Chang Zheng    CZ-2C  &  CZ-2D

 
 

China National Space Administration * China Academy of Launch Vehicle Technology (CALT)*  China Aerospace Science and Technology Corporation (CASC)
 

 

 

Orbital launches

 Period

Last launch

FB -1

 

 

8

1973 - 1981

19.09.1981

CZ -2

 

 

3

1975 - 1978

  14.11.2014

CZ-2C

 

 

6

1982 - 1987

CZ-2C+

 

 

5

1987 - 1993

CZ -2CS

 

 

2

2004

CZ -2CS

/SD

 

7

1997 - 1999

CZ -2CS

/SM

 

2

2003 - 2004

CZ -2CS-4

 

 

17

2004 - 2014

CZ -2CS-4

/SMA

 

2

2008 - 2012

CZ -2D

 

 

3

1992 - 1996

CZ -2D-4

 

 

29

2003 - 2016

 

 

Der Einstieg Chinas in die Raumfahrt begann mit der Gründung der "China Academy of Space Technology" (CAST) im Jahr 1968.
Für die Bereitstellung von Trägerraketen konnte auf eine technologische und industrielle Entwicklung zurückgegriffen werden, die von den Militärs seit Ende der 50er Jahre vorangetrieben wurde.
Vorrangig wurde an der Entwicklung einer zweistufigen Trägerrakete gearbeitet, die als ICBM DF-5 konzipiert und bereits technisch erprobt war (1967 ballistischer Flug einer Rückkehrkapsel).
Die als FB-1 und CZ-2 bekannten fast identischen (?) Varianten sind zweistufig und haben einen Durchmesser von 3,35 m. Beide Stufen arbeiten mit der Treibstoffkombination UDMH/Distickstofftetroxid. Das Triebwerk der ersten Stufe besteht aus 4 Einkammertriebwerken YF-20 (=YF-21), die schwenkbar aufgehängt sind und einen Gesamtschub von 2.785 kN (s.l.) entwickeln. Die zweite Stufe wird durch ein Einkammer-Treibwerk des Typs YF-22 angetrieben. Der Lage-Regulierung dienen 4 Vernier-Triebwerke YF-23 von 46 kN Gesamtschub und Isp=2762 N*s/kg im Vakuum, die aber bei der FB-1 fehlen. Das standardisierte Triebwerk YF besitzt einen "flachen Einspritzkopf und zylindrische Form mit gewölbter Entspannungsdüse". Das Entspannungsverhältnis  beträgt 10:1, der Brennkammerdruck soll 71 at ausmachen. Es erfolgt Umlaufkühlung mit dem Oxydator, der gasförmig auch zum Antrieb der Förderpumpen dient. Die Außenhaut der Rakete besteht aus einer Aluminium-Kupfer-Legierung.
Ab 1973 erreichten die FB-1 und CZ-2 Einsatzreife und wurden bis 1981 für 12 Satellitenstarts eingesetzt. Davon gelangten allerdings 5 Satelliten nicht in einen Erdorbit.

Eine verbesserte Versionen dieser Typen, die CZ-2C (1974 - 1987) und die CZ-2C+ (ab 1987) wurden ausschließlich zum Start von Satelliten mit den Rückkehrkapseln "FSW" gestartet.
1997 und 1999 wurden insgesamt 6 Starts einer modifizierten CZ-2C
S/SD mit Iridium-Satelliten der Firma MOTOROLA durchgeführt. Die erste Stufe entspricht der CZ-2C+, die zweite Stufe wurde von der CZ-3B übernommen. Als Fairing wurde ein bisher noch nicht eingesetzter Typ von 3,35 m Durchmesser und 8,37 m Länge verwendet. Die Nutzlast wird durch einen Kick-Motor FG-47=SpaB-54 (SD=smart dispenser) in die Bahn bugsiert. Die erste Stufe einer weiteren Version CZ-2CS-4 hat 4 Stabilisierungsflächen und wurde erstmals, mit einem Standard-Fairing ausgerüstet, zum Transport des Satelliten SJ-8 in einen LEO genutzt.
In der Entwicklung ist eine neue Variante CZ-2C
S/CTS, bei der mit einer verbesserten achsenstabilisierten SM der Start von Satelliten (1,4 t) in einen SSO möglich wird.

