) 비행 탑재체 결과 2013년 9월 14일 [ 1 ] TF1 SPRINT - A ( HISAKI ) 성공 2016년 12월 20일 [ 2 ] F2 ERG ( ARASE ) 성공 2018년 1월 17일 [ 3 ] F3 ASNARO - 2 성공 2019년 1월 18일 [ 4 ] F4 소형 위성 x7 개 성공 일본의 우주발사체 [ 편집 ] 발사 119회, 성공 106회, 성공률 89 % ( N - I와 H - II의 " 일부실패 " 는 " 실패 " 로 꼽았다. ) 현역 로켓의 성공률 96 % ( H - IIA, H - IIB, Epsilon, SS - 520 ) 2018년 10월 31일 시점 일본의 고체연료우주발사체 [ 편집 ] 로켓시리즈 로켓 길이 m 직경 m 무게 t LEO kg 연료 성공 / 발사 운용기간 Lambda L - 4S 16. 5 0. 735 9. 4 26 고체연료 1 / 5 1966 - 1970 Mu M - 4S 23. 6 1. 41 43. 6 180 고체연료 3 / 4 1970 - 1972 Mu M - 3C 20. 2 1. 41 41. 6 195 고체연료 3 / 4 1974 - 1979 Mu M - 3H 23. 8 1. 41 48. 7 300 고체연료 3 / 3 1977 - 1978 Mu
s ( F2 ) 추진제 고체연료 3단 로켓 - KM - V2b ( TF1 ), KM - V2c ( F2 ) 추력 99. 8 kN ( TF1 ), 99. 6 kN ( F2 ) 비추력 ( SI ) 301 s ( TF1 ), 299 s ( F2 ) 연소 시간 90 s ( TF1 ), 88 s ( F2 ) 추진제 고체연료 일본의 소형 위성용 우주 발사체이다. 세계 최대의 고체연료 로켓이었던 M - V의 후속이다. 2013년 9월 14일, 우치노우라 우주공간 관측소에서 시험 1호가 발사되었다. M - V보다 발사비용을 1 / 3로 줄일 것이다. 또한 M - V보다 지상 발사준비시간을 1 / 4로 줄일 것이며, 노트북과 인터넷을 이용해 전 세계 어디에서든지 로켓을 통제할 수 있게 하여, 전 세계에 더이상 로켓 발사장에 발사 통제 시스템이 필수가 아니라는 것을 보여줄 것이다. 무게 91톤, 길이 24미터, 3단 고체연료 로켓이다. 퇴역한 M - V 은 무게 130톤, 길이 30미터, 3단 고체연료 로켓이었다. 두 번째 비행에서 2단이 강화되어 성능이 30 % 향상됐다. M - V는 고체연료 로켓으로는 세계 최고의 성능을 자랑
##와 1단추력이 비슷하다. 무게 88. 45톤인 LGM - 118 피스키퍼는 475 kt W87 열핵탄두 10발을 탑재하고 14, 000 km 사거리를 날아간다. 3단 고체연료 모터를 사용하며, 1단 엔진 추력은 220톤이다. LGM - 118 피스키퍼, 미국, 무게 88. 45톤, 3단 고체연료, 1단추력 220톤, 최초발사 1983년 베가 로켓, 이탈리아, 무게 137톤, 3단 고체연료, 1단추력 220톤, 최초발사 2012년, 일본, 무게 91톤, 3단 고체연료, 1단추력 220톤, 최초발사 2013년 이탈리아는 예전에 핵무장을 했다가 비핵화를 선언한 국가이며, 일본은 잠재적 핵보유국으로 평가받는다. 일본의 핵무기 개발 참조. 미노타우르 [ 편집 ] 미국의 미노타우르 로켓과 비슷하다. 상세제원이 거의 똑같다., 무게 91톤, 길이 24 m, 직경 2. 6 m, 4단 고체연료 미노타우르 5호, 무게 89톤, 길이 24 m, 직경 2. 6 m, 4단 고체연료 발사 기록 [ 편집 ] 날짜 ( UTC ) 비행 탑재체 결과 2013년 9월 14일 [ 1 ] TF1 SPRINT - A ( HISAKI ) 성공
