중국 의 로켓 [ 창 젱 ( 長征 ) 로켓 ] Ⅰ . 로켓 개발 역사 1956 년 중국 정부 의 정책 은 그 들 의 우주 산업 에 대한 기반 을 마련 하 였 다 . 1960 년 대 초 에 는 발사체 에 대한 연구 와 개발 이 시작 되 기 에 이르 렀다 . 이러 한 노력 의 결과 로 , 우주선 발사 용 로켓 인 창 젱 ( 長征 : 영어 이름 은 Long March ) 시리즈 의 첫 번 째 버전 인 창 젱 1 호 ( CZ - 1 ) 를 개발 했 다 . 1970 년 4 월 , 중국 의 첫 번 째 위성 인 둥팡 훙 ( 東方 紅 ) 을 CZ - 1 에 탑재 시켜 지 구 저궤도 ( LEO ) 에 올리 는데 성공 했 다 . 이 사건 은 중국 이 자체 기술 로써 발사체 를 제작 할 수 있 는 기술 을 보유 하 고 있 음 을 입증 하 였 다 . CZ - 1 은 중거리 탄도탄 ( IRBM ) , CSS - 2 로부터 개발 된 3 단 로켓 이 다 . 1 단과 2 단 은 질산 / UDMH 액체 엔진 에 의해 추진 되 고 , 3 단 은 고체 모터 에 의해 동력 을 얻 는다 . 거의 20 여 년 이 지난 후 인 1994 년 에 CZ - 1 D 가 개발 되 었 다 . CZ - 1 은 고비 사막 끝 에 있 는 주 콴 ( 酒泉 ) 우주 센터 ( JSLC ; Jiquan Satellite Launch Center ) 에서 발사 되 었 다 . 1984 년 지구 정지 궤도 ( GEO ) 위성 을 위한 XSLC ( Xichang Satellite Launch Center ) 가 세워 지 기 전 까지 JSLC 가 중국 의 유일 한 발사지 였 다 . 1988 년 에 는 태양동기궤도 ( SSO ) 미션 을 위한 TSLC ( Taiyuan Satellite Launch Center ) 가 세워졌 다 . 성능 을 높이 기 위하 여 창 젱 2 호 ( CZ - 2 ) 는 대륙 간 탄도 미사일 ( ICBM ) , CSS - 4 로부터 개발 되 었 다 . CZ - 2 는 저장 N 2 O 4 / UDMH 추 진체 에 의해 추진 되 는 2 단 발사 용 로켓 이 다 . 이 로켓 은 지구 제 궤도 ( LEO ) 로 발사 할 때 CZ - 1 에 비해 7 배 의 유효 적 재량 을 가진다 . [ 창정 3 A 형 ( CZ - 3 A ) ] CZ - 2 의 개발 은 1970 년 에 시작 되 었 다 . 1974 년 11 월 , 첫 번 째 CZ - 2 호 가 발사 되 었 지만 , 이 륙 후 자세 안정 에 문제 가 생겨 안전장치 에 의해 자동 폭파 되 었 다 . 분석 결과 , 피치 속도 자이로 ( pitch rate gyro ) 신호 를 전달 하 는 데 필요 한 와이어 의 고장 이 사고 원인 으로 밝혀졌 다 . 철저 한 조사 와 연구 를 거쳐 , 신뢰 성 이 향상 되 도록 제어 시스템 의 설계 를 수정 하 였 다 . 제작 기간 동안 의 품질 검사 와 기능 검사 가 강화 되 었 다 . 적재 능력 또한 향상 되 었 으며 , 이 수정 된 로켓 이 창 젱 2 C 형 로켓 ( CZ - 2 C ) 이 다 . 이 로켓 은 앞 으로 의 창 젱 로켓 의 기초 가 되 었 다 . 1975 년 11 월 , 첫 번 째 CZ - 2 C 가 발사 되 었 다 . 발사 는 성공 적 이 었 으며 , 중국 의 첫 번 째 회수 형 위성 ( recoverable satellite ) 가 궤도 에 올라갔 다 . 1981 년 11 월 , 중국 은 하나 의 발사 용 로켓 , 휑 바오 1 호 ( FB - 1 ) 에서 세 개 의 위성 을 지구 궤도 로 보냄 으로써 , 그 들 최초 로 다단 발사 에 성공 하 였 다 . FB - 1 은 CZ - 2 와 매우 유사 한 로켓 이 거나 새로운 경쟁 로켓 으로 짐작 된다 . 어느 경우 든 간 에 , FB - 1 은 CZ - 2 에 비해 낮 은 성능 과 신뢰 성 으로 인해 이후 중단 된 것 으로 여겨진다 . 창 젱 3 호 ( CZ - 3 ) 는 3 단 발사 용 로켓 이 다 . 