H-II (ракета-носитель): различия между версиями

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Интерактивная навигация по истории
(Показать все непатрулированные изменения)
[отпатрулированная версия][непроверенная версия]
← Предыдущая правка
Содержимое удалено Содержимое добавлено
ВизуальныйВики-текст
м →История: стилевые правки
 
(не показано 11 промежуточных версий 9 участников)
Строка 5: Строка 5:
|изображение = H-ii_adeos.gif
|изображение = H-ii_adeos.gif
|ширина изображения =
|ширина изображения =
|подпись = Четвертый запуск ракеты H-II, со спутником [[ADEOS I]]
|подпись = Четвертый запуск ракеты H-II со спутником [[ADEOS I]]
<!--------------Общие сведения-------------->
<!--------------Общие сведения-------------->
|страна = Япония
|страна = Япония
Строка 48: Строка 48:
|применение =
|применение =
<!--------------История запусков------------>
<!--------------История запусков------------>
|состояние = Выведена из эксплуатации
|состояние = выведена из эксплуатации
|места-запуска = LC-Y, [[Космический центр Танэгасима|Танэгасима]]
|места-запуска = LC-Y, [[Космический центр Танэгасима|Танэгасима]]
|запуски = 7
|запуски = 7
Строка 77: Строка 77:
|ускорительтопливо = 14% [[Полибутадиен с концевыми гидроксильными группами|HTPB]]/68% [[Перхлорат аммония|AP]]/18% [[Алюминий|Al]]
|ускорительтопливо = 14% [[Полибутадиен с концевыми гидроксильными группами|HTPB]]/68% [[Перхлорат аммония|AP]]/18% [[Алюминий|Al]]
|ускорительгорючее =
|ускорительгорючее =
|ускорительокислитель =
|ускорительокислитель =


|ступень1модификация =
|ступень1модификация =
Строка 94: Строка 94:
|ступень1время = 346 с
|ступень1время = 346 с
|ступень1топливо =
|ступень1топливо =
|ступень1горючее = [[Жидкий водород]]
|ступень1горючее = [[жидкий водород]]
|ступень1окислитель = [[Жидкий кислород]]
|ступень1окислитель = [[жидкий кислород]]


|ступень2модификация =
|ступень2модификация =
Строка 112: Строка 112:
|ступень2время = 600 с
|ступень2время = 600 с
|ступень2топливо =
|ступень2топливо =
|ступень2горючее = Жидкий водород
|ступень2горючее = жидкий водород
|ступень2окислитель = Жидкий кислород
|ступень2окислитель = жидкий кислород
}}
}}
⚫
'''H-II''' ('''H2''') — [[Япония|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 [[Искусственный спутник Земли|спутников]] с территории Японии в [[1990-е]] годы<ref name="nasda-presskit">{{cite press release |title=H-II Launch Vehicle No.4 |publisher=NASDA |url=http://warp.ndl.go.jp/REPOSWP/000000001418/00000000000005995/www.nasda.go.jp/pr/services/presskit/h2-f4/h2index_e.html |accessdate=2007-06-25 |archivedate=2003-12-11 |archiveurl=https://web.archive.org/web/20031211190020/http://www.nasda.go.jp/pr/services/presskit/h2-f4/h2index_e.html }}</ref>. Это была первая японская двухступенчатая ракета-носитель на жидком топливе, разработанная с применением собственных технологий<ref name="jaxa">{{cite web |author=JAXA |url=http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2/index_e.html |title=H-II Launch Vehicle |accessdate=2007-06-25 |work=Launch Vehicles and Space Transportation Systems |publisher=JAXA Website |archive-date=2013-10-30 |archive-url=https://web.archive.org/web/20131030155512/http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2/index_e.html |deadlink=yes }}</ref>. Она была заменена ракетой-носителем [[H-IIA]] из-за проблем с надежностью и цены.


