長征四號丙運載火箭:總體方案,總體布局,研製歷程,基本參數,重要技術改進,套用前景

長征四號丙運載火箭（簡稱：長四丙，縮寫：CZ-4C，對外縮寫：LM-4C）由上海航天技術研究院研製，是常溫液體三級運載火箭，是在長征四號乙（CZ-4B）基礎上，增加了三子級二次啟動能力，大幅提高火箭的運載能力。

火箭全長48米，一、二級直徑為3.35米，三級直徑為2.9米，起飛質量250噸，太陽同步軌道運載能力2.8噸（800千米）。

2006年4月27日，長征四號丙在太原衛星發射中心首次成功發射，將中國首顆遙感衛星準確送入預定軌道，並實現了首發火箭發射場測試零故障。

2018年5月21日，長征四號丙在西昌衛星發射中心成功將嫦娥四號任務“鵲橋”號中繼星和哈工大兩顆超長波天文觀測微衛星發射升空。這是長征四號丙運載火箭在西昌衛星發射中心首次執行任務。

基本介紹

中文名：長征四號丙運載火箭
外文名：Long March 4C
簡稱：長四丙
縮寫：CZ-4C
對外縮寫：LM-4C
所屬國家：中華人民共和國
研製單位：上海技術研究院
目前狀態：現役
首飛時間：2006年4月27日
發射場：太原或酒泉或西昌衛星發射中心
SSO運載能力：2.8噸（800km）
級數：3
火箭總長：47.977米
起飛質量：250噸
最大直徑：3.35米

總體方案,總體布局,研製歷程,基本參數,重要技術改進,套用前景,發射記錄,

總體方案

長征四號丙（CZ-4C）運載火箭是由中國航天科技集團公司第八研究院抓總研製的常溫液體推進劑三級運載火箭，是在原長征四號乙（CZ-4B）運載火箭的基礎上經大量技術狀態改進設計而成，以全面提高火箭的任務適應性和測試發射可靠性為目標進行研製。CZ-4C火箭可以滿足多種衛星在發射軌道、重量和包絡空間等方面更高的要求，同時採取新的測發控模式，可以顯著提高火箭測試和發射的可靠性，縮短發射場工作周期。首發改進型運載火箭於2006年4月27日在太原衛星發射中心成功發射，將我國首顆遙感衛星準確送入預定軌道，並實現了首發火箭發射場測試零故障。

長征四號丙運載火箭（CZ-4C）火箭充分繼承了長征四號乙（CZ-4B）的成熟技術，由結構系統、動力系統、控制系統、遙測系統、外測安全系統和地面測發控系統組成。火箭研製過程中採用的常規三級推進系統二次起動技術和一體化測試發射控制技術為國內首創，達到國際先進水平。常規推進劑多次起動上面級主發動機，是發動機技術的一項重大突破，填補了國內空白；相應採取的推進劑管理技術解決了推進劑淺箱管理難題，創造了常規上面級二次起動首次飛行即獲圓滿成功的業績；運載火箭一體化測試發射控制技術在國內首次實現了系統的高度集成，解決了以往測試透明度低、周期長、操作多、可靠性差等瓶頸，在系統信息共享度、實時自動判讀能力、抗干擾性能和測試可靠性等方面有突破性提高。

長征四號丙運載火箭（CZ-4C）綜合性能達到國際同類常規三級火箭先進水平，為我國國防現代化建設和國民經濟發展做出了重要貢獻。

總體布局

1-有效載荷整流罩

2-衛星

3-儀器艙

4-三級共底貯箱

5-三級發動機

6-二三級級間段

7-二級氧化劑箱

8-二級箱間段

9-二級燃料箱

10-二級遊動發動機

11-二級主發動機

12-一二級級間殼系

13-一二級級間桿系

14-一級氧化劑箱

15-一級箱間段

16-一級燃料箱

17-後過渡段

18-穩定尾翼

19-一級發動機

研製歷程

CZ-4C運載火箭整個研製周期為7年（1999～2006年），研製分方案、初樣和試樣三個階段進行。火箭的研製主要是以發射遙感衛星一號狀態進行的，該狀態基本覆蓋了CZ-4C運載火箭的所有新技術。

