中国长空1型无人机是中国在苏联拉-17基础上仿制并改进发展的无人驾驶喷气式靶机，承担了我军多种对空武器系统的靶试任务。1960年代，由于苏联援助的取消、专家的撤离，解放军空军试验用的拉-17无人靶机严重缺失，国家下决心搞自己的无人靶机，从而促生了长空一号。
　　研制起步

　　1950年代，南京航空学院的范绪箕等同志组织成立了无人机研究室，先后开展研制"南航一号"拖靶机和"南航二号"超音速靶机，代号D-5。在此基础上演变为长空一号(CK-1)无人驾驶靶机。1968年4月开始研制，1969年8月制出第一架飞机，并于同年10月进行了第一次试飞。以后又陆续试飞了8架飞机，1976年11月正式完成了设计定型飞行试验。

　　D-5基本型是中高空靶机。D-5取样机(CK-1)是在中高空靶机基础上改装设计而成的。用于核武器试验的取样工作。D-5Ⅰ型(CK-1B)低空型靶机，在中高空靶机和无人驾驶取样机基础上发展而成，主要特点是降低了飞行高度，供低空武器系统试验鉴定用。1980年2月开始设计。1982年6月一次试飞成功。1982年11月16日设计定型，此后开始小批量生产。

　　实际上长空一号就是仿制拉-17的产品，从开始仿制到总体设计成功用了三个月。曾由中航二集团的常州飞机制造厂负责生产。在南航，该机型于1976年底设计定型，总设计师为该校的郭荣伟。早在60年代末，该所开始了无人机的研制。长空一号研制成功后，在中国空空武器等试验中发挥了重要作用。长空一号(CK-1)高速无人机由位于巴丹吉林沙漠的空军某试验训练基地二站在1965年～1967年成功定型，主要负责人是被誉为“中国无人机之父”的中国工程院院士赵煦将军。
　　结构特点
　　长空一号是一架大型喷气式无线电遥控高亚音速飞机，可供导弹打靶或防空部队训练。长空一号经过适当改装可执行大气污染监控、地形与矿区勘察等任务。该机采用典型高亚音速布局，机身细长流线，机翼平直，展弦比大。水平尾翼呈矩形，安装在垂直尾翼中部。机身前、后段为铝合金半硬壳式结构。发动机及其进气道装在机身下部的吊舱内。 翼尖短舱、尾翼翼尖、进气道唇口、机头与机尾罩均用玻璃钢制造。中单翼结构的矩形机翼采用不对称翼剖面，有2度的下反角，机翼安装角为0°45'。机翼翼尖处吊有两个翼尖短舱。水平尾翼安装在垂直尾翼中部，平尾和垂尾均采用对称翼剖面的矩形翼面。机翼和尾翼均为铝合金单梁式薄壁结构。机载设备、自动驾驶仪分别装在前后段，机身中段为压力供油式油箱。设计中直接利用机身外壳s作为油箱壁，节省了重量。改进型号的机翼下有两个小型副油箱。

　　长空一号的起飞非常有特色，采用一架可回收的发射车进行助推起飞。在一张澳大利亚“金迪维克”小车图片的启示下，赵煦找到了地面起飞车的灵感。飞机固定在发射车的三条短滑轨上，发动机舱底部有一推力销，用于固定。起飞时飞机发动机启动，带动发射车开始滑跑。当滑跑速度达到275千米/时，飞机已经得到足够的升力可以升空。这时推力销在发射车上的冷气作动筒作用下拔开，飞机脱离发射车，开始爬高。发射车因无动力而减速，随后地面人员发出无线电指令，抛出制动伞，并控制刹车使发射车停住。

　　发射车可重复使用。发射车内装有航向自动纠偏系统，确保在1000米滑跑距离内航向偏离维持在30米内。发射车助推起飞固然减小了无人机本身的复杂程度，但与空投或火箭助推起飞方式相比，较为复杂和麻烦，好处是省却了调用有人飞机作为母机。拉-17靶机使用空投方式放飞。

