H-IIA

H-IIA

Forberedelser til opsendelsen af ​​bæreraketten "H-IIA"
Generel information
Land  Japan
Familie H-II
Formål booster
Udvikler Mitsubishi Heavy Industries
Fabrikant Mitsubishi Heavy Industries
Hovedkarakteristika
Antal trin 2+
Længde (med MS) 53 m
Diameter 4 m
startvægt 202: 289 t
204: 443 t
Nyttelast vægt
 • hos  LEO 202: 10.000 kg
204: 15.000 kg
 • hos  GPO-1830 202: 4000 kg
204: 5950 kg
 • ved  GPO-1500 202: 2970 kg
204: 4820 kg
 • på  SSO (800 km) 202: 3300 kg
Starthistorik
Stat nuværende
Startsteder Tanegashima , LA-Y1
Antal lanceringer 39
( 202: 25, 204: 4,
2022: 3, 2024: 7)
 • vellykket 38
( 202: 25, 204: 4,
2022: 3, 2024: 6)
 • mislykkedes 1 ( 2024 )
Første start 202: 29. august 2001
204: 18. december 2006
2022: 26. februar 2005
2024: 4. februar 2002
Sidste løbetur 12. juni 2018 ( IGS-Radar 6 )
Accelerator (alle H-IIA-varianter) - SRB-A
Antal acceleratorer 2 eller 4
Diameter 2,5 m
sustainer motor Raketmotor med fast drivmiddel SRB-A3
fremstød 5040 kN (2 acceleratorer)
Specifik impuls 283 sek
Arbejdstimer 100 sek
Brændstof HTTPB
Accelerator (H-IIA 2022, 2024) - SSB (pensioneret)
Antal acceleratorer 2 eller 4
sustainer motor RDTT Castor-4AXL
fremstød 1490 kN (2 acceleratorer)
Specifik impuls 282 sek
Arbejdstimer 60 sek
Brændstof HTTPB
Første etape
sustainer motor -7A
fremstød 1098 kN
Specifik impuls 440 c
Arbejdstimer 390 s
Brændstof flydende brint
Oxidationsmiddel flydende ilt
Andet trin
sustainer motor LE-
fremstød 137 kN
Specifik impuls 448 sek
Arbejdstimer 530 s
Brændstof flydende brint
Oxidationsmiddel flydende ilt
 Mediefiler på Wikimedia Commons

H-IIA ( Eych-two-ey ) er en japansk mellemklasse løfteraket fra H-II familien . Skabt efter ordre fra Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) af Mitsubishi Heavy Industries .

H-IIA raketten er en videreudvikling af H-II løfteraketten , som blev væsentligt modificeret (det var muligt at reducere vægten og antallet af dele), hvilket gjorde det muligt at øge pålideligheden og halvere omkostningerne ved opsendelser.

Fire varianter af H-IIA-bæreren er blevet skabt til en anden række anvendelser, hvilket gør det muligt at opsende satellitter i forskellige baner, inklusive lav Jord , solsynkron og geotransfer .

Opsendelsesfaciliteten er placeret ved Tanegashima Space Center .

Den første raket af denne type blev opsendt den 29. august 2001 . Den sjette opsendelse, den 29. november 2003 , endte i fiasko, hvilket resulterede i tab af to rekognosceringssatellitter designet til at overvåge Nordkoreas territorium [1] .

Den 14. september 2007 blev løfteraketten brugt til at opsende det japanske forskningskøretøj SELENE i kredsløb om Månen . Den 20. maj 2010 blev PLANET-C (Akatsuki) -forskningssonden opsendt med en raket for at studere atmosfæren på Venus .

Fra den trettende opsendelse overførte JAXA de vigtigste operationelle funktioner ved affyring af raketten til Mitsubishi Heavy Industries, hvilket kun efterlod generel overvågning for sikkerheden under opsendelsen og under flyvningen [2] .

Konstruktion

På grund af brugen af ​​kulstofkompositmaterialer var det muligt at reducere vægten og antallet af dele.

