2025. 4. 29. 오후 9:37:00
아마존, 초연결 ‘카이퍼’ 쏘아올렸다
출처: 경향 신문 ( 한국 / 한국어 )
아틀라스 V
"오늘의AI위키"는 AI 기술로 일관성 있고 체계적인 최신 지식을 제공하는 혁신 플랫폼입니다.
"오늘의AI위키"의 AI를 통해 더욱 풍부하고 폭넓은 지식 경험을 누리세요.
"오늘의AI위키"의 AI를 통해 더욱 풍부하고 폭넓은 지식 경험을 누리세요.
목차
1. 개요
아틀라스 V는 록히드 마틴에서 개발한 미국 우주 발사체이다. 타이탄 로켓 시리즈를 대체하기 위해 개발되었으며, 러시아의 RD-180 엔진을 1단에 사용한다. 아틀라스 V는 다양한 페이로드와 궤도에 맞게 여러 가지 구성으로 제작되었으며, 2002년 첫 발사 이후 통신 위성, 과학 탐사선, 군사 위성 등 다양한 임무를 수행했다. 2014년 러시아의 크림반도 합병으로 인해 RD-180 엔진 사용이 제한되면서, 아틀라스 V는 벌컨 센타우르로 대체될 예정이다.
더 읽어볼만한 페이지
- 유나이티드 론치 얼라이언스의 우주발사체 - 델타 IV
델타 IV는 미국 공군의 EELV 프로그램에 따라 개발된 델타 로켓 계열의 발사체로, 액체 수소 연료와 RS-68 엔진을 사용하며 다양한 버전으로 운용되다가 높은 비용과 수요 부족으로 인해 단계적으로 폐지되었고, 벌컨 켄타우루스가 이를 대체할 예정이다. - 유나이티드 론치 얼라이언스의 우주발사체 - 델타 II
델타 II는 맥도넬 더글러스(후에 보잉)에서 제작한 일회용 발사체로, 토르 중거리 탄도 미사일을 기반으로 개발되어 미국 공군의 GPS 위성 발사를 주 임무로 1989년부터 2018년까지 총 155회 발사되었으며, NASA의 화성 탐사 임무에도 기여했다. - 아틀라스 로켓 - 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. - 아틀라스 로켓 - SM-65 아틀라스
SM-65 아틀라스는 냉전 시대 미국 최초의 대륙간 탄도 미사일로 개발되어 핵전력의 한 축을 담당했으며, 이후 우주 발사체로 개조되어 유인 우주선 발사에도 성공했다. - 미국의 우주발사체 - 런처원
런처원은 버진 그룹의 우주 기업인 버진 갤럭틱에서 개발을 시작하여 버진 오빗으로 이관된 공중 발사 방식의 2단 로켓으로, 보잉 747 항공기를 이용해 저궤도에 소형 위성을 발사하는 것을 목표로 개발되었으나, 2023년 발사 실패 후 파산보호를 신청했다. - 미국의 우주발사체 - 주노 I
주노 I은 주피터-C 로켓을 개량한 4단식 로켓으로, 오비터 계획에 따라 설계되어 미국의 첫 인공위성 익스플로러 1호를 발사했으나, 총 6회 발사 후 주노 II 로켓으로 대체되었다.
