H-IIA
| Lanciatore spaziale H-IIA | |
 H-IIA F23 con il satellite giapponese-americano GPM (2014). | |
| Dati generali | |
|---|---|
| Paese d'origine | Giappone |
| Costruttore | Mitsubishi Heavy Industries |
| Primo volo | 29 agosto 2001 |
| Stato | Attivo |
| Avvia (fallimenti) | 43 (1) |
| Altezza | 53 m |
| Diametro | 4 m |
| Peso al decollo | 445 t |
| Piani) | 2 |
| Base (i) di lancio | Tanageshima |
| Carico utile | |
| Orbita bassa | Da 10 ta 15 t |
| Trasferimento geostazionario (GTO) | Da 4,1 ta 6,1 t |
| Motorizzazione | |
| Ergols | Ossigeno liquido e idrogeno |
| Propulsori ausiliari | 2 o 4 SRB (1339-8239 kN) |
| 1 ° piano | 1 x LE-7A (1 x 815 kN a terra) |
| 2 e piano | 1 x LE-5B (1 x 137 kN nel vuoto) |
H-IIA è un lanciatore giapponese di media potenza (da 10 a 15 tonnellate in orbita terrestre bassa ) sviluppato alla fine degli anni '90. Questa versione derivata dal lanciatore H-II fu progettata dall'agenzia spaziale giapponese all'epoca, la NASDA , con il obiettivo di ridurre i costi di produzione e consentire di trovare opportunità nel mercato dei satelliti commerciali. Nonostante un percorso praticamente impeccabile (un fallimento su 40 colpi tra il 2001 e il 2018), il lanciatore prodotto dalla società Mitsubishi , troppo costoso, non è riuscito a fare il salto di qualità previsto. Viene utilizzato per lanciare la maggior parte dei satelliti istituzionali giapponesi: satelliti militari , sonde spaziali , satelliti per l'osservazione della Terra . I lanci vengono effettuati dalla base di lancio di Tanegashima .
Storico
La crisi del programma spaziale giapponese degli anni '90
Alla fine degli anni '90, il programma spaziale giapponese attraversò una grave crisi: l' agenzia spaziale giapponese perse uno dopo l'altro diversi veicoli spaziali a seguito di guasti tecnici: Kiku-5 (1994), il mini space shuttle HYFLEX (1996), il grande Satellite di osservazione della Terra ADEOS-I (1996), COMETS (1998). Allo stesso tempo, il Giappone stava attraversando una grave crisi economica che ha portato a una riduzione del bilancio assegnato all'attività spaziale (diminuzione del 17% nel 1997). Il principale lanciatore giapponese H-II , il cui primo volo risale al 1994, è un brillante successo tecnico ma costituisce un pozzo finanziario. Ogni lancio dell'H-II costa 188 milioni di euro, ovvero il doppio dei lanciatori Ariane o Atlas . Il Giappone ha tentato più volte di entrare nel mercato commerciale ma non è mai riuscito a piazzare il suo troppo costoso lanciatore. La situazione sta per peggiorare con la comparsa di un nuovo concorrente, il lanciatore russo Proton . L'agenzia spaziale giapponese decide quindi di rivedere il proprio lanciatore ponendosi l'obiettivo di abbassare i costi di produzione in misura sufficiente a consentirle di essere competitiva nel mercato dei lanci commerciali.
Sviluppo del lanciatore H-IIA
Il lanciatore H-IIA è derivato dal lanciatore H-II prodotto dal produttore Mitsubishi per l'agenzia spaziale giapponese NASDA . È stato sviluppato alla fine degli anni '90 per aumentare l'affidabilità e abbassare il costo di quest'ultimo lanciatore e ottenere così l'accesso al mercato dei lanci commerciali. Per raggiungere questo obiettivo, la NASDA sceglie di semplificare il suo lanciatore e di fare più affidamento sui componenti realizzati negli Stati Uniti . L'abbassamento dei costi deve derivare anche da una maggiore frequenza di lanci riducendola da 3 a 6-8 colpi all'anno. Viene firmato un contratto per 10 lanci con il produttore di satelliti per telecomunicazioni Hughes per un costo totale di 1 miliardo di dollari, ovvero la metà del prezzo dell'H-II. Ma il contratto è stato rotto nel maggio 2000, senza dubbio a causa del ritardo negli sviluppi. Anche l'Agenzia spaziale europea sta valutando la possibilità di lanciare il suo satellite per telecomunicazioni Artemis ma, dopo 18 mesi di esitazione, ha optato per il lanciatore Ariane 5 .
