蓄留器，
该装置还设有温度、压力传感器和测定蓄留器液面的余传感器。
2）热交换器。热交换器为交叉流或逆流型。除氧化剂热交换器为螺旋形外，其他均为板形件或叶片。
3）冷却板。冷却板用于冷却电子组件。当瓦余电子组件为2个独立的组件时，每条回路装1块冷却
板，只冷却1个电子组件。此时采用单冷却板（只由1条回路冷却）；当余电子组件要求2条几余回路
都对其进行控制时采用双冷却板（由2条回路冷却）。
4）宇宙辐射器。使神号宇宙辐射器安装在资源舱外。辐射板由氟利昂管系网络、辐射铝合金蒙皮、
镀银特氟隆带和蜂窝结构支撑板组成。氟利昂由一方形截面歧管分配进入一组平行的圆形管，然后集合于
一出口歧管，通过一塑料管送往其他辐射板。管网黏结在一覆有镀银特氟隆带的辐射铝合金蒙皮上，并与
蜂窝结构板组装。
5）散热装置。在爬高和再入段系统的热载荷由水蒸发器和氨蒸发器泄放。
水由喷管喷射在一管状热交换器槽形内表面上。外部背压低于水的饱和压力时，水蒸发，冷却氟利昂。

<!-- 第 1605 页 -->
·1562·
欧洲
随着飞行高度的降低，水的沸点升高，在水蒸发无效时，氨蒸发器启动，氨通过套管热交换器蒸发，冷却
氟利昂。
环境控制和生命保障系统
环境控制和生命保障系统（ECLSS）为3名乘员在全任务过程中提供生活环境，在发生紧急状况时为
乘员提供保护措施。系统的主要用水由燃料电池提供，也考虑回收一部分冷凝液作卫生用水。新设计了厨
房和活动洗脸台。乘员舱压力调节系统不仅能提供标准的101.3kPa总压力，而且还可在70kPa下工作，
以简化出舱准备工作（零预呼吸）。
大气输送和压力控制系统
系统用氧气和氮气组成标准大气，由氧/氮控制装置提供大气压力控制。凡有人活动的区域都设有控制
面板。由增压区外的贮瓶作正常供气。乘员逃逸时座舱贮瓶可应急供氧。
空气循环、空气冷却和污染控制设备均安装在机身中部的底层地板区。
大气净化系统
燃料电池
贮箱2
乘员舱设有2种空气循环风扇。低速风扇用于轨道飞
热控系统
行段，高速风扇用于再入飞行段。执行短期任务时用氢氧
贮箱
化锂过滤器清除二氧化碳。空气中的水（新陈代谢物十氢
饮用水、食
1
冷凝
物、营养物
氧化锂反应释放的水）在冷凝热交换器中凝结，用水分离
器分离水分并存放于贮箱中。少量的污染物和尘土通过过
尿
滤器中的活性炭清除。
贮箱3
粪便
液体管理系统
该系统共有3个贮箱（见右图）。贮箱1储存热控系统
固体废物存储
蒸发器用水和饮用、卫生保健用水，该贮箱由燃料电池供
液体管理系统
水；贮箱2储存用于座舱湿度控制的冷凝液；贮箱3储存
厨房废水和人体废液。
空调系统
系统由空气回路及其与热控系统的氟利昂回路和水回路的接口装置组成。乘员舱和增压舱生活区的热
量由空气回路传递给水回路和氟利昂回路。共有串联、混合、并联和独立4种回路方案，以混合方案最佳。
它能提供良好的气量分配（轨道运行和再入飞行段气量不同）且对空气加热最佳。
营养和卫生
与美国航天飞机轨道飞行器类同。
欧洲航天服系统
欧洲航天服系统（ESSS）是以2人6h+1h应急操作指标设计的。航天服设计压力0.05MPa，与使
神号降低的舱压0.07MPa情况配合可用于欧洲航天服系统的零预呼吸（ZEROPREBREATH)，见后页上图。
欧洲航天服系统生命保障系统为开环系统。用氢氧化锂清除二氧化碳。用冷凝热交换器和升华器进行
热控制。由液体（水）冷却外套和排气网络代谢冷却。航天服外壳内设有管路，氧气由高压气瓶供给。

<!-- 第 1606 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1563·
870
600
250
600
头盔
电子控制组件
面盔
舱外活动
电子控制
生命保障
组件功能
显示
监控
组件功能
！胸包
新陈代谢
冷却.供电
肩关节-
舱外活
200
CO控制
动生命
躯干一
污染控制
上臂
保障组
应急供02
-肘关节
供水
件
供0
下臂
腕关节-
冷凝水
管理
手套一
上腿
腿关节
裤子
短部件
膝关节
下腿
踝关节
欧洲航天服系统
应急供
标准0
02脐带
0吹除
02
去除CO
通氧网络(02)
污染控制
0卸出
排气循环
水排出到空间
风扇
3s33
升华器（散热
片+热交换器）
脐带冷却
供应
水冷却循环
冷却循环
分流器
冷却控
制器
脐带冷却
主要用水
回路
泵
气体收
储备用水
集器
水脐带
冷凝
液冷服（水）
分离器
防护水循环
欧洲航天服生命保障系统

<!-- 第 1607 页 -->
欧洲
·1564·
制导、导航、控制系统
制导系统的功能是为制导、导航、控制系统的工作提供基准状态一特定时刻或下一时刻的基准位置
和速度矢量[X（t）]或[xy（t）]。基准状态可由基准轨道或飞行前任务分析确定的机动方案算出，然后再与
导航系统估算的状态矢量进行比较。
制导
控制
x()或x(t)
基准轨道
控制规律
和机动
实时或最终机动基准状态
O(0)
机动偏差
计算的
导航
1测量误差
机动值
Z(t)
姿态和轨道
导航手段
控制系统作
测量值
动器
x(t)
完成的
(2)#
移动模型误差
机动
状态估算值
测量的
机动值
数字滤波
机动值
x(t)
（卡尔曼）
测量系统
扩展器
前估状态值
预测状态值
测得的
U(t)
机动值
制导、导航、控制功能框图
导航系统的功能是根据各种导航仪器测得的位置和速度[Z（t）]或预测的飞行器状态值[x（t）]计算
飞行轨迹。预测值通过模拟飞行器移动（轨道运动模型）扩展前一估算值而得。扩展器对施加于飞行器的
力和发动机可能产生的加速度进行积分，根据状态预测t十△t的飞行器的位置和速度[X（t）]。由于测
量误差（初始位置和速度误差）和飞行器运动模拟误差，导航系统实际测量值不可能与预测或理论值相一
致，故需进一步通过卡尔曼数学滤波求得折中最佳估算值[X（t）]。
控制系统的功能是使使神号按预定轨道飞行或至少要达到任务规定的目标。控制系统必须要计算作怎
样的机动[0（t）]或怎样机动得更精确，怎样调整原定机动以消除制导基准状态矢量[X（t）]和导航估算
相比较，然后送给状态矢量硬件装置，预测位置和状态。最后，通过扩展器进行下一时刻状态的预测。
导航系统
系统按故障工作/故障安全原则设计，即要求系统在第1次故障后可继续执行任务一故障工作，第2
次故障后人员可安全返回地面一故障安全。
系统由惯性测量组件（IMU）、星光传感器（SST）、交会传感器（SRV）、全球定位系统（GPS）接收
机、顶部显示器（HUD）、无线电高度表（RA）和三叉戟4等组成。

<!-- 第 1608 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1565·
1）惯性测量组件。使神号惯性导航采用环形
GNP
GNP
GNP
GNP
激光陀螺捷联系统。陀螺仪和加速度计的精度为：
陀螺仪
尺度因子
10X10-6
IMU
IMU
IMU
一次通电漂移率
0.005 6 (°)/h
SST
SST
0.1 (%)/h
环境附加漂移
0.003 (°)/√h
随机游走
SRV
SRV
不重合度
11μrad
TRIDE
GPS
加速度计
GPS
NT4
尺度因子
100×10-6
R.A.
R.A.
R.A.
50×10-g
接通偏差
100×10g
运行偏差/附加飞行偏差
2）星光传感器。用于轨道飞行姿态测量。由
导航系统
于受质量和电源的限制采用带计算机控制显示
GNP一制导、导航计算机：IMU一惯性测量组件；
（CCD）探测器的传感器，其特征是：
SST一星光传感器；SRV一交会传感器；
视场
7°×9
GPS一全球定位系统：RA一无线电高度表；
白噪声
10 rad
TRIDENT4一三叉载4
偏差
10 rad
3）交会传感器。在离目标100m到对接的期
间使用。探测器选用激光二极管照明，提供光线（2
18
个轴)、距离、相对姿态4种信息。
16
4）全球定位系统接收机。由美国国防部研制
的三维导航全球定位系统是一种卫星无线电定位
实时导航系统。它由运行于高20180km、周期
11h57min的圆轨道上的18颗（将来可能21颗）
卫星组成。卫星分布在与赤道夹角为55°的6个轨
14
道面上。轨道面相隔60°。另有3颗备用星用于卫
星发生故障时保障系统正常工作。全球定位系统为
b
全球乃至全空间覆盖系统，定位及时且精确。
全球定位系统
使神号在任务的以下3个阶段利用全球定位系统：
（1）轨道运行和再入时，相对于全球大地测量系统基准的绝对导航；
（2）交会时，相对于其他飞行器的相对导航；
（3）着陆时，相对于地面站的差分导航。
此外全球定位系统接收机还可提供非常精确的时间测量。
5）顶部显示器精度为0.25°～0.37°（30），用来提供粗略的在轨姿态信息、启动制导和在惯性测量组
件失效后重新获得信息。
6）无线电高度表有2种类型：一种是脉冲发射高度表，另一种是调频连续波（FMCW）高度表。为
控制最后阶段飞行和着陆，可用的只有调频连续波技术。其测量精度为：平整地形(1土0.01）m，不平整地
形(1±0.05)m。高度表配置发射和接收天线各一副。

<!-- 第 1609 页 -->
·1566·
欧洲
7）阻力导出高度（DDA)。在再入通信中断的黑障区，导航数据的更新只能采用目前美国航天飞机所
采用的方法一阻力导出高度法。这种方法只适用于不产生推力的滑翔飞行器。将实际加速度值（用机上
惯性器件测得）和计算所得阻力值（用阻力模型和空气速度求得）进行比较求得大气密度，然后用大气模
型求得高度值，进行卡尔曼滤波，求得法向和横向速度值。黑障段结束时的精度为：高度0.9km，法向速
度4m/s。机上大气模型是一种受纬度和季节影响的二维模型。
8）三叉载4：它是一种利用地面信标的地基导
△5
A4三叉载
+43.5°
航系统。信标依次询问机上应答机。系统用与测距
信标
使神号
装置（DME）同样的原理向飞行器提供测距值，并
飞行轨迹
至少用3个测量值估出飞行器的位置，其特性为：
△1
海岸线
频率1.2GHz；应答机质量3.5kg；信标质量5kg；
地中海
+5°
距离7200km测距精度非修正偏差1m；干扰2m。
三叉载4布局
三叉戟4要求采用全向天线。
轨道和姿态控制系统
轨道和姿态控制系统见下图。
人机接口
制导规律
(MMI)
机动控制接口级
轨道和姿态
控制系统
轨道和姿态控制
系统机动管理系统
(OACS-MMS)
辅助推进
系统机动
控制系统
(APS-MCS)
辅助推进系统
价
控制系统
辅助推进
系统姿态
平移控制
系统
(APS-ACS/
APS-TLS)
敏感元件/
作动器接口级
使神号动力学/
运动特性
轨道和姿态控制系统

<!-- 第 1610 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1567·
控制管理及控制模式
使神号轨道和姿态控制系统分3级进行控制。它们是机动管理、机动控制和姿态控制。各级控制的主
要任务如下。
1）机动管理级。
（1）指令和控制输入/输出处理；
（2）模式程序管理；
（3）故障管理。
2）机动控制级。
（1）机动优化;
（2）前馈控制。
3）姿态控制级。
（1）稳定、阻尼、极限循环的抑制；
（2）干扰补偿；
（3）控制基本动力学性能。
使神号的控制模式见下表。
使神号控制模式
主模式
手动控制模式
自动制导模式
自动控制模式
手动旋转
旋转机动
姿态保持
平移机动
旋转机动
离散率
脉冲
旋转/平移同时机动
逐轴机动
会合
控制速率
3轴同时机动
机动时间最短
角加速度
当地垂直当地水平
推进剂耗量最少
手动平移
稳定状态慢旋
子模式
随机慢旋
控制加速度
重力变化
速度增量
控制速度
当地垂直当地水平
平移
位移增量
机动时间最短
特殊模式
会合
推进剂耗量最少
会合
辅助推进控制系统
辅助推进控制系统主要由以下主要模块组成：
1）机动控制系统；
2）姿态平移机动控制系统；
3）推力选择；
4）调节系统。
调节系统的发动机启动/停止信号直接影响飞行器动力学特性。飞行器的动力学和运动学特性通过惯性
测量组件反馈。交会模式工作时由交会传感器反馈使神号和交会目标的位置。

<!-- 第 1611 页 -->
欧洲
·1568·
辅助推进控制系统见下图。
干扰
推进系统控
T
制
APS姿
使神号
APS机
态/平移
推力器
运动
调节
OACS机动
动力学
动控制
控制系
特性
选择
g
系统
管理系统
特性
系统
统
么
9
惯性测
量组件
APS制人/机接
口导规律
APS控制系统(APS-CS)
测量误差
干扰
使神号
运动
动力学
目标
特性
APS控制
OACS机动
特性
系统
管理系统
惯性测
量组件
APS制人/机接口
导规律
交会
传感器
测量误差
测量误差
辅助推进控制系统
OACS一轨道和姿态控制系统：APS一辅助推进系统
辅助推进系统的姿态控制可分为反馈和前馈2个功能部分。
推进系统控制
OACS
APS机
机动管
动控制
角速度
控制
姿态
b
理系统
系统
控制器
误差
控制器
欧拉角
补偿
APS制人/机接口
导规律
APS姿态控制系统（APS-ACS)
辅助推进姿态控制系统

<!-- 第 1612 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1569·
反馈控制回路的任务是：1）确保闭环稳定性。考虑的因素有燃料晃动动力学、柔性结构（机械臂）
动力学和参数变化（质量、惯量和重心）；2）运行状态变化时减少扰动；3）飞行器预定轨迹跟踪，提供
闭路基准动力学特性。
前馈控制的任务是通过处理飞行器的姿态、角速度、角加速度（力矩）指令，优化闭环动力学跟踪特
性。
轨道和姿态控制发动机
使神号轨道和姿态控制系统负责从使神号-阿里安5分离到再入大气时的轨道和姿态控制。系统由38
台辅助推进系统发动机组成。
6台400N推力发动机安装在资源舱尾部，它们在调相、寻的和出轨阶段提供轨道转移脉冲。
位于资源舱的8台20N推力器用于目标最终逼近机动。
资源舱还装有8台冷气推力器，它们用来降低使神号对空间站的相对速度。
8台20N推力器安装在使神号头部，用于最终交会机动。
装在尾部的8台400N推力发动机用于空气舵不能工作时的再入段滚动控制。
制导、导航与控制
使神号的基准任务是访问有人照料的自由飞行平台，并带乘员和有效载荷返回地面。从发射到返回着
陆共15天，分发射、交会和再入3个阶段。
制导与控制
1）发射。正确选择发射时间，使使神号轨道面与有人照料的自由飞行平台轨道面尽量重合。T十595s
阿里安5与使神号分离。
出轨机动
停候点
寻的
漂移
再人轨道
转移2
△V2
调相
再人界面
人轨
Vo
Ze=120km
转移1
100km
2
Z·10km
使神号任务剖面
2）调相。由于哥伦布自由飞行平台要与空间站沿同一轨道飞行，故每隔180天必需调整一次轨道。
在发射时，使神号与哥伦布轨道面有角度差，因此需进行调相。入轨后使神号飞行在半长轴小于空间站运

<!-- 第 1613 页 -->
·1570·
欧洲
行轨道半长轴的轨道上，其角速度大于空间站角速度，必须调整调相轨道半长轴，以消除角度差。为此共
需进行3次机动：第1次机动（M1）使使神号从入轨状态到达调相轨道，后2次机动（M2和M3）使使
神号从调相轨道转到初始寻的轨道或漂移轨道。
第1次机动：使神号由阿里安5送入轨道，达到第1个转移轨道，其远地点等于调相准圆轨道的半径。
当使神号到达转移轨道的第1个远地点（入轨后半圈）时，资源舱小发动机点火，将使神号送入一准圆轨
道。飞行到要求的圈数后资源舱发动机再次点火。
第2次机动：此次机动使使神号进入椭圆轨道，其远地点低于目标飞行器准圆轨道10km。
第3次机动：当使神号达到要求高度时进行调相的最后一次机动。达到寻的初始轨道后，推力矢量对
准使神号和目标飞行器横轴。
3）寻的。寻的机动使使神号进入相对于目标的停候轨道。此轨道以停候点为特征，其高度与目标飞
行器高度相等，并在其后1km处。寻的最长时间为1.5h，飞行约一圈（见下图）。
1km
停候点目标轨道
目标
目标
最终点
停候点
寻的轨道
n4t时实际跟
2=10km
踪装置位置
额定速度
可能的轨道
主动跟踪装
漂移轨道（调相结束）
置实际速度
寻的制导与控制
4）停候。使神号在离目标飞行器1km处等待交会/对接所需的良好日照条件。
5）最终逼近。使神号先进行几次径向推力机动，转移到离目标100m远处，然后作U形转弯，使计
算机控制显示摄影机捕获对接轴后再产生轴向推力，2h内与哥伦布交会对接，最长可停泊10天。
该阶段采用连续推力型制导与控制。
1km
停候点
目标
100m
1km
100m
主动跟
踪装置
最终逼近制导与控制
6）再入。再入段从使神号与所对接的自由飞行体分离开始，离开该飞行体并作轨道飞行，等待再入
时机。从出轨机动到使神号停在跑道上，前后共1h，经过以下6个阶段：
（1）出轨机动；
（2）下降到120km高度，再入大气；
（3）120～90km高度飞行；

<!-- 第 1614 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1571·
（4）90～55km黑障区飞行；
（5）55km到着陆场上空25km高度飞行；
（6）进场着陆。
导航
从发射到返回着陆的全过程中惯性导航系统始终工作，并以全球定位系统为辅助导航手段。各飞行阶
段的导航手段如下表所示。
使神号导航手段
着陆
交会
轨道自由飞行
再入黑障区
黑障段后
发射
后备
后备
后备
额定
后备
后备
额定
后备
额定
额定
额定
额定
DRS
IMU
GPS
GPS
IMU
SST
绝对
+
+
+
+
+
IMU
IMU
IMU
IMU
+
+
位置
模型
模型
模型
+
+
三叉戟4
IMU
IMU
GPS
三叉戟4
+
+
+
模型
模型
GPS
+
+
RA
RA
IMU
IMU
IMU
IMU
+
IMU
IMU
绝对
IMU
IMU
IMU
+
HUD
IMU
IMU
+
IMU
IMU
IMU
IMU
姿态
SST
+
SST
GPS
IMU+
相对
GPS+
位置
SRV+
模型
20m→0
相对
IMU+
姿态
SRV
注：IMU一惯性测量组件；GPS一全球定位系统：SST一星光传感器；DRS一数据中继卫星；RA一无线电高度表：
HUD一顶部显示器：SRV一交会传感器。
3台捷联惯性测量组件为使神号提供姿态基准。组件斜交置放以提高使神号故障自检能力。惯性测量
组件的姿态测量值在正常状态下由带计算机控制显示（CCD）探测器的星光传感器周期性地进行修正，出
现故障时由顶部显示器修正。
大气飞行段（爬高和再入段）靠惯性测量组件进行位置和速度的测量。
轨道飞行时，位置和姿态通过惯性测量组件或轨道移动模型和2台全球定位系统接收机提供的测量值
（伪距和伪距率）确定。在全球定位系统失效或接收机发生故障时，轨道移动模型位置和速度预测值由星
光传感器或地面定位信息修正。
在寻的和对接段，使神号通过天线接收由空间站所得的测量值，并与使神号全球定位系统测量值一起
进行处理。
在再入黑障段无法对惯性导航进行修正，沿法向轴的导航误差通过伪阻尼高度限制。从黑障段结束到
着陆，惯性装置的位置和姿态测量值由全球定位系统测量值或在全球定位系统失效时用三叉戟4无线电导
航信标修正。3台无线电高度表使使神号获得正确的着陆高度。
地面定位由使神号飞行控制中心执行，飞行控制中心监控任务进程和机上导航功能，在导航设备发生

<!-- 第 1615 页 -->
·1572·
欧洲
故障时修正机上位置和速度状态矢量。
参与地面定位的设备有S波段和C波段地面站、雷达或数据中继卫星。
通信系统
通信线路
使神号在完成各种任务过程中所需的通信线路有：
1）使神号一欧空局、法国国家空间研究中心和日本宇宙开发事业团的测控网地面站；
2）使神号一数据中继卫星（欧洲数据中继卫星和美国跟踪数据中继卫星）；
3）使神号一空间站；
4）使神号一舱外活动航天员；
5）使神号一着陆场；
6）使神号一导航卫星和三叉戟4等其他导航装置。
主要的遥控和遥测数据速率见下表。
遥控和遥测数据速率
线路
线路
速率区间/（kbit·s1）
速率区间/（kbit·s)
高速率遥控指令
200~300
2 000~10000
高速率遥测
低速率遥测
25~50
低速率遥控指令
≤10
使神号和地面飞行控制中心之间采用高可靠通信线路，通信速率不大于10kbit/s。线路保证在紧急状
态下进行压缩的全双工话音和（或）甚低速率遥控通信。机上的电视图像经高速率遥测线路传送至地面。
系统以S波段作为弯管和直接通信的基本线路。系统采用的S波段天线有用于地面直接通信的半球天线，
用于欧洲数据中继卫星或美国跟踪数据中继卫星通信的正方形天线和用于低速率多路访问及高速率单路访
问的弯管通信的定向天线。对舱外活动的航天员用甚高频波段通信。与地面的通信线路特点见下表。
地面通信线路
通信线路
直接
EDRS/TDRS弯管通信线路
通信线路
单路访问
多路访问
指标
高速率
高速率
低速率
低速率
天线/GdB
定向天线
定向天线
半球天线
正方形天线
遥控
4.7
22.4
1.2
22.2
余度
速率/（kbit·s")
10
200
200
10
2.1 GHz
余量/dB
9.0
4.0
6.0
5.5
天线/GdB
定向天线
定向天线
半球天线
正方形天线
遥测
23.0
2
4.0
23.0
余度
发射功率/W
30
30
5
5
2.3GHz
25
速率/（kbit·s)
25
3 150
3150
余量/dB
5
4
3
6
注：EDRS--欧洲数据中继卫星；TDRS一美国跟踪数据中继卫星

<!-- 第 1616 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1573·
硬件
1.空间组件
使神号空间飞机机上通信系统由2部应答机、2部译码机、1组放大器、1组天线和开关矩阵组成。机
上数据传输的通信系统空间组件如下图所示。机上输出功能由2条通信线路同时处理，每组输入、输出信
号均可与邻组相通，这样可减少设备并提高余度。
55
61
24
62
56
25
63
26
9
65
58
59
66
29
60
67
Lk
32
今园
37
28
33
2
3534]
53
48
50
52
51
48
52
192
36
20
44
45
46
47
23
3
通信系统空间组件
1一使神号外部设备：2一使神号附加设备：3一使神号内部设备；4一使神号空间组件；5一伊斯特勒（法）着陆场：6一库鲁（圭（法））着陆场；
7-檀香山（美）着陆场：8一-豪岛（大洋洲）着陆场；9一爱德华兹（美）着陆场；10一肯尼迪（美）着陆场；11一白沙靶场数据中继卫星地面站：
12一达姆施塔特（德）欧洲数据中继卫星地面站：13一库鲁（圭（法））增设装置（CNES）：14一奥莎古尔增设装置（CNES）：15一哈特佩斯增设装
置（CNES）；16一比利亚弗兰卡增设装置（ESA）：17一卡那封增设装置（ESA)；18一马林迪增设装置（ESA)：19一冲绳岛增设装置（NASDA);
20一桂（日）增设装置（NASDA）：21一库鲁阿里安地面站；22一纳塔尔阿里安地面站；23一阿卡克洛阿里安地面站：24一空间站；25一导航星；
26一舱外活动；27-跟踪数据中继卫星I／Ⅱ1：28一欧洲数据中继卫星I／ⅡI：29一使神号空间飞机：30一抛物面天线：31一高速率空间单路访问；
32一S波段；33一放大器MAST；34一放大器E：35一方形天线：36一显示信息处理器；37一低噪声放大器；38—低速率空间多路访问；39一低速率
空间单路访问；40一半球形天线；41一高/低速率；42一单刀双掷开关：43一开关矩阵；44一终端控制：45一直流/直流电源换流器；46一遥测/
55一全向S波段；56—全向，1.2/1.5GHz；57—全向甚高频100MHz、400MHz；58—全向960MHz、1215MHz；59—高增益5050MHz;60--高
增益4300MHz；51—空间站通信系统；62一全球定位系统；63-出舱活动；64一着陆音频：65一塔康导航系统：66一微波着陆系统：67一无线电
高度表

<!-- 第 1617 页 -->
·1574·
欧洲
2.地面组件
使神号地面通信组件如下图所示。
30
31
44
33
45
52
46
53
32
48
24
56
26
33
49
51
11
54
55
58
50
31
24
59
27
35
59
35
60
36
60
24
25
28
24
6
38
39
37
33
34
41
20
31
21
42
24
29
22
43
23
通信系统地面组件
1~3，5～23一见上图注；4一地面组件：24一图卢兹（法）；25一联终络端；26一法国模拟网络IV级；27一法国数字网络IⅢ级；28—20HzCNES网络；
29一20Hz阿里安网络；30一伊斯特勒（法）；31一库鲁；32一大西洋海岸；33一普勒默-博杜（法）/贝尔塞纳依：34一NASDA控制中心；35一奥莎
本)；41一桂（日本）；42一纳塔尔：43一阿卡克洛；44一（TAT8.2X280MB）：45，46一国际通信卫星VI（太平洋上空）32MB；47一日本：48一
模拟电缆（TAT3/4）138×64kB；49一国际通信卫星VI（大西洋上空）64kB；50一欧洲通信卫星ⅡI；51一东海岸；52一西海岸：53一美国数字网络
Ⅲ级；54—美国模拟网络I级；55—白沙靶场：56—10MB；57—25kB；58一达姆斯塔特（德）；59—奥莎古尔；60—哈特佩斯托克：61—ESA控
制中心
软件
使神号设有数据库，存储完成任务以及通信所需的全部信息，如阶段特征（通信线路、功能要求、轨
道资源、姿态特征）、资源描述（功能、质量、容量、体积、电耗、滞后、可靠性、位置、容量、成本等）、
结构描述和系统布局等（见后图）。利用数据库信息可直接评估质量、电耗、资源可用性、通信滞后、通
信线路工作状态和使神号与其对接目标的能见度。通过专用模块可在任意时刻启用各种数据。系统用
DBASEIIPLAS建库，用FORTRAN77作科学计算。

<!-- 第 1618 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1575·
·修改
·预测
-延迟
-质量
一标记
数据采集
-消耗量
参数
可用率
-组态
-可靠性
使神号数据库
位置
能见度
·设备
修改
构造
通信线路
任务组态
情况
阶段组态
-通信线路组态
编辑
标记
参数
构造
·参数研究
组态
软件结构
电源系统
使神号用燃料电池作为主要电源，其12h任务的能量-质量比（包括氢和氧）为1500W·hkg，而一
般电池仅为35W·h/kg。对燃料电池的性能要求为：
功率
电压
115~9V直流
2~6.5kW
>50W/kg
功率/质量比
功率/体积比
>40 W/L
4kW时的燃料耗量
H2<0.173 kg/h
O2<1.372 kg/h
使神号氢氧燃料电池采用氢氧化钾作为电解质，用覆有Ni拉尼镍（Raney）拉尼银的多孔金属作为电
极。电极安装在一石棉基体上（见下图）。
H人口
密封板
端板
压力垫
镍电极
电极组件-基件
银电极
接触片
网筛/垫片
接触片
银电极
电极组件-基体
镍电极
压力垫
端板
密封板
0.人口
燃料电池
电池产生的热量由水回路传递给氢回路。

<!-- 第 1619 页 -->
欧洲
·1576·
机械臂系统
使神号机械臂系统安装在资源舱中段，完成作业后，在再入前随资源舱一起被抛掷。系统由3部分装
置组成，即：机械臂主设备、机械臂乘员舱主设备和机械臂地面设备。其组成如下图所示。
关节
腕
臂
末端操纵器
（机构臂主设备
伸展系统
持留系统
抛掷和分离系统
摄像和照明系统
观察和转移系统
使神号机械臂
机械臂乘员舱主设备机械臂飞行电子件
飞行遥控装置
通用模拟设备
使神号机械臂模拟设备－驾驶仪
模拟设备NRT
机械臂地面设备√试验设备
地面操作设备
机械臂支撑设备
机械臂电气设备
机械臂组成
机械臂主设备
机械臂主设备由机械臂、末端操纵器、传感器、伸展系统、持留系统、分离系统和工具箱组成。
1）机械臂。由臂、肘和腕组成。臂由碳纤维复合材料制成，装有金属末端法兰。法兰用来与关节机
构连接。肘为单关节机构。腕有滚动、俯仰、偏航3个关节。腕在完成肩功能时偏航关节保持一固定位置。
各关节均带有谐调驱动机构。
9092.1
5215.3
3876.8-
使神号机械臂

<!-- 第 1620 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1577·
2）末端操纵器。主要组件为基本末端操纵器（BEE），如下图所示。基本末端操纵器由一标准末端操
纵器和1个用来运送轨道可置换组件（ORU）的抓具组成。末端操纵器装有抓勾驱动机构、电子件、输送
电力与数据的接头和一传递机械力（0.5rad/s100N·m）的集装式勤务工具。标准抓具也可作为航天员把
标的力矩分量。末端操纵器还设有用于其他任务的专用工具，如带NASA抓具的自由飞行目标飞行器抓具、
带电视摄像机和照明器材的观察工具、带脚蹬的航天员支撑工具和工具架等。
夹具
轨道可置换组件
摄像机
接头
抓具
集装式勤务工具
基本末端操纵器
观察工具
航天员支撑工具
末端操纵器分系统
3）外部状态信号器。除了关节传感器和末端操纵器力矩/力传感器外，还通过电视摄像机为操作员和
操作系统提供图像信息。
臂摄像机安装在腕关节附近，提供腕/有效载荷工作区的全景视场。末端操纵器摄像机提供工作站直接、
详细的视象。在距离小于1.5m时，此摄像机也用来精确测量安装在标准抓具上的目标。此外在观察工具
上也装有1台摄像机。各摄像机视景通过肩部末端操纵器送给机械臂舱体设备、更远的视景由装在使神号
和自由飞行体上的摄像机提供。
4）伸展系统。为双位机械装置，由驱动电子组件、传感器、电缆和温控装置组成。系统用来释放连
接机械臂的基板，使机械臂从储存状态转为工作状态。
5）持留系统。用来在发射上升段为机械臂提供结构支撑。系统由门锁作动器、控制电子组件和状态
传感器组成。
机械臂乘员舱主设备
机械臂由使神号驾驶舱中的设备控制。其电气结构如后图所示。机械臂乘员舱主设备由机械臂飞行电
子组件、飞行遥控操作设备、转换和接近装置组成。
1）机械臂飞行电子组件。集装于使神号制导导航计算机中，包括用来指令和控制机械臂动作、数据
输送和通信的全部电子件（和软件）。
2）飞行遥控设备。包括程序可控键盘、图表显示、电视显示、2个三轴手控控制器和一光标定位装置。
它们均由使神号任务管理控制计算机监控。另外还有一供应急处理用的使神号机械臂专用开关板。
3）转换和接近装置。是机械臂和驾驶舱组件间的数据、电力和应急信号接口装置。部分组件为连接

<!-- 第 1621 页 -->
·1578·
欧洲
在机械臂摄像机上的视频处理装置（VPU）。在捕捉时视频处理装置借助末端操纵器摄像机图像获得目标
的相对位置，作为机械臂控制的输入信号。
16
25
26
11
27
13
18
19191919
21
34
36
22
23
机械臂电气结构
1一持留系统；2—工具架；3—手控输入板；4—使神号任务母线：5—通用计算机：6—机械臀：7—使神号机械臂数据母线：8—直接驱动器：9使
神号基板：10一开关和接近装置；11—基本末端操纵器；12一末端操纵器摄像和照明组件；13一机械臀伸展装置；14一目视接近装置；15一使神号
飞行母线：16一腕1：17一释放系统：18一末端操纵器/使神号接口；19—视频设备；20一多路传输信息处理器；21一对接界面；22—使神号/有人照
料自由飞行体任务母线入口：23一使神号驾驶舱：24—摄像和照明组件：25一肘：26一腕2；27—视频线路；28—硬件直接驱动线路：29—机械臂直
接驱动器：30一有人照料的自由飞行体轨道可置换组件视频线路：31一有人照料的自由飞行体基板：32一有人照料的自由飞行体视频接口；33一机
械臂数据母线；34一机械臂摄像和照明组件：35一有人照料的自由飞行体视频网络：36一有人照料的自由飞行体
系统操作模式
机械臂共有以下5种操作模式：
1）程序控制模式。程序由操作员用地面软件编辑；
2）自动模式机械臂。按基本功能预装定程序工作：
3）操作员控制模式。操作员控制机械臂的1个或多个自由度，直接操纵机械臂相对于末端操纵器或
有效载荷的运动：
4）单关节模式。该模式为备用模式，用最少量的硬件和软件驱动1个关节；
5）应急模式。模式通过机械臂专用开关板执行，功能上相当于单关节模式。
安全与救生
美国航天飞机挑战者号失事后，在使神号设计中提出载人飞行任务必须首先保障航天员安全的政策，
引起使神号方案极大变动。

<!-- 第 1622 页 -->
使神号空间运载器（HERMESVEHICULESPATIAL）
·1579 ·
任务段安全措施
1）发射段。此段共分3个阶段：第1阶段为阿里安5固体助推器工作段，历时约120s。此阶段可能
发生的故障有助推器局部过热、助推器未准时释放分离、药柱裂纹、起火爆炸、1台助推器未点燃、失控、
超压和芯级失控等。此飞行段还经过飞行60s时的最大动压段和运载器最大加速段，因此采用乘员弹射救
生方案。第2阶段从固体助推器分离后开始，历时约460s。可能产生的毁坏性故障有涡轮泵堵塞、管路断
裂，贮箱超压、失控等。此阶段采用使神号与低温级分离，滑翔飞行到可弹射高度后弹射的方法救生。如
事故发生在飞行6～7min时，使神号可在达卡机场和大西洋佛得角群岛着陆，如在水上追降则需弹射乘员，
在海上回收。第3阶段延伸到使神号入轨，历时约300S。在此期间如果发生故障，采用备用跑道方式救生。
2）轨道运行段。此阶段发生突发性故障的机遇大大降低。可有几小时的故障处理时间，故可进行整
机救生。使神号空间飞机必须保存其返回地面的能力，需装备用于维持生命的航天服。
3）再入段。高超声速飞行阶段乘员的安全只能靠使神号本身的可靠性，只有再入到一定阶段后才能
采用乘员弹射救生方案。
弹射方案
乘员救生曾考虑过弹射座舱和弹射座椅两种方案，后者因具以下优点而被选中：
1）方案简单，风险小；
2）弹射座椅质量轻，约1t，而弹射座舱则至少3t；
3）节省研制费：一种叫大力士的弹射座椅研制费为50MAU（百万欧洲货币计算单位），而座舱方案
则需400MAU；
4）产品可靠：可在使神号样机上作大量全尺寸试验。
大力士弹射座椅如下图所示。如果发生使神号失事，航天员将在1个密封且带有一固体火箭的弹射座
椅筒中被弹射，从关闭筒盖到弹离使神号的时间仅需3s。
大力士弹射
大力士弹射系统
大力士回收
气囊
大力士弹射座椅
（王丹阳）

<!-- 第 1623 页 -->
·1580·
欧洲
森格尔 2（SANGERII)
森格尔2是联邦德国研究的一种两级空天飞机，由梅塞施米特·伯尔科·布洛姆有限公司
（Messerschmitt-Bolkow-BlohmGmbH，MBB公司）于1985年提出方案设想并开始进行研究，1986年春对外
公开。1987年联邦德国的研究与技术部（Bundesminister derForschungundTechnologie，BMFT）把森格尔2
正式纳入国家计划，开始执行以森格尔2空天飞机为核心的国家高超声速技术计划。为了纪念德国航天先驱者
欧根·森格尔（1905年～1964年）并与早期的森格尔方案加以区别，最后将此空天飞机方案定名为森格尔2。
这种空天飞机是联邦德国为满足西欧对空间运输系统与高超声速客机的长远需要而发展的。据初步估
计，21世纪初西欧对空间运输系统的需求将是：无人有效载荷的近地轨道（轨道倾角28.5°）运载能力为
15t：载人有效载荷的近地轨道（轨道倾角28.5°）运载能力约为5t（轨道器可以自主地在轨工作4天）；
运载器的发射频率为每年5～10次（载人飞行任务）或7～14次（不载人飞行任务）。21世纪初乘坐客机
跨越太平洋飞行的旅客需求量预计每年将会达到8000万人。对于这样的运输任务，现有的一次使用运载
器和亚声速客机由于运输费用高、效能低而不能满足要求，因此就有必要发展经济有效的新型运输工具。
森格尔2是水平起降与完全重复使用的空天飞机。这种飞机可以使运输单位有效载荷所需要的费用低
1个数量级。
联邦德国在充分考虑了需要与可能之后，提出了技术风险较小、比较现实可行的两级入轨的森格尔2
空天飞机方案。
1987年进行了为期1年的森格尔2总体方案研究，通过研究初步确定了总体方案与运载能力，见下表。
森格尔2运载能力
森格尔2方案
飞行任务
运载器构成
运载能力t
2~4
向空间站（450km轨道，28.5°轨道倾角）运送人员与供应品
助推级加HORUS轨道器
助推级加CARGUS上面级
15
向近地轨道（300km）运送有效载荷
2.6或2×1.25
助推级加CARGUS上面级
发射通信卫星至地球静止轨道（36000km）
在1987年总体方案研究的基础上，研究与技术部决定从1988年开始分3个阶段进行森格尔2运输系
统的全面研究工作。
第1阶段（1988年～1992年）：
进行技术方案的深入论证。要对整个运输系统的技术方案进行细致的论证，特别要对四大关键技术（推
进、气动热力学、材料/结构和飞行制导系统）进行深入的研究；
第2阶段（1993年～1999年）：
验证性试验样机的研制与初步试验阶段。此阶段的主要任务是研制缩比样机并完成样机的飞行验证。
第3阶段（原定2000年～2005年或2006年）：
全欧合作研究阶段。此阶段的主要任务是进一步发展所需要的技术并且开始研制全尺寸动力装置。
自前，森格尔2计划已被取消。
为了加强第1阶段的研究工作，联邦德国从1989年开始增大了投资强度。计划投入的经费（1989年
币值）为：

<!-- 第 1624 页 -->
森格尔2（SANGERII）
·1581·
1）研究与技术部2.2亿马克（0.67亿用于系统研究，1.53亿用于技术发展）；
2）航空航天研究院（DeutscheForschungs—undVersuchsanstaltfurLuft—undRaumfahrt，DFVLR）0.86
亿马克；
3）德国研究协会（DeutscheForschungsgemeinschaft）0.3亿马克；
4）航空航天企业0.40亿马克（其中MBB公司投资0.30亿马克）。
以森格尔2为核心的国家高超声速技术计划由政府的研究与技术部负责领导，MBB公司承担技术抓
总工作。参与此计划的单位还有：航空航天研究院、德国研究协会以及主要的航空航天企业，如道尼尔
（Dormier）、MTU、MAN、林德（Linde）等公司。
对于象森格尔2这样的系统，在初期只能根据其他类似系统的实际成本进行分析比较，估算其成本。
MBB公司根据其横向对比成本模型（TRANSCOST模型）建立了经过改进的成本估算公式（CER），
包括总系统、各子级、发动机、发射与飞行操作等研制费用估算公式。所有这些公式均以人年（MY）作
为单位，因为其数值基本保持不变，不会受到其他因素（如通货膨胀、其他费用的增加、欧洲计算单位
AU与美元兑换率的波动等）的影响。
例如：
欧洲航空航天工业
IMY
美国航空航天工业
1986
138600美元
123500AU
148150美元
1987
131 000AU
158300美元
1988
139500AU
1988年2月22日，经MBB公司修订后的森格尔2发射成本（单位为MAU，即百万欧洲计算单位）
见下表。
森格尔2发射成本
发射成本/MAU
EHTV/HORUS
EHTVC/ARGUS
每年发射次数
30
12
12
30
运载器续生成本（VRC）
一次使用的CARGUS级
27.10
27.10*
EHTV每次飞行的分期偿还成本
1.05
1.05
1.05
1.05
HORUS每次飞行的分期偿还成本
3.93
3.93
：直接操作成本（DOC）
EHTV整修、维护费
0.19
0.15
0.19
0.15
HORUS整修、维护费
1.78
1.40
一
一
推进剂费用
0.35
0.30
0.35
0.30
发射与飞行操作费用
3.93
2.62
2.36
1.57
EHTV/HORUS保险费
1.00
1.00
0.50
0.50
间接操作成本（IOC）
计划管理、系统管理、设施、保障、
市场、利润等
4.00
2.25
4.00
2.25
每次发射的总成本
16.2
12.7
35.55
32.9
注：*所代表数值为6.2（HM60发动机）、14.0（级系统）和6.9（设备/整流罩）之和，取的是H155级
第2批生产第70至100个芯级的平均费用。

<!-- 第 1625 页 -->
·1582·
欧洲
对于低地球轨道载人飞行任务，用阿里安5-使神号系统（发射质量725t）发射，每年2次，每次的发
射费用约为150MAU（1987年百万欧洲计算单位），如果用森格尔2（EHTV/HORUS）（发射质量340t），
每年飞12次，每次的发射费用仅需16.2MAU。
（1987年币值）
森格尔2计划的研制费用
约200MAU
计划管理，系统协调与飞行试验
EHTV（包括涡轮/冲压喷气发动机的研制费用）
80000MY=10480MAU
HORUS（45000MY，但考虑到可利用使神号的研制经验，可降至32000MY）
32000MY=4190MAU
约11000MY=1440MAU
ATC-1500发动机（13000MY，但考虑到可利用HM60的研制成果，减至约11000MY）
CARGUS（15000MY，但考虑到可从H155级改进而成，减至约2500MY）
约2500MY=330MAU
总计
127000MY=16640MAU
总体方案设想
森格尔2的总体方案设想如下：
由两架飞机分别构成森格尔2空天飞机的助推级和上面级。助推级在外形、尺寸与结构上与高超声速
客机基本相同。助推级只要换装上载人客舱即可变成一架高超声速客机，这样既可满足空间运输、又能满
足越洋航空运输的需要，做到一机两用。上面级有两种状态，即载人与货运状态。载人上面级叫高超声速
再入系统（HORUS），是可以多次重复使用的轨道器；货运上面级叫货舱（CARGUS），是一次使用的货
运级。
（c）高超声速客机方案
（a）载人方案（助推级加HORUS）
（b）货运方案（助推级加CARGUS）
森格尔2的总体方案设想
这个设想方案的主要优点是：
2）发射成本可降至目前水平的10%～30%；
3）可从欧洲的普通机场水平起飞，巡航飞行3000～5000km，飞到北纬28°与赤道之间的任何纬度，
以不同的轨道倾角直接将有效载荷送入所需要的轨道；
4）可以满足多种用途的需要，使用方便灵活，助推级与高超声速客机具有良好的共用性，可根据载
人与运货的不同需要选用不同的上面级；
5）使用液氢燃料，燃烧产物干净无害，不会对周围的环境造成污染；
6）采用两级方案便于减轻技术难度，技术风险比单级入轨空天飞机的要小，无需重大的技术突破，
因而较易实现，这从下面所示的空间运输系统技术难度比较表即可看出。

<!-- 第 1626 页 -->
森格尔2（SANGERII）
·1583·
空间运输系统技术难度比较表
运载器
气动热力学
推进
结构/材料
阿里安4/5运载火箭
9%
20%
7%
使神号
60%
3%
27%
森格尔2
91%
65%
47%
单级入轨空天飞机
100%
100%
100%
森格尔2的总体方案在1987年经过了比较系统的综合分析后，已经取得了某些重要的结果，主要是：
1）通过方案优化，使助推级的尺寸与发动机推力进一步减小；
2）完成了各种风洞模型的初步试验研究；
3）获得了助推级及其涡轮/冲压喷气发动机、HORUS上面级以及总系统的首批数据；
4）经过较长时间的使用与性能研究确定了森格尔2的基准飞行轨道；
5）确定了助推级涡轮/冲压喷气发动机的基本数据。
从1988年开始进行为期5年的第1阶段研究，研究的重点是总系统和推进系统的方案以及关键技术
的解决途径。
总系统方案研究的目的在于进一步确定系统的性能数据、技术规范以及级间分离方案，对上升段轨道
进行优化选择，对地面操作与地面设施及其总体布局作较深入的研究。
推进系统总体方案研究的目的则在于获取系统的性能数据，研究与解决推进系统与机体的结构衔接技
术，对热平衡控制也要作深入的研究。
有待解决的关键技术主要在4个领域，即推进、气动热力学、结构／材料以及电子与设备。这4个领
域的工作量分别占60%、15%～20%、15%～20%和5%。还要先进行推进系统可行性研究，计划在1988
年～1991年间进行推力达80～100kN的缩比发动机模型研究与试验，1990年～1992年间再研制推力达
300～400kN的全尺寸发动机的关键性部件。除了这4个领域的关键技术外，还有必要研究有效地利用液
氢的技术和生命保障技术。
森格尔2的总体方案在1987年年中之前主要由MBB公司进行研究。为了使方案研究做得更细致，研
究与技术部决定让道尼尔公司也参与研究并提出自己的方案，以便通过多种方案的比较，得出更合理的最
终方案。道尼尔公司于1987年提出了自己的森格尔2D方案，该方案与MBB公司方案的主要差别在于吸
气式发动机的使用与级间分离的马赫数以及设计概念有所不同。
主要技术性能
后表列出的仅是MBB公司1987年12月方案和道尼尔公司1987年D方案所确定的主要技术性能参
数。
助推级
助推级又称欧洲高超声速运输机（EuropeanHypersonicTransportVehicle，EHTV），它有两种状态，即
运载器一子级状态和高超声速客机状态。助推级的方案通过设计优化已有较大的变化。以MBB公司1987

<!-- 第 1627 页 -->
·1584·
欧洲
森格尔2空天飞机的主要技术性能
主要技术参数
MBB1987年12月方案
道尼尔公司1987年D方案
总系统
总起飞质量/t
340
360
全长/m
84.5
81
翼展/m
41.4
40
高超声速升阻比
4.8~5.3
助推级
约265
总质量（不包括有效载荷质量）t
259
约155
额定净质量/
149
约100
液氢最大质量/t
100
约10
液氧质量/t
一
5X300
6×400
发动机地面推力/kN
6.8
7~8
分离时的最大马赫数
分离时的高度/km
35~40
31
2X3700
2X2500
巡航距离/km
HORUS载人上面级
约87
总质量（不包括有效载荷质量）
87.5
约22
额定净质量/t
22.5
约65
液氧/液氢推进剂质量/t
65
1×1500
发动机真空推力/kN
一
约5
有效载荷质量/t
3.5
CARGUS货运上面级
62
总质量（不包括有效载荷质量）
额定净质量/t
7
液氧/液氢推进剂质量/t
55
发动机真空推力/kN
1X1050
有效载荷质量/
5~15
年12月方案与1987年5月方案相比，主要有下述变化：
1）助推级的全长自92m降至84.5m，翼展由46m降至41.5m，推进剂质量由130t降至100t;
2）通过缩小尺寸和改善机翼/发动机吊舱的一体化设计使横截面与阻力减小；
3）机翼的面积由880m²降至735m²，以获得最佳翼载（450g/m²）;
4）将发动机吊舱前移，使质心更易匹配，并可缩短后襟翼的长度；
5）发动机由6台减至5台，以便于安装涡轮发动机的组件，降低发动机的单位成本，减少维护费用。
由上述方案演变所带来的助推级性能改进主要包括：
1）通过性能优化使助推级推进剂的质量由130t降至100t;
2）发动机的台数与地面推力由6X400kN降至5X330kN（装在助推级上时，推力为300kN）;
3）助推级与上面级的级间分离高度与马赫数由35km，7降至31km，6.8；

<!-- 第 1628 页 -->
森格尔2（SANGERII）
·1585·
4）综合考虑环境、性能、成本等因素的影响，确定了最佳巡航速度与高度。
对于高超声速客机来说，在选择巡航速度与高度时，需要考虑如下一些因素：1）防止结构产生过大的载
荷；2）气动加热不严重，防止噪音过大，达到无法接受的程度；3）保护臭氧层的最敏感部分，使其不致遭到
破坏。由于巡航速度快，高度高，因此客机上升和下降时间就长（见下图）。飞得太高并不能缩短飞行时间。
巡航速度通常选用Ma为4～5最合适，因为在此情况下飞行的时间较短，燃料消耗量也不很大，气动加热也
不严重，无需采用主动式冷却系统。根据性能优化的比较结果，最后选定巡航速度马赫数为4.4，高度为24.5km。
据初步估算，在此情况下，用高超声速客机运送旅客的成本基本上与用亚声速客机的相接近。
450℃
400℃
37278m/s
36297m/s
臭氧层
35316m/s
Isp
噪音
级
40kPa
24km
驻点压力
高度
35
25km
30
26km
4.0
4.5
5.0
马赫数
巡航高度的确定
MBB公司1987年5月和12月方案所得出的助推级的技术性能参数见下表。
助推级的技术性能参数
性能参数
1987年5月方案
1987年12月方案
指标
运载器一子级
高超声速客机
运载器一子级
高超声速客机
全长/m
84.5
84.54（机身长81.34）
92
92
翼展/m
46
41.4
41.5
46
翼面积/m²
735
880
880
735
贮箱容积/m3
1500
1 800
2500
1500
净质量/t
95+26（座舱，设备）
149
155
112
推进剂最大质量/t
150
120
100
100
有效载荷质量/t
66～91（上面级）
35~40（250名乘客/货物）66~91（上面级）35～40（230名乘客/货物）
最大起飞质量t
340
290
270~280
300~350
最大升阻比：高超声速
4.4
5.5
4.8~5.5（5°)
5.7(5°)
最大升阻比：亚声速
10.5(3.5°)
12 (3.5°)

<!-- 第 1629 页 -->
欧洲
·1586·
续表
1987年12月方案
性能参数
1987年5月方案
指标
运载器一子级 高超声速客机
运载器一子级
高超声速客机
6X400
6X400
5X300
5X300
涡轮冲压喷气发动机的台数
与地面推力/kN
每台发动机的额定起飞推力/kN
300
300
300
260
巡航速度马赫数
4
4.5
4.4
分离速度马赫数
6.8
7
一
飞行距离/km
5000
5000
10360
10360
最大飞行高度/km
35
25
24.5
31
工作寿命/年
15（飞100~150次500~1000h）15（飞2万次，55000h）
自1988年至1989年春，通过研究与改进又对助推级参数作了某些调整，主要有：助推级的分离高度
与速度马赫数从31km，6.8分别降至30km，6.6：长度84.5m，翼展41.5m；起飞质量降至320～335t，
净质量降至143t；5台发动机中每台发动机的推力自300kN提高到360kN。
结构与材料
制造助推级的机身与推进系统部件所遇到的最大难题是最大限度地减轻结构质量。对于高超声速客机
的情况，由于将巡航速度马赫数与高度定为4.4和24.5km，因此气动加热情况并不太严重。由下图不难看
出，机体各部分的温度大致在350～720℃，采用钛合金结构既可满足使用要求，质量较小，成本／效能
也较好。当然也可以考虑使用铝锂合金或金属基复合材料。但是对于运载器一子级的情况，气动加热就要
严重得多。从其温度分布图可以看出，温度低于540℃的部位约占整个机体表面积的60%，温度在540～
900℃的部位约占表面积的35%，而温度在900～1350℃C的部位则约占5%。这就要求采用能够长时间地耐
高温或耐极高温的结构/材料。影响结构/材料选择的另一个重要因素就是液氢贮箱的设计方案及贮箱与
承载结构（导热系数应为最小）的连接形式。如何将耐高温的外部结构与耐低温的内部结构有效地加以组
385
420
445
525
720
370
顶部
380
355
425
720
350
400
440.
425
40
390
底部
425
高超声速客机巡航飞行时（马赫数为4.4，高度为24.5km）的温度分布（单位：‘C）

<!-- 第 1630 页 -->
森格尔2（SANGERII）
·1587·
500
690
640
840
1335
470
顶部
520
600
1335
560
630
580
675
底部
620
运载器一子级在级间分离时（马赫数为6.8，高度为31km）的温度分布（单位：℃）
MBB公司对一子级防热系统（TPS）和液氢贮箱结构提出了自己的设计方案，见下图。
多壁防热层
热结构
绝热层
通N冷却
绝热层
贮箱箱壁
液氢
液氢
碳化硅/碳化硅
(a)<540°℃，比质量1.4kg/m²（b)540~900°℃，比质量4.7kg/m²（c)900～1350°℃，碳化硅/碳化硅（前缘一体化设计）
MBB公司一子级防热系统（TPS）方案
A放大图
(悄性气体)
间隔区
薄板支柱
高温绝热层
贮箱外壳
薄板
外壳
结构
低温绝
支柱
热层
（a）机身剖面图
（b）A放大图
MBB公司的液氢贮箱结构方案（带薄板的一体化贮箱结构）

<!-- 第 1631 页 -->
·1588·
欧洲
<700℃多层防热系统
多层防热系统
<700℃
<700℃
承载外结构
一承载结构
■多层防热系统
贮箱结构
利用热管使温度
-250℃
-250℃
保持平衡
结构
470℃
OIO
DOOOC
道尼尔公司的机翼结构形式
道尼尔公司的一体化贮箱（左）与非一体化贮箱的结构形式
从上述各方案可以看出，为了减少高温对内部结构的影响，将采用外部金属（钛合金或耐热合金薄板）
夹层结构隔热，在内、外结构之间则用循环的冷却剂或热管使温度保持平衡。至于最后采用何种结构/材料，
尚有待制造典型结构部件进行试验验证，并进行综合分析对比之后才能作出决定。
推进系统
森格尔2运载器由于采用两级方案，因而将推进系统分为助推级的吸气式系统与上面级的火箭推进系
统，对各级的推进系统可以分别考虑，不需要象单级入轨系统那样研制技术风险很大的组合发动机，上面
级也不需要把助推级发动机的结构质量带入轨道。
助推级的推进系统由MBB与MTU公司合作进行研究。MBB公司对冲压喷气发动机、液氢火箭技术
与进气道系统较有经验；MTU公司的专长则是涡轮喷气与涡轮风扇发动机及热交换器技术。由于西欧对
液氢、涡轮喷气与冲压发动机比较有经验，技术基础也较好，因此，研究了液氢涡轮与冲压喷气发动机的
不同组合方案，研究的重点是亚声速燃烧的吸气式发动机。推进系统选择的关键在于根据上升轨道的不同
阶段对不同工作模式的发动机创造最佳的推力与最有利的燃料消耗量。
在最初进行推进系统方案研究时曾提出了许多方案，经分析与比较后将发动机进气道方案压缩到4个，
如下图所示。
(b)
(a)
(c)
(d)
4种发动机进气道方案

<!-- 第 1632 页 -->
森格尔2（SANGERII）
·1589·
图中的（a）为基本方案，采用平行安装的冲压喷气发动机和涡轮喷气发动机，前面是1个共用的二
维进气道，后面是两个二维喷管。进气道内有若干可调节的斜板，能在飞行速度马赫数由0变到6.8的范
围内使进入进气道的气流匹配，以获得最大压力恢复。在涡轮喷气发动机工作期间（马赫数为0至约3.5），
机身的边界层可阻挡空气流入进气道。气流通过导管进入冲压喷气发动机的燃烧装置，再经喷管排出，以
减小机身后部的底部阻力。涡轮喷气发动机考虑采用低涵道比的涡轮风扇发动机。冲压喷气发动机的燃烧
装置是1个轴对称直管，内装喷射氢气的支柱和使火焰稳定的槽。两个喷管是喉部直径不同的二维喷管。
在高马赫数飞行时，机身后部可以起喷管延伸段的作用，从而可使出口面积增大，提高出口的有效冲量。
方案（b）示出带二维喷管的一体化或同轴配置的涡轮/冲压喷气发动机。它的组成部分与方案（a）的
冲压喷气发动机在设计上可以起到突然膨胀的燃烧器的作用。边界层引气仍通过发动机上方的导管排放到
机身后部。
方案（c）示出带高温风扇与二维喷管的一体化涡轮风扇/冲压喷气发动机，此方案与方案（b）基本相
同，但来用高涵道比风扇。技术关键在于风扇。在高马赫数飞行时，风扇应能耐高温，还应使风扇叶片在
冲压喷气发动机工作期间保持转动，以减少气动压力损失。
方案（d）采用塞式喷管的一体化涡轮冷却器/冲压喷气发动机。它采用完全不同的涡轮机。用来自热
交换器的预热氢气驱动小涡轮，小涡轮带动压缩器。热交换器构成燃烧器的壁。方案（d）的显著优点是
简单、结构紧凑、质量小。在高马赫数飞行时，加力燃烧室可以起冲压喷气发动机燃烧装置的作用。在冲
压喷气发动机工作时，涡轮风扇处于旁路位置。喷管则改用轴对称的塞式喷管，通过轴向平移可以改变喷
管喉部的尺寸。这种喷管的优点是质量小。此外，出口平面也可以变化，使得即使在低马赫数飞行时排气
也能与后斜板衔接，使机身的底部阻力减小。
上述4种方案的主要差别在于涡轮/冲压喷气发动机的一体化程度不同，推力/质量比也不同，需根据
性能、质量、成本、工作灵活性等因素进行综合研究，以确定最后的方案。
HORUS载人上面级
HORUS是森格尔运载器的上面级或载人轨道器，其内部布局如下图所示。
液氧
液氢
液氧
液氢
58650kg
8400kg120m²
52m
HORUS上面级总体布局示意图

<!-- 第 1633 页 -->
·1590·
欧洲
该级在外形上与使神号空间飞机相似，但尺寸与质量要稍大些。HORUS上面级的主要任务是：
1）向28.5°轨道倾角、460km高度的空间站运送人员与给养，为空间站服务：
2）将人员运送到极轨道（104°，300km），对极轨平台进行照料；
3）飞到不同的轨道执行侦察任务；
4）载运乘客作远距离（大于16000km）亚轨道飞行。
Ar
888888688
液氧
口
A—
A-A
2
液氢箱
2
单位：m
8909
HORUS上面级载客方案示意图
HORUS的设计方案已经历了几次演变，主要的改进是：
1）推进系统的发动机由2台700kN推力发动机改为1台1500kN推力的发动机，可伙结构质量与整
修费用减小，结构布局方便；
2）在改进发动机方案的同时，增大液氧液氢推进剂混合比，使推进剂贮箱容积减少20㎡”，贮箱结构
质量减小150kg;
3）轨道机动系统、反作用控制系统等辅助推进系统用的推进剂由可储推进剂改为气态氢/氧，可使质
量减小400kg;
4）用单个大液氢箱取代3个小液氢箱，从而可留出空间安装设备（如辅助推进系统、前起落架组件等）。
1987年12月MBB公司方案确定的HORUS的主要性能参数如下：
全长
主发动机推力
32.8 m
1 500 kN
翼展
17.0m
游动发动机推力
2x40kN
机身最大宽度/高度
120m²（液氢)，52m²（液氧）
6.0 m/5.0 m
推进剂贮箱容积
总质量（不包括有效载荷）87.5t
96 m3
增压机舱/座舱容积
有效载荷（包括乘员、
每次飞行任务的
设备）质量
3.5t
最长持续时间
24（48）h
净质量
22.5t
>3000km
横向距离(返回时）
推进剂总质量
65t
HORUS各组成部分的初步质量估算结果为：
主推进系统
2 100 kg
1430kg
其他以及余量

<!-- 第 1634 页 -->
森格尔2（SANGERII）
·1591·
780 kg
20 250 kg
结构总质量
轨道控制系统
推进剂贮箱（容积170 m²）1900 kg
入轨用的推进剂
650kg
6 800 kg
机身与机翼结构
（28°倾角，450km空间站轨道）
720 kg
起落架组件
轨道/反作用控制系统
3450kg
用的推进剂
950 kg
防热系统
700kg
1050kg
电子组件/设备
其他液体、气体
900kg
22 500 kg
净质量
电源/液压系统
400 kg
3500kg
导线
有效载荷（包括乘员设备）
730kg
65 000 kg
环境控制、生命保障与
额定推进剂质量(上升段用)
温控系统
91000kg
总发射质量
HORUS的推进系统采用1台先进的可重复使用的高压补燃火箭发动机，发动机代号为ATC-1500，其
主要性能参数为：
1800 kg
发动机质量
有效比冲
4 709 m/s
发动机推力
1500kN
燃烧/膨胀效率
0.9785
燃烧室压力
推进剂混合比（液氧/液氢）7.0
27 MPa
2.0 m
喷管面积比
700
喷管出口直径
对于为期1天的飞行任务，HORUS入轨与离轨对推进剂的要求列于下表。
HORUS入轨与离轨对推进剂的要求
空间站任务（28.5°，80km/450km）
转移轨道
空间旅行任务（56°，80km/300km）
65 m/s
远地点入轨机动
108m/s
99 m/s
120 m/s
离轨所需的反推冲量
比冲4316m/s
推进剂质量
比冲3139m/s
比冲4316m/s
比冲3139m/s
用于远地点入轨机动/kg
788
642
467
380
用于离轨机动/kg
844
685
693
562
用于姿态/轨道控制/kg
85
138
115
100
所需推进剂的总质量/kg
1770
1 442
1260
1027
HORUS遇到的技术难题之一就是再入防热。
右图示出了HORUS各部位的温度分布以及可供选
择的防热结构／材料，各部位说明见下表。MBB
公司为解决防热问题正在研制多层金属壁防热系
表
统，其比质量为8.5kg/m²，而美国航天飞机防热瓦
面
3
的比质量为12kg/m²，西欧使神号空间飞行器的
纤维/陶瓷基复合材料防热系统的比质量则为
表
10.5kg/m²。MBB公司已经研制出由718因康镍合
面
金制造的多层防热系统的实验室试样。
HORUS38-1温度分布及防热结构/材料选择部位划分

<!-- 第 1635 页 -->
·1592·
欧洲
各部位的温度分布及可供选择的防热结构/材料
部位
温度范围/℃
可供选择的结构/材料
碳纤维增强的碳结构，纤维增强的陶瓷结构
1300~1600
1
纤维增强的陶瓷结构，金属层板结构，带涂层的钛合金结构
2
1000~1500
500~1300
3
多层陶瓷防热瓦，纤维增强的陶瓷防热瓦，带隔热层/超级合金的金属层板结构
200~500
柔性陶瓷垫，金属（钛合金）层板结构
4
HORUS的方案在几经演变后于1989年调整为HORUS3C方案，调整后的性能参数主要是：
长度由32.8m降至28m;
推进剂质量由65t增加到69.6t;
总质量增加到93t;
结构质量降至20t;
有效载荷改为2名航天员和3t货物，或者5名航天员（2名驾驶员与3名乘客）和1t货物。
CARGUS货运上面级
CARGUS货运上面级用于将重型载荷送入不同的轨道，或者用于完成科研与星际航行任务。CARGUS
在结构上拟采用阿里安5运载火箭芯级（H155级）的截短方案。CARGUS是一次使用的系统，其主要性
能参数为：全长（包括整流罩）33m，直径5m，有效载荷整流罩长15m，总质量62t，推进剂质量55t。
该级采用1台HM60液氧/液氢火箭发动机，主要性能参数是：
1200kg
质量
燃烧室压力
10 MPa
推力
1 050 kN
喷管面积比
45
比冲
4306m/s
效率
96.2%
1989年春基本上确定了CARGUS货运级的外形和尺寸，如下图所示。
-32800-
13000
00861
10400
17800
4500-
口
8
口
ooc
口
液氧
液氢
5350
箱段
有效载荷舱仪器舱
尾段
10°
-2300-
3.9°
-5400
15000
45
17500
10°
2750
4000
CARGUS货运级的外形和尺寸

<!-- 第 1636 页 -->
森格尔2（SANGERII）
·1593·
该级主要由整流罩、贮箱段、发动机与带机翼的尾段组成。有效载荷放置在整流罩内，贮箱段包括液
氧箱和液氢箱，发动机是HM60发动机，机翼是带翼梢小翼的后掠式机翼，可改善气动性能。最后确定的
主要性能参数是：
全长
直径
5.4 m
32.8 m
结构质量
翼展
17.5m
6t
71~76t
总质量
整流罩长度
10.8m
5.4 m
有效载荷质量
10~15t
整流罩直径
小型验证机
森格尔2运载器在研制中遇到的另一个技术难题就是气动热力学问题。运载器在上升段飞行期间，需
要承受在超声速与高超声速，特别是马赫数为4.4条件下较长时间巡航飞行中所遇到的气动加热，需要确
定整个系统的气动特性，以便为设计提供依据。
研究高超声速飞行的气动热力学问题，通常可以用2种方法：第1种方法是进行地面风洞试验，以获
取实验数据并与理论分析和数值计算结果进行比较。但对森格尔2系统来说，地面风洞试验设施远不足以
提供所需要的全部数据，系统的气动特性有时还只能根据对现有飞行器的数据进行外插或比较来确定。为
了获得更全面与准确的数据，还要采用第2种方法，即制造小型验证机，通过飞行试验来验证理论并获得
较真实的试验数据。
在森格尔2计划中曾探讨了验证机的可行方案。验证机的任务在于以最低的研制费用来验证发动机与
气动问题。在系统研究中初步确定的验证机方案的主要性能参数是：
最小起飞质量
20t
全长
22.31 m
翼展
9.23 m
高度
5.40 m
发动机*
台数
2
每台地面推力
80~85kN
4.3 t
推进剂质量
煤油质量
3.8t
液氢质量
0.5t
飞行时间（马赫数为3～5）
5min
飞行轨道
森格尔2运载器计划从欧洲的机场起飞，其典型的巡航与上升轨道以及根据环境准则与性能优化结果
所确定的上升段轨道如后图所示。
*为在2台发动机中，用煤油作燃料的涡轮喷气发动机将验证机加速到Ma为2.5，用液氢作燃料的冲压喷气发动机将
验证机加速到Ma为5。

<!-- 第 1637 页 -->
·1594·
欧洲
极轨道
Ma=4
28.5°
HORUS
Ma=7
23.5°黄道面
上升到空间站轨道
CARGUS
Ma=74
约17°
上升到星际飞行轨道
CARGUS
上升至同步转移轨道
库鲁
赤道
典型的巡航与上升轨道
级间
分离
6.8
30
机
31km
巡航
Ma=4.4
上升段轨道
24.5km
1.第1阶段靠涡轮喷气发动机的推力起飞并上
升到13km高度、Ma=0.9
2.第2阶段靠涡轮喷气发动机加力燃烧室的推
臭氧层
高度/km
力飞行到19.5km高度，Ma=3.5，
然后改变发动机工作模式
20
3.第3阶段靠冲压喷气发动机的推力加速飞行，
飞越敏感奥氧层的高度（19～
推进模式变换
19.5km
24km），达到24.5km高度与Ma=4.4
Ma=|3.5
巡航速度
（对高超声速客机）在24.5km高度
15
4.第4阶段
涡
巡航飞行到所需要的地理纬度（包括
向东转弯机动）
Ma0.9
13km
5.第5阶段（对运载器一子级）靠冲压喷气发动
机的推力飞行到31km高度、Ma
=6.8，然后完成级间分高，一子级飞
回发射机场，上面级开始工作，继续
爬升，直到进入预定轨道
飞行马赫数
（谢佐慰）

