H-IIB
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1. 개요
H-IIB는 일본 우주항공연구개발기구(JAXA)와 미쓰비시 중공업이 공동으로 개발한 우주 발사체이다. H-IIA 로켓의 기술을 기반으로 개발되었으며, 국제 우주 정거장(ISS)에 화물을 수송하는 H-II 전송 차량(HTV) 발사를 위해 제작되었다. H-IIB는 2009년부터 2020년까지 총 9번의 발사를 모두 성공적으로 수행했으며, H3 로켓이 후계기로 운용을 종료했다.
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- 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. - 일본의 우주발사체 - GX (로켓)
GX 로켓은 일본에서 저비용 상업 위성 발사 서비스 제공을 목표로 개발되던 2단 액체 연료 로켓으로, 1단에 아틀라스 로켓의 연료 탱크와 러시아제 엔진, 2단에 액화천연가스(LNG)를 추진제로 사용하는 국산 엔진을 탑재할 계획이었으나 기술적, 경제적 문제로 2009년 개발이 중단되었다.
| H-IIB | |
|---|---|
| H-IIB 로켓 | |
 | |
| 역할 | 중형 리프트 발사체 |
| 제작사 | 미쓰비시 중공업 |
| 원산지 | 일본 |
| 대당 가격 | 1억 1250만 미국 달러 |
| 높이 | 56.6 m |
| 지름 | 5.2 m |
| 질량 | 531,000 kg |
| 단수 | 2단 |
| 로켓 계열 | H-II 계열 |
| 파생형 | H3 |
| 비교 대상 | 아리안 5 ES 아틀라스 V 541 팰컨 9 풀 스러스트 프로톤-M |
| 성능 | |
| LEO | 19,000 kg |
| ISS (HTV 탑재 시) | 16,500 kg |
| GTO | 8,000 kg |
| 상태 | |
| 상태 | 퇴역 |
| 발사장 | 다네가시마, LA-Y2 |
| 최초 발사 | 2009년 9월 10일 |
| 마지막 발사 | 2020년 5월 20일 |
| 총 발사 횟수 | 9회 |
| 성공 횟수 | 9회 |
| 탑재체 | H-II 수송선 |
| 부스터 정보 | |
| 종류 | 부스터 |
| 이름 | SRB-A3 |
| 개수 | 4개 |
| 길이 | 15 m |
| 지름 | 2.5 m |
| 총 질량 | 76,500 kg (각각) |
| 추진제 질량 | 66,000 kg (각각) |
| 고체 추진제 여부 | 예 |
| 추력 | 2305 kN |
| 총 추력 | 9220 kN |
| 비추력 | 283.6 s |
| 연소 시간 | 114초 |
| 연료 | HTPB |
| 1단 정보 | |
| 종류 | 1단 |
| 길이 | 38 m |
| 지름 | 5.2 m |
| 총 질량 | 202000 kg |
| 추진제 질량 | 177800 kg |
| 엔진 | 2 × LE-7A |
| 추력 | 2196 kN |
| 비추력 | 440 s |
| 연소 시간 | 352 초 |
| 연료 | LH2 / LOX |
| 2단 정보 | |
| 종류 | 2단 |
| 길이 | 11 m |
| 지름 | 4.0 m |
| 총 질량 | 20000 kg |
| 추진제 질량 | 16600 kg |
| 엔진 | 1 × LE-5B |
| 추력 | 137 kN |
| 비추력 | 448 s |
| 연소 시간 | 499 초 |
| 연료 | LH2 / LOX |
| 파생 정보 | |
| 파생 대상 | H-II, H-IIA |
| 개발 정보 | |
| 개발 비용 | 271억 엔 |
| 발사 비용 (TF1) | 147억 엔 |
| 발사 비용 (예정) | 118억 엔 |
| 궤도 투입 능력 (저궤도 상세) | 300 km / 30.4도 |
| 정지궤도 전이궤도 상세 | 250 km x 36,226 km / 28.5도 |
| 기타 궤도 이름 | 롱 코스트, 정지궤도 전이궤도 |
| 기타 궤도 | 5,500 kg |
| 기타 궤도 상세 | ⊿V=1500m/s |
| 기타 궤도 이름 2 | HTV 궤도 |
| 기타 궤도 2 | 16,500 kg (최대 16,950kg) |
| 기타 궤도 상세 2 | 200 km x 300 km / 51.7도 |
| 공식 정보 | |
| 공식 페이지 | JAXA - H-IIB 로켓 |
2. 개발 배경
H-IIB는 일본 우주항공연구개발기구(JAXA)와 미쓰비시 중공업이 공동으로 설계, 제작, 운영한 우주 발사체이다. 국제우주정거장(ISS) 보급 임무를 위한 H-II 전송 차량(HTV) 발사 능력 확보를 위해 개발되었다.
