谁能详细介绍一下长征三号各系列火箭。

长征系列运载火箭介绍：长征三号系列

作者：陈国华

概 述

长征三号系列运载火箭由长征三号、长征三号A、长征三号B 和长征三号C4种火箭组成。它们都是由中国运载火箭技术研究院研制的。它们区别于长征二号系列的特点是：1）都是三级火箭；2）三子级使用液氧和液氢作为推进剂；3）三子级的发动机可以多次起动；4）可以直接将有效载荷送入地球同步转移轨道。

长征三号

长征三号是在长征二号火箭基础上发展起来的三级火箭，全长约45米，一子级和二子级的直径均为335米，三子级直径225米。卫星整流罩有A、B两种型号，A型的直径为26 米，B型的直径为3米，尾翼翼展615米。火箭的起飞质量约205吨。

长征三号的一子级和二子级均采用偏二甲肼和四氧化二氮作推进剂，三子级采用液氢和液氧作推进剂。

由于长征三号在中国率先采用液氢和液氧作推进剂，不可避免地会遇到许多新问题，诸如研制氢氧发动机、低温绝热结构和防爆设计等。众所周知，在研制新发动机的过程中，试车占有重要的地位，设计中存在的问题要靠试车来发现，改进措施是否得当也要靠试车来验证。氢氧发动机在正式参加飞行试验之前，共进行了约120次试车，累积时间32000秒。在三子级绝热共底贮箱的研制过程中，进行了缩比贮箱、短贮箱和全尺寸贮箱等各种试验，如推进剂的蒸发量试验、用液氢和液氮填充的爆破试验、共底的绝热试验、内压试验和外压试验等。通过这些试验，解决了贮箱的绝热性能、工艺性能、低温强度以及使用寿命等各项技术问题。同样，真空绝热的液氢输送管和各种低温阀门等也都在真空的介质中进行了严格的试验。针对液氢易爆的特点，在火箭上采取了安全防爆措施，如在易于聚集氢气的地方进行吹除和开通气孔；在氢箱与仪器舱之间设隔离膜，防止氢气进入仪器舱；为了防止氢气进入伺服机构，对伺服机构进行氮气保护等。此外还采用了屏蔽、接地、设置放电针等防雷电措施。

火箭的制导系统采用平台�计算机全惯性补偿式方案，以保证卫星进入地球同步转移轨道的精度。火箭的姿态控制系统采用平台、速率陀螺、网络、摆动发动机连续式控制方案，而在三级滑行段飞行中则用继电器型开关控制系统，由开关放大器对无水肼喷管进行控制。姿态控制系统保证了火箭在给定的轨道上的稳定飞行，并将俯仰、偏航和滚动三个姿态角控制在一定的范围之内。

为了了解火箭飞行过程中箭上各系统的工作情况，在火箭上设置了3套遥测设备。一子级上装有一套YE-3M磁记录设备，记录分布于全箭各处的振动、冲击和噪声传感器送来的信息。它只在一级飞行时工作，一、二级火箭分离后随一子级箭体落至残骸落区，然后由人工收回处理。二子级上装有一套Y7-1速、缓变状态的大速变设备。它主要测量火箭在一级和二级飞行中的缓变参数和速变参数。三子级上也装有一套Y7-1速、缓变状态的大速变设备，主要测量第三级火箭和全箭控制系统在飞行全过程中的各类缓变和速变参数。两套Y7-1设备所测得的数据均实时地通过发射机发回地面。从第11发火箭开始，取消了一子级上的YE-3M磁记录设备。

火箭飞行过程中，地面的测控台站以及海上的测量船队都要对火箭进行跟踪测量，所以在箭上设有外弹道测量系统，给地面的测控台站提供跟踪信息。为了防止火箭发生故障而危及发射设施、城镇的安全，在箭上设置了安全系统，以求尽可能控制故障火箭的坠毁地点或爆炸时机。由于这两个系统都需要跟踪火箭的飞行轨迹，为简化箭上设备，所以将两者合为一个系统。

长征三号火箭长达45米，纵向耦合振动（POGO）和低频振动问题随之突出起来。研制过程中进行了全箭纵向弹性振动试验、一子级和二子级推进剂输送管路频率特性试验、蓄压器方案试验和二子级发动机冷流试验等各项试验。仪器舱安装仪器的平台采用了约束阻尼复合板结构，并改进了平台减振器的设计。

