长征二号运载火箭

长征二号运载火箭（中文缩写CZ-2，英文缩写LM-2^[8]）由中国航天科技集团有限公司研制^[6]。主要用于发射低地球轨道和太阳同步轨道卫星^[7]。

该系列的基本型长征二号，源于远程弹道导弹东风五号，用于发射返回式遥感卫星^[9]。研制阶段突破多项关键技术：3.35米直径铝铜合金推进剂贮箱；四氧化二氮/偏二甲肼jǐng常温推进剂；推进剂自生增压系统；平台——计算机制导方案；摇摆发动机姿态控制技术，奠定了第一代长征火箭的技术基础^{[7][10][11][12][13]}。

1974年11月5日长征二号首飞^[1]。以该型号为蓝本，通过加长贮箱、捆绑助推器等方式，先后衍生出长征二号甲、长征二号丙、长征二号丁、长征二号E、长征二号F运载火箭，构成第一代长征运载火箭的基本型谱^[14][15][16]。

人造卫星是高精尖科学技术的标志之一。研制并发射人造卫星，在经济、军事和科学技术层面均有重要意义。据此，中国科学院提出《关于发展我国人造卫星工作规划方案的建议》，采取循序渐进的的方针发展中国的人造卫星。^[17]

东方红一号卫星发射成功后，我国于1966年启动返回式遥感卫星的研制工作。这种卫星携带一台可见光地物相机，在轨道上拍摄地面预定区域。完成拍摄任务后，装有胶片盒的返回舱脱离轨道回到地面，由地面人员回收遥感资料^[18]。由于其发射质量达1800千克，长征一号已经无法胜任发射任务^[19]。科研人员以远程弹道导弹东风五号为原型，提出长征二号方案^[9]。

1965年，长征二号进入总体设计阶段。科研人员对多项重要分系统和关键技术展开论证、攻关。^[11]

推进剂贮箱作为火箭的主要部件，既是贮存推进剂的容器，也是主承力结构。长征二号系列选择铝铜合金作为结构材料，比铝镁合金方案减重30%左右。^[10]

1964年秋，火箭发动机论证工作启动。对于燃烧剂的选择，提出混肼-50、偏二甲肼和无水肼。经过比较，偏二甲肼在工况条件下冷却性能良好、燃烧稳定且效率较高。对于氧化剂的选择，提出液氧和四氧化二氮两种方案。经过比较，四氧化二氮与偏二甲肼匹配可实现自燃（无需额外的点火装置）并具有高空点火能力、维护使用方便。这两种成分可在常温环境下长期贮存，日常维护比低温推进剂简单。^[11]

长征二号系列采用四氧化二氮蒸发器（氧化剂系统）/降温器（燃烧剂系统）自生增压方案，大幅降低系统质量、缩小系统尺寸。^[20]

长征一号及之前的弹道导弹型号，均采用燃气舵控制飞行方向。为实现对长征二号这种量级火箭的有效控制，如果沿用燃气舵方案需要加大舵面尺寸、降低发动机比冲、增加结构质量；采用摇摆发动机方案才能提供所需控制力矩。通过长征二号的研制，中国科研人员先后解决发动机总体布局、摇摆软管、液压伺服机构等问题，成功掌握摇摆发动机技术。^[12]

方案设计阶段，曾提出两种方案：1.沿用一子级发动机；2.研制全新的高空发动机。在确定二子级游动发动机小泵方案和小推力滑行方案后，二子级发动机决定选择方案一，压缩了研制周期和成本。^[21]

1965年—1967年间，经过充分论证决定采用平台——计算机方案。该方案计算简单，无需输出高精度角度值，可依托箭载计算机实现制导运算，开辟了中国运载火箭制导技术的新路径。^[21]

1965年12月-1967年8月，喷注器方案进行了16次燃烧试验，确定了喷注器和推力室头部的设计方案。^[22]