4 1974 - 1979 Mu M - 3H 23. 8 1. 41 48. 7 300 고체연료 3 / 3 1977 - 1978 Mu M - 3S 23. 8 1. 41 48. 7 300 고체연료 4 / 4 1980 - 1984 Mu M - 3SII 27. 8 1. 41 61 770 고체연료 7 / 8 1985 - 1995 J - I J - I 33. 1 1. 8 88. 5 870 고체연료 1 / 1 1996 Mu M - V 30. 7 2. 5 139 1800 고체연료 6 / 7 1997 - 2006 Epsilon Epsilon 24. 4 2. 6 91 1500 고체연료 4 / 4 2013 - 현역 S SS - 520 ( 개량형 ) 9. 54 0. 52 2. 6 4 고체연료 1 / 2 2017 - 현역 일본의 액체연료우주발사체 [ 편집 ] 로켓시리즈 로켓 길이 m 직경 m 무게 t LEO kg 연료 성공 / 발사 운용기간 N N - I 32. 6 2. 44 90. 4 1200 액체연료 6 / 7 ( 일부실패1 ) 1975 - 1982 N N - II 35. 4 2. 44 135. 2 2000 액체연료 8 / 8 1981 - 1987 H - I H - I 40. 3 2. 44 139. 9 2200 액체연료 9 / 9 1986 - 1992 H - II H - II 49. 9 4. 00 264. 0 100 액체연료 5 / 7
( 로켓 ) - 위키백과, 우리 모두의 백과사전 ( 로켓 ) 위키백과, 우리 모두의 백과사전. 둘러보기로 가기 검색하러 가기 일반 정보 용도 소형 위성 발사체 제작자 JAXA ( ISAS ) IHI 에아로스페스 사용국 일본 제원 전장 24. 4m ( TF1 ), 26. 0m ( F2 ) 직경 2. 6m 중량 91 t ( TF1 ), 95, 4 t ( F2 ) 단수 3단 ( 기본 ) / 4단 ( 옵션 ) 능력 LEO 페이로드 1, 200kg ( TF1 ) 1, 500kg ( F2 - ) 1단 로켓 - SRB - A3 추력 2, 271 kN ( TF1 ), 2, 350 kN ( F2 ) 비추력 ( SI ) 284 s 연소 시간 116 s ( TF1 ), 108 s ( F2 ) 추진제 고체연료 2단 로켓 - M - 34c ( TF1 ), M - 35 ( F2 ) 추력 371. 5 kN ( TF1 ), 445 kN ( F2 ) 비추력 ( SI ) 300 s ( TF1 ), 295 s ( F2 ) 연소 시간 105 s ( TF1 ), 129 s ( F2 ) 추진제 고체연료 3단 로켓 - KM - V2b ( TF1 ), KM - V2c
##에서 2단이 강화되어 성능이 30 % 향상됐다. M - V는 고체연료 로켓으로는 세계 최고의 성능을 자랑했으나 발사 비용이 57억 엔 ( 약 900억 원 ) 으로 너무 높아 실용성이 떨어졌다. 반면, 로켓의 경우 1회 발사 비용은 약 38억 엔 ( 약 416억 원 ) 정도로 M5의 절반가량에 불과하다. 한편, 유럽우주기구의 고체 로켓인 베가 ( Vega ) 의 1회 발사 비용은 약 46억 ~ 59억 엔 ( 약 506억 ~ 649억 원 ) 정도이다. 이에 따라 새로 개발한 로켓은 비용 절감과 효율화가 되었다. 향후 중소기업 등에서도 소형 위성 개발과 이용이 확대될 것으로 기대하고 있다. 일본은 대형 주력 로켓인 H2A 후속 로켓 개발도 추진하고 있으며 새로운 대형 로켓의 개발과 완성에는 10년 정도가 걸릴 것으로 예상하고 있다. 목차 1 피스키퍼 2 미노타우르 3 발사 기록 4 일본의 우주발사체 4. 1 일본의 고체연료우주발사체 4. 2 일본의 액체연료우주발사체 5 참조 6 더 보기 피스키퍼 [ 편집 ] 미국의 피스키퍼 핵미사일과 무게와 1단추력이 비슷하다. 무게 88. 45톤인 LGM - 118 피스키퍼는 475 kt W87 열핵
