“胖五”迎来新乘客， “嫦娥”走过了怎样的奔月之路？

　　长征五号电气系统采用电气系统一体化设计。箭上电气系统包括控制、测量、能源以及附加等模块。其中控制模块主要完成火箭飞行过程中的姿态控制、制导以及时序控制等功能，并且采用GNSS/惯性测量复合制导与激光陀螺捷联冗余控制系统；测量模块主要完成箭上飞行参数的测量以及安控等功能；能源模块完成箭上仪器设备的供电功能，附加功能模块则完成火箭的推进剂利用、故障监测等功能。采用总线对各个功能模块进行信息综合、统一供配电。

　　控制系统采用1553B总线，总线上除了控制系统仪器外，增加了遥测单元，同时给地面测试发射控制系统留有总线测试接口。
　　箭载计算机内嵌总线控制器，负责控制系统总线的数据流管理与调度。箭上单机采用自测试方案，各终端站点将自身系统的测试状态参数通过总线反馈给控制系统。总线控制器在飞行过程中通过总线除了完成采样、时序输出和伺服指令输出外，还要周期性地提取各个远程终端的箭测数据，在模拟飞行测试时地面总线站点充当总线监视器，用于对箭上总线信息的自动监视与测量。
　　遥测系统以工作终端/监视终端（RT/MT）模式作为控制系统总线网络的一个终端站点挂在控制系统网络上。

长征五号制导系统原理  我要晕死了09.jpg  保存到相册

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一：制导系统
　　制导采用激光陀螺捷联惯性测量组合+全球卫星定位与导航系统（GNSS）+箭载计算机的组合制导方案，采用迭代制导技术与GNSS修正技术。

二：姿态控制系统
　　姿态控制系统采用数字控制方案，由激光捷联惯性测量组合、速率陀螺、箭载计算机和伺服机构等组成。由激光捷联惯性测量组合及速率陀螺敏感火箭在飞行过程中的姿态运动，通过箭载计算机进行飞行姿态计算并输出控制指令，驱动伺服机构动作，使发动机摇摆产生控制力矩，实现运载火箭的姿态稳定和控制。姿态控制系统的原理见右图。
　　姿态控制系统由助推器、一级和二级姿态控制系统组成。
　　助推器姿态控制系统由激光惯性测量组合、速率陀螺、箭载计算机、综合控制器、助推器伺服控制器、助推器伺服作动器组成。
　　一级姿态控制系统由激光捷联惯性测量组合、速率陀螺、箭载计算机、综合控制器、一级伺服控制器和一级伺服作动器组成。
　　二级姿态控制系统由激光捷联惯性测量组合、箭载计算机、二级伺服控制器、二级伺服作动器、开关放大器和姿控喷管组成。主动段采用伺服作动器摆动发动机进行控制，滑行段及调姿段采用姿控发动机控制。

三：测量系统
　　测量系统采用一体化设计思想，集遥测、外弹道测量和安全控制功能于一体。测量系统的主要功能是：
　　1. 完成火箭在飞行过程中的遥测、外弹道测量和安全控制；
　　2. 在火箭发射场测试和飞行全过程中，为各个分系统提供可靠的测量信息；
　　3. 具备图像测量、处理及传输能力，完成运载火箭飞行过程中关键动作的监测；
　　4. 对推进系统加注过程进行监测；
　　5. 进行部分附加功能的参数测量与传输；
　　6. 在牵制释放过程中，测量系统能提供高可靠的牵制释放信息。

四：遥测无线信道传输
　　测量系统遥测体制采用传统的PCM-FM体制，遥测信道采用2个点频下传遥测数据。
　　1. 点频1：采用10Mbit/s码速率，装在一子级，用于传输一子级和助推级所有参数、全箭噪声数据以及整流罩分离的冲击数据。整流罩分离后采用变码率技术，将10Mbit/s码速率降为5Mbit/s码速率完成一子级参数的下传。
　　2. 点频2：采用5Mbit/s码速率，装在仪器舱，用于传输二子级（含仪器舱）所有参数和图像数据，同时对一子级部分关键参数进行冗余传输。

五：遥测基带传输
　　遥测系统基带传输的主要功能是采集分布在全箭各个部段的电量及非电量参数，按规定的数据帧格式将采集到的数据进行合理综合，以满足地面接收与解调要求。按测量功能划分，包括以下几方面内容。

　　1. 遥测电量参数
　　遥测电量参数，主要是控制系统的电压、电流、加速度表脉冲、计算机字和时序时串等参数。一类是1553B总线接口，测量系统作为控制系统1553B总线的工作终端/监视终端，完成控制总线上信息的测量与监视；一类是未上总线的参数，这部分参数仍以传统方式测量。