H-IIB는 H-IIA에서 이미 검증된 방법과 부품을 채택하여 신규 발사체 제조 비용 절감, 위험 감소, 개발 기간 단축을 목표로 설계되었다. JAXA는 예비 설계, 지상 시설 준비, 새로운 기술 개발을 담당했고, 미쓰비시 중공업은 제조를 담당했다.
JAXA는 2008년 3월부터 아키타현 오다테시에 위치한 MHI 타시로 시험 시설에서 '전함 발사 시험'으로 불리는 1단계 추진 시스템 시뮬레이션 발사 시험을 8차례 성공적으로 실시했다.[5]
발사 전, H-IIB는 2차례의 속박 발사 시험을 거쳤다. 첫 번째 시험은 2009년 3월 27일 1단계 점화 10초로 예정되었으나, 발사대 냉각 시스템 문제로 취소되었다.[6] 이는 수동 공급 밸브 미개방이 원인이었다.[7] 4월 1일로 재조정되었으나, 소화 시스템 파이프 누출로 다시 연기되었다.[8] 4월 2일 시험이 성공적으로 수행되었고,[9][10] 1단계 150초 연소 시험은 4월 20일로 예정되었다.[11] 악천후로 2일 연기 후, 4월 22일 성공적으로 수행되었다.[12] 2009년 7월 11일에는 로켓 전함 모형을 사용한 지상 시험이 실시되었다.[14]
2009년까지 H-IIB 개발 프로그램에는 약 270억엔이 소요되었다.[15]
2. 1. 개발 계획의 변천
1994년의 예비 설계와 1995년의 개념 설계를 거쳐, 1997년부터 일본은 국제 우주 정거장(ISS)에 물자를 보급하는 우주 정거장 보급기(HTV) 개발을 추진했다.[20] 초기 HTV 질량은 15톤으로, H-IIA 로켓 표준형으로는 발사할 수 없어, 1996년부터 LEO에 17t, GTO에 7.5t 발사 능력을 가진 H-IIA 로켓 증강형(H2A212) 개발이 추진되었다.[21][40]H-IIA 증강형(H2A212)은 H-IIA 표준형과 거의 같은 1단에 LE-7A 엔진 2기를 장착한 액체 로켓 부스터(LRB)를 1기 추가하는 계획이었다.[40] 그러나 1999년 H-II 로켓 8호기 실패 이후, H-IIA 개발은 표준형을 우선시하여 개발이 동결되었다.
2002년부터 증강형 재검토가 이루어졌다.[22] HTV 질량이 16.5t으로 증가하고[40], 세계 수송 시스템 비용 하락을 고려하여, 증강형 개선 검토가 이루어졌다. 검토 요인은 다음과 같다.
2003년 8월, 우주 개발 위원회는 기존 계획 대신 새로운 능력 향상안인 H-IIA 로켓 능력 향상형(H-IIA+)을 결정했다.[40][24] 주요 내용은 다음과 같다.
- H-IIA 1단 기체 직경을 4m에서 5m급으로 확장, LE-7A 엔진 2기 장착.
- 고체 로켓 부스터(SRB-A) 4기 장착.
