H-IIA

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
H-IIA
H-IIA
Подготовка к запуску ракеты-носителя «H-IIA»
Общие сведения
Страна Япония Япония
Семейство H-II
Назначение ракета-носитель
Разработчик Mitsubishi Heavy Industries
Изготовитель Mitsubishi Heavy Industries
Основные характеристики
Количество ступеней 2+
Длина 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 33
(202: 20, 204: 3,
2022: 3, 2024: 7)
 — успешных 32
(202: 20, 204: 3,
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 17 марта 2017 IGS-Radar 5)
 
Ускоритель (все варианты H-IIA) — SRB-A[en]
Количество ускорителей 2 или 4
Диаметр 2,5 м
Маршевый двигатель РДТТ SRB-A3[en]
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[en]
Тяга 1490 кН (2 ускорителя)
Удельный импульс 282 с
Время работы 60 c
Топливо HTPB
Первая ступень
Маршевый двигатель LE-7A[en]
Тяга 1098 кН
Удельный импульс 440 c
Время работы 390 с
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород
Вторая ступень
Маршевый двигатель LE-5B[en]
Тяга 137 кН
Удельный импульс 448 с
Время работы 530 с
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород

H-IIA (эйч-два-эй) — японская одноразовая 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, что позволило повысить надёжность и вдвое снизить стоимость запусков. За счёт использования композитных материалов из углерода удалось снизить массу и количество деталей.

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].

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].

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.

Конструкция[править | править вики-текст]

Первая ступень[править | править вики-текст]

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 которые 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 процессе 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 вики-текст]

На «H-IIA» использовались 2 вида твердотопливных ракетных ускорителя, 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 жидко-топливных 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 вики-текст]

Два или четыре твердотопливных ускорителя SRB-A[en] (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 первых запуска, во время шестого, в ноябре 2003 года, в результате локальной эрозии сопла одного из ускорителей была разрушена система его крепления, что не позволило ему отсоединится от первой ступени[5]. Вес ускорителя не позволил ракете-носителю достичь необходимой скорости и высоты, что вынудило к её ликвидации 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 и 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, 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 вики-текст]

SSB — сокращение от англ. solid strap-on booster. В версиях ракеты-носителя 2022 и 2024 дополнительно к двум ускорителями SRB-A использовались соответственно 2 или 4 модифицированных твердотопливных ускорителя Castor-4AXL[en] производства компании Alliant Techsystems[en] (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 равна 1490 кН, удельный импульс — 282 с, время работы — 60 сек. Также использует топливо на основе HTPB[2].

Вторая ступень[править | править вики-текст]

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

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

На ступень установлен один жидкостный ракетный двигатель LE-5B[en], 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 вики-текст]

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 с тремя запусками двигателя второй ступени вместо стандартных двух, третьему запуску двигателя предшествует длительный (4 часа) период свободного полёта ступени[7][4].

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

  • ступень покрыта специальной белой краской для отражения солнечного света с целью 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 обновленная вторая ступень использована во время 29-го запуска, 24 ноября 2015 года.

Головной обтекатель[править | править вики-текст]

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 вики-текст]

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 жидко-топливных 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[ja] (SRB, solid rocket booster) и может быть 2 или 4.
  • Четвёртая цифра (используется при необходимости) обозначает количество твердотопливных ускорителей Castor-4AXL[en] (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.

H-IIA Family.png

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 вики-текст]

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».

Запуски[править | править вики-текст]

Полёт Дата (UTC) Версия Полезная нагрузка Орбита Итог
TF1 29 августа 2001, 07:00 202 Япония VEP 2
Япония LRE
ГПО
Icon-OK.jpg Успех

TF2 4 февраля 2002, 02:45 2024 Япония VEP 3
Япония MDS-1 (Цубаса)
Япония DASH
ГПО
Icon-OK.jpg Успех

F3 10 сентября 2002, 08:20 2024 Япония USERS
Япония DRTS (Кодама)
ГПО
Icon-OK.jpg Успех

F4 14 декабря 2002, 01:31 202 Япония ADEOS 2 (Мидори 2)
Япония WEOS (Канта-кун)
Австралия FedSat 1
Япония MicroLabSat 1
ССО
Icon-OK.jpg Успех