　　飞行控制包括遥控遥测和应答系统，装KJ-9自动驾驶仪，具有三轴姿态稳定与操纵、程序爬高、等高平飞、下滑自动拉起着陆及应急自毁等功能。设备包括583遥控接收机、25YF-1遥控车、PCT06甲遥测车和“黑龙江”雷达。应答机可接收地面雷达发来的询问信号并给回答，以与空中其它目标区别。任务设备装有5个被动式雷达回波增强器(角反射器)。用来模拟真实飞机的几何尺寸。机翼下或发动机尾部上方可安装4枚“海鹰”1号曳光弹，用来协助地面光学仪器发现目标。

　　长空一号起飞85秒后，开始转入机上程序机构控制飞行，之后由地面站通过雷达信息和其他手段，发出适当的无线电指令进行遥控。长空一号C型能进入地面武器射击区域2到8次，提供射击机会。

　　动力系统

　　拉-17使用的是推力较小的发动机，长空一号后来改用一台改进的涡喷-6发动机。该发动机也被中军歼-6、强-5飞机采用。尾喷口改装成固定式，可通过改变发动机转速来调节推力，海平面额定静推力21.1千牛，最大静推力24.5千牛。该发动机原为歼-6所采用。发动机的工作状态由地面站遥控，也可由飞控系统直接改变作为靶机使用，“长空一号”能进入射击区域2～3次。整体油箱的容量为820升，燃油质量600千克，B、C型加副油箱后，燃油质量达840千克。由于WP-6发动机推力比原来的发动机大7倍，而长空一号外型不变，使得起飞过程中不可避免地产生了过早升力矩，致使靶机起飞试验一直有问题。后来采取了与一般飞机起飞时减小低头力矩、增强升力相反的方法，在长空一号起飞时加大其低头力矩解决了这一问题。 长空一号的降落和世界其他无人机相比略显笨拙，实际上是一种硬着陆。当其在无线电指令指引下进入预定着陆场地时，在500米高度自动拉起，然后进入无动力下滑。接地时保持较大的攻角，尾部首先着地，靠发动机吊舱和尾喷口吸收部分撞击能量，实现主体部分回收。机体经修复后即可再次使用。这种不完全的重复使用，对使用费用、维护难度上有较负面的作用。

　　站长经调查，确信近年长空一号已经改为火箭助推发射起飞。这一改进最大的好处是长空一号不再需要平坦而长的跑道，起飞也更加迅速灵活。同时也改用了回收伞的方式，最大限度保护了飞机本身。火箭助推起飞项目始于2000年，南京航空航天大学承担了为空军“十一号工程”研制配套使用的火箭助推型CK-1G靶机的任务，其中大型无人机双发火箭助推发射系统为CK-1G靶机的核心研制内容。原来一直采用的起飞车助跑起飞方式，存在着机动性差、使用保障复杂等缺点。

　　由于CK-1G靶机体型大、起飞重量大、推重比大，以及总体布局和外形的限制，发射系统必须采用双发助推火箭的布局设计。一年半时间内,成功实现了CK-1G靶机的发射起飞。该发射系统已成功进行了三架次CK-1G靶机的发射起飞，其中两次圆满完成了为中国攻击机靶试的供靶任务。除研制的第一套发射系统外，解放军订购了该型号的第二套发射系统，已交付使用。该发射系统的应用拓展了长空一号系列无人机的用途，除作靶机之外，可用于反辐射、攻击、干扰等作战任务。例如，航天二院目前在研的某新型导弹研制任务，已确定选用火箭助推型CK-1G靶机，将其改进设计为能模拟来袭敌方预警机的靶标，作为该导弹系统试验考核的配套靶机系统。

　　这里应当注意，“模拟来袭敌方预警机的靶标”，并不等于说我军将装备反预警机导弹。这是因为当前反辐射导弹的制导方式不足以满足跟踪空中高速移动目标的需求。但是，大多数雷达制导空空/空地导弹均有跟踪辐射源的辅助制导方式，因此有研制相关标靶的需要。