Il primo lancio di H-IIA avviene in Agosto 2001. Il nuovo lanciatore non è in grado di guadagnare quote di mercato a fronte di una concorrenza consolidata (Ariane e lanciatori russi). Con due eccezioni, il lanciatore viene utilizzato per posizionare in orbita i satelliti istituzionali giapponesi (satelliti di osservazione, sonde spaziali, satelliti militari). La cadenza di fuoco limitata a uno o due colpi all'anno non consente di abbassare i costi e il prezzo di lancio rimane a 100 milioni di dollari USA alla fine degli anni 2000. Sono previste due versioni pesanti (212 e 222) Originariamente: si usavano il primo stadio equipaggiato con 2 motori chiamati LRB come propellente ausiliario. la versione 222 con due LRB consente di collocare 17 tonnellate in orbita bassa contro le 10 tonnellate della versione 202 di base. Ma lo sviluppo di queste versioni pesanti non viene mai avviato. Dal 2003 un accordo di collaborazione con gli operatori lanciatori Arianespace e ULA che ha permesso di passare da un lanciatore all'altro in caso di guasto prolungato di uno dei lanciatori. Da1 ° aprile 2007, lo sviluppo del lanciatore e la gestione delle operazioni di lancio è pienamente supportato dal suo produttore Mitsubishi.
Caratteristiche tecniche
Il lanciatore comprende due stadi azionati da motori a razzo a propellente liquido che bruciano una miscela di ossigeno liquido e idrogeno e un numero variabile di propellenti a propellente solido:
- Il primo stadio L-100 è alimentato da un singolo motore a razzo LE-7A ad alte prestazioni (combustione a fasi ) che consuma una miscela di ossigeno liquido e idrogeno e una spinta di 110 tonnellate nel vuoto. Il palco con un diametro di 4 metri e una lunghezza di 37,2 metri ha una massa di 113,6 tonnellate.
- Data la bassa spinta al decollo di questo stadio, il lanciatore viene proposto in tutte le sue versioni con propulsori ausiliari. Esistono due tipi, entrambi utilizzano propellente solido : l'SRB, ha una spinta di 225 tonnellate nel vuoto per una massa di 76,4 tonnellate e funziona per 101 secondi. L'SSB, che è un propellente booster americano Castor 4AXL, ha una spinta di 63 tonnellate nel vuoto per una massa di 15,2 tonnellate e funziona per 60 secondi.
- Il secondo stadio L-17 utilizza un motore a razzo LE-5B che brucia una miscela di ossigeno e idrogeno liquido e una spinta di 13,7 tonnellate nel vuoto. Il palco con un diametro di 4 metri e una lunghezza di 9,2 metri ha una massa di 19,6 tonnellate. Esistono due tipologie di carenatura, entrambe con un diametro di 4 metri di lunghezza, rispettivamente di 12 e 15 metri .