| 아틀라스 V | |
|---|---|
| 개요 | |
 | |
| 기능 | 중형 위성 운반 로켓 |
| 제조사 | 유나이티드 론치 얼라이언스 |
| 원산지 | 미국 |
| 비용 | 미화 1억 1천만 ~ 1억 5천 3백만 달러 (2016년 기준) |
| 높이 | 최대 58.3 m |
| 직경 | 3.81 m |
| 질량 | 590,000 kg |
| 단수 | 2단 |
| 상태 | 운용 중, 퇴역 예정 |
| 발사 장소 | 케이프 커내버럴, SLC-41 반덴버그, SLC-3 (2022년까지) |
| 성능 | |
| 저궤도 (LEO) 수송 능력 | 8,210–18,850 kg (경사각 28.70°) |
| 정지궤도 전이궤도 (GTO) 수송 능력 | 4,750–8,900 kg |
| 로켓 정보 | |
| 계열 | 아틀라스 |
| 파생 | 아틀라스 III |
| 비교 대상 | 델타 IV 팰컨 9 창정 3B 프로톤-M 새턴 IB |
| 발사 기록 | |
| 총 발사 횟수 | 101회 |
| 성공 횟수 | 100회 |
| 부분 실패 | 2007년 6월 15일 |
| 최초 발사 | 2002년 8월 21일 (핫 버드 6) |
| 마지막 발사 | 2024년 7월 30일 (USSF-51) |
| 부스터 정보 | |
| 종류 | 부스터 |
| 이름 | AJ-60A |
| 개수 | 0 ~ 5개 |
| 길이 | 17 m |
| 직경 | 1.6 m |
| 추진제 질량 | 42,630 kg |
| 추진제 종류 | AP / HTPB / Al |
| 추력 | 1688.4 kN |
| 비추력 | 279.3 초 |
| 연소 시간 | 94초 |
| 부스터 정보 (GEM 63) | |
| 종류 | 부스터 |
| 이름 | GEM 63 |
| 개수 | 0 ~ 5개 |
| 길이 | 20.1 m |
| 직경 | 1.6 m |
| 추진제 질량 | 44,200 kg |
| 추진제 종류 | AP / HTPB / Al |
| 추력 | 1663 kN |
| 연소 시간 | 94초 |
| 1단 로켓 정보 | |
| 단 | 1단 |
| 이름 | 아틀라스 CCB |
| 길이 | 32.46 m |
| 직경 | 3.81 m |
| 빈 질량 | 21,054 kg |
| 추진제 질량 | 284,089 kg |
| 엔진 | 1 x RD-180 |
| 추력 (해수면) | 3827 kN |
| 추력 (진공) | 4152 kN |
| 비추력 (해수면) | 311.3 초 |
| 비추력 (진공) | 337.8 초 |
| 연소 시간 | 253초 |
| 추진제 | RP-1 / LOX |
| 2단 로켓 정보 | |
| 단 | 2단 |
| 이름 | 센타우르 III |
| 길이 | 12.68 m |
| 직경 | 3.05 m |
| 빈 질량 | 2316 kg |
| 추진제 질량 | 20,830 kg |
| 엔진 | 1 × RL10A, 2 × RL10A 또는 1 × RL10C |
| 추력 (RL10A) | 99.2 kN |
| 비추력 (RL10A) | 450.5 초 |
| 연소 시간 (RL10A) | 842초 |
| 추진제 | LH2 / LOX |
2. 역사
아틀라스 V는 이전 아틀라스 시리즈의 설계를 개선하여 개발되었다. 아틀라스 I 및 II와 다르게, 1단 탱크는 압력 안정화 구조를 사용하지 않고 아이소그리드 알루미늄으로 제작되어 구조적으로 안정적이다.[15] 1단 엔진으로 러시아 NPO 에네르고마쉬의 RD-180 엔진을 사용한다. 이 엔진은 등유와 액체산소를 추진제로 사용하며, 높은 추력과 효율을 제공한다. RD-180 엔진은 나로호 개발에 사용된 엔진으로 한국과도 관련이 있다.
2002년 8월 첫 발사 이후 2024년 6월까지 총 100번의 발사에서 아틀라스 V는 99%의 발사체 성공률을 기록했다. (100% 임무 성공률)
아틀라스 V 발사 시스템 사용 중 첫 번째 이상 현상은 2007년 6월 15일에 발생했는데, 센타우르 상단 엔진이 조기에 종료되면서 NROL-30 해양 감시 위성 쌍을 의도한 궤도보다 낮은 궤도에 진입시켰다.[207] 원인은 누출 밸브였으며, 이로 인해 연료 부족으로 2차 연소가 4초 일찍 종료되었다. 밸브 교체로 인해 다음 아틀라스 V 발사가 지연되었다.[222] 그러나 고객(국가 정찰국)은 이 임무를 성공으로 분류했다.
2016년 3월 23일 발사에서는 1단 연소 성능 저하 이상 현상이 발생하여 5초 일찍 종료되었다. 센타우르는 1단의 부족분을 보충하기 위해 연료를 사용하여 시그너스 화물(아틀라스 V 탑재 화물 중 가장 무거운 화물)을 의도한 궤도로 올렸다. 이 사건은 주 엔진 혼합비 공급 밸브의 결함으로 연료 흐름이 제한되어 발생했다. 조사를 통해 향후 밸브를 검사하면서 다음 발사가 지연되었다.
