H-I
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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.
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- 일본의 우주발사체 - H-IIB
H-IIB는 일본 우주항공연구개발기구(JAXA)와 미쓰비시 중공업이 개발한 우주 발사체로, 국제 우주 정거장(ISS)에 화물을 수송하는 H-II 전송 차량(HTV) 발사를 위해 제작되었으며, 2009년부터 2020년까지 총 9번의 발사를 성공적으로 수행하고 H3 로켓이 후계기로 운용을 종료했다. - 일본의 우주발사체 - H-IIA
H-IIA는 미쓰비시 중공업이 제작하는 액체 추진 로켓으로, H-II 로켓 설계를 기반으로 신뢰성 향상과 비용 절감을 목표로 개발되었으며, 액체 수소와 액체 산소를 추진제로 사용하고 고체 로켓 부스터를 장착하여 인공위성 및 탐사선 발사에 사용되어 왔으나 2025년을 마지막으로 퇴역할 예정이다.
| H-I | |
|---|---|
| 기본 정보 | |
 | |
| 기능 | 중형 리프트 발사체 |
| 제조사 | 미쓰비시 중공업 (생산) 맥도넬 더글러스 (설계) |
| 원산지 | 일본 (생산) 미국 (설계) |
| 높이 | 42 m |
| 지름 | 2.44 m |
| 질량 | 142260 kg |
| 단수 | 2단 또는 3단 |
| 계열 | 토르 |
| 비교 대상 | 델타 3000, PSLV |
| 상태 | 퇴역 |
| 발사장 | 다네가시마, 오사키 |
| 발사 횟수 | 9 |
| 성공 횟수 | 9 |
| 최초 발사 | 1986년 8월 12일 |
| 마지막 발사 | 1992년 2월 11일 |
| 파생 모델 | N-II |
| 발전 모델 | H-II |
| 공식 페이지 | JAXA - H-I 로켓 |
| 궤도 투입 능력 | |
| 저궤도 | 3200 kg |
| 저궤도 상세 | 300km / 30도 (2단식) |
| 정지 천이 궤도 | 1100 kg |
| 정지 궤도 | 550 kg (연소 후 아포지 모터 질량 포함) |
| 기타 궤도 이름 | 지구 중력권 탈출 궤도 |
| 기타 궤도 | 770 kg |
| 1단 | |
| 종류 | 부스터 |
| 고체 여부 | 예 |
| 이름 | 캐스터 2 |
| 개수 | 6기 또는 9기 |
| 엔진 | 1 × TX-354-3 |
| 추력 | 258.9 kN |
| 비추력 | 262 isp |
| 연소 시간 | 37 초 |
| 연료 | HTPB/Al |
| 2단 | |
| 종류 | 단 |
| 단 번호 | 첫 번째 |
| 이름 | Thor-ELT |
| 엔진 | 1 × MB-3-3 |
| 추력 | 866.7 kN |
| 비추력 | 290 isp |
| 연소 시간 | 270 초 |
| 연료 | RP-1/LOX |
| 3단 | |
| 종류 | 단 |
| 단 번호 | 두 번째 |
| 엔진 | 1 × LE-5 |
| 추력 | 102.9 kN |
| 비추력 | 450 isp |
| 연소 시간 | 370 초 |
| 연료 | LH2/LOX |
| 4단 (선택 사항) | |
| 종류 | 단 |
| 단 번호 | 세 번째 |
| 엔진 | 1 × UM-129A |
| 추력 | 77.4 kN |
| 비추력 | 291 isp |
| 연소 시간 | 68 초 |
| 연료 | 고체 |
| 개발 정보 | |
| 개발 비용 | 약 1600억 엔 |
| 발사 비용 | 150억 엔 |
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.[6]
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.[4]
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.[4]
1981년에 개발이 시작되어,[4] 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.[4]
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.[5]
2. 1. 개발 계획 논쟁
1975년부터 N 로켓의 발사 능력 부족을 해결하기 위해 다음과 같은 기본 틀을 바탕으로 조사 연구가 시작되었다.[6]# 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.[6] 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.[6]
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.[6]
| 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.[1]
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.[6] 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.[6]
다음은 H-I 로켓 1단의 주요 제원이다.[6]
| 구분 | 내용 |
|---|---|
| 길이 (m) | 22.44 |
| 외경 (m) | 2.44 |
| 각 단 전체 중량 (t) | 85.8 (단간부 포함) |
| 엔진 명칭 | MB-3-3 |
| 엔진 형식 | 액체 로켓 |
| 추진제 종류 (산화제/연료) | 액체 산소/RJ-1 |
| 추진제 중량 (t) | 81.4 |
| 비추력 (s) | 249 (해면상) |
| 평균 추력 (tf) | 78.0 (해면상) |
| 연소 시간 (s) | 273 |
| 추진제 공급 방식 | 터보 펌프 |
| 제어 시스템 (피치, 요) | 짐벌 |
| 제어 시스템 (롤) | 버니어 엔진 |
3. 2. 2단
H-I 로켓의 2단은 일본이 독자 개발한 LE-5 엔진을 사용했다.[6] 액체 수소(LH2)와 액체 산소(LOX)를 추진제로 사용하며, 궤도상 재점화가 가능하여 다양한 궤도에 위성을 투입할 수 있었다.[6]
LE-5 엔진의 주요 제원은 다음과 같다.[6]
