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][отпатрулированная версия]
← Предыдущая правкаСледующая правка →
Содержимое удалено Содержимое добавлено
ВизуальныйВики-текст
м →История: стилевые правки
Строка 200: Строка 200:
|COMETS (Communications and Broadcasting Engineering Test Satellites)
|COMETS (Communications and Broadcasting Engineering Test Satellites)
|ГСО
|ГСО
|Частичная неудача{{Ref|1|note 1}}
|Частичная неудача{{Ref|1|1}}
|-
|-
!F8
!F8
Строка 207: Строка 207:
|[[Multi-Functional Transport Satellite|MTSAT (Multi-functional Transport Satellite)]]
|[[Multi-Functional Transport Satellite|MTSAT (Multi-functional Transport Satellite)]]
|ГСО
|ГСО
|Неудача{{Ref|2|note 2}}
|Неудача{{Ref|2|2}}
|-
|-
!rowspan="2"|F7
!rowspan="2"|F7
Строка 221: Строка 221:
|}
|}


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 ==

Версия от 11:37, 14 мая 2014

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 ценой.

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 путем 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 была основана компания Rocket System Corporation для обслуживания запусков создаваемой ракеты-носителя.

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 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.[2]

Запуски ракеты-носителя H-II

Запуск Дата Название ПН Шифр ПН Орбита Итог
TF1 (Испытательный полет 1) 4 февраля 1994 Ryūsei OREX (Orbital Re-entry Experiment) 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-5) ГСО Успешно
SFU (Space Flyer Unit) НОО
F4 17 августа 1996 Midori ADEOS (Advanced Earth Observing Satellite) НОО Успешно
Fuji 3 Fuji OSCAR 29, JAS-2 НОО
F6 27 ноября 1997 TRMM (Tropical Rainfall Measuring Mission) НОО Успешно
Kiku 7 (Orihime & Hikoboshi) ETS-VII (Engineering Test Satellite-VII) НОО
F5 21 февраля 1998 Kakehashi COMETS (Communications and Broadcasting Engineering Test Satellites) ГСО Частичная неудача1
F8 15 ноября 1999 MTSAT (Multi-functional Transport Satellite) ГСО Неудача2
F7 Отменен Midori II ADEOS-II (Advanced Earth Observing Satellite II) Отменен
μ-LabSat

↑ 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. 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.

Ссылки

Источник — https://ru.wikipedia.org/ruwiki/w/index.php?title=H-II_(ракета-носитель)&oldid=63063737