H3 (ракета-носитель)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
H3
Общие сведения
Страна  Япония
Назначение ракета-носитель
Разработчик JAXA, Mitsubishi Heavy Industries
Изготовитель Mitsubishi Heavy Industries
Основные характеристики
Количество ступеней 2+
Длина (с ГЧ) 63 м
Диаметр 5,2 м
Стартовая масса 574 тH3-24L
Масса полезной нагрузки  
 • на НОО нет данных
 • на ССО (500 км) 4 т (H3-30S)
 • на ГПО-1500 6,5 тH3-24L
История запусков
Состояние разрабатывается
Места запуска Танэгасима, LA-Y2
Первый запуск ожидается в 2020 году
Ускоритель (Ступень 0) — SRB-3
Количество ускорителей 0, 2 или 4
Диаметр 2,5 м
Маршевый двигатель РДТТ
Тяга 2158 кН
Удельный импульс 283,6 с
Время работы 105 с
Первая ступень
Диаметр 5,2 м
Маршевый двигатель 2 или 3 × LE-9[en]
Тяга 1221 кН (на уровне моря)
1472 кН (в вакууме)
Удельный импульс 425 c (в вакууме)
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород
Вторая ступень
Диаметр 5,2 м
Маршевый двигатель LE-5B-3[en]
Тяга 137 кН
Удельный импульс 448 с
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород

H3 — разрабатываемая японская ракета-носитель, призванная впоследствии заменить основные действующие ракеты H-IIA и H-IIB.

Проект утверждён японским правительством в 2013 году, разработкой занимаются Японское агентство аэрокосмических исследований (JAXA) и компания Mitsubishi Heavy Industries, бюджет составляет 1,9 млрд долларов США[1].

Основной целью создания «H3» является дальнейшее снижение стоимости запуска и обслуживания японских ракет-носителей и увеличение частоты запусков, чтобы иметь возможность конкурировать на мировом рынке коммерческих запусков[2]. Заявлены намерения вдвое снизить стоимость запуска, по сравнению с H-IIA. Ракета будет иметь несколько конфигураций для покрытия широкого спектра различных орбит и размеров полезной нагрузки[3][4].

Ожидается, что базовая версия «H3» без твердотопливных ускорителей (H3-30S) сможет доставить до 4 т на солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км, со стоимостью запуска порядка 5 млрд иен (~45 млн долларов США)[5]. Максимальная конфигурация ракеты-носителя (H3-24L) позволит выводить спутники массой более 6,5 т на геопереходную орбиту[6].

Запуски будут выполняться с переоборудованной второй площадки стартового комплекса «Ёсинобу», расположенного в Космическом центре Танэгасима[7].

Первый запуск базовой версии «H3» ожидается в 2020 году, а версию ракеты-носителя с боковыми ускорителями планируют запустить в 2021[8].

В декабре 2018 года был подписан первый коммерческий контракт на запуск ракетой-носителем «H3» коммуникационного спутника компании Inmarsat. Запуск ожидается в 2022 году[9].

Конструкция[править | править код]

Твердотопливные ускорители[править | править код]

В зависимости от варианта конфигурации на первую ступень может быть дополнительно установлено от 0 до 4 твердотопливных ускорителей SRB-3. Это следующее поколение ускорителя SRB-A[en], который используется на ракетах «H-IIA» и «H-IIB», а также в качестве первой ступени ракеты-носителя «Эпсилон». Основные отличия[7]:

  • Вместо подвижного сопла, установленного на предыдущей версии ускорителя и позволяющее управлять вектором тяги, на SRB-3 используется фиксированное сопло, позволяющее упростить строение двигателя и снизить его стоимость.
  • Система крепления и отстыковки ускорителя существенно упрощена, повышая надёжность отделения от первой ступени. Используются 3 точки фиксации вместо 6, больше не будут используются диагональные стойки крепления, которые механически отводили ускоритель в сторону от первой ступени после отстыковки, вместо них используется пиротехнический механизм отталкивания.

