长征三号(CZ-3)是以“长征二号丙”为原型加氢氧第三级组成的三级运载火箭。由中国运载火箭技术研究院负责总设计和研制第三级，第一、第二级由上海航天局承制。全箭总长44.56 m，起飞质量202 t，起飞推力2800 kN。第三级氢氧发动机在高空失重条件下二次启动，其同步转移轨道推力为14 kN。1984年1月29日首次发射，由于第三级发动机二次启动不正常，卫星进入近地轨道运行。经过70个昼夜的奋斗，4月8日再发射，获得圆满成功。

简介

主要技术参数

火箭结构描述(一子级 二子级 三子级 卫星整流罩 星箭对接)

运载能力

飞行时序(任务描述 典型飞行时序)

发射场操作

发射记录

总体布局

制导和控制系统(总述 制导系统 姿态控制系统)

简介

长征三号运载火箭(CZ-3)是一枚三级液体运载火箭，其一、二子级基本上与长征二号丙运载火箭的一、二子级一致，三子级采用了具有高空二次启动能力的液氢液氧发动机。长征三号运载火箭的研制成功使中国成为世界上第四个具有地球同步卫星发射能力的国家。

长征三号运载火箭主要用于发射地球同步轨道有效载荷，其GTO运载能力为1.45吨，全箭起飞质量204吨，全长44.56米，一、二子级直径3.35米、三子级直径2.25米，卫星整流罩最大直径3.0米。它的一子级和二子级使用偏二甲肼(UDMH)和四氧化二氮(N2O4)作为推进剂，三子级则使用效能更高的液氢(LH2)和液氧(LOX)。

全箭由箭体结构、动力系统、控制系统、遥测系统、外测安全系统、分离系统以及辅助系统等组成。

长征三号运载火箭在1984年4月首次飞行成功地将东方红二号试验通信卫星送入预定地球同步转移轨道。在1990年4月首次执行外星发射服务合同，成功发射了亚洲一号卫星。在此之后，长征三号运载火箭成功地发射了包括亚太一号卫星、亚太一号甲卫星、风云二号卫星等在内多颗国内外卫星。

主要技术参数

参数　一子级　二子级　三子级

推进剂　N2O4/UDMH　N2O4/UDMH　LOX/LH2

发动机型号　YF-21B　YF-24D　YF-73

推力 (kN)　2962　742.04(主机) 46.09(游动发动机)　44.43

发动机比冲 (N*s/kg)　2550　2922.4(主机) 2761.6 (游动发动机)　4119

箭体直径　3.35 m　3.35 m　2.25 m

箭体长度　20.588 m　7.520 m　9.689 m

整流罩直径　3.0 m

整流罩长度　6.540 m

火箭全长　44.56 m

起飞质量　204 ton

火箭结构描述

一子级

一子级长20.588米，上部是装有液体四氧化二氮(N2O4)的氧化剂箱，下部是装有液体偏二甲肼(UDMH)的燃烧剂箱。一子级装配有YF-21B型发动机，该发动机是由四台推力为75吨的液体N2O4/UDMH发动机并联而成。每台YF-21B型发动机的喷口可以在伺服机构的带动下单向摆动以控制火箭飞行的姿态，最大的摆动角为10度。

二子级

二子级长7.520米，上部是装有液体四氧化二氮(N2O4)的氧化剂箱，下部是装有液体偏二甲肼(UDMH) 的燃烧剂箱。二子级装配有75吨推力的YF-24D型发动机，它是由主发动机和带四个小喷管、推力为4.8吨的游动发动机组成的。主发动机喷管固定不动，游动发动机喷管可作单向摆动，最大摆角60度，以控制箭体飞行姿态。

三子级

三子级长9.689米，上部是装有液氢(LH2)的燃烧剂箱，下部是装有液氧(LOX)的氧化剂箱。三子级采用的是YF-73氢氧发动机，具有二次启动能力，由两独立的单管发动机并联而成。