Eine weitere Version, die CZ-2D, besteht aus der ersten Stufe einer CZ-4 und einer üblichen zweiten Stufe. Mit ihr starten die Militärs von Shuang Cheng Tsu in der Wüste Gobi seit 1992 eine neue Generation von Aufklärungs-Satelliten mit den Rückkehrkapseln "FSW". Für andere Nutzlasten wird ein Fairing von der CZ-2C/SD vorgehalten. Eine neue CZ-2D-4 hat 4 Stabilisierungsflächen.

 

Booster

Stage 1

 

 Stage 2

 +Verniers (4)

 

Launcher

 YF-20B -

-

- - -

CZ-2E, CZ-3B

 YF-20C -

-

- - -  CZ-2F, CZ-3B+, CZ-3BE, CZ-3C, CZ--3CE
 DaFY-5-1  

 

     

another term for booster engine

-

 4 x YF-20

 = YF-21

-

-

-

CZ-2

-

 4 x YF-20A

 = YF-21A

-

-

-

CZ-2C, CZ-3

-

 4 x YF-20B

 = YF-21B

-

-

-

CZ-2C+, CZ-2CS/SD, CZ-2D, CZ-2E

-  4 x YF-20B  = YF-21B - - -

CZ-3+, CZ-3A, CZ-3B, CZ-4A, CZ-4B

-  4 x YF-20C  = YF-21C - - -

CZ-2CS, CZ-2CS-4, CZ-2D-4

-  4 x YF-20C  = YF-21C - - - CZ-2F/SZ, CZ-2F/TG
-  4 x YF-20C  = YF-21C - - -

CZ-3A+, CZ-3B+, CZ-3BE, CZ-3C, CZ-3CE, CZ-4B+, CZ-4C

 

 DaFY-6-2

       

another term for first stage engines

- - -  YF-22  YF-23  = YF-24

CZ-2

- - -  YF-22A  YF-23  = YF-24A

CZ-2C, CZ-3

- - -  YF-22B  YF-23B  = YF-24B

CZ-2C+, CZ-2CS/SD, CZ-2D

- - -  YF-22B  YF-23B  = YF-24B

CZ-3+, CZ-3A, CZ-3B, CZ-4A, CZ-4B

- - -  YF-22E ( l.n.)

 YF-23B

 = YF-24D

CZ-2E

- - -  YF-22E ( l.n.)

 YF-23F

 = YF-24E CZ-2F/SZ, CZ-2F/TG
- - -  YF-22E ( l.n.)

 YF-23F

 = YF-24E

CZ-2CS, CZ-2CS-4, CZ-2D-4

- - -  YF-22E ( l.n.)  YF-23F  = YF-24E

CZ-3A+, CZ-3B+, CZ-3BE, CZ-3C, CZ-3CE, CZ-4B+, CZ-4C

       DaFY-20-1    

another term for second stage engine

         DaFY-21-1

 

another term for Vernier engines

 

