中国空军



21 世纪初中国应用卫星发展趋势
一、引言 航天技术是人类探索、开发和利用太空以及地球以外天体的综合性工程技
术,是本世纪科学技术的重大成就之一,对人类发展的各个领域已经并正在起 着巨大的促进作用,已经成为一个国家科学技术、国民经济和国防现代化水平 的重要标志之一。特别是应用卫星,在国家经济、政治、军事、科学、文化和 社会发展中的地位越来越重要。目前世界上有 50 多个国家参与了航天技术的开
发工作,而应用航天技术的国家几乎遍及全球。可以预计,21 世纪初国际上投
资发展航天技术尤其是投资发展应用卫星的国家会越来越多,发展规模也会越 来越大。
    临近世纪之交,各航天国家都在调整并制定 21 世纪初航天发展战略, 制定应用卫星发展规划。总的发展趋势是:各国的航天活动将更加注重实效,
重视提高本国航天工业在国际市场的竞争能力,不断开发新技术,提高航天器 特别是应用卫星的性能水平;国家和企业共同投资的趋势正在扩大,国家投资 重点主要是开发未来高新技术,支持技术进步和创新,而企业则积极开发航天
产品和应用卫星系统,以在国内、国际市场获取更大效益;随着国际多极化政
治格局的形成,越来越多的国家谋求建立独立的军事航天体系;在航天技术开 发中,世界各国越来越重视国际合作,国际性的航天计划越来越活跃,航天技 术对世界的和平与进步也正在发挥着越来越重要的作用。
可以预计,21 世纪必将是人类航天技术大发展的世纪!

二、世界应用卫星发展的基本趋势


90 年代以来,通信广播卫星、遥感类卫星和导航定位卫星技术均有重大进 展,应用的广度和深度在迅速扩大。在通信广播类卫星率先实现商业化之后, 遥感类卫星的商业化程度正在加快。特别是小卫星技术的发展,为“更快、更 好、更省”地发展应用卫星开辟了新的途径。
1. 通信广播卫星 通信广播类卫星显著的社会效益和经济效益,促使国际上大型航天产业集
团进行着激烈竞争,在世界范围内寻求市场,从而推动着新技术、新系统的开
发。
    通信广播卫星技术的发展具有全方位的特点,可以说是大、中、小卫 星,高、中、低轨道并存。静止轨道大型卫星有越来越大的发展趋势,重量将 达到 5~7 吨,供电能力将达到 15~20 千瓦,天线口径将达到 12~16 米。大型 天线可产生 200~300 个点波束,转发器采用矩阵型大功率放大器,并广泛采用
星上处理技术,使天线波束能灵活调整,信道按需分配,频率得到最佳利用, 通信容量大增。
全球个人和移动通信较多地使用中、小型卫星,组成中、低轨道星座
系统。如铱系统是用 66 颗卫星组网,它很可能成为世界上第一个投入商业运营 的低轨道星座系统。中、低轨道卫星现正朝着小型化方向发展,卫星设计趋于

模块化、集成化,研制生产趋于规模化、流水线化。由于更多地采用星上处理、 星间链路、多点波束等技术,地面用户终端更趋小型化。
由于卫星通信广播具有覆盖面广、可跨越地理障碍等优势,卫星信息
高速公路系统呈现较猛的发展势头,这种系统大多采用 KA 以上高频段,亦称卫 星宽带多媒体系统。现国际上出现的这类系统,或者是静止轨道系统,或者是 低轨道系统,或者是高低轨道混合系统。
另外,电视、声音直播、数据中继等卫星也将有较大发展。
  2. 遥感类卫星 对地球和大气层各种特征和现象进行观测的遥感类卫星,包括气象卫星、
地球资源卫星、环境监视卫星、海洋卫星和军事成像侦察卫星等,现在受到越 来越多国家的重视,成为人类解决资源、环境和灾害问题以及军事侦察等不可 缺少的重要手段,遥感类卫星也因此成为继通信广播卫星之后能进入商业市场 的第二大卫星领域。
    遥感类卫星的未来发展主要体现在三个方面,即将地球作为一个整体 系统进行全面观测;发展分布式星座系统,在强调空间分辨率的同时,进一步 提高时间分辨率;卫星遥感的商业化进程将加快。
只有将地球环境、陆地和海洋资源等作为整体系统进行综合观测,才
能对人类赖以生存的地球进行全面了解和深入认识。美国和其他国家合作的行 星地球使命计划,其核心部分就是由多种卫星构成的地球观测系统,包括静止 轨道的 20 多颗卫星,几十种遥感器将对地球进行综合观测。为此,大型综合遥 感卫星将继续发展。
    经济的发展,要求对地球环境、资源等进行高空间分辨率、高时效的 动态观测,包括对农作物生长环境、环境变化和自然灾害、军事动态等的观测。 在要求较高空间分辨率的同时,重复观测周期要求在几天甚至几小时以内,从 而引发了分布式低轨道星座系统的发展。
预计这种系统有可能成为 21 世纪的热点之一。 国际上已有数家商业公司在开发 1 米左右分辨率的商业遥感卫星系统,
过去以政府、民用、军用为主发展的局面会有较大改变,今后将扩大政府与商 业联合系统,向商业化发展的趋势会更加明显。
    卫星遥感器的发展,除各种特殊应用场合,将主要发展可见光和超光 谱技术,实现立体观测。特别是超光谱技术,由于在矿产、农业、军事上都有 极大应用前景,将成为发展热点,谱段将从 20 个左右扩大到 400 个左右,包括
可见光和短波红外谱段。合成孔径雷达主要仍将是军用和民用,由于技术复杂
和市场的不确定性,商业合成孔径雷达发展不会太快。
  3.导航定位卫星 美国全球定位系统的发展,对于各种交通工具的导航定位、调度和管理,
对农业、地质、大地测量等,都有极大的应用价值。除陆续发射 GPS-2R 卫星外,
2002 年将开始发射第五代 GPS 卫星(GPS-2F)。预计未来将有更多国家开发利用 GPS 系统。

4.载人航天和行星探测


  今年 11 月,国际空间站将开始发射并进行轨道组装。重达 400 吨的国际空 间站建成后,载人航天应用将走入新的发展阶段。
    进入 90 年代以来,对月球和火星的探测再次升温。2010 年前主要进行 无人月球、火星探测,2020 年前后可能开始载人登月,而载人登火星将是比建
立月球基地更远的目标。
  5.小卫星 随着微电子、微机械和高级材料等新技术的迅速发展,卫星小型化和小卫
星的发展正在世界上蓬勃兴起。以重量轻、体积小和“更快、更好、更省”为 主要目标的小卫星,既可以单颗廉价快速完成专项任务,又可以组成分布式星 座完成某些大卫星的任务。小卫星由于采用新设计思路、新技术、新管理模式 以及流水线化的制造和生产方式,已成为最活跃、最富于挑战性和具有广阔商
业前景的空间技术领域,也是 21 世纪初卫星技术发展的重要趋势。

三、中国应用卫星发展状况

  近 40 年来,中国应用卫星以较少的投入取得了巨大成绩。培养了一支研制 队伍,形成了初具规模的研制能力。截至 1997 年底,我国研制并成功发射了 40 颗不同类型的卫星。其中返回式卫星技术水平处于世界前列,通信广播卫星达 到了中等容量水平,静止气象卫星应用效果良好,卫星性能也已达到 90 年代初 国际水平。
    为了解决国民经济建设的急需,中国还在研究发展大容量、高功率、 多波束、长寿命的通信卫星,并正在开展地球资源、小型科学实验和海洋水色 卫星和其他航天器的研制。
  1. 返回式遥感卫星 中国曾多次发射返回式遥感卫星,这种卫星的发射和成功返回,已达到 90
年代初国际先进水平,使中国成为世界上继美、苏之后第三个掌握返回式卫星 技术的国家。所带回的大量遥感数据和照片,已广泛用于国土普查、地质调查、 水利建设、石油勘探、地图测绘、环境监测、地震预报、铁路选线、考古研究 等领域,产生了巨大的社会和经济效益。我国还利用返回式卫星进行了 8 次农
作物种子搭载试验,共搭载 51 种种子,400 多个品种。经地面多年育种试验, 发现从空间返回的种子能够产生有利的遗传变异,具有高产、优质和抗病虫害 的诱人前景。
中国的返回式遥感卫星已形成了一个很好的全面试验平台。这种卫星
还为国内外用户进行了生物、微重力测量、材料晶体生长、辐射剂量、微生物 等多项试验。特别是砷化镓、碲镉汞材料晶体生长和蛋白质晶体试验,均获得 圆满成功。

