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-2CS/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-2CS/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
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Stage 1
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Stage 2 +Verniers (4) |
Launcher CZ-2
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Launcher CZ-3
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Launcher CZ-4
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YF-20B |
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CZ-2E
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CZ-3B |
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YF-20C |
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CZ-2F/SZ, CZ-2F/TG |
CZ-3B+, CZ-3BE, CZ-3C, CZ-3CE |
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4 x YF-20
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= YF-21
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FB-1, CZ-2
|
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4 x YF-20A
|
= YF-21A
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CZ-2C
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CZ-3 |
|
4 x YF-20B
|
= YF-21B
|
|
CZ-2C+, CZ-2CS, CZ-2D, CZ-2E
|
CZ-3+, CZ-3A, CZ-3B |
CZ-4A, CZ-4B |
4 x YF-20C |
= YF-21C |
|
CZ-2F/SZ,
CZ-2F/TG
|
CZ-3A+, CZ-3B+, CZ-3BE |
CZ-4B+, CZ-4C |
CZ-2CS, CZ-2CS-4, CZ-2D-4 |
CZ-3C, CZ-3CE |
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YF-22 |
- |
= YF-22 |
FB-1
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|
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YF-22 |
4x
YF-23 |
= YF-24 |
CZ-2
|
|
|
YF-22A |
4x
YF-23 |
= YF-24A |
CZ-2C
|
CZ-3 |
|
YF-22B |
4x
YF-23B |
= YF-24B |
CZ-2C+, CZ-2CS,
CZ-2D
|
CZ-3+, CZ-3A,
CZ-3B
|
CZ-4A, CZ-4B |
YF-22E ( l.n.) |
4x YF-23B
|
= YF-24D |
CZ-2E, CZ-2F/SZ,
CZ-2F/TG
|
CZ-3A+, CZ-3B+,
CZ-3BE, CZ-3C
|
CZ-4B+,
CZ-4C
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CZ-2CS, CZ-2CS-4, CZ-2D-4 |
YF-22E ( l.n.) |
4x YF-23F
|
= YF-24E |
CZ-2F/SZ, CZ-2F/TG |
CZ-3A+, CZ-3BE, CZ-3CE
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CZ-4B+, CZ-4C
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CZ-2CS-4,
CZ-2D-4
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DaFY-5-1
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DaFY-6-2 |
DaFY-20-1
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DaFY-21-1
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another term
for engines
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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.
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