Første trin

Den første fase af H-IIA løfteraket bruger kryogene brændstofkomponenter : flydende brint som brændstof og flydende oxygen som et oxidationsmiddel med temperaturer på henholdsvis -253 °C og -183 °C. Brændstoftankene er lavet af aluminiumslegering, mellemsektionen i toppen af ​​scenen er lavet af kompositmateriale (aluminiumsbund dækket med kulfiber ).

Scenehøjden er 37,2 m, diameteren er 4 m, affyringsvægten er 114 tons, hvoraf 101,1 er brændstof [2] .

Bruger en LE-7A raketmotor med flydende drivmiddel , en modificeret LE-7-motor fra den forgænger raket H-II . Selvom de tekniske parametre for den modificerede motor har ændret sig lidt, har ændringerne i høj grad forenklet samlingsprocessen [3] . Motorens tryk er 1098 kN , den specifikke impuls  er 440 s . Trykvektorstyring er tilvejebragt af motorens afvigelse fra den centrale akse [2] .

For at stabilisere brændstoffet i brændstoftankene og opretholde dets driftstryk anvendes komprimeret helium , indeholdt i tre 84-liters cylindre ved et tryk på 308 bar [4] .

Scenens driftstid er 390 sekunder, hvorefter den kobles fra andet trin.

Acceleratorer

H-IIA brugte 2 typer solide raketforstærkere , som er fastgjort til siderne af første etape og giver løfterakettens hovedkraft under opsendelsen. 4 forskellige versioner af løfteraketten blev bestemt af den forskellige konfiguration af typerne og antallet af installerede boostere med fast drivmiddel. Også under udviklingen af ​​løfteraketten blev muligheden for at bruge yderligere flydende brændstofboostere skabt på basis af den første fase med LE-7A-motoren overvejet, men disse planer blev annulleret til fordel for udviklingen af ​​H-IIB- lanceringen køretøj .

SRB-A

To eller fire boostere med fast drivmiddel SRB-A ( engelsk  solid rocker booster ) fremstillet af IHI Corporation er installeret på alle versioner af løfteraketten. I modsætning til sin forgænger, som blev brugt på H-II og havde et stålhus , er SRB-A lavet af et kompositmateriale ved hjælp af kulfiber , hvilket reducerede dens vægt og øgede styrke.

Den originale version af motoren blev brugt i de første seks lanceringer. I løbet af den sjette i november 2003, som et resultat af lokal erosion af dysen på en af ​​boosterne, blev fastgørelsessystemet ødelagt, hvilket ikke tillod det at løsne sig fra det første trin [5] . Vægten af ​​boosteren forhindrede løfteraketten i at nå den nødvendige hastighed og højde, som et resultat, blev den elimineret på kommando fra Jorden [6] . Baseret på resultaterne af undersøgelsen af ​​årsagerne til ulykken blev acceleratoren ændret, især formen på dysen blev ændret for at reducere temperaturbelastningen, til samme formål blev trykket reduceret og brændetiden blev øget . Den forbedrede motor blev brugt fra den syvende til den syttende lancering, men på grund af det faktum, at problemet med dyseerosion ikke var fuldstændig løst, fulgte en overgang til den nuværende version af SRB-A3. Ved at udføre endnu en modifikation af dysen, var det muligt at slippe af med problemer med erosion, den første opsendelse med SRB-A3 boostere blev udført den 11. september 2010 [5] .

Højden på boosteren er 15,1 m, diameteren er 2,5 m, affyringsvægten af ​​et par boostere er 151 tons. Den maksimale trykkraft for de to boostere når 5040 kN, den specifikke impuls er 283,6 s, og driftstiden er 100 sek. Det anvendte brændstof er HTPB [2] .

Der er to versioner af SRB-A3 boosteren, som vælges afhængigt af behovene for en bestemt mission: den første giver højere tryk med en kortere forbrænding, den anden - en lang forbrænding med reduceret kraft [5] .

