H-II

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H-II
일반 정보
H-ii adeos.gif
H-II 로켓
용도   인공위성 발사체
제작자  Mitsubishi logo.svg 미쓰비시 중공업
사용국  일본 일본
제원
전장  49.9 m
직경  4 m
중량  264,000 kg
단수  2단
LEO 페이로드 10,000 kg
발사 역사
상태  퇴역
발사장  다네가시마 우주 센터 요시노부 발사장
총 발사 수  7
성공 수  5
실패 수  2
최초발사일  1994년 2월 4일
부스터
엔진  2개 SRB
추력  3,530 kN (360.2 tf)
비추력(SI)  273 초
1단 로켓
엔진  1개의 LE-7
추력  1,079 kN (110.1 tf)
비추력(SI)  445 초
2단 로켓
엔진  1개의 LE-5A
추력  122 kN (12.4 tf)
비추력(SI)  452 초
발사가 취소한 F7는 쓰쿠바 우주 센터에서 전시되고 있다.
LE-7 로켓 엔진

H-II(H2)정지 궤도 위성을 발사할 목적으로 개발된 일본극저온 액체 연료 우주발사체이다. JAXA의 이전의 조직NASDA에서 주관하며, 미쓰비시 중공업에서 제작되었다. 일본의 인공위성 발사를위한 액체 연료 로켓으로는 처음 모든 기술이 국산 개발되었다. H-II라고 하는 명칭으로부터 H-I의 기술을 계승하고 있다라고 하는 오해를 받기 쉽지만, H-II는 완전히 새로운 국산기술을 사용해서 개발된 새로운 로켓 시리즈다. 발사 능력은 LEO가 10,000 kg, GTO가 3,800 kg다.

개발[편집]

일본은 1970년부터 완전히 자력으로 개발한 고체연료 발사체로 인공 위성을 발사하고 있었지만, 액체연료 발사체는 1975년N-I의 발사의 때부터 미국에서 수입한 1단엔진 이나 고체 로켓 부스터를 사용하고 있어서, 액체연료 발사체로 국산화되고 있었던 것은 상단의 엔진과 관성 항법 장치만이었다.[1] H-II의 개발의 목적은, 액체연료 발사체의 모든 기술을 국산화하고, 최선단의 기술을 자력으로 개발하는 것으로, 그것까지의 미국제의 1단을 사용한 발사체와 비교해서 비약적으로 능력을 향상시키는 것이었다.

미국제의 1단을 사용한 H-I와 비교해서 발사 능력을 비약적으로 향상시키기 위해서, 자력으로 개발하는 1단 엔진 LE-7의 작동 방법과 연료는 기술적인 난이도는 매우 높지만 비추력을 최대화 할 수 있다. 단계식 연소 사이클LH2를 채용하는 것을 결정했다. 가스발생기 사이클에서 작동해서 RP-1을 연료에 사용하고 있었던 미국제의 1단 엔진 MB-3-3과는 완전히 다른 선진 기술의 엔진의 개발이었기 때문, 엔진의 개발것만으로 10년이나 걸렸다 (1983년에 개발 연구를 시작, 1986년에 개발을 시작, 1994년에 완성).

2단 엔진의 LE-5A도 미쓰비시 중공업과 IHI에서 개발되었다. 연소 효율과 비용의 밸런스를 최적화한 작동 방법의 팽창식 사이클을 개량한 팽창식 블리드 사이클은 세계에서 최초에 개발된 기술이다.

고체 로켓 부스터 SRB는 닛산 자동차 우주 항공 사업부에서 개발되었다. SRB의 추력과 비추력은 임무에 맞춰서 변동한다.

발사 기록[편집]

7회 발사되었지만, 5회째로 발사된 ETS-VII는, 일본의 인공 위성으로서는 처음으로 우주공간에서 분리와 도킹을 하고, 이 경험은 HTV의 개발에 활용되었다.

6회째의 발사에서는 2단 엔진의 연소가 예정보다 빨리 종료해서 인공 위성이 예정의 기동과 다른 궤도에 투입되어서, 7회째의 발사에서는 1단 엔진이 비행중에 파손했기 때문 자폭 장치를 작동시켜서 폭파 처리했다. 이것에 의해, 보다신뢰성이 높은 LE-7A와 LE-5B를 사용하는 H-IIA의 개발에 집중하기 위해서 8회째의 발사는 취소해서, H-II는 퇴역했다.

날짜 (GMT) 비행 탑재체 결과
1 1994년 2월 4일 TF1 OREX (Ryūsei)
VEP (Myōjō)
성공
2 1994년 8월 28일 TF2 ETS-6 (Kiku6) 성공
3 1995년 3월 18일 TF3 GMS-5 (Himawari5) 성공
4 1996년 8월 17일 F4 ADEOS (Midori)
JAS-2 (Fuji3)
성공
5 1997년 11월 28일 F6 TRMM
ETS-7 (Kiku7)
성공
6 1998년 2월 11일 F5 COMETS (Kakehashi) 일부실패
7 1999년 11월 15일 F8 MTSAT-1 실패
-
-
F7 ADEOS-II (MidoriII)
DRTS-W (Kodama)
취소

계획의 진행에 의해 발사 순서로 비행 번호가 다르다.

일본의 우주발사체[편집]

  • 발사 95회, 성공 83회, 성공률 87.4% (N-I와 H-II의 "일부실패"는 "실패"로 꼽았다.)
  • 현역 로켓의 성공률 96.4% (H-IIA, H-IIB, Epsilon)

일본의 고체연료 우주발사체[편집]

로켓시리즈 로켓 길이 m 직경 m 무게 t LEO kg 연료 성공/발사 운용기간
Lambda L-4S 16.5 0.735 9.4 26 고체연료 1/5 1966-1970
Mu M-4S 23.6 1.41 43.6 180 고체연료 3/4 1970-1972
Mu M-3C 20.2 1.41 41.6 195 고체연료 3/4 1974-1979
Mu M-3H 23.8 1.41 48.7 300 고체연료 3/3 1977-1978
Mu M-3S 23.8 1.41 48.7 300 고체연료 4/4 1980-1984
Mu M-3SII 27.8 1.41 61 770 고체연료 7/8 1985-1995
J-I J-I 33.1 1.8 88.5 870 고체연료 1/1 1996
Mu M-V 30.7 2.5 139 1800 고체연료 6/7 1997-2006
Epsilon Epsilon 24.4 2.5 90.8 1200 고체연료 1/1 2013-현역

일본의 액체연료 우주발사체[편집]

로켓시리즈 로켓 길이 m 직경 m 무게 t LEO kg 연료 성공/발사 운용기간
N N-I 32.6 2.44 90.4 1200 액체연료 6/7 (일부실패1) 1975-1982
N N-II 35.4 2.44 135.2 2000 액체연료 8/8 1981-1987
H-I H-I 40.3 2.44 139.9 2200 액체연료 9/9 1986-1992
H-II H-II 49.9 4.00 264.0 10000 액체연료 5/7 (일부실패1) 1994-1999
H-II H-IIA (204) 53.0 4.00 445.0 15000 액체연료 22/23 2001-현역
H-II H-IIB 56.6 5.20 531.0 19000 액체연료 4/4 2009-현역

주석[편집]

  1. 시험 로켓에서는, LS-C로켓 국산 1단액체연료 엔진LE-1, LE-2이 이미 존재했다.