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| 长征一号运载火箭 |
简介编辑本段回目录
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| 长征一号运载火箭 |
长征一号的研制成功，揭开了我国航天活动的序幕。
为了提高长征一号火箭的运载能力，适应国内外小型卫星发射市场需求，根据长征一号改进的长征一号丁火箭正时刻准备着进入发射市常长征一号丁的低轨道(185公里)运载能力为850公斤，同步轨道的运载能力为200公斤。
“长征一号D”运载火箭是“长征一号”火箭的改进型，主要改进有：提高了一子级发动机推力；提高二、三子级性能；采用“平台-计算机”全惯性制导，最重可将750公斤的卫星送入低地轨道中，经过改进，“长征一号D”火箭可以发射各种低轨道卫星，并已投入商业发射。
总体布局编辑本段回目录
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| 长征一号运载火箭 |
一子级为圆柱壳，从上至下分别为级间段、杆系、氧化剂贮箱、箱间段、燃料贮箱和尾段。液体火箭发动机通过机架与燃料贮箱后过渡段相连。尾段下部装有燃气舵，外侧对称固定安装４个稳定尾翼。
二子级为“锥?柱”壳，锥壳半锥角９度。上部是锥形仪器舱（上、下舱总高1.75米），舱内安装有一、二级动力段和滑行段控制、测量及安全自毁设备。中部是共底贮箱。上贮箱装燃料，下贮箱装氧化剂。下部是高1。9米的尾段。液体火箭发动机通过机架与贮箱锥形后底连接。尾段内装有电池及外弹道测量跟踪系统的雷达应答机。４个燃气舵安装在尾段的燃气舵舵圈上。
整流罩为“锥?柱”壳，半锥角25度。三子级主体为直径0。77米的固体火箭发动机。其上部是仪器架。架中央的弹射器用来固定、支持有效载荷（卫星）。三子级通过锥裙与二子级相连。
长征一号各级之间以及有效载荷与三子级之间均用爆炸螺栓连接。一、二子级采用热分离，二、三子级采用冷分离。整流罩与三子级之间解锁后，由火药弹射筒平抛离开箭体。卫星则依靠三子级上的弹射器分离。
结构描述编辑本段回目录
一子级
长征一号运载火箭
一子级的上部是装有液体四氧化二氮(N2O4)的氧化剂箱，下部是装有液体硝酸-27S(HNO3-27S)的燃烧剂箱。一子级装配有YF-2A型发动机，该发动机是由四台单机并联而成，由安装在火箭底部的燃气舵摆动以控制火箭飞行的姿态。
二子级
二子级的上部是装有液体四氧化二氮(N2O4)的氧化剂箱，下部是装有液体硝酸-27S(HNO3-27S)的燃烧剂箱。二子级装配有推力为320kN的YF-3型发动机。
三子级
三子级采用SPAB-14B型固体发动机。
卫星整流罩
在火箭飞行穿过大气层这段过程中，火箭顶部的卫星整流罩保护卫星免受来自大气层的各种干扰。卫星整流罩为卫星提供了一个良好的环境。长征一号丁运载火箭的卫星整流罩由端头帽、前锥段、圆柱段组成。火箭整流罩长4.176米，最大外直径2.05米，静包络最大直径为1.754米。
星箭对接
长征一号丁火箭可以提供包带型星箭接口和爆炸螺栓型接口。
主要技术参数编辑本段回目录
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| 长征一号运载火箭 |
举升重量：85吨
举升推力：1,101,000牛顿
低轨道酬载量：700～1,000公斤
第一节长度：17.835公尺
直径：2.25公尺
推进剂：UDMH／HNO－27S液态60.000吨
第二节长度：5.350公尺
