중국의 로켓 [창젱(長征) 로켓]

 

중국의 로켓 [창젱(長征) 로켓]

Ⅰ. 로켓 개발 역사

1956년 중국정부의 정책은 그들의 우주산업에 대한 기반을 마련하였다. 1960년대 초에는 발사체에 대한 연구와 개발이 시작되기에 이르렀다.

이러한 노력의 결과로, 우주선 발사용 로켓인 창젱(長征: 영어이름은 Long March)시리즈의 첫 번째 버전인 창젱1호(CZ-1)를 개발했다. 1970년 4월, 중국의 첫 번째 위성인 둥팡훙(東方紅)을 CZ-1에 탑재시켜 지구저궤도(LEO)에 올리는데 성공했다. 이 사건은 중국이 자체기술로써 발사체를 제작할 수 있는 기술을 보유하고 있음을 입증하였다. CZ-1은 중거리탄도탄(IRBM), CSS-2로부터 개발된 3단 로켓이다. 1단과 2단은 질산/UDMH액체 엔진에 의해 추진되고, 3단은 고체 모터에 의해 동력을 얻는다. 거의 20여년이 지난 후인 1994년에 CZ-1D가 개발되었다.

CZ-1은 고비사막 끝에 있는 주콴(酒泉)우주센터(JSLC;Jiquan Satellite Launch Center)에서 발사되었다. 1984년 지구정지궤도(GEO) 위성을 위한 XSLC(Xichang Satellite Launch Center)가 세워지기 전까지 JSLC가 중국의 유일한 발사지였다. 1988년에는 태양동기궤도(SSO) 미션을 위한 TSLC(Taiyuan Satellite Launch Center)가 세워졌다.

성능을 높이기 위하여 창젱2호(CZ-2)는 대륙간 탄도미사일(ICBM), CSS-4로부터 개발되었다. CZ-2는 저장N2O4/UDMH 추진체에 의해 추진되는 2단 발사용 로켓이다. 이 로켓은 지구제궤도(LEO)로 발사할 때 CZ-1에 비해 7배의 유효적재량을 가진다.

                                                       [창정3A형(CZ-3A)]

 

CZ-2의 개발은 1970년에 시작되었다. 1974년 11월, 첫 번째 CZ-2호가 발사되었지만, 이륙후 자세안정에 문제가 생겨 안전장치에 의해 자동 폭파되었다. 분석 결과, 피치 속도 자이로(pitch rate gyro) 신호를 전달하는데 필요한 와이어의 고장이 사고원인으로 밝혀졌다. 철저한 조사와 연구를 거쳐, 신뢰성이 향상되도록 제어 시스템의 설계를 수정하였다. 제작기간동안의 품질검사와 기능 검사가 강화되었다. 적재능력 또한 향상되었으며, 이 수정된 로켓이 창젱2C형 로켓(CZ-2C)이다. 이 로켓은 앞으로의 창젱 로켓의 기초가 되었다. 1975년 11월, 첫번째 CZ-2C가 발사되었다. 발사는 성공적이었으며, 중국의 첫 번째 회수형 위성(recoverable satellite)가 궤도에 올라갔다.

1981년 11월, 중국은 하나의 발사용 로켓, 휑바오1호(FB-1)에서 세 개의 위성을 지구궤도로 보냄으로써, 그들 최초로 다단 발사에 성공하였다. FB-1은 CZ-2와 매우 유사한 로켓이거나 새로운 경쟁 로켓으로 짐작된다. 어느 경우든 간에, FB-1은 CZ-2에 비해 낮은 성능과 신뢰성으로 인해 이후 중단된 것으로 여겨진다.

