研發背景
長征五號火箭LOGO 在隨後的20世紀90年代，長征三號乙等火箭的首飛，中國完善了火箭體系，但同時老舊的長征火箭也暴露出一系列問題。90年代後期各航天強國火箭升級，中國火箭技術逐漸“喪失了在世界航天界第二集團的優勢地位”。
由於數次發射失敗等火箭問題以及九十年代末美國通過的“國際武器交易規則”使中國喪失了大部分原有的世界商業發射市場份額，而中國載人航天工程未來空間站以及其它大質量衛星的發射需求也超過了當時中國火箭的運載能力。為縮小與世界的差距、重獲市場份額、滿足未來航天需要，再加上研製新火箭以維持研發隊伍的考慮，中國在2000年前後將新型火箭的論證工作提上日程。
設計演進
2002年新一代運載火箭模型出現在珠海航展 2001年後，中國繼續對新型火箭的設計方案、發展途徑、發射場等方面進行討論。2002年中國改進完善863計畫火箭發動機和大型運載火箭專家組組長朱森元“模組化研製、積木式發展”的建議，確定了“一個系列、兩種發動機、三個模組”的總體發展思路以及”通用化、系列化、組合化”的設計思想。這在2006年新火箭立項開始研製時公布的新火箭方案中得到體現。
2003的方案體現了模組化的設計思想 
2006新一代運載火箭5米直徑系列設計圖 | 構型 | A | B | C | D（基本型） | E | F |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 組成 | 1×5米芯級模組+2×2.25米助推器模組+2×3.35米助推器模組 | 1×5米芯級模組+4×3.35米助推器模組 | 1×5米芯級模組+4×2.25米助推器模組 | 1×5米芯級模組+1×5米芯二級模組+2×2.25米助推器模組+2×3.35米助推器模組 | 1×5米芯級模組+1×5米芯二級模組+4×3.35米助推器模組 | 1×5米芯級模組+1×5米芯二級模組+4×2.25米助推器模組 |
| 箭體長度/米 | 49.906 | 52.406 | 44.906 | 59.456 | 61.956 | 54.456 |
| 整流罩長度/米 | 18 | 20.5 | 13 | 18 | 20.5 | 13 |
| 發動機台數 | 8 | 10 | 6 | 10 | 12 | 8 |
| 起飛質量/噸 | 622.5 | 784.5 | 458.5 | 643.0 | 802.9 | 483 |
| 起飛推力/千牛 | 8179 | 10565 | 5792 | 8179 | 10565 | 5792 |
| 運載能力/噸 | LEO 18 | LEO 25 | LEO 10 | GTO 10 | GTO 14 | GTO 6 |
儘管中國新一代運載火箭與原長征火箭有很大的不同，但是考慮到長征系列火箭已有的品牌影響力，中國在2007年還是將新火箭統一命名歸納為“長征五號”系列。此後長征五號火箭的方案經過一些更改。2009年與2010年原本作為長征五號系列中衍生型號的小型、中型火箭分別獨立形成“長征六號”與“長征七號”，長征五號系列中僅剩下5米芯級直徑的大型火箭。同時，為避免火箭系列間運載能力交叉重疊，長征五號系列的優先發展型號由2006年時的基本型構型D轉變為近地軌道、地球同步轉移軌道運力最強的兩種型號：構型B和構型E。2011年左右，二者分別被命名為“長征五號乙”和“長征五號”，再加上配套的遠征二號上面級，便形成了目前的長征五號系列。
研製過程
中國航天動力部門在火箭研製開始前很早就對發動機進行了研製。長征五號使用的液氧煤油補燃循環發動機YF-100於2000年獲得工程立項。在此之前中國863計畫就將高壓補燃液氧煤油發動機列入規劃，1990年從前蘇聯引進了2台RD-120發動機進行原理研究，之後進行關鍵技術攻關，奠定了YF-100的基礎。YF-100於2001、2005年分別進入初樣研製和試樣研製階段。2012年，YF-100完成發動機研製專項驗收。一級氫氧發動機YF-77研製始於二十世紀90年代，2001年獲得研製立項，2009年轉入試樣研製。2012年8月，發動機500秒長程熱試車成功，確定了長征五號首飛發動技術狀態。二級氫氧發動機YF-75D是長征三號甲系列火箭三子級氫氧發動機YF-75的適應性改進型號於2006年開始研製，2014年進入驗收階段。2016年11月3日，長征五號火箭首飛取得圓滿成功。
| 職務 | 姓名 |
|---|---|
| 總設計師 | 李東 |
| 副總設計師 | 朱曦全，楊虎軍，馬佳，劉站國，王維彬，婁路亮 |
| 總指揮 | 王珏 |
| 副總指揮 | 馬佳，李斌 |
| 備註 | 資料來源： |
2006年新一代運載火箭基本型（即構型D）獲得立項開始工程研製，進入方案設計階段。2009年長征五號運載進入初樣研製階段，期間完成以5.2米直徑整流罩和5米直徑火箭艙段為代表的大部分箭體結構的製造、生產、試驗等技術，並在中國首次實現了火箭全型號數字工程化套用。2011年，長征五號乙立項進入工程研製。2013年7月，長征五號進入試樣研製階段。主要完成了全箭模態試驗、各動力系統試車，整流罩分離試驗等大型地面試驗，並開展火箭的生產、總裝和測試。2016年長征五號完成發射場合練，驗證了火箭、發射場、地面發射支持系統的接口協調以及吊裝起豎、測試、轉運等流程，最終確定長征五號火箭整體技術狀態。