直径：2.25公尺
推进剂：UDMH／NO液态12.200吨
第三节长度：4.825公尺(含整流罩)
直径：2.050公尺
推进器：固态燃料，不详固态0.625吨
整流罩最大直径：2.054公尺
静态有效直径：1.754公尺
推进系统编辑本段回目录
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| 长征一号运载火箭 |
1.一子级推进系统
（1）发动机
ＹＦ?2发动机由并联总装在一个机架上的4台独立工作的ＹＦ?1单机组成。每台ＹＦ?1单机自成独立系统。发动机采用偏二甲肼＋硝酸?27Ｓ自燃推进剂，海平面推力1０2０千牛，海平面比冲2349牛·秒/公斤，真空比冲26０7牛·秒/公斤，推进剂总流量434.4公斤/秒，混合比2.46，工作时间约14０秒，全机质量118０公斤，最大外轮廓尺寸（高度×直径）为2?655米×2.25米。
YF-2采用闭式涡轮泵供应系统，主、副系统采用同种推进剂，涡轮转速165００转/分。推力室采用夹层钎焊结构，主要材料为耐热合金钢。推力室头部用燃料内冷却，身部夹层由氧化剂进行再生冷却。此外，发动机还包括起动、推力调节等系统。发动机阀门采用电爆管控制，起动、转级、关机迅速。
YF-2发动机首先起动Ⅱ、Ⅳ号分机，０.3秒后再起动Ⅰ、Ⅲ号分机。两种推进剂起动阀门打开后，推进剂在贮箱增压压力及液柱静压下向发动机腔道充填。0.85秒后，火药起动器药柱点燃，燃气吹动涡轮，泵开始工作，两种推进剂进入推力室自燃点火并向主级工作状态过渡。此时，涡轮逐渐被燃气发生器产生的燃气驱动。当发动机受到外界及内部偶然因素干扰时，压调器、稳定器使其自动回复到稳定工作状态。发动机关机分两步：首先使压调器进入末级工作状态，推力减半，然后关闭断流阀门，切断推进剂供应，终止推力。
（2）输送系统
ＹＦ?2发动机采用泵压式输送系统。氧化剂泵入口压力为０?333兆帕，燃料泵入口压力为０?265兆帕。氧化剂箱、燃料箱各有4个出口，各通过4根输送导管进入泵口。导管材料为LF6-Ｍ。为补偿尺寸偏差和结构变形，导管中间装多根不锈钢补偿软管。
（3）增压系统
采用氮气增压。冷氮气贮存在2０兆帕压力的合金钢高压气瓶中。气瓶总容积０.44立方米。
电爆阀门打开后，高压气瓶中的冷氮气经过减压进入氮气加温器。发动机涡轮废气引入氮气加温器将氮气加热到约27０摄氏度，通过增压管道送入贮箱增压。氧化剂贮箱最高增压压力（即保险阀门打开压力）为０.294兆帕，燃料贮箱最高增压压力为0.255兆帕。
（4）火工品
发动机起动?断流阀门、火药起动器、压调器及增压系统的开启阀门均用电爆管控制。其发火电流为2安，安全电流０.2安。
2.二子级推进系统
（1）发动机
ＹＦ?3发动机是在ＹＦ?1单机基础上设计的高空发动机，主要变化有：加装玻璃钢喷管延捎谖，使喷管面积比由1０增加到48.2；涡轮泵组由燃烧室上方移到侧面，使发动机总长度缩短；涡轮废气改从喷管内排出；采用小型机架将推力传至贮箱锥底；采取了可靠的高空点火措施。
ＹＦ?3发动机真空推力294?2千牛，真空比冲2746牛·秒/公斤（改进后，真空推力为32０.2千牛，真空比冲为2814牛·秒/公斤），推进剂流量113.77公斤/秒，混合比2.48，工作时间1０2秒。发动机质量35０公斤，最大外轮廓尺寸（高度×直径）为2.445米×1.55米。
（2）输送系统
同一子级。其中氧化剂泵入口压力为０.3０4兆帕，燃料泵入口压力为０.245兆帕。
（3）增压系统
