長征二號及長征二號C
長征二號長征二號運載火箭是中國航天運載器的基礎型號。在長征二號的技術基礎上，發展了長征二號系列運載器、長征三號系列運載器和長征四號系列運載器。長征二號於1974年11月5日在酒泉發射中心進行了第一次發射。由於火箭上控制系統中的一根導線暗傷斷裂，導致姿態失去控制，飛行試驗失敗。1975年11月26日第二枚長征二號發射成功，將中國第一顆返回式衛星準確地送入預定軌道。在此基礎上，又對長征二號進行了進一步改進設計，使其近地軌道運載能力由1800公斤提高到2400公斤，並大大提高了運載火箭的可靠性。改進後的長征二號稱為長征二號Ｃ。除首次發射外，至1994年底，長征二號及長征二號Ｃ共發射了14次（其中長征二號3次，長征二號C11次），全部獲得圓滿成功，成為發射成功率較高的航天運載器。
總體布局
長征二號箭體結構
長征二號C的箭體結構由整流罩、儀器艙、推進劑貯箱、級間段、箱間段、尾段等部分組成。箭體結構的主要材料是LD10鋁合金。
1、一子級結構
一子級箭體結構由級間段、氧化劑貯箱、箱間段、燃料貯箱、後過渡段和尾段組成，結構總質量8.6噸。
尾段是不承力結構，外徑335米，長24米。圓柱形殼體由蒙皮、桁條和隔框組成。為便於裝配，整個尾段殼體由沿縱向分為兩半的結構對接組合而成。殼體上共開有4個艙口，供安裝、檢查、維護伺服機構、火工品和動力系統附屬檔案用。每個艙口的尺寸為480毫米×480毫米，可供人員出入。尾段底部由“＃”字形梁構成骨架，外面敷以由玻璃鋼製成的防熱板，用以防止發動機噴焰回流到尾艙內燒毀設備。為不影響發動機擺動，在每台發動機的喉部附近裝有由矽橡膠製成的軟防熱裙。為了減小在上升段飛行中尾艙因內、外空氣壓差而增加的附加應力，在尾段底部安裝有4個單向放氣閥門。
位於尾段之前的燃料貯箱後過渡段，將下方傳來的集中力（發動機推力）擴散成均布力傳送到燃料貯箱上。後過渡段的後端面與尾段相連線，同時還與發動機架的上端面相連線。機架上端有4個發射支點。當運載火箭豎立在發射台上時，後過渡段將承受這4個支撐集中載荷，其受力點與發動機推力的受力點相一致。後過渡段殼體由4塊材料為LD10的整體加強肋化學銑切壁板焊接而成，外徑3.35米，長1.05米。後過渡段前端面通過48 顆螺栓與燃料箱後短殼相連， 後端面由24顆螺栓與尾段相連。
燃料貯箱是承力式貯箱，主要由前底、筒段、後底和隧道管構成。筒段前面有前短殼，後面有後短殼。貯箱內有防晃板、消漩器、增壓和安全溢出管、氧化劑輸送管、加注液位感測器、剩餘液位感測器、推進劑溫度感測器、增壓氣體溫度感測器、耗盡關機感測器等設施。前底為橢球形，中央開有氧化劑輸送管通過口。前底上還開有直徑為460毫米的人孔，供人員在加工時出入，另開有加注液位感測器、溫度感測器、增壓管路等的安裝口。筒段由化學銑切的整體壁板焊接而成，外側光滑，內側呈格線狀，後底呈錐形，半錐角為50度，錐端為半徑952毫米的半球。前短殼的後部、筒段前緣和前底邊緣三者通過一個“Y”形環焊接在一起。前短殼的前端面以螺栓同箱間段相連。後短殼的前部也是通過一個“Y”形環與筒段後緣和後底邊緣焊接在一起，其後端面與尾段和發動機機架以螺栓相連。燃料貯箱的材料是LD10鋁銅合金。隧道管貫穿整個箱體的中心，是氧化劑輸送管的通道。在隧道管的頂端有波紋管補償器，用於裝配補償和溫度補償。