長征五號的研製同時帶動一些列配套設定的建造。為了火箭測試，2013年中國研製完成了70噸級的世界最大推力的振動台 用於火箭、太空飛行器生產、總裝、測試的中國新一代運載火箭天津產業化基地一期於2012年建成投入使用，用於箭體運輸的遠望21號於同年下水。長征五號的發射場中國文昌衛星發射中心2009年開始建設，接近完成。
| 時間 | 試驗項目 | 資料來源 | 時間 | 試驗項目 | 資料來源 |
|---|---|---|---|---|---|
| 2012年5月 | 助推器分離試驗完成 | 2015年4月 | 輔助動力系統試車完成 | ||
| 2012年6月 | 芯二級氫箱低溫靜力試驗失敗* | 2015年4月 | 芯二級氫箱低溫靜力試驗完成 | ||
| 2013年4月 | 芯一級氧箱低溫靜力試驗完成 | 2015年5月 | 芯二級氫箱液氮爆破試驗完成 | ||
| 2013年6月 | 長征五號整流罩分離試驗完成 | 2015年5月 | 芯一級氧箱低溫內壓合格試驗和爆破試驗完成 | ||
| 2013年6月 | 助推器動力系統試車完成 | 2015年7、8月 | 芯二級動力系統試車完成 | ||
| 2013年12月 | 芯一級氧箱破壞性試驗完成 | 2013年10月-2015年8月 | 全箭模態試驗完成 | ||
| 2014年11月 | 芯二級氧箱聯合複合材料箱間段低溫靜力試驗完成 | 2015年10月 | 助推器全攪拌摩擦焊液氧箱低溫靜力試驗完成 | ||
| 2014年11月 | 新芯二級氧箱低溫破壞性試驗完成 | 2015年10月 | 芯一級氫箱低溫靜力試驗完成 | ||
| 2014年12月 | 助推器斜頭錐靜力試驗完成 | 2015年12月 | 芯一級氫箱低溫爆破試驗完成 | ||
| 2015年1、6月 | 長征五號乙整流罩分離試驗完成 | 2015年9月-2016年2月 | 長征五號發射場合練完成 | ||
| 2015年2、3月 | 芯一級動力系統試車完成 | ||||
| 備註 | * 在未達到設計壓力情況下，箱體焊縫出現長約300mm的裂紋，實驗失敗。三年後再次實驗成功。 | ||||
基本參數
長征五號系列示意圖 構型參數
| 分類 | 長征五號乙 (CZ-5B) | 長征五號 (CZ-5) | 長征五號/遠征二號 (CZ-5/YZ-2) |
|---|---|---|---|
| 級數 | 1.5 | 2.5 | 3.5 |
| 全長/米 | 53.66 | 56.97 | |
| 翼展/米 | 17.3 | ||
| 起飛推力/千牛 | 10524 | ||
| 起飛質量（不含衛星）/噸 | 837 | 867 | ? |
| 助推器 | |||
| 長度/米 | 27.6 | ||
| 直徑/米 | 3.35 | ||
| 起飛質量/噸 | 155.7 | ||
| 推進劑質量/噸 | 144 | ||
| 發動機 | 2×YF-100 | ||
| 推進劑 | 液氧/煤油 | ||
| 海平面推力/千牛 | 2×1188 | ||
| 真空推力/千牛 | 2×1340.5 | ||
| 海平面比沖/米每秒 | 2942 | ||
| 真空比沖/米每秒 | 3286.2 | ||
| 工作時間/秒 | 180 | ||
| 芯一級 | |||
| 級長/米 | 33.16 | ||
| 直徑/米 | 5.0 | ||
| 起飛質量/噸 | 175.6 | ||
| 推進劑質量/噸 | 158.3 | ||
| 發動機 | 2×YF-77 | ||
| 推進劑 | 液氧/液氫 | ||
| 海平面推力/千牛 | 2×510 | ||
| 真空推力/千牛 | 2×700 | ||
| 海平面比沖/米每秒 | 3058 | ||
| 真空比沖/米每秒 | 4214 | ||
| 工作時間/秒 | 480 | ||
| 芯二級 | |||
| 級長/米 | 無此結構 | 11.54 | |
| 直徑/米 | 5.0 | ||
| 起飛質量/噸 | 39 | ||
| 推進劑質量/噸 | 32 | ||
| 發動機 | 2×YF-75D | ||
| 推進劑 | 液氧/液氫 | ||
| 真空推力/千牛 | 2×88.36 | ||
| 真空比沖/米每秒 | 4340 | ||
| 工作時間/秒 | 700 | ||
| 遠征二號上面級 | |||
| 直徑/米 | 無此結構 | 3.8 | |
| 發動機 | 2×YF-50D | ||
| 推進劑 | 四氧化二氮/偏二甲肼 | ||
| 真空推力/千牛 | 2×6.5 | ||
| 真空比沖/米每秒 | 3150 | ||
| 啟動次數 | 2 | ||
| 工作壽命/小時 | 6.5 | ||
| 整流罩 | |||
| 長度/米 | 20.5 | 12.267 | |
| 直徑/米 | 5.2 | 5.2 | |
| 有效載荷最大包絡直徑/米 | 4.5 | 4.5 | |
| 質量/噸 | 約4 | 約2.5 | |
| 備註 | 1. 資料來源：首飛觀禮手冊 2. 上表中發表於2013年以前的數據或非官方標準數據用斜體表示，表示僅供參考。 | ||
| 運載火箭 | 目標軌道 | 軌道高度/千米 | 軌道傾角/° | 運載能力/噸 | 典型載荷 |