　　2. 遥测非电量参数
　　遥测非电量参数，包含总体、环境和推进系统的振动、冲击、噪声、温度、压力和液位等参数，这些参数规模大、分布广，遍布全箭各个角落。为提高测量精度，降低传输误差，测量系统采用“就近采编”原则，将数据采编单元尽可能靠近测点位置。

　　3. 推进系统加注监测
　　根据总体要求，测量系统要完成推进系统测试与加注过程中的参数监测，这对测量系统的可靠性提出了更高要求。为了满足加注系统测量要求，测量系统在发射前必须具有长时间连续工作的能力。因此，在加注时采取区域供电、遥测PCM有线传输的工作模式，避免由于长时间工作影响整个测量系统的可靠性。

　　4. 姿控发动机、整流罩监测
　　根据总体要求，从发射前某一确定时间开始，由测量系统陆续完成姿态控制监测、整流罩空调监测、煤油加注监测和低温加注监测等附加系统测量。其中推进剂温度与液位测量同加注监测一同设计。

六：外弹道测量系统
　　外弹道测量系统的主要功能是通过箭上设备与地面测控网配合，完成运载火箭的外弹道测量，并为实时安全控制提供数据。外弹道测量采取“天基+地基”组合测控模式；地基测控采用“单脉冲雷达测量+光学测量”模式。

七：安全控制系统
　　安全控制系统包括火箭自主安全控制和地面无线安全控制两种工作方式。火箭自主安全控制由控制系统对火箭姿态作出判定，向安全控制系统发出有线控制指令；地面无线安全控制是指由地面安全控制站对火箭信息进行接收与判断，向安全控制系统发出无线控制指令。两种工作方式均可对故障火箭实施安全自毁控制，确保航区安全。无线安全控制系统采用主字母体制。

一：助推器推进系统
　　1. 发动机
　　3.35米直径助推器发动机采用2台高压补燃循环方式的YF-100发动机并联；助推器的内侧发动机采用泵前摇摆方式，可单向摆动参与控制，发动机最大摆角8°。
　　液氧煤油补燃循环（又称分级燃烧循环）发动机工作原理为：氧化剂经预压泵主泵增压后进入燃气发生器；燃料经预压泵一级泵增压后分为两路，少部分经二级泵进一步增压后进入燃气发生器，绝大部分进入推力室；全部氧化剂与少部分燃料在燃气发生器中燃烧，产生高压富氧燃气，驱动涡轮泵，之后进入推力室，与大部分燃料再次燃烧（即补燃），产生高温高压的燃气，燃气经喷管喷出产生推力。

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　　YF-100靠外接能源的自身起动，简化了发动机系统。发动机起动时，首先打开液氧主阀，氧化剂在贮箱压力作用下进入燃气发生器。随后，打开发生器燃料阀，少量燃料在高压气体挤压下进入燃气发生器，与液氧燃烧，产生燃气驱动涡轮后进入推力室。最后，打开推力室燃料阀。为了保证起动的平稳，发动机设置了两种调节器，分别控制燃气发生器和推力室的燃料流量，实现了发动机的受控起动。
　　发动机按照多次使用设计，实现了单台发动机多次地面试车，具有重复使用的潜力。
　　YF-100主要性能参数

参数名称	参数值	参数名称	参数值
海平面推力	1200千牛	高度	2991毫米
真空推力	1340千牛	喷管面积比	35
海平面比冲	2942米/秒	推力调节范围	65%～100%
真空比冲	3286米/秒	混合比调节范围	±10%
燃烧室压力	18.0兆帕	循环方式	补燃循环
混合比	2.6	研制时间	2000年～2012年
喷管出口直径	1347毫米

　　2. 增压输送系统
　　助推器增压输送系统由贮箱增压、发动机循环预冷、贮箱加注排气、推进剂输送和吹除气封等系统组成。
　　贮箱增压方案：煤油箱采用闭式常温氦气增压方案，系统由高压氦气瓶、高压电磁阀、流量调节元件等组成。液氧箱采用开式自生增压方案，液氧箱稳定工作段增压系统由氧蒸发器、增压破裂膜片、增压消能器及相应管路组成。液氧箱在发动机起动期间采用常温氦气补压方案，补压系统由常温氦气瓶充气阀、常温补压氦气瓶、补压电爆阀、补压孔板及相应管路组成，箭、地之间连接通过氧组合连接器。
　　发动机预冷方案：液氧系统采用自然循环预冷结合氦气引射加强的发动机预冷方案。循环预冷系统包括液氧输送管、氧主阀、回流管、预冷回流阀、氦气引射器、引射供气单向阀、预冷回流阀控制气路、预冷回流阀控制气路气封孔板和预冷回流消能器等。
　　贮箱加注和排气方案：液氧及煤油贮箱加注和排气系统具有自动加注、补加、泄出和连接器自动脱落等功能。液氧加注泄出系统由液氧加泄阀、液氧加泄阀控制气路及其气封系统、液氧加注管路、液氧贮箱排气阀、液氧贮箱排气阀控制气路及其气封系统、液氧加注管路吹除系统、加注液位传感器等组成。煤油加注系统由煤油加泄阀、煤油加注管路、煤油箱排气阀、煤油箱保险阀和加注液位传感器等组成。
　　推进剂输送方案：液氧输送管从液氧箱底引出，采用隧道管方案。液氧输送系统包括液氧输送管、液氧箱底部的旋涡消除器及过滤网联合装置等。为抑制火箭的纵向振动祸合，在液氧输送管路上加蓄压器。对于煤油系统，输送系统包括煤油输送管、煤油箱底部的旋涡消除器及过滤网联合装置等。