<!-- 第 1638 页 -->
霍普（HOPE)
·1595·
霍普（HOPE)
日本宇宙开发事业团（NASDA）从1987年开始研制一种20t级的小型无人航天飞机，该航天飞机由
H-2运载火箭顶推发射，以遥控方式在日本或澳大利亚着陆。该计划被命名为HOPE计划（H-2OrbitalPlane
Experimental)。由于从一次性运载火箭（ELV）转到重复使用运载器（RLV）的技术跨度很大，因此日本
空间活动委员会（SAC）成立了一个咨询委员会，决定先进行再入飞行器系统的技术验证，并将此飞行验
HOPE计划的主要目的有两个：一是验证RLV所需的再入飞行器系统技术；二是研制出具有潜在实际
用途的飞行器，进行轨道试验、对地观测和往返于LEO的后勤保障与回收任务等。
该计划包括一系列先期飞行试验、HOPE-X和附加的HOPE-XA。HOPE-X是一种无人再入飞行器验
证机，主要用于验证先进再入飞行器的关键技术。
HOPE-X飞行试验历经多次推迟。原计划在2005年进行，但由于H-2火箭发射接连失败，日本宇航
学会（ISAS）、国家宇航实验室和日本宇宙开发事业团对未来航天运输系统重新展开讨论。讨论结果认为，
在对关键技术进行必要的试验、验证和确认前，还不能确定日本第一代可操作的RLV方案，因此2000年
8月，SAC决定冻结制造HOPE-X模型，但仍进行与可重复使用运载器的基础技术相关的研究和开发工作。
先期飞行试验
先期飞行试验包括：轨道再入试验（OREX，1994年完成）、高超声速飞行试验（HYFLEX，1996年
年进行）。参见后图。
轨道再入试验（OREX）
轨道再入试验的目的在于获取再入大气层的经验和再入飞行数据。1994年由H-2火箭将一枚重865kg
的舱式飞行器（头部半径1.35m，底部直径3.4m，高1.46m），发射进入450km的圆轨道，在环绕地球
运行一周后，成功地进行了离轨、再入和海上溅落的试验飞行。获得了再入空气动力学、加热、防热系统
（TPS）和通信中断现象的有关数据。
高超声速飞行试验（HYFLEX）
高超声速飞行试验（HYFLEX）试验的主要目的是验证在高超声速（马赫数为5）或5倍以上声速飞
行时飞行器的性能，通过飞行试验获取地面试验无法得到的数据，同时掌握高超声速飞行器的设计、制造
和操作技术，确定一体化技术和设计工具。
HYFLEX飞行器长4.4m，宽1.36m，高1.04m，总质量1073kg。试验的具体要求是：验证高超声
速飞行期间气动加热的热防护技术（碳/碳复合材料、陶瓷防热瓦及柔性绝热垫）：验证高超声速飞行和再
入期间的飞行器姿态控制与导航技术；获取高超声速飞行期间的气动和热动力学数据。

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日本
·1596·
轨道再入实验
高超声速飞行试验
自动着陆飞行试验
HYFLEX（1996年进行）
ALFLEX（1996年进行）
OREX（1994年进行）
类似于空天飞机的无动力
日本首次高超声速升力体
日本第1个从地球轨道再
入的飞行器
飞行
自动着陆试验
高速飞行验证第2阶段
高速飞行验证第1阶段
HSFD-II（2002进行）
HSFD-I（2002年进行）
验证着陆场的地面设施和自动着陆
验证跨声速气动特性
再入技术验证机（HOPE-X）
未来航天运输系统方案（空天飞机）
日本可重复使用航天运输系统发展途径

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霍普（HOPE)
·1597·
1996年2月，日本用J-1运载火箭成功地发射HYFLEX飞行器达到110km的高度。与J-1火箭分离
后，HYFLEX飞行器沿预先设定的轨迹成功地从马赫数14降到马赫数2，再入大气层期间，飞行器经受
了15min的高超声速飞行和1200°C的气动加热。然而，由于回收的海上浮游系统解体，使HYFLEX飞
行器沉入海底。据NASDA官员称，HYFLEX飞行器原定的14项试验任务中有12项成功地传回了数据。
只有两项任务需要回收HYFLEX飞行器，试验应该是成功的。
HYFLEX飞行器的总研制费用为3900万美元，J-1火箭的费用为4200万美元，发射和回收费用为
800万美元。
自动着陆飞行试验（ALFLEX）
自动着陆飞行试验（ALFLEX）的目的是验证试验机在低速飞行阶段的制导、导航和控制性能，开发
自动着陆技术。
ALFLEX飞行器是HOPE-X飞行器的1/3缩尺模型，质量约0.76t、长6.1m、翼展3.8m、高1.35m
（不含起落架），使用雷达和激光跟踪飞行轨迹，地面差分GPS和MLS站提供导航信息，试验总费用约
5000万美元。
1996年3月起NASDA在澳大利亚的武麦拉机场进行了一系列试验（共13次），以验证自动着陆技术。
试验飞行器从直升机上投放，从1500m高空沿着预定的路线作3200m的滑翔后降落在跑道上。经过一
系列试验，自动着陆技术和制导、导航和控制系统得到了验证和确认。
高速飞行验证试验（HSFD）
高速飞行验证试验（HSFD）的目的是确定亚声速跨声速的飞行轨迹，以降低研制HOPE-X飞行器的风
险。重点研究HOPE-X在发射阶段从马赫数0.6到1.4的空气动力学特性，并通过HSFD补充进场着陆数据。
HSFD计划是1999年1月启动的。飞行验证分两个阶段进行，第1阶段（FD#1）HSFD用喷气发动机
加速至亚声速，进行水平起飞和着陆试验。其主要目的是：1）验证着陆场地；2）确定HOPE-X在进场和
着陆阶段的制导控制规律和气动特性。第2阶段（FD#2）的主要目的是弄清HOPE-X的跨声速气动特性，
并依据风洞试验和计算流体动力学（CFD）数据对其进行评估。
第1阶段共进行了3次飞行试验，都是在2002年10月至11月间进行的。在第1次飞行试验中，飞
行器在下降过程中发生过弹跳现象，通过改变控制系统中飞行器姿态控制参数避免了这种情况的再次发
生。在随后的飞行试验中，试验飞行器均平稳着陆。
第2阶段HSFD试验飞行器由平流层气球携带至20～30km的高空释放，之后自由下落并加速至跨声
速范围。在数据采集阶段，飞行器的飞行马赫数将维持在0.8、1.05或1.2的水平上不变。数据采集完毕后，
开始启动回收控制。飞行器使用降落伞回收，并利用安装在下表面处的气囊缓冲着陆。回收后的飞行器经
整修后用于下次飞行。原计划总共进行6次这样的飞行。但是在2003年7月1日进行的首次飞行试验中，
飞行器在着陆时本身携带的3个降落伞中有2个没有打开，导致试验飞行器坠毁。不过，数据采集工作已
顺利完成。由于日本放缓了研制RLV的步伐，后续的5次飞行试验没有继续进行。
HOPE-X验证飞行器
HOPE-X验证飞行器主要用于建立和发展可重复使用天地往返运输系统所需的关键技术，通过循序渐
进的方式为再入飞行器系统和未来的RLV系统打下技术基础。它是一种H-2（后来H-2A）顶推发射的无
人再入试验飞行器，从发射到着陆的所有飞行段，均采取自动飞行控制，入轨后会环绕地球运行1周，用

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·1598·
日本
于验证包括发射、入轨、离轨、再入和自动着陆在内的一体化技术。
通过HOPE-X要建立和验证的关键技术包括：
1）带翼飞行器的系统设计技术；
2）气动、结构、热防护和飞行器控制技术；
3）为研制可重复使用航天运输系统打下工程基础。
HOPE-X是一种带翼飞行器，最初设计长18.3m，翼展10.2m，端部垂直尾翼长3.6m。飞行器采用
两个升降副翼用于纵向/滚动控制，用两个方向舵进行横向控制，用机身襟翼达到纵向平衡，用两个减速制
动装置进行能量管理。在控制面不能完全发挥作用的飞行区域，用反作用控制系统（RCS）和轨道机动系
统（OMS）进行飞行器的机动和控制。飞行器再入时的设计重心位置位于机身长度的62%处（从机头起算）。
HOPE-X结构主要由铝合金制成，在高温区（控制面）采用石墨/聚酰亚胺复合材料，可以降低防热系
统的质量和厚度。在飞行过程中表面温度超过1500℃的飞行器部位，都采用碳/碳复合材料。在暴露于恶
劣热环境中的部位，采用陶瓷瓦和柔性表面隔热层进行防热。除此而外，还采用内部隔热、主动热控制系
统和地面空调系统完成整个热管理。
点故障中止飞行”。飞行中止通过操纵控制面使飞行器进入自旋状态。
1998年7月，经SAC批准，对HOPE-X计划进行了变更，NASDA随即对HOPE-X进行了设计改进，
改进主要集中在两个方面，一是飞行器净重要有所降低，以保证有效载荷的能力能满足未来的实际任务需
要：二是加强了HOPE-X作为RLV技术验证机的作用，并研究使用先进的材料和技术。
为了降低飞行器的净重，放弃了原来的两端垂直尾翼的配置。这主要是从上升段特性考虑的。由于
HOPE-X是用一次性使用火箭发射的，在上升段最大动压非常高（约40kPa），且有太大的气动力作用于
两端垂直尾翼和方向舵上。这样，机翼必须能抗很大的弯曲力矩，两个端部垂直尾翼和方向舵必须采取加
强措施，才能保证抵御颤振。随着端部垂直尾翼和方向舵质量的增加，.机翼也要加强，而且还要防止在端
部垂直尾翼/方向舵结构与控制面间产生耦合振动。结果使整个机翼结构包括端部垂直尾翼的质量超重。
在这种情况下，选择了双尾翼构型，出于纵向静力稳定性调节能力的考虑，每个尾翼向外倾斜25°。
此外，在经过对内部重新分析之后，飞行器的机身长度有所缩短。主机翼、尾翼和控制面都呈平面形，尺
寸都经过重新确定，以满足最大气动加热速率、着陆性能、横向与纵向平衡以及稳定性的要求。这些设计
改进再加上其他降低质量的努力，可使飞行器净重减轻1100kg以上。重新设计的HOPE-X的净重为
10.5t，机身长16m，翼展10m，有效载荷质量为3～5t。
主要技术性能
长度
轨道机动系统（OMS）
16m
推进系统
翼展
10m
高度控制设备气动控制面和反作用控制系统
高度
约5m
自主飞行控制器
电子设备
总质量约13.5t（发射时）/11t（再入时）
VHF&UHF遥感遥测系统
运载工具H-2A运载火箭（经改装）
综合惯性测量单元
着陆
自主着陆，滑跑距离1800m
C波段雷达转发器系统
翼型
三角翼、V型尾翼
指令接收器
主结构铝合金及石墨/聚酰亚胺（C/Pi）复合材料
数据记录仪

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霍普（HOPE）
·1599·
后来方案
早期方案
HOPE-X方案
轨道机动发动机（OME）
在HOPE-X的尾部安装了两台OME。这两台发动机可为入轨、在轨、轨道转移和离轨提供推力。与
航天飞机的轨道机动系统发动机相类似，HOPE-X上安装的OME也使用可储存的自燃推进剂组合一四
氧化二氮（N2O4）和一甲基肼（MMH)。发动机设计寿命为10年，可以支持100次启动，累计工作时间
达10000 s。
排试吹
放验除
氨
过滤器
安全阀
剂管路
压力转换器
氧化剂
燃料一
平衡孔
推力室组件
排试吹
冗余双组元推进剂阀
放验除
检修口
孔
燃料吹除止回阀
燃料管路
氨
喷管延伸段
HOPE-XOME结构示意图
发动机燃烧室压力1.0886Mpa，混合比1.65，设计推力17kN。利用安装在燃烧室前端U形夹上的俯
仰和偏航作动器，使发动机摆动。发动机的主要组件包括：喷注器、燃料再生冷却燃烧室、辐射冷却的喷
管延长段、串联兀余球形双组元推进剂阀门、发动机架、推进剂管路和燃烧室压力传感器。发动机总重约
65.83kg，全长1.943m，面积比86.5。

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·1600·
日本
HOPE-XOME的设计要求
额定真空推力/kN
17
最小比冲/（m·s)
3089
推进剂
四氧化二氮/一甲基肼
1.088 6
额定燃烧室压力/MPa
1.65
额定混合比
面积比
86.5
累计寿命/h
2.8
最长一次燃烧时间/s
1000
最多启动次数
100
任务次数
10
额定净重/kg
65.77
全长/m
1.94
1.00
出口直径/m
顶端
万向支架
飞行曲线
HOPE-X飞行器利用H-2A火箭从种子岛航天中心发射，与火箭分离后，飞行器利用自身的轨道机动
系统（OMS）进入远地点200km，近地点120km高的近地轨道。在绕地球1周后，飞行器离轨并再入大
气层。再入后，利用反作用控制系统和气动控制面来控制飞行路线和高度。在再入初期，飞行器以大攻角
（约40°）飞行，将气动加热控制在较低值范围内。在大气层中飞行时，飞行器与地面站的通信会由于等
离子气体的原因而短暂中断。在距机场约650km远，28km高处，飞行器开始进行精确的位置和速度管理，
自动降落在机场跑道上。HOPE-X着陆所需的跑道长约1800m，整个任务完成时间约持续2h。
从种子岛发射
末区能量管理
H-2A火箭
遥测数据
二子级分离
SRB分离
OMS点火
离轨
进场井着陆
OMS再入关机
HOPE-X任务剖面
（才满瑞）

<!-- 第 1644 页 -->
第3部分
世界航天发射中心

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<!-- 第 1646 页 -->
概述
·1603·
世界航天发射中心
概述
航天发射中心的特点和发展趋势
航天发射中心是为保障航天运载器的装配、发射前准备、发射、弹道测量、发送指令以及接收遥测信
息而专门建造的一整套地面设备、设施和建筑。发射中心的发展史与运载火箭的发展密切相关，它的结构
组成以及设备配置完全取决于运载火箭的结构和规定的任务。通常，它包括5个部分：技术区，发射区，
测控系统，搜索救生系统以及生活区和后勤系统。
航天发射中心的设备可分为通用设备和专用设备两类。通用设备即通用工业性设备，包括电力、照明、
取暖、通风、消防、通信、供水、排水、升降机等。专用设备是用于火箭与航天器运输、装卸、装配、测
试、起竖、加注、充填压缩气体、调温、发射准备、发射和飞行控制等的设备。
航天发射中心构成非常复杂，构成受很多因素影响，包括场址的地理坐标、国家以及国防航天计划的
规模、运载火箭的规模、飞行器的用途和类型、国家技术发展水平和经济状况、保证可靠和安全的能力等。
航天发射中心场址的选择涉及许多因素，包括：1）发射场区的地形地貌、土质结构以及供水条件；
2）海、陆、空交通条件；3）气候和气象条件（年平均气温、湿度、一年内的晴天数等），它在很大程度
上决定着发射场的技术能力，影响着地面系统工作的可靠性；4）国家间的关系，因为航天器的航区有时
要达到赤道全长的一半，所以要考虑火箭发射区、降落区以及飞行器回收区建立禁区的可能性，考虑在火
箭发射时或在主动段飞行时出现故障的情况下所要采取的安全措施，沿航区设置地面测控站或测量船的必
要性等；5）场区周围的环境条件，从安全性来讲，以设在远离工业中心、居民稀少的地区为宜。
目前，世界上主要航天大国为了占领国际航天市场，适应新型航天器、运载火箭发展的需要，改建或
新建了一些航天发射中心，在提高发射效率、缩短发射周期、降低发射成本、保证发射安全等方面有了很
大的进步，使航天发射中心向现代化、大型化方向发展。其发展方向主要有以下特点：
1）在发射中心选址上，尽量使发射中心靠近赤道并靠近海域，这样做既可以提高火箭的运载能力，
同时又可保证火箭航区和残溅落区的安全。目前，美国、法国、日本等国的发射中心均建在海边。
2）在发射中心规划、建设上，根据不同发射试验的需求，集中建设多个发射工位，满足各种航天器
的需要。如美国卡纳维拉尔角发射场和肯尼迪航天中心先后建设了40多个发射工位。俄罗斯的拜科努尔
发射场先后建设发射工位和地下井90多个。
3）在发射中心工作流程上，技术区采用多工序并行作业，缩短准备工作时间，提高发射工作效率。
运载火箭、助推器、有效载荷分别在不同的厂房同时进行组装测试，在各厂房内又设置多个装配、测试工
位，使几个产品可以并行作业。如法属圭亚那库鲁的阿里安第三发射场阿里安5总装厂房分为火箭总装厂
房和最后总装厂房两部分，可以进行两发火箭并行作业。
4）缩短运载火箭及航天器发射准备周期，主要是缩短在发射工位的占位时间。除必须在发射工位进
行的操作外，各项工作最大限度地安排在技术区完成。为了省去火箭在发射区再次对接和装配的时间，技
术区到发射区的运输方式，普遍采用了整体运输方式，如美国、法国、日本等采用整体垂直运输方式，中
国有的发射工位也采用整体垂直运输方式。俄罗斯采用整体水平运输及整体起竖方式，使运载火箭在发射

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世界航天发射中心
·1604·
区停留时间大大缩短。法国阿里安5火箭的发射工位最短绝对工作时间为8h。H-2A火箭的发射工位停留
准备时间一般为1天，俄罗斯采用水平整体起竖方式一般为3天，第1天起竖测试，第2天休息，第3天
加注发射，任务紧急时可在14h发射。
5）以人为本，重视安全。发射控制中心一般设在远离发射工位的技术区，采用远距离测发控模式，
实现测试发射自动化。发射控制中心设置先进的指挥、控制、通信及显示系统，在发射场各个重要部位安
装安全监测报警系统，实现有毒气体和可燃气体的浓度监测、报警，火情检测和自动消防，由安全消防集
中监控系统进行总控。有的发射场还把气象和雷电检测与报警纳入发射场CI系统。
6）高度重视环境保护。在发射场建立环境监测站和废水、废液、废气处理站，监测发射场环境状况。
对有毒气体、液体及被污染的物体和噪声采取高效的物理、化学处理和生态治理措施，使废气、废液、废
水的排放达到有关国家排放标准，保证周围环境不会受到污染。
7）重视航天发射的商业化和对外发射服务。在满足发射方位要求和运输能力的基础上，尽量选择交
通便利、气候适宜、社会依托条件好、投资较少和运行费用低的场址。
各国航天发射中心的分布
航天发射中心场址选择要考虑的因素很多，各国的具体情况差异甚大。世界上早期的航天发射中心，
绝大部分都是由导弹发射和试验设施演变而来的。随着航天事业的发展，世界各航天大国在第1批发射场
的使用取得了经验之后，从20世纪50年代中后期与20世纪60年代初期开始着手建设更完善的发射场，
以供运载火箭、人造卫星、空间站、航天飞机以及载人飞船使用。
1955年6月，苏联建造了拜科努尔航天发射中心（KOCMOIPOMBAHKOHYP/Baikonur
Cosmodrome），20世纪60年代早期在原导弹发射基地的基础上改建成了卡普斯金亚尔航天发射中心
改建成普列谢茨克航天发射中心（KOCMOTPOMIIJIECELLK/PlesetskCosmodrome），发射了人造地球卫星、
载人飞船和空间站，1996年3月，又建成了斯沃博德内航天发射场（KOCMOIPOMCBOBOIHbIV/Svobodny
Cosmodrome)
ForceBase），用于航天发射。以后在卡纳维拉尔角建设了卡纳维拉尔角发射场（CapeCanaveralLaunchSite）
/肯尼迪航天中心（KennedySpaceCenter），用以发射各种航天飞行器。
20世纪60年代初，法国在哈马基尔高原建造了自已的航天器发射场，从这里发射了钻石火箭。70年
代初，法属圭亚那库鲁发射场建成，同时关闭了哈马基尔发射场。
随着中国航天事业的迅速发展，中国也兴建了功能设备齐全、生活设施完善、可供多种发射任务使用
的酒泉航天发射中心、太原航天发射中心、西昌航天发射中心，成功地发射了国内外的卫星百余次，并在
酒泉航天发射中心用CZ-2F火箭6次成功地发射了实验与载人飞船。
日本拥有鹿儿岛航天中心（鹿见岛宇宙也》夕一/KagoshimaSpaceCenter）和种子岛航天中心（種子岛
宇宙七）夕一/TanegashimaSpaceCenter）。1980年又建成了大崎发射场（大崎凳射场/OsakiLaunch
Complex）。1985年开始在种子岛兴建吉信发射场（吉信龚射场/YoshinobuLaunchComplex），它是目前世
界上规模最大、现代化程度很高的发射场，用以发射新型H-2A火箭。
英国在澳大利亚建造了伍默拉发射场（WoomeraLaunchSite），从这里发射了地球物理火箭，还建造
了用于发射欧洲火箭的发射场。该发射场早已停用。
20世纪60年代中期，意大利在印度洋上建设了第1个民用的移动式赤道发射场一一圣马科发射平台

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概述
·1605·
（SanMarcoPlatform），它包括两个不同类型的平台：一个起发射台作用，另一个是发射控制的指挥所。
从这儿，用美国的侦察兵火箭把意大利的圣马科二号卫星送入赤道轨道。此发射台现已停用。
印度建造了位于地磁赤道上的顿巴发射场（ThumbaEquatorialRocketLaunchingStation），并于1963
年发射了第1枚探空火箭。以后又兴建了斯里哈里科塔发射场（SriharikotaLaunchingRange）。
巴西于1990年2月建成了阿尔肯塔拉发射中心（CentrodeLancamentodeAlcantara/AlcantaraLaunch
Center），它靠近赤道，对发射地球同步卫星具有很大的优势。期间，由于巴西航天发展计划的调整，阿尔
肯塔拉发射中心曾一度停止发射活动，2004年10月恢复使用，成功发射了VSB-30探空火箭样机。
以色列1988年9月利用原有的帕尔玛奇姆空军基地（PalmachimAirForceBase）开始了它的航天发射
活动，将沙维特火箭发射升空。
1998年，俄罗斯、美国、乌克兰和挪威通过国际合作，建成了国际海上发射中心，用以发射天顶号
3SL运载火箭。
下图表示了世界航天发射中心的地理分布情况。
75
巴伦支海
纳诺卡萨试验场
普列谢茨克
斯沃博德内
航天发射中心
发射场
卡普斯金亚尔航天发射中心
发射场
50
酒泉航天
内华达
发射中心
中国湖海军
试验基地
拜科努尔
航天发射太原航天
试验基地
沃洛普斯岛发射场
种子岛航天
中心发射中心
中心
范登堡空军基地
卡纳维拉尔角
哈马主
发射场甘杜发射场
西昌航天发射中心
发射场
25
爱德华
鹿儿岛航天
帕尔玛奇姆
空军基地
中心
空军基地
夸贾林·
基地
库鲁发射场
斯里哈里科塔
·国际海上发射中心
圣马科发射场
阿尔肯塔拉
发射平台
纬度
发射中心
APSC航天发射场
（圣诞岛）
伍默拉
-25
发射场
-50
-75
180
135
06
-135
-45
0
45
-90
-180
经度／（°）
世界航天发射中心分布
一正在使用和计划使用的发射场；0一停止使用的发射场
在上述各国航天发射中心中，航天发射活动最活跃的有拜科努尔航天发射中心、肯尼迪航天发射中心、
范登堡航天发射中心、圭亚那航天发射中心、中国西昌航天发射中心、中国酒泉航天发射中心。
下页表列出了世界各个航天发射中心的地理位置与主要发射的运载火箭。

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世界航天发射中心
·1606·
世界航天发射中心的地理位置与主要发射的运载火箭
国家
发射中心
地理位置
发射的运载火箭
CZ-2，CZ-2C,CZ-2F，CZ-2D，FB-1
酒泉航天发射中心
40.6°N，99.9°E
CZ-2C/SM,CZ-2C/SMA,CZ-4A,CZ-4B,
太原航天发射中心
37.5°N,112.6°E
中国
CZ-4C
CZ-2C，CZ-2E，CZ-3，CZ-3A，CZ-3B，
西昌航天发射中心
28.1°N,102.3°E
CZ-3C
探空火箭，宇宙号1，宇宙号2，宇宙号3
48.4°N,46.5°E
卡普斯金亚尔航天发射中心
宇宙号3M，隆声号，联盟号，闪电号，
62.8°N,40.1°E
普列谢茨克航天发射中心
起跑号，旋风号
俄罗斯
第聂伯，质子号K，质子号M，隆声号，
拜科努尔航天发射中心
45.6°N，63.4°E
联盟号，闪电号，旋风号2，天顶号2
起跑号1，飞箭号
斯沃博德内航天发射中心
51.8°N,128.4°E
沃洛普斯岛发射场
飞马座XL，大篷车，探空火箭
37.9°N,75.4°W
爱德华空军基地
34.5°N，117.5°W
飞马座（退役）
雅典娜1，雅典娜2，宇宙神2，宇宙神3，
宇宙神5，德尔它2，德尔它3，德尔它4，
卡纳维拉尔角发射场
28.5°N,81.5°W
法尔肯，飞马座XL，金牛座，大力神4，航
美国
天飞机
雅典娜1，雅典娜2，宇宙神2，宇宙神5，
范登堡空军基地
德尔它2，德尔它4，法尔肯，飞马座XL，
34.7°N，120.6°W
金牛座，大力神2，大力神4
雅典娜1，雅典娜2
科迪亚克发射场
57.6°N，152.2°W
夸贾林基地
飞马座XL
34.7°N,120.6°W
阿里安1，阿里安2，阿里安3，阿里安4，
欧洲
圭亚那航天中心
5.2°N,52.8°W
阿里安5
M-V
鹿儿岛航天中心
131.1°E
31.2°N,
日本
种子岛航天中心
H-2A
30.4°N，130.6°E
极光
APSC航天发射场
10.4°S,
105.7°E
澳大利亚
伍默拉发射场
31.1°S,136.6°E
K1
印度
斯里哈里科塔发射场
13.9°S,80.4°E
PSLV, GSLV
阿尔肯塔拉发射中心
巴西
2.3°S，44.4°W
VLS
以色列
帕尔玛奇姆空军基地
沙维特1，LK-A
31.9°S,34.7°E
国际合作（俄罗斯、
太平洋机动
国际海上发射中心
天顶号3SL
美国、乌克兰和挪威）
0°N,154°W
（孙雅平，柳念芦，张世英）

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西昌航天发射中心
·1607·
中国航天发射中心
中国运载火箭目前主要有4个系列：只用常规推进剂的长征一号系列（CZ-1，CZ-1D)，长征二号系
列（CZ-2，CZ-2C，CZ-2D，CZ-2E，CZ-2F，风暴一号），长征四号系列（CZ-4A，CZ-4B，CZ-4C)，三
级使用低温推进剂的长征三号系列（CZ-3，CZ-3A，CZ-3B，CZ-3C）。
上述系列的地面发射支持系统，除推进剂加注系统不同外，发射场的功能、设施及火箭测试发射流程
中配套的地面设备等均大体相同。
中国现有3个航天发射中心：西昌航天发射中心、酒泉航天发射中心、太原航天发射中心。随着长征
五号（CZ-5）运载火箭的研制，国家已经批准在海南省文昌沿海地区建设新的航天发射中心。
西昌航天发射中心
地理环境
西昌航天发射中心位于中国西南部的四川省凉山彝族自治州冕宁县沙坝镇附近地区，海拔1858m，
所处地区三面环山，呈半封闭小盆地状。处于攀西及相邻六大主要断裂带之一的安宁河断裂带，该发射中
心一般设施按地震烈度8度设计。
西昌地区属中亚热带高原季风气候区，具有年平均温差小（月平均最高气温20.1℃、最低气温5.7℃，
年平均气温约13.7℃）、四季不分明的气候特征。由于降水较多，故湿度较高（年平均相对湿度约73%）。
发射场雨季风小、干季风大，地面风日变化明显，主要发生在午后或傍晚；高空风无日变化，大风（不小
于50m/s）主要出现在中高空（7000～13000m），风向为偏西风。西昌地区属多雷区，年平均雷电日数
约60天，主要集中在4～9月份。
专用铁路从成昆线漫水湾车站分线直达发射场区，总长21km。川滇公路（108国道）穿越西昌地区，
专用公路从漫水湾镇分线直达场区，专用公路长18km。西昌机场距发射场45km。
发展历程
西昌航天发射中心是以发射地球同步轨道卫星为主，其建设始于1970年。
1982年建成3号发射工位，1984年1月29日用CZ-3首次成功发射了1颗试验通信卫星。为满足CZ-2C
的发射，2003年对3号发射工位进行了适应性改造，并于同年发射了极轨卫星。此后，为使该工位具备
CZ-3A发射任务要求，2006年进行了重建，并于2007年用CZ-3A成功地发射了1颗北斗导航卫星。
1989年建成2号发射工位，1990年7月16日CZ-2E首次发射，成功地将澳星模拟星送入预定轨道。
至2007年6月30日，该发射中心已先后用CZ-3、CZ-3A、CZ-3B、CZ-2C、CZ-2E等型号火箭进行
了44次发射，将40颗国内外卫星送入预定地球轨道。
该发射中心的设施由指挥系统、测试发射系统、测控通信系统、气象系统和勤务系统等组成。测试发
射系统主要由技术区和发射区组成，该发射中心布局见后图。
技术区设施
西昌航天发射中心技术区包括火箭测试厂房、卫星测试加注厂房、固体发动机准备厂房、X探伤机厂
房、卫星氧化剂存储间、卫星燃料存储间和供电站、特装车库等组成。主要完成运载火箭和卫星的测试、
检查、组装和存储。

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中国航天发射中心
·1608·
发射场
火车站
技术部
通信中心
技术中心
O
成
指挥控制中心
测量站
安
宁
河
路
飞机场
总部
O
西昌市
西昌航天发射中心布局
技术区设施布局见下图。
西昌航天发射中心技术区设施布局
8一变电所、冷水站：9—UPS电源间：10—空压机站：11-气瓶库；12一特种车库：13一卫星氧化剂储存间：14一卫星燃料储存间；
15一火箭姿控推进剂储存间；16—火工品测试间；17—火工品储存间；18一特种车库；19—变电所：20一锅炉房

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西昌航天发射中心
·1609·
1.运载火箭测试厂房
运载火箭测试厂房主要包括火箭转载间和火箭测试大厅。
火箭转载间主要承担运载火箭及大型地面设备的装卸任务。长54m，宽30m，有效高度13.9m，铁
路线通过转载间。转载间装备有可行走吊车，吊车设主、副钩，吊重分别为50t和10t，起吊高度9.5m。
火箭测试大厅的主要任务是进行运载火箭转场前的组装、测试和储存。长90m，宽27m，高15.58m，
可测试一枚火箭，并同时可存放一枚火箭。两侧都是小测试间。行走吊车设主、副钩，吊重分别为15t和
5t，起吊高度12m。
2.卫星测试厂房
主要包括转载厅、气闸室和测试装配大厅。主要用于卫星卸车转载、必要的分解与装配、进行卫星精
度测试、分系统测试及整星测试和加注前卫星的储存等工作。环境温度18～28°℃，湿度50%土10%，洁
净度10级。转载厅长12m、宽18m，门宽5.4m、高13m；气闸室长6m、宽5.64m，门宽5.4m、高
12.5m：测试装配大厅长42m、宽18m，吊车设主、副钩，吊重分别为16t和3.2t，起吊高度15m。
3．卫星加注厂房
主要用于卫星的加注、封装和技术区联合操作等工作。
卫星加注封装厂房长42m、宽18m。在厂房中安装有防爆行走吊车，吊车设主、副钩，吊重分别为
16t和3.2t，起吊高度15m。供电、电源分布和照明设备都是防爆的。动平衡机的最大载重为7700kg。
发射区设施
设有2号和3号两个发射工位，主要设施布局见下图。
3号发射控制室
燃料库房
3号发射工位
氧化剂库房
气瓶库
液氢站
铁路
XSL
2号发射控制室
2号发射工位
西昌航天发射中心发射区设施布局

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中国航天发射中心
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3号发射工位
3号发射工位为一塔制形式，原来用作CZ-3火箭发射卫星，后为使该工位具备CZ-3A发射任务要求，
进行了重建，其地面设施、设备满足CZ-3A火箭远控发射要求，同时，也可用于CZ-2C火箭发射卫星。
2号发射工位
2号发射工位为两塔制，可用于发射捆绑及非捆绑火箭，主要用于CZ-2E、CZ-3A系列火箭的发射。2
号发射工位主要设施和设备有活动勤务塔与固定脐带塔，发射场坪与发射台、导流槽，发射控制室与电源
间、外测间、瞄准间、电缆通廊以及加注供气系统设施设备，配套有供电、空调、供水、消防、通信、化
验与污水处理、防雷接地等技术勤务系统设施设备。
1．活动勤务塔
活动勤务塔由塔体结构、桥式吊车、卫星封闭间回转吊车、运行机构、固定平台、推拉升降平台、升
降大门、对开大门、液压系统、给排水消防系统、空调通风系统、供配电照明系统、测试设备间、防爆电
梯等组成。活动勤务塔和固定脐带塔外观见下图。
2号发射工位活动勤务塔和固定脐带塔外观
活动勤务塔主要完成火箭各子级、卫星及卫星整流罩的吊装、起竖、对接或捆绑；用于更换产品仪器
设备和排除故障；进行常规推进剂加注泄出等工作；短期停放产品和存放有关仪器设备；为火箭、卫星测
试检查提供良好的工作环境及勤务保障。
活动勤务塔为14层，总高度97.70m，主截面尺寸21m×28m，最大外形尺寸50.0m×39.0m×97.7mg

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西昌航天发射中心
·1191.
总质量约5000t，运行速度10m/min，运行轨距24m，运行轨长120m。
桥式吊车吊重不大于20t，起吊高度84m。回转吊车标高70～74m，吊重不大于8t，用来吊装位于
大封闭区内的卫星及整流罩，完成星箭对接和整流罩的安装等工作。
工作平台分为固定平台、推拉升降平台和翻板平台。固定平台与塔体连为一体，高度不可调；推拉升
降平台展开后可进行各项测试工作，撤收后不妨碍吊装或活动勤务塔撤离：翻板平台位于勤务塔第8和第
11层，高度可调；封顶平台翻转后可进行吊装；封底平台可以停放卫星、密封容器、整流罩和吊具等。翻
板平台与1号推拉平台、封底平台、升降大门、塔体形成大封闭区，供卫星与火箭对接。
2.固定脐带塔
固定脐带塔由塔体结构、固定平台、回转平台、回转天桥、电缆摆杆系统以及液压系统、空调通风系
统、供配电照明系统、低温加注系统、供气系统、供水消防系统、测试设备间、防爆电梯等组成。主要用
于敷设和固定地面与火箭相连接的各种气、液、电等有关设备、管路、电缆，支撑、悬挂各种自动脱落插
头、连接器；配合勤务塔进行测试检查，射前检查，更换产品仪器设备和排除故障，低温常规推进剂加注
泄出等工作。
固定脐带塔为12层，设固定平台11层，总高度74m，首层标高7m，其余层高度均为6.4m。
底部尺寸11.0m×17.0m，19.8m以上尺寸11.0m×8.8m，前柱中心至发射中心距离14m，总质量约
1100t。
3.发射控制中心
发射控制中心主要由指挥厅、控制系统指挥间、遥测系统指挥间、外测安全系统指挥间、低温动力系
统指挥间、常规动力系统指挥间、推进剂利用系统指挥间、卫星指挥间等组成。发射控制室位于固定脐带
塔后方西北侧，距发射台直线距离约160m。为钢筋网状混凝土整体浇铸的地面建筑，通过防护门与安全
逃逸通道、电缆通廊相通。总长46.8m，总宽28.2m。
4.导流槽
导流槽是1个钢筋混凝土整体结构，为单面导流，纵断面呈浴盆型，槽面为耐火混凝土、干式。总长
度为55.5m，总宽15m，深20m，主冲击角33°，折返角30°。
5.瞄准间
提供4个距发射点125m土2m、标高1871m的瞄准间。各瞄准间设有瞄准窗，射前由发射控制台控
制其关闭。瞄准间位于射向正后方，距发射台125m。瞄准间面积分别为7.4m×7.4m、5.4m×6.5m、
5.4mX6.5m、7.4mX7.4m。
6.常规推进剂库
推进剂库分为氧化剂库和燃料库，每个库内设有固定储罐、加注泵、管路、阀门、流量计、配气设备、
控制设备以及浓度监测与报警装置、通风空调和自动消防设备、推进剂废气和废液处理设备等。主要用于
推进剂的转注、储存、调温、加注和废气、废液处理
偏二甲肼最大储存能力为396m²，四氧化二氮最大储存能力为432m”。
7.气瓶库
气瓶库分为氮气瓶库和氨气瓶库，各气瓶库内设有球形气瓶组和配气台，氮气瓶库配有液氮汽化车，
氨气瓶库配有氨气瓶车和氨气模压机车。
测控系统
指挥与控制中心
指挥与控制中心坐落在发射区东南7km的地方，由指挥与控制大厅、计算机房组成。指挥与控制大

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中国航天发射中心
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厅分为指挥区和安控区。在大厅周围是操作间和办公室。在第2层楼上设有来宾观看间，来宾可通过大电
视屏幕观看画面，观看间也装有闭路电视。
主要功能：指挥所有跟踪站的操作和监视跟踪设备的性能和状态。火箭起飞后实施飞行安全控制：收
集各站的测控信息，实时处理这些数据；给各站和西安卫星测控中心提供获取的跟踪数据：给卫星工作组
提供显示信息；进行任务后数据处理。
跟踪、测量、安控系统
该系统以西安卫星控制中心为主组成一个联合测控网。由光学、雷达、遥测和远程控制设备组成，它
负责火箭飞行数据处理和安全控制。由测控网接收和记录的数据用于任务后处理和分析。包括渭南跟踪站、
厦门跟踪站和测量船。
主要功能：实时记录火箭初始轨道段飞行状态；测量火箭飞行轨道；接收、记录、传递、处理火箭和
卫星的遥测数据：做出飞行安全决定；计算卫星、火箭分离状态和卫星入轨参数。
（黄栩，赵连责，张健）
酒泉航天发射中心
地理环境
酒泉航天发射中心位于中国甘肃省，地域辽阔、平坦，人烟稀少，以戈壁、沙漠为主，地势平坦，海
拔1072m，属典型内陆性气候，年平均气温8.7℃，相对湿度35%～55%，常年干燥少雨，年平均降雨
量43.9mm，为少雷区，年平均雷电日8.1天，春秋两季较短，冬夏两季较长，一年四季多晴天，云量少，
日照时间长。
该发射中心按地震烈度6度设计，有专用铁路支线与国家铁路兰新线连接，由80km长的公路与鼎新
机场相连，该公路与至酒泉的地方公路相通。
发展历程
酒泉航天发射中心是中国建设最早、规模最大的航天器发射试验基地。由10号场区、北区和南区组
成，共有4个发射工位。
10号场区是试验指挥区、航天员区、试验协作区以及科研生活区所在地。
酒泉航天发射中心的北区发射场主要包括7号技术区和2号发射区。1958年开始建设，20世纪60年
代建成，于1970年4月24日用CZ-1运载火箭成功地发射了中国第1颗人造地球卫星一一东方红一号，
此后在北区又相继用CZ-2C、CZ-2D等火箭发射了不同用途的卫星。北区发射场由于设施、设备陈旧老化，
1996年后停止使用。
南区主要包括技术区、CZ-2F发射工位和CZ-2C（CZ-2D）发射工位。CZ-2F发射工位1994年动工建
设，1998年建成，并于1999年11月20日用CZ-2F火箭成功发射了神舟一号无人飞船。2003年10月15
日，用CZ-2F运载火箭成功发射了中国第1艘载人飞船，成为中国首个航天员发射基地。CZ-2C发射工位
于2003年建成，主要使用CZ-2C、CZ-2D等火箭发射各种中、低轨道卫星。
至2007年6月30日，酒泉发射中心已经成功地发射了多种不同用途的运载火箭，将卫星、飞船送入
太空。共进行了33次长征系列运载火箭发射，将34颗中外航天器送入预定地球轨道。
酒泉发射中心的设施布局如后图所示。

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酒泉航天发射中心
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23号光测站
弱
2号发射区
发电厂
遥测站
7号技术区
90号技术区
CZ-2C发射工位
10号总部
CZ-2F发射工位
92号东风测控站
大树里雷达测量站
14号鼎新机场
酒泉航天发射中心平面布局
技术区设施
技术区主要承担运载火箭和飞船（卫星）及其地面设备的转载装卸、火箭组装测试、飞船（卫星）测
试和加注等任务。主要设施包括垂直总装测试厂房、飞船（卫星）和有效载荷总装测试厂房、飞船（卫星）
加注及整流罩装配厂房、测试发射控制楼、逃逸塔总装测试厂房等设施，以及其他各种勤务保障辅助设施，
其平面布局见下图。
火工品区
逃逸塔总装测试厂房
飞船（卫星）加注及
整流罩装配厂房
中心变电站
动力站
X
X
垂直总装测试厂房
X
飞船（卫星）及有效载荷测试厂房
测试发射控制楼
酒泉航天发射中心技术区布局

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中国航天发射中心
·1614·
1．水平转载测试准备间
水平转载测试准备间由水平准备间、转载间、惯性器件测试间和办公及空调区等组成。主要承担运载
火箭、飞船（卫星）等产品卸车转载；运载火箭停放、外观检查，总装工具存放；运载火箭转运准备；运
载火箭的惯性器件单元测试；运载火箭、飞船（卫
星）系统的电池存放和充放电测试：飞船（卫星）
工艺胶片冲洗等工作。
2.垂直总装测试厂房
垂直总装测试厂房外观见左图。主要包括起竖
厅、测试厅、遥测、控制、外测安全、故障检测处
理系统电源间、箭上电池充电间、测试工作间、遥
测系统前置设备间、调姿系统加注间、箭体总装工
作间等。
厂房采用钢筋混凝土巨型框架多筒体结构，建
筑面积30600m²，两个总装工位并列。厂房共有
10层固定平台，间距6.8m，分别固定在2～11层
与箭体相对应的位置。
主要功能：进行CZ-2F火箭全箭组装（部段起
竖、对接）及逃逸飞行器主发动机推力矢量调整；
箭上仪器单元测试；箭上仪器设备安装；箭上分系
酒泉航天发射中心垂直总装测试厂房
统测试及全箭综合测试。
3.飞船（卫星）加注及整流罩装配厂房
飞船（卫星）加注及整流罩装配厂房由转载间、加注厅、整流罩装配厅及工艺房间组成。主要完成飞
船（卫星）的加注和称重、整流罩的测试和装配、飞船（卫星）转载、飞船（卫星）转运准备。
4.飞船（卫星）及有效载荷总装测试厂房
飞船（卫星）及有效载荷总装测试厂房由总装测试大厅、有效载荷总装测试区、航天员系统综合测试
楼、气闸室与转载间等4部分组成，总建筑面积12215m²。大厅内设有空调洁净系统、供配电系统、供气
系统和消防报警系统等。
主要功能：完成飞船（卫星）的转载、分解、总装、单元测试、分系统测试、综合测试等工作；完成
各项技术准备工作；完成有效载荷系统组装。
5.测试发射控制楼
测试发射控制楼是技术区的主要建筑设施，是发射中心前沿指挥所和测试发射站指挥所的所在地，也
是整个发射场的测试发射指挥控制中心。主要设备有火箭、飞船（卫星）综合测试设备、电缆摆杆及消防
远控设备、测试发射指挥监控系统（C1）设备、供配电设备和通信调度设备等。
主要功能：进行运载火箭、飞船（卫星）的远距离测试、监控、指挥、发射；对电缆摆杆、冷却消防
等设备的远距离监控；对各类测试发射信息和地勤信息的采集、分析处理和显示；向上一级指挥系统传送
发射场测试发射信息；技术区、发射区的通信调度保障；对任务中的测试工作和出现的问题进行协调。
6.逃逸塔总装测试厂房
逃逸塔总装测试厂房由总装检测厅、备份发动机储存间、数据处理间、挡流板检测间、低通滤波器检
测间、化学间、暗室、量具间等组成，建筑面积789.2m²。
主要功能：进行固体发动机的分解、探伤、检测、装配和气密检查；用于存放备份固体发动机。

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酒泉航天发射中心
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发射区设施
2号发射区
主要用以发射CZ-1、CZ-2、CZ-2C、CZ-2D等型号火箭和相关卫星。2号发射区由于设备陈旧老化，
1996年后被停止使用。
2号发射区位于10号场区北部约40km处，有2个发射工位，彼此独立自成系统，既能执行飞行试验、
发射卫星任务，又能进行地面点火试车。发射工位由脐带塔、试验台、地面试车控制间、飞行试验控制间、
燃料库、氧化剂库、气瓶库等多项建筑物所组成。
1．脐带塔
脐带塔用于对火箭进行起竖、对接、检查测试等工作。包括1号塔和3号塔。1号塔是活动塔，能在
轨道上行驶，主要由门架、台车、吊车、工作平台、工作间、电梯等组成。塔架高约55m，吊车设主、副
钩，吊重分别为15t和5t，起吊高度45m。1号塔台车是塔的运行部分，其中夹轨钳是在塔架停止时夹住
轨道，防止滑动，可电动亦可手动操作。液压千斤顶是当塔长期停放时，将台车梁顶起，以减少轮压。3
号塔是固定钢架结构，共有11层固定平台，塔高约48m。前面4根立柱上装有5层活动工作平台。塔上
固定有加注、消防、供气管道。活动工作平台分手动折叠式、电动折叠式和回转式3种。
2.发射台与导流槽
发射台高约6m，承载质量约200t，升降行程200mm，方位回转范围土360°。单面导流槽深约20m。
3.推进剂库房
火箭使用的推进剂为偏二甲肼和四氧化二氮。两种推进剂的库房除位置不同外，内部设置大致相同。
四氧化二氮库房为地下式，偏二甲肼库房为半地下式。库房一侧傍铁路，有转注场坪。推进剂库房包括加
注控制间、液罐间、泵、阀、流量计间、供配气间、电源间、废气处理间、加注设备间等。
4.气源系统
气源系统由压缩机站和供气系统两大部分组成。压缩机站设有液氮车、低压汽化器、储气罐、压调器、
缓冲罐、压缩机、干燥器。供气系统设有气瓶、配气板等。
CZ-2F发射工位
CZ-2F发射工位用于发射CZ-2F火箭。1994年动工修建，1998年基本建成，是进行运载火箭与载人
飞船在发射工位进行测试检查、加注、瞄准、航天员进舱等工作的场所，可完成CZ-2F及载人飞船的发射
任务。其平面布局见下图。
水平转运公路
垂直转运轨道
氧化剂库房
电缆通廊
CZ-2F发射工位
居
铁路
2
燃料库房
CZ-2D
发射工位
CZ-2F、CZ-2C和CZ-2D发射工位分布

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中国航天发射中心
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主要设施有脐带塔、航天员地下掩蔽室、导流槽、地下设备间、
发射场坪、电缆通廊、推进剂库房等。
1.脐带塔
脐带塔为钢结构固定塔，主要由塔体结构（含固定平台、塔上
工作间、电梯及电梯井道、电缆井道、人行爬梯等）、回转平台和
活动工作平台（含密封间）、塔式吊车、摆杆系统、紧急撤离滑道
以及加注系统、供气系统、给排水消防系统、供配电系统、控制系
统、通信系统等组成，见右图。
主要功能：敷设、支撑地面到火箭和飞船的气、液、电等管线
及电缆；支撑、悬挂自动脱落装置并防止回弹：进行火箭和飞船的
状态检查，联合功能检查，粗瞄；对运载火箭加注推进剂，并进行
精瞄；航天员进舱及射前检查；可使箭-船组合体返回技术区或船-
罩组合体、逃逸塔单独返回技术区；进行消防、清洗和撤收等工作。
脐带塔总高为105.52m，总质量约为2300t，下部塔体截面尺
寸为20.20m×24.00m，回转平台尺寸为24.25m×18.20m，上部
塔体截面尺寸为15m×16m，回转平台尺寸为21.5m×13.0m。塔
架前缘距发射中心为16m。吊车的塔顶设回转吊车，设主、副钩，
CZ-2F发射工位脐带塔外观
吊重分别为20t和5t，起吊高度75m。
2.导流槽
折返角45°，短边为50.644m，折返角30°，导流槽锥顶标高为-5.5m，半锥顶角32°。
3.瞄准间
瞄准间为活动式瞄准间，可以根据射向的变化进行调整。瞄准点1位于射向正后方，距发射点156.5m;
瞄准点2位于射向正后方，距发射点158.5m；瞄准间地基平面高出发射中心所在平面0.5m；活动瞄准间
面积4.5m×5.6m。
4.垂直转运轨道
垂直转运轨道的任务是承载活动发射平台，将箭-船-塔由垂直总装测试厂房以垂直装配状态直接转运
至发射工位。轨道基础长1500m，轨距20m。
垂直总装测试厂房第1工位轨道由厂房内直通发射工位，第2工位轨道与第1工位轨道平行铺设，由
大门至82m处为止，通过轨道转换车与第1工位轨道相接。
CZ-2C、CZ-2D发射工位
CZ-2C发射工位于2003年建成，使用CZ-2C、CZ-2D等运载火箭发射各种中低轨道卫星。可完成
CZ-2C、CZ-2D等非捆绑火箭的发射任务。主要包括脐带塔、导流槽、电缆通廊、加注外管线、高速摄影
间、电视摄影间、瞄准间、火工品组装间、发射场坪，另外还有转运公路和人行便道等。
1．脐带塔
脐带塔的任务是为常规推进剂的非捆绑型运载火箭及其相关型号卫星在发射工位进行测试检查、加
注、瞄准等提供工作的场所。脐带塔是钢筋混凝土塔架，为运载火箭和卫星在发射区的吊装对接、设备安
装、测试准备及测试、推进剂加注等工作提供工作平台、供电供气和环境保障等任务。

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酒泉航天发射中心
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主要功能：敷设、支撑地面到火箭和卫星的气、液、电等
管路电缆及插头；提供地面电源及安放发射系统的前置设备；
火箭各子级起竖、吊装对接及星(带罩)箭对接、检查、装卸；
为卫星提供环境温度条件：为运载火箭提供环境温度条件；
为运载火箭分系统测试、系统匹配、全箭总检查提供技术勤
务；为火箭、卫星进行状态检查、测试、联合功能检查、粗
瞄提供技术勤务；火箭贮箱氮气置换；加注并进行精瞄；塔
上短期存放备件、附件、工具和测试设备等；点火发射；进
行消防、清洗和撤收工作。
地上部分由塔体结构、回转平台、升降工作平台、塔吊、
电梯、爬梯、测试工作间、塔上工作间及供配电、空调、消
防、加注、供气、自控、通信等系统组成，见左图。
总建筑面积5078m²，其中地上建筑面积3930m²，地下
建筑面积1148m²；塔架主体高67m，总高（含吊车和避雷
针）91.8m；平面尺寸为长18m，宽14m。塔架前缘距发射
中心为9m。塔顶设回转吊车，吊车设主、副钩，吊重分别为
20t和10t，起吊高度66.5m。
2.导流槽
导流槽主体部分为钢筋混凝土结构，长38.3m，宽9m，
深11.4m，排焰孔直径6m，为单面导流槽。火焰冲击角28°，
排出段折流角30°。
CZ-2C/CZ-2D脐带塔外观
3.瞄准间
瞄准间采用活动扣罩式结构，净空尺寸为5.6m×4.9m×3.2m。瞄准点1位于CZ-2C火箭射向正后方，
距发射点98.0m；瞄准点2位于CZ-2D火箭射向正后方，距发射点130.0m：瞄准点3在发射探索卫星时
使用，距发射点距离为132.0m。
4.推进剂库
推进剂库分为氧化剂库和燃料库，每个库内设有固定储罐、加注泵、管路、阀门、流量计、配气设备、
控制设备以及浓度监测与报警装置、通风空调和自动消防设备、推进剂废气和废液处理设备等。主要用于
推进剂的转注、储存、调温、加注和废气、废液处理。
5.制气站和气瓶库
制气站和气瓶库主要由制氮厂房及其配套的制氮设备、气瓶库、氮气瓶车、地面配气间、塔架管路及
配气台等设备组成。主要功能是制备、压缩、储存、配制所需的氮气、氧气和氦气，供航天员、飞船、卫
星、运载火箭及地勤系统使用。
发射场区测控系统
任务指挥控制中心
任务指挥控制中心由指挥大厅、计算机房、内部通信指挥间和办公室组成。系统配置有计算机系统、
安全控制指挥和显示系统、通信系统、胶片洗印设备等。
主要功能：指挥跟踪站和跟踪设备监视飞行数据和状况的操作；执行火箭起飞后的飞行安全控制：收
集目标跟踪、遥测、控制系统实时处理的信息；提供目标显示和目标跟踪的数据给西安卫星测控中心和有

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中国航天发射中心
·1618·
关台站；提供显示信息给飞船（卫星）控制台：完成任务后的数据处理。
跟踪、遥测、安控系统
该系统与西安卫星控制中心组成一个测控网。酒泉航天发射中心的测控网由光学、雷达、遥测和远控
设备组成，它负责火箭飞行数据处理和安全控制。
测控网的主要功能：实时记录火箭初始轨道段飞行状态；测量火箭飞行轨道；接收、记录、传递、处
理火箭和飞船（卫星）的遥测数据；做出飞行安全决定；计算飞船（卫星）、火箭分离状态和飞船（卫星）
入轨参数。
（赵连贵，黄栩，张健）
太原航天发射中心
地理环境
太原航天发射中心地处中国晋西北黄土高原中部，海拔1400～1900m。发射场地势高峻，山岭谷地
交错，水土流失严重。该地区地处温带，冬季
N
严寒，夏季凉爽，冬长夏短，春秋相连。夏季
最高气温28℃，冬季最低气温-39℃，年平均
气温4～10°℃，地面平均气压85kPa，平均相
对湿度50%～60%，年均降雨量540mm。1月份
府谷
为每年最冷的季节，平均温度-12.1°℃，全月多
保德
晴天，平均风速3m/s。7月份为每年最热的季
推进剂
黄
转注站台
节，平均温度24℃，全月多晴天，平均风速
3m/s。发射中心一般设施按地震烈度7度设计。
固体发动机
2号火车站
发射中心有2条铁路支线与宁岢铁路相连，
测试厂房
五寨
而宁岢铁路经由五寨、神池与北同蒲线在宁武
技术区
接轨，通往全国各地。发射中心的主干公路通
往其所属的主要号点，并与阳临公路相接。
河
发展历程
指挥控制
通信中心
太原航天发射中心始建于1967年，至1979
长征宾馆
可岚
临河
年7号发射工位建成。1988年9月7日，用
CZ-4A火箭发射了第1颗风云一号气象卫星，
157副站
包
黄
至2007年6月30日，已先后用CZ-2C、CZ-2D、
157主站
CZ-4A、CZ-4B等长征系列火箭进行了23次发
157副站
射，将38颗国内外卫星送入预定地球轨道。
银川
武威
该发射中心布局见左图。
路
发射中心主要由指挥系统、测试发射系统、
测控系统、通信系统、气象系统和技术勤务保障
太原航天发射中心总布局示意图
系统组成。它所包括的设施主要有：技术区、发
B一160电影经纬仪；C一测雨雷达
射区、北海指挥控制中心、154雷达站、157雷达

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太原航天发射中心
·1619·
站、遥测站、光学测量站、计量站、发信台、收信台、指挥调度和数据收集传输处理设施、气象探测和预
报设施等。
技术区设施
技术区包括运载火箭综合测试厂房、转载大厅、卫星综合测试厂房、固体发动机测试厂房、火工品库
房及其附属建筑等，见下图。主要工作有：运载火箭、卫星及大型仪器设备由铁路运输车向技术区的转载；
运载火箭、卫星的单元测试、分系统测试、总装综合测试；运载火箭、卫星由技术区向发射区转运：短期
储存火工品、卫星燃料等危险品；进行火工品测试安装、卫星燃料加注等操作；向有关系统提供时统信号。
空压机房
气瓶库
消防泵房
冷水站
空卫星测试
变电站
机房卫星
油机房七丁
测试
厂房
空调
机房
转载间
测试大厅
外宾休息室
技术楼
平台
测试间
卫星通信站
太原航天发射中心技术区布局
1．测试大厅
测试大厅长78m，宽27m，门高5.5m、宽5m，设3道轨距1435mm的铁轨和1条2m轨距的钢
轨。测试大厅装备有温湿度环境调节系统、接地设施、供气系统、消防系统、配电系统，1台慢速双钩桥
式吊车，设主、副吊钩，吊重分别为50t和20t，起吊高度9m。
2.转载大厅
转载大厅长54m，宽27m，门高11.5m、宽5m，用于完成运载火箭、卫星及大型仪器设备由铁路运
输车向技术区的转载；设3道轨距1435mm的铁轨，均与运载火箭测试大厅相连。配备2台慢速双钩桥
式吊车，设主、副吊钩，吊重分别为50t/20t和50t/30t，起吊高度11m。
3.卫星测试厂房
卫星测试厂房由卫星测试大厅和工作间组成，用于完成卫星测试、装配等操作。
卫星测试大厅通往转载大厅的门高5.4m、宽4.8m，通往卫星总装厂房的门高8m、宽4.5m。
卫星测试大厅采用防静电水磨石地面，设慢速双钩桥式吊车1台，设主、副吊钩，吊重分别为16t和
3.2t，起吊高度11m，跨度16.5m。
4.卫星加注厂房
在卫星加注厂房进行卫星加注、燃料的短期存放等操作。加注厂房长21m、宽10.8m，门宽8m、高
4.5m，温度15~28℃，湿度30%～60%，洁净度10级。
卫星加注厂房采用防静电水磨石地面，设有7.5m×7.5m加注污染防护区，边缘地面设排水沟，污水
可排向室外废液收集池。厂房内备有防爆型单梁电动葫芦1台，承载能力5t，起升高度8m，跨度9.3m。

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中国航天发射中心
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口压力为23.5MPa。
5．卫星、整流罩总装厂房
卫星、整流罩总装厂房用于卫星加注完成后与火箭在技术区进行的总装操作。
装配厂房长24m、宽15m，门高8m、宽4.5m，温度15～28℃，湿度30%～60%，洁净度10°级，
卫星总装厂房通往外界的门高14.5m、宽5m。
卫星总装厂房采用防静电水磨石地面，厂房内备有防爆型双速桥式双钩吊车，设主、副吊钩，吊重分
别为16t和3.2t，起吊高度16m，跨度13.5m。厂房内备有平板式数字显示电子秤，平台规格2m×1m，
最大称重6000kg。
发射区设施
发射区包括7号发射工位和9号发射工位（在建）。发射区布局见下图。
变电站
脐带塔
白
燃料库
氧化剂库
空调
机房
电源间
气瓶库
制氮间
控制室
太原航天发射中心发射区布局图
7号发射工位
7号发射工位位于技术区西北5.5km处，主要由发射工位、指挥控制室、电源间、供电系统、加注系
统、供气系统、指挥通信电视系统组成。
主要功能：运载火箭的吊装、对接、测试；运载火箭和卫星的对接；提供环境条件的保障；进行卫星
的监测；模拟发射：进行火箭推进剂的加注：进行射后及故障消防。
主要设施包括脐带塔、导流槽、电缆通廊、加注外管线、高速摄影间、电视摄影间、瞄准间、火工
品组装间、发射场坪，另外还有转运公路和人行便道等；可完成CZ-2C、CZ-2D和CZ-4A、CZ-4B等非捆
绑火箭的发射任务。以下对主要设施加以介绍。
1．脐带塔
脐带塔为地面固定式塔架。主要由塔架主体、吊车、活动工作平台（含回转平台和升降平台）、测试
间、电缆杆、加注供气系统塔上管线、消防系统、电梯以及电气控制、配电和照明等部分组成。太原航天
发射中心7号脐带塔见后图。

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太原航天发射中心
·1621·
太原航天发射中心7号脐带塔
主要功能：吊装、起竖运载火箭、卫星及其他设备，通过敷设在塔架上的电缆、气管、液管来连通地
面设备和卫星、运载火箭上的电、气、液管线，并支撑相应的插头、连接器：为检查测试提供合适的工作
平台和测试间：敷设加注管路对火箭实施加注和泄出；进行消防和撤收工作。
使用环境条件：海拔高度不大于2000m，极限气温-37～+37°℃，平均相对湿度不大于85%，最大风
速25m/s，发射时风速不大于10m，抗地震烈度8度。
塔架主体采用地面固定式钢结构，总高76.91m，总质量约1000t，主体高度65.2m。主体轴线塔底
尺寸为16.0m×16.5m，主体轴线塔顶尺寸为2.7m×2.85m，前梁中心线到发射中心距离为8.7m。
吊车安装在塔架顶部，用于火箭和卫星的起竖、对接、拆卸。主钩最大起吊力矩260t·m，幅度变化
范围6～21m，起吊高度64.31m。副钩最大起吊质量6t，幅度变化范围3.5～18.5m，起吊高度64.73m。
工作平台：每层固定平台的承载压力为2000N/m²。
2.导流槽
导流槽为钢筋混凝土构筑物，表面浇注耐火的铝酸盐水泥。导流槽为单面导流，宽10㎡m，总长40m,
导流面倾角30°，导流槽深度10.87m。
3.瞄准间
瞄准间为活动可拆式钢结构，瞄准间的体积为4.5m×4.5m×3.0m。瞄准间开有2扇2m×1m的门
和1个1.5m×1.2m的窗子。
4.指挥控制室
指挥控制室是具有抗爆炸能力的地下半封闭建筑，指挥控制室主要由运载火箭各分系统测试间、卫星
测试间、指挥控制间、指挥显示间、空调系统和逃逸通道等组成。卫星和火箭在脐带塔上的操作（如射前
测试、加注和发射操作）都是在这个控制室进行指挥控制的。发射控制中心的使用面积为645㎡²。
5.推进剂库
推进剂库分为氧化剂库和燃料库。每个库内设有固定储罐、加注泵、管路、阀门、流量计、配气设备、
控制设备以及浓度监测与报警装置、通风空调和自动消防设备、推进剂废气和废液处理设备等，主要用于
推进剂的转注、储存、调温、加注和废气、废液处理。
6.制气站和气瓶库
制气站和气瓶库主要由制氮厂房及其中的制氮设备、气瓶库、氨气瓶车、地面配气间、塔架管路及配
气台等设备组成。主要功能是制备、压缩、储存、配制所需的氮气、氧气和氮气，供卫星、运载火箭及地

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中国航天发射中心
·1622·
勤系统使用。
9号发射工位
目前，9号发射工位处于在建期间，还没有投入使用。
发射场区测控系统
指挥控制中心
指挥控制中心距发射区14km，包括信息处理交换系统、指挥显示系统、通信控制系统。指挥控制中
心可对各种测量信息、指挥调度信息进行加工、处理和显示，为指挥人员进行调度指挥、安全控制和决策
提供依据。
跟踪、测量、安控系统
跟踪、测量和安控系统由光学、雷达、遥测和远控设备组成，它负责火箭飞行数据处理和安全控制。
系统接收和记录的数据用于任务后处理和分析。
（黄栩，赵连贵，张健）
地面发射支持系统
广义的地面发射支持系统包括测试发射控制系统、通信系统、气象保障系统、航天员保障系统、航天
器回收系统及其配套的地面设备等。本文所述的地面发射支持系统仅限于运载火箭测试发射流程中发射场
区主要配套的地面设备和分系统，包括发射台、运输设备、封装设备、加注系统、供气系统、电源设备、
瞄准设备等。下面重点介绍发射台、箭体铁路运输车、公路运输设备、装配型架、常规推进剂加注系统以
及低温推进剂加注系统和供气系统。
发射台
运载火箭发射台是火箭发射的主要设备之一。不同型号的运载火箭有不同的发射台。发射台的结构、
性能参数根据要求不同而有所不同，但其基本功能大同小异。目前中国主要有3种较为典型的发射台：
CZ-2C发射台、CZ-2E发射台、CZ-2F活动发射平台。
CZ-2C发射台
CZ-2C发射台用于CZ-2C运载火箭的发射，也可用于CZ-2D、CZ-3、CZ-3A、CZ-4A、CZ-4B等相同
直径运载火箭的发射。在发射台上垂直支撑火箭；进行火箭的垂直度调整；配合瞄准设备完成火箭的方位
瞄准；安装、固定有关附件；排放和导引燃气流。
主要技术性能参数
外廓尺寸
回转速度
长
不低于15(°)/min
4535mm
快速
宽
4530mm
慢速
不低于2.5（)/min
高
3550 mm±100mm
质量
22 t
3371mm
支点对角线距离
承载能力
250t（静载最大450t）
垂直度调整
行程200mm
方位回转范围
±180°

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地面发射支持系统
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发射台主要由电控系统、液压系统、回转部、台体、支撑臂、千斤顶、方向机组成。见下图。
CZ-2C发射台
CZ-2E发射台
发射台用于执行CZ-2E、CZ-3A、CZ-3B、CZ-3C等多种型号运载火箭的发射任务。
其主要用途是：
1）可靠地将火箭垂直支撑在发射台的4个支撑臂上。火箭加注前，用防风拉杆固定，起防风抗倾作
用，加注后，解脱防风拉杆；
2）与水平指示仪配合，对加注前和加注后的火箭进行垂直度调整；
3）与瞄准设备配合，对加注前的火箭进行方位瞄准；
4）安装和固定与火箭有关的附件；
5）为操作人员提供安全可靠的工作平台；
6）配合勤务塔完成对火箭的各子级吊装和助推器安装工作；
7）火箭发射时导引火箭发动机排出的高温高速燃气流顺畅排放。
主要技术性能参数
最大外廓直径
14000mm（不含工作梯）最大承载能力
800t（静载）
4237~4337mm
不小于1.7°
支撑盘离地高度
垂直度最大调整角度
发射台总质量
210t
±360°
方位回转范围
发射台主要由电气系统、液压系统、基座、回转部、方向机、止动器、工作台、工作梯及附件组成，
见后图。

<!-- 第 1667 页 -->
中国航天发射中心
·1624·
CZ-2E发射台
CZ-2F活动发射平台
活动发射平台承担CZ-2F火箭的垂直总装、垂直测试、垂直转运和发射任务，也可承担其他类似型号
如CZ-2E、CZ-3B等火箭的发射任务。CZ-2F活动发射平台承载CZ-2F火箭的运行状态见下图。
发射装置
行走装置
驱动控制系统
CZ-2F活动发射平台承载火箭运行