|---|---|---|---|---|---|
| 長征五號乙 (CZ-5B) | LEO | 200×400 | 42 | 25（或23 ① ） | 天和號核心艙 |
| 長征五號 (CZ-5) | GTO ② | 200×36000 | 19.5 | 14（或13 ① ） | 東方紅五號 通信衛星平台 |
| TLI | 200×380000 | 24.5 | 8.2 | 嫦娥五號 | |
| SSO | 700×700 | 98 | 15 | ||
| MTO | 200×26000 | 55 | 13 | ||
| TMI | 200×55000000 | 5 | 火星探測器 | ||
| 長征五號/遠征二號 (CZ-5/YZ-2) | GEO | 36000×36000 | 0 | 5.1 | 實踐十七號 |
| SSO | 2000×2000 | 108 | 6.7 | ||
| MEO | 26000×26000 | 55 | 4.5 | 北斗三號 | |
| 備註 | 1. 資料來源： 2. 長征五號發射場位於中國文昌衛星發射中心，緯度19°19′00.18″N。 3. 儘管基本型長征五號理論上有32噸的近地軌道運載能力，但是它不用於發射該軌道衛星。 4. 軌道縮寫對照： LEO：Low Earth orbit，近地軌道 GTO：Geostationary Transfer orbit，地球同步轉移軌道 TLI：Trans-Lunar injection，地月轉移軌道 SSO：Sun-synchronous orbit，太陽同步軌道 MTO：Medium Earth Transfer orbit，中地球轉移軌道 TMI：Trans-Mars injection，地火轉移軌道 GEO：Geosynchronous orbit，地球靜止軌道 MEO：Medium Earth orbit，中地球軌道 ①LEO與GTO運力根據原IAC-14論文為23噸和13噸，現官方說法為25噸和14噸。 ②從此GTO軌道變軌至GEO需要速度增量約1650米/秒。 | ||||
總體布局
長征五號採用模組化設計，火箭各組成部分對應不同的模組：芯一級對應5米直徑火箭芯級模組，芯二級對應5米直徑火箭上面級模組，助推器對應3.35米直徑火箭助推級模組。各種模組根據不同方式搭配再加上整流罩等火箭部件就可以形成不同構型火箭。
長征五號系列的布局結構 長征五號運載火箭（代號：CZ-5）是長征五號系列的基本型號，為帶助推器的兩級火箭。助推器採用4個3.35米直徑模組，每個助推器配置2台120噸級液氧煤油發動機YF-100，每個助推器有1台發動機可單向擺動。一子級採用5米直徑模組，安裝2台可雙向搖擺的50噸級氫氧發動機YF-77。二子級採用改進自長征三號甲運載火箭三子級氫氧發動機的YF-75D作為主動力，發動機可雙向擺動，能兩次起動，同時配有輔助動力系統。整流罩與有效載荷一起垂直整體運輸、吊裝。
長征五號乙運載火箭（代號：CZ-5B）為帶助推器的一級火箭。其芯一級以及助推器與基本型相同，但是取消了基本型的芯二級，並使用更大的整流罩。
長征五號/遠征二號運載火箭（代號：CZ-5/YZ-2）為帶助推器的三級火箭。其助推器、芯一級、芯二級、整流罩與基本型相同，但
長征五號的箭在整流罩內增加了遠征二號上面級作為第三級。
箭體結構
體結構分芯級和助推器兩部分，由多個功能各異的部件和組件構成，包括有效載荷整流罩、有效載荷支架、儀器艙、級間段、液氧箱、液氫箱、煤油箱、箱間段、後過渡段、斜頭錐、尾段和尾翼等。
貯箱結構材料選用2219鋁合金，各級均採用獨立貯箱。芯級4個貯箱除一子級液氧箱外均選用單一的硬殼式結構。
助推器
3.35米助推器模組在震動試驗塔中 助推器結構形式與長征三號乙運載火箭的箭體結構相似，助推器貯箱選用等邊三角形格線加筋殼結構。助推器液氧貯箱採用了全 攪拌摩擦焊技術。
助推器的頭錐為斜錐體，由半球形端頭和截錐殼體兩部分組成。3.35米直徑助推器頭錐傾斜角度為15°。端頭在飛行過程中要承受氣動加熱。截錐殼體採用桁梁式半硬殼薄壁結構，外表面蒙皮採用耐高溫玻璃鋼材料。
 助推器煤油儲箱 |  助推器整體外形 |  助推器上部連線裝置分離 |
 助推器下部連線裝置分離 |  助推器分離實驗 |  起吊中的長征五號助推器 |
芯一級
2015年3月芯一級動力系統試車 貯箱箱筒段是箭體結構中的主要承力結構，所承受的外載荷較為複雜，包括內壓、軸壓、彎矩和剪力等，其結構形式需按照承受的載荷和最小結構質量等因素進行綜合設計。短殼用於貯箱與相鄰結構部段之間的連線，主要傳遞軸向均布或非均布載荷。短殼通常為4塊壁板焊接成的圓筒段，一端鉚有端框，與其他部段對接；另一端與箱底焊接。短殼承受的載荷多為軸壓、彎矩聯合載荷。根據載荷條件、邊界條件選擇結構形式，一般為硬殼式結構、半硬殼式結構或整體格線加筋結構。
芯一級箱間段連線氧化劑箱和燃料箱的短殼，採用半硬殼式結構，由金屬蒙皮、桁條、中間框和上、下端框等組成。由於助推器的前捆綁點位於此段上，載荷主要由組合梁和副梁來承受。
一、二子級級間段採用半硬殼式結構，由金屬蒙皮、桁條、中間框和上、下端框等組成，分為上、下兩個柱段，並含有級間分離結構。
