超级军网发个资料帖：飞天神剑——长征二号F载人运载火箭
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/03 16:38:44
在神六即将展开飞天行程之际，准备了一些论文资料供同好参考。这些内容诸位或许已烂熟于胸了，但请看在本人打字不易的分上，权作温故吧！[em05]
原文刊载于2004年第1期《导弹与航天运载技术》[center]CZ-2F载人运载火箭①[/center]
刘竹生 张智（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）
① 收稿日期：2003-11-20
作者简介：刘竹生(1939-)，男，研究员，博士生导师，CZ-2F火箭总设计师，主要研究方向为火箭与导弹总体设计
摘要：CZ-2F火箭是按照高可靠性和高安全性的原则设计的中国首枚载人运载火箭，也是中国目前可靠性指标最高的火箭。介绍了CZ-2F火箭的总体设计和分系统设计情况，总结了火箭的特色。
关键词：载人运载火箭，总体设计，设计原则
1 概述
CZ-2F火箭作为发射载人飞船的运载器，是以CZ-2E火箭为基础，按照921工程总体下达的任务和技术指标要求而重新研制的运载火箭。
CZ-2F火箭从1992年开始研制，1999年11月首飞将神舟试验飞船成功地送入预定轨道，遥二、遥三、遥四火箭分别于2001年1月、2002年3月和2002年12月将3艘神舟无人飞船送入预定轨道。2003年10月15日CZ-2F遥五火箭成功地将神舟五号载人飞船送入轨道，实现了首次载人飞行的圆满成功。在CZ-2F火箭的研制过程中，始终将可靠性、安全性放在首位。火箭上广泛采用了冗余设计，提高了元器件等级和筛选标准，结构设计提高了剩余强度系数，发动机也进行了旨在提高可靠性的设计。火箭的可靠性指标从CZ-2E的0.91提高到0.97，使它成为目前国内可靠性指标最高的运载火箭。为保证航天员的安全，CZ-2F火箭增加了逃逸系统和故障检测处理系统。控制系统和遥测系统也为配合航天员的逃逸救生增加或者改进了设计。
2 总体方案
CZ-2F火箭继承了CZ-2E火箭的主要构型，即：芯级捆绑4个助推器。助推器在CZ-2E的基础上加长，捆绑连接点位置由一级后箱前短壳移至一级箱间段，对整流罩按照飞船和逃逸的要求进行了全新设计，在整流罩上面增加了逃逸塔，在助推器尾部增加了尾翼。火箭全长58.3m，起飞重量479.8 t，是目前我国研制的火箭中最高、最重的。芯级直径3.35 m，助推器直径2.25m，整流罩直径3.8m，火箭最大横截面直径10.2m。火箭芯级和助推器均使用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，一级加注推进剂约186.6t，二级加注推进剂约84.8t，助推器加注推进剂约41.5 t，火箭加注质量481.9t。CZ-2F火箭总体布局如图1所示。
2.1 运载能力
在近地点高度200 km，远地点高度350 km，轨道倾角42.4度时，运载能力大于7 800 kg。
2.2 飞行轨道和飞行程序
CZ-2F是带助推器的两级半火箭，整个轨道由两段组成：
第1段— 一级飞行段(从起飞到一、二级分离)：a)助推段(从起飞到助推器分离)，b)芯级段
(从助推器分离到一、二级分离)。
第2段— 二级飞行段(从一、二级分离到有效载荷与火箭分离)：a)五机工作段(从一、二级分
离到二级主机关机)；b)游机工作段(从二级主机关机到二级游机关机）；c)游机后效段(从二级游机关
机到有效载荷分离)。
发射载人飞船的弹道方案有如下特点：
a)一级助推器采用耗尽关机；
b)一级芯级采用以耗尽关机为主，制导关机为辅的关机方式；
c)一级终点的当地弹道倾角为23度，在保证一二级分离高度的基础上，调整一级和助推器箭体落点中心点位置；
d)二级采用小推力飞行方案，二级主机关机后游机独立工作时间为120 s；
e）逃逸塔在起飞后120 s分离；
f）整流罩在二级41 s抛罩；
g）由于飞船自行进行姿态调整，因此二级游机关机后没有调姿段；
h）由于取消了体外程序机构，二级飞行时不能加入偏航程序。
CZ-2F火箭飞行时序如图2所示。主要轨道参数随飞行时间的变化见图3～5。
原文刊载于2004年第1期《导弹与航天运载技术》[center]CZ-2F载人运载火箭①[/center]
刘竹生 张智（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）