The CZ-2 began with the request in the late 1960s for a new rocket to launch its military recoverable remote-sensing satellite. The development of the launch vehicle based on the two-stage, liquid-propellant Dongfeng 5 (DF-5) ICBM.
The design team submitted two design proposals. This two designs were being developed in parallel.
The first design proposal was used a
73t-thrust engine YF-22 on the second-stage, so that the rocket would work long enough to send also a heavier payload into space. The result was the Feng-Bao (FB-1) rocket. It was used from 1973 to 1982 for launch the so-called JSSW and SJ satellites with moderate success, and then discarded in favor of another version CZ-2.
The second design proposal kept the planed original DF-5 design but focused on optimising the rocket’s flight profile to increase its FWS payload capacity. The second stage
78t-thrust engine YF-24 use swivelling Venier motors.
The first depressed trajectory flight of the DF-5 (batch-01) on 10 September 1971 was only partially successful. The second missile, which was launched on 8 April 1973, exploded in the midair 43 seconds into the flight. The DF-5 development was suspend and the First Academy was asked to modify the remaining three test missiles into space launch vehicles.
On 5 November 1974, the first CZ-2 rocket carrying an FSW-0 (Jianbing 1) satellite was launched from the Jiuquan Satellite Launch Centre. However, the vehicle exploded in the midair only 20 seconds into the flight. The following investigation showed that the anomaly was caused by a disconnected cable for the pitch rate gyro signal in the rocket’s guidance system.
A year later, on 26 November 1975, the second CZ-2 rocket successfully sent an FSW-0 satellite into its intended 185km Low Earth Orbit. This was followed by two more successful launches in December 1976 and January 1978.
In 1979, the Chinese military ordered more CZ-2 rockets for subsequent FSW satellite launches. As the rockets from the Batch-01 production of the DF-5 were all used up, the new rockets would be built by converting the missiles in the production of the DF-5 (batch-02). It was makes a number of improvements to the rocket design. This version of the rocket was designated
CZ-2C.

CZ-2C Launch Vehicle
is a two-stage liquid launch vehicle, which is the main force launcher in China for Low Earth Orbit (LEO) missions.
CZ-2C/CTS, a new type of CZ-2C, which is basically a CZ-2C with newly designed upper stage-CTS, mounted on the second stage. From 1997 to 1999, this launcher has successfully sent 12 Iridium satellites into the predetermined 630km circular orbit.
CZ-2C/CTS for LEO missions has typical launch capability of 3 tons (h=500km, I=50°). The lift-off mass is 213 tons. The total length of CZ-2C is 40 meters. The diameter of the Stage-1, State-2 and fairing is 3.35 meters. The first stage and second stage employ storable propellants, i.e. N2O4 and UDMH. CTS takes a solid motor as its main engine, which employs HTPB as its propellant.

The first stage is 23.27 meters long. It employs storable propellants, i.e. N2O4 (stored in the oxidizer tank) and UDMH (stored in the fuel tank). The first stage takes DaFY6-2 motor as its engine, which is composed of four engines in parallel attached to the first stage. The thrust of each engine is 75t. With the help of servo-mechanism, the four engines can swing in tangential directions for attitude-adjustment with maximum deflection angle of 10 deg.
The second stage is 9.943 meters long. It employs storable propellants, i.e. N2O4 (in the oxidizer tank) and UDMH ( in the fuel tank). There are one main engine (DaFY20-1) and four vernier engines (DaFY21-1) on the second stage. The thrust of the main engine is 75t, and the thrust of each vernier engine is 4.8t. The nozzle of the main engine is fixed, and the nozzles of four vernier engines can swing in tangential directions for attitude-adjustment with maximum deflection angle of 60 deg.
CTS is a three-axis stabilized upper stage compatible with two-stage CZ-2C. CTS consists of Payload Adapter and Orbital Maneuver System (OMS). The OMS consists of main structure, solid motor (SM), control system, reaction control system (RCS) and telemetry system. The total impulse of the solid rocket motor depends on the specific mission requirements.

The payload fairing consists of dome, forward cone section, and cylindrical section. The dome shell is made of fiberglass structure. The forward cone section is made of aluminum honeycomb sandwich structure. The cylindrical section is composed of two parts. The lower part is made of chemical-milled aluminum structure and the upper part is made of aluminum honeycomb sandwich structure. The typical CZ-2C/CTS fairing is 3.35 m in diameter, and 8.368 m in length. The length of the fairing can be adjusted according to different mission requirements. The maximum fairing static envelope is 3 m in diameter.

CZ-2C injects SC/CTS stack into a transfer orbit, CTS is ignited at the apogee and enters the target orbit. Then CTS re-orients the stack according to the requirements and deploys the spacecrafts.