芯一級尾段為半硬殼式結構，由金屬蒙皮、組合梁、副梁、桁條、中間框和上、下端框等組成。
5米直徑貯箱部分使用了攪拌摩擦焊技術，一級氫箱生產中運用銑焊一體技術、內撐外壓技術和輔助支撐技術等手段。
 長征五號系列運載火箭首件一級氫箱研製成功 |  5米直徑儲箱內觀 |  進行低溫靜力試驗的長征五號芯級一級氧箱 |
 長征五號火箭尾段靜力件 |  芯一級整體外形 |  芯一級儲箱噴塗絕熱材料 |
芯二級
長征五號芯二級動力系統試車箭 芯二級結構包括貯箱、箱間段和儀器艙等。
為了簡化操作、提高可靠性、降低成本，芯二級貯箱均採用獨立箱體結構而不採用共底結構，液氫箱直徑5米，液氧箱直徑3.35米，液氧箱位於液氫箱下部。二子級液氫箱採用球形底的箱底結構形式，箱筒段為光筒殼；前、後短殼採用正置正交格線結構；芯二級液氧箱的前、後箱底採用橢球底，前、後短殼和箱筒段均為光筒殼。主體結構材料為2219鋁合金。
芯二級箱間段為倒錐形，大端直徑5米，小端直徑3.35米，採用複合材料桿結構。
儀器艙為截錐型殼體，完成由5.2米直徑整流罩到5米直徑芯級結構的過渡。截錐型殼體採用蜂窩夾層結構，由內、外碳纖維面板、鋁蜂窩夾芯和前、後端框等組成。
 2012芯二級氧箱進行低溫靜力試驗 |  2015芯二級氧箱進行低溫靜力試驗 |  芯二級懸掛氧箱 |
有效載荷支架
有效載荷支架與遠征二號上面級 上面級
主條目：遠征二號
遠征二號上面級示意圖 整流罩
長征五號乙運載火箭整流罩 整流罩依結構可劃分為端頭帽、前錐段、前柱段、基本圓柱段和橫向分離段五個模組。
端頭帽的主要功能是保證氣動外形，適應氣動加熱要求，採用帶加強框架的層壓玻璃鋼半球殼結構形式。
前錐段為馮卡門外形，主要目的是改善氣動外形，採用由碳/環氧面板和聚甲基丙烯醯亞胺（PMI泡沫）芯子組成的夾層結構。PMI泡沫與鋁蜂窩相比具有較高的彎曲剛度和側壓強度，且有較好的熱變形能力，能很好地吻合馮·卡門不可展開曲面成型工藝，而成本可降低20%～25%。
長征五號火箭整流罩成功進行分離試驗 基本圓柱段主要功能是為有效載荷提供有效空間，採用鋁合金半便殼式結構形式，結構適應性強、承載能力大，組合方便。
由於氣流的沖刷，在有效載荷整流罩的外表面，特別是端頭帽和前錐段的外表面會產生比較大的熱流，因此有效載荷整流罩需採取防熱措施。有效載荷整流罩的防熱結構，是在外表面貼上特製的低導熱係數複合材料。
整流罩在中國首次採用了橫向線性分離裝置。
 長征五號首個整流罩在211廠成功下線 |  整流罩與貼附的軟木（攝於2012年） |  12.5米整流罩內一箭四星北斗衛星堆疊方式 |
推進系統
助推器推進系統
發動機
主條目：YF-100火箭發動機
液氧煤油補燃循環發動機系統圖 液氧煤油補燃循環（又稱分級燃燒循環）發動機工作原理為：氧化劑經預壓泵主泵增壓後進入燃氣發生器； 燃料經預壓泵一級泵增壓後分為兩路，少部分經二級泵進一步增壓後進入燃氣發生器，絕大部分進入推力室；全部氧化劑與少部分燃料在燃氣發生器中燃燒，產生高壓富氧燃氣，驅動渦輪泵，之後進入推力室，與大部分燃料再次燃燒（即補燃），產生高溫高壓的燃氣，燃氣經噴管噴出產生推力。
YF-100模型 發動機按照多次使用設計，實現了單台發動機多次地面試車，具有重複使用的潛力。
YF-100主要性能參數| 參數名稱 | 參數值 | 參數名稱 | 參數值 |
|---|---|---|---|
| 海平面推力 | 1200千牛 | 高度 | 2991毫米 |
| 真空推力 | 1340千牛 | 噴管面積比 | 35 |
| 海平面比沖 | 2942米/秒 | 推力調節範圍 | 65%-100% |
| 真空比沖 | 3286米/秒 | 混合比調節範圍 | ±10% |
| 燃燒室壓力 | 18.0兆帕 | 循環方式 | 補燃循環 |
| 混合比 | 2.6 | 研製時間 | 2000年-2012年 |
| 噴管出口直徑 | 1347毫米 |
增壓輸送系統
助推器增壓輸送系統由貯箱增壓、發動機循環預冷、貯箱加注排氣、推進劑輸送和吹除氣封等系統組成。
貯箱增壓方案：煤油箱採用閉式常溫氦氣增壓方案，系統由高壓氦氣瓶、高壓電磁閥、流量調節元件等組成。液氧箱採用開式自生增壓方案，液氧箱穩定工作段增壓系統由氧蒸發器、增壓破裂膜片、增壓消能器及相應管路組成。液氧箱在發動機起動期間採用常溫氦氣補壓方案，補壓系統由常溫氦氣瓶充氣閥、常溫補壓氦氣瓶、補壓電爆閥、補壓孔板及相應管路組成，箭、地之間連線通過氧組合連線器。
發動機預冷方案：液氧系統採用自然循環預冷結合氦氣引射加強的發動機預冷方案。循環預冷系統包括液氧輸送管、氧主閥、回流管、預冷回流閥、氦氣引射器、引射供氣單向閥、預冷回流閥控制氣路、預冷回流閥控制氣路氣封孔板和預冷回流消能器等。
貯箱加注和排氣方案：液氧及煤油貯箱加注和排氣系統具有自動加注、補加、泄出和連線器自動脫落等功能。液氧加注泄出系統由液氧加泄閥、液氧加泄閥控制氣路及其氣封系統、液氧加注管路、液氧貯箱排氣閥、液氧貯箱排氣閥控制氣路及其氣封系統、液氧加注管路吹除系統、加注液位感測器等組成。煤油加注系統由煤油加泄閥、煤油加注管路、煤油箱排氣閥、煤油箱保險閥和加注液位感測器等組成。
推進劑輸送方案：液氧輸送管從液氧箱底引出，採用隧道管方案。液氧輸送系統包括液氧輸送管、液氧箱底部的鏇渦消除器及過濾網聯合裝置等。為抑制火箭的縱向振動禍合，在液氧輸送管路上加蓄壓器。對於煤油系統，輸送系統包括煤油輸送管、煤油箱底部的鏇渦消除器及過濾網聯合裝置等。