<!-- 第 1668 页 -->
地面发射支持系统
·1625·
其主要用途是：
1）进行火箭各子级、助推器、船-罩组合体、逃逸塔的吊装工作；
2）安装和固定与测试发射有关的附件；
3）驱动控制车提供动力进行平台的运动控制，将载有火箭的活动发射平台运至发射工位完成定位。
完成定位并转换至发射状态后，将进行下述工作：
1）与水平指示仪配合对加注前和加注后的火箭进行垂直度调整；
2）与瞄准设备配合，对加注前和加注后的火箭进行方位瞄准；
3）在火箭加注前起抗风防倾覆作用，在临射前防风拉杆解脱与火箭的连接；
4）火箭发射时导引燃气流顺利排放。
活动发射平台由发射装置、行走装置、电气系统、液压系统、驱动控制系统等组成，是一台大型的机、
电、液一体化设备，其外形见下图。
CZ-2F活动发射平台
主要技术性能参数
行走装置
外廓尺寸
行走机构
4台（4轴4轮/台），2台驱
本体结构尺寸
24.4m×22m×8.4m
（长×宽×高）
动，2台备份
行驶速度
驱动控制车外廓尺寸
0～28m/min，无级调速
11mX2.5mX3.35m
（长×宽×高）
约38m
定位精度
±15mm
运输时总长度
驱动方式
驱动控制车供电，变频调速
结构质量
其他参数
本体结构总质量
约750t
±2°
垂直度调整范围
运输时总质量
约800t（带火箭）
调整速度
Vmax=5.86 mm/min
Vmin=0.3525 mm/min
±180°
发射时总质量
方位回转范围
约1250t（加注后）
回转速度
驱动控制车质量
15 t
Vmax=28.6 (°)/min
Vmin=1.8 (°)/min

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中国航天发射中心
·1626·
箭体铁路运输车
各型号箭体铁路运输车的用途、功能及结构组成基本相同。主要有一子级箭体、二子级箭体、三子级
箭体、助推级及整流罩铁路运输车。
箭体铁路运输车，主要用于将箭体（整流罩）从生产厂用铁路运输运至发射场，并配合吊车完成箭体
的转载。
箭体铁路运输车一般由底架、转向架、车厢、箭体支架车、拉紧器、车钩缓冲装置和制动装置组成。
箭体铁路运输车见下图。
箭体铁路运输车
主要技术性能参数
车体长度
车内轨距
1 820 mm
25 000 mm
车体外宽
3270mm
整备质量 (自重)
42.5t
4800mm
装载质量
最大高度（距轨面）
14.7 t
车内净空长度
24 860 mm
行驶速度(带箭）
≤100 km/h
车门内宽
3535mm
公路运输设备
各型号运载火箭（整流罩）所用公路运输设备的用途、功能及结构组成基本相同，主要有一子级箭体、
输车和CZ-2F船-罩垂直公路运输车为例介绍。
CZ-2E一子级箭体公路运输车
一子级箭体公路运输车为三轴全挂车，用于转运和临时停放CZ-2E或相同直径的一子级箭体。

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地面发射支持系统
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主要技术性能参数
22.05 m
26400mm
列车正牵转弯半径
总长（包括牵引臂）
列车正牵通过宽度
3.55 mm
3465 mm
总宽
4605mm
列车正牵扫过宽度
9m
满载总高
最小离地高度
0.28m
轮距
前轮：2814mm
中后轮：2825mm
12 200 kg
空载：40km/h
空车质量
最大行驶速度（直道）
满载：35km/h
24 850 kg
满载最小制动距离
满载质量
5m
一子级箭体公路运输车由车架、牵引臂、前轮组、后轮组、转向系统、制动系统、电气系统、工具附
件组成，见下图。
一子级箭体公路运输车
CZ-2F船-罩组合体垂直公路运输车
船-罩组合体垂直公路运输车是凹形车架的双轴全挂车，正牵时，前轴转向、后轴不转向。主要用于执
行以下任务：
1）承担飞船（未加注燃料）在飞船总装测试厂房与整流罩装配厂房之间的垂直运输任务；
2）承担船-罩组合体在整流罩装配厂房与垂直总装测试厂房之间的垂直运输任务；
3）在特殊情况下，承担船-罩组合体在发射工位与整流罩装配厂房之间的垂直运输任务。
主要技术性能参数
13 500kg
总长
13340mm
空车质量
13 200kg
总宽
4 070 mm
最大载荷
38.7m
总高 (带负载)
11 780 mm
最小转弯直径
轴距
通过宽度
860mm
6.1 m
轮距
3440 mm
空车最高行驶速度
25 km/h
最小离地高度
450mm
15 km/h
加载后最高行驶速度

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中国航天发射中心
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垂直运输车主要由牵引臂、前轮组、后轮组、车架总成、制动系统、电气系统和工具备附件组成，见
下图。
船-罩组合体垂直公路运输车
装配设备
各型号的装配设备功能及作用各有不同，下面仅以具有代表性的CZ-2F整流罩装配型架为例做介绍。
整流罩装配型架的主要用途是：
1）水平支撑整流罩半罩；
2）配合完成船-罩组合体的垂直装配或分解；
3）垂直停放整流罩半罩；
4）为支撑环形工作台提供安装位置和对接。
主要技术性能参数
1 149 kg
架体质量
架体-整流罩组合体水平支撑
（11353~11453）mm×
状态外形尺寸
4480 mm×2740 mm
(长×宽×高）
架体-整流罩组合体2416kg
架体-整流罩组合体垂直展开
8646 mm×5220 mm×
质量
状态外形尺寸
（12368~12468）mm
(长×宽×高)
整流罩装配型架由架体（2组）、导轨总成、小车（6辆）和工具附件组成，见后图。架体是由4段组
成的桁架结构。架体上装有2个吊轴和2个吊耳，用于起吊和翻转架体。架体两侧设有工作梯，供对接整
流罩和安装型架吊具使用。导轨总成由2段长导轨、2段短导轨、4个直连杆和4条斜连杆组成。小车由
上、下车架、防倾架、轮组及止动器等部件组成。拉紧器用于合罩时，推开或拉近2个架体。当带有整流
罩的2个架体需要在合罩过程中或在地面垂直停放时，用拉紧器将两个架体连接，可以增大垂直停放的安
全性。

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地面发射支持系统
·1629·
整流罩装配型架
常规推进剂加注系统
CZ-2系列、CZ-3系列的一子级、二子级和CZ-4系列运载火箭均使用常规推进剂（燃料偏二甲肼，氧
化剂四氧化二氮），尽管运载火箭型号的不同，其加注系统（包括加注方式、加控方式、加注设施和加注
设备等）有一定差异，但就总体而言，其加注系统的基本功能、工作流程、加注控制方式、配套设施和设
备等，并没有根本性的区别。现以载人航天发射场常规推进剂加注系统为例，对加注系统进行介绍。
载人航天发射场加注系统是一个固定闭式常规推进剂自动化加注系统，采用泵式加注并采用箭上-地面
联合控制加注定量方式。
载人航天发射场加注系统是一个集推进剂存储、加注定量和流量计校验、推进剂调温和向火箭加注推
进剂等多种功能于一体的系统，与国内其他加注系统相比，具有以下几个主要特点：
1）可采用四贮箱并行加注或二贮箱并行加注流程，能够在3～4h内完成约450t推进剂的加注任务；
2）有多种控制方式，可以在远距离控制间进行加注控制；
3）储量大，可满足2发CZ-2F运载火箭推进剂加注的需要；
4）监控系统的监控点多，检测参数全，并可向各级指挥系统传输。
系统组成和加注工序
1.系统组成
加注系统的主要设备包括加注泵、阀门、连接器、流量计、流量校验装置、管路系统、升降温系统等。
这些设备分布在泵间、罐间、加注管廊等建筑内。燃料（R）和氧化剂（Y）加注系统又分别分为一系统和
二系统两个相对独立的部分：一系统完成芯一级和01、04助推器（简称01、04级）加注，二系统完成芯
二级和02、03助推器（简称02、03级）加注。
燃料和氧化剂加注系统的主要设备构成和布局基本一致。二者在工艺流程上的主要差别有：
1）转注泵数量不同，R系统有1台转注泵，Y系统有2台。

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中国航天发射中心
·1630·
2）流量计数量和类型不同，R系统采用涡轮式流量计，每个小流量支路串联安装2台小流量计，Y
系统采用涡街流量计，小流量支路安装1台小流量计。
3）换热器、流量计校验装置、高空排放塔在系统中的位置不同：R系统换热器安装在一系统，Y系统
换热器安装在二系统；R系统流量校验装置安装在二系统，Y系统流量校验装置安装在一系统：R系统高
空排放塔出口在一系统，Y系统高空排放塔出口在二系统。
2.加注和迁回加注工序
在加注和迁回加注工序完成火箭的推进剂加注任务。加注时推进剂直接上塔并进入火箭贮箱，控制系
统监测现场采集所有温度、压力、流量、液位等信号。加注工序中推进剂的流动路径为：
储罐→泵→流量计→外管线→塔上加注阀→贮箱
迁回加注用于当某一级加注出现故障状态时，采用其他级的管路系统进行推进剂的加注。迁回加注工
序的推进剂流动路径为：
））
一级加注工艺流程见下图。
出液阀
出液阀
回
回
回
贮罐
贮罐
贮罐
泵后阀
流量计前阀流量计调节阀
X
泵
泵前阀
HHO
泵后阀
流量计前阀流量计调节阀
泵前阀
泵
流量计前阀流量计调节阀
XHOT
库房出液阀
安溢阀门
塔上加注阀
贮箱
加注阀门
DXH
一级加注流程

<!-- 第 1674 页 -->
地面发射支持系统
·1631·
02级迁回加注二级的工艺流程见下图。
出液
进
出
进液
回
回
液
液
气
流量计后回流阀
贮罐6
贮罐7
泵后阀
流量计7调节阀
口
H
区
HXH
流量计后回流阀
泵前阀
泵5
库房出液阀
流量计6
泵6
库房出液阀
外管线
流量计9
HOHH
X
泵7
流量计8
塔上级间隔高阀
HXH
HXH
外管线
2级贮箱
二级贮箱
加注阀门
加注阀门
02级迁回加注二级流程
3．泄回工序
泄回工序是将已经加注到火箭贮箱内的推进剂按照一定程序泄回到加注库房推进剂储罐的程序。一般
在发生火箭推进剂加注量超标、推迟发射时间较长或终止发射时，将启动推进剂泄回工序。推进剂泄回的
路径为：
贮箱→加注阀门→塔上加注阀门→外管线→泄回阀→流量计→回流阀→罐进液阀→储罐
泄回工序包括两贮箱泄回和四贮箱泄回两种情况，其流程图如后图所示。泄回时当贮箱推进剂液位低
于加注阀门位置时打开清泄阀门，从清泄管路泄回。

<!-- 第 1675 页 -->
中国航天发射中心
·1632·
一系统回气阀
流量计后回流阀
流量计
回
HOT
级贮箱
塔上回气阀
安溢阀门
阀
级泄回阀
阀
IXH
贮罐
H
加注阀门
塔上加注阀
流量计后回流阀
流量计4
进
AHOH
液
阀阀
流量计5
贮罐
01/04
XH
X
级贮箱
01/04级泄回阀
塔上回气阀
安溢阀门
H
XH
进
可
气这液
塔上加注阀
加注阀门
阀
阀
二级泄回阀
贮罐
级
流量计6
塔上加注阀
加注阀门
AHOH
箱
XF
安溢阀门
流量计7
塔上回气阀
回
进
XH
液
流量计后回流阀
阀
阀
区
贮罐
塔上加注阀
加注阀门
03/02级泄回阀
03702
HXH
级
流量计8
塔上回气阀
安溢阀门
贮
兄
AHOH
回
进
箱
X
流量计9
阀
阀
XH
贮罐
流量计后回流阀
系统回气阀
泄回工序流程
加注系统设施和设备
加注系统由燃料和氧化剂两个加注分系统组成，每个分系统均由加注库房设备和输送管路及塔上加注
设备组成。
1.燃料加注库房设备
燃料加注库房设备的用途是向火箭加注（或泄出）偏二甲肼。
库房内有储罐、耐腐蚀泵、流量计、阀门、控制台、配气设备、加注管路、蒸气回收管路等。
2.氧化剂加注库房设备
氧化剂加注库房设备的用途是向火箭加注（或泄出）四氧化二氮。

<!-- 第 1676 页 -->
地面发射支持系统
·1633·
氧化剂库房除比燃料库房多1台转注泵，除输送管路长度、位置及废气处理炉数量不一样（供配气和
供配电设备2个库房共用）外，其他设备的组成、结构特点及工作原理，与燃料库房均相同。
3．塔上加注设备
塔上加注设备主要包括燃料与氧化剂的加注连接器、溢出连接器、过滤器、加注管路（金属软管和硬
管）、加注信号台等。
低温推进剂加注和供气系统
中国运载火箭型号最先使用低温推进剂的是CZ-3火箭三子级，在此基础上又发展了CZ-3A火箭的三
子级。与前者相比，CZ-3A火箭三子级的加注量和加注流量大，加注压力高，对进入火箭贮箱的液氢与液
氧温度控制严格；补充加注进入贮箱的液氧为过冷状态，测控自动化程度更高。另外，火箭的液氢和液氧
贮箱用冷氨气增压。为此，CZ-3A首次设置了液氮加注系统和冷氨气供气系统。
下面重点介绍CZ-3A火箭的低温推进剂加注和供气系统。该系统主要由液氢加注系统、液氧加注系统、
液氮加注系统和冷氨供气系统组成。
液氢加注系统
液氢加注系统的任务是运输与储存液氢，向火箭三子级贮箱加注和补充液氢，必要时由贮箱向地面储
罐泄回液氢以及对废气废液进行安全处理。
从2007年开始，在西昌发射场CZ-3火箭有2号和3号两个发射工位，除了场地布局、管路长短、液
氢泵的密封形式有所不同之外，两个工位的低温加注系统技术状态基本相同。系统流程原理见下图。
排气连接器
加注连接器
氢排管路
加注管路
氢排管路
氢排管路
液氢铁路加注车
CZ-3A2号发射工位液氢加注流程原理
1.系统组成与状态
2号发射工位的液氢加注场地设在固定塔架偏东北的位置，与塔架和燃烧池的距离分别为220m左右。
场地一侧紧靠运输液氢的专线铁路，可同时接受两辆液氢车驻场加注。场地另一侧设有加注配气间及备附
件间。燃烧池设在塔架的东南方向，与塔架的距离约为120m。

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中国航天发射中心
·1634·
3号发射工位原为发射CZ-3火箭的工位，2006年改造为发射CZ-3A火箭的备份工位，3号发射工位
与2号发射工位共用液氢加注场地。
加注液路分系统由液氢铁路加注运输车、加注管路和排气管路、阀门、过滤器、复合式质量变送器、
密度变送器和加注连接器组成。
液氢加注管路由多管段通过绝热式平面法兰接头连接而成，流通直径为75mm，设计压力为1.6MPa。
2号发射工位加注管路总长约为273m，3号发射工位管路总长约为200m。管路采用高真空多层缠绕绝热，
封口真空压力不大于1×10²Pa，漏放气速率不大于1.3×10°Pa·L/s。
2号发射工位加注管路和氢排放管路上的截止阀为气动球阀，3号发射工位则采用盘状阀瓣的截止阀。
截止阀采用真空绝热结构，流通直径为80mm，设计压力为1.6MPa，控制气缸压力为0.5MPa。控制气缸
上装有气体阻尼器，可控制阀门缓慢关闭，以降低因水击而产生的压力增值。加注管路始末端各设1个双
向过滤器，过滤精度分别为40um和10μm。
动锁紧与自动脱落机构和相应的信号装置，通过这些机构可远程控制连接器的快速锁紧、脱落以及阀门的
开启与关闭，并发送相应的信号。
质量流量变送器为涡轮流量变送器和密度变送器的组合，正常流量范围为200～2000L/min，精度为
±0.5%。电容式密度变送器通径为80mm，精度为土0.25%，采用聚氨脂发泡材料绝热。
氢排放与氢处理分系统由储罐的排放管路、加注管路始末端的排放管路和贮箱的排放管路以及阀门、
流通直径为75mm，工作压力为0.3MPa，采用聚氨酯发泡材料绝热。连接器设有自动锁紧与自动脱落机
构和相应的信号装置，可远程控制连接器的快速锁紧与脱落，并发送相应信号。
气路分系统分为地面气路分系统和塔上配气分系统，地面气路分系统由供气管路、氮配气台和氨配气
台组成，其主要功能是为地面加注管路进行气检、吹除、置换时供气和提供阀门控制用气。气源来自地面
供配气系统的气瓶库，气体种类有不同压力的氮气和氨气。塔上配气分系统由供气管路和加注配气台组成，
主要任务是给塔上加注管路和连接器供气、控制塔上加注阀门和连接器。气源来自地面供配气系统。
85m?液氢铁路加注运输车车长约23.4m，车宽3.2m，距16.75m。采用73型转向架，轴距2.4m。
铁路加注运输车行驶速度为100km/h，可经受纵向3g、横向1g、垂直向下2g和垂直向上1g惯性力的冲
击。85m?液氢铁路加注运输车外观见下图。
85m?液氢铁路加注运输车

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地面发射支持系统
·1635·
铁路加注运输车上的储运罐为卧式双壁储罐，外罐外径2.8m，长17.4m。内罐内径2.6m，设计压力
为0.5MPa。夹层采用高真空多层缠绕绝热，夹层封口真空压力不大于1.33×10²Pa，漏放气速率不大于
1.064×10Pa-m2/s，昼夜蒸发率0.4%～0.5%。车上设有汽化器与自增压装置，其最大增压能力为0.3MPa，
输出流量1500L/min。汽化器为列管结构，每根管子外面均设有紫铜翅片。内罐设有压差式和电容式液位
计、压力监测装置和安全阀、爆破片装置和气动马达-风机自动排放装置，外罐设有爆破片装置。铁路加注
运输车具有远程监控功能，在运输、储存和加注过程中可进行远程监测与控制。
2006年后，2号发射工位的测控分系统由原来的控制系统改造为远程控制，即由设在离塔架约160m
远的测控间进行控制改为由3～5km外的测控中心进行控制。为此，测控分系统的方案、组成结构及配置
等均有较大变化。
远程测控分系统仍采用分布式方案，由前端测控设备、后端测控设备和电缆网组成，前、后端测控设
备通过数字信号瓦余光缆进行传输。远程测控分系统原理见下图。
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压
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液氧
液
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过
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加注台
点式液位
连接器
氮
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压力/温度
压力/温度
配气台
器
度
加注台
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传感器
传感器
现场控制设备
现场测量组合
塔上测量组合
流量计
流量计
设备
测量组合
测量组
远程测控分系统原理

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中国航天发射中心
·1636·
前端测控设备主要有主控制柜、塔上控制柜、现场控制柜和电缆网等；后端测控设备主要有监控微机、
加注同样采用远程控制。
总体网
网络交换机
投影仪
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图形参数
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后端控制测量设备关系框图
监控微机用于加注工序控制、阀门单点开关控制、自动程序下进行单点干预、设定加注液位和应急处
理加注故障，通过总体网向前端可编程控制器（PLC）发出测试和控制操作指令，接收前端传来的结果反
馈信号和进行数据采集、显示、历史数据存盘和打印等。
上网微机的功能是通过总体网实时显示加注与泄回工序的压力、流量、液位、密度、温度等参数。
大屏幕显示屏分为主控显示屏、参数显示屏和流程图显示屏。主控显示屏主要显示加注工序、单点控
制命令和状态参数。参数显示屏主要显示加注参数，而流程图显示屏主要显示加注流程。
2.推进剂储运和加注方式
液氢采用两辆铁路加注运输车运输，一般使用1辆85㎡?液氢铁路加注运输车和1辆100㎡?液氢铁路
加注运输车。液氢的运输与储存也可使用2辆85m?液氢铁路加注运输车。由于后者具有远程测试与控制
功能，故通常作为主加注车使用。两车的储运能力为161～170㎡”。铁路加注运输车从制氢厂运来液氢后
直接驻场加注或短期储存后加注。
液氢的总加注量约为45m”。管路与贮箱预冷、大流量加注和补充加注均采用铁路车上的汽化器自增
压方式。大流量加注压力为0.3MPa，流量为1500L/min。补加压力为0.17MPa，流量为800～500L/min。
发射前补加采用断续补加方式，补充加注进入贮箱的液氢温度不高于21.5K。补充加注至发射前5min结
束，发射前3min加注连接器和排气连接器远控自动脱落。
流量通过改变调节阀开度和设置节流阀相结合的方式进行调节，改变调节阀开度即可调节进入汽化器
的液氢流量，从而调节储罐的增压压力，最终达到调节加注流量的目的。
加注与补充加注均采用箭上贮箱液位计定量、地面流量计监视的定量方式。地面的质量流量计不仅监
测加注流速和容积流量，而且可监测质量流量，而密度计可监测管内是否出现两相流动。
废液废气排放采取地面管路排放、燃烧池集中燃烧处理的方式。液氢铁路加注运输车驻场储存和加注

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地面发射支持系统
·1637·
过程中排出的液氢或气氢、补充加注前管路排放出的热氢以及贮箱排出的气氢，经由各自的排放管路封闭
排放，然后汇集到总管路引向燃烧池燃烧。
由于采用微机站为主、测控台为辅的远程测试与控制方式，测试与控制的自动化程度和可靠性比CZ-3
有较大提高。
3．加注工序
液氢加注工序包括管路与贮箱预冷、大流量加注和减速加注、换车或倒罐、补充加注、发动机预冷、
射前补充加注、排空脱落、管路吹除和泄回等。
（1）管路与贮箱预冷
发射前4.5h开始预冷工序。打开加注阀门及各阀门，逐渐提高液氢铁路车储罐压力，由0.03MPa、
0.05MPa、0.07MPa、0.08MPa至0.1MPa，流量控制在300L/min以内，时间不得少于40min。氢箱压力
大于0.03MPa时，打开氢放气阀门，到达氢箱4㎡?液位，则预冷结束。
（2）大流量加注和减速加注
发射前约3.5h进入加注工序，通过控制提高液氢铁路车储罐压力至0.3MPa进行大流量加注，流量要
求为1500L/min。当氢箱液位为41.5m?时，液氢铁路加注运输车储罐放气泄压，压力泄至0.17MPa时进
行减速加注，减速加注流量约850～1000L/min。当氢箱达到ⅡI液位（43.896m²）时，加注结束。大流量
加注和减速加注共需时间约30min。
（3）换车或倒罐
当使用2辆85m?液氢铁路加注运输车驻场加注时，通常将其中1辆作为主加注车，另一辆作为补充
加注车。减速加注结束、准备补充加注以前需进行换车工序。换车时关闭主加注车的加注阀门，并储罐放
气泄压，使补充加注车汽化器工作，将补充加注车储罐压力增压至0.17MPa。
当使用1辆85㎡?和1辆100㎡?液氢铁路加注运输车驻场加注时，前者一般要作为主加注车和补充加
注车使用。减速加注结束、准备补充加注以前，需将100m?液氢车储罐内的液氢转注到85㎡?液氢车储罐
内。
（4）补充加注
补充加注时，补充加注车储罐压力保持0.17MPa，由氢箱IⅡI、ⅢI液位信号控制相关截止阀的开启与关
闭。发射前60min进行氢排气管预冷前补充加注，补充加注至III液位时开始氢排管进行预冷，由动力系统
控制氢放气阀门的开、闭。
（5）发动机预冷
射前27min进入准备发动机预冷工序，关闭加注阀门，接到氢箱增压完成信号时（约发射前22min），
单点控制塔上排放管路的截止阀，断续排放加注管路中液氢，排放流量控制在300L/min左右，直至氢箱
开始泄压（约发射前16min）时停止。氢箱泄压完毕后（约发射前15min）打开加注阀门。
（6）射前补充加注
发射前14min进行发射前补充加注程序。储罐压力保持为0.17MPa；由I液位以下补充加注至Ⅱ液
位，液流不经过节流阀，流量约1000L/min；由ⅡI液位补充加注至IⅢI液位，液流流经节流阀，流量约
1000L/min；再由ⅡI液位补充加注至ILl液位，液流流经节流阀，流量约为700L/min。然后，根据氢箱液位
下降情况进行随时补充加注。发射前5min液氢补充加注好，关闭加注阀门和排气阀门。
（7）排空脱落
发射前4min程序时，补充加注车储罐泄压，加注管路排空，排空1min后加注排放连接器远控脱落。
（8）管路吹除
发射后由液氢氮气配气台供应0.5MPa氮气对加注管路进行吹除，吹除时间不少于10min。

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中国航天发射中心
·1638·
（9）泄回
当终止发射时，要从贮箱向铁路储运车泄回液氢。泄回采用挤压法，即将液氢铁路车储罐泄压至
0.01MPa，通过外气源对贮箱充氨气，适当增加贮箱压力，控制压力使贮箱出液量小于300L/min。当氢贮
箱液位为0.5m?后再延续泄回2min，随即停止泄回。
液氧加注系统
液氧加注系统的任务是运输与储存液氧、向火箭三子级贮箱加注液氧、制备和补充加注过冷液氧、必
要时由贮箱向地面储罐泄回液氧，以及对废气废液进行安全处理。
1．系统组成与状态
2号发射工位的液氧库和加注场地设在固定塔架偏西南的位置，与塔架的距离约为90m。液氧库设在
加注场地的一侧，液氧库房为一轻型屋顶、四面开的建筑物。加注场地设有转注场坪及泵间、配气间、
配电间、备附件间和清洗间。氧排放管路延伸到南边的一座小山上，实施高空排放。
原3号发射工位的CZ-3液氧库和加注场地已改造成CZ-3A的液氧库和加注场地。
液氧加注系统由加注液路分系统、氧排放分系统、配气分系统和测控分系统组成。液路分系统包括固
定罐、管路、阀门、过冷器、泵和过滤器等。流程原理见下图。
加注连接器
排气连接器
液氧泵
加注管路
液氧固定罐
四
过冷器
转注管路
氧排放管路
CZ-3A液氧加注流程原理
固定罐为双壁结构的卧式罐，内罐几何容积为45m”，装填系数为95%，设计压力为0.9MPa，外罐设
计压力为0.1MPa。储罐采用真空粉末绝热，粉末材料为珠光砂，罐内液氧昼夜蒸发损失不大于0.3%。储
罐设有一个列管式汽化器，列管外设有翅片，通过外界空气对流换热。汽化器增压能力为200～400L/min
流量。
液路管路为多管段法兰连接结构。法兰为绝热式平面法兰，流通直径为75mm。2号发射工位的管路
总长约为200m，3号发射工位的管路总长约为132m。管路设计压力为1.6MPa，采用高真空多层缠绕绝

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地面发射支持系统
·1639·
热。系统中并联安装2台液氧泵，互为备份。泵设计工况点扬程为90m，流量为1000L/min，吸程小于6m
水柱，效率小于45%。2号发射工位液氧泵为立式离心泵，其轴向密封采用非接触式叠片密封和填料密封。
3号发射工位的液氧泵为卧式离心泵，轴向密封采用接触式机械密封即端面密封。立式液氧泵见下图。液
氧泵所配电机为防爆电机，额定功率为55kW，同步转速为3000r/min，防爆等级为dIICT4。涡街流量变
CZ-3A立式液氧泵
始端管路上并联一个液氧过冷器，过冷器换热部分原采用六管程的U型管结构，后改为铝板翅式结构。
氧泵工作压力为1.6MPa。过冷器利用液氮作为致冷剂，液氮容器几何容积为4.85m”，工作压力为0.7MPa，
采用聚氨酯外发泡材料绝热。流量为300L/min的液氧流经过冷器后，其温度可降低9～10K。
在管路末端附近设有1个斜插式过滤器，过滤器由本体、滤筒、盖、进出口接头组成，通径为150mm，
工作压力为1.6MPa，滤网材料为不锈钢丝，外部采用聚氨酯外发泡材料绝热。
加注管路通过加注连接器与贮箱阀门快速连接与分离。连接器流通直径为75mm，工作压力为
0.3MPa。连接器设有打开和关闭贮箱阀门的机构、自动锁紧与自动脱落机构和相应的信号装置，通过这些
机构可远程控制连接器的快速锁紧、脱落以及阀门的开启与关闭，并发送相应的信号。
液氧加注气路分系统分为地面气路分系统和塔上气路分系统。地面气路分系统由供气管路、氮配气台
1、ⅡI组成，主要用于储罐增压和加注管路气检、吹除，用于控制阀门和为加注泵提供密封用气，气源来
自地面供配气系统。塔上气路分系统由供气管路和加注配气台组成，主要任务是给塔上加注管路和连接器
除霜、补气供气，控制塔上加注阀门和连接器。塔上用气的气源来自地面供配气系统设在塔上的氮配气台。
氧排放分系统由储罐氧排放管路、液路氧排放管路、贮箱氧排放管路和氧排放连接器、氧排放主管路
和阀门等组成。各氧排放管路均与氧排放主管路连接，氧排放主管路向加注场地附近的山上延伸。氧排放
连接器流通直径为75mm，工作压力为0.3MPa，采用聚氨酯外发泡材料绝热。连接器设有自动锁紧与自
动脱落机构和相应的信号装置，可远程控制连接器的快速锁紧与脱落并发送相应信号。
2006年后，2号发射工位的测控分系统由原来的控制系统改造为远程控制，即由设在离塔架约160m

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中国航天发射中心
·1640 ·
远的测控间进行控制改为由3～5km外的测控中心进行控制。为此，测控分系统的方案、组成结构及配置
等均有较大变化。2号发射工位和3号发射工位的远程测控分系统大体相同。
2.推进剂储运和加注方式
液氧采用公路槽车运输、固定罐储存的方式，槽车每次运输能力为42～43㎡”。管路与贮箱预冷采用
汽化器自增压或外气源挤压方式：大流量加注采用泵式，补充加注则采用外气源挤压方式。总加注量为
13.5m²，大流量加注速度为1000L/min，泵出口压力约为1.14MPa。补充加注流量为200～300L/min，
压力为0.7MPa。补加时液氧流经过冷器，补充加注进入贮箱的液氧温度不超过85K。
大流量加注流量由泵的运行工况点决定，而预冷和补充加注流量则通过调节储罐的挤压压力来调节。
加注定量方式为贮箱液位计定量、地面涡街流量计监视。储罐、贮箱和加注管路排放的废液废气均通过管
路引向远处，实施高空排放。
由于采用微机站为主、测控台为辅的远程测试与控制方式，测试与控制的自动化程度和可靠性比CZ-3
有较大提高。
3.加注工序
（1）管路与贮箱预冷
预冷加注管路时，采用汽化器增压方式，对两台泵及其加注管路、补加管路同时预冷。预冷开始阶段，
通过所测定的液氧罐气枕压力来调节其开度。当氧箱达到2㎡?液位时预冷结束。
（2）大流量加注
用汽化器或外气源给固定罐增压，达到所需泵前增压压力时启动泵进行大流量加注，流量1000L/min。
当贮箱达到10m?液位时大流量加注结束。
（3）储罐泄压
大流量加注结束后氧罐泄压，以保证补加前罐中的液氧温度较低。
（4）排放
用汽化器或外气源给氧罐增压至0.46MPa，开始排放管路中温度较高的液氧。
（5）补加
用汽化器或外气源增压，保持罐压为0.65～0.7MPa，流量为200～300L/min。当氧箱达到ⅡI液位时停
止补加。
（6）发动机预冷
在发动机预冷过程中，固定罐气枕压力保持为0.65～0.7MPa，同时排放管路中温度较高的液氧。
（7）射前补加
自动间断补加保持氧箱III液位直至射前4min。
（8）排空脱落
发射前3min管路脱落。管路排空1min后自动转入连接器脱落工序，脱落信号返回后，向动力控制
台发出“脱落好”信号。
（9）全排空
火箭起飞后排空泵前、后管路中的液氧，直至管路中压力降为0.03MPa时结束。
液氮加注系统
液氮加注系统的任务是运输和储存液氮，向液氧系统的过冷器和冷氨供气系统的热交换器及纯化器加
注与补充液氮、从这些装置向地面储罐泄回液氮以及安全排放废液废气。

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地面发射支持系统
·1641·
最终与设在该平台上的换热器和纯化器相连。
3号发射工位液氮库和加注场地紧靠液氧库和加注场地。
1.系统组成与状态
液氮加注系统由液路分系统、气路分系统和测控分系统组成。流程原理见下图。
氮排放管路
冷氨热交换器
纯化器
加注管路
液氮车
BIIB
氮排放管路
CZ-3A液氮加注流程原理
液路分系统包括两辆公路加注车、管路、阀门、过滤器和流量变送器等。管路为多管段法兰连接方式，
管路流通直径为50mm，管路长度约120m。硬管采用聚氨酯发泡材料绝热，发泡材料厚度约为43mm。
采用真空多层缠绕绝热。阀门为气动球阀，通径为40mm，气缸操作压力为5.0MPa。涡街流量变送器的
工作温度为-20～40℃，精度不大于0.75%。过滤器采用斜插式结构，通径为50mm，最高工作压力为
1.2MPa。滤网的过滤精度为80um。过滤器采用包扎软泡沫塑料绝热。
液氮加注车储罐为双层结构，内罐的几何容积为10㎡?，充装系数为95%，工作压力为0.8MPa。储罐
采用真空粉末材料绝热，粉末材料为珠光砂。夹层封口的真空压力不大于0.1MPa，漏放气总速率不大于
1.33×10²Pa-L/s，昼夜蒸发不大于0.7%。车上设有汽化器装置，自增压能力为：流量不大于300L/min，
可用于液氮的转注。
气路分系统由氮配气台、管路和阀门组成，其功用是为管路吹除、气检、储罐增压等供配气。
2.液氮储运和加注方式
2号发射工位采用两辆公路加注补加车运输和驻场储存液氮，3号发射工位则采用公路槽车运输液氮，
到场后转注到20m?的固定罐储存。液氮储运能力为18㎡。管路与过冷器、冷氨热交换器和纯化器预冷以
器为1.5m”，纯化器为1.3m²。加注压力为0.7MPa，流量为18～220L/min。管路与过冷器、冷氨热交换

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中国航天发射中心
·1642·
器和纯化器预冷以及加注和补加流量均通过调节储罐压力和调节阀进行调节。
加注量分别由各容器的液位计定量，地面涡街流量计监视。冷氨热交换器和纯化器安装在塔架的同一
层平台上，两者相互连通，由冷氨热交换器的液位计定量。当过冷器、冷氨热交换器和纯化器的液位低于
规定液位时，系统能自动连续补充加注。
冷氨热交换器和纯化器的废气从伸出塔架外的管路直接向大气排放，而过冷器的废气则采取现场高空
排放。
2006年后，2号和3号发射工位均采用了远程控制方式。
冷氮供气系统
冷氮供气系统的任务是以规定流量为液氢、液氧贮箱增压和向箭上气瓶提供规定压力、温度和纯度的
低温氮气。
1.系统组成与状态
冷氮气供配气分系统由塔上氮配气台、过滤器、冷氨热交换器、绝热管路、纯化器、IⅢI-1冷氨连接器、
IMI-2气管连接器和测控装置组成，见下图。
真空绝热管冷氮连接器
常温
连接
氢箱增压
常温氮气
器
冷氢热交换器
氯配气台
氧箱增压
气瓶充气
纯化器
裸管
见中
压力信号器
CZ-3A冷氮供气系统
塔上氮配气台内设有充气气瓶、氢箱增压和氧箱增压3个供气和控制单元。氢箱和氧箱增压单元分别
由手动截止阀、大增电磁阀和小增电磁阀并联而成，大增电磁阀和小增电磁阀的关闭由设在贮箱测压管路
上的压力信号器控制。当贮箱增压压力达到设定值时，压力信号器就会控制相应的电磁阀关闭。
热交换器的作用是使常温氨气的温度降到接近液氮的温度。热交换器的容器为立式圆筒形容器，直径
约为1.1m，总高为2.4m，几何容积约为1.77m²，满液位为1.5m²，采用聚氨酯外发泡材料绝热。换热部
分为螺旋式盘管结构，共有8组盘管，管子规格为Φ12mm×2mm。热交换器的常温氨气入口管路和低温
氨气出口管路均为3路，出口管路中的气瓶充气管路与纯化器相连，其余两路则直接与冷氨连接器连接。
从气瓶库到塔上氨配气台及从氨配气台到冷氮热交换器入口的管路均为裸管；而从冷氨热交换出口到冷氨
连接器的3路管路均采用真空多层缠绕绝热。绝热管路内管通径为8mm，外管内径为50mm，夹层封口
真空压强不大于1.33×10Pa，漏放气速率不大于1.33×10Pa·L/s，缠绕层数为5层。绝热管路为多管段
通过接头连接而成，在液氮温度下每个接头的漏热不大于5.5W。每路绝热管路长度为40m，流经管路的
冷氨气最高温升不大于4K。
纯化器的作用是通过低温吸附减少氦气中的杂质成分，提高冷氨气的纯度。纯化器由纯化筒与容器组

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地面发射支持系统
·1643·
成，纯化筒由厚壁无缝钢管经两端热旋压收口成形，筒内装13X型分子筛，分子筛由液氮致冷以提高其吸
附能力。容器为一直立式圆筒形双层容器，内容器容积约为1.8m”，设计压力为0.3MPa。容器采用真空
粉末材料绝热，粉末材料为珠光砂。纯度为99.99%的氨气经过纯化器后，其纯度提高到99.999%以上。
冷氨连接器为三管组合式连接器，三管分别为液氢贮箱冷氨气增压管、液氧贮箱冷氮气增压管和箭上
气瓶冷氨气充气管，3路冷氨管路均通过它与箭上插座连接。连接器主要由本体、锁紧与脱落机构以及锁
紧、脱落信号装置等组成。3路冷氨管路与本体之间采用聚氨酯发泡材料绝热，以保证设在本体上的锁紧
脱落机构和信号装置能正常工作。在发射前2min，由测控间的动力控制台远程控制连接器脱落并接收信
号。
三子级供气脐带除设有冷氨连接器外还设有1个多管组合的气管连接器，其上设有液氢贮箱测压管、
液氧贮箱测压管，测压管上装有压力信号器，其压力上限可预先设定。当压力达到设定值时会发出开关信
号，控制氨配气台的相应电磁阀关闭。该连接器与冷氨连接器同时在射前2min脱落。
主要技术性能指标
流量
供气单元
压力
温度
纯度
常温氮气
进箭冷氮气
0.10 kg/s22.5603 MPa
氢箱增压
<99.990%，露点≤-65°℃
%066'66>
80~90K
0.06 kg/s22.56t0.3 MPa 80~90 K
氧箱增压
<99.990%，露点≤-65℃
<99.990%
箭上气瓶充气0.06kg/s
22.6003MPa80~90 K
<99.990%
<99.999%
2.供气工序
（1）箭上气瓶充气
开始加注液氢后，冷氮供气分系统给火箭氢箱内的气瓶充冷氨气，压力为0.06MPa，历时约10min。
当气瓶内的氨气温度达到21K时继续给气瓶充气，直至射前2min常温和冷氨连接器脱落。从开始供气到
供气结束，整个过程历时约3h。
（2）贮箱增压
箱增压，供气流量为0.062kg/s。当贮箱压力增至0.32MPa时开始发动机预冷，预冷中贮箱保持该压力，
直至发射前16min预冷结束。
发射前27min，液氢贮箱加注到I液位，气枕容积为2.323m²，此时冷氨供气分系统开始给液氢贮箱
增压，开始发动机预冷。冷氮气流量为0.10kg/s，压力为0.22MPa。发射前25min泵前阀门打开，射
前16min预冷结束。发射前14min贮箱泄压补加，开始发动机自流预冷，至发射前4min冷氨供气分系
统再给贮箱增压，直至发射前2min常温和冷氨连接器脱落。
（何家声，赵连贵，张健）

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俄罗斯航天发射中心
·1644·
俄罗斯航天发射中心
目前，俄罗斯共有4个航天发射中心：拜科努尔航天发射中心，普列谢茨克航天发射中心，卡普斯金
亚尔航天发射中心，斯沃博德内航天发射中心。
卡普斯金亚尔航天发射中心建于1946年，原来是1个导弹试验靶场，1962年开始用于发射卫星，但
数量很小，现已很少使用。
拜科努尔航天发射中心始建于1955年，位于哈萨克斯坦（俄罗斯租用），是俄罗斯目前使用的最重要
的航天发射场。
普列谢茨克航天发射中心原是1个洲际导弹基地，1994年作为1个新的航天发射场，成为重要的军用
航天器的发射基地。
斯沃博德内航天发射中心建于1996年，是在导弹基地的基础上建立的1个小型发射场。
卡普斯金亚尔航天发射中心（KOCMOIPOMKAIIYCTHHIP）
地理环境
卡普斯金亚尔航天发射中心（KOCMOIPOMKAIIyCTHHSP/KapustinYarCosmodrome）的地理坐标
为48.4°N、46.5°E，位于伏尔加河北岸，在横贯东西的公路、铁路线上，离下游重要城市伏尔加格勒约
90km，离哈萨克斯坦东部不到48km。
这里地处内陆，属于大陆性气候。冬天多风较冷，一般情况下风向由东向西，气温总是在0℃以下；
夏天风向多为西北风，天气较热，经常处于40℃左右，全年晴天多。
发射中心占地面积6912km²，海拔30m左右，是一片地势平坦、人烟稀少的半沙漠区。该发射场远
离人口稠密区，低轨道发射火箭残骸可以落到咸海附近的沙漠上。
发展历程
卡普斯金亚尔航天发射中心原是苏联的第1个远程导弹试验靶场，建于1946年5月，后用于发射宇
宙号运载火箭。最小发射倾角为48°，最大发射倾角为51°。
1947年冬，苏联在这里进行了数次V-2火箭的飞行试验。并发射了大量探空火箭。后期也曾进行过反
弹道导弹试验。
1962年以后，苏联将SS-4中程导弹改型的宇宙号1型运载火箭用于发射小型科研卫星，发射倾角约
为49°，从而开始了卡普斯金亚尔航天发射中心的轨道发射任务。1973年以后，用由SS-5中程导弹衍生的
宇宙号2型运载火箭发射宇宙号卫星（民用和军用）。1973年，宇宙号3M首次从该发射中心发射升空，
从此开始，此发射中心执行了宇宙号3M的亚轨道、轨道发射任务，并进行了暴风雪号航天飞机样机的气
动试验。
1987年开始，卡普斯金亚尔发射中心在一个较长的时期内，停止了轨道发射任务。
1999年4月，卡普斯金亚尔发射中心恢复轨道发射任务，宇宙号3M从LC107发射工位发射了德国
和意大利的科学卫星。
目前，卡普斯金亚尔发射中心是俄罗斯最不活跃的发射场，但由于发射中心可以以大约50°倾角来发
射，因此，仍将具有很大的吸引力。
在卡普斯金亚尔发射中心发射的运载火箭是宇宙号系列火箭。目前，主要发射的运载火箭是宇宙号3M

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卡普斯金亚尔航天发射中心
·1645·
运载火箭。
发射区设施
卡普斯金亚尔航天发射中心发射设施的布局呈“L”形，见下图。
核弹头
地对空导弹
存贮区
试验设施
SAM贮存
和试验区
海军导弹发射区先锋导弹
弹装配区
先锋导弹
卡普斯金亚尔
（SS-20)
训练区
机场
(SS-20)
LC86，宇宙号2型
发射区
通信设施
LC107，宇宙号3型
R-14发射区
V-2
R-12发射台
发射区
LCMayak-2，宇宙号2型
R-14地下井
卡普斯金亚尔
SA-2
中心
SA-
训练发射台
SA-
机场
48°N30
卡普斯金亚尔发射中心布局
在卡普斯金亚尔航天发射中心曾经采用地下井发射和地面发射台发射两种方式。
地下井发射
1962年，原用于洲际弹道导弹LC86发射工位的2个地下井被用于宇宙号系列火箭的发射。用由SS-4
衍生的运载火箭宇宙号1发射卫星时，整个长度超过了一般SS-4地下井的深度。在准备期间要用一座活
动式测试间罩住并口和伸出地面的飞行器顶部。首先，将一子级火箭装入井内，再用拖车将装有有效载荷
的二子级运至井口，起竖，在井内与一子级对接，拖车开走，测试间罩住井口，当测试准备完毕之后撤离。
用这种井下发射方式发射卫星，可以缩短暴露在地面上的准备时间，并且受气象条件影响较小。
地面发射
用由SS-5导弹衍生的宇宙号2运载火箭发射卫星时，是用机车把总装完毕的宇宙号2火箭运出水平
总装厂房，火箭整个被发射塔架合围起来，然后垂直竖立到发射台上，其方式同美国以前的宇宙神火箭垂
直发射塔相类似。
1973年，宇宙号3首次从LC107发射工位的地面发射台上发射，它在卡普斯金亚尔发射中心的发射
操作与普列谢茨克发射中心的类似，采用的是水平组装、整体水平运输、到达发射台后垂直起竖的发射方
式。LC107发射工位有2个发射台。后图为宇宙号3M在LC107发射工位起竖。

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俄罗斯航天发射中心
·1646·
宇宙号3M在LC107发射工位起竖
支援中心
像苏联的许多试验场一样，最早的卡普斯金亚尔航天发射中心的居住区是一个村庄。1962年，发展成
了一个新兴的城市，但由于保密的原因，在俄罗斯的地图上找不到这个城市的名字。
地面跟踪设施
为卡普斯金亚尔航天发射中心服务的地面跟踪站共有29个。
（孙雅平）
普列谢茨克航天发射中心（KOCMOIPOMIIJIECELIK）
地理环境
普列谢茨克航天发射中心（KOCMOIPOMIUJIECEILK/PlesetskCosmodrome）地理坐标为62.8°N、
40.1°E，位于俄罗斯的北部，坐落于莫斯科以北850km的一个小城市。普列谢茨克航天发射中心为大陆
性气候，冬天大雪和霜冻持续6个月，夏天也很寒冷，年平均温度为1.0℃，最低温度为-46.6℃，最高
温度为35.5℃。
该地区平均海拔高度约100m，是一片辽阔的平原和沼泽地。整个场区南北伸展约100km，东西长
58km。占地面积为1750km²。
发展历程
普列谢茨克航天发射中心发射基地建于1957年，1965年在原来洲际导弹基地的基础上扩建，并于1994
年11月正式成为航天发射中心。发射的卫星主要是军用侦察卫星和导航、通信和气象卫星等。由于发射
场所处纬度较高，可以利用高纬度来发射大倾角卫星，满足侦察卫星和气象卫星对地球进行大范围全球覆
盖的要求。发射的卫星倾角为60.8°～82.9°。
在过去的40年里，普列谢茨克航天发射中心承担了大量的军用卫星的发射任务，把近2000颗航天器
送入轨道。苏联解体后，普列谢茨克航天发射中心曾一度陷入困境，设备和技术水平都得不到提高，航天
发射任务更多地让位于拜科努尔航天发射中心。
近来，俄罗斯考虑能更好地保障国防、科学研究和商业发射任务以及航天发射中心本土化的要求，已
决定优先建设和发展普列谢茨克航天发射中心，使其拥有更完善、更先进的设备和发射系统。目前，普列
谢茨克航天发射中心可以发射多倾角和多轨道高度的有效载荷，可以起降最大质量达到220t的伊尔-76和

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普列谢茨克航天发射中心
·1647·
图-154重型运输机。
在该发射中心发射的运载火箭主要有东方号、上升号、联盟号/闪电号、旋风号、宇宙号、隆声号以及
新一代安加拉运载火箭等。
发射区设施
普列谢茨克航天发射中心主要设施均分布在普列谢茨克市东南和东北部，卫星发射区主要集中在场区
南部。下图为普列谢茨克发射中心布局图。
联盟号火箭装配厂房
LC16，联盟号
LC43，联盟号
LC35，天顶号，安加拉
LC41，联盟号
联盟号/天顶号装配厂房
有效载荷处理厂房
联盟号装配厂房
有效载荷处理厂房
LC32，旋风号
氧气/氮气工厂
LC131，宇宙号
1
LC132.宇宙号
跟踪站
宇宙号/有效载荷处理
E30
40
机场
和平市
N40'
62
E20
普列谢茨克航天发射中心布局
普列谢茨克航天发射中心的发射工位见下表。
普列谢茨克航天发射中心的发射工位
发射台
说明
发射工位
运载火箭
LC16
1号发射台
东方号，上升号，联盟号，闪电号
原用P-7导弹
旋风号3
LC32
2个发射台
1号发射台原为天顶号修建，但一直未
安加拉
1号发射台，2号发射台
LC35
完工，经重新整修后用于安加拉火箭
1989年退役
东方号，上升号，联盟号，闪电号
1号发射台
LC41
LC43
3号发射台，4号发射台
东方号，上升号，联盟号，闪电号
宇宙号3M
LC132
2个发射台
仍用于宇宙号的发射
隆声号
1个发射台
原用于宇宙号的发射
LC133

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俄罗斯航天发射中心
·1648·
发射设施组成和特点
普列谢茨克航天发射中心的发射工位及准备厂房之间用铁路网相联系。运载火箭和航天器由铁路或飞
机运到总装厂房。发射区设施包括运载火箭和有效载荷测试和总装厂房、运输/起竖车、发射台、跟踪天线、
液氧/液氮生产工厂、机场、铁路车站、居民区。
1.有效载荷装配测试厂房
有效载荷由铁路运往装配测试厂房。根据要求，有效载荷有两种组装方法：1）有效载荷、级间段、
上面级垂直组装完成后，将整流罩与级间段对接。装配好后旋转到水平位置，运到运输/起竖车上，与火箭
的其他部段水平总装；2）有效载荷、级间段、上面级垂直组装好后，旋转到水平位置与整流罩对接。之
后，再运到运输/起竖车上，与已组装好的火箭的芯级和捆绑助推器总装。厂房洁净度要求为10?级。
2.火箭总装厂房
运载火箭在这里完成水平总装、水平测试。在整个操作过程中，温度保持在5～35℃。有效载荷与火
箭总装时，整流罩内的温度要求在15～25℃。
3.运输/起竖车
火箭在总装厂房完成总装测试后，运输/起竖车在专用铁路上，将火箭水平运往发射台，并将火箭起竖，
安放在发射台上。
4.发射台
发射台为长方形固定平台，处在一个深坑中，悬于大型的排焰道上。平台上有一个旋转装置，用于发
射前校准方位。旋转装置周围是勤务塔、脐带塔和4个支撑架，用于保证发射前火箭的稳定。点火后，支
撑架像花瓣一样张开，火箭飞离发射台。
为了适应恶劣的天气条件，该发射中心的发射台有其特殊的设计。运载火箭不是直接竖立在发射台支
架上，发射服务工作是借助可滑动的转塔完成的。这种转塔是一个底座面积约200m²、质量450t、高100m
的结构。这种转塔安装在铁轨上，其上面部分有一个特殊的起重装置，能使火箭处于垂直位置。该滑动勤
务转塔能遮盖发射台和火箭，因此，转塔能保证地面服务人员在任何天气条件下进行正常工作。
安加拉系列运载火箭的发射区设施
安加拉系列运载火箭从普列谢茨克发射中心发射，实现了俄罗斯从本土发射重型运载火箭的计划。
安加拉系列运载火箭沿用了原来为天顶号修建、但一直未能完工的LC35发射工位的发射台。安加拉
系列运载火箭的发射区设施布局见下图。
综合技术设施
IP-1
安加拉技术设施
安加拉1，2，A5
171V区
安加拉发射设施
101区
142区
35区
和平市
氧气、氮气工厂
流
15区
146区
隆声号技术设施
安加拉技术设施
机场
32T区
13区
IP-1A
104区
安加拉系列运载火箭的发射区设施布局

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普列谢茨克航天发射中心
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安加拉运载火箭也是在总装测试厂房（位于发射中心的142区）进行水平组装、水平测试。有效载荷
的总装在距LC35发射工位10km远的隆声号有效载荷处理厂房内完成。更大型的有效载荷技术厂房即联
合技术综合设施位于171区，可以总装小型和大型的航天器及其上面级。有效载荷组装好后运到总装测试
厂房进行总装、测试。有效载荷的操作和火箭的操作可以同时进行。
火箭和有效载荷总装测试完成后，由运输车水平运往发射台，并起竖。发射台上的脐带电缆和燃料管
与一一子级底部的接口连接。二子级和脐带管线和供气系统与服务塔连接。
支援中心
普列谢茨克发射中心的主要居住区在和平市，位于普列谢茨克火车站东北。和平市是物资和后勤供应
的集散地，市东有机场。在和平市的北部是发射中心的主要支援中心，进行运载火箭-卫星的总装、测试等
技术保障工作，然后通过铁路或公路将火箭运往发射场。各发射场、遥测跟踪站之间均有铁路或公路连接。
地面跟踪设施
原有7个地面跟踪站：普列谢茨克附近的多勃雷央卡跟踪站（IP-1）和克卢契伏耶跟踪站（IP-2），纳
里昂镇遥测站（IP-3），铁道镇地面站（IP-4），新地岛遥测站（IP-5），诺利斯克镇跟踪站（IP-8），雅库次
克跟踪站（IP-9），萨哈共和国的和平跟踪站（IP-10)。
（孙雅平）
拜科努尔航天发射中心（KOCMOIPOMBAHKOHYP）
地理环境
拜科努尔航天发射中心（KOCMOIPOMBAMKOHyP/BaikonurCosmodrome）的地理坐标是45.60°N、
63.4°E，位于哈萨克斯坦境内，距莫斯科2100km，咸海以东约150km，拜科努尔镇西南288km处。平
均海拔高度为90m左右，是人烟稀少的半沙漠草原地区。场区周围有不少盐碱滩和丘陵。该发射中心占
地6717km²，从东到西120km，从南到北80km。
拜科努尔航天发射中心的气候属大陆性气候，气温变化较大，全年气温变化在-20～45℃之间，年平
均降雨量仅60mm左右，冬季相对湿度达81%，平均气温-12.2°℃。一般风向为东北风，常有暴风雪侵袭。
夏季很热，一般风向为西北风，相对湿度平均24%，平均温度为26.1℃，降雨量很小。
发展历程
拜科努尔航天发射中心建子1955年，第1个发射台于1957年3月完工，原用于P-7洲际弹道导弹的
发射（LC1发射工位）。1957年10月，在该发射中心将第1颗人造地球卫星送入太空；1961年又将载有
航天员加加林的第1艘载人飞船送入地球轨道，实现了人类第1次进入太空。1988年11月15日，苏联的
暴风雪号轨道飞行器从这里起飞。1998年11月20日，国际空间站的第1个舱体曙光号功能舱也是从这里
发射升空的。
拜科努尔航天发射中心目前仍是俄罗斯发射载人飞船的唯一基地，其军用卫星中也有近3/4是从这里
号载人飞船和进步号货运飞船完成的。
该发射中心的工作重点是发射载人飞船、卫星、月球探测器和行星探测器，进行各种导弹和运载火箭
的飞行试验。另外，还进行拦截卫星和部分轨道轰炸系统的试验。从这里发射的航天器包括早期的苏联卫

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俄罗斯航天发射中心
·1650·
星、火星、金星和月球探测器，以及后来的东方号、上升号、联盟号等载人飞船和礼炮号航天站及能源-
暴风雪号轨道飞行器。
苏联解体以后，拜科努尔航天发射中心归属哈萨克斯坦，俄罗斯每年要向哈萨克斯坦支付1亿多美元
的租金，租用期至2050年。
在该发射中心发射的运载火箭主要有：联盟号，闪电号，质子号，旋风号，天顶号和能源号。
发射区设施
发射区发射设施都由铁路、公路连接起来。拜科努尔航天发射中心的布局见下图。
SA-2
能源号
C250
46°N0O'
跟踪站
氮气、液氢/液氧生产厂
气体处理工厂
45°N50
SA-2
E20
E10
机场
居民区
8
S3
拜科努尔航天发射中心布局
拜科努尔航天发射中心的发射工位和发射的火箭见下表。
拜科努尔航天发射中心的发射工位
发射台
说明
运载火箭
发射工位
在拜科努尔兴建的第1个发射工位，
在此利用东方号火箭将航天员加加林送
东方号，上升号，
LC1
5号发射台
入太空。目前仍是联盟号2个发射工位
联盟号，闪电号
中的1个，承担着俄罗斯大多数的载人
航天任务
达式在拜科努尔建的第2个发射工
6号发射台
联盟号，闪电号
LC31
位，专为联盟号系列火箭所建

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拜科努尔航天发射中心
·1651·
续表
发射工位
发射台
运载火箭
说明
这3个发射台原用于P-7导弹的试验，
3个发射台
其中一个后转为宇宙号2和宇宙号3的
LC41
宇宙号2和宇宙号3
试验发射，但现在已不再使用
1990年为天顶号2所建，一次发射事
2个发射台
天顶号2
故摧毁了其中1个发射台，目前还未修
LC45
复
用于R-36导弹的发射，曾用作旋风号
2个发射井
LC69
R-36-0
的发射，现可能已不用
24号发射台用于质子号的发射，1997
年经过整修，用于质子号-M的发射以及
24号和23号发射台
质子号
LC81
商业发射。23号发射台是质子号的第2
个发射台，一直用于商业发射
20号和21号发射台
旋风号2
LC90
目前只有20号发射台仍在使用
原为H-1探月火箭建设，后用于能源
LC110
2个发射台
H-1，能源号
号的发射
原用于RS-18导弹的飞行试验，后转
隆声号
29号发射井
LC131
为用于隆声号的发射
原用于RS-18导弹的飞行试验，后转
隆声号
LC175
59号地下井
为用于隆声号的试验发射
质子号的第2发射工位，用来试验氟/
氨上面级，40号发射台已不使用
39号和40号发射台
质子号
LC200
LC200不用于商业发射，商业任务由
LC81承担
用于能源号的点火试验，后因为
1个发射台
LC250
能源号
LC110当时未完工，曾用于能源号的第
1次发射
在31区的导弹地下井，用于第聂伯火
第聂伯
LC109
108号和109号地下井
箭的发射
发射设施组成和特点
1．组装试验厂房、总装试验厂房
待发射的航天器都在组装试验厂房进行组装测试，包括真空遥测、推进和其他分系统的检查，然后由
专用运输车运往燃料库，加注可储存推进剂和增压气体，再运回到飞行器总装试验厂房进行航天器与运载
火箭水平对接和测试。
2，加注设施
加注设施设在离发射台几百米远的地下室，为避免溢流污染，防止意外火灾蔓延，各地下室之间互相
隔离。错综复杂的地下管道和导管从推进剂储罐通到发射台下面，通过勤务塔台与火箭相连。在发射台上

<!-- 第 1695 页 -->
俄罗斯航天发射中心
·1652·
有电缆和加注塔，其中一个塔台支撑电缆，其他塔台将加注管道和遥测电缆连接到航天器上，发射前几秒，
这些塔台脱离火箭。
3.运输起竖车
曾经使用过3种运输起竖车。现在最新的是联盟号火箭使用的一种重而坚固的起竖车。除火箭下段的
弧形支撑外，上段有2个大型夹紧装置支撑着火箭并把它固定在运输起竖车上。这种上段支撑延伸到联盟
号整流罩的顶端，在整流罩圆柱体顶端起到辅助托架的作用。当起重机、服务塔、支撑臂向下倾斜时，起
竖车慢慢驶向准备放置火箭的位置，用液压千斤顶稳定起竖架并牢牢固定在发射台基座上，再由液压千斤
顶使起竖架带着火箭竖起到垂直状态。
4.发射台
发射台是巨大的钢筋混凝土平台，台下有很深的导流槽，有宽的开口，下边是排焰道，其作用是排出
发动机的燃气流。喷焰从地下以一定角度往上斜向排出。发射装置安装在导流槽上方的中心处，火箭就在
导流槽坚固的扇形台架上。
发射台上的发射系统结构可分为两级，中心部件是第2级，其余部件对称分布在四边构成第1级。四
边部件是锥形的，在离火箭底座约20m的高度支撑着中心级。在发射台上有4个支撑臂与发射系统底座
相连，形似“倒音叉”；起竖架在4个支撑臂升起前精确地把火箭悬吊在发射台上端的保险环中间，相对
运输起竖车进行旋转点定位。当火箭底部伸进发射台的混凝土结构内约7m时，4个16m长的支撑臂升起，
把4个分开部件围拢起来，形成刚体结构，可靠地支撑着火箭。
5.勤务塔
在工作位置勤务塔架构成了各层的平台入口。平台环绕着火箭，可以在360°范围为火箭服务。发射
前塔架打开，塔架的两半在彼此相反方向降低至接近水平位置。
6.发射控制室
发射控制室设在距发射台很近的地下，从这里还可以用潜望镜观察发射台上的活动，发出各种重要指
令。它的设备是完全自动化的。在掩蔽所的顶部立着许多水泥桩，在万一火箭发生事故坠落时，减轻冲击
载荷。
质子号运载火箭发射设施
质子号的发射设施用来执行质子号系列火箭的射前准备和发射操作，利用运输设备将运载火箭和有效
载荷水平运至发射台，并在发射台上完成火箭的起竖、火箭/有效载荷的电气试验、火箭/上面级的推进剂
加注和发射操作。后图为拜科努尔发射中心质子号发射综合设施布局示意图。
1.有效载荷总装厂房
有效载荷的总装分两个区一31区和92A-50厂房。早期商业发射的有效载荷总装在位于拜科努尔发
射中心东边的31区，现在的商业有效载荷总装在位于离质子号的发射工位和用户宾馆很近的92A-50厂房。
在92A-50厂房内，设有一长排并列的车间、超重型起重机、一系列的轨道。不同的车间分别承担对航天
器开箱、加注、测试的任务，完成航天器与有效载荷支架的组装，与上面级的对接，安装有效载荷整流罩。
组装好的航天器被旋转到水平位置，装在车厢内再送往总装厂房。
2.运载火箭总装厂房
距离发射工位较近的92-1厂房和92A-50厂房作为运载火箭总装厂房。它宽30m，长19m，高23m，
的装配，之后被转移到起竖运输车上，再与二子级、三子级对接。最后与运到此处的上面级及有效载荷总
装。总装后的火箭用超重型桥式起重机转移到运输起竖车上运往发射台。

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拜科努尔航天发射中心
·1653·
LC81，质子号（23号和24号发射台）
LC200，质子号
机场
92A-50厂房
（39号和40号发射台）
254区
92-1厂房
31区
宾馆
氧气和氮气工厂
推进剂储存设施
测量站
高速路
丘拉坦火车站
机场
拜科努尔镇
质子号运载火箭发射综合设施布局示意图
3.发射台
质子号运载火箭在拜科努尔发射中心有LC81发
射工位（包括23号、24号发射台）和LC200发射工
位（包括39号、40号发射台）。LC81发射工位建于
1965年，LC200发射工位建于1978年。目前，只有
23号、24号和39号发射台在执行发射任务。每个发
射台有1个发射架和1个活动勤务塔，火箭在发射台
上起竖后，在活动勤务塔上可进行发射前的维护和服
务操作。发射台没有单独的脐带塔，活动勤务塔完成
脐带塔的大多数操作功能。其他的操作功能包括燃料
的加注等由一个与质子号一子级底部连接的专用服务
机械完成。所有的燃料和增压气体的加注，包括连接
器的连接和移动都是自动完成的。推进剂储存在发射
台附近的地下掩体内。
左图为质子号发射工位图片。
4.指挥中心
指挥中心离发射工位1.5km，在这里实施对火箭
质子号运载火箭发射工位
发射等工作指挥。
能源-暴风雪号航天运输系统发射设施
拜科努尔航天发射中心的中心区LC112发射工位是为发射H-1登月火箭修建的发射设施，在1974
年登月计划取消后，经过对LC112发射工位的设施进行整修后，用于能源-暴风雪号的发射。
1987年，苏联在拜科努尔发射中心首次发射了能源号巨型运载火箭。1988年11月25日，又在此用

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俄罗斯航天发射中心
·1654·
能源号发射了暴风雪号轨道飞行器。
地面设施包括技术区、发射台和着陆场上所有设施。1992年，能源号/暴风雪号轨道飞行器计划停止，
其在拜科努尔发射中心的发射工位成为旅游参观点，装配处理厂房成为存放能源号火箭部件的场所。
2002年后原计划在普列谢茨克发射中心的质子号的航天器处理操作移于此地。
能源-暴风雪号的发射设施包括能源号芯级总装厂房、能源号运载火箭总装厂房、暴风雪号轨道飞行器
总装厂房、能源·暴风雪号检测厂房及振动试验塔等。
1.能源号芯级总装厂房
能源号芯级总装厂房为一个长方形的建筑物。长274m，宽160m，高40m。在总装厂房内有一个呈
细长形的能源号芯级总装车间，总装车间长155m，宽24m，高35m。沿总装车间一侧为一排工程试验间。
总装时，芯级置在特制的托架上，四周围有工作台。在总装车间可同时总装4枚能源号芯级。
2.能源号运载火箭总装厂房
能源号运载火箭总装厂房是一种与大型飞机库相类似的建筑物。在建筑物内有6个铺有铁轨的总装车
间，这6个总装车间靠铺有铁轨的中央车行道相连。助推器部件由铁路或飞机运到后，先在2个被中央车
行道分隔开的助推器总装车间内总装。2个助推器总装车间的宽度为24m，高度都为22m，其中一个长度
为100m，另一个长度为70m。和助推器总装车间相邻的为2个能源号运载火箭总装车间，它们被中央车
行道分隔开来，长度分别与各自相邻的助推器总装车间相同，宽度都为28m，高度比助推器总装车间高得
多。总装厂房内还有2个工作间用于运载火箭部、组件试验和装配。总装厂房内部布局见下图。
元件装配和试验间
®
分隔墙
一
中央通道
100m长助推器总装车间
70m长助推器总装车间
00
总装车间
开有阳台和窗户的墙
开有阳台和窗户的墙
能源号运载火箭总装厂房布局
3.暴风雪号轨道飞行器总装厂房
暴风雪号轨道飞行器总装厂房包括1个中央大厅和4个高大的总装车间，其中2个用于电气测试和验
证试验，另2个用于总装。每个总装车间可以容纳1架暴风雪号。总装厂房长300m，宽240m，高37m，
占地面积72000m²。暴风雪号在这里要安装上蛋形推进舱组件，接着安装后端左、右两侧反作用控制系统
舱，其后，用黏合剂把防热瓦固定在航天飞机外表面。总装完毕后，转运到检测厂房。每次飞行返回后也
要送到此处进行必要维护和检修。
4.能源-暴风雪号检测厂房
能源-暴风雪号检测厂房和肯尼迪航天中心的运载火箭总装厂房相似。长240m，高60m，在建筑物一
端有一大型滑动门，沿建筑物一侧为一排小型工程试验间。暴风雪号和能源号组装工作就在此建筑物内进
行。检测厂房足以同时总装检测2个能源-暴风雪号运载系统。有1台由4辆大功率机车牵引的运输起竖车