2003년, H-IIA 로켓 능력 향상형(H-IIA+)은 "개발 연구"가 시작되었고,[25][26] 2005년에 H-IIB 로켓으로 명칭이 변경되어 "개발" 단계로 전환되었다. 이는 일본 최초로 우주 기관과 민간 기업이 대등하게 개발을 추진하는 로켓이 되었다. 발사 능력은 저궤도(LEO) 19,000kg, HTV 궤도 16,500kg, 정지 천이 궤도(GTO) 최대 8,000kg으로 설정되었다. 1단 기체 직경은 5.2m 안이 채택되었다.[27]
이후 HTV 궤도 16.7톤을 목표로 개발이 진행되었으며, 시험기 발사 후 HTV 궤도 16.95톤의 발사 능력이 확인되었다.[29]
H-IIB 로켓은 H-IIA 로켓과 마찬가지로 SRB-A를 사용하므로, SRB-A 4개를 사용한 H-IIA 로켓 11호기 발사를 통해 강도 설계 타당성이 확인되었다.[28]
H-IIB 개발 관련 주요 연혁은 다음과 같다.
| 연도 | 내용 |
|---|---|
| 1996년 8월 | HTV 및 H-IIA 증강형(LRB안) 시험기 "개발 연구" 착수[40] |
| 1999년 | H-IIA 증강형 시험기 "개발" 단계 이행 승인 |
| 1999년 12월 | H-II 로켓 8호기 실패로 H-IIA 표준형 개발 우선, H-IIA 증강형 "개발" 착수 보류 및 발사 목표 연기[51] |
| 2001년 8월 | 발사 목표 연도 추가 연기[52][53] |
| 2002년 5월 10일 | 새로운 H-IIA 능력 향상안(H-IIA+) 기사 발표[54] |
| 2002년 6월 | H-IIA 증강형 개발 시 민간 주도 관민 공동 개발 방침 승인[55] |
| 2003년 4월 | H-IIA 증강형 개발 재검토, 관민 역할 분담 등 제시 |
| 2003년 8월 | H-IIA 증강형 개발 재검토 내용 타당성 평가 및 새로운 능력 향상안(H-IIA+) 기반 "개발 연구" 단계 이행 승인[56][57][58] |
| 2005년 7월 27일 | 개발 이행 전 심사, "개발" 단계(기본 설계 단계) 이행 승인[59][60] |
| 2005년 8월 | H-IIA 능력 향상형 명칭을 H-IIB 로켓으로 변경 |
| 2005년 9월 21일 | 일본 우주항공연구개발기구(JAXA)와 미쓰비시 중공업(MHI) 간 기본 협정 체결 |
| 2005년 | 기본 설계, 상세 설계, 개발 기초 시험 등 실시 |
| 2006년 | 시스템 설계 및 개발 시험 등 실시 |
| 2008년 | MHI 타시로 시험장에서 두꺼운 탱크 스테이지 연소 시험(BFT) 실시 |
| 2009년 4월 | H-IIB 시험기 실기형 탱크 스테이지 연소 시험(CFT) 실시 |
| 2009년 7월 11일 | 지상 종합 시험(GTV) 실시 |
| 2009년 9월 11일 | H-IIB 시험기(1호기) 발사 성공 |
| 2012년 9월 26일 | 4호기 이후 발사 업무, JAXA에서 MHI로 이관 합의 |
| 2020년 5월 21일 | H-IIB 9호기 발사 성공 및 운용 종료 |
2. 2. 개발 비용
H-IIB 로켓 개발에는 일본 우주항공연구개발기구(JAXA)와 미쓰비시 중공업이 공동으로 참여하여 비용을 분담하였다. 기존에는 개발비 전액을 정부 예산으로 충당하고, JAXA가 로켓 구입 비용으로 제조비를 미쓰비시 중공업에 지불하는 방식이었다. 그러나 H-IIB 개발에서는 JAXA와 미쓰비시 중공업이 개발비를 분담하고, 운용 개시 후 미쓰비시 중공업의 부담분을 H-IIB 판매 가격에 포함시켜 회수하는 새로운 방식을 채택했다. 이는 민간 기업의 참여를 확대하고 개발비를 절감하기 위한 조치였다.H-IIB 로켓 개발 비용은 다음과 같이 변화했다.
