창정 1D
| 창정 1D[1][2][3][4] 长征一号丁 | |
|---|---|
| 일반 정보 | |
| 용도 | 궤도 발사체 |
| 제작자 | 중국운재화전기술연구원 |
| 사용국 |  중국
|
| 제원 | |
| 전장 | 28.22 m[4] |
| 직경 | 2.05 m[4] |
| 중량 | 81.65 t[4] |
| 단수 | 3 |
| 능력 | |
| LEO 페이로드 | 740 kg[2] |
| GTO 페이로드 | 440 kg[2] |
| 발사 역사 | |
| 상태 | 퇴역 |
| 발사장 | 타이위안 위성발사센터 LC-1[5] |
| 총 발사 수 | 3 |
| 성공 수 | 2 |
| 실패 수 | 1 |
| 최초발사일 | 1995년 6월 1일 |
| 최후발사일 | 2002년 1월 3일 |
| 1단 로켓 | |
| 엔진 | YF-2B x 4 또는 YF-2A x 4 |
| 추력 | 해수면: 1101.2 kN 진공: 1214.4 kN[6] |
| 비추력(SI) | 해수면: 237.8 초 진공: 262.2 초[1][6] |
| 연소 시간 | 131.5 초[6] |
| 추진제 | UDMH/N2O4 |
| 2단 로켓 | |
| 엔진 | YF-40 x 2[6] |
| 추력 | 98.1 kN[6] |
| 비추력(SI) | 295.2 초 |
| 연소 시간 | 365 초[6] |
| 추진제 | UDMH/N2O4 |
| 3단 로켓 | |
| 엔진 | 주 엔진: FG-36 고체로켓 RCS: DaFY2-1 단일추진제 로켓[6] |
| 추력 | 44.6 kN[6] |
| 비추력(SI) | 289 초 |
| 연소 시간 | 41 초[6] |
| 추진제 | 주 엔진: 수산기 말단 폴리부타디엔 RCS: UDMH/N2O4[3] |
창정 1D(중국어: 长征一号丁, 영어: Long March 1D, CZ-1D)는 창정 발사체 중 하나로, 창정 1 및 DF-4의 개량형으로서, 창정 1의 특성을 많이 갖고 있다. 창정 1D는 작은 페이로드를 우주 궤도로 쏘아올리기 위해 개발되었고,[7] 1997년 11월 1일 최초 발사를 성공적으로 마쳤으며, 총 3번 발사되어 2번 성공하고 1번 실패했지만 위성 발사는 한 번도 해보지 못하였으며,[1][3] 현재는 은퇴한 상태이다.
1990년대 말 중국운재화전기술연구원은 DF-31의 대기권 재진입 실험을 위해 DF-4의 개량형 개발에 착수하고, 후에 이 개량형 로켓이 창정 1D가 되었다. 그 후, 로켓은 작은 발사체로서 발사체 시장에 내놓아졌다.[3][1]
설계
[편집]기체
[편집]창정 1D는 기존의 창정 1과 1단/2단 기체 디자인이 같았다. 하지만 3단의 지름은 1.5 m에서 2.05 m로 증가되었으며, 기존에는 원뿔 모양이었던 2단-3단 사이의 구간은 원기둥 모양으로 바뀌었고, 이에 따라 3단의 주/보조 추진기가 들어갈 자리가 마련되었다.[1][3]
유도
[편집]창정 1D는 컴퓨터 기반 관성 유도 시스템을 장착하였는데, 이를 통해 3단을 3축 안정화를 통해 제어할 수 있었다.[1]
추진
[편집]1단
[편집]1단의 엔진은 창정 1에 사용되었던 엔진인 YF-2 엔진의 개량형 엔진 4개를 사용했는데, 이 엔진이 YF-2A인지[1][2][3] YF-2B인지는[4][6] 자료마다 차이를 보인다. 연료는 비대칭디메틸히드라진(UDMH)/N2O4을 사용하였다.
