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歷史

  長征二號丙火箭 (LM-2C) 是在經過飛行驗證的長征一號 (LM-1) 和長征二號 (LM-2) 火箭的基礎上發展而來的,其研制工作始于1970年。

  在1975年發射之後,LM-2火箭更名為LM-2C火箭。由于其14次低軌道發射取得了100%成功,1993年4月美國摩托羅拉公司選擇了該火箭,為其銥系統通信衛星實施一箭雙星的發射任務。

  根據銥星發射任務的要求,火箭進行了一些必要的修改,增加了上面級和采用飛行驗證的技術和硬件研制出來的分配器 (SD) ,火箭更名為LM-2C/SD。

  LM-2C/SD火箭成功地完成了6次銥星發射任務,將12顆銥星送入預定軌道。

技術數據

  LM-2C是一個基本型的兩級液體火箭。LM-2C/CTS是在LM-2C基礎上加上面級發展而成。該火箭可用于發射低地球軌道、橢圓地球軌道、太陽同步軌道及地球同步轉移軌道的不同衛星。

LM-2C
  第一級 第二級 上面級
直徑 (m) 3.35 3.35 2.7
級長 (m) 25.720 7.757 1.5
推進劑質量 (kg) 162706 54667 125/50
推進劑 四氧化二氮/偏二甲  HTPB/ 
發動機 YF21-C YF-24E
YF-22E (主機)
YF-23C (游機)
固體發動機/
反作用控制系統
發動機推力 (kN) 2961.6 741.4 (主機)
11.8 x4 (游機)
10.78 (固體發動機)
發動機比推力
(N?Sec / kg)
2556.5 (地面狀態) 2922.37 (主機)
2834.11 (游機)
(真空狀態)
2804 (固體發動機)
起飛質量 (t) 233
全長 (m) 42
整流罩直徑 (m) 3.35
運載能力 (kg) LM-2C LEO 3850 (200km/63°)
SSO 1400 (600km)
LM-2C/SM GTO 1250 (28°)
LM-2C/SMA SSO 1900 (600km)


1. Fairing
2. Payload
3. Payload Adapter
4. Vehicle Equipment Bay
5. Second Stage Oxidizer Tank
6. Inter-tank Section
7. Second Stage Fuel Tank
8. Second Stage Vernier Engine
9. Second Stage main Engine
10. Inter-stage Structure
11. First Stage Oxidizer Tank
12. Inter-tank Section
13. First Stage Fuel Tank
14. Backward Transition Section
15. Tail Section
16. Stabilizer
17. First Stage Engines