<!-- 第 1698 页 -->
拜科努尔航天发射中心
·1655·
用来吊装。
5.振动试验塔
振动试验塔高100m，主要用于能源号-暴风雪号运输系统的动态模拟试验。
6.发射台
火箭先水平组装好，然后垂直竖立在发射台上面。能源-暴风雪号安装在活动式发射装置上，由4辆在
双轨上行驶的柴油机车运往发射台。这种大型运输车后部有导向机构，使运载火箭调整对准发射台，在发
射台上用大功率的机械设备将火箭起竖。
发射台设有筒形的航天员出入通道。两条直径约3m的通道从航天员出入通道延伸到一个地下掩体。
号火箭废气的导流孔。
7.勤务塔
在能源-暴风雪号的一侧是勤务塔，它装在发射台上。该勤务塔装有发射用的全部装置。大型管道把位
于勤务塔附近的2个水箱里的数千升冷却水输送到发射台上。除冷却钢筋混凝土结构外，这些水还用于消
防和消声。
8．返回着陆场
返回着陆场位于发射台西北方向12km处。此着陆场除了用作暴风雪号轨道飞行器返回着陆场外，也
作为暴风雪号全尺寸模型试验机的起飞着陆场。在着陆场设有无线电导航辅助设备、计算机中心、导航和
着陆系统、通信和气象中心以及着陆任务控制中心。
支援中心
苏联将拜科努尔发射中心的支援中心命名为列宁斯克。从列宁斯克乘车去联盟号发射台约需30min。
在这里有航天员训练设施、实验室、办公室、学校、文化中心、电影院和住宅区等，还建有广播电台和电
视台。近几年已开始接待游客。
列宁斯克的居民大多是发射场的工作人员，航天员在上天飞行之前要在这里逗留十几天，这里有航天
员飞行前进行体检所需的全套设施。
地面跟踪系统
在拜科努尔发射中心的航区周围就大约设置了10多个测控站。在飞行初始段内使用5个站，即咸海
北岸的阿拉尔斯克站，发射场东南锡尔河畔的克孜耳-奥尔达站，处于航区中央的拜科努尔跟踪/指令站，
发射场区正北的阿曼格尔施站，以及反导靶场仪器设备组成的萨雷沙甘站。
作为发射场的主要测控站还有贝加尔湖西北的克拉斯诺亚尔斯克站和堪察加半岛东海岸的彼得罗巴
甫洛夫斯克站。这2个站一个是处于载人飞船的入轨点和向太平洋发射导弹或运载火箭的航区之下，另一
个是处于导弹和运载火箭部分射程试验的末区，也是载人航天器和导弹、运载火箭向太平洋发射时的最后
一个陆地站。
此外，在新西伯利亚切利诺格勒、诺沃阿尔泰斯克、伊尔库茨克、雅库茨克也设有测控站。为了弥补
陆地测控站的不足，还使用了不少海上测量船来跟踪。杰兹卡兹甘站和卡拉干达站是载人航天飞船回收时
的关键站，负责飞船的回收工作。

<!-- 第 1699 页 -->
俄罗斯航天发射中心
·1656·
斯沃博德内航天发射中心（KOCMOIPOMCBOBOIHbIY）
地理环境
州境内、布拉戈维申斯克北部120km处，地理坐标为51.8°N、128.4°E，距离中国大约300km。它在铁
路线上，到最近的机场约250km，离城区只有20km。
发展历程
斯沃博德内航天发射中心是于1996年由一个原战略导弹营基地改建而成的，是俄罗斯最年轻的航天
发射中心。自建成以来，主要进行航天技术试验和无人航天飞船的发射，并承担了俄罗斯所有东南亚商业
卫星发射任务。
苏联解体后，俄罗斯政府并没有为该发射中心投入足够的发展资金，没有将其列入2006～2015年的
航天计划中，发射中心的命运令人堪忧。
该发射场主要发射的运载火箭有起跑号和飞箭号。
发射设施
斯沃博德内航天发射中心自建成至今，由于投入的资金有限，发射设施的规模很小。
发射区的设施包括航天器装配测试厂房、火箭装配测试厂房。航天器装配测试厂房有一个桥式起重机、
洁净间、肼加注设备。
起跑号运载火箭利用一个发射架运输并发射，发射架安装在一个七轴活动运输/起竖车上。此系统既可
用于公路，也可用于铁路，可直接开到混凝土发射台上，发射台上有调平系统，用来调平和确定方位。专
用的勤务车放在离发射台很近处，提供电源、调节温度。发射控制掩体离发射台大约300m，离航天器和
火箭测试厂房600m。
飞箭号火箭利用原有的设施，从地下井发射。
（孙雅平）

<!-- 第 1700 页 -->
卡纳维拉尔角发射场
·1657·
美国航天发射中心
美国是世界上航天发射活动最多的国家，其航天发射中心共有6个，其中，科迪亚克发射场（Kodiak
LaunchComplex）用于小型固体运载火箭的发射，如雅典娜运载火箭；夸贾林导弹基地（KwajaleinMissile
Range）用于近赤道运载火箭的发射，如飞马座运载火箭：沃洛普斯岛发射场（WallopsFlihgtFacility），用
于小型运载火箭和探空火箭的发射，如飞马座运载火箭、金牛座运载火箭；爱德华空军基地，用于飞马座
运载火箭的发射；另两个为美国最主要的发射场一卡纳维拉尔角发射场和范登堡空军基地。卡纳维拉尔
角发射场位于东海岸佛罗里达州卡纳维拉尔角，包括美国空军东靶场和肯尼迪航天中心，是美国最大的军
民两用航天发射场，也是目前唯一用于航天飞机的发射场，主要用于发射卫星、空间探测器、载人飞船和
和各种军用卫星、极地卫星的发射。
卡纳维拉尔角发射场（CAPECANAVERALLAUNCHSITE）
地理环境
卡纳维拉尔角发射场（CapeCanaveralLaunchSite）位于美国东海岸佛罗里达州梅里特岛卡纳维拉尔
地区，在杰克逊维尔和迈阿密之间，属国家航空航天局（NASA）管辖，占地560km²，该发射场最高海拔
高度为3.048m。地理位置为28.5°N、81.5°W。由于它的发射纬度较低，向东发射火箭时可利用地球自转
的加速度，有助于卫星入轨，可把航天器送入轨道倾角28.5°～52.3°的轨道，海空运输几乎毫无限制，附
近的海岛还可用作跟踪站。
卡纳维拉尔角一带地处偏僻，人烟稀少，自然条件好。平均气温22.5℃，8月份最热，全年大部分月
份湿度大，平均降雨量为1041.4mm，发射场为沿海地区，遍布湖泊和原始植被，大大降低了火箭发射对
周围环境的影响，水面的调节作用使得在这里发射航天器时周围环境温度仅仅上升不到1C，而在陆地上
的无人区发射则会导致周围气温在短时间内上升5C。
发展历程
在佛罗里达州卡纳维拉尔角建立发射场的建议于1947年6月提出。1950年7月，首次发射了1枚
A-4/WAC下士火箭。此后，又进行过多次运载火箭的发射。1962年，在此又建立了肯尼迪航天中心（Kennedy
SpaceCentre)。卡纳维拉尔角发射场是美国最大的航天器发射场，从卡纳维拉尔角进行的航天器发射任务
几乎包括了美国所有地球同步轨道任务。
1969年7月16日，土星5号运载火箭载着阿波罗11号登月飞船从卡纳维拉尔角发射场升空，将2名
美国航天员成功送上了月球，实现了人类首次月球之旅。1980年以来，卡纳维拉尔角发射场以发射航天飞
机而驰名全球，哥伦比亚号、奋进号、挑战者号、亚特兰蒂斯号、发现号都从这里飞向太空。从这里还发
射过天空实验室、不载人行星和行星际探测器、科学气象卫星和通信卫星等。
在卡纳维拉尔角发射的主要运载火箭有宇宙神、大力神、宇宙神-阿金纳、侦察兵、土星、德尔它等。
发射区设施
卡纳维拉尔角发射场约有近40个发射场区，只有LC-39发射场区属于肯尼迪航天中心，其他所有的
发射场区都属于卡纳维拉尔角。大部分发射场区建于20世纪50～60年代，其中多数已停止使用或拆除，

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美国航天发射中心
·1658·
或另作它用。例如，26号发射台现被当作美国空军的博物馆。
下图为卡纳维拉尔角发射场布局图。
未建发射台(2个)，改型土星5
LC-39C(未建)，土星5
LC-39B，土星5/航天"飞机
天飞机
跑道
LC-39A,土星5/航天飞机
SLC-41，大力神3，大力神4,宇宙神5
SLC-40,大力神3,大力神4
SLC-47，探空火箭
体助推器
指尼迪
装配厂房
SLC-37A/37B，土星1，土星1B，德尔它4
航天中心
SLC-34,土星1,土星1B
垂直总装
SLC-20,大力神1,大力神2，探空火箭
厂房
SLC-19,大力神2
SLC-16,大力神1,大力神2
SLC-15,大力神1,大力神2
SLC-14,宇宙神D
SLC-13,宇宙神-阿金纳
SLC-12，宇宙神-阿金纳
SLC-11,宇宙神
卡纳维拉尔角
SLC-36A/38B，宇宙神2，宇宙神3
空军站
LC-1/LC-2/LC-3/LC-4
-SLC-46,三叉戟/雅典娜
LC-21/LC-22
LC-9/LC-10，巡航导弹
LC-30，潘兴
LC-31/LC-32，民兵导弹
SLC-18,蓝箭，先锋，雷神-艾布尔
SLC-17A/SLC-17B，德尔它2,德尔它3
LC-26，丘比特，斤诺
LC-5/LC-6，水星红石
LC-25，三叉戟1，海神
LC-29，北极星
卡纳维拉尔角港
卡纳维拉尔角
卡纳维拉尔角发射场布局
1一现仍使用的发射台；口一已不使用的发射台

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卡纳维拉尔角发射场
·1659·
卡纳维拉尔角发射场主要由相距数千米的技术区和发射区两大部分组成。
技术区以装配厂房为中心建筑，还包括一些火箭、卫星、飞船的组装检测厂房。发射区由发射控制中
心和许多发射工位构成。
下表列出了卡纳维拉尔角发射场目前正在使用的发射工位。20世纪90年代开始，卡纳维拉尔角发射
场区的简称用SLC代替原来的LC。
卡纳维拉尔角发射场现用的发射工位
发射工位
运载火箭
说明
德尔它2用A，B发射台，德尔它3只
德尔它2和德尔它3
SLC-17A，SLC-17B
用B发射台。两个发射台带有各自的脐带
塔和活动勤务塔
原用于发射大力神1和大力神2，现用于
多种火箭
SLC-20
发射亚轨道和小型轨道运载火箭
宇宙神2用A，B发射台，宇宙神3只
宇宙神2和宇宙神3
SLC-36A，SLC-36B
用B发射台。两个发射台带有各自的脐带
塔和活动勤务塔，现已不用
德尔它4
原用于土星1B，经整修后用于德尔它4
SLC-37
原用于土星5/阿波罗的发射，后用于航
航天飞机
天飞机的发射，火箭在大型垂直总装厂房
LC-39A，LC-39B
总装后再送往发射台
火箭在垂直总装厂房和固体助推器装配
大力神4B
SLC-40
和准备厂房总装，再运往发射工位
将原来用于大力神的发射台拆除后，重
SLC-41
宇宙神5
建了用于宇宙神5的发射工位
SLC-46
雅典娜1，雅典娜2
用于小型固体火箭的商业发射
卡纳维拉尔角发射场所使用的发射场区大体可分为两类：一类是原有导弹试验发射阵地经过部分改装
而成的，许多导弹已结束了研制试验，原来的试验发射阵地经过适当改装，即可用于航天器发射。在导弹
发射阵地的基础上经过改进的航天发射场区与原来的导弹发射阵地差异不大，如19号大力神-双子星座发
射场区，只是作了适当的改装，如加高勤务塔，增设加注、测试管线等；一类是专为航天发射而新建的发
射场区。
36号发射场区（SLC-36）
用于宇宙神2和宇宙神3的发射，有SLC-36A和SLC-36B两个发射工位。SLC-36A发射宇宙神2火
箭，SLC-36B改进后用于发射宇宙神2和宇宙神3。每个发射台有各自的活动勤务塔和固定脐带塔。2个
发射台共用1个地下掩体。在SLC-36发射场区有氮气、氨气和推进剂储存设施，有一个发射和操作控制
中心的掩体。后图为36号发射场区的布局示意图。

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美国航天发射中心
·1660·
活动勤务塔
发射服务大楼
（发射位置）
液氢存放区
液氧
掩体
存放区
液氮和
氮、
氮气存放区
电缆
煤油存放区
通道
斜坡
SLC-36A
活动勤务塔
（起竖位置）
液氧
存放区
发射服务大楼
氨和氮气存放区
煤油存放区
液氮存放区
斜坡
SLC-36B
36号发射场区布局示意图
1）活动勤务塔是一个开放钢架结构，配有升降机、一个桥式起重机，起重机用来吊装上面级、航天
器和整流罩到固定位置。SLC-36A配备的是18t桥式起重机，而SLC-38B配备的是27t桥式起重机。在
勤务塔上装有用于航天器的转发天线。
2）脐带塔是发射台上一个固定的钢塔架，可伸缩臂保证火箭和航天器的电气、检测、推进剂、空调
和氮气的供应，在发射时可快速收回。有一个抗风减震系统可保证在勤务塔移动时减小震动。抗风减震系
统在开始发射程序时与火箭分离。
37号发射场区（SLC-37）
现用于发射德尔它4系列运载火箭。1994年8月，由美国国防部负责实施改进型一次性运载火箭
（EELV）计划，波音公司投资2.5亿美元，对卡纳维拉尔角发射场原37号发射场区进行了改建，使其成
为一个新型的、现代化的发射场区，为波音公司研制的德尔它4运载火箭提供高性能、高可靠性、高效率
的服务。
波音公司通过采用通用芯级、水平组装方式以及高度自动化的起竖设备，显著地降低了地面操作成本。
同时，标准的发射台和有效载荷接口以及统一的相关设施和设备也进一步缩短了发射准备时间。
37号发射场区占地面积约0.527km²，它有SLC-37A和SLC-37B两个发射工位，于2001年10月9
日改造完工，使得德尔它4火箭从运抵发射场到实施发射的准备时间缩短至30天以内，而在发射工位的
准备时间减少到10天左右，这样就大大地降低了发射费用。新37号发射场区每年可发射15～18枚火箭。
改建后的SLC-37B发射工位主要设施包括现役的发射台（还为第2个发射台的建设预留了位置）、水
平组装厂房、活动勤务塔、固定脐带塔、保障设备间、德尔它4火箭操作中心、通信保障间、后勤保障间、
燃料罐、待命室、车间等。
SLC-37B发射工位的主要设施布局见后图。

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卡纳维拉尔角发射场
·1661·
发射台及避雷针
活动勤务塔
SLC-37B
保障设备间
液氢贮罐
保障设备间
SLC-37A
经纬仪间
活动勤务塔
气体燃料区
通信
保障间
发射台及避雷针
警卫室一
No.33008贮存间
安全防护栏
警卫室
污水管线
氨气管线
饮水管线
电力线
变电站
电力线
水平组装厂房
SLC-37B发射工位主要设施示意图
1．火箭操作中心
火箭操作中心距发射台3.2km，占地7440m²，可容纳300名发射技术人员。负责发射控制和操作。
2.水平组装厂房
水平组装厂房由波音公司与雷声设备制造公司建
造，耗资2700万美元，于2000年9月完工，是火箭
运往发射台之前进行组装和试验的场所。该厂房位于
SLC-37B发射工位南端，距发射台约0.8km，面积约
6967㎡²，有7层楼高，可以同时容纳6枚火箭组装，
两端的大门宽22.6m，内有2个约76.2m×30.5m的
操作间。左图为水平组装厂房的外观照片。德尔它4
火箭在水平组装厂房呈水平状态组装后，被运往发射
台进行垂直起竖。发动机采取水平操作比原来用于德
尔它2和德尔它3火箭的垂直发射系统的操作准备时
37号发射场区水平组装厂房的外观
间减少约50%。

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美国航天发射中心
·1662·
3.升降平台运输车
升降平台运输车在SLC-37、SLC-6和德尔它4的生产工
厂均使用。有A、B两种构型：A型为电动的，在水平组装厂
房用于高精度的移动；B型为柴油发动机驱动，用于德尔它
火箭的船上装卸以及将火箭从水平组装厂房运往发射台。同
时，也负责将卫星从有效载荷处理厂房运往发射台。左图为
升降平台运输车。
4.固定发射台
固定发射台起竖装置
升降平台运输车
用于将已装配好的运载火
箭从水平位置转为垂直位
置（见右图），不使用时起竖装置缩回到发射台中。起竖装置使用2个
液压活塞，活塞长7.9m，直径0.9m，活塞行程16.956m。发射台底座
是一个混凝土钢架平台，长19m，宽13.5m，高6.9m，能承重500t。
导流槽位于底座下方。导流槽高15m、宽30m。每次任务约需760000～
1140000L的冷却水喷射到火焰反射板上对导流槽进行冷却，以减少对
发射台的侵蚀。按照环保要求，发射结束后将对导流槽中可以分离的冷
却水进行分类，而将不可分离的冷却水进行初步处理后排放到空军基地
污水处理池中。
5.活动勤务塔
活动勤务塔是一个可移动的服务设施，塔高100.5m，宽27.4m，
进深12m，重约4086t，可沿铁轨移动。当运载火箭起竖到发射台上之
火箭在37号发射场区垂直起竖
后，它用来保护运载火箭，并且通过勤务塔还可以对运载火箭内部进行
发射前检测。运载火箭安装到发射台之后，活动勤务塔利用液压传动系
统通过铁轨移动就位。在进行总装和总检查时，利用气动和液压操作平台检查运载火箭和有效载荷。下图
为SLC-37B发射工位的活动勤务塔和脐带塔。
SLC-37B发射工位的活动勤务塔和脐带塔

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卡纳维拉尔角发射场
·1663·
6．固定脐带塔
固定脐带塔高约60m，装有3个牵制火箭的摆杆，包括电气脐带、
液氢和液氧脐带、供气脐带和空调脐带的摆杆。顶部摆杆用于向整流罩
内的有效载荷提供空调气体，中部摆杆向火箭二子级提供液氧和液氢燃
料，底部摆杆支撑向火箭一子级提供氢气的通风管。这些摆杆在火箭起
飞前脱开。左图为脐带塔与火箭连接状态图。
39号发射场区（LC-39）
39号发射场区用于土星5火箭和航天飞机的发射。20世纪60年代
初，为了执行土星5-阿波罗计划，NASA和国防部联合进行了土星5火
箭发射场区的选址工作。最后决定在卡纳维拉尔角发射场北部地区的梅
里特岛一带建设土星5发射场区一39号发射场区。39号发射场区分为
LC-39A和LC-39B两个发射工位，分别于1978年和1985年经两次改建
后用于航天飞机的试验和发射。
下图为39号发射场区布局示意图。
37号发射场区
脐带塔与火箭连接状态
SLC-39A
西
县活动勤务塔停放场
SLC-39B
运河
摄影站
高压气站
驳船码头
发射控制中心
SLC-39C
16.5m气象塔
(未建)
火工品库
辅助建筑
摄影站、
152.5m气象塔
垂直总装测试厂房
39号发射场区布局示意图
多年来，火箭和航天器的装配、飞行前测试和起竖工作都是在发射台上完成的。但由于航天器日趋庞
大、复杂，测试项目繁多，发射场地处海边，露天工作的气候环境难以得到保证，往往一次空间发射，要
花去几个月乃至十几个月的时间，导致了发射场的利用率太低，火箭的发射频率很低。
39号发射场区设计针对上述问题进行了改进：
1）采用了与以往不同的新方法一一活动发射平台方案。也就是取消了水平测试，把整个火箭垂直总

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美国航天发射中心
·1664 ·
装、测试和发射前准备工作集中在一个巨型厂房内进行。仅于发射前两周，甚至更短时间才将活动发射平
台、火箭-航天器（保持测试连接状态）一起运往发射工位，在发射工位只进行加注推进剂、必要的发射前
检测和实施发射。
2）启用了新型设施和设备：160m高的垂直总装厂房、具有自动化测试能力的发射控制中心和2720t
的履带式运输车。
39号发射场区主要设施有垂直总装厂房、发射控制中心、LC-39A和LC-39B发射工位、活动发射平
台和运输车、固定式勤务塔、防爆的推进剂储存库和加注设施、固体火箭助推器处理设施等。还有各种试
验设备、测量数据处理中心、航天员训练设施、水运码头、各种勤务保障设施等。在执行发射任务时，还
援，可利用设置在美国本土和世界各地的30多个测控站和通信网。此外还使用测量船、打捞回收船和飞
机。
39号发射场区用于土星5/阿波罗发射的设施各组成部分如下：
1.垂直总装测试厂房
垂直总装测试厂房用于接收和测试火箭的各子级和仪器舱，把火箭各级和飞船垂直竖立在活动发射平
台上，并对已装配好的火箭和飞船进行整体装配测试。整个建筑由高跨、低跨两部分厂房组成。高跨厂房
底面积134m×156m，高160m，内分4个工作间，均能容纳一个装在活动发射平台上的完整的土星5-
阿波罗，并为装配测试工作提供了足够的辅助车间和设备。在4个工作间之间是通道，一直延伸到低跨厂
房中。
低跨厂房底面积为84m×134m，高64m，其中设有二子级、三子级进行准备和测试的8个工作间，
通过工作平台对火箭各级进行测试和准备工作。
在垂直总装测试厂房里还有各种起重设备、通风系统。
2.发射控制中心
发射控制中心结构与以往发射场区的地堡式发射控制室不同，是一幢与一条长48m的封闭通道相连
的3层楼，位于垂直总装测试广房东南方，所起的作用与以前的控制室相同，即：对土星5-阿波罗的各个
部件进行监视、试验。
发射控制中心地基尺寸为110m×46m，分3层。第1层为办公室、食堂、医务室等；第2层放置遥
测、地面接收仪器和记录设备；第3层是4个发射室，其中3个发射室内的仪器与垂直总装测试厂房的高
跨工作间相连。中心计算机和控制台都与装配厂房里或发射场上的火箭-飞船直接连接。在测试、对接、试
验、加注以及发射期间，发射人员可以直接或通过电视监视并控制。
控制中心里有2个独立的计算机系统用来监视控制数据。另外，还设有整个发射场区的通信系统，通
过闭路电视可以从发射控制中心对遥远地区和敏感地区内的活动情况进行实时观察。
3.活动发射平台
活动发射平台的作用是支撑、装配和测试火箭-飞船，并可运往发射工位，对火箭实施加注、临时检查
和发射。它具有双重作用：在垂直总装测试厂房内，它作为一个装配平台，火箭竖立在台上，进行装配和
调试，它也是火箭的发射平台，在其上进行推进剂加注、射前检查、点火和发射。共有3个活动发射平台，
平时停放在垂直总装测试厂房附近的停放场上，执行任务时被置于垂直总装测试厂房内或发射工位上，可
同时对3枚火箭进行发射准备。活动发射平台由底座和竖立在其上的脐带塔组成。底座内分2层，有20
多个房间，包括机械设备间、操作支援间、通信电视间和其他设备间。活动发射平台上有4个支撑臂用于
发射前支撑火箭。脐带塔为全钢结构，位于平台的一端，塔上有9个通往火箭的摆杆、17个工作平台，以
及各处推进剂、气体、电气和仪器系统的分配管线。

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卡纳维拉尔角发射场
·1665·
活动发射平台与运输车的连接是靠运输车四角可以伸缩、能自动定心的平面连接台和定位系统，以及
发射平台底部的4个方形突出部来实现的。
4.运输车
运输车采用的是露天煤矿用的履带式运输车。这种运输车不仅可以节省研制时间和费用，而且装载能
力超过了移动火箭-飞船和活动发射平台的设计载荷。运输车每台自重2720t，驮运能力在5400t以上，
可将一座发射平台连同-一枚垂直立在台上的火箭一起驮运，以1.6km/h的速度运行。
运输车由平台、底盘、液压系统、推进系统和动力系统组成。它的作用是牵引活动发射平台在发射工
位、停放场和飞行器装配厂房之间移动。还可使活动勤务塔在停放场和发射工位之间移动。
运输车长41.2m、宽34.7m，采用盒形钢结构。车架是1个封闭结构，进出通过升降口，车身内部有
适当的照明和空气调节。底盘每端各设1个驾驶室，成对角线布置。在每个履带车上方设有1个液压千斤
顶，用以提升和放下载荷。为使物件保持水平，上下活动在5cm以内，采用了单独的液压伺服系统。动
力装置是用2台2022.6kW柴油机带动4台1000kW发电机，驱动16台牵引马达，用2部783.3kW柴
油机带动2台750kW发电机给调平、起重和转弯系统提供动力。
运输车总质量超过8160t，其专用路面的承载强度为4.5×10Pa。
5．活动勤务塔
活动勤务塔用于在准备发射期间在发射台上给火箭-飞船安装火工品和其他不宜在垂直总装测试厂房
通过各层平台给火箭-飞船安装火工品，并加注推进剂。它是1个桁架式结构塔，塔上有5层封闭式工作平
台。
6．发射工位
有LC-39A和LC-39B两个发射工位。整个发射工位呈八角形，面积1.3km²，中央是个坚固的混凝土
台座。台座下的地下室是电子设备室、环境控制设备室、高压气体储存室、航天员及工作人员紧急避难室。
39号发射场区的整个发射程序可概括为：
1）各级火箭被送至39号发射场区的码头或机场，然后送往垂直总装测试厂房，在厂房的低跨厂房内
完成单级测试：
2）通过运输过道送往高跨厂房总装间，并在活动发射平台上进行火箭及飞船的对接、总装、综合测
试等工作；
3）运输车将活动发射平台和测试好的火箭-飞船一并送往发射工位，在活动发射平台停放好后，运输
车回到勤务塔停放场，将活动勤务塔送至发射台，进行射前测试、加注、安放火工品，临发射前将活动勤
务塔撤回停放场：
4）发射后用运输车将活动发射平台送回垂直总装测试厂房。
为了适应航天飞机的发射，在39号发射区又建造了轨道器着陆设施（跑道长4800m、宽91m）、轨
道器和固体火箭助推器处理厂房。工业区有各种试验设备、测量数据处理中心、航天员训练设施、水运码
头、各种勤务保障设施等。在执行发射任务时，还可得到空军东部航天和导弹试验中心的卡纳维拉尔角地
区和沿航线大西洋岛屿上的跟踪测量站的后勤支援，可利用设置在美国本土和世界各地的30多个测控站
和通信网。此外还使用测量船、打捞回收船和飞机。
1978年和1985年，LC-39A和LC-39B两个发射工位，分别经改建后用于航天飞机的发射和试验。为
满足航天飞机发射的要求，对发射台进行了必要的改进，包括在发射台西南和东南角建造了新的氢燃料和
氧化剂的支持区、新的固定勤务塔，增加了旋转勤务塔、1100m”水塔和液压系统以及专用航天飞机的导
流槽。航天飞机的总装和测试、外贮箱和固体助推器的装配和储存等仍利用原来土星5-飞船的垂直总装测

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美国航天发射中心
·1666·
试厂房。
下图为肯尼迪航天中心航天飞机发射设施布局示意图。
发射台B
着陆设旅
发射台A
轨道器处理设施
垂直总装测试厂房
航天飞机总装与测试
外贮箱处理和储存
工业区
固体助推器处理和储存
固体助推器整修和组装
航天飞机主发动机整修
燃料维护设施
飞机库
肯尼迪
（固体助推器拆卸设施）
卡纳维拉尔角
航天中心
降落设施
空军站
（a）肯尼迪航天中心
液氢设施
燃烧池
燃料储存设施
警卫室
氢气设施
排焰道
水箱
运输车道
排焰道
燃料储存设施
液氢设施
固定勤务塔
滑行着陆区
（b）LC-39A发射台
肯尼迪航天中心航天飞机发射设施布局
41号发射场区（SLC-41）
用于宇宙神5系列火箭的发射。41号发射场区原用于大力神3和大力神4的发射，其主要设施包括垂
直总装厂房、固体助推器组装厂房、固体助推器组装和准备厂房和发射台（包括1个脐带塔和1个活动勤
务塔）。
为适应发射可靠性更高的新型大推力宇宙神5系列火箭，1999年10月，洛克希德·马丁公司炸毁了
原41号发射场区的脐带塔和勤务塔，对场区进行了重建。重建后的41号发射场区第1次采用简易发射台，
不再需要大型发射塔架。整个火箭将于起飞的前一天被运送到发射工位，加注燃料后即可发射，从而取代
了美国沿用几十年的在发射台上进行火箭对接的传统做法。

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卡纳维拉尔角发射场
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下图为41号发射场区主要发射设施图。
垂直总装厂房
半人马座
液氢
发射台
储存区
环境控制室
半人马座
液氧
RP-1储存区
储存区
高压气体
储存区
支持区
发射台
设备厂房
氨气转换工厂
导流槽
助推器
液氧
准备厂房
储存区
41号发射场区主要发射设施布局
1．垂直总装厂房
垂直总装厂房是一个可全天候使用的封闭钢结构，距
发射工位549m，高87.2m，可抗225km/h的飓风。配
备有一个卷帘门、支撑平台以及各种总装测试设备。还配
有一个起重能力60t的桥式起重机，它可以用于有效载荷
与运载火箭的对接。在垂直总装厂房要完成助推器及半人
马座的组装、火箭子系统及系统的检测、航天器的安装及
最后的总装测试。安装了有效载荷的运载火箭在通过系统
测试后将被运往发射工位。航天器的燃料加注在有效载荷
厂房完成，但在紧急情况下可以在垂直总装厂房进行燃料
泄出。左图为41号发射场区垂直总装厂房外观图。
41号发射场区垂直总装厂房的正面和侧面
2．活动发射平台
活动发射平台的底座长16.76m，宽13.7m，质量为700t，主要由1个钢制结构底座和1个脐带塔组
成。该平台支持火箭在垂直总装厂房内的总装、运载火箭与有效载荷的对接、火箭从垂直总装厂房转运至
发射工位以及火箭的加注和最后发射操作等。当所有系统的测试工作顺利完成之后，用活动发射平台把火
箭和有效载荷移至发射工位。在垂直总装厂房内和发射工位上时，活动发射平台的底座通过几个可伸缩的
支点与地面支撑。活动发射平台在垂直总装厂房和发射工位之间的移动，需要使用2辆轨道拖车和4辆配
有液压起重系统的有轨运输车，后者为火箭、指令与控制以及有效载荷的气体吹除提供地面通信和设备，

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美国航天发射中心
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包括2辆环境控制设备运输车、1辆有效载荷控制车和火箭与地面数据传输设备车。
脐带塔，用于在发射倒计时期间为运载火箭提供电气、液体、气体及操作服务，高56.39m。所有脐
带接口的连接和测试都在垂直总装厂房内完成。
火箭发射之前，连接软管将煤油加注到火箭一子级。一子级的液氧是由固定火箭支撑部位内的管道进
行加注的。半人马座二子级的燃料是通过活动发射平台上的脐带杆延伸出来的管路进行加注的。液氧和液
氢的加注在倒计时程序最后3h开始。
下图为活动发射平台照片。
半人马座
脐带梁臂
地面风
减震器/连接杆
有效载荷控制车
活动发射平台
火箭-地面数据
传输设备车
环境控制设备运输车
带导向件的运输车
41号发射场区活动发射平台
3.有效载荷运输车
通信机柜环境控制系统（ECS）段
设空调通风口
固定隔断墙-ECS机柜
有效载荷运输车可在垂直总装厂房操作过程
通信机柜有效载荷段
ECS脐带盘
中，将安装了有效载荷的运载火箭从垂直总装厂房
有效载荷脐带盘
转运至发射工位以及在发射工位上进行相关操作的
过程中使用。
有效载荷运输车在垂直总装厂房进行测试和发
配电盘
射台操作时为有效载荷与地面设备提供电气、气体
稳压电源（20kVA）
及通信接口。同时，运输车也为有效载荷提供电源、
输入电压盘
空调、照明和环境保护。有效载荷运输车为有轨车，
地板设备区
占地面积为23.2m²，其结构见左图。
4.发射台
41号发射场区有效载荷运输车
发射台本身是一个非常简单的设施。包括导流
槽、设备间、4个避雷塔和推进剂及气体的储存区。
没有通常用的脐带塔或活动勤务塔。
该发射场区功能较为单一，一个简易发射台只用于推进剂加注和发射，从而使发射流程更加简捷。
41号发射场区的导流槽见后图。

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卡纳维拉尔角发射场
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41号发射场区的导流槽
5.航天飞行操作中心
航天飞行操作中心距离SLC-41发射场区约6.4km，为一个多功能设施，将多种设施的操作集为一体，
支持火箭的硬件接收和检测、火箭起竖试验、发射控制。宇宙神5火箭芯级和上面级分段从制造厂运至卡
纳维拉尔角发射场后，进入航天飞行操作中心的高跨操作间，进行相关测试。然后，被运往垂直总装厂房。
航天飞行操作中心高跨操作间的面积能够存储6枚火箭。
除高跨操作间外，航天飞行操作中心的最重要组成部分就是发射操作中心。该发射操作中心分上、下
两层（见下图），将发射控制、用户支持等功能集中在一起，由发射控制中心、有效载荷操作中心、任务
操作中心、工程操作中心、用户支持设施、操作通信中心、任务支持办公室以及GC”（地面、指令、控制
与通信）支持区组成。
航天飞行操作中心
卡纳维拉尔角发射场的发射控制中心
卡纳维拉尔角发射场的发射控制中心建在卡纳维拉尔角发射场工业区东北角，与最近的发射工位相距
约2.5km，由控制显示系统、音频通信系统、可变程序转换系统、气象预报系统、信号分配系统和发射场
测量设备控制系统组成。
控制显示系统：该系统包括电视监视设备、控制台、显示器、标图板和记录设备等。控制操作部位分
成主操作区、4个辅助操作区。主操作区用来指挥整个发射场的试验工作，显示发射场各点、站的工作状

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美国航天发射中心
·1670·
态、轨道数据和计时信号。辅助操作区用来控制发射操作以外的工作。
音频通信系统：由直接话路、火箭测试设备技术操作的测量通信网络、控制台的监视输入网络、声响
发射计时系统，以及当地的电话、广播系统等组成。
可变程序转换系统：系统主要部件有用于直通电话点-点线路可变程序转换器、火箭操作内部通信系统
和火箭测试设备技术操作通信系统的测量网线路可变程序转换器、控制台和外用设备。它的作用是使发射
场工作的音频通信能够快速切换。
气象预报系统：提供狂风、闪电和大雨警报，作出毒性燃料和放射性材料的扩散预报，为发射任务提
供气象预报。
总配线架信号分配系统：接收所有传送到发射控制中心的外部信息，并将其分配到各显示器。
发射场测量设备控制系统：这是一种数字式监视控制通信系统，系统本身具有自检能力。
卡纳维拉尔角发射场的地面跟踪系统
卡纳维拉尔角发射场的地面跟踪系统由一系列的跟踪站和跟踪船组成，见下表。
卡纳维拉尔角发射场跟踪站
简况
站名
位于卡纳维拉尔角
卡纳维拉尔角
在卡纳维拉尔角发射场正南约160km处
丘比特海湾
大巴哈马岛
距卡纳维拉尔角发射场270km，设有MOD-I雷达、AN/FPS-8、AN/PPS-16雷达、尤多普、
阿祖萨及BC-4弹道照相机、遥测、指令控制等多种设备
伊柳塞拉岛
距卡纳维拉尔角发射场560km，设有MOD-I、米斯特拉姆、弹道照相机等
大土耳克
距卡纳维拉尔角发射场1250km，有MOD-I雷达、AN/TPQ-18雷达、遥测设备、指令控制设
备
距卡纳维拉尔角发射场约2000km，临近中程导弹弹着区，设有MOD-I、AN/FPS-16、
安提瓜
AN/FPQ-6以及TLM-18遥测天线等，是个重要的跟踪站
阿森松
距卡纳维拉尔角发射场约8000km，洲际导弹弹着区在该岛附近，设有MOD-IV、AN/FPS-16、
ITR和TLM-18、TAA-3以及红外跟踪系统等设备，是个重要的跟踪站
比勒陀利亚
在南非，设有TLM-18天线及通信站
一般地说，一个典型的地面跟踪站都包括如下几个部分：光学跟踪仪、测量雷达、遥测接收机站、通
信设备、控制指令发射机、定时信号发生器、气象站等。卡纳维拉尔角发射场的地面跟踪系统为卡纳维拉
尔角发射场的发射工作提供轨道数据、气象数据，校准仪器系统和进行通信中继等工作。
除上述跟踪站外，卡纳维拉尔角发射场的跟踪系统还包括若干测量船和测量飞机。这些船通常位于阿
森松岛和非洲东海岸之间，成为最南面的跟踪站。这些船能跟踪地球卫星和少量的星际探测器，主要的跟
踪任务是搜集再入飞行器的数据，这种测量跟踪船配备有C波段、X波段和L波段雷达，能以多频技术跟
踪多个目标。
这样，一系列的跟踪站、靶场测量船和测量飞机，可将该靶场伸展到非洲好望角以东洋面，从而可以
不受限制地跟踪空间目标。
（孙雅平）

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范登堡空军基地
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范登堡空军基地（VANDENBERGAIRFORCEBASE）
地理环境
范登堡空军基地（VandenbergAirForceBase）设在美国加利福尼亚州南部海边，位于阿圭洛角的正北
部。地理坐标是34°47N、120°35'W，海拔高度为109.72m。
该基地是一个干燥、荒芜的地方，有挡风的伯尔顿台地，有许多峡谷、沙丘、黏土地和砂砾层，占地
面积279.72km²，海岸线长51.49km。
轨道卫星，具有较大的地域优势。
发展历程
范登堡空军基地最初被称为坎普·库克（CampCooke）基地，1957年被选作导弹基地，1958年改名
为范登堡空军基地。最早用于向极轨道发射军用卫星和进行导弹发射试验。
1958年12月，发射了第1枚导弹一雷神中程弹道导弹。之后不久，又发射了第1枚洲际导弹一
场区改造成航天飞机发射场，位置在范登堡空军基地的南部，并建造了跑道等航天飞机着陆设施，但建成
后一直未用，1994年又开始将其改建成发射小型商用火箭的发射场。基地先后建有发射台和地下井50多
个，现大部分已停用。
目前，为了配合美国空军改进型一次性运载火箭（EELV）研制，计划发射采用通用芯级的德尔它4
系列运载火箭，波音公司对6号发射场区地面设施进行了改建，场区内航天飞机时期的主要设施保留下来，
新增设施只有一个大型起竖系统和一个发射台，发射场区的改建工程于2001年完工。
在范登堡空军基地发射的主要运载火箭有雷神、侦察兵、大力神、宇宙神、德尔它。
发射区设施
范登堡空军基地是美国两个主要的航天发射场之一。下表为范登堡空军基地的发射工位情况。
范登堡空军基地的发射工位
发射工位
运载火箭
说明
德尔它2
SLC-2E
有固定的脐带塔和活动勤务塔，20世纪70年代拆除
20世纪90年代用于发射宇宙神/半人马座，进一步改建后
SLC-3E
宇宙神
将用于发射宇宙神5
原用于宇宙神和雷神发射的设施被拆除，2002年后用于小
SLC-3W
法尔肯
型火箭法尔肯的发射
大力神
SLC-4E,SLC-4W
SLC-4E用于大力神4，SLC-4W用于大力神2的发射
原计划用于航天飞机的军用发射任务，但未使用。曾用于
SLC-6
德尔它4
雅典娜的发射，现用于德尔它4的发射
SLC-7
多种火箭
计划用于小型固体火箭的发射
金牛座
设施简单，用于金牛座火箭的发射
SLC-576E
米诺陶
用于商业发射，有1个浮动发射台、导流槽，没有勤务塔
加利福尼亚航天港发射设施

<!-- 第 1715 页 -->
美国航天发射中心
·1672·
下图为范登堡空军基地航天发射设施布局图。
去圣玛丽亚
北基地导弹试验场
SLC-2W，德尔它2
范登堡空军
基地机场
NASA危险品处理设施
有效载荷操作厂房
房
SLC-576E，金牛座
太
7525
平
2620
海洋公园
洋
NASA航天器
支持区
836厂房
去布莱顿和
索来温
宇宙神
SLC-5，侦察兵
SLC-6，德尔它4
去圣巴巴拉
和洛杉矶
加利福尼亚
航天港发射设施
范登堡空军基地航天发射设施布局
SLC-2发射场区
SLC-2发射场区用于德尔它2火箭的发射。原包括SLC-2E和SLC-2W两个发射工位，但SLC-2E发
射工位在1972年被拆除。只有SLC-2W用于德尔它2的发射。有效载荷的处理在NASA的836厂房、1032
厂房和加利福尼亚航天港的375厂房完成。商业有效载荷的处理只在加利福尼亚航天港的设施完成。火箭
总装和发射操作与卡纳维拉尔角相类似。发射台包括一个掩体、固定的脐带塔和54.3m高的活动勤务塔。
发射控制中心位于8510厂房。后图为SLC-2发射场区的布局示意图。

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范登堡空军基地
·1673·
推进剂储存区
发射架
警卫室
经纬仪大楼
口
SLC-2W
NASA发射操作大楼
塔架
发射服务大楼
掩体
SLC-2E
（已不用）
SLC-2发射场区发射设施布局
SLC-3发射场区
SLC-3发射场区用于宇宙神火
箭的发射。SLC-3发射场区分为
放射物质
存放区
SLC-3W发射工位和SLC-3E发射工
位。SLC-3W发射台已拆除。SLC-3E
开始用于宇宙神/半人马座的发射，
经改进后将用于宇宙神5的发射。
SLC-3E的发射设施包括1个活动勤
务塔、发射与服务大楼和发射控制中
泵房
心。
活动勤务塔是一个安放在铁轨
上的19层的全封闭钢架结构，配备
1个起重能力16t的桥式起重机以及
停车场
环境控制室；脐带塔是一个16层的
钢架结构，它提供电力、指挥控制电
缆、推进剂和气体管线和空调设备的
连接，自带的抗风减震系统在强风时
可起到减震作用：发射与服务大楼是
一个大型混凝土钢架结构，包括电
气、空调和发射支持设备的防护区
SLC-3W
等；有效载荷的处理在机场附近的技
术设施完成。右图为SLC-3发射场
SLC-3发射场区发射设施布局
区发射设施布局图。
SLC-4发射场区
SLC-4发射场区用于大力神2和大力神4的发射。SLC-4发射场区包括2个发射工位，SLC-4E专门用
于大力神4发射，SLC-4W用于大力神2的发射。后图为SLC-4发射场区布局示意图。

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美国航天发射中心
1674
技术支持大楼
停车场
发射操作大楼
氧化剂存放区
活动勤务塔空调厂房
SLC-4W
有效载荷氰化剂泄出平台
燃料存放区
发射服务人楼
活动勤务塔
丙烷泄出平台
脐带塔
导流槽
燃料焚烧平台
有效载荷整流罩空调厂房有效载荷燃料泄出平台
SLC-4发射场区发射设施布局
每个发射工位包括1个活动勤务塔、1个推进剂储存区、1个增压气体储存区、发射服务大楼和固定
脐带塔。2个发射工位共用1个发射操作大楼，大楼内有发射控制中心。下图为SLC-4发射场区发射台布
局示意图。
气象观测塔
活动勤务塔
发射操作大楼
1号和2号技术支持大楼
往SLC-4E
变电站
箭支持
发射服务
脐带塔
发射台
SLC-4发射场区发射台布局
SLC-6发射场区
SLC-6发射场区现用于德尔它4系列火箭的发射，原用于大力神火箭的发射。1984年，SLC-6发射场区
被改造成航天飞机发射场，但建成后一直未用，1994年将其改建成发射小型商用火箭的发射场。为了配合美

<!-- 第 1718 页 -->
范登堡空军基地
·1675·
造，场区内航天飞机时期的主要设施保留下来，新增设施只有1个大型起竖系统和1个发射台。发射场区的
改造工程于2001年完工。发射场区包含1个发射台、1个活动勤务塔、1个固定脐带塔、1个固定发射台起
竖装置和用于准备、服务和发射运载火箭所需的其他设备。SLC-6发射场区发射台可发射德尔它4系列火箭
的所有型号。运载火箭的水平总装厂房和星箭组装处理厂房与发射台相邻。发射场区布局见下图。
水平总装厂房
支持大楼
总装处理
活动装配厂房
厂房
支持设备大楼
气体存放区
液氧
存放区
液氢存放区
活动勤务塔
发射平台
SLC-6发射场区发射设施布局
在SLC-6发射场区对德尔它4火箭的操作与卡纳维拉尔角发射场一样，仍采用水平总装方法进行火箭
的集成和装配、在发射台组装然后实施发射的工艺流程，先进行部件测试，然后进行分系统和系统测试，
最后进行综合测试。
1．活动装配厂房
由于发射基地经常刮大风，为保证发射工作不受影响，修建了可移动的箱形结构装配厂房。厂房一端
有一个巨大的车库式大门。装配厂房高76m、重3000t。
2.活动勤务塔
活动勤务塔高83m，有11个工位，设有200t桥式吊车，吊车的吊高79.248m，塔上装有根据轨道器
而设计的多层工作平台。发射台上装配和测试工作在活动勤务塔和装配厂房内完成。
3.水平总装厂房
水平总装厂房与卡纳维拉尔角发射场的水平总装厂房非常相似，不同之处是：范登堡空军基地的水平
总装厂房有1个更高的吊钩高度以适应喷管延伸测试，并且由于可能要降低在范登堡空军基地的发射数量，
范登堡空军基地的水平总装厂房不需要额外的级分离区。
4.固定发射台起竖装置
起竖装置与卡纳维拉尔角发射场相似，它将已装配好的运载火箭从水平位置转为发射台上的垂直位
置。当固定发射台起竖装置不使用时，它缩回发射台中。发射配套设施中的一个液压设备为固定发射台起
竖装置提供动力。固定发射台起竖装置为钢结构。

<!-- 第 1719 页 -->
美国航天发射中心
·1676·
5．固定脐带塔
固定脐带塔包括能保证快速连接/快速脱落的地面电气设备、脐带摆杆，用来将地面后勤设备和运载火
箭连接。这些连接包括电气脐带、液氢和液氧脐带、供气脐带和空调脐带连接。当活动勤务塔和活动装配厂
房位于停放位置时，固定的脐带塔还可为运载火箭提供防雷保护。固定脐带塔与卡纳维拉尔角发射场SLC-37
发射场区的固定脐带塔在功能上是相同的，但二者结构上有差别，主要是为了适应德尔它4而进行了改造。
6.运输车
运输车与卡纳维拉尔角发射场SLC-37发射场区的运输车类似。用于德尔它4火箭的船上装卸以及将
火箭从水平组装厂房运往发射台，将卫星从有效载荷处理设施运往发射台。
装配工作开始时，活动勤务塔和活动装配厂房沿轨
道分别从各自的停放位置朝互相靠拢的位置移动，并在
发射台两边啮合。活动装配厂房顶部的125t吊车与活
动勤务塔吊车同时工作，完成各部件的吊装。射前计时
指令开始时，它们将分别驶回距发射台95m和72m的
停放位置，移开时间30～40min。左图为SLC-6发射
工位的活动勤务塔和活动装配厂房。
7.发射控制中心
发射控制中心是一座两层楼的建筑。里面有控制中
心和支援设备、发射处理系统设备、通信系统、闭路电
视、危险和安全监视器、指挥控制台、各种遥控、遥测
改建后的SLC-6号发射工位的
仪器。该控制中心的设备都具有遥控和自动操作能力。
活动勤务塔和活动装配厂房
可以遥控、监控、记录、鉴定火箭或轨道器及元部件以
及地面设备的操作情况；可监控发射台上的火源和毒气探测系统的工作；对突然事故进行反应协调。
范登堡空军基地的发射控制中心
范登堡空军基地的发射控制中心集中在范登堡空军基地南区的488号厂房里，由靶场控制中心、操作
控制中心、靶场安全中心、区域控制中心和无线电跟踪系统雷达等组成。
1．靶场控制中心
靶场控制中心的任务是在靶场每一次执行任务之前，掌握参与任务的所有测量站、指令站、遥测站、
通信站和对空监视站的工作状况，判断整个靶场状况能否满足用户要求。
2.操作控制中心
操作控制中心主要设备有6个通信控制台，状态显示板和4个闭路电视监视器。该中心与各控制中心
和参加试验工作的测量站进行通信联络。
3.靶场安全中心
靶场安全中心的主要任务是为飞行控制人员显示火箭的实时飞行位置。若火箭飞离规定的安全区，便
可令其炸毁。主要设备有靶场安全实时数据检查控制台、飞行控制台和指令发射机控制台。
4.区域控制中心
区域控制中心的主要任务是将发射场区和预定航区内及其周围的船只、飞机、车辆和人员的活动情况
报告给靶场指挥员。主要设备是1台由靶场技术勤务承包商的高级技术人员操作的控制台。
5.无线电跟踪系统雷达
无线电跟踪系统雷达主要任务是为发射计划提供跟踪和引导信息，以满足用户要求。

<!-- 第 1720 页 -->
范登堡空军基地
·1677·
范登堡空军基地的地面跟踪系统
范登堡空军基地的地面跟踪系统分布在加利福尼亚海岸和太平洋诸岛上。由雷达跟踪和遥测、光学跟
踪、遥测接收站、通信设备、定时信号中心、气象设备等组成。
雷达跟踪设备设在大陆、海岛、跟踪船、下靶场的各个群岛上，如默古角、圣尼科拉斯岛、阿圭洛角
等，包括各种脉冲雷达和被动式连续波雷达，见下表。
范登堡空军基地雷达跟踪设备
类型
数目
架设地点
用途
精密跟踪和靶场安全
默古角
4
圣尼科拉斯岛
4
精密跟踪和靶场安全
AN/ FPS-16
阿圭洛角
精密跟踪
2
精密跟踪和靶场安全
1
科克(夏威夷)
皮拉尔角
1
AN / MPS- 19
2
圣尼科拉斯岛
空中监视
AN/ FPS-6A
1
阿圭洛角
测高
夸贾林岛?
暴风雨探测
AN/FPS-1
1
AN/FPN-33
阿圭洛角
2
靶场安全
默古角
1
水面监视
圣克鲁斯岛
1
水面监视
AN/APS-30
圣尼科拉斯岛
1
水面监视
阿圭洛角
1
水面监视
AN/SPS-5B
2
阿圭洛角
区域防务
A24/ SPS-6C
1
默古角
空中监视
默古角
测高
1
AN/ SPS-8A
圣尼科拉斯岛
1
空中监视
默古角
2
AN/MPS-26
靶场安全
阿圭洛角
AN/MPS-19
2
靶场安全
AN/MPQ-38
2
巴尔金沙滩(夏威夷)
精密跟踪
SG-1B
默古角
1
水面监视
SCR-548/615
圣尼科拉斯岛
精密跟踪
3
阿圭洛角
精密跟踪
1
范登堡空军基地
精密跟踪
1
M33
1
巴尔金沙滩
精密跟踪
1
夸贾林岛
精密跟踪
1
精密跟踪
恩尼威托克岛
默古角
1
精密跟踪
科塔
范登堡
靶场安全
2
1
科克(夏威夷)
靶场安全
范洛特
1
阿圭洛角
靶场安全
注：①夸贾林岛还有“奈克ⅢI型”系统的战术雷达，它由美国陆军提供。

<!-- 第 1721 页 -->
美国航天发射中心
·1678·
为了接收遥测数据，在默古角、阿圭洛角、圣尼科拉斯岛和夏威夷设有固定遥测站，还有成套设备的
遥测船、机动遥测车和遥测用飞机，主要的遥测数据处理设备装在默古角，见下表。
范登堡空军基地遥测接收站
类型
架设地点
数量
调频／调频及脉幅调制接收站
10
调频/调频及脉幅调制/调频遥测车
1
默古角
2
脉宽调制/调频接收站
调频/脉幅调制及脉宽调制机动遥测车
1
阿圭洛角
3
调频/调频、脉幅调制/调频、脉宽调制/调频接收站
调频／调频接收／记录站
1
圣尼科拉斯岛
1
脉幅调制/脉宽调制/调频接收/记录站
考爱科克牧场
4
调频/调频、脉幅调制/调频、脉宽调制/调频接收站
2
调频、脉幅调制、脉宽调制／调频记录站
坎顿岛
1
调频、脉幅调制/脉宽调制/调频显示站
夸贾林
1
调频/调频、脉幅调制/调频、脉宽调制/调频系统
美国海军舰艇（USNS）靶场跟踪系统
12
调频/调频接收机
皮拉尔角
脉码调制/调频
1
调频/调频接收机
美国海军舰艇朗维尤号
8
调频接收机
4
美国海军舰艇里奇费尔德号
调幅/调频接收机
5
调频／调频接收机
美国海军舰艇桑尼维尔号
8
6
调频接收机
美国海军舰艇瓦特镇号
调频接收机
6
美国海军舰艇亨茨维尔号
注：①也可以利用脉码调制。
定时信号中心设在阿圭洛角、默古角和圣尼科拉斯岛上。
气象站包括默古角、阿圭洛角和圣尼科拉斯岛上的3个固定站，以及两个远洋站。另外，还用气象探
测火箭来获得海拔30480m高度的气象概略数据。
整个基地的通信由默古角通信中心来协调，是音频信号、数字信号、控制信号和电传打字线路的会合
点。在默古角操作楼里，柯林斯公司240路的微波多路传输系统把阿圭洛角、圣克鲁斯岛、默古角和圣尼
科拉斯岛上的设备连结在一起。
（孙雅平）

<!-- 第 1722 页 -->
圭亚那航天中心
·1679·
欧洲航天发射中心
1964年，法国决定在巴西正北方向的法属圭亚那中部的库鲁地区兴建法国航天中心，以取代它在阿尔
也是欧空局（ESA）开展航天活动的主要场所，是欧洲航天活动最主要的基地，也是世界上承揽商业航天
任务最多的发射中心。
圭亚那航天中心（CentreSpatialGuyanais）
圭亚那航天中心（Centre Spatial Guyanais/Guiana Space Center）位于南美洲北部大西洋海岸法属圭亚
那境内的库鲁，它属法国国家空间研究中心领导，主要负责科学卫星、应用卫星和探空火箭的发射以及与
此有关的运载火箭的试验和发射。目前，圭亚那航天中心建有有效载荷准备区，固体助推器区，流体生产
和处理设施，阿里安运载火箭第一、第二、第三发射场，联盟号运载火箭发射场以及织女小型运载火箭发
射场等，欧洲有百余枚阿里安系列运载火箭都从这里发射。
地理环境
圭亚那航天中心所处的库鲁地区在法属圭亚那境内，地理位置是5°14'N、52°46'W，占地约1000km²，
沿大西洋海岸向西北和东南延伸，长约60km，宽约20km。库鲁地区东北面临海，人口稀少，在90600km²
的土地上只有5万居民，空中和海上交通都很方便。库鲁地区虽靠近赤道，但气候条件比较好，是典型的
热带气候，气温变化范围是19～35°℃，年平均气温为27℃，年平均降雨量3000～4000mm，全年分旱
季、雨季，晴天较多，风力不大，处于飓风区之外。
库鲁地区靠近赤道，对火箭发射有很大益处：纬度低，从发射点到入轨点的航程缩短，火箭三子级无
需两次启动；相同发射方位角的轨道倾角小，远地点变轨所需要的能量小，增加了同步轨道的有效载荷；
向北和向东的海面上有很宽的发射弧度（方位角从向东-10.5°向北直到+93.5°），适应性好。
发展历程
空火箭，以后又进行了多次卫星、探空火箭和气球的发射。1970年11月发射了1枚欧洲2火箭，但因起
飞后出现故障而失败。1975年，随着欧空局的成立，由法国抓总研制阿里安运载火箭，因此决定改建原来
的欧洲2发射场用于阿里安火箭的发射。1979年底在阿里安第一发射场成功发射了1枚阿里安1运载火箭，
该发射场主要用于阿里安1、阿里安2和阿里安3运载火箭的发射（该发射场于1991年6月被拆除）。1981
年开始建造阿里安第二发射场，1986年投入使用，用于阿里安3和阿里安4火箭的发射。1988年，为适
应阿里安5运载火箭的发射需要，欧空局投资8亿欧元在圭亚那航天中心建设了阿里安第三发射场。
求，而俄罗斯也积极寻找靠近赤道的发射场来发射自已的运载火箭，弥补本国发射场纬度较高的不足，因
而阿里安公司调整了市场运营策略，与俄罗斯开展国际合作，让俄罗斯联盟号运载火箭在圭亚那航天中心
发射。根据目前的计划，发射联盟号火箭的火焰导流槽、发射平台、运载火箭组装厂房以及发射控制中心
将于2007年底建成，俄罗斯地面设备的组装将于2007年底开始，计划于2008年秋季完工。欧空局还在
阿里安第一发射场的基础上修建了织女火箭发射场，并预计于2008年在库鲁进行首次飞行。
在圭亚那航天中心发射的主要火箭包括阿里安系列运载火箭、联盟号运载火箭和织女小型运载火箭。

<!-- 第 1723 页 -->
欧洲航天发射中心
·1680·
发射区设施
圭亚那航天中心设施包括阿里安第一发射场、阿里安第二发射场、阿里安第三发射场、技术中心、地
面测量站、气象站、发电厂、液氧工厂以及生活区等。下图为圭亚那航天中心阿里安运载火箭发射设施分
布图。
阿里安第二发射场
阿里安第一发射场
助推器组装厂房
阿里安第三发射场
发射控制中心
运载火箭组装厂房
总装厂房
圭亚那航天中心阿里安运载火箭发射设施分布
阿里安第一发射场
阿里安第一发射场原用于发射欧洲2运载火箭，经改建后用于发射阿里安1～3运载火箭，现已停用。
目前，经改建后用于织女小型火箭的发射。该发射场离库鲁城18km，地理坐标是5°1409"N、52°4629"W，
火箭发射平台的海拔高度是12.85m。下图为阿里安第一发射场布局图。
偏二甲胖库
水塔
勤务塔
液氢库
阿里安
四氧化二氮库
办公楼
冷却水设备
液氧库
脐带塔
火焰导流槽
发射中心掩体
气象塔
阿里安第一发射场布局
阿里安第一发射场在欧洲2发射场设施基础上充分利用了原有的设备，只是为了适应阿里安运载火箭
的发射要求，对某些设施进行了改建，包括建立新的发射台、加高服务塔、重新布置输送管道、改建发射

<!-- 第 1724 页 -->
圭亚那航天中心
·1681·
控制室。发射场可分为装配区、推进剂设备区及分析实验室、液氮和液氧工厂、发射台区。发射台区主要
进行火箭的准备、测试和发射操作，包括发射台区域有关设施和发射控制中心。
1）装配区。包括一座用于起竖前的外观检查以及各种准备工作的装配楼、火箭备份零件的储存楼、办
公楼及资料楼。
2）推进剂储存区。包括2个主要的储存设施，2个拖车车库和1个推进剂分析实验室。
3）液氧和液氮工厂。包括能制取供火箭发射用的全部液氧、液氮的全套设备。
4）发射台底座。用于支撑发射台，有1个双面导流器、2个半埋式火焰导流槽。
5）活动发射平台。是进入勤务塔的主要设备，也是勤务塔撤离时的设备。
6）勤务塔。高45m，长15.2m，宽12.2m。它可以在发射平台上前后移动。工作状态时，运载火箭
以及脐带塔处于勤务塔内。火箭周围有7层固定的工作平台以及1层活动工作平台，活动工作平台可以升
降到接近卫星的任何部位，为卫星的最后准备操作提供服务。活动工作平台的上部空间构成一个洁净区，
卫星与运载火箭的机械装配在洁净区内进行。平台内有2部车载升降台与工作台。高架移动式起重机用于
各种起竖操作。发射前几小时，火箭在塔内进行总装，给一子级、二子级加注推进剂。勤务塔有一条供发
用。通道内衬有软套，只要跳进其中一个出入口即可逃离。
7）发射控制中心。离火箭勤务塔约300m，是一座坚固的地堡式建筑。它的任务是完成发射前准备工
作和发射计时工作，在火箭最后准备、加注和发射操作过程中保护工作人员和测试设备的安全。控制室内
装有监视火箭准备操作用的显示与控制设备，见下图。
备用间
备用间
标准机柜
卫星备用
运载火箭备用
标准机柜
电源机柜220V
显示
[AIBICIVTVTV
地面测量接线盘
UPMHN:O4流体LO:LH
香显示
显示A、BC电视
卫星
手控发射
操作控制台
GE
控制台
TVTV
TVTV
显示
安全系统控制台
运载火箭
操作主任
阿里安第一发射场发射控制中心
8）其他设备。包括脐带塔架、偏二甲肼库、四氧化二氮库、低温推进剂的储存和输送设备、液氮储存

<!-- 第 1725 页 -->
欧洲航天发射中心
·1682·
设备、空气调节设备、办公楼和安全楼。
织女火箭发射场的发射设施沿用了阿里安第一发射场的一些设施，包括发射台、脐带塔、导流槽、4
个避雷塔以及安全间、流体间等其他支持设施。活动勤务塔是专为织女火箭而建，主要为运载火箭组装提
供必要设备，例如用于各子级起竖的装置、接近火箭各子级的平台、连接和供给设施、四子级AVUM的
燃料加注装置、安全系统等。发射控制中心位于阿里安第三发射场，与阿里安5共用发射场的相关设备，
但织女火箭有其独立的监视系统。下图为织女火箭发射场外观。
织女火箭发射场外观
阿里安第二发射场
用于阿里安3、阿里安4火箭的发射。1985年8月完成，历时4年，耗资1.25亿美元（1986年币值），
1986年3月首次使用，每年可进行10次发射
垂直装配厂房
（阿里安第一发射场每年最多发射5～6次）。
为了增加工作的适应性，提供备份的发射能
力，建造了2个发射台。阿里安第二发射场
发射控制中心
铁轨
的配置见左图。
阿里安第二发射场位于第一发射场南面
转台
500m，由火箭准备区和发射区两部分组成，
阿里安4运载火箭
在发射平台上
两者相距950m。将准备区与发射区分开，可
以大大缩短2次发射之间的时间间隔，一枚
勤务塔
火箭在发射区总装时，另一枚火箭则可在准
备区进行起竖、装配和测试工作。准备区的
脐带塔
主要任务是完成火箭起竖、各级气密性检查、
电气检查以及发射计时程序中对火箭的遥测
工作，火箭在此需要一个月准备时间，该区
主要包括垂直装配厂房、发射控制中心等。
发射区主要任务是进行火箭最后阶段的连接
和测试、有效载荷的装配与测试以及整流罩
阿里安第二发射场配置
装配、发射准备及最后倒计时和发射。火箭

<!-- 第 1726 页 -->
圭亚那航天中心
1683·
在发射区停留时间不到1个月。发射区主要包括1个固定
式脐带塔、1个移动式勤务塔以及1个发射平台。准备区
和发射区之间有铁轨相连。
电视和
装配厂房内有2个活动发射平台可供使用，当一个平
内部通
话设备
台上的火箭完成准备工作远离厂房后，就把另一个平台移
进来开始组装下一枚火箭。为了解决2个活动发射平台在
技术室
效载荷机科
组装区与发射区之间往返时的交会问题。在主铁路线的中
部设有1个转台和一小段错车轨道岔线。
运载火箭控制机柜
这种组装与发射分开的设计思想，不仅提高了发射效
率，而且有利于安全，万一已加注燃料的阿里安火箭在发
射台上发生爆炸，950m的安全距离可防止准备区受到破
81B
D
坏。
有效载荷
控制区
1．垂直装配厂房
指挥控制
高75m，距离活动发射平台1km远，两者之间有铁
AIWAIW
么
轨相连，活动发射平台在轨道上移动把一枚直立的总装好
的火箭送往发射区。
2.活动发射平台
AN
安全系统
有2个活动发射平台，运载火箭在活动发射平台上进
控制台
行组装并进行检测、调试，然后连同活动发射台一起沿铁
路运到发射区。
观察室
允许用户进入的区域
阿里安第二发射场发射控制中心配置
3．发射控制中心
发射控制中心距离勤务塔1000m，安装有同时测试3
颗卫星所需的测试设备，测试设备通过脐带线路与卫星相
连通，发射控制中心配置见右上图。
4.活动勤务塔
活动勤务塔高80m，质量3000t，可在一条与主铁路
垂直铁路上移动。当活动勤务塔移至发射台处时，可把运
载火箭包起来。有效载荷工作平台可以沿垂直方向升降到
有效载荷的各个部位，平台上部空间构成一个洁净度为10
级的洁净区。一部高架移动式起重机用于各种起竖操作，
以便进行最后阶段的装配检测、有效载荷及其整流罩的安
阿里安第二发射场脐带塔与活动勤务塔外观
装和发射前的测试以及最后的发射准备。射前6h活动勤务
塔移走，进行倒计时。
5．脐带塔
在脐带塔内有1个安装用户测试设备的专用间。活动勤务塔和脐带塔外观见左上图。

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欧洲航天发射中心
·1684·
阿里安第三发射场
欧洲航天局为了适应阿里安5运载火箭的发射需要，在库鲁建设了新的发射设施一一阿里安第三发射
场，它也作为发射阿里安4运载火箭的备用发射场。该发射场将承担发射地球同步轨道和太阳同步轨道商
业卫星、科学和试验应用卫星、航天飞机和平台系统等任务。发射场设计的总目标是以最少的设备条件实
现年发射10次的要求。阿里安第三发射场位于阿里安第一发射场以北，通过现有的双轨型导轨，阿里安
第三发射场能与阿里安第二发射场相连，也能和固体助推器准备区相连。
阿里安5火箭在第三发射场的操作与阿里安4火箭在第二发射场有很大差别。主要不同在于阿里安4
火箭的发射操作工作（包括上面级11t常规推进剂的加注）均在发射塔架上进行，而阿里安5全部转移到
火箭总装厂房内进行。火箭部件的准备和测试是同时进行的，发射周期缩短。
第三发射场有如下特点：1）可同时进行火箭的垂直组装、机械和电气测试以及固体助推器的准备工
作，节省阿里安5火箭的装配时间：2）运载火箭与有效载荷的连接可以一次完成，火箭运到之前就已装
配好有效载荷，并将其连接到地面系统上。联合操作只限于有效载荷与运载火箭的连接安装、电气试验、
加注可储存推进剂、倒计时和发射：3）采用固定在活动发射平台上的脐带塔，因而不必将各种管线接头
断开和重新连接，从操作开始到操作结束，各种管线一直与火箭对接，直到发射：4）发射区功能单一化，
简易发射台只用来加注低温推进剂和发射。
第三发射场可分为准备区和发射区。准备区主要包括助
推器组装厂房、运载火箭组装厂房和火箭总装厂房、发射控
制室中心。火箭组装厂房离发射控制中心约400m，离总装
厂房约600m。各厂房和发射区之间由双线铁轨相连。发射
发射场区
区在准备区以北约1800m处，发射区只设有数目有限的设
活动发射平台
施，运载火箭只能在发射倒计时前10h停放在发射区，设施
简单，包括活动发射平台、登机塔、水塔等。阿里安第三发
射场配置见左图。
1．助推器组装厂房
助推器组装厂房用于助推器的装配和测试。厂房的设计
总装厂房
运载火箭
组装厂
除垂直组装外，一切操作可同时进行。固体助推器分成60～
80t的节段运输。在助推器组装厂房内，将各节段进行起竖、
检查，并装上附件。各节段的垂直组装是在一间专用大厅的
活动架上进行的。在此完成全部准备和测试后就可以运到运
发射控制中心
载火箭组装厂房。
2.运载火箭组装厂房
运载火箭组装厂房为钢结构，长127m，宽31m，高58m，
可分成储存大厅、一子级起竖大厅和火箭组装大厅3部分。
火箭储存大厅内有2台起重设备。一子级、仪器舱和二
阿里安第三发射场配置
子级通过海、陆路运到这里后，直接随运输容器存放在此。
一子级起竖大厅紧挨储存大厅，内有1台起重机，可将水平状态的一子级竖起，使其处于垂直状态，
便于组装。
火箭组装大厅长43m，宽30m，高58m，紧邻起竖大厅，通过一个密封性好的滑动门与起竖大厅分
开，内部装有空调。大厅内还设有一个专门用于垂直状态固体助推器进入的门。一子级、仪器舱、固体助
推器和可储存推进剂二子级在此进行组装。操作时要借助位于活动发射平台上方一个有7层高的钢制工作

