H-IIA

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 1 марта 2023 года; проверки требуют 15 правок.
Перейти к навигации Перейти к поиску
У этого термина существуют и другие значения, см. H-II.
H-IIA
H-IIA
Подготовка к запуску ракеты-носителя «H-IIA»
Общие сведения
Страна  Япония
Семейство H-II
Назначение ракета-носитель
Разработчик Mitsubishi Heavy Industries
Изготовитель Mitsubishi Heavy Industries
Основные характеристики
Количество ступеней 2+
Длина (с ГЧ) 53 м
Диаметр 4 м
Стартовая масса 202: 289 т
204: 443 т
Масса полезной нагрузки
 • на НОО 202: 10 000 кг
204: 15 000 кг
 • на ГПО-1830 202: 4000 кг
204: 5950 кг
 • на ГПО-1500 202: 2970 кг
204: 4820 кг
 • на ССО (800 км) 202: 3300 кг
История запусков
Состояние действующая
Места запуска Танэгасима, LA-Y1
Число запусков 39
(202: 25, 204: 4,
2022: 3, 2024: 7)
 • успешных 38
(202: 25, 204: 4,
2022: 3, 2024: 6)
 • неудачных 1 (2024)
Первый запуск 202: 29 августа 2001
204: 18 декабря 2006
2022: 26 февраля 2005
2024: 4 февраля 2002
Последний запуск 6 сентября 2023 (SLIM) (XRISM)
Ускоритель (все варианты H-IIA) — SRB-A[англ.]
Количество ускорителей 2 или 4
Диаметр 2,5 м
Маршевый двигатель РДТТ SRB-A3[англ.]
Тяга 5040 кН (2 ускорителя)
Удельный импульс 283 с
Время работы 100 с
Топливо HTPB
Ускоритель (H-IIA 2022, 2024) — SSB (сняты с эксплуатации)
Количество ускорителей 2 или 4
Маршевый двигатель РДТТ Castor-4AXL[англ.]
Тяга 1490 кН (2 ускорителя)
Удельный импульс 282 с
Время работы 60 c
Топливо HTPB
Первая ступень
Маршевый двигатель LE-7A[англ.]
Тяга 1098 кН
Удельный импульс 440 c
Время работы 390 с
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород
Вторая ступень
Маршевый двигатель LE-5B[англ.]
Тяга 137 кН
Удельный импульс 448 с
Время работы 530 с
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород
Логотип Викисклада Медиафайлы на Викискладе

H-IIA (эйч-два-эй) — японская ракета-носитель среднего класса, семейства H-II. Создана по заказу Японского агентства аэрокосмических исследований (JAXA) компанией Mitsubishi Heavy Industries.

Ракета H-IIA является дальнейшим развитием ракеты-носителя H-II, которая была значительно модифицирована (удалось снизить массу и количество деталей), что позволило повысить надёжность и вдвое снизить стоимость запусков.

Были созданы четыре варианта носителя H-IIA для различного спектра применений, позволяющие запускать спутники на разные орбиты, включая низкую околоземную, солнечно-синхронную и геопереходную.

Стартовый комплекс расположен в Космическом центре Танэгасима.

Впервые ракета этого типа была запущена 29 августа 2001 года. Шестой запуск, 29 ноября 2003 года, окончился неудачей, приведшей к потере двух разведывательных спутников, предназначенных для наблюдения за территорией Северной Кореи[1].

14 сентября 2007 года ракета-носитель была использована для вывода на орбиту Луны японского исследовательского аппарата SELENE. 20 мая 2010 года ракетой был запущен исследовательский зонд PLANET-C (Акацуки) для изучения атмосферы Венеры.

Начиная с тринадцатого запуска JAXA передала основные эксплуатационные функции по запуску ракеты компании Mitsubishi Heavy Industries, оставив за собой только общий надсмотр для соблюдения безопасности при запуске и во время полёта[2].

Конструкция

[править | править код]

За счёт использования композитных материалов из углерода удалось снизить массу и количество деталей.

Первая ступень

[править | править код]

Первая ступень ракеты-носителя H-IIA использует криогенные компоненты топлива: жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя с температурами −253 °C и −183 °C соответственно. Топливные баки выполнены из алюминиевого сплава, промежуточная секция в верхней части ступени сделана из композитного материала (алюминиевая основа, покрытая углепластиком).