이 로켓 은 주로 지구 정지 전이 궤도 ( GTO ; Geo - synchronous Transfer Orbit ) 미션 에 이용 된다 . CZ - 3 의 1 단과 2 단 은 CZ - 2 C 를 기초 로 개발 되 었 다 . 새롭 게 개발 된 3 단 은 재가동 능력 을 가진 액체 산소 ( LOX ) / 액체수소 ( LH 2 ) 엔진 에 의해 추진 된다 . 1984 년 1 월 29 일 , CZ - 3 의 첫 번 째 시험 발사 를 하 였 다 . 930 kg ( 2050 lb ) 의 실험 용 통신 위성 을 탑재 하 였 다 . 실제 시험 발사 에서 3 단 엔진 의 추력 이 재가동 후 사라졌 다 . 3 단 엔진 의 가스 발생기 의 혼합비 의 이상 이 발생 하 여 가스 의 온도 가 매우 높 아 졌 고 , 그 로 인해 터빈 셀 이 타 버려 추력 소실 을 야기 했 다 . 엔진 은 곧 수정 되 었 고 , 다음 발사 까지 4 번 의 시험 이 더 행해졌 다 . CZ - 3 의 발사 가 실패 한지 70 일 후인 , 1984 년 4 월 8 일 에 수정 된 3 단 엔진 을 장착 한 CZ - 3 의 두 번 째 발사 가 시행 되 었 다 . 결과 는 성공 적 이 었 다 . 창정 3 A 형 ( CZ - 3 A ) 는 CZ - 3 을 개량 한 새로운 발사 용 로켓 이 다 . 1992 년 에 첫 시험 발사 를 한 창 젱 3 A 형 로켓 은 창 젱 3 형 보다 3 단계 에 보다 강력 한 엔진 한 쌍 을 보유 하 며 LEO 탑재 능력 은 6 . 5 t 그리고 GTO 탑재 능력 은 2 . 3 t 이 다 . 창 젱 3 B 형 로켓 은 길 이 54 . 4 m , 직경 3 . 3 m , 총 중량 4 백 25 t 의 3 단식 이 며 위성 발사 능력 은 지구 주변 의 낮 은 궤도 ( LEO ) 에 는 약 8 . 5 t 그리고 정지 궤도 ( GEO ) 는 약 2 . 3 t 의 탑재량 을 진입 시킬 수 있 다 . [ 창정 2 EA 형 ( CZ - 2 E ) ] CZ - 2 C 와 CZ - 3 의 기술 과 발사 경험 을 바탕 으로 CZ - 2 C 에 비해 LEO 수행 성능 이 3 . 5 배 인 창 젱 2 E 형 ( CZ - 2 E ) 로켓 이 개발 되 었 다 . 엔진 , 추진제 공급 시스템 , 안내 시스템 과 주 구조 를 포함 하 는 CZ - 2 E 의 모든 서브시스템 은 CZ - 2 C 의 서브시스템 과 , CZ - 3 의 1 단 , 2 단과 같 다 . CZ - 2 E 는 정지 궤도 ( GEO ) 미션 을 수행 하 거나 PKM ( perigee kick motor ) 를 추가 하 여 지 구 정지 전이 궤도 ( GTO ) 미션 을 수행 하 는 로켓 으로 설계 되 었 다 . 개발 이 시작 된 지 18 개월 후 인 1990 년 7 월 에 첫 발사 를 하 였 다 . 1990 년 7 월 16 일 파키스탄 의 ‘ 바드르 ’ 캡슐 위성 시험 발사 에 성공 했으며 최근 에 는 미국 의 ‘ 에 코스타 ’ 발사 에 성공 했 다 . 발사 의 성공 을 바탕 으로 , 중국 은 CZ - 3 B 의 개발 을 발표 하 였 다 . 이 로켓 은 PKM 를 장착 한 CZ - 2 E 보다 50 % 높 은 GTO 수행 성능 을 위해 극저온 의 상단 을 장착 하 였 다 . 1988 년 에 새로운 발사지 인 TSLC ( Taiyuan Satellite Launch Center ) 에서 창 젱 4 호 ( CZ - 4 ) 가 처음 발사 되 었 다 . 이 로켓 은 SSO 기상 위성 과 과학 실험 위성 등 의 발사 에 사용 되 었 다 . CZ - 2 C 를 바탕 으로 CZ - 1 의 2 단 에 사용 되 는 저장 추진제 3 단 을 추가 하 여 제작 되 었 다 . 중국 은 1990 년 4 월 7 일 창 젱 3 형 로켓 을 이용 하 여 아시아 지역 통신위성 ‘ 아시아 새 트 ( Asiasat ) 1 호 ’ 를 발사 하 여 우주 비즈니스 에 진입 하 는 데 성공 한 데 이 어 같 은 해 10 월 5 일 에 는 창 젱 2 C 형 로켓 을 이용 하 여 추적 관리 나 정교 한 제어 기술 을 포함 하 여 유인 우주선 기술 개발 과 도 연결 되 는 회수 형 ( 回收 型 ) 리모트 센싱 위성 발사 에 성공 했 다 . 