二：一子级推进系统
　　1. 发动机
　　一子级采用2台50吨级燃气发生器循环的氢氧发动机YF-77并联，发动机可分别双向摆动4°。发动机采用地面启动，具有混合比和流量调节功能。YF-77的喷管面积比达到49:1，混合比为5.5，地面推力约510千牛，真空推力约700千牛，比冲约430秒。

　　2. 增压输送系统
　　一子级增压输送系统由贮箱增压、发动机循环预冷、贮箱加注排气和推进剂输送等系统组成。
　　贮箱增压方案：一级飞行中液氧箱采用开式自生增压方案，从发动机换热器后引出的气氧供贮箱增压。液氧箱增压系统由YF-77发动机氧换热器、增压单向阀、增压管路和消能器组成。液氢箱采用闭式自生增压方案，增压用氢气为从发动机氢头腔引出的气氢。液氢箱增压系统由增压孔板、压力信号计、增压电磁阀、增压管路和消能器组成。
　　发动机预冷方案：液氧系统预冷采用自然循环结合氦气引射强制的循环预冷方案。液氧循环预冷系统由回流控制阀、引射器、引射器供气电磁阀、供气管路、回流管及回流消能装置等组成。液氢系统预冷采用循环泵驱动的强制循环预冷方案。液氢循环预冷系统包括氢循环泵、氢循环旁通阀、回流控制阀、循环泵供气路、回流控制阀、控制电磁阀及相关管路
　　贮箱加注和排气方案：一子级加注和排气系统应能适应自动加注、补加、泄出、连接器自动脱落等功能。液氧加注系统由氧加注阀、加泄插座、加注管、排气阀、保险阀和排气管等组成。液氢加注系统由氢加注阀、加泄插座、加注管、排气阀、保险阀和排气管等组成。
　　推进剂输送方案：液氧输送管路从液氧箱底部分两路引出，沿液氢箱外侧进入一子级尾舱，分别与发动机的两个泵前阀入口对接；箱底输送管入口设置集消旋、防塌及过滤功能于一体的装置。液氢输送管路从液氢箱后底引出与发动机泵前阀入口对接；箱底输送管入口同样设置集消旋、防塌及过滤功能于一体的装置。

三：二子级推进系统
　　1. 发动机
　　二子级发动机YF-75D采用长征三号甲三子级氢氧发动机YF-75进行适应性改进，由两台相同的发动机组成，采用闭式膨胀循环，以提高可靠性和适应地面循环预冷的要求，双向摆动4°，具备多次起动能力。YF-75D喷管面积比为80:1，混合比6.0，总真空推力约162.6千牛，真空比冲442秒。