Высота ступени составляет 37,2 м, диаметр — 4 м, стартовая масса — 114 т, из которых 101,1 — топливо[2].

Использует один жидкостный ракетный двигатель LE-7A, модифицированный двигатель LE-7 ракеты-предшественницы H-II. Хотя технические показатели модифицированного двигателя изменились незначительно, изменения значительно упростили процесс его сборки[3]. Тяга двигателя составляет 1098 кН, удельный импульс — 440 с. Контроль вектора тяги обеспечивается отклонением двигателя от центральной оси[2].

Для стабилизации топлива в топливных баках и поддержания его рабочего давления используется сжатый гелий, содержащийся в трёх 84-литровых баллонах под давлением 308 бар[4].

Время работы ступени составляет 390 секунд, после чего происходит её отстыковка от второй ступени.

Ускорители

[править | править код]

На H-IIA использовались 2 вида твердотопливных ракетных ускорителей, которые присоединены по бокам первой ступени и обеспечивают основную тягу ракеты-носителя во время запуска. 4 разных варианта ракеты-носителя определялись различной конфигурацией видов и количества установленных твердотопливных ускорителей. Также в ходе разработки ракеты-носителя рассматривалась возможность использования дополнительных жидкотопливных ускорителей, создаваемых на базе первой ступени с двигателем LE-7A, но эти планы были отменены в пользу развития ракеты-носителя H-IIB.

SRB-A

[править | править код]

Два или четыре твердотопливных ускорителя SRB-A[англ.] (англ. solid rocker booster) производства компании IHI Corporation устанавливаются на всех версиях ракеты-носителя. В отличие от предшественника, который использовался на H-II и имел корпус из стали, SRB-A выполнен из композитного материала с применением углеволокна, что позволило снизить его вес и повысить прочность.

Первоначальная версия двигателя использовалась в первых шести запусках. Во время шестого в ноябре 2003 года в результате локальной эрозии сопла одного из ускорителей была разрушена система крепления, что не позволило ему отсоединится от первой ступени[5]. Вес ускорителя помешал ракете-носителю достичь необходимой скорости и высоты, в результате она была ликвидирована по команде с Земли[6]. Исходя из результатов расследования причин аварии, была проведена модификация ускорителя, в частности изменена форма сопла для снижения температурной нагрузки, с той же целью снижена тяга и увеличено время горения. Улучшенный двигатель использовался с седьмого по семнадцатый запуски, но в связи с тем, что проблема с эрозией сопла не была решена окончательно, последовал переход на нынешнюю версию SRB-A3. Путём проведения ещё одной модификации сопла удалось избавиться от проблем с эрозией, первый запуск с ускорителями SRB-A3 был выполнен 11 сентября 2010 года[5].

Высота ускорителя составляет 15,1 м, диаметр — 2,5 м, стартовая масса пары ускорителей — 151 т. Максимальная тяга двух ускорителей достигает 5040 кН, удельный импульс 283,6 с, время работы — 100 с. Используется топливо на основе HTPB[2].

Существует два варианта ускорителя SRB-A3, они выбираются в зависимости от потребностей конкретной миссии: первый обеспечивает более высокую тягу с более коротким горением, второй — продолжительное горение со сниженной тягой[5].

SSB

[править | править код]

SSB — сокращение от англ. solid strap-on booster. В версиях ракеты-носителя 2022 и 2024 дополнительно к двум ускорителям SRB-A использовались соответственно 2 или 4 модифицированных твердотопливных ускорителя Castor-4AXL[англ.] производства компании Alliant Techsystems (ATK). Использование этих ускорителей прекращено с целью уменьшения количества версий ракеты-носителя до двух для снижения финансовых затрат на обслуживание.

Диаметр ускорителей составлял 1,02 м, высота — 14,9 м, стартовая масса пары ускорителей — 31 т. Тяга пары ускорителей 1490 кН, удельный импульс 282 с, время работы 60 сек. Так же используется топливо на основе HTPB[2].

