H-IIB

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H-IIB
일반 정보
H-IIB F2 launching HTV2.jpg
H-IIB 로켓
용도   무인화물우주선 (HTV) 발사체
제작자  Mitsubishi logo.svg 미쓰비시 중공업
사용국  일본 일본
제원
전장  56.6 m
직경  5.2 m
중량  531,000 kg
단수  2단
능력
LEO 페이로드 19,000 kg
GTO 페이로드 8,000 kg
발사 역사
상태  사용 중
발사장  다네가시마 우주 센터 요시노부 발사장
총 발사 수  4
성공 수  4
실패 수  0
최초발사일  2009년 9월 11일
부스터
엔진  4개의 SRB-A3
추력  9,220 kN (940.8 tf)
비추력(SI)  283.6 초
1단 로켓
엔진  2개의 LE-7A
추력  2,196 kN (224 tf)
비추력(SI)  440 초
2단 로켓
엔진  1개의 LE-5B
추력  137 kN (14 tf)
비추력(SI)  448 초
H-II series
H-IIB에서 운반된 HTV국제 우주 정거장에 접근한다.

H-IIBH-IIA를 개량한 일본의 주력 우주발사체이다. 국제우주정거장HTV를 운반하는 극저온 액체 연료 로켓이다.

H-IIA가 LEO에 10톤, GTO에 6톤의 화물을 운반할 수 있는데 비해, H-IIB는 LEO에 19톤, GTO에 8톤의 화물을 운반할 수 있다. 국제우주정거장에는 16.5톤의 화물을 나를 수 있다.

H-IIA에서 달라진 점은, 1단 로켓이다. 즉, H-IIA의 1단 액체로켓은 추력 112톤의 미쓰비시 LE-7A 엔진 1개를 사용하나, H-IIB는 2개를 사용한다. 그밖에, 2단 로켓이 액체로켓인 추력 14톤의 미쓰비시 LE-5B 엔진 1개인 점, 1단로켓 옆에 추력 235톤인 SRB-A3 고체 로켓 부스터 4개(총 추력 940톤)를 장착한 것은 H-IIA와 같다 (SRB-A와 SRB-A3의 추력과 비추력은 임무에 맞춰서 변동한다) .

다른 로켓과의 비교[편집]

우주정거장 발사체[편집]

우주발사체는 보통 소형, 중형, 대형으로 구별하는데, 소형은 정찰위성만 발사가능한 지구저궤도 3톤 운반능력, 중형은 정지궤도 통신중계위성, 유인우주선, 화성 무인탐사선을 발사가능한 8톤 운반능력, 대형은 우주정거장 모듈을 발사할 수 있는 20톤 운반능력을 말한다. 그보다 더 대형은 아폴로 유인 달탐사선을 발사할 수 있는 100톤 운반능력이 있으나, 거의 발사되지 않기에 보통은 언급하지 않는다.

H-IIB는 19톤 운반능력으로서, 유인우주정거장 모듈을 발사할 수 있다. 현재 전 세계에 20톤 운반능력 발사체는 러시아 흐루니체프의 프로톤 로켓, 미국 보잉의 델타 IV, 유럽우주국의 아리안 5가 있다. 중국은 창정 5호, 러시아는 앙가라 로켓을 개발중이다.

나로호[편집]

H-IIB 1단 로켓은 112톤 추력인 미쓰비시 LE-7A 로켓을 쌍발로 장착해, 224톤 추력을 낸다. 한국의 나로호 1단 로켓은 단발 200톤 추력 엔진을 사용한다. 소프트웨어만의 조정으로 170톤 추력으로 낮추었으나, 본래 200톤 추력이다. 요컨대, 둘은 1단 추력이 같다. 다만, 나로호는 4개의 대형 부스터가 없다. 환언하면, 4개의 대형 부스터만 장착하면 나로호도 H-IIB와 같이 20톤 운반 능력을 가질 수 있다라고 말해질 것도 있지만, H-IIB의 LE-7A와 나로호의 RD-151에서는, 연료가 달라 (LH2RP-1의 차이), 우주 공간 에서의 비추력의 큰 차이가 있고 (440초 대 338초), 2단의 추력과 비추력도 큰 차이가 있어 (H-IIB의 LE-5B는 추력 14톤, 비추력 448초, 나로호의 KM은 추력 8톤, 비추력 250초) , 같은 고체 부스터의 경우, 나로호의 LEO투입 능력은 뒤떨어지게 된다.

발사 기록[편집]

날짜 (UTC) 비행 탑재체 결과
1 2009년 9월 10일
17:01
F1 일본 HTV-1 성공
2 2011년 1월 22일
05:38
F2 일본 HTV-2 (Kounotori 2) 성공
3 2012년 7월 21일
02:06
F3 일본 HTV-3 (Kounotori 3)
일본 Raiko
일본 WE WISH
일본 FITSAT-1 (Niwaka)
미국 TechEdSat
베트남 F-1
성공
4 2013년 8월 3일
19:48
F4 일본 HTV-4 (Kounotori 4)
일본베트남 Pico Dragon
미국 Ardusat-1
미국 Ardusat-X
미국 TechEdSat-3
성공

일본의 우주발사체[편집]

  • 발사 96회, 성공 84회, 성공률 87.5% (N-I와 H-II의 "일부실패"는 "실패"로 꼽았다.)
  • 현역 로켓의 성공률 96.6% (H-IIA, H-IIB, Epsilon)

일본의 고체연료우주발사체[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 액체연료우주발사체[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 23/24 2001-현역
H-II H-IIB 56.6 5.20 531.0 19000 액체연료 4/4 2009-현역

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