Configurazioni
Il lanciatore è disponibile in quattro diverse varianti ottenute combinando SRB e SSB. Il loro carico utile per l' orbita di trasferimento geostazionario varia da 4,1 tonnellate per la versione base più utilizzata (202) a 6 tonnellate per la versione meno utilizzata (204). Le due versioni intermedie che utilizzano SSB (2022 e 2024) non vengono più prodotte. Inoltre, le due versioni pesanti previste (212 e 222) non sono mai state sviluppate.
| Versione | Massa totale | Carico utile in orbita basso | Carico utile ( GTO ) | Propulsori ausiliari | Numero di lanci / fallimenti (maggio:novembre 2018) |
Stato |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 202 | 285 t. | 10 t. | 4.1 t. | 2 SRB | 25 | In produzione |
| 2022 | 316 t. | - | 4,5 t. | 2 SRB + 2 SSB | 3 | La produzione è stata interrotta |
| 2024 | 347 t. | - | 5 t. | 2 SRB + 4 SSB | 7/1 | La produzione è stata interrotta |
| 204 | 445 t. | 15 t. | 6 t. | 4 SRB | 4 | In produzione |
| 212 | 403 t. | 16,5 t. | 7,5 t. | 2 SRB + 1 LRB | - | Versione non sviluppata |
| 222 | 520 t. | 17 t. | 9.5 t. | 2 SRB + 2 LRB | - | Versione non sviluppata |
Strutture di lancio
Gli incendi del lanciatore H-IIA vengono effettuati come nel caso del precedente lanciatore dalla base di lancio di Tanegashima situata sulla piccola isola di Tanega-shima nel sud del Giappone.
Lanciatori derivati
Il lanciatore H-IIB
Nel gennaio 2006, l'agenzia spaziale giapponese, JAXA , decide di sviluppare al posto delle previste versioni pesanti dell'H-IIA (212 e 222), il lanciatore H-IIB . Questo nuovo lanciatore si distingue per un diametro maggiore (5,20 invece di 4 m) e il suo primo stadio che utilizza 2 LE-7A invece di un singolo motore. Il lanciatore è sistematicamente affiancato da 4 propulsori booster SRB. Il carico utile in orbita bassa viene ridotto da 15 tonnellate a 19 tonnellate. Questo lanciatore viene utilizzato solo per lanciare la nave cargo spaziale HTV per il rifornimento di carburante alla Stazione Spaziale Internazionale .
Il progetto H3, successore dell'H-IIB
Nel 2014, JAXA ha deciso di sviluppare un sostituto per il lanciatore H-IIA con un duplice obiettivo: l' H3 deve essere molto meno costoso e sufficientemente sicuro per consentire l'invio di uomini nello spazio. L'architettura del futuro lanciatore H3 si basa sullo sviluppo di un nuovo motore a razzo a propellente liquido chiamato LE-9 , dal design più semplice rispetto al LE-7 , e sul riutilizzo del secondo stadio del lanciatore leggero giapponese Epsilon come booster propulsore. Il nuovo lanciatore sarà in grado di collocare 6,5 tonnellate in orbita di trasferimento geostazionario nella sua configurazione più potente.
Confronto dei lanciatori H-II
| Versione | H-II | H-IIA | H-IIB | |
|---|---|---|---|---|
| Piani | 2 + propulsori booster | |||
| Lunghezza | 49 m | 53–57 m | 56 m | |
| Diametro | 4,0 m | 4,0 m | 5,2 m | |
| Messa al lancio | 260 t | 285-347 t | 531 t | |