2021년 8월, ULA는 아틀라스 V의 발사 판매를 중단하고 기존의 29건의 발사 계약을 이행할 것이라고 발표했다.[11] 필요한 RD-180 엔진을 마지막으로 구매했으며, 해당 엔진의 마지막 배송은 2021년 4월에 완료되었다. 마지막 발사는 "2020년대 중반"에 이루어질 예정이다.[11] 이는 러시아의 크림반도 합병에 따른 국제 정세 변화와 미국의 정치적 고려에 따른 것으로 보인다. ULA는 RD-180 엔진을 사용하는 아틀라스 V를 퇴역시키고, 블루 오리진의 BE-4 엔진을 사용하는 벌컨 센타우르로 전환하기 시작했다. 발표 이후 14번의 임무가 수행되었으며, 15번의 발사가 남아 있다.
2. 1. 타이탄 로켓 시리즈와의 관계
타이탄 I을 기본형으로 하여 대형 고체연료 부스터 2개를 붙인 타이탄 로켓 시리즈는 모델명은 바뀌어도 1965년부터 2005년까지 계속 사용되었다.[15] 2005년 마지막으로 발사된 모델은 타이탄 IV 로켓이다.타이탄 시리즈는 에어로진 50과 사산화이질소의 독성이 문제였고, 발사 비용이 너무 비쌌다.
에어로진 50과 사산화이질소는 러시아, 중국, 북한 등에서 단거리 스커드 미사일부터 ICBM, 우주 로켓에 광범위하게 사용하는 액체연료로, 상온에서 보관이 가능하지만, 독성이 매우 강하고 가격이 비싸다. 반면에 등유와 액체산소는 연료 가격이 매우 싼 대신, 액체산소가 극저온 연료라서 보관이나 취급이 매우 까다롭다.
이러한 문제로 인해 타이탄 IV 로켓 시리즈는 모두 퇴역했고, 개발사인 록히드 마틴은 아틀라스 V를 사용 중이다. 아틀라스 V는 세계에서 가장 발사 비용이 저렴한 엔진 중 하나인 러시아 RD-180 엔진을 사용한다.
3. 구조
아틀라스 V는 다양한 발사 요구를 충족시키기 위해 여러 가지 버전으로 구성된다. 각 아틀라스 V 부스터는 세 자리 숫자로 된 명칭을 가진다.
- 첫 번째 숫자는 페어링의 지름(미터)을 나타내며, 4 또는 5의 값을 가진다. 유인 캡슐 발사의 경우에는 페어링을 사용하지 않으므로 "N" 값을 가진다.
- 두 번째 숫자는 발사체에 부착된 고체 로켓 부스터(SRB)의 수를 나타낸다. 4m 페어링의 경우 0개에서 3개, 5m 페어링의 경우 0개에서 5개까지 가능하다. SRB 배치는 모두 비대칭이다.
- 세 번째 숫자는 센타우르 (로켓) 상단 엔진의 수를 나타내며, 1 또는 2이다. 보잉 스타라이너 유인 캡슐 임무에 사용되는 "N22"는 듀얼 엔진 센타우르를 사용하며, 그 외 모든 구성은 단일 엔진 센타우르를 사용한다.[43]
아틀라스 V는 현재까지 11가지 구성으로 비행했다.[43]
| 버전 | 페어링 | SRB | 센타우르 엔진 | LEO 페이로드 (kg) | GTO 페이로드 (kg) | 발사 횟수 | 기본 가격 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 401 | 4m | – | 1 | 9,797 | 4,750 | 41 | 1.09억달러 |
| 411 | 4m | 1 | 1 | 12,150 | 5,950 | 6 | 1.15억달러 |
| 421 | 4m | 2 | 1 | 14,067 | 6,890 | 9 | 1.23억달러 |
| 431 | 4m | 3 | 1 | 15,718 | 7,700 | 3 | 1.3억달러 |
| 501 | 5.4m | – | 1 | 8,123 | 3,775 | 8 | 1.2억달러 |
| 511 | 5.4m | 1 | 1 | 10,986 | 5,250 | 1 | 1.3억달러 |
| 521 | 5.4m | 2 | 1 | 13,490 | 6,475 | 2 | 1.35억달러 |
| 531 | 5.4m | 3 | 1 | 15,575 | 7,475 | 5 | 1.4억달러 |
| 541 | 5.4m | 4 | 1 | 17,443 | 8,290 | 9 | 1.45억달러 |
| 551 | 5.4m | 5 | 1 | 18,814 | 8,900 | 14 | 1.53억달러 |
| N22 | 없음 | 2 | 2 | 13,250 (ISS까지)[47] | 3 | – | |
아틀라스 V HLV(Heavy Lift Vehicle)는 3기의 공통 코어 부스터(CCB)를 묶어 저궤도에 25톤을 투입할 수 있는 사양이었다. 2006년 랜드사 보고서에 따르면, 록히드 마틴은 아틀라스 V HLV 개발을 하지 않기로 결정했다.[223] 아틀라스 V HLV의 발사 능력은 델타 IV 헤비와 거의 동등하며, 델타 IV 헤비는 2004년부터 발사되었다.