箱間段是氧化劑貯箱與燃料貯箱之間的一個承力殼段，外徑3.35米，長1.33米，為蒙皮桁條隔框全鉚接結構。其上有5個尺寸為438毫米×482毫米的操作艙口，供安裝、檢查、維護箱間段內的各種儀器設備。
氧化劑貯箱也是承力式貯箱，材料是LD10鋁合金，主要由前底、筒段和後底組成。其筒段結構與燃料貯箱相近，長度較燃料貯箱筒段長。前底為橢球形，由於需承受級間分離時二子級發動機噴焰的作用，其受力較大，厚度較厚。為了保證在分離過程中，前底不被發動機噴焰燒損而導致破裂，影響正常分離，在前底外表覆蓋了一層由玻璃鋼製成的防熱罩。防熱罩中間厚而邊緣薄，由32顆螺栓連線在前短殼上。前底開有直徑為460毫米的人孔，供人員在加工時出入，還開有各種感測器及管路的安裝口。後底也呈橢球形。氧化劑貯箱內安裝有防晃板、消漩器、增壓及安全溢出管、加注液位感測器、增壓氣體溫度感測器、耗盡關機感測器等設施。前、後短殼的連線形式與燃料貯箱相同。
級間段由級間殼段和級間桿系兩部分不同的結構構成。級間桿系由32根直徑為60毫米的合金鋼管組成，每相鄰兩根端頭相連，構成16個“∧”形結構。級間桿系的前端面通過64顆螺栓與級間殼段後端面相連。桿系外徑3.35米， 長1.4米。級間殼段是蒙皮桁條隔框全鉚接圓柱形殼體，外徑3.35米，長3.2米。殼體上開有尺寸為370毫米×400毫米的4個艙口，用於遊動發動機伺服機構的安裝、檢查和維護。級間殼段上方內側裝有一系列電氣插頭，以保證一、二子級間的電氣連線與分離。級間殼段前端以爆炸螺栓與二子級燃料貯箱後短殼相連。
2、二子級結構
二子級箭體結構由儀器艙、氧化劑貯箱、箱間段和燃料貯箱等部分組成。
燃料貯箱和氧化劑貯箱均為承力式結構，都由橢球形前、後底和較短的筒段構成。貯箱內都安裝有防晃板、消漩器、增壓兼安全溢出管、液位感測器、溫度感測器等。前底上都開有直徑４60毫米的人孔及其它器件的安裝孔。後底也有若干感測器和加注管路的安裝孔。燃料貯箱的正中央有供氧化劑輸送管通過的隧道管。
二子級發動機機架通過8個連線點共16顆螺栓與燃料貯箱後短殼相連。該後短殼由於承擔將發動機架傳來的集中力擴散成均布力的任務，其長度較其它部位短殼稍長一些。
兩個貯箱均由化學銑切的整體LD10鋁銅合金板焊接而成。
箱間段與一子級箱間段基本相同，為蒙皮,桁條,隔框全鉚接結構構成的圓柱形殼體。其上有6個尺寸為438毫米×488毫米的艙口，用於對其內的儀器和設備進行安裝、檢查和維護等。
儀器艙位於運載火箭本體結構的前端，系承力結構。儀器艙內安裝有主要控制儀器及用於增壓和供氣的氣瓶等設備。絕大部分控制儀器都安裝在置於氧化劑貯箱前底的環形儀器支架上，慣性平台則置於前底正中部位的安裝凸台上。儀器艙殼體總長1.4米，半錐角22度20分，為由蒙皮、桁條、 隔框組成的截錐形結構。其前端框外徑2.2米，後端框外徑3.35米。當使用Ａ型整流罩時，儀器艙殼體外表面噴塗有防熱層，以防止殼體溫度因氣動加熱而超過允許值。殼體上開有4個可以供人員進出的艙口，用於儀器設備的檢查和維護。
3、搭載艙
當待發射的有效載荷的質量低於長征二號Ｃ的運載能力時，可以利用搭載艙搭載發射其它有效載荷。