长征三号火箭1978年开始方案设计，1980年进入初步设计，1984年1月29日首次发射。截止到1994年底，共发射9次，除第一次发射因三子级发动机在第二次起动后未能正常工作和第8次发射由于三子级发动机的控制气路漏气，造成发动机在第二工作段被迫提前关机外，其它7次发射分别将5颗国内通信卫星、1颗美国休斯公司制造的亚星一号通信卫星和1颗休斯公司制造的亚太一号通信卫星送入地球同步转移轨道。

长征三号在西昌卫星发射中心发射。轨道倾角27度时，其地球同步转移轨道的运载能力为1600公斤（3σ）。如果需要抬高远地点高度，则每抬高1000公里将减少运载能力16公斤。长征三号的发射费用在国际上是最低的，每发火箭的发射费约3500万美元（1993～1994年价格）。

长征三号的研制成功，表明了中国火箭技术的提高，是中国火箭发展史上的一个重要里程碑。它首次采用了液氢和液氧作为火箭推进剂，首次实现了火箭的多次起动，首次将有效载荷送入地球同步转移轨道。

长征三号发射的亚星一号通信卫星是中国首次发射外国制造的卫星，为后来其它型号火箭的对外发射服务建立了可遵循的模式。

一、主要技术性能

二、总体布局

长征三号是一种三级液体火箭，由一子级、二子级、三子级和卫星整流罩等箭体结构及箭上的推进系统、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等组成。

箭体结构一方面承受载荷，一方面又起着支承各个系统的作用，将它们连成一个整体。控制系统、遥测系统和外测安全系统的仪器主要安装在仪器舱内，也有少部分仪器根据需要分布于尾段或箱间段。

为了减轻贮箱的结构质量，简化推进剂输送管道和尽可能提高液氢使用的安全性，三子级推进剂贮箱的配置与一、二子级的不同，将燃料箱安排在氧化剂箱的上面。

一、二级之间的分离采用热分离方式，一级发动机关闭之前二级发动机就开始起动，然后再令一、二级之间的连接爆炸螺栓起爆，在二级发动机推力的作用下实现分离。二级飞行末期，在主发动机已经关闭，而游动发动机仍在工作的情况下，卫星整流罩被抛掉，然后游动发动机关闭，连接二、三级箭体的爆炸螺栓和安装在级间段上的8台固体反推火箭同时点燃，在反向推力的作用下，二子级被推离三级。星箭分离有两种方式，可以采用反推火箭，也可以采用分离弹簧。发射国内卫星时，包带解锁后，安装在三子级后短壳上的反推火箭点火，使三子级减速，实现分离，分离过程中卫星不受分离力的影响。发射外国卫星时，应用户要求，采用了分离弹簧。包带解锁后，分离弹簧的约束同时解除，弹簧力使卫星加速，同时使三子级减速，实现分离。

三、箭体结构

长征三号火箭的结构包括一子级、二子级、三子级和整流罩，主要结构材料是LD10铝合金。

1一子级结构

一子级结构由尾翼、尾段、后过渡段、燃料箱、箱间段、氧化剂箱、级间段和导管、阀门等组成。

尾翼平面为直角梯形，翼根弦长22 米，翼展14米，变厚度楔形双梁蜂窝夹芯结构。

尾段为外加桁梁式薄壁全铆接结构，由两个半壳沿纵向对接合拢而成。长征三号的尾段结构和功能与长征二号C的尾段不完全相同。为了提高火箭的飞行稳定性，长征三号尾段上增加了4个尾翼及相应的安装结构。火箭竖立在发射台上时，长征二号C的发射支点在尾段的上方，尾段不承受支承力，而长征三号的发射支点在尾段的下端，支承力由尾段承受和传递，为此在尾段壳体的表面设置了8根大梁，在尾段上端有4个前接头，在尾段下端有4个支承块。这样，支承块、大梁和前接头组成了承、传力结构。

后过渡段、燃料箱、箱间段、氧化剂箱以及导管、阀门等均与长征二号C的相应部分相同。

级间段包括筒段与杆系结构两部分。杆系由24根斜杆和上、下对接框组成。长征三号的斜杆比长征二号C的少8根，相对来说其抗扭刚度高了，但减弱了抗弯曲能力。

2二子级结构

二子级结构由燃料箱、箱间段、氧化剂箱、级间段及导管、阀门等组成。

燃料箱、箱间段和氧化剂箱的结构与长征二号C相应部分相同，只是长征三号的氧化剂箱前底上设置了绝热帽，以防止三子级加注推进剂后低温对氧化剂箱的影响。

二子级的级间段是截锥形的半硬壳式结构，外表面粘贴了一层301软木防热层。它既是连接二、三子级的承力结构，又是三子级的发动机舱。由于二、三子级间的级间分离是冷分离，所以不需要考虑排焰问题。

