ATLAS IIIA

Atlas IIIA 발사체
Customer : Domestic and international Satellite Launch Services Market
Launch Services Provider
International Launch Services
(via LM Commercial Launch Services, Inc.)

Launch Vehicle Contractor
Lockheed Martin Astronautics
-Denver, Colorado, USA
-San Die해, California, USA
-Harlingen, Texas, USA
-Cape Canaveral Air Force Station, Florida, USA

-Atlas IIIA는 상업적인 발사체 산업에서 경쟁력을 가지기 위한, Lockheed Martin의 주요 전략 중 하나이다. Atlas IIIA는 Atlas booster stage에서 재엔진 가동이 가능하고, Atlas 발사체의 수행 능력을 최소 5%이상 높임과 동시에 좀더 향상된 생산성과 신뢰성을 제공해 준다. 또한 가격 경쟁력 면에서도 높은 위치에 자리하고 있다. Atlas IIIA는 지구 동주기 궤도에 있어서 약 3,400kg(7,500 lb)에서 4,060kg(8,950 lb)정도 무게의 하중 시스템을 실을 수 있다. 하중 시스템의 유용성에 대한 연구로, Atlas IIIA의 첫 비행은 2000년의 제 1분기 중으로 잡혀 있고, Atlas IIIA의 발사비율이 연간 6 ~ 8회 정도 되므로 다음 발사는 18개월 내에 있을 것이다.

-Atlas IIIA이 추진 보조기관인 Atlas IIIA booster는 Pratt #Whitney(U.S.)와 NPO Energomash(Russia)의 합작으로 만들어진 고도의 수행 능력을 가진 RD-180 추진 시스템을 사용한다. 이 RD-180은 액체 산소와 RP-1 추진제를 산화시켜 약 2,6-MN(585,000-lbf)의 추력을 발생한다. 이 RD-180은 대기 위로 상승할 때 발사체에 생길 수 있는 공기 부하와 발사위치에 따른 발사체 하부 구조에 생길 수 있는 공기 부하를 적절히 감소시키도록 속도를 다양하게 조절한다. 게다가, 위성에 있어서 이 속도 조절기능은 Atlas IIAS와는 구별되는 비행환경을 조성시켜 준다.

-Lockheed Martin에서 제작한 Centaur IIIA Stage는 한 개의 Pratt & Whitney RL10A-4-1 turbopump-fed 엔진이 액체산소와 액체수소를 태움으로써 힘을 발휘한다. Centaur IIIA 단은 Centaur IIAS 단에 대해 그 윗부분이 좀 다르다. Centaur IIIA는 Centaur IIAS의 2개의 RL10 엔진 중 하나를 없애고, 나머지 하나가 중심에 위치하고 있으며, 전자공학적 추력벡터 제어 구동기가 이미 사용되었던 수력을 이용한 구동시스템을 대신하고 있다. Atlas와 Centaur의 유도, 탱크압력, 추진제 이용 등이 장비 모듈 앞쪽에 위치하고 있는 관성 비행 소자(INU)에 의해 제어되어 진다.

- 총 질량 : 218,450-kg(481,600 lbm)
- 총 길이 : 확장된 길이의 큰 payload fairing(EPF)을 포함하여 52.8-m(173.2 피트)

-전형적인 Atlas IIIA 발사 과정으로, 발사하기 전에 발사체의 2개의 RD-180 추력소가 짧게 점화된다. 미리 프로그램 되어진 엔진 모드는 음속에 가까운 속도에서의 부하와 높은 동적 압력, 발사체가 최대한으로 수행능력을 발휘할 때 생기는 발사체의 부하를 최소화하기 위해 추진 보조로켓이 상승하는 동안 사용되어진다. 비행한 지 2분이 지나면, 발사체는 약 4g의 가속을 가지기 위해 속도 조절을 시작하게 된다. 추진 보조로켓엔진은 비행 후 3분이 지나는 즉시 꺼지게 되고, Atlas로부터 Centarur 분리가 이루어진다. 첫 번째 Centaur 그 Centaur와 Centaur의 탑재체가 주차 궤도근처를 활공하게 되는 직후인 약 9분까지 계속해서 가동된다. 첫 번째 발화가 있고, 즉 점화 후 10초가 지난 후에 payload fairing은 버려진다. 두 번째 Centaur 점화는 비행한 지 약 23분 후에 일어나서 약 3분 동안 계속되고, Centaur로부터 Spacecraft의 분리는 수분 후에 일어난다.

-Atlas는 미국 대륙간 탄도미사일로 처음 시작되었다. 그 때 Atlas는 ICBM으로 발전되었고, 공군은 미항공우주국에 발사체를 제공하기 시작하였다. 1958년 Eisenhower 대통령의 크리스마스 메시지가 수행중인 Atlas로부터 전해지면서 처음으로 우주를 통한 정보교환이 이루어졌다. 미국 우주 프로그램에서 주업무를 담당하게 된 Atlas는 수많은 국가용, 군사용, 민간용 탐재체를 쏘아 올렸다. Martin Marietta(지금의 Lockheed Martin)은 1994년 General Dynamics Corporation 로부터 Atlas 프로그램을 얻었고, 그 날까지 Atlas는 540회 발사되어졌다. Centaur는 Atlas 위쪽에서 100회, Titan에서 15회 발사되어졌다.