① 收稿日期：2003-11-20
作者简介：刘竹生(1939-)，男，研究员，博士生导师，CZ-2F火箭总设计师，主要研究方向为火箭与导弹总体设计
摘要：CZ-2F火箭是按照高可靠性和高安全性的原则设计的中国首枚载人运载火箭，也是中国目前可靠性指标最高的火箭。介绍了CZ-2F火箭的总体设计和分系统设计情况，总结了火箭的特色。
关键词：载人运载火箭，总体设计，设计原则
1 概述
CZ-2F火箭作为发射载人飞船的运载器，是以CZ-2E火箭为基础，按照921工程总体下达的任务和技术指标要求而重新研制的运载火箭。
CZ-2F火箭从1992年开始研制，1999年11月首飞将神舟试验飞船成功地送入预定轨道，遥二、遥三、遥四火箭分别于2001年1月、2002年3月和2002年12月将3艘神舟无人飞船送入预定轨道。2003年10月15日CZ-2F遥五火箭成功地将神舟五号载人飞船送入轨道，实现了首次载人飞行的圆满成功。在CZ-2F火箭的研制过程中，始终将可靠性、安全性放在首位。火箭上广泛采用了冗余设计，提高了元器件等级和筛选标准，结构设计提高了剩余强度系数，发动机也进行了旨在提高可靠性的设计。火箭的可靠性指标从CZ-2E的0.91提高到0.97，使它成为目前国内可靠性指标最高的运载火箭。为保证航天员的安全，CZ-2F火箭增加了逃逸系统和故障检测处理系统。控制系统和遥测系统也为配合航天员的逃逸救生增加或者改进了设计。
2 总体方案
CZ-2F火箭继承了CZ-2E火箭的主要构型，即：芯级捆绑4个助推器。助推器在CZ-2E的基础上加长，捆绑连接点位置由一级后箱前短壳移至一级箱间段，对整流罩按照飞船和逃逸的要求进行了全新设计，在整流罩上面增加了逃逸塔，在助推器尾部增加了尾翼。火箭全长58.3m，起飞重量479.8 t，是目前我国研制的火箭中最高、最重的。芯级直径3.35 m，助推器直径2.25m，整流罩直径3.8m，火箭最大横截面直径10.2m。火箭芯级和助推器均使用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，一级加注推进剂约186.6t，二级加注推进剂约84.8t，助推器加注推进剂约41.5 t，火箭加注质量481.9t。CZ-2F火箭总体布局如图1所示。
2.1 运载能力
在近地点高度200 km，远地点高度350 km，轨道倾角42.4度时，运载能力大于7 800 kg。
2.2 飞行轨道和飞行程序
CZ-2F是带助推器的两级半火箭，整个轨道由两段组成：
第1段— 一级飞行段(从起飞到一、二级分离)：a)助推段(从起飞到助推器分离)，b)芯级段
(从助推器分离到一、二级分离)。
第2段— 二级飞行段(从一、二级分离到有效载荷与火箭分离)：a)五机工作段(从一、二级分
离到二级主机关机)；b)游机工作段(从二级主机关机到二级游机关机）；c)游机后效段(从二级游机关
机到有效载荷分离)。
发射载人飞船的弹道方案有如下特点：
a)一级助推器采用耗尽关机；
b)一级芯级采用以耗尽关机为主，制导关机为辅的关机方式；
c)一级终点的当地弹道倾角为23度，在保证一二级分离高度的基础上，调整一级和助推器箭体落点中心点位置；
d)二级采用小推力飞行方案，二级主机关机后游机独立工作时间为120 s；
e）逃逸塔在起飞后120 s分离；
f）整流罩在二级41 s抛罩；
g）由于飞船自行进行姿态调整，因此二级游机关机后没有调姿段；
h）由于取消了体外程序机构，二级飞行时不能加入偏航程序。
CZ-2F火箭飞行时序如图2所示。主要轨道参数随飞行时间的变化见图3～5。
[此贴子已经被作者于2005-10-11 14:53:15编辑过]
原文刊载于2004年第1期《导弹与航天运载技术》[center]CZ-2F载人运载火箭①[/center]
刘竹生 张智（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）
① 收稿日期：2003-11-20
作者简介：刘竹生(1939-)，男，研究员，博士生导师，CZ-2F火箭总设计师，主要研究方向为火箭与导弹总体设计
摘要：CZ-2F火箭是按照高可靠性和高安全性的原则设计的中国首枚载人运载火箭，也是中国目前可靠性指标最高的火箭。介绍了CZ-2F火箭的总体设计和分系统设计情况，总结了火箭的特色。
关键词：载人运载火箭，总体设计，设计原则
1 概述
CZ-2F火箭作为发射载人飞船的运载器，是以CZ-2E火箭为基础，按照921工程总体下达的任务和技术指标要求而重新研制的运载火箭。
