Ракета H-II



Ракета H-II


Галерея H-II

Разработчик JAXA, Mitsubishi Heavy Industries
Статус Эксплуатируется
Первый полет 1994
Произведено пусков 47 (2017) (8 H-II, 33 H-IIA, 6 H-IIB)

 

HII (H-2) — семейство ракет-носителей среднего класса, разработанных японским космическим агентством JAXA совместно с концерном Mitsubishi Heavy Industries в начале 1990-хх. Первая полностью собственная жидкостная ракета-носитель. Базовая H-II не эксплуатируется, уступив свое место модернизированными H-IIA и H-IIB.

 

История


H-II — не первая ракета-носитель японского производства. До ее появления тогдашнее Национальное агентство по исследованию космоса (National Space Development Agency, NASDA) использовало, преимущественно, ракету H-I, собираемую в Японии, но использовавшую большое количество готовых элементов и решений с американской ракеты-носителя Delta. Однако, количество отечественных систем (система управления, двигатели LE-5 второй ступени) постоянно росло и, к концу 1980-хх, когда H-I устарела (как и Delta первого поколения), было решено создать новую ракету, использующую, преимущественно, японские элементы.

NASDA официально объявили о реализации программы H-II в конце 1980-хх. Требования к ракете были следующими:

  • Ракета должна быть разработана на основе японских космических технологий
  • Сроки и затраты на разработку должны быть сокращены за счет применения уже имеющихся систем
  • Организовать разработку и производство максимально эффективно и обеспечить надежность и безопасность всех элементов ракеты-носителя
  • Ракета должна будет запускаться с космодрома Танэгасима (на одноименном острове, южнее острова Кюсю).

В 1990 году была основана компания Rocket System Corporation, которая должна была стать оператором будущего носителя.

Одной из основных задач при создании ракеты была разработка нового жидкостного двигателя LE-7 для первой ступени. Начавшись еще в 1984 году, работа была очень сложной и заняла 10 лет.

Наконец, в 1994 году NASDA осуществило первый испытательный запуск H-II. До 1997 года было осуществлено еще 4 успешных пуска, однако, еще два запуска в 1998 и 1999 годах оказались не столь успешными (один частично успешный, второй аварийный — ракета потеряла тягу и упала в океан).

Аварийный запуск заставил не только провести расследование, но и пересмотреть весь проект. Главной сложностью для японцев была непомерная стоимость ракет — каждый запуск обходился в $190 млн. — в несколько раз дороже, чем у конкурентов. Было принято решение провести серьезную модернизацию ракеты с целью снижения ее стоимости — так появилась модификация H-IIA.

Перепроектирование ряда систем, значительная оптимизация конструкции, а так же масштабное применение композиционных материалов позволили повысить надежность, упростить и облегчить ракету. Кроме того, на базе H-IIA были созданы сразу четыре модификации, позволившие более эффективно доставлять полезные нагрузки на низкие околоземные, солнечно-синхронные и геопереходные орбиты.

Впервые, H-IIA взлетела в 2001 году. Она оказалась намного надежней предшественницы (1 авария за все время эксплуатации) и используется более массово (33 запуска на начало 2017 года). В 2007 году H-IIA доставила на орбиту Луны первый японский исследовательский зонд SELENE, а в 2010 году запущенный ею зонд Акацуки PLANET-C приступил к исследованию Венеры.

Удачная эксплуатация H-IIA позволила JAXA и Mitsubishi Heavy Industries расширить возможности носителя. В 2009 году был осуществлен запуск новой модификации H-IIB

Впервые за всю историю Японии, был создан космический корабль H-II Transfer Vehicle (HTV), так же известный под именем Kounotori (Белый аист). Этот беспилотный грузовой корабль массой до 16,5 тонн применяется для доставки полезных нагрузок на МКС. Помимо этого, у JAXA имеются планы создания для РН H-IIB пилотируемого космического корабля (хотя, возможно, новый корабль будет летать на новой РН H-III, создание которой планируется на начало 2020-хх).

 

Конструкция


H-II — двухступенчатая ракета-носитель среднего класса. Ниже описывается конструкция РН H-IIA, как базовой из ныне действующих (РН H-II не летает).

Первая ступень H-IIA жидкостная, криогенная. В качестве топлива использует пару жидкий водород/жидкий кислород. Высота ступени 37,2 метра, диаметр — 4 метра. Ступень вмещает 101,1 тонны топлива. В качестве силовой установки применяется один жидкостный ракетный двигатель LE-7A (модификация базовой LE-7 от РН H-II). Двигатель создает 1098 кН тяги. Двигатель имеет функцию отклонения вектора тяги смещением сопла. Ступень действует в течение 390 секунд.