搭載艙是專門為搭載有效載荷提供服務的艙段，位於主有效載荷與儀器艙之間（主有效載荷使用Ａ型整流罩）。搭載艙的作用是將主有效載荷、搭載有效載荷、Ａ型整流罩和運載火箭連成一體，維持運載火箭外形的完整，提供搭載有效載荷使用空間，並有利於有效載荷入軌後的分離。
搭載艙外徑2.2米，高度和結構形式可按有效載荷的需要進行設計。
為瑞典弗利亞衛星設計的搭載艙外徑2.2米，高度1.8米，分上、下兩個艙段，每段長0.9米。上搭載艙提供主有效載荷的電氣接口和機械接口， 設有用於主有效載荷的連線-分離機構（爆炸螺栓）。下搭載艙的下端面通過32顆螺栓與儀器艙相連線。上、下搭載艙通過４顆爆炸螺栓將弗利亞衛星夾連於二者之間。主有效載荷分離後，運載火箭按照弗利亞衛星的要求進行姿態調整，而後進行上、下搭載艙段的分離，同時實現弗利亞衛星的分離。
4、軌道轉移艙
軌道轉移艙的功用是通過軌道轉移的辦法，將有效載荷送入比長征二號C運載火箭所能達到的正常軌道更高的軌道。根據有效載荷最終軌道的需要，可以設計成一次轉移或二次轉移來實現最終軌道要求。目前，長征二號C採用鏇轉穩定和固體火箭推進的軌道轉移艙來實現有效載荷的軌道轉移，不希望鏇轉入軌的有效載荷可在入軌分離前進行消鏇。該軌道轉移艙既可用於主有效載荷，也可用於搭載有效載荷。
5、整流罩結構
整流罩內的有效載荷通過轉接支架與有效載荷支架相連線。當長征二號C運載火箭發射後穿越稠密大氣層時，整流罩保護有效載荷不受高速氣流沖刷。穿越大氣層後，約在120公里高度，整流罩完成使命而拋離。
長征二號C運載火箭配有Ａ型和Ｂ型兩種整流罩，以適應不同有效載荷的需要。兩種整流罩所提供的有效載荷使用空間有較大的差別。
A型整流罩由縱向連線的兩半結構構成，在發射場與運載火箭組裝成一體。
A型整流罩結構由端頭和錐段兩部分組成。端頭由酚醛、玻璃布模壓而成，錐段為蒙皮、桁條隔框鉚接結構。
A型整流罩的分離構件由爆炸螺栓和火藥作動筒組成。爆炸螺栓共有8顆，縱向和橫向分離面各4顆。火藥作動筒產生分離力，沿縱向分離面分布，共4個。
B型整流罩也由沿縱向分為兩半的結構組成，在發射場與有效載荷連同支架組裝在一起，然後與運載火箭箭體組合在一起。
B型整流罩的結構由端頭、雙錐段和筒段三部分組成。端頭由酚醛玻璃布模壓而成，雙錐段及筒段均為蒙皮,桁條,隔框鉚接結構。在筒段上開有透波視窗，以滿足用戶對無線電透波性的要求。
B型整流罩的分離機構採用無污染的爆炸索，以保證有效載荷的潔淨環境。
當使用A型整流罩時，儀器艙殼體即為有效載荷支架。
當採用B型整流罩時，有效載荷通過轉接支架安裝到有效載荷支架上。轉接支架與有效載荷支架間以螺栓連線，二者對接基準面直徑為2.05米。 有效載荷轉接支架有3種型式：937型與有效載荷的對接直徑為937毫米；1194型與有效載荷的對接直徑為1194毫米；1497型與有效載荷的對接直徑為1497毫米。937型和1194型在與有效載荷的對接面處均有包帶式連線分離機構。1497型轉接支架以螺栓與有效載荷相連線，用來發射自帶分離機構的有效載荷。
上述各種轉接支架均為截錐形鋁合金蒙皮、桁條鉚接結構，其後端面通過螺栓與有效載荷支架相連。
分離系統
長征二號1、級間分離
長征二號C的級間分離採用熱分離方式。