1992 년 8 월 14 일 에 는 새로 개발 한 창 젱 2 E 형 로켓 으로 호주 통신위성 ‘ 오새 트 ( Aussat ) ’ 발사 에 성공 한 데 이 어 1993 ~ 1995 년 간 중국 만리장성 산업 공사 ( CGWIC ) 는 14 건 의 외국 의 상업 발사 계약 을 맺 었 다 . [ 지나 우주 개발 발사체 長征 2 号 , 3 号 실패 화면 ] 그동안 위성 발사 성공률 과 신뢰 성 을 꾸준히 끌 어 올려 왔으나 1995 년 1 월 25 일 APSTAR - 2 호 를 실 은 창 젱 2 E 형 로켓 은 발사 직후 폭발 하 여 지상 에서 적어도 6 명 이 사망 한 데 이 어 1996 년 2 월 15 일 의 창 젱 3 B 형 로켓 에 의한 인텔 새 트 708 호 위성 의 발사 도 실패 했 다 . 또 1996 년 8 월 에 는 창 젱 로켓 이 1 억 2 천만 달러 의 중국 위성 을 엉뚱 한 궤도 에 올려 놓 아 우주 의 미아 로 만든 일 도 있 다 . 1970 년 4 월 최초 의 인공위성 ‘ 둥팡 훙 ( 東方 紅 ) 1 호 ’ 를 발사 한 이래 1995 년 1 월 APT 위성 회사 의 APSTAR - 2 호 의 발사 실패 까지 중국 은 37 기 의 창 젱 로켓 으로 모두 41 개 의 인공위성 을 발사 하 여 발사 성공 률 은 약 88 % 를 기록 했 다 . 1997 년 8 월 20 일 창 젱 3 B 형 로켓 으로 필리핀 의 통신위성 ‘ 마 브 하이 ’ 발사 에 성공 함 으로써 한동안 침체 에 빠졌 던 중국 의 우주 발사 비즈니스 는 다시 활기 를 되찾 기 시작 했 다 . 중국 만리장성 산업 공사 는 1998 년 3 월 부터 2002 년 3 월 사이 에 창 젱 3 B 로켓 을 사용 하 여 5 기 의 미국 로럴 우주 통신사 위성 을 발사 하 기 로 했 다 . 1999 년 5 월 10 일 에 는 중국 장성 공업 공사 ( 中國 長城 工業 公 司 : CGWIC ) 가 대원 ( 大 原 ) 우주 센터 에서 창 젱 4 B 형 로켓 을 이용 하 여 기상 위성 펭 윤 ( 風雲 ) - 1 과 과학 실험 위성 쉬 지 앙 ( 實踐 ) - 5 의 발사 에 성공 했 다 . 창 젱 ( 長征 ) 4 B 형 로켓 은 중국 이 극궤도 에 위성 을 발사 하 는 데 10 년 이상 사용 하 고 있 는 창 젱 4 형 의 개량 형 이 다 . 상하이항 천 기술 연구원 ( 上海 航 天 技術 硏究 所 ) 이 개발 한 액체 연료 사용 의 이 3 단식 로켓 은 창 젱 2 E 로켓 의 상단 부분 에 러시아 의 소유 즈 우주선 기술 을 도입 했 다 . 길 이 8 . 3 m , 직경 2 . 4 m , 무게 8 . 2 t 의 2 인승 우주선 을 탑재 하 여 유인 우주 비행 을 계획 하 고 있 다 . 중국 의 우주 비행사 들 은 수주 간 의 우주 비행 에서 국제 우주 정거장 ( ISS ) 과 미르 우주 정거장 을 포함 하 여 다른 우주 기 들 과 의 도킹 도 할 것 으로 보인다 . 그런데 중국 은 오랜 세월 에 걸쳐 로켓 , 비행 제 어 컴퓨터 및 열 차 단장 치 등 유인 우주 프로그램 에 필요 한 가장 중요 한 부품 들 을 개발 해 왔 기 때문 에 유인 우주 발사 사업 에 착수 한다고 해도 소련 이나 미국 의 유인 프로그램 과 는 달리 새로운 비용 이나 큰 위험 은 수반 하 지 않 을 것 으로 보 고 있 다 . 중국 의 국내 수요 는 연간 2 ~ 3 개 의 위성 발사 에 지나 지 않 으나 국내 위성 과 관련 우주 기술 은 사회 , 경제 , 군사 , 과학 및 교육 분야 에서 널리 이용 되 고 있 다 . 예컨대 높 은 해상도 의 영상 을 얻 을 수 있 는 회수 위성 은 지리 적 전망 , 토지 측량 및 환경 보호 에 사용 되 고 팩스 및 영상 전송 용 통신 위성 및 교육 과 레크리에이션 ( 오락 ) 용 TV 프로그램 의 방송 , 기상 예보 , 곡물 수확 예정 , 자연재해 모니터 그리고 해양 수송 용 기상 위성 등 이 있 다 . ※ 중국 의 우주 사업 기관 중국 우주 사업 의 핵심 기구 는 중국 항 천 공사 ( 中國 航 天公 司 : CASC ) 와 중국 국가 항 천국 ( 中國 國家 航 天 局 : CNSA ) 이 다 . 