方案階段

根據衛星對CZ-4B火箭的技術要求，論證火箭發射總體方案，確定火箭主要技術狀態，提出火箭需適應性改進的項目及相應的關鍵技術。火箭總體和各分系統進行了方案設計，完成了工程大系統間的初步協調，形成了相關的接口檔案。

初樣階段

根據方案階段確定的技術狀態，對火箭總體、分系統及設備進行詳細設計，並進行相應的生產和試驗工作。初樣階段所開展的主要研製試驗工作如下：

完成三項常規測力、測壓風洞試驗和脈動壓力試驗，為火箭設計提供了試驗依據；

完成氣動彈性試驗，確認火箭不會因為抖振激勵而導致箭體氣動彈性發散；

完成小過載模擬飛行試驗和落塔試驗，驗證貯箱防晃措施的有效性；

完成φ3800衛星整流罩三次地面分離試驗，表明在飛行狀態整流罩可以滿足衛星的包絡、工作環境等要求，分離全過程安全、可靠；

完成二、三級飛行狀態火箭全尺寸地面振動試驗，為穩定系統設計和速率陀螺位置確定提供試驗依據；

完成三級底部防熱試驗，驗證各設備防熱措施的有效性；

完成典型結構艙段的靜力試驗，試驗表明各結構承載能力和強度均滿足使用要求；

完成姿控發動機全系統振動試驗和系統熱試車，試驗中系統工作正常，驗證了系統設計的正確性；

完成五次三級發動機二次起動可靠性熱試車，表明發動機二次起動工作可靠；

完成單機交付、系統綜合試驗、全箭總裝和全箭集成綜合試驗，考核全箭各系統設計正確性和系統間的協調性；

完成星、箭、發射場合練，充分考核火箭與大系統間的接口協調關係，為試樣工作更好地開展奠定了基礎。

試樣階段

火箭完成了所有試樣飛行產品的生產、各系統綜合試驗、全箭總裝、全箭集成綜合試驗；同時火箭總體和各系統進行了全面的質量複查和覆核復算。

2006年3月，發射遙感衛星一號的CZ-4C Y1火箭按技術流程規定完成了出廠前全部研製工作。

基本參數

火箭參數

參數	第一級	第二級		第三級
參數	第一級	主機	游機	第三級
起飛質量（t）	249	58		19
長度（m）	47.977	23.530		14.794
直徑（m）	3.35	3.35		2.9
氧化劑+推進劑	四氧化二氮+偏二甲肼	四氧化二氮+偏二甲肼		四氧化二氮+偏二甲肼
發動機	4台YF-21C	1台YF-22C	4台YF-20C	2台YF-40B
推力（kN）	2961.6	742.04	46.09	100.848
比沖（m/s）	2550	2942	2761.6	2971
混合比	2.12	2.181	1.57	2.1399

運載能力

長征四號丙運載火箭CZ-4C火箭的運載能力與CZ-4B火箭相比有大幅度的提高，尤其是較高軌道的運載能力更是數倍的增加。

CZ-4B、CZ-4C火箭在其它軌道的運載能力對比情況與SSO軌道類似。

太陽同步軌道運載能力表

軌道高度 (km)	火箭類型	300	400	500	600	700
運載能力(kg)	CZ-4B	3693	3404	3066	2693	2295
運載能力(kg)	CZ-4C	－	3476	3289	3108	2944
軌道高度 (km)		800	900	1000	1100	1200
運載能力(kg)	CZ-4B	1885	1473	1072	695	370
運載能力(kg)	CZ-4C	2791	2647	2517	2391	2288

