LVM3

1. 개요

LVM3는 인도의 다단식 발사체로, 2000년대 초 개발이 시작되었다. 3단 로켓으로 S200 고체 로켓 부스터, L110 액체 연료 로켓, C25 극저온 로켓 엔진을 사용하며, 찬드라얀 2호, 찬드라얀 3호, 원웹 위성 발사 등 주요 임무를 수행했다. 2014년 첫 시험 비행 이후 2023년까지 총 7번의 발사에 성공했다.

2. 개발 역사

LVM3는 GSLV-MkI 및 II의 후속 기종이지만, 완전히 새롭게 개발된 로켓으로, 정지 천이 궤도(GTO)에 4,000 kg, 저궤도(LEO)에 8,000 kg의 발사 능력을 갖는다.

2014년 12월 18일, 사티시 다완 우주 센터에서 첫 탄도 비행 시험에 성공했다. 2017년 6월 5일에는 첫 위성 궤도 발사에 성공했으며, 2019년 7월 22일에는 찬드라얀 2호를 탑재하고 발사하여 성공했다.

2007년 풍동 실험 및 로켓 공력 탄성 시험과 사양 갱신이 완료되었다. 2010년 1월에는 S200 고체 연료 보조 로켓 시험에 성공했고, 같은 해 9월에는 L110 액체 연료 로켓의 200초 연소 시험에 성공했다.

2.1. 개발 배경

인도우주연구기구(ISRO)는 초기에 저궤도 및 극궤도 발사를 위한 극궤도 위성 발사체(PSLV)와 정지 천이 궤도로 탑재체를 발사하기 위한 더 큰 정지 궤도 위성 발사체(GSLV)를 계획했다. 그러나 ISRO의 임무가 변경되면서 더 무거운 통신 및 다목적 위성, 유인 인증 및 향후 행성 간 탐사를 위해 더 강력한 발사체가 필요하게 되었다.

LVM3 개발은 2000년대 초에 시작되었으며, 첫 발사는 2009-2010년으로 계획되었다. 그러나 GSLV D3의 극저온 상단 실패로 인해 LVM3 개발이 지연되었다. LVM3는 GSLV와 이름을 공유하지만, 다른 시스템과 구성 요소를 갖추고 있다.

2.2. 한국과의 비교

한국은 나로호 사업 당시 러시아로부터 추력 200톤 RD-191 엔진을 국내 라이센스로 생산하기로 계약했으나, 미국의 항의와 러시아의 일방적인 계약 취소로 무산되었다. 이후 우크라이나 유즈노예에서 기술을 도입해 추력 75톤 KRE-075 엔진을 개발했다. 반면, 인도는 우크라이나 유즈노예에서 기술을 도입하여 추력 200톤 SCE-200 엔진을 개발 중이다. 북한의 로켓 엔진 기술 또한 우크라이나 유즈노예에서 기원한 것으로 알려져 있다.

3. 기술적 특징

LVM3는 3단 로켓으로, 각각 고체 로켓 부스터, 액체 연료 로켓, 극저온 로켓 엔진을 사용한다.

* 1단: S200 고체 로켓 부스터 2개를 사용하며, 각각은 785 톤포스 (7.70 MN)의 추력을 낸다. S200은 세계에서 4번째로 큰 고체 로켓 부스터이다.
* 2단: L110 액체 연료 로켓은 2개의 비카스 엔진을 사용하며, 이는 인도 최초의 클러스터형 액체 연료 로켓 엔진이다.
* 3단: C25 극저온 로켓 엔진은 CE-20 엔진을 사용하며, 이는 인도 최초의 가스 발생기 사이클 극저온 엔진이다.

3.1. 1단 (S200 고체 부스터)

S200은 LVM3의 1단에 사용되는 고체 로켓 부스터로, 2개가 사용된다. 각 S200 부스터는 직경 3.2m, 길이 25m이며, (HTPB) 기반의 고체 복합 추진제 207ton을 탑재한다. 케이싱은 M250 마레이징 강으로 만들어졌으며, 3개의 구간으로 나뉜다.