2. 东方红三号通信广播卫星


这是中国中等容量地球静止轨道通信广播卫星,1986 年开始研制,1994 年
11 月发射第一颗,但因星上姿控推力器燃料泄漏,卫星未能定点。1997 年 5 月 发射第二颗,成功定点于东经 125 度上空,已用于电视、电话、电报、传真和 数据传输等通信业务。
东方红三号卫星主要性能数据如下: 卫星尺寸:2000 毫米×1720 毫米×2200 毫米;
卫星发射重量:2260 公斤;
卫星干重:945 公斤; 太阳电池阵面积:22.7 米 2; 太阳电池翼输出功率:
2049 瓦(初期);
1688 瓦(后期); 蓄能系统:镍镉电池; 姿态控制:三轴稳定; 结构:中心承力筒加面板;
通信转发器:C 频段;
信道数:16 瓦 TWTA,6 台 8 瓦 SSPA,18 台; 频率:上行:5925~6425 兆赫; 下行:3700~4200 兆赫;
EIRP:33~37 分贝瓦;
卫星天线:2 米多馈源波束成型天线; 极化:线极化;
卫星寿命:8 年;
3.风云系列气象卫星 风云一号气象卫星是中国第一代太阳同步轨道气象卫星,主要用于对地球
和大气层进行气象探测。卫星采用 901 公里轨道,重 750 公斤,为 1.4 米×1.4
米×1.2 米柱体,三轴稳定对日定向,有效载荷为甚高分辨率多谱段扫描仪和 碲镉汞红外探测器。1988 年 9 月发射第一颗卫星,云图照片图像清晰,纹理清 楚,层次丰富。但由于姿控系统故障,第一颗卫星仅正常工作 39 天,第二颗卫 星累积有效工作 234 天。
    风云二号卫星是中国第一代地球静止轨道气象卫星,1997 年 6 月发射, 定点于东经 105 度上空,用于实时监测中国及周边地区天气变化,提高气象预 报的准确性、及时性,提供可见光、红外和水汽云图。卫星为圆柱体,重 1360 公斤,采用与东方河邺号甲相同的双自旋稳定方式,工作寿命 3 年。主要装载 多通道扫描辐射计、数据收集平台、云图转发器和空间环境监测仪器。特别是 多通道扫描辐射计,是目前国内光学孔径最大的星载探测器,在世界上也具有 先进水平。
    风云二号气象卫星通过星上 S 波段转发器转发高分辨率数字展宽云图、 低分辨率云图,进行天气图像传真广播,供国内外气象台站接收利用;收集气
    
象、水文和海洋等气象资料;监测太阳活动和卫星所处轨道的空间环境。
4.资源一号地球资源卫星 资源一号卫星是中国与巴西合作的第一代传输型地球资源卫星,计划 1998
年底发射。
    该卫星可用于监测国土资源变化,更新全国地形图,测量耕地面积, 进行城市规划;估计森林蓄量,监视农作物长势、产量,草场载畜量;监测自 然和人为灾害,快速查清洪涝、地震、风沙等破坏情况及变化,估计损失,提 出对策;为沿海、内地经济开发、滩涂利用、水产养殖、环境污染等提供动态
情报,同时勘探地下资源;圈定黄金、石油、煤炭和建材等资源区,为资源的
合理开发提供依据。
资源一号卫星主要技术性能如下: 重量:1450 公斤
功率:1100 瓦
轨道:778 公里太阳同步轨道 寿命:3 年轨道倾角:98.504 度 稳定方式:三轴稳定
  有效载荷:五谱段 CCD 相机,四谱段红外多光谱扫描仪,二谱段宽视场成 像仪,空间环
境监测器。

5.实践五号科学试验小卫星 实践五号是正在研制的科学试验小卫星。其性能指标是:

轨道高度:870 公里太阳同步轨道 轨道倾角:98.9 度
整星质量:340 公斤
卫星尺寸:1100 毫米×1200 毫米×1040 毫米 太阳电池阵输出功率:

376 瓦(初期)
354 瓦(末期) 蓄电池:17 安时×19 姿态控制三种模式:

·对日定向三轴稳定
·对日定向自旋稳定(安全模式)
·对地定向三轴稳定(技术试验) S 波段测控体制
设计寿命>3 个月

有效载荷:11 台试验设备

6.海洋水色小卫星


  1980~1995 年期间,只有美国雨云-7 卫星装载了海洋水色探测仪器(CZCS), 这种仪器出故障后,国际上竟出现有 10 年时间没有星上海洋水色遥感能力的状 况。从 1996 年开始,日、印、俄、美先后发射了这种卫星,现在越来越多的国 家在发展这种系统。
为了更好地开发海洋资源,我们也正在研制海洋水色小卫星。

卫星平台的技术指标是:


卫星轨道:798 公里准太阳同步轨道 倾角:98.8 度
卫星质量:<350 公斤
卫星尺寸:1100 毫米×1200 毫米×700 毫米 太阳电池阵:350~490 瓦输出功率 蓄电池容量:25 安时
卫星控制:三轴稳定
GPS 接收机:单点定位精度≤100 米 S 波段测控体制
在轨寿命:2 年 有效载荷:一台十波段红外水色扫描仪,
一台四波段 CCD 相机
四、21 世纪初中国应用卫星展望 中国是一个发展中国家,经济建设和社会发展对应用卫星有着广泛的需求。
在面向 21 世纪的发展中,我们将从基本国情和国力出发,选择有限目标,突出 重点,力求用较少投资,发展国民经济建设急需的应用卫星,促进解决人口、 资源、环境等社会经济发展中的问题。在满足国内需求的同时,也将为国际市 场提供有限的产品和服务。为了加快发展,我们也竭诚欢迎多种方式的国际合
作。
    21 世纪初,中国国民经济将更加稳健发展,向现代化迈进,这就需要 继续依靠科技进步和发展高技术产业,推进国民经济信息化。而应用卫星是信 息获取、处理、传输、分发应用的重要领域,是一个国家实现科技进步和现代 化的重要途径,是急待发展的高技术产业之一。
    21 世纪初,我们的目标是逐步建成几个国民经济急需的、长期稳定运 行的应用卫星系统,使得有些应用卫星在轨道上始终保持一定的数量。除尽可 能延长卫星寿命外,还要具备及时发射接替卫星的能力,保证应用不间断。还 要研制和发射新的卫星,以满足国内用户多方面需求,并努力为世界经济和科 技发展作出贡献。

1. 扩大通信广播卫星系统,进一步提高卫星通信能力


在东方红三号卫星的技术基础上,进一步发展大容量、高功率、多波束、
长寿命的通信广播卫星。通信频段将向 L、Ku 和 KA 频段发展,并研究发展直播、 区域移动通信等卫星,以满足电视广播与教育、固定与移动通信、计算机多媒 体通信等多方面需求。
  2. 发展环境资源和卫星灾害监测系统 我们将在资源一号卫星的基础上,开发新遥感器,扩展遥感波段,研制海
洋卫星等新型卫星。
    风云气象卫星系列将继续发展,最终建成由极轨气象卫星和静止气象 卫星组成的长期稳定运行的气象卫星系统。
    发展有可见光(红外)和微波遥感能力的小卫星星座系统,实现高分辨 率、全天候、全天时的地球环境监测能力。结合环境、资源、海洋和气象等卫
星,综合应用于自然灾害的监视与预测。