2015년 3월, 유나이티드 론치 얼라이언스(ULA)의 CEO 토리 브루노는 아틀라스 V HLV 개발 대신 차세대 발사 시스템 (벌컨)에 집중할 것이라고 밝혔다.
아틀라스 로켓의 세 자리 숫자는 다음과 같은 의미를 가진다.
- 100의 자리: 노즈콘 페어링 직경 (4m 또는 5.4m)
- 10의 자리: 제1단에 장착되는 고체 연료 보조 로켓 수 (4m 페어링은 0~3개, 5m 페어링은 0~5개)
- 1의 자리: 센타우르 로켓 엔진 수 (1기 또는 2기)
싱글 엔진 센타우르(SEC)는 주로 정지 천이 궤도 진입이나 지구 중력권 탈출 시 사용되고, 듀얼 엔진 센타우르(DEC)는 주로 저궤도 투입에 사용된다.
아틀라스 V는 두 가지 크기의 페어링을 사용한다. 아틀라스 II에서 사용되던 직경 4m 페어링과, 스위스 RUAG Space사에서 개발, 생산하는 직경 5.4m (내부 사용 가능 직경 4.57m) 페어링이다. RUAG 페어링은 탄소 섬유 복합 구조를 사용하며, 아틀라스 V에서는 세 가지 길이로 제공된다. 기존 페어링은 페이로드만 덮지만, RUAG 페어링은 센타우르 상단 로켓도 함께 덮는다.
2006년 9월, 록히드와 비글로우 에어로스페이스는 유인 사양의 아틀라스 V를 민간 우주 비행 시장에 투입하는 데 합의했다.[228]
3. 1. 1단 (Common Core Booster)
아틀라스 V의 1단은 공통 코어 부스터(CCB) (델타 IV의 공통 부스터 코어와 혼동하지 않도록 주의)라고 불리며, 직경 3.8m, 길이 32.5m이다. 러시아 NPO 에네르고마쉬의 RD-180 엔진 1기를 사용하며, 284450kg의 액체산소와 RP-1(등유)을 추진제로 사용한다.[15] 약 4분 동안 작동하며, 약 4MN의 추력을 제공한다.추력은 최대 5개의 에어로젯 AJ-60A 또는 노스롭 그러먼 GEM 63 스트랩온 고체 로켓 부스터(SRB)를 사용하여 증강할 수 있으며, 각 부스터는 94초 동안 추가로 1.27MN의 추력을 제공한다.[15]
아틀라스 V와 이전 아틀라스 I 및 II 발사체의 주요 차이점은 다음과 같다.[15]
- 1단 탱크는 더 이상 스테인리스강 모노코크 압력 안정 "풍선" 구조를 사용하지 않고, 아이소그리드 알루미늄으로 제작되어 가압되지 않은 상태에서도 구조적으로 안정적이다.
- 병렬 단, 더 작은 고체 로켓 부스터와 동일한 액체 로켓 부스터를 위한 장착 지점이 1단 구조에 내장되어 있다.
- ''"1.5단 분리"'' 기술은 러시아 RD-180 엔진이 도입되면서 아틀라스 III에서 중단되었으며, 더 이상 사용되지 않는다.
