Larga Marcha 2E
 Representación de la Larga Marcha 2E | |
| Función | Cohete portador |
|---|---|
| Fabricante | Calcio |
| País natal | Porcelana |
| Tamaño | |
| Altura | 49,70 metros (163,1 pies) [1] |
| Diámetro | 3,35 metros (11,0 pies) [1] |
| Masa | 460.000 kilogramos (1.010.000 libras) [1] |
| Etapas | 3 |
| Capacidad | |
| Carga útil a LEO | |
| Masa | 9.500 kilogramos (20.900 libras) [1] |
| Carga útil a órbita de transferencia geoestacionaria | |
| Masa | 3.500 kilogramos (7.700 libras) [1] |
| Cohetes asociados | |
| Familia | Larga marcha |
| Trabajo derivado | Larga Marcha 2F |
| Historial de lanzamiento | |
| Estado | Jubilado |
| Sitios de lanzamiento | XSLC , LA-2 |
| Lanzamientos totales | 7 |
| Éxito(s) | 4 |
| Falla(s) | 1 |
| Fallo(s) parcial(es) | 2 |
| Primer vuelo | 16 de julio de 1990 |
| Último vuelo | 28 de diciembre de 1995 |
| Potenciadores | |
| No. de refuerzos | 4 |
| Altura | 15,33 metros (50,3 pies) |
| Diámetro | 2,25 metros (7 pies 5 pulgadas) |
| Masa vacía | 3.000 kilogramos (6.600 libras) |
| Masa bruta | 40.754 kilogramos (89.847 libras) |
| Masa del propulsor | 37.754 kilogramos (83.233 libras) |
| Desarrollado por | 1 YF- 20B |
| Empuje máximo | 740,4 kilonewtons (166.400 lbf ) |
| Impulso específico | 2.556,2 metros por segundo (260,66 s) |
| Tiempo de combustión | 127 segundos |
| Propulsor | N2O4 / UDMH |
| Primera etapa | |
| Altura | 28,47 metros (93,4 pies) |
| Diámetro | 3,35 metros (11,0 pies) |
| Masa vacía | 12.550 kilogramos (27.670 libras) |
| Masa bruta | 198.825 kilogramos (438.334 libras) |
| Masa del propulsor | 186.280 kilogramos (410.680 libras) |
| Desarrollado por | 4 YF- 20B |
| Empuje máximo | 2.961,6 kilonewtons (665.800 lbf ) |
| Impulso específico | 2.556,2 metros por segundo (260,66 s) |
| Tiempo de combustión | 160 segundos |
| Propulsor | N2O4 / UDMH |
| Segunda etapa | |
| Altura | 14,22 metros (46,7 pies) |
| Diámetro | 3,35 metros (11,0 pies) |
| Masa vacía | 4.955 kilogramos (10.924 libras) |
| Masa bruta | 91.414 kilogramos (201.533 libras) |
| Masa del propulsor | 84.759 kilogramos (186.862 libras) |
| Desarrollado por | 1 YF-24B (1 x YF-22B (principal)) (4 x YF-23B (vernier)) |
| Empuje máximo | 738,4 kilonewtons (166 000 lb· f ) (principal) 47,1 kilonewtons (10 600 lb· f ) (vernier) |
| Impulso específico | 2.922,4 metros por segundo (298,00 s) (principal) 2.834,1 metros por segundo (289,00 s) (vernier) |
| Tiempo de combustión | 301 segundos |
| Propulsor | N2O4 / UDMH |
| Tercera etapa – EPKM (opcional) | |
| Altura | 2,936 metros (9 pies 7,6 pulgadas) |
| Diámetro | 1,7 metros (5 pies 7 pulgadas) |
| Masa vacía | 557 kilogramos (1.228 libras) |
| Masa bruta | 6.001 kilogramos (13.230 libras) |
| Masa del propulsor | 5.444 kilogramos (12.002 libras) |
| Desarrollado por | 1 FG-46 |
| Empuje máximo | 190 kilonewtons (43.000 lbf ) |
| Impulso específico | 2.870 metros por segundo (293 s) |
| Tiempo de combustión | 87 segundos |
| Propulsor | HTPB |
El Long March 2E , también conocido como Chang Zheng 2E , CZ-2E y LM-2E , fue un cohete portador orbital chino de la familia Long March 2. El Long March 2E era un cohete portador de tres etapas que fue diseñado para lanzar satélites de comunicaciones comerciales a la órbita de transferencia geoestacionaria. Los lanzamientos se llevaron a cabo desde el complejo de lanzamiento 2 en el Centro de Lanzamiento de Satélites de Xichang .
El Long March 2E realizó su vuelo inaugural el 16 de julio de 1990. Sin embargo, el cohete tenía fallos de compatibilidad con los satélites de fabricación estadounidense que provocaron un fallo de lanzamiento y un fallo parcial en sólo 7 misiones. El cohete fue retirado el 28 de diciembre de 1995 en favor del Long March 3B . El Long March 2E forma la base del Long March 2F , utilizado para lanzar misiones tripuladas a Shenzhou . Los cohetes propulsores también se han utilizado en el Long March 3B y el Long March 3C .
Lanzamientos
El Long March 2E realizó su vuelo inaugural el 16 de julio de 1990 y realizó 7 lanzamientos en total. Todos los fallos se debieron a vibraciones excesivas.
