| H-II | |
|---|---|
| Fjerde opsendelse af H-II-raketten med ADEOS I -satellitten | |
| Generel information | |
| Land | Japan |
| Formål | booster |
| Fabrikant | Mitsubishi Heavy Industries |
| Hovedkarakteristika | |
| Antal trin | 2 |
| Længde (med MS) | 49 m |
| Diameter | 4 m |
| startvægt | 260000 kg |
| Nyttelast masse | |
| • hos LEO | 10060 kg |
| • hos GPO | 3930 kg |
| Starthistorik | |
| Stat | nedlagt |
| Startsteder | LC-Y, Tanegashima |
| Antal lanceringer | 7 |
| • vellykket | 5 |
| • mislykkedes | en |
| • delvist mislykket |
en |
| Første start | 3. februar 1994 |
| Sidste løbetur | 15. november 1999 |
| Accelerator (trin 0) | |
| Antal acceleratorer | 2 |
| sustainer motor | TTRD |
| fremstød | 1539.997 kN |
| Specifik impuls | 274 sek |
| Arbejdstimer | 94 sek |
| Brændstof | 14% HTPB / 68% AP / 18% Al |
| Første etape | |
| sustainer motor | LE-7 |
| Styremotorer | 2 × med 1500 N drivkraft, drevet af brintgas fra hovedmotoren |
| fremstød | 1077.996 kN |
| Specifik impuls | 446 s |
| Arbejdstimer | 346 s |
| Brændstof | flydende brint |
| Oxidationsmiddel | flydende ilt |
| Andet trin | |
| sustainer motor | LE-5A |
| Styremotorer | 2 × hydrazin styremoduler fremstillet af IHI , tryk 4x50 N og 2x18 N hver |
| fremstød | 121,5 kN |
| Specifik impuls | 452 s |
| Arbejdstimer | 600 sek |
| Brændstof | flydende brint |
| Oxidationsmiddel | flydende ilt |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
H-II ( H2 ) er en japansk løfteraket, der foretog syv opsendelser fra 1994 til 1999, hvoraf fem var fuldkommen succesfulde. Raketten blev udviklet af NASDA til at opsende store satellitter fra Japan i 1990'erne . [1] Det var den første japanske to-trins løfteraket med flydende brændstof udviklet ved hjælp af proprietær teknologi. [2] Den blev erstattet af H-IIA løfteraket på grund af pålidelighed og omkostninger.
Forud for udviklingen af H-II skulle NASDA bruge komponenter leveret under licens fra USA til sine raketter . Især nøgleteknologierne i HI løfteraketten og dens forgængere blev lånt fra den amerikanske Delta løfteraket . Imidlertid havde HI også komponenter af sin egen produktion, såsom LE-5 andet trins motor og inertial kontrolsystem . H-II tilføjede en egenudviklet LE-7 flydende drivmiddel første trins motor og fastbrændstof boostere.
Ifølge en pressemeddelelse fra NASDA fulgte designet af H-II følgende principper: [1]
Udviklingen af LE-7 raketmotoren begyndte i 1984 og var vanskelig, der var en hændelse med en arbejders død i en utilsigtet eksplosion. Den første motor stod færdig i 1994, to år efter den oprindelige tidsplan. I 1990 blev Rocket System Corporation grundlagt for at servicere opsendelserne af løfteraketten, der blev skabt.
I 1994 lancerede NASDA med succes den første H-II raket, og i 1997 var fem mere vellykkede opsendelser blevet gennemført. Men med en lanceringsomkostning på omkring 19 milliarder yen (US $ 190 millioner ), var luftfartsselskabet ude af stand til at konkurrere på markedet med udenlandske konkurrenter som Ariane . Dette skyldes til dels apprecieringen af yenen over for dollaren, som steg fra 240 yen til dollaren i 1984 ved projektets start til 100 yen i forhold til dollaren i 1994. Udvikling af en ny H-IIA løfteraket er begyndt at reducere omkostningerne til opsendelse.
Den efterfølgende ulykke ved den femte opsendelse i 1998 og den ottende året efter førte til færdiggørelsen af produktionen og driften af H-II løfteraketten. For at undersøge årsagerne til ulykkerne og overføre ressourcer til udviklingen af H-IIA aflyste NASDA opsendelsen af den syvende raket (som skulle være opsendt før den ottende, men blev udskudt på grund af ændringer i opsendelsesplanen) og lukkede H-II-projektet. [2]
| lancering | datoen | Nyttelast | Nyttelast chiffer | Kredsløb | Resultat |
|---|---|---|---|---|---|
| TF1 (testflyvning 1) | 4. februar 1994 | Ryusei | OREX (Orbital Re-entry Experiment) | NOU | Succesfuldt |
| Myōjō | VEP (Vehicle Evaluation Payload) | GPO | |||
| TF2 | 28. august 1994 | Kiku 6 | ETS-VI (Engineering Test Satellite-VI) | GSO | Succesfuldt |
| TF3 | 18. marts 1995 | Himawari 5 | GMS-5 ( Geostationary Meteorological Satellite -5) | GSO | Succesfuldt |
| SFU (Space Flyer Unit | NOU | ||||
| F4 | 17. august 1996 | Midori | ADEOS (Advanced Earth Observing Satellite | NOU | Succesfuldt |
| Fuji 3 | Fuji OSCAR 29, JAS-2 | NOU | |||
| F6 | 27. november 1997 | TRMM (Tropical Rainfall Measuring Mission) | NOU | Succesfuldt | |
| Kiku 7 (Orihime & Hikoboshi) | ETS-VII (Engineering Test Satellite-VII) | NOU | |||
| F5 | 21. februar 1998 | Kakehashi | COMETS (Communication and Broadcasting Engineering Test Satellites) | GSO | Delvis fejl 1 |
| F8 | 15. november 1999 | MTSAT-1 (Multi-functional Transport Satellite-1) | GSO | Fejl 2 | |
| F7 | Annulleret | Kodama | DRTS (Data Relay Test Satellite) | GPO | Annulleret |
| Tsubasa | MDS-1 (Mission Demonstration test Satellite-1) | GPO |
↑ Dårliglodningi kølesystemet på anden trins motor førte til dens udbrænding og kabelskade, som fik motoren til at slukke for tidligt under udførelsen af den anden puls. Dette førte til opsendelsen af rumfartøjet i en elliptisk bane i stedet for en geotransitionel.
↑ Kavitationi brintTHAfra første trins motor førte til ødelæggelse afturbinebladet, tab af brændstof og en hurtig nedlukning af motoren 239 sekunder efter opsendelsen. Missilet faldt ihavet380 km nordvest forChichijima Island.
Jordtest mock-up H-II installeret på Tsukuba Space Center .
Den første og anden fase af den aflyste syvende raket i hangaren i Tanegashima Space Center .
| Engangs løfteraketter | |
|---|---|
| Drift | |
| Planlagt |
|
| Forældet |
|