超级军网为什么CZ2F比联盟火箭重得多？
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 00:41:23
同样是近地轨道8吨的运载能力，毛子的联盟火箭+联盟飞船才310吨，我们的CZ2F+神舟就有480吨
四氧化二氮/偏二甲阱的密度比液氧/煤油大很多么？同样是近地轨道8吨的运载能力，毛子的联盟火箭+联盟飞船才310吨，我们的CZ2F+神舟就有480吨
四氧化二氮/偏二甲阱的密度比液氧/煤油大很多么？
四氧化二氮/偏二甲阱的密度比液氧/煤油大很多么？同样是近地轨道8吨的运载能力，毛子的联盟火箭+联盟飞船才310吨，我们的CZ2F+神舟就有480吨
四氧化二氮/偏二甲阱的密度比液氧/煤油大很多么？
还是煤油液氧好，长征5号助推器就改成煤油液氧了。
别的条件不说，联盟TMA的起飞重量是7.1t，神舟可是有8t左右。
除了M2F的有效载荷比较大的原因，还因为煤油液氧的能量密度要大一些
]]
毛子很坏啊，RD-180卖美国,RD-190卖韩国，只卖我们RD-120。:D
呵呵 没办法啊:D
把技术卖给比自己先进的人手里是一笔正常的买卖,即使不卖他,他也有这样的技术.
把技术卖给具备挑战你的人手里,最聪明的做法就是卖的技术越落后越好,这都让TG变着法的搞出120T的推力了,如果真发傻卖他RD-170,搞不好一不留神,让TG跑到了毛子的前面,让老毛子在江湖上还怎么混?
把好东西卖给印度或韩国,即能赚暴利,又放心,正所谓你办事,我放心.呵呵!
把技术卖给具备挑战你的人手里,最聪明的做法就是卖的技术越落后越好,这都让TG变着法的搞出120T的推力了,如果真发傻卖他RD-170,搞不好一不留神,让TG跑到了毛子的前面,让老毛子在江湖上还怎么混?
把好东西卖给印度或韩国,即能赚暴利,又放心,正所谓你办事,我放心.呵呵!
毛子的联盟火箭+联盟飞船才310吨???
看来肼燃料发动机的比冲比煤油低很多啊
查了一下，联盟是411吨，LEO 7T而已啊
原帖由 纯子 于 2008-9-20 15:56 发表
你太可笑了，联盟TMA就是个天地往返工具，有必要搞得复杂吗？重就是先进吗，还不是三个人三仓结构，有本质区别吗？
本帖讨论的是火箭发射重量问题，我说神舟比较重有问题吗？另外，我有说神舟、联盟更哪个先进吗？
麻烦你评价别人的帖子之前眼睛看清楚点。
]]
这么对比没必要,
原帖由 sonicz 于 2008-9-21 11:47 发表
CZ2F低轨运载能力9.5吨，起飞重量480吨。
联盟低轨运载能力7.2吨，起飞重量311吨很正常啊，何况还是煤油发动机。
CZ2F换成煤油发动机低轨运载能力至少可以达到11~12吨。
正解啊
这么对比没必要
接下来还是要期待我们自己的大氢氧和大固推啊。
长征2E就有9.2吨的近地轨道运载能力了，为什么在长征2E上发展的载人飞船专用火箭长征2F的近地轨道运载能力就只要8吨了？应该是飞船重8吨，而火箭还有1.2吨的剩余运载能力吧！
又见G叫主！！:D :D
拜一个~
拜一个~
]]
没技术，土鳖还想用液氧液氢呢。
今天看中央10套节目，明确说牺牲一些载重换来更高的可靠性。所以2F载重肯定会小一些，为了安全。
原帖由 leonhlh 于 2008-9-21 19:11 发表
因为逃逸塔和相关载人航天的设备是需要额外重量的
另外我一直误以为咱们选那个有毒的肼作为燃料是因为比冲比比煤油高呢。
我很疑惑，干嘛当年不选煤油。。。。。。。。
CZ-2是从东风5发展来的,当时战略导弹的燃料要考虑可储藏的,所以选了四氧化二氮/偏二甲肼
联盟低轨运载能力7.2吨，起飞重量311吨很正常啊，何况还是煤油发动机。
CZ2F换成煤油发动机低轨运载能力至少可以达到11~12吨。
查了一下，联盟TMA重7220kg，如果联盟火箭近地运载能力7.2吨的话，已经是极限运力了？
CZ2F换成煤油发动机低轨运载能力至少可以达到11~12吨。
查了一下，联盟TMA重7220kg，如果联盟火箭近地运载能力7.2吨的话，已经是极限运力了？
维基上联盟FG火箭的资料 7,100 kg for Soyuz-FG and 7,800 kg for Soyuz-FG/Fregat
很诡异啊。。
很诡异啊。。
原帖由 leonhlh 于 2008-9-21 19:11 发表
因为逃逸塔和相关载人航天的设备是需要额外重量的
另外我一直误以为咱们选那个有毒的肼作为燃料是因为比冲比比煤油高呢。
我很疑惑，干嘛当年不选煤油。。。。。。。。
因为这两种物质相遇立刻自行反映燃烧
慢慢来，悍马能拉，拖拉机也行
原帖由 SaturnV 于 2008-9-22 14:47 发表