3. 开发导航定位卫星系统,提供区域导航定位能力


在利用 GPS 的基础上,我们还在研制由 2 颗静止轨道卫星组成的双星导航 定位系统,为我国的车辆、船只、飞机等提供导航定位服务,进一步提高交通 运输指挥、调度能力和效率。
4. 扩大利用并改进返回式卫星,开发空间微重力资源 中国将继续利用返回式卫星为国内外用户提供科学试验搭载服务,进行生
命科学实验和微重力材料加工研究。并将返回式卫星改装成空间育种等实验卫
星,继承返回式卫星技术,发展其他航天器。
  5. 发展小型、低成本卫星 为适应空间探测、科学技术试验和亚太地区国际合作的需要,我们还将在
实践五号和海洋水色小卫星的基础上,发展小卫星公用平台,配之以小型有效 载荷,根据需要发射新型小卫星。有条件时,也可能发展小型月球探测器。
    为实现上述目标,我们将优先发展卫星有效载荷技术。作为决定卫星 应用性能的有效载荷技术,因涉及到机、电、光、热等多学科前沿技术,更新
快,难度大,必须适当超前发展,为此要加强预先研究和基础技术开发。 我们将特别重视发展卫星公用平台技术,利用已有的平台和研制基础,
建成几种通用化、系列化和模块化平台,以适应不同种类有效载荷配置,加快 应用卫星发展。
    在国际社会的发展中,中国的发展离不开世界,世界的繁荣也需要中 国。卫星技术的发展也是如此。面向 21 世纪,我们要全方位、多层次、多渠道 地开展国际空间技术交流与合作,努力与国际空间技术接轨,加强与各国空间
技术机构和空间工业界的交往,学习吸收国际上的先进技术和管理经验,加快
发展中国的空间技术。

    21 世纪将是世界空间技术大发展的世纪,为更好地开发空间资源,造 福人类,让我们世界各国携起手来,共同奋斗!
    

JL 一 10A 雷达








JL 一 10A 雷达是一部具有高、中、低波形的脉冲多普勒体制机载火控雷 达,具有 11 种工作方式,可很好地完成空中中近距离拦截,近距格斗,对地攻 击,对海攻击和辅助导航任务。高重频边搜索边测距工作方式最适于迎头中近 距下视下射拦截,边搜索边跟踪方式可用于多目标攻击,波束锐化方式可提高 地形测绘的分辨力,有利于对地攻击。
搜索:上视 80km 下视 54km 跟踪:上视 40km 下视 32km 扫描:方位 ±60' 俯仰 ±60' 工作频率:X 波段   

便携式地空导弹及其发展


     当代高技术局部战争和地区性的高技术有限作战表明,空中威胁主 要来自低空和超低空的突袭攻击与盘旋侦察。最低飞行高度一般在 10~100 米 之间,甚至达到树梢或楼、塔之高的冒险高度。拦截在这种高度上飞行的目标, 如果使用体积庞大、发射程序复杂的高空地空导弹显然是不合适的,因而小巧、 灵便、机动性高、反应迅捷的便携式地空导弹便应运而生并日益成为野战防空 主要的拦截兵器。
    便携式地空导弹自 50 年代研制以来,在近 40 年的发展历程中,已经 历了三代,目前正在向第四代发展。它们在超低空点防御中发挥着非常重要的 作用,成为超低空飞行目标的克星。本文将首先对世界上的几种主要便携式地 空导弹进行分析,在此基础上,对未来便携式地空导弹技术的发展趋势进行预 测。
国外几种主要的便携式地空导弹


便携式地空导弹经过近 40 年发展,至今已研制了约 30 种型号,其代表 型号有美国的红眼睛和尾刺,前苏联及俄罗斯的箭和针系列,英国的吹管、标 枪、流星和耀星,法国的西北风,日本的凯科,以及瑞典的 RBS 系列。
    美国的红眼睛导弹开创了地空导弹一个新的发展领域,即单兵携带肩 射式近程低空防空导弹。红眼睛采用光学瞄准和红外自导引。美国于 1959 年开 始研制,1966 年装备部队,主要用于前沿阵地防空和点防御,适合于对付低空 慢行目标。它具有操作轻便、灵巧实用的优点。缺点是只能白天作战,不能全 天候作战,只能尾追射击,不能迎面射击,没有敌我识别器,没有抗电子干扰 能力,攻击高速目标能力差,无法与先进的飞机抗衡。
    1972 年,美国在制导系统、动力装置、战斗部等方面进行改进,于 1978 年完成了第二代型号尾刺的研制。它与红眼睛的不同之处在于采用了高能动力 装置和灵敏度红外导引头,增加了敌我识别器。因此,尾刺射程和速度均大于 红眼睛,既能尾追攻击也能迎面攻击,具有全向攻击能力和较好的抗电子干扰 能力,极大地提高了作战性能,但也只能白天使用,不能全天候作战。
    尾刺在服役几年后,便难以再抗衡具有较强红外干扰能力的目标了。 面对空袭目标迅变的形势,美国于 1987 年和 1989 年相继推出了尾刺 POST 和尾
刺 RMP。
    尾刺 POST 创造性地运用了由微处理器控制的先进被动光学导引技术, 导引头采用了玫瑰花形扫描光学系统和红外/紫外双色探测器,制导装置能收集 更多的信息,用红外、紫外能景比率鉴别红外干扰和不利背景源,大大提高了 目标的探测能力和抗红外干扰能力,极大地增强了尾刺导弹的作战性能。尾刺
RMP 除了继承了 POST 的优点外,还成功地运用了可编程控制微处理器,既可通 过外部操作对制导与对抗软件重新编程以对付突然出现的空中威胁,又可使该 导弹系统有能力对付漏网敌机和较近敌机,定位目标更加准确,抗各种红外干 扰能力更强。
    前苏联到 1991 年解体时为止,共研制了箭 2、箭 3、针 1 和针等型号 的便携式地空导弹。
    1966 年开始服役的箭 2 是前苏联研制的首种便携式地空导弹。箭 2 用 目视机械瞄准和红外自导引,只能白天使用,以尾追射击方式对付低空慢行目
    