　　2. 增压输送系统
　　二子级增压输送系统在很多地方都借鉴了中国三号甲系列火箭的经验，系统由贮箱增压、发动机循环预冷、贮箱加注排气、推进剂输送和箭上供配气等系统组成。
　　一、贮箱增压方案
　　沿用长征三号甲系列三子级增压系统设计，液氧箱采用闭式冷氦加温增压方案，冷氦气瓶置于液氢箱内；为了保证发动机起动的可靠性，发动机起动前采用常温氦气补压。液氢箱采用开式自生增压方案，从氢泵后引出一股液氢，加温后进入液氢箱增压；发动机起动前采用常温氦气补压。
　　二、发动机预冷方案
　　二子级发动机预冷在地面采用由氦气引射加强循环的自然循环预冷，火箭起飞后采用与现有的长征三号甲三子级发动机同样的排放式预冷方法。在液氢（或液氧）循环预冷回流管路上设置一个两位三通的回流阀，在发动机循环预冷期间，此阀门连通发动机氢排气管（或氧排气管）和火箭循环预冷回流管；在发动机排放预冷期间，此阀门连通发动机氢排气管（或氧排气管）和火箭的氢排气管（或氧排气管）。
　　三、贮箱加注和排气方案
　　二子级加注和排气系统应能适应自动加注、补加、泄出和连接器自动脱落等功能。液氧加注系统继承使用长征三号甲加注阀门，加注连接器与加注阀门直接对接，液氧加注管经箱间短壳由顶部进入液氧箱。液氧加注管自贮箱顶部进入后，在箱内沿箱壁延伸至贮箱下底部分，为避免加注时液氧对贮箱下底的直接冲击，管路末端设有消能器。
　　液氧箱排气系统由液氧安溢阀和液氧排气管组成，用于液氧箱地面测试、加注阶段和飞行过程中的排气。加注过程中，液氧箱内气体经氧排气管直接排向大气，地面不设氧排气连接器。
　　液氢加注同样继承使用长征三号甲加注阀门，通过地面连接器可以直接将阀门打开。当需要泄出推进剂时，推进剂通过紧急泄出通道泄回。发动机紧急泄出管与地面液氢紧急泄出管连接，泄出推进剂时，贮箱增压，打开发动机紧急泄出阀，将推进剂泄出。推进剂紧急泄出管在火箭起飞时脱落。
　　液氢箱排气系统由正常排气和紧急排气两部分组成。正常排气通道用于火箭预冷加注阶段、停放阶段和循环预冷阶段的排气，排气方案与长征三号甲现有液氢箱排气方案相同。液氢箱放气管分2根对称排列，用于正常地面排气和飞行过程中的排气。氢排气连接器脱落前，紧急排气通道不工作；脱落后，若出现紧急情况，需要推迟发射，此时贮箱压力通过紧急排气通遣控制。紧急排气通道设置1个排气阀门和1根箭上排气管。箭上紧急排气管与地面紧急排气管连接，地面紧急排气管在火箭起飞时脱落。
　　四、推进剂输送方案
　　推进剂输送沿用长征三号甲系列的方法，除了输送管长度不一样外，其他方面同长征三号甲系列。2根独立的输送管从液氢箱后底引出，沿液氧箱圆柱段外侧向下，然后进入发动机舱，与2台二子级氢氧发动机氢泵前阀门相对接。2根独立的输送管从液氧箱后底引出至2台二子级氢氧发动机的液氧泵前阀门，液氧输送管采用外绝热方案。
　　五、箭上供配气方案
　　二子级推进系统采用统一供配气方案。除液氢、液氧贮箱射前增压和冷氦气瓶充气3路供气由地面氦配气台完成外，其他箭上用气均由一子级提供。采用箭上统一供配气后，箭上供配气系统增加了控制用电磁阀，用于各供气处的充、放气。二子级用气通过一、二子级级间分离插头由一子级提供，箭上充、放气电磁阀由动力测量控制系统统一控制。

　　长征五号的箭体结构分芯级和助推器两部分，由多个功能各异的部件和组件构成，包括有效载荷整流罩、有效载荷支架、仪器舱、级间段、液氧箱、液氢箱、煤油箱、箱间段、后过渡段、斜头锥、尾段和尾翼等。
　　贮箱结构材料选用2219铝合金，各级均采用独立贮箱。芯级4个贮箱除一子级液氧箱外均选用单一的硬壳式结构。

长征五号助推器整体外形  我要晕死了07.jpg  保存到相册

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一：助推器
　　3.35米直径模块继承原长征火箭芯级已有的3.35米直径技术，使用液氧和煤油推进剂，安装两台120吨级YF-100液氧煤油发动机，再加上与发动机配套的增压运输系统和伺服机构等。
　　助推器结构形式与长征三号乙运载火箭的箭体结构相似，助推器贮箱选用等边三角形网格加筋壳结构。助推器液氧贮箱采用了全搅拌摩擦焊技术。
　　助推器的头锥为斜锥体，由半球形端头和截锥壳体两部分组成。3.35米直径助推器头锥倾斜角度为15°。端头在飞行过程中要承受气动加热。截锥壳体采用桁梁式半硬壳薄壁结构，外表面蒙皮采用耐高温玻璃钢材料。

