엡실론 (로켓)
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1. 개요
엡실론 로켓은 일본의 고체 연료 로켓으로, 우주과학연구소(ISAS)에서 과학 위성 발사를 위해 개발되었다. M-V 로켓의 대체 로켓으로 개발되었으며, 발사 비용 절감과 발사 시스템 혁신을 목표로 했다. 2013년 첫 발사에 성공하여 2022년 6호기 발사 실패를 겪었으며, 엡실론 S로의 전환이 진행 중이다. 엡실론 로켓은 기술적 혁신과 일본 우주 개발에 기여했지만, 탄도 미사일로의 전용 가능성 및 비용 경쟁력 부족에 대한 평가도 존재한다.
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| 엡실론 (로켓) | |
|---|---|
| 개요 | |
 | |
| 기능 | 발사체 |
| 제조사 | JAXA IHI 에어로스페이스 |
| 원산지 | 일본 |
| 대당 가격 | 미화 3900만 달러 |
| 상태 | 활동 중 |
| 발사 장소 | 우치노우라 |
| 발사 횟수 | 6회 |
| 성공 횟수 | 5회 |
| 실패 횟수 | 1회 |
| 부분적 성공 | 0회 |
| 최초 발사 | 2013년 9월 14일 |
| 마지막 발사 | 2022년 10월 12일 |
| 제원 | |
| 높이 | 24.4 m (실험 비행) 26 m (향상형) 27.2 m (엡실론 S) |
| 직경 | 2.5 m |
| 질량 | 91 t (실험 비행) 95.4 t (향상형) ~100 t (엡실론 S) |
| 단수 | 3–4단 |
| 탑재 능력 | |
| 250 x 500 km 궤도 (기본 3단 구성) | 1500 kg |
| 500 km 궤도 (선택 사양 4단 구성) | 700 kg |
| 500 km 궤도 (엡실론 S) | 1400 kg |
| 500 km SSO (선택 사양 4단 구성) | 590 kg |
| 700 km SSO (엡실론 S) | 600 kg |
| 단별 정보 | |
| 1단 (실험 비행/향상형) | SRB-A3 |
| 엔진 | 고체 연료 엔진 1개 |
| 추력 | 2271 kN |
| 비추력 | 284초 |
| 연소 시간 | 116초 |
| 연료 | 해당 없음 |
| 1단 (엡실론 S) | SRB-3 |
| 엔진 | 고체 연료 엔진 1개 |
| 추력 | 2158 kN |
| 비추력 | 283.6초 |
| 연소 시간 | 105초 |
| 연료 | 해당 없음 |
| 2단 (실험 비행) | M-34c |
| 엔진 | 고체 연료 엔진 1개 |
| 추력 | 371.5 kN |
| 비추력 | 300초 |
| 연소 시간 | 105초 |
| 연료 | 해당 없음 |
| 2단 (향상형) | M-35 |
| 엔진 | 고체 연료 엔진 1개 |
| 추력 | 445 kN |
| 비추력 | 295초 |
| 연소 시간 | 129초 |
| 연료 | 해당 없음 |
| 2단 (엡실론 S) | E-21 |
| 엔진 | 고체 연료 엔진 1개 |
| 추력 | 610 kN |
| 비추력 | 294.5초 |
| 연소 시간 | 120초 |
| 연료 | 해당 없음 |
| 3단 (실험 비행) | KM-V2b |
| 엔진 | 고체 연료 엔진 1개 |
| 추력 | 99.8 kN |
| 비추력 | 301초 |
| 연소 시간 | 90초 |
| 연료 | 해당 없음 |
| 3단 (향상형) | KM-V2c |
| 엔진 | 고체 연료 엔진 1개 |
| 추력 | 99.6 kN |
| 비추력 | 299초 |
| 연소 시간 | 91초 |
| 연료 | 해당 없음 |
| 3단 (엡실론 S) | E-31 |
| 엔진 | 고체 연료 엔진 1개 |
| 추력 | 135 kN |
| 비추력 | 약 295초 |
| 연소 시간 | 108초 |
| 연료 | 해당 없음 |
| 4단 (선택 사양) | CLPS |
| 엔진 | 해당 없음 |
| 추력 | 40.8 N |
| 비추력 | 215초 |
| 연소 시간 | 최대 1100초 |
| 연료 | 하이드라진 |
2. 개발 배경 및 역사
엡실론 로켓은 2006년 폐지된 M-V 로켓의 후속기로, 일본 우주항공연구개발기구(JAXA)가 2010년부터 본격적으로 개발을 시작하여 2013년 시험 1호기를 발사한 고체연료 로켓이다.[55][58] 개발의 핵심 목표는 M-V 로켓의 높은 발사 비용(약 7000만달러)을 약 3분의 1 수준(3800만달러)으로 대폭 절감하고[8][9], 발사 준비 기간 단축 및 운용 인력 감축을 통해 간소하고 저렴하며 신속한 발사 준비가 가능한 로켓 시스템을 구축하는 것이었다.[11][12][13][14][15] JAXA의 총 개발비는 2억달러를 초과했다.[9]
엡실론 로켓은 개발 비용 절감과 기간 단축을 위해 기존 로켓의 기술과 부품을 적극 활용했다. 특히 1단 로켓 모터로는 H-IIA 로켓의 고체 로켓 부스터인 SRB-A3를 사용하는데, 이는 미국 노스럽그루먼(구 티오콜)의 캐스터(Castor) 120 모터를 IHI 에어로스페이스가 라이선스 생산한 것이다. 2단과 3단 역시 M-V 로켓의 상단부를 개량하여 사용했다.[10] 이는 일본의 우주 발사체 개발이 미국의 기술과 부품에 상당 부분 의존하고 있음을 보여주는 사례이다. 일부에서는 엡실론 로켓을 미국의 LGM-118 피스키퍼 ICBM과 비교하며 일본의 잠재적 핵 투발 능력으로 거론하기도 하지만, 핵심 부품인 1단 모터가 미국산 라이선스 제품이라는 점에서 일본이 독자적으로 군사적 목적으로 개량하거나 전용하는 데에는 기술적, 정치적 제약이 따른다. 오히려 순수 일본 기술로 개발되었던 M-V 로켓이 이론적으로는 군사적 전용 가능성이 더 높았으나, 비효율적인 운용 시스템과 과도한 1단 추력 등으로 인해 현실성은 낮았다.
