M-V는 일본의 고체연료 우주발사체이다. Mu-5라고도 쓰며, 일본에서는 뮤파이브라고 발음한다. 세계 최대의 고체연료 로켓이다.[1]

M-V
일반 정보
M-V launching ASTRO-E2.jpeg
ASTRO-EII 위성을 탑재한 뮤파이브 로켓.
용도 고체연료 소형 우주발사체
제작자 ISAS
닛산 자동차 우주항공사업부
IHI 에아로스페스
사용국 일본
제원
전장 30.8 m
직경 2.5 m
중량 137,500 - 139,000 kg
운반궤도 Polar LEO
페이로드 1,300 kg
단수 3 or 4
능력
LEO 페이로드 1,800 kg
발사 역사
상태 Retired
발사장 가고시마 우주센터
총 발사 수 7 (M-V: 4, M-V KM: 3)
성공 수 6 (M-V: 3, M-V KM: 3)
실패 수 1 (M-V)
최초발사일 M-V: 2월 10일 2000년
M-V KM: 2월 12일 1997년
최후발사일 M-V: 9월 22일 2006년
M-V KM: 5월 9일 2003년
1단 로켓 - M-14
엔진 1 Solid
추력 3,780.345 kN
비추력(SI) 246 sec
연소 시간 46 seconds
추진제 Solid
2단 로켓 - M-24
엔진 1 Solid
추력 1,245.287 kN
비추력(SI) 203 sec
연소 시간 71 seconds
추진제 Solid
3단 로켓 - M-34
엔진 1 Solid
추력 294 kN
비추력(SI) 301 sec
연소 시간 102 seconds
추진제 Solid
4단 로켓 - KM-V1
엔진 1 Solid
추력 51.9 kN
비추력(SI) 298 sec
연소 시간 73 seconds
추진제 Solid
2000년 2월 스자쿠 위성을 탑재한 M-V 로켓의 모습. 발사에 실패했다

1990년에 ISAS에서 150억엔을 들여 개발을 시작했다. 3단 로켓이며, 높이 30.7 m, 직경 2.5 m, 중량 140 t이다. 2t의 화물을 250 km (155 miles) 고도에 올릴 수 있다. M-V는 1800 kg의 인공위성을 지구 저궤도에 올릴 수 있는데, 2005년 무게 510 kg인 하야부사25143 이토카와 소행성에 착륙시켰다.

M-V는 뮤로켓 시리즈의 하나다. 뮤로켓 시리즈는 일본의 고체로켓 개발사업으로서, 우치노우라 우주 센터에서 1966년 부터 2006년까지 진행되었다. 전부 8종류 존재하지만, 실제로 인공 위성을 발사한 것은 6종류다.

M-V는 고체연료 로켓으로는 세계 최고의 성능을 자랑했으나 발사 비용이 57억 엔(약 900억 원)으로 너무 높아 실용성이 떨어졌다. 차세대 소형 로켓 엡실론은 2013년 9월 14일, 우치노우라 우주 센터 에서 발사되었다..

발사 기록편집

날짜(UTC) 비행 탑재체 결과
1997년 2월 12일 F1 MUSES-B (HALCA) 성공
F2 LUNAR-A 취소
1998년 7월 4일 F3 PLANET-B (Nozomi) 성공
2000년 2월 10일 F4 스자쿠 실패
2003년 5월 9일 F5 MUSES-C (Hayabusa) 성공
2005년 7월 10일 F6 스자쿠 성공
2006년 2월 22일 F8 ASTRO-F (Akari)
Cute-1.7+APD
SSP
성공
2006년 9월 23일 F7 SOLAR-B (Hinode)
HIT-SAT
SSSAT
성공

일본의 우주발사체편집

  • 발사 115회, 성공 102회, 성공률 88.7% (N-I와 H-II의 "일부실패"는 "실패"로 꼽았다.)
  • 현역 로켓의 성공률 95.8% (H-IIA, H-IIB, Epsilon, SS-520)

일본의 고체연료우주발사체편집

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 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 1200 고체연료 3/3 2013-현역
S SS-520 (개량형) 9.54 0.52 2.6 4 고체연료 1/2 2017-현역

일본의 액체연료우주발사체편집

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 10000 액체연료 5/7 (일부실패1) 1994-1999
H-II H-IIA (204) 53.0 4.00 445.0 15000 액체연료 36/37 2001-현역
H-II H-IIB 56.6 5.20 531.0 19000 액체연료 6/6 2009-현역

외부 링크편집

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