M-V

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M-V
일반 정보
M-V launching ASTRO-E2.jpeg
ASTRO-EII 위성을 탑재한 뮤파이브 로켓.
용도   고체연료 소형 우주발사체
제작자  ISAS
닛산 자동차 우주항공사업부
IHI 에아로스페스
사용국  일본
제원
전장  30.8 m
직경  2.5 m
중량  137,500 - 139,000 kg
운반궤도 Polar LEO
페이로드 1,300 kg
단수  3 or 4
능력
LEO 페이로드 1,800 kg
발사 역사
상태  Retired
발사장  가고시마 우주센터
총 발사 수  7 (M-V: 4, M-V KM: 3)
성공 수  6 (M-V: 3, M-V KM: 3)
실패 수  1 (M-V)
최초발사일  M-V: 2월 10일 2000년
M-V KM: 2월 12일 1997년
최후발사일  M-V: 9월 22일 2006년
M-V KM: 5월 9일 2003년
1단 로켓 - M-14
엔진  1 Solid
추력  3,780.345 kN
비추력(SI)  246 sec
연소 시간  46 seconds
추진제  Solid
2단 로켓 - M-24
엔진  1 Solid
추력  1,245.287 kN
비추력(SI)  203 sec
연소 시간  71 seconds
추진제  Solid
3단 로켓 - M-34
엔진  1 Solid
추력  294 kN
비추력(SI)  301 sec
연소 시간  102 seconds
추진제  Solid
4단 로켓 - KM-V1
엔진  1 Solid
추력  51.9 kN
비추력(SI)  298 sec
연소 시간  73 seconds
추진제  Solid
2000년 2월 ASTRO-E 위성을 탑재한 M-V 로켓의 모습. 발사에 실패했다

M-V는 일본의 고체연료 우주발사체이다. Mu-5라고도 쓰며, 일본에서는 뮤파이브라고 발음한다. 세계 최대의 고체연료 로켓이다.[1]

1990년에 ISAS에서 150억엔을 들여 개발을 시작했다. 3단 로켓이며, 높이 30.7 m, 직경 2.5 m, 중량 140 t이다. 2t의 화물을 250 km (155 miles) 고도에 올릴 수 있다. M-V는 1800 kg의 인공위성을 지구 저궤도에 올릴 수 있는데, 2005년 무게 510 kg인 하야부사25143 이토카와 소행성에 착륙시켰다.

M-V는 뮤로켓 시리즈의 하나다. 뮤로켓 시리즈는 일본의 고체로켓 개발사업으로서, 우치노우라 우주 센터에서 1966년 부터 2006년까지 진행되었다. 전부 8종류 존재하지만, 실제로 인공 위성을 발사한 것은 6종류다.

M-V는 고체연료 로켓으로는 세계 최고의 성능을 자랑했으나 발사 비용이 57억 엔(약 900억 원)으로 너무 높아 실용성이 떨어졌다. 차세대 소형 로켓 엡실론은 2013년 9월 14일, 우치노우라 우주 센터 에서 발사되었다..

발사 기록[편집]

날짜(UTC) 비행 탑재체 결과
1997년 2월 12일 F1 MUSES-B (HALCA) 성공
F2 LUNAR-A 취소
1998년 7월 4일 F3 PLANET-B (Nozomi) 성공
2000년 2월 10일 F4 ASTRO-E 실패
2003년 5월 9일 F5 MUSES-C (Hayabusa) 성공
2005년 7월 10일 F6 ASTRO-EII (Suzaku) 성공
2006년 2월 22일 F8 ASTRO-F (Akari)
Cute-1.7+APD
SSP
성공
2006년 9월 23일 F7 SOLAR-B (Hinode)
HIT-SAT
SSSAT
성공

일본의 우주발사체[편집]

  • 발사 100회, 성공 88회, 성공률 88% (N-I와 H-II의 "일부실패"는 "실패"로 꼽았다.)
  • 현역 로켓의 성공률 97% (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 27/28 2001-현역
H-II H-IIB 56.6 5.20 531.0 19000 액체연료 4/4 2009-현역

각주[편집]

바깥 고리[편집]

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