SSB

SSB er en forkortelse for engelsk.  solid strap-on booster . I løfteraketversionerne 2022 og 2024 blev der udover to SRB-A boostere brugt henholdsvis 2 eller 4 modificerede Castor-4AXL fastdrivende boostere fremstillet af Alliant Techsystems (ATK). Brugen af ​​disse boostere er blevet afbrudt for at reducere antallet af versioner af løfteraketten til to for at reducere de økonomiske omkostninger til vedligeholdelse.

Boosternes diameter var 1,02 m, højden var 14,9 m, startvægten af ​​boosterparret var 31 tons. Trykkraften af ​​boosterparret var 1490 kN, den specifikke impuls var 282 s, og driftstiden var 60 sek. HTPB- baseret brændstof [2] anvendes også .

Anden fase

Strukturen i den anden fase gentager hovedtrækkene i den første for at reducere produktionsomkostningerne. Brændstoftankene er lavet af aluminiumslegering og bruger flydende brint og flydende oxygen som brændstof .

Trinhøjden er 9,2 m, diameteren er 4 m, startvægten er 20 tons, hvoraf brændstof er 16,9 tons [2] .

Scenen har en LE-5B raketmotor med flydende drivmiddel , afledt af LE-5A-motoren installeret på H-II-raketten. Motorens tryk er 137 kN, den specifikke impuls er 448 s. Motoren kan genstartes flere gange, så nyttelasten kan lanceres i forskellige baner under en enkelt opsendelse. Motorens samlede køretid er op til 530 sekunder. Styring af trykvektor i pitch og yaw er tilvejebragt af motorafbøjning , og små hydrazinmotorer bruges til at styre rotation [3] .

2015 fase opgradering

I 2015 blev forbedringen af ​​anden etape gennemført, hvis hovedmål er at sikre muligheden for at opsende satellitter i en geotransfer-bane med et resterende delta-v- budget på 1500 m/s til en geostationær bane (inden da, satellitter blev opsendt i kredsløb med en resterende delta-v på 1830 m/s). Teknikken med forbedret opsendelse indebærer en stigning i kredsløbets perigeum fra standard 250 km til 2700 km med tre starter af anden trins motor i stedet for standard to, den tredje motorstart er forudgået af en lang (4 timer) periode af scenens frie flugt [4] [7] .

For at opretholde scenens præstation i denne periode blev følgende ændringer foretaget:

  • scenen er dækket med en speciel hvid maling for at reflektere sollys og reducere niveauet af fordampning af kryogent brændstof i tankene,
  • et nyt motorkølesystem blev installeret før start, hvilket reducerede forbruget af flydende ilt med en tredjedel under denne proces,
  • konstant rotation af scenen bruges under fri flyvning, så solen ikke konstant skinner på den ene side af scenen, dette giver dig mulighed for at opretholde en enkelt temperatur for alt brændstof,
  • til deponering af brændstof i den nederste del af tankene (før start af motoren og for at reducere dens fordampning i den frie flyvefase) blev der tidligere brugt hydrazinmotorer, men brændstoftilførslen ville ikke være nok i mange timer mission, så gasserne fra de fordampende brændstofkomponenter bruges til dette,
  • et forstørret lithium-ion-batteri blev installeret for at opretholde scenens strømforsyning i lang tid, og en højtydende antenne blev installeret for at sikre pålidelig modtagelse af de nødvendige scenetilstandsdata, selv når man nåede højden af ​​den geostationære bane [8] .

For at forbedre nøjagtigheden af ​​at lancere nyttelasten i kredsløb, modtog anden trins motor evnen til at drosle op til 60% af det maksimale tryk [8] .

Derudover er overbelastningen på nyttelasten blevet væsentligt reduceret på grund af det nye ikke-pyrotekniske afdockingssystem for rumfartøjer [7] .

Den opdaterede anden fase blev brugt for første gang under den 29. lancering den 24. november 2015.

Hovedbeklædning

Standarden, mest almindeligt anvendte kåbe (4S, engelsk  kort  - "kort") har en diameter på 4 m, en længde på 12 m og en vægt på 1400 kg. En fem meter kort radom (5S) og en udvidet version af en fire meter radom (4/4D-LC) kan også bruges til samtidig at opsende to store satellitter [2] [4] .