　　另外，由于长空一号系列无人机的使用原来依赖于机场，保障要求高且使用常常受限，综合使用性能不高，成为出口国外的技术瓶颈。而采用火箭助推发射方式后，作为一个独立的野战系统，使用保障要求大大简化，综合使用性能大大提升，十分有利于长空一号系列无人机进入国际市场参与竞争。

　　飞行控制

　　长空一号由机上程序机构控制，可按预定设计的航线飞行。也可由地面站的地面领航员经无线电指令遥控飞行。自主飞行时，依靠KJ-9自动驾驶仪稳定和控制飞机。自动驾驶仪有俯仰、滚转、航向和高度四个通道，分别控制飞机的升降舵、副翼、方向舵的偏角和发动机工作状态。每个通道互相独立、互相交联。自动驾驶仪的部件包括陀螺平台和航向陀螺、速率陀螺仪组、程序机构、商度讯号器、放大器、变流机及电动舵机等。

　　遥控飞行时，机上由天线、高频组合、接收机和发射机组成的应答器负责接受地面信号，然后识别指令，引导靶机。机上另装有遥控指令接收机，通过接收机-译码器单元，可以传输24个遥控指令到自动驾驶仪或其它需要操纵的装置。地面人员还可通过无线电遥测设备来监控自动控制系统及其他设备的工作。遥测系统有52个通道，能连续向地面提供飞行速度、高度、攻角、发动机温度及转速等信息。

　　该机的主电源是一台由发动机驱动的直流发电机，通过变流器向某些设备提供交流电。另有后备银锌电瓶，在发动机出故障时可切换供电，保证飞行。

　　使用改进

　　长空一号作为靶机使用时，能往返进入射击区域2～3次，以便进行多次训练。因长空一号本身体积很小，为在视觉模拟体积较大的敌机，机上一般装有曳光管或拉烟管。机上还装有红外增强翼尖吊舱、被动式雷达回波角反射器，机尾带红外曳光弹为4枚“海鹰”1号曳光弹，增强红外和雷达特征。靶机如未被击落，可遥控其着陆回收。

　　至1988年，长空一号的改进型号包括长空一号A取样机，用于核武器试验的取样工作。该机主要的改进是增加了外挂吊舱，从而能够容纳更多的设备仪器。1977年长空一号开始参加执行原子弹空爆取样任务，并很快完全取代有人机取样。该项目1978年获全国科学大会奖。

　　长空一号C高机动型是长空一号B型的改型，中军编号“靶5II”。1983年初，军方为满足新型导弹试射的需要，提出要装备一种能作坡度为70～77度的高速水平大机动飞行的无人机。当时计划从美国进口10架大机动性能的“火蜂”无人靶机，预计需要经费4000万元。赵煦是“火蜂”考查组成员之一，了解了高机动“火蜂”的性能后，他提出自行改进长空一号C高机动型。要满足要求，必须改进长空一号的结构、控制、供油等设计，在外形、推力、巡航方面都要有大改进。在二站和南京航空学院的共同努力下，一年半时间内完成了C型的设计、试验和制造工作。研制中的试验项目有高低速风洞试验、各系统的地面模拟试验和空中模拟试验、飞机结构的静力强度试验和动力特性试验等。87年9月3日，该型号设计定型。

　　外形尺寸

　　　机长8.44米

　　　机高2.96米

　　　翼展7.5米

　　　翼面积8.55米2

　　重量及载荷

　　　总重2060千克

　　　空机重量1460千克

　　　燃油重量600千克

　　　机推重比1.26

　　　最大翼载2.36千牛/米2(240.9公斤/米2)

　　性能数据

　　　使用高度10000～18000米

　　　最低使用高度50～100米

　　　平飞速度(高度1100米以上)840～920千米/小时

　　　最大续航时间1小时10分

　　　最大航程600～950千米

　　　到最大升限的时间8.2分

　　　起飞离地速度>265千米/小时

　　　限制过载3.76g

　　　续航时间70分钟以上(低空和中空)45～60分钟(高空)