H-II (ракета-носитель)

H-II
Четвертый запуск ракеты H-II со спутником ADEOS I
Общие сведения
Страна	Япония
Назначение	ракета-носитель
Изготовитель	Mitsubishi Heavy Industries
Основные характеристики
Количество ступеней	2
Длина (с ГЧ)	49 м
Диаметр	4 м
Стартовая масса	260000 кг
Масса полезной нагрузки
• на НОО	10060 кг
• на ГПО	3930 кг
История запусков
Состояние	выведена из эксплуатации
Места запуска	LC-Y, Танэгасима
Число запусков	7
• успешных	5
• неудачных	1
• частично 00неудачных	1
Первый запуск	3 февраля 1994
Последний запуск	15 ноября 1999
Ускоритель (Ступень 0)
Количество ускорителей	2
Маршевый двигатель	ТТРД
Тяга	1539,997 кН
Удельный импульс	274 с
Время работы	94 с
Топливо	14% HTPB/68% AP/18% Al
Первая ступень
Маршевый двигатель	LE-7
Рулевые двигатели	2 × с тягой 1500 Н, с питанием газообразным водородом из основного двигателя
Тяга	1077,996 кН
Удельный импульс	446 с
Время работы	346 с
Горючее	жидкий водород
Окислитель	жидкий кислород
Вторая ступень
Маршевый двигатель	LE-5A
Рулевые двигатели	2 × гидразиновые рулевые модули производства IHI тягой 4х50 Н и 2х18 Н каждый
Тяга	121,5 кН
Удельный импульс	452 с
Время работы	600 с
Горючее	жидкий водород
Окислитель	жидкий кислород
Медиафайлы на Викискладе

H-II (H2) — японская ракета-носитель, которая совершила семь запусков с 1994 по 1999 год, пять из которых были полностью успешны. Ракета была разработана NASDA с целью обеспечения запуска крупных спутников с территории Японии в 1990-е годы. Это была первая японская двухступенчатая ракета-носитель на жидком топливе, разработанная с применением собственных технологий. Она была заменена ракетой-носителем H-IIA из-за проблем с надежностью и цены.

История

До разработки H-II NASDA приходилось использовать для своих ракет комплектующие, поставляемые по лицензии из США. В частности, ключевые технологии ракеты-носителя H-I и её предшественников были позаимствованы у американской ракеты-носителя Дельта. Однако в H-I были и компоненты собственного производства, например двигатель второй ступени LE-5 и инерциальная система управления. В H-II были добавлены жидкостный двигатель первой ступени LE-7 собственной разработки и твердотопливные ускорители.

Согласно пресс-релизу NASDA, при разработке H-II придерживались следующих принципов:

1. Разработать ракету-носитель с помощью японских аэрокосмических технологий.
2. Сократить сроки и затраты на разработку путём максимального использования отработанных технологий.
3. Разработать ракету, пригодную для запуска с существующего космодрома Танэгасима.
4. Использовать критерии проектирования, которые обеспечат достаточную эффективность как главных систем, так и подсистем. Обеспечить уверенность в том, что разработка будет выполнена добросовестно и с учётом требований к безопасности.

Разработка ЖРД LE-7 началась в 1984 году и проходила тяжело, был инцидент с гибелью рабочего при случайном взрыве. Первый двигатель был завершен в 1994 году, на два года отстав от первоначального графика работ. В 1990 году для обслуживания запусков создаваемой ракеты-носителя была основана компания Rocket System Corporation.

В 1994 агентство NASDA успешно запустило первую ракету H-II, и к 1997 году было выполнено ещё пять успешных запусков. Однако при стоимости запуска около 19 млрд иен (190 млн долларов США) носитель не мог соревноваться на рынке с зарубежными конкурентами, такими как Ариан. Частично это связано с укреплением курса иены по отношению к доллару, который вырос с 240 иен за доллар в 1984 году, на начало проекта, до 100 иен за доллар в 1994 году. Началась разработка новой ракеты-носителя H-IIA с целью уменьшить стоимость запуска.

В последующем аварии пятого запуска в 1998 году и восьмого на следующий год привели к завершению производства и эксплуатации носителя H-II. Для расследования причин аварий и перевода ресурсов на разработку H-IIA NASDA отменило запуск седьмой ракеты (которая должна была быть запущена перед восьмой, но была перенесена на более поздний срок из-за сдвигов в графике пусков) и закрыло проект H-II.

Запуски ракеты-носителя H-II

Запуск	Дата	Полезная нагрузка	Шифр полезной нагрузки	Орбита	Итог
TF1 (испытательный полёт 1)	4 февраля 1994	Ryūsei	OREX (Orbital Re-entry Experiment)	НОО	Успешно
		Myōjō	VEP (Vehicle Evaluation Payload)	ГПО
TF2	28 августа 1994	Kiku 6	ETS-VI (Engineering Test Satellite-VI)	ГСО	Успешно
TF3	18 марта 1995	Himawari 5	GMS-5 (Geostationary Meteorological Satellite-5)	ГСО	Успешно
			SFU (Space Flyer Unit)	НОО
F4	17 августа 1996	Midori	ADEOS (Advanced Earth Observing Satellite)	НОО	Успешно
		Fuji 3	Fuji OSCAR 29, JAS-2	НОО
F6	27 ноября 1997		TRMM (Tropical Rainfall Measuring Mission)	НОО	Успешно
		Kiku 7 (Orihime & Hikoboshi)	ETS-VII (Engineering Test Satellite-VII)	НОО
F5	21 февраля 1998	Kakehashi	COMETS (Communications and Broadcasting Engineering Test Satellites)	ГСО	Частичная неудача
F8	15 ноября 1999		MTSAT-1 (Multi-functional Transport Satellite-1)	ГСО	Неудача
F7	Отменён	Kodama	DRTS (Data Relay Test Satellite)	ГПО	Отменён
		Tsubasa	MDS-1 (Mission Demonstration test Satellite-1)	ГПО

↑ Некачественная пайка в системе охлаждения двигателя второй ступени привела к его прогару и повреждению кабеля, что вызвало преждевременное отключение двигателя в ходе выполнения второго импульса. Это привело к выводу космического аппарата на эллиптическую орбиту вместо геопереходной.

↑ Кавитация в водородном ТНА двигателя первой ступени привела к разрушению лопатки турбины, потере топлива и быстрому отключению двигателя через 239 секунд после запуска. Ракета упала в океан в 380 км к северо-западу от острова Титидзима.

Галерея

• 
  Макет H-II для наземных испытаний, установленный в Космическом центре Цукуба
• 
  Первая и вторая ступени отменённой седьмой ракеты в ангаре Космического центра Танегасима

См. также

• HOPE
• H-II Transfer Vehicle (HTV)
• H-II (семейство ракет-носителей)
  • H-IIA
  • H-IIB

Ссылки

• H-II Launch Vehicle Архивная копия от 30 октября 2013 на Wayback Machine, JAXA.