二：芯一级
　　芯一级采用5米直径火箭芯级模块。使用液氢和液氧作为推进剂，结构主要由贮箱、箱间段、级间段和尾段组成。
　　贮箱箱筒段是箭体结构中的主要承力结构，所承受的外载荷较为复杂，包括内压、轴压、弯矩和剪力等，其结构形式需按照承受的载荷和最小结构质量等因素进行综合设计。短壳用于贮箱与相邻结构部段之间的连接，主要传递轴向均布或非均布载荷。短壳通常为4块壁板焊接成的圆筒段，一端铆有端框，与其他部段对接；另一端与箱底焊接。短壳承受的载荷多为轴压、弯矩联合载荷。根据载荷条件、边界条件选择结构形式，一般为硬壳式结构、半硬壳式结构或整体网格加筋结构。
　　芯一级箱间段连接氧化剂箱和燃料箱的短壳，采用半硬壳式结构，由金属蒙皮、桁条、中间框和上、下端框等组成。由于助推器的前捆绑点位于此段上，载荷主要由组合梁和副梁来承受。
　　一、二子级级间段采用半硬壳式结构，由金属蒙皮、桁条、中间框和上、下端框等组成，分为上、下两个柱段，并含有级间分离结构。
　　芯一级尾段为半硬壳式结构，由金属蒙皮、组合梁、副梁、桁条、中间框和上、下端框等组成。
　　5米直径贮箱部分使用了搅拌摩擦焊技术，一级氢箱生产中运用铣焊一体技术、内撑外压技术和辅助支撑技术等手段。

三：芯二级
　　芯二级采用5米直径火箭上面级模块，使用液氢和液氧作为推进剂，采用YF-75D作为主动力，以及相应的新的增压输送系统和伺服机构等。另外芯二级采用辅助动力系统，配有气氧煤油姿控发动机。
　　芯二级结构包括贮箱、箱间段和仪器舱等。
　　为了简化操作、提高可靠性、降低成本，芯二级贮箱均采用独立箱体结构而不采用共底结构，液氢箱直径5米，液氧箱直径3.35米，液氧箱位于液氢箱下部。二子级液氢箱采用球形底的箱底结构形式，箱筒段为光筒壳；前、后短壳采用正置正交网格结构；芯二级液氧箱的前、后箱底采用椭球底，前、后短壳和箱筒段均为光筒壳。主体结构材料为2219铝合金。
　　芯二级箱间段为倒锥形，大端直径5米，小端直径3.35米，采用复合材料杆结构。
　　仪器舱为截锥型壳体，完成由5.2米直径整流罩到5米直径芯级结构的过渡。截锥型壳体采用蜂窝夹层结构，由内、外碳纤维面板、铝蜂窝夹芯和前、后端框等组成。

四：有效载荷支架
　　有效载荷支架为截锥形壳体，采用蜂窝夹层结构，由内、外碳纤维面板，铝蜂窝夹芯，前、后端框和分离弹簧支座等组成；前端面是火箭与有效载荷的分离面，包带锁紧装置将有效载荷牢固地连接在此面上；其后端框通过螺栓与仪器舱连接。为减少有效载荷支架的振动，采取了增加阻尼减振结构的措施。

五：上面级
　　2009年，中国启动了基于常规推进剂四氧化二氮/偏二甲肼的远征系列上面级研制，其中就包括远征二号。远征二号是一种液体专用上面级，能和长征五号火箭组合承担一箭一星、一箭双星和一箭四星直接入轨发射任务，直径3.8米，采用两台6.5千牛的YF-50D泵压式常规推进剂发动机，在轨时间6.5小时，具备2次启动能力。

六：整流罩
　　长征五号有效载荷整流罩外形是冯·卡门外形（原始卵形）+圆柱形，由两个半罩组成，直径为5200毫米，分为12.267米、20.5米两个长度系列，分别用于长征五号和长征五号乙。整流罩采取了降噪措施，以改善发射过程中有效载荷的环境。
　　整流罩依结构可划分为端头帽、前锥段、前柱段、基本圆柱段和横向分离段五个模块。
　　端头帽的主要功能是保证气动外形，适应气动加热要求，采用带加强框架的层压玻璃钢半球壳结构形式。
　　前锥段为冯卡门外形，主要目的是改善气动外形，采用由碳/环氧面板和聚甲基丙烯酰亚胺（PMI泡沫）芯子组成的夹层结构。PMI泡沫与铝蜂窝相比具有较高的弯曲刚度和侧压强度，且有较好的热变形能力，能很好地吻合冯·卡门不可展开曲面成型工艺，而成本可降低20%～25%。
　　前圆柱段主要功能是为有效载荷提供有效空间，由两瓣罩组成，采用由碳/环氧面板和铝蜂窝芯组成的蜂窝夹层结构，结构质量轻，结构简单。
　　基本圆柱段主要功能是为有效载荷提供有效空间，采用铝合金半便壳式结构形式，结构适应性强、承载能力大，组合方便。
　　由于气流的冲刷，在有效载荷整流罩的外表面，特别是端头帽和前锥段的外表面会产生比较大的热流，因此有效载荷整流罩需采取防热措施。有效载荷整流罩的防热结构，是在外表面粘贴特制的低导热系数复合材料。
　　整流罩在中国首次采用了横向线性分离装置。

