标题：长征三号乙运载火箭
简介
  长征三号乙运载火箭（CZ-3B）是一枚三级大型液体捆绑式运载火箭。它以经适应性更改后的长征三号甲运载火箭作为芯级，捆绑四枚液体助推器而构成，具有运载能力大、适应性强、继承性好等优点，是中国目前运载能力最大、技术最先进、构成最复杂的运载火箭，代表中国目前运载火箭技术的最高水平，在世界航天界也居前列。
长征三号乙运载火箭主要用于发射地球同步轨道卫星，其运载能力达到5.1吨，是中国用于商业卫星发射服务的主力火箭。全箭起飞质量465吨，全长54.838米，一、二子级直径3.35米、助推器直径2.25米，三子级直径3.0米，卫星整流罩最大直径4.0米。它的一子级、助推器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、滑行段推进剂管理与姿态控制系统、低温推进剂利用系统、分离系统以及辅助系统等组成。
长征三号乙运载火箭已成功地发射了多颗大型卫星，它们是：马部海卫星（Mabuhay）、亚太二号R卫星（APT-ⅡR）、中卫一号卫星（ChinaStar-1）、鑫诺一号卫星（SinoSat-1）。
主要技术参数
参数
助推器
一子级
二子级
三子级
推进剂
N2O4/UDMH
N2O4/UDMH
N2O4/UDMH
LOX/LH2 
发动机型号
YF-25
YF-21C
YF-22E （主机）
YF-23C（游动发动机）
YF-75 
推力 (kN)
740.4 * 4
2961.6
742 （主机）
11.8 * 4 （游动发动机）
83.585 * 2
发动机比冲 (N*s/kg) 
2556.2
2556.2
2922.57 （主机）
2910.5 （游动发动机）
4295
箭体直径
2.25 m
3.35 m
3.35 m
3.00 m
箭体长度
15.326 m (CZ-3B)
16.094 m (CZ-3BE)
23.272 m (CZ-3B)
24.76 m (CZ-3BE)
12.92 m
12.375 m
整流罩直径
4.00/4.20 m
整流罩长度
9.56 m
火箭全长
54.838 m (CZ-3B) / 56.326 m (CZ-3BE)
起飞质量
425.8 ton (CZ-3B) / 458.97 ton (CZ-3BE)

火箭结构描述
一子级一子级长23.272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DaFY6-2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DaFY6-2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。助推器每枚助推器捆长15.326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，并在尾部各安装了一个尾翼。四个助推器各配有一台推力为75吨的DaFY5-1型发动机，喷管固定不摆。二子级二子级长9.943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DaFY20-1型发动机（主发动机）和带四个小喷管、推力为4.8吨的游动发动机DaFY21-1。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12.375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-75氢氧发动机，具有二次启动能力，由两台独立的单管发动机并联而成，每台推力8吨，可在伺服机构的带动下双向摆动，最大综合摆角4度，控制三子级箭体飞行姿态。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。长征三号乙火箭的卫星整流罩由端头帽、双锥段、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。双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双锥段上开口。长三乙火箭整流罩长9.56米，最大外直径4.0米，其静包络最大直径为3.65。星箭对接长征三号乙火箭可以提供多种机械接口，但一般来说，提供标准的937B和1194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
长征三号乙长征三号乙火箭的标准地球同步转移轨道(GTO）运载能力为5.1吨。标准的GTO参数及入轨精度如下表所列：
参数
标准GTO轨道参数
入轨精度（3σ）
近地点高度
200 km
±30 km
远地点高度
35786 km
半长轴 ±120 km 
轨道倾角
28.5°
±0.21°
近地点幅角
179.6°
±0.6°