标,尤其是对付直升机特别有效,也可以多联装在履带车或轮式装甲车上进行 单射和齐射。1970 年,前苏联推出了箭 2 的改进型箭 2M,主要区别是箭 2M 的 导引头发射灵敏度比箭 2 提高了 1 倍,使截获目标的距离增加了 40%;其次是 在红外导引头上加装了滤光片,可以把不同于飞机热能的其它信号滤掉,提高 了灵敏度和抗背景干扰能力;此外,还改进了动力系统,使导弹有更大的速度 和射程。
    1973 年前苏联推出了箭 3。此型号的主要改进部位在导引头,用节流 制冷锑化铟探测器取代原有的硫化铅探测器,降低了因热而产生的噪声,增大 了导弹射击正面攻击目标的距离,抗背景干扰能力也有所提高。1981 年,针 1 研制成功并装备部队。由于采用了许多新技术,如导弹头部加装针状杆以降低
阻力;控制系统引入控制发动机,在导弹射出筒后用它改变姿态转向命中点,
省去了射手发射时加前置量的动作,方便了使用;引信增加引爆发动机剩余装 药的功能,以提高对目标的毁伤效果;把敌我识别应答机纳入发射机构,天线 装在发射筒内等,使导弹有较理想的作战空域,较好的飞行性能、使用性能和 作战效果。但是由于不具备抗红外人工干扰能力,箭 3 和针 1 同属第二代便携
式地空导弹系统。
1983 年,在针 1 导弹的基础上前苏联推出了第三代针。针除了继承了
针 1 的所有优点外,还创新地采用了双波段导引头。导引头内的信息处理系统 实现了电子一体化并可传输两路信号。这两路信号处理电路不仅被全部集成化, 还采用微组装结构且配有目标识别逻辑部件。这样既减轻了导弹的重量,提高 了可靠性,又使导弹具有抗红外人工干扰能力。在逻辑部件中还加装了转移导
弹瞄准点程序装置,保证导弹在击中目标的最后时刻,使导弹的瞄准点从飞机 的发动机排气管转移到机翼连接点的机身中部,使目标无法躲开攻击而确保杀 伤效果,提高了命中精度。1993 年以后,俄罗斯陆续推出了针的改进型:针 D、
针 N 和针 S。三种型号的筒装导弹及发射筒均被改成两部分,每件长度都不超
过 1.1 米,这样既便于空运,又便于携带。N 型具备了基本型和 D 型的所有性 能,而且增强了杀伤性;S 型是 N 型的发展型,进一步提高了抗击固定翼飞机、 直升机、巡航导弹等各种目标施放红外干扰的能力。
    英国研制便携式地空导弹比美苏晚,于 1973 年研制出了以手动无线电 指令制导为主、以红外跟踪测角制导为辅的第一代便携式地空导弹吹管。该导 弹既能迎面射击,又能尾追射击,并装有敌我识别器,能识别敌我。导弹能装 破片杀伤、空心装药两种不同的战斗部和近炸、触发两种引信,既能攻击空中 目标,又能攻击地面目标,具有良好的通用性。
    1984 年,英国又推出了第二代便携式地空导弹标枪。与吹管不同的是, 标枪采用了新型战斗部、远程大推力两级火箭发动机、新式小型视频和微信息 处理技术,制导方式为半自动无线电指令制导。导弹不仅可用于地面部队,更 适合用于海军舰艇部队。
    80 年代中期,英国采用激光波束制导代替无线电指令制导,用装有激 光接收机、信号处理机和发射机的吊舱代替导弹尾部的曳光管,用新型激光发 射机代替地面设备的电视跟踪器,研制了标枪导弹的高级型耀星导弹。耀星系 统可靠性高、维修保养简单,具备较强的抗干扰能力、较高的制导精度和跟踪 精度。其缺点是激光传播衰减大,作用距离没有无线电指令制导远。1988 年, 英国以标枪为基础,在战斗部、制导体制和发动机三方面同时采用创新技术, 成功地研制了“三飞镖、双制导、超高速”的流星导弹系统。它的主要特点是
    
战斗部含三个飞镖式的动能子弹头,以子弹头的动能和炸药爆炸的综合效应摧 毁目标;采用两级固体火箭发动机,使导弹速度可达 4 马赫的超高速;制导体 制为半自动无线电指令和激光波束的复合制导。这大大提高了导弹的作战性能, 具备了攻击现有便携式地空导弹不能攻击的目标的能力。
    法国研制便携式地空导弹较晚,但却博采众长,继承创新,研制了具 有自身特点的高性能便携式地空导弹系统西北风。西北风的主要特点如下:
·采用四元阵列被动红外寻的导引头。该导引头可在两个红外波段工作,
具有很强的敏感能力和抑制光诱饵信号能力,能够探测、跟踪从任何角度迎头 逼来的、有红外屏蔽的直升机,导弹发射前能够锁定目标,大大提高了导弹抗 红外干扰的能力和作战性能。
·采用以钨珠为预制破片的高能杀伤战斗部,有较强的摧毁力。
 ·弹上引信为激光近炸引信,能够精确测高,防止早炸,也可触发引信, 并装有延时自毁装置。
    日本利用先进红外成像技术,于 1991 年率先研制成功利用红外凝视成 像制导的具有初步智能化的便携式地空导弹。该弹采用双模成像寻的装置,既
可以采用红外成像制导,又可以采用可见光成像制导,导弹既能尾追攻击,又 能迎头攻击低热能目标,大大提高了导弹的作战性能和抗干扰能力。
    瑞典从 70 年代开始,独辟蹊径,研制出了便携式地空导弹的新品种 RBS70 和 RBS90 两种型号,其主要特点是:
 ·采用激光波束制导与激光近炸引信,能够抗各种电子干扰,且具有较 好的低空性能。·搜索、跟踪目标时有专用配套雷达。
·采用三通道稳定控制系统。
·采用无烟发动机,作战过程不辐射电磁波,使系统的整个作战特征减
至最小程度,系统具有很强的生存能力。
·具有前视红外和电视跟踪设备,具有较强的适应能力。
    此外,RBS90 比 RBS70 具有更大的射程和更大的射高,速度更快、威力 更大、精度更高。


  发展趋势 由于便携式地空导弹所要对抗的兵器正向命中高精度化、飞行远程化和高
速化、构造隐身化和制造智能化发展,所面临的战场环境将异常复杂,所面对
的目标将诡计多端。因此,便携式地空导弹的发展趋势应是:积极采取有效措 施,适应复杂多变的战场环境,开发能够抗击现在和未来超低空突袭目标的武 器系统,尽快由单纯反飞机向反飞机反导弹并重的方向发展。

  1. 采用新技术,使导弹具有全向攻击能力 早期研制的红外寻的制导的便携式地空导弹,如红眼睛、箭 2,只能尾追
跟踪热点源,无法尾追攻击速度高的喷气式飞机,且不能实施迎面攻击,作战 性能受到限制。近年来研制的型号提高了导引头灵敏度,导弹不但能侧向攻击,
而且能迎头攻击,具有全向攻击的能力,如西北风等。


  2. 为导弹研制配套使用的预警雷达分系统 成功拦截目标的前提是及早探测出目标。射手通过瞄准镜探测目标,其距
离是非常有限的,仅在 3~4 公里以内。便携式地空导弹的系统反应时间一般都

在 5 秒以内,若目标速度达到 2 马赫以上,靠人工预警是无法确保导弹系统所 必需的反应时间的。只有在 8~10 公里以外探测到目标,才能确保导弹系统所 必需的反应时间。


 3. 采用红外凝视成像制导,实现真正的发射后不管 便携式地空导弹若要在有限的时间内将目标摧毁,需要导弹具备一定的
智能化制导能力,即导弹系统能够自动进行目标探测、识别、判定并实施自适
应控制和主动式控制。为在便携式地空导弹上实现上述性能,当前的主要努力 方向就是研制红外凝视成像制导系统和开发相应的以微处理器为基础的自适应 制导技术。红外凝视成像制导是靠目标与背景辐射率的不同来探测目标的,其 制导信息源是热像,比红外点源制导具有更强的抗干扰能力,可实现全向攻击,
外界干扰非常困难;比红外线阵成像制导在性能上更为先进;与可见光成像相 比,红外更易于穿透雾、霾,其探测距离可增加 3~6 倍,命中精度高,能识别 敌我目标。
特别是红外凝视成像的探测器与微处理器集成一体化后,不但能进行信号
探测,而且能做复杂的信号处理。如把它和模式识别装置结合起来,导弹就能 完全自动地从图像信息中识别目标。因此,便携式地空导弹的制导系统正由红 外点源制导或红外阵列成像制导向红外成像凝视转变,红外被动寻的制导导引 头的探测器数量正从单元向多元发展。在多元中,正从线阵光机扫描向凝视面
阵电子扫描发展。探测器元数的增加可提高灵敏度,凝视成像制导方式还为减 轻重量、提高信噪比提供了可能。

  4. 适应系列化、标准化、通用化、模块化趋势,实现一弹多用 为节省人力、物力、财力,减少科研费用,降低生产成本,简化后勤保障,
便于平时装备和战时补给,对付不断出现的新的威胁和适应瞬息万变的战场环
境,强调一弹多用,实现三军通用,具有重要的军事意义和明显的经济意义。 如英国将吹管导弹发展成多联装的潜空和舰空导弹;法国的西北风有便携式、 车载式和舰空式,实现了三军通用。