當級間分離程式開始時，首先起動二子級發動機，然後關閉一子級發動機。當二子級的YF-22發動機推力達到預定推力、一子級YF-21發動機推力減小到預定推力時，連線一子級和二子級的爆炸螺栓同時起爆，一、二子級在二子級發動機噴流和推力的作用下開始分離，二子級發動機的噴焰從級間桿系和分離面處排出。二子級YF-22發動機的噴管從級間殼段中最後脫離出來，實現分離。
在級間分離面上有12顆爆炸螺栓將兩子級連線在一起，所有螺栓對稱分布在8個連線點上。爆炸螺栓置於能防止爆炸後的螺栓飛出的防護盒內，以保證分離的安全。
2、星箭分離
衛星與有效載荷轉接支架的連線採用包帶式連線機構，用2顆鎖緊爆炸螺栓將包帶鎖緊，使衛星與轉接支架牢固連線。分離時，將兩顆鎖緊爆炸螺栓引爆，包帶解鎖，使衛星與運載火箭實現機械脫離。
星箭分離的分離力由安裝在二子級箭體末端的4枚反推固體火箭提供。每枚反推固體火箭點火工作0.5秒，使分離後的二子級運載火箭箭體產生1~1.5米 /秒的分離速度，實現與衛星的分離。星箭分離程式見表3。
制導和控制系統
長征二號C制導和控制系統由制導系統和姿態控制系統組成。
1、制導系統
制導系統的功用是：控制火箭沿預定軌道飛行，當達到預定的運動參數，滿足有效載荷精確入軌的要求時，關閉發動機，使有效載荷按預定要求準確入軌。
制導系統的具體任務是：1.控制火箭按預定的程式轉彎；2.完成程式飛行的控制，保證關機時的程式角；3.當火箭達到預定的關機特徵量時，控制發動機關機。共發出三次關機信號，分別關閉一子級發動機、二子級主發動機和遊動發動機；4.導引火箭按預定的軌道飛行。
制導系統的主要設備是慣性平台和數字計算機，稱為平台計算機制導系統。
（1）平台系統
本系統所用的平台為三軸氣浮陀螺穩定平台，由平台結構系統、平台穩定系統、初始對準系統、加速度測量系統、姿態角測量系統、步進電機程式機構、自毀觸點和附屬裝置組成。平台系統的功用是：
1）建立與發射點的大地坐標系相重合的、在飛行過程中始終保持的慣性坐標基準。建立這個慣性基準的目的，是為裝在台體上的加速度計和姿態角感測器的測量提供計量基準。
2）測量並輸出火箭飛行中沿3個方向的視速度增量信號（以正、負脈衝的形式表示），供關機、導引用。安裝在平台台體上的3個加速度計分別測量慣性坐標系3個方向的視加速度，經一次積分得到視速度，並以脈衝電壓形式輸送給計算機，供關機和導引用。
3）測量並輸出火箭飛行姿態角信號，供姿態穩定系統用。裝在平台上的角度感測器輸出與箭體姿態角成比例的電信號給變換放大器，經變換放大後輸送給伺服機構，帶動發動機擺動，減小箭體飛行姿態偏差。
4）給出程式飛行控制信號。計算機按預定的飛行程式，以脈衝形式發出程式指令信號，送給平台上的程式機構，由程式機構將角度信號轉換成回響的電壓信號，送至綜合放大器後，控制伺服機構，驅動發動機擺動，使火箭按預定的程式轉彎。
5）當火箭在飛行中發生不可挽回的故障時，發出自毀信號。
（2）計算機
計算機的功用是：
1）以3個方向的加速度計信號為輸入，定時計算關機方程，求出關機餘量；當其小於預定值時，發出關機信號。
2）以3個方向的加速度計信號為輸入，定時計算導引方程，輸出導引信號。
3）按預先存貯的程式，發出程式脈衝信號，送至平台程式機構。