这有什么好显摆的:o美帝的F-1额定推力为700吨左右，但实际地面试验时最大推力超过了800吨(RD-170的地面推力也就750吨左右)牛B不:D
就不要拿出低比冲的货显摆了！！;P
原帖由 纯子 于 2008-9-23 20:02 发表
老兄，别拿F!实验数据说事。RD170额定地面推理就是740吨，谁告诉你是最大值？你也只是抓住这点把柄。告诉你，土星五号如果装上五台RD170的话，LEO将远大于127吨，
那是肯定的！就冲170那比冲！:D
RD170的数据
Mass: 8755 kg
Length: 3.56m
Length: 3.56m
Propellants: Kerosene/Liquid Oxygen.
ISP: 336 Vacuum
Thrust: 7903 KN.
Mass: 8755 kg
Length: 3.56m
Length: 3.56m
Propellants: Kerosene/Liquid Oxygen.
ISP: 336 Vacuum
Thrust: 7903 KN.
RD170结构图
但是说到底RD170还是两个燃烧室啊。总比不上单燃烧室的F1啊。
请教我们的YF100和RD120，NK33的具体指标和发展介绍
我在网上查了一下长5的3.35米芯级中型火箭的运载能力，数据差别很大，网上流传的基本上是第一行数据，可是我更加相信第二行数据，方案A很有可能发射神舟飞船的无人对接器，或叫小型空间实验室。
方案 A B C D E F
箭体高度/m 58 54 48 55 53 43
直径/m 7.85 7.85 3.35 7.85 7.85 3.35
长细比 7.4 6.9 14.3 7 6.8 12.8
发动机台数 10 8 4 12 10 6
起飞重量/t 540 380 195 520 390 203
起飞推力/kN7200 4800 2400 7200 4800 2400
起飞推重比 1.36 1.29 1.26 1.41 1.26 1.21
运载能力/t 10(LEO) 6(LEO) 3(LEO) 6(GTO) 4(GTO) 1.8(GTO)
运载能力/t 14(LEO) 8(LEO) 4.3(LEO) 7(GTO) 4(GTO) 2.1(GTO)
方案 A B C D E F
箭体高度/m 58 54 48 55 53 43
直径/m 7.85 7.85 3.35 7.85 7.85 3.35
长细比 7.4 6.9 14.3 7 6.8 12.8
发动机台数 10 8 4 12 10 6
起飞重量/t 540 380 195 520 390 203
起飞推力/kN7200 4800 2400 7200 4800 2400
起飞推重比 1.36 1.29 1.26 1.41 1.26 1.21
运载能力/t 10(LEO) 6(LEO) 3(LEO) 6(GTO) 4(GTO) 1.8(GTO)
运载能力/t 14(LEO) 8(LEO) 4.3(LEO) 7(GTO) 4(GTO) 2.1(GTO)
百度抄来的
YF100火箭发动机
YF100火箭发动机是我国新一代运载火箭(即长征五号)的主要动力之一(另有YF50发动机)。
这是一种液氧煤油分级燃烧循环火箭发动机，是我国1990年代中期研发的八十五吨推力发动机的挖潜型。它采用先进的富氧预燃分级燃烧循环，有主涡轮泵两台，其中氧泵为单级，煤油泵为两级，均为预燃室富氧燃气驱动。有预压泵两台，其中煤油预压泵由主煤油泵一级高压煤油分出一支驱动，驱动后介质进入低压煤油主流，液氧预压泵富氧燃气驱动，驱动后介质亦进入低压液氧主流（这与苏/俄RD170高性能发动机相同）。总体而言，其整个动力循环相当先进。
其最大真空推力达140吨，真空比冲达337秒，可以65%节流以调节推力。
YF100火箭发动机
YF100火箭发动机是我国新一代运载火箭(即长征五号)的主要动力之一(另有YF50发动机)。
这是一种液氧煤油分级燃烧循环火箭发动机，是我国1990年代中期研发的八十五吨推力发动机的挖潜型。它采用先进的富氧预燃分级燃烧循环，有主涡轮泵两台，其中氧泵为单级，煤油泵为两级，均为预燃室富氧燃气驱动。有预压泵两台，其中煤油预压泵由主煤油泵一级高压煤油分出一支驱动，驱动后介质进入低压煤油主流，液氧预压泵富氧燃气驱动，驱动后介质亦进入低压液氧主流（这与苏/俄RD170高性能发动机相同）。总体而言，其整个动力循环相当先进。
其最大真空推力达140吨，真空比冲达337秒，可以65%节流以调节推力。
]]
NK-33火箭发动机
维基百科，自由的百科全书
跳转到: 导航, 搜索