⚫
'''H-II''' ('''H2''') - [[Япония|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 [[Искусственный спутник Земли|спутников]] с территории Японии в [[1990-е]] годы.<ref name="nasda-presskit">{{cite press release |title=H-II Launch Vehicle No.4 |publisher=NASDA |url=http://warp.ndl.go.jp/REPOSWP/000000001418/00000000000005995/www.nasda.go.jp/pr/services/presskit/h2-f4/h2index_e.html |accessdate=2007-06-25 }}</ref> Это была первая японская двухступенчатая ракета-носитель на жидком топливе, разработанная с применением собственных технологий.<ref name="jaxa">{{cite web |author=JAXA |url=http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2/index_e.html |title=H-II Launch Vehicle |accessdate=2007-06-25 |work=Launch Vehicles and Space Transportation Systems |publisher=JAXA Website }}</ref> Она была заменена ракетой-носителем [[H-IIA]] из-за проблем с надежностью и ценой.


== История ==
== История ==
До разработки H-II NASDA приходилось использовать для своих ракет комплектующие, поставляемые по лицензии из [[Соединенные Штаты Америки|США]]. В частности, ключевые технологии ракеты-носителя [[H-I (ракета-носитель)|H-I]] и её предшественников были позаимствованы у американской ракеты-носителя [[Дельта (ракета-носитель)|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.
До разработки H-II NASDA приходилось использовать для своих ракет комплектующие, поставляемые по лицензии из [[Соединённые Штаты Америки|США]]. В частности, ключевые технологии ракеты-носителя [[H-I (ракета-носитель)|H-I]] и её предшественников были позаимствованы у американской ракеты-носителя [[Дельта (ракета-носитель)|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:<ref name="nasda-presskit"/>
Согласно пресс-релизу NASDA, при разработке H-II придерживались следующих принципов<ref name="nasda-presskit"/>:


# Разработать ракету-носитель с помощью японских аэрокосмических технологий.
# Разработать ракету-носитель с помощью японских аэрокосмических технологий.
# Сократить сроки и затраты на разработку путем максимального использования отработанных технологий.
# Сократить сроки и затраты на разработку путём максимального использования отработанных технологий.
# Разработать ракету, пригодную для запуска с существующего [[Космический центр Танэгасима|космодрома Танэгасима]].
# Разработать ракету, пригодную для запуска с существующего [[Космический центр Танэгасима|космодрома Танэгасима]].
# 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.
# 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 год]]у 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 была основана компания [[Rocket System Corporation]] для обслуживания запусков создаваемой ракеты-носителя.
Разработка ЖРД LE-7 началась в [[1984 год]]у 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 [[Иена|иен]] (190 млн [[Доллар США|долларов США]]), носитель не мог соревноваться на рынке с зарубежными конкурентами, такими как [[Ариан (ракета-носитель)|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 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 [[Иена|иен]] (190 млн [[Доллар США|долларов США]]) носитель не мог соревноваться на рынке с зарубежными конкурентами, такими как [[Ариан (ракета-носитель)|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 причины 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.<ref name="jaxa"/>
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<ref name="jaxa"/>.