一子級推進系統
發動機
主條目：YF-77火箭發動機
一子級採用2台50噸級燃氣發生器循環的氫氧發動機YF-77並聯，發動機可分別雙向擺動4°。發動機採用地面啟動，具有混合比和流量調節功能。YF-77的噴管面積比達到49:1，混合比為5.5，地面推力約510千牛，真空推力約700千牛，比沖約430秒。
增壓輸送系統
2015年一級試車中的YF-77 貯箱增壓方案：一級飛行中液氧箱採用開式自生增壓方案，從發動機換熱器後引出的氣氧供貯箱增壓。液氧箱增壓系統由YF-77發動機氧換熱器、增壓單向閥、增壓管路和消能器組成。液氫箱採用閉式自生增壓方案，增壓用氫氣為從發動機氫頭腔引出的氣氫。液氫箱增壓系統由增壓孔板、壓力信號計、增壓電磁閥、增壓管路和消能器組成。
YF-77示意圖 貯箱加注和排氣方案：一子級加注和排氣系統應能適應自動加注、補加、泄出、連線器自動脫落等功能。液氧加注系統由氧加注閥、加泄插座、加注管、排氣閥、保險閥和排氣管等組成。液氫加注系統由氫加注閥、加泄插座、加注管、排氣閥、保險閥和排氣管等組成。
推進劑輸送方案：液氧輸送管路從液氧箱底部分兩路引出，沿液氫箱外側進入一子級尾艙，分別與發動機的兩個泵前閥入口對接；箱底輸送管入口設定集消鏇、防塌及過濾功能於一體的裝置。液氫輸送管路從液氫箱後底引出與發動機泵前閥入口對接；箱底輸送管入口同樣設定集消鏇、防塌及過濾功能於一體的裝置。
二子級推進系統
發動機
YF-75D示意圖 增壓輸送系統
二子級增壓輸送系統在很多地方都借鑑了中國三號甲系列火箭的經驗，系統由貯箱增壓、發動機循環預冷、貯箱加注排氣、推進劑輸送和箭上供配氣等系統組成。
一、貯箱增壓方案
沿用長征三號甲系列三子級增壓系統設計，液氧箱採用閉式冷氦加溫增壓方案，冷氦氣瓶置於液氫箱內；為了保證發動機起動的可靠性，發動機起動前採用常溫氦氣補壓。液氫箱採用開式自生增壓方案，從氫泵後引出一股液氫，加溫後進入液氫箱增壓；發動機起動前採用常溫氦氣補壓。
二、發動機預冷方案
2015年二級試車中的YF-75D 三、貯箱加注和排氣方案
二子級加注和排氣系統應能適應自動加注、補加、泄出和連線器自動脫落等功能。液氧加注系統繼承使用長征三號甲加注閥門，加注連線器與加注閥門直接對接，液氧加注管經箱間短殼由頂部進入液氧箱。液氧加注管自貯箱頂部進入後，在箱內沿箱壁延伸至貯箱下底部分，為避免加注時液氧對貯箱下底的直接衝擊，管路末端設有消能器。
液氧箱排氣系統由液氧安溢閥和液氧排氣管組成，用於液氧箱地面測試、加注階段和飛行過程中的排氣。加注過程中，液氧箱內氣體經氧排氣管直接排向大氣，地面不設氧排氣連線器。
液氫加注同樣繼承使用長征三號甲加注閥門，通過地面連線器可以直接將閥門打開。當需要泄出推進劑時，推進劑通過緊急泄出通道泄回。發動機緊急泄出管與地面液氫緊急泄出管連線，泄出推進劑時，貯箱增壓，打開發動機緊急泄出閥，將推進劑泄出。推進劑緊急泄出管在火箭起飛時脫落。
液氫箱排氣系統由正常排氣和緊急排氣兩部分組成。正常排氣通道用於火箭預冷加注階段、停放階段和循環預冷階段的排氣，排氣方案與長征三號甲現有液氫箱排氣方案相同。液氫箱放氣管分2根對稱排列，用於正常地面排氣和飛行過程中的排氣。氫排氣連線器脫落前，緊急排氣通道不工作；脫落後，若出現緊急情況，需要推遲發射，此時貯箱壓力通過緊急排氣通遣控制。緊急排氣通道設定1個排氣閥門和1根箭上排氣管。箭上緊急排氣管與地面緊急排氣管連線，地面緊急排氣管在火箭起飛時脫落。
四、推進劑輸送方案
推進劑輸送沿用長征三號甲系列的方法，除了輸送管長度不一樣外，其他方面同長征三號甲系列。2根獨立的輸送管從液氫箱後底引出，沿液氧箱圓柱段外側向下，然後進入發動機艙，與2台二子級氫氧發動機氫泵前閥門相對接。2根獨立的輸送管從液氧箱後底引出至2台二子級氫氧發動機的液氧泵前閥門，液氧輸送管採用外絕熱方案。
五、箭上供配氣方案
二子級推進系統採用統一供配氣方案。除液氫、液氧貯箱射前增壓和冷氦氣瓶充氣3路供氣由地面氦配氣台完成外，其他箭上用氣均由一子級提供。採用箭上統一供配氣後，箭上供配氣系統增加了控制用電磁閥，用於各供氣處的充、放氣。二子級用氣通過一、二子級級間分離插頭由一子級提供，箭上充、放氣電磁閥由動力測量控制系統統一控制。
控制系統
控制系統採用1553B匯流排，匯流排上除了控制系統儀器外，增加了遙測單元，同時給地面測試發射控制系統留有匯流排測試接口。
箭載計算機內嵌匯流排控制器，負責控制系統匯流排的數據流管理與調度。箭上單機採用自測試方案，各終端站點將自身系統的測試狀態參數通過匯流排反饋給控制系統。匯流排控制器在飛行過程中通過匯流排除了完成採樣、時序輸出和伺服指令輸出外，還要周期性地提取各個遠程終端的箭測數據，在模擬飛行測試時地面匯流排站點充當匯流排監視器，用於對箭上匯流排信息的自動監視與測量。
遙測系統以工作終端/監視終端(RT/MT)模式作為控制系統匯流排網路的一個終端站點掛在控制系統網路上。
制導系統
制導採用雷射陀螺捷聯慣性測量組合+全球衛星定位與導航系統(GNSS)+箭載計算機的組合制導方案，採用疊代制導技術與GNSS修正技術。
長征五號制導系統原理 姿態控制系統
長征五號姿態控制系統原理 姿態控制系統由助推器、一級和二級姿態控制系統組成。