NPO Energomash/Pratt & Whitney - Atlas RD-180 엔진들
Pratt & Whitney - Centaur 엔진들
Honeywell - 관성 비행 소자
BF Goodrich - 디지털 획득 시스템
SAAB - 유료 하중 분리 시스템

Atlas IIIB 발사체
Customer
Domestic and international Satellite
Launch Services Market
Launch Services Provider
International Launch Services
(via LM Commercial Launch Services, Inc.)
Launch Vehicle Contractor
Lockheed Martin Astronautics
- Denver, Colorado, USA
- San Die해, California, USA
- Harlingen, Texas, USA
- Cape Canaveral Air Force Station, Florida, USA

1.68 meter(5.5 ft)로 쪽 뻗은 Centaur 상단 로켓과의 결합으로 Atlas IIIB는 짧은 시간에 상업적 국가적인 요구에 따라 수행할 수 있는 더 높은 수행 능력을 가지고 있다. Atlas IIIB는 두 개의 엔진구조를 가지고 있는 Centaur를 이용하여 지구 동주기 궤도까지 약4,500kg(9,920 lb) 무게의 하중을 끌어 올릴 수 있다. Atlas IIIB의 첫 비행은 위성 이용도에 따라 2000년 중으로 계획되어 있고, Atlas IIIA와 같이 Cape Canaveral Air Force Station에서 일년에 6 ~ 8 회의 발사가 가능 할 것이다.

-Lockheed Martin에서 제작한 Centaur 상단 로켓은 한 개 또는 두 개의 액체산소와 액체수소를 태우는 Pratt & Whitney RL10A-4-2 turbopump-fed 엔진에 의해 힘을 받는다. 이미 알려진 Centaur IIAS 단의 design을 사용하지만 Atlas IIIB Centaur가 다른 점은, 쭉 뻗은 5.5 ft 탱크와 추가된 두 번째 엔진이 있다는 점이다. Atlas와 Centaur의 유도와 탱크압력, 추진제 이용 등이 장비 모듈 앞쪽에 위치하고 있는 관성 비행 소자(INU)에 의해 제어되어 있다.

-총 질량 : 225,392 kg(481,600 lbm)
-총 길이 : 확장된 길이의 큰 payload fairing(EPF)을 포함하여 53,1 m(174.2 피트)

-전형적인 Atlas IIIA 발사 과정으로, 발사하기 전에 발사체의 2개의 RD-180 추력소가 짧게 점화된다. 미리 프로그램 되어진 엔진 모드는 음속에 가까운 속도에서의 부하와 높은 동적 압력, 발사체가 최대한으로 수행 능력을 발휘할 때 생기는 발사체의 부하를 최소화하기 위해 추진 보조로켓이 상승하는 동안 사용되어진다. 비행한지 2분이 지나면, 발사체는 약 4g의 가속을 가지기 위해 속도 조절을 시작하게 된다. 추진 보조로켓엔진은 비행 후 3분이 지나는 즉시 꺼지게 되고, Atlas로부터 Centarur 분리가 이루어진다. 두 개의 엔진구조를 가진 첫 번째 Centaur 발화는 Centaur와 payload가 주차궤도 근처에 약 5분동안 계속된다. 첫 번째 발화가 있고, 즉 점화 후 10초가 지난 후에 payload fairing은 버려진다. 두 번째 Centaur 점화는 비행한 지 약 23분 후에 일어나서 약 3분 동안 계속되고, Centaur로부터 Spacecraft의 분리는 수분 후에 일어난다.

Atlas Ⅴ(400) 발사체
Customer
Domestic and international Satellite
Launch Services Market
Launch Services Provider
International Launch Services
(via LM Commercial Launch Services, Inc.)
Launch Vehicle Contractor
Lockheed Martin Astronautics
-Denver, Colorado, USA
-San Die해, California, USA
-Harlingen, Texas, USA
-Cape Canaveral Air Force Station, Florida, USA

-Atlas Ⅴ 발사 시스템은 소모성인 Atlas 발사체 시스템의 수행 능력, 신뢰성, 생산성, 효용성 등을 높이기 위해 애쓰는 Lockheed Martin에 의해 계속적으로 발전하고 있다. Atlas Ⅴ(400)series 발사체는 하나의 일반적으로 중심 추진 보조 로켓을 장착하고, Atlas II와 Atlas II series 발사 시스템에서 개발된 Centaur 상단 로켓과 payload fairing을 사용한다. 확장된 길이의 큰 payload fairing과 하나의 엔진 Centaur로 구성된 Atlas Ⅴ는 지구 동주기 천이궤도로 약 4,950 kg(10,415lb) 무게의 탑재체 시스템을 올릴 수 있는 능력을 가지고 있다. Atlas Ⅴ는 (Space Launch Complex 4I at Cape Canaveral Air Force Station in Horida)와 (Launch Complex at Vandenberg Air Force Base in California)에서 발사되어질 것이다.

-Atlas Ⅴ 발사체에 대해, Lockheed Martin은 두 번째 단계의 구성요소들을 명확히 하기 우해 세 개의 숫자를 적용시켰다. 첫 번째 숫자는 payload fairing을 나타낸다. 두 번째 숫자는 사용되어진 고체 추진 보조로켓의 수를 의미한다. 세 번째 숫자는 이용한 Centaur 엔진의 수를 나타낸다. 예를 들어 "401" 이면, 4 미터 직경의 payload fairing에 고체 보조로켓은 사용하지 않았고, 한 개의 Centaur RL10 엔진을 사용했음을 의미한다. 고체 추진 보조로켓들은 미래에 개발될 더 나은 성능의 Atlas Ⅴ에 이용가능해질 것이다.