　　长征五号采用模块化设计，火箭各组成部分对应不同的模块：芯一级对应5米直径火箭芯级模块，芯二级对应5米直径火箭上面级模块，助推器对应3.35米直径火箭助推级模块。各种模块根据不同方式搭配再加上整流罩等火箭部件就可以形成不同构型火箭。

长征五号系列的布局结构  我要晕死了06.jpg  保存到相册

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　　长征五号运载火箭（代号：CZ-5）是长征五号系列的基本型号，为带助推器的两级火箭。助推器采用4个3.35米直径模块，每个助推器配置2台120吨级液氧煤油发动机YF-100，每个助推器有1台发动机可单向摆动。一子级采用5米直径模块，安装2台可双向摇摆的50吨级氢氧发动机YF-77。二子级采用改进自长征三号甲运载火箭三子级氢氧发动机的YF-75D作为主动力，发动机可双向摆动，能两次起动，同时配有辅助动力系统。整流罩与有效载荷一起垂直整体运输、吊装。
　　长征五号乙运载火箭（代号：CZ-5B）为带助推器的一级火箭。其芯一级以及助推器与基本型相同，但是取消了基本型的芯二级，并使用更大的整流罩。
　　长征五号/远征二号运载火箭（代号：CZ-5/YZ-2）为带助推器的三级火箭。其助推器、芯一级、芯二级、整流罩与基本型相同，但在整流罩内增加了远征二号上面级作为第三级。

构型参数

分类	长征五号乙 (CZ-5B)	长征五号 (CZ-5)	长征五号/远征二号 (CZ-5/YZ-2)
级数	1.5	2.5	3.5
全长/米	53.66	56.97
翼展/米	17.3
起飞推力/千牛	10524
起飞质量（不含卫星）/吨	837	867	?
助推器
长度/米	27.6
直径/米	3.35
起飞质量/吨	155.7
推进剂质量/吨	144
发动机	2×YF-100
推进剂	液氧/煤油
海平面推力/千牛	2×1188
真空推力/千牛	2×1340.5
海平面比冲/米每秒	2942
真空比冲/米每秒	3286.2
工作时间/秒	180
芯一级
级长/米	33.16
直径/米	5.0
起飞质量/吨	175.6
推进剂质量/吨	158.3
发动机	2×YF-77
推进剂	液氧/液氢
海平面推力/千牛	2×510
真空推力/千牛	2×700
海平面比冲/米每秒	3058
真空比冲/米每秒	4214
工作时间/秒	480
芯二级
级长/米	无此结构	11.54
直径/米		5.0
起飞质量/吨		39
推进剂质量/吨		32
发动机		2×YF-75D
推进剂		液氧/液氢
真空推力/千牛		2×88.36
真空比冲/米每秒		4340
工作时间/秒		700
远征二号上面级
直径/米	无此结构		3.8
发动机			2×YF-50D
推进剂			四氧化二氮/偏二甲肼
真空推力/千牛			2×6.5
真空比冲/米每秒			3150
启动次数			2
工作寿命/小时			6.5
整流罩
长度/米	20.5	12.267
直径/米	5.2	5.2
有效载荷最大包络直径/米	4.5	4.5
质量/吨	约4	约2.5
备注	1. 资料源自：首飞观礼手册 2. 上表中发表于2013年以前的数据或非官方标准数据用斜体表示，表示仅供参考。

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运力指标

运载火箭	目标轨道	轨道高度/千米	轨道倾角/°	运载能力/吨	典型载荷
长征五号乙 (CZ-5B)	LEO	200×400	42	25（或23①）	天和号核心舱
长征五号 (CZ-5)	GTO②	200×36000	19.5	14（或13①）	东方红五号 通信卫星平台
	TLI	200×380000	24.5	8.2	嫦娥五号
	SSO	700×700	98	15
	MTO	200×26000	55	13
	TMI	200×55000000		5	火星探测器
长征五号/远征二号 (CZ-5/YZ-2)	GEO	36000×36000	0	5.1	实践十七号
	SSO	2000×2000	108	6.7
	MEO	26000×26000	55	4.5	北斗三号
备注	1. 资料源自： 2. 长征五号发射场位于中国文昌卫星发射中心，纬度19°19′00.18″N。 3. 尽管基本型长征五号理论上有32吨的近地轨道运载能力，但是它不用于发射该轨道卫星。 4. 轨道缩写对照： LEO：Low Earth orbit，近地轨道 GTO：Geostationary Transfer orbit，地球同步转移轨道 TLI：Trans-Lunar injection，地月转移轨道 SSO：Sun-synchronous orbit，太阳同步轨道 MTO：Medium Earth Transfer orbit，中地球转移轨道 TMI：Trans-Mars injection，地火转移轨道 GEO：Geosynchronous orbit，地球静止轨道 MEO：Medium Earth orbit，中地球轨道 ①LEO与GTO运力根据原IAC-14论文为23吨和13吨，现官方说法为25吨和14吨。 ②从此GTO轨道变轨至GEO需要速度增量约1650米/秒。

