O satélite sino-brasileiro CBERS-04A foi colocado em órbita após um lançamento bem sucedido realizado às 0322UTC do dia 20 de Dezembro de 2019. O lançamento do sexto satélite desta série foi levado a cabo pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (Y44) a partir da Plataforma de Lançamento LC9 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan.
Para além do CBERS-04A seguiam a bordo do foguetão lançador o satélite etíope ETRSS-1, o pequeno satélite brasileiro FloripaSat-1, o Tianqin-1/CAS-6, o Weilai-1R (Guozhi Henghao Nianjing 1), o Tianyan 01 (MN50-2) e o Tianyan 02 (MN6U-2),o Yuheng e o Shuntian.
O programa CBERS
O programa CBERS (China-Brazil Earth Resources Satellite) é um esforço colaborativo entre a China e o Brasil. Em Novembro de 2002 os governos de ambos os países decidiram expandir o acordo inicial ao incluir dois satélites do mesmo tipo, o CBERS-3 (perdido no lançamento em Dezembro de 2013) e o CBERS-4, como veículos de segunda geração. O programa de cooperação entre o CAST e o INPE emprega versões avançadas dos satélites e dos seus instrumentos. A especificação do projecto foi decidida, acordada e fechada em Julho de 2004.
Na China o projecto é denominado ‘ZY-1 Ziyuan-1’ (‘Recursos-1’). O acordo para o desenvolvimento da primeira geração de satélite foi assinado em Julho de 1988 para estabelecer um sistema de detecção remota completo (segmento espacial e de solo) para fornecer ambos os países com imagens multiespectrais de detecção remota. O objectivo geral era a observação e monitorização dos recursos da Terra e do ambiente com uma carga de vários sensores fornecendo diferentes resoluções espaciais.
O satélite CBERS-1 ‘Ziyuan-1A’ (25940 1999-057A) foi lançado às 0316UTC do dia 14 de Outubro de 1999 pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (Y1) desde o Complexo de Lançamento LC7 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan. O CBERS-1 operou até Agosto de 2003. O satélite CBERS-2 ‘Ziyuan-1B’ (28057 2003-049A) foi lançado ás 0316UTC do dia 21 de Outubro de 2003 pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (Y4) também desde Taiyuan. Este satélite foi retirado de serviço em finais de 2007 quando as imagens do CBERS-2B começaram a ficar disponíveis. O CBERS-2B ‘Ziyuan-1B2’ foi lançado às 0326UTC do dia 19 de Setembro de 2007 pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (Y17) também desde Taiyuan. Este satélite foi retirado de serviço a 10 de Maio de 2010 devido a uma falha no abastecimento de energia. O satélite CBERS-3 foi lançado a 9 de Dezembro de 2013 pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (Y10) a partir da Plataforma de Lançamento LC9 de Taiyuan, sendo no entanto perdido após uma falha no terceiro estágio do lançador.
A partir de 2004, o Brasil alterou a sua política no que diz respeito ao acesso e distribuição dos dados e imagens dos satélites CBERS. Com o CBERS-2, o Brasil optou por uma política de distribuição aberta, garantindo o acesso livre e gratuito através da Internet ao seu catálogo e às imagens em alta-resolução. Qualquer utilizador pode navegar através das imagens, seleccionar as imagens que quiser e fazer a sua descarga para utilização imediata, sem qualquer custo, burocracia e trabalhando num sistema de catálogo simples e de fácil acesso. A mesma política foi adoptada para o CBERS-2B e será adoptada para o CBERS-4. Esta política foi também alargada aos países vizinhos observados pelos satélites e que estejam no catalogo do INPE.
O lançamento do CBERS-4 (资源一号04星) estava originalmente previsto para ter lugar em Dezembro de 2015, mas devido à perda do CBERS-3 a China e o Brasil acordaram em antecipar o seu lançamento.
O CBERS-4 tem a sua estrutura dividida no módulo de serviço e no módulo de carga. Na sua configuração orbital, o eixo Z está apontado para o nadir (superfície da Terra). As câmaras e as antenas estão colocadas no painel lateral +Z. O painel solar está colocado no lado -Y e roda em torno do eixo Y. As antenas, propulsores e sensores de atitude, tais como sensores solares e sensores terrestres de infravermelhos, estão colocados nos outros painéis.
