长征五号和土星五号

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。

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。

一子级推进系统

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。

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。

二子级推进系统

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。

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。

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。

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。

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。[40]