Varianter af H-IIA løfteraket

Udgaven af ​​den affyrede løfteraket er angivet med tre eller fire cifre.

  • Det første ciffer angiver antallet af boostertrin og er altid 2 .
  • Det andet ciffer angiver antallet af flydende raketboostere (LRB, flydende raketbooster) og kan være 0 , 1 og 2 . I praksis altid 0 , da sådanne acceleratorer ikke bruges.
  • Det tredje ciffer angiver antallet af solid raket boostere SRB-A (SRB, solid raket booster) og kan være 2 eller 4 .
  • Det fjerde ciffer (bruges om nødvendigt) angiver antallet af Castor-4AXL (SSB, solid strap-on booster) boostere til fast brændsel og kan være 2 eller 4 .

Kun version 202 og 204 er i drift . Versioner 2022 og 2024 er blevet trukket tilbage , efter at have sidst lanceret i henholdsvis 2007 og 2008.

Tabel over karakteristika for løfteraketversioner [3] [9]

Versioner Drift Nedlagt [10] Annulleret
H2A202 H2A204 H2A2022 H2A2024 H2A212 H2A222
Masse ( t ) 289 443 321 351 403 520
PN på GPO-1830 ( t ) fire 5,95 4.5 5 7.5 9.5
PN på GPO-1500 (t) 2,97 4,82 - - - -
PN pr. LEO (t) ti femten - - - -
Acceleratorer SRB-A 2 fire 2 2 2 2
SSB - - 2 fire - -
LRB - - - - en 2

Nyttelastdata pr. 31. oktober 2015 inklusive standardbeklædning (4S) og forbedret andet trin.

Start udvikling af køretøjer

Resultatet af JAXAs bestræbelser på at videreudvikle sine løfteraketter (især for at øge diameteren af ​​den kryogene brændstoftank for at øge massen af ​​den udgående nyttelast) var skabelsen af ​​H-IIB løfteraket , den første lancering af som blev lavet den 10. september 2009 . Med dens hjælp blev det første japanske transportskib " HTV " leveret til kredsløbet nær Jorden til den internationale rumstation .

Fremover, efter 2020, er det planlagt at erstatte H-IIA med H3 løfteraket .

Lancerer

Flyvningen Dato ( UTC ) Version Nyttelast
(navn) 		Kredsløb Resultat
TF1 29. august 2001 07:00 202 VEP 2
LRE 		GPO Succes
TF2 4. februar 2002 02:45 2024 VEP 3 MDS-1 (Tsubasa) DASH

GPO Succes
F3 10. september 2002 08:20 2024 BRUGERE DRTS (Kodama)
GPO Succes
F4 14. december 2002 kl. 01:31 202 ADEOS 2 (Midori 2)
WEOS (Kanta-kun) FedSat 1 MicroLabSat 1

MTR Succes
F5 28. marts 2003 2024 IGS Optical 1 IGS Radar 1
 NOU Succes
F6 29. november 2003 04:33 2024 IGS-Optical 2 IGS-Radar 2
 NOU Fejl [6]
F7 26. februar 2005 09:25 2022 MTSAT-1R (Himawari 6) GPO Succes
F8 24. januar 2006 01:33 2022 DAICHI (Daichi) (ALOS) MTR Succes
F9 18. februar 2006 2024 MTSAT-2 (Himawari 7) GPO Succes
F10 11. september 2006 04:35 202 IGS-optisk 2 NOU Succes
F11 18. december 2006 06:32 204 ETS-VIII (Kiku-8) GPO Succes
F12 24. februar 2007 04:41 2024 IGS-Radar 2 IGS-Optisk 3V
 NOU Succes
F13 14. september 2007 kl. 01:31 2022 SELENE (Kaguya) til månen Succes
F14 23. februar 2008 08:55 2024 WINDS (Kizuna) GPO Succes
F15 23. januar 2009 12:54 202 GOSAT (Ibuki) SDS-1 STARS (Kūkai) KKS-1 (Kiseki) PRISM (Hitomi) Sohla - 1 (Maido 1) SORUNSAT-1 (Kagayaki) SPRITE -SAT (Raijin)