NK-33-1模型NK-33和NK-43是苏联60年末70年代初由库兹涅佐夫设计局设计制造的火箭发动机。用于登月火箭N1。NK-33的推重比是当前发动机领域最高的，同时其比冲也达到了很高的数值。
NK-43与NK-33类似，但是用于上面级的。它喷嘴较长，在高空空气稀薄的环境下工作效率较高。其产生的推力和比冲更大，但也更长更重。
目录 [隐藏]
1 技术
2 历史
3 后期利用
4 参数
5 参考
[编辑] 技术
NK-33和-43分别源自早期和NK-15和NK-15V发动机。
该发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机，采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由于富氧排气可能烧穿燃烧室臂，因而这种类型的发动机是比较少见的。美国从未在富氧发动机领域有过成功经验，而苏联在冶金方面的优势使之有制造这种发动机的基础。由于NK-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和没油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮泵。由于nk-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和没油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮泵。这使NK-33有着最高的真空推重比----136.66:1。[1] 即便是更重的NK-43，其真空推重比也达到了120:1。[2]
富氧技术还用在了RD-170和RD-180以及RD-174/-191上。然而由于这些发动机都采用了多燃烧室和多喷嘴设计，以致它们无法再达到NK-33的高推重比。
[编辑] 历史
N-1原本是在第一级使用NK-15发动机，在第二级使用NK-15V。然而N1发射的接连失败是这项工程没有了下文。 而N1的改进还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造为NK-33和NK-43。 改造后的N1就是N1F。由于在登月竞赛上失利，苏联不得不重新设计新的重型运载火箭能源号。 因此，N1F从未试飞。
随着N1工程的停工，政府下令毁掉一切资料，一个政府官员接管了这些发动机，将它们存放在仓库中。 发动机的消息最后传到了美国。将近30年后，一些尚存怀疑态度的技术人员被带到仓库。 随后，其中一台发动机被带回美国，在精确测定发动机性能后，其技术参数才被公之于众。
[编辑] 后期利用
至于用剩下的NK-33做什么时常成为争论焦点。 当时超前的设计理念使这批发动机至今仍有利用价值。喷气飞机公司已将NK-33和NK-43分别重命名为AJ26-58AJ26-59。基斯特勒航空航天公司，即现在的基斯特勒火箭飞机公司 (RpK)用三台NK-33和NK-43设计了K-1火箭。
RSC能源公司打算用一台NK-33来驱动新运载器“Aurora-L.SK”。[3]
还有提议用NK-33替换联盟号中间的RD-108，或者再用四台NK-33替换四个推进发动机 RD-107。通过减轻飞船重量来增加有效载荷，而且使用仓库存货也能降低飞船造价。
“Aurora”和“联盟-3”替换计划都面临一个现实问题，就是NK-33的现存数量不是很多，难以用在每年频繁发射的联盟飞船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的发动机数量比较少。
轨道科学公司打算在新研制的“金牛II”型运载火箭的第一级使用两台NK-33。
[编辑] 参数
项目 NK-33 NK-43
推力 1,505 kN/339,000磅力（海平面） 1,753.8 kN/395,000磅力
比冲 297s 346s
重量 1,235 kg/2,725 lb 1,473 kg/3,250 lb
推进剂 液氧/精炼煤油
混合比 2.6:1
喷口面积比 27:1 80:1
推重比 136:1 120:1
维基百科，自由的百科全书
跳转到: 导航, 搜索
NK-33-1模型NK-33和NK-43是苏联60年末70年代初由库兹涅佐夫设计局设计制造的火箭发动机。用于登月火箭N1。NK-33的推重比是当前发动机领域最高的，同时其比冲也达到了很高的数值。
NK-43与NK-33类似，但是用于上面级的。它喷嘴较长，在高空空气稀薄的环境下工作效率较高。其产生的推力和比冲更大，但也更长更重。
目录 [隐藏]
1 技术
2 历史