Первая ступень РН H-IIB оснащается двумя ЖРД LE-7A и четырьмя ускорителями SRB-A3. Центральный блок первой ступени шире чем на H-IIА и имеет диаметр 5,2 м . Кроме того, первая ступень H-IIB на один метр длиннее чем у H-IIА, что увеличивает запас топлива на 70%.

Ускорители у ракеты могут быть двух видов: жидкостные и твердотопливные (причем, твердотопливных ускорителей тоже две разные модели). Ускорители устанавливаются пакетно по бокам от первой ступени. Типы, количество и расположение ускорителей определяются модификацией и задачами каждой ракеты (всего 4 варианта). Жидкостные ускорители LRB (Liquid Rocket Booster) на РН H-IIA не применяются, хоть такая возможность имеется.

Твердотопливный ускоритель SRB-A изготавливается компанией IHI Corporation и значительно унифицирована с двигателем SRB-A3 — первой ступенью ракеты-носителя Epsilon (сейчас на H-IIA уже применяется модифицированная SRB-A3). Высота ускорителя 15,1 метров, диаметр — 2,5 метра, стартовая масса — 151 тонна. Каждый ускоритель создает тягу до 5040 кН и действует в течение 100 секунд. Топливо — НТРВ.

Твердотопливный ускоритель SSB (Solid Strap-on Booster) так же используется совместно с SRB-A. Оснащается двигателем Castor-4AXL фирмы Alliant Techsystems (ATK). Высота ускорителя 14,9 метров, диаметр 1 метр. При массе в 31 тонну ускоритель создает 1490 кН тяги и действует 60 секунд. На 2017 год эти ускорители не применяются с целью оптимизации расходов.

Вторая ступень значительно унифицирована с первой. В качестве топлива так же используется пара жидкий водород / жидкий кислород. Оснащается жидкостным двигателем LE-5B, создающим тягу до 137 кН и действующим в течение 530 секунд. Ступень весит 20 тонн и имеет высоту 9,2 метра. Диаметр 4 метра такой же, как и у первой ступени. Для маневрирования используется отколонение вектора тяги и вращательные гидразиновые двигатели-корректировщики.

Описание: видео запуска ракеты-носителя H-IIA с аппаратом Hayabusa 2

 

Модификации


У ракет-носителей H-IIA имеются четыре базовые модификации. По аналогии с американскими ракетами, японские имеют метод расчета индекса в цифрах по конструкции.

  1. Первая цифра обозначает количество ступеней ракеты-носителя и всегда равна 2.
  2. Вторая цифра обозначает количество жидко-топливных ускорителей LRB и может быть 0, 1 и 2. На практике всегда 0, поскольку такие ускорители не используются.
  3. Третья цифра обозначает количество твердотопливных ускорителей и может быть 2 или 4.
  4. Четвёртая цифра (используется при необходимости) обозначает количество твердотопливных ускорителей Castor-4AXL и может быть 2 или 4.

В соответствии с этим, модификация H2A 202 означает, что это ракета с двумя жидкостными ступенями (всегда), без жидкостных ускорителей LRB и с двумя твердотопливными ускорителями SRB. В эксплуатации находятся только версии 202 и 204. Версии 2022 и 2024 сняты с эксплуатации, в последний раз были запущены в 2007 и 2008 году соответственно.

Модификации ракеты H-IIA



ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТ H-II
Модификация H-II H-IIA H-IIB
Тип ракета-носитель среднего класса
Топливо Жидкий водород / жидкий кислород, НТРВ
I ступень 1 криогенный двигатель LE-7 тягой до 1077 кН 1 криогенный двигатель LE-7A тягой до 1098 кН 2 криогенных двигатель LE-7A общей тягой до 1156 кН
II ступень 1 криогенный двигатель LE-5A тягой до 121,5 кН 1 криогенный двигатель LE-7 тягой до 137 кН 1 криогенный двигатель LE-7 тягой до 137 кН
Ускорители 2 твердотопливных ускорителя тягой 1540 кН каждый 2 или 4 твердотопливных ускорителя SRB-A тягой до 2260 кН каждый 4 твердотопливных ускорителя SRB-A3 тягой до 2305 кН каждый
Стартовая масса 260 тонн 443 тонны (версия 204) 531 тонна
Полезная нагрузка (НОО) 10,06 тонн 15 тонн 19 тонн (16 на МКС)
Длина ракеты 49 м 53 м 56,6 м