3三子级结构

三子级结构由共底绝热贮箱、仪器舱、有效载荷支架、转接锥及阀门、导管等组成。

三子级贮箱为共底贮箱，上箱贮存液氢，下箱贮存液氧。为缩短火箭长度和减轻结构质量，两箱之间采用共底。共底凸向液氢箱。贮箱的外表面包覆了绝热层，对输送推进剂的导管也采取了绝热措施。

液氧箱由后短壳、后底、圆筒段和共底组成。后底为椭球底，正中开有人孔，液氧输送口处装有消漩器。圆筒段为化铣网格结构，筒内装了环形防晃板，以抑制液氧的晃动。此外，箱内还装有测量液位和温度的传感器。共底的型面与下底相同，由非金属蜂窝结构与上、下面板构成，其外侧焊有抽空管嘴和真空度测量及气体分析管嘴。加注推进剂之前，将共底抽至近于真空，加注后腔内气体冷凝，真空度进一步提高，达到绝热的目的。共底的边缘与上、下两个贮箱的箱壁相连。为了防止箱壁之间的热传导，在此处采用了绝热的承力结构。

液氢箱由共底、圆筒段、前底和前短壳组成。圆筒段由4个筒形壳段组焊而成。筒内分三层共装有6块扇形防晃板及一个环形防晃框，用以抑制晃动，还装有破坏液氢温度分层的环形结构。前底也是椭球形的，正中开有人孔。前短壳用化铣网格整体壁板构成。

贮箱外表面的绝热层是以喷涂聚氨酯泡沫塑料为主体的多层密封缠绕式结构，由缓冲层、隔热层和防护层三部分组成。缓冲层的作用是改善铝合金箱壁与泡沫塑料之间线膨胀系数不同而引起的变形不一致，使泡沫塑料牢固地粘接到箱壁上。隔热层起绝热作用。防护层的作用是防止气体渗透，防机械损伤，防热辐射和保护整个绝热层，使之能经受飞行中的气流冲刷。

仪器舱位于贮箱上端，与卫星、转接锥和有效载荷支架一起，被罩在整流罩之内。仪器舱由截锥形壳体、环形圆盘、支承杆和井字梁组成。截锥形壳体是铝蜂窝结构，上部有上端框，框内缘的8个凸耳用以安装井字梁；框外缘有一支撑台阶用来安装环形圆盘。截锥体的下端框与贮箱的前短壳相连。环形圆盘由约束阻尼复合板构成，其内缘与锥壳的上框相连，外缘通过16根型材撑杆支承在锥壳的下端框上。为增加圆盘的刚度和减轻结构质量，在其上冲有若干减轻孔。井字梁用“工”字梁构成，有很高的强度和刚度。仪器舱边缘的Ⅱ-Ⅳ象限线处各设有两块挡板，防止因整流罩分离时发生意外事件而伤害仪器。仪器舱与液氢箱之间有一层隔离膜，防止可能产生的氢气进入仪器舱。

有效载荷支架也是截锥形壳体，铝蜂窝夹芯结构。由于惯性平台安装在壳体内部，所以在壳体上开有160毫米×160毫米的方孔，以便在发射时，通过它以及在整流罩倒锥段开的透明舱口使发射场的瞄准设备与惯性平台上的棱镜通视，以瞄准射向。有效载荷支架高度为740毫米，下端框与仪器舱相连。

长征三号的转接锥有A、B两种型号。A型用于发射国内卫星，锥高680毫米，与卫星接口尺寸为Φ872毫米；B型用于发射外国制造的卫星，锥高300毫米，与卫星的接口尺寸是国际上通用的标准接口Φ937毫米。两种型号的转接锥下对接框都是与有效载荷支架相连，对接尺寸为Φ1036毫米。上对接框通过包带与卫星的对接框相连。

液氢的粘度低，渗透性强，再加上超低温，给阀门、导管带来了密封和绝热上的困难。三子级上除了对密封材料进行选择外，还对阀门或导管接头的结构采用了气密设计。三子级共有阀门17种，导管23种。其中的液氢输送管比较复杂，是双层的真空导管，由内管、外管和防辐射夹层组成，使用前将夹层之间抽成真空，使通过导管的液氢温升低于0003摄氏度。液氢输送管设在贮箱外面， 绕过液氧箱后，通向发动机。