同一子级，但改用钛合金气瓶。系统总容积０.2立方米，共用1０个气瓶（每个气瓶容积2０升，质量8.6公斤）。氧化剂箱最高增压压力０.432兆帕，燃料箱最高增压压力约０.314兆帕。
（4）火工品
同一子级。
3.三子级推进系统
三子级采用ＦＧ-02固体火箭发动机。发动机总长4.0米，直径0.77米，总质量2056公斤，装药量1800公斤，真空总冲约4440千牛·秒，真空平均比冲约2472牛·秒/公斤，工作时间约4０秒。工作时火箭旋转角速度18０转/分。
发动机采用聚硫橡胶推进剂。壳体由高强度合金钢焊接而成，壁厚2.5毫米。内绝热层材料为石棉酚醛。在圆管形药柱外包覆了丁腈橡胶。发动机采用固定式单喷管，由高硅氧酚醛玻璃钢制造。喉衬材料为石墨。
发动机用小火箭式点火器点火。点火药系速燃的聚硫推进剂。
制导和控制系统编辑本段回目录
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1.制导系统
制导系统采用位置捷联补偿纵向制导加坐标转换横向导引和法向导引方案。在第二级火箭关机时，制导系统控制关机参数，使第三级火箭能滑行到预定的点火位置和具有精确的点火初速。
制导系统由加速度计（包括陀螺加速度计、回路放大器、整形放大器）、数字计算装置、模拟计算装置、横法向仪（包括横向加速度计、法向加速度计、横法向放大器）组成。此外，制导系统还接收水平陀螺仪、垂直陀螺仪的Δφ、ψ信号。
制导原理如下：
火箭按预定视速度关机。关机方程包括火箭纵向视速度和3个补偿量。陀螺加速度表测出火箭纵向视加速度，经数字计算装置积分后送入关机控制电路，构成关机主量，向发动机发出一级关机预令和主令、二级关机主令。3项补偿分别补偿关机时间偏差、常值偏差（如起飞质量偏差、发动机推力偏差等）和随机干扰（如阵风等）。
加速度计纵向采用气浮陀螺加速度计，横、法向采用摆式加速度计。计算装置包括数字计算装置和模拟计算装置两部分。前者由加速度存贮器、可逆计数器、积分运算器组成，完成视速度装订、存贮和视加速度积分运算。模拟计算装置包括数模转换器、变系数及脉冲调制器和乘法器。其功用是在射前进行3个补偿系数装订并在飞行中实施补偿。装置中各种逻辑电路多采用晶体管分立元件，因而较重，总质量达65公斤。
2.姿态控制系统
敏感元件包括水平陀螺仪、垂直陀螺仪、速率陀螺仪及横法向仪。中间装置是由整流校正网络和综合放大器组成的3套变换放大器，分别对一级、二级动力飞行段及滑行段姿控参数进行变换放大。执行机构由8套舵机及滑行段姿控冷气喷射电磁阀组成，它们分别带动8个燃气舵和控制8个冷氮气喷管。
水平陀螺仪、垂直陀螺仪都是静压气浮轴承支撑的二自由度陀螺仪。前者测量俯仰角偏差，后者测量偏航、滚动角。
3.三子级控制电路
三子级没有控制系统，仅有一组控制电路，完成第三级火箭起旋、固体火箭发动机点火、卫星分离以及整流罩的解锁和抛射工作。电路由两个钟表机构、配电盒和电池组成。
三子级火箭的起始姿态由二子级姿态控制系统保证。二、三级分离后3秒，起旋火箭点火，使第三级转速达到18０转/分。经过3.5秒，固体火箭发动机点火。工作约4０秒后，发动机耗尽熄火。火箭与侠星分离时，俯仰及偏航姿态角不超过4度。
遥测和跟踪系统编辑本段回目录
二子级火箭上装有一套遥测系统和一套跟踪系统。三子级上装一套简化的遥测和跟踪系统。
1.遥测系统
二子级上装有ＢＷＹ-3大容量遥测系统，测量一、二级飞行中3００多个参数。三子级上的简易遥测系统测量22个参数。
ＢＷＹ-3遥测设备采用以时分制为基础的混合调制体制。数字量及高精度缓变参数使用脉码调制（ＰＣＭ），低精度大容量速变参数使用脉幅调制（ＰＡＭ），载波为调频（ＦＭ），即ＰＡＣＭ-ＦＭ制。测量距离不低于18００公里。