入軌精度

長征四號丙火箭具有較高的精度指標，其太陽同步軌道入軌精度見下表。

入軌精度指標

參數	指標
軌道半長軸偏差Da （km）	±5
軌道偏心率偏差De	±0.0025
軌道傾角偏差DI（°）	±0.08

初始姿態調整及精度

長征四號丙火箭可根據衛星要求進行入軌姿態調整，同時可確保較高的初始姿態精度和初始姿態穩定度，具體精度指標見下表。

姿態精度指標

參數	指標
俯仰角偏差（°）	±1.5
偏航角偏差（°）	±1.5
滾動角偏差（°）	±0.7
俯仰角速度偏差（°/s）	±1.2
偏航角速度偏差（°/s）	±1.2
滾動角速度偏差（°/s）	±0.35

衛星整流罩包絡空間

CZ-4C火箭研製了Ф3800衛星整流罩，與CZ-4B系列火箭原有的Ф2900衛星整流罩和Ф3350衛星整流罩相比，其內包絡空間大大增加。衛星整流罩主要技術指標見下表。

衛星整流罩指標

衛星整流罩類型	高度 (mm)	筒段高度 (mm)	筒段直徑 (mm)	筒段內包絡直徑 (mm)
A	5907	3410	2900	2500
B	8483	3910	3350	2900
C	10684	5140	3800	3350
C型縮短	9656	4112	3800	3350

重要技術改進

國內首次實現常規推進劑主發動機高空二次起動

為了提高運載火箭的運載能力可採用末級火箭兩次工作的方法，即在火箭末級飛行過程中增加一個無動力滑行段，依靠地球引力實現速度方向的改變，然後再點火飛行，將衛星送入預定軌道，從而節省用於改變速度方向所消耗的推進劑，提高火箭運載能力。

末級發動機採用高空二次點火技術能大幅度提高火箭性能，世界上先進的末級或上面級火箭發動機大都具備這種能力。火箭發動機高空多次點火是一項具有當代先進水平的技術，在工程上有相當難度。目前，國內只有使用液氧/液氫低溫推進劑的發動機具備高空二次起動工作能力，而採用常規推進劑的主發動機並沒有高空二次起動能力。CZ-4C火箭二次起動YF-40A發動機的研製成功，是國內多次起動發動機技術方面的一項重大突破，填補了國內空白，達到了世界同類水平。YF-40A發動機外形見圖4。

在二次起動YF-40A發動機的整個研製過程中，採用了理論分析和試驗驗證相結合的方法，解決了一系列組件、半系統和整機級的技術難題，如發動機熱泵起動、管路推進劑凍結等。尤其是渦輪泵半系統試車和整機試車中所暴露的問題，涉及高溫、高壓，或者低溫、真空等極端條件下的化學反應和傳熱、傳質過程。對液體溫度範圍很窄的常溫推進劑發動機來講，上述問題的解決，取得了常規液體主發動機二次起動的重大技術突破。

微重力淺箱推進劑管理技術達到國際同類先進水平

三級發動機兩次工作狀態時，發動機第一次關機後至第二次點火期間，三級火箭將經歷無動力的滑行段，此時在微重力環境下，各種干擾因素使貯箱內推進劑不能保持沉底。液體火箭發動機能夠正常起動的一個重要條件就是進入發動機管路的推進劑不夾氣；此外，有效抑制滑行段推進劑晃動程度，可減小箭體的姿態干擾；同時為確保第二次發動機工作期間貯箱的正常增壓，還要防止推進劑飛濺進入貯箱內頂部的增壓溢出管。因此，為了確保發動機高空第二次正常點火工作，必須對火箭三級貯箱進行推進劑管理。

推進劑管理是實現末級發動機二次點火的必要前提，針對CZ-4C火箭三級共底貯箱淺箱、液少（二次工作時間只有30s，液面高度不到0.6m）的特點，充分利用現有的國內試驗條件，克服了比原國內外推進劑管理難度更大的淺箱狀態，經過原理性試驗、貯箱內推進劑運動特性分析和多種推進劑管理方案的比較，最終建立了一套完善、穩妥的管理系統，在國內外各種運載火箭尚無淺箱推進劑管理的先例下，實現了發動機二次點火的供液可靠。表7為推進劑管理貯箱情況比較，試驗情況參見圖5。