1967年6月，自生增压方案进行第一次试验。^[23]

截至1968年初，长征二号已经完成一、二级伺服机构冷摆试验，铝铜合金小样焊接试验，9次发动机单机试验。这些成果成为长征二号确定设计方案的技术基础。^[24]

1969年6月，一子级四机并联摇摆试车获得成功。1966年7月-1968年11月，用于一子级发动机的涡轮泵进行了28次试验。^[25]

1969年12月，一子级发动机单机首次摇摆热试车获得成功。^[26]

由于长征二号结构复杂、质量大且技术状态新，需要进行弹性振动特性试验。具体分为箭体绕纵轴和横向两项弹性振动特性试验。通过试验，检验了计算结果，确定了陀螺、加速度表的安装位置和结构强化方案。^[27]

1970年11月，二子级火箭进行全系统试车。在接近飞行条件的情况下，对火箭各系统进行综合性测试。^[27]

1974年11月5日长征二号首飞，因姿态失稳自毁。1975年11月26日，长征二号第二次实施轨道飞行试验，成功将中国第一颗返回式遥感卫星送入预定轨道^[28]。中国自此成为世界上第3个掌握航天返回技术和航天遥感技术的国家^[1]。

以长征二号为蓝本，先后衍生出长征二号丙、长征二号丁、长征二号E、长征二号F运载火箭，构成第一代长征运载火箭的基本型谱。^[14]

在长征二号基础上加长贮箱、增加发动机推力的改进型号，主要用于发射低地球轨道和太阳同步轨道卫星^[15]。长征二号丙于1982年9月9日首飞后，经过不断改进，形成长征二号丙/SD、长征二号丙/SM、长征二号丙/SMA长二丙/远征一号S等多种构型^[29][30][31]。

简称“长二捆”，中国第一型捆绑式运载火箭。该型号在长征二号丙火箭基础上继续加长，进一步增加推进剂加注量；同时在一子级捆绑4枚2.25米直径助推器，卫星整流罩最大直径4.2米^[16]。20世纪80年代，为了给中型运载火箭方案创造立项条件，中国主动出击国际航天发射市场。1988年，中国和美国休斯公司签署澳大利亚通信卫星（简称“澳星”）的发射合同。从1989年1月开始，历时18个月完成“长二捆”研制。1990年7月16日，“长二捆”首飞，将澳星模拟星和巴基斯坦科学试验卫星送入预定轨道^[32]。“长二捆”共计执行7次轨道飞行任务，现已退役^[33]。

按照发射载人飞船的可靠性（高于97%）、安全性要求，以长征二号E火箭为蓝本改进而来。具备发射神舟飞船（Y构型）和目标飞行器（T构型）两种技术状态^[34]。2003年10月15日，中国第一位航天员杨利伟由长征二号F送入太空，实现中国人遨游太空零的突破^[35]。2022年8月5日，长征二号F成功发射可重复使用试验航天器，拓展了该型火箭的应用范围^[36]。

由去掉三子级的长征四号甲改进而来。主要用于发射低地球轨道和太阳同步轨道卫星^[37]。长征二号丁于1992年8月9日首飞，成功将返回式遥感卫星送入预定轨道^[38]。

长征二号系列火箭包含多个子型号，总体设计基本一致。箭体构型分为二级火箭（CZ-2C/D）或二级半火箭（CZ-2E/F）。一子级装有4台摇摆发动机，总推力280吨；二子级装有1台推力为73吨的主发动机和4台总推力为4.7吨的游动发动机。控制系统采用全惯性平台计算机制导方案，遥测系统采用大容量遥测设备和可回收磁记录设备。^[39]

箭体结构自上而下由整流罩(发射返回式遥感卫星时不用)、仪器舱、各子级氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱、后过渡段、尾段及导管活门等组成。^[40]