CZ-2F火箭从1992年开始研制，1999年11月首飞将神舟试验飞船成功地送入预定轨道，遥二、遥三、遥四火箭分别于2001年1月、2002年3月和2002年12月将3艘神舟无人飞船送入预定轨道。2003年10月15日CZ-2F遥五火箭成功地将神舟五号载人飞船送入轨道，实现了首次载人飞行的圆满成功。在CZ-2F火箭的研制过程中，始终将可靠性、安全性放在首位。火箭上广泛采用了冗余设计，提高了元器件等级和筛选标准，结构设计提高了剩余强度系数，发动机也进行了旨在提高可靠性的设计。火箭的可靠性指标从CZ-2E的0.91提高到0.97，使它成为目前国内可靠性指标最高的运载火箭。为保证航天员的安全，CZ-2F火箭增加了逃逸系统和故障检测处理系统。控制系统和遥测系统也为配合航天员的逃逸救生增加或者改进了设计。
2 总体方案
CZ-2F火箭继承了CZ-2E火箭的主要构型，即：芯级捆绑4个助推器。助推器在CZ-2E的基础上加长，捆绑连接点位置由一级后箱前短壳移至一级箱间段，对整流罩按照飞船和逃逸的要求进行了全新设计，在整流罩上面增加了逃逸塔，在助推器尾部增加了尾翼。火箭全长58.3m，起飞重量479.8 t，是目前我国研制的火箭中最高、最重的。芯级直径3.35 m，助推器直径2.25m，整流罩直径3.8m，火箭最大横截面直径10.2m。火箭芯级和助推器均使用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，一级加注推进剂约186.6t，二级加注推进剂约84.8t，助推器加注推进剂约41.5 t，火箭加注质量481.9t。CZ-2F火箭总体布局如图1所示。
2.1 运载能力
在近地点高度200 km，远地点高度350 km，轨道倾角42.4度时，运载能力大于7 800 kg。
2.2 飞行轨道和飞行程序
CZ-2F是带助推器的两级半火箭，整个轨道由两段组成：
第1段— 一级飞行段(从起飞到一、二级分离)：a)助推段(从起飞到助推器分离)，b)芯级段
(从助推器分离到一、二级分离)。
第2段— 二级飞行段(从一、二级分离到有效载荷与火箭分离)：a)五机工作段(从一、二级分
离到二级主机关机)；b)游机工作段(从二级主机关机到二级游机关机）；c)游机后效段(从二级游机关
机到有效载荷分离)。
发射载人飞船的弹道方案有如下特点：
a)一级助推器采用耗尽关机；
b)一级芯级采用以耗尽关机为主，制导关机为辅的关机方式；
c)一级终点的当地弹道倾角为23度，在保证一二级分离高度的基础上，调整一级和助推器箭体落点中心点位置；
d)二级采用小推力飞行方案，二级主机关机后游机独立工作时间为120 s；
e）逃逸塔在起飞后120 s分离；
f）整流罩在二级41 s抛罩；
g）由于飞船自行进行姿态调整，因此二级游机关机后没有调姿段；
h）由于取消了体外程序机构，二级飞行时不能加入偏航程序。
CZ-2F火箭飞行时序如图2所示。主要轨道参数随飞行时间的变化见图3～5。
[此贴子已经被作者于2005-10-11 14:53:15编辑过]
在神六即将展开飞天行程之际，准备了一些论文资料供同好参考。这些内容诸位或许已烂熟于胸了，但请看在本人打字不易的分上，权作温故吧！[em05]原文刊载于2004年第1期《导弹与航天运载技术》[center]CZ-2F载人运载火箭①[/center]
刘竹生 张智（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）
① 收稿日期：2003-11-20
作者简介：刘竹生(1939-)，男，研究员，博士生导师，CZ-2F火箭总设计师，主要研究方向为火箭与导弹总体设计
摘要：CZ-2F火箭是按照高可靠性和高安全性的原则设计的中国首枚载人运载火箭，也是中国目前可靠性指标最高的火箭。介绍了CZ-2F火箭的总体设计和分系统设计情况，总结了火箭的特色。
关键词：载人运载火箭，总体设计，设计原则
1 概述
CZ-2F火箭作为发射载人飞船的运载器，是以CZ-2E火箭为基础，按照921工程总体下达的任务和技术指标要求而重新研制的运载火箭。