O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais para manter o sistema de observação voltado para o nadir. O Subsistema de Atitude e de Controlo Orbital incluí sensores estelares, sensores solares, sensores terrestres de infravermelhos, giroscópios, receptor GPS, computador de controlo, rodas de momento e um sistema de propulsão de hidrazina. O controlo térmico é conseguido principalmente por meios passivos utilizando coberturas térmicas e cobertores isoladores de multi-camadas. Tubos de calor e aquecedores são também utilizados. O Subsistema de Energia Eléctrica utiliza células solares de tripla-junção de GaAs, um regulador shunt, controlo de carga de bateria, um regulador de descarga de bateria, conversores DC/DC e baterias de NiCd. Este subsistema pode fornecer 2,30 kW de energia.
A capacidade nominal de carga da plataforma é de 1.000 kg e na sua configuração de lançamento as suas dimensões eram de 3,25 metros de altura e 3,35 metros de diâmetro (as suas dimensões operacionais são 2,5 x 2,0 x 1,8 metros e as dimensões do seu painel solar são 6,3 x 2,6 metros).
O Subsistema de Tratamento de Dados a Bordo é composto pelo computador principal e 7 unidades de terminais remotos para fornecer tratamento de dados a bordo e funções de monitorização e controlo do satélite. A banda-S é utilizada para funções TT&C fornecendo comunicações nos dois sentidos com o solo. A antena de banda-S proporciona uma cobertura quase omni-direccional. Os dados de imagem são enviados em banda-X por dois transmissores TWTA. Um deles tem três transportadores modulados em QPSK (Quadra-Phase Shift Keying). O gravador de bordo tem uma capacidade de 274 Gbit e é capaz de gravar dados de todas as câmaras.
O CBERS-04A transporta quatro câmaras no módulo de carga com uma performance melhorada ao nível de geometria e de radiometria: MUXCam, PanMUX, IRS e WFI.
A MUXCam é um instrumento do INPE desenhado e desenvolvido na Opto Eletrônica S. A., de São Carlos – São Paulo. O objectivo é o fornecimento de imagens para aplicações cartográficas. A MUXCam é uma câmara multiespectral com quatro bandas espectrais cobrindo os comprimentos de onda desde o azul e o infravermelho próximo (450 nm a 890 nm) com uma resolução no solo de 20 metros e uma largura de observação de 120 km. A câmara é composta por três instrumentos: RBNA, RBNB e RBNC. O RBNA fornece a aquisição de imagem e é composta pelo sistema óptico (espelho de entrada e sistema de lentes), alojamento óptico e conjunto do plano focal. O RBNB é composto pelos sistemas electrónicos responsáveis pelo controlo térmico, pelo ajustamento de foco e calibração interna do sistema de controlo. O RBNC é responsável pelas leituras CCD, processamento dos outputs de CCD analógico para sinal digital, e codificação de dados para o fluxo de dados em série. Estes dados são transmitidos ao satélite.
O detector CCD é um conjunto de 4 linhas e cada linha tem 6.000 pixel de tamanho 13 µm x 13 µm. Filmes finos espectrais, depositados sobre uma janela que cobrem os elementos fotossensíveis do CCD, são responsáveis pela separação das quatro bandas espectrais.
Fornecida pela China, a PanMUX (Panchromatic and Multispectral Camera) é uma câmara de varredura por CCD que fornece imagens pancromáticas com uma GSD (Ground Sample Distance) de 5 metros e imagens de três bandas espectrais com 10 metros GSD. A câmara tem uma largura de observação de 60 km e uma capacidade de visualização lateral de ±32.º. A PamMUX tem capacidades de ajustamento de plano focal e calibração em órbita.
Também fornecida pela China e desenvolvida tendo por base a herança do Infrared Multispectral Scanner utilizado em missões anteriores, o IRS (Infrared System) ou IRMSS-2 (Infrared Multispectral Scanner-2) é um sistema de observação com 4 bandas espectrais. A resolução espacial é metade em relação à IRMSS.