창젱3호(CZ-3)는 3단 발사용 로켓이다. 이 로켓은 주로 지구정지전이궤도(GTO; Geo- synchronous Transfer Orbit)미션에 이용된다. CZ-3의 1단과 2단은 CZ-2C를 기초로 개발되었다. 새롭게 개발된 3단은 재가동 능력을 가진 액체산소(LOX)/액체수소(LH2) 엔진에 의해 추진된다. 1984년 1월 29일, CZ-3의 첫 번째 시험발사를 하였다. 930kg(2050 lb)의 실험용 통신위성을 탑재하였다. 실제 시험발사에서 3단 엔진의 추력이 재가동 후 사라졌다. 3단 엔진의 가스발생기의 혼합비의 이상이 발생하여 가스의 온도가 매우 높아졌고, 그로 인해 터빈 셀이 타버려 추력 소실을 야기했다. 엔진은 곧 수정되었고, 다음 발사까지 4번의 시험이 더 행해졌다. CZ-3의 발사가 실패한지 70일 후인, 1984년 4월 8일에 수정된 3단 엔진을 장착한 CZ-3의 두 번째 발사가 시행되었다. 결과는 성공적이었다.

창정3A형(CZ-3A)는 CZ-3을 개량한 새로운 발사용 로켓이다. 1992년에 첫 시험발사를 한 창젱 3A형 로켓은 창젱 3형보다 3단계에 보다 강력한 엔진 한쌍을 보유하며 LEO 탑재능력은 6.5t 그리고 GTO 탑재능력은 2.3t이다. 창젱 3B형 로켓은 길이 54.4m, 직경 3.3m, 총 중량 4백25t의 3단식이며 위성발사능력은 지구주변의 낮은 궤도(LEO)에는 약 8.5t 그리고 정지궤도(GEO)는 약 2.3t의 탑재량을 진입시킬 수 있다. 

                                                      [창정2EA형(CZ-2E)]

 

CZ-2C와 CZ-3의 기술과 발사경험을 바탕으로 CZ-2C에 비해 LEO 수행성능이 3.5배인 창젱2E형(CZ-2E) 로켓이 개발되었다. 엔진, 추진제 공급시스템, 안내 시스템과 주 구조를 포함하는 CZ-2E의 모든 서브시스템은 CZ-2C의 서브시스템과, CZ-3의 1단, 2단과 같다. CZ-2E는 정지궤도(GEO) 미션을 수행하거나 PKM(perigee kick motor)를 추가하여 지구정지전이궤도(GTO) 미션을 수행하는 로켓으로 설계되었다. 개발이 시작된지 18개월 후인 1990년 7월에 첫 발사를 하였다. 1990년 7월 16일 파키스탄의 ‘바드르’ 캡슐위성 시험발사에 성공했으며 최근에는 미국의 ‘에코스타’발사에 성공했다. 발사의 성공을 바탕으로, 중국은 CZ-3B의 개발을 발표하였다. 이 로켓은 PKM를 장착한 CZ-2E보다 50% 높은 GTO수행성능을 위해 극저온의 상단을 장착하였다.

1988년에 새로운 발사지인 TSLC(Taiyuan Satellite Launch Center)에서 창젱4호(CZ-4)가 처음 발사되었다. 이 로켓은 SSO 기상위성과 과학실험위성 등의 발사에 사용되었다. CZ-2C를 바탕으로 CZ-1의 2단에 사용되는 저장 추진제 3단을 추가하여 제작되었다.

중국은 1990년 4월7일 창젱 3형 로켓을 이용하여 아시아지역 통신위성 ‘아시아새트(Asiasat) 1호’를 발사하여 우주 비즈니스에 진입하는데 성공한데 이어 같은 해 10월 5일에는 창젱 2C형 로켓을 이용하여 추적 관리나 정교한 제어기술을 포함하여 유인우주선 기술개발과도 연결되는 회수형(回收型) 리모트 센싱 위성발사에 성공했다. 1992년 8월 14일에는 새로 개발한 창젱 2E형 로켓으로 호주통신위성 ‘오새트(Aussat)’ 발사에 성공한데 이어 1993~1995년간 중국만리장성산업공사(CGWIC)는 14건의 외국의 상업발사계약을 맺었다.