遥测系统框图如图3。系统有多个中间装置进行信号转换。其中，控制系统脉冲信号经过准数字化中间装置分频后，再进行高、低位模数相加，送往缓变通道传输。
发射场的1０8乙中心计算机实时处理遥测数据。主要飞行参数用笔录仪实时显示出来。
2.跟踪系统
采用连续波雷达测速、单脉冲雷达定位的无线电外弹道测量跟踪系统。
连续波测量跟踪系统测量火箭飞行速度。地面上设一个雷达主站和两个副站。二子级火箭上装一部发射功率2瓦的连续波雷达应答机。3个站收到的信号与固定发射信号比较，就可得到与火箭飞行速度成正比的多普勒频率，从而及时测量出火箭飞行速度。
单脉冲测量跟踪系统包括地面上一台精密跟踪雷达和二子级火箭上的单脉冲雷达应答机，其发射功率大于3０瓦，可实时对火箭定位。
在二子级火箭上还装有一部导引雷达应答机。它可对连续波雷达和单脉冲雷达实施波束导引，便于捕获目标。应答机发射功率约8００瓦。
上述雷达均在厘米波段工作。
3.三子级遥测跟踪系统
三子级上装有一套简易的遥测和跟踪系统，包括一套主交换子、小型发射机及单脉冲雷达应答机，用于测量第三级飞行的22个遥测参数。
自毁系统编辑本段回目录
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（1）延时自毁
在一子级发动机收到“关机预令”的同时，副控制器发出一子级延时自毁指令。经钟表机构延时175秒，爆炸器引爆，炸穿氧化剂、燃料两个贮箱，剩余推进剂混合，将工作完毕的一子级火箭在空中炸毁。二子级延时引爆原理与一子级相同，只是延时时间为483秒。
（2）姿态失稳自毁
在水平陀螺仪和垂直陀螺仪的内、外环上分别装有两对自毁触点。当火箭三个姿态角超出允许范围（±1０度）时自毁触点闭合，火箭自毁（起飞后1０～6０秒立即爆炸；60秒至二级“预令”延时15秒爆炸）。如果火箭飞行程序发生故障，不能按要求转弯，水平陀螺仪上的安全触点不能及时断开，程序故障自毁电路随即接通。
（3）地面安全控制
除箭上自毁系统外，火箭还可以按接收的地面指令炸毁。当火箭飞出预定安全管道且不可纠正时，地面发出的安全自毁指令通过箭上4个全向天线进入安全指令接收机，经处理后引爆箭上爆炸器，将火箭炸毁。
电源与配电系统编辑本段回目录
控制系统、遥测系统和跟踪系统各有自己独立的电源与配电系统。其组成均包括直流电池（一次电源）、晶体换流器、配电器（分主、副及程序配电器）及电缆网。各分离面上均使用通电脱落和机械强制脱落的分离插头座。
全箭各系统共装银锌电池1０个，工作电压均为28±3伏，其中二子级控制系统用的最大工作电流为1００安。供惯性器件使用的高精度换流器输出电压4０±2伏，频率精度为1.5×1０－4。
一子级电源配电系统质量115公斤，二子级14０公斤。
寻求合作编辑本段回目录
“长征一号”运载火箭揭开了我国航天活动的序幕，作为我国发射第一颗卫星的运载火箭而被光荣载入史册。
“长征一号”运载火箭（代号CZ-1）是我国为发射第一颗人造地球卫星“东方红一号”研制的三级运载火箭。火箭全长29.86米，最大直径2.25米，起飞重量81.6吨,起飞推力112吨，能把300千克重的卫星送入440公里高的近地轨道。1970年4月24日首次发射取得圆满成功，卫星顺利入轨。
本次推介的“长征一号”火箭原体是首次发射升空的两枚火箭中留在地面的一枚。当时为保证发射成功而专门制造并在现场值勤。
1.借助“长征一号”品牌核心平台，全力打造一个品牌高端形象
2.“长征一号”品牌平移战略是整合资源改变一个行业的品牌格局
3.品牌平移整合策略推动企业价值创新，实现泛蓝战略
