长征四号丙运载火箭
简介长征四号丙运载火箭（简称：长四丙，缩写：ＣＺ－４Ｃ，对外缩写：ＬＭ－４Ｃ）是中国航天科技集团公司研究制造的一个航天火箭型号。这个型号的基础为长征四号乙运载火箭，而长四丙的第三级发动机采用了二次启动技术，大幅提高火箭的运载能力。它的近地能力为2800千克。与长征四号系列火箭的原型和甲、乙改进型号相同，长四丙主要用于发射太阳同步轨道卫星。为了完成这种任务，长四丙发射900千米高度极轨的运载能力为1.5吨。
总体方案长征四号丙（CZ-4C）运载火箭是由中国航天科技集团公司第八研究院抓总研制的常温液体推进剂三级运载火箭，是在原长征四号乙（CZ-4B）运载火箭的基础上经大量技术状态改进
设计而成，以全面提高火箭的任务适应性和测试发射可靠性为目标进行研制。CZ-4C火箭可以满足多种卫星在发射轨道、重量和包络空间等方面更高的要求，同时采取新的测发控模式，可以显著提高火箭测试和发射的可靠性，缩短发射场工作周期。首发改进型运载火箭于2006年4月27日在太原卫星发射中心成功发射，将我国首颗遥感卫星准确送入预定轨道，并实现了首发火箭发射场测试零故障。
长征四号丙运载火箭CZ-4C火箭充分继承了CZ-4B火箭的成熟技术，由结构系统、动力系统、控制系统、遥测系统、外测安全系统和地面测发控系统组成。改进型火箭总体布局参见图1和图2。火箭研制过程中采用的常规三级推进系统二次起动技术和一体化测试发射控制技术为国内首创，达到国际先进水平。常规推进剂多次起动上面级主发动机，是发动机技术的一项重大突破，填补了国内空白；相应采取的推进剂管理技术解决了推进剂浅箱管理难题，创造了常规上面级二次起动首次飞行即获圆满成功的业绩；运载火箭一体化测试发射控制技术在国内首次实现了系统的高度集成，解决了以往测试透明度低、周期长、操作多、可靠性差等瓶颈，在系统信息共享度、实时自动判读能力、抗干扰性能和测试可靠性等方面有突破性提高。
长征四号丙运载火箭CZ-4C火箭综合性能达到国际同类常规三级火箭先进水平，三发火箭的圆满成功，为我国国防现代化建设和国民经济发展做出了重要贡献。[1]
总体布局1-有效载荷整流罩
2-卫星
3-仪器舱
4-三级共底贮箱
5-三级发动机
6-级间段
7-二级氧化剂箱
8-箱间段
9-二级燃料箱
10-二级游动发动机
11-二级主发动机
12-级间壳系
13-级间杆系
14-级氧化剂箱
15-箱间段
16-级燃料箱
17-后过渡段
18-稳定尾翼
19-一级发动机
技术指标和总体参数主要总体技术指标见表1。
表1 长征四号丙运载火箭CZ-4C火箭主要总体技术指标
参数
第一级
第二级
第三级
主机
游机
起飞质量（t）
249
58
19
长度（m）
47.977
23.530
14.794
直径（m）
3.35
3.35
2.9
推力（kN）
2961.6
742.04
46.09
100.848
比冲（m/s）
2550
2942
2761.6
2971
混合比
2.12
2.181
1.57
2.1399
运载能力图3为对应的SSO轨道运载能力曲线
长征四号丙运载火箭CZ-4C火箭的运载能力与CZ-4B火箭相比有大幅度的提高，尤其是较高轨道的运载能力更是数倍的增加，SSO轨道运载能力指标见表2，
CZ-4B、CZ-4C火箭在其它轨道的运载能力对比情况与SSO轨道类似。
表2 SSO轨道运载能力
轨道高度 (km)
300
400
500
600
700
运载能力
(kg)
CZ-4B
3693
3404
3066
2693
2295
CZ-4C
－
3476
3289
3108
2944
轨道高度 (km)
800
900
1000
1100
1200
运载能力
(kg)
CZ-4B
1885
1473
1072
695
370
CZ-4C
2791
2647
2517
2391
2288
入轨精度长征四号丙运载火箭CZ-4C火箭具有较高的精度指标，其太阳同步轨道入轨精度见表3。
表3 入轨精度指标（3σ）
参数
指标
轨道半长轴偏差Da （km）
±5
轨道偏心率偏差De
±0.0025
轨道倾角偏差DI（°）
±0.08
初始姿态调整及姿态精度长征四号丙运载火箭CZ-4C火箭可根据卫星要求进行入轨姿态调整，同时可确保较高的初始姿态精度和初始姿态稳定度，具体精度指标见表4。
表4 姿态精度指标
参数
指标
俯仰角偏差（°）
±1.5
偏航角偏差（°）
±1.5
滚动角偏差（°）
±0.7
俯仰角速度偏差（°/s）
±1.2
偏航角速度偏差（°/s）
±1.2
滚动角速度偏差（°/s）