A WFI (Wide-Field Imager) (também designada WFI-2) é uma versão avançada do instrumento do INPE utilizado no CBERS-1 e no CBERS-2, tendo 4 bandas espectrais com uma resolução no solo de 64 metros no nadir e uma largura de observação de 866 km. O instrumento WFI no CBERS-3 também fornece uma resolução espacial melhorada em comparação com anteriores sensores WFI a bordo do CBERS-1 e do CBERS-2 (260 metros em anteriores missões), mantendo, porém, a sua alta resolução temporal de 5 dias.
Esta câmara será utilizada para detecção remota da Terra e tem por objectivo trabalhar a uma altitude de 778 km. O sistema óptico é projectado para quatro bandas espectrais cobrindo o leque de comprimentos de onda entre o azul até ao infravermelho próximo e o seu FOV (Field of View) é de ±28.63º, que cobre 866 km, com uma resolução no solo de 64 metros no nadir. A WFI foi desenvolvida através de um consórcio formado pela Opto Electrônica S. A. e pela Equatorial Sistemas. O desenvolvimento do sistema óptico e a análise de performance (incluindo o sistema óptico MTF, distorção, sensibilidade de polarização e luz dispersa) foi executada utilizando software ZEMAX®.
Para além das câmaras, o CBERS-04A transporta o DCS (Data Collection System) e o SEM (Space Environment Monitor). O DCS foi fornecido pelo INPE e o SEM foi fornecido pelo CAST.
O CBERS-04A
Mediante o sucesso do lançamento do CBERS-4, o Brasil e a China resolveram assinar um novo protocolo complementar para fabricação de um novo satélite do Programa CBERS: o CBERS-04A.
Tal como os satélites CBERS-3 e CBERS4, o CBERS-04A é um satélite de detecção remota de média resolução, equipado com cargas úteis ópticas operando no espectro visível com resoluções na faixa de 2 a 60 metros.
A configuração do Satélite CBERS-04A é semelhante à dos seus antecessores, com melhorias para acomodar a nova câmara de observação chinesa que possui qualidade superior na resolução geométrica e espectral. A divisão de responsabilidades entre Brasil e China permanecerá sendo de 50% para cada país, assim como a divisão de responsabilidades no fornecimento dos subsistemas e equipamentos.
No módulo de serviço, o Brasil foi responsável pela estrutura, fonte de alimentação e comunicação em banda S TTCS. Por seu lado, a China foi responsável pelo sistema de controle térmico, sistema de controle de atitude e órbita, placa de monitorização (com UTRs CTU e equipamentos fornecidos pelo Brasil) e cablagem.
Para a carga útil, o Brasil foi responsável pela Multispectral Camera (MUX), pela Wide Field Imaging Camera (WFI), pelo sistema de registo Digital Data Recorder (DDR) e pelo Subsystem Data Collection (DCS), enquanto que a China foi responsável pelo Data Transmitter System (DTS), Space Environment Monitor (SEM), Multispectral and Panchromatic Wide-Scan Camera (WPM) e pela cablagem (SYCS).
Além dos subsistemas que compõem o satélite, cada país é responsável por fornecer um conjunto de equipamentos de teste usados para testar o satélite durante a fase de montagem, integração e Teste (AIT). O Brasil foi responsável pelo equipamento Solo Equipment Electrical Support – EGSE (SCOE para subsistemas brasileiros e OCOE), enquanto que a China foi responsável pelo equipamento Solo Equipment Electrical Support – EGSE (SCOE para os subsistemas chineses) e pelo equipamento Mechanical Support Solo – MGSE (para a campanha de lançamento na China).
A massa total do CBERS-04A é de 1.730 kg e suas dimensões são de 1,8 x 2,0 x 2,6 metros, com painéis solares de 6,3 x 2,6 metros. O satélite operará por 5 anos numa órbita circular de 628,6 km e inclinação de 97,89.º. O período orbital será de 97,25 minutos.
