'''람다 4S'''는 도쿄대학 우주항공연구소가 개발한, 일본 최초의 우주발사체이다. 4단 고체로켓이다. 1966년 9월 26일 초도비행했으며, 1970년 2월 11일 일본 최초의 인공위성 오스미 위성을 발사하는데 성공했다. 성공으로 일본은 세계에서 번째로 자력으로 인공위성 발사에 성공한 국가가되었다. 이것은 세계에서 최초의 대학에 의한 인공위성 발사 성공으로, 세계에서 최초의 '''고체연료 우주발사체'''에 의한 인공위성 발사 성공으로, 세계에서 최초의 유도 제어장치를 탑재하지 않는 로켓에 의한 인공 위성의 발사 성공이었다. 일본사회당이 로켓 기술이 탄도 미사일에 전용될 가능성이 있는 것을 이유로 유도 제어장치의 탑재에 반대한 것으로, 기술자들은 로켓의 개발에 매우 고생했다. 유도장치를 탑재하지 않고 원하는 궤도에 인공 위성을 투입하기 위해서, 중력과 바람을 계산해서 비스듬히 발사되었다. 람다 4S는 일본의 우주 개발의 아버지로 알려져있는 이토카와 히데오 교수가 주도하고, 일본이 완전히 독자적으로 개발했다. 한국에서는, 일본은 미국에서 기술을 도입한 우주발사체로 최초의 인공 위성을 발사했다고 보도된 것이 있지만, 이것은 틀린 정보다. 최초에 미국으로부터 기술 도입을 받은 것은, 일본에서 최초의 '''액체연료 우주발사체 '''N-I다. == 발사 기록 == L-4T는 궤도투입을 목표로 하지 않는 실험 비행. 날짜(GMT) 비행 탑재체 결과 1966년 9월 26일 오스미 (1) 실패 1966년 12월 20일 오스미 (2) 실패 1967년 4월 13일 오스미 (3) 실패 1969년 9월 3일 L-4T 1969년 9월 22일 오스미 (4) 실패 1970년 2월 11일 오스미 (5) 성공 == 일본의 우주개발 == 일본의 우주개발로 특징적인 것은, 독일의 V-2 로켓의 기술을 발전시킨 소련, 미국, 중국의 초기의 액체연료 우주발사체와 다르고, 완전한 국산기술의 고체연료 우주발사체 시리즈로 시작된 것과, 냉전시대의 오랫동안, 자주적인 의사로 군사목적의 이용이 금지되어 것이다. 고체연료 로켓은 특징으로부터 군사목적에서의 이용이 의심되기 쉽지만, 소형 로켓에 한정해서 말하면 액체연료 로켓보다 기술적으로 간단하므로, 처음에는 고체연료 로켓의 개발로부터 시작되었다. 특히 당시의 일본의 여론은 반전여론이 매우 심하고, 로켓 개발은 우주과학목적의 이용만큼 엄격하게 제한되어서 21세기에 들어갈 때까지 정찰 위성의 발사등의 군사이용은 엄중하게 금지되었다. 발사 128회, 성공 115회, 성공률 90% (N-I와 H-II의 "일부실패"는 "실패"로 꼽았다.) 현역 로켓의 성공률 96% (H-IIA,Epsilon, SS-520) 관측 로켓은 1000 이상 발사되고있다. ** 2021년 12월 22일 시점 === 고체연료 우주발사체 === 람다 4S는 Lambda rocket 시리즈의 하나다. 일본은 이전에도 관측 로켓을 발사하고 있었지만, 람다 4S로 인공 위성의 발사에 성공한 것으로 본격적인 우주 개발이 시작되었다. 일본의 우주개발은 도쿄대학의 이토카와 히데오 교수의 Pencil rocket에게서 시작되었다. 그리고 고체연료 로켓의 Pencil rocket는, Baby rocket, 27종류의 Kappa rocket 시리즈, 9종류의 Lambda rocket 시리즈, 8종류의 Mu rocket 시리즈와 대형화해 갔다. 도쿄대학의 Pencil rocket로부터 시작된 고체연료 로켓의 기술은 ISAS에 계승되어서, 지금은 JAXA에 계승되고 있다. 이렇게 고체연료 로켓이나 우주탐사선과 인공위성은 일본의 국산기술것만으로 발전해 갔다. 2006년까지 운용된 M-V 로켓은, 당시, 세계최대의 고체 로켓이었다. 2013년부터는, 소형이어서 저렴한 엡실론 로켓의 운용이 시작되었다. 로켓시리즈 로켓 길이 직경 무게 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 5/5 2013-현역 SS-520 (개량형) 9.54 0.52 2.6 고체연료 1/2 2017-현역 === 액체연료 우주발사체 === 한편, 액체연료 로켓은 1970년대의 일본의 액체연료 로켓 기술에서는 시험 로켓의 발사는 가능하지만 실용적인 대형의 인공 위성을 발사하는 것은 불가능했으므로, 처음에는 NASDA (JAXA의 이전의 조직)가 미국에서 기술을 라이선스 생산에서 도입하고 있다. 일본이 자력으로 고체연료 로켓으로 인공 위성의 궤도투입에 성공한 것에 의해, 미국은 액체연료 로켓의 기술을 일본에 제공하게 되었다. 미국은 핵심 기술은 비밀로 유지하는 블랙 박스의 조건으로 일본의 라이센스 생산을 허용했다. 이렇게 해서 1975년에 N-I로켓이 발사되었다. 2단 엔진만은 일본제의 LE-3이 사용되었다. 1980년에 N-I의 6호가 실패하면, 일본은 원인을 추구하기 위해서 미국에 비밀인 기술 정보의 공개를 요구했지만, 거절당했기 때문, 액체연료 로켓도 완전히 자력으로 개발할 방침을 결정했다. 후는 N-II로켓의 발사가 계속되고, H-I로켓은 일본이 개발한 2단 엔진 LE-5과 3단 엔진 UM-129A과 전자장치를 채용했다. 그리고 1994년에 발사한 H-II로켓에서는 1단 엔진 LE-7과 고체 로켓 부스터의 개발에도 성공해서 완전한 국산화를 달성했다. 미국제의 1단 엔진 MB-3-3을 사용한 H-I와 비교해서 발사 능력을 비약적으로 향상시키기 위해서, LE-7의 작동 방법과 연료는 기술적인 난이도는 매우 높지만 비추력을 최대화 있다 단계식 연소 사이클과 LH2를 채용했다. 단계식 연소 사이클과 LH2을 채용했기 때문 터보펌프의 개발이 매우 어렵고, 개발이 성공할 때까지 10년 걸렸다. 고체 로켓으로 축적해 기술은 고체연료 부스터(SRB)에 반영되었다. 현재는 H-II로켓은 H-IIA과 H-IIB에게 발전하고 있다. 로켓시리즈 로켓 길이 직경 무게 LEO kg 연료 성공/발사 운용기간 N-I 32.6 2.44 90.4 1200 액체연료 6/7 (일부실패1) 1975-1982 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 44/45 2001-현역 H-II H-IIB 56.6 5.20 531.0 19000 액체연료 9/9 2009-2020 == 각주 == == 보기 == 일본의 항공우주개발 연혁 나이키 미사일 1970년, 일본은 미국의 나이키 핵미사일을 라이센스 생산, 배치를 시작했다. 일본의 우주발사체와 기술적인 관련은 없다. 미젯맨 미사일 람다 4S와 유사한, 소형 장거리 고체연료 로켓이다. 분류:일본의 로켓 분류:소모성 우주 발사체