- 주 단의 직경이 3m에서 3.8m로 증가했다.[16]
3. 2. 2단 (Centaur)
센타우르 상단은 압력 안정화 추진제 탱크 설계를 사용하며 극저온 추진제를 사용한다. 아틀라스 V용 센타우르 단은 아틀라스 IIAS 센타우르에 비해 1.7m 늘어났으며, 각각 99.2kN의 추력을 내는 1개 또는 2개의 Aerojet Rocketdyne RL10A-4-2 엔진으로 구동된다.[17] 센타우르에 위치한 관성 항법 장치(INU)는 아틀라스와 센타우르 모두에 대한 유도 및 항법을 제공하고 아틀라스와 센타우르의 탱크 압력과 추진제 사용을 제어한다. 센타우르 엔진은 여러 번의 우주 내 점화가 가능하여 저궤도 주차 궤도 진입 후 휴지 기간을 거쳐 GTO로 진입할 수 있다.[17] 수 시간의 휴지 시간 후 세 번째 점화를 통해 탑재체를 정지 궤도에 직접 투입할 수 있다.2006년 기준으로 센타우르 차량은 전체 질량 대비 연소 가능한 추진제의 비율이 현대 수소 상단 중 가장 높았으며, 따라서 상당한 탑재체를 고에너지 상태로 전달할 수 있다.[18]
3. 3. 페이로드 페어링
아틀라스 V는 위성 요구 사항에 맞춰 두 가지 직경의 페이로드 페어링을 사용한다. 아틀라스 II에 사용되었던 4.2m 직경 페어링[19]은 세 가지 길이로 제공된다. 9m 기본형과 10m 및 11m 확장형은 각각 AV-008/아스트라 1KR 및 AV-004/인마르셋-4 F1 임무에서 처음 사용되었다.[12]4.57m의 내부 사용 가능 직경을 가진 5.4m 직경 페어링은 스위스의 RUAG Space[20]에서 개발 및 제작되었다. RUAG 페어링은 탄소 섬유 복합 구조를 사용하며 아리안 5용으로 비행 테스트를 거친 유사한 페어링을 기반으로 한다. 아틀라스 V를 위해 20.7m, 23.4m, 26.5m 길이의 세 가지 구성이 제작된다.[20] 기존 4.2m 페어링은 페이로드만 덮지만, RUAG 페어링은 더 길어서 센타우르 상단과 페이로드를 모두 완전히 덮는다.[21]
4. 버전
아틀라스 V 로켓은 세 자리 숫자를 사용하여 각 발사체의 구성을 나타낸다.
- 첫 번째 숫자는 페어링(위성 덮개)의 지름(미터)을 나타낸다.
- 일반적인 페어링 발사는 "4" 또는 "5"이다.
- 유인 캡슐 발사는 페어링을 사용하지 않으므로 "N"으로 표시한다.
- 두 번째 숫자는 발사체에 부착되는 고체 로켓 부스터(SRB)의 개수를 나타낸다.
- 4m 페어링은 "0"~"3"개
- 5m 페어링은 "0"~"5"개
- 모든 SRB 배치는 비대칭이다.
- 세 번째 숫자는 센타우르 상단 엔진의 개수를 나타내며 "1" 또는 "2"이다.
- 대부분 단일 엔진 센타우르를 사용한다.
- 스타라이너 유인 캡슐 임무에는 듀얼 엔진 센타우르를 사용하는 "N22" 버전을 사용한다.
아틀라스 V는 11가지 구성으로 비행했다.[43]
| 버전 | 페어링 | SRB | 센타우르 엔진 | LEO 페이로드[44] | GTO 페이로드[44] | 발사 횟수 | 가격[1] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 401 | 4m | – | 1 | 9797kg | 4750kg | 41 | 1.09억달러 |
| 411 | 4m | 1 | 1 | 12150kg | 5950kg | 6 | 1.15억달러 |
| 421 | 4m | 2 | 1 | 14067kg | 6890kg | 9 | 1.23억달러 |
| 431 | 4m | 3 | 1 | 15718kg | 7700kg | 3 | 1.3억달러 |
| 501 | 5.4m | – | 1 | 8123kg | 3775kg | 8 | 1.2억달러 |
| 511 | 5.4m | 1 | 1 | 10986kg | 5250kg | 1 | 1.3억달러 |
| 521 | 5.4m | 2 | 1 | 13490kg | 6475kg | 2 | 1.35억달러 |
| 531 | 5.4m | 3 | 1 | 15575kg | 7475kg | 5 | 1.4억달러 |
| 541 | 5.4m | 4 | 1 | 17443kg | 8290kg | 9 | 1.45억달러 |
| 551 | 5.4m | 5 | 1 | 18814kg | 8900kg | 14 | 1.53억달러 |
| N22 | 없음 | 2 | 2 | 13250kg (ISS[47]) | 3 | – | |
5. 주요 임무
22:05
11:43
화성
19:00
16:25
목성 중심
15:02
(화성 착륙)
23:52
22:46
18:03