H-I

1. 개요

H-I 로켓은 1986년부터 1992년까지 총 9번 발사된 일본의 3단 로켓이다. N-II 로켓의 기술을 기반으로 개발되었으며, 1단은 MB-3-3 엔진, 2단은 LE-5 엔진, 3단은 UM-129A 고체 로켓 모터를 사용했다. 6개 또는 9개의 고체 로켓 부스터를 장착했으며, 델타 로켓의 페어링을 수입했다. H-I 로켓은 일본의 우주 개발 기술력을 향상시키는 데 기여했으며, 2단 LE-5 엔진 개발은 H-II 로켓 개발의 기반이 되었다. H-I 로켓의 성공적인 운용은 H-II 로켓 개발로 이어졌으며, 800kg급 발사 능력을 가진 H-IB 로켓 개발 계획은 중단되었다.

2. 개발 배경

1970년대 일본은 N 로켓을 운용했으나, 발사 능력 부족으로 더 강력한 로켓 개발이 필요했다. 이에 1975년부터 새로운 로켓 개발을 위한 조사 연구가 시작되었다. 새로운 로켓은 1980년대 초부터 10년 이상 주력 로켓으로 사용하고, 정지 궤도에 500~800kg의 인공위성을 발사할 수 있어야 했다. 또한, 자체 기술을 최대한 활용하고, 1980년대 후반의 우주 수송 시스템 기술 기반을 축적하는 것을 목표로 했다.

H-I 로켓은 미국의 델타 로켓 기술을 일부 블랙 박스 조건으로 도입하여 개발되었다. 제2단과 제3단 로켓 및 관성 유도 장치를 국산화했으며, 델타 로켓 기술을 도입한 로켓 중 국산화율이 가장 높았다. N-II 로켓의 국산화율은 54%에서 61%였던 반면, H-I 로켓에서는 78%에서 98%까지 향상되었다. H-I 로켓은 차세대 H-II 로켓으로 가는 중요한 단계였지만, 제1단은 자체 기술로 개발되지 않았기 때문에 N-I 로켓이나 N-II 로켓과 마찬가지로 델타 로켓의 아종으로 분류된다.

제2단용으로 액체 산소와 액체 수소를 추진제로 하는 LE-5형 엔진을 자체 기술로 개발할 수 있었던 것은, 차세대 H-II 로켓의 제1단용 LE-7형 엔진 개발에 중요한 기반이 되었다. LE-5 엔진 개발 경험은 LE-7 엔진 개발 난이도를 낮추는 데 기여했다.

1981년에 개발이 시작되어, 1986년 8월 13일 H-I 시험기(제1호기) 발사에 성공했다. 1992년까지 총 9기를 발사하여 모두 성공했으며, "사쿠라", "해바라기", "백합" 등 실용 정지 궤도 위성 발사를 성공적으로 수행했다. 또한, 여러 위성의 동시 발사 기술도 습득했다.

관계 기관에서는 H-IA라고도 불렀으며, 후계기로 정지 궤도에 800kg의 발사 능력을 가진 H-IB 로켓(후술)을 개발할 예정이었다. 그러나 2t급 정지 위성 수요 증가와 국내 기술 진보로 인해 H-IB 로켓 계획은 중단되고, H-II 로켓 개발로 이어졌다.

2.1. 개발 계획 논쟁

1975년부터 N 로켓의 발사 능력 부족을 해결하기 위해 다음과 같은 기본 틀을 바탕으로 조사 연구가 시작되었다.

# 1980년대 초부터 10년 이상 주력 로켓으로 사용할 수 있을 것.
# 정지 궤도에 500~800kg의 인공위성을 발사할 수 있을 것.
# 1980년대 후반의 우주 수송 시스템 기술 기반을 축적할 수 있을 것.
# 원칙적으로 자체 기술을 사용할 것.

이 연구에서 상단 부분의 구성 요소는 거의 결정되었지만, 1단을 어떻게 할 것인가가 쟁점이 되었다. 1단을 새로 개발하면 개발 일정을 맞추기 어렵고, N-II 로켓의 1단을 활용하면 발사 능력이 부족하다는 문제가 있었다. 최종적으로 N-II의 1단을 유용하여 500kg급 로켓(H-IA, 후의 H-I)을 먼저 개발하고, 이후 800kg급 로켓(H-IB)을 개발하는 계획이 결정되었다. H-IB 로켓은 계획이 중지되었고, H-II 로켓 개발로 이어졌다.