3 后期利用
4 参数
5 参考
[编辑] 技术
NK-33和-43分别源自早期和NK-15和NK-15V发动机。
该发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机，采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由于富氧排气可能烧穿燃烧室臂，因而这种类型的发动机是比较少见的。美国从未在富氧发动机领域有过成功经验，而苏联在冶金方面的优势使之有制造这种发动机的基础。由于NK-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和没油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮泵。由于nk-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和没油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮泵。这使NK-33有着最高的真空推重比----136.66:1。[1] 即便是更重的NK-43，其真空推重比也达到了120:1。[2]
富氧技术还用在了RD-170和RD-180以及RD-174/-191上。然而由于这些发动机都采用了多燃烧室和多喷嘴设计，以致它们无法再达到NK-33的高推重比。
[编辑] 历史
N-1原本是在第一级使用NK-15发动机，在第二级使用NK-15V。然而N1发射的接连失败是这项工程没有了下文。 而N1的改进还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造为NK-33和NK-43。 改造后的N1就是N1F。由于在登月竞赛上失利，苏联不得不重新设计新的重型运载火箭能源号。 因此，N1F从未试飞。
随着N1工程的停工，政府下令毁掉一切资料，一个政府官员接管了这些发动机，将它们存放在仓库中。 发动机的消息最后传到了美国。将近30年后，一些尚存怀疑态度的技术人员被带到仓库。 随后，其中一台发动机被带回美国，在精确测定发动机性能后，其技术参数才被公之于众。
[编辑] 后期利用
至于用剩下的NK-33做什么时常成为争论焦点。 当时超前的设计理念使这批发动机至今仍有利用价值。喷气飞机公司已将NK-33和NK-43分别重命名为AJ26-58AJ26-59。基斯特勒航空航天公司，即现在的基斯特勒火箭飞机公司 (RpK)用三台NK-33和NK-43设计了K-1火箭。
RSC能源公司打算用一台NK-33来驱动新运载器“Aurora-L.SK”。[3]
还有提议用NK-33替换联盟号中间的RD-108，或者再用四台NK-33替换四个推进发动机 RD-107。通过减轻飞船重量来增加有效载荷，而且使用仓库存货也能降低飞船造价。
“Aurora”和“联盟-3”替换计划都面临一个现实问题，就是NK-33的现存数量不是很多，难以用在每年频繁发射的联盟飞船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的发动机数量比较少。
轨道科学公司打算在新研制的“金牛II”型运载火箭的第一级使用两台NK-33。
[编辑] 参数
项目 NK-33 NK-43
推力 1,505 kN/339,000磅力（海平面） 1,753.8 kN/395,000磅力
比冲 297s 346s
重量 1,235 kg/2,725 lb 1,473 kg/3,250 lb
推进剂 液氧/精炼煤油
混合比 2.6:1
喷口面积比 27:1 80:1
推重比 136:1 120:1
RD-180火箭发动机
维基百科，自由的百科全书
跳转到: 导航, 搜索
RD-180是俄罗斯的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机，由RD-170系列衍生而来。于RD-170相同，RD-180也是共享涡轮泵。RD-180的使用权已被通用动力公司航天部门取得（后来易手给洛克马丁），主要是90年代时用来开发改进型一次性运载火箭（EELV）和阿特拉斯运载火箭。考虑到这些火箭既要满足军用，又要用于商业发射，因此普惠公司也加入发动机合作项目。发动机的生产全部在俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）和普惠公司组成的合资公司。
RD-180以煤油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱RD-170的富氧预燃室设计，使发动机效率更高。喷嘴的活动由四个液压缸支持。