29 Shtil'Volna 새턴 I IB V 스카웃 SLV 우주 왕복선 SPARK 스파르타 Start - 1 스트렐라 Thor Able Ablestar Agena Burner Delta DSV - 2U Thorad - Agena 타이탄 II GLV IIIA IIIB IIIC IIID IIIE 34D 23G CT - 3 IV 싸이클론 2 3 4 뱅가드 VLS - 1 제니트 2 2M 기호 시험발사 전 취소된 계획 원본 주소 " " 분류 : 소모성 우주 발사체일본의 로켓 둘러보기 메뉴 개인 도구 로그인하지 않음토론기여계정 만들기로그인 이름공간 문서토론 변수 보기 읽기편집역사 보기 더 보기 검색 둘러보기 대문사용자 모임요즘 화제최근 문서 보기임의 문서로도움말기부 도구 여기를 가리키는 문서가리키는 글의 최근 올리기특수 문서 목록고유 링크문서 정보위키데이터 항목이 문서 인용하기 다른 프로젝트 공용 인쇄 / 내보내기 책 만들기PDF로 다운로드인쇄용 판 다른 언어 IndonesiaItaliano 日 本 語 中 文 링크 편집 이 문서는 2019년 5월 11일 ( 토 ) 11 : 56에 마지막으로 편집되었습니다. 모든 문서는 크리에이티브 커먼즈 저작자표
##ou 1 1A 창정 2C 2D 2F 3A 3B / E 3C 4B 4C 5 6 7 11 미노타우르 I IV V C 페가수스 프로톤 - M PSLV 로콧 사피르 샤빗 시모르그 소유스 - FG 소유스 - 2 2. 1a / STA 2. 1b / STB 2 - 1v SS - 520 은하 ( 로켓 ) 베가 제니트 3SL 3SLB 3F 개발중 안가라 1. 2 A5P 안타레스 230 아리안 6 Arion 2 BFR Bloostar Chetak 싸이클론 - 4M Eris Firefly Alpha Beta H3 하스 2CA i - Space Hyperbola - 1 3 누리호 Kuaizhou 11 21 31 LandSpace Zhuque - 1 2 LauncherOne 창정 8 9 뉴 글렌 뉴 라인 1 오메가 원스페이스 OS - M1, M2, M4 Orbex Prime 프로톤 라이트 SSLV SLS 소유스 - 5 소유스 - 7 벡터 - R 벡터 - H 베가 C 베가 E 벌컨 Zero 퇴역 안타레스 110 / 120 / 130 Ariane 1 2 3 4 ASLV Athena I II Atlas B D E / F G H
##년 5월 11일 ( 토 ) 11 : 56에 마지막으로 편집되었습니다. 모든 문서는 크리에이티브 커먼즈 저작자표시 - 동일조건변경허락 3. 0에 따라 사용할 수 있으며, 추가적인 조건이 적용될 수 있습니다. 자세한 내용은 이용 약관을 참고하십시오. 미국 및 다른 국가에 등록되어 있는 Wikimedia Foundation, Inc. 소유의 등록 상표입니다. 개인정보 정책 위키백과 소개 면책 조항 개발자 쿠키 정책 모바일 보기
2200 액체연료 9 / 9 1986 - 1992 H - II H - II 49. 9 4. 00 264. 0 100 액체연료 5 / 7 ( 일부실패1 ) 1994 - 1999 H - II H - IIA ( 202 ) H - IIA ( 204 ) 53. 053. 0 4. 004. 00 289443 10015000 액체연료 39 / 40 2001 - 현역 H - II H - IIB 56. 6 5. 20 531. 