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。长征三号火箭的卫星整流罩由端头帽、前锥段、圆柱段和倒锥段组成。端头帽由玻璃钢纤维材料制成，具有良好的无线电透波性。前锥段和圆柱段是由金属蜂窝材料制成，倒锥段由化铣合金材料制成。如果需要，无线电透波窗口和操作窗口可以在柱段和前锥段上开口。长征三号运载火箭整流罩长6.540米，最大外直径3.0米，其静包络最大直径为2.7米。

星箭对接

长征三号甲火箭可以标准的937B机械接口。卫星的下端框与火箭的有效载荷支架的上端框对接，通过包带来锁紧。

运载能力

长征三号火箭的标准地球同步转移轨道(GTO)运载能力为1.5吨。

飞行时序

任务描述

长征三号运载火箭可以将卫星送入地球同步转移轨道(GTO)。在执行一个典型的GTO任务时，长征三号火箭的一、二子级首先将卫星和三子级的组合体送入一个圆形的停泊轨道，然后三子级进行滑行段飞行，之后，三子级发动机再次点火将组合体送入目标GTO轨道，最后，三子级和卫星分离。

典型飞行时序

事件　飞行时间（秒）

起飞　0.00

程序转弯　8.00

一级/二级分离　127.89

整流罩分离　259.25

二级/三级分离　263.25

三级第一次关机，滑行段开始　688.88

滑行段结束，三级第二次点火　935.70

三级第二次关机，末速修正开始　1253.71

末速修正结束，调姿段开始　1261.71

星/箭进入转移轨道，起旋火箭点火　1291.71

起旋火箭关机　1292.21

星/箭分离　1292.71

发射场操作

长征三号火箭在西昌卫星发射中心（XSLC）进行发射。火箭将被装载在火车上从北京运往四川省的西昌，在西昌卫星发射中心的技术中心和发射中心进行各种测试和操作活动，包括在技术中心的四次总检查、火箭由技术中心转运到发射中心、火箭各子级在发射中心起竖对接、在发射中心的四次总检查、卫星/火箭联合操作、火箭加注、以及最后发射倒计时，等等。

发射记录

序　起飞时　运载火箭　有效载荷　轨道　结果　备注

1　1984.1.29　CZ-3 Y1　东方红二号通信卫星　GTO　失败　①

2　1984.4.8　CZ-3 Y2　东方红二号通信卫星　GTO　成功　

3　1986.2.1　CZ-3 Y3　东方红二号甲通信卫星　GTO　成功　

4　1988.3.7　CZ-3 Y4　中星1号(东方红二号甲)　GTO　成功　

5　1988.12.22　CZ-3 Y5　中星2号(东方红二号甲)　GTO　成功　

6　1990.2.4　CZ-3 Y6　中星3号(东方红二号甲)　GTO　成功　

7　1990.4.7　CZ-3 Y7　亚洲一号　GTO　成功　

8　1991.12.28　CZ-3 Y9　中星4号(东方红二号甲)　GTO　失败　②

9　1994.7.21　CZ-3 Y8　亚太一号　GTO　成功　

10　1996.7.3　CZ-3 Y10　亚太一号A　GTO　成功　

11　1996.8.18　CZ-3 Y14　中星7号　GTO　失败　③

12　1997.6.10　CZ-3 Y11　风云二号A(02星)　GTO　成功　

13　2000.6.25　CZ-3 Y12　风云二号B(03星)　GTO　成功　　①: 三级发动机的燃气发生器富氧燃烧，第二次起动后约5秒推力突然下降，卫星未进入地球同步转移轨道。

②: 三级发动机的控制气路泄漏，第二次工作段提前关机，卫星未进入地球同步转移轨道。

③: 三级二次工作段提前48秒关机，卫星未进入地球同步转移轨道。

*: CZ-3 Y13火箭因为美国限制对中国的卫星出口而未发射，目前存放在展览馆（即百科名片附图）。

总体布局

长征三号是一种三级液体火箭，由一子级、二子级、三子级和卫星整流罩等箭体结构及箭上的推进系统、控制系统、遥测系统、外测安全系统、滑行段推进剂管理与姿态控制系统等组成。