-유일의 Atlas Ⅴ 추진 보조로켓은 구조적으로 안정적인 중심 추진 보조로켓을 기본으로, RD-180 추진 시스템은 Pratt & Whitney(U.S.)와 NPO Energomash(Russia)가 결합된 U.S./Russia joint venture 에 의해 만들어 졌다. RD-180은 액체 산소와 RP-1 추진제를 발화시켜 약 3,8MN(860,000 lbf)의 추력을 발생시킨다. Atlas Ⅴ에 있어서 RD-180은 비행체의 추진보조로켓들 중에서 가장 우수하게 거의 100%의 효율을 발휘한다. 그러나 발사체의 가속도를 적절히 조절할 수 있는 속도 조절기능이 좀 느린 편이다. Atlas Ⅴ의 비행 환경은 Atlas II와 Atlas III series 발사체들의 그것과 유사하다.

-Atlas Ⅴ는 Atlas IIIB 발사 시스템에서 발전된, Lockheed Martin에서 제작된 common centaur upper stage를 사용한다. Centaur는 액체 산소와 액체 수소를 발화시키는, 한 개 또는 두 개의 Pratt & Whitney RL10A-4-2 turbopump-fed 엔진에 의해 힘을 받는다. 전형적이고 특별한 임무에 대해서는 Centaur가 한 개의 RL10 엔진으로 구성될 것이다. 무거운 Payload의 저지구궤도임무에 대해서, Centaur는 보조추진임무 수행을 최대화하기 위해 두 개의 RL10 엔진을 사용할 것이다. Atlas와 Centaur의 유도와 탱크압력, 추진제 이용 등이 장비 모듈 앞쪽에 위치하고 있는 관성 비행 소자(INU)에 의해 제어되어 있다.

-총 질량 : 333,320 kg(734,850 lbm)
-총 길이 : 확장된 길이의 큰 payload fairing(EPF)을 포함하여 58,3 m(191,3 피트)

-전형적인 Atlas Ⅴ 발사 과정으로, 발사하기 전에 발사체의 2개의 RD-180 추력소가 짧게 점화된다. 미리 프로그램 되어진 엔진 모드는 음속에 가까운 속도에서의 부하와 높은 동적 압력, 발사체가 최대한으로 수행능력을 발휘할 때 생기는 발사체의 부하를 최소화하기 위해 추진 보조로켓이 상승하는 동안 사용되어진다. 비행한지 3분이 지나면, 발사체는 약 5.5g의 가속을 가지기 위해 속도 조절을 시작하게 된다. 추진 보조로켓엔진은 비행후 4분이 지나는 즉시 꺼지게 되고, Atlas로부터 Centarur 분리가 이루어진다. 두 개의 엔진구조를 가진 첫 번째 Centaur 발화는 Centaur와 payload가 주차궤도 근처에 약 11분동안 계속된다. 첫 번째 발화가 있고, 즉 점화후 8초가 지난 후에 payload fairing은 버려진다. 두 번째 Centaur 점화는 비행한지 약 25분 후에 일어나서 약 4분동안 계속되고, Centaur로부터 Spacecraft의 분리는 수분 후에 일어난다.

Atlas Ⅴ(500) 발사체
Customer
Domestic and international
Satellite Launch Services Market
Launch Services Provider
International Launch Services
(via LM Commercial Launch Services, Inc.)
Launch Vehicle Contractor
Lockheed Martin Astronautics
-Denver, Colorado, USA
-San Die해, California, USA
-Harlingen, Texas, USA
-Cape Canaveral Air Force Station, Florida, USA

-Atlas Ⅴ 발사 시스템은 소모성인 Atlas 발사체 시스템의 수행능력, 신뢰성, 생산성, 효용성 등을 높이기 위해 애쓰는 Lockheed Martin에 의해 계속적으로 발전하고 있다. Atlas Ⅴ(500)series 발사체는 고체 로켓 booster와 5 meter-직경이 추가된 payload fairing을 사용하여 그 능력을 확장시켰다. 확장된 길이의 큰 payload fairing과 하나의 엔진 Centaur로 구성된 Atlas Ⅴ는 지구 동주기 천이궤도로 약 3,950 kg에서 8,650 kg가량의 무게의 탑재체 시스템을 올릴 수 있는 능력을 가지고 있다. Atlas Ⅴ는 (Space Launch Complex 4I at Cape Canaveral Air Force Station in Horida)와 (Launch Complex at Vandenberg Air Force Base in California)에서 발사되어질 것이다.

-Atlas Ⅴ 발사체에 대해, Lockheed Martin은 두 번째 단계의 구성요소들을 명확히 하기 우해 세 개의 숫자를 적용시켰다. 첫 번째 숫자는 payload fairing을 나타낸다. 두 번째 숫자는 사용되어진 고체 추진 보조로켓의 수를 의미한다. 세 번째 숫자는 이용한 Centaur 엔진의 수를 나타낸다. 예를 들어 "511" 이면, 5 미터 직경의 payload fairing에 한 개의 고체 보조로켓을 사용하였고, 한 개의 Centaur RL10 엔진을 사용했음을 의미한다. 고체 추진 보조로켓들은 미래에 개발될 더 나은 성능의 Atlas Ⅴ에 이용가능해질 것이다.