RD-180首先被使用在阿特拉斯IIA-R火箭上，也就是阿特拉斯IIA加字母R。（R代表俄罗斯，因为火箭采用了俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为阿特拉斯三号。另有项目在研究是否可以将这款发动机用于阿特拉斯五号的公共助推核心。
当初洛克马丁用来做结构测试和频率响应测试的那台RD-180陈列在第23界G8峰会美国总统克林顿和俄罗斯总统叶利钦会晤的地方。
[编辑] 技术参数
真空推力：933,400 磅力(4.15 MN)
真空比冲：338 s (3,313 N·s/kg)
海平面比冲：311 s (3,053 N·s/kg)
重量：12,081 lb (5,480 kg)
直径：124 英尺 (3.15 m)
长度：140 英尺 (3.56 m)
燃烧室数： 2个
燃烧室压力： 257 bar / 3,722 psia (25.7 MPa)
喷嘴面积比： 36.87:1
混合比：2.72:1（氧化剂:燃料）
推重比: 78.44:1
维基百科，自由的百科全书
跳转到: 导航, 搜索
RD-180是俄罗斯的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机，由RD-170系列衍生而来。于RD-170相同，RD-180也是共享涡轮泵。RD-180的使用权已被通用动力公司航天部门取得（后来易手给洛克马丁），主要是90年代时用来开发改进型一次性运载火箭（EELV）和阿特拉斯运载火箭。考虑到这些火箭既要满足军用，又要用于商业发射，因此普惠公司也加入发动机合作项目。发动机的生产全部在俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）和普惠公司组成的合资公司。
RD-180以煤油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱RD-170的富氧预燃室设计，使发动机效率更高。喷嘴的活动由四个液压缸支持。
RD-180首先被使用在阿特拉斯IIA-R火箭上，也就是阿特拉斯IIA加字母R。（R代表俄罗斯，因为火箭采用了俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为阿特拉斯三号。另有项目在研究是否可以将这款发动机用于阿特拉斯五号的公共助推核心。
当初洛克马丁用来做结构测试和频率响应测试的那台RD-180陈列在第23界G8峰会美国总统克林顿和俄罗斯总统叶利钦会晤的地方。
[编辑] 技术参数
真空推力：933,400 磅力(4.15 MN)
真空比冲：338 s (3,313 N·s/kg)
海平面比冲：311 s (3,053 N·s/kg)
重量：12,081 lb (5,480 kg)
直径：124 英尺 (3.15 m)
长度：140 英尺 (3.56 m)
燃烧室数： 2个
燃烧室压力： 257 bar / 3,722 psia (25.7 MPa)
喷嘴面积比： 36.87:1
混合比：2.72:1（氧化剂:燃料）
推重比: 78.44:1
YF系列火箭发动机是中国为长征系列运载火箭研发的火箭液态发动机系列，YF取自液态和发动机第一字的首字母。
[编辑] 研发史
[编辑] 发动机系列
代号 推力(KN) 比冲(s) 净重(kg) 长度(m) 直径(m) 推进剂 混合比 应用 备注
YF-1 255 240 2.0 硝酸27S/偏二甲苯 CZ-1第一级
YF-1A 275 243 2.0 硝酸27S/偏二甲苯 CZ-1D第一级
YF-2 1020 240 1180 2.65 2.25 硝酸27S/偏二甲苯 2.46 CZ-1第一级
YF-2A 1101 243 2.0 硝酸27S/偏二甲苯 CZ-1D第一级
YF-3 320 287 350 2.45 1.55 硝酸27S/偏二甲苯 2.48 CZ-1第二级
YF-20 696 259 712.5 联氨/偏二甲苯 FB-1，CZ-2C第一级
YF-20B 731.5 259 712.5 0.84 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2D、2E、3、3A、3B、3C、4A、4B第一级，CZ-2E的助推器
YF-21 2785 259 2850 3.3 3.5 联氨/偏二甲苯 FB-1，CZ-2C第一级