箭体结构的主要材料是高强度铝铜合金，推进剂比重较大的氧化剂箱在前，使火箭质心尽量靠前，仪器舱在二级顶部，远离振源，各系统的仪器基本上是沿周向均布，使各部段质心尽量落在火箭的纵轴上。^[40]

一子级箭体由级间段、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱、后过渡段、尾段及导管活门等组成。其中，级间段由级间壳体和级间排焰结构组成。级间壳体是以桁条为框架，铆接蒙皮而成的圆柱形壳体。二级构型火箭采用杆式结构（又称级间杆系），由32根合金钢管构成承力构架^[40]；二级半构型火箭采用壳式开排焰舱口结构，减轻质量的同时提高了结构的抗扭刚度^[41]。

氧化剂箱和燃烧剂箱均为承力式贮箱。除燃烧剂箱后底外，形状基本相同，均由椭球形箱底（燃烧剂箱后底半锥角为50°的锥形底)、箱筒段，前后短壳及箱内防晃板、防旋器、增压溢出管等组成。^[40]

氧化剂箱和燃烧剂箱之间的承力壳段，是以桁条为框架，铆接蒙皮而成的圆柱形壳体。壳体上开有设备检查窗。^[40]

位于尾段和燃料箱之间的过渡壳段。飞行阶段，承受发动机架传来的集中力；地面阶段，起到4个发射支点集中力的过渡和扩散作用。由4块高强铝合金整体加强肋化铣壁板焊接而成。^[40]

以桁条为框架，铆接蒙皮而成的圆柱形壳体。底部有玻璃钢防热板和硅橡胶防热软裙。^[40]

二子级箭体由仪器舱、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱、导管活门等组成。^[40]

承担两项功能：1.支撑有效载荷(针对发射返回式遥感卫星的子型号)。2.容纳各系统仪器设备。壳体上开有设备检查窗。^[40]

形状基本相同，都是薄壳承力结构。由箱筒段、椭球形箱底和前后短壳以及箱内防晃板、防旋器、增压溢出管等组成。^[40]

结构形式以及外形尺寸与一子级箱间段相同。壳体内璧装有多个遥测、外测系统仪器，壳体上开有设备检查窗。^[40]

二级半构型（CZ-2E/F）具有助推器。由前锥段、氧化剂箱、箱间段、燃烧剂箱及尾段组成。前锥段系隔框、桁条及蒙皮组成的半硬壳式结构。前锥段的外表面贴有软木，以承受气动加热。两个推进剂贮箱均采用隔框、蒙皮硬壳式结构。尾段系隔框、桁梁及蒙皮半硬壳式结构。^[42]

长征二号系列在执行返回式遥感卫星发射任务时不需要整流罩，其他轨道飞行任务均需要。其作用是保护卫星、轨道分配器或上面级不受气动力和气动热的破坏，并使卫星处于洁净环境之中。其中，球形端头帽为玻璃钢蜂窝结构；圆柱段为铝铝蜂窝整体结构，沿纵向分为两半，由爆炸栓连接成整体，由罩内分离弹簧提供分离力。^[40]

动力系统由发动机系统、推进剂输送系统和增压系统组成。^[40]

一子级发动机YF-21由4台独立的单机YF-20通过机架并联组成，每台单机可作切向摆动以提供火箭的控制力矩，最大摆角土10°。四台发动机由共用的推进剂贮箱和通过各自管路活门进行输送。贮箱采用四氧化二氮蒸发器（氧化剂系统）/降温器（燃烧剂系统）自生增压方案，保证发动机正常工作所需的泵口压力。^[40]

发动机系统是由推进剂供应系统(简称主系统)、涡轮工质供应系统(简称副系统)、自生增压系统三部分组成。主系统又分为氧化剂主系统和燃料主系统，均由启动活门、摇摆软管、泵、主节流圈、主活门、推力室及导管组成。副系统包括火药启动器、燃气发生器及向燃气发生器提供工质的氧化剂副系统和燃烧剂副系统，氧化剂系统由断流活门、过滤器、汽蚀管、单向活门及导管组成，自生增压系统分为氧化剂自生增压系统和燃气降温增压系统，前者由过滤器、汽蚀管、单向活门，蒸发器及导管组成，后者由燃气发生器，音速喷嘴、降温器、单向活门、隔板路节流圈及导管组成。^[40]