國內首次實現火箭一體化測試發射控制

運載火箭控制系統、遙測系統、外測安全系統等箭上電氣系統的測試技術要求基本相同，其地面測發控設備的配置也基本相同，但我國運載火箭箭上電氣系統實行各自配備地面測發控設備、實行各自獨立測試的模式，採用的技術和方案差異較大，對產品質量和可靠性的保證能力和程度不一致，經常發生各種故障。原地面測發控設備自動化程度低，手動操作多，操作風險高；測試信息不能共享，系統指揮無法了解全箭測試過程中的所有信息，不能及時發現和處理測試過程的異常現象；測試數據不能實時判讀，測試周期長，制約靶場測試效率的提高。為提高火箭地面測試發射的可靠性、全箭測試過程的透明度，型號隊伍決定打破常規，研製新的一體化測試發射控制系統。

新研製的一體化測試發射控制系統為分散式綜合系統，採取火箭控制系統、遙測系統、外測安全系統、動力電磁閥（即三級姿控發動機、三級發動機、增壓輸送系統的電磁閥）一體化供配電、控制、測試的方案，實現對火箭一體化、遠距離測試發射；同時匯集測試過程中有線、無線遙測數據，進行實時全程自動判讀、比對和顯示。該系統以自動化測試、發射為主，同時具備緊急情況下可應急控制的能力。一體化測試發射控制系統的研製成功創造了全新的靶場火箭測試發射指揮模式，實現了運載火箭測試發射控制的實時化、數位化、網路化、信息化。

此外，一體化測發控系統研製成果的成功套用，使我國的運載火箭測試發射水平取得了新的進步和提高，達到與美國、法國、俄羅斯等航天技術強國同等的技術水平，標誌著中國運載火箭測試發射技術的飛躍。該項目軟、硬體全部由國內自行開發，擁有自主智慧財產權，為我國新一代運載火箭提出的地面一體化測發控技術的實現打下了技術基礎。

其它方面

除以上幾方面外，CZ-4C火箭還研製了Φ3800衛星整流罩（為國內非捆綁火箭最大）、386箭機，增加了GPS測量設備等，進一步提高了火箭任務適應性。

套用前景

替代部分低溫上面級火箭發射，大幅降低發射成本

CZ-4C火箭相對CZ-4B火箭運載能力得到了大幅提高，尤其是高軌運載能力更是成倍增長，使原來部分需要低溫上面級火箭來發射的衛星，可用該火箭發射，大大降低了衛星的發射成本。現該火箭已明確的發射任務至少10發，由此將節省大量的任務費用。

完善現役火箭系列，擴大套用範圍

CZ-4C火箭研製的一體化測試發射技術和大型整流罩技術都可與CZ-4B火箭通用，因此可根據具體衛星的技術要求，通過三級發動機工作方式、衛星整流罩和搭載艙等的搭配選擇，確定不同的發射狀態，來滿足不同衛星的需求，降低火箭研製成本，進一步提高火箭性價比。

CZ-4C進一步拓展了火箭套用空間，除提高了較高軌道的衛星發射能力，還提高了一箭多星發射能力，尤其為同軌多顆衛星進行演示提供了有利基礎，為星座發展提供了良好的運載工具。

多項新技術可推廣套用到其他型號

YF-40A發動機填補了我國常規液體推進劑主發動機二次起動的空白，其中為實現二次起動工作所採取的推進劑排放、副系統吹除、定壓排空等技術，可供其它同類發動機借鑑。推進劑管理技術成功解決了淺箱管理的難題。該技術同樣可用在使用其他種類推進劑、需要進行高空二次點火前推進劑管理的末級火箭上。

一體化測發控系統和衛星整流罩可與CZ-4B火箭通用。此外測發控系統所代表的一體化測試發射方案可在其他國內火箭型號中推廣，系統中的多項VXI設備、地面電源、智慧型等效器、軟體以及相關子系統等，更可直接或在適應性修改後套用於其它運載火箭的地面測發設備。