| 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.[6]
3. 3. 3단
H-I영어 로켓의 3단은 닛산 자동차가 제조한 UM-129A 고체 로켓 모터를 사용했다.[6] HTPB계 복합 추진제를 사용하며, 정지 천이 궤도(GTO) 투입 시에만 사용되었다.[6] 저궤도(LEO) 발사에는 사용되지 않았다.[6]| 항목 | 내용 |
|---|---|
| 명칭 | UM-129A |
| 제조사 | 닛산 자동차 |
| 형식 | 고체 로켓 모터 |
| 추진제 | HTPB |
| 길이 | 2.34m |
| 외경 | 1.34m |
| 전체 중량 | 2.2ton |
| 추진제 중량 | 1.8ton |
| 비추력 | 288s (진공중) |
| 평균 추력 | 7.9tf (진공중) |
| 연소 시간 | 66s |
| 제어 시스템 | 스핀 안정 |
3. 4. 보조 로켓 부스터 (SRB)
닛산 자동차(현 IHI 에어로스페이스)가 라이선스 생산한 캐스터 II 고체 로켓 부스터를 사용했다.[6] 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.[6]3. 6. 유도 장치
일본이 국산화한 스테이블 플랫폼 방식의 관성 유도 장치를 제2단에 탑재했다.[1]3. 7. 주요 제원
| 제원＼각 단 | 제1단 | 보조 로켓 | 제2단 | 제3단 | 페어링 | |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 치수 | 길이(m) | 22.44 | 7.25 | 10.32 | 2.34 | 7.91 |
| 전장(m) | 40.3 | |||||
| 외경(m) | 2.44 | 0.79 | 2.49 | 1.34 | 2.44 | |
| 중량 | 각 단 전체 중량(t) | 85.8 (단간부 포함) | 40.3 (9개) | 10.6 | 2.2 | 0.6 |
| 전체 중량(t) | 139.9 (위성 제외) | |||||
| 엔진 | 명칭 | MB-3-3 | 캐스터 II | LE-5 | UM-129A | N/A |
| 형식 | 액체 로켓 | 고체 로켓 | 액체 로켓 | 고체 로켓 | ||
| 추진제 종류 (산화제/연료) | LOX/RJ-1 | HTPB | LOX/LH2 | HTPB | ||
| 추진제 중량(t) | 81.4 | 33.6 (9개) | 8.8 | 1.8 | ||
| 비추력(s) | 249 (해면상) | 238 (해면상) | 442 (진공중) | 288 (진공중) | ||
| 평균 추력(tf) | 78.0 (해면상) | 22.5 (해면상)(1개분) | 10.5 (진공중) | 7.9 (진공중) | ||
| 연소 시간(s) | 273 | 38 | 364 | 66 | ||
| 추진제 공급 방식 | 터보 펌프 | N/A | 터보 펌프 | N/A | ||
| 제어 시스템 | 피치 요 | 짐벌 | N/A | 짐벌(추력 비행중) 가스 제트(관성 비행중) | 스핀 안정 | N/A |
| 롤 | 버니어 엔진 | 가스 제트 | ||||
4. 발사 기록
H-I 로켓은 1986년 첫 발사 이후 1992년까지 총 9번 발사되었으며, 모든 발사가 성공했다. 발사는 모두 오사키 발사 기지에서 이루어졌다.
| 발사일 (UTC) | 번호 | 탑재체 | 궤도 | 결과 | 비고 |
|---|---|---|---|---|---|
| 1986년 8월 12일 20:45 | 15(F) | EGP (아지사이) | LEO | 성공 | 부스터 9개, 2단 |
| 1987년 8월 27일 09:20 | 17(F) | ETS-5 (키쿠 5호) | GTO | 성공 | 부스터 9개, 3단 |
| 1988년 2월 19일 10:05 | 18(F) | CS-3A (사쿠라-3A) | GTO | 성공 | 부스터 9개, 3단 |
| 1988년 9월 16일 09:59 | 19(F) | CS-3B (사쿠라-3B) | GTO | 성공 | 부스터 9개, 3단 |
| 1989년 9월 5일 18:11 | 20(F) | GMS-4 (히마와리 4호) | GTO | 성공 | 부스터 6개, 3단 |
| 1990년 2월 7일 01:33 | 21(F) | MOS-1B (모모-1B) | LEO | 성공 | 부스터 9개, 2단 |
| 1990년 8월 28일 09:05 | 22(F) | BS-3A (유리-3A) | GTO | 성공 | 부스터 9개, 3단 |
| 1991년 8월 25일 08:40 | 23(F) | BS-3B (유리-3B) | GTO | 성공 | 부스터 9개, 3단 |
| 1992년 2월 11일 01:50 | 24(F) | JERS-1 (후요 1호) | LEO | 성공 | 부스터 9개, 2단 |
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.[6] 이 3단 교체안은 상세한 설계 검토까지 진행되어, 1989년에 시험 1호기 발사를 목표로 하고 있었다.[7]
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.[4]
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.[5]
참조
[1]
간행물
Japan's H–1 and H–2 rockets
Air & Space/Smithsonian
1987-02
[2]
논문
2A6 H-Iロケットの開発
https://cir.nii.ac.j[...]
[3]
웹사이트
ロケットの名前はどのようにして決まるのですか？
https://fanfun.jaxa.[...]
[4]
웹사이트
宇宙開発事業団（NASDA）沿革
http://www.jaxa.jp/a[...]
[5]
웹사이트
第101回国会 科学技術特別委員会 第5号
https://kokkai.ndl.g[...]
[6]
논문
"「H-Iロケット」"
1988-11
[7]
간행물
後段階H-Iロケットのシステム研究 : 3段に液酸・液水ステージを使用した場合
宇宙開発事業団技術報告 TR-17
1983-05
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