== Запуски ракеты-носителя H-II ==
== Запуски ракеты-носителя H-II ==
Строка 139: Строка 137:
!Запуск
!Запуск
!Дата
!Дата
!Полезная нагрузка
!Название ПН
!Шифр ПН
!Шифр полезной нагрузки
!Орбита
!Орбита
!Итог
!Итог
|-
|-
!rowspan="2"|TF1 (Испытательный полет 1)
!rowspan="2"|TF1 (испытательный полёт 1)
|rowspan="2"|4 февраля 1994
|rowspan="2"|4 февраля [[Список космических запусков в 1994 году|1994]]
|Ryūsei
|Ryūsei
|OREX (Orbital Re-entry Experiment)
|{{iw|OREX|OREX (Orbital Re-entry Experiment)|en|OREX}}
|[[Низкая опорная орбита|НОО]]
|[[Низкая опорная орбита|НОО]]
|rowspan="2"|Успешно
|rowspan="2" bgcolor = "#90ff90"|Успешно
|-
|-
|Myōjō
|Myōjō
|VEP (Vehicle Evaluation Payload)
|[[:ja:みょうじょう|VEP (Vehicle Evaluation Payload)]]
|[[Геопереходная орбита|ГПО]]
|[[Геопереходная орбита|ГПО]]
|-
|-
!TF2
!TF2
|28 августа 1994
|28 августа [[Список космических запусков в 1994 году|1994]]
|Kiku 6
|Kiku 6
|ETS-VI (Engineering Test Satellite-VI)
|[[:ja:きく6号|ETS-VI (Engineering Test Satellite-VI)]]
|[[Геосинхронная орбита|ГСО]]
|[[Геосинхронная орбита|ГСО]]
|Успешно
|bgcolor = "#90ff90" |Успешно
|-
|-
!rowspan="2"|TF3
!rowspan="2"|TF3
|rowspan="2"|18 марта 1995
|rowspan="2"|18 марта [[Список космических запусков в 1995 году|1995]]
|Himawari 5
|Himawari 5
|GMS-5 ([[Geostationary Meteorological Satellite]]-5)
|[[:ja:ひまわり5号|GMS-5]] ({{iw|Geostationary Meteorological Satellite||en|Geostationary Meteorological Satellite}}-5)
|ГСО
|ГСО
|rowspan="2"|Успешно
|rowspan="2" bgcolor = "#90ff90"|Успешно
|-
|-
|
|
|SFU (Space Flyer Unit)
|{{iw|Space Flyer Unit|SFU (Space Flyer Unit)|en|Space Flyer Unit}}
|НОО
|НОО
|-
|-
!rowspan="2"|F4
!rowspan="2"|F4
|rowspan="2"|17 августа 1996
|rowspan="2"|17 августа [[Список космических запусков в 1996 году|1996]]
|Midori
|Midori
|ADEOS (Advanced Earth Observing Satellite)
|{{iw|ADEOS I| ADEOS (Advanced Earth Observing Satellite)|en|ADEOS I}}
|НОО
|НОО
|rowspan="2"|Успешно
|rowspan="2" bgcolor = "#90ff90"|Успешно
|-
|-
|Fuji 3
|Fuji 3
|Fuji OSCAR 29, JAS-2
|[[:ja:ふじ3号|Fuji OSCAR 29, JAS-2]]
|НОО
|НОО
|-
|-
!rowspan="2"|F6
!rowspan="2"|F6
|rowspan="2"|27 ноября 1997
|rowspan="2"|27 ноября [[Список космических запусков в 1997 году|1997]]
|
|
|[[Tropical Rainfall Measuring Mission|TRMM (Tropical Rainfall Measuring Mission)]]
|{{iw|Tropical Rainfall Measuring Mission|TRMM (Tropical Rainfall Measuring Mission)|en|Tropical Rainfall Measuring Mission}}
|НОО
|НОО
|rowspan="2"|Успешно
|rowspan="2" bgcolor = "#90ff90"|Успешно
|-
|-
|Kiku 7 (Orihime & Hikoboshi)
|Kiku 7 (Orihime & Hikoboshi)
|[[ETS-VII]] (Engineering Test Satellite-VII)
|{{iw|ETS-VII|ETS-VII (Engineering Test Satellite-VII)|en|ETS-VII}}
|НОО
|НОО
|-
|-
!F5
!F5
|21 февраля 1998
|21 февраля [[Список космических запусков в 1998 году|1998]]
|Kakehashi
|Kakehashi
|COMETS (Communications and Broadcasting Engineering Test Satellites)
|[[:ja:かけはし|COMETS (Communications and Broadcasting Engineering Test Satellites)]]
|ГСО
|ГСО
|Частичная неудача{{Ref|1|note 1}}
|bgcolor = "#ffffdd"|Частичная неудача{{Ref|1|1}}
|-
|-
!F8
!F8
|15 ноября 1999
|15 ноября [[Список космических запусков в 1999 году|1999]]
|
|
|[[Multi-Functional Transport Satellite|MTSAT (Multi-functional Transport Satellite)]]
|{{iw|Multi-Functional Transport Satellite|MTSAT-1 (Multi-functional Transport Satellite-1)|en|Multi-Functional Transport Satellite}}
|ГСО
|ГСО
|Неудача{{Ref|2|note 2}}
|bgcolor = "#ff9090"| Неудача{{Ref|2|2}}
|-
|-
!rowspan="2"|F7
!rowspan="2"|F7
|rowspan="2"|Отменен
|rowspan="2"|Отменён
|Kodama
|Midori II
|[[ADEOS II|ADEOS-II (Advanced Earth Observing Satellite II)]]
|[[:ja:こだま (人工衛星)|DRTS (Data Relay Test Satellite)]]
|ГПО
|
|rowspan="2"|Отменен
|rowspan="2"|Отменён
|-
|-
|Tsubasa
|
|[[:ja:つばさ (人工衛星)|MDS-1 (Mission Demonstration test Satellite-1)]]
|μ-LabSat
|ГПО
|
|}
|}