-총 질량 : 333,320 kg(734,850 lbm)
-총 길이 : 확장된 길이의 큰 payload fairing(EPF)을 포함하여 58,3 m(191,3 피트)

Program
Proton-K/Block-DM 발사체
Customer
Commercial Satellite Launch
Launch Services Provider
International Launch Services(through LKEI)
-San Diego, Californai, USA
-Moscow, Russia
Launch Vehicle Contractors
Khrunichew SRPSC and RSC Energia
-Moscow, Russia
-Baikonur, Cosmodrome, Kazakhstan

-Proton 발사체는 1960년대 중반 러시아 무인 우주발사체로서는 최초의 heavy-lift 발사체로 발사되었다. 높은 효용성으로 200회 넘게 발사된 Proton은 operational service에서 가장큰 러시아 발사체이고, 큰 우주환경형 payload를 저궤도에 발사하는 최초의 3단 발사체로서 사용되었으며, 고에너지 (지구 동주기 천이, 지구 동주기, 행성간)궤도로 우주선을 발사시킬 수 있는 4단 구조도 가지고 있다. Proton-K/Block-DM은 51.6°에서의 저궤도로 약 19,760 kg(46,000 lbm)의 무게를 올릴 수 있다. Block-DM 4번째 단은 고에너지 지구 동주기 천이궤도(GTO) 또는 지구 동주기 궤도로 바로 payload를 쏘아 올릴 수 있다. 2번의 발화로 Block-DM은 4,350 kg(9,590 lb)의 무게를 GSO로부터 약 1,500 m/sec(4,905 ft/sec)의 속도인 지구 동주기 천이궤도로 옮길 수 있다. 세 번의 분사체계로 상업적인 임무수행으로 발전할 수 있는 Block-DM은 GTO로 약 4,700 kg(10,362 lb)에서 4,930 kg(10,868 lb)가량의 무게를 옮길 수 있는 능력을 가지고 있다. 또한 1,880 kg(4,630 lbm)을 GSO로 바로 올릴 수 있다.

-Proton-K/Block-DM은 4단으로 이루어진 다단계 발사체이다. 3개의 Booster Stages는 추진제로써 디메틸히드라진(UDMH)과 질소4산화물을 사용한다. 첫 번째 단은 여섯 개의 연료탱크로 둘러싸인, 산화제를 포함하고 있는 중심부의 탱크로 구성되어 있다. 물론 각각의 연료탱크는 첫 번째 단의 힘을 만들어 내는 6개의 RD-253 엔진들 중의 하나로 연결된다. 전형적인 실린더 형의 디자인인 두 번째 단은 네 개의 RD-0210 엔진들에 의해 힘을 받고, 세 번째 단은 608KN(137,000 lbf) 추력의 한 개의 RD-0210 엔진과 31 kn(6,900 lbf) 추력의 네 개의 소형 노즐 보조로켓 엔진에 의해 힘을 받는다. 이러한 첫 번째 3개의 단들을 유도시스템에 의해 기반을 둔 닫힌 고리와 3중 여분 그리고 관성 비행 소자에 의해 제어된다.

Block-DM 네 번째 단은 84 kn(19 klbf)의 진공추력을 낼 수 있는 액체의 산소/합성 등유 추진력 시스템으로 동력이 공급된다. 분리될 때 Block-DM의 관성 질량은 약 2140 kg(4,717 lbm)이다. Block-DM은 궤도상에서 최소한 24시간 작동할 수 있으며, 닫힌 고리, 3중여분, 유도 시스템에 의해 제어된다.

-총 질량 : 691,272 kg(1,523,565 lbm)
-총 길이 : 직경 4.35 m의 fairing을 포함해서 57.2 m(187.6 피트)

-전형적인 Proton 발사에서 발사체의 6개의 1단 엔진은 발사되기 전에 1.6초간 점화된다. 비행하는 약 2분 후에 2단의 점화가 일어나고, 4초안에 1단이 분리된다. 3단의 소형 보조로켓 엔진점화가 330초에 일어나고 2단의 분리와 함께 3.5초 후에 세 번째 단이 나타난다. 분리 후 2.5초에 세 번째 단의 주엔진 점화가 일어나고, 약 351초에 payload fairing이 상승과정에서 늦게 분리된다. 약 15초 후 3단과 4단이 분리되면서, 약 570초에 3단이 꺼지게 된다. 처음 3단은 200 km(108 nautical mile) 윈궤도로 진입하는데 사용되고, 네 번째 단인 Block DM이 주차궤도를 시작으로 모든 임무를 수행하게 된다. Block DM 엔진의 첫 번째 발화는 발사체가 처음으로 승교점을 지날 때인, 발사 후 약 55분에 일어나고, 6.5분 동안 지속된다. 두 번째 Block DM 발화는 우주선이 마지막 궤도에 있을 때 지구 동주기 궤도의 고도에서 약 5.5시간에 일어나며 약 2.5분 정도 지속된다.

-Proton 발사체의 개발은 1960년대 초에 시작되었다. 기본적인 2단을 가지고 있는 "D" (SL-9) 모델로 했던 첫 번째 테스트 발사가 1965년에 있었고, 1966년까지 발사되었던 이 "D" 발사체는 Proton 위성시리즈의 네 차례의 비행에 발사체로 사용되었다. 그러나 2단의 D 모델도 아직까지 사용하고 있는 3단 D-1 (SL-13)모델과 4단 D-1-e (SL-12)모델에 의해 교체되었다. 지금까지 225회가 넘는 Proton 발사체가 발사되어졌고 서부의 최초 상업적 임무를 맡은 Astra-1F도 1996년 4월 9일 성공적으로 발사되었다. 지난 50회의 발사중에서 Proton은 92%의 성공률을 보였고, 1999년 10월까지 ILS는 Proton으로 13번의 상업적 임무를 띤 발사체를 발사시켰다.