CZ-2F火箭从1992年开始研制，1999年11月首飞将神舟试验飞船成功地送入预定轨道，遥二、遥三、遥四火箭分别于2001年1月、2002年3月和2002年12月将3艘神舟无人飞船送入预定轨道。2003年10月15日CZ-2F遥五火箭成功地将神舟五号载人飞船送入轨道，实现了首次载人飞行的圆满成功。在CZ-2F火箭的研制过程中，始终将可靠性、安全性放在首位。火箭上广泛采用了冗余设计，提高了元器件等级和筛选标准，结构设计提高了剩余强度系数，发动机也进行了旨在提高可靠性的设计。火箭的可靠性指标从CZ-2E的0.91提高到0.97，使它成为目前国内可靠性指标最高的运载火箭。为保证航天员的安全，CZ-2F火箭增加了逃逸系统和故障检测处理系统。控制系统和遥测系统也为配合航天员的逃逸救生增加或者改进了设计。
2 总体方案
CZ-2F火箭继承了CZ-2E火箭的主要构型，即：芯级捆绑4个助推器。助推器在CZ-2E的基础上加长，捆绑连接点位置由一级后箱前短壳移至一级箱间段，对整流罩按照飞船和逃逸的要求进行了全新设计，在整流罩上面增加了逃逸塔，在助推器尾部增加了尾翼。火箭全长58.3m，起飞重量479.8 t，是目前我国研制的火箭中最高、最重的。芯级直径3.35 m，助推器直径2.25m，整流罩直径3.8m，火箭最大横截面直径10.2m。火箭芯级和助推器均使用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，一级加注推进剂约186.6t，二级加注推进剂约84.8t，助推器加注推进剂约41.5 t，火箭加注质量481.9t。CZ-2F火箭总体布局如图1所示。
2.1 运载能力
在近地点高度200 km，远地点高度350 km，轨道倾角42.4度时，运载能力大于7 800 kg。
2.2 飞行轨道和飞行程序
CZ-2F是带助推器的两级半火箭，整个轨道由两段组成：
第1段— 一级飞行段(从起飞到一、二级分离)：a)助推段(从起飞到助推器分离)，b)芯级段
(从助推器分离到一、二级分离)。
第2段— 二级飞行段(从一、二级分离到有效载荷与火箭分离)：a)五机工作段(从一、二级分
离到二级主机关机)；b)游机工作段(从二级主机关机到二级游机关机）；c)游机后效段(从二级游机关
机到有效载荷分离)。
发射载人飞船的弹道方案有如下特点：
a)一级助推器采用耗尽关机；
b)一级芯级采用以耗尽关机为主，制导关机为辅的关机方式；
c)一级终点的当地弹道倾角为23度，在保证一二级分离高度的基础上，调整一级和助推器箭体落点中心点位置；
d)二级采用小推力飞行方案，二级主机关机后游机独立工作时间为120 s；
e）逃逸塔在起飞后120 s分离；
f）整流罩在二级41 s抛罩；
g）由于飞船自行进行姿态调整，因此二级游机关机后没有调姿段；
h）由于取消了体外程序机构，二级飞行时不能加入偏航程序。
CZ-2F火箭飞行时序如图2所示。主要轨道参数随飞行时间的变化见图3～5。
[此贴子已经被作者于2005-10-11 14:53:15编辑过]
（2.3~2.6节省略）
3 分系统简介
CZ-2F火箭由箭体结构系统、动力装置系统、控制系统、推进剂利用系统、故障检测处理系统、逃
逸系统、遥测系统、外测安全系统、附加系统及地面设备系统等10个分系统组成。
3 .1箭体结构系统
箭体结构系统由助推器、芯一级、芯二级、整流罩和逃逸塔组成。
a)助推器。助推器主要由头锥、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱、后过渡段、尾段和尾翼构成。直径为2．25 m，长16m。采用可分离方式。
b)芯级一级。芯一级主要由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱、后过渡段和尾段构成。直径为
3 .35 m，长为28 .5 m(含级间段)。
c)芯级二级。芯二级主要由飞船支架、仪器舱、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱构成。直径为3．35 m，长为15 .1 m。
d)飞船整流罩。采用框桁结构，分为上下两部分，上部整流罩是逃逸飞行器结构的一部分。上部整流罩由前锥段、前柱段和后锥段构成，在其外部装有4台FG-59、2台GF-5固体发动机，其内部有3个上支撑机构和3个下支撑机构。下部整流罩由后柱段和倒锥段组成。
e)逃逸塔。逃逸塔由头锥、配重段、4台FG-58偏航俯仰发动机、1台FG-57发动机、1台FG-56发动机和尾裙组成，长度为8.35 m。
3．2动力装置系统
动力装置系统由一级、二级、助推发动机和增压输送系统组成。
芯一级发动机代号为DaFY10-1，由4台单机DaFY11-1通过机架并联组成。二级发动机代号为DaFY20-2,由主机DaFY21-2及游动发动机DaFY22-1通过机架并联组成。主机采用大喷管，游机采用短喷管(再生冷却方式)。助推发动机的代号为DaFY5-2。