0 19000 액체연료 7 / 7 2009 - 현역 참조 [ 편집 ] ↑ JAXA press release Epsilon - F1 ↑ JAXA press release Epsilon - F2 ↑ JAXA press release Epsilon - F3 ↑ JAXA press release Epsilon - F4 더 보기 [ 편집 ] 하야부사 ( 우주선 ) 가구야 일본의 항공우주개발 연혁 vdeh우주 발사체 우주 발사체 목록 우주 발사체 비교 사용중 안가라 A5 안타레스 230 아리안 5 아틀라스 V 델타 IV IV 헤비 일렉트론 팰컨 9 블록5 팰컨 헤비 GSLV Mk II Mk III H - IIA H - IIB Kuaizhou 1 1A 창정 2C 2D 2F 3A 3B / E 3C 4B 4C 5 6 7 11 미노
엡실론(Epsilon, イプシロンロケット)은 일본의 저궤도 소형위성 발사용 우주 발사체이다. 미국 티오콜(현재 노스럽그루먼)의 고체로켓모터, 캐스터120(SR-118)을 라이선스 생산하여 1단 모터(SRB-A/A3/3)로 사용한다. 일본 우주산업과 방위산업의 고질적인 "고비용 저효율" 구조는 항상 문제로 지적되었고, 전신인 M-V 역시 이러한 지적으로부터 자유롭지 못하였다. M-V는 동일한 급의 미국 피스키퍼 상업용 발사체들(아테나2, 미노타우르4, 미노타우르C)과 성능면에서 차이가 없었으나, 1단 고체로켓모터의 추력이 불필요하게 높고, 발사 비용이 57억 엔(당시 약 900억 원)으로 너무 높아, 실용성이 매우 떨어졌다. 따라서 그 후속으로 개발된 발사체가 엡실론이다. 1단 고체로켓모터가 미국산의 라이선스 생산 모터인 점은, 엡실론이 일본의 순수한 "자국산" 발사체로 언급되기에는 애매한 부분이다. 엡실론의 경우 1회 발사 비용은 약 38억 엔(약 416억 원) 정도로, M-V의 절반가량에 불과하다. 한편, 유럽우주기구의 고체 발사체인 베가(Vega)의 1회 발사 비용은 약 46억~59억 엔(약 506억~649억 원) 정도이다. 2013년 9월 14일, 우치노우라 우주공간 관측소에서 시험 1호가 발사되었다. 엡실론은 무게 91t, 길이 24m의 3단 고체연료 로켓이다. 두 번째 비행에서 2단이 강화되어 성능이 30% 향상됐다. 2023년에 개발 완료 예정인 엡실론S는, 1단에 고체로켓모터 SRB-3를 적용할 예정이다. SRB-3는 기존의 SRB-A3의 길이를 소폭 늘리고 총중량을 증가시켜 개량한 모터이다. 그에 따라 추력이 20% 증가하였다. 따라서 엡실론S는 기존의 엡실론보다 페이로드 탑재능력 역시 소폭 상승할 것이다. 엡실론S 1단 고체로켓모터 SRB-3는 일본의 차세대 발사체인 H3의 고체부스터(SRB)로도 사용된다. 2023년 2월 17일, H3 첫 시험 발사에서 SRB-3는 정상적인 연소에 실패, 이로 인하여 H3의 첫 발사는 실패하였다. 2023년 7월 14일 엡실론S의 2단 고체로켓모터 연소시험중 모터에 의한 폭발사고가 있었다. 이날 아키타 소재의 시험 시설이 완파되었다. 이보다 빠른 2022년에는 엡실론 6호기가 발사에 실패하여 절차에 따라 폭파되었다. 액체연료 기반의 발사체에 비하여 개발 및 발사가 비교적 단순한 고체연료 발사체임에도 불구하고 일본은 최근 연달아 실패하고 있다. 엡실론(엡실론S)는, 동급의 미국, 유럽, 중국의 발사체들보다 페이로드 탑재능력은 떨어진다. 태양동기궤도(SSO) 페이로드 탑재능력에 있어서, 이탈리아의 베가는 고도 700 km에 1.43t 위성을 발사할 수 있다. 미국의 미노타우르4와 미노타우르C는 고도 740km에 1t, 중국의 ZK-1A는 고도 700 km에 1.3t 위성을 발사할 수 있다. 한편, 엡실론은 고도 500 km에 590-700 kg 위성을 발사할 수 있다. 새로 개량중인 엡실론S는 고도 700 km에 600kg의 위성을 발사할 수 있다.