  5. 研制高性能火箭发动机,发展高速导弹 为对付高速空袭目标,便携式地空导弹的速度也必须相应地大幅度提高。
目前的现役导弹中,只有流星导弹的飞行速度实现了超高速,达到 4 马赫的高 速度,其余型号均为 2 马赫左右。提高便携式地空导弹速度的办法是研制高性 能发动机。目前,正在发展的可行技术方案就是采用双推力推进系统,使导弹
可持续高速飞行。这种推进系统可提供两阶段推力,而且重量轻、总冲大、建
立推力快、排烟红外辐射特征小,能满足射程和射速的要求。双推力的间隔时 间可以根据需要进行变化。只有超高速便携式导弹才能明显缩短拦截时间,增 大杀伤范围,而且特别适合于拦截发现晚而速度快的空袭目标。

  6. 采用高效率的横行推向控制系统 为尽可能躲避地面防空火力的拦截,现代空袭兵器常常采用高速机动战术,
现代便携式地空导弹所采用的气动控制方法已难以满足对付快速机动目标的要 求,而横向推力控制系统可以满足导弹高速机动飞行的需要。这种推力系统由
燃气控制制动器和固体燃料微型喷气发动机构成。它利用固体推进剂燃烧喷射

的燃气进行导弹机动控制。


  7. 提高快速反应、机动、部署和高射速以及全天候作战能力 针对现代空袭的高速闪电和饱和攻击等战术特点,便携式地空导弹系统可
通过越野车辆快速运输和支架多联装发射进行对抗;而且可通过 C3I 系统和监 视系统相结合,提高系统的快速反应能力。借助于越野轻型车载运导弹系统,
可实现快速机动和部署;通过支架多联装发射可以对付饱和攻击。通过增加红
外跟踪装置可满足夜间射击需要,实现系统的全天候作战。


  8. 便携式地空导弹有取代低空近程地空导弹的趋势 下世纪,低空近程和便携式两种类型的导弹可能将合二为一。由于电子装
置日趋小型化,信息处理能力的逐渐提高以及推进技术、控制技术、战斗部技 术的不断完善,便携式地空导弹的性能指标日益接近低空近程地空导弹的指标。 为此,北约 8 国已签订协议联合研制超近程/近程地空导弹系统,在 2010 年后
取代西北风、尾刺、流星、长剑、罗兰特和响尾蛇等便携式和近程地空导弹系
统。由此可以预测,新一代便携式地空导弹系统在 2010 年后将具备低空、超低 空两个空域的作战能力。

结束语


自 60 年代箭 2 在苏伊士运河初显身手,到海湾战争以及波黑维和行动, 便携式地空导弹无不向人们展示了其在防空中的重要作用。由于现代空袭突防 主要集中在低空、超低空领域,大、中型地空导弹系统虽可起到防御“威慑” 作用,但是真正管用的还是高性能的便携式地空导弹系统。从现代防御以超低 空领域为主这个角度看,新一代便携式地空导弹在未来防空中,将具有重要的 战略地位和作用。

长征系列运载火箭飞行一览表


序号 运载火箭名称  发射日期       卫星名称
1   长征一号   1970.04.24  东方红一号科学试验卫星
2   长征一号    1971.03.03  实践一号科学试验卫星
3   长征二号   1974.11.05  返回式卫星*
4   长征二号    1975.11.26  第1颗返回式卫星
5   长征二号    1976.12.07  第2颗返回式卫星
6   长征二号    1978.01.26  第3颗返回式卫星
7   长征二号丙   1982.09.09  第4颗返回式卫星
8   长征二号丙   1983.08.19  第5颗返回式卫星
9   长征三号     1984.01.29   试验卫星*
10  长征三号   1984.04.08   东方河邺号试验通信卫星
11  长征二号丙   1984.09.12  第6颗返回式卫星
12  长征二号丙   1985.10.21  第7颗返回式卫星
13  长征三号    1986.02.01  东方河邺号通信卫星
14  长征二号丙   1986.10.06  第8颗返回式卫星
15  长征二号丙   1987.08.05  第9颗返回式卫星
16  长征二号丙   1987.09.09  第10颗返回式卫星
17  长征三号    1988.03.07  东方河邺号甲通信卫星
18  长征二号丙   1988.08.05  第11颗返回式卫星
19  长征四号    1988.09.07  风云一号气象卫星
20  长征三号    1988.12.22  东方河邺号甲通信卫星
21  长征三号    1990.02.04  东方河邺号甲通信卫星
22  长征三号    1990.04.07  亚洲一号通信卫星
23  长征二号捆   1990.07.16  巴基斯坦科学试验卫星
24  长征四号    1990.09.03  风云一号气象卫星
25  长征二号丙   1990.10.05  第12颗返回式卫星
26  长征三号    1991.12.28 东方河邺号甲通信卫星*
27  长征二号丁   1992.08.09  第13颗返回式卫星
28  长征二号捆   1992.08.14  澳普图斯B1通信卫星
29  长征二号丙   1992.10.06  第14颗返回式卫星
30  长征二号捆  1992.12.21  澳普图斯B2通信卫星*
31  长征二号丙   1993.10.08  第15颗返回式卫星
32  长征三号甲   1994.02.08  实践四号科学实验卫星
33  长征二号丁   1994.07.03  第16颗返回式卫星
34  长征三号    1994.07.21  亚太一号通信卫星
35  长征二号捆   1994.08.28  澳普图斯B3通信卫星
36  长征三号甲   1994.11.30  东方红三号通信卫星
37  长征二号捆   1995.01.26  亚太二号通信卫星*
38  长征二号捆   1995.11.28  亚洲二号通信卫星
39  长征二号捆   1995.12.28  艾科斯达一号通信卫星
40  长征三号乙   1996.02.15  国际708通信卫星*
41  长征三号    1996.07.03  亚太一号A通信卫星

42  长征三号    1996.08.18  中星七号通信卫星*
43  长征二号丁   1996.10.20  第17颗返回式卫星
44  长征三号甲   1997.05.12  东方红三号通信卫星
45  长征三号    1997.06.10  风云二号气象卫星
46  长征三号乙   1997.08.20  马部海通信卫星
47  长征二号丙改  1997.09.01  铱星模拟星(双星)
48  长征三号乙   1997.10.17  亚太二号R通信卫星
49  长征二号丙改  1997.12.08  铱星 (双星)
50  长征二号丙改  1998.03.26  铱星 (双星) 注:*表示部分失败或完全失败 《人民日报》  〔19980411№G〕     

长征系列运载火箭介绍: 长征一号系列


韩厚健


  【编者按】我国于1970年4月24日用自己研制的长征一号运载火箭 将东方红一号卫星送入太空,揭开了中国航天发射的序幕。目前我国已拥有长 征一号、二号、三号和四号(含风暴一号)4个系列的运载火箭,退役、现役 和在研型号共有13个,而且已经打入了世界商业发射市常为了使广大读者能 更详细和系统地了解我国运载火箭技术的发展历程以及各型号火箭的性能特 点,本刊从本期起,将连续刊登“长征系列运载火箭介绍”系列文章,转载宇 航出版社1996年版《世界航天运载器大全》的有关内容。限于篇幅,转载 时将有部分删节。另外,各种数据(包括飞行纪录)将以原书为准,恕不更新。
概述 长征一号系列包括长征一号和长征一号D两个型号。它们都是三级运载火
箭,主要用于发射近地轨道小型有效载荷。
  长征一号于1965年开始研制。1970年4月24日,长征一号发射 了中国第一颗人造地球卫星——东方红一号。以后还进行了A、B、C、D四 种状态的研制。90年代投入商业发射的火箭是长征一号D。
  长征一号的一、二子级采用液体火箭发动机、惯性制导、三轴姿态稳定; 三子级采用固体发动机、自旋稳定,无制导。长征一号D是长征一号的改进型,
主要改进是:提高了一子级性能,更换了二、三子级发动机及推进剂,并且将 三子级改为既可自旋稳定姿态又可三轴姿态稳定和惯性制导的可控火箭。
  长征一号初期由中国第七机械工业部第八研究院负责总体设计,1967 年11月改由中国运载火箭技术研究院研制。长征一号D也由中国运载火箭技
术研究院研制。