엡실론 로켓 개발은 크게 세 단계로 진행되었다.
# 시험기 개발 (2010년~2013년): 기본적인 로켓 시스템을 구축하고 성능을 검증하는 단계로, 2013년 9월 시험 1호기 발사에 성공하며 기술적 토대를 마련했다.
# 강화형 개발 (2013년~2016년): 시험기 발사 성공 이후 위성 발사 수요에 맞춰 성능을 향상시킨 단계이다. 2단 모터를 신규 개발하고 페어링을 확대하는 등 개선을 통해 위성 탑재 능력을 약 30% 향상시켰다.[18][19][60] 2016년 강화형 첫 호기(엡실론 2호기) 발사에 성공했다.
# 엡실론 S 개발 (2020년~현재): H-IIA 로켓의 후속기인 H3 로켓과의 기술 공유(1단 모터 SRB-3 공용화 등)를 통해 발사 비용을 30억엔 이하로 낮추고 성능을 더욱 향상시키는 것을 목표로 한다. 그러나 2단 엔진 개발 과정에서 연소 시험 실패가 거듭되며 개발이 지연되고 있다.[21][22][23]
로켓의 명칭 '엡실론(Ε)'은 람다(Λ), 뮤(Μ) 등 일본 고체 로켓 기술의 계보를 잇는다는 의미에서 그리스 문자가 사용되었다.[61] 공식적으로는 "Evolution & Excellence(기술의 혁신·발전)", "Exploration(우주의 개척)", "Education(기술자 육성)"의 머리글자에서 유래했다고 설명된다. 또한, 시험 1호기 발사 후 기자회견에서는 그리스 문자 엡실론(ε)이 수학에서 작은 숫자를 의미하며, 뮤(M) 로켓을 계승하면서도 차원이 다른 로켓으로 변모했음을 나타내기 위해 뮤(M)를 옆으로 눕힌 모양인 엡실론(ε)으로 명명했다는 비화가 밝혀지기도 했다.[62] 엡실론 S의 'S'는 시너지(Synergy), 속도(Speed), 스마트(Smart), 우수성(Superior), 서비스(Service) 등의 의미를 담고 있다.
엡실론 로켓은 2013년 11월 7일, 공익 재단법인 일본 디자인 진흥회가 주관하는 2013년도 굿 디자인 상에서 금상(경제산업대신상)을 수상했다.[93][64]
2. 1. M-V 로켓 폐지와 엡실론 로켓 개발
M-V 로켓은 우주과학연구소(ISAS, 현 JAXA 우주과학연구소)가 고체 로켓 연구와 과학 위성 발사를 위해 개발했다. 탑재 위성에 맞춰 로켓을 최적화할 수 있다는 장점이 있었지만, 한 번 발사하는 데 약 80억엔이라는 높은 비용과 약 3년의 긴 제조 기간이 필요했다. 이는 간소하고 저렴하며 즉응성이 높은 고체 로켓 본연의 장점을 살리지 못했다. 당시 ISAS의 연간 예산은 약 200억엔으로 일본 전체 우주 개발 예산 중에서는 상대적으로 적은 편이었고, 고비용의 M-V 로켓 때문에 발사 횟수가 제한될 수밖에 없었다.이런 상황에서 ISAS 내부에서는 개발 기간이 짧고 저렴한 소형 위성을 여러 차례 발사해야 한다는 요구가 커졌다. 이에 따라 더 간소하고 저렴하며 즉응성이 높은 소형 로켓 개발이 모색되었다. M-V 로켓의 1단계를 생략하고 2단계부터 킥 모터까지 3단식으로 구성하며, 노즈 페어링에 집중된 전자 장비를 회수하여 재사용하는 'M-V Lite' 안[65]과, M-V 로켓의 기체 구성, 제조 과정, 운용 시스템을 전면 재검토하고 전자 기기를 통합·간소화하며 1단계에 CFRP 일체형 모터 케이스를 채용하는 'M-VA' 안[66] 등이 검토되었다. 소형 위성을 H-IIA 로켓 같은 대형 로켓에 함께 실어 발사하는 방법도 있었지만, 행성 탐사 등 우주 과학 임무는 특수한 궤도가 필요하거나 발사 시기가 한정되는 경우가 많아, 독자적인 소형 로켓의 필요성이 꾸준히 제기되었다.[61]
결정적으로 2006년 9월, M-V 로켓 7호기로 태양 관측 위성 히노데(SOLAR-B)를 발사한 후, 다음 발사 예정이었던 2010년 금성 탐사기 아카츠키(PLANET-C) 발사까지 약 4년의 공백이 생기게 되었다. JAXA는 이 4년간 M-V 로켓 발사대를 유지하는 비용보다 아카츠키 탐사기를 H-IIA 로켓으로 발사하는 것이 더 저렴하다고 판단했고, 결국 M-V 로켓은 7호기 발사를 마지막으로 폐지하기로 결정했다. M-V 로켓 폐지는 2006년 7월 26일에 공식 발표되었다.