4）在火箭起飛前完成所需的測試和自檢任務；完成飛行諸元數據裝訂。
制導系統的工作原理是：
1）關機控制安裝在平台台體上的8個加速度計測量出加速度，並轉換成電脈衝形式，送入計算機按關機方程進行求和計算，爾後與存貯在存貯器里的標準關機脈衝相減。當把與子級關機相對應的脈衝全部減完時，計算機發出子級發動機關機指令信號。
2）程式轉彎控制火箭起飛後垂直上升，8秒開始由計算機制導程式控制，按標準軌道設計的要求，給平台程式機構發出程式脈衝，控制火箭按照要求進行程式轉彎。
3）導引控制加速度計輸出脈衝進入計算機後，按導引方程進行計算，並實時地和事先裝在存貯器里的標準軌道相比較，得出偏差值，把火箭導引到標準軌道上來。
2、姿態控制系統
姿態控制系統的功用是：穩定火箭的飛行姿態，控制火箭繞質心的轉動。
姿態控制系統的具體任務是：1.消除火箭飛行中的姿態角偏差，使火箭在預定的軌道上穩定飛行；2.配合制導系統完成火箭飛行的程式控制；3.配合導引系統完成橫、法嚮導引控制。
姿態控制系統由一子級姿態控制系統和二子級姿態控制系統兩個系統組成，各系統均由敏感元件、變換放大器和執行機構三部分組成。
一子級姿態控制系統由平台、姿態角感測器、速率陀螺、橫向和法向加速度計構成敏感元件，由檢波器、有源校正網路、綜合放大器構成變換放大器，由液壓伺服機構構成執行機構。
二子級姿態控制系統只敏感姿態角信號，無速率陀螺和橫、法向加速度計，但引入了導引信號，沒有調零裝置，其它組成基本與一子級姿態控制系統相同。
遙測和跟蹤系統
1、遙測系統
遙測系統的功用是：獲取火箭飛行中各系統和主要設備的工作參數、故障監測參數和環境參數。 遙測系統由參數測量裝置、傳輸裝置、數據記錄和處理裝置以及電源配電裝置等組成。 遙測系統共測量152個參數，參數分類見表4。
（1）參數測量裝置
該裝置的作用是感受被測對象的參量，並按照一定規律將其轉換成某種物理量。該裝置主要由各種感測器、變換器組成，如鉑電阻式及熱敏電阻式溫度感測器，浮子式乾簧開關型液位感測器，電位計式壓力感測器，壓電式振動感測器，渦輪及皮托管式流量感測器等。
（2）傳輸裝置
傳輸裝置的功用是將參數測量系統測得的數據從箭上傳送到地面，並予以記錄。傳輸系統由傳送（箭上）和接收（地面）兩大部分組成。信號調節器的作用是採用隔離、斬波放大、相敏整流、脈衝計算等方法，將不符合傳輸設備輸入格式要求的信號變換成滿足其規範要求的信號。信號轉接裝置主要用於完成信號的匯集與配置及能量的饋配。采編器的作用是將緩變模擬信號變換成數字量編碼信號，並與數字量信號和速率信號一起輸出綜合群信號。發射機對信號進行載頻調製，經天線傳送出去。地面接收則以逆變換方式，將傳來的測量參數解調記錄下來。
地面接收設備有固定站式和車載式兩種。車載式接收設備可用於活動接收站，可以實現對部分重要測量參數的實時數據處理和顯示，並可實時為指揮控制人員提供火箭工作情況。
長征二號2、跟蹤系統
跟蹤系統由無線電跟蹤分系統和無線電遙控分系統兩部分組成。
（1）無線電跟蹤分系統
無線電跟蹤分系統的功能是實時跟蹤、測量火箭飛行軌道，提供實時跟蹤數據和無線電遙控判斷信息。