　　中国航天动力部门在火箭研制开始前很早就对发动机进行了研制。长征五号使用的液氧煤油补燃循环发动机YF-100于2000年获得工程立项。在此之前中国863计划就将高压补燃液氧煤油发动机列入规划，1990年从前苏联引进了2台RD-120发动机进行原理研究，之后进行关键技术攻关，奠定了YF-100的基础。YF-100于2001、2005年分别进入初样研制和试样研制阶段。2012年，YF-100完成发动机研制专项验收。一级氢氧发动机YF-77研制始于二十世纪90年代，2001年获得研制立项，2009年转入试样研制。2012年8月，发动机500秒长程热试车成功，确定了长征五号首飞发动技术状态。二级氢氧发动机YF-75D是长征三号甲系列火箭三子级氢氧发动机YF-75的适应性改进型号于2006年开始研制，2014年进入验收阶段。2016年11月3日，长征五号火箭首飞取得圆满成功。
　　长征五号研制队伍

职务	姓名
总设计师	李东
副总设计师	朱曦全，杨虎军，马佳，刘站国，王维彬，娄路亮
总指挥	王珏
副总指挥	马佳，李斌

长征五号研制  我要晕死了04.jpg  保存到相册

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　　2006年新一代运载火箭基本型（即构型D）获得立项开始工程研制，进入方案设计阶段。2009年长征五号运载进入初样研制阶段，期间完成以5.2米直径整流罩和5米直径火箭舱段为代表的大部分箭体结构的制造、生产、试验等技术，并在中国首次实现了火箭全型号数字工程化应用。2011年，长征五号乙立项进入工程研制。2013年7月，长征五号进入试样研制阶段。主要完成了全箭模态试验、各动力系统试车，整流罩分离试验等大型地面试验，并开展火箭的生产、总装和测试。2016年长征五号完成发射场合练，验证了火箭、发射场、地面发射支持系统的接口协调以及吊装起竖、测试、转运等流程，最终确定长征五号火箭整体技术状态。
　　长征五号的研制同时带动一些列配套设置的建造。为了火箭测试，2013年中国研制完成了70吨级的世界最大推力的振动台。用于火箭、航天器生产、总装、测试的中国新一代运载火箭天津产业化基地一期于2012年建成投入使用，用于箭体运输的远望21号于同年下水。长征五号的发射场中国文昌卫星发射中心2009年开始建设，接近完成。
　　长征五号研制主要地面试验

时间	试验项目	资料	时间	试验项目	资料
2012年5月	助推器分离试验完成		2015年4月	辅助动力系统试车完成
2012年6月	芯二级氢箱低温静力试验失败*		2015年4月	芯二级氢箱低温静力试验完成
2013年4月	芯一级氧箱低温静力试验完成		2015年5月	芯二级氢箱液氮爆破试验完成
2013年6月	长征五号整流罩分离试验完成		2015年5月	芯一级氧箱低温内压合格试验和爆破试验完成
2013年6月	助推器动力系统试车完成		2015年7、8月	芯二级动力系统试车完成
2013年12月	芯一级氧箱破坏性试验完成		2013年10月-2015年8月	全箭模态试验完成
2014年11月	芯二级氧箱联合复合材料箱间段低温静力试验完成		2015年10月	助推器全搅拌摩擦焊液氧箱低温静力试验完成
2014年11月	新芯二级氧箱低温破坏性试验完成		2015年10月	芯一级氢箱低温静力试验完成
2014年12月	助推器斜头锥静力试验完成		2015年12月	芯一级氢箱低温爆破试验完成
2015年1、6月	长征五号乙整流罩分离试验完成		2015年9月-2016年2月	长征五号发射场合练完成
2015年2、3月	芯一级动力系统试车完成
备注	* 在未达到设计压力情况下，箱体焊缝出现长约300mm的裂纹，实验失败。三年后再次实验成功。