标准GTO参数表示的是在卫星与火箭分离时刻卫星所处轨道的参数。用户可以根据卫星的需要以及火箭运载能力选择不同的轨道。如果运载能力有剩余，长征三号乙火箭可以将卫星送入一个低倾角的轨道或是一个超同步转移轨道，这样的话，卫星的在轨道寿命可以得到延长。长三乙改1型[1] 改1型火箭采用起飞滚转定向、双向风补偿、三级一次工作、串联式双星分离，直径3.7米长整流罩，其余的与基本型相似长三乙改3型[2] 改3型火箭采用双激光惯组+GNSS复合制导，启用4200F整流罩（直径4.2米），其余的与增强型相似，起飞总质量457吨，全箭总长56.542米，标准地球同步转移轨道运载能力5400公斤[3]长征三号乙增强型长征三号乙增强型（CZ-3BE）的芯一级加长了约1.5米，助推器加长了约0.8米，运载能力比先前提高了0.4吨，GTO运载能力为5.5吨。该型火箭已执行过“尼日利亚通信卫星一号”、“委内瑞拉一号通信卫星”等多次发射任务。[4]
增强型火箭六大新技术
全国政协委员、中国航天科技集团公司一院党委书记梁小虹3月1日在京接受新华社记者专访时透露，2013年下半年，一院将使用长征三号乙增强型运载火箭，发射“嫦娥三号”探测器。
梁小虹说，长征三号乙增强型火箭在长征三号乙火箭的基础上开展了六大专项技术攻关，以确保“嫦娥三号”完美落月。　这六项技术包括：发射窗口由少变多、“两只眼睛”提高入轨精度、嫦娥三号“坐椅”量身打造、可靠性再跃升、运载能力提高、“现场直播”火箭飞行过程。　梁小虹介绍，长征三号乙增强型运载火箭将用“两只眼睛”提高入轨精度，实现将“嫦娥三号”精确送入近地点高度200公里、远地点高度38万公里的地月转移轨道。　他说，增强型火箭采用了双激光惯组加卫星导航修正的复合制导技术，这种复合制导技术相当于给火箭安装了“两只眼睛”，一只眼睛可以使火箭按照设计好的轨道飞行，另一只眼睛精确计算最佳途径，并随时修正。　梁小虹说，长征三号乙增强型运载火箭首次运用遥测图像实时传输技术，将“现场直播”火箭在发射和飞行过程中的助推分离、一二级分离、整流罩分离等关键动作，实现清晰监视。　此外，长三乙增强型火箭可靠性再跃升。梁小虹说，增强型火箭完成了一子级发动机、二子级发动机、三子级发动机、控制系统等9项可靠性增长项目，飞行可靠性，由原来的0.938提升至0.942。　梁小虹透露，增强型火箭增加运载能力的方案设计，使运载能力又增加了30kg，即奔月轨道运载能力由3750kg(长时间滑行状态)增长到3780kg。　梁小虹表示，长征三号乙增强型运载火箭通过增强型火箭通过窗口优化设计等，保障“嫦娥三号”实现多窗口发射。　窗口是火箭发射比较合适的一个时间段，宽的可依天计算，窄的只有几十秒，甚至为零。　梁小虹透露，根据此次任务本身的要求及对诸多外部限制条件的综合分析，为了解决由于客观原因造成的火箭不能准时点火而错过最佳发射时机，增强型火箭通过窗口优化设计、软件在线切换技术研制、火箭三级增压输送系统适应性等技术改进和试验，“由嫦娥二号的零窗口发射，增加至每个发射月有连续3到4天具备发射条件，每天有2个发射窗口，实现了多窗口发射”。　梁小虹说，相比于“嫦娥二号”，“嫦娥三号”的结构与尺寸发生了较大变化，增强型火箭新设计了“嫦娥三号”的“连接器”——高度1760mm有效载荷支架，以及星箭接口的锁紧装置，使火箭与卫星更完美地连接在一起，增强了“嫦娥三号”奔月途中的舒适性和安全性。[5]
飞行时序
任务描述长征三号乙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，长三乙火箭的一、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600多秒的滑行段飞行，在组合体在火箭控制系统的控制下进行再定向之后，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。主要飞行事件长征三号乙运载火箭的主要飞行事件如下所列：
助推器分离：
每个助推器都是分别通过前连接面的杆系结构和后连接面的球头结构同火箭芯级相连的。在助推器发动机关机后，用于连接的爆炸螺栓和分离螺母分别解锁，装在助推器上固体小型分离火箭点火，将助推器推离火箭芯级，助推器自由下落完成分离。
一子级/二子级分离：
一子级/二子级分离是所谓的“热分离”。在一子级发动机关机后，二子级主发动机点火，联接两级的爆炸螺栓起爆解锁，这样一子级就被二子级发动机喷出的高速燃气流推离，一子级和二子级分离。
整流罩抛罩：
整流罩以“解锁-翻转-分离”方式进行抛罩。在横向上整流罩与三子级通过12个横向爆炸螺栓联接，在纵向上两半整流罩是由2个纵向爆炸螺栓和一条导爆索联接。在抛罩时，12个横向爆炸螺栓和2个纵向爆炸螺栓首先同时解爆，在0.1秒内纵向导爆索解锁，安装在三子级前端框上的分离弹簧将两半整流罩推开分离。两个整流罩半罩围绕着三子级前端框上的铰链翻转，随着火箭加速上升整流罩分离下落。