3. 구성 및 제원

H-I 로켓은 3단 로켓으로, 액체 로켓 엔진과 고체 로켓 부스터를 함께 사용했다. 1단은 미국의 델타 로켓 기술을 기반으로 한 MB-3-3 엔진을 사용했고, 2단은 일본이 독자 개발한 LE-5 엔진을 사용했다. 3단은 닛산 자동차가 제조한 UM-129A 고체 로켓 모터를 사용했다.

H-I 로켓은 일본의 우주 개발 초기 단계에서 중요한 역할을 담당했으며, 다양한 인공위성을 궤도에 올리는 데 사용되었다.

1986년에 H-I가 발표되었을 때, 회사 대표는 이 로켓이 일본의 탑재체 발사에만 사용될 것이며, 연간 두 번의 발사만 가능하고, 발사 기간은 일본 어선이 활동하지 않는 4개월로 제한될 것이라고 설명했다(발사 부스터가 바다에 떨어져 어망을 손상시킬 수 있음).

H-I 로켓 각 단의 주요 제원은 다음과 같다.

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📌 열 고정 해제

주요 제원

제원	1단	보조 로켓	2단	3단	페어링
길이(m)	22.44	7.25	10.32	2.34m	7.91
전장(m)	40.3
외경(m)	2.44	0.79	2.49	1.34m	2.44
각 단 전체 중량(t)	85.8 (단간부 포함)	40.3 (9개)	10.6	2.2ton	0.6
전체 중량(t)	139.9 (위성 제외)
엔진 명칭	MB-3-3	캐스터 II	LE-5	UM-129A	N/A
엔진 형식	액체 로켓	고체 로켓	액체 로켓	고체 로켓	N/A
추진제 (산화제/연료)	LOX/RJ-1	HTPB	LOX/LH2	HTPB	N/A
추진제 중량(t)	81.4	33.6 (9개)	8.8	1.8ton	N/A
비추력(s)	249 (해면상)	238 (해면상)	442 (진공중)	288 (진공중)	N/A
평균 추력(tf)	78.0 (해면상)	22.5 (해면상)(1개분)	10.5 (진공중)	7.9 (진공중)	N/A
연소 시간(s)	273	38	364	66	N/A
추진제 공급 방식	터보 펌프	N/A	터보 펌프	N/A	N/A
제어 시스템 (피치, 요)	짐벌	N/A	짐벌(추력 비행중) 가스 제트(관성 비행중)	스핀 안정	N/A
제어 시스템 (롤)	버니어 엔진	가스 제트	N/A	N/A	N/A

로켓의 제2단에는 일본이 국산화한 스테이블 플랫폼 방식의 관성 유도 장치를 탑재했다.

3.1. 1단

H-I 로켓의 1단은 미국의 델타 로켓 기술을 기반으로 한 MB-3-3 엔진을 사용했다. 이 엔진은 N-II 로켓의 엔진과 거의 동일하며, 추진제로는 케로신과 액체 산소를 사용한다. 7호기 이후부터는 델타 II 로켓처럼 탱크 도색을 생략하여 녹색 방청 도료가 그대로 드러나게 되었다.

1단에는 보조 로켓으로 닛산 자동차(현 IHI 에어로스페이스)가 라이선스 생산한 캐스터 II 고체 로켓 부스터가 사용되었다. 이 부스터는 N-II 로켓에도 사용되었으며, 9기 또는 6기를 탑재했다.

다음은 H-I 로켓 1단의 주요 제원이다.

3.2. 2단

H-I 로켓의 2단은 일본이 독자 개발한 LE-5 엔진을 사용했다. 액체 수소(LH2)와 액체 산소(LOX)를 추진제로 사용하며, 궤도상 재점화가 가능하여 다양한 궤도에 위성을 투입할 수 있었다.

LE-5 엔진의 주요 제원은 다음과 같다.

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📌 열 고정 해제

명칭	LE-5
형식	액체 로켓
추진제 종류 (산화제/연료)	LOX/LH2
추진제 중량 (t)	8.8
비추력 (s)	442 (진공중)
평균 추력 (tf)	10.5 (진공중)
연소 시간 (s)	364
추진제 공급 방식	터보 펌프
제어 시스템	짐벌(추력 비행중), 가스 제트(관성 비행중)

LE-5 엔진은 NASDA(현 JAXA)와 미쓰비시 중공업, 이시카와지마-하리마 중공업(현 IHI), 항공우주기술연구소가 개발하였다.

