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	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	34 (202: 21, 204: 3, 2022: 3, 2024: 7)
— успешных	33 (202: 21, 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	1 июня 2017 (QZS-2)
Ступени
Ускоритель (все варианты H-IIA) — SRB-A
Количество ускорителей	2 или 4
Диаметр	2,5 м
Маршевый двигатель	РДТТ SRB-A3
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
Тяга	1490 кН (2 ускорителя)
Удельный импульс	282 с
Время работы	60 c
Топливо	HTPB
Первая ступень
Маршевый двигатель	LE-7A
Тяга	1098 кН
Удельный импульс	440 c
Время работы	390 с
Горючее	жидкий водород
Окислитель	жидкий кислород
Вторая ступень
Маршевый двигатель	LE-5B
Тяга	137 кН
Удельный импульс	448 с
Время работы	530 с
Горючее	жидкий водород
Окислитель	жидкий кислород
H-IIA на Викискладе

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.

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.

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

Первая ступень

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.

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. Тяга двигателя составляет 1098 кН, удельный импульс — 440 с. Контроль вектора тяги обеспечивается отклонением двигателя от центральной оси.

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

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

Ускорители

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

Два или четыре твердотопливных ускорителя SRB-A (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. Вес ускорителя не позволил ракете-носителю достичь необходимой скорости и высоты, что вынудило к её ликвидации по команде с земли. 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.

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.

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.

SSB

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 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 равна 1490 кН, удельный импульс — 282 с, время работы — 60 сек. Также использует топливо на основе HTPB.

Вторая ступень

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.

На ступень установлен один жидкостный ракетный двигатель LE-5B, 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.

Модернизация ступени 2015 года

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.

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.

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

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

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

Головной обтекатель

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.

Варианты ракеты-носителя «H-IIA»

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

Версии		Действующие		Сняты с эксплуатации		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

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

Полёт	Дата (UTC)	Версия	Полезная нагрузка	Орбита	Итог
TF1	29 августа 2001, 07:00	202	VEP 2 LRE	ГПО	Успех
TF2	4 февраля 2002, 02:45	2024	VEP 3 MDS-1 (Цубаса) DASH	ГПО	Успех
F3	10 сентября 2002, 08:20	2024	USERS DRTS (Кодама)	ГПО	Успех
F4	14 декабря 2002, 01:31	202	ADEOS 2 (Мидори 2) WEOS (Канта-кун) FedSat 1 MicroLabSat 1	ССО	Успех
F5	28 марта 2003, 01:27	2024	IGS-Optical 1 IGS-Radar 1	НОО	Успех
F6	29 ноября 2003, 04:33	2024	IGS-Optical 2 IGS-Radar 2	НОО	Неудача
F7	26 февраля 2005, 09:25	2022	MTSAT-1R (Химавари 6)	ГПО	Успех
F8	24 января 2006, 01:33	2022	DAICHI (Дайти) (ALOS)	ССО	Успех
F9	18 февраля 2006, 06:27	2024	MTSAT-2 (Химавари 7)	ГПО	Успех
F10	11 сентября 2006, 04:35	202	IGS-Optical 2	НОО	Успех
F11	18 декабря 2006, 06:32	204	ETS-VIII (Кику-8)	ГПО	Успех
F12	24 февраля 2007, 04:41	2024	IGS-Radar 2 IGS-Optical 3V	НОО	Успех
F13	14 сентября 2007, 01:31	2022	SELENE (Кагуя)	к Луне	Успех
F14	23 февраля 2008, 08:55	2024	WINDS (Кизуна)	ГПО	Успех
F15	23 января 2009, 12:54	202	GOSAT (Ибуки) SDS-1 STARS (Kūkai) KKS-1 (Кисэки) PRISM (Хитоми) Sohla-1 (Майдо 1) SORUNSAT-1 (Кагаяки) SPRITE-SAT (Райдзин)	ССО	Успех
F16	28 ноября 2009, 01:21	202	IGS Optical 3	НОО	Успех
F17	20 мая 2010, 21:58	202	PLANET-C (Акацуки) IKAROS UNITEC-1 WASEDA-SAT2 (J-POD) KSAT (J-POD) Negai (J-POD)	к Венере	Успех
F18	11 сентября 2010, 11:17	202	Quasi-Zenith Satellite 1 (Митибики)	ГПО	Успех
F19	23 сентября 2011, 04:36	202	IGS-Optical 4	НОО	Успех
F20	12 декабря 2011, 01:21	202	IGS-Radar 3	НОО	Успех
F21	17 мая 2012, 16:39	202	GCOM-W1 (Shizuku) KOMPSAT-3 (Arirang 3) SDS-4 HORYU-2	ССО	Успех
F22	27 января 2013, 04:40	202	IGS-Radar 4 IGS-Optical 5V	НОО	Успех
F23	27 февраля 2014, 18:37	202	GPM-Core Ginrei (ShindaiSat) STARS-II (GENNAI) TeikyoSat-3 KSAT-2 (Hayato 2) OPUSAT INVADER (ARTSAT 1) ITF-1 (Yui)	ССО	Успех
F24	24 мая 2014, 03:05	202	DAICHI-2 (ALOS-2) RISING-2 UNIFORM-1 SOCRATES SPROUT	ССО	Успех
F25	7 октября 2014, 05:16	202	Himawari 8	ГПО	Успех
F26	3 декабря 2014, 4:22	202	Хаябуса-2 Sinen 2 Despatch (Artsat 2) Procyon	ГЦО	Успех
F27	1 февраля 2015, 01:21	202	IGS-Radar Spare (резервный)	НОО	Успех
F28	26 марта 2015, 01:21	202	IGS-Optical 5	НОО	Успех
F29	24 ноября 2015, 06:15	204	Telstar 12 VANTAGE	ГПО	Успех
F30	17 февраля 2016, 08:45	202	Astro-H ChubuSat 2 (Kinshachi 2) ChubuSat 3 (Kinshachi 3) Horyu 4 (AEGIS)	НОО	Успех
F31	2 ноября 2016, 06:20	202	Himawari 9	ГПО	Успех
F32	24 января 2017, 07:44	204	DSN-2 (Кирамэки-2)	ГПО	Успех
F33	17 марта 2017, 01:20	202	IGS-Radar 5	НОО	Успех
F34	1 июня 2017, 0:17	202	QZS 2 (Митибики-2)	ГПО	Успех
Планируемые запуски
F35	12 августа 2017, 04:40	202	QZS 3 (Митибики-3)	ГПО
	2017	202	GCOM-C SLATS	ССО
	2017	202	QZS 4	ГПО
		202	IGS-Optical 6	НОО
		202	GOSAT 2 KhalifaSat	ССО
		202	ALOS 3	ССО
	июль 2020	202	Emirates Mars Mission	к Марсу

Ссылки

• Japan Prepares for Crucial Rocket Launch. SPACE.com . Проверено 16 февраля 2005. Архивировано 6 сентября 2005 года.
• H-IIA Expendable Launch Vehicle. SPACEandTECH. Проверено 16 февраля 2005. Архивировано 21 января 2012 года.
• H-IIA на сайте Encyclopedia Astronautica (англ.)
• Страница H-IIA на сайте JAXA (англ.)
• Сайт JAXA (яп.)
• H-llA LAUNCH SERVICES (англ.)
• Расписание запусков JAXA (англ.)
• Космический центр Танэгасима. (англ.)
• «Космический центр Танэгасима» в программе «Visit JAXA». (англ.)
• Авария РН, 29 ноября 2003 (англ.)
• Изображения РН. (англ.)
• Фотографии второго запуска. (англ.)