| 시점 | JAXA 부담 (기체 개발) | JAXA 부담 (설비 개발) | 미쓰비시 중공업 부담 | 총 개발비 (시험기 제외) |
|---|---|---|---|---|
| 2003년 8월 | 108억엔 | 42억엔 | 50억엔 | 200억엔 |
| 2006년 5월 | 136억엔 | 51억엔 | 76억엔 | 263억엔 |
| 2010년 9월 21일 (프로젝트 완료) | 144억엔 | 51억엔 | 76억엔 | 271억엔[29] |
2010년 9월 21일 프로젝트 완료 시점에 시험기 1기 제작 비용 147억엔[29]을 더하면 총 418억엔의 프로젝트가 되었다.[29]
시험기를 제외한 개발비는 H-IIB 로켓 271억엔, H-IIA 로켓 1532억엔, H-II 로켓 2700억엔을 합하여 총 4503억엔으로, 해외 로켓 개발 비용과 비교했을 때 상대적으로 낮은 수준이다.[29] H-IIA 로켓 프로젝트 매니저였던 엔도 마모루는 H-IIB 로켓의 낮은 개발 비용에 대해 "믿을 수 없는(인크레더블) 수준이 아니라 있을 수 없는(크레이지) 수준"이라고 평가했다.[28]
2. 3. 개발 담당 기업
일본 우주항공연구개발기구(JAXA)와 미쓰비시 중공업을 중심으로 H-IIB 개발 계획 및 시스템 사양이 수립되었다. 주요 개발 참여 기업 및 담당 분야는 다음과 같다.[29]| 기업 | 담당 분야 |
|---|---|
| JAXA | 시스템 사양 설정, 고위험 개발 시험 (엔진 2기 동시 연소 시험, 시험기 발사), 발사 관련 설비 등 기반 정비 |
| 미쓰비시 중공업 | 상세 설계 이후 개발 총괄, 제조 설비 등 정비 |
| IHI | LE-7A 터보 펌프, LE-5B 터보 펌프 |
| IHI 에어로스페이스 | 고체 로켓 부스터, 화공품, 가스 제트 장치 |
| 가와사키 중공업 | 페어링 |
| NEC | 유도 제어 컴퓨터, 텔레미터 송신기, 레이더 트랜스폰더, 지령 파괴 수신기 |
| 일본 항공 전자 공업 | 관성 센서 유닛 |
| 미쓰비시 정밀 | 제어 전자 패키지, 레이트 자이로 패키지 |
| 미쓰비시 스페이스 소프트웨어 | 유도 프로그램 |
H-IIB 발사체는 2단 로켓으로, 1단은 액체 산소와 액체 수소를 추진제로 사용하는 LE-7A 엔진 2기와 폴리부타디엔으로 구동되는 4개의 고체 로켓 부스터(SRB-A3)로 구성된다.[30] 1단은 H-IIA에 비해 직경이 5.2m로 더 크고, 길이는 1m 더 길어 추진제를 70% 더 많이 탑재한다. 2단은 LE-5B 엔진을 사용하며, 이 역시 수소/산소 연료를 사용한다.[30]
3. 구성 및 제원
H-IIB 로켓 부품은 약 100만 개이다.[32] 기체 외벽, 추진제 탱크, 페어링은 알루미늄 합금[40][33], SRB-A는 CFRP[34]으로 제작되었다. 아이소그리드 구조를 통해 강도를 확보하면서도 경량화를 이루었다.[40] 추진제 온도는 -250℃로, 이를 유지하기 위해 연료 탱크 주변에 단열재(내구 온도 약 120℃)를 도색한다.[35]
'''주요 제원'''[30]구분 제1단 고체 로켓 부스터 (SRB-A3) 제2단 위성 페어링 전체 길이 38.2m 15.1m[31] 10.7m 15m (5S-H)
16m (4/4D-LC)외경 5.2m 2.5m 4m 5.1m (5S-H)
4m (4/4D-LC)질량 202ton (단간부 포함) 306ton (4개) 20ton 3.2ton (5S-H, 어댑터 및 분리부 포함) 엔진 (모터) LE-7A (재생 냉각 장노즐) SRB-A3 LE-5B-2 N/A 추진제 중량 177.8ton 263.8ton (4개) 16.6ton 추진제 종류 LOX/LH2 폴리부타디엔계