YF-21B 2962 260 2850 3.3 3.5 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2D、2E、3、3A、3B、3C、4A、4B第一级
YF-22 720 289 联氨/偏二甲苯 FB-1、CZ-2C、2D、3、4A第二级[1]
YF-22B 738 296 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2E、3、3A、3B、3C、4B第二级
YF-23/23F 46 282 联氨/偏二甲苯 FB-1、CZ-2C、2D、3、4A第二级 游离发动机
YF-23B 47 289 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2E、3A、3B、3C、4B第二级 游离发动机
YF-24/24F 766 875 3.46 3.3 联氨/偏二甲苯 FB-1、CZ-2C、3、2D、4A第二级
YF-24B/24D 789 957 3.48 3.3 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2E、3A、3B、4B第二级
YF-40 100 306 166 1.2 0.65 联氨/偏二甲苯 CZ-1D第二级 CZ-4A、4B第三级
YF-73 44.43 420 236 1.43 2.22 液氢/液氧 5.0 CZ-3第三级
YF-75 78.45 437 245 2.8 3.0 液氢/液氧 5.0 CZ-3A、3B、3C第三级
YF-77 673 438 液氢/液氧 5.45 CZ-5第三级
YF-100 1223.5 300 煤油/液氧 2.7 CZ-5第一级
[编辑] 研发史
[编辑] 发动机系列
代号 推力(KN) 比冲(s) 净重(kg) 长度(m) 直径(m) 推进剂 混合比 应用 备注
YF-1 255 240 2.0 硝酸27S/偏二甲苯 CZ-1第一级
YF-1A 275 243 2.0 硝酸27S/偏二甲苯 CZ-1D第一级
YF-2 1020 240 1180 2.65 2.25 硝酸27S/偏二甲苯 2.46 CZ-1第一级
YF-2A 1101 243 2.0 硝酸27S/偏二甲苯 CZ-1D第一级
YF-3 320 287 350 2.45 1.55 硝酸27S/偏二甲苯 2.48 CZ-1第二级
YF-20 696 259 712.5 联氨/偏二甲苯 FB-1，CZ-2C第一级
YF-20B 731.5 259 712.5 0.84 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2D、2E、3、3A、3B、3C、4A、4B第一级，CZ-2E的助推器
YF-21 2785 259 2850 3.3 3.5 联氨/偏二甲苯 FB-1，CZ-2C第一级
YF-21B 2962 260 2850 3.3 3.5 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2D、2E、3、3A、3B、3C、4A、4B第一级
YF-22 720 289 联氨/偏二甲苯 FB-1、CZ-2C、2D、3、4A第二级[1]
YF-22B 738 296 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2E、3、3A、3B、3C、4B第二级
YF-23/23F 46 282 联氨/偏二甲苯 FB-1、CZ-2C、2D、3、4A第二级 游离发动机
YF-23B 47 289 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2E、3A、3B、3C、4B第二级 游离发动机
YF-24/24F 766 875 3.46 3.3 联氨/偏二甲苯 FB-1、CZ-2C、3、2D、4A第二级
YF-24B/24D 789 957 3.48 3.3 联氨/偏二甲苯 CZ-2C、2E、3A、3B、4B第二级
YF-40 100 306 166 1.2 0.65 联氨/偏二甲苯 CZ-1D第二级 CZ-4A、4B第三级
YF-73 44.43 420 236 1.43 2.22 液氢/液氧 5.0 CZ-3第三级
YF-75 78.45 437 245 2.8 3.0 液氢/液氧 5.0 CZ-3A、3B、3C第三级
YF-77 673 438 液氢/液氧 5.45 CZ-5第三级
YF-100 1223.5 300 煤油/液氧 2.7 CZ-5第一级