                                   [지나 우주개발 발사체 長征2号,3号 실패 화면]

그동안 위성발사 성공률과 신뢰성을 꾸준히 끌어 올려 왔으나 1995년 1월 25일 APSTAR-2호를 실은 창젱 2E형 로켓은 발사 직후 폭발하여 지상에서 적어도 6명이 사망한데 이어 1996년 2월 15일의 창젱 3B형 로켓에 의한 인텔새트 708호 위성의 발사도 실패했다. 또 1996년 8월에는 창젱 로켓이 1억2천만달러의 중국위성을 엉뚱한 궤도에 올려놓아 우주의 미아로 만든 일도 있다. 1970년 4월 최초의 인공위성 ‘둥팡훙(東方紅) 1호’를 발사한 이래 1995년 1월 APT위성회사의 APSTAR-2호의 발사 실패까지 중국은 37기의 창젱 로켓으로 모두 41개의 인공위성을 발사하여 발사성공률은 약 88%를 기록했다.

1997년 8월 20일 창젱 3B형 로켓으로 필리핀의 통신위성 ‘마브하이’발사에 성공함으로써 한동안 침체에 빠졌던 중국의 우주발사 비즈니스는 다시 활기를 되찾기 시작했다. 중국만리장성산업공사는 1998년 3월부터 2002년 3월 사이에 창젱 3B로켓을 사용하여 5기의 미국 로럴 우주통신사위성을 발사하기로 했다.

1999년 5월10일에는 중국장성공업공사(中國長城工業公司:CGWIC)가 대원(大原)우주센터에서 창젱 4B형 로켓을 이용하여 기상위성 펭윤(風雲)-1과 과학실험위성 쉬지앙(實踐)-5의 발사에 성공했다. 창젱(長征) 4B형 로켓은 중국이 극궤도에 위성을 발사하는데 10년 이상 사용하고 있는 창젱 4형의 개량형이다. 상하이항천기술연구원(上海航天技術硏究所)이 개발한 액체연료사용의 이 3단식 로켓은 창젱 2E 로켓의 상단부분에 러시아의 소유즈 우주선 기술을 도입했다. 길이 8.3m, 직경 2.4m, 무게 8.2t의 2인승 우주선을 탑재하여 유인 우주비행을 계획하고 있다. 중국의 우주비행사들은 수주간의 우주비행에서 국제우주정거장(ISS)과 미르 우주정거장을 포함하여 다른 우주기들과의 도킹도 할 것으로 보인다.

그런데 중국은 오랜 세월에 걸쳐 로켓, 비행제어 컴퓨터 및 열 차단장치 등 유인 우주프로그램에 필요한 가장 중요한 부품들을 개발해 왔기 때문에 유인 우주발사사업에 착수한다고 해도 소련이나 미국의 유인프로그램과는 달리 새로운 비용이나 큰 위험은 수반하지 않을 것으로 보고 있다.

중국의 국내 수요는 연간 2~3개의 위성 발사에 지나지 않으나 국내위성과 관련 우주기술은 사회, 경제, 군사, 과학 및 교육 분야에서 널리 이용되고 있다. 예컨대 높은 해상도의 영상을 얻을 수 있는 회수위성은 지리적 전망, 토지측량 및 환경보호에 사용되고 팩스 및 영상전송용 통신위성 및 교육과 레크리에이션(오락)용 TV 프로그램의 방송, 기상예보, 곡물수확 예정, 자연재해 모니터 그리고 해양수송용 기상위성 등이 있다.

※ 중국의 우주사업기관

중국 우주사업의 핵심기구는 중국항천공사(中國航天公司:CASC)와 중국국가항천국(中國國家航天局:CNSA)이다. 1993년 중국의 시장지향 사회주의정책에 따라 설치된 이 기구들은 정부예산과 자립조달자금을 사용하여 우주개발을 수행한다. CNSC가 정책을 결정하는 한편 CASC는 국내개발 및 연구를 수행하는 기업과 기구들을 감독한다.