note 1. {{note|1}}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.
{{note|1}}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.


note 2. {{note|2}}[[Кавитация]] в водородном [[Турбонасосный агрегат|ТНА]] двигателя первой ступени, привела к разрушению лопатки [[турбина|турбины]], потере топлива и быстрому отключению двигателя через 239 секунд после запуска. Ракета упала в [[океан]] в 380 км к северо-западу от [[Титидзима (остров)|острова Титидзима]].
{{note|2}}[[Кавитация]] в водородном [[Турбонасосный агрегат|ТНА]] двигателя первой ступени привела к разрушению лопатки [[турбина|турбины]], потере топлива и быстрому отключению двигателя через 239 секунд после запуска. Ракета упала в [[океан]] в 380 км к северо-западу от [[Титидзима (остров)|острова Титидзима]].


== Галерея ==
== Галерея ==
<gallery>
<gallery>
Image:H-II-GTV.jpg|Макет H-II для наземных испытаний, установленный в [[Космический центр Цукуба|Космическом центре Цукуба]].
Файл:H-II-GTV.jpg|Макет H-II для наземных испытаний, установленный в [[Космический центр Цукуба|Космическом центре Цукуба]]
Image:H-II_F7_02.JPG|Первая и вторая ступени отмененной седьмой ракеты, в ангаре [[Космический центр Танэгасима|Космического центра Танэгасима]].
Файл:H-II F7 02.JPG|Первая и вторая ступени отменённой седьмой ракеты в ангаре [[Космический центр Танегасима|Космического центра Танегасима]]
</gallery>
</gallery>


Строка 237: Строка 235:
** [[H-IIA]]
** [[H-IIA]]
** [[H-IIB]]
** [[H-IIB]]



== Примечания ==
== Примечания ==
{{навигация}}
{{Commons category|H-II|H-II launch vehicles}}
{{примечания}}
{{примечания}}


== Ссылки ==
== Ссылки ==
* [http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2/index_e.html H-II Launch Vehicle], JAXA.
* [http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2/index_e.html H-II Launch Vehicle] {{Wayback|url=http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2/index_e.html |date=20131030155512 }}, JAXA.


{{Одноразовые ракеты-носители}}
{{Одноразовые ракеты-носители}}


[[Категория:Ракеты-носители Японии]]
[[Категория:Ракеты-носители Японии]]

[[de:H-II]]
[[en:H-II]]

Текущая версия от 18:59, 17 июня 2023

H-II
H-II
Четвертый запуск ракеты H-II со спутником ADEOS I
Общие сведения
Страна  Япония
Назначение ракета-носитель
Изготовитель Mitsubishi 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 запуск 3 февраля 1994
Последний запуск 15 ноября 1999
Ускоритель (Ступень 0)
Количество ускорителей 2
Маршевый двигатель ТТРД
Тяга 1539,997 кН
Удельный импульс 274 с
Время работы 94 с
Топливо 14% HTPB/68% AP/18% Al
Первая ступень
Маршевый двигатель LE-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
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород
Вторая ступень
Маршевый двигатель LE-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

[править | править код]

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

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

[править | править код]

См. также

[править | править код]

Примечания

[править | править код]
  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

[править | править код]
Источник — https://ru.wikipedia.org/ruwiki/w/index.php?title=H-II_(ракета-носитель)&oldid=131112087