表 1 系列型号总体参数和运载能力
型号名称 级数 全长(米) 直径(米) 起飞质量
(公斤) 起飞推力
(千牛) 起飞推力
(千牛) 长征一号 长征一号 D 3
3 29.86
28.22 2.25
2.25 81570
81075 1020
1101.2 300(自 旋)
930(自 旋)
750(三轴 稳定) ①长征一号:440 公里圆轨道,倾角 70 度;长征一号D:300 公里圆轨道,倾角 57 度。
长征一号 长征一号1970、1971年共发射两颗卫星,成功率100%。
一、主要技术性能(见表 2)
表 2 长征一号的主要技术性能

级数 3
全长 29.860 米 翼展 3.810 米 起飞质量 81570 公斤 起飞推力 1020 千牛
推重比 1.275
运载能力 300 公斤(440 公 里圆轨
道, 倾角 70 度) 入轨精度 近地点 440 公里
时,高度
偏差±4 公里,轨 道面倾
角偏差±1.5 度 二子级
级长 7.486 米 直径 2.250 米 子级质量 13550 公斤 结构质量 2270 公斤
推进剂质量_11210 公斤 发动机 YF-3
推进剂 硝酸-27S/偏 二甲肼
真空推力 294.2 千牛 真空比冲 2746 牛·秒
/公斤
工作时间 102 秒 整流罩
长度 4.630 米
直径 1.500 米
结构质量 270 公 斤
有效容积 约 2.0 立方米 一子级
级长 17.835 米 直径 2.250 米 子级质量 65250 公斤 结构质量 4070 公斤
推进剂质量_61070 公斤 发动机 YF-2
推进剂 硝酸-27S/偏二甲 肼
海平面推力_1020 千牛 海平面比冲_2349 牛·秒/公

工作时间 140 秒 三子级
级长 4.565 米 直径
固体发动机 2.250 米 裙端 1.500 米
子级质量 2200 公斤
结构质量 400 公斤 推进剂质量 1800 公斤 发动机 GF-02 推进剂 聚硫橡胶
固体推进剂
真空总冲 4440 千 牛·秒 真空平均推力_111.0 千 牛
真空平均比冲_2472 牛·秒/公斤
工作时间 约 40 秒




二、总体布局
  长征一号三级火箭为串联布局,从箭尾至箭顶依次为一子级、二子级和整 流罩(内含三子级)。
  一子级为圆柱壳,从上至下分别为级间段、杆系、氧化剂贮箱、箱间段、 燃料贮箱和尾段。液体火箭发动机通过机架与燃料贮箱后过渡段相连。尾段下
部装有燃气舵,外侧对称固定安装4个稳定尾翼。
二子级为“锥2 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2 柱”壳,半锥角25度。三子级主体为直径01 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。
三、箭体结构 箭体结构包括一、二、三子级结构和整流罩。
1.一子级结构
  一子级结构包括“壳体2 杆系”级间段、氧化剂箱、箱间段、燃料箱及其 后过渡段、尾段。
氧化剂箱长7.5米,直径21 25米,容积27.7立方米。 箱体为LF
62 M防锈铝合金焊接的承压容器。前、后贮箱箱底均为长、短轴之比为11
4的椭球壳,后底开有4个带漩涡消除器的推进剂出口。贮箱侧壁装有防晃板。 燃料箱长6.36米,直径2.25米,容积23立方米。 材料和贮箱箱
底尺寸与氧化剂箱相同。贮箱侧壁为化铣壁板焊成的圆筒壳。 箱间段、燃料箱后过渡段、尾段均为半硬壳结构,材料都是LY12硬铝
合金。
级间段总高 1.6 米。上部筒壳是 LY12 半硬壳结构, 下部杆系由 16 根
30CrMnSiA 合金钢管焊成。一、二子级分离时,二子级发动机的燃气从杆系中 排出。为保护一子级氧化剂箱不被烧穿,贮箱前底外装有玻璃防热套。
2.二子级结构 二子级结构包括仪器舱、贮箱和尾段。
  仪器舱总高1.75米,锥形半硬壳结构。距下端面0.2米处设有一横梁, 支持惯性仪器基座。大部分仪器悬挂在舱壁上。为方便检查、更换舱内的仪器 设备,全舱开有两排共6个舱口。仪器舱壳体材料为LY12。
贮箱总长3.5米,共底结构。共底上部是燃料箱,容积4.6立方米,下
部是氧化剂箱,容积为51 3立方米。共底上凸,能承受01 11兆帕的负压。 下贮箱后底是半锥角48度的模锻锥形底。其中央开有人孔,输送管从此孔口 盖中央引出。锥形底下端固定二子级液体火箭发动机,承受294.2千牛的发 动机推力。 燃料输送管沿氧化剂箱外壁进入贮箱后过渡段并进入发动机泵口。
两个贮箱的推进剂出口处都装有漩涡消除器。贮箱侧壁装有防晃板。贮箱材料 为LF62 M防锈铝合金。贮箱后过渡段为高0.8米的半硬壳结构。壳内安装
10个钛合金气瓶, 贮存高压氮气。 尾段高1.9米,是由8根大梁和桁条构成的加筋壳体。 大梁下端是连接
级间爆炸螺栓的接头。尾段下部装着舵圈,其上安装4组舵机和燃气舵。尾段

壳体材料为LY12。
3.三子级结构 三子级结构由仪器支架和转接锥组成。
  仪器支架高0.49米,底部直径0.77米。上部是杆系,杆顶装卫星弹 射器。弹射器由镀金内壳、外壳、压缩弹簧、爆炸螺栓4部分组成。内、外壳 法兰用两个爆炸螺栓联接。
镀金内壳用螺栓与卫星固连。爆炸螺栓解锁后,压缩弹簧将镀金内壳和卫
星一起弹出,实现星箭分离。支架下部是圆形板。支架下端框与固体发动机固 连。支架材料为LY12。支架上装程序机构及遥测、外测设备。
  转接锥高0.29米,半锥角45度,半硬壳结构。 锥体上端框与三子级 固体发动机连接,下端框与二子级仪器舱前端框相连。转接锥在火箭一、二级
飞行时支撑第三级火箭,材料为LY12。
4.整流罩整流罩由两个半罩扣合而成。 两个半罩用6个爆炸螺栓连接。罩体上部是玻璃钢锥壳,长11 2米;下
部筒壳是LY12铝合金材料制成的半硬壳结构。 整流罩顶部、尾部各置两对
火药作动筒供抛罩使用。罩体尾部用4个爆炸螺栓与二子级连接。
四、推进系统 火箭推进系统由一、二子级液体发动机及推进剂增压输送系统和三子级固
体发动机组成。
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YF2 1单机组 成。每台YF2 1单机自成独立系统。发动机采用偏二甲肼+硝酸2 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2.4
6,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21 655米×2.25米。发动机系统图见图1。
  YF2 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
YF2 2发动机采用泵压式输送系统。氧化剂泵入口压力为01 333兆帕, 燃料泵入口压力为01 265兆帕。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2 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
YF2 3发动机是在YF2 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。
YF2 3发动机真空推力2941 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。
五、制导和控制系统 长征一号飞行分为第一、二级动力飞行、第二级滑行和第三级加速飞行三
个阶段。除第三级加速的火箭自旋稳定,箭上仅靠时间指令装置控制外,其余 都由装在二子级火箭上的全惯性控制系统控制。
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。系统组 成见图2。
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。
六、遥测和跟踪系统 二子级火箭上装有一套遥测系统和一套跟踪系统。三子级上装一套简化的
遥测和跟踪系统。
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(PA
M),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。
七、自毁系统 为保证航区安全,火箭一、二级飞行时可按指令实时自毁。火箭自毁系统
自成独立系统。
  (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。
八、电源与配电系统 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。