3.3. 3단

H-I^영어 로켓의 3단은 닛산 자동차가 제조한 UM-129A 고체 로켓 모터를 사용했다. HTPB계 복합 추진제를 사용하며, 정지 천이 궤도(GTO) 투입 시에만 사용되었다. 저궤도(LEO) 발사에는 사용되지 않았다.

3.4. 보조 로켓 부스터 (SRB)

닛산 자동차(현 IHI 에어로스페이스)가 라이선스 생산한 캐스터 II 고체 로켓 부스터를 사용했다. 발사 목적에 따라 6개 또는 9개를 장착했다.

3.5. 페어링

N-II 로켓과 동일하게 맥도넬 더글러스사의 델타 로켓용 탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP) 페어링을 완제품으로 수입하여 사용하였다.

3.6. 유도 장치

일본이 국산화한 스테이블 플랫폼 방식의 관성 유도 장치를 제2단에 탑재했다.

3.7. 주요 제원

4. 발사 기록

H-I 로켓은 1986년 첫 발사 이후 1992년까지 총 9번 발사되었으며, 모든 발사가 성공했다. 발사는 모두 오사키 발사 기지에서 이루어졌다.

H-I가 1986년에 발표되었을 때, 회사 대표 츠구오 타타카웨는 이 로켓이 일본의 탑재체 발사에만 사용될 것이며, 연간 두 번의 발사만 가능하고, 발사 기간은 일본 어선이 활동하지 않는 4개월로 제한될 것이라고 설명했다.

5. H-IB 로켓 (계획 중단)

H 로켓 개발 계획에는 800kg급 정지 궤도 위성 발사 능력을 갖춘 H-IB 로켓도 포함되어 있었다. 고체 보조 로켓을 캐스터 IV급으로 대형화하고, MB-3-3 엔진을 클러스터화하며, 신형 대형 1단 엔진을 개발하고, 추력 편향 기능이 있는 대형 고체 보조 로켓을 채택하는 등 광범위한 검토가 이루어졌다. 특히, 3단을 액체 산소/액체 수소(LOX/LH2) 엔진으로 교체하는 방안이 유력하게 검토되었다. 이 3단 교체안은 상세한 설계 검토까지 진행되어, 1989년에 시험 1호기 발사를 목표로 하고 있었다.

그러나 2톤급 정지 궤도 위성에 대한 수요가 급증하면서, 1982년경 H-IB 로켓 계획은 H-II 로켓 개발 계획으로 발전적으로 해소되는 방향이 제시되었다. 최종적으로 1984년 2월 우주 개발 정책 대강 개정을 통해 H-IB 로켓 계획은 공식적으로 중단되었다.

6. 의의 및 평가

H-I 로켓은 일본의 독자적인 우주 개발 기술력을 향상시키는 데 크게 기여했다. 특히 2단 LE-5 엔진 개발은 일본 로켓 기술 발전의 중요한 이정표가 되었다. H-I 로켓의 성공적인 운용은 후속 H-II 로켓 개발의 기반을 다졌다.

N 로켓에 이어, 일부가 블랙 박스 조건으로 미국의 델타 로켓 기술을 도입하여 개발되었다. 제2단과 제3단 로켓 및 관성 유도 장치를 국산화했으며, H-I에서는 국산화율이 78%에서 98%까지 향상되었다.

제2단용으로 액체 산소와 액체 수소를 추진제로 하는 LE-5형 엔진을 자체 기술로 개발할 수 있었던 것은, 차세대 H-II 로켓의 제1단용 LE-7형 엔진의 실현에 길을 열었다는 점에서 의의가 크다.

1986년 8월 13일 H-I 시험기(제1호기) 발사에 성공한 이후, 1992년까지 총 9기를 발사하여 모두 성공했다. 이를 통해 "사쿠라", "해바라기", "백합" 등 실용 정지 궤도 위성 발사를 순조롭게 진행했으며, 여러 위성의 동시 발사 기술 습득도 수행했다.

관계 기관 일부에서는 H-IA라고도 호칭되었으며, 후계기로서 정지 궤도에 800kg의 발사 능력을 가진 H-IB 로켓을 개발할 예정이었다. 그러나, 2t급 정지 위성의 수요 증가와 국내 기술의 진보 때문에 계획을 발전적으로 해소하고, H-II 로켓의 개발로 이행하게 되었다.