CTS(로켓 단계)
CTS (rocket stage)제조사 | CALT |
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원산지 | 중국 |
에 사용됨 | 긴 3월 2C 3단계. |
일반적 특성 | |
높이 | 0.9m(35인치)[1] |
지름 | 0.54m(21인치)[1] |
총질량 | 160kg(350lb)[1] |
추진제 질량 | 121.7kg(268lb)[1] |
관련 단계 | |
파생된 위치 | SD |
파생상품 | SMA |
실행 기록 | |
총출발 | SD: 7 CTS:2 SMA:2 |
성공 (단계만 해당) | SD: 7 CTS:2 SMA:2 |
실패함 | 0 |
하위 단계 실패한 | 0 |
제1편 | SD: 1997-09-01 CTS: 2003-12-29 SMA:2008-09-06 |
마지막 비행 | SD: 1999-06-12 CTS: 2004-07-26 SMA:2012-10-14 |
CTS | |
전원 공급 기준 | 1 FG-47SRM[2][3] 추력가[1] 16명 |
최대 추력 | 10.780kN(2,423lbf)[4] |
특정충동 | 286초(2.80km/초)[1] |
굽는 시간 | 35년대[1] |
추진제 | HTPB(SRM)[5] 히드라진(수동 추진 장치)[1] |
CTS는 중국 발사체 기술 아카데미(CALT)가 SSO와 같은 롱 3월 2C에서 고고도(>400km) LEO 임무의 성능을 향상시키기 위해 개발한 상위 단계다. 2단 LM-2는 페이로드와 스테이지를 원하는 apoge로 타원궤도에 전달하고 CTS는 스택을 정확한 벡터 방향으로 가리키며 고체 로켓 모터(SRM) 주엔진을 작동시켜 원형화한다. 그런 다음 우주선을 분사하고 승인 절차를 수행한다.[1]
역사
초기에는 1997년에 이리듐 별자리의 초기 배치의 초기 배치를 위한 SD 단계로 개발되었다.[6] 1999년 LM-2C 사용 설명서에서 CTS 옵션으로 제공되었고 더블 스타 임무를 배치하기 위해 비행했다. 이후 이중 배치 시스템 SMA의 일부로, 먼저 환징 1A와 1B의[7] 배치를 위해, 그리고 2012년에는 시지안 9A와 시지안 9A 기술 시험기 임무를 위해 두 번 비행했다.[8][9]
날짜 | 캐리어 로켓 | 지정 | 발사장 | 미션 | 결과 |
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1997-09-01 | 3월 긴 2C | SD | 타이위안 시 | 이리듐-MFS 1 / 이리듐-MFS[6] 2 | 성공 |
1997-12-08 | 3월 긴 2C | SD | 타이위안 시 | 이리듐 42 / 이리듐 44 | 성공 |
1998-03-25 | 3월 긴 2C | SD | 타이위안 시 | 이리듐 51 / 이리듐 61 | 성공 |
1998-05-02 | 3월 긴 2C | SD | 타이위안 시 | 이리듐 69 / 이리듐 71 | 성공 |
1998-08-19 | 3월 긴 2C | SD | 타이위안 시 | 이리듐 76 / 이리듐 78 | 성공 |
1998-12-19 | 3월 긴 2C | SD | 타이위안 시 | 이리듐 88 / 이리듐 89 | 성공 |
1999-06-10 | 3월 긴 2C | SD | 타이위안 시 | 이리듐 92 / 이리듐 93 | 성공 |
2003-12-29 | 3월 긴 2C | CTS | 시창 시 | 이중 항성 적도(TC 1) | 성공 |
2004-07-26 | 3월 긴 2C | CTS | 타이위안 시 | 더블 스타 폴라(TC 2) | 성공 |
2008-09-06 | 3월 긴 2C | SMA | 타이위안 시 | 환징 1A / 환징 1B | 성공 |
2012-10-14 | 3월 긴 2C | SMA | 타이위안 시 | 시지안 9A[8] / 시지안 9A[9] | 성공 |
디자인
우주선 어댑터와 궤도 기동 시스템(OMS)으로 구성되어 있다. 우주선 어댑터는 특히 분리 환경과 포인팅 정확도 등 사용자의 요구 사항에 따라 맞춤 제작된다.[1] OMS는 다음과 같이 구성된다.
- 주구조
- 제어 시스템(항공학)
- 원격측정 시스템
- 고체 로켓 모터(SRM)
- 반응 제어 시스템(RCS)
버전
기본 시스템은 세 가지 버전으로 제공되었다.
- SD: 이리듐 함대 배치 전용으로 사용되는 초기 버전.[6][10][11][12][13]
- CTS: 3축 안정화와 함께 1999년 사용 설명서에서 제공되는 개선된 상용 버전.[7][11][14]
- SMA: 이중 페이로드 어댑터를 포함하는 정부 버전.[15]
참고 항목
참조
- ^ a b c d e f g h i j "Chapter 2.4 – CTS Introduction". LM-2C User's Manual. Issue 1999. CASC. 1999. pp. 2–15. Retrieved 2015-07-08.
- ^ Norbert Bgügge. "Some Chinese solid fuel aerospace motors". B14643.DE. Archived from the original on 2015-09-26. Retrieved 2015-07-25.
- ^ Norbert Bgügge. "Propulsion CZ-2, CZ-2C, CZ-2D". B14643.DE. Retrieved 2015-07-25.
- ^ "CZ-2C/CTS Long March Space Launch Vehicles". GlobalSecurity. Retrieved 2015-07-08.
- ^ Norbert Bgügge. "Chang Zheng CZ-2C & CZ-2D". B14643.DE. Retrieved 2015-07-25.
- ^ a b c Krebs, Gunter Dirk (2013-09-21). "CZ-2C (2) SD (Chang Zheng-2C (2) SD)". Retrieved 2015-07-25.
- ^ a b Krebs, Gunter Dirk (2014-04-05). "HJ 1A, 1B (SMMS 1)". Retrieved 2015-07-25.
- ^ a b Krebs, Gunter Dirk (2014-04-02). "Shijian 9A". Retrieved 2015-07-25.
- ^ a b Krebs, Gunter Dirk (2014-04-03). "Shijian 9B". Retrieved 2015-07-25.
- ^ "CZ-2C/SD Space Launch Vehicle". GlobalSecurity. Retrieved 2015-07-08.
- ^ a b "CZ-2C/SD". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on 2013-11-30. Retrieved 2015-07-25.
- ^ "SpaB-54". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on 2015-08-24. Retrieved 2015-07-25.
- ^ Norbert Bgügge. "Photo Gallery CZ-2CS/SD". B14643.DE. Retrieved 2015-07-25.
- ^ Norbert Bgügge. "Photo Gallery CZ-2CS/SM". B14643.DE. Retrieved 2015-07-25.
- ^ Norbert Bgügge. "Photo Gallery CZ-2CS-4/SMA". B14643.DE. Retrieved 2015-07-25.