엡실론 (로켓)

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엡실론
일반 정보
イプシロンロケット2号機.jpg
용도 소형 위성 발사체
제작자 JAXA (ISAS)
IHI 에아로스페스
사용국 일본
제원
전장 24.4m (TF1), 26.0m (F2)
직경 2.6m
중량 91 t (TF1), 95,4 t (F2)
단수 3단(기본) / 4단 (옵션)
능력
LEO 페이로드 1,200kg (TF1) 1,500kg (F2 - )
1단 로켓 - SRB-A3
추력 2,271 kN (TF1), 2,350 kN (F2)
비추력(SI) 284 s
연소 시간 116 s (TF1), 108 s (F2)
추진제 고체연료
2단 로켓 - M-34c (TF1), M-35 (F2)
추력 371.5 kN (TF1), 445 kN (F2)
비추력(SI) 300 s (TF1), 295 s (F2)
연소 시간 105 s (TF1), 129 s (F2)
추진제 고체연료
3단 로켓 - KM-V2b (TF1), KM-V2c (F2)
추력 99.8 kN (TF1), 99.6 kN (F2)
비추력(SI) 301 s (TF1), 299 s (F2)
연소 시간 90 s (TF1), 88 s (F2)
추진제 고체연료

엡실론은 일본의 소형 위성용 우주 발사체이다. 세계 최대의 고체연료 로켓이었던 M-V의 후속이다. 2013년 9월 14일, 우치노우라 우주공간 관측소에서 시험 1호가 발사되었다.

M-V보다 발사비용을 1/3로 줄일 것이다. 또한 M-V보다 지상 발사준비시간을 1/4로 줄일 것이며, 노트북과 인터넷을 이용해 전 세계 어디에서든지 로켓을 통제할 수 있게 하여, 전 세계에 더이상 로켓 발사장에 발사 통제 시스템이 필수가 아니라는 것을 보여줄 것이다.

엡실론은 무게 91톤, 길이 24미터, 3단 고체연료 로켓이다. 퇴역한 M-V 은 무게 130톤, 길이 30미터, 3단 고체연료 로켓이었다. 두 번째 비행에서 2단이 강화되어 성능이 30% 향상됐다.

M-V는 고체연료 로켓으로는 세계 최고의 성능을 자랑했으나 발사 비용이 57억 엔(약 900억 원)으로 너무 높아 실용성이 떨어졌다. 반면, 엡실론 로켓의 경우 1회 발사 비용은 약 38억 엔(약 416억 원) 정도로 M5의 절반가량에 불과하다. 한편, 유럽우주기구의 고체 로켓인 베가(Vega)의 1회 발사 비용은 약 46억~59억 엔(약 506억~649억 원) 정도이다.

이에 따라 새로 개발한 로켓은 비용 절감과 효율화가 되었다. 향후 중소기업 등에서도 소형 위성 개발과 이용이 확대될 것으로 기대하고 있다. 일본은 대형 주력 로켓인 H2A 후속 로켓 개발도 추진하고 있으며 새로운 대형 로켓의 개발과 완성에는 10년 정도가 걸릴 것으로 예상하고 있다.

피스키퍼[편집]

미국의 피스키퍼 핵미사일과 무게와 1단추력이 비슷하다. 무게 88.45톤인 LGM-118 피스키퍼는 475 kt W87 열핵탄두 10발을 탑재하고 14,000 km 사거리를 날아간다. 3단 고체연료 모터를 사용하며, 1단 엔진 추력은 220톤이다.

  • LGM-118 피스키퍼, 미국의 기 미국, 무게 88.45톤, 3단 고체연료, 1단추력 220톤, 최초발사 1983년
  • 베가 로켓, 이탈리아의 기 이탈리아, 무게 137톤, 3단 고체연료, 1단추력 220톤, 최초발사 2012년
  • 엡실론, 일본의 기 일본, 무게 91톤, 3단 고체연료, 1단추력 220톤, 최초발사 2013년

이탈리아는 예전에 핵무장을 했다가 비핵화를 선언한 국가이며, 일본은 잠재적 핵보유국으로 평가받는다. 일본의 핵무기 개발 참조.

미노타우르[편집]

미국의 미노타우르 로켓과 비슷하다. 상세제원이 거의 똑같다.

  • 엡실론, 무게 91톤, 길이 24 m, 직경 2.6 m, 4단 고체연료
  • 미노타우르 5호, 무게 89톤, 길이 24 m, 직경 2.6 m, 4단 고체연료

발사 기록[편집]

날짜(UTC) 비행 탑재체 결과
2013년 9월 14일[1] TF1 SPRINT-A (HISAKI) 성공
2016년 12월 20일[2] F2 ERG (ARASE) 성공
2018년 1월 17일[3] F3 ASNARO-2 성공
2019년 1월 18일[4] F4 소형 위성 ×7 개 성공

일본의 우주발사체[편집]

  • 발사 119회, 성공 106회, 성공률 89% (N-I와 H-II의 "일부실패"는 "실패"로 꼽았다.)
  • 현역 로켓의 성공률 96% (H-IIA, H-IIB, Epsilon, SS-520)

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 2.6 91 1500 고체연료 4/4 2013-현역
S SS-520 (개량형) 9.54 0.52 2.6 4 고체연료 1/2 2017-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(202)
H-IIA(204)
53.0
53.0
4.00
4.00
289
443
10000
15000
액체연료 39/40 2001-현역
H-II H-IIB 56.6 5.20 531.0 19000 액체연료 7/7 2009-현역

참조[편집]

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