4整流罩

长征三号的整流罩有A、B两种型号。A型罩的最大直径为26米，圆筒段长度24米；B型罩的最大直径是30米，圆筒段长度26米。 两者除直径和高度不同之外，结构形式和分离方式都是一样的。火箭处于临射状态时，发射场的空调系统可以对整流罩内部进行空调，确保罩内的温度、湿度和洁净度满足卫星的要求。整流罩由玻璃钢端头、非金属蜂窝的双锥段、金属蜂窝的圆筒段和化铣的倒锥段组成。成品是两个独立的半罩，发射前通过爆炸螺栓连成整体，并通过爆炸螺栓和铰链机构与三子级箭体相连。双锥段对无线电波是透明的，透波率约为85％。二级飞行末期，大气环境已不会危害卫星，整流罩与火箭分离。分离时，控制系统先令与三子级相连的爆炸螺栓起爆，然后再使将两个半罩连成整体的爆炸螺栓起爆。这时，两个半罩各自在分离弹簧的作用下，绕下端的铰链旋转。当转到一定的角度时，铰链脱开，半罩在离心力的作用，沿切线方向离开三子级箭体。由于瞄准的需要，在倒锥段的第Ⅲ象限线上开有瞄准窗口，因而在 Ⅰ-Ⅲ象限线上不能设分离面，整流罩只能从Ⅱ-Ⅳ平面分离。

四、推进系统

长征三号的推进系统由一、二、三子级的推进系统组成。一、二子级的推进剂是四氧化二氮和偏二甲肼，三子级的推进剂是液氧和液氢。

1一子级推进系统

一子级推进系统与长征二号C的基本相同，只是长征三号的一子级发动机是FY-21，而长征二号C的是YF-21。由于两者由不同的工厂生产，存在着一些细微差别，但它们的组成、工作原理、功能和与箭体的接口都是一样的，可以互换。长征三号从第11发火箭开始，改用YF-21B发动机。

2二子级推进系统

二子级推进系统原与长征二号C的完全一样，后改为加长喷管的YF-24D发动机。

3三子级推进系统

三子级推进系统由YF-73氢氧发动机、输送系统、增压系统、推进剂管理系统和其它系统组成。

（1）YF-73氢氧发动机

该发动机采用燃气发生器循环系统，由一台涡轮泵供应4台推力室。液氢泵和液氧泵均为一级离心泵，涡轮为一级冲动式涡轮。发动机可作二次起动，每次起动都是用气瓶起动，用火药点火器点火。

发动机由推力室、涡轮泵、燃气发生器、自动器、起动气瓶和火药点火器等组成。

推力器分头部和身部两部分。头部采用平顶式结构，氧腔在上，氢腔在下。头部中心有安装火药点火器的四孔座，孔座周围有3圈按同心圆排列的喷嘴。内圈的8个喷嘴和第二圈的12个喷嘴为中心喷嘴，它们的氧喷嘴为离心式结构。外圈的18个喷嘴为边区喷嘴，其氧喷嘴为直流式。喷注器面板为不锈钢丝编织烧结而成的金属纤维发汗材料。氢对面板进行发汗冷却，防止面板被烧蚀。身部由内、外壁钎焊连结而成。喷管型面按罗氏最佳推力喷管设计。内壁上铣有沟槽式冷却通道，冷却剂液氢进入冷却通道后先流向喷口，再由相邻槽返回头部。推力室的身部焊有传动轴，轴端有齿，与伺服机构啮合后实现推力室单向摆动。

涡轮泵由涡轮、液氢泵、液氧泵和齿轮箱等组成。涡轮和液氢泵同轴，是主动轴；液氧泵单独一根轴，是从动轴；中间由减速齿轮传动。涡轮为单级冲动式结构，由涡轮盖、转子和主轴组成。液氢泵由诱导轮、离心轮、螺壳、前后密封环组成。液氧泵由进口管、泵轴、诱导轮、离心轮、前后密封环和氧泵壳体组成。齿轮箱由上盖、下盖、齿轮、中轴及限流嘴组成。限流嘴是用来控制冷却剂液氢的流量的。

燃气发生器由头部和身部构成。头部为平顶式结构，有3层平底。第一、二层底之间为液氢腔，第二、三层底之间为液氧腔。头部中央为火药点火器喷口，其周围由16个双组元同轴式喷嘴排列成两个同心圆。身部由圆柱段和收敛段组成，两者均为双层壁结构，内壁上有铣槽，形成再生冷却通道。

