H-II (ракета-носитель)

Перейти к навигацииПерейти к поиску
H-II
H-II
Четвертый запуск ракеты H-II со спутником ADEOS I
Общие сведения
Страна Япония
Назначениеракета-носитель
ИзготовительMitsubishi 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 запуск3 февраля 1994
Последний запуск15 ноября 1999
Ускоритель (Ступень 0)
Количество ускорителей 2
Маршевый двигательТТРД
Тяга 1539,997 кН
Удельный импульс 274 с
Время работы 94 с
Топливо 14% HTPB/68% AP/18% Al
Первая ступень
Маршевый двигательLE-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
Горючеежидкий водород
Окислительжидкий кислород
Вторая ступень
Маршевый двигательLE-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
Логотип Викисклада 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[1]. Это была первая японская двухступенчатая ракета-носитель на жидком топливе, разработанная с применением собственных технологий[2]. 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]:

  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[2].

Запуски ракеты-носителя H-II

Запуск Дата Полезная нагрузка Шифр полезной нагрузки Орбита Итог
TF1 (испытательный полёт 1) 4 февраля 1994Ryūsei OREX (Orbital Re-entry Experiment)[англ.]НООУспешно
Myōjō VEP (Vehicle Evaluation Payload)ГПО
TF2 28 августа 1994Kiku 6 ETS-VI (Engineering Test Satellite-VI)ГСОУспешно
TF3 18 марта 1995Himawari 5 GMS-5 (Geostationary Meteorological Satellite[англ.]-5) ГСО Успешно
SFU (Space Flyer Unit)[англ.]НОО
F4 17 августа 1996Midori ADEOS (Advanced Earth Observing Satellite)[англ.]НОО Успешно
Fuji 3 Fuji OSCAR 29, JAS-2НОО
F6 27 ноября 1997TRMM (Tropical Rainfall Measuring Mission)[англ.]НОО Успешно
Kiku 7 (Orihime & Hikoboshi) ETS-VII (Engineering Test Satellite-VII)[англ.]НОО
F5 21 февраля 1998Kakehashi COMETS (Communications and Broadcasting Engineering Test Satellites)ГСО Частичная неудача1
F8 15 ноября 1999MTSAT-1 (Multi-functional Transport Satellite-1)[англ.]ГСО Неудача2
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

См. также

Примечания

  1. ↑ 1 2 "H-II Launch Vehicle No.4" (Press release). NASDA. Архивировано 11 декабря 2003. Дата обращения: 25 июня 2007.
  2. ↑ 1 2 JAXA. H-II Launch Vehicle. Launch Vehicles and Space Transportation Systems. JAXA Website. Дата обращения: 25 июня 2007. Архивировано из оригинала 30 октября 2013 года.

Ссылки