M-V 로켓 폐지와 더불어 일본의 고체 로켓 기술 유지를 목적으로 새로운 소형 고체 로켓 개발이 추진되었는데, 이것이 바로 엡실론 로켓이다. 2006년 발표된 초기 개발 계획은 H-IIA 로켓의 고체 로켓 부스터인 SRB-A를 1단으로, M-V 로켓의 3, 4단에 사용된 M-34 모터를 2단으로 사용하는 2단식 로켓 구상이었다.[67] 개발 비용을 억제하기 위해 기존 로켓 부품을 활용하려 했지만, 오히려 비용이 증가할 수 있다는 우려와 함께, 단 1기 발사 후 폐기된 J-I 로켓의 전철을 밟을 수 있다는 비판이 마츠우라 신야 등 일부 전문가들로부터 제기되기도 했다.[68] 또한, M-V 로켓의 존속이나 M-V Lite 실현을 요구하는 목소리가 여전히 존재하던 상황에서 발표된 계획이었다.[68]
엡실론 로켓 개발의 주요 목표 중 하나는 M-V 로켓의 높은 발사 비용(7000만달러)을 절감하는 것이었다.[8] 엡실론 로켓의 목표 발사 비용은 3800만달러 수준으로 설정되었다.[9] JAXA의 개발비는 2억달러를 초과했다.[9] 비용 절감을 위해 엡실론 로켓은 1단으로 H-IIA 로켓에 사용되는 기존의 SRB-A3 고체 로켓 부스터를 그대로 사용한다. 2단과 3단에는 M-V 로켓의 상단부를 활용하며, 더 높은 궤도로 위성을 보내기 위해 선택적으로 4단계를 추가할 수 있다. 이는 1990년대에 개발되었으나 단 한 번의 발사 후 폐기된 J-I 로켓이 H-II 로켓의 부스터와 Mu-3S-II 상단부를 결합했던 것과 유사한 설계 개념이다.[10]
엡실론 로켓은 M-V 로켓보다 발사 준비 시간을 크게 단축할 것으로 기대되었다.[11][12][13] 특히 "이동식 발사 제어" 시스템 도입으로 발사 준비에 필요한 현장 인력이 기존 M-V 로켓의 150명에서 8명으로 대폭 줄어들었다.[14][15] 엡실론 로켓의 전체 질량은 91ton, 높이는 24.4m, 직경은 2.5m이다.[16][17]
한편, M-V 로켓은 1회 발사에 100명 내외의 많은 운용 인력이 필요하고 유도 기능이 없으며, 1단 고체 로켓 모터의 추력이 군사적 용도로 사용하기에는 필요 이상으로 크다는 점에서 무기화는 비현실적이라는 평가를 받았다. 엡실론 로켓 역시 1단 모터인 SRB-A가 미국 티오콜(현 노스럽그루먼)의 캐스터 120 모터를 라이선스 생산한 것이며, 이를 개량한 SRB-A3 역시 마찬가지다. 따라서 일본은 미국의 허가 없이 SRB-A 계열 모터를 독자적으로 개량하거나 무기화 목적으로 전용하기 어렵다는 기술적 한계를 안고 있다. 이는 일본 우주 산업이 미국의 기술과 통제하에 발전해 온 단면을 보여주는 사례로 해석될 수 있다.
2. 2. 시험기 개발 (2010년 ~ 2013년)
엡실론 로켓은 2006년 폐지된 M-V 로켓의 후속기로, 2010년부터 본격적인 개발이 시작되어 2013년 시험 1호기가 발사된 고체연료 로켓이다. 기존 M-V 로켓과 H-IIA 로켓의 기술을 활용하면서도, 새로운 설계와 혁신적인 발사 시스템을 도입하여 간소하고 저렴하며 즉응성이 높은 로켓을 목표로 개발되었다.개발이 시작된 2010년 당시, 2단계 개발을 통해 M-V 로켓의 약 3분의 2 수준의 발사 능력과 3분의 1 수준의 발사 비용(30억 엔 이하) 달성을 목표로 설정했다. 1단계 개발인 시험기 사양의 로켓을 정규 운용할 경우, 발사 비용은 약 38억 엔으로 예상되었다[55][58]。초대 프로젝트 매니저(PM)는 M-V 로켓 PM이었던 모리타 야스히로가 맡았다.
시험기의 표준형 기체는 3단으로 구성된다. 제1단에는 H-IIA 로켓 등에 사용되는 고체 로켓 부스터 SRB-A를 개량한 것을 사용하고, 제2단과 제3단에는 M-V 로켓의 제3단과 킥 스테이지를 개량하여 유용했다.
엡실론(Ε)이라는 이름은 람다(Λ) 로켓, 뮤(Μ) 로켓 등 일본 고체 로켓 기술의 계승이라는 의미를 담아 그리스 문자로 명명되었다[61]。 공식적으로는 "Evolution & Excellence(기술의 혁신·발전)", "Exploration(우주의 개척)", "Education(기술자 육성)"의 머리글자에서 유래했다고 설명된다. 시험 1호기 발사 후 기자회견에서는, 그리스 문자 엡실론(ε)이 수학에서 작은 숫자를 의미하며, 뮤(M) 로켓을 계승하면서도 차원이 다른 로켓으로 변모했음을 나타내기 위해 뮤(M)를 옆으로 눕힌 모양인 엡실론(ε)으로 명명했다는 비화가 밝혀지기도 했다[62]。
개발 배경 및 과정M-V 로켓은 우주과학연구소(ISAS, 현 JAXA 우주과학연구소)가 과학 위성 발사용으로 개발했지만, 발사 비용이 약 80억 엔에 달하고 제조 기간도 3년이나 소요되어 고체 로켓 본연의 장점인 간소함, 저비용, 즉응성을 살리지 못했다. ISAS의 제한된 예산(연간 약 200억 엔) 하에서 고비용의 M-V 로켓은 발사 횟수 제약 요인이 되었다. 이에 ISAS 내부에서는 개발 기간이 짧고 저렴한 소형 위성을 다수 발사할 필요성이 제기되었고, M-V 로켓을 개량하려는 시도(M-V Lite[65], M-VA[66])도 있었다. H-IIA 로켓을 이용한 대형 위성 발사 시 소형 위성을 함께 탑재하는 방법도 있었지만, 행성 탐사 등 독자적인 궤도나 특정 발사 시기가 요구되는 우주 과학 미션에는 독립적인 소형 로켓이 필요했다[61]。
2006년 9월 히노데(SOLAR-B) 위성 발사 후, 2010년 아카츠키(PLANET-C) 발사까지 약 4년의 공백이 생기면서, 이 기간 동안 발사대를 유지하는 비용보다 아카츠키를 H-IIA 로켓으로 발사하는 것이 더 저렴하다는 JAXA의 판단에 따라 M-V 로켓은 7호기를 마지막으로 폐지되었다.
이러한 상황과 일본 고체 로켓 기술 유지 필요성에 따라 새로운 소형 고체 로켓 개발이 추진되었다. 2006년 7월 M-V 로켓 폐지 발표와 함께 SRB-A와 M-34 모터를 기반으로 하는 2단식 차기 고체 로켓 개발 계획이 제시되었으나[67], 기존 기술 조합으로 인해 오히려 비용이 증가할 수 있다는 비판적 시각도 존재했다[68]。
2007년 8월, 우주 개발 위원회는 '개발 연구' 단계로의 이행을 승인했다[69][70][71]。 이때 승인된 계획은 당초 안에서 3단식으로 변경되었고, 신기술과 혁신적인 발사 시스템 채용을 통해 비용 효율성을 높이는 방향으로 수정되었다[72][73]。 초기에는 2012년 발사를 목표했으나[74][75], '개발' 단계로의 이행이 지연되면서 초호기 발사는 2013년 이후로 연기될 전망이었다.