| Spinta | 3962 kN | fino a 4913 kN | 8372 kN | |
| Carico utile | 10 t LEO 4 t GTO |
10-15 t LEO 4-6 t GTO |
19 t LEO 8 t GTO |
|
| Propulsori ausiliari | ||||
| Designazione | H-II-0 | SRB-A | SSB | SRB-A |
| Numero | 2 | 2-4 | 0-4 | 4 |
| Lunghezza | 23,36 m | 15,2 m | 14,9 m | 15,2 m |
| Diametro | 1,81 m | 2,5 m | 1,0 m | 2,5 m |
| Massa vuota | 11.25 t | 10,4 t | 2,5 t | 10.55 t |
| Messa al lancio | 70,4 t | 76.4 t | 15,5 t | 76,5 t |
| Propulsione | H-II-0 con una spinta di 1540 kN |
SRB-A con spinta di 2245 kN |
Castor 4XL con una spinta di 745 kN |
4 x SRB-A con 4 x 2305 kN di spinta |
| Tempo ardente | 94 s | 120 s | Anni '60 | 114 s |
| 1 ° piano | ||||
| Designazione | H-II-1 | H-IIA-1 | ||
| Lunghezza | 28 m | 37,2 m | 38,2 m | |
| Diametro | 4,0 m | 4,0 m | 5,2 m | |
| Massa vuota | 11,9 t | 13.6 t | 24.2 t | |
| Messa al lancio | 98.1 t | 113.6 t | 202 t | |
| Propulsione | LE-7 con spinta 844/1080 kN 1) |
LE-7A con spinta 815 / 1096,5 kN |
2 x LE-7A con una spinta di 2196 kN |
|
| Tempo ardente | 346 s | 397 s | 352 s | |
| 2 e piano | ||||
| Designazione | LE-5A | LE-5B | LE-5B-2 | |
| Lunghezza | 10,7 m | 9,2 m | 11 m | |
| Diametro | 4,0 m | 4,0 m | 4,0 m | |
| Massa vuota | 2,7 t | 3.0 t | 3.4 t | |
| Messa al lancio | 19,7 t | 19.6 t | 20 t | |
| Propulsione | LE-5A con spinta di 121,6 kN |
LE-5B con una spinta di 137,16 kN |
LE-5B-2 con una spinta di 137,2 kN |
|
| Tempo ardente | 609 s | 534 s | 499 s | |
1) Spinta a livello del mare / nel vuoto
Viene lanciata la storia di H-IIA
H-IIA è stato lanciato per la prima volta il 29 agosto 2001 ed è stato utilizzato 31 volte (figure novembre 2016). La velocità media di fuoco è leggermente inferiore a 2 all'anno. Il sesto lancio, avvenuto il29 novembre 2003, rimane l'unico guasto nel 2015. Ha portato alla distruzione di due satelliti da ricognizione. Il licenziamento è ripreso dopo una pausa di poco meno di un anno e mezzo con il lancio in corso26 febbraio 2005di MTSAT-1R. Il primo colpo oltre l'orbita terrestre ha avuto luogo14 settembre 2007con il lancio della sonda spaziale lunare SELENE . H-IIA è utilizzato quasi esclusivamente per il lancio di satelliti istituzionali giapponesi: satelliti militari (6 colpi), sonde spaziali (2 colpi), satelliti per l'osservazione della Terra (6 colpi), satelliti tecnologici (4 colpi compresi i due primi voli destinati alla convalida del lanciatore) .
Le riprese di 24 novembre 2015è il primo lancio per una società straniera, Telesat Canada . Il satellite canadese, costruito da Airbus Defence and Space , è stato messo in orbita con successo. In questa occasione, il lanciatore giapponese si distingue dai suoi concorrenti iniettando il suo carico a un'altitudine superiore al solito. Procedere in questo modo consente al satellite di utilizzare meno la sua propulsione per raggiungere l'orbita geostazionaria e quindi di conservare le riserve di propellente , aumentandone la durata.