MTR Succes [11]
F16 28. november 2009 01:21 202 IGS Optical 3
 NOU Succes [12]
F17 20. maj 2010 202 PLANET-C (Akatsuki) IKAROS UNITEC-1 WASEDA-SAT2 ( J-POD ) KSAT (J-POD) Negai (J-POD)




til Venus Succes [13]
F18 11. september 2010 , 11:17 202 Quasi-Zenith Satellite 1 (Mitibiki) GPO -> QZO Succes
F19 23. september 2011 04:36 202 IGS-optisk 4 NOU Succes
F20 12. december 2011 01:21 202 IGS Radar 3 NOU Succes
F21 17. maj 2012 202 GCOM-W1 (Shizuku) KOMPSAT-3 (Arirang 3) SDS-4 HORYU-2


 MTR Succes [14]
F22 27. januar 2013 04:40 202 IGS-Radar 4 IGS-Optisk 5V
 NOU Succes
F23 27. februar 2014 202 GPM-Core Ginrei (ShindaiSat) STARS-II (GENNAI) TeikyoSat-3 KSAT-2 (Hayato 2) OPUSAT INVADER (ARTSAT 1) ITF-1 (Yui)






MTR Succes [15]
F24 24. maj 2014 03:05 202 DAICHI-2 (ALOS-2) RISING-2 UNIFORM-1 SOCRATES SPROUT



 MTR Succes [16]
F25 7. oktober 2014 05:16 202 Himawari 8 (Himawari-8) GPO Succes [17] [18]
F26 3. december 2014 kl. 04:22 202 Hayabusa2 (Hayabusa-2) Sinen 2 Despatch (Artsat 2) Procyon


 GSC Succes [19]
F27 1. februar 2015 01:21 202 IGS-radar reserve NOU Succes [20]
F28 26. marts 2015 202 IGS-optisk 5 NOU Succes [21]
F29 24. november 2015 06:15 204 Telstar 12 VANTAGE GPO Succes [22] [23]
F30 17. februar 2016 08:45 202 Hitomi (Hitomi) (Astro-H)
Kinshachi 2 (ChubuSat 2)
Kinshachi 3 (ChubuSat 3)
AEGIS (Horyu 4) 		NOU Succes
F31 2. november 2016 06:20 202 Himawari 9 (Himawari-9) GPO Succes [24] [25] [26]
F32 24. januar 2017 07:44 204 Kirameki-2 (Kirameki-2) (DSN-2) GPO Succes [27] [28]
F33 17. marts 2017 01:20 202 IGS Radar 5 NOU Succes [29]
F34 1. juni 2017 kl . 00:17 202 Michibiki-2 (Mitibiki-2) (QZS-2) GPO -> QZO Succes [30]
F35 19. august 2017 05:29 204 Michhibiki-3 (Michhibiki-3) (QZS-3) GPO -> GSO Succes [31]
F36 9. oktober 2017 , 22:01 202 Michhibiki-4 (Michhibiki-4) (QZS-4) GPO -> QZO Succes [32]
F37 23. december 2017 01:26 202 SHIKISAI (Sikisai) (GCOM-C) TSUBAME (Tsubame) (SLATS)
MTR
LEO 		Succes [33]
F38 27. februar 2018 04:34 202 IGS Optical 6 NOU Succes [34]
F39 12. juni 2018 04:20 202 IGS Radar 6 NOU Succes [35]
F40 29. oktober 2018 03:20 202 IBUKI-2 (Ibuki-2) (GOSAT-2) KhalifaSat / Diwata-2b Ten-Koh Aoi (Stars-AO) (1U) AUTcube-2 (1U)




MTR Succes
F41 9. februar 2020 01:43 202 IGS-Optical 7 NOU Succes [36] [37]
F42 19. juli 2020 , 21:58 202 Emirates Mars Mission (Hope, Al-Amal) Mars Succes
F43 29. november 2020 07:25 202 JDRS-1 GSO Succes
F44 26. oktober 2021 02:19:37 202 QZS -1R Succes
F45 22. december 2021 , 15:32:00 204 Inmarsat- 6 F1 Succes
Planlagte lanceringer
april 2023 [38] 202  SLIM XRISM
 