3．3控制系统
控制系统箭上部分由制导系统、姿态控制系统、时序控制系统、电源配电系统和飞行控制软件组成。
a)制导系统。制导系统采用平台(捷联)-计算机方案，为提高可靠性，采用平台为主平台故障时切
换到捷联惯组的方式。计算机上实现了部件冗余，增加了冗余管理。主要体现在箭载计算机上采用
CPU、A／D和D／A三冗余。
一级为射程关机，二级主机按速度关机，二级游机按半长轴(或周期)关机。
b)姿态控制系统。姿态控制系统采用姿态角-姿态角速率-数字网络-摇摆发动机方案。为提高可靠性采取了以下冗余措施：相敏检波滤波装置、箭载计算机A／D变换采用三冗余，按2／1表决进行工作；箭载计算机D／A、综合放大器与伺服机构伺服阀前置级、反馈电位计均采用三冗余。
c)时序控制系统。采用由箭载计算机提供时序时间编码的电子时序控制方案，功率输出采用继电器。
d)电源配电系统。由电池、配电器、交直流二次电源和电缆网组成。
3 .4推进剂利用系统
推进剂利用系统采用二级发动机燃烧剂泵后分流开环调节方式，以干簧式液位传感器作为敏感元
件，调节阀门为执行机构。
推进剂利用系统由箭上设备燃烧剂液位传感器、氧化剂液位传感器、控制器、电机驱动器、电池、
调节阀门和箭上电缆网组成。其中，控制器的CPU及电路采用了三冗余。
3．5故障检测处理系统
故障检测处理系统有两个主要任务，一是检测火箭的重要参数，判断火箭故障，出现故障时向有关
系统发出逃逸指令和中止飞行指令，二是逃逸时完成逃逸飞行器的时序控制和火工品配电。
故障检测处理系统箭上设备包括故障检测处理器、指令控制器、逃逸程序控制器、火工品配电器和
电池。故障检测参数分别由遥测系统和控制系统提供，有5类1 8个，分别是：姿态角偏差(3)、箭体角速
率(3)、轴向过载(3)、逃逸塔分离信号(1)、助推器分离信号(4)、整流罩横纵向分离信号(各1)和平台切
换信号。
3 .6逃逸系统
逃逸系统的任务是当运载火箭抛整流罩前发生重大危险，威胁到宇航员的生命安全时，负责使宇航
员脱离危险区，并为宇航员的返回着陆提供必要的条件。逃逸系统由逃逸塔、上部整流罩、栅格翼及其
释放装置、上支撑机构、下支撑机构和灭火装置组成。逃逸系统的动力装置由逃逸主发动机、分离发
动机、偏航俯仰发动机、高空逃逸发动机和高空分离发动机组成。
在逃逸系统的工作范围(起飞至整流罩分离)内，逃逸模式分为两种，即有塔逃逸模式(模式I)和
无塔逃逸模式(模式Ⅱ)。模式I适用于火箭飞行O～120 s，模式Ⅱ适用于火箭飞行120~200．87 s。在
模式I中，60 s之前不要求火箭发动机关机，60 s之后需要火箭发动机关机。对应模式I的逃逸程序有
3种，对应模式Ⅱ的逃逸程序有1种。
3．7遥测系统
遥测系统的主要任务是：
a)测量、记录、发送火箭在飞行中的测量参数；
b)向故障检测处理系统实时提供一类检测参数向地面故障诊断系统实时提供一、二类遥测参
数；
c)逃逸后，测量、记录、发送逃逸飞行器的参数。
遥测系统箭上设备由S波段无线传输设备、磁记录及中间装置、传感器、变换器、电池和电缆网组
成。
3．8外测安全系统
外测安全系统与首区、航区的地面测控设备协同工作，完成外弹道测量任务、接受遥控逃逸指令并
传送给故障检测处理系统以及火箭的安全处理等任务。
外测安全系统的箭上设备包括干涉仪应答机、脉冲应答机、引导信标机、安全指令接收机、逃逸指
令接收机、控制器、电池、引爆器、爆炸器、激光合作目标和天线等。
3 .9附加系统
附加系统主要由耗尽关机信号系统、加注液位测量、推进剂测温、垂直度调整及地面总体综合测试
网组成。除总体综合测试网外，其余部分与其它长征火箭相同。
地面总体综合测试网有两项功能，一是辅助运载火箭的测试发控，二是为待发段逃逸提供检测参数。地面总体综合测试网由局域网络设备、网络服务器、微机、显示设备、打印设备、系统软件和应用软
件组成。
3．10地面设备系统
地面发射设备由发射设备、运输设备、吊装设备、加注设备、供气设备、供配电设备和瞄准设备等
组成。
4 设计思想
在保证满足工程大总体提出的轨道及运载能力、入轨条件、应急逃逸、测发方式和飞行过载等设计指标的基础上，确保运载火箭可靠性和航天员的安全性，是CZ-2F火箭研制工作总的指导原则。
在火箭的设计方案、系统设计和产品设计中尽可能实现“一度故障工作，二度故障安全”的设计思想。
为保证运载火箭设计的可靠性和安全性，总体设计的指导思想是：