Embora todas as características descritas sejam de importância para a consecução da missão, algumas devem ser destacadas para a detecção remota. A órbita do CBERS 04A é sincronizada com o Sol, o que assegura uma uniformidade de iluminação durante a observação, pois o ângulo entre o plano da órbita e a linha que une o centro da Terra ao Sol é mantido constante durante toda a missão. Outra importante característica é a quase circularidade da órbita, que mantém uma regularidade na escala da observação, fazendo com que os objectos a serem observados em quaisquer posições da órbita sejam comparáveis nas suas dimensões. A hora local para o cruzamento do equador foi fixada nas 10:30h, o que estabelece uma relação de compromisso entre um valor satisfatório de irradiância solar, contraste entre alvos, e presença de nuvens. A repetição do ciclo de observação é de 31 dias, associada à sua característica de ser quase polar, assegura ao utilizador uma regularidade previsível de aquisição de imagens e também um recobrimento potencial de quase todo o globo, com excepção dos pólos.
A distância fixa entre faixas no equador visa garantir uma sobreposição entre as faixas de dois dos sistemas de observação de modo a que sejam evitados riscos de ausência de observações nalgum ponto da superfície terrestre. O intervalo de três dias entre faixas adjacentes mantém o mesmo padrão de observação dos CBERS anteriores, e permite que fenómenos que ocorram em áreas contíguas a duas faixas de observação possam ser visualizados num curto intervalo de tempo. Embora seja um parâmetro operacional, fixou-se em 2,5 km o intervalo máximo aceitável para que o satélite se afaste da faixa de observação prevista, o que vai garantir a regularidade e consistência das observações de todas as faixas.
Tal como os satélites anteriores da série, as observações e dados do CBERS-04A serão aplicados na gestão da vegetação (identificação de áreas de florestas, alterações florestais em parques, reservas, florestas nativas ou implantadas, quantificações de áreas, sinais de queimadas recentes), na agricultura (identificação de campos agrícolas, quantificação de áreas, monitorização do desenvolvimento e da expansão agrícola, quantificação de pivots centrais, auxílio em previsão de safras, fiscalizações diversas), meio ambiente (identificação de anomalias antrópicas ao longo de cursos de água, reservatórios, florestas, regiões urbanas, estradas; análise de eventos episódicos naturais compatíveis com a resolução da câmara, mapeamento de uso do solo, expansões urbanas), controlo da água ( identificação de limites continente-água, estudos e gestão costeira, monitorização de reservatórios), na cartografia (dada a sua característica de permitir visadas laterais de até 32.º a Este e a Oeste, em pequenos passos, possibilita a obtenção de pares estereoscópicos e a consequente análise cartográfica, permitindo também a obtenção de imagens de uma certa área no terreno em intervalos mais curtos, o que é útil para efeitos de monitorização de fenómenos dinâmicos), geologia e solos (apoio a levantamentos de solos e geológicos) e na educação (criação de material de apoio a actividades educacionais em geografia, meio ambiente, e outras disciplinas)
Fonte: http://www.cbers.inpe.br/sobre/cbers04a.php
O primeiro satélite etíope
O satélite etíope ETRSS-1 (Ethiopian Remote Sensing Satellite) foi desenvolvido pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial (CAST) e tem uma massa de 70 kg.
É um pequeno satélite de detecção remota e é o primeiro satélite da Etiópia, que fornecerá dados sobre mudanças nos fenómenos meteorológicos e climáticos que serão utilizados para benefício dos os principais factores de desenvolvimento do país, tais como agricultura, silvicultura e iniciativas de protecção de recursos naturais. O satélite está equipado com um sistema de detecção remota multi-espectral. Será operado pelo Instituto Etíope de Ciência e Tecnologia Espacial.
Quando operacional, o satélite será operado por especialistas etíopes a partir do Observatório e Centro de pesquisa de Entoto.
O pequeno FloripaSat-1
O FloripaSat-1 é uma missão de demonstração tecnológica totalmente desenvolvida por estudantes do SpaceLab da Universidade Federal de Santa Catarina (UFSC), no Brasil. É um satélite de forma cúbica, composto por 5 módulos. Existem os módulos principais para o controle da missão e as cargas úteis. Os módulos principais desenvolvidos na UFSC são o sistema de tratamento de dados On-Board Data Handling (OBDH), o módulo de telemetria, rastreio e controlo (TT&C), o módulo de fornecimento de energia Electric Power System (EPS) e o sistema passivo de controlo de atitude Passive Attitude Control System (ACS). A carga útil é um repetidor de rádio amador, que pode ser usado em todo o mundo em situações de emergência e resgate, por exemplo.