Avvia la cronologia| Data ( UTC ) | Volo n. | Modello | Carico utile | Natura | Risultato |
|---|---|---|---|---|---|
| 29 agosto 2001 | TF1 | 202 | VEP 2 LRE |
Volo di prova | Successo |
| 4 febbraio 2002 | TF2 | 2024 | VEP 3 MDS-1 (Tsubasa), DASH |
Volo di prova, satellite tecnologico (MDS-1) | Successo |
| 10 settembre 2002 | F3 | 2024 |
UTENTI DRTS (Kodama) |
Microgravity Telecommunications |
Successo |
| 14 dicembre 2002 | F4 | 202 |
ADEOS 2 (Midori 2) WEOS (Kanta-kun), FedSat 1, Micro LabSat 1 |
Osservazione della Terra | Successo |
| 28 marzo 2003 | F5 | 2024 |
IGS -Optical 1 IGS-Radar 1 |
Satelliti di riconoscimento ottico e radar | Successo |
| 29 novembre 2003 | F6 | 2024 |
IGS -Optical (2) IGS-Radar (2) |
Satellite da ricognizione radar | Fallimento |
| 26 febbraio 2005 | F7 | 2022 | MTSat-1R (Himawari 6) | Telecomunicazioni, meteo, navigazione | Successo |
| 24 gennaio 2006 | F8 | 2022 | ALOS (Daichi) | Osservazione della Terra | Successo |
| 18 febbraio 2006 | F9 | 2024 | MTSat-2 (Himawari 7) | Telecomunicazioni, meteo | Successo |
| 11 settembre 2006 | F10 | 202 | IGS -Optical 2 | Satellite di riconoscimento ottico | Successo |
| 18 dicembre 2006 | F11 | 204 | ETS-VIII (Kiku 8) | Satellite sperimentale per telecomunicazioni | Successo |
| 24 febbraio 2007 | F12 | 2024 |
IGS -Radar 2 IGS-Ottico 3V |
Satelliti di riconoscimento ottico e radar | Successo |
| 14 settembre 2007 | F13 | 2022 | SELENE (Kaguya) | Sonda spaziale lunare | Successo |
| 23 febbraio 2008 | F14 | 2024 | VENTI (Kizuna) | Satellite sperimentale per telecomunicazioni | Successo |
| 23 gennaio 2009 | F15 | 202 |
GOSAT (Ibuki) SDS -1, STARS (Kūkai), KKS -1 (Kiseki), PRISM (Hitomi), Sohla (en) -1 (Maido 1) SORUNSAT -1 (Kagayaki), SPRITE-SAT (Raijin) |
Osservazione della Terra | Successo |
| 28 novembre 2009 | F16 | 202 | IGS -Optical 3 | Satellite di riconoscimento ottico | Successo |
| 20 maggio 2010 | F17 | 202 |
PLANET-C (Akatsuki) IKAROS UNITEC-1 (en) (Shin'en), Waseda-SAT2 (en) , K-Sat (Hayato), Negai ☆ ″ (en) |
Velo solare della sonda spaziale venusiana |
Successo |
| 11 settembre 2010 | F18 | 202 | QZS -1 (Michibiki) | Satellite di navigazione | Successo |
| 23 settembre 2011 | F19 | 202 | IGS -Optical 4 | Satellite di riconoscimento ottico | Successo |
| 12 dicembre 2011 | F20 | 202 | IGS -Radar 3 | Satellite da ricognizione radar | Successo |
| 17 maggio 2012 | F21 | 202 |
GCOM-W1 (Shizuku) Arirang-3 (en) , SDS-4 (en) , HORYU-2 |
Osservazione della Terra (GCOM-W1) | Successo |
| 27 gennaio 2013 | F22 | 202 |
IGS -Radar 4 IGS-Ottico 5 |
Satelliti di riconoscimento ottico e radar | Successo |
| 27 febbraio 2014 | F23 | 202 |
Osservatorio GPM-Core SindaiSat (Ginrei), STARS-II (Gennai), TeikyoSat-3, ITF-1 (Yui), OPUSAT (CosMoz), INVADER, KSAT2 |
Osservazione della Terra (Osservatorio GPM-Core) | Successo |
| 24 maggio 2014 | F24 | 202 |
ALOS-2 (Daichi 2) RISING-2 (en) , UNIFORM-1 (en) , SOCRATES, SPROUT |
Radar di osservazione della Terra (ALOS-2) | Successo |
| 7 ottobre 2014 | F25 | 202 | Himawari 8 | Meteorologia | Successo |
| 3 dicembre 2014 | F26 | 202 |