a)采用成熟设计技术和生产工艺。长征火箭经历几十年的发展历程，通过实践积累了相当丰富的设计、工艺生产成果，并形成了一系列的标准或设计准则。火箭产品也经过了多次飞行试验的考验，性能稳定，可靠性很高。CZ-2F火箭研制应充分借鉴或继承这些技术和产品，使火箭的基础可靠性得到有力的保障。
b)广泛采用冗余设计技术、裕度设计技术。由于受到系统复杂程度和元器件质量水平的限制，必须进行冗余设计才能实现火箭整体的可靠性设计指标。对可靠性影响比较大的且可以实现冗余的产品进行冗余设计。对不能进行冗余设计的产品，如火箭的部段结构、性能指标等进行裕度设计。
c)采用钝感火工品，降低了火工品误爆的概率，提高安全性。
d)以高可靠性为基础，研制故障检测处理系统和逃逸系统。保证正常飞行时对其他系统的影响最小，火箭发生故障需要逃逸时对其他系统的依赖也尽可能少。
5 火箭特色
为了适应载人飞行的要求，对CZ-2F火箭在以下几个方面进行了改进设计：
a)提高可靠性，将可靠性指标由O .91提高到O .97；
b)增加安全性要求，安全性指标为O .997。为实现航天员的安全性指标，火箭增加了故障检测处理系统和逃逸系统。控制系统、遥测系统、外安系统按照逃逸的要求增加或修改了相应的功能，并按照载人的要求进行了可靠性、安全性设计；
c)采用垂直总装、垂直测试、垂直运输和远距离测试发控方式；
d)火箭总体，包括轨道、气动、载荷、环境、机械电气接口和发射场总装工艺流程等均进行了重新设计；
CZ-2F火箭有如下特色：
a)仪器舱以下部分，除助推器增长768 mm外，其他均与CZ-2E的构型相同。由于有效载荷为载人飞船且需要增加逃逸救生系统，因此仪器舱以上部分—整流罩和逃逸塔等为全新设计，这部分是与其他运载火箭完全不同的。
b)非逃逸情况下，整流罩以下部分的热环境与CZ-2E火箭的热环境条件相同。逃逸过程的热环境按照逃逸时发动机工作的条件制定，整流罩内部的仪器设备也按照逃逸的热环境条件进行设计和考核。逃逸热环境条件是CZ-2F火箭所特有的。
c)CZ-2F火箭一个特有的力学环境是垂直运输方式引起的低频振动，因此，电气系统设计和结构设计都按照通过运输试验验证的低频条件进行了设计和实验验证。
d)酒泉卫星发射中心少雨、少雷电、湿度低。但其昼夜温差大，风沙多。针对这些特点，在发射场采取了技术厂房调温，发射塔架封闭，缩短在发射区停留时间的措施，克服了这些不利因素。但是为了
高可靠性，火箭的自然温度环境设计条件仍然为+50℃～-40℃(电气系统-35℃）。
e)分离装置除整流罩纵向解锁装置外，均采用了成熟的连接形式和设计技术。全箭采用了钝感火工品，降低了火工品误爆的概率堤高了安全性。
f)控制系统的体制与CZ-2E火箭的基本相同，但为大幅度提高可靠性，实现关键单机的冗余，其冗余技术采用的广泛程度是国内运载火箭所独有的。
g)遥测系统不但要监测正常火箭的参数，还要负责采集逃逸时逃逸飞行器的参数，不但要给地面传输参数，还要给箭上故检系统传送一类参数，传输到地面的部分参数还要参与火箭的地面故障诊断。任务的性质决定了对遥测系统有比其它火箭更高的可靠性要求。
h)外安系统除完成外弹道测量任务和故障火箭遥控安全处理任务外，还增加了接收地面无线逃逸指令的任务。安控原则也发生了质的变化，即先逃逸、后安控。
总之，在CZ-2F火箭研制中，进行了大量且有效的设计改进，保证了首次载人飞行的圆满成功。
CZ-2F火箭主要技术参数
3 分系统简介
CZ-2F火箭由箭体结构系统、动力装置系统、控制系统、推进剂利用系统、故障检测处理系统、逃
逸系统、遥测系统、外测安全系统、附加系统及地面设备系统等10个分系统组成。
3 .1箭体结构系统
箭体结构系统由助推器、芯一级、芯二级、整流罩和逃逸塔组成。
a)助推器。助推器主要由头锥、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱、后过渡段、尾段和尾翼构成。直径为2．25 m，长16m。采用可分离方式。
b)芯级一级。芯一级主要由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱、后过渡段和尾段构成。直径为
3 .35 m，长为28 .5 m(含级间段)。
c)芯级二级。芯二级主要由飞船支架、仪器舱、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱构成。直径为3．35 m，长为15 .1 m。