自动器共有24种41个，主要包括液氢泵前阀门、液氧泵前阀门、液氢主阀门、液氧主阀门、氢副系统控制阀门、氧副系统控制阀门、氢泄出阀门、氧泄出阀门、氦气减压器、液氧稳压器、气动阀门和电动气阀门等器件，用以控制发动机的起动和关机。

起动气瓶内贮高压氮气。当电动气阀门通电打开后，高压氮气通过起动喷嘴吹动涡轮。氮气耗尽后由燃气接替维持发动机正常工作。因为发动机要作两次起动，故设有两套独立的气瓶起动系统。

发动机上共有20个火药点火器，燃气发生器头部和每个推力室的头部各装4个，每次点火时各消耗两个，其中一个为冗余。点火器由电发火系统、能量释放系统（包括引燃药、烟火药、过渡药和惰性药等）和结构件组成。

火箭发射后的运动轨迹实际上就是火箭的弹道。火箭的弹道设计在火箭总体设计中是重要的一项内容，关系到火箭总体方案中的运载能力是否能够在弹道约束下满足。对这点做下解释，运载火箭要将有效载荷送入轨道，除了要满足入轨的轨道要求外（可以理解为弹道终点即为航天器的轨道起点），还要满足运载火箭的残骸落区要求，分离后的子级一方面要避开人口聚集区，也要避免落在其他国家领土领海，从而引起不必要的冲突，所以火箭的飞行轨迹（弹道）是在火箭发射前就已经根据目标轨道的参数确定好了。在火箭发射前根据发射场气象条件（地面风速等）对弹道进行修正后，修正后的弹道被装订到火箭的飞行程序中。这就意味着，火箭的飞行轨迹理论上来说是应该按照装订好的弹道飞行程序飞行的。火箭最完美的飞行轨迹应该是理论上计算的弹道轨迹。如果不考虑各种偏差及随机干扰，所有的情况都和设计时预想的一样的话，火箭在点火起飞后，控制系统根据装订的飞行程序，按照时序控制发动机的伺服机构，从而控制发动机喷管的摆动，提供火箭进行程序转弯等动作的的控制力，实际上控制力是发动机推力的一个方向的分量。从而完成火箭的弹道飞行。但这个过程实际上是理论上的，可以看出这是一个开环控制的过程。但是在实际情况中，火箭飞行时会遇到风切变、各种飞行误差的累计，从而会使得火箭的实际飞行弹道偏离计算的弹道轨迹。在这种情况下，如果还按照预定的动作执行控制，势必不能准确入轨。所以，在这里就需要根据飞行误差进行弹道的修正。要进行误差的修正，需要先对误差进行识别和敏感，这就涉及到火箭的各种姿态、位置的敏感器件，实际上这是导航和制导系统需要完成的工作内容：对火箭的实际飞行位置和姿态进行感知、敏感和判断，火箭的控制系统根据实际飞行情况与预先装订的弹道进行对比，根据计算出的偏差，发出控制指令，伺服机构控制喷管摆动，完成弹道轨迹的修正。这样，整个火箭的控制变成了一个闭环过程

注：以下内容由本人根据经验编写，未粘贴/复制/参考任何现有公开材料。

by microfay，2017-12-17

火箭发射前全部的准备工作需要从几方面来看。

1 火箭设计前：围绕任务目标进行设计思路准备。

入轨——你需要个DV至少大于3600m/s的飞船

科研——你需要一套科研设备、通信设备和可靠的电力供应及储存单元

载人——当然需要载人仓和返回用的油料、隔热、降落伞等装备，根据目标地区重力的不同还要考虑是否加装梯子等辅助EVA人员返回载人仓。

运输——需要考虑载荷的大小、形状、目标轨道所需的燃料，以及载荷的装载、固定和分离方式。

其他还有很多大大致分为以上四种，接下来再说火箭装备完成后：

2 火箭组装后：围绕火箭搭载的设备进行检查。

核心部件——检查控制组件（载人仓/无人指令单元），电力（电池及太阳能板），通信组件、姿势控制类组件（动量轮、或者RCS喷头和燃料罐）是否妥善安装，这是一艘飞船必须安装的设备，否则将无法顺利完成任何飞行计划。