 

산하기구로서는 창젱(長征) 로켓의 개발 및 생산을 하는 중국창젱발사차량기술 아카데미(CALT)와 DFH(東方紅) 및 FY 시리즈 위성을 제작하는 중국우주기술아카데미(CAST) 그리고 창젱 로켓 서비스의 판매책임을 맡고 있는 공개법인인 중국만리공업공사(CGWIC)가 있다.

CASC에는 27만명의 종업원이 있는데 그 중 30%는 엔지니어와 연구자들이다. CASC는 위성생산, 발사 및 응용, 컴퓨터생산 및 응용, 자동차 및 그 부품 등을 망라한 복합기업으로 진화했다.

1980년대 초 이래 CASC는 국제협력을 강화하고 국제시장에서 다양한 사업을 확장함으로써 외부세계에 대해 빠른 걸음으로 문을 개방하고 있다. 그동안 미국을 비롯하여 호주, 독일, 프랑스, 스웨덴, 파키스탄 및 홍콩 등 해외 고객들을 위해 위성을 발사하거나 우주운반서비스를 제공하고 있으며 2002년까지 외국고객을 위해 30개의 위성을 추가로 발사할 계획이다.

이 밖에도 70여개 국가의 기업과 연구소와 함께 인공위성과 그밖의 장치를 공동개발하고 있고 미국, 캐나다, 독일, 이탈리아, 영국, 러시아, 우크라이나, 인도, 파키스탄 및 브라질 등과 우주비행분야에서 정부간 협력협정이나 각서에 서명했다. 또 외국 파트너들과 1백16건의 합작투자사업을 하는 한편 홍콩, 독일 그리고 미국의 7개 기업들과 사업을 추진하고 있다.

1980년 중국항천공사(CASC)의 산하기업으로 창설된 중국장성공업공사(CGWIC)는 해외고객에 대한 상업발사서비스를 제공하고 우주기술의 국제협력사업을 다루는 독점권을 가진 유일한 사업기구이다. 1994년 창설된 중국항천만리장성기업그룹은 산하에 1만2천명의 종업원을 가진 50개의 기업을 거느리고 있다.

 

Ⅱ. 로켓의 구조 그림

 

Ⅲ. 제반사항

[주요제원]

Vehicle	CZ-1D	CZ-2C	CZ-2E	CZ-3B	CZ-3	CZ-3A	CZ-4
System Height	28.22m	35.15m	51.2m	57.82m	43.85m	52.3m	42m
Payload Fairing Size	Diameter 2.05m Length 3.99m	Type A: Diameter 2.2m Length 3.144m   Type B: Diameter 3.35m Length 7.125m	Diameter 4.2m Length 11.95m	Diameter 4.2m Length 11.95m	Model A: Diameter 2.6m Length 5.84m   Model B: Diameter 3.0m Length 7.27m	Single :Diameter 3.35m Length 8.89m   Dual : Diameter 4.0m Length 12.0m	Model A: Diameter 2.9m Length 4.91m   Model B: Diameter 3.35m Length 8.48m
Gross Mass	79.4K kg	191K kg	464K kg	?? kg	202K kg	240K kg	249K kg

[수행임무] 

Vehicle	CZ-1D	CZ-2C	CZ-2E	CZ-3B	CZ-3	CZ-3A	CZ-4
Primary Missions	LEO mid-inclination	LEO mid-inclination	LEO low-inclination &STO with PKM	GTO	GTO	GTO	SSO
Compatible Upper Stages	Solid motor stage 3	Chinese Solid PKM	Star 63F New Chinese PKM	Cryogenic stage 3	Cryogenic stage 3	Cryogenic stage 3	Storable stage 3
First Launch	TBD	1975	1990	1995	1984	1994	1988
Success /Flight Total	0/0	14/14	4/4	0/0	7/9	2/2	2/2
Launch Site	JSLC 41°N, 100°E	JSLC 41°N, 100°E	XSLC 28°N, 102°E	XSLC 28°N, 102°E	XSLC 28°N, 102°E	XSLC 28°N, 102°E	TSLC ??°N,??°E
Launch Azimuth	Max. 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] 