2단
[편집]2단에 사용된 엔진은 YF-40 두 개로, 서로 평행하게 배치된다. 연료는 1단과 동일하게 UDMA/N2O4을 사용하였다.[1][2][4]
1단처럼, 2단 엔진 또한 YF-40 엔진이 아니라 YF-3 엔진을 사용하였다고 나타내는 자료도 존재한다.[4][6]
3단
[편집]3단은 FG-36 고체로켓을 사용하며,[1][2][4][6] 분사 시간은 41초 정도이다.[4] 또한, DaFY2-1 보조 엔진을 통해 고체 로켓이 분사될 동안 자세제어를 하였다.[3]
제원
[편집]- 1단[4]
- 엔진 종류: YF-2A 또는 YF-2B
- 연료 종류: UDMH/N2O4
- 직경: 2.25 m
- 길이: 18.20 m
- 발사중량: ~65 톤
- 연료 중량: 60.9 톤
- 총 추력: 1101.2 kN
- 비추력: 2378 N*s/kg
- 총 충격량: 159.7 MN*s
- 연소 시간: 131.5 초
- 2단[4]
- 엔진 종류: YF-40 또는 YF-3
- 연료 종류: UDMH/N2O4
- 직경: 2.05~2.25 m
- 길이: 6.04 m (어뎁터 포함)
- 발사중량: ~14 톤
- 연료 중량: 12.38 톤
- 총 추력: 98.1 kN
- 비추력: 2893 N*s/kg
- 총 충격량: 35.8 MN*s
- 연소 시간: 365 초
- 3단[4]
- 엔진 종류: FG-36
- 연료 종류: 고체 HTPB
- 직경: 2.05 m
- 길이: 1.70 m
- 발사중량: 0.792 톤
- 연료 중량: 0.645 톤
- 총 추력: 44.6 kN
- 비추력: 2834 N*s/kg
- 총 충격량: 1.83 MN*s
- 연소 시간: 41 초
발사 목록
[편집]| 발사 시각 （UTC） |
발사 궤도 | 발사 장소 | 성공 여부 |
|---|---|---|---|
| 1995년 5월 29일 | 준궤도 | 타이위안 위성발사센터 | 성공 |
| 1997년 11월 1일 | 준궤도 | 타이위안 위성발사센터 | 성공 |
| 2002년 1월 3일 12:15 | 준궤도 | 타이위안 위성발사센터 | 실패 |
각주
[편집]- ↑ 가 나 다 라 마 바 사 아 자 Norbert Bgügge. “Chang Zheng CZ-1 & CZ-1D”. 《B14643.DE》. 2018년 8월 6일에 원본 문서에서 보존된 문서. 2016년 11월 6일에 확인함.
- ↑ 가 나 다 라 마 바 “Chang Zheng 1D”. Encyclopedia Astronautica. 2016년 11월 6일에 확인함.
- ↑ 가 나 다 라 마 바 사 “Chang Zheng-1 (Long March-1)”. SinoDefence. 2016년 11월 6일에 원본 문서에서 보존된 문서. 2016년 11월 6일에 확인함.
- ↑ 가 나 다 라 마 바 사 아 자 차 카 타 Norbert Bgügge. “DF-4 & CZ-1 Design”. 《B14643.DE》. 2016년 11월 6일에 확인함.
- ↑ Gunter Dirk Krebs. “CZ-1 (Chang Zheng-1)”. Gunter's Space Page. 2016년 11월 6일에 확인함.
- ↑ 가 나 다 라 마 바 사 아 자 차 카 타 Norbert Bgügge. “Propulsion CZ-1 & CZ-1D”. 《B14643.DE》. 2016년 11월 6일에 확인함.
- ↑ F. Shahrokhi. “Progress In Astronautics and Aeronautics: Commercial Opportunities In Space”.