Высота ускорителя составит 14,6 м, диаметр — 2,5 м, масса топлива — 66,8 т[7].

Тяга одного ускорителя — 2158 кН, удельный импульс — 283,6 с[6].

Модификация двигателя SRB-3 будет также в дальнейшем использоваться для ракеты-носителя «Эпсилон»[10].

Первая ступень[править | править код]

Будет использовать в качестве компонентов топлива криогенные жидкий водород (горючее) и жидкий кислород (окислитель).

На ступени могут быть опционально установлены 2 или 3 новых жидкостных ракетных двигателя LE-9[en], разрабатываемого Mitsubishi Heavy Industries. Двигатель будет использовать схему открытого цикла с фазовым переходом. Это, хотя и снизит показатели удельного импульса по сравнению с двигателем закрытого цикла LE-7A[en] первой ступени «H-IIA», но позволит значительно упростить конструкцию, снизить давление и температуру в камере сгорания, повысить износоустойчивость и надёжность[7][10].

Тяга одного двигателя будет составлять 1221 кН на уровне моря и 1472 кН в вакууме, удельный импульс — 425 с. Двигатель будет иметь возможность дросселировать тягу в диапазоне от 100 до 63 %[7].

Вторая ступень[править | править код]

На увеличенной в диаметре до 5,2 м второй ступени, также использующей в качестве топлива жидкий водород и жидкий кислород будет установлен один жидкостный ракетный двигатель LE-5B-3, модификация двигателя LE-5[en] вторых ступеней действующих носителей «H-IIA» и «H-IIB»[11].

Тяга двигателя составит 137 кН, удельный импульс — 448 с[7].

Основное полётное оборудование и авионика «H3» будут теми же, что используются на ракете-носителем «Эпсилон», что также повлияет на снижение стоимости запуска[10].

Головной обтекатель[править | править код]

Для полезной нагрузки разных размеров могут быть предложены короткий (S, англ. short) или длинный (L, англ. long) головные обтекатели с внешним диаметром 5,2 м и доступным внутренним диаметром 4,6 м[7].

Варианты конфигурации[править | править код]

Версия ракеты-носителя будет обозначается тремя символами: 2 цифры и 1 буква[7].

  • Первая цифра обозначает количество двигателей, установленных на первой ступени и может быть 2 или 3.
  • Вторая цифра обозначает количество установленных твердотопливных ускорителей и может быть 0, 2 или 4.
  • Буква обозначает тип головного обтекателя, и может быть S или L.

Для примера: версия H3-24L имеет 2 двигателя на первой ступени, 4 твердотопливных ускорителя и длинный головной обтекатель, а базовая версия H3-30S — с 3 двигателями на первой ступени, без ускорителей и с коротким обтекателем.

Примечания[править | править код]

  1. Japan Approves $1.9B for H-3 Rocket (англ.). Space News (13 January 2014).
  2. Mitsubishi Pushes For H-IIA And H-IIB Replacement (англ.). Aviation Week (15 October 2012).
  3. Japanese Government Recommends Developing H-2A Successor (англ.). Space News (27 May 2013).
  4. Japan may start developing H-3 rocket (англ.). China Post (19 May 2013).
  5. 新型基幹ロケットの開発状況について (яп.). JAXA (2 июля 2015).
  6. 1 2 H3 Launch Vehicle (брошюра) (англ.). JAXA.
  7. 1 2 3 4 5 6 7 8 H3ロケット 基本設計結果について. JAXA (14 июня 2016).
  8. JAXA plans to test new large rocket from 2020 (англ.). The Japan Times (25 December 2013).
  9. Inmarsat to be first commercial customer for the new H3 launch vehicle provided by MHI. The H3 will start commercial launch services in 2022 (англ.). Mitsubishi Heavy Industries (6 December 2018).
  10. 1 2 3 Japan moves forward with replacement for H-2A rocket (англ.). Spaceflight Now (4 March 2014).
  11. 2020年:H3ロケットの目指す姿 (англ.). JAXA (8 July 2015).

Ссылки[править | править код]