Vehicle	CZ-1D	CZ-2C	CZ-2E	CZ-3B	CZ-3	CZ-3A	CZ-4
200km cir	At28.5°,300km 720kg for spin stabilized 740kg for 3-axis   At 57°,300km 790kg for spin stabilized 600kg for 3-axis   At 70°,300km 740kg for spin stabilized 550kg for 3-axis	At 28.5° inclination 3200kg   At 41° inclination 2300kg   At 90° inclination 1750kg	At 28.5° inclination 8800kg	At 28.5° inclination 13600kg	At 28.5° inclination ??kg   At 31.1° 4800kg	At 28.5° inclination ??kg   At 31.1° 7200kg	At 98.5° inclination 4000kg
Geotransfer Orbit	At 28.5° inclination 200kg for 3-axis	At 28° inclination 1000kg with PKM from XSLC	At 28.5° inclination 3370kg with new Chinese PKM	At 28.5° inclination 4500kg	At 31.1° inclination 1400kg	At 31.1° inclination 2500kg	At 28.5° inclination 1100kg
Geo- synchronous Orbit	100kg with AKM	390kg with AKM	1500kg with AKM	2250kg with AKM	730kg with AKM	1230kg with AKM	550kg with AKM

Ⅳ. 세부구조

ⅰ. Liquid Strap-On CZ-2E or 3B (LB40)

Dimemsion	Length	16m
	Diameter	2.25m
Mass	Propellant Mass	38K kg ea.
	Gross Mass	`41K kg ea.
Structure	Type	Skin Stringer
	Material	Aluminum
Propulsion	Propellant	UDMH/N2O4
	Average Thrust	741K N SL
	Engine Designation	YF-20
	Number of Engines	1 each strap-on
	Isp	289 sec vac
	Feed System	Gas generator
	Chamber Pressure	?? bar
	Mixture Ratio (O/F)	??
	Throttling Capability	100% only
	Expansion Ratio	??
	Restart Capability	No
	Tank Pressurization	Nitrogen bottle & self pressurization
	Control-Pitch, Yaw, Roll	Fixed cant
Events	Nominal Burn Time	128 sec main engine
	Stage Shutdown	Burn to depletion
	Stage Separation	16 retro rockets

 

                                                               stage 1

 

                                                  stage2

ⅱ. Stage 1

 

ⅲ. Stage 2

 

ⅳ. Stage 3

	CZ-1D	CZ-3 (H8) ?	CZ-3A or 3B(H18)	CZ-4 (L15) ?
Dimension
Length	2.2 m	7.48 m	8.84 m	1.92 m
Diameter	2.05 m	2.25 m	3.0 m	2.9 m
Mass
Propellant Mass	625 kg	8.5K kg	17.6K kg	14.15K kg
Gross Mass	875 kg	10.5K kg	20.6K kg	15.15K kg
Structure
Type	Monocoque	Skin Stringer ?	Skin Stringer ?	Skin Stringer ?
Material	Steel	Aluminum ?	Aluminum ?	Aluminum ?
Propulsion
Propellant	Solid	LOX/LH2	LOX/LH2	UDMH/N2O4
Average Thrust	?? N vac	44.1K N vac	78.5K N vac each engine	100K N ? vac
Engine Designation	??	YF-73	YF-75	YF-3
Number of Engines	-	1 turbopump and 4 chambers	2	1 turbopump and 2 chambers
Isp	??	425sec vac	440sec vac	295sec vac
Feed System	-	Gas generator	Gas generator	Gas generator
Throttling Capability	-	100% only ?	100% only ?	100% only
Expansion Ratio	??	40:1	??	??
Restart Capability	-	1 restart	1 restart ?	No
Tank Pressurization	-	Helium bottle &self-pressurization	Helium bottle &self-pressurization	??
Control-Pitch, Yaw, Roll	Spin stabilized	Gimbal 4 nozzles (±24°) Hydrazine for coast	Gimbal 2 nozzles	Hydraulic thrusters
Events
Nominal Burn Time	??sec	800sec	470sec	135 sec
Stage Shutdown	Burn to depletion	Command shutdown	Command shutdown	Command shutdown
Stage Separaton	Spring ejection	Spring ejection	Spring ejection	Spring ejection