S200은 플렉스 노즐을 통해 추력 벡터 제어가 가능하며, ±8°까지 조향할 수 있다. 이 부스터는 130초 동안 연소하며, 평균 3578.2kN의 추력과 최대 5150kN의 추력을 낸다. 2014년 기준으로, S200은 세계에서 4번째로 큰 고체 로켓 부스터였다.

S200의 첫 번째 정적 연소 시험(ST-01)은 2010년 1월 24일에 성공적으로 수행되었다. 부스터는 130초 동안 연소하며 약 500tf의 최대 추력을 발생시켰다. 이후 2011년 9월 4일과 2015년 6월 14일에 각각 두 번째(ST-02)와 세 번째(ST-03) 정적 연소 시험이 수행되었다.

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📌 열 고정 해제

S200 제원

항목	내용
길이	25.75m
직경	3.2m
노즐 직경	3.27m
추진제	고체 HTPB 기반 복합 추진제
불활성 질량	31000kg
추진제 질량	205000kg
발사 질량	236000kg
케이스 재료	M250 마레이징 강
분절	3
엔진	S200 LSB
엔진 유형	고체
최대 추력 (해면)	5150kN
평균 추력 (해면)	3578.2kN
비추력 (해면)	227 초
비추력 (진공)	274.5 초
최대 압력	56.92 bar
평균 압력	39.90 bar
고도 제어	플렉스 노즐 짐벌
면적비	12.1
플렉스 노즐 길이	3.474m
목 직경	0.886m
추력 벡터 제어	공압 피스톤
벡터 능력	+/- 8°
회전 속도	10°/초
액추에이터 하중	294kN
연소 시간	130 초

3.2. 2단 (L110 액체 연료 로켓)

L110은 액체 연료 단계로, 높이 21m, 너비 4m이며, 110MT의 비대칭 디메틸히드라진(UDMH)과 사산화 질소를 추진제로 사용한다. 이 단계는 각각 766kN의 추력을 내는 2개의 비카스 2 엔진으로 구동되며, 총 추력은 1532kN이다. L110은 인도에서 설계된 최초의 클러스터형 액체 추진 로켓 엔진이다. 비카스 엔진은 재생 냉각을 사용하여 이전 인도 로켓에 비해 중량과 비추력이 향상되었다. 각 비카스 엔진은 개별적으로 짐벌되어 로켓의 피치, 요, 롤 제어를 할 수 있다. L110 코어 단계는 발사 후 114초에 점화되어 203초 동안 연소한다.

인도우주연구기구(ISRO)는 2010년 3월 5일 타밀나두 마헨드라기리에 있는 액체 추진 시스템 센터(LPSC) 시험 시설에서 L110 코어 단계의 첫 번째 정적 시험을 실시했다. 시험은 200초 동안 지속될 예정이었으나, 제어 시스템에서 누출이 감지되어 150초 만에 종료되었다. 2010년 9월 8일에 전체 연소 시간 시험이 성공적으로 실시되었다.

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📌 열 고정 해제

제원	L110
길이	21.39m
직경	4m
노즐 직경	1.8m
추진제	UH 25 (75% UDMH, 25% 히드라진) / 사산화 질소
불활성 질량	9000kg
추진제 질량	116000kg
발사 질량	125000kg
케이스 / 탱크 재료	알루미늄 합금
엔진	비카스 엔진 2기
엔진 유형	가스 발생기 사이클
최대 추력 (해면)	1588kN
추력 (진공)	756.5kN
비추력 (해면)	293 초
최대 압력	58.5 bar
엔진 건조 중량	900kg
고도 제어	엔진 짐벌
면적비	13.99
엔진 직경	0.99m
혼합비	1.7 (산화제/연료)
터보펌프 속도	10,000 rpm
유량	275kg/s
재점화	불가
연소 시간	200 초
점화	T+110 초

3.3. 3단 (C25 극저온 로켓 엔진)

C25는 LVM3의 3단으로, CE-20 극저온 엔진을 사용한다. 직경 4m, 길이 13.5m이며, 액체 산소(LOX)와 액체 수소(LH₂) 추진제 28톤을 탑재한다. CE-20 엔진은 인도 최초의 가스 발생기 사이클 극저온 엔진으로, 200kN의 추력을 낸다.