　　863计划开始后的1988年中国即开始了大型运载火箭的论证工作。通过和世界新一代运载火箭以及自身需求的对比，中国火箭专家认为，旧的长征火箭系列存在着运载能力低，芯级直径小，型号偏多，型谱重叠，可靠性不高，发射准备周期长，使用的偏二甲肼和四氧化二氮推进剂毒性大且价格昂贵的问题，在小型火箭方面还存在空白。希望新型火箭解决这些问题，2001年预研工作开始前，中国已经明确了火箭的运力指标、级数、推进剂种类，并要求新型火箭高可靠、低成本。
　　2001年后，中国继续对新型火箭的设计方案、发展途径、发射场等方面进行讨论。2002年中国改进完善863计划火箭发动机和大型运载火箭专家组组长朱森元“模块化研制、积木式发展”的建议，确定了“一个系列、两种发动机、三个模块”的总体发展思路以及“通用化、系列化、组合化”的设计思想。这在2006年新火箭立项开始研制时公布的新火箭方案中得到体现。
　　“三个模块”是指使用液氧/液氢的5米直径模块，使用液氧/煤油的3.35米直径模块、2.25米直径模块；“两种发动机”是指新研制的地面推力50吨YF-77氢氧发动机和地面推力120吨YF-100液氧/煤油发动机；在三个模块基础上第一步组合制造出5米直径芯级的大型运载火箭，再进一步组合制造出3.35米直径芯级的中型运载火箭和小型运载火箭，最终形成近地轨道运力覆盖1.5～25吨，地球同步转移轨道运力覆盖1.5～14吨的“一个系列”。按照方案，火箭运载能力相比原长征火箭大幅度提高；使用推进剂无毒无污染；采用“三化”的设计思想降低成本；比传统火箭普遍少一级的一级半或二级半构型提高火箭固有的可靠性；拥有完整的运载能力覆盖范围。

2006新一代运载火箭5米直径系列设计图  我要晕死了03.jpg  保存到相册

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　　2006年新一代运载火箭5米芯级直径系列总体参数

构型	A	B	C	D（基本型）	E	F
组成	1×5米芯级模块+2×2.25米助推器模块+2×3.35米助推器模块	1×5米芯级模块+4×3.35米助推器模块	1×5米芯级模块+4×2.25米助推器模块	1×5米芯级模块+1×5米芯二级模块+2×2.25米助推器模块+2×3.35米助推器模块	1×5米芯级模块+1×5米芯二级模块+4×3.35米助推器模块	1×5米芯级模块+1×5米芯二级模块+4×2.25米助推器模块
箭体长度/米	49.906	52.406	44.906	59.456	61.956	54.456
整流罩长度/米	18	20.5	13	18	20.5	13
发动机台数	8	10	6	10	12	8
起飞质量/吨	622.5	784.5	458.5	643.0	802.9	483
起飞推力/千牛	8179	10565	5792	8179	10565	5792
运载能力/吨	LEO 18	LEO 25	LEO 10	GTO 10	GTO 14	GTO 6

　　尽管中国新一代运载火箭与原长征火箭有很大的不同，但是考虑到长征系列火箭已有的品牌影响力，中国在2007年还是将新火箭统一命名归纳为“长征五号”系列。此后长征五号火箭的方案经过一些更改。2009年与2010年原本作为长征五号系列中衍生型号的小型、中型火箭分别独立形成“长征六号”与“长征七号”，长征五号系列中仅剩下5米芯级直径的大型火箭。同时，为避免火箭系列间运载能力交叉重叠，长征五号系列的优先发展型号由2006年时的基本型构型D转变为近地轨道、地球同步转移轨道运力最强的两种型号：构型B和构型E。2011年左右，二者分别被命名为“长征五号乙”和“长征五号”，再加上配套的远征二号上面级，便形成了目前的长征五号系列。

　　长征五号的历史最早可以追溯到1986年“大型运载火箭和天地往返运输系统”被中国列为国家高技术研究发展计划（即863计划）的主题之一，但研制工作当时并未开始。在随后的九十年代，长征三号乙等火箭的首飞，中国完善了火箭体系，但同时老旧的长征火箭也暴露出一系列问题。九十年代后期各航天强国火箭升级，中国火箭技术逐渐“丧失了在世界航天界第二集团的优势地位”。由于数次发射失败等火箭问题以及九十年代末美国通过的“国际武器交易规则”使中国丧失了大部分原有的世界商业发射市场份额，而中国载人航天工程未来空间站以及其它大质量卫星的发射需求也超过了当时中国火箭的运载能力。为缩小与世界的差距、重获市场份额、满足未来航天需要，再加上研制新火箭以维持研发队伍的考虑，中国在2000年前后将新型火箭的论证工作提上日程。

长征五号火箭的涂装与logo  我要晕死了02.jpg  保存到相册

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哈尔滨工业大学工业设计系朱磊介绍，长五系列火箭logo方案的概念创意源自于中国传统文化中的太极图案，方案的构型虚实结合、互为映衬，整体展现出一个动感的“5”的形象──象征着长五火箭寻求包括性能、可靠性、经济性和安全环保等多重因素的综合优化；同时，其圆形轮廓象征着这个品牌和天空的关系，并寓意着长五系列火箭的圆满、成功