±0.35
卫星整流罩包络空间CZ-4C火箭研制了Ф3800卫星整流罩，与CZ-4B系列火箭原有的Ф2900卫星整流罩和Ф3350卫星整流罩相比，其内包络空间大大增加。卫星整流罩主要技术指标见表5。
表5 卫星整流罩指标
卫星整流罩类型
高度
(mm)
筒段高度
(mm)
筒段直径
(mm)
筒段内包络直径
(mm)
A
5907
3410
2900
2500
B
8483
3910
3350
2900
C
10684
5140
3800
3350
C型缩短
9656
4112
3800
3350
研制历程CZ-4C运载火箭整个研制周期为7年（1999～2006年），研制分方案、初样和试样三个阶段进行。火箭的研制主要是以发射遥感卫星一号状态进行的，该状态基本覆盖了CZ-4C运载火箭的所有新技术。方案阶段根据卫星对CZ-4B火箭的技术要求，论证火箭发射总体方案，确定火箭主要技术状态，提出火箭需适应性改进的项目及相应的关键技术。火箭总体和各分系统进行了方案设计，完成了工程大系统间的初步协调，形成了相关的接口文件。初样阶段根据方案阶段确定的技术状态，对火箭总体、分系统及设备进行详细设计，并进行相应的生产和试验工作。初样阶段所开展的主要研制试验工作如下：
完成三项常规测力、测压风洞试验和脉动压力试验，为火箭设计提供
了试验依据；
完成气动弹性试验，确认火箭不会因为抖振激励而导致箭体气动弹性发散；
完成小过载模拟飞行试验和落塔试验，验证贮箱防晃措施的有效性；
完成φ3800卫星整流罩三次地面分离试验，表明在飞行状态整流罩可以满足卫星的包络、工作环境等要求，分离全过程安全、可靠；
完成二、三级飞行状态火箭全尺寸地面振动试验，为稳定系统设计和速率陀螺位置确定提供试验依据；
完成三级底部防热试验，验证各设备防热措施的有效性；
完成典型结构舱段的静力试验，试验表明各结构承载能力和强度均满足使用要求；
完成姿控发动机全系统振动试验和系统热试车，试验中系统工作正常，验证了系统设计的正确性；
完成五次三级发动机二次起动可靠性热试车，表明发动机二次起动工作可靠；
完成单机交付、系统综合试验、全箭总装和全箭集成综合试验，考核全箭各系统设计正确性和系统间的协调性；
完成星、箭、发射场合练，充分考核火箭与大系统间的接口协调关系，为试样工作更好地开展奠定了基础。试样阶段火箭完成了所有试样飞行产品的生产、各系统综合试验、全箭总装、全箭集成综合试验；同时火箭总体和各系统进行了全面的质量复查和复核复算。
2006年3月，发射遥感卫星一号的CZ-4C Y1火箭按技术流程规定完成了出厂前全部研制工作。发射试验长征四号丙运载火箭CZ-4C火箭发射记录参见表6。
表6 CZ-4C运载火箭发射记录
序号
火箭
发射时间
卫星
入轨精度
半长轴（km）
轨道倾角（°）
偏心率
要求值
实测值
要求值
实测值
要求值
实测值
1
Y1
2006.04.27
遥感卫星一号
±6.75
-1.967
≤0.10
-0.0267
≤0.003
0.001368
2
Y3
2007.11.12
遥感卫星三号
1.759
-0.0246
-0.00027
3
Y2
2008.5.27
风云三号01星
±5
1.055
-0.00494
-0.000051
重要技术改进国内首次实现常规推进剂主发动机高空二次起动
为了提高运载火箭的运载能力可采用末级火箭两次工作的方法，即在火箭末级飞行过程中增加一个无动力滑行段，依靠地球引力实现速度方向的改变，然后再点火飞行，将卫星送
入预定轨道，从而节省用于改变速度方向所消耗的推进剂，提高火箭运载能力。
末级发动机采用高空二次点火技术能大幅度提高火箭性能，世界上先进的末级或上面级火箭发动机大都具备这种能力。火箭发动机高空多次点火是一项具有当代先进水平的技术，在工程上有相当难度。目前，国内只有使用液氧/液氢低温推进剂的发动机具备高空二次起动工作能力，而采用常规推进剂的主发动机并没有高空二次起动能力。CZ-4C火箭二次起动YF-40A发动机的研制成功，是国内多次起动发动机技术方面的一项重大突破，填补了国内空白，达到了世界同类水平。YF-40A发动机外形见图4。
在二次起动YF-40A发动机的整个研制过程中，采用了理论分析和试验验证相结合的方法，解决了一系列组件、半系统和整机级的技术难题，如发动机热泵起动、管路推进剂冻结等。尤其是涡轮泵半系统试车和整机试车中所暴露的问题，涉及高温、高压，或者低温、真空等极端条件下的化学反应和传热、传质过程。对液体温度范围很窄的常温推进剂发动机来讲，上述问题的解决，取得了常规液体主发动机二次起动的重大技术突破。