ⅴ. Payload Fairing

	CZ-1D	CZ-3		CZ-3A	CZ-2C		CZ-2E or 3B	CZ-4
		Model A	Model B	Single	Type A	Type B		Model A	Model B
Length (m)	3.99	5.84	7.27	8.89	3.144	7.125	11.95	4.91	8.48
Diameter (m)	2.05	2.6	3.0	3.35	2.2	3.35	4.2	2.9	3.35
Mass (kg)	??	??	??	??	??	??	??	??	??
Sections	2	2	2	2	2	2	2	2	2
Structure	Composite sandwitch
Material	Glass honeycomb

 

ⅵ.Avoinics

제어시스템의 주 기능은 여러 가지 요구되는 변수들에 따라 로켓을 예정된 궤적과 자세로 날게 하고, 적절하게 엔진을 중단시키며, 탑재물을 예정된 궤도에 올리게 하는 것이다.

제어시스템은 안내시스템(guidance system), 자세제어시스템(attitude control system), Programmed distribution system의 세 가지 서브시스템을 포함한다.

안내시스템(guidance system)은 관성 플랫폼(inertial platform)과 예정된 궤적을 따라 비행하도록 하고 분사 정확성을 보증하는 컴퓨터로 구성된다. CZ-3A의 경우 듀얼 세틀라이트 론칭이 요구된다.

자세제어시스템(attitude control system)은 비행기간 동안 로켓 자세안정을 유지하고, 위치를 확정하여 충돌을 피하는 조종을 하게 한다. 동력 비행동안의 자세제어는 관성 플랫폼, 속도 자이로-디지털 제어장치, 서보 메카니즘 연속제어 스킴에 의해 이루어지고, 관성비행동안의 자세제어는 작은 단일추진제를 가진 스위칭 제어 스킴에 의해 이루어진다.

Programmed distribution system은 주 디스트리뷰터와 보조 디스트리뷰터를 통해 하위시스템과 큰 동력장치에 공급되어지는 스킴을 채택한다. 이 시스템은 비행하는 동안 모든 에어본 시스템의 타이밍 제어를 이끈다.

CZ-2E의 원격 시스템(the telemetry system)은 세 개의 서브시스템으로 나뉘어지는데 트랜스미션 서브시스템(transmission subsystem), 데이터 애쿼지션 서브시스템(data

acquisition subsystem), 지상 수신 차량(ground receiving vehicle)이 그것이다.

에어본 시스템은 예민한 요소, 변환 장치, 전달 장치와 저장/신호전달 장치를 포함한다. 로켓 비행조건은 원격시스템과 지상수신/실시간 전달 장치에 의해 모니터 된다.

추적시스템(the tracking system)은 지상 연속 전파추적레이더, 단일 펠스 추적 레이더, 연속파레이더를 위한 두 개의 에어본 응답기, 단일펄스 레이더를 위한 하나의 응답기와 이 응답기들의 안테나로 구성된다.

원격조종 파괴 서브시스템(telecommanded destruction subsystem)은 지상 원격제어 레이더(ground telecontrol radar), 안전 명령응답기(safety command receiver), 세 개의 직선형 극 안테나(linearly polarized antenna)로 구성된다. 이 세 개의 안테나는 로켓 표면에 원형으로 설치된다. 수신기와 응답기는 2단의 내부탱크 단면에 붙인다.

범위안전(range safety)을 위한 파괴는 무선 원격명령 파괴(radio telecommanded

destruction)와 자세각이 허용치를 초과했을 때 쓰는 에어본 독립 자기파괴(airborne

independent self-destruction)의 두 가지 종류로 나뉘어진다.

 

[서울대연구소자료]