Noter

  1. ↑ Japansk lancering mislykkes  . Rumflyvning nu (29. november 2013). Hentet 10. oktober 2006. Arkiveret fra originalen 16. marts 2006.
  2. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 H-IIA Launch Vehicle på JAXA-  webstedet . JAXA . Dato for adgang: 7. januar 2017. Arkiveret fra originalen 7. januar 2017.
  3. ↑ 1 2 3 H-IIA Launch Vehicle (brochure)  (eng.) . JAXA (31. oktober 2015). Hentet 7. januar 2017. Arkiveret fra originalen 4. august 2017.
  4. ↑ 1 2 3 H-IIA 202 Startkøretøj  . Rumflyvning101 . Hentet 7. januar 2017. Arkiveret fra originalen 22. december 2016.
  5. ↑ 1 2 3 SRB-A  (japansk) . JAXA .  (utilgængeligt link)
  6. ↑ 1 2 Startresultat af IGS #2/H-IIA F6 (downlink) . JAXA (29. november 2003). Hentet 19. juni 2013. Arkiveret fra originalen 25. september 2011. 
  7. ↑ 1 2 H-ⅡA Opgradering (pjece)  (eng.) . JAXA (31. oktober 2015). Hentet 7. januar 2017. Arkiveret fra originalen 13. maj 2016.
  8. ↑ 1 2 H-IIA-OPGRADERING på JAXA-  webstedet . JAXA . Hentet 7. januar 2017. Arkiveret fra originalen 8. januar 2017.
  9. ↑ H-  2A . Gunters Space-side . Hentet 7. januar 2017. Arkiveret fra originalen 19. august 2017.
  10. ↑ 三菱重工、「H2A」2機種に半減・民営化でコスト減. NIKKEINET
  11. ↑ Lanceringsresultat af IBUKI (GOSAT) af H-IIA Launch Vehicle No. 15 (ikke tilgængeligt link) . MHI og JAXA (23. januar 2009). Arkiveret fra originalen den 21. januar 2012. 
  12. ↑ H-IIA F16 (utilgængeligt link) . Sorae. Arkiveret fra originalen den 21. januar 2012. 
  13. ↑ Opsendelsesresultat af Venus Climate Orbiter "AKATSUKI" (PLANET-C) ombord på H-IIA Launch Vehicle No.17 (utilgængeligt link) . JAXA (21. maj 2010). Arkiveret fra originalen den 21. januar 2012. 
  14. ↑ Opsendelsesoversigt - H-IIA Launch Services Flight No.21 (link utilgængeligt) . Mitsubishi Heavy Industries. Hentet 15. april 2012. Arkiveret fra originalen 15. oktober 2017. 
  15. ↑ Japansk H-IIA-raket har succesfuldt løftet GPM  Core . Hentet 28. februar 2014. Arkiveret fra originalen 2. marts 2014.
  16. ↑ Japansk HII-A lancerer med succes ALOS-2-  missionen . nasaspaceflight.com. Hentet 23. maj 2014. Arkiveret fra originalen 26. maj 2014.
  17. ↑ Japan vinder Himawari 8 vejrsatellit via H-IIA raket  (engelsk)  (utilgængeligt link) . nasaspaceflight.com. Hentet 6. oktober 2014. Arkiveret fra originalen 7. oktober 2014.
  18. ↑ Mitsubishi Electric forbereder sig på at opsende Himawari-8-satellitten fra Tanegashima Space Center (utilgængeligt link) . Mitsubishi Electric. Hentet 2. september 2014. Arkiveret fra originalen 8. oktober 2014. 
  19. ↑ Hayabusa 2 Mission Updates  (engelsk)  (link ikke tilgængeligt) . spaceflight101.com. Dato for adgang: 3. december 2014. Arkiveret fra originalen 3. december 2014.
  20. ↑ H-IIA - IGS Radar Reserve - Startopdateringer  (engelsk)  (link utilgængeligt) . spaceflight101.com. Dato for adgang: 1. februar 2015. Arkiveret fra originalen 1. februar 2015.
  21. ↑ H-IIA - IGS Optical 5 - Startopdateringer  (eng.)  (utilgængeligt link) . spaceflight101.com. Hentet 26. marts 2015. Arkiveret fra originalen 26. marts 2015.