無線電跟蹤分系統由箭上和地面兩部分組成。箭上部分由連續波雷達應答機Ⅰ、連續波雷達應答機Ⅱ、單脈衝雷達應答機和天線等組成。地面部分由連續波跟蹤雷達和單脈衝跟蹤雷達等組成，按飛行任務的不同布於國內3～4個區域。
（2）無線電遙控分系統
無線電遙控分系統的功能是，當運載火箭飛行中發生不可挽回故障，偏離預定軌道，並危及規定的保護區域安全時，地面發出遙控炸毀指令，箭上接收指令後，給自毀系統發出炸毀指令信息，由自毀系統將故障火箭炸毀。
無線電遙控分系統由箭上部分和地面部分組成。箭上部分由一部遙控指令接收機及3副線極化天線組成，3副天線沿箭體外殼周向安裝，組成全向天線陣。地面部分由遙控雷達組成。
自毀系統
自毀系統由自毀控制器、引爆器、爆炸器、電纜網和電池組成。自毀系統的作用是，當運載火箭在飛行過程中因故障而將導致飛行失敗時，將火箭自行炸毀，以減輕或避免火箭墜落地面時，對人員和設施造成的危害。
自毀系統設有兩種自毀機構。
1、指令自毀地面指揮控制人員根據火箭飛行數據，判定火箭已經出現不可挽回的故障，並有危及地面安全的趨勢時，可通過地面遙控雷達向運載火箭發出炸毀指令。箭上跟蹤系統中的遙控安全指令接收機接收到炸毀指令後，給自毀控制器發出自毀信號，實施自毀。
2、自主自毀當火箭因故障導致姿態失去穩定、火箭姿態角超過允許值時（絕大部分故障都將導致火箭的姿態失控），自毀觸點接通，向自毀系統發出自毀信號，火箭進行自毀。
電源與配電系統
長征二號遙測與跟蹤系統和自毀系統均有獨立的比較簡單的電源。制導與控制系統的電源及配電系統比較複雜，此處主要介紹制導與控制系統的電源與配電系統。
制導與控制系統電源與配電系統的功用是：1.向制導與控制系統各儀器、推進系統火工品、級間分離和星箭分離火工品供電；2.按預定程式發出各種指令以控制有關電路；3.與地面測試設備配合完成制導與控制系統的測試。
制導與控制系統電源與配電系統由電源和配電兩部分儀器組成。電源部分由一次電源和二次電源組成。一次電源由蓄電池構成，直接或間接（經二次電源）給制導和控制系統各儀器設備、伺服機構和火工品供電。二次電源由換流器、穩壓電源和脈衝電源構成，將一次電源的直流電轉換成交流電或脈衝電源向需要此種電源的儀器設備供電。
配電部分由2台配電器和2台程式配電器組成，為各儀器設備配。
其它系統
1、方位瞄準系統
方位瞄準系統用來測量與調整箭體坐標系、平台坐標系，使它們與確定的軌道坐標系在方位上一致。
方位瞄準系統採用半自動光電瞄準系統，主要由光電經緯儀、瞄準控制器、平台稜鏡、方位鎖定放大器等組成。
方位瞄準採用轉動發射台進行粗瞄、轉動平台進行精瞄的方法進行。
（1）粗瞄粗瞄分兩步進行。第一步是在火箭上的平台處於機械鎖定的情況下，用光電經緯儀瞄準固定在平台上的直角反射稜鏡。當稜鏡的法線與射向有較大偏差時，操縱發射台控制器，使火箭進行方位轉動，直到平台上的稜鏡基本上轉到正確方位為止。第二步是在平台開鎖正常工作的情況下，將控制台上的方位瞄準開關打開，使方位和調平一起工作，再次轉動發射台，直至平台處於零位狀態。瞄準就位後，鎖緊發射台。
（2）精瞄精瞄就是將平台坐標系調整到正確方位上。當平台上稜鏡的法線與射向不一致時，瞄準控制器輸出信號，經方位鎖定放大器放大，通過Ｙ向陀螺和平台伺服迴路，使平台台體轉動一定角度，最終使平台坐標系與軌道坐標系在方位上精確一致，並保持到火箭起飛。