Energomash(Perm Motors) - 1단 엔진
Veronesh - 2단, 3단 엔진
Isayev - 4단 엔진
NPO Mars - 3단까지의 유도 시스템
NIIAP - 4단의 유도 시스템
SAAB - Adopters for Western spacecraft

Proton-K/Block-DM 발사체
Customer
Commercial Satellite Launch
Launch Services Provider
International Launch Services(through LKEI)
-San Diego, Californai, USA
-Moscow, Russia
Launch Vehicle Contractors
Khrunichew SRPSC and RSC Energia
-Moscow, Russia
-Baikonur, Cosmodrome, Kazakhstan

-Proton 발사체는 1960년대 중반 러시아 무인 우주발사체로서는 최초의 heavy-lift 발사체로 발사되었다. 높은 효용성으로 200회 넘게 발사된 Proton은 operational service에서 가장큰 러시아 발사체이다. Proton M/Breeze M 시스템은 러시아 특유의 추위를 견뎌내고 또한 21세기의 상업적인 목적을 위해 만들어진 Proton의 현대적인 모델이다. Proton M/Breeze M은 약 21,000 kg(46,300 lbm)을 51.6°의 저궤도로 올릴 수 있고, 네 번째 단은 Breeze-M은 payload를 지구 동주기 천이궤도 또는 지구 동주기 궤도로 바로 올릴 수 있는 능력을 가지고 있다. 약 5,500 kg(12,125 lbm) 무게의 payload 시스템이 약 1,500m/sec의 속도로 지구 동주기 천이궤도로 쏘아진다. 만약 그 무게가 2,920 kg(6,440 lbm)이라면 GSO에 바로 올려질 수 있다.

-Proton M/Breeze M은 4단으로 이루어진 다단계 발사체이다. 모든 단들이 추진제로서 질소 4산화제와 UDMH(디메틸히드라진)을 사용한다. 첫 번째 단은 여섯 개의 연료탱크로 둘러싸인, 산화제를 포함하고 있는 중심부의 탱크로 구성되어 있다. 물론 각각의 연료탱크는 첫 번째 단의 힘을 만들어 내는 6개의 RD-253 엔진들 중의 하나로 연결된다. 전형적인 실린더 형의 디자인인 두 번째 단은 네 개의 RD-0210 엔진들에 의해 힘을 받고, 세 번째 단은 608KN(137,000 lbf) 추력의 한 개의 RD-0210 엔진과 31 kn(6,900 lbf) 추력의 네 개의 소형 노즐 보조로켓 엔진에 의해 힘을 받는다. 이러한 첫 번째 3개의 단들을 유도시스템에 의해 기반을 둔 닫힌 고리와 3중 여분 그리고 관성 비행 소자에 의해 제어된다.

-Breeze-M 4단 로켓은 로켓시스템으로 이미 사용되었던 Breeze-K 로부터 파상되었다. 약 22 KN(4,400 lbf)의 추력을 낼 수 있는 한 개의 NTO/UDMN 추진 시스템의 동력을 받는 Breeze-M은 중심에 있는 실린더와 분리 가능한 외부 추진제 탱크로 이루어져 있다. 발사시 관성 질량은 약 2,250 kg(4,960 lbm)이고, 추진제량은 임무요구조건에 따라 달라질 수 있다. Breeze-M은 궤도상에서 최소한 24시간 작동할 수 있으며, 닫힌 고리 및 3중 여분 유도 시스템에 의해 제어된다.

-총 질량 : 691,272 kg(1,523,565 lbm)
-총 길이 : 직경 4.35 m의 fairing을 포함해서 57.2 m(187.6 피트)

-전형적인 Proton 발사에서 발사체의 6개의 1단 엔진은 발사되기 전에 1.6초간 점화된다. 비행하는 약 2분 후에 2단의 점화가 일어나고, 4초안에 1단이 분리된다. 3단의 소형 보조로켓 엔진점화가 330초에 일어나고 2단의 분리와 함께 3.5초 후에 세 번째 단이 나타난다. 분리 후 2.5초에 세 번째 단의 주엔진 점화가 일어나고, 약 351초에 payload fairing이 상승과정에서 늦게 분리된다. 약 15초 후 3단과 4단이 분리되면서, 약 570초에 3단이 꺼지게 된다. 처음 세 개의 단은 준-탄도궤도로 진입하는데 쓰이고 분리 후 약 2분부터 4단인 Breeze-M이 적도에서 약 51.6°기울어진 저 지구 부양궤도로 도달하기 위해 주 엔진을 가동시킨다. Breeze-M 엔진의 두 번째 발화는 발사체가 처음으로 승교점을 지날 때인 발사 후 약 55분에 일어나며 약 12분 동안 지속된다. 천이궤도사이를 한번 회전한 후에 Breeze-M의 세 번째 발화가 지구 동주기 고도의 원지점 내에 일어난다. Breeze-M의 네 번째 발화는 우주선이 마지막 궤도에 있을 때인 지구 동주기 고도에서 약 5.5시간 후에 일어나며, 약 10분간 지속된다. 전체 발사 임무 완수에는 약 10시간가량이 소모된다.

-Proton 발사체의 개발은 1960년대 초에 시작되었다. 기본적인 2단을 가지고 있는 "D" (SL-9) 모델로 했던 첫 번째 테스트 발사가 1965년에 있었고, 1966년까지 발사되었던 이 "D" 발사체는 Proton 위성시리즈의 네 차례의 비행에 발사체로 사용되었다. 그러나 2단의 D 모델도 아직까지 사용하고 있는 3단 D-1 (SL-13)모델과 4단 D-1-e (SL-12)모델에 의해 교체되었다. 지금까지 230개의 Proton 발사체가 발사되었고, 1999년 10월까지 17개의 서부 상업적 위성을 발사하였으며 지난 50회의 발사에서 92%의 성공률을 보였다.