2010년 8월, GX 로켓 개발 중단 결정 후, 기존 기술 활용도를 높이는 방향으로 개발 계획이 다시 수정되었고[76], 차기 고체 로켓 명칭이 '엡실론 로켓'으로 확정되면서 '개발' 단계로의 이행이 최종 승인되어 시험기 개발이 본격적으로 시작되었다[58][77]。 이 수정안은 개발 기간을 단축시켜 2013년 여름, 초호기로 행성 분광 관측 위성 히사키를 발사하는 것을 목표로 하게 되었다. 개발 비용은 205억 엔으로 책정되었으며, 시험기 사양 로켓의 정규 운용 시 1기당 발사 비용은 약 38억 엔으로 예상되었다. 시험기의 발사 능력은 저궤도(근지점 고도 250km, 원지점 고도 500km)에 1,200kg, 태양 동기 궤도(고도 500km)에 450kg이었다.
발사장 선정개발 초기, 엡실론 로켓의 발사장은 확정되지 않았다. 가장 큰 문제는 제1단으로 사용될 SRB-A 부스터였다. 추진제가 충전된 상태의 SRB-A는 법규상 육상 운송이 불가능했기 때문이다[78]。 과거 M-V 로켓은 제1단 모터를 분할하여 우치노우라 우주 공간 관측소로 운반 후 조립하는 방식으로 법규를 피했고, H-IIA 로켓은 다네가시마 우주 센터 내의 설비에서 SRB-A 추진제를 충전했다. 엡실론 로켓을 우치노우라에서 발사하기 위해서는 다네가시마에서 우치노우라까지 SRB-A를 해상 운송하거나, 우치노우라에 새로운 추진제 충전 설비를 건설해야 하는 문제가 있었다.
다네가시마 우주 센터에서 엡실론 로켓을 발사하는 방안도 검토되었으나, 이 경우 우치노우라 우주 공간 관측소의 역할 축소 및 존속 문제, 그리고 발사 방위각 제한으로 인한 위성 궤도 투입 능력 감소 등의 단점이 지적되었다.
2008년경 SRB-A 운송 문제에 대한 해결 방안이 마련되었고[79], JAXA 내부에서는 우치노우라 우주 공간 관측소 내에서의 구체적인 발사장 위치 선정을 위한 검토가 시작되었다. 람다 로켓 발사대 부근에 신설하는 안[80], 뮤 로켓 발사대와 람다 로켓 발사대 사이에 신설하는 안[81], 기존 뮤 로켓 발사대를 개수하여 사용하는 안 등 세 가지 방안이 논의되었다. 이 과정에서 가고시마현 우주개발촉진협의회 등 지역 사회는 지속적으로 우치노우라 발사를 정부에 건의했다[82]。
2011년 1월 12일, JAXA는 최종적으로 엡실론 로켓의 발사장을 우치노우라 우주 공간 관측소로 결정하고, 기존의 뮤 로켓 발사 시설(Mu Center)을 개수하여 활용하기로 공식 발표했다[52][53]。
엡실론 로켓은 2013년 11월 7일, 공익 재단법인 일본 디자인 진흥회가 주관하는 2013년도 굿 디자인 상에서 금상(경제산업대신상)을 수상했다[93][64]。
2. 3. 강화형 개발 (2013년 ~ 2016년)
엡실론 1호기(실증 비행)의 성공적인 발사 이후, 계획된 탑재체인 ERG와 ASNARO-2 위성을 발사하기 위한 성능 향상 계획이 수립되었다.[18] 강화형 개발은 이러한 요구에 부응하기 위해 시작되었다.개발 초기에는 시험기 개발 후 단계적으로 성능을 향상시키는 계획(E-X, E-I´, E-I)이 있었으나[103], 최종적으로는 ERG 발사를 위한 '2호기 대응 개발'과 ASNARO-2 발사를 위한 '고도화 개발' 계획이 통합되어 2014년(헤이세이 26년)부터 '강화형 개발'이 시작되었다. 강화형 사양은 2016년(헤이세이 28년) 발사된 2호기(ERG 탑재)부터 적용되었다. ERG를 탑재한 2호기는 강화형 기본 형태의 첫 번째 발사였고, ASNARO-2를 탑재할 3호기는 강화형 옵션 형태의 첫 번째 발사가 될 예정이었으며, 이들 발사 비용은 시험기와 비슷한 수준으로 책정되었다.[104]
'''개선 목표 및 요구 사항'''[18][104]
- 저궤도(근지점 고도 250km, 원지점 고도 500km) 투입 능력: 1.5ton (카탈로그 성능 기준)[19]
- 태양 동기 궤도(고도 500km) 투입 능력: 시험기의 450kg에서 약 30% 향상된 590kg 이상
- 페어링의 위성 포괄 영역 15% 확대
'''주요 기술적 개선 사항'''
- 제2단 모터 변경: 기존 M-34c 모터를 대체하여 신형 M-35 모터를 개발했다.[54]
- 모터 직경을 2.2m에서 2.5m로 확대하고, 추진제 양을 약 11ton에서 15ton으로 증량했다.
- 추진제 성분 중 알루미늄 분말을 SRB-A와 공통화하고, 연소 속도 조정 방식 및 충전 형상을 변경하여 비용 절감을 도모했다.
- 모터 케이스는 CFRP로 제작되었으며, 설계 계수(안전 계수)를 기존 1.5에서 1.25로 낮춰 경량화했다. (동일 크기 대비 20% 경량화 가능)
- 모터 케이스와 추진제 사이의 단열·수밀·기밀 구조를 단층화하여 추가적인 경량화를 이루었다.