LVM3-M3 임무에서는 새로운 흰색 C25 단계가 도입되었는데, 이는 더욱 환경 친화적인 제조 공정, 더 나은 단열 특성, 그리고 경량 재료의 사용을 특징으로 한다. 이 단계는 발사체의 비행 컴퓨터와 중복된 스트랩 다운 관성 항법 시스템을 장비실에 수용한다. 발사체의 디지털 제어 시스템은 비행 전반에 걸쳐 폐쇄 루프 유도를 사용하여 위성을 목표 궤도에 정확하게 삽입한다. 원격 측정 다운링크를 위한 S 밴드 시스템과 레이더 추적 및 예비 궤도 결정을 허용하는 C 밴드 (IEEE) 트랜스폰더로 구성된 발사체의 통신 시스템도 C25에 장착된다. 통신 링크는 또한 차량의 모든 단계에 위치하고 별도의 항공 전자 공학을 특징으로 하는 전용 시스템을 사용하는 사거리 안전 및 비행 종료에도 사용된다.

C25 극저온 단계의 첫 정적 발사 시험은 2017년 1월 25일 타밀나두 마헨드라기리의 ISRO 추진 단지(IPRC) 시설에서 50초 동안 성공적으로 수행되었다. 2017년 2월 17일에는 640초 동안 두 번째 정적 발사 시험이 완료되었다. 이 시험은 추력 챔버, 가스 발생기, 터보 펌프 및 제어 부품을 포함한 엔진 성능과 하위 시스템의 일관성을 전체 시간 동안 입증했다.

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📌 열 고정 해제

항목	내용
직경	4m
길이	13.5m
추진제	액체 수소 / 액체 산소
추진제 질량	28MT
엔진	1 x CE-20
엔진 유형	가스 발생기 사이클
추력 (진공)	200kN
비추력 (진공)	443 초
연소 시간	643 초

3.4. 페이로드 페어링

탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재 페이로드 페어링(payload fairing)은 직경 5m, 높이 10.75m, 페이로드 부피 110m³이다. 이 페어링은 코임바토르에 위치한 LMW 첨단 기술 센터에서 제조된다. 승무원 모듈 대기권 재진입 실험(CARE) 모듈을 탑재한 로켓의 첫 번째 비행 이후, 페이로드 페어링은 오지브(ogive) 형태로 수정되었고, S200 부스터 노즈 콘(nose cone)과 탱크 간 구조는 더 나은 공기역학적 성능을 갖도록 재설계되었다. 이 발사체는 대형 위성과 우주선을 수용할 수 있도록 직경 5미터의 대형 페어링을 갖추고 있다. 정상적인 비행 시나리오에서 페어링 분리는 대략 T+253초에 발생하며, 화약(pyrotechnics)으로 작동하는 PLF 전체 길이에 걸쳐 선형 피스톤 실린더 분리 및 제트 분리(jettisoning) 메커니즘(지퍼 코드)으로 수행된다. 지퍼 코드(zip cord)에 의해 생성된 가스 압력은 그 아래의 고무를 팽창시켜 피스톤과 실린더를 분리하고, 이에 따라 페이로드 페어링 반쪽을 발사체에서 측면으로 밀어낸다. 페어링은 음향(acoustics) 흡음 담요가 특징인 알루미늄 합금으로 만들어졌다.