Energomash(Perm Motors) - 1단 엔진
Veronesh - 2단, 3단 엔진
Isayev - 4단 엔진
NPO Mars - 3단까지의 유도 시스템
NIIAP - 4단의 유도 시스템
SAAB - Adopters for Western spacecraft

-H-IIA 발사체는 저렴한 가격과 높은 효율성 그리고 H-II 발사체 기술은 최대한 이용하여 21세기에 맞는 다양한 발사 요구조건에 부응하기 위해 만들어졌다. H-IIA 발사체에는 표준형과 확대형이 있다. 표준형 발사체는 약 4톤의 탑재체 시스템을 GTO에 올릴 수 있고, H-II와 같은 성능의 것이고, 확대형 발사체는 표준형 발사체에 큰 액체 로켓 booster를 부착하여 약 7톤의 탑재체 시스템을 GTO에 올릴 수 있는 성능의 것이다. 또한 H-IIA는 간단한 변형으로 훨씬 더 무거운 탑재체를 발사할 수 있도록 디자인되었다.

-H-IIA 발사체의 두 번째 단에 위치하고 있는 LE-5B엔진은 H-II의 LE_5A엔진이 더 발전된 것으로 액체 수소와 액체 산소로 된 추진제를 사용하여 14톤의 추력(LE-5A보다 13% 증가된)을 알 수 있다. 2단의 유도와 제어는 전기적인 자극 시스템과 가스-제트 반작용 제어 시스템을 가지고 있는 LE-5B엔진 노즐의 추력 벡터 제어에 의해 이루어진다.

-표준형 발사체의 1단은 액체 로켓과 옆에 붙어 있는 2개의 액체 로켓에 실려 있는 LE-7A엔진은 HII의 LE-7엔진을 더 향상시킨 것으로, 추진제로써 액체 수소와 액체 산소를 이용하여 112톤의 추력을 낼 수 있다. LE-7A엔진은 LE7엔진의 효율을 유지하면서(약 2% 향상되었다.) 제조 과정이 조금 향상되었다. SRB-A는 H-IIA 발사체를 위해 새롭게 개발된 것으로 고체 추진제와 합성한 polybutadiene를 이용한다. SRB-A는 진공상에서 230톤의 추력을 낼 수 있다.(H-II 발사체에서 사용되었던 SRB보다 10% 증가됨.) 발사능력을 증대시키기 위해 확대형 발사체에는 액체 로켓 Booster(LRB)를 적용시켰고, 그 구조는 그것이 두 개의 LE-7A엔진을 가지고 있다는 것을 제외하고는 1단의 LRB와 동일하다.

-H-IIA 발사체에는 H-II에서의 관성유도와 제어시스템이 적용된다. 그 시스템은 링 모양의 레이저 자이로를 사용하는, 새롭게 개발된 관성 측정 소자(IMU)와 유도 제어 컴퓨터(GCC)로 구성되어 있다. 관성 유도 및 제어 시스템은 H-IIA 발사체가 자동적으로 에러를 교정하고 지상국에서의 명령 없이도 계획된 궤도를 유지하도록 도와 준다.

※ * H2A222는 미래에 가능한 계획; ** 는 payload 무게를 포함하지 않는 것이다.

- J-I 발사체는 약 1 톤의 위성을 지구 저궤도로 올릴 수 있는 3단 고체 연료 로켓이다. 그것은 소형 위성의 발사를 위해 개발되었다. J-I는 현존하는 로켓들을 합성해서 만든 일본 최초의 로켓이다. J-I는 NASDA에서 개발한 H-II의 고체로켓 Booster(SRB)와 ISASDP 의해 개발된 M-3SII 로켓의 상단로켓을 결합한 것이다. 이것은 낮은 가격으로 빠른 발전을 해왔으며 크기가 큰 액체로켓과 비교하면 고체로켓은 발사지 선정이 용이하여 사용자에게 큰 기동성을 제공해 준다.

1 J-I 발사체 개발은 현존하는 두 개의 발사체를 조합하여 빠른 시간에 저렴한 가격으로 완성하는 것이 주 목적이다.

2. J-I은 H-I 발사체를 위해 만들어진 Tanegashima 우주센터에서 Osaki 발사시설을 이용하고 있다.

3. J-I는 발사지에서 최소한의 실행 시간으로 최대한의 시간을 줄일 수 있는 system을 이용하려고 한다.

이러한 개발은 외국기술과 천연 가스를 사용하는 상단 로켓엔진과 같은 새로운 기술을 접목시켜 짧은 시간에 가능하게 하여, 좀 더 낮은 가격의 발사체와 고도로 자동화된 항공전자공학 및 시설들을 현실화 시켰다. 첫 발사는 2002년으로 계획되어 있다.


Overall length (m)			33.1
Diameter (m)			1.8
Liftoff weight (tons)			88.5 (Without payload)
Guidance system			Radio guidance
Stage
			1st stage	2nd stage	Fairing
Motor type			SRB	M-23	-
Length (m)			21.0	6.7	6.9
Max diameter(m)			1.8	1.8	1.65
Initial weight (tons)			70.8	17.2	0.6
Prop weight (tons)			59.1	10.3
Average thrust(tons)			159.0	53.5
Burn time (sec)			94	73
Isp (sec)			279 *1	282 *2
Cont rol	Pitch Yaw	In burn Coasting	MNTVC EVE	LNVC SJ
	Roll		EVE	SJ