O módulo EPS foi desenvolvido para capturar, armazenar e distribuir energia para os demais módulos do FloripaSat-1. O sistema é baseado na conversão da energia solar através de seis painéis localizados em cada face da estrutura do satélite. A energia é armazenada em duas baterias de lítio conectadas em série. A partir de algoritmos de tomada de decisão, os demais módulos do satélites são alimentados de acordo com a energia disponível nas baterias em um determinado momento. O EPS possui um papel fundamental na gerência de energia em diferentes momentos da órbita como, por exemplo, quando o satélite se encontra em eclipse, com a Terra cobrindo o Sol.
O módulo TT&C (Telemetry, Tracking and Command) é responsável pela comunicação do satélite com o segmento terrestre. O módulo é dividido em dois submódulos: “farol” e “rádio principal”. O “farol” transmite sinais periódicos contendo a identificação do satélite (ID) e informação básica de telemetria. O “rádio principal” é responsável por receber telecomandos oriundos de uma estação de controle localizada na Terra (no caso na UFSC), e enviar respostas por intermédio de telemetria. Os telecomandos recebidos são encaminhados para o OBDH, que realiza a descodificação, e o processamento solicitado.
O módulo OBDH é responsável por sincronizar as acções e o fluxo de dados entre os módulos do satélite e o segmento terrestre. O OBDH empacota os dados gerados, e os armazena em uma memória não volátil para enviar para a estação terrestre assim que possível (quando o satélite estiver passando sobre a UFSC, ou sobre a estação terrestre de algum parceiro). Os telecomandos enviados pelo segmento terrestre para o satélite são recebidos pelo TT&C e enviados ao OBDH que descodifica e executa as acções necessárias, enviando as acções para os outros módulos, se necessário. Isso permite a comunicação entre todo o satélite e a Terra.
Os satélites são expostos a radiação que pode causar danos temporários e até permanentes aos seus subsistemas. Existem alguns componentes que são feitos para serem imunes ou menos sensíveis aos efeitos da radiação. O Payload-X possui um FPGA produzido para resistir à radiação. Este componente será testado pela primeira vez em ambiente espacial a bordo do FloripaSat-1.
A Payload RUSH foi desenvolvida na universidade UNSW da Austrália. Desenvolvida pela primeira vez para validar uma nova abordagem para reconfigurar eventos de perturbação únicos devido à radiação solar em circuitos lógicos reconfiguráveis. Essa carga útil possui um FPGA como circuito de teste devido à razão entre densidade lógica e consumo de energia.
A missão tem como objectivo a introdução na comunidade o conceito de “new space”, que viabiliza o desenvolvimento mais eficiente e com custo reduzido ao se comparar com os processos utilizados em satélites tradicionais; a validação em órbita de uma plataforma multi-missão que poderá ser reaproveitada em satélites desenvolvidos por outros grupos académicos e da indústria; e o fornecimento de serviços de estação retransmissora de rádio-amador, para atender eventos de emergências em áreas sem cobertura da rede móvel (oceanos, rios, florestas, desertos, entre outros).
Com esta missão leva-se a cabo a formação de recursos humanos numa área do conhecimento de alto valor e na fronteira da tecnologia. Os estudantes de engenharia receberam treino e formação na concepção, projecto, implementação, integração, testes e operação, ou seja, em todas as etapas de uma missão espacial completa.
Fonte: https://floripasat.ufsc.br/pt/home-br/
Tianqin-1/CAS-6
O satélite Tianqin-1 é um satélite de demonstração tecnológica que transporta a carga de rádio-amador CAS-6. As suas dimensões são 490 mm × 499 mm × 430 mm e a sua massa é de cerca de 35 kg. O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais com a face +Y direccionada para a Terra.