  22. ↑ Japansk H-IIA har med succes loftet Telstar  12V . nasaspaceflight.com. Hentet 24. november 2015. Arkiveret fra originalen 24. november 2015.
  23. ↑ Video: Lancering af Telstar 12 VANTAGE/H-IIA F29 . Hentet 28. september 2017. Arkiveret fra originalen 25. december 2017.
  24. ↑ Lanceringssucces af H-IIA Launch Vehicle No. 31 (H-IIA F31) med den geostationære meteorologiske satellit "Himawari-9" om bord  (engelsk)  (utilgængeligt link) . JAXA (2. november 2016). Arkiveret fra originalen den 2. november 2016.
  25. ↑ Video: Live-udsendelsen af ​​Himawari-9/H-IIA F31-lanceringen . Hentet 2. november 2016. Arkiveret fra originalen 2. november 2016.
  26. ↑ Japan opsender succesfuldt H-IIA-raket med Himawari-9 meteorologisk satellit , TASS . Arkiveret fra originalen den 4. november 2016. Hentet 2. november 2016.
  27. ↑ Lanceringsresultater af H-IIA Launch Vehicle No. 32 med X-band forsvarskommunikation satellit-2  ombord . JAXA (24. januar 2017). Hentet 24. januar 2017. Arkiveret fra originalen 26. januar 2017.
  28. ↑ Japan sætter sin første militære kommunikationssatellit i  kredsløb . Rumflyvning nu (24. januar 2017). Hentet 24. januar 2017. Arkiveret fra originalen 25. januar 2017.
  29. ↑ H-2A raketopsendelser med japansk  radaropklaringsfartøj . Rumflyvning nu (17. marts 2017). Hentet 17. marts 2017. Arkiveret fra originalen 17. marts 2017.
  30. ↑ Vellykket H-IIA-lancering leverer andet medlem af Japans GPS Augmentation  Constellation . Spaceflight101 (1. juni 2017). Hentet 1. juni 2017. Arkiveret fra originalen 1. juni 2017.
  31. ↑ H-IIA raket indsætter Japans tredje Quasi-Zenith Navigation Augmentation  Satellite . Spaceflight101 (19. august 2017). Hentet 19. august 2017. Arkiveret fra originalen 19. august 2017.
  32. ↑ Japans H - 2A udfører QZSS-4 opsendelse  . NASA Rumflyvning (9. oktober 2017). Hentet 9. oktober 2017. Arkiveret fra originalen 10. oktober 2017.
  33. ↑ Japansk H-IIA raket skyder ind i kredsløb med klimaændringssatellit og superlav højde-  testleje . Spaceflight101 (23. december 2017). Hentet 23. december 2017. Arkiveret fra originalen 23. december 2017.
  34. ↑ Japans H - IIA raket sender IGS Optical 6 Rekognosceringssatellit i kredsløb  . Spaceflight101 (27. februar 2018). Dato for adgang: 27. februar 2018. Arkiveret fra originalen 28. februar 2018.
  35. ↑ Japans H - IIA raket opsender IGS Radar 6  . NASA Rumflyvning (12. juni 2018). Hentet 12. juni 2018. Arkiveret fra originalen 12. juni 2018.
  36. ↑ Raket med japansk satellit med dobbelt formål opsendt i kredsløb . Interfax (9. februar 2020). Hentet 10. februar 2020. Arkiveret fra originalen 9. februar 2020.
  37. ↑ [1] Arkiveret 20. marts 2020 på Wayback Machine // RBC
  38. ↑ Kommende missionsbegivenheder  . NASA (2022). Hentet 13. juli 2022. Arkiveret fra originalen 29. januar 2019.

Links

  Gå til Wikidata-elementet  Ordbøger og encyklopædier
 Engangs løfteraketter
Drift
Planlagt
Forældet