Вторая ступень

[править | править код]

Строение второй ступени повторяет основные черты первой для снижения производственных затрат. Топливные баки выполнены из алюминиевого сплава, в качестве топлива используются жидкий водород и жидкий кислород.

Высота ступени составляет 9,2 м, диаметр — 4 м, стартовый вес — 20 т, из которых топливо — 16,9 т[2].

На ступень установлен один жидкостный ракетный двигатель LE-5B[англ.], производный от двигателя LE-5A, устанавливаемого на ракете H-II. Тяга двигателя составляет 137 кН, удельный импульс — 448 с. Двигатель может быть перезапущен многократно, что позволяет выводить полезную нагрузку на разные орбиты в ходе одного запуска. Общее время работы двигателя — до 530 секунд. Контроль вектора тяги по тангажу и рысканию обеспечивается отклонением двигателя, для контроля вращения используются маленькие гидразиновые двигатели[3].

Модернизация ступени 2015 года

[править | править код]

В 2015 году проведено усовершенствование второй ступени, главной целью которого является обеспечение возможности производить выведение спутников на геопереходную орбиту с остаточным бюджетом дельта-v в 1500 м/с до геостационарной орбиты (до этого спутники выводились на орбиту с остаточным дельта-v в 1830 м/с). Методика улучшенного выведения подразумевает повышение перигея орбиты со стандартных 250 км до 2700 км тремя запусками двигателя второй ступени вместо стандартных двух, третьему запуску двигателя предшествует длительный (4 часа) период свободного полёта ступени[4][7].

Для поддержания работоспособности ступени в течение этого периода были произведены такие изменения:

  • ступень покрыта специальной белой краской для отражения солнечного света и снижения уровня испарения криогенного топлива в баках,
  • установлена новая система захолаживания двигателя перед запуском, на треть снижающая расход жидкого кислорода во время этого процесса,
  • используется постоянное вращение ступени в течение свободного полёта, чтобы солнце не светило постоянно на одну сторону ступени, это позволяет поддерживать единую температуру для всего топлива,
  • для осаждения топлива в нижнюю часть баков (перед запуском двигателя и с целью снижения его испарения в фазе свободного полёта) до этого использовались гидразиновые двигатели, но запаса топлива не хватило бы на многочасовую миссию, поэтому для этого используются газы испаряющихся компонентов топлива,
  • установлены увеличенная литий-ионная батарея для длительного поддержания энергообеспечения ступени и высокопроизводительная антенна для обеспечения надёжного поступления необходимых данных состояния ступени даже при достижении высоты геостационарной орбиты[8].

Для повышения точности выведения полезной нагрузки на орбиту двигатель второй ступени получил способность к дросселированию до 60 % от максимальной тяги[8].

Кроме того, значительно снижена перегрузка, оказываемая на полезную нагрузку, за счёт новой не пиротехнической системы отстыковки космического аппарата[7].

Впервые обновлённая вторая ступень использована во время 29-го запуска 24 ноября 2015 года.

Головной обтекатель

[править | править код]

Стандартный, наиболее часто используемый обтекатель (4S, англ. short — «короткий») имеет диаметр 4 м, длину 12 м и вес 1400 кг. Также может быть использован пятиметровый короткий обтекатель (5S) и удлинённый вариант четырёхметрового обтекателя (4/4D-LC) для одновременного запуска двух крупных спутников[2][4].

Варианты ракеты-носителя «H-IIA»

[править | править код]

Версия запускаемой ракеты-носителя обозначается в трёх или четырёх цифрах.

  • Первая цифра обозначает количество ступеней ракеты-носителя и всегда равна 2.
  • Вторая цифра обозначает количество жидкотопливных ускорителей (LRB, liquid rocket booster) и может быть 0, 1 и 2. На практике всегда 0, поскольку такие ускорители не используются.
  • Третья цифра обозначает количество твердотопливных ускорителей SRB-A[яп.] (SRB, solid rocket booster) и может быть 2 или 4.
  • Четвёртая цифра (используется при необходимости) обозначает количество твердотопливных ускорителей Castor-4AXL[англ.] (SSB, solid strap-on booster) и может быть 2 или 4.

В эксплуатации находятся только версии 202 и 204. Версии 2022 и 2024 сняты с эксплуатации, в последний раз были запущены в 2007 и 2008 году соответственно.