2、垂直度調整系統
該系統用來檢查和調整豎立在發射台上的運載火箭的垂直度，使火箭在起飛時刻，其推力線精確地垂直於當地水平面，以減小初始干擾。其主要設備是安裝在一子級發動機機架平面上的水平測量儀（液體擺）。水平測量儀測量的信息通過電纜傳送到地面水平檢查儀。根據水平檢查儀的指示調整發射台的水平狀態，就可達到調整火箭垂直度的目的。
長征二號3、環境調節系統
環境調節系統由整流罩空氣調節系統、艙段加溫系統和氧化劑管路及文氏管加溫系統三大部分組成。
（1）整流罩空氣調節系統
自有效載荷和整流罩組裝完畢至火箭起飛前，均可使用整流罩空氣調節系統，對整流罩內的環境進行空氣調節。整流罩設有進氣口和排氣口，調節空氣從進氣口進入，在罩內環流後經排氣管排出。
整流罩空氣調節系統的基本參數為：1)進入罩內的空氣溫度一般可調節在15～25℃ 之間，也可以根據特殊需要進行超過此溫度範圍的調節；調節空氣的溫度偏差不大於±2℃；2)進入罩內的空氣濕度不超過55％；3)空氣流量可根據需要進行調節（一般為2000升/秒）；4)罩內空氣流動速度不大於2米/秒；5)空氣調節系統在罩內產生的噪聲不大於90分貝。
（2）艙段加溫系統
在冬季進行發射準備時，當外界環境溫度低於－10℃時，要給儀器設備較多的儀器艙（當使用Ａ型整流罩時）和一、二子級的箱間段加溫。為此設有艙段地面加溫系統。
該系統由地面部分和箭上部分組成。地面部分主要有地面電源和溫度控制器，箭上部分主要有加溫套、測溫感測器等。使用時，將加溫套縛於艙段外殼上，通電加溫，同時測量艙段內空間和艙段外壁的溫度，以控制加溫功率。
（3）氧化劑管路加溫系統
氧化劑（四氧化二氮）冰點比較高（－11℃），當環境溫度比較低時，在暴露的氧化劑管路中的四氧化二氮就有可能結冰，從而會導致推進系統無法正常工作。為此設有氧化劑管路及文氏管加溫系統。需加溫的管路為一、二子級氧化劑起動閥門前的輸送管等部位，加溫方式是對管路的外壁加溫。
氧化劑管路加溫系統由電源（直流）、加溫器、保溫套、測溫器及控制器等組成。推進劑加注後，根據環境溫度預計氧化劑管路中推進劑溫度低於－6℃時，加溫系統投入使用。
4、推進劑測溫系統
推進劑測溫系統用來測量、監測運載火箭加注後的貯箱內推進劑溫度的變化情況，以便根據對發射時刻貯箱內推進劑溫度的實際預測，決定是否採取補加推進劑或諸 元修正等措施，並為事後分析發動機性能及推進劑利用情況提供原始依據。該系統由安裝在貯箱內的溫度感測器、地面溫度測量電橋和連線電纜組成。 推進劑測溫系統提供了對貯箱內推進劑的溫度進行監測的手段。溫度監測從加注後開始，一直持續到發射前。當發現貯箱內推進劑的溫度因環境等因素的影響，偏離預計值時，將採取補充加注推進劑等措施，以保證推進劑兩組元的配比最接近於火箭飛行中兩組元的實際消耗配比。為增大推進劑在貯箱內的晃動阻尼，減小推進劑晃動幅值，降低晃動對控制的干擾，在各貯箱箱壁和後底上，均設定了半圓形阻尼板，在二子級氧化劑貯箱後底還設定了 “十”字形防晃板。為了防止貯箱內推進劑較少時，在輸送管的入口處出現推進劑的鏇轉和中部液面的塌陷現象，使氣體進入輸送管內，導致渦輪泵因氣蝕而損壞，在各貯箱後底的推進劑輸送管入口處，均設定了防鏇、防塌裝置。