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圭亚那航天中心
·1685·
平台，达到火箭组装和测试所需要的各种高度。此外，大厅还设有1个专用门，用于转运组装好的火箭（包
括一子级、二子级、仪器舱和固体助推器）到火箭总装厂房。
在厂房底层、活动发射平台前面有一块长30m、宽11m的区域，是固体助推器转运到该大厅所用铁
轨的终端。另外，装载仪器舱和可储存推进剂二子级的容器由牵引车从储存大厅运来，并在此处开箱。
阿里安第三发射场运载火箭组装厂房布局见下图。
对接及检查区
起竖区
卸载区
脐带塔
及发射塔
阿里安第三发射场运载火箭组装厂房布局
3.火箭总装厂房
火箭总装厂房长85m、宽52m、高
83m，采用全钢结构，带空调。总装厂房
外观见右图。1993年开始建造，1995年完
工，主要用于火箭下面组合体的准备、上
面组合体的组装以及上下组合体的对接，
进行有效载荷的组装，并设有气闸过道，
完成阿里安5运载火箭可储存推进剂的加
注，完成组装好的运载火箭与装上整流罩
的有效载荷对接，完成电气系统的最后检
测。火箭总装厂房主要包括以下几部分：
1）封闭大厅。分2个隔间，分别用于
整流罩两半壳和上面组合体的组装。有效
载荷及整流罩在这里组装成上面组合体。
用于上面组合体的组装大厅长30m、宽
总装厂房外观
30m，有一个10级的洁净空调室，内有
1台吊重为40t的吊车。
2）组装大厅。位于封闭大厅对面，由运载火箭下面组合体组装区和运载火箭上面部分与有效载荷组
装区组成。对于双星发射，下面的有效载荷直接与仪器舱对接后再与上面组合体对接。
3）其他设施。包括洁净储存区、主气闸间以及一个专供运载火箭进出厂房使用的垂直滑动门。
4.发射控制中心
发射控制中心厂房高95m，长60m，宽57m，距离发射台2km远，为一掩体外形，分为有防护设施
和无防护设施两部分，主要用于监测运载火箭由准备到发射的全过程。无防护设施主要是办公室、会议室、
计算机房等。有防护设施分3层，由混凝土加固，能经受速度120m/s的10t冲击力，设备和人员在该范

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欧洲航天发射中心
·1686·
围内均可受到保护，里面有2个完全独立的检测室和3个有效载荷控制
室。
5.活动发射平台和脐带塔
为了在每次发射任务中只进行一次各子级和有效载荷的连接，同时
也为了把组装好的运载火箭整体运到发射台座，阿里安第三发射场采用
活动发射平台系统，而且活动发射平台带有脐带塔。活动发射平台和脐
带塔外观见左图。活动发射平台分3层，分别用于流体设备的指挥控制
系统、电源和空调。平台长25m、宽21m，质量为1000t。脐带塔伴
随运载火箭，不需要把脐带管线脱开。发射平台和脐带塔上还有发射所
需要的各种机械和电气测试设备。这套设备和运载火箭及其检测系统在
一起，在发射前可以只进行一次准备和测试。有4个避雷塔，位于发射
台座周围。
6．发射台座
发射台座用来安放活动发射平台和脐带塔，通过锚接方法使活动发
射平台固定在上面。在发射台座周围有排焰管道。在发射台座地下设置
了流体设备及电气设备。在发射台座周围有1个三面导流槽和3个排焰
阿里安第三发射场
管道，发射台座配置见下图。导流槽的2个用于固体发动机，一个用于
活动发射平台和脐带塔外观
芯一级低温发动机。
固体发动机排焰管
脐带塔
登机塔
HM60排焰管
发射台座
登机塔
HM60导流槽
阿里安第三发射场发射台座布局
7.液氧、液氢储存设备
液氧、液氢和液氮用的移动储罐位于发射台座约200m处。
8．水塔
水塔为减少发射噪音而设，且为各种冷却操作供水，高90m，可储水1500m²。
9.其他设施
在靠近发射台座的低矮厂房内设有电气、控制、流体设备和地面-发射平台连接装置，也包括一些需要
的液压设备及电气设备。

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圭亚那航天中心
·1687·
联盟号运载火箭发射场
在库鲁建造用于俄罗斯联盟号火箭的发射场有许多优越性，如库鲁位于5.3°N，可以最有效地利用火
箭的推力，大幅度提高联盟号运载火箭发射地球同步转移轨道有效载荷的质量。联盟号火箭发射场位于阿
里安第三发射场西北13km处，主要包括运载火箭组装厂房、发射台、发射控制中心以及一些支持设施。
运载火箭组装厂房与发射台之间通过700m长的铁轨连接，发射控制中心位于发射台1000m处。联盟号
火箭发射场布局见下图。
发射控制中心
去往西奈马瑞的路
运载火箭组装厂房
发射台
推进剂储存区
联盟号运载火箭发射场布局
1．运载火箭组装厂房
运载火箭组装厂房主要用于运载火箭各子级的储存、组装以及试验。该厂房与拜科努尔发射中心以及
普列谢茨克发射中心的联盟号运载火箭的厂房类似，相关卫星的操作或者卫星/火箭的联合操作都不在该厂
房内进行。
2．发射台
发射台由金属支撑结构、装有支撑臂的混凝土发射台以及移动勤务塔组成（见下图）。支撑臂和发射
台服务设备与拜科努尔发射中心以及普列谢茨克发射中心的联盟号运载火箭发射台的设备相同。
起竖的火箭
连接臂
灯架
支撑臂
阿里安第三发射场联盟号运载火箭发射台

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欧洲航天发射中心
·1688·
3.活动勤务塔
活动勤务塔装有起重机，用于上面组合体的组装。活动勤务塔能够保护火箭不受外界环境的影响，并
为运载火箭上面部分和卫星操作提供一个防护间。
有效载荷准备区
在圭亚那航天中心有效载荷的准备分3个阶段进行。首先是有效载荷处理和检验，其次是危险性操作，
最后是与运载火箭对接。有效载荷第1、第2阶段的准备工作在有效载荷区进行，第3阶段准备工作在总
装厂房或在发射台上完成。
有效载荷准备区，主要包括S1有效载荷处理设施、S2/S4危险操作处理设施、S3危险操作处理设施、
S5有效载荷/危险操作处理设施以及一些辅助设施，如推进剂储存区、火工品储存区以及化学实验室。
S1有效载荷处理设施（PPF）
S1有效载荷处理设施位于技术中心，由S1A、S1B、S1C、S1E和S1F5个厂房组成，用于完成有效
载荷第1阶段工作。
1）S1A厂房面积为488m²，厂房入口处有一个宽45m、长10m、高10m的密封室。该厂房可同时
处理2颗卫星。
2）S1B厂房面积为800m²，其中卫星测试设备占300m²，空调设备占340m²，净化储藏室占60m²，
其他为办公室和会议室。该厂房可同时处理3颗卫星，该有效载荷准备厂房在S5有效载荷准备厂房建成
之后就不再使用。
3）S1C、1E、1F建筑是S1B办公区的延伸段，可容纳30人。
S3危险操作处理设施（HPF）
S3危险操作处理设施位于阿里安5运载火箭发射台的西南部，距离技术中心15km，由S3A、S3B、
S3C和S3E厂房组成，用于完成有效载荷第2阶段准备工作。例如推进剂加注、远地点分离发动机组装等。
1）S3A厂房为处理阿里安3运载火箭有效载荷而建，也可处理阿里安4运载火箭发射的较小有效载
荷。该厂房由3个大厅组成，2个面积为172m²，1个面积为185㎡²，洁净度可达10^级。该厂房用于肼
类推进剂加注、火工品安装、双星发射有效载荷组装以及转运装箱工作。在该厂房内组装好的有效载荷经
封装后再转运到发射台安装整流罩。
2）S3B厂房用于处理阿里安4运载火箭有效载荷，包括1个面积为320m2的组装、加注大厅和面积
为400㎡²的封装大厅。有效载荷和整流罩在封装大厅内完成封装，封装好的有效载荷再转运至总装厂房。
3）S3C厂房用来对S2和S4厂房内的危险操作进行监控，S3E厂房用于推进剂加注设备的钝化操作。
S2/S4危险操作处理设施（HPF）
S2/S4设施用于固体发动机的相关操作，是S3设施的有力补充。
1)S2厂房用于固体推进剂发动机和火工品安装和检测，该厂房有2个面积分别为97m²和48m²的大
厅，分别装有用于检验发动机的机械设备以及检验安全解保装置的电气系统。此外，还包括车间、储存室
和办公室。
2）S4厂房专用于固体推进剂发动机的冷渍试验和X射线探伤。X射线探伤大厅面积为75m²，装有1
台Linatron200型加速器，可产生5.5、8、10兆电子伏特的能量。该加速器与1个32位自动旋转台连接，
可对质量为3t、直径2m的固体发动机进行探伤检查。冷渍室面积9m²、高4m，可将发动机的温度保持
在0~15℃。
S5有效载荷/危险操作处理设施（PPF/HPF）
S5有效载荷处理厂房是为适应阿里安5火箭大型载荷的需要而建的设施，位于阿里安第三发射场内，

<!-- 第 1732 页 -->
圭亚那航天中心
·1689·
由S5A、S5B和S5C等3个工作大厅组成。有效载荷从运抵之日起就在这3个工作大厅内储存和处理，直
到运往总装厂房。该设施于2001年完工，可同时处理4个有效载荷，比以往有效载荷处理设施的效率提
高了1倍。
S5A面积为700m²，主要用于无危险组装工作，S5B面积为300m²，用于大型卫星推进剂的加注，S5C
面积为410m²，用于小型卫星推进剂的加注。这些工作大厅之间通过高12m、面积225m2的气闸间连接。
此外，S5有效载荷准备区还包括面积为1000㎡²的办公区和卫星加注设备的最终净化区。
固体助推器区
固体助推器区位于阿里安第三发射场附近，专门用于固体助推器的生产、组装以及试验。固体助推器
区主要分为5部分，分别为圭亚那推进剂生产车间、固体助推器组装厂房、垂直试验台、固体助推器储存
厂房以及壳体准备厂房。
1）圭亚那推进剂生产车间建于1992年，主要对固体助推器的后两段（中段和后段）进行生产和浇铸，
较小的前段则从意大利运送到此。该工厂每年可生产32～40个固体助推器段。
2）固体助推器组装厂房主要用于固体助推器的组装和检测。固体助推器各段通过专用的拖车从圭亚
那航天中心推进剂车间运到此处，并在一间专用大厅的活动架上进行垂直组装，再将用于一子级的飞行控
制、电气和火工品系统以及固定装置组装到固体助推器上，在固体助推器通过功能测试后，即可运往运载
火箭组装厂房或固体助推器发动机试车台进行其他试验。
3）固体助推器试车台主要用于固体助推器的研制和鉴定，此试车台高62m，最大可承受1000t的冲
击力，排焰道长200m、宽35m、深60m。
4）固体助推器储存厂房位于助推器组装厂房和运载火箭组装厂房之间，可同时储存4枚固体助推器，
提前生产的固体助推器可存放在此备用。
5）固体助推器壳体准备厂房于1996年投入使用，长70m，宽20m，高15m。该厂房由欧洲航空航
天防务公司（EADS）管理，用于完成喷管作动器和固体助推器回收用降落伞的组装工作等。
地面跟踪系统
在阿里安运载火箭的发射助推阶段，约有1200个遥测信息要传送到地面，以便发射人员了解发射进
行的情况以供以后研究使用。共有5个遥测接收站，其中有4个固定站，它们是佩尔山上的加里奥特站、
卡宴附近的蒙大博站、巴西的纳塔尔站、NASA的阿森松岛设施。另一个是活动站，即巴西培兰活动站。
4个固定站都设有直径10m的天线，培兰站设有直径4m的天线，可以连续接收通过S波段（2200～
2290Hz）传输的遥测信息。
阿里安运载火箭的地面跟踪使用5个地面站，包括库鲁的迈特（Mete）站，装备两部C波段阿杜尔
（ADOUR）雷达，离发射场约3km；库鲁附近的勒布隆德（Leblond）站，设有一部C波段布列塔哥尼
（Bretagne）雷达，离发射场20km；卡宴附近的蒙大博站，备有C波段布列塔尼雷达，离发射场约70km;
伊内斯（Ines）站，接近巴西的纳塔尔，备有一部C波段贝安（Beam）雷达。阿里安运载火箭的跟踪系统
还包括设在佩尔山和罗亚勒（Royale）岛的两台红外自动跟踪电影经纬仪，离发射场20km。
（孙雅平，曲晶）

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日本航天发射中心
·1690·
日本航天发射中心
日本拥有两个主要的航天发射中心一种子岛航天中心与鹿儿岛航天中心，它们都位于日本南部。另
外，还设有多个地面跟踪测控站，见下图。
筑波航天中心
JAXA总部
宇航科学研究所
（航天数据分析中心）
角田推进中心
地球观测中心
白田外层空间中心
田桂跟踪与数据获取中心
鹿儿岛航天中心（31°15N、131°5E）
种子岛航天中心（30°24N、130°58E）
日本航天中心分布
种子岛航天中心（種子岛宇宙七）夕一）
地理环境
种子岛位于日本南部九州岛的最南端，距离鹿儿岛市约115km。种子岛航天中心（種子岛宇宙七》夕
一/Tanegashima SpaceCenter）位于岛的东南端，总面积 8.60km²，是日本最大的航天基地。中心坐标为
30°24N、130°58E。
发展历程
种子岛航天中心始建于1966年，由原日本宇宙开发事业团（NASDA）建立。2003年10月，原日本
三大航空航天机构合并后，由新成立的日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）管理。
航天中心设施
该航天中心包括竹崎发射区（用于发射小型火箭）、大崎发射区（用于发射H-2A和J-1等大中型运载

<!-- 第 1734 页 -->
种子岛航天中心
·1691·
火箭）和种子岛各处的跟踪与遥测设施（包括发射区北边、种子岛中部的增田跟踪与通信站（MTCS）和
野木雷达站，发射区西边的宇宙丘雷达站和多处光学跟踪测站）。下图示出了该航天中心的整体布局。
（至平山)
广田光学观测站
10km
吉信发射场
（大型火箭）
西之表港
西之表市
大崎指挥中心
中之山遥测站
大崎发射区
野木雷达站
（至茎永）
中型火箭发射场
增田跟踪与
大崎光学观测站
通信站
中种子町镇
岛间港
种子岛航天中心
大崎测控站
南种子町镇
固体火箭试验设施
吉信发射场
宇宙丘雷达站
大崎发射区
航天中心办公楼
竹崎发射区
(至茎永)
竹崎发射区
竹崎区控制中心
门仓光学观测站
小型火箭发射场
竹崎观看台
种子岛航天中心布局
种子岛航天中心的主要任务是完成航天器发射各阶段的工作：包括射前准备（航天器和运载火箭组装、
检查、调试）、倒计时操作和射后跟踪。它在日本航天器的发射工作中起着至关重要的作用。同时，该航
天中心可进行固体火箭助推器和液体火箭发动机的地面点火试车，在日本航天的研制工作中，也起着重要
作用。此外，该航天中心还设有其他配套的管理与支持设施。
竹崎发射区
竹崎发射区于1966年9月开始建造，1968年投入使用，是种子岛航天中心最早建成的部分。该发射
区占地面积约0.79km²，位于30°22"20"N、130°5755"E。主要用于发射小型火箭。发射区的主要设施有
小型火箭发射场、竹崎控制中心、装配车间、综合测试车间、气象观测室等。
竹崎小型发射场曾发射过多种小型火箭，如LS-C、JCR、TT-500A、TR-1和TR-1A等型号，现已停
止使用，见后图。
竹崎区控制中心现在用于指挥整个种子岛航天中心的火箭发射工作，如发射前运载火箭和卫星的操

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日本航天发射中心
·1692·
作、发射和射后跟踪。它也是航天中心的信息中枢，是种子岛航天中心自身的通信控制中心和位于本岛和
岛外各个跟踪站以及全球各接收站的通信协调中心。此外，它还是数据处理和信息分析和决策中心，并负
责地面安全、飞行安全的检查和天气条件观测。
小型火箭TR-1A在竹崎区发射场
为了完成这些任务，竹崎控制中心装有发射区控制系统、飞行安全处理系统、时钟系统、通信系统（电
话交换系统和光纤传输系统）、光学跟踪系统和气象观测系统。
紧挨竹崎控制中心的是种子岛航天中心办公大楼，它是整个航天中心的办公中心。是种子岛航天中心
用于商业发射时各方代表和媒体的接待处。
竹崎区还用于进行航天旅游开发，因此该区设有航天博物馆、火箭发射看台等设施。
此外，竹崎区北部设有固体火箭静态点火试验设施，曾用于H-1的SOB固体火箭助推器，H-2的SRB
固体火箭助推器和H-2A的SRB-A固体火箭助推器的地面试车，该试验设施包括测量间、测试设备、摄像
间和掩体。
大崎发射区
大崎发射区始建于1969年，1980年全部建成，占地面积约7.6km²，位于30°23'38"N、130°58'22"E。
该发射区主要用于发射大中型液体火箭，现有2个用于组装和发射运载火箭的发射场（大崎中型火箭发射
场和吉信（大型火箭）发射场、多个用于航天器射前准备的厂房、危险品（推进剂、气体等）储存设施和
发动机试车台。
按照H-2A火箭的发射操作流程，有效载荷在进入大崎发射区后，要在第二航天器总装测试厂房、航
天器与整流罩装配厂房进行相关操作，然后航天器与整流罩的组装件要被运往位于该发射区的吉信发射场
的吉信运载火箭总装厂房，与在此处总装的运载火箭组装，之后由活动发射平台将星箭组装件平移到发射
台发射。
大崎发射区的整体布局见后图。

<!-- 第 1736 页 -->
种子岛航天中心
·1693.
第航天器总装测试房
北
自旋测试厂房
航天器/整流罩总装房
固体助推剂储存设施
液体推进剂库
液氧库
供水设施
固体火箭助推
子级和卫
吉信运载火筛装配房
器测试厂房
星总装厂房
吉信发射防护室
第一航天器总
装测试厂房
液氢储存
新吉信发射防护室（地下）
维进剂储
吉信第二拍摄间
信大型火翁发射区
大崎办公楼1
LE-7A试车台
400500
100
200
发射支持室
火箭组装厂房
的台
80m气象塔
液氧库
发州台2
大崎控制站
高压气体库
到茎永、上中
大崎发射防护室活动勤务塔
到竹崎管理大楼
大崎发射区整体布局
1.航天器操作设施
（1）第一和第二航天器总装测试厂房
航天器总装测试厂房有2座，第一航天器总装测试厂房建立较早，主要用于处理1t级小型和中型卫
星。第二航天器总装测试厂房有2间隔离室、2间航天器准备大厅、2间地面支持设备存放室和3间检查
室和开箱室。能同时进行2个（最多3个）航天器的准备工作。在此进行的工作有航天器的准备和组装、
与地面支持设备的连接、联合测试、射频功能测试、电池的充放电、称重等。另外，这个厂房有通往吉信
运载火箭总装厂房和活动发射平台的光缆，以及一个与增田跟踪与通信站进行通信的天线。可以在此通过
远程操作，在航天器与整流罩组装件装上运载火箭后，进行航天器的控制和检查。
(2）航天器与整流罩装配厂房
航天器与整流罩装配厂房高30m，由空气屏、有效载荷与整流罩装配大厅、加注与装配大厅和检查间
组成。航天器从航天器总装测试厂房转运到该厂房后立即开箱，首先对航天器进行目检；然后进行航天器
推进系统的高压检漏试验、准备加注设备并进行航天器推进剂的加注和增压，安装航天器的火工品和固体
火箭发动机，同时进行地面支持设备的安装和调试；最后完成航天器、卫星支架和整流罩的对接。形成航
天器与整流罩组装件，以便进行转运。此外，整流罩自身的检查和准备工作也在这里完成。
有效载荷与整流罩装配大厅、加注和装配大厅和检查间的墙壁均采用防爆墙。此外，有效载荷整流罩
装配大厅、加注和装配大厅及加注设备室都装有紧急排气设备、推进剂废液冲洗排放收集系统、气体传感
器、防火报警器、沐浴器和洗眼喷泉、逃逸门等来应对在处理推进剂时可能发生的事故。
此外，种子岛航天中心的主要建筑一第二航天器与整流罩装配厂房正在建设中。建成后，它将取代
第二航天器总装测试厂房和航天器与整流罩装配厂房的功能，能够提高航天中心接收航天器的能力，从航

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日本航天发射中心
·1694·
天器运抵发射基地后的检查到安装卫星支架、封装有效载荷整流罩这一系列操作都可在该厂房内完成，从
而可进一步缩短发射准备时间。
2.大崎中型火箭发射场
大崎中型火箭发射场（见下图）曾先后发射过N-1、N-2和H-1火箭，现存的设施用于发射J-1火箭。
大崎中型火箭发射场
该发射场有大崎活动勤务塔（用于火箭总装测试和检查）、发射台（用于固定和发射火箭，见后图）
和脐带塔（用于支撑为火箭和卫星提供电源、高压气体和空调送风的各种管线）。J-1火箭的总装和发射操
作都在活动勤务塔中完成。塔高60m，质量2800t。火箭发射前，该塔通过铁轨滑动，后撤到100m外的
地方。

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种子岛航天中心
·1695·
大崎J-1发射台
大崎发射防护室(大崎发射控制中心)是一个半地下的防爆建筑，距大崎发射台170m，顶部覆盖有1m
厚的填土，内部用于大崎中型火箭发射区发射操作的直接协调和控制，工作协调、监控、高压气体加注等
工作在此遥控进行，并通过这里将中型火箭发射台的各种参数传往竹崎控制中心。
使用H-2A火箭进行航天器发射时的操作主要在该航天中心的大崎发射区内进行。对航天器（包括卫星
和飞船等）的操作在第二航天器总装测试厂房进行，而对运载火箭的总装、星箭组装和火箭发射则集中在吉
信发射场完成。
距大崎发射防护室不远的80m气象观测塔用于观测发射时的风向、风速等气象参数，并将其传到大
崎发射防护室。
3．吉信发射场
吉信发射场处在大崎发射区东端，中型火箭发射场的东北约1km处的突出尖角上，如下页上图所示。
它的发射台位于30°23'50"N、130°38'7"E。该发射场始建于1985年，开始是为发射H-2火箭而建的，1991
年完工时共花费500亿日元。H-2A计划开始以后，1996～2000年，又投资250亿日元对该发射场及其地
面设施陆续进行了较大规模的改造和改建。

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日本航天发射中心
·1696·
吉信发射场
H-2A火箭的主要发射设施全都位于该发射场，见下图。
VAB
LHS
HGS
BH
LOS
HDF
ML
吉信发射场的发射设施
VAB一吉信运载火箭总装厂房：ML一活动发射平台：LP1和LP2一发射台：PST一发射台勤务塔：BH一发射防护室；
HDF一氢处理设施；LOS一液氧储存库；LHS一液氢储存库：HGS-高压气体储存库

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种子岛航天中心
·1697·
（1）吉信运载火箭总装厂房
吉信运载火箭总装厂房（见下图）是火箭总装、检查和调试的设施。在这里首先完成运载火箭一子级、
二子级和固体捆绑火箭的组装，然后，航天器与整流罩的组装件从航天器专用运输门运进该厂房，由起重
机提升到二子级顶部，完成与二子级的组装，并完成终检。
该厂房由下半部分和上半部分组成，宽64m，长34.5m，高81m，自重5600t。在下半部分，主要
进行SRB-A与一些零件的安装。在上半部分完成H-2A火箭的装配和检测工作。该厂房在9、10和11层
各有2个隔离室。通过4个升降机式的楼层可抵达每个装配室里航天器和运载火箭的不同部位。为了维持
厂房内的环境，整个厂房装有空调系统，顶部还装有高洁净度密闭室用于航天器操作。H-2A计划执行后，
该厂房增加为两跨，有2个工位，可同时完成2枚H-2A火箭的组装工作。
火箭在厂房内工位上进行操作时由停在厂房底部的活动发射平台承载。在发射日，厂房大门滑开，载
有运载火箭的活动发射平台从该厂房平移到发射台。
吉信运载火箭总装厂房
（2）活动发射平台
对应吉信运载火箭总装厂房的2个工位，吉信发射场有2个活动发射平台（见后图），每个活动发射
平台都是一块上平面装有2座脐带塔、可被2辆台车拖起移动的发射台板。在运载火箭总装厂房内时，运
载火箭由它来承载，到了发射日，火箭由它转运到发射台。在发射时，它又充当了发射台的发射台板。

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日本航天发射中心
·1698?
吉信发射场活动发射平台
发射平台的地面设备有：1个发射台板，2座脐带塔和诸如推进剂加注系统、脐带系统和电气系统一类的
地面辅助系统。这种设计使得活动发射平台与火箭构成了一个系统，该系统包括火箭自身和地面设备。在
此系统中，火箭和地面支持系统作为一个整体系统，在总装厂房内完成配套总装和最后测试之后，该系统
保持最后的技术状态，并于该状态下在发射日将火箭运抵发射台，这种方式减小了发射风险。为保持火箭
和地面支持系统组成的系统的技术状态，活动发射平台系统采用下列重要设备完成相应的功能：
1）安装在活动发射平台运输车上的电源装置向卫星连续供电。
2）活动发射平台运动时，连接供气拖车向卫星连续供应空调用气。
3）在活动发射平台上设有密闭室，供卫星地面辅助设备用，通过活动发射平台脐带塔上的脐带电缆
和管路与有效载荷相连接。卫星地面辅助设备连续监控卫星上的电子设备。
4）活动发射平台上装有氨气和氮气设备，可连续向火箭供应氨气和氮气。
这些设备通过脐带线路和管路连接有效载荷整流罩内的航天器，电信号传送和电源供给通过脐带电缆
完成，空调送风通过脐带管线中的空调管道来进行。在到达发射台后，运载火箭一子级和二子级的加注也
分别通过从活动发射平台和脐带塔中引出的推进剂加注管道来进行。H-2A运载火箭的脐带系统经过简化，
各承载托架缩小了尺寸。通过采用串联接口和利用遥测减少了脐带电缆条数，利用减少管路分支和调节压
力，使脐带管路减少。这使得此系统发射后的维修周期缩短，维修成本降低，有利于增大火箭发射频率。
活动发射平台的上台板和脐带塔上分别安装用来捕捉一子级和二子级脐带的捕获器，捕获器与氮气源相
同，保护脐带免受发射火焰和烟雾损害。
发射日，活动发射平台转运到发射台以后的推进剂加注也通过活动发射平台的加注设备进行，因此还
需要推进剂管线连接系统。像液氧/液氢这样的低温管线应能在短时间内灵活连接和卸开。为此，活动发射
平台采用了推进剂管路自动连接技术：推进剂管路的连接与卸开采用垂直方式；在连接件的卡口处分别设

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种子岛航天中心
·1699·
置2个球阀，其绝热性能保持在低水平，在连接和卸开时，2个球阀可挡住空气。采用这种方式后，就不
必用大量氮气吹除连接件。特别是这种系统能在加注推进剂后，管路保持在低温状态将接头卸开。该装置
能在不到0.5h内分别使管路接通和卸开。
主要性能参数
尺寸
发射台1：21mx22mx7m
发射台2：25.4mx22mx7m
脐带塔高度65.5m
结构
钢制结构，带有脐带塔
自身质量
发射台1：850t，发射台2：1040t
行走方式
靠多轮台车行走
液氢管道、液氮管道、氮气管道、氮气管道
高压气体设备及管路
冷却水设备
可连接最大流量200m2/min的管道
密闭室
3个
密闭室环境
空调，温度（20±3）℃，湿度40%～50%
活动发射平台的移动由1对台车配合完成，见下图。每部台车的总长25.4m、宽3.3m、高2.84～3.44m，
质量为150t，用于载着发射台板从吉信运载火箭总装厂房移动到发射台。它设有多轮驱动系统、水平调节
系统和精确的自动导向系统，可实现从运载火箭总装厂房的2个工位到2个发射台的8种转运方式。台车
的最大车速2km/h，发射日，它能在不到0.5h内完成活动发射平台和运载火箭的转运。
吉信发射场正在挪动活动发射平台的台车
由于台车要承载1265t的负载，它的行走装置采用了14轴上的56个重负载聚氨酯人造橡胶固体轮胎。

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日本航天发射中心
·1700·
每个车轮均可分别控制，所采用的液压悬挂系统能够升降车辆的高度。移动发射台板时，2辆台车首先将
车的高度降低，驶入发射台板下部，然后抬高，抬起发射台板和火箭后同步移动。为了尽量降低冲击，它
采用交流伺服电机和柴油发电机组成的系统来控制加速和减速，在运输活动平台的过程中，即使路面不平
整，运输车也能利用水平调节，保持水平度在土0.2°范围内。同时，2辆台车中的主控台车对行走速度和
方向偏差可进行总体控制，辅助台车则跟踪主控台车的指令。自动导向系统利用磁力传感器探测理在地面
下的自动导向磁铁操纵转向装置，使活动发射平台在总装厂房和发射台上的纵横方向定位精度在土25mm
的范围内。
台车可以前后移动，并能完成横向平移和原地180°转向。手动控制时，此车能沿任何方向移动。活动
发射平台运输车在最大风速达22.4m/s时仍能避免火箭倾倒。即使此运输车突然紧急刹车，也能避免把大
于0.08g的加速度加到火箭上。不承载时，2辆台车可以独立运行，在运输活动发射平台时，2辆台车由其
中一辆主控，协同工作。
（3）发射台
在吉信发射场有1号和2号两个发射台。
2号发射台是新建的（如下图所示），它不仅可以发射现有的H-2A火箭，还可发射重型H-2A火箭及
后续型号。它的形状基本上是更为安全的开放式。发动机排气道较短，在其两侧有2个开口，将空气引入
发动机排气道，在发动机启动瞬态和关机瞬态以及中止瞬态条件下，一子级发动机的未燃氢气不会被截留
聚集。它包含开放型发动机排气道、推进剂加注系统、液压系统、供水系统、空调系统、电源系统、2个
避雷塔和其他设备，采用了新的液氢双功能贮箱系统和新的冷却水喷注系统。
吉信发射场2号发射台
1号发射台在原有的H-2火箭发射台基础上经过改建而成。它可用于发射H-2A的H2A202、H2A2022、
H2A2024型火箭，整体结构上比2号发射台多了吉信发射台勤务塔，属于开式勤务塔，由原有的封闭式
勤务塔改建而成。1号发射台和吉信发射台勤务塔如后图所示。

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种子岛航天中心
·1701·
吉信发射场1号发射台和吉信发射台勤务塔
（4）吉信发射控制中心（吉信发射防护室）
吉信发射控制中心距离2个发射台各约500m，与用于H-2火箭发射的原吉信发射控制中心（现已停
止使用）紧邻，建在地下12m，用于协调和监控航天器和火箭的发射操作，是发射场的前沿指挥所。在这
个设施内，进行发射场各项工作的协调与监控，诸如：发出指令、操作和监视火箭的组装、调试、监测、
推进剂加注等。同时也可远程控制发射操作，并向竹崎区控制中心传输数据。还有最终的倒计时操作，如
推进剂加注，电子系统检验和发射等也由这里远程控制。
发射控制中心内有2套控制设备，可以同时控制2枚H-2A火箭的相关操作。所有箭载设备和装置都
从发射控制中心远程控制。发射控制中心的操纵台通过光纤以太网同活动发射台上的控制器相连。当控制
系统启动并进入运行状态时，自动进行每台计算机自检，自动验证活动发射平台和发射控制中心之间的控
制/检测线路。此外，光纤控制/监测线路、交流电源、控制器和操纵台都具有冗余能力。因此，即使一个
部件出现故障，控制系统仍能工作。而且，独立的控制/检测系统也一直处于准备工作状态，以确保火箭
及其地面系统的安全。与H-2火箭相比，H-2A的控制设备自动化程度提高，需要的工作人员少。
发射操作数据处理系统自动进行数据收集、数据处理和GO/NO-GO判断，其电气线路和功能自动检
测系统如后图所示。
4.大崎发射区的储存设备
大崎发射场还设有配套的储存设施，包括液氧储存库（LOS）、液氢储存库（LHS）、高压气体储存库
（HGS），为了满足H-2A火箭增强型等大型型号的要求，改造后的吉信发射场在原有储存设施上增加了1
个液氧贮箱和1个液氢贮箱。

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日本航天发射中心
·1702·
发射控制中心
活动发射平台
触摸屏装置
数据链路和功
(WindowsNT)
能自动检测
控制器
工作站
继电器设备
操作员控制台
（冗余）
控制器
（余）
自动检测
B/U数据发送机
B/U数据发送机
·自动开/关
·状态监视器
光纤数字
链路（冗余）
多任务适应性
·数据通道分配
·数据监视器状态
·控制状态
·数据/控制序列等
长度小于
10km
吉信发射控制中心电气线路和功能自动检测控制系统
各储存设施的容量如下表所示。
大崎发射场配套储存设施
压力/MPa
容积/m²
项目
数量
液氧贮箱
160
3
液氢贮箱
540
3
氮气贮箱
8
44
11
氮气贮箱
6
20
27
液氨贮箱
640
1.13
液氮贮箱
150
0.344
1
吉信试车台
吉信试车台开始是为H-2火箭的LE-7主发动机的静态点火试车而建的，为就近利用液氢液氧的储存
设施，选择在吉信发射场旁建造（见后图）。后来也用于H-2A火箭LE-7A发动机的研制和试验，对获取
地面点火数据和确定发动机设计方案起到了重要作用。研发阶段完成后，该设备用于每次发射所用的发动
机的验收检验。

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鹿儿岛航天中心
·1703·
吉信发动机试车台
(尚辉)
鹿儿岛航天中心（鹿见岛宇宙七义夕一）
发展历程
1962年2月，鹿儿岛航天中心（鹿见岛宇宙七）夕一/KagoshimaSpaceCenter）由日本宇宙航空研究
开发机构前身之一的日本宇宙科学研究所开始兴建。到1963年12月，该发射场开始使用。1965年，鹿儿
岛航天中心已拥有发射卡帕和兰姆达固体探空火箭的全套设施。1970年2月11日，用兰姆达4S-5火箭在
这里发射了日本第1颗技术卫星大隅号。1964年，发射场进行了扩建，用来发射缪系列固体运载火箭。
地理环境
鹿儿岛航天中心是日本探空火箭和科学卫星运载火箭发射场，它位于鹿儿岛县内之浦附近的一个多山
丘而人口稀少的地区。中心位置为31°14'N、131°04'45"E，占地面积约0.71km²。
航天中心设施
鹿儿岛航天中心设有兰姆达火箭发射工位、缪火箭发射工位、卫星跟踪中心、遥测中心、控制中心、
有效载荷总装厂房、火箭总装厂房、卫星准备厂房等。各种设施建在不同海拔高度的山顶坪上。在海拔
320m的高地上设有控制中心、遥测中心（配有18m抛物面天线）、卫星无线电跟踪站和有效载荷总装厂
房。兰姆达火箭发射场海拔277m，设有几座卡帕和S火箭机动发射台，还包括一个固体推进剂药柱处理
室。
缪火箭发射场是鹿儿岛航天中心最大的发射场，海拔220m，面积25000m²。它拥有缪火箭勤务塔、
总装车间、发射控制室（离发射台约80m）。
缪火箭发射工位较大，是鹿儿岛航天中心的主要发射工位，该工位发射方式被称为“导轨-倾斜发射方

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日本航天发射中心
·1704·
式”。即在勤务塔内完成射前检查的火箭被垂直安装在发射架悬臂上，然后发射架和火箭从塔内移出，按
照发射控制中心的指令调整到合适的方位仰角，之后发射。
缪火箭发射工位的发射设施由勤务塔和发射架组成（见下图）。勤务塔是固定式的，高36m、是10
层的钢制结构，质量360t。安装在发射架运行起点，并与处于发射位置的火箭保持足够的距离。它主要对
各级火箭进行组装、检查和维护，包括发射架悬臂系统垂直固定在塔内的各种构件、勤务塔塔体，可移动
地板、发射架进出大门、吊车、电梯、空调系统及相应的仪表等。
在塔内完成射前检查的火箭被垂直安装在发射架悬臂上，再按照地下控制室设定的发射方位和发射仰
角（75°~80°）从勤务塔内移出。发射架由转向台车、悬臂系统、转向系统、火焰导流板以及液压系统等组
成。悬臂长30m，垂直安装在转向台车上，火箭的质量靠位于悬臂下端的火箭固定机构的卡环来支撑。
勤务塔塔体
控制室
火箭吊装设备
M-V火箭
火箭进出门
俯仰道轨系统
移动式起重机
火箭支座
火箭组装台
环形轨道
转向台车
火焰导流板
缪火箭发射设施
（尚辉，柳念芦）
日本航天地面测控站
种子岛的地面测控站
种子岛除了发射中心外，也配有大量跟踪与遥测设施。
在种子岛设有3个主要的雷达站，用于测量运载火箭的飞行轨迹。这3套雷达及其外围设备分别安装

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日本航天地面测控站
·1705·
在宇宙丘和野木这两处以形成冗余系统。测出运载火箭在飞行中的位置后将数据发送到竹崎区控制中心。
2个遥测站分别设在宇宙丘和增田，它们接收火箭飞行中的各种遥测数据并将其传回竹崎区控制中心。
增田跟踪与通信站除了遥测数据接收外还负责火箭飞行时发送地面指令，并且有卫星跟踪的功能，日
本航天跟踪网的一个站点。
当火箭还在低空飞行时使用雷达跟踪信号尚不稳定，此时需要光学跟踪。种子岛设有3个主要的光学
跟踪站，分别是大崎区西北2.3km的广田光学跟踪站、竹崎区内的竹崎光学跟踪站以及种子岛南端的门仓
光学跟踪站。
其他测控站
除了位于种子岛的各测控站之外，日本在鹿儿岛有内之浦跟踪与数据测量站，在筑波地区有多个地面
跟踪站。
筑波是日本宇宙航空研究开发机构的总部所在地，这里的筑波航天中心（见下图）、白田外层空间中
心、田桂跟踪与数据获取中心、地球观测中心等共同构成了地面跟踪网。
10
2
12
3
筑波航天中心
1—卫星磁试验楼；2—行政办公大楼：3—计算中心；4—跟踪与控制中心：5—1号结构试验楼；6—1号卫星试验楼；7—模拟室；8一水塔：
9—发电厂：10—2号结构试验楼：11一制导与控制试验楼；12一电气试验楼：13—2号卫星试验楼；14—3号结构试验楼
此外，在小笠原群岛的父岛也有一个下靶场跟踪站。还有一个是活动的下靶场跟踪站，可根据任务设
在马绍尔群岛的夸贾林岛或者圣诞岛。
（尚辉）

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印度航天发射中心
·1706·
印度航天发射中心
1972年6月，印度政府成立了空间委员会并委托空间部负责国家的航天活动。空间部直接受总理领导。
空间部下属印度空间研究组织具体经管航天研究工作的管理与和平利用。航天发射场主要有斯里哈里科塔
发射场和顿巴赤道发射场。顿巴赤道发射场是印度建成的第1个航天发射场，主要进行探空火箭的发射。
斯里哈里科塔发射场是印度最大的和主要的航天发射中心，印度的卫星运载火箭（SLV）、加大推力卫星运
载火箭（ASLV）、极地轨道卫星运载火箭（PSLV）和地球同步轨道卫星运载火箭（GSLV）都在此发射。
顿巴赤道发射场（THUMBAEQUATORIALROCKETLAUNCHINGSTATION）
顿巴赤道发射场（ThumbaEquatorialRocketLaunchingStation）位于阿拉伯海海岸，喀拉拉邦特里凡
得琅城以北6km的地方，地理坐标为8°31'N、76°52'E，海拔64m，面积为2km²。这里年平均温度最高
为30℃，最低为24℃，年平均湿度在58%～94%之间。一年内多为北风、西北风和西风，平均风速
7m/h，月平均降雨量为127mm。
1963年，印度在顿巴赤道发射场建成了自己的第1个火箭发射台，同年11月发射了一枚探空火箭。
顿巴赤道发射场是印度1963年建立的第1个科学试验火箭发射场。该发射场是进行低空上层大气和电离
层研究的理想场所。这些研究在地磁赤道区（在顿巴正北面）具有特别重要意义。所以，该发射场在美、
苏、法等国支持下已成为探空火箭的国际发射场。
顿巴赤道发射场有3个发射台，能发射直径大于0.56m的火箭。1963年11月21日投入使用以来，
已成功地发射了NASA的一些探空火箭，还发射了各种类型的地球物理和天文研究火箭。法国、德国、日
本、苏联和保加利亚的科学家参加了这里的各项科学实验。
2000年，在顿巴赤道发射场的航天发射一度停止，2002年又重新恢复发射。
（柳念芦，孙雅平）
斯里哈里科塔发射场（SRIHARIKOTALAUNCHINGRANGE）
地理环境
斯里哈里科塔发射场（SriharikotaLaunchingRange）是印度最重要的航天发射中心。2002年，发射场
以萨提斯达瓦教授的名字重新命名，现在的官方名称是萨提斯达瓦航天中心（SatishDhawanSpaceCenter）。
发射场位于印度东海岸的斯里哈里科塔岛上马德拉斯北部100km处，地理位置为13°47"N、80°15'E。
这里气候受西南季风和东北季风影响，10、11月份是大雨季节，但一年内多数月份阳光充足，天气晴朗，
可以进行室外静态试车和发射试验。发射场占地面积145km²，海岸线长27km。有公路和铁路通往有海港
和机场的切奈市，交通比较便利，具备较好的开展航天发射的自然条件。但该中心发射极轨道卫星将受严
兰卡的人口稠密区。这里的极轨道发射方位角被限制在140°向西南方向发射，继而要作耗费能量的偏航
55°机动飞行，使该发射场的发射活动受到限制。
发展历程
1971年10月9日，斯里哈里科塔发射场正式投入使用，发射了3枚罗希尼-125探空火箭。1979年8

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斯里哈里科塔发射场
·1707·
月10日首次发射了SLV-3火箭，但由于二子级制导系统出现故障，未能把40kg的卫星送入近地轨道。1980
年7月18日，用SLV-3火箭第2次发射印度卫星获得成功，把卫星送入300km×900km的轨道，从而使
印度成为世界上第7个能独立发射卫星的国家。2004年2月23日下午，斯里哈里科塔发射场的固体燃料
基地发生爆炸，至少造成6人死亡，5人受伤。
现在，斯里哈里科塔发射场已新建了通用发射平台。该发射系统耗资近1亿美元，历时5年建成。2005
年5月5日上午10点20分，PSLV-C6型极地轨道卫星运载火箭在此发射平台上成功发射了2颗国产卫星，
这是印度首次完成箭星全部国产的“一箭多星”发射任务。
自1971年以来，经过30多年的建设，斯里哈里科塔发射场已成为印度最大的航天城和火箭发射中心，
拥有完备的火箭测试与处理设施和先进的计算机数据处理中心。印度的4种国产运载火箭-SLV、ASLV、
PSLV和GSLV都从这里发射，德国、韩国和比利时等国委托印度发射的卫星也是从该中心发射的。
发射区设施
斯里哈里科塔发射场拥有大型多级火箭和卫星运载火箭的试验、组装和发射设施，拥有卫星跟踪、遥
测和通信站。印度空间研究中心还在此扩建了固体助推器工厂，可为多级火箭发动机生产大尺寸的推进剂
药柱。下图为该发射场布局图。
技术区
13°49
危险品阳存区
口
空火管发时台
PSLV发时工位
1335*N
斯里哈里科塔发射场布局
下表为该发射场的发射工位情况。
斯里哈里科塔发射场现有的发射工位
发射工位
运载火箭
说明
地球同步轨道卫星运载火箭（GSLV），极地轨道
经过改进可适应GSLV低温上面级
PSLV
卫星运载火箭（PSLV）
的发射要求
卫星运载火箭（SLV），加大推力卫星运载火箭
SLV
现较少使用
(ASLV)

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印度航天发射中心
·1708·
PSLV发射工位
斯里哈里科塔发射场有2个用于极地轨道卫星运载火箭（PSLV）和地球同步卫星运载火箭（GSLV）
的发射工位一一原有的发射工位和新建的发射工位。
原有的发射工位设施有：固体助推器准备设施；火箭装配厂房；低温推进剂储存和运输设施；推进剂
加注的检测和控制系统；有效载荷准备设施；活动勤务塔、固定脐带塔和发射台；发射控制中心和任务控
制中心；跟踪系统；数据接收系统。固定的脐带塔改进后可以适应GSLV低温上面级的发射要求；活动勤
务塔高75m，有一个用于有效载荷的洁净室。PSLV发射工位布局见下图。
发射控制中心和
遥控站
任务控制中心
遥测站
c波段雷达
固体助推器准备厂房
火箭装配厂房
勤务塔
发射台
偏二甲肼泄出贮箱和
输送管路终端
四氧化二氮泄出贮箱
和输送管路终端
PSLV发射工位布局
为保证GSLV和PSLV发射任务不断增加的要求，新的发射工位采用总装一转运一发射的操作方案。
配置了相应的发射设施，主要有活动发射平台。运载火箭在固定的火箭装配厂房装配，再用活动发射平台
转运到发射台，这个活动发射平台上带有一个脐带塔。这样大大缩短了火箭总装和发射的时间。
发射控制中心和任务控制中心距离发射台6km。SP1有效载荷处理设施离发射控制中心不远：SP2和
SP3航天器燃料加注和火箭总装设施位于发射台附近。SP1、SP2、SP3都有一个10?级的洁净室。
（孙雅平）
印度航天发射中心的地面跟踪系统
由勒克瑙、布莱尔港、斯里哈里科塔、特里凡德琅和毛里求斯等地的跟踪站与班加罗尔的航天器控制
中心组成了一个跟踪站网络，负责为卫星和运载火箭的飞行任务提供保障，即保障网络运行（包括遥测跟
踪站的维护）、航天器操作（包括航天器的调度和控制）、地区用户终端和任务控制中心的操作。
（孙雅平）

<!-- 第 1752 页 -->
天顶号3SL海上发射设施
·1709·
国际海上发射中心
国际海上发射中心是国际海上发射公司为发射天顶号3SL运载火箭负责建造和管理的。该公司是由美
国、俄罗斯、乌克兰和挪威的4家公司合资组建的一个跨国公司。
天顶号3SL海上发射设施
地理环境
海上发射中心的设施包括基地港、总装/指挥船、发射平台、跟踪与通信设施。
基地港位于美国西海岸加利福尼亚州长滩港附近，占地面积68796.6m²。这里交通便利，陆路与1-110
和I-710号高速公路相通，距长滩机场21km，距洛杉矶国际机场40km，距约翰-韦恩机场38km。
总装/指挥船和发射平台平时停泊在基地港的码头上，发射时驶往太平洋的赤道区。标准发射点的地理
位置约为0°N、154W。也可以选用其他点发射火箭。利用赤道海域发射航天器可以充分利用地球自转所
获得的最大加速度，还可以避免陆地发射诸多条件的限制。
发展历程
1995年4月，国际海上发射服务公司成立，计划全面展开。1995年底，总装/指挥船和发射平台开始
由挪威克瓦耶梅尔公司设计和制造，建成后于1997年秋驶往俄罗斯圣彼得堡港，在那里安装火箭组装、
测试和发射控制设备，1998年7月到达美国加州的基地港，交付使用。基地港也在1996年8月破土动工。
建成后在1999年组织运载火箭发射，从1999年3月至2007年6月底，从海上发射点共发射了天顶号3SL
型火箭24次。
发射设施
基地港
基地港内建有大小不同的13座建筑物，下图为基地港设施分布图。
总装指挥船
卫星处理厂房
港口设施
发射平台
天顶号3SL海上发射设施基地港设施分布

<!-- 第 1753 页 -->
国际海上发射中心
·1710·
基地港设施包括卫星处理厂房、火工品储存库房、基地港管理人员与技术人员的办公大楼、火箭用户
的办公大楼，还有几个仓库和1个码头。码头长约335m，宽18m，可以停泊总装/指挥船、发射平台和其
他船只，为船舶提供电力、通信、给水、污水排放和其他服务。卫星处理厂房有2个高约20m的卫星处
理厅和推进剂加注厅及其控制室和推进剂储存室，面积约6500㎡²，还有1个卫星囊封厅。基地港的主要
任务是接收火箭各级和有效载荷部件（包括整流罩、卫星支架和卫星）；对卫星进行处理和检测，加注推
进剂，将卫星通过支架与整流罩对接，并进行囊封，最后将火箭各级和有效载荷部件送上总装/指挥船准备
进行总装。
总装/指挥船
总装/指挥船是在一个滚装货船的基础上为海上发射系统设计建造的（见下图）。
第4层甲板
第3层甲板
第2层甲板
第1层甲板
遮蔽甲板
直升机机库
火箭装配大厅
卫星
三子级处理
船尾斜台
口
口
三子级加注
组装成一体的运载火箭
天顶号3SL海上发射设施总装/指挥船示意图
总装/指挥船全长203m，宽32.2m，高43.6m，排水量30830t，航速16节，可装载3枚火箭。有5
层甲板和1间直升机机库，船上最多可容纳240名工作人员，包括船员、发射操作人员和用户代表。船尾
有1个斜台便于火箭部件的装卸。在总装/指挥船上，运载火箭将完成全部总装检测工作。总装好的火箭用
起重机转放到发射平台的悬架上。发射控制中心位于装配/指挥船上。在天顶3SL运载火箭准备和发射的
整个过程中，该船主要完成以下4项任务：
1）停泊在基地港时，充当运载火箭与有效载荷的总装现场；
2）在运载火箭发射准备及发射过程中，充当发射控制中心，负责监视并控制发射准备和发射操作过程；
3）作为发射控制中心，负责汇集和处理所有遥测和外测数据：
4）在运输航行和火箭发射期间，为工作人员提供工作和生活场所。
在船的主甲板下方是火箭装配大厅，厅内设有火箭总装和测试的全套设备，可以对整个火箭进行组装
和测试。在其靠船首一侧是有效载荷部件（包括整流罩、卫星支架和卫星）间和三子级处理间。在三子级

<!-- 第 1754 页 -->
天顶号3SL海上发射设施
·1711·
处理间对该级加注自燃推进剂并进行检测，三子级和有效载荷部件检测完毕后，即送往火箭装配大厅参加
火箭的总装和检测。发射控制中心在火箭装配大厅上方的底舱甲板上，在这里可以监控火箭的装配和操作
过程。每一个卫星工作组都配有一个监控卫星的控制台。发射控制中心还配有俄语和英语对译装置，可以
客户提供服务，每个客户都有办公区、个人办公室、会议室、设备室和储藏室。客户人员的生活起居室在
第1和第2层舱中，这里有38个单间可供2个客户各19人使用。在第5层舱是贵宾起居室及其观景台。
该船还设有自助餐厅、咖啡厅、休息室、录像厅、健身房、桑拿浴室、游泳池和医务室（配有1名医生）
以及船员和发射操作人员的起居室，舒适程度与旅游船的相似。通过船上的通信设备，借助商用通信卫星，
可以与船外的其他部门保持联系。
奥德赛海上发射平台
发射平台全长133m，甲板长78m，宽66.8m，高（至直升机停机坪）71m，净排水量27400t，满
载排水量46000t，航速12节。下图为奥德赛海上发射平台示意图。
准备发射的天顶号3SL运载火箭
工作人员休息室
发射甲板
地面设备室
火箭库房
发射台
运输位置上的天顶号3SL
发射水位
运输水位
天顶号3SL海上发射设施奥德赛海上发射平台示意图
奥德赛号海上发射平台是一种由四螺旋桨式推进系统自行推进的、半潜双体船式海上移动发射平台，
原为北海油田的一座石油钻井平台，遭受过火灾破坏，经夸纳海事公司修复后改建成发射平台，定名为“奥
德赛号”。上面配备有发射台、运输起竖车、推进剂加注系统和其他辅助设备等。发射平台上有1间带空
调的大厅，用于放置准备发射的天顶号3SL运载火箭。在发射平台一侧是带双面导流器和发射台的发射装
置。在大厅两侧是多层舱室。平台还配有必要的发射支援设备，如压缩气体、液氧和煤油加注和储存设备
及其他辅助设备。平台可以容纳68人，所有人员（包括船员、发射操作人员和2个用户各6人）的生活
起居、餐饮、娱乐和医疗都在两侧的舱室。发射平台从基地港启航到达发射区后，要下潜到一定的吃水深
度并保持稳定。随后，运输/起竖车把运载火箭转移到发射台上，包括加注推进剂在内的发射前操作可由
1套遥控的火箭推进剂加注系统和自动发射系统来完成，无需人的参与。待所有射前的准备工作全部完成

<!-- 第 1755 页 -->
国际海上发射中心
·1712·
后，大部分工作人员通过与总装/指挥船相连的平桥从发射平台撤回到总装/指挥船，总装/指挥船驶离发射
平台到与之相距6km的地方。留下的几个人要到加注推进剂前才撤离发射平台，乘直升机返回总装/指挥
船。最后由发射控制中心控制火箭发射。
遥测和跟踪系统
火箭上的DM上面级的遥测系统发射机通过可展开天线将所测得的各种遥测数据传递到总装/指挥船，
并通过通信和数据中继卫星传送给有关的美国和俄罗斯的地面站和莫斯科控制中心。在火箭发射时，停泊
在发射点附近的俄罗斯塞勒涅M号跟踪测量船会不间断地跟踪火箭的主动段飞行，并将跟踪到的数据转发
给总装/指挥船和有关的地面站。
（孙雅平，谢佐慰）

<!-- 第 1756 页 -->
附录

<!-- 第 1757 页 -->
附录
·1714·
附
运载火箭
转移轨
遇逸
近地轨道
同步轨
起飞
最大4
起飞
整流罩
整流罩
全长/m
运载
运载
道运载
道运载
运载火箭
直径/m
直径/m
质量/
推力/kN
高度/m
级号
级长/m
直径血
能力
能力
能力/
能力
4.63
1020.00
2.25
中国长征一号
81.57
0.30
17.84
29.86
18
1.50
1
7.49
2.25
2
4.57
1.50
3
中国长征一号D
28.22
3.81
2.05
4.00
0.36
17.84
81.465
1101.20
2.25
1
6.21
2.25
2
1.77
2.05
3
31.17
3.35
3.35
3.35
中国长征二号
192.00
2786.00
1.80
23.72
1
8.71
3.35
2
3.35
8.37
中国长征二号C
245.00
2962.00
26.82
3.35
43.03
3.35
3.85
1
11.31
3.35
2
中国长征二号C/
3.35
245.00
2962.00
43.03
3.35
3.35
8.37
26.82
1.25
1
上面级
11.31
3.35
2
1.4
3
3
43.03
中国长征二号C/
3.35
3.35
26.82
3.35
245.00
2962.00
1.9
8.37
】
上面级A
3.35
11.31
2
1.20
2.70
3.35
3.35
1.35*
27.91
3.35
中国长征二号D
250.00
2961.60
41.06
6.983
1
(600km)
11.21
3.35
2
2.25
中国长征二号E
462.46
5923.20
49.69
11.45
10.50
4.20
9.20
15.33
0
3.35
28.47
1
14.22
3.35
2
2.25
中国长征二号F
58.30
10.17
11.15
16.09
479.70
5923.20
3.80
8.08
0
28.47
3.35
1
3.35
14.22
2
中国风暴一号
2746.00
32.57
3.35
1.50
3.35
192.68
2.20
3.14
23.82
1
8.61
3.35
2
23.49
3.35
6.54
9.47
3.35
2
1.60
中国长征三号
205.00
2962.00
44.86
3.35
3.0
7.11
10.364
2.25
3
注：*太阳同步轨道：“包括捆绑助推器。

<!-- 第 1758 页 -->
运载火箭性能参数表
·1715·
录
性能参数表
子级
开始
首次
发射
研制
地面推
推进剂
结构
地面比
真空比
真空
工作
质量人
发动机
代号
推进剂
年份
年份
冲(m-s)
质量久
质量t
力/kN
推力/kN
冲/（m-s")
时间/s
2349.0
硝酸-27S/偏二甲腊
65.25
1xYF-2
61.07
1020.00
2607.0
140.00
4.07
1965
1970
1xYF-3
11.21
2.27
硝酸-27S/偏二甲腊
13.55
294.20
2746.0
102.00
聚硫橡胶固体推进剂
1.80
2.20
0.40
1xFG-02
111.00
2472.0
40.00
硝酸-27S/偏二甲肼
1101.20
2378.1
1987
65.63
1xYF-2A
61.64
3.99
133.46
661
四氧化二氮/偏二甲脚
13.30
2xYF-40
2971.4
1.14
100.86
12.16
350.00
44.00
端羟基聚丁二烯
2834.0
0.52
0.65
43.00
1.398
1xFG-36
143.00
2540.0
四氧化二氮/偏二甲胖
151.60
1xYF-21
2786
8.60
130
1970
1974
1xYF-22（主机）
35.00
3.20
四氧化二氮/偏二甲胖
720.00
38.20
2834.0
112
四氧化二氮/偏二甲胖
4xYF-23（游机）
46.00
2762.0
287
四氧化二氮/偏二甲脚
2556.0
183.00
IxYF-21C
2962
147
1980
10.00
173.00
1982
四氧化二氮/偏二甲脚
1xYF-22C（主机）
59.00
4.00
55.00
741.00
2922.0
190
四氧化二氮/偏二甲脚
4xYF-23C（游机）
47.20
650
2834.0
四氧化二氮/偏二甲胖
183.00
10.00
173.00
2556.0
1xYF-21C
2962
147
2001
2003
IxYF-22C（主机）
四氧化二氮/偏二甲脚
741.00
2922.0
59.00
4.00
55.00
190
4xYF-23C（游机）
四氧化二氮/偏二甲胖
2834.0
47.20
650
8FG57-2C
端羟基聚丁二烯
100.00
2803.0
3.30
0.70
2.60
74
2556.0
183.00
IxYF-21C
四氧化二氮/偏二甲胖
173.00
2962
147
1993
1997
10.00
四氧化二氮/偏二甲胖
741.00
2922.0
59.00
4.00
IxYF-22C（主机）
55.00
190
四氧化二氮/偏二甲脚
4xYF-23C（游机）
650
47.20
2834.0
0.84
FG-47
端羟基聚丁二烯
0.12
35
0.96
10.00
2814.0
四氧化二氮/偏二甲胖
193.00
11.00
2961.60
2550.0
154
1990
1992
1xYF-21B
182.00
1xYF-22C（主机）
四氧化二氮/偏二甲胖
169
57.00
4.00
53.00
742.00
2942.0
4xYF-23C（游机）
四氧化二氮/偏二甲胖
382
47.10
2834.0
12.00
四氧化二氮/偏二甲胖
2556.2
163.02
4xYF-20B
151.02
2961.60
127.26
1988
1990
1xYF-21B
四氧化二氮/偏二甲脚
198.83
12.55
186.28
2961.60
2556.2
160.43
四氧化二氮/偏二甲胖
738.40
IxYF-22B（主机）
91.414
4.955
84.76
2922.4
301.18
四氧化二氮/偏二甲胖
4xYF-23B（游机）
47.07
2834.1
414.68
四氧化二氮/偏二甲胖
2961.60
2550.0
177.68
4xYF-25K
165.97
11.72
136.00
1992
1999
199.5
4xYF-20K
2550.0
四氧化二氮/偏二甲阱
186.60
159.00
12.86
2961.60
742.04
303.00
1xYF-24K（主机）
四氧化二氮/偏二甲肼
90.00
5.26
84.80
2941.8
4xYF-23B（游机）
四氧化二氮/偏二甲脚
47.04
2761.6
422.00
1xYF-21
142.73
2535.0
151.30
8.99
四氧化二氮/偏二甲胖
128.00
1969
1972
2746.00
3.54
IxYF-22（主机）
四氧化二氮/偏二甲胖
716.00
2815.0
39.52
36.10
117,40
四氧化二氮/偏二甲肼
4xYF-23U（游机）
44.13
2736.0
323.41
四氧化二氮/偏二甲胖
86
2961.60
2556.2
153.07
IxYF-21B
143.69
121.00
1975
1984
四氧化二氮/偏二甲胖
IxDaFY21-1（主机）
39.44
3.60
742.00
35.84
2922.40
130.00
四氧化二氮/偏二甲胖
46.10
4xYF-23F（游机）
2762.0
135.00
液氧/液氢
1xYF-73
10.70
1.97
8.73
44.13
4119.0
729.00

<!-- 第 1759 页 -->
附录
·1716·
转移轨
近地轨道
遇逸
整流
同步轨
最大
起飞
起飞
整流罩
道运载
全长/m
运载
运载
罩直
道运载
运载火箭
质量
直径/m
高度/m
推力/kN
级号
级长/m
直径咖
径/m
能力
能力代
能力/
能力/
23.27
3.35
1
11.28
2
3.35
中国长征三号A
52.52
2962.00
3.35
3.35
6.00
0.40
2.60
1.45
243.00
8.887
12.38
3.0
3
2.25
16.09
0
24.76
3.35
1
中国长征三号B
456.00
5923.00
5.50
3.70
56.33
12.05
4/4.2
9.56
11.50
1.90
12.92
3.35
2
12.38
3.00
3
2.25
16.09
0
24.76
3.35
1
9.25
4/4.2
1.15
2.45
中国长征三号C
367.00
4443.00
2
12.92
56.33
8.45
9.56
4.00
3.35
12.38
3.00
3
41.90
3.35
2.90
3.35
中国长征四号A
241.09
2962.00
1.50*
24.65
4.91
1
10.40
3.35
2
2.90
4.95
3
47.98
中国长征四号B
3.35
2.90
27.91
3.35
2961.60
2.65*
249.00
5.91
1
8.48
3.35
10.62
3.35
2
10.68
3.80
5.452
2.90
3
中国长征四号C
249.00
2961.60
47.977
3.35
2.90
27.91
3.35
3.10*
5.91
1
8.48
3.35
3.35
10.62
2
3.80
10.68
5.45
2.90
3
8220.00
2.25
中国长征五号
675.00
60.50
18.00
10.00
26.00
5.00
5.20
0
3.35
27.60
0
31.70
5.00
1
10.60
5.00
2
3904.40
10.30
苏联卫星号
3.00
267.00
1.20
1.33
2.68
0
19.80
2.95
28.75
1
苏联月球号
2.58
279.00
4002.50
33.50
10.30
2.40
0.36
0
2.68
19.80
28.75
2.95
1
2.98
2.58
2
苏联东方号
4002.50
38.36
10.30
2.70
287.00
6.80
4.73
0
19.80
2.68
28.75
2.95
1
2
2.98
2.58
苏联三级
306.00
4002.50
43.40
10.30
2.68
2.70
6.00
19.80
1.62
0
闪电号M
28.75
2.95
1
2.66
2
8.10
2.58
3.10
3
4002.50
49.52
3.00
11.36（非
7.20
2.68
苏联二级联盟号
10.30
19.80
310.00
0
载人型）
（载人型）
28.75
2.95
1
45.22（非
2.66
8.10
2
载人型）

<!-- 第 1760 页 -->
运载火箭性能参数表
·1717·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
结构
地面推
真空
推进剂
工作
地面比
真空比
质量
发动机
代号
推进剂
年份
年份
冲(m-s")
力/kN
时间/s
质量/
冲/（m-s")
质量t
推力/kN
11.23
四氧化二氮/偏二甲胖
1xYF-21C
183.28
2556.2
172.05
2961.60
146.00
1986
1994
3.56
四氧化二氮/偏二甲胖
34.12
742.04
1xYF-22E
30.56
2922.4
114.00
四氧化二氮/偏二甲胖
4xYF-23C
47.07
2834.0
119.00
2.74
2xYF-75
液氧/液氢
20.94
18.19
156.91
4334.5
469.00
四氧化二氮/偏二甲肼
4xYF-25
176.08
11.60
2961.60
2556.2
140.00
1992
196
164.48
四氧化二氮/偏二甲册
198.68
12.44
1xYF-21C
186.25
2961.60
2556.2
157.00
四氧化二氮/偏二甲肼
45.75
3.85
1xYF-22E（主机）
49.60
742.04
2922.4
178.00
四氧化二氮/偏二甲腊
4xYF-23C（游机）
47.00
2834.0
184.00
液氧/液氢
2xYF-75
21.30
3.06
18.24
156.91
4334.5
478.00
四氧化二氮/偏二甲腊
2xYF-25
88.04
5.80
1480.80
2556.2
140.00
82.26
2008
1990
四氧化二氮/偏二甲腊
1xYF-21C
198.68
12.44
186.25
2961.60
2556.2
146.00
JxYF-22E（主机）
四氧化二氮/偏二甲胖
49.6
3.85
45.75
742.04
2922.40
178.00
4xYF-23C（游机）
47.00
四氧化二氮/偏二甲胖
2834.00
184.00
21.30
液氧/液氢
3.06
2xYF-75
18.24
156.91
4334.5
478.00
IxYF-21B
四氧化二氮/偏二甲胖
187.26
9.87
2961.60
2250.0
177.43
150.60
1978
1988
1xYF-22(主机)
四氧化二氮/偏二甲胖
38.58
3.08
2835.0
35.50
719.80
126.80
四氧化二氮/偏二甲脚
4xYF-23F(游机)
2742.0
136.80
46.00
四氧化二氮/偏二甲脚
1xYF-40
13.14
1.80
2942.0
329.80
11.34
98.00
191.958
10.058
1xYF-21C
四氧化二氮/偏二甲肼
2550.0
181.9
2961.6
153.90
1989
1999
3.00
IxYF-22E(主机)
37.27
四氧化二氮/偏二甲胖
34.27
742.04
2942.0
122.90
4xYF-23H(游机）
四氧化二氮/偏二甲胖
2761.6
46.10
132.70
四氧化二氮/偏二甲胖
16.1
1.749
100.848
1xYF-40B
14.336
2971.0
408.00
四氧化二氮/偏二甲腊
IxYF-21C
153.90
191.96
10.06
2550.0
181.90
2961.6
1999
四氧化二氮/偏二甲胖
3.00
1xYF-22E(主机)
122.90
37.27
34.27
742.04
2942.0
4xYF-23H(游机)
46.10
四氧化二氮/偏二甲腊
2761.6
132.70
16.2
1.86
四氧化二氮/偏二甲胖
1xYF-40A
2971.0
14.336
100.85
408.00
液氧/煤油
5.80
2400.00
2681.00
2942.0
3286.2
150.00
145.60
2xYF-100
134.00
23.40
液氧/煤油
311.40
4xYF-100
288.00
4800.00
5362.00
2924.0
3286.2
180.00
液氧/液氢
175.60
17.30
2xYF-77
158.3
1020.00
3058.0
1400.00
4197.0
480.00
液氧/液氢
22.20
5.10
2xYF-75D
17.10
162.60
4340.0
700.00
液氧/煤油
170.00
4xPI-107
14.00
156.00
3284.00
4000.00
2452.0
3010.0
120
1954
1957
IxPI-108
液氧/煤油
7.20
95.70
88.50
722.30
912.30
2430.0
3021.5
300
液氧/煤油
172.00
14.00
4xPI-107
3284.00
120~140
158.00
2491.7
1954
1959
1xPJ-108
液氧/煤油
97.30
7.80
745
89.50
941.80
3090.2
320
1xP-448初型
液氧/煤油
8.00
1.10
6.90
3100
49.10
430
14.00
液氧/煤油
172.00
4xPJ-107
3284.00
120~140
158.00
2491.7
1954
1961
液氧/煤油
7.80
IxPI-108
93.20
101.00
745.00
320
941.80
3090.2
IxP-448
液氧/煤油
7.00
1.10
5.90
54.90
1'8616
440
液氧/煤油
14.00
4xPI-107
3284.00
172.00
158.00
2491.7
1958
120~140
1961
液氧/煤油
7.80
1xPI-108
101.00
93.20
320
745.00
941.80
3090.2
3.00
液氧/煤油
21.00
24.00
1xPI-0110
245
294.30
3237.3
1.00
1x11D33
液氧/煤油
5.10
4.10
200
68.70
3335.4
4xPII-107
液氧/煤油
158.00
3284.00
2491.7
120~ 140
172.00
14.00
1960
1963
液氧/煤油
101.00
7.80
1xPI-108
OZ0
93.20
745.00
3090.2
941.80
液氧/煤油
24.00
3.00
1xPI-0110
21.00
245
294.30
3237.3