助推器姿態控制系統由雷射慣性測量組合、速率陀螺、箭載計算機、綜合控制器、助推器伺服控制器、助推器伺服作動器組成。
一級姿態控制系統由雷射捷聯慣性測量組合、速率陀螺、箭載計算機、綜合控制器、一級伺服控制器和一級伺服作動器組成。
二級姿態控制系統由雷射捷聯慣性測量組合、箭載計算機、二級伺服控制器、二級伺服作動器、開關放大器和姿控噴管組成。主動段採用伺服作動器擺動發動機進行控制，滑行段及調姿段採用姿控發動機控制。[40]
測量系統
測量系統採用一體化設計思想，集遙測、外彈道測量和安全控制功能於一體。測量系統的主要功能是：
1. 完成火箭在飛行過程中的遙測、外彈道測量和安全控制；
2. 在火箭發射場測試和飛行全過程中，為各個分系統提供可靠的測量信息；
3. 具備圖像測量、處理及傳輸能力，完成運載火箭飛行過程中關鍵動作的監測；
4. 對推進系統加注過程進行監測；
5. 進行部分附加功能的參數測量與傳輸；
6. 在牽制釋放過程中，測量系統能提供高可靠的牽制釋放信息。
遙測無線信道傳輸
測量系統遙測體制採用傳統的PCM-FM體制，遙測信道採用2個點頻下傳遙測數據。
1. 點頻1：採用10 Mbit/s碼速率，裝在一子級，用於傳輸一子級和助推級所有參數、全箭噪聲數據以及整流罩分離的衝擊數據。整流罩分離後採用變碼率技術，將10 Mbit/s碼速率降為5 Mbit/s碼速率完成一子級參數的下傳。
2. 點頻2：採用5 Mbit/s碼速率，裝在儀器艙，用於傳輸二子級（含儀器艙）所有參數和圖像數據，同時對一子級部分關鍵參數進行冗餘傳輸。
遙測基帶傳輸
遙測系統基帶傳輸的主要功能是採集分布在全箭各個部段的電量及非電量參數，按規定的數據幀格式將採集到的數據進行合理綜合，以滿足地面接收與解調要求。按測量功能劃分，包括以下幾方面內容。
遙測電量參數
遙測電量參數，主要是控制系統的電壓、電流、加速度表脈衝、計算機字和時序時串等參數。一類是1553B匯流排接口，測量系統作為控制系統1553B匯流排的工作終端/監視終端，完成控制匯流排上信息的測量與監視；一類是未上匯流排的參數，這部分參數仍以傳統方式測量。
遙測非電量參數
遙測非電量參數，包含總體、環境和推進系統的振動、衝擊、噪聲、溫度、壓力和液位等參數，這些參數規模大、分布廣，遍布全箭各個角落。為提高測量精度，降低傳輸誤差，測量系統採用“就近采編”原則，將數據采編單元儘可能靠近測點位置。
推進系統加注監測
根據總體要求，測量系統要完成推進系統測試與加注過程中的參數監測，這對測量系統的可靠性提出了更高要求。為了滿足加注系統測量要求，測量系統在發射前必須具有長時間連續工作的能力。因此，在加注時採取區域供電、遙測PCM有線傳輸的工作模式，避免由於長時間工作影響整個測量系統的可靠性。
姿控發動機、整流罩監測
根據總體要求，從發射前某一確定時間開始，由測量系統陸續完成姿態控制監測、整流罩空調監測、煤油加注監測和低溫加注監測等附加系統測量。其中推進劑溫度與液位測量同加注監測一同設計。
外彈道測量系統
外彈道測量系統的主要功能是通過箭上設備與地面測控網配合，完成運載火箭的外彈道測量，並為實時安全控制提供數據。外彈道測量採取“天基+地基”組合測控模式；地基測控採用“單脈衝雷達測量+光學測量”模式。
安全控制系統
安全控制系統包括火箭自主安全控制和地面無線安全控制兩種工作方式。火箭自主安全控制由控制系統對火箭姿態作出判定，向安全控制系統發出有線控制指令；地面無線安全控制是指由地面安全控制站對火箭信息進行接收與判斷，向安全控制系統發出無線控制指令。兩種工作方式均可對故障火箭實施安全自毀控制，確保航區安全。無線安全控制系統採用主字母體制。
電氣系統
長征五號電氣系統採用電氣系統一體化設計。箭上電氣系統包括控制、測量、能源以及附加等模組。其中控制模組主要完成火箭飛行過程中的姿態控制、制導以及時序控制等功能，並且採用GNSS/ 慣性測量複合制導與雷射陀螺捷聯冗餘控制系統；測量模組主要完成箭上飛行參數的測量以及安控等功能；能源模組完成箭上儀器設備的供電功能，附加功能模組則完成火箭的推進劑利用、故障監測等功能。採用匯流排對各個功能模組進行信息綜合、統一供配電。
生產運輸
生產
新一代運載火箭產業化基地效果圖 運輸
CZ-5Y1海運線路圖 長征五號系列運載火箭突破3.35米直徑的限制，芯級直徑達到5米，要將其箭體運送至發射場，原本常用的鐵路運輸由於隧道直徑不足等問題無法使用，於是海運成為了最好的選擇。海運由專門的運輸船完成，這時長征五號的大直徑將不成問題。而海運，也成了長征五號將發射地點選擇在瀕海的海南文昌的原因之一。
“遠望”21號下水 火箭搭載的太空飛行器將空運至海口美蘭機場，經公路運往太空飛行器總裝測試廠房。
發射場操作
長征五號文昌航天發射場點火升空 裝配
CZ-5Y2轉場時發射場全景圖 太空飛行器完成總裝測試後，以垂直狀態運送到加注與整流罩裝配廠房，進行太空飛行器的推進劑加注和整流罩裝配；
然後以太空飛行器/整流罩組合體形式通過發射平台垂直轉運至火箭垂直總裝測試廠房與火箭對接安裝；
轉場與發射
火箭、太空飛行器聯合總檢查以及相關轉場準備工作後，將垂直整體運輸至發射工位，實施燃料加注，火箭點火發射。火箭發射使用牽制釋放裝置以提高發射可靠性。
 長征五號合練箭轉場 |  長征五號合練箭轉場 |  長征五號遙二箭轉場 |  長征五號成功首飛 |