- M-35 모터의 첫 연소 시험은 2015년 12월 21일 노시로 로켓 실험장에서 성공적으로 수행되었다.[105]
- 페어링 최적화: 제2단 모터(M-35)를 페어링 외부에 노출시키는 설계를 채택하여 페어링 길이를 최적화하고 위성 탑재 공간을 확대했다.[106][107][108]
- 장비 간소화 및 경량화: 제2단과 제3단의 장비를 간소화하고, 제3단 기기 탑재 구조와 전력 시퀀스 분배기를 소형·경량화했다. 특히 전력 시퀀스 분배기는 반도체 릴레이를 새로 개발하여 기존 기계식 릴레이 대비 무게를 절반으로 줄였다(12kg 이상 경량화).[54]
- 제3단 모터 개량: 제3단 모터는 시험기의 KM-V2b를 개량한 KM-V2c를 사용한다.[54]
- 신전 노즐 폐지: 제2단과 제3단 모두 신전 노즐(Extendible Nozzle)이 폐지되었다.[54]
- PBS(포스트 부스트 스테이지) 개선 (옵션): 강화형 옵션 형태(3호기부터 적용)의 PBS는 신뢰성 향상을 위해 추진제 탱크를 3개에서 1개의 대형 탱크로 변경하고, 가압 가스로 질소 대신 헬륨을 사용한다. 또한, 제3단 연소 중 자세 제어를 담당했던 PBS 부속 램 라인 추진계를 삭제하고, 해당 기능은 PBS 자체적으로 수행하도록 변경되었다.[109]
'''강화형 엡실론 제원'''[7][20]
- 높이: 26m
- 직경: 최대 2.6m, 페어링 2.5m
- 질량: 95.4ton (표준) / 95.7ton (PBS 옵션 포함)
2. 4. 엡실론 S 개발 (2020년 ~ 현재)
H-IIA 로켓이 퇴역하고 H3 로켓으로 대체될 예정임에 따라, 기존 엡실론 로켓 역시 새로운 버전인 '''엡실론 S'''로 개량될 계획이다. 2016년 개정된 우주 기본 계획 공정표에서는 H3 로켓과의 시너지 효과를 통해 개발 비용을 절감하는 방안이 명시되었으며, 실용기 가격을 30억엔 이하로 낮추는 것을 목표로 설정했다.2020년 3월, JAXA는 프로젝트 이행 심사를 거쳐 '입실론 S 로켓 프로젝트 (Epsilon S Launch Vehicle Project|엡실론 S 론치 비클 프로젝트eng)'를 공식화하고, 통칭 '''입실론 S''' (Epsilon S|엡실론 Seng)로 명명했다. 2020년부터 개발이 시작되었으며, 당초 2023년도에 실증기 발사를 목표로 했다. 개발 예산은 138억엔(실증기 제조·발사 비용 제외)으로 예상되었다.
엡실론 S는 기존 엡실론 로켓과 비교하여 다음과 같은 주요 변경 사항을 가진다.
- 1단: H3 로켓의 고체 로켓 부스터인 SRB-3를 기반으로 한다. (단, H3용은 노즐 고정식, 엡실론 S용은 노즐 가동식이다). 2020년 2월 SRB-3의 제3회 지상 연소 시험에서는 엡실론 S에서 사용될 추력 방향 제어(TVC) 기능 시험도 함께 이루어졌다.
- 3단: M-V 로켓의 3단을 기반으로 했던 기존 엡실론과 달리 새롭게 설계된다. 스핀 안정화 방식 대신 추력 방향 제어(TVC)를 통한 3축 안정화 방식을 채택하며, 추진제 양은 기존의 약 2배인 약 5.0톤으로 증가한다. 이로 인해 로켓 전체 길이는 기존 강화형보다 1m 늘어난 약 27.2m가 된다.[111] 또한, 위성 수령부터 발사까지의 기간을 10일 이내로 단축하기 위해, 페어링 외부에 3단 모터와 아비오닉스를 배치하는 구조로 변경되었다.
- 포스트 부스트 스테이지 (PBS): 기존 엡실론에서는 선택 사양이었으나, 엡실론 S에서는 필수 구성 요소가 된다.
- 아비오닉스: H3 로켓과 일부 부품을 공통화하여 개발 효율성과 비용 절감을 도모한다.
엡실론 S의 성능 목표는 태양 동기 궤도(SSO, 350km ~ 700km)에 600kg 이상, 저궤도(LEO, 500km)에 1400kg 이상의 탑재체 발사 능력을 확보하는 것이다.[112] 또한 복수 위성 발사 지원, 궤도 투입 정밀도 향상(고도 오차 ±15km 이하, 궤도 경사각 오차 ±0.15도 이하), 발사 유연성 증대(3개월 내 2회 발사 가능), 발사 3시간 전까지의 레이트 액세스(Late Access) 가능 등을 목표로 한다.
그러나 개발 과정에서 난관에 부딪혔다. 2023년 7월 14일, 아키타현 노시로 시험장에서 진행된 2단 엔진 지상 연소 시험 중 점화 57초 만에 폭발 사고가 발생했다.[21][113][114] JAXA는 2023년 12월, 실패 원인을 "점화 장치의 금속 부품 용융 및 산란"으로 인한 추진제와 단열재 손상으로 규명하고[22], 단열재 설계를 변경하는 등의 대책을 마련했다.[115] 하지만 2024년 11월 26일에 실시된 2단 엔진 재시험에서도 점화 49초 만에 예상보다 높은 연소 압력으로 인한 이상 연소가 발생하며 다시 폭발했다.[23][116] JAXA는 이를 심각하게 받아들여 당일 대책팀을 설치했으며[117], 12월 25일 회견에서 모터 케이스 후방에서 연소 가스 누출과 폭발이 일어났을 가능성을 시사하는 데이터가 확인되었다고 밝혔다.[118] 이로 인해 추가적인 연소 시험이 불가피해졌으며, 당초 목표했던 2024년 내 발사는 불가능하게 되었다.[118]
3. 기술적 특징
엡실론 로켓은 기술적으로 미국의 영향을 받은 측면이 있다. 액체연료를 사용하는 일본의 H-2A/B 및 H3 로켓이 미국의 델타를 기반으로 개발된 것처럼, 고체연료를 사용하는 엡실론 로켓 역시 미국의 LGM-118 피스키퍼 대륙간 탄도 미사일(ICBM)과 유사한 구성을 가진다. 이는 일본의 우주 개발이 미국의 기술 통제 하에 이루어져 왔음을 보여주는 사례로 해석될 수 있다.
