Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	China
Bezeichnung(en)	Chang Zheng 2C (CZ-2C), Long March 2C (LM-2C)
Entwicklungszeitraum	1970-1975
erster Start	26.11.1975
Einsatzzeitraum	1975-19??
Stufenzahl	2
Gesamthöhe	35,15 m
Basisdurchmesser	3,35 m
max. Nutzmasse	2.200..3.200 kg (LEO)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse	ca. 192.000 kg
Startschub	2.786 kN
1. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge	20,52 m
Durchmesser	3,35 m
Leermasse	ca. 9.000 kg
Treibstoffmasse	ca. 144.000 kg
Gesamtmasse	ca. 153.000 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk YF-21 bestehend aus 4 Einzeltriebwerken YF-20
Treibstoff	UDMH + Stickstofftetroxid
Startschub	2.786 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	259 s
Brenndauer	131 s
2. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge	7,50 m
Durchmesser	3,35 m
Leermasse	ca. 4.000 kg
Treibstoffmasse	ca. 35.000 kg
Gesamtmasse	ca. 39.000 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk YF-24 (Haupttriebwerk YF-22 + Vierkammer Vernier YF-23)
Treibstoff	UDMH + Stickstofftetroxid
Vakuumschub	762 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	295 s
Brenndauer	130 s
Nutzlastverkleidung
Länge	7,12 m
max. Durchmesser	3,35 m
Nach dem erfolgreichen Start seines ersten Satelliten unternahm China erhebliche Anstrengungen, sein Raketenarsenal um leistungsfähigere Modelle zu erweitern. Standen Anfang der 70er Jahre Langstreckenraketen mit einer Reichweite von etwa 5.500 bis 6.500 km bereit (ausreichend für einen Atomschlag gegen den westlichen Teil der damaligen Sowjetunion), wurde nun intensiv an der Entwicklung einer Rakete mit echter interkontinentaler Reichweite gearbeitet. Es entstand die im Westen als CSS-X4 bekannte DF-5, die einen 3 MT Sprengkopf über 11.000 km transportieren konnte. Diese Rakete wurde ab 1973 als Feng Bao FB-1 auch zu mehreren Starts und Startversuchen von Satelliten eingesetzt. Gleichzeitig bildete sie die Grundlage für den Satellitenträger Chang Zheng CZ-2, der bei ähnlichen Leistungdsdaten über einige andere Systeme und konstruktive Lösungen verfügte. Möglicherweise entstanden beide Raketen auch als alternative Lösungen aufgrund einer Forderung des Militärs. Als Antrieb der Erststufe fand ein Flüssigkeitstriebwerk mit vier schwenkbaren Brennkammern Verwendung. Das Triebwerk der Zweitstufe arbeitete mit einem Flüssigkeitstriebwerk mit fester Brennkammer, dafür jedoch vier schwenkbaren Vernier-Triebwerken. Die Stufentrennung erfolgte „heiß”. Die CZ-2 hatte am 05.11.1974 ihren Jungfernflug, der jedoch mit der Selbstzerstörung der Rakete endete. Ursache war ein Kabelbruch im System der Kreiselsteuerung. Daraufhin wurden einige konstruktive Änderungen vorgenommen und ein Jahr später gelang der zweite Start. Das verbesserte Modell wird je nach Quelle als CZ-2A oder auch CZ-2C beteichnet. Spätestens seit dem 09.09.1982 hieß die eingesetzte Version CZ-2C und beförderte bis 1993 alle chinesischen Rückkehrsatelliten auf ihre Umlaufbahn. Sie bildete auch die Grundlage für die Baureihen CZ-2E, CZ-3 und teilweise auch CZ-4. Ab 1992 übernahm die verbesserte CZ-2D allmählich die Aufgaben der CZ-2C und ab 1997 wurde die Version CZ-2C/SD mit geänderter Oberstufe, neuem Aussetzmechanismus (Smart Despenser) und neuer Nutzlastverkleidung zum Start von Iridium Satelliten eingesetzt. Die Ende der 90er Jahre für die CZ-2C/SD veröffentlichten Daten weichen auch bei der Erst- und Zweitstufe teilweise erheblich von den zu Beginn der 90er Jahre für die CZ-2C gemachten Angaben ab. Offensichtlich war die CZ-2C einem gründlichen Modernisierungsprogramm unterzogen worden, bei dem die Erfahrungen aus der CZ-3 und CZ-2E Entwicklung einflossen. Da die CZ-2C und die CZ-2C/SD bis auf die CTS Manöverstufe praktisch identisch sind, kann man daraus schließen, daß die CZ-2C im Laufe ihres Einsatzes erheblich leistungsgesteigert wurde. Dabei stieg die Triebwerksleistung nur um einige Prozent an. Vor allem aber wuchs das Tankvolumen, was die Nutzlastkapazität steigen ließ.