1993 년 중국 의 시장 지향 사회주의 정책 에 따라 설치 된 이 기구 들 은 정부 예산 과 자립 조달 자금 을 사용 하 여 우주 개발 을 수행 한다 . CNSC 가 정책 을 결정 하 는 한편 CASC 는 국내 개발 및 연구 를 수행 하 는 기업 과 기구 들 을 감독 한다 . 산하 기구 로서 는 창 젱 ( 長征 ) 로켓 의 개발 및 생산 을 하 는 중국 창 젱 발사 차량 기술 아카데미 ( CALT ) 와 DFH ( 東方 紅 ) 및 FY 시리즈 위성 을 제작 하 는 중국 우주 기술 아카데미 ( CAST ) 그리고 창 젱 로켓 서비스 의 판매 책임 을 맡 고 있 는 공개 법인 인 중국 만리 공업 공사 ( CGWIC ) 가 있 다 . CASC 에 는 27 만 명 의 종업원 이 있 는데 그 중 30 % 는 엔지니어 와 연구자 들 이 다 . CASC 는 위성 생산 , 발사 및 응용 , 컴퓨터 생산 및 응용 , 자동차 및 그 부품 등 을 망라 한 복합 기업 으로 진화 했 다 . 1980 년 대 초 이래 CASC 는 국제 협력 을 강화 하 고 국제 시장 에서 다양 한 사업 을 확장 함 으로써 외부 세계 에 대해 빠른 걸음 으로 문 을 개방 하 고 있 다 . 그 동안 미국 을 비롯 하 여 호주 , 독일 , 프랑스 , 스웨덴 , 파키스탄 및 홍콩 등 해외 고객 들 을 위해 위성 을 발사 하 거나 우주 운반 서비스 를 제공 하 고 있 으며 2002 년 까지 외국 고객 을 위해 30 개 의 위성 을 추가 로 발사 할 계획 이 다 . 이 밖 에 도 70 여 개 국가 의 기업 과 연구소 와 함께 인공위성 과 그 밖 의 장치 를 공동 개발 하 고 있 고 미국 , 캐나다 , 독일 , 이탈리아 , 영국 , 러시아 , 우크라 이나 , 인도 , 파키스탄 및 브라질 등 과 우주 비행 분야 에서 정부 간 협력 협정 이나 각서 에 서명 했 다 . 또 외국 파트너 들 과 1 백 16 건 의 합작 투자 사업 을 하 는 한편 홍콩 , 독일 그리고 미국 의 7 개 기업 들 과 사업 을 추진 하 고 있 다 . 1980 년 중국 항 천 공사 ( CASC ) 의 산하 기업 으로 창설 된 중국 장성 공업 공사 ( CGWIC ) 는 해외 고객 에 대한 상업 발사 서비스 를 제공 하 고 우주 기술 의 국제 협력 사업 을 다루 는 독점권 을 가진 유일 한 사업 기구 이 다 . 1994 년 창설 된 중국 항 천만리 장성 기업 그룹 은 산하 에 1 만 2 천 명 의 종업원 을 가진 50 개 의 기업 을 거느리 고 있 다 . Ⅱ . 로켓 의 구조 그림 Ⅲ . 제반 사항 [ 주요 제원 ] VehicleCZ - 1 DCZ - 2 CCZ - 2 ECZ - 3 BCZ - 3 CZ - 3 ACZ - 4 System Height 28 . 22 m 35 . 15 m 51 . 2 m 57 . 82 m 43 . 85 m 52 . 3 m 42 mPayload Fairing SizeDiameter 2 . 05 mLength 3 . 99 mType A : Diameter 2 . 2 mLength 3 . 144 m Type B : Diameter 3 . 35 mLength 7 . 125 mDiameter 4 . 2 mLength 11 . 95 mDiameter 4 . 2 mLength 11 . 95 mModel A : Diameter 2 . 6 m Length 5 . 84 m Model B : Diameter 3 . 0 mLength 7 . 27 m Single : Diameter 3 . 35 mLength 8 . 89 m Dual : Diameter 4 . 0 mLength 12 . 0 mModel A : Diameter 2 . 9 mLength 4 . 91 m Model B : Diameter 3 . 35 mLength 8 . 48 mGross Mass 79 . 4 K kg 191 K kg 464 K kg ? ? kg 202 K kg 240 K kg 249 K kg [ 수행 임무 ] VehicleCZ - 1 DCZ - 2 CCZ - 2 ECZ - 3 BCZ - 3 CZ - 3 ACZ - 4 Primary MissionsLEO mid - inclinationLEO mid - inclinationLEO low - inclination & STO with PKMGTOGTOGTOSSOCompatible Upper StagesSolid motor stage 3 Chinese Solid PKMStar 63 F New Chinese PKMCryogenic stage 3 Cryogenic stage 3 Cryogenic stage 3 Storable stage 3 First LaunchTBD 197519901995198419941988 Success / Flight Total 0 / 014 / 144 / 40 / 07 / 92 / 22 / 2 Launch SiteJSLC 41 ° N , 100 ° EJSLC 41 ° N , 100 ° EXSLC 28 ° N , 102 ° EXSLC 28 ° N , 102 ° EXSLC 28 ° N , 102 ° EXSLC 28 ° N , 102 ° ETSLC ? ?° N , ??° ELaunch AzimuthMax . inclination 57 ∼ 70 ° Max . inclination 57 ∼ 70 ° Max . inclination 27 . 5 ∼ 28 . 5 ° Max . inclination 28 ∼ 29 ° Max . inclination 29 ∼ 31 . 1 ° Max . inclination 28 ∼ 29 ° Max . inclination 96 ∼ 98 °[ 성능 ] VehicleCZ - 1 DCZ - 2 CCZ - 2 ECZ - 3 BCZ - 3 CZ - 3 ACZ - 4200 km cirAt 28 . 5 °, 300 km 720 kg for spin stabilized 740 kg for 3 - axis At 57 °, 300 km 790 kg for spin stabilized 600 kg for 3 - axis At 70 °, 300 km 740 kg for spin stabilized 550 kg for 3 - axisAt 28 . 5 ° inclination 3200 kg At 41 ° inclination 2300 kg At 90 ° inclination 1750 kgAt 28 . 5 ° inclination 8800 kgAt 28 . 5 ° inclination 13600 kgAt 28 . 5 ° inclination ? ? kg At 31 . 1 ° 4800 kgAt 28 . 5 ° inclination ? ? kg At 31 . 1 ° 7200 kgAt 98 . 5 ° inclination 4000 kgGeotransfer OrbitAt 28 . 5 ° inclination 200 kg for 3 - axisAt 28 ° inclination 1000 kg with PKM from XSLCAt 28 . 5 ° inclination 3370 kg with new Chinese PKMAt 28 . 5 ° inclination 4500 kgAt 31 . 1 ° inclination 1400 kgAt 31 . 1 ° inclination 2500 kgAt 28 . 5 ° inclination 1100 kgGeo - synchronous Orbit 100 kg with AKM 390 kg with AKM 1500 kg with AKM 2250 kg with AKM 730 kg with AKM 1230 kg with AKM 550 kg with AKM Ⅳ . 세부 구조 ⅰ . Liquid Strap - On CZ - 2 E or 3 B ( LB 40 ) DimemsionLength 16 mDiameter 2 . 25 mMassPropellant Mass 38 K kg ea . Gross Mass ` 41 K kg ea . StructureTypeSkin S t r i n g e r M a t e r i a l A l u m i n u mPropulsionPropellantUDMH / N 2 O 4 Average Thrust 741 K N SLEngine DesignationYF - 20 Number of Engines 1 each strap - onIsp 289 sec vacFeed SystemGas generatorChamber Pressure ? ? barMixture Ratio ( O / F ) ? ? Throttling Capability 100 % onlyExpansion Ratio ? ? Restart CapabilityNoTank PressurizationNitrogen bottle & self pressurization Control - Pitch , Yaw , RollFixed cantEventsNominal Burn Time 128 sec main engineStage ShutdownBurn to depletionStage Separation 16 retro rockets stage 1 stage 2 ⅱ . Stage 1 ⅲ . Stage 2 ⅳ . Stage 3 CZ - 1 DCZ - 3 ( H 8 ) ? CZ - 3 A or 3 B ( H 18 ) CZ - 4 ( L 15 ) ? DimensionLength 2 . 2 m 7 . 48 m 8 . 84 m 1 . 92 mDiameter 2 . 05 m 2 . 25 m 3 . 0 m 2 . 9 mMassPropellant Mass 625 kg 8 . 5 K kg 17 . 6 K kg 14 . 15 K kgGross Mass 875 kg 10 . 5 K kg 20 . 6 K kg 15 . 15 K k g S tructureTypeMonocoqueSkin Stringer ? Skin Stringer ? Skin Stringer ? MaterialSteelAluminum ? Aluminum ? Aluminum ? P r o pulsionPropellantSolidLOX / LH 2 LOX / LH 2 UDMH / N 2 O 4 Average Thrust ? ? N vac 44 . 1 K N vac 78 . 5 K N vac each engine 100 K N ? vacEngine Designation ? ? YF - 73 YF - 75 YF - 3 Number of Engines - 1 turbopump and 4 chambers 21 turbopump and 2 chambersIsp ? ? 425 sec vac 440 sec vac 295 sec vacFeed System - Gas generatorGas generatorGas generatorThrottling Capability - 100 % only ? 100 % only ? 100 % onlyExpansion Ratio ? ? 40 : 1 ? ??? Restart Capability - 1 restart 1 restart ? NoTank Pressurization - Helium bottle & self - pressurizationHelium bottle & self - pressurization ? ? Control - Pitch , Yaw , RollSpin stabilizedGimbal 4 nozzles ( ± 24 °) Hydrazine for coastGimbal 2 nozzlesHydraulic thrustersEventsNominal Burn Time ? ? sec 800 sec 470 sec 135 sec Stage ShutdownBurn to depletionCommand shutdownCommand shutdownCommand shutdownStage SeparatonSpring ejectionSpring ejectionSpring ejectionSpring ejection ⅴ . Payload Fairing CZ - 1 DCZ - 3 CZ - 3 ACZ - 2 CCZ - 2 E or 3 BCZ - 4 Model AModel BSingleType AType BModel AModel BLength ( m ) 3 . 995 . 847 . 278 . 893 . 1447 . 12511 . 954 . 918 . 48 Diameter ( m ) 2 . 052 . 63 . 03 . 352 . 23 . 354 . 22 . 93 . 35 Mass ( kg ) ? ????????????????? Sections 222222222 StructureComposite sandwitchMaterialGlass honeycomb ⅵ . Avoinics 제어 시스템 의 주 기능 은 여러 가지 요구 되 는 변수 들 에 따라 로켓 을 예정 된 궤적 과 자세 로 날 게 하 고 , 적절 하 게 엔진 을 중단 시키 며 , 탑재물 을 예정 된 궤도 에 올리 게 하 는 것 이 다 . 제 어 시스템 은 안내 시스템 ( guidance system ) , 자세 제어 시스템 ( attitude control system ) , Programmed distribution system 의 세 가지 서브시스템 을 포함 한다 . 안내 시스템 ( guidance system ) 은 관성 플랫 폼 ( inertial platform ) 과 예정 된 궤적 을 따라 비행 하 도록 하 고 분사 정확 성 을 보증 하 는 컴퓨터 로 구성 된다 . CZ - 3 A 의 경우 듀얼 세틀 라이트 론 칭이 요구 된다 . 자세 제어 시스템 ( attitude control system ) 은 비행기 간 동안 로켓 자세 안정 을 유지 하 고 , 위치 를 확정 하 여 충돌 을 피하 는 조종 을 하 게 한다 . 동력 비행 동안 의 자세 제어 는 관성 플랫 폼 , 속도 자이로 - 디지털 제어 장치 , 서보 메카 니즘 연속 제 어 스킴 에 의해 이루어지 고 , 관성 비행 동안 의 자세 제어 는 작 은 단일 추진제 를 가진 스위칭 제 어 스킴 에 의해 이루어진다 . Programmed distribution system 은 주 디스트리뷰터 와 보조 디스트리뷰터 를 통해 하위 시스템 과 큰 동력 장치 에 공급 되 어 지 는 스킴 을 채택 한다 . 이 시스템 은 비행 하 는 동안 모든 에어 본 시스템 의 타이밍 제어 를 이 끈다 . CZ - 2 E 의 원격 시스템 ( the telemetry system ) 은 세 개 의 서브시스템 으로 나뉘 어 지 는데 트랜스미션 서브시스템 ( transmission subsystem ) , 데이터 애 쿼 지 션 서브시스템 ( data acquisition subsystem ) , 지상 수신 차량 ( ground receiving vehicle ) 이 그것 이 다 . 에 어본 시스템 은 예민 한 요소 , 변환 장치 , 전달 장치 와 저장 / 신호 전달 장치 를 포함 한다 . 로켓 비행 조건 은 원격 시스템 과 지상 수신 / 실시간 전달 장치 에 의해 모니터 된다 . 추적 시스템 ( the tracking system ) 은 지상 연속 전파 추적 레이더 , 단일 펠스 추적 레이더 , 연속파 레이더 를 위한 두 개 의 에어 본 응답기 , 단일 펄스 레이더 를 위한 하나 의 응답기 와 이 응답기 들 의 안테나 로 구성 된다 . 원격조 종 파괴 서브시스템 ( telecommanded destruction subsystem ) 은 지상 원격 제어 레이더 ( ground telecontrol radar ) , 안전 명령 응답기 ( safety command receiver ) , 세 개 의 직선형 극 안테나 ( linearly polarized antenna ) 로 구성 된다 . 이 세 개 의 안테나 는 로켓 표면 에 원형 으로 설치 된다 . 수신기 와 응답기 는 2 단의 내부 탱크 단면 에 붙인다 . 범위 안전 ( range safety ) 을 위한 파괴 는 무선 원격 명령 파괴 ( radio telecommanded destruction ) 와 자세 각이 허용치 를 초과 했 을 때 쓰 는 에어 본 독립 자기 파괴 ( airborne independent self - destruction ) 의 두 가지 종류 로 나뉘 어 진다 . [ 서울대 연구소 자료 ]