<!-- 第 1761 页 -->
附录
·1718·
透逸
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
最大4
起飞
起飞
整流罩
道运载
道运载
罩直
运载
运载
全长/m
运载火箭
高度/m
推力/kN
直径/m
质量h
级长/m
级号
直径加
能力
径/m
能力
能力
能力t
2.68
19.82
3.00
0
俄罗斯联盟号2
305.00
4145.00
46.10
10.30
8.20
4.11
11.43
（二级型）
27.84
2.95
1
2.66
310.90
7.60
2
（三级型）
3.48
1.74
3
30.00
2.26
1.65
2.75
0.60
19.70
1.65
苏联宇宙号1
635.00
43.00
1
6.74
1.65
2
0.85*
2.44
32.40
3.20
2.44
5.72
21.50
1.50
苏联宇宙号3M
109.50
1480.00
1
6.70
2.44
2
7.40
41.00
4.15
20.70
苏联二级型质子号
7.40
5
12.25
633.00
8844.00
1
14.40
4.15
2
21.20
苏联三级型
57.85
19.76
7.40
9600.00
7.40
4.10
14.9
700.00
I
质子号K
17.10
4.10
2
6.90
4.10
3
21.20
俄罗斯三级型
7.40
700.00
55.05
9600.00
7.40
4.10
14.9
21
1
4.10
17.10
质子号M
2
4.10
4.10
3
7.40
690.00
21.20
2.75~
俄罗斯四级型
9600.00
4.35
14.9
1.88
60.10
7.40
1
17.10
4.10
质子号K/上面级
4.35
2
DM3
6.90
4.10
3
3.70
6.28
21.20
7.40
俄罗斯四级型
9600.00
58.23
7.40
3.86~
690.00
2.92
1
4.10
质子号M/
17.10
6.19
2
徽风M
4.10
4.10
3
2.65
4.00
3.00
苏联/乌克兰
179.10
2946.00
39.95
1.46*
18.87
3.00
2.70
9.54
4.00
1
旋风号2
3.00
10.86
2
3.00
2.70
9.54
1.46*
18.87
乌克兰
39.95
2.00
179.10
2946.00
3.00
族风号2K
8.88
3.00
2
2.90
2.00
苏联/乌克兰
3.00
2973.00
39.27
10.00
3.60
18.87
3.00
2.70
189.00
1
莱风号3
3.00
8.88
2.25
2.58

<!-- 第 1762 页 -->
运载火箭性能参数表
·1719·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
地面推
真空
工作
结构
推进剂
地面比
真空比
代号
推进剂
质量代
发动机
年份
年份
推力/kN
冲(m-s")
质量/
质量/
力kN
冲(m-s")
时间/s
3352.00
3142.0
15.20
液氧/煤油
156.80
2579.0
120.5
172.00
4xPI-117
2004
1xPI-118
液氧/煤油
302
6.87
95.40
792.00
2506.0
3132.0
102.27
294.30
1xPI-0124
液氧/煤油
3520.0
300
2.38
23.00
25.38
3243.8
弗雷盖特
液氧/煤油
19.85
900
1.18
6.30
7.48
1xC5.92M
2255.0
2590.0
硝酸+氧化氮/煤油
140
1958
3.75
24.25
635.00
730.00
1962
28.00
1xP-214
液氧/偏二甲肼
12.50
260
1.50
1xPI-119
105.00
3450.0
14.00
硝酸+N20/偏二甲胖
2430.0
1480.00
134
1967
87.10
5.31
1xPJI-216M
81.79
硝酸+N2O/偏二甲肼
157.50
2972.0
21.2
IxS5.23(DU-49)
19.77
347.5
1.43
四氧化二氮/偏二甲胖
6XPI-253
1961
1968
461
417
8844.00
9810.00
2795.0
3100.0
130
44
四氧化二氮/偏二甲肤
208
2400.00
3180.0
12
4XP-0210
145
157
四氧化二氮/偏二甲脚
6xPI-275
960.00
10500.00
1966
1968
419.41
2890.0
3160.0
130
450.41
31.0
3xPJ-0210
四氧化二氮/偏二甲脚
156.113
1749.00
11.75
3210.0
212~250
167.863
四氧化二氮/偏二甲胖
1xPI-0211
583.00
3210.0
212~250
四氧化二氮/偏二甲胖
1xPI-0213（主机）
46.562
583.00
3210.0
250（最长）
50.747
4.185
IxPI-0214（游机）
四氧化二氮/偏二甲胖
270（最长）
31.00
2870.0
6XPJI-275
四氧化二氮/偏二甲胖
9600.00
31.0
419.41
2890.0
3160.0
130
450.41
10500.00
四氧化二氮/偏二甲
167.863
11.75
3xPI-0210
156.11
1749.00
3210.0
212~250
四氧化二氮/偏二甲胖
JxP-0211
583.00
3210.0
212~250
1xPI-0213（主机）
四氧化二氮/偏二甲胖
50.262
46.56
583.00
3210.0
250（最长）
3.7
1xPI-0214（游机）
四氧化二氮/偏二甲胖
31.00
2870.0
270（最长）
四氧化二氮/偏二甲胖
419.41
9600.00
31.0
6XP-275
2890.0
130
1996
450.41
10500.00
3160.0
四氧化二氮/编二甲胖
11.75
167.863
3xPI-0210
1749.00
156.11
3210.0
212~250
四氧化二氮/偏二甲阱
212~250
583.00
3210.0
1xPJ-0211
1xPI-0213（主机）
四氧化二氮/偏二甲肼
50.747
4.185
46.56
583.00
3210.0
250（最长）
四氧化二氮/偏二甲胖
31.00
270(最长）
IxPI-0214（游机）
2870.0
液氧/煤油
3.21
DM3
15.05
83.50
3449.6
680
18.26
1x1ID58M
6xPI-275
450.41
31.0
四氧化二氮/偏二甲胖
9600.00
10500.00
100
419.41
2890.0
3160.0
130
四氧化二氮/偏二甲胖
167.863
3210.0
11.75
3xPI-0210
156.11
1749.00
212~250
四氧化二氮/偏二甲腊
JxPJI-0211
583.00
3210.0
212~250
250（最长）
1xPI-0213（主机）
四氧化二氮/偏二甲肼
50.262
3.7
46.56
583.00
3210.0
四氧化二氮/偏二甲脚
IxPI-0214（游机）
31.00
2870.0
270（最长）
微风M
四氧化二氮/偏二甲胖
22.17
2.37
46.56
19.62
3189.9
3000
1x1430
四氧化二氮/偏二甲册
2635.0
127.40
IxPI-251（主机）
115
6.40
121.00
2365.40
1967
1xPI-68M（游机）
四氧化二氮/偏二甲册
282.50
四氧化二氮/偏二甲胖
4.80
IxPI-252（主机）
45.60
941.00
3077.0
140
50.40
四氧化二氮/偏二甲胖
1xPI-69M（游机）
54.00
四氧化二氮/偏二甲胖
2945.0
1xPI-261(主机）
2797.00
120
6.40
121.00
127.40
四氧化二氮/偏二甲胖
1xPI-855（游机）
334.50
955.2
142
2.70
IxPI-262（主机）
四氧化二氮/偏二甲胖
3077.0
51.70
49.00
四氧化二氮/偏二甲胖
IxPI-856（游机)
55.00
720
1XADU-600
四氧化二氮/偏二甲肼
2.44
1.64
1.04
0.60
2952.0
121.00
四氧化二氮/偏二甲胖
2797.00
2945.00
120
6.50
IxPI-261（主机）
1977
127 50
1xPI-68M（游机）
四氧化二氮/偏二甲胖
334.50
四氧化二氮/偏二甲肼
IxPI-262（主机）
160
53.30
4.3
49.00
955.20
3077.0
四氧化二氮/偏二甲肼
55.00
1xPI-69M（游机）
四氧化二氮/偏二甲肼
125
1.40
IxPJI-861
3.20
78.70
3109.0
4.60

<!-- 第 1763 页 -->
·1720·
附录
转移轨
整流
近地轨道
选逸
同步轨
起飞
最大4
整流罩
全长/m
罩直
运载
运载
运载火箭
道运载
道运载
高度/m
质量
直径/m
推力/kN
级号
级长/m
直径m
径/m
能力
能力
能力t
能力/
乌克兰风号4
9.7(长)
18.87
2971.00
1.6
3.00
198.00
39.95
3.00
5.25
1.8
4
1
8.7(短)
10.08
3.0-4.00
2
2.83
4.00
3
32.9
苏联天顶号2
460.00
7257.00
57.00
3.90
3.9
3.90
13.90
4.90*
1
3.9
10.4
2
7269.00
国际合作陆射
458.2
57.35
4.90*
3.9
3.90
32.9
13.90
1
天顶号2SLB
3.9
10.4
2
473.00
32.9
国际合作
3.9
7257.00
59.60
3.90
3.90
1.70
6.07
】
3.9
海射天顶号3SL
10.4
2
5.6
3.7
3
国际合作
466.2
7269
58.65
3.90
32.9
3.9
4.15
1.50
3.50
1
陆射天顶号3SLB
10.4
3.9
2
3.7
5.93
3
35457.00
2220.00
58.74
苏联能源号
18.00
100.00
22.00
3.9
37.7
0
58.735
7.75
1
34.90
俄罗斯安加拉1.1
2.62
149.50
1920.00
2.00
2.90
6.74
2.90
25.14
1
2.66
2.57
2
俄罗斯安加拉1.2
41.50
3.70
3.70
9.83
3.70
171.50
1920.00
25.14
2.90
1
5.10
3.66
2
俄罗斯安加拉A3
480.00
5770.00
2.40
45.80
8.86
4.35
11.60
14.00
28.00
2.90
0
25.14
2.90
1
7.71
3.66
2
2.65
4.10
3
俄罗斯安加拉A5
773.00
55.40
8.86
4.35
11.20
24.50
5.80
28.00
2.90
9610.00
0
25.14
2.90
1
5.51
3.66
2
4.10
2.65
3
俄罗斯安加拉
790.00
11.90
24.50
9610.00
8.86
5.10
64.00
6.80
28.00
2.90
0
25.14
A5/KVRB
2.90
1
7.51
3.66
2
10.60
4.35
3
2.62
俄罗斯隆声号
29.15
1870.00
2.62
6.68
111.45
1.95
17.20
2.50
1
2.50
3.90
2
2.50
1.30
3
5.25
俄罗斯第聂伯
208.9
22.34
4 166.5
34.3
3.7
3
3
3
1
5.71
3
2
3
1.00

<!-- 第 1764 页 -->
运载火箭性能参数表
·1721·
续表
子级
开始
首次
发射
研制
工作
地面推
真空
地面比
真空比
结构
推进剂
代号
发动机
推进剂
质量八
年份
年份
冲/(m-s)
力/kN
推力kN
冲(（m-s")
时间/s
质量/t
质量
四氧化二氮/偏二甲胖
121.00
2971.00
IxPI-261（主机）
2946.0
120
6.40
127.40
四氧化二氮/偏二甲胖
IxP-855（游机）
四氧化二氮/偏二甲脚
160
51.70
1xPI-262（主机）
49.00
975.80
3079.0
2.70
四氧化二氮/偏二甲胖
IxPI-856（游机）
四氧化二氮/偏二甲胖
7.49
3187.0
370
4.26
IXP-861
9.12
13.38
液氧/煤油
140~150
32.30
322.30
7257.00
3028.0
3302.6
1976
1985
354.60
1xPJ-171
液氧/煤油
1xPI-120（主机）
90.80
81.70
833.6
3430.0
200~315
9.10
款/
3351.6
4xPI-8（游机）
78.4
300~1100
3304.6
预计
液氧/煤油
7269.00
140~150
3033.0
2003
1xPJ-171M
326.78
354.35
27.57
液氧/煤油
2007
IxPI-120（主机）
82.48
912.00
3430.0
200~315
90.854
8.367
79.38
3360.9
液氧/煤油
4xPI-8（游机）
300~1100
液氧/煤油
326.78
7257.00
3028.0
3302.6
140~150
27.57
1994
1999
354.60
1xP』-171
液氧/煤油
833.60
300
9.10
1xPI-120（主机）
81.70
3430.0
90.80
液氧/煤油
3351.6
4xPI-8（游机）
78.40
300~1100
液氧/煤油
11D58M
15.90
84.00
3488.8
18.52
2.62
液氧/煤油
326.78
7269.00
3033.0
2003
27.57
3304.6
140~150
1xPJ-171M
354.35
液氧/煤油
IxP-120（主机）
912.00
300
82.48
3430.0
90.794
8.307
液氧/煤油
4xPI-8（游机）
79.38
3360.9
360~370
84.00
1ID58M
液氧/煤油
2.62
15.9.0
3488.8
712/695
18.52
液氧/煤油
1275.20
31616.80
3033.0
140~150
1976
1987
4xPI-170
29028
3303
1348.00
820.00
液氧/液氢
7848.00
3467.0
5805
4452
874.00
4XP-0120
380~500
2096.00
液氧/煤油
3310.0
200.00
1xP-191M
CRM
125.60
1920.00
3035.0
135.60
10.00
四氧化二氮/偏二甲胖
微风KM
4.96
19.62
3192.0
808.00
6.56
1.60
IxC5.98M
CRM
/
125.60
2096.00
200.00
10.00
1XPJ-191M
1920.0
3035.0
3310.0
135.60
液氧/煤油
3.24
3521.0
380.00
3.61
0.37
IXPI-0124A
300.10
液氧/煤油
263.80
20.00
2xPJ-191M
4191.00
3035.0
CRM
867.20
283.80
液氧/煤油
131.90
3310.0
210.00
2096.00
1xP』-191M
CRM
141.90
10.00
1xPI-0124A
液氧/煤油
3521.0
3.24
380.00
3.61
0.37
300.10
微风M
四氧化二氮/偏二甲胖
19.80
19.62
3192.0
300.00
22.50
2.70
1xC5.98M
4XPI-191M
CRM
液氧/煤油
527.60
8382.00
1734.00
3035.0
565.60
40.00
液氧/煤油
2096.00
10.00
IXPJ-191M
131.90
3310.0
210.00
CRM
141.90
液氧/煤油
IxPJI-0124A
3.24
300.10
3521.0
380.00
3.61
0.37
微风M
四氧化二氮/偏二甲胖
19.62
3192.0
300.00
19.80
22.70
2.70
1xC5.98M
液氧/煤油
527.60
1734.00
8382.00
4XPI-191M
CRM
3035.0
565.60
40.00
2096.00
1xPI-191M
CRM
液氧/煤油
131.90
3310.0
210.00
10.00
141.90
液氧/煤油
3.24
300.10
0.37
1xPJ-0124A
3521.0
380.00
3.61
液氧/煤油
23.40
1xKB-1M3
4522.0
825.00
3.60
KVRB
19.80
102.90
四氧化二氮/偏二甲胖
1990
121
5.70
80.95
1880.00
2080.00
2793.0
3088.0
86.65
4XPI-0233
四氧化二氮/偏二甲麟
14.00
IxPI-0235（主机）
183
3136.0
1.50
240.00
15.50
四氧化二氮/偏二甲册
15.76
200
4xPI-0236（游机）
2871.0
四氧化二氮/偏二甲脚
IxC5.98M（主机）
19.62
3200.0
6.57
1.60
100
四氧化二氮/偏二甲册
4x11D458（游机）
2470.0
0.396
四氧化二氮/偏二甲胖
13.6
1xP-264
147.90
4166.5
2873.0
102
161.50
3117.0
6661
4518.00
四氧化二氮/偏二甲脚
1xRJ-0255
36.74
760.00
3334.0
161
4.37
41.11
四氧化二氮/偏二甲胖
20.2/8.3
2.36
4xRJ1-869
1.91
3134/3066
305/704
4.27

<!-- 第 1765 页 -->
附录
·1722·
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
遇逸
最大
起飞
起飞
整流罩
全长/m
运载
覃直
运载
道运载
道运载
运载火箭
直径/m
高度/m
推力/kN
质量
级号
级长/m
直径血
径/m
能力
能力
能力/
能力
0.36
8.40
22.70
1.80
1.33
1.80
俄罗斯起跑号1
47.00
890.00
3.30
1
1.55
4.60
2
1.34
3.90
3
2.50
4
1.80
9.40
1,80
35.30
806.30
1,47
1.40
0.10
俄罗斯波浪号
14.20
3.30
1.80
2
3
1.90
14.80
1.90
1.40
7.70
俄罗斯静海号1
39.30
1.40
0.08
616.30
1
4.60
1.90
2
1.4-1.90
1.85
3
2.50
17.22
29.2/26
2.50
2.50
105.00
1870.00
7.60
俄罗斯飞箭号
1.85
2.50
3.9
2
32.50
3.00
9.72
3.85
3.20
俄罗斯/乌克兰
3.20
102.00
1524.00
0.80
1.65
14.30
一
2
8.50
2.60
飞行号
3.20
2.60
3
21.95
2.14
0.025
13.41
1.14
美国先锋号
120.13
1.14
0.81
10.20
5.79
0.81
2
0.46
1.52
3
18.39
21.72
1.78
美国丘诺1
368.73
1.78
0.02
28.50
1
1.30
0.96
2
1.30
0.40
3
1.17
0.15
4
23.40
2.67
2.67
美国丘诺2
55.34
666.85
00
0.007
16.80
1
1.30
0.96
2
0.40
1.30
3
0.15
1.17
4
27.28
美国雷神-艾布尔
51.67
676.82
19.81
2.44
2.44
0.12
1
2
5.91
0.84
1.25
0.56
3
676.82
美国雷神-艾布尔星
2.44
24.11
2.44
0.23
53.81
18.42
I
4.52
1.61
2
676.82
25.61
2.44
0.77
53.20
19.81
2.44
美国雷神-阿金纳A
1
5.80
1.52
2
26.02
2.44
2.44
765.62
0.95
18.42
美国雷神-阿金纳B
56.60
1
1.52
2
7.60
2.44
25.51
765.62
2.44
18.42
56.60
0.95
美国雷神-阿金纳D
1
2
7.09
1.52
21.56
2.44
2.44
676.82
0.09
49.32
美国雷神-博纳1
18.42
3.14
1.05
2
21.77
2.44
2.44
1.65
3.35
18.42
676.82
美国雷神-博纳2
0.14
49.75
1
1.73
1.65
2
美国雷神-博纳2A
24.31
2.44
1.65
5.89
2.44
676.82
0.23
18.42
50.45
1
1.73
1.65
2
1.91
1.57

<!-- 第 1766 页 -->
运载火箭性能参数表
·1723·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
地面推
真空
地面比
推进剂
工作
真空比
结构
发动机
代号
推进剂
质量八
年份
年份
力KN
推力/N
冲(（m-s")
质量/
质量/
冲(m-s")
时间/s
固体
890.00
980.00
3.00
23.00
26.00
2579.0
63
1991
1993
固体
2746.0
13.00
1.50
11.50
60
490.00
固体
6.00
1.00
5.00
245.00
2746.0
9
固体
1.00
0.30
0.70
98.00
2893.0
53
四氧化二氮/偏二甲腊
1xPI-0244（主机）
616.30
2746.0
1990
100
1995
682.50
3040.0
1xPI-0245（游机）
四氧化二氮/偏二甲腊
190.00
210.80
2648.0
2942.0
四氧化二氮/偏二甲册
四氧化二氮/偏二甲腊
3.70
1xPI-0244（主机）
616.30
2746.0
1998
26.00
四氧化二氮/偏二甲肼
22.30
74
IxPI-0245（游机）
四氧化二氮/偏二甲胖
79
四氧化二氮/偏二甲肼
13.00
1xPJI-0242
四氧化二氮/偏二甲脚
1x3几-39
87
1880.00
5.70
四氧化二氮/偏二甲腊
2793.00
121
2003
86.65
4XPJI-0233
80.95
240.00
四氧化二氮/偏二甲肼
2.25
1xPI-0235（主机）
3136.00
16.25
14.00
183
四氧化二氮/偏二甲胖
1xPI-0236（游机）
2942.0
液氧/煤油
1524.00
1997
5.35
62.15
120
67.50
IxNK-43M
SLZ
2.60
液氧/煤油
25.60
1xPJ-0124
23.00
294.30
3521.0
液氧/煤油
6.62
1.62
5.00
29.40
3530.0
1xP-0158
600
液氧/煤油
7.15
120.13
2471.0
145.00
IxX-405
1955
8.00
0.85
1957
白烟硝酸/偏二甲册
33.34
1xAJ-10-37
1.58
2618.0
1.98
0.40
112.00
固体
0.03
0.18
11.77
2256.0
35.00
0.20
1xX-242
22.00
28.00
1xA-6
液氧/混肼
368.73
6.00
红石
2255.5
150.00
1954
1958
固体
1IxTH10SC
77.47
1961.3
6.00
固体
3xTH10SC
1961.3
21.57
6.00
固体
1xTH10SC
1961.3
6.86
6.00
液氧/煤油
666.85
2402.6
170.00
1xPIYHES-3D
1958
固体
1961.3
11xTH10SC
77.47
6.00
固体
21.57
3xTH10SC
1961.3
6.00
固体
1xTHI0SC
6.86
1961.3
6.00
48.50
LR79-NA9
液氧/煤油
676.82
2452.5
163.00
1xMB-3-1
45.40
1958
白烟硝酸/偏二甲肼
1xAJ-10-101
100.00
34.25
2619.3
固体
2452.5
1xX-248A7
13.79
40.00
45.40
液氧/煤油
676.82
2452.5
48.30
2.9
XLR79NA9
IxMB-3-1
165.00
1959
红烟硝酸/偏二甲肼
1XAJ-10-104
2727.1
300.00
4.3
0.41
3.85
35.79
液氧/煤油
45.40
676.82
2452.5
48.50
3.1
1xMB-3-1
165.00
1958
1959
红烟硝酸/偏二甲肼
1xBELL8048
3.07
69.1
120.00
3.86
0.79
2697.0
LR79NA11
液氧/煤油
765.62
2500.0
150.00
2.90
1xMB-3-2
45.40
1960
48.30
红烟硝酸/偏二甲肼
240.00
6.14
0.91
IxBELL8096
6.14
71.00
2795.0
液氧/煤油
2.90
765.62
2500.0
150.00
1xMB-3-2
LR79NA11
45.40
1962
48.30
71.10
240.00
红烟硝酸/偏二甲肼
6.12
6.81
0.70
2795.0
1xBELL809
45.40
2.90
48.30
液氧/煤油
676.82
2452.5
165.00
1xMB-3-1
1961
1965
固体
22.56
23.00
1xX-258
LR79MA11
45.40
676.82
1966
48.30
1xMB-3-1
液氧/煤油
2452.5
165.00
2.90
1965
固体
43.11
2848.8
0.14
1xTE-M-364-2
42.20
0.81
45.40
LR79MA11
液氧/煤油
676.82
2452.5
2.90
1969
1971
48.30
1xMB-3-1
165.00
固体
43.11
42.20
1xTE-M-364-2
0.81
0.14
2848.8
固体
0.12
IxTE-M-442-1
0.24
35.60
17.80
0.41
2672.2

<!-- 第 1767 页 -->
附录
·1724·
转移轨
逃逸
近地轨道
同步轨
最大4
起飞
整流罩
起飞
全长/m
道运载
罩直
运载火箭
运载
道运载
运载
推力/kN
直径/m
质量/
高度/m
直径m
级号
级长/m
径/m
能力
能力t
能力A
能力
美国长贮箱
91.63
1461.62
2.00
33.00
2.44
7.30
0
0.79
雷神-阿金纳
21.40
2.44
1
1.52
7.09
2
美国加大推力
29.00
2.44
5.67
68.95
1485.32
1.65
1.50
0.80
6.00
0
雷神-阿金纳
17.00
2.44
1
7.09
1.52
2
美国宇宙神B
25.91
110.66
1610.26
4.88
0.07
20.12
3.05
美国宇宙神D水星
29.07
8.53
3.05
117.93
1610.26
4.88
1.89
1.36
20.52
美国宇宙神LV-3A-
117.92
1610.26
30.30
4.88
0.68
0.09
3.05
20.58
艾布尔
5.91
0.84
2
1.25
0.56
3
美国宇宙神LV-3A-
1610.26
30.20
1.86
123.81
4.88
1.50
0.16
20.27
3.05
1
阿金纳A
5.80
1.52
2
美国宇宙神LV-3A-
124.85
29.87
1.50
2.27
1610.26
4.88
20.58
0.68
3.05
1
阿金纳B
7.60
1.52
美国宇宙神LV-3C-
136.06
1730.36
32.82
4.88
3.05
4.85
3.05
21.90
半人马座D
9.10
3.05
2
美国宇宙神E/F
25.90
121.95
1730.34
1.71
20.50
4.88
3.05
131.41
美国宇宙神SLV-3-
1730.36
30.11
1.50
2.77
3.05
4.88
20.67
0.34
阿金纳B
7.60
1.50
2
1.50
美国宇宙神SLV-3-
127.00
1727.41
3.81
1.23
3.05
33.20
4.88
20.67
0.43
1
阿金纳D
7.09
1.53
2
美国宇宙神
36.70
148.80
1758.56
3.86
890
24.80
3.05
4.88
1.50
1.24
SLV-3A-阿金纳D
7.09
1.52

<!-- 第 1768 页 -->
运载火箭性能参数表
·1725·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
地面推
结构
推进剂
真空
真空比
工作
地面比
发动机
代号
推进剂
质量/
年份
年份
冲(m-s)
质量h
质量/
力N
推力/kN
时间/s
496.00
2193.0
固体
3xTX-354-5
39.00
13.40
1966
2500.0
液氧/煤油
765.62
216.00
4.71
1xMB-3-2
65.80
70.51
红烟硝酸/偏二甲肼
6.12
240.00
6.81
0.70
1xBELL8096
71.10
2795.0
719.70
固体
2910.0
3xTX-33-52
1963
42.00
3.30
液氧/煤油
2500.0
1xMB-3-2
45.40
48.70
765.62
150.00
71.10
红烟硝酸/偏二甲胖
1xBELL8096
6.12
6.81
0.70
2795.0
240.00
液氧/煤油
2xLR-89-NA3（助推）
1954
1334.47
145.00
1958
液氧/煤油
1xLR-105-NA3(主机)
266.89
280.00
2xLR-101（游机）
液氧/煤油
8.90
280.00
液氧/煤油
2xLR-89-NA3（助推)
1334.47
145.00
1961
IxLR-105-NA3(主机)
液氧/煤油
266.89
280.00
液氧/煤油
2xLR-101（游机）
280.00
8.90
2xLR-89-NA3(助推)
液氧/煤油
2451.7
6561
1334.47
液氧/煤油
266.89
IxLR-105-NA3(主机)
2xLR-101(游机）
液氧/煤油
白烟硝酸/偏二甲脚
IXAJ-10-11B
34.25
固体
1xLX-248-A7
13.79
2xLR-89-NA3(助推)
液氧/煤油
1960
1334.47
2451.7
145.00
液氧/煤油
266.89
280.00
IXLR-105-NA3(主机)
液氧/煤油
2xLR-101（游机）
280.00
8.90
红烟硝酸/偏二甲肼
3.07
2697.0
3.86
0.79
IxBELL8048
69.10
1958
1960
120.00
液氧/煤油
2451.7
2xLR-89-NA3（助推）
145.00
1334.47
1961
液氧/煤油
266.89
LR-105-NA3(主机)
280.00
液氧/煤油
2XLR-101（游机）
280.00
8.90
红烟硝酸/偏二甲胖
1xBELL8096
6.14
71.10
7.05
160
2795.0
240.00
2xLR-89-NA5(助推)
液氧/煤油
145.00
1962
1467.90
液氧/煤油
253.55
1xLR-105-NA5(主机)
300.00
液氧/煤油
2xLR-101(游机）
8.90
300.00
2xRL-10A-3
半人马座D
液氧/液氢
133.40
4354.2
450.00
17.44
2.24
液氧/煤油
2xLR-89-NA5（助推）)
1467.91
145.00
6.80
1966
1968
液氧/煤油
1xLR-105-NA5(主机)
112.70
253.55
300.00
液氧/煤油
2xLR-101（游机）
330.00
8.90
2XLR-89-NAS(助推)
液氧/煤油
1467.91
129.00
1962
液氧/煤油
253.55
IXLR-105-NA5（主机）
293.00
液氧/煤油
293.00
2xLR-101(游机）
8.90
0.91
红烟硝酸/偏二甲肼
7.05
2795.0
IxBELL-8096
6.14
71.10
240.00
液氧/煤油
2xLR-89-NA5(助推)
129.00
1963
1467.91
1959
液氧/煤油
IxLR-105-NA5(主机)
253.55
293.00
液氧/煤油
2xLR-101(游机）
293.00
8.90
红烟硝酸/偏二甲肼
0.70
1XBELL8247
6.12
71.10
6.81
2795.0
240.00
2xLR-89-NA7(助推)
2844.9
液氧/煤油
134.13
2490.0
153.90
141.32
1968
1494.60
液氧/煤油
257.99
2140.5
3052.9
324.20
IxLR-105-NA7(主机)
液氧/煤油
2xLR-101(游机)
5.96
312.80
红烟硝酸/偏二甲肼
2795.0
0.70
1XBELL8096
6.12
71.10
6.81
240.00

<!-- 第 1769 页 -->
附录
·1726·
转移轨
整流
遇逸
近地轨道
同步轨
最大
起飞
起飞
整流罩
罩直
全长/m
运载
运载
道运载
道运载
运载火箭
直径/m
高度/m
质量片
推力/kN
级号
级长/m
直径m
径/m
能力
能力
能力
能力/
3.05
28.15
4.88
3.35
1758.56
24.80
美国宇宙神
129.91
1.65
0.68
1
SLV-3A-博纳2
1.73
1.65
2
38.35
3.05
3.05
4.88
8.23
3.85
0.90
1.84
1.04
21.03
146.73
1758.56
1
美国宇宙神
SLV-3C-
半人马座D
3.05
2
9.10
3.05
39.90
4.88
3.05
8.82
5.12
2.10
21.20
美国宇宙神
1918.96
1.20
1
130.79
SLV-3D-
半人马座D1-A
3.05
9.61
2
2.36
3.05
22.86
43.90
4.88
3.70
3.40
6.80
163.57
1952.32
美国宇宙神G
1
9.61
3.05
2
3.05
132.80
1952.32
31.90
21.20
美国宇宙神H
4.88
1
3.05
1.52
22.20
1953.95
43.90
4.20
12.22
5.90
2.34
美国宇宙神1-
163.90
4.88
1
半人马座D1-A
9.61
3.05
2
47.42
4.88
3.30
10.36
3.05
6.78
24.95
2.77
1.94
187.20
2084.00
美国宇宙神2-
1
12.20
半人马座2
4.20
3.05
10.06
2
47.42
4.88
4.20
12.20
7.12
3.07
2.10
24.95
2084.00
3.05
美国宇宙神2A
189.98
1
半人马座2A
2
10.06
3.05
5.10
4.20
12.20
7.64
3.72
2.73
13.60
47.42
1.02
美国宇宙神2AS
3079.00
0
237.14
24.95
13.10
3.05
4.20
半人马座2A
1
3.05
10.06
2
8.64
28.91
220.70
2600.00
52.80
4.20
12.20
4.04
3.05
美国宇宙神3A
1
10.5
3.05
4.20
13.10
2
28.91
3.05
12.20
4.50
225.40
2600.00
54.50
4.20
美国宇宙神3B
10.20
1
3.05
12.68
4.20
13.10
2
58.30
4.20
4.95
32.46
3.81
334.78
3827.00
12.00
9.05
美国宇宙神5401
1
3.05
12.68
4.20
12.90
2
4.20
7910.00
12.00
7.80
19.50
1.55
9.05
0
美国宇宙神5431
58.30
476.95
3.81
12.90
32.46
4.20
1
12.68
3.05
2
6.49
19.50
6549.00
59.60
20.70
13.30
1.55
美国宇宙神5521
431.36
5.40
0
32.46
23.40
3.81
5.40
12.68
3.05
2

<!-- 第 1770 页 -->
运载火箭性能参数表
·1727·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
真空
地面比
真空比
工作
结构
推进剂
地面推
代号
推进剂
质量/
发动机
年份
年份
推力/kN
冲/(m-s")
质量
质量片
力kN
冲(m-s")
时间/s
2xLR-89-NA7(助推)
液氧/煤油
1494.60
2490.0
2844.9
1968
1xLR-105-NA7(主机)
液氧/煤油
2140.5
3052.9
257.99
5.96
2xLR-101(游机）
液氧/煤油
固体
0.14
1xTE-M-364-2
0.65
43.11
2848.8
42.20
0.81
2xLR-89-NA7(助推)
液氧/煤油
2490.0
2845.0
1494.60
152.80
1967
3.35
128.49
液氧/煤油
120.76
257.99
2140.0
247.80
1xLR-105-NA7(主机)
3052.9
液氧/煤油
247.80
2xLR-101(游机）
5.96
半人马座D
液氧/液氢
4354.2
13.95
17.44
2.24
2xRL-10A-3-3
133.40
450.00
2xLR-89-NA7(助推)
液氧/煤油
1645.84
2508.4
2836.1
1973
1xLR-105-NA7(主机)
液氧/煤油
121.68
266.89
2186.7
3052.9
液氧/煤油
2xLR-101(游机)
6.23
2xRL-10A-3-3A
半人马座D1A
液氧/液氢
437.00
146.80
4354.2
15.68
液氧/煤油
2xLR-89-NA7(助推)
1983
1679.20
液氧/煤油
266.89
IxLR-105-NA7(主机)
2186.7
3052.9
液氧/煤油
2xLR-101(游机）
6.23
半人马座D1A
液氧/液氢
146.80
4354.2
437.00
2xRL-10A-3-3A
15.68
2xLR-89-NA7(助推)
液氧/煤油
1645.84
2508.4
2836.1
1983
液氧/煤油
121.68
2186.7
3052.9
1xLR-105-NA7(主机)
266.89
液氧/煤油
2xLR-101（游机）
6.23
2xLR-89-NA7(助推)
液氧/煤油
2541.8
169.00
1990
137.53
1679.00
液氧/煤油
269.00
2162.1
288.00
1xLR-105-NA7(主机)
液氧/煤油
2xLR-101(游机）
5.95
1831.5
半人马座DI-A
液氧/液氢
4354.2
15.68
2xRL-10A-3-3A
13.79
146.80
437.00
1661
2xLR-89-NA7A(助推)
2581.0
液氧/煤油
1815.00
8.89
156.26
165.15
液氧/煤油
269.00
1xMA-5A(主机)
2162.1
2xRL-10A-3A
半人马座.2
液氧/液氢
16.93
505.00
149.00
4344.3
2.75
19.68
液氧/煤油
2xYLR89-NA7A（助推）
2581.0
1992
165.15
8.89
1815.00
液氧/煤油
2162.1
1xMA-5A(主机）
269.00
半人马座2A
液氧/液氢
2.75
2xRL-10A-4
16.93
185.00
4008.1
402.00
19.68
40.40
端羟基聚丁二烯
1808.80
2332.0
56.00
1993
46.40
6.00
4xCASTOR4A
2xLR-89-NA(助推)
163.00
165.15
156.26
1815.00
2581.0
688
液氧/煤油
IxMA-5A(主机)
289.00
269.00
2162.1
半人马座2A
液氧/液氢
185.00
402.00
2.75
2xRL-10A-4-1
16.93
4414.9
19.68
3052.8
13.70
液氧/煤油
183.20
145.00
2000
196.90
3827.00
4152.00
3312.7
1xRD-180
半人马座3
液氧/液氢
99.20
1xRL-10A-4-1
16.93
4418.0
740.00
18.65
1.72
液氧/煤油
3052.8
3312.7
145.00
2002
13.70
IxRD-180
183.20
196.90
3827.00
4152.00
液氧/液氢
通用半人马座
4418.0
900.00
20.83
99.20
22.74
1.91
1xRL-10A-4-2
液氧/液氢
通用半人马座
4418.0
440.00
2xRL-10A-4-2
20.83
198.4
22.94
2.11
21.28
1xRD-180
液氧/煤油
305.37
227.00
2002
284.09
3827.00
4152.00
3052.8
3312.7
液氧/液氢
IxRL-10A-4-2
20.83
99.20
4418.0
900.00
22.74
1.91
2005
端羟基聚丁二烯
4083.00
2696.83
94.00
139.65
3x固体助推器
12.15
127.50
液氧/煤油
284.09
21.28
3827.00
4152.00
3052.8
3312.7
227.00
305.37
IxRD-180
通用半人马座
液氧/液氢
99.20
1.91
1xRL-10A-4-2
20.83
4418.0
900.00
22.74
94.00
2x固体助推器
端羟基聚丁二烯
85.00
2722.00
2696.83
2003
8.10
93.10
284.09
3827.00
4152.00
21.34
液氧/煤油
3052.8
1xRD-180
3312.7
227.00
305.43
通用半人马座
液氧/液氢
1xRL-10A-4-2
20.83
99.20
4418.0
900.00
22.74
1.91

<!-- 第 1771 页 -->
·1728·
附录
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
遇逸
最大4
起飞
整流罩
运载火箭
全长/m
罩直
运载
道运载
运载
道运载
直径/m
质量/
推力/N
高度/m
级号
级长/m
直径加
能力
能力
径/m
能力
能力t
美国宇宙神5542
526.80
62.40
9271.00
23.40
18.96
5.40
19.50
0
1.55
1
3.81
32.46
12.68
3.05
2
26.50
美国宇宙神5重型
950.64
11480.00
65.30
5.40
19.05
13.00
35.99
3.81
0
32.46
3.81
1
12.68
3.05
2
美国德尔它
50.80
675.78
28.06
2.44
0.85
0.27
00
17.05
2.44
1
4.63
2
0.81
1.53
0.45
3
美国德尔它A
741.88
50.80
28.06
2.44
0.32
0.85
0.07
17.05
2.44
1
2
4.63
180
1.53
0.45
E
28.30
57.80
764.08
0.85
美国德尔它B
2.44
0.38
0.07
17.40
2.44
1
2
5.55
0.81
1.53
0.45
3
美国德尔它C
764.08
28.30
2.44
0.85
0.41
0.08
17.40
2.44
1
5.55
0.81
2
1.83
0.46
28.30
美国德尔它D
4.11
0.85
0.57
0.10
7.32
65.00
1492.69
0.76
0
17.40
2.44
1
2
5.55
0.81
1.83
3
0.46
75.00
美国德尔它E
29.20
0.10
4.11
1.65
5.70
0.73
1492.69
0.15
7.32
0.79
0
17.40
2.44
1
5.55
1.37
2
1.83
0.46
3
29.30
美国德尔它E-1
1492.69
4.11
1.65
5.70
0.73
7.32
0.20
0.14
0.79
0
17.40
2.44
1
5.55
1.37
2
1.46
0.49
3
美国德尔它G
4.11
1.65
5.70
1492.69
0
7.32
0.79
17.40
2.44
1
5.55
1.37
2
29.20
美国德尔它】
4.11
1.65
5.70
0.82
1492.69
0.26
0.19
7.32
0
0.79
17.40
2.44
1
5.55
1.37
2
2.03
0.98
3
美国德尔它L
32.30
4.11
5.70
91.00
1492. 69
1.65
0
7.32
0.79
0
18.30
2.44
1
5.55
1.37
2
1.46
0.49
3
92.00
4.11
5.70
美国德尔它M
1492.69
32.30
1.65
0.91
0.36
0.24
7.32
0.79
0
18.30
2.44
1
5.55
1.37
2
2.03
0.98
3

<!-- 第 1772 页 -->
运载火箭性能参数表
·1729·
续表
子级
开始
首次
发射
研制
地面推
真空
地面比
真空比
工作
推进剂
结构
代号
推进剂
质量/
发动机
年份
年份
推力/kN
冲/(m-s")
冲/(ms)
力N
时间/s
质量
质量/
固体端羟基聚丁二烯
2696.83
94.00
5444.00
4x固体助推器
170.00
16.20
186.20
液氧/煤油
227.00
284.09
IxRD-180
3827.00
4152.00
3052.8
3312.7
305.43
21.34
2xRL-10A-4-2
22.94
通用半人马座
液氧/液氢
20.83
198.40
4418.0
440.00
2.11
7654.00
液氧/煤油
617.39
43.80
2×液体助推器
573.59
3052.8
3318.6
8304.00
150.00
液氧/煤油
286.80
3827.00
227.00
310.45
1xRD-180
4152.00
3052.8
3312.7
23.65
通用半人马座
液氧/液氢
20.83
22.94
198.40
4418.0
440.00
2.11
2xRL-10A-4-2
2452.5
液氧/煤油
666.86
1959
0961
THOR
146.00
1xMB-3-1
硝酸/偏二甲腊
2618.0
109.00
33.31
1xAJ-10-118
固体
12.44
42.00
1xX-248A7
ALTA1R2
2481.1
液氧/煤油
755.22
146.00
1961
1962
1xMB-3-2
DSV-2C
发烟硝酸/偏二甲肼
2618.4
109.00
33.31
1xAJ-10-118
固体
1xX-248A7
12.44
42.00
液氧/煤油
755.20
2481.1
146.00
1962
1962
1xMB-3-2
DSV-2C
红烟硝酸/偏二甲胖
33.65
2618.0
170.00
2.68
1xAJ-10-118A
固体
12.46
42.00
0.24
1xX-248A5
45.20
755.20
液氧/煤油
2481.1
146.00
1963
1964
1xMB-3-2
DSV-2C
174.00
红烟硝酸/偏二甲肼
34.20
1xAJ-10-118D
24.21
固体
30.00
1xFW-4
25.51
固体
30.00
ALTA1R2
1xX-258
固体
719.70
40.00
1963
1964
3xTX-33-52
12.50
CASTOR1
液氧/煤油
2499.7
150.00
IxMB-3-3
45.20
764.11
DSV-2E
红烟硝酸/偏二甲肼
1×AJ-10-118D
34.20
174.00
固体
25.51
1xX-258
ALTAIR2
30.00
固体
2330.0
11.22
695.91
1965
40.00
1965
3xTX-354-S
CASTOR2
13.89
液氧/煤油
150.00
1xMB-3-3
45.20
764.11
2499.7
DSV-2E
34.62
红烟硝酸/偏二甲肼
398.00
1XAJ-10-118E
25.51
固体
ALTAIR2C
30.00
1xX-258
40.00
固体
11.22
695.91
2330.0
1966
1966
13.89
3xTX-354-5
液氧/煤油
764.11
150.00
1xMB-3-3
DSV-2E
45.20
2499.7
红烟硝酸/偏二甲肼
34.62
398.00
1xAJ-10-118E
固体
32.87
31.00
IxFW-4D
685.91
40.00
固体
11.22
2330.0
1966
1966
3xTX-354-5
13.89
液氧/煤油
764.11
2499.7
150.00
45.20
IxMB-3-3
红烟硝酸/偏二甲胖
398.00
1xAJ-10-118E
34.62
固体
11.22
16'S69
2330.0
1968
13.89
3xTX-354-5
40.00
1966
液氧/煤油
IxMB-3-3
DSV-2E
45.20
764.11
2499.7
150.00
红烟硝酸/偏二甲肼
34.60
398.00
IxAJ-10-118E
DELTA
固体
2853.7
1xTE-364-3
0.63
44.48
44.00
0.74
1969
固体
2330.0
40.00
695.91
1968
13.89
3xTX-354-5
11.22
液氧/煤油
764.11
220.00
2499.7
4.40
1xMB-3-3
66.50
70.90
红烟硝酸/偏二甲肼
398.00
34.62
[xAJ-10-118E
4.80
5.50
固体
32.87
31.00
1xFW-4D
1968
695.91
固体
11.22
2330.0
1968
13.89
3xTX-354-5
CASTOR2
40.00
2499.7
220.00
液氧/煤油
1xMB-3-3
66.50
764.11
70.90
4.40
DSV-3E
红烟硝酸/偏二甲肼
34.62
398.00
4.70
5.50
0.80
DELTA
1xAJ-10-118E
44.00
固体
2853.7
IxTE-364-3
0.63
44.48
0.74

<!-- 第 1773 页 -->
·1730·
附录
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
逃逸
最大
起飞
起飞
整流罩
道运载
运载火箭
全长/m
罩直
运载
道运载
运载
高度/m
质量
推力/kN
直径/m
级长/m
级号
直径m
径/m
能力t
能力t
能力
能力
美国德尔它M6
32.30
106.00
2164.81
1.65
1.27
7.32
4.11
5.70
0.79
0.45
0
18.30
2.44
1
5.55
1.37
2
2.03
860
92.00
30.27
4.11
美国德尔它N
1.65
5.70
1492.69
160
7.32
0.79
0
18.30
2.44
1.37
5.55
2
30.27
4.11
5.70
美国德尔它N6
106.00
1.27
2164.81
1.65
0.79
7.32
0
18.30
2.44
5.55
1.37
2
美国德尔它300
30.27
4.11
1.65
5.70
1492.69
7.32
0.79
0
18.30
2.44
5.55
1.65
美国德尔它900
120.00
2164.81
30.27
1.65
5.70
1.72
7.32
4.11
0.79
0
2.44
18.30
1
5.55
1.65
2
美国德尔它1410
2.44
7.93
1700.78
4.11
0.79
7.32
0
22.43
2.44
5.55
2.44
2
美国德尔它1604
35.38
2164.81
5.70
4.11
1.65
7. 32
0.79
0
22.43
2.44
1
5.55
1.65
2
2.07
0.98
美国德尔它1900
2164.81
5.70
33.31
4.11
1.65
7.32
0.79
0
22.43
2.44
1
5.55
1.65
2
美国德尔它1910
2164.81
2.44
4.11
7.93
0
7.32
0.79
22.43
2.44
1
5.55
2.44
2
美国德尔它1913
35.36
2164.81
4.11
2.44
7.93
7.32
0.79
0
22.43
2.44
1
5.55
2.44
2
2.03
0.98
3
35.36
美国德尔它1914
134.00
2164.81
4.11
2.44
7.93
0.45
1.80
0.68
7.32
0.79
0
22.43
2.44
1
2.44
5.55
2
2.07
0.98
3
美国德尔它2310
106.60
33.31
4.11
2.44
7.93
1615.42
7.32
1.54
0.79
0
22.43
2.44
1
5.58
2.44
2
美国德尔它2313
35.36
7.93
105.00
1615.42
4.11
2.44
0.55
0.36
7.32
0.79
0
22.43
2.44
1
5.58
2.44
2
2.03
0.98
3
美国德尔它2910
134.80
33.31
7.93
2311.33
4.11
2.44
7.32
0.79
1.95
0
22.43
2.44
1
5.58
2.44
2

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运载火箭性能参数表
·1731·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
地面推
推进剂
真空
工作
地面比
真空比
结构
推进剂
发动机
代号
质量八
年份
年份
推力/KN
质量/
力KN
冲/(m-s)
冲(m-s")
时间/s
质量/
1391.80
固体
22.44
2330.0
6xTX-354-5
CASTOR2
40.00
1968
1971
27.78
液氧/煤油
66.50
764.11
2499.7
220.00
DSV-2E
4.40
1xMB-3-3
70.90
红烟硝酸/偏二甲肼
IxAJ-10-118F
34.62
2912.6
398.00
DELTA
5.50
0.80
4.70
固体
44.48
0.65
2853.7
1xTE-364-3
44.00
0.74
0.09
CASTOR2
固体
11.22
695.91
2330.0
40.00
1968
1968
3xTX-354-5
13.89
液氧/煤油
764.11
2499.7
220.00
66.50
1xMB-3-3
70.90
4.40
红烟硝酸/偏二甲肼
398.00
34.62
1xAJ-10-118E
4.80
5.50
0.70
DELTA
固体
22.44
1391.80
2330.0
1968
40.00
1970
6xTX-354-5
27.78
液氧/煤油
764.11
2499.7
220.00
1xMB-3-3
66.50
70.90
4.40
DELTA
红烟硝酸/偏二甲肼
398.00
4.80
34.62
2912.6
5.50
0.70
1XAJ-10-118E
固体
11.22
695.91
2330.0
3xTX-354-5
CASTOR2
40.00
1969
1972
13.89
液氧/煤油
2499.7
220.00
1xMB-3-3
66.50
764.11
四氧化二氮/混肼50
42.85
3003.7
342.00
IxAJ-10-11F
5.40
固体
2087.73
9xTX-354-5
33.66
CASTOR2
2330.0
40.00
6961
1972
41.67
8.01
2499.7
220.00
1xMB-3-3
液氧/煤油
66.50
746.11
DSV-2E
四氧化二氮/混肼50
42.85
1xAT-10-118F
3003.7
342.00
5.40
DELTA
14.96
927.88
1971
固体
2330.0
1975
40.00
4xTX-354-5
18.52
液氧/煤油
764.11
2499.7
265.00
IxMB-3-3
80.20
四氧化二氮/混肼50
42.85
3003.7
342.00
1xAJ-10-118F
5.40
22.44
2330.0
40.00
1972
固体
1971
6xTX-345-5
1391.80
27.78
液氧/煤油
265.00
1xMB-3-3
80.20
764.11
2499.9
四氧化二氮/混肼50
42.85
1xAJ-10-118F
3003.7
342.00
5.40
2843.9
固体
66.59
1xTX-364-4
44.00
1.16
0.08
固体
33.66
2087.73
2330.0
I61
1973
41.67
9xTX-345-5
40.00
液氧/煤油
764.11
2499.7
265.00
IxMB-3-3
80.20
四氧化二氮/混肼50
3003.7
342.00
42.85
5.40
1XAJ-10-118F
2087.73
固体
2330.0
1975
41.67
9xTX-354-5
33.66
40.00
1971
764.11
2499.7
265.00
液氧/煤油
1xMB-3-3
80.20
四氧化二氮/混肼50
42.85
3003.7
342.00
1xAJ-10-118F
5.40
固体
2087.73
1971
1973
33.66
2330.0
9xTX-354-5
40.00
41.67
764.11
液氧/煤油
80.20
265.00
1xMB-3-3
2499.7
四氧化二氮/混肼50
342.00
1xAJ-10-118F
42.85
3003.7
5.40
固体
44.48
1xTE-364-3
0.65
2853.7
44.00
0.74
0.09
固体
33.66
2087.73
2330.0
1971
1972
40.00
9xTX-354-5
CASTOR2
41.67
液氧/煤油
764.11
2499.7
265.00
1xMB-3-3
80.20
DSV-2E
42.85
3003.7
342.00
四氧化二氮/混肼50
IxAJ-10-118F
5.40
2843.9
固体
1.05
66.59
44.00
0.11
1xTE-364-4
1.16
固体
695.91
2330.0
13.89
3xTX-354-5
11.22
40.00
1971
1974
液氧/煤油
242.00
85.20
80.20
910.74
2579.2
2785.0
4.50
1xRS-27
四氧化二氮/混肝50
43.31
1xTR-201
4.50
2961.6
345.00
5.40
0.90
固体
11.22
16'569
2330.0
13.89
3xTX-354-5
40.00
1971
1974
2785.0
2579.2
1xRS-27
液氧/煤油
242.00
5.00
80.20
910.74
85.20
2961.6
345.00
1xTR-201
四氧化二氮/混肼50
4.50
43.31
5.40
0.90
2853.7
44.00
固体
0.65
44.48
0.08
1xTE-364-3
0.74
2087.73
固体
2330.0
40.00
9xTX-354-5
33.66
1L61
1975
41.67
8.01
910.74
2579.2
2785.0
242.00
85.20
1xRS-27
液氧/煤油
4.50
80.20
2961.6
345.00
四氧化二氮/混胖50
4.50
43.31
5.40
0.90
1xTR-201

<!-- 第 1775 页 -->
·1732·
附录
逃逸
整流
同步轨
转移轨
近地轨道
起飞
最大
起飞
整流罩
罩直
全长/m
运载火箭
运载
运载
道运载
道运载
高度/m
质量
推力/kN
直径/m
级长/m
能加
级号
直径
径/m
能力
能力t
能力
美国德尔它2913
7.93
2311.33
35.36
4.11
2.44
7.32
0.79
0
22.43
2.44
1
5.58
2.44
2
2.03
0.98
3
美国德尔它2914
134.90
2311.33
35.36
7.93
4,11
2.44
7.32
0.72
0.44
0.79
0
22.43
2.44
5.58
2.44
2
2.07
0.98
3
35.36
4.57
190.30
美国德尔它3910
3188.19
2.44
7.93
2.75
9.74
1.02
0
22.43
2.44
5.97
2.44
2
美国德尔它
190.80
3188.19
4.57
2.44
7.93
35.36
1.15
0.79
9.74
1.02
0
3910/PAM
22.43
2.44
1
5.97
2.44
2
2.20
3
1.24
美国德尔它3913
35.36
2.44
4.57
7.93
188.40
3188.19
0.83
9.74
1.02
0
22.43
2.44
1
5.97
2.44
2
2.03
0.98
3
美国德尔它3914
3188.19
189.70
35.36
7.93
4.57
2.44
0.95
0.63
9.74
1.02
0
22.43
2.44
1
5.97
2.44
2
2.07
0.98
3
美国德尔它3920
191.90
3188.19
35.36
4.57
2.44
7.93
2.80
9.74
1.02
0
22.43
2.44
5.97
2.44
2
3188.19
美国德尔它
35.36
4.57
2.44
192.50
7.93
1.27
0.91
9.74
1.02
0
3920/PAM
22.43
2.44
1
5.97
2.44
2
2.20
1.24
3
美国德尔它3924
4.57
191.30
35.36
2.44
3188.19
7.93
1.08
0.76
9.74
1.02
0
22.43
2.44
1
5.97
2.44
2
2.07
3
86'0
美国德尔它4925
201.00
3364.81
35.36
4.57
2.44
7.93
1.27
11.16
1.02
0
22.43
2.44
2.44
5.97
2
2.20
1.25
3
美国德尔它5920
35.36
4.57
2.44
3511.41
7.93
11.16
1.02
0
22.43
2.44
1
5.97
2.44
2
美国德尔它6920
210.56
39.81
4.59
2.90
3565.10
8.48
2.84
10.66
1.02
0
2.44
26.09
1
5.97
2.44
2
美国德尔它6925
217.27
39.38
4.59
2.90
3565.10
8.48
1.45
10.66
1.02
0
2.44
26.09
1
5.97
2.44
2
2.20
1.25
3

<!-- 第 1776 页 -->
运载火箭性能参数表
·1733·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
工作
推进剂
地面推
地面比
真空比
结构
真空
年份
推进剂
年份
发动机
代号
质量/
时间/s
质量/
推力/kN
冲/（m-s")
冲/（m-s")
力kN
质量/
固体
40.00
2330.0
1975
1971
41.67
9xTX-354-5
33.66
2087.73
8.01
242.00
液氧/煤油
910.74
80.20
2579.2
2785.0
85.20
4.50
1xRS-27
四氧化二氮/混肼50
2961.6
345.00
43.31
1xTR-201
4.50
5.40
0.90
固体
0.65
44.48
2853.7
44.00
1xTE-364-3
0.09
0.74
固体
40.00
2330.0
1974
1971
9xTX-354-5
CASTOR2
33.66
2087.73
8.01
41.67
2579.2
2785.0
242.00
液氧/煤油
80.20
910.74
85.20
DSV-3P
5.00
1xRS-27
2961.0
345.00
四氧化二氮/混肼50
43.31
1xTR-201
4.50
5.40
0.90
DELTA
固体
66.59
2843.9
44.00
1.05
2335.9
0.08
1xTE-364-4
1.16
固体
3402.90
1980
57.00
CASTOR4
96.39
9xTX-526-2
84.42
液氧/煤油
910.74
2579.2
2785.0
242.00
80.20
85.20
4.50
IxRS-27
四氧化二氮/混阱50
320.00
2954.7
1xTRW-201
4.58
43.65
0.88
5.43
固体
3402.90
1980
57.00
9xTX-526-2
CASTOR4
84.40
96.39
液氧/煤油
80.20
910.74
2579.2
242.00
IxRS-27
85.20
5.00
ELTTHOR
DELTA
四氧化二氮/混肼50
4.58
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2954.7
320.00
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5.43
0.85
固体
2872.5
1.74
66.64
85.30
1xSTAR-48
2.15
PAM-D
57.00
1981
CASTOR4
固体
3402.90
9xTX-526-2
84.42
96.39
80.20
242.00
液氧/煤油
1xRS-27
2579.2
2785.1
910.74
85.20
5.00
四氧化二氮/混册50
320.00
43.65
2954.7
1xTRW-201
4:58
5.43
0.85
固体
44.48
44.00
0.65
1xTE-364-3
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3402.90
1975
固体
84.42
57.00
96.39
9xTX-526-2
CASTOR4
2785.1
242.00
液氧/煤油
80.20
2579.2
ELTTHOR
910.74
85.20
5.00
IxRS-27
2954.7
320.00
四氧化二氮/混肼50
43.65
1xTRW-201
4.58
0.82
5.40
固体
2335.9
2843.9.
44.00
1.05
66.59
0.11
1xTE-364-4
1.16
3402.90
固体
1982
9xTX-526-2
57.00
CASTOR4
84.42
96.39
2785.1
242.00
液氧/煤油
80.20
910.74
1xRS-27
2579.2
5.00
85.20
四氧化二氮/混肼50
439.70
42.85
3130.3
6.05
0.86
6.91
1xAJ-10-118K
固体
3402.90
1982
57.00
CASTOR4
84.42
9xTX-526-2
96.39
2579.2
242.00
液氧/煤油
910.74
85.20
ELTTHOR
80.20
5.00
IxRS-27
3130.3
439.70
四氧化二氮/混肼50
6.05
42.85
1xAJ-10-118K
0.86
DELTA
6.91
2872.4
固体
85.30
1.74
66.64
PAM-D
2.15
1xSTAR-48
固体
57.00
84.42
3402.90
1982
CASTOR4
9xTX-526-2
96.39
液氧/煤油
910.74
2579.2
2785.0
242.00
ELTTHOR
80.20
85.20
5.00
1xRS-27
四氧化二氮/混肼SO
3130.3
439.70
6.05
42.85
1xAJ-10-118K
6.91
0.86
固体
1.05
66.59
2335.9
2843.9
44.00
1xTE-3644
0.11
1.16
1989
固体
56.30
3887.73
2327.1
CASTOR4A
90.99
105.20
9xTX-780
265.00
液氧/煤油
764.11
2499.7
1xMB-3-3
80.20
3130.3
439.70
四氧化二氮/混肼50
42.85
1xAJ-10-118K
6.05
6.91
固体
2869.4
66.64
88.10
2.01
1xSTAR-48B
2.20
2327.1
固体
90.99
56.30
1989
CASTOR4A
3887.73
105.20
9xTX-780
265.00
液氧/煤油
910.74
2579.2
85.20
1xRS-27
80.20
3130.3
四氧化二氮/混阱50
6.05
42.85
439.70
1xAJ-10-118K
6.91
4351.50
端羟基聚丁二烯
2327.1
2605.6
1987
1990
90.99
3887.73
56.30
105.20
14.30
9xTX-780
CASTOR4A
液氧/煤油
971.00
1xRS-27
95.66
1032.00
2589.0
2893.0
264.90
101.50
5.84
3130.3
439.70
DELTA
四氧化二氮/混肼50
6.05
42.85
0.86
IXAJ-10-118K
6.91
端羟基聚丁二烯
90.99
4351. 50
2327.1
2605.6
56.30
1987
1989
105.20
9xTX-780
CASTOR4A
3887.73
14.30
264.90
液氧/煤油
95.66
ELTTHOR
971.00
1032.00
2589.0
2893.0
101.50
5.84
1xRS-27
3130.3
439.70
DELTA
四氧化二氮/混肼50
IXAJ-10-118K
6.05
42.85
6.91
0.86
2869.4
端羟基聚丁二烯
88.10
2.01
66.64
0.21
PAM-D
2.20
1xSTAR-48B

<!-- 第 1777 页 -->
附录
·1734·
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
遇逸
最大4
整流罩
起飞
起飞
全长/m
罩直
运载
道运载
道运载
运载
运载火箭
高度/m
直径/m
推力/kN
质量儿
级长/m
级号
直径m
径/m
能加
能力
能力
能加
39.38
2.90
8.48
3.18·
美国德尔它7920
230.12
3606.30
4.59
12.95
1.02
0
26.09
3.00
8.9
2.44
1
3.00
9.2
5.97
2.44
2
2.90
8.48
美国德尔它7925
866
230.85
3606.30
4.59
1.02
1.83
12.95
0
8.9
2.44
3.00
26.09
3.00
9.2
5.97
2.44
2
1.25
2.20
3
66
4149.90
5.00
2.90
8.48
2.18
美国德尔它7925H
285.82
1.17
14.66
0
3.00
8.9
2.44
26.09
1
3.00
9.2
5.97
2.44
2
2.20
1.25
3
39.38
2.90
8.48
美国德尔它7320
150.09
2265.00
4.59
1.65 *
1.02
0
12.95
3.00
8.9
26.09
2.44
1
3.00
9.2
5.97
2.44
2
美国德尔它7326
150.46
2265.00
866
4.59
2.90
8.48
0.93
0
12.90
1.03
3.00
8.9
26.09
2.44
1
9.2
3.00
5.97
2.44
2
1.70
0.90
3
2712.10
39.79
4.59
2.90
美国德尔它7420
2.00 *
1.02
163.66
8.48
0
12.06
3.00
26.09
8.9
2.44
1
3.00
9.2
5.97
2.44
2
2.90
美国德尔它7425
2712.10
39.38
4.59
164.74
8.48
1.13
0
12.95
1.03
3.00
8.9
2.44
26.09
1
9.2
3.00
5.97
2.44
2
2.20
3
1.25
2712.10
2.90
8.48
1.06
美国德尔它7426
39.38
4.59
12.95
1.02
163.67
0
8.9
26.09
3.00
2.44
1
3.00
9.2
2.44
2
5.97
3
1.70
0.90
39.10
4.00
8.29
美国德尔它3
301.45
4891.00
4.00
10.80
3.81
0
14.63
1.17
20.00
4.00
1
8.80
4.00
2
5.08
11.75
1.14
256.00
2891.00
62.80
4.07
I16
4.23
美国德尔它4M
5.08
38.00
一
12.20
4.00
2
62.80
8.50
4.07
2.04
美国德尔它
11.75
5.94
325.00
4359.00
12.30
0
16.15
1.52
4M+(4.2)
5.08
38.00
1
12.2
4.00
2
美国德尔它
5.13
334.20
4359.00
66.10
14.34
10.62
16.15
8.50
1.69
4.87
0
1.52
4M+(5,2)
5.08
38.00
1
5.08
2
13.70
66.10
5.13
14.34
2.79
美国德尔它
13.87
6.82
5827.00
8.50
16.15
398.80
1.52
0
38.00
4M+(5.4)
5.08
2
13.70
5.08
5.13
美国德尔它4H
730.90
71,70
15.50
19.10
21.89
12.76
8673
6.28
0
5.08
38.00
19.81
5.08
5.08
38.00
1
13.70
5.08
2

<!-- 第 1778 页 -->
运载火箭性能参数表
·1735·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
地面推
工作
结构
推进剂
地面比
真空比
真空
发动机
代号
质量/t
推进剂
年份
年份
力/N
时间/s
质量/
质量/
推力/kN
冲(（m-s")
冲(（m-s")
63.30
117.72
11.83
9xGEM-40
端羟基聚丁二烯
105.89
4014.00
4492.80
2406.6
2685.2
1987
1995
1xRS-27A
液氧/煤油
890.00
1085.80
2958.7
265.90
101.60
6.00
95.66
2492.9
四氧化二氮/混肼50
1XAJ-10-118K
16'9
0.86
6.05
42.85
3132.4
439.70
2406.6
11.83
端羟基聚丁二烯
105.89
4014.00
2685.2
1990
9xGEM-40
63.30
1987
117.72
液氧/煤油
890.00
265.90
6.00
1xRS-27A
95.66
1085.80
2492.9
2958.7
101.60
42.85
3132.4
四氧化二氮/混肼50
6.05
6.91
0.86
439.70
1xAJ-10-118K
端羟基聚丁二烯
2871.4
88.10
0.21
1xSTAR-48B
2.01
66.64
2.22
PAM-D
18.27
9xGEM-46
端羟基聚丁二烯
153.90
4839.30
5472.90
2373.2
2875.1
2003
171.36
75.20
液氧/煤油
101.60
1xRS-27A
265.90
6.00
95.66
890.00
1085.80
2492.9
2958.7
1xAJ-10-118K
四氧化二氮/混肼50
6.91
0.96
6.06
42.85
3132.4
439.70
PAM-D
2.01
2871.4
2.22
0.21
1xSTAR-48B
端羟基聚丁二烯
66.64
88.10
3.94
35.30
1338.00
2406.6
2685.2
39.24
3xGEM-40
端羟基聚丁二烯
63.70
6661
液氧/煤油
890.00
1085.80
2492.9
2958.7
265.90
101.60
6.00
1xRS-27A
95.66
四氧化二氮/混阱50
439.70
6.91
0.86
1xAJ-10-118K
6.06
42.85
3132.4
端羟基聚丁二烯
35.30
1338.00
2406.6
2685.2
63.70
3.94
3xGEM-40
1998
39.24
液氧/煤油
95.66
2958.7
265.90
101.60
1xRS-27A
890.00
2492.9
6.00
1085.80
四氧化二氮/混肼50
3132.4
439.70
0.96
1xAJ-10-118K
6.06
42.85
6.91
端羟基聚丁二烯
1.07
45.8
66.4
1.15
0.08
PAM-D
2861.6
1xSTAR-37FM
52.32
4xGEM-40
端羟基聚丁二烯
1784.00
2406.6
2685.2
5.26
47.06
63.70
1998
液氧/煤油
890.00
1085.80
2958.7
265.90
101.60
6.00
1xRS-27A
95.66
2492.9
3132.4
1XAJ-10-118K
四氧化二氮/混阱50
6.06
42.85
6.91
0.86
439.70
5.26
4xGEM-40
端羟基聚丁二烯
47.06
2406.6
2685.2
63.70
52.32
1989
1784.00
1xRS-27A
液氧/煤油
1085.80
2958.7
265.90
101.60
6.00
95.66
890.00
2492.9
四氧化二氮/混肼50
42.85
3132.4
1xAJ-10-118K
6.06
16'9
0.96
439.70
2.01
2.22
PAM-D
端羟基案丁二烯
2871.4
1xSTAR-48B
66.64
88.10
0.21
5.26
端羟基寨丁二烯
47.06
2685.2
63.70
52.32
4xGEM-40
2406.6
1784.00
1999
液氧/煤油
95.66
101.60
1xRS-27A
2958.7
265.90
6.00
890.00
1085.80
2492.9
42.85
四氧化二氮/混肼50
1xAJ-10-118K
6.06
6.91
0.96
3132.4
439.70
端轻基案丁二烯
2861.6
0.08
1xSTAR-37FM
1.07
45.80
66.40
1.15
153.41
75.20
2785.09
1998
9xGEM-46
端羟基聚丁二烯
608.1/628.5
537/579
2383.02
1995
液氧/煤油
97.55
2958.67
104.37
6.82
1xRS-27A
261.00
1085.80
1xRL10B-2
液氧/液氢
4891.00
4534.6
700.00
2.48
16.60
19.08
液氧/液氢
199.64
2891.00
3501.00
26.76
4011.0
249.00
1996
2003
226.40
1xRS-68
3314.00
液氧/液氢
21.32
2.85
1xRL10B-2
110.10
4530.7
850.00
24.17
2xGEM-60
2002
端羟基聚丁二烯
2383.0
2696.8
97.00
7.70
59.90
1468.00
1654.00
1996
67.60
液氧/液氢
199.64
3314.00
26.76
1xRS-68
3501.0
4011.0
252.00
226.40
2891.00
1xRL10B-2
液氧/液氢
2.85
21.32
110.10
4530.7
850.00
24.17
2383.0
7.70
2xGEM-60
端羟基聚丁二烯
59.90
2696.8
97.00
67.60
1468.00
1654.00
1996
液氧/液氢
252.00
226.40
1xRS-68
26.76
199.64
2891.00
3314.00
3501.0
4011.0
液氧/液氢
4530.7
1125.00
3.49
IxRL10B-2
27.22
30.71
110.10
15.40
2936.00
2383.0
2696.8
135.20
4xGEM-60
端羟基聚丁二烯
119.80
97.00
1996
3308.00
26.76
液氧/液氢
199.64
2891.00
3501.0
4011.0
252.00
226.40
IxRS-68
3314.00
3.49
液氧/液氢
110.10
IxRL10B-2
27.22
4530.7
1125.00
30.71
1996
液氧/液氢
399.28
5782.00
3501.0
4011.0
250.00
452.80
2xRS-68
6628.00
2004
53.52
液氧/液氢
327.00
226.40
1xRS-68
199.64
3314.00
4011.0
26.76
2891.00
3501.0
液氧/液氢
27.22
110.10
4530.7
1125.00
3.49
1xRL10B-2
30.71

