H3 (ракета-носитель)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
H3
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 т（H3-24L）
Масса полезной нагрузки
 • на НОО нет данных
 • на ССО (500 км) 4 т (H3-30S)
 • на ГПО-1500 6,5 т（H3-24L）
История запусков
Состояние разрабатывается
Места запуска Танэгасима, LA-Y2
Число запусков 1
 • неудачных 1
Первый запуск 7 марта 2023
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
Логотип Викисклада Медиафайлы на Викискладе

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].

Первая попытка запуска H3 в кофигурации 22S (с двумя твердотопливными ускорителями) со спутником ДЗЗ ALOS-3 состоялась 17 февраля 2023 года и была прервана после зажигания двигателей первой ступени из-за отказа боковых ускорителей. Вторая попытка состоялась 7 марта 2023 года, ракета ушла со старта, но двигатель второй ступени не включился и была подана команда на самоуничтожение ракеты[8].

Конструкция[править | править код]

Твердотопливные ускорители[править | править код]

В зависимости от варианта конфигурации на первую ступень может быть дополнительно установлено 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»[9].

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][9].

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[10].

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[9].

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.

Запуски[править | править код]

Полёт Дата, время (UTC) Версия Полезная нагрузка Орбита Результат
1 7 марта 2023[11] H3-22S[12] Япония ALOS-3 (Усовершенствованный оптический спутник) Солнечно-синхронная квази-ретроградная орбита[12] Неудача

Примечания[править | править код]

  1. ↑ Japan Approves $1.9B for H-3 Rocket (англ.). Space News (13 января 2014).
  2. ↑ Mitsubishi Pushes For H-IIA And H-IIB Replacement (англ.). Aviation Week (15 октября 2012). Дата обращения: 18 января 2017. Архивировано 24 сентября 2016 года.
  3. ↑ Japanese Government Recommends Developing H-2A Successor (англ.). Space News (27 мая 2013).
  4. ↑ Japan may start developing H-3 rocket (англ.). China Post (19 мая 2013). Дата обращения: 18 января 2017. Архивировано 5 марта 2016 года.
  5. ↑ 新型基幹ロケットの開発状況について (яп.). JAXA (2 июля 2015). Дата обращения: 18 января 2017. Архивировано 24 января 2021 года.
  6. ↑ 1 2 H3 Launch Vehicle (брошюра) (англ.). JAXA. Дата обращения: 18 января 2017. Архивировано 11 февраля 2017 года.
  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). Дата обращения: 18 января 2017. Архивировано 18 августа 2016 года.
  8. ↑ Неудачей закончился запуск новой японской ракеты (рус.), Interfax (7 марта 2023). Дата обращения: 11 марта 2023.
  9. ↑ 1 2 3 Japan moves forward with replacement for H-2A rocket (англ.). Spaceflight Now (4 марта 2014). Дата обращения: 18 января 2017. Архивировано 7 ноября 2016 года.
  10. ↑ 2020年：H3ロケットの目指す姿 (англ.). JAXA (8 июля 2015). Дата обращения: 18 января 2017. Архивировано 5 марта 2016 года.
  11. ↑ В Японии прервали первый полет новой ракеты после отказа двигателя. РБК (7 марта 2023).
  12. ↑ 1 2 “令和4年度ロケット打上げ計画書　先進光学衛星（ALOS-3）／H3ロケット試験機1号機（H3・TF1） (яп.) (PDF). Санкей Симбун (4 марта 2023).

Ссылки[править | править код]

Источник — https://ru.wikipedia.org/w/index.php?title=H3_(ракета-носитель)&oldid=129219970