工作時序
發射前工作
| 火箭 | 長征五號 | 長征五號乙 |
|---|---|---|
| 火箭天津出發 | -69天 | -- |
| 火箭到達發射場 | -62天 | -- |
| 衛星/整流罩轉場 | -15天 | -- |
| 轉運至發射工位 | -6天 | -- |
| 起飛 | 0 | 0 |
| 備註 | 以長征五號遙一箭準備過程為例 | -- |
飛行時序
| 目標軌道 | GEO | SSTO | LEO | SSO | LTO |
|---|---|---|---|---|---|
| 點火 | -9s | -9s | -9s | -9s | -9s |
| 起飛 | 0.000 | 0 | 0 | 0 | 0 |
| 程式轉彎 | 17.000s | 17s | -- | -- | -- |
| 助推器外側發動機關機 | 170.930s | -- | -- | -- | -- |
| 助推器內側發動機關機 | 171.930s | -- | -- | -- | -- |
| 助推器分離 | 172.960s | 174s | -- | -- | -- |
| 拋整流罩 | 285.460s | 285s | -- | -- | -- |
| 芯一級關機 | 471.310s | -- | -- | -- | -- |
| 一二級分離 | 475.110s | 465s | -- | -- | -- |
| 二級一次關機 | 830.507s | 753s | -- | -- | -- |
| 二級二次點火 | 1422.507s | 1355s | -- | -- | -- |
| 二級二次關機 | 1765.728s | 1714s | -- | -- | -- |
| 開始末速修正 | 1767.728s | -- | -- | -- | -- |
| 末速修正結束 | 1782.728s | -- | -- | -- | -- |
| 級箭分離/星箭分離 | 1783.208s | 1810s | -- | -- | -- |
| 上面級一次點火 | 1863.028s | 無此程式 | |||
| 上面級一次關機 | 1910.344s | ||||
| 上面級二次點火 | 21220.364s | ||||
| 上面級二次關機 末速修正開始 | 22278.186s | ||||
| 末速修正結束 分離前調姿開始 | 22318.186s | ||||
| 分離前調姿結束 衛星分離 | 22438.186s | ||||
| 備註 | 以長征五號遙一/遠征 二號遙一飛行計畫為例 資料來源：首飛觀禮手冊 | 以長征五號遙二 預定飛行程式為例 | -- | -- | -- |
長征五號系列火箭落區示意圖 發射記錄
| 序號 | 運載火箭 | 載荷 | 起飛時間 | 目標軌道 | 發射結果 | 備註及參考資料 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 1 | 長征五號遙一/ 遠征二號遙一 | 實踐十七號技術試驗衛星 | 2016年11月3日 20時43分13.9983秒 | GEO | 成功① | 首飛； 飛行試驗任務 |
| 2 | 長征五號遙二 | 實踐十八號技術試驗衛星 | 2017年7月2日 19時23分23.425秒 | SSTO② | 失敗③ | 飛行試驗任務 |
| 計畫中的發射任務 | ||||||
| -- | 長征五號遙三 | 實踐二十號實驗衛星 | 2019年上半年 | SSTO | -- | |
| -- | 長征五號遙四 | 嫦娥五號月球探測器 | 2019年年底 | TLI | -- | 推遲中 |
| -- | 長征五號乙遙一 | 新一代多用途載人飛船試驗船 | 2020年 | LEO | -- | |
| -- | 長征五號 | 尼加拉瓜一號通信衛星 | ? | SSTO | -- | |
| -- | 長征五號 | 火星探測器 | 2020年7-8月 | TMI | -- | |
| -- | 長征五號乙 | 天和一號試驗核心艙 | 2020年年底 | LEO | ||
| -- | 長征五號乙 | 問天號實驗艙 | 2021年 | LEO | -- | |
| -- | 長征五號乙 | 夢天號實驗艙 | 2022年 | LEO | -- | |
| -- | 長征五號乙 | 巡天號光學艙 | 2022年 | LEO | -- | |
| -- | 長征五號 | 嫦娥七號月球探測器 | 2023年 | TLI | -- | |
| -- | 長征五號 | 嫦娥六號月球探測器 | 2024年 | TLI | -- | |
| -- | 長征五號 | 嫦娥八號月球探測器 | 2027年 | TLI | -- | |
| -- | 長征五號 | 木星探測器 | 2030年 | TJI | -- | |
