H-II (ракета-носитель)
| 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 неудачных |
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 |
 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]
- Разработать ракету-носитель с помощью японских аэрокосмических технологий.
- Сократить сроки и затраты на разработку путём максимального использования отработанных технологий.
- Разработать ракету, пригодную для запуска с существующего 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.
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
↑ 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
-
Макет H-II для наземных испытаний, установленный в Космическом центре Цукуба. -
Первая и вторая ступени отменённой седьмой ракеты, в ангаре Космического центра Танэгасима.
См. также
Примечания
- ↑ 1 2 "H-II Launch Vehicle No.4" (Press release). NASDA. Архивировано 11 декабря 2003. Дата обращения: 25 июня 2007.
- ↑ 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
- H-II Launch Vehicle Архивная копия от 30 октября 2013 на Wayback Machine, JAXA.
| Действующие | |
|---|---|
| Планируемые | |
| Устаревшие |
|