3.5. 발사 절차

LVM3는 S200 고체 로켓 부스터 점화로 이륙한다. 발사 후 110초에 L110 엔진이 공중 점화한다. S200은 발사 후 149초에 분리된다.

4. 개량 및 파생형

LVM3는 가간얀 프로젝트를 위해 유인 인증을 받고 있으며, 이를 위해 여러 변경 사항이 계획되어 있다. 안전에 중요한 하위 시스템의 신뢰성을 높이기 위해 작동 여유를 줄이고, 이중화를 적용하며, 부품을 강화하는 등의 개선이 이루어진다. 항공 전자 공학 개선에는 쿼드 중복 항법 및 유도 컴퓨터 (NGC), 이중 체인 텔레메트리 및 텔레커맨드 프로세서 (TTCP), 통합 상태 모니터링 시스템 (LVHM)이 통합될 것이다. 발사체는 62 bar 대신 58.5 bar의 챔버 압력에서 작동하는 L110 코어 단계의 고추력 비카스 엔진 (HTVE)을 갖게 된다. 사람 탑승 인증 S200 (HS200) 부스터는 58.8 bar 대신 55.5 bar의 챔버 압력에서 작동하며, 세그먼트 조인트에는 각각 세 개의 O-rings가 있을 것이다. HS200, L110 및 C25 단계에는 전기 기계식 액추에이터와 디지털 단계 컨트롤러가 사용될 것이다.

LVM3의 L110 코어 단은 SCE-200 엔진으로 구동되는 케로록스 단인 SC120으로 교체될 예정이다. 이를 통해 정지 천이 궤도(GTO)로의 탑재 능력이 7.5MT로 늘어날 것이다. SCE-200은 비대칭 디메틸히드라진(UDMH) 대신 케로신을 사용하며, 추력은 약 200톤이다. SC120용 첫 번째 추진제 탱크는 2021년 10월 HAL에서 인도했다.

C25 단계는 25ton의 추진제 탑재량에서 32ton의 더 높은 추진제 탑재량을 가진 C32 단계로 교체될 예정이다. C32 단계는 재시동이 가능하며 성능이 향상된 CE-20 엔진을 갖추게 된다. 2020년 11월 30일, HAL는 알루미늄 합금 기반의 극저온 탱크를 ISRO에 인도했다. 이 탱크는 5755kg의 연료를 수용할 수 있으며, 부피는 89m³이다.

2022년 11월 9일, 상단 로켓의 CE-20 극저온 엔진이 21.8톤의 향상된 추력으로 시험되었다. 추가적인 추진제 탑재량을 갖춘 적절한 단계를 통해 LVM3의 GTO(정지 천이 궤도)로의 탑재량은 최대 450kg까지 증가할 수 있다.

5. 주요 임무

LVM3는 GSLV-MkI 및 II의 후속 기종이지만, 파생형이 아닌 모든 것을 새롭게 개발한 로켓이다. 정지 천이 궤도(GTO)에 4000kg, 저궤도(LEO)에 8000kg의 발사 능력을 갖는다.

2014년 12월 18일, 사티시 다완 우주 센터에서 첫 발사를 실시하여 탄도 비행 시험에 성공했다. 2017년 6월 5일에는 GSAT-19를 탑재하여 위성 궤도 발사에 처음으로 성공했으며, 2019년 7월 22일에는 찬드라얀 2호를, 2023년 7월 14일에는 찬드라얀 3호를 성공적으로 발사했다. 2022년 10월 22일과 2023년 3월 26일에는 원웹 위성을 발사했다.

5.1. 찬드라얀 2호 (2019년 7월 22일)

2019년 7월 22일, LVM3 M1 (GSLV Mk.III M1) 로켓은 찬드라얀 2호 궤도선-착륙선 복합체(3850 kg)를 싣고 발사되어 주차 궤도(169.7 x 45,475 km)에 성공적으로 진입시켰다. 이는 LVM3의 첫 번째 작전 비행이었다.(두 번의 개발 비행 이후) 지구 주차 궤도의 원지점은 원래 예상보다 약 6,000 km 더 높았으며, 이로 인해 7번의 지구 궤도 상승 기동 중 하나가 제거되었다. 이는 로켓 성능이 15% 향상된 데 기인했다.