d)飞船整流罩。采用框桁结构，分为上下两部分，上部整流罩是逃逸飞行器结构的一部分。上部整流罩由前锥段、前柱段和后锥段构成，在其外部装有4台FG-59、2台GF-5固体发动机，其内部有3个上支撑机构和3个下支撑机构。下部整流罩由后柱段和倒锥段组成。
e)逃逸塔。逃逸塔由头锥、配重段、4台FG-58偏航俯仰发动机、1台FG-57发动机、1台FG-56发动机和尾裙组成，长度为8.35 m。
3．2动力装置系统
动力装置系统由一级、二级、助推发动机和增压输送系统组成。
芯一级发动机代号为DaFY10-1，由4台单机DaFY11-1通过机架并联组成。二级发动机代号为DaFY20-2,由主机DaFY21-2及游动发动机DaFY22-1通过机架并联组成。主机采用大喷管，游机采用短喷管(再生冷却方式)。助推发动机的代号为DaFY5-2。
3．3控制系统
控制系统箭上部分由制导系统、姿态控制系统、时序控制系统、电源配电系统和飞行控制软件组成。
a)制导系统。制导系统采用平台(捷联)-计算机方案，为提高可靠性，采用平台为主平台故障时切
换到捷联惯组的方式。计算机上实现了部件冗余，增加了冗余管理。主要体现在箭载计算机上采用
CPU、A／D和D／A三冗余。
一级为射程关机，二级主机按速度关机，二级游机按半长轴(或周期)关机。
b)姿态控制系统。姿态控制系统采用姿态角-姿态角速率-数字网络-摇摆发动机方案。为提高可靠性采取了以下冗余措施：相敏检波滤波装置、箭载计算机A／D变换采用三冗余，按2／1表决进行工作；箭载计算机D／A、综合放大器与伺服机构伺服阀前置级、反馈电位计均采用三冗余。
c)时序控制系统。采用由箭载计算机提供时序时间编码的电子时序控制方案，功率输出采用继电器。
d)电源配电系统。由电池、配电器、交直流二次电源和电缆网组成。
3 .4推进剂利用系统
推进剂利用系统采用二级发动机燃烧剂泵后分流开环调节方式，以干簧式液位传感器作为敏感元
件，调节阀门为执行机构。
推进剂利用系统由箭上设备燃烧剂液位传感器、氧化剂液位传感器、控制器、电机驱动器、电池、
调节阀门和箭上电缆网组成。其中，控制器的CPU及电路采用了三冗余。
3．5故障检测处理系统
故障检测处理系统有两个主要任务，一是检测火箭的重要参数，判断火箭故障，出现故障时向有关
系统发出逃逸指令和中止飞行指令，二是逃逸时完成逃逸飞行器的时序控制和火工品配电。
故障检测处理系统箭上设备包括故障检测处理器、指令控制器、逃逸程序控制器、火工品配电器和
电池。故障检测参数分别由遥测系统和控制系统提供，有5类1 8个，分别是：姿态角偏差(3)、箭体角速
率(3)、轴向过载(3)、逃逸塔分离信号(1)、助推器分离信号(4)、整流罩横纵向分离信号(各1)和平台切
换信号。
3 .6逃逸系统
逃逸系统的任务是当运载火箭抛整流罩前发生重大危险，威胁到宇航员的生命安全时，负责使宇航
员脱离危险区，并为宇航员的返回着陆提供必要的条件。逃逸系统由逃逸塔、上部整流罩、栅格翼及其
释放装置、上支撑机构、下支撑机构和灭火装置组成。逃逸系统的动力装置由逃逸主发动机、分离发
动机、偏航俯仰发动机、高空逃逸发动机和高空分离发动机组成。
在逃逸系统的工作范围(起飞至整流罩分离)内，逃逸模式分为两种，即有塔逃逸模式(模式I)和
无塔逃逸模式(模式Ⅱ)。模式I适用于火箭飞行O～120 s，模式Ⅱ适用于火箭飞行120~200．87 s。在
模式I中，60 s之前不要求火箭发动机关机，60 s之后需要火箭发动机关机。对应模式I的逃逸程序有
3种，对应模式Ⅱ的逃逸程序有1种。
3．7遥测系统
遥测系统的主要任务是：
a)测量、记录、发送火箭在飞行中的测量参数；
b)向故障检测处理系统实时提供一类检测参数向地面故障诊断系统实时提供一、二类遥测参
数；
c)逃逸后，测量、记录、发送逃逸飞行器的参数。
遥测系统箭上设备由S波段无线传输设备、磁记录及中间装置、传感器、变换器、电池和电缆网组
成。
3．8外测安全系统
外测安全系统与首区、航区的地面测控设备协同工作，完成外弹道测量任务、接受遥控逃逸指令并
传送给故障检测处理系统以及火箭的安全处理等任务。
外测安全系统的箭上设备包括干涉仪应答机、脉冲应答机、引导信标机、安全指令接收机、逃逸指
令接收机、控制器、电池、引爆器、爆炸器、激光合作目标和天线等。
3 .9附加系统
附加系统主要由耗尽关机信号系统、加注液位测量、推进剂测温、垂直度调整及地面总体综合测试
网组成。除总体综合测试网外，其余部分与其它长征火箭相同。
地面总体综合测试网有两项功能，一是辅助运载火箭的测试发控，二是为待发段逃逸提供检测参数。地面总体综合测试网由局域网络设备、网络服务器、微机、显示设备、打印设备、系统软件和应用软