在抛罩过程中，不会发生碰撞和污染。
二子级/三子级分离：
二子级/三子级分离是所谓的“冷分离”。在二子级的主发动机和游动发动机关机后，安装在三子级上的小型加速火箭点火，从而在火箭飞行方向上产生一个加速度，使得三子级的推进剂沉底易于三子级发动机点火起动。同时，联接二子级和三子级的爆炸螺栓起爆解锁，安装在二子级上的小型反推火箭点火产生一个反向加速度，二子级与三子级脱离。
卫星/三子级分离：
卫星与三子级分离是通过分离弹簧的分离力来实现的。当火箭控制系统发出星箭分离指令，联接卫星和有效载荷支架的包带上的无污染爆炸螺栓起爆解锁，解锁后的包带被安装在有效载荷支架上的拉簧拉回。卫星被分离弹簧推离火箭。典型飞行时序事件
飞行时间（秒）
一子级点火
-3 
起飞
0.00
程序转弯
11.0
助推器分离
127.24
一子级/二子级分离
147.36
整流罩抛罩
232.4
二子级/三子级分离和三子级发动机点火
332.31
三子级发动机一次关机
631.32
三子级发动机二次点火
1281.23 
三子级发动机二次关机
1459.91 
卫星/三子级分离
1559.907

发射场操作
长征三号乙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。[6]
发射记录
序
起飞时
运载火箭
有效载荷
轨道
结果
备注
1
1996.2.15
CZ-3B Y1
国际通信卫星708
GTO
失败
惯性平台失效，点火后22秒坠地爆炸
2
1997.8.20
CZ-3B Y2
菲律宾马部海1号
GTO
成功
Space Systems/Loral, Agila2
3
1997.10.17
CZ-3B Y3
亚太二号R通信卫星
GTO
成功
美国劳拉空间系统公司制造
4
1998.5.30
CZ-3B Y5
中卫一号（中星5A)
GTO
成功
美国洛克希德·马丁公司制造
5
1998.7.18
CZ-3B Y4
鑫诺一号（中星5B)
GTO
成功
法国宇航公司制造
6
2005.4.12
CZ-3B Y6
亚太六号通信卫星
GTO
成功
法国阿尔卡特空间公司制造
7
2006.10.29
CZ-3B Y7
鑫诺二号
GTO
成功
天线与太阳帆板失败，卫星失效**
8
2007.5.14
CZ-3BE Y9
尼日利亚通信星一号
GTO
成功
太阳帆板故障，卫星失效***
9
2007.7.5
CZ-3B Y10
中星6B
GTO
成功
由法国泰雷兹阿来尼亚宇航公司
10
2008.6.9
CZ-3B Y11
中星9号
GTO
成功
鑫诺二号备份星，购自法国
11
2008.10.30
CZ-3BE Y12
委内瑞拉通信星一号
GTO
成功
东四平台
12
2009.8.31
CZ-3B Y8
印尼帕拉帕-D1
GTO
异常
三级二次点火后Ⅰ分机推力不足****
13
2010.9.5
CZ-3BE Y13
鑫诺六号（中星6A)
GTO
成功
东四平台，高压氦气泄露寿命降1/3
14
2011.6.21
CZ-3B Y20
鑫诺五号（中星10）
GTO
成功
东四平台
15
2011.8.12
CZ-3B Y15
巴基斯坦通信星1R
GTO
成功
东四平台
16
2011.9.19
CZ-3B Y16
中星1A
GTO
成功
东四平台
17
2011.10.7
CZ-3BE Y18
欧洲通信卫星W3C
GTO
成功
法国泰雷兹阿莱尼亚宇航公司制造
18
2011.12.20
CZ-3BE Y21
尼星1R
GTO
成功
东四平台，接替在轨失效的尼星1号
19
2012.03.31
CZ-3BE Y19
亚太七号
GTO
成功
法国泰雷兹阿莱尼亚宇航公司SPACEBUS 4000C2型平台
20
2012.04.30
CZ-3B Y14
北斗二号M3/M4
MEO
成功
东三A平台
21
2012.05.26
CZ-3B Y17
中星2A
GTO
成功
东四平台
22
2012.09.19
CZ-3B Y20
北斗二号M5/M6
MEO
成功
东三A平台
23
2012.11.27
CZ-3B Y22
中星十二号
GTO
成功
法国泰雷兹阿莱尼亚宇航公司制造
*火箭点火起飞后约两秒，火箭飞行姿态出现异常，火箭偏离发射方向。飞行约22秒后，火箭撞上离发射架不到2公里的山坡上，随即发生剧烈爆炸，星箭全部损失，星体和箭体基本没有大的残骸。死亡6人，伤57人，爆炸地点距发射架1200米，毁伤民房80余间，故障原因后查明为惯性基准大回路里的一个电子元件失效，造成惯性基准无输出。
**东四平台第一颗卫星，太阳帆板二次展开失败，天线展开失败，卫星失效。2012年长征三号乙发射图(5张)
***尼星1号发射成功，2008年11月15日太阳帆板驱动机构故障，电能耗尽，卫星失效。
****火箭一二级飞行正常，三级二次点火后Ⅰ分机推力不足，卫星远地点偏低，后经卫星自身多次变轨进入同步轨道，寿命降低1/3。[7-8]