엡실론 로켓의 핵심 부품인 1단 고체로켓모터 SRB-A는 일본 IHI 에어로스페이스가 미국 티오콜(현재 노스럽그루먼)의 캐스터(Castor) 120 모터 기술을 라이선스 생산한 것이다. 이후 추력을 220톤급으로 개량한 SRB-A3 역시 라이선스 생산품으로, 엡실론 로켓에 사용된다. 이는 LGM-118 피스키퍼의 1단 모터와 동일한 수준이다.
- LGM-118 피스키퍼 (미국): 무게 88.45톤, 3단 고체연료, 1단 추력 220톤, 최초 발사 1983년
- 엡실론 (일본): 무게 91톤, 3단 고체연료, 1단 추력 220톤, 최초 발사 2013년
일부 언론에서는 엡실론 로켓을 일본의 잠재적인 핵무기 운반 수단으로 언급하기도 하지만, 1단 모터가 미국산 라이선스 생산품이라는 점에서 한계가 명확하다. 일본은 미국의 허가 없이 SRB-A 모터를 자유롭게 개량할 수 없으며, 특히 무기화를 위한 대대적인 개량은 불가능하다. 오히려 과거 일본이 독자 개발했던 M-V 로켓이 기술적으로는 핵 투발 가능성이 더 높았다고 볼 수 있으나, 비현실적인 운용 방식(과도한 인력, 이동식 발사 불가 등)으로 인해 실제 무기화와는 거리가 멀었다.
엡실론 로켓 개발은 발사 비용 절감을 중요한 목표로 삼아, 2011년 시점에서는 발사 비용을 30억엔 이하로 낮추는 것을 목표로 했다.[58] 이를 위해 기체 구조, 전자 기기, 발사 시스템 전반에 걸쳐 획기적인 저비용화를 추구했다.[58][83]
3. 1. 로켓 구성 및 제원
엡실론 로켓은 JAXA가 M-V 로켓을 대체하기 위해 개발한 고체연료 기반의 소형 발사체이다. M-V 로켓은 과학 위성 발사용으로 개발되었으나, 발사 비용이 약 80억엔에 달하고 제조 기간이 3년이나 소요되어 고체 로켓 본연의 장점인 간소함, 저렴함, 즉응성을 살리지 못하는 문제가 있었다.[61] 이에 JAXA는 M-V 로켓의 발사 비용(7000만달러)을 절반 이하로 줄이는 것을 목표로 엡실론 로켓 개발을 시작했다.[8] 엡실론 로켓의 발사 비용은 발사당 3800만달러 수준으로 예상되었으며,[9] 개발비는 2.05억엔가 투입되었다.엡실론 로켓은 발사 시스템 혁신을 통해 발사 준비 기간과 운용 인력을 크게 줄였다. "이동식 발사 제어" 기능을 도입하여 발사 현장에 필요한 인원이 기존 150명에서 8명으로 감소했으며,[14][15] 로켓 제작부터 발사까지의 기간은 1년 이내, 발사장 설치부터 발사 완료까지는 7일, 위성 최종 탑재부터 발사까지는 3시간을 목표로 했다.[58][101]
=== 시험기 ===
엡실론 시험기의 제원은 다음과 같다.[16][17]
- 총 질량: 91ton
- 높이: 24.4m
- 직경: 2.5m
- 궤도 투입 능력:
- 저궤도(LEO, 250km × 500km): 1,200 kg
- 태양 동기 궤도(SSO, 500km × 500km): 450 kg
==== 1단 ====
H-IIA 로켓의 고체 로켓 부스터로 사용되는 SRB-A3를 개량하여 사용한다. SRB-A 계열 모터는 일본 IHI 에어로스페이스가 미국의 티오콜(현 노스럽 그러먼)사로부터 캐스터(Castor) 120 모터(추력 160톤급) 기술을 도입하여 라이선스 생산한 것이다. 이후 추력을 220톤급으로 개량한 SRB-A3 역시 라이선스 생산품으로, 이는 엡실론 로켓의 핵심 기술 일부가 미국의 기술에 의존하고 있음을 보여준다.
==== 2단 ====
M-V 로켓의 3단 모터였던 M-34b를 개량한 M-34c 모터를 사용한다. 모터 케이스는 CFRP 복합재로 제작되었으며, 기존의 오토클레이브 성형 대신 오븐 경화 성형 공정을 적용하여 성능 향상과 비용 절감을 동시에 추구했다.[98]
==== 3단 ====
M-V 로켓 5호기에 사용된 킥 스테이지(Kick Stage) KM-V2를 개량한 KM-V2b 모터를 사용한다.
==== PBS (Post Boost Stage) ====
더 높은 정밀도의 궤도 투입을 위해 선택적으로 추가되는 4단에 해당한다. 시험기의 PBS는 3개의 추진제 탱크를 사용하며, 가압 가스로는 질소를 사용했다.
=== 강화형 ===
시험기 발사 성공 이후, ERG 위성과 ASNARO-2 위성 발사 임무를 수행하기 위해 성능 개선이 이루어졌다.[18] 주요 개선 목표는 다음과 같다.[18]
- 원지점 고도 ≧ 28700km (여름 발사), ≧ 31100km (겨울 발사) 궤도에 365 kg 탑재체 투입
- 태양 동기 궤도 (500km)에 ≧ 590 kg 탑재체 투입
- 더 큰 페어링 제공
강화형 엡실론의 최종 제원은 다음과 같다.[7][20]
- 높이: 26m
- 직경: 최대 2.6m (페어링 2.5m)
- 질량: 95.4ton (표준) / 95.7ton (PBS 포함)
- 궤도 투입 능력:[19]
- 저궤도(250km × 500km): 1.5 t
- 태양 동기 궤도(500km × 500km): 0.6 t
==== 주요 변경점 ====
- 2단: M-35 모터를 새로 개발하여 적용했다. M-35는 기존 M-34c보다 직경을 2.2m에서 2.5m로 확대하고 추진제를 약 11톤에서 15톤으로 늘렸다. 모터 케이스의 CFRP 설계 계수를 1.5에서 1.25로 낮추고 단열/수밀/기밀 구조를 단층화하여 경량화를 달성했다.[54] 또한, 페어링 외부에 2단 모터가 노출되도록 설계를 변경하여 페어링 길이를 최적화하고 위성 탑재 공간을 15% 확대했다.[106][107][108] 2단과 3단의 신전 노즐은 폐지되었다.[54]
- 3단: KM-V2b를 개량한 KM-V2c를 사용한다. 전력 시퀀스 분배기에 반도체 릴레이를 새로 개발하여 적용함으로써 12kg 이상 경량화했다.[54]
- PBS: 3호기부터 적용된 강화형 PBS는 신뢰성 향상을 위해 1개의 대형 추진제 탱크를 사용하고 가압 가스로 헬륨을 사용한다. 시험기에서 3단 연소 중 자세 제어를 담당했던 램 라인 추진계는 삭제되고, PBS 자체적으로 궤도 오차를 수정하도록 변경되었다.[109]
=== 엡실론 S ===
H-IIA 로켓이 퇴역하고 H3 로켓이 도입됨에 따라, H3 로켓과의 부품 공용화 등을 통해 효율성을 높인 후속 기종 '''엡실론 S'''가 개발 중이다.