El primer fallo parcial se produjo el 21 de diciembre de 1992, durante el lanzamiento del Optus B2 original . La cizalladura del viento provocó la implosión del carenado de carga útil a los 45 segundos de vuelo, destruyendo el satélite. El cohete continuó en órbita, desplegando lo que quedaba de la etapa superior y la carga útil en una órbita terrestre baja . [2] El fabricante de satélites estadounidense Hughes recomendó reforzar el carenado. Sin embargo, China optó por no seguir la recomendación y, en su lugar, añadió más remaches para el lanzamiento exitoso del Optus B3 . [3]
El segundo fallo se produjo el 25 de enero de 1995 durante el lanzamiento del Apstar 2 , cuando el cohete explotó 50 segundos después del despegue. Basándose en las lecturas de la instrumentación que añadió al satélite, Hughes concluyó que la cizalladura del viento había provocado de nuevo el colapso de un carenado estructuralmente deficiente. Sin embargo, Liu Jiyuan, director de la Corporación Aeroespacial de China , afirmó que la interfaz cohete-satélite era defectuosa y amenazó con no volver a hacer negocios con Hughes. Las dos partes finalmente acordaron que tanto la interfaz como el carenado serían rediseñados. [3] [4]
La información proporcionada por Hughes provocó una gran controversia política en Estados Unidos, ya que podría ser utilizada para mejorar los cohetes y misiles balísticos chinos. En 1998, el Congreso estadounidense clasificó la tecnología satelital como munición y entregó el control sobre las licencias de exportación al Departamento de Estado en virtud de la ITAR . [5] Desde 1998 no se han aprobado licencias de exportación a China, y un funcionario de la Oficina de Industria y Seguridad de Estados Unidos enfatizó en 2016 que "ningún contenido de origen estadounidense, independientemente de su importancia, independientemente de si está incorporado en un artículo fabricado en el extranjero, puede ir a China". [6]
La carga útil que debía volver al vuelo, AsiaSat 2 , tuvo que pagar una prima del 27% por el seguro del satélite en lugar del 17-20% habitual. Aunque el satélite fue entregado a la órbita correcta, el lanzamiento fue un fracaso parcial. Las fuerzas excesivas durante el lanzamiento provocaron una desalineación de las bocinas de alimentación de la antena en los transpondedores de banda Ku , lo que redujo el área de cobertura del satélite. [3] AsiaSat presentó una reclamación al seguro del satélite por 58 millones de dólares. [7]
Después de otro lanzamiento exitoso, el Long March 2E fue retirado a finales de 1995.
Lista de lanzamientos
| Número de vuelo | Fecha (UTC) | Sitio de lanzamiento | Etapa superior | Carga útil | Órbita | Resultado |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 1 | 16 de julio de 1990 00:40:00 | XSLC , LA-2 | SPTS-M14 | Simulador de masas Optus-B Badr-1 | GTO LEO | Éxito |
| 2 | 13 de agosto de 1992 23:00:00 | XSLC , LA-2 | Estrella-63F | Optus-B1 | GTO | Éxito [nota] |
| 3 | 21 de diciembre de 1992 11:21:00 | XSLC , LA-2 | Estrella-63F | Optus-B2 | GTO | Fallo parcial |
| 4 | 27 de agosto de 1994 23:10:00 | XSLC , LA-2 | Estrella-63F | Optus-B3 | GTO | Éxito |
| 5 | 25 de enero de 1995 22:40:00 | XSLC , LA-2 | Estrella-63F | Estrella 2 | GTO | Falla |
| 6 | 28 de noviembre de 1995 11:30:00 | XSLC , LA-2 | EPMK | AsiaSat 2 | GTO | Fallo parcial [nota] |
| 7 | 28 de diciembre de 1995 11:50:00 | XSLC , LA-2 | EPMK | Ecoestrella 1 | GTO | Éxito |
^nota El intento de lanzamiento original, el 22 de marzo de 1992 a las 10:40 UTC, se abortó después de la ignición del motor debido a que el encendedor de uno de los motores de refuerzo se apagó después de que contaminantes metálicos provocaran un arco eléctrico. El vehículo de lanzamiento sufrió daños y tuvo que ser reemplazado.
^nota Las fuerzas excesivas durante el lanzamiento provocaron una desalineación de los cuernos de alimentación de la antena en los transpondedores de banda Ku , reduciendo el área de cobertura del satélite.
Referencias
- ^ abcde Mark Wade. "CZ-2E". Enciclopedia Astronautica . Archivado desde el original el 6 de julio de 2008. Consultado el 2 de mayo de 2008 .
- ^ Mark, Wade. «HS 601». Enciclopedia Astronáutica . Archivado desde el original el 27 de diciembre de 2016.
- ^ abc "Vehículo de lanzamiento espacial CZ-2E". GlobalSecurity.org.
- ^ Zinger, Kurtis J. (26 de octubre de 2014). "Una reacción exagerada que destruyó una industria: el pasado, el presente y el futuro de los controles de exportación de satélites estadounidenses" (PDF) . University of Colorado Law Review . Archivado (PDF) del original el 5 de abril de 2022.
- ^ Zelnio, Ryan (9 de enero de 2006). "Una breve historia de la política de control de las exportaciones". The Space Review .
- ^ de Selding, Peter B. (14 de abril de 2016). "Los efectos del régimen de exportación de satélites ITAR de EE. UU. siguen siendo fuertes en Europa". SpaceNews .
- ^ "El déficit del transpondedor Ku provoca la reclamación de AsiaSat". Aviation Week & Space Technology. 23 de septiembre de 1996.
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