微重力浅箱推进剂管理技术达到国际同类先进水平
三级发动机两次工作状态时，发动机第一次关机后至第二次点火期间，三
级火箭将经历无动力的滑行段，此时在微重力环境下，各种干扰因素使贮箱内推进剂不能保持沉底。液体火箭发动机能够正常起动的一个重要条件就是进入发动机管路的推进剂不夹气；此外，有效抑制滑行段推进剂晃动程度，可减小箭体的姿态干扰；同时为确保第二次发动机工作期间贮箱的正常增压，还要防止推进剂飞溅进入贮箱内顶部的增压溢出管。因此，为了确保发动机高空第二次正常点火工作，必须对火箭三级贮箱进行推进剂管理。
推进剂管理是实现末级发动机二次点火的必要前提，针对CZ-4C火箭三级共底贮箱浅箱、液少（二次工作时间只有30s，液面高度不到0.6m）的特点，充分利用现有的国内试验条件，克服了比原国内外推进剂管理难度更大的浅箱状态，经过原理性试验、贮箱内推进剂运动特性分析和多种推进剂管理方案的比较，最终建立了一套完善、稳妥的管理系统，在国内外各种运载火箭尚无浅箱推进剂管理的先例下，实现了发动机二次点火的供液可靠。表7为推进剂管理贮箱情况比较，试验情况参见图5。
国内首次实现火箭一体化测试发射控制
运载火箭控制系统、遥测系统、外测安全系统等箭上电气系统的测试技术要求基本相同，其地面测发控设备的配置也基本相同，但我国运载火箭箭上电气系统实行各自配备地面测发控设备、实行各自独立测试的模式，采用的技术和方案差异较大，对产品质量和可靠性的保证能力和程度不一致，经常发生各种故障。原地面测发控设备自动化程度低，手动操作多，操作风险高；测试信息不能共享，系统指挥无法了解全箭测试过程中的所有信息，不能及时发现和处理测试过程的异常现象；测试数据不能实时判读，测试周期长，制约靶场测试效率的提高。为提高火箭地面测试发射的可靠性、全箭测试过程的透明度，型号队伍决定打破常规，研制新的一体化测试发射控制系统。
新研制的一体化测试发射控制系统为分布式综合系统，采取火箭控制系统、遥测系统、外测安全系统、动力电磁阀（即三级姿控发动机、三级发动机、增压输送系统的电磁阀）一体化供配电、控制、测试的方案，实现对火箭一体化、远距离测试发射；同时汇集测试过程中有线、无线遥测数据，进行实时全程自动判读、比对和显示。该系统以自动化测试、发射为主，同时具备紧急情况下可应急控制的能力。一体化测试发射控制系统的研制成功创造了全新的靶场火箭测试发射指挥模式，实现了运载火箭测试发射控制的实时化、数字化、网络化、信息化。
此外，一体化测发控系统研制成果的成功应用，使我国的运载火箭测试发射水平取得了新的进步和提高，达到与美国、法国、俄罗斯等航天技术强国同等的技术水平，标志着中国运载火箭测试发射技术的飞跃。该项目软、硬件全部由国内自行开发，拥有自主知识产权，为我国新一代运载火箭提出的地面一体化测发控技术的实现打下了技术基础。
其它方面
除以上几方面外，CZ-4C火箭还研制了Φ3800卫星整流罩（为国内非捆绑火箭最大）、386箭机，增加了GPS测量设备等，进一步提高了火箭任务适应性。
应用前景替代部分低温上面级火箭发射，大幅降低发射成本
CZ-4C火箭相对CZ-4B火箭运载能力得到了大幅提高，尤其是高轨运载能力更是成倍增长，使原来部分需要低温上面级火箭来发射的卫星，可用该火箭发射，大大降低了卫星的发射成本。现该火箭已明确的发射任务至少10发，由此将节省大量的任务费用。
完善现役火箭系列，扩大应用范围
CZ-4C火箭研制的一体化测试发射技术和大型整流罩技术都可与CZ-4B火箭通用，因此可根据具体卫星的技术要求，通过三级发动机工作方式、卫星整流罩和搭载舱等的搭配选择，确定不同的发射状态，来满足不同卫星的需求，降低火箭研制成本，进一步提高火箭性价比。
CZ-4C进一步拓展了火箭应用空间，除提高了较高轨道的卫星发射能力，还提高了一箭多星发射能力，尤其为同轨多颗卫星进行演示提供了有利基础，为星座发展提供了良好的运载工具。
多项新技术可推广应用到其他型号
YF-40A发动机填补了我国常规液体推进剂主发动机二次起动的空白，其中为实现二次起动工作所采取的推进剂排放、副系统吹除、定压排空等技术，可供其它同类发动机借鉴。推进剂管理技术成功解决了浅箱管理的难题。该技术同样可用在使用其他种类推进剂、需要进行高空二次点火前推进剂管理的末级火箭上。
一体化测发控系统和卫星整流罩可与CZ-4B火箭通用。此外测发控系统所代表的一体化测试发射方案可在其他国内火箭型号中推广，系统中的多项VXI设备、地面电源、智能等效器、软件以及相关子系统等，更可直接或在适应性修改后应用于其它运载火箭的地面测发设备