==== 주요 변경 사항 ====
- 1단: H3 로켓의 고체 로켓 부스터인 SRB-3를 기반으로 한 모터를 사용한다 (H3용은 노즐 고정식, 엡실론 S용은 노즐 가동식).
- 3단: M-V 로켓 기반이었던 기존 3단과 달리 완전히 새롭게 설계된다. 추진제 양이 강화형의 약 2배인 약 5.0톤으로 증가하며, 자세 제어 방식도 스핀 안정 방식에서 추력 방향 제어 (Thrust Vector Control, TVC) 방식으로 변경된다.
- PBS: 선택 사항이었던 기존과 달리 필수 구성 요소가 된다.
- 구조: 위성 수령부터 발사까지 기간을 10일 이내로 단축하기 위해, 3단 모터와 아비오닉스가 페어링 외부에 탑재되도록 변경되었다. 이는 로켓 본체 조립 및 점검 완료 후 위성을 탑재할 수 있게 한다.
- 아비오닉스: H3 로켓과 일부 부품을 공통으로 사용한다.
- 제원: 전체 높이는 약 27.2m로 강화형보다 1m가량 길어지고,[111] 총 질량은 약 99t으로 증가한다.
==== 목표 성능 ====[112]
- 태양 동기 궤도(350km~700km): ≧ 600 kg
- 저궤도(500km): ≧ 1,400 kg
- 궤도 투입 정밀도: 고도 오차 ±15 km 이하, 궤도 경사각 오차 ±0.15도 이하
- 발사 유연성: 3개월 내 2기 발사 가능, 발사 3시간 전까지 위성 접근(Late Access) 가능
==== 개발 현황 ====
엡실론 S의 첫 발사는 당초 2023년으로 계획되었으나, 개발 과정에서 난항을 겪고 있다. 2023년 7월 14일, 2단 모터의 지상 연소 시험 중 점화 장치 부품이 녹아내리는 문제로 실패했으며,[21][22] 2024년 11월 26일에 실시된 재시험 역시 점화 49초 만에 실패했다.[23]
=== 제원 비교 ===
| 형식 | M-V | J-I 1호기 | 엡실론 시험기 | 엡실론 강화형 (2호기) | 엡실론 강화형 (3호기) |
|---|---|---|---|---|---|
| 전체 높이 | 30.8m | 33.1m | 26m | 26m | 26m |
| 직경 | 2.5m | 1.8m | 2.6m | 2.6m | 2.6m |
| 중량 | 140.4ton | 88.5ton | 91ton | 95.4ton | 95.6ton |
| 유도 방식 | 관성 유도 | 전파 유도 | 관성 유도 | 관성 유도 | 관성 유도 |
| 저궤도 궤도 투입 능력 | 1,850 kg | 870 kg | 1,200 kg | 1,500 kg | 1,500 kg |
| 페이로드 비 | 1.32 % | 0.98 % | 1.32 % | 1.57 % | 1.57 % |
| 발사 비용 | 75억엔 | 43억엔 | 53억엔 | 50억엔 [155] | 45억엔[156] |
| kg당 발사 비용 | 405만엔/kg | 488.99999999999994만엔/kg | 442만엔/kg | 333만엔/kg | 300만엔/kg |
- '''주:''' M-3SII, J-I 2호기 등 일부 비교 대상은 제외함. 표의 값은 참조된 소스 기준임.
3. 2. 혁신적인 발사 시스템
M-V 로켓 개발 당시에는 로켓 대형화와 발사 능력 증강에 집중한 결과, 항공전자공학이나 지상 설비 등 발사 시스템은 구형 방식을 크게 벗어나지 못했다. 운용 중 시스템 개선이 검토되었으나 실현되지 못한 채 운용이 종료되었고, 이 때문에 엡실론 로켓 개발에서는 발사 시스템의 혁신이 중요한 과제로 부각되었다. 엡실론 로켓은 "저렴하고 사용하기 편리한 소형 위성 발사체"인 동시에, 모바일 관제와 같은 혁신 기술을 실용화하여 H-IIA 로켓이나 미래의 주력 로켓(예: H3 로켓)에 적용하기 위한 "혁신적인 로켓 기술의 시험대" 역할도 맡았다[88][89]。엡실론 로켓은 기존 H-IIA 로켓 등에서 사용하던 탑재 전자 기기 간 일대일 연결 방식 대신, LAN과 유사한 시리얼 버스 연결을 통해 시스템을 간소화했다. 여기에 새로 개발한 탑재 점검 시스템과 간소화된 지상 설비를 네트워크로 연결하고 자율 점검 기능을 도입했다. 이를 통해 소수의 인원과 몇 대의 PC만으로 로켓 발사 전 점검 및 관제가 가능해졌는데, 이를 "모바일 관제"라고 부른다[92]。
발사 전 점검 작업은 약 2,000개 항목에 달하며, 컴퓨터 제어로 전환되기 직전 70초 동안에도 약 300개 항목을 점검해야 했다. 기존에는 수십 명의 인원이 몇 시간이 걸려 수행하던 이 작업이 새로운 시스템에서는 단 70초 만에 완료될 수 있다[93]。 이론적으로는 컴퓨터 보안 문제를 고려하지 않는다면 인터넷을 통해 전 세계 어디서든 PC 한 대로 모든 관제가 가능할 정도이다[94]。
하지만 소수의 PC로 관제를 집중하는 방식은 위험성도 내포한다. 관제용 PC 단 한 대의 오작동이나 컴퓨터 바이러스 감염, 크래킹으로 인한 프로그램 변조가 치명적인 문제로 이어질 수 있다[95]。 이중화를 위해 두 대의 PC로 관제를 수행하지만, 수십 대의 PC로 분산 관리하던 기존 시스템에 비해 위험성이 높다는 지적도 있다[96]。
새롭게 개발된 탑재 점검 시스템에는 기체에 탑재되어 발사대 정비 중 기체 상태를 감시하는 ROSE(Responsive Operation Support Equipment)와, 화공품 회로의 건전성을 점검한 뒤 발사 전에 제거하여 반복 사용하는 MOC(Miniature Ordnance Circuit Checker) 등이 포함된다[102]。
또한, 차세대 우주 기기용 네트워크 규격으로 국제 표준화가 진행 중인 SpaceWire를 도입하여 기기 간 호환성을 높였다. 이를 통해 기체 구성 변경이나 부품 단종 문제에 더 유연하게 대응할 수 있게 되었다.