Overall length (m)			26.2
Diameter (m)			2.5
Liftoff weight (tons)			91.5 (Without payload)
Guidance system			Radio guidance system
Stage
			1st stage	2nd stage	3th stage	Fairing
Motor type			SRB-A	M-23	M-3B	-
Length (m)			13.3	6.7	2.7	6.9
Max diameter(m)			2.5	2.5	1.5	1.65
Initial weight (tons)			74.2	13.1	3.6	0.6
Prop weight (tons)			65.0	10.3	3.3
Average thrust(tons)			230.0(MAX)	53.5	3.3		13.5
Average thrust(tons)			230.0(MAX)	53.5	Burn time (sec)		99	73
Isp (sec)			280 *1	282 *2	87
Cont rol	Pitch Yaw	In burn Coasting	MNTVC -	LNVC SJ	294 *2
Cont rol	Roll		RCS		Spin stabilized

- J-I 1단 모터는 H-II 발사체의 SRB와 동일하다. 그것은 약 90톤 가량의 발사체를 수직으로 쏘아올리기 위해 필요한 160톤의 평균 추력을 낼 수 있는 59톤의 추진제를 가지고 있을 고체 로켓 모터와 함께 개발되어졌다. 모터가 발화하는 동안 고도는 수력구동기를 가지고 있는 노즐을 기울임으로써 제어할 수 있다. 1단은 발화하는 동안의 흔들림을 제어하기 위한, 그리고 활강하는 동안 3축제어를 위한 외부 Vernir 엔진(EVE)을 가지고 있다. 두 개의 EVE는 1단의 꼬리 부분옆에 고정되어 있고, 1단과 2단 사이에는 분리할 때 필요한 장치와 1단에 쓰이는 기구들이 있다. J-I no.2 비행에 있어서, 1단 모터는 H-IIA에서 사용되었던 SRB-A로 대체되었다. SRB-A 모터는 65톤의 추진제로 약 230톤의 추력을 낼 수 있고, 전기적 구동기가 그것의 방향을 제어한다. EVE의 기능은 발사체의 고도를 조절하기 위해 2단에서 새로이 요구되어지는 IRIS(Integrated Rcs In Second Stage)와 함께 총체적인 임무수행에 도움을 주게 된다.

- 2단 모터는 ISAS의 M-23 모터이다. 이 모터는 노즐로 액체를 분사하여 측면 힘을 낼 수 있는 액체 분사 추력 벡터 제어기와 발화 때의 흔들림을 제어하고 활강 때의 3축 제어를 위한 측면 제트(SJ) 추력기를 가지고 있다. SJ는 2단-3단 분리하기 전에 회전 상승을 위해 사용되어 진다. 제어 전파공학, 전파 통신기구 등등이 기구 저장부분에 저장되어 있다. J-I no.2의 고도제어를 위해 IRIS가 SJ로 대체되어 사용되었으며, J-I no.2 비행의 항공전자공학 부분 역시 H-IIA의 항공 전자공학으로 대체되었다.

- 3단 모터는 ISAS의 M-3B이다. 3단은 회전 안정화방식으로 Pointing과 점화시간은 비율 유도시스템에 의해 교정되어진다. M-3B의 위쪽 끝에는 timer와 전파통신기구와 같은 항공전자공학에 부합하는 payload가 붙어 있다.

- J-I에는 M-3SII와 같이 전파 유도방식이 적용되어지고 필요시 지상국으로부터 고도 교정명령이 전달된다. 3단 모터의 점화시간 역시 유도 명령에 의해 교정되어질 수 있다. 로켓의 고도는 SFAP(Spin Free Analytic Platform)에서 자이로 데이터로 사용하는 제어전자소자(CNE)에 의해 제어되어진다.

- 향상된 탑재체 능력에 맞는 요구조건들을 시행하고, 1990년대 후반과 2000년도에 걸쳐 참가하게 된 행성간 탐사임무를 가능하게 하기 위해 ISAS는 M-V 발사체 개발을 시작하였다.그것은 M-S 보다 3배 이상의 발사성능을 가지고 있고, 금성, 화성, 소행성 등등의 임무를 가능하게 할 수 있다. 그것은 일본에서 가장 큰 고체 추진로켓으로, 그것을 제작한 ISAS 고체 추진시스템과 새로운 광소재와 구조 및 비행제어, 유도, 항공 역학, 항공 전자공학 기술을 가지고 있다. 1996년 그 첫 비행이 전파 천문학의 VLBI(Very Long Base Interferometry)를 위한 타원궤도로의 MUSES-B 위성의 발사를 위해 계획되었다. 두 번째 임무는 1997년 달의 표면으로 세 명의 관측자를 보내기 위해 LUNAR-A를 쏘아 올리는 것이었다. 세 번째는 1998년 화성 주위의 자기장을 관측하기 위한 위성인 PLANET-B를 발사하는 임무이었다. 그 다음은 X-선에 대한 천문학적 프로그램을 위해 ASTRO-E란 이름의 위성을 발사하는 임무였다. 이상의 4개의 임무들은 세기 이내에 이루어진다. 1개의 임무는 세기의 전환기 후를 위해 계획되어 진다. 그것은 바로 소행성에 관한 MUSES-C란 이름의 임무이다. 소행성의 표면에서 지구의 최초 역사에 대한 견본을 찾으려는 것이다. 이러한 M-V와 ISAS를 통한 개발과 임무들은 새로운 일본 공간 과학 시대를 열어 줄 것이고 다가오는 10년 안에 태양계의 더 좋은 이해를 가져다 줄 것으로 기대하고 있다.