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附录
·1736·
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
逃逸
最大4
起飞
起飞
整流罩
全长/m
运载火箭
罩直
运载
运载
道运载
道运载
推力/kN
直径/m
高度/m
质量人
径/m
级号
级长/m
直径m
能力
能力
能加
能加
美国侦察兵A
22.00
1.02
18.00
449.14
0.12
0.03
9.09
1.02
I
5.94
0.79
3.04
0.76
3
1.51
0.46
4
美国侦察兵AI
16.90
449.00
9.40
1.02
2
5.94
0.79
3.04
0.76
1.51
0.46
4
美国侦察兵A2
16.90
449.00
1.02
9.40
1.02
1
5.94
0.79
2
2.72
0.79
3
1.51
0.46
4
22.39
美国侦察兵B
449.14
18.10
1.02
0.86
3.27
0.15
9.08
1.02
1
5.94
0.79
2
3.04
0.76
3
1.69
0.52
4
美国侦察兵BI
0.14
9.40
1.02
5.94
0.79
2
3.04
0.76
3
1.69
0.52
4
美国侦察兵B2
9.40
1.02
5.94
0.79
2
2.72
0.79
1.69
0.52
4
美国侦察兵C
449.10
1.02
9.40
1.02
5.94
0.79
2
3.04
0.76
0.52
69'1
4
美国侦察兵D1
21.25
23.00
1.14
0.03
0.18
0.05
0.04
Z16
1.14
一
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0.79
2
3.04
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M
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4
美国侦察兵EI/FI
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1
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1.69
0.52
4
美国侦察兵G1
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9.12
1.14
1
5.94
0.79
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0.77
M
1.69
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美国侦察兵X-I
444.92
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0.46
美国侦察兵X-1A
21.76
1.02
6.25
0.79
2
2.91
0.76
3
0.46
1.50
4

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运载火箭性能参数表
·1737·
续表
子级
首次
开始
研制
发射
推进剂
真空比
工作
结构
地面推
真空
地面比
代号
推进剂
发动机
质量片
年份
年份
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冲(m-s")
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质量/
质量h
2538.9
45.70
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固体
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2194.7
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X-259-B3
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固体
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IXALGOL2C
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固体
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固体
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固体
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固体
X-258
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2736.1
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固体
2194.7
1965
9.60
1.19
IXALGOL 2B
40KS
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固体
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固体
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IxALGOL2C
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固体
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固体
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固体
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1xCASTOR2A
TX-354-3
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固体
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X-259-B3
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固体
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固体
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固体
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固体
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FW-4S
固体
2248.7
2545.8
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45KS
12.71
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1979
1xALGOL3A
1.48
14.18
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固体
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TX-354-3
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固体
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固体
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固体
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1960
10.28
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XM-68
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固体
XM-33
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固体
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X-254
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固体
38.50
X-248
0.21
13.70
0.23
0.03
1XALTAIR IA
固体
1961
XM-68
1XALGOL1C
固体
27.57
IxCASTOR1A
3.32
280.70
2679.2
4.02
0.70
XM-33
固体
36.80
0.92
62.80
1.04
0.12
X-254
IxANTARES 1A
固体
0.21
13.70
38.50
X-248
0.23
0.03
IXALTAIR 1A

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1738·
附录
整流
同步轨
近地轨道
转移轨
起飞
最大
整流罩
全长/m
运载火箭
罩直
运载
道运载
道运载
运载
质量/
推力/kN
直径/m
高度/m
径/m
级长/m
级号
能力
能力
能力
直径
能力
美国侦察兵X-2
21.76
1.02
1
2
6.25
0.79
m
3.04
0.76
1.50
4
0.46
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2
6.25
3.04
3
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4
美国侦察兵X-2M
2
6.25
0.79
3.04
3
0.76
美国侦察兵X-3
21.76
1.02
0.09
1
6.25
2
0.79
3.04
0.76
3
1.50
0.46
美国侦察兵X3A
1
6.25
2
0.79
3.04
0.76
1.50
0.46
美国侦察兵X3C
449.14
16.10
1.02
1.02
9.09
1
6.25
2
0.79
3.04
3
0.76
美国侦察兵X3M
1
6.25
0.79
2
3.04
0.76
3
美国侦察兵X4
449.14
1.02
0.10
I
2
6.25
0.79
3.04
3
0.76
1.51
0.46
4
美国侦察兵X4A
17.78
449.14
1.02
0.10
9.09
1.02
1
6.25
2
0.79
3.04
3
0.76
1.51
4
0.46
美国侦察兵XSC
9.09
1
1.02
2
5.94
0.79
3.04
3
0.76
美国蓝色侦察兵1
16.75
512.00
21.90
1.01
9.40
1.01
1
2
6.35
0.79
3
5.20
0.76
美国蓝色侦察兵2
16.80
512.00
22.00
1.01
9.40
1
1.01
6.30
2
0.79
3.38
3
0.76
1.83
0.46
4
美国蓝色侦察兵JR
222.00
12.30
5.80
0.79
6.25
0.79
1
2
3.38
0.76
3
1.37
0.46
0.51
0.43

<!-- 第 1782 页 -->
运载火箭性能参数表
·1739·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
地面推
结构
真空比
推进剂
真空
地面比
工作
发动机
代号
质量代
推进剂
年份
年份
质量
NV
推力/kN
时间/s
冲(m-s")
冲(（m-s")
质量/
固体
1XALGOL1D
XM-68
1962
固体
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0.70
11XCASTOR1A
3.32
280.70
2679.2
4.02
XM-33
1.16
固体
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0.12
2757.6
1.28
95.99
1xANTARES 2A
X-259-B3
X-248
固体
0.23
0.03
1XALTAIR1A
0.21
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38.50
1XALGOL1D
XM-68
固体
1963
4.02
0.70
IxCASTOR1A
固体
3.32
280.70
2679.2
XM-33
27.57
IXANTARES 2A
固体
95.99
2757.6
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1.16
X-259-B3
固体
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X-258
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XM-68
1XALGOL1D
固体
1962
1XCASTORIA
XM-33
固体
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2679.2
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3.32
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固体
1.28
0.12
1.16
2757.6
32.80
1XANTARES 2A
X-259-B3
95.99
1XALGOL2A
固体
30KS
1962
1xCASTORIA
固体
27.57
0.70
XM-33
3.32
280.70
2679.2
4.02
固体
0.12
1.16
X-259-B3
2757.6
1.28
95.99
32.80
1XANTARES 2A
固体
0.03
1XALTAIR1A
X-248
0.23
0.21
13.70
38.50
30KS
固体
IXALGOL2A
1962
4.02
0.70
固体
3.32
2679.2
27.57
1XCASTOR1A
280.70
XM-33
1.16
X-259-B3
固件
2757.6
1.28
0.12
1XANTARES 2A
95.99
32.80
固体
0.23
0.03
1XALTAIR1A
X-248
0.21
13.70
38.50
固体
10.78
449.14
453.10
2194.7
2538.39
45.70
1.19
1XALGOL2B
40KS
9.59
1964
固体
4.02
0.70
IXCASTOR1A
XM-33
3.32
280.70
2679.2
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2757.6
X-259-B3
固体
95.99
1.28
0.12
1XANTARES2A
1.16
32.80
固体
30KS
1XALGOL2A
1963
固体
3.32
4.02
0.70
XM-33
280.70
2679.2
27.57
1xCASTOR1A
32.80
X-259-B3
固体
95.99
2757.6
1.28
0.12
1XANTARES 2A
1.16
固体
1XALGOL2A
30KS
1963
3.32
27.57
固体
280.70
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1xCASTOR1A
XM-33
固体
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X-259-B3
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1xANTARES 2A
固体
X-250
2736.1
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1XALTAIR2A
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21.20
40KS
固体
65'6
1.19
1xALGOL2B
449.14
453.10
2194.7
2538.9
45.70
10.78
1964
XM-33
固体
4.02
0.70
1xCASTOR1A
3.32
280.70
2679.2
27.57
固体
X-259-B3
2757.6
1.28
0.12
1.16
95.99
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IXANTARES 2A
固体
2736.1
0.26
0.03
X-258
0.23
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1XALTAIR2A
21.20
固体
10.78
1.19
1XALGOL2B
449.14
453.10
2194.7
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45.70
40KS
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固体
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1xCASTOR2A
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TX-354-3
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固体
1.12
0.12
1.28
X-259-B3
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固体
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1XALGOLB
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固体
222.00
4.35
0.67
1xCASTOR1A
XM-33
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39.00
固体
X-254
60.8
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1xANTARESa
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固体
2.05
1XALGOLB
40.00
10.70
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1961
固体
1xCASTOR1
XM-33
222.00
4.36
3.68
39.00
X-254
固体
60.80
1.23
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1xANTARESa
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39.00
X-248
固体
1.1
0.17
1XALTAIR
13.7
38.00
固体
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XM-33
1xCASTOR1
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4.36
1960
固体
X-254
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1.23
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1XANTARESa
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固体
30-KS8000
1XALGOR
35.30
30.00
固体
100A
4.00
1xCETUS
78.00

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·1740·
附录
整流
同步轨
转移轨
遇逸
近地轨道
最大4
起飞
起飞
整流罩
全长/m
罩直
运载
道运载
运载
运载火箭
道运载
直径/m
高度/m
质量
推力/kN
级长/m
级号
直径m
径/m
能力
能力
能力
能加
32.00
美国红石
347.00
25.41
3.66
2.00
11.40
1
1.78
美国土星1
57.30
508.85
6690.00
24.43
6.53
6.53
9.00
1
2
12.65
5.59
7296.00
美国土星1B
589.00
6.60
6.60
68.63
18.00
24.50
3.00
0.43
1
17.80
2
6.60
美国土星5阿波罗
2945.95
34029
110.64
10.06
120.00
30.00
60.00
50.00
42.06
10.06
1
24.87
10.06
2
19.02
6.60
3
美国大力神2LV-4
148.31
1912.70
3.62
33.22
3.05
21.64
3.05
2
5.79
3.05
3.05
美国大力神2SLV
1912.70
9.20
3.17
155.00
42.90
3.05
3.05
21.43
1
2
3.05
8.56
5.10
美国大力神2S
272.76
4595.00
39.00
4.90
11.18
1.13
0
1.01
21.43
3.05
1
3.05
2
8.56
2.72
1.62
3
美国大力神3A
39.20
3.05
22.18
169.00
1912.70
3.30
3.05
1
2
8.56
3.05
3
4.48
3.05
1.53
3.66
41.54
3.60
美国大力神3B
166.00
2313.00
3.05
22.23
3.05
1.10
0.68
1
2
8.56
3.05
3
7.09
1.53
50.60
15.24
3.05
13.41
4.40
美国大力神3C
636.00
10675.70
1.63
3.15
9.70
25.91
0
3.05
22.23
3.05
1
2
8.56
3.05
4.48
3.05
3
9.70
3.05
15.00
3.05
47.20
634.00
10675.70
13.59
美国大力神3D
0
25.91
22.23
1
3.05
8.56
3.05
2
美国大力神3E
644.00
10675.70
48.76
17.69
15.40
3.35
7.03
9.70
4.27
25.91
5.40
0
3.05
22.23
3.05
1
8.56
3.05
2
3.05
3
9.60
3.05
美国大力神34B
184.00
2353.10
18.30
3.05
3.74
23.70
3.05
1
8.56
3.05
2
1.52
6.30
3
3.20
美国大力神34D
688.78
49.35
18.28
14.36
12419.44
9.82
27.55
3.11
0
23.70
3.05
1
8.56
1.52
2
12419.44
1.82
美国大力神34D-U
690.93
18.20
49.35
9.82
3.20
3.11
0
27.55
23.70
3.05
1
1.52
8.56
2
5.00
2.89
3
美国大力神34D-T
688.80
49.35
9.82
3.20
18.20
12419.44
1.91
27.55
0
3.11
3.05
23.70
1
8.56
1.52
2
3.05
4.48
3

<!-- 第 1784 页 -->
运载火箭性能参数表
·1741·
续表
子级
首次
开始
研制
发射
地面推
推进剂
真空
地面比
真空比
工作
结构
代号
推进剂
质量片
发动机
年份
年份
力N
质量/
推力/kN
冲/（m-s")
冲(m-s")
质量/
时间/s
22.00
2256.0
1xNA-75-110-A7
液氧/酒精
347.00
143.00
1959
1960
8
液氧/煤油
386.00
6690.00
2500.7
145.00
436.00
8xH-1
S-1
8S61
1961
50.00
45.36
S-4
液氧/液氢
6.50
6xRL-10A-3
400.20
4246.3
490.00
51.86
2557.8
38.00
8xH-1
S-1B
液氧/煤油
414.20
7296.00
2861.0
141.00
1966
8159.00
1959
452.20
S-4B
液氧/液氢
106.00
4184.6
440.00
117.90
1xJ-2
1001.00
10.00
5xF1
液氧/煤油
2148.00
34029.0
39962.00
2607.0
2883.0
168.00
1967
131.00
S-1C
1962
2279
S-2
液氧/液氢
457.00
36.00
5xJ-2
5148.0
4168.0
366.00
493.00
液氧/液氢
C5011
123.95
11.47
J-2
S-4B
902.00
4217.0
480.00
2892.9
2932.2
1962
1912.70
1964
2xLR-87-AJ-7
四氧化二氮/混肼50
150.00
180.00
IxLR-91-AJ-7
四氧化二氮/混册50
444.80
3069.5
1986
118.00
1912.70
2090.00
2902.8
147.00
1988
2xLR-87-AJ-5
四氧化二氮/混肼50
122.47
27.00
182.00
1xLR-91-AJ-5
四氧化二氮/混肼50
30.00
444.80
3098.0
固体
4595.00
60.00
1xTX-780
1912.70
147.00
2xLR-87-AJ-5
四氧化二氮/混肼50
444.80
IxLR-91-AJ-5
四氧化二氮/混阱50
182.00
固体
STAR-63-F
102.30
四氧化二氮/混肼50
2893.0
149.00
1962
1912.70
2922.4
1964
2xLR-87-AJ-9
444.80
206.00
1xLR-91-AJ-9
四氧化二氮/混肼50
3130.3
2961.6
430.00
过渡级
71.70
1.99
2XAJ-10-138
四氧化二氮/混肼50
10.48
12.47
2xLR-87-AJ-11
四氧化二氮/混肼50
121.70
115.00
2934.2
1965
1966
2313.00
156.00
225.00
IxLR-91-AJ-11
四氧化二氮/混肼50
31.10
449.27
3125.4
33.60
红烟硝酸/偏二甲胖
1xBELL 8096
71.17
2794.9
240.00
6.80
0.68
阿金纳D
固体
10675.70
77.00
384.00
1962
S961
461.00
2xUA1205
2608.6
117.00
四氧化二氮/混阱50
2952.8
118.85
6.80
2313.70
165.00
125.65
2xLR-07-AJ-11
四氧化二氮/混册50
449.27
2.50
1xLR-91-AJ-11
31.10
3125.4
225.00
33.60
过渡级
2961.6
四氧化二氮/混肼50
71.70
430.00
12.47
1.99
2xAJ-10-138
10.48
117.00
固体
384.00
2608.6
461.00
1966
1971
77.00
2xUA1205
10675.70
四氧化二氮/混肼50
118.85
6.80
2xLR-87-AJ-11
2313.70
2952.8
165.00
125.65
四氧化二氮/混册50
31.10
449.27
225.00
2.50
1xLR-91-AJ-11
3125.4
33.60
固体
384.00
2608.6
1974
461.00
2xUA1205
117.00
1972
10675.70
125.65
四氧化二氮/混胖50
118.85
6.80
2313.70
2952.8
165.00
2xLR-87-AJ-11
四氧化二氮/混肼50
449.27
2.50
IxLR-91-AJ-11
31.10
3125.4
225.00
33.60
半人马座座
液氧/液氢
133.28
4354.2
380.00
2xRL-10-A-3-3A
13.48
15.40
1.61
四氧化二氮/混肼50
2353.10
2912.6
164.00
1261
2xLR-87-AJ-11
四氧化二氮/混肼50
449.27
3125.4
225.00
33.60
2.50
1xLR-91-AJ-11
31.10
红烟硝酸/偏二甲肼
上升阿金纳
240.00
6.64
0.51
IxBELL8906
71.17
2853.7
113.70
固体
433.26
500.80
2XUA1205
1982
12419.44
12455.00
2600.7
四氧化二氮/混腊SO
2353.10
2912.6
164.00
2xLR-87-AJ-11
四氧化二氮/混阱50
IxLR-91-AJ-11
3125.4
225.00
33.60
2.50
31.10
449.27
固体
433.20
2600.7
113.70
1982
500.80
2xUA1205
12419.44
12455.00
四氧化二氮/混册50
2353.10
2912.6
164.00
2xLR-87-AJ-11
四氧化二氮/混肼50
449.27
3125.4
225.00
2.50
IxLR-91-AJ-11
33.60
31.10
固体
SRM-1(下)
IUS
185.10
2897.9
152.00
14.74
12.41
SRM-2(上)
78.40
IUS
固体
2835.1
103.40
433.26
固体
2600.7
1984
500.80
2xUA1205
113.70
12419.44
12455.00
四氧化二氮/混肼50
2353.10
164.00
2xLR-87-AJ-11
IxLR-91-AJ-11
四氧化二氮/混肼50
225.00
449.27
33.60
2.50
31.10
3125.4
四氧化二氮/混肼50
过渡级
2961.6
1.99
2XAJ-10-138
10.48
71.70
430.00
12.47

<!-- 第 1785 页 -->
附录
·1742·
同步轨
转移轨
整流
遇逸
近地轨道
最大4
整流罩
起飞
起飞
运载
全长/m
道运载
罩直
运载
运载火箭
道运载
直径/m
高度/m
质量/
推力/kN
级号
级长/m
直径m
径/m
能力
能力
能力
能力
美国大力神3
48.20
15.20
14.74
27.55
9.82
4.00
12419.44
0
3.11
693.00
23.95
3.05
1
2
8.99
3.05
美国大力神3-U
698.00
48.20
9.82
4.00
15.20
4.94
27.55
3.11
12419.44
0
23.95
3.05
1
8.99
3.05
2
5.00
2.89
3
15.20
48.20
9.82
4.00
27.55
美国大力神3-P
682.00
12419.44
1.88
0
3.11
23.97
3.05
8.99
3.05
2
2.04
1.24
3
48.20
9.82
4.00
15.20
美国大力神3-T
695.00
12419.44
27.55
1.90
4.63
3.11
0
23.95
3.05
8.99
3.05
2
4.48
3.05
3
美国大力神
860.71
50.72
5.08
17.70
34.14
15.25
3.11
11230.00
0
17.02
27.24
4A-NUS
5.08
3.05
8.23
3.05
2
52.49
5.08
17.02
美国大力神4A
861.30
11230.00
34.14
2.38
3.11
0
惯性上面级
20.07
27.24
5.08
3.05
1
8.23
3.05
2
3.15
2.34
3
1.68
2.89
11230.00
58.59
5.08
20.07
3.11
美国大力神4A
873.71
34,14
4.54
0
5.08
半人马座
23.12
27.24
3.05
1
26.17
5.08
8.23
3.05
2
8.98
4.32
3
15.25
21.68
美国大力神4B
51.17
5.08
924.88
13531.60
34.26
3.20
26.36
5.08
17.02
3.05
1
8.23
3.05
2
52.94
美国大力神4B
923.00
17.02
3.6
34.26
13531.60
5.08
3.20
0
惯性上面级
20.07
5.08
26.36
3.05
1
8.23
3.05
2
3.15
2.34
3
1.68
2.89
3
5.08
美国大力神4B
935.45
59.04
20.07
5.77
13531.60
3.20
34.26
0
半人马座
5.08
26.36
23.12
3.05
1
26.17
5.08
8.23
3.05
2
8.98
4.32
3
3.79
18.89
498.20
15.51
6.70
1.27
0.37
美国标准型飞马座
9.40
1.27
1
2.31
1.27
2
0.97
1.47
3
美国加长型飞马座
726.00
16.90
6.70
1.27
4.42
0.44
10.27
23.13
1.27
1
1.27
3.11
1.34
0.97
3

<!-- 第 1786 页 -->
运载火箭性能参数表
·1743·
续表
子级
开始
首次
发射
研制
地面推
真空
地面比
真空比
推进剂
结构
工作
代号
推进剂
发动机
质量片
年份
年份
冲(m-s)
冲/(m-s")
质量/
质量/
力/kN
推力/kN
时间/s
113.70
2600.7
固体
433.26
12419.44
1990
2xUA1205
12455.00
500.80
2957.7
LR-87-AJ-11A
2428.70
160.00
四氧化二氮/混肼50
133.18
3098.9
31.12
462.60
225.00
四氧化二氮/混肼50
LR-91-AJ-11A
固体
433.26
113.70
2xUA1205
12419.44
2600.7
12455.00
500.80
2xLR-87-AJ-11A
四氧化二氮/混胖50
2957.7
160.00
133.18
2428.70
3089.9
225.00
四氧化二氮/混肼50
462.60
IxLR-91-AJ-11A
31.12
固体
185.10
SRM-1(下)
12.41
2897.9
152.00
14.74
固体
SRM-2(上)
78.40
2835.1
103.40
固体
2600.7
113.70
433.26
500.80
2xUA1205
12419.44
12455.00
133.18
2428.70
2xLR-87-AJ-11A
四氧化二氮/混肼50
2957.7
160.00
225.00
462.60
四氧化二氮/混肼50
31.12
3098.9
1xLR-91-AJ-11A
固体
2.00
STAR-48B
66.64
2869.4
88.10
2.21
0.14
PAM-D
12455.00
固体
2600.7
2xUA1205
433.26
12419.44
113.70
500.80
四氧化二氮/混肼S0
2xLR-87-AJ-11A
2428.70
2957.7
160.00
133.18
四氧化二氮/混肼50
462.60
3089.9
225.00
31.12
1xLR-91-AJ-11A
过渡级
2961.6
430.00
四氧化二氮/混肼50
71.70
1.99
2XAJ-10-138
10.48
12.47
2354.0
端羟基聚丁二烯
156.50
1990
546.25
638.66
2xUA1207
11223.00
92.41
四氧化二氮/混肼50
2473.0
185.50
152.57
161.21
8.94
2xLR-87-AJ-11A
2034.60
四氧化二氮/混肼50
3094.0
230.00
4.50
1xLR-91-AJ-11A
34.74
467.10
39.24
546.25
11223.00
2354.0
156.50
1989
2xUA1207
端羟基聚丁二烯
638.66
92.41
四氧化二氮/混肼50
2473.0
152.57
2xLR-87-AJ-11A
2034.60
185.50
161.21
8.94
四氧化二氮/混胖50
3094.0
230.00
1xLR-91-AJ-11A
34.74
467.10
39.24
4.50
惯性上面级
端羟基聚丁二烯
10.95
1xORBUS-21D
9.76
194.50
2883.0
145.00
1.19
惯性上面级
端羟基聚丁二烯
2.73
1XORBUS-6E
79.00
2979.0
103.00
3.87
1.14
546.25
2354.0
156.50
1994
92.41
端羟基聚丁二烯
638.66
2xUA1207
11223.00
四氧化二氮/混肼50
2473.0
185.50
2xLR-87-AJ-11A
152.57
2034.60
161.21
t68
34.74
467.10
39.24
四氧化二氮/混肼50
3094.0
230.00
4.50
IxLR-91-AJ-11A
2xRL-10A-3-3A(2)
半人马座T
液氧/液氢
20.87
146.80
4378.0
622.00
23.88
3.01
端羟基聚丁二烯
624.15
2506.0
137.80
1997
699.15
2xUA1207
75.00
13531.60
四氧化二氮/混阱50
2xLR-87-AJ-11A
185.50
2473.0
8.94
152.57
2034.60
161.21
四氧化二氮/混肼50
34.74
472.20
3094.0
227.50
4.50
39.24
1xLR-91-AJ-11A
624.15
699.15
2xUAI207
端羟基聚丁二烯
13531.60
2506.0
137.80
75.00
四氧化二氮/混阱50
2xLR-87-AJ-11A
152.57
2473.0
185.50
8.94
2034.60
161.21
227.50
四氧化二氮/混50
472.20
3094.0
4.50
IxLR-91-AJ-11A
34.74
39.24
惯性上面级
端羟基聚丁二烯
9.76
2883.0
1.19
1xORBUS-21D
194.50
145.00
10.95
惯性上面级
端羟基聚丁二烯
2.73
2979.0
1XORBUS-6E
79.00
103.00
3.87
1.14
624.15
2506.0
75.00
端羟基聚丁二烯
699.15
2xUA1207
13531.60
137.80
161.21
2xLR-87-AJ-11A
四氧化二氮/混肼50
152.57
2034.60
2473.0
185.50
8.94
472.20
四氧化二氮/混肼50
34.74
3094.0
227.50
39.24
4.50
IXLR-91-AJ-11A
半人马座T
146.80
液氧/液氢
20.87
4378.0
622.00
3.01
23.88
1xRL-10A-3-3A(2)
端羟基聚丁二烯
12.15
583.40
2894.0
1987
1990
14.02
1xOrion 50S
76.80
1.87
端羟基聚丁二烯
137.40
2896.0
3.03
74.70
3.41
0.38
1x0rion 50
端羟基聚丁二烯
1xOrion38
0.78
40.30
2853.0
65.50
0.98
0.20
1994
端羟基聚丁二烯
15.01
726.00
2893.0
1991
16.38
68.60
1.37
1xOrion50SXL
2838.0
端羟基聚丁二烯
196.00
69.40
0.42
1xOrion 50XL
3.93
4.35
端羟基聚丁二烯
68.50
1xOrion38XL
0.77
36.00
2817.0
0.90
0.13

<!-- 第 1787 页 -->
·1744·
附录
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
遇逸
最大
起飞
起飞
整流罩
罩直
全长/m
道运载
运载
运载
运载火箭
道运载
推力/N
高度/m
质量几
直径/m
级号
级长/m
直径血
径/m
能力/
能加
能力
能力
美国标准型金牛座
6.60
0.38
8.76
2.34
1547.00
27.50
81.65
1.47
1.36
1
1.27
9.40
2
2.31
1.27
3
0.97
1.47
4
美国商用型金牛座
31.30
1.60
12.80
1615.00
5.50
1.25
2.34
2.30
7.00
1.27
8.60
2
3.11
1.27
3
1.34
0.97
4
5（可选）
1.70
0.90
美国商用加长型
1615.00
33.02
1.60
1.05#
12.80
5.50
1.46
2.34
1
金牛座
0.88*
2.30
7.00
1.30
10.27
1.27
2
3.11
1.27
3
1.34
0.97
4
5（可选）
1.70
0.90
美国米诺陶1
1.27
36.15
794.70
19.17
1.67
4.42
0.340
7.49
1.67
1
4.12
1.50
6.20
1.33
2
3.58
1.27
3
1.34
0.97
4
22.38
美国米诺陶4
2.34
2.34
5.94
2.34
87.70
2050.60
1,735
8.53
5.47
2.34
2
2.44
2.34
3
1.76
2.34
2.34
2.34
2.34
美国雅典娜
1450.00
66.30
18.90
6.10
9.02
1
2
3.17
2.34
2.34
3
0.81
342.00
21.30
1.70
4.30
1.70
美国法尔肯1
27.20
0.57
1.70
1
2
1.50
1891.00
47.00
3.60
11.00
美国法尔肯5
154.50
3.60
4.10
1.05
3.60
1
3.60
2
美国法尔肯9中型
4080.00
3.60
352.40
53.00
3.60
3.60
11.00
9.30
3.10
1
5.20
15.00
8.70
3.10
3.60
2
美国法尔背9重型
12200.00
885.00
28.00
12.00
53.00
5.20
15.00
3.60
0
3.60
1
3.60
2
美国阿瑞斯！
907.00
13963.00
94.20
17.95
24.50
53.00
5.50
5.00
3.77
1
5.5
26.4
2
10.41
美国阿瑞斯5
3363.00
42426
110.2
124.6
53.64
8.4
22
3.71
0
10.41
64.25
1
约22
8.40
2
1.52
美国阿金纳A
5.80
美国阿金纳B
7.60
1.52
美国阿金纳D
7.09
1.52
美国上升阿金纳
1.52
6.30
美国半人马座D
3.05
9.14
美国半人马座DI-A
3.05
9.14
美国半人马座DI-T
9.14
3.05
美国半人马座G1
8.94
4.32

<!-- 第 1788 页 -->
运载火箭性能参数表
·1745·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
推进剂
地面推
真空比
工作
结构
地面比
真空
代号
质量
发动机
推进剂
年份
年份
冲/(m-s")
质量/
质量八
力/kN
推力/kN
冲(（m-s")
时间/s
1xTU 903
4.46
端羟基聚丁二烯
1547.00
2655.8
56.01
44.54
1989
661
49.00
端羟基聚丁二烯
486.70
2894.0
IxOrion 50S
12.15
76.00
14.02
1.87
IxOrion 50
端羟基聚丁二烯
122.80
2896.0
3.025
74.70
3.40
0.375
34.56
2853.0
65.50
IxOrion38
端羟基聚丁二烯
0.78
0.20
0.98
53.10
IXCASTOR120
端羟基聚丁二烯
1615.00
4.40
48.70
2764.0
82.50
IxOrion 50S
端羟基聚丁二烯
1.09
12.15
471.00
2894.0
72.40
13.24
1xOrion50
端羟基聚丁二烯
3.38
0.35
3.03
115.00
2846.0
75.10
IxOrion38
端羟基聚丁二烯
68.50
0.88
0.11
0.77
32.00
2817.0
47.90
290.0
1xSTAR-37FM
端羟基聚丁二烯
1.07
1.15
0.081
63.00
端羟基聚丁二烯
48.70
1615.00
4.40
1xCASTOR120
2764.0
82.50
53.10
16.38
IxOrion 50SXL
端羟基聚丁二烯
726.00
2893.0
1.37
15.01
68.60
1xOrion 50XL
端羟基聚丁二烯
69.40
3.93
196.00
4.35
0.42
2838.0
1xOrion 38XL
端羟基聚丁二烯
2817.0
0.13
0.77
36.00
68.50
0.90
47.90
1xSTAR-37FM
端羟基聚丁二烯
1.07
290.0
63.00
1.15
1800
2.248
60.8
1997
2000
1101H-dL
792.00
2322.6
23.077
IxM-55Al
20.785
6.237
268.00
2817.5
65.54
7.032
0.691
1xSR-19
ANB-3066
3.915
端羟基聚丁二烯
72.5
1xOrion50XL
154.00
2832.2
4.332
0.416
2842.98
1xOrion38
端羟基聚丁二烯
32.00
69.6
0.771
0.897
0.126
3.63
1xSRI18
端羟基聚丁二烯
45.36
56.4
2003
2008
2050.6
2550.0
48.99
端羟基聚丁二烯
1223.30
3030.0
60.7
27.67
3.18
24.49
1xSR119
72
7.71
0.63
1xSR120
硝酸酯增塑聚醚
7.08
298.10
2942.0
端羟基聚丁二烯
68.5
IxOrion 38
0.77
31.70
2816.0
1.180
0.41
1450.00
83.40
53.42
4.40
IxCASTOR
端羟基聚丁二烯
49.02
1604.00
2479.0
2744.0
661
1995
1.03
1x奥巴斯21D
端羟基聚丁二烯
9.78
2871.0
150.00
10.81
187.00
0.24/0.35
0.6/0.71
0.36
10xMR-107
OAM
0.89
2205.0
1500.00
液氧/煤油
21.09
342.00
352.00
2500.7
2981.2
169.00
IxMerlin A
2003
2006
22.39
1.30
液氧/煤油
0.36
3.85
33.00
3206.8
378.00
4.21
Ix Kestrel
7.00
液氧/煤油
102.00
1889.00
2200.00
5xMerlinB
2559.5
2791.4
2005
109.00
液氧/煤油
41.00
440.00
3334.3
3.00
IxMerlinB
44.00
液氧/煤油
9xMerlin B
280.00
2006
300.00
20.00
4080.00
4600.00
2500.7
2981.2
1xMerlinB
液氧/煤油
3334.3
3.00
41.00
44.00
511.00
560.00
600.00
40.00
液氧/煤油
8160.00
2007
18xMerlin B
9200.00
280.00
4600.00
2981.2
9xMerlin B
液氧/煤油
2500.7
300.00
20.00
4080.00
1xMerlinB
液氧/煤油
511.00
3334.3
3.00
41.00
44.00
130.00
Ix五段式RSRB
聚丁二烯/丙烯睛
15993.6
2322.6
734.00
104.00
630.00
液氧/液氢
143.45
15.40
1xJ-2X
128.05
1303.40
4390.4
463.00
155.00
端羟基聚丁二烯
1301.74
28032.60
200.72
2357.0
1502.46
345.00
5xRS-68
液氧/液氢
1425.00
14500.00
124.50
3577.0
1550.50
226.05
1xJ-2X
液氧/液氢
4390.4
463.00
247.10
21.05
1303.40
0.79
IxBELL 8048
红烟硝酸/偏二甲肼
3.07
2679.0
1956
6561
3.86
69.10
120.00
红烟硝酸/偏二甲肼
2795.0
240.00
1960
7.05
0.91
6.14
71.17
IxBELL 8096
71.17
240.00
1xBELL 8048 8247
红烟硝酸/偏二甲肼
6.12
2795.0
1962
6.81
0.70
1961
红烟硝酸/偏二甲肼
2853.7
240.00
0.51
1xBELL 8096-33
6.08
71.19
1967
1971
6.64
450.00
2.24
15.00
2xRL-10A-3-3
液氧/液氢
1958
1962
17.44
133.40
4354.2
2xRL-10A-3-3A
液氧/液氢
1973
146.80
4354.2
液氧/液氢
13.79
4354.2
1.61
2xRL-10A-3-3
450.00
1974
15.40
133.40
液氧/液氢
4277.7
2xRL-10A-3-3B
1981
25.36
148.00

<!-- 第 1789 页 -->
·1746·
附录
转移轨
选逸
整流
近地轨道
同步轨
最大
起飞
起飞
整流罩
道运载
全长/m
單直
运载
道运载
运载
运载火箭
高度/m
质量
推力/kN
直径/m
级长/m
直径m
径/m
级号
能力
能力
能力
能力
美国半人马座2
3.05
10.06
美国半人马座2A
10.06
3.05
美国半人马座3
10.5
3.05
美国通用半人马座
12.68
3.05
美国TUS
2.08
1.61
美国IUS
3.52
2.43
美国STS/PAM-A
2.29
1.53
美国STS/PAM-D
1.83
1.24
美国德尔它PAM-D
2.04
1.24
美国STS/PAM-D2
1.60
美国PAM-S
美国PAM-SGS
3.96
1.20
美国远地点机动级
2.95
1.52
美国转移轨道级
3.20
美国TOS/MS
13.73
260.70
4.82
87
2.95
1.52
3.20
美国转移轨道级-S
2.45
美国SCOTS
1.60
222.64
13.03
欧洲黑箭
2.00
1.37
3.52
2.00
18.37
0.12
5.97
1
2.54
1.37
2
1.31
0.71
3
2.15
18.90
1.40
0.66
10.00
欧洲钻石A
18.27
274.00
0.08
1.40
1
0.80
4.70
2
2.06
0.66
3
13.26
1.40
0.85
2.80
0.16
欧洲钻石B
348.00
24.25
24.44
1.40
5.52
0.81
2
0.81
3
1.72
21.64
1.38
3.47
0.28
26.90
348.00
13.26
欧洲钻石BP4
1.50
1.40
一
2
4.91
1.51
1.71
0.81
3
3.05
4.00
1.00
2.00
欧洲欧洲号1
31.67
3.05
105.40
1360.00
18.37
1
2
5.50
2.00
2.00
3
3.81
欧洲欧洲号2
1360.00
31.67
3.05
1.44
0.23
90
17.04
3.05
112.00
2
5.50
2.00
3
3.81
2.00
2.02
4.00
4
40.00
3.80
3.80
欧洲欧洲号3
191.15
2656.80
21.00
1.50
0.70
10.50
3.80
2
3.20
8.65
47.70
3.80
210.30
2360.00
2.50
1.85
3.80
欧洲阿里安1
0.73
18.40
一
2
2.60
11.50
2.60
3
8.55
222.00
49.50
1.10
18.40
欧洲阿里安2
2700.00
3.80
3.20
8.65
5.00
2.17
3.80
2.60
2
11.50
9.87
2.60
3

<!-- 第 1790 页 -->
运载火箭性能参数表
·1747·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
真空比
地面比
推进剂
结构
地面推
真空
工作
推进剂
代号
质量/
发动机
年份
年份
冲/(m-s")
时间/s
质量
推力/kN
质量t
力/kN
冲/(m-s")
液氧/液氢
505.00
2.75
2xRL-10A-3-3A
16.93
4344.3
19.68
149.00
1661
液氧/液氢
185.00
4408.1
19.68
2xRL-10A-4
16.93
2.75
402.00
1992
18.65
液氧/液氢
99.20
740.00
1.72
IxRL-10A-4-1
2000
16.93
4418.0
22.74
液氧/液氢
99.20
1xRL-10A-4-2
4418.0
2002
1.91
20.83
900.00
22.94
或2xRL-10A-4-2
液氧/液氢
20.83
2.11
198.40
4418.0
440.00
固体
2835.1
IxSRM-2(上)
IUS
2.75
103.40
78.00
固体
1xSRM-1(下)
9.71
185.00
2897.9
4.54
152.00
1982
固体
1xMM-3
5.78
156.37
固体
1.96
1xSTAR-48/TEM711
66.00
2812.5
1982
2.18
0.18
84.70
2.00
2.21
固体
2869.4
0.14
1xSTAR-48B
66.64
88.10
固体
3.72
0.45
1xSTAR-63D
2765.5
107.20
120.00
固体
2765.5
1xSTAR-48/TEM711
2.01
120.00
固体
2xSTAR-48
4.54
87.00
1983
133.40
四氧化二氮/一甲基肼
1xRS-41
11.79
3089.0
4.71
3.88
固体
10.94
IxORBUS-21
9.80
260.67
2873.0
四氧化二氮/一甲基肼
4.71
1xRS-41(上)
3.88
11.79
3089.0
固体
1xORBUS-21(下)
10.94
260.67
2873.0
固体
IxORBUS-21
2873.0
8.07
260.67
IxSTAR-63E
14.10
Ix伽马8
过氧化氢/煤油
13.10
2452.0
1.00
222.64
125.00
1964
1969
1×伽马2
过氧化氢/煤油
68.00
116.00
3.60
0.40
3.20
2600.0
固体
1x连雀
0.04
0.30
24.50
45.00
0.35
2697.0
红宝石
白烟硝酸/松节油
12.77
274.00
14.72
1.95
2030.0
93.00
1960
1965
1xEMERAUDEL-13
固体
黄玉
2590.0
2.72
0.46
2.26
43.00
1xISOLANE28-7
150.00
固体
2730.0
0.07
1xRUBIS P-0.7
0.64
52.00
45.00
0.71
2167.2
紫晶
20.70
四氧化二氮/偏二甲胖
18.40
2.30
1xVALOIS L-17
348.00
112.00
1967
1970
黄石
固体
43.00
IxTOPA3E P-2.3
2.26
2539.9
2.73
0.47
130.40
固体
1xRUBISP-0.6
P68
0.78
0.10
0.68
51.97
2726.1
46.50
1972
紫晶
20.70
四氧化二氮/偏二甲胖
18.40
2.30
348.00
2167.2
118.00
1975
1xVALOISL-17
固体
5.00
1.00
1xP-4 PITA1
4.00
65.00
P4
180.00
2621.5
固体
2690.1
0.10
IXRUBISP-0.6
P68
0.68
0.78
50.00
46.00
蓝光
89.40
2XRZ.2
液氧/煤油
82.40
1360.00
2430.0
7.00
160.00
1962
1968
2714.6
四氧化二氮/偏二甲胖
2.20
272.40
12.00
4xLRBA
9.80
104.00
四氧化二氮/混肼50
IXERNO
2.80
2861.6
3.40
0.60
22.54
368.00
蓝光
液氧/煤油
2430.0
6.29
2xRZ2
88.2
1360.00
160.00
1967
1972
2.20
4xLRBA
四氧化二氮/偏二甲腊
2714.6
12.00
9.77
272.40
103.00
1xERNO
四氧化二氮/混阱50
2861.6
3.67
0.80
2.87
22.54
375.00
固体
2704.8
1.51
0.81
1xSEP
41.20
45.00
四氧化二氮/偏二甲阱
4x维金
13.59
2656.80
2373.0
166.00
L150
152.40
150.00
1972
液氧/液氢
17.00
3.00
1xH20
H20
200.00
448.00
20.00
4390.0
4x维金5
L-140
2422.2
1973
1979
13.27
四氧化二氮/偏二甲阱
2360.00
2640.00
159.60
145.00
2775.5
145.00
1×维金4
四氧化二氮/偏二甲胖
33.60
698.70
2863.0
38.22
3.52
L-33
123.00
1.32
1xHM7
H-8
液氧/液氢
9.40
8.08
59.78
4337.5
545.00
四氧化二氮/混肼25
135.00
166.00
14.60
4x维金5B
L-140
2700.00
2427.0
1980
1986
147.00
123.00
39.60
1x摊金4B
34.50
3.60
L-33
四氧化二氮/混肼25
2863.5
785.60
721.00
10.70
62.00
4354.2
1.20
1xHM-7B
H-10
液氧/液氢
12.14

<!-- 第 1791 页 -->
·1748·
附录
转移轨
整流
同步轨
遇逸
近地轨道
最大
起飞
整流罩
道运载
道运载
全长/m
罩直
运载
运载
运载火箭
直径/m
高度/m
质量人
推力/kN
级号
直径血
级长/m
径/m
能力A
能力
能力
能力
欧洲阿里安3
242.00
3.20
8.65
5.80
2.85
1.30
9.70
49.50
1.00
6.00
0
2700.00
18.40
3.80
一
11.50
2.60
2
9.87
2.60
3
4.60
25.20
11.10
1.00
3.80
欧洲阿里安40
243.00
2700.00
3.80
4.00
1.90
59.80
1
2.60
2
11.50
2.60
9.90
3
9.00
3.20
19.00
欧洲阿里安42L
363.00
4050.00
59.80
11.10
2.22
4.00
7.00
0
25.20
3.80
11.50
2.60
2
9.90
2.60
3
4.00
1.60
320.00
400.00
59.80
11.10
12.20
欧洲阿里安42P
6.20
6.00
2.60
1.07
0
25.20
3.80
1
2.60
11.50
2
2.60
9.90
3
欧洲阿里安44L
2.22
59.80
2.50
4.20
2.60
5400.00
11.10
19.00
470.00
9.00
4.00
9.40
0
25.20
3.80
11.50
2.60
2
9.90
2.60
3
欧洲阿里安44LP
2.20
3.70
418.50
5350.00
59.80
11.10
2.22
9.00
4.00
8.30
0
19.00
12.20
1.07
0
25.20
3.80
2.60
11.50
2
9.90
2.60
355.00
4.00
3.00
59.80
11.10
12.20
欧洲阿里安44P
6.20
0S'9
1.80
1.07
5300.00
25.20
3.80
11.50
2.60
2
9.90
2.60
欧洲阿里安5G
746.00
11400.00
5.46
31.60
3.05
46.40
13.20
12.70
16.00
6.90
0
5.46
13.70
9.50*
30.50
1
17.00
3.96
2
3.36
47.50
13.20
5.46
12.70
31.6
欧洲阿里安5GS
753.00
3.05
11400.00
6.50
0
30.5
5.46
13.70
1
3.36
3.96
17.00
2
52.00
13.20
5.46
31.6
3.05
欧洲阿里安SES
767.00
13000.00
12.70
21
7.30
0
13.70
30.5
5.46
1
17.00
3.36
3.96
2
5.46
欧洲阿里安5ECA
13000.00
53.78
13.20
12.70
10.50
31.6
780.00
3.05
0
13.70
30.5
5.46
17.00
4.71
5.46
2
13.20
31.6
欧洲阿里安SECB
790.00
13000.00
5.46
12.70
0
3.05
55.90
12.00
13.70
30.5
5.46
17.00
5.62
5.46
2
2112.00
3.00
欧洲织女
31.06
3.03
2.60
7.88
135.45
1.395*
11.2
8.39
1.90
2
4.12
1.90
3
2.04
2.18
4

<!-- 第 1792 页 -->
运载火箭性能参数表
·1749·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
工作
结构
推进剂
地面推
真空
地面比
真空比
发动机
代号
推进剂
质量/
年份
年份
冲/(m·s)
力kN
冲/（m-s")
质量/
推力/kN
时间/s
质量/
19.40
2xP7.3
2363.0
1980
PAP
CTPB 16-13
14.70
1332.00
30.00
1984
四氧化二氮/混肼25
4x维金5B
135.00
14.60
L-140
147.00
2700.00
2427.0
166.00
四氧化二氮/混肼25
Ix维金4B
39.60
3.60
L-33
34.50
785.60
2863.5
123.00
2xHM-7B
H-10
液氧/液氢
4354.2
721.00
1.20
10.70
62.00
12.14
4x维金5C
四氧化二氮/混胖25
L-220
206.00
2700.00
3000.00
2716.0
1982
1990
188.00
17.50
170.00
Ix维金4B
四氧化二氮/混肼25
3.60
L-33
34.00
786.00
37.60
2863.5
124.00
液氧/液氢
H-10
10.70
62.20
4354.2
735.00
11.90
1.20
1xHM-7B
2x维金6
2363.0
四氧化二氮/混肼25
PAL
78.00
1350.00
142.00
1500.00
1982
661
87.00
9.00
四氧化二氮/混肼25
4x维金5C
2716.0
206.00
2427.2
251.50
17.50
L-220
226.00
2700.00
1x维金4B
四氧化二氮/混肼25
3.60
L-33
34.00
2863.5
124.00
37.60
786.00
液氧/液氢
1.20
H-10
10.70
62.00
4354.2
735.00
11.90
IxHM-7B
2xP9.5
1982
42.00
19.00
1298.00
2363.00
1990
6.40
PAP
CTPB 16-13
25.20
4x维金5C
四氧化二氮/混肼25
2716.0
226.00
2700.00
251.50
17.50
L-220
206.00
1x维金4B
四氧化二氮/混肼25
2863.5
3.60
L-33
34.00
786.00
124.00
37.60
液氧/液氢
10.70
62.00
1xHM-7B
4354.2
735.00
11.90
1.20
H-10
156.00
四氧化二氮/混肼25
4x维金6
2700.00
2716.0
1982
1989
PAL
142.00
174.00
18.00
251.50
17.50
4x维金5C
四氧化二氮/混阱25
L-220
226.00
2700.00
2716.0
206.00
1x维金4B
四氧化二氮/混肼25
3.60
L-33
34.00
786.00
2863.5
124.00
37.60
液氧/液氢
10.70
735.00
11.90
1.20
IxHM-7B
62.00
4354.2
H-10
四氧化二氮/混肼25
1982
87.00
2x维金6
1350.00
1500.00
2363.0
2716.0
1988
9.00
PAL
78.00
142.00
19.00
42.00
2xP9.5
PAP5
CTPB 16-13
2363.0
1982
1988
25.20
6.40
1298.00
四氧化二氮/混肼25
4x维金5C
L-220
226.00
2700.00
2716.0
206.00
251.50
17.50
四氧化二氮/混肼25
Ix维金4B
3.60
L-33
34.00
786.00
2863.5
124.00
37.60
1xHM-7B
液氧/液氢
62.00
4354.2
1.20
H-10
10.70
735.00
11.90
42.00
12.80
PAP
CTPB 16-13
38.00
2596.00
2363.0
1982
[661
50.40
4xP9.5
4x维金5C
L-220
四氧化二氮/混肼25
2716.0
226.00
2700.00
206.00
251.50
17.50
四氧化二氮/混肼25
1x维金4B
786.00
3.60
L-33
34.00
2863.5
124.00
37.60
液氧/液氢
10.70
4354.2
1.20
IxHM-7B
H-10
62.00
735.00
11.90
475.00
554.60
79.60
2xMPS 238
EAP238
端羟基聚丁二烯
8924.00
2439.0
1987
1996
129.00
4229.0
3329.0
Ix火神
液氧/液氢
1145.00
170.30
12.20
H158
158.10
897.00
589.00
四氧化二氮/一甲基册
Ix艾斯特斯
9.70
29.40
3151.0
10.90
1.20
EPS
1040.00
端羟基聚丁二烯
8960.00
2xMPS 240
EAP240
2546.0
132.00
2005
560.60
80.60
480.00
Ix火神
液氧/液氢
3329.0
4229.0
170.30
12.20
H158
158.10
897.00
1145.00
589.00
10.00
1x艾斯特斯
EPSV
四氧化二氮/一甲基肼
1045.00
1.20
30.00
3158.0
11.20
端羟基聚丁二烯
2546.0
560.60
80.60
2xMPS 240
EAP240
8960.00
132.00
2008
480.00
Ix火神2
液氧/液氢
3351.0
188.30
15.00
H173
173.30
1068.00
1350.00
4256.0
540.00
1x艾斯特斯
3158.0
1.20
四氧化二氮/一甲基肼
30.00
11.20
EPSV
10.00
1045.00
端羟基聚丁二烯
2546.0
80.60
EAP240
8960.00
2002
2xMPS 240
480.00
132.00
560.60
液氧/液氢
15.00
1x火神2
188.30
H173
173.30
1068.00
1350.00
3351.0
4256.0
540.00
液氧/液氢
3.40
[xHM7B
ESC-A
14.50
64.80
4369.0
970.00
17.90
2546.0
80.60
2xMPS 240
EAP240
端羟基聚丁二烯
560.60
480.00
8960.00
132.00
液氧/液氢
3351.0
540.00
1x火神2
4256.0
188.30
15.00
H173
173.30
1068.00
1350.00
液氧/液氢
1x芬奇
ESC-B
4560.0
28.20
180.00
32.10
3.90
2261.00
2980.00
88.38
2774.0
95.79
7.41
1xP80 FW
端羟基聚丁二烯1912
106.80
2000
23.88
25.75
IxZefiro23
端羟基聚丁二烯1912
1196.00
71.70
1.86
2832.0
2891.0
1xZefiro9
端羟基聚丁二烯1912
10.11
117.00
10.95
0.84
280.00
0.97
四氧化二氮/偏二甲胖
2450.00
0.42
0.55
3092.0
667.00
1xRD-869

<!-- 第 1793 页 -->
·1750·
附录
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
逃逸
最大4
起飞
整流罩
全长/m
运载火箭
罩直
运载
道运载
运载
道运载
高度/m
直径/m
质量儿
推力/kN
直径血
级号
级长/m
能力
径/m
能力/
能力
能力
欧洲自动转移
20.75
10.27
7.67
4.48
飞行器（ATV）
日本L-4S
9.40
732.60
16.50
0.31
1.40
0.50
1.25
0.03
5.77
0
0.77
8.38
一
3.93
0.77
2
2.96
0.55
3
1.00
0.48
日本M-4S
23.60
43.80
2.10
2.90
1936.10
0.86
0.18
5.79
TEO
0
11.93
1.41
1
4.74
1.41
2
4.01
0.86
3
1.83
0.79
4
日本M-3C
41.70
20.24
1936.12
0.19
2.10
1,41
3.50
5.79
0.31
0
11.85
1.41
1
4.95
1.41
2
2.34
1.14
3
日本M-3H
2186.20
2.10
23.80
1.41
49.00
4.00
0.29
5.79
0.31
0
14.91
1.41
1
4.96
1.41
2
3.13
1.14
3
日本M-3S
49.60
2215.20
23.80
2.10
0.29
1.40
4.00
5.79
1.31
0
1.41
14.91
1
4.95
1.41
2
2.61
1.14
3
日本M-3SII
27.80
2.88
61.70
1715.00
1.65
6.85
0.78
9.14
0.74
0
14.80
1.41
1
6.27
1.41
2
1.50
3.36
3
日本M-V
139.00
3698.4
30.7
2.50
2.50
1.80
8.80
2.50
13.80
1
8.60
2.50
2
3.50
2.20
3
日本M-V改进型
140.00
30.8
2.50
2.50
3698.4
8.80
13.80
1.80
2.50
1
2.50
8.60
2
3.50
2.20
3
日本N-1
91.47
32.57
1461.60
4.02
1.65
5.69
1.20
0.15
0.30
7.25
0.18
0.79
0
21.44
2.44
1
5.44
2
1.62
2.03
0.94
3
日本N-2
135.39
2157.60
35.36
2.44
4.02
0.67
0.50
7.25
'7.91
0.35
0.79
0
22.44
2.44
1
2.44
5.99
2
2.09
3
0.96
日本H-1
2157.60
140.60
40.30
2.44
7.91
3.00
4.02
7.25
0.79
0.55
1.10
0
22.44
2.44
1
10.32
2.49
2
2.34
1.34

<!-- 第 1794 页 -->
运载火箭性能参数表
·1751·
续表
子级
开始
首次
发射
研制
推进剂
结构
真空
地面比
真空比
工作
地面推
发动机
推进剂
质量/
代号
年份
年份
推力/kN
质量八
冲/（m-s")
时间s
质量/
力/N
冲/(m-s")
61600
1995
4xR-4D
甲册/混合氮氧化物
2.88-7.00
10.47
1.96
甲胖/混合氮氧化物
20x220N推力器
固体
0.38
2x300-SB（改）
247.20
7.40
1970
1.11
0.72
2157.5
1x735/;(B)
固体
485.40
2017.0
4.98
29.00
1x735/;(B2)
固体
38.40
0.63
1.85
2380.4
2.48
固体
2444.8
27.00
0.28
1x500(B)
0.55
0.83
固体
11.76
0.02
0.09
2490.9
31.5
1x480S
0.11
固体
1060.20
2147.7
1.40
8xSB-310
2.70
7.70
1962
1966
4.10
固体
26.35
867.92
5.81
20.54
2186.9
62.00
1x M-10
固体
2638.1
281.30
2.67
7.11
66.00
9.78
1xM-20
固体
1.97
2716.5
2.78
180
128.47
42.00
1xM-30
固体
2706.7
0.15
0.38
25.50
39.00
0.53
1xM-40
固体
4.10
1.40
8xSB-310
2.70
1068.20
2147.4
7.70
1974
固体
20.70
60.00
5.80
1xM-10
867.92
2206.6
26.50
固体
355.00
2716.5
2.56
1xM-22
7.20
72.00
9.76
2785.2
固体
0.25
1.09
66.88
53.00
1.34
IxM-3A
固体
2.70
7.70
4.10
1.40
1068.20
2147.7
1977
8xSB-310
固体
27.10
6.41
2314.5
2569.4
70.00
33.51
IxM-13
1118.00
356.72
固体
2.55
1xM-22
7.22
2716.5
72.00
9.77
固体
1.08
66.88
53.00
1.63
0.55
1xM-3A
2785.2
固体
2.70
1068.20
7.70
1.40
2147.7
1981
8xSB-310
4.10
固体
27.14
7.18
1xM-13
70.00
34.33
1147.00
2608.7
固体
1xM-22
7.23
9.65
2.42
357.10
2717.4
72.00
固体
1.16
1.52
0.36
IxM-3A4
66.90
2834.2
60.00
固体
38.00
10.20
2.20
2xSB-735
8.00
568
654.00
2609.5
1985
固体
27.10
70.00
34.00
1xM-13
6.90
1147
2609.5
1xM-23
固体
13.00
2.80
10.20
523.90
2766.4
73.00
固体
1xM-3B
3.56
0.26
3.30
132.44
2884.1
87.00
固体
10.7
1xM-14
70.0
3698.4
1990
1997
80.7
4220
2629.1
45.00
固体
2805.66
3.6
1xM-25
30.0
33.6
1373
63.00
固体
10.0
2923.38
101.00
11.0
1.0
1xM-34
294
固体
3698.4
45.00
10.7
IxM-14
70.0
2000
2003
80.7
4220
2629.1
62.00
IxM-25
固体
2863.5
37.0
4.0
33.0
1520
固体
1xM-34
294
11.0
10.0
2923.38
101.00
1.0
固体
39.10
CASTOR2
696.00
2334.0
1970
1975
13.41
11.25
3xTX-354-5
液氧/煤油
70.09
2442.0
66.53
756.10
224.00
1xMB-3
四氧化二氮/混肼50
246.00
4.74
53.30
5.86
1xLE-3
2844.0
固体
2854.0
1xTE-364-14
0.56
38.70
41.00
0.75
9xTX-354-5
固体
2088
40.23
CASTOR2
2334.0
1976
33.75
38.00
1861
液氧/煤油
81.43
756.00
2442.0
269.00
85.95
1xMB-3
43.80
四氧化二氮/混腊50
3079.3
426.00
1xAJ-10-118FJ
6.00
6.67
2785.1
1xTE-364-4
固体
1.05
66.59
43.60
1.25
固体
CASTOR2
40.23
33.75
2334.0
39.00
1981
9xTX-354-5
2088
1986
液氧/煤油
85.80
1xMB-3
270.00
81.40
756.10
2481.1
液氧/液氢
8.80
1xLE-5
102.97
370.00
4413.0
10.60
77.74
1x固体发动机
固体
1.80
2853.7
68.00
2.20

<!-- 第 1795 页 -->
附录
·1752·
整流
转移轨
遇逸
近地轨道
同步轨
最大
起飞
整流罩
罩直
运载
全长/m
运载
运载火箭
道运载
道运载
直径/m
质量
推力/kN
高度/m
级号
级长/m
径/m
直径m
能加
能力t
能力
能力
7.60
4.10
日本H-2
23.40
3.80
3.00
50.00
12.00
10.00
2.00
0
1.80
270.00
4050.00
28.00
4.00
1
2
11.00
4.00
约9
2.5
日本H-2A202
4155.5
53~57
12
289
4.07
3.7
15.1
10
0
5.1
4.4#
37.2
12
1
4
5.1
15
9.2
2
4
4.07
14.5
16
4.07
14.025
5.1/4.07
约9
日本H-2A2022
53~57
12
15.1
2.5
321
4. 07
4.2
0
4913.1
5.1
14.9
12
0
1
37.2
5.1
15
1
4
9.2
14.5
4.07
4
4.07
16
5.1/4.07
14.025
约9
日本H-2A2024
4913.1
15.1
2.5
4.6
53~57
4. 07
12
0
14.9
5.1
12
0
1
37.2
5.1
15
4
9.2
4.07
14.5
2
4
4.07
16
5.1/4.07
14.025
约9
2.5
日本H-2A204
445
53~57
6914.8
5.7
15.1
4. 07
12
0
5.1
12
37.2
1
4
5.1
9.2
15
2
4
4.07
14.5
4.07
16
5.1/4.07
14.025
日本H-2B
约10
8362
54~58
2.5
551
16.5
15.1
4.07
12
0
38.2
5.3
5.1
12
9.2
15
5.1
2
4.07
14.5
4.07
16
5.1/4.07
14.025
日本11
93.65
1560
33.11
21
1.81
1.62
6.85
0.87
1.8
1
6.3
1.41
2
2.66
3
1.51
214.2
48
32.9
日本银河快车GX
3827
3.3
3.3
9.6
2*
3.3
4.4
1
7.3
3.3
2
9.20
4.40
日本H-2转移飞行
16.5
6.00
器（HTV）
23.00
441.00
16.90
0.04
印度SLV-3
1.00
1.00
1
2
0.80
0.82
3
0.66
4
39.00
印度ASLV
23.50
11.00
1.00
3.30
0.15
0
1.00
10.00
1
6.40
0.80
2
2.44
0.82
3
1.39
0.66
4

<!-- 第 1796 页 -->
运载火箭性能参数表
·1753·
续表
子级
首次
开始
发射
研制
推进剂
地面推
地面比
工作
真空
真空比
结构
推进剂
发动机
代号
质量儿
年份
年份
力N
推力/kN
时间/s
质量/
冲(（m-s")
冲(（m-s")
质量
3138.00
2657.6
94.00
1984
1994
22.00
2xSRB
端羟基聚丁二烯
118.00
140.50
液氧/液氢
912.00
346.00
12.00
IxLE-7
1176.00
98.00
86.00
4405.1
液氧/液氢
609.00
16.7
4407.0
120.00
19.7
1xLE-5A
3.0
2x2245
120
2756
2001
端羟基聚丁二烯
2xSRB-A
2x66
1995
2x77
2x11
100.1
LE-7A
液氧/液氢
1074
390
4207
13.9
114
液氧/液氢
LE-5B
137
4393
530
20
3.1
16.9
2756
1995
2x77
2x11
端羟基聚丁二烯
2x66
2x2245
120
2002
2xSRB-A
端羟基聚丁二烯
2x15.2
2x2.1
2xSSB
CASTORAA-XL
2x13.1
2765
60
2x745
液氧/液氢
LE-7A
100.1
4207
390
1074
114
13.9
液氧/液氢
S30
3.1
LE-5B
16.9
137
4393
20
2002
端羟基聚丁二烯
2756
2x2245
120
1995
2x77
2x11
2xSRB-A
2x66
4x2.1
端羟基聚丁二烯
4x13.1
2765
60
4x15.2
4x745
4xSSB
CASTORAA-XL
液氧/液氢
390
LE-7A
100.1
4207
13.9
1074
114
液氧/液氢
4393
530
LE-5B
16.9
137
20
3.1
1995
端羟基聚丁二烯
4x66
120
2006
4x11
4x2245
2756
4xSRB-A
4x77
液氧/液氢
4335
13.9
100.1
2x1098
390
LE-7A
114
液氧/液氢
530
20
3.1
LE-5B
16.9
137
4393
2004
端羟基聚丁二烯
4x66
2756
120
4xSRB-A
4x77
4x11
4x2245
4335
液氧/液氢
390
23.15
2x1098
193
169.85
2xLE-7A
液氧/液氢
137
4393
530
20
1'
LE-5B
16.9
2481
94
1991
199
端羟基聚丁二烯
59.08
11.72
H-2SRB
1560
70.8
2763.6
524.6
端羟基聚丁二烯
54.4
M-23
10.317
6.95
17.267
0.911
3.298
132
2883
72
端羟基聚丁二烯
M-3B
4.209
3827
3053
2002
81
146
液氧/煤油
RD-180
13.5
196.5
液氧/液化天然气
9.9
3383
342
97.8
2.4
12.3
3091
1997
3.92
四氧化二氮/甲胖
8xR-4D
四氧化二氮/甲腊
28xR-1E
441.00
固体
49.00
1973
1979
2482.0
8.66
S-1
固体
2619.0
39.90
196.00
S-2
3.15
固体
2717.0
S-3
1.06
64.00
45.00
2756.0
固体
0.26
21.57
33.00
S-4
固体
2741.0
49.45
17.27
880.00
1987
2xS-1
固体
2540.0
45.00
1*
8.90
固体
3.20
2707.0
S-2
304
36.00
固体
1.06
90.7
45.00
S-3
固体
2756.0
0.32
26.20
33.40
S-4

<!-- 第 1797 页 -->
·1754·
附录
整流
近地轨道
同步轨
转移轨
逃逸
最大
起飞
起飞
整流罩
全长/m
道运载
运载火箭
罩直
运载
道运载
运载
质量儿
推力/kN
直径/m
高度/m
级长/m
级号
能力t
能加
能加
能加
径/m
印度PSLV
275.00
5294.00
45.00
8.30
5.20
1.00
3.20
3,00
0.45
0
1.11*
20.30
2.80
1
11.00
2.80
2
3.50
2.00
3
2.60
1.34
4
7.50
印度GSLV-MK1
401.00
5700.00
3.40
5.00
49.00
7.80
1.85
19.70
2.10
0
20.20
2.80
11.60
2.80
2
8.70
2.80
3
印度GSLV-MK2
5.00
49.00
401.00
5700.00
2.00
7.50
3.40
7.80
2.10
19.70
0
20.20
2.80
11.60
2.80
2
8.70
2.80
3
7350.00
印度GSLV-MK3
42.40
10.00
630.00
7.5
5.00
10.30
4.00
25.00
3.40
0
23.80
4.00
6.60
4.00
2
17.70
以色列沙维特1
27.25
552.50
1.35
3.35
1.35
0.30
7.52
1.35
1
5.68
1.35
2
1.30
2.13
3
以色列利奥林克1
5.40
30.50
704.50
20.90
1.60
0.55
7.50
1.40
1
7.50
1.40
2
2.60
1.30
3
1.60
1.30
4
巴西卫星
3.25
49.90
1030.00
19.50
1.20
0.38
7.55
1.00
0
运载器
(200km，
8.12
1.00
1
5°倾角）
5.09
1.00
2
1.67
1.00
3
巴西微卫星
15.90
259.00
20.00
1.20
0.10
3.25
8.12
1.00
运载器1
5.09
1.00
2
1.67
1.00
1.25
0.66
4