九、典型飞行程序

东方红一号卫星发射飞行程序如表3。
时间(秒) 程序
T-20.00
T+0.00
T+18.00
T+112.00
T+137.06
T+140.43
T+140.93
T+141.23
T+147.06
T+161.56
T+170.06
T+238.05
T+240.36
T+270.36
T+404.36
T+480.36
T+505.36
T+513.69
T+516.69
T+520.19
T+579.00 各级遥测系统开机 火箭起飞
   一级飞行程序转弯开始 一级飞行程序结束,火箭定轴飞行 一级发动机“关机预令”,推力减半
一级发动机“关机主令”,发动机关闭
一、二子级火箭分离(踞地面高度 60.9 公里) 二级火箭姿态控制系统开始工作 二级飞行程序转弯开始
抛掉头部整流罩
    二级飞行程序结束 二级发动机“关机预令”,推力减半
二级发动机“关机主令”。滑行段飞行开始, 滑行段姿态控 制系
  统开始控制 滑行段程序转弯开始 滑行段程序转弯结束
三级火箭加电
三级程序起动 二、三级火箭分离
起旋火箭点火,三级火箭起旋到额定转速 180 转/分 三子级固体火箭发动机点火(离地面高度 443.9 公里)
卫星与三子级火箭分离,卫星入轨

十、飞行记录(见表4)
表4 长征一号火箭飞行纪录发射


轨道参数 发射日期 (年.月.
日) 国际天文 代号 卫星名称 质量(公 斤) 近地点 (公里) 远地点 (公里) 倾角(度) 1970.4.2
4 1970 34A 东方红一 号 173 439 2384 68.5 1971.3.3 1971 18A 实践一号 221 266 1826 69.9
长征系列运载火箭介绍: 长征二号系列


邸乃庸;朱维增;吴瑞华


概述

长征二号系列运载火箭是中国研制的近地轨道运载器,研制起始时间是1
970年。 目前,长征二号系列由长征二号(1974年首次发射)、长征二号C(1
982年首次发射)、长征二号E(1990年首次发射)、长征二号D(19
92年首次发射)等4种型号组成。其中长征二号已于1979年停止生产, 正在使用的长征二号系列运载火箭有长征二号C、长征二号E和长征二号D3 种型号。
长征二号、长征二号C和长征二号E的研制单位是中国运载火箭技术研究
院,长征二号D的研制单位是上海航天局。
长征二号及长征二号C 长征二号运载火箭是中国航天运载器的基础型号。在长征二号的技术基础
上,发展了长征二号系列运载器、长征三号系列运载器和长征四号系列运载器。 长征二号于1974年11月5日在酒泉发射中心进行了第一次发射。由 于火箭上控制系统中的一根导线暗伤断裂,导致姿态失去控制,飞行试验失败。
  1975年11月26日第二枚长征二号发射成功,将中国第一颗返回式 卫星准确地送入预定轨道。
  在此基础上,又对长征二号进行了进一步改进设计,使其近地轨道运载能 力由 1800 公斤提高到 2400 公斤,并大大提高了运载火箭的可靠性。改进后的
长征二号称为长征二号C。 除首次发射外,至1994年底,长征二号及长征二号C共发射了14次
(其中长征二号3次,长征二号C11次),全部获得圆满成功,成为发射成功 率较高的航天运载器。
  本文中所叙述的长征二号运载火箭的技术状态和技术数据均系长征二号C 状态。
表1 长征二号系列总体参数
型号名称 级数 全长
(米) 最大直径
(米) 起飞质量
(吨) 起飞推力
(千牛) 运载能力
(近地轨道) (公斤) 长征二号 2 31.17
0 3.35 190 2786 1800 长征二号 C 2 35.15 3.35 192 2786 2400 长征二号 E 2(带捆 绑) 49.68
6 11.45 462 5923 9200 长征二号 D 2 33.66
7① 3.35 237 2961 3100 ①不含整流罩。


一、主要技术性能(见表2)
表2 长征二号C的主要技术性能
级数-------------------2
全长-------------------31.170 米(A 型罩)

-------------------35.151 米(B 型 罩)
最大直径-------------3.350 米 起飞质量-------------约 192 吨
起飞推力-------------2786 千牛 推重比----------------1.48 运载能力-------------2400 公斤
(200~470 公里近地轨道)
入轨精度(σ) ------- (200~470 公里 近地轨道)
半长轴偏差----------1.3 公里 偏心率偏差----------0.00023
轨道倾角偏差-------0.05 度 近地点幅角偏差----1.7 度 升交点经度偏差----0.1 度 二子级
级长-----------------8.706 米 直径-----------------3.350 米 起飞质量------------38.2 吨 结构质量------------3.2 吨
推进剂质量---------35 吨
发动机--------------YF-22(主机)

---------------4×YF-23(游机)
推进剂--------------四氧化二氮/偏 二甲肼
真空推力------------720 千牛(主机)


---------------46 千牛(4 台游机) 真空比冲------------2834 牛·秒/公 斤(主机)


---------------2762 牛·秒/公斤(游 机)
工作时间------------112 秒(主机)

---------------287 秒(游机) 一子级
级长--------------------23.720 米 直径--------------------3.350 米 起飞质量--------------151 吨 结构质量--------------8.6 吨
推进剂质量-----------143 吨 发动机-----------------YF-21
推进剂-----------------四氧化二氮
/偏二甲肼
地面总推力-----------2786 千牛 地面比冲--------------2540 牛·秒/ 公斤
工作时间--------------130 秒 整流罩
长度--------------------3.144 米(A 型)

------------------7.125 米(B 型)
直径--------------------2.200 米(A 型)

------------------3.350 米(B 型) 有效容积--------------3.6 米 3(A 型)

------------------27 米 3(B 型)

二、总体布局
  长征二号C运载火箭的主要控制设备安装在火箭最前端的仪器舱中,箱间 段和级间段也安装有部分控制设备。为使火箭的质心位置尽量靠前以提高静稳 定性,一、二子级推进剂贮箱都是将密度较大的氧化剂安排在前,密度较小的
  
燃料安排在后。级间段由壳段和杆系两种结构组成,杆系结构用以在一、二子 级进行热分离时顺畅地排放二子级发动机喷出的燃气。电缆、导管均从贮箱外 面通过,并对称安置。氧化剂输送管路从燃料贮箱中间穿过。两种整流罩具有 不同的对接部位,以适应不同的有效载荷需求。发射支点设在一子级发动机机 架的最前端,以利于发射支撑的稳定和传力结构的合理利用。一、二子级的级 间分离面设在二子级机架与壳体的连接面处,以便最大程度地减轻二子级的结 构质量,提高运载能力。这样,一、二子级就有3米长的重合段,级间分离时, 二子级发动机及其支架系统需从级间段中脱出。