功能性部件——检查任务所需的其他设备是否妥善安装，比如载人要装降落伞，登陆要装着陆架，科研要装科研仪器等。

连接机构部件——检查分离环、整流罩等可分离部件是否设置正确。同时根据需求决定是否打开此类部件的“互相供应”功能。

分级检查——整理飞行思路，正确配置火箭各个阶段各个级别的启动顺序与设备明细。

驱动部件——检查引擎地面推重比是否合适，检查燃料是否匹配和充足，同时需要结合分级顺序检查各个燃料罐的供应顺序。

飞船质心和推力中心——完成以上检查后，打开飞船的质量中心和推力中心，观察其是否处于一条直线，否则将导致飞行中姿态失控等严重后果。

添加动作组——针对搭载多类设备的飞船，建议设定动作组简化任务中的操作，进行一键打开太阳能板，一键切换引擎等设置。

加固——针对飞船上某些突出结构，如捆绑式火箭第一级需抛弃的各个引擎和燃料罐，使用钢筋进行加固并为飞船加装起飞支架。

成员——最后，针对载人任务，合理安排各职业宇航员登船。

3、火箭发射前：围绕运行稳定性开展准备工作。

选择控制点——针对多控制核心的飞船，选择最接近飞船质量-推力轴线的载人仓或无人控制单元，激活“由该部件控制”功能。

保持姿态——打开SAS稳定系统，调整飞船参照系为地面，同时将SAS设置为径向向外。

发射窗口——根据目标任务，可以立即发射，或者等待发射窗口期再行发射。

发射！

以上是本人总结出的火箭发射前的checklist，

关于火箭上天后该向哪个方向转，这需要根据任务目标来决定。

一般来说，没有目标轨道要求的话，火箭发射升空后应该沿着星球自传方向转弯，也就是向东转，以便最大化利用所在星球的自转速度进行重力加速，减少燃料消耗。

如果需要最终进入极地轨道，即与赤道夹角为90°的轨道，则起飞后需要向北或者向南飞。

理论上来说，火箭到达2000M高度或者速度到达98m/s的时候开始向东转弯，可以充分利用重力进行加速，但从操作来讲，质量较大或者气动优化不足的火箭很难在2000米的时候进行机动，因此建议把起飞阶段分为几个部分来操作：

点火-稠密大气上界（界面上方气压表中天蓝色气压条的最左端）：建议竖直飞行

稠密大气上界-稀薄大气上界（天蓝色气压条最左端至蓝色气压条最左端）：缓慢转弯，调整飞船飞行方向至40~60°，优先保证飞船稳定性，避免出现机动幅度过大导致失控。

稀薄大气上界-太空（蓝色气压条最左端至淡蓝色气压条最左端）：调整飞船飞行方向至80~85°。

以上动作执行中，时刻关注远地点高度，在达到目标轨道高度后应立即熄火，等待到达远地点后执行圆轨机动，以便节省DV。

众所周知，地球是有地心引力，地心引力会把物体往下拽，对火箭也是一样的，虽然火箭的重量是很大的，但是如果不能够达到一定的速度就无法摆脱地心引力，火箭在上升的过程中，也需要达到拜托地心引力的速度，才能够成功登向宇宙。同时火箭在上升的过程中也会出现空气阻力，还有很多其他的力的发生，就会导致火箭在飞上天时一定要达到一定的速度。

我们在学习物理知识时就了解到：想要脱离地球引力的最小速度是宇宙第2速度大约为112千米每秒，飞出太阳系的最小速度称为第三，宇宙速度约为167千米每秒。所以想要让火箭飞上太空，首先要超过第二宇宙速度，也就是脱离地球引力的最小速度。气流越大，气压越小，当火箭速度达到一定速度时，火箭外舱的压力就会减小，这会与舱内的气压形成特别制，就不会导致火箭在发射的过程中出现问题。

宇宙万物都有引力的存在，所以八大行星会围绕着太阳运转，地球上也有引力，但是在太空中会出现失重状态。 火箭要离开地球，表面飞向太空，其实并不是因为地球对火箭的引力消失了，而是因为火箭所产生的向上运动的力在不断增强。如果火箭向太空的力要大于地球对火箭的引力，那么火箭就能够离开地面、进入太空。

在太空中是失重的，失重是太空环境的一个很显著的特征，在失重的状态下，人体和其他的物体都会受到很小的力的作用，所以会在太空中漂浮起来。在远离地球和其他星球时，也会处于一种失重的状态，这种失重状态并不是没有了重力，只不过重力会变得非常微小。

值得注意的是，失重的不利影响很大，会对宇航员骨质损伤也会导致宇航员肌肉松弛，免疫力下降或衰老，而且在太空中带着会影响到宇航员。所以宇航员需伟大的，我们应该敬佩宇航员，他们是我们的英雄。