발사장 작업 역시 간소화되었다. 제1단 로켓은 모터 케이스와 노즐을 공장에서 완전히 조립한 상태로 발사장에 반입하며(기존에는 분리된 상태로 반입 후 현장 조립), 제2단 이상도 가능한 한 공장에서 조립된 상태로 운반한다. 이러한 시스템 혁신과 작업 간소화를 통해 발사장 준비 기간과 투입 인원을 대폭 줄여, 고체 로켓 본연의 장점인 "단기간의 간소한 발사"를 실현했다. 이는 M-V 로켓에서는 충분히 활용되지 못했던 부분이다. 엡실론 로켓과 M-V 로켓의 주요 차이는 다음과 같다[58]。
| 항목 | 엡실론 로켓 | M-V 로켓 |
|---|---|---|
| 로켓 제작 기간 (수주부터 발사까지) | 1년 이내 | 3년 |
| 발사장 작업 일수 (제1단 발사대 설치부터 발사 다음 날까지) | 7일[101] | 42일 |
| 위성 최종 접근부터 발사까지 | 3시간 | 9시간 |
M-V 로켓까지는 발사대에서 바다를 향해 비스듬히 발사하는 경사 발사 방식을 사용했다. 이는 최소한의 유도 기능으로 무유도 중력 턴을 이용하거나, 제1단 로켓 이상 연소 시 로켓을 바다로 확실히 보내기 위한 목적이었다. 하지만 대형 고체 로켓의 경사 발사는 연기 배출구를 설치할 수 없어 발사 순간의 분사 반사파 충격이 위성에 큰 부담을 주고, 발사대 이탈 시 발사대 처짐(수십 cm에 달함)에서 해방되면서 발생하는 진동 문제, 발사대 활주 시 마찰 저항 등의 단점이 있었다.
엡실론 로켓은 충분한 유도 제어 능력을 갖추고 있으며, 제1단에 사용 실적이 풍부하고 신뢰성이 검증된 SRB-A를 사용하므로 이상 연소 우려가 적어 경사 발사의 필요성이 줄었다. 이에 따라 기존의 뮤 런처를 개수하여 수직 발사가 가능하도록 하고, 발사대 하부에는 효과적인 연기 배출구를 설치했다. 또한 M 정비 타워 등 기존 설비를 최대한 활용하여 발사 장치를 정비했다.
3. 3. 위성 탑재 환경 개선
엡실론 로켓은 위성 탑재 환경을 개선하기 위한 노력을 기울였다. 1단 모터인 SRB-A에서 발생하는 연소 진동으로 인한 영향을 줄이기 위해, 일본 로켓 최초로 제진 기구가 개발되어 위성 바로 아래에 설치되었다.[93] 이 제진 기구는 가동 노즐용 플렉시블 조인트 기술을 응용하여, 2중 원통 구조를 적층 고무로 결합하는 방식으로 제작되었다.또한 발사 직후 로켓 분사 시 발생하는 높은 소음이 지면에 반사되어 위성에 영향을 미치는 문제를 해결하기 위해, 화염 편향판이나 연도(煙道)를 새로 설치하는 등 발사 지점 주변의 구조를 개선했다. 이를 통해 액체 로켓 수준의 외부 음향 환경을 목표로 했으며, 결과적으로 M-V 로켓에 비해 소음을 10분의 1 이하로 줄였다.[100][93]
위성을 보호하는 페어링 역시 개선되었다. 제조 과정에서는 반각 일체 제조 방식과 시트 부착식 단열재를 도입했으며, 운용 측면에서는 액세스 도어 닫는 시간을 단축하고 발사 후 회수가 필요 없는 수몰식 기술을 적용했다.
3호기부터는 기반 로켓 고도화 개발의 일환으로 '위성 탑재 환경 완화' 기술이 적용되었다. 기존에는 화공품을 이용해 체결 볼트를 절단하는 볼트 커터 방식으로 위성을 분리했지만, 3호기부터는 새로 개발된 저충격형 위성 분리 기구를 사용하여 전기적으로 래치 기구를 열어 위성을 분리하는 방식으로 변경되었다.[109]
4. 발사 기록 및 성과
엡실론 로켓은 이전에 M-V 로켓이 사용했던 우치노우라 우주 공간 관측소의 발사대에서 발사된다. SPRINT-A 과학 위성을 탑재한 첫 비행은 2013년 9월 14일 05:00 UTC에 이루어졌으며[169], 이 첫 발사 비용은 약 3800만달러였다.[24]
엡실론 로켓의 초기 버전은 최대 500kg의 저궤도 운반 능력을 가졌고[26][27], 운용 버전(강화형)은 약 1200kg을 250km × 500km 궤도에, 또는 700kg을 하이드라진 연료를 사용하는 추가 단계를 통해 500km 원형 궤도에 투입할 수 있는 성능을 목표로 한다.[9]
4. 1. 발사 기록
05:00:00[169]11:00:00[170][29]
21:06:11[171][31]
00:50:20[172][33]
(MicroDragon, RISESAT, ALE-1, OrigamiSat-1, AOBA-VELOX-IV, NEXUS)
00:55:16[173][35][36]
(HIBARI, Z-Sat, DRUMS, TeikyoSat-4, ASTERISC, ARICA, NanoDragon, KOSEN-1)
00:50:43[174][37][133]
(MAGNARO, MITSUBA, KOSEN-2, WASEDA-SAT-ZERO, FSI-SAT)