Таблица характеристик версий ракеты-носителя[3][9]

Версии Действующие Сняты с эксплуатации[10] Отменены
H2A202 H2A204 H2A2022 H2A2024 H2A212 H2A222
Масса (т) 289 443 321 351 403 520
ПН на ГПО-1830 (т) 4 5,95 4,5 5 7,5 9,5
ПН на ГПО-1500 (т) 2,97 4,82 - - - -
ПН на НОО (т) 10 15 - - - -
Ускорители SRB-A 2 4 2 2 2 2
SSB - - 2 4 - -
LRB - - - - 1 2

Данные полезной нагрузки на 31 октября 2015 года с учётом стандартного обтекателя (4S) и улучшенной второй ступени.

Развитие ракеты-носителя

[править | править код]
Основная статья: H-IIB (ракета-носитель)

Результатом усилий JAXA по дальнейшему развитию своих ракет-носителей (в частности по увеличению диаметра бака для криогенного топлива в целях увеличения массы выводимой полезной нагрузки) стало создание ракеты-носителя H-IIB, первый запуск которой был произведён 10 сентября 2009 года. С его помощью на околоземную орбиту к Международной космический станции был доставлен первый японский транспортный корабль «HTV».

В дальнейшем, после 2020 года, планируется заменить H-IIA ракетой-носителем H3.

Первый запуск ракеты H3 должен был состояться 17 февраля 2023 года, но его остановили из-за несработавших твердотопливных ускорителей. Следующий запуск 7 марта закончился неудачей — полёт пришлось прервать из-за отказа двигателя второй ступени и невозможности спрогнозировать успешное завершение миссии[11]. В апреле Японское агентство аэрокосмических исследований решило отложить все запуски ракет H-IIA из-за неполадок с носителем H3[12].

