簡介
長征四號丙運載火箭 總體方案
單星發射狀態長征四號丙（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。
CZ-4C火箭充分繼承了CZ-4B火箭的成熟技術，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。
布局
火箭總體布局 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-級間段
7-二級氧化劑箱
8-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-級間殼系
13-級間桿系
14-級氧化劑箱
15-箱間段
16-級燃料箱
17-後過渡段
18-穩定尾翼
19-一級發動機
總體參數
技術指標
見表1。
表1 CZ-4C火箭主要總體技術指標
參數 | 第一級 | 第二級 | 第三級 | |
主機 | 游機 | |||
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 | |
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
圖3為對應的SSO軌道運載能力曲線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，SSO軌道運載能力指標見附表
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。
SSO軌道運載能力
| 軌道高度 (km) | 300 | 400 | 500 | 600 | 700 | |
| 運載能力 (kg) | CZ-4B | 3693 | 3404 | 3066 | 2693 | 2295 |
| 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 |
| CZ-4C | 2791 | 2647 | 2517 | 2391 | 2288 | |
入軌精度
CZ-4C火箭具有較高的精度指標，其太陽同步軌道入軌精度見表3。
表3 入軌精度指標（3σ）
| 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
CZ-4C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，具體精度指標見表4。
表4 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
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表5。
表5 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 |
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。發射試驗
CZ-4C運載火箭發射記錄| 序號 | 火箭 | 發射時間 | 衛星 | 入軌精度 | |||||
| 半長軸（km） | 軌道傾角（°） | 偏心率 | |||||||
| 要求值 | 實測值 | 要求值 | 實測值 | 要求值 | 實測值 | ||||
| 1 | Y1 | 2006.04.27 | 遙感衛星一號 | ±6.75 | -1.967 | ≤0.10 | -0.0267 | ≤0.003 | 0.001368 |
| 2 | Y3 | 2007.11.12 | 遙感衛星三號 | 1.759 | -0.0246 | -0.00027 | |||
| 3 | Y2 | 2008.5.27 | 風雲三號01星 | ±5 | 1.055 | -0.00494 | -0.000051 | ||
技術改進
YF-40A外形圖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
落塔試驗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
推進劑管理貯箱情況比較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。
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。
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。
最新動態
2012年11月25日12時06分，中國在酒泉衛星發射中心用“長征四號丙”運載火箭，成功將“遙感衛星十六號”發射升空並送入預定軌道，這是中國“長征”系列運載火箭第172次航天發射。
2013年9月2日3時16分，我國在酒泉衛星發射中心用長征四號丙運載火箭，成功將遙感衛星十七號發射升空，衛星順利進入預定軌道。
發射記錄
| 發射序列 | 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 Y? | 太原 | 新工位 | SSO | 高分十號 | 失敗 |