새로운 Ariane-5 발사 장치는 능력을 향상시키는 것에 의해 더 경쟁적인 Ariane시리즈가 될 것이다. 즉, 위성들의 이용 가능한 공간의을 늘리고. 진입 비용들을 줄인다. Ariane-5는 실제로 Ariane-4의 발사에서보다 저 저렴하게 제작되었고, 심지어 더 큰 신뢰성을 제공하는 동안 새로운 발사 장치는 조용한 더 무거운 위성들을 나를 수 있다. Ariane-5는 동시에 두 개의 3000 kg 의 무게를 실거나 또는 지구 정지 궤도상에 있는 이전 궤도（4400 kg.의 최대 Ariane-4 유료 하중과 비교되는)에 최고 6800 kg의 무게를 올릴 수 있다. Ariane-5는 또한 국제적인 우주 스테이션 알파와 같은 공간 하부 구조들에의 임무들을 위해 유럽에게 저지구 궤도으로의 접근을 시도할 것이다. 그것은 자동 유료 하중들, 공간 요소들과 유인의 차량들을 수송할 수 있다.

-Ariane-5의 넷 수송 능력은 한 개의 발사들에 대해 약 6800 kg정도이고 지구 정지 궤도상에 있는 이전 궤도(예를 들면 통신 위성들)를 위한 양수형에 대해서는 약 5,900 kg이다..

-GTO 임무들을 위해 늘리게 되었던 것과 함께, Ariane-5가 태양 동주기 궤도로 10,000 kg의 탑재체(예를 들면 지구 관측위성)를 올릴 수 있을 뿐만 아니라, 저지구 궤도안에 국제적인 우주 스테이션 하부 구조를 놓는 것을 도울 수 있을 것이다. LEO 임무들의 그 수송 능력이 경사의 각도에 따라 300 km의 높은 고도의 원궤도로 19에서 20.5 톤까지 올릴 수 있다. 그리고 그 경사각은 51.6에서 28.5로 다양하다. Ariane-5의 디자인은 또한 그것이 달의 천이 궤도 안에 4500 kg의 payload를 놓는 것 같은 특별한 임무들(특히 과학적인 자연의)을 실행하는 것을 가능하게 할 것이다. 태양 동주기 궤도로 이중의 진입을 수행하거나, 저지구 궤도로 3500 kg의 payload를, 태양 동주기 궤도로 2500 kg의 payload를 동시에 발사할 수 있다.

- Ariane-5 발사는 주 단계엔진의 점화로부터 시작된다. 그것이 적절하게 가동된 후, 2개의 고체 booster가 발사를 하기 위해 점화를 시작하게 된다.

-발화 후，60 km의 높은 고도에서, 고체 booster들이 버려지게 되고 Ariane-5는 오직 저온 주 단계까지만 추진시키게 되는 위의 대기를 통하여 그 비행을 계속한다.

-위성이 보호를 필요로 하지 않을 만큼 대기가 충분히 얇아지자마자 fairing은 내던지게 된다. 진입 탄도는 단이 콜롬비아의 해안바다 1200km에 안전하게 태평양으로 되돌아가는 것을 확실하게 하기 위해 디자인된다.

-저장할 수 있는 추진제 단은 궤도상에 정지 위성들을 놓기 위해 인계받는다. 발사 장치의 위의 섹션이 600 km의 근지점(지구에 가장 가까운 점)과 36,000 km 최고점(지구에서 가장 먼 점)으로 궤도에 도착하자마자 payload 분리와 위치 정돈은 시작된다.

최종적인 작업은 VEB와 저장할 수 있는 추진제 단계까지 실행된다 - 비활동적인 것. 이것은 본질적으로 산산조각으로 단을 부술 수 있는 폭발을 완전하게 막기 위해 탱크들을 비우는 것을 말한다. 목적은 파편의 의한 손실을 피해서 공간 환경을 보호하는 것이다.

-주 단계는 5.4 m의 직경과 30.5 m의 높이로 되어 있고，1대의 Vulcain 엔진으로 강화된다. 발화가 되고, 발사 앞에 지면에 점검되고, 엔진은 진공에서 114와 120 톤사이의 추력으로 발휘하며, 570초 내에 저온에 탱크들에 보관되는 25 톤의 액체 수소와 130 톤의 액체 산소를 태운다.

고체의 로케트 모터들이 동력을 내고, 비행, 원격 계측과 안전 가동들에 대해 필요한 대부분의 기능적인 전기의 장비를 수납하고, 앞의 스커트와 보통의 칸막이벽 탱크들, 단계(프리 냉각, 조절하기, 여압, 등)의 가동에 대해 추진하고 유체의 시스템 장비를 나르고 있는 엔진 추력 프레임, 내연실과 노즐을 포함하는 Vulcain 엔진과 2대의 터보 펌프들은 가스 발생기(유동 주기를 끌어낸다)에 의해 평행하게 공급되었다.

-Ariane-5 보조 로켓들의 각각은 본질적으로 고체의 로케트 모터로 이루어진다. 보조 로켓 직경은 3.03 m이고，30 m의 높이와 대략 270 톤의 발사 양으로，분리 시스템을 가지고 앞의 부착 장치를 통하여 추력을 발사 장치의 중심 부분에 보내고 있는 기울어진 원뿔 모양을 하고 있으며, 각 보조로켓은 앞쪽에 위치한다. 그리고 aft는 발사 장치를 테이블으로 에워싼다. 모터가 발사에 있어서 540 톤의 추력을 내고, 고체의 로케트는 고체의 추진체를 발사 장치 위에 공기역학의 부하들을 줄이는 15초 이후 삭감하고, 그 다음 고체추진제 237 톤에 대해 130초의 총 발화 시간을 주기 위해 다시 증가했다.