二子级发动机YF-24由主发动机和游动发动机组成。主发动机是一台大推力火箭发动机，固定在机架中央；游动发动机是由共泵的4台推力室通过机架组合而成，可作切向土60°的摆动，提供火箭所需控制力矩。主发动机关机后，游机将继续工作一段时间。主机的增压系统和一级相同，游机无自生增压，滑行段增压由主机工作段增压的气体膨胀来保障。^[40]

主机的各系统和一级YF-20相同，游机主系统是由启动活门(和主机共用)、泵节流圈、推力室及导管组成。游机副系统是由过滤网、汽蚀管、燃气发生器、涡轮、排气管、小喷管及导管等组成。^[40]

每台助推器采用一台YF-20B发动机，技术状态与一子级发动机相同，不作摆动。增压输送系统状态基本与长征二号丙相同，仅蒸发器流量略作调整。发动机机架采用径向交叉梁式结构。^[43]

20世纪60年代，中国的惯性仪表精度低、计算机技术也较为落后。针对这种现状，梁思礼等人提出利用中速度、小容量箭上计算机配合惯性平台实现高精度制导的方案。在长征二号上成功应用。^[13]

小平台即动力调谐陀螺平台。1977年展开论证，一年后进入模样阶段产品。1994年7月3日，长征二号丁Y2火箭首次启用小平台方案，将第16颗返回式遥感卫星成功送入预定轨道，入轨精度比采用平台—计算机方案的型号提高一个数量级。2018年2月2日发射的长征二号丁Y13火箭，是采用该方案的最后一发火箭。小平台制导方案曾荣获“上海市科技成果一等奖”。^[44]

上海航天技术研究院很早就启动了光纤惯组的研制，产品曾荣获“八五”计划全国技术比武第一名。为保证飞行任务可靠性，曾采用小平台为主份，八表光纤惯组为备份的平台——捷联主从冗余方案。^[44]

2015年12月17日发射的长征二号丁Y31火箭，首次采用激光+光纤双八表捷联冗余方案。2022年8月24日发射的长征二号丁Y75火箭，是采用该制导方案的最后一发火箭。^[45]

十表光纤惯组冗余方案具备一度故障诊断、隔离能力和可重构性。2018年3月31日，长征四号丙火箭首次采用该制导方案将高分一号三星送入预定轨道。^[46]

遥测系统由箭上小型化大容量遥测系统和地面台站组成；外侧系统由无线电跟踪和遥控安全两部分组成。其中，无线电跟踪系统由地面单脉冲雷达/连续波雷达和箭上应答机组成。实时向地面提供火箭实际飞行弹道和遥控安全判断信息。当火箭偏离正常飞行状态，危及地面安全时，地面指挥部门综合遥测数据做出判断，发出“自毁”指令将火箭炸毁在空中。遥控安全系统由地面遥控雷达和箭上遥控安全指令接收机组成。^[40]

又称自毁系统。长征二号系列火箭有两种自毁方式：一种即遥控安全自毁，另一种是箭上自主自毁。当火箭偏离正常飞行状态，导致姿态超出允许值时，箭上安全系统发出自毁信号，将火箭炸毁在空中。^[40]

1987年，长征二号丙火箭被授予“全国质量金质奖”。^[7]

1999年，长征二号丙火箭被中国航天工业总公司授予“优质液体运载火箭”称号。^[7]

2002年，在成功发射神舟三号飞船后，长征二号F火箭被命名为“神箭”。^[57]

2012年1月，长征二号丁火箭被中国航天科技集团公司授予“金牌火箭”称号。^[38]