| 備註 | 1.軌道縮寫對照表： LEO：Low Earth orbit， 近地軌道 GEO：Geosynchronous orbit，地球靜止軌道 SSTO：Super-Synchronous Transfer orbit， 超同步轉移軌道 TLI：Trans-Lunar injection， 地月轉移軌道 TMI：Trans-Mars injection，地火轉移軌道 TJI：Trans-Jupiter injection，地木轉移軌道 2.注釋： ①火箭芯二級出現異常，致使遠征二號與實踐十七號衛星組合體未能進入預定200 × 34000km的轉移軌道，僅進入200 × 29000km的軌道。後由遠征二號上面級延長一次點火時間，將實踐十七號衛星順利送入預定軌道，故仍視為成功。 ②原定軌道：200 × 46000km, 19.5° ③火箭飛行至252秒時，飛行狀態出現異常。飛行至346秒時，芯一級兩台YF-77液氫液氧發動機中的一分機渦輪排氣裝置在複雜力熱環境下，局部結構發生異常，發動機推力瞬時大幅下降，致使火箭無法達到預定飛行速度與高度，最終火箭二級與衛星在西太平洋再入，發射任務失利。火箭工程研製隊伍在全面落實故障改進措施的基礎上，對芯一級發動機進行了改進，改進後的芯一級液氫液氧發動機完成多次地面熱試車考核，驗證了改進措施的有效性。 | |||||
同類對比
長征五號與同時期世界大型運載火箭 | 型號 | 國籍 | 首飛 時間 | 火箭 高度 /米 | 起飛 質量 /噸 | 芯級 直徑 /米 | 運載能力 | 成功率 | 發射 次數 | 發射價格 /億美元 | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| LEO (近地點×遠地點 /千米,傾角) | GTO (至GEO速 度增量/米每秒) | |||||||||
| H-IIB | 日本 | 2009 | 56.6 | 531 | 5.200 | 19.0(200×300,30.4°) | 8.0(ΔV 1500) | 100% | 6 | 1.82 |
| 長征五號 | 中國 | 2016 | 56.97 | 879 | 5.000 | 32(200×200,19°)② | 14(ΔV1650) | 50% | 2 | ？ |
| 宇宙神五 號551 | 美國 | 2006 | 62.2① | 568.59 | 3.810 | 18.85(200×200,28.5°) | 8.9(ΔV 1800) | 100% | 8 | 1.90 |
| 安加拉號A5 /微風M | 俄羅斯 | 2014 | 48.454 | 773.0 | 2.900 | 24.5(200×200,43°) | 6.6(ΔV 1500) | 100% | 1 | 0.95-1.05 |
| 質子M /微風M | 俄羅斯 | 2001 | 56.228 | 705 | 4.100 | 23.0(200×200,51.6°) | 6.15(ΔV1500) | 90.32% | 93 | 0.8-1 |
| 阿麗亞娜 五號ECA | 歐盟 | 2002 | 54.7① | 780 | 5.400 | 21.0(200×200,5.3°) | 10.5(ΔV1500) | 96.97% | 66 | 2.20 |
| 德爾塔 四號重型 | 美國 | 2004 | 71.65 | 732 | 5.100 | 28.79(200×200,28.7°) | 14.22(ΔV1800) | 88.89% | 9 | 2.65 |
| 備註 | 1.除長征五號外的運載火箭數據來源： 2.上表主要是列出LEO運載能力運載能力20噸左右的大型運載火箭進行對比。 3.發射統計截止至2018年4月15日；成功率計算時部分失敗算作失敗。 4.注釋： ①使用長整流罩。 ②數值為理論值。 | |||||||||
後續發展
改進型號
CZ-5A示意圖 CZ-5A或CZ-5M
中國新一代載人飛船20噸版 CZ-5DY
CZ-5DY是中國為載人登月（火箭名稱中“DY”即“登月”的漢語拼音縮寫）而構想的一款基於長征五號技術的超大型運載火箭。火箭技術指標為：5米芯級捆6個3.35米助推器；芯級4台、助推各2 台YF-100發動機；二子級4台YF-77發動機；5米直徑整流罩；起飛質量約1600噸，全箭長約72m；近地軌道運載能力約50噸。
探索太空：人類永不止步
| 對於浩瀚的星空，人類絕不會局限自己的知識。他們會用自己的智慧探索未知，用自己的力量征服恐懼。所以那些宇宙間代表著人類精神的探測器，一架架的騰空飛起。歷史也為人類唱響了騰飛的音符。 | |||
| 伽利略號木星探測器 報警探測器 宇宙飛船 神舟飛船 卡西尼號土星探測器 星塵號 輻射探測器 尤里西斯號 海盜號探測器 行星際飛行器 彈弓效應 上升號宇宙飛船 牧童經濟 多蘿西計畫 | 完全失重現象 帕倫克古城和國家公園 外星人 拜科努爾航天中心 太空人 地外文明 哈蘇相機 土耳其古地圖 酒泉衛星發射中心 普列謝茨克基地 種子島航天中心 聖馬科發射場 斯里哈里科塔發射場 長征五號運載火箭 | 永久性太空站 麥哲倫號金星探測器 宇宙飛船經濟理論 通古斯大爆炸 黎明號小行星探測器 太陽神號探測器 太原衛星發射中心 西昌衛星發射中心 文昌衛星發射中心 太空飛行器發射場 木星冰月軌道器 外星探測器 庫魯發射場 | 星際旅行 月球3號 月球探測器 月球9號 神舟五號 希望號火星探測器 星辰號探測器 旅行者2號 甘迺迪航天中心 西部航天和飛彈試驗中心 太陽危機 阿姆斯特朗 |