O Weilai-1R ‘和未来号-1R’, também designado Guozhi Henghao Nianjing 1, foi desenvolvido tendo por base a plataforma MN10 da MinoSpace Technology. As suas dimensões são 320 x 295 x 248 mm. O satélite deverá ter uma vida útil em órbita de dois anos. Possivelmente é um satélite substituto do Weilai-1 que foi perdido a 27 de Outubro de 2018 no lançamento inaugural do foguetão Zhuque-1 desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan.
Os satélites Tianyan 01 ‘天雁01’ (MN50-2) e Xingshidai-8 / Tianyan 02 ‘星时代-8（天雁02)’ (MN6U-2) foram desenvolvidos pela MinoSpace Technology e são baseados na plataforma MN10.
Os satélites Yuheng e Shuntian terão sido desenvolvidos pela Shanghai ASES Spaceflight Technology, mas serão utilizados pela Universidade Nacional de Tecnologias de Defesa (NUDT) e irão testar tecnologias de reencaminhamento de informação em órbita. Os satélites têm por base a plataforma Star Light SL-B para a qual é referida uma massa entre os 20 kg e os 40 kg. A NUDT designa a missão de ambos os satélites como Gemini-1 (双子座).
O foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B
Desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai, a família de lançadores Chang Zheng-4 é utilizada para a colocação de satélites em órbitas polares e órbitas sincronizadas com o Sol. São lançadores a três estágios de propelentes líquidos cujas raízes se encontram no foguetão FB-1 Feng Bao-1.
A família destes lançadores consiste em três variantes: CZ-4A Chang Zheng-4A, CZ-4B Chang Zheng-4B e Chang Zheng-4C. Após o desenvolvimento do Feng Bao-1, a Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai foi incumbida do desenvolvimento do CZ-4. Aparentemente, este lançador seria um veículo suplente para o CZ-3B Chang Zheng-3B, com os dois primeiros estágios do CZ-4 a serem basicamente idênticos aos do foguetão CZ-3 Chang Zheng-3. O terceiro estágio do CZ-4 Chang Zheng-4 foi inteiramente desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai.
| Lançamento | Veículo | Data | Hora (UTC) | Local Lançamento | Carga |
| 2016-033 | Y33 | 30/Mai/2016 | 03:17:04.523 | Taiyuan, LC9 | ZY-3 Ziyuan-3 (2) ÑuSat-1’Fresco’ ÑuSat-2 ‘Batata’ |
| 2016-043 | Y35 | 26/Jun/2016 | 03:21 | Jiuquan, LC43/94 | SJ-16 Shijian-16 (2) |
| 2017-034 | Y31 | 15/Jun/2017 | 03:15 | Jiuquan, LC43/94 | HXMT Zhuhai-1A ‘OVS-1 (1) Zhuhai-1B ‘OVS-1 (2)’ ÑuSat-3 “Milanesat” |
| 2018-063 | Y37 | 31/Jul/2018 | 03:00:04.927 | Taiyuan, LC9 | GF-11 Gaofen-11 |
| 2018-081 | Y34 | 24/Out/2018 | 22:55 | Taiyuan, LC9 | HY-2B Haiyang-2B Tangguo Guan (AliExpress) |
| 2019-024 | Y36 | 29/Abr/2019 | 22:52:05.017 | Taiyuan, LC9 | Tianhui-2 Grupo-01A Tianhui-2 Grupo-01B |
| 2019-059 | Y39 | 12/Set/2019 | 03:26:23.330 | Taiyuan, LC9 | ZY-1 02D Ziyuan-1 02D Jingshi-1 (BNU-1) Jinniuzuo-1 (Taurus-1) |
| 2019-072 | Y38 | 03/Nov/2019 | 03:22:39 | Taiyuan, LC9 | GF-7 Gaofen-7 Huangpu-1 Sudan Kexue Shiyan Weixing-1 Xiaoxiang-1 (08) (Tianyi-15) |
| 2019-093 | Y44 | 20/Dez/2019 | 0321:XX | Taiyuan, LC9 | CBERS-4A (Ziyuan-1 04A) ETRSS-1 FloripaSat-1 Tianqin-1/CAS-6 Guozhi Henghao Nianjing 1 |
Após o sucesso do CZ-3B, a versão CZ-4 foi abandonada em 1982 e baseado no seu desenho foi introduzido o CZ-4A Chang Zheng-4A que é geralmente idêntico à primeira versão mas tendo uma massa no lançamento ligeiramente inferior (O CZ-4 Chang Zheng-4 tinha uma massa de 248.962 kg enquanto que o CZ-4A Chang Zheng-4A tinha uma massa de 241.092 kg.). O desenvolvimento do foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B teve início em Fevereiro de 1989, com o primeiro lançamento previsto para ter lugar em 1997 mas acabando por só se realizar em 1999.