件组成。
3．10地面设备系统
地面发射设备由发射设备、运输设备、吊装设备、加注设备、供气设备、供配电设备和瞄准设备等
组成。
4 设计思想
在保证满足工程大总体提出的轨道及运载能力、入轨条件、应急逃逸、测发方式和飞行过载等设计指标的基础上，确保运载火箭可靠性和航天员的安全性，是CZ-2F火箭研制工作总的指导原则。
在火箭的设计方案、系统设计和产品设计中尽可能实现“一度故障工作，二度故障安全”的设计思想。
为保证运载火箭设计的可靠性和安全性，总体设计的指导思想是：
a)采用成熟设计技术和生产工艺。长征火箭经历几十年的发展历程，通过实践积累了相当丰富的设计、工艺生产成果，并形成了一系列的标准或设计准则。火箭产品也经过了多次飞行试验的考验，性能稳定，可靠性很高。CZ-2F火箭研制应充分借鉴或继承这些技术和产品，使火箭的基础可靠性得到有力的保障。
b)广泛采用冗余设计技术、裕度设计技术。由于受到系统复杂程度和元器件质量水平的限制，必须进行冗余设计才能实现火箭整体的可靠性设计指标。对可靠性影响比较大的且可以实现冗余的产品进行冗余设计。对不能进行冗余设计的产品，如火箭的部段结构、性能指标等进行裕度设计。
c)采用钝感火工品，降低了火工品误爆的概率，提高安全性。
d)以高可靠性为基础，研制故障检测处理系统和逃逸系统。保证正常飞行时对其他系统的影响最小，火箭发生故障需要逃逸时对其他系统的依赖也尽可能少。
5 火箭特色
为了适应载人飞行的要求，对CZ-2F火箭在以下几个方面进行了改进设计：
a)提高可靠性，将可靠性指标由O .91提高到O .97；
b)增加安全性要求，安全性指标为O .997。为实现航天员的安全性指标，火箭增加了故障检测处理系统和逃逸系统。控制系统、遥测系统、外安系统按照逃逸的要求增加或修改了相应的功能，并按照载人的要求进行了可靠性、安全性设计；
c)采用垂直总装、垂直测试、垂直运输和远距离测试发控方式；
d)火箭总体，包括轨道、气动、载荷、环境、机械电气接口和发射场总装工艺流程等均进行了重新设计；
CZ-2F火箭有如下特色：
a)仪器舱以下部分，除助推器增长768 mm外，其他均与CZ-2E的构型相同。由于有效载荷为载人飞船且需要增加逃逸救生系统，因此仪器舱以上部分—整流罩和逃逸塔等为全新设计，这部分是与其他运载火箭完全不同的。
b)非逃逸情况下，整流罩以下部分的热环境与CZ-2E火箭的热环境条件相同。逃逸过程的热环境按照逃逸时发动机工作的条件制定，整流罩内部的仪器设备也按照逃逸的热环境条件进行设计和考核。逃逸热环境条件是CZ-2F火箭所特有的。
c)CZ-2F火箭一个特有的力学环境是垂直运输方式引起的低频振动，因此，电气系统设计和结构设计都按照通过运输试验验证的低频条件进行了设计和实验验证。
d)酒泉卫星发射中心少雨、少雷电、湿度低。但其昼夜温差大，风沙多。针对这些特点，在发射场采取了技术厂房调温，发射塔架封闭，缩短在发射区停留时间的措施，克服了这些不利因素。但是为了
高可靠性，火箭的自然温度环境设计条件仍然为+50℃～-40℃(电气系统-35℃）。
e)分离装置除整流罩纵向解锁装置外，均采用了成熟的连接形式和设计技术。全箭采用了钝感火工品，降低了火工品误爆的概率堤高了安全性。
f)控制系统的体制与CZ-2E火箭的基本相同，但为大幅度提高可靠性，实现关键单机的冗余，其冗余技术采用的广泛程度是国内运载火箭所独有的。
g)遥测系统不但要监测正常火箭的参数，还要负责采集逃逸时逃逸飞行器的参数，不但要给地面传输参数，还要给箭上故检系统传送一类参数，传输到地面的部分参数还要参与火箭的地面故障诊断。任务的性质决定了对遥测系统有比其它火箭更高的可靠性要求。
h)外安系统除完成外弹道测量任务和故障火箭遥控安全处理任务外，还增加了接收地面无线逃逸指令的任务。安控原则也发生了质的变化，即先逃逸、后安控。
总之，在CZ-2F火箭研制中，进行了大量且有效的设计改进，保证了首次载人飞行的圆满成功。
CZ-2F火箭主要技术参数
长二F典型的飞行时序（印象中程序转弯是在T+10.0s）：
要顶一下了！
呵呵！
呵呵！
给长二系列升级，直接打空间站主舱段。
{:Bingo:}
学习了
学习了
好是好，可惜又要换代了
强大的火箭是航天强国的基础保证
回复 3# aliasmaya
程序转弯是在第十一秒时..
程序转弯是在第十一秒时..
现在大推要靠长5了
如果不是毒火箭，就更好了。
坐等10楼的挖坟党杯具