Запуски

[править | править код]
Полёт Дата (UTC) Версия Полезная нагрузка
(имя) 		Орбита Итог
TF1 29 августа 2001, 07:00 202 Япония VEP 2
Япония LRE 		ГПО Успех
TF2 4 февраля 2002, 02:45 2024 Япония VEP 3
Япония MDS-1 (Цубаса)
Япония DASH 		ГПО Успех
F3 10 сентября 2002, 08:20 2024 Япония USERS
Япония DRTS (Кодама) 		ГПО Успех
F4 14 декабря 2002, 01:31 202 Япония ADEOS 2 (Мидори 2)
Япония WEOS (Канта-кун)
Австралия FedSat 1
Япония MicroLabSat 1 		ССО Успех
F5 28 марта 2003, 01:27 2024 Япония IGS-Optical 1
Япония IGS-Radar 1 		НОО Успех
F6 29 ноября 2003, 04:33 2024 Япония IGS-Optical 2
Япония IGS-Radar 2 		НОО Неудача[6]
F7 26 февраля 2005, 09:25 2022 Япония MTSAT-1R (Химавари 6) ГПО Успех
F8 24 января 2006, 01:33 2022 Япония DAICHI (Дайти) (ALOS) ССО Успех
F9 18 февраля 2006, 06:27 2024 Япония MTSAT-2 (Химавари 7) ГПО Успех
F10 11 сентября 2006, 04:35 202 Япония IGS-Optical 2 НОО Успех
F11 18 декабря 2006, 06:32 204 Япония ETS-VIII (Кику-8) ГПО Успех
F12 24 февраля 2007, 04:41 2024 Япония IGS-Radar 2
Япония IGS-Optical 3V 		НОО Успех
F13 14 сентября 2007, 01:31 2022 Япония SELENE (Кагуя) к Луне Успех
F14 23 февраля 2008, 08:55 2024 Япония WINDS (Кизуна) ГПО Успех
F15 23 января 2009, 12:54 202 Япония GOSAT (Ибуки)
Япония SDS-1
Япония STARS (Kūkai)
Япония KKS-1 (Кисэки)
Япония PRISM (Хитоми)
Япония Sohla-1 (Майдо 1)
Япония SORUNSAT-1 (Кагаяки)
Япония SPRITE-SAT (Райдзин) 		ССО Успех[13]
F16 28 ноября 2009, 01:21 202 Япония IGS Optical 3
 НОО Успех[14]
F17 20 мая 2010, 21:58 202 Япония PLANET-C (Акацуки)
Япония IKAROS
Япония UNITEC-1
Япония WASEDA-SAT2 (J-POD)
Япония KSAT (J-POD)
Япония Negai (J-POD) 		к Венере Успех[15]
F18 11 сентября 2010, 11:17 202 Япония Quasi-Zenith Satellite 1 (Митибики) ГПО -> QZO Успех
F19 23 сентября 2011, 04:36 202 Япония IGS-Optical 4 НОО Успех
F20 12 декабря 2011, 01:21 202 Япония IGS-Radar 3 НОО Успех
F21 17 мая 2012, 16:39 202 Япония GCOM-W1 (Shizuku)
Республика Корея KOMPSAT-3 (Arirang 3)
Япония SDS-4
Япония HORYU-2 		ССО Успех[16]
F22 27 января 2013, 04:40 202 Япония IGS-Radar 4
Япония IGS-Optical 5V 		НОО Успех
F23 27 февраля 2014, 18:37 202 Япония Соединённые Штаты Америки GPM-Core[англ.]
Япония Ginrei[англ.] (ShindaiSat)
Япония STARS-II[англ.] (GENNAI)
Япония TeikyoSat-3[англ.]
Япония KSAT-2[англ.] (Hayato 2)
Япония OPUSAT[англ.]
Япония INVADER[англ.] (ARTSAT 1)