O CZ-4B Chang Zheng-4B tem uma carenagem de protecção de maiores dimensões; o controlo electromecânico original foi substituído por um controlo electrónico; os sistemas de telemetria, 
seguimento, controlo e de auto-destruição foram melhorados e substituídos por dispositivos de menores dimensões; procedeu-se a uma revisão do desenho dos escapes dos motores do segundo estágio para melhor desempenho a elevada altitude; foi introduzido um sistema de gestão de consumo de propolente para o segundo estágio com o objectivo de reduzir o propolente residual e assim aumentar a capacidade de carga; e foi introduzido um sistema de ejecção de propolente para o terceiro estágio. É capaz de colocar uma carga de 4.200 kg numa órbita terrestre baixa, 2.800 kg numa órbita sincronizada com o Sol ou 1.500 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O CZ-4B pode utilizar duas carenagens: uma com um comprimento de 7,12 metros, diâmetro de 2,90 metros e um peso de 800 kg, e outra com um comprimento de 8,48 metros, diâmetro de 3,35 metros e um peso de 800 kg.
Uma versão equipada com oito propulsores laterais de combustível sólido foi estudada pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai. O foguetão Chang Zheng-4B-8S teria uma massa de 270.000 kg no lançamento e seria capaz de colocar 2.600 kg numa órbita polar ou sincronizada com o Sol.
O Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan
A Base de Testes e de Treino nº 25 do Exército de Libertação do Povo, também designada como Centro Espacial e de Testes de Mísseis de Wuzhai, é mais conhecido como Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan, sendo o terceiro centro espacial Chinês.
Apesar de ter sido designado como Taiyuan, uma importante cidade industrial no norte da província de Shanxi, o Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan está localizado no condado de Kelan, a cerca de 284 km a noroeste da cidade de Taiyuan. O uso do nome Taiyuan serviu para ocultar a sua verdadeira localização, uma característica usada regularmente pelos militares chineses durante a Guerra Fria. As instalações do centro de lançamento estão espalhadas nos vales das Montanhas Lüliang, a cerca de 1.500 metros acima do nível do mar. A região tem um clima continental de monções e é bastante árida. A temperatura média anual é de apenas 5°C.
Os testes de mísseis balísticos da China têm sido tradicionalmente conduzido para Oeste para as zonas-alvo em Xinjiang, no Noroeste da China. O alcance original no local de lançamento de Jiuquan poderia suportar o teste de mísseis balísticos com alcance de até 1.800 km. Com o aumento da gama de novos mísseis sendo introduzidos em meados da década de 1960, um novo polígono de lançamento a Este do local de lançamento existente era necessário para suportar testes terrestres dentro do território da China. Como resultado, o centro de lançamento de Taiyuan foi criado em Dezembro de 1968 para apoiar os testes de mísseis balísticos intercontinentais (ICBM) e mísseis balísticos lançados por submarinos (SLBM).
Uma plataforma de lançamento permanente (Complexo de Lançamento 7) foi construída em 1979 para testes de mísseis balísticos intercontinentais e lançamentos orbitais. O primeiro lançamento orbital do centro ocorreu em 1988, com um foguetão CZ-4A Chang Zheng-4A a colocar em órbita o satélite meteorológico Fengyun-1A.
O centro foi parcialmente desclassificado no final dos anos 80, quando a China tentava se tornar um fornecedor para o mercado internacional de lançamentos de satélites comerciais. Entre 1997 e 1999, um total de 12 satélites de comunicações Iridium foram lançados do centro utilizando foguetões CZ-2C Chang Zheng-2C/SD.