<!-- 第 1798 页 -->
运载火箭性能参数表
·1755·
续表
子级
开始
首次
研制
发射
地面比
结构
推进剂
地面推
真空
真空比
工作
发动机
质量/
代号
推进剂
年份
年份
推力/kN
冲(m-s")
质量/
力kN
质量
冲/(m-s")
时间/s
固体
51.60
6xS9
2646.00
49.00
2482.0
1993
1xPS1
固体
125.00
2570.0
94.25
四氧化二氮/偏二甲胖
37.50
1xPS2
588.00
153.00
固体
1xPS3
7.30
328.70
2857.7
85.75
四氧化二氮/一甲基胖
2.00
14.00
388.0
4xVikas4A
180.80
20.80
HOV1
四氧化二氮/UH25
2744.00
3040.00
160.00
2561.0
2756.0
149.00
1007
端羟基聚丁二烯
23.00
2998.00
4801.00
105.00
161.00
138.00
2324.0
2613.0
1xVikas
L37.5H
四氧化二氮/UH25
37.50
44.10
6.60
804.00
2893.0
135.00
12KRB
液氧/液氢
12.50
75.00
15.00
2.50
1xKVD-1
4511.0
720.00
2561.0
180.80
20.80
四氧化二氮/UH25
3040.00
2744.00
4xVikas4A
HOVT
160.00
2756.0
149.00
2007
23.00
端羟基聚丁二烯
1xNocil
2998.00
4801.00
161.00
S138
138.00
2324.0
2613.0
105.00
IxVikas
L37.5H
四氧化二氮/UH25
37.50
804.00
44.10
6.60
2893.0
135.00
2.50
IxCUS
液氧/液氢
12.50
4511.0
15.00
C12.5
75.00
720.00
2xVikas
端羟基聚丁二烯
400.00
5996.00
2324.00
467.00
67.00
S200
155.00
2xVikas 4A
液氧/煤油
2501.00
129.00
19.00
L110
110.00
1355.00
203.00
IxVikas
液氧/液氢
4.00
C25
29.00
25.00
4364.00
1068.0
546.00
13.99
1xATSM-13
端羟基聚丁二烯
12.75
1.24
610.00
2608.0
552.50
2363.0
54.50
S661
564.00
9.10
10.39
1.29
1xATSM-9
端羟基聚丁二烯
2736.00
43.70
2.57
0.68
1xAUS-51
端羟基聚丁二烯
59.30
1.89
2898.0
92.50
704.50
775.00
2697.0
1xATSM-13
端羟基聚丁二烯
12.75
13.99
1.24
2452.0
55.00
14.13
1.38
1xATSM-13
端羟基聚丁二烯
12.75
2736.00
835.00
55.00
2.05
0.17
1xAUS-51
端羟基聚丁二烯
1.88
2920.0
58.80
94.00
0.17
0.24
0.07
800.00
1xPEPT-420
0.402
1960.0
2226.0
5.31
4xS-43
端羟基聚丁二烯
28.72
1030.40
34.03
2597.0
1220.00
62.00
1xS-43TM
端羟基聚丁二烯
8.72
1.54
7.18
320.70
2707.0
60.60
5.64
1.21
1xS-40TM
端羟基聚丁二烯
207.90
2667.0
4.43
56.90
1xS-44
0.19
端羟基聚丁二烯
2765.0
1.004
0.814
33.00
68.20
2226.0
5.31
4xS-43
28.72
62.00
端羟基聚丁二烯
1220.00
2597.0
1030.40
1997
端羟基聚丁二烯
8.72
1.54
1xS-43TM
7.18
320.70
2707.0
60.60
1xS-40TM
1.21
端羟基聚丁二烯
2667.0
5.64
4.43
207.90
56.90
0.06
端羟基聚丁二烯
2697.0
42.00
0.38
1xS-33
0.32
20.50
晶，才满瑞
（曲
整理）

<!-- 第 1799 页 -->
附录
·1756·
附
重复使用运载器
轨道航天运输系统
型号
苏联
美国
性能
航天飞机
暴风雪号
长/m
36.4
37.24
高/m
17.27
16.45
翼展/m
23.79
23.9
翼面积/m²
约250
250
机身直径/m
5.6
货舱直径/m
4.5
4.7
货舱长度/m
18.3
18.3
乘员舱（货舱）容积/m²
80
70
起飞质量/t
102
105
结构质量/t
68.04
65
飞
入轨/t
29.5
30
行
有效载荷质量
出轨/t
20
14.5
器
液氧/液氢
无
推进剂
主发动机
推
推力/kN
3X1668.1
进
液氧/煤油
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
轨道机动
系
推力/kN
2X26.69
2X31
统
液氧/煤油
推进剂
四氧化二氮/偏二甲肼
姿态控制
主推力器推力/N
38×2932
38×3870
游动推力器推力/N
6×106
6X196
乘员/人
3~10
8~12
运行轨道高度/km
185~1110
250~1000
倾角/（°）
28或57
51.6
飞行马赫数
25
25
轨道运行时间/天
7~30
7~30
2000
2000
横向机动能力/km
助
能源号运载火箭
推
型号和组成
外贮箱+2枚固体助推器
器
全
系统起飞推力/kN
30802.7
34833
系
系统起飞质量/t
2400
2041
统
注：表中所列型号均进行过飞行，未飞行或计划停止的不在表中列出。

<!-- 第 1800 页 -->
运载火箭性能参数表
·1757·
录二
性能数据表
重复使用技术验证机
美国
美国
美国
X-43A
X-15
DC-X/XA
3.7
15.72
3.96
12.2
0.6
1.5
6.81
18.58
4.27（底部直径）
18.88/18
14~15
1.362
约6
超燃冲压发动机（燃料气氢）
液氧/液氢
液氧/液氨+肼
4X60.5
1×284.67
气氧/气氢
过氧化氢
4X1.96
4X1808X50
无人
无人
1
29~33.5
3.155（最大高度）
107（最大高度）
10（最大速度）
6.7（最大速度）
2.965
改进的飞马座火箭
NB52飞机
498.2
344.8
16.92
188.25
（才满瑞
整理）

<!-- 第 1801 页 -->
附录
·1758·
附录三
缩略语
模拟/数字
A/D
Analog to Digital
Approach and Landing
A/L
进场和着陆
AAM
AVUM Avionics Module
织女上面级电子舱
AmmoniaBoiler Assembly
氨沸腾器
ABA
ABE
Arm Boom Electric
机械臀电子中心组件
Allegany Ballistics Laboratory
ABL
阿勒格尼弹道实验室
远地点发动机
ABM
Apogee Boost Motor
Army BallisticMissile Agency
ABMA
陆军弹道导弹局
AC
Atlas/Centaur
宇宙神/半人马座
ACE
Automatic CheckoutEquipment
自动测试设备
ACS
AttitudeControl System
姿态控制系统
Advanced Control SignalProcessor
ACSP
先进的控制信号处理器
Abort Control Unit
ACU
中止控制装置
Audio Control Unit
ACU
音频控制中心
Analog Digital Converter
ADC
模拟数字变换器
ADC
Auto Decoupler
自动去耦器
Attitude Director Indicator
ADI
姿态导向指示器
ADS
大气数据系统
Air Data System
ADTA
Air Date Transducer
大气数据传感器
ADU
Auto Destruct Unit
自毁装置
Auxiliary Engine
辅助发动机
AE
AFETR
AirForceEastermTestRange
空军东靶场
AFRSI
Advanced FlexibleReusable Surface Insulation
先进的柔性可重复使用隔热毯
AGC
Automatic Gain Control
自动增益控制
Aerospace Ground Equipment
AGE
航空航天地面设备
AGS
Anti-Gravity Suit
耐过载服
AI
Approach Initiation
接近开始点
Assembly and Integration Trailer
AIT
装配组装拖车
Apogee Kick Motor
AKM
远地点发动机
Aft Load Controller
ALC
后部加载控制器
ALT
进场和着陆试验
Approach and Landing Test
ALTV
ApproachandLandingTestVehicle
进场和着陆试验飞行器
AMC
Aft Motor Controller
后部马达控制器
AttitudeMeasurement andControl Subsystem
AMCS
姿态测量与控制分系统
AMP
Amplifier
放大器
Apogee ManeuverStage
AMS
远地点机动级
Abort Once Around
AOA
绕地一周中止飞行

<!-- 第 1802 页 -->
缩略语
·1759·
AOCS
Atitude and Orbit Control System
姿态和轨道控制系统
All-OrdnanceDestructSystem
全火工品自毁系统
AODS
环境压力
AP
Ambient Pressure
高氯酸铵
AP
AmmoniumPerchlorate
Aft Power Controller
后部电源控制器
APC
搭接的增压舱
APM
AttachedPressurizedModule
织女上面级推进舱
AVUMPropulsionModule
APM
辅助电源系统
APS
Accessory Power System
辅助推进系统
APS
AuxiliaryPropulsion Subsystem
辅助动力装置
APU
AuxiliaryPower Unit
辅助推进装置
APU
AuxiliaryPropulsion Unit
宇宙神遥控装置
ARCU
AtlasRemote Control Unit
ARE
Advanced ResearchEngine
先进研究发动机
ARPCS
大气更新增压控制系统
AtmosphericRevitalizationPressurization ControlSystem
大气更新系统
ARS
Atmospheric Revitalization System
ArianeTechnology ExperimentPayload
阿里安技术实验有效载荷
ARTEP
姿态基准装置
ARU
Attitude Reference Unit
ASA
AerosurfaceServoAmplifier
空气舵伺服放大器
ASAP
Ariane Structure for AuxiliaryPayload
阿里安次要有效载荷结构
机载辅助设备
ASE
Airborne Support Equipment
Augmented Spark Igniter
ASI
增强型电火花点火器
ASIS
AbortSensing andImplementationSystem
飞行中止敏感和执行系统
加大推力卫星运载火箭
ASLV
AugmentSatelliteLaunchVehicle
Airlock Support System
气闸支持系统
ASS
美国科学院
Academy of ScienceUSA
ASUSA
主动温控系统
ATCS
ActiveTemperature ControlSystem
ATCS
主动热控系统
ActiveThermal Control System
Alliant Tech System
ATK
阿连特技术公司
ATO
Abort To Orbit
入轨中止飞行
应用技术卫星
ATS
ApplicationTechnologySatellite
ATU
音响终端机
AudioTerminal Unit
自动转移飞行器
ATV
AutomatedTransferVehicle
上升段推力矢量控制
ATVC
Ascent Thrust Vector Control
AU
对准装置
Alignment Unit
Altitude andVelocity ControlSystem
高度和速度控制系统
AVCS
AVVI
高度/垂直速度指示器
Altitude/VerticalVelocityIndicator
AZ
Azimuth
方位（角）
'AZUS
Azusa Tracking System
相位比较电子跟踪系统
Boost pump
预压泵
B/P
Batiment d'Assemblage Final
总装厂房
BAF
运载器测试系统
Bance de Control Lanceur
BCL
BDA
备用驱动放大器
Backup Drive Amplifier
BoitierdeDestructionCommande'eetAutomatique
指令自毁装置
BDCA
Basic End Effector
BEE
基本末端操纵器

<!-- 第 1803 页 -->
附录
·1760·
误码率
Bit Error Rate
BER
BFS (S)
备用飞行控制（系统）
BackupFlightControl(System)
火箭组装厂房
BIL
Batiment d'Integration Lanceur
德国研究与技术部
BundesministerderForschungundTechnolgie
BMFT
停泊位置
BerthingPoint
BP
BoosterPressurization System
火箭增压系统
BPS
有效载荷互联舱
BRCU
BaiedeRepartition ChargeUtile
火箭遥控装置
BRCU
BoosterRemote Control Unit
广播卫星
BroadcastingSatellite
BS
Bell Telephone Laboratory
贝尔电话实验室
BTL
Command and Data Handling
指令与数据处理
C&DH
Communication & Tracking
通信与跟踪
C&T
Caution and Warning
警告与报警
C/W
Cutter Assembly
切割装置
CA
CAM
CollisionAvoidanceManeuver
防碰撞机动
C-band Angle Receiver
C波段测角接收机
CAR
CommonBerthingMachanism
通用停泊装置
CBM
重心
Centre de Gravit (Center of Gravity)
CC
Communications CarrierAssembly
通信载体装置
CCA
Cape Canaveral Air Force Station
卡纳维拉尔角空军站
CCAFS
防碰撞防污染机动
CCAM
ContaminationandCollisionAvoidanceManeuver
计算机控制的宇宙神级增压系统
Computer-ControlledAtlasPressurizationSystem
CCAPS
通用芯级
Common Core Booster
CCB
计算机控制显示
Computer-Controlled Display
CCD
Computer Controlled Launch Set
计算机控制的发射设备
CCLS
ComputerControlledPressure andVentingsystem
计算机控制的增压和排气系统
CCPAVS
CCR
Command Control Receiver
指令控制接收机
CCRPS
CommandControl ReceiverPowerSystem
指令控制接收机电源系统
连续彩色传送程序
CCS
Continuous Colour Sequence
闭路电视
CCTV
Closed CircuitTelevision
中央控制器装置
CCU
Central ControllerUnit
乘员通信装置
Crew Communications Unit
CCU
推力室冷却剂阀门
Chamber CoolantValve
CCV
逆时针方向
Counter-Clockwise
CCW
Command Decoder
指令译码器
CD
限爆引信
CDF
Confined Detonating Fuse
Centre de Lancement (Launch Center)
发射中心
CDL
自毁指令接收机
CDR
CommandDestructReceiver
关键设计评审
CDR
Critical DesignReview
指令自毁接收机系统
CommandDestructReceiverSystem
CDRS
乘员逃逸舱
Crew Escape Module
CEM
Cost Estimation Relationship
成本估算公式
CER
载人探测飞行器
CEV
CrewExplorationVehicle
哥伦布自由飞行器
Columbus Free Flyer
CFF

<!-- 第 1804 页 -->
缩略语
·1761·
碳纤维复合材料
CFRP
CarbonFiberReinforcedPlastic
CGS
Centaur Guidance System
半人马座制导系统
半人马座组合支撑系统
Centaur Integrated Support System
CISS
肯尼迪空军地面站
CKAFS
CapeKennedyAirForceStation
共椭圆机动
Co-elliptic Maneuver
CM
指令舱
Command Module
CM
Complementary-Metal-Oxide-Semiconductor
金属-氧化物互补半导体
C-MOS
中央测量装置
Central Measurement Unit
CMU
指令控制单元
Command Master Unit
CMU
法国国家空间研究中心
CNES
CentreNational d'EtudesSpatiales
飞行员光学瞄准仪
Crew Optical Alignment Sight
COAS
仪器舱指令装置
Centrale d'Ordres Case (VEB Command Unit)
COC
通信卫星
COMSAT
CommunicationSatellite
碳酚醛和二氧化硅酚醛纤维复合材料
CP/SP
CarbonPhenol/SilicaPhenolFiberReinforcedPlastic
中央处理装置
CPU
Central Processing Unit
指令接收机
CR
Command Receiver
半人马座级遥控装置
CentaurRemoteControlUnit
CRCU
不锈钢
CorrosionResistant Steel
CRES
通用火箭模块
CRM
CommonRocket Module
Combined Release and Radiation EffectsSatellite
释放和辐射效应探测卫星
CRRES
阴极射线管
CRT
Cathode Ray Tube
通信卫星
CS
CommunicationSatellite
Conical Shaped Charge
圆锥型装药
CSC
圭亚那航天中心
Centre Spatial Guianais(Guiana Space Center)
CSG
指令服务舱
Command and Service Module
CSM
Control Signal Processor
控制信号处理器
CSP
半人马座标准整流罩
Centaur Standard Shroud
CSS
Control Stick Steering
控制杆操纵
CSS
Centaur Truss Adapter
半人马座桁架式有效载荷对接件
CTA
有效载荷
CU
Charge Utile (Payload)
换流器
CU
Converter Unit
Cutanit
CUT
碳化物硬质合金
Centaur Vent and Pressurization System
半人马座级排气与增压系统
CVAPS
Clockwise
顺时针方向
cW
连续波
Continuous Wave
cW
Change-X
X-坐标转换器
CX
D&C
Displays and Controls
显示与控制
Digital to Analog (Digital/Analog)
数字/模拟
D/A
Data Adapter
数据适配器
DA
配电装置
DA
Distribution Assembly
数字模拟转换器
DAC
Digital Analog Converter
道格拉斯飞机公司
Douglas Aircraft Co.
DAC
数字自动驾驶
DAP
Digital Autopilot
Defense Advanced Research Projects Agency
美国国防预先研究计划局
DARPA

<!-- 第 1805 页 -->
附录
·1762·
Daimler Chrysler Aerospace
DASA
戴姆乐·克莱斯勒航天公司
DBC
Data Bus Coupler
数据总线联接器
DBIA
Data Bus Isolation Amplifier
数据总线隔离放大器
Data Bus Network
DBN
数据总线网络
DC
Digital Computer
数字计算机
DCA
DestructionCommande'eetAutomatigue
指令自毁
Dossier de ControleInterface
DCI
接口控制文件
Digital Command System
DCS
数字指令系统
DCU
Digital Computer Unit
数字计算机装置
DDA
数字微分分析器
Digital Differential Analyzer
DDA
Drag Derived Altitude
阻力导出高度
Digital Data Acquisition System
DDAS
数字数据收集系统
Dual Direct Spark Ignition
DDSI
双直接火花点火
DDU
Display Driver Unit
显示驱动装置
Dual Engine Centaur
DEC
双发动机型半人马座
DEU
Display Electronics Unit
显示电子组件
DevelopmentFlight Instrumentation
DFI
研制飞行测量仪器
Dual-Failure-TolerantArm/SafeSequencer
DFTASS
双容错安全解保程序器
Deutsche Forschungs-und Versuchsanstalt fur Luft-und
DFVLR
德国航空航天研究院
Raumfahrt
DIGS
Delta Inertial GuidanceSystem
德尔它惯性制导系统
DISDB
DestructIgnitionSequenceDistributionBox
自毁引爆程序配电箱
DIU
Data Interface Unit
数据接口装置
Distance Measuring Equipment
DME
测距装置
Defense Meteorological Satellite
DMS
国防气象卫星
DOC
Direct Operations Cost
直接操作成本
Dual Payload Adapter
DPA
双星支架
Dual Payload Attach Fitting
DPAF
双星支架
Dual Port Memory
DPM
双端口存储器
DPS
Data Processing System
数据处理系统
显示键盘
DR
Display Keyboard
DeltaRedundantInertial MeasurementSystem
德尔它余惯性测量系统
DRIMS
Data Recording Set
DRS
数据记录装置
DRS
Data Relay System
数据中继系统
Data Relay Satellite System
DRSS
数据中继卫星系统
DS
Despin
消旋
Dedicated Signal Conditioner
DSC
专用信号调节器
DTS
Data Transmission Set
数据传输装置
Display Unit
DU
显示装置
DV
Directeur de Vol
飞行指标
地面站
E/S
Earth/Station
Equipped Avionics Bay
仪器舱
EAB
Etage d'AccelerationaPoudre
EAP
固体助推器
European Aeronautic Defense andSpace Company
EADS
欧洲航空防务和航天公司

<!-- 第 1806 页 -->
缩略语
·1763·
爱德华兹空军基地
EAFB
Edwards Air Force Base
等效空速
Equivalent Airspeed
EAS
Explosive Bridge Wire
爆炸电桥电路
EBW
爆炸电桥点火装置
ExplodingBridgeWireFiringUnit
EBW
Environmental ControlandLifeSupportSystem
环境控制与生命保障系统
ECLSS
发动机关机
Engine Cutoff
ECO
电子控制组件
Electronics Control Package
ECPKG
ECS
环境控制系统
Environmental Control System
实验通信卫星
Experimental CommunicationsSatellite
ECS
电子控制装置
Electronic Control Unit
ECU
Ensemble Dangereux Primaire (Hazardous primary Circuits)
事故主电路
EDP
European Data Relay Satellite
欧洲数据中继卫星
EDRS
Earth Departure Stage
地球出发级
EDS
Emergency Detection System
故障检测系统
EDS
Explosives and Dangerous Substances Officer
易爆和危险品管理员
EDSO
外舱
EEB
Equipped External Bay
Extendible Exit Cone
可延伸喷管
EEC
Electro-Explosive Device
电爆装置
EED
End Effecter Electronic Unit
末端操纵器电子组件
EEEU
弹射座椅
Escape Ejection Seat
EES
Engine Fuel Valve
发动机燃料阀门
EGFV
Engine Oxidizer Valve
发动机氧化剂阀门
EGOV
测地实验卫星
EGS
Experimental Geodetic Satellite
地面电气保障设备
Electrical Ground Support Equipment
EGSE
再入界面
EI
Entry Interface
电子和测量系统
EIS
Electronic andInstrumentalSystem
发动机接口装置
EIU
Engine Interface Unit
阿里安发射设施
ELA
EnsembledeLancementAriane
European Launcher Development Organization
欧洲运载器研制机构
ELDO
Electromechanical Actuator
机电作动器
EMA
发动机混合比
Engine Mixture Ratio
EMR
环境测量单元
EMU
Environmental MeasurementUnit
舱外活动组件
EMU
Extravehicular Mobility Unit
机电阀
Electro-Mechanical Valve
EMV
暴露货盘
Exposed Pallet
EP
推进舱
Equipped Propulsion Bay
EPB
Etage principal cryotechnique
低温芯级
EPC
有效载荷准备设施
Ensemble dePreparation Charge Utile
EPCU
三元乙丙橡胶
EthylenePropyleneDiene Monomer
EPDM
配电装置
ElectricalPowerDistributionUnit
EPDU
Electro-actuators Piloting Equipment
电子作动器控制设备
EPEV
加长型整流罩
Extended Payload Fairing
EPF
增压舱
Equipped Pressurized Module
EPM
地球停泊轨道
EPO
Earth Parking Orbit

<!-- 第 1807 页 -->
附录
.·1764·
Electrical PowerSystem
EPS
电源系统
EPS
E'tage a Propergols Stockable
阿里安5上面级推进舱
European Space Agency
ESA
欧洲空间局
Engine Start Command
ESC
发动机启动指令
Etage Superieur Cryotechnique
ESC
低温上面级
ESRO
Europe Space Research Office
欧洲空间研究办公室
European Space Research Organization
ESRO
欧洲空间研究组织
Equipment Support System
ESS
设备支持系统
ESS
Equipments deSupport Sol
地面支撑设备
European Space Suit System
ESSS
欧洲航天服系统
ESVS
Escape Suit Ventilation System
逃逸服排气系统
ET
Extemal Tank
外贮箱
Energy Transfer Line
ETL
能量传输线
Extermal ThermalProtection
ETP
外部防热系统
Easterm Test Range
ETR
东靶场
Engineering Test Satellite
ETS
技术试验卫星
Extra-VehicularActivity
EVA
舱外活动
Fuel
燃料
F
FALCON
Force Application and Launch from CONUS
从美国本土运用和发射兵力
FAP
Flight Acceleration Profile
飞行加速剖面
Fin Actuator System
FAS
尾翼作动器系统
Fastrac
Fast track
捷径（火箭发动机名）
FC(S)
Flight Control (System)
飞行控制（系统）
Flight Control Computer
FCC
飞行控制计算机
FCDC
Flexible Confined Detonating Cord
柔性限爆索
Freon Coolant Loop
FCL
氟里昂冷却回路
Flight Computer Operating System
FCOS
飞行计算机操作系统
Flight Control System
FCS
飞行控制系统
Fuel Control SolenoidValve
FCSV
燃料控制电磁阀
FDM
FrequencyDivision Multiplexer
分频多路转换器
FEI
Flexible Extermal Insulation
柔性外部绝热
Front-End Processing
FEP
前端处理（装置）
FES
Flash Evaporator System
速蒸蒸发器系统
FH
Faisceau Hertzien (Microwave Link)
微波电路
Fenetre Lancement
FL
发射窗口
Flexible Linear Shaped Charge
FLSC
柔性线型聚能爆炸索
FLTSAT
Fleet Satellite Communication
舰队通信卫星
Frequency Modulation
FM
调频
Flight Management Computer
FMC
飞行管理计算机
调频连续波
FMCW
FrequencyModulated ContinuousWave
FO/PS
Fail Operational/Fail Safe
故障工作/故障安全
飞行程序装置
FP
Flight Programmer
FuelPurgeSolenoidValve
FPV
燃料吹除电磁阀
Fiber (glass) Reinforced Plastic
FRP
（玻璃）纤维增强复合材料

<!-- 第 1808 页 -->
缩略语
·1765·
点火开关
FS
Fire Switch
飞行安全
Flight Safe
FS
燃料供应组件
FSM
Fuel Supply Module
燃料箱
FT
Fuel Tank
FTINU
容错惯性导航装置
Fault TolerantInertialNavigationUnit
FTOS
飞行终止火工品系统
FlightTerminationOrdnaneSystem
飞行终止系统
Flight TerminationSystem
FTS
燃料箱断流阀门
Fuel Tank Shut off Valve
FTSV
燃料箱放气阀门
Fuel Tank Vent Valve
FTVV
Filament Winding
缠绕成形
FW
FWWS
食品/水/废物处理系统
Food, Water and Waste System
Guided Steering
制导操纵
G/S
银河快车公司
Galaxy Express Corporation
GALEX
GC
制导计算机
Guidance Computer
Guidance and Control Assembly
制导控制组件
GCA
Guidance Control Computer
制导控制计算机
GCC
石墨/环氧复合材料壳体发动机
Graphite Epoxy Motor
GEM
Geostationary Orbit
地球同步轨道
GEO
GlassFiber Reinforced Plastic
玻璃纤维增强复合材料
GFRP
Gas Generator
GG
燃气发生器
氮气
Gaseous Helium
GHE
气体喷管
GJ
Gas Jet
Global Message Relay
全球信息中继
GLOMAR
双子星座飞船运载火箭
GLV
Gemini Launch Vehicle
地基中段防御
Ground-based MidcourseDefense
GMD
大地测量数学模型
GeometricMathematical Model
GMM
同步气象卫星
GMS
GeostationaryMeteorologicalSatellite
Greenwich Mean Time
格林威治平均时间
GMT
Gas Nitrogen
氮气
ND
制导、导航与控制
GNC
Guidance Navigation Control
制导导航处理器
GNP
Guidance Navigation Processor
制导导航系统
Guidance and Navigation System
GNS
Gaseous Oxygen
氧气
GOX
通用计算机
General Purpose Computer
GPC
全球定位系统
GPS
GlobalPositioningSystem
GlobalPositioningSystemReceiver
全球定位系统接收机
GPSR
陀螺基准装置
GRU
Gyro Reference Unit
Glideslope
下滑
GS
地面支持设备
GSE
GroundSupportEquipment
哥达德航天飞行中心
GSFC
Goddard SpaceFlight Center
GeosynchronousSatellite Launch Vehicle
GSLV
地球同步轨道卫星运载火箭
地球同步转移轨道
GTO
Geostationary Transfer Orbit
地面试验火箭
Ground Test Vehicle
GTV
Galaxy Express
银河快车
GX

<!-- 第 1809 页 -->
附录
.·1766·
Heading Alignment Cylinder
HAC
航向校正柱(面）
HighOrderAssemblyLanguage/Shuttle
HAL/S
高阶组合语言/航天飞机
Height Adjustment Maneuver
HAM
高度修正机动
HydrazineAuxiliaryPropulsionSystem
HAPS
肼辅助推进系统
HeatCapacityMappingMission
热量测绘任务书
HCMM
HEAO
HighEnergyAstronomic Observatory Satellite
高能天文观察卫星
HEF
高能燃料
High Energy Fuel
HERA
Hermes Robot Arm
使神号机械臂
HyperEnvironmentalTestSystem
高空环境试验系统
HETS
HFCC
HermesFlight Control Centre
使神号飞行控制中心
HGG
Hot Gas Generators
热燃气发生器
Hydraulic Heat Exchanger
HHE
液压热交换器
HIMES
HighManeuverableExperimentalSpaceVehicle
高机动试验型空间运载器
HIU
Headset Interface Unit
头盔接口装置
HLV
Heavy Launch Vehicle
重型运载火箭
H-2 Orbiting Plane
H-2火箭发射的轨道飞机
HOPE
High-Pressure Fuel Turbopump
HPFT
高压燃料涡轮泵
High-Pressure Oxygen Turbopump
HPOT
高压氧化剂涡轮泵
Hermes Preliminary Programme
HPP
使神号预备计划
HPU
液压动力装置
Hydraulic Power Unit
HRM
Hermes Resource Module
使神号资源舱
HRSI
High-TemperatureReusable Surface Insulation
高温重复使用表面绝热材料
Horizontal Situation Indicator
ISH
水平状态指示器
HSP
Hermes Space Plane
使神号空间飞机
Hermes Space Vehicle
HSV
使神号空间飞行器
Heat Treatment
HT
热处理
Hydroxyl Terminated PolybutadieneBased
HTPB
端羟基聚丁二烯
H-2 TransferVehicle
HTV
H-2转移飞行器
HTV
Hypersonic Test Vehicle
高超声速试验飞行器
Head Up Display
HUD
顶部显示器
High Voltage
HV
高电压
HeliumVent Valve
HVV
氮气放气阀门
ImmediateActive/InterruptedWave
IA/IW
瞬发/断续波
Integrated Cargo Carrier
货运舱段
ICC
Initialized Computer Program
ICP
初始化计算机程序
Insensitive Detonator
ID
低灵敏度起爆管
Integrated Electronic Assembly
IEA
集成电子组件
IECO
Inboard Engine Cutoff
内圈发动机关机
Interface Unit
IFU
接口装置
Inertial Guidance Computer
惯性制导计算机
IGC
Inertial Guidance Program
惯性制导程序
IGP
Inertial Measurement Group
IMG
惯性测量组件
内部多层绝热层
IMI
Internal MultilayerInsulation
Inertial MeasurementSubsystem
IMS
惯性测量分系统

<!-- 第 1810 页 -->
缩略语
·1767·
惯性测量装置
IMU
Inertial MeasurementUnit
ING
Inertial Navigation GroupSystem
惯性导航组合系统
Inch-Ounce
IN-OZ
英寸-盎司
国际通信卫星
IntermationalTelecommunicationSatellite
INTELSAT
INU
Inertial Navigation Unit
惯性导航装置
Indirect Operations Cost
I0C
间接操作成本
I0C
Input and Output Control
输入和输出控制装置
In-Orbit Infrastructure
101
在轨结构
Instant of Move
火箭起飞时刻
I0M
Input-Output Processor
IOP
输入-输出处理器
InstrumentationPowerSystem
IPS
测量器件电源系统
IPU
Inertial Platform Unit
惯性平台装置
Inhibited Red Fuming Nitric Acid
IRFNA
抑制性红烟硝酸
Inertial Rate Integrating Gyro
IRIG
惯性速率积分陀螺
Inter-Range Instrumentation Group
IRIG
靶场仪表小组
Inertial Reference Package
IRP
惯性基准组合装置
惯性基准组件
IRU
Inertial Reference Unit
ISAS
Institute of Space and Aeronautical Science
航空航天科学研究所（日）
ISDS
意外分离自毁系统
Inadvertent SeparationDestruct System
ISLA
Ingenieur Sauvegarde Ensemble de Lancement
发射设施安全官员
国际标准货柜
ISPR
Intermational Standard Payload Rack
印度空间研究组织
ISRO
IndianSpaceResearch Organization
International Space Station
ISS
国际空间站
Ionosphere SoundingSatellite
ISS
电离层探测卫星
Integrated Throat and Entry
ITE
整体喉衬-入口段
Internal Thermal Protection
内部防热
ITP
仪器舱
IU
Instrument Unit
Inertial Upper Stage
IUS
惯性上面级
Intra-Vehicular Activity
IVA
舱内活动
Japan Amateur Satellite
JAS
日本无线电爱好者卫星
Japan's Aerospace Exploration Agency
JAXA
日本宇宙航空研究开发机构
JEM
Japanese Experimental Module
日本实验舱
Joint Power Conditioner
JPC
关节电力调节器
Johnson Space Center
JSC
约翰逊航天中心
Kick Motor
正推（反推）发动机
KM
Kagoshima Space Center
鹿儿岛航天中心
KSC
KSC
肯尼迪航天中心
Kennedy Space Center
通用低温上面级
KVRB
KHCJIOPOHO-BONOPOJHIPa3TOHHIBOK
(General Cryogenic Upper Stage)
Langley Research Centre
兰利研究中心
LARC
Load Control Assembly
LCA
负荷控制装置
Linear Charge Cord Device
LCCD
线型装药爆炸索装置
LDD
Long Delay Detonator
长延时起爆管
Long-Duration Exposure Facility
长期暴露装置
LDEF

<!-- 第 1811 页 -->
附录
.·1768·
Low Earth Orbit
LEO
近地轨道
Lewis Research Center
LERC
刘易斯研究中心
Launch Escape System
LES
逃逸系统
LINS
Laser Inertial NavigationSystem
激光惯性导航系统
Lithium Hydyoxide
LIOH
氢氧化锂
Lockheed Missiles and Space Company
LMSC
洛克希德导弹和空间公司
Liquefied Natural Gas
LNG
液化天然气
Liquid Propellant Booster
LPB
液体助推器
Large Payload Fairing
LPF
长整流罩
Low-Pressure Fuel Transducer
LPFT
低压燃料传感器
Low-Pressure Oxygen Transducer
LPOT
低压氧化剂传感器
Launch Processing System
LPS
发射处理器
Liquid Rocket Booster
LRB
液体火箭助推器
Laboratoire deRocherhes Balistigues etAerodynamiques
LRBA
法国气动及弹道研究所
Low-TemperatureReusableSurfaceInsulation
LRSI
低温重复使用绝热材料
Level Sensor
LS
液位传感器
Linear Shaped Charge
LSC
聚能爆炸索（线型装药）
Launch Support Equipment
LSE
发射支持设备
Latching Solenoid Valve
LSV
门（止动）电磁阀
Long Tank Thrust Augmented Thor
LTTAT
长贮箱加大推力雷神
Ling Temco Vought
LTV
林·坦姆科·沃特宇航公司
Launch Vehicle
LV
运载火箭
Local Vertical, Local Horizontal
LVLH
当地垂直，当地水平
Launch Window
LW
发射窗口
LWHS
Lightweight Headset
轻质头盔
MAB
Missile AssemblyBuilding
导弹总装大厅
Modular Avionics ComponentHardware
MACH
模块化电子设备硬件
MAO
Missile Acceptance Officer
导弹验收官员
Million Accounting Unit
MAU
百万欧洲计算单位
MBB
Messerschmiff-Bolkow-Blohm
梅塞施米特·伯尔科·布洛姆（公司）
Main Combustion Chamber
MCC
主燃烧室
MCC-H
Mission Control Center-Houston
休斯敦任务控制中心
McDonnell Douglas Co.
MCD
麦克唐纳·道格拉斯宇航公司
MCDS
Multi-FunctionCRTDisplaySystem
多功能阴极射线显示系统
Manipulator ControllerInterfaceUnit
MCIU
遥控机械臂控制器接口装置
MCS
Maneuver Control System
机动控制系统
Masse Charge Utile (Payload Mass)
MCU
有效载荷质量
Motor Drive Amplifier
MDA
马达驱动放大器
U.S.Missile Defense Agency
MDA
美国导弹防御局
MDE
Mission Dependent Equipment
任务专用设备
Mild Detonating Fuse
温性爆炸引信
MDF
MDL
Mission Data Load
任务数据装载
Multiplexer/Demultiplexer
MDM
信号复合器/信号分离器
Master Data Unit
MDU
主数据装置

<!-- 第 1812 页 -->
缩略语
·1769·
主发动机
ME
Main Engine
MEC
Main Event Controller
主事件控制器
MECO
Main Engine Cutoff
主发动机关机
MainEngineGimbaledActuatorSystem
主发动机摆动作动器系统
ME-GAS
Medium Earth Orbit
MEO
中地轨道
MEOP
Maximum Expected Operating Pressure
最大预期工作压力
MEP
Minimum Entry Point
最低入口点
MES
Main Engine Start
主发动机启动
任务消逝时间
MET
Mission Elapsed Time
Main Fuel Valve
MFV
主燃料阀门
Missile GuidanceSystem
MGS
导弹制导系统
Mechanical Ground Support Equipment
地面机械支撑设备
MGSE
MIA
MultiplexInterfaceAdapter
多路转换器接口适配器
Mixed Logistic Carrier
MLC
混合型货舱
Main Landing Gear
MLG
主起落架
MLI
Multilayer Insulation
多层绝热
Mobile Launch Platform
活动发射台
MLP
MicrowaveLandingSystem
MLS
微波着陆系统
主模式
MM
Main Mode
Mass Memory
MM
海量存储器
Mission Manager
任务指挥员
MM
MM/SCU
MotorModule/Signal ConditionUnit
马达模数/信号调节器
MMC
MartinMarietta Corporation
马丁·玛丽埃塔公司
Mid-Motor Controller
中部马达控制器
MMC
Monomethyl Hydrazine
一甲基肼
MMH
Man/MachineInterface
人机接口
MMI
ModularMechanical OrdnanceDestructSystem
模块化机械火工品自毁系统
MMODS
Maneuver Management System
MMS
机动管理系统
Master Measurement Unit
主要测量组件
MMU
MNTVC
MoveNozzleThrustVector Control
摆动喷管推力矢量控制（器）
Mixed Oxide of Nitrogen
MON
氮氧化物混合物
Marine ObservationSatellite
海洋观测卫星
MOS
Main OxidizerValve
氧化剂主阀门
MOV
MPC
Mid-Power Control
中等功率控制
MPL
Minimum Power Level
最低功率
Manipulator Positioning Mechanism
机械臂定位机构
MPM
Main Propulsion System
MPS
主推进系统
MPTA
Main Propulsion TestArticle
主推进系统试验件
Mercury Redstone
MR
水星-红石运载火箭
混合比
MR
Mixture Ratio
Manipulator Retention Latch
MRL
机械臂固位门锁
MinimumResidual Shutdown
MRS
最小剩余量关机
MicrowaveScanBeam LandingSystem
微波扫描着陆系统
MSBLS
Marshall SpaceFlight Center
MSFC
马歇尔航天飞行中心

<!-- 第 1813 页 -->
附录
.·1770·
MSU
Main Sequence Unit
主程序装置
Mechanical Timer
机械式定时器
MT
Man Tended FreeFlier
MTFF
有人照料的自由飞行器
MTI
Morton Thiokol Inc
莫顿·锡奥科尔公司
MTU
主涡轮泵装置
Main Turbopump Unit
Master Timing Unit
MTU
主定时器
Manual Thrust Vector Control
MTVC
手动推力矢量控制
多路调制器
Multiplexer
MUX
常闭
N.C.
Normally Closed
常开
N.O.
Normally Open
不（可）适用
Not (Non) Applicable
NA
National Aerospace Laboratory
NAL
日本航空宇宙技术研究所
NASA
NationalAeronautic andSpaceAdministration
美国国家航空航天局
National Space Development Agency
NASDA
日本宇宙开发事业团
NBR
丁睛橡胶
Nitrile Butadiene Rubber
Nose Cone Off
头锥分离
NCOFF
Nutation Control System
章动控制系统
NCS
NCU
Nozzle Control Unit
喷管控制装置
Nominal Entry Point
NEP
额定入口（跑道）点
NLG
前起落架
Nose Landing Gear
NOAA
National Oceanic and AtmosphericAdministration
国家海洋与大气局（卫星）
Net Positive Suction Head
NPSH
净正抽吸压头
Net Positive Suction Pressure
NPSP
净正抽吸压力
NASA Standard Initiator
NSI
NASA标准起爆器
Network Signal Processor
NSP
网络信号处理器
National Space Technology Laboratory
NSTL
国家空间技术实验室
NTS
导航技术卫星
Navigation Technology Satellite
Orbit and Attitude Control System
轨道和姿态控制系统
OACS
On Board Computer
OBC
箭（机）载计算机
OCC
Operation Control Center
操作控制中心
OCOE
Overall Checkout Equipment
全检设备
Oxidizer Control SolenoidValve
氧化剂控制电磁阀
OCSV
ODCO
Outboard Engine Cutoff
外圈发动机关机
Orbiting Geophysical Observatory
轨道地球物理观测（卫星）
OGO
运行测量
10
Operational Instrumentation
OIS
Orbiting Insertion System
入轨系统
OMS
轨道机动系统
Orbital Maneuvering System
轨道机动飞行器
OMV
Orbit Maneuver Vehicle
Orbiter Processing Facility
OPF
轨道器处理设备
OPI
Operational Flight Instrumentation
正式飞行测量仪器
OxidizerPre-bumer OxidizerValve
OPOV
氧化剂预燃室氧化剂阀门
OPS
操作程序
Operational Sequence
OPSV
氧化剂吹除电磁阀
Oxidizer Purge Solenoid Valve
Ordnance Remote Control Assembly
ORCA
火工品遥控装置

<!-- 第 1814 页 -->
缩略语
·1771·
工作站
OS
OperationStation
轨道科学公司
Orbital Sciences Corporation
OSC
OT
Oxidizer Tank
氧化剂箱
Oxidizer Turbine Bypass Valve
OTBV
氧化剂涡轮旁通阀
OTSV
OxidizerTankShutoffValve
氧化剂箱断流阀门
Orbit Transfer Vehicle
OTV
轨道转移飞行器
Oxidizer Tank Vent Valve
氧化剂箱放气阀门
OTVV
ov
OrbitingVehicle
轨道飞行器
普拉特·惠特尼飞机公司
P&W
Pratt &Whitney Aircraft
有效载荷
P/L
Payload
PA
Protection Acoustigue
消声装置
精密角度变换器
Precise Angle Converter
PAC
行星大气实验
PlanetaryAtmosphereExperimentsTest
PAET
PAL
Populseur d'Appointa Liquides
液体助推器
有效载荷支架舱
PAM
Payload Adapter Module
有效载荷辅助舱
PAM
Payload Assist Module
PAM
Pulse Amplitude Modulation
脉幅调制
PAM/FM
Pulse Amplitude Modulation/FrequencyModulation
脉幅调制/调频
PAM-D
德尔它有效载荷辅助舱
Payload Assist Module-Delta Class
Propuolsr d'Appointa Poudre
PAP
固体助推器
气动作动器分系统
Pneumatic Actuator Subsystem
PAS
PBCM
PK Booster Control Module
和平卫士导弹助推器控制模块
PBI
Pushbutton Indicator
按钮指示器
PBPS
末助推推进系统
Post-boost Propulsion System
Protective Breathing System
安全吸气系统
PBS
气动控制系统
Pneumatic Control Assembly
PCA
Power Control Assembly
电源控制装置
PCA
Pulse-Code Modulation
PCM
脉码调制
脉码调制主组件
PCMMU
Pulse-Code Modulation MasterUnit
电源转换开关
PCOS
Power Changeover Switch
PCU
增压控制装置
Pressurization Control Unit
下俯
P-D
Pitch Down
PDAN
聚丁二烯丙烯酸丙烯腈
PolybutadieneAcrylicAcidAcrylonitric
Pressurization/DepressurizationEquipment
增压卸压装置
PDE
推进驱动电子设备
PDE
PropulsionDrive Electronics
PDI
Payload Display Indicator
有效载荷显示器
Pulse Duration Modulation
脉宽调制
PDM
初步设计评审
PDR
Preliminary Design Review
PayloadDeploymentandRetrieval System
PDRS
有效载荷释放和回收系统
Portable Oxygen System
PDS
手提式氧气系统
配电器
PDU
Power Distribution Unit
电源驱动装置
PDU
Power Drive Unit
季戊炸药
PETN
PentaerythriteTetranitrate
Platform Electronics Unit
PEU
平台电子组件

<!-- 第 1815 页 -->
附录
·1772·
PrimaryFlight Control System
主飞行控制系统
PFCS
PIC
Pyro Initiator Controller
火工品引爆器控制器
火工品引爆器控制装置
PICU
Pyrotechnic Initiator Control Unit
Perigee Kick Motor
近地点发动机
PKM
Payload
有效载荷
PL
Platform
平台
PL
Payload Bay Door
PLBD
有效载荷舱门
PLC
Pressurized Logistic Carrier
增压型货舱
推进剂液位指示装置
PLIU
PropellantLevel-SensingIndicatingUnit
PM
调相
Phase Modulation
POE
Prise Ombilicale Electrigue(Electrical Umbilical Plug)
脐带电缆插头
Prise Ombilicale Pneumatigue (Pneumatic Umbilical Plug)
POP
脐带气路插头
Payload Processing Facility
PPF
有效载荷处理车间
Propellant and Pressurant Loading System
PPLS
推进剂和增压剂加注系统
Gas-reactionAttitude Control System
燃气反作用姿控系统
PRACS
Preflight
PRFLT
飞行前
ProgrammableRead-Only Memory
PROM
可编程序只读存储器
初步要求评审
PRR
PreliminaryRequirementsReview
Power Reactant Storage and Distribution System
反应剂存储及分配系统
PRSD
Propulsion and Reboost Subsystem
PRSS
推进与推升分系统
近地点级
Perigee Stage
PS
Power Supply
电源
PS
PSDB
Power Sequence Distribution Box
程序配电器
PolarSatelliteLaunchVehicle
极地轨道卫星运载火箭
PSLV
Payload Signal Processor
PSP
有效载荷信号处理器
压力程序阀门
PSV
PressureSequencing Valve
PT
Pressure Transducer
压力传感器
被动热控
PTC
Passive Thermal Control
Payload Transfer System
有效载荷转移系统
PTS
Power Transfer Unit
电源传输装置
PTU
PU
Propellant Utilization
推进剂利用
上仰
Pitch Up
P-U
火工品装置储存区
Pyrotechnic Devices Storage Area
PY
火工品控制器
PYC
Pyrotechnic Control
Qualification Test Unit
鉴定试验器
n1O
数量
Quantity
QTY
RadarAltimeter
雷达高度表
RA
Radio Altimeter
RA
无线电高度表
Random Access Memory
RAM
随机存取存储器
Redundant Access Memory
冗余存取存储器
RAM
Remote ControlSafe andArmDevice
遥控安全解保装置
RASAD
RocketBased Combined Cycle
火箭基组合循环
RBCC
RCC
Range Control Center
靶场控制中心
RCC
增强碳/碳复合材料
Reinforced Carbon Carbon

<!-- 第 1816 页 -->
缩略语
·1773 ·
Reaction Control System
RCS
反作用控制系统
RCS
滚动控制系统
Roll Control System
RCU
Remote Control Unit
遥控装置
Russian DockingSystem
RDS
俄罗斯对接系统
Remote Data Unit
RDU
遥控数据装置
RDX
环三甲撑三硝胺
Cyclotrimethylene trinitramine
刚性外部绝热材料
REI
Rigid Extermal Insulation
火箭发动机舱
Rocket Engine Modules
REM
射频
Radio Frequency
RF
RFI
RadioFrequencyInterference
射频干扰
Rate Gyro Assembly
RGA
速率陀螺组件
Rate Gyro Package
RG-PKG
速率陀螺组件
Rate Gyro Unit
速率陀螺装置
RGU
RHC
Rotation Hand Controller
转动手动控制器
RIFCA
Redundant Inertial Flight Control Assembly
冗余惯性飞行控制组件
RIMU
Redundant Strapped down Inertial Measurement Unit
冗余捷联惯性测量组件
RJD
反作用喷管驱动器
Reaction Jet Driver
Ring Laser Gyros
环形激光陀螺
RLG
冗余管理
RM
Redundancy Management
远距离多路调制测量系统
RMIS
RemoteMultiplexerInstrumentationSystem
遥控机械臂系统
RMS
Remote Manipulation System
Root Mean Square
均方根
RMS
遥测装置
RMU
RemoteMeasurement Unit
RMU
Remote Multiplexer Unit
远距离多路调制器
Redundant Majority Vote Sequencer
冗余多数表决程序器
RMVS
Read Only Memory
ROM
只读存储器
RPC
Remote Power Controller
远距离电源控制器
Rudder Pedal Transducer Assembly
方向舵踏板传感器装置
RPTA
冗余速率陀螺装置
RRGU
Redundant Rate Gyro Unit
RS
Redundant Set (Computers)
冗余装置（计算机）
Respin
RS
起旋
靶场安全指令
RSC
Range Safety Command
Resupply /Stowage Rack
补给/储存货柜
RSR
Reusable Solid Rocket Booster
RSRB
可重复使用固体火箭助推器
Range Safety System
RSS
靶场安全系统
RT
Radar Transponder
雷达应答机
Real Time Interrupt
实时中断
RTI
Retum to Launch Site
RTLS
返回发射场中止飞行
无线电透波窗口
RTW
Radio Transparent Window
交会飞行软件
RendezvousFlightSoftware
RVFS
交会敏感器
RVS
Rendezvous Sensor
Safety and Arming
安全解保
S/A
Spacecraft
航天器
S/C (SC)
安全解保装置
SAD
Safe and Arm Device

<!-- 第 1817 页 -->
附录
·1774·
SAGE
Stratospheric Aersol and Gas Experiment (Satellite)
同温层微粒和气体实验（卫星）
Safe/Arm Initiator
SAI
安全解保启动器
SASY
Satellite/SyldaSeparationSystem
卫星/SYLDA支架分离系统
SBTC
Speedbrake Thrust Control
减速板推力控制
SBU
Synchro Bias Unit
同步偏压装置
Attitude Control System
SCA
姿态控制系统
Shuttle Carrier Aircraft
SCA
航天飞机驮机
SCAR
Systeme de Controle d'Attitude et de Roulis
姿态和滚动控制系统
Special Checkout Equipment
SCOE
专检设备
SCOTS
Shuttle Compatible Orbit Transfer Subsystem
适用于航天飞机的轨道转移系统
Sequence Control Unit
SCU
程序控制装置
Signal Conditioning Unit
SCU
信号调节器
SCU
Signal Control Unit
信号控制器
Short DelayDetonator
SDD
短延时起爆管
Strategic Defense Initiative Office
SDIO
战略防御倡议局
Strategic Defense Initiative Organization
SDIO
战略防御创新组织
Separation and Distancing Module
SDM
分离隔舱
Single Engine Centaur
SEC
单发动机型半人马座
SECO
Sustainer Engine Cutoff
主发动机关机
SustainerEngine Gimbal Actuator System
SE-GAS
主发动机摆动作动器系统
SEU
System Electronic Unit
系统电子组件
Select Filter
选择滤波器
SF
SFAP
自由旋转分解平台
Spin Free AnalyticalPlatform
Squib Fire Circuit
SFC
雷管点火电路
SecureFlightTerminationSystem
SFTS
安全飞行终止系统
Space Ground Link System
SGLS
空间地面联路系统
Super High Frequency
SHF
超高频
SHM
Space Head Module
头舱
SIP
StrainIsolationPad
应变隔离垫
Silicone Impregnated Reusable Ceramic Ablator
SIRCA
重复使用硅浸渍陶瓷烧蚀防热瓦
SecondInjectionThrust Vector Control
SITVC
二次喷射推力矢量控制
SIU
Servo Inverter Unit
伺服变换器组件
nIS
Signal Interface Unit
信号接口
SatelliteInjectionWindow
SIW
卫星入轨窗口
Side Jets
SJ
侧向喷管
SLMA
Spacecraft Lunar Module Adapter
飞船登月舱对接件
SatelliteLaunchVehicle
SLV
卫星运载火箭
Service Module
SM
服务舱
SM
Spin Motor
旋转发动机
Solid Motor Assembly Building
SMAB
固体火箭发动机总装大楼
SMC
US AirForce Space and Missile Center
美国空军航天与导弹系统中心
Shielded Mild Detonating Cord
SMDC
金属被覆密封型温性导爆索
SMV
Space ManeuverVehicle
空间机动飞行器
Solid Motor Roll Control
SNRC
固体发动机滚动控制

<!-- 第 1818 页 -->
缩略语
·1775·
空间操作数据系统
SODS
Space OperationDataSystem
软件操作系统
SOP
Software Operating Program
合闸装置
SOU
Switch On Unit
伺服功率放大器
ServoPowerAmplifier
SPA
阿里安双星发射外支撑结构
StructurePorteuse Exterme de LancementDouble Ariane
SPELDA
液面位置指示器
SPI
SurfacePositionIndicator
Shuttle Payload Integration Facility
航天飞机有效载荷组装设施
SPIF
固体发动机
SolidPropellant Motor
SPM
服务舱推进系统
ServicePropulsionSystem
SPS
固体助推器
SRB
Solid Rocket Booster
固体火箭上面级
Solid Rocket Upper Stage
SRUS
交会传感器
Sensor Rendezvous 
SRV
星光传感器
SS
StarSensor
SPM Storage Area
固体发动机储存区
SSA
空间服务公司
SSI
Space Service Inc.
小型标准运载火箭
SSLV
StandardSmall LaunchVehicle
航天飞机主发动机
SSME
Space Shuttle Main Engines
标准接线板
Standard Switch Panel
SSP
空间站遥控系统
SSRMS
SpaceStationRemoteManipulateSystem
固体旋转上面级
SSUS
Solid Spinning Upper Stage
空间拖船
Space Tug
ST
稳定平台
StabilizedPlatform
ST
级间分离定时器
ST
Staging Timer
StarTracker
星光跟踪器
ST
斯达西姆公司
Starsem
ST
卫星跟踪和数据搜集
STADAN
Satellite Tracking andDataAcquisition
空间跟踪数据网络
SpaceTrackingDataNetwork
STDN
空间技术实验室
STL
Space TechnologyLaboratories
空间运输系统
Space Transportation System
STS
萨西尼铝合金
Susini
SUS
Satum Workshep
土星工场
SWS
阿里安双星发射系统
Systeme deLancementDoubleAriane
SYLDA
SYLDA双星支架顶部/底部分离系统
SYSY
Sylda Top/BottomSeparationSystem
推重比
Thrust to Weight Ratio
T/W
塔康导航系统
TACAN
Tactical Air Navigation
末区能量管理
Terminal Area EnergyManagement
TAEM
三轴基准系统
Three Axis Reference System
TARS
军用运输车
TransportationVan
TARVA
加大推力雷神
Thrust Augmented Thor
TAT
跨大气层飞行器
TAV
TransatmosphericVehicle
穿壁引爆管
Through Bulkhead Initiator
TBI
热平衡试验
Thermal Balance Test
TBT
遥控
TC
Telecommand
大力神/半人马座
Titan/Centaur
TC

<!-- 第 1819 页 -->
附录
·1776·
Thrust Chamber Pressure Switch
TCPS
推力室压力开关
TCS
Thermal Control Subsystem
热控分系统
Translational Control System
平移控制系统
TCS
Thrust Chamber Valve
TCV
推力室阀门
Tracking and Data Relay Satellite
跟踪和数据中继卫星
TDRS
Tracking andDataRelaySatelliteSystem
TDRSS
跟踪和数据中继卫星系统
THC
Translation Hand Control
平移手动控制器
Thermal Hydraulic Control Unit
THCU
液压温控系统组件
Telemetry
TM
遥测
Timer Change
TMCH
定时器转换
热计算模型
Thermal Mathematical Model
TMM
Transfer Orbit Stage
TOS
转移轨道级
TPS
Thermal ProtectionSystem
防热系统
推力室压力开关
TPS
Thrust ChamberPressure Switch
Transient Power System
瞬时电源系统
TPS
TQM
力矩马达
TorqueMotor
晶体管开关
TRSW
TransistorSwitch
TSC
Thruster System Control
推力器系统控制
Timer-Selector
定时器选择器
TSL
Tank Shutoff Pilot Valve
贮箱断流控制阀门
TSPV
TT
Temperature Transducer
温度传感器
Thermal VacuumAcceptanceTest
热真空验收试验
TVAT
FVC
Thrust Vector Control
推力矢量控制
Transmitter
发射机
TX
UA
数据采集装置
Unite d'Acquisition (Acquisition Unit)
Unsymmetrical Dimethyl Hydrazine
UDMH
偏二甲肼
Ultra High Frequency Doppler
超高频多普勒系统
UDOP
UltraHighFrequency
UHF
超高频
User Parameter Processor
用户参数处理器
UPP
上面级遥控装置
URCU
Upper-stageRemote Control Unit
Unified S-Band System
统一S波段系统
USB
上面级助推器
USB
Upper-Stage Booster
联合技术公司
UTC
United TechnologiesCorporation
Vehicle Assembly Building
火箭总装大厅
VAB
VandenbergAirForceBase
VAFB
范登堡空军基地
Velocity Cutoff Switch
速度关机开关
VCS
Volts Direct Current
VDC
直流电压
Vehicle Equipment Bay
运载火箭仪器舱
VEB
Vehicle Checkout Set
火箭测试装置
VECO
VE-GAS
VermierEngine GimbalActuatorSystem
游动发动机摆动作动器系统
ViewFinderMonitor
取景器
VFM
VeryHigh Frequency
甚高频
VHF
Video Interface Unit
视频接口装置
VIU
Vehicle Management Computer
飞行器管理计算机
VMC

<!-- 第 1820 页 -->
缩略语
·1777·
VHF Omnidirectional Radio-Range
甚高频全向无线电信标
VOR
视频处理装置
Video Process Unit
VPU
VRC
运载器续生成本
Vehicle Recurring Cost
电压驻波比
VoltageStandingWaveRatio
VSWR
宽带信号调节器
Wide-Band Signal Conditioner
WBSE
水冷却分系统
Water Coolant Loop Subsystem
WCLS
水蒸发器
WaterEvaporatorAssembly
WEA
前起落架负重
WONG
Weight On Nose Gear
轮子负重
Weight On Wheels
wow
航向点
WayPoint
WP
Weapons Research Establishment
武器研究所
WRE
武器研究所爆破（自毁）系统
WeaponsResearchEstablishmentBreakupSystem
WREBUS
水喷沸腾器
Water Spray Boiler
WSB
White Sands Test Facility
白沙靶场设施
WSTF
Westem Test Range
西靶场
WTR
传感器
Transducer
Xdcr
超长型整流罩
Extended EPF
XEPF
发射机
Xmtr
Transmitter
(曲晶整理）

<!-- 第 1821 页 -->
附录
·1778·
附录四
主要参考资料
[1] Isakowitz S J. Intermational reference guide to space launch systems[R]. AIAA 1991.
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<!-- 第 1822 页 -->
主要参考资料
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<!-- 第 1823 页 -->
附录
·1780
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(尚辉整理)

<!-- 第 1846 页 -->
索引
·1803·
附录五
索引
中文索引
德尔它G
长征三号A
116
539
德尔它』
A
长征三号B
132
539
德尔它L，M，N
539
长征三号C
阿金纳A
890
137
德尔它M6，N6
540
阿金纳B
长征四号A
140
890
阿金纳D
长征四号B
154
德尔它快帆
1510
891
德尔它有效载荷辅助舱-D
长征四号C
164
976
阿里安1
966
地球同步轨道卫星运载火箭
1025
长征五号
阿里安2和阿里安3
170
1346
第聂伯
D
阿里安4
362
1045
东方号
大力神2LV-4
724
192
阿里安5基本型
1066
大力神2S
746
渡船号
阿里安5改进型
1545
1095
大力神2SLV
顿巴赤道发射场
阿瑞斯1
744
1706
881
大力神34B
F
阿瑞斯5
783
885
法尔肯1
大力神34D
868
安加拉1.1
331
784
法尔肯5
337
大力神3A
875
安加拉A3
748
法尔肯9中型
大力神3B
877
安加拉A5/KVRB
343
749
大力神3C
法尔肯9重型
B
750
879
范登堡空军基地
大力神3D
拜科努尔航天发射中心
780
1671
1649
大力神3E
飞箭号
半人马座2
781
398
964
大力神4A
飞马座
794
808
半人马座2A
964
飞行号
大力神4B
797
402
半人马座D
912
大蓬车
风暴一号
936
90
半人马座D1-A
807
德尔它
半人马座D1-T
G
530
937
惯性上面级
半人马座G和半人马座G-1
德尔它2
965
573
960
圭亚那航天中心
德尔它3
暴风雪号
1531
589
1679
波浪号
德尔它4
国家空天飞机
600
1486
383
H
C
德尔它300，900
540
1241
H-1
长征一号
德尔它1000系列
542
8
1255
德尔它2000系列
546
H-2
长征一号D
18
德尔它3000系列
28
H-2A
长征二号
560
1273
H-2B
长征二号C
29
德尔它4925，5920
572
1301
德尔它A
H-2转移飞行器
1317
长征二号C/上面级
47
533
海射天顶号3SL
297
德尔它B
53
533
长征二号C/上面级A
航天飞机
1377
德尔它C
长征二号D
56
533
黑箭
534
066
德尔它D
长征二号E
62
霍普
1595
德尔它E
537
长征二号F
76
德尔它E-1
长征三号
100
538

<!-- 第 1847 页 -->
附录
·1804·
P
J
银河快车GX
1311
J-1
1306
普列谢茨克航天发射中心
用于航天飞机的轨道转移分系
1646
Q
统
极地轨道卫星运载火箭
1335
986
加大推力卫星运载火箭
起跑号
1331
有效载荷辅助舱-S
371
979
金牛座
丘诺
826
宇宙号1
411
221
静海号
S
390
宇宙号3M
224
酒泉航天发射中心
1612
宇宙神1-半人马座D1-A
SGS-2
979
458
森格尔2
K
宇宙神2-半人马座2
1580
460
卡纳维拉尔角发射场
沙维特
宇宙神2A-半人马座2A
1657
1358
466
沙维特1
卡普斯金亚尔航天发射中心
1644
宇宙神2AS－半人马座2A
1358
474
宇宙神3A
闪电号
空间运输系统有效载荷辅助
207
489
舱-A
商业大力神3
978
宇宙神3B
785
501
空间运输系统有效载荷辅助
上升阿金纳
宇宙神5系列
907
507
舱-D
宇宙神B
971
使神号空间运载器
1549
417
空间运输系统有效载荷辅助
水星-红石
宇宙神D
627
418
舱-D2
斯里哈里科塔发射场
977
宇宙神E和宇宙神F
1706
432
快船号
斯沃博德内航天发射中心
宇宙神G-半人马座D1-A
1539
1656
455
L
T
宇宙神H
457
太原航天发射中心
L-4S
1145
宇宙神LV-3-阿金纳A
1618
429
雷神系列
天顶号2
412
宇宙神LV-3-阿金纳B
430
289
利奥林克1
天顶号3SL海上发射设施
1361
宇宙神LV-3-艾布尔
1709
428
联盟号
土星1
201
宇宙神LV-3C-半人马座D
630
431
土星1B
联盟号2
210
宇宙神SLV-3-阿金纳B
655
434
宇宙神 SLV-3-阿金纳D
土星5
隆声号
352
680
436
宇宙神 SLV-3A-阿金纳D
W
陆射天顶号2SLB
316
438
陆射天顶号3SLB
微卫星运载器
309
宇宙神SLV-3A-博纳2
1369
441
鹿儿岛航天中心
卫星号
1703
宇宙神SLV-3C-半人马座D
183
442
卫星运载火箭3
M
宇宙神SLV-3D-半人马座
1326
1163
D1-A
M-3C
卫星运载器1
1364
453
X
远地点机动级
1175
M-3H
984
月球号
M-3S
X-15研究机
1181
1373
189
Z
M-3S II
X-33/冒险星
1193
1490
M-4S
X-34
1148
1500
侦察兵系列
189
M-V
织女
1210
X-37
1506
1114
米诺陶1
X-43高超声速技术验证机
质子号系列
844
1521
234
西昌航天发射中心
米诺陶2和米诺陶3
质子号K
850
1607
240
先锋号
米诺陶4
851
质子号K/上面级D系列
410
247
米诺陶5
旋风号2
857
质子号M
268
246
旋风号2K
N
质子号M/微风M
274
256
1214
旋风号3
种子岛航天中心
N-1
281
1690
旋风号4
N-2
1230
286
转移轨道级
981
能源号
人
319
转移轨道级-远地点机动级
985
雅典娜1
自动转移飞行器
0
860
1129
欧洲号系列
雅典娜2
钻石系列
993
866
166

<!-- 第 1848 页 -->
索引
·1805·
英文索引
Delta A
B
533
A
Baikonur Cosmodrome
1649
Delta B
533
Agena A
890
BlackArrow
990
Delta C
533
Buran
1531
Delta Clipper
1510
890
Agena B
C
534
Agena D
891
Delta D
Cape Canaveral Launch Site
1657
AMS
86
Delta E
537
Centaur II
331
96
538
Angara 1.1
Delta E-1
Delta G
337
Centaur IIA
96
539
Angara A3
912
Centaur D
Delta J
343
539
Angara A5/KVRB
Centaur D1-A
Ares 1
881
936
Delta L, M, N
539
Centaur D1-T
Ares 5
885
937
Delta M6, N6
540
966
Ariane 1
Centaur G,G-1
960
Delta PAM-D
976
Ariane 2,3
1025
Commercial Titan 3
Diamant
785
166
Conestoga
Dnepr
Ariane 4
1045
807
362
E
Ariane 5E
1095
Cosmos 1
221
Ariane 5G
1066
319
Cosmos 3M
224
Energya
I-Z3
Europa
Ascent Agena
907
8
993
F
ASLV
18
CZ-1D
1331
Athena 1
Falcon 1
CZ-2
868
860
28
Athena2
29
Falcon5
866
CZ-2C
875
Falcon 9 Heavy
Atlas I-CentaurD1-A
458
47
879
CZ-2C/SM
Atlas II- Centaur II
460
53
Falcon 9 Medium
877
CZ-2C/SMA
Atlas IIA- Centaur IIA
466
FB-1
56
90
CZ-2D
Atlas IIAS - Centaur IIA
G
474
62
CZ-2E
Galaxy Express
AtlasIIIA
76
489
CZ-2F
1311
Atlas IIB
GSLV
1346
501
CZ-3
100
Guiana Space Center
CZ-3A
Atlas V
507
116
1679
H
Atlas B
417
CZ-3B
132
H-1
Atlas D
418
CZ-3C
137
1241
H-II
Atlas E,F
432
CZ-4A
140
1255
Atlas G - Centaur D1-A
455
H-IIA
1273
154
CZ-4B
Atlas H
H-IIB
1301
457
CZ-4C
164
Atlas LV-3A-Able
CZ-5
428
170
Hermes
1549
D
1595
429
HOPE
Atlas LV-3A -Agena A
Atlas LV-3A -Agena B
430
Delta
530
1317
HTV
1
Atlas LV-3C - Centaur D
431
Delta 300, 900
540
Inertial Upper Stage
542
965
Atlas SLV-3 - Agena B
434
Delta 1000
J
436
Atlas SLV-3 - Agena D
546
Delta 2000
J-1
1306
Atlas SLV-3A - Agena D
438
560
Delta 3000
441
Jiuquan Space Launch Center
Atlas SLV-3A-Burner 2
Delta 4925, 5920
572
1612
Juno
Delta II
Atlas SLV-3C- Centaur D
442
573
411
K
Delta III
589
Atlas SLV-3D-Centaur D1-A
453
Delta IV
ATV
1129
1703
600
Kagoshima Space Center

<!-- 第 1849 页 -->
附录
·1806·
S
1644
Titan 34D
Kapustin Yar Cosmodrome
784
Kliper
Sanger II
Titan 3A
748
1539
1580
L
Saturn I
Titan 3B
630
749
L-4S
Saturm I B
Titan 3C
1145
655
750
Satum V
LK-1
Titan 3D
1361
680
780
Luna
189
SCOTS
986
Titan 3E
781
M
Scout
624
Titan 4A
794
Sea Launch System for Zenit
Titan 4B
M-3C
1163
797
1709
M-3H
3SL
1175
TOS
186
M-3S
SGS-2
TOS/AMS
1181
979
985
M-3S II
Shavit
Tsyklon 2
268
1193
1358
M-4S
1148
Shavit 1
1358
Tsyklon 2K
274
M-V
Shtil
Tsyklon 3
390
1210
281
MercuryRedstone
SLV-3
Tsyklon 4
627
1326
286
Soyuz
V
844
201
Minotaur 1
Vandenberg Air Force Base
1671
Minotaur 2,3
850
Soyuz 2
210
Minotaur4
410
851
Vanguard
Space Shuttle
1377
VEGA
Minotaur 5
1114
857
183
Sputnik
Molnya
Sriharikota Launching Range
207
VLM
1706
1369
N
Start
VLS-1
1364
371
N- I
1214
Strela
Volna
398
383
N-II
Vostok
1230
STSPAM-A
978
192
X
NASP
1486
STS PAM-D
971
P
X-15 Research Airplane
STS PAM-D2
977
1373
Svobodny Cosmodrome
PAM-S
979
X-33/VentureStar
1656
1490
X-34
1545
T
Parom
1500
Taiyuan Space Launch Center
X-37
808
1618
Pegasus
1506
Tanegashima Space Center
Plesetsk Cosmodrome
1646
1690
X-43/Hyper-X
1521
Polyot
402
Taurus
826
Xichang Space Launch Center
1607
Z
234
412
Proton
Proton K
Thumba Equatorial Rocket
Zenit 2
240
289
Launching Station
Proton K/DM3
248
1706
316
Zenit2SLB
Proton M
297
246
Titan 2LV-4
Zenit 3SL
724
PSLV
Titan 2S
1335
746
309
Zenit3SLB
R
744
Titan2SLV
Titan34B
Rockot
352
783

<!-- 第 1850 页 -->


<!-- 第 1851 页 -->


<!-- 第 1852 页 -->


<!-- 第 1853 页 -->


<!-- 第 1854 页 -->
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9787800347580>
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