Япония ITF-1[англ.] (Yui) 		ССО Успех[17]
F24 24 мая 2014, 03:05 202 Япония DAICHI-2[англ.] (ALOS-2)
Япония RISING-2[англ.]
Япония UNIFORM-1[англ.]
Япония SOCRATES
Япония SPROUT 		ССО Успех[18]
F25 7 октября 2014, 05:16 202 Япония Himawari 8 (Химавари-8) ГПО Успех[19][20]
F26 3 декабря 2014, 4:22 202 Япония Hayabusa2 (Хаябуса-2)
Япония Sinen 2
Япония Despatch (Artsat 2)
Япония Procyon 		ГЦО Успех[21]
F27 1 февраля 2015, 01:21 202 Япония IGS-Radar Spare НОО Успех[22]
F28 26 марта 2015, 01:21 202 Япония IGS-Optical 5 НОО Успех[23]
F29 24 ноября 2015, 06:15 204 Канада Telstar 12 VANTAGE ГПО Успех[24][25]
F30 17 февраля 2016, 08:45 202 ЯпонияСоединённые Штаты Америки Hitomi (Хитоми) (Astro-H)
Япония Kinshachi 2 (ChubuSat 2)
Япония Kinshachi 3 (ChubuSat 3)
Япония AEGIS (Horyu 4) 		НОО Успех
F31 2 ноября 2016, 06:20 202 Япония Himawari 9 (Химавари-9) ГПО Успех[26][27][28]
F32 24 января 2017, 07:44 204 Япония Kirameki-2 (Кирамэки-2) (DSN-2) ГПО Успех[29][30]
F33 17 марта 2017, 01:20 202 Япония IGS-Radar 5 НОО Успех[31]
F34 1 июня 2017, 0:17 202 Япония Michibiki-2 (Митибики-2) (QZS-2) ГПО -> QZO Успех[32]
F35 19 августа 2017, 05:29 204 Япония Michibiki-3 (Митибики-3) (QZS-3) ГПО -> ГСО Успех[33]
F36 9 октября 2017, 22:01 202 Япония Michibiki-4 (Митибики-4) (QZS-4) ГПО -> QZO Успех[34]
F37 23 декабря 2017, 01:26 202 Япония SHIKISAI (Сикисай) (GCOM-C)
Япония TSUBAME (Цубамэ) (SLATS) 		ССО
НОО 		Успех[35]
F38 27 февраля 2018, 04:34 202 Япония IGS-Optical 6 НОО Успех[36]
F39 12 июня 2018, 04:20 202 Япония IGS-Radar 6 НОО Успех[37]
F40 29 октября 2018, 03:20 202 Япония IBUKI-2 (Ибуки-2) (GOSAT-2)
Объединённые Арабские Эмираты KhalifaSat[англ.]
Филиппины/Япония Diwata-2b[англ.]
Япония Ten-Koh[англ.]
Япония Aoi (Stars-AO) (1U)
Япония AUTcube-2 (1U) 		ССО Успех
F41 9 февраля 2020, 01:43 202 Япония IGS-Optical 7 НОО Успех[38][39]
F42 19 июля 2020, 21:58 202 Объединённые Арабские Эмираты Emirates Mars Mission (Hope, Al-Amal) Марс Успех
F43 29 ноября 2020, 07:25 202 Япония JDRS-1 ГСО Успех
F44 26 октября 2021, 02:19:37 202 Япония QZS-1R Успех
F45 22 декабря 2021, 15:32:00 204 Великобритания Inmarsat-6 F1 Успех
F46 26 января 2023, 01:50:21 202 Япония IGS-Radar 7 Успех
F47 6 сентября 2023, 23:42:11 202 Япония SLIM
Япония XRISM 		Успех
F48 12 января 2024, 04:44:26 202 Япония IGS-Optical 8 Успех