As instalações de lançamento orbital em Taiyuan incluem três complexos de lançamento com uma única plataforma de lançamento, uma área técnica para recepção e verificação de foguetões e satélites, um centro de comunicações, um centro de controle de lançamento e um centro de TT&C. Os estágios dos foguetões são transportados para o centro de lançamento através de caminho-de-ferro e descarregados numa estação de trânsito a Sul do complexo de lançamento. Posteriormente, transportados por estrada para a área técnica para procedimentos de verificação. O veículo de lançamento é montado na plataforma de lançamento usando um guindaste no topo da torre umbilical para içar cada estágio. A carga útil é transportada de avião para o Aeroporto de Taiyuan Wusu, a cerca de 300 km, e depois transportada para o centro por estrada.
O Centro TT&C, também conhecido como Posto de Comando Lüliang, localiza-se na cidade de Taiyuan. Possui quatro estações de rastreio por radar localizadas em Yangqu (Shanxi), Lishi (Shanxi), Yulin (Shaanxi) e Hancheng (Shaanxi).
O Complexo de Lançamento 7 (LC7) tornou-se operacional em 1979 e apoiou missões para as órbitas sincronizadas com o Sol usando foguetões Chang Zheng-4A, Chang Zheng-4B e Chang Zheng-4C e para órbitas terrestres baixas usando foguetões Chang Zheng-2C. O complexo de lançamento recebeu uma ampla reforma de modernização em 2008, mas não foi usado para missões de lançamento orbital desde então. Em vez disso, o complexo de lançamento foi usado para suportar testes de veículos com mísseis e veículos hipersónicos, incluindo os testes de voo do veículo WU-14 (DF-ZF) usando o foguetão CZ-2C. O complexo de lançamento possui uma única plataforma de lançamento com uma torre fixa de umbilical, com as instalações de armazenamento de propelente líquido localizadas nas proximidades.
O Complexo de Lançamento 9 (LC9) tornou-se operacional em 2008 e desde então é a principal plataforma de lançamento espacial em Taiyuan. As instalações do Complexo de Lançamento 9 não são muito diferentes do complexo anterior, consistindo numa torre umbilical fixa, armazenamento subterrâneo de propelente líquido e um centro de controlo de lançamento nas proximidades. O complexo de lançamento é utilizado pelos foguetões Chang Zheng-2C, Chang Zheng-2D, Chang Zheng-4B e Chang Zheng-4C.
Uma nova plataforma de lançamento (Complexo de Lançamento 16 – LC16) que foi construída por volta de 2014, é uma instalação de lançamento dedicada para o veículo de lançamento de pequena carga CZ-6 Chang Zheng-6 de nova geração. A plataforma não tem uma torre umbilical fixa e em vez disso, possui um mecanismo de lançamento de erecção de veículos. O veículo é examinado e acoplado com a sua carga útil numa posição horizontal dentro da sala de processamento do lançador, e é transportado num veículo com rodas até à plataforma, onde é erguido, abastecido e depois lançado.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5903
– Lançamento orbital China: 348 (5,89%)
– Lançamento orbital desde Taiyuan: 82 (1,39% – 23,56%)
Os quadro seguinte mostra os lançamentos previstos e realizados em 2019 por polígono de lançamento.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
5904 – 20 Dez (1136:43) – Atlas-V/N22 (AV-080) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – Starliner-F1 (Boe-OFT)
5905 – 24 Dez (1200:00) – 8K82KM Proton-M/DM-03(1.1) (93566/3L) – Baikonur, LC200 PU-39 – Elektro-L nº 3
5906 – 26 Dez (2312:XX) – 14A05 Rokot/Briz-KM – GIK-1 Plesetsk, LC133/3 – Gonets-M №24, Gonets-M №25, Gonets-M №26, Blits-M
5907 – 27 Dez (XXXX:XX) – CZ-5 Chang Zheng-5 (Y5) – Wenchang, LC101 – SJ-20 Shijian-20
5908 – 31 Dez (0440:XX) – Falcon-9 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Starlink v1.0 F2 (x60)