三、箭体结构 长征二号C的箭体结构由整流罩、仪器舱、推进剂贮箱、级间段、箱间段、
尾段等部分组成。箭体结构的主要材料是LD10铝合金。
1.一子级结构 一子级箭体结构由级间段、氧化剂贮箱、箱间段、燃料贮箱、后过渡段和
尾段组成,结构总质量8.6吨。
  尾段是不承力结构,外径31 35米,长21 4米。圆柱形壳体由蒙皮、 桁条和隔框组成。为便于装配,整个尾段壳体由沿纵向分为两半的结构对接组 合而成。壳体上共开有4个舱口,供安装、检查、维护伺服机构、火工品和动 力系统附件用。每个舱口的尺寸为 480 毫米×480毫米,可供人员出入。尾
段底部由“#”字形梁构成骨架,外面敷以由玻璃钢制成的防热板,用以防止 发动机喷焰回流到尾舱内烧毁设备。为不影响发动机摆动,在每台发动机的喉 部附近装有由硅橡胶制成的软防热裙。为了减小在上升段飞行中尾舱因内、外 空气压差而增加的附加应力,在尾段底部安装有4个单向放气阀门。
  位于尾段之前的燃料贮箱后过渡段,将下方传来的集中力(发动机推力) 扩散成均布力传送到燃料贮箱上。后过渡段的后端面与尾段相连接,同时还与 发动机架的上端面相连接。机架上端有4个发射支点。当运载火箭竖立在发射 台上时,后过渡段将承受这4个支撑集中载荷,其受力点与发动机推力的受力 点相一致。后过渡段壳体由4块材料为LD10的整体加强肋化学铣切壁板焊 接而成,外径3.35米,长1.05米。后过渡段前端面通过 48 颗螺栓与燃 料箱后短壳相连, 后端面由24颗螺栓与尾段相连。
  燃料贮箱是承力式贮箱,主要由前底、筒段、后底和隧道管构成。筒段前 面有前短壳,后面有后短壳。贮箱内有防晃板、消漩器、增压和安全溢出管、 氧化剂输送管、加注液位传感器、剩余液位传感器、推进剂温度传感器、增压 气体温度传感器、耗尽关机传感器等设施。前底为椭球形,中央开有氧化剂输
送管通过口。前底上还开有直径为460毫米的人孔,供人员在加工时出入,
另开有加注液位传感器、温度传感器、增压管路等的安装口。筒段由化学铣切 的整体壁板焊接而成,外侧光滑,内侧呈网格状,后底呈锥形,半锥角为50 度,锥端为半径952毫米的半球。前短壳的后部、筒段前缘和前底边缘三者 通过一个“Y”形环焊接在一起。前短壳的前端面以螺栓同箱间段相连。后短
壳的前部也是通过一个“Y”形环与筒段后缘和后底边缘焊接在一起,其后端 面与尾段和发动机机架以螺栓相连。燃料贮箱的材料是LD10铝铜合金。隧 道管贯穿整个箱体的中心,是氧化剂输送管的通道。在隧道管的顶端有波纹管 补偿器,用于装配补偿和温度补偿。
箱间段是氧化剂贮箱与燃料贮箱之间的一个承力壳段,外径3.35米,长

1.33米,为蒙皮2 桁条2 隔框全铆接结构。其上有5个尺寸为438毫米×
482毫米的操作舱口,供安装、检查、维护箱间段内的各种仪器设备。 氧化剂贮箱也是承力式贮箱,主要由前底、筒段和后底组成。其筒段结构与燃 料贮箱相近,长度较燃料贮箱筒段长。前底为椭球形,由于需承受级间分离时 二子级发动机喷焰的作用,其受力较大,厚度较厚。为了保证在分离过程中,
前底不被发动机喷焰烧损而导致破裂,影响正常分离,在前底外表覆盖了一层 由玻璃钢制成的防热罩。防热罩中间厚而边缘薄,由32颗螺栓连接在前短壳 上。前底开有直径为460毫米的人孔,供人员在加工时出入,还开有各种传 感器及管路的安装口。后底也呈椭球形。
  氧化剂贮箱内安装有防晃板、消漩器、增压及安全溢出管、加注液位传感 器、增压气体温度传感器、耗尽关机传感器等设施。前、后短壳的连接形式与 燃料贮箱相同。氧化剂贮箱的材料是LD10铝合金。 级间段由级间壳段和级间杆系两部分不同的结构构成。级间杆系由32根直径 为60毫米的合金钢管组成,每相邻两根端头相连,构成16个“∧”形结构。 级间杆系的前端面通过64颗螺栓与级间壳段后端面相连。杆系外径3.35
米, 长1.4米。级间壳段是蒙皮2 桁条2 隔框全铆接圆柱形壳体,外径3.3
5米,长3.2米。壳体上开有尺寸为370毫米×400毫米的4个舱口,用 于游动发动机伺服机构的安装、检查和维护。级间壳段上方内侧装有一系列电 气插头,以保证一、二子级间的电气连接与分离。级间壳段前端以爆炸螺栓与 二子级燃料贮箱后短壳相连。


2.二子级结构 二子级箭体结构由仪器舱、氧化剂贮箱、箱间段和燃料贮箱等部分组成。
燃料贮箱和氧化剂贮箱均为承力式结构,都由椭球形前、后底和较短的筒段构 成。贮箱内都安装有防晃板、消漩器、增压兼安全溢出管、液位传感器、温度 传感器等。前底上都开有直径460毫米的人孔及其它器件的安装孔。后底也
有若干传感器和加注管路的安装孔。燃料贮箱的正中央有供氧化剂输送管通过
的隧道管。 二子级发动机机架通过8个连接点共16颗螺栓与燃料贮箱后短壳相连。
该后短壳由于承担将发动机架传来的集中力扩散成均布力的任务,其长度较其 它部位短壳稍长一些。
两个贮箱均由化学铣切的整体LD10铝铜合金板焊接而成。 箱间段与一子级箱间段基本相同,为蒙皮2 桁条2 隔框全铆接结构构成的
圆柱形壳体。其上有6个尺寸为438毫米×488毫米的舱口,用于对其内 的仪器和设备进行安装、检查和维护等。
  仪器舱位于运载火箭本体结构的前端,系承力结构。仪器舱内安装有主要 控制仪器及用于增压和供气的气瓶等设备。绝大部分控制仪器都安装在置于氧 化剂贮箱前底的环形仪器支架上,惯性平台则置于前底正中部位的安装凸台上。
仪器舱壳体总长1.4米,半锥角22度20分,为由蒙皮、桁条、 隔框组成
的截锥形结构。其前端框外径2.2米,后端框外径3.35米。当使用A型整 流罩时,仪器舱壳体外表面喷涂有防热层,以防止壳体温度因气动加热而超过 允许值。壳体上开有4个可以供人员进出的舱口,用于仪器设备的检查和维护。

3.搭载舱

  当待发射的有效载荷的质量低于长征二号C的运载能力时,可以利用搭载 舱搭载发射其它有效载荷。 搭载舱是专门为搭载有效载荷提供服务的舱段,位于主有效载荷与仪器舱之间
(主有效载荷使用A型整流罩)。搭载舱的作用是将主有效载荷、搭载有效载荷、 A型整流罩和运载火箭连成一体,维持运载火箭外形的完整,提供搭载有效载 荷使用空间,并有利于有效载荷入轨后的分离。
搭载舱外径2.2米,高度和结构形式可按有效载荷的需要进行设计。
  为瑞典弗利亚卫星设计的搭载舱外径2.2米,高度1.8米,分上、下两 个舱段,每段长0.9米。上搭载舱提供主有效载荷的电气接口和机械接口, 设 有用于主有效载荷的连接-分离机构(爆炸螺栓)。下搭载舱的下端面通过32 颗螺栓与仪器舱相连接。上、下搭载舱通过4颗爆炸螺栓将弗利亚卫星夹连于
二者之间。主有效载荷分离后,运载火箭按照弗利亚卫星的要求进行姿态调整, 而后进行上、下搭载舱段的分离,同时实现弗利亚卫星的分离。

4.轨道转移舱 轨道转移舱的功用是通过轨道转移的办法,将有效载荷送入比长征二号C
运载火箭所能达到的正常轨道更高的轨道。根据有效载荷最终轨道的需要,可 以设计成一次转移或二次转移来实现最终轨道要求。目前,长征二号C采用旋
转稳定和固体火箭推进的轨道转移舱来实现有效载荷的轨道转移,不希望旋转
入轨的有效载荷可在入轨分离前进行消旋。该轨道转移舱既可用于主有效载荷, 也可用于搭载有效载荷。
中国空军的下一页
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