箭体结构一方面承受载荷，一方面又起着支承各个系统的作用，将它们连成一个整体。控制系统、遥测系统和外测安全系统的仪器主要安装在仪器舱内，也有少部分仪器根据需要分布于尾段或箱间段。

为了减轻贮箱的结构质量，简化推进剂输送管道和尽可能提高液氢使用的安全性，三子级推进剂贮箱的配置与一、二子级的不同，将燃料箱安排在氧化剂箱的上面。

一、二级之间的分离采用热分离方式，一级发动机关闭之前二级发动机就开始起动，然后再令一、二级之间的连接爆炸螺栓起爆，在二级发动机推力的作用下实现分离。二级飞行末期，在主发动机已经关闭，而游动发动机仍在工作的情况下，卫星整流罩被抛掉，然后游动发动机关闭，连接二、三级箭体的爆炸螺栓和安装在级间段上的8台固体反推火箭同时点燃，在反向推力的作用下，二子级被推离三级。星箭分离有两种方式，可以采用反推火箭，也可以采用分离弹簧。发射国内卫星时，包带解锁后，安装在三子级后短壳上的反推火箭点火，使三子级减速，实现分离，分离过程中卫星不受分离力的影响。发射外国卫星时，应用户要求，采用了分离弹簧。包带解锁后，分离弹簧的约束同时解除，弹簧力使卫星加速，同时使三子级减速，实现分离。

制导和控制系统

总述

长征三号的制导和控制系统由制导系统和姿态控制系统组成。

制导系统

制导系统采用平台-计算机方案，其任务是发出各级关机（起动）指令，并在二、三级飞行期间进行法向、横向导引计算，将结果输往姿态控制系统。为了满足各级飞行的特定要求，采用了不同的制导方法：第一级采用射程关机，以控制残骸落点；第二级和第三级第一飞行段均采用速度关机；第三级第二次起动采用绝对定时起动，以控制幅角；第三级第二次关机采用半长轴关机，以控制半长轴的偏差；末速修正段采用视速度增量关机。

当火箭的正常关机出现故障时，采用下列保护措施：第一级用耗尽关机；第二级采用判别 X向加速度计输出脉冲个数进行关机；第三级第一飞行段采用定时关机；第三级第二飞行段采用判别Y向加速度计脉冲个数进行关机；末速修正段采用定时关机。

姿态控制系统

姿态控制系统采用平台速率陀螺网络、摇摆发动机控制方案，由三轴稳定平台、速率陀螺、变换放大器、开关放大器和伺服机构等组成（图 9）。在第三级第一次工作段和第二次工作段由伺服机构带动发动机摇摆，实现姿态控制，而在滑行段则由开关放大器控制无水肼喷管的工作，实现姿态控制。

三轴稳定平台感应箭体姿态角和由弹性振动引起的附加姿态角，俯仰通道还接受由计算机发出的俯仰程序指令。平台的输出信号是1000赫兹交流信号，其幅值表示姿态角偏差的大小，相位表示姿态角的极性。

速率陀螺感应箭体姿态角速度和因箭体弹性振动引起的附加姿态角速度，输出信号也是 1000赫兹交流信号。在一级俯仰、偏航、滚动通道和二级俯仰、偏航通道各用一个速率陀螺。

变换放大器由检波器、校正网络和综合放大器组成。检波器将平台和速率陀螺输来的交流信号解调为直流信号，送至校正网络进行整形和滤波，最后送至综合放大器进行放大。

伺服机构是姿态控制系统的执行元件。它带动发动机偏摆，以产生控制力矩。

出了二、三子级的伺服机构。一子级伺服机构的不同之处在于反馈电位计前面无传动机构。

开关放大器由检波器、网络和开关控制器组成。平台输入的信号经检波、放大，使开关控制器输出控制电流来控制电磁阀门的开闭，令相应的喷管工作。