HTPB 컴포지트LOX/LH2 진공 중 추력 224tf (엔진 2기) 940.8tf (최대 4개) 14tf 진공 중 비추력 440.0 초 283.6 초 448.0 초 연소 시간 352 초 114 초 (장시간 연소 모터) 499 초 자세 제어 방식 짐벌 구동 노즐 짐벌, 가스 제트 장치 주요 탑재 전자 장치 유도 제어계 기기, 명령 파괴 시스템, 레이트 자이로 패키지, 횡 가속도계, VHF 원격 측정, 전력 유도 제어계 기기, 관성 계측 장치, 레이더 트랜스폰더 (C 밴드 추적), 원격 측정 송신기 (UHF 원격 측정), 명령 파괴 장치, 전력
3. 1. 제1단
H-IIA 로켓보다 직경이 큰 5.2m의 1단 기체에 LE-7A 엔진 2기를 클러스터링하여 탑재하였다.[38] LE-7A는 액체 산소/액체 수소를 추진제로 사용하며, 재생 냉각 장노즐을 채택했다.[40] 엔진 커버는 알루미늄 합금제 세미 모노코크 구조로, 타원형으로 2기를 묶어 덮고 있다.[40]
세계 최초로 원주 방향 FSW 기술을 적용하여 탱크를 제작하고,[39][29] 대형 스피닝 성형 돔을 채택하여 국산화하였다.[27][29] H-IIA에서 탱크 직경을 4m에서 5.2m로 확대하고, 전체 길이를 1m 연장하여 추진제 양을 약 1.7배로 늘렸다.[38]
추진계에서는 엔진 2기에 대해 탱크 바닥에서 2계통 독립적인 추진약 공급 배관을 적용하여 개발 리스크를 줄였다. 밸브나 액추에이터 등의 부품은 가능한 H-IIA와 공용으로 사용했다.[40]
3. 2. 제2단
LE-5B-2형 로켓 엔진 1기를 탑재했다. 기본 사양은 14호기 이후의 H-IIA 로켓 제2단과 동일하며, 액체 산소/액체 수소를 추진제로 사용한다.[30] 페어링 대형화에 따른 응력 증가에 대응하여 외판 일부를 보강했다.
2호기에서는 제2단 기체의 제어 낙하 실험을 위해 기체를 개수했다. 탱크 가압용 헬륨 기체 축압기를 추가하고, 2단 엔진 재점화 신호 회로 차단 기능, 탑재 기기 등의 열 대책, 제어 낙하 시퀀스 등을 추가했다.
제어 낙하는 주 미션 종료 후 제2단 기체를 보다 안전하게[41] 처리하기 위해, 지구 1회전 후 타네가시마에서 확인할 수 있는 약 300초 동안 LE-5B 엔진의 아이들 모드 연소(추력 3%)로 제2회 연소를 60초간 실시하여 기체를 남태평양으로 낙하시키는 것이다.[42] 제어 낙하는 일본 로켓으로는 처음이며, 시험기에서는 확실한 발사를 우선했기 때문에, 그 성과를 바탕으로 2호기, 3호기에서 기술 개발을 위한 낙하 실험이 이루어졌다.[42] 이후 HTV 미션 발사에서는 제2단 제어 낙하를 정기적으로 실시하고 있다.[43]
7호기와 8호기[44]에는 제2단 기체의 기체 축압기 탑재 장소에 원뿔 모양을 한 "로켓 재돌입 데이터 획득 시스템"이 설치되어, 제2단의 파괴 모습이나 재돌입 시의 데이터를 분리, 재돌입 후 해면에서 전송한다.[45]
3. 3. 고체 로켓 부스터 (SRB-A3)
IHI 에어로스페이스가 제조하는 고체 로켓 부스터로, H-IIA 로켓과 공통 부품이다. SRB-A3를 4기 장착한다. H2A204와 마찬가지로 장시간형 모터를 사용하여 최대 동압을 낮추는 추력 패턴을 가진다. 2호기 발사에서 한쪽 스트럿이 잘 빠지지 않아 분리 시점에 차이가 발생했다. 이에 따라 스트럿 홀더 부분의 설계를 변경했다.
3. 4. 위성 페어링
가와사키 중공이 개발·제조하는 페어링은 발사 시의 진동과 대기권을 빠져나갈 때까지의 공기 저항, 공력 가열로부터 위성을 보호하기 위한 덮개이다. 알루미늄 합금제이며, 허니컴 구조의 부재를 양쪽에서 끼워 넣는 형태가 되어 있으며, 표면에는 백색의 단열 도료가 도포되어 있다. 티타늄제 노치 볼트 550개로 고정되어 있으며, 분리 시에 유도선의 폭발에 의해 노치 볼트를 절단하여 분리한다.[46] HTV 미션에는 H-IIA 로켓에서 사용하고 있는 페어링(5S형, 12m)을 3m 연장한 HTV용 페어링(5S-H형, 15m)을 사용한다.[29] 1300mm의 대형 액세스 도어를 설치하여, 발사 전에 페어링 내의 HTV에 접근할 수 있는 구조로 했다.[29] 정지 궤도 미션에는 4/4D-LC형 페어링에 의한 위성 2기 동시 발사를 상정하여, 로켓 전체의 설계를 실시하고 있다.