5.2. 찬드라얀 3호 (2023년 7월 14일)

LVM3 M4는 2023년 7월 14일 09:05 (UTC)에 사티시 다완 우주 센터에서 발사되어 찬드라얀 3호를 성공적으로 궤도에 안착시켰다.

5.3. 원웹 (OneWeb) 위성 발사

2022년 3월 21일, 원웹은 남은 1세대 위성을 팰컨 9 로켓으로 발사하기 위해 미국의 발사 서비스 제공업체인 스페이스X와 발사 계약을 체결했다고 발표했으며, 첫 발사는 2022년 여름 이후로 예상되었다. 2022년 4월 20일, 원웹은 인도 우주 연구 기구의 상업 부문인 뉴 스페이스 인디아 리미티드와 유사한 계약을 발표했다. 원웹 위성은 2022년 10월 22일과 2023년 3월 26일 LVM3에 의해 배치되었으며, 이전에 소유즈에서 사용했던 위성 디스펜서의 약간 수정된 버전을 사용했다.

총 5796kg의 36개 원웹 1세대 위성 첫 번째 배치는 2022년 10월 22일 '원웹 인디아-1 미션'이라는 암호명으로 LVM3 M2 로켓에 탑재되어 발사되었으며, 위성은 순차적으로 601km 고도 및 87.4° 경사각의 저궤도에 주입되었다. 이는 로켓의 첫 번째 상업 미션이자 저궤도에 대한 첫 번째 다중 위성 미션으로, 글로벌 상업 발사 서비스 시장에 진출하는 것을 의미했다. 위성 분리는 75분에 걸쳐 9단계에 걸쳐 여러 차례의 재정렬 및 속도 추가를 거치는 극저온 단의 독특한 기동을 포함했다. 2023년 3월 26일, '원웹 인디아-2 미션'이라는 암호명으로 36개의 위성 두 번째 배치가 LVM3 M3에 탑재되어 발사되었으며 동일한 경사각으로 450km 고도에 주입되었다. 이 발사에는 친환경 제조 공정, 더 나은 단열 특성 및 경량 재료 사용을 고려한 흰색 극저온 단계가 사용되었다.

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📌 열 고정 해제

비행	날짜	시간 (UTC)	발사 기지	탑재체	비고
M2	2022년 10월 22일	18:37	사티시 다완	원웹 위성 36기	첫 상업 발사
M3	2023년 3월 26일	03:30	사티시 다완	원웹 위성 36기

5.4. 기타 주요 임무

LVM3는 2017년 6월 5일에 GSAT-19 위성을 GTO에 성공적으로 발사하면서 첫 위성 궤도 발사에 성공했다. INSAT의 통신 위성인 GSAT-19 (3136kg)는 21.5° 경사각으로 170 x 35,975 km의 궤도에 진입했다.

2018년 11월 14일에는 GSAT-29 위성을 발사하여 두 번째 위성 궤도 발사에 성공했다. INSAT의 통신 위성인 GSAT-29 (3423kg)는 21.5° 경사각으로 190 x 35,975 km의 연장된 주차 궤도에 진입했으며, L110 코어는 업그레이드된 고추력 비카스 엔진(HTVE)을 사용했다.

6. 발사 기록

LVM3는 2023년 7월 기준으로 총 7번의 발사를 수행했으며, 7번 모두 성공했다.

;LVM3 발사의 10년 단위 요약:

7. 비교 대상 로켓

누리호, 타이탄 IIIC, H-IIA, 아틀라스 V, 팰컨 9, 안가라 로켓, 델타 IV, 창정 3호