F5 28 марта 2003, 01:27 2024 Япония IGS-Optical 1
Япония IGS-Radar 1
НОО
Icon-OK.jpg 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
Icon-OK.jpg Успех

F8 24 января 2006, 01:33 2022 Япония DAICHI (Дайти) (ALOS) ССО
Icon-OK.jpg Успех

F9 18 февраля 2006, 06:27 2024 Япония MTSAT-2 (Химавари 7) ГПО
Icon-OK.jpg Успех

F10 11 сентября 2006, 04:35 202 Япония IGS-Optical 2 НОО
Icon-OK.jpg Успех

F11 18 декабря 2006, 06:32 204 Япония ETS-VIII (Кику-8) ГПО
Icon-OK.jpg Успех

F12 24 февраля 2007, 04:41 2024 Япония IGS-Radar 2
Япония IGS-Optical 3V
НОО
Icon-OK.jpg Успех

F13 14 сентября 2007, 01:31 2022 Япония SELENE (Кагуя) к Луне
Icon-OK.jpg Успех

F14 23 февраля 2008, 08:55 2024 Япония WINDS (Кизуна) ГПО
Icon-OK.jpg 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
Icon-OK.jpg Успех

[11]
F16 28 ноября 2009, 01:21 202 Япония IGS Optical 3
НОО
Icon-OK.jpg Успех

[12]
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
Icon-OK.jpg Успех

[13]
F18 11 сентября 2010, 11:17 202 Япония Quasi-Zenith Satellite 1 (Митибики) ГПО
Icon-OK.jpg Успех

F19 23 сентября 2011, 04:36 202 Япония IGS-Optical 4 НОО
Icon-OK.jpg Успех

F20 12 декабря 2011, 01:21 202 Япония IGS-Radar 3 НОО
Icon-OK.jpg 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
Icon-OK.jpg Успех

[14]
F22 27 января 2013, 04:40 202 Япония IGS-Radar 4
Япония IGS-Optical 5V
НОО
Icon-OK.jpg Успех

F23 27 февраля 2014, 18:37 202 Япония Соединённые Штаты Америки GPM-Core[en]
Япония Ginrei[en] (ShindaiSat)
Япония STARS-II[en] (GENNAI)
Япония TeikyoSat-3[en]
Япония KSAT-2[en] (Hayato 2)
Япония OPUSAT[en]
Япония INVADER[en] (ARTSAT 1)
Япония ITF-1[en] (Yui)
ССО
Icon-OK.jpg Успех

[15]
F24 24 мая 2014, 03:05 202 Япония DAICHI-2[en] (ALOS-2)
Япония RISING-2[en]
Япония UNIFORM-1[en]
Япония SOCRATES[en]
Япония SPROUT
ССО
Icon-OK.jpg Успех

[16]
F25 7 октября 2014, 05:16 202 Япония Himawari 8 ГПО
Icon-OK.jpg Успех

[17][18]
F26 3 декабря 2014, 4:22 202 Япония Хаябуса-2
Япония Sinen 2
Япония Despatch (Artsat 2)
Япония Procyon
ГЦО
Icon-OK.jpg Успех

[19]
F27 1 февраля 2015, 01:21 202 Япония IGS-Radar Spare (резервный) НОО
Icon-OK.jpg Успех

[20]
F28 26 марта 2015, 01:21 202 Япония IGS-Optical 5 НОО
Icon-OK.jpg Успех

[21]
F29 24 ноября 2015, 06:15 204 Канада Telstar 12 VANTAGE ГПО
Icon-OK.jpg Успех

[22][23]
F30 17 февраля 2016, 08:45 202 ЯпонияСоединённые Штаты Америки Astro-H
Япония ChubuSat 2 (Kinshachi 2)
Япония ChubuSat 3 (Kinshachi 3)
Япония Horyu 4 (AEGIS)
НОО
Icon-OK.jpg Успех