Примечания

[править | править код]
  1. ↑ Japanese launch fails (англ.). Spaceflight Now (29 ноября 2013). Дата обращения: 10 октября 2006. Архивировано 16 марта 2006 года.
  2. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 H-IIA Launch Vehicle на сайте JAXA (англ.). JAXA. Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 7 января 2017 года.
  3. ↑ 1 2 3 H-IIA Launch Vehicle (брошюра) (англ.). JAXA (31 октября 2015). Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 4 августа 2017 года.
  4. ↑ 1 2 3 H-IIA 202 Launch Vehicle (англ.). Spaceflight101. Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 22 декабря 2016 года.
  5. ↑ 1 2 3 SRB-A (яп.). JAXA. (недоступная ссылка)
  6. ↑ 1 2 Launch Result of IGS #2/H-IIA F6. JAXA (29 ноября 2003). Дата обращения: 19 июня 2013. Архивировано из оригинала 25 сентября 2011 года.
  7. ↑ 1 2 H-ⅡA Upgrade (брошюра) (англ.). JAXA (31 октября 2015). Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 13 мая 2016 года.
  8. ↑ 1 2 H-IIA UPGRADE на сайте JAXA (англ.). JAXA. Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 8 января 2017 года.
  9. ↑ H-2A (англ.). Gunter's Space Page. Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 19 августа 2017 года.
  10. ↑ 三菱重工、「H2A」2機種に半減・民営化でコスト減. NIKKEI NET
  11. ↑ Запуск новой японской ракеты закончился неудачей. Лента.ру. — новость. Дата обращения: 10 апреля 2023. Архивировано 11 апреля 2023 года.
  12. ↑ Япония отложила все запуски ракет H-2A. Лента.ру. — новость. Дата обращения: 10 апреля 2023. Архивировано 11 апреля 2023 года.
  13. ↑ Launch Result of the IBUKI (GOSAT) by H-IIA Launch Vehicle No. 15. MHI and JAXA (23 января 2009). Архивировано из оригинала 21 января 2012 года.
  14. ↑ H-IIA F16. Sorae. Архивировано из оригинала 21 января 2012 года.
  15. ↑ Launch Result of the Venus Climate Orbiter "AKATSUKI" (PLANET-C) aboard H-IIA Launch Vehicle No.17. JAXA (21 мая 2010). Архивировано из оригинала 21 января 2012 года.
  16. ↑ Launch Overview – H-IIA Launch Services Flight No.21. Mitsubishi Heavy Industries. Дата обращения: 15 апреля 2012. Архивировано из оригинала 15 октября 2017 года.
  17. ↑ Japanese H-IIA rocket successfully lofts GPM Core (англ.). Дата обращения: 28 февраля 2014. Архивировано 2 марта 2014 года.
  18. ↑ Japanese HII-A successfully launches ALOS-2 mission (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 23 мая 2014. Архивировано 26 мая 2014 года.
  19. ↑ Japan lofts Himawari 8 weather satellite via H-IIA rocket (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 6 октября 2014. Архивировано из оригинала 7 октября 2014 года.
  20. ↑ Mitsubishi Electric готовит к запуску спутник Himawari-8 с космического центра Танэгасима. Mitsubishi Electric. Дата обращения: 2 сентября 2014. Архивировано из оригинала 8 октября 2014 года.
  21. ↑ Hayabusa 2 Mission Updates (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 3 декабря 2014. Архивировано из оригинала 3 декабря 2014 года.
  22. ↑ H-IIA - IGS Radar Spare - Launch Updates (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 1 февраля 2015. Архивировано из оригинала 1 февраля 2015 года.
  23. ↑ H-IIA - IGS Optical 5 - Launch Updates (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 26 марта 2015. Архивировано из оригинала 26 марта 2015 года.
  24. ↑ Japanese H-IIA successfully lofts Telstar 12V (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 24 ноября 2015. Архивировано 24 ноября 2015 года.
  25. ↑ Видео: Launch of Telstar 12 VANTAGE/H-IIA F29. Дата обращения: 28 сентября 2017. Архивировано 25 декабря 2017 года.
  26. ↑ Launch success of the H-IIA Launch Vehicle No. 31 (H-IIA F31) with the geostationary meteorological satellite "Himawari-9" on board (англ.). JAXA (2 ноября 2016). Архивировано из оригинала 2 ноября 2016 года.
  27. ↑ Видео: The live broadcast of the Himawari-9/H-IIA F31 launch. Дата обращения: 2 ноября 2016. Архивировано 2 ноября 2016 года.
  28. ↑ Япония успешно запустила ракету H-IIA с метеорологическим спутником "Химавари-9". ТАСС. Архивировано 4 ноября 2016. Дата обращения: 2 ноября 2016.
  29. ↑ Launch Results of the H-IIA Launch Vehicle No. 32 with X-band defense communication satellite-2 on Board (англ.). JAXA (24 января 2017). Дата обращения: 24 января 2017. Архивировано 26 января 2017 года.
  30. ↑ Japan puts its first military communications satellite into orbit (англ.). Spaceflight Now (24 января 2017). Дата обращения: 24 января 2017. Архивировано 25 января 2017 года.
  31. ↑ H-2A rocket launches with Japanese radar reconnaissance craft (англ.). Spaceflight Now (17 марта 2017). Дата обращения: 17 марта 2017. Архивировано 17 марта 2017 года.
  32. ↑ Successful H-IIA Launch delivers second Member of Japan’s GPS Augmentation Constellation (англ.). Spaceflight101 (1 июня 2017). Дата обращения: 1 июня 2017. Архивировано 1 июня 2017 года.
  33. ↑ H-IIA Rocket Deploys Japan’s Third Quasi-Zenith Navigation Augmentation Satellite (англ.). Spaceflight101 (19 августа 2017). Дата обращения: 19 августа 2017. Архивировано 19 августа 2017 года.
  34. ↑ Japan’s H-2A conducts QZSS-4 launch (англ.). NASA Spaceflight (9 октября 2017). Дата обращения: 9 октября 2017. Архивировано 10 октября 2017 года.
  35. ↑ Japanese H-IIA Rocket Fires Into Orbit with Climate Change Satellite & Super-Low Altitude Testbed (англ.). Spaceflight101 (23 декабря 2017). Дата обращения: 23 декабря 2017. Архивировано 23 декабря 2017 года.
  36. ↑ Japan’s H-IIA Rocket Sends IGS Optical 6 Reconnaissance Satellite into Orbit (англ.). Spaceflight101 (27 февраля 2018). Дата обращения: 27 февраля 2018. Архивировано 28 февраля 2018 года.
  37. ↑ Japan’s H-IIA rocket launches IGS Radar 6 (англ.). NASASpaceflight (12 июня 2018). Дата обращения: 12 июня 2018. Архивировано 12 июня 2018 года.
  38. ↑ Ракета с японским спутником двойного назначения стартовала на орбиту. Интерфакс (9 февраля 2020). Дата обращения: 10 февраля 2020. Архивировано 9 февраля 2020 года.
  39. ↑ [1] Архивная копия от 20 марта 2020 на Wayback Machine // РБК

Ссылки

[править | править код]
Источник — https://ru.wikipedia.org/w/index.php?title=H-IIA&oldid=145179559