Hayabusa 2 PROCYON , DESPATCH-ARTSAT 2 , Shin'en 2 |
Missione di ritorno del campione di asteroidi | Successo |
| 1 ° febbraio il 2015 | F27 | 202 | IGS -Radar di ricambio | Satellite da ricognizione radar | Successo |
| 26 marzo 2015 | F28 | 202 | IGS -Optical 5 | Satellite di riconoscimento ottico | Successo |
| 24 novembre 2015 | F29 | 204 | Telstar 12 Vantage | Telecomunicazioni | Successo |
| 17 febbraio 2016 | F30 | 202 |
Astro-H (Hitomi) Horyu 4 , ChubuSat-2 (Kinshachi 2), ChubuSat-3 (Kinshachi 3) 8 CubeSat |
Telescopio spaziale a raggi X. | Successo |
| 2 novembre 2016 | F31 | 202 | Himawari 9 | Meteorologia | Successo |
| 24 gennaio 2017 | F32 | 204 | DSN-2 (Kirameki 2) | Satellite per telecomunicazioni di difesa in banda X-2 | Successo |
| 17 marzo 2017 | F33 | 202 | IGS -Radar 5 | Satellite da ricognizione radar | Successo |
| 1 ° giugno il 2017 | F34 | 202 | QZS -2 (Michibiki 2) | Satellite di navigazione | Successo |
| 19 agosto 2017 | F35 | 204 | QZS -3 (Michibiki 3) | Satellite di navigazione | Successo |
| 9 ottobre 2017 | F36 | 202 | QZS -4 (Michibiki 4) | Satellite di navigazione | Successo |
| 23 dicembre 2017 | F37 | 202 |
GCOM-C (Shikisai) SLATS (Tsubame) |
Osservazione della Terra (GCOM-C) | Successo |
| 27 febbraio 2018 | F38 | 202 | IGS- Ottico 6 | Satellite di riconoscimento ottico | Successo |
| 12 giugno 2018 | F39 | 202 | IGS -Radar 6 | Satellite da ricognizione radar | Successo |
| 29 ottobre 2018 | F40 | 202 |
GOSAT 2 (Ibuki 2) KhalifaSat , Diwata 2 , Ten-Koh , AUTcube 2 , STARS-AO (Aoi) |
Osservazione della Terra | Successo |
| 9 febbraio 2020 | F41 | 202 | IGS -Optical 7 | Satellite di riconoscimento ottico | Successo |
| 19 luglio 2020 | F42 | 202 | Mars Hope | Sonda di esplorazione di Marte | Successo |
| 29 novembre 2020 | F43 | 202 | JDRS-1 | Satellite di comunicazione | Successo |
|
Lanci programmati | |||||
| aprile 2020 | 202 | ALOS-3 | Osservazione della Terra | ||
Note e riferimenti
- Harvey et al , p. 72
- Harvey et al , p. 74
- (in) Bernd Leitenberger, " Die H-II Trägerraketenfamilie " sul sito Bernd Leitenbergers Web (accessibile il 1 ° ottobre 2014 )
- (in) "Mitsubishi and Arianespace Combines Commercial Satellite Launch Services" (rilascio dell'8 febbraio 2012 su Internet Archive ) , SatNews.com,26 aprile 2007
- (in) Gunter Dirk Krebs, " HII-A " , la pagina dello spazio di Gunter (accessibile il 1 ° ottobre 2014 )
- 三菱 重工 、 「H2A」 2 機 種 に 半 減 ・ 民 営 化 で コ ス ト 減. NIKKEI NET
- (a) Peter B. de Selding, " giapponese H-2A lancia Telstar 12 Vantage nel debutto commerciale " su spacenews.com ,24 novembre 2015(visitato il 26 novembre 2015 )
- (in) " Lanci di satelliti commerciali " su www3.nhk.or.jp.com ,24 novembre 2015(visitato il 26 novembre 2015 )
- (in) Annuncio del lancio (la data e l'ora indicate corrispondono al fuso orario del Giappone)
- (in) Dichiarazione d'intenti
Fonti
- (en) Brian Harvey, Henk HF Smid et Theo Pirard, Potenze spaziali emergenti: I nuovi programmi spaziali dell'Asia, del Medio Oriente e del Sud America , Springer Praxis,2010( ISBN 978-1-4419-0873-5 )