F31 2 ноября 2016, 06:20 202 Япония Himawari 9 ГПО Успех[24][25][26]
F32 24 января 2017, 07:44 204 Япония DSN-2 (Кирамэки-2) ГПО Успех[27][28]
F33 17 марта 2017, 01:20 202 Япония IGS-Radar 5 НОО Успех[29]
Планируемые запуски
2017 202 Япония QZS 2 ГПО
2017 202 Япония GCOM-C
Япония SLATS[en]
ССО
202 Япония IGS-Optical 6 НОО
202 Япония QZS 3 ГПО
202 Япония GOSAT 2
Объединённые Арабские Эмираты KhalifaSat
ССО
202 Япония QZS 4 ГПО
202 Япония ALOS 3 ССО
июль 2020 202 Объединённые Арабские Эмираты Emirates Mars Mission[en] к Марсу

Примечания[править | править вики-текст]

  1. Japanese launch fails (англ.). Spaceflight Now (29 November 2013).
  2. 1 2 3 4 5 6 7 H-IIA Launch Vehicle на сайте JAXA (англ.). JAXA.
  3. 1 2 3 H-IIA Launch Vehicle (брошюра) (англ.). JAXA (31 October 2015).
  4. 1 2 3 H-IIA 202 Launch Vehicle (англ.). Spaceflight101.
  5. 1 2 3 SRB-A (яп.). JAXA.
  6. 1 2 Launch Result of IGS #2/H-IIA F6. JAXA (November 29, 2003). Проверено 19 июня 2013.
  7. 1 2 H-ⅡA Upgrade (брошюра) (англ.). JAXA (31 October 2015).
  8. 1 2 H-IIA UPGRADE на сайте JAXA (англ.). JAXA.
  9. H-2A (англ.). Gunter's Space Page.
  10. 三菱重工、「H2A」2機種に半減・民営化でコスト減. NIKKEI NET
  11. Launch Result of the IBUKI (GOSAT) by H-IIA Launch Vehicle No. 15. MHI and JAXA (January 23, 2009). Архивировано из первоисточника 21 января 2012.
  12. H-IIA F16. Sorae. Архивировано из первоисточника 21 января 2012.
  13. Launch Result of the Venus Climate Orbiter "AKATSUKI" (PLANET-C) aboard H-IIA Launch Vehicle No.17. JAXA (May 21, 2010). Архивировано из первоисточника 21 января 2012.
  14. Launch Overview – H-IIA Launch Services Flight No.21. Mitsubishi Heavy Industries. Проверено 15 апреля 2012.
  15. Japanese H-IIA rocket successfully lofts GPM Core (англ.). Проверено 28 февраля 2014.
  16. Japanese HII-A successfully launches ALOS-2 mission (англ.). nasaspaceflight.com. Проверено 23 мая 2014.
  17. Japan lofts Himawari 8 weather satellite via H-IIA rocket (англ.). nasaspaceflight.com. Проверено 6 октября 2014. Архивировано из первоисточника 7 октября 2014.
  18. Mitsubishi Electric готовит к запуску спутник Himawari-8 с космического центра Танэгасима. Mitsubishi Electric. Проверено 2 сентября 2014. Архивировано из первоисточника 8 октября 2014.
  19. Hayabusa 2 Mission Updates (англ.). spaceflight101.com. Проверено 3 декабря 2014. Архивировано из первоисточника 3 декабря 2014.
  20. H-IIA - IGS Radar Spare - Launch Updates (англ.). spaceflight101.com. Проверено 1 февраля 2015. Архивировано из первоисточника 1 февраля 2015.
  21. H-IIA - IGS Optical 5 - Launch Updates (англ.). spaceflight101.com. Проверено 26 марта 2015. Архивировано из первоисточника 26 марта 2015.
  22. Japanese H-IIA successfully lofts Telstar 12V (англ.). nasaspaceflight.com.
  23. Видео: Launch of Telstar 12 VANTAGE/H-IIA F29.
  24. 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 первоисточника 2 ноября 2016.
  25. Видео: The live broadcast of the Himawari-9/H-IIA F31 launch.
  26. Япония успешно запустила ракету H-IIA с метеорологическим спутником "Химавари-9", ТАСС. Проверено 2 ноября 2016.
  27. Launch Results of the H-IIA Launch Vehicle No. 32 with X-band defense communication satellite-2 on Board (англ.). JAXA (24 January 2017).
  28. Japan puts its first military communications satellite into orbit (англ.). Spaceflight Now (24 January 2017).
  29. H-2A rocket launches with Japanese radar reconnaissance craft (англ.). Spaceflight Now (17 March 2017).

Ссылки[править | править вики-текст]