H-IIB의 개발에서 가장 어려웠던 점은 5S-H형 페어링이었다. 5S형에 비해 대형화됨에 따라 걸리는 힘이 변했기 때문에, 페어링과 제2단을 접합하는 볼트 부분이 발사 시에 상정되는 하중의 1.25배의 부하를 가하는 하중 시험에 견딜 수 없게 되었다. 1회째와 2회째의 시험에서 파단이 잇따랐고, 3회째는 제2단과 페어링의 직경이 다른 것에 의해 접속 부분에서 옆으로 힘이 걸렸기 때문에 거동이 불안정해져 시험이 중지되었다. H-IIB는 저렴한 개발을 목표로 하고 있었기 때문에, 특주품 볼트와 접합 부분의 대폭적인 설계 변경은 불가능했으며, 경량이며 강력한 페어링을 실현하는 데 어려움이 있었다. 4회째의 시험에서 합격한 것이 발사 1개월 전인 2009년 8월 11일이었고, 페어링이 완성된 것은 발사 1주일 전이었다. 이 문제의 대책으로, 1호기에서는 파손부 및 주변부의 보강과 하중을 걸었을 때의 분리면의 미끄럼을 억제하는 핀의 설치 등을 실시하고, 2호기에는 더욱 분리 기구의 강도 여유를 향상시키기 위해 분리 기구의 설계 변경(분리 볼트의 형상 변경과 분리 기구부의 구조 최적화)을 실시했다.[29]
3. 5. 아비오닉스
2호기까지는 H-IIA 로켓과 마찬가지로, RX616 실시간 OS와 32비트 MPU V70을 채용한 NEC가 개발한 유도 제어 계산기를 탑재하고 있었다. 3호기부터는 JAXA 정보・계산 공학 센터가 개발한 신형 TOPPERS/HRP 실시간 OS와, NEC가 개발한 V70보다 10배 고성능인 64비트 MPU HR5000을 채용한 신형 유도 제어 계산기 및 신형 관성 센서 유닛이 탑재된다. 신형 유도 제어 계산기는 고속・소형・경량・모듈화되었으며, 신형 MPU 보드는 입실론 로켓을 포함한 향후 JAXA 로켓의 공통 기반이 된다. 이 새로운 아비오닉스는 H-IIA 22호기 이후에도 적용된다.
3. 6. 발사 설비
H-IIB 로켓은 다네가시마 우주 센터의 요시노부 제2발사점(LP2)을 사용한다. 발사를 위해 개량된 제3 이동 발사대(ML3)와 제2 정비 조립동(VAB2)을 활용한다.[30]
8호기 발사 당시 이동 발사대 개구부에서 화재가 발생하여 발사가 중지된 적이 있다. 원인은 엔진에서 떨어진 액체 산소가 내열재에 닿아 정전기가 발생했고, 이것이 불씨가 되어 단열재가 연소한 것이다. 당시 바람이 약해 산소가 잘 퍼지지 않은 것도 화재의 원인 중 하나였다.[47] 이 사고를 계기로 정전기 방지 및 내열재 파손 대책이 마련되었으며, 이는 H-IIA 로켓과 H3 로켓의 이동 발사대에도 적용되었다.
4. 발사 기록
05:38[70]
02:06[71]
Raiko일본어
WE WISH영어
FITSAT-1일본어 (니와카)
TechEdSat영어
F-1vi
19:48[72]
Pico Dragon영어
Ardusat-1영어
Ardusat-X영어
TechEdSat-3영어
11:50[73]
SERPENSpt
S-CUBE일본어
Flock-2b x 14영어
GOMX-3영어
AAUSAT5영어
13:26[74]
AOBA-Velox III일본어
TuPOD영어
EGG일본어
ITF-2일본어
STARS-C일본어
FREEDOM일본어
WASEDA-SAT3일본어
17:52[75]
16:05[76]
17:31[77]