發射記錄

發射列表

序	發射日期	起飛時間	運載火箭	發射場	發射工位	軌道	載荷	結果
1	2006年4月27日	22時48分	CZ-4C Y1	太原	舊工位	SSO	遙感衛星一號	成功
2	2007年11月12日	22時48分	CZ-4C Y3	太原	舊工位	SSO	遙感衛星三號	成功
3	2008年5月27日	3時02分	CZ-4C Y2	太原	舊工位	SSO	風雲三號A	成功
4	2009年12月15日	2時31分	CZ-4C Y4	太原	新工位	SSO	遙感衛星八號/希望一號	成功
5	2010年3月5日	4時55分	CZ-4C Y5	酒泉	603	LEO	遙感衛星九號A/B/C	成功
6	2010年8月10日	22時49分	CZ-4C Y6	太原	新工位	SSO	遙感衛星十號	成功
7	2010年11月5日	18時37分	CZ-4C Y7	太原	新工位	SSO	風雲三號B	成功
8	2012年5月29日	7時31分	CZ-4C Y10	太原	新工位	SSO	遙感衛星十五號	成功
9	2012年11月25日	4時06分	CZ-4C Y9	酒泉	603	LEO	遙感衛星十六號A/B/C	成功
10	2013年7月20日	23時37分	CZ-4C Y11	太原	新工位	SSO	創新三號/試驗七號/實踐十五號	成功
11	2013年9月2日	19時16分	CZ-4C Y13	酒泉	603	LEO	遙感衛星十七號A/B/C	成功
12	2013年9月23日	3時07分	CZ-4C Y12	太原	新工位	SSO	風雲三號C	成功
13	2013年11月20日	3時31分	CZ-4C Y14	太原	新工位	SSO	遙感衛星十九號	成功
14	2014年8月9日	5時45分	CZ-4C Y15	酒泉	603	LEO	遙感衛星二十號A/B/C	成功
15	2014年10月20日	6時31分	CZ-4C Y16	太原	新工位	SSO	遙感衛星二十二號	成功
16	2014年12月11日	19時33分	CZ-4C Y17	酒泉	603	LEO	遙感衛星二十五號A/B/C	成功
17	2015年8月27日	2時31分	CZ-4C Y18	太原	新工位	SSO	遙感衛星二十七號	成功
18	2015年11月27日	21時24分	CZ-4C Y8	太原	新工位	SSO	遙感二十九號衛星	成功
19	2016年8月10日	6時55分	CZ-4C Y19	太原	新工位	SSO	高分三號	成功
20	2016年9月1日	2時55分	CZ-4C Y22	太原	新工位	SSO	高分十號	失敗^①
21	2017年11月15日	2時35分	CZ-4C Y21^②	太原	新工位	SSO	風雲三號04星（FY-3D） “和德一號”商用AIS海事衛星	成功
22	2018年3月31日	11點22分	CZ-4C Y26	太原	新工位	SSO	高分一號02、03、04星	成功
23	2018年4月10日	12點25分	CZ-4C Y25	酒泉	603	SSO	遙感衛星三十一號01組衛星微納技術試驗衛星	成功
24	2018年5月9日	2時28分	CZ-4C Y20	太原	新工位	SSO	高分五號衛星	成功
25	2018年5月21日	5時28分	CZ-4C Y27	西昌	3號工位	TLI	嫦娥四號月球中繼衛星“鵲橋”號哈工大兩顆超長波天文觀測微衛星 “龍江一號”“龍江二號”	成功
26	2019年5月23日	6時49分	CZ-4C Y23	太原	新工位	SSO	遙感三十三號	失敗

備註：

① 高分十號發射失敗可能由於三級火箭工作不正常，推力不足，使衛星入軌速度不夠，重返大氣層燒毀。

② 長征四號丙遙二十一火箭具有“3個首次”的特點。本發火箭首次採用兩次啟動型YF-40C發動機；遙測系統頻寬增加，並增加了兩個攝像頭；首次搭載了末子級測量系統，可以在星箭分離後繼續監測末級的在軌情況。

長征四號丙運載火箭