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 . 그 동안 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 2ⅱ . Stage 1 CZ - 1 D ( L 60 ) ? CZ - 2 C ( L 140 ) CZ - 2 E or 3 B ( L 180 ) CZ - 3 ( L 140 ) CZ - 3 A ( L 180 ) CZ - 4 ( L 180 ) DimensionLength 17 . 84 m 20 . 52 m 23 . 70 m 20 . 22 m 23 . 08 m 24 . 66 mDiameter 2 . 25 m 3 . 35 m 3 . 35 m 3 . 35 m 3 . 35 m 3 . 35 mMassPropellant Mass 60 K kg 144 K kg 187 K kg 142 K kg 170 K kg 183 . 2 K kgGross Mass 64 . 1 K kg 153 K kg 196 . 5 K kg 151 K kg 179 K kg 192 . 7 K kgStructureTypeSkin StringerSkin StringerSkin StringerSkin StringerSkin StringerSkin S t r i n g e r M a t e r i a l A l u m i n u m A l u m i n u m A l u m i n u m A l u m i n u m A l u m i n u m A l u m i n u mPropulsionPropellantUDMH / nitric acidUDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 Average Thrust 1101 K N SL 697 K N SL each engine 741 K N SL each engine 697 K N SL each engine 736 K N SL each engine 736 K N SL each engineEngine DesignationYF - 2 AYF - 20 YF - 20 YF - 20 YF - 20 YF - 20 Number of Engines 1 turbopump with 4 chambers 44444 Isp 241 sec SL 259 sec SL 259 sec SL 259 sec SL 259 sec SL 259 sec SLFeed SystemGas generatorGas generatorGas generatorGas generatorGas generatorGas generatorChamber Pressure ? ??????????? Mixture Ratio ( O / F ) ? ??????????? Throttling Capability 100 % only 100 % only 100 % only 100 % only 100 % only 100 % onlyExpansionRatio ? ????? 10 : 1 ? ??? Restart C apabilityNoNoNoNoNoNoTank Pressurization ? ? Nitrogen bottle & self - pressurizationNitrogen bottle & self - pressurizationNitrogen bottle & self - pressurizationNitrogen bottle & self - pressurizationNitrogen bottle & self - pressurizationControl - Pitch , Yaw , RollJet VanesHydraulic gimbaling ( ± 10 °) Hydraulic gimbaling ( ± 10 °) Hydraulic gimbaling ( ± 10 °) Hydraulic gimbaling ( ± 10 °) Hydraulic gimbaling ( ± 10 °) EventsNominal Burn Time 500 sec ? ? 131 sec main engine 166 sec main engine 132 sec main engine 155 sec main engine 170 sec main engineStageShutdownBurn to depletionBurn to depletionBurn to depletionBurn to depletionBurn to depletionBurn to depletionStage SeparatonStage 2 ' fire - in - hole ' Stage 2 ' fire - in - hole ' Stage 2 ' fire - in - hole ' Stage 2 ' fire - in - hole ' Stage 2 ' fire - in - hole ' Stage 2 ' fire - in - hole ' ⅲ . Stage 2 CZ - 1 D ( L 10 ) ? CZ - 2 C ( L 35 ) CZ - 2 E or 3 B ( L 80 ) ? CZ - 3 ( L 35 ) CZ - 3 A ( L 35 ) CZ - 4 ( L 35 ) DimensionLength 5 . 35 m 7 . 50 m 15 . 52 m 9 . 71 m 11 . 53 m 10 . 41 mDiameter 2 . 25 m 3 . 35 m 3 . 35 m 3 . 35 m 3 . 35 m 3 . 35 mMassPropellant Mass 12 . 2 K kg 35 K kg 86 K kg 35 K kg 29 . 6 K kg 35 . 55 K kgGross Mass 14 . 85 K kg 39 K kg 91 . 5 K kg 39 K kg 33 . 6 K kg 39 . 55 K kgStructureTypeSkin StringerSkin StringerSkin StringerSkin StringerSkin StringerSkin S t r i n g e r M a t e r i a l A l u m i n u m A l u m i n u m A l u m i n u m A l u m i n u m A l u m i n u m A l u m i n u mPropulsionPropellantUDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 UDMH / N 2 O 4 Average Thrust 294 K N vac 720 K N vac 46 . 1 K N vac for 4 verniers 740 K N vac 46 . 1 K N vac for 4 verniers 720 K N vac 46 . 1 K N vac for 4 verniers 740 K N vac 46 . 1 K N vac for 4 verniers 720 N N vac 46 . 1 K N vac for 4 verniersEngine DesignationYF - 3 YF - 22 main emgineYF - 23 verniersYF - 22 main emgineYF - 23 verniersYF - 22 main emgineYF - 23 verniersYF - 22 main emgineYF - 23 verniersYF - 22 main emgineYF - 23 verniersNumber of Engines 1 turbopump with 2 chambers 1 main engine 4 verniers 1 main engine 4 verniers 1 main engine 4 verniers 1 main engine 4 verniers 1 main engine 4 verniersIsp 287 sec vac 296 sec vac 289 sec vac verniers 296 sec vac 289 sec vac verniers 296 sec vac 289 sec vac verniers 296 sec vac 289 sec vac verniers 295 sec vac 289 sec vac verniersFeed SystemGas generatorGas generatorGas generatorGas generatorGas generatorGas generatorThrottling Capability 100 % only 100 % only 100 % only 100 % only 100 % only 100 % onlyExpansion Ratio ? ????? 25 : 1 ? ??? Restart C apabilityNoNoNoNoNoNoTank Pressurization ? ? Nitrogen bottle & self - pressurizationNitrogen bottle & self - pressurizationNitrogen bottle & self - pressurizationNitrogen bottle & self - p r e ssurizationNitrogenbottle & self - pressurizationControl - Pitch , Yaw , RollJet Vanes and nitrogen gas for coastHydraulic gimbaling ( ± 60 °) & 4 verniersHydraulic gimbaling ( ± 60 °) & 4 verniersHydraulic gimbaling ( ± 60 °) & 4 verniersHydraulic gimbaling ( ± 60 °) & 4 verniersHydraulic gimbaling ( ± 60 °) & 4 verniersEventsNominal Burn Time 120 sec 130 sec main engine 350 sec verniers 295 sec main engine 410 sec verniers 130 sec main engine 135 sec verniers 110 sec main engine 135 sec verniers 135 sec main engine 135 sec verniersStage ShutdownBurn to depletionCommand shutdownCommand shutdownCommand shutdownCommand shutdownCommand shutdownStage SeparatonSolid